RU2604114C1 - Method of determining strength at cleavage of adhesive joint of cellular filler with skin in three-layer panel and device for its implementation - Google Patents

Method of determining strength at cleavage of adhesive joint of cellular filler with skin in three-layer panel and device for its implementation Download PDF

Info

Publication number
RU2604114C1
RU2604114C1 RU2015135723/28A RU2015135723A RU2604114C1 RU 2604114 C1 RU2604114 C1 RU 2604114C1 RU 2015135723/28 A RU2015135723/28 A RU 2015135723/28A RU 2015135723 A RU2015135723 A RU 2015135723A RU 2604114 C1 RU2604114 C1 RU 2604114C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
sample
skin
panel
adhesive joint
strength
Prior art date
Application number
RU2015135723/28A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Анатолий Григорьевич Свиридов
Алексей Геннадьевич Попов
Владимир Васильевич Волошин
Виктор Николаевич Рогов
Александр Владимирович Горлов
Юрий Викторович Наседкин
Николай Анатольевич Свиридов
Александр Олегович Половый
Original Assignee
Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России)
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России) filed Critical Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации (Минпромторг России)
Priority to RU2015135723/28A priority Critical patent/RU2604114C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2604114C1 publication Critical patent/RU2604114C1/en

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
    • G01N19/00—Investigating materials by mechanical methods
    • G01N19/04—Measuring adhesive force between materials, e.g. of sealing tape, of coating

Landscapes

  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Health & Medical Sciences (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Analytical Chemistry (AREA)
  • Biochemistry (AREA)
  • General Health & Medical Sciences (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Immunology (AREA)
  • Pathology (AREA)
  • Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)

Abstract

FIELD: test equipment.
SUBSTANCE: invention relates to mechanical tests of three-layer panels of aviation and space purpose with skins from a polymer composite material (PCM) and a cellular filler from a metal or a non-metal material. Core: a sample of an adhesive joint of the cellular filler with the skin is extended by applying a force to it in the direction perpendicular to the plane of adherence, and by the value of breaking load determined is the strength of the adhesive joint as a ratio of the breaking load to the cross-sectional square of the sample. Sample is obtained from a circular cutout in the panel to a depth equal to the sum of thicknesses of one skin and height of the cellular filler, while maintaining the adhesive joint of the sample with the other skin keeping its integrity. Device includes a housing, a loading unit, a load indicator with a grip and a metal overlay head glued to the sample. In the circular cutout of the panel a clamping case with a collar is installed resting at the intact skin. Onto the case there is a ring resting at the panel. Lower end of the housing wall is located between the case and the ring and rests on an annular projection of the case.
EFFECT: possibility of determining strength at cleavage of the adhesive joint of the cellular filler with the skin directly in the three-layer panel while keeping integrity of one of the skins, after which the product can be used in the aircraft.
2 cl, 2 dwg

Description

Изобретение относится к области механических испытаний трехслойных панелей авиационно-космического назначения с обшивками из полимерного композиционного материала (ПКМ) и сотовым заполнителем из металлического или неметаллического материала.The invention relates to the field of mechanical testing of three-layer panels for aerospace purposes with lining of a polymer composite material (PCM) and a honeycomb core of a metal or non-metallic material.

Известно, что при изготовлении трехслойных сотовых конструкций для оценки прочности клеевого соединения обшивки с сотовым заполнителем одновременно с панелью изготавливается образец-свидетель, который затем подвергается испытанию. При этом считается, что прочность клеевого соединения в трехслойной панели равна прочности клеевого соединения испытанного образца-свидетеля. Однако, в ряде случаев, необходимо выполнить оценку фактической прочности клеевого соединения конкретных зон непосредственно самой панели, что вышеуказанный метод выполнить не позволяет.It is known that in the manufacture of three-layer honeycomb structures for evaluating the strength of the adhesive bonding of the skin to the honeycomb core, a witness specimen is made at the same time as the panel, which is then tested. It is believed that the strength of the adhesive joint in the three-layer panel is equal to the adhesive strength of the tested witness specimen. However, in some cases, it is necessary to assess the actual strength of the adhesive bonding of specific areas directly to the panel itself, which the above method does not allow.

