RU2518519C2 - Panel of laminar composites - Google Patents
Panel of laminar composites Download PDFInfo
- Publication number
- RU2518519C2 RU2518519C2 RU2012142495/11A RU2012142495A RU2518519C2 RU 2518519 C2 RU2518519 C2 RU 2518519C2 RU 2012142495/11 A RU2012142495/11 A RU 2012142495/11A RU 2012142495 A RU2012142495 A RU 2012142495A RU 2518519 C2 RU2518519 C2 RU 2518519C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- skin
- ribs
- panel
- sheathing
- threads
- Prior art date
Links
Images
Abstract
Description
Изобретение относится к высоконагруженным элементам конструкций планера самолета - фюзеляжу, крылу, килю и стабилизатору, содержащих панели, выполненные из композиционных материалов.The invention relates to highly loaded structural elements of an airplane glider — the fuselage, wing, keel and stabilizer, comprising panels made of composite materials.
Конструкция планера самолета, содержащая панели из композиционных материалов, имеет меньшую массу, по сравнению с аналогичной конструкцией из металлов, при выполнении требований по прочности, жесткости и устойчивости. Это достигается за счет более высоких относительных прочностных и жесткостных параметров в направлении армирования современных композиционных материалов по отношению к металлам. Реализовать высокие свойства современных композиционных материалов в высоконагруженных панелях возможно при рациональном распределении материалов, их анизотропии и толщин в конструкции в соответствии с действующими потоками усилий. При этом значительную роль играет способность обшивки панелей не только воспринимать внешние нагрузки, но и сохранять несущую способность после ударного воздействия на нее посторонними предметами типа града и мелких камней при взлете и посадке. Удар в слоистую обшивку из композиционных материалов постороннего предмета радиусом 8 мм с энергией свыше 5 Дж вызывает расслоение в слоистой обшивке. При энергии удара 35 Дж возникают расслоения, вызывающие значительное (более чем в 4 раза) местное снижение несущей способности обшивки при сжатии (в статье Васильев В.В., Разин А.Ф. Экспериментальные методы исследования ударного воздействия на слоистые композиты // Вопросы оборонной техники. Серия 15. - 2012. - Выпуск 1(164)-2(165). С.40-44). Существует проблема создания панели из композиционных материалов минимальной массы с учетом ударного воздействия на ее обшивку.The design of an airplane glider containing panels of composite materials has a lower mass compared to a similar structure of metals, when meeting the requirements for strength, rigidity and stability. This is achieved due to higher relative strength and stiffness parameters in the direction of reinforcing modern composite materials with respect to metals. It is possible to realize the high properties of modern composite materials in highly loaded panels with a rational distribution of materials, their anisotropy and thickness in the structure in accordance with the current flow of forces. At the same time, the ability of the paneling not only to absorb external loads plays a significant role, but also to maintain the bearing capacity after impact on it with foreign objects such as hail and small stones during take-off and landing. A blow into the laminate casing of composite materials of a foreign object with a radius of 8 mm with an energy of more than 5 J causes delamination in the laminate casing. At an impact energy of 35 J, delaminations occur, causing a significant (more than 4-fold) local decrease in the load-bearing capacity of the skin during compression (in the article Vasiliev VV, Razin AF Experimental methods for studying the impact on laminated composites // Defense issues Techniques.Series 15. - 2012. - Issue 1 (164) -2 (165). S.40-44). There is a problem of creating a panel of composite materials of minimum weight, taking into account the impact on its lining.
