KR101573750B1 - How to make the aircraft's fuselage stringer are integrated - Google Patents

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Abstract

본 발명은 스트링거가 일체화된 항공기 동체 제작방법에 관한 것으로, 일정높이에서 회전가능한 관형상의 몰드본체의 외주면에 복합재를 적층하여 항공기 동체부재를 형성하는 단계; 스트링거몰드에 복합재를 적층하여 스트링거를 형성하는 단계; 상기 스트링거몰드 상에 형성된 스트링거 상부에 상기 동체부재를 상기 몰드본체로부터 이형하여 상기 동체부재와 스트링거를 밀착하는 단계; 상기 스트링거 상부에 동체부재가 밀착된 상기 스트링거몰드를 오토클레이브 내로 이동시켜 고온, 고압 하에 상기 동체부재와 스트링거를 경화하여 일체화하는 단계;가 포함된 것을 특징으로 하여 항공기 동체와 스트링거를 복합재로 적층된 후 바로 접착하고 경화하여 간결한 공정으로 일체화할 수 있는 스트링거가 일체화된 항공기 동체 제작방법을 제공하는 것을 기술적 요지로 한다.The present invention relates to a method of manufacturing an aircraft airframe in which a stringer is integrated, comprising the steps of forming an aircraft fuselage member by laminating a composite material on the outer circumferential surface of a tubular mold body rotatable at a predetermined height; Laminating a composite material on a stringer mold to form a stringer; Releasing the body member from the mold body on the stringer formed on the stringer mold, and bringing the body member and the stringer into close contact with each other; And moving the stringer mold having the body member in close contact with the upper portion of the stringer into the autoclave to harden the body member and the stringer under a high temperature and a high pressure to integrate the body and the stringer, And a stringer capable of being directly bonded, cured, and integrated in a simple process, is integrally formed.

Description

스트링거가 일체화된 항공기 동체 제작방법{How to make the aircraft's fuselage stringer are integrated}BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention [0002] The present invention relates to a method of manufacturing an aircraft fuselage,

본 발명은 스트링거가 일체화된 항공기 동체 제작방법에 관한 것으로, 항공기의 외형인 동체에 보강재인 스트링거를 연질하에서 접합하여 경화할 수 있는 스트링거가 일체화된 항공기 동체 제작방법에 관한 기술이다.BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a method of manufacturing an aircraft airframe integrated with a stringer, and relates to a method of manufacturing an aircraft airframe integrated with a stringer capable of curing and hardening a stringer as a reinforcement material under a soft condition.

항공기의 동체는 비행을 하기 위한 특성상 강도가 좋아야 하며, 또한 경량의 조건을 요구하고 있어 항공기 동체는 복합재의 재질로 형성되게 된다.The fuselage of the aircraft should be of high strength due to the characteristics of flying, and also requires lightweight condition, so that the fuselage of the aircraft is formed of the composite material.

그리고, 스트링거(stringers)는 강도나 견고함을 증가시키고 교정된 외부 형태를 유지하기 위해 항공기의 동체(표면)의 바깥쪽에 붙어있는 가벼운 보조멤버이다.Stringers are light auxiliary members attached to the outside of the fuselage (surface) of the aircraft to increase strength and rigidity and maintain a calibrated external shape.

일례로, 대한민국 등록특허 10-0575142 '스트링거 제작을 위한 형상유지공구의 제작방법 및 그 형상유지공구를 이용한 스킨-스트링거 일체형 패널 제작방법'에는 스트링거몰드와 스트링거 제작 방법이 개시되어 있다.For example, Korean Patent Registration No. 10-0575142 'Method of manufacturing shape retaining tool for producing stringer and method of manufacturing skin-stringer integrated panel using the shape retaining tool' discloses a stringer mold and a method of manufacturing stringer.

종래에는, 항공기 동체와 스트링거를 따로 제작하고 경화된 상태에서 접합하는 방법을 사용해왔다.Conventionally, a method has been used in which an aircraft body and a stringer are manufactured separately and joined in a cured state.

그러나, 종래의 기술을 활용하여 항공기 동체와 스트링거의 강도,경도가 접합면의 강도와 경도가 불일치 하는 문제점과, 항공기의 동체와 스트링거는 대형이므로 상호 접합하기 어려운 문제점이 있어왔다. However, there has been a problem in that strength and hardness of the aircraft body and the stringer are inconsistent with the strength and hardness of the joint surface, and the body and the stringer of the aircraft are large in size using the conventional technology.

