KR20150053222A - 기하학적 형상의 필러 소재를 가지는 라미네이트 복합체 방사상의 필러 및 그의 형성 방법 - Google Patents

기하학적 형상의 필러 소재를 가지는 라미네이트 복합체 방사상의 필러 및 그의 형성 방법 Download PDF

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Abstract

복합 구조체를 위한 라미네이트 복합체 방사상의 필러는 소망하는 폭으로 절단되어 있고, 소망하는 플라이 방향을 가지는 라미네이트 방사상의 필러 플라이의 복수의 적층물을 가지는 적층형 플라이 조립체를 가진다. 라미네이트 복합체 방사상의 필러는 추가로 적층형 플라이 조립체의 제1 부위에 소망하는 위치에 배치되어 있는 기하학적 형상의 필러 소재를 가진다. 기하학적 형상의 필러 소재는 해당 기하학적 형상의 필러 소재를 적층시킨 적층형 플라이 조립체의 제2 부위를 변형시켜서, 적층형 플라이 조립체의 제2 부위의 라미네이트 방사상의 필러 플라이가 방향을 변화시키고, 횡방향과 종방향을 포함하는 방향의 성분을 가지도록 한다. 라미네이트 복합체 반사상의 필러는 복합 구조체의 방사상의 필러 영역에 실질적으로 해당하는 형상을 가진다.

Description

기하학적 형상의 필러 소재를 가지는 라미네이트 복합체 방사상의 필러 및 그의 형성 방법 {LAMINATED COMPOSITE RADIUS FILLER WITH GEOMETRIC SHAPED FILLER ELEMENT AND METHOD OF FORMING THE SAME}
본 개시는 일반적으로 복합 구조체와 방법, 더 특정하게는 항공기용 구조체와 같은 적층 복합 구조체용 복합 방사상의 필러와, 이들의 형성방법에 관한 것이다.
탄소 섬유 강화 플라스틱 (CFRP) 재료로 제조된 구조체와 같은 복합 구조체는 그들의 높은 강도 대 무게 비율 (high strength-to-weight ratios), 내식성 및 다른 유리한 특성으로 인해서, 항공기, 우주선, 회전익 항공기, 선박, 자동차, 트럭 및 다른 차량 (vehicle)과 구조체의 제조를 포함하는 폭 넓은 여러 어플리케이션에서 사용될 수 있다.
복합 외피 패널에 결합되어 있는 보강용 스티프너 또는 스트링거과 같은 복합 구조적 소재가 함께 결합될 때 전형적으로 "방사상의 필러 영역" 또는 "면 (noodle) 영역"이라고 하는 갭 (gap) 또는 공극 영역이 복합 구조 소재들 사이에서 접착선 (bond line)을 따라서 존재할 수 있다. 복합 재료 또는 접착제/에폭시 재료로 제조되고, 일반적으로 삼각형의 단면을 가지는 방사상의 필러 소재 또는 "면"은 방사상의 필러 영역 또는 면 영역을 충전하기 위해서 사용해서, 이러한 영역에 추가적인 구조적 보강을 제공할 수 있다.
방사상의 필러 영역 또는 면 영역을 충전하기 위해서 사용되는 방사상의 필러 소재 또는 면은 라미네이트 복합체 방사상의 필러의 형태일 수 있다. 이러한 알려진 라미네이트 복합체 방사상의 필러는 적층형 복합 플라이로 형성된 적층체로 제조될 수 있다. 그러나, 보강 스티프너 또는 스프링거를 포함하는 복합 구조체에 사용되는 바와 같이, 이러한 알려진 라미네이트 복합체 방사상의 필러의 경화와 열사이클 단계 시, 박리 또는 층 박리는 라미네이트 복합체 방사상의 필러에서 발생할 수 있다. 일반적으로, 이러한 박리는 라미네이트 복합체 방사상의 필러의 말단 근처에 있는 상부의 1/3 영역에서 발생하고, 넓은 라미네이트 복합체 방사상의 필러에서 더 빈번하게 발생할 수 있다. 이러한 박리는 라미네이트 복합체 방사상의 필러에 인접하는 플라이, 즉 랩 플라이와, 라미네이트 복합체 방사상의 필러 사이에서 열팽창계수 (CTE)의 차이에 의해서 전형적으로 야기된다.
이러한 라미네이트 복합체 방사상의 필러의 박리를 해결하기 위한 알려진 해법이 있다. 예를 들어, 한 가지 이러한 알려진 해법은 라미네이트 복합체 방사상의 필러의 박리가 유해하지 않다는 것을 나타내는 것을 포함하고 있다. 그러나, 이러한 알려진 해법은 위험을 증대시킬 수 있는데, 복합 구조체의 전체 수명과, 모든 환경적 그리고 하중 조건 하에서 해로울 수 있는 크기로 증대되지 않는다는 것을 보여주기가 어려울 수 있기 때문이다.
따라서, 보강 스티프너와 스트링거와 같은 복합 구조체에 사용되는 라미네이트 복합체 방사상의 필러의 박리에 관한 문제점을 해결할 수 있는 것이 바람직하다. 따라서 알려진 소재, 조립체와 방법에 대한 이점을 제공하는 개선된 라미네이트 복합체 방사상의 필러와 이들의 형성 방법이 본 분야에 필요하다.
개선된 라미네이트 복합체 방사상의 필러와 이의 형성 방법을 위한 필요가 충족된다. 아래의 상세한 설명에서 논의한 바와 같이, 개선된 라미네이트 복합체 방사상의 필러와 이의 형성 방법에 대한 구현예는 알려진 소재들, 조립체와 방법에 대한 상당한 이점을 제공하게 될 것이다.
본 개시의 하나의 구현예에서, 복합 구조체를 위한 라미네이트 복합체 방사상의 필러가 제공된다. 라미네이트 복합체 방사상의 필러는 적층형 플라이 조립체를 포함한다. 적층형 플라이 조립체는 소망하는 폭으로 절단되어 있고, 소망하는 플라이 방향을 가지는 복수의 적층 방사상의 충전 필러 플라이의 스택을 포함한다.
라미네이트 복합체 방사상의 필러는 적층형 플라이 조립체의 제1 부위 상에 소망하는 위치에 배치되어 있는 기하학적 형상의 필러 소재를 더 포함한다. 기하학적 형상의 필러 소재는 그 기하학적 형상의 필러 소재를 적층시킨 적층형 플라이 조립체의 제2 부위를 변형시켜서, 적층형 플라이 조립체의 제2 부위의 적층 방사상의 필러 플라이가 방향을 변화시키고, 횡방향과 종방향을 포함하는 방향의 성분을 가지도록 한다. 라미네이트 복합체 방사상의 필러는 복합 구조체의 방사상의 필러 영역에 실질적으로 해당하는 형상을 가지고 있다.
본 개시의 또 다른 구현예에서, 항공기 복합 조립체가 제공된다. 항공기 복합 조립체는 복합 구조체를 포함한다. 복합 구조체는 반경 필러 영역과, 그 반경 필러 영역에 인접하는 복수의 랩 플라이를 포함한다.
항공기 복합 조립체는 방사상의 필러 영역에 실질적으로 해당하는 형상을 가지고, 그 방사상의 필러 영역을 충전하는 라미네이트 복합체 방사상의 필러를 더 포함한다. 라미네이트 복합체 방사상의 필러는 적층형 플라이 조립체를 포함한다. 적층형 플라이 조립체는 소망하는 폭으로 절단되어 있고, 소망하는 플라이 방향을 가지는 복수의 적층 방사상의 필러 플라이 스택을 포함한다.
라미네이트 복합체 방사상의 필러는 적층형 플라이 조립체의 제1 부위 상에 소망하는 위치에 배치되어 있는 기하학적 형상의 필러 소재를 더 포함한다. 기하학적 형상의 필러 소재는 기하학적 형상의 필러 소재를 스택한 적층형 플라이 조립체의 제2 부위를 변형시켜서, 적층형 플라이 조립체의 제2 부위의 적층 방사상의 필러 플라이가 방향을 변화시키고, 횡방향과 종방향을 포함하는 방향의 성분을 가지도록 한다.
본 개시의 또 다른 구현예에서, 복합 구조체를 위한 라미네이트 복합체 방사상의 필러의 형성 방법이 제공된다. 본 방법은 적층형 플라이 조립체를 형성하기 위해서 소망하는 폭으로 절단되어 있는 복수의 적층 방사상의 필러 플라이의 스택을 조립시키고, 소망하는 플라이 방향을 가지는 단계를 더 포함한다. 본 방법은 형성 장치 상에 적층형 플라이 조립체의 제1 부위를 적층시키는 단계를 포함한다. 본 방법은 기하학적 형상의 필러 소재를 적층형 플라이 조립체의 제1 부위 상에 소망하는 위치에 배치하는 단계를 더 포함한다.
본 방법은 라미네이트 복합체 방사상의 필러를 형성하기 위해서 기하학적 형상의 필러 소재에 대한 적층형 플라이 조립체의 제2 부위와, 제1 부위를 적층시키는 단계를 더 포함하고 있다. 기하학적 형상의 필러 소재는 제2 부위를 변형시켜서, 제2 부위의 적층 방사상의 필러 플라이가 방향을 변화시키고, 횡방향과 종방향을 포함하는 방향의 성분을 가지도록 한다. 본 방법은 복합 구조체의 방사상의 필러 영역에서 라미네이트 복합체 방사상의 필러를 조립시키는 단계를 더 포함한다.
논의된 특징, 기능 및 이점들은 본 개시의 여러 구현예에서 독립적으로 얻어질 수 있거나 또는 아래의 설명과 도면을 참고로 해서 알 수 있는 추가적인 세부 사항이 있는 다른 구현예에 결합될 수 있다.
추가로, 본 개시는:
1항 (Clause 1): 방사상의 필러 영역과 그 방사상의 필러 영역에 인접하는 복수의 랩 플라이를 포함하는 복합 구조체; 및 방사상의 필러 영역에 실질적으로 해당하는 형상을 가지고, 그 방사상의 필러 영역을 충전시키는 라미네이트 복합체 방사상의 필러를 포함하는 항공기 복합 조립체로서, 라미네이트 복합체 방사상의 필러는:
소망하는 폭으로 절단 되어 있고 소망하는 플라이 방향을 가지는 복수의 적층 방사상의 필러 플라이의 스택을 포함하고 적층형 플라이 조립체; 및 적층형 플라이 조립체의 제1 부위 상에 소망하는 위치에 배치되어 있는 기하학적 형상의 필러 소재를 포함하되, 기하학적 형상의 필러 소재는 그 기하학적 형상의 필러 소재를 스택한 적층형 플라이 조립체의 제2 부위를 변형시켜서, 적층형 플라이 조립체의 제2 부위의 적층 방사상의 필러 플라이는 방향을 변화시키고, 횡방향과 종방향을 포함하는 방향의 성분을 가지도록 하는 항공기 복합 조립체.
2항: 제1항에 있어서, 라미네이트 복합체 방사상의 필러는 적층형 플라이 조립체의 정상 부위에 배치되어 있는 팁 소재를 더 포함하고, 그 팁 소재는 복수의 단방향 섬유, 단방향 섬유 테이프, 프리프레그 단방향 테이프, 단방향 복합체 토우, 슬릿 단방향 테이프, 탄소 섬유 강화 플라스틱 (CFRP) 테이프, 탄소 섬유 강화 플라스틱 (CFRP) 직물, 프리프레그 직물, 평직 탄소 섬유 직물을 포함하는 평직 탄소, 분쇄된 섬유 또는 이들의 조합물을 포함하는 항공기 복합 조립체.
3항: 제1항에 있어서, 라미네이트 복합체 방사상의 필러는 하나 이상의 추가적인 기하학적 형상의 필러 소재를 포함하되, 각각은 적층형 플라이 조립체의 하나 이상의 추가 부위 상에 소망하는 위치에 배치되어 있고, 각각의 하나 이상의 추가의 기하학적 형상의 필러 소재는 각각의 하나 이상의 기하학적 형상의 필러 소재를 적층시킨 적층형 플라이 조립체의 하나 이상의 각각의 추가 부위를 더 변형시키게 되는 항공기 복합 조립체.
