RU2564952C1 - Method to manufacture three-layer panel from composite material - Google Patents
Method to manufacture three-layer panel from composite material Download PDFInfo
- Publication number
- RU2564952C1 RU2564952C1 RU2014114723/05A RU2014114723A RU2564952C1 RU 2564952 C1 RU2564952 C1 RU 2564952C1 RU 2014114723/05 A RU2014114723/05 A RU 2014114723/05A RU 2014114723 A RU2014114723 A RU 2014114723A RU 2564952 C1 RU2564952 C1 RU 2564952C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- honeycomb core
- skin
- panel
- cured
- layer panel
- Prior art date
Links
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 title claims description 14
- 239000002131 composite material Substances 0.000 title claims description 12
- 238000000034 method Methods 0.000 title description 4
- 239000002313 adhesive film Substances 0.000 claims abstract description 12
- 238000007688 edging Methods 0.000 claims description 22
- 239000000853 adhesive Substances 0.000 claims description 8
- 230000001070 adhesive effect Effects 0.000 claims description 8
- 239000000463 material Substances 0.000 claims description 6
- 239000000203 mixture Substances 0.000 claims description 6
- 239000011230 binding agent Substances 0.000 claims description 4
- 238000004026 adhesive bonding Methods 0.000 claims description 2
- 239000002390 adhesive tape Substances 0.000 claims description 2
- 238000005253 cladding Methods 0.000 claims description 2
- 238000009432 framing Methods 0.000 claims description 2
- 239000000945 filler Substances 0.000 abstract description 7
- 230000015572 biosynthetic process Effects 0.000 abstract description 3
- 238000010276 construction Methods 0.000 abstract 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 abstract 1
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 239000010410 layer Substances 0.000 description 26
- 238000005187 foaming Methods 0.000 description 5
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 5
- 238000000465 moulding Methods 0.000 description 4
- 238000004806 packaging method and process Methods 0.000 description 4
- 239000012790 adhesive layer Substances 0.000 description 3
- 230000007547 defect Effects 0.000 description 3
- 239000000047 product Substances 0.000 description 3
- 229920000049 Carbon (fiber) Polymers 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 239000011888 foil Substances 0.000 description 2
- 238000003754 machining Methods 0.000 description 2
- 230000013011 mating Effects 0.000 description 2
- VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N methane Chemical compound C VNWKTOKETHGBQD-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 2
- 239000004593 Epoxy Substances 0.000 description 1
- 241001122767 Theaceae Species 0.000 description 1
- XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N aluminium Chemical compound [Al] XAGFODPZIPBFFR-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 229910052782 aluminium Inorganic materials 0.000 description 1
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 1
- 239000004917 carbon fiber Substances 0.000 description 1
- 230000001413 cellular effect Effects 0.000 description 1
- 238000005520 cutting process Methods 0.000 description 1
- 238000001125 extrusion Methods 0.000 description 1
- 239000011152 fibreglass Substances 0.000 description 1
- 230000008014 freezing Effects 0.000 description 1
- 238000007710 freezing Methods 0.000 description 1
- 238000009499 grossing Methods 0.000 description 1
- 238000005470 impregnation Methods 0.000 description 1
- 239000011265 semifinished product Substances 0.000 description 1
- 238000009966 trimming Methods 0.000 description 1
- 230000037303 wrinkles Effects 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Laminated Bodies (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к авиационной и аэрокосмической технике, а именно к способам изготовления трехслойных панелей корпусных деталей самолетов, и может быть использовано при изготовлении трехслойных панелей с сотовым заполнителем.The invention relates to aviation and aerospace engineering, and in particular to methods for manufacturing three-layer panels of aircraft body parts, and can be used in the manufacture of three-layer panels with honeycomb core.
