WO2015102521A1 - Безлонжеронная лопасть винта вертолёта из полимерных композиционных материалов и способ её изготовления - Google Patents

Безлонжеронная лопасть винта вертолёта из полимерных композиционных материалов и способ её изготовления Download PDF

Info

Publication number
WO2015102521A1
WO2015102521A1 PCT/RU2014/001011 RU2014001011W WO2015102521A1 WO 2015102521 A1 WO2015102521 A1 WO 2015102521A1 RU 2014001011 W RU2014001011 W RU 2014001011W WO 2015102521 A1 WO2015102521 A1 WO 2015102521A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
blade
filler
prepreg
sheets
package
Prior art date
Application number
PCT/RU2014/001011
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Владимир Александрович МАТВЕЕВ
Дмитрий Александрович ПОДОРЯЩИЙ
Сергей Владимирович ЧУКЛИНОВ
Original Assignee
Владимир Александрович МАТВЕЕВ
Дмитрий Александрович ПОДОРЯЩИЙ
Сергей Владимирович ЧУКЛИНОВ
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 Владимир Александрович МАТВЕЕВ, Дмитрий Александрович ПОДОРЯЩИЙ, Сергей Владимирович ЧУКЛИНОВ filed Critical Владимир Александрович МАТВЕЕВ
Publication of WO2015102521A1 publication Critical patent/WO2015102521A1/ru

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/16—Blades
    • B64C11/20—Constructional features
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/32—Rotors
    • B64C27/46—Blades
    • B64C27/473—Constructional features
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/32—Rotors
    • B64C27/46—Blades
    • B64C27/473—Constructional features
    • B64C2027/4733—Rotor blades substantially made from particular materials
    • B64C2027/4736—Rotor blades substantially made from particular materials from composite materials