KRKR 10-057514210-0575142 B1B1

본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로, 동체와 스트링거를 복합재로 적층하여 모양을 형성된 반경화 상태에서 접합할 수 있도록 하는 스트링거가 일체화된 항공기 동체 제작방법을 제공하고자 하는데 그 목적이 있다.SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made in order to solve the above problems, and it is an object of the present invention to provide a method of manufacturing an aircraft airframe integrated with a stringer that allows a body and a stringer to be laminated in a semi-hardened state, have.

상기와 같은 목적을 달성하기 위하여 본 발명은 일정높이에서 회전가능한 관형상의 몰드본체의 외주면에 복합재를 적층하여 항공기 동체부재를 형성하는 단계; 스트링거몰드에 복합재를 적층하여 스트링거를 형성하는 단계; 상기 스트링거몰드 상에 형성된 스트링거 상부에 상기 동체부재를 상기 몰드본체로부터 이형하여 상기 동체부재와 스트링거를 밀착하는 단계; 상기 스트링거 상부에 동체부재가 밀착된 상기 스트링거몰드를 오토클레이브 내로 이동시켜 고온, 고압 하에 상기 동체부재와 스트링거를 경화하여 일체화하는 단계;가 포함되고, 상기 동체부재를 형성하는 단계에는, 상기 몰드본체 외주면에 이형필름을 진공펌프에 의해 진공화하여 부착하고, 상기 이형필름에 복합재가 적층되는 것을 특징으로 한다.According to an aspect of the present invention, there is provided a method of manufacturing an aircraft, comprising: forming an aircraft fuselage member by laminating a composite material on an outer circumferential surface of a tubular mold body rotatable at a predetermined height; Laminating a composite material on a stringer mold to form a stringer; Releasing the body member from the mold body on the stringer formed on the stringer mold, and bringing the body member and the stringer into close contact with each other; And moving the stringer mold having the body member in close contact with the upper portion of the stringer into the autoclave to harden the body member and the stringer under a high temperature and a high pressure to integrally form the body member, Characterized in that a release film is vacuumed and attached to the outer circumferential surface by a vacuum pump, and a composite material is laminated on the release film.

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상기 이형필름은, 상기 몰드본체 외주면에 필플라이(peel ply), 파팅필름(parting film) 베리어플라이(barrier ply) 순으로 부착되는 것을 특징으로 한다. 상기 복합재는, ATL(Automaitc Tape Layer) 또는 AFP(Automatic Fiber Placemet)인 것을 특징으로 한다. 상기 스트링거는, 찬넬(channel section)인 것을 특징으로 한다.The release film is characterized in that a peel ply, a parting film, and a barrier ply are sequentially attached to the outer circumferential surface of the mold body. The composite material may be ATL (Automatic Tape Layer) or AFP (Automatic Fiber Placemet). The stringer is characterized by being a channel section.

상기와 같은 목적을 달성하기 위하여 본 발명은 일정높이에서 회전가능한 관형상의 몰드본체의 외주면에 복합재를 적층하여 항공기 동체부재를 형성하는 단계; 스트링거몰드에 복합재를 적층하여 스트링거를 형성하는 단계; 상기 스트링거몰드 상에 형성된 스트링거 상부에 상기 동체부재를 상기 몰드본체로부터 이형하여 상기 동체부재와 스트링거를 밀착하는 단계; 상기 스트링거 상부에 동체부재가 밀착된 상기 스트링거몰드를 오토클레이브 내로 이동시켜 고온, 고압 하에 상기 동체부재와 스트링거를 경화하여 일체화하는 단계;가 포함되고, 상기 동체부재와 스트링거를 밀착하는 단계는, 상기 몰드본체 직하방에 상기 스트링거몰드를 이동시키고, 상기 몰드본체를 회전하여 상기 동체부재를 하방향으로 위치한 후, 상기 동체부재를 상기 몰드본체로부터 이형하여 상기 스트링거몰드상에 형성된 상기 스트링거와 밀착하는 것을 특징으로 한다.According to an aspect of the present invention, there is provided a method of manufacturing an aircraft, comprising: forming an aircraft fuselage member by laminating a composite material on an outer circumferential surface of a tubular mold body rotatable at a predetermined height; Laminating a composite material on a stringer mold to form a stringer; Releasing the body member from the mold body on the stringer formed on the stringer mold, and bringing the body member and the stringer into close contact with each other; And moving the stringer mold having the body member in close contact with the upper portion of the stringer into the autoclave to harden the body member and the stringer under a high temperature and a high pressure to integrate the body member and the stringer, Moving the stringer mold directly below the mold body, rotating the mold body to place the body member in a downward direction, and then releasing the body member from the mold body and coming into close contact with the stringer formed on the stringer mold .

