CN105035359B - 一种刚度递减的复合材料一体成型舵面结构及加工方法 - Google Patents
一种刚度递减的复合材料一体成型舵面结构及加工方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN105035359B CN105035359B CN201510451917.8A CN201510451917A CN105035359B CN 105035359 B CN105035359 B CN 105035359B CN 201510451917 A CN201510451917 A CN 201510451917A CN 105035359 B CN105035359 B CN 105035359B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- face
- rudder face
- eyelid covering
- rudderpost
- inner skeleton
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
Landscapes
- Laminated Bodies (AREA)
- Casting Or Compression Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)
Abstract
一种刚度递减的复合材料一体成型舵面结构及加工方法，本发明采用了碳纤维复合材料一体化成型舵面结构设计方案，除了舵轴及其附属件，其余结构均为碳纤维增强复合材料，并采用先进的优化设计技术，经过多次迭代计算，使结构尺寸设计最优，舵面结构重量达到最轻，优化后的舵面结构刚度沿轴向递减，即内部骨架腹板厚度尺寸向翼尖及两侧递减，同时蒙皮厚度也非等厚度，而是向翼尖递减，这样能够进一步减轻结构重量，提高舵面模态频率，改善了舵面颤振特性。
Description
技术领域
本发明涉及一种复合材料一体成型舵面结构及加工方法，特别是一种刚度递减的复合材料一体成型舵面结构及加工方法，适用于飞行器复合材料结构设计及成型技术领域，尤其适用于小型舵面、翼面的一体成型设计技术。
背景技术
传统的航天飞行器舵面结构一般采用密度较高的耐高温金属材料，结构质量过大；传统的航天飞行器舵面结构一般采用全金属材料机加成型，受机加工艺影响，结构壁厚尺寸较大，结构强度和刚度裕度过大，结构具有较大的减重优化空间。
新型跨大气飞行航天器对结构轻量化及强度、刚度提出了更高的要求。先进碳纤维增强树脂基复合材料具有高强度、高刚度、密度小、可设计等优点，其密度仅为铝合金的60％。若采用碳纤维复合材料作为主要结构材料，采用一体成型的复合材料铺层设计方法，能够减少甚至不用紧固件，比采用机械连接的铝合金结构减重40-50％。
对于现有的复合材料舵面，传统结构设计方法采用等刚度设计方法，即舵面内部骨架结构厚度尺寸和蒙皮厚度尺寸连续一致，结构设计优化程度不够高。
发明内容
本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供了一种刚度递减的复合材料一体成型舵面结构及加工方法，本发明创新性地采用了碳纤维复合材料一体化成型舵面结构设计方案，除了舵轴及其附属件，其余结构均为碳纤维增强复合材料。并采用先进的优化设计技术，经过多次迭代计算，使结构尺寸设计最优，舵面结构重量达到最轻。优化后的舵面结构刚度沿轴向递减，即内部骨架腹板厚度尺寸向翼尖及两侧递减，同时蒙皮厚度也非等厚度，而是向翼尖递减，这样能够进一步减轻结构重量，提高舵面模态频率，改善了舵面颤振特性。
本发明的技术解决方案是：一种刚度递减的复合材料一体成型舵面结构，包括：内部骨架、上蒙皮、下蒙皮、前缘、舵轴和法兰；
所述前缘固定安装在内部骨架的前端面上，所述内部骨架包括五条纵向梁和五条横向肋结构，由内部骨架的前端面由前向后依次为第一纵向梁、第二纵向梁、第三纵向梁、第四纵向梁和第五纵向梁，两条横向肋结构分别形成内部骨架的两个侧端面，剩余的三条横向肋结构将每条纵向梁肋分为四个部分；所述舵轴通过法兰固定安装在内部骨架的一个侧端面上；
所述上蒙皮和下蒙皮覆盖在内部骨架与前缘组成的结构体的上表面和下表面上。
所述内部骨架的五条纵向梁中每条梁的梁腹板厚度沿安装有舵轴的侧端面向另一个侧端面的方向递减，五条横向肋结构的肋腹板厚度保持一致。
