способ изготовления аэродинамических/гидродинамических обтекаемых изделий типа крыла из композиционного материала

Формула изобретения

1. Способ изготовления аэродинамических/гидродинамических обтекаемых изделий типа крыла из композиционного материала, заключающийся в том, что формируют ряд целых секций обтекаемого изделия путем намотки нитяного препрега на оправки с образованием внутреннего силового слоя, размещают в определенной последовательности полученный ряд целых секций так, что их боковые поверхности контактируют между собой, соединяют указанные секции в единую конструкцию, после чего осуществляют формирование внешнего силового слоя путем намотки по меньшей мере одного слоя нитяного препрега на сформированное обтекаемое изделие, которое полимеризуют под действием давления и температуры, после чего оправки удаляют, отличающийся тем, что вначале формируют ряд целых секций обтекаемого изделия, являющихся силовыми элементами, несущими основную нагрузку, для чего путем спиральной намотки нитяного препрега на оправку формируют внутренний силовой слой, устанавливают межслойный заполнитель по меньшей мере на часть сформированного внутреннего силового слоя и формируют внешний силовой слой путем спиральной намотки нитяного препрега на сформированный внутренний силовой слой и межслойный заполнитель, затем формируют ряд целых секций обтекаемого изделия, являющихся силовыми элементами, несущими неосновную нагрузку также путем спиральной намотки по меньшей мере одного слоя нитяного препрега на оправку, затем устанавливают ряд целых секций, несущих основную нагрузку и несущих неосновную нагрузку, а также оправку по меньшей мере одной секции не несущей нагрузки для формирования обтекаемого изделия, причем все указанные секции соединяют между собой на торцевых оправках, и осуществляют спиральную намотку по меньшей мере одного слоя нитяного препрега на сформированное обтекаемое изделие, а после полимеризации удаляют вначале торцевые оправки, а затем оправки секций.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что при спиральной намотке нитяного препрега на оправку или сформированное аэродинамическое обтекаемое изделие внутренний и внешний силовые слои формируют путем намотки по меньшей мере двух подслоев, при этом в процессе намотки каждого подслоя угол подачи препрега остается постоянным и находится в пределах 45 15 угловых градусов, причем силу натяжения нитяного препрега поддерживают постоянной.

3. Способ по п.1, отличающийся тем, что силу натяжения нитяного препрега изменяют пропорционально углу подачи препрега.

4. Способ по п.1, отличающийся тем, что изменяют угол подачи препрега по меньшей мере в одном из подслоев в пределах от минус 55 до плюс 55 угловых градусов.

5. Способ по любому из пп.1, 2 и 4, отличающийся тем, что по меньшей мере в одном из подслоев спиральную намотку нитяного препрега осуществляют на часть оправки или сформированного аэродинамического обтекаемого изделия.

6. Способ по п.1, отличающийся тем, что в качестве материала межслойного заполнителя используют сотовый материал, пенопласт или гофрированный материал, имеющий переменную толщину, по длине аэродинамического обтекаемого изделия.

7. Способ по пп.1 и 6, отличающийся тем, что при установке межслойного заполнителя оставляют пазы для размещения нитяного препрега.

8. Способ по п.1, отличающийся тем, что при установке межслойного заполнителя оставляют пазы для размещения закладных деталей элементов крепления.

9. Способ по п.1, отличающийся тем, что полимеризацию аэродинамического обтекаемого изделия осуществляют при повышенной температуре в диапазоне 80 - 300^oС в течение 8 20 ч.

Описание изобретения к патенту

Настоящее изобретение относится к способам изготовления и сборки самолетов, а более точно, к способу изготовления обтекаемых изделий типа крыла из композиционного материала.

Изобретение может быть использовано для изготовления лопастей ветроэнергетических установок, лопастей винтов вертолетов, надводных и подводных судов, крыльев для судов на подводных крыльях, элементов конструкций планеров летательных аппаратов.