Definitions

  • Sparless helicopter propeller blade made of polymer composite materials and a method for its manufacture
  • the invention relates to the aviation industry and can be used in the manufacture of rotor blades and tail rotors for helicopters.
  • the blade is formed on the basis of two halves (upper and lower) forming a profile. This leads to a lack of homogeneity of the structure of the prepreg layers during the formation of the nose of the blade and subsequently to loss of strength due to a decrease in the structural stability to interlayer shear and cracking under fatigue stresses under load.
  • PCM polymer composite materials
  • the obtained tube is placed between the received connected parts of the casing, the side member and the tail section, the assembled tube is placed between the lower upper parts of the closed mold using adhesive, the mold and parts of the blade are sintered, the elastic shell is inflated, pressing the layers of PMC to it to the spar and transmitting pressure to all other parts of the blade, ensuring their fastening to each other.
  • the molded blade is removed from the mold.
  • the known method does not require the application of external pressure on the mold during heat treatment of the assembled blades.
  • the disadvantage of this method is that the heat treatment of the components is carried out in several stages.
  • a rotor blade of a helicopter made of polymer composite materials (PCM) of the spar structure and its method manufacture (see Chinese patent CN 102490899 A, publ. 13.06.2012), in which for the manufacture of a blade containing a C-shaped spar, a balancing weight in the bow, a porous foam aggregate and casing, are laid on the upper and lower parts of the matrix five layers of sheathing material, pressure testing is carried out in vacuum after laying each layer for 20 minutes at a temperature of ⁇ 45 ° C, lay on the sheathing layers in the lower matrix a C-shaped spar, place a porous filler inside, and a balancing weight in the bow, connect parts atritsy, placed in a press for hot pressing, the pressure is increased to 18.7 MPa and the temperature to 120-125 ° C, retain them during 2-2.5 hours, cooled matrix with the blade at a natural temperature.
  • PCM polymer composite materials
  • the disadvantage of this method is the high complexity, due to the need for preliminary manufacture of the spar of a complex shape, as well as the need to use an autoclave to create external pressure.
  • the formation of the profile of the blade from two parts - half of the casing in one part of the matrix and the remaining components in the other part of the matrix negatively affects the accuracy of the outer geometry of the blade.
  • the objective of the invention is to improve the accuracy of the outer geometry of the blade, reducing the number of technological equipment, which allows to reduce production costs.
  • the technical result of the invention is to improve the accuracy of the outer geometry of the blade due to reducing the number of components of the blade and forming the profile of the blade as a single element, eliminating the need for preliminary manufacture of the spar, as well as eliminating the need for external pressure when forming the blade in the matrix.
  • the specified technical result is achieved through the use of an autoclave-free method for manufacturing the rotor blade or tail rotor of a helicopter, using which the filler is made of foam, having the shape of a blade, form the outer and inner packages of a C-shaped profile and a flat end package of sheets of prepreg, attach the centering load to the bow parts of the inner bag, connected to the sequential arrangement of the inner bag, the outer bag, as well as the rubber pad and shackle, are placed in the inner and
  • the filler is such that the inner package covers the filler in part of its width, and the outer package in its entire width, and is installed in the tail parts of the end package, the collected feather of the blade is placed between the parts of the matrix and carry out its heat treatment.
  • At least one reinforcing partition is made of prepreg sheets, and the filler is placed in the inner and outer packages in parts with at least one reinforcing partition between them along the blade feather and across the chord of the blade;
  • the filler is pre-flashed in the transverse direction with threads impregnated with a binder, leaving the free ends of the threads outside the filler, with the connection of these sections of the threads with the outer and inner bags during the heat treatment; to connect the structural elements using adhesive film and glue.
  • the blade of the rotor or tail rotor of the helicopter containing a shell of pressed prepreg sheets, a filler of foam and a balancing weight in the bow, in which the filler is made of foam, the shell includes two layers, the top layer covers the filler along the entire width, and the inner layer - by part of its width from the bow, while the balancing weight is located between the inner and outer layers of the shell.
  • the aggregate can be made of at least two parts, between which at least one partition is made of pressed sheets of prepreg, located along the blade feather and across the chord of the blade.
  • the aggregate may be cross stitched with threads impregnated with a binder and connected at their free ends to the sheath.
  • FIG. 1 shows a diagram of a blade
  • FIG. 2 is a diagram of the technological division of the sparless blade design
  • FIG. 3 is a diagram of a blade assembly
  • FIG. 4 is a diagram of the functioning of the mold
  • FIG. 5 is a diagram of a blade with reinforcing partitions
  • FIG. 6 is a diagram of an assembly of a partition from prepreg sheets
  • FIG. 7 is a diagram of a blade with reinforcing threads.
  • the blade of the rotor or tail rotor of the helicopter contains the shell 12 of the feather blade of the pressed sheets of prepreg, aggregate 1 and centering weight 5 in the bow.
  • the filler 1 is made of foam.
  • the shell 12 includes two layers, the upper layer formed by a packet 3 of sheets of prepreg covers filler 1 over the entire width, and the inner layer formed by the package 2 of sheets of prepreg - on the part of its width from the bow.
  • the alignment load 5 is located between the inner and outer layers of the shell 12. In the rear part there is an end element - a packet 9 of pressed sheets of prepreg.
  • a rubber pad 8 and a forging 4 are installed in the bow over the shell 12. An embodiment of the blade is possible (Fig.
  • the aggregate 1 when the aggregate 1 is made of at least two parts, between which at least one transverse reinforcing partition 11 of pressed prepreg sheets.
  • the aggregate 1 is sewn in the transverse direction by threads 17 impregnated with a binder and connected at their free ends to the shell (Fig. 7).
  • the bezelless configuration assumes the final production of a blade feather in one transition in a matrix having an internal contour of the forming surface that defines the aerodynamic surface of the blade in full accordance with the external profile layout of the blade.
  • the assembly of the blade feather blank is made directly in the matrix.
  • a foam insert as a filler, which ensures the necessary internal pressure inside the workpiece during heating and thus the maximum adhesion of all layers of the prepreg to the molding surface of the mold, no further blade forming operations are required. Since the outer surface of the blade reflects the inner surface of the matrix, the accuracy and quality of the surface forming the aerodynamic profile of the blade is determined by the accuracy of the manufacture of the matrix. To a minimum possible warping of the structure is also reduced, due to the fact that the pen has maximum rigidity in all planes.
  • Aggregate 1 was made by processing a foam sheet on a CNC machine in accordance with the 3-D model (drawing).
  • the inner surface of the shackles 4 was sanded. It was allowed not to sand the area in the toe of 5 mm along the chord. A layer of liquid adhesive type VK-25 was applied to the inner surface of the shackle 4 and dried.
  • Rubber gaskets were glued to the end surfaces of the centering load 5. Bonding was carried out on points with VK-25 type adhesive.
  • orientation lines were drawn along the entire length of the mandrel. The position of the orientation line was determined by the distance h from this line to the chord of the section of the blade (see Fig. 3), which is: for sheets of package 3 - 5.2 mm;
  • the mandrels were covered with a release film.
  • the process consisted of wrapping a feather blade with a special airtight film, with a view to subsequent evacuation (disposal of air bubbles).
  • Crimping was carried out on a mandrel that imitates the shape of the filler.
  • a sheet of silicone was used, which was fixed to the mandrel with adhesive tape.
  • each package was covered with 2, 3 sheets of drainage fabric, for fixing which an adhesive tape was used.
  • each bag was wrapped with 2, 3 vacuum film and a vacuum pump was connected.
  • the vacuum film was smoothed in the direction of the mandrel base, providing maximum tension in the toe area.
  • the speed of creating a vacuum was selected in the range that provides the ability to smooth wrinkles and maximum stretch of the film in the area of the sock.
  • the adhesive film 6 was rolled on the surface of the aggregate 1 and crimped. They made the alignment of the alignment weights 5 on the package 2. Bonding was performed on glue points.
  • package 3 was installed on package 2, as well as adhesive film 7, rubber pad 8, and shackle 4.
  • the filler 1 was laid in the pressed bags 2 and 3. To fix the shackles, an adhesive tape was used, which was removed after laying the blade pen in the matrix.
  • the matrix cover 10 was lowered as shown in FIG. 4. At the same time, the nose of the blade was allowed to look out of the matrix, which was eliminated in the future when the matrix was closed.
  • a furnace was used. Use of other sources of thermal energy is allowed provided that the pressing mode is observed.
  • the matrix was placed on a trolley to transport parts to the furnace. We rolled the trolley into the furnace, connected the temperature sensors, closed the furnace and started the furnace programs.
  • the disclosure of the matrix was carried out only after cooling to a temperature below 40 ° C.
  • Partitions 11 are preferably of I-shaped form, pre-assembled on special mandrels from sheets of prepreg.
  • FIG. 6 shows a diagram of the assembly of a reinforcing partition from sheets 13-16 of the prepreg. Partitions 11 (partition) are installed in the cavity of the blade sequentially when the parts of the filler 1 are placed in it.
  • the use of reinforcing partitions allows the use of the blades in various classes of helicopters in terms of carrying capacity, in accordance with the required and operational parameters of the helicopter carrier system.
  • An alternative variant of hardening the blade structure can be used by applying filler firmware 1 with special filaments 17 made of carbon, glass, or other fiber that is technically suitable and impregnated with a suitable binder, which ensures the polymerization of the entire structure in the mold.
  • the aggregate 1 of the thermocompression foam should undergo the following preparation before assembly.
  • the calculated loads produce the selection of threads 17 and the direction of the firmware.
  • a special tool piercing the filler with 1 thread after flashing the threads are cut to the required length, so that an additional length of the thread 17 remains on both sides of the filler 1 to ensure reliable connection of the free ends of the thread 17 with the shell 12 of the feather blade after polymerization in the matrix.
  • the uniqueness of the proposed design of the main rotor or tail rotor blade of the helicopter from PCM and the method of its manufacture with one-step molding of the outer surface is determined by the total effect obtained through the use of the innovative design of the blade, the maximum reduction in the technological cycle of its manufacture while reducing cost, significantly increasing the service life of the blade and increasing its aerodynamic quality due to the high accuracy of the outer contours and improve the quality of the external ited. Repeatability with minimal tolerances of the geometrical and weight parameters of such a blade allows one-by-one replacement of the blades on the helicopter, providing a significant reduction in the laboriousness of servicing the blades and balancing the rotor. Thus, it is possible to reduce the cost of the life cycle of the helicopter as a whole, to meet the growing requirements of customers.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Casting Or Compression Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)

