专利名称：模型直升机的旋翼、制作方法及其固化模具的制作方法
技术领域：
本发明涉及飞行设备，具体说涉及模型直升飞机的旋翼、制作方法及其固化模具。
背景技术：
目前，世界上模型直升机的旋翼是选用纯碳纤维单向布、双向编织布或玻纤布，采用旋翼的上、下弧分别压制成型后，再加一根直条状金属条，其中一端加工成环状，放置在旋翼连接轴孔的加强台位，作为旋翼的连接轴孔的加强、及弦向重心位置的配重功能结构件，用胶二次粘接。其它部位-采用泡沫材料充填。传统的旋翼的上、下弧面的前、后缘处，没有连续的弦向、展向纤维增强体铺层，模型直升机在作特技飞行中，旋翼-受力最大的前缘及梁翼根部的连接轴孔处的上、下弧面-纤维增强体极易产生开胶-导致旋翼的蒙皮-劈裂、断裂、旋翼在空中的解体、甩出后，造成伤及人命的重大飞行事故。
发明内容
本发明的目的是提供一种用容伤性能好、剩余强度高的模型直升机的旋翼、制作方法及其固化模具。
本发明所述的模型直升飞机的旋翼，包括胎体和蒙皮。所述蒙皮是至少具有一层增强体材料的、包覆在胎体的外表面形成一个闭合式的增强体铺层，胎体和蒙皮通过胶经加压固化结合在一起，所述增强体的材料是碳纤维，芳纶，高强高模聚乙烯防弹纤维，纯钛金箔，玻璃纤维中的一种或两种以上的复合材料。
所述胎体的弦向长度上分为前缘、翼梁、翼肋和后梁四个部分，其展向形状为弯刀形，前缘的边缘为直线，翼尖的一端为内弯弧线，后缘边缘的中段亦为弧线，在具有连接轴孔的一端的两面分别设置有加强台，其材料为各向同性纯钛金箔、航空铝合金、塑料或纤维—纯钛金箔复合材料中的一种或其组合。
所述旋翼的翼根端面位于前缘上具有调节弦向与展向的配重孔，其形状与前缘的截面形状相同，位于翼梁上具有翼梁减重孔，其形状可为抗压的椭圆形或与翼梁截面形状相同，在翼肋上具有一个注射孔。
所述胎体为整体式或分段组合式，所述分段组合式胎体是按照旋翼的翼形分为D形的前缘段，矩形的翼梁段，梯形的翼肋段和A形的后缘段，或者D形的前缘和矩形的翼梁的组合的旋翼主体结构件、梯形的翼肋段和A形的后缘段。
所述旋翼的前缘、翼梁和后缘是实心体或空心体，其翼肋是蜂窝状或异型孔状的空心体或泡沫体。
本发明所述的制作模型直升飞机旋翼的方法，包括三个步骤第一步制作胎体；第二步制造蒙皮；第三步将蒙皮与胎体压制成一体，具体方法(1)制造蒙皮，根据旋翼不同性能的要求选材，其材料是碳纤维，芳纶，高强高模聚乙烯防弹纤维，纯钛金箔，玻璃纤维中的一种或两种以上的组合，制成面积大于所制旋翼外表面积的片材或者制成两端开口的编织套筒；(2)将蒙皮与胎体压制成一体，将增强体包覆在胎体外表面，放入模具中，用螺栓紧固加压，其压力为10kg/m2-20kg/m2，常温下保持24小时后开模，或放入固化箱内加温120℃-180℃固化，温度在半小时中升到120℃-180℃，恒温一小时，在箱内自然降温到60℃，出固化箱，脱模。
所述增强体为片材并为一层时，将制得的片材增强体由胎体的前缘至后缘向翼型的两个弧面作弦向和展向闭合式的包覆；或者增强体为两层以上单数层时，先从前缘至后缘向翼形的两个弧面作弦向和展向闭合式的包覆，再从后缘至前缘进行包覆，如此反复进行；或者增强体为两层以上双数层时，先从后缘至前缘向翼形的两个弧面作弦向和展向闭合式的包覆，再从前缘至后缘进行包覆，如此反复进行。
所述增强体为编织套筒，将胎体置入编织套筒中，涂上与胎体使用的胶相同的基体，放入固化模具中。
所述基体是环氧树脂、酚醛树脂、高强高模聚乙稀防弹纤维树脂、高温结构胶或高强高模聚乙烯防弹常温结构胶、常温固化高性能有机结构胶或者高强度无机结构胶。