Известен метод определения прочности при отрыве клеевого соединения сотового заполнителя с обшивкой и устройство для его осуществления (ОСТ 1 90069-72), выбранные в качестве прототипа. Сущность метода заключается в определении величины разрушающей силы при растяжении стандартного образца клеевого соединения сотового заполнителя с обшивкой усилиями, направленными перпендикулярно плоскости склеивания (в перпендикулярном к обшивке направлении). При этом методе из трехслойной панели вырезается не менее пяти образцов для испытаний, каждый из которых представляет собой цилиндр диаметром 60 мм и высотой, равной толщине трехслойной панели, приклеенный своими основаниями к двум металлическим “грибкам” с закладными головками. Каждый образец устанавливается в захватах испытательной машины так, чтобы направление растягивающей силы совпадало с его продольной осью. Испытания проводят постепенным наращиванием нагрузки до разрушения образца. Прочность клеевого соединения при отрыве определяется как отношение разрушающей нагрузки к площади поперечного сечения образца.A known method for determining the strength at the separation of the adhesive joints of the honeycomb core with the skin and a device for its implementation (OST 1 90069-72), selected as a prototype. The essence of the method is to determine the value of the breaking force when tensile a standard sample of the adhesive joint of the honeycomb core with the sheathing by forces directed perpendicular to the gluing plane (in the direction perpendicular to the sheathing). In this method, at least five test specimens are cut from a three-layer panel, each of which is a cylinder 60 mm in diameter and a height equal to the thickness of the three-layer panel, glued with its bases to two metal “fungi” with embedded heads. Each sample is installed in the grips of the testing machine so that the direction of the tensile force coincides with its longitudinal axis. The tests are carried out by gradually increasing the load until the sample is destroyed. Tear-off adhesive strength is defined as the ratio of the breaking load to the cross-sectional area of the sample.

Недостатком указанного метода является то, что в результате выполнения сквозных вырезов нарушается целостность панели, вследствие чего полное восстановление несущей способности изделия при последующем ремонте практически невозможно, что в свою очередь не позволяет использовать панель в конструкции летательного аппарата.The disadvantage of this method is that as a result of through cutouts, the integrity of the panel is violated, as a result of which full restoration of the bearing capacity of the product during subsequent repair is almost impossible, which in turn does not allow the use of the panel in the design of the aircraft.

Задачей предлагаемого изобретения является определение прочности при отрыве клеевого соединения сотового заполнителя с обшивкой непосредственно в трехслойной панели с сохранением целостности одной из обшивок, после которого возможно использование изделия в конструкции летательного аппарата.The objective of the invention is to determine the tensile strength of the adhesive connection of the honeycomb core with the skin directly in the three-layer panel while maintaining the integrity of one of the skin, after which it is possible to use the product in the design of the aircraft.

Задача решается следующим образом.The problem is solved as follows.

1. Способ определения прочности при отрыве клеевого соединения сотового заполнителя с обшивкой в трехслойной панели, включающий растяжение образца клеевого соединения сотового заполнителя с обшивкой путем прикладывания к нему усилия в направлении перпендикулярном плоскости склеивания и по величине разрушающей нагрузки определение прочности клеевого соединения как отношение разрушающей нагрузки к площади поперечного сечения образца, отличающийся тем, что образец получают посредством кольцевого выреза в панели на глубину, равную сумме толщин одной обшивки и высоты сотового заполнителя, сохраняя клеевое соединение образца с другой обшивкой, не нарушая ее целостности.1. A method for determining the tensile strength of the adhesive joint of the honeycomb core with the casing in a three-layer panel, comprising stretching a sample of the adhesive joint of the honeycomb core with the casing by applying forces to it in the direction perpendicular to the bonding plane and determining the strength of the adhesive joint as the ratio of the breaking load to the cross-sectional area of the sample, characterized in that the sample is obtained by means of an annular cutout in the panel to a depth equal to IU audio plating thickness and height of honeycomb, saving adhesive connection with another sample skin without disturbing its integrity.

