KR20120091168A - 직조 모재, 복합물 및 그 제조방법 - Google Patents

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Abstract

3차원 직조 모재, 상기 모재를 채용한 섬유보강 복합물 및 그 제조방법들이 개시되어 있다. 직조 모재는 날실 조정된 직물의 하나 또는 그 이상의 층들을 포함한다. 날실 조정된 직물의 일부분은 직립 레그(20)를 형성하도록 몰드 내로 가압된다. 모재는 직립 레그 및 본체부분에 있는 조글(joggle)(15)을 포함한다. 본체부분과 직립 레그는 일체로 직조되고 그래서 모재에 걸쳐서 연속적인 섬유가 존재한다. 날실 조정된 직물의 일부분은 날실방향으로 스트레치 파열된 탄소섬유들을 포함하고, 다른 부분은 종래의 탄소섬유들을 포함한다. 날실 조정된 직물은 다른 권취 기구를 갖는 직기상에서 직조될 수 있다. 날실 조정된 직물은 단일 직물이거나 다층 직물이 될 수 있다. 모재나 복합물은 항공기 윈도 프레임(10)의 일부가 될 수 있다.

Description

직조 모재, 복합물 및 그 제조방법{Woven preform, composite, and method of making thereof}
본 발명은 섬유 보강 복합물에 관한 것이며, 특히 보강된 복합재료에서 사용된 재료의 직조 스트립들을 갖는 모재에 관한 것이고, 이때 상기 직조 스트립들은 평직될 수 있고 둘 또는 그 이상의 방향으로 보강을 갖는 그들의 최종 형상으로 형성될 수 있다.
모든 특허들, 특허출원들, 문서들, 참조들, 제조업자 설명서, 명세서, 제품 설명서, 및 여기에서 언급된 모든 제품들을 위한 제품 시이트는 여기에서는 참조로서 통합된 것이며, 본 발명을 실행하는데 있어서 채용되는 것이다.
구조적 성분들을 만들어내기 위하여 보강된 복합 재료들을 사용하는 것이 현재 널리 보급되어 있고, 특히 그들의 원하는 특징들이 중량, 강도, 인성, 내열성, 자체 지지 그리고 형성 및 형상화되기에 적합한 견지에서 조사되는 응용들에서 특별히 알려져 있다. 그러한 성분들은 예를 들면 항공기, 항공우주산업, 위성, 오락(경정 및 자동차 경주) 및 다른 응용분야에서 사용된다.
통상적으로 그러한 성분들은 기지 재료에 제공된 보강재료들로 구성된다. 보강 부품은 유리, 카본, 세라믹, 아라미드, 폴리에틸렌 및/또는 원하는 물리적, 열적, 화학적 및/또는 다른 성질, 주로 응력 실패에 대하여 큰 강성을 들을 나타내는 다른 재료들과 같은 재료들로 제조될 것이다. 완벽한 부품의 구성요소가 되는 그러한 보강재료들의 사용을 통해서, 매우 높은 강도와 같은 보강 재료들의 원하는 특징들이 완벽한 복합 성분에 부여된다. 구성 보강재료들은 통상적으로 직조되거나 뜨개질되거나 또는 짜이게될 것이다. 선택될 구성 보강재료에 대한 특성들의 최적 이용을 보장하기 위해서 특별한 관심이 주어진다. 그러한 보강 모재들은 원하는 최종 성분들을 형성하거나 최종 성분들의 궁극적 제조를 위한 워킹 스톡(working stock)을 생산하기 위해서 기지 재료와 결합된다.
원하는 보강 모재가 구성된 후에, 기지 재료는 모재로 도입될 것이고, 그래서 통상적으로 보강 모재는 기재 재료에 싸이고, 기재재료는 보강 모재의 구성 요소들 사이에 있는 영역들을 채운다. 기재재료는 에폭시, 폴리에스테르, 비닐-에스테르, 세라믹, 카본과 같은 폭 넓은 범위의 재료들 및/또는 원하는 물리적, 열적, 화학적 및/또는 다른 특성들을 나타내는 다른 재료들이 될 것이다. 기지 재료로서 사용하기 위하여 선택된 재료들은 보강 모재의 재료와 동일하거나 동일하지 않을 것이며, 비교가능한 물리적, 열적, 화학적 또는 다른 특성들을 가지거나 가지지 않을 것이다. 통상적으로, 제 1 위치에서 복합물들을 사용하는 일반적인 목적이 하나의 구성 재료의 사용을 통해서 달성할 수 없는 최종 제품에 있는 특징들의 조합을 달성하기 위한 것이므로, 이들은 동일한 재료로 이루어지지 않거나 비교 가능한 물리적, 화학적, 열적 또는 다른 특성들을 가지지 않을 것이다. 그렇게 결합되면, 보강 모재 및 기지 재료는 열경화 또는 다른 공지된 방법으로 동일한 작용으로 경화되어 안정화되며, 원하는 성분을 만들어내는 다른 작용을 거치게 된다. 경화된 후에 기지 재료의 고화된 매스(masses)가 보강재료(즉, 보강 모재)에 매우 단단히 고착되는 것이 중요하다. 그 결과, 특히 섬유들 사이의 접착제로서 작용하는 매트릭스 재료를 거쳐서 최종 성분에 가해지는 스트레스는 보강 모재의 구성 재료로 효과적으로 전달될 것이다.
