KR102213587B1 - 폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러 및 그의 제조방법 - Google Patents

폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러 및 그의 제조방법 Download PDF

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Abstract

본 발명의 일 실시예에 따른 폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러는 내부에 위치한 폼코어, 폼코어의 표면에 적층된 제1 프리프레그층 및 제1 프리프레그층의 표면에 적층된 제2 프리프레그층을 포함하며 폼코어의 압축강도는 폼코어의 두께 대비 20 내지 80% 압축 시 0.5 내지 1.5MPa인 구조를 통해 높은 비강도, 비강성을 구현할 수 있고, 폼코어의 압축강도 제어를 통하여 핀홀 및 섬유패턴 굴절과 같은 외관 결점이 없으며 프로펠러의 공기역학적 성능 및 효율이 향상된 프로펠러를 제공할 수 있다.

Description

폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러 및 그의 제조방법{FIBER REINFORCED PLASTIC PROPELLERS FOR UNMANNED AERIAL VEHICLE USING FORM AND MENUFACTURING METHOD THEREOF}
본 발명은 무인항공기용 프로펠러 및 그의 제조방법에 관한 것으로, 더 상세하게는 경량이면서 최적의 강도/강성 및 성능을 갖도록 설계된 폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러 및 그의 제조방법에 관한 것이다.
일반적으로, 무인항공기(Unmanned Aerial Vehicle, UAV)는 상황, 목적, 국가별로 다양한 용어로 불리고 있지만 일반적으로 드론(drone)이라고 불리는 것으로 사전 입력된 프로그램에 따라 조종사가 탑승하지 않고 무선전파 유도에 의해 비행이나 조종이 가능한 비행기 혹은 헬리콥터 모양의 무인기를 총칭하는 것이다.
초창기 무인항공기는 군사용으로 공군 미사일 폭격 연습 대상으로 연구가 시작되어, 1차 세계대전이 한창이던 1910년대 'Bug'라는 이름의 무인항공기가 미국에서 처음 개발된 것이 그 시초이다. 최근에는 물류 운송, 농업, 정보통신, 재해관측, 항공촬영 등 상업적 활용이 늘어나면서 다양한 분야로의 활용 가치가 증대되고 있다.
무인항공기의 주요 성능은 프로펠러 성능 및 효율, 모터 효율, 배터리에 의해 결정되며, 특히, 프로펠러는 엔진 혹은 모터의 구동에 의해 회전을 하며 다량의 공기에 운동량 변화를 주어 추력을 발생시키는 추진 장치로서 무인항공기의 성능을 결정짓는 핵심부품 중 하나이다. 이와 같이 무인항공기의 성능에 큰 영향을 주는 프로펠러를 개선하기 위한 방법으로 프로펠러를 섬유강화플라스틱(Fiber Reinforced Plastic, FRP)으로 제조하는 방법이 연구 및 개발되고 있다.
섬유강화플라스틱은 뛰어난 기계적 특성과 내식성을 동시에 가지는 복합재료로 경량이면서도 높은 기계적 성질 및 진동 흡수 특성을 가지는 복합 소재로서 금속재 프로펠러에 비해 비행 조종 능력을 향상시킬 수 있다. 또한, 낮은 열팽창계수로 인해 온도변화에 따른 기하학적 변형이 적어 공기역학적 성능을 향상시킬 수 있다.
이러한 섬유강화플라스틱을 실제로 프로펠러에 적용하기 위해, 구조적 측면에서는 섬유의 적절한 배향 및 적층구성, 적층 재료의 물리적 특성이, 제조적 측면에서는 비용이 저렴하고 균일한 품질의 프로펠러를 제조하는 방법이 필요하다. 그러나 종래의 기술은 이러한 부분에 대한 기술적 해결 방법이 부족한 실정이다. 예컨대, 대한민국 공개특허 10-2019-0008202호는 탄소섬유로 제조된 프로펠러를 개시하고 있으나, 프로펠러 소재를 단순히 탄소섬유로 구성한 것을 개시하고 있을 뿐, 탄소섬유가 프로펠러에 효과적으로 적용되기 위한 구조 및 구성 등에 대해서는 전혀 개시하고 있지 못하고 있다.
대한민국 공개특허 10-2019-0008202호
본 발명은 상기와 같은 종래기술의 문제점을 해결하기 위한 것으로, 본 발명의 목적은 무인항공기의 프로펠러에 섬유강화플라스틱을 적용함에 있어, 구조재로서 프로펠러의 강도, 강성을 보강하기 위한 구조를 제공할 수 있고, 우수한 외관 특성과 에너지 효율을 가진 폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러 및 그의 제조방법을 제공하는 것이다.
본 발명의 상기 및 다른 목적과 이점은 바람직한 실시예를 설명한 하기의 설명으로부터 분명해질 것이다.
상기 목적은, 내부에 위치한 폼코어, 폼코어의 표면에 적층된 제1 프리프레그층 및 제1 프리프레그층의 표면에 적층된 제2 프리프레그층을 포함하며, 폼코어의 압축강도는 폼코어의 두께 대비 20 내지 80% 압축 시 0.5 내지 1.5MPa인 폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러에 의해 달성된다.
