KR102628375B1 - 현무암 섬유복합재를 이용한 항공기용 비행제어 컴퓨터 하우징 및 거치대 그리고 그 제조방법 - Google Patents
현무암 섬유복합재를 이용한 항공기용 비행제어 컴퓨터 하우징 및 거치대 그리고 그 제조방법 Download PDFInfo
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Abstract
항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법이 제공된다. 상기 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법은, 에폭시 수지, 및 경화제가 혼합된 베이스 수지를 준비하는 단계, 몰드 내에 현무암 직물 및 유리섬유 직물을 배치하는 단계, 상기 현무암 직물 및 상기 유리섬유 직물에 상기 베이스 수지를 주입하는 단계, 상기 베이스 수지를 경화시켜, 상기 현무암 직물 및 상기 유리섬유 직물이 적층된 구조체가 일정 형상을 갖는 베이스 구조체를 제조하는 단계, 및 상기 베이스 구조체를 상기 몰드로부터 분리시키는 단계를 포함할 수 있다.
Description
본 발명은 현무암 섬유복합재를 이용한 항공기용 비행제어 컴퓨터 하우징 및 거치대 그리고 그 제조방법에 관한 것으로서, 보다 구체적으로는 항공기용 LRU(Line Replacement Unit)에 관련된 것이다.
항공기의 핵심부품인 항공기용 LRU(전자시스템 등)는 전통적으로 높은 신뢰성이 요구되는데, 이러한 요구로 인하여 항공기용 시스템은 전통적으로 각각의 기능을 독립적인 장비의 형태로 제작되었다.
복잡한 기능 시스템인 LRU는 매우 많은 SRU(Shop Replaceable Unit) 부품을 포함하고 있는데, LRU는 패스너 및 커넥터를 열고 닫음으로써 짧은 시간에 SRU 부품 교체가 가능한 하드웨어로 고장난 부품의 신속한 교체를 위하여 견고하지만 정비성이 편리하게 설계된 하우징에 싸여서 거치대 위에 장착되어 있다.
현재 항공기 LRU 하우징 및 거치대에 사용되는 금속 소재는 가공 후 응력 집중이 발생한다. 이러한 집중응력으로 극한 환경 및 장기 사용시 피로에 의해 파손되는 신뢰성 저하 사례가 종종 발생한다. 또한, 조립 후 품질인증시험 중 고도의 진동시험에서 파손 사례도 발생하곤 한다.
뿐만 아니라, 금속소재는 속성상 그대로 사용할 수 없으므로 내부식성, 내산성, 내염성 등 후속공정이 반드시 필요하므로 제조원가가 높은 편이다. 항공용 금속 소재는 국제적으로 인증된 소재만 사용할 수 있으므로 Al, Ti, SUS 등은 전량 수입소재를 사용하여야 하므로 비교적 고가이며, 획득기간이 오래 걸리며 통관 관세 등이 발생되므로 별도 비용 및 행정처리기간이 필요하다.
따라서 현재 사용되고 있는 항공부품용 금속 소재는 기술적 한계 및 경제적 한계 측면에서 개선이 요구되고 있다.
본 발명이 해결하고자 하는 일 기술적 과제는, 금속소재가 사용되지 않은 항공기용 컴퓨터 보조장비를 제공하는 데 있다.
본 발명이 해결하고자 하는 다른 기술적 과제는, 현무암 섬유가 사용된 항공기용 컴퓨터 보조장비를 제공하는 데 있다.
본 발명이 해결하고자 하는 또 다른 기술적 과제는, 경제적 비용이 절감된 항공기용 컴퓨터 보조장비를 제공하는 데 있다.
본 발명이 해결하고자 하는 또 다른 기술적 과제는, 공정 과정이 간소화된 항공기용 컴퓨터 보조장비를 제공하는 데 있다.
본 발명이 해결하고자 하는 또 다른 기술적 과제는, 금속소재가 사용된 장비와 비교하여 무게가 감소된 항공기용 컴퓨터 보조장비를 제공하는 데 있다.
본 발명이 해결하고자 하는 또 다른 기술적 과제는, 금속소재가 사용된 장비와 비교하여 고온 적응성이 높은 항공기용 컴퓨터 보조장비를 제공하는 데 있다.
본 발명이 해결하고자 하는 또 다른 기술적 과제는, 금속소재가 사용된 장비와 비교하여 강도가 향상된 항공기용 컴퓨터 보조장비를 제공하는 데 있다.
본 발명이 해결하고자 하는 또 다른 기술적 과제는, 후속 처리 공정 없이 내부식성 및 내염성 등을 가질 수 있는 항공기용 컴퓨터 보조장비를 제공하는 데 있다.
본 발명이 해결하고자 하는 기술적 과제는 상술된 것에 제한되지 않는다.
상기 기술적 과제들을 해결하기 위하여, 본 발명은 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법을 제공한다.
일 실시 예에 따르면, 상기 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법은 에폭시 수지, 및 경화제가 혼합된 베이스 수지를 준비하는 단계, 몰드 내에 현무암 직물 및 유리섬유 직물을 배치하는 단계, 상기 현무암 직물 및 상기 유리섬유 섬유 직물에 상기 베이스 수지를 주입하는 단계, 상기 베이스 수지를 경화시켜, 상기 현무암 직물 및 상기 유리섬유 직물이 적층된 구조체가 일정 형상을 갖는 베이스 구조체를 제조하는 단계, 및 상기 베이스 구조체를 상기 몰드로부터 분리시키는 단계를 포함할 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 상기 몰드 내에 현무암 직물 및 유리섬유 직물을 배치하는 단계는, 상기 몰드의 내벽을 따라 상기 현무암 직물을 배치하는 단계, 상기 현무암 직물 상에 유리섬유 직물을 적층하는 단계, 및 상기 유리섬유 직물 상에 상기 현무암 직물을 적층하는 단계를 포함할 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 상기 유리섬유 직물은, 지플로우 미디어(G-flow media)를 포함할 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 상기 베이스 수지는, 상기 에폭시 수지와 상기 경화제가 100:43의 무게 비율(wt%)로 혼합된 것을 포함할 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 상기 항공기용 컴퓨터 보조장비는, 항공기용 컴퓨터 하우징을 포함할 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 상기 항공기용 컴퓨터 보조장비는, 항공기용 컴퓨터 하우징 거치대를 포함할 수 있다.
