本发明属于导弹弹翼梁结构设计技术,涉及一种
复合材料弹翼回形梁结构及其成型方法。本发明中的一种复合材料弹翼回形梁结构,包括上凸缘主梁、下凸缘主梁、前C字型梁和后C字型梁;所述上凸缘主梁和下凸缘主梁组合形成复合材料回形梁结构主梁;前C字型梁和后C字型梁作为复合材料回形梁结构主梁成型时的加强结构,分别位于复合材料回形梁结构主梁的前后。本发明在不削弱复合材料弹翼回形梁承载能力的前提下,将复合材料弹翼回形梁结构进行合理拆分,拆分后的各零部件制造工艺简单,需要的模具简单成本低,易于脱膜;回形梁结构成型后不需要进行额外的机械连接即可保证结构完整性,达到整体承载效果。
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