RU2637001C1 - Hybrid composite panel for airframe - Google Patents
Hybrid composite panel for airframe Download PDFInfo
- Publication number
- RU2637001C1 RU2637001C1 RU2016149169A RU2016149169A RU2637001C1 RU 2637001 C1 RU2637001 C1 RU 2637001C1 RU 2016149169 A RU2016149169 A RU 2016149169A RU 2016149169 A RU2016149169 A RU 2016149169A RU 2637001 C1 RU2637001 C1 RU 2637001C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- resins
- mass
- parts
- mixed
- epoxy
- Prior art date
Links
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B32—LAYERED PRODUCTS
- B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
- B32B7/00—Layered products characterised by the relation between layers; Layered products characterised by the relative orientation of features between layers, or by the relative values of a measurable parameter between layers, i.e. products comprising layers having different physical, chemical or physicochemical properties; Layered products characterised by the interconnection of layers
- B32B7/02—Physical, chemical or physicochemical properties
Landscapes
- Reinforced Plastic Materials (AREA)
Abstract
Description
Изобретение относится к области разработки композитных авиационных конструкций с повышенной ударной прочностью и высокими деформационно-прочностными характеристиками, а также разработке метода их получения, в частности к герметичным панелям конструкции отсека фюзеляжа гражданского самолета, и может быть использовано для разработки авиационной техники.The invention relates to the field of development of composite aircraft structures with increased impact strength and high deformation-strength characteristics, as well as the development of a method for their preparation, in particular to sealed panels of a civilian aircraft fuselage compartment structure, and can be used to develop aircraft technology.
Известна конструкция композитной балки, нижней основной плиты и фюзеляж самолета, включающий такие балки. Балка состоит из стопки матов из однонаправленных углеродных волокон, ориентированных в направлении высоты балки, арамидных волокон и углеродного волокнистого материала. Нижняя основная плита связана со сторонами ребра, нижний край каждого однонаправленного углеродного материала расположен внутри относительно соответствующих краев материала и вышеуказанные края имеют пилообразные грани [патент US 6948684 В2, МПК В64С 1/00, 27.09.2005].The known design of a composite beam, the lower main plate and the fuselage of the aircraft, including such beams. The beam consists of a stack of unidirectional carbon fibers mats oriented in the direction of the beam height, aramid fibers and carbon fiber material. The lower main plate is connected with the sides of the rib, the lower edge of each unidirectional carbon material is located inside relative to the respective edges of the material and the above edges have sawtooth faces [US patent 6948684 B2, IPC B64C 1/00, 09/27/2005].
Недостатками данных конструкций являются дорогостоящий метод производства композиционных материалов и отсутствие способа контролирования содержания связующего в полученном композите.The disadvantages of these designs are an expensive method for the production of composite materials and the lack of a method for controlling the content of the binder in the resulting composite.
Известна подкрепленная композитная панель, включающая обшивку, выполненную из композитных материалов, и подкрепляющие стрингеры с нижними полками на обшивке [патент US 20160176500, МПК В64С 3/26, 09.08.2013].Known reinforced composite panel, including a casing made of composite materials, and reinforcing stringers with lower shelves on the casing [patent US 20160176500, IPC ВСС 3/26, 08/09/2013].
Недостатком данной конструкции является отсутствие защиты панели от ударных воздействий. Как известно, ударные воздействия существенно снижают остаточную прочность силовых композитных авиаконструкций, что требует излишних весовых затрат для обеспечения необходимой прочности конструкции. Так, если данная панель будет выполнена из углепластиковых композиционных материалов, то невозможно будет обеспечить ее прочность при низких весовых затратах.The disadvantage of this design is the lack of protection of the panel from shock. As you know, shock impacts significantly reduce the residual strength of the power composite aircraft structures, which requires excessive weight costs to provide the necessary structural strength. So, if this panel is made of carbon fiber composite materials, it will be impossible to ensure its strength at low weight costs.
