RU2143973C1 - Способ изготовления аэродинамической конструкции, формовочный узел для изготовления аэродинамической конструкции и устройство охвата аэродинамической конструкции в формовочном узле - Google Patents

Способ изготовления аэродинамической конструкции, формовочный узел для изготовления аэродинамической конструкции и устройство охвата аэродинамической конструкции в формовочном узле Download PDF

Info

Publication number
RU2143973C1
RU2143973C1 RU97104023A RU97104023A RU2143973C1 RU 2143973 C1 RU2143973 C1 RU 2143973C1 RU 97104023 A RU97104023 A RU 97104023A RU 97104023 A RU97104023 A RU 97104023A RU 2143973 C1 RU2143973 C1 RU 2143973C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
aerodynamic structure
aerodynamic
rear end
construction
end portion
Prior art date
Application number
RU97104023A
Other languages
English (en)
Other versions
RU97104023A (ru
Inventor
Кори Д. Джоунс
Дэвид Э. Ковалски
Уильям К. Рейнфелдер
Original Assignee
Юнайтид Текнолоджиз Копэрейшн
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 Юнайтид Текнолоджиз Копэрейшн filed Critical Юнайтид Текнолоджиз Копэрейшн
Publication of RU97104023A publication Critical patent/RU97104023A/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2143973C1 publication Critical patent/RU2143973C1/ru

Links

Images

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
    • B29C70/68—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts by incorporating or moulding on preformed parts, e.g. inserts or layers, e.g. foam blocks
    • B29C70/86—Incorporated in coherent impregnated reinforcing layers, e.g. by winding
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29D—PRODUCING PARTICULAR ARTICLES FROM PLASTICS OR FROM SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE
    • B29D99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
    • B29D99/0025—Producing blades or the like, e.g. blades for turbines, propellers, or wings
    • 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
    • B29C65/00—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor
    • B29C65/48—Joining or sealing of preformed parts, e.g. welding of plastics materials; Apparatus therefor using adhesives, i.e. using supplementary joining material; solvent bonding
    • 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
    • B29C70/40—Shaping or impregnating by compression not applied
    • B29C70/42—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles
    • B29C70/44—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles using isostatic pressure, e.g. pressure difference-moulding, vacuum bag-moulding, autoclave-moulding or expanding rubber-moulding
    • 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
    • B29C70/549—Details of caul plates, e.g. materials or shape
    • 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
    • B29L2031/08—Blades for rotors, stators, fans, turbines or the like, e.g. screw propellers
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10S425/00—Plastic article or earthenware shaping or treating: apparatus
    • Y10S425/044—Rubber mold
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T156/00—Adhesive bonding and miscellaneous chemical manufacture
    • Y10T156/10—Methods of surface bonding and/or assembly therefor
    • Y10T156/1002—Methods of surface bonding and/or assembly therefor with permanent bending or reshaping or surface deformation of self sustaining lamina
    • Y10T156/1028—Methods of surface bonding and/or assembly therefor with permanent bending or reshaping or surface deformation of self sustaining lamina by bending, drawing or stretch forming sheet to assume shape of configured lamina while in contact therewith
    • 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T156/00—Adhesive bonding and miscellaneous chemical manufacture
    • Y10T156/10—Methods of surface bonding and/or assembly therefor
    • Y10T156/1002—Methods of surface bonding and/or assembly therefor with permanent bending or reshaping or surface deformation of self sustaining lamina
    • Y10T156/1028—Methods of surface bonding and/or assembly therefor with permanent bending or reshaping or surface deformation of self sustaining lamina by bending, drawing or stretch forming sheet to assume shape of configured lamina while in contact therewith
    • Y10T156/103—Encasing or enveloping the configured lamina

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)
  • Casting Or Compression Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)
  • Wind Motors (AREA)

Abstract

В способе нанесения внешней обшивки на аэродинамическую конструкцию, имеющую линию хорды, ось тангажа, переднюю и заднюю кромочные части, помещают внутренние компоненты конструкции вместе с внешней обшивкой в формовочный узел и прикладывают давление к устройству охвата аэродинамической конструкции для ее формирования. Устройство охвата содержит более жесткую переднюю и более гибкую заднюю концевые части. Давление прикладывают к передней концевой части для формования точного профиля поверхности внешней обшивки в области передней концевой части конструкции и затем к задней концевой части для обеспечения точного облегания внешней обшивкой задней кромочной части. Формовочный узел содержит жесткий корпус формы, имеющий внутреннюю поверхность, которая определяет форму одной стороны аэродинамической конструкции, и устройство охвата конструкции, соединенное с корпусом формы и имеющее внутреннюю поверхность, которая определяет форму другой стороны конструкции. Устройство охвата содержит множество слоев предварительно пропитанного композиционного материала. Способ и формовочный узел обеспечивают точность выполнения заданной формы конструкции. 3 с. и 13 з.п.ф-лы, 3 ил.