本发明所述的制作旋翼的固化模具，包括上模和下模，其特征是所述上、下模的合口面分别具有与旋翼外形相配合的凹槽，在凹槽的两端，上模或下模上分别设置有定位槽或相配合的定位凸起，位于旋翼的后缘端的定位槽或定位凸起与凹槽之间具有燕尾槽，所述上、下模长度方向的两对称边分别具有相互配合的U形孔。
本发明所述的旋翼和制造方法可适用于所有的超轻强的飞行器，如机翼、弹翼、旋翼及有胎体的、空心的、整体闭合式螺旋桨。该旋翼的翼型的上、下弧面有连续的弦向、展向的、定向定部位的、抗扭曲的、抗剪切的0°、±45°、90°经纬纤维增强体铺层及胎体是由各向同性的高比强度的材料制成的，其容伤性能好、剩余强度高、抗剪切、抗冲击、抗扭曲、重心位置可控制，并可开槽打孔，用螺栓紧固。
图1是本发明所述模型直升飞机的旋翼结构示意图；图2是图1的左侧视图；图3是图1的A-A剖视图；图4是图1的B-B剖视图；图5是图1的C-C剖视图；图6是图1所示旋翼的胎体示意7是本发明所述固化模具的结构示意图；图8是图7的左侧视图。
具体实施例方式
参见图1-图5，本发明所述模型直升飞机的旋翼，包括胎体2和蒙皮1。所述蒙皮1是具有至少一层增强体体材料的、包覆在胎体的外表面形成一个闭合式的增强体铺层，胎体和蒙皮通过胶经加压固化结合在一起，这样蒙皮就整体地包围在胎体的外表面。此种旋翼称为整体蒙皮闭合式旋翼。所述增强体体材料可采用碳纤维，芳纶，高强高模聚乙烯防弹纤维，纯钛金箔，玻璃纤维中的一种或两种以上的复合材料。
所述胎体的弦向长度上分为前缘，翼梁，翼肋和后缘四个部分，其展向形状类似一个弯刀形(见图6)，即前缘的边缘为直线，翼尖的一端为内弯弧线3，后缘边缘的中段亦为弧线4，该弧线最深可延伸致翼梁的边缘5，这样在该弧线段内旋翼的两面蒙皮之间形成一个减重空腔。在翼根部位，即具有连接轴孔15的一端的两面分别设置有加强台6，其材料是各向同性纯钛金箔、航空铝合金、塑料或纤维—纯钛金箔复合材料中的一种或其组合。所述塑料可以是工程塑料，最好为聚碳脂酸。
胎体可分为整体式或分段组合式，所述整体式是将上述四部分作为一个整体形成，分段组合式是将上述四部分分段制成，再组合在一起。
为了调节旋翼的重心，在翼根的端面位于前缘上具有与前缘的截面形状相同的配重孔7，孔中可放置配重材料，如铅，位于翼梁上具有翼梁减重孔8，其形状可为抗压的椭圆形或与翼梁截面形状相同，在翼肋上具有一个注射孔9，以便向减重空腔内注射轻体材料，如泡沫。
所述分段组合式胎体是按照旋翼翼型分段，分制出D形的前缘段，矩形的翼梁段，梯形的翼肋段和A形的后缘段，其中翼肋段可以是等腰或不等腰的梯形。
所述的翼轴部位的加强台6的作用是为了增加安装翼轴连接孔的强度。大型的旋翼蒙皮与翼梁及翼轴孔的加强台可以在模具之中完成固化，克服二次粘接易产生疲劳开胶的缺陷。
所述的前缘和翼梁是旋翼的主体结构件，两者可以分体制成，也可以连体制成。前缘和翼梁胎体可以是实心体也可以是空心体。
所述的翼肋为翼型辅助体。翼肋可以是蜂窝状或异型孔状的空心体10或泡沫体，材料可以是纤维—纯钛金箔材、铝合金、塑料，最好采用聚碳酸酯。
所述的后缘，小型旋翼是实心体，大型旋翼可以是空心体也可以是实心体。
所述翼肋根据旋翼的弦长可以是一个整体件，也可以是由多个不等腰的梯形体组合而成。
由于纤维—纯钛金箔复合型材是用至少一层高强高模纤维布和至少一层纯钛金箔，各层相互间隔放置，经加压或者加压及加温排胶固化后，各向同性的纤维增强纯钛金箔材使旋翼更加轻强，具有更高的弹性模量、刚性、抗冲击、抗剪切的物理性能，减少了飞行器的重量，增加了有效裁荷。