所述内部骨架第一纵向梁的腹板厚度由安装有舵轴的侧端面向另一个侧端面依次为2.0mm、1.8mm、1.8mm和1.8mm；第二纵向梁腹板厚度由安装有舵轴的侧端面向另一个侧端面依次为3.0mm、2.6mm、2.0mm和1.8mm；第三纵向梁腹板厚度安装有舵轴的侧端面向另一个侧端面依次为3.2mm、2.6mm、2.0mm和1.8mm；第四纵向梁腹板厚度安装有舵轴的侧端面向另一个侧端面依次为2.4mm、2.2mm、2.0mm和1.8mm；第五纵向梁腹板厚度由安装有舵轴的侧端面向另一个侧端面依次为2.0mm、1.8mm、1.8mm和1.8mm。
所述上蒙皮和下蒙皮为非等厚度设计，上蒙皮和下蒙皮沿舵面结构的纵向分为四个区域，且厚度沿安装有舵轴的侧端面向另一个侧端面的方向递减。
所述上蒙皮和下蒙皮四个区域的三条分割线与将每条纵向梁肋分为四个部分的三条横向肋结构的中心线对应。
所述上蒙皮和下蒙皮沿安装有舵轴的侧端面向另一个侧端面的方向四个区域的厚度依次为：3.2mm、2.6mm、1.8mm和1.2mm。
所述内部骨架、上蒙皮和下蒙皮材料均为T800碳纤维增强环氧基复合材料。
所述前缘包括外面板、内面板和内夹芯；
所述外面板为横截面为抛物线的板状结构，前缘通过外面板的边缘与内部骨架固定连接，所述内面板与外面板固定连接，且与内部骨架的前端面接触，内夹芯位于内面板与外面板形成的密闭空间内。
所述舵轴和法兰的材料均为钛合金材料。
一种刚度递减的复合材料一体成型舵面结构加工方法，工艺步骤如下：
(1)根据预先给定的尺寸，分别加工上蒙皮成型模具、下蒙皮成型模具、内部骨架成型模具、前缘成型模具和舵面装配工装；
(2)利用步骤(1)中的上蒙皮成型模具和下蒙皮成型模具分别进行上蒙皮和下蒙皮的固化成型；
(3)进行外面板的固化成型，同时将泡沫材料机械加工成预定的形状，在外面板与内夹芯之间铺胶层，将加工好的内夹芯放入外面板中，铺设内面板后进行二次固化成型；
(4)依据上蒙皮和下蒙皮内型面制作内部骨架的外形模具；依据纵向梁和横向肋结构围成的每个格的空腔形状制作骨架结构的内型模具；在内型模具上铺设复合材料预浸料，铺设时保证纤维的连续性，每一层只允许有一个接缝，每一层的接缝位置均匀错开，铺好后对每个内部模具分别进行预压实，将预压实后的内部模具按顺序排列于外型模具中，排列时，每四个内型模具之间的缝隙用短碳纤维复合材料填充，排列完成后，在上层表面铺设加强缘条预浸料，最后进热压罐固化；
(5)内部骨架结构出罐后，在内部骨架的侧端面上安装舵轴，采用螺栓紧固件连接；
(6)安装完舵轴后，将上蒙皮和下蒙皮胶接在内部骨架的缘条上，进罐进行二次固化；
(7)将前缘机械连接于内部骨架上，完成一体成型舵面结构的加工。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)本发明提供了一种除舵轴和法兰以外均为碳纤维复合材料制造的舵面结构设计方案及工艺方法，显著减轻了结构重量，提高了舵面模态频率，改善了舵面颤振特性；
(2)本发明提供了一种经过迭代优化的，沿轴向向外及向两侧刚度递减的舵面骨架结构设计方案，优化过程以结构重量为目标函数，以结构强度、刚度及稳定性要求为约束条件，经过迭代计算使结构质量最轻，改善了舵面结构的质量特性；
(3)本发明提供了一种针对舵面内部骨架结构的复合材料铺层及工艺方法，能够实现内部骨架共固化一体成型，无需连接件；
(4)本发明涉及的舵面蒙皮厚度尺寸沿轴向向外递减，为了兼顾工艺可实现性，分为四个不同厚度区域，厚度依次为3.2mm、2.6mm、2.0mm、1.2mm，进一步减轻了舵面结构重量。
附图说明
图1航天器舵面结构外形及剖视图示意图，其中(a)为航天器舵面结构外形示意图，(b)为航天器舵面结构剖视图；
图2舵面结构组成示意图；
图3前缘结构横截面示意图；
图4舵面内部骨架结构外形尺寸示意图及轴测图，其中(a)为舵面内部骨架结构外形尺寸示意图，(b)为舵面内部骨架结构轴测图；
图5舵面内部骨架和蒙皮结构尺寸设计示意图，其中(a)为舵面内部骨架尺寸设计示意图；(b)为蒙皮结构尺寸设计示意图；
图6内部骨架腹板结构复合材料铺层方法示意图；
图7内部骨架横截面复合材料铺层方法示意图；
图8复合材料舵面一体成型工艺流程图。
具体实施方式
下面结合附图对本发明的具体实施方式进行进一步的详细描述。
如图1所示为航天器舵面结构外形及剖视图示意图，其中(a)为航天器舵面结构外形示意图，(b)为航天器舵面结构剖视图；图2为舵面结构组成示意图；图4舵面内部骨架结构外形尺寸示意图及轴测图，其中(a)为舵面内部骨架结构外形尺寸示意图，(b)为舵面内部骨架结构轴测图；从图1、图2和图4可知，本发明提出的一种刚度递减的复合材料一体成型舵面结构，包括：内部骨架1、上蒙皮2、下蒙皮3、前缘4、舵轴5和法兰6；
