KR101083134B1 - Helicopter rotor blade and method of manufacturing the same - Google Patents

Helicopter rotor blade and method of manufacturing the same Download PDF

Info

Publication number
KR101083134B1
KR101083134B1 KR1020090002611A KR20090002611A KR101083134B1 KR 101083134 B1 KR101083134 B1 KR 101083134B1 KR 1020090002611 A KR1020090002611 A KR 1020090002611A KR 20090002611 A KR20090002611 A KR 20090002611A KR 101083134 B1 KR101083134 B1 KR 101083134B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
honeycomb core
rotor blade
roving
helicopter rotor
lightweight material
Prior art date
Application number
KR1020090002611A
Other languages
Korean (ko)
Other versions
KR20100083296A (en
Inventor
정진형
윤진호
Original Assignee
한국항공우주산업 주식회사
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 한국항공우주산업 주식회사 filed Critical 한국항공우주산업 주식회사
Priority to KR1020090002611A priority Critical patent/KR101083134B1/en
Publication of KR20100083296A publication Critical patent/KR20100083296A/en
Application granted granted Critical
Publication of KR101083134B1 publication Critical patent/KR101083134B1/en

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29D—PRODUCING PARTICULAR ARTICLES FROM PLASTICS OR FROM SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE
    • B29D99/00—Subject matter not provided for in other groups of this subclass
    • B29D99/0025—Producing blades or the like, e.g. blades for turbines, propellers, or wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C33/00—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor
    • B29C33/12—Moulds or cores; Details thereof or accessories therefor with incorporated means for positioning inserts, e.g. labels
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/32—Rotors
    • B64C27/46—Blades
    • B64C27/473—Constructional features
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29K—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASSES B29B, B29C OR B29D, RELATING TO MOULDING MATERIALS OR TO MATERIALS FOR MOULDS, REINFORCEMENTS, FILLERS OR PREFORMED PARTS, e.g. INSERTS
    • B29K2033/00—Use of polymers of unsaturated acids or derivatives thereof as moulding material
    • B29K2033/26—Polymers of acrylamide or methacrylamide
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/08—Blades for rotors, stators, fans, turbines or the like, e.g. screw propellers
    • B29L2031/082—Blades, e.g. for helicopters
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/32—Rotors
    • B64C27/46—Blades
    • B64C27/473—Constructional features
    • B64C2027/4733—Rotor blades substantially made from particular materials

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)

Abstract

본 발명은 헬리콥터 로터 블레이드 및 그의 제조방법에 관한 것으로, 로빙 스파, 토션 박스 및 허니컴 코어를 몰드에 차례대로 배치하여 클램핑한 다음 경화시켜 헬리콥터 로터 블레이드를 제조함에 있어서, 상기 허니컴 코어는, 경량화 소재를 선정하는 단계, 상기 허니컴 코어 상에 지지 포인트를 설정하는 단계, 상기 지지 포인트를 기준으로 무게 증가를 최소화할 수 있도록 상기 허니컴 코어의 길이방향을 따라 일정한 거리마다 상기 경량화 소재로 이루어진 다수의 브리지를 형성하는 단계로 제조되어, 헬리콥터 로터 블레이드 제작시 허니컴 코어의 밀림 현상을 방지하는 효과가 있다.The present invention relates to a helicopter rotor blade and a method for manufacturing the same, in which a roving spar, a torsion box, and a honeycomb core are sequentially placed in a mold, clamped, and then cured to produce a helicopter rotor blade, wherein the honeycomb core is made of a lightweight material. Selecting, setting a support point on the honeycomb core, forming a plurality of bridges made of the lightweight material at regular distances along the longitudinal direction of the honeycomb core to minimize the increase in weight based on the support point It is manufactured in a step to produce a helicopter rotor blade, there is an effect of preventing the honeycomb core push phenomenon.

