KR19980074508A - How to manufacture louver for aircraft engine - Google Patents
How to manufacture louver for aircraft engine Download PDFInfo
- Publication number
- KR19980074508A KR19980074508A KR1019970010374A KR19970010374A KR19980074508A KR 19980074508 A KR19980074508 A KR 19980074508A KR 1019970010374 A KR1019970010374 A KR 1019970010374A KR 19970010374 A KR19970010374 A KR 19970010374A KR 19980074508 A KR19980074508 A KR 19980074508A
- Authority
- KR
- South Korea
- Prior art keywords
- louver
- forming
- manufacturing
- aircraft engine
- present
- Prior art date
Links
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 title claims abstract description 22
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims abstract description 10
- 238000010030 laminating Methods 0.000 claims abstract description 3
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 6
- OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N Carbon Chemical compound [C] OKTJSMMVPCPJKN-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 3
- 239000003822 epoxy resin Substances 0.000 claims description 3
- 239000004744 fabric Substances 0.000 claims description 3
- 239000003365 glass fiber Substances 0.000 claims description 3
- 239000010439 graphite Substances 0.000 claims description 3
- 229910002804 graphite Inorganic materials 0.000 claims description 3
- 229920000647 polyepoxide Polymers 0.000 claims description 3
- 239000000463 material Substances 0.000 abstract description 5
- 239000002994 raw material Substances 0.000 description 4
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 3
- 238000001816 cooling Methods 0.000 description 2
- 238000009423 ventilation Methods 0.000 description 2
- 238000005273 aeration Methods 0.000 description 1
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 1
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 1
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 1
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 1
- 238000009499 grossing Methods 0.000 description 1
- 239000010440 gypsum Substances 0.000 description 1
- 229910052602 gypsum Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000013021 overheating Methods 0.000 description 1
- 229920005989 resin Polymers 0.000 description 1
- 239000011347 resin Substances 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
- B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
- B29C70/28—Shaping operations therefor
- B29C70/30—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
- B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
- B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
- B29C70/28—Shaping operations therefor
- B29C70/54—Component parts, details or accessories; Auxiliary operations, e.g. feeding or storage of prepregs or SMC after impregnation or during ageing
- B29C70/545—Perforating, cutting or machining during or after moulding
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29K—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASSES B29B, B29C OR B29D, RELATING TO MOULDING MATERIALS OR TO MATERIALS FOR MOULDS, REINFORCEMENTS, FILLERS OR PREFORMED PARTS, e.g. INSERTS
- B29K2063/00—Use of EP, i.e. epoxy resins or derivatives thereof, as moulding material
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29K—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASSES B29B, B29C OR B29D, RELATING TO MOULDING MATERIALS OR TO MATERIALS FOR MOULDS, REINFORCEMENTS, FILLERS OR PREFORMED PARTS, e.g. INSERTS
- B29K2105/00—Condition, form or state of moulded material or of the material to be shaped
- B29K2105/06—Condition, form or state of moulded material or of the material to be shaped containing reinforcements, fillers or inserts
- B29K2105/08—Condition, form or state of moulded material or of the material to be shaped containing reinforcements, fillers or inserts of continuous length, e.g. cords, rovings, mats, fabrics, strands or yarns
- B29K2105/0872—Prepregs
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29K—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASSES B29B, B29C OR B29D, RELATING TO MOULDING MATERIALS OR TO MATERIALS FOR MOULDS, REINFORCEMENTS, FILLERS OR PREFORMED PARTS, e.g. INSERTS
- B29K2307/00—Use of elements other than metals as reinforcement
- B29K2307/04—Carbon
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29K—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASSES B29B, B29C OR B29D, RELATING TO MOULDING MATERIALS OR TO MATERIALS FOR MOULDS, REINFORCEMENTS, FILLERS OR PREFORMED PARTS, e.g. INSERTS
- B29K2309/00—Use of inorganic materials not provided for in groups B29K2303/00 - B29K2307/00, as reinforcement
- B29K2309/08—Glass
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
- B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
- B29L2031/00—Other particular articles
- B29L2031/30—Vehicles, e.g. ships or aircraft, or body parts thereof
- B29L2031/3076—Aircrafts
Landscapes
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Composite Materials (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
Abstract
본 발명은 항공기 엔진부의 루버 제조방법에 관한 것이다.The present invention relates to a method of manufacturing a louver of an aircraft engine part.