Description

Изобретение относится к способу и устройствам для сборки аэродинамической конструкции, такой как лопасть винта вертолета.
Современные аэродинамические конструкции, такие как лопасти винтов вертолетов, закрылки, элероны и другие элементы, содержат внутренние компоненты, такие как несущие компоненты конструкции, например лонжерон лопасти винта, а также сотовые компоненты, формирующие аэродинамический профиль, и др. Такие аэродинамические конструкции содержат внешнюю обшивку, которая формирует оболочку аэродинамической конструкции и обычно выполняется из нескольких слоев стекловолокна или графита, пропитанных смоляной матрицей (обычно используется эпоксидная смола), которая называется в промышленности препрегом. Внутренние компоненты аэродинамической конструкции предварительно собираются и затем помещаются в формовочный узел, который служит для наложения и соединения внешней обшивки с внутренними компонентами аэродинамической конструкции. Формовочный узел состоит из двух соединяющихся частей, одна из которых представляет собой стальное основание, которое имеет внутреннюю полость, соответствующую требуемой конфигурации верхней или нижней поверхности аэродинамической конструкции, а вторая - устройство охвата аэродинамической конструкции, имеющее внутреннюю полость, соответствующую требуемой конфигурации нижней или верхней поверхности аэродинамической конструкции. Стальное основание используется для наиболее критичного контура аэродинамической конструкции, обычно верхней поверхности.
Недавние разработки в формовании составных изделий, таких как компоненты вертолета, включают использование формовочных узлов, имеющих различные конфигурации, которые состоят из жесткого корпуса, обычно выполненного из стали, и устройства охвата аэродинамической конструкции, которое обладает гибкостью для улучшения процесса формования изделия. В патентах США N 5071338, выданном 10.12.91 А. С. Dublinski и др., N 5087187, выданном 11.02.92 R.J. Sumkulak и др., и N 5152949, выданном 6.10.92 P.B. Leoni и др., описываются способы и оснастки для формирования составных изделий с использованием жесткого корпуса и гибкого устройства охвата аэродинамической конструкции такого формовочного узла. Гибкое устройство охвата аэродинамической конструкции предлагается для использования при формовании сложных деталей изготовляемого изделия (патент N 5071338), а также для облегчения снятия частей формы с формованного изделия после его отверждения (патент N 5152949). В каждом из указанных патентов формованные изделия являются компонентами самолета.
Также из предшествующего уровня техники известно использование формовочных узлов, которые содержат надувные приспособления для создания прижимающего давления, имеющего разные величины на различных участках изделия. В патенте США N 3305420 описывается одно такое надувное приспособление, которое состоит из большого, плоского надувного мешка, сформированного из ламинированных слоев усиленной ткани из стекловолокна, пропитанной и покрытой резиной или вулканизированным материалом, и из одного или более небольших надувных мешков, имеющих аналогичную конструкцию, размещенных в полости давления большого надувного мешка. В полости давления меньших надувных мешков подается сжатый воздух высокого давления, в то время как в полость давления большого мешка подается сжатый воздух пониженного давления.
Данное изобретение относится к использованию формовочного узла для соединения внешней обшивки аэродинамической конструкции самолета или других аналогичных конструкций, таких как лопасть винта вертолета, с внутренними конструкционными компонентами аэродинамической конструкции. Формовочный узел в соответствии с данным изобретением состоит из жесткого корпуса, предпочтительно выполненного из стали, имеющего полость, определяющую форму верхней поверхности аэродинамической конструкции, и устройства охвата аэродинамической конструкции, которое имеет внутреннюю полость, определяющую форму нижней поверхности аэродинамической конструкции. Устройство охвата аэродинамической конструкции имеет переднюю концевую часть, снабженную повышенной жесткостью по всей длине устройства охвата аэродинамической конструкции, и гибкую заднюю концевую часть, которая характеризуется повышенной гибкостью. Устройство охвата аэродинамической конструкции содержит также промежуточную часть, имеющую переменную жесткость и соединяющую переднюю и заднюю концевые части.
Более жесткая передняя концевая часть устройства охвата аэродинамической конструкции обеспечивает способность создания точного профиля поверхности аэродинамической конструкции, воздействуя на носок аэродинамической конструкции таким образом, чтобы он принимал заданную и сравнительно точную форму относительно лонжерона и других внутренних компонентов аэродинамической конструкции. В то же время гибкая задняя концевая часть устройства охвата аэродинамической конструкции допускает отклонения от размеров, которые находятся в пределах допуска и связаны с обработкой ячеистой внутренней части лонжерона, и в то же время поддерживает постоянное давление по всей задней части аэродинамической конструкции.