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상기와 같은 목적을 달성하기 위하여 본 발명은 일정높이에서 회전가능한 관형상의 몰드본체의 외주면에 복합재를 적층하여 항공기 동체부재를 형성하는 단계; 스트링거몰드에 복합재를 적층하여 스트링거를 형성하는 단계; 상기 스트링거몰드 상에 형성된 스트링거 상부에 상기 동체부재를 상기 몰드본체로부터 이형하여 상기 동체부재와 스트링거를 밀착하는 단계; 상기 스트링거 상부에 동체부재가 밀착된 상기 스트링거몰드를 오토클레이브 내로 이동시켜 고온, 고압 하에 상기 동체부재와 스트링거를 경화하여 일체화하는 단계;가 포함되고,상기 스트링거몰드는, 상면이 상기 몰드본체에 대응되도록 양측에서 중앙부측으로 하향 곡률지게 형성되며, 길이방향을 따라 스트링거성형홈이 형성되는 것을 특징으로 한다.According to an aspect of the present invention, there is provided a method of manufacturing an aircraft, comprising: forming an aircraft fuselage member by laminating a composite material on an outer circumferential surface of a tubular mold body rotatable at a predetermined height; Laminating a composite material on a stringer mold to form a stringer; Releasing the body member from the mold body on the stringer formed on the stringer mold, and bringing the body member and the stringer into close contact with each other; And moving the stringer mold having the body member in close contact with the upper portion of the stringer into the autoclave to harden the body member and the stringer under high temperature and high pressure to integrate the stringer mold, So that the stringer forming groove is formed along the longitudinal direction.

상기와 같은 목적을 달성하기 위하여 본 발명은 일정높이에서 회전가능한 관형상의 몰드본체의 외주면에 복합재를 적층하여 항공기 동체부재를 형성하는 단계; 스트링거몰드에 복합재를 적층하여 스트링거를 형성하는 단계; 상기 스트링거몰드 상에 형성된 스트링거 상부에 상기 동체부재를 상기 몰드본체로부터 이형하여 상기 동체부재와 스트링거를 밀착하는 단계; 상기 스트링거 상부에 동체부재가 밀착된 상기 스트링거몰드를 오토클레이브 내로 이동시켜 고온, 고압 하에 상기 동체부재와 스트링거를 경화하여 일체화하는 단계;가 포함되고, 상기 동체부재와 스트링거를 밀착하는 단계에서는, 상기 스트링거몰드 상에 형성된 스트링거 상부 내측으로 블레이더(blader)를 삽입하고 상기 동체부재를 이형하여 밀착하는 것을 특징으로 한다.According to an aspect of the present invention, there is provided a method of manufacturing an aircraft, comprising: forming an aircraft fuselage member by laminating a composite material on an outer circumferential surface of a tubular mold body rotatable at a predetermined height; Laminating a composite material on a stringer mold to form a stringer; Releasing the body member from the mold body on the stringer formed on the stringer mold, and bringing the body member and the stringer into close contact with each other; And moving the stringer mold having the body member closely attached to the upper portion of the stringer into the autoclave to harden the body member and the stringer under a high temperature and a high pressure to integrate the body member and the stringer, A blader is inserted into the upper part of the stringer formed on the stringer mold, and the body member is released and brought into close contact with the stringer.

상기와 같은 구성의 본 발명에 따르면, 다음과 같은 효과를 기대할 수 있을 것이다. According to the present invention having the above-described configuration, the following effects can be expected.

먼저, 몰드본체와 스트링거몰드에 의해 대형으로 제작되는 동체부재와 스트링거를 복합재 적층에 의해 쉽게 형성할 수 있으며, 특히 몰드본체 하부로 스트링거몰드로 이동하여 간단히 몰드본체를 회전시켜 동체부재를 스트링거를 쉽게 밀착할 수 있다.First of all, it is possible to easily form the body member and the stringer which are made large by the mold main body and the stringer mold by the lamination of the composite material. In particular, the mold member is moved by the stringer mold to the lower part of the mold main body, It can be closely contacted.

그리고, 동체부재와 스트링거는 복합재의 적층되어 모양이 형성되고 밀착된 상태에서 경화되어 균일하게 접합된 제품 품질을 얻을 수 있다.Then, the body member and the stringer are laminated to form a shape of the composite material, and are cured in a closely adhered state to obtain a uniformly bonded product quality.

