KR102535014B1 - 열경화성 조성물의 부분 경화 - Google Patents

열경화성 조성물의 부분 경화 Download PDF

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Abstract

복합재 라미네이트 구조체는 부분적으로 경화된 부품을 이용하여 생산된다. 부품의 부분적 경화는 완전히 경화되어야 하는 부품의 영역에 촉매를 인가함으로써 달성된다. 이들 영역은 정상 보다 낮은 온도에서 경화되면서 부품의 나머지 영역은 미경화로 남게 되어, 다른 구조체에 공동-본딩되거나 공동-경화될 수 있도록 한다.

Description

열경화성 조성물의 부분 경화{PARTIAL CURING OF THERMOSET COMPOSITES}
본 발명은 일반적으로 복합재 구조체의 제조에 관한 것으로, 특히 부분적으로 경화된 복합재 라미네이트 부품(cured composite laminate parts)을 이용하는 것에 관한 것이다.
복합재 라미네이트 부품은 접착제 본딩(adhesive bonding), 공동-본딩(co-bonding) 또는 공동-경화(co-curing)에 의해 함께 결합될 수 있다. 접착제 본딩 및 공동-본딩의 경우, 부품 중 적어도 하나는 원하는 본딩 품질을 달성하기 위해 적절한 표면 처리 및 적절한 접착제 선택을 필요로 한다. 표면 처리 및 표면 오염 물질 제거의 필요성은 제조 비용을 증가시키고, 본딩 접착제의 이용이 부품 어셈블리에 바람직하지 않은 중량을 부가한다. 접합 공정(joining process) 동안 미경화된 부품(uncured parts)을 지지하기 위한 툴링(tooling)을 제공하기 위한 필요에 의해 제조 비용이 또한 증가된다. 이들 문제는 제조 공정의 효율적 준비단계를 위해 이용가능한 옵션을 감소시킨다. 따라서, 조립, 결합 및/또는 경화, 및 공정 시퀀싱에 대해 보다 많은 대안을 제공하는 것이 바람직할 것이다.
따라서, 상기 논의된 문제점들 중 적어도 일부 및 다른 가능한 문제점들을 고려한 방법 및 장치를 갖는 것이 바람직할 것이다.
본 발명은 일반적으로 복합재 부품을 제조하는 것에 관한 것으로, 보다 구체적으로는 부분적으로 경화된 복합재 라미네이트 열경화성 부품을 접합하는 것에 관한 것이다. 촉매 형태의 수지 경화 가속제가 전경화(precured)될 부품 레이업의 부분에 인가된다. 촉매는 낮은 경화 온도에서 이들 부분의 경화를 가속시키는 한편, 부품의 다른 부분은 미경화로 남겨짐에 따라 화학적으로 반응성이 있다. 부품의 미경화된 부분은 서로 접촉되어 공동-경화될 수 있는 반면, 부품의 경화된 부분은 안정성을 갖는 부품을 제공한다. 촉매는 레이 업 되기 전에 하나 이상의 플라이의 소정 영역에 전략적으로 인가될 수 있고, 알맞게 경화되는 부품을 초래한다.
하나의 측면에 따르면, 복합재 구조체를 만들기 위한 방법이 제공된다. 방법은 섬유 보강된 열경화성 수지의 복수의 플라이를 레이 업하는 단계와, 레이업의 제1 부분에 수지 경화 반응 가속제(resin curing reaction accelerator)를 인가하는 단계를 포함하는 레이업을 조립하는 단계를 갖추어 이루어진다. 방법은 레이업의 제2 미경화된 부분을 미경화로 유지하면서 레이업의 제1 부분을 경화시키기에 충분한 경화 스케줄을 이용하여 레이업의 제1 부분을 경화시키는 단계를 더 포함한다.
본 발명의 다른 측면에 따르면, 복합재 구조체를 만들기 위한 방법이 제공된다. 방법은 섬유 보강된 열경화성 수지 플라이의 선택된 영역에 수지 경화 가속제를 인가하는 단계와, 수지 경화 가속제가 인가된 열경화성 수지 플라이를 포함하는 레이업을 조립하는 단계를 갖추어 이루어진다. 방법은 원하는 형상으로 레이업을 형성하는 단계와, 인가된 수지 경화 가속제를 갖춘 열경화성 플라이의 선택된 영역을 경화시키는 것에 의해 부분적으로 경화된 부품을 생산하는 한편, 레이업의 다른 영역을 미경화로 남기는 단계를 더 포함한다. 방법은 또한 구조체에 대해 부분적으로 경화된 레이업을 배치하는 단계와, 구조체에 부분적으로 경화된 부품을 결합시키는 단계를 더 포함한다.
또 다른 측면에 따르면, 복수의 섬유 보강 열경화성 수지 플라이를 구비하는 복합재 라미네이트 부품 레이업이 제공되고, 열경화성 수지 플라이의 적어도 일부는 적어도 그 영역에 인가된 수지 경화 가속제를 갖는다.
개시된 실시 예의 장점 중 하나는 결합될 부품의 광범위한 표면 준비 및 본딩 접착제에 대한 필요성이 제거될 수 있다는 것이다. 다른 장점은 부품 형상을 유지하는데 필요한 툴링 비용이 실질적으로 감소되거나 제거될 수 있다는 것이다. 부가적인 이점은 부품의 여러 부분의 차동 가열/냉각을 달성하기 위해 특수 장비가 요구되지 않는다는 것이다. 부품의 부분적 경화는 기존 장비를 이용하여 수행될 수 있다. 또 다른 장점은, 부분적으로 경화된 복합재 라미네이트 부품이 제조될 수 있으며, 여기서 부품의 경화된 부분이 아래에 놓이는 지지 툴링 또는 고정구의 필요없이 미경화된 부분의 형상을 지지하고 유지한다.
특징들, 기능들 및 이점들은 본 개시의 다양한 실시 예들에서 독립적으로 달성될 수 있거나 다음의 상세한 설명 및 도면들을 참조하여 추가 세부 사항들이 보여질 수 있는 또 다른 실시 예들에서 결합될 수 있다.
예시적인 실시 예의 특징으로 여겨지는 신규한 특징이 첨부된 청구항에 기재되어 있다. 그러나, 예시적인 실시 예뿐만 아니라 바람직한 이용 모드, 부가 목적 및 그 이점은 첨부된 도면과 함께 읽을 때 본 개시의 예시적인 실시 예의 다음의 상세한 설명을 참조함으로써 가장 잘 이해 될 것이다.
도 1은 그 선택된 영역에 전략적으로 인가되는 가속 촉매(acceleration catalyst)를 갖춘 복합재 플라이(composite plies)를 생산하기 위한 장치 및 방법의 개략도이다.
도 2는 촉매가 도 1에 도시된 장치 및 방법을 이용하여 인가된 영역을 도시하는 여러 복합재 플라이의 평면도이다.
도 3은 전략적으로 인가된 촉매를 갖는 플라이가 어떻게 부분적으로 경화된 복합재 라미네이트 부품을 형성하기 위해 처리되는지를 나타내는 개략도이다.