항공기 기체 배럴에서 섬유 모재 보강을 갖는 복합 재료의 증가된 사용은 복합 윈도 프레임에 대한 필요성을 야기한다. 복합 기체 및 금속 프레임의 열팽창 계수 사이의 차이로 인하여, 전통적인 금속 윈도 프레임들은 이 응용에서 사용될 수 없다. 또한, 기생하는 배럴 겹들은 몇몇 복합물과 금속들이 접촉하는 경우에 존재할 수 있는 부식 문제점들을 제거하는데 사용되어야만 한다. 이러한 배럴 겹들은 전체하중을 증가시킬 뿐만아니라 제조비용을 증가시키게 된다.
도 1에 도시된 것과 같은 항공기 윈도 프레임(10)은 기체의 원동형 형상을 수용하도록 만곡된 프레임의 주축에 대하여 타원형상을 갖는 경향이 있다. 도 2에 도시된 것과 같은 윈도 프레임(10)의 단면형상은 일반적으로 균등하다. 그러나, 그 형상은 외부 테두리에서 직립 레그(20)와 같은 복잡한 특징들 및/또는 항공기의 주 몸체에 대하여 윈도를 밀봉하는 것을 용이하게 하는 "조글(joggles)"(15)을 포함할 수 있다. 직립 레그(20)는 프레임(10)의 타원형상으로 인하여 복합 디자인으로 통합하기에 특별히 어려운 특징이다. 이러한 특징을 종래의 직물이나 테이프로 제조하는 것은 만곡된 형상을 형성하기 위해서 다트(darts)를 사용하는 것을 필요로 한다. 그러나, 이러한 다트는 보강되지 않는 경우에 복합물의 강도와 강성을 저하시킨다.
직립 레그를 필요로하지 않는 해법이 개발되었고 보잉 787과 같은 항공기에서 현재 사용되고 있다(예를 들어, 미국 특허공개번호 2008/0078876 및 2008/0169380 참조). 이렇게 보다 간단한 기하학은 Hexcel Corporation's HexMC®과 같은 시이트 성형 화합물과 함께 압축성형공정을 사용하여 제조될 수 있다. 그런데, 직립 레그를 필요로하는 구조물에 있어서는, 직립 레그 뿐만아니라 본체에서 연속적인 섬유를 제거할 수 있는 방법이 필요하며, 이것은 프레임의 하중을 줄일 수 있고 및/또는 성능을 개선할 수 있다.
예를 들어 WO 2005115728은 항공기의 외부 셸에 설치하기 위한 윈도 프레임을 제조하는 방법에 관한 것이다. 이 구조물은 외부 플랜지, 내부 플랜지, 이러한 2개 플랜지들에 대하여 수직하고 이들 사이에 배열되는 수직한 플랜지를 포함한다.
따라서, 본 발명의 한가지 목적은 종래의 디자인과 비교하여 감소된 하중 및/또는 개선된 성능을 갖는 3차원 모재를 형성하는 방법을 제공하는 것이다.
본 발명의 다른 목적은 본체 및 레그와 같은 구조물의 다른 부분들을 일체로 직조하여 모든 인터페이스들에 걸쳐서 연속적인 섬유를 제공함으로써, 종래의 구조물에서 논의된 취약한 조인트를 제거하는데 있다.
본 발명은, 하나의 바람직한 실시 예에 따르면, 하나 또는 그 이상의 날실 조정된 직물을 포함한 3차원 직조 모재이다. 날실 조정된 직물은 직립 레그를 형성하도록 몰드 내로 가압된다. 모재는 직립 레그 및 본체 부분에 있는 조글을 포함할 것이다. 본체 부분과 직립 레그는 일체로 직조되고, 그래서 모재를 가로질러서 연속적인 섬유가 존재한다. 날실 조정된 직물의 제 1 부분은 스트레치 파열 탄소섬유들을 포함하고, 날실 조정된 직물의 제 2 부분은 종래의 탄소섬유들을 포함할 것이며, 날실 조정된 직물의 제 3 부분은 스트레치 파열 탄소섬유들을 포함할 것이다. 날실 조정된 직물은 다른 권취기구를 구비한 직기상에서 직조될 수 있다. 날실 조정된 직물은 단일 또는 다층 직물이 될 수 있다. 모재는 항공기 윈도 프레임의 일부가 될 수 있다.