바람직하게는, 제1 프리프레그층은 섬유 배열 방향이 프로펠러의 길이방향으로 배열되고, 제2 프리프레그층은 섬유 배열 방향이 프로펠러의 길이방향에 대해 ±45도 각도로 배열될 수 있다.
바람직하게는, 제1 프리프레그층 및 제2 프리프레그층은 탄소섬유 및 에폭시 수지를 포함할 수 있다.
바람직하게는, 제1 프리프레그층 및 제2 프리프레그층은 인성 강화를 위한 인성 강화 수지를 더 포함할 수 있으며, 인성 강화 수지는 열가소성 수지로서 프레프레그를 형성하는 모재에 입자 형태로 첨가되는 것일 수 있다.
바람직하게는, 폼코어는 프레스 가공시, 금형 가압력에 의해 압축되는 범위가 20 내지 80%일 수 있다.
바람직하게는, 폼코어는 프레스 가공에 의한 압축 이후 압력 제거 시 두께 복원범위가 압축된 두께 대비 10 내지 50%일 수 있다.
바람직하게는, 폼코어는 성형 가공 이전에 면방향으로 동일한 두께를 가지는 시트 형상인 압축 전 폼코어를 성형하여 형성되는 것일 수 있다.
바람직하게는, 압축 전 폼코어는 프로펠러의 형상 및 캐비티의 높이를 고려하여 재단하는 것일 수 있다.
바람직하게는, 압축 전 폼코어의 두께는 수학식 1에 의해 결정되는 것일 수 있다.
(수학식 1)
압축 전 폼코어 두께={(금형 캐비티의 최대 높이)-(제1 프리프레그층 두께*2)-(제2 프리프레그층 두께*2)}*1.25
바람직하게는, 압축 전 폼코어의 재단 형상은 수학식 2에 의해서 결정되는 금형 캐비티 높이에 해당하는 금형내 각 포인트를 연결한 폐곡선일 수 있다.
(수학식 2)
금형 캐비티 높이=(폼코어 두께)*(1-0.8)+(제1프리프레그층 두께*2)+(제2프리프레그층 두께*2)
상기 목적은, 프로펠러를 성형하기 위한 상부 및 하부 금형 내부에 이형처리를 하는 단계, 폼코어, 제1 프리프레그층 및 제2 프리프레그층을 재단하는 단계, 재단된 제2 프리프레그층 및 제1 프리프레그층을 금형에 순차적으로 적층하는 단계, 적층된 제1 프리프레그 상에 재단된 폼코어를 적층하는 단계, 상부 및 하부 금형을 치합하는 단계, 치합된 금형을 프레스에 장착 후 가열 및 가압하여 프로펠러를 성형하는 단계 및 성형된 프로펠러를 탈형 및 트리밍하는 단계를 포함하는 폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러의 제조방법에 의해 달성된다.
바람직하게는, 프로펠러를 성형하는 단계에서 가열 온도는 100 내지 150℃일 수 있다.
바람직하게는, 프로펠러를 성형하는 단계에서 가압 압력은 0.1 내지 10MPa일 수 있다.
바람직하게는, 프로펠러를 성형하는 단계 이전에 치합된 금형을 50 내지 100℃의 온도에서 예열하는 단계를 더 포함할 수 있다.
바람직하게는, 프로펠러를 성형하는 단계에서 프레스의 가압은 다단 가압공정으로 수행될 수 있다.
이상과 같이 본 발명의 일 실시예에 따른 폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러 및 그의 제조방법은 내부의 폼코어 및 외부의 프리프레그 구조를 통해 높은 비강도, 비강성을 구현할 수 있다.
또한, 본 발명의 일 실시예에 따른 폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러 및 그의 제조방법은 일방향 및 직물 프리프레그 이중구조를 통해 프로펠러의 굽힘 및 비틀림 강성의 향상이 가능하다.
또한, 본 발명의 일 실시예에 따른 폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러 및 그의 제조방법은 폼코어의 압축강도 제어를 통하여 핀홀 및 섬유패턴 굴절과 같은 외관 결점이 없으며, 이러한 미려한 외관으로 인해 프로펠러의 공기역학적 성능 및 효율이 향상된 프로펠러를 제공할 수 있다.
다만, 본 발명의 효과들은 이상에서 언급한 효과로 제한되지 않으며, 언급되지 않은 또 다른 효과들은 아래의 기재로부터 당업자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러의 단면도이다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러의 폼코어 구성을 설명하기 위한 단면도이다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러의 제조방법의 흐름도이다.
첨부한 도면을 참고로 하여 본 발명의 실시예에 대하여 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 실시할 수 있도록 상세히 설명한다. 그러나 본 발명은 여러 가지 상이한 형태로 구현될 수 있으며 여기에서 설명하는 실시예에 한정되지 않는다.
본 발명을 명확하게 설명하기 위해서 설명과 관계없는 부분은 생략하였으며, 명세서 전체를 통하여 동일 또는 유사한 구성요소에 대해서는 동일한 참조 부호를 붙이도록 한다.