도 4는 경계면 영역(interfacial region)을 따라 함께 결합된 2개의 부품에 의해 형성된 복합재 라미네이트 구조체의 측면도를 도시한 것으로, 여기서 부품은 경화 가속제(cure accelerator)를 이용하여 부분적으로 전경화된 플라이를 갖는다.
도 5는 완전 경화 이전의, 도 4와 유사한 도면으로, 여기서 각 부품은 경화 된 부분과 미경화 부분을 갖는다.
도 6은 도 5와 유사한 도면이지만, 여기서 경계면 영역 근처의 부품의 소정 플라이 만이 미경화된다.
도 7은 도 6과 유사한 도면이지만, 여기서 경계면 영역 근처의 부품 중 하나의 플라이 만이 미경화되고, 부품은 접착제 본드 라인(adhesive bondline)을 따라 함께 결합된다.
도 8은 도 7에서 "도 8"로 지시된 영역의 예시이다.
도 9는 복합재 스킨(composite skin)에 결합된 햇 스트링거(hat stringer)의 단면도이다.
도 10은 도 9에서 "도 10"으로 지시된 영역의 예시이다.
도 11은 그 소정 영역에 전략적으로 인가된 촉매를 갖춘 플라이가 어떻게 도 9에 도시된 복합재 스킨에 공동-경화 또는 공동-본딩될 수 있는 미경화 부분을 갖춘 햇 스트링거를 형성하는데 이용되는가를 도시하는 도면이다.
도 12는 복합재 스킨에 결합될 준비가 되어 있는 부분적으로 경화된 블레이드 스트링거(partially cured blade stringer)의 단면도이다.
도 13은 도 12에서 "도 13"으로 지시된 영역의 도면이다.
도 14는 도 12에서 "도 14"로 지시된 영역의 도면이다.
도 15는 재작업(rework)이 요구되는 스카프드 영역(scarfed area)을 갖춘 항공기 스킨의 평면도이다.
도 16은 도 15에 도시된 스카프드 영역의 단면도이고, 또한 그에 관해 인가되는 부분적으로 경화된 재작업 패치(partially cured rework patch)를 나타낸다.
도 17은 인가되도록 위치된 부분적으로 경화된 재작업 패치, 더 잘 드러내도록 노출되는 패치의 플라이, 및 그 미경화 부분을 갖춘 항공기 스킨의 단면도의 예시이다.
도 18은 복합재 부품을 결합시키는 방법의 흐름도의 예시이다.
도 19는 항공기 생산 및 서비스 방법론의 흐름도의 예시이다.
도 20은 항공기의 블록도의 예시이다.
이제 각각 경화 및 미경화 부분(40, 42)(도 3)을 갖춘 부분적으로 경화된 부분(32, 34)을 생산할 수 있는 플라이(44)의 선택된 영역에 수지 경화 가속제(91; resin curing accelerator)를 전략적으로 인가하기 위한 장치 및 방법을 개략적으로 도시하는 도 1 및 도 2에 주목한다. 수지 경화 가속제(91)는, 촉매(92)가 인가되지 않은 플라이(44)의 영역과 비교하여, 정상적 경화 온도보다 낮은 온도에서 및/또는 보다 빠르게 경화되도록 인가되는 수지를 야기시키는 반응 촉매(92; reaction catalyst)를 구비한다. 즉, 플라이(44)의 영역(94)에 대한 촉매(92)의 전략적 인가는 부품(32, 34)의 차별적 경화를 허용한다.
프리프레그(prepreg) 또는 드라이 섬유(dry fibers)를 구비할 수 있는 시트 재료(74; sheet material)는 벌크 공급 릴(76; bulk supply reel)로부터 인출되고 촉매 어플리케이터(82; catalyst applicator)를 지나는 하나 이상의 롤러(80; rollers)를 통해 안내된다. 예시된 예에서는 프로그램된 콘트롤러(88; programmed controller)에 의해 억세스되는 프로그램된 명령 세트에 따라 동작되는 자동화된 어플리케이터인 촉매 어플리케이터(82)는, 스프레잉(spraying), 프린팅(printing) 또는 다른 기술을 이용하는 것에 의해, 시트 재료(74)의 미리 선택된 영역(94)에 적절한 반응 촉매(92)를 인가한다. 촉매(92)는 전경화(precured)되는 것으로 고려되는 플라이(44)의 미리 선택된 영역에 전략적으로 인가된다. 선택적으로, 촉매(92)의 인가에 이어, 촉매 안정제(84; catalyst stabilizer)가 촉매(92)를 안정시키기 위해 안정제 어플리케이터(85; stabilizer applicator)에 의해 촉매(92)에 인가될 수 있다. 촉매 안정제(84)는 촉매(92)의 잠재적 악화(potential degradation)를 방지하도록 기능한다. 이어 시트 재료(74)는 플라이 레이업(ply layup)을 형성하기 위해 수동으로 또는 픽-앤-플레이스 머신(pick-and-place machine)(도시되지 않았음)에 의해 픽업될 수 있는 테이블(90) 또는 다른 지지체 상으로 전달되기 전에 플라이 커터(65; ply cutter)에 의해 원하는 플라이 길이로 절단된다.
플라이(44)의 선택된 영역에 대한 촉매(92)의 전략적 인가를 위한 대부분의 자동화 공정이 설명되었고, 주로 수동 공정이 가능하다. 예컨대, 플라이(44)는 벌크 프리프레그 재료(bulk prepreg material)로부터 커팅될 수 있고, 이어 촉매(92)는 스프레잉, 브러싱(brushing) 또는 다른 수작업 기술을 이용하여 플라이(44)의 원하는 영역에 손으로 인가될 수 있으며, 그 다음 플라이(44) 원하는 플라이 일정에 따라 수동으로 적층될 수 있다. 대안적으로, 플라이(44)는 인가된 촉매(92)를 갖춘 플라이(44)의 영역이 정상적인 경화 온도보다 낮은 온도에서 경화되는 전경화(precuring) 이전에 플라이(44)를 성형하는데 이용되는 레이 업 툴(도시되지 않았음) 상에 손에 의해 수동으로 운반되어 레이 업될 수 있다. 선택적으로, 촉매(92)는 플라이(44)가 레이업 툴(100; layup tool)(도 11) 상에 배치된 후 개별 플라이(44)에 수동 또는 자동 제어로 인가될 수 있다.
도 2는 전경화되도록 의도되는 플라이(44)의 소정 영역(94)에만 전략적으로 인가된 촉매(92)를 도시하는 4개의 전형적인 플라이(44)를 예시하는 한편, 나머지 영역(96)은 촉매(92)가 없는 미경화된 상태로 남도록 의도된다.
