JPH10166380A - 樹脂製翼部品の成形方法 - Google Patents
樹脂製翼部品の成形方法Info
- Publication number
- JPH10166380A JPH10166380A JP32734996A JP32734996A JPH10166380A JP H10166380 A JPH10166380 A JP H10166380A JP 32734996 A JP32734996 A JP 32734996A JP 32734996 A JP32734996 A JP 32734996A JP H10166380 A JPH10166380 A JP H10166380A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- wing
- resin
- reinforced resin
- fiber reinforced
- platform
- Prior art date
- Legal status (The legal status 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 status listed.)
- Withdrawn
Links
Landscapes
- Casting Or Compression Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)
- Moulding By Coating Moulds (AREA)
- Injection Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 埋設部および翼部全体の強度を飛躍的に向上
させるとともに、各部位の発生応力を設定することによ
り強度の管理を容易にし、翼部品の成形および加工時等
における最適形状を簡単に求められるようにする。 【解決手段】 長繊維強化樹脂の積層により翼部品の大
部分を形成しておく工程と、翼部の基部に間隙部を設け
て積層方向外側に広げた状態としておく工程と、間隙部
に繊維強化樹脂からなる楔形部品を挿入する工程とを有
する技術を採用する。
させるとともに、各部位の発生応力を設定することによ
り強度の管理を容易にし、翼部品の成形および加工時等
における最適形状を簡単に求められるようにする。 【解決手段】 長繊維強化樹脂の積層により翼部品の大
部分を形成しておく工程と、翼部の基部に間隙部を設け
て積層方向外側に広げた状態としておく工程と、間隙部
に繊維強化樹脂からなる楔形部品を挿入する工程とを有
する技術を採用する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、ジェットエンジン
等に使用される樹脂製翼部品の成形方法に係わり、特
に、動翼および静翼の製造に用いて好適な技術に関する
ものである。
等に使用される樹脂製翼部品の成形方法に係わり、特
に、動翼および静翼の製造に用いて好適な技術に関する
ものである。
【０００２】
【従来の技術】ジェットエンジン等に使用される動翼お
よび静翼の製造方法に関する技術として、例えば、特開
平０６−２８５９８９号公報「樹脂部品の製造方法」が
提案されている。
よび静翼の製造方法に関する技術として、例えば、特開
平０６−２８５９８９号公報「樹脂部品の製造方法」が
提案されている。
【０００３】図５は、上述の技術例により製造される樹
脂製翼部の構造を示すものである。図中符号１は翼部
品、２は翼部、２ａはプリプレグ材、２ｂは基部、３は
プラットホーム部である。
脂製翼部の構造を示すものである。図中符号１は翼部
品、２は翼部、２ａはプリプレグ材、２ｂは基部、３は
プラットホーム部である。
【０００４】このような、樹脂製翼部品を製造する場合
には、繊維強化樹脂の積層体により翼部２を形成してお
き、翼部２の基部２ｂの両側にプラットホーム部３を射
出成形することにより全体を一体化するようにしてい
る。
には、繊維強化樹脂の積層体により翼部２を形成してお
き、翼部２の基部２ｂの両側にプラットホーム部３を射
出成形することにより全体を一体化するようにしてい
る。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、図６に
模式的に示すように、プラットホーム部３は支持構造物
（動翼の場合はディスク，静翼の場合はケーシング）４
によって支持された状態で使用されるため、翼部２に矢
印Ｐで示すような空気力（横荷重）が加わった場合に、
翼部２の付け根に応力が集中し、該付け根部近傍の発生
応力によって全体の強度が左右されるものとなる。
模式的に示すように、プラットホーム部３は支持構造物
（動翼の場合はディスク，静翼の場合はケーシング）４
によって支持された状態で使用されるため、翼部２に矢
印Ｐで示すような空気力（横荷重）が加わった場合に、
翼部２の付け根に応力が集中し、該付け根部近傍の発生