다른 예시적인 실시 예는 하나 또는 그 이상의 날실 조정된 직물을 포함한 3차원 직조 모재를 포함하는 섬유 보강된 복합물이다. 날실 조정된 직물의 일부는 직립 레그를 형성하도록 몰드 내로 가압된다. 모재는 직립 레그 및 본체 부분에 있는 조글을 포함할 것이다. 본체 부분과 직립 레그는 일체로 직조되고, 그래서 모재를 가로질러서 연속적인 섬유가 존재한다. 날실 조정된 직물의 제 1 부분은 스트레치 파열 탄소섬유들을 포함하고, 날실 조정된 직물의 제 2 부분은 종래의 탄소섬유들을 포함할 것이며, 날실 조정된 직물의 제 3 부분은 스트레치 파열 탄소섬유들을 포함할 것이다. 날실 조정된 직물은 다른 권취기구를 구비한 직기상에서 직조될 수 있다. 날실 조정된 직물은 단일 또는 다층 직물이 될 수 있다. 모재는 항공기 윈도 프레임의 일부가 될 수 있다. 복합물은 기재 재료에 직조 모재를 주입 및 경화시킴으로써 형성될 것이다.
다른 예시적인 실시 예는 3차원 직조 모재를 형성하는 방법이다. 이 방법은 둘 또는 그 이상의 조정된 직물을 직조하는 단계들을 포함한다. 이 방법은 날실 조정된 직물을 직조하는 단계, 및 소정형상을 형성하도록 상기 날실 조정된 직물의 하나 또는 그 이상의 층들을 적층하는 단계를 포함한다. 이 방법은 직립 레그를 형성하기 위해서 날실 조정된 직물의 일부를 몰드 내로 가압하는 단계를 포함할 수 있다. 이 방법은 모재의 본체부분에 조글을 형성하는 단계를 또한 포함할 수 있다. 본체 부분과 직립 레그는 일체로 직조되고 그래서 모재를 가로질러서 연속적인 섬유가 존재하게 된다. 날실 조정된 직물의 제 1 부분은 스트레치 파열 탄소섬유들을 포함하고, 날실 조정된 직물의 제 2 부분은 종래의 탄소섬유들을 포함할 것이며, 날실 조정된 직물의 제 3 부분은 스트레치 파열 탄소섬유들을 포함할 것이다. 날실 조정된 직물은 다른 권취기구를 구비한 직기상에서 직조될 수 있다. 날실 조정된 직물은 단일 또는 다층 직물이 될 수 있다. 모재는 항공기 윈도 프레임의 일부가 될 수 있다.
본 발명의 또 다른 예시적인 실시 예는 섬유 보강된 복합물의 형성방법이며, 이 방법은 3차원 직조 모재를 형성하는 단계를 포함한다. 이 방법은 날실 조정된 직물을 직조하는 단계, 및 소정형상을 형성하도록 상기 날실 조정된 직물의 하나 또는 그 이상의 층들을 적층하는 단계를 포함한다. 이 방법은 직립 레그를 형성하기 위해서 날실 조정된 직물의 일부를 몰드 내로 가압하는 단계를 포함할 수 있다. 이 방법은 모재의 본체부분에 조글을 형성하는 단계를 또한 포함할 수 있다. 본체 부분과 직립 레그는 일체로 직조되고 그래서 모재를 가로질러서 연속적인 섬유가 존재하게 된다. 날실 조정된 직물의 제 1 부분은 스트레치 파열 탄소섬유들을 포함하고, 날실 조정된 직물의 제 2 부분은 종래의 탄소섬유들을 포함할 것이며, 날실 조정된 직물의 제 3 부분은 스트레치 파열 탄소섬유들을 포함할 것이다. 날실 조정된 직물은 다른 권취기구를 구비한 직기상에서 직조될 수 있다. 날실 조정된 직물은 단일 또는 다층 직물이 될 수 있다. 모재는 항공기 윈도 프레임의 일부가 될 수 있다. 복합물은 기재 재료에 직조 모재를 주입 및 경화시킴으로써 형성될 것이다.
본 발명의 모재는 종래의 패턴, 예를 들어 플라이-투-플라이(ply-to-ply), 스루 시크니스 앵글 인터록(through thickness angle interlock), 직각(orthogonal) 등을 사용하여 직조될 수 있다. 모재는 플레인(plain), 능직(twill), 수자직(satin) 등과 같은 종래의 직조 패턴을 사용하여 직조될 수 있다. 탄소 섬유가 바람직하지만, 본 발명은, 하기의 예로서 제한되는 것은 아니지만, 스트레치 파열될 수 있는 것들, 즉 스트레치 파열 탄소섬유, 유리, 세라믹, 및 Pepin Associates Inc.사에 의해서 시판중에 있는 Discotex®와 같이 스트레치 파열되지 않거나 그걸 필요가 없는 것들을 포함한 다른 섬유에도 적용이 가능하다.
본 발명의 직조 모재에 대한 잠재적인 응용은 예를 들어 항공기에서의 윈도 프레임과 같이 보강된 레그를 갖는 만곡된 프레임들을 이용하는 구조적 응용을 포함한다.