각각 경화 및 미경화된 부분(40, 42)을 갖춘 차동적으로 경화된 부분(32, 34)을 형성하도록 가속 촉매(92)가 후에 열경화성 수지로 함침되는(impregnated) 드라이 섬유 또는 열경화성 프리프레그(thermoset prepreg)의 플라이(44)에 어떻게 전략적으로 인가될 수 있는가를 나타내는 도 3을 주목한다. 열경화성 수지는, 예컨대 제한 없이, 에폭시 수지(epoxy resins), 시네이트 에스테르 수지(cynate ester resins), 폴리우레탄 수지(polyurethane resins) 또는 페놀 수지(phenolic resins)를 포함할 수 있다. 촉매(92)는 선택된 열경화성 수지에 적합해야 한다. 예컨대, 4,4-O- 메틸렌-비스 3-클로로-2(4,4 0-methylene-bis 3-chloro-2), 6-디에틸아닐린(6-Diethylaniline)은 시아네이트 에스테르 수지를 위한 촉매로서 이용될 수 있다. 본 예에서, 촉매(92)는 플라이(44)의 좌측 절반에 인가되고,이어서 플라이 레이업(102; ply layup)을 형성하기 위해 플라이(44)가 적층된다. 단계(103)에서, 레이업(102)은 전경화될 영역(94)을 실질적으로 경화시키기에 충분한 경화 스케줄에 따라 가열되지만, 미경화 상태로 남아있는 나머지 영역(96)을 경화시키는데 불충분하고 따라서 화학적으로 활성 상태이다. 드라이 섬유 플라이(44)의 경우, 플라이(44)는 열경화성 수지로 주입되고, 이어 촉매(92)가 인가된 플라이(44)의 해당 영역(94)을 경화시키기에 충분한 온도로 가열된다.
상기 설명으로부터, 부품(32, 34)의 차동 경화가 다른 경화 스케쥴을 이용하여 달성될 수 있음을 알 수 있다. 예컨대, 부품(32, 34)의 부분 경화를 달성하는데 이용된 제1 경화 스케줄은, 다른 구조를 갖는 공동-경화 또는 공동-본딩 동안, 부품(32, 34)을 완전히 경화시키는데 이용되는 제2 경화 스케줄과 비교하여, 보다 낮은 온도 및/또는 더 짧은 구간에서 수행될 수 있다. 에폭시 수지의 경우, 예컨대 제한 없이, 제1 경화 스케줄은 약 140 ℃의 온도로 부품(32, 34)의 레이업을 가열하는 것을 포함할 수 있는 한편, 제2 경화 스케쥴은 140 ℃ 보다 더 높은 온도로 부품(32, 34)을 가열할 수 있다. 부품(32, 34)이 다른 부품(32, 34)과 접촉하게 되면, 2개의 부품(32, 34)은, 상기한 바와 같이, 부품(32, 34)을 부분적으로 경화시키는데 이용된 경화 스케줄과 다른 경화 스케줄에 따라 공동- 경화 또는 공동-본딩될 수 있다.
먼저 도 4를 참조하면, 복합재 구조체(30; composite structure)는 랩 조인트(lap joint)를 형성하는 경계면 영역(38; interfacial region)에서 중첩 영역(36; overlapping area)을 따라 함께 결합된 2개의 복합재 라미네이트 부품(32, 34; composite laminate parts)을 구비한다. 도 1에 도시된 부품(32, 34)은 공동-본딩 또는 공동-경화에 의해 경계면 영역(38)을 따라 함께 결합된다. 이하에서 보다 상세히 논의되는 바와 같이, 도 1에 도시된 바와 같이 완전히 경화되기 전에, 반응 촉매(92; reaction catalyst)(도 11)의 형태로 부품(32, 34)의 플라이에 수지 경화 가속제(91)(도 2)의 전략적 인가를 이용하여, 부품(32, 34) 중 적어도 하나는 부분적으로 경화된 상태에 있고, 부품(32, 34)의 차동 경화에 의해 달성되는 경계면 영역(38)을 따라 미경화 부분(42)(도 2)을 포함한다.
도 5는 2개의 부품(32, 34)을 함께 경화시키는 것에 의해, 랩 조인트(45; lap joint)를 형성하도록 2개의 부품(32, 34)이 중첩 영역(36; overlapping area)에서 함께 결합되는 도 4에 도시된 복합재 구조체(30)의 하나의 예를 예시한다. 본 예에서, 각각의 부품(32, 34)은 경화된 부분(40) 및 미경화된 부분(42)을 포함한다. 여기서 이용된 바와 같이, "경화된 부분"은 경화된 부분이 부품(32, 34)의 형상 및 안정성을 유지하는 정도로 경화되었음을 의미한다. 몇몇 응용에 있어서, 경화된 부분(40)은 완전히 경화될 수 있는 반면, 다른 응용에서는 경화된 부분(40)은 경화되지 않은 부분(42)보다 더 많은 정도로 경화 될 수 있지만, 그럼에도 불구하고 부품(32, 34)의 전제 형상 및 안정성을 유지하는 지점까지 경화된다. 또한, 여기서 이용된 바와 같이, "미경화된 부분"은 미경화된 부분이 화학적으로 반응성을 유지하고 다른 미경화된 부분 또는 본딩 접착제와 공동-경화될 수 있음을 의미한다. 예시된 예에서, 부품(32,34)은 실질적으로 평탄한 반면, 다른 예에서, 부품(32, 34)은 응용에 대해 적절한 성형 툴링(shaped tooling)(도시되지 않았음)에서 부품 (32,34)의 적어도 부분적 경화를 초래하는 3차원 곡선(three dimensional curves) 또는 복합 윤곽(complex contours)을 가질 수 있다. 이하 논의되는 바와 같이, 그에 인가된 수지 경화 가속제(91)를 갖춘 부픔(32,34)의 전경화 영역(precuring regions)은, 부픔(32,34)의 다른 영역이 미경화 상태로 남아있다는 사실에도 불구하고, 툴링에 의해 그에 부여된 형상을 유지하는 부분적으로 경화된 부품(32, 34)을 초래한다. 그 형상을 유지하기 위한 부분적으로 경화된 부품의 능력은 툴링 또는 고정구(fixtures)를 지지할 필요없이 공동-본딩 또는 공동-경화에 의해 구조체에 대해 취급, 운반 및/또는 결합되어지도록 부품을 허용한다.
도 5에 도시된 예에서, 중첩 영역(36) 내의 그 두께(46, 48)를 통한 부품(32, 34)의 플라이(44)는 함께 결합되고 공동-경화되기 전에는 미경화된다. 중첩 영역(36) 외부의 플라이(44)의 부분(40)은 경화 가속제(91)(도 1 참조)가 그에 인가되어 이들 부분(40)이 정상적인 경화 온도 보다 더 낮은 온도에서 전경화되어지도록 허용하는 결과로서 결합 공정 이전에 전경화되는 한편, 다른 부분(42)은 미경화된 상태를 유지한다. 서로 중첩되는 부분(32, 34)의 미경화된 부분(42)은 경계면 영역(38)을 따라 서로 접촉하게 된다. 이후에 설명되는 완전 경화 공정을 거칠 때, 2개의 부품(32, 34)의 미경화된 부분(42)이 공동-경화되고, 경계면 영역(38)을 따라 함께 결합된다.
