背景技术
[0001]
涡轮发动机，尤其是
燃气轮机或
燃气涡轮发动机，是从通过发动机的燃烧气体流中提取
能量到多个旋转涡轮
叶片上的旋转发动机。气体被
压缩机压缩，在
燃烧器中燃烧，然后通过涡轮。还可以有迫使空气围绕发动机核心的旁路
风扇。
[0002] 压缩机，涡轮和旁路风扇具有类似的结构。每个都具有包括在
转子盘中的转子组件和从转子盘径向向
外延伸的一组叶片。叶片可与盘成一体并通过
冶金方式结合到盘上，形成整体叶盘(叶片盘，有时也称为“整体粘合转子”或IBR)。整体叶盘也可以由一
块实心金属片形成，作为整体结构。
[0003] 在制造期间或在操作期间，整体叶盘的一个或多个叶片可能被损坏，例如通过气流中的颗粒被损坏。通常，如果损坏处具有缺口，凹痕或局部材料损失，则被修复叶片。修复可以包括
热处理，其确保损坏区域的性质，同时不降低整体叶盘的其他区域的性质。
发明内容
[0004] 在一个方面，本公开涉及一种修复具有毂的整体叶盘的方法，该整体叶盘具有周向间隔开的叶片，该方法包括移除叶片的损坏部分，探测叶片以确定叶片的三维形状，使叶片的剩余部分渐变以创建计算机生成的替换件，确定计算机生成的替换件是否被包含在原始替换件中，将原始替换件固定到叶片，代替移除的损坏部分，建立叶片的现有表面的三个维度，从计算机生成的替换件的三个维度和叶片的现有表面的三个维度推断出3-D轮廓。和将原始替换件定形以匹配推断出的3-D轮廓。
[0005] 在另一方面，本公开涉及一种修复具有毂的整体叶盘的方法，该整体叶盘具有周向间隔开的叶片，该方法包括：
切除叶片的损坏部分以限定切除边缘；确定计算机生成的替换件的三个维度；将原始替换件固定到叶片的剩余部分，代替移除的损坏部分，原始替换件的三维尺寸比损坏部分更大；确定计算机生成的替换件的三个维度是否被包含在原始替换件内；将原始替换件沿着切除边缘
焊接到叶片的剩余部分；建立叶片的现有表面的三个维度；从计算机生成的替换件的三个维度和叶片的现有表面的三个维度推断出3-D轮廓，并且将原始替换件定形以匹配推断出的3-D轮廓。
附图说明
[0006] 在附图中：
[0007] 图1是用于
飞行器的燃气涡轮发动机的示意性剖视图。
[0008] 图2是整体叶盘的立体图。
[0009] 图3是图1中的整体叶盘的叶片具有损坏部分的立体图。
[0010] 图4是具有示例性移除线的图2中的叶片。
[0011] 图5是一部分被移除的图2中的叶片。
[0012] 图6是具有计算机生成的替换件的图2中的叶片。
[0013] 图7是具有原始替换件的图2中的叶片。
[0014] 图8是原始替换件被保持就位的图2中的叶片。
[0015] 图9是原始替换件被焊接到叶片的剩余部分的图2中的叶片。
[0016] 图10是以虚线示出的图7中的原始替换件的被修复叶片。
[0017] 图11是用于修复整体叶盘上的叶片的方法的
流程图。
具体实施方式
[0018] 本文描述的本公开的各方面涉及一种修复整体叶盘的方法。出于说明的目的，将以用于飞行器燃气涡轮发动机的旁路风扇来描述本公开。然而，应该理解的是，本公开的各方面不限于此并且可以在发动机(包括压缩机)内以及在非飞行器应用中具有普遍适用性，例如其他移动应用和非移动工业，商业和住宅应用。
[0019] 如本文所用，术语“向前”或“上游”指的是在朝向发动机入口的方向上移动，或者与另一个部件相比一个部件相对更靠近发动机入口。与“向前”或“上游”结合使用的术语“向后”或“下游”指的是朝向发动机后部或出口或与另一部件相比相对更靠近发动机出口的方向。
[0020] 另外，如本文所用，术语“径向”或“径向地”是指在发动机的中心纵向轴线和发动机外周之间延伸的尺寸。