도 1은 본 발명의 실시예에 따른 스트링거가 일체화된 항공기 동체 제작방법의 순서도이다.
도 2는 도 1의 순서도에 따른 동체부재 제작 예시도이다.
도 3은 도 1의 순서도에 따른 스트링거 제작 예시도이다.
도 4는 도 1의 동체부재와 스트링거를 밀착하는 제작 예시도이다.
도 5는 도 1의 동체부재와 스트링거가 밀착된 예시도이다.
도 6은 스트링거와 동체부재가 일체화된 예시도이다.1 is a flowchart of a method of manufacturing an aircraft body in which a stringer according to an embodiment of the present invention is integrated.
FIG. 2 is a view showing an example of manufacturing a hull member according to the flowchart of FIG. 1. FIG.
FIG. 3 is a diagram showing an example of the production of a stringer according to the flowchart of FIG. 1. FIG.
Fig. 4 is a view showing an example in which the body member and the stringer of Fig. 1 are in close contact with each other.
Fig. 5 is an exemplary view in which the body member and the stringer of Fig. 1 are in close contact with each other.
Fig. 6 is an example in which the stringer and the body member are integrated.

이하, 첨부된 도면을 참고로 본 발명의 바람직한 실시예에 대하여 설명하기로 한다.Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described with reference to the accompanying drawings.

도 1은 본 발명의 실시예에 따른 스트링거가 일체화된 항공기 동체 제작방법의 순서도이다.1 is a flowchart of a method of manufacturing an aircraft body in which a stringer according to an embodiment of the present invention is integrated.

도 1에 따르면, 스트링거가 일체화된 항공기 동체 제작방법은 동체부재를 형성하는 단계(S1)와 스트링거를 형성하는 단계(S2)는 개별적 공정으로 상호 각 공정에 의하여 동체부재와 스트링거를 각각 형성하며, 이 후 동체부재와 스트링거를 밀착하는 단계(S3)와 동체부재와 스트링거를 경화하여 일체화하는 단계(S4)를 거쳐 제작되게 된다.
Referring to FIG. 1, in a method of manufacturing an aircraft body in which a stringer is integrated, a step S1 for forming a body member and a step S2 for forming a stringer are respectively formed by a separate process to form a body member and a stringer, (S3) of closely contacting the body member with the stringer, and a step (S4) of hardening the body member and the stringer and integrating them.

도 2는 도 1의 순서도에 따른 동체부재 제작 예시도이고, 도 3은 도 1의 순서도에 따른 스트링거 제작 예시도이며, 도 4는 도 1의 동체부재와 스트링거를 밀착하는 제작 예시도이며, 도 5는 도 1의 동체부재와 스트링거가 밀착된 예시도이며, 도 6은 스트링거와 동체부재가 일체화된 예시도이다.Fig. 2 is an exemplary view showing the manufacturing process of the stringer according to the flowchart of Fig. 1, Fig. 4 is a view showing an example of manufacturing the stringer in close contact with the body member of Fig. 1, 5 is an example in which the body member and the stringer of Fig. 1 are in close contact with each other, and Fig. 6 is an example in which the stringer and the body member are integrated.

먼저, 도 2를 참조하면, 상기 동체부재를 형성하는 단계(S1)는 일정높이에서 회전가능한 관형상의 몰드본체(100)의 외주면에 복합재를 적층하여 항공기 동체부재(P)를 형성하게 된다.Referring to FIG. 2, in step S1, the body member P is formed by laminating a composite material on the outer circumferential surface of a tubular mold body 100 rotatable at a predetermined height.

여기서, 동체부재(P)는 항공기 동체에 맞게 곡선판형으로 제작하였다. 물론 동체부재를 한번에 관형으로 형성하여 항공기 동체 외형에 맞게 제작 실시할 수도 있다.Here, the body member P is formed into a curved plate shape in accordance with the aircraft body. Of course, it is also possible to form the body member in a tubular shape at one time, and to manufacture it according to the external shape of the aircraft body.

여기서, 복합재를 적층하는 방법은 각층마다 각도를 달리하여 적층하는 것이 상호 접착성면에서 바람직할 것이다. 예를들어 바닥층에서 42°,90°,-45°0°순으로 반복 적층되게 한다.Here, in the method of laminating the composite materials, it is preferable that the layers are laminated with different angles for each layer from the viewpoint of mutual adhesion. For example, 42 °, 90 °, and -45 ° 0 ° in the bottom layer.

상기 동체부재를 형성하는 단계(S1)에서는 상기 몰드본체(100) 외주면에 이형필름(200)을 진공펌프에 의해 진공화된 상태에서 부착하고, 상기 이형필름에 복합재가 적층하도록 한다.In the step S1 of forming the body member, the release film 200 is attached to the outer circumferential surface of the mold body 100 in a vacuum state by a vacuum pump, and the composite material is laminated on the release film.