여기서 도 6을 참조하면, 본 실시 예에서, 중첩 영역(36) 내의 경계면 영역(38)에 바로 인접하는 두께(46, 48) 내의 플라이(44a) 중 단지 몇 개만이 미경화된다. 수지 경화 가속제(91)가 그에 인가되는 것에 의해 경화 부분(40)이 정상보다 낮은 경화 온도에서 경화될 수 있는 한편, 수지 경화 가속제(91)가 인가되어 있지 않은 경계면 영역(38)에 따른 플라이(44a)는 미경화로 남는다. 상기로부터, 수지 경화 가속제(91)의 전략적 인가는 어떠한 선택된 영역, 예컨대 부품(32, 34)의 두께(46, 48) 내의 소정의 플라이(44)의 중첩 영역(36)의 전-경화를 허용하는 한편, 동일한 영역 내의 나머지 플라이(44a)는 미경화로 남는다는 것을 이해할 수 있다. 따라서, 2개의 부품(32, 34)이 경계면 영역(38)을 따라 미경화된 플라이(44a)의 단지 몇몇 만이 공동-경화에 의해 함께 결합될 수 있는 한편, 수지 경화 가속제(91)를 이용하여 전경화된 경화 부분(40)이 그들의 길이에 걸쳐 부품(32, 34)의 형상을 유지한다는 것이 명백하다. 따라서, 미경화된 부분(40) 위에 정렬되어 위치된 경화된 부분(40)은 지지 툴(supporting tooling)을 필요로 하는 것 없이 미경화된 부분(40)에 대해 안정성 및 지지를 제공한다.
도 7 및 도 8은 2개의 부품(32, 34)이 공동-본딩에 의해 접착제 본드라인(50; adhesive bondline)을 따라 함께 결합되는 다른 실시 예를 예시한다. 본 예에서, 경계면 영역(38)을 따른 몇몇 미경화된 플라이(44a)를 구비하는 부품(32)의 미경화된 부분(42)은 모든 플라이(44)가 전경화되는 부품(34)에 본딩된다. 미경화된 플라이(44a) 위에 적층된 플라이(44)의 영역에는 수지 경화 가속제(91)가 그에 인가되어, 열경화성 수지의 정상적인 경화 온도보다 낮은 온도에서 전경화될 수 있다. 본딩 접착제가 부품(32, 34) 중 하나 또는 둘 모두에 인가되면, 2개의 부품(32, 34)은 조립되고 완전한 경화 스케줄을 겪을 수 있고, 그에 의해 접착제 본드라인(50)을 따라 접착제로 부품(32)의 미경화된 플라이를 경화시킨다.
여기서 복합재 라미네이트 스킨(56; composite laminate skin)에 결합되는 복합재 라미네이트 햇 스트링거(54; composite laminate hat stringer)를 예시하는 도 9 및 도 10을 주목한다. 햇 스트링거(54)는 상부(58), 웨브(60; webs) 및 외측으로 연장하는 플랜지(62; flanges)를 구비한다. 햇 스트링거(54)는 경화된 부분(40) 및 플랜지(62)의 바닥(62a) 상에 미경화된 플라이(44a)를 구비하는 미경화된 부분(42)을 포함한다. 도 7에서 가장 잘 알 수 있는 바와 같이, 플랜지(62)의 상부 근처의 이들 플라이(44)는 수지 경화 가속제(91)가 인가된 결과로서 제1 경화 스케줄에 따라 정상적인 경화 온도보다 더 낮은 온도로 전경화되는 한편, 인가된 수지 경화 가속제(91)를 갖지 않는 바닥(62a)의 경계면 영역(38) 근처의 플라이(44)는 미경화로 남아 있고 제2 경화 스케줄에 따라 수지의 더 높은 정상적인 경화 온도에서 계속해서 경화된다. 복합재 스킨(56)은 또한 경화된 부분(40) 및 미경화된 부분(42)을 갖는 부분적으로 경화된 구조이다. 스킨(56)의 미경화된 부분(42)은 플랜지(62)의 미경화된 부분(42)과 마주하는 경계면 영역(38)을 따라 위치한다. 본 실시 예에서, 플랜지(62)의 바닥(62a)은 스킨(56)의 미경화된 부분(42)에 대해 경화된다. 다른 예에서, 스킨(56)은 완전히 경화될 수 있고, 이 경우 플랜지(62)의 바닥(62a) 상의 미경화된 플라이(44a)는 스킨(56)에 공동-본딩될 수 있다.
여기서 다른 영역(96)이 미경화로 남는 동안, 전경화되어지는 플라이(44)의 영역(94)에 촉매(92)를 전략적으로 인가하기 위해 도 9의 부분적으로 경화된 햇 스트링거(54)가 도 1에 도시된 공정을 이용하여 어떻게 생산될 수 있는가를 예시하는 도 11을 참조한다. 도 11의 좌측 상의 상부 평면도는 촉매(92)가 전략적으로 인가된 3개의 플라이(44a, 44b, 44c)를 도시한다. 설명의 단순화를 위해 단지 3개의 플라이만이 도시되어 있지만, 실제적인 응용에서 전형적인 햇 스트링거(54)는 더 많은 수의 플라이(44)를 구비할 수 있다. 본 예에서, 플라이(44a)는 하부 플라이이고, 44c는 상부 플라이이며, 플라이(44b)는 플라이(44a 및 44c) 사이에 위치된 중간 플라이이다. 촉매(92)는 스트링거(54)의 상부(58) 및 웨브(60)에 대응하는 플라이(44a, 44b)의 중앙 영역(94)에만 인가된다. 촉매(92)는 또한 플랜지(62)에 대응하는 플라이(44c)의 좌측 및 우측 에지의 영역(94)에만 인가된다.
플라이(44a, 44b 및 44c)는 완료된 스트링거(54)에 대응하는 단면 형상을 갖는 적절한 툴(100) 상에 레이 업된다. 일례에 있어서, 플라이(44a, 44b, 44c)는 스택(stack)으로서 평평하게 놓여지고, 스택은 툴(100) 상으로 이송되어 그 위에 형성되고, 오토클레이브(autoclave) 또는 오토클레이브 외의 프로세싱을 이용하여 가열되어 강화된다(consolidated). 다른 예에 있어서, 플라이(44a, 44b, 44c)는 개별적으로 레이 업되어 툴 (100) 상에 형성된다. 이어, 툴100)상의 플라이 레이업(ply layup)은 전경화될 해당 영역(94), 예컨대 전경화될 플라이(44a, 44b, 44c))의 해당 부분을 경화시키기에 충분한 제1 경화 스케쥴에 따라 오토클레이브, 프레스클레이브 또는 오븐에서 가열되어 강화된다. 이러한 초기 경화 공정에 이어, 부분적으로 경화된 햇 스트링거(54)의 형성되고 보강된 형상은 전경화된 영역(94)의 강성(stiffness)의 결과로서 유지되는 반면, 하부 및 중간 플라이(44a, 44b)의 미경화된 영역(96)은 미경화되고 따라서 화학적으로 반응성을 유지한다.
상기한 성형 및 전-경화 공정에 이어, 스트링거(54)는 툴(100)로부터 제거되어 플랜지(62)의 바닥(62a)이 접촉되는 스킨(56)(도 9)으로 전달되고 스킨(56)에 대항하여 배치된다. 플랜지(62)의 바닥(62a)은 제2 경화 스케쥴을 이용하여 복합재 스킨(56) 또는 다른 복합재 구조체와 공동-경화되거나 공동-본딩될 수 있다. 제2 경화 스케줄에 따른 경화는 플랜지(62)의 바닥(62a)뿐만 아니라 스트링거(54)와 스킨(56)을 공동본딩하는데 이용될 수 있는 접착제의 완전한 경화를 초래한다. 도면에 도시되지는 않았지만, 함께 고정(tacked)될 플라이(44)의 영역에 촉매(92)를 인가하는 것에 의해 소정 플라이(44)을 함께 고정시키는 것이 가능할 수 있다. 이 기술을 이용하면, 소정의 플라이(44)가 함께 고정될 수 있는 반면, 다른 미경화된 플라이(44)는 성형 동안 다른 플라이(44)에 대해 미끄러지게(slip) 될 수 있다.
