RU2690968C1 - Входное устройство и способ его изготовления - Google Patents

Входное устройство и способ его изготовления Download PDF

Info

Publication number
RU2690968C1
RU2690968C1 RU2018127222A RU2018127222A RU2690968C1 RU 2690968 C1 RU2690968 C1 RU 2690968C1 RU 2018127222 A RU2018127222 A RU 2018127222A RU 2018127222 A RU2018127222 A RU 2018127222A RU 2690968 C1 RU2690968 C1 RU 2690968C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
input device
parts
interconnected
segments
contour
Prior art date
Application number
RU2018127222A
Other languages
English (en)
Inventor
Иван Александрович Корин
Николай Николаевич Бурдин
Вадим Вадимович Пальчиковский
Original Assignee
федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Пермский национальный исследовательский политехнический университет"
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 федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Пермский национальный исследовательский политехнический университет" filed Critical федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Пермский национальный исследовательский политехнический университет"
Priority to RU2018127222A priority Critical patent/RU2690968C1/ru
Application granted granted Critical
Publication of RU2690968C1 publication Critical patent/RU2690968C1/ru

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/04—Air intakes for gas-turbine plants or jet-propulsion plants
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/10—Manufacturing or assembling aircraft, e.g. jigs therefor
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/20—Mounting or supporting of plant; Accommodating heat expansion or creep
    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01H—MEASUREMENT OF MECHANICAL VIBRATIONS OR ULTRASONIC, SONIC OR INFRASONIC WAVES
    • G01H15/00—Measuring mechanical or acoustic impedance

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Acoustics & Sound (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)

Abstract

Изобретение относится к экспериментальным установкам по проведению аэроакустических исследований турбовентиляторных двигателей летательных аппаратов. Входное устройство представляет собой плавно расширяющийся цилиндрический канал, состоящий из однотипных, цельных, соединенных между собой деталей. Контур внутренних (2) и внешних (3) поверхностей деталей аналогичен контуру входной части воздухозаборника турбовентиляторного двигателя с лемнискантным профилем. Поверхности (2) и (3) детали соединены с одного торца сплошной стенкой - ребром жесткости (4). В основании детали расположен фланец (5). Способ изготовления входного устройства заключается в 3D-печати необходимого количества цельных однотипных деталей устройства, их склейке друг с другом в несколько однотипных сегментов и соединении сегментов друг с другом посредством шпилек. Собранная конструкция стыкуется посредством фланцевого соединения (5) к цилиндрическому каналу экспериментальной установки, из которого излучаются вращающиеся акустические моды. Изобретение повышает удобство монтажа, транспортировки и хранения. 2 н. и 8 з.п. ф-лы, 8 ил.