[0021] 所有方向参考(例如，径向，轴向，近侧，远侧，上，下，向上，向下，左，右，横向，前，后，顶，底，上方，下方，竖直，
水平，顺
时针，逆时针，上游，下游，向前，向后等)仅用于识别目的，以帮助读者理解本公开，并且不生成限制，特别是关于本公开的
位置，取向或用途。除非另有说明，否则连接参考(例如，附接，联接，连接和连结)将被广义地解释，并且可以包括元件集合之间的中间构件和元件之间的相对移动。因此，连接参考不必推断两个元件直接连接并且为彼此固定关系。示例性附图仅用于说明的目的，并且附图中反映的尺寸，位置，顺序和相对尺寸可以变化。
[0022] 图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意性剖视图。发动机10具有大致纵向延伸的轴线或中心线12，其从前部14向后部16延伸。发动机10以下游
串联流动关系包括：包括风扇20的风扇区段18，包括
增压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26的压缩机区段22，包括燃烧器30的燃烧区段28，包括HP涡轮34和LP涡轮36的涡轮区段32以及排放区段38。
[0023] 风扇区段18包括围绕风扇20的风扇壳体40。风扇20包括绕着中心线12径向分布的多个
风扇叶片42。HP压缩机26，燃烧器30和HP涡轮34形成发动机10的芯44，其生成燃烧气体。芯44被芯壳体46包围，其可与风扇壳体40联接。
[0024] 围绕发动机10的中心线12同轴设置的HP轴或
线轴48将HP涡轮34驱动地连接到HP压缩机26。低压轴或线轴50，围绕发动机10的中心线12同轴布置在较大直径的环形HP线轴48内，将LP涡轮36驱动地连接到LP压缩机24和风扇20。线轴48，50可绕发动机中心线旋转并联接到多个可旋转元件，这些可共同限定转子51。
[0025] LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级段52，54，其中一组压缩机叶片56，58相对于相应的一组静态压缩机轮叶60，62(也称为
喷嘴))旋转以压缩或加压通过该级段的
流体流。在单个压缩机级段52，54中，多个压缩机叶片56，58可以设置成环并且可以相对于中心线12从叶片平台径向向外延伸到叶片尖端，而相应的静态压缩机轮叶60，62被
定位在旋转叶片56，58的上游并与其相邻。应注意，图1中所示的叶片，轮叶和压缩机级段的数量仅被用于说明目的，其他数量也是可能的。
[0026] 用于压缩机级段的叶片56，58可以安装到盘61上，其被安装到HP和LP线轴48，50中相应的一个，每个级段具有其自己的盘61。叶片56，58可通过冶金方式结合到盘61上，以形成整体叶盘65的整体结构。当制造时，整体叶盘65是一个构件。用于压缩机级段的轮叶60，62可以以周向布置被安装到芯壳体46。
[0027] HP涡轮34和LP涡轮36分别包括多个涡轮级段64，66，其中一组涡轮叶片68，70相对于相应的一组静态涡轮轮叶72，74(也称为喷嘴)旋转，以从通过平台的流体流中提取能量。在单个涡轮级段64，66中，多个涡轮叶片68，70可以设置成环并且可以相对于中心线12从叶片平台径向向外延伸到叶片尖端，而相应的静态涡轮轮叶72，74被定位在旋转叶片68，70的上游并与其相邻。应注意，图1中所示的叶片，轮叶和涡轮级段的数量仅被用于说明目的，其他数量也是可能的。
[0028] 用于涡轮级段的叶片68，70可以安装到盘71上，盘71被安装到HP和LP线轴48，50中的相应一个上，每个级段具有专用盘71。叶片68，70可通过冶金方法结合到盘71上以形成整体叶盘65的整体结构。在制造时，整体叶盘65是一个构件。用于压缩机级段的轮叶72，74可以以周向布置被安装在芯壳体46中。