Устройство охвата аэродинамической конструкции предпочтительно состоит из слоев предварительно пропитанной композиционной ткани из стекловолокна или графита. Слои ткани пропитываются смолой, такой как эпоксидная смола, которая может выдерживать температуры термообработки, и склеиваются слоями для формирования устройства охвата аэродинамической конструкции. Более жесткая передняя концевая часть устройства охвата аэродинамической конструкции будет предпочтительно включать большее число пропитанных композиционных листовых компонентов, чем более гибкая задняя концевая часть для обеспечения необходимого распределения жесткости по поверхности устройства охвата аэродинамической конструкции. Относительная жесткость и гибкость концевых частей устройства охвата аэродинамической конструкции прямо связаны с жесткостью обшивки из стекловолокна, накладываемой и приклеиваемой к аэродинамической конструкции. Жесткость более гибкой части устройства охвата аэродинамической конструкции предпочтительно в 6 раз превышает жесткость обшивки аэродинамической конструкции. Более жесткая часть устройства охвата аэродинамической конструкции должна иметь жесткость, превышающую жесткость более гибкой части, по крайней мере, в 2 раза.
Поэтому объектом данного изобретения является создание способа и устройств для соединения сборки аэродинамической конструкции с носком, имеющим строго заданную форму, и с задней частью, упруго соединенной с ячеистым заполнителем. Внутренние компоненты передней кромочной части обеспечивают точность выполнения заданной формы за счет переменной толщины адгезионного материала. Форма задней кромочной части соответствует контуру внутренних компонентов с использованием постоянной толщины адгезионного материала.
Другим объектом изобретения являются способ и устройство, указанные выше, при которых обшивка на носке аэродинамической конструкции жестко ограничена остальной частью аэродинамической конструкции для того, чтобы обеспечить точную форму носка аэродинамической конструкции.
Еще одним объектом изобретения являются способ и устройство, указанные выше, при которых задняя часть обшивки на аэродинамической конструкции гибко накладывается на внутренние компоненты с постоянным давлением по задней кромочной части аэродинамической конструкции.
Другим объектом изобретения являются способ и устройство, указанные выше, при которых степень ограничения обшивки остальными частями аэродинамической конструкции на передней и задней кромочных частях непосредственно зависит от жесткости обшивки и внутренней конструкции.
Эти и другие объекты изобретения станут более очевидными из нижеследующего подробного описания одного из вариантов изобретения в сочетании с прилагаемыми схемами.
На фиг. 1 представлен схематический вид поперечного разреза сборки аэродинамической конструкции, которая содержит внешнюю обшивку, накладываемую на внутренние компоненты аэродинамической конструкции.
На фиг. 2 представлен схематический вид поперечного разреза устройства в соответствии с изобретением.
На фиг. 3 представлен вид сверху устройства фиг. 2.
На фиг. 1 представлена типичная конструкция лопасти 2 винта вертолета. Лопасть 2 винта имеет внутренние компоненты 4, которые включают лонжерон 6, являющийся основным опорным элементом и выполняемый обычно из металла или композиционного материала, ячеистый заполнитель, и, кроме того, могут использоваться балансирующие грузы, противообледенительная система и др. (на схеме детали не показаны). Лопасть 2 винта имеет внешнюю обшивку 10 из предварительно пропитанного стекловолокна, которая показана, в иллюстративных целях, в виде двухслойной обшивки, имеющей два совмещенных листа стекловолокна, 12 и 14. Носок лопасти 2 винта обозначен позицией 16, а задняя кромка обозначена позицией 18.
На фиг. 2 и 3 приведен схематический вид формовочного узла в соответствии с изобретением, используемого для нанесения обшивки 10 на внутренние компоненты 4 лопасти 2 винта. Формовочный узел 20 состоит из двух частей, одна из которых представляет жесткий корпус формы 22 и предпочтительно изготавливается из стали, и вторая, устройство 24 охвата аэродинамической конструкции предпочтительно выполняется из совмещенных слоев 26 предварительно пропитанного листового стекловолокна. Внутренние поверхности 28 и 30 корпуса 22 и устройства 24 формовочного узла сформированы в соответствии с требуемой формой внешней поверхности обшивки лопасти винта. Следует понимать, что листы обшивки из стекловолокна лопасти винта наносятся на внутренние компоненты лопасти таким образом, чтобы их закрыть, и вся сборка помещается внутрь формы. Над устройством охвата аэродинамической конструкции создается либо вакуум, либо повышенное давление. Приклеивание осуществляется за счет вулканизации при повышенных температурах. Положение лонжерона лопасти винта обозначено позицией 6 и показано штрихпунктирной линией.
