機床臺面大質(zhì)量框架精定位工具 1016     

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本發(fā)明涉及一種機床臺面大質(zhì)量框架精定位工具，包括支架和精定位調(diào)節(jié)桿；所述支架上開有螺紋孔，精定位調(diào)節(jié)桿上設置有外螺紋，且精定位調(diào)節(jié)桿通過外螺紋與支架螺紋孔螺紋配合；旋轉(zhuǎn)精定位調(diào)節(jié)桿能夠?qū)崿F(xiàn)往復軸向移動；精定位調(diào)節(jié)桿一端為施力端頭，另一端為手柄；支架底部具有T型滑塊，T型滑塊與機床臺面T型槽滑動配合。本發(fā)明實現(xiàn)復合材料成型?？蚣?、型板組合毛胚加工時快速準確定位，加工完成后不在需要手工修補拋光，提高產(chǎn)品質(zhì)量和生產(chǎn)效率。

直升機座艙骨架剛度優(yōu)化方法 768     

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本發(fā)明涉及航空器結(jié)構(gòu)強度設計與驗證技術(shù)領域，具體涉及一種直升機座艙骨架剛度優(yōu)化仿真分析方法。包括如下步驟：S1：座艙骨架有限元建模；S2：座艙骨架剛度優(yōu)化分析建模；S3：優(yōu)化結(jié)果評估，得到座艙骨架剛度優(yōu)化方案。本發(fā)明在不影響艙門的密閉性和鎖閉機構(gòu)的正常工作的前提要求下，建立仿真優(yōu)化分析模型，以單位增重對整體剛度的影響最大為優(yōu)化設計目標，給出不同區(qū)域最優(yōu)鋪層加強方案，該方法有效地提高了座艙骨架剛度的優(yōu)化仿真分析效率，節(jié)約了周期和成本，可用于指導復合材料層壓結(jié)構(gòu)分區(qū)優(yōu)化設計，以降低不必要增重。

直升機槳葉內(nèi)埋盒形裝置及其成型方法 1062     

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本發(fā)明屬于直升機槳葉制造技術(shù)，具體涉及一種直升機槳葉內(nèi)埋盒形裝置及其成型方法。本發(fā)明直升機槳葉內(nèi)埋盒形裝置包括上框、中框、下框、水平向螺座、垂直向螺座。本發(fā)明直升機槳葉內(nèi)埋盒形裝置的成型方法，使用復合材料預浸料對上框、中框及下框進行固化預成型，然后用膠接方式成型固化成為盒形結(jié)構(gòu)，利用機械加工方式加工出水平向螺座和垂直向螺座，在中框上開孔，并在中框孔中安裝水平向螺座，將垂直向螺座膠接在盒形結(jié)構(gòu)內(nèi)壁，然后進行固化成型。本發(fā)明既實現(xiàn)了盒形裝置輕質(zhì)化，又滿足了盒形裝置強度、剛度要求，同時實現(xiàn)了盒形裝置內(nèi)埋在槳葉內(nèi)維形的功能，具有較大的實際應用價值。

π型截面環(huán)狀復材零件的成型工裝及方法 764     

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本發(fā)明屬于復合材料模壓成型領域，具體涉及一種π型截面環(huán)狀復材零件的成型工裝及方法。傳統(tǒng)的真空袋熱壓成型，會造成積膠，壓力不夠合模不到位造成零件精度超差。采用真空袋熱壓成型還會造成升溫速率低，造成零件變形。本發(fā)明的成型工裝包括外部的底座和蓋板，以及內(nèi)部的下模塊、中模塊、上模塊和外模塊，其中所述外模塊為分段的環(huán)形結(jié)構(gòu)，其他各部分為整體的環(huán)形結(jié)構(gòu)，由所述內(nèi)部各模塊組合后形成環(huán)形的π型型腔。通過事先成型預成型體，而后通過模塊與預成型體的結(jié)合，能夠有效的保證產(chǎn)品各個端面的尺寸精度和表面粗糙度，通過抽真空及加壓注膠方式，能保證膠液浸潤到每一處的材料，有效的保證零件的質(zhì)量。