前缘4固定安装在内部骨架1的前端面上，内部骨架1包括五条纵向梁和五条横向肋结构，该部件将采用巧妙的铺层方法，不采用任何连接件，一次固化成型，由内部骨架1的前端面由前向后依次为第一纵向梁、第二纵向梁、第三纵向梁、第四纵向梁和第五纵向梁，两条横向肋结构分别形成内部骨架1的两个侧端面，剩余的三条横向肋结构将每条纵向梁肋分为四个部分；舵轴5通过法兰6固定安装在内部骨架1的一个侧端面上；舵轴5和法兰6的材料均为钛合金材料；
内部骨架1的五条纵向梁中每条梁的梁腹板厚度沿安装有舵轴5的侧端面向另一个侧端面的方向递减，五条横向肋结构的肋腹板厚度保持一致。内部骨架1第一纵向梁的腹板厚度由安装有舵轴5的侧端面向另一个侧端面依次为2.0mm、1.8mm、1.8mm和1.8mm；第二纵向梁腹板厚度由安装有舵轴5的侧端面向另一个侧端面依次为3.0mm、2.6mm、2.0mm和1.8mm；第三纵向梁腹板厚度安装有舵轴5的侧端面向另一个侧端面依次为3.2mm、2.6mm、2.0mm和1.8mm；第四纵向梁腹板厚度安装有舵轴5的侧端面向另一个侧端面依次为2.4mm、2.2mm、2.0mm和1.8mm；第五纵向梁腹板厚度由安装有舵轴5的侧端面向另一个侧端面依次为2.0mm、1.8mm、1.8mm和1.8mm。
上蒙皮2和下蒙皮3覆盖在内部骨架1与前缘4组成的结构体的上表面和下表面上。上蒙皮2和下蒙皮3为非等厚度设计，上蒙皮2和下蒙皮3沿舵面结构的纵向分为四个区域，且厚度沿安装有舵轴5的侧端面向另一个侧端面的方向递减，上蒙皮2和下蒙皮3沿安装有舵轴5的侧端面向另一个侧端面的方向四个区域的厚度依次为：3.2mm、2.6mm、1.8mm和1.2mm。上蒙皮2和下蒙皮3四个区域的三条分割线与将每条纵向梁肋分为四个部分的三条横向肋结构的中心线对应，即上蒙皮2和下蒙皮3四个区域的三条分割线垂直于内部骨架表面在内部骨架表面的投影分别与将每条纵向梁肋分为四个部分的三条横向肋结构的中心线重合。
内部骨架1、上蒙皮2和下蒙皮3材料均为T800碳纤维增强环氧基复合材料。
前缘4的结构如图3所示，从图3可知，前缘4包括外面板7、内面板8和内夹芯9；
所述外面板7为横截面为抛物线的板状结构，前缘4通过外面板7的边缘与内部骨架1固定连接，所述内面板8与外面板7固定连接，且与内部骨架1的前端面接触，内夹芯9位于内面板8与外面板7形成的密闭空间内。结构的外面板7和内面板8的材料为T800碳纤维增强环氧基复合材料，前缘4结构内夹芯9的材料为PMI泡沫材料。
内部骨架结构1优化过程以结构重量为目标函数，以结构强度、刚度及稳定性要求为约束条件，经过迭代计算使结构质量最轻，经过反复迭代优化后的舵面结构尺寸设计方案如图5所示，其中(a)为舵面内部骨架尺寸设计示意图；(b)为蒙皮结构尺寸设计示意图。
舵面制造工艺步骤如图8所示，具体步骤为：
(1)根据预先给定的尺寸，分别加工上蒙皮成型模具、下蒙皮成型模具、内部骨架成型模具、前缘成型模具和舵面装配工装；
(2)利用步骤(1)中的上蒙皮成型模具和下蒙皮成型模具分别进行上蒙皮和下蒙皮的固化成型；蒙皮为非等厚度设计，沿纵向分为四个区域，厚度递减。需严格控制蒙皮内外型面成型精度；
(3)进行外面板7的固化成型，同时将泡沫材料机加成预定的形状，在外面板7与内夹芯9之间铺胶层，将加工好的内夹芯9放入外面板7中，铺设内面板8后进行二次固化成型；
(4)依据上蒙皮2和下蒙皮3内型面制作内部骨架1的外形模具；依据纵向梁和横向肋结构围成的每个格的空腔形状制作骨架结构的内型模具(第一纵向梁、第五纵向梁、最外侧两个横向肋结构需要严格控制位置，相关模具采用硬模，其余采用软模)；如图6和图7所示，在内型模具10上铺设复合材料预浸料11，沿模具周向为0°方向，铺设尽量保证纤维的连续性，每一层只允许有一个接缝，每一层的接缝位置要均匀错开。铺好后对每个模具分别进行预压实，将预压实后的模具按顺序排列于外型模具中。排列前在外形模具里铺设加强缘条预浸料13。排列时，每四个内型模具10之间的缝隙用短碳纤维复合材料13填充。排列完成后，在上层表面铺设加强缘条预浸料13。最后进热压罐固化；
(5)内部骨架1结构出罐后，在内部骨架1的侧端面上安装舵轴5，采用螺栓紧固件连接；
(6)安装完舵轴5后，将上蒙皮2和下蒙皮3胶接在内部骨架1的缘条上，进罐进行二次固化；
(7)将前缘4机械连接于内部骨架1上，完成一体成型舵面结构的加工。
本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。
Claims (10)
1.一种刚度递减的复合材料一体成型舵面结构，其特征在于包括：内部骨架(1)、上蒙皮(2)、下蒙皮(3)、前缘(4)、舵轴(5)和法兰(6)；