도면에서 나타난 각 구성의 크기 및 두께는 설명의 편의를 위해 임의로 나타내었으므로, 본 발명이 반드시 도시된 바에 한정되지 않는다. 도면에서 여러 층 및 영역을 명확하게 표현하기 위하여 두께를 확대하여 나타내었다. 그리고 도면에서, 설명의 편의를 위해, 일부 층 및 영역의 두께를 과장되게 나타내었다.
도면에서 여러 층 및 영역을 명확하게 표현하기 위하여 두께를 확대하여 나타내었다. 명세서 전체를 통하여 유사한 부분에 대해서는 동일한 도면 부호를 붙였다. 층, 막, 영역, 판 등의 부분이 다른 부분 "위에" 있다고 할 때, 이는 다른 부분 "바로 위에" 있는 경우뿐 아니라 그 중간에 또 다른 부분이 있는 경우도 포함한다. 반대로 어떤 부분이 다른 부분 "바로 위에" 있다고 할 때에는 중간에 다른 부분이 없는 것을 뜻한다.
또한, 명세서 전체에서, 어떤 부분이 어떤 구성요소를 "포함" 한다고 할 때, 이는 특별히 반대되는 기재가 없는 한 다른 구성요소를 제외하는 것이 아니라 다른 구성요소를 더 포함할 수 있는 것을 의미한다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러의 단면도이다.
도 1을 참고하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러(100)는 폼코어(110), 제1 프리프레그층(120) 및 제2 프리프레그층(130)을 포함한다.
프로펠러(100)의 내부에는 폼코어(110)가 위치하며, 폼코어(110)의 표면에는 제1 프리프레그층(120)이 폼코어(110)를 감싼 형태로 적층되고, 제1 프리프레그층(120)의 표면에는 제2 프리프레그층(130)이 제1 프리프레그층(120)을 감싼 형태로 적층되어, 내부의 폼코어(110)와 폼코어(110) 표면의 제1 프리프레그층(120) 및 제2 프리프레그층(130)의 구조를 가진다.
폼코어(110)는 성형 과정에서 금형에 가해진 압력이 내부로 전달되어 금형 표면과 금형 표면에 적층된 제1 프리프레그층(120) 및 제2 프리프레그층(130)에 의하여 압력을 전달받는다. 이때 폼코어(110)는 전달된 압력에 의해 압축이 일어나는데 그 압축범위는 초기 두께 대비 20 내지 80% 범위인 것이 바람직하다. 또한 20 내지 80% 압축 범위에서의 폼코어(110)의 압축 강도는 0.5 내지 1.5MPa인 것이 바람직하다.
폼코어(110)의 압축 범위가 20%이하, 즉 압축강도 0.5MPa 이하에서는 금형 표면과 금형 표면에 적층된 제1 프리프레그층(120) 및 제2 프리프레그층(130)에 의하여 발생하는 압축력에 대한 폼코어(110)의 반발력이 낮기 때문에, 제1 프리프레그층(120) 및 제2 프리프레그층(130)을 금형 표면으로 충분히 압착시켜 주지 못하여 프로펠러(100) 표면에 핀홀 혹은 미함침과 같은 성형 불량이 발생한다. 이러한 불량은 프로펠러의 회전시 그 표면을 지나가는 기류를 불안정하게 만들어 프로펠러의 회전효율 및 에너지 효율을 저감시켜 프로펠러(100)의 전반적 성능을 저하시킨다.
또한 폼코어(110)의 압축 범위 80%이상, 즉 압축강도 1.5MPa이상에서는 금형 표면과 금형 표면에 적층된 제1 프리프레그층(120) 및 제2 프리프레그층(130)에 의하여 발생하는 압축력에 대한 폼코어(110)의 반발력이 강하기 때문에, 제1 프리프레그층(120) 및 제2 프리프레그층(130)을 금형 표면으로 너무 강하게 압착시켜 제1 프리프레그층(120) 및 제2 프리프레그층(130)의 섬유 배열을 흐트러트리는 문제가 발생한다. 이러한 문제는 흐트러진 섬유 배열로 인해 굽힘 및 비틀림 강도/강성을 저하시키게 되고, 그 결과는 프로펠러의 파괴 강도 저하 및 변형량 증가로 이어져 전반적 성능이 떨어질 수 있다.
폼코어(110)는 발포성 수지 및 발포/경화제를 포함한다. 발포성 수지는 우레탄, 실리콘, 폴리테트라플루오로에틸렌, 폴리에틸렌테레플레이트, 폴리에틸렌, 폴리비닐클로라이드 및 에틸렌비닐아세테이트 중에서 선택되는 어느 하나를 포함할 수 있으며, 상기 압축 강도를 만족하는 것이라면 어느 것이든 사용할 수 있다.
제1 프리프레그층(120)은 섬유 배열 방향이 프로펠러(100)의 길이방향으로 배열(배치)되어 프로펠러(100)가 길이방향으로 휘어지는 굽힘을 방지한다. 제1 프리프레그층(120)은 일방향 프리프레그 혹은 직물 프리프레그 어느 것을 사용하여도 무방하나 동일한 단위 면적당 무게에서 보다 높은 강성을 발현할 수 있는 일방향 프리프레그를 사용하는 것이 바람직하다.
