KR101667536B1 - 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치 - Google Patents

항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치 Download PDF

Info

Publication number
KR101667536B1
KR101667536B1 KR1020140195063A KR20140195063A KR101667536B1 KR 101667536 B1 KR101667536 B1 KR 101667536B1 KR 1020140195063 A KR1020140195063 A KR 1020140195063A KR 20140195063 A KR20140195063 A KR 20140195063A KR 101667536 B1 KR101667536 B1 KR 101667536B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
prepreg
pair
prepregs
shape
molding
Prior art date
Application number
KR1020140195063A
Other languages
English (en)
Other versions
KR20160081351A (ko
Inventor
배병환
이해동
Original Assignee
한국항공우주산업 주식회사
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 한국항공우주산업 주식회사 filed Critical 한국항공우주산업 주식회사
Priority to KR1020140195063A priority Critical patent/KR101667536B1/ko
Publication of KR20160081351A publication Critical patent/KR20160081351A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR101667536B1 publication Critical patent/KR101667536B1/ko

Links

Images

Classifications

    • 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
    • B29C70/40—Shaping or impregnating by compression not applied
    • B29C70/42—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles
    • B29C70/46—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles using matched moulds, e.g. for deforming sheet moulding compounds [SMC] or prepregs
    • 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
    • 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

Landscapes

  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Casting Or Compression Moulding Of Plastics Or The Like (AREA)

Abstract

본 발명에 따른 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치(1000)는 프리프레그(10)의 일측 및 타측을 각각 접촉부위(11) 및 성형부위(12)라고 할때, 상면에 프리프레그(10)의 접촉부위(11)가 올려지는 몰드(100); 프리프레그(10)를 둘러싸며 탄성 있는 재질로 이루어지는 백 필름(200); 상기 백 필름(200)의 내부에 채워진 공기를 배출시켜 진공 상태를 만드는 배출부; 프리프레그(10)의 성형부위(12)가 가열 연화되도록 프리프레그(10)의 성형부위(12)에 접촉되어 열을 가하는 히트패널(300); 및 프리프레그(10)와 상기 히트패널(300)의 접촉이 해제되도록 상기 히트패널(300)을 이동시켜 프리프레그(10)의 가열 연화된 성형부위(12)가 상기 몰드(100)의 윤곽에 대응하는 구조로 성형되게 하는 이동패널(400);를 포함하는 것을 특징으로 한다.