로터 블레이드, 밀림 방지, 허니컴 코어, 지지 포인트, 브리지, 경량화 소재 Rotor blades, anti-skid, honeycomb cores, support points, bridges, lightweight materials

Description

헬리콥터 로터 블레이드 및 그의 제조방법{HELICOPTER ROTOR BLADE AND METHOD OF MANUFACTURING THE SAME}Helicopter rotor blades and its manufacturing method {HELICOPTER ROTOR BLADE AND METHOD OF MANUFACTURING THE SAME}

본 발명은 헬리콥터 로터 블레이드 및 그의 제조방법에 관한 것으로, 특히, 헬리콥터 로터 블레이드(rotor blade)를 제작할 때 로빙 스파(roving spar)의 과도한 부피로 인해 허니컴 코어(honeycomb core)가 수평방향으로 밀리는 현상을 방지할 수 있는 헬리콥터 로터 블레이드와 그의 제조방법에 관한 것이다.BACKGROUND OF THE INVENTION Field of the Invention The present invention relates to a helicopter rotor blade and a method for manufacturing the same. In particular, when manufacturing a helicopter rotor blade, a honeycomb core is pushed in a horizontal direction due to an excessive volume of a roving spar. It relates to a helicopter rotor blade that can be prevented and a method of manufacturing the same.

도 1은 헬리콥터 로터 블레이드의 단면을 도시한 도면, 도 2는 허니컴 코어의 구조를 도시한 도면, 도 3은 실제 로터 블레이드의 구성을 도시한 도면이다. 이하에서는 도 1 내지 도 3을 참고하여 헬리콥터 로터 블레이드의 제작 과정에 대하여 설명한다.1 is a view showing a cross section of the helicopter rotor blade, FIG. 2 is a view showing the structure of the honeycomb core, Figure 3 is a view showing the configuration of the actual rotor blade. Hereinafter, a manufacturing process of the helicopter rotor blade will be described with reference to FIGS. 1 to 3.

일반적으로 헬리콥터 로터 블레이드(rotor blade)(10)는 주 구조체로서 양력에 의한 굽힘 하중과 비틀림 하중을 담당하는 로빙 스파(roving spar)(1), 프레임 역할을 하는 토션 박스(torsion box)(2) 및 벌집 구조의 허니컴 코어(honeycomb core)(3)를 몰드에 차례대로 배치하고 클램핑하여 경화시킨 후 성형된 로터 블레이드(10)를 몰드로부터 탈형하는 과정을 거쳐 제작된다.In general, a helicopter rotor blade 10 is a main structure, a roving spar 1 for lifting and torsional loads by lift and a torsion box 2 serving as a frame. And honeycomb core (honeycomb core) 3 of the honeycomb structure is placed in the mold in turn, clamped and cured, and then the molded rotor blade 10 is produced through a process of demolding from the mold.

그러나 상기와 같이 로빙 스파(1), 토션 박스(2), 허니컴 코어(3)를 경화시키면 각 구성이 일방향으로 밀리게 되는 현상이 발생한다.However, when the roving spar 1, the torsion box 2, and the honeycomb core 3 are hardened as described above, a phenomenon occurs in which each component is pushed in one direction.

구체적으로, 로빙 스파(1)는 경화 전의 부피가 이론적인 부피보다 대략 5~10% 정도 크기 때문에 내부 건전성을 확보하기 위해서는 경화시에 이론적인 부피로 유지되어야 하는데, 허니컴 코어(3)는 수직 방향(T)으로 강성을 가지지만 수평 방향(L, W)으로는 취약하기 때문에 경화 과정에서 로빙 스파(1)의 과도한 부피를 지지하여 유지할 수 없다.Specifically, the roving spar 1 should be maintained at the theoretical volume at the time of curing in order to ensure internal integrity since the volume before curing is about 5-10% larger than the theoretical volume, and the honeycomb core 3 has a vertical direction. It has rigidity at (T) but is vulnerable in horizontal directions (L, W), so it cannot support and maintain excessive volume of roving spar (1) during curing.

이에 따라 과도한 부피의 로빙 스파(1)는 응력을 유발하고 이러한 응력은 토션 박스(2)와 허니컴 코어(3)에 순차적으로 전달되어, 결과적으로 허니컴 코어(3)의 수평방향 길이가 축소됨과 동시에 로빙 스파(1)는 압력의 유지가 어려워 내부에 결함(5)이 발생하게 되는 것이다.The excessive volume of roving spar 1 thus causes stresses and these stresses are sequentially transmitted to the torsion box 2 and the honeycomb core 3, resulting in a reduction in the horizontal length of the honeycomb core 3. The roving spar 1 is difficult to maintain pressure, so that a defect 5 occurs inside.

