KR101020173B1 - 레이업 배치를 위한 방법 및 장치 - Google Patents

레이업 배치를 위한 방법 및 장치 Download PDF

Info

Publication number
KR101020173B1
KR101020173B1 KR1020080047564A KR20080047564A KR101020173B1 KR 101020173 B1 KR101020173 B1 KR 101020173B1 KR 1020080047564 A KR1020080047564 A KR 1020080047564A KR 20080047564 A KR20080047564 A KR 20080047564A KR 101020173 B1 KR101020173 B1 KR 101020173B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
layup
preselected
predetermined
layup structure
saddle
Prior art date
Application number
KR1020080047564A
Other languages
English (en)
Other versions
KR20080103030A (ko
Inventor
조셉 디. 브레넨
조지 디. 햄스테드
데럴 디. 존스
매튜 케이. 룸
피터 디. 맥코윈
테렌스 제이. 로우
휴 알. 쉬로스테인
Original Assignee
더 보잉 컴파니
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 더 보잉 컴파니 filed Critical 더 보잉 컴파니
Publication of KR20080103030A publication Critical patent/KR20080103030A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR101020173B1 publication Critical patent/KR101020173B1/ko

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/30—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/30—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core
    • B29C70/32—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core on a rotating mould, former or core
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/54—Component parts, details or accessories; Auxiliary operations, e.g. feeding or storage of prepregs or SMC after impregnation or during ageing
    • B29C70/541—Positioning reinforcements in a mould, e.g. using clamping means for the reinforcement
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/30—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core
    • B29C70/38—Automated lay-up, e.g. using robots, laying filaments according to predetermined patterns
    • B29C70/386—Automated tape laying [ATL]
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29L—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASS B29C, RELATING TO PARTICULAR ARTICLES
    • B29L2031/00—Other particular articles
    • B29L2031/30—Vehicles, e.g. ships or aircraft, or body parts thereof
    • B29L2031/3076—Aircrafts
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/28—Supporting or mounting arrangements, e.g. for turbine casing
    • F01D25/285—Temporary support structures, e.g. for testing, assembling, installing, repairing; Assembly methods using such structures
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49616—Structural member making
    • Y10T29/49622—Vehicular structural member making
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/53—Means to assemble or disassemble

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)

Abstract

레이업 구조체에 레이업을 배치하는 방법 및 장치가 제공된다. 본 방법은 새들 모듈의 지지 프레임에 레이업 구조체를 위한 레이업을 반복적으로 로딩하는 단계;와, 새들 모듈을 레이업 구조체 상의 소정의 적용경로에 대응하는 미리 선택된 정합위치로 정렬하는 단계;와, 소정의 적용 힘을 사용하여 소정의 적용경로를 따라서 레이업을 눌러서 레이업 구조체와 강제 접촉시키는 단계;를 포함한다. 본 장치는 일치하여 작동하도록 구성된 복수의 새들 모듈을 포함하고, 복수의 새들 모듈은 미리 선택된 복합재 레이업을 수용하도록 구성된다.
레이업 구조체, 새들 모듈, 정합 위치, 복합재 레이업