본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법은 에폭시 수지, 및 경화제가 혼합된 베이스 수지를 준비하는 단계, 몰드 내에 현무암 직물 및 유리섬유 직물(G-flow media)을 배치하는 단계, 상기 현무암 직물 및 상기 유리섬유 직물에 상기 베이스 수지를 주입하는 단계, 상기 베이스 수지를 경화시켜 상기 현무암 직물 및 상기 유리섬유 직물이 적층된 구조체가 일정 형상을 갖는 베이스 구조체를 제조하는 단계, 및 상기 베이스 구조체를 상기 몰드로부터 분리시키는 단계를 포함할 수 있다.
이에 따라, 금속소재가 사용되지 않은 항공기용 컴퓨터 보조장비(예를 들어, 컴퓨터 하우징, 컴퓨터 하우징 지지대)가 제조될 수 있으므로, 금속소재가 사용된 장비와 비교하여 경제적 비용이 현저하게 절감될 수 있다. 또한, 금속소재 특유의 문제점으로 인한 기술적 한계들도 극복될 수 있다.
구체적으로, 금속소재가 사용된 장비와 비교하여 무게가 감소되고, 고온 적응성이 높으며, 강도가 향상된 항공기용 컴퓨터 보조장비가 제공될 수 있다. 또한, 후속 처리 공정 없이도 내부식성 및 내염성 등을 가질 수 있는 항공기용 컴퓨터 보조장비가 제공될 수 있다. 뿐만 아니라, 절단, 가공, 다단계 표면처리 등 금속소재의 처리공정에 요구되던 공정들이 생략될 수 있으므로, 공정 과정이 간소화될 수 있다.
도 1은 본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법을 설명하는 순서도이다.
도 2 내지 도 4는 본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법 중 S200 단계를 설명하기위한 도면이다.
도 5는 본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법 중 S300 단계를 설명하기 위한 도면이다.
도 6은 본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법 중 S400 단계를 설명하기 위한 도면이다.
도 7은 본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법 중 S500 단계를 설명하기 위한 도면이다.
도 8은 본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법을 통해 제조된 항공기용 컴퓨터 하우징과 하우징 지지대의 결합 사시도를 표현하는 도면이다.
도 9는 본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법을 통해 제조된 항공기용 컴퓨터 하우징의 사시도를 표현한 도면이다.
도 10은 본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법을 통해 제조된 항공기용 컴퓨터 하우징의 정면도를 표현한 도면이다.
도 11은 본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법을 통해 제조된 항공기용 컴퓨터 하우징의 배면도를 표현한 도면이다.
도 12는 본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법을 통해 제조된 항공기용 컴퓨터 하우징의 우측면도를 표현한 도면이다.
도 13은 본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법을 통해 제조된 항공기용 컴퓨터 하우징의 좌측면도를 표현한 도면이다.
도 14는 본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법을 통해 제조된 항공기용 컴퓨터 하우징의 평면도를 표현한 도면이다.
도 15는 본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법을 통해 제조된 항공기용 컴퓨터 하우징의 저면도를 표현한 도면이다.
도 16은 본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법을 통해 제조된 항공기용 컴퓨터 하우징 거치대의 사시도를 표현한 도면이다.
도 17은 본 발명의 제1 변형 예에 따른 항공기용 보조장비의 제조 방법 중 몰드 내 배치된 현무암 직물과 유리섬유 직물을 나타내는 도면이다.
도 18은 본 발명의 제2 변형 예에 따른 항공기용 보조장비의 제조 방법 중 몰드 내 배치된 현무암 직물과 유리섬유 직물을 나타내는 도면이다.
도 19는 본 발명의 제3 변형 예에 따른 항공기용 보조장비의 제조 방법 중 몰드 내 배치된 현무암 직물과 유리섬유 직물을 나타내는 도면이다.
도 20은 본 발명의 실험 예에 따른 항공기용 컴퓨터 하우징의 충격시험을 촬영한 사진이다.
도 21은 본 발명의 실험 예에 따른 항공기용 컴퓨터 하우징의 충격시험 결과를 나타내는 그래프이다.
도 22는 본 발명의 실험 예에 따른 항공기용 컴퓨터 하우징 거치대의 충격시험을 촬영한 사진이다.
도 23은 본 발명의 실험 예에 따른 항공기용 컴퓨터 하우징 거치대의 충격시험 결과를 나타내는 그래프이다.
도 2 내지 도 4는 본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법 중 S200 단계를 설명하기위한 도면이다.
도 5는 본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법 중 S300 단계를 설명하기 위한 도면이다.
도 6은 본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법 중 S400 단계를 설명하기 위한 도면이다.
도 7은 본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법 중 S500 단계를 설명하기 위한 도면이다.
도 8은 본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법을 통해 제조된 항공기용 컴퓨터 하우징과 하우징 지지대의 결합 사시도를 표현하는 도면이다.
도 9는 본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법을 통해 제조된 항공기용 컴퓨터 하우징의 사시도를 표현한 도면이다.
도 10은 본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법을 통해 제조된 항공기용 컴퓨터 하우징의 정면도를 표현한 도면이다.
도 11은 본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법을 통해 제조된 항공기용 컴퓨터 하우징의 배면도를 표현한 도면이다.
도 12는 본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법을 통해 제조된 항공기용 컴퓨터 하우징의 우측면도를 표현한 도면이다.
도 13은 본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법을 통해 제조된 항공기용 컴퓨터 하우징의 좌측면도를 표현한 도면이다.
도 14는 본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법을 통해 제조된 항공기용 컴퓨터 하우징의 평면도를 표현한 도면이다.