본 발명은 전술한 문제점을 해결하기 위한 것으로, 제조시 로빙 스파의 과도한 부피로 인해 경화 과정에서 허니컴 코어가 수평방향으로 밀리는 현상을 방지할 수 있는 헬리콥터 로터 블레이드와 그의 제조방법을 제공하는 데 목적이 있다.SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made in view of the above-described problems, and an object of the present invention is to provide a helicopter rotor blade and a method for manufacturing the same, which can prevent the honeycomb core from being pushed in a horizontal direction during curing due to excessive volume of the roving spa. have.

본 발명에 따른 헬리콥터 로터 블레이드 및 그의 제조방법의 요지는 다음과 같다.The gist of the helicopter rotor blade and its manufacturing method according to the present invention is as follows.

(1) 헬리콥터 로터 블레이드의 제조방법에 있어서,
로빙 스파, 토션 박스 및 허니컴 코어를 몰드에 차례대로 배치하는 단계; 상기 몰드를 클램핑하는 단계; 상기 클램핑된 몰드를 경화시키는 단계를 포함하되,
상기 허니컴 코어는,
경량화 소재를 선정하는 단계;
상기 허니컴 코어 상에서 경화시 상기 토션 박스의 밀림량을 최소화 할 수 있는 지점에 지지 포인트를 설정하는 단계;
상기 지지 포인트를 기준으로 무게 증가를 최소화할 수 있도록 상기 허니컴 코어의 길이방향을 따라 일정한 거리마다 상기 경량화 소재로 이루어진 다수의 브리지를 형성하는 단계;로 제조되어,
상기 경화 과정에서 상기 로빙 스파의 과도한 부피로 인해 수평방향으로 밀리는 현상을 방지하는 것을 특징으로 하고,
상기 경량화 소재는 폴리메타크릴이미드인 것을 특징으로 하는 헬리콥터 로터 블레이드의 제조방법.(1) A method of manufacturing a helicopter rotor blade,
Sequentially placing the roving spar, torsion box and honeycomb core into the mold; Clamping the mold; Including curing the clamped mold,
The honeycomb core,
Selecting a lightweight material;
Setting a support point at a point capable of minimizing the amount of sliding of the torsion box when curing on the honeycomb core;
Forming a plurality of bridges made of the lightweight material at regular distances along the longitudinal direction of the honeycomb core to minimize weight increase based on the support points;
In the curing process it is characterized in that to prevent the phenomenon of being pushed in the horizontal direction due to the excessive volume of the roving spa,
The lightweight material is a method for manufacturing a helicopter rotor blade, characterized in that the polymethacrylimide.

삭제delete

삭제delete

삭제delete

삭제delete

삭제delete

삭제delete

삭제delete

(3) 주 구조체로서 양력에 의한 굽힘 하중과 비틀림 하중을 담당하도록 내측에 오목부가 형성되는 로빙 스파;
상기 로빙 스파의 오목부에 전단부가 삽입되는 토션 박스;
상기 토션 박스의 후단부에 위치하며, 길이방향을 따라 1개 이상의 지지 포인트와 경량화 소재의 브리지가 제 1 항의 방법에 의해 제조되어 구성되는 허니컴 코어;
상기 로빙 스파, 토션 박스, 허니컴 코어의 외주부에 결합되는 스킨;을
포함하는 것을 특징으로 하고,
상기 경량화 소재는 폴리메타크릴이미드인 것을 특징으로 하는 헬리콥터 로터 블레이드.(3) a roving spar having a concave portion formed therein so as to be responsible for bending and torsional loads due to lifting force as a main structure;
A torsion box having a front end inserted into a concave portion of the roving spa;
A honeycomb core positioned at a rear end of the torsion box, the honeycomb core having one or more support points along a longitudinal direction and a bridge made of a lightweight material manufactured by the method of claim 1;
Skin coupled to the outer circumference of the roving spa, torsion box, honeycomb core;
Characterized by including,
Said lightweight material is a helicopter rotor blade, characterized in that the polymethacrylimide.