Description

항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치{Molding apparatus of prepreg for aircraft reinforcemen}
본 발명은 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치에 관한 것이다.
섬유 강화 수지제 복합재료가 각종 산업분야에 널리 사용되고 있다.
특히, 항공 우주 분야에 있어서, 최근 항공기나 우주선의 경량화 및 고강도화가 요구되기 때문에 최근에는, 항공기의 주 날개(또는 뒷날개)의 외판 등에 사용되는 보강 패널은 섬유 강화 수지제 복합재료를 사용하여 제조되고 있다.
한편, 보강 패널의 내부에는 빈틈이 발생하기 때문에 이러한 빈틈을 채우기 위한 스트링거나 스티프너 등의 보강 부재가 설치된다.
종래의 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 방법은 미경화 상태의 열경화성 수지를 강화 섬유에 함침시킨 프리프레그를 압력 플레이트에 올리고 프리프레그를 일회용 비닐의 백 필름로 둘러싼 후, 백 필름 내부의 공기를 배출하여 진공상태를 만든 후, 프리프레그를 오토클레이브에서 가압, 가열, 경화시켜 원하는 형태의 보강 부재를 성형한다.
그러나 종래기술은 백 필름이 일회용 재질로 이루어짐으로써, 프리프레그의 성형작업이 수행될 때마다 프리프레그를 둘러쌀 백 필름도 새로 제작해야 되어 부가적인 시간과 비용이 발생하는 문제점이 있었다.
따라서 상술한 문제점을 해결하기 위한 다양한 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치의 개발이 필요한 실정이다.
이와 관련된 기술로는 일본공개특허 제2003-011231호의 섬유 강화 수지 복합재제의 판형 몸과 상기 판모양 몸을 보강하는 섬유 강화 수지 복합재제의 보강 부재를 갖는 복합재 패널의 제조 방법에 있어서, 상기 보강 부재를 미리 성형하는 보강 부재 성형 공정과 하형 치구 위에 열경화성 수지 필름 및 드라이 프리폼을 적층하는 판형 몸성형 재료 적층 공정과 상기 드라이 프리폼의 위에 열경화성의 접착제를 통하여 상기 보강 부재를 배치하는 보강 부재 배치 공정과 상기 보강 부재 위로부터 진공 백 필름을 씌우고, 상기 보강 부재와 상기 열경화성 수지 필름과 상기 드라이 프리폼을 밀봉하는 밀봉 공정과 상기 진공 백 필름으로 밀봉한 부분으로부터 공기를 배출하는 배기 공정과 상기 진공 백 필름으로 밀봉해 공기를 배출한 부분을 가열하는 가열 공정을 구비하는 것을 특징으로 하는 복합재 패널의 제조 방법이 제시된 적이 있었다.
일본공개특허 제2003-011231호(2003.01.15)
본 발명은 상기한 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로, 본 발명의 목적은 프리프레그를 둘러싸는 백 필름의 재사용이 가능하여 부가적인 시간과 비용을 절감할 수 있는 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치를 제공하기 위한 것이다.
본 발명에 따른 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치(1000)는 프리프레그(10)의 일측 및 타측을 각각 접촉부위(11) 및 성형부위(12)라고 할때, 상면에 프리프레그(10)의 접촉부위(11)가 올려지는 몰드(100); 프리프레그(10)를 둘러싸며 탄성 있는 재질로 이루어지는 백 필름(200); 상기 백 필름(200)의 내부에 채워진 공기를 배출시켜 진공 상태를 만드는 배출부; 프리프레그(10)의 성형부위(12)가 가열 연화되도록 프리프레그(10)의 성형부위(12)에 접촉되어 열을 가하는 히트패널(300); 및 프리프레그(10)와 상기 히트패널(300)의 접촉이 해제되도록 상기 히트패널(300)을 이동시켜 프리프레그(10)의 가열 연화된 성형부위(12)가 상기 몰드(100)의 윤곽에 대응하는 구조로 성형되게 하는 이동패널(400);를 포함하는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 백 필름(200)은 고무 재질로 이루어지는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 몰드(100)는 다수개가 수평방향으로 배열 설치되는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 몰드(100)는 판구조로 형성되는 것을 특징으로 한다.
이에 따라, 본 발명에 따른 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치는 백 필름이 탄성 있는 재질로 이루어짐으로써, 백 필름의 재사용이 가능하여 부가적인 시간과 비용을 절감할 수 있는 효과가 있다.
