KR101424040B1 - 스마트 스킨의 제조방법 - Google Patents

Abstract

본 발명의 일 실시예에 따르는 스마트 스킨의 제조방법은, 레이돔부와 지지부를 각각 형성하는 단계와, 커넥터가 형성되는 안테나의 일면에 점착층을 형성하고, 상기 지지부에 상기 안테나를 결합시키는 단계 및 상기 레이돔부에 점착층을 형성한 뒤, 상기 안테나를 사이에 두고 상기 지지부와 대면하도록 접촉시킨 후 경화시키는 단계를 포함한다.

Description

스마트 스킨의 제조방법{MANUFACTURING METHOD OF SMART SKIN}

본 발명의 일실시예들은 항공기의 외관을 형성하는 스마트 스킨을 제조하는 방법에 관한 것이다.

항공기에 존재하는 여러개의 돌출형 안테나는 레이더 피탐지 면적(Radar Cross Section, RCS)을 증대시키는 단점이 있으며, 필요에 따라서는 설계 도중에 추가적인 돌출형 안테나의 부착 요구가 발생하여 이를 수용하기 위한 설계 변경이 불가피해지고, 이에 따라 개발 기간의 연장이 초래될 수도 있다. 이러한 문제를 해결하기 위해 창안된 것이 항공기 기체와 동일한 표면을 가지면서 삽입되는 안테나인 스마트 스킨이다.

스마트 스킨은 항공기의 외관에 일체로 형상되고, 돌출되는 부분이 없어 레이저 피탐지 면적을 줄이는 장점이 있다. 이러한 장점에도 불구하고 스마트 스킨을 구성하는 복합재의 경화온도에서 안테나 소재가 변형을 일으키는 제조상의 문제점을 가지고 있다. 또한 외부하중을 지지하기 위해 사용되는 탄소섬유강화복합재가 기존 안테나에 사용되는 금속소재와는 다르게 RF신호를 차단하지 못하기 때문에 전체적으로 안테나 성능이 저하되는 문제가 있다.

본 발명의 일 목적은 보다 향상된 구조를 갖으며, 보다 높은 안테나 성능이 발휘될 수 있는 스마트 스킨의 제조방법을 제공하기 위한 것이다.

이와 같은 본 발명의 해결 과제를 달성하기 위하여, 본 발명의 일 실시예에 따르는 스마트 스킨의 제조방법은, 레이돔부와 지지부를 각각 형성하는 단계와, 커넥터가 형성되는 안테나의 일면에 점착층을 형성하고, 상기 지지부에 상기 안테나를 결합시키는 단계 및 상기 레이돔부에 점착층을 형성한 뒤, 상기 안테나를 사이에 두고 상기 지지부와 대면하도록 접촉시킨 후 경화시키는 단계를 포함한다.

본 발명과 관련한 일 예에 따르면, 상기 레이돔부는, 일정 배향 각도로 배열되는 복수의 섬유들을 구비하는 유리섬유 복합재에 금속 메쉬를 적층한 후, 오토클레이브 내부에서 열과 압력을 가하는 진공백 성형법에 의해 형성될 수 있다.

본 발명과 관련한 일 예에 따르면, 상기 지지부는, 허니콤 코어, 제1 금속 메쉬, 유리섬유 복합재 및 제2 금속 메쉬를 순서대로 적층한 후, 오토클레이브 내부에서 열과 압력을 가하는 진공백 성형법에 의해 형성될 수 있다.

본 발명과 관련한 일 예에 따르면, 상기 허니콤 코어는 노멕스(Nomex) 재질로 형성될 수 있다.

본 발명과 관련한 일 예에 따르면, 상기 레이돔부는 레이더 피탐지 면적을 줄일 수 있도록 항공기 동체의 표면과 동일한 곡률을 갖도록 형성될 수 있다.

본 발명과 관련한 일 예에 따르면, 상기 항공기 동체를 향하는 낙뢰가 상기 동체 표면을 따라 흐를 수 있도록, 인접한 항공기 동체의 표면에 형성된 도전성 부재에 상기 금속 메쉬를 전기적으로 연결하는 단계를 더 포함할 수 있다.

상기와 같이 구성되는 본 발명의 적어도 하나의 실시예에 관련된 스마트 스킨의 제조방법은 스마트 스킨을 복합재 적층구조로 형성할 수 있고, 그 구조의 열적 변형에 의한 기능 저하 없는 스마트 스킨을 제조할 수 있다. 또한, 안테나 성능과 하중지지 기능을 가질 수 있는 스마트 스킨을 제조할 수 있다.