適用于多層、閉環(huán)碳帶的纏繞工裝及方法 744     

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本發(fā)明屬于復合材料成型技術(shù)，特別是涉及一種由多層、閉環(huán)單向碳帶組成的纏繞體制件的纏繞工裝及方法。本發(fā)明提出了一種適用于多層、閉環(huán)碳帶纏繞體的纏繞工裝和方法，避免了傳統(tǒng)纏繞工藝造成的纖維0°方向皺褶、纏繞體厚度超差、成型質(zhì)量差的缺陷，工藝操作簡便易行。

槳葉前緣包片修理方法 918     

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本發(fā)明是一種修理槳葉前緣包片的方法，屬于復合材料槳葉修理領域、涉及一種前緣包片與槳葉膠接的工藝方法。本發(fā)明提供一種質(zhì)量安全可靠、操作簡便可行的槳葉前緣包片的修理方法、即更換前緣包鐵的工藝方法。本槳葉前緣包鐵修理方法經(jīng)膠接剝離強度試驗、塔臺運轉(zhuǎn)試驗和飛行驗證，是一種包鐵修理領域質(zhì)量安全可靠的修理方法，而且操作簡單方便，降低了修理維護的成本，縮短了槳葉前緣包片的修理周期。

旋翼模型槳葉 685     

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本發(fā)明涉及直升機旋翼槳葉表面壓力測量領域，特別涉及一種旋翼模型槳葉，包括：位于槳葉前緣中間位置的盒型梁；分別位置盒型梁的前端、中間以及后端的泡沫填充層；布置在盒型梁上下表面的復材加強帶；保型層，位于第一泡沫填充層、復材加強帶以及第三泡沫填充層的外表面，以形成槳葉的骨架；橡膠填充層，具有凹槽，鋪設在保型層的外表面；金屬毛細管，布置在凹槽中；蒙皮，鋪設在橡膠填充層的外表面，作為槳葉最外層；碳纖維復合材料加強帶，布置在槳葉的后緣；測壓孔，沿垂直于蒙皮表面方向貫穿金屬毛細管；設備安裝槽，用于安裝測壓設備。本發(fā)明的旋翼模型槳葉，能夠增加測壓點的數(shù)量，降低試驗故障率，獲得精確的槳葉表面壓力分布結(jié)果。

對U型結(jié)構(gòu)碳纖維坯料進行加工的方法 671     

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本發(fā)明屬于復合材料加工領域，具體涉及一種對U型結(jié)構(gòu)碳纖維坯料進行加工的方法。目前采用將坯料倒扣在工裝上的加工方式，與工裝貼合存在縫隙，零件加工過程中容易打刀、刀具磨損快且碳纖維零件自身的邊容易崩等。本發(fā)明首先將U型結(jié)構(gòu)碳纖維坯料開口向上放入工裝主體1的U型槽內(nèi)然后對工裝內(nèi)腔中注入快干料填充，并充分包裹并貼合U型結(jié)構(gòu)碳纖維坯料；其次等待快干料干透后成為一體，拆卸緊固擋塊；通過機加工的方式進行冷切削，得到所需形狀的零件，最后鏟除剩余的快干料?？梢员苊饬慵诩庸み^程中零件發(fā)生共振導致刀具磨損、零件崩邊。提升產(chǎn)品合格率、降低刀具磨損率，降低成本，增加工廠效益。

沖擊加載試驗裝置 1114     

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本發(fā)明屬于直升機靜力試驗技術(shù)領域，涉及一種復合材料落錘沖擊加載試驗裝置。所述沖擊加載試驗裝置包括導軌固定頂板、圓柱導軌、磁力固定座、沖擊錘、導軌固定底板、導軌支撐座、固定盤、試驗件支撐座。其中，導軌支撐座中間設置有沖擊通孔，環(huán)繞沖擊通孔設置有導軌固定底板，至少三個均勻圓周排列的圓柱導軌通過導軌固定底板環(huán)繞設置在沖擊通孔四周，所述固定盤固定套接在圓柱導軌上方，沖擊錘設置在固定盤下方，磁力固定座設置在固定盤上方，所述試驗件支撐座位于導軌支撐座下發(fā)，并正對沖擊通孔。本發(fā)明能夠?qū)崿F(xiàn)瞬間無阻力自由下落，中間能量損失少，降低了試驗數(shù)據(jù)的離散性，提高了試驗精度，結(jié)構(gòu)簡單，易于實施和操作。

