Изобретения относятся к авиастроению, а именно к цельной замкнутой конструкции из композиционного материала для фюзеляжа летательного аппарата и к способу ее изготовления. Конструкция содержит внешнюю панель и множество продольных ребер жесткости внутри внешней панели. Конструкция является замкнутой и сформована на оправке. Коэффициент расширения оправки является большим, чем коэффициент расширения композиционного материала конструкции, обеспечивая в процессе отверждения композиционного материала конструкции образование между внешней панелью и оправкой зазора, который позволяет отделять конструкцию от оправки. Способ изготовления замкнутой конструкции заключается в том, что на оправке последовательно располагают ребра жесткости, наслаивают композиционный материал на поверхность, образованную оправкой и ребрами жесткости, для образования внешней панели замкнутой конструкции. На внешней поверхности внешней панели размещают прижимную пластину. После чего размещают необходимые оставшиеся вспомогательные элементы для автоклавного отверждения используемых композиционных материалов. Отверждают замкнутую конструкцию внутри автоклава в условиях высоких температуры и давления. В процессе отверждения образуется зазор между внешней панелью и оправкой, так как коэффициент расширения оправки больше, чем коэффициент расширения композитного материала конструкции. После чего отделяют замкнутую конструкцию от оправки по подходящему направлению направления отделения. Достигается упрощение изготовления конструкции. 2 н. и 17 з.п. ф-лы, 10 ил.
Поиск патентов
Получить полное описание патента