도 15는 본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법을 통해 제조된 항공기용 컴퓨터 하우징의 저면도를 표현한 도면이다.
도 16은 본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법을 통해 제조된 항공기용 컴퓨터 하우징 거치대의 사시도를 표현한 도면이다.
도 17은 본 발명의 제1 변형 예에 따른 항공기용 보조장비의 제조 방법 중 몰드 내 배치된 현무암 직물과 유리섬유 직물을 나타내는 도면이다.
도 18은 본 발명의 제2 변형 예에 따른 항공기용 보조장비의 제조 방법 중 몰드 내 배치된 현무암 직물과 유리섬유 직물을 나타내는 도면이다.
도 19는 본 발명의 제3 변형 예에 따른 항공기용 보조장비의 제조 방법 중 몰드 내 배치된 현무암 직물과 유리섬유 직물을 나타내는 도면이다.
도 20은 본 발명의 실험 예에 따른 항공기용 컴퓨터 하우징의 충격시험을 촬영한 사진이다.
도 21은 본 발명의 실험 예에 따른 항공기용 컴퓨터 하우징의 충격시험 결과를 나타내는 그래프이다.
도 22는 본 발명의 실험 예에 따른 항공기용 컴퓨터 하우징 거치대의 충격시험을 촬영한 사진이다.
도 23은 본 발명의 실험 예에 따른 항공기용 컴퓨터 하우징 거치대의 충격시험 결과를 나타내는 그래프이다.
이하, 첨부된 도면들을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시 예를 상세히 설명할 것이다. 그러나 본 발명의 기술적 사상은 여기서 설명되는 실시 예에 한정되지 않고 다른 형태로 구체화 될 수도 있다. 오히려, 여기서 소개되는 실시 예는 개시된 내용이 철저하고 완전해질 수 있도록 그리고 당업자에게 본 발명의 사상이 충분히 전달될 수 있도록 하기 위해 제공되는 것이다.
본 명세서에서, 어떤 구성요소가 다른 구성요소 상에 있다고 언급되는 경우에 그것은 다른 구성요소 상에 직접 형성될 수 있거나 또는 그들 사이에 제 3의 구성요소가 개재될 수도 있다는 것을 의미한다. 또한, 도면들에 있어서, 막 및 영역들의 두께는 기술적 내용의 효과적인 설명을 위해 과장된 것이다.
또한, 본 명세서의 다양한 실시 예 들에서 제1, 제2, 제3 등의 용어가 다양한 구성요소들을 기술하기 위해서 사용되었지만, 이들 구성요소들이 이 같은 용어들에 의해서 한정되어서는 안 된다. 따라서, 어느 한 실시 예에 제 1 구성요소로 언급된 것이 다른 실시 예에서는 제 2 구성요소로 언급될 수도 있다.
여기에 설명되고 예시되는 각 실시 예는 그것의 상보적인 실시 예도 포함한다. 또한, 본 명세서에서 '및/또는'은 전후에 나열한 구성요소들 중 적어도 하나를 포함하는 의미로 사용되었다.
명세서에서 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한 복수의 표현을 포함한다. 또한, "포함하다" 또는 "가지다" 등의 용어는 명세서상에 기재된 특징, 숫자, 단계, 구성요소 또는 이들을 조합한 것이 존재함을 지정하려는 것이지, 하나 또는 그 이상의 다른 특징이나 숫자, 단계, 구성요소 또는 이들을 조합한 것들의 존재 또는 부가 가능성을 배제하는 것으로 이해되어서는 안 된다.
또한, 하기에서 본 발명을 설명함에 있어 관련된 공지 기능 또는 구성에 대한 구체적인 설명이 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명은 생략할 것이다.
도 1은 본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법을 설명하는 순서도이고, 도 2 내지 도 4는 본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법 중 S200 단계를 설명하기위한 도면이고, 도 5는 본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법 중 S300 단계를 설명하기 위한 도면이고, 도 6은 본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법 중 S400 단계를 설명하기 위한 도면이고, 도 7은 본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법 중 S500 단계를 설명하기 위한 도면이다.
도 1 내지 도 4를 참조하면, 베이스 수지가 준비될 수 있다(S100). 일 실시 예에 따르면, 상기 베이스 수지는 에폭시 수지, 및 경화제가 혼합되어 제조될 수 있다. 보다 구체적으로, 상기 베이스 수지는 에폭시 수지와 경화제가 100:43의 무게 비율(wt%)로 혼합되어 제조될 수 있다.
몰드(100) 내에 현무암 직물(BF) 및 유리섬유 직물(GF)이 배치될 수 있다(S200). 일 실시 예에 따르면, 상기 몰드(100) 내에 현무암 직물(BF) 및 유리섬유 직물(GF)을 배치하는 단계(S200)는, 상기 몰드(100)의 내벽을 따라 상기 현무암 직물(BF)을 배치하는 단계, 상기 현무암 직물(BF) 상에 상기 유리섬유 직물(GF)을 배치하는 단계, 및 상기 유리섬유 직물(GF) 상에 상기 현무암 직물(BF)을 배치하는 단계를 포함할 수 있다. 이에 따라, 상기 몰드(100) 내에는 도 4에 도시된 바와 같이, 상기 현무암 섬유(BF), 상기 유리 섬유(GF), 및 상기 현무암 섬유(BF)가 순차적으로 적층될 수 있다. 예를 들어, 상기 유리섬유 직물(GF)은 지플로우 미디어(G-flow media)를 포함할 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 상기 몰드(100) 내부의 형상은, 제조하고자 하는 항공기용 컴퓨터 보조장비의 형상을 가질 수 있다. 예를 들어, 항공기용 컴퓨터 하우징을 제조하는 경우, 상기 몰드 내부의 형상은 항공기용 컴퓨터 하우징의 형상을 가질 수 있다. 이와 달리, 항공기용 컴퓨터 하우징 거치대를 제조하는 경우, 상기 몰드 내부의 형상은 항공기용 컴퓨터 하우징 거치대의 형상을 가질 수 있다. 상기 몰드 내부의 형상은 제한되지 않는다.
