CN100410144C - 直升机叶轮整流装置以及制造该装置的方法和设备 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种方法，该方法用来制造旋翼飞行器的尾部构件，该构件包括：管状部分或者管道(63)，该管状部分或者管道具有两端，并包括两个凸盘或者凸缘(66，70)，所述的凸盘或者凸缘分别自所述的两端延伸；以及两个弯曲的整流侧壁(45，47)，它们分别环绕所述的两个凸盘或者凸缘延伸，所述的两个侧壁由包括有机聚合物基质和加强件的复合材料构成，在本发明涉及的一种方法中，通过使基质固化的方式将所述侧壁连成一体。

Description

直升机叶轮整流装置以及制造该装置的方法和设备
技术领域
本发明涉及一种方法，实施该方法的装置或者加工设备，以及由所述方法获得的装置。所述方法为制造用于旋翼飞行器，尤其是用于直升机反扭叶轮的整流装置的制造方法。
本发明属于制造直升机的技术领域。
本发明更具体地涉及直升机尾部结构的制造。所述的尾部结构包括整流反扭叶轮。
背景技术
US 5 498 129和FR 2 719 553号专利描述了下述这样一种装置，该构件固定在延伸到机身的尾桁的后端，并安装有用来对抗下述扭矩的叶轮，所述的扭矩是由为飞行器提供升力和推进力的主叶轮施加在机身上的扭矩。
上述装置包括环状(或者管状)壁面，该壁面形成管道，该管道构成由反扭叶轮驱动的气流流动通道，该反扭叶轮容纳在上述管道内。
通常，上述管道从上游到下游呈连续的形式：收缩的入口部分，圆柱形部分(半径不变)和扩散部分。所述的扩散部分以具有圆形边缘的通道出口的形式终止。上述管道的各端都包括环形的凸缘或者凸盘。
该尾部构件还包括两个侧面(左侧面和右侧面)或者整流侧壁。每个侧面或者整流侧壁都由孔口穿透，并通过所述孔口的边缘固定到管状通道两个凸缘中相应的一个上。
尾部构件还包括大体上垂直的翼片或者稳定面，该翼片或者稳定面固定在整流装置的侧壁上并在该侧壁上延伸，延伸的方式，要么是沿着飞行器机身大致对称的纵向垂直平面而延伸，要么是相对于所述平面倾斜一定的角度而延伸。
一般，通过组装至少四个主要部件的方式来获取上述尾部构件。需要给所述主要部件添加加强部件，这些加强部件在它们连接的整流侧壁之间延伸。并且，还需要添加至少一个连接部件，以将所述尾部构件固定在尾桁上。
上述的多个部件通常由包括有机基质和加强纤维的复合材料构成。上述专利中所述的整流侧壁和环状通道壁部分还包括蜂窝结构层(或者其等同物)。
为制造上述各个部件，常用的工艺为：将一层或者多层预浸渍的织物或者“半固化片”(“prepreg”)放置到阳模(显著地凸出出来)上或者阴模(内凹式)中，所述的阳模或者阴模的形状与所述部件的形状相配。半固化片通常主要由涂敷有热固性树脂的纤维(例如碳纤维)构成。在“覆盖”作业过程中，为了使部件达到理想的机械特性，而使纤维沿一个或者多个预定的方向定位。
如果待制造的部件包括诸如蜂窝结构这样的厚芯部，则工序通常包括：第一次的覆盖作业，以形成表层(内表层或外表层)；随后为附着(depositing)芯部的作业，然后通常为包裹芯部的第二次覆盖作业，这次作业的目的是形成第二表层(分别为外表层或者内表层)。
然后通过加热来使按照上述方式获得的预制件硬化。并且在此工序中，在高压釜或者烘炉中形成适宜的真空，将环绕所述预制件的整个模具(阳模和阴模)设置在所述的高压釜或者烘炉中。上述步骤起到使有机基质聚合或者交联的作用。
通常加工预制件的作业是用手工完成的，因而这导致复合材料的损失，并且这使得无法通过完全可重复的方式形成形状相同的一系列部件的机械特性。
为了使覆盖作业机械化，如同专利FR 2 766 407和US 6 613 258中详细说明的那样，人们知晓采用布置纤维的技术。在这种技术中，借助机器使预浸渍的纤维附着在安装好的芯模外表面上，所述芯模绕旋转轴线转动。