삭제delete

삭제delete

삭제delete

삭제delete

본 발명에 따르면, 헬리콥터 로터 블레이드 제작시 내부 구성의 밀림 현상을 방지함으로써 양질의 완제품을 제조할 수 있다.According to the present invention, it is possible to manufacture a high-quality finished product by preventing the sliding of the internal configuration when manufacturing the helicopter rotor blade.

또한, 본 발명에 따르면, 경량 소재를 브리지에 배치함으로써 로터 블레이드의 무게 증가를 최소화할 수 있다.In addition, according to the present invention, by placing the lightweight material in the bridge, it is possible to minimize the weight increase of the rotor blade.

이하에서는 첨부한 도면을 참고하여 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 실시할 수 있도록 본 발명의 실시예를 상세하게 설명한다. 그러나 본 발명은 여러 가지 상이한 형태로 구현될 수 있으며 여기에서 설명하는 실시예에 한정되지 않는다.Hereinafter, exemplary embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings so that those skilled in the art may easily implement the present invention. The present invention may, however, be embodied in many different forms and should not be construed as limited to the embodiments set forth herein.

본 발명은 헬리콥터의 로터 블레이드를 제작할 때에 적용되는 것인바, 이하 에서는 먼저 로터 블레이드의 제조과정에 대하여 설명하도록 한다.The present invention is to be applied when manufacturing a rotor blade of the helicopter, hereinafter will be described the manufacturing process of the rotor blade first.

최초로 로터 블레이드를 구성하는 로빙 스파, 토션 박스, 허니컴 코어를 준비한다. 이러한 구성품은 이미 공지된 것이므로, 이에 대한 상세한 설명은 생략하기로 한다.For the first time, a roving spa, torsion box, and honeycomb core are included. Since these components are already known, a detailed description thereof will be omitted.

다음, 상기와 같은 구성품을 몰드에 차례대로 배치하여 덮개를 덮은 후 클램핑하여 단단히 고정시킨다. 계속하여, 몰드를 소정의 온도에서 경화시킨 후 성형품을 몰드로부터 탈형하면 로터 블레이드를 얻을 수 있다.Next, the components as described above are placed in the mold in order to cover the cover and then clamped tightly. Subsequently, the rotor blade can be obtained by curing the mold at a predetermined temperature and then demolding the molded product from the mold.

본 발명에 따른 헬리콥터 로터 블레이드 제작시 허니컴 코어의 밀림 현상을 방지하는 방법은 상기와 같은 로터 블레이드의 제조과정 중 몰드의 경화 전, 구체적으로는 허니컴 코어를 배치할 때에 적용된다.The method for preventing the honeycomb core from rolling during the manufacture of the helicopter rotor blade according to the present invention is applied before the curing of the mold, specifically, when arranging the honeycomb core during curing of the rotor blade.

도 4는 본 발명에 따른 공정을 도시한 도면, 도 5는 본 발명에 따른 공정을 도식화한 도면, 도 6은 본 발명에 따른 지지 포인트의 설정 방법을 도시한 도면이다.4 is a view showing a process according to the present invention, FIG. 5 is a diagram showing a process according to the present invention, and FIG. 6 is a view showing a method for setting a support point according to the present invention.

도 4 및 도 5를 참고하면, 본 발명은 경량화 소재를 선정하는 단계(S100)와, 허니컴 코어(3) 상에 지지 포인트(6, 7)를 설정하는 단계(S200), 허니컴 코어(3)의 길이방향을 따라 일정한 거리마다 상기 경량화 소재로 이루어진 다수의 브리지(8)를 형성하는 단계(S300)를 포함하여 구성된다.4 and 5, the present invention includes selecting a lightweight material (S100), and setting the support points 6 and 7 on the honeycomb core 3 (S200) and the honeycomb core 3. Forming a plurality of bridges (8) made of the lightweight material at regular distances along the longitudinal direction of the (S300) is configured.