所述粘胶是环氧树脂胶、酚醛树脂胶、高强高模聚乙稀(EP)防弹纤维树脂、高温结构胶或高强高模聚乙烯(EP)防弹常温结构胶、常温固化高性能有机结构胶或高强度无机结构胶。
本发明所述的制作方法包括三个步骤第一步制作胎体；第二步制造蒙皮；第三步将蒙皮与胎体压制成一体。
第一步制作胎体胎体分两种形式，即整体胎体和分段组合式。分段组合式胎体的制作方法可采用申请号200410073808.9公开的制作型材的方法，在此不作详细介绍。本申请主要介绍整体胎体的制作。
采用航空铝合金、纤维增强的纯钛金箔、塑料或纤维—纯钛金箔复合材料制作出符合所制旋翼的翼形数据的胎体。如材料为纤维/纯钛金箔，采用上述专利申请公开的方法制作；材料为航空铝合金可采用机压铸铝的方法、材料为塑料可采用注塑的方法、若为纤维—纯钛金箔复合型材可按照申请号200410073808.9公开的方法制作；第二步制造蒙皮，根据旋翼不同性能的要求选材，其材料可以是碳纤维，芳纶，高强高模聚乙烯防弹纤维，纯钛金箔，玻璃纤维中的一种或两种以上组合。可将增强体制成面积大于所制旋翼外表面积的片材(采用申请号200410073808.9公开的制作方法)，或者采用编织的方法制成两端开口的编织套筒。
蒙皮为编织套筒其损伤容限高、剩余强度大、抗剪切、抗冲击、抗扭曲、是一种超轻强的模型直升机-旋翼部件。
第三步将蒙皮与胎体压制成一体，将增强体包覆在胎体外表面，放入模具中，用螺栓紧固加压，其压力为10kg/m2-20kg/m2，常温下保持24小时后开模，或放入固化箱内加温120℃-180℃固化，温度在半小时中升到120℃-180℃，恒温一小时，在箱内自然降温到60℃，出固化箱，脱模。由于胎体和增强体在制作过程中已经预浸有粘胶，经加压及加温后增强体和胎体就十分坚固结合在一起了。
当增强体是片材时，将第二步制得的片材增强体由胎体的前缘至后缘向翼形的两个弧面弦向和展向作闭合式的包覆。若增强体为两层以上，单数层时，先从前缘至后缘向翼形的两个弧面的弦向和展向作闭合式的包覆，再从后缘至前缘进行包覆，如此反复进行；若增强体为双数层时，先从后缘至前缘向翼形的两个弧面的弦向和展向作闭合式的包覆，再从前缘至后缘进行包覆，如此反复进行。将包覆有增强体的胎体放入模具中，用螺栓紧固加压，其压力为10kg/m2-20kg/m2。使用的粘胶为常温固化高性能有机结构胶和高强度无机结构胶时，紧固模具应在常温下保持24小时后再开模。若粘胶为环氧树脂、高强高模聚乙烯(PE)防弹纤维树脂、酚醛树脂时，紧固模具需放入固化箱内加温固化。加温至120℃-180℃。所述加温固化是使温度在半小时中升到120℃-180℃，恒温一小时，在箱内自然降温到60℃，出固化箱，脱模。
2、当增强体为编织套筒时，将胎体置入编织套筒中，涂上与胎体使用的相同的基体，放入固化模具中，用螺栓紧固加压，其压力为10kg/m2-20kg/m2。使用的粘胶为常温固化高性能有机结构胶和高强度无机结构胶时，紧固模具应在常温下保持24小时后再开模。若粘胶为环氧树脂、高强高模聚乙烯(PE)防弹纤维树脂、酚醛树脂时，紧固模具需放入固化箱内加温固化。加温至120℃-180℃。所述加温固化是使温度在半小时中升到120℃-180℃，恒温一小时，在箱内自然降温到60℃，出固化箱，脱模。
基体采用环氧树脂时，固化温度为140℃，采用酚醛树脂时，其固化温度为180℃，采用高强高模聚乙烯(PE)防弹纤维树脂高温结构时，其固化温度为120℃。