Description

레이업 배치를 위한 방법 및 장치 {METHOD AND APPARATUS FOR LAYUP PLACEMENT}
본 발명은 일반적으로 항공기 제조에 관한 것으로서, 더 상세하게는 복합재료를 사용한 기체(airframe) 제조에 관한 것이다.
현대의 상업적인 항공기는 상당한 양의 복합재료를 사용하여 제조되는데, 복합재료들은 금속 부품들을 제조하는데 사용되는 것과는 다른 제조장치 및 기술을 요구한다. 자동화된 섬유배치(Automated Fiber Placement: AFP) 기계들이 대형 항공기의 제조를 위하여 개발되었는데, 전형적인 AFP 기계는 맨드릴(mandrel)을 사용하여 기체에 통상 다발로된 복합재 섬유 사(yarn) 또는 토우(tow)로서 복합재료를 위치시킨다. AFP 맨드릴들은 종종 20톤에서 100톤 이상으로 거대할 수 있고, 동체 배럴(fuselage barrel) 주위로 연속 회전으로 사용될 때 가장 효과적이다. 그러나, 포트(port), 해치, 문 등을 위한 개구와 절결부 등의 특정 영역을 강화하기 위하여 동체의 제한된 부분에 하나 이상의 복합재료 추가층을 위치시키는 것이 종종 필요하다. 더욱이, 이 추가 층들은 연속적인 섬유 배치를 위한 기본 방위와 다른 방위 또는 방위각을 가지고 위치될 필요가 있을 수 있다. 이 추가층들을 위치시키기 위하여, 전형적인 AFP 맨드릴이 정지되고, 재위치되고, 재시작되어 대형 수송급 항공기의 상업적 제조에 있어서 용인될 수 없는 비능률을 초래한다.
그 결과, 하나 이상의 복합재료의 추가층이 전형적인 AFP 맨드릴을 정지시키고, 재위치시키고 또는 재시작하지 않고도 날개 및/또는 동체의 제한된 부분에 효과적으로 위치될 수 있는 장치 및 방법이 필요하다.
일 실시예에 있어서, 레이업 구조체 상의 레이업 배치를 위한 방법이 제공된다. 본 방법은 새들 모듈의 지지 프레임에 레이업 구조체를 위한 레이업을 반복적으로 로딩하는 단계;와, 새들 모듈을 레이업 구조체 상의 소정의 적용경로에 대응하는 미리 선택된 정합위치로 정렬하는 단계;와, 소정의 적용 힘을 사용하여 소정의 적용경로를 따라서 레이업을 눌러서 레이업 구조체와 강제 접촉시키는 단계;를 포함한다.
다른 실시예에서, 레이업 구조체 상의 레이업 배치를 위한 장치가 제공된다. 본 장치는 미리 선택된 복합재 레이업을 수용하도록 구성된 새들 모듈을 구비하고, 여기에서 이 새들 모듈은 미리 결정된 적용 힘을 사용하여 소정의 적용경로에 걸쳐서 미리 선택된 복합재 레이업을 레이업 구조체에 배치하도록 구성된다.
다른 태양에 있어서, 레이업 구조체 상의 레이업 배치를 위한 장치가 제공된다. 본 장치는 일치하여 작동하도록 구성된 복수의 새들 모듈을 포함하고, 이 복수의 새들 모듈은 미리 선택된 복합재 레이업을 수용하도록 구성된다.
항공기 레이업 구조체 상의 레이업 배치를 위한 방법은 새들 모듈의 지지 프 레임에 레이업 구조체를 위한 레이업을 반복적으로 로딩하는 단계;와, 새들 모듈을 레이업 구조체 상의 소정의 적용경로에 대응하는 미리 선택된 정합위치로 정렬하는 단계;와, 소정의 적용 힘을 사용하여 소정의 적용경로를 따라서 레이업을 눌러서 레이업 구조체와 강제 접촉시키는 단계;를 포함한다.
본 방법은 레이업을 누르기 전에, 소정의 적응경로에 대응하는 로컬 좌표계(local frame of reference)에서의 레이업 구조체 상의 미리 선택된 인덱싱된 위치로 레이업을 인덱싱하는 단계를 더 구비한다.
본 방법에 있어서, 레이업을 누르는 단계는, 소정의 적용속도로 소정의 적용경로를 따라 적용 압력의 이동하는 영역으로서 소정의 적용힘을 사용하여 레이업 구조체 상의 제1의 선택가능한 인덱싱된 위치로부터 제2의 선택가능한 인덱싱된 위치로 레이업을 누르는 단계를 더 구비한다.
본 방법에 있어서, 레이업 구조체는 소정의 적용경로에 대응하는 각각의 레이업 구조체 윤곽 프로파일을 가지고, 레이업은 각각의 윤곽 프로파일에 대응하는 미리 선택된 레이업을 구비하고, 레이업을 누르는 단계는 적용 압력의 대체로 균일한 이동 영역으로서 소정의 적용힘을 누르는 단계를 더 구비하고, 미리 선택된 레이업은 레이업 구조체 상의 미리 선택된 인덱싱된 위치에 배치된다.
본 방법에 있어서, 레이업 적용을 확인하는 단계는 레이업 위치를 검사하는 단계를 더 구비한다.
본 방법에 있어서, 레이업 적용을 확인하는 단계는 레이업 적용을 검사하는 단계를 더 구비한다.
본 방법은 청구항9의 레이업 구조체 상의 레이업 배치를 이용하는 항공기 어셈블리 공정을 더 구비한다.
본 방법에 있어서, 항공기 어셈블리 공정은 선제조 단계;와 제조 단계; 및 후제조 단계;를 더 구비한다.
본 방법에서, 선제조 단계는 제3자에 의해 제작된 부재를 선택하는 단계를 더 구비하고, 상기 부재는 항공기 어셈블리와 항공기 서브어셈블리에서 사용되는 것이다.
본 방법에서, 선제조 단계는 레이업 배치를 위하여 레이업 구조체를 설계하는 단계를 더 구비한다.
본 방법에서, 후제조단계는 레이업 구조체를 위하여 레이업을 사용하여 항공기를 재가공하는 단계를 더 구비한다.
본 장치에서, 레이업 구조체는 선제조 단계;와 제조 단계; 및 후제조 단계;를 구비하는 제조 공정에 의해 조립된 항공기를 위한 것이다.
본 장치에서, 선제조 단계는 제3자에 의해 제작된 부재를 선택하는 단계를 더 구비하고, 상기 부재는 항공기 어셈블리와 항공기 서브어셈블리에서 사용되는 것이다.
본 장치에서, 선제조 단계는 레이업 배치를 위하여 레이업 구조체를 설계하는 단계를 더 구비한다.
본 장치에서, 후제조단계는 레이업 구조체를 위하여 레이업을 사용하여 항공기를 재가공하는 단계를 더 구비한다.
레이업 구조체 상의 레이업 배치를 위한 장치는 일치하여 작동하도록 구성된 복수의 새들 모듈을 구비하고, 복수의 새들 모듈은 미리 선택된 복합재 레이업을 수용하도록 구성된다.
본 장치에서, 복수의 새들 모듈은 미리 결정된 적용 힘을 사용하여 미리 선택된 복합재 레이업을 레이업 구조체에 배치한다.
본 장치에서, 소정의 적용힘은 레이업 구조체 윤곽 프로파일에 대응하는 미리 결정된 적용경로에 걸쳐 인가된다.
본 장치에서, 복수의 새들 모듈은 캐리어와 그리고 이 캐리어에 위치된 미리 선택된 복합재 레이업을 구비하는 레이업 키트를 수용하도록 구성되고, 캐리어는 레이업 구조체 상의 미리 선택된 인덱싱된 위치에 대응하는 선택가능한 인덱싱된 방위로, 미리 선택된 복합재 레이업을 상기 복수의 새들 모듈에 보유하도록 구성된 인덱싱 부재를 포함한다.
본 장치에서, 레이업 구조체는 선제조 단계;와 제조 단계; 및 후제조 단계;를 구비하는 제조 공정에 의해 조립된 항공기를 위한 것이다.
본 장치에서, 선제조 단계는 제3자에 의해 제작된 부재를 선택하는 단계를 더 구비하고, 상기 부재는 항공기 어셈블리와 항공기 서브어셈블리에서 사용되는 것이다.
본 장치에서, 선제조 단계는 레이업 배치를 위하여 레이업 구조체를 설계하는 단계를 더 구비한다.
본 장치에서, 후제조단계는 레이업 구조체를 위하여 레이업을 사용하여 항공 기를 재가공하는 단계를 더 구비한다.
여러 실시예들의 특성을 신속하게 이해할 수 있도록 간단한 요약이 제공되었다. 실시예들의 보다 완전한 이해는 첨부 도면과 연계하면서 하기 바람직한 실시예들의 상세한 설명을 참조함으로써 달성될 수 있다.
하나 이상의 복합재료의 추가층이 전형적인 AFP 맨드릴을 정지시키고, 재위치시키고 또는 재시작하지 않고도 날개 및/또는 동체의 제한된 부분에 효과적으로 위치될 수 있는 장치 및 방법이 제공될 수 있다.
본 개시내용은 광범위한 레이업 구조체의 윤곽, 형상, 크기 및 구조를 수용할 수 있는, 모듈식 레이업 배치 장치 및 그 대응방법의 실시예들을 설명한다.
본 명세서에 사용된 바와 같이, "레이업"이란 1층(단층) 또는 다층을 가진 복합재료를 포함하는, 형상을 가진 조립체를 말한다. 다층 레이업은 적층 구조, 샌드위치 구조, 또는 이들의 조합으로 제조될 수 있다. 복합재료는 지지 매트릭스 재료에 의해 배치되고 둘러싸인 섬유들을 가진 섬유 매트릭스 재료일 수 있다. 일반적으로, 섬유는 이에 한정되지 않지만 탄소 필라멘트 재료, 그라파이트 필라멘트 재료, 폴리머 필라멘트 재료, 금속 필라멘트 재료, 또는 이들의 조합을 포함하는 자연산 또는 인공의 임의의 적절한 필라멘트 재료를 가리킬 수 있다. 그리고, 금속 필라멘트 재료는 이에 한정되지 않지만 알루미늄, 스테인레스 스틸, 티타늄, 합금 또는 그 유기금속의 조합을 포함할 수 있다. 섬유들은 휘스커(whisker), 콜리메이트(collimated) 필라멘트, 섬유 사, 직조 섬유, 리본, 매트(mat) 또는 이들의 조합과 같은 섬유 시스템에서 배치될 수 있다. 복합재료의 일예로는 2개 이상의 구성 재료들의 조합인 강화복합재료를 들 수 있는데, 그 구성재료들은 물리적 성질, 화학적 성질 또는 양자 모두가 다르고, 그 합성물에서 각각의 성질을 일반적으로 유지하며, 결과로서 생긴 복합재료에 특별한 성질을 부여하도록 상승 작용할 수 있다. "복합재"와 "강화복합재"라는 용어는 동의어일 수 있다. 현대의 기체(airframe) 제조에 있어서, 구성 재료들은 일반적으로 섬유 시스템 형태의 강화재료를 포함하는데, 매트릭스 시스템내에서 둘러싸이고 유지된다.
섬유 시스템 보강재료는 이에 한정되지 않지만 유리섬유, 탄소섬유, 그라파이트 섬유, 금속 섬유 또는 이들의 조합을 포함할 수 있고, 이들은 이에 한정되지 않지만 직조 섬유, 부직포, 매트, 헝겊, 스크림(scrim), 테이프, 스트랜드(strand), 토우, 또는 이들의 조합을 포함하는 다양한 형태로 제공될 수 있다. 일반적으로 토우는 연속 탄소섬유 필라멘트를 포함하는 대체로 평행한 연속 필라멘트의 꼬이지 않은 번들(bundle) 또는 사(yarn)로서, 단독으로 또는 섬유, 헝겊, 테이프 또는 이들의 조합의 구성물로서 사용될 수 있다. 전형적으로 이러한 사(yarn) 및 이러한 사로 제조된 다른 재료 형태들은 각 토우에 제공된 필라멘트들의 수로 식별될 수 있다. 예컨대, "6K"로 나타낸 탄소 토우는 전형적으로 6000개의 연속 탄소 필라멘트로 이루어진다. 유사하게, 탄소섬유는 외피(wrap)와 내용물(fill) 중 하나 또는 모두에서 6K 탄소 토우로 제조될 수 있다. 레이업이 탄소 또는 그라파이트 재료로 설명될 수 있더라도, 본 실시예들은 하나 이상의 박판(lamina)이 금속 또는 금속 복합재료로 이루어질 수 있는 레이업도 내포한다.
또한, 지지 매트릭스(support matrix)는 유기 매트릭스 재료, 금속 매트릭스 재료, 금속간(intermetallic) 매트릭스 재료 또는 유기금속 매트릭스 재료를 포함하는, 선택된 섬유 시스템을 내포하기에 적절하게 구성된 재료일 수 있다. 지지 매트릭스의 비한정적 일예로서, 강화된 에폭시 수지 유기 매트릭스 재료와 같은 열경화성 또는 열가소성 재료에 탄소섬유 시스템이 포함될 수 있다. 금속 매트릭스 재료는 이에 한정되지 않지만 알루미늄, 스테인레스 강, 티타늄, 합금, 그 금속간 화합물을 포함하는 하나 이상의 금속으로 구성될 수 있다. 매트릭스 시스템의 비한정적 예로는 수지 매트릭스 시스템을 들 수 있다. 수지 메트릭스 시스템은 유기 폴리머 또는 프리폴리머(prepolymer)일 수 있는데, 열경화성 또는 열가소성 성질을 가질 수 있고 취급 및 처리 태양과 물성에 영향을 주기 위하여 다양한 성분 또는 첨가제를 포함할 수 있다. 수지 매트릭스 시스템은 또한 예컨대 인접한 복합재료층들 또는 복합재층과 동체 표면 사이의 표면 부착을 산출할 수 있는, 접착제로서 사용하기 위해 구성될 수도 있다. 통상 사용되는 수지 매트릭스 시스템의 예로는 에폭시 폴리머 수지와 같은 중합가능한 열경화성 수지일 수 있다. 전형적으로, 수지 매트릭스 시스템은 명목적인 수지 경화온도, 수지 타입 및 특별한 재료 특성으로 식별될 수 있다.
그러나, 본 명세서의 실시예들은 수지 매트릭스 시스템으로 제작된 레이업에 한정되지 않고, 다른 적절한 매트릭스 시스템들이 채택될 수 있다. 그리고, 하나 이상의 레이업 박판은 이에 한정되지 않지만 알루미늄 또는 알루미늄 합금, 스테인레스 강 또는 스테인레스 강 합금, 티타늄 또는 티타늄 합금, 마그네슘 또는 마그네슘 합금, 또는 실리콘 카바이드 또는 실리콘 카바이드 합금을 포함하는 금속 또는 금속 합금의 층일 수 있다. 또한, 하나 이상의 박판이 금속간-매트릭스 복합재료, 금속-매트릭스 복합재료, 또는 세라믹 복합재료로 제작될 수 있다. 이러한 매트릭스 시스템과 그리고 기능적 유사물들이 당업계에 주지되어 있다.
본 명세서에서 사용된 것처럼, 레이업 구조체는 레이업이 적용될 수 있는 구조체이다. 레이업 구조체의 일예로는 이에 한정되지 않지만 동체, 날개, 선미익기, 콘(cone), 핀(fin), 도어, 레이돔(radome), 노즈(nose), 보조익, 나셀(nacelle), 밑판(strake), 익형(spar), 덮개(fairing), 또는 그 일부분을 포함하는 기체 또는 그 일부분일 수 있다. 레이업 구조체의 다른 예로는 이에 한정되지 않지만 몰드 또는 맨드릴을 포함하는 성형 공구를 들 수 있다. 몰드 성형공구는 이에 한정되지 않지만 날개, 선미익기(canaed), 도어, 레이돔, 밑판, 익형, 덮개 또는 그 부분 등의 각진 기체 부분의 제작에 채택될 수 있다. 유사하게, 맨드릴 성형공구는 이에 한정되지 않지만 노즈, 콘, 문, 레이돔, 동체, 보조익, 나셀, 또는 그 일부를 포함하는 원통형 기체 부분의 제작에 채택될 수 있다. 물론, 다른 성형공구들이 채택될 수 있고 다른 레이업 구조체들이 선택될 수 있다. 편의상, 본 명세서의 어떤 실시예들은 항공기 동체에 관하여 기술될 수 있는데, 이는 한정하고자 하는 것은 아니다.
레이업 구조체는 기준축을 따라서 미리 선택된 각 정합 위치에서 규정가능한 단면 형상을 가질 수 있다. 적용 폭은 기준축을 따라서 미리 선택된 정합 지점에서 레이업 구조체 표면의 규정가능한 영역의 선형 길이를 표시할 수 있다. 적용 폭의 선형 길이는 적용 방향에 일반적으로 수직하게 그리고 일반적으로 기준축을 따라서 방위설정된다. 레이업 구조체의 테이퍼처리되지 않은 부분은 미리 선택된 정합 지점에 대응하는 적용 폭에 걸쳐서 실질적으로 변하지 않는 소정의 윤곽 프로파일을 나타낼 수 있다. 그러나, 레이업 구조체는 기준축을 따라서 예컨대 레이업 구조체의 기준축을 따라서 테이퍼처리될 수 있는데, 즉 다양한 단면형상을 가질 수 있다. 따라서, 레이업 구조체의 테이퍼처리된 부분은 적용 폭의 범위에 걸쳐 3차원으로 변하는 소정의 윤곽 프로파일을 나타낼 수 있다. 따라서, 미리 선택된 레이업 재료는 소정의 윤곽 프로파일을 따르도록 구성될 수 있는데, 이 프로파일은 미리 선택된 정합지점에 대응하는 적용 폭을 따라서 3차원으로 변할 수 있다.
본 명세서의 레이업 배치 장치는 하나 이상의 실시예들에서, 대응하는 공간적 기준 시스템 내에서 공지의 기준위치 또는 "홈(home)"에 대하여, 구조체에 관한 규정가능한 공간적 관계에서 미리 선택된 재료로 제조된 레이업을 위치시키도록 구성될 수 있다. 기준 위치는 공통의 공간적 기준 시스템 내의 경계조건들을 식별하기 위하여 그리고 일률적으로 높은 정밀도를 가지고 공간적 기준 시스템에서 선택된 위치들을 식별하기 위하여 인간 오퍼레이터에 의해 또는 기계에 의해 사용될 수 있는 공지의 기준 위치를 일반적으로 기술한다. 작업공간(workspace)은 기준 위치를 포함하는 규정가능한 공간적 기준시스템이다.
정의하자면, 공지의 위치에 "대응한다"고 하는 것은 그 위치와 규정된 공간적 관계에 있다는 것을 말한다. 또한, 정합이란 공지의 기준위치와 그리고 작업공간 내의 특별한 평면 또는 평면 세트 사이의 대응성을 수립하는 과정이다. 이러한 평면은 로컬 좌표계를 규정할 수 있다. 정합위치란 이러한 로컬 좌표계가 수립된 그 식별된 위치이다. 인덱싱(indexing)은 로컬 좌표계 내의 작업(operation) 지점 또는 영역을 확립하는 과정이고 인덱싱된(indexed) 위치는 그렇게 식별된 작업 지점 또는 영역이다. 정합 위치는 대응하는 로컬 좌표계 내의 하나 이상의 인덱싱된 위치에 대응할 수 있다. 본 명세서에 사용된 바와 같이, 인덱싱된 위치와 그리고 이 인덱싱된 위치에서의 물체들의 위치는 정합위치를 공지의 기준위치에 대응하게 함으로써 공지의 기준위치에 대응하도록 만들어질 수 있다. 따라서 인덱싱된 위치는 작업공간에서 공지의 기준위치에 참조된 구조체 표면의 유일한 위치에 대응할 수 있다.
그리고, "적용"이라는 용어는 작업공간에서 참조된 레이업 구조체의 표면에 미리 선택된 레이업 재료를 위치시키는 것을 말한다. 미리 선택된 레이업 재료는 레이업 구조체가 위치된 후에 이 구조체에 부착시키기 위해 처리될 수 있다. 적용 경로는 레이업 재료가 적용될 수 있는 레이업 구조체 표면의 규정가능한 영역을 말할 수 있고, 적용방향은 시작점으로부터 종말점까지 작업공간 내의 적용경로의 방위를 말할 수 있고, 적용속도는 적용경로를 따른 시간기준 운동을 말할 수 있다. 유사하게, 적용 힘은 적용경로를 따라 위치되는 레이업 재료에 부과되는 선택가능한 힘일 수 있다. 적용 힘은 적용방향으로 적용경로를 따라 부과될 수 있지만, 적용 힘은 적용방향과는 일반적으로 다른 방향과 방위를 가진다. 예를 들어 적용 힘 방향은 적어도 적용경로의 부분에 걸쳐 적용방향에 법선방향일 수 있다. 일반적으로, 적용 경로는 선택가능한 정합 위치에 참조될 수 있고 직선 또는 곡선일 수 있다.
용어로서의 "불일치"는 본 개시물을 통하여 적절한 문맥에서 사용되는데, (외부이물 파편(FOD), 열적 부하, 구조적 부하, 번개 또는 전기 아크(arcing)를 포함하는) 외부 인자들에의 노출에 의해 영향을 받지 않는 복합재 구조체의 하나 이상의 측정된 특성들과 외부 인자들에의 노출에 의해 영향을 받은 복합 구조체의 같은 하나 이상의 측정된 특성들과의 사이의 차이를 말한다. "불일치"는 설계 허용오차내에서 제조된 복합재 구조체의 하나 이상의 측정된 특성들과 설계 허용오차를 넘어서 제조된 복합재 구조체의 같은 하나 이상의 측정된 특성들 사이의 차이를 또한 포함한다.