4항: 제1항에 있어서, 기하학적 형상의 필러 소재는 복수의 단방향 섬유, 단방향 섬유 테이프, 프리프레그 단방향 테이프, 단방향 복합체 토우, 슬릿 단방향 테이프, 탄소 섬유 강화 플라스틱 (CFRP) 테이프, 탄소 섬유 강화 플라스틱 (CFRP) 직물, 프리프레그 직물, 평직 탄소 섬유 직물을 포함하는 평직 직물, 분쇄된 섬유 또는 이들의 조합물을 포함하는 항공기 복합 조립체.
5항: 제1항에 있어서, 기하학적 형상의 필러 소재는 삼각형 형상, 곡면 코너 형상을 가지는 삼각형, 화살촉 형상, 코너가 제거된 형상의 삼각형, 하나 이상의 곡면 측면 형상을 가지는 삼각형, 방사상의 필러 형상 및 반원 형상 중 하나를 포함하는 기하학적 형상을 가지는 항공기 복합 조립체.
6항: 제1항에 있어서, 제2 부위의 적층 방사상의 필러 플라이의 방향을 변화시키는 것은 라미네이트 복합체 방사상의 필러와 그 라미네이트 복합체 방사상의 필러에 인접하는 복수의 랩 플라이 사이의 열팽창계수 (CTE)와 층간 인장 응력의 차이를 최소화시켜서, 라미네이트 복합체 방사상의 필러에서 박리의 제거 또는 저하된 제거를 가져오는 항공기 복합 조립체에 따른 구현예를 포함한다.
본 개시는 필수적으로 축소해서 그려진 (drawn to scale) 것은 아니지만, 바람직하고 예시적인 구현예를 예시하고 있는 첨부하는 도면과 함께 다음의 상세한 설명을 참고로 해서 잘 이해될 수 있으며,
도1은 본 개시의 라미네이트 복합체 방사상의 필러의 구현예를 이용해서 하나 이상의 복합 구조체를 가지는 하나 이상의 복합 조립체를 통합할 수 있는 항공기의 사시도를 예시한 것이고;
도2a는 항공기 제조와 서비스 방법 (service method)의 흐름도를 예시한 것이고;
도2b는 항공기의 블록 선도를 예시한 것이고;
도3는 본 개시의 라미네이트 복합체 방사상의 필러의 구현예를 나타내는 복합 조립체의 블록 선도를 예시한 것이고;
도4a는 본 개시의 라미네이트 복합체 방사상의 필러의 구현예로 충전되어 있는 방사상의 필러 영역을 가지는 T 스티프너 형태의 복합 구조체의 사시도를 예시한 것이고;
도4b는 복합 조립체에서 도4A의 라미네이트 복합체 방사상의 필러의 확대, 부분, 전방 단면도를 예시한 것이고;
도5는 하나의 기하학적 형상의 필러 소재와 팁 소재를 가지는 본 개시의 라미네이트 복합체 방사상의 필러의 구현예 중 하나의 확대, 전방 단면도를 예시한 것이고;
도6는 2개의 기하학적 형상의 필러 소재와 팁 소재를 가지는 본 개시의 라미네이트 복합체 방사상의 필러의 구현예 중 또 다른 하나의 확대, 전방 단면도를 예시한 것이고;
도7은 2개의 기하학적 형상의 필러 소재와 no 팁 소재를 가지는 본 개시의 라미네이트 복합체 방사상의 필러의 구현예 중 또 다른 하나의 확대, 전방 단면도를 예시한 것이고;
도8은 본 개시의 방법의 예시적인 구현예의 흐름도를 예시한 것이다.
개시한 구현예의 전부는 아니지만 그 일부를 나타내고 있는 첨부하는 도면과 관련해서 개시한 구현예가 여기에 이제 완전히 더 설명될 것이다. 실제로 여러 개의 다른 구현예가 제공될 수 있고, 여기에 기재한 구현예를 제한하는 것으로 구성되어서는 안된다. 오히려 이 개시는 통상의 기술자가 본 개시의 범위를 주밀하고, 완전히 전달할 수 있도록 이러한 구현예가 제공되고 있다.
이제 도면을 참고하면, 도1은 하나 이상의 복합 구조체 (28)을 가지는 하나 이상의 복합 조립체 (26)를 통합시킬 수 있는 항공기 (10)의 사시도를 예시한 것이다. 복합 구조체 (28) (도1 참고)는 본 개시의 방법 (150) (도8 참고)의 하나 이상의 구현예에 의해서 형성되는, 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4A-4B, 5-7 참고), 예를 들어 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70a) (도5 참고), 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70b) (도6 참고) 또는 적층 복합체 방사상의 필러 (70c) (도7 참고)의 구현예를 통합시킬 수 있다.
도1에 나타낸 바와 같이, 항공기 (10)은 동체 (12), 노우즈 (nose) (14), 조종석 (16), 날개 (18), 하나 이상의 추진 기관 (20), 수직 꼬리날개부 (22)와 수평 꼬리날개부 (24)를 포함한다. 도1에 나타낸 항공기 (10)은 일반적으로 하나 이상의 복합 구조체 (28)를 가지는 하나 이상의 복합 조립체 (26)를 가지는 상업용 승객 항공기 (commercial passenger aircraft)가 대표적이다. 그러나, 개시한 구현예의 교시 (teaching)는 본 개시의 방법 (150) (도8 참고)의 하나 이상의 구현예로 이루어진 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도S. 3, 4A-4B, 5-7 참고)의 구현예를 통합시킬 수 있는, 다른 승객 항공기, 화물 수송기, 군용기, 회전 날개 항공기와, 항공 우주선, 위성, 우주 발사 비행체, 로켓뿐만 아니라 다른 종류의 항공기 또는 무인항공기 (aerial vehicles)와, 보트와 다른 선박, 열차, 자동차, 트럭, 버스뿐만 아니라 다른 항공우주 비행체, 또는 하나 이상의 복합 구조체 (28)를 가지는 하나 이상의 복합 조립체 (26)를 가지는 다른 적절한 구조체에 적용될 수 있다.
도2A는 항공기 제조와 서비스 방법 (30)의 흐름도를 예시한 것이다. 도2B는 항공기 (50)의 블록 선도를 예시한 것이다. 도2A-2B을 참고하면, 본 개시의 구현예는 도2A에 나타낸 항공기 제조와 서비스 방법과, 도2B에 나타낸 항공기 (50)의 문맥에서 설명될 수 있다. 예비 제조 시, 예시적인 항공기 제조와 서비스 방법 (30)은 항공기 (50)과 재료 구매 (34)의 명세서와 설계 (32)를 포함할 수 있다. 제조 시, 항공기 (50)의 성분과 하위조립체 제조 (36), 시스템 통합 (38)이 발생하게 된다. 그 이후에, 항공기 (50)는 서비스 (42)를 받도록 하기 위해서 인증과 배달 (40)을 거칠 수 있다. 사용자에 의한 서비스 (42)시, 항공기 (50)는 정기 보수와, 변경, 재구성, 재연마 및 다른 적절한 서비스도 포함할 수 있는 서비스 (44)가 예정되어 있을 수 있다.
항공기 제조와 서비스 방법 (30)의 각 공정들은 시스템 통합기, 제3자 및/또는 작업자 (예를 들어, 고객)에 의해서 실시되거나 수행될 수 있다. 이러한 설명의 목적을 위해서, 시스템 통합기는 제한하지 않고 많은 항공기 제조업체와 주요 시스템 하급업체를 포함할 수 있고; 제3자 (third party)는 제한하지 않고 여러 벤더, 하급업체와 공급업자를 포함할 수 있고; 그리고 작업자는 항공사, 임대 회사, 군대 (military entity), 서비스 기관과 다른 적절한 작업자일 수 있다.
도2B에 나타낸 바와 같이, 예시적인 항공기 제조와 서비스 방법 (30)에 의해서 제조된 항공기 (50)는 복수의 고수준 시스템 (54)을 가지는 에어프레임 (52)과 내부 (56)를 포함할 수 있다. 복수의 고수준 시스템 (56)의 예는 하나 이상의 추진 시스템 (58), 전기 시스템 (60), 유압 장치 (62) 및 환경 친화적 시스템 (64)을 포함할 수 있다. 여러 다른 시스템이 또한 포함될 수 있다. 항공우주에 관한 예가 나타나 있지 않지만, 본 발명의 원리는 자동차 산업과 같은 다른 산업에 적용될 수 있다.
여기에 구현화된 방법과 시스템은 제조와 서비스 방법 (30)의 어느 하나 이상의 단계 시 채택될 수 있다. 예를 들어, 성분과 하부조립체 제조 (36)에 해당하는 성분 또는 하부조립체는 항공기 (50)가 서비스 (42)에 있는 동안에 제조된 성분 또는 하부조립체와 유사하게 조립 (fabricated)되거나 또는 제조될 수 있다. 또한, 하나 이상의 장치의 구현예, 방법 구현예 또는 그의 조합은 예를 들어 조립체를 실질적으로 처리하거나 또는 항공기 (50)의 비용을 감소시킴으로써, 성분과 하부조립체 제조 (36)와 시스템 통합 (38)시 이용될 수 있다. 유사하게도, 하나 이상의 장치 구현예, 방법 구현예 또는 그의 조합은 제한하는 것은 아니지만 예를 들어 정기보수와 서비스 (44)에서 항공기 (50)가 서비스 (42)에 있을 때 채택될 수 있다.
본 개시의 구현예에서, 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4A-4B, 5-7 참고), 즉 방사상의 필러 영역 (72)을 충전시키기 위한 "면" (도3, 4A-4B 참고), 즉 복합 조립체 (26)에서 복합 구조체 (28) (도3, 4A-4B)를 위한 "면 영역"이 제공된다. 도3은 본 개시의 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70)의 구현예를 나타내는, 항공기 복합 조립체 (26a)와 같은, 복합 조립체 (26)의 블록 선도를 예시한 것이다.
도3에 나타낸 바와 같이, 복합 조립체 (26)는 방사상의 필러 영역 (72)을 가지는 복합 구조체 (28)를 포함한다. 도3에 더 나타낸 바와 같이, 복합 구조체 (28)는 그 복합 구조체 (28)의 랩 플라이 (84a), 랩 플라이 (84b)와 랩 플라이 (92a)에 인접하는 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70)를 포함한다.
도4A는 본 개시의 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70)의 구현예로 충전되어 있는 방사상의 필러 영역 (72)을 가지는, T 스티프너 (76) 형태와 같은 복합 구조체 (28)의 사시도를 예시한 것이다. 도4B는 항공기 복합 조립체 (26a)와 같은, 복합 조립체 (26)에서, 도4A의 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70)의 확대, 부분, 전방 단면도를 예시한 것이다. 도4B에 나타낸 바와 같이, 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70a) 형태와 같은, 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70)는 바람직하게는 그 복합 구조체 (28)의 방사상의 필러 영역 (72)의 크기와 형상에 실질적으로 해당하는 배열 (74)를 가진다.
도4A에 나타낸 바와 같이, T 스티프너 (76) 형태와 같은, 복합 구조체 (28)는 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70)를 반경 방향으로 (radially) 둘러싸고 있는 종방향 웹 (78), 횡방향 플랜지 (80) 및 플랜지 웹 전이 (transitions) (82)를 포함한다. 종방향 웹 (78) (도4A-4B 참고)와 횡방향 플랜지 (80) (도4A-4B 참고)는 바람직하게는 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4A-4B 참고)에 인접하는 랩 플라이 (84a, 84b) (도3, 4B)와 같은 적층형 복합 플라이 (84) (도4A-4B 참고)를 포함한다. 랩 플라이 (84a, 84b) (도4B 참고)는 바람직하게는 종방향 (118b) (도4B 참고) 또는 실질적으로 종방향에서 연장되어 있는반경 방향 (86) (도4B)을 가진다. 도4A에 더 나타낸 바와 같이, T 스티프너 (76)의 횡방향 플랜지 (80)는 인터페이스 (88)에서 하나 이상의 적층판 (base laminate) (90) 및/또는 외피 스티프너 인터페이스와 같은 외피 패널 (96)에 결합되어 있을 수 있다.
