KR101511384B1 - 복합재 제조방법 - Google Patents

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KR101511384B1
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데럴 디. 존스
커티스 에스. 윌든
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더 보잉 컴파니
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Abstract

모듈방식 복합재 제조방법이 개시된다. 본 방법의 예시적 실시예는 복수의 복합재 모듈을 제공하는 단계와 상기 복합재 모듈을 검사하는 단계와 경화 툴을 제공하는 단계 및 경화 툴에 복합재 모듈을 배치하는 단계를 포함한다.
Figure R1020080114356
항공기, 복합재, 모듈, 경화 툴

Description

복합재 제조방법 {COMPOSITE MANUFACTURING METHOD}
본 출원은 일반적으로 항공기 제조에 관한 것이다. 더 상세하게는 본 출원은 부품 및 구조물을 제작하기 위하여 복합재 모듈을 사용하는 제조방법 및 장치에 관한 것이다.
현대의 상업 항공기의 일부 부품, 예컨대 항공기 동체의 외피 등은 개량섬유배치(AFP) 기계를 사용하여 제작될 수 있다. 항공기 제작공정을 위하여 개량섬유배치기계를 사용하는 기본적인 공정은 많은 개량섬유배치기계의 구입, 공작기계설비, 공장 바닥공간 및 인력 등으로 높은 자본투자를 요구한다. 현재의 개량섬유배치의 레이다운(lay-down) 속도(예를 들어 약 15lbs/hr)로는, 상업항공기의 타당한 제조속도를 지원하는데 필요로 하는 양의 재료를 배치하기 위하여 대단히 많은 개량섬유배치기계가 요구될 수 있다.
따라서, 상대적으로 처리속도가 높고 낮은 자본투자 조건을 가지며 구현을 위하여 숙련된 조작자와 프로그래머들을 요구하지 않을 수 있는 제조방법이 요구된다.
본 출원은 일반적으로 복합재 제조방법에 관한 것이다. 본 방법의 예시적 실시예는 복수의 복합재 모듈을 제공하는 단계와 상기 복합재 모듈을 검사하는 단계와 경화 툴을 제공하는 단계 및 경화 툴에 복합재 모듈을 배치하는 단계를 포함한다.
본 방법은 높은 제조속도를 제공하며 낮은 자본투자만을 요구한다. 그리고, 본 제조방법은 구현을 위하여 숙련된 조작자들과 프로그래머들을 요구하지 않을 수 있다.
본 제조방법에 있어서, 경화 툴은 바깥쪽 몰드 라인 툴을 구비한다.
본 제조방법에 있어서, 경화 툴은 안쪽 몰드 라인 툴을 구비한다.
본 발명에 따른 항공기는 첨부된 청구항1의 방법에 의해 제작된 것이다.
본 발명에 따른 복합재 구조물을 제조하는 방법은 툴을 제공하는 단계와, 복수의 모듈을 제공하는 단계와, 모듈들의 각각은 모듈들 중 적어도 다른 하나의 모듈과 인접하고 인접하는 모듈들은 복합재 구조물을 형성하기 위하여 함께 결합가능하도록 툴에 모듈을 배치하는 단계를 포함한다.
본 발명에 따른 복합재 구조물을 제조하는 방법에서 모듈을 배치하는 단계는 실질적으로 동시에 툴에 하나 이상의 모듈을 배치하는 단계를 구비한다.
본 발명에 따른 복합재 구조물을 제조하는 방법에서 모듈을 배치하는 단계는 연속 방식으로 툴에 모듈을 배치하는 단계를 구비하고, 상기 방법은 후속 모듈이 툴에 배치되는 동안 툴에 배치된 모듈들 중 하나에 사후 배치공정을 수행하는 단계를 더 구비한다.
본 발명에 따른 복합재 구조물을 제조하는 방법에서 사후 배치공정을 수행하는 단계는 툴에 배치된 모듈들 중 하나를 검사하는 단계를 포함한다.
본 발명에 따른 복합재 구조물을 제조하는 방법에서 사후 배치공정을 수행하는 단계는 인접하는 모듈들 사이에 형성된 이음(joint)에서 작업하는 단계를 포함한다.
본 발명에 따른 복합재 구조물을 제조하는 방법은 복합재 구조물을 경화하는 단계를 더 구비한다.
본 발명에 따른 복합재 구조물을 제작하는 방법은 레이업을 위한 모듈을 툴에 준비하는 단계와, 이 준비단계에 따라 이미 준비된 모듈을 툴에 배치하는 단계를 구비하고, 상기 준비 단계와 레이업 단계는 실질적으로 동시에 수행가능하다.
본 발명에 따른 복합재 구조물을 제작하는 방법에서 상기 배치하는 단계는 모듈들 중 적어도 2개가 실질적으로 동시에 툴에 배치가능하도록 복수의 모듈을 툴에 배치하는 단계를 구비한다.