応力によって全体の強度が左右されるものとなる。
【０００６】本発明は、このような課題を鑑みてなされ
たものであり、以下の目的を達成するものである。 付け根部を強化することにより翼部品全体の強度を
飛躍的に向上させること。 各部位の発生応力の設定により強度の管理を容易に
すること。 翼部品の最適形状を簡単に求めること。
たものであり、以下の目的を達成するものである。 付け根部を強化することにより翼部品全体の強度を
飛躍的に向上させること。 各部位の発生応力の設定により強度の管理を容易に
すること。 翼部品の最適形状を簡単に求めること。
【０００７】
【課題を解決するための手段】長繊維強化樹脂の積層に
より翼部品の大部分を形成しておくとともに、翼部の基
部に間隙部を設けて積層方向外側に広げた状態とし、繊
維強化樹脂からなる楔形部品を該間隙部に挿入する。樹
脂または炭素短繊維強化樹脂からなるプラットホーム部
を射出成形する際に、楔形部品を挿入した翼部を該プラ
ットホーム部に埋設させて一体化を図ることにより、翼
部品を完成させる。埋設部の広がり角度は、２．５゜な
いし２５゜の範囲に設定され、望ましくは、５゜から２
２゜とされる。また、樹脂としてポリ−エーテル−エー
テル−ケトン（ＰＥＥＫ）系の熱可塑性樹脂が適用さ
れ、積層体を形成する際に繊維強化樹脂をフィルム状と
したプリプレグ材が使用される。なお、翼部品にあって
は、炭素長繊維強化樹脂、プラットホームにあっては樹
脂または炭素短繊維強化樹脂、楔形部品にあっては炭素
短繊維強化樹脂が適用される。
より翼部品の大部分を形成しておくとともに、翼部の基
部に間隙部を設けて積層方向外側に広げた状態とし、繊
維強化樹脂からなる楔形部品を該間隙部に挿入する。樹
脂または炭素短繊維強化樹脂からなるプラットホーム部
を射出成形する際に、楔形部品を挿入した翼部を該プラ
ットホーム部に埋設させて一体化を図ることにより、翼
部品を完成させる。埋設部の広がり角度は、２．５゜な
いし２５゜の範囲に設定され、望ましくは、５゜から２
２゜とされる。また、樹脂としてポリ−エーテル−エー
テル−ケトン（ＰＥＥＫ）系の熱可塑性樹脂が適用さ
れ、積層体を形成する際に繊維強化樹脂をフィルム状と
したプリプレグ材が使用される。なお、翼部品にあって
は、炭素長繊維強化樹脂、プラットホームにあっては樹
脂または炭素短繊維強化樹脂、楔形部品にあっては炭素
短繊維強化樹脂が適用される。
【０００８】
【発明の実施の形態】以下、本発明に係る樹脂製翼部品
の成形方法の一実施形態について、図１（ａ）ないし
（ｃ）で示す各工程順に説明する。
の成形方法の一実施形態について、図１（ａ）ないし
（ｃ）で示す各工程順に説明する。
【０００９】図１（ａ）に示すように、長繊維強化樹脂
をフィルム状にしたプリプレグ材２ａを積層することに
より翼部２を形成する。また、翼部２の基部２ｂにあっ
ては積層方向外側に広げ、複数箇所に間隙部２ｃを形成
しておく。一方、上記翼部２の形成と並行して、繊維強
化樹脂または炭素短繊維強化樹脂等からなる楔形部品５
を形成しておく。
をフィルム状にしたプリプレグ材２ａを積層することに
より翼部２を形成する。また、翼部２の基部２ｂにあっ
ては積層方向外側に広げ、複数箇所に間隙部２ｃを形成
しておく。一方、上記翼部２の形成と並行して、繊維強
化樹脂または炭素短繊維強化樹脂等からなる楔形部品５
を形成しておく。
【００１０】図１（ｂ）に示すように、楔形部品５を翼
部２の基部２ｂの間隙部２ｃに挿入し、適宜加熱，加圧
を行って一体化を図っておく。
部２の基部２ｂの間隙部２ｃに挿入し、適宜加熱，加圧
を行って一体化を図っておく。
【００１１】図１（ｃ）に示すように、樹脂または炭素
短繊維強化樹脂からなるプラットホーム部３を射出成形
する際に、楔形部品５を挿入した前記翼部２を該プラッ
トホーム部３に埋設させることにより一体化が図られ、
翼部品１が形成される。
短繊維強化樹脂からなるプラットホーム部３を射出成形
する際に、楔形部品５を挿入した前記翼部２を該プラッ
トホーム部３に埋設させることにより一体化が図られ、
翼部品１が形成される。
【００１２】
【実施例】次に、本発明に係る樹脂製翼部品の一実施例
について、図２ないし図４を参照して説明する。
について、図２ないし図４を参照して説明する。
【００１３】該一実施例にあっては、例えば、図２に示
すように基部２ｂに楔形部品５を挿入して、積層幅Ｗを
翼厚ｔの１〜４倍に変化させた翼部品１のモデルを用
い、空気力（横荷重）Ｐを加えた場合について、有限要
素解析により発生応力を求めた。
すように基部２ｂに楔形部品５を挿入して、積層幅Ｗを
翼厚ｔの１〜４倍に変化させた翼部品１のモデルを用
い、空気力（横荷重）Ｐを加えた場合について、有限要
素解析により発生応力を求めた。
【００１４】図３は、繊維の配向方向（積層方向）と上
記翼部品のモデルに空気力（横荷重）Ｐを加えた際に生
じる発生応力との関係を示すもので、積層面における破