도 1은 본 발명에 따른 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치를 나타낸 사시도
도 2는 본 발명에 따른 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치를 나타낸 단면도
도 3은 본 발명에 따른 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치의 이동패널의 작동을 나타낸 단면도
도 4는 본 발명에 따른 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치를 이용하여 'T'자 형상의 항공기 복합재를 제조하는 공정을 나타낸 단면도
도 5는 본 발명에 따른 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치를 이용하여 'I'자 형상의 항공기 복합재를 제조하는 공정을 나타낸 단면도
이하, 본 발명의 기술적 사상을 첨부된 도면을 사용하여 더욱 구체적으로 설명한다.
첨부된 도면은 본 발명의 기술적 사상을 더욱 구체적으로 설명하기 위하여 도시한 일예에 불과하므로 본 발명의 기술적 사상이 첨부된 도면의 형태에 한정되는 것은 아니다.
도 1은 본 발명에 따른 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치를 나타낸 사시도, 도 2는 본 발명에 따른 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치를 나타낸 단면도, 도 3은 본 발명에 따른 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치의 이동패널의 작동을 나타낸 단면도이다.
도 1 내지 도 3에 도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치(1000)는 몰드(100), 백 필름(200), 배출부, 히트패널(300), 이동패널(400)을 포함하여 구성된다. 이 때, 상기 몰드(100), 히트패널(300), 이동패널(400)은 프레임(500)에 설치될 수 있다.
상기 몰드(100)는 프리프레그(10)의 일측 및 타측을 각각 접촉부위(11) 및 성형부위(12)라고 할때, 상면에 프리프레그(10)의 접촉부위(11)가 올려진다.
이 때, 프리프레그(10)의 성형부위(12)는 상기 몰드(100)의 상면에서 외측으로 돌출되게 배치된다.
상기 백 필름(200)은 프리프레그(10)를 둘러싸며 탄성 있는 재질로 이루어진다.
이 때, 상기 백 필름(200)은 재사용이 용이한 고무 재질로 이루어질 수 있으나, 본 발명은 이에 한정되지 아니한다.
상기 배출부는 상기 백 필름(200)의 내부에 채워진 공기를 배출시켜 상기 백 필름(200)의 내부를 진공 상태로 만든다. 여기에서, 상기 백 필름(200)의 내부를 진공 상태로 만드는 것을 진공 배깅이라고 하기도 한다.
상기 배출부는 상기 백 필름과 연통되는 공기흡입장치로 구성될 수 있으나 본 발명은 이에 한정되니 아니한다.
상기 히트패널(300)은 프리프레그(10)의 성형부위(12)가 가열 연화되도록 프리프레그(10)의 성형부위(12)에 접촉되어 열을 가한다.
이 때, 상기 히트패널(300)은 프리프레그(10)의 성형부위(12) 하면에 접촉되어 열을 가할수 있다.
상기 이동패널(400)은 프리프레그(10)의 성형부위(12)와 상기 히트패널(300)의 접촉이 해제죄도록 상기 히트패널(300)을 이동시켜 프리프레그(10)의 가열 연화된 성형부위(12)가 상기 몰드(100)의 윤곽에 대응하는 구조로 성형되게 한다.
좀 더 상세하게, 상기 히트패널(300)에 의해 가열 연화된 프리프레그(10)의 성형부위(12)는 흐물해진 상태로 상기 몰드(100)의 윤곽을 따라 흘러내려 상기 몰드(100)의 윤곽에 대응하는 구조로 성형된다.
이때, 상기 백 필름(200)도 상기 이동패널(400)과 함께 상기 몰드(100)의 윤곽에 대응하는 구조로 절곡된다.
한편, 상기 백 필름(200)은 탄성 있는 재질로 이루어짐으로써, 프리그레그의 가열 연화된 성형부위(12)의 경화가 완료된 후, 프리프레그(10)에서 탈착하여 재사용이 가능하다.
종래에는 백 필름(200)이 일회용 재질로 이루어짐으로써, 프리프레그(10)의 성형작업이 수행될 때마다 프리프레그(10)를 둘러쌀 백 필름(200)을 새로 제작해야 되어 부가적인 시간과 비용이 발생하는 문제점이 있었다.