구체적으로, 본 발명에서는 먼저 브리지(8)에 사용될 소재를 선정(S100)하는데, 이러한 소재는 허니컴 코어(3)의 수평방향 취약성을 보완하되 무게의 증가를 최소화할 수 있도록 경량화된 것을 사용하는 것이 바람직하다.Specifically, in the present invention, first select a material to be used for the bridge (8) (S100), but this material is to use a lightweight to compensate for the horizontal weakness of the honeycomb core (3) to minimize the increase in weight desirable.

예컨대, 알루미늄은 동일한 부피에서 허니컴 코어 대비 무게가 60 내지 70배가 증가되므로, 본 실시예에서는 등방향 지지도가 균일할 경우 무게가 2 내지 3배 증가되는 소재로서 폴리메타크릴이미드를 선정하여 사용하였다.For example, aluminum is 60 to 70 times the weight of the honeycomb core in the same volume, so in this embodiment, polymethacrylimide was selected and used as a material that is increased by 2 to 3 times when homogeneous isotropic support. .

계속하여, 허니컴 코어(3) 상에 지지 포인트(6, 7)를 설정(S200)한다. 지지 포인트(6, 7)를 설정할 때에는 로빙 스파의 단면 체적이 상이하여 밀리는 힘도 균일하지 않다는 점을 고려하여, 도 6에 도시된 바와 같이 경화시 토션 박스(2)의 밀림량을 최소화할 수 있는 지점을 설정하는 것이 바람직하다.Subsequently, the support points 6 and 7 are set on the honeycomb core 3 (S200). When setting the support points 6 and 7, the cross-sectional volume of the roving spa is different, so that the pushing force is not uniform, so that the amount of sliding of the torsion box 2 during curing can be minimized as shown in FIG. It is desirable to set the point.

지지 포인트(6, 7)를 선정한 후에는 무게 증가를 최소화할 수 있는 지점을 선정하여 브리지(8)를 형성(S300)한다. 상기 브리지(8)는 전술한 바에 따라 선정된 경량화 소재로 이루어지고, 허니컴 코어(3)의 길이방향을 따라 일정한 간격으로 다수 형성된다.After selecting the support points (6, 7) to form a bridge (8) by selecting a point that can minimize the weight increase (S300). The bridge 8 is made of a lightweight material selected according to the above, and is formed in a plurality at regular intervals along the longitudinal direction of the honeycomb core (3).

이 경우, 상기 브리지(8)의 폭과 간격은 브리지(8)와 허니컴 코어(3)의 표면적 차이로 인한 자재의 하중 분포도를 고려하여 결정하고, 상기 브리지(8)의 길이는 로터 블레이드(10)의 폭에 따라 결정하는 것이 바람직하다.In this case, the width and the spacing of the bridge 8 are determined in consideration of the load distribution of the material due to the surface area difference between the bridge 8 and the honeycomb core 3, and the length of the bridge 8 is the rotor blade 10 It is preferable to determine it according to the width of).

이상으로 본 발명에 따른 헬리콥터 로터 블레이드 제작시 허니컴 코어의 밀림 현상을 방지하는 방법에 대하여 상세하게 설명하였다. 이하에서는 이와 같은 방법을 이용하여 제조되는 헬리콥터 로터 블레이드에 대하여 도면을 참고하여 상세하게 설명한다.As described above, the method for preventing the honeycomb core from rolling during the manufacture of the helicopter rotor blade according to the present invention has been described in detail. Hereinafter, a helicopter rotor blade manufactured using the same method will be described in detail with reference to the accompanying drawings.

도 7의 (a)는 본 발명에 따른 헬리콥터 로터 블레이드의 내부 구조도이고, 도 7의 (b)는 본 발명에 따른 헬리콥터 로터 블레이드의 단면도이다.Figure 7 (a) is an internal structure of the helicopter rotor blade according to the invention, Figure 7 (b) is a cross-sectional view of the helicopter rotor blade according to the present invention.