도4B에 나타낸 바와 같이, 하나 이상의 적층판 (90)은 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70)에 인접하는, 랩 플라이 (92a) 형태와 같은, 적층형 복합 기재 플라이 (92)를 포함할 수 있다. 랩 플라이 (92a) (도3,4B 참고)는 바람직하게는 횡방향 (118a) (도4B 참고)에서 연장되어 있는 반경 방향 (94) (도4B, 5-7 참고)을 가진다. 도4B에 더 나타낸 바와 같이, 항공기 복합 조립체 (26a) 형태와 같은 복합 조립체 (26)는 스파 (98) (spar)에 의해서 둘러싸여져 있는 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70)를 나타내고 있다.
도3, 4B에 나타낸 바와 같이, 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70)는 기하학적 형상 (102)을 가지는 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도4B 참고), 임의의 팁 소재 (optional 팁 소재) (104), 기저부 (base portion) (106a, 106b) (도4B 참고), 정상 부위 (top portion) (106c) (도4B 참고) 및 적층형 플라이 조립체 (108)를 포함한다. 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7)는 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7)의 적층형 플라이 조립체 (108) (도3, 4B, 5-7) 내에 배치되어 있는 하나 이상의 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도3, 4B, 5-7)를 통합시킬 수 있다.
라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7)는 또는 아래에 더 상세히 논의된 바와 같이 이들을 한정하는 것은 아니지만 인발 성형, 압출, 핸드 레이업 (hand lay up), 오토메이티드 레이업 (automated lay up) 다른 적절한 형성 공정을 포함하는 어느 적절한 수단에 의해서 복합재로 형성될 수 있다. 적층형 플라이 조립체 (108) (도3, 4B, 5-7)를 처음 형성함으로써 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7)가 형성될 수 있다. 도3에 나타낸 바와 같이, 적층형 플라이 조립체 (108)는 소망하는 폭 (132)으로 절단되어 있고, 소망하는 플라이 방향 (134)을 가지는, 적층 방사상의 필러 플라이 (110a (도4B 참고), 110b (도4B 참고), 110c (도6참고) 및/또는 110d (도7 참고))의 복수의 적층물 (110) (도4B, 5-7 참고)을 바람직하게는 포함한다.
넓은 폭에서부터 작은 폭까지 소망하는 폭 (132) (도3 참고)이 선택될 수 있고, 최종적으로 형성된 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도4 참고)의 방사상의 (114) (도4B 참고)의 크기와 형상을 따르기 위해서 선택될 수 있다. 소망하는 플라이 방향 (134) (도3 참고)은 모든 소망하는 플라이 방향으로 맞춰질 수 있다. 예를 들어, 소망하는 플라이 방향 (134)은 제한 없이, +45°/- 45°, +50°/-50°, 0°, 90°과 같은 이러한 플라이 방향 또는 또 다른 적절한 플라이 방향을 포함할 수 있다. 실시예에 의해서 본원에서 사용되는 "+45°"는 플라이가 시계 방향으로 45° 회전하는 것을 의미하고, "-45°"는 플라이가 반시계방향으로 45°회전하는 것을 의미한다. 적층형 플라이 조립체 (108) (도3, 4B 참고)를 위한 소망하는 플라이 방향 (134) (도3 참고)을 선별하는 것은 둘러싸고 있는 랩 플라이 (84a, 84b, 92a) (도3, 4B 참고)의 강성에 대한 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B 참고)의 소망하는 강성에 따라 다르다.
도3, 4B에 나타낸 바와 같이, 적층형 플라이 조립체 (108)는 바람직하게는 제1 부위 (108a)와, 제2 부위 (108b)를 포함한다. 하나 이상의 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도6,7 참고)가 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도6,7 참고)에서 형성되는 경우, 하나 이상의 추가 부위 (108c) (도6참고), 추가 부위 (108d) (도7참고) 또는 다른 추가 부위는 제2 부위 (108b) (도5-7 참고)로부터 형성될 수 있다.
라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B 참고)의 적층형 플라이 조립체 (108) (도 3,4B참고)는 복합 구조체 (28) (도3,4B 참고), 스파 (98) (도4B 참고), 적층판 (90) (도4B 참고) 및 외피 패널 (96) (도4B 참고)와 같은, 복합 조립체 (26) (도3, 4B 참고)의 성분을 형성하기 위해서 사용되는 동일하거나 또는 유사한 수지와 섬유 재료로 제조될 수 있다. 예를 들어, 적층형 복합 플라이 (84), 적층형 복합 기재 플라이 (92) 및 적층 방사상의 필러 플라이 (110a (도4B 참고), 110b (도4B 참고), 110c (도6 참고) 및/또는 110d (도7 참고))의 복수의 적층물 (110) (도3 참고)은 예를 들어 프리프레그 재료와 같은, 매트릭스 재료에 의해서 둘러싸여져 있고, 지지되어 있는 강화 재료로부터 형성될 수 있다.
강화 재료는 유리 또는 탄소 섬유, 흑연, 방향족 폴리아미드 섬유, 섬유 유리와 같은 고강도 섬유 또는 또 다른 적절한 강화 재료를 포함할 수 있다. 매트릭스 재료는 에폭시, 폴리에스테르, 비닐 에스테르 수지, 폴리에테르에테르케톤 폴리머 (PEEK), 폴리에테르케톤케톤 폴리머 (PEKK), 비스말레이미드 또는 또 다른 적절한 매트릭스 재료와 같은 여러 폴리머 또는 수지 재료를 포함할 수 있다. 본원에서 사용되는 "프리프레그"는 소망하는 형상으로 형성되기에 충분히 유연성이 있는, 경화되지 않거나 또는 부분적으로 경화된 수지로 함침되어 있고, 그 다음에 수지를 강하고 견고하고 섬유 강화된 구조로 경화시키기 위해서 오븐 또는 오토클레이브 (autoclave) 또는 다른 가열 수단의 적용에 의해서 경화되는 평직 또는 꼬아진 섬유 또는 천 유사 테이프 재료, 예를 들어 섬유 유리 또는 탄소 섬유를 의미한다.
적층 방사상의 필러 플라이 (110a (도4B 참고), 110b (도4B 참고), 110c (도6 참고) 및/또는 110d (도7 참고))의 적층형 복합 플라이 (84), 적층형 복합 기재 플라이 (92), 복수의 적층물 (110) (도3 참고)은 프리프레그 단방향 테이프, 단방향 섬유 테이프, 탄소 섬유 강화 플라스틱 (CFRP) 테이프 또는 또 다른 적절한 테이프; 탄소 섬유 강화 플라스틱 (CFRP) 직물, 프리프레그 직물, 평직 탄소 섬유 직물을 포함하는 평직 직물 또는 또 다른 적절한 직물; 그것의 테이프 또는 직물의 조합; 또는 또 다른 적절한 복합 재료의 형태일 수 있다.
방법 (150)에 관해서 아래에 더 상세히 논의된 바와 같이, 적층형 플라이 조립체 (108) (도3 참고)의 제 부위 (108a) (도3 참고)는 0도 (0°)의 플라이 방향을 가지는 하나 이상의 플라이를 바람직하게 가지는 3개 또는 4개의 플라이를 포함할 수 있다. 오토메이티드 레이업 공정이 적층형 플라이 조립체 (108) (도3 참고)를 형성하기 위해서 사용되면, 적층 방사상의 필러 플라이 (110a (도4B 참고), 110b (도4B 참고), 110c (도6 참고) 및/또는110d (도7 참고))를 포함하는 복수의 적층물 (110)은 어느 소망하는 플라이 방향 (134) (도3 참고)에서 하나의 플라이로 레이업될 수 있다.
도3, 4B, 5-6에 더 나타낸 바와 같이, 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70)는 팁 소재 (104)를 경우에 따라서 포함할 수 있다. 팁 소재 (104) (도3, 4B, 5-6)는 바람직하게는 복수의 단방향 섬유, 단방향 섬유 테이프, 프리프레그 단방향 테이프, 단방향 복합체 토우, 슬릿 단방향 테이프, 탄소 섬유 강화 플라스틱 (CFRP) 테이프, 탄소 섬유 강화 플라스틱 (CFRP) 직물, 프리프레그 직물, 평직 탄소 섬유 직물, 분쇄된 섬유, 그것의 조합을 포함하는 평직 직물 또는 또 다른 적절한 섬유 재료를 포함한다.
팁 소재 (104) (도3, 4B, 5-6)는 바람직하게는 실질적으로 화살촉 (arrowhead) 배열 (105a) (도5 참고), 멀티 삼각형 배열 (105b) (도6 참고) 또는 또 다른 적절한 배열 중 하나를 포함하는 배열 (105) (도4B, 5-6)을 가진다. 도5에 나타낸 바와 같이, 팁 소재 (104a) 형태와 같은 팁 소재 (104)는 적층형 플라이 조립체 (108)의 제2 부위 (108b)의 상부 부위 (122)와 같은, 적층형 플라이 조립체 (108)의 상부 부위 (122)상에 배치되어 있다. 도5에 더 나타낸 바와 같이, 팁 소재 (104a)는 실질적으로 화살촉 배열 (105a) 형태의 배열 (105)을 가진다.
도6에 나타낸 바와 같이, 팁 소재 (104b) 형태와 같은 팁 소재 (104)는 적층형 플라이 조립체 (108)의 추가 부위 (108c)의 정상 부위 (122)와 같은, 적층형 플라이 조립체 (108)의 정상 부위 (122)상에 배치되어 있다. 도6에 더 나타낸 바와 같이, 팁 소재 (104b)는 멀티 삼각형 배열 (105b)의 형태의 배열 (105)을 가진다.
도3, 4B, 5-7에 더 나타낸 바와 같이, 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70)는 적층형 플라이 조립체 (108)의 제1 부위 (108a) (도5-7 참고)에 소망하는 위치 (120) (도5-7 참고)에 배치되어 있는, 제1 기하학적 형상의 필러 소재 (100a) 형태와 같은, 기하학적 형상의 필러 소재 (100)를 포함한다. 도5에 나타낸 바와 같이, 하나의 구현예에서, 적층형 플라이 조립체 (108)의 제1 부위 (108a)상에 소망하는 위치 (120)는 바람직하게는 제1 부위 (108a)에서, 바람직하게는 중심 위치 (120a) 또는 실질적으로 중심 위치에 있다. 그러나, 다른 적절한 소망하는 위치가 또한 선별될 수 있다. 라미네이트 복합체 방사상의 필러의 박리 또는 크랙 형성이 전형적으로 그 라미네이트 복합체 방사상의 필러의 상부 1/2 부위 (upper one-half portion) 또는 상부 1/3 부위와 같은, 상부 부위에서 출발할 수 있고, 바람직하게는, 하나 이상의 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도4B, 5-7 참고)는 그 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도4B, 5-7 참고)의 상부 1/2 부위 또는 상부 1/3 부위와 같은, 상부 부위에 배치되어 있거나 또는 위치할 수 있다.
