RU2564952C1 - Method to manufacture three-layer panel from composite material - Google Patents

Method to manufacture three-layer panel from composite material Download PDF

Info

Publication number
RU2564952C1
RU2564952C1 RU2014114723/05A RU2014114723A RU2564952C1 RU 2564952 C1 RU2564952 C1 RU 2564952C1 RU 2014114723/05 A RU2014114723/05 A RU 2014114723/05A RU 2014114723 A RU2014114723 A RU 2014114723A RU 2564952 C1 RU2564952 C1 RU 2564952C1
Authority
RU
Russia
Prior art keywords
honeycomb core
skin
panel
cured
layer panel
Prior art date
Application number
RU2014114723/05A
Other languages
Russian (ru)
Inventor
Николай Викторович СТЕПАНОВ
Александр Игоревич Войлочников
Роман Альбертович Алексанян
Александра Владиславовна Соколова
Original Assignee
Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина"
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 Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина" filed Critical Акционерное общество "Обнинское научно-производственное предприятие "Технология" им. А.Г. Ромашина"
Priority to RU2014114723/05A priority Critical patent/RU2564952C1/en
Application granted granted Critical
Publication of RU2564952C1 publication Critical patent/RU2564952C1/en

Links

Images

Abstract

FIELD: construction.
SUBSTANCE: during formation of the first lining of the three-layer panel along its contour they lay out a bordering element forming an end zone and a slant zone of a honeycomb filler of the three-layer panel. The bordering element is jointly hardened with the first lining and is cut at height, excluding protrusion beyond the upper surface of the honeycomb filler. On the inner surface of the first lining they in turns install a lower adhesive film, a honeycomb filler with slants, an upper adhesive film and a non-hardened second lining, made so that its edges partially or fully cover the hardened bordering element in the slant area of the honeycomb filler, and hardening of the second panel is carried out jointly with adhesion of panel elements.
EFFECT: invention makes it possible to reduce labour intensiveness, to increase panel strength in a slant area of a honeycomb filler and to improve quality of panel appearance.
2 cl, 3 dwg

Description

Изобретение относится к авиационной и аэрокосмической технике, а именно к способам изготовления трехслойных панелей корпусных деталей самолетов, и может быть использовано при изготовлении трехслойных панелей с сотовым заполнителем.The invention relates to aviation and aerospace engineering, and in particular to methods for manufacturing three-layer panels of aircraft body parts, and can be used in the manufacture of three-layer panels with honeycomb core.

Известен способ изготовления композиционных деталей с сотовым заполнителем (патент США №5897739, опубликованный 27.04.1999), в котором предварительно отверждают нижнюю композиционную обшивку, обрабатывают ее по контуру и устанавливают на формообразующую оснастку, изготавливают сотовый заполнитель и устанавливают его через клеевую пленку на нижнюю обшивку по заданным размерам относительно кромки нижней обшивки, затем на образовавшуюся сборку укладывают клеевую пленку и верхнюю неотвержденную композиционную обшивку таким образом, чтобы она выходила за торцы нижней отвержденной обшивки на строго установленный размер и при формовании сцеплялась со ступенькой, образованной торцами нижней обшивки, не позволяя слоям верхней обшивки при формовании деформировать сотовый заполнитель. После чего полученный полуфабрикат детали упаковывают в вакуумный мешок и проводят отверждение.A known method of manufacturing composite parts with a honeycomb core (US patent No. 5897739, published 04/27/1999), in which the lower composite skin is pre-cured, processed along the contour and mounted on a forming tool, a honeycomb core is made and installed through the adhesive film on the lower skin in specified dimensions relative to the edge of the lower skin, then on the resulting assembly lay the adhesive film and the upper uncured composite skin in such a way that it went beyond the ends of the lower cured casing to a strictly set size and, when molded, adhered to a step formed by the ends of the lower casing, not allowing the layers of the upper casing to deform the honeycomb core during molding. After that, the resulting semi-finished product is packed in a vacuum bag and cured.