본 발명에 따른 복합재 구조물을 제작하는 방법에서 상기 배치하는 단계는 순차 방식으로 복수의 모듈을 경화 툴에 배치하는 단계를 구비하고, 후속의 모듈이 툴에 배치되는 동안 툴에 배치된 모듈들 중 적어도 하나에 대하여 사후 배치 공정을 수행하는 단계를 더 구비하고, 사후 배치 공정은 검사 공정을 구비하고, 사후배치 공정을 수행하는 단계와 후속 모듈을 배치하는 단계는 실질적으로 동시에 수행가능하다.
본 발명에 따른 복합재 구조물을 제작하는 방법에서 상기 사후배치 공정을 수행하는 단계는 인접 배치된 모듈들 사이에 형성된 이음에서 작업하는 단계를 포함한다.
복수의 사전제작된 모듈을 사용하여 복합재 구조물을 제조하는 본 발명의 방법은 레이업을 위하여 모듈들 중 하나를 준비하는 단계와, 모듈들 중 준비된 모듈을 레이업하는 단계와, 레이업된 모듈들 중 하나에 사후 레이업 공정을 실행하는 단계를 구비하고, 상기 준비단계, 레이업 단계 및 실행단계는 실질적으로 동시에 수행가능하다.
복수의 사전제작된 모듈을 사용하여 복합재 구조물을 제조하는 본 발명의 방법은 모듈들 중 적어도 2개가 실질적으로 동시에 또는 순차방식으로 레이업되도록 복수의 모듈을 레이업하는 단계와, 후속의 모듈이 레이업되는 동안 인접하여 레이업된 모듈들 사이의 이음 공정을 수행하거나 또는 레이업된 복수의 모듈들 중 적어도 하나에 대하여 검사공정을 수행하는 단계를 더 구비하고, 상기 후속모듈을 레이업하는 단계와 수행단계는 실질적으로 동시에 수행된다.
본 발명에 따르면 상대적으로 처리속도가 높고 낮은 자본투자 조건을 가지며 구현을 위하여 숙련된 조작자와 프로그래머들을 요구하지 않을 수 있는 제조방법을 제공할 수 있다.
먼저 도1 내지 도3을 참조하면, 모듈방식 복합재를 제조하는 방법의 예시적 실시예의 구현에 적절한 제조 시스템이 참조번호 1로 표기되어 있다. 제조 시스템(1)이 도1에는 평면도로 도시되어 있고 도2에는 사시도로 도시되어 있다. 모듈방식 복합재 제조방법은 복합제 항공기 동체나 다른 부품들의 제작의 일부로서 직렬이 아닌 병렬 공정으로 복합재료의 레이다운을 가능하게 하기 위하여 간단하며 알맞은 크기의 장비를 사용할 수 있다. 항공기 동체 외피 모듈이나 다른 부품들의 자동화된 적층(lamination)에 대하여 병렬공정 접근방식을 사용하면 단일 부품을 제작하는데 요구되는 공정 시간을 극적으로 줄일 수 있다. 이렇게 함으로써 복합재 항공기 동체 외피 모듈이나 다른 부품들을 제작하는데 요구되는 자본투자, 공장바닥공간 및 지원인력을 줄일 수 있다. 그리고, 이 방법은 예를 들어 항공기 동체 외피 등의 편평한 레이업(layup) 복합재 부품들이나 항공기 날개 외피나 스테빌라이저(stabilizer) 등의 윤곽진 레이업 복합재 부품들을 제작하는데 사용될 수 있는데 이에 한정되는 것은 아니다. 이 방법은 패널, 쿼터 섹션(quarter sections), 절반의 동체 섹션, 절반 이상의 동체 섹션 또는 전체 동체부 섹션을 제작하는데 사용될 수 있다.
도1과 도2에 도시된 바와 같이, 제조시스템(1)은 이에 한정되는 것은 아니지만 예컨대 항공기 동체 외피 등의 편평한 레이업 복합재 부품들의 제작을 용이하게 하기 위하여 하나 또는 다수의 편평한 테이프(tape) 레이업 기계(FTLM; 2)를 포함할 수 있다. 추가하여 또는 대신에, 제조시스템(1)은 이에 한정되는 것은 아니지만 예컨대 항공기 날개 외피, 기수 외피 및/또는 후미 외피 등의 윤곽진 레이업 복합재 부품들의 제작을 용이하게 하기 위하여 하나 또는 다수의 윤곽(contour) 타입의 레이업 기계(CTML; 미도시)를 포함할 수 있다. 편평한 테이프 레이업 기계 및 윤곽 타입의 레이업 기계는 당업자에게 알려진 디자인을 가질 수 있다. 편평한 테이프 레이업 기계를 위한 작동 방법과 예시적 구조물이 이하에서 설명되지만, 같은 작동방법이 편평한 테이프 레이업 기계(2)에 추가하여 또는 그 대신으로 하나 이상의 윤곽 타입의 레이업 기계에 대하여 사용될 수 있다는 점이 인식되고 이해될 것이다.