추가로, 바람직하게는 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도4B, 5-7 참고)의 상부 1/2 부위 또는 상부 1/3 부위와 같은, 상부 부위에서 적층형 플라이 조립체 (108) (도4B, 5-7 참고)의 제2 부위 (108b) (도4B, 5-7 참고)는 하나 이상의 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도4B, 5-7 참고)에 의해서 변형되거나 성형된다. 하나 이상의 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도4B, 5-7)는 바람직하게는 제2 부위 (108b) (도4B, 5-7 참고) 및 각각의 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도4B, 5-7 참고)을 스택하는, 적층형 플라이 조립체 (108) (도4B, 5-7 참고)의 어느 추가 부위 (108c) (도6참고), (108d) (도7참고)를 변형시키거나 구부린다. 이러한 변형은 제2 부위 (108b) (도4B, 5-7)의 적층 방사상의 필러 플라이 (110b) (도4B, 4-7 참고), (110c) (도6 참고) 및/또는 (110d) (도7 참고) 및 적층형 플라이 조립체 (108) (도4B, 5 참고)의 어느 추가 부위 (108c) (도6 참고), (108d) (도7 참고)가, 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7)에 인접하는 랩 플라이 (84a, 84b) (도4B 참고)의 횡방향 (118b)과 실질적으로 일치하게 하기 위해서, 횡방향 (118a) (도3, 4B, 5-7)과 횡방향 (118b) (도3, 4B, 5-7)을 포함하는 방향 (116) (도3, 4B, 5-7 참고)의 성분을 가지도록 한다. 본원에서 사용되는 "횡방향"은 지표 높이 (ground level)에 횡방향의 또는 실질적으로 횡방향의, 그리고 나란하거나 실질적으로 나란한, 및 종방향에 수직이거나 실질적으로 수직인 방향을 의미한다.
도3에 나타낸 바와 같이, 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70)는 추가의 기하학적 형상의 필러 소재 (100b) (도6 참고) 또는 추가의 기하학적 형상의 필러 소재 (100c) (도7 참고) 또는 또 다른 적절한 추가의 기하학적 형상의 필러 소재 (100)와 같은, 하나 이상의 추가의 기하학적 형상의 필러 소재 (100)를 더 더 포함할 수 있다. 도6에 나타낸 바와 같이, 추가의 기하학적 형상의 필러 소재 (100b)는 바람직하게는 제2 부위 (108b)에 소망하는 위치 (124)에 배치되어 있고, 추가 부위 (108c)의 안과 아래에 있다. 추가로 도7에 나타낸 바와 같이, 추가의 기하학적 형상의 필러 소재 (100c)는 바람직하게는 제2 부위 (108b)에 소망하는 위치 (126)에 배치되어 있고, 추가 부위 (108d)의 안과 아래에 있다.
기하학적 형상의 필러 소재 (100, 100a) (도3 참고)와 어느 추가의 기하학적 형상의 필러 소재 (100,100b,100c) (도3 참고)는 각각 바람직하게는 복수의 단방향 섬유 (101) (도3 참고), 단방향 섬유 테이프, 프리프레그 단방향 테이프, 단방향 복합체 토우, 슬릿 단방향 테이프, 탄소 섬유 강화 플라스틱(CFRP) 테이프, 탄소 섬유 강화 플라스틱 (CFRP)섬유, 프리프레그 직물, 평직 탄소 섬유 직물, 분쇄된 섬유, 그것의 조합을 포함하는 평직 직물 또는 또 다른 적절한 섬유 재료를 포함한다. 단방향 섬유 (101) (도3 참고)는 바람직하게는 복합 구조체 (28) (도4A 참고)의 길이를 실질적으로 런 다운 (run down)한다.
하나의 구현예에서, 기하학적 형상의 필러 소재 (100, 100a) (도3 참고)와 어느 추가의 기하학적 형상의 필러 소재 (100, 100b, 100c) (도3 참고)는 0도 (0°)의 플라이 방향을 가지는 인발 성형된 단방향 섬유 (101a) (도3 참고)를 포함할 수 있다. 바람직하게는, 인발 성형된 단방향 섬유 (101a) (도3 참고)는 아래에 더 상세히 논의된 바와 같이, 인발 성형 공정과 인발 성형 장치 (130) (도3 참고)를 사용해서 형성된다.
기하학적 형상의 필러 소재 (100, 100a) (도3 참고)와 어느 추가의 기하학적 형상의 필러 소재 (100, 100b, 100c) (도3 참고)는 바람직하게는 기하학적 형상 (102) (도4B, 5-7 참고)을 각각 가진다. 기하학적 형상 (102) (도4B, 5-7)은 삼각형 형상 (102a) (도4B, 5 참고), 곡면 코너 형상 (102b)을 가지는 삼각형 (도6 참고), 화살촉 형상 (102c) (도7 참고), 코너가 제거된 형상을 가지는 삼각형 (도시하지 않음), 하나 이상의 곡면 측면 형상을 가지는 삼각형 (도시하지 않음), 방사상의 충전 형상 (도시하지 않음), 반원 형상 (도시하지 않음) 또는 또 다른 적절한 기하학적 형상 중 하나를 포함할 수 있다.
상기한 바와 같이, 기하학적 형상의 필러 소재 (100, 100a) (도3 참고)와 어느 추가의 기하학적 형상의 필러 소재 (100, 100b, 100c) (도3 참고)의 목적은 방향을 구부리거나 변화시키고, 횡방향 (118a) (도3, 4B, 5-7 참고)과 종방향 (118b) (도3, 4B, 5-7 참고)을 포함하는 방향 (116)의 성분을 가지도록 하기 위해서, 제2 부위 (108b) (도3 참고)와 어느 추가 부위 (108c, 108d) (도3 참고)의 적층 방사상의 필러 플라이 (110b (도4B 참고), 100c (도6 참고), 및/또는 100d (도7 참고))의 각각의 방향을 변화시키는 것이다.
라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70)의 여러 구현예를 도5-7에 나타내었다. 이러한 구현예는 제한적인 것을 의미하지는 않는다.
도5는 본 개시의 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70a) 형태와 같은, 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70)의 구현예 중 하나의 확장, 전방 단면도를 예시한 것이다. 도5에 나타낸 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70a)는 제1 기하학적 형상의 필러 소재 (100a) 형태와 같은 하나의 기하학적 형상의 필러 소재 (100)를 가진다. 제1 기하학적 형상의 필러 소재 (100a) (도5 참고)는 바람직하게는 삼각형 형상 (102a) (도5 참고) 형태의 기하학적 형상 (102) (도5 참고)을 가진다. 그러나 제1 기하학적 형상의 필러 소재 (100a) 형태와 같은 기하학적 형상의 필러 소재 (100)는 또 다른 적절한 기하학적 형상을 가질 수 있다.
도5는 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70a) 형태와 같은, 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70)의 기저부 (106a, 106b)와 정상 부위 (106c)를 나타낸 것이다. 도5는 랩 플라이 (84a, 84b) 형태와 같은 적층형 복합 플라이 (84)와, 랩 플라이 (92a) 형태와 같은, 적층판 (90)의 적층형 복합 기재 플라이 (92)를 나타낸 것이다. 랩 플라이 (84a, 84ba)와 랩 플라이 (92a)는 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70a) 형태와 같은 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70)를 둘러싸고 있다.
라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70a) (도5 참고) 형태와 같은 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도5 참고)는 바람직하게는 복합 구조체 (28) (도4B 참고)의 방사상의 필러 영역 (72) (도4B 참고)의 형상과 크기에 실질적으로 해당하는 배열 (74) (도5 참고)을 가진다. 도5에 나타낸 바와 같이, 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70)의 배열 (74)은 실질적으로 삼각형 형상이다. 그러나 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도5 참고)는 또 다른 적절한 형상 또는 배열을 가질 수 있다.
도5에 나타낸 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70a)는 팁 소재 (104a) 형태와 같은 팁 소재 (104)를 더 가지고 있다. 팁 소재 (104a) (도5 참고)는 실질적으로 화살촉 배열 (105a) (도5 참고) 형태의 배열 (105) (도5 참고)을 가진다. 도5에 더 나타낸 바와 같이, 팁 소재 (104a)는 바람직하게는 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70a)와 같은, 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70)의 말단 위치 (112)에 배치되어 있다.도5에 더 나타낸 바와 같이, 팁 소재 (104a)는 바람직하게는 적층형 플라이 조립체 (108)의 제2 부위 (108b)의 정상 부위 (122)와 같은, 적층형 플라이 조립체 (108)의 정상 부위 (122)에 배치되어 있다.
도5는 적층형 플라이 조립체 (108)의 제1 부위 (108a)에서, 중심 위치 (102a) 또는 실질적으로 중심 위치와 같은, 소망하는 위치 (120)에 배치되어 있는, 제1 기하학적 형상의 필러 소재 (100a)의 형태와 같은 기하학적 형상의 필러 소재 (100)를 나타낸 것이다. 그러나, 제1 기하학적 형상의 필러 소재 (100a) (도5 참고) 형태와 같은 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도5 참고)는 제1 부위 (108a) (도5 참고)상에 또 다른 적절한 소망하는 위치 (120) (도5 참고)에 배치되어 있을 수 있다.
도5에 나타낸 바와 같이, 제1 기하학적 형상의 필러 소재 (100a)와 같은 기하학적 형상의 필러 소재 (100)는 바람직하게는 제1 기하학적 형상의 필러 소재 (100a)를 스택하는 적층형 플라이 조립체 (108)의 제2 부위 (108b)를 변형시킨다. 이것은 제2 부위 (108b) (도5 참고)의 적층 방사상의 필러 플라이 (110b) (도5 참고)의 복수의 적층물 (110) (도5 참고)이 방향을 변화시키도록 한다. 도5에 더 나타낸 바와 같이, 적층 방사상의 필러 플라이 (110a)는 바람직하게는 횡방향 (118a)과 종방향 (118b)을 포함하는 방향 (116)의 성분을 각각 가진다. 바람직하게는, 제2 부위 (108b) (도5 참고)의 적층 방사상의 필러 플라이 (110b) (도5 참고)의 방향을 변화시키는 것은 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도5 참고)와, 그 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도5 참고)에 인접하는 랩 플라이 (84a, 84b) 사이에서 열팽창계수 (CTE) (136) (도3 참고)와 층간 인장 응력 (interlaminar tension stress) (138) (도3 참고)에서의 차이를 최소화시킨다.
본원에서 사용되는 "열팽창계수 (CTE)"는 재료의 온도의 변화에 대한 재료의 크기 또는 부피 변화의 측정을 의미한다. 본원에서 사용되는 "층간 인장 응력"은 플라이를 분리 (pull apart)시키거나 그들을 박리시키는 경향이 있는, 복수의 플라이, 예를 들어 테이프 또는 섬유 플라이에 대해 정상인 응력을 의미한다. CTE 136 (도3 참고)와 층간 인장 응력 (138) (도5 참고)의 차이를 최소화시키는 것은 바람직하게는 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도5 참고)의 박리를 제거하거나 감소된 박리 (140) (도3 참고)를 야기시킨다. 이러한 박리는 복합 구조체 (28) (도4B 참고) 및/또는 복합 조립체 (26) (도4B 참고)의 제조의 경화와 열사이클 단계 시 발생하는 열응력으로부터 발생할 수 있다.
따라서 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70)를 통해서 횡방향 (118a) (도4B 참고)에서 스택되는 대신에, 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도5 참고)를 스택하는 적층 방사상의 필러 플라이 (110b) (도5 참고)는, 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도5 참고)에 인접하는 랩 플라이 (84a, 84b) (도4B, 5 참고)의 종방향 (118b) (도4B 참고)에 일치하거나 또는 실질적으로 일치하거나 또는 그것을 따르게 하기 위해서, 횡방향 (118a) (도5 참고)과 종방향 (118b) (도5 참고)을 포함하는 방향 (116) (도5 참고)의 성분을 가지도록 변형 또는 구부림이 시작된다.
이것은 바람직하게는 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도5 참고)와, 그 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도5 참고)에 인접하는 랩 플라이 (84a, 84b) (도5 참고) 사이에서 CTE 136 (도3 참고)의 차이를 최소화시킨다. 이것은 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도5 참고)의 적층 방사상의 필러 플라이 (110b) (도5 참고)와 랩 플라이 (84a, 84b) (도5 참고)는 동일하거나 유사한 종방향을 가지기 때문이다. 추가로, 기하학적 형상의 필러 소재 (100a) (도5 참고)가 스택되어 있는 적층 방사상의 필러 플라이 (110b) (도5 참고)에 대해서, 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도5 참고)의 제2 (108b) (도5 참고)의 반경 방향 (114) (도5 참고)는 랩 플라이 (84a, 84b) (도5 참고)와 같은 적층형 복합 플라이 (84) (도5 참고의 반경 방향 (86) (도5 참고)과 바람직하게는 실질적으로 일치한다.