도1은 본 개시물의 실시예들에 따라서, 통합된 항공기 생산과정(100)을 나타낸다. 본 명세서에서 사용된 바와 같이, 통합된 항공기 생산과정(100)은 제조, 지지 또는 양자 모두를 또한 포함할 수 있다. 전형적으로, 생산과정(100)은 선제조단계(S102), 제조단계(S104), 및 후제조단계(S106)를 포함한다. 선제조단계(S102)는 항공기 설계, 서브어셈블리(subassembly) 및 부품 설계(S110), 재료의 스펙(specification)과 입수(S120)를 포함할 수 있다. 재료의 스펙과 입수(S120)는 이에 한정되지 않지만 제3자, 판매업자, 하도급업자 또는 공급자에 의해 제작된 부품들 또는 제조된 서브어셈블리들의 선택 및 입수를 포함할 수 있다. 제조단계(S104)는 부품의 제작 또는 서브어셈블리 제조(S130) 및 항공기 어셈블리(S140)를 포함할 수 있다. 선제조단계(S102)와 제조단계(S104)는 통합형 제조과정(S105)의 요소들일 수 있는데, 제조과정(S105)은 하나 이상의 항공기와 부품 설계, 개발 및 시뮬레이션 과정; 재료, 부품 및 서브어셈블리 스펙과 입수 과정; 자동화된 생산계획 과정; 제작 및 어셈블리 과정; 및 품질제어 과정을 포함한다.
종종, 통합된 생산과정(100)과 같은 현대적인 항공기 생산과정의 태양은 최종 어셈블리로 끝나지 않고 제조자, 정부당국자, 고객 및 항공기 조종자 사이의 반복적인 쌍방향 협력을 포함하여, 항공기의 사용수명(service life)에 걸쳐 연장될 수 있다. 따라서, 통합된 생산과정(100)은 후제조단계(S106)를 포함할 수 있다. 후제조단계(S106)는 항공기 인도 및 권한부여(S150)와 항공기 서비스(S160)를 포함할 수 있다. 항공기 인도 및 권한부여(S150)는 고객의 사양(specification)으로 항공기를 제공하는 것을 포함할 수 있는데, 고객의 사양은 항공기가 조립된 후 바뀔 수 있다. 따라서, 인도 및 권한부여는 고객이나 조종자에게 인도된 후 항공기의 하나 이상의 부재들을 수리, 변경 또는 교정하는 것을 포함할 수 있다. 또한, 항공기의 인도 및 폐기 사이의 사용 기간에 항공기에 변경, 수리, 또는 개량을 행하는 것이 바람직할 수 있다. 그러므로, 항공기 서비스(S160)는 종래의 이미 존재하는 재료들, 부품들 또는 서브어셈블리들을 사용하여 제조 또는 조립된 기체를 포함하는 기체의 일부분의 수리, 변경 또는 개량을 포함할 수 있다.
본 명세서에서 구체화된 장치 및 방법은 단계들(S102, S104 또는 S106) 중 하나 이상에서 통합된 생산과정(100)동안 채택될 수 있다. 예를 들어, 제조단계(S104)에 대응하는 부품들 또는 서브어셈블리들은 선제조단계(S102)동안 얻어진 부품들 또는 서브어셈블리들과 유사한 방식으로 조립 또는 제조될 수 있고, 그리고 그 반대의 경우도 가능하다. 또한, 장치 실시예, 방법 실시예 또는 그 조합 중 하나 이상이 예컨대 항공기의 어셈블리를 실질적으로 촉진시킴으로써 제조단계(S104) 동안 특별히 유익할 수 있다. 장치 실시예, 방법 실시예 또는 그 조합 중 하나 이상이 예컨대 한정하는 것은 아니고 인도 및 권한부여(S150) 및/또는 정비와 서비스(S160) 동안 재가공하기 위하여 후제조단계(S106) 동안 유익할 수 있다.
도2는 본 개시물의 실시예에 따라서, 통합된 레이업 적용 시스템(Integrated Layup Application System: ILAS; 200)의 실시예를 나타낸다. 도3은 미리 결정된 복합재 레이업(301-305)을 도시하는데, ILAS(200)에 의해 레이업 구조체(300) 위에 위치될 수 있다. ILAS(200)는 도1의 생산과정(100)의 단계들(S102, S104 또는 S106) 중 하나 이상에서 사용될 수 있고, 레이업 적용(이하 새들(saddle)이라 함) 시스템(210), 레이업 구조체 어셈블리(230) 및 확인-검사 시스템(240)을 채용할 수 있다. 새들 시스템(210)의 비한정적 예로는 각각 도6, 도7, 도8의 레이업 배치장치(LPA600, LPA700, LPA800)를 포함할 수 있다. 레이업 구조체의 비한정적 예로는 도3의 레이업 구조체(300)와 도6, 7, 8의 레이업 구조체(690)를 포함한다. 유리하게도, 미리 결정된 복합재 레이업(301-305)은 레이업 구조체(300)에 적용하기 전에 미리 제작될 수 있는데, 예컨대 레이업 구조체(300)를 사용하여 항공기가 제조될 수 있는 기체제작 및 어셈블리 설비로부터 분리된 제작설비에서 제작될 수 있다. 제작된 후, 미리 결정된 복합재 레이업들(301-305) 중 하나 이상이 미리 결정된 복합재 레이업 키트(kit)로서 제공될 수 있는데, 이 키트는 적기의 제조과정을 위해 적합한 방식으로 재고품으로서 검사, 저장, 유지 또는 공급될 수 있다. 도2에 있어서, 도3의 각 복합재 레이업(301-305)은 각각의 미리 선택된 레이업 키트(221-223)로 나타낸 것처럼, 레이업 키트를 형성하도록 하기 위하여 도6에 도시된 바와 같이 각각의 캐리어(631)에 배치될 수 있다. 미리 결정된 복합재 레이업(301-305)은 레이업 구조체(300)의 윤곽을 따르도록 구성된 미리 패턴형성된 복합재 레이업들일 수 있다. 미리 패턴 형성된 복합재 레이업(301-305) 중 하나 이상은 이에 한정되지 않지만 개구 또는 절결부를 가질 수 있고, 또는 이와 달리 예컨대 미리 선택된 정합 위치에서 특별한 레이업 구조체(300)의 소정의 부분에 적용하기 위하여 맞춤형성될 수 있다.
하나 또는 다수의 레이업 키트(221, 222, 223)가, 특별한 기체의 부분, 특별한 기체, 특별한 생산 런(run), 또는 특별한 생산 라인이나 생산라인 변화는 물론 대응하는 레이업 구조체에 일반적으로 적용하기 위하여 제작될 수 있고, 따라서 크기, 형상, 층들, 성분 또는 그 조합이 변할 수 있다. ILAS(200)는 키트 보관 어셈블리(220)를 포함할 수도 있다. 미리 제작된 레이업 키트들은 현재의 생산 조건에 적합하게 선택될 수 있고, 키트 보관 어셈블리(220)에 저장될 수 있다. 키트 보관 어셈블리(220)는 예컨대 주변 온도, 습도, 가스 성분 또는 레이업 키트 위치 제어에 의해 미리 선택된 레이업 키트(221-223)를 보존하도록 구성될 수 있다. 비한정적인 일예로서, 키트 보관 어셈블리(220)는 미리 선택된 레이업 키트들(221, 222, 223)중 하나를 인간 오퍼레이터 또는 CNC 제조 시스템(250)의 제어를 받으면서 새들 시스템(210)에 분배하도록 하기 위해 구성된 카세트 타입의 로보트 어셈블리로서 구현될 수 있다. 미리 선택된 레이업 키트들(221, 222, 223)을 수용한 후, 새들 시스템(210)은 레이업 구조체(300)에 상대적으로 위치될 수 있고 레이업 구조체 어셈블리(230)와 협동하여 미리 패턴형성되고 미리 결정된 복합재 레이업을 대응하는 레이업 구조체의 소정의 부분에 적용할 수 있다. 레이업 구조체 어셈블리(230)는 새들 시스템(210)에 의해 미리 결정된 복합재 레이업을 레이업 구조체(300) 위에 정확히 위치결정시키고 배치하는 것을 용이하게 하기 위하여 레이업 구조체(300)를 소정의 기준 위치에서 지지할 수 있다. 새들 시스템(210) 또는 레이업 구조체 어셈블리(230) 중 하나 또는 양자 모두가 CNC 제조 시스템(250)에 의해 적어도 부분적으로 제어될 수 있다.
도4는 레이업 적용 과정(Layup Application Process: LAP; 400)의 실시예를 나타낸다. LAP(400)은 한정하는 것이 아닌 예컨대 도6의 LPA(600)에 의해, 도7의 LPA(700)에 의해, 도8의 LPA(800)에 의해 사용될 수 있다. 그러나, LAP(400)가 이 LPA들 또는 그 새들 모듈중 임의의 것에 의해 실시될 것이 요구되지는 않는다. 오직 설명만을 위해서, LAP(400)는 도6의 부재들과 관련하여 설명된다.
LAP(400)는 레이업 구조체의 미리 선택된 부분에 적용될 미리 선택된 레이업(S410)을 선택함으로써 개시될 수 있다. 상술한 내용에 따라서, 적절한 레이업 구조체는 기체나 기체의 일부분일 수 있고, 또는 몰드나 맨드릴같은 성형 공구일 수 있다. 간단히 하기 위하여, LAP(400)는 이에 한정되지 않지만 동체와 같은 레이업 구조체(690)와 관련해서 설명될 수 있다. 레이업 구조체(690)는 동체, 몰드 형성공구, 또는 맨드릴 형성공구 이외의 기체의 일부분일 수 있다. 새들 모듈(620)은 미리 선택된 정합위치(S420)에서 레이업 구조체(690)와 정렬될 수 있는데, 미리 선택된 정합위치는 소정의 기준위치를 참조한다. 또한 미리 결정된 적용경로는 미리 선택된 정합위치에서 로컬 좌표계 내에 규정될 수 있다. 예를 들어, 미리 선택된 정합위치(675)는 기준 위치(650)에 참조될 수 있고 일반적으로 레이업 구조체(690) 상에서 소정의 적응경로(695)에 대응한다.
일단 정렬되면, 미리 선택된 레이업 키트(레이업(630)과 캐리어(631))가 새들 모듈(620)의 지지 프레임(628)에 로딩될 수 있다 (S425). 소정의 정합위치(675)는 미리 결정된 레이업 구조체의 윤곽 프로파일에 대응할 수 있다. 미리 선택된 레이업(630)은 미리 선택된 정합위치(675)에서 각각의 미리 결정된 레이업 구조체의 윤곽 프로파일에 대응할 수 있다. LAP(400)의 선택된 실시예들에서, 미리 선택된 레이업(630)은 미리 선택된 정합위치에서 각각의 미리 결정된 레이업 구조체의 윤곽 프로파일에 대응하는 미리 결정된 레이업 구조체 특징들에 따르도록 구성된 미리 패턴형성된 레이업일 수 있다. 미리 선택된 레이업(630)은 처음에는 전형적으로 편평한 형태를 가지는데, 윤곽형성된 소정의 적용경로를 따라서 레이업 구조체(690)에 위치될 수 있다. 대응하는 소정의 정합위치(675)에서 레이업 구조체(690)와 정렬될 때, 미리 선택된 레이업(630)이 레이업 구조체에 적용될 수 있다(S430). 전형적으로, 새들 모듈(620)은 캐리어(631)에 의해 레이업 구조체(690)에 적용될 때까지 소정의 레이업(630)을 보유한다.
레이업 구조체(690)에 적용된 후, 예컨대 레이업 구조체 위의 레이업(630)의 위치, 배열, 또는 결합을 검사(S435)함으로써 레이업의 적용을 확인하는 것이 바람직할 수 있다. 검사는 레이업 위치 확인, 레이업 적용 검사 또는 양자 모두를 포함할 수 있는데, 이에 한정되지 않는다. 위치확인은 이에 한정되지 않지만 광학 센서, 광전센서 또는 레이저 기반의 표면 스캐너와 같은 광기계적 센서를 포함하는 확인 센서를 이용하여 달성될 수 있다. 적용 검사는 레이업 구조체(690)로의, 다른 복합재로의 또는 이들의 결합으로의 레이업 적용에 관한 것일 수 있다. 검사는 예컨대 전기적 스캐닝 시스템, 전기-광 스캐닝 시스템 또는 광학 스캐닝 시스템을 사용하여 달성될 수 있다. 편리하게는 적절한 레이저 스캐닝 시스템이 기체 조립, 제조 및 어셈블리 분야에서 공지되어 있고, 이에 따라 사용될 수 있다. 편리하게는 레이저 기반의 스캐닝, 센싱 및 위치결정 시스템이 당업계에 주지되어 있다.
중요하게는, LAP(400)가 레이업 구조체(690)의 기준 축(695)을 따라서 하나 이상의 미리 선택된 정합 위치(675)들에서의 미리 선택된 레이업(630)들의 빠르고 반복적인 배치를 제공할 수 있다. 첫번째 미리 선택된 레이업이 대응하는 첫번째 미리 선택된 정합위치에서 적용된 후 두번째 미리 선택된 레이업이 선택되어 대응하는 미리 선택된 정합위치에서 적용될 수 있다.
추가 레이업(630)들이 반복적으로 적용될 수 있다(S440). 실제로, 이전의 레이업이 검사됨에 따라, LAP(400)는 새들 모듈(620)을 후속의 미리 선택된 정합 위치로 이동시키고, 후속의 미리 선택된 정합 위치에 대응하는 후속 레이업을 선택하여 새들 모듈(620)에 로딩시키고, 그리고 후속의 미리 선택된 레이업을 그렇게 하는 것이 실제적인 한 빨리 레이업 구조체에 적용시킬 수 있다. 후속의 미리 선택된 레이업은 미리 선택된 다른 정합 위치에 위치되거나 또는 이전 작업의 미리 선택된 동일한 정합 위치에 배치될 수 있다. 이런 식으로, 이전의 미리 선택된 레이업을 적용하는 순간에 후속 레이업을 적용할 수 있어서, 1 내지 2 자리수 크기만큼 예컨대 50 lbs/hr로부터 1000 lbs/hr까지 레이업 적용속도를 잠재적으로 증가시킨다.
중요한 것은, LAP(400)가 고정밀도의 자동화 기술을 사용하여 수행될 수 있다. 그리고, 미리 선택된 레이업으로서 하나 이상의 미리 패턴형성된 레이업을 채택하여, 후적용시의 트리밍(trimming), 조작 및 재가공을 더 줄이는 것이 바람직하다. 레이업 적용 검사는 미리 선택된 레이업 적용 표준에 따라서 수행될 수 있는데, 적용된 레이업은 불일치에 대하여 검사될 수 있다. 다수의 레이업들이 레이업 구조체(690)에 적용될 수 있는 구현예에 있어서, 검사(S435)는 이에 한정되지 않지만 각 레이업이 적용된 후, 미리 선택된 다수의 레이업들이 적용된 후, 모든 레이업이 적용된 후 또는 상술한 확인 작업들과 조합하여 수행될 수 있다. 레이업 구조체에 적용된 레이업들의 최종 검사는 그 후 수행될 수 있다 (S450).
도5는 레이업 적용 방법(500)의 실시예를 일반적으로 나타내는데, 이 방법에 의해 미리 선택된 레이업(630)이 레이업 구조체(690)에 적용될 수 있다. 방법(500)은 도4의 LAP(400)에서의 레이업 적용(S430)의 구현일 수 있고, 여기서 미리 선택된 레이업 키트(630, 631)가 레이업 구조체(690)와 정렬될 수 있다 (S420). 레이업 구조체와 정렬되는 것에 추가하여, 미리 선택된 레이업 키트는 레이업 구조체(690)의 미리 선택된 인덱싱된 위치 예컨대 도6의 미리 선택된 인덱싱된 위치(680)에 대응되도록 하기 위하여, 로컬 좌표계에서 인덱싱될 수 있다 (S510).
위치결정한 후에, 소정의 적용 힘을 사용하여, 레이업의 영역이 레이업 구조체의 제1의 선택가능한 인덱싱된 위치(예컨대 도6의 680)와 강제로 접촉될 수 있도록, 레이업 구조체에 가깝게 레이업 키트를 가져오기 위하여 새들 모듈(S520)을 작동시키는 것이 바람직할 수 있다. 제1의 선택가능한 인덱싱된 위치(680)는 미리 선택된 정합 위치(예컨대 675)에 대응하는, 소정의 적용경로(예컨대 695)의 시작 적용점(미도시)을 전형적으로 정하며, 끝 적용점(미도시)은 레이업 구조체(690)의 제2의 선택가능한 인덱싱된 위치(680과 유사함)에 위치된다. 소정의 적용 힘은 레이업 구조체의 중앙선(692)에 대하여 일반적으로 축방향 안쪽으로 방위설정될 수 있지만, 다른 축방향 방위를 갖는 소정의 적용 힘이 인가될 수 있는데, 예컨대 특별한 윤곽 프로파일에 맞게 하기 위해 이렇게 하는 것이 바람직할 수 있다. 상기 예를 계속하면, 새들 모듈(620)은 일반적으로 소정의 적용 힘 방향으로 방위설정된 소정의 적용 힘을 사용하여 레이업(630)의 제1 영역이 레이업 구조체(690)의 제1의 선택가능한 인덱싱된 위치와 접촉하도록 활성화될 수 있다.
이동하는 압력 영역이 제2의 선택가능한 인덱싱된 위치에 도달할 때까지 (S530) 대응하는 적용 폭에 걸쳐 소정의 적용 경로를 따라 점차로 가해질 수 있다. 이동하는 압력 영역은 압력영역(695A)에 가까운 레이업(630)의 부분을 눌러서 레이업 구조체(690)의 대응하는 선택가능한 인덱싱된 위치(680과 유사함)와 강제로 접촉하게 한다. 이동하는 압력 영역(695A)은 소정의 적용 힘을 사용하여 눌릴 수 있는데, 소정의 적용 힘 방향으로 (예컨대 도6과 도7의 중앙선(692) 쪽으로 축방향 안쪽으로) 방위설정될 수 있다. 이동하는 압력 영역(695A)은 소정의 적용속도로 소정의 적용 경로(695)를 일반적으로 가로지른다. 소정의 적용 힘은 레이업 구조체의 기준축(692)에 일반적으로 축방향 안쪽으로 방위설정될 수 있지만, 다른 실시예에 있어서는 다른 축방위를 갖는 소정의 적용 힘을 인가하는 것이 바람직할 수 있는데, 이는 예컨대 특별한 윤곽 프로파일에 맞게 하는데 바람직할 수 있다.
제2의 선택가능한 인덱싱된 위치(예컨대 680)에 도달하면, 이동하는 압력 영역(695A)은 레이업으로부터 해제된다(즉, 적용 힘이 해제된다) (S540). 일반적으로, 소정의 적용 경로(695)에 걸쳐 소정의 적용 힘을 균일하게 누르고, 이동하는 압력 영역(695A)에 걸쳐 소정의 적용 힘을 선택적으로 분산시키는 것 또는 양자 모두가 바람직할 수 있는데, 불일치가 대체로 없는 레이업 적용 결과를 가져올 수 있다.
일반성을 잃지 않고, 도6 내지 도8을 참조하면서, 소정의 기준 시스템(660)이 3차원 공간 기준 시스템으로서 설명될 수 있는데, 이 시스템은 길이방향(X) 축(662), 횡방향(Y) 축(664), 수직방향(Z) 축(666)을 따라 뻗어있을 수 있다. 미리 결정된 기준 시스템(660) 내에, 수평(XY) 면(661), 횡수직(YZ) 면(663) 및 길이수직(XZ) 면(665)이 역시 규정될 수 있다. 그러나, 관련된 공간, 축 또는 평면의 구성들을 포함하는 미리 결정된 기준 시스템(660)은 설명을 위해서만 제공된 것이고, 한정하고자 하는 것은 아니며 극좌표 기준 시스템으로 나타낸 것들을 포함하는 다른 구성들이 사용될 수 있다는 점이 이해되어야 한다. 설명의 간략화를 위하여 그리고 이에 한정됨이 없이, 본 장치 및 방법의 실시예들은 기체의 구조, 특히 상업적인 여객기 동체의 구조와 관련하여 설명되지만, 이에 한정되는 것은 아니다.
도6을 참조하면, 예시적인 레이업 배치장치(이하, LPA(600)는 기준 베이스(610), 정합 프레임(615), 및 새들 모듈(620)을 포함할 수 있고, 레이업 구조체(690)를 제작하는 동안 사용될 수 있다. 이러한 제작에는 레이업 구조체의 길이방향(X축 662)을 따라서 규정된 위치들에서 레이업 구조체(690)에 레이업(630) 등의 하나 이상의 미리 선택된 복합재 레이업들을 선택적으로 적용하는(또는 이에 상당하게 배치하는) 것이 포함될 수 있다. 바람직하게는, 기준 베이스(610)가 설비의 기반(605)에 확고하게 부착될 수 있어서, 미리 결정된 기준 위치(650)를 확립할 수 있고 그리고 연장에 의해 미리 결정된 기준 시스템(660)에 대응하는 미리 결정된 작업공간을 확립할 수 있다. 일반적으로, 레이업 구조체(690)는 미리 결정된 작업공간 내에서 방위설정된다. 특히, 미리 결정된 기준 위치(650)는 규정된 작업공간 내의 알려진 위치를 명료하게 정하고 규정된 작업공간 내의 임의의 지점 또는 영역의 신뢰성있고 반복가능한 결정을 위한 기초를 형성한다.