2. Устройство для осуществления способа по п. 1, включающее корпус, нагружающий узел, индикатор нагрузки с захватом и приклеиваемую к образцу металлическую накладную головку, отличающееся тем, что в кольцевой вырез панели установлена прижимная гильза с кольцевым выступом, упирающаяся в неповрежденную обшивку, на гильзе закреплено кольцо, опирающееся на панель, нижний торец стенки корпуса расположен между гильзой и кольцом и опирается на кольцевой выступ гильзы.2. The device for implementing the method according to claim 1, comprising a housing, a loading unit, a load indicator with a grip and a metal patch head glued to the sample, characterized in that a pressure sleeve with an annular protrusion resting on the intact casing is installed in the annular cutout of the panel, the sleeve is supported by a ring resting on the panel, the lower end of the housing wall is located between the sleeve and the ring and rests on the annular protrusion of the sleeve.

Отличительный признак способа “образец получают посредством кольцевого выреза в панели на глубину равную сумме толщин одной обшивки и высоты сотового заполнителя, сохраняя клеевое соединение образца с другой обшивкой, не нарушая ее целостности” необходим для того, чтобы провести испытание на образце, полученном непосредственно в трехслойной панели, и благодаря сохранению целостности одной из обшивок панели (целесообразно сохранить внешнюю несущую обшивку), обеспечить возможность использования изделия в конструкции летательного аппарата.A distinctive feature of the method “the sample is obtained by means of an annular cutout in the panel to a depth equal to the sum of the thicknesses of one skin and the height of the honeycomb core, preserving the adhesive bonding of the sample to another skin without violating its integrity” is necessary in order to test on a sample obtained directly in a three-layer panel, and due to maintaining the integrity of one of the panel skin (it is advisable to preserve the external load-bearing skin), to ensure the possibility of using the product in the design Arata.

Отличительный признак устройства “в кольцевой вырез панели установлена прижимная гильза с кольцевым выступом, упирающаяся в неповрежденную обшивку, на гильзе закреплено кольцо, опирающееся на панель, нижний торец стенки корпуса расположен между гильзой и кольцом и опирается на кольцевой выступ гильзы” необходим для того, чтобы продольная ось устройства располагалась перпендикулярно плоскости склеивания обшивок с сотовым заполнителем, а также чтобы при испытании нагрузка, воспринимаемая корпусом устройства, равномерно распределялась на обе обшивки трехслойной панели. Площадь опорных поверхностей прижимной гильзы и кольца выбирается из условия предотвращения механического повреждения (смятия, среза, залома и т.п.) обшивок и сотового заполнителя трехслойной панели.A distinctive feature of the device is “a clamping sleeve with an annular protrusion installed on the annular panel, abutting against intact casing, a ring resting on the panel is fixed on the sleeve, the lower end of the housing wall is located between the sleeve and the ring and resting on the annular protrusion of the sleeve” is necessary to the longitudinal axis of the device was perpendicular to the plane of bonding of the skin with honeycomb core, and so that during the test the load perceived by the body of the device evenly distributed on both trims of the three-layer panel. The area of the supporting surfaces of the pressure sleeve and ring is selected from the condition of preventing mechanical damage (crushing, shearing, creasing, etc.) of the skin and honeycomb core of the three-layer panel.

На фиг. 1 изображена трехслойная панель с обшивками 1 и 2 и сотовым заполнителем 3, в которой в результате выполнения кольцевого выреза 4 глубиной, равной сумме толщины обшивки 1 и высоты сотового заполнителя 3 получен образец для испытаний 5 цилиндрической формы, состоящий из элемента обшивки 1, соединенного клеем с элементом сотового заполнителя 3, который в свою очередь соединен клеем с сохраняющей целостность обшивкой 2 трехслойной панели.In FIG. 1 shows a three-layer panel with skins 1 and 2 and honeycomb 3, in which, as a result of making an annular cut 4 with a depth equal to the sum of the thickness of the skin 1 and the height of the honeycomb 3, a cylindrical test specimen 5 is made up of a skin 1 connected by glue with an element of honeycomb core 3, which in turn is connected by glue with integrity-retaining skin 2 of the three-layer panel.

