RU2115594C1 - Method of manufacture of blades and spars for flying vehicle propellers and other articles from composite materials - Google Patents

Method of manufacture of blades and spars for flying vehicle propellers and other articles from composite materials Download PDF

Info

Publication number
RU2115594C1
RU2115594C1 RU96120605A RU96120605A RU2115594C1 RU 2115594 C1 RU2115594 C1 RU 2115594C1 RU 96120605 A RU96120605 A RU 96120605A RU 96120605 A RU96120605 A RU 96120605A RU 2115594 C1 RU2115594 C1 RU 2115594C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
winding
blades
product
installation
polymerization
Prior art date
Application number
RU96120605A
Other languages
Russian (ru)
Other versions
RU96120605A (en
Inventor
Г.Ю. Шацкий
Original Assignee
Акционерное общество открытого типа Московский вертолетный завод им.М.Л.Миля
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Акционерное общество открытого типа Московский вертолетный завод им.М.Л.Миля filed Critical Акционерное общество открытого типа Московский вертолетный завод им.М.Л.Миля
Priority to RU96120605A priority Critical patent/RU2115594C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2115594C1 publication Critical patent/RU2115594C1/en
Publication of RU96120605A publication Critical patent/RU96120605A/en

Links

Images

Classifications

    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/40—Weight reduction

Landscapes

  • Moulding By Coating Moulds (AREA)

Abstract

FIELD: aeronautical engineering. SUBSTANCE: method consists in winding the composite material tape impregnated in binder on mandrel to obtain blank of required thickness followed by polymerization of material. Installation of parts is effected after winding the tape according to its position, for example, mounting of counter-weight in nose section of blade which has been preliminarily placed in technological envelope with fixing wings; then winding is continued together with part mounted, after which article is subjected to polymerization. EFFECT: enhanced reliability of attachment of counter-weight, reduced labour consumption and consequently cost of article; increased service life of blades. 5 dwg

Description

Изобретение относится к авиационной технике и может быть использовано при изготовлении лопастей и лонжеронов лопастей летательных аппаратов и других полых изделий из композиционных материалов. The invention relates to aircraft and can be used in the manufacture of blades and side members of the blades of aircraft and other hollow articles made of composite materials.

Известен способ изготовления лопастей, лонжеронов лопастей воздушных винтов летательных аппаратов и других полых изделий из слоистых материалов, пропитанных связующим, с применением замкнутой пресс-формы [1]. Слоистый материал раскрывают по шаблонам, набирают в отдельные элементы-пакеты открытого контура, пакеты укладывают на оправки и подвергают предварительной опрессовке с частичной полимеризацией связующего. При сборке пакетов перед предварительной опрессовкой в них укладывают конструктивные элементы изделия: балансировочные грузы, антиобледенительную, износостойкое покрытие и т. п. Из подготовленных пакетов собирают заготовку изделия, которую с эластичным мешком для подачи давления внутри, помещают в пресс-форму для окончательного прессования изделия. A known method of manufacturing blades, spars of the blades of propellers of aircraft and other hollow products from laminated materials impregnated with a binder, using a closed mold [1]. The layered material is opened according to the templates, assembled into separate open-loop package elements, the packages are laid on mandrels and subjected to preliminary crimping with partial polymerization of the binder. When assembling the packages before preliminary crimping, the structural elements of the product are placed in them: balancing weights, anti-icing, wear-resistant coating, etc. From the prepared packages, the product blank is assembled, which, with an elastic bag to supply pressure inside, is placed in the mold for final pressing of the product .

Способ обеспечивает надежное крепление конструктивных элементов непосредственно в теле изделия, но включает много ручных операций и не позволяет полностью автоматизировать процесс формирования изделия, улучшить условия труда, сократить время изготовления и стоимость лопасти. The method provides reliable fastening of structural elements directly in the body of the product, but includes many manual operations and does not fully automate the process of forming the product, improve working conditions, reduce manufacturing time and cost of the blade.