Description

Область техники, к которой относится изобретение
Изобретение относится к области машиностроения, к реактивным двигателям летательных аппаратов, а именно к созданию входных устройств для экспериментальных установок по проведению аэроакустических исследований, направленных на разработку методов снижения шума турбовентиляторных двигателей.
Уровень техники
Известен воздухозаборник двигателя летательного аппарата из слоистых композиционных материалов (патент RU №2348570 от 04.09.2007 г., МПК B64D 33/02). Воздухозаборник содержит внешний и внутренний обтекатели, скрепленные и сопряженные своими аэродинамическими поверхностями по входной кромке, внутренний обтекатель на противоположенном кромке конце снабжен соединительным металлическим фланцем, а внешним обтекателем образована тыльная часть петли с ниспадающей зоной.
Недостатками устройства являются: больший вес и невозможность разборного хранения и транспортировки раструба.
Ближайшими к заявленному входному устройству является входное устройство, содержащее входной насадок в виде лемнискаты, соединенной с воздуховодом, снабженной ребрами жесткости, расположенными на внешней стороне, и кольцевым закладным элементом для соединения с воздуховодом. Воздуховод выполнен, по меньшей мере, из двух проставок, при этом лемниската выполнена из полимерного композитного материала, а воздуховод - из листового материала. Воздуховод может быть выполнен из черной стали, нержавеющей стали, полимерного композитного материала (патент RU №63459 от 17.11.2006 г., МПК F02C 7/00).
Недостатками прототипа по сравнению с заявляемым устройством являются: высокий вес лемнискаты и большие ее габариты; лемниската выполнена цельной (не разборной), что вызывает трудности при ее транспортировке, монтаже и хранении. Недостатки обусловлены тем, что основным назначением устройства по прототипу является применение его в качестве входного устройства газотурбинного привода, где при функционировании присутствуют вибрации и поток воздуха с большой скоростью - в этих условиях работы лемниската должна иметь высокую жесткость и прочность, что лучше всего обеспечивается применением цельной конструкции.
Общими признаками заявляемого входного устройства с устройством по прототипу являются входной насадок в виде лемнискаты, снабженный ребрами жесткости, расположенными на его внешней стороне и соединительным элементом в основании.
Ближайшим к заявленному способу изготовления входного устройства является способ изготовления воздухозаборника двигателя летательного аппарата из слоистых композиционных материалов (патент RU №2348570 от 04.09.2007 г., МПК B64D 33/02), который заключается в изготовлении внутреннего обтекателя с соединительным металлическим фланцем и внешнего обтекателя. Внутренний обтекатель собирают из раструба и диффузора, который изготавливают намоткой на оправку композиционного материала, а раструб изготавливают методом контактного формования путем последовательной укладки на рабочую поверхность формы слоев материала. В критических зонах устанавливают демпферы для дополнительного крепления элементов воздухозаборника.
Недостатком данного способа является необходимость изготовления специальной оснастки - оправки для намотки на нее элементов устройства, изготавливаемых из композиционных материалов. Данная особенность приводит к увеличению трудоемкости и, как следствие, повышению стоимости изготовления прототипа устройства.
Общим признаком заявляемого способа изготовления входного устройства со способом по прототипу является изготовление устройства путем послойного наращивания материала.
Раскрытие сущности изобретения
Задачей изобретения является создание конструкции входного устройства для установок проведения аэроакустических исследований, обеспечивающей характерное для воздухозаборного устройства турбовентиляторного двигателя излучение вращающихся акустических мод из цилиндрического канала и отражения части звуковой энергии обратно в канал; снижение веса и продольного габарита устройства, повышение технологичности его изготовления.
Технический результат - снижение времени и трудозатрат на изготовление устройства, снижение стоимости устройства, повышение удобства монтажа, транспортировки и хранения устройства.
Поставленная задача с достижением технического результата решена за счет того, что в известном входном устройстве, содержащем входной насадок в виде лемнискаты, снабженный ребрами жесткости, расположенными на его внешней стороне и соединительным элементом в основании, насадок выполнен сборным из однотипных, цельных, соединенных между собой деталей, контур внутренних и внешних поверхностей которых аналогичен контуру входной части воздухозаборника турбовентиляторного двигателя летательного аппарата с лемнискантным профилем; а ребро жесткости выполнено с одного торца сборной детали, соединительный элемент выполнен в виде фланца в основании детали.