Известен способ получения однослойной оболочки методом косослойной продольно-поперечной намотки (описан на 47 странице в книге Композиционные материалы: Справочник / В.В. Васильев, В.Д. Протасов, В.В. Болотин и др.; Под общ. Ред. В.В. Васильева, Ю.М. Тарнопольского. М.: Машиностроение, 1990. - 512 с.). Метод заключается в том, что слой продольно-поперечного армирования формируется на цилиндрической оправке в пределах технологической ленты, укладываемой спирально-винтовой намоткой с малой подачей. Набор требуемой толщины слоя осуществляется за один ход раскладывающего устройства. Лента образуется нитями кольцевого армирования и нитями продольного армирования, ориентированными под углом 10÷30° относительно образующей поверхности оправки, обертывающими ленту с нитями кольцевого армирования нитями продольного армирования с вертлюга. Нити кольцевого армирования пропитываются связующим в процессе намотки «мокрым» способом, а пропитка сухих продольных нитей осуществляется на оправке за счет избытка связующего в кольцевых нитях. Этот способ позволяет получить однослойную обшивку необходимой толщины в общем случае из различных нитей в кольцевом и осевом направлениях с заданной анизотропией свойств, менее чувствительную к ударам, чем слоистая обшивка панели, имеющая цилиндрическую или слабоконическую форму поверхности.A known method for producing a single-layer shell by the method of oblique longitudinally-transverse winding (described on page 47 in the book Composite materials: Reference / VV Vasiliev, VD Protasov, VV Bolotin and others; Under the general ed. In .V. Vasiliev, Yu.M. Tarnopolsky. M.: Mechanical Engineering, 1990. - 512 p.). The method consists in the fact that a layer of longitudinal-transverse reinforcement is formed on a cylindrical mandrel within the technological tape, laid by a spiral-helical winding with a low feed. The required layer thickness is set in one stroke of the spreading device. The tape is formed by circular reinforcement threads and longitudinal reinforcement threads oriented at an angle of 10 ÷ 30 ° relative to the forming surface of the mandrel, wrapping the tape with ring reinforcement threads by longitudinal reinforcement threads from a swivel. The filaments of annular reinforcement are impregnated with a binder in the wet process, and the impregnation of dry longitudinal filaments is carried out on the mandrel due to an excess of binder in the annular filaments. This method makes it possible to obtain a single-layer sheathing of the required thickness in the general case from various filaments in the annular and axial directions with a given anisotropy of properties, less sensitive to impacts than a laminated panel sheath having a cylindrical or slightly conical surface shape.
Известен способ изготовления узла соединения элементов планера самолета из полимерных композиционных материалов, включающих выполнение каркаса элементов, например несущих панелей крыла или консоли стабилизатора, на форме с разделительным слоем из антиадгезионного эластичного материала, например из силиконовой резины с продольными для стрингеров и поперечной для силового пояса канавками, укладкой с натяжением в канавки непрерывного жгута из однонаправленных углеродных нитей, пропитанных синтетическим связующим, с образованием нахлестов в перекрестиях канавок по патенту РФ №2412860 с приоритетом от 28.12.2009. Наличие в панелях только силовых наборов в виде стрингеров, без дополнительных силовых наборов, в других направлениях требует повышенных толщин обшивки, что приводит к увеличению числа слоев в обшивке и, соответственно, повышению чувствительности панели к повреждению посторонними предметами. Отсутствие дополнительных к стрингерам силовых наборов не позволяет максимально реализовать высокие механические характеристики композиционного материала в панелях.A known method of manufacturing a node for connecting the elements of an airframe of an airplane from polymer composite materials, including the implementation of a frame of elements, for example, wing panels or stabilizer arms, on a mold with a release layer of anti-adhesive elastic material, for example, silicone rubber with longitudinal grooves for stringers and transverse grooves for the power belt laying with tension in the grooves of a continuous bundle of unidirectional carbon fibers impregnated with a synthetic binder, with the formation of estov in the crosshairs of the grooves on the patent of the Russian Federation №2412860 with priority from 28.12.2009. The presence in panels of only power sets in the form of stringers, without additional power sets, in other directions requires increased thickness of the skin, which leads to an increase in the number of layers in the skin and, accordingly, to increase the sensitivity of the panel to damage by foreign objects. The absence of additional power sets to the stringers does not allow to maximize the high mechanical characteristics of the composite material in the panels.