参见图7和图8，本发明所述的模具涉及的是制作模型直升机旋翼的固化模具，包括上模11和下模12。所述上、下模的合口面分别具有与旋翼外形相配合的凹槽，在凹槽的两端，上模或下模上分别设置有定位槽或相配合的定位凸起，位于旋翼的后缘端的定位槽或定位凸起与凹槽之间具有燕尾槽13，该燕尾槽借助合模的压力与行程产生定向位移和压力，达到定向的、定行程距离的多向位模压的工艺过程。
上、下模长度方向的两对称边分别具有相互配合的U形孔14，可使安装螺栓更方便。
本发明提供了一种采用在不同功能的翼型分段体、各个结构件的外表面，分别预包覆超混杂、闭合式增强体，再在预包覆过的不同功能的翼型分段组合体结构部件的外表面，包覆超混杂、闭合式增强体蒙皮材料；在预制的分段组合体各向同性材料结构部件的胎体外表面，包覆整体闭合式蒙皮；在旋翼的有前缘/翼梁分段组合主体结构部件的外表面，包覆整体闭合式蒙皮，制成至少有一个整体闭合式增强体铺层蒙皮的-损伤容限高、剩余强度大、抗剪切、抗冲击、抗扭曲、可控旋翼的弦向、展向重心位置的模型直升机超轻强的模型直升机旋翼部件。
本发明所述的不同功能的翼型分段体结构件，是指符合所制旋翼的翼型数据的分段体，分别有-D形的前缘、矩形的翼梁或前缘/翼梁组合主体结构件、等腰或非等腰的梯形的翼肋及A形的后缘等。
本发明所述的不同功能分段组合体结构部件，是指符合所制的旋翼翼型数据的各个不同功能分段体总成，具有-D形的前缘(具有可控旋翼的弦向、展向重心位置的功能)、矩形的翼梁、等腰或非等腰的梯形的翼肋或具有可减重的蜂窝状或异型孔状的空心体及A形的后缘等的旋翼结构件的部件。
所述的各向同性材料是指-纯钛金箔材、航空铝合金、聚碳酸酯等，制作具有各向同性的不同功能的翼型分段主体-前缘、翼梁或前缘/翼梁组合结构件，采用纤维/纯钛金箔材的超混杂铺层工艺方法制作损伤容限高、剩余强度大-有前缘、翼梁分段体或前缘/翼梁组合主体预制胎体或非预制结构件。制作可克服旋翼在高速旋转中-受力最大的前缘、翼梁根部及其连接轴孔处、极易产生开胶-劈裂、断裂-造成旋翼在空中解体的缺陷。
本发明的胎体和蒙皮采用申请号200410073808.9所述的超混杂铺层工艺方法制作是以各向同性的纯钛金箔材作为目前世界上公认的三种高强、高模纤维(碳纤维、芳纶防弹纤维、聚乙烯防弹纤维)增强体的间层；以纤维增强-纯钛金箔材、铝合金、聚碳酸酯作为旋翼不同功能的翼型分段体结构件、部件，采用整体包覆蒙皮。包括至少一个周层高强、高模纤维布、至少一个周层纯钛金箔材、至少一个周层玻璃纤维与至少在一个翼型分段组合体-前缘/翼梁分段主体结构件，依据超混杂铺层工艺方法，各层相互间隔放置，在模具中固化成型或采用预制的闭合式翼型蒙皮、不同功能分段体结构部件，分别成型后再用粘胶粘接。
所述的翼肋部小型旋翼可选用-聚碳酸酯、铝合金、碳/钛箔蜂窝材料或充填泡沫的工艺方法-减重，制造整体闭合式旋翼。大型旋翼选用翼肋分段体结构件的模具或预制的胎体的工艺方法，制作空心的有减重功能的结构件，制造超轻强、整体闭合式旋翼。
所述的可控重心位置是关系到摇控特技模型直升机的自动平衡与可操控性，在旋翼的前缘-翼型分段体或预制的分段体的胎体中预留可定弦向、可调展向不同重心位置的配重仓。舱的截面形状是与前缘翼型分段体相匹配。可定弦向重心的定量配重，可在预留舱内沿着翼展方向移动-即可调整所需的展向重心位置，确定后以胶定位。小型旋翼可在前缘/翼梁的翼型分段组合体结构件或不同功能的分段组合体结构部件的预制的纤维/钛箔、铝合金或聚碳酸酯的胎体上-通过设计可以在前缘/翼梁的实心体与翼肋的减重蜂窝体的大小、多少及后缘的几何尺寸的大小作为可定弦向、展向不同重心位置的配重功能。
