В разделе объясняется, почему для авиационной детали рассматривается именно композитный материал и какую функцию она может выполнять в конструкции крыла. Формулируются проблема, цель, задачи и ожидаемый результат проекта. Также обозначаются границы исследования: рассматривается учебная или экспериментальная деталь, а не сертифицированный элемент настоящего самолёта, требующий сложных расчётов и испытаний.

Раздел посвящён строению композитов и взаимодействию двух основных компонентов: матрицы и армирующего наполнителя. Рассматриваются углепластик и стеклопластик, их плотность, прочность, жёсткость, устойчивость к коррозии и технологические особенности. Отдельно объясняется, почему свойства композитной детали зависят от состава, количества слоёв и направления расположения волокон.

В пункте описываются основные элементы крыла: лонжероны, нервюры, обшивка и соединительные детали. Объясняется возникновение подъёмной силы и распределение нагрузок при полёте, наборе высоты, манёвре и посадке. Для проектируемой детали выделяются изгиб, растяжение, сжатие, сдвиг, кручение и вибрация как факторы, влияющие на выбор формы и материала.

Здесь формулируются технические требования к детали: назначение, габариты, масса, допустимый прогиб, прочность, жёсткость, способ крепления и устойчивость к внешним воздействиям. Определяется, какие параметры можно проверить в школьных условиях. Также устанавливается различие между учебным макетом и настоящей авиационной деталью, для которой необходимы расчёты по нормативам и сертификационные испытания.

Раздел содержит сравнение углепластика и стеклопластика применительно к выбранной детали. Обосновывается выбор типа волокна, полимерной матрицы, числа слоёв и направления их укладки. Рассматривается применение слоёв под углами 0°, 45° и 90° для повышения сопротивления различным нагрузкам. Приводятся преимущества, ограничения и возможные технологические риски выбранного решения.

В практической части создаётся эскиз или компьютерная модель детали с указанием размеров, толщины, формы, отверстий и зон крепления. Описывается связь геометрии с действующими нагрузками и способом изготовления. Для модели определяются основные контрольные параметры: масса, площадь, положение слоёв, предполагаемый прогиб и места, где вероятно появление концентрации напряжений.

Пункт описывает последовательность изготовления композитной детали: подготовку формы, раскрой армирующего материала, нанесение связующего, послойную укладку, удаление воздуха, отверждение и обработку кромок. Указываются требования к чистоте поверхности, равномерности пропитки и безопасности работы со смолами. При отсутствии оборудования допускается изготовление демонстрационного образца или подробной технологической карты.

В разделе предлагаются методы учебной проверки: контроль размеров и массы, визуальный осмотр поверхности, поиск расслоений, измерение прогиба при известной нагрузке и сравнение с расчётными значениями. Результаты оформляются в таблице, после чего оценивается соответствие детали исходным требованиям. Отдельно рассматриваются причины возможных отклонений и способы усовершенствования конструкции или технологии.

В заключении кратко оценивается, удалось ли решить поставленные задачи и обосновать применение композитного материала для детали крыла. Сопоставляются преимущества выбранной конструкции, её ограничения и результаты проверки. Формулируются предложения по дальнейшему развитию проекта: уточнению расчётов, применению компьютерного анализа, изготовлению нового образца и проведению более точных механических испытаний.

В список включаются учебники по физике, материаловедению, сопротивлению материалов и технологии композиционных материалов, а также надёжные справочные и научно-популярные источники об авиационных конструкциях. Для каждого электронного ресурса указываются название, автор или организация, адрес страницы и дата обращения. Источники должны подтверждать сведения о свойствах материалов, нагрузках и правилах безопасной работы.