Abstract

Изобретение относится к авиационной промышленности и может быть использовано при производстве лопастей несущих и рулевых винтов для вертолетов. Предложена безлонжеронная конструкция пера лопасти, способ изготовления которой заключается в том, что из пенопласта в соответствии с требуемыми размерами изготавливают заполнитель (1), имеющий форму лопасти. Из листов препрега формируют наружный (3), внутренний (2) и концевой пакеты (4), приклеивают центровочный груз (5) к внутреннему пакету (2), соединяют с последовательным расположением внутренний пакет (2), наружный пакет (3), резиновую накладку (8) и оковку (4). Размещают во внутреннем и наружном пакетах (2) и (3) заполнитель (1) с клеевой пленкой и устанавливают концевой пакет (9), собранное перо лопасти размещают в матрице и осуществляют ее тепловую обработку без применения повышенного давления на матрицу. Изобретение позволяет повысить точность наружной геометрии лопасти и сократить количество технологической оснастки, что позволяет снизить затраты на производство. Это обеспечивается переходом на безлонжеронную конструкцию лопасти, у которой наружная геометрия пера лопасти выполняется за один технологический проход, при этом исключена необходимость предварительного изготовления лонжерона.

Description

Безлонжеронная лопасть винта вертолёта из полимерных композиционных материалов и способ ее изготовления
Изобретение относится к авиационной промышленности и может быть использовано при производстве лопастей несущих и рулевых винтов для вертолётов.
Широко известны способы изготовления лопастей несущих и рулевых винтов вертолётов из полимерных композиционных материалов (ПКМ) лонжеронной конструкции, в которых осуществляют раздельное изготовление лонжеронов и хвостовых секций с применением набора специальной технологической оснастки. Хвостовая секция, как правило, собирается из отдельных обшивок и заполнителя, а затем приклеивается к лонжерону в специальном стапеле. Такая технология вносит на каждой операции сборки свои погрешности в точность геометрии наружной поверхности лопасти, что в свою очередь снижает аэродинамическое качество винта и увеличивает уровень вибраций, которые ведут к снижению ресурсов систем и агрегатов вертолета. В общем случае, чем меньше технологических переходов при изготовлении лопасти, тем ближе к теории получается наружный контур лопастей. В обоих известных способах лопасть формуется на основе двух половин (верхней и нижней), образующих профиль. Это ведет к отсутствию гомогенности структуры слоев препрега при формовке носка лопасти и в дальнейшем к потерям прочности из-за снижения устойчивости конструкции к межслоевому сдвигу и растрескиванию при усталостных напряжениях под нагрузкой.
Известен способ изготовления лопасти винта вертолёта из полимерных композиционных материалов (ПКМ) лонжеронной конструкции (см. заявку США US 2010/0266416 А1, опуб. 21.10.2010), в котором для изготовления лопасти, включающей D- образный лонжерон, хвостовой отсек из ПМК, размещенный между ними заполнитель из пеноматериала и обшивку, размещают верхний и нижний многослойные пакеты из ПКМ на соответствующих формах и спекают их, затем на соответствующих формах размещают соответственно полученные верхнюю и нижнюю части обшивки, верхнюю и нижнюю части лонжерона и верхнюю и нижнюю части хвостового отсека и спекают. На оправку с размещенной на ней эластичной оболочкой накладывают слои ПМК, которые спекают с образованием трубки. Укладывают между полученными соединенными частями обшивки, лонжерона и хвостового отсека размещают полученную трубку, размещают собранную конструкцию между нижней верхней частями закрытой формы с использованием адгезива, нагревают форму и части лопасти для из спекания, при этом эластичная оболочка раздувается, прижимая размещенные на ней слои ПМК к лонжерону и передавая давление на все остальные части лопасти, обеспечивая их скрепление друг с другом. Сформованную лопасть извлекают из формы.
Известный способ не требует приложения внешнего давления на форму при тепловой обработке собранной лопасти. Недостатком данного способа является то, что термическая обработка компонентов допасти осуществляется в несколько этапов.
Наиболее близкими к предложенному изобретению является лопасть винта вертолёта из полимерных композиционных материалов (ПКМ) лонжеронной конструкции и способ ее изготовления (см. патент Китая CN 102490899 А, опуб. 13.06.2012), в котором для изготовления лопасти, содержащей С-образный лонжерон, балансировочный груз в носовой части, пористый заполнитель из пеноматериала и обшивку, на верхнюю и нижнюю части матрицы укладывают по пять слоев материала обшивки, проводят опрессовку в вакууме после укладки каждого слоя в течение 20 минут при температуре ± 45°С, укладывают на слои обшивки в нижней матрице С-образный лонжерон, помещают внутрь пористый заполнитель, а в носовой части - балансировочный груз, соединяют части матрицы, помещают в пресс для горячего прессования, увеличивают давление до 18,7 МПа и температуру до 120-125°С, сохраняют их в течение 2-2,5 часов, охлаждают матрицу с лопастью при естественной температуре.