本发明选用不同纤维/高比强度的纯钛金箔材，作为复合材料增强体，以不同纤维/钛金箔材、铝合金、聚碳酸酯等材料，预制不同功能的翼型分段体结构件的胎体，作为旋翼-翼型分段主体结构件(前缘、翼梁)。在铺层方法上，至少选用一组碳纤维/钛金箔/玻璃纤维与铝合金或聚碳酸酯前缘/翼梁主体结构件；碳纤维/玻璃纤维与铝合金或碳纤维与聚碳酸酯前缘/翼梁主体结构件；碳纤维/芳纶或碳纤维/芳纶纤维混编布/玻璃纤维与铝合金或聚碳酸酯前缘/翼梁主体结构件；碳纤维/聚乙烯防弹纤维/玻璃纤维与铝合金或聚碳酸酯前缘/翼梁主体结构件作为超混杂铺层的基础材料。制作-超混杂整体蒙皮，闭合式超轻强的复合材料直升机旋翼。具体地说，选用碳纤维作为各向同性的纯钛金箔材的纤维增强-碳/钛翼梁主体结构件或以纯钛金箔材作为纤维增强体的每一个纤维铺层的间层，可以有效地减少，防止纤维增强体-产生位移的变更角度的纤维铺层的-定位纤维铺层的数量。碳/钛、铝、聚碳酸酯，新一代超混杂铺层-整体蒙皮-闭合式旋翼结构部件。能克服纯碳纤维复合材料旋翼-损伤容限低、不可开槽、打孔、螺栓紧定的物理性能缺陷。它具有了更加优异的弹性模量，更适合制作飞行器的空气动力、高弹性模量的结构件、部件，减少飞行器的重量，增加有效载荷。
小型旋翼在旋翼主体(前缘/翼梁)结构件上，包覆整体闭合式蒙皮，成型后在翼肋部采用泡沫材料充填，也可以在旋翼的不同功能分段组合体结构部件预制成有减重功能的异型蜂窝状的胎体外表面与预制的整体闭合式蒙皮，采用套包覆粘接的方法，制造可定弦向、展向重心位功能的，有超混杂铺层的整体蒙皮闭合式的模型直升机的旋翼部件大型旋翼可在旋翼不同功能的翼型分段体，各个结构件的外表面-采用超混杂铺层工艺方法包覆超混杂增强体铺层，再在旋翼的不同功能分段组合体结构部件的外表面包覆上整体闭合式蒙皮。制造-具有闭合式超混杂铺层的-翼型不同功能分段体结构件、组合体结构部件的整体蒙皮-闭合式的损伤容限高、剩余强度大、超轻强、抗剪切、抗冲击、抗扭曲、可控旋翼重心位置的模型直升机的旋翼部件。
本发明所述的模型直升机的旋翼，制作方法，可适用于所有的飞行器的机翼、弹翼、旋翼及有空心胎体的螺旋桨。
本发明采用定向、定部位、超混杂加强铺层的工艺方法-是在不同功能翼型分段体结构件、组合体结构部件的外表面-包覆超混杂增强体，制造有超混杂铺层的整体蒙皮闭合式的，复合材料模型直升机的旋翼部件。所述的旋翼，包括不同功能翼型分段体结件、组合结构部件和蒙皮。所述的蒙皮是整体包覆在-已包覆过闭合式增强体的不同功能翼型分段组合体结构部件外表面。包覆至少有一层高强、高模纤维布和至少一个周层的纯钛金箔材，各层相互间隔放置，用粘胶粘接。所述高强、高模纤维布，可以是碳纤维单向布，其厚度规格有0.05、0.075、0.10、0.125、0.15、0.175mm；碳纤维双向编织布，可以是平纹、斜纹、五枚缎纹、八枚缎纹或双向经纬45°立体编织布，有1k、3k、6k、12k；芳纶纤维双向编织布，该布是以经、纬纱数定规格，有420、1100、1680……，或碳纤维/芳纶纤维双向混编布，该布是以碳纤维千根模数-定规格可以是1K混、3K混、6K混或12K混；高强、高模聚乙烯(PE)防弹纤维双向编织布，该布以经、纬纱数定规格有160、200、300、320、440、1100、1600等或高强高模聚乙烯(PE)防弹纤维/碳纤维双向混编织布、高强高模聚乙烯(PE)防弹纤维/芳纶纤维双向混编织布。所述的各向同性的高强材料，可以是纯钛金箔材、航空铝合金、聚碳酸酯等。