Устройство 24 охвата аэродинамической конструкции выполняется из множества предварительно пропитанных листов стекловолокна или графита и содержит утолщенную жестко вытянутую вперед переднюю концевую часть 34, которая покрывает носок 16 лопасти винта, более тонкую заднюю концевую часть 36, которая покрывает заднюю кромку 18 лопасти винта, и промежуточную часть 38, причем толщина устройства 24 охвата аэродинамической конструкции постепенно уменьшается в направлении от передней кромочной части 16 к задней кромочной части 18 лопасти винта 2. Предпочтительным способом формирования утолщенной и менее толстой частей, 34 и 36, является постепенное уменьшение числа композиционных слоев 26, формирующих устройство 24 охвата аэродинамической конструкции, на протяжении промежуточной части 38 устройства 24 охвата аэродинамической конструкции. Таким образом, число слоев 26 композиционного материала, образующих часть 34, могло бы быть равным 7, а число слоев 26 композиционного материала, образующих часть 36, могло бы быть равным, например, 3. Число слоев композиционного материала, которые формируют части устройства 24 охвата аэродинамической конструкции, будет определяться требуемой жесткостью обшивки 10 из стекловолокна на лопасти 2 винта, как поясняется далее.
Границы частей 34, 38 и 36 определяются следующим образом. Расположение лонжерона 6 в полости 32 формы задает границы частей 34, 38 и 36. Лонжерон 6 герметизируется и определяет ось 44 тангажа винта, которая соответствует оси флюгирования винта 2. Линия 46, проходящая через ось 44 тангажа и заднею кромку 18 винта 2 и, что существенно, разделяющая пополам переднюю кромку 16 лопасти, называется линией хорды. Линия 48, которая перпендикулярна линии хорды и проходит через ось 44 тангажа, определяет на внешней поверхности устройства 24 охвата аэродинамической конструкции один край утолщенной части 34 устройства 24 охвата аэродинамической конструкции и начало промежуточной части устройства 24 охвата аэродинамической конструкции, откуда начинает уменьшаться толщина устройства 24 охвата аэродинамической конструкции. Линия 50, которая параллельна линии 48 и касательна к задней кромке лонжерона 6, определяет край промежуточной части 38 на внешней поверхности устройства 24 охвата аэродинамической конструкции и начало более тонкой части 36, которая доходит до задней кромки устройства 24 охвата аэродинамической конструкции. С помощью сформированной на устройстве 24 охвата аэродинамической конструкции, жесткой, существенно более прочной части 34, поверхность 30 которой определяет конфигурацию передней кромки 16 лопасти 2 винта, из части внешней обшивки 10, находящейся под частью 34, будет формироваться сравнительно точная и хорошо контролируемая, заранее определенная форма передней кромки лопасти 2 винта. В то же время с помощью более гибкой части 36 устройства 24 охвата аэродинамической конструкции будет обеспечиваться гибкое нанесение внешней обшивки 10, находящейся под частью 36, на внутренние компоненты задней кромки лопасти таким образом, что допускаются отклонения от размеров и поддерживается постоянное давление по задней части внешней обшивки лопасти. Эти условия формообразования будут определенными от основания до конца лопасти на основании того, что части 34 и 36 идут по всей ширине W устройства 24 охвата аэродинамической конструкции, как показано на фиг. 3. Таким образом, в результате лопасть будет иметь внешнюю обшивку, которая существенно однородна в каждой части от основания до конца лопасти.
Легко понять, что формовочный узел и способ данного изобретения обеспечат аэродинамическую конструкцию, которая имеет хорошо контролируемую форму передней кромки, в то время как допускаются отклонения размеров внутренних компонентов в задней части аэродинамической конструкции. Формовочный узел для изготовления аэродинамической конструкции содержит устройство охвата аэродинамической конструкции, которая имеет более жесткую вытянутую вперед переднюю концевую часть и более гибкую заднюю концевую часть, которые обеспечивают необходимый контроль и гибкость при формировании аэродинамической конструкции. Степень жесткости и гибкости устройства охвата аэродинамической конструкции непосредственно определяется требуемой жесткостью обшивки, наносимой на аэродинамическую структуру.
Поскольку различные изменения и модификации могут быть внесены в описанный вариант без отклонения от духа изобретения, то изобретение не ограничивается данным описанием, а определяется прилагаемой формулой.