用于加工成形槳葉的氣囊和方法 989     

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本發(fā)明屬于復合材料槳葉成形技術(shù)領域，涉及一種用于加工成形槳葉的氣囊，其特征在于，氣囊為截面為C形結(jié)構(gòu)氣囊(3)，截面為C形結(jié)構(gòu)氣囊(3)的內(nèi)環(huán)形成T形空間，截面為C形結(jié)構(gòu)氣囊(3)的外環(huán)與槳葉(1)的內(nèi)表面貼合。

超大型直升機鋁基復材動環(huán)制造方法 1088     

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本發(fā)明涉及機械加工領域，具體涉及一種超大型直升機鋁基復合材料動環(huán)制造方法。包括：步驟1、零件裝夾；步驟2、掃描配準；步驟3、粗加工；步驟4、探傷；步驟5、人工時效；步驟6、半精加工；步驟7、自然時效；步驟8、精加工；步驟9、尺寸檢測；步驟10、鉗工；步驟11、探傷；步驟12、鉻酸陽極氧化。實現(xiàn)了零件高周期性一次性切削制造，滿足了尺寸精度及形位精度的要求；突破了鋁基零件大直徑孔系變形量控制問題技術(shù)，通過上述技術(shù)方案實現(xiàn)超大型直升機動部件制造工藝提升產(chǎn)品品質(zhì)及尺寸精度穩(wěn)定性，有效保證直升機動部件飛行安全穩(wěn)定性。

檢測蒙皮外形的工裝 780     

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本發(fā)明提供了一種檢測蒙皮外形的工裝，包括：蒙皮檢驗工裝和激光跟蹤儀；蒙皮檢驗工裝包括：真空吸盤(1)和支撐結(jié)構(gòu)(2)，真空吸盤(1)用于吸附蒙皮，支撐結(jié)構(gòu)(2)上設置有多個激光靶標孔(3)；激光跟蹤儀包括：激光靶標、激光探測器和處理器；激光靶標插設在激光靶標孔(3)內(nèi)，并環(huán)繞蒙皮；處理器用于，根據(jù)激光靶標建立蒙皮外形的坐標系，根據(jù)激光探測器對蒙皮的外形的測量數(shù)據(jù)，在坐標系內(nèi)擬合得到蒙皮的實際外形，比較實際外形與蒙皮的設計的3D數(shù)模外形，完成對蒙皮外形的檢測。解決了蒙皮外形檢測的難題，更準確有效地檢測出復合材料蒙皮外形，進而提高了直升機蒙皮的質(zhì)量。

直升機吊聲罩 877     

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本發(fā)明屬于直升機結(jié)構(gòu)設計領域，本發(fā)明一種直升機吊聲罩，所述吊聲罩1包括上段吊聲罩2和下段吊聲罩3，所述上段吊聲罩2的一端與所述下段吊聲罩3的一端卡和連接；所述上段吊聲罩2和下段吊聲罩3均為碳纖維復合材料蜂窩夾層結(jié)構(gòu)；所述上段吊聲罩2和下段吊聲罩3均為圓筒狀，所述上段吊聲罩2和下段吊聲罩3的內(nèi)壁涂覆有聚氨酯高剝離膠粘劑。提供的多功能直升機吊聲罩，耐磨損，磕碰后不易出現(xiàn)凹坑、裂紋等缺陷。