所采用的粘胶-可以是环氧树脂胶、酚醛树脂胶、高强高模聚乙烯(PE)防弹纤维树脂、高温结构胶或高强高模聚乙烯(PE)防弹纤维常温结构胶、常温固化高性能有机结构胶或高强度无机结构胶。
所述的翼轴部-定部位加强台的作用是为了增加安装翼轴连接孔的强度。大型的旋翼蒙皮与翼梁及翼轴孔的定部位加强台可以在模具之中完成固化-克服二粘接易产生疲劳开胶的缺陷。
实施例1选用纯钛金箔材和碳纤维布，如单向布、双向编织平纹、斜纹、五枚缎纹、八枚缎纹或双向45°立体编织布中的一种，各自浸有环氧树脂胶，制作以环氧树脂为基体的二周层的碳纤维布有纯钛金箔材夹层的预浸胶布的旋翼部件。
将浸有环氧树脂胶的碳纤维布，裁成具有阳模两个外表面周长的长度，浸有环氧树脂胶的纯钛金箔，裁为具有阳模一个外表面周长的长度；在预涂过脱模剂的阳模上，将裁有两个外表面周长的碳纤维布铺卷铺在阳模上一周层，将钛金箔平铺在未卷铺的另一周碳纤维单向布上，放到碾压平台机上卷铺碾压，然后放入固化模具中，用螺栓将上、下模块紧固，再放入固化箱内，半小时升温到140℃，恒温一小时固化，在箱内自然降温到60℃，出固化箱，脱模。
将浸有环氧树脂胶的碳纤维布，裁成具有翼型阳模(翼型结构件)或在铝合金、聚碳酸酯的(翼型分段体结构件)胎体，两个外表面周长的长度，浸有环氧树脂胶的纯钛金箔材，裁为具有翼型分段体结构件阳模，一个外表面周长的长度；在预涂过脱模剂翼型分段体结构件阳模上，将裁有两个外表面周长的碳纤维布卷铺在阳模上一周层后，将钛金箔平铺在另一周层的碳纤维布上，继续卷铺碾压，在完成翼型分段体的铺层后，再在翼型分段组合体的外表面上，再包覆上一个周层以上的纯钛金箔和碳纤维布然后放入固化模具中，用螺栓将上、下模块紧固，再放入固化箱内，半小时升温到140℃，恒温一小时固化，在箱内自然降温到60℃，出固化箱，脱模。即可得到有不同功能翼型分段组合体整体闭合式，损伤容限高、可控重心位置、超混杂铺层的复合材料旋翼。
此实施例中的碳纤维布，可以用-芳纶纤维双向编织布、碳纤维/芳纶纤维双向混编布、高强高模聚乙烯(PE)防弹纤维双向编织布、高强高模聚乙烯(PE)防弹纤维/碳纤维双向混编织布、高强高模聚乙烯(PE)防弹纤维/芳纶纤维双向混编织布替代。也可以不铺纯钛金箔材。
实施例2用纯钛金箔材和高强高模聚乙烯(PE)防弹纤维双向编织布各自浸有高强高模聚乙烯(PE)防弹纤维树脂胶，制作以高强高模聚乙烯(PE)防弹纤维树脂胶为基体的二周层高强高模聚乙烯(PE)防弹纤维双向编织布有纯钛金箔材夹层的预浸胶布的多向位模压定型旋翼。
将浸有环氧树脂胶的高强高模聚乙烯(PE)防弹纤维双向编织布，裁成具有阳模或阳模分段胎体的两个外表面周长的长度，将浸有高强高模聚乙烯(PE)防弹纤维树脂胶的纯钛金箔材裁为具有阳模一个外表面周长的长度；在预刷过脱模剂的翼型分段体结构件的阳模或预刷过高强高模聚乙烯(PE)防弹纤维树脂胶的翼型分段体结构件的胎体上，首先将一周层的PE纤维双向编织布卷铺在翼型阳模模具或翼型分段体的胎体上，卷铺一个周层后，在未卷铺的(PE)，另一周长上，平铺的纯钛金箔材，继续卷铺碾压，制出有(PE)纤维夹层的纯钛金箔材未固化的旋翼，然后放入模具中，用螺栓将上、下模具-偶件紧固，再放入固化箱内，半小时升温到120℃，恒温一小时固化，在箱内自然降温到60℃，出固化箱后脱模。
此实施例中的高强高模聚乙烯(PE)防弹纤维双向编织布，可以用各种碳纤维布、或芳纶纤维双向编织布、或碳纤维/芳纶纤维双向混编布、或高强高模聚乙烯(PE)防弹纤维/碳纤维双向混编织布、或高强高模聚乙烯(PE)防弹纤维/芳纶纤维双向混编织布替代。也可以不铺纯钛金箔材。