然而，上述技术通常只限于制造下述部件，所述部件为具有凹陷形状并呈圆对称的部件。该技术不适用于旋翼飞行器的带有管状尾部叶轮的尾部构件。具体地说，尾部和整流装置本体咬合在一起的前部区域呈现复杂的形状，并包括具有多个弯曲的下述区域：即弯曲部分在其中改变方向的区域、以及弯曲部分半径较小的区域，在所述的改变方向的区域，凹陷的壁面邻近凸起的壁面。
然后，加工上述尾部构件需要通过下述方式将多种复合材料的部件装配在一起。上述方式为：往上述这些部件互相重叠的部分施加粘合剂、或者用铆钉、粘合剂与铆钉、和/或使用其它的连接手段。
上述那些连接技术同样不适于形成下述这样的装配装置，所述的装配装置为具有完全可以复制的机械特性的装置。那些连接技术还导致装配成的装置重量增加，这是不利的。
发明内容
本发明的一个目的是提供一种方法，该方法用于制造旋翼飞行器尾部叶轮的整流装置。其至少部分改进和/或矫正了制造上述装置的已知方法的缺陷。
本发明的一个目的是提供一种适于实施所述方法的加工设备或者制造装置。
本发明另外一个目的是提供一种用于旋翼飞行器的组合尾部构件，其至少部分改进和/或矫正了已知直升机尾部构件的缺陷。
因此，在第一方面，本发明提供一种方法，该方法用于制造旋翼飞行器的叶轮整流装置，所述的整流装置包括：
·具有两端的管状部分(或者管道)，其包括两个凸盘或者凸缘，这两个凸盘或者凸缘分别从每个所述的两端伸出；和
·两个弯曲(歪斜/非平面)的整流侧壁，它们分别环绕所述的两个凸盘或者凸缘延伸，所述的两个整流侧壁由复合材料构成，所述的复合材料包括有机聚合物基质和加强件，特别是可固化树脂和无机纤维。
根据本发明，通过使基质固化的方式将侧壁连成一体。优选一个或者两个预制件由两个整流侧壁构成。预制件具有侧壁连接区域，所述的连接区域包括所述有机基质(聚合物)，并且通过固化或者固结连接区域基质的方式将所述的两个壁面连接成一体。
从而，通过一次作业可以获得包括两个整流侧壁的外壳，而无需为制造外壳而使用粘合剂或者添加附加的连接部件。该外壳适于容纳由使空气通过的通道构成的管状壁面。
在本发明的一个优选实施例中，侧壁预制件的有机基质主要由热固树脂构成，并且通过(同时)放置侧壁预制件的方式将两侧壁连成一体。
在本发明的另外一个实施例中，预制件的有机基质主要由热塑性树脂构成。在这样的情况下，将待连接成一体的两个相关壁面部分彼此相对地设置在互相重叠的位置。在通过加热的方式有选择地软化这些部分之后，这些部分彼此互相压紧并得以冷却。借助用来布置纤维的机器，用该机器在附着(deposition)区域进行局部加热(利用一股热空气)的方式可以在连接区域将上述壁面连接成一体，所述的纤维预浸渍有热塑性树脂。从而，随着附着过程的进行会使树脂固结。当完成预制件时，树脂已经固结了(通过树脂自然冷却的方式)，从而避免了烘烤步骤。
优选用纤维或者纤维织物，特别是预浸渍有所述树脂的碳素纤维来制备预制件。
此外，优选用机械的方法将预浸渍的纤维和/或织物附着并定位在凸起式模具或者内凹式模具上。对纤维和/或织物进行加热并使其压紧模具的外表面(或者根据实际情况也可以为内表面)。在一种变体中，或者另外，可以用手工的方式将预浸渍的纤维附着并定位在模具上。
另外，优选除整流侧壁的预制件之外，还同时将下述预制件与侧壁预制件连接在一起，该侧壁预制件自上述预制件伸出。所述的预制件为方向舵(或者翼片)壁面的一个(或者两个)组合预制件，和/或一个(或者两个)用来连接在尾桁上的壁面的组合预制件。
在本发明的一个实施例中，为形成所述的两个整流侧壁，则通过下述方式来制造一个由复合材料构成的预制件，所述方式为：将预浸渍的纤维放置在分段的芯部或者芯模周围。优选所述的整流侧壁带有两个方向舵侧壁和/或用来与飞行器的尾桁相连的大体上呈圆柱形或者截头圆锥形的壁面。