壊モードを〜に分けて示している。 繊維の配向方向が０゜の場合の積層面内方向に沿っ
た引っ張り（積層面に平行する引っ張り）。 繊維の配向方向が±４５゜の場合の積層面内方向に
沿った引っ張り（積層面に平行する引っ張り）。 繊維の配向方向が９０゜の場合の積層面内方向に沿
った引っ張り（積層面に平行する引っ張り）。 積層面の外方向の引っ張り（積層面に直交する引っ
張り）。 積層面の外方向または層間の剪断。 翼部とプラットホーム部との接合部の引き剥し（接
合面に直交する引っ張り）。 翼部とプラットホーム部との接合部の剪断（接合面
に平行する引っ張り）。
記翼部品のモデルに空気力（横荷重）Ｐを加えた際に生
じる発生応力との関係を示すもので、積層面における破
壊モードを〜に分けて示している。 繊維の配向方向が０゜の場合の積層面内方向に沿っ
た引っ張り（積層面に平行する引っ張り）。 繊維の配向方向が±４５゜の場合の積層面内方向に
沿った引っ張り（積層面に平行する引っ張り）。 繊維の配向方向が９０゜の場合の積層面内方向に沿
った引っ張り（積層面に平行する引っ張り）。 積層面の外方向の引っ張り（積層面に直交する引っ
張り）。 積層面の外方向または層間の剪断。 翼部とプラットホーム部との接合部の引き剥し（接
合面に直交する引っ張り）。 翼部とプラットホーム部との接合部の剪断（接合面
に平行する引っ張り）。
【００１５】図４は、翼部品１のモデルに生じる発生応
力と基部２ｂの広がり角度θとの関係を示したものであ
る。この場合、グラフの横軸には、広がり角度θが０゜
〜２５゜の範囲で示されており、縦軸には、翼部品１の
モデルに空気力（横荷重）Ｐを加えた際に生じる発生応
力を材料強度で割った値（応力・強度比）が示されてい
る。この応力・強度比は前記からの破壊モードに対
応しており、値が小さいほど翼部品１の受ける空気力
（横荷重）Ｐの影響は少ないことを意味する。
力と基部２ｂの広がり角度θとの関係を示したものであ
る。この場合、グラフの横軸には、広がり角度θが０゜
〜２５゜の範囲で示されており、縦軸には、翼部品１の
モデルに空気力（横荷重）Ｐを加えた際に生じる発生応
力を材料強度で割った値（応力・強度比）が示されてい
る。この応力・強度比は前記からの破壊モードに対
応しており、値が小さいほど翼部品１の受ける空気力
（横荷重）Ｐの影響は少ないことを意味する。
【００１６】図４を検討すると、，，およびに
あっては、基部２ｂの広がり角度θがいずれの角度の場
合であっても応力・強度比が０．０４以下の低値を示し
ている。このことは、図５に示す破壊モード，，
の積層面に平行する引っ張りに対する発生応力と、の
積層面に直交する剪断応力および層間の剪断応力とに関
しては、基部２ｂの広がり角度θが空気力（横荷重）Ｐ
を受けた際の翼部２に与える影響は極めて少ないことを
意味している。
あっては、基部２ｂの広がり角度θがいずれの角度の場
合であっても応力・強度比が０．０４以下の低値を示し
ている。このことは、図５に示す破壊モード，，
の積層面に平行する引っ張りに対する発生応力と、の
積層面に直交する剪断応力および層間の剪断応力とに関
しては、基部２ｂの広がり角度θが空気力（横荷重）Ｐ
を受けた際の翼部２に与える影響は極めて少ないことを
意味している。
【００１７】図４に示すおよびにあっては、基部２
ｂの広がり角度θが０゜から増加するに従ってともに徐
々に低下し、１３゜付近で最低値を示す。これ以降、
は緩やかに再度上昇し、はそのまま緩やかに低下す
る。なお、広がり角度θがおよそ８゜のときに応力・強
度比が互いに一致している。また、およびにあって
は、応力・強度比が他の場合と比べて大きな値を示して
いる。このことは、図５に示す破壊モードの積層面に
直交する引っ張り、および、破壊モードの翼部２とプ
ラットホーム部３との接合部の引き剥しに関しては、常
に他の破壊モードに比べ空気力（横荷重）Ｐの影響を大
きく受けることを意味している。以上のことを考慮する
と、広がり角度θに関しては、およそ８゜前後に設定し
て、およびの応力・強度比をほぼ一致させることが
望ましい。
ｂの広がり角度θが０゜から増加するに従ってともに徐
々に低下し、１３゜付近で最低値を示す。これ以降、
は緩やかに再度上昇し、はそのまま緩やかに低下す
る。なお、広がり角度θがおよそ８゜のときに応力・強
度比が互いに一致している。また、およびにあって
は、応力・強度比が他の場合と比べて大きな値を示して
いる。このことは、図５に示す破壊モードの積層面に
直交する引っ張り、および、破壊モードの翼部２とプ
ラットホーム部３との接合部の引き剥しに関しては、常
に他の破壊モードに比べ空気力（横荷重）Ｐの影響を大
きく受けることを意味している。以上のことを考慮する
と、広がり角度θに関しては、およそ８゜前後に設定し
て、およびの応力・強度比をほぼ一致させることが
望ましい。
【００１８】また、図４に示すにあっては、応力・強
度比は、基部２ｂの広がり角度θが０゜から増加するに
従って徐々に低下している。この場合、の示す値は、