[0029] 与转子部分互补，发动机10的静止部分(例如压缩机区段22和涡轮区段32中的静态轮叶60，62，72，74)也单独地或共同地称为
定子63。这样，定子63可以指整个发动机10中的非旋转元件的组合。
[0030] 在操作中，离开风扇区段18的气流被分开，使得一部分气流被引导到LP压缩机24中，然后LP压缩机24将加压空气76供应到HP压缩机26，HP压缩机26进一步对空气加压。来自HP压缩机26的加压空气76与燃烧器30中的
燃料混合并被点燃，从而生成燃烧气体。HP涡轮34从这些气体中提取一些功，其驱动HP压缩机26。燃烧气体被排放到LP涡轮36中，其提取额外的功以驱动LP压缩机24，并且废气最终通过排放区段38从发动机10排出。LP涡轮36的驱动驱动LP线轴50以使风扇20和LP压缩机24旋转。
[0031] 加压气流76的一部分可以作为引气77从压缩机区段22中抽出。引气77可以从加压气流76中抽出并提供给需要冷却的发动机部件。进入燃烧器30的加压气流76的
温度显著增加。因此，由引气77提供的冷却对于在升高的温度环境中操作这种发动机部件是必要的。
[0032] 气流78的剩余部分绕过LP压缩机24和发动
机芯44并通过固定轮叶排列离开发动机组件10，更具体地，通过风扇排放侧84的出口导向轮叶组件80离开发动机组件10，该出口导向轮叶组件80包括多个
翼型导向轮叶82。更具体地，与风扇区段18相邻地使用径向延伸的翼型导向轮叶82的周向排列以对气流78施加一些方向控制。
[0033] 由风扇20供应的一些空气可绕过发动机芯44并被用于冷却发动机10的部分，尤其是热部分，和/或用于冷却或驱动飞行器的其他方面。就涡轮发动机而言，发动机的热部分通常在燃烧器30的下游，尤其是涡轮区段32，其中HP涡轮34是最热部分，因为它直接位于燃烧区段28的下游。其他冷却流体源可以是但不限于从LP压缩机24或HP压缩机26排出的流体。
[0034] 图2示出了示例性整体叶盘65，其包括中心盘毂区段86和多个叶片58。中心毂区段86和叶片58来自单件金属，并且叶片58通过冶金方式结合到毂区段86，使得整体叶盘65形成并加工成一个构件。整体叶盘65可由任何可操作的材料制成，例如作为非限制性示例的
钛基，镍基，钴基或
铁基超
合金。整体叶盘65的每个部分虽然加工成一个构件，但可以由不同的合金或通过上述合金的非限制性示例的组合制成。应该理解的是，整体叶盘65可以位于发动机10的任何区段，包括风扇，压缩机或涡轮区段18，22，32。
[0035] 对于本文所述的方法，整个整体叶盘65被定位在机器(未示出)中，例如多轴
铣床。整体叶盘65经历机上探测，其中机器功能作为坐标测量机(CMM)。整体叶盘65被置于CMM的现有计算机
坐标系中。确定表示整体叶盘65基准面和叶片的位置的数据点并将其上传到CMM控制计算机。设计的整体叶盘65的计算机辅助绘图(CAD)模型可被上传到CMM的坐标系中。在操作期间对叶片58的任何改变，包括但不限于移动，叶片扭曲或损坏，通过将整体叶盘65的CAD模型与在机上探测期间记录的现有整体叶盘65数据点进行比较来记录。现有整体叶盘65数据点一起创建了整体叶盘65的现有CAD模型。
[0036] 图3示出了示例性的整体叶盘翼型件100，其作为非限制性示例可以是叶片58或发动机中的任何其他旋转翼型件，包括前缘区段102(包括前缘104)，主体区段106和
后缘区段108(包括后缘110)。叶片58从根部109径向跨越到尖端111。跨越后缘区段108和主体区段
