способ изготовления аэродинамической конструкции, формовочный узел для изготовления аэродинамической конструкции и устройство охвата аэродинамической конструкции в формовочном узле

Формула изобретения

1. Способ нанесения внешней обшивки на аэродинамическую конструкцию, имеющую линию хорды, ось тангажа, переднюю и заднюю кромочные части, посредством формовочного узла с жестким корпусом и с устройством охвата аэродинамической конструкции в виде оболочки внешней обшивки аэродинамической конструкции, при котором помещают внутренние компоненты аэродинамической конструкции вместе с внешней обшивкой в формовочный узел и прикладывают давление к устройству охвата аэродинамической конструкции для ее формирования, отличающийся тем, что устройство охвата аэродинамической конструкции имеет более жесткую переднюю концевую часть и более гибкую заднюю концевую часть, а давление прикладывают к более жесткой передней концевой части устройства охвата аэродинамической конструкции для обеспечения формования точного профиля поверхности внешней обшивки в области передней кромочной части аэродинамической конструкции и затем прикладывают давление к более гибкой задней концевой части устройства охвата аэродинамической конструкции для обеспечения точного облегания внешней обшивкой задней кромочной части аэродинамической конструкции несмотря на отклонения размеров внутренних компонентов аэродинамической конструкции.

2. Способ по п.1, отличающийся тем, что давление, прикладываемое к более жесткой передней концевой части устройства охвата аэродинамической конструкции, прикладывают к внешней обшивке в области передней кромочной части аэродинамической конструкции между осью тангажа и линией хорды.

3. Формовочный узел для нанесения внешней обшивки на аэродинамическую конструкцию, имеющую линию хорды, ось тангажа, переднюю и заднюю кромочные части, содержащий жесткий корпус формы, имеющий внутреннюю поверхность, которая определяет форму одной стороны аэродинамической конструкции, устройство охвата аэродинамической конструкции, которое соединено с жестким корпусом формы для охвата аэродинамической конструкции, когда внешняя обшивка наложена на аэродинамическую конструкцию, и имеет внутреннюю поверхность, которая определяет форму другой стороны аэродинамической конструкции, отличающийся тем, что устройство охвата аэродинамической конструкции имеет более жесткую переднюю концевую часть для охвата одной стороны передней кромочной части аэродинамической конструкции и более гибкую заднюю концевую часть, которая охватывает одну сторону задней кромочной части аэродинамической конструкции, когда внешняя обшивка помещена на аэродинамическую конструкцию.

4. Формовочный узел по п.3, отличающийся тем, что более жесткая передняя концевая часть устройства охвата аэродинамической конструкции имеет большую толщину, а более гибкая задняя концевая часть устройства охвата аэродинамической конструкции имеет меньшую толщину.

5. Формовочный узел по п.4, отличающийся тем, что устройство охвата аэродинамической конструкции имеет промежуточную часть, расположенную между более жесткой передней концевой частью и более гибкой задней концевой частью, причем толщина стенок промежуточной части выполнена постепенно уменьшающейся в направлении от более жесткой передней концевой части и более гибкой задней концевой части.

6. Формовочный узел по п. 5, отличающийся тем, что аэродинамическая конструкция имеет внутренний лонжерон и более жесткая передняя концевая часть устройства охвата аэродинамической конструкции расположена на передней кромочной части аэродинамической конструкции, в основном над внутренним лонжероном.

7. Формовочный узел по п. 6, отличающийся тем, что аэродинамическая конструкция имеет внутренний ячеистый заполнитель, а гибкая задняя концевая часть устройства охвата аэродинамической конструкции расположена на задней кромочной части аэродинамической конструкции, в основном над внутренним сотовым заполнителем.

8. Формовочный узел по п. 3, отличающийся тем, что устройство охвата аэродинамической конструкции образовано из множества перекрывающихся слоев предварительно пропитанного композиционного материала, причем число перекрывающихся слоев в более жесткой передней концевой части больше, чем число слоев в более гибкой задней концевой части.