所述前缘(4)固定安装在内部骨架(1)的前端面上，所述内部骨架(1)包括五条纵向梁和五条横向肋结构，由内部骨架(1)的前端面由前向后依次为第一纵向梁、第二纵向梁、第三纵向梁、第四纵向梁和第五纵向梁，两条横向肋结构分别形成内部骨架(1)的两个侧端面，剩余的三条横向肋结构将每条纵向梁肋分为四个部分；所述舵轴(5)通过法兰(6)固定安装在内部骨架(1)的一个侧端面上；
所述上蒙皮(2)和下蒙皮(3)覆盖在内部骨架(1)与前缘(4)组成的结构体的上表面和下表面上。
2.根据权利要求1所述的一种刚度递减的复合材料一体成型舵面结构，其特征在于：所述内部骨架(1)的五条纵向梁中每条梁的梁腹板厚度沿安装有舵轴(5)的侧端面向另一个侧端面的方向递减，五条横向肋结构的肋腹板厚度保持一致。
3.根据权利要求2所述的一种刚度递减的复合材料一体成型舵面结构，其特征在于：所述内部骨架(1)第一纵向梁的腹板厚度由安装有舵轴(5)的侧端面向另一个侧端面依次为2.0mm、1.8mm、1.8mm和1.8mm；第二纵向梁腹板厚度由安装有舵轴(5)的侧端面向另一个侧端面依次为3.0mm、2.6mm、2.0mm和1.8mm；第三纵向梁腹板厚度安装有舵轴(5)的侧端面向另一个侧端面依次为3.2mm、2.6mm、2.0mm和1.8mm；第四纵向梁腹板厚度安装有舵轴(5)的侧端面向另一个侧端面依次为2.4mm、2.2mm、2.0mm和1.8mm；第五纵向梁腹板厚度由安装有舵轴(5)的侧端面向另一个侧端面依次为2.0mm、1.8mm、1.8mm和1.8mm。
4.根据权利要求1所述的一种刚度递减的复合材料一体成型舵面结构，其特征在于：所述上蒙皮(2)和下蒙皮(3)为非等厚度设计，上蒙皮(2)和下蒙皮(3)沿舵面结构的纵向分为四个区域，且厚度沿安装有舵轴(5)的侧端面向另一个侧端面的方向递减。
5.根据权利要求4所述的一种刚度递减的复合材料一体成型舵面结构，其特征在于：所述上蒙皮(2)和下蒙皮(3)四个区域的三条分割线与将每条纵向梁分为四个部分的三条横向肋结构的中心线对应。
6.根据权利要求4所述的一种刚度递减的复合材料一体成型舵面结构，其特征在于：所述上蒙皮(2)和下蒙皮(3)沿安装有舵轴(5)的侧端面向另一个侧端面的方向四个区域的厚度依次为：3.2mm、2.6mm、1.8mm和1.2mm。
7.根据权利要求1所述的一种刚度递减的复合材料一体成型舵面结构，其特征在于：所述内部骨架(1)、上蒙皮(2)和下蒙皮(3)材料均为T800碳纤维增强环氧基复合材料。
8.根据权利要求1所述的一种刚度递减的复合材料一体成型舵面结构，其特征在于：所述前缘(4)包括外面板(7)、内面板(8)和内夹芯(9)；
所述外面板(7)为横截面为抛物线的板状结构，前缘(4)通过外面板(7)的边缘与内部骨架(1)固定连接，所述内面板(8)与外面板(7)固定连接，且与内部骨架(1)的前端面接触，内夹芯(9)位于内面板(8)与外面板(7)形成的密闭空间内。
9.根据权利要求1所述的一种刚度递减的复合材料一体成型舵面结构，其特征在于：所述舵轴(5)和法兰(6)的材料均为钛合金材料。
10.一种刚度递减的复合材料一体成型舵面结构加工方法，其特征在于工艺步骤如下：
(1)根据预先给定的尺寸，分别加工上蒙皮成型模具、下蒙皮成型模具、内部骨架成型模具、前缘成型模具和舵面装配工装；
(2)利用步骤(1)中的上蒙皮成型模具和下蒙皮成型模具分别进行上蒙皮和下蒙皮的固化成型；
(3)进行外面板(7)的固化成型，同时将泡沫材料机械加工成预定的形状，在外面板(7)与内夹芯(9)之间铺胶层，将加工好的内夹芯(9)放入外面板(7)中，铺设内面板(8)后进行二次固化成型；
(4)依据上蒙皮(2)和下蒙皮(3)内型面制作内部骨架(1)的外形模具；依据纵向梁和横向肋结构围成的每个格的空腔形状制作骨架结构的内型模具；在内型模具上铺设复合材料预浸料，铺设时保证纤维的连续性，每一层只允许有一个接缝，每一层的接缝位置均匀错开，铺好后对每个内部模具分别进行预压实，将预压实后的内部模具按顺序排列于外型模具中，排列时，每四个内型模具之间的缝隙用短碳纤维复合材料填充，排列完成后，在上层表面铺设加强缘条预浸料，最后进热压罐固化；
(5)内部骨架(1)结构出罐后，在内部骨架(1)的侧端面上安装舵轴(5)，采用螺栓紧固件连接；
(6)安装完舵轴(5)后，将上蒙皮(2)和下蒙皮(3)胶接在内部骨架(1)的缘条上，进罐进行二次固化；