实施例3采用纯钛金箔材和芳纶纤维双向编布，各自浸有酚醛树脂胶制作以酚醛树脂为基体的二周层芳纶纤维双向编织布具有纯钛金箔材夹层的预浸胶布多向位模压定径工艺旋翼。
将浸有酚醛树脂胶的芳纶纤维双向编织布，预裁成具有阳模或在铝合金/聚碳酸酯的胎体(翼型分段体结构件)上两个外表面周长的长度，浸有酚醛树脂胶的纯钛金箔，预裁为具有阳模一个外表面周长的长度。在预涂过脱模剂的阳模上，将裁有二周层的芳纶双向编织布卷铺在阳模上一周层后，将钛金箔平铺在未卷铺的另一周芳纶双向编织布上，卷铺碾压，制成有纯钛金箔夹层的芳纶双向编织预浸胶布的、未固化的翼型分段体结构件再包覆上整体蒙皮然后放入模具中，用螺栓将上、下模具紧固，再放入固化箱内，半小时升温到180℃，恒温一小时固化，在箱内自然降温到60℃，出箱，脱模。
此实施例中的芳纶纤维双向编织布，可以用各种碳纤维布、或碳纤维/芳纶纤维双向混编布、或高强高模聚乙烯(PE)防弹纤维双向编织布、或高强高模聚乙烯(PE)防弹纤维/碳纤维双向混编织布、或高强高模聚乙烯(PE)防弹纤维/芳纶纤维双向混编织布替代。也可以不铺纯钛金箔材。
实施例4用纯钛金箔材和碳纤维/芳纶纤维双向混编布各自浸有常温固化高性能有机结构胶，制作以常温固化高性能结构胶为基体的二周层纯钛金箔材具有碳纤维/芳纶纤维双向混编布夹层的预浸胶布多向位模压定径工艺旋翼。
将浸有常温固化高性能有机结构胶的碳纤维/芳纶纤维双向混编布，预裁成具有-阳模或在铝合金/聚碳酸酯的胎体(翼型分段体结构件)上两个外表面周长的长度，浸有常温固化高性能结构胶的纯钛金箔材，预裁为具有阳模一个外表面周长的长度；在预涂过脱模剂的阳模上，将裁有二个周层的碳纤维/芳纶纤维双向混编布卷铺在阳模上一个周层，将钛金箔平铺在未卷铺的另一周碳纤维/芳纶纤维双向混编布上，卷铺碾压，制成有纯钛金箔夹层的碳纤维/芳纶纤维双向混编布的、未固化的旋翼，然后放入模具中，用螺栓将上、下模具在20分钟内紧固，24小时后脱模，72小时达到最大强度。所述的常温固化高性能结构胶亦可用环氧树脂胶或酚醛树脂基体替代。
此实施例中的碳纤维/芳纶纤维双向混编布可用各种碳纤维布、或芳纶纤维双向编织布、或高强高模聚乙烯(PE)防弹纤维双向编织布、或高强高模聚乙烯(PE)防弹纤维/碳纤维双向混编织布、或高强高模聚乙烯(PE)防弹纤维/芳纶纤维双向混编织布替代。也可以不铺纯钛金箔材。
所采用的常温固化高性能有机结构胶，可以用高强高模聚乙烯(PE)防弹纤维树脂高温胶、常温固化高性能有机结构胶或高强度无机结构胶替带。
上述四个实施例均是制作薄壁旋翼，如需制作厚壁旋翼，只需将所使用的材料裁成所制作层数需要的长度，按照前述方法操作，即可得到厚壁旋翼。
权利要求
1.模型直升飞机的旋翼，包括胎体和蒙皮，其特征是所述蒙皮(1)是至少具有一层增强体材料的、包覆在胎体的外表面形成一个闭合式的增强体铺层，胎体和蒙皮通过胶经加压固化结合在一起，所述增强体的材料是碳纤维，芳纶，高强高模聚乙烯防弹纤维，纯钛金箔，玻璃纤维中的一种或两种以上的复合材料。
2.根据权利要求1所述的旋翼，其特征是所述胎体(2)的弦向长度上分为前缘、翼梁、翼肋和后梁四个部分，其展向形状为弯刀形，前缘的边缘为直线，翼尖的一端为内弯弧线(3)，后缘边缘的中段亦为弧线(4)，在具有连接轴孔(15)的一端的两面分别设置有加强台(6)，其材料为各向同性纯钛金箔、航空铝合金、塑料或纤维-纯钛金箔复合材料中的一种或其组合。