그리고, 상기 이형필름(200)은 상기 몰드본체 외주면에 필플라이(peel ply), 파팅필름(parting film), 베리어플라이(barrier ply) 순으로 부착되어 실시할 수 있다.The release film 200 may be attached to the outer circumferential surface of the mold body in the order of a peel ply, a parting film, and a barrier ply.

여기서, 필플라이(peel ply)는 상기 동체부재(P)를 상기 몰드본체에서 쉽게 이형하기 위하여 에어 패스 라인을 형성하는 것이고, 파팅필름(parting film)은 동체부재에서 적층된 복합재를 분리하기 위한 이형 역할을 하는 것이며, 그리고, 베리어플라이(barrier ply)는 제품외부 표면상태를 좋게 하고, 연결부의 접착력을 강화할 수 있는 것이다.Here, the peel ply forms an air pass line for easily releasing the body member P from the mold body, and the parting film is a release mold for separating the laminated composite material from the body member And the barrier ply improves the external surface condition of the product and enhances the adhesive strength of the connection part.

여기서, 복합재는 ATL(Automaitc Tape Layer) 또는 AFP(Automatic Fiber Placemet)로 사용할 수 있으며, 실시예에서는 AFP로 실시하였다.
Here, the composite material can be used as an ATL (Automotive Tape Layer) or an AFP (Automatic Fiber Placemet). In the embodiment, AFP is used.

그리고, 스트링거를 형성하는 단계(S2)는 스트링거몰드에 복합재를 적층하여 스트링거를 형성하게 된다.In the step S2 of forming the stringers, a composite material is laminated on the stringer mold to form a stringer.

도 3을 참조하면, 상기 스트링거를 성형하기 위한 스트링거몰드(300)는 상면이 상기 몰드본체에 대응되도록 양측에서 중앙부측으로 하향 곡률지게 형성되며, 길이방향을 따라 스트링거성형홈(320)이 형성되어 있으며, 상기 스트링거성형홈은 상기 몰드본체 결합시 기준으로 일정각도에 맞게 배치되도록 복수 개로 형성된다.3, the stringer mold 300 for forming the stringer has a downward curvature formed on both sides thereof so as to correspond to the mold body, and a stringer forming groove 320 is formed along the longitudinal direction , And the stringer forming grooves are formed in a plurality of such that the stringer forming grooves are arranged at a predetermined angle with respect to the center of the mold body.

여기서, 상기 스트링거(S)는 복합재가 상기 스트링거성형홈측에 적층되어 양측날개가 있고 중앙부에 요철이 있는 찬넬(channel section)로 형성되어 양측날개가 상기 동체부재의 외주면에 접합되는 부분이다.Here, the stringer S is a portion where a composite material is laminated on the stringer molding groove side and is formed as a channel section having both side blades and a concavo-convex portion at the central portion, and both side blades are joined to the outer circumferential surface of the body member.

여기서, 동체부재를 형성하는 복합재의 적층수는 상기 스트링거 적층수 보다 많도록 하여 동체부재의 강도를 더 높게 하는 것이 바람직하다. 예를들어 동체부재는 14층으로 적층하고, 스트링거는 10층으로 적층되도록 한다.Here, it is preferable that the number of laminated composites forming the body member is larger than the number of laminated stringers, thereby increasing the strength of the body member. For example, fuselage members are stacked in 14 layers, and stringers are stacked in 10 layers.

그리고, 상기 스트링거(S) 형성시도 상기 동체부재 형성과 마찬가지로 이형필름을 사용하는데, 앞서 설명한 것과 동일하므로 생략하기로 한다.
Further, a release film is used as in the formation of the stringer (S) in the same manner as the formation of the body member, which is the same as that described above, and therefore will not be described.

상기 동체부재와 스트링거를 밀착하는 단계(S3)는 도 4를 참조하면, 상기 스트링거몰드(300) 상에 형성된 스트링거(S) 상부에 상기 동체부재(P)를 상기 몰드본체(100)로부터 이형하여 상기 동체부재(P)를 자유 낙하시켜 스트링거(S)에 밀착할 수 있게 된다.4, the body member P is released from the mold body 100 on the stringer S formed on the stringer mold 300, The body member P can be freely dropped and brought into close contact with the stringer S.

먼저, 상기 몰드본체(100) 직하방에 상기 스트링거몰드(300)를 이동시키고, 상기 몰드본체(100)를 회전하여 상기 동체부재(P)를 하방향으로 위치한 후, 상기 동체부재(P)를 상기 몰드본체(100)로부터 이형하여 상기 스트링거몰드(300)상에 형성된 상기 스트링거(S)와 밀착하는 것을 특징으로 한다.First, the stringer mold 300 is moved to a position right below the mold body 100, and the mold body 100 is rotated to place the body member P in a downward direction, And is released from the mold body (100) and closely contacted with the stringer (S) formed on the stringer mold (300).