각 편평한 테이프 레이업 기계(2)는 한 쌍의 대체로 기다랗고 평행하며 공간적으로 이격된 프레임 트랙 레일(3)을 포함할 수 있다. 캐리지(carriage) 프레임(4)은 프레임 트랙 레일(3)을 양방향으로 가로지르도록 걸쳐있을 수 있다. 캐리지 프레임(4)은 한 쌍의 대체로 기다랗고 평행하며 공간적으로 이격된 캐리지 프레임 부재(5)를 포함할 수 있다. 캐리지 프레임 부재(5)는 프레임 트랙 레일(3)에 대하여 대체로 수직하게 방위설정될 수 있다.
절단 캐리지(6)는 캐리지 프레임(4)의 캐리지 프레임 부재(5)를 양방향으로 가로지르도록 구성될 수 있다. 캐리지 모터(미도시)는 절단 캐리지(6)와 결합하여 캐리지 프레임(4) 상에서의 절단 캐리지(6)의 이동을 용이하게 할 수 있다. 절단장 치(7)가 절단 캐리지(6)에 제공될 수 있다. 일부 실시예에서, 절단장치(7)는 초음파 나이프일 수 있는데, 목적에 적합하고 당업자에게 알려진 다른 절단 구현물들이 사용될 수 있다.
이송 플랫폼 회전 트랙(10)은 원형 또는 고리형일 수 있는데, 프레임 트랙 레일(3)들 사이에 그리고 캐리지 프레임(4) 밑에 제공될 수 있다. 이송 플랫폼(14)은 이송 플랫폼 회전 트랙(10) 상에 제거가능하게 제공될 수 있다. 이송 플랫폼(14)은 대체로 사각형 형상을 가질 수 있다. 이송 플랫폼(14)의 모서리 부분(14a)은 한정하는 것은 아니며 예컨대 스루(through) 롤러(미도시) 등의 당업자의 지식에 따라서 미끄럼 가능하게 또는 회전가능하게 이송 플랫폼 회전 트랙(10)과 맞물릴 수 있다. 이하에서 설명되는 것과 같이, 캐리어 시트(16)는 이송 플랫폼(14) 상에 위치될 수 있다. 복합재 모듈(18)은 캐리어 시트(16) 상에 위치될 수 있다. 이송 플랫폼(14)은 이송 플랫폼 회전 트랙(10) 상에서 회전될 수 있는데, 캐리지 프레임(4)은 프레임 트랙 레일(3)을 따라서 이동될 수 있고 절단 캐리지(6)는 캐리지 프레임(4)의 캐리지 프레임 부재(5)를 따라서 이동될 수 있어서 절단장치(7)의 작동에 의해 선택된 축 또는 축들을 따라서 복합재 모듈(18)의 절단을 용이하게 한다.
도1 내지 도3에 도시된 바와 같이, 제조시스템(1)은 반자동 더블러 로케이터(SADL) 기계(22)를 더 포함할 수 있다. 반자동 더블러 로케이터 기계(22)는 다수의 받침대 바퀴(24)에 의해 휴대가능하게 할 수 있는 받침대(23)를 포함할 수 있다. 모듈을 형성하는 플랫폼(25)은 받침대(23) 위에 제공될 수 있다. 모듈 형성 플 랫폼(25)은 이하에서 설명하는 목적을 위하여 복합재 모듈(18)이 그 위에 놓이는 캐리어 시트(16)를 수용하여 지지하도록 구성될 수 있다.
도1 내지 도13에 더 도시된 바와 같이, 제조시스템(1)은 집어서 놓는 기계(pick and place machine; 30)를 더 포함할 수 있다. 도1과 도2에 도시된 것처럼, 집어서 놓는 기계(30)는 반자동 더블러 로케이터 기계(22)에 대체로 인접하여 위치될 수 있다. 도1에 더 도시된 것처럼, 일부 실시예에서는 반자동 더블러 로케이터 기계(22)가 집어서 놓는 기계(30)의 각 끝들에 또는 그 각 끝들에 대체로 인접하여 제공될 수 있다. 집어서 놓는 기계(30)는 한 쌍의 대체로 기다랗고 평행하며 공간적으로 이격된 레일(32)을 갖는 갠트리(gantry; 31)를 포함할 수 있다. 갠트리(31)의 레일(32)은 도3에 도시된 바와 같이, 다수의 공간적으로 이격된 레일 지지부(33)에 의해 각기 지지될 수 있다. 적어도 하나의 배치 헤드 캐리지(36)가 갠트리(31)의 레일(32)에 걸쳐서 미끄럼가능하게 맞물릴 수 있다. 각 배치 헤드 캐리지(36)는 도1의 양쪽방향 화살표(8)로 나타낸 바와 같이 레일(32) 위에서 양방향 이동하도록 구성될 수 있다. 캐리지 모터(미도시)는 각 배치 헤드 캐리지(36)와 맞물릴 수 있어서 레일(32) 상에서 배치 헤드 캐리지(36)의 이동을 용이하게 한다.