Известна композитная панель, имеющая обшивку, полученную прессованием смолы, армированной волокнами, в виде плоской обшивки и ребер, уложенных рядами на одной стороне обшивки, и композитный материал, покрывающий ребра и пришитый к обшивке с последующей пропиткой материалов смолой и отверждением под давлением или вакуумированием по патенту US 20020081415 A1 от 27.06.2002. Обшивка панели имеет плоскую поверхность, что снижает область ее применения. Наличие в панели силовых наборов в виде стрингеров только с поперечным силовым набором требует повышенных толщин обшивки, что приводит к увеличению числа слоев в обшивке и, соответственно, повышению чувствительности панели к повреждению посторонними предметами. Отсутствие дополнительных к стрингерам силовых наборов не позволяет максимально реализовать высокие механические характеристики композиционного материала в панелях.A composite panel is known having a casing obtained by pressing a fiber-reinforced resin in the form of a flat casing and ribs laid in rows on one side of the casing, and a composite material covering the ribs and sewn to the casing, followed by impregnation of the materials with resin and curing under pressure or by vacuum evacuation US20020081415 A1 dated 06/27/2002. The paneling has a flat surface, which reduces its scope. The presence in the panel of power sets in the form of stringers with only a transverse power set requires increased thickness of the skin, which leads to an increase in the number of layers in the skin and, accordingly, to increase the sensitivity of the panel to damage by foreign objects. The absence of additional power sets to the stringers does not allow to maximize the high mechanical characteristics of the composite material in the panels.
Известна сетчатая оболочка вращения из композиционных материалов, образованная из повторяющихся по толщине стенки оболочки слоев систем перекрещивающихся спиральных, продольных и кольцевых лент из однонаправленных нитей, скрепленных полимерным связующим, и дополнительными короткими ребрами из нитей и (или) из ткани, ориентированными в продольном направлении и неравномерно распределенными по периметру по патенту РФ №2392122 с приоритетом от 05.11.2008. Предложенная сетчатая оболочка вращения, обладая устойчивостью, прочностью, жесткостью и сравнительно низкой массой, не может быть использована в качестве панели с обшивкой, необходимой для оболочки планера кривизны поверхности с ребрами различной высоты.Known mesh shell rotation of composite materials, formed from repeating the thickness of the shell wall layers of systems of intersecting spiral, longitudinal and annular tapes of unidirectional threads, fastened with a polymer binder, and additional short ribs of threads and (or) fabric, oriented in the longitudinal direction and unevenly distributed around the perimeter according to the patent of the Russian Federation No. 2392122 with a priority of 11/05/2008. The proposed mesh shell of rotation, having stability, strength, stiffness and relatively low mass, cannot be used as a panel with a casing, necessary for the shell of a glider of curvature of a surface with ribs of different heights.
Известна панель из композиционных материалов, описанная на странице 79 в книге Житомирского Г.И. Конструкция самолетов: Учебник для студентов авиационных специальностей вузов. М: Машиностроение, 1955. - 416 с. Описанная панель из композиционных материалов состоит из гладкой слоистой обшивки из слоев лент из нитей с ориентацией их вдоль панели - 0°, под углами ±45° и под углом 90°, пропитанных полимерной матрицей, соединенной со стрингерами из композиционного материала прямоугольного профиля в поперечном сечении. Наличие в панелях только стрингеров без дополнительных силовых наборов требует повышенных толщин обшивки, что приводит к увеличению числа слоев в обшивке и, соответственно, повышению чувствительности панели к повреждению посторонними предметами. Отсутствие дополнительных к стрингерам силовых наборов не позволяет максимально реализовать высокие механические характеристики композиционного материала в панелях.Known panel made of composite materials, described on page 79 in the book of Zhitomirsky G.I. Aircraft Design: Textbook for students of aviation specialties of universities. M: Mechanical Engineering, 1955 .-- 416 p. The described panel made of composite materials consists of a smooth layered sheathing of layers of tape of threads with their orientation along the panel - 0 °, at angles of ± 45 ° and at an angle of 90 °, impregnated with a polymer matrix connected to stringers made of composite material of rectangular profile in cross section . The presence in the panels of only stringers without additional power sets requires increased thickness of the skin, which leads to an increase in the number of layers in the skin and, accordingly, to increase the sensitivity of the panel to damage by foreign objects. The absence of additional power sets to the stringers does not allow to maximize the high mechanical characteristics of the composite material in the panels.
Основной задачей, на решение которой направлено изобретение, является разработка панели из слоистого композиционного материала для планера самолета минимальной массы с достаточной жесткостью, прочностью и устойчивостью при эксплуатации и пониженной повреждаемостью обшивки посторонними предметами. Одновременно в предлагаемой конструкции предусмотрено решение задач по энергосбережению при эксплуатации самолета и защите поверхности обшивки от статического электричества и атмосферного воздействия окружающей среды.The main task to which the invention is directed is to develop a panel of layered composite material for a minimum weight airplane glider with sufficient rigidity, strength and stability during operation and reduced damage to the cladding of foreign objects. At the same time, the proposed design provides for the solution of problems on energy saving during the operation of the aircraft and the protection of the skin surface from static electricity and atmospheric effects of the environment.