제2 프리프레그층(130)은 섬유 배열 방향이 프로펠러의 길이방향에 대하여 ±45도 각도로 배열(배치)되어 프로펠러가 회전 시 발생하는 추력에 의해서 프로펠러(100)가 비틀어지는 것을 방지한다. 즉, 제2 프리프레그층(130)은 섬유 배열 방향이 제1 프리프레그층(120)과 동일한 방향이 아니라 ±45도 각도를 가지도록 하여, 제1 프리프레그층(120) 및 제2 프리프레그층(130)의 섬유 방향이 서로 엇갈려 있어, 프로펠러에 가해지는 외력에 의해 변형되는 것을 방지하고 프로펠러(100)에 가해지는 다양항 방향과 종류의 외력 모두에 대응하여 프로펠러(100)의 변형을 방지하는 기능을 한다. 또한, 제2 프리프레그층(130)은 일방향 프리프레그 혹은 직물 프리프레그 어느 것을 사용하여도 무방하나 작업성의 측면에서 직물 프리프레그를 사용하는 것이 바람직하다.
제1 프리프레그층(120) 및 제2 프리프레그층(130)은 탄소섬유 및 매트릭스 수지를 포함할 수 있다. 매트릭스 수지는 열경화성 수지로 에폭시, 비닐에스터, 불포화폴리에스터를, 열가소성 수지로 폴라아미드, 폴리프로필렌, 우레탄 중에서 선택되는 어느 하나의 구성물질을 포함할 수 있다. 그리고 프로펠러(100)의 중량은 프로펠러의 성능에서 매우 중요한 영향 인자이므로 이를 저감하기 위하여 높은 비강도와 비강성을 가진 탄소섬유를 사용하는 것이 바람직하다. 또한, 매트릭스 수지는 물성이 높은 에폭시를 사용하는 것이 바람직하다.
또한, 제1 프리프레그층(120) 및 제2 프리프레그층(130)은 충격흡수를 위한 인성강화의 방안으로 인성 강화 수지를 더 포함할 수 있다. 제1 프리프레그층(120) 및 제2 프리프레그층(130)에 첨가되는 인성 강화 수지는 인성이 높은 열가소성 수지가 입자 형태로 프리프레그를 형성하는 모재에 첨가되어 사용될 수 있다. 열가소성 수지 입자는 폴리아크릴(polyacryl), 폴리에스터(polyester), 폴리비닐(polyvinyl), 폴리우레탄(polyurethan), 폴리에테르(polyether), 폴리아미드(polyamide), 폴리이미드(polyimide), 폴리에테르 아미드(polyether amide), 폴리케톤(polyketone), 폴리에테르케톤(polyether ketone), 폴리에테르에테르케톤(polyetheretherketone), 폴리술폰(polysulfone), 폴리에테르술폰(polyethersulfone), 폴리에테르에테르술폰(polyetherethersulfone), 폴리페닐술폰(polyphenylsulfone) 및 폴리페닐렌옥사이드(polyphenylene oixde) 군에서 선택되는 어느 하나 이상을 포함할 수 있다.
도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러의 폼코어 구성을 설명하기 위한 단면도이다.
도 2를 참조하면, 프로펠러(100)는 단면이 사각형이 아닌 유선형의 구조를 가지며, 프로펠러(100) 내부에 위치한 폼코어(110) 또한 단면이 사각형이 아닌 유선형 구조를 가지게 된다. 그러나 프로펠러(100) 내부에 위치하는 폼코어(110)는 유선형 형태로 가공된 후 제1 프리프레그층(120) 및 제2 프리프레그층(130)과 함께 성형 금형 내에 넣어지는 것이 아니라 성형 금형의 압력에 의해 유선형으로 변형되는 것이다. 또한 성형 금형에 의해 변형되기 전인 압축 전 폼코어(110-1)는 면방향으로 일정한 두께를 가지는 시트 형상을 가지는 것이 바람직하다.
일반적으로 폼코어 소재는 프로펠러에 사용되는 경우 프로펠러 단면형상과 동일한 형태로 가공하여 사용하지만, 이 경우 폼코어의 형상 가공을 위한 공정이 추가되어 불량율 증가 및 제조 원가 상승의 원인이 된다. 그러나 본 발명에서는 폼코어 소재를 프로펠러 형상으로 가공하는 것이 아니라 면방향으로 일정한 두께를 가지는 시트 형상을 가지는 압축 전 폼코어(110-1)를 별도의 가공없이 바로 사용함으로써, 불량율 감소 및 제조 원가 절감의 효과가 있다.