Известна композитная панель для самолета с защитой от ударных воздействий с высокой энергией, включающая слоистый композиционный материал, состоящий из двух слоев, один из которых изготовлен из сверхэластичного материала и приклеен к другому для защиты от ударных воздействий [патент US 20120040159, МПК В32В 7/02, В32В 5/02, В32В 27/38, В32В 25/16, В32В 37/14, В32В 37/12, (S.A.S.), 26.03.2009].Known composite panel for aircraft with impact protection with high energy, including a layered composite material consisting of two layers, one of which is made of superelastic material and glued to the other to protect against impacts [patent US 20120040159, IPC BV 7/02 , В32В 5/02, В32В 27/38, В32В 25/16, В32В 37/14, В32В 37/12, (SAS), 03/26/2009].
Недостатком данного изобретения, принятого за прототип, является то, что защита от ударных воздействий обеспечивается лишь с одной стороны композитной панели. Однако авиационные панели, в частности панели фюзеляжа, подвергаются ударам как снаружи, так и изнутри фюзеляжа в процессе сборки и эксплуатации конструкции. Кроме того, не обеспечивается защита подкрепляющих элементов (стрингеров) от ударных воздействий изнутри отсека.The disadvantage of this invention, adopted as a prototype, is that protection against shock is provided only on one side of the composite panel. However, aircraft panels, in particular fuselage panels, are subjected to impacts both from the outside and from the inside of the fuselage during assembly and operation of the structure. In addition, the reinforcing elements (stringers) are not protected from shock from within the compartment.
Задачей и техническим результатом изобретения являются разработка высокоэффективной композитной панели силовой конструкции планера летательного аппарата, обеспечивающая повышение ударно-прочностных характеристик со снижением удельного веса конструкции.The objective and technical result of the invention is the development of a highly efficient composite panel of the power structure of the glider of the aircraft, providing increased impact strength with a decrease in the specific gravity of the structure.
Решение поставленной задачи и технический результат изобретения достигаются тем, что в гибридной композитной панели силовой конструкции планера летательного аппарата содержатся слои из разных материалов, одни из которых составлены из углеродной ткани двунаправленного плетения с количеством элементарных нитей в филаменте (пучке нитей) не менее 6000 и уложены в пакет. На обеих поверхностях и внутри пакета уложены слои из арамидной ткани полотняного переплетения с поверхностной плотностью не менее 300 г/м2. Количество слоев в пакете варьируется в зависимости от поставленной задачи и необходимой прочности, но оптимально составляет не менее 10 слоев. Содержание арамидного волокна к углеродному в получаемой композитной панели варьируется в пределах 10-25%. Образованный многослойный композитный пакет пропитан эпоксисодержащим связующим, которое состоит из двух эпоксидных смол, модифицированных каучуком или термопластом, и отвердителя. Пропитка композитного пакета осуществляется методом вакуумной инфузии. Связующее отверждается под вакуумом по специальному режиму. Связующее состоит из двух эпоксидных смол, при этом одна из смол является эпоксидиановой с содержанием эпоксидных групп 16-22%, а вторая - эпоксиноволачной с содержанием эпоксидных групп 23-25%, смолы смешаны в соотношении: на 100 масс. частей эпоксиноволачной смолы приходится от 30 до 100 масс. частей эпоксидиановой смолы.The solution of the problem and the technical result of the invention are achieved by the fact that the hybrid composite panel of the power structure of the aircraft glider contains layers of different materials, some of which are made of carbon fabric of bidirectional weaving with the number of elementary threads in the filament (bundle of threads) not less than 6000 and laid in the package. Layers of aramid plain weave with a surface density of at least 300 g / m 2 are laid on both surfaces and inside the bag. The number of layers in the package varies depending on the task and the required strength, but optimally is at least 10 layers. The content of aramid fiber to carbon in the resulting composite panel varies between 10-25%. The formed multilayer composite bag is impregnated with an epoxy-containing binder, which consists of two epoxy resins modified with rubber or thermoplastic, and a hardener. The composite bag is impregnated by vacuum infusion. The binder is cured under vacuum in a special mode. The binder consists of two epoxy resins, while one of the resins is epoxy with an epoxy content of 16-22%, and the second is epoxy resins with an epoxy content of 23-25%, the resins are mixed in a ratio of: 100 mass. parts of epoxy resin is from 30 to 100 mass. parts of epoxy resin.