Известен способ изготовления лонжерона лопасти методом намотки лентой, пропитанной связующим, на оправку [2] с помощью станка для спиральной намотки с последующей установкой заготовки в пресс-форму для полимеризации связующего. При этом конструктивные элементы: противообледенительная накладка, противовес, а также хвостовые отсеки лопасти обычно крепятся к лонжерону с помощью клеевого соединения [3], что снижает надежность устройства, в том числе и в случае применения секционного противовеса в оболочке из композиционного материала, являющейся армирующим элементом, повышающим надежность противовеса. A known method of manufacturing a spar of a blade by winding a tape impregnated with a binder on a mandrel [2] using a spiral winder with subsequent installation of the workpiece in the mold for polymerization of the binder. In this case, the structural elements: the anti-icing pad, the counterweight, and also the tail compartments of the blade are usually attached to the spar using an adhesive joint [3], which reduces the reliability of the device, including the case of the use of a sectional counterweight in a shell made of a composite material, which is a reinforcing element enhancing counterweight reliability.

Целью изобретения является снижение трудоемкости способа и повышение надежности крепления в изделии таких высоконагруженных элементов, как противовесы и хвостовики, что в итоге снижает стоимость изготовления и повышает ресурс лопастей. The aim of the invention is to reduce the complexity of the method and increase the reliability of fastening in the product of such highly loaded elements as balances and shanks, which ultimately reduces the cost of manufacture and increases the resource of the blades.

Указанная цель достигается тем, что в способе изготовления лопастей и лонжеронов лопастей воздушных винтов летательных аппаратов и других полых изделий из композиционного материала путем намотки ленты из композиционного материала, пропитанной связующим, на оправку до получения заготовки изделия расчетной толщины с последующей полимеризацией материала и включающем установку конструктивных элементов изделия, например, противовеса, установку конструктивного элемента изделия осуществляют после намотки части расчетной толщины заготовки, соответствующей месту установки конструктивного элемента, предварительно поместив его в технологическую оболочку с фиксирующими крыльями, после чего продолжают намотку заготовки изделия до расчетной толщины заготовки с использованием крыльев технологической оболочки для фиксации установленного конструктивного элемента и полимеризуют изделие. This goal is achieved by the fact that in the method of manufacturing the blades and spars of the blades of the propellers of aircraft and other hollow articles of composite material by winding a tape of composite material impregnated with a binder, on a mandrel to obtain a workpiece of the product of the estimated thickness with subsequent polymerization of the material and including the installation of structural elements of the product, for example, a counterweight, the installation of the structural element of the product is carried out after winding part of the estimated thickness of the blank ki corresponding to the place of installation of the component by first placing it in the process casing with locking wings, then continuing winding of the preform product to the calculated thickness of the workpiece using the process for fixing the shell wings mounted component and polymerized product.

Способ изготовления лонжерона из композиционного материала поясняется чертежами, где на фиг. 1 - вид лопасти в плане; на фиг. 2 - сечение А-А фиг. 1; на фиг. 3 - разрез противовеса, заключенного в технологическую оболочку; на фиг. 4 - разрез частично намотанной заготовки лонжерона с установленным противовесом в оболочке; на фиг. 5 - разрез заготовки лонжерона расчетной толщины. A method of manufacturing a spar from composite material is illustrated by drawings, where in FIG. 1 - view of the blade in plan; in FIG. 2 is a section AA of FIG. one; in FIG. 3 - section of the counterweight, enclosed in a technological shell; in FIG. 4 is a section through a partially wound billet of a spar with a counterweight installed in the shell; in FIG. 5 is a sectional view of a spar blank of a design thickness.

Лопасть воздушного винта состоит из лонжерона 1 и хвостовых отсеков 2 (фиг. 1, 2). В теле лонжерона в его носовой части установлен противовес 3. The propeller blade consists of a spar 1 and tail compartments 2 (Fig. 1, 2). A counterweight 3 is installed in the body of the spar in its nose.

Способ изготовления лонжерона осуществляется следующим образом. A method of manufacturing a spar as follows.