106的叶片58的一部分具有损坏部分112。损坏部分112仅用于说明目的，并且可以位于叶片
58上的任何位置。作为非限制性示例，损坏部分112可包括缺失部分，材料的卷曲部分，断裂尖端，凹陷或叶片58中超出表面划痕的孔。损坏部分112可能由于碎片而发生，包括但不限于异物碎片，例如加压气流76中的颗粒或来自发动机内部的颗粒生成的自身物体碎片。在本文所述的机上探测期间发现损坏部分。还可以设想，在发动机10的常规检查或整体叶盘
65检查期间可以识别到损坏部分。
[0037] 在发现叶片58的损坏部分112时，将使用以下附图讨论和说明用于修复叶片58的方法。
[0038] 图4是图3中相同的示例性叶片58，图中示出了
切割线114。应当理解，切割线114可以在任何方向上，作为非限制性示例，切割线114可以沿着水平面116位于损坏部分112下方或甚至沿着水平面118位于根部109附近。切割线114不需要是平坦的，它可以是但不限于“J”形。
[0039] 裁剪固定装置115可以固定到叶片58上，以在安装到机器上的同时确保在实际叶片上确定切割线114(不是实际叶片的CAD表示)并且基于整体叶盘65上的实际损坏区域。沿着切割线114执行叶片58的损坏部分112的移除。切割线114应定位成使得损坏部分112和围绕损坏部分112的附加材料被移除。
[0040] 转到图5，移除损坏部分112包括沿着切割线114切除损坏部分112，使得包括未损坏叶片122的边缘，以形成切除部分124。切除损坏部分112可以作为非限制性示例，使用剪切，锯和
磨料切割，
机械加工，等离子弧切割(PAC)，含富铁粉末的粉末金属切割或
碳弧切割来实现。
[0041] 在移除切除部分124时，沿着叶片58的剩余部分128形成切除边缘126。然后处理切除边缘126及其附近以去除所有表面污染物和
氧化物。处理切除边缘126可包括作为非限制性示例的磨削，机械加工或
喷砂处理。在某些实施方式中，处理切除边缘126及其附近可以包括化学磨削，
酸蚀或擦蚀切除边缘126。处理可以以自动方式进行。
[0042] 图6示出了探测叶片58。沿着剩余部分128的数据点127被用于确定以三维方式表示计算机生成的替换件131的数据点129。这是通过现有数据点127几何渐变(这里简称为渐变)成数据点129并生成计算机生成的替换件131的CAD模型来实现的。机上探测叶片58包括确定沿着计算机生成的替换件131的长度，宽度或高度中的任何一个改变的尺寸。具体地，计算机生成的替换件131的长度，宽度和高度不是恒定的并且可以改变，以使得宽度例如在主体区段106处比在后缘区段108处更厚。
[0043] 如果叶片沿着水平面118在根部109附近被切除，则将探测相邻叶片上的互补表面以获得偏差。具体地，通过测量相邻叶片58的凹侧并使其符号反转，可以获得切除部分124的凸侧所需的偏差。在内插区段部分，相邻叶片58的凹侧上的正偏差将成为切除部分124的凸侧上的负偏差。切除部分124的凹侧将利用相同的方法从相邻叶片58的凸侧获得。任何前缘或后缘偏差都将基于所需厚度的曲线拟合计算。
[0044] 应进一步理解，在移除损坏部分112之前，可以探测叶片58，以使得计算机生成的替换件131基于原始叶片尺寸。也可以设想在移除损坏部分112之前和如本文所述的在移除损坏部分112之后进行探测的组合。
[0045] 图7描绘了原始替换件130，该原始替换件130被预成型并且当与切除部分124相比时，其在三个维度上的尺寸，长度，宽度和高度上更大。可以设想原始替换件130在至少两个维度上的尺寸更大。原始替换件130可以通过由适合于需要原始替换件130的叶片58的零配件绘图(Spare PArt Drawing(SPAD))加工部件来形成。自适应加工可以用于形成原始替换件130，其中原始替换件130基于原始叶片58的一个或多个参数并基于部件的一个或多个原始设计参数进行加工。诸如