Технический результат достигается рациональным распределением композиционных материалов в силовых наборах и обшивке панели, а так же применением дополнительных внешних покрытий.The technical result is achieved by the rational distribution of composite materials in power sets and paneling, as well as the use of additional external coatings.
Для решения поставленной задачи с достижением указанного результата в известной панели из слоистых композиционных материалов, содержащей обшивку с гладкой, пологой геометрической формой наружной поверхности, скрепленную с силовыми наборами, в соответствии с предлагаемым изобретением силовые наборы выполнены в виде системы скрепленных с обшивкой перекрещивающихся ребер, состоящих из слоев однонаправленных высокопрочных (высокомодульных) нитей и (или) ткани, скрепленных полимерным связующим, ориентированных вдоль геодезических линий на внутренней поверхности обшивки, причем толщина и высота ребер, в общем случае, различны.To solve the problem with achieving the specified result in a well-known panel of layered composite materials containing a lining with a smooth, gentle geometric shape of the outer surface, bonded with power sets, in accordance with the invention, power sets are made in the form of a system of cross-linked ribs bonded to the skin, consisting of from layers of unidirectional high-strength (high-modulus) filaments and (or) fabric bonded with a polymeric binder oriented along geodesic lines on the inner surface of the skin, the thickness and height of the ribs, in general, different.
Обшивка предлагаемой панели может состоять из системы кольцевых и спиральных нитей, скрепленных полимерным связующим, полученной методом косой продольно-поперечной намотки.The skin of the proposed panel may consist of a system of annular and spiral threads fastened with a polymer binder, obtained by the method of oblique longitudinally-transverse winding.
Обшивка предлагаемой панели может иметь только один слой из термопластичного или тканого материала, пропитанного полимерным связующим.Sheathing of the proposed panel may have only one layer of thermoplastic or woven material impregnated with a polymer binder.
На наружной поверхности обшивки предлагаемой панели может быть наклеена металлическая фольга.On the outer surface of the skin of the proposed panel can be glued metal foil.
На наружной поверхности обшивки предлагаемой панели могут быть закреплены солнечные батареи.On the outer surface of the skin of the proposed panel can be fixed solar panels.
Отличительными особенностями заявляемой панели из слоистых композиционных материалов являются следующие признаки:The distinctive features of the claimed panel of layered composite materials are the following features:
- силовые наборы выполнены в виде системы перекрещивающихся ребер, скрепленных с обшивкой;- power kits are made in the form of a system of intersecting ribs, fastened with a casing;
- ребра состоят из слоев однонаправленных высокопрочных (высокомодульных) нитей и (или) ткани, скрепленных полимерным связующим;- the ribs consist of layers of unidirectional high-strength (high-modulus) threads and (or) fabric, bonded with a polymer binder;
- ребра ориентированы вдоль геодезических линий на внутренней поверхности обшивки;- the ribs are oriented along the geodesic lines on the inner surface of the skin;
- толщина и высота ребер, в общем случае, различны;- the thickness and height of the ribs are generally different;
- обшивка может иметь только один слой;- sheathing can have only one layer;
- обшивка состоит из системы кольцевых и спиральных нитей, скрепленных полимерным связующим, полученной методом косой продольно-поперечной намотки;- the casing consists of a system of annular and spiral threads fastened with a polymer binder, obtained by the method of oblique longitudinally-transverse winding;
- один слой обшивки может состоять из термопластичного материала или тканого материала, пропитанного полимерным связующим;- one layer of casing may consist of a thermoplastic material or a woven material impregnated with a polymer binder;
- на наружной поверхности обшивки может быть наклеена металлическая фольга;- metal foil may be glued on the outer surface of the skin;
- на наружной поверхности обшивки могут быть закреплены солнечные батареи.- solar panels can be fixed on the outer surface of the casing.