石墨烯碳納米管復合氣凝膠電極材料的制備方法 1059     

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石墨烯碳納米管復合氣凝膠電極材料的制備方法，它屬于新能源材料制備領域，涉及一種碳納米管復合材料的制備。本發(fā)明是為了解決現(xiàn)有方法制備的石墨烯碳納米管氣凝膠熱穩(wěn)定性差、電導率低的技術(shù)問題。本方法如下：一、制備離子液體；二、制備氧化石墨烯；三、制備氧化單壁碳納米管；四、將氧化石墨烯和氧化單壁碳納米管，分別置于咪唑基離子液體中進行超聲破碎分散，將等體積的氧化石墨烯分散液和氧化單壁碳納米管的分散液加入PTFE內(nèi)膽中，用濃度為氨水將混合液pH值調(diào)至8～13，干燥，進行離子交換提純、抽濾，冷凍，即得。本發(fā)明制備的復合電極材料具有很好的可塑性、熱穩(wěn)定性、電導率，具有很高的比表面積和比較出色的電化學性質(zhì)。

直升機槳根襯套內(nèi)表面損傷后的修復結(jié)構(gòu)及方法 710     

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本發(fā)明屬于直升機復合材料槳葉修理技術(shù)領域，尤其涉及一種直升機槳根襯套內(nèi)表面損傷后的修復結(jié)構(gòu)及方法。襯套受損傷內(nèi)表面出現(xiàn)凹坑、裂紋、銹蝕、變形等故障，就會而影響槳葉根部受力與傳力，降低槳葉疲勞壽命。本發(fā)明的修復結(jié)構(gòu)，包括支撐襯套、內(nèi)襯套和保護墊圈，其中支撐襯套間隙配合插在槳根襯套中部區(qū)域，在支撐襯套兩端安裝有內(nèi)襯套，且內(nèi)襯套與槳根襯套過盈配合；在槳根襯套超出復材槳葉上下表面的部分，還安裝有保護墊圈。通過鑲嵌內(nèi)襯套消除了襯套內(nèi)表面損傷故障；尼龍保護墊圈可防止金屬襯套與槳榖的端面磨損；非干性密封劑能有效阻止金屬之間的腐蝕；襯套精準裝配輔助工裝保證了上下對稱型襯套的安裝精度。

手動加工蜂窩倒角的方法 703     

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本發(fā)明屬于復合材料蜂窩成型技術(shù)，具體涉及一種手動加工蜂窩倒角的方法。用打磨器沿蜂窩切割線切邊和倒角，對于蜂窩倒角角度就很難控制，精確度不高。本發(fā)明的手動加工蜂窩倒角的方法，將預成型的蜂窩放置在模具上，且模具面對蜂窩的表面具有蜂窩切割線，在蜂窩切割線上貼有下膠膜，該方法還采用了壓板，壓板在面對蜂窩的表面具有參考線及蜂窩倒角線，其上貼有上膠膜，將壓板相對于模具定位，所述蜂窩切割線和參考線在同一豎直平面內(nèi)；整體加壓固化，之后脫模，沿蜂窩切割線在蜂窩上的印痕沿豎直方向切邊，接著沿蜂窩切割線在蜂窩上的印痕向蜂窩倒角線在蜂窩上的印痕切倒角。任意蜂窩的倒角角度均能實現(xiàn)；操作方便、可靠、實用，且成本低。

夾芯結(jié)構(gòu)材料壓剪試驗夾具 1069     

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本發(fā)明屬于蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)復合材料試驗技術(shù)領域，公開了一種夾芯結(jié)構(gòu)材料壓剪試驗夾具。適用于所有拉壓單向加載試驗機，同時通過此夾具裝置實現(xiàn)不同角度、載荷大小的加載，具體實現(xiàn)方法是通過兩組對稱的夾具能過實現(xiàn)角度變化，從而將單向的拉壓加載轉(zhuǎn)化成斜向的剪切載荷，并通過其中一組夾具旋轉(zhuǎn)，改變剪切載荷和壓縮載荷的比例，以此實現(xiàn)不同情況下的壓剪載荷施加，這種夾具裝置能夠?qū)崿F(xiàn)多組單一功能夾具裝置實現(xiàn)的不同加載情況，且不需要對加載的試驗機進行任何改裝，能夠較好的適用于各種單向加載試驗機，極大的縮減了試驗成本，提高了試驗效率。