여기서, 상기 스트링거몰드(300) 상에 형성된 스트링거(S) 상부 내측으로 블레이더(blader, 도 5 참조, 도번 400)를 삽입하고 상기 스트링거(S)의 변형없도록 하여 상기 동체부재(P)를 이형하여 밀착하도록 하는 것이 바람직하다.Here, a blader (see FIG. 5, drawing number 400) is inserted into the upper portion of the stringer S formed on the stringer mold 300 and the body member P is released by deforming the stringer S without deformation It is preferable that they are in close contact with each other.

여기서, 블레이더는 길이방향으로 테이퍼 지도록 하여 이후 나중에 탈거를 쉽게하는 것이 바람직하다.Here, it is preferable that the bladder is tapered in the longitudinal direction, thereby facilitating the detachment thereafter.

그리고, 상기 동체부재(P)를 상기 몰드본체(100)로부터 이형하기 위해 진공펌프의 압력을 해제하여 상기 동체부재(P)를 자유낙하되게 함으로써 상기 스트링거몰드(300)상에 자유 낙하할 수 있다.In order to release the body member P from the mold body 100, the pressure of the vacuum pump is released so that the body member P is allowed to freely fall, thereby allowing the body member P to freely fall on the stringer mold 300 .

이렇게 스트링거몰드(300) 상에 동체부재(P)를 낙하하여 스트링거(S)에 밀착되게 되는데, 동체부재(P)의 위치에 정확하게 스트링거(S)가 일정간격으로 밀착된 상태로 유지할 수 있는 이점이 있다.The body member P drops down on the stringer mold 300 and is brought into close contact with the stringer S. The advantage that the stringer S can be maintained in a state in which the stringer S is closely adhered to the position of the body member P .

물론, 다음 단계에서 경화하여 일체화할 때도 상기 스트링거몰드(300)가 유용하게 이용된다.
Of course, the stringer mold 300 is also useful when curing and integrating in the next step.

상기 동체부재와 스트링거를 경화하여 일체화하는 단계(S4)는 상기 스트링거(S) 상부에 동체부재(P)가 밀착된 상기 스트링거몰드를 오토클레이브(autoclave) 내로 이동시켜 고온, 고압 하에 상기 동체부재(P)와 스트링거(S)를 경화하여 일체화하여 완료되는 단계이다.The step S4 of curing the body member and the stringer to integrally cure the body member moves the stringer mold having the body member P closely attached to the upper part of the stringer S into an autoclave, P and the stringer S are cured and integrated.

이때, 오토클레이브는 초기 온도가 약 25℃로 시작하여 최고 180℃까지 가열되어 일정시간 경과 후 마지막 25℃로 냉각되게 하여 동체부재(P)와 스트링거(S)를 경화 및 일체화할 수 있다.
At this time, the autoclave starts to heat at an initial temperature of about 25 占 폚 and is heated up to 180 占 폚 to be cooled to a final 25 占 폚 after a certain time, so that the body member P and the stringer S can be cured and integrated.

그리고, 경화된 후 상기 일체화된 동체부재(P)와 스트링거(S)로 부터 상기 스트링거몰드(300)를 탈형하게 되어 도 6에서 스트링거가 일체화된 항공기 동체를 생산할 수 있다. After the curing, the stringer mold 300 is demolded from the integral body member P and the stringer S, so that the aircraft body in which the stringer is integrated can be produced.

따라서, 본 발명은 복합재 적층에 의해 형성된 동체부재와 스트링거를 연질의 상태에서 밀착하고, 오토클레이브에 의해 열경화로 일체화함으로써 간단하게 스트링거가 일체화된 항공기 동체를 생산할 수 있다.Accordingly, the present invention can produce an aircraft fuselage in which a stringer is integrated by simply fitting the string member and the string member formed by composite lamination in a soft state, and integrating the string member by thermal curing by an autoclave.

동체부재에 스트링거를 따로 접합하지 않아도 되는 이점이 있고, 접합에 따른 손실(용접에 의한 열응력)을 방지할 수 있으며, 접합면이 고르게 되는 이점도 있다.
There is an advantage that the stringer is not required to be joined to the body member separately, and the loss due to the joining (thermal stress due to welding) can be prevented, and there is also an advantage that the joining surface is uniform.