상술된 바와 같이, 상기 현무암 직물(BF)은 상기 몰드(100)의 내벽을 따라 배치됨으로써, 상기 현무암 직물(BF) 또한 상기 몰드(100)의 내부 형상과 같아질 수 있다. 뿐만 아니라, 상기 현무암 직물(BF) 상에 적층된 직물들(유리섬유 직물, 현무암 직물)도 상기 몰드(100)의 내부 형상과 같아질 수 있다.
도 5를 참조하면, 상기 현무암 직물(BF) 및 상기 유리섬유 직물(GF)에 상기 베이스 수지(BR)가 주입될 수 있다(S300). 일 실시 예에 따르면, 상기 베이스 수지(BR)는 진공 인퓨전(vacuum infusion) 방법을 통해 상기 현무암 직물(BF) 및 상기 유리섬유 직물(GF)에 주입될 수 있다.
상술된 바와 같이, 상기 현무암 직물(BF)들 사이에 상기 유리섬유 직물(GF)이 배치됨에 따라, 주입된 상기 베이스 수지(BR)의 흐름성이 향상될 수 있다. 이로 인해, 후술되는 베이스 구조체의 기계적 강도가 향상될 수 있다. 이와 달리, 상기 몰드(100)내에 상기 유리섬유 직물(GF) 없이, 상기 현무암 직물(BF)들만 적층된 경우 주입된 상기 베이스 수지(BR)의 흐름성이 상대적으로 약해질 수 있다. 이로 인해, 후술되는 베이스 구조체의 기계적 강도가 감소되는 문제점이 발생될 수 있다.
도 6을 참조하면, 상기 현무암 직물(BF) 및 상기 유리섬유 직물(GF)에 상기 베이스 수지(BR)가 주입된 상태에서, 상기 베이스 수지(BR)가 경화될 수 있다. 이에 따라, 베이스 구조체(200)가 제조될 수 있다(S400). 상기 베이스 구조체(200)는, 상기 현무암 직물(BF) 및 상기 유리섬유 직물(GF)이 적층된 구조체가 상기 베이스 수지(BR)에 의해 경화되어 일정한 형상을 갖는 구조체로 정의될 수 있다.
이로 인해, 상기 베이스 구조체(200)는 상기 몰드(100)의 내부 형상과 같은 형상을 가질 수 있다. 즉, 상기 베이스 구조체(200)는 항공기용 컴퓨터 하우징 또는 항공기용 컴퓨터 하우징 거치대의 형상을 가질 수 있다.
도 7을 참조하면, 상기 베이스 구조체(200)가 상기 몰드(100)로부터 분리될 수 있다(S500). 이후, 상기 베이스 구조체(200)는 트리밍 단계, 치수 커팅 단계, 홀 가공 단계, 페인팅 단계, 및 접합과 조립 단계를 거칠 수 있다. 이에 따라, 본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비가 제조될 수 있다.
상술된 바와 같이, 상기 항공기용 컴퓨터 보조장비로서, 항공기용 컴퓨터 하우징 및 컴퓨터 하우징 거치대가 제조될 수 있다. 일 실시 예에 따르면, 제조된 항공기용 컴퓨터 하우징(H)은 도 8 내지 도 15에 도시된 바와 같은 형상을 가질 수 있다. 이와 달리, 제조된 항공기용 컴퓨터 하우징 지지대(R)는 도 8 및 도 16에 도시된 바와 같은 형상을 가질 수 있다.
결과적으로, 본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법은 에폭시 수지, 및 경화제가 혼합된 상기 베이스 수지(BR)를 준비하는 단계, 상기 몰드(100) 내에 상기 현무암 직물(BF) 및 상기 유리섬유 직물(GF)을 배치하는 단계, 상기 현무암 직물(BF) 및 상기 유리섬유 직물(BF)에 상기 베이스 수지(BR)를 주입하는 단계, 상기 베이스 수지(BR)를 경화시켜 상기 현무암 직물(BF) 및 상기 유리섬유 직물(GF)이 적층된 구조체가 일정 형상을 갖는 상기 베이스 구조체(200)를 제조하는 단계, 및 상기 베이스 구조체(200)를 상기 몰드(100)로부터 분리시키는 단계를 포함할 수 있다.
이에 따라, 금속소재가 사용되지 않은 항공기용 컴퓨터 보조장비(예를 들어, 컴퓨터 하우징, 컴퓨터 하우징 지지대)가 제조될 수 있으므로, 금속소재가 사용된 장비와 비교하여 경제적 비용이 현저하게 절감될 수 있다. 또한, 금속소재 특유의 문제점으로 인한 기술적 한계들도 극복될 수 있다.
구체적으로, 금속소재가 사용된 장비와 비교하여 무게가 감소되고, 고온 적응성이 높으며, 강도가 향상된 항공기용 컴퓨터 보조장비가 제공될 수 있다. 또한, 후속 처리 공정 없이도 내부식성 및 내염성 등을 가질 수 있는 항공기용 컴퓨터 보조장비가 제공될 수 있다. 뿐만 아니라, 절단, 가공, 다단계 표면처리 등 금속소재의 처리공정에 요구되던 공정들이 생략될 수 있으므로, 공정 과정이 간소화될 수 있다.
종래의 항공기용 컴퓨터 보조장비로 사용되던 금속소재(Ti)와 본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비에 사용되는 현무암 섬유의 특성 비교가 아래의 <표 1>을 통해 정리된다.
| 구분 | 항목 | 금속소재 (Ti AL-4V, 열처리후) |
현무암 섬유 |
| 기술적 측면 | 비중 (g/cm3) | 4.5 | 2.67 |
| 사용온도 (℃) | ~400 | -260~900 | |
| 인장강도 (MPa) | 1,170 | 3,100~4,840 | |
| 탄성율 (GPa) | 114 | 85~87 | |
| 내부식성, 내염성 등 | 별도 후속처리 필요 | 후속처리 불필요 | |
| 경제적 측면 | 판매가격 (원/kg) | 1,900 (2020.7.23 기준 LME 가격) |
금속소재보다 저렴 |
| 제품 제작비용 | 절단, 가공, 다단계 표면처리 등의 처리 공정으로 인해 제작비용 높음 | 제품 형상대로 성형이 가능하고, 표면처리 단순화가 가능함으로 제작비용 낮음 |
이상, 본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 보조장비의 제조 방법이 설명되었다. 이하, 본 발명의 변형 예들에 따른 항공기용 보조장비의 제조 방법이 설명된다.