На фиг. 2 изображено устройство для приложения растягивающей нагрузки к образцу для испытаний 5. На приклеенную к образцу 5 накладную головку 6 установлен захват 7. В кольцевой вырез панели установлена прижимная гильза 8 с кольцевым выступом, упирающаяся на внутреннюю поверхность неповрежденной обшивки 2. На гильзу 8 навинчено кольцо 9, опирающееся на внешнюю поверхность разрезанной обшивки 1. Между прижимной гильзой 8 и кольцом 9 вставлен нижний торец стенки корпуса 10, опирающийся на кольцевой выступ гильзы. Таким образом, нагрузка, воспринимаемая корпусом 10, равномерно распределяется на обшивки 1 и 2 трехслойной панели.In FIG. 2 shows a device for applying a tensile load to the test specimen 5. A grip 7 is mounted on the attachment head glued to the specimen 5. A clamp sleeve 8 with an annular protrusion resting on the inner surface of the undamaged skin is mounted on the panel annular cutout 2. A ring is screwed on the sleeve 8 9, based on the outer surface of the cut sheathing 1. Between the clamping sleeve 8 and the ring 9 is inserted the lower end of the wall of the housing 10, resting on the annular protrusion of the sleeve. Thus, the load perceived by the housing 10 is evenly distributed on the skin 1 and 2 of the three-layer panel.

Внутри корпуса 10 захват 7 при помощи пальца 11 соединен с вилкой-переходником 12, конец которой закреплен на индикаторе нагрузки (динамометре) 13, который в свою очередь подсоединен к нагружающему узлу, основными элементами которого являются коромысло 14 и винт 15, расположенный вдоль оси корпуса 10 и соединенный с ним ленточной резьбой.Inside the housing 10, the gripper 7 is connected with a finger 11 to the adapter plug 12, the end of which is fixed to the load indicator (dynamometer) 13, which in turn is connected to the loading unit, the main elements of which are the rocker 14 and the screw 15 located along the axis of the housing 10 and connected thereto by a ribbon thread.

Растягивающая нагрузка, прикладываемая к образцу 5, создается за счет выкручивания винта 15 из корпуса 10 с помощью ручки 16, при этом корпус испытывает сжимающую нагрузку и передает ее на панель через прижимную гильзу 8 и кольцо 9. Величина растягивающей нагрузки, прикладываемой к образцу 5, фиксируется индикатором 13.The tensile load applied to the sample 5 is created by unscrewing the screw 15 from the housing 10 using the handle 16, while the housing experiences a compressive load and transfers it to the panel through the compression sleeve 8 and ring 9. The magnitude of the tensile load applied to the sample 5, fixed by indicator 13.

Устройство удерживается от вращения с помощью рычагов 17. При дальнейшем выкручивании винта 15 из корпуса 10 величина растягивающей нагрузки увеличивается до тех пор, пока образец 5 не разрушится.The device is prevented from rotating by levers 17. As the screw 15 is further unscrewed from the housing 10, the tensile load increases until the specimen 5 is destroyed.

Величина разрушающего напряжения определяется как отношение разрушающей нагрузки к площади поперечного сечения образца.The value of the breaking stress is defined as the ratio of the breaking load to the cross-sectional area of the sample.

Если разрушение образца произошло по клеевому соединению сотового заполнителя с обшивкой, то полученная величина разрушающего напряжения есть величина прочности при отрыве клеевого соединения сотового заполнителя с обшивкой.If the destruction of the sample occurred through the glue connection of the honeycomb core with the skin, then the obtained value of the breaking stress is the value of the strength at separation of the adhesive joint of the honeycomb core and the skin.