본 발명을 특징짓는 다양한 특징들은 본 명세서의 일부를 이루며 그에 부속된 특허청구범위에서 특별하게 지적될 것이다. 본 발명의 보다 양호한 이해를 위하여, 본 발명의 사용을 통해서 달성되는 장점과 특별한 목적들은 첨부된 도면들을 참조하는 상세한 설명들에서 밝혀질 것이며, 이것은 제한적인 것이 아니며, 첨부된 도면에 나타낸 대응하는 구성 요소들은 동일한 참조부호로서 구별될 것이다.
본 명세서에서 기술하고 있는 "comprising"과 "comprises"는 "including" 및 "includes"를 나타낼 수 있거나, 미국특허법에서 언급하고 있는 "comprising"이나 "comprises"의 의미를 나타낼 수 있다. 용어 "consisting essentially of"나 "consists essentially of"는 특허청구범위에서 사용되면 미국특허법에서 이것들에 부여된 의미를 갖는다. 본 발명의 다른 특징들은 다음의 명세서에서 (본 발명의 범위 내에서) 명백하게 설명될 것이다.
본 발명은 종래의 디자인과 비교하여 감소된 하중 및/또는 개선된 성능을 갖도록 한 3차원 모재를 제공하고, 또한 본체 및 레그와 같은 구조물의 다른 부분들을 일체로 직조하여 모든 인터페이스들에 걸쳐서 연속적인 섬유를 제공함으로써, 종래의 구조물에서 논의된 취약한 조인트를 제거할 수 있다.
첨부 도면들은 본 발명의 보다 양호한 이해를 위하여 포함된 것이며, 본 명세서에 통합되고 일부를 구성한다. 첨부 도면들은 본 발명의 다른 실시예들을 설명하며 명세서와 함께 본 발명의 원리들을 설명하는 기능을 수행한다. 첨부 도면에서,
도 1은 항공기 윈도 프레임의 개략도;
도 2는 도 1의 선 2-2를 따라 도시한 항공기 윈도 프레임의 단면도;
도 3은 본 발명의 일 양태에 따른 "조정된(streed)" 직조를 사용하여 생산된 타원형 직물의 개략도;
도 4 및 5는 본 발명의 일 양태에 따른 3차원 직조 모재를 형성하는데 개입된 단계들을 보여주는 도면; 그리고
도 6은 본 발명의 일 양태에 따른 3차원 직조 모재를 형성하는데 개입된 단계를 보여주는 도면이다.
본 발명은 첨부 도면들을 참조하여 하기에서 보다 완전하게 설명될 것이며, 바람직한 실시 예들이 나타내어진다. 그러나, 본 발명은 많은 다른 형태로도 구체화될 것이며, 여기에서 발표한 실시예들로서 제한되지 않는다. 이렇게 설명하는 실시예들을 통해서 해당 기술분야의 숙련된 당업자들은 본 발명의 영역을 완전히 따를 수 있다.
다음의 상세한 설명에 있어서, 유사한 참조부호들은 도면들을 통해서 유사하거나 대응하는 부분들을 나타낸다. 또한, 다음의 상세한 설명에 있어서, "upper", "lower", "top", "bottom", "first" 및 "second" 등은 설명의 편의를 위한 것으며 제한적인 용어로서 한정되지는 않는다.
도면들을 참조하면, 일 실시예에 따른 본 발명은 예를 들어 항공기 윈도 프레임, 복합 터빈 팬 케이스, 제트엔진 억제 링들, 항공기 기체 프레임과 같은 고강도 응용 또는 엔진실을 항공기 엔진에 부착하기 위한 플랜지 링들에서 사용하기 위한 3차원 직조 모재를 제조하기 위한 방법이다. 비록 여기에서 설명하는 바람직한 실시예들이 항공기 윈도 프레임에 관한 것이지만, 본 발명은 그러한 것으로서 제한되지 않는다. 예를 들면, 직조 모재나 여기에서 설명하는 방법들은 상기한 구조물들 또는 그와 유사한 것들의 제조에 사용될 것이다.
하나의 예시적인 실시예에 따른 방법은 독특한 직물 제조기술을 사용하거나 "날실 조정(warp steering)"으로서 알려진 것을 사용한다. 용어 "날실 조정(warp steering)"은 날실들을 위한 다른 권취장치에 관한 것이며, 날실들을 필요한 형상으로 "조정(steers)" 하며, 직물이나 모재의 X-Y 평면에서 어느 형상을 취할 수 있는 모재를 생산하기 위해서 스트레이트 직조, 폴라 직조 또는 그 조합을 가능하게 한다. 본 발명의 일 양태에 따른 "조정된(steered)" 직조를 사용하여 만들어진 날실 조정 타원형 직물(30)의 예가 도 3에 도시되어 있는데, 타원형 직물(30)은 한 평면에서 평평해지고, X-Y 평면에서 만곡된 형상을 갖는다. 그러한 배열에 있어서, 각각의 날실이나 섬유(32)는 주행 트랙 주위의 라인들과 유사하게 다른 경로 길이를 가질 수 있고, 각각의 씨실이나 섬유(34)는 직물의 테두리들에 대하여 항상 수직하거나 대각선을 이룬다. 이것은 직물에 있어서, 날실 섬유(32)는 원주상 방향으로 연속적으로 형성되고, 씨실 섬유(34)는 곡률의 국부적 반경에 대하여 방사상 방향으로 항상 배향됨을 의미한다.