之后，将形成分段芯模的多个芯模区段分离开，并将所述这些区段从整流侧壁预制件构成的腔室中抽出，更具体地讲是经过设置在其中一个所述侧壁中的孔口将所述区段抽出的。之后将预制件转移到由两部分构成的内凹式模具内。优选，将用来支撑预制件的可膨胀结构和/或可收回结构插在所述腔室内，所述的可膨胀结构和/或可收回结构例如有可膨胀的翼片。并且，使所述预制件在高压釜中固化。在使树脂聚合之后，将尾部构件从所述内凹式模具中抽出，抽出所述支撑结构中的空气并将其从所述腔室中抽出。之后将构成空气通道的管道与形成的尾部构件连成一体。
在本发明的另外一个实施例中，在可以受热的芯模上制备一个热固性预制件。并且在高压釜中烘烤包裹在真空袋中的所述预制件，从而使其无需使用两个具有烘烤功能的半型模。
为在烘烤之后改善表面的状态，可以在预制件和真空袋之间插入平滑并相对较硬的材料(预制的硅树脂、聚合的玻璃层)，以避免真空袋折叠，在预制件上留下痕迹。从而可以获得表面平滑的预制件外表面。
而且，通过采用可膨胀材料用于芯模，则通过使芯模膨胀的方式可以增加压力，以达到至少部分地压紧预制件的目的。为达到这个目的，优选采用下述金属材料，这种金属材料具有数量级在10-5米/℃(m/℃)的线性膨胀系数，或者大于上述数值的膨胀系数。具体地说，该芯模由具有上述特性的钢或者铝合金构成。
在本发明的另外一个实施例中，将两侧面的预制件加工成大体上相对于一个平面对称的形式。每个复合材料(和/或夹层)构成的预制件都具有用来形成(右或者左)整流侧壁的第一部分。并且优选所述预制件具有用来形成方向舵(右或左)侧壁的第二部分，和/或用来形成与尾桁连接的壁面的第三部分。
上述各个部分都具有至少一个(大体上呈平面状的)周边连接条带，该条带适于折叠/弯折，以便覆盖预制件相应部分的周边连接条带，所述的预制件大体上对称。
优选在压力作用下，通过下述方式来获取各个上述这些预制件，所述方式为：用机械方法将纤维设置在(左或右)凸出式或者内凹式半型模上。所述的纤维在预浸渍有树脂。
可以分别将所述的两个(大体上对称的)预制件设置在形状适宜的两个内凹式半型模中。然后使这两个预制件互相压紧，将两个预制件的各个周边连接条带设置成彼此紧密接触的方式，以使部件成品在大体上与半型模咬合平面相应的上述连接区域形成良好的结构连续性。
然后为使上述结构硬化，将两个内凹式半型模放置在高压釜中。所述的两个内凹式半型模容纳有两个按照上述方式布置的预制件。
在将部件成品从模具中抽出之后，用粘合剂或者铆钉通过上述方式将构成管道的环形壁面与整流部件连接成一体。
当采用热塑性树脂时，可以在两个芯模上制备两个热塑性预制件，然后可以借助局部加热的方式经由连接区域将预制件连成一体。
上述方法使得可以避免使用两个具有烘烤功能的半型模，以及穿过高压釜。该方法需要用来固定预制件的加工设备，以使两个预制件在三维空间并排定位，并且需要模具和反模具类型的加工设备，以在局部加热的过程中使边缘互相压紧。在这种场合所述的加工设备可以进行局部加热。
本发明其它的特点和优点出现在下面的说明中。下面的说明参照了附图，这些附图示出了本发明的优选实施例，这些优选实施例没有任何限制的性质。
附图说明
附图1为一种加工设备的示意性侧视图，该加工设备包括分段的芯模，其用来借助构成本发明第一实施例的制造方法制造附图6中示出的那种类型的直升机尾部部件；
附图2-5示出利用附图1中示出的加工设备制造附图6中示出的尾部部件的方法中的连续步骤；
附图2为示意性立体图，其示出附图1中示出的加工设备，该加工设备包括芯模，并且该芯模装配有轴杆，该轴杆使所述芯模可以绕轴杆的纵向轴线枢轴转动；
附图3为示意性立体图，其示出覆盖有半固化片的芯模，该芯模放置在内凹式的半型模中；
附图4为示意图，其示出从下述腔室中抽出的芯模。所述腔室为由放置在内凹式模具中的预制件构成的腔室；
附图5为示意图，其示出从内凹式模具中抽出的固化尾部部件。所述的内凹式模具包括两个部分；
附图6示出了一个直升机尾部构件；
附图7为示意性立体图，其示出设置在本发明直升机尾部部件中的通风道式管道，该管道用来将上述这些尾部部件连接在一起；
