RU97104023A - 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 узлеInfo
- Publication number
- RU97104023A RU97104023A RU97104023/25A RU97104023A RU97104023A RU 97104023 A RU97104023 A RU 97104023A RU 97104023/25 A RU97104023/25 A RU 97104023/25A RU 97104023 A RU97104023 A RU 97104023A RU 97104023 A RU97104023 A RU 97104023A
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aerodynamic structure
- end part
- aerodynamic
- rear end
- rigidly
- Prior art date
Links
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 title claims 3
- 238000009740 moulding (composite fabrication) Methods 0.000 title 2
- 238000000465 moulding Methods 0.000 claims 14
- 210000003491 Skin Anatomy 0.000 claims 12
- 239000002131 composite material Substances 0.000 claims 6
- 210000003660 Reticulum Anatomy 0.000 claims 1
- 230000001413 cellular Effects 0.000 claims 1
- 238000003825 pressing Methods 0.000 claims 1
Claims (16)
1. Способ изготовления аэродинамической конструкции, в частности, для нанесения внешней обшивки (10) на аэродинамическую конструкцию (2), имеющую линию хорды (46), ось тангажа (44), переднюю кромочную часть (16) и заднюю кромочную часть (18), включающий следующие этапы:
предусмотрение формовочного узла (20), содержащего жесткий корпус (22) и устройство (24) охвата аэродинамической конструкции (2) при соединении с жестким корпусом (22) во время наложения внешней обшивки (10) на аэродинамическую конструкцию (2), помещение внутренних компонентов (4) аэродинамической конструкции вместе с внешней обшивкой (10) в формовочный узел (20), приложение давления к устройству (24) охвата аэродинамической конструкции формовочного узла (20) для формирования аэродинамической конструкции (2), отличающийся тем, что: для устройства (24) охвата аэродинамической конструкции формовочного узла (20) берут более жесткую вытянутую вперед переднюю концевую часть (34) передней кромки и более гибкую заднюю концевую часть (36), а посредством давления, прикладываемого к более жесткой вытянутой вперед передней концевой части (34) устройства (24) охвата аэродинамической конструкции формовочного уза, формируют точный профиль поверхности внешней обшивки в области передней кромочной части (16) аэродинамической конструкции (2) и посредством давления, прикладываемого к более гибкой задней концевой части (36) устройства (24) охвата аэродинамической конструкции, точно облегают внешнюю обшивку (10) задней кромочной части (18) аэродинамической конструкции (2) несмотря на отклонения размеров внутренних компонентов (4) аэродинамической конструкции.
предусмотрение формовочного узла (20), содержащего жесткий корпус (22) и устройство (24) охвата аэродинамической конструкции (2) при соединении с жестким корпусом (22) во время наложения внешней обшивки (10) на аэродинамическую конструкцию (2), помещение внутренних компонентов (4) аэродинамической конструкции вместе с внешней обшивкой (10) в формовочный узел (20), приложение давления к устройству (24) охвата аэродинамической конструкции формовочного узла (20) для формирования аэродинамической конструкции (2), отличающийся тем, что: для устройства (24) охвата аэродинамической конструкции формовочного узла (20) берут более жесткую вытянутую вперед переднюю концевую часть (34) передней кромки и более гибкую заднюю концевую часть (36), а посредством давления, прикладываемого к более жесткой вытянутой вперед передней концевой части (34) устройства (24) охвата аэродинамической конструкции формовочного уза, формируют точный профиль поверхности внешней обшивки в области передней кромочной части (16) аэродинамической конструкции (2) и посредством давления, прикладываемого к более гибкой задней концевой части (36) устройства (24) охвата аэродинамической конструкции, точно облегают внешнюю обшивку (10) задней кромочной части (18) аэродинамической конструкции (2) несмотря на отклонения размеров внутренних компонентов (4) аэродинамической конструкции.
2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что давление, прикладываемое к более жесткой вытянутой вперед передней концевой части (34) устройства (24) охвата аэродинамической конструкции, прикладывают к внешней оболочке (10) в области передней кромочной части (16) аэродинамической конструкции (2) между осью тангажа (44) и линией хорды (46).