3.根据权利要求1或2所述的旋翼，其特征是所述旋翼的翼根端面位于前缘上具有调节弦向与展向的配重孔(7)，其形状与前缘的截面形状相同，位于翼梁上具有翼梁减重孔(8)，其形状可为抗压的椭圆形或与翼梁截面形状相同，在翼肋上具有一个注射孔(9)。
4.根据权利要求3所述的旋翼，其特征是所述胎体为整体式或分段组合式，所述分段组合式胎体是按照旋翼的翼形分为D形的前缘段，矩形的翼梁段，梯形的翼肋段和A形的后缘段，或者D形的前缘和矩形的翼梁的组合的旋翼主体结构件、梯形的翼肋段和A形的后缘段。
5.根据权利要求4所述的旋翼，其特征是所述旋翼的前缘、翼梁和后缘是实心体或空心体，其翼肋是蜂窝状或异型孔状的空心体(10)或泡沫体。
6.制作模型直升飞机的旋翼方法，包括三个步骤第一步制作胎体；第二步制造蒙皮；第三步将蒙皮与胎体压制成一体，其特征是(1)制造蒙皮，根据旋翼不同性能的要求选材，其材料是碳纤维，芳纶，高强高模聚乙烯防弹纤维，纯钛金箔，玻璃纤维中的一种或两种以上的组合，制成面积大于所制旋翼外表面积的片材或者制成两端开口的编织套筒；(2)将蒙皮与胎体压制成一体，将增强体包覆在胎体外表面，放入模具中，用螺栓紧固加压，其压力为10kg/m2-20kg/m2，常温下保持24小时后开模，或放入固化箱内加温120℃-180℃固化，温度在半小时中升到120℃-180℃，恒温一小时，在箱内自然降温到60℃，出固化箱，脱模。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征是所述增强体为片材并为一层时，将制得的片材增强体由胎体的前缘至后缘向翼型的两个弧面作弦向和展向闭合式的包覆；或者增强体为两层以上单数层时，先从前缘至后缘向翼形的两个弧面作弦向和展向闭合式的包覆，再从后缘至前缘进行包覆，如此反复进行；或者增强体为两层以上双数层时，先从后缘至前缘向翼形的两个弧面作弦向和展向闭合式的包覆，再从前缘至后缘进行包覆，如此反复进行。
8.根据权利要求6所述的方法，其特征是所述增强体为编织套筒，将胎体置入编织套筒中，涂上与胎体使用的胶相同的基体，放入固化模具中。
9.根据权利要求7或8所述的方法，其特征是所述基体是环氧树脂、酚醛树脂、高强高模聚乙稀防弹纤维树脂、高温结构胶或高强高模聚乙烯防弹常温结构胶、常温固化高性能有机结构胶或者高强度无机结构胶。
10.制作旋翼的固化模具，包括上模和下模，其特征是所述上、下模的合口面分别具有与旋翼外形相配合的凹槽，在凹槽的两端，上模或下模上分别设置有定位槽或相配合的定位凸起，位于旋翼的后缘端的定位槽或定位凸起与凹槽之间具有燕尾槽，所述上、下模长度方向的两对称边分别具有相互配合的U形孔。
全文摘要
本发明涉及模型直升飞机的旋翼、制作方法及固化模具。旋翼包括胎体和蒙皮，蒙皮是至少具有一层增强体材料的、闭合式的增强体铺层，所述增强体的材料是碳纤维，芳纶，高强高模聚乙烯防弹纤维，纯钛金箔，玻璃纤维中的一种或两种以上的复合材料。方法包括制作胎体，制造蒙皮和将蒙皮与胎体压制成一体。所述模具的上、下模的合口面分别具有与旋翼外形相配合的凹槽，在凹槽的两端，其上模或下模上分别设置有定位槽或相配合的定位凸起，位于旋翼的后缘端的定位槽或定位凸起与凹槽之间具有燕尾槽。该旋翼和制造方法可用于所有飞行器，胎体由各向同性的高比强度的材料制作，其容伤性能好、剩余强度高、抗剪切、抗冲击、抗扭曲、重心位置可控制，并可开槽打孔，用螺栓紧固。
文档编号A63H27/133GK1846824SQ20061007914
公开日2006年10月18日 申请日期2006年5月10日 优先权日2006年5月10日
发明者王凤全, 王云松 申请人:王云松