Широко распространенным способом изготовления элементов конструкции летательного аппарата из композиционных материалов является выкладка на форме наружного контура планера необходимых элементов силового набора и листов обшивки с последующим автоклавным формованием [1]

Технологический процесс изготовления элементов методом выкладки включает следующие операции: подготовку оснастки, раскрой и выкладку материалов, подготовку к автоклавному формованию, формование, сборку, механическую обработку.

Многоступенчатость такой технологии изготовления изделий из композиционных материалов приводит к нежелательному накоплению технологических дефектов, разбросу физико-механических характеристик применяемых материалов, в частности, прочностных свойств.

Отдельные секции и элементы конструкции необходимо соединить между собой механически или с помощью клея. Это существенно усложняет технологический цикл, так как требует подгонки, сверления и сборки, и увеличивает себестоимость и трудоемкость процесса. Часть операций при этом выполняется вручную, что нарушает единый технологический процесс, не позволяя его автоматизировать. В этом случае возможны также частичные непроклеи, что отражается на прочности изделия и дополнительно увеличивает разброс характеристик.

Экономическая эффективность способа изготовления элементов конструкции летательного аппарата выкладкой низка из-за большого объема сборочных работ, наличия ручных операций. Это также усложняет расчеты и проектирование, приводит к необходимости увеличения коэффициента запаса прочности.

Следует учитывать также, что работа с рядом связующих смол небезопасна для персонала и желательно исключить прямой контакт.

Наиболее прогрессивным механизированным способом изготовления элементов конструкции планера является способ намотки на станках с программным управлением [2] Так могут изготавливаться изделия сложной формы типа кессонов и лонжеронов. Намотка производится на оправке, которая после термокамерного формования удаляется. На оправку перед намоткой препрега при необходимости можно заложить подкрепляющий силовой набор в виде сот или гофр.

Недостатком этого способа является необходимость соединения отдельных деталей (секций) между собой для получения целого изделия, что снижает прочность изделия. Технологический процесс в этом случае не автоматизирован, а само производство из-за выделения вредных веществ считается неудовлетворительным с экологической точки зрения. Слишком большое число операций завышает стоимость готового изделия.

Наиболее близким техническим решением является способ изготовления аэродинамических/гидродинамических обтекаемых изделий типа крыла из композиционного материала. Способ заключается в том, что формируют ряд целых секций обтекаемого изделия путем намотки нитяного препрега на оправки с образованием внутреннего силового слоя, размещают в определенной последовательности полученный ряд целых секций так что их боковые поверхности контактируют между собой, соединяют указанные секции в единую конструкцию, после чего осуществляют формирование внешнего силового слоя путем намотки по меньшей мере одного слоя нитяного препрега на сформированное обтекаемое изделие, которое полимеризуют под действием давления и температуры после чего оправки удаляют [3]

Недостатком является достаточно большое число ручных операций типа накладки кусков препрега на склеиваемые детали, что не позволяет реализовать единый автоматизированный технологический процесс. Дополнительная механообработка, сборка и склейка секций увеличивает стоимость и трудоемкость изготовления изделия.

В основу настоящего изобретения поставлена задача создания способа изготовления аэродинамических/гидродинамических обтекаемых изделий типа крыла из композиционного материала, в котором изготовление целого изделия путем формования ряда секций и их последующего соединения в едином технологическом процессе позволяет сократить продолжительность и трудоемкость изготовления изделия, автоматизировать процесс, повысить прочность изделия, и решить проблему экологической чистоты производства.