여기서 도 12, 도 13 및 도 14를 참조하면, 블레이드 스트링거(64; blade stringer)는 복합재 스킨(56)에 결합된 한 쌍의 플랜지(69)와 블레이드(68)를 구비한다. 블레이드 스트링거(64)는 스킨(56)에 결합되기 전에 미리 조립된 부품을 형성하기 위해 함께 결합된 한 쌍의 L 형상 부재(66)를 포함한다. 각각의 L 형상 부재(66)는 플랜지 섹션(70; flange section) 및 블레이드 섹션(72; blade section)을 포함한다. 각각의 블레이드 섹션(72)은 2개의 블레이드 섹션(72) 사이의 경계면 영역(38)을 따라 미경화된 부분(42)을 포함한다. 보다 구체적으로, 2개의 블레이드 섹션(72)의 미경화된 부분(42)은 공동-경화에 의해 함께 결합된다. 특히 도 8 및 도 10을 참조하면, 플랜지 섹션(70)의 미경화된 부분(42a)은 접착제 본드라인(50)을 따라 스킨(56)의 완전히 경화된 플라이(44)에 대해 공동-본딩되는 경계면 영역(38)을 따라 미경화된 플라이(42)를 구비한다.
따라서, L-형상 부재(66)는 각각 경화 및 미경화된 부분(40, 42)을 구비하고 공동-경화에 의해 함께 결합되는 반면, 플랜지 섹션(70)은 공동-본딩에 의해 스킨(56)에 결합된다. 상기 논의한 이전의 실시 예에서와 같이, 경화 및 미경화된 부분(40, 42)은 전경화될 선택된 플라이(44)의 선택된 영역에만 수지 경화 가속제(91)를 전략적으로 인가함으로써 달성된다. 이어, 2단계 경화 공정(two-step curing process)이 수지 경화 가속제(91)를 갖춘 플라이(44)의 영역이 통상 보다 낮은 경화 온도에서 경화되는데 이용되고, 경화 가속제(91)가 없는 플라이(44)의 나머지 미경화 영역이 정상적인 완전 경화 온도(normal, full cure temperature)에서 계속해서 경화된다.
플라이(44a, 44b, 44c)는 완성된 스트링거(54)에 대응하는 단면 형상을 갖춘 적절한 툴(100) 상에 레이 업된다. 이어, 플라이 레이업(ply layup)은 전경화될 해당 영역(94), 즉 전경화될 플라이(44a, 44b, 44c)의 해당 부분을 경화시키기에 충분한 온도로 가열된다. 이러한 초기 경화 공정에 이어, 부분적으로 경화된 햇 스트링거(54)의 형성된 형상은 전경화된 영역(94)의 강성 및 단단함(rigidity)의 결과로서 유지되는 한편, 하부 및 중간 플라이(44a, 44b)의 미경화된 영역(96)은 미경화되어 화학적으로 반응성을 유지한다. 결과적으로, 플랜지(62)의 바닥(62a)은, 복합재 스킨(56)(도 14에는 도시되지 않았음)과 같은, 아래에 놓이는 복합재 부품과 공동-경화되거나 공동-본딩될 수 있다.
도 15 및 도 16은 항공기의 복합재 스킨(56)을 재작업하기 위해 현장에서 이용될 수 있는 부분적으로 경화된 복합재 라미네이트 패치(110; composite laminate patch)를 생산하기 위한 가속 촉매(92)의 이용을 예시한다. 복합재 스킨(56)은 재가공이 필요한 영역 내에서 스카프드 함몰부(scarfed depression)를 갖는다. 패치(110)는 복수의 복합재 플라이(44)를 구비하고, 그 중 적어도 일부는 부분적으로 전경화된다. 예시된 예에 있어서, 다수의 플라이(44)의 외측 말단부(outer extremities)는 미경화된 부분(42)을 구비하는 한편, 이들 플라이의 나머지는 경화된 부분(40)을 구비한다. 패치(110)의 바닥 플라이(44a)는 전체적으로 미경화된 상태로 남아 있다. 본 예에서, 스킨(56)에 결합될 패치(110)의 전체 영역은 미경화됨이 이해될 수 있다. 패치(110)의 미경화된 부분(42)은 적절한 본딩 접착제를 이용하여 경화된 스킨(56)에 공동-본딩된다. 스킨(56) 상에 패치(110)를 배치한 후에, 패치(110)는 미경화된 부분(42)을 완전히 경화시키기에 충분한 온도로 가열된다. 미경화된 부분(42)은 단단한 경화된 부분(40)에 의해 지지된다.
도 17은 스카프되지 않은 스킨(56)의 표면에 인가될 수 있는 부분적으로 경화된 재작업 패치(110)를 도시한다. 본 예에서, 부분적으로 경화된 패치(110)는 전체적으로 미경화된 2개의 바닥 플라이(44a), 부분적으로 경화된 2개의 중간 플라이(44b), 및 완전히 경화된 상부 플라이(44c)를 포함한다. 완전히 경화되고 부분적으로 경화된 플라이(44a, 44b)는 패치(110)가 미경화된 부분(40)을 포함하더라도 재작업 패치(110)의 형상 및 안정성을 각각 유지한다.
여기서, 부분적으로 경화된 부품을 이용하여 복합재 구조체를 제조하는 방법의 단계를 광범위하게 예시하는 도 18을 주목한다. 112에서, 복합재 플라이 레이업은 나중에 열경화성 수지(thermoset resin)로 주입되는 드라이 섬유 플라이를 구비하거나, 복수의 프리프레그 플라이를 레이업하는 것에 의해 조립된다. 본 방법은 미경화로 남아있는 플라이(44)의 영역이 경계면 영역(38)을 따라 위치되도록 플라이(44)를 정렬(ordering)하는 것을 포함한다. 114에서, 수지 경화 가속제(91)로서 기능하는 촉매(92)가 레이업의 제1 부분에 인가된다. 116에서, 선택적으로, 레이업이 원하는 형상으로 형성된다. 118에서, 레이업의 제2 부분을 미경화로 유지하면서, 즉 실질적으로 반응-활성 상태(reaction-active state)로 유지하면서 레이업의 제1 부분을 경화시키기에 충분한 경화 스케줄을 이용하여 레이업의 제1 부분이 경화된다. 레이업의 경화된 부분은 툴링에 대한 필요없이 레이업의 형태를 유지한다. 전경화(precuring) 동안 툴링에 대해 레이업이 형성되는 그러한 응용에 있어서, 전경화 부품은 툴링에서 제거되어 결합될 구조체로 이송된다. 120에서, 레이업은 그것이 결합될 구조체와 접촉하게 되고, 레이업의 미경화된 제2 부분은 경화되거나 또는 미경화될 수 있는 구조체와 면 대 면 접촉(face-to-face contact)으로 위치된다. 122에서, 레이업은 레이업의 제2 부분을 경화시킴으로써 구조체에 결합된다.