따라서, 인간 오퍼레이터 또는 위치-인식가능 기계가 레이업 구조체(690)에 대하여 규정된 작업공간 내에서 정확히 물체 예컨대 새들 모듈(620)을 위치시키기 위하여 그리고 레이업 구조체(690)에 대응하는 원하는 지점에 정확히 위치시키기 위하여 미리 결정된 기준 위치(650)를 사용할 수 있다. 위치-인식가능 기계는 도2의 CNC 시스템(250)과 같은 CNC 시스템에 의해 안내되는 로봇일 수 있다. 레이업 구조체(690)는 미리 결정된 기준위치(650)에 대하여, 규정된 작업공간의 고정된 위치에 유지될 수 있고 X축(662)과 길이방향으로 정렬될 수 있다. 특별한 정합위치가 길이방향(X) 축(662)을 따라서 선택될 수 있고, 이에 대응하는 로컬 좌표계는 횡-수직 방향(YZ) 평면(663)에서 일반적으로 규정된다. 그리고 로컬 좌표계는 특별한 레이업 적용경로에 대응할 수 있고, 선택가능한 인덱싱된 위치들은 레이업 구조체(690)에서 그 안에 규정된다.
새들 모듈의 정합위치들과 레이업의 인덱싱된 위치들의 선택가능성은 미리 결정된 레이업들의 레이업 구조체로의 정확한 적용을 촉진시키는 것 뿐만 아니라, 그러한 선택가능성은 작업공간 내에서 LPA(600) 실시예들의 재구성을 용이하게 하는데, 이는 기체의 크기, 배열, 재료 또는 사양이 변화하면 생길 수 있다. 본 명세서의 실시예에 따라서, LPA(600)는 재구성될 수 있지만, 기준 위치(650)에 고정된 채로 그리고 미리 결정된 공간 기준 시스템에 공간적으로 참조된 채로 남아있다. 그리고 다른 생산부품들을 위한 제조 공정 사이에서, LPA(600)가 재구성될 수 있고 예컨대 기준 베이스(610)를 토대(605) 위의 다른 기준위치에 고정시킴으로써 다른 공간 기준 시스템을 참조할 수 있다. 이러한 경우에, 재참조된 LPA(600)는 새로 규정된 공간 기준 시스템 내에서 상술한 바와 같이 재구성될 수 있다.
레이업 구조체(690)는 적어도 부분적으로 외피 또는 스킨(skin)에 의해 길이방향으로 둘러싸인 기다란 비행 구조체일 수 있다. 정합 프레임(615)은 일반적으로 기준축(662), 예컨대 길이방향축을 따라서 뻗어있을 수 있고 기준 베이스(610)에 정렬되고 확실히 부착되어, 정합위치의 식별과 선택을 용이하게 할 수 있다. 새들 모듈(620)은 미리 선택된 정합위치(675) 등의 선택가능한 정합 위치와 정렬된 상태로 정합 프레임(615)과 맞물릴 수 있고 선택가능한 정합위치에 대응하는 횡-수직방향(YZ) 평면에 길이방향으로 방위설정될 수 있다. 레이업 구조체(690)는 기준축(662)을 따라서 미리 선택된 각 정합위치(675)에 대응하는 각각의 소정 윤곽 프로파일에 의해 특징지워질 수 있다. 소정의 적용경로가 미리 선택된 정합위치(675) 등의 각 선택가능한 정합위치에서 기술될 수 있고, 소정의 적용방향은 일반적으로 시작 적용점과 끝 적용점 사이에서 레이업 구조체(690) 상에 규정된다. 바람직하게는 시작 적용점과 끝 적용점의 각각은 선택가능한 인덱싱된 위치로서 예컨대 미리 선택된 인덱싱된 위치(680)이다.
새들 모듈(620)은 레이업(630)을 지지하고 유지하도록 구성될 수 있고, 소정의 적용 경로(695)를 따라서 레이업 구조체(690)로의 미리 결정된 레이업(630)(다르게는 레이업)의 적용을 용이하게 할 수 있는데, 소정의 적용경로는 미리 선택된 정합위치(675)일 수 있다. 레이업(630)은 제한없이 시트, 패널, 패치(patch) 또는 스킨 더블러(skin doubler)의 형태일 수 있다. 또한, 레이업(630)은 적절한 복합재로 제조될 수 있는데, 단층(단일 플라이) 또는 다층(다수 플라이) 구조를 가진다. 전형적으로 적용하기 전에 편평하더라도 미리 결정된 레이업(630)은 레이업 구조체(690)의 특별한 부분으로의 적용을 위해 크기설정되고 형태가 주어질 수 있는데, 레이업 구조체는 윤곽을 가지고 및/또는 테이퍼 처리된 것일 수 있다. 레이업(630)은 이에 한정되지 않지만 포트, 해치, 문을 포함하는 레이업 구조체의 특징들에 대응하는 미리 절단된 형상들을 포함할 수도 있다. 예를 들어 레이업(630)은 이에 한정되지 않지만 레이업 구조체(690) 상의 화물실 도어 개구에 대응하는 응력 위치들을 강화할 목적의 미리 형성된 진공압축식 6플라이 복합재 라미네이트 스킨 더블러일 수 있다. 레이업(630)은 미리 선택된 정합위치(675) 등의 레이업 구조체(690)를 따라서 선택가능한 정합위치에 대하여 방위설정될 수 있다.
레이업(630)은 이 레이업(630)의 선-적용 취급(pre-application handling)과 레이업 구조체(690)로의 후속 적용을 용이하게 하기 위하여 캐리어(631)에 지지될 수 있다. 일반적으로 캐리어(631)는 새들모듈(620)에 해제가능하게 부착되도록 구성될 수 있다. 캐리어(631)는 레이업(630)을 수용하기에 적합하게 한 유연한 금속 시트일 수 있고, 레이업(630)이 레이업 구조체(690)에 배치된후 그로부터 분리되도록 구성될 수 있다. 캐리어(631)는 새들 모듈(620)의 선택가능한 방위에서 예컨대 레이업 구조체(690) 상의 미리 선택된 인덱싱된 위치(680)에 대응하는 선택가능한 인덱싱된 방위에서 레이업(630)을 유지하도록 구성된 인덱싱 부재를 가질 수 있다. 레이업(630)과 캐리어(631)는 함께 레이업 키트(도2의 221 등)를 구성할 수 있는데, 이 키트는 작업공간에서 떨어진 위치에서 이전에 준비될 수 있다.
일반적으로, 새들 모듈(620)은 관절식 로케이터(articulated locator), 새들 베이스(626) 및 지지 프레임(628)을 포함할 수 있다. 관절식 로케이터(622)는 일반적으로 기준(Y)축(664), 예컨대 가로축을 따라서 횡단하도록 길이방향으로 방위설정될 수 있고 미리 선택된 정합위치(675)에서 축(662)에 대하여 레이업 구조체(690) 아래에 위치될 수 있다. 일부 실시예들에 있어서는, 관절식 로케이터(622)가 로케이터 아암(624, 625)들을 포함하도록 구성될 수 있는데, 각 아암은 새들 베이스(626)에 가장 가까운 각각의 단부에 피벗회전가능하게 장착된다. 전형적으로 로케이터 아암(624, 625)들은 레이업 구조체(690)에 대하여 대칭으로 그리고 서로 보완하여 배치되고 제어되고 위치되며 작동된다. 그러나 선택된 실시예들에 있어서 새들 모듈은 로케이터 아암(624)이 로케이터 아암(625)과 별도로 제어되고 위치되고 작동되도록 구성될 수 있다. 지지 프레임(628)은 로케이터 아암(624, 625)들의 각각의 먼 부분들에 부착될 수 있다. 그리고 지지 프레임(628)은 조작하는 동안 레 이업 키트(221)를 보유하도록 (예컨대 레이업(630)은 캐리어(631)에 탈착가능하게 장착됨) 구성될 수 있고, 예컨대 캐리어(631) 상의 인덱싱 부재를 사용하여 레이업 키트의 인덱싱을 제공할 수 있어, 레이업(630)은 지지 프레임(628)에서 레이업 구조체(690)에 대하여 선택가능한 인덱싱된 방위로 구속된다.
유리하게도, 이 인덱싱은 미리 선택된 정합위치(675)에서 규정된 바와 같이 로컬 좌표계 내에서 발생하게 할 수 있어서, 레이업(630) 상의 영역이 레이업 구조체(690)의 미리 선택된 인덱싱된 위치(680)에 대응할 수 있다. 미리 선택된 인덱싱된 위치(680)는 차례로 미리 결정된 기준위치(650)에 대응하게 할 수 있는 미리 선택된 정합위치(675)에 일반적으로 대응하여, 미리 선택된 인덱싱된 위치(680)에 대응하는 공간적인 위치가 명확하게 결정될 수 있다. 일반적으로, 로케이터 아암(624, 625)들은 레이업 구조체(690)를 향하여 내전(adduct)될 수 있어서 레이업(630)은 예컨대 미리 선택된 인덱싱된 위치(680)에서 미리 결정된 기준위치(650)에 대하여 레이업 구조체(690)에 정확히 접촉할 수 있다. 미리 선택된 인덱싱된 위치(680)는 제한없이 수평면(661), 횡-수직 평면(663), 길이방향-수직 평면(665), 그 미리 결정된 조합에 대응하는 평면, 또는 미리 결정된 공간적 기준 시스템(660) 내에 규정된 임의의 다른 평면을 포함하는 미리 결정된 공간적 기준 시스템(660) 내의 하나 이상의 선택된 기준 평면들에 대응할 수 있다.
정합 프레임(615)은 새들 모듈(620)을 지지할 수 있고, 기준축(662)에 대하여 레이업 구조체(690)를 따라서 그 재위치결정을 용이하게 할 수 있다. 전형적으로, 새들 모듈(620)은 정합 프레임(615)과 횡방향으로 맞물릴 수 있다. 유익하게 도, 새들 모듈(620)은 미리 선택된 정합위치(675)등의 정합 프레임(615)의 선택가능한 정합위치에서 미리 결정된 기준위치(650)에 대하여 이동되고, 위치될 수 있다. 새들 모듈(620)은 미리 선택된 정합위치(675)로 축(662)을 따라서 수동으로 이동될 수 있고, 또한 예컨대 컴퓨터 제어식 위치결정 기계를 사용하여 자동화된 길이방향 위치결정을 위하여 맞추어질 수도 있다. 일단 위치결정되면, 새들모듈(620)은 예컨대 볼트조임, 클렘프조임, 또는 다른 체결방법으로 기준 프레임(615)에 확고하게 부착될 수 있어서, 새들모듈(620)의 움직임이 대체로 방지될 수 있다.
미리 선택된 정합위치(675) 등의 정합위치는,이에 한정되지 않지만 정합 프레임(615)에 부착된 표지(617), 기계적인 인덱싱 장치 또는 전기적, 전기-광학적, 또는 전기기계적 위치센서를 포함하는 당업계에 공지된 기계적 전기적 방법들에 의해 정해질 수 있다. 선택된 실시예들에 있어서, LPA(600)는 X축(662)을 따라서 배치된 다수의 새들모듈(620)을 가지는 것으로 구성될 수 있다. 그리고, 정합 프레임(615)은 모듈식으로 구성될 수 있어서 정합 프레임 모듈들이 축(662)을 따라서 결합되거나 제거될 수 있고, 이에 의해 정합 프레임(615)의 길이를 특별한 레이업 작업 또는 레이업 구조에 맞출 수 있다. 유리하게도, 정합 프레임(615)은 추가 새들 모듈(620)을 부착하고 제거하는 것을 용이하게 하기 위하여 개방 단부로 구성될 수 있다. 따라서, LPA(600)는 소정의 적용 힘 비율로 소정의 적용 경로(695)를 따라서 그리고 인가된 소정의 적용 힘을 사용하여, 미리 선택된 인덱싱된 위치(680)에 대하여 레이업 구조체(690)에 레이업을 배치하기 위해 작동될 수 있다. 도8의 LPA(800)에 대하여 설명한 것처럼, LPA(600)는 새들 모듈(620) 등의 복수의 새들 모듈들을 수용하도록 구성될 수 있는데, 각 새들 모듈은 각각의 정합위치로 이동할 수 있다. 전형적으로, 각 이동가능한 새들 모듈(620)은 각각의 선택가능한 정합위치(675)들에서 위치될 수 있고, 각기 각각의 미리 선택된 정합위치(675)에 대응하는 각각의 인덱싱된 위치(680)에서 각각의 레이업(630)을 지지할 수 있다.
도7은 새들 베이스(710), 로케이터 어셈블리(720), 지지 프레임(730), 로케이터 모티브(motive) 어셈블리(740), 힘 적용기 어셈블리(750)를 포함하는 LPA(700)의 새들 모듈의 실시예를 나타낸다. LPA(700)의 새들 모듈은 예를 들어 도6의 LPA(600)의 새들 모듈(620)로서 구현될 수 있다. 설명할 목적으로, 새들 모듈은 미리 결정된 공간 기준 시스템(660)에 공간적으로 참조된다. 로케이터 어셈블리(720)는 제1 로케이터 아암(722)과 제2 로케이터 아암(723)을 포함하는 관절식 로케이터일 수 있다. 편의상, 로케이터(720)의 작동은 제1 로케이터 아암(722)에 대하여 기술될 것이다. 그러나 로케이터 아암(722, 723)들의 각각은 구조가 동일하고 기능이 상호 보완적일 수 있어서, 제1 로케이터 아암(722)에 관한 설명은 제2 로케이터 아암(723)에도 관계될 수 있다.
제1 로케이터 아암(722)은 가장 가까운 로케이터 아암 부분(724)과 먼 로케이터 아암 부분(726)을 포함한다. 전형적으로, 로케이터 어셈블리(720)는 예를 들어 새들 모듈이 비활성화되면 횡(Y)축(664)에 길이방향으로 대응하고, 로케이터 아암(722)은 일반적으로 편평하게 놓인다. 제1 로케이터 아암(722)의 가장 가까운 로케이터 아암 부분(724)은 새들 베이스(710)에 피벗회전 가능하게 장착되어 먼 로케이터 아암 부분(726)을 국부적인 Y-Z 평면(663)에서 움직이게 할 수 있다. 또한, 로케이터 어셈블리(720)는 인덱싱 핀(725) 등의 하나 이상의 인덱싱 부재를 포함할 수 있는데, 이 부재는 캐리어(791)의 인덱싱 부재와 짝이 되어 레이업 구조체(690)에 대하여 레이업(790)의 위치결정을 구속할 수 있어서, 레이업(790)은 레이업 구조체(690)의 미리 선택된 인덱싱된 위치(680) 등의 선택가능한 인덱싱된 위치에 정렬될 수 있다. 레이업(790)과 캐리어(791)는 각각 레이업(630)과 캐리어(631)를 대표할 수 있다.
일반적으로, 지지 프레임(730)은 적용하기 전 및 적용하는 동안 레이업 키트(예를 들어 레이업(790)과 캐리어(791))를 지지할 수 있고, 제1 로케이터 아암(722)과 제2 로케이터 아암(723) 사이에 인장가능하게 부착된 하나 이상의 지지 스트랩(734)을 포함할 수 있다. 전형적으로 스트랩(734)의 각 단부는 제1 로케이터 아암(722)의 키퍼(732) 등의 키퍼에 의해 각각의 로케이터 아암에 부착된다. 스트랩(734)들은 스프링 방식 인장기들에 의해 키퍼(732)와 인장조정가능하게 지지될 수 있는데, 예를 들어 스프링 방식의 인장조정기(736)들은 키퍼(732)와 인장 조정가능하게 스트랩(734)들의 일단부를 지지할 수 있다. 물론, 다른 지지 구조체들이 지지 프레임(730)에 부착될 수 있는데, 예를 들어 메쉬(mesh), 벨트, 또는 다른 유연한 부재 또는 다른 형태의 인장조정기들이 사용될 수 있다. 전형적으로 지지 스트랩(734)들은 차례로 레이업(790)을 지지하는 적용 동안 지지 캐리어에 맞게 구성될 수 있다.
로케이터 모티브 어셈블리(740)는 축(662)에 대하여 로케이터 아암(722)에 축방향 운동을 부과하도록 링크될 수 있다. 예시적인 로케이터 모티브 어셈블 리(740)는 각 로케이터 아암(722)에 대하여 적어도 하나의 피스톤 작동식 실린더(742)를 포함할 수 있다. 피스톤 작동식 실린더(742)는 공지의 유압 또는 공압 기술을 사용하여 또는 그 조합에 의해 가압유체로 아암(722)을 작동시킬 수 있다. 따라서, 작동되는 경우, 로케이터 모티브 어셈블리(740)는 새들 베이스(710)로부터 축방향으로 멀어지게 먼 로케이터 아암 부분(726)을 구동시킬 수 있어서, 지지 프레임과 그리고 연장에 의해 레이업(726)이 레이업 구조체(690) 쪽으로 가압되어 레이업 구조체와 강제로 접촉하게 된다. 전형적으로 로케이터 어셈블리(720)는 작동하는 동안 레이업 구조체(690)를 향하여 상승하여 레이업(790)의 영역을 레이업 구조체(690)의 제1 선택가능한 인덱싱된 위치와 접촉하게 하는데, 이 위치는 일반적으로 대응하는 소정의 적용경로 상의 시작 적용점을 나타낸다.
힘 적용기 어셈블리(750)는 로케이터 아암(722)을 따라서 대체로 길이방향으로 유지되고 안내되는 적어도 하나의 힘 적용기(752)를 포함할 수 있다. 예시적인 힘 적용기(752)로는 가이드 기둥(754)을 포함할 수 있는데, 여기에 트럭(756)이 부착될 수 있다. 가이드 기둥(754)은 길이방향 로케이터 아암 가이드 트랙(728)에 맞물리도록 구성된 가이드 이동자(755)를 포함할 수 있다. 가이드 이동자(755)는 소정의 적용경로를 따라서 소정의 적용방향으로 그리고 소정의 적용속도로 예컨대 전기모터에 의해 로케이터 아암 안내 트랙(728)을 가로지르도록 작동될 수 있다. 그리고 다수의 롤러(758)가 트럭(756)에 부착되어 소정의 적용경로를 따라서 이동하기가 용이하게 할 수 있다. 가이드 이동자(755)는 로케이터 아암(722)에 법선방향 축을 따라서, 가이드 기둥(754)의 위치를 조절하고 가이드 기둥(754)을 통해 트 럭(756)에 소정의 적용힘을 인가하기 위하여 유체압력, 예컨대 공압을 채택할 수도 있다. 가압유체에 의한 작동은 적절히 큰 힘으로 레이업 구조체(690) 위에 레이업(790)을 가압하는 것이 바람직한 경우 유리해 질 수 있다.
다수의 롤러(758)는 레이업 키트에 걸쳐서 힘 적용기 어셈블리(750)의 균일한 이동을 촉진시키도록 트럭(756)에 부착될 수 있다. 편리하게도, 롤러(758)들은 소정의 적용 힘을 트럭(756)으로부터 캐리어(791)와 레이업(790)으로 전달하여, 소정의 적용경로를 따르는 지점에서 예컨대 미리 선택된 인덱싱된 위치(680)에서 레이업(790)을 레이업 구조체(690)와 강제로 접촉하게 하는 일반적으로 균일하고 이동하는 압력 영역을 생성한다. 레이업(790)과 레이업 구조체(690)의 강제 접촉은 소정의 적용 힘이 일반적으로 소정의 적용 힘 방향으로 방위설정된 채로 이루어질 수 있다. 소정의 적용 힘은 일반적으로 레이업 구조체(690)의 중앙선(692) 안쪽으로 축방향으로 방위설정될 수 있는데, 힘 적용기 어셈블리(750)는 예컨대 특별한 윤곽 프로파일에 맞출 때 바람직할 수 있는, 다른 축방향을 가지는 소정의 적용 힘을 인가하도록 작동될 수 있다. 롤러(758)들은 소정의 적용 경로를 가로지르는 동안 압력의 적절한 이동영역을 규정하도록 이격될 수 있고, 유리하게는 트럭(756)으로부터 레이업(790)으로 전달된 힘을 선택적으로 분산시키기 위하여 캐리어(791)와 협동하도록 구성될 수 있다.