При эксплуатации в составе планера самолета панели из композиционных материалов нагружаются давлением на обшивку распределенными и сосредоточенными силами и изгибающими моментами. Как показывает опыт работы с цилиндрическими оболочками сетчатой структуры из композиционных материалов при подобных нагрузках рациональное распределение количества ребер, их высоты, толщин, траекторий укладки позволяет максимально реализовать высокие механические характеристики высокопрочных (высокомодульных) нитей и получить конструкции меньшего веса по отношению к другим силовым схемам этих конструкций из композиционных материалов. Слоистая структура из нитей позволяет автоматизировать процесс формирования ребер заданной высоты и толщины. Система перекрещивающихся ребер, скрепленных с обшивкой, позволяет рационально перераспределить давления на поверхности панели планера между обшивкой и ребрами. Ориентация ребер вдоль геодезических линий на внутренней поверхности обшивки обеспечивает устойчивое положение слоев ребер в процессе их автоматизированной укладки. Различная толщина и высота ребер позволяет получить минимальную массу панели, нагружаемой переменными давлением, усилиями и изгибающими моментам. Один слой в обшивке панели позволяет снизить влияние ударных воздействий на ее прочность по сравнению с многослойной обшивкой панели. Слой обшивки из системы кольцевых и спиральных нитей, скрепленных полимерным связующим, полученный методом косой продольно-поперечной намотки, позволяет получить достаточно толстую обшивку с оптимальной анизотропией механических характеристик. Обшивка из слоя термопластичного материала или тканого материала, пропитанного полимерным связующим, может иметь достаточно малую толщину (менее 0,5 мм), необходимую в панелях малой авиации. Для снятия статического электричества и защиты от влаги на наружной поверхности обшивки может быть наклеена металлическая фольга. Для экономии топлива во время полета в светлое время суток возможно использование солнечных батарей, закрепленных на наружной поверхности обшивки.When operating as part of an airplane glider, panels of composite materials are loaded with pressure on the skin by distributed and concentrated forces and bending moments. As experience with working with cylindrical shells of a mesh structure made of composite materials at similar loads shows, a rational distribution of the number of ribs, their height, thicknesses, laying trajectories allows you to maximize the high mechanical characteristics of high-strength (high-modulus) threads and to obtain lower weight designs in relation to other power schemes of these constructions made of composite materials. The layered structure of the threads allows you to automate the process of forming ribs of a given height and thickness. The system of intersecting ribs, bonded with the skin, allows you to rationally redistribute the pressure on the surface of the glider panel between the skin and the ribs. The orientation of the ribs along the geodetic lines on the inner surface of the casing provides a stable position of the layers of the ribs during their automated laying. Different thickness and height of the ribs allows you to get the minimum weight of the panel, loaded with variable pressure, force and bending moments. A single layer in the panel sheathing can reduce the impact of impacts on its strength in comparison with a multilayer panel sheathing. The sheathing layer from a system of annular and spiral filaments bonded with a polymer binder, obtained by oblique longitudinally-transverse winding, allows to obtain a sufficiently thick sheathing with optimal anisotropy of mechanical characteristics. Sheathing from a layer of thermoplastic material or a woven material impregnated with a polymer binder may have a sufficiently small thickness (less than 0.5 mm) required in small aircraft panels. To remove static electricity and protect against moisture, a metal foil can be glued on the outer surface of the skin. To save fuel during the flight during daylight hours, it is possible to use solar panels mounted on the outer surface of the skin.
Указанные признаки являются существенными, так как каждый из них направлен на достижение заданного технического результата в соответствии с поставленной задачей. В технических решениях предшествующего уровня их использование не обнаружено.These signs are significant, since each of them is aimed at achieving a given technical result in accordance with the task. In the technical solutions of the prior art, their use is not found.
Изобретение поясняется фиг.1 и 2. На фиг.1 в изометрической проекции показан вид на панель с внутренней стороны. На фиг.2 в увеличенном масштабе показано поперечное сечение ребра с обшивкой.The invention is illustrated in figures 1 and 2. In figure 1 in isometric projection shows a view of the panel from the inside. Figure 2 on an enlarged scale shows the cross section of the ribs with sheathing.