3. Формовочный узел для изготовления аэродинамической конструкции, в частности, для нанесения внешней обшивки (10) на аэродинамическую конструкцию (2), имеющую линию хорды (46), ось тангажа (44), переднюю кромочную часть (16) и заднюю кромочную часть (18), содержащая жесткий корпус формы (22), имеющий внутреннюю поверхность (28) определения формы одной стороны аэродинамической конструкции (2), устройство (24) охвата аэродинамической конструкции (2) при соединении с жестким корпусом (22) во время наложения внешней обшивки (10) на аэродинамическую конструкцию (2), имеющие внутреннюю поверхность (30) определения формы другой стороны аэродинамической конструкции (2), отличающийся тем, что устройство (24) охвата аэродинамической конструкции (2) выполнено частью формы, которая имеет жестко вытянутую вперед переднюю концевую часть (34) охвата одной из сторон передней кромочной части (16) аэродинамической конструкции (2) и гибкую заднюю концевую часть (36) охвата одной из сторон задней кромочной части (18) аэродинамической конструкции (2) во время нанесения внешней обшивки (10) на аэродинамическую конструкцию (2).
4. Формовочный узел по п. 3, отличающийся тем, что жестко вытянутая вперед передняя концевая часть (34) устройства (24) охвата аэродинамической конструкции имеет большую толщину, чем гибкая задняя концевая часть (36) устройства (24) охвата аэродинамической конструкции (2).
5. Формовочный узел по п. 4, отличающийся тем, что устройство (24) охвата аэродинамической конструкции имеет промежуточную часть (38), расположенную между жестко вытянутой вперед передней концевой части (34) и гибкой задней концевой части (36), причем толщина стенки промежуточной части (38) имеет постепенное уменьшение в направлении от жестко вытянутой вперед передней концевой части (34) к гибкой задней концевой части (36).
6. Формовочный узел по п. 5, отличающийся тем, что аэродинамическая конструкция (2) имеет внутренний лонжерон (6), а жестко вытянутая вперед передняя концевая часть (34) устройства (24) охвата аэродинамической конструкции (2) расположена на передней кромочной части (16) аэродинамической конструкции (2) над внутренним лонжероном (6).
7. Формовочный узел по п. 6, отличающийся тем, что аэродинамическая конструкция (2) имеет внутренний ячеистый заполнитель (8), а гибкая задняя концевая часть (36) устройства (24) охвата аэродинамической конструкции расположена на задней кромочной части (18) аэродинамической конструкции (2) над внутренним сотовым заполнителем (8).
8. Формовочный узел по п. 3, отличающийся тем, что устройство (24) охвата аэродинамической конструкции образовано из совмещенных слоев предварительно пропитанного композиционного материала (26), причем число слоев предварительно пропитанного композиционного материала (26) в жестко вытянутой вперед передней концевой части (34) больше, чем число слоев предварительно пропитанного композиционного материала (26) в гибкой задней концевой части (36).
9. Формовочный узел по п. 3, отличающийся тем, что жестко вытянутая вперед передняя концевая часть (34) устройства (24) охвата аэродинамической конструкции имеет жесткость, которая, по крайней мере, в два раза больше жесткости гибкой задней концевой части (36) устройства (24) охвата аэродинамической конструкции.
10. Формовочный узел по п. 9, отличающийся тем, что гибкая задняя концевая часть (36) устройства (24) охвата аэродинамической конструкции имеет жесткость, которая в шесть раз больше жесткости слоя внешней обшивки (10), наносимой на аэродинамическую конструкцию (2).
11. Устройство охвата аэродинамической конструкции (2) в формовочном узле (20), содержащее слои предварительно пропитанного композиционного материала (26), отличающееся тем, что оно имеет жестко вытянутую вперед переднюю концевую часть (34), выполненную контуром, повторяющим контуры одной из сторон передней кромочной части (16) аэродинамической конструкции (2) при нанесении внешней обшивки (10) на аэродинамическую конструкцию (2) и гибкую заднюю концевую часть (36) охвата одной из сторон задней кромочной части (18) аэродинамической конструкции (2) при нанесении внешней обшивки (10) на аэродинамическую конструкцию (2).
