RU2039655C1 - Method of reconditioning the highly charged three-layer structures made of composite material - Google Patents

Method of reconditioning the highly charged three-layer structures made of composite material Download PDF

Info

Publication number
RU2039655C1
RU2039655C1 SU5046843A RU2039655C1 RU 2039655 C1 RU2039655 C1 RU 2039655C1 SU 5046843 A SU5046843 A SU 5046843A RU 2039655 C1 RU2039655 C1 RU 2039655C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
overlapping
sheathing
vacuum
lubricated
layer
Prior art date
Application number
Other languages
Russian (ru)
Inventor
С.Л. Алесковский
С.А. Смолин
Original Assignee
Алесковский Сергей Львович
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 Алесковский Сергей Львович filed Critical Алесковский Сергей Львович
Priority to SU5046843 priority Critical patent/RU2039655C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2039655C1 publication Critical patent/RU2039655C1/en

Links

Images

Abstract

FIELD: manufacture of building materials. SUBSTANCE: if a through defect is evolvable, the defective portion of the three-layer structure is cut out. The diameter of the hole in the upper sheathing is made larger than that in the lower one. The edges of the holes are processed as "miter joint" with the angle of the edge slope equal to 35-45. A groove for the inner overlapping is milled under the upper sheathing in the filler layer. A ring-shaped and round intermediate products are cut out of the rubberized cloth and are bonded together by the rubber cement obtaining a vacuum packet. Then it is introduced into the hole and is sticked to the lower sheathing. A layer of the porous cloth lubricated by the epoxy resin and the intermediate product of the outer overlapping of the lower sheathing are placed on the vacuum packet. A technological lock consisting of a head and a lengthening tube is set up into the hole. The technological overlapping with a connecting pipe connected with the vacuum pump by the pipeline is mounted from above. After that the vacuum evaporation and the thermal treatment are carried out. After the overlapping is hardened, the technological lock and the technological overlapping are removed. The inner overlapping of the upper sheathing is produced. The filling and the inner overlappings of the lower sheathing are lubricated by the epoxy resin and are laid. The frothing composition is filled in. The inner overlapping lubricated by the epoxy resin is introduced into the groove. The filling and the outer overlappings of the upper sheathing lubricated by the epoxy resin are laid. The layers of the overlappings are laid according to the orientation of the composite layers of the sheathings. The vacuum packet is mounted from above. The vacuum evaporation and the thermal treatment of the repair portion are carried out. After the overlappings and the frothing composition are hardened, the vacuum packet is disassembled. EFFECT: facilitated manufacture. 1 cl, 9 dwg

Description

Изобретение относится к области ремонта трехслойных композиционных материалов склеиванием и преимущественно может быть использовано при ремонте конструкций, применяемых в авиации, судостроении и химическом машиностроении. The invention relates to the field of repair of three-layer composite materials by gluing and can mainly be used in the repair of structures used in aviation, shipbuilding and chemical engineering.

В настоящее время большинство трехслойных конструкций выполняется цельноклеенными и неразъемными, например детали самолетов, баллоны, баки и т.д. Это позволяет уменьшить количество подкрепляющих элементов в конструкции без снижения прочности, что улучшает внешние обводы и уменьшает трудоемкость изготовления. В то же время в значительной степени затрудняется выполнение ремонтных работ на трехслойных композиционных конструкциях, имеющих сквозные дефекты. Вследствие неразборности ремонт таких конструкций возможен только с односторонним подходом к дефектному участку. Currently, most three-layer structures are made of one-piece and one-piece, for example, aircraft parts, cylinders, tanks, etc. This allows you to reduce the number of reinforcing elements in the structure without compromising strength, which improves external contours and reduces the complexity of manufacturing. At the same time, repair work on three-layer composite structures having through defects is significantly impeded. Due to inseparability, repair of such structures is possible only with a one-sided approach to the defective area.