附图8为局部剖面图，其示出包括空气通风道式管道轴线的剖面。其示出所述管道与本发明的尾部部件两个相对的侧壁装配在一起。
附图9-1 1涉及本发明的第二实施例。
附图9为示意性立体图，其示出用来装配两个附图11中示出的那种预制件的加工设备。
附图10为示意性立体图，其示出用来加工本发明尾部构件左侧的预制件。
附图11为从大体上与附图10相同的观察方向看去的视图，其示出两个大体上对称的预制件，这两个预制件处于彼此相对的位置。
附图12为示意性截面图，其示出用来通过对两个预制件的重叠部分进行同时凝固来制造热塑性壳体的加工设备。
附图13为下述加工设备的示意性横截面图。所述加工设备为通过下述方式借助由芯模支撑的预制件来制造尾部构件的加工设备，所述方式为通过利用抽吸力来压紧包括预制件的弹性壳层这样的方式。
具体实施方式
除了特别说明的相反的情况外，在本申请中，术语“左”和“右”是相对于从下面观察直升机和/或直升机尾部构件的观察者而言的，术语“前”和“后”是以直升机运动的正常前方方向为基准的。
具体参照附图1至4，用来模制组合整流装置的装置包括芯部或者芯模20，芯部或者芯模20适于可逆地与轴杆21连成一体，所述轴杆21具有纵向的轴线22。
所述芯模包括环形的中心部23，该中心部相对于轴线24大体上呈圆对称。部分23由位于一条直线上的两个孔25穿透，轴杆21通过这两个孔延伸。
参照附图1，芯模还包括六个芯模区段或者部分26至31，这些芯模区段设置在部分23周围，它们环绕该部分23。
对于其它的实施例，构成形状的部分的数量、所述这些部分的形状和设置可以随每个实施例中具体的几何、机械和热力约束因素的变化而变化。
上述各个区段，特别是区段27或者28具有内凹形的支承面，尤其是区段27的表面27a和区段28的表面28a，这些支撑面适于设置成与部分23外凸表面23b的相应部分紧密接触，和/或相对于上述相应部分隐蔽地装配。
当部分23的外表面23b的形状是环绕轴线24的圆柱形，并且该外表面相对于所述轴线具有恒定半径时，区段26至31的内表面，例如表面27a、28a具有相同形式的圆柱形部分，具有等长的半径，这些内表面一起覆盖住几乎所有的表面23b；这与所述的区段(26至31)装配在中心环23周围的结构相应。附图1中示出的结构是不同的，因为所示出的各区段是与部分23间隔设置的，而这是为了增进对芯模结构的理解。
如附图2所示，通过下述方式可以将附图1中示出的结构转换成装配好的芯模结构，该芯模结构适于容纳其上附着有半固化片的条带。上述方式为：以大体上沿径向朝向轴线24的直线运动的形式向部分23移动上述区段。对于区段31而言是沿箭头32所指的方向移动该区段。
在这个装配位置(附图2)，通过常规的连接手段(未示出)将上述区段和中心环23连接在一起。在这种结构中，两个相邻的区段通过各自的端面充分地接触。例如，对区段26和27而言，接触的端面为表面260和271，对区段27和28而言，接触的端面为表面270和281。另外，在附图2示出的结构中，当已使芯模的上述区段与中心环23接触并与之连接在一起时，则两个相邻区段的(外)侧面沿它们彼此相对的边缘相切，并与中心环23的侧表面23d相切，从而形成用来容纳半固化片的光滑侧表面，这样的侧面例如有区段26的表面26d和区段30的表面30d。
参照附图1和2，使芯模20可以绕轴线22转动的轴杆21延伸穿过芯模的两个区段26和28，其穿过区段26的前表面26e和区段28的后表面28e。
该加工设备还包括盘形部件33和呈渐窄叶片形式的部件34。部件33由孔口穿透，轴杆21穿过该孔口。部件33固定在区段26的前表面26e上，利用该前表面该部件33形成阳模部分，该阳模部分用来加工部分半固化片预制件。所述预制件的这部分构成用来将组合的尾部构件连接在直升机机身后部(或者尾桁)上的部分。
将部件34与区段29和30的顶端连接在一起，以形成阳模部分，该阳模部分用来加工部分预制件，所述预制件的这部分在最终的组合装置中构成翼片部分。