12. Устройство по п. 11, отличающееся тем, что жестко вытянутая вперед передняя концевая часть (34) устройства (24) охвата аэродинамической конструкции имеет большую толщину, чем гибкая задняя концевая часть (36) устройства (24) охвата аэродинамической конструкции.
13. Устройство по п. 12, отличающееся тем, что оно имеет промежуточную часть (38) между жестко вытянутой вперед передней концевой частью (34) и гибкой задней концевой частью (36), причем толщина стенок промежуточной части (38) имеет постепенное уменьшение в направлении от жестко вытянутой вперед передней концевой части (34) к гибкой задней концевой части (36).
14. Устройство по п. 12, отличающееся тем, что число слоев предварительно пропитанного композиционного материала (26) в жестко вытянутой вперед передней концевой части (34) больше, чем число слоев предварительно пропитанного композиционного материала (26) в гибкой задней концевой части (36).
15. Устройство по п. 11, отличающееся тем, что жестко вытянутая вперед передняя концевая часть (34) устройства (24) охвата аэродинамической конструкции имеет жесткость, которая, по крайней мере, в два раза больше жесткости гибкой задней концевой части (36) устройства (24) охвата аэродинамической конструкции.
16. Устройство по п. 15, отличающееся тем, что гибкая задняя концевая часть (36) устройства (24) охвата аэродинамической конструкции имеет жесткость, которая в шесть раз больше жесткости слоя внешней обшивки (10), наносимой на аэродинамическую конструкцию (2).
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US08/283,347 | 1994-08-01 | ||
US08/283,347 US5520532A (en) | 1994-08-01 | 1994-08-01 | Molding assembly for forming airfoil structures |
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 true RU97104023A (ru) | 1999-03-10 |
RU2143973C1 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 (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2469854C2 (ru) * | 2007-07-11 | 2012-12-20 | Аления Аэронаутика С.П.А. | Способ изготовления монолитной структуры крыла с цельным профилем |
Families Citing this family (52)
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. |
ATE406998T1 (de) * | 2003-07-08 | 2008-09-15 | Airbus 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 |
GB2456566B (en) * | 2008-01-18 | 2012-03-07 | Gkn Aerospace Services Ltd | A method of manufacturing a polymer matrix composite forming tool |
EP2234880B1 (en) * | 2008-01-31 | 2014-04-23 | Bell Helicopter Textron Inc. | Method of making a rotor yoke |
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 |
AU2010324909A1 (en) * | 2009-11-24 | 2012-06-07 | 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 |
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 |
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 |
KR101594976B1 (ko) * | 2010-12-27 | 2016-02-17 | 카와사키 주코교 카부시키 카이샤 | 성형형, 성형 지그, 및 성형 방법 |
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 |
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 |
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 |
US9205634B2 (en) * | 2013-05-16 | 2015-12-08 | The Boeing Company | Composite structure and method |
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 |
US10576699B2 (en) | 2016-08-09 | 2020-03-03 | Sikorsky Aircraft Corporation | Bond fixture for root end laminate or rotor blade |
US20180044006A1 (en) * | 2016-08-09 | 2018-02-15 | Sikorsky Aircraft Corporation | Splice cap nickel abrasion strip caul |
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 |
WO2019212587A1 (en) * | 2018-05-04 | 2019-11-07 | 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 |
US11434781B2 (en) | 2018-10-16 | 2022-09-06 | General Electric Company | Frangible gas turbine engine airfoil including an internal cavity |
US10837286B2 (en) | 2018-10-16 | 2020-11-17 | General Electric Company | Frangible gas turbine engine airfoil with chord reduction |