锻造的
变形工艺或诸如直接金属激光
熔化的
增材制造工艺也可用于形成原始替换件130。
[0046] 在操作期间，可以设想，叶片58可以扭曲并移出原始设计位置。原始替换件130的三维尺寸可以大于切除部分124，但是由于扭曲，计算机生成的替换件131的所有三个尺寸可以不包含在原始替换件130内。因此，该方法包括确定计算机生成的替换件131的三个尺寸是否被包含在原始替换件130内。该确定可以发生在使用原始替换件130的计算机模型和计算机生成的替换件131的计算机模型将叶片固定到位之前。还可以设想，在确定之前将原始替换件130固定到叶片58上，并且根据原始替换件130在叶片58上的实际位置确定计算机生成的替换件是否适合。
[0047] 在计算机生成的替换件131未完全包含在原始替换件130内的情况下，原始替换件130被调整以便完全包含计算机生成的替换件131。调整原始替换件131包括增加三个维度中的至少一个。可以通过简单地移动原始替换件130以包含计算机生成的替换件131来完成调整。可以设想，可以通过定制的指示器和基于视觉的检查工具来引导原始替换件的调整。
还可以设想，调整原始替换件130可以包括加工原始替换件130以完全容纳计算机生成的替换件131。此外，可以选择和使用具有适当
修改的几何形状的新的原始替换件131。
[0048] 原始替换件130可以包括连贯(run-on)和不连贯(run-off)凸
耳132，134以促进可焊性——它还可以包括其他特征(未示出)，如局部末端效应器，突出部和加厚的主体区域。原始替换件130与叶片58的剩余部分128具有相同材料成分，作为非限制性示例的钛-64合金。当原始替换件130准备粘合到剩余部分128时，在剩余部分128和原始替换件130之间生成受控间隙136。为了确保焊接目的，需要受控间隙136以确保原始替换件130与剩余部分
128之间的适当粘合。受控间隙136的范围基于将原始替换件130粘合到剩余部分128以用焊件填充可控间隙136的方法。
[0049] 进一步设想，原始替换件130的材料成分与剩余部分128不同。由优化的或
功能梯度材料(作为非限制性示例，镍合金—铬镍铁合金718)制成的原始替换件130可以与由直接时效718合金形成的剩余部分128一起工作。在一些应用中，已发现当叶片58撞击护罩时，镍合金—铬镍铁合金718更好地承受摩擦。而且，进一步设想，替换件130可以使用添加工艺定制，其可以包括但不限于直接金属激光熔化。
[0050] 转到图8，翼型固定装置140和SPAD固定装置142分别固定到叶片58和原始替换件130，并最终彼此固定，以准备用于焊接的叶片58。注意，翼型固定装置140和SPAD固定装置
142允许设定或调节若干受控间隙，包括但不限于受控间隙136以及在SPAD凸耳斜面与翼型边缘之间的受控间隙。在固定之前，原始替换件130以与如上述段落中所述的切除边缘126及其附近类似的方式清洁和准备。通过将原始替换件130沿着切除边缘126焊接到剩余部分
128，将原始替换件130固定到叶片58上以代替切除部分124(图5)。
[0051]
电子束焊接可在沿着切除边缘126的位置线可用的情况下进行。作为非限制性示例，可以应用类似于电子束焊接的
激光束焊接。激光束焊接具有高功率
密度，这导致小的热影响区。在位置线不完全可用的情况下，作为非限制性示例，当切割线更靠近毂区段86时，可以执行固态