Панель из слоистых композиционных материалов (фиг.1) содержит обшивку 1, ребра 2, 3, 4, ребро 5 различной толщины и высоты, ориентированные на внутренней поверхности обшивки 6 вдоль геодезических линий 7.A panel of layered composite materials (FIG. 1) comprises a skin 1, ribs 2, 3, 4,
На фиг.2 показано поперечное сечение ребра 5 панели, состоящего из нескольких слоев 8, соединенного с обшивкой 1, которая может состоять из одного слоя 9. На наружной поверхности обшивки 1 может быть наклеена металлическая фольга или закреплены солнечные батареи 10.Figure 2 shows the cross section of the
Предлагаемая панель из слоистых композиционных материалов может быть изготовлена автоматизированным методом на серийно выпускаемых намоточных либо выкладочных станках с формированием ребер в пазах антиадгезионной, эластичной, например, силиконовой резины по известным технологиям с последующей термообработкой.The proposed panel of layered composite materials can be manufactured by an automated method on commercially available winding or laying machines with the formation of ribs in the grooves of anti-adhesive, elastic, for example, silicone rubber by known technologies, followed by heat treatment.
Толщина и параметры анизотропии обшивки, количество, толщины, высота и ориентация системы ребер зависят от конкретных условий нагружения панели и определяются специальным расчетом для определенных высокопрочных (высокомодульных) нитей и (или) ткани и связующего.The thickness and parameters of the anisotropy of the casing, the number, thickness, height and orientation of the rib system depend on the specific loading conditions of the panel and are determined by a special calculation for certain high-strength (high-modulus) threads and (or) fabric and binder.
Claims (5)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012142495/11A RU2518519C2 (en) | 2012-10-05 | 2012-10-05 | Panel of laminar composites |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2012142495/11A RU2518519C2 (en) | 2012-10-05 | 2012-10-05 | Panel of laminar composites |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2012142495A RU2012142495A (en) | 2014-04-10 |
| RU2518519C2 true RU2518519C2 (en) | 2014-06-10 |
Family
ID=50435983
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2012142495/11A RU2518519C2 (en) | 2012-10-05 | 2012-10-05 | Panel of laminar composites |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2518519C2 (en) |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2575182C1 (en) * | 2014-07-07 | 2016-02-20 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Solar battery panel |
| RU2604221C2 (en) * | 2014-12-15 | 2016-12-10 | Публичное акционерное общество "Арсеньевская авиационная компания "Прогресс" им. Н.И. Сазыкина" (ПАО ААК "Прогресс") | Method of making thin-wall laminar bearing panels |
| RU170087U1 (en) * | 2016-11-29 | 2017-04-13 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) | REINFORCED PANEL OF INTEGRAL TYPE FROM COMPOSITE MATERIAL |
| RU2619786C1 (en) * | 2015-12-23 | 2017-05-18 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) | Sandwich panel with truss aggregate |
| RU2628416C1 (en) * | 2016-11-14 | 2017-08-16 | Акционерное общество Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения | Wing and fin panel or operation of air vehicle from layer composite materials |
| RU2734147C1 (en) * | 2019-12-10 | 2020-10-13 | Акционерное общество "Центр перспективных разработок" | Aircraft wing or empennage panel from laminar composite materials |
| RU2771471C1 (en) * | 2021-06-15 | 2022-05-04 | Акционерное общество «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф.Решетнёва» | Body of a block-modular spacecraft and the method for its assembly |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2089444C1 (en) * | 1995-08-25 | 1997-09-10 | Восточноукраинский государственный университет | Method of manufacture of intricate-profile articles from composite materials by continuous winding method |
| US7510757B2 (en) * | 2005-02-01 | 2009-03-31 | The Boeing Company | Cellular composite grid-stiffened structure |
| RU2384460C2 (en) * | 2008-05-15 | 2010-03-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны РФ | Meshed cover in the form of rotation body from composite materials |
| RU2392122C1 (en) * | 2008-11-05 | 2010-06-20 | Открытое акционерное общество Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения | Net-like rotational shell out of composite materials |
-
2012