Если разрушение образца произошло по сотовому заполнителю, то полученная величина разрушающего напряжения есть величина прочности сотового заполнителя при растяжении. В этом случае прочность при отрыве клеевого соединения сотового заполнителя с обшивкой больше прочности сотового заполнителя при растяжении и ее истинное значение остается невыявленным.If the destruction of the sample occurred on a honeycomb core, then the obtained value of the breaking stress is the tensile strength of the honeycomb core. In this case, the tensile strength of the adhesive joint of the honeycomb core with the skin is greater than the tensile strength of the honeycomb core and its true value remains undetected.

Если разрушение образца произошло частично по сотовому заполнителю, а частично по клеевому соединению сотового заполнителя с обшивкой, то считается, что прочность при отрыве клеевого соединения сотового заполнителя с обшивкой равна прочности сотового заполнителя при растяжении, и их величины равны полученной величине разрушающего напряжения.If the destruction of the sample occurred partly on the honeycomb core, and partly on the adhesive joint of the honeycomb core with the casing, then it is considered that the tensile strength of the adhesive joint of the honeycomb core and the skin is equal to the tensile strength of the honeycomb core and their values are equal to the obtained value of the breaking stress.

ПримерExample

Для испытания трехслойной панели с углепластиковыми обшивками толщиной 1,3 мм каждая и алюминиевым сотовым заполнителем высотой 12 мм со стороны внутренней обшивки (образующей внутренний контур изделия) выполнили кольцевой вырез с внутренним и внешним диаметрами соответственно 60 мм и 72 мм и глубиной 13,3 мм, в результате чего в панели получили образец для испытаний в виде цилиндра диаметром 60 мм и высотой 13,3 мм, соединенный с неразрезанной внешней обшивкой (образующей внешний контур изделия).In order to test a three-layer panel with carbon-fiber plating 1.3 mm thick each and an aluminum honeycomb with a height of 12 mm, an annular cutout with inner and outer diameters of 60 mm and 72 mm and a depth of 13.3 mm was made on the side of the inner skin (forming the inner contour of the product) As a result, the panel received a test sample in the form of a cylinder with a diameter of 60 mm and a height of 13.3 mm, connected to uncut external skin (forming the external contour of the product).

Внешний и внутренний диаметры кольцевого выреза соответствовали размерам устанавливаемой в него прижимной гильзы, внешний диаметр навинчиваемого на гильзу кольца равнялся 130 мм.The outer and inner diameters of the annular cutout corresponded to the dimensions of the clamping sleeve installed in it; the outer diameter of the ring screwed onto the sleeve was 130 mm.

После приклейки накладной головки к образцу, установки и сборки устройства провели испытание согласно предлагаемому способу, в результате которого получили значение прочности при отрыве клеевого соединения сотового заполнителя с обшивкой.After gluing the patch head to the sample, installing and assembling the device, we tested according to the proposed method, as a result of which the strength value was obtained when the adhesive joint of the honeycomb core with the skin was torn off.

На основании результатов проведенного испытания приняли решение об использовании панели в конструкции летательного аппарата.Based on the results of the test, they decided to use the panel in the design of the aircraft.

При необходимости процедуру определения прочности при отрыве клеевого соединения сотового заполнителя с обшивкой повторяют один или несколько раз на других участках трехслойной панели.If necessary, the procedure for determining the strength at separation of the adhesive joints of the honeycomb core with the skin is repeated one or more times in other parts of the three-layer panel.

После проведения испытаний проводят ремонт панели (закрытие вырезов) по необходимой технологии, в частности, на каждом подвергшемся испытанию участке трехслойной панели механической обработкой выбираются остатки элемента сотового заполнителя, в разрезанной обшивке по контуру кругового выреза выполняется скос, на внутреннюю поверхность цельной обшивки укладывается один слой клеевого препрега, на внутреннюю цилиндрическую поверхность сотового заполнителя наносится слой вспенивающегося клея, после чего в круговой вырез трехслойной панели устанавливается отдельно изготовленный цилиндрический фрагмент сотового заполнителя, поверх которого выкладывается накладка, состоящая из слоев препрега, затем в трехслойной панели выполняется одновременное склеивание фрагмента сотового заполнителя и отверждение накладки по режиму, регламентированному документацией на вспенивающийся клей и клеевые препреги.After testing, the panel is repaired (closing cuts) using the necessary technology, in particular, on each tested section of the three-layer panel, the remains of the honeycomb core element are selected by machining, a bevel is made in the cut skin along the circular cut contour, one layer is laid on the inner surface of the whole skin adhesive prepreg, a layer of foaming glue is applied to the inner cylindrical surface of the honeycomb core, after which a three-layer p Aneli sets up a separately made cylindrical fragment of the honeycomb core, on top of which a patch consisting of prepreg layers is laid out, then in a three-layer panel, a fragment of the honeycomb core is simultaneously glued and the patch is cured according to the regime regulated by the documentation for foaming glue and adhesive prepregs.