본 발명에서 시트 형상을 가지는 변형되기 전의 압축 전 폼코어(110-1)는 금형 내에 삽입된 후 프레스를 통해 가공할 때, 금형 가압력에 의해 압축되는데, 이때 압축되는 정도는 폼코어의 초기 두께 대비 20 내지 80%의 값을 가지는 것이 바람직하다. 즉, 변형되기 전의 압축 전 폼코어(110-1)의 두께 H에 대하여 압축 폼코어(110-2)의 최대 높이 Hmax와 최소높이 Hmin의 값은 0.2H 초과 0.8H 미만인 것이 바람직하다. 즉, 압축 폼코어(110-2)의 최대 높이 Hmax와 최소높이 Hmin는 압축 전 폼코어(110-1)의 두께 H에 대해 0.2배와 0.8배 사이의 값을 가지는 것이 바람직하다. 이는 상술한 바와 같이 원하는 범위의 압축강도를 얻어 폼코어(110)의 반발력에 의해 금형 표면과 제1 프리프레그층(120) 및 제2 프리프레그층(130)의 압착 상태롤 조절하기 위한 것이다.
또한, 폼코어(110)는 압축 전 폼코어(110-1)에 압력을 가하여 압축시킨 이후 압력 제거 시 두께 복원범위가 압축된 두께 대비 10 내지 50%의 범위를 가진다. 이러한 압축 복원 조건은 폼코어를 단품 상태에서 만능인장기를 통해서 평가하여 얻을 수 있다. 압축 이후 압력 제거 시 두께가 복원된다는 의미는 성형 상태에서 폼코어(110)가 제1 프리프레그층(120) 및 제2 프리프레그층(130)을 금형 표면으로 충분히 밀어주고 있다는 의미이다. 이 복원이 이루어지지 않는다면 폼코어가 제1 프리프레그층(120) 및 제2 프리프레그층(130)을 금형 표면으로 압착시키는 힘이 부족하여 성능 및 외관이 우수한 프로펠러를 제작할 수 없다.
이때, 복원범위가 50%를 초과할 경우 복원하려는 힘이 과도하여 제1 프리프레그층(120) 및 제2 프리프레그층(130)을 성형 금형 내표면 방향으로 강하게 압착시키게 된다. 이와 같이 제1 프리프레그층(120) 및 제2 프리프레그층(130)을 성형 금형 내표면 방향으로 과도하게 압착시키는 경우 같이 제1 프리프레그층(120) 및 제2 프리프레그층(130)을 구성하는 프리프레그의 섬유 배열이 흐트러지는 문제가 발생한다. 이러한 프리프레그 섬유 배열의 흐트러짐은 제1 프리프레그층(120)에 있어 프로펠러의 굴곡 강성을 저하시키게 되고, 제2 프리프레그층(130)에 있어서는 외관을 나빠지게 한다. 또한, 나빠진 외관은 단순히 시각적 문제만을 야기하는 것이 아니라 프로펠러 표면을 지나가는 기류의 흐름을 불안정하게 만들어 프로펠러의 성능을 저하시킬 수 있다. 복원 범위가 10% 이하에서는 폼코어가 제1 프리프레그층(120)및 제2 프리프레그층(130)을 금형 내표면으로 압착시키는 힘이 약하게 되어 성능 및 외관이 우수한 프로펠러를 제작할 수 없다.
또한 변형되기 전, 즉 압축 전 폼코어(110-1)는 프로펠러 형상 및 성형 금형의 캐비티의 높이에 따라 일정한 형태로 재단하여 제1 프리프레그층(120) 및 제2 프레프레그층(130)을 형성하는 프리프레그 사이에 충전될 수 있다. 이때, 압축 전 폼코어(110-1)의 두께는 수학식 1에 의해서 결정되는 것이 바람직하다.
(수학식 1)
압축 전 폼코어 두께={(금형 캐비티의 최대 높이)-(제1 프리프레그층 두께*2)-(제2 프리프레그층 두께*2)}*1.25
본 발명에서는 폼코어(110)의 압축 범위가 20 내지 80%를 가진다. 이때, 폼코어(110) 중 압축이 가장 적게 된 부분도 최소 압축 전 두께 대비 20% 이상 압축이 되어야 한다. 따라서 최소한의 폼코어(110) 두께는 금형 캐비티의 높이가 가장 높은 부분 대비 25%이상 더 두꺼워야 한다. 그러나 폼코어(110)의 표면에 제1 프리프레그층(120) 및 제2 프레프레그층(130)을 형성하기 위하여 금형 표면 상에 제1 프레프레그층(120) 및 제2 프리프레그층(130)이 적층되는 점을 감안하면 상기 두께에서 제1 프리프레그층(120) 및 제2 프리프레그층(130)의 두께(상부와 하부에 각각 2개)를 뺀 값이 바람직하다.
또한 압축 전 폼코어(110-1)의 재단 형상은 수학식 2에 의해서 결정되는 금형 캐비티 높이에 해당하는 금형내 각 포인트를 연결한 폐곡선으로 결정되는 것이 바람직하다.