Известен способ ремонта стеклопластика заполнением полости дефекта связующим. Однако за счет гидравлического сопротивления не происходит полного заполнения полости дефекта связующим, в результате чего остаются газовые включения. Связующее, взятое в больших объемах, обладает резко выраженными экзотермическими свойствами и возникающие термические напряжения могут вызвать интенсивное растрескивание, а также повредить прилегающие участки конструкции. A known method of repairing fiberglass filling the cavity of the defect with a binder. However, due to hydraulic resistance, the defect cavity is not completely filled with a binder, as a result of which gas inclusions remain. The binder, taken in large volumes, has pronounced exothermic properties and the resulting thermal stresses can cause intense cracking, as well as damage adjacent sections of the structure.

Известен способ ремонта слоистых изделий из стеклопластика, отличающийся от предыдущего тем, что перед введением связующего в полость дефекта засыпают мелкодисперсные гранулы пенополистирола. Оба эти способа не предназначены для ремонта сквозных повреждений и не позволяют восстанавливать обшивки трехслойных конструкций. A known method of repairing fiberglass laminated products, different from the previous one in that before the introduction of the binder into the cavity of the defect, finely dispersed polystyrene foam granules are poured. Both of these methods are not intended to repair end-to-end damage and do not allow restoration of the skin of three-layer structures.

Известен способ ремонта трехслойных конструкций вклеиванием на место дефекта предварительно отформованного участка. Использование этого способа ремонта требует двухстороннего подхода к месту ремонта, вследствие наличия зазоров не обеспечивает точную подгонку деталей, возможен только в условиях промышленного предприятия. A known method of repairing three-layer structures by gluing in place of a defect in a preformed section. The use of this repair method requires a two-sided approach to the place of repair, due to the presence of gaps it does not provide accurate fitting of parts, it is possible only in an industrial enterprise.

Известен способ ремонта трехслойных панелей встык с постановкой пробок, обмотанных пропитанной клеем лентой [1]
Этот способ также требует двухстороннего подхода к месту ремонта, при ремонте встык позволяет соединять только разделенные на части детали, при ремонте постановкой пробки не обеспечивает качественной подгонки деталей, что снижает прочность соединения и не позволяет восстановить обводы поверхности.A known method of repairing three-layer panels end-to-end with the setting of plugs wrapped in adhesive-impregnated tape [1]
This method also requires a two-sided approach to the place of repair, when repairing end-to-end it allows you to connect only parts that are divided into parts, while repairing with a cork, it does not provide high-quality fitting of parts, which reduces the strength of the connection and does not allow to restore surface contours.

Известен способ ремонта несквозных повреждений трехслойных панелей вклейкой заполнителя и наружной накладки внахлест [2] Этим способом можно ремонтировать только несквозные повреждения трехслойных панелей типа вмятин, забоин, порезов, кроме того, выполнение только внешней ремонтной накладки нарушает симметричную передачу нагрузки трехслойной панелью, что снижает прочность отремонтированной конструкции. There is a method of repairing permanent damage to three-layer panels by gluing filler and an external overlap [2] In this way, only non-through damage to three-layer panels such as dents, nicks, cuts can be repaired, in addition, performing only an external repair lining violates the symmetrical transfer of load by a three-layer panel, which reduces strength refurbished construction.

Известен также способ ремонта трехслойных конструкций из композиционного материала, включающий последовательно осуществляемые для верхней и нижней обшивок приемы изготовления, выкладки и отверждения наружных ремонтных накладок с помощью соединенного с вакуумной системой и образующего над этими накладками полость элемента [3]
В данном способе также при ремонте высоконагруженных трехслойных конструкций необходима постановка внутренней, заполнительной и внешней ремонтных накладок на каждую несущую обшивку трехслойной панели.There is also a known method of repairing three-layer structures made of composite material, which includes the methods of manufacturing, laying out and curing external repair plates using the element connected over the vacuum system and forming a cavity above these plates [3]
In this method, also when repairing highly loaded three-layer structures, it is necessary to set internal, filling and external repair overlays for each supporting skin of the three-layer panel.