본 발명은 상면이 레칫 형상을 가지는 레이업 몰드를 형성하는 단계; 레이업 몰드의 상면에 복합재를 적층하여 루버 본체를 성형하는 단계; 루버 본체를 경화시키는 단계; 성형된 루버 본체를 레이업 몰드로부터 분리하는 단계;및 루버 본체의 소정 부위에 통기공을 형성하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 한다.The present invention comprises the steps of forming a layup mold having a ratchet shape on the upper surface; Forming a louver body by laminating a composite on an upper surface of the layup mold; Curing the louver body; Separating the molded louver body from the layup mold; and forming a vent in a predetermined portion of the louver body.
본 발명에 따르면, 루버의 재질을 변경하고, 이에 따른 루버의 형상을 이루는 전용 작업치구를 개량함으로써 제작 공정이 비교적 간단하고, 저가의 전용 작업 치구를 제작하므로 제작 비용이 적게 드는 잇점이 있다.According to the present invention, the manufacturing process is relatively simple by changing the material of the louver and thereby improving the dedicated working jig forming the shape of the louver, and thus the manufacturing cost is low because the low cost dedicated working jig is manufactured.
Description
본 발명은 항공기 엔진부의 루버 제조방법에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 루버의 재질을 변경하고, 이에 따른 작업 치구가 개량된 항공기 엔진부의 루버 제조방법에 관한 것이다.The present invention relates to a method of manufacturing a louver of an aircraft engine part, and more particularly, to a method of manufacturing a louver of an aircraft engine part in which a material of the louver is changed and a working tool accordingly is improved.
도 1은 통상적인 복합재 항공기를 나타낸 것이다.1 shows a conventional composite aircraft.
도면을 참조하여 설명하면, 복합재로 이루어진 좌측 스킨(11)과 우측 스킨(11′)이 성형되고, 이 한 쌍의 스킨(11)(11′)의 가장자리가 상호 결합되어 항공기 동체(10)를 형성한다. 상기 좌측 스킨(11)과 우측 스킨(11′)의 측면 하부에는 동체(10)의 횡방향으로 날개부인 주익부(12)와 수평 미익부(13)가 마련되고, 상기 동체(10)의 상면에는 그 종방향으로 상기 수평 미익부(13)와 교차하는 부위에 수직 미익부(14)가 형성된다.Referring to the drawings, the left skin 11 and the right skin 11 'made of a composite are molded, and the edges of the pair of skins 11, 11' are joined to each other to form the aircraft body 10. Form. At the lower side of the left skin 11 and the right skin 11 ′, a main blade portion 12 and a horizontal tail portion 13, which are wings in the transverse direction of the body 10, are provided, and an upper surface of the body 10. The vertical tail portion 14 is formed at a portion that intersects the horizontal tail portion 13 in its longitudinal direction.
그리고, 상기 동체(10)와 주익부(12)가 결합하는 부위에는 훼어링부(15)가 설치되는 데, 이는 항공기 외부 형상을 각이 매끄럽게 하여 항공중에 결합부에 발생하는 항력을 감소시키기 위해서이다.In addition, a pairing portion 15 is installed at a portion where the fuselage 10 and the main blade portion 12 are coupled to each other, in order to reduce the drag generated in the coupling portion during flight by smoothing the angle of the external shape of the aircraft. to be.
또한, 상기 주익부(12)의 하부에는 동체(10)의 종방향과 나란하게 복수개의 엔진부(16)가 설치되고, 이 엔진부(16)의 앞쪽에는 회전축으로 연결되어 엔진부(16)에서 발생하는 구동력으로 회전하는 프로펠러(17)가 장착된다.In addition, a plurality of engine units 16 are installed in the lower part of the main blade unit 12 in parallel with the longitudinal direction of the body 10, and the engine unit 16 is connected to the front of the engine unit 16 by a rotating shaft. The propeller 17 is mounted to rotate with the driving force generated from.