Известен способ изготовления композиционных деталей с сотовым заполнителем (патент США №5897739, опубликованный 27.04.1999), в котором предварительно отверждают нижнюю композиционную обшивку, обрабатывают ее по контуру и устанавливают на формообразующую оснастку, изготавливают сотовый заполнитель и устанавливают его через клеевую пленку на нижнюю обшивку по заданным размерам относительно кромки нижней обшивки, затем на образовавшуюся сборку укладывают клеевую пленку и верхнюю неотвержденную композиционную обшивку таким образом, чтобы она выходила за торцы нижней отвержденной обшивки на строго установленный размер и при формовании сцеплялась со ступенькой, образованной торцами нижней обшивки, не позволяя слоям верхней обшивки при формовании деформировать сотовый заполнитель. После чего полученный полуфабрикат детали упаковывают в вакуумный мешок и проводят отверждение.A known method of manufacturing composite parts with a honeycomb core (US patent No. 5897739, published 04/27/1999), in which the lower composite skin is pre-cured, processed along the contour and mounted on a forming tool, a honeycomb core is made and installed through the adhesive film on the lower skin in specified dimensions relative to the edge of the lower skin, then on the resulting assembly lay the adhesive film and the upper uncured composite skin in such a way that it went beyond the ends of the lower cured casing to a strictly set size and, when molded, adhered to a step formed by the ends of the lower casing, not allowing the layers of the upper casing to deform the honeycomb core during molding. After that, the resulting semi-finished product is packed in a vacuum bag and cured.
Недостатками данного способа являются большая трудоемкость и длительный цикл изготовления за счет необходимости извлечения нижней обшивки перед ее механической обработкой, повторной установки на формообразующую оснастку и фиксации на ней нижней обшивки и обеспечения заданного размера верхней обшивки относительно контура нижней обшивки для формирования ступенек. Кроме того, наличие ступенек по контуру влияет на качество внешнего вида панели, способствуя образованию складок в процессе отверждения при недостаточном натяжении материала верхней обшивки или зависанию слоев в зоне кромок сотового заполнителя при избыточном натяжении.The disadvantages of this method are the great complexity and a long manufacturing cycle due to the need to remove the lower skin before machining, reinstall it on the forming tool and fix the lower skin on it and provide a predetermined size of the upper skin relative to the contour of the lower skin to form steps. In addition, the presence of steps along the contour affects the quality of the appearance of the panel, contributing to the formation of wrinkles during curing with insufficient tension of the material of the upper skin or freezing of layers in the region of the edges of the honeycomb core with excessive tension.
Известен также способ изготовления композитного компонента, имеющего первую обшивку, сотовый заполнитель и вторую обшивку (ЕР 2266784 А1, опубликованный 29.12.2010, - прототип), в котором из непропитанного материала предварительно изготавливают преформу, содержащую первую и вторую заготовки обшивок, пропитывают ее связующим повышенной вязкости, частично отверждают преформу с образованием объема для сотового заполнителя, устанавливают в образовавшийся объем преформы сотовый заполнитель и проводят окончательное отверждение композитного компонента на сотовом заполнителе.There is also known a method of manufacturing a composite component having a first skin, a honeycomb core and a second skin (EP 2266784 A1, published December 29, 2010, a prototype), in which a preform containing the first and second blanks of skin is preliminarily made from non-impregnated material, impregnated with an increased binder viscosity, partially cure the preform with the formation of a volume for a honeycomb core, install a honeycomb filler in the formed volume of the preform and conduct the final cure of the composite cient on Honeycomb.
Недостатком данного способа является большая трудоемкость за счет как минимум трехкратной упаковки заготовок обшивок: первый раз при осуществлении пропитки, второй - при частичном отверждении, третий - при окончательном отверждении совместно с сотовым заполнителем. Кроме того, установка сотового заполнителя между частично отвержденными первой и второй обшивками является трудоемкой и может привести к дефектам в зоне скоса сотового заполнителя при использовании сотовых заполнителей из тонкой (30 мкм и тоньше) фольги, что снижает качество внешнего вида трехслойной панели в зоне скоса сотового заполнителя. Отсутствие клеевых слоев между сотовым заполнителем и обшивками снижает прочность их соединения.The disadvantage of this method is the high complexity due to at least three-fold packaging of the blanks of the casing: the first time during the impregnation, the second during partial curing, the third during final curing together with honeycomb. In addition, the installation of a honeycomb core between the partially cured first and second skins is time-consuming and can lead to defects in the bevel area of the honeycomb core when using cellular aggregates made of thin (30 μm and thinner) foil, which reduces the appearance quality of the three-layer panel in the bevel area of the honeycomb placeholder. The absence of adhesive layers between the honeycomb core and the skin reduces their bond strength.