그러나 본 발명에 따른 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치(1000)는 백 필름(200)이 탄성 있는 재질로 이루어짐으로써, 백 필름(200)의 재사용이 가능하여 부가적인 시간과 비용을 절감할 수 있는 효과가 있다.
한편, 도 3에는 프리프레그(10)가'L'자 형태로 성형된 실시예가 도시되었으나, 본 발명은 이에 한정되지 아니한다.
한편, 상기 백 필름(200)은 고무 재질로 이루어질 수 있다.
또한, 상기 몰드(100)는 다수개가 수평방향으로 배열 설치됨으로써, 다수의 몰드(100)에서 각각 다수의 프리프레그(10)의 성형부위(12)를 동시에 가열 연화하여 상기 몰드(100)의 윤곽에 대응하는 구조로 성형할 수 있다.
또한, 상기 몰드(100)는 판구조로 형성될 수 있다.
이하 본 발명에 따른 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치(1000)를 이용하여 다양한 형태의 항공기 복합재를 제조하는 공정에 대해 설명하기로 하다.
도 4는 본 발명에 따른 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치를 이용하여 'T'자 형상의 항공기 복합재를 제조하는 공정을 나타낸 단면도이다.
도 4에 도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치(1000)를 이용하여 'T'자 형상의 항공기 복합재를 제조하는 공정은 다음과 같다.
1)본 발명에 따른 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치(1000)를 이용하여 한 쌍의 프리프레그를 모두'L'자 형상으로 성형한다.
2)한 쌍의 몰드(100)에 각각'L'자 형상으로 성형된 한 쌍의 프리프레그(10′)를 도 4에 도시된 바와 같이 서로 대칭하는 구조로 배치한다.
3)'L'자 형상으로 성형된 한 쌍의 프리프레그(10′)의 사이에 필러(20)를 설치한다. 이때, 필러는 항공기 복합재를 의미한다.
4)'L' 자 형상으로 성형된 한 쌍의 프리프레그(10′)의 상면에 성형이 이루어지지 않은 프리프레그(10)를 배치한다.
5)'L' 자 형상으로 성형된 한 쌍의 프리프레그(10′)와 성형이 이루어지지 않은 프리프레그(10′)를 탄성 있는 재질로 이루어진 백 필름(200)으로 둘러싼다.
6)'L' 자 형상으로 성형된 한 쌍의 프리프레그(10′), 성형이 이루어지지 않은 프리프레그(10), 탄성 있는 재질로 이루어지는 백 필름(200)을 오토클레이브에 주입하여 가열 경화하여, 'T'자 형상의 항공기 복합재를 제조한다.
도 5는 본 발명에 따른 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치를 이용하여 'I'자 형상의 성형자재를 제조하는 실시예를 나타낸 단면도이다.
도 5에 도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치(1000)를 이용하여 'I'자 형상의 항공기 복합재를 제조하는 공정은 다음과 같다.
1)본 발명에 따른 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치(1000)를 이용하여 한 쌍의 프리프레그를 모두'ㄷ'자 형상으로 성형한다.
2)한 쌍의 몰드(100)에 각각'ㄷ'자 형상으로 성형된 한 쌍의 프리프레그(10″)를 도 5에 도시된 바와 같이 서로 대칭하는 구조로 배치한다.
3)'ㄷ'자 형상으로 성형된 한 쌍의 프리프레그(10″)의 사이의 상측 및 하측에 각각 한 쌍의 필러를 설치한다.
4)'ㄷ' 자 형상으로 성형된 한 쌍의 프리프레그(10″)의 상면 및 하면에 각각 성형이 이루어지지 않은 한 쌍의 프리프레그(10)를 배치한다.
5)'ㄷ' 자 형상으로 성형된 한 쌍의 프리프레그(10″)와 성형이 이루어지지 않은 프리프레그(10)를 탄성 있는 재질로 이루어진 백 필름(200)으로 둘러싼다.
6)'ㄷ' 자 형상으로 성형된 한 쌍의 프리프레그(10″), 성형이 이루어지지 않은 프리프레그(10), 탄성 있는 재질로 이루어지는 백 필름(200)을 오토클레이브에 주입하여 가열 경화하여, 'I'자 형상의 항공기 복합재를 제조한다.
본 발명은 상기한 실시예에 한정되지 아니하며, 적용범위가 다양함은 물론이고, 청구범위에서 청구하는 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 다양한 변형 실시가 가능한 것은 물론이다.
1000 : 본 발명에 따른 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치
10, 10′, 10″: 프리프레그
11 : 접촉부위
12 : 성형부위
100 : 몰드
200 : 백 필름
300 : 히트패널
400 : 이동패널
500 : 프레임