이상과 같이 본 발명은 스트링거가 일체화된 항공기 동체 제작방법을 제공하는 것을 기본적인 기술적인 사상으로 하고 있음을 알 수 있으며, 이와 같은 본 발명의 기본적인 사상의 범주내에서, 당업계의 통상의 지식을 가진 자에게 있어서는 다른 많은 변형이 가능함은 물론이다.As described above, it can be seen that the present invention is based on the basic technical idea of providing a method of manufacturing an aircraft airframe integrated with a stringer, and within the scope of the basic idea of the present invention, Of course, many other variations are possible.

100: 몰드본체 200: 이형필름
300: 스트링거몰드 400: 블레이더
P: 동체부재 S: 스트링거100: Mold body 200: Release film
300: stringer mold 400: bladder
P: Fuselage member S: Stringer

Claims (8)

삭제delete 일정높이에서 회전가능한 관형상의 몰드본체의 외주면에 복합재를 적층하여 항공기 동체부재를 형성하는 단계;
스트링거몰드에 복합재를 적층하여 스트링거를 형성하는 단계;
상기 스트링거몰드 상에 형성된 스트링거 상부에 상기 동체부재를 상기 몰드본체로부터 이형하여 상기 동체부재와 스트링거를 밀착하는 단계;
상기 스트링거 상부에 동체부재가 밀착된 상기 스트링거몰드를 오토클레이브 내로 이동시켜 고온, 고압 하에 상기 동체부재와 스트링거를 경화하여 일체화하는 단계;가 포함되고,
상기 동체부재를 형성하는 단계에는,
상기 몰드본체 외주면에 이형필름을 진공펌프에 의해 진공화하여 부착하고, 상기 이형필름에 복합재가 적층되는 것을 특징으로 하는 스트링거가 일체화된 항공기 동체 제작방법.Forming an aircraft fuselage member by laminating a composite material on an outer circumferential surface of a tubular mold body rotatable at a predetermined height;
Laminating a composite material on a stringer mold to form a stringer;
Releasing the body member from the mold body on the stringer formed on the stringer mold, and bringing the body member and the stringer into close contact with each other;
Moving the stringer mold having the body member closely attached to the upper portion of the stringer into the autoclave and hardening the body member and the stringer under a high temperature and high pressure to integrate the stringer mold,
In the step of forming the body member,
Wherein a mold release film is vacuumed and attached to an outer circumferential surface of the mold body by a vacuum pump, and a composite material is laminated on the release film. 제2항에 있어서,
상기 이형필름은,
상기 몰드본체 외주면에 필플라이(peel ply), 파팅필름(parting film) 베리어플라이(barrier ply) 순으로 부착되는 것을 특징으로 하는 스트링거가 일체화된 항공기 동체 제작방법.3. The method of claim 2,
In the release film,
Wherein a peel ply, a parting film, and a barrier ply are attached to the outer circumferential surface of the mold body in this order. 일정높이에서 회전가능한 관형상의 몰드본체의 외주면에 복합재를 적층하여 항공기 동체부재를 형성하는 단계;
스트링거몰드에 복합재를 적층하여 스트링거를 형성하는 단계;
상기 스트링거몰드 상에 형성된 스트링거 상부에 상기 동체부재를 상기 몰드본체로부터 이형하여 상기 동체부재와 스트링거를 밀착하는 단계;
상기 스트링거 상부에 동체부재가 밀착된 상기 스트링거몰드를 오토클레이브 내로 이동시켜 고온, 고압 하에 상기 동체부재와 스트링거를 경화하여 일체화하는 단계;가 포함되고,
상기 동체부재와 스트링거를 밀착하는 단계는,
상기 몰드본체 직하방에 상기 스트링거몰드를 이동시키고, 상기 몰드본체를 회전하여 상기 동체부재를 하방향으로 위치한 후, 상기 동체부재를 상기 몰드본체로부터 이형하여 상기 스트링거몰드상에 형성된 상기 스트링거와 밀착하는 것을 특징으로 하는 스트링거가 일체화된 항공기 동체 제작방법.Forming an aircraft fuselage member by laminating a composite material on an outer circumferential surface of a tubular mold body rotatable at a predetermined height;
Laminating a composite material on a stringer mold to form a stringer;
Releasing the body member from the mold body on the stringer formed on the stringer mold, and bringing the body member and the stringer into close contact with each other;
Moving the stringer mold having the body member closely attached to the upper portion of the stringer into the autoclave and hardening the body member and the stringer under a high temperature and high pressure to integrate the stringer mold,
The step of bringing the body member and the stringer into close contact with each other may include:
The stringer mold is moved to a position directly under the mold body, the mold body is rotated to place the body member in a downward direction, and then the body member is released from the mold body and closely contacted with the stringer formed on the stringer mold Wherein the stringer is integrally formed. 제2항에 있어서,