Claims (16)

1. Способ нанесения внешней обшивки на аэродинамическую конструкцию, имеющую линию хорды, ось тангажа, переднюю и заднюю кромочные части, посредством формовочного узла с жестким корпусом и с устройством охвата аэродинамической конструкции в виде оболочки внешней обшивки аэродинамической конструкции, при котором помещают внутренние компоненты аэродинамической конструкции вместе с внешней обшивкой в формовочный узел и прикладывают давление к устройству охвата аэродинамической конструкции для ее формирования, отличающийся тем, что устройство охвата аэродинамической конструкции имеет более жесткую переднюю концевую часть и более гибкую заднюю концевую часть, а давление прикладывают к более жесткой передней концевой части устройства охвата аэродинамической конструкции для обеспечения формования точного профиля поверхности внешней обшивки в области передней кромочной части аэродинамической конструкции и затем прикладывают давление к более гибкой задней концевой части устройства охвата аэродинамической конструкции для обеспечения точного облегания внешней обшивкой задней кромочной части аэродинамической конструкции несмотря на отклонения размеров внутренних компонентов аэродинамической конструкции.
2. Способ по п.1, отличающийся тем, что давление, прикладываемое к более жесткой передней концевой части устройства охвата аэродинамической конструкции, прикладывают к внешней обшивке в области передней кромочной части аэродинамической конструкции между осью тангажа и линией хорды.
3. Формовочный узел для нанесения внешней обшивки на аэродинамическую конструкцию, имеющую линию хорды, ось тангажа, переднюю и заднюю кромочные части, содержащий жесткий корпус формы, имеющий внутреннюю поверхность, которая определяет форму одной стороны аэродинамической конструкции, устройство охвата аэродинамической конструкции, которое соединено с жестким корпусом формы для охвата аэродинамической конструкции, когда внешняя обшивка наложена на аэродинамическую конструкцию, и имеет внутреннюю поверхность, которая определяет форму другой стороны аэродинамической конструкции, отличающийся тем, что устройство охвата аэродинамической конструкции имеет более жесткую переднюю концевую часть для охвата одной стороны передней кромочной части аэродинамической конструкции и более гибкую заднюю концевую часть, которая охватывает одну сторону задней кромочной части аэродинамической конструкции, когда внешняя обшивка помещена на аэродинамическую конструкцию.
4. Формовочный узел по п.3, отличающийся тем, что более жесткая передняя концевая часть устройства охвата аэродинамической конструкции имеет большую толщину, а более гибкая задняя концевая часть устройства охвата аэродинамической конструкции имеет меньшую толщину.
5. Формовочный узел по п.4, отличающийся тем, что устройство охвата аэродинамической конструкции имеет промежуточную часть, расположенную между более жесткой передней концевой частью и более гибкой задней концевой частью, причем толщина стенок промежуточной части выполнена постепенно уменьшающейся в направлении от более жесткой передней концевой части и более гибкой задней концевой части.
6. Формовочный узел по п. 5, отличающийся тем, что аэродинамическая конструкция имеет внутренний лонжерон и более жесткая передняя концевая часть устройства охвата аэродинамической конструкции расположена на передней кромочной части аэродинамической конструкции, в основном над внутренним лонжероном.
7. Формовочный узел по п. 6, отличающийся тем, что аэродинамическая конструкция имеет внутренний ячеистый заполнитель, а гибкая задняя концевая часть устройства охвата аэродинамической конструкции расположена на задней кромочной части аэродинамической конструкции, в основном над внутренним сотовым заполнителем.
8. Формовочный узел по п. 3, отличающийся тем, что устройство охвата аэродинамической конструкции образовано из множества перекрывающихся слоев предварительно пропитанного композиционного материала, причем число перекрывающихся слоев в более жесткой передней концевой части больше, чем число слоев в более гибкой задней концевой части.
9. Формовочный узел по п.3, отличающийся тем, что более жесткая передняя концевая часть устройства охвата аэродинамической конструкции имеет жесткость, которая по меньшей мере в два раза превышает жесткость более гибкой задней концевой части устройства охвата аэродинамической конструкции.
10. Формовочный узел по п.9, отличающийся тем, что более гибкая задняя концевая часть устройства охвата аэродинамической конструкции имеет жесткость, которая в шесть раз превышает жесткость слоя внешней обшивки, нанесенной на аэродинамическую конструкцию.
11. Устройство охвата аэродинамической конструкции для использования в формовочном узле для нанесения внешней обшивки на аэродинамическую конструкцию, имеющую линию хорды, ось тангажа, переднюю и заднюю кромочные части, при этом устройство охвата аэродинамической конструкции выполнено в виде оболочки внешней обшивки аэродинамической конструкции, отличающееся тем, что устройство охвата аэродинамической конструкции содержит множество слоев предварительно пропитанного композиционного материала, более жесткую переднюю концевую часть, которая формирует контуры одной стороны передней кромочной части аэродинамической конструкции, когда внешняя обшивка нанесена на аэродинамическую конструкцию, и более гибкую заднюю концевую часть, которая охватывает одну сторону задней кромочной части аэродинамической конструкции, когда внешняя обшивка нанесена на аэродинамическую конструкцию.
12. Устройство охвата аэродинамической конструкции по п.11, отличающееся тем, что более жесткая передняя концевая часть устройства охвата аэродинамической конструкции имеет большую толщину, а более гибкая задняя концевая часть устройства охвата аэродинамической конструкции имеет меньшую толщину.
13. Устройство охвата аэродинамической конструкции по п.12, отличающееся тем, что устройство охвата аэродинамической конструкции имеет промежуточную часть, соединяющую более жесткую переднюю концевую часть и более гибкую заднюю концевую часть, причем толщина стенок промежуточной части постепенно уменьшается в направлении от более жесткой передней концевой части к более гибкой задней концевой части.
14. Устройство охвата аэродинамической конструкции по п.12, отличающееся тем, что число перекрывающихся слоев предварительно пропитанного композиционного материала в более жесткой передней концевой части больше, чем число перекрывающихся слоев предварительно пропитанного композиционного материала в более гибкой задней концевой части.
15. Устройство охвата аэродинамической конструкции по п.11, отличающееся тем, что более жесткая передняя концевая часть устройства охвата аэродинамической конструкции имеет жесткость, которая по крайней мере в два раза превышает жесткость более гибкой задней концевой части устройства охвата аэродинамической конструкции.
16. Устройство охвата аэродинамической конструкции по п.15, отличающееся тем, что более гибкая задняя концевая часть устройства охвата аэродинамической конструкции имеет жесткость, которая в шесть раз превышает жесткость слоя внешней обшивки, наносимой на аэродинамическую конструкцию.
RU97104023A 1994-08-01 1995-07-19 Способ изготовления аэродинамической конструкции, формовочный узел для изготовления аэродинамической конструкции и устройство охвата аэродинамической конструкции в формовочном узле RU2143973C1 (ru)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US08/283,347 US5520532A (en) 1994-08-01 1994-08-01 Molding assembly for forming airfoil structures
US08/283,347 1994-08-01
PCT/US1995/009106 WO1996004125A1 (en) 1994-08-01 1995-07-19 Method and apparatus for forming airfoil structures