在将区段26至31、中心环23、轴杆21和部件33、34装配在一起以形成芯模或者阳模之后，装配芯模，以使其在自动设置半固化片的机器的框架上转动(或者摆动)。然后所述的机器将一层或者多层预浸渍有树脂的纤维或者织物放置在芯模的外表面上。该机器对待涂敷的纤维或者织物施加压力(使用压轮或者压辊)，并将所述纤维或者织物切割成所需的长度。上述这些工序是在所述机器的控制器依照下述函数的控制之下进行的。所述函数为与要获得的部件的形状相关的具体程序和数据的函数，和用来制造预制件的多段半固化片纤维或条带的数量和方向的函数。
如同在开头介绍部分所述的那样，至少与要获得的装置的侧壁相应的预制件的一部分包括由蜂窝材料构成的芯部，该芯部被成型并被压制在半固化片构成的两表层之间。
一旦通过上述方式获得了预制件，则就将轴杆21和芯模分离开，将带有预制件35的芯模放置在内凹式半型模36a中，该半型模的形状与要获得的部件的外半面的形状相配。为达到这个目的，如附图3所示，将半型模36a设置在支撑件37上，同时用操作装置39的支臂38支撑芯模。临时通过三角形构件40将支臂38固定在芯模的中心环23上。
参照附图4，然后将第二半型模36b与半型模36a合成一体，并且第二半型模36b与半型模36a一起覆盖预制件，第二半型模36b由侧孔口36c穿透。之后通过设置在预制件侧面内的侧孔口和设置在半型模36b壁面中的孔口36c将芯模从预制件中抽出。孔口36c以大体上与预制件内的侧孔口对齐的方式延伸。为了达到上述目的，把中心环23从所述的多个区段分离出来，并从模具36a、36b中抽出，并用操作装置39的支臂38将中心环悬挂起来。
然后沿箭头32向轴线24移动第一区段(例如附图1中示出的区段3 1)，以使其与所述孔口对齐并将该区段从其穿过的模具中抽出。之后依次将其它的区段26至30抽出。优选从邻近在前抽出区段31等的其中一个区段(26或30)开始抽。
为了达到上述目的，除区段31以外的区段端面相对于轴线24大体上沿径向延伸。这样的端面例如对于区段27而言为表面270和271。轴线24大体上与穿过所述孔口中心的轴线对应。相反，区段31的端面310和311以大体上互相平行的方式延伸，并且这些端面与朝向轴线24延伸的箭头32平行。
在将所述的芯部从由预制件和支撑预制件的模具36a、36b构成的腔室中抽出之后，就插入用来支撑预制件的可变形壁面41或者翼片(沿附图4中的箭头42所指的方向)，并将该可变形壁面或者翼片设置成与预制件的内侧面接触，从而使其在所述方法后续的工序过程中支撑该预制件。
为达到上述目的，可以在翼片内填充诸如空气这样的承压气体。作为替代方式，可以在模具36a、36b内建立抽吸力，以使表层或者翼片41的壁面压紧容纳在模具中的空心预制件的内侧面。
然后将包括预制件的所述模具和预制件的支撑构件置入高压釜或者烘炉中，以使预制件的半固化片的树脂硬化。
如附图5所示，在上述工序结束的时候，将两个半型模36a和36b彼此分离开，并将本发明所述的部件从模具中抽出。
参照附图6，依照上述方式获得的直升机尾部构件43大致关于纵向的平面56对称。该构件包括第一侧壁45，该第一侧壁由圆形孔口46穿透，圆形孔口46以横轴57为中心，横轴57大体上与平面56垂直。该构件43具有第二侧壁47，该第二侧壁由圆孔48穿透，圆孔48的中心同样位于轴线57上。
壁面45由形成翼片左壁面51的壁面52向上伸展，而壁面47由形成翼片右壁面的壁面53向上伸展。
壁面52和53的前部沿前方区域60相交，并且壁面45和47的前部相交而形成前方区域55a、55b，具有沿区域60伸出的顶部55a。
在弯曲的前部55a和55b之间延伸有用来将尾部构件连接到直升机机身上的部分44a、44b。该部分包括较短的圆柱形部分44a和平面部分44b，所述的圆柱形部分44a沿位于平面56内的轴线58延伸。所述的平面部分44b在轴线58上呈盘状，并由部分44a包围。