(7)将前缘(4)机械连接于内部骨架(1)上，完成一体成型舵面结构的加工。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201510451917.8A CN105035359B (zh) | 2015-07-28 | 2015-07-28 | 一种刚度递减的复合材料一体成型舵面结构及加工方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| CN201510451917.8A CN105035359B (zh) | 2015-07-28 | 2015-07-28 | 一种刚度递减的复合材料一体成型舵面结构及加工方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN105035359A CN105035359A (zh) | 2015-11-11 |
| CN105035359B true CN105035359B (zh) | 2017-03-08 |
Family
ID=54442446
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201510451917.8A Active CN105035359B (zh) | 2015-07-28 | 2015-07-28 | 一种刚度递减的复合材料一体成型舵面结构及加工方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| CN (1) | CN105035359B (zh) |
Families Citing this family (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN105416566B (zh) * | 2015-11-26 | 2017-07-28 | 中国运载火箭技术研究院 | 一种适用于再入飞行器的榫卯式翼舵结构 |
| CN105966596B (zh) * | 2016-06-13 | 2019-03-29 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 一种变厚度薄壁蒙皮结构 |
| CN106570257B (zh) * | 2016-10-27 | 2019-12-20 | 中国运载火箭技术研究院 | 一种变密度高速飞行器翼舵 |
| CN108067848A (zh) * | 2016-11-14 | 2018-05-25 | 江西昌河航空工业有限公司 | 一种具有填料的胶铆管状零件加工方法 |
| CN108146652A (zh) * | 2016-12-06 | 2018-06-12 | 成都凯迪精工科技有限责任公司 | 一种展弦比大于9倍的舵面制造方法 |
| JP6441969B2 (ja) * | 2017-01-10 | 2018-12-19 | 株式会社Ｓｕｂａｒｕ | 複合材料製の構造部材及び複合材料製の構造部材の製造方法 |
| CN112352748B (zh) * | 2017-02-28 | 2022-06-24 | 威海金七星新材料有限公司 | 一种钓鱼竿导眼的制备方法 |
| CN107023419B (zh) * | 2017-05-03 | 2019-05-03 | 湖北航天技术研究院总体设计所 | 一种固体火箭发动机燃烧室壳体轻质接头 |
| CN107175855A (zh) * | 2017-07-19 | 2017-09-19 | 武汉源海博创科技有限公司 | 一种高阻尼轻质型水下航行器夹芯复合材料舵 |
| CN108061637A (zh) * | 2017-11-30 | 2018-05-22 | 中国商用飞机有限责任公司 | 风洞试验用整流部件、整流罩装置及其成型和装配方法 |
| CN111056047B (zh) * | 2018-10-17 | 2021-07-30 | 哈尔滨工业大学 | 基于形状记忆聚合物复合材料的桁架式可收展太空舱 |
| CN110203421A (zh) * | 2019-05-21 | 2019-09-06 | 重庆零壹空间航天科技有限公司 | 尾翼以及包含该尾翼的飞行器 |
| CN110216902B (zh) * | 2019-06-19 | 2021-03-02 | 湖北菲利华石英玻璃股份有限公司 | 一种金属舵芯加树脂基复合材料的净尺寸rtm成型方法 |
| US11046420B2 (en) * | 2019-10-23 | 2021-06-29 | The Boeing Company | Trailing edge flap having a waffle grid interior structure |
| CN112549582B (zh) * | 2020-11-03 | 2022-12-09 | 江西昌河航空工业有限公司 | 一种大型泡沫夹层零件成型装置及成型方法 |