Для решения данной задачи в предлагаемом способе ремонта высоконагруженных трехслойных конструкций из композиционного материала, включающем последовательно осуществляемые для верхней и нижней обшивок приемы изготовления, выкладки и отверждения наружных ремонтных накладок с помощью соединенного с вакуумной системой и образующего над этими накладками полость элемента, дополнительно вводят внутренние ремонтные накладки для внешней и нижней обшивок, соединяемые с наружными накладками в процессе их вакуумирования. Кроме того, образующий над ремонтной накладкой нижней обшивки полость и соединенный с вакуумной системой элемент образован в виде склеенных между собой кольца и диска из герметичного материала. To solve this problem, in the proposed method for repairing highly loaded three-layer structures made of composite material, which includes the methods of manufacturing, laying out and curing external repair plates using the element connected above the vacuum system and forming a cavity over these plates, additionally introduce internal repair overlays for external and lower coverings connected to external overlays in the process of their evacuation. In addition, the cavity forming above the repair lining of the lower skin and connected to the vacuum system is formed in the form of rings and a disk of sealed materials glued together.

На фиг. 1 показан дефектный участок трехслойной конструкции; на фиг. 2 обработка дефектного участка; на фиг. 3 вырезка кольцевой и круглой заготовок; на фиг. 4 склеивание вакуумного мешка; на фиг. 5 приклеивание вакуумного мешка к нижней обшивке; на фиг. 6 приклеивание внешней накладки к нижней обшивке; на фиг. 7 изготовление внутренней накладки верхней обшивки; на фиг. 8 приклеивание и отверждение накладок и вспенивающейся композиции с помощью вакуумного мешка; на фиг. 9 изготовленное ремонтное соединение. In FIG. 1 shows a defective portion of a three-layer structure; in FIG. 2 processing of the defective area; in FIG. 3 cutting ring and round blanks; in FIG. 4 gluing a vacuum bag; in FIG. 5 gluing the vacuum bag to the lower skin; in FIG. 6 gluing the outer lining to the lower skin; in FIG. 7 manufacture of the inner lining of the upper skin; in FIG. 8 bonding and curing the pads and the foamable composition using a vacuum bag; in FIG. 9 manufactured repair connection.