电阻焊接(SSRW)。作为非限制性示例，可以应用平移
摩擦焊接(TFW)或固态电阻焊接(SSRW)。对于TFW，两个相对运动的
工件之间采用机械摩擦，并施加侧向
力，使工件发生塑性移位并熔合在一起。利用SSRW，
电流在两个工件之间通过，该
电路集中在交界处，同时施加侧向力以使工件塑性移位并熔合在一起。作为非限制性示例，还可以使用具有专用反射光学器件的激光束焊接来操纵激光束并克服视线不足的问题。
[0052] 转到图9，将原始替换件130焊接到剩余部分128完成。作为非限制性示例，使用视觉，
荧光渗透，
超声波，
涡流或
X射线进行焊后检查，以检查
焊接区域137的任何
缺陷。检查可以发生在该处理期间的任何点，而不限于仅发生在焊接步骤之后。
[0053] 在焊接区域137处执行局部焊后热处理，以作为非限制性示例，减少并重新分布剩余部分128和原始替换件130两者的材料中可能通过焊接引入的残余
应力。作为非限制性示例，感应或电阻生成的热量被定位并限制在焊接区域137中，使得仅在焊接区域137中生成应力消除所需的温度。
[0054] 在完成局部焊后热处理后，可以在表面上生成富氧α壳，特别是当钛和钛合金暴露于热空气或氧气时在钛和钛合金中生成富氧α壳。如果留在叶片58上，则α壳硬而脆并且可能生成微裂纹。在焊接区域137中对经热处理的替换件130执行α壳移除步骤，以防止可能由残余α壳导致的任何可能发生的微裂纹。可以以在焊接之前以与处理切除边缘126(图8)类似的方式来移除α壳。作为非限制性示例，磨削，机械加工，喷砂，化学磨削，酸蚀或擦蚀焊接区域137可以去除α壳。
[0055] 转到图10，叶片58现在是一个连续被修复叶片150，其由原始剩余部分128和原始替换件130组成。剩余部分128以确保剩余部分128和计算机替换件131之间的平滑过渡的方式渐变。原始替换件130被成形为使得多余部分138被移除以将被修复叶片150形成为由剩余部分128和计算机生成的替换件131的组合所表示的形状(图7)。一组表面点154用于建立被修复叶片150的现有表面156的三个维度。
[0056] 使用来自计算机生成的替换件131的三个维度和被修复叶片150的现有表面156的三个维度来推断3D轮廓152。成形包括移除多余部分138直到原始替换件130和剩余部分128匹配所推断出的3-D轮廓152。
[0057] 成形过程可以包括自适应加工，其中使用数据点的集合来选择将叶片58磨削成尽可能接近原始形状的过程。如本文所述，数据点来自叶片的原始CAD模型，计算机生成的替换件131和原始叶片58。收集数据点并创建一组表面点154，以驱动被修复叶片150形状的渐变。虽然叶片的计算机模型是最好的设计，但是原始叶片58由于操作条件而经历了从其原始形状的变化。渐变允许考虑最佳设计以及现有条件，以生成具有计算机和原始数据集的最终产品。
[0058] 去除多余部分138包括根据推断出的3-D轮廓将原始替换件130的多余材料加工掉。因此，最终被修复叶片150是从原始叶片58和整体叶盘翼型件的设计的CAD版本推断出的翼型形状。在完成翼型件的成形之后，使用坐标测量机来测量被修复叶片150的物理几何特征，以确保其满足持续适航的设计要求。
[0059] 然后对被修复叶片进行
喷丸处理，其中对其进行热喷射以改善被修复叶片150的材料特性。最后，通过非限制性示例的滚筒磨光进行表面精加工操作以完成被修复叶片150。