도 17은 본 발명의 제1 변형 예에 따른 항공기용 보조장비의 제조 방법 중 몰드 내 배치된 현무암 직물과 유리섬유 직물을 나타내는 도면이다.
본 발명의 제1 변형 예에 따른 항공기용 보조장비의 제조 방법은, 에폭시 수지, 및 경화제가 혼합된 베이스 수지를 준비하는 단계(S100), 몰드 내에 현무암 직물 및 유리섬유 직물을 배치하는 단계(S200), 상기 현무암 직물 및 상기 유리섬유 직물에 상기 베이스 수지를 주입하는 단계(S300), 상기 베이스 수지를 경화시켜, 상기 현무암 직물 및 상기 유리섬유 직물이 적층된 구조체가 일정 형상을 갖는 베이스 구조체를 제조하는 단계(S400), 및 상기 베이스 구조체를 상기 몰드로부터 분리시키는 단계(S500)를 포함할 수 있다.
상기 제1 변형 예에 따른 항공기용 보조장비의 제조 방법이 포함하는 S100 단계, S300 단계, S400 단계, 및 S500 단계는, 도 1 내지 도 7을 참조하여 설명된 상기 실시 예에 따른 항공기용 보조장비의 제조 방법이 포함하는 S100 단계, S300 단계, S400 단계, 및 S500 단계와 같을 수 있다. 다만, 상기 제1 변형 예에 따른 항공기용 보조장비의 제조 방법이 포함하는 S200 단계는, 상기 실시 예에 따른 항공기용 보조장비의 제조 방법이 포함하는 S200 단계와 다를 수 있다.
구체적으로, 도 17에 도시된 바와 같이, 상기 몰드 내에 제1 현무암 직물(BF1), 유리섬유 직물(GF), 제2 현무암 직물(BF2)이 배치될 수 있다. 상기 제1 현무암 직물(BF1)은, 상기 몰드의 아래쪽(A)에 배치되어 베이스 구조체의 외측을 이루는 현무암 직물로 정의될 수 있다. 이와 달리, 상기 제2 현무암 직물(BF2)은, 상기 몰드의 위쪽(B)에 배치되어 베이스 구조체의 내측을 이루는 현무암 직물로 정의될 수 있다. 즉, 상기 몰드 내에 상기 제1 현무암 직물(BF1), 유리섬유 직물(GF), 및 상기 제2 현무암 직물(BF2)이 순차적으로 배치될 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 상기 제1 현무암 직물(BF1) 및 상기 제2 현무암 직물(BF2)은 복수로 배치되되, 상기 제1 현무암 직물(BF1)의 개수가 상기 제2 현무암 직물(BF2)의 개수보다 많이 배치될 수 있다. 즉, 베이스 구조체의 외측을 이루는 영역에는 현무암 직물이 상대적으로 많이 배치되고, 베이스 구조체의 내측을 이루는 영역에는 현무암 직물이 상대적으로 적게 배치될 수 있다. 이에 따라, 외부에 노출되는 베이스 구조체의 외측은 상대적으로 강도가 향상될 수 있고, 굴곡이 많은 베이스 구조체의 내측은 상대적으로 유연성이 향상될 수 있으므로, 상기 항공기용 컴퓨터 보조장비의 신뢰성이 향상될 수 있다.
도 18은 본 발명의 제2 변형 예에 따른 항공기용 보조장비의 제조 방법 중 몰드 내 배치된 현무암 직물과 유리섬유 직물을 나타내는 도면이다.
본 발명의 제2 변형 예에 따른 항공기용 보조장비의 제조 방법은, 에폭시 수지, 및 경화제가 혼합된 베이스 수지를 준비하는 단계(S100), 몰드 내에 현무암 직물 및 유리섬유 직물을 배치하는 단계(S200), 상기 현무암 직물 및 상기 유리섬유 직물에 상기 베이스 수지를 주입하는 단계(S300), 상기 베이스 수지를 경화시켜, 상기 현무암 직물 및 상기 유리섬유 직물이 적층된 구조체가 일정 형상을 갖는 베이스 구조체를 제조하는 단계(S400), 및 상기 베이스 구조체를 상기 몰드로부터 분리시키는 단계(S500)를 포함할 수 있다.
상기 제2 변형 예에 따른 항공기용 보조장비의 제조 방법이 포함하는 S100 단계, S300 단계, S400 단계, 및 S500 단계는, 도 1 내지 도 7을 참조하여 설명된 상기 실시 예에 따른 항공기용 보조장비의 제조 방법이 포함하는 S100 단계, S300 단계, S400 단계, 및 S500 단계와 같을 수 있다. 다만, 상기 제1 변형 예에 따른 항공기용 보조장비의 제조 방법이 포함하는 S200 단계는, 상기 실시 예에 따른 항공기용 보조장비의 제조 방법이 포함하는 S200 단계와 다를 수 있다.