Недостатком способа является высокая трудоемкость, обусловленная необходимостью предварительного изготовления лонжерона сложной формы, а также необходимостью применения автоклава для создания внешнего давления. Кроме того, формирование профиля лопасти из двух частей - половины обшивки в одной части матрицы и остальные компоненты в другой части матрицы - отрицательно влияет на точности наружной геометрии лопасти.
Задачей изобретения является повышение точности наружной геометрии лопасти, сокращении количества технологической оснастки, что позволяет снизить затраты на производство.
Технический результат изобретения заключается в повышении точности наружной геометрии лопасти за счет уменьшения числа компонентов лопасти и формования профиля лопасти единым элементом, в исключении необходимости предварительного изготовления лонжерона, а также в исключении необходимости создания внешнего давления при формовке лопасти в матрице.
Достижение указанного технического результата возможно при переходе на безлонжеронную конструкцию лопастей, у которых наружная геометрия пера лопасти выполняется за один технологический проход. Этот подход позволяет также значительно повысить качество продукции, а также применить метод автоматической (роботизированной) выкладки заготовки лопасти и ее формовки. Известные способы не позволяют перейти на метод автоматической выкладки по причине наличия нескольких технологических переходов, которые значительно осложняют процессы применения роботизированной выкладки препрега, сборки заготовки и ее формовки.
Указанный технический результат достигается за счет использования безавтоклавного способа изготовления лопасти несущего или рулевого винта вертолёта, по которому изготавливают заполнитель из пенопласта, имеющий форму лопасти, формируют наружный и внутренний пакеты С-образного профиля и плоский концевой пакет из листов препрега, прикрепляют центровочный груз к носовой части внутреннего пакета, соединяют с последовательным расположением внутренний пакет, наружный пакет, а также резиновую накладку и оковку, размещают во внутреннем и наружном пакетах заполнитель таким образом, что внутренний пакет охватывает заполнитель по части его ширины, а наружный пакет - по всей ширине, и устанавливают в хвостовой части концевой пакет, собранное перо лопасти размещают между частями матрицы и осуществляют его тепловую обработку.
Кроме того, при формировании пакетов осуществляют их опрессовку под вакуумом;
перед размещением заполнителя в пакетах после их соединения друг с другом, резиновой накладкой и оковкой осуществляют их дополнительную опрессовку по вакуумом;
при соединении внутреннего и наружного пакета к носовой части наружного пакета присоединяют резиновую накладку и оковку;
изготавливают по меньшей мере одну упрочняющую перегородку из листов препрега, а размещение заполнителя во внутреннем и наружном пакетах осуществляют частями с размещением между ними, по меньшей мере, одной упрочняющей перегородки вдоль пера лопасти и поперек хорды лопасти;
в другом варианте для упрочнения конструкции заполнитель предварительно прошивают в поперечном направлении нитями, пропитанными связующим, оставляя свободные концы нитей вне заполнителя, с обеспечением соединения этих участков нитей с наружным и внутренним пакетами в процессе тепловой обработки; для соединения элементов конструкции используют клеевую пленку и клей.
Технический результат достигается также лопастью несущего или рулевого винта вертолёта, содержащей оболочку из спрессованных листов препрега, заполнитель из пенопласта и балансировочный груз в носовой части, в которой заполнитель выполнен из пенопласта, оболочка включает два слоя, верхний слой охватывает заполнитель по всей ширине, а внутренний слой - по части его ширины от носовой части, при этом балансировочный груз расположен между внутренним и наружным слоями оболочки.
Кроме того, в хвостовой части расположен концевой элемент из спрессованных листов препрега.
Кроме того, в носовой части поверх оболочки установлены резиновая накладка и оковка.
Кроме того, для упрочнения конструкции заполнитель может быть выполнен, по меньшей мере, из двух частей, между которыми размещена, по меньшей мере, одна перегородка из спрессованных листов препрега, расположенная вдоль пера лопасти и поперек хорды лопасти.
В другом варианте заполнитель может быть прошит в поперечном направлении нитями, пропитанными связующим и соединенными своими свободными концами с оболочкой.
Сущность изобретения поясняется чертежами.
На фиг. 1 показана схема лопасти; на фиг. 2 - схема технологического членения безлонжеронной конструкции лопасти; на фиг. 3 - схема сборки лопасти; на фиг. 4 - схема функционирования пресс-формы, на фиг. 5 - схема лопасти с упрочняющими перегородками; на фиг. 6 - схема сборки перегородки из листов препрега; на фиг. 7 - схема лопасти с упрочняющими нитями.
Лопасть несущего или рулевого винта вертолёта содержит оболочку 12 пера лопасти из спрессованных листов препрега, заполнитель 1 и центровочный груз 5 в носовой части. Заполнитель 1 выполнен из пенопласта. Оболочка 12 включает два слоя, верхний слой, образованный пакетом 3 из листов препрега, охватывает заполнитель 1 по всей ширине, а внутренний слой, образованный пакетом 2 из листов препрега - по части его ширины от носовой части. Центровочный груз 5 расположен между внутренним и наружным слоями оболочки 12. В хвостовой части расположен концевой элемент - пакет 9 из спрессованных листов препрега. В носовой части поверх оболочки 12 установлены резиновая накладка 8 и оковка 4. Возможен вариант выполнения лопасти (фиг. 5, 6), когда заполнитель 1 выполнен, по меньшей мере, из двух частей, между которыми размещена, по меньшей мере, одна поперечная упрочняющая перегородка 11 из спрессованных листов препрега. В другом варианте упрочнения конструкции заполнитель 1 прошит в поперечном направлении нитями 17, пропитанными связующим и соединенными своими свободными концами с оболочкой (фиг. 7).
