Спосіб виготовлення аеродинамічної поверхні інтегральної конструкції з тришаровими ділянками

Реферат: UA 80359 U UA 80359 U 5 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55 60 Корисна модель належить до способу виготовлення аеродинамічної поверхні інтегральної конструкції (крило, горизонтальне чи вертикальне оперення, лопать повітряного гвинта) з композиційних матеріалів і може бути використана для виготовлення конструкцій літальних апаратів чи інших цілей. Відомий спосіб виготовлення несучих поверхонь літального апарату (детальна інформація за адресою http://forum.modelka.com.ua/index.php?showtopic=10063), суть якого полягає в наклеюванні шаблонів аеродинамічної поверхні з протилежних сторін брусу пінопласту і вирізання, шляхом протягування розжареної сталевої нитки по контурах шаблону та отримання необхідної поверхні. Далі готова поверхня секції обклеюється тканинним матеріалом на основі скло- чи вуглеволокон, просоченим термореактивною смолою (береться стрічка тканинного матеріалу довжиною, рівною розмаху поверхні, та шириною, рівною периметру контуру аеродинамічної поверхні). Кінець просоченої тканини зміщують з задньою кромкою поверхні і шляхом одночасного притискання по розмаху та хорді наносять на поверхню заготовки з двох сторін. В результаті отримують аеродинамічну поверхню літального апарату з жорсткою серцевиною та обклеєну тканинним композиційним матеріалом. Недоліком цього способу є те, що при вирізанні профілю розжареною сталевою ниткою, передня та задні кромки поверхні мають прогин з наростаючим градієнтом від країв до середини поверхні. При малій будівельній висоті аеродинамічної поверхні відхилення від теоретичного контуру стає більш помітним та досягає величини 0,01…0,02 ширини поверхні в заданому перерізі. Також відомо спосіб виготовлення композиційних лопатей повітряного гвинта (патент RU 2058251 B64F5/00), що полягає в виготовленні пінопластового заповнювача методом спінювання в формі з наступним викладенням стінок лонжерону з тканини, виготовлення пінопластових закладних елементів, викладки обшивки та формовки в прес-формі. Недоліком цього способу є окреме виготовлення пінопластового наповнювача з подальшою формовкою та просочуванням силових елементів в іншій формі - виготовлення виробу за дві технологічні операції. Найближчим технічним рішенням (прототипом) вибрано спосіб виготовлення аеродинамічної поверхні інтегральної конструкції (патент RU 2030336 B64F5/00), суть якого полягає в формуванні препрегу (напівфабрикат у вигляді волокнистого наповнювача (тканина, стрічка), просякнутого сполучником у напівзатверділому стані, придатний до формування виробів з композиційних матеріалів) еластичними закладними елементами і термообробки спіненого матеріалу в формі з подальшим охолодженням. В результаті чого утворюється інтегральна конструкція з тришаровими ділянками за одну технологічну операцію. Недоліком такого способу є те, що при витягуванні еластичних вкладишів виникають місцеві надриви шарів силової конструкції, що знижує міцність та довговічність виробу. Окрім того, при формуванні деталей значної довжини, внаслідок великої поверхні контакту між вкладишем та конструкцією, нерівномірністю розподілу конструкційного матеріалу по довжині, утворенням раковин витягання еластичного вкладишу стає малоймовірним, що призводить до браку виробу. Технічною задачею корисної моделі є отримання необхідної якості силового каркаса аеродинамічної поверхні інтегральної конструкції без еластичних вкладишів. Технічний результат досягається тим, що спосіб виготовлення аеродинамічної поверхні інтегральної конструкції з тришаровими ділянками, що полягає в формуванні препрегу та пінного наповнювача в формі за один прийом, новим є те, що викладають шар препрегу шириною 0,7…0,8 від довжини дужки контуру крила на формоутворюючу поверхню нижньої матриці і шар препрегу шириною 1,3…1,4 від довжини дужки контуру крила на формоутворюючу поверхню верхньої матриці, далі викладають наповнювач у вигляді листів пористого матеріалу на кожну поверхню і накривають