구체적으로, 도 18에 도시된 바와 같이, 상기 몰드 내에 제1 현무암 직물(BF1), 유리섬유 직물(GF), 제2 현무암 직물(BF2)이 배치될 수 있다. 상기 제1 현무암 직물(BF1)은, 상기 몰드의 아래쪽(A)에 배치되어 베이스 구조체의 외측을 이루는 현무암 직물로 정의될 수 있다. 이와 달리, 상기 제2 현무암 직물(BF2)은, 상기 몰드의 위쪽(B)에 배치되어 베이스 구조체의 내측을 이루는 현무암 직물로 정의될 수 있다. 즉, 상기 몰드 내에 상기 제1 현무암 직물(BF1), 유리섬유 직물(GF), 및 상기 제2 현무암 직물(BF2)이 순차적으로 배치될 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 상기 제1 현무암 직물(BF1)과 상기 제2 현무암 직물(BF2)은 서로 다를 수 있다. 예를 들어, 상기 제1 현무암 직물(BF1)은 평직을 포함할 수 있다. 이와 달리, 상기 제2 현무암 직물(BF2)은 능직 및 주자직 중 어느 하나를 포함할 수 있다. 즉, 베이스 구조체의 외측을 이루는 영역에는 평직의 현무암 직물이 배치되고, 베이스 구조체의 내측을 이루는 영역에는 능직 및 주자직 중 어느 하나의 현무암 직물이 배치될 수 있다.
평직은 상대적으로 강도가 강한 반면, 능직 및 주자직은 상대적으로 유연한 특성을 가질 수 있다. 이에 따라, 외부에 노출되는 베이스 구조체의 외측은 상대적으로 강도가 향상될 수 있고, 굴곡이 많은 베이스 구조체의 내측은 상대적으로 유연성이 향상될 수 있으므로, 상기 항공기용 컴퓨터 보조장비의 신뢰성이 향상될 수 있다.
도 19는 본 발명의 제3 변형 예에 따른 항공기용 보조장비의 제조 방법 중 몰드 내 배치된 현무암 직물과 유리섬유 직물을 나타내는 도면이다.
본 발명의 제3 변형 예에 따른 항공기용 보조장비의 제조 방법은, 에폭시 수지, 및 경화제가 혼합된 베이스 수지를 준비하는 단계(S100), 몰드 내에 현무암 직물 및 유리섬유 직물을 배치하는 단계(S200), 상기 현무암 직물 및 상기 유리섬유 직물에 상기 베이스 수지를 주입하는 단계(S300), 상기 베이스 수지를 경화시켜, 상기 현무암 직물 및 상기 유리섬유 직물이 적층된 구조체가 일정 형상을 갖는 베이스 구조체를 제조하는 단계(S400), 및 상기 베이스 구조체를 상기 몰드로부터 분리시키는 단계(S500)를 포함할 수 있다.
상기 제3 변형 예에 따른 항공기용 보조장비의 제조 방법이 포함하는 S100 단계, S300 단계, S400 단계, 및 S500 단계는, 도 1 내지 도 7을 참조하여 설명된 상기 실시 예에 따른 항공기용 보조장비의 제조 방법이 포함하는 S100 단계, S300 단계, S400 단계, 및 S500 단계와 같을 수 있다. 다만, 상기 제1 변형 예에 따른 항공기용 보조장비의 제조 방법이 포함하는 S200 단계는, 상기 실시 예에 따른 항공기용 보조장비의 제조 방법이 포함하는 S200 단계와 다를 수 있다.
구체적으로, 도 19에 도시된 바와 같이, 상기 몰드 내에 제1 현무암 직물(BF1), 유리섬유 직물(GF), 제2 현무암 직물(BF2)이 배치될 수 있다. 일 실시 예에 따르면, 상기 제1 현무암 직물(BF1)과 상기 제2 현무암 직물(BF2)은 서로 다를 수 있다. 예를 들어, 상기 제1 현무암 직물(BF1)은 평직을 포함할 수 있다. 이와 달리, 상기 제2 현무암 직물(BF2)은 능직 및 주자직 중 어느 하나를 포함할 수 있다. 평직은 상대적으로 강도가 강한 반면, 능직 및 주자직은 상대적으로 유연한 특성을 가질 수 있다.
일 실시 예에 따르면, 상기 몰드의 아래쪽(A)에는 상기 제1 현무암 직물(BF1) 및 상기 제2 현무암 직물(BF2)이 혼합되어 배치되는 반면, 상기 몰드의 위쪽(B)에는 상기 제2 현무암 직물(BF2)만 배치될 수 있다. 특히, 상기 몰드의 아래쪽(A) 중 최하단에는 상기 제2 현무암 직물(BF2)이 배치될 수 있다. 이에 따라, 상기 베이스 구조체의 외측에는 평직, 능직, 및 주자직이 혼합됨으로써 표면이 부드러우면서도 강도가 향상될 수 있다. 특히, 베이스 구조체의 최외곽 측에는 능직 및 주자직 중 어느 하나가 배치됨에 따라, 베이스 구조체의 표면은 부드러운 특성을 가질 수 있다. 이로 인해, 상기 베이스 구조체는 페인트 작업이 용이하게 이루어질 수 있다.
이상, 본 발명의 실시 예 및 변형 예들에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법이 설명되었다. 이하, 본 발명의 실시 예에 따른 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법을 통해 제조된 항공기용 컴퓨터 하우징 및 항공기용 컴퓨터 하우징 거치대의 특성 평가 결과가 설명된다.
실험 예에 따른 항공기용 컴퓨터 하우징 준비
도 1 내지 도 7을 참조하여 설명된 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법을 통해, 도 9을 형상을 갖는 컴퓨터 하우징을 제조하였다.
실험 예에 따른 항공기용 컴퓨터 하우징 거치대 준비
도 1 내지 도 7을 참조하여 설명된 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법을 통해, 도 16의 형상을 갖는 컴퓨터 하우징 거치대를 제조하였다.
도 20은 본 발명의 실험 예에 따른 항공기용 컴퓨터 하우징의 충격시험을 촬영한 사진이고, 도 21은 본 발명의 실험 예에 따른 항공기용 컴퓨터 하우징의 충격시험 결과를 나타내는 그래프이다.