Безлонжеронная компоновка предполагает окончательное изготовление пера лопасти за один переход в матрице, имеющей внутренний контур формообразующей поверхности, определяющий аэродинамическую поверхность лопасти в полном соответствии с наружной профильной компоновкой лопасти. Сборка заготовки пера лопасти производится непосредственно в матрице. При использовании в качестве заполнителя вкладыша из пенопласта, обеспечивающего при нагреве необходимое внутреннее давление внутри заготовки и таким образом максимальное прилегание всех слоев препрега к формообразующей поверхности пресс-формы, дальнейших операций по формированию пера лопасти не требуется. Так как наружная поверхность лопасти отражает внутреннюю поверхность матрицы, точность и качество поверхности формирующей аэродинамический профиль лопасти определяется точностью изготовления матрицы. К минимуму сводятся и возможные коробления конструкции, ввиду того, что перо имеет максимальную жёсткость во всех плоскостях.
Ниже приведен пример осуществления предложенного способа изготовления лопастей несущих и рулевых винтов вертолётов.
1. При изготовлении лопасти использовались следующие материалы:
• груз центровочный: стальной;
• лист резины: аналог ВР-3 (Россия);
· заполнитель: пенопласт типа ohacell (Evonik);
• пленка клеевая: аналог ВК-51 (Россия);
• клей: аналог ВК-25(Россия);
• клей: аналог Scotch-Weld 7236 В/А (ЗМ);
• препрег на основе стекло-, угле- или другого аналогичного волокна: аналог Т-25ВМ-78 / 5-211Б (Россия) или его зарубежные аналоги;
• оковка: Никель-кобальтовый сплав (Fichtner & Schicht GmbH);
• стеклоткань аналог WL8.4568;
· стеклоткань штапельная саржевого плетения
Glasstapelfasergewebe;
• смола аналог MGS L285, отвердитель аналог MGS 286.
2. Подготовка заполнителя
Заполнитель 1 изготавливался путем обработки листа пенопласта на станке с ЧПУ в соответствии с 3-D моделью (чертежом).
3. Подготовка матрицы Произвели очистку матрицы. Прилипшую грязь или остатки ламината осторожно удалили с помощью абразивной губки. На поверхность, предназначенную для ламинирования, нанесли тонким слоем разделительную смазку, для чего использовали смоченную разделительной смазкой х/б ткань. Нанесли 4 слоя, выдерживая 5-10 минут между слоями. При необходимости можно нанести корректирующий слой.
4. Раскрой клеевой пленки, листов стеклоткани и резины Для обеспечения сборки конструкции приготовили внутренний 2 и внешний 3 пакеты слоев препрега. При раскрое на всех листах пакетов 2 и 3 нанесли линии для взаимной ориентации листов и пакетов при сборке.
5. Подготовка оковки
Внутреннюю поверхность оковки 4 зашкурили. Разрешалось не зашкуривать зону в носке 5 мм по хорде. На внутреннюю поверхность оковки 4 нанесли слой жидкого клея типа ВК-25 и подсушили.
6. Подготовка центровочного груза
На торцевые поверхности центровочного груза 5 приклеили резиновые прокладки. Склеивание производили на точках клеем типа ВК-25.
7. Сборка пакетов
Ламинирование пакетов на оправках.
Сборку пакета 2 и пакета 3 из листов препрега производили на специальных оправках. Для ориентации листов препрега на оправках нанесли линии ориентировки по всей длине оправки. Позиция линии ориентировки определялась расстоянием h от этой линии до хорды сечения лопасти (см. фиг. 3), который составляет: для листов пакета 3 - 5,2мм;
для листов пакета 2 - 6мм.
Перед выкладкой листов препрега оправки обтянули разделительной пленкой. Следили за совпадением линии Р на листах препрега с линией ориентировки на оправках. Процесс заключался в обёртывании пера лопасти специальной воздухонепроницаемой пленкой, в целях последующего вакуумирования (избавление от воздушных пузырей).
Опрессовка пакетов под вакуумом.
Процесс необходим для избавления от лишнего воздуха между слоями препрега в пакетах 2, 3. Опрессовка производилась на оправке, которая имитирует форму заполнителя. Для лучшей опрессовки использовали лист из силикона, который закрепили на оправке с помощью клейкой ленты.
Перед обтяжкой пакетов 2, 3 вакуумной пленкой накрыли каждый пакет 2, 3 листом из дренажной ткани, для фиксации которого использовали клейкую ленту.
После закрепления листа из сатиновой ткани обтянули каждый пакет 2, 3 вакуумной пленкой и подключили вакуумный насос.
В процессе создания вакуума разглаживали вакуумную пленку в направлении основы оправки, обеспечивая максимальную натяжку в области носка. Скорость создания вакуума была выбрана в диапазоне, обеспечивающем возможность разглаживания складок и максимальной натяжки пленки в области носка.
8. Сборка пера лопасти
Прикатали клеевую пленку 6 на поверхности заполнителя 1 и произвели его опрессовку. Произвели выкладку центровочных грузов 5 на пакете 2. Склеивание производили на точках клея.
Затем установили пакет 3 на пакете 2, а также клеевую пленку 7, резиновую накладку 8, оковку 4. При установке резиновой накладки 8 линию Р сместили от хорды на размер h=l.5 мм.