| CN112643234A (zh) * | 2020-12-08 | 2021-04-13 | 北京星航机电装备有限公司 | 一种轻量化翼舵构件高能束焊接装配工装及装配方法 |
| CN112853250B (zh) * | 2020-12-28 | 2022-08-05 | 哈尔滨工业大学 | 一种组合燃气舵构件的制备方法 |
| CN113602477B (zh) * | 2021-07-26 | 2024-03-15 | 成都飞机工业（集团）有限责任公司 | 一种全复合材料的尾翼结构及其成型方法 |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6190484B1 (en) * | 1999-02-19 | 2001-02-20 | Kari Appa | Monolithic composite wing manufacturing process |
| CN1819947A (zh) * | 2002-06-20 | 2006-08-16 | 岩山复合有限公司 | 单件共同固化复合翼 |
| DE102006027599A1 (de) * | 2006-06-13 | 2007-12-27 | Achim Wolf | Profilgeformte, aerodynamisch wirksame Bauteile, wie Flugzeugtragflügel, Flugzeugleitwerke, Rotorblätter und Drehflügel von Windkraftanlagen mit doppelwandigen (mehrwandigen) Flügelschalen in belastungskonformer modularer Sandwichbauweise (Integralverbundstruktur) und das Verfahren zu deren Herstellung |
| CN101842287A (zh) * | 2007-09-14 | 2010-09-22 | 频谱航空有限责任公司 | 飞行串接格 |
| CN103754353A (zh) * | 2013-12-09 | 2014-04-30 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种复合材料升降舵 |
| EP2735504A1 (en) * | 2012-11-22 | 2014-05-28 | Airbus Operations S.L. | A highly integrated structure including leading and trailing edge ribs for an aircraft lifting surface |
-
2015
- 2015-07-28 CN CN201510451917.8A patent/CN105035359B/zh active Active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6190484B1 (en) * | 1999-02-19 | 2001-02-20 | Kari Appa | Monolithic composite wing manufacturing process |
| CN1819947A (zh) * | 2002-06-20 | 2006-08-16 | 岩山复合有限公司 | 单件共同固化复合翼 |
| DE102006027599A1 (de) * | 2006-06-13 | 2007-12-27 | Achim Wolf | Profilgeformte, aerodynamisch wirksame Bauteile, wie Flugzeugtragflügel, Flugzeugleitwerke, Rotorblätter und Drehflügel von Windkraftanlagen mit doppelwandigen (mehrwandigen) Flügelschalen in belastungskonformer modularer Sandwichbauweise (Integralverbundstruktur) und das Verfahren zu deren Herstellung |
| CN101842287A (zh) * | 2007-09-14 | 2010-09-22 | 频谱航空有限责任公司 | 飞行串接格 |