Детали входного устройства собраны в несколько сегментов клеевым соединением посредством соединительных деталей, например пластин, установленных как минимум в двух пазах, выполненных в стенках сборочных деталей в зоне их стыковки, а сегменты соединены между собой по ребрам жесткости в конечное изделие разъемным соединением, например, шпилечным.
Детали входного устройства могут быть собраны в конечное изделие путем соединения их между собой по ребрам жесткости разъемным соединением, например, шпилечным.
Для придания дополнительной жесткости и прочности устройство снаружи может иметь намотку из композиционного материала.
Для придания устройству дополнительной прочности пустоты между ребрами жесткости могут быть заполнены конструкционным материалом.
Отличительными признаками устройства являются: насадок выполнен сборным из однотипных, цельных, соединенных между собой деталей, контур внутренних и внешних поверхностей которых аналогичен контуру входной части воздухозаборника турбовентиляторного двигателя летательного аппарата с лемнискантным профилем; а ребро жесткости выполнено с одного торца сборной детали, соединительный элемент выполнен в основании детали в виде фланца.
Также задача была решена за счет того, что в известном способе изготовления входного устройства путем послойного наращивания материала, послойное наращивание материала осуществляют путем 3D-печати, при этом вначале осуществляют 3D-печать необходимого количества однотипных, цельных деталей с ребром жесткости с одного торца и соединительным фланцем в основании, при этом контур внутренних и внешних поверхностей деталей формируют аналогичным контуру входной части воздухозаборника турбовентиляторного двигателя летательного аппарата с лемнискантным профилем, после этого полученные детали соединяют между собой в конечное изделие.
Однотипные, цельные детали входного устройства соединяют между собой вначале в сегменты клеевым соединением посредством соединительных деталей, после чего сегменты соединяют между собой по ребрам жесткости в конечное изделие посредством разъемных соединений, например, шпилечным соединением.
Однотипные детали входного устройства могут быть соединены между собой по ребрам жесткости в конечное изделие посредством разъемных соединений, например, шпилечным.
Для придания дополнительной жесткости и прочности входное устройство снаружи обматывают композиционным материалом.
Для придания входному устройству дополнительной прочности пустоты между ребрами жесткости заполняют любым конструкционным материалом.
Отличительными признаками способа изготовления являются: послойное наращивание материала осуществляют путем 3D-печати, при этом вначале осуществляют 3D-печать необходимого количества однотипных, цельных деталей с ребром жесткости с одного торца и соединительным фланцем в основании, при этом контур внутренних и внешних поверхностей деталей формируют аналогичным контуру входной части воздухозаборника турбовентиляторного двигателя летательного аппарата с лемнискантным профилем, после этого полученные детали соединяют между собой в конечное изделие.
Отличительные признаки устройства и способа его изготовления в совокупности с известными признаками обеспечивают решение поставленной задачи с достижением технического результата.
Входное устройство, содержащее входной насадок в виде лемнискаты, снабженный ребрами жесткости, расположенными на его внешней стороне и соединительным элементом в основании, позволяет уменьшить продольный габарит устройства и, тем самым, снизить его вес и повысить удобство монтажа. Выполнение насадка сборным из отдельных деталей, повышает удобство транспортировки и хранения устройства. При этом сохраняется обеспечение характерного для воздухозаборного устройства турбовентиляторного двигателя излучения вращающихся акустических мод из цилиндрического канала экспериментальной установки и отражения части звуковой энергии обратно в канал.
Предлагаемый способ изготовления устройства путем послойного наращивания материала на основе 3D-печати позволяет снизить стоимость изделия, т.к. на изготовление изделия требуется меньшее количество материала, и он более дешевый, чем в случае изготовления изделия из композиционных материалов, когда требуется изготовление оснастки, на которую будет осуществляться намотка композиционного материала. Применение 3D-печати однотипных, цельных деталей с последующим их соединением между собой в конечное изделие позволяет снизить время и трудозатраты на изготовление входного устройства за счет однотипности конструкции деталей, наличия их компьютерной 3D-модели и полной автоматизации процесса изготовления однотипной детали на 3D-принтере.