도6는 본 개시의 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70b)의 형태와 같은 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70)의 구현예 중 또 다른 하나의 확대, 전방 단면도를 예시한 것이다. 도6에 나타낸 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70b)는 제1의 기하학적 형상의 필러 소재 (100a)와, 추가의 기하학적 형상의 필러 소재 (100b)형태와 같은 2가지의 기하학적 형상의 필러 소재 (100)를 가진다. 제1의 기하학적 형상의 필러 소재 (100a) (도6 참고)는 바람직하게는 삼각형 형상 (102a) (도6 참고) 형태의 기하학적 형상 (102) (도6 참고)을 가진다. 추가의 기하학적 형상의 필러 소재 (100b) (도6 참고)는 바람직하게는 곡면 코너 형상 (102b) (도6 참고)을 가지는 삼격형 형상의 기하학적 형상 (102) (도6 참고)을 가진다. 그러나 제1 기하학적 형상의 필러 소재 (100a)와 추가적인 기하학적 형상의 필러 소재 (100b)형태와 같은 기하학적 형상의 필러 소재 (100)는 또 다른 적절한 기하학적 형상을 각각 가질 수 있다.
도6은 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70b) 형태와 같은 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70)의 기저부 (106a, 106b)와 정상 부위 (106c)를 나타낸 것이다. 도6은 랩 플라이 (84a, 84b) 형태와 같은 적층형 복합 플라이 (84)와, 랩 플라이 (92a) 형태와 같은 적층판 (90)의 적층형 복합 기재 플라이 (92)를 더 나타낸 것이다. 도6에 나타낸 바와 같이, 랩 플라이 (84a, 84b)와 랩 플라이 (92a)는 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70b) 형태와 같은 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70)를 둘러싸고 있다.
라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70b) (도6 참고) 형태와 같은 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도6 참고)는 바람직하게는 복합 구조체 (28) (도4B 참고)의 방사상의 필러 영역 (72) (도4B 참고)의 형상과 크기에 실질적으로 해당하는 배열 (74) (도6 참고)을 가진다. 도6에 나타낸 바와 같이, 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70)의 배열 (74)은 실질적으로 삼각형 형상이다. 그러나 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도6 참고)는 또 다른 적절한 형상 또는 배열을 가질 수 있다.
도6에 나타낸 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70b)는 팁 소재 (104b) 형태와 같은 팁 소재 (104)를 더 가진다. 도6에 나타낸 바와 같이, 팁 소재 (104b)는 멀티 삼각형 배열 (105b) 형태의 배열 (105)을 가진다. 도6에 더 나타낸 바와 같이, 팁 소재 (104b)는 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70b)의 형태와 같은 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70)의 말단 위치 (112)에 배치되어 있다. 도6에 더 나타낸 바와 같이, 팁 소재 (104b)는 바람직하게는 적층형 플라이 조립체 (108)의 추가 부위 (108c)의 정상 부위 (122)와 같은 적층형 플라이 조립체 (108)의 정상 부위 (122)상에 배치되어 있다. 팁 소재 (104b) (도6 참고)는 인발 성형 공정 또는 또 다른 적절한 공정을 통해서 형성될 수 있다. 다이가 사용되면, 종방향 (118b) (도6 참고)의 높이와, 횡방향 (118a) (도6 참고)의 폭으로 배향된 섬유 또는 테이프의 종방향 플라이 (125) (도6 참고)는 인발 성형되어 있는 팁 소재 (104) (도6 참고)를 추가로 또는 이를 대신해서 사용될 수 있다.종방향 플라이 (125) (도6 참고)는 바람직하게는 다이로 넣기 (put) 위해서 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70b)의 제1 부위일 수 있다.
도6은 적층형 플라이 조립체 (108)의 제1 부위 (108a)에서, 중심 위치 (120a) 또는 실질적으로 중심 위치와 같은 소망하는 위치 (120)에 배치되어 있는 제1의 기하학적 형상의 필러 소재 (100a)형태와 같은 기하학적 형상의 필러 소재 (100)를 나타낸 것이다. 그러나, 제1의 기하학적 형상의 필러 소재 (100a) (도6 참고) 형태와 같은 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도6 참고)는 제1 부위 (108a) (도6 참고)상에 또 다른 적절한 소망하는 위치에서 배치되어 있을 수 있다.
도6은 적층형 플라이 조립체 (108)의 제2 부위 (108b)에 소망하는 위치 (124)에 배치되어 있는, 추가의 기하학적 형상의 필러 소재 (100b)의 형태와 같은 기하학적 형상의 필러 소재 (100)를 더 나타낸 것이다. 바람직하게는, 소망하는 위치 (124) (도6 참고)는 제2 부위 (108b) (도6 참고)에 중심 위치 또는 질적으로 중심 위치에 있다. 그러나 추가의 기하학적 형상의 필러 소재 (100b) (도6 참고)의 형태와 같은 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도6 참고)는 제2 부위 (108b) (도6 참고)의 또 다른 적절한 소망하는 위치에 배치되어 있을 수 있다.
도6에 나타낸 바와 같이, 제1 기하학적 형상의 필러 소재 (100a) 형태와 같은 기하학적 형상의 필러 소재 (100)는 바람직하게는 제1 기하학적 형상의 필러 소재 (100a)를 적층시킨 적층형 플라이 조립체 (108) 의 제2 부위 (108b)를 변형시킨다. 이것은 제2 부위 (108b) (도6 참고)의 적층 방사상의 필러 플라이 (110b) (도6 참고)의 복수의 적층물 (110) (도6 참고)이 방향을 변화시키도록 한다. 적층 방사상의 필러 플라이 (110a) (도6 참고)는 횡방향 (118a) (도6 참고)으로 배향되어 있고, 방향을 변화시키거나 또는 횡방향 (118a)과 종방향 (118b) (도6 참고)을 포함하는 방향 (116) (도6 참고)의 성분을 가지는 적층 방사상의 필러 플라이 (110b) (도6 참고)를 변형시킨다.
도6에 더 나타낸 바와 같이, 추가의 기하학적 형상의 필러 소재 (100b) 형태와 같은 기하학적 형상의 필러 소재 (100)는 바람직하게는 추가의 기하학적 형상의 필러 소재 (100b)를 적층시킨 추가 부위 (108c)를 변형시킨다. 이것은 추가 부위 (108c) (도6 참고)의 적층 방사상의 필러 플라이 (110c) (도6 참고)의 복수의 적층물 (110) (도6 참고)이 방향을 변화시키게 한다. 적층 방사상의 필러 플라이 110c (도6 참고)과 종방향 (118a) (도6 참고)와 횡방향 (118b) (도6 참고)을 포함하는 방향 (116) (도6 참고)의 성분을 가지도록 변형시키거나 또는 구부린다.
바람직하게는, 제2 부위 (108b) (도6 참고)의 적층 방사상의 필러 플라이 (110b) (도6 참고)의 방향을 변화시키고, 추가 부위 (108c) (도6 참고)의 적층 방사상의 필러 플라이 (110c) (도6 참고)의 방향을 변화시키는 것 모두가 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도6 참고)와, 그 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도6 참고)에 인접하는 랩 플라이 (84a, 84b) (도6 참고) 사이에서 CTE 136 (도3 참고)과 층간 인장 응력 (138) (도3 참고)의 차이를 최소화시키도록 한다. CTE 136 (도3 참고)과 층간 인장 응력 (138) (도3 참고)의 차이를 최소화하는 것은 바람직하게는 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도5 참고)의 박리를 제거시키거나 또는 감소된 박리 (140) (도3 참고)를 가져온다. 이러한 박리는 복합 구조체 (28) (도4B 참고) 및/또는 복합 조립체 (26) (도4B 참고)의 제조의 경화와 열사이클 단계 시 발생하는 열응력으로부터 발생할 수 있다.
따라서 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도6 참고)를 통해서, 횡방향 (118a) (도4B 참고)에 스택되는 대신에, 제1 기하학적 형상의 필러 소재 (100a) (도6 참고)이 적층형 적층 방사상의 필러 플라이 (110b) (도6 참고)와, 추가의 기하학적 형상의 필러 소재 (100b)를 적층시킨 적층 방사상의 필러 플라이 110c (도6 참고) 모두는 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도6 참고)에 인접하는 랩 플라이 (84a, 84b) (도4B, 6 참고)와 일치하거나 또는 실질적으로 일치하거나 또는 횡방향 (118a) (도4B 참고)을 따르게 하기 위해서 횡방향 (118a)과 종방향 (118b) (도6 참고)을 포함하는 방향 (116) (도6 참고) 의 성분을 가지도록 변형되거나 또는 구부려지기 시작한다.
이것은 바람직하게는 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도6 참고)와, 그 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도6 참고)에 인접하는 랩 플라이 (84a, 84b) (도6 참고) 사이에서 CTE 136 (도3 참고)의 차이를 최소화시킨다. 이것은 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도6 참고)의 적층 방사상의 필러 플라이 (110b) (도6 참고)와 적층 방사상의 필러 플라이 (110c) (도6 참고)와, 랩 플라이 (84a, 84b) (도6 참고)는 동일하거나 유사한 종방향을 가진다.
추가로, 기하학적 형상의 필러 소재 (100a) (도6 참고)를 적층시킨 라미네이트 방사상의 필러 플라이 (110b) (도6 참고)와, 추가의 기하학적 형상의 필러 소재 (100b) (도6 참고)를 적층시킨 라미네이트 방사상의 필러 플라이 (110c) (도6 참고)의 경우, 제2 부위 (108b) (도6 참고)의 반경 방향 (114) (도6 참고)와, 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도5 참고) 의 추가 부위 (108c) (도6 참고)는 바람직하게는 랩 플라이 (84a, 84b) (도6 참고)와 같은, 적층형 복합 플라이 (84) (도6 참고)의 반경 방향 (86) (도6 참고)와 실질적으로 일치한다.
도7은 본 개시의 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70c) 형태에서와 같은, 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70)의 구현예 중 또 다른 하나인 확대, 전방 단면도를 예시한 것이다. 도7에 나타낸 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70c)는 제1 기하학적 형상의 필러 소재 (100a)와, 추가의 기하학적 형상의 필러 소재 (100c) 형태와 같은 두가지의 기하학적 형상의 필러 소재 (100)를 가진다.
제1 기하학적 형상의 필러 소재 (100a) (도7 참고)는 바람직하게는 삼각형 형상 (102a) (도7 참고) 형태의 기하학적 형상 (102) (도7 참고)을 가진다. 추가의 기하학적 형상의 필러 소재 (100c) (도7 참고)는 바람직하게는 화살촉 형상 (102c) (도7 참고) 형태의 기하학적 형상 (102) (도7 참고)을 가진다. 그러나 제1 기하학적 형상의 필러 소재 (100a)와 추가의 기하학적 형상의 필러 소재 (100c) 형태와 같은 기하학적 형상의 필러 소재 (100) 각각은 다른 적절한 기하학적 형상을 가진다.
도7은 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70c) 형태와 같은 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70)의 기저부 (106a, 106b)와 정상 부위 (106c)를 나타낸 것이다. 도7은 랩 플라이 (92a) 형태와 같은 적층판 (90)의 랩 플라이 (84a, 84b) 및 적층형 복합 기재 플라이 (92) 형태와 같은 적층형 복합 플라이 (84)를 더 나타낸 것이다. 도7에 나타낸 바와 같이, 랩 플라이 (84a, 84b)와 랩 플라이 (92)는 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70c) 형태와 같은 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70)를 둘러싸고 있다.
라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70c) (도7 참고) 형태와 같은 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도7 참고)는 바람직하게는 실질적으로 복합 구조체 (28) (도4B 참고)의 방사상의 필러 영역 (72) (도4B 참고)의 형상과 크기에 해당하는 배열 (74) (도7 참고)을 가진다. 도7에 나타낸 바와 같이, 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70)의 배열 (74)은 실질적으로 삼각형 형상이다. 그러나 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도7 참고)는 다른 적절한 형상 또는 배열을 가질 수 있다.