가이드 이동자(725)는 로케이터 아암 안내 트랙(728)을 따라서 매끄럽고 점진적인 운동을 하도록 구성될 수 있는데, 미리 선택된 정합위치(675)에 대응하는 소정의 적용경로를 가로지른다. 가이드 이동자(725)는 소정의 적용힘 방향으로 소정의 적용 힘을 레이업(790)에 균일하게 가하도록 구성될 수도 있다. 압력의 이동하는 영역은 소정의 적용경로의 스팬(span)에 걸쳐 레이업(790)에 연속적으로 가해질 수 있고, 대응하는 소정의 적용경로의 종료 적용점을 나타내는 제2의 선택가능한 인덱싱된 위치에서 해제될 수 있다. 레이업(790)이 종료 적용점에 가해진 후, 제1 로케이터 아암(722)과 제2 로케이터 아암(723)이 해제되고 먼 로케이터 아암 부분(726)을 레이업 구조체(690)로부터 외전(abductted)되게 한다. 레이업(790)이 레이업 구조체(690)에 적용된 후, 캐리어(791)가 지지 프레임(730)에 유지되어 레이업 구조체(690)로부터 멀리 떼어 놓아질 수 있고 새들 모듈로부터 제거가 용이하도록 일반적으로 편평하게 놓일 수 있다. 하나 이상의 추가 레이업이 그 후에 그렇게 적용될 수 있다. 균일하게 이루어진 강제 접촉때문에 레이업(790)은 대체로 불일치가 없는 방식으로 레이업 구조체(690)에 배치될 수 있다.
LPA(700)의 새들 모듈이 대칭적으로 작동하도록 구성될 수 있고, 이에 의해 로케이터 아암(722)의 위치결정, 작동 또는 기능이 로케이터 아암(723)에 의해 서로 보완하여 정합되기는 하지만, 새들 모듈의 일부 실시예들은 제2 로케이터 아암(723)과 별도로 제1 로케이터 아암(722)을 작동하도록 구성될 수 있다. 예를 들면, 제2 로케이터 아암(723)이 휴지상태로 배치된 동안 로케이터 아암(722)은 제1 로케이터 아암(722)에 가장 가까운 레이업 구조체(690)에 레이업 키트를 배치시키기 위하여 작동될 수 있다. 비슷하게, 새들 모듈의 일부 실시예는 제1의 소정 적용힘이 제1 로케이터 아암(722)에 의해 인가될 수 있도록 그리고 다른 제2의 소정 적용힘이 제2 로케이터 아암(723)에 의해 인가될 수 있도록 작동될 수 있다. 따라서, 새들 모듈은 소정의 적용힘 방향으로 방위설정되고 소정의 적용속도로 인가될 수 있는 소정의 적용힘을 사용하여 소정의 적용경로를 따라서 레이업(790)을 레이업 구조체(690)에 배치시키기 위하여 힘 적용기 어셈블리(750)를 사용할 수 있다.
도8은 LPA(800)의 실시예를 나타내는데, 도6의 LPA(600)와 기능적으로 유사할 수 있다. LPA(800)는 다수의 새들 모듈(810-815)을 포함할 수 있는데, 길이방향으로 결합되어 대체로 조화를 이루어 작용하도록 구성될 수 있다. LPA(800)는 예컨대 레이업 구조체(690)의 더 큰 부분에 걸쳐서 대형 레이업(830)의 적용을 수용하는 것이 바람직할 수 있다. 모듈(810-815)들의 각각은 구조적으로 그리고 기능적으로 도6의 새들 모듈(620) 및 도7의 LPA(700)의 새들 모듈과 유사할 수 있다. 따라서, LPA(800)는 레이업(630)보다 더 넓은 레이업(830)을 배치할 수 있어서 (즉 레이업 구조체(690)의 더 큰 길이방향 부분을 커버할 수 있어서), 레이업 구조체(690)에 미리 절단된 다수 플라이(multi-ply) 복합재로 된 다수의 대형 레이업(830)의 급속 적용을 용이하게 할 수 있다. LPA(800)는 모듈식 정합 프레임(850)을 포함할 수도 있는데, 이 프레임은 도6의 정합 프레임(615)과 유사하게 하나 이상의 정합 프레임으로부터 축(662)을 따라서 구성될 수 있다. 새들 모듈(810-815)은 단일의 새들 모듈을 형성하기 위하여 결합될 수 있는데, 이 단일의 새들 모듈은 정합 프레임(850)의 소정의 정합위치(875)로 기준축(662)을 따라서 조화를 이루어 이동될 수 있다. 그러나, LPA(800)의 선택된 실시예들은 예컨대 레이업 구조체(690)의 길이방향으로 변화하는 윤곽 프로파일에 맞추기 위하여 새들 모듈(810-815)들의 독립적으로 작동가능한 실시예들을 채용할 수 있다.
다수의 새들 모듈(810-815)들을 가지는 LPA(800) 등의 LPA의 예시적 시제품(prototype)을 사용하여, 그리고 도4의 LAP(400) 등의 방법을 사용하여, 레이업(830)과 같은, 대형 시제품 레이업이 수분 내에 그리고 대체로 불일치가 없었던 방식으로 항공기 레이업 구조체(690)를 나타내는 배럴(barrel) 형상 구조체 위에 배치될 수 있다. 상술한 시제품 레이업은 시작품의 인덱싱된 캐리어에 배치되고, 대략적인 크기가 12 피트 × 15 피트이며, 6개의 플라이 복합재 레이업을 포함하여, 미리 절단된 특징들을 낳는다. 예시적인 시작품은 시간당 약 50 파운드 미만의 복합재를 배치시킬 수 있는 종래의 AFP 기계들과 기술들에 비하여, 배럴에 시간당 약 100 파운드 이상의 복합재를 배치시킬 수 있다. 유리하게는, 레이업들이 본 명세서에 설명된 장치 및 방법에 따라 사용되는데, 이 레이업들이 적용되기 전에 절단되고 마감처리되고 검사되어, 재료의 낭비와 적용후 조작을 줄이고 제조된 구조체의 신속한 제조를 용이하게 함으로써 제조원가를 잠재적으로 감소시킬 수 있다. 그리고, 본 명세서에서 구체화된 장치 및 방법은 항공기 제조와 연관된 AFP 기계가 더 연속적으로 작동되도록 하여, 전체적인 제조효율을 증가시킬 수 있다.
그리고, 개시된 장치, 방법 또는 양자 모두를 사용하여 프리키트(pre-kitted) 레이업을 배치시킨 후, 레이업 구조체는 레이업 둘레에 감겨서 레이업 구조체의 부분들을 둘러싸는 하나 이상의 강화 섬유층을 가질 수도 있어, AFP 기계를 현재의 장치 및 방법에 비하여 연속성이 증가된 상태로 작동할 수 있게 한다.
도9A-9E는 레이업 구조체(690)에 적용하기에 적절한, 다수 플라이의 레이업 을 포함하는 미리 선택된 레이업 키트의 예시적인 실시예들을 나타낸다. 레이업 키트(900, 920, 940, 960, 980)들의 각각은 각각의 레이업들이 형성될 수 있는 릴리즈 층(991)과 캐리어(990)를 포함한다. 전형적으로 각각의 레이업들은 캐리어(990)의 표면에 형성되고, 릴리즈 층(991)은 캐리어(990)와 각각의 레이업 사이에 개재된다. 하나 이상의 레이업 키트(900, 920, 940, 960 또는 980)의 하나 이상의 레이업 박판(lamina)이 강화섬유-수지 매트릭스 물질, 금속간-매트릭스 복합재료, 금속-매트릭스 복합재료, 세라믹 복합재료 또는 금속이나 금속 합금 재료로부터 제조될 수 있는데, 다른 적절한 매트릭스 시스템들이 채택될 수 있다.
도9A에서, 레이업 키트(900)는 캐리어(990)의 표면에 형성된 6개의 박판(901-906)을 구비한 다수의 플라이 레이업을 가진 것으로 도시된다. 레이업(박판 901-906)은 층들이 쌓인 구조로 배열되는데, 박판(901)은 최상층 박판이고 박판(906)은 최하부 박판이다. 캐리어(990)상에서 제작될 때, 박판(906)은 놓여진(laid down) 제1 레이업 플라이일 수 있는데, 박판(901)에 이어 진행된다. 레이업 구조체(690) 등의 레이업 구조체에 배치될 때, 박판(901)은 레이업 구조체(690)에 가장 가깝게 배치될 수 있고 박판(906)은 레이업 구조체의 표면에 대하여 최외곽일 수 있다.
도9B는 레이업 키트(920)가 캐리어(990)의 표면에 형성된 6개의 박판(921-926)을 가진 층상의 다수 플라이 레이업을 포함하는 다른 실시예를 나타낸다. 레이업 키트(920)에 있어서, 박판(921)은 최상층 박판일 수 있고 박판(926)은 최하층일 수 있다. 캐리어(990)상에서 제작될 때, 박판(926)은 놓여진(laid down) 제1 레이업 플라이일 수 있는데, 박판(921)에 이어 진행된다. 레이업 구조체에 배치될 때, 박판(921)은 레이업 구조체(690)에 가장 가깝게 배치될 수 있고 박판(926)은 레이업 구조체의 표면에 대하여 최외곽일 수 있다.
안으로 적용된 더블러(doubler) 등의 몇 가지 응용에 있어서, 갑작스런 변화가 수용가능할 수 있다. 그러나, 레이업이 항공기 외부에 대응하는 레이업 구조체 표면에 적용되는 등의 다른 응용에 있어서, 급격한 박판 변화에 걸쳐서 매끄러운 표면을 제공하여, 박판 간의 부착 및 다른 성질들을 개선시키는 것이 바람직할 수 있다. 매끄럽게 처리된 표면은 스킨 더블러(skin doubler)와 같은 외부의 레이업들을 위한 공기역학적 특성을 개선시킬 수도 있다. 급격한 박판 변화의 예로는 다수 플라이의 층상 레이업 또는 다수 플라이의 샌드위치형 레이업을 포함할 수 있다. 레이업 키트(900, 920)는 층상 구조를 가진 레이업의 예일 수 있다.
도9C는 캐리어(990)의 표면에 샌드위치형 구조로 형성된 6개의 박판(941-946)을 가진 레이업 키트(940)를 나타낸다. 레이업 키트(940)에 있어서, 박판(941)은 최상층 박판일 수 있고 박판(946)은 최하층일 수 있다. 캐리어(990)상에서 제작될 때, 박판(946)은 놓여진(laid down) 제1 레이업 플라이일 수 있는데, 박판(941)에 이어 진행된다. 레이업 구조체에 배치될 때, 박판(941)은 레이업 구조체(690)에 가장 가깝게 배치될 수 있고 박판(946)은 레이업 구조체의 표면에 대하여 최외곽일 수 있다. 박판(943, 944)은 단일 계단의 변화를 형성한다. 레이업 키트(940)는 예컨대 박판(943-944)으로부터의 급격한 변화 위의 박판(941, 942)과 같이 하나 이상의 층을 겹침으로써 매끄러운 표면을 제공한다.
도9D는 캐리어(990)의 표면에 샌드위치형 구조로 형성된 6개의 박판(961-966)을 가진 레이업 키트(960)를 나타낸다. 레이업 키트(960)에 있어서, 박판(961)은 최상층 박판일 수 있고 박판(966)은 최하층일 수 있다. 캐리어(990)상에서 제작될 때, 박판(966)은 놓여진(laid down) 제1 레이업 플라이일 수 있는데, 박판(961)에 이어 진행된다. 레이업 구조체에 배치될 때, 박판(961)은 레이업 구조체(690)에 가장 가깝게 배치될 수 있고 박판(966)은 레이업 구조체의 표면에 대하여 최외곽일 수 있다. 박판(963, 964)은 다수 계단 형상의 변화를 형성한다. 레이업 키트(960)는 예컨대 박판(963-964)에 의해 형성된 변화 위의 박판(961, 962)과 같이 하나 이상의 층을 겹침으로써 매끄러운 표면을 제공한다.
도9E는 캐리어(990)의 표면에 샌드위치형 구조로 형성된 6개의 박판(981-986)을 가진 레이업 키트(980)를 나타낸다. 레이업 키트(980)에 있어서, 박판(981)은 최상층 박판일 수 있고 박판(986)은 최하층일 수 있다. 캐리어(990)상에서 제작될 때, 박판(986)은 놓여진(laid down) 제1 레이업 플라이일 수 있는데, 박판(981)에 이어 진행된다. 레이업 구조체에 배치될 때, 박판(981)은 레이업 구조체(690)에 가장 가깝게 배치될 수 있고 박판(986)은 레이업 구조체의 표면에 대하여 최외곽일 수 있다. 박판(983, 984a-b)은 단일 계단 형상의 변화를 형성한다. 박판(984a, 984b)은 레이업 키트(980) 내에서 층 단절을 제공한다. 박판(983)은 층 단절과 관련된 불일치를 개선할 수 있는 중첩 성층구조를 제공한다. 그리고 레이업 키트(980)는 예컨대 박판(983, 984a-b)에 의해 형성된 변화 위의 박판(981, 982)과 같이 하나 이상의 층을 겹침으로써 매끄러운 표면을 제공한다.
도9F는 캐리어(990)의 표면에 샌드위치형 구조로 형성된 6개의 박판(971-976)을 가진 레이업 키트(970)를 나타낸다. 레이업 키트(970)에 있어서, 박판(976)은 최상층 박판일 수 있고 박판(971)은 최하층일 수 있다. 캐리어(990)상에서 제작될 때, 박판(971)은 놓여진(laid down) 제1 레이업 플라이일 수 있는데, 박판(976)에 이어 진행된다. 레이업 구조체에 배치될 때, 박판(976)은 레이업 구조체(690)에 가장 가깝게 배치될 수 있고 박판(971)은 레이업 구조체의 표면에 대하여 최외곽일 수 있다. 박판(974-976)은 다수 계단 형상의 변화를 형성한다. 레이업 키트(970)는 예컨대 박판(974-976) 위의 박판(973)과 같이 하나 이상의 층을 겹침으로써 매끄러운 표면을 제공한다. 박판(972)은 박판(973, 976) 위에 적용될 수 있고 다른 불연속을 생성할 수 있다.
박판(971)은 박판(972) 위에 매끄러운 층으로서 제공될 수 있는데, 박판(971-972)을 박판(973-976)과 서로 포개지게 하는 실제적인 효과를 가질 수도 있다. 박판(973-976)은 예컨대 동체의 레이업을 나타낼 수 있고, 박판(971-972)은 예컨대 동체 레이업 위에 적용된 스킨 더블러 레이업을 나타낼 수 있다. 박판(971-972)과 박판(973-976)은 단일 캐리어 상에서 제작된 것으로 나타내었다. 그러나 본 개시물에서의 장치와 방법은 제2 레이업에 적어도 부분적으로 적용된 제1 레이업을 의도하여, 박판(971-972)이 박판(973-976)에 이어서 적용될 수 있다. 이러한 적용에 있어서, 박판(973-976)은 제1 레이업 키트를 사용하여 레이업 구조체에 처음에 적용될 수 있고, 박판(971-972)은 제1 레이업(973-976)의 적어도 일부분에 적용되는 제2 레이업을 나타낸다.
선택된 응용에 있어서, 물집잡힌 돌기 또는 돌출 표면을 나타낼 수 있는, 키트(900, 920, 940, 960 또는 980)들의 각각의 레이업들과 같이, 다수 플라이 레이업의 가장 안쪽 박판을 수령 및/또는 수용하도록 변경된 표면을 가진 성형 공구를 제공하는 것이 바람직할 수 있다. 그리고 레이업들의 최외곽 박판은 항공기의 공기역학적 표면에 가장 가까울 수 있는데, 레이업 구조체의 바깥면을 매끄럽고 반반하게 하기 위하여 가공될 수 있고, 이에 의해 특히 공기역학적 저항을 줄일 수 있다.
도10A의 윤곽처리된 맨드릴(1010)은 다수 플라이 레이업(1020)을 수용하도록 변경된 표면을 가진 성형공구를 나타낸다. 레이업(1020)은 도9B의 레이업 키트(920)를 구비한 것과 유사할 수 있고, 급격한 다단의 불연속 표면을 가질 수 있다. 이러한 윤곽진 표면 성형공구 설비는 스킨 더블러 등의 다수 플라이 레이업(1020)이 맨드릴(1010)에 대응하는 기체 부분의 해치 개구, 또는 문, 포트에 배치될 수 있는 경우에, 그리고 기체 구조의 나머지에 대하여 결과적인 기체 표면의 유선형 형태(fair)를 또한 유지하고자 하는 경우에 바람직할 수 있다. LAP(400), 방법(500) 또는 LPA(600, 700, 800) 중 하나 이상이 맨드릴(1010)과 같은 윤곽을 갖는 표면 성형공구와 함께 사용될 수 있다.
도10A에 도시된 바와 같이, 실시예는 맨드릴(1020)에 직접 위치된 레이업(1020)을 가진다. AFP가 레이업 구조체(300) 위에 레이업(1040)을 적용할 수 있다. 도10B에 도시된 다른 실시예는 레이업(1020)을 위치시키기 전에 AFP에 의해 맨드릴(1010)에 적용된 적어도 하나의 플라이(1050)와 그리고 AFP에 의해 적용된 플라이들(1045)의 나머지를 가진다. 도10C의 다른 실시예는 레이업(1020)을 위치시키기 전에 AFP에 의해 맨드릴(1010)에 적용된 복수의 플라이(1060)와 그리고 AFP에 의해 적용된 층(1070)들의 나머지를 가진다. 도10D의 다른 실시예는 AFP에 의해 맨드릴(1010)에 적용된 대체로 모든 플라이(1080)와 그리고 플라이들(1080)에 적용된 레이업(1020)과 AFP에 의해 적용된 적어도 하나의 플라이(1090)를 가진다.
도10A에 도시된 것처럼, 맨드릴(1010)은 레이업(1020)을 수용하기 위하여 그 바깥면에 맨드릴 수용부(1030)를 포함한다. 맨드릴 수용부(1030)는 대응하는 미리 선택된 레이업(1020)에 결합되도록 하는 크기와 형상을 갖는다. 맨드릴 수용부(1030)는 완료된 레이업 구조체(300)의 바깥면에 기포, 돌출부 또는 돌기가 없이 매끄러운 외부표면을 가져오는 상술한 실시예들에 따라 레이업 구조체(300)에 레이업(1020)의 배치를 허용한다. 기포, 돌출부 또는 돌기는 완료된 레이업 구조체(300)의 안쪽면에 위치된다.
맨드릴 수용부(1030)는 그 대응하는 미리 선택된 레이업(1020)과 결합되도록 적절하게 위치되고 및/또는 방위설정될 수 있다. 도11의 실시예는 맨드릴(1110)에 위치된 5개의 맨드릴 수용부(1130a-e)를 가진다.
상술한 실시예들은 본 개시내용을 한정하지 않는다. 또한 다수의 변형예와 수정예가 본 개시물의 원리에 따라서 가능하다는 점이 이해되어야 한다. 따라서, 본 개시물의 범위는 이하의 청구항들에 의해서만 규정된다.
도1은 본 발명에 따른 항공기 제조공정의 흐름도이다.
도2는 역시 본 발명에 따른 통합식 레이업 적용을 나타낸다.
도3은 본 발명에 따라 레이업 구조체에 반복적으로 적용될 수 있는 다수의 레이업을 나타내는 도면이다.
도4는 본 발명의 실시예에 따른 레이업 적용 공정을 나타내는 흐름도이다.
도5는 도4의 공정 실시예와 협력하는 새들 모듈 레이업 적용공정의 실시예를 나타내는 흐름도이다.
도6은 본 발명의 실시예에 따른 레이업 배치장치를 나타낸다.
도7은 도6의 장치에 의해 사용될 수 있는 새들 모듈을 나타낸다.
도8은 본 발명의 다른 실시예에 따른 모듈식 레이업 배치장치를 나타낸다.
도9A 내지 도9F는 본 발명에 따라 적용될 수 있는 레이업들의 예를 나타내는 도면이다.
도10A 내지 도10D는 본 발명 실시예의 장치 및 방법과 함께 사용될 수 있는 윤곽진 표면 성형공구를 나타낸다.
도11은 본 발명에 따라 레이업 구조체에 반복적으로 적용될 수 있는 다수의 레이업을 나타내는 도면이다.
본 발명의 실시예들과 그 장점들은 다음의 상세한 설명에 의해 잘 이해될 것이다. 하나 이상의 도면에서 같은 참조번호는 같은 부재를 나타내기 위해 사용된다는 점을 이해하여야 한다.
<도면의 주요부분에 대한 부호의 설명>
삭제
600: LPA 615: 정합 프레임
620: 새들 모듈 622: 관절식 로케이터
624, 625, 722, 723: 로케이터 아암 630, 790: 레이업
675: 정합위치 300, 690: 레이업 구조체
810-815: 새들 모듈 710: 새들 베이스
754: 가이드 기둥 791: 캐리어