На фиг. 1, 2 представлено входное устройство (общий вид); на фиг. 3 - сборочная деталь с лемнискатным профилем; на фиг. 4 - входное устройство, пристыкованное к цилиндрическому каналу; на фиг. 5 - две склеенные друг с другом детали; на фиг. 6 - шпилечное соединение элементов входного устройства (деталей или сегментов) друг с другом; на фиг. 7 - детали, склеенные друг с другом в сегмент; на фиг. 8. - изготовленное входное устройство.
Входное устройство представляет собой плавно расширяющийся цилиндрический канал и состоит из однотипных, цельных, соединенных между собой деталей 1, контур внутренних 2 и внешних 3 поверхностей которых аналогичен контуру входной части воздухозаборника турбовентиляторного двигателя летательного аппарата с лемнискантным профилем (фиг. 1, 2, 3). Поверхности 2 и 3 детали 1 соединены с одного торца сплошной стенкой - ребром жесткости 4 (фиг. 3). В основании детали 1 расположен соединительный элемент - фланец 5. Для соединения деталей 1 между собой в их стенках в зоне стыковки выполнено как минимум по два паза 6 в каждой детали 1. Фланец 5 служит для крепления к цилиндрическому каналу 7 (фиг. 4) экспериментальных установок по проведению аэроакустических исследований.
В зависимости от диаметра входного устройства оно может содержать разное количество деталей 1.
Детали 1 входного устройства могут быть соединены между собой одним из способов:
- детали 1 собраны в несколько сегментов клеевым соединением посредством соединительных деталей, например пластин 8, установленных в пазах 6 (фиг. 5), а сегменты соединены между собой по ребрам жесткости 4 разъемным соединением, например, шпилечным (фиг. 6);
- детали 1 соединены между собой по ребрам жесткости 4 разъемным соединением, например, шпилечным, по примеру, представленному на фиг. 6.
Для придания дополнительной жесткости и прочности устройство дополнительно может иметь снаружи намотку из композиционного материала.
Для придания устройству дополнительной прочности внутренний объем между ребрами жесткости может быть заполнен любым конструкционным материалом.
В функционирующем состоянии (фиг. 4) входное устройство пристыковано посредством фланцевого соединения 5 к цилиндрическому каналу 7 какой-либо установки, из которого излучаются вращающиеся акустические моды.
Устройство работает следующим образом. В цилиндрический канал 7 экспериментальной установки с одного конца излучаются акустические вращающиеся моды (например, массивом динамиков, расположенных по окружности). Вращающиеся моды распространяются по каналу к другому концу, который является открытым, и излучаются из него в свободное пространство. К открытому концу цилиндрического канала пристыковывают входное устройство, которое за счет лемнискатного профиля, характерного для входа воздухозаборника турбовентиляторного двигателя, обеспечивает характерную для турбовентиляторного двигателя направленность излучения акустических мод из канала и характерное отражение части звуковой энергии обратно в канал. Данные эффекты можно получить и путем применения в экспериментальной установке в качестве входного устройства натурного воздухозаборника турбовентиляторного двигателя. Однако в лабораторных исследованиях всасывание воздушного потока в канал через входное устройство отсутствует или поток имеет низкую скорость. Поэтому применение более короткого и легкого разборного входного устройства вместо натурного воздухозаборника, который является габаритным, тяжелым изделием, обуславливающим трудности транспортировки, монтажа и хранения в лабораторных условиях, является рациональным решением. Аэроакустические эксперименты, в которых применяется входное устройство, проводятся с целью отработки методик определения модального состава шума, распространяющегося по цилиндрическому каналу, а также для определения акустических характеристик звукопоглощающих конструкций, которыми облицовываются стенки цилиндрического канала.
Способ изготовления входного устройства для экспериментальных установок по проведению аэроакустических исследований осуществляется следующим образом. Путем 3D-печати (послойного наращивания материала) сначала осуществляют изготовление необходимого количества однотипных, цельных деталей 1 с ребром жесткости 4 с одного торца, соединительным фланцем 5 в основании, а также пазами 6 в стенках деталей 1 в зоне их стыковки. Контур внутренних 2 и внешних 3 поверхностей деталей 1 формируют аналогичным контуру входной части воздухозаборника турбовентиляторного двигателя летательного аппарата с лемнискантным профилем. Полученные детали 1 соединяют между собой в конечное изделие.