шаром препрегу з геометрією, ідентичною першому шару, після чого, на останній шар препрегу наносять пінний наповнювач висотою 0,4…0,6 від товщини профілю крила і шириною 0,7…0,8 довжини дужки крила і завертають краї препрегу до прилягання з наповнювачем, після чого установлюють верхню матрицю на нижню. Суть запропонованого способу пояснюється кресленнями на фіг. 1, 2, де фіг. 1 - Матриці з викладеним препрегом та пінним заповнювачем, фіг. 2 - сформована аеродинамічна поверхня інтегральної конструкції пінним заповнювачем. Де 1 - верхня матриця; 2 - нижня матриця; 3 перший шар препрегу; 4 - заповнювач з листового матеріалу; 5 - останній шар препрегу; 6 пінний наповнювач; 7 - загорнута кромка нижньої поверхні. На матрицю 1, 2 викладають підготовлений перший шар препрегу 3 (скло- чи вуглетканина, просочена епоксидною чи поліефірною смолою), під час викладки контролюють відсутність неповного прилягання препрегу до поверхні матриці. На підготовлений перший шар викладають жорсткий наповнювач 4 у вигляді листового матеріалу (екструдований пінополіестерол, 1 UA 80359 U 5 10 15 20 склопластикові чи алюмінієві соти) і фіксують його від переміщень з допомогою клею. Геометрія наповнювача повинна відповідати поверхні матриці. Після фіксації наповнювача викладають останній шар препрегу 5 і прокатують його валиком для витіснення повітря з поверхні. Викладку препрегу виконують в відповідності з технічними умовами, характерними для матеріалу, що використовується. Після чого, на останній шар препрегу наносять пінний матеріал 6, контролюючи рівномірність розподілу по поверхні моделі. Далі, кромки препрегу 7, викладеного на нижню матрицю, накладають на пінний наповнювач, дотримуючись рівномірності розподілу матеріалу по об'єму, утвореного завернутою кромкою. За необхідності, на поверхню наповнювача наносять активуючий засіб для покращення його властивостей. Матриці накладають одну на одну та фіксують від переміщення, контролюючи щільність прилягання спряжених поверхонь. Зібрану матрицю установлюють в термошафу і витримують при підвищеній температурі. Під час термостабілізації завернуті краї препрегу, під дією сили наповнювача, який збільшує свій об'єм, замикають силовий каркас інтегральної конструкції. Після затвердіння наповнювача та препрегу, готову аеродинамічну поверхню витягують з форми, за необхідності обрізають торцеві поверхні від надлишкового матеріалу. Таким чином, отримують аеродинамічну поверхню інтегральної конструкції з тришаровими ділянками та пінним наповнювачем. Позитивний ефект в отриманні аеродинамічної поверхні інтегральної конструкції з трихшаровими ділянками в порівнянні з прототипом досягається тим, що усунено додаткову технологічну операцію по виготовленню еластичного вкладишу та його витягання з готового виробу. Його замінено на легкий пінний матеріал, що повторює внутрішній об'єм виробу під час процесу термостабілізації та забезпечує необхідну якість виробу. ФОРМУЛА КОРИСНОЇ МОДЕЛІ 25 30 35 Спосіб виготовлення аеродинамічної поверхні інтегральної конструкції з тришаровими ділянками, що полягає в формуванні препрегу та пінного наповнювача в формі за один прийом, який відрізняється тим, що викладають шар препрегу шириною 0,7…0,8 від довжини дужки контуру крила на формоутворюючу поверхню нижньої матриці і шар препрегу шириною 1,3…1,4 від довжини дужки контуру крила на формоутворюючу поверхню верхньої матриці, далі викладають наповнювач у вигляді листів пористого матеріалу на кожну поверхню і накривають шаром препрегу з геометрією, ідентичною першому шару, після чого, на останній шар препрегу наносять пінний наповнювач висотою 0,4…0,6 від товщини профілю крила і шириною 0,7…0,8 довжини дужки крила і завертають краї препрегу до прилягання з наповнювачем, після чого установлюють верхню матрицю на нижню. 2 UA 80359 U Комп’ютерна верстка В. Мацело Державна служба інтелектуальної власності України, вул. Урицького, 45, м. Київ, МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислової власності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601 3