Противовес 3 помещают в технологическую оболочку 4 (фиг. 3) из двух слоев композиционного материала, раскроенную по шаблону, с боковыми фиксирующими крыльями 5. Толщина такой технологической оболочки составляет 0,2 - 1,5 мм. The counterweight 3 is placed in the technological shell 4 (Fig. 3) of two layers of composite material, cut according to the template, with lateral fixing wings 5. The thickness of such a technological shell is 0.2 - 1.5 mm.

В зависимости от типа конструктивного элемента, помещаемого в технологическую оболочку, количество, форма и расположение фиксирующих крыльев, образуемых материалом технологической оболочки, может варьироваться из соображений оптимальной фиксации элемента при последующей намотке ленты. Depending on the type of structural element placed in the technological shell, the number, shape and location of the fixing wings formed by the material of the technological shell may vary for reasons of optimal fixation of the element during subsequent winding of the tape.

Намотку заготовки лонжерона 1 лентой из композиционного материала, пропитанной связующим, производят следующим образом. The winding of the spar blank 1 with a tape of a composite material impregnated with a binder is carried out as follows.

Оправка устанавливается и закрепляется на станке. Задается программа перемещения раскладчика станка для автоматического формирования заготовки изделия с учетом своевременной остановки для установки конструктивных элементов изделия. The mandrel is installed and fixed on the machine. A program is set for moving the machine spreader for the automatic formation of a product blank taking into account a timely stop for the installation of structural components of the product.

После формирования на оправке части тела заготовки лонжерона толщиной δ1 (фиг. 4), соответствующей месту установки противовеса, намотка приостанавливается.After forming on the mandrel of the body part of the workpiece of the spar with a thickness of δ 1 (Fig. 4), corresponding to the installation site of the counterweight, the winding is suspended.

Противовес в сборе 6 устанавливается на частично намотанную заготовку лонжерона (фиг. 4) и продолжается намотка заготовки до ее расчетной толщины δ2 (фиг. 5).The counterweight assembly 6 is mounted on the partially wound billet of the spar (Fig. 4) and the winding of the billet continues to its design thickness δ 2 (Fig. 5).

Программа задается с таким расчетом, чтобы после установки противовеса оставшаяся толщина δ3 наматываемого материала тела лонжерона была достаточной для надежного крепления устанавливаемого конструктивного элемента. В случае установки противовеса, например, величина δ3 составляет 0,5 - 3,0 мм.The program is set in such a way that after installing the counterweight, the remaining thickness δ 3 of the wound body material of the spar is sufficient for reliable fastening of the installed structural element. In the case of installing a counterweight, for example, the value of δ 3 is 0.5 to 3.0 mm

Затем заготовка помещается в пресс-форму и полимеризуется. Then the workpiece is placed in the mold and polymerized.

Использование предлагаемого способа при изготовлении разрабатываемых лопастей показало его эффективность: сократилось количество технологических операций, снизилась трудоемкость изготовления и соответственно стоимость изделий, повысилась надежность закрепления противовеса, увеличился ресурс. Using the proposed method in the manufacture of the developed blades showed its effectiveness: the number of technological operations was reduced, the complexity of manufacturing and, accordingly, the cost of the products decreased, the reliability of securing the counterweight increased, the resource increased.

Claims (1)