도7은 적층형 플라이 조립체 (108)의 제1 부위 (108a)에서, 중심 위치 (120a) 또는 실질적으로 중심 위치와 같은, 소망하는 위치 (120)에 배치되어 있는, 제1 기하학적 형상의 필러 소재 (100a) 형태와 같은 기하학적 형상의 필러 소재 (100)를 나타낸 것이다. 그러나 제1 기하학적 형상의 필러 소재 (100a) 형태와 같은 기하학적 형상의 필러 소재 (100)는 제1 부위 (108a) (도7 참고)에 또 다른 적절한 소망하는 위치에 배치되어 있을 수 있다.
도7에 나타낸 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70c)는 팁 소재 (104) (도5-6 참고)를 가지고 있지 않다. 팁 소재 (104) (도5-6 참고)를 대신해서, 도7은 적층형 플라이 조립체 (108)의 제2 부위 (108b)에 소망하는 위치 (126)에 배치되어 있는, 추가의 기하학적 형상의 필러 소재 (100c) 형태와 같은 기하학적 형상의 필러 소재 (100)를 가지는 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70c)를 나타낸 것이다. 바람직하게는 소망하는 위치 (126) (도7 참고)는 제2 부위 (108b) (도7 참고)에 중심 위치 또는 실질적으로 중심 위치에 있다. 그러나 추가의 기하학적 형상의 필러 소재 (100c) 형태와 같은 기하학적 형상의 필러 소재 (100)는 제2 부위 (108b) (도7 참고)에 또 다른 적절한 소망하는 위치에 배치되어 있을 수 있다.
도7에 나타낸 바와 같이 제1 기하학적 형상의 필러 소재 (100a) 형태와 같은 기하학적 형상의 필러 소재 (100)는 바람직하게는 제1 기하학적 형상의 필러 소재 (100a)를 적층시킨 적층형 플라이 조립체 (108)의 제2 부위 (108b)를 변형한다. 이것은 제2 부위 (108b) (도7 참고)의 라미네이트 방사상의 필러 플라이 (110b) (도7 참고)의 복수의 적층물 (110) (도7 참고)이 방향을 바꾸도록 한다. 라미네이트 방사상의 필러 플라이 (110a) (도7 참고)의 복수의 적층물 (110) (도7 참고)은 횡방향 (118b) (도4B 참고)에 배향되어 있고 방향을 변화시키거나, 횡방향 (118a)과 종방향 (118b) (도7 참고)을 포함하는 방향 (116) (도7 참고)의 성분을 가지는 라미네이트 방사상의 필러 플라이 (110b) (도7 참고)를 변형시킨다.
도7에 더 나타낸 바와 같이, 추가의 기하학적 형상의 필러 소재 (100c) 형태와 같은 기하학적 형상의 필러 소재 (100)는 바람직하게는 추가의 기하학적 형상의 필러 소재 (100c)를 적층시킨 적층형 플라이 조립체 (108)의 추가 부위 (108d)를 변형시킨다. 이것은 추가 부위 (108d) (도7 참고)의 적층 방사상의 필러 플라이 (110d) (도7 참고)의 복수의 적층물 (110) (도7 참고)이 방향을 변화시키도록 한다. 라미네이트 방사상의 필러 플라이 (110d) (도7 참고)는 횡방향 (118a) (도7 참고)과 종방향 (118b) (도7 참고)을 포함하는 방향 (116) (도7 참고)의 성분을 가지도록 변형시키거나 또는 구부린다.
바람직하게는 제2 부위 (108b) (도7 참고)의 라미네이트 방사상의 필러 플라이 (110b) (도7 참고)의 방향을 변화시키는 것과, 추가 부위 (108d) (도7 참고)의 라미네이트 방사상의 필러 플라이 (110d) (도7 참고)의 방향을 변화시키는 것 모두는 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도7 참고)와 해당 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도7 참고)에 인접하는 랩 플라이 (84a, 84b) (도7 참고) 사이에 CTE 136 (도3 참고)과 층간 인장 응력 (138) (도3 참고)의 차이를 최소화시키도록 한다. CTE 136 (도3 참고)와 층간 인장 응력 (138) (도3 참고)의 차이를 최소화시키는 것은 바람직하게는 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도7 참고)의 박리를 제거시키거나 또는 감소된 박리 (140) (도3 참고)를 야기시킨다. 이러한 박리는 복합 구조체 (28) (도4B 참고) 및/또는 복합 조립체 (26) (도4B 참고) 제조의 경화 및 열사이클 단계 시 발생하는 열응력부터 발생할 수 있다.
따라서 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도7 참고)를 통해서 횡방향 (118a) (도4B 참고)에 적층되는 대신에, 제1 기하학적 형상의 필러 소재 (100a) (도7 참고)를 적층시킨 라미네이트 방사상의 필러 플라이 (110b) (도7 참고)와, 추가의 기하학적 형상의 필러 소재 (100c) (도7 참고)를 적층시킨 적층 방사상의 필러 플라이 (110d) (도7 참고) 모두가 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도7 참고)에 인접하는 랩 플라이 (84a, 84b) (도4B, 7 참고)의 횡방향 (118b) (도4B 참고)에 일치하거나 또는 실질적으로 일치하거나 또는 이것을 따르는 횡방향 (118a) (도7 참고)과 종방향 (118b) (도7 참고)을 포함하는 방향 (116) (도7 참고)의 성분을 가지도록 변형 또는 구부림을 시작한다.
이것은 바람직하게는 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도7 참고)와 해당 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도7 참고)에 인접하는 랩 플라이 (84a, 84b) (도7 참고) 사이에서 CTE 136 (도3 참고)의 차이를 최소화시킨다. 이것은 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도7 참고), 랩 플라이 (84a, 84b) (도7 참고)의 적층 방사상의 필러 플라이 (110b) (도7 참고)와 적층 방사상의 필러 플라이 (110d) (도7 참고) 모두가 동일하거나 유사한 종방향을 가지고 있기 때문이다.
추가로, 제1 기하학적 형상의 필러 소재 (100a) (도7 참고)을 적층시킨 라미네이트 방사상의 필러 플라이 (110b) (도7 참고)과, 추가의 기하학적 형상의 필러 소재 (100c) (도7 참고)를 적층시킨 라미네이트 방사상의 필러 플라이 (110d) (도7 참고)의 경우, 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도7 참고) 의 제2 부위 (108b) (도7 참고)와 추가 부위 (108d) (도7 참고)의 반경 방향 (114) (도7 참고)은 바람직하게는 실질적으로 랩 플라이 (84a, 84b) (도7 참고)와 같은 적층형 복합 플라이 (84) (도7 참고)의 반경 방향 (86) (도7 참고)과 일치한다.
본 개시의 또 다른 구현예에서, 항공기 (10) (도1 참고)에 사용하기 위한 항공기 복합 조립체 (26a) (도1, 4B 참고)가 제공된다. 항공기 복합 조립체 (26a) (도1, 4B 참고)는 복합 구조체 (28) (도1, 4B 참고)를 포함한다. 복합 구조체 (28) (도4B 참고)는 방사상의 필러 영역 (72) (도4B 참고)과, 해당 방사상의 필러 영역 (72) (도4B 참고)에 인접하는 복수의 랩 플라이 (84a, 84b, 92a) (도4B 참고)를 포함한다.
항공기 복합 조립체 (26a) (도4B 참고)는 추가로 방사상의 필러 영역 (72) (도4B 참고)에 실질적으로 해당하는 배열 (74) (도4B 참고)을 가지고, 해당 방사상의 필러 영역 (72) (도4B 참고)을 충전하는 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도4B 참고)를 포함한다. 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도4B 참고)는 적층형 플라이 조립체 (108) (도4B 참고)를 포함한다. 적층형 플라이 조립체 (108) (도4B 참고)는 소망하는 폭 (132) (도3 참고)으로 절단되어 있고, 소망하는 플라이 방향 (134) (도3 참고)을 가지는, 라미네이트 방사상의 필러 플라이 (110a (도4B 참고), 110b (도4B 참고), 110c (도6 참고), 110d (도7 참고))의 복수의 적층물 (110) (도4B 참고)을 포함한다. 적층형 플라이 조립체 (108) (도4B 참고)의 종류는 상기에 상세히 논의되어 있고, 항공기 복합 조립체 (26a) (도4B 참고)의 이러한 구현예에 동등하게 적용된다.
라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도4B 참고)는 추가로 적층형 플라이 조립체 (108) (도4B 참고)의 제1 부위 (108a) (도4B, 5 참고)에 소망하는 위치 (120) (도5 참고)에 배치되어 있는 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도4B 참고)를 포함한다. 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도4B 참고)는 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도4B 참고)를 적층시킨 적층형 플라이 조립체 (108) (도4B 참고)의 제2 부위 (108b) (도4B 참고)를 변형시켜서, 적층형 플라이 조립체 (108) (도4B 참고)의 제2 부위 (108b) (도4B 참고)의 라미네이트 방사상의 필러 플라이 (110b) (도4B 참고)가 방향을 변화시키고, 횡방향 (118a) (도4B, 5 참고)과 종방향 (118b) (도4B, 5 참고)을 포함하는 방향 (116) (도4B 참고)의 성분을 가진다.
항공기 복합 조립체 (26a) (도4B 참고)의 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도4B 참고)의 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도6-7 참고)는 하나 이상의 추가의 기하학적 형상의 필러 소재 (100b (도6 참고), 100c (도7 참고))를 더 포함할 수 있다. 하나 이상의 각각의 추가의 기하학적 형상의 필러 소재 (100b) (도6 참고), 100c (도7 참고)) 각각은 적층형 플라이 조립체 (108) (도6-7 참고)의, 각각 하나 이상의 추가 부위 (108c (도6 참고), 108d (도7 참고))에 소망하는 위치 (124) (도6 참고) 또는 소망하는 위치 (126) (도7 참고)에 배치되어 있을 수 있다. 추가로, 하나 이상의 추가의 기하학적 형상의 필러 소재 (100b (도6 참고), 100c (도7 참고))는 각각의 하나 이상의 추가의 기하학적 형상의 필러 소재 (100b (도6 참고), 100c (도7 참고))를 적층시킨 적층형 플라이 조립체 (108) (도6-7 참고)의 하나 이상의 각각의 추가 부위 (108c (도6 참고), 108d (도7 참고))를 더 변형시킨다.
상기한 바와 같이, 각각의 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도5-7 참고) 는 바람직하게는 복수의 단방향 섬유 (101) (도3 참고), 단방향 섬유 테이프, 프리프레그 단방향 테이프, 단방향 복합체 토우, 슬릿 단방향 테이프, 탄소 섬유 강화 플라스틱 (CFRP) 테이프, 탄소 섬유 강화 플라스틱 (CFRP) 직물, 프리프레그 직물, 평직 탄소 섬유 직물을 포함하는 평직 직물, 분쇄된 섬유, 그것의 조합 또는 다른 적절한 섬유 재료를 포함한다.
더 바람직하게는, 각각의 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도5-7 참고)는 0도 (0°) 플라이 방향을 가지는 인발 성형된 단방향 섬유 (101a) (도3 참고)를 포함할 수 있다. 바람직하게는 인발 성형된 단방향 섬유 (101a) (도3 참고)는 아래에서 더 상세히 논의된 바와 같이 인발 성형 공정과 인발 성형 장치 (130) (도3 참고)를 사용해서 형성된다.
상기한 바와 같이, 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도3, 4B, 5-7 참고)는 바람직하게는 기하학적 형상 (102) (도4B, 5 참고-7)을 가진다. 기하학적 형상 (102) (도4B, 5-7 참고)는 삼각형 형상 (102a) (도4B, 5 참고), 곡면 코너 형상을 가지는 삼각형 (102b) (도6 참고), 화살촉 형상 (102c) (도7 참고), 코너가 제거된 형상을 가지는 삼각형 (도시하지 않음), 하나 이상의 곡면 측면 형상을 가지는 삼각형 (도시하지 않음), 방사상의 필러 형상 (도시하지 않음), 반원 형상 (도시하지 않음) 또는 다른 적절한 기하학적 형상 중 하나를 포함할 수 있다.