본 발명의 한 예시적인 실시예에 따르면, 이 기술은 도 1을 참조하여 설명하는 바와 같은 복합 윈도 프레임(10)을 제조하는데 사용되며, 이는 직립 레그(20) 및 임의적인 "조글(joggle)"(15)과 같은 특징들을 포함하지만, 종래의 재료들에서 요구하는 다트부분 형성을 필요로 하지는 않는다. 이 실시예에 따른 방법은 선택된 영역에서 원주상 섬유들로서 스트레치 파열 탄소 섬유("SBCF")을 사용하며, 그래서 직립 레그와 조글은 모재 내로 일체로 형성될 수 있다. 그 결과 직조 모재는 프레임의 원주상방향과 방사상방향으로 연속적인 섬유를 갖게될 것이다.
이 방법에 따른 조정된 직조는 윈도 프레임의 원하는 타원형 형상을 만들어내기 위해서 프로그래밍 가능한 다른 권취기구를 사용하는 직기상에서 수행될 수 있다. 조정된 직물(30)에 있어서, 날실 섬유는 원주상 방향으로 연속적으로 형성되고, 씨실 섬유는 곡률의 국부적 반경에 대하여 방사상 방향으로 항상 배향된다.
직물의 다중 연속적인 층들은 원하는 두께를 이루도록 다른 것의 상부에 적층될 수 있다. 축외 방향(곡률의 국부적인 반경에 대하여)으로 배향된 직물들을 갖는 직물의 추가적인 층들은 만일 추가적인 강도 및/또는 강성이 필요하면 조정된 직물의 층들 사이에 개재될 수 있다. 이와는 달리, 조정된 직물은 다층 직물로서 직조될 것이며, 다층 직물의 둘 또는 그 이상의 층들은 하나 또는 그 이상의 날실 및/또는 씨실들에 의해서 원하는 패턴으로 일체로 고정된다. 직물은 플라이-투-플라이(ply-to-ply), 스루 시크니스 앵글 인터록(through thickness angle interlock), 직각(orthogonal) 등, 날실 섬유에 대한 종래의 패턴을 사용하여 직조될 수 있다. 직물 그 자체는 플레인(plain), 능직(twill), 수자직(satin) 등과 같은 종래의 직조패턴을 사용하여 직조될 수 있다. 탄소 섬유가 바람직하지만, 본 발명은, 하기의 예로서 제한되는 것은 아니지만, 스트레치 파열될 수 있는 것, 예를 들어 스트레치 파열된 탄소섬유, 유리, 세라믹, 그리고 스트레치 파열될 수 없거나 그럴 필요가 없는 것들을 포함한 다른 섬유에도 적용이 가능하다. 예를 들면, 본 발명에서 사용된 섬유는 Pepin Associates Inc.사에 의해서 시판중에 있는 Discotex®, 연속적인 토우(tow)가 될 수 있고, 직물구조로 직조되는 경우에, 직물구조가 그것의 보강방향으로 스트레치될 수 있게 하고 단순한 모재 시작형상으로부터 복잡한 형상의 형성을 가능하게 한다.
Discotex®는 보강 실들이나 토우들을 불균일한 길이로 절단하고 연속적인 토우를 형성하도록 절단 실들이나 절단 토우를 정렬함으로써 생산된다. 이 토우는 정렬된 섬유와 겉포장과 결합된 긴 연속적이고 중첩된 보강 토우 세그멘트들로 구성된다. 정렬된 연속적인 섬유와 겉포장 섬유는 직물 작업동안에 Discotex® 토우를 취급하는데 필요하지만, 미개 전구체 재료로서도 또한 사용될 수 있다. 연속적인 섬유가 후속 처리단계에서 필요하지 않은 경우에, 모든 연속적인 직물재료를 제조하도록 제거될 수 있다. Discotex® 직물 스트레칭은 복잡한 형상의 빠른 제조를가능하게 하면서 섬유배향 및 섬유 부피 분율을 지킬수 있게 한다. 과도한 노동력을 필요로하는 직물의 절단과 다트부분 형성작업이 제거될 수 있고, 이 기술은 유리, 카본 및 세라믹을 포함한 소정형태의 보강사에 적용될 수 있다.
초기 모재 또는 직물(30)은 평평하다. 그러나, 3차원 모재의 최종형상은 직립 레그, 조글 및 주축을 따른 일반적 만곡형상을 발생시키도록 성형공정을 사용하여 발전될 것이다. 이러한 성형은 조정된 직물의 날실방향으로 SBCF의 사용에 의존하며, 필요에 따라서 직물을 원주방향으로 신장시킬 수 있게 하고, 그래서 모재는 주름살이 없는 평평한 상태가 된다. 종래의 섬유는 씨실방향으로 사용되고, 직물의 폭은 단면의 전체 아크길이로 설정될 것이다. SBCF는 씨실을 스트레치하는 것이 필요한 경우에 몇몇 국부적 기하학으로 날실방향으로 사용될 것이다. SBCF가 사용되는 경우에, 실제적인 성형공정은 필요한 전체신장이 섬유의 신장한계를 초과하지 않도록 조정될 것이다.