常に，，およびが示す値よりも大きく、かつ、
およびを超えることがない。つまり、空気力（横荷
重）Ｐの影響を最も大きく受ける破壊モードの応力・強
度比が低値をとるときの広がり角度θが、翼部品形成時
の最適条件となることを意味している。
度比は、基部２ｂの広がり角度θが０゜から増加するに
従って徐々に低下している。この場合、の示す値は、
常に，，およびが示す値よりも大きく、かつ、
およびを超えることがない。つまり、空気力（横荷
重）Ｐの影響を最も大きく受ける破壊モードの応力・強
度比が低値をとるときの広がり角度θが、翼部品形成時
の最適条件となることを意味している。
【００１９】以上により、ととの応力・強度比の値
が約０．１で一致する８゜付近に、基部２ｂの広がり角
度θを設定するのが、翼部品１の強度の管理を容易にす
るうえでも最適とみなすことができる。この場合、，
，およびの応力・強度比は基部２ｂの広がり角度
θの増加に係わらず約０．０２の低値を示すため、前記
ととへの影響を実質的に無視し得る程度である。ま
た、翼部２とプラットホーム部３との接合部における引
き剥しおよび剪断に対する応力・強度比を小さく設定す
るのであれば、広がり角度θを８〜２５゜の範囲にする
ことができる。なお、全体の応力値を、理想的な８゜の
応力値の＋２０％程度まで許容する場合は、広がり角度
θが２．５゜〜２５゜、＋１５％程度まで許容するので
あれば広がり角度θが５゜〜２２．５゜までの範囲を選
択することができる。
が約０．１で一致する８゜付近に、基部２ｂの広がり角
度θを設定するのが、翼部品１の強度の管理を容易にす
るうえでも最適とみなすことができる。この場合、，
，およびの応力・強度比は基部２ｂの広がり角度
θの増加に係わらず約０．０２の低値を示すため、前記
ととへの影響を実質的に無視し得る程度である。ま
た、翼部２とプラットホーム部３との接合部における引
き剥しおよび剪断に対する応力・強度比を小さく設定す
るのであれば、広がり角度θを８〜２５゜の範囲にする
ことができる。なお、全体の応力値を、理想的な８゜の
応力値の＋２０％程度まで許容する場合は、広がり角度
θが２．５゜〜２５゜、＋１５％程度まで許容するので
あれば広がり角度θが５゜〜２２．５゜までの範囲を選
択することができる。
【００２０】
【発明の効果】本発明に係る樹脂製翼部品の成形方法に
よれば、以下の効果を奏する。 （１） 翼部品の基部に楔形部品を挿入しプラットホー
ム部に埋め込まれる埋設部の積層幅を広くしたことによ
り、翼部の付け根が強化され翼部品全体の強度を飛躍的
に向上させることができる。 （２） 翼部品に生じる発生応力と埋設部の広がり角度
との関係に基づいて、各部位における発生応力を容易に
設定することができる。 （３） 埋設部の広がり角度により翼部品に生じる発生
応力を予測することが可能となるため、生産時のバラツ
キ等における翼部品の強度を容易に管理することができ
る。 （４） 発生応力の値を考慮して、翼部品の最適形状を
簡単に求め、生産効率を向上させることができる。
よれば、以下の効果を奏する。 （１） 翼部品の基部に楔形部品を挿入しプラットホー
ム部に埋め込まれる埋設部の積層幅を広くしたことによ
り、翼部の付け根が強化され翼部品全体の強度を飛躍的
に向上させることができる。 （２） 翼部品に生じる発生応力と埋設部の広がり角度
との関係に基づいて、各部位における発生応力を容易に
設定することができる。 （３） 埋設部の広がり角度により翼部品に生じる発生
応力を予測することが可能となるため、生産時のバラツ
キ等における翼部品の強度を容易に管理することができ
る。 （４） 発生応力の値を考慮して、翼部品の最適形状を
簡単に求め、生産効率を向上させることができる。
【図１】 本発明に係わる樹脂製翼部品の成形方法の一
実施形態を工程順に示す正断面図である。
実施形態を工程順に示す正断面図である。
【図２】 本発明に係わる樹脂製翼部品の一実施例にお
けるモデルの説明図である。
けるモデルの説明図である。
【図３】 図２のモデルに生じる発生応力を各部位ごと
に破壊モードで示した分類図である。
に破壊モードで示した分類図である。
【図４】 図２のモデルの埋設部における広がり角度θ
と最大発生応力／材料強度との関係曲線図である。
と最大発生応力／材料強度との関係曲線図である。
【図５】 樹脂製翼部品の従来例を示す正断面図であ
る。
る。
【図６】 図５の樹脂製翼部品に作用する空気力のモデ
ル図である。
ル図である。
１ 翼部品 ２ 翼部 ２ａ プリプレグ材 ２ｂ 基部 ２ｃ 間隙部 ２ｄ 埋設部 ３ プラットホーム部 ４ 支持構造物（ディスク） ５ 楔形部品 θ 広がり角度
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 富岡 史城 東京都田無市向台町三丁目５番１号 石川 島播磨重工業株式会社田無工場内株式会社 先進材料利用ガスジェネレータ研究所田無 分室内
Claims (4)