壁面45和47的底部相交而形成底部区域49，该底部区域49由孔口50穿透。而壁面45和47的后部则形成后部汇合区域62，该区域由孔口59穿透。
在附图6中还可以看到壁面52和53的上部通过平面部分54相交，而这些壁面52和53的后部则沿区域61相交。
汇合区域49、54、55a、55b和60至62与侧壁45、47、53和连接构件44a、44b共同配合，以形成重量轻的刚性空心单体结构。
如附图7和8所示，随后将上述该构件43与管道63装配在一起，以形成直升机尾部叶轮整流器。
管道63同样由复合材料制成，并包括相对于轴线57而言大体上呈圆柱形的中心部64(其半径大体上不变)。
如箭头67(附图8)所示，在上述中心部以叶轮(未示出)驱动的空气流动方向为基准的上游，并相应于反扭叶轮传递的气动推力的相反方向，设有收缩部65，该收缩部具有从其端部伸出的第一环形凸缘66。所述的叶轮设置在由管道63构成的通风道68内。
在管道63的相对端部设有扩散部69，该扩散部69以第二环形凸缘70终止，该第二环形凸缘与第一凸缘平行，并且其外径71小于凸缘76的外径72。
如附图8详细示出的那样，管道63的下游部分通过下述方式插在该构件43内。所述方式为：管道63沿箭头67穿过在侧壁45内形成的孔口46，直至直径较小的凸缘70在上述侧壁内形成的孔口48附近与壁面47的内侧接触。
在上述结构中，直径较大的凸缘66在设置在壁面45内的孔口46附近与该壁面的外侧接触。在这个位置，通过下述方式将所述的部分63和43装配在一起。所述方式为：用粘合剂(在合适的场合用铆钉)将与该构件43侧壁的相应部分重叠的管道63凸缘的上述那些部分连接起来。
在与附图9-11相应的优选实施例中，  如附图11所示，整个预制件由两个大体上对称的预制件76g和76d构成。
附图10中示出的左预制件76g包括：大体上呈圆形的中心部90，该中心部沿垂直于穿过其中心的轴线77的方向延伸；侧面预制件部分80，其在中心部90周围延伸；自部分80伸出的部分82，其用来连接机身，部分82相对于轴线78大体上呈尖端细的半管状，所述轴线78平行于部分90的平面；构成翼片左壁面的预制件的部分81，其以相同的方式从部分80伸出。
半固化片预制件的各个部分80、81和82在其周边都以半固化片条带的形式伸展，这些条带分别被标记为83至89。
上述这些条带起到这样的作用，即在构成尾部构件的两个(半)预制件之间形成周边连接部分。
如附图9和11所示，当使左预制件76g面向右预制件76d设置在附图9示出的模具中时，它们各自的连接条带，例如形成预制件76d前部边缘的条带83d和形成预制件76g前部边缘的条带83g就处于彼此相对的位置。所述的模具包括两个形状合适的内凹式半型模91g和91d。由于所述的两个预制件紧压中心的芯部92(附图9)，所以这使它们各自的周边条带(或者边缘)互相支靠，成对地向下折叠。并且它们彼此紧压，从而形成周边的连接区域，该区域主要在预制件周围伸展。
附图9示出的工具还包括三个平直的部分95至97，这三个部分与模具91d、91g的相应周边壁面协同，用来密封在模具中支撑预制件的弹性型芯92的各个端面92a、92b、92c。它们还使得可以在两个半型模之间形成机械连接。
在合上附图9中示出的模具之后，使树脂硬化，然后打开模具，形成的部件与附图6中示出的相似，从附图6中可以看到部分43的形状相当复杂，其沿轴线57为扁平的，在平面56的方向上是细长的，所述的平面56邻近构成翼片的部分的前缘和后缘的各个方位。所述的部分43具有凹入的连接部分，这些连接部分分别用来连接侧面部分45、47和侧面部分52、53。侧面整流部分45、47的大部分是被掏空了的。
参照附图12，支撑工具101支撑着第一热塑性半型模100，并且另外一个预制件固定工具103支撑着第二热塑性半型模102。