일 실시예에 따르면, 이 방법은 도 4 및 5에 설명된 것과 같이 수행될 수 있다. 이 실시예에 있어서, 직조 모재(30)는 예를 들어 직물의 일부(36)에서 날실섬유로서 SBCF를 사용하고 직물의 다른 부분(38)에서 종래의 탄소섬유 날실을 사용하여 형성될 것이다. 예를 들어, 직물의 일부(36)는 타원형 모재의 내부 원주상 영역이 되고, 반면에 부분(38)은 외부 원주상 영역이 될 수 있다. 이 경우에 있어서, 모재(30)의 외부 테두리(40)는 성형공구(45)의 상부에 고정될 것이고, 모재(30)는 하형(fermale mold)이나 성형공구 표면(42) 내로 가압될 것이다. 부분(36)에서 섬유들로서 신장하는 SBCF는 초기 모재의 작은 반경으로부터 최종 부분의 큰 반경으로 형성된다. 하형이나 성형공구 표면(42) 내로 모재(30)를 가압하는 것은 방사상 압축이나 몇가지 공지된 기술들을 사용하여 달성될 것이다. 한가지 그러한 방법은 모재(30)에 균등한 방사상 힘을 제공하도록 가압되는 팽창식 공구를 사용하여 수행될 것이다. 다른 방법은 부수적인 성형공정에 대하여 방사상 하중하에서 모재(30)를 이동시켜서 제 위치에 고정하도록 다중 구역 공구작업을 통해서 달성될 것이다.
모재의 내부 테두리에서 SBCF는 최대 백분율 신장을 가질 수 있으며, 최대 신장은 직립 레그의 높이, 조글의 깊이, 모재의 전체 폭 및 곡률의 최소 국부적 반경에 의존한다.
다른 실시예에 따른 방법이 도 6에 도시되어 있다. 이 실시예에 있어서, 직조 모재(30)는 에를 들어 테두리 부분(36,36)(타원형 모재나 직물(30)의 내부 및 외부 원주영역)에서 날실방향으로 SBCF를 사용하고 직물의 중앙부분(38)에서 종래의 탄소섬유 날실을 사용하여 형성된다. 직립 레그(20)가 될 모재(30)의 부분은 실제로 직조되고 그래서 모재의 주 몸체에 걸쳐서 뒤로 접혀질 것이다. 이 특징은 성형과정 동안에 직립 레그(20)가 원주상 압축을 받지않도록 보장하는데 필요하다.
모재(30)는 종래의 날실 섬유를 포함하는 영역(22)에 걸쳐서 공구내로 고정된다. 조글(15)은 모재(36)의 좌측을 몰드(42) 내로 가압하는 것에 의해서 형성되고, 직립 레그(20)는 모재(36)의 우측(36)을 균등하게 위로 밀어서 몰드(42)내로 가압하는 것에 의해서 형성된다. 모재(30)를 하형이나 성형공구 표면(42) 내로 가압하는 것은, 앞서 설명한 바와 같이, 방사상 압축이나 몇가지 공지된 기술들중 하나를 사용하여 달성될 것이다. 한가지 그러한 방법은 모재(30)에 균등한 방사상 핌을 제공하도록 가압될 팽창식 도구를 사용하여 수행될 것이다. 다른 방법은 부수적인 성형을 위하여 방사상 하중하에서 모재(30)를 이동시켜서 제 위치에 고정하는 다중 구역 공구작업을 통해서 달성될 것이다.
모재의 내부 테두리에서 SBCF는 최대 백분율 신장을 가질 수 있으며, 이 특징은 성형방법이 실행가능한지의 여부를 결정하게 될 것이다. 최대 신장은 직립 레그의 높이, 조글의 깊이, 모재의 전체 폭 및 곡률의 최소 국부적 반경에 의존한다.
직물을 원하는 3차원 형상으로 성형한 후에, 모재(35)는 수지 이송 성형과 같은 종래의 수지 주입방법을 사용하여 복합물로 처리될 수 있다. 예를 들면, 일 실시예에 따른 모재는 도 1에 도시된 항공기 윈도 프레임(10)으로 처리될 수 있다. 구조물(10)은 예전 실시예들에서 설명한 직조 모재를 포함한다. 모재들은 각각의 가닥들로 절단되거나 다트부분의 형성함이 없이 생산될 것이다. 이렇게 절단부나 다트부분을 제거하면, 결과로서 생긴 구조물의 성능 뿐만아니라 강도가 개선된다.