도2와 도3에 도시된 바와 같이, 모듈 배치 헤드(40)는 각 배치 헤드 캐리지(36)로부터 매달려 있을 수 있다. 모듈 배치 헤드(40)는 헤드 축(41)과 그리고 대체로 구부러진 또는 활처럼 휜 모듈 결합부재(42)를 포함할 수 있다. 모듈 배치 헤드(40)의 헤드축(41)은 당업자에게 알려진 적절한 기술을 사용하여 배치헤드 캐리지(36)에 부착될 수 있다. 일부 실시예에서는, 적어도 하나의 헤드 장착 플랜 지(37)가 배치 헤드 캐리지(36)로부터 뻗어있다. 적어도 하나의 모듈 부착 브래킷(44)이 헤드축(41)으로부터 뻗어있다. 모듈부착 브래킷(44)은 헤드 체결부재(38)를 매개로 적어도 하나의 헤드장착 플랜지(37)에 연결될 수 있다.
도2와 도3에 더 도시된 바와 같이, 모듈 배치 헤드(40)의 모듈 결합 부재(42)는 대체로 볼록한 모듈 형성 표면(43)을 포함할 수 있다. 검사 스캐너 시스템(46)의 스캐너(49)가 모듈 결합부재(42)의 모듈 형성 표면(43)을 가로지르도록 구성될 수 있다. 스캐너(49)는 그 목적을 위하여 당업자에게 알려진 지식에 따라서 모듈 결합 부재(42)에 부착될 수 있다. 일부 실시예에서는, 대체로 기다랗고 구부러진 스캐너 슬롯(47)이 모듈 형성 표면(43)에 대체로 인접하여 그리고 그 표면을 따라서 모듈 결합 부재(42)에 제공될 수 있다. 스캐너 브래킷(48)은 스캐너 슬롯(47)을 가로지르도록 하기 위하여 스캐너 슬롯(47)과 맞물릴 수 있다. 스캐너(49)는 스캐너 브래킷(48)에 제공될 수 있다. 스캐너 모터(미도시)는 스캐너 브래킷(48)과 결합하여 모듈 결합 부재(42)의 모듈 형성 표면(43)을 따라서 그리고 그 표면에 인접하여 스캐너(49)와 그리고 스캐너 슬롯(47)에서의 스캐너 브래킷(48)의 선택적인 이동을 용이하게 할 수 있다. 검사 분석 및 제어 시스템(미도시)이 스캐너 모터(미도시)와 그리고 스캐너(49)에 연결되어 스캐너(49)의 스캐닝 움직임을 용이하게 하고 스캐너(49)로부터 받은 영상들을 검색하고 분석할 수 있다.
제조시스템(1)은 경화 툴, 굴대 또는 몰드(54)를 더 포함할 수 있다. 경화 툴(54)은 제한하는 것은 아니며 예를 들어 바깥쪽 몰드 라인(OML) 또는 안쪽 몰드 라인(IML) 경화 툴일 수 있다. 도1, 도2 및 도3에 도시된 바와 같이, 경화 툴(54)은 반자동 더블러 로케이터 기계(22)에 대체로 인접하여 그리고 집어서 배치하는 기계(30)의 레일(32)들 사이에 위치될 수 있다. 도3에 도시된 바와 같이, 일부 실시예에서는 경화툴(54)은 툴 베이스(55)와 이 툴 베이스(55)로부터 뻗어있는 대체로 평행하고 공간적으로 이격된 툴 측부(56)들을 포함할 수 있다. 대체로 굴곡진 또는 반원형의 모듈 배치 표면(57)은 툴 베이스(55)와 툴 측부(56)들에 제공될 수 있고 경화 툴(54)의 길이를 따라서 뻗어있을 수 있다. 그러나 (예컨대 안쪽 몰드라인 경화툴의 경우에서와 같이) 경화툴(54)은 이 경화툴(54)의 모듈 배치 표면(57)에 대하여 도시된 바와 같이 반드시 원통형 또는 반원통형 단면을 가질 필요는 없다는 점이 인식되거나 이해될 것이다. 제한하는 것은 아니지만 예를 들어 쿼터(quarter) 패널 상에서 제조방법을 사용하고자 하는 상황에서는, 바깥쪽 몰드라인과 안쪽 몰드라인 구성을 갖는 경화툴(54)이 사용될 것이다. 그리고 경화툴(54)은 제작될 부품에 따라서 날개 또는 스테빌라이저 몰드, 툴, 경화툴 또는 임의의 구성으로서 구성될 수 있다.