Деталь 1 может быть изготовлена посредством любой технологии 3D-печати (стереолитография, выборочное лазерное спекание, метод многоструйного моделирования, послойное склеивание пленок, послойное наплавление) из любого подходящего для выбранной технологии 3D-печати материала (фотополимер, термопластичная смола, пластик, нейлон, металл, керамика, гипс, бумага). Деталь 1 печатается цельной, сборочные операции отсутствуют. Геометрия напечатанной детали 1 соответствует трехмерной твердотельной модели, загруженной в программное обеспечение 3D-принтера.
Сборку деталей 1 в готовое изделие можно осуществить следующими способами.
Напечатанные детали 1 склеивают друг с другом, в результате склеивания получают сегмент (фиг. 7). Число деталей 1 в сегменте и число сегментов, из которых собирается входное устройство, может изменяться в зависимости от требуемого размера изделия.
Для точной стыковки кромок деталей при склейке и обеспечения высокой прочности клеевого соединения в пазы 6 вклеивают пластинки 8 (фиг. 5).
Порядок склеивания деталей:
1. На поверхность пазов 6 равномерным слоем наносят двухкомпонентный клей.
2. В пазы 6 двух соединяемых деталей 1 вставляют соединительные пластинки 8.
3. Детали выравнивают относительно друг друга.
4. Соединительные пластины 8 прижимают к поверхности пазов 6 до полного высыхания двухкомпонентного клея.
Сегменты соединяют между собой шпилечным соединением (фиг. 6). Для увеличения площади контакта стягиваемых друг с другом ребер жесткости 4 сегментов к ним прикладывают накладки из фанеры 9, форма которых соответствует форме ребра жесткости 4.
Порядок соединения сегментов посредством шпилек:
1. К ребрам жесткости 4 крайних сегментов прикладывают фанерные накладки 9.
2. В ребрах жесткости 4 сегментов и в фанерных накладках 9 просверливают отверстия.
3. В просверленные отверстия устанавливают шпильки 10.
4. На шпильки 10 одевают шайбы 11, накручивают гайки 12 и затягивают их до обеспечения прочного соединения.
После соединения сегментов изделие получает законченный вид (фиг. 1, 2).
Также напечатанные детали входного устройства можно собрать в конечное изделие, соединив детали между собой по ребрам жесткости посредством разъемных соединений, например, шпилечным (не используя клеевое соединение).
Для придания дополнительной жесткости и прочности входное устройство снаружи может быть обмотано композиционным материалом.
Для придания входному устройству дополнительной прочности пустоты между ребрами жесткости могут быть заполнены любым конструкционным материалом.
Заявленный способ позволяет быстро создавать новые образцы входных устройств, путем изменения в трехмерной твердотельной модели детали длины, толщины и угла наклона элементов детали 2, 3, 4, 5.
При замене материала 3D-печати или усилении конструкции посредством добавления слоев композиционного материала, входное устройство может быть применено в более широких сферах использования - натурных конструкциях компрессоров, насосов, летательных аппаратов.
Пример выполнения устройства
Было изготовлено и собрано входное устройство, состоящее из тридцати однотипных деталей 1, внутренний диаметр цилиндрического канала в основании которого равен 1.8 м.
Однотипные детали 1 изделия были напечатаны на 3D-принтере методом послойного наплавления (Fused Deposition Modeling) из конструкционного ABS-пластика.
Стыковочные пластинки 8 также были напечатаны на 3D-принтере методом послойного наплавления из конструкционного ABS-пластика.
Для соединения деталей 1 друг с другом через пластинки 8 был использован двухкомпонентный клей, состоящий из дихлорэтана и растворенного ABS-пластика. Поскольку отличительной особенностью ABS-пластиков является возможность склеивания сегментов на молекулярном уровне, такой двухкомпонентный клей размягчает контактные поверхности пластика и при склеивании молекулы контактных поверхностей перемешиваются в итоге получается прочное неразъемное соединение.
Детали 1 были склеены по десять штук в один сегмент. Всего получилось три однотипных сегмента.
В ребрах жесткости 4 сегментов и фанерных накладках 9 было просверлено по четыре отверстия.
Накладки 9 вырезаны из фанеры лазером.
Сегменты были соединены друг с другом металлическими шпильками 10.
Изготовленное входное устройство представлено на фиг. 8.
Таким образом, предлагаемые входное устройство и способ его изготовления позволят по сравнению с прототипами снизить вес и габариты конструкции, при этом сохранить аэроакустические свойства конструкции, а также повысить технологичность способа изготовления, повысить удобство монтажа, транспортировки и хранения устройства.