Claims (18)

  1. 새들 모듈에 레이업을 배치하는 단계;
    상기 새들 모듈을, 레이업 구조체 상의 소정의 적용경로에 대응하는 미리 선택된 위치로 정렬하는 단계; 및
    상기 레이업을 레이업 구조체로 가압하는 단계;를 구비하는, 레이업 구조체에 레이업을 배치하는 방법.
  2. 삭제
  3. 제1항에 있어서, 상기 레이업은 소정의 적용경로를 따라서 레이업 구조체와 강제로 접촉되는 것을 특징으로 하는 방법.
  4. 제1항에 있어서, 상기 레이업 구조체는,
    선제조(pre-production) 단계;와
    제조 단계; 및
    후제조(post production) 단계;를 구비하고서,
    상기 선제조 단계는 제3자에 의해 제작된 부품을 선택하는 단계를 더 구비하고, 상기 부품은 항공기 어셈블리와 항공기 서브어셈블리에서 사용되는 것을 특징으로 하는 방법.
  5. 삭제
  6. 제4항에 있어서, 선제조단계는 레이업 배치를 위하여 레이업 구조체를 설계하는 단계를 더 구비하는 것을 특징으로 하는 방법.
  7. 제4항에 있어서, 상기 후제조단계는 레이업 구조체를 위하여 레이업을 사용하여 항공기를 재가공하는 단계를 더 구비하는 것을 특징으로 하는 방법.
  8. 제1항에 있어서, 상기 레이업은 레이업 구조체의 소정의 부분에 적용하기 위하여 맞춤처리된 미리 패턴형성된 복합재 구조체를 구비한 레이업 키트를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  9. 미리 선택된 복합재 레이업을 수용하도록 구성된 새들 모듈을 구비하고, 상기 새들 모듈은 미리 선택된 복합재 레이업을 레이업 구조체에 배치하도록 구성되며, 또한 상기 새들 모듈은 미리 결정된 적용 힘을 사용하여 소정의 적용경로에 걸쳐서 레이업 구조체에 미리 선택된 복합재료 레이업을 배치하도록 구성된 레이업 구조체에 레이업을 배치하는 장치.
  10. 삭제
  11. 제9항에 있어서, 상기 새들 모듈은 캐리어와 그리고 이 캐리어에 위치된 미리 선택된 복합재 레이업을 구비하는 레이업 키트를 수용하도록 구성된 것을 특징으로 하는 장치.
  12. 제11항에 있어서, 상기 캐리어는 레이업 구조체 상의 미리 선택된 인덱싱된 위치에 대응하는 선택가능한 인덱싱된 방위로, 미리 선택된 복합재 레이업을 상기 새들 모듈에 보유하도록 구성된 인덱싱 부재를 포함하는 것을 특징으로 하는 장치.
  13. 제9항에 있어서, 상기 새들 모듈은 레이업 구조체의 기준축을 일반적으로 가로지르는 소정의 공간 기준시스템에 위치되는 것을 특징으로 하는 장치.
  14. 제9항에 있어서, 상기 레이업 구조체는 레이업 구조체의 기준축에 일반적으로 대응하는 레이업 구조체의 중앙선을 가지고, 소정의 적용경로는 레이업 구조체의 기준축을 따라서 미리 선택된 정합 위치에 대응하고, 미리 선택된 정합위치에서의 소정의 적용경로는 각각의 레이업 구조체의 윤곽 프로파일에 대응하는 것을 특징으로 하는 장치.
  15. 제13항에 있어서, 소정의 적용 힘은, 레이업 구조체의 중앙선에 대하여 일반적으로 축방향 안쪽으로 방위설정된, 소정의 적용 힘 방향으로 미리 선택된 복합재 레이업에 인가되는 것을 특징으로 하는 장치.
  16. 제14항에 있어서, 소정의 적용 힘은 소정의 적용 속도로 미리 선택된 복합재 레이업에 인가되는 것을 특징으로 하는 장치.
  17. 제9항에 있어서,
    소정의 공간기준시스템에서 소정의 기준위치에 부착되되, 상기 소정의 기준위치는 소정의 공간기준시스템에서 규정된 작업공간을 결정하고, 상기 레이업 구조체는 규정된 작업공간에 대하여 고정된 위치에서 지지되는 기준 베이스;와
    상기 기준 베이스와 정렬되어 부착되고 레이업 구조체의 기준축을 따라서 기준 베이스로부터 뻗어있되, 새들 모듈이 소정의 기준위치에 대응하는 미리 선택된 정합위치에서 이와 가로로 맞물리고, 또 소정의 적용경로가 미리 선택된 정합위치에 대응하는 정합 프레임;을 구비하고,
    상기 새들 모듈은 소정의 적용 힘 방향으로 인가된 미리 결정된 적용 힘을 사용하여 소정의 적용경로에 걸쳐 레이업 구조체에 미리 선택된 복합재 레이업을 배치하도록 구성되고, 레이업 구조체는 미리 선택된 정합위치에 대응하는 각각의 레이업 구조체 윤곽 프로파일을 가지는 것을 특징으로 하는 장치.
  18. 제9항에 있어서, 상기 새들 모듈은 정합 프레임과 맞물려 지지되는 새들 베이스와, 미리 선택된 복합재 레이업을 유연하게 그리고 탈착가능하게 보유하도록 구성된 지지 프레임과, 새들 베이스에 이동가능하게 장착되고 지지 프레임에 인장조정가능하게 부착된 로케이터 어셈블리를 더 구비하고,
    상기 로케이터 어셈블리는 지지 프레임을 가압하여 미리 선택된 복합재 레이업이 소정의 적용힘을 사용하여 레이업 구조체 상의 적어도 하나의 미리 선택된 인덱싱된 위치와 강제 접촉하게 하는 것을 특징으로 하는 장치.
KR1020080047564A 2007-05-22 2008-05-22 레이업 배치를 위한 방법 및 장치 KR101020173B1 (ko)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US11/751,928 2007-05-22
US11/751,928 US9770871B2 (en) 2007-05-22 2007-05-22 Method and apparatus for layup placement