Способ изготовления лопастей и лонжеронов лопастей воздушных винтов летательных аппаратов и других изделий из композиционного материала путем намотки ленты из композиционного материала, пропитанной связующим, на оправку до получения заготовки изделия расчетной толщины с последующей полимеризацией материала и включающий установку конструктивных элементов изделия, отличающийся тем, что установку конструктивных элементов изделия осуществляют после намотки части расчетной толщины заготовки, соответствующей месту установки элемента, например, противовеса в носовой части лопасти, предварительно поместив его в технологическую оболочку с фиксирующими крыльями, после чего продолжают намотку заготовки изделия совместно с установленным элементом до ее расчетной толщины и полимеризуют изделие. A method of manufacturing the blades and side members of the propeller blades of aircraft and other products from composite material by winding a tape of a composite material impregnated with a binder onto a mandrel until a workpiece of the design thickness is obtained, followed by polymerization of the material and including the installation of structural elements of the product, characterized in that the installation structural elements of the product is carried out after winding part of the estimated thickness of the workpiece corresponding to the installation location for example, a counterweight in the bow of the blade, having previously placed it in the technological shell with fixing wings, after which the winding of the workpiece is continued together with the installed element to its calculated thickness and the product is polymerized.
RU96120605A 1996-10-14 1996-10-14 Method of manufacture of blades and spars for flying vehicle propellers and other articles from composite materials RU2115594C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU96120605A RU2115594C1 (en) 1996-10-14 1996-10-14 Method of manufacture of blades and spars for flying vehicle propellers and other articles from composite materials

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU96120605A RU2115594C1 (en) 1996-10-14 1996-10-14 Method of manufacture of blades and spars for flying vehicle propellers and other articles from composite materials

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU2115594C1 true RU2115594C1 (en) 1998-07-20
RU96120605A RU96120605A (en) 1998-11-20

Family

ID=20186596

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU96120605A RU2115594C1 (en) 1996-10-14 1996-10-14 Method of manufacture of blades and spars for flying vehicle propellers and other articles from composite materials

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2115594C1 (en)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN100494695C (en) * 2007-07-20 2009-06-03 南京航空航天大学 Composite materials cavity fan blade
CN101723087A (en) * 2008-10-11 2010-06-09 李荣德 Multi-group blade propeller
US11305503B2 (en) 2016-12-22 2022-04-19 Wobben Properties Gmbh Method for producing a wind turbine rotor blade, and wind turbine rotor blade

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
2. Резниченко В.И. Изготовление лопастей вертолетов из неметаллических материалов. /Под ред.А.Л.Абибова - М.:МАИ, 1977, с. 33 - 35. 3. *

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN100494695C (en) * 2007-07-20 2009-06-03 南京航空航天大学 Composite materials cavity fan blade
CN101723087A (en) * 2008-10-11 2010-06-09 李荣德 Multi-group blade propeller
US11305503B2 (en) 2016-12-22 2022-04-19 Wobben Properties Gmbh Method for producing a wind turbine rotor blade, and wind turbine rotor blade

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US4169749A (en) Method of making a hollow airfoil
EP0771265B1 (en) Method and apparatus for forming airfoil structures
US4749155A (en) Method of making wing box cover panel
US2593714A (en) Method of making cellular structures
EP2276666B1 (en) Main rotor blade with integral cuff
US4213739A (en) Helicopter rotor blade
US4494910A (en) Large surface structural component, especially rotor blade
US5439353A (en) Composite blade with reinforced leading edge
US5632602A (en) Rotor blade
US3028292A (en) Method of manufacturing plastic rotor blades
US6890470B2 (en) Method for producing a fiber composite structural component
JP4607583B2 (en) One piece co-cured composite wing
US4083656A (en) Composite rotor blade
CN105392620B (en) Composite stiffened and its manufacture method
US4316701A (en) Composite aerodynamic rotor blade assembly
US2954828A (en) Laminated airfoil structure
GB1591673A (en) Method of fabricating a composite aerodynamic rotor blade assembly and the assembly per se
US5621967A (en) Method of making a leading edge weight retention assembly for a helicopter rotor
US5378109A (en) Co-cured composite fan blade and method
RU2115594C1 (en) Method of manufacture of blades and spars for flying vehicle propellers and other articles from composite materials
US5091029A (en) Method of manufacturing a unitary, multi-legged helicopter rotor flexbeam made solely of composite materials
RU2688603C1 (en) Blade and method of its production
EP3127808B1 (en) Rotorcraft rotor blade assembly
EP1595787A1 (en) Method for fabricating a composite material control surface for an aircraft.
US20200391842A1 (en) Aerodynamic surface lap splice