Claims (10)

1. Входное устройство для экспериментальных установок по проведению аэроакустических исследований, содержащее входной насадок в виде лемнискаты, снабженный ребрами жесткости, расположенными на его внешней стороне, и соединительным элементом в основании, отличающееся тем, что насадок выполнен сборным из однотипных, цельных, соединенных между собой деталей, контур внутренних и внешних поверхностей которых аналогичен контуру входной части воздухозаборника турбовентиляторного двигателя летательного аппарата с лемнискантным профилем; а ребро жесткости выполнено с одного торца сборной детали, соединительный элемент выполнен в виде фланца в основании детали.
2. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что детали входного устройства собраны в несколько сегментов клеевым соединением посредством соединительных деталей, например пластин, установленных как минимум в двух пазах, выполненных в стенках сборочных деталей в зоне их стыковки, а сегменты соединены между собой по ребрам жесткости в конечное изделие разъемным соединением, например шпилечным.
3. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что детали входного устройства соединены между собой по ребрам жесткости в конечное изделие разъемным соединением, например шпилечным.
4. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что для придания дополнительной жесткости и прочности оно снаружи имеет намотку из композиционного материала.
5. Устройство по п. 1, отличающееся тем, что для придания ему дополнительной прочности пустоты между ребрами жесткости заполнены конструкционным материалом.
6. Способ изготовления входного устройства для экспериментальных установок по проведению аэроакустических исследований путем послойного наращивания материала, отличающийся тем, что послойное наращивание материала осуществляют путем 3D-печати, при этом вначале осуществляют 3D-печать необходимого количества однотипных, цельных деталей с ребром жесткости с одного торца и соединительным фланцем в основании, при этом контур внутренних и внешних поверхностей деталей формируют аналогичным контуру входной части воздухозаборника турбовентиляторного двигателя летательного аппарата с лемнискантным профилем, после этого полученные детали соединяют между собой в конечное изделие.
7. Способ по п. 6, отличающийся тем, что однотипные, цельные детали входного устройства соединяют между собой вначале в сегменты клеевым соединением посредством соединительных деталей, после чего сегменты соединяют между собой по ребрам жесткости в конечное изделие посредством разъемных соединений, например шпилечным соединением.
8. Способ по п. 6, отличающийся тем, что однотипные детали входного устройства соединяют между собой по ребрам жесткости в конечное изделие посредством разъемных соединений, например шпилечным.
9. Способ по п. 6, отличающийся тем, что для придания дополнительной жесткости и прочности входное устройство снаружи обматывают композиционным материалом.
10. Способ по п. 6, отличающийся тем, что для придания входному устройству дополнительной прочности пустоты между ребрами жесткости заполняют конструкционным материалом.
RU2018127222A 2018-07-24 2018-07-24 Входное устройство и способ его изготовления RU2690968C1 (ru)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018127222A RU2690968C1 (ru) 2018-07-24 2018-07-24 Входное устройство и способ его изготовления