(수학식 2)
금형 캐비티 높이=(폼코어 두께)*(1-0.8)+(제1프리프레그층 두께*2)+(제2프리프레그층 두께*2)
본 발명에서 폼코어(110)의 최대 압축 범위는 80%이다. 따라서, 폼코어(110)는 프로펠러(100) 내부 전체에 충전되지 않고 최대 압축이 달성될 수 있는 부분에만 충전이 된다. 이러한 조건을 만족시키기 위해서는 폼코어의 재단 형상 선정이 중요하다. 이와 같이 폼코어(110)의 최대 압축 범위가 80%인 것을 고려하여 압축 전 폼코어(110-1)의 재단 형상은 금형의 캐비티 높이가 폼코어를 80%까지 압축시킬 수 있는 지점을 연결한 폐곡선인 것이 바람직하다. 예를 들어 폼코어의 두께 H에 대하여 80% 압축시 두께는 0.2H가 된다. 따라서, 금형 캐비티의 각부의 높이를 측정하여 0.2H가 되는 지점을 찾고 이 지점들을 차례로 연결하면 폼코어 재단 형상이 완성된다. 이때 금형 표면에는 제1 프리프레그층(120) 및 제2 프리프레그층(130)이 적층되므로 이들 두께를 감안하여 0.2H에서 제1 프리프레그층(120) 및 제2 프리프레그층(130) 두께를 더한다. 그리고 그 값에 해당하는 금형 캐비티 높이를 찾아 그 지점을 차례로 연결하면 된다.
도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러의 제조방법의 흐름도이다.
도 3을 참고하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러의 제조방법은 프로펠러를 성형하기 위한 상부 및 하부 금형 내부에 이형처리를 하는 단계(S301), 폼코어, 제1 프리프레그층 및 제2 프리프레그층을 재단하는 단계(S302), 재단된 제2 프리프레그층 및 제1 프리프레그층을 금형에 순차적으로 적층하는 단계(S303), 적층된 제1 프리프레그 상에 재단된 폼코어를 적층하는 단계(S304), 금형을 치합하는 단계(S305), 치합된 금형을 프레스에 장착 후 가열 및 가압하는 단계(S306) 및 성형이 완료된 프로펠러를 탈형 및 트리밍을 하는 단계(S307)를 포함한다. 또한, 본 발명은 가열 및 가압하는 단계(S306) 이전에 치합된 금형을 50 내지 100℃의 온도에서 예열하는 단계를 더 포함할 수 있다.
먼저, 프로펠러를 성형하기 위한 상하 금형 내부에 이형처리를 하는 단계(S301)에서는 금형의 내부 표면에 이형제를 도포하여 이형처리를 수행한다. 금형 내부 표면을 균일하고 매끈하게 이형제로 도포하는 것은 제조된 프로펠러의 표면 상태를 우수하게 하기 위해 중요하므로, 고상이 아닌 액상의 이형제를 사용하는 것이 바람직하다. 또한, 이형제가 도포된 금형 내부 표면을 융과 같은 직조물로 닦아 내어 마감하는 것이 바람직하다. 이형제가 금형 내부 표면에 균일하고 매끈하게 도포되지 않으면 금형 표면에 이형제의 얼룩이 남고 이는 성형 후 프로펠러의 표면 얼룩으로 전사될 수 있다. 또한, 금형 내부 표면에 과도하게 남아 있는 이형제에 의해서 프리프레그 적층시 금형 표면과의 접착력이 떨어질 수 있다.
다음으로, 폼코어, 제1 프리프레그층 및 제2 프리프레그층을 재단하는 단계(S302)는 제1 프리프레그층을 형성하는 제1 프리프레그를 섬유의 배열 방향으로 재단하고, 제2 프리프레그층을 형성하는 제2 프리프레그를 섬유 배열 방향에 대해서 ±45도 각도로 재단하며, 압축 전 폼코어를 수학식 2의 의해서 결정된 형상에 따라 재단하는 단계를 포함할 수 있다. 이때, 제1 프리프레그층은 그 두께 및 프로펠러의 요구 성능에 따라서 둘 이상의 프리프레그를 적층하여 형성될 수 있다. 이러한 경우에 프리프레그를 재단 후 적층하는 방법과 프리프레그 적층 후 재단하는 방법이 있으나, 어느 방법을 사용하여도 무방하나, 프리프레그 적층 후 재단하는 방법이 보다 바람직하다.
다음으로, 재단된 제2 프리프레그층 및 제1 프리프레그층을 금형에 순차적으로 적층하는 단계(S303)는 이형처리된 금형 내부 표면에 제2 프리프레그층, 제1 프리프레그층을 순서대로 적층한다. 이때, 성형 금형의 하부 금형 및 상부 금형 모두에 제2 프리프레그층 및 제1 프리프레그층을 순서대로 적층한다. 또한, 적층된 프리프레그 간의 계면 및 프리프레그-금형표면 간의 계면에는 기포가 남지 않도록 적층하는 것이 바람직하다. 특히, 프리프레그와 금형 표면간 계면에 남은 기포는 외관 불량의 원인이 될 수 있으므로 기포 제거가 더욱 중요하다.
다음으로, 적층된 제1 프리프레그 상에 재단된 폼코어를 적층하는 단계(S304)는 S303 단계를 통해서 적층된 제1 프리프레그층 표면에 폼코어를 적층한다. 이때, 프리프레그가 적층된 상부 및 하부 금형이 존재하는데, 둘 중 어느 쪽에 적층하여도 무방하나, 하부 금형 상에 적층하는 것이 추가의 접착과정 없어 공정을 줄일 수 있으므로 바람직하다.