预制件102的周边部分(或者边缘)102a与预制件100的周边部分100a重叠；对称地，预制件100的边缘100b与预制件102的边缘102b重叠。
凸面成形工具110在预制件100和102之间延伸，其具有部分111，该部分111处于面向其连接的边缘100b和102b的位置。并且该部分111的形状与在边缘100b、102b之间的连接区域内加工的部件的内表面相配。
凹面成形工具112在预制件的外侧延伸。将工具112的部分113设置成面对重叠的边缘100b、102b，并且该部分与待加工部件外侧面在这个连接区域的形状相配。
通过沿箭头114向工具110移动工具112，以挤压位于工具110、112的表面111和113之间的边缘100b和102b，使它们连接在一起。
上述工序可能需要通过加热的方式软化上述边缘。这使得可以通过融化树脂的方式将边缘连接起来，然后再使树脂冷却。
参照附图13，预制件100由包括两部分的芯模104、105支撑，该预制件100与芯模的外表面106的形状相配。
在芯模和预制件之间的中间空间107内和/或预制件和壳层之间的中间空间108内形成抽吸力的装置使得成形机构(shaper)和壳层部分压紧预制件的外表面。
气密的袋子或者盖子109环绕预制件100和防皱的成形机构120、121，所述的成形机构120、121插在预制件和壳层之间。成形机构120、121的内表面123、124与下述部件外侧面相应部分的形状相配。所述部件为通过使预制件100硬化的方式而获取的部件。
自然地，在不超出本发明的范围的情况下，本领域的技术人员在上述多个实施例的基础上可以以多种方式添加、删除或者修改相关的结构部件和功能部件。

Claims (28)

1. 一种制造旋翼飞行器尾部构件的方法，该构件包括：
·管状部分或者管道(63)，该管状部分或者管道具有两端，并包括两个凸盘或者凸缘(66，70)，所述的凸盘或者凸缘分别自所述的两端延伸；以及
·两个弯曲的整流侧壁(45，47)，它们分别环绕所述的两个凸盘或者凸缘延伸；
在该方法中，所述的两个侧壁由包括有机聚合物基质和加强件的复合材料构成，该方法的特征在于：通过使基质固化的方式将侧壁连成一体，以形成整体式外壳(43)，该外壳适于容纳管状部分(63)，并且通过凸盘或者凸缘(66，70)将外壳(43)装配在管状部分(63)上。
2. 根据权利要求1所述的方法，其中采用预浸渍有树脂的加强件来制造至少一个侧壁预制件。
3. 根据权利要求2所述的方法，其中，在施加压力的情况下，将预浸渍有树脂的加强件设置在模具上。
4. 根据权利要求3所述的方法，其中用机械方法将加强件设置在适当位置。
5. 根据权利要求3所述的方法，其中用手工方法将加强件设置在适当位置。
6. 根据权利要求1所述的方法，其中加工一个或多个整流侧壁，每个预制件都有侧壁连接区域，所述连接区域包括所述的有机聚合基质，并且通过使连接区域中的基质固化或者固结的方式将所述的两个壁面连成一体。
7. 根据权利要求6所述的方法，其中构成所述一个或多个侧壁预制件的有机基质主要由热固树脂构成。
8. 根据权利要求6所述的方法，其中构成所述一个或多个侧壁预制件的有机基质主要由热塑性树脂构成。
9. 根据权利要求6所述的方法，其中用纤维或者纤维织物制备所述的一个或多个预制件，所述的纤维或者纤维织物预浸渍有所述树脂，并且在该方法中，用机械方法或者手工方法将预浸渍的纤维和/或织物附着并定位在凸起式模具或者内凹式模具上，并且使所述纤维和/或织物以适当的方式压紧模具的外表面或内表面。
10. 根据权利要求1至5中任何一项所述的方法，其中使所述的两个侧壁一起硬化，并经由至少一个周边连接区域将它们连成一体。
11. 根据权利要求6所述的方法，其中除整流侧壁的一个或多个预制件之外，还同时将方向舵或者翼片的一个或两个组合壁面预制件(52，53)彼此连成一体，并使其与侧壁预制件连成一体，所述的一个(或两个)组合壁面预制件(52，53)自所述侧壁预制件伸出。