모듈방식 복합재 제조방법의 전형적인 구현에 있어서, 본 방법은 다수의 복합재 모듈(18)을 사용하여 항공기 동체 외피(60, 도1)를 제작하는데 사용될 수 있다. 제작될 부품과 응용에 따라서, 각 모듈(18)은 단방향 탄소섬유 프리프레그, 탄소섬유 프리프레그 직물, 유리섬유, 케블라{KEVLAR®[poly(p-phenyleneterephtalamide)]} 또는 다른 재료들의 임의 조합을 포함할 수 있다. 각 모듈(18)은 적어도 하나의 플라이(ply)를 가질 수 있다. 캐리어 시트(16)는 그 위에 복합재 모듈(18)이 놓일 수 있는데, 초기에 이송플랫폼(14) 상에 위치될 수 있다. 이송 플랫폼(14)은 편평한 테이프 레이업 기계(2)의 고리형상 이송 플랫폼 회전 트랙(10) 상에 위치될 수 있다. 절단 캐리지(6)의 절단장치(7)가 복합재 모듈(18)을 원하는 크기와 형상으로 다듬고 절단하기 위하여 작동될 수 있다. 다듬기 작업, 절단작업 또는 조정작업 동안, 복합재 모듈(18)은 캐리지 프레임(4)의 캐리지 프레임 부재(5)를 따르는 절단 캐리지(6)의 이동, 프레임 트랙 레일(3)을 따른 캐리지 프레임(4)의 이동, 및/또는 이송 플랫폼 회전 트랙(10) 상의 이송 플랫폼(14)의 회전에 의해 절단장치(7)에 대하여 선택된 방위로 배치될 수 있다. 각 편평한 테이프 레이업 기계(2)는 순 트리밍(net trim) 기술을 사용하여 항공기 동체 외피(60)를 형성하기 위한 복합재 모듈(18)의 고속 조정을 용이하게 할 수 있다.
복합재 모듈(18)의 다듬기 작업 또는 절단작업 후, 이송 플랫폼(14)은 그 위에 캐리어 시트(16) 및 다듬기 작업되거나 절단된 복합재 모듈(18)이 놓이는데, 이송 플랫폼 회전 트랙(10)으로부터 제거될 수 있다. 이송 플랫폼(14)은 편평한 테이프 레이업 기계(2)로부터 반자동 더블러 로케이터 기계(22) 중 하나로 이송될 수 있다. 이송 플랫폼 회전 트랙(10)으로부터 이송 플랫폼(14)을 제거하는 것 및/또는 이송 플랫폼(14)의 수송이 자동화되거나 수동으로 이루어질 수 있다. 반자동 더블러 로케이터 기계(22)에서는, 캐리어 시트(16)가 이송 플랫폼(14)으로부터 제거되고 반자동 더블러 로케이터 기계(22)의 모듈 형성 플랫폼(25)에 위치될 수 있다. 캐리어 시트(16)는 모듈 형성 플랫폼(25) 상의 캐리어 시트(16)의 배치 및 적절한 위치결정을 용이하게 하기 위하여 반자동 더블러 로케이터 기계(22)에 인덱싱될 수 있는 다수의 툴링/인덱스 개구들(미도시)을 구비할 수 있다.
배치 헤드 캐리지(36)는 복합재 모듈(18)의 바로 위로 모듈 배치 헤드(40)의 모듈 결합 부재(42)를 위치시키기 위하여 집어서 놓는 기계(30)의 갠트리(31) 상에서 레일(32)을 따라서 미끄러지게 작동될 수 있다. 이어서 반자동 더블러 로케이터 기계(22)의 모듈 형성 플랫폼(25)은 모듈 결합부재(42)의 모듈 형성 표면(43)에 대하여 들어올려져서 모듈 압착 공정을 통해 도3의 점선으로 표시한 바와 같이 편평한 복합재 모듈(18)을 모듈 형성 표면(43)의 대체로 볼록한 윤곽에 형성하거나 또는 그 볼록한 윤곽에 따르게 할 수 있다. 모듈(18)을 모듈 결합부재(42)의 모듈형성 표면(43)에 형성하고 윤곽을 이루게 하는 것은 자동화될 수 있다. 추가 복합재 모듈(18)이 편평한 테이프 레이업 기계(2)로부터 반자동 더블러 로케이터 기계(22)의 모듈 형성 플랫폼(25)으로 이송될 수 있고 원하는 두께의 항공기 동체 외피(60)(도1)를 얻는데 필요한, 적층 또는 다층플라이 방식으로 모듈결합 부재(42)의 모듈형성 표면(43)에 형성될 수 있다. 따라서, 연속하는 복합재 모듈(18)은 다수의 플라이를 갖는 적층 모듈(18)을 형성하기 위하여 서로에 대하여 위치될 수 있다. 응용에 따라서, 모듈 배치 헤드(40)는 복합재 모듈(18)의 편물(knitted) 플라이와 협력하여 연속적인 섬유 플라이나 연속적인 직물 플라이를 배치시킬 수 있다. 일부 응용에 있어서는, 인접한 모듈(18)이 당업자의 지식에 따라서 서로 결합될 수 있다. 복합재 모듈(18)이 모듈 배치 헤드(40) 상의 모듈 결합부재(42)의 모듈형성 표면(43) 위에 항상 형성될 필요는 없다는 점이 인식되고 이해될 것이다. 안쪽 몰 딩라인 경화 툴(54)의 경우에, 모듈(18)은 반자동 더블러 로케이터 기계(22)를 사용하여 경화 툴(54)이나 또는 다른 외피 플라이들에 직접 형성될 수 있다.