- 【請求項１】 長繊維強化樹脂の積層により翼部品
（１）の大部分を形成しておく工程と、翼部（２）の基
部（２ｂ）に間隙部（２ｃ）を設けて積層方向外側に広
げた状態としておく工程と、間隙部に繊維強化樹脂から
なる楔形部品（５）を挿入する工程とを有することを特
徴とする樹脂製翼部品の成形方法。 - 【請求項２】 翼部品（１）における基部（２ｂ）の外
側に樹脂または短繊維強化樹脂からなるプラットホーム
部（３）を射出成形する際に、翼部品，楔形部品（５）
およびプラットホーム部を一体化させることを特徴とす
る請求項１に記載の樹脂製翼部品の成形方法。 - 【請求項３】 プラットホーム部（３）に埋設される埋
設部（２ｄ）の広がり角度は２．５゜ないし２５゜の範
囲に設定されることを特徴とする請求項１および２に記
載の樹脂製翼部品の成形方法。 - 【請求項４】 樹脂としてポリ−エーテル−エーテル−
ケトン系等の熱可塑性樹脂が適用され、積層体にあって
は繊維強化樹脂をフィルム状としたプリプレグ材（２
ａ）が使用され、翼部（２）にあっては炭素長繊維強化
樹脂が使用され、プラットホーム部（３）にあっては樹
脂または炭素短繊維強化樹脂が使用され、楔形部品
（５）にあっては炭素短繊維強化樹脂が適用されること
を特徴とする請求項１、２および３に記載の樹脂製翼部
品の成形方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP32734996A JPH10166380A (ja) | 1996-12-06 | 1996-12-06 | 樹脂製翼部品の成形方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP32734996A JPH10166380A (ja) | 1996-12-06 | 1996-12-06 | 樹脂製翼部品の成形方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH10166380A true JPH10166380A (ja) | 1998-06-23 |
Family
ID=18198155
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP32734996A Withdrawn JPH10166380A (ja) | 1996-12-06 | 1996-12-06 | 樹脂製翼部品の成形方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH10166380A (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20130309435A1 (en) * | 2012-05-15 | 2013-11-21 | Hexcel Corporation | Over-molding of load-bearing composite structures |
| JP2014237300A (ja) * | 2013-06-10 | 2014-12-18 | 三菱重工業株式会社 | 樹脂構造体並びに該樹脂構造体を含む樹脂製スクロール流体機械 |
| JP2015157481A (ja) * | 2014-02-18 | 2015-09-03 | ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅＢｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ | 複合充填材 |
| JP2016511291A (ja) * | 2012-12-27 | 2016-04-14 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | ハイブリッド連続繊維−チョップド繊維ポリマー複合構造体 |
-
1996
- 1996-12-06 JP JP32734996A patent/JPH10166380A/ja not_active Withdrawn
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20130309435A1 (en) * | 2012-05-15 | 2013-11-21 | Hexcel Corporation | Over-molding of load-bearing composite structures |
| JP2015523922A (ja) * | 2012-05-15 | 2015-08-20 | ヘクセル コーポレイション | 荷重支持複合材構造物のオーバーモールド |
| US9393745B2 (en) * | 2012-05-15 | 2016-07-19 | Hexcel Corporation | Over-molding of load-bearing composite structures |