12. 根据权利要求6所述的方法，其中除整流侧壁的一个或多个预制件之外，还同时将用来连接在尾桁上的一个或两个组合壁面预制件(44a，44b，82)彼此连成一体，并使其与侧壁预制件连成一体，所述的一个(或两个)组合壁面预制件(44a，44b，82)自所述侧壁预制件伸出。
13. 根据权利要求1所述的方法，其中通过下述方式加工单个由复合材料构成的预制件(35)，所述方式为：将预浸渍的纤维放置在分段的芯部或者芯模(20)周围，以形成所述的两个整流侧壁。
14. 根据权利要求13所述的方法，其中所述单个由复合材料构成的预制件(35)经加工形成了方向舵的两个侧壁和/或用来连接飞行器尾桁的大体上呈圆柱形或者截头圆锥形的壁面。
15. 根据权利要求13所述的方法，其中形成分段芯模的芯模区段(26-31)是分离的，将所述区段从由构成整流侧壁的预制件形成的腔室中抽出，具体是通过设置在所述侧壁中的孔口将所述区段抽出的。
16. 根据权利要求15所述的方法，其中，然后将预制件转移到由两部分组成的内凹式模具(36a、36b)内。
17. 根据权利要求15或16所述的方法，其中，然后将诸如可膨胀的翼片这样的可膨胀和/或可收缩的预制件支撑结构(41)插入到所述腔室中，并且固化预制件。
18. 根据权利要求17所述的方法，其中所述预制件在高压釜中固化。
19. 根据权利要求1所述的方法，其中将两侧面预制件(76d，76g)加工成大体上相对于一个平面对称的形式，每个由复合材料构成的预制件都具有用来形成整流侧壁的第一部分(80)；用来形成方向舵侧壁的第二部分(81)；和可选择的第三部分(82)，第三部分用来形成与尾桁连接的壁面。
20. 根据权利要求19所述的方法，其中所述的各个部分都具有至少一个周边连接条带(83-89)，这些条带适于折叠和/或弯折，以使其覆盖在大体上对称的预制件相应部分的周边连接条带上。
21. 根据权利要求19所述的方法，其中通过下述方式来获得各个预制件，所述方式为：在压力作用下，将预浸渍有树脂的纤维设置在凸出式或者内凹式的半型模(91d，91g)上。
22. 根据权利要求21所述的方法，其中用机械方法将纤维设置在适当的位置。
23. 根据权利要求19所述的方法，其中将两个预制件放置在形状适宜的第一内凹式半型模(91d)中，然后将这两个预制件的各个周边连接条带(83-89)设置成彼此紧密接触的方式，以便使部件成品在大体上与半型模的咬合平面相应的所述连接区域形成良好的结构连续性，然后合上空心的模具，并将其放在高压釜中，以使所述结构的预制件硬化。
24. 用来实施权利要求1至23中任何一项所述方法的一种加工设备或者装置，其中该加工设备或者装置包括芯部或者芯模(20)，该芯部或者芯模适于可逆地与轴杆(21)连成一体，所述轴杆(21)具有纵向的轴线(22)。
25. 根据权利要求24所述的加工设备或者装置，其包括：
·环形的中心部(23)，该中心部大体上呈环绕轴线(24)的回转体，其由两个成一条直线的孔(25)穿透，轴杆(23)延伸穿过孔(25)；以及
·芯模部分或者区段(26-31)，这些区段设置在中心部(23)周围，它们环绕该中心部。
26. 根据权利要求24或25所述的加工设备或者装置，其进一步包括可变形的预制件支撑结构(41，92)，适于通过施加压力或者抽吸力的方式使该支撑结构压紧一个或者多个预制件的内侧面，所述预制件容纳在内凹式的模具(36a、36b、91d、91g)中。
27. 一种旋翼飞行器的尾部构件(43，63)，其适于由权利要求1-22中任一项所述的方法直接或者间接地获得，并且该构件包括固定在管道(63)上的整体式外壳(43)。
28. 根据权利要求27所述的结构，其包括至少一个区域，在该区域中的弯曲部分的方向倒转。
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