항공기 복합 조립체 (26a) (도4B 참고)의 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도4B, 5 참고)는 적층형 플라이 조립체 (108) (도5 참고)의 제2 부위 (108b) (도5 참고)의 정상 부위 (122) (도5 참고)와 같은, 적층형 플라이 조립체 (108) (도5 참고)의 정상 부위 (122) (도5 참고)에 배치되어 있는 팁 소재 (104) (도4B, 5 참고)를 더 포함할 수 있다. 팁 소재 (104) (도4B, 5 참고)는 바람직하게는 복수의 단방향 섬유, 단방향 섬유 테이프, 프리프레그 단방향 테이프, 단방향 복합체 토우, 슬릿 단방향 테이프, 탄소 섬유 강화 플라스틱 (CFRP) 테이프, 탄소 섬유 강화 플라스틱 (CFRP) 직물, 프리프레그 직물, 평직 탄소 섬유 직물을 포함하는 평직 직물, 분쇄된 섬유, 이들의 조합물 또는 다른 적절한 섬유 재료를 포함한다.
바람직하게는 각각의 제2 부위 (108b) (도5 참고), 추가 부위 (108c) (도6 참고), 및/또는 추가 부위 (108d) (도7 참고)의 라미네이트 방사상의 필러 플라이 (110b (도5 참고), 110c (도6 참고), 110d (도7 참고))의 방향을 변화시키는 것은 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도4B, 5 참고)와, 해당 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도4B, 5 참고)에 인접하는 랩 플라이 (84a, 84b) (도4B, 5 참고) 사이에서 CTE 136 (도3 참고)과 층간 인장 응력 (138) (도3 참고)의 차이를 최소화시킨다. CTE 136 (도3 참고)과 층간 인장 응력 (138) (도3 참고)의 차이를 최소화시키는 것은 바람직하게는 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도7 참고)의 박리를 제거시키거나 또는 감소된 박리 (140) (도3 참고)를 야기시킨다. 이러한 박리는 복합 구조체 (28) (도4B 참고) 및/또는 복합 조립체 (26) (도4B 참고)의 제조의 경화 및 열사이클 단계 시 발생하는 열응력으로부터 발생할 수 있다.
본 개시의 또 다른 구현예에서, 복합 구조체 (28) (도4A-4B 참고)를 위한 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)의 형성 방법 (150)이 제공된다. 도8은 본 개시의 본 방법 (150)의 예시적인 구현예의 흐름도를 예시한 것이다. 방법 (150)에 나열되어 있는 단계들은 제시되어 있는 순서와 다른 순서로 수행될 수 있다. 몇개의 단계는 동시에 수행될 수 있다. 몇개의 단계는 선택적이거나 생략될 수 있다. 나열된 순서 이외의 단계들이 추가될 수 있다.
라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)는 이하에서 더 상세히 논의된 바와 같이 이들을 한정하지는 않지만 인발 성형, 압출, 핸드 레이업, 오토메이티드 레이업 또는 어느 다른 적절한 형성 공정을 포함하는 어느 적절한 수단에 의해서 복합재로 형성될 수 있다. 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)는 형성되어서 충전될 방사상의 필러 영역 (72) (도3, 4A 참고)의 부피를 충전시키고, 그것의 형상과 기하학을 추정할 수 있다. 라미네이트 복합 방사상의 필러 (70) (도4B, 5-7 참고)의 배열 (74) (도4B, 5-7 참고)는 바람직하게는 실질적으로 삼각형 형상 배열을 포함하고, 바람직하게는 일반적으로 삼각형 단면을 가질 수 있다. 그러나 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70)는 또 다른 적절한 배열과 단면 형상을 가질 수 있다.
도8에 나타낸 바와 같이, 방법 (150)은 적층형 플라이 조립체 (108) (도3, 4B, 5-7 참고)를 형성하기 위해서 소망하는 폭 (132) (도3 참고)으로 절단되어 있고 소망하는 플라이 방향 (134) (도3 참고)을 가지는, 적층 방사상의 필러 플라이 (110a, 110b, 110c, 110d) (도3 참고)의 복수의 적층물 (110) (도3 참고)을 조립하는 단계 (152)를 포함한다. 적층 방사상의 필러 플라이 (110a, 110b, 110c, 110d) (도3 참고)의 복수의 적층물 (110) (도3 참고)는 복수의 적층물 (110) (도3 참고)의 층 사이에서 트랩 (trapped)될 수 있는, 공기 또는 다른 기체와 같은공극을 제거하기 위해서 복수의 적층물 (110) (도3 참고)을 압축하거나 또는 강화시키기 위해서 축소될 수 있다.
도8에 나타낸 바와 같이, 방법 (150)은 형성 장치 (128) (도3 참고)에 적층형 플라이 조립체 (108) (도3, 4B, 5-7 참고)의 제1 부위 (108a) (도3, 4B, 5-7 참고)를 레이업하는 단계 (154)를 더 포함한다. 형성 장치 (128) (도3 참고)는 성형 공구, 몰드, 맨드릴, 레이업 기계 플랫폼, 오토메이티드 섬유 배치 (AFP) 기계 또는 다른 적절한 성형 장치를 포함할 수 있다. 형성 장치 (128) (도3 참고)의 복수의 적층물 (110) (도3 참고)의 레이업은 알려진 레이업 장치 또는 기계를 사용해서,수동 공정을 통하거나 또는 오토메이티드 공정을 통해서 수행될 수 있다.
적층형 플라이 조립체 (108) (도3 참고)의 제1 부위 (108a) (도3 참고)는 바람직하게는 0도 (0) 플라이 방향을 가지는 3개 또는 4개 플라이와, +50도/-50도 플라이 방향 또는 또 다른 소망하는 플라이 방향 (134) (도3 참고)을 가지는 다른 플라이의 적층물을 포함할 수 있다. 오토메이티드 레이업 공정이 적층형 플라이 조립체 (108) (도3 참고)를 형성하기 위해서 사용되면, 제1 부위 (108a) (도3 참고)의 적층 방사상의 필러 플라이 (110a) (도4B 참고)는 어느 소망하는 플라이 방향 (134) (도3 참고)에서 하나의 플라이로 레이업될 수 있다.
복수의 적층물 (110) (도3, 4B, 5-7 참고)은 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도5-7 참고)의 반경 방향 (114) (도5-7 참고)을 따르기 위해서 넓은 폭에서부터 작은 폭까지 다양한 폭을 가지는 플라이 차지 (charge)로부터 스트립으로 절단될 수 있다. 복수의 적층물 (110) (도3, 4B, 5-7 참고)은 초음파 절단 디바이스와 초음파 절단 공정, 섬유 절단 디바이스와 섬유 절단 공정, 레이저 절단 디바이스와 레이저 절단 공정과 같은 알려진 절단 디바이스와 알려진 절단 공정, 또는 다른 적절한 절단 디바이스와 절단 공정을 사용해서 절단될 수 있다.
복수의 적층물 (110) (도3, 4B, 5-7 참고)은 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도4B, 5 참고-7)의 배열 (74) (도4B, 5 참고-7)을 형성하기 위해서 가장 폭이 넓은 스택으로 시작해서 하나 이상의 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도4B, 5-7 참고)에 대한 최종 스택으로 이어지는 것과 같이, 조립될 수 있다.
도8에 나타낸 바와 같이, 방법 (150)은 예를 들어 적층형 플라이 조립체 (108) (도5 참고)의 제1 부위 (108a) (도5 참고)에, 적층형 플라이 조립체 (108) (도6 참고)의 제2 부위 (108b) (도6 참고)에 소망하는 위치 (124) (도6 참고)에서 및/또는 적층형 플라이 조립체 (108) (도7 참고)의 제2 부위 (108b) (도7 참고)에 소망하는 위치 (126) (도7 참고)에서, 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도3, 4B, 5-7 참고)를 배치하는 단계 (156)를 더 포함한다. 바람직하게는 소망하는 위치 (120) (도5 참고)는 제1 부위 (108a) (도5 참고)에 중심 위치 (120a) 또는 실질적으로 중심 위치 (도5 참고)에 있다. 그러나 다른 적절한 위치가 또한 사용될 수 있다. 바람직하게는 소망하는 위치 (124)와 소망하는 위치 (126)는 또한 중심 위치 또는 실질적으로 중심 위치에 있다. 바람직하게는 하나 이상의 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도3, 4B, 5-7 참고)는 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도4B, 5 참고-7)의 상부 1/2 부위 또는 상부 1/3 부위와 같은 상부에 배치되어 있다.
방법 (150)은 소망하는 위치 (120) (도5 참고)에 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도5 참고)를 배치하는 단계 (156) 이전에서, 복수의 단방향 섬유 (101) (도3 참고), 단방향 섬유 테이프, 프리프레그 단방향 테이프, 단방향 복합체 토우, 슬릿 단방향 테이프, 탄소 섬유 강화 플라스틱 (CFRP) 테이프, 탄소 섬유 강화 플라스틱 (CFRP) 직물, 프리프레그 직물, 평직 탄소 섬유 직물을 포함하는 평직 직물, 분쇄된 섬유, 이들의 조합물을 포함하는 재료 또는 다른 적절한 복합 재료로부터 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도3, 4B, 5-7 참고)를 형성한다.
방법 (150)은 소망하는 위치 (120) (도5 참고)에 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도3, 4B, 5-7 참고)를 배치하는 단계 (156) 이전에, 기하학적 형상 (102)(도3, 4B, 5-7 참고)을 더 형성한다. 기하학적 형상 (102) (도3, 4B, 5-7 참고)는 삼각형 형상 (102a) (도4B, 5 참고), 곡면 코너 형상을 가지는 삼각형 (102b) (도6 참고), 화살촉 형상 (102c) (도7 참고), 코너가 제거된 형상을 가지는 삼각형 (도시하지 않음), 하나 이상의 곡면 측면 형상을 가지는 삼각형 (도시하지 않음), 방사상의 필러 형상 (도시하지 않음), 반원 형상 (도시하지 않음), 또는 다른 적절한 기하학적 형상 중 하나를 포함할 수 있다.
방법 (150) (도8 참고)은 소망하는 위치 (120) (도5 참고)에 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도5 참고)에 배치되어 있는 단계 (156) 이전에 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도3 참고)를 제조하는 단계를 포함한다. 하나의 구현예에서, 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도3 참고)는 알려진 인발 성형 장치 (130) (도3 참고)를 사용해서 알려진 인발 성형 공정으로 제조될 수 있다. 알려진 인발 성형 장치 (130) (도3 참고)를 사용하는 알려진 인발 성형 공정은 예를 들어 1/8 인치 폭인 단방향 복합체 토우 또는 슬릿 테이프 형태와 같은, 0도 (0°)의 플라이 방향을 가지는 단방향 섬유 (101) (도3 참고)의 소망하는 양을 조립하기 위해서, 소망하는 형상의 가열된 다를 통해서 그것들을 풀 (pull)하기 위해서 사용될 수 있다. 인발 성형 공정은 인발 성형된 단방향 섬유 (101a) (도3 참고)가 포함된 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도3 참고)의 강화된 (consolidated), 지속적 복합체 프로필을 형성한다. 인발 성형되어온 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도3 참고)는 라미네이트 방사상의 필러 플라이 (110b, 110c, 110d) (도3 참고)를 레이업시키기 위한 플라이 어웨이 (fly away) 공구 표면을 제조하기 위해 사용될 수 있다. 다른 한편으로는, 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도3 참고)는 예를 들어 분쇄된 섬유와 몰드를 사용해서 다른 적절한 방법으로 제조될 수 있다.