Отвердитель выполнен в виде анилинформальдегидной смолы, растворенной в фурфуроле и смешанной с указанными смолами в соотношении: на 100 масс. частей смеси смол приходится от 75 до 90 масс. частей отвердителя, а модификатор выполнен в виде синтетического бутадиенового каучука, смешиваемого с указанной смесью смол в объеме: на 100 масс. частей смолы приходится от 10 до 20 масс. частей модификатора.The hardener is made in the form of aniline-formaldehyde resin, dissolved in furfural and mixed with these resins in the ratio: per 100 mass. parts of the resin mixture accounts for from 75 to 90 mass. parts of the hardener, and the modifier is made in the form of synthetic butadiene rubber, mixed with the specified mixture of resins in volume: per 100 mass. parts of resin from 10 to 20 mass. modifier parts.
Технический результат достигается также тем, что в гибридной композитной панели для авиаконструкций отвердитель выполнен в виде ангидридного агента, смешанного с указанными смолами в соотношении: на 100 масс. частей смеси смол приходится от 75 до 85 масс. частей ангидрида.The technical result is also achieved by the fact that in the hybrid composite panel for aircraft structures, the hardener is made in the form of an anhydride agent mixed with these resins in the ratio: per 100 mass. parts of the mixture of resins from 75 to 85 mass. parts of anhydride.
Технический результат достигается также тем, что в гибридной композитной панели для авиаконструкций модификатор выполнен в виде гибкого термостойкого термопласта, смешанного с указанной смесью смол в объеме: на 100 масс. частей смол приходится от 10 до 20 масс. частей модификатора.The technical result is also achieved by the fact that in the hybrid composite panel for aircraft structures, the modifier is made in the form of a flexible heat-resistant thermoplastic mixed with the specified mixture of resins in volume: per 100 mass. parts of resins from 10 to 20 mass. modifier parts.
Процесс изготовления гибридной композиционной панели для авиационной конструкции в виде, например, элемента фюзеляжа летательного аппарата показан на двух примерах. Вначале формируют одинакового состава композитный многослойный пакет, составленный из слоев углеродной ткани двунаправленного плетения с количеством элементарных нитей в филаменте не менее 6000. Количество слоев в пакете варьируют в зависимости от поставленной задачи и необходимой прочности, но оптимально оно составляет, как показали экспериментальные исследования, не менее 10 слоев. На обеих поверхностях и внутри пакета укладывают слои из арамидной ткани полотняного переплетения с поверхностной плотностью не менее 300 г/м2, в которых содержание арамидного волокна к углеродному варьируется в пределах 10-25%. Для образования гибридной композитной панели многослойный пакет укладывают на обогреваемую форму (матрицу) и накрывают вакуумной пленкой, а затем пропитывают эпоксисодержащим связующим, которое состоит из двух эпоксидных смол, модифицированных каучуком или термопластом, и отвердителя. Пропитка композитного пакета осуществляется методом вакуумной инфузии. Связующее отверждается под вакуумом по специальному режиму.The manufacturing process of a hybrid composite panel for an aircraft structure in the form, for example, of an aircraft fuselage element is shown in two examples. First, a composite multilayer packet is formed of the same composition, composed of layers of carbon fabric of bidirectional weaving with the number of filaments in the filament of at least 6000. The number of layers in the packet varies depending on the task and the required strength, but it is optimal, as shown by experimental studies, not less than 10 layers. Layers of aramid fabric of plain weave with a surface density of at least 300 g / m 2 , in which the content of aramid fiber to carbon varies in the range of 10-25%, are laid on both surfaces and inside the bag. To form a hybrid composite panel, a multilayer package is placed on a heated mold (matrix) and covered with a vacuum film, and then impregnated with an epoxy-containing binder, which consists of two epoxy resins modified with rubber or thermoplastic, and a hardener. The composite bag is impregnated by vacuum infusion. The binder is cured under vacuum in a special mode.