본 발명의 직물은 플라이-투-플라이(ply-to-ply), 스루 시크니스 앵글 인터록(through thickness angle interlock), 직각(orthogonal) 등, 날실 섬유에 대한 종래의 패턴을 사용하여 직조될 수 있다. 탄소 섬유가 바람직하지만, 본 발명은, 다른 섬유 타입, 예를 들어 카본, 나일론, 레이온, 섬유유리, 목화, 세라믹, 아라미드, 폴리에스테르, 및 금속사들 또는 섬유들에도 적용될 수 있다.
본 발명의 날실 조정된 직물은 예를 들어 카본, 나일론, 레이온, 섬유유리, 목화, 세라믹, 아라미드, 폴리에틸렌 또는 해당 기술분야에 일반적으로 알려진 다른 재료로부터 제조될 수 있다. 최종 구조물은 수지 이송 성형이나 화학 증기 침투와 같은 수지 주입방법들을 사용하여 예를 들어 에폭시, 비스말레이미드(bismaleimide), 폴리에스테르, 비닐-에스테르, 세라믹, 카본과 같은 기지 재료로 주입될 것이며, 이에 의해서 3차원 복합 구조물을 형성하게 된다.
비록 항공기 윈도 프레임이 여기에서는 예로서 설명하였지만, 본 발명의 직조 모재에 대한 잠재적인 응용은 강화된 레그를 갖는 만곡된 프레임을 이용하는 구조적 응용을 포함한다.
비록 본 발명의 바람직한 실시예들과 변형예들이 여기에서 상세하게 설명되었지만, 본 발명은 이러한 실시예들 및 변형예들로서 제한되지 않는다는 것을 이해할 수 있을 것이며, 다른 변형 및 수정은 첨부된 특허청구범위에서 한정하는 바와 같은 본 발명의 사상 및 영역을 벗어나지 않는 범위 내에서 해당 기술분야의 숙련된 당업자에 의해서 실행될 수 있을 것이다.

Claims (36)

  1. 3차원 직조 모재로서,
    날실 조정된 직물의 하나 또는 그 이상의 층들을 포함하는 3차원 직조 모재.
  2. 제 1 항에 있어서, 상기 날실 조정된 직물의 일부부은 직립 레그를 형성하도록 몰드 내로 가압되는 3차원 직조 모재.
  3. 제 2 항에 있어서, 상기 모재는 상기 직립 레그 및/또는 본체부분에 있는 조글(joggle)을 포함하는 3차원 직조 모재.
  4. 제 3 항에 있어서, 상기 본체부분과 상기 직립 레그는 일체로 직조되고 그래서 상기 모재에 걸쳐서 연속적인 섬유가 존재하는 3차원 직조 모재.
  5. 제 4 항에 있어서, 상기 모재는 윈도 프레임의 일부인 3차원 직조 모재.
  6. 제 5 항에 있어서, 상기 모재는 항공기 윈도 프레임의 일부인 3차원 직조 모재.
  7. 제 1 항에 있어서, 상기 날실 조정된 직물의 제 1 부분은 스트레치 파열된 탄소 섬유들 또는 불연속적인 토우들(tows), 또는 날실방향으로 스트레치 파열될 수 있거나 스트레치 파열될 수 없는 섬유타입을 포함하는 3차원 직조 모재.
  8. 제 7 항에 있어서, 상기 날실 조정된 직물의 제 2 부분은 종래의 탄소 섬유들을 날실방향으로 포함하는 3차원 직조 모재.
  9. 제 8 항에 있어서, 상기 날실 조정된 직물의 제 3 부분은 스트레치 파열된 탄소 섬유들 또는 불연속적인 토우들(tows), 또는 날실방향으로 스트레치 파열될 수 있거나 스트레치 파열될 수 없는 섬유타입을 포함하는 3차원 직조 모재.
  10. 제 1 항에 있어서, 상기 날실 조정된 직물은 다른 권취 기구를 갖는 직기 상에서 직조되는 3차원 직조 모재.
  11. 제 1 항에 있어서, 상기 날실 조정된 직물은 다층 직물인 3차원 직조 모재.
  12. 제 8 항에 있어서, 상기 날실 조정된 직물에 있는 날실 섬유 패턴은 플라이-투-플라이(ply-to-ply), 스루 시크니스 앵글 인터록(through thickness angle interlock), 및 앵글 인터록(angle interlock)으로 이루어진 그룹으로부터 선택되는 패턴인 3차원 직조 모재.
  13. 제 1 항에 있어서, 상기 날실 조정된 직물은 다수의 날실 및 씨실이나 섬유들을 교직하여 형성되고, 상기 날실 및 씨실이나 섬유들은, 카본, 나일론, 레이온, 섬유유리, 목화, 세라믹, 아라미드, 폴리에스테르 및 금속사들이나 섬유들로 이루어진 그룹으로부터 선택되는 3차원 직조 모재.
  14. 청구항 1에 따른 3차원 직조 모재를 포함하는 섬유 보강 복합물.
  15. 제 14 항에 있어서, 기재 재료를 더 포함하는 섬유 보강 복합물.
  16. 제 15 항에 있어서, 상기 기지 재료는 수지이고, 상기 복합물은 수지 이송 성형 및 화학 증기 침투로 이루어진 그룹으로부터 선택되는 공정으로부터 형성되는 섬유 보강 복합물.