여기에서, 상기 엔진부(16)의 측면에는 운항중 발생하는 엔진의 열을 냉각시키기 위한 보조 수단으로 루버(louver,미도시)가 장착되는데, 이것은 과열된 엔진을 대기중의 공기와 열교환시켜 냉각시키는 역할을 한다.Here, a louver (not shown) is mounted to the side of the engine unit 16 as an auxiliary means for cooling the engine heat generated during operation, which cools the overheated engine by exchanging heat with air in the air. It plays a role.
도 2a는 종래의 루버(20)를 제조하는 원소재(21)의 가공전 상태를 나타낸 것이고, 도 2b는 종래의 루버를 제조하는 상기 원소재(21)의 가공후 상태를 나타낸 것이며, 도 2c는 종래의 작업 치구상에서 루버(20)가 형성된 것을 나탄낸 것이다.FIG. 2A shows a state before processing of the raw material 21 for manufacturing the conventional louver 20, and FIG. 2B shows a state after processing of the raw material 21 for producing the conventional louver, FIG. 2C Shows that the louver 20 is formed on the conventional working tool.
도 2a,2b,2c를 참조하여 종래의 루버(20)의 제조 과정을 살펴보면, 알루미늄등과 같은 판상의 금속 소재(21)를 일정 크기로 절단한다. 절단된 이 판상 부재(21)에는 상기 루버(20)의 길이방향으로 양 단부에 해당되는 부위에 다수개의 홈부(22)를 가공한다.Looking at the manufacturing process of the conventional louver 20 with reference to Figures 2a, 2b, 2c, a plate-like metal material 21 such as aluminum is cut to a certain size. The cut plate-like member 21 is machined with a plurality of grooves 22 at portions corresponding to both ends in the longitudinal direction of the louver 20.
이어서, 상기 판상 부재(21)상에는 홈부(22)를 가공점으로 하여 소정 간격 이격되게 래칫부(ratchet,23) 형상으로 성형시킨다. 이때, 래칫부(23)의 산부(23a)와 골부(23b) 사이에는 공기가 유입 및 유출되는 소정 길이의 통기공(24)이 형성된다.Subsequently, the plate-shaped member 21 is molded into a ratchet shape 23 so as to be spaced apart by a predetermined interval with the groove portion 22 as a processing point. At this time, a vent hole 24 having a predetermined length through which air flows in and out is formed between the peak portion 23a and the valley portion 23b of the ratchet portion 23.
통기공(24)이 형성된 상기 판상 부재(21)는 작업 치구 역할을 하는 금속 소재로 된 형틀(form bolck,25)를 이용하여 포밍(forming) 작업을 행하여, 루버(20)가 완성하게 된다. 완성된 루버(20)는 엔진부(16)의 측면에 조립하여 공기를 유통시키는 통로부 역할을 하게 된다.The plate member 21 on which the vent hole 24 is formed is formed using a form bolck 25 made of a metal material serving as a working jig, thereby completing the louver 20. The completed louver 20 is assembled to the side of the engine unit 16 to serve as a passage portion for distributing air.
그런데, 상기와 같은 방법으로 제조된 종래의 루버(20)는 금속 소재의 재질을 이용하여 제조하고, 이에 따른 전용 작업치구를 제조하기 때문에 제조 공수가 과다하고, 제작 방법이 까다롭다. 또한, 항공기에 장착되는 수량에 비하여 고가의 전용 작업치구를 제작하여야 하므로 경제적 손실이 잇따른다.However, the conventional louver 20 manufactured by the above method is manufactured by using a material of a metal material, and accordingly manufactures a dedicated working jig, the manufacturing labor is excessive and the manufacturing method is difficult. In addition, the cost of the dedicated work fixtures must be manufactured in comparison with the quantity of the aircraft, so economic losses will continue.