Пример 1. По этому примеру эпоксисодержащее связующее состоит из смеси эпоксидных смол, в которой одна из них является эпоксидиановой, например ЭД-20 с содержанием эпоксидных групп 20-22%, а другая - эпоксиноволачной, например DEN 431 с содержанием эпоксидных групп 24,0-25,0%. Смолы смешивают в соотношении: на 100 масс. частей ЭД-20 приходится от 85 до 115 масс. частей DEN 431.Example 1. In this example, an epoxy-containing binder consists of a mixture of epoxy resins, in which one of them is epoxydian, for example ED-20 with an epoxy content of 20-22%, and the other is epoxynolac, for example DEN 431 with an epoxy content of 24.0 -25.0%. Resins are mixed in the ratio: per 100 mass. parts of ED-20 accounts for from 85 to 115 mass. parts of DEN 431.
Модификатор представляет собой синтетический бутадиеновый каучук, смешиваемый со смолой в объеме: на 100 масс. частей смолы приходится от 10 до 20 масс. частей модификатора.The modifier is a synthetic butadiene rubber, miscible with resin in volume: per 100 mass. parts of resin from 10 to 20 mass. modifier parts.
Отвердитель представляет собой анилинформальдегидную смолу СФ-340А, растворяемую в фурфуроле и смешиваемую со смесью смол ЭД-20 и DEN 431 в соотношении: на 100 масс. частей смолы приходится от 75 до 90 масс. частей отвердителя.The hardener is an aniline formaldehyde resin SF-340A, soluble in furfural and mixed with a mixture of resins ED-20 and DEN 431 in a ratio of: 100 mass. parts of the resin accounts for from 75 to 90 mass. parts of hardener.
Пример 2. По этому примеру эпоксисодержащее связующее состоит из смеси эпоксидных смол, в которой одна из смол является эпоксидиановой, например ЭД-16 с содержанием эпоксидных групп 16-18%, а вторая - эпоксиноволачной, например DEN 438 с содержанием эпоксидных групп 23,8-24,4%. Смолы смешивают в соотношении: на 100 масс. частей DEN 438 приходится от 30 до 40 масс. частей ЭД-16.Example 2. In this example, the epoxy-containing binder consists of a mixture of epoxy resins, in which one of the resins is epoxidic, for example ED-16 with an epoxy content of 16-18%, and the second is epoxynolac, for example DEN 438 with an epoxy content of 23.8 -24.4%. Resins are mixed in the ratio: per 100 mass. parts DEN 438 accounts for from 30 to 40 mass. parts of ED-16.
Модификатор представляет собой гибкий термостойкий термопласт, например поликарбонат, смешиваемый со смолой в объеме: на 100 масс. частей смолы приходится от 10 до 20 масс. частей модификатора.The modifier is a flexible heat-resistant thermoplastic, for example polycarbonate, mixed with resin in volume: per 100 mass. parts of resin from 10 to 20 mass. modifier parts.
Отвердитель представляет собой изометилтетрагидрофталевый ангидрид и смешивается со смолой в соотношении: на 100 масс. частей смолы приходится 81 масс. частей изо-МТГФА.The hardener is isomethyltetrahydrophthalic anhydride and is mixed with resin in the ratio: per 100 mass. parts of resin accounted for 81 mass. parts of iso-MTHFA.
После пропитки многослойного композитного пакета происходит процесс отверждения связующего по специально разработанному режиму для каждой эпоксидной системы при постоянном вакууме.After impregnation of the multilayer composite package, the binder cures according to a specially developed regime for each epoxy system under constant vacuum.