Publications (2)

Publication Number Publication Date
RU97104023A RU97104023A (ru) 1999-03-10
RU2143973C1 true RU2143973C1 (ru) 2000-01-10

Family

ID=23085607

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU97104023A RU2143973C1 (ru) 1994-08-01 1995-07-19 Способ изготовления аэродинамической конструкции, формовочный узел для изготовления аэродинамической конструкции и устройство охвата аэродинамической конструкции в формовочном узле

Country Status (11)

Country Link
US (2) US5520532A (ru)
EP (1) EP0771265B1 (ru)
JP (1) JP3839476B2 (ru)
KR (1) KR100369691B1 (ru)
CN (1) CN1052680C (ru)
BR (1) BR9508499A (ru)
CA (1) CA2196424C (ru)
DE (1) DE69506256T2 (ru)
RU (1) RU2143973C1 (ru)
TR (1) TR960104A2 (ru)
WO (1) WO1996004125A1 (ru)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2509649C1 (ru) * 2012-11-01 2014-03-20 Открытое акционерное общество Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения Способ изготовления секций несущей решетки реверсера тяги самолета из полимерных композиционных материалов, оправка для осуществления способа изготовления секций несущей решетки реверсера тяги самолета из полимерных композиционных материалов, форма для заливки антиадгезионного эластичного материала разделительного слоя оправки для осуществления способа изготовления секций несущей решетки реверсера тяги самолета из полимерных композиционных материалов и секция несущей решетки реверсера тяги самолета из полимерных композиционных материалов
RU2669032C2 (ru) * 2013-05-16 2018-10-05 Зе Боинг Компани Композитная конструкция и способ ее получения

