本發(fā)明屬于直升機(jī)槳葉測(cè)試領(lǐng)域,具體涉及一種直升機(jī)
復(fù)合材料槳葉疲勞試驗(yàn)件的裝配方法。復(fù)合材料槳葉改造為疲勞試驗(yàn)件時(shí),上下金屬夾板的間距和平行度要求很高,很難保證上下夾板張口的間距和平行度能符合要求。本發(fā)明度的裝配方法,用于對(duì)采用上、下金屬夾板對(duì)復(fù)合材料槳葉施加載荷的結(jié)構(gòu),制作與復(fù)合材料槳葉端頭材料相同的限位塊,或者INVAR鋼制作的限位塊,限位塊的尺寸滿(mǎn)足復(fù)合材料槳葉端頭夾板張口間距和平行度的設(shè)計(jì)尺寸,作為尺寸標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)行裝配。質(zhì)量安全可靠,而且操作簡(jiǎn)單方便,有效的保證了直升機(jī)槳葉疲勞試驗(yàn)件固化成型后夾板的間距和平行度,顯著的減少了槳葉疲勞試驗(yàn)件的超差數(shù)量和降低了此類(lèi)產(chǎn)品的質(zhì)量成本。
聲明:
“直升機(jī)復(fù)合材料槳葉疲勞試驗(yàn)件的裝配方法” 該技術(shù)專(zhuān)利(論文)所有權(quán)利歸屬于技術(shù)(論文)所有人。僅供學(xué)習(xí)研究,如用于商業(yè)用途,請(qǐng)聯(lián)系該技術(shù)所有人。
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