Произвели дополнительную опрессовку пакетов 2 и 3 совместно с другими элементами конструкции. Для обтяжки пакетов 2, 3 применяли листы из силикона и дренажной ткани, использовавшиеся для опрессовки пакета 3.
Произвели закладку наполнителя 1 в опрессованные пакеты 2 и 3. Для фиксации оковки применили клейкую ленту, которую удалили после закладки пера лопасти в матрицу.
После закладки наполнителя установили концевой пакет 9.
9. Закладка пера лопасти в матрицу и закрытие матрицы Закладку пера лопасти в матрицу выполняли с хвостика таким образом, чтобы задняя кромка совпадала с контуром матрицы.
После закладки пера с помощью крана опустили крышку 10 матрицы как показано на фиг. 4. При этом допускалось выглядывание носка лопасти за пределы матрицы, которое устранялось в дальнейшем при закрытии матрицы.
Рым-болты вставили в пазы матрицы. На болты надели тарельчатые пружины (необходимое количество болтов определяется геометрическими размерами лопасти) и вручную накрутили гайки.
Во избежание повреждения носка пера лопасти затяжку пружин выполнили строго по описанной ниже схеме:
Произвели затяжку гаек по задней кромке матрицы на 0,5 оборота. Выполнили визуальный контроль опускания крышки пресс-формы в области носка. Опускание верхней части матрицы должно быть равномерным по всей ее длине.
Для предотвращения зажатия носка в области передней кромки матрицы выполнили корректировку установки носка лопасти по контуру матрицы путем постукивания по бруску из дерева или пластика, вставленного между крышкой и основой матрицы в области носка.
Произвели подтяжку гаек на передней кромке вручную.
Выполнили корректировку установки носка лопасти по контуру матрицы путем постукивания по бруску из дерева или пластика, вставленного между крышкой и основой матрицы в области носка.
Произвели затяжку гаек по задней кромке матрицы на 0,5 оборота. Выполнили визуальный контроль опускания крышки матрицы в области носка.
Выполнили корректировку установки носка лопасти по контуру матрицы путем постукивания по бруску из дерева или пластика, вставленного между крышкой и основой матрицы в области носка.
Произвели подтяжку гаек на передней кромке вручную.
Повторили корректировку установки носка лопасти и затяжку гаек до полной установки носка лопасти по контуру матрицы.
Выполнили затяжку гаек до установления требуемого давления.
10. Подготовка к формованию и формование
Для создания требуемого температурного режима применили печь. Допускается использование других источников тепловой энергии при условии соблюдения режима прессования. Матрицу положили на тележку для транспортировки деталей в печь. Закатили тележку в печь, подключили датчики температуры, закрыли печь и запустили программы печи.
Раскрытие матрицы осуществили только после охлаждения до температуры ниже 40°С.
11. Для увеличения прочности лопасти предусмотрено применение упрочняющих перегородок из ПКМ (препрега) (фиг. 5). В этом случае наполнитель выполняется разрезным из двух или более частей. Перегородки 11 предпочтительно, двутавровой формы, предварительно собирают на специальных оправках из листов препрега. На фиг. 6 приведена схема сборки упрочняющей перегородки из листов 13-16 препрега. Устанавливают перегородки 11 (перегородку) в полости лопасти последовательно при размещении в ней частей наполнителя 1. Использование упрочняющих перегородок позволяет обеспечить применение лопастей в различных классах вертолетов по грузоподъемности, в соответствии с требуемыми и эксплуатационными параметрами несущей системы вертолета.
12. Может быть использован альтернативный вариант упрочнения конструкции лопасти путем применения прошивки заполнителя 1 специальными нитями 17 из угле-, стекло- или другого подходящего по техническим требованиям волокна, пропитанных соответствующим связующим, обеспечивающим процесс полимеризации всей конструкции в пресс-форме. В этом случае заполнитель 1 из термокомпрессионного пенопласта должен пройти следующую подготовку перед сборкой. В соответствии с расчетными нагрузками производят подбор нитей 17 и направления прошивки. С помощью специального инструмента осуществляют прошивку заполнителя 1 нитями, после прошивки нити обрезают на необходимую длину, так чтобы оставались дополнительная длина нити 17 с обеих сторон заполнителя 1 для обеспечения надежного соединения свободных концов нити 17 с оболочкой 12 пера лопасти после полимеризации в матрице.
Уникальность предложенной конструкции лопасти несущего или рулевого винта вертолёта из ПКМ и способа ее изготовления с одношаговым формованием внешней поверхности обуславливается суммарным эффектом, получаемым за счёт применения инновационной конструкции лопасти, максимального сокращения технологического цикла её изготовления с одновременным снижением себестоимости, значительного увеличения срока службы лопасти и повышения её аэродинамического качества за счет высокой точности внешних обводов и улучшения качества внешней поверхности. Повторяемость с минимальными допусками геометрических и весовых параметров такой лопасти позволяют производить замену лопастей на вертолете поштучно, обеспечивая значительное снижение трудоемкости сервисного обслуживания лопастей и балансировки несущего винта. Таким образом, возможно снижение стоимости жизненного цикла вертолета в целом, для обеспечения растущих требований заказчиков.