원하는 개수의 복합재 모듈(18)이 집어서 놓는 기계(30)의 모듈 배치 헤드(40)에 단계적으로 생기면, 검사 스캐너 시스템(46)의 스캐너(49)는 복합재 모듈(18)을 검사하기 위하여 모듈 결합부재(43)의 모듈 형성 표면(43)을 가로지르도록 작동될 수 있다. 결함이 있는 복합재 모듈(18)은 모듈 배치 헤드(40)에서 제거되고 결함이 없는 복합재 모듈(18)로 대체될 수 있다. 모듈 배치 헤드(40) 상의 모듈(18)의 검사는 자동화된 공정일 수 있다.
이어서 집어서 놓는 기계(30)의 배치 헤드 캐리지(36)가 집어서 놓는 기계(30)의 갠트리(31) 상에서 레일(32)을 가로지르도록 작동될 수 있고 경화 툴(54)의 모듈 배치 표면(57)(도3)의 원하는 위치에서 적층 및 얇은 판으로 되고 압착 및 검사된 복합재 모듈(18)의 정확한 배치를 용이하게 할 수 있다. 적층 및 얇은 판으로 되고 압착된 추가 복합재 모듈(18)이 비슷한 방식으로 형성되어 항공기 동체 외피(60)를 형성하기 위하여 모듈 배치 표면(57)의 원하는 위치에 배치될 수 있다. 인접하는 모듈(18)들의 모듈 에지는 경사질 수 있고 항공기 동체 외피(60)가 완전히 레이업(layup)될 때까지 스카프(scarf; 미도시) 또는 경사 이음(ramped splice joint; 미도시)으로 중첩될 수 있다.
도4의 흐름도(300)를 참조하면, 모듈방식 복합재를 제조하는 방법의 예시적 실시예가 요약된다. 이 방법은 한정하는 것은 아니며 예를 들어 원하는 두께를 갖는 항공기 동체 외피를 제작하는데 사용될 수 있다. 단계(302)에서 복합재 모듈이 레이업될 수 있다. 모듈은 한정하는 것은 아니며 예를 들어 항공기 동체 외피 등의 구조물을 제작하는데 사용될 수 있는 항공기 동체 외피 모듈일 수 있고, 한정하는 것은 아니며 예를 들어 편평한 테이프 레이업 기계(FTLM)를 사용하여 레이업 될 수 있다. 추가로 또는 선택적으로, 모듈은 한정하는 것은 아니며 예를 들어 항공기 날개 외피, 기수 외피 또는 후미 외피 등의 구조물을 제작하는데 사용될 수 있는데, 이 경우에 모듈은 윤곽 테이프 레이업 기계(CTLM)를 사용하여 레이업될 수 있다. 단계(304)에서, 모듈은 반자동 더불러 로케이터 기계(SADL)로 이송될 수 있다. 단계(306)에서, 모듈은 항공기 동체 외피 또는 다른 구조물의 윤곽에 형성될 수 있다. 단계(308)에서는, 단계(302), 단계(304) 및 단계(306)에서 실행된 공정들이 원하는 두께의 항공기 동체 외피 또는 다른 구조물을 형성하기 위하여 반복될 수 있다. 단계(310)에서, 모듈이 검사될 수 있다. 단계(312)에서 적층 또는 박형 모듈이 경화툴에 적층될 수 있다. 경화 툴은 한정하는 것은 아니며 예를 들어 바깥쪽 몰드 라인(OML) 또는 안쪽 몰드 라인(IML) 경화 툴일 수 있다. 단계(314)에서는 단계(302), 단계(304), 단계(306), 단계(308), 단계(310) 및 단계(312)에서 실행된 공정들이 항공기 동체 외피나 다른 구조물을 완전히 레이업하는데 필요한 만큼 반복될 수 있다.
도5와 도6을 참조하면, 본 출원의 특징은 도5에 도시된 바와 같은 항공기 제조 및 서비스 방법(78), 도6에 도시된 바와 같은 항공기(94), 및 본 발명의 범위 밖에 있는 양쪽 모두에서 사용될 수 있다. 제조준비 작업 동안, 예시적 방법(78)은 항공기(94)의 규격명세 및 디자인(80)과 재료 획득(82)을 포함할 수 있다. 제조하는 동안, 항공기(94)의 시스템 통합(86)과 부품 및 서브어셈블리 제조(84)가 일어난다. 그 후, 항공기(94)는 운용(90)에 놓이기 위하여 증명 및 인도(88)를 거칠 수 있다. 고객이 운용하는 동안, 항공기(94)는 (변경, 외형변화, 개조 등을 포함할 수도 있는) 일상적인 보수관리 및 서비스(92) 일정이 잡힐 수 있다.