본 발명의 실시 예는 다양한 잠재적인 응용 분야, 특히 예컨대 항공우주, 해양, 자동차 응용분야 및 항공기의 연료 시스템 및 유압 시스템과 같은 가압 유체 튜브(pressurized fluid tubes)가 이용될 수 있는 다른 응용분야를 포함하는 운송 산업 분야에서 이용을 발견할 수 있다. 따라서, 여기서 도 19 및 도 20을 참조하면, 본 발명의 실시 예는 도 19에 도시된 바와 같은 항공기 제조 및 서비스 방법(124) 및 도 20에 도시된 바와 같은 항공기(126)의 맥락에서 이용될 수 있다. 개시된 실시 예의 항공기 응용은, 예컨대 제한 없이, 구조체를 형성하도록 함께 결합되는 복합재 라메네이트 부품의 광범위한 어레이(array)를 포함할 수 있다. 생산 전(pre-production) 동안, 방법(124)은 항공기(126)의 사양 및 설계(specification and design)(128)와 자재 조달(material procurement)(130)을 포함할 수 있다. 생산(production) 동안, 항공기(126)의 구성요소 및 서브어셈블리 제조(component and subassembly manufacturing)(132)와 시스템 통합(system integration)(134)이 일어난다. 그 후, 항공기(126)는 서비스 중(in service)(126)에 놓이기 위해서 인증 및 인도(certification and delivery)(136)를 거친다. 고객에 의해 서비스 중에 있는 동안, 항공기(126)는 일상적인 유지보수 및 점검(maintenance and service)(140)에 대한 스케줄이 잡히고, 이는 변형(modification), 재구성(reconfiguration), 재단장(refurbishment) 등을 포함할 수 있다. 개시된 실시 예는 단계 (132, 134, 140, 142 및 146) 중 어떠한 하나 이상에서 이용될 수 있다.
방법(124)의 각 프로세스는 시스템 통합자(system integrator), 제3자(third party), 및/또는 오퍼레이터(operator)(예컨대, 소비자)에 의해서 실시되거나 수행될 수 있다. 본 설명의 목적을 위해, 시스템 통합자는 제한 없이 임의의 수의 항공기 제조자 및 메이저-시스템(major-system) 하청업자를 포함할 수 있고; 제한 없이 제3 자는 임의의 수의 판매자(vendor), 하청업자(subcontractor), 및 공급자(supplier)를 포함할 수 있고; 오퍼레이터는 항공사(airline), 리스회사(leasing company), 군사 단체(military entity), 서비스 기구(service organization) 등일 수 있다.
도 19에 나타낸 바와 같이, 예시적 방법(124)에 의해 생산된 항공기(126)는. 예컨대 복수의 시스템을 가진 기체(airframe)(142) 및 내부(interior)(146)를 포함할 수 있다. 고위-레벨 시스템(129)의 예는 추진 시스템(propulsion system)(148), 전기 시스템(electrical system)(150), 유압 시스템(hydraulic system)(152), 및 환경 시스템(environmental system)(154) 중의 하나 이상을 포함한다. 임의의 수의 다른 시스템이 포함될 수 있다. 항공우주의 예가 도시됨에도 불구하고, 본 발명의 원리는 해양 및 자동차 산업과 같은 다른 산업에도 적용될 수 있다.
여기서 실시된 시스템 및 방법은 제조 및 서비스 방법(124)의 단계 중 어느 하나 이상 동안에 채용될 수 있다. 예컨대, 제조 프로세스(132)에 대응하는 구성요소 또는 서브어셈블리는 항공기가 서비스 중인 동안 생산된 구성요소 또는 서브어셈블리와 유사한 방식으로 제작 또는 제조될 수 있다. 또한, 하나 이상의 장치 실시 예, 방법 실시 예 또는 그 조합은 예컨대 항공기(116)의 조립을 실질적으로 신속하게 하거나 또는 항공기(116)의 비용을 감소시킴으로써 제조 단계(132 및 134) 동안 이용될 수 있다. 마찬가지로, 하나 이상의 장치 실시 예, 방법 실시 예 또는 그 조합은, 유지 보수 및 점검(140)에 대해 항공기(126)가 서비스 중에 있는 동안 예컨대 제한없이 이용될 수 있다.
본 발명은 또한 청구항과 혼동되지 않는 다음 조항에서 언급된다.
A1. 복합재 구조체(30)를 만들기 위한 방법으로:
섬유 보강된 열경화성 수지의 복수의 플라이(44)를 레이업하는 것을 포함하는 레이업(102)을 조립하는 단계와;
레이업(102)의 제1 부분(40)에 수지 경화 가속제(91, 92)를 인가하는 단계; 및
레이업(102)의 제2 미경화된 부분을 미경화로 유지하면서 레이업(102)의 제1 부분(40)을 경화시키기에 충분한 경화 스케줄을 이용하여 레이업(102)의 제1 부분(40)을 경화시키는 단계;를 갖추어 이루어지는 것을 특징으로 하는 복합재 구조체(30)를 만들기 위한 방법.
A2. 문단 A1의 방법으로, 레이업(102)의 제1 부분(40)을 경화시키는데 이용된 경화 스케쥴과는 다른 경화 스케쥴에 따라 레이업(102)의 제2 미경화된 부분(41)을 경화시키는 단계를 더 갖추어 이루어지는 방법이 제공된다.
A3. 문단 A2의 방법으로,
레이업(102)의 제1 부분(40)을 경화시키는 단계는, 제1 온도로 레이업(102)을 가열하는 단계를 포함하고,
레이업(102)의 제2 미경화된 부분(42)을 경화시키는 단계는 제1 온도보다 더 높은 제2 온도로 레이업(102)을 가열하는 단계를 포함하는 방법이 또한 제공된다.
A4. 문단 A1의 방법으로, 레이업(102)의 제1 부분(40)은 구조체(32, 34))에 결합되어지도록 채택된 경계면 영역(38)을 따라 위치된 레이업(102)의 적어도 하나의 노출된 플라이(44a)를 포함하는 방법이 또한 제공된다.
A5. 문단 A1의 방법으로, 레이업(102)을 조립하는 단계는 적어도 레이업(102)의 제1 부분(40)의 섹션(44a)이 적어도 레이업(102)의 제2 부분(42)의 섹션과 정렬되도록 플라이(44)를 배열하는 단계를 포함하는 방법이 또한 제공된다.
A6. 문단 A1의 방법으로,
레이업(102)의 제2 미경화된 부분(42)을 경화시키시 전에 원하는 형상으로 레이업(102)을 형성하는 단계를 더 갖추어 이루어지는 방법이 또한 제공된다.
A7. 문단 A1의 방법으로,
경화 가속제(91, 92)에 안정제(84)를 인가하는 단계를 더 갖추어 이루어지는 방법이 또한 제공된다.