도 1a와 도 1b는 각각 본 발명의 실시예와 관련된 스마트 스킨의 전면 사시도와 후면 사시도.
도 2는 도 1b에 도시된 스마트 스킨의 분해 사시도.
도 3은 레이돔부의 사시도.
도 4는 지지부의 사시도.
도 5는 도 4의 지지부에 안테나가 결합된 상태에서의 도면.
도 6은 본 발명의 실시예에 관련된 대수주기 안테나의 구조를 도시한 개념도.

이하, 본 발명에 관련된 스마트 스킨의 제조방법에 대하여 도면을 참조하여 보다 상세하게 설명한다. 이하의 설명에서 사용되는 구성요소에 대한 접미사 "모듈" 및 "부"는 명세서 작성의 용이함만이 고려되어 부여되거나 혼용되는 것으로서, 그 자체로 서로 구별되는 의미 또는 역할을 갖는 것은 아니다. 본 명세서에서는 서로 다른 실시예라도 동일·유사한 구성에 대해서는 동일·유사한 참조번호를 부여하고, 그 설명은 처음 설명으로 갈음한다. 본 명세서에서 사용되는 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다.

도 1a와 도 1b는 각각 본 발명의 실시예와 관련된 스마트 스킨의 전면 사시도와 후면 사시도이고, 도 2는 도 1b에 도시된 스마트 스킨의 분해 사시도이다.

그리고, 도 3은 레이돔부의 사시도이고, 도 4는 지지부의 사시도이며, 도 5는 도 4의 지지부에 안테나가 결합된 상태에서의 도면이다.

도 1a에 도시한 바와 같이 스마트 스킨(100)의 전면부는 항공기 외부에 노출되는 부분으로 항공기에서 스마트 스킨이 장착되는 부분의 곡률과 동일한 곡률을 갖도록 형성될 수 있다. 그리고 도 1b에 도시된 바와 같이, 스마트 스킨(100)의 후면부는 항공기 내부에 위치하는 부분으로 안테나의 커넥터와 항공기에 장착된 안테나용 전자장비가 연결될 수 있다.

본 발명의 실시예에 따르는 스마트 스킨(100)은 레이돔부(110)와 지지부(120)를 포함한다. 그리고 안테나(10)가 레이돔부(110)와 지지부(120) 사이에 배치될 수 있다.

레이돔부(110)는 스마트 스킨(100)의 최외곽에 위치하고 항공기 외표면과 동일한 윤곽을 가지고 있으며, 제1 층(111)과 제1 층 상에 적층되는 제2층(112)을 구비하여 형성될 수 있다.

제1 층(111)은 항공기 표면으로 도출되는 외부에는 낙뢰로부터 스마트 스킨(100)과 안테나(10)를 보호할 수 있도록 설계된 금속 메쉬로 형성된다. 그리고, 제2 층(112)은 레이돔의 역할과 외부에서 가해지는 충격 및 하중을 지지하도록 설계된 유리섬유 복합재로 형성될 수 있다.

여기서 금속 메쉬는 항공기 동체를 향하는 낙뢰가 상기 동체 표면을 따라 흐를 수 있도록, 인접한 항공기 동체의 표면에 형성된 도전성 부재에 전기적으로 연결될 수 있다.

유리 섬유 복합재는 복합재 내에 함유된 섬유가 일정 배향 각도를 갖도록 형성되는데, 섬유들이 일정 배향 각도를 갖도록 형성되면 비틀림 힘에 대해 일정 이상의 강성을 갖게 된다.

그리고, 안테나(10)는 기존의 항공기 안테나를 대치하는 스마트 스킨(100)의 전자적 성능요소로서, 다중 주파수 대역에서 동작하도록 형성되는 대수주기 다이폴 배열 안테나(10)가 될 수 있다.

지지부(120)는 안테나(10)의 전기적 성능 극대화 및 스마트 스킨(100)의 구조적 역할을 위하여 형성된다. 지지부(120)는 그 일부가 안테나(10)가 안착되도록 상기 안테나(10)에 대응하는 형상으로 상기 항공기 동체의 내부를 향하여 리세스된다. 지지부(120)는 허니콤 코어, 제1 금속 메쉬, 유리섬유 복합재 및 제2 금속 메쉬가 순서대로 적층되어 형성될 수 있다.