도 20 및 도 21을 참조하면, 상기 실험 예에 따른 항공기용 컴퓨터 하우징에 충격시험을 수행하였다. 구체적인 시험조건은 아래의 <표 2>와 같고, 시험 장비는 아래의 <표 3>과 같고, 시험방법은 아래의 <표 4>와 같다.
| Test type | Sawtooth |
| 가속도 | 20g |
| Duration time | 11ms |
| 시험횟수 | 각 방향별 3회 |
| 시험방향 | ±X축, ±Y축, ±Z축 |
| 총 시험횟수 | 18회 |
| 시험품점검 | 시험 전, 시험 후 외형확인 |
| 시험품상태 | 1. 비포장 2. 비동작 |
| 시험품수 | 1EA |
| 장비명 | 모델명/제조사 | 기기번호 | 차기교정 예정일자 | 교정기관 |
| Vibration tester L1 | K125-HB15/IMV | 14101469 | 2022.02.09 | SICT |
| Vibration tester M1 | J260-HB10/IMV | 14101470 | 2022.08.05 | SICT |
| Accelerometer | VP-32/IMV | 9184U | 2022.07.06 | SICT |
| Accelerometer | VP-32/IMV | 9185U | 2022.06.16 | SICT |
| 온습도계 | PC-5000TRH-2/SATO | #7, #10 | 2021.12.10 | SICT |
| Step 1 | 시험 전 표준대기 조건에서 시험품의 외형을 확인한다. |
| Step 2 | 시험기의 가진부에 시험품을 고정한다. |
| Step 3 | ±X축, ±Y축, ±Z축 각 방향별 시험조건에 따른 충격시험을 실시한다. |
| Step 4 | 시험 후 표준대기 조건에서 시험품의 외형을 확인한다. |
도 20의 (a)는 ±X축에서의 시험장면을 촬영한 사진이고, 도 20의 (b)는 ±Y축에서의 시험장면을 촬영한 사진이고, 도 20의 (c)는 ±Z축에서의 시험장면을 촬영한 사진이다. 도 21의 (a)는 X축에서의 시험결과 그래프를 나타내고, 도 21의 (b)는 Y축에서의 시험결과 그래프를 나타내고, 도 21의 (c)는 Z축에서의 시험결과 그래프를 나타낸다. 도 21의 위쪽 그래프들은 Positive 결과를 나타내고 아래쪽 그래프들은 Negative 결과를 나타낸다.
도 20 및 도 21에서 수행된 충격시험 결과는 아래의 <표 5>를 통해 정리된다.
| 구분 | 점검항목 | 시험결과 |
| 외형 | - 시험품의 변형(Bending) 및 파손(Crack, Fracture) 확인- 시험품의 Screw 풀림 확인 | 이상 없음 |
도 22는 본 발명의 실험 예에 따른 항공기용 컴퓨터 하우징 거치대의 충격시험을 촬영한 사진이고, 도 23은 본 발명의 실험 예에 따른 항공기용 컴퓨터 하우징 거치대의 충격시험 결과를 나타내는 그래프이다.
도 22 및 도 23을 참조하면, 상기 실험 예에 따른 항공기용 컴퓨터 하우징 지지대에 충격시험을 수행하였다. 구체적인 시험조건은 아래의 <표 6>과 같고, 시험 장비는 아래의 <표 7>과 같고, 시험방법은 아래의 <표 8>과 같다.
| Test type | Sawtooth |
| 가속도 | 20g |
| Duration time | 11ms |
| 시험횟수 | 각 방향별 3회 |
| 시험방향 | ±X축, ±Y축, ±Z축 |
| 총 시험횟수 | 18회 |
| 시험품점검 | 시험 전, 시험 후 외형확인 |
| 시험품상태 | 1. 비포장 2. 비동작 |
| 시험품수 | 1EA |
| 장비명 | 모델명/제조사 | 기기번호 | 차기교정 예정일자 | 교정기관 |
| Vibration tester L1 | K125-HB15/IMV | 14101469 | 2022.02.09 | SICT |
| Vibration tester M1 | J260-HB10/IMV | 14101470 | 2022.08.05 | SICT |
| Accelerometer | VP-32/IMV | 9184U | 2022.07.06 | SICT |
| Accelerometer | VP-32/IMV | 9185U | 2022.06.16 | SICT |
| 온습도계 | PC-5000TRH-2/SATO | #7, #10 | 2021.12.10 | SICT |
| Step 1 | 시험 전 표준대기 조건에서 시험품의 외형을 확인한다. |
| Step 2 | 시험기의 가진부에 시험품을 고정한다. |
| Step 3 | ±X축, ±Y축, ±Z축 각 방향별 시험조건에 따른 충격시험을 실시한다. |
| Step 4 | 시험 후 표준대기 조건에서 시험품의 외형을 확인한다. |
도 22의 (a)는 ±X축에서의 시험장면을 촬영한 사진이고, 도 22의 (b)는 ±Y축에서의 시험장면을 촬영한 사진이고, 도 22의 (c)는 ±Z축에서의 시험장면을 촬영한 사진이다. 도 23의 (a)는 X축에서의 시험결과 그래프를 나타내고, 도 23의 (b)는 Y축에서의 시험결과 그래프를 나타내고, 도 23의 (c)는 Z축에서의 시험결과 그래프를 나타낸다. 도 23의 위쪽 그래프들은 Positive 결과를 나타내고 아래쪽 그래프들은 Negative 결과를 나타낸다.
도 22 및 도 23에서 수행된 충격시험 결과는 아래의 <표 9>를 통해 정리된다.
| 구분 | 점검항목 | 시험결과 |
| 외형 | - 시험품의 변형(Bending) 및 파손(Crack, Fracture) 확인- 시험품의 Screw 풀림 확인 | 이상 없음 |
이상, 본 발명을 바람직한 실시 예를 사용하여 상세히 설명하였으나, 본 발명의 범위는 특정 실시 예에 한정되는 것은 아니며, 첨부된 특허청구범위에 의하여 해석되어야 할 것이다. 또한, 이 기술분야에서 통상의 지식을 습득한 자라면, 본 발명의 범위에서 벗어나지 않으면서도 많은 수정과 변형이 가능함을 이해하여야 할 것이다.