Недостатками данного способа являются большая трудоемкость и длительный цикл изготовления за счет необходимости извлечения нижней обшивки перед ее механической обработкой, повторной установки на формообразующую оснастку и фиксации на ней нижней обшивки и обеспечения заданного размера верхней обшивки относительно контура нижней обшивки для формирования ступенек. Кроме того, наличие ступенек по контуру влияет на качество внешнего вида панели, способствуя образованию складок в процессе отверждения при недостаточном натяжении материала верхней обшивки или зависанию слоев в зоне кромок сотового заполнителя при избыточном натяжении.The disadvantages of this method are the great complexity and a long manufacturing cycle due to the need to remove the lower skin before machining, reinstall it on the forming tool and fix the lower skin on it and provide a predetermined size of the upper skin relative to the contour of the lower skin to form steps. In addition, the presence of steps along the contour affects the quality of the appearance of the panel, contributing to the formation of wrinkles during curing with insufficient tension of the material of the upper skin or freezing of layers in the region of the edges of the honeycomb core with excessive tension.

Известен также способ изготовления композитного компонента, имеющего первую обшивку, сотовый заполнитель и вторую обшивку (ЕР 2266784 А1, опубликованный 29.12.2010, - прототип), в котором из непропитанного материала предварительно изготавливают преформу, содержащую первую и вторую заготовки обшивок, пропитывают ее связующим повышенной вязкости, частично отверждают преформу с образованием объема для сотового заполнителя, устанавливают в образовавшийся объем преформы сотовый заполнитель и проводят окончательное отверждение композитного компонента на сотовом заполнителе.There is also known a method of manufacturing a composite component having a first skin, a honeycomb core and a second skin (EP 2266784 A1, published December 29, 2010, a prototype), in which a preform containing the first and second blanks of skin is preliminarily made from non-impregnated material, impregnated with an increased binder viscosity, partially cure the preform with the formation of a volume for a honeycomb core, install a honeycomb filler in the formed volume of the preform and conduct the final cure of the composite cient on Honeycomb.

Недостатком данного способа является большая трудоемкость за счет как минимум трехкратной упаковки заготовок обшивок: первый раз при осуществлении пропитки, второй - при частичном отверждении, третий - при окончательном отверждении совместно с сотовым заполнителем. Кроме того, установка сотового заполнителя между частично отвержденными первой и второй обшивками является трудоемкой и может привести к дефектам в зоне скоса сотового заполнителя при использовании сотовых заполнителей из тонкой (30 мкм и тоньше) фольги, что снижает качество внешнего вида трехслойной панели в зоне скоса сотового заполнителя. Отсутствие клеевых слоев между сотовым заполнителем и обшивками снижает прочность их соединения.The disadvantage of this method is the high complexity due to at least three-fold packaging of the blanks of the casing: the first time during the impregnation, the second during partial curing, the third during final curing together with honeycomb. In addition, the installation of a honeycomb core between the partially cured first and second skins is time-consuming and can lead to defects in the bevel area of the honeycomb core when using cellular aggregates made of thin (30 μm and thinner) foil, which reduces the appearance quality of the three-layer panel in the bevel area of the honeycomb placeholder. The absence of adhesive layers between the honeycomb core and the skin reduces their bond strength.

Задачей изобретения является повышение прочности, качества внешнего вида трехслойной панели и снижение трудоемкости ее изготовления.The objective of the invention is to increase the strength, quality of the appearance of a three-layer panel and reduce the complexity of its manufacture.

Способ изготовления трехслойной панели из композиционного материала, включающий пропитку связующим материала, формирование из него первой и второй обшивок, установку сотового заполнителя со скосами между первой и второй обшивками и отверждение панели, при этом согласно изобретению при формировании первой обшивки по ее контуру выкладывают окантовочный элемент, образующий торцевую зону и зону скоса сотового заполнителя трехслойной панели, затем окантовочный элемент совместно отверждают с первой обшивкой и обрезают его по высоте, исключая выступание за верхнюю поверхность сотового заполнителя, после чего на внутреннюю поверхность первой обшивки поочередно устанавливают нижнюю клеевую пленку, сотовый заполнитель со скосами, верхнюю клеевую пленку и неотвержденную вторую обшивку, выполненную таким образом, чтобы ее края частично или полностью перекрывали отвержденный окантовочный элемент в зоне скоса сотового заполнителя, при этом перед установкой сотового заполнителя на внутреннюю поверхность отвержденного окантовочного элемента в зоне скоса сотового заполнителя наносят пленочную вспенивающуюся клеевую композицию, а между второй неотвержденной обшивкой и отвержденным окантовочным элементом выкладывают клеевую пленку и проводят совместное со склейкой элементов панели отверждение второй обшивки.A method of manufacturing a three-layer panel of composite material, comprising impregnating a binder material, forming the first and second skin from it, installing a honeycomb core with bevels between the first and second skin, and curing the panel, according to the invention, when laying the first skin, a fringing element is laid out along its contour, forming the end zone and the bevel zone of the honeycomb core of the three-layer panel, then the edging element is jointly cured with the first skin and trimmed in height, excluding tea, protruding beyond the upper surface of the honeycomb core, after which the lower adhesive film, honeycomb core with bevels, upper adhesive film and uncured second skin are alternately installed on the inner surface of the first skin, so that its edges partially or completely overlap the cured edging element in the zone bevel of the honeycomb core, while before installing the honeycomb core on the inner surface of the cured edging element in the bevel area of the honeycomb fill I applied film expandable adhesive composition, and the second between the uncured and cured lining element Framing spread adhesive tape and carried jointly with the gluing panel elements curing the second cladding.