  17. 제 15 항에 있어서, 상기 기지 재료는 에폭시, 비스말레이미드(bismaleimide), 폴리에스테르, 비닐에스테르, 세라믹 및 카본으로 이루어진 그룹으로부터 선택되는 섬유 보강 복합물.
  18. 3차원 직조 모재의 형성방법으로서,
    날실 조정된 직물을 직조하는 단계; 및
    소정 형상을 형성하도록 상기 날실 조정된 직물의 하나 또는 그 이상의 층들을 적층하는 단계를 포함하는 3차원 직조 모재의 형성방법.
  19. 제 18 항에 있어서, 직립 레그를 형성하기 위해서 상기 날실 조정된 직물의 일부분을 몰드 내로 가압하는 단계를 더 포함하는 3차원 직조 모재의 형성방법.
  20. 제 19 항에 있어서, 상기 모재의 본체부분에 조글(joggle)을 형성하는 단계를 더 포함하는 3차원 직조 모재의 형성방법.
  21. 제 20 항에 있어서, 상기 본체부분과 상기 직립 레그는 일체로 직조되고 그래서 상기 모재에 걸쳐서 연속적인 섬유가 존재하는 3차원 직조 모재의 형성방법.
  22. 제 21 항에 있어서, 상기 모재는 윈도 프레임의 일부인 3차원 직조 모재의 형성방법.
  23. 제 22 항에 있어서, 상기 모재는 항공기 윈도 프레임의 일부인 3차원 직조 모재의 형성방법.
  24. 제 18 항에 있어서, 상기 날실 조정된 직물의 제 1 부분은 스트레치 파열된 탄소섬유들이나 불연속적인 토우들(tows), 또는 날실방향으로 스트레치 파열될 수 있거나 스트레치 파열될 수 없는 섬유형식을 포함하는 3차원 직조 모재의 형성방법.
  25. 제 24 항에 있어서, 상기 날실 조정된 직물의 제 2 부분은 종래의 탄소섬유를 포함하는 3차원 직조 모재의 형성방법.
  26. 제 25 항에 있어서, 상기 날실 조정된 직물의 제 3 부분은 스트레치 파열된 탄소섬유들이나 불연속적인 토우들(tows), 또는 날실방향으로 스트레치 파열될 수 있거나 스트레치 파열될 수 없는 섬유형식을 포함하는 3차원 직조 모재의 형성방법.
  27. 제 18 항에 있어서, 상기 날실 조정된 직물은 다른 권취 기구를 갖는 직기상에서 직조하는 3차원 직조 모재의 형성방법.
  28. 제 18 항에 있어서, 상기 날실 조정된 직물은 다층 직물인 3차원 직조 모재의 형성방법.
  29. 제 28 항에 있어서, 상기 날실 조정된 직물에 있는 날실 섬유 패턴은 플라이-투-플라이(ply-to-ply), 직각(orthogonal), 및 앵글 인터록(angle interlock)으로 이루어진 그룹으로부터 선택되는 패턴인 3차원 직조 모재의 형성방법.
  30. 제 18 항에 있어서, 상기 날실 조정된 직물은 다수의 날실 및 씨실이나 섬유들을 교직하여 형성되고, 상기 날실 및 씨실이나 섬유들은, 카본, 나일론, 레이온, 섬유유리, 목화, 세라믹, 아라미드, 폴리에스테르 및 금속사들이나 섬유들로 이루어진 그룹으로부터 선택되는 3차원 직조 모재의 형성방법.
  31. 섬유 보강 복합물의 형성방법으로서,
    청구항 18에 따른 3차원 직조 모재를 형성하는 단계를 포함하는 섬유 보강 복합물의 형성방법.
  32. 제 31 항에 있어서, 기지 재료에 상기 모재를 주입시키는 단계를 더 포함하는 섬유 보강 복합물의 형성방법.
  33. 제 32 항에 있어서, 상기 기지 재료는 수지이고, 상기 복합물은 수지 이송 성형 및 화학 증기 침투로 이루어진 그룹으로부터 선택되는 공정으로부터 형성되는 섬유 보강 복합물의 형성방법.
  34. 제 32 항에 있어서, 상기 기지 재료는 에폭시, 비스말레이미드(bismaleimide), 폴리에스테르, 비닐에스테르, 세라믹 및 카본으로 이루어진 그룹으로부터 선택되는 섬유 보강 복합물의 형성방법.
  35. 제 1 항에 있어서, 다수의 상기 날실 조정된 직물들 사이에 개재되고 축외 방향으로 배향된 섬유들을 갖는 직물의 하나 또는 그이상의 층들을 더 포함하는 3차원 직조 모재.
  36. 제 18 항에 있어서, 축외 방향으로 배향된 섬유들을 갖는 직물의 하나 또는 그이상의 층들을 다수의 상기 날실 조정된 직물들 사이에 개재하는 단계를 더 포함하는 3차원 직조 모재의 형성방법.
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