Задачей изобретения является повышение прочности, качества внешнего вида трехслойной панели и снижение трудоемкости ее изготовления.The objective of the invention is to increase the strength, quality of the appearance of a three-layer panel and reduce the complexity of its manufacture.
Способ изготовления трехслойной панели из композиционного материала, включающий пропитку связующим материала, формирование из него первой и второй обшивок, установку сотового заполнителя со скосами между первой и второй обшивками и отверждение панели, при этом согласно изобретению при формировании первой обшивки по ее контуру выкладывают окантовочный элемент, образующий торцевую зону и зону скоса сотового заполнителя трехслойной панели, затем окантовочный элемент совместно отверждают с первой обшивкой и обрезают его по высоте, исключая выступание за верхнюю поверхность сотового заполнителя, после чего на внутреннюю поверхность первой обшивки поочередно устанавливают нижнюю клеевую пленку, сотовый заполнитель со скосами, верхнюю клеевую пленку и неотвержденную вторую обшивку, выполненную таким образом, чтобы ее края частично или полностью перекрывали отвержденный окантовочный элемент в зоне скоса сотового заполнителя, при этом перед установкой сотового заполнителя на внутреннюю поверхность отвержденного окантовочного элемента в зоне скоса сотового заполнителя наносят пленочную вспенивающуюся клеевую композицию, а между второй неотвержденной обшивкой и отвержденным окантовочным элементом выкладывают клеевую пленку и проводят совместное со склейкой элементов панели отверждение второй обшивки.A method of manufacturing a three-layer panel of composite material, comprising impregnating a binder material, forming the first and second skin from it, installing a honeycomb core with bevels between the first and second skin, and curing the panel, according to the invention, when laying the first skin, a fringing element is laid out along its contour, forming the end zone and the bevel zone of the honeycomb core of the three-layer panel, then the edging element is jointly cured with the first skin and trimmed in height, excluding tea, protruding beyond the upper surface of the honeycomb core, after which the lower adhesive film, honeycomb core with bevels, upper adhesive film and uncured second skin are alternately installed on the inner surface of the first skin, so that its edges partially or completely overlap the cured edging element in the zone bevel of the honeycomb core, while before installing the honeycomb core on the inner surface of the cured edging element in the bevel area of the honeycomb fill I applied film expandable adhesive composition, and the second between the uncured and cured lining element Framing spread adhesive tape and carried jointly with the gluing panel elements curing the second cladding.
До отверждения первой обшивки совместно с окантовочным элементом они могут быть прошиты в зоне острой кромки сотового заполнителя.Prior to the curing of the first skin, together with the edging element, they can be stitched in the area of the sharp edge of the honeycomb core.