9. Формовочный узел по п.3, отличающийся тем, что более жесткая передняя концевая часть устройства охвата аэродинамической конструкции имеет жесткость, которая по меньшей мере в два раза превышает жесткость более гибкой задней концевой части устройства охвата аэродинамической конструкции.

10. Формовочный узел по п.9, отличающийся тем, что более гибкая задняя концевая часть устройства охвата аэродинамической конструкции имеет жесткость, которая в шесть раз превышает жесткость слоя внешней обшивки, нанесенной на аэродинамическую конструкцию.

11. Устройство охвата аэродинамической конструкции для использования в формовочном узле для нанесения внешней обшивки на аэродинамическую конструкцию, имеющую линию хорды, ось тангажа, переднюю и заднюю кромочные части, при этом устройство охвата аэродинамической конструкции выполнено в виде оболочки внешней обшивки аэродинамической конструкции, отличающееся тем, что устройство охвата аэродинамической конструкции содержит множество слоев предварительно пропитанного композиционного материала, более жесткую переднюю концевую часть, которая формирует контуры одной стороны передней кромочной части аэродинамической конструкции, когда внешняя обшивка нанесена на аэродинамическую конструкцию, и более гибкую заднюю концевую часть, которая охватывает одну сторону задней кромочной части аэродинамической конструкции, когда внешняя обшивка нанесена на аэродинамическую конструкцию.

12. Устройство охвата аэродинамической конструкции по п.11, отличающееся тем, что более жесткая передняя концевая часть устройства охвата аэродинамической конструкции имеет большую толщину, а более гибкая задняя концевая часть устройства охвата аэродинамической конструкции имеет меньшую толщину.

13. Устройство охвата аэродинамической конструкции по п.12, отличающееся тем, что устройство охвата аэродинамической конструкции имеет промежуточную часть, соединяющую более жесткую переднюю концевую часть и более гибкую заднюю концевую часть, причем толщина стенок промежуточной части постепенно уменьшается в направлении от более жесткой передней концевой части к более гибкой задней концевой части.

14. Устройство охвата аэродинамической конструкции по п.12, отличающееся тем, что число перекрывающихся слоев предварительно пропитанного композиционного материала в более жесткой передней концевой части больше, чем число перекрывающихся слоев предварительно пропитанного композиционного материала в более гибкой задней концевой части.

15. Устройство охвата аэродинамической конструкции по п.11, отличающееся тем, что более жесткая передняя концевая часть устройства охвата аэродинамической конструкции имеет жесткость, которая по крайней мере в два раза превышает жесткость более гибкой задней концевой части устройства охвата аэродинамической конструкции.

16. Устройство охвата аэродинамической конструкции по п.15, отличающееся тем, что более гибкая задняя концевая часть устройства охвата аэродинамической конструкции имеет жесткость, которая в шесть раз превышает жесткость слоя внешней обшивки, наносимой на аэродинамическую конструкцию.

Описание изобретения к патенту

Изобретение относится к способу и устройствам для сборки аэродинамической конструкции, такой как лопасть винта вертолета.

Современные аэродинамические конструкции, такие как лопасти винтов вертолетов, закрылки, элероны и другие элементы, содержат внутренние компоненты, такие как несущие компоненты конструкции, например лонжерон лопасти винта, а также сотовые компоненты, формирующие аэродинамический профиль, и др. Такие аэродинамические конструкции содержат внешнюю обшивку, которая формирует оболочку аэродинамической конструкции и обычно выполняется из нескольких слоев стекловолокна или графита, пропитанных смоляной матрицей (обычно используется эпоксидная смола), которая называется в промышленности препрегом. Внутренние компоненты аэродинамической конструкции предварительно собираются и затем помещаются в формовочный узел, который служит для наложения и соединения внешней обшивки с внутренними компонентами аэродинамической конструкции. Формовочный узел состоит из двух соединяющихся частей, одна из которых представляет собой стальное основание, которое имеет внутреннюю полость, соответствующую требуемой конфигурации верхней или нижней поверхности аэродинамической конструкции, а вторая - устройство охвата аэродинамической конструкции, имеющее внутреннюю полость, соответствующую требуемой конфигурации нижней или верхней поверхности аэродинамической конструкции. Стальное основание используется для наиболее критичного контура аэродинамической конструкции, обычно верхней поверхности.