Claims

Формула изобретения
1. Способ изготовления лопасти винта вертолёта, по которому изготавливают заполнитель из пенопласта, имеющий форму лопасти, формируют наружный и внутренний пакеты С-образного профиля и плоский концевой пакет из листов препрега, прикрепляют центровочный груз к носовой части внутреннего пакета, соединяют с последовательным расположением внутренний пакет и наружный пакет, размещают во внутреннем и наружном пакетах заполнитель таким образом, что внутренний пакет охватывает заполнитель по части его ширины, а наружный пакет - по всей ширине, и устанавливают в хвостовой части концевой пакет, собранное перо лопасти размещают между частями матрицы и осуществляют его тепловую обработку.
2. Способ по п. 1, отличающийся тем, что при формировании пакетов осуществляют их опрессовку под вакуумом.
3. Способ по п. 1, отличающийся тем, что перед размещением заполнителя в наружном и внутреннем пакетах после их соединения друг с другом, резиновой накладкой и оковкой осуществляют их дополнительную опрессовку под вакуумом.
4. Способ по п. 1 , отличающийся тем, что при соединении внутреннего и наружного пакета к носовой части наружного пакета присоединяют резиновую накладку и оковку,
5. Способ по п. 1 , отличающийся тем, что изготавливают по меньшей мере одну перегородку из листов препрега, а размещение заполнителя во внутреннем и наружном пакетах осуществляют частями с размещением между ними, по меньшей мере, одной перегородки вдоль пера лопасти и поперек хорды лопасти.
6. Способ по п. 1 , отличающийся тем, что заполнитель предварительно прошивают в поперечном направлении нитями, пропитанными связующим, оставляя свободные концы нитей вне заполнителя, с обеспечением соединения этих участков нитей с наружным и внутренним пакетами в процессе тепловой обработки.
7. Способ по п. 1 , отличающийся тем, что соединение элементов конструкции осуществляют с использованием клеевой пленки или клея.
8. Лопасть винта вертолёта, содержащая оболочку из спрессованных листов препрега, заполнитель из пенопласта и центровочный груз в носовой части, отличающаяся тем, что заполнитель выполнен из пенопласта, оболочка включает два слоя, верхний слой охватывает заполнитель по всей ширине, а внутренний слой - по части его ширины от носовой части, при этом центровочный груз расположен между внутренним и наружным слоями оболочки.
9. Лопасть по п. 8, отличающаяся тем, что в хвостовой части расположен концевой элемент из спрессованных листов препрега.
10. Лопасть по п. 8, отличающаяся тем, что в носовой части поверх оболочки установлены резиновая накладка и оковка.
11. Лопасть по п. 8, отличающаяся тем, что заполнитель выполнен, по меньшей мере, из двух частей, между которыми размещена, по меньшей мере, одна перегородка из спрессованных листов препрега, расположенная вдоль пера лопасти и поперек хорды лопасти.
12. Лопасть по п. 8, отличающаяся тем, что заполнитель прошит в поперечном направлении нитями, пропитанными связующим и соединенными своими свободными концами с оболочкой.
PCT/RU2014/001011 2013-12-30 2014-12-30 Безлонжеронная лопасть винта вертолёта из полимерных композиционных материалов и способ её изготовления WO2015102521A1 (ru)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2013158837A RU2739269C1 (ru) 2013-12-30 2013-12-30 Безлонжеронная лопасть винта вертолета из полимерных композиционных материалов и способ ее изготовления
RU2013158837 2013-12-30