Так как разработанная для авиационных конструкций композитная панель со связующим состоит из более чем трех полиматричных и полиармированных компонентов, она отнесена к классу гибридных композитных материалов [Арзамасов Б.Н. и др. «Материаловедение. Учебник для вузов», 2002 г., стр. 468; Ржевская С.В. «Материаловедение. Учебник для вузов», 2004 г., стр. 70].Since the composite panel with a binder developed for aviation structures consists of more than three polymetric and poly-reinforced components, it is assigned to the class of hybrid composite materials [Arzamasov B.N. and others. "Material science. Textbook for high schools ", 2002, p. 468; Rzhevskaya S.V. "Materials Science. Textbook for high schools ", 2004, p. 70].
Образованная гибридная композитная панель обладает особой эффективностью: ее наружные слои первыми принимают на себя ударное воздействие и обеспечивают максимальное поглощение энергии индентора (проникающего элемента испытательной машины, предназначенной для экспериментальных исследований ударного воздействия), а нижние слои при этом не подвергаются повреждению.The formed hybrid composite panel is particularly effective: its outer layers are the first to take impact and provide maximum absorption of the energy of the indenter (penetrating element of a testing machine designed for experimental studies of impact), while the lower layers are not damaged.
Наружные арамидные слои пакетов пробиваются по механизму «раздавливания», для этого они изготовлены из плотной арамидной ткани со структурой, которая эффективно преобразует локальное воздействие индентора в распределенный по объему конус деформации, в котором арамидные волокна работают, в основном, на растяжение.The outer aramid layers of the packets break through the “crushing” mechanism, for this they are made of dense aramid fabric with a structure that effectively converts the local action of the indenter into a strain cone distributed in volume, in which the aramid fibers work mainly in tension.
Арамидные волокна имеют фибриллярную структуру, что является их преимуществом, позволяющим обеспечить высокое энергопоглощение ударного воздействия [Аскадский А.А. «Деформация полимеров», 1973 г., стр. 65; Берлин А.А., Басин В.Е. «Основы адгезии полимеров», 1969 г., стр. 102]. Межфибриллярные прослойки в волокнах из гибкоцепных полимеров имеют большое число цепей, проходящих из одной фибриллы в другую в поперечном направлении. Высокая жесткость макромолекул ароматических полиамидов затрудняет межфибриллярный переход цепей, следствием чего является продольная расщепляемость микрофибрилл со значительной затратой энергии на преодоление межмолекулярного взаимодействия. Удержание высокоскоростного удара полимерными волокнами с фибриллярной структурой обеспечивается комплексным механизмом торможения роста трещин:Aramid fibers have a fibrillar structure, which is their advantage, which ensures high energy absorption of shock [Askadsky A.A. "Deformation of polymers", 1973, p. 65; Berlin A.A., Basin V.E. "Fundamentals of the adhesion of polymers", 1969, p. 102]. Interfibrillar layers in fibers of flexible chain polymers have a large number of chains extending from one fibril to another in the transverse direction. The high rigidity of the macromolecules of aromatic polyamides complicates the interfibrillar transition of chains, which results in the longitudinal cleavage of microfibrils with a significant expenditure of energy to overcome the intermolecular interaction. The retention of a high-speed impact by polymer fibers with a fibrillar structure is ensured by a complex crack growth inhibition mechanism:
1) созданием барьеров на пути трещин - фибриллярное расщепление волокон на плоскости с минимальной поверхностной энергией;1) the creation of barriers to the path of cracks - fibrillar splitting of fibers on a plane with minimal surface energy;
2) затуплением вершины трещины вследствие многостадийного протекания релаксационных процессов;2) blunting of the crack tip due to the multi-stage course of relaxation processes;
3) низкой чувствительностью волокон к концентраторам напряжений;3) low sensitivity of the fibers to stress concentrators;
4) сильной фибрилляцией с отщеплением микрофибрилл с поверхности волокон при увеличении деформации, образованием микротрещин вместо роста макротрещины.4) strong fibrillation with cleavage of microfibrils from the surface of the fibers with an increase in deformation, the formation of microcracks instead of the growth of macrocracks.