또한, 폼코어는 프로펠러 내부에 충전되는 것이므로 그 적층 위치에 따라서 앞서 제시한 폼코어의 압축 범위에서 벗어날 수 있고 프로펠러의 좌우 무게 밸런스에 영향을 줄 수 있으므로 정확한 위치에 적층하는 것이 중요하다. 이와 같이 폼코어를 좌우 앞뒤 어느 쪽으로도 치우침 없이 적층하는 것이 중요하므로 폼코어 적층 위치 지정을 위한 지그를 추가로 제작하여 사용하는 것이 바람직하다.
다음으로, 상부 및 하부 금형을 치합하는 단계(S305)에서는 상부 금형을 하부 금형에 덮을 때 내부에 적층된 프리프레그 및 폼코어가 밀리거나, 금형 표면에서 떨어지지 않도록 하는 것이 바람직하다. 이를 위해서는 금형 자체에 상하 금형 위치 지정을 위한 가이드핀 혹은 가이드 플레이트 등을 적용하는 것이 바람직하다.
본 발명은 프로펠러를 성형하는 단계(S306) 이전에 치합된 금형을 50 내지 100℃의 온도에서 예열하는 단계를 추가적으로 수행할 수 있다. 이는 프리프레그에 함침되어 있는 매트릭스 수지의 점도를 낮추어 흐름성을 좋게 하기 위한 것으로 이러한 예열 공정을 통해 프로펠러의 외관을 우수하게 하여 성능 향상을 도모할 수 있다. 이때, 예열 온도가 50℃ 미만에서는 매트릭스 수지 점도 하강 효과가 낮아 수지 흐름성이 향상되지 않으며, 100℃ 이상에서는 매트릭스 수지의 흐름성은 극대화되지만 경화가 진행되어 외관 문제를 야기할 수 있다.
다음으로, 치합된 금형을 프레스에 장착 후 가열 및 가압하여 프로펠러를 성형하는 단계(S306)에서는 성형 금형 내부에 안치되어 적층된 폼코어, 제1 프리프레그층 및 제2 프리프레그층에 프레스를 통해 소정의 온도 및 압력을 가한다. 이때 성형 금형에 가해지는 온도(프레스의 온도)는 100 내지 150℃ 온도에서 수행되는 것이 바람직하며, 가압 시간은 0.5 내지 5시간인 것이 바람직하다. 가압 온도가 100℃ 미만인 경우 프로펠러 금형 내부의 폼코어, 제1 프리프레그층 및 제2 프리프레그층에 미경화로 인한 성형 불량 및 물성 저하의 문제가 발생하며, 가압 온도가 150℃를 초과하는 경우 프로펠러 금형 내부의 폼코어, 제1 프리프레그층 및 제2 프리프레그층에 과도한 온도로 인한 수지 열화의 문제가 발생한다.
또한, 성형 금형에 가해지는 가압 압력(프레스의 가압 압력)은 0.1 내지 10MPa인 것이 바람직하다. 압력이 0.1MPa 미만인 경우 낮은 압력으로 인해 금형 내부에 안치된 프리프레그가 충분히 가압되지 못하여 표면 미함침 혹은 제1 프리프레그층과 제2 프리프레그층 사이의 층간 접착력이 저하되는 문제가 있으며, 압력이 10MPa를 초과하는 경우 과도한 압력으로 인해 금형이 변형되거나 그로 인한 프로펠러 단면 형상이 변하는 문제가 있다.
또한, 프로펠러를 성형하는 단계(S306)에서 프레스를 이용한 가압은 다단 가압공정으로 진행하는 것이 바람직하다. 한번에 원하는 압력으로 가압을 하여도 무방하지만, 일정한 단계로 나누어 압력을 높여주는 것이 수지 흐름성을 향상시키 우수한 외관을 얻을 수 있어 우수한 성능 확보에 도움이 된다. 이때, 가압 단계는 둘 이상의 단계일 수 있으며, 생산성을 고려하여 적절하게 선택하는 것이 바람직하다.
다음으로, 성형된 프로펠러를 탈형 및 트리밍을 하는 단계(S307)에서는 프로펠러를 성형하는 단계(S306)서 성형이 완료된 프로펠러를 성형 금형으로부터 탈형하는데, 이때 금형이 매트릭스 수지의 유리전이온도 이하로 냉각된 후에 탈형하는 것이 바람직하다. 유리전이온도 이상에서 탈형 시 폼코어의 압축반발력으로 인해 프로펠러 단면이 부풀어 올라 성능이 저하되는 문제가 발생할 수 있다. 또한 금형에서 탈형된 프로펠러를 트리밍하여 프로펠러 형상 외부로 누수된 수지 혹은 탄소섬유의 버(burr)를 제거하고 모터에의 장착을 위한 홀을 타공한다. 이와 같은 공정은 기계 가공을 통해서 진행하는 것이 바람직하다. 또한, 프로펠러에서 홀의 타공 위치는 어느 한쪽으로 치우치지 않는 정확한 중앙위치에 하는 것이 바람직하다.