Поставленная задача решается тем, что, в способе изготовления аэродинамических/гидродинамических обтекаемых изделий типа крыла из композиционного материала, заключающемся в том, что формируют ряд целых секций обтекаемого изделия путем намотки нитяного препрега на оправки с образованием внутреннего силового слоя, размещают в определенной последовательности, полученный ряд целых секций так что их боковые поверхности контактируют между собой, соединяют указанные секции в единую конструкцию, после чего осуществляют формирование внешнего силового слоя путем намотки, по меньшей мере, одного слоя нитяного препрега на сформированное обтекаемое изделие, которое полимеризуют под действием давления и температуры после чего оправки удаляют, отличающийся тем, что вначале формируют ряд целых секций аэродинамического обтекаемого изделия, являющихся силовыми элементами, несущими основную нагрузку, для чего путем спиральной намотки нитяного препрега на оправку формируют внутренний силовой слой, устанавливают межслойный заполнитель на часть сформированного внутреннего силового слоя и формируют внешний силовой слой путем спиральной намотки нитяного на сформированный внутренний силовой слой и межслойный заполнитель, затем формируют ряд целых секций аэродинамического обтекаемого изделия, являющихся силовыми элементами, несущими неосновную нагрузку также путем намотки одного слоя нитяного препрега на оправку, затем устанавливают ряд целых секций, несущих основную и неосновную нагрузку, а также оправку одной секции не несущей нагрузки для формирования обтекаемого изделия, причем все указанные секции соединяют между собой на торцевых оправках и осуществляют спиральную намотку, по меньшей мере, одного слоя нитяного препрега на сформированное обтекаемое изделие, а после полимеризации удаляют вначале торцевые оправки, а затем оправки секций.

Целесообразно, чтобы при спиральной намотке нитяного препрега на оправку или сформированное аэродинамическое обтекаемое изделие внутренний и внешний силовые слои формируют путем намотки двух подслоев, при этом в процессе намотки каждого подслоя угол подачи препрега оставался постоянным и находился в пределах 45 15 град. угловых, причем силу натяжения нитяного препрега поддерживать постоянной.

Выгодно, чтобы при спиральной намотке нитяного препрега на оправку или сформированное аэродинамическое обтекаемое изделие силу натяжения нитяного препрега изменяют пропорционально углу подачи препрега.

Наиболее целесообразно также, чтобы диапазон изменения углов подачи препрега в одном из подслоев находился в пределах от -55 до +55 град. угловых.

Выгодно, чтобы, по меньшей мере, в одном из подслоев спиральную намотку нитяного препрега осуществляли на часть оправки или сформированного аэродинамического обтекаемого изделия.

Целесообразно, чтобы в качестве материала межслойного заполнителя использовали сотовый материал, пенопласт или гофрированный материал, имеющий переменную толщину по длине аэродинамического обтекаемого изделия.

Полезно, чтобы при установке межслойного заполнителя оставляли пазы для размещения нитяного препрега.

Выгодно, чтобы при установке межслойного заполнителя оставляли пазы для размещения закладных деталей элементов крепления.

Целесообразно также, чтобы полимеризацию аэродинамического обтекаемого изделия осуществляли при повышенной температуре в диапазоне от 80 до 300^oC в течение 8-20 ч.

На фиг. 1 изображено аэродинамическое обтекаемое изделие типа крыла (поперечный разрез), согласно изобретению; на фиг.2 общий вид секций крыла, с внутренним и внешним слоями препрега и межслойным заполнителем, согласно изобретению; на фиг. 3 общий вид крыла самолета, заключенного между оправками, и узла подачи препрега, согласно изобретению; на фиг.4 размещение на оправке внутренний и внешний слои препрега, состоящие из трех подслоев (поперечный разрез, частичный вырыв), согласно изобретению; на фиг.5 7 - направления расположения нити препрега в нижнем, среднем и верхнем подслоях, соответственно согласно изобретению; на фиг.8 крыло самолет с пазами для размещения нитяного препрега и закладных деталей (вид сверху, частичный вырыв) согласно изобретению; на фиг.9 разрез по линии VII-VII на фиг.6, согласно изобретению.

Способ изготовления аэродинамических/гидродинамических обтекаемых изделий типа крыла из композиционного материала осуществляется следующим образом.

Рассмотрим способ на примере изготовления крыла легкого самолета.