Данный способ ремонта целесообразно выполнять для восстановления высоконагруженных трехслойных композиционных конструкций при наличии сквозных повреждений диаметром свыше 30 мм, имеющих верхнюю обшивку 1, заполнитель 2 и нижнюю обшивку 3. При наличии сквозного повреждения трехслойной композиционной конструкции (фиг. 1) дефектный участок вырезают цилиндрической фрезой или центробором (фиг. 2), отверстие в верхней несущей обшивке 1 вырезают диаметром на 24 мм большим, чем отверстие в нижней несущей обшивке 3. Кромки отверстий в обшивках 1 и 3 обрабатывают коническим наждачным кругом на "ус" с углом скоса кромок 35-45о. В слое заполнителя 2 (фиг. 2), под верхней обшивкой 1, фрезеруют паз для внутренней ремонтной накладки, для чего зубья фрезы затачивают под углом (при виде сбоку), равным выбранному углу скоса кромок, а фрезу укрепляют на валу в патроне пневмо- или электродрели. Для соблюдения необходимой глубины паза и исключения повреждения поверхностей применяют размерные и ограничительные шайбы. Из прорезиненной ткани вырезают кольцевую 4 и круглую 5 заготовки (фиг. 3) и склеивают их резиновым клеем таким образом, чтобы у кольца 4 оставался свободный неприклеенный край (фиг. 4). Внутренний диаметр кольца 4 должен быть на 35-40 мм больше диаметра отверстия в нижней обшивке. Верхнюю поверхность кольца 4 смазывают быстросохнущим клеем (типа "Момент") и заводят изготовленную деталь внутрь отверстия в нижней обшивке 3 (фиг. 2). С помощью Г-образной лопатки кольцо 4 со стороны свободного неприклеенного края прижимают к нижней обшивке 3, и оно приклеивается к обшивке 3, образуя вакуумный мешок, на который укладывают слой 6 пористой ткани (типа мешковины) и заготовку внешней ремонтной накладки 7 для нижней обшивки 3. Слой 6 способствует удалению воздуха из складок при вакуумировании. Заготовка накладки 7 представляет собой пакет, набранный из слоев композита, смазанных эпоксидным клеем и ориентированных в соответствии с ориентацией композиционных слоев нижней обшивки 3. В центре заготовки накладки выполняют отверстие диаметром 8 мм для откачки воздуха из вакуумного мешка при вакуумировании. Заготовку накладки с помощью пинцета укладывают на слое 6 по меткам на обшивке 3. В отверстие, выполненное в трехслойной конструкции, устанавливают технологическую пробку, состоящую из головки 8 (фиг. 6) и удлинительной трубки 9, которые соединяют между собой с помощью резьбового соединения, что позволяет изменять высоту пробки в зависимости от толщины трехслойной панели. Сверху устанавливают технологическую накладку 10 со штуцером 11, который соединяется с вакуумным насосом (не показан). Торцовую поверхность технологической накладки 10 покрывают герметиком или герметизирующей липкой лентой 12.This repair method is expediently performed to restore highly loaded three-layer composite structures in the presence of through damage with a diameter of more than 30 mm, having an upper skin 1, a filler 2 and a lower skin 3. If there is a through damage to a three-layer composite structure (Fig. 1), the defective section is cut with a cylindrical mill or centrifugal (Fig. 2), the hole in the upper supporting casing 1 is cut with a diameter of 24 mm larger than the hole in the lower supporting casing 3. The edges of the holes in the casing 1 and 3 about ops conical abrasive disc pad on the "mustache" with an angle of the bevel edges of 35-45. In the aggregate layer 2 (Fig. 2), under the upper casing 1, a groove for an internal repair lining is milled, for which the cutter teeth are sharpened at an angle (when viewed from the side) equal to the selected bevel angle of the edges, and the cutter is mounted on the shaft in the pneumatic chuck or electric drill. To comply with the required depth of the groove and to avoid damage to the surfaces, dimensional and restrictive washers are used. An annular 4 and a round 5 preform are cut out of the rubberized fabric (Fig. 3) and glued with rubber glue so that the ring 4 has a free non-glued edge (Fig. 4). The inner diameter of the ring 4 should be 35-40 mm larger than the diameter of the hole in the lower casing. The upper surface of the ring 4 is lubricated with quick-drying glue (such as “Moment”) and the manufactured part is inserted inside the hole in the lower casing 3 (Fig. 2). Using a L-shaped blade, the ring 4 from the side of the free non-glued edge is pressed against the lower skin 3, and it adheres to the skin 3, forming a vacuum bag on which to lay a layer 6 of porous fabric (such as burlap) and the blank of the external repair pad 7 for the lower skin 3. Layer 6 helps to remove air from the folds during evacuation. The blank preform 7 is a package composed of composite layers lubricated with epoxy adhesive and oriented in accordance with the orientation of the composite layers of the lower skin 3. An 8 mm diameter hole is made in the center of the blank preform to pump air out of the vacuum bag during evacuation. The blank blank with tweezers is laid on the layer 6 according to the marks on the sheath 3. In the hole made in a three-layer structure, a technological plug is installed, consisting of a head 8 (Fig. 6) and an extension tube 9, which are connected to each other by a threaded connection, which allows you to change the height of the cork depending on the thickness of the three-layer panel. A technological pad 10 is mounted on top with a fitting 11 that connects to a vacuum pump (not shown). The end surface of the technological lining 10 is covered with sealant or sealing adhesive tape 12.