방법(78)의 단계들 각각은 시스템 통합자, 제3자 및/또는 조작자(예컨대 고객)에 의해 수행되거나 실행될 수 있다. 이를 설명하기 위하여, 시스템 통합자는 한정하는 것은 아니지만 항공기 제조자 및 주 시스템 하도급업자들을 포함할 수 있고, 제3자로는 한정하는 것은 아니지만 판매자, 하도급업자, 공급자들을 포함할 수 있고, 조작자로는 항공사, 리스 회사, 군대, 서비스 기구 등일 수 있다.
도6에 도시된 바와 같이, 예시적 방법(78)에 의해 생산된 항공기(94)는 복수의 시스템(96)과 내부(100)를 구비한 기체(98)를 포함할 수 있다. 높은 수준의 시스템(96)의 예로는 하나 이상의 추진시스템(102), 전기시스템(104), 유압시스템(106) 및 환경시스템(108)을 포함한다. 다른 시스템들이 포함될 수 있다. 항공 예가 도시되었지만, 본 발명의 원리는 자동차 산업 등의 다른 산업분야에 응용될 수 있다.
본 명세서에 구체화된 장치는 제조 및 서비스 방법(78)의 임의의 하나 이상의 단계들 동안에 구현될 수 있다. 예를 들어 제조 공정(84)에 대응하는 부품들 또는 서브어셈블리들은 항공기(94)가 운용중인 동안 생산된 부품 또는 서브 어셈블리들과 비슷한 방식으로 제작되거나 제조될 수 있다. 또한, 하나 이상의 장치 구현예가 예를 들어 항공기(94)의 원가를 감소시키거나 항공기(94)의 어셈블리를 실질적 으로 신속처리함으로써 제조 단계들(84와 86) 동안 사용될 수 있다. 유사하게, 하나 이상의 장치 실시예들이 항공기(94)가 운용중인 경우 한정하는 것은 아니며 예를 들어 보수관리 및 서비스(92) 단계에 사용될 수 있다.
전술한 바와 같이, 모듈방식 복합재 제조방법은 복합재 항공기 동체 또는 다른 부품들의 제작의 일부로서 직렬공정이 아닌 병렬공정으로 복합재료들의 레이업을 가능하게 하기 위하여 적절한 크기의 장비를 사용할 수 있다. 이런 점에서, 도7과 도8을 참조한다. 몇 개의 실시예에 따르면, 복합재 구조물을 제조하는 방법(700)은 도9에 도시된 바와 같이 모듈(18)의 각각이 이 모듈(18) 중 적어도 다른 하나에 인접하도록 그리고 인접 모듈(18)이 복합재 구조를 형성하기 위하여 예컨대 이음(704)에서 서로 결합할 수 있도록 복수의 모듈(18)을 툴(54)에 배치하는 단계(702)를 포함한다.
실시예들 중 일부에서는, 하나 이상의 모듈(18)이 실질적으로 동시에 툴(54)에 위치될 수 있고, 이런 실시예들에서는 복수의 이송 플랫폼(14)이 제공될 수 있다. 그리고, 복합재 구조를 형성함에 있어서 모듈(18)들은 실질적으로 순차적 방식으로 툴(54)에 위치될 수 있는데, (도8에 n-1으로 표기된 것처럼) 후속 모듈(18)이 툴(564)에 배치되는 동안 (도8의 표기 n-2에 의해 표시된 바와 같이) 툴(18)에 이미 위치된 모듈(18)들 중 하나에서 사후배치 공정(706)이 수행된다. 많은 실시예들에서, (도8의 n으로 표기된 것처럼) 후속 모듈(18)이 배치를 위하여 준비되는 동안 배치단계(702)와 사후 배치공정 단계(706)가 수행될 수 있다.
사후 배치 공정(706)을 수행하는 것과 관련하여, 이는 (도8에 n-2로 표기된 것처럼) 툴(18)에 이미 배치된 모듈(18)들 중 하나를 검사하는 단계(710)를 포함할 수 있다. 사후 배치 공정(706)의 수행은 인접 모듈(18)들 사이에 형성된 이음(704)에서의 작업을 포함할 수도 있다. 도7과 도8에 도시된 것과 같은 실시예들 중 일부에서는 제작방법(700)이 예를 들어 실질적으로 동시에 다른 배치된 모듈(18)들에 검사 단계(710)와 사후 배치 공정 단계(706)를 수행하는 것을 포함할 수 있다.
많은 실시예들에서, 툴(54)에 모듈(18)을 배치하는 단계(702)는 이송 플랫폼(14)에 모듈(18)을 로딩하는 단계(712)와, 로딩된 모듈을 적절한 위치로 인덱싱하는 단계(714) 및/또는 모듈을 툴(54)에 레이업하는 단계(716)를 포함할 수 있다. 모듈(18)들 모두가 툴(54)에 배치되고 후속의 사후 배치 공정(706)이 실행된 후, 구조물이 경화될 수 있다.
본 출원의 실시예들이 예시적인 실시예들에 대하여 설명되었지만, 특정 실시예들은 설명을 위한 것이며 제한하고자 하는 것은 아니라는 점과 당업자라면 다른 변형예가 가능하다는 점을 이해하여야 한다.