본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위해서 안출된 것으로서, 항공기 엔진부의 측면에 장착되는 루버의 재질을 변경하고, 이에 따른 작업 치구가 개량된 항공기 엔진부의 루버 제조방법에 관한 것이다.The present invention has been made in order to solve the above problems, and relates to a method for manufacturing a louver engine part of the aircraft engine part by changing the material of the louver mounted on the side of the aircraft engine part, and thereby improved working tool.
도 1은 통상적인 항공기를 도시한 사시도,1 is a perspective view of a conventional aircraft,
도 2a는 종래의 루버를 제조하는 원소재의 가공전 상태를 도시한 사시도,Figure 2a is a perspective view showing a state before processing of the raw material for producing a conventional louver,
도 2b는 종래의 루버를 제조하는 원소재의 가공후 상태를 도시한 사시도,Figure 2b is a perspective view showing a state after processing of the raw material for producing a conventional louver,
도 2c는 종래의 작업 치구상에서 루버가 형성된 것을 도시한 분리 사시도,Figure 2c is an exploded perspective view showing that the louver is formed on the conventional working jig,
도 3은 본 발명에 따른 엔진부를 도시한 사시도,3 is a perspective view showing an engine unit according to the present invention;
도 4a는 본 발명에 따른 작업 치구상에서 루버가 형성된 것을 도시한 사시도,Figure 4a is a perspective view showing that the louver is formed on the working jig according to the present invention,
도 4b는 본 발명에 따른 루버를 도시한 사시도.Figure 4b is a perspective view of the louver according to the present invention.
도면의 주요부분에 대한 부호의 간단한 설명Brief description of symbols for the main parts of the drawings
10. 동체11. 좌측 스킨10. Fuselage 11. Left skin
11′. 우측 스킨12. 주익부11 ′. Right Skin 12. Main wing
13. 수평 미익부14. 수직 미익부13.Horizontal tail section 14. Vertical tail
15. 훼어링부16,30. 엔진부15. Pairing part 16,30. Engine part
17,32. 프로펠러20,40. 루버17,32. Propeller 20,40. Louver
21,46. 판상 부재22. 홈부21,46. Plate member 22. Home
23,43,47. 래칫부23a,43a,47a. 산부23,43,47. Ratchet 23a, 43a, 47a. Obstetrics
23b,43a,47b. 골부24,42. 통기공23b, 43a, 47b. Gol 24,42. Aeration
25. 형틀31. 회전축25. Template 31. Axis of rotation
41. 루버 본체45. 레이업 몰드41.Lover body 45. Layup mold
상기와 같은 목적을 달성하기 위하여 본 발명의 항공기 엔진부의 루버 제조방법은, 상면이 래칫 형상을 가지는 레이업 몰드를 형성하는 단계; 상기 레이업 몰드의 상면에 복합재를 적층하여 루버 본체를 성형하는 단계; 상기 루버 본체를 경화시키는 단계; 상기 성형된 루버 본체를 상기 레이업 몰드로부터 분리하는 단계;및 상기 루버 본체의 소정 부위에 통기공을 형성하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 한다.In order to achieve the above object, a method of manufacturing an aircraft engine louver of the present invention includes: forming a layup mold having a ratchet shape on an upper surface thereof; Forming a louver body by laminating a composite material on an upper surface of the layup mold; Curing the louver body; Separating the molded louver body from the layup mold; and forming vent holes in a predetermined portion of the louver body.
본 발명에 따르면, 상기 통기공을 형성하는 단계는, 상기 루버 본체의 래칫부의 산부와 골부사이를 절단하는 단계를 더 포함하는 것이 바람직하다.According to the present invention, the step of forming the ventilation hole, preferably further comprises the step of cutting between the peak and the valley of the ratchet portion of the louver body.
본 발명의 다른 특징에 의하면, 상기 복합재는 유리 섬유 또는 흑연 천에 에폭시 수지가 함침된 프리프레그로 이루어진다.According to another feature of the invention, the composite consists of a prepreg impregnated with an epoxy resin in a glass fiber or graphite cloth.