柔性梁的成型工裝及成型方法 696     

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本發(fā)明屬于直升機旋翼零件加工領域，具體涉及一種柔性梁的成型工裝及成型方法。由于上、下模分別為整體結(jié)構(gòu)，空間狹小，對復合材料纖維的梳理不是太方便，容易造成纖維的堆積與褶皺，造成上下模的合模不到位，而使得成型出來的零件不合格。本發(fā)明柔性梁的成型工裝，該成型工裝在下模上具有向上凸起的定位塊，以該定位塊為基準，根據(jù)柔性梁的外形特征制作分體的多個壓塊，這些壓塊合體后形成的內(nèi)部腔體與柔性梁的外形相同，通過環(huán)形的中模框從外部對這些壓塊進行約束，通過頂部的上模板和下模在上、下兩側(cè)對這些壓塊進行約束。纖維在鋪設的過程中比較容易梳理，不容易形成褶皺，合模的過程中不會擠傷零件，脫模容易。

含纖維狀納米線結(jié)構(gòu)的Co3o4基SoFC陽極的制備方法 728     

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本發(fā)明涉及一種含纖維狀納米線結(jié)構(gòu)的Co3O4基SOFC陽極的制備方法,屬于平板型固體氧化物燃料電池(SOFC)領域。該制備方法以水系流延法為基礎,采用納米線結(jié)構(gòu)的Co3O4粉體和YSZ等為原料制備水系流延漿料,經(jīng)流延制得大面積陽極支撐體膜材;將制得的大面積陽極支撐體膜材與YSZ電解質(zhì)膜材熱壓疊層,經(jīng)燒結(jié)后得到陽極支撐型/薄層電解質(zhì)復合材料半電池。該方法工藝簡單、纖維狀納米線結(jié)構(gòu)的Co3O4粉體用量少、適合于工業(yè)化生產(chǎn),制得的單電池具有優(yōu)良的電催化性能和抗積碳性能。

多蜂窩夾層結(jié)構(gòu)件上蒙皮鋪層的展開方法 768     

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本發(fā)明提供了一種多蜂窩夾層結(jié)構(gòu)件上蒙皮鋪層的展開方法，其特征為包含以下步驟：步驟一，在人機交互界面中作出多蜂窩夾層結(jié)構(gòu)件上蒙皮的鋪貼面；步驟二，在人機交互界面沿著鋪層方向?qū)⑵叫性摲较虻臒o蜂窩區(qū)域填平，得出多蜂窩夾層結(jié)構(gòu)件上蒙皮的模擬面；步驟三，使用軟件對復合材料構(gòu)件模擬面進行鋪敷性分析，分析后，將鋪層在模擬面上展開，形成上蒙皮鋪層展開數(shù)據(jù)；步驟四，使用軟件在鋪貼面上對鋪層進行合理剪口并做出補丁裁片的輪廓線，形成帶有剪口位置數(shù)據(jù)及補丁平面展開數(shù)據(jù)；步驟五，將上蒙皮鋪層展開數(shù)據(jù)及補丁平面展開數(shù)據(jù)輸入數(shù)控下料數(shù)據(jù)，將剪口位置數(shù)據(jù)輸入激光投影數(shù)據(jù)，即完成了多蜂窩夾層結(jié)構(gòu)件上蒙皮的展開。

復雜立體外形的槳葉大梁帶纏繞夾具、維形夾具及方法 748     

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本發(fā)明屬于復合材料成型制造技術(shù)，特別是涉及一種槳葉結(jié)構(gòu)中具有復雜立體外形的大梁帶的纏繞夾具、維形夾具及方法。一種復雜立體外形的槳葉大梁帶纏繞維形方法，包括以下步驟：第一步，在槳葉大梁帶纏繞夾具上進行大梁帶的纏繞；第二步，將纏繞好的大梁帶根據(jù)裁剪節(jié)點位置進行裁剪；第三步，將裁剪后的大梁帶連同槳葉大梁帶內(nèi)的接頭填塊，轉(zhuǎn)移到大梁帶維形夾具上進行加壓夾緊維形處理；第四步，將纏繞并維形后的大梁帶從維形夾具中取出，用于后續(xù)大梁帶的梳理等槳葉內(nèi)部零件的裝配。