Выкладка по контуру первой обшивки окантовочного элемента, образующего торцевую зону и зону скоса сотового заполнителя трехслойной панели, совместное отверждение окантовочного элемента с первой обшивкой и обрезка его по высоте, исключая выступание за верхнюю поверхность сотового заполнителя, последующая поочередная установка на внутреннюю поверхность первой обшивки нижней клеевой пленки, сотового заполнителя со скосами, верхней клеевой пленки и неотвержденной второй обшивки, выполненной таким образом, чтобы ее края частично или полностью перекрывали отвержденный окантовочный элемент в зоне скоса сотового заполнителя, нанесение на внутреннюю поверхность отвержденного окантовочного элемента в зоне скоса сотового заполнителя пленочной вспенивающейся клеевой композиции, выкладка клеевой пленки между второй неотвержденной обшивкой и отвержденным окантовочным элементом и проведение совместного со склейкой панели отверждения второй обшивки позволяют обеспечить прочное клеевое соединение между обшивками и заполнителем, снизить трудоемкость за счет уменьшения количества промежуточных упаковок и улучшения условий установки сотового заполнителя. Кроме того, обеспечивается точность выполнения сопрягаемых поверхностей окантовочного элемента и сотового заполнителя, уменьшается вероятность возникновения дефектов в зоне скоса сотового заполнителя, что повышает прочность и качество внешнего вида панели.Laying out along the contour of the first sheathing of the edging element forming the end zone and the bevel zone of the honeycomb core of the three-layer panel, curing the edging element together with the first sheathing and trimming it in height, excluding protruding beyond the upper surface of the honeycomb core, subsequent installation of the lower adhesive on the inner surface of the first sheathing a film, a honeycomb core with bevels, an upper adhesive film and an uncured second skin made in such a way that its edges partially or half They completely overlap the cured edging element in the bevel area of the honeycomb core, applying a foaming adhesive composition to the inner surface of the cured edging element in the bevel area of the honeycomb filler, laying out the adhesive film between the second uncured casing and the cured edging element and allowing the second casing to be jointly glued allows strong adhesive bond between the skin and the aggregate, reduce the complexity by reducing to lichestva intermediate packaging and improving the installation of honeycomb. In addition, the accuracy of the mating surfaces of the edging element and the honeycomb core is ensured, the likelihood of defects in the bevel area of the honeycomb core is reduced, which increases the strength and quality of the appearance of the panel.
Прошивка первой обшивки совместно с окантовочным элементом в зоне острой кромки сотового заполнителя обеспечивает точность установки сотового заполнителя и улучшает качество изделия.The firmware of the first skin together with the edging element in the zone of the sharp edge of the honeycomb core ensures the accuracy of the honeycomb core installation and improves the quality of the product.
Изобретение поясняется чертежами.The invention is illustrated by drawings.
На фиг. 1 представлено сечение трехслойной панели в зоне окантовочного элемента.In FIG. 1 shows a cross-section of a three-layer panel in the area of the edging element.
На фиг. 2 показана схема выкладки первой обшивки и окантовочного элемента.In FIG. 2 shows a layout diagram of a first skin and a fringing element.
На фиг. 3 представлена схема сборки трехслойной панели.In FIG. 3 shows the assembly diagram of a three-layer panel.
Способ изготовления трехслойной панели из композиционного материала включает выкладку на формообразующую оснастку 5 слоев первой обшивки 1, установку цулаги 8, выкладку слоев окантовочного элемента 2 с напуском на цулагу 8, прошивку нитью 7 слоев окантовочного элемента 2 со слоями первой обшивки 1 по контуру цулаги 8, подгиб слоев окантовочного элемента 2, составляющих напуск на цулагу 8, установку вкладышей 6 по контуру цулаги 8, приглаживание слоев окантовочного элемента к формующей поверхности вкладышей 6, упаковку и формование первой обшивки 1 и окантовочного элемента 2, распрессовку полученной детали, порезку окантовочного элемента 2 по высоте, поочередную укладку нижнего клеевого слоя 9, пленочной вспенивающейся клеевой композиции 10, установку сотового заполнителя 3, укладку верхнего клеевого слоя 11, выкладку слоев второй обшивки 4, упаковку и формование собранной трехслойной панели, распрессовку и механическую обработку изделия по контуру.A method of manufacturing a three-layer panel of composite material includes laying on the forming
ПримерExample
