[특허]Method of making a composite blade with divergent root

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IPC분류정보
국가/구분	United States(US) Patent 등록
국제특허분류(IPC7판)	B21K-003/04
출원번호	US-0243074 (1988-09-09)
발명자 / 주소	Bailey Carlos (Farmington MI) Spain Raymond G. (Farmington Hills MI)
출원인 / 주소	Airfoil Textron Inc. (Lima OH 02)
인용정보	피인용 횟수 : 25 인용 특허 : 11

초록 ▼

A composite gas turbine engine blade is made by braiding a plurality of fibers to form a preform having an airfoil precursor portion and an integral root precursor portion. A plurality of fiber shaping inserts are positioned in the root precursor portion, either by braiding the root precursor portion around the inserts or inserting the fiber shaping inserts into the root precursor portion after braiding, to impart an enlarged, divergent shape (e.g., dovetail precursor shape) to the braided root precursor portion. The braided preform with the enlarged, shaped root precursor portion is infiltrated with matrix material and shaped to near net shape to provide the composite blade with a dovetail shaped root.

대표청구항 ▼

A method for making a composite gas turbine engine blade having an airfoil and an integral root, comprising the steps of: (a) braiding a plurality of fibers to form a preform having an airfoil precursor portion and an integral root precursor portion, (b) inserting a plurality of fiber shaping inserts into the root precursor portion to extend in a chordwise direction of the blade and in a pattern to impart an enlarged, divergent shape to the root precursor portion in a direction transverse to said chordwise direction, and (c) disposing the preform having the root precursor portion enlarged and divergently shaped by said inserts in a matrix material to form a composite gas turbine engine blade.

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