도 7의 (a), (b)를 참고하면, 본 발명에 따른 헬리콥터 로터 블레이드(10)는 로빙 스파(1), 토션 박스(2), 허니컴 코어(3) 및 스킨(도면 미도시)으로 구성된다.Referring to (a) and (b) of FIG. 7, the helicopter rotor blade 10 according to the present invention includes a roving spar 1, a torsion box 2, a honeycomb core 3, and a skin (not shown). It is composed.

구체적으로, 상기 로빙 스파(1)는 로터 블레이드(10)의 주된 골격으로서, 굽힘 하중과 비틀림 하중을 담당하도록 내측에 오목부(9)가 형성된다.Specifically, the roving spar 1 is a main skeleton of the rotor blade 10, and a recess 9 is formed inside to cover the bending load and the torsional load.

또한, 상기 토션 박스(2)는 로터 블레이드(10)에서 일종의 프레임 기능을 하는 것으로, 그 전단부가 상기 로빙 스파(1)의 오목부(9)에 삽입된다.In addition, the torsion box 2 functions as a kind of frame in the rotor blade 10, and a front end thereof is inserted into the recess 9 of the roving spar 1.

계속하여, 상기 허니컴 코어(3)는 상기 토션 박스(2)의 후단부에 위치하는 것으로, 전술한 본 발명의 밀림 현상 방지 방법에 따라 제조된다. 즉, 상기 허니컴 코어(3)는 길이방향을 따라 일정한 간격마다 폴리메타크릴이미드와 같은 경량화 소재로 된 브리지(8)가 삽입되어 로터 블레이드(10)의 제조과정에서 상기 로빙 스파(1)의 부피 과도로 인한 밀림 현상을 방지할 수 있다.Subsequently, the honeycomb core 3 is located at the rear end of the torsion box 2 and is manufactured according to the above-described rolling prevention method of the present invention. That is, the honeycomb core 3 has a bridge 8 made of a lightweight material, such as polymethacrylimide, inserted at regular intervals along the lengthwise direction of the roving spar 1 during the manufacturing of the rotor blades 10. It can prevent the rolling phenomenon caused by excessive volume.

상술한 바와 같이 차례대로 배치된 로빙 스파(1), 토션 박스(2) 및 허니컴 코어(3)의 외주부에는 스킨이 결합되어 외부의 충격으로부터 보호될 수 있다.As described above, skins may be coupled to outer peripheral portions of the roving spar 1, the torsion box 2, and the honeycomb core 3, which are sequentially disposed, and may be protected from external impact.

이상으로 본 발명의 바람직한 실시예를 도면을 참고하여 상세하게 설명하였다. 본 발명의 설명은 예시를 위한 것이며, 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자는 본 발명의 기술적 사상이나 필수적인 특징을 변경하지 않고서 다른 구체적인 형태로 쉽게 변형이 가능하다는 것을 이해할 수 있을 것이다.Preferred embodiments of the present invention have been described in detail above with reference to the drawings. The description of the present invention is for illustrative purposes, and it will be understood by those skilled in the art that the present invention may be easily modified in other specific forms without changing the technical spirit or essential features of the present invention.

따라서 본 발명의 범위는 상기 상세한 설명보다는 후술하는 특허청구범위에 의하여 나타내어지며, 특허청구범위의 의미, 범위, 및 그 균등 개념으로부터 도출되는 모든 변경 또는 변형된 형태가 본 발명의 범위에 포함되는 것으로 해석되어야 한다.Therefore, the scope of the present invention is represented by the appended claims rather than the detailed description, and all changes or modifications derived from the meaning, scope, and equivalent concepts of the claims are included in the scope of the present invention. Should be interpreted.

도 1은 헬리콥터 로터 블레이드의 단면을 도시한 도면,1 shows a cross section of a helicopter rotor blade,

도 2는 허니컴 코어의 구조를 도시한 도면,2 is a diagram illustrating a structure of a honeycomb core;

도 3은 실제 로터 블레이드의 구성을 도시한 도면,3 is a view showing the configuration of an actual rotor blade,

도 4는 본 발명에 따른 공정을 도시한 도면,4 shows a process according to the invention,

도 5는 본 발명에 따른 공정을 도식화한 도면,5 is a diagram illustrating a process according to the present invention;

도 6은 본 발명에 따른 지지 포인트의 설정 방법을 도시한 도면,6 is a view showing a method for setting a support point according to the present invention;

도 7의 (a)와 (b)는 각각 본 발명에 따른 헬리콥터 로터 블레이드의 내부 구조도와 단면도.Figure 7 (a) and (b) is a cross-sectional view of the internal structure of the helicopter rotor blade according to the present invention, respectively.

