一種直升機(jī)復(fù)合材料槳葉疲勞試驗(yàn)件成型方法

基本信息

申請?zhí)?/td> CN201110281903.8 申請日 -
公開（公告）號 CN102507275B 公開（公告）日 2013-08-07
申請公布號 CN102507275B 申請公布日 2013-08-07
分類號 G01N1/28(2006.01)I;G01M13/00(2006.01)I 分類 測量；測試;
發(fā)明人 李麗麗;宋文娟;李碩強(qiáng) 申請（專利權(quán)）人 中航直升機(jī)股份有限公司
代理機(jī)構(gòu) 中國航空專利中心 代理人 哈爾濱飛機(jī)工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司;哈飛航空工業(yè)股份有限公司
地址 150066 黑龍江省哈爾濱市平房區(qū)友協(xié)大街15號
法律狀態(tài) -

摘要

摘要 本發(fā)明屬于復(fù)合材料成型技術(shù)，涉及一個適用于直升機(jī)復(fù)合材料槳葉疲勞試驗(yàn)件成型的直升機(jī)復(fù)合材料槳葉疲勞試驗(yàn)件成型工藝方法。本發(fā)明采用平臺厚度限位工裝，有效地保證了槳葉疲勞試驗(yàn)件兩夾板間的間距，同時，限位工裝的定位，也保障了兩夾板的對稱度，從工藝流程上直接省去數(shù)控加工的工序，而且還縮短了制造周期，提高了槳葉疲勞試驗(yàn)件的一次交檢合格率，槳葉疲勞試驗(yàn)件的報廢率為零。確保了槳葉疲勞試驗(yàn)件的裝配過程的穩(wěn)定性和順暢性。