После включения вакуумного насоса и нагревателя (не показаны) происходит прижатие накладки 7 к приклеиваемой поверхности обшивки 3 с давлением 0,08-0,09 МПа. Одновременно производят плавный нагрев ремонтного участка со скоростью 1-3оС/мин до температуры отверждения накладки, выдержку при этой температуре в течение 1,5-2 ч и плавное охлаждение со скоростью 1-3оС/мин. Ремонтный участок охлаждается до температуры 60-80оС под давлением вакуума и затем распрессовывается. Температура отверждения зависит от материала слоя заполнителя трехслойной конструкции и марки применяемого клея. Если заполнитель выполнен из пенопласта, температура отверждения равна 85-100оС, для заполнителя, выполненного из металлической фольги 120-150оС. Такой режим термообработки сводит к минимуму величину остаточных напряжений в клеевом слое и позволяет получать максимально прочные клеевые соединения. Для исключения приклеивания поверхности головки технологической пробки, ее покрывают разделительным лаком полиизобутиленом или водным раствором мыла. По окончании процесса отверждения накладки 7, технологическую пробку и технологическую накладку удаляют. Изготавливают внутреннюю накладку для верхней обшивки как показано на фиг. 7. Для этого выкладывают композитные слои, смазанные эпоксидным клеем, в соответствии с ориентацией слоев верхней обшивки и затем проводят отверждение накладки либо вырезают накладку из аналогичной дефектной детали. После этого выкладывают смазанные эпоксидным клеем слои заполнительной накладки 12 (фиг. 8) и внутренней накладки 13 нижней обшивки 3. Выкладка слоев накладок выполняется в соответствии с ориентацией композитных слоев нижней обшивки 3. На накладку 13 заливают вспенивающуюся клеевую композицию (типа ВКВ или другую) 14, которая после отверждения служит заполнительным слоем трехслойной конструкции. Во фрезерованный паз вводят смазанную эпоксидным клеем внутреннюю накладку 15 верхней обшивки 1. Заполнительную 16, внешнюю 17 накладки верхней обшивки 1 выкладывают так же, как это выполняют для нижней обшивки 3. Сверху укладывают вакуумный мешок, конструкция которого состоит из следующих элементов: пористой (перфорированной) пленки 18, через которую выдавливаются излишки клея, многослойного (поглощающего клей) слоя 19, непроницаемой изолирующей пленки 20, двух листов силиконовой термостойкой резины 21, электрогрелки 22, вакуумного мешка 23, датчика температуры 24, манометра 25, установленного на трубопроводе, ведущем к вакуумному насосу. Вакуумный мешок изолируется герметизирующей липкой лентой 26. Затем проводят вакуумирование и отверждение накладок и вспенивающейся композиции по режиму, приведенному выше, после чего вакуумный мешок разбирают. Мешок 5 (фиг. 9) остается в конструкции, что не влияет на прочность вследствие малого веса детали.After turning on the vacuum pump and heater (not shown), the lining 7 is pressed against the glued surface of the casing 3 with a pressure of 0.08-0.09 MPa. Simultaneously produce smooth heating of the repair area at a rate of 1-3 C / min to cure temperature laths, holding at this temperature for 1.5-2 hours and gradual cooling at a rate of 1-3 ° C / min. The repair portion is cooled to a temperature of 60-80 ° C under vacuum and then pressure raspressovyvaetsya. The curing temperature depends on the material of the filler layer of the three-layer structure and the brand of adhesive used. If the filler is made of foam, curing temperature is 85-100 ° C, for a filler made of a metal foil of 120-150 C. This thermal treatment to minimize the magnitude of residual stresses in the adhesive layer and enables the maximum durable adhesive bonds. To avoid sticking the surface of the head of the technological plug, it is coated with a dividing varnish with polyisobutylene or an aqueous soap solution. At the end of the curing process of the lining 7, the process plug and process lining is removed. An inner lining for the upper skin is made as shown in FIG. 7. To do this, lay out the composite layers, lubricated with epoxy adhesive, in accordance with the orientation of the layers of the upper skin and then cure the lining or cut the lining from a similar defective part. After that, the layers of the filling pad 12 (Fig. 8) and the inner lining 13 of the lower skin are laid out coated with epoxy glue 3. The laying of the layers of the linings is performed in accordance with the orientation of the composite layers of the lower skin 3. A foamable adhesive composition (type VKV or other) is poured onto the plate 13 14, which after curing serves as a filling layer of a three-layer structure. Into the milled groove, an inner lining 15 of the upper casing is greased with epoxy glue 1. Fill 16, the outer 17 lining of the upper casing 1 is laid out in the same way as for the lower casing 3. A vacuum bag is laid on top, the design of which consists of the following: porous (perforated ) film 18, through which excess glue is squeezed out, a multilayer (absorbing glue) layer 19, an impermeable insulating film 20, two sheets of silicone heat-resistant rubber 21, heating pads 22, a vacuum bag 23, sensors temperature 24, pressure gauge 25 installed on the pipeline leading to the vacuum pump. The vacuum bag is insulated with a sealing adhesive tape 26. Then, vacuuming and curing of the pads and the foamable composition are carried out according to the mode described above, after which the vacuum bag is disassembled. Bag 5 (Fig. 9) remains in the design, which does not affect the strength due to the low weight of the part.