B1. 복합재 구조체(30)를 만들기 위한 방법으로:
섬유 보강된 열경화성 수지 플라이(44)의 선택된 영역(94)에 수지 경화 가속제(91, 92)를 인가하는 단계;
수지 경화 가속제(91, 92)가 인가된 열경화성 수지 플라이(44)를 포함하는 레이업(102)을 조립하는 단계; 및
원하는 형상으로 레이업(102)을 형성하는 단계;를 갖추어 이루어지는 것을 특징으로 하는 복합재 구조체(30)를 만들기 위한 방법.
B2. 문단 B1의 방법으로,
레이업(102)을 조립하는 단계는 성형 툴(100) 상에 열경화성 수지 플라이(44)를 레이 업하는 단계를 포함하고,
원하는 형상으로 레이업(102)을 형성하는 단계는 성형 툴(100) 상에 열경화성 수지 플라이(44)를 형성하는 단계를 포함하는 방법이 또한 제공된다.
B3. 문단 B1의 방법으로, 수지 경화 가속제(91, 92)를 인가하는 단계는 프로그램된 명령에 따라 자동화된 어플리케이터(82)에 의해 수행되는 방법이 또한 제공된다.
B4. 문단 B1의 방법으로,
수지 경화 가속제(91, 92)에 안정제(84)를 인가하는 것에 의해 수지 경화 가속제(91, 92)의 잠재적 열화를 감소시키는 단계를 더 갖추어 이루어지는 방법이 또한 제공된다.
B5. 문단 B1의 방법으로,
인가된 수지 경화 가속제(91, 92)를 갖춘 열경화성 플라이(44)의 선택된 영역(94)을 경화시키는 것에 의해 부분적으로 경화된 부품(32, 34)을 생산하는 한편, 레이업(102)의 다른 영역(96)을 미경화로 남기는 단계;
구조체(32, 34)에 대해 부분적으로 경화된 부품(32, 34)을 배치하는 단계; 및
구조체(32, 34)에 부분적으로 경화된 부품(32, 34)을 결합시키는 단계;를 더 갖추어 이루어지는 방법이 또한 제공된다.
B6. 문단 B5의 방법으로,
구조체(32, 34)에 부분적으로 경화된 부품(32, 34)을 결합시키는 단계는:
공동-본딩과,
공동-경화 중 하나에 의해 수행되는 방법이 또한 제공된다.
B7. 문단 B5의 방법으로, 수지 경화 가속제(91, 92)를 인가하는 단계는, 완전히 경화되었을 때, 부분적으로 경화된 부품(32, 34)의 원하는 형상을 유지하는 열경화성 플라이(44)의 영역(94)을 선택하는 단계를 포함하는 방법이 또한 제공된다.
B8. 문단 B5의 방법으로,
미경화로 남아있는 레이업(102)의 다른 영역(96)이 부분적으로 경화된 부품(32, 34)이 결합될 구조체(32, 34)와 부분적으로 경화된 부품(32, 34) 사이에서 경계면 영역(30)을 따라 위치하도록 레이업(102)의 플라이(44)를 배열하는 단계를 더 갖추어 이루어지는 방법이 또한 제공된다.
B9. 문단 B1의 방법으로, 레이업(102)을 조립하는 단계는 수지 경화 가속제(91,92)가 인가되는 선택된 영역(94)이 인가된 수지 경화 가속제(91,92)를 갖추지 않은 레이업(102)의 다른 영역(96)과 레이업(102) 내에서 정렬되도록 플라이(44)를 배열하는 단계를 포함하는 방법이 또한 제공된다.
C1. 복수의 섬유 보강된 열경화성 수지 플라이(44)를 구비하여 구성되고,
적어도 소정의 열경화성 수지 플라이는 적어도 그 영역(94)에 인가된 수지 경화 가속제(91, 92)를 갖는 것을 특징으로 하는 복합재 라미네이트 부품 레이업(102).
C2. 문단 C1의 복합재 라미네이트 부품 레이업(102)으로,
수지 경화 가속제(91, 92)가 소정의 열경화성 수지 플라이(44)에 완전하게 걸쳐 인가되는 복합재 라미네이트 부품 레이업(102)이 또한 제공된다.
C3. 문단 C1의 복합재 라미네이트 부품 레이업(102)으로,
모든 열경화성 수지 플라이(44)는 그 영역(94)에 인가된 수지 경화 가속제(91, 92)를 갖는 복합재 라미네이트 부품 레이업(102)이 또한 제공된다.
C4. 문단 C1의 복합재 라미네이트 부품 레이업(102)으로,
레이업(102)은 구조체(32, 34)에 결합되도록 구성된 경계면 영역(38)을 포함하고,
경계면 영역 (38)에 따른 레이업(102)의 열경화성 플라이(44)에는 수지 경화 가속제(91, 92)가 없는 복합재 라미네이트 부품 레이업(102)이 또한 제공된다.
C5. 문단 C1의 복합재 라미네이트 부품 레이업(102)으로,
열경화성 수지가:
에폭시 수지,
시네이트 에스테르 수지,
폴리우레탄 수지, 및
페놀 수지 중 하나인 복합재 라미네이트 부품 레이업(102)이 또한 제공된다.
D1. 복합재 구조체를 만들기 위한 방법으로:
섬유 보강된 열경화성 수지 플라이의 선택된 영역에 수지 경화 가속제를 인가하는 단계;
수지 경화 가속제가 인가된 열경화성 수지 플라이를 포함하는 레이업을 조립하는 단계;
원하는 형상으로 레이업을 형성하는 단계;
인가된 수지 경화 가속제를 갖춘 열경화성 플라이의 선택된 영역을 경화시키는 것에 의해 부분적으로 경화된 부품을 생산하는 한편, 레이업의 다른 영역을 미경화로 남기는 단계;
구조체에 대해 부분적으로 경화된 부품을 배치하는 단계; 및
구조체에 부분적으로 경화된 부품을 결합시키는 단계;를 갖추어 이루어지는 것을 특징으로 하는 복합재 구조체를 만들기 위한 방법.
D2. 문단 D1의 방법으로,
레이업을 조립하는 단계는 성형 툴 상에 열경화성 수지 플라이를 레이 업하는 단계를 포함하고,
원하는 형상으로 레이업을 형성하는 단계는 성형 툴 상에 열경화성 수지 플라이를 형성하는 단계를 포함하는 방법이 또한 제공된다.
D3. 문단 D1의 방법으로, 수지 경화 가속제를 인가하는 단계는 프로그램된 명령에 따라 자동화된 어플리케이터에 의해 수행되는 방법이 또한 제공된다.
D4. 문단 D1의 방법으로, 수지 경화 가속제에 안정제를 인가하는 것에 의해 수지 경화 가속제의 잠재적 열화를 감소시키는 단계를 더 갖추어 이루어지는 방법이 또한 제공된다.
D5. 문단 D1의 방법으로, 수지 경화 가속제를 인가하는 단계는, 완전히 경화되었을 때, 부분적으로 경화된 부품의 원하는 형상을 유지하는 열경화성 플라이의 영역을 선택하는 단계를 포함하는 방법이 또한 제공된다.
D6. 문단 D1의 방법으로, 미경화로 남아있는 레이업의 다른 영역이 부분적으로 경화된 부품이 결합될 구조체와 부분적으로 경화된 부품 사이에서 경계면 영역을 따라 위치하도록 레이업의 플라이를 배열하는 단계를 더 갖추어 이루어지는 방법이 또한 제공된다.