*도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명** Description of the symbols for the main parts of the drawings *

1 : 로빙 스파 2 : 토션 박스1: roving spa 2: torsion box

3 : 허니컴 코어 5 : 결함3: honeycomb core 5: defect

6, 7 : 지지 포인트 8 : 브리지6, 7: support point 8: bridge

9 : 오목부 10 : 로터 블레이드9: recess 10: rotor blade

Claims (3)

헬리콥터 로터 블레이드의 제조방법에 있어서,In the method of manufacturing a helicopter rotor blade, 로빙 스파, 토션 박스 및 허니컴 코어를 몰드에 차례대로 배치하는 단계; 상기 몰드를 클램핑하는 단계; 상기 클램핑된 몰드를 경화시키는 단계를 포함하되,Sequentially placing the roving spar, torsion box and honeycomb core into the mold; Clamping the mold; Including curing the clamped mold, 상기 허니컴 코어는,The honeycomb core, 경량화 소재를 선정하는 단계;Selecting a lightweight material; 상기 허니컴 코어 상에서 경화시 상기 토션 박스의 밀림량을 최소화 할 수 있는 지점에 지지 포인트를 설정하는 단계;Setting a support point at a point capable of minimizing the amount of sliding of the torsion box when curing on the honeycomb core; 상기 지지 포인트를 기준으로 무게 증가를 최소화할 수 있도록 상기 허니컴 코어의 길이방향을 따라 일정한 거리마다 상기 경량화 소재로 이루어진 다수의 브리지를 형성하는 단계;로 제조되어,Forming a plurality of bridges made of the lightweight material at regular distances along the longitudinal direction of the honeycomb core to minimize weight increase based on the support points; 상기 경화 과정에서 상기 로빙 스파의 과도한 부피로 인해 수평방향으로 밀리는 현상을 방지하는 것을 특징으로 하고,In the curing process it is characterized in that to prevent the phenomenon of being pushed in the horizontal direction due to the excessive volume of the roving spa, 상기 경량화 소재는 폴리메타크릴이미드인 것을 특징으로 하는 헬리콥터 로터 블레이드의 제조방법.The lightweight material is a method for manufacturing a helicopter rotor blade, characterized in that the polymethacrylimide. 삭제delete 주 구조체로서 양력에 의한 굽힘 하중과 비틀림 하중을 담당하도록 내측에 오목부가 형성되는 로빙 스파;A roving spar having a concave portion formed therein to be responsible for bending and torsional loads due to lifting force as a main structure; 상기 로빙 스파의 오목부에 전단부가 삽입되는 토션 박스;A torsion box having a front end inserted into a concave portion of the roving spa; 상기 토션 박스의 후단부에 위치하며, 길이방향을 따라 1개 이상의 지지 포인트와 경량화 소재의 브리지가 제 1 항의 방법에 의해 제조되어 구성되는 허니컴 코어;A honeycomb core positioned at a rear end of the torsion box, the honeycomb core having one or more support points along a longitudinal direction and a bridge made of a lightweight material manufactured by the method of claim 1; 상기 로빙 스파, 토션 박스, 허니컴 코어의 외주부에 결합되는 스킨;을Skin coupled to the outer circumference of the roving spa, torsion box, honeycomb core; 포함하는 것을 특징으로 하고,Characterized by including, 상기 경량화 소재는 폴리메타크릴이미드인 것을 특징으로 하는 헬리콥터 로터 블레이드.Said lightweight material is a helicopter rotor blade, characterized in that the polymethacrylimide.
KR1020090002611A 2009-01-13 2009-01-13 Helicopter rotor blade and method of manufacturing the same KR101083134B1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020090002611A KR101083134B1 (en) 2009-01-13 2009-01-13 Helicopter rotor blade and method of manufacturing the same