Как показывают экспериментальные исследования, использование высокопрочного связующего напрямую влияет на свойства конечного композиционного материала, закономерно повышая его прочность.As experimental studies show, the use of a high-strength binder directly affects the properties of the final composite material, naturally increasing its strength.
Экспериментальные данные, полученные на стандартном оборудовании и в соответствии с действующими ГОСТами, показывают, как видно из таблицы, что у двух образцов, соответствующих примерам 1 и 2, с помощью предлагаемого состава достигнуты такие показатели, как высокое поглощение энергии удара (ударная вязкость), а также относительное удлинение при разрыве. Благодаря этому готовый гибридный композиционный материал способен воспринимать большие ударные нагрузки по сравнению с известными составами (например, ЭД-20 и ЭТАЛ-45). Связующее, обладающее повышенной эластичностью (относительное удлинение) при сохранении прочности, позволяет снизить хрупкость композиционного материала и тем самым повысить стойкость композитной панели к ударным воздействиям.The experimental data obtained on standard equipment and in accordance with current GOSTs show, as can be seen from the table, that two samples corresponding to examples 1 and 2, using the proposed composition, achieved such indicators as high absorption of impact energy (impact strength), and elongation at break. Due to this, the finished hybrid composite material is able to absorb large shock loads in comparison with known compositions (for example, ED-20 and ETAL-45). A binder with increased elasticity (elongation) while maintaining strength, can reduce the brittleness of the composite material and thereby increase the resistance of the composite panel to impact.
Также из экспериментальных данных видно, что у образца по примеру 1 прочность при разрыве и сжатии немного выше, чем у образца по примеру 2, и более чем в полтора раза выше, чем у образца известного состава. Благодаря этому прочность композиционного материала по примеру 1 в направлении армирующих волокон будет выше по сравнению с традиционными эпоксидными связующими и примером 2 предлагаемого связующего. Однако конечные свойства готового гибридного композиционного материала напрямую зависят от типа (марки и свойств) армирующей ткани и количества ее слоев.It is also seen from the experimental data that the tensile and compressive strength of the specimen of Example 1 is slightly higher than that of the specimen of Example 2 and more than one and a half times higher than that of the specimen of known composition. Due to this, the strength of the composite material of example 1 in the direction of the reinforcing fibers will be higher compared to traditional epoxy binders and example 2 of the proposed binder. However, the final properties of the finished hybrid composite material directly depend on the type (brand and properties) of the reinforcing fabric and the number of layers.
Основными преимуществами предлагаемой композитной гибридной панели, таким образом, по сравнению с аналогами являются:The main advantages of the proposed composite hybrid panel, thus, in comparison with analogues are:
1. Высокие ударно-прочностные характеристики композитной панели.1. High impact strength characteristics of the composite panel.
2. Малый удельный вес изделия, что позволяет эффективно использовать изобретение в авиации.2. The low specific weight of the product, which allows the efficient use of the invention in aviation.
3. Возможность использования гибридной многослойной композитной панели в качестве защитного противоударного слоя для силовых композитных конструкций.3. The possibility of using a hybrid multilayer composite panel as a protective shockproof layer for power composite structures.