100: 몰드
200: 베이스 구조체
BF: 현무암 직물
GF: 유리섬유 직물
BR: 베이스 수지
200: 베이스 구조체
BF: 현무암 직물
GF: 유리섬유 직물
BR: 베이스 수지
Claims (6)
- 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법에 관한 것으로서,
에폭시 수지, 및 경화제가 혼합된 베이스 수지를 준비하는 단계;
몰드 내에 현무암 직물 및 유리섬유 직물을 배치하는 단계;
상기 현무암 직물 및 상기 유리섬유 직물에 상기 베이스 수지를 주입하는 단계;
상기 베이스 수지를 경화시켜, 상기 현무암 직물 및 상기 유리섬유 직물이 적층된 구조체가 일정 형상을 갖는 베이스 구조체를 제조하는 단계; 및
상기 베이스 구조체를 상기 몰드로부터 분리시키는 단계를 포함하되,
상기 현무암 직물은 제1 현무암 직물 및 제2 현무암 직물을 포함하고,
상기 제1 현무암 직물은 상기 몰드의 아래쪽에 배치되어 상기 베이스 구조체의 외측을 이루는 현무암 직물로 정의되고, 상기 제2 현무암 직물은 상기 몰드의 위쪽에 배치되어 상기 베이스 구조체의 내측을 이루는 현무암 직물로 정의되는 것을 포함하고,
상기 몰드 내에 상기 현무암 직물 및 상기 유리섬유 직물을 배치하는 단계에서, 상기 몰드 내에 복수의 상기 제1 현무암 직물, 상기 유리섬유 직물, 및 복수의 상기 제2 현무암 직물이 순차적으로 적층되어 배치되는 것을 포함하고,
상기 제1 현무암 직물의 개수가 상기 제2 현무암 직물의 개수보다 많이 배치되는 것을 포함하는 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법.
- 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법에 관한 것으로서,
에폭시 수지, 및 경화제가 혼합된 베이스 수지를 준비하는 단계;
몰드 내에 현무암 직물 및 유리섬유 직물을 배치하는 단계;
상기 현무암 직물 및 상기 유리섬유 직물에 상기 베이스 수지를 주입하는 단계;
상기 베이스 수지를 경화시켜, 상기 현무암 직물 및 상기 유리섬유 직물이 적층된 구조체가 일정 형상을 갖는 베이스 구조체를 제조하는 단계; 및
상기 베이스 구조체를 상기 몰드로부터 분리시키는 단계를 포함하되,
상기 현무암 직물은 제1 현무암 직물, 및 제2 현무암 직물을 포함하고,
상기 제1 현무암 직물은 상기 몰드의 아래쪽에 배치되어 상기 베이스 구조체의 외측을 이루는 현무암 직물로 정의되고, 상기 제2 현무암 직물은 상기 몰드의 위쪽에 배치되어 상기 베이스 구조체의 내측을 이루는 현무암 직물로 정의되는 것을 포함하고,
상기 제1 현무암 직물은 평직이고, 상기 제2 현무암 직물은 능직 또는 주자직 중에서 어느 하나를 포함하고,
상기 몰드 내에 상기 현무암 직물 및 상기 유리섬유 직물을 배치하는 단계에서, 상기 몰드 내에 복수의 상기 제1 현무암 직물, 상기 유리섬유 직물, 및 복수의 상기 제2 현무암 직물이 순차적으로 적층되어 배치되는 것을 포함하는 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법.
- 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법에 관한 것으로서,
에폭시 수지, 및 경화제가 혼합된 베이스 수지를 준비하는 단계;
몰드 내에 현무암 직물 및 유리섬유 직물을 배치하는 단계;
상기 현무암 직물 및 상기 유리섬유 직물에 상기 베이스 수지를 주입하는 단계;
상기 베이스 수지를 경화시켜, 상기 현무암 직물 및 상기 유리섬유 직물이 적층된 구조체가 일정 형상을 갖는 베이스 구조체를 제조하는 단계; 및
상기 베이스 구조체를 상기 몰드로부터 분리시키는 단계를 포함하되,
상기 현무암 직물은 제1 현무암 직물, 및 제2 현무암 직물을 포함하고,
상기 제1 현무암 직물은 평직이고, 상기 제2 현무암 직물은 능직 또는 주자직 중에서 어느 하나를 포함하고,
상기 몰드 내에 상기 현무암 직물 및 상기 유리섬유 직물을 배치하는 단계에서, 상기 몰드의 아래쪽에는 상기 제1 현무암 직물 및 상기 제2 현무암 직물이 혼합되어 배치되고, 상기 몰드의 위쪽에는 상기 제2 현무암 직물이 배치되는 것을 포함하고,
상기 몰드 내에 상기 제2 현무암 직물, 복수의 상기 제1 현무암 직물, 상기 유리섬유 직물, 및 복수의 상기 제2 현무암 직물이 순차적으로 적층되어 배치되는 것을 포함하는 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법.
- 제1 항에 있어서,
상기 유리섬유 직물은, 지플로우 미디어(G-flow media)를 포함하는 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법.
- 제1 항에 있어서,
상기 베이스 수지는, 상기 에폭시 수지와 상기 경화제가 100:43의 무게 비율(wt%)로 혼합된 것을 포함하는 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법.
- 제1 항에 있어서,
상기 항공기용 컴퓨터 보조장비는, 항공기용 컴퓨터 하우징, 및 항공기용 컴퓨터 하우징 거치대를 포함하는 항공기용 컴퓨터 보조장비의 제조 방법.
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| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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| KR1020210145740A KR102628375B1 (ko) | 2021-10-28 | 2021-10-28 | 현무암 섬유복합재를 이용한 항공기용 비행제어 컴퓨터 하우징 및 거치대 그리고 그 제조방법 |
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| JP2021031591A (ja) * | 2019-08-26 | 2021-03-01 | 石川樹脂工業株式会社 | 炭素繊維強化樹脂成形品の製造方法 |
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2021
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Patent Citations (2)
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