이하에서 첨부된 도면을 참조하면서 본 발명에 따른 항공기 엔진부의 루버 제조방법의 바람직한 실시예를 상세히 설명하고자 한다.Hereinafter, with reference to the accompanying drawings will be described in detail a preferred embodiment of the louver manufacturing method of the aircraft engine unit according to the present invention.
앞서 도시된 도면에서와 동일한 참조 번호는 동일한 구성 요소를 가리킨다.Like reference numerals in the drawings shown above indicate the same components.
도 1에 도시된 바와 같이, 항공기는 복합재로 이루어진 좌측 스킨(11)과 우측 스킨(11′)이 마련되고, 이 한 쌍의 스킨(11)(11′)의 가장자리가 상호 결합되어 항공기의 동체(10)를 형성한다. 상기 동체(10)의 측면 하부에는 그 횡방향으로 주익부(12)와, 수평 미익부(13)가 결합되고, 상면에는 상기 수평 미익부(13)와 교차되는 부위에 수직 미익부(14)가 마련된다.As shown in FIG. 1, the aircraft is provided with a left skin 11 and a right skin 11 ′ made of a composite material, and the edges of the pair of skins 11, 11 ′ are coupled to each other to fuselage the aircraft body. To form (10). The main wing portion 12 and the horizontal tail portion 13 are coupled to the lower side of the fuselage 10 in the transverse direction, and the upper surface of the tail portion 14 perpendicular to the portion intersecting with the horizontal tail portion 13. Is prepared.
그리고, 상기 동체(10)와 주익부(12)가 상호 결합되는 부위에는 항공기 동체(10)의 외형을 매끄럽게 하여 항공시 발생하는 항력을 줄이기 위한 훼어링부(15)가 설치된다.In addition, a pairing part 15 is installed at a portion at which the fuselage 10 and the main blade unit 12 are coupled to each other to smooth the external shape of the aircraft fuselage 10 to reduce drag generated during aviation.
또한, 상기 주익부(12)의 하부에는 도 3에 도시된 바와 같이, 동력을 발생시키는 엔진부(30)가 동체(10)의 종방향과 나란하게 설치된다.이 엔진부(30)의 앞쪽에는 회전축(31)으로 연결된 프로펠러(32)가 설치되어 상기 엔진부(30)의 구동력으로 회전하게 된다.In addition, as shown in FIG. 3, an engine unit 30 for generating power is installed in the lower portion of the main blade unit 12 in parallel with the longitudinal direction of the body 10. The front side of the engine unit 30. The propeller 32 is connected to the rotating shaft 31 is installed to rotate by the driving force of the engine unit 30.
한편, 상기 엔진부(30)의 양 측면에는 보조 냉각 수단으로 루버(40)가 설치되는데, 이것은 운항중 과열된 엔진에서 발생되는 열을 대기중의 공기와 열교환시켜 엔진을 공냉시키는 역할을 하게 된다.On the other hand, the louver 40 is installed on both sides of the engine unit 30 as auxiliary cooling means, which serves to cool the engine by heat-exchanging heat generated from the engine, which is overheated during operation, with air in the atmosphere. .
이와 같은 항공기 엔진부의 루버(40)의 제조 방법을 살펴보면 다음과 같다.Looking at the manufacturing method of the louver 40 of the aircraft engine unit as follows.
도 4a는 본 발명에 따른 작업 치구상에서 루버(40)가 형성된 것을 나타낸 것이고, 도 4b는 본 발명에 따른 루버(40)를 나타낸 것이다.Figure 4a shows that the louver 40 is formed on the working jig according to the present invention, Figure 4b shows the louver 40 according to the present invention.