Claims (4)

  1. 프리프레그(10)의 일측 및 타측을 각각 접촉부위(11) 및 성형부위(12)라고 할때, 상면에 각각 프리프레그(10)의 접촉부위(11)가 올려지며, 서로 밀착되게 배치하거나 서로 수평방향으로 일정간격 이격되게 배치하는 것이 가능하며, 판구조로 형성되는 한 쌍의 몰드(100);
    프리프레그(10)를 둘러싸며 탄성 있는 재질로 이루어지는 백 필름(200);
    상기 백 필름(200)의 내부에 채워진 공기를 배출시켜 진공 상태를 만드는 배출부;
    프리프레그(10)의 성형부위(12)가 가열 연화되도록 프리프레그(10)의 성형부위(12)에 접촉되어 열을 가하는 히트패널(300); 및
    프리프레그(10)와 상기 히트패널(300)의 접촉이 해제되도록 상기 히트패널(300)을 이동시켜 프리프레그(10)의 가열 연화된 성형부위(12)가 상기 몰드(100)의 윤곽에 대응하는 구조로 성형되게 하는 이동패널(400);를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치(1000).
  2. 제1항에 있어서, 상기 백 필름(200)은
    고무 재질로 이루어지는 것을 특징으로 하는 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치(1000).
  3. 제1항에 의한 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치(1000)를 이용한 'T'자 형상의 항공기 복합재의 제조방법에 있어서,
    상기 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치(1000)를 이용하여 한 쌍의 프리프레그를 모두'L'자 형상으로 성형하는 제1단계;
    상기 한 쌍의 몰드(100)에 각각 'L'자 형상으로 성형된 한 쌍의 프리프레그(10′)를 서로 대칭하는 구조로 배치하는 제2단계;
    상기 'L'자 형상으로 성형된 한 쌍의 프리프레그(10′)의 사이에 필러(20)를 설치하는 제3단계;
    상기 'L' 자 형상으로 성형된 한 쌍의 프리프레그(10′)의 상면에 성형이 이루어지지 않은 프리프레그(10)를 배치하는 제4단계;
    상기 'L' 자 형상으로 성형된 한 쌍의 프리프레그(10′)와 성형이 이루어지지 않은 프리프레그(10′)를 탄성 있는 재질로 이루어진 백 필름(200)으로 둘러싸는 제5단계; 및
    상기 'L' 자 형상으로 성형된 한 쌍의 프리프레그(10′), 성형이 이루어지지 않은 프리프레그(10), 탄성 있는 재질로 이루어지는 백 필름(200)을 오토클레이브에 주입하여 가열 경화하여, 'T'자 형상의 항공기 복합재를 제조하는 제6단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치(1000)를 이용한 'T'자 형상의 항공기 복합재의 제조방법.
  4. 제1항에 의한 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치(1000)를 이용한 'I'자 형상의 항공기 복합재의 제조방법에 있어서,
    상기 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치(1000)를 이용하여 한 쌍의 프리프레그를 모두'ㄷ'자 형상으로 성형하는 제1단계;
    상기 한 쌍의 몰드(100)에 각각'ㄷ'자 형상으로 성형된 한 쌍의 프리프레그(10″)를 서로 대칭하는 구조로 배치하는 제2단계;
    상기 'ㄷ'자 형상으로 성형된 한 쌍의 프리프레그(10″)의 사이의 상측 및 하측에 각각 한 쌍의 필러를 설치하는 제3단계;
    상기 'ㄷ' 자 형상으로 성형된 한 쌍의 프리프레그(10″)의 상면 및 하면에 각각 성형이 이루어지지 않은 한 쌍의 프리프레그(10)를 배치하는 제4단계;
    상기 'ㄷ' 자 형상으로 성형된 한 쌍의 프리프레그(10″)와 성형이 이루어지지 않은 프리프레그(10)를 탄성 있는 재질로 이루어진 백 필름(200)으로 둘러싸는 제5단계; 및
    상기 'ㄷ' 자 형상으로 성형된 한 쌍의 프리프레그(10″), 성형이 이루어지지 않은 프리프레그(10), 탄성 있는 재질로 이루어지는 백 필름(200)을 오토클레이브에 주입하여 가열 경화하여, 'I'자 형상의 항공기 복합재를 제조하는 제6단계;를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치(1000)를 이용한 'I'자 형상의 항공기 복합재의 제조방법.
KR1020140195063A 2014-12-31 2014-12-31 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치 KR101667536B1 (ko)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020140195063A KR101667536B1 (ko) 2014-12-31 2014-12-31 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020140195063A KR101667536B1 (ko) 2014-12-31 2014-12-31 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20160081351A KR20160081351A (ko) 2016-07-08
KR101667536B1 true KR101667536B1 (ko) 2016-10-19

