本发明属于直升机制造加工领域,具体地涉及一种直升机尾涵道前缘锥体成型方法。某型机尾涵道前缘锥体为
复合材料共固化成型,传统成型模在设计时未考虑材料热膨胀系数差异,成型出的产品存在尺寸偏大,装配协调困难的问题;另外由于产品结构复杂,成型模加压效果不好导致鱼形口前后缘局部分层,产品成型质量不高。设计一种封闭的、可实现内外加压的成型工装,在设计过程中利用缩比技术对数模进行处理,使制造出的产品实际尺寸符合理论尺寸。
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