상기 복합재는,
ATL(Automaitc Tape Layer) 또는 AFP(Automatic Fiber Placemet)인 것을 특징으로 하는 스트링거가 일체화된 항공기 동체 제작방법.3. The method of claim 2,
The composite material,
Wherein the stringer is an ATL (Automatic Tape Layer) or an AFP (Automatic Fiber Placemet). 제2항에 있어서,
상기 스트링거는,
찬넬(channel section)인 것을 특징으로 하는 스트링거가 일체화된 항공기 동체 제작방법.3. The method of claim 2,
The stringer includes:
Wherein the stringer is a channel section. 일정높이에서 회전가능한 관형상의 몰드본체의 외주면에 복합재를 적층하여 항공기 동체부재를 형성하는 단계;
스트링거몰드에 복합재를 적층하여 스트링거를 형성하는 단계;
상기 스트링거몰드 상에 형성된 스트링거 상부에 상기 동체부재를 상기 몰드본체로부터 이형하여 상기 동체부재와 스트링거를 밀착하는 단계;
상기 스트링거 상부에 동체부재가 밀착된 상기 스트링거몰드를 오토클레이브 내로 이동시켜 고온, 고압 하에 상기 동체부재와 스트링거를 경화하여 일체화하는 단계;가 포함되고,
상기 스트링거몰드는,
상면이 상기 몰드본체에 대응되도록 양측에서 중앙부측으로 하향 곡률지게 형성되며, 길이방향을 따라 스트링거성형홈이 형성되는 것을 특징으로 하는 스트링거가 일체화된 항공기 동체 제작방법.Forming an aircraft fuselage member by laminating a composite material on an outer circumferential surface of a tubular mold body rotatable at a predetermined height;
Laminating a composite material on a stringer mold to form a stringer;
Releasing the body member from the mold body on the stringer formed on the stringer mold, and bringing the body member and the stringer into close contact with each other;
Moving the stringer mold having the body member closely attached to the upper portion of the stringer into the autoclave and hardening the body member and the stringer under a high temperature and high pressure to integrate the stringer mold,
Wherein the stringer mold comprises:
And a stringer molding groove is formed along a longitudinal direction of the stringer, wherein the stringer molding groove is formed along the longitudinal direction. 일정높이에서 회전가능한 관형상의 몰드본체의 외주면에 복합재를 적층하여 항공기 동체부재를 형성하는 단계;
스트링거몰드에 복합재를 적층하여 스트링거를 형성하는 단계;
상기 스트링거몰드 상에 형성된 스트링거 상부에 상기 동체부재를 상기 몰드본체로부터 이형하여 상기 동체부재와 스트링거를 밀착하는 단계;
상기 스트링거 상부에 동체부재가 밀착된 상기 스트링거몰드를 오토클레이브 내로 이동시켜 고온, 고압 하에 상기 동체부재와 스트링거를 경화하여 일체화하는 단계;가 포함되고,
상기 동체부재와 스트링거를 밀착하는 단계에서는,
상기 스트링거몰드 상에 형성된 스트링거 상부 내측으로 블레이더(blader)를 삽입하고 상기 동체부재를 이형하여 밀착하는 것을 특징으로 하는 스트링거가 일체화된 항공기 동체 제작방법. Forming an aircraft fuselage member by laminating a composite material on an outer circumferential surface of a tubular mold body rotatable at a predetermined height;
Laminating a composite material on a stringer mold to form a stringer;
Releasing the body member from the mold body on the stringer formed on the stringer mold, and bringing the body member and the stringer into close contact with each other;
Moving the stringer mold having the body member closely attached to the upper portion of the stringer into the autoclave and hardening the body member and the stringer under a high temperature and high pressure to integrate the stringer mold,
In the step of bringing the body member and the stringer into close contact with each other,
And a blader is inserted into the stringer upper portion formed on the stringer mold, and the body member is released and brought into close contact with the stringer mold.
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2010516559A (en) 2007-01-30 2010-05-20 エアバス オペレーションズ，ソシエダド リミタダ Composite structure for aircraft fuselage and method of manufacturing the same
JP2010529922A (en) 2007-06-13 2010-09-02 エアバス・オペレーションズ・ゲーエムベーハー Method and apparatus for manufacturing aircraft fuselage compartment with composite fiber material
JP2009073070A (en) 2007-09-21 2009-04-09 Toray Ind Inc Method for manufacturing fiber-reinforced plastic structure
WO2013153537A2 (en) 2012-04-12 2013-10-17 Alenia Aermacchi S.P.A. A method of manufacturing single piece fuselage barrels in a composite material

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