Procedimiento de fabricación de una sección (1) de borde de ataque con control de flujo laminar híbrido para una aeronave, comprendiendo el procedimiento las etapas de: - proporcionar una pluralidad de módulos (2) alargados, - proporcionar un mandril (3) interno conformado con una superficie interior de un perfil de borde de ataque aerodinámico, - proporcionar una capota (4) exterior conformada con una superficie exterior del perfil de borde de ataque aerodinámico, - proporcionar perfiles primero y segundo (5, 7) en forma de C que comprenden una pluralidad de cavidades (10) de paso configuradas para recibir los módulos (2), - ensamblar una herramienta de moldeo por inyección, que comprende: - colocar el primer perfil (5) en un primer extremo del mandril (3) interno, y el segundo perfil (7) en un segundo extremo del mandril (3) interno, ambos perfiles (5, 7) en contacto con el mandril (3) interno, - disponer una primera parte extrema de cada módulo (2) alargado en una cavidad (10) del primer perfil (5), y una segunda parte extrema de dicho módulo (2) en otra cavidad (10) del segundo perfil (7), ambas cavidades (10) situadas en una misma dirección radial, y dejando tal disposición un espacio (8) inferior que define el espesor de la superficie (12) interior de la sección (1) de borde de ataque, - colocar la capota (4) en los perfiles primero y segundo (5, 7) para cerrar la herramienta, dejando un espacio (9) superior que define el espesor de la superficie (11) exterior de la sección (1) de borde de ataque, - cerrar la herramienta de moldeo por inyección, - llenar la herramienta de moldeo por inyección cerrada con un compuesto de inyección que comprende resina y un aditivo de refuerzo, - desmoldar después del endurecimiento del compuesto de inyección para obtener una sección (1) de borde de ataque, y - perforar las superficies exterior (11) e interior (12) de dicha sección (1) de borde de ataque para obtener finalmente una sección (1) de borde de ataque con control de flujo laminar híbrido.
The invention refers to the manufacturing of a leading edge section (1) with hybrid laminar flow control for an aircraft comprising providing an outer hood (4), a plurality of elongated modules (2), first and second C-shaped profiles (5, 7) comprising cavities (10), and an inner mandrel (3); assembling an injection moulding tool by placing each profile (5, 7) on each end of the inner mandrel (3), arranging a first extreme of each elongated module (2) in one cavity (10) of the first profile (5) and a second extreme of the module (2) in another cavity (10) of the second profile (7), both cavities (10) positioned in the same radial direction; and placing the hood (4) on first and second profiles (5, 7) to close the tool. Further, the injection moulding tool is closed and filled with an injection compound comprising thermoplastic and short-fiber. Finally, the compound is hardened and demoulded.
Procedimiento y herramienta de moldeo por inyección para fabricar una sección de borde de ataque con control de flujo laminar híbrido para una aeronave
2020-02-06
Patent
Elektronische Ressource
Spanisch
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