US11111815B2 (en) | 2018-10-16 | 2021-09-07 | General Electric Company | Frangible gas turbine engine airfoil with fusion cavities |
US10760428B2 (en) | 2018-10-16 | 2020-09-01 | General Electric Company | Frangible gas turbine engine airfoil |
US11149558B2 (en) | 2018-10-16 | 2021-10-19 | General Electric Company | Frangible gas turbine engine airfoil with layup change |
US10746045B2 (en) | 2018-10-16 | 2020-08-18 | General Electric Company | Frangible gas turbine engine airfoil including a retaining member |
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)
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 |
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 |
US4095322A (en) * | 1976-08-30 | 1978-06-20 | The Boeing Company | Method of fabricating a composite aerodynamic rotorblade 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 |
-
1994
- 1994-08-01 US US08/283,347 patent/US5520532A/en not_active Expired - Lifetime
-
1995
- 1995-07-19 KR KR1019970700662A patent/KR100369691B1/ko not_active IP Right Cessation
- 1995-07-19 BR BR9508499A patent/BR9508499A/pt not_active IP Right Cessation
- 1995-07-19 JP JP50654896A patent/JP3839476B2/ja not_active Expired - Lifetime
- 1995-07-19 RU RU97104023A patent/RU2143973C1/ru active
- 1995-07-19 EP EP95930092A patent/EP0771265B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1995-07-19 CA CA002196424A patent/CA2196424C/en not_active Expired - Fee Related
- 1995-07-19 CN CN95195368A patent/CN1052680C/zh not_active Expired - Fee Related
- 1995-07-19 DE DE69506256T patent/DE69506256T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1995-07-19 WO PCT/US1995/009106 patent/WO1996004125A1/en active IP Right Grant
- 1995-08-01 TR TR95/00935A patent/TR960104A2/xx unknown
- 1995-10-10 US US08/541,669 patent/US5645670A/en not_active Expired - Lifetime
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2469854C2 (ru) * | 2007-07-11 | 2012-12-20 | Аления Аэронаутика С.П.А. | Способ изготовления монолитной структуры крыла с цельным профилем |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU97104023A (ru) | Способ изготовления аэродинамической конструкции, формовочный узел для изготовления аэродинамической конструкции и устройство охвата аэродинамической конструкции в формовочном узле | |
RU2143973C1 (ru) | Способ изготовления аэродинамической конструкции, формовочный узел для изготовления аэродинамической конструкции и устройство охвата аэродинамической конструкции в формовочном узле | |
US5439353A (en) | Composite blade with reinforced leading edge | |
EP1029770B1 (en) | Process for manufacturing motor car steering wheels with an external shell made of composite materials | |
EP3556544B1 (en) | Propeller blade spar | |
JP2006512240A (ja) | 一体同時硬化複合材翼 | |
US20040140049A1 (en) | Method of manufacturing a hollow section, grid stiffened panel | |
JPS62168789A (ja) | ウイングボツクスカバ−パネル及びその製造方法 | |
US5152860A (en) | Modular composite structure and method | |
US3802010A (en) | Surfboard construction | |
JP2010100282A (ja) | 航空機のための波形外板およびそれらの製造方法 | |
GB2257391A (en) | A hollow trim strip and its manufacture | |
EP0985590A3 (en) | Method of producing vehicle steering wheels, in particular steering wheels with a covering of valuable material; and steering wheels produced using such a method | |
FI113031B (fi) | Menetelmä, jolla valmistetaan naaraspuolisessa muotissa veneen runko | |
US6790402B2 (en) | Method of making complex shaped articles | |
US2547146A (en) | Hollow pontoon structure and method of making the same | |
CA2164872A1 (en) | Ski | |
JPS63285808A (ja) | 複合材殻構造物 | |
US3261901A (en) | Method of molding a shoulder on a vertical mandrel | |
CN112318898A (zh) | 一种热防护舱段及其rtm成型方法、阴模 | |
CN216546669U (zh) | 一种复合材料翼肋及其成型模具 | |
JPH0345466A (ja) | 車輛用連結幌及びその製造方法 | |
KR930006941B1 (ko) | 타구기와 그 제조방법 | |
JPS5914575A (ja) | 自動車のル−フ補強構造 | |
CA1110607A (en) | Pneumatic deicer |