제1 층(121)에 배치된 허니컴 코어는 스마트 스킨(100)의 굽힘강성을 증가시키는 구조적 역할을 한다. 그리고, 안테나(10)의 성능에 필요한 공간 확보를 하도록 형성되는데, 공기의 유전률과 유사한 노멕스코어(Nomex core)를 사용하여 전자적 역할을 수행하도록 형성될 수 있다. 또한, 제2 층(122)에 제1 금속 메쉬가 형성될 수 있다. 제1 금속 메쉬는 안테나(10)에서 후방을 향하여 방사되는 무선(RF)신호를 전방으로 반사시키는 역할을 한다. 즉, 제1 금속 메쉬는 안테나(10) 성능을 항상 시키기 위해 배치된다.

그리고, 제3 층(123)에 스마트 스킨(100)에 가해지는 하중을 구조적으로 지지할 수 있도록 탄소섬유강화 복합재가 배치된다. 또한, 제4 층(124)에 제2 금속 메쉬가 형성될 수 있다. 제2 금속 메쉬는 안테나(10)에서 후방을 향하여 방사되는 무선(RF)신호를 전방으로 반사시키는 역할을 한다. 즉, 제2 금속 메쉬는 안테나(10) 성능을 항상 시키기 위해 배치된다. 제1 금속 메쉬와 제2 금속 메쉬는 구리를 포함하도록 형성될 수 있다.

이하, 본 발명의 실시예에 따르는 스마트 스킨 제조 방법을 살펴보기로 한다.

제1 단계는, 레이돔부(110)와 지지부(120)를 각각 형성하는 단계로서, 각각 동시 경화법에 의해 제조될 수 있다. 동시 경화법이란 두 가지 이상의 재료가 접합될 때, 접합공정과 경화공정이 동시에 수행되는 공정을 말한다.

이 중 레이돔부(110)는 일정 배향 각도로 배열되는 복수의 섬유들을 구비하는 유리섬유 복합재에 금속 메쉬를 적층한 후, 오토클레이브 내부에서 열과 압력을 가하는 진공백(Vacuum bag) 성형법에 의해 형성될 수 있다. 이 때, 굽힘 강성에 대한 내성을 높이도록 금속 메쉬 상에 유리섬유 복합재를 기 설정된 적층각도에 따라 적층할 수 있다.

그리고 지지부(120)는, 허니콤 코어, 제1 금속 메쉬, 유리섬유 복합재 및 제2 금속 메쉬를 순서대로 적층한 후, 오토클레이브 내부에서 열과 압력을 가하는 진공백 성형법에 의해 형성될 수 있다.

제2 단계는, 커넥터가 형성되는 안테나(10)의 일면에 점착층을 형성하고, 지지부(120)에 안테나(10)를 결합시키는 단계이다. 보다 구체적으로, 안테나(10)의 커넥터가 보이는 면에 상온 경화용 접착제를 도포한 후 제작된 지지부(120)의 허니컴 코어 면에 안테나(10)를 삽입하여 스마트 스킨의 2차 구조물을 제작하는 단계이다.

제3 단계는, 레이돔부(110)에 점착층을 형성한 뒤, 안테나(10)를 사이에 두고 지지부(120)와 레이돔부(110)가 대면하도록 접촉시킨 후 경화시키는 단계이다.

보다 구체적으로, 레이돔 층(12)에서 금속 메쉬가 배치된 반대편 면 전체에 상온 경화용 접착제를 도포한 후 2차 구조물의 안테나(10) 면을 상온 경화용 접착제에 도포된 면과 맞대어 덮은 후 상온 경화하여 스마트 스킨을 제작한다.

제작된 스마트 스킨은 항공기 동체의 표면에 결합시킬 때, 인접한 항공기 동체의 표면에 형성된 도전성 부재에 상기 금속 메쉬를 전기적으로 연결하는 단계를 더 포함할 수 있다. 이로 인해, 항공기 동체를 향하는 낙뢰가 상기 동체 표면을 따라 흐를 수 있게 된다.

도 6은 본 발명의 실시예에 관련된 대수주기 안테나(10)의 구조를 도시한 개념도이다.