도 4a와 4b를 참조하여 설명하면, 먼저 루버(40)의 형상에 대응하는 형태를 가진 레이업 몰드(lay up mold,45)를 제작한다. 상기 레이업 몰드(45)는 루버(40)를 제조하는 전용 작업치구 역할을 하는데, 이것은 소정 크기의 판상 부재(46)와, 상기 판상 부재(46)상에 소정 간격 이격되게 설치되는 래칫부(47)를 구비하여 구성된다. 이 래칫부(47)는 산부(47a)와 골부(47b)를 가지도록 형성된다.이때, 상기 레이업 몰드(45)는 종래의 작업 치구와 달리 비교적 제작이 용이한 석고나 수지 등을 이용하여 제작된다.Referring to FIGS. 4A and 4B, first, a lay up mold 45 having a shape corresponding to the shape of the louver 40 is manufactured. The layup mold 45 serves as a dedicated working jig for manufacturing the louver 40, which is a plate-shaped member 46 of a predetermined size and a ratchet portion (25) installed on the plate-shaped member 46 at a predetermined interval. 47). The ratchet portion 47 is formed to have a peak portion 47a and a valley portion 47b. At this time, the layup mold 45 is made of gypsum or resin, which is relatively easy to manufacture, unlike a conventional working jig. Is produced.
이어서, 상기 레이업 몰드(45)상에는 유리 섬유 또는 흑연 천에 에폭시 수지가 함침된 프리프레그(prepreg)로 이루어진 복합재가 적층된다.Subsequently, a composite made of prepreg impregnated with an epoxy resin in a glass fiber or graphite cloth is laminated on the layup mold 45.
적층된 복합재는 일정시간 상온에서 루버 본체(41)가 형성되도록 경화하는 공정을 거치게 된다.The laminated composite is subjected to a curing process to form the louver body 41 at room temperature for a predetermined time.
상기 경화된 루버 본체(41)는 상기 레이업 몰드(45)에서 분리하게 되는데, 이 루버 본체(41)는 통풍구가 형성되지 않은 일체형의 형상이다.The hardened louver body 41 is separated from the layup mold 45. The louver body 41 has an integral shape in which a vent hole is not formed.
여기에서, 상기 루버 본체(41)에 통기공(42)을 형성하는 공정을 행하게 된다. 즉, 루버 본체(41)에 형성된 래칫부(43)에는 산부(43a)와 골부(43b)가 형성되는데, 이 산부(43a)와 골부(43b) 사이를 절단하여 통기공(42)을 형성하게 된다. 이 통기공(42)은 래칫부(43)의 길이 방향으로 형성된다. 그리고, 완성된 상기 루버(40)는 항공기 엔진부(30)의 양 측면에 조립하게 된다.Here, the process of forming the ventilation hole 42 in the said louver main body 41 is performed. That is, the ratchet portion 43 formed in the louver body 41 is formed with a peak portion 43a and a valley portion 43b, and cuts between the peak portion 43a and the valley portion 43b to form the vent hole 42. do. The vent hole 42 is formed in the longitudinal direction of the ratchet part 43. And, the completed louver 40 is assembled to both sides of the aircraft engine unit 30.
이와 같이 조립된 상기 루버(40)는 상기 통기공(42)을 통하여 공기가 유출 및 유입되어 운항중에 엔진에서 발생하는 열과 상호 열교환하여 엔진의 과열을 방지하게 된다.The louver 40 assembled as described above exchanges heat with the heat generated by the engine while the air flows out and flows through the air vent 42 to prevent overheating of the engine.
이상의 설명에서와 같이 본 발명의 항공기 엔진부의 루버 제조방법은 루버의 재질을 변경하고, 이에 따른 루버의 형상을 이루는 전용 작업 치구를 개량함으로써 제작 공정이 비교적 간단하고, 저가의 전용 작업치구를 제작하므로 제작 비용이 적게 드는 잇점이 있다.As described in the above description, the manufacturing method of the louver of the aircraft engine part of the present invention changes the material of the louver and improves the dedicated working jig forming the louver accordingly, so that the manufacturing process is relatively simple, and therefore, a low-cost dedicated work jig is manufactured. The advantage is low production costs.