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020090002611A KR101083134B1 (en) 2009-01-13 2009-01-13 Helicopter rotor blade and method of manufacturing the same

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20100083296A KR20100083296A (en) 2010-07-22
KR101083134B1 true KR101083134B1 (en) 2011-11-11

Family

ID=42643069

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020090002611A KR101083134B1 (en) 2009-01-13 2009-01-13 Helicopter rotor blade and method of manufacturing the same

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR101083134B1 (en)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR102144949B1 (en) 2019-03-19 2020-08-14 한국항공우주산업 주식회사 Apparatus and method for producing After Cone Fin for Helicopter
KR102215966B1 (en) 2019-08-21 2021-02-16 한국항공우주산업 주식회사 Apparatus for producing After Cone Fin for Helicopter
KR102299010B1 (en) 2020-06-16 2021-09-08 한국항공우주산업 주식회사 After cone pin manufacturing tool for helicopter

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1413514A1 (en) 2002-10-22 2004-04-28 The Boeing Company Method and apparatus for liquid containment, such as for aircraft fuel vessels

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1413514A1 (en) 2002-10-22 2004-04-28 The Boeing Company Method and apparatus for liquid containment, such as for aircraft fuel vessels

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR102144949B1 (en) 2019-03-19 2020-08-14 한국항공우주산업 주식회사 Apparatus and method for producing After Cone Fin for Helicopter
KR102215966B1 (en) 2019-08-21 2021-02-16 한국항공우주산업 주식회사 Apparatus for producing After Cone Fin for Helicopter
KR102299010B1 (en) 2020-06-16 2021-09-08 한국항공우주산업 주식회사 After cone pin manufacturing tool for helicopter

Also Published As

Publication number Publication date
KR20100083296A (en) 2010-07-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR101083134B1 (en) Helicopter rotor blade and method of manufacturing the same
US10882362B2 (en) Stiffeners for sipe-molding members
CN100447051C (en) Window frame for aircraft
GB2417922A (en) A process for the manufacture by lost wax moulding of parts that include at least one cavity
CN101801649A (en) Make the method and the mould of composite structure
KR20110115958A (en) Method for manufacturing a wind turbine rotor blade and wind turbine rotor blade
JP2016030440A (en) Fabric jacketed unidirectional noodle
CN101835603A (en) Reinforced block made from composite material and method for reinforcing a composite block
MX2010012802A (en) Method for producing a multilayered preform and a preform.
CN103496180A (en) Composite material E-shaped frame forming mould and forming method thereof
US8708029B2 (en) Injection mold for a wax model of a turbine blade having an isostatic core holder
EP2450239B1 (en) Method for connecting two objects and panel using said method
KR20200016367A (en) Method for manufacturing rotor blades for wind power plants
EP2746038B1 (en) Method for the production of a structural component, structural component, shell, and aircraft or spacecraft
CN104759592A (en) Preparation method of sand core for manufacturing large-sized thin-wall framework-type casting
KR101322155B1 (en) A manufacturing method of artificial rock panel
WO2012140508A1 (en) Casting core and production method of the casting core
KR101887280B1 (en) Polyurethane foam inserts for the initial pressure reduction and grain stress relaxation and charging method using thereof
KR101839791B1 (en) Fabrication method for horizontal preflex girder and the curved girder with non-uniform normal stresses equilibrated
JP2009174216A (en) Prestressed concrete pole and manufacturing method therefor
CN101890815A (en) Preparation method of tetrahedral type lattice laminboard of fiber reinforced composites
KR101032881B1 (en) Lightweight support-bar for solar wafer cassette and preparation method
CA2731371A1 (en) Concrete panel with fiber reinforced rebar
JP5261508B2 (en) Method for manufacturing reinforced concrete member
CN107745075A (en) A kind of simple molding method of casting wooden model

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant
FPAY Annual fee payment

Payment date: 20141110

Year of fee payment: 4

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20151104

Year of fee payment: 5

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20161108

Year of fee payment: 6

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20171107

Year of fee payment: 7

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20181105

Year of fee payment: 8

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20191106

Year of fee payment: 9