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2015102521A1 true WO2015102521A1 (ru) 2015-07-09

Family

ID=53296425

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2014/001011 WO2015102521A1 (ru) 2013-12-30 2014-12-30 Безлонжеронная лопасть винта вертолёта из полимерных композиционных материалов и способ её изготовления

Country Status (2)

Country Link
RU (1) RU2739269C1 (ru)
WO (1) WO2015102521A1 (ru)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11292578B2 (en) * 2019-11-14 2022-04-05 Spirit Aerosystems, Inc. Composite aerodynamic structure

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2767574C1 (ru) * 2021-06-07 2022-03-17 Акционерное общество "Национальный центр вертолетостроения им. М.Л. Миля и Н.И. Камова" (АО "НЦК Миль и Камов") Лопасть воздушного винта многоконтурной конструкции

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2058249C1 (ru) * 1992-05-21 1996-04-20 Акционерное общество Научно-производственное предприятие "Аэросила" Композиционная лопасть воздушного винта и способ ее изготовления
US20100266416A1 (en) * 2007-12-18 2010-10-21 Bryan Marshall Rotor Blade and Method of Making Same
EP2256034A1 (en) * 2009-05-27 2010-12-01 Eurocopter Deutschland GmbH Rotor blade as fibre composite profile body and method of manufacture therefor in resin injection technology
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

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2043953C1 (ru) * 1991-01-02 1995-09-20 Вертолетный научно-технический комплекс им.Н.И.Камова Способ изготовления лопастей с переменным по их длине количеством контуров
WO2011026009A1 (en) * 2009-08-28 2011-03-03 Polystrand, Inc Thermoplastic rotor blade

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2058249C1 (ru) * 1992-05-21 1996-04-20 Акционерное общество Научно-производственное предприятие "Аэросила" Композиционная лопасть воздушного винта и способ ее изготовления
US20100266416A1 (en) * 2007-12-18 2010-10-21 Bryan Marshall Rotor Blade and Method of Making Same
EP2256034A1 (en) * 2009-05-27 2010-12-01 Eurocopter Deutschland GmbH Rotor blade as fibre composite profile body and method of manufacture therefor in resin injection technology
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

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11292578B2 (en) * 2019-11-14 2022-04-05 Spirit Aerosystems, Inc. Composite aerodynamic structure

Also Published As

Publication number Publication date
RU2739269C1 (ru) 2020-12-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US3967996A (en) Method of manufacture of hollow pieces
USRE37774E1 (en) Apparatus and methods for fabricating a helicopter main rotor blade
AU2013254936B2 (en) Multi-box wing spar and skin
US20130139961A1 (en) Dual-skin structures
KR20150065669A (ko) 안정화 부재를 구비한 복합 구조물
EP2241432B1 (en) Intermediate-manufactured composite airfoil and method for manufacturing
RU2541574C1 (ru) Лопасть несущего винта вертолета и способ изготовления лопасти из композиционного материала
US8197625B2 (en) Process of manufacturing composite structures with embedded precured tools
WO2008150712A1 (en) Manufacturing process using bladderless mold line conformal hat stringer
US11453183B2 (en) Wind turbine blade manufacture
WO2008150714A1 (en) Bladderless mold line conformal hat stringer
CN108725749B (zh) 纤维增强复合材料翼型件结构
NZ587446A (en) Fiber reinforced plastic-structure with chopped fiber mat provided between adjacent elements prior to gluing
EP2870065A2 (en) Composite airfoil with integral platform
CN102092135A (zh) 一种提高复合材料翼面结构刚度的方法
WO2015102521A1 (ru) Безлонжеронная лопасть винта вертолёта из полимерных композиционных материалов и способ её изготовления
US9441492B2 (en) Aircraft rotor blade and relative forming method
RU2616465C2 (ru) Способ изготовления лопасти из композиционного материала
US9243407B2 (en) Structure repair with polymer matrix composites
RU2614163C1 (ru) Способ изготовления лопасти рулевого винта вертолета из композиционного материала
CN110253909A (zh) 盒型件、曲面复合材料双真空袋修理装置及工艺
EP3318394A1 (en) Composite structure
RU162211U1 (ru) Лопасть рулевого винта вертолета из композиционного материала
HU230887B1 (hu) Helikopter rotorlapát
CA2521125C (en) Apparatus and methods for fabricating a helicopter main rotor blade

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 14876383

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

DPE1 Request for preliminary examination filed after expiration of 19th month from priority date (pct application filed from 20040101)
NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

122 Ep: pct application non-entry in european phase

Ref document number: 14876383

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1