[0060] 图11是说明如本文所述修复整体叶盘65的方法200的流程图。方法200可以包括首先在202处识别叶片58上需要修复的区域。然后在204处移除叶片58的损坏部分112以限定切除边缘126。在206处，在叶片58的将发生焊接的区域处准备并清洁叶片58。接着在208处，将原始替换件130和叶片58的剩余部分128设置为焊接在一起。这可以包括在208a处探测叶片58以确定叶片58的三维形状，在208b处使叶片58的剩余部分128渐变以创建计算机生成的替换件，在208c处确定计算机生成的替换件131是否包含在原始替换件130内，然后在208d处加工原始替换件130。在210处，通过将原始替换件130焊接到叶片58的剩余部分128将原始替换件130固定到叶片58。在焊接完成的情况下，在212处在焊接区域进行检查，之后在214处进行局部热处理。如本文所述，在216处移除所留下的任何α壳残余物。
[0061] 在218处，以本文所述的设计形状使叶片58的现有形状渐变。首先在218a处，建立叶片58的表面156的三个维度。然后在218b处，从计算机生成的替换件131和叶片58的表面156的三个维度推断叶片58的表面156的3-D轮廓152。然后在220处将3-D轮廓152成形到原始替换件130上，并使用自适应加工通过从原始替换件130中加工掉多余材料138来将原始替换件130和剩余部分128成形为被修复叶片150，以匹配所推断出的3-D轮廓152。
[0062] 最后，在222处，检查被修复叶片150。在通过检查的情况下，如本文所述在224处应用喷丸处理。为了完成被修复叶片150，表面在226处被精加工。
[0063] 可以设想，对被修复叶片150的检查可能导致被修复叶片150失效。不同形式的焊接，作为非限制性示例，氩弧焊可以被施加以进一步修复被修复叶片150，以使得被修复叶片150通过检查。施加不同类型的焊接工艺以通过检查，可用来解决例如电子束焊接过程留下的任何破坏性影响。可以设想，在给定翼型件上可获得多条切割线(例如114，116和118)，并且在一条切割线处未通过检查的被修复叶片150可在不同切割线处重新切割，之后重复SPAD修复过程。
[0064] 可以设想，本文所述的方法200的所有部分可以在一个位置处发生，而整个整体叶盘65定位在机器(未示出)中，例如多轴铣床。更具体地说，整体叶盘65可以保持静止以确保数据点保持恒定并且不需要利用多次机上探测重新设置。在修理期间减少整体叶盘65的移动增加了修复的整体叶盘的完整性并确保了更佳的结果。
[0065] 制造整个整体叶盘可能是昂贵的，因此本文描述的用于修复整体叶盘的方法具有成本效益并且延长了整体叶盘的寿命。确保修复的整体叶盘的尺寸与整体叶盘的设计尺寸和整体叶盘的当前尺寸相匹配，这在操作期间实现整体叶盘的最佳性能。
[0066] 另外，本文公开了由金属材料形成的整体叶盘和包括焊接的修复方法。可以设想，本文所述的方法可以应用于由
复合材料形成的整体叶盘，作为非限制性示例，
聚合物复合材料或陶瓷基质复合材料。将替换件连接到叶片上可以通过机械紧固，
粘合剂结合，
溶剂结合，共固结或熔融结合来进行，也称为用复合材料焊接。
[0067] 应当理解，所公开的设计的应用不限于具有风扇和
增压器区段的涡轮发动机，而是也适用于涡轮喷气发动机和涡轮发动机。
[0068] 本书面描述使用示例来描述本文描述的本公开的各方面，包括最佳模式，并且还使本领域技术人员能够实践本公开的各方面，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何合并方法。本公开的各方面的可获得
专利的范围由
权利要求限定，并且可以包括本领域技术人员想到的其他示例。如果这些其他示例具有与权利要求的书面语言没有不同的结构元件，或者如果它们包括与书面语言权利要求无实质差别的等效结构元件，则这些其他示例意图在权利要求的范围内。