Формируют ряд целых секций крыла 1 самолета, являющихся силовыми элементами 2, несущими основную нагрузку и ряд целых секций, являющихся силовыми элементами 3, несущими неосновную нагрузку.

Силовыми элементами 2, несущими основную нагрузку, являются кессоны и лонжероны, а силовым элементом 3, несущим неосновную нагрузку, является носок крыла. Составной часть крыла, не несущей нагрузки, является его хвостовая часть 4.

При формировании секции 2 осуществляют спиральную намотку нитяного препрега 5 (фиг. 2) на оправку 6. Получают внутренний силовой слой 7. Нитяной препрег 5 состоит из нескольких нитей из полимерного материала, пропитанных связующим. В качестве связующего используют, например, эпоксидную смолу.

По меньшей мере, на часть сформированного внутреннего силового слоя устанавливают межслойный заполнитель 8, который представляет собой набор в виде сот или гофр. Затем формируют внешний силовой слой 9 путем спиральной намотки нитяного препрега 5 на межслойный заполнитель 8.

Формируют секцию 3 (фиг.1), несущую неосновную нагрузку путем спиральной намотки одного слоя 9 нитяного препрега на оправку 10.

Для формирования целого крыла размещают полученный ряд целых секций 2, 3 в последовательности: носок крыла, первый кессон, второй кессон, так, что их боковые поверхности контактируют между собой. Устанавливают оправку 11 одной секции, не несущей нагрузки хвостовой части крыла.

Соединяют указанные секции 2, 3, 4 между собой на оправках 12, 13 (фиг. 3). И осуществляют спиральную намотку одного слоя нитяного препрега на сформированное крыло 1 с помощью движущейся каретки 14.

Каретка осуществляет возвратно-поступательное движение вдоль оси а-а крыла 1. В описываемом варианте препрег 5 состоит из трех нитей, которые поступают с бобин 15. Нити проходят через ванночку 16 с эпоксидной смолой и отжимаются прижимным роликом 17.

Затем крыло 1 подвергают полимеризации при повышенной температуре, после чего удаляют вначале торцевые оправки 12, 13, а затем оправки 6, 10, 11 секций.

При спиральной намотке нитяного препрега 5 на оправку 6 или сформированное крыло 1 внутренней и внешний силовые слои 7, 9 формируются путем намотки двух подслоев. На фиг.4 показаны слои 7, 9, состоящие из трех подслоев 18. В каждом подслое 18 угол подачи препрега остается постоянным и находится в пределах 45 15 град. угловых. Силу натяжения нитяного препрега поддерживают постоянной.

Причем, в первом подслое 18 угол подачи препрега относительно оси намотки составляет 45 град. угловых (фиг.5а). Возможна вариация угла в пределах 15 град. угловых. Во втором подслое 18 угол составляет -45 град. угловых (фиг.5в) и в третьем подслое 18 нитяной препрег 5 подают перпендикулярно оси намотки (фиг.5с).

Возможен вариант, когда количество подслоев 18 равно пяти. При этом в первом подслое угол составляет +45 град. угловых, во втором 45 град. угловых, в третьем +55 град. угловых, в четвертом минус 55 град. угловых и в пятом нитяной препрег подают перпендикулярно оси намотки. Возможна вариация угла в пределах 15 град. угловых. В этом варианте силу натяжения нитяного препрега 5 изменяют пропорционально углу подачи препрега.

Для установки на крыле 1 закладных деталей 19 (фиг.6) межслойный заполнитель 8 размещают не по всей поверхности сформированного крыла 1. Другими словами, на крыле 1 формируют канавки 20.

В качестве материала межслойного заполнителя 8 используют сотовый материал, пенопласт или гофрированный материал, имеющий переменную толщину по длине крыла.

При установке межслойного заполнителя 8 оставляют пазы 21 для размещения нитяного препрега 5 и пазы 22 для размещения закладных деталей 19.

Полимеризацию осуществляют при температуре в диапазоне от 80 до 300^oC в течение 8-20 ч.