Предлагаемый способ изготовления трехслойной панели из композиционного материала был реализован при изготовлении панели фюзеляжа летательного аппарата, первую обшивку которой выкладывали из препрега 150УТ-0,2-(Р) на основе углеткани, пропитанной эпоксидным связующим. Выполненную из стеклопластика ЭНФБ-Т-10-80 гибкую цулагу установили на неотвержденную первую обшивку, после чего по контуру цулаги выложили слои окантовочного элемента из того же материала, что и первая обшивка. Нитью из углеродного волокна HTS-40 прошили слои первой обшивки и окантовочного элемента, затем по контуру цулаги на нее установили вкладыши из Д16Т под слои окантовочного элемента. Подсборку упаковали в вакуумный мешок и провели формование при температуре 175°C и давлении 6 атм. После распрессовки, не снимая деталь с формообразующей оснастки, провели механическую обработку окантовочного элемента, затем на первую обшивку нанесли нижнюю клеевую пленку ВК-36, на окантовочный элемент в зоне стыка с сотовым заполнителем нанесли пленочную вспенивающуюся клеевую композицию ВКВ-3, установили сотовый заполнитель 2,75-5056-30П из алюминиевой фольги, нанесли верхнюю клеевую пленку ВК-36, поверх которой выложили слои второй обшивки из того же материала, что и первой. Произвели упаковку в вакуумный мешок и провели формование при температуре 175°C и давлении 3 атм. Затем изделие распрессовали и провели механическую обработку по контуру.The proposed method of manufacturing a three-layer panel of composite material was implemented in the manufacture of an aircraft fuselage panel, the first lining of which was laid out from a prepreg 150UT-0.2- (P) based on carbon fabric impregnated with an epoxy binder. A flexible tsulag made of fiberglass ENFB-T-10-80 was installed on the uncured first skin, after which layers of a fringing element made of the same material as the first skin were laid along the contour of the Tsulag. The HTS-40 carbon fiber filament was flashed with layers of the first sheathing and edging element, then, along the contour of the Tsulag, liners of D16T were installed on it under the edging element layers. The subassembly was packed in a vacuum bag and formed at a temperature of 175 ° C and a pressure of 6 atm. After unpressing, without removing the part from the forming tooling, the edging element was machined, then the lower adhesive film VK-36 was applied to the first sheathing, the VKV-3 foaming adhesive composition was applied to the edging element in the joint area with the honeycomb core, honeycomb was installed 2 , 75-5056-30P from aluminum foil, applied the VK-36 top adhesive film, on top of which layered layers of the second skin of the same material as the first. They were packed in a vacuum bag and molded at a temperature of 175 ° C and a pressure of 3 atm. Then the product was decompressed and machined along the contour.
Предлагаемый способ изготовления трехслойной панели из композиционного материала позволяет снизить трудоемкость за счет уменьшения количества промежуточных упаковок и улучшения условий установки сотового заполнителя, а также повышает прочность панели в зоне скоса сотового заполнителя за счет обеспечения точности выполнения сопрягаемых поверхностей окантовочного элемента и сотового заполнителя и использования вспенивающейся клеевой композиции. Кроме того, уменьшается вероятность возникновения дефектов в зоне скоса сотового заполнителя, что улучшает качество внешнего вида конструкции.The proposed method of manufacturing a three-layer panel made of composite material allows to reduce the complexity by reducing the number of intermediate packages and improving the installation conditions of the honeycomb core, and also increases the strength of the panel in the bevel area of the honeycomb core by ensuring the accuracy of the mating surfaces of the edging element and the honeycomb core and the use of foaming adhesive composition. In addition, the probability of defects in the bevel area of the honeycomb core is reduced, which improves the quality of the appearance of the structure.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014114723/05A RU2564952C1 (en) | 2014-04-14 | 2014-04-14 | Method to manufacture three-layer panel from composite material |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2014114723/05A RU2564952C1 (en) | 2014-04-14 | 2014-04-14 | Method to manufacture three-layer panel from composite material |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2564952C1 true RU2564952C1 (en) | 2015-10-10 |
Family
ID=54289724