Families Citing this family (52)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB9616455D0 (en) * 1996-08-05 1996-09-25 Short Brothers Plc Apparatus and method for forming a fibre reinforced resin composite component
US5876546A (en) * 1997-09-25 1999-03-02 The Boeing Company Method for forming inner mold line tooling without a part model
US6290895B1 (en) * 1997-10-14 2001-09-18 General Electric Company Selectively flexible caul and method of use
DE19814953A1 (de) * 1998-04-03 1999-10-07 Behr Gmbh & Co Luftklappe für eine Lüftungs-, Heizungs- oder Klimaanlage eines Kraftfahrzeuges
DK175275B1 (da) * 2002-03-19 2004-08-02 Lm Glasfiber As Overgangsområde i vindmöllevinge
ES2282616T3 (es) * 2003-03-06 2007-10-16 Vestas Wind Systems A/S Conexion entre materiales compuestos con propiedades con compatibles y procedimiento de preparacion.
EP1495859B1 (de) * 2003-07-08 2008-09-03 Airbus Deutschland GmbH Leichtbaustruktur
JP4652160B2 (ja) * 2005-07-11 2011-03-16 川崎重工業株式会社 積層複合材の矯正治具、矯正方法、および成形品
US7655581B2 (en) 2005-11-17 2010-02-02 Albany Engineered Composites, Inc. Hybrid three-dimensional woven/laminated struts for composite structural applications
US20070253832A1 (en) * 2006-04-27 2007-11-01 Drummond Scientific Company Method and apparatus for controlling fluid flow
US7850897B2 (en) * 2007-03-14 2010-12-14 Spectrum Aeronautical, Llc Method and device for manufacturing a unitary caul sheet
ITTO20070507A1 (it) * 2007-07-11 2009-01-12 Alenia Aeronautica Spa Procedimento di fabbricazione di una struttura d'ala monolitica a profilo integrale
GB2456566B (en) * 2008-01-18 2012-03-07 Gkn Aerospace Services Ltd A method of manufacturing a polymer matrix composite forming tool
WO2009096964A1 (en) * 2008-01-31 2009-08-06 Bell Helicopter Textron Inc. Method of making a rotor yoke and rotor yoke thereof
US20100122459A1 (en) * 2008-11-17 2010-05-20 General Electric Company Method of making wind turbine blade
US20100140842A1 (en) 2008-12-09 2010-06-10 Nelson Karl M Controlling temperature in exothermic reactions with a phase change material
US20110052405A1 (en) * 2009-09-02 2011-03-03 United Technologies Corporation Composite airfoil with locally reinforced tip region
CA2781551A1 (en) * 2009-11-24 2011-06-03 David E. Ronner Wind turbine blade and methods, apparatus and materials for fabrication in the field
US20110129348A1 (en) * 2009-11-30 2011-06-02 United Technologies Corporation Core driven ply shape composite fan blade and method of making
US20110182741A1 (en) * 2010-01-26 2011-07-28 United Technologies Corporation Composite fan blade leading edge recamber
US20110229334A1 (en) * 2010-03-16 2011-09-22 United Technologies Corporation Composite leading edge sheath and dovetail root undercut
CN101871170A (zh) * 2010-06-23 2010-10-27 陕西飞机工业（集团）有限公司 一种复合材料零件弯曲型面的成型方法
US8662855B2 (en) 2010-08-31 2014-03-04 United Technologies Corporation Integrally woven composite fan blade using progressively larger weft yarns
CN102012338B (zh) * 2010-12-15 2012-03-28 山东大学 适用于地质力学模型试验的复合式柔性均布压力加载装置
CN102012337B (zh) * 2010-12-15 2012-03-28 山东大学 适用于地质力学模型试验的柔性均布压力加载装置
WO2012090468A1 (ja) * 2010-12-27 2012-07-05 川崎重工業株式会社 成形型、成形治具、および成形方法
CN102490899A (zh) * 2011-12-14 2012-06-13 中国人民解放军总参谋部第六十研究所 无人直升机复合材料旋翼桨叶及其制作方法
US9114586B2 (en) 2012-02-09 2015-08-25 Sikorsky Aircraft Corporation Lattice grid caul for honeycomb composite structure
US20130299073A1 (en) * 2012-05-08 2013-11-14 Lockheed Martin Corporation Contour caul with expansion region
US20140083155A1 (en) * 2012-09-24 2014-03-27 The Boeing Company Compliant Layer for Matched Tool Molding of Uneven Composite Preforms
CN103836198B (zh) * 2012-11-23 2016-07-06 江西昌河航空工业有限公司 一种桨叶大梁内腔端面密封方法及装置
CN103935042B (zh) * 2013-01-23 2016-05-11 佛山市安尔康姆航拍科技有限公司 无人飞行器空心旋翼的制造方法及空心旋翼
EP3038813B1 (en) * 2013-08-28 2020-12-23 Sikorsky Aircraft Corporation High modulus hybrid material rotor blade spar
US10677259B2 (en) 2016-05-06 2020-06-09 General Electric Company Apparatus and system for composite fan blade with fused metal lead edge
US20180044006A1 (en) * 2016-08-09 2018-02-15 Sikorsky Aircraft Corporation Splice cap nickel abrasion strip caul
US10576699B2 (en) 2016-08-09 2020-03-03 Sikorsky Aircraft Corporation Bond fixture for root end laminate or rotor blade
EP3318394A1 (en) 2016-11-04 2018-05-09 Ratier-Figeac SAS Composite structure
CN109305359A (zh) * 2017-07-28 2019-02-05 中交遥感载荷（安徽）科技有限公司 一种农业无人机螺旋桨及其制作方法
FR3070369B1 (fr) * 2017-08-30 2019-08-23 Airbus Operations Procede de fabrication d'un panneau d'un bord d'attaque d'aeronef permettant d'obtenir un ecoulement laminaire etendu, bord d'attaque comprenant au moins un panneau obtenu a partir dudit procede
US10994496B2 (en) 2018-05-04 2021-05-04 Tpi Composites, Inc. Perimeter plates for wind turbine blade manufacturing
KR102075425B1 (ko) * 2018-07-18 2020-02-11 한국항공우주산업 주식회사 헬리콥터의 수평 꼬리날개 제조 장치 및 방법
US11155047B2 (en) 2018-10-08 2021-10-26 Textron Innovations Inc. Caul body and a method for forming a composite structure
US10760428B2 (en) 2018-10-16 2020-09-01 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil
US11434781B2 (en) 2018-10-16 2022-09-06 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil including an internal cavity
US10746045B2 (en) 2018-10-16 2020-08-18 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil including a retaining member
US11111815B2 (en) 2018-10-16 2021-09-07 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil with fusion cavities
US10837286B2 (en) 2018-10-16 2020-11-17 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil with chord reduction
US11149558B2 (en) 2018-10-16 2021-10-19 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil with layup change
CN110562450B (zh) * 2019-09-17 2021-07-13 深圳市中科金朗产业研究院有限公司 一种直升机旋翼结构及其制造方法
US11674399B2 (en) 2021-07-07 2023-06-13 General Electric Company Airfoil arrangement for a gas turbine engine utilizing a shape memory alloy
US11668317B2 (en) 2021-07-09 2023-06-06 General Electric Company Airfoil arrangement for a gas turbine engine utilizing a shape memory alloy
KR102638697B1 (ko) * 2022-03-22 2024-02-20 도레이첨단소재 주식회사 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러 및 이의 제조방법