Family

ID=56503606

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020140195063A KR101667536B1 (ko) 2014-12-31 2014-12-31 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR101667536B1 (ko)

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP6788487B2 (ja) * 2016-12-01 2020-11-25 川崎重工業株式会社 複合材料構造物の製造方法
KR102102149B1 (ko) * 2018-12-06 2020-05-29 한국복합소재(주) 항공기용 노즈콘의 제조방법
KR102169173B1 (ko) * 2019-09-16 2020-10-22 재단법인 한국탄소융합기술원 프리프레그 프리히팅을 이용한 프리폼 성형방법 및 장치

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001047507A (ja) * 1999-08-06 2001-02-20 Sakura Gomme Kk 複合材のオートクレーブ成形におけるバギング方法
JP2003011231A (ja) 2001-07-03 2003-01-15 Fuji Heavy Ind Ltd 複合材パネルの製造方法

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2006312260A (ja) * 2005-05-09 2006-11-16 Fuji Heavy Ind Ltd プリプレグの折曲成形装置及びその折曲成形方法
KR101033476B1 (ko) * 2009-01-08 2011-05-09 주식회사 대한항공 프리프레그 절곡 성형장치 및 그 성형방법

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2001047507A (ja) * 1999-08-06 2001-02-20 Sakura Gomme Kk 複合材のオートクレーブ成形におけるバギング方法
JP2003011231A (ja) 2001-07-03 2003-01-15 Fuji Heavy Ind Ltd 複合材パネルの製造方法

Also Published As

Publication number Publication date
KR20160081351A (ko) 2016-07-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR101822207B1 (ko) 섬유강화재로 부품을 제조하는 방법
US9623620B2 (en) Three-dimensional reuseable curing caul for use in curing integrated composite components and methods of making the same
JP5686194B2 (ja) 繊維強化プラスチック構造体の成形方法と車両用ホイール
US9278480B2 (en) Process and system for manufacturing composite material products, as well as products manufactured with this process or system
US20150137424A1 (en) System and method for manufacturing monolithic structures using expanding internal tools
EP3659774B1 (en) Composite material molding jig and composite material molding method
KR101667536B1 (ko) 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치
JP2004106548A (ja) 共硬化樹脂の真空支援型トランスファー成形の製造方法
EP2661359B1 (en) Method and device for compressing a composite radius
EP2842711B1 (en) Apparatus and method for producing a composite material aircraft component
CA2995321C (en) Composite materials molding method, and composite materials
JP5682843B2 (ja) 長繊維強化樹脂成形体とその製造方法
JP2013022835A (ja) 繊維強化樹脂を備える製品を少なくとも２つ製造する方法および装置
CN108349174A (zh) 用于由纤维复合材料制造构件的方法
EP3024627A1 (en) Mould arrangement and method for compression moulding fiber reinforced preforms
RU2007148546A (ru) Способ изготовления компонента оболочкового типа
JP2021014125A (ja) 繊維強化樹脂構造物の製造方法、繊維強化樹脂構造物の製造システム及び繊維強化樹脂構造物
JP2003071864A (ja) 複合材補強板の製造方法
KR101447136B1 (ko) 섬유 강화 복합재의 성형방법
JP2016055459A (ja) 複合材料の製造方法、複合材料の製造装置、および複合材料
RU2559446C1 (ru) Способ изготовления трехслойной панели из композиционного материала
US10807323B2 (en) Manufacture of objects having a fiber-reinforced region
US20110272091A1 (en) Method of manufacturing complex composite parts
CA2942019C (en) Modular tooling for manufacturing multi-cavity composite structures
EP3173223A1 (en) A method for manufacturing an aircraft structure component

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E90F Notification of reason for final refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant
FPAY Annual fee payment

Payment date: 20191008

Year of fee payment: 4