Данный способ обеспечивает получение трехслойных конструкций с высокими механическими характеристиками и позволяет осуществить его более технологично. This method provides three-layer structures with high mechanical characteristics and allows it to be carried out more technologically.

Claims (2)

1. СПОСОБ РЕМОНТА ВЫСОКОНАГРУЖЕННЫХ ТРЕХСЛОЙНЫХ КОНСТРУКЦИЙ ИЗ КОМПОЗИЦИОННОГО МАТЕРИАЛА, включающий последовательно осуществляемые для верхней и нижней обшивок приемы изготовления, выкладки и отверждения наружных ремонтных накладок с помощью соединенного с вакуумной системой и образующего над этими накладками полость элемента, отличающийся тем, что дополнительно вводят внутренние ремонтные накладки для внешней и нижней обшивок, соединяемые с наружными накладками в процессе их вакуумирования. 1. METHOD FOR REPAIR OF HIGH-LOADED THREE-LAYER STRUCTURES FROM COMPOSITE MATERIAL, which includes manufacturing, laying and curing of external repair linings in series for upper and lower linings using an element connected to the vacuum system and forming an internal cavity above these linings, which additionally introduces an element that differs in that overlays for external and lower coverings connected to external overlays in the process of their evacuation. 2. Способ по п.1, отличающийся тем, что образующий над ремонтной накладкой нижней обшивки полость и соединенный с вакуумной системой элемент образован в виде склеенных между собой кольца и диска из герметичного материала. 2. The method according to claim 1, characterized in that the cavity forming above the repair lining of the lower skin and connected to the vacuum system is formed in the form of rings and a disk made of sealed material glued together.
SU5046843 1992-03-16 1992-03-16 Method of reconditioning the highly charged three-layer structures made of composite material RU2039655C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU5046843 RU2039655C1 (en) 1992-03-16 1992-03-16 Method of reconditioning the highly charged three-layer structures made of composite material

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
SU5046843 RU2039655C1 (en) 1992-03-16 1992-03-16 Method of reconditioning the highly charged three-layer structures made of composite material

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2039655C1 true RU2039655C1 (en) 1995-07-20

Family

ID=21606580

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
SU5046843 RU2039655C1 (en) 1992-03-16 1992-03-16 Method of reconditioning the highly charged three-layer structures made of composite material

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2039655C1 (en)

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104555147A (en) * 2015-01-06 2015-04-29 北京力强基业工程技术有限公司 Method for repairing floating roof tank through composite material
RU2664620C1 (en) * 2017-10-20 2018-08-21 Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации Polymer composite materials three-layer panels repairing method
RU2740214C1 (en) * 2020-03-19 2021-01-12 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Method of repairing articles from polymer composite materials
CN114211784A (en) * 2021-12-13 2022-03-22 中国人民解放军陆军航空兵学院 Helicopter skin bullet hole repairing process
CN115042458A (en) * 2022-06-22 2022-09-13 沈阳飞机工业（集团）有限公司 Glue joint repairing process for composite material component of airplane box section structure
RU2798925C2 (en) * 2019-02-18 2023-06-28 Сафран Эркрафт Энджинз Repair or process restoration of a part from composite material with three-dimensional weaving fibrous reinforcing filler