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB656020A (en) * 1948-06-11 1951-08-08 Nat Res Dev Improvements relating to the production of articles, for example, aerofoils, having laminated skins of moulded synthetic resinous material
US2961053A (en) * 1953-01-07 1960-11-22 Prewitt Aircraft Company Airfoil structure and assembly
US3028292A (en) * 1957-05-27 1962-04-03 Parsons Corp Method of manufacturing plastic rotor blades
US3455757A (en) * 1963-02-11 1969-07-15 Boeing Co Method of making moldable members
US3305420A (en) * 1963-12-19 1967-02-21 Parsons Corp Method and apparatus for applying bonding pressures of differing magnitudes to adjacent surfaces of a workpiece
US4095322A (en) * 1976-08-30 1978-06-20 The Boeing Company Method of fabricating a composite aerodynamic rotorblade assembly
JPS5330599A (en) * 1976-08-30 1978-03-22 Boeing Co Aerodynamic rotary wing composite construction and method of manufacturing thereof
GB1585130A (en) * 1976-08-30 1981-02-25 Boeing Co Composite aerodynamic rotor blade assembly
DE2856661C2 (de) * 1978-12-29 1986-03-20 M.A.N. Maschinenfabrik Augsburg-Nürnberg AG, 8000 München Verfahren und Vorrichtung zur Herstellung von Kunststoff-Flügeln, insbesondere für Wind-Kraftanlagen in einer Form
US5071338A (en) * 1987-09-08 1991-12-10 United Technologies Corporation Tool for forming complex composite articles
US5087187A (en) * 1990-03-09 1992-02-11 United Technologies Corporation Apparatus for molding hollow composite articles having internal reinforcement structures
US5145621A (en) * 1990-04-20 1992-09-08 General Electric Company Crossover mold tool for consolidating composite material
US5248242A (en) * 1990-09-28 1993-09-28 The Boeing Company Aerodynamic rotor blade of composite material fabricated in one cure cycle
US5152949A (en) * 1990-12-19 1992-10-06 United Technologies Corporation Tooling method for resin transfer molding
JPH04316845A (ja) * 1991-04-16 1992-11-09 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 複合材翼型成形方法
US5354195A (en) * 1992-12-23 1994-10-11 United Technologies Corporation Composite molding apparatus for high pressure co-cure molding of lightweight honeycomb core composite articles having ramped surfaces utilizing low density, stabilized ramped honeycomb cores

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2509649C1 (ru) * 2012-11-01 2014-03-20 Открытое акционерное общество Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения Способ изготовления секций несущей решетки реверсера тяги самолета из полимерных композиционных материалов, оправка для осуществления способа изготовления секций несущей решетки реверсера тяги самолета из полимерных композиционных материалов, форма для заливки антиадгезионного эластичного материала разделительного слоя оправки для осуществления способа изготовления секций несущей решетки реверсера тяги самолета из полимерных композиционных материалов и секция несущей решетки реверсера тяги самолета из полимерных композиционных материалов
RU2669032C2 (ru) * 2013-05-16 2018-10-05 Зе Боинг Компани Композитная конструкция и способ ее получения

Also Published As

Publication number Publication date
CA2196424C (en) 2005-11-29
WO1996004125A1 (en) 1996-02-15
BR9508499A (pt) 1998-05-19
CN1052680C (zh) 2000-05-24
US5645670A (en) 1997-07-08
DE69506256D1 (de) 1999-01-07
CA2196424A1 (en) 1996-02-15
EP0771265B1 (en) 1998-11-25
KR970704569A (ko) 1997-09-06
JPH10503441A (ja) 1998-03-31
TR960104A2 (tr) 1996-06-21
DE69506256T2 (de) 1999-06-24
CN1159782A (zh) 1997-09-17
JP3839476B2 (ja) 2006-11-01
EP0771265A1 (en) 1997-05-07
KR100369691B1 (ko) 2003-04-21
US5520532A (en) 1996-05-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
RU2143973C1 (ru) Способ изготовления аэродинамической конструкции, формовочный узел для изготовления аэродинамической конструкции и устройство охвата аэродинамической конструкции в формовочном узле
US4169749A (en) Method of making a hollow airfoil
US6290895B1 (en) Selectively flexible caul and method of use
CN101484290B (zh) 制备航空和航空航天用纤维复合材料部件的方法及由此得到的纤维复合材料部件
US4251309A (en) Method of making rotor blade root end attachment
EP2886311A1 (en) Three-dimensional reuseable curing caul for use in curing integrated composite components and methods of making the same
RU97104023A (ru) Способ изготовления аэродинамической конструкции, формовочный узел для изготовления аэродинамической конструкции и устройство охвата аэродинамической конструкции в формовочном узле
DK2666615T3 (en) Process for producing a rotor blade half shell for a wind power plant or for producing a rotor blade for a wind power plant, and production form for this purpose
JPS62168789A (ja) ウイングボツクスカバ−パネル及びその製造方法
JPH0312232B2 (ru)
US20010038170A1 (en) Process for the production of a panel of composite material with stiffening strips and panel thus obtained
KR20000057691A (ko) 헬리콥터 주회전 날개용 복합 팁 캡 조립체
US5378109A (en) Co-cured composite fan blade and method
US20040140049A1 (en) Method of manufacturing a hollow section, grid stiffened panel
EP2179918A2 (en) Corrugated skins for aircraft and methods of their manufacture
US10391722B1 (en) Method of producing aerofoils
CN106985413A (zh) 一种用于泡沫夹芯复合材料结构翼梢小翼的成型工装
EP0846540B1 (en) Manufacture of composite laminate aircraft landing gear strut protector
US5211594A (en) Water ski hydrofoil and process
WO1981000993A1 (en) Composite leading edge for aircraft
GB2119303A (en) Mould
US20120321479A1 (en) Method for production of a rotor blade for a wind turbine generator and a rotor blade
CN108248824A (zh) 一种微小型无人机翼面前缘结构、成型模具及其制备方法
US11155047B2 (en) Caul body and a method for forming a composite structure
JPS60234833A (ja) 複合材構造物およびその製造方法