본 발명은 도면에 도시된 일 실시예를 참고로 설명되었으나 이는 예시적인 것에 불과하며, 본 기술 분야의 통상의 지식을 가진 자라면 이로부터 다양한 변형 및 균등한 타 실시예가 가능하다는 점을 이해할 것이다. 따라서, 본 발명의 진정한 기술적 보호 범위는 첨부된 등록청구범위의 기술적 사상에 의해 정해져야 할 것이다.Although the present invention has been described with reference to one embodiment shown in the drawings, this is merely exemplary, and those skilled in the art will understand that various modifications and equivalent other embodiments are possible therefrom. Therefore, the true technical protection scope of the present invention will be defined by the technical spirit of the appended claims.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| KR1019970010374A KR19980074508A (en) | 1997-03-25 | 1997-03-25 | How to manufacture louver for aircraft engine |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| KR1019970010374A KR19980074508A (en) | 1997-03-25 | 1997-03-25 | How to manufacture louver for aircraft engine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| KR19980074508A true KR19980074508A (en) | 1998-11-05 |
Family
ID=65950775
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| KR1019970010374A KR19980074508A (en) | 1997-03-25 | 1997-03-25 | How to manufacture louver for aircraft engine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| KR (1) | KR19980074508A (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR200460339Y1 (en) * | 2007-08-21 | 2012-05-21 | 주식회사 상림 | Blade for a ventilator louver |
| KR101353112B1 (en) * | 2009-06-01 | 2014-01-17 | 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤 | Method for manufacturing composite material member and laminated body of prepreg sheet |
-
1997
- 1997-03-25 KR KR1019970010374A patent/KR19980074508A/en not_active Application Discontinuation
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR200460339Y1 (en) * | 2007-08-21 | 2012-05-21 | 주식회사 상림 | Blade for a ventilator louver |
| KR101353112B1 (en) * | 2009-06-01 | 2014-01-17 | 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤 | Method for manufacturing composite material member and laminated body of prepreg sheet |
| US8790566B2 (en) | 2009-06-01 | 2014-07-29 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Manufacturing method of composite material member and prepreg sheet laminate |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US4732542A (en) | Large airfoil structure and method for its manufacture | |
| US4169749A (en) | Method of making a hollow airfoil | |
| GB2062120A (en) | Structural unit for flow- technical apparatuses or machines | |
| DK201270652A (en) | Methods of manufacturing rotor blade tooling structures for wind turbines | |
| CN101795549B (en) | High-efficiency radiator and method for manufacturing same | |
| US10913553B2 (en) | Integrated ablative heat shield | |
| KR19980074508A (en) | How to manufacture louver for aircraft engine | |
| JP2008232141A (en) | Wind mill blade, its mold, and its manufacturing method | |
| KR101051193B1 (en) | Mold assembly for manufacturing helicopter rotor blades | |
| CN110775171A (en) | Formula car hollow wing piece and forming method thereof | |
| US20120090790A1 (en) | Methods of manufacturing tooling structures | |
| TWI474919B (en) | Blade Structure and Fabrication Method of Composite Material Wind Turbine | |
| CN111452276A (en) | Mould structure for machining convenient to cool | |
| CN107089018B (en) | Air guide plate, preparation method thereof and curing and forming method of reinforced wall plate comprising air guide plate | |
| CN115071038A (en) | A shaping frock for sandwich composite's foam core | |
| CN212642950U (en) | Fan blade and wind driven generator | |
| CN115489718A (en) | 3D who takes aileron prints wing and aircraft | |
| CN212193258U (en) | Electric shaver | |
| EP1762357A1 (en) | Compression moulding method and device for making preforms for composite structures of an aircraft | |
| CN215237293U (en) | Production tool for automobile clutch driven plate assembly is equipped with quick refrigerated mould | |
| CN207479582U (en) | A kind of intake chamber shaving die | |
| CN113953568B (en) | Automatic forming and milling system for PCB | |
| CN215786233U (en) | High-precision punch press with high working efficiency for precision mechanical engineering machining | |
| CN219667486U (en) | Filament cutting mechanism of continuous fiber composite material 3D printer | |
| US5056451A (en) | Rudder construction with integral stock |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A201 | Request for examination | ||
| E902 | Notification of reason for refusal | ||
| WITB | Written withdrawal of application |