До отверждения первой обшивки совместно с окантовочным элементом они могут быть прошиты в зоне острой кромки сотового заполнителя.Prior to the curing of the first skin, together with the edging element, they can be stitched in the area of the sharp edge of the honeycomb core.

Выкладка по контуру первой обшивки окантовочного элемента, образующего торцевую зону и зону скоса сотового заполнителя трехслойной панели, совместное отверждение окантовочного элемента с первой обшивкой и обрезка его по высоте, исключая выступание за верхнюю поверхность сотового заполнителя, последующая поочередная установка на внутреннюю поверхность первой обшивки нижней клеевой пленки, сотового заполнителя со скосами, верхней клеевой пленки и неотвержденной второй обшивки, выполненной таким образом, чтобы ее края частично или полностью перекрывали отвержденный окантовочный элемент в зоне скоса сотового заполнителя, нанесение на внутреннюю поверхность отвержденного окантовочного элемента в зоне скоса сотового заполнителя пленочной вспенивающейся клеевой композиции, выкладка клеевой пленки между второй неотвержденной обшивкой и отвержденным окантовочным элементом и проведение совместного со склейкой панели отверждения второй обшивки позволяют обеспечить прочное клеевое соединение между обшивками и заполнителем, снизить трудоемкость за счет уменьшения количества промежуточных упаковок и улучшения условий установки сотового заполнителя. Кроме того, обеспечивается точность выполнения сопрягаемых поверхностей окантовочного элемента и сотового заполнителя, уменьшается вероятность возникновения дефектов в зоне скоса сотового заполнителя, что повышает прочность и качество внешнего вида панели.Laying out along the contour of the first sheathing of the edging element forming the end zone and the bevel zone of the honeycomb core of the three-layer panel, curing the edging element together with the first sheathing and trimming it in height, excluding protruding beyond the upper surface of the honeycomb core, subsequent installation of the lower adhesive on the inner surface of the first sheathing a film, a honeycomb core with bevels, an upper adhesive film and an uncured second skin made in such a way that its edges partially or half They completely overlap the cured edging element in the bevel area of the honeycomb core, applying a foaming adhesive composition to the inner surface of the cured edging element in the bevel area of the honeycomb filler, laying out the adhesive film between the second uncured casing and the cured edging element and allowing the second casing to be jointly glued allows strong adhesive bond between the skin and the aggregate, reduce the complexity by reducing to lichestva intermediate packaging and improving the installation of honeycomb. In addition, the accuracy of the mating surfaces of the edging element and the honeycomb core is ensured, the likelihood of defects in the bevel area of the honeycomb core is reduced, which increases the strength and quality of the appearance of the panel.

Прошивка первой обшивки совместно с окантовочным элементом в зоне острой кромки сотового заполнителя обеспечивает точность установки сотового заполнителя и улучшает качество изделия.The firmware of the first skin together with the edging element in the zone of the sharp edge of the honeycomb core ensures the accuracy of the honeycomb core installation and improves the quality of the product.

Изобретение поясняется чертежами.The invention is illustrated by drawings.

На фиг. 1 представлено сечение трехслойной панели в зоне окантовочного элемента.In FIG. 1 shows a cross-section of a three-layer panel in the area of the edging element.

На фиг. 2 показана схема выкладки первой обшивки и окантовочного элемента.In FIG. 2 shows a layout diagram of a first skin and a fringing element.

На фиг. 3 представлена схема сборки трехслойной панели.In FIG. 3 shows the assembly diagram of a three-layer panel.