Наибольший эффект от использования предлагаемого изобретения может быть получен применительно к крупногабаритным, трудоемким при изготовлении и дорогостоящим трехслойным панелям авиационно-космического назначения.The greatest effect of the use of the present invention can be obtained in relation to large-sized, labor-intensive in the manufacture and expensive three-layer panels for aerospace purposes.

Claims (2)

1. Способ определения прочности при отрыве клеевого соединения сотового заполнителя с обшивкой в трехслойной панели, включающий растяжение образца клеевого соединения сотового заполнителя с обшивкой путем прикладывания к нему усилия в направлении, перпендикулярном плоскости склеивания, и по величине разрушающей нагрузки определение прочности клеевого соединения как отношение разрушающей нагрузки к площади поперечного сечения образца, отличающийся тем, что образец получают посредством кольцевого выреза в панели на глубину, равную сумме толщин одной обшивки и высоты сотового заполнителя, сохраняя клеевое соединение образца с другой обшивкой, не нарушая ее целостности.1. A method for determining the tensile strength of the adhesive joint of the honeycomb core with the casing in a three-layer panel, comprising stretching a sample of the adhesive joint of the honeycomb core with the casing by applying force to it in a direction perpendicular to the gluing plane and determining the strength of the adhesive joint as the breaking strength by the value of the breaking load load to the cross-sectional area of the sample, characterized in that the sample is obtained by means of an annular cutout in the panel to a depth equal to MME audio plating thickness and height of honeycomb, saving adhesive connection with another sample skin without disturbing its integrity. 2. Устройство для осуществления способа по п. 1, включающее корпус, нагружающий узел, индикатор нагрузки с захватом и приклеиваемую к образцу металлическую накладную головку, отличающееся тем, что в кольцевой вырез панели установлена прижимная гильза с кольцевым выступом, упирающаяся в неповрежденную обшивку, на гильзе закреплено кольцо, опирающееся на панель, нижний торец стенки корпуса расположен между гильзой и кольцом и опирается на кольцевой выступ гильзы. 2. The device for implementing the method according to claim 1, comprising a housing, a loading unit, a load indicator with a grip and a metal patch head glued to the sample, characterized in that a pressure sleeve with an annular protrusion resting on the intact casing is installed in the annular cutout of the panel, the sleeve is supported by a ring resting on the panel, the lower end of the housing wall is located between the sleeve and the ring and rests on the annular protrusion of the sleeve.
RU2015135723/28A 2015-08-24 2015-08-24 Method of determining strength at cleavage of adhesive joint of cellular filler with skin in three-layer panel and device for its implementation RU2604114C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015135723/28A RU2604114C1 (en) 2015-08-24 2015-08-24 Method of determining strength at cleavage of adhesive joint of cellular filler with skin in three-layer panel and device for its implementation

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2015135723/28A RU2604114C1 (en) 2015-08-24 2015-08-24 Method of determining strength at cleavage of adhesive joint of cellular filler with skin in three-layer panel and device for its implementation

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2604114C1 true RU2604114C1 (en) 2016-12-10

Family

ID=57777001

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2015135723/28A RU2604114C1 (en) 2015-08-24 2015-08-24 Method of determining strength at cleavage of adhesive joint of cellular filler with skin in three-layer panel and device for its implementation