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20080103030A KR20080103030A (ko) 2008-11-26
KR101020173B1 true KR101020173B1 (ko) 2011-03-08

Family

ID=39739447

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020080047564A KR101020173B1 (ko) 2007-05-22 2008-05-22 레이업 배치를 위한 방법 및 장치

Country Status (4)

Country Link
US (2) US9770871B2 (ko)
EP (1) EP1995044B1 (ko)
JP (1) JP5241322B2 (ko)
KR (1) KR101020173B1 (ko)

Families Citing this family (32)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7879177B2 (en) * 2006-11-20 2011-02-01 The Boeing Company Apparatus and method for composite material trim-on-the-fly
US7849729B2 (en) 2006-12-22 2010-12-14 The Boeing Company Leak detection in vacuum bags
US9770871B2 (en) 2007-05-22 2017-09-26 The Boeing Company Method and apparatus for layup placement
US8568551B2 (en) 2007-05-22 2013-10-29 The Boeing Company Pre-patterned layup kit and method of manufacture
US8707766B2 (en) 2010-04-21 2014-04-29 The Boeing Company Leak detection in vacuum bags
US8333864B2 (en) 2008-09-30 2012-12-18 The Boeing Company Compaction of prepreg plies on composite laminate structures
US8936695B2 (en) 2007-07-28 2015-01-20 The Boeing Company Method for forming and applying composite layups having complex geometries
US8752293B2 (en) * 2007-12-07 2014-06-17 The Boeing Company Method of fabricating structures using composite modules and structures made thereby
US8916010B2 (en) 2007-12-07 2014-12-23 The Boeing Company Composite manufacturing method
CN101462359B (zh) * 2009-01-15 2011-05-18 江西昌河航空工业有限公司 树脂基复合材料零件铺层定位方法
US8826957B2 (en) * 2012-08-31 2014-09-09 General Electric Company Methods and systems for automated ply layup for composites
DE102012219267A1 (de) * 2012-10-22 2014-04-24 Wobben Properties Gmbh Verfahren und Vorrichtung zur Herstellung von Vorformlingen zum Herstellen eines Rotorblattes
US8974618B1 (en) 2012-12-04 2015-03-10 The Boeing Company Systems and methods for assembling a skin of a composite structure
US9314976B2 (en) 2013-02-15 2016-04-19 The Boeing Company Systems and methods for compacting a charge of composite material
US9610761B2 (en) 2013-03-12 2017-04-04 The Boeing Company System and method for use in fabricating a structure
US20140265058A1 (en) * 2013-03-13 2014-09-18 North Thin Ply Technology Llc System and method for maneuvering thin ply technology complexes
US9375908B2 (en) 2013-05-03 2016-06-28 The Boeing Company Flexible material transfer devices, flexible vacuum compaction devices, flexible vacuum chucks, and systems and methods including the same
US9211679B1 (en) 2013-05-03 2015-12-15 The Boeing Company Systems and methods of forming a skin for a composite structure and composite structures including the same
US9144959B1 (en) 2013-09-04 2015-09-29 The Boeing Company Methods for assembling a skin of a composite structure
US9511548B1 (en) 2013-10-16 2016-12-06 The Boeing Company Systems and methods for assembling a skin of a composite structure
US9566746B2 (en) 2013-11-06 2017-02-14 The Boeing Company Methods and tools for forming contoured composite structures with shape memory alloy
US9403334B1 (en) 2013-11-18 2016-08-02 The Boeing Company Methods and tools for forming composite structures with non-planar patterns of contours
US9370922B1 (en) 2014-03-18 2016-06-21 The Boeing Company Systems and methods for stretch-forming multi-thickness composite skins
US9770873B2 (en) * 2014-08-22 2017-09-26 The Boeing Company System and method for optimizing composite laminate structures
US10800111B2 (en) 2015-06-16 2020-10-13 The Boeing Company Composite structure fabrication systems and methods
US10723445B2 (en) * 2017-05-16 2020-07-28 Rohr, Inc. Strake for aircraft propulsion system nacelle
JP6946143B2 (ja) * 2017-10-17 2021-10-06 三菱重工業株式会社 修理パッチ、修理パッチの成形方法、複合材の修理方法及び成形治具
US10843449B2 (en) 2017-12-14 2020-11-24 The Boeing Company Method and apparatus for forming composite plies on contoured tool surfaces
US10960620B2 (en) 2018-03-29 2021-03-30 Rohr, Inc. Double vacuum bag method and adjustable support structure
US11247413B2 (en) 2018-12-17 2022-02-15 The Boeing Company Composite parts including hybrid plies, methods of forming the composite parts, and systems for forming the composite parts
EP3970954B1 (en) * 2020-09-17 2023-11-15 Airbus Operations, S.L.U. Composite laminate for an airframe lifting surface and method for manufacturing thereof
US11911978B2 (en) * 2021-05-07 2024-02-27 The Boeing Company Methods and associated systems for manufacturing composite barrel structures

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4945488A (en) * 1987-04-14 1990-07-31 Northrop Corporation Integrated aircraft manufacturing system
EP0391641A2 (en) * 1989-04-03 1990-10-10 General Electric Company Computerized ply pattern generation
US5651850A (en) 1996-01-11 1997-07-29 The Boeing Company Method of fabricating hybrid composite structures
US20070107189A1 (en) * 2005-11-01 2007-05-17 Prichard Alan K Methods and systems for manufacturing a family of aircraft wings and other composite structures