Способ изготовления трехслойной панели из композиционного материала включает выкладку на формообразующую оснастку 5 слоев первой обшивки 1, установку цулаги 8, выкладку слоев окантовочного элемента 2 с напуском на цулагу 8, прошивку нитью 7 слоев окантовочного элемента 2 со слоями первой обшивки 1 по контуру цулаги 8, подгиб слоев окантовочного элемента 2, составляющих напуск на цулагу 8, установку вкладышей 6 по контуру цулаги 8, приглаживание слоев окантовочного элемента к формующей поверхности вкладышей 6, упаковку и формование первой обшивки 1 и окантовочного элемента 2, распрессовку полученной детали, порезку окантовочного элемента 2 по высоте, поочередную укладку нижнего клеевого слоя 9, пленочной вспенивающейся клеевой композиции 10, установку сотового заполнителя 3, укладку верхнего клеевого слоя 11, выкладку слоев второй обшивки 4, упаковку и формование собранной трехслойной панели, распрессовку и механическую обработку изделия по контуру.A method of manufacturing a three-layer panel of composite material includes laying on the forming tooling 5 layers of the first skin 1, installing the puller 8, laying out the layers of the fringing element 2 with an inlet on the puller 8, flashing 7 layers of the fringing element 2 with the layers of the first sheathing 1 along the contour of the puller 8, bending the layers of the fringing element 2, which constitute the inlet on the tsulag 8, installing the liners 6 along the contour of the tsulag 8, smoothing the layers of the fringing element to the forming surface of the liners 6, packaging and molding the first sheathing ki 1 and edging element 2, extrusion of the obtained part, cutting of the edging element 2 in height, alternately laying the lower adhesive layer 9, foaming foaming adhesive composition 10, installing honeycomb 3, laying the upper adhesive layer 11, laying the layers of the second lining 4, packaging and molding the assembled three-layer panel, molding and machining the product along the contour.

ПримерExample

Предлагаемый способ изготовления трехслойной панели из композиционного материала был реализован при изготовлении панели фюзеляжа летательного аппарата, первую обшивку которой выкладывали из препрега 150УТ-0,2-(Р) на основе углеткани, пропитанной эпоксидным связующим. Выполненную из стеклопластика ЭНФБ-Т-10-80 гибкую цулагу установили на неотвержденную первую обшивку, после чего по контуру цулаги выложили слои окантовочного элемента из того же материала, что и первая обшивка. Нитью из углеродного волокна HTS-40 прошили слои первой обшивки и окантовочного элемента, затем по контуру цулаги на нее установили вкладыши из Д16Т под слои окантовочного элемента. Подсборку упаковали в вакуумный мешок и провели формование при температуре 175°C и давлении 6 атм. После распрессовки, не снимая деталь с формообразующей оснастки, провели механическую обработку окантовочного элемента, затем на первую обшивку нанесли нижнюю клеевую пленку ВК-36, на окантовочный элемент в зоне стыка с сотовым заполнителем нанесли пленочную вспенивающуюся клеевую композицию ВКВ-3, установили сотовый заполнитель 2,75-5056-30П из алюминиевой фольги, нанесли верхнюю клеевую пленку ВК-36, поверх которой выложили слои второй обшивки из того же материала, что и первой. Произвели упаковку в вакуумный мешок и провели формование при температуре 175°C и давлении 3 атм. Затем изделие распрессовали и провели механическую обработку по контуру.The proposed method of manufacturing a three-layer panel of composite material was implemented in the manufacture of an aircraft fuselage panel, the first lining of which was laid out from a prepreg 150UT-0.2- (P) based on carbon fabric impregnated with an epoxy binder. A flexible tsulag made of fiberglass ENFB-T-10-80 was installed on the uncured first skin, after which layers of a fringing element made of the same material as the first skin were laid along the contour of the Tsulag. The HTS-40 carbon fiber filament was flashed with layers of the first sheathing and edging element, then, along the contour of the Tsulag, liners of D16T were installed on it under the edging element layers. The subassembly was packed in a vacuum bag and formed at a temperature of 175 ° C and a pressure of 6 atm. After unpressing, without removing the part from the forming tooling, the edging element was machined, then the lower adhesive film VK-36 was applied to the first sheathing, the VKV-3 foaming adhesive composition was applied to the edging element in the joint area with the honeycomb core, honeycomb was installed 2 , 75-5056-30P from aluminum foil, applied the VK-36 top adhesive film, on top of which layered layers of the second skin of the same material as the first. They were packed in a vacuum bag and molded at a temperature of 175 ° C and a pressure of 3 atm. Then the product was decompressed and machined along the contour.