旋翼槳葉扭角測量夾具 738     

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本實用新型屬于復合材料旋翼槳葉檢測技術(shù)領域，尤其涉及一種旋翼槳葉扭角測量夾具，包括一個與復合材料旋翼槳葉型面貼合的夾具卡板(1)；夾具卡板(1)上安裝了一個迷你水平尺(2)；配有把手(6)的水平式夾鉗(5)與夾具卡板(1)連接；連接螺桿(4)連接在水平式夾鉗(5)上；連接螺桿(4)上裝配了一個膠頭螺栓(3)。本實用新型通過水平式夾鉗快速鎖緊降低了測量夾具的安裝難度，型面貼合代替了點線接觸保證了夾具的安裝精度，將難于直接測量的旋翼槳葉扭角，轉(zhuǎn)化為可直接測量的夾具角度值。采用本實用新型檢測槳葉扭角，測量速度快，定位準確，穩(wěn)定性好，重復性高，大幅度地提高了槳葉扭角測量效率。

汽車底盤制動鼓 693     

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本實用新型公開了汽車底盤制動鼓，涉及汽車技術(shù)領域，具體涉及汽車底盤制動鼓結(jié)構(gòu)。包括制動鼓本體(1)，制動鼓本體(1)的鼓室內(nèi)壁與剎車蹄片接觸部位的表面有碳纖維復合材料層(2)，碳纖維復合材料層(2)表面有凸紋(3),凸紋(3)高度H為0.1-0.2毫米。本實用新型解決了現(xiàn)有的汽車底盤制動鼓存在剛性和強度不足的問題。

飛機用碳纖維復材機頭罩零件 668     

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本實用新型公開了飛機用碳纖維復材機頭罩零件，涉及飛機制造技術(shù)領域，具體涉及小型飛機機頭罩結(jié)構(gòu)。所述機頭罩零件是四棱臺筒形結(jié)構(gòu)，機頭罩零件的側(cè)面有四個窗口（2）；所述機頭罩零件表面是碳纖維復合材料面板（1），在機頭罩零件上下端孔和窗口（2）的內(nèi)側(cè)有加強鋼筋（3）,加強鋼筋（3）與碳纖維復合材料面板（1）固定連接。本實用新型解決了現(xiàn)有的小型飛機機頭罩是由鋼板制成，存在重量大，強度低的問題。

具有閃電防護和電磁屏蔽功能的直升機蒙皮 762     

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本實用新型涉及直升機結(jié)構(gòu)設計領域，特別涉及一種具有閃電防護和電磁屏蔽功能的直升機蒙皮，包括由外向內(nèi)依次鋪設的一層膠膜層以及多層預浸料層，其中，膠膜層包括：導電網(wǎng)；單層第一樹脂層，用于將所述導電網(wǎng)固定在最底層的預浸料層的下表面；保護層，鋪設在導電網(wǎng)的下表面。本實用新型的具有閃電防護和電磁屏蔽功能的直升機蒙皮，導電網(wǎng)與樹脂復合制成的膠膜，與復合材料界面相容性好，并且金屬與碳纖維之間被樹脂隔離開，不易發(fā)生電化學腐蝕；復合材料表面富樹脂，可獲得平整、光滑、致密的高質(zhì)量表面。

航空發(fā)動機尾噴管高性能專用隔熱件 691     

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本發(fā)明公開了航空發(fā)動機尾噴管高性能專用隔熱件，隔熱件包括第一不銹鋼鈑金層、隔熱層和第二不銹鋼鈑金層，隔熱層位于第一不銹鋼鈑金層和第二不銹鋼鈑金層之間，隔熱層由多孔發(fā)泡復合材料制成，多孔發(fā)泡復合材料包括以下質(zhì)量百分比的組分：抗燃纖維20％～30％、無機硅預聚物30％～55％、膨脹石墨15％～25％、無鹵阻燃劑10％～15％、氧化鈦粉7％～11％、添加劑2～4％。多孔發(fā)泡材料采用無機硅材料作為基體，而氧化鈦粉作為增強體，使得隔熱件的組合物具有較高的物理及化學穩(wěn)定性，有效防止隔熱件在制造或組裝過程中垮塌，避免有效性喪失，此外，在多孔發(fā)泡材料的兩邊設置不銹鋼鈑金層，進一步提高其結(jié)構(gòu)穩(wěn)定性，避免其在組裝過程中垮塌。