Недавние разработки в формовании составных изделий, таких как компоненты вертолета, включают использование формовочных узлов, имеющих различные конфигурации, которые состоят из жесткого корпуса, обычно выполненного из стали, и устройства охвата аэродинамической конструкции, которое обладает гибкостью для улучшения процесса формования изделия. В патентах США N 5071338, выданном 10.12.91 А. С. Dublinski и др., N 5087187, выданном 11.02.92 R.J. Sumkulak и др., и N 5152949, выданном 6.10.92 P.B. Leoni и др., описываются способы и оснастки для формирования составных изделий с использованием жесткого корпуса и гибкого устройства охвата аэродинамической конструкции такого формовочного узла. Гибкое устройство охвата аэродинамической конструкции предлагается для использования при формовании сложных деталей изготовляемого изделия (патент N 5071338), а также для облегчения снятия частей формы с формованного изделия после его отверждения (патент N 5152949). В каждом из указанных патентов формованные изделия являются компонентами самолета.

Также из предшествующего уровня техники известно использование формовочных узлов, которые содержат надувные приспособления для создания прижимающего давления, имеющего разные величины на различных участках изделия. В патенте США N 3305420 описывается одно такое надувное приспособление, которое состоит из большого, плоского надувного мешка, сформированного из ламинированных слоев усиленной ткани из стекловолокна, пропитанной и покрытой резиной или вулканизированным материалом, и из одного или более небольших надувных мешков, имеющих аналогичную конструкцию, размещенных в полости давления большого надувного мешка. В полости давления меньших надувных мешков подается сжатый воздух высокого давления, в то время как в полость давления большого мешка подается сжатый воздух пониженного давления.

Данное изобретение относится к использованию формовочного узла для соединения внешней обшивки аэродинамической конструкции самолета или других аналогичных конструкций, таких как лопасть винта вертолета, с внутренними конструкционными компонентами аэродинамической конструкции. Формовочный узел в соответствии с данным изобретением состоит из жесткого корпуса, предпочтительно выполненного из стали, имеющего полость, определяющую форму верхней поверхности аэродинамической конструкции, и устройства охвата аэродинамической конструкции, которое имеет внутреннюю полость, определяющую форму нижней поверхности аэродинамической конструкции. Устройство охвата аэродинамической конструкции имеет переднюю концевую часть, снабженную повышенной жесткостью по всей длине устройства охвата аэродинамической конструкции, и гибкую заднюю концевую часть, которая характеризуется повышенной гибкостью. Устройство охвата аэродинамической конструкции содержит также промежуточную часть, имеющую переменную жесткость и соединяющую переднюю и заднюю концевые части.

Более жесткая передняя концевая часть устройства охвата аэродинамической конструкции обеспечивает способность создания точного профиля поверхности аэродинамической конструкции, воздействуя на носок аэродинамической конструкции таким образом, чтобы он принимал заданную и сравнительно точную форму относительно лонжерона и других внутренних компонентов аэродинамической конструкции. В то же время гибкая задняя концевая часть устройства охвата аэродинамической конструкции допускает отклонения от размеров, которые находятся в пределах допуска и связаны с обработкой ячеистой внутренней части лонжерона, и в то же время поддерживает постоянное давление по всей задней части аэродинамической конструкции.

Устройство охвата аэродинамической конструкции предпочтительно состоит из слоев предварительно пропитанной композиционной ткани из стекловолокна или графита. Слои ткани пропитываются смолой, такой как эпоксидная смола, которая может выдерживать температуры термообработки, и склеиваются слоями для формирования устройства охвата аэродинамической конструкции. Более жесткая передняя концевая часть устройства охвата аэродинамической конструкции будет предпочтительно включать большее число пропитанных композиционных листовых компонентов, чем более гибкая задняя концевая часть для обеспечения необходимого распределения жесткости по поверхности устройства охвата аэродинамической конструкции. Относительная жесткость и гибкость концевых частей устройства охвата аэродинамической конструкции прямо связаны с жесткостью обшивки из стекловолокна, накладываемой и приклеиваемой к аэродинамической конструкции. Жесткость более гибкой части устройства охвата аэродинамической конструкции предпочтительно в 6 раз превышает жесткость обшивки аэродинамической конструкции. Более жесткая часть устройства охвата аэродинамической конструкции должна иметь жесткость, превышающую жесткость более гибкой части, по крайней мере, в 2 раза.