도1은 모듈방식 복합재 동체 외피 제조방법의 예시적 실시예를 구현하는데 적절한 제조 시스템의 개략 평면도이다.
도2는 모듈방식 복합재 동체 외피 제조방법의 예시적 실시예를 구현하는데 적절한 제조 시스템의 사시도이다.
도3은 반자동 더블러 로케이터 기계와 집어서 놓는 기계 및 경화 툴의 단면도이다.
도4는 모듈방식 복합재 동체 외피 제조방법의 예시적 실시예를 요약한 흐름도이다.
도5는 항공기 제조 및 서비스 방법의 흐름도이다.
도6은 항공기의 블록도이다.
도7은 복합재 구조물을 제조하기 위한 실시예를 나타내는 흐름도이다.
도8은 복합재 구조물을 제작하기 위한 추가 실시예를 나타낸다.
도9는 인접 배치된 복합재 모듈의 단면도이다.
<도면의 주요부분에 대한 부호의 설명>
1: 제조시스템 2: 편평한 테이프 레이업 기계(FTLM)
3: 프레임 트랙 레일 4: 캐리지 프레임
6: 절단 캐리지 7: 절단장치
10: 이송 플랫폼 회전 트랙 14: 이송 플랫폼
22: 반자동 더블러 로케이터 기계
30: 집어서 놓는 기계 36: 배치 헤드 캐리지
38: 헤드 체결부재 44: 모듈부착 브래킷
54: 경화 툴 57: 모듈 배치 표면

Claims (10)

  1. 복수의 테이프 레이업 복합재 모듈(18)을 제공하는 단계;
    각 모듈(18)이 적어도 다른 하나의 모듈(18)에 인접하도록 된 복수의 모듈(18)을 수용하도록 구성된 모듈 배치 표면(57)을 갖는 경화 툴(54)을 제공하는 단계;
    상기 복합재 모듈(18)의 결함을 검사 시스템(46)으로 검사하는 단계;
    상기 복합재 모듈(18)을 상기 경화 툴(54)의 상기 모듈 배치 표면(57)에 배치하는 단계;
    상기 복수의 복합재 모듈(18) 중 인접하는 모듈들을 서로 결합하는 단계;
    상기 모듈(18)을 상기 경화 툴(54)에 경화하는 단계를 구비하는 모듈방식 복합재 제조방법에 있어서,
    선택된 윤곽이 상기 복합재 모듈(18)의 각각에 부여되도록 모듈 결합부재(42)의 모듈 형성 표면(43)에 대해 각 복합재 모듈(18)을 압축하고, 그리고 나서 각 복합재 모듈(18)이 상기 경화 툴(54)의 상기 모듈 배치 표면(57)에 배치되기 전에 상기 검사 단계를 수행하는 단계를 더 구비하되,
    상기 검사 시스템(46)이 모듈 결합부재(42)에 부착되어 모듈 형성 표면(43)을 가로지르도록 채용된 스캐너(49)를 가진 검사 스캐너 시스템인 것을 특징으로 하는 모듈방식 복합재 제조방법.
  2. 제1항에 있어서, 상기 복합재 모듈의 각각에 선택된 윤곽을 부여하는 단계 전에 상기 복합재 모듈(18)을 절단하는 단계를 더 구비하는 것을 특징으로 하는 모듈방식 복합재 제조방법.
  3. 제1항에 있어서, 상기 복수의 복합재 모듈(18)의 각각은 적어도 하나의 플라이를 구비하는 것을 특징으로 하는 모듈방식 복합재 제조방법.
  4. 제1항에 있어서, 복수의 플라이를 형성하기 위하여 상기 복수의 복합재 모듈(18) 중 연속하는 모듈들을 서로에 대하여 배치하는 단계를 더 구비하는 것을 특징으로 하는 모듈방식 복합재 제조방법.
  5. 제1항에 있어서, 상기 복합재 모듈(18)은 상기 경화 툴(54)에 서로에 대하여 중첩되는 관계로 배열되는 경사진 모듈 에지들을 구비하는 것을 특징으로 하는 모듈방식 복합재 제조방법.
  6. 제1항에 있어서, 상기 복합재 모듈(18)의 각각은 단방향 탄소섬유 프리프레그, 탄소섬유 직물, 유리섬유, 유리섬유 직물, 폴리(p-phenyleneterephtalamide) 또는 폴리(p-phenyleneterephtalamide) 직물의 임의 조합을 포함하는 것을 특징으로 하는 모듈방식 복합재 제조방법.
  7. 제1항에 있어서, 상기 경화 툴(54)은 툴 베이스부(55)와, 상기 툴 베이스부(55)로부터 뻗어있는 공간적으로 이격된 툴 측부(56)들을 구비하고,
    상기 모듈 배치 표면(57)은 상기 툴 측부(56)들 및 상기 툴 베이스(55)에 제공되고, 일반적으로 오목한 것을 특징으로 하는 모듈방식 복합재 제조방법.
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