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2604114C1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2665814C1 (en) * 2017-10-23 2018-09-04 Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" Sample for determination of strength of honeycomb filling at release
CN111766202A (en) * 2020-08-17 2020-10-13 吉林大学 Multi-test-piece bonding joint tension-compression fatigue test device considering temperature influence

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1035456A1 (en) * 1982-04-15 1983-08-15 Предприятие П/Я А-7840 Three-ply rectangular plate testing method
SU1370530A1 (en) * 1986-04-24 1988-01-30 Белорусский Политехнический Институт Specimen for determining tear strength of cemented joint
SU1656396A1 (en) * 1989-05-10 1991-06-15 Предприятие П/Я М-5612 Specimen for testing cellular filler for shear

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU1035456A1 (en) * 1982-04-15 1983-08-15 Предприятие П/Я А-7840 Three-ply rectangular plate testing method
SU1370530A1 (en) * 1986-04-24 1988-01-30 Белорусский Политехнический Институт Specimen for determining tear strength of cemented joint
SU1656396A1 (en) * 1989-05-10 1991-06-15 Предприятие П/Я М-5612 Specimen for testing cellular filler for shear

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2665814C1 (en) * 2017-10-23 2018-09-04 Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" Sample for determination of strength of honeycomb filling at release
CN111766202A (en) * 2020-08-17 2020-10-13 吉林大学 Multi-test-piece bonding joint tension-compression fatigue test device considering temperature influence
CN111766202B (en) * 2020-08-17 2021-10-01 吉林大学 Multi-test-piece bonding joint tension-compression fatigue test device considering temperature influence

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Andrew et al. Compression after impact strength of repaired GFRP composite laminates under repeated impact loading
Chowdhury et al. Static and fatigue testing bolted, bonded and hybrid step lap joints of thick carbon fibre/epoxy laminates used on aircraft structures
Uyaner et al. Fatigue behavior of filament wound E-glass/epoxy composite tubes damaged by low velocity impact
Jakobsen et al. New peel stopper concept for sandwich structures
Bunyawanichakul et al. Experimental and numerical analysis of inserts in sandwich structures
CN108535101B (en) Method for measuring interlayer tensile strength of composite laminated plate
RU2604114C1 (en) Method of determining strength at cleavage of adhesive joint of cellular filler with skin in three-layer panel and device for its implementation
Hautier et al. Investigation of composite repair method by liquid resin infiltration
Kishore et al. An experimental study of Flat-Joggle-Flat bonded joints in composite laminates
Kruse et al. Bonding of CFRP primary aerospace structures–crackstopping in composite bonded jointsunder fatigue
Zhang et al. Investigation of tensile behavior and influence factors of composite-to-metal 2D-scarf bonded joint
Pierce et al. Injection repair of composites for automotive and aerospace applications
Ivañez et al. Analysis of the impact location on damage tolerance of bonded-repaired composite laminates
Prabhu et al. Uniaxial tensile failure of multi-core asymmetric sandwich composite structures with bonded repair
Nguyen et al. Failure behaviour of foam-based sandwich joints under pull-out testing
US20160033388A1 (en) Method for testing the fracture toughness of an adhesive joint to be formed
Karatzas et al. Experimental fatigue study of composite patch repaired steel plates with cracks
RU2701201C1 (en) Sample for shear strength of adhesive joints
Moghe et al. Characterization of resin-injection repair of impact damage in polymer matrix composite
CN104111197A (en) Jointing coal rock direct tensile test device and jointing coal rock direct tensile test method
RU2740214C1 (en) Method of repairing articles from polymer composite materials
Schijve Fatigue life until small cracks in aircraft structures. Durability and damage tolerance
Cheng et al. Design and optimization of composite laminates repaired by bonding external patches
Ngo Investigation of Delamination Initiation and Propagation in the Vicinity of Fastener Locations in Primary Composite Structures
Moulgada et al. Study of mechanical behavior by fatigue of a cracked plate repaired by different composite patches

Legal Events

Date Code Title Description
MM4A The patent is invalid due to non-payment of fees

Effective date: 20180825