- 2012-10-05 RU RU2012142495/11A patent/RU2518519C2/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2089444C1 (en) * | 1995-08-25 | 1997-09-10 | Восточноукраинский государственный университет | Method of manufacture of intricate-profile articles from composite materials by continuous winding method |
| US7510757B2 (en) * | 2005-02-01 | 2009-03-31 | The Boeing Company | Cellular composite grid-stiffened structure |
| RU2384460C2 (en) * | 2008-05-15 | 2010-03-20 | Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство обороны РФ | Meshed cover in the form of rotation body from composite materials |
| RU2392122C1 (en) * | 2008-11-05 | 2010-06-20 | Открытое акционерное общество Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения | Net-like rotational shell out of composite materials |
Cited By (8)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2575182C1 (en) * | 2014-07-07 | 2016-02-20 | Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" | Solar battery panel |
| RU2604221C2 (en) * | 2014-12-15 | 2016-12-10 | Публичное акционерное общество "Арсеньевская авиационная компания "Прогресс" им. Н.И. Сазыкина" (ПАО ААК "Прогресс") | Method of making thin-wall laminar bearing panels |
| RU2619786C1 (en) * | 2015-12-23 | 2017-05-18 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) | Sandwich panel with truss aggregate |
| RU2628416C1 (en) * | 2016-11-14 | 2017-08-16 | Акционерное общество Центральный научно-исследовательский институт специального машиностроения | Wing and fin panel or operation of air vehicle from layer composite materials |
| RU170087U1 (en) * | 2016-11-29 | 2017-04-13 | Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Казанский национальный исследовательский технический университет им. А.Н. Туполева-КАИ" (КНИТУ-КАИ) | REINFORCED PANEL OF INTEGRAL TYPE FROM COMPOSITE MATERIAL |
| RU2734147C1 (en) * | 2019-12-10 | 2020-10-13 | Акционерное общество "Центр перспективных разработок" | Aircraft wing or empennage panel from laminar composite materials |
| RU2771471C1 (en) * | 2021-06-15 | 2022-05-04 | Акционерное общество «Информационные спутниковые системы» имени академика М.Ф.Решетнёва» | Body of a block-modular spacecraft and the method for its assembly |
| RU2782910C1 (en) * | 2022-01-10 | 2022-11-07 | Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г.Ромашина" | Three-layer panel |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2012142495A (en) | 2014-04-10 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2518519C2 (en) | Panel of laminar composites | |
| US10717512B2 (en) | Composite vehicle body | |
| US6187411B1 (en) | Stitch-reinforced sandwich panel and method of making same | |
| US10221832B2 (en) | Triaxial fiber-reinforced composite laminate | |
| CN101500796A (en) | Lay-up arrangement and structural arrangement and method for producing a component for aerospace | |
| EP2865516B1 (en) | Skin-stiffened composite panel and method of its manufacture | |
| WO2018085038A1 (en) | Isogrid stiffening elements | |
| JP2010527303A (en) | Hybrid composite panel system and method | |
| JPWO2012067063A1 (en) | Structural warp knitted sheet and laminate thereof | |
| US9724848B2 (en) | Collapsible, coiled mandrel | |
| EP2853380A1 (en) | Composite textiles including spread filaments | |
| RU2628416C1 (en) | Wing and fin panel or operation of air vehicle from layer composite materials | |
| EP3075524B1 (en) | Pressure bulkhead and method for producing a pressure bulkhead | |
| EP3126133A1 (en) | Systems and methods of producing a structural and non-structural homogeneous and hybrid composite panels, prepregs, hand layup panels with "basalt" fiber, various composite materials, and additives | |
| CN109397719A (en) | For drawing-pressing the carbon fibre composite of carrying to wind connector and preparation method thereof | |
| US11192312B2 (en) | Three-dimensional woven preforms for omega stiffeners | |
| US20110303791A1 (en) | Fuselage Section of an Aircraft and Method for the Production of the Fuselage Section | |
| RU176806U1 (en) | ISOGRID (GRID) TAILS OF THE HELICOPTER, MADE OF COMPOSITE MATERIALS | |
| CN105818397A (en) | Light-type structure composite material | |
| US10661507B2 (en) | Assembly having individual components made of a fibre-reinforced composite material | |
| EP3248774A1 (en) | Fireproof polymer matrix composite structure | |
| RU2020110602A (en) | Composite elastic beam chassis system | |
| RU170087U1 (en) | REINFORCED PANEL OF INTEGRAL TYPE FROM COMPOSITE MATERIAL | |
| RU2765630C1 (en) | Structural mesh shell made of composite materials with metal skin and method for manufacture thereof | |
| US10550499B2 (en) | Fabricating composite core with woven composite fibers |