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
1. Авторское свидетельство СССР N 1399178, кл. B 32B 3/12, 1988 *
2. Патент Австрии N 0263094, кл. B 32B 35/00, 1988. *
3. Хьюз Л.Э. Ремонт композиционных конструкций, используемых в гондолах, реактивных двигателей гражданских самолетов. /Статья в сб. Technical Paper Series N 841565, 1984, Long Beach, California, USA / Всесоюзный центр переводов, 85/49573, N перевода Л-23783, 1985 /прототип/. *

Cited By (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104555147A (en) * 2015-01-06 2015-04-29 北京力强基业工程技术有限公司 Method for repairing floating roof tank through composite material
RU2664620C1 (en) * 2017-10-20 2018-08-21 Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации Polymer composite materials three-layer panels repairing method
RU2798925C2 (en) * 2019-02-18 2023-06-28 Сафран Эркрафт Энджинз Repair or process restoration of a part from composite material with three-dimensional weaving fibrous reinforcing filler
RU2740214C1 (en) * 2020-03-19 2021-01-12 Федеральное государственное унитарное предприятие "Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского" (ФГУП "ЦАГИ") Method of repairing articles from polymer composite materials
CN114211784A (en) * 2021-12-13 2022-03-22 中国人民解放军陆军航空兵学院 Helicopter skin bullet hole repairing process
CN114211784B (en) * 2021-12-13 2024-05-28 中国人民解放军陆军航空兵学院 Helicopter skin bullet hole repairing process
CN115042458A (en) * 2022-06-22 2022-09-13 沈阳飞机工业（集团）有限公司 Glue joint repairing process for composite material component of airplane box section structure

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US6149749A (en) Repair of composite laminates
CN107328316B (en) Preparation method of aerospace projectile body heat-proof structure
US11123899B2 (en) Method for seaming multi-sectional composite tooling
EP2569142B1 (en) Method of making a composite sandwich structure
BRPI0618167A2 (en) process and device for treating and consolidating stone blocks and slabs
CN110542000A (en) in-service pipeline prepreg repair construction method
RU2039655C1 (en) Method of reconditioning the highly charged three-layer structures made of composite material
CN111674057A (en) Forming method of heat insulation preventing layer of cabin section
CN114801237B (en) Forming method of full-height edge-covering sandwich composite material workpiece
CN107289234B (en) Repairing structure and repairing method for anticorrosive and heat-insulating layer of heat-insulating pipeline
CN112743880B (en) Repairing method for large-area damage of honeycomb sandwich structural member
US9545774B1 (en) Reworking ceramic sandwich structures
KR101188769B1 (en) A Method for Improving Bonding Property Between Rubber and Epoxy-Composite
US5738741A (en) Pre-fabricated vacuum bag and vacuum bag process to externally reinforce structural members with advanced composites
US3830666A (en) Insulation application
US9579855B2 (en) Secondary groove for work piece retention during machining
US4185557A (en) Stress reducing liner and method of fabrication
CN112223781B (en) Method for sticking heat-insulating layer of large-diameter and large-thickness end socket of fiber-wound shell of solid rocket engine
CN113415005B (en) Outfield repairing method for debonding and breaking of honeycomb in composite material
CN112223793B (en) Method for repairing delamination defect of fiber winding engine shell interface
CN1176794C (en) Inflated rubber core mold, special mold and making process
JPS6015391B2 (en) How to apply a layer of polyurethane foam to a cut or ground surface of polyurethane foam
CN113942657B (en) Repair method for rear edge and tip rear edge of composite blade
Lauder Manufacture of rocket motor cases using advanced filament winding processes
CN114888521B (en) Composite metal fatigue crack inhibition method