도 6을 참고하면, 유전체 기판 위에 방사체(12)가 형성된다. 유전체 기판은 일정 유전율을 갖도록 형성되는 데, 에폭시레진 접합제를 함침시킨 여러겹의 종이로 이루어진 FR-3, 에폭시레진을 함침시킨 종이코어를 가진 합성체인 CEM-1이 사용될 수 있다. 또한, 표면에는 직조된 유리섬유가 에폭시레진이 함침되어 있고, 코어는 직조되지 않은 유리섬유에 에폭시레진이 함침되어 있는 CEM-3, 에폭시레진이 함침된 유리섬유가 여러겹 쌓여 있는 FR-4, 다기능 에폭시 레진을 함침시킨 직조 유리섬유를 여러겹 쌓은 FR-5, 폴리이미드 레진을 함침시킨 여러 겹의 직조된 유리섬유로 이루어져 있는 GI, 인쇄회로기판(PCB)의 일부와 같은 재질들을 포함할 수 있다.

유전체 기판의 일면에는 방사체(12)가 형성되고, 타면에 방사체(12)로부터 방사되는 무선신호의 패턴을 조절하도록 반사판(11)이 배치된다.

방사체(12)는 도전성 재질로 형성되는 데, 중앙을 기준으로 서로 대칭적인 형상으로 이루어질 수 있다. 방사체(12)의 형상을 보다 자세히 설명하면, 중앙을 기준으로 외측으로 연장되는 라인(12a)들을 중앙 또는 외측에서 교대로 서로 연결되는 형상으로 이루어진다. 즉, 상기 방사체(12)는 상기 방사체(12)의 중앙 부분에서 상기 라인(12a)들을 서로 연결하는 제1 연결부(12b)와 상기 방사체(12)의 외측에서 상기 라인(12a)들을 서로 연결하는 제2 연결부(12c)를 포함한다. 그리고, 라인(12a)들의 길이는 대수 주기의 비로 상측에서 하측까지 점진적으로 늘어난다. 라인(12a)들과 연결부(12b, 12c)들에 의해 슬롯(12e, 12f)이 한정된다. 슬롯(12e, 12f)의 크기나 위치 등은 안테나(10)의 특성에 영향을 줄 수 있다. 슬롯(12e, 12f)은 대수주기 슬롯(12e)과 대역 저지 슬롯(12f)으로 구분될 수 있다.

방사체(12)의 상측에 상기 방사체(12)를 송수신 회로와 전기적으로 연결하며 급전 연결하는 급전 연결부(13)가 형성된다. 급전 연결부(13)는 급전부와 방사체(12)를 전기적 연결 또는 EM(Electro-Magnetic)급전 방식으로 급전시킨다. 이러한 연결을 위하여 급전 연결부(13)는 급전판, 급전용 클립 또는 급전선 중 적어도 하나를 포함하여 형성될 수 있다. 여기서, 급전판, 급전용 클립 또는 급전선은 어느 하나가 다른 하나에 서로 전기적으로 연결되어, 급전 장치를 통해 급전되는 전류(또는 전압)를 무선 신호를 송수신하는 방사체(12)로 전달한다. 여기서, 급전선은 기판 상에 인쇄되는 마이크로스트립(microstrip)을 포함할 수 있다. 그리고, 급전부는 발룬, 이상기, 분배기, 감쇠기, 증폭기 등이 조합되어 구성될 수 있다.

방사체(12)는 급전되어 복수의 주파수 대역에서 공진하도록 형성된다. 여기서 저주파수 대역 중 어느 하나의 주파수 대역을 제1 주파수 대역이라고 하고, 고주파수 대역 중 어느 하나의 주파수 대역을 제2 주파수 대역이라고 하면, 상기 방사체(12)는 제1 주파수 대역과 제2 주파수 대역에서 각각 동작할 수 있다.

대수주기 안테나(10)는 광대역 특성을 갖지만, 특정 주파수에서는 원하는 안테나의 이득과 방사효율을 갖지 못한다. 따라서, 사용자가 원하는 주파수를 선택하여 사용하기 위해서는 안테나(10)에 추가적인 필터 회로를 장착해야 한다.

하지만, 도 6에서 도시한 바와 같이, 대역 저지부(12d)를 형성하여 제1 주파수 대역과 제2 주파수 대역 사이의 신호들을 차단하면, 인접한 제1 주파수 대역과 제2 주파수 대역에서 안테나(10)의 이득과 방사효율을 상승시킬 수 있다.

대역 저지부(12d)를 형성하면 안테나(10)의 임피던스 부정합을 위한 튜닝이 가능하다. 즉, 임피던스의 실수부인 저항값(resistance)을 조절하거나, 임피던스의 허수부인 리액턴스 값(reactance)을 조절하여, 제1 주파수 대역과 제2 주파수 대역 사이의 대역에서 임피던스를 부정합시킨다. 즉, 제1 주파수 대역과 제2 주파수 대역 사이에서 안테나(10)의 손실을 높이고, 이득을 떨어뜨려 인접한 주파수 대역의 이득을 향상시키고 반사효율을 감소시키는 것이다.