Поэтому объектом данного изобретения является создание способа и устройств для соединения сборки аэродинамической конструкции с носком, имеющим строго заданную форму, и с задней частью, упруго соединенной с ячеистым заполнителем. Внутренние компоненты передней кромочной части обеспечивают точность выполнения заданной формы за счет переменной толщины адгезионного материала. Форма задней кромочной части соответствует контуру внутренних компонентов с использованием постоянной толщины адгезионного материала.

Другим объектом изобретения являются способ и устройство, указанные выше, при которых обшивка на носке аэродинамической конструкции жестко ограничена остальной частью аэродинамической конструкции для того, чтобы обеспечить точную форму носка аэродинамической конструкции.

Еще одним объектом изобретения являются способ и устройство, указанные выше, при которых задняя часть обшивки на аэродинамической конструкции гибко накладывается на внутренние компоненты с постоянным давлением по задней кромочной части аэродинамической конструкции.

Другим объектом изобретения являются способ и устройство, указанные выше, при которых степень ограничения обшивки остальными частями аэродинамической конструкции на передней и задней кромочных частях непосредственно зависит от жесткости обшивки и внутренней конструкции.

Эти и другие объекты изобретения станут более очевидными из нижеследующего подробного описания одного из вариантов изобретения в сочетании с прилагаемыми схемами.

На фиг. 1 представлен схематический вид поперечного разреза сборки аэродинамической конструкции, которая содержит внешнюю обшивку, накладываемую на внутренние компоненты аэродинамической конструкции.

На фиг. 2 представлен схематический вид поперечного разреза устройства в соответствии с изобретением.

На фиг. 3 представлен вид сверху устройства фиг. 2.

На фиг. 1 представлена типичная конструкция лопасти 2 винта вертолета. Лопасть 2 винта имеет внутренние компоненты 4, которые включают лонжерон 6, являющийся основным опорным элементом и выполняемый обычно из металла или композиционного материала, ячеистый заполнитель, и, кроме того, могут использоваться балансирующие грузы, противообледенительная система и др. (на схеме детали не показаны). Лопасть 2 винта имеет внешнюю обшивку 10 из предварительно пропитанного стекловолокна, которая показана, в иллюстративных целях, в виде двухслойной обшивки, имеющей два совмещенных листа стекловолокна, 12 и 14. Носок лопасти 2 винта обозначен позицией 16, а задняя кромка обозначена позицией 18.

На фиг. 2 и 3 приведен схематический вид формовочного узла в соответствии с изобретением, используемого для нанесения обшивки 10 на внутренние компоненты 4 лопасти 2 винта. Формовочный узел 20 состоит из двух частей, одна из которых представляет жесткий корпус формы 22 и предпочтительно изготавливается из стали, и вторая, устройство 24 охвата аэродинамической конструкции предпочтительно выполняется из совмещенных слоев 26 предварительно пропитанного листового стекловолокна. Внутренние поверхности 28 и 30 корпуса 22 и устройства 24 формовочного узла сформированы в соответствии с требуемой формой внешней поверхности обшивки лопасти винта. Следует понимать, что листы обшивки из стекловолокна лопасти винта наносятся на внутренние компоненты лопасти таким образом, чтобы их закрыть, и вся сборка помещается внутрь формы. Над устройством охвата аэродинамической конструкции создается либо вакуум, либо повышенное давление. Приклеивание осуществляется за счет вулканизации при повышенных температурах. Положение лонжерона лопасти винта обозначено позицией 6 и показано штрихпунктирной линией.