| JP2016511291A (ja) * | 2012-12-27 | 2016-04-14 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | ハイブリッド連続繊維−チョップド繊維ポリマー複合構造体 |
| JP2014237300A (ja) * | 2013-06-10 | 2014-12-18 | 三菱重工業株式会社 | 樹脂構造体並びに該樹脂構造体を含む樹脂製スクロール流体機械 |
| JP2015157481A (ja) * | 2014-02-18 | 2015-09-03 | ザ・ボーイング・カンパニーＴｈｅＢｏｅｉｎｇ Ｃｏｍｐａｎｙ | 複合充填材 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US10865769B2 (en) | Methods for manufacturing wind turbine rotor blade panels having printed grid structures | |
| US4219980A (en) | Reinforced composite structure and method of fabrication thereof | |
| CN102308083B (zh) | 高效风轮机叶片 | |
| US7244487B2 (en) | Apparatus, system, and method of joining structural components with a tapered tension bond joint | |
| US20110059290A1 (en) | Bonded assemblies and methods for improving bond strength of a joint | |
| JP5788403B2 (ja) | 休み機構を有するサンドイッチ構造及びその作製方法 | |
| US20060145031A1 (en) | Aircraft wing, aircraft wing composite material, and method of manufacture thereof | |
| US10066491B2 (en) | Fibre composite component for the rotor blade of a wind turbine | |
| JP5322398B2 (ja) | タービンバケット内の応力を低減するための方法及びタービンブレード | |
| US7807249B2 (en) | Composite article having reinforcing fibers oriented to suppress or delay ply splitting | |
| US8734606B2 (en) | Airfoil assembly and method of forming same | |
| CN111601966B (zh) | 用于转子叶片的打印增强结构的多种材料组合 | |
| EP3713752B1 (en) | Methods for manufacturing wind turbine rotor blade panels having printed grid structures | |
| CN104773283A (zh) | 单片式复合分叉小翼 | |
| EP4339451B1 (en) | Connection structure for wind turbine blade segments | |
| US20070120011A1 (en) | Active multistable twisting device | |
| CN102678473A (zh) | 改良风力涡轮机叶片表面的布置结构 | |
| EP3858584B1 (en) | Thermoplastic composite panel systems and methods | |
| KR20180002017A (ko) | 성형된 복합 라미네이트들의 링클 감소 | |
| JPH10166380A (ja) | 樹脂製翼部品の成形方法 | |
| CN112109341B (zh) | 复合材料叶片以及复合材料叶片的成形方法 | |
| CN109641403B (zh) | 复合构件及复合构件的成形方法 | |
| CN210738742U (zh) | 一种风电叶片延长节防坠结构 | |
| WO2021210580A1 (ja) | 中子及び構造体の成形方法 | |
| US20200067384A1 (en) | Rotor core and manufacturing method for rotor core |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20040302 |