이상에서 본 발명의 바람직한 실시예에 대하여 상세하게 설명하였지만 본 발명의 권리범위는 이에 한정되는 것은 아니고 다음의 청구범위에서 정의하고 있는 본 발명의 기본 개념을 이용한 당업자의 여러 변형 및 개량 형태 또한 본 발명의 권리범위에 속하는 것이다.
100: 프로펠러 110: 폼코어
110-1: 압축 전 폼코어 110-2: 압축 폼코어
120: 제1 프리프레그층 130: 제2 프리프레그층
H: 압축 전 폼코어의 두께
Hmax: 압축 폼코어의 최대 두께
Hmin: 압축 폼코어의 최소 두께

Claims (17)

  1. 내부에 위치한 폼코어;
    상기 폼코어의 표면에 적층된 제1 프리프레그층; 및
    상기 제1 프리프레그층의 표면에 적층된 제2 프리프레그층;
    을 포함하며,
    상기 폼코어의 압축강도는 상기 폼코어의 두께 대비 20 내지 80% 압축 시 0.5 내지 1.5MPa인, 폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 제1 프리프레그층은 섬유 배열 방향이 상기 프로펠러의 길이방향으로 배열되고,
    상기 제2 프리프레그층은 섬유 배열 방향이 상기 프로펠러의 길이방향에 대해 ±45도 각도로 배열되는, 폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러.
  3. 제1항에 있어서,
    상기 제1 프리프레그층 및 상기 제2 프리프레그층은 탄소섬유 및 에폭시 수지를 포함하는, 폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러.
  4. 제3항에 있어서,
    상기 제1 프리프레그층 및 상기 제2 프리프레그층은 인성 강화를 위한 인성 강화 수지를 더 포함하는, 폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러.
  5. 제4항에 있어서,
    상기 인성 강화 수지는 열가소성 수지인 것을 특징으로 하는, 폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러.
  6. 제5항에 있어서,
    상기 열가소성 수지는 프레프레그를 형성하는 모재에 입자 형태로 첨가되는, 폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러.
  7. 제1항에 있어서,
    상기 폼코어는 프레스 가공 시, 금형 가압력에 의해 압축되는 범위가 20 내지 80%인, 폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러.
  8. 제7항에 있어서,
    상기 폼코어는 프레스 가공에 의한 압축 이후 압력 제거 시 두께 복원범위가 압축된 두께 대비 10 내지 50%인, 폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러.
  9. 제1항에 있어서,
    상기 폼코어는 성형 가공 이전에 면방향으로 동일한 두께를 가지는 시트 형상인 압축 전 폼코어를 성형하여 형성되는, 폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러.
  10. 제9항에 있어서,
    상기 압축 전 폼코어는 프로펠러의 형상 및 캐비티의 높이를 고려하여 재단하는, 폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러.
  11. 제9항에 있어서,
    상기 압축 전 폼코어의 두께는 수학식 1에 의해 결정되는, 폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러.
    (수학식 1)
    압축 전 폼코어 두께={(금형 캐비티의 최대 높이)-(제1 프리프레그층 두께*2)-(제2 프리프레그층 두께*2)}*1.25
  12. 제10항에 있어서,
    상기 압축 전 폼코어의 재단 형상은 수학식 2에 의해서 결정되는 금형 캐비티 높이에 해당하는 금형내 각 포인트를 연결한 폐곡선인, 폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러.
    (수학식 2)
    금형 캐비티 높이=(폼코어 두께)*(1-0.8)+(제1프리프레그층 두께*2)+(제2프리프레그층 두께*2)
  13. 프로펠러를 성형하기 위한 상부 및 하부 금형 내부에 이형처리를 하는 단계;
    폼코어, 제1 프리프레그층 및 제2 프리프레그층을 재단하는 단계;
    상기 재단된 제2 프리프레그층 및 제1 프리프레그층을 금형에 순차적으로 적층하는 단계;
    상기 적층된 제1 프리프레그 상에 상기 재단된 폼코어를 적층하는 단계;
    상기 상부 및 하부 금형을 치합하는 단계;
    상기 치합된 금형을 프레스에 장착 후 가열 및 가압하여 프로펠러를 성형하는 단계; 및
    상기 성형된 프로펠러를 탈형 및 트리밍하는 단계;
    를 포함하며,
    탈형 및 트리밍된 프로펠러에서 폼코어의 압축강도는 상기 폼코어의 두께 대비 20 내지 80% 압축 시 0.5 내지 1.5MPa인, 폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러의 제조방법.
  14. 제13항에 있어서,
    상기 프로펠러를 성형하는 단계에서 가열 온도는 100 내지 150℃인, 폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러의 제조방법.
  15. 제13항에 있어서,
    상기 프로펠러를 성형하는 단계에서 가압 압력은 0.1 내지 10MPa인, 폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러의 제조방법.
  16. 제13항에 있어서,
    상기 프로펠러를 성형하는 단계 이전에 수행되는 상기 치합된 금형을 50 내지 100℃의 온도에서 예열하는 단계;
    를 더 포함하는, 폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러의 제조방법.
  17. 제13항에 있어서,
    상기 프로펠러를 성형하는 단계에서 프레스의 가압은 다단 가압공정으로 수행되는, 폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러의 제조방법.
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