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2014114723/05A RU2564952C1 (en) | 2014-04-14 | 2014-04-14 | Method to manufacture three-layer panel from composite material |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2564952C1 (en) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2779440C1 (en) * | 2021-12-29 | 2022-09-07 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Method for manufacture of three-layered cellular panel with embedded heat pipes |
Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU281167A1 (en) * | METHOD FOR ASSEMBLING A THREE-LAYERAL PANEL WITH CELLULAR FILLER | |||
| SU893587A1 (en) * | 1980-04-24 | 1981-12-30 | Предприятие П/Я Р-6601 | Variable stiffness three layer panel |
| US5897739A (en) * | 1995-01-27 | 1999-04-27 | Sikorsky Aircraft Corporation | Method for making honeycomb core composite articles |
| SU1623079A1 (en) * | 1988-01-08 | 2005-02-10 | И.Л. Сосульников | THREE-LAYER PANEL |
| RU2355583C2 (en) * | 2007-05-29 | 2009-05-20 | Федеральное Государственное унитарное предприятие Государственный научно-производственный ракетно-космический центр (ФГУП ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") | Production method of large three-layer structures from polymer composites |
| EP2266784A1 (en) * | 2009-06-22 | 2010-12-29 | Eurocopter Deutschland GmbH | Method for producing a sandwich component having a honeycomb core |
-
2014
- 2014-04-14 RU RU2014114723/05A patent/RU2564952C1/en active
Patent Citations (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| SU281167A1 (en) * | METHOD FOR ASSEMBLING A THREE-LAYERAL PANEL WITH CELLULAR FILLER | |||
| SU893587A1 (en) * | 1980-04-24 | 1981-12-30 | Предприятие П/Я Р-6601 | Variable stiffness three layer panel |
| SU1623079A1 (en) * | 1988-01-08 | 2005-02-10 | И.Л. Сосульников | THREE-LAYER PANEL |
| US5897739A (en) * | 1995-01-27 | 1999-04-27 | Sikorsky Aircraft Corporation | Method for making honeycomb core composite articles |
| RU2355583C2 (en) * | 2007-05-29 | 2009-05-20 | Федеральное Государственное унитарное предприятие Государственный научно-производственный ракетно-космический центр (ФГУП ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") | Production method of large three-layer structures from polymer composites |
| EP2266784A1 (en) * | 2009-06-22 | 2010-12-29 | Eurocopter Deutschland GmbH | Method for producing a sandwich component having a honeycomb core |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2779440C1 (en) * | 2021-12-29 | 2022-09-07 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Method for manufacture of three-layered cellular panel with embedded heat pipes |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| JP7409885B2 (en) | Molded composite stringer | |
| EP2886311B1 (en) | Three-dimensional reuseable curing caul for use in curing integrated composite components and method of making the same | |
| CA2831516C (en) | Multi-box wing spar and skin | |
| JP5329649B2 (en) | Turbine blade half manufacturing method, turbine blade half, turbine blade manufacturing method, and turbine blade | |
| US9683545B2 (en) | Manufacture of wind turbine blades | |
| KR101900967B1 (en) | Composite structures having integrated stiffeners with smooth runouts and method of making the same | |
| US7097731B2 (en) | Method of manufacturing a hollow section, grid stiffened panel | |
| RU2013128408A (en) | COMPOSITE HAT-SHAPED REINFORCEMENT PROFILE, COMPOSITE HARD-REINFORCED HAT-SHAPED PROFILES AND WAYS OF THEIR MANUFACTURE | |
| RU2010141486A (en) | AIRCRAFT COMPOUND KIT CONTAINING A COMPOSITE DETAIL | |
| US10549492B2 (en) | Method for manufacturing carbon fiber panels stiffened with omega stringers | |
| RU2693154C2 (en) | Aircraft panel made of multilayer composites, and method of its production | |
| KR20160138566A (en) | Method and apparatus for producing a sandwich component, and sandwich component | |
| RU2018122069A (en) | Partial curing of thermoset composites | |
| RU2007148546A (en) | METHOD FOR PRODUCING A COMPONENT OF A SHELL TYPE | |
| WO2012149939A3 (en) | Method of preparing a composite laminate | |
| RU2559446C1 (en) | Manufacturing method of three-layered panel from composite material | |
| RU2564952C1 (en) | Method to manufacture three-layer panel from composite material | |
| US9944062B2 (en) | Composite aircraft manufacturing tooling and methods using articulating mandrels | |
| RU2685218C1 (en) | Method for producing curvilinear three-layer composite panels | |
| RU2623773C1 (en) | Method of manufacturing panel with stiffening ribs of polymer composite materials | |
| CN108545146A (en) | Ferry glass reinforced plastic boat moulding process | |
| RU2683410C1 (en) | Longeron-free blade of helicopter rotor and method of its manufacturing | |
| EP4321329A2 (en) | Manufacturing methods of net stiffeners | |
| CN106696383B (en) | The technique for making light aerocraft composite material high strength degree girder |