이러한 대역 저지부(12d)는 방사체(12)의 제1 연결부(12b)에서 외측을 향하여 연장되는 도전성 부재로 형성될 수 있다. 이렇게 방사체(12)를 구성하는 라인(12a)들 사이에 도전성 부재가 연장배치됨으로 인하여, 안테나(10)의 커패시턴스가 변경되는데, 변경되는 커패시턴스에 의해 리액턴스가 낮아지게 되므로 제1 주파수 대역과 제2 주파수 대역 사이에서 임피던스가 부정합된다. 즉, 제1 주파수 대역과 제2 주파수 대역 사이에서 안테나(10)의 손실이 높아지므로 대역 저지 효과가 발생한다.

이러한 대역 저지부(12d)는 복수로 형성될 수 있다. 그리고, 대역 저지부(12d)는 방사체(12)의 중앙을 기준으로 상호 대칭적으로 형성될 수 있다.

대역 저지부(12d)의 위치는 어느 주파수 대역에 해당하는 신호에 대하여 주파수 특성을 향상시키느냐에 따라 방사체(12)의 상측 또는 하측에 근접하게 배치될 수 있다.

상측에 배치되는 경우 저주파수 대역인 제1 주파수 대역의 신호에 대하여 주파수 특성을 향상시킬 수 있으며, 하측에 배치되는 경우 고주파수 대역인 제2 주파수 대역의 신호에 대하여 주파수 특성을 향상시킬 수 있다.

대역 저지부(12d)를 구성하는 도전성 부재의 길이나 위치를 변경함으로써, 인덕턴스 값이나 커패시턴스 값을 변경시킬 수 있다. 즉, 도전성 부재를 길게하면 인덕턴스 값이 커지고, 도전성 부재의 위치를 라인(12a)들에 근접시키면 커패시턴스 값이 커질 수 있다.

상기와 같이 설명된 스마트 스킨의 제조방법은 상기 설명된 실시예들의 구성과 방법이 한정되게 적용될 수 있는 것이 아니라, 상기 실시예들은 다양한 변형이 이루어질 수 있도록 각 실시예들의 전부 또는 일부가 선택적으로 조합되어 구성될 수도 있다.

Claims (6)

1. 항공기 동체의 외관을 구성하며, 내부에 안테나를 구비하는 스마트 스킨의 제조방법에 있어서,
   레이돔부와 지지부를 각각 형성하는 단계;
   커넥터가 형성되는 안테나의 일면에 점착층을 형성하고, 상기 지지부에 상기 안테나를 결합시키는 단계; 및
   상기 레이돔부에 점착층을 형성한 뒤, 상기 안테나를 사이에 두고 상기 지지부와 대면하도록 접촉시킨 후 경화시키는 단계를 포함하는 스마트 스킨의 제조방법.
2. 제1항에 있어서,
   상기 레이돔부는,
   일정 배향 각도로 배열되는 복수의 섬유들을 구비하는 유리섬유 복합재에 금속 메쉬를 적층한 후, 오토클레이브 내부에서 열과 압력을 가하는 진공백 성형법에 의해 형성되는 것을 특징으로 하는 스마트 스킨의 제조방법.
3. 제1항에 있어서,
   상기 지지부는,
   허니콤 코어, 제1 금속 메쉬, 유리섬유 복합재 및 제2 금속 메쉬를 순서대로 적층한 후, 오토클레이브 내부에서 열과 압력을 가하는 진공백 성형법에 의해 형성되는 것을 특징으로 하는 스마트 스킨의 제조방법.
4. 제3항에 있어서,
   상기 허니콤 코어는 노멕스(Nomex) 재질로 형성되는 것을 특징으로 하는 스마트 스킨의 제조방법.
5. 제1항에 있어서,
   상기 레이돔부는 레이더 피탐지 면적을 줄일 수 있도록 항공기 동체의 표면과 동일한 곡률을 갖도록 형성되는 것을 특징으로 하는 스마트 스킨의 제조방법.
6. 제2항에 있어서,
   상기 항공기 동체를 향하는 낙뢰가 상기 동체 표면을 따라 흐를 수 있도록, 인접한 항공기 동체의 표면에 형성된 도전성 부재에 상기 금속 메쉬를 전기적으로 연결하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 스마트 스킨의 제조방법.

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