Устройство 24 охвата аэродинамической конструкции выполняется из множества предварительно пропитанных листов стекловолокна или графита и содержит утолщенную жестко вытянутую вперед переднюю концевую часть 34, которая покрывает носок 16 лопасти винта, более тонкую заднюю концевую часть 36, которая покрывает заднюю кромку 18 лопасти винта, и промежуточную часть 38, причем толщина устройства 24 охвата аэродинамической конструкции постепенно уменьшается в направлении от передней кромочной части 16 к задней кромочной части 18 лопасти винта 2. Предпочтительным способом формирования утолщенной и менее толстой частей, 34 и 36, является постепенное уменьшение числа композиционных слоев 26, формирующих устройство 24 охвата аэродинамической конструкции, на протяжении промежуточной части 38 устройства 24 охвата аэродинамической конструкции. Таким образом, число слоев 26 композиционного материала, образующих часть 34, могло бы быть равным 7, а число слоев 26 композиционного материала, образующих часть 36, могло бы быть равным, например, 3. Число слоев композиционного материала, которые формируют части устройства 24 охвата аэродинамической конструкции, будет определяться требуемой жесткостью обшивки 10 из стекловолокна на лопасти 2 винта, как поясняется далее.

Границы частей 34, 38 и 36 определяются следующим образом. Расположение лонжерона 6 в полости 32 формы задает границы частей 34, 38 и 36. Лонжерон 6 герметизируется и определяет ось 44 тангажа винта, которая соответствует оси флюгирования винта 2. Линия 46, проходящая через ось 44 тангажа и заднею кромку 18 винта 2 и, что существенно, разделяющая пополам переднюю кромку 16 лопасти, называется линией хорды. Линия 48, которая перпендикулярна линии хорды и проходит через ось 44 тангажа, определяет на внешней поверхности устройства 24 охвата аэродинамической конструкции один край утолщенной части 34 устройства 24 охвата аэродинамической конструкции и начало промежуточной части устройства 24 охвата аэродинамической конструкции, откуда начинает уменьшаться толщина устройства 24 охвата аэродинамической конструкции. Линия 50, которая параллельна линии 48 и касательна к задней кромке лонжерона 6, определяет край промежуточной части 38 на внешней поверхности устройства 24 охвата аэродинамической конструкции и начало более тонкой части 36, которая доходит до задней кромки устройства 24 охвата аэродинамической конструкции. С помощью сформированной на устройстве 24 охвата аэродинамической конструкции, жесткой, существенно более прочной части 34, поверхность 30 которой определяет конфигурацию передней кромки 16 лопасти 2 винта, из части внешней обшивки 10, находящейся под частью 34, будет формироваться сравнительно точная и хорошо контролируемая, заранее определенная форма передней кромки лопасти 2 винта. В то же время с помощью более гибкой части 36 устройства 24 охвата аэродинамической конструкции будет обеспечиваться гибкое нанесение внешней обшивки 10, находящейся под частью 36, на внутренние компоненты задней кромки лопасти таким образом, что допускаются отклонения от размеров и поддерживается постоянное давление по задней части внешней обшивки лопасти. Эти условия формообразования будут определенными от основания до конца лопасти на основании того, что части 34 и 36 идут по всей ширине W устройства 24 охвата аэродинамической конструкции, как показано на фиг. 3. Таким образом, в результате лопасть будет иметь внешнюю обшивку, которая существенно однородна в каждой части от основания до конца лопасти.

Легко понять, что формовочный узел и способ данного изобретения обеспечат аэродинамическую конструкцию, которая имеет хорошо контролируемую форму передней кромки, в то время как допускаются отклонения размеров внутренних компонентов в задней части аэродинамической конструкции. Формовочный узел для изготовления аэродинамической конструкции содержит устройство охвата аэродинамической конструкции, которая имеет более жесткую вытянутую вперед переднюю концевую часть и более гибкую заднюю концевую часть, которые обеспечивают необходимый контроль и гибкость при формировании аэродинамической конструкции. Степень жесткости и гибкости устройства охвата аэродинамической конструкции непосредственно определяется требуемой жесткостью обшивки, наносимой на аэродинамическую структуру.

Поскольку различные изменения и модификации могут быть внесены в описанный вариант без отклонения от духа изобретения, то изобретение не ограничивается данным описанием, а определяется прилагаемой формулой.