Предлагаемый способ изготовления трехслойной панели из композиционного материала позволяет снизить трудоемкость за счет уменьшения количества промежуточных упаковок и улучшения условий установки сотового заполнителя, а также повышает прочность панели в зоне скоса сотового заполнителя за счет обеспечения точности выполнения сопрягаемых поверхностей окантовочного элемента и сотового заполнителя и использования вспенивающейся клеевой композиции. Кроме того, уменьшается вероятность возникновения дефектов в зоне скоса сотового заполнителя, что улучшает качество внешнего вида конструкции.The proposed method of manufacturing a three-layer panel made of composite material allows to reduce the complexity by reducing the number of intermediate packages and improving the installation conditions of the honeycomb core, and also increases the strength of the panel in the bevel area of the honeycomb core by ensuring the accuracy of the mating surfaces of the edging element and the honeycomb core and the use of foaming adhesive composition. In addition, the probability of defects in the bevel area of the honeycomb core is reduced, which improves the quality of the appearance of the structure.

Claims (2)

1. Способ изготовления трехслойной панели из композиционного материала, включающий пропитку связующим материала, формирование из него первой и второй обшивок, установку сотового заполнителя со скосами между первой и второй обшивками и отверждение панели, отличающийся тем, что при формировании первой обшивки по ее контуру выкладывают окантовочный элемент, образующий торцевую зону и зону скоса сотового заполнителя трехслойной панели, затем окантовочный элемент совместно отверждают с первой обшивкой и обрезают его по высоте, исключая выступание за верхнюю поверхность сотового заполнителя, после чего на внутреннюю поверхность первой обшивки поочередно устанавливают нижнюю клеевую пленку, сотовый заполнитель со скосами, верхнюю клеевую пленку и неотвержденную вторую обшивку, выполненную таким образом, чтобы ее края частично или полностью перекрывали отвержденный окантовочный элемент в зоне скоса сотового заполнителя, при этом перед установкой сотового заполнителя на внутреннюю поверхность отвержденного окантовочного элемента в зоне скоса сотового заполнителя наносят пленочную вспенивающуюся клеевую композицию, а между второй неотвержденной обшивкой и отвержденным окантовочным элементом выкладывают клеевую пленку и проводят совместное со склейкой элементов панели отверждение второй обшивки.1. A method of manufacturing a three-layer panel of composite material, comprising impregnating a binder material, forming the first and second skin from it, installing a honeycomb core with bevels between the first and second skin, and curing the panel, characterized in that, when forming the first skin, a fringing is laid out along its contour the element forming the end zone and the bevel zone of the honeycomb core of the three-layer panel, then the edging element is jointly cured with the first skin and cut off in height, excluding you tapering over the upper surface of the honeycomb core, after which the lower adhesive film, honeycomb core with bevels, upper adhesive film and uncured second skin are alternately installed on the inner surface of the first skin, so that its edges partially or completely overlap the cured edging element in the bevel area honeycomb core, and before installing the honeycomb core on the inner surface of the cured edging element in the bevel area of the honeycomb core ny film expandable adhesive composition, and the second between the uncured and cured lining element Framing spread adhesive tape and carried jointly with the gluing panel elements curing the second cladding. 2. Способ изготовления трехслойной панели из композиционного материала по п. 1, отличающийся тем, что перед отверждением первой обшивки совместно с окантовочным элементом выполняют их прошивку в зоне острой кромки сотового заполнителя. 2. A method of manufacturing a three-layer panel of composite material according to claim 1, characterized in that before curing the first skin, together with the fringing element, they are stitched in the area of the sharp edge of the honeycomb core.
RU2014114723/05A 2014-04-14 2014-04-14 Method to manufacture three-layer panel from composite material RU2564952C1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014114723/05A RU2564952C1 (en) 2014-04-14 2014-04-14 Method to manufacture three-layer panel from composite material

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2014114723/05A RU2564952C1 (en) 2014-04-14 2014-04-14 Method to manufacture three-layer panel from composite material

Publications (1)

Publication Number Publication Date
RU2564952C1 true RU2564952C1 (en) 2015-10-10

Family

ID=54289724

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
RU2014114723/05A RU2564952C1 (en) 2014-04-14 2014-04-14 Method to manufacture three-layer panel from composite material

Country Status (1)

Country Link
RU (1) RU2564952C1 (en)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2779440C1 (en) * 2021-12-29 2022-09-07 Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" Method for manufacture of three-layered cellular panel with embedded heat pipes