D7. 문단 D1의 방법으로, 구조체에 부분적으로 경화된 부품을 결합시키는 단계는:
공동-본딩과,
공동-경화 중 하나에 의해 수행되는 방법이 또한 제공된다.
D8. 문단 D1의 방법으로, 레이업을 조립하는 단계는 수지 경화 가속제가 인가되는 선택된 영역이 미경화된 레이업의 다른 영역과 레이업 내에서 정렬되도록 플라이를 배열하는 단계를 포함하는 방법이 또한 제공된다.
여러 예시적인 실시 예의 설명은 예시 및 설명의 목적으로 제공되었고, 개시된 형태의 실시 예에 대해 완전하거나 제한하려는 것은 아니다. 많은 수정 및 변형이 당업자에게 명백할 것이다. 더욱이, 여러 예시적인 실시 예는 다른 예시적인 실시 예와 비교하여 여러 장점을 제공할 수 있다. 선택된 실시 예 또는 실시 예들은 실시 예들의 원리, 실제적 응용을 가장 잘 설명하고, 당업자가 고려된 특정 이용에 대해 적합하도록 다양한 변형을 갖는 다양한 실시 예에 대한 개시를 이해할 수 있도록 선택되고 설명된다.

Claims (15)

  1. 수지를 포함하는 복수의 플라이를 레이업하는 공정을 포함하여, 레이업을 조립하는 단계를 포함하는 복합재 구조체를 만들기 위한 방법으로:
    상기 레이업 내의 상기 복수의 플라이 내에 적어도 제1 플라이의 제1 부분에 수지 경화 가속제를 인가하는 단계;
    상기 레이업 내의 상기 복수의 플라이 내에서 상기 제1 플라이의 제1 부분이 제3 플라이에 의하여 제2 플라이의 제2 부분으로부터 분리되는 구조로, 적어도 제2 플라이의 제2 부분에 추가의 수지 경화 가속제를 인가하는 단계;
    상기 레이업을 툴로 지지하는 단계;
    경화 툴에서 상기 레이업의 상기 제1 부분과 상기 제2 부분을 경화하고, 미경화된 레이업의 경계면에서 미경화된 부분을 유지하면서, 상기 레이업의 상기 제1 부분과 상기 제2 부분을 경화하기 위하여 경화 스케줄을 사용하는 단계;
    상기 툴로부터 상기 레이업을 제거하는 단계;
    상기 툴로부터 상기 레이업을 제거하는 단계에 이어서, 상기 레이업을 복합재 구조체의 복합재 부품에 인접하게 정렬하는 단계; 및
    상기 레이업의 미경화된 부분을 동시에 경화시키고 상기 복합재 구조체의 복합재 부품에 상기 레이업을 결합하는 단계;
    를 통하여, 수지를 포함하는 복수의 플라이를 레이업하는 공정을 포함하여, 레이업을 조립하는 공정을 포함하는 복합재 구조체를 만들기 위한 방법.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 레이업의 상기제1 플라이의 제1 부분을 경화하기 위하여 사용한 경화 스케줄과 다른 경화 스케줄에 따라 상기 레이업의 미경화 부분을 경화하는 단계를 포함하는 복합재 구조체를 만들기 위한 방법.
  3. 제1항에 있어서,
    상기 레이업의 상기제1 플라이의 제1 부분을 경화하는 단계는 상기 레이업을 제1 온도로 가열하는 단계를 포함하고,
    상기 레이업의 미경화된 부분을 경화하는 단계는 제1 온도보다 높은 제2 온도를 상기 레이업을 가열하는 단계를 포함하는 복합재 구조체를 만들기 위한 방법.
  4. 제1항에 있어서,
    상기 레이업을 상기 복합재 구조체의 복합재 부품에 결합하기 위하여, 상기 레이업은, 상기 경계면 영역을 따라 위치된 상기 레이업의 적어도 하나의 노출된 플라이를 구비하는, 복합재 구조체를 만들기 위한 방법.
  5. 제1항에 있어서,
    상기 레이업을 조립하는 단계는 상기 레이업의 미경화된 부분의 적어도 일부와 상기 제1 플라이의 적어도 일부를 정렬하는 단계를 통하여 상기 플라이를 배치하는 단계를 포함하는 복합재 구조체를 만들기 위한 방법.
  6. 제1항에 있어서,
    상기 레이업의 제3 미경화된 부분을 경화하기 전에 상기 레이업을 원하는 형상으로 형성하는 단계를 추가로 포함하는 복합재 구조체를 만들기 위한 방법.
  7. 제1항에 있어서,
    상기 수지 경화 가속제에 안정제 인가하는 단계를 추가로 포함하는 복합재 구조체를 만들기 위한 방법.
  8. 제1항에 있어서,
    상기 수지는:
    에폭시 수지,
    시네이트 에스테르 수지,
    폴리우레탄 수지, 및
    페놀 수지 중 하나인 복합재 구조체를 만들기 위한 방법.
  9. 제1항에 있어서,
    상기 복수의 플라이는 열경화성 프리프레그 플라이를 포함하는 복합재 구조체를 만들기 위한 방법.
  10. 제1항에 있어서,
    상기 복수의 플라이는 드라이 섬유 플라이를 포함하고; 상기 드라이 섬유 플라이를 열경화성 수지에 함침하는 단계를 포함하는 복합재 구조체를 만들기 위한 방법.
  11. 복합재 라미네이트 부품 레이업으로서,
    영역을 포함하는 복수의 열경화성 복합재 플라이를 포함하고,
    상기 복수의 열경화성 복합재 플라이 중의 하나의 플라이는, 상기 영역의 외부에 위치하는 수지 경화 가속제를 포함하고,
    상기 하나의 플라이는 상기 영역 내에는 수지 경화 가속제가 인가되지 않고,
    상기 복수의 열경화성 복합재 플라이 중의 다른 플라이는, 상기 영역 내에 수지 경화 가속제가 인가되어, 상기 복수의 열경화성 복합재 플라이가, 상기 영역의 두께 내에 상기 복수의 열경화성 복합재 플라이의 일부 플라이에만 상기 수지 경화 가속제를 포함하도록 되어 있는, 복합재 라미네이트 부품 레이업.
  12. 제11항에 있어서,
    상기 복수의 열경화성 복합재 플라이 중의 적어도 하나의 플라이는,
    상기 적어도 하나의 플라이의 완전하게 걸쳐 인가된 수지 경화 가속제를 포함하는, 복합재 라미네이트 부품 레이업.
  13. 제11항에 있어서,
    모든 열경화성 복합재 플라이는 열경화성 프리프레그 플라이인 복합재 라미네이트 부품 레이업.
  14. 제11항에 있어서,
    상기 복수의 열경화성 복합재 플라이는 수지 경화 가속제의 잠재적 악화(potential degradation)를 방지하기 위하여 안정제를 추가로 포함하는 복합재 라미네이트 부품 레이업.
  15. 제11항에 있어서,
    열경화성 수지가:
    에폭시 수지,
    시네이트 에스테르 수지,
    폴리우레탄 수지, 및
    페놀 수지 중 하나인 복합재 라미네이트 부품 레이업.
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