直升機大梁及大梁帶的剪裁方法 763     

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本發(fā)明屬于直升機旋翼纏繞大梁結(jié)構(gòu)設計技術(shù)領域，一種大梁帶的剪裁方法。所述方法包括：采用復合材料繞2個襯套纏繞形成環(huán)形大梁，并將所述環(huán)形大梁從中部裁斷，構(gòu)成直升機承力大梁的大梁帶；直升機承力大梁的大梁帶(1)從內(nèi)向外依次包括內(nèi)層大梁帶(4)、中間大梁帶(5)、外層大梁帶(6)和最外層大梁帶(7)。解決了大梁帶尖端開裂的問題。此項技術(shù)可擴展應用于其他直升機復合材料柔性梁及槳葉的無緯帶大梁結(jié)構(gòu)設計。

陽模鋪層合模成型的工藝方法 1102     

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本方法屬于高表面質(zhì)量要求的封閉或半封閉長錐狀復合材料一次、連續(xù)成型技術(shù),涉及一種陽模鋪層合模成型的工藝方法。本方法包括以下步驟:(1)采用陽模成型在芯棒上將復合材料鋪層連續(xù)成型出來;(2)將預成型體從芯棒中脫出;并將其放入合模中高溫高壓成型,同時在預成型體內(nèi)部置入特制圓錐狀真空袋,以保證加工效果。本發(fā)明具有連續(xù)鋪層、零件整體強度高和成型表面質(zhì)量高的優(yōu)點,同時提高了工作效率。

直升機槳葉泡沫零件的修理方法 756     

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本發(fā)明屬于直升機槳葉修復技術(shù)領域，具體涉及一種直升機槳葉泡沫零件的修理方法，對采用復合材料的槳葉泡沫零件進行修理。采用復合材料的槳葉泡沫零件在裝配前的轉(zhuǎn)運過程中容易磕傷型面，現(xiàn)有技術(shù)對于型面損傷的槳葉泡沫零件一般直接棄用。本發(fā)明的方法按比例配制由糊狀膠和泡沫原料混合的膠液混合物；將膠液混合物均勻地涂抹于泡沫零件的損傷區(qū)域，且膠液混合物略高于周圍型面；固化修平使得損傷區(qū)域的表面與周圍型面平滑過渡。本發(fā)明一種直升機槳葉泡沫零件的修理方法，質(zhì)量安全可靠，而且操作簡單方便，有效的修復了泡沫零件的局部損傷，顯著的減少了直升機泡沫零件的廢品數(shù)量和降低了此類產(chǎn)品的質(zhì)量成本。

用于槳葉前緣成型的包鐵彈性模具制造方法 816     

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本發(fā)明屬于復合材料槳葉成型技術(shù)，具體涉及一種用于槳葉前緣成型的包鐵彈性模具制造方法。復合材料槳葉的成型技術(shù)中，因槳葉包鐵對外形尺寸精度要求特別高，國內(nèi)暫無相關模具制造經(jīng)驗。本發(fā)明用于槳葉前緣成型的包鐵彈性模具制造方法，制備與槳葉前緣尺寸一致的上模；在上模上鋪貼橡膠膠料，利用熱壓罐加壓加熱定型，形成內(nèi)彈性體；在下模中填充環(huán)氧樹脂和填料；將上模和下模合模，固化后脫模得到由內(nèi)彈性體和外填充層構(gòu)成的彈性模具，在該彈性模具的成型面包鐵得到包鐵彈性模具。通過彈性體加壓極大地保護包鐵加壓均勻、不易回彈，同時能夠和傳統(tǒng)硬加壓方式比保護包鐵零件表面不會有擠壓損傷，提高包鐵成型合格率。