| EP2735504A1 (en) * | 2012-11-22 | 2014-05-28 | Airbus Operations S.L. | A highly integrated structure including leading and trailing edge ribs for an aircraft lifting surface |
| CN103754353A (zh) * | 2013-12-09 | 2014-04-30 | 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 | 一种复合材料升降舵 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| CN105035359A (zh) | 2015-11-11 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN105035359B (zh) | 一种刚度递减的复合材料一体成型舵面结构及加工方法 | |
| EP1968850B1 (en) | Single piece fuselage barrel | |
| CN103342167B (zh) | 一种机翼复合材料缩比模型的制造方法 | |
| CN103832576B (zh) | 用于航行器升力面的包括前缘翼肋和后缘翼肋的高度综合结构 | |
| CN105128876B (zh) | 一种碳纤维复合材料车体及其制造方法 | |
| EP2905220A1 (en) | Laminated I-blade stringer | |
| US8876049B2 (en) | Section of aircraft fuselage in composite material with a constant internal profile | |
| ES2691962T3 (es) | Método para fabricar un borde de salida integrado de material compuesto | |
| EP2889211B1 (en) | Aircraft structure made of composite material | |
| CN103832574B (zh) | 用于航行器的优化的抗扭箱 | |
| US11220354B2 (en) | Composite fuselage assembly and methods to form the assembly | |
| WO2021035941A1 (zh) | 复合材料"工"型长桁壁板结构、成型模具及成型方法 | |
| CN205059613U (zh) | 一种碳纤维复合材料车体 | |
| US20150375846A1 (en) | Leading edge for an aircraft lifting surface and manufacturing method thereof | |
| CN206125443U (zh) | 一种可拆装的复材机尾罩 | |
| CN102806617A (zh) | 一种整体成型“工”型加筋复合材料壁板的模具 | |
| JP2008500231A (ja) | 航空機用窓枠 | |
| CN201745741U (zh) | 一种复合材料机身整体薄壁结构 | |
| CN111152484B (zh) | 一种“j”型复合材料加筋壁板rfi整体成型的模具 | |
| CN109592009A (zh) | 一种飞机腹鳍结构 | |
| CN207292382U (zh) | 一种飞机腹鳍结构 | |
| CN106335644A (zh) | 一种整体成型尾喷口结构 | |
| CN211543866U (zh) | 一种飞机机翼后缘复合材料隔框结构 | |
| CN113428346A (zh) | 一种基于h型翼梁增强的复合材料整体尾翼、制造方法及成型模具 | |
| CN113044071A (zh) | 一种双蒙皮的拼接结构及双蒙皮拼接车身 |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| C06 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| C10 | Entry into substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| C14 | Grant of patent or utility model | ||
| GR01 | Patent grant |