СПОСОБ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ МЕТАЛЛИЧЕСКОГО УСИЛИТЕЛЬНОГО ЭЛЕМЕНТА СО ВСТАВКОЙ ДЛЯ ЗАЩИТЫ ПЕРЕДНЕЙ КРОМКИ ИЗ КОМПОЗИТНОГО МАТЕРИАЛА

1. Способ изготовления металлического усилительного элемента для защиты передней кромки, соответственно задней кромки, лопатки авиационного двигателя, выполненной из композитного материала посредством штамповки элементов из листового материала (1) и их сваривания между собой диффузионной сваркой, отличающийся тем, что содержит следующие этапы:
- изготавливают сердцевину (3), имеющую форму внутренней полости будущего металлического усилительного элемента, в которой одна из сторон воспроизводит внутреннюю форму верхней поверхности усилительного элемента, а другая сторона воспроизводит внутреннюю форму нижней поверхности усилительного элемента,
- изготавливают вставку (7) из сплава более высокой твердости, чем твердость усилительного элемента,
- придают штамповкой начальную форму элементам из листового материала, чтобы приблизить их к форме верхней поверхности (1E) и нижней поверхности (1I) указанного усилительного элемента, оставив между ними частичное пространство (4), и формируют между ними, с передней по потоку, соответственно задней по потоку, стороны указанной сердцевины, полость (6), способную принять указанную вставку, причем указанная полость позиционируют за указанным частичным пространством (4), в положении выше по потоку, соответственно ниже по потоку, чем сердцевина (3),
- позиционируют указанные элементы из листового материала вокруг указанной сердцевины (3), а также вставки (7) в указанной
полости (6) и скрепляют между собой элементы сборки,
- помещают в вакуум и замыкают сборки сваркой,
- соединяют сборки горячим изостатическим прессованием,
- формируют наружный профиль усилительного элемента посредством финишной механической обработки, с обнажением материала (7) вставки,
- вырубают сборку для извлечения сердцевины (3) и отделяют усилительный элемент.
2. Способ по п. 1, в котором предел упругости сплава вставки (7) в холодном состоянии больше, чем соответствующий показатель материала усилительного элемента (3).
3. Способ по одному из пп. 1 или 2, в котором листовые элементы выполняют из титанового сплава, а вставку (7) из титанового сплава, выбранного из гаммы типа Ti5553, Ti10-2-3 или Ti17.
4. Способ по одному из пп. 1 или 2, в котором листовые элементы выполняют из титанового сплава, а вставку (7) выполнена из интерметаллического сплава титана.
5. Способ по п. 4, в котором интерметаллический титановый сплав представляет собой сплав титан-алюминий.
6. Способ по одному из пп. 1 или 2, в котором листовые элементы выполняют из титанового сплава, а вставку (7) выполняют из орто-ромбического сплава.
7. Способ по п. 6, в котором орто-ромбический сплав представляет собой сплав титан-алюминий-ниобий.
8. Металлический усилительный элемент для защиты передней кромки или задней кромки лопатки авиационного двигателя,
выполненной из композитного материала, который содержит расположенную в передней части усилительного элемента вставку (7), выполненную из сплава, твердость которого превышает твердость усилительного элемента, и закрепленную на указанном усилительном элементе диффузионной сваркой.
9. Усилительный элемент по п. 8, в котором материал усилительного элемента представляет собой первый титановый сплав, а материал вставки - второй титановый сплав, твердость и предел упругости которого в холодном состоянии превышают соответствующие показатели указанного усилительного элемента.
10. Усилительный элемент по п. 9, в котором титановым сплавом усилительного элемента является TA6V, а сплав вставки (7) выбран из сплавов Ti5553, Ti10-2-3, Ti17, TiAl или Ti2AlNb.