Claims (3)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016149169A RU2637001C1 (en) | 2016-12-14 | 2016-12-14 | Hybrid composite panel for airframe |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2016149169A RU2637001C1 (en) | 2016-12-14 | 2016-12-14 | Hybrid composite panel for airframe |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2637001C1 true RU2637001C1 (en) | 2017-11-29 |
Family
ID=60581269
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2016149169A RU2637001C1 (en) | 2016-12-14 | 2016-12-14 | Hybrid composite panel for airframe |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2637001C1 (en) |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20040040252A1 (en) * | 2000-12-04 | 2004-03-04 | Bruno Beral | Composite beam with integrated rupture initiator and aircraft fuselage such beams |
| US20120040159A1 (en) * | 2008-03-28 | 2012-02-16 | Airbus Operations (S.A.S.) | Structural composite panel for an aircraft including a protection against high energy impacts |
| RU2450950C2 (en) * | 2006-05-04 | 2012-05-20 | ЛЕНКСЕСС Дойчланд ГмбХ | Hybrid-design low-weight part |
| US20160176500A1 (en) * | 2013-08-09 | 2016-06-23 | The Boeing Company | Stiffened composite panels |
-
2016
- 2016-12-14 RU RU2016149169A patent/RU2637001C1/en active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US20040040252A1 (en) * | 2000-12-04 | 2004-03-04 | Bruno Beral | Composite beam with integrated rupture initiator and aircraft fuselage such beams |
| RU2450950C2 (en) * | 2006-05-04 | 2012-05-20 | ЛЕНКСЕСС Дойчланд ГмбХ | Hybrid-design low-weight part |
| US20120040159A1 (en) * | 2008-03-28 | 2012-02-16 | Airbus Operations (S.A.S.) | Structural composite panel for an aircraft including a protection against high energy impacts |
| US20160176500A1 (en) * | 2013-08-09 | 2016-06-23 | The Boeing Company | Stiffened composite panels |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| Yahaya et al. | Effect of layering sequence and chemical treatment on the mechanical properties of woven kenaf–aramid hybrid laminated composites | |
| Rana et al. | A Review on mechanical property of sisal glass fiber reinforced polymer composites | |
| DE602004012489T2 (en) | Composite material with improved steam properties and process for its production | |
| US4536438A (en) | Fibre reinforced composites | |
| US7997534B2 (en) | Connecting structure for an aircraft or spacecraft and method for producing the same | |
| Karimzadeh et al. | Effect of stacking sequence on mechanical properties and moisture absorption characteristic of hybrid PALF/glass fiber composites | |
| Ude et al. | An experimental investigation on the response of woven natural silk fiber/epoxy sandwich composite panels under low velocity impact | |
| Heimbs et al. | Bearing mode absorber–on the energy absorption capability of pulling a bolt through a composite or sandwich plate | |
| Johri et al. | Synthesis and characterization of jute-and chicken-feather-fiber-reinforced polymer hybrid composites | |
| CN103660456B (en) | High-speed impact resistance composite material | |
| RU2637001C1 (en) | Hybrid composite panel for airframe | |
| Randjbaran et al. | Experimental Study of the Influence of Stacking Order of the Fibrous Layers on Laminated Hybrid Composite Plates Subjected to Compression Loading | |
| US6647856B1 (en) | Turbine compressor armor shield | |
| CN110220418A (en) | A kind of composite material of microwell plate, microwell plate, light-duty bulletproof armour and preparation method thereof | |
| Silva et al. | Hybridization effect on the impact properties of flax composites | |
| Hani et al. | Influence of woven and cross-ply laminates on mechanical properties of coir epoxy composite | |
| RU2560419C1 (en) | Glass plastic and article made thereof | |
| Vieille et al. | Comparative study on the impact behavior and damage tolerance of woven carbon fiber reinforced thermoplastic–and thermosetting–composites | |
| CN204955594U (en) | Compound aramid fiber of nano meter aluminium does not have latitude cloth and manufacture equipment thereof | |
| Russelle et al. | Numerical investigation of bonded repair for TDS of helicopter and characterization of Kevlar/epoxy composite patch | |
| Bunea et al. | An experimental study on the low velocity impact behavior of hybrid epoxy composites | |
| Rao | Evaluation of the mechanical properties on sisal-coir hybrid natural fiber composites | |
| Shen et al. | Investigation of Hybrid Natural Fibre Reinforced Composite for Impact Energy Absorption | |
| Metzner et al. | Performance assessment on unidirectional braided CFRP materials | |
| Salman et al. | The effect of stacking sequence on tensile properties of hybrid composite materials |