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2018127222A RU2690968C1 (ru) 2018-07-24 2018-07-24 Входное устройство и способ его изготовления

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2690968C1 true RU2690968C1 (ru) 2019-06-07

Family

ID=67037480

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2018127222A RU2690968C1 (ru) 2018-07-24 2018-07-24 Входное устройство и способ его изготовления

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2690968C1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2748136C1 (ru) * 2020-07-02 2021-05-19 Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт проблем механики им. А.Ю. Ишлинского Сопловой блок аэродинамической трубы с профилированным соплом и способ его изготовления

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1348532B1 (fr) * 2002-03-20 2007-03-07 Airbus France Procédé de formage d'un secteur de lèvre d'entrée d'air et dispositif pour sa mise en oeuvre
RU63459U1 (ru) * 2006-11-17 2007-05-27 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" Входное устройство
RU2348570C1 (ru) * 2007-09-04 2009-03-10 Открытое акционерное общество Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения Способ изготовления воздухозаборника двигателя летательного аппарата из слоистых композиционных материалов и воздухозаборник двигателя летательного аппарата из слоистых композиционных материалов
RU2492115C2 (ru) * 2008-03-14 2013-09-10 Эрсель Кромка воздухозаборника гондолы турбореактивного двигателя
US9352844B2 (en) * 2009-12-22 2016-05-31 Airbus Operations Sas Nacelle incorporating an element for connecting a lip and an acoustic attenuation panel together

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1348532B1 (fr) * 2002-03-20 2007-03-07 Airbus France Procédé de formage d'un secteur de lèvre d'entrée d'air et dispositif pour sa mise en oeuvre
RU63459U1 (ru) * 2006-11-17 2007-05-27 Открытое акционерное общество "Уфимское моторостроительное производственное объединение" Входное устройство
RU2348570C1 (ru) * 2007-09-04 2009-03-10 Открытое акционерное общество Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения Способ изготовления воздухозаборника двигателя летательного аппарата из слоистых композиционных материалов и воздухозаборник двигателя летательного аппарата из слоистых композиционных материалов
RU2492115C2 (ru) * 2008-03-14 2013-09-10 Эрсель Кромка воздухозаборника гондолы турбореактивного двигателя
US9352844B2 (en) * 2009-12-22 2016-05-31 Airbus Operations Sas Nacelle incorporating an element for connecting a lip and an acoustic attenuation panel together

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2748136C1 (ru) * 2020-07-02 2021-05-19 Федеральное государственное бюджетное учреждение науки Институт проблем механики им. А.Ю. Ишлинского Сопловой блок аэродинамической трубы с профилированным соплом и способ его изготовления

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP6693700B2 (ja) 複合充填材を形成するための方法
JP6300643B2 (ja) 継目接合部を備えたハニカムコアおよびハニカムコアを組み立てる方法
RU2697776C2 (ru) Каскадная решетчатая панель для реверсоров тяги реактивного двигателя, способ и устройство для ее изготовления
RU2657645C2 (ru) Лонжерон кессонного крыла и обшивка
JP5442163B2 (ja) 統合エンジンナセル構造
US9162747B2 (en) Method for manufacturing a sound attenuation panel
JP2019207411A (ja) セル型コアに対するセプタムの形成
US10836502B2 (en) Wave-shaped acoustic insert and core
JP2021505441A (ja) 相互接続された音響マイクロチャネルの整列化アレイの製造方法
US10507931B2 (en) Panel and insert for corner radii
RU2690968C1 (ru) Входное устройство и способ его изготовления
JP2018018075A (ja) 成形遮音構造形成方法
US11455979B2 (en) Structural single degree of freedom face sheet acoustic liner
US10604277B2 (en) Plugged acoustic honeycomb
US20140151150A1 (en) Monolithic acoustically-treated composite structures and methods for fabricating the same
US11230928B1 (en) Guide vane with truss structure and honeycomb
BR102017001747B1 (pt) Métodos para reparar uma célula do núcleo acústico de um painel sanduíche acústico
JP7340914B2 (ja) 複合修理部品の製造方法及び関連キット
EP3144514A1 (en) Silencer duct with self-supporting acoustic absorbing member
US10369763B2 (en) Segmented acoustic insert
RU2670864C9 (ru) Способ изготовления полых усиливающих конструкций, пересекающих друг друга
RU2348570C1 (ru) Способ изготовления воздухозаборника двигателя летательного аппарата из слоистых композиционных материалов и воздухозаборник двигателя летательного аппарата из слоистых композиционных материалов
US12110126B2 (en) Method for manufacturing a sound-absorbing sandwich panel for reducing noise of an aircraft engine
Flatau et al. Vortex shedding induced sound inside a cold-flow simulation of segmented chamber
EP4450282A2 (en) Cellular core for aircraft acoustic panel and method of manufacture