Family Cites Families (188)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2374894A (en) * 1943-06-16 1945-05-01 Ford Motor Co Method and apparatus for assembling aircraft fuselages
US2679278A (en) * 1951-01-13 1954-05-25 Brown Steel Tank Company Apparatus for assembling tank bodies
US3101290A (en) 1957-04-01 1963-08-20 Pneumatiques & Caoutchous Manu Method of joining the ends of a multi-ply laminated belt
US3377096A (en) 1967-06-02 1968-04-09 Wood S Powr Grip Co Inc Vacuum gripping pad
US3739166A (en) 1971-12-30 1973-06-12 Gen Electric Photoflash device
US4120632A (en) 1972-01-12 1978-10-17 Klepper-Werke Kommanditgesellschaft Molds for production of plastics material boats
US3983282A (en) 1972-05-15 1976-09-28 Seemann Iii William H Fabric constructions useful as building bases in forming compound-curved structures
US3885071A (en) 1972-08-10 1975-05-20 Lockheed Aircraft Corp Fiber-reinforced epoxy composite joints
US4015035A (en) * 1972-08-10 1977-03-29 Lockheed Aircraft Corporation Method of forming fiber-reinforced epoxy composite joints, and product thereof
FR2234130B1 (ko) 1973-05-14 1976-04-30 Kamov Nikolai
GB1526933A (en) 1974-09-13 1978-10-04 Johnson Matthey Co Ltd Vacuum head for handling transfers
US4016022A (en) 1975-12-30 1977-04-05 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Low flow, vacuum bag curable prepreg material for high performance composite systems
US4287015A (en) 1976-10-18 1981-09-01 Danner Harold J Jun Vacuum bag used in making laminated products
US4208238A (en) * 1977-07-11 1980-06-17 Grumman Aerospace Corporation Gantry for use in the manufacture of laminar structures
US4132755A (en) 1977-07-22 1979-01-02 Jay Johnson Process for manufacturing resin-impregnated, reinforced articles without the presence of resin fumes
US4238539A (en) * 1979-05-29 1980-12-09 Celanese Corporation Fiber reinforced composite shaft with metallic connector sleeves mounted by a knurl interlock
US4491081A (en) * 1980-06-04 1985-01-01 Ivanov Jury P Method for assembling a complete module of multideck ship hull
JPS6243914B2 (ko) * 1980-06-04 1987-09-17 Yuurii Pyootoroitsuchi Iwanofu
GB8305749D0 (en) * 1983-03-02 1983-04-07 British Aerospace Tape laying apparatus
US4491493A (en) 1983-04-08 1985-01-01 Eaton Homer L Composite tape preparation and application
US4496412A (en) * 1984-01-03 1985-01-29 The Boeing Company Multiple lap-joint for thermoplastic laminates and method of making the lap-joint
US4564543A (en) * 1984-01-03 1986-01-14 The Boeing Company Multiple lap-joint for thermoplastic laminates
US4554036A (en) 1984-05-07 1985-11-19 Newsom Cosby M Portable vacuum device and method of using same
JPS60252235A (ja) 1984-05-29 1985-12-12 Dainippon Printing Co Ltd パツケ−ジの改ざん判定方法
US4824513A (en) 1984-09-28 1989-04-25 The Boeing Company Silicone rubber vacuum bag tool
US4698115A (en) 1984-09-28 1987-10-06 The Boeing Company Silicone rubber vacuum bag tool and method of fabricating same
US4548859A (en) 1984-10-12 1985-10-22 The Boeing Company Breather material and method of coating fabric with silicone rubber
US5034254A (en) * 1984-10-29 1991-07-23 The Boeing Company Blind-side panel repair patch
US4588626A (en) * 1984-10-29 1986-05-13 The Boeing Company Blind-side panel repair patch
US4961799A (en) * 1984-10-29 1990-10-09 The Boeing Company Blind-side panel repair method
US4622091A (en) 1984-11-29 1986-11-11 The Boeing Company Resin film infusion process and apparatus
JPS61290038A (ja) * 1985-06-19 1986-12-20 Agency Of Ind Science & Technol Ｆｒｐテ−プの自動貼着方法および装置
US4696707A (en) * 1987-08-18 1987-09-29 The Ingersoll Milling Machine Company Composite tape placement apparatus with natural path generation means
US4741943A (en) 1985-12-30 1988-05-03 The Boeing Company Aerodynamic structures of composite construction
US5117348A (en) * 1986-03-28 1992-05-26 The Ingersoll Milling Machine Company Method for alignment of a representative surface to an actual surface for a tape laying machine
JPH07101216B2 (ja) 1986-04-25 1995-11-01 三菱瓦斯化学株式会社 酸素インジケ−タ−
US5123985A (en) 1986-09-02 1992-06-23 Patricia Evans Vacuum bagging apparatus and method including a thermoplastic elastomer film vacuum bag
GB8629267D0 (en) 1986-12-08 1987-02-11 Westland Plc Laying pre-impregnated fibre reinforced material on surface
US5033014A (en) * 1987-04-14 1991-07-16 Northrop Corporation Integrated manufacturing system
US5217669A (en) 1987-09-08 1993-06-08 United Technologies Corporation Method for forming complex composite articles
US5071338A (en) * 1987-09-08 1991-12-10 United Technologies Corporation Tool for forming complex composite articles
EP0319449B1 (en) 1987-12-03 1993-11-18 United Technologies Corporation Tooling and method for forming complex composite articles
US4934199A (en) * 1988-03-25 1990-06-19 Boeing Company Method and apparatus for preparing specimens for destructive testing of graphite epoxy composite material
US4902215A (en) 1988-06-08 1990-02-20 Seemann Iii William H Plastic transfer molding techniques for the production of fiber reinforced plastic structures
DE3821941A1 (de) 1988-06-29 1990-02-08 Weigel Angela Verfahren und vorrichtung zur herstellung von formteilen aus aushaertbarem werkstoff
US4917353A (en) 1988-11-15 1990-04-17 The Boeing Company Vacuum probe and method
US4987700A (en) 1988-12-13 1991-01-29 The Boeing Company Mechanical scarfing apparatus
US5207541A (en) * 1988-12-13 1993-05-04 The Boeing Company Scarfing apparatus
US4942013A (en) * 1989-03-27 1990-07-17 Mcdonnell Douglas Corporation Vacuum resin impregnation process
US5052906A (en) 1989-03-30 1991-10-01 Seemann Composite Systems, Inc. Plastic transfer molding apparatus for the production of fiber reinforced plastic structures
GB2244364B (en) 1990-05-24 1994-03-09 Coin Controls Coin discrimination apparatus
US5087193A (en) 1990-08-09 1992-02-11 Herbert Jr Kenneth H Apparatus for forming a composite article
CA2057201C (en) * 1990-12-19 1998-05-19 Vernon M. Benson Multiple axes fiber placement machine
US5129813A (en) 1991-02-11 1992-07-14 Shepherd G Maury Embossed vacuum bag, methods for producing and using said bag
US5190611A (en) * 1991-02-13 1993-03-02 The Boeing Company Bearing load restoration method for composite structures
US5116216A (en) 1991-02-28 1992-05-26 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Apparatus for preparing thermoplastic composites
US5591369A (en) 1991-04-05 1997-01-07 The Boeing Company Method and apparatus for consolidating organic matrix composites using induction heating
US5271986A (en) * 1991-04-19 1993-12-21 United Technologies Corporation Structural member having a stiffener bead therein and comprising plies of composite material extending for the full length and width of the structural member and continuously through the stiffener bead, and the article so made
US5209804A (en) 1991-04-30 1993-05-11 United Technologies Corporation Integrated, automted composite material manufacturing system for pre-cure processing of preimpregnated composite materials
US5167742A (en) * 1991-05-29 1992-12-01 Westinghouse Electric Corp. Method and device for producing a tapered scarf joint
US5350614A (en) 1991-07-25 1994-09-27 United Technologies Corporation All composite article of manufacture including first and second composite members joined by a composite hinge
US5932635A (en) 1991-07-30 1999-08-03 Cytec Technology Corp. Tackified prepreg systems
JP2501497B2 (ja) * 1991-08-27 1996-05-29 川崎重工業株式会社 ロ―ビング材積層装置
JPH05116169A (ja) 1991-10-25 1993-05-14 Mitsubishi Kasei Corp 繊維強化樹脂成形体の製造方法
DE69304689T2 (de) 1992-04-24 1997-04-30 United Technologies Corp Verbinden von thermoplastischen und wärmehärtenden verbundstrukturen mit metallischen strukturen
FR2693146B1 (fr) 1992-07-02 1994-08-19 Snecma Installation pour la fabrication par drapage de structures multicouches en matériaux composites.
US5429326A (en) * 1992-07-09 1995-07-04 Structural Laminates Company Spliced laminate for aircraft fuselage
US5359887A (en) 1992-08-03 1994-11-01 Mc Donnell Douglas Corp Pressure sensitive paint formulations and methods
JPH06242087A (ja) 1993-02-16 1994-09-02 Hitachi Constr Mach Co Ltd 超音波探傷装置
US5316462A (en) 1993-02-18 1994-05-31 William Seemann Unitary vacuum bag for forming fiber reinforced composite articles
US5439635A (en) 1993-02-18 1995-08-08 Scrimp Systems, Llc Unitary vacuum bag for forming fiber reinforced composite articles and process for making same
US5427725A (en) 1993-05-07 1995-06-27 The Dow Chemical Company Process for resin transfer molding and preform used in the process
GB9311427D0 (en) 1993-06-03 1993-07-21 Trigon Ind Ltd A multi-wall film
US5514232A (en) * 1993-11-24 1996-05-07 Burns; Marshall Method and apparatus for automatic fabrication of three-dimensional objects
US5879489A (en) * 1993-11-24 1999-03-09 Burns; Marshall Method and apparatus for automatic fabrication of three-dimensional objects
US5441692A (en) 1994-02-14 1995-08-15 Thermal Equipment Corporation Process and apparatus for autoclave resin transfer molding
US5954898A (en) * 1994-05-13 1999-09-21 Lockheed Fort Worth Company Method and system for fabricating parts from composite materials
US6919039B2 (en) 1995-03-28 2005-07-19 Eric J. Lang Channel assisted resin transfer molding
US6406659B1 (en) 1995-03-28 2002-06-18 Eric Lang Composite molding method and apparatus
US5683646A (en) * 1995-05-10 1997-11-04 Mcdonnell Douglas Corporation Fabrication of large hollow composite structure with precisely defined outer surface
US5667881A (en) * 1995-06-06 1997-09-16 Hughes Missile Systems Company Integral thermoset/thermoplastic composite joint
US5612492A (en) 1995-06-07 1997-03-18 Mcdonnell Douglas Corporation Formulations and method of use of pressure sensitive paint
US5958325A (en) 1995-06-07 1999-09-28 Tpi Technology, Inc. Large composite structures and a method for production of large composite structures incorporating a resin distribution network
US5904972A (en) 1995-06-07 1999-05-18 Tpi Technology Inc. Large composite core structures formed by vacuum assisted resin transfer molding
US5576030A (en) 1995-10-02 1996-11-19 Lockheed Corporation Apparatus for fabricating composite parts
US5820894A (en) 1995-10-06 1998-10-13 Mcdonnell Douglas Corporation Method and apparatus for consolidating a workpiece at elevated temperature
US5868886A (en) * 1995-12-22 1999-02-09 Alston; Mark S. Z-pin reinforced bonded composite repairs
KR970058260A (ko) 1995-12-30 1997-07-31 배순훈 전자기력을 이용한 박막(Thin Film)형 스피커유니트
DE69733941T2 (de) 1996-03-22 2006-06-14 Boeing Co Bestimmter flügelaufbau
US5759325A (en) * 1996-03-29 1998-06-02 Sikorsky Aircraft Corporation Method for controlling thickness during lay-up and fabrication of press-cured composite articles
US5780721A (en) 1996-06-03 1998-07-14 Minnesota Mining And Manufacturing Company Composite construction for detection chemical leaks
SE9602818D0 (sv) 1996-07-19 1996-07-19 Pharmacia & Upjohn Ab Colored composition
US5932256A (en) 1996-09-27 1999-08-03 Mandish; Theodore O. Vacuum molding apparatus
FI111352B (fi) 1996-11-08 2003-07-15 Valtion Teknillinen Pakkaus pilaantuvia elintarvikkeita varten
JPH10146898A (ja) 1996-11-15 1998-06-02 Honda Motor Co Ltd 繊維強化複合材の成形方法
US6230963B1 (en) 1997-01-28 2001-05-15 Eric L. Hertz Method and apparatus using colored foils for placing conductive preforms
US6692681B1 (en) 1997-01-29 2004-02-17 Raytheon Aircraft Company Method and apparatus for manufacturing composite structures
JPH10219853A (ja) 1997-01-31 1998-08-18 Toho Rayon Co Ltd 繊維強化樹脂製パネルの結合構造
FR2763882B1 (fr) 1997-05-29 1999-08-20 Aerospatiale Outillage de reparation sur site d'une structure composite presentant une zone endommagee et procede correspondant
US5939013A (en) 1997-08-25 1999-08-17 Florida State University Process and apparatus for the production of high strength polymer composite structures
US6284089B1 (en) 1997-12-23 2001-09-04 The Boeing Company Thermoplastic seam welds
US6435242B1 (en) 1998-03-23 2002-08-20 Northrop Grumman Corp Repair pressure applicator
FR2777496B1 (fr) 1998-04-17 2000-08-04 Sunkiss Aeronautique Procede d'obtention, reparation ou reconstruction d'un objet avec une piece ou materiau composite
DE69941609D1 (de) 1998-05-20 2009-12-10 Cytec Tech Corp Epoxidharzzusammensetzungen für die Herstellung von blasenfreien Laminaten
US6299819B1 (en) 1998-07-27 2001-10-09 The University Of Dayton Double-chamber vacuum resin transfer molding
US6280573B1 (en) 1998-08-12 2001-08-28 Kimberly-Clark Worldwide, Inc. Leakage control system for treatment of moving webs
GB9825999D0 (en) * 1998-11-28 1999-01-20 British Aerospace A machine for laying up fabric to produce a laminate
US6090335A (en) 1999-01-08 2000-07-18 Northrop Grumman Corporation Process of forming fiber reinforced composite articles using an insitu cured resin infusion port
EP1038656A1 (en) 1999-03-02 2000-09-27 LS Technologies, Inc. A Pennsylvania Corporation Vacuum resin impregnation process
DE19929471C1 (de) * 1999-06-26 2001-01-18 Eads Airbus Gmbh Verfahren und Vorrichtung zur Herstellung eines dreidimensionalen Großbauteiles
WO2001041993A2 (en) 1999-12-07 2001-06-14 The Boeing Company Double bag vacuum infusion process and system for low cost, advanced composite fabrication
US6298896B1 (en) * 2000-03-28 2001-10-09 Northrop Grumman Corporation Apparatus for constructing a composite structure
US6484776B1 (en) * 2000-04-07 2002-11-26 Northrop Grumman Corporation System for constructing a laminate
EP1272363A1 (en) 2000-04-11 2003-01-08 AlliedSignal Inc. Composite comprising organic fibers having a low twist multiplier and improved compressive modulus
US6551091B1 (en) 2000-09-14 2003-04-22 The Boeing Company Flexible inflatable support structure for use with a reusable compaction bag
US6589472B1 (en) 2000-09-15 2003-07-08 Lockheed Martin Corporation Method of molding using a thermoplastic conformal mandrel
US6533985B1 (en) 2000-09-22 2003-03-18 Washington State University Research Foundation Methods and apparatus for molding composite materials
US6638466B1 (en) * 2000-12-28 2003-10-28 Raytheon Aircraft Company Methods of manufacturing separable structures
JP2002254429A (ja) 2001-03-06 2002-09-11 Toyota Industries Corp 複合材及びその製造方法
US6689438B2 (en) 2001-06-06 2004-02-10 Cryovac, Inc. Oxygen detection system for a solid article
GB0121444D0 (en) 2001-09-05 2001-10-24 Univ Strathclyde Sensor
US6696690B2 (en) 2001-12-17 2004-02-24 The Boeing Company Method and apparatus to correct for the temperature sensitivity of pressure sensitive paint
JP2003270145A (ja) 2002-03-14 2003-09-25 National Aerospace Laboratory Of Japan 感圧色素を担持した機能性高分子並びにそれを用いた感圧塗料及び感圧素子
US6761783B2 (en) * 2002-04-09 2004-07-13 The Boeing Company Process method to repair bismaleimide (BMI) composite structures
US6860957B2 (en) * 2002-06-13 2005-03-01 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Automatic prepreg laminating method and apparatus for carrying out the same
US6871684B2 (en) 2002-08-13 2005-03-29 The Boeing Company System for identifying defects in a composite structure
AU2002328731A1 (en) 2002-10-02 2004-04-23 Carleton University Oxygen sensing compounds, methods for production thereof and their uses
US7137182B2 (en) * 2002-11-22 2006-11-21 The Boeing Company Parallel configuration composite material fabricator
WO2004057120A2 (en) 2002-12-17 2004-07-08 Kazak Composites, Incorporated Large composite structures and a process for fabricating large composite structures
EP1597053B1 (en) 2003-02-24 2011-05-11 Bell Helicopter Textron Inc. Interlocking tooth bond for assembly of fiber composite laminates
EP1603735B1 (en) 2003-03-06 2007-03-07 Vestas Wind System A/S Connection between composites with non-compatible properties and method for preparation
GB0305602D0 (en) 2003-03-12 2003-04-16 Univ Strathclyde Indicator
GB0307225D0 (en) * 2003-03-28 2003-04-30 Arx Ltd Automated dispensing system
JP2004309379A (ja) 2003-04-09 2004-11-04 Toshiba Corp 気体漏洩検出装置
US7141191B2 (en) * 2003-05-02 2006-11-28 The Boeing Company Triple purpose lay-up tool
CN100450728C (zh) * 2003-07-18 2009-01-14 美国发那科机器人有限公司 用带两个机械臂的龙门架遥控机械装卸大而重的工件
US7249943B2 (en) * 2003-08-01 2007-07-31 Alliant Techsystems Inc. Apparatus for forming composite stiffeners and reinforcing structures
US7282107B2 (en) * 2003-08-22 2007-10-16 The Boeing Company Multiple head automated composite laminating machine for the fabrication of large barrel section components
US6830079B1 (en) 2003-08-27 2004-12-14 General Electric Company Integrated apparatus and method for filling porous composite preforms
JP2005105160A (ja) 2003-09-30 2005-04-21 Japan Aerospace Exploration Agency 低酸素圧用感圧塗料及びその製造方法
US7294220B2 (en) * 2003-10-16 2007-11-13 Toyota Motor Sales, U.S.A., Inc. Methods of stabilizing and/or sealing core material and stabilized and/or sealed core material
US7029267B2 (en) 2003-10-23 2006-04-18 Saint- Gobain Technical Fabrics Canada, Ltd Reusable vacuum bag and methods of its use
JP5284587B2 (ja) 2003-11-05 2013-09-11 イノヴェイティブ サイエンティフィック ソリューションズ，インコーポレイテッド 表面接触力を判定するための方法
US7228611B2 (en) * 2003-11-18 2007-06-12 The Boeing Company Method of transferring large uncured composite laminates
US20050112772A1 (en) 2003-11-20 2005-05-26 Farone William A. Measurement of oxidation-reduction potential of a solution
EP1802538A2 (de) 2003-12-08 2007-07-04 Sentronic GmbH Gesellschaft für Optische Messsysteme Verpackung
AU2004298799B2 (en) 2003-12-12 2010-02-25 Cryovac, Inc. Process for detecting leaks in sealed packages
CA2563640A1 (en) 2004-04-21 2005-11-10 Ingersoll Machine Tools, Inc. Forming a composite structure by filament placement on a tool surface of a tablet
US7186367B2 (en) 2004-05-13 2007-03-06 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Double vacuum bag process for resin matrix composite manufacturing
US7622066B2 (en) 2004-07-26 2009-11-24 The Boeing Company Methods and systems for manufacturing composite parts with female tools
US7921798B2 (en) 2004-08-06 2011-04-12 Powdertech Co., Ltd. Oxygen detector sheet and oxygen detecting agent using the same, and method for manufacturing oxygen detector sheet
DK200401225A (da) 2004-08-13 2006-02-14 Lm Glasfiber As Metode til afskæring af laminatlag, eksempelvis et glasfiber- eller kulfiber-laminatlag i en vindmöllevinge
US7306450B2 (en) 2004-09-29 2007-12-11 The Boeing Company Apparatuses, systems, and methods for manufacturing composite parts
US7503368B2 (en) * 2004-11-24 2009-03-17 The Boeing Company Composite sections for aircraft fuselages and other structures, and methods and systems for manufacturing such sections
US7534615B2 (en) 2004-12-03 2009-05-19 Cryovac, Inc. Process for detecting leaks in sealed packages
US7624488B2 (en) * 2004-12-07 2009-12-01 The Boeing Company One-piece barrel assembly cart
WO2006110627A1 (en) 2005-04-08 2006-10-19 University Of South Carolina Polymer/clay nanocomposite films with improved light fastness properties and process for producing same
US8601694B2 (en) 2008-06-13 2013-12-10 The Boeing Company Method for forming and installing stringers
US7527759B2 (en) 2005-04-13 2009-05-05 The Boeing Company Method and apparatus for forming structural members
US7766063B2 (en) 2005-04-28 2010-08-03 The Boeing Company Machine assisted laminator and method
US7398698B2 (en) * 2005-11-03 2008-07-15 The Boeing Company Smart repair patch and associated method
US7643970B2 (en) * 2005-11-09 2010-01-05 The Boeing Company Tape course generation method and apparatus for programming a composite tape lamination machine
US7655168B2 (en) 2006-01-31 2010-02-02 The Boeing Company Tools for manufacturing composite parts and methods for using such tools
US7762122B2 (en) 2006-05-01 2010-07-27 University Of Delaware System and method of detecting air leakage in a VARTM process
US7837148B2 (en) 2006-06-13 2010-11-23 The Boeing Company Composite wing-body joint
US7887249B2 (en) * 2006-06-15 2011-02-15 The Boeing Company Internal finger joint
US20080023015A1 (en) 2006-07-28 2008-01-31 E. I. Dupont De Nemours And Company Processes for making fiber-on-end materials
US7964049B2 (en) 2006-07-28 2011-06-21 E. I. Du Pont De Nemours And Company Processes for making fiber-on-end materials
DE102006042999B3 (de) * 2006-09-14 2007-10-25 Federal-Mogul Deva Gmbh Gleitelement, Verfahren und Vorrichtung zu dessen Herstellung
US7871040B2 (en) * 2006-11-10 2011-01-18 The Boeing Company Composite aircraft structures with hat stiffeners
US8438909B2 (en) 2006-12-22 2013-05-14 The Boeing Company Device and method for detecting an air leak in a tool
US7849729B2 (en) 2006-12-22 2010-12-14 The Boeing Company Leak detection in vacuum bags
JP4921194B2 (ja) 2007-01-31 2012-04-25 トヨタ紡織株式会社 表皮材の接着装置、及び、表皮材の接着方法
US9770871B2 (en) 2007-05-22 2017-09-26 The Boeing Company Method and apparatus for layup placement
US8568551B2 (en) 2007-05-22 2013-10-29 The Boeing Company Pre-patterned layup kit and method of manufacture
US9669593B2 (en) 2007-06-14 2017-06-06 The Boeing Company Light weight thermoplastic flex foam and hybrid duct system
US8333864B2 (en) 2008-09-30 2012-12-18 The Boeing Company Compaction of prepreg plies on composite laminate structures
US8707766B2 (en) 2010-04-21 2014-04-29 The Boeing Company Leak detection in vacuum bags
US8936695B2 (en) 2007-07-28 2015-01-20 The Boeing Company Method for forming and applying composite layups having complex geometries
US7628879B2 (en) * 2007-08-23 2009-12-08 The Boeing Company Conductive scrim embedded structural adhesive films
US8361262B2 (en) 2007-11-08 2013-01-29 The Boeing Company Method and apparatus for low-bulk toughened fabrics for low-pressure molding processes
US8752293B2 (en) 2007-12-07 2014-06-17 The Boeing Company Method of fabricating structures using composite modules and structures made thereby
US8916010B2 (en) * 2007-12-07 2014-12-23 The Boeing Company Composite manufacturing method
US8557074B2 (en) 2008-02-27 2013-10-15 The Boeing Company Reduced complexity automatic fiber placement apparatus and method
EP2531341B1 (en) 2010-02-05 2016-03-30 Learjet Inc. System and method for fabricating a composite material assembly
JP4865886B2 (ja) 2010-06-07 2012-02-01 三菱製鋼株式会社 スライドユニット機構
US8936965B2 (en) 2010-11-26 2015-01-20 Semiconductor Energy Laboratory Co., Ltd. Semiconductor device and manufacturing method thereof
JP5757915B2 (ja) 2012-06-06 2015-08-05 株式会社三共 遊技機

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4945488A (en) * 1987-04-14 1990-07-31 Northrop Corporation Integrated aircraft manufacturing system
EP0391641A2 (en) * 1989-04-03 1990-10-10 General Electric Company Computerized ply pattern generation
US5651850A (en) 1996-01-11 1997-07-29 The Boeing Company Method of fabricating hybrid composite structures
US20070107189A1 (en) * 2005-11-01 2007-05-17 Prichard Alan K Methods and systems for manufacturing a family of aircraft wings and other composite structures

Also Published As

Publication number Publication date
US9770871B2 (en) 2017-09-26
EP1995044B1 (en) 2021-10-27
US20100011580A1 (en) 2010-01-21
JP2009083462A (ja) 2009-04-23
US20170368766A1 (en) 2017-12-28
EP1995044A2 (en) 2008-11-26
EP1995044A3 (en) 2017-07-05
US10603848B2 (en) 2020-03-31
JP5241322B2 (ja) 2013-07-17
KR20080103030A (ko) 2008-11-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR101020173B1 (ko) 레이업 배치를 위한 방법 및 장치
US8568551B2 (en) Pre-patterned layup kit and method of manufacture
EP2067611B1 (en) Modular composite manufacturing method
US9017510B2 (en) Method and apparatus for fabricating large scale integrated airfoils
EP2128019B2 (en) Modified blade stiffener and fabrication method therefor
US8916253B2 (en) Bead-stiffened composite parts
EP2871050A1 (en) Laminated composite radius filler with geometric shaped filler element and method of forming the same
EP2949453B1 (en) Folded composite filler and method for its manufacture
US11279092B2 (en) Method and system for co-consolidation of thermoplastic composite material parts
JP2013173352A (ja) レイアップマンドレルツールを含む自動繊維配置
EP2474410A1 (en) Method of manufacturing a preform patch
CN109229419B (zh) 用于修理高负荷主结构部件和次结构部件的结构预固化修理补块
US20200238578A1 (en) Induction heating cells with cauls over mandrels methods of using thereof
US20220097323A1 (en) Nested manufacturing of composite structures
US20230219308A1 (en) Stringer Manufacturing System Using a Caul
EP4140718B1 (en) Apparatus and method to enable in-plane bending of high contour composite structures in post- forming operations
Herrmann et al. SLI-RTM Fairings for Fairchild Dornier DO 328 Jet
Zinberg Flight service evaluation of composite components on the Bell Helicopter model 206L: Design, fabrication and testing
Elliott Fabrication Processing
Simpson et al. Low Cost Manufacturing Method for a General Aviation Aircraft Fuselage
King A production engineers view of advanced composite materials: Part 2 The manufacture of advanced composites, components and structures

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant
FPAY Annual fee payment

Payment date: 20140211

Year of fee payment: 4

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20160211

Year of fee payment: 6

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20170223

Year of fee payment: 7

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20180209

Year of fee payment: 8

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20190213

Year of fee payment: 9