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU281167A1 (en) * METHOD FOR ASSEMBLING A THREE-LAYERAL PANEL WITH CELLULAR FILLER
SU893587A1 (en) * 1980-04-24 1981-12-30 Предприятие П/Я Р-6601 Variable stiffness three layer panel
US5897739A (en) * 1995-01-27 1999-04-27 Sikorsky Aircraft Corporation Method for making honeycomb core composite articles
SU1623079A1 (en) * 1988-01-08 2005-02-10 И.Л. Сосульников THREE-LAYER PANEL
RU2355583C2 (en) * 2007-05-29 2009-05-20 Федеральное Государственное унитарное предприятие Государственный научно-производственный ракетно-космический центр (ФГУП ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") Production method of large three-layer structures from polymer composites
EP2266784A1 (en) * 2009-06-22 2010-12-29 Eurocopter Deutschland GmbH Method for producing a sandwich component having a honeycomb core

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
SU281167A1 (en) * METHOD FOR ASSEMBLING A THREE-LAYERAL PANEL WITH CELLULAR FILLER
SU893587A1 (en) * 1980-04-24 1981-12-30 Предприятие П/Я Р-6601 Variable stiffness three layer panel
SU1623079A1 (en) * 1988-01-08 2005-02-10 И.Л. Сосульников THREE-LAYER PANEL
US5897739A (en) * 1995-01-27 1999-04-27 Sikorsky Aircraft Corporation Method for making honeycomb core composite articles
RU2355583C2 (en) * 2007-05-29 2009-05-20 Федеральное Государственное унитарное предприятие Государственный научно-производственный ракетно-космический центр (ФГУП ГНПРКЦ "ЦСКБ-Прогресс") Production method of large three-layer structures from polymer composites
EP2266784A1 (en) * 2009-06-22 2010-12-29 Eurocopter Deutschland GmbH Method for producing a sandwich component having a honeycomb core

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2779440C1 (en) * 2021-12-29 2022-09-07 Акционерное общество "Информационные спутниковые системы" имени академика М.Ф. Решетнёва" Method for manufacture of three-layered cellular panel with embedded heat pipes

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2886311B1 (en) Three-dimensional reuseable curing caul for use in curing integrated composite components and method of making the same
US10737760B2 (en) Multi-box wing spar and skin
US9683545B2 (en) Manufacture of wind turbine blades
JP5329649B2 (en) Turbine blade half manufacturing method, turbine blade half, turbine blade manufacturing method, and turbine blade
KR101900967B1 (en) Composite structures having integrated stiffeners with smooth runouts and method of making the same
RU2013128408A (en) COMPOSITE HAT-SHAPED REINFORCEMENT PROFILE, COMPOSITE HARD-REINFORCED HAT-SHAPED PROFILES AND WAYS OF THEIR MANUFACTURE
US20040140049A1 (en) Method of manufacturing a hollow section, grid stiffened panel
RU2010141486A (en) AIRCRAFT COMPOUND KIT CONTAINING A COMPOSITE DETAIL
CA2658240A1 (en) Composite wing slat for aircraft
KR20160138566A (en) Method and apparatus for producing a sandwich component, and sandwich component
RU2693154C2 (en) Aircraft panel made of multilayer composites, and method of its production
US20150343715A1 (en) Method for manufacturing carbon fiber panels stiffened with omega stringers
RU2007148546A (en) METHOD FOR PRODUCING A COMPONENT OF A SHELL TYPE
RU2018122069A (en) Partial curing of thermoset composites
WO2012149939A3 (en) Method of preparing a composite laminate
RU2559446C1 (en) Manufacturing method of three-layered panel from composite material
RU2564952C1 (en) Method to manufacture three-layer panel from composite material
US9944062B2 (en) Composite aircraft manufacturing tooling and methods using articulating mandrels
CN108545146A (en) Ferry glass reinforced plastic boat moulding process
RU2623773C1 (en) Method of manufacturing panel with stiffening ribs of polymer composite materials
RU2683410C1 (en) Longeron-free blade of helicopter rotor and method of its manufacturing
RU2685218C1 (en) Method for producing curvilinear three-layer composite panels
EP4321329A2 (en) Manufacturing methods of net stiffeners
CN103850889B (en) Blunt trailing edge fan blade and trailing edge facade core fixing means thereof
CN106696383B (en) The technique for making light aerocraft composite material high strength degree girder