도8에 나타낸 바와 같이, 방법 (150)은 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)를 형성하기 위해서 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도3, 4B, 5-7 참고)에 대해 적층형 플라이 조립체 (108) (도3, 4B, 5-7 참고)의 제2 부위 (108b) (도3, 4B, 5-7 참고)와, 적층형 플라이 조립체 (108) (도3, 4B, 5-7 참고)의 제1 부위 (108a) (도3, 4B, 5-7 참고를 레이업시키는 단계 (158)를 더 포함한다. 도5에 나타낸 바와 같이, 기하학적 형상의 필러 소재 (100)는 방향을 변화시키고, 제2 부위 (108b)의 라미네이트 방사상의 필러 플라이 (110b)가 횡방향 성분 (118a)과 종방향 성분 (118b)을 포함하는 방향 (16)의 성분을 가지도록 적층형 플라이 조립체 (108)의 제2 부위 (108b)를 변형시킨다.
도8에 나타낸 바와 같이, 방법 (150)은 각각 적층형 플라이 조립체 (108) (도5 참고)의 하나 이상의 추가 부위 (108c) (도6 참고) 및/또는 추가 부위 (108d) (도7 참고)에, 소망하는 위치 (124) (도6 참고) 또는 소망하는 위치 (126) (도7 참고)에 있는 하나 이상의 추가의 기하학적 형상의 필러 소재 (100b (도6 참고), 100c (도7 참고))를 배치하는 선택적 단계 (!60)를 더 포함한다. 각각의 하나 이상의 추가의 기하학적 형상의 필러 소재 (100b (도6 참고), 100c (도7 참고))는 하나 이상의 추가의 기하학적 형상의 필러 소재 (100b (도6 참고), 100c (도7 참고)를 적층시킨 적층형 플라이 조립체 (108) (도6 참고)의 하나 이상의 각각의 추가 부위 (108c (도6 참고), 108d (도7 참고))를 더 형성할 수 있다.
도8에 나타낸 바와 같이, 방법 (150)은 적층형 플라이 조립체 (108) (도5 참고)의 제2 부위 (108b) (도5 참고)의 정상 부위 (122) (도5 참고) 또는 적층형 플라이 조립체 (108) (도6 참고)의 추가 부위 (108c) (도6 참고)의 정상 부위 (122) (도6 참고)와 같은, 적층형 플라이 조립체 (108) (도5, 6 참고)의 정상 부위 (122) (도5, 6 참고)에 팁 소재 (104) (도5, 6 참고)를 배치하는 선택적인 단계 (162)를 더 포함한다. 팁 소재 (104) (도5, 6 참고)는 바람직하게는 복수의 단방향 섬유 (101) (도3 참고), 단방향 섬유 테이프, 프리프레그 단방향 테이프, 단방향 복합체 토우, 슬릿 단방향 테이프, 탄소 섬유 강화 플라스틱 (CFRP) 테이프, 탄소 섬유 강화 플라스틱 (CFRP) 직물, 프리프레그 직물, 평직 탄소 섬유 직물를 포함하는 평직 직물, 분쇄된 섬유, 이들의 조합물 또는 다른 적절한 섬유 재료를 포함한다.
하나의 구현예에서, 팁 소재 (104) (도5, 6 참고)는 알려진 인발 성형 장치 (130) (도3 참고)를 사용해서 알려진 인발 성형 공정으로 제조될 수 있다. 알려진 인발 성형 장치 (130) (도3 참고)를 사용하는 알려진 인발 성형 공정은 예를 들어 1/8 인치 폭인 단방향 복합체 토우 또는 슬릿 테이프 형태와 같은, 0도 (0°)를 가지는 소망하는 양의 단방향 섬유 (101) (도3 참고)를 조립하고, 소망하는 형상의 가열된 다이를 통해서 그것들을 풀하기 위해서 사용될 수 있다. 인발 성형 공정은 인발 성형된 단방향 섬유 (101a) (도3 참고)가 포함된 팁 소재 (104) (도5, 6 참고)의 통합된, 지속 복합체 프로필을 형성한다. 다른 한편으로는, 팁 소재 (104) (도5, 6 참고)는 예를 들어 분쇄된 섬유와 몰드를 사용하는, 다른 적절한 방법으로 제조될 수 있다.
일단 팁 소재 (104) (도5, 6 참고)가 제조되면, 얼마나 많은 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도5, 6 참고)가 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도5, 6 참고)에 배치되어 있는지에 따라서, 적층형 플라이 조립체 (108) (도5 참고)의 제2 부위 (108b) (도5 참고)의 정상 부위 (122) (도5 참고) 또는 적층형 플라이 조립체 (108) (도6 참고)의 추가 부위 (108c) (도6 참고)의 정상 부위 (122) (도6 참고)와 같은, 적층형 플라이 조립체 (108) (도5, 6 참고)의 정상 부위 (122) (도5, 6 참고)상에 배치되어 있을 수 있다.
도8에 나타낸 바와 같이, 방법 (150)은 복합 구조체 (28) (도3, 4A 참고)의 방사상의 필러 영역 (72) (도3, 4A-4B 참고)에 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)를 조립하거나 또는 설치하는 단계 (164)를 더 포함한다. 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)를 조립하는 단계 (164)는 추가로 방사상의 필러 영역 (72) (도4B 참고)에 인접하게 배치되어 있는 복수의 랩 플라이 (84a, 84b, 92a) (도4B 참고)를 가지는 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)를 조립하는 것을 포함할 수 있다.
도8에 나타낸 바와 같이, 방법 (150)은 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)의 박리의 제거 또는 감소된 박리 (140) (도3 참고)를 야기시키면서, 방사상의 필러 영역 (72) (도4B 참고)에 인접하게 배치되어 있는 복수의 랩 플라이 (84a, 84b, 92a) (도4B 참고)로 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)를 경화시키는 선택적인 단계 (166)를 더 포함한다. 복합 구조체 (28) (도4B 참고)의 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)와 랩 플라이 (84a, 84b, 92a) (도4B 참고)는 바람직하게는 적절한 열과 압력 하에서 함께 경화된다. 복합 구조체 (28)는 추가로 복합 조립체 (26)로 조립될 수 있다.
경화 단계 (166)는 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)를 강화시키기 위해서 형성된 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)를 소망하는 반경과 형상을 가지는 전체 길이의 다이에 배치시키고, 형성된 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)를 가압하는 것을 경우에 따라서 포함할 수있다. 다른 한편으로는, 다이에서 형성된 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)의 강화는 수행되지 않는다.
경화는 오토클레이브 경화 공정, 진공 백 (bag) 경화 공정, 오토클레이브와 진공 백 경화 공정의 조합 또는 다른 적절한 경화 공정과 같은 알려진 경화 공정 또는 다른 적절한 공정을 포함할 수 있다. 경화는 바람직하게는 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)와 복합 구조체 (28) (도3, 4B 참고) 및/또는 복합 조립체 (26) (도3, 4B 참고)를 효과적으로 경화시키기 위해서 재료 규격당 요구되는 상승된 온도와 압력에서 발생할 수 있다. 경화 시, 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)의 복합 재료는 복합 구조체 (28) 및/또는 복합 조립체 (26) 내에 방사상의 필러 영역 (72)의 형상을 경화시키고, 바람직하게는 이를 유지시킨다. 복합 구조체 (28)는 본 분야에 알려져 있는 바와 같이 압력 배깅 (bagging) 공정, 또는 다른 적절한 장치 또는 공정 하에서 오토클레이브와 같이 공동 경화될 수 있다.
또 다른 구현예에서, 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)는 복합 구조체 (28) (도4A 참고) 및/또는 복합 조립체 (26) (도4B 참고)의 방사상의 필러 영역 (72) (도4A 참고)을 조립하거나 또는 설치하기 전에 경화될 수 있고, 경화된 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)는 접착 접합, 공동 경화, 2차 접합 또는 다른 알려진 접합 또는 공동 접합 공정을 통해서 경화되거나 또는 경화되지 않은 복합 구조체 (28) 및/또는 복합 조립체 (26)의 방사상의 필러 영역 (72)내에 접합되거나 또는 공동 접합될 수 있다. 접합 공정은 경화되거나 경화되지 않은 복합 구조체 (28) 및/또는 복합 조립체 (26)의 방사상의 필러 영역 (72) 내에 경화된 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)를 효율적으로 접합하거나 또는 공동접합하기 위해서, 재료 규경당 요구되는 상승된 온도와 압력에서 발생할 수 있다. 예를 들어, 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도4B 참고)와 랩 플라이 (84a, 84b, 92a) (도4B 참고)를 포함하는 복합 구조체 (28) (도4B 참고) 각각은 경화되고 이후에 예를 들어 항공기 (10) (도1 참고)의 날개 (18) (도1 참고)에 사용하기 위해 적절한 복합 조립체 (26) (도4B 참고)를 형성하기 위해서 완전히 경화된 외피 패널 (96) (도4B 참고)에 접합되어 있을 수 있다.
본 분야의 통상의 기술자에 의해서 이해되는 바와 같이, 개시된 방법 (150) (도8 참고)의 구현예에 의해서 형성되는 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70a) (도3, 4B, 5 참고), 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70b) (도6 참고) 또는 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70c) (도7 참고)형태와 같은 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)를 예를 들어 항공기 (10) (도1 참고)의 날개 (18) (도1 참고)인 복합 구조체 (28) (도1 참고, 4A)로 통합시키는 것은 여러 실질적인 이점을 가져온다. 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)와 방법 (150) (도8 참고)의 개시된 구현예는 열팽창계수 (CTE) 136 (도3 참고)와 층간 인장 응력 (138) (도3 참고)의 차이를 최소화시키기 위해서 하나 이상의 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도3, 4B, 5-7 참고)를 사용한다. 이것은 횡방향 성분 (118a) (도3 참고)과 종방향 성분 (118b) (도3 참고)을 포함하는 방향 (116) (도3 참고)의 성분을 가지도록 하기 위해서, 각각의 제2 부위 (108b) (도5 참고), 추가 부위 (108c) (도6 참고), 추가 부위 (108d) (도7 참고)의 적층 방사상의 필러 플라이 (110b) (도5 참고), 110c (도6 참고), 및/또는 (110d) (도7 참고)의 방향을 변화시킴으로써 최소화될 수 있다. CTE 136 (도3 참고)와 층간 인장 응력 (138) (도3 참고)의 차이의 개선된 최소화는 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)내에 각각의 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도3, 4B, 5-7 참고)의 크기와 형상 그리고 각각의 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도3, 4B, 5-7 참고)의 위치를 변화시킴으로써 최적화될 수 있다.
추가로, 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)와 방법 (150) (도8 참고)의 개시된 구현예는 다른 종류의 방사상의 필러에 대한 여러 어플리케이션에서의 이점을 가질 수 있는, 라미네이트 복합체 방사상의 필러의 사용을 계속 허용하면서, 예를 들어 항공기의 스트링거의 특정한 라미네이트 복합체 방사상의 필러인, 특정한 존재하는 라미네이트 복합체 방사상의 필러의 제조의 경화와 열사이클 단계 시 박리의 발생에 대한 해법을 제공한다. 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)에서의 하나 이상의 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도3, 4B, 5-7 참고)의 사용은 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)에서 박리를 제거시키거나 또는 감소시킬 수 있다. 이러한 박리는 제조의 경화와 열사이클 단계 시 발생하는 열응력으로부터 발생할 수 있다. 개선된 설계는 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)에서 층간 인장 응력 (138) (도3 참고)을 저하시킬 수 있다. 순차적으로, 잔류 층간 인장 응력 (138) (도3 참고)의 저하는 또한 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)의 풀오프 (pull-off)강도 또는 능력을 개선시킬 수 있다. 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)에서 잔류 층간 인장 응력 (138) (도3 참고)를 저하시킴으로써, 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)는 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)로 전달된 로드 (load)를 잘 처리할 수 있다. 추가로, 하나 이상의 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도3, 4B, 5-7 참고)에 의해서 변형될 수 있는 적층 방사상의 필러 플라이 (110b, 110c, 110d) (도3 참고)는 풀오프 로드를 사용해서 평면외 (out-of-plane)로 구부러져서 풀오프 로드를 반응시킬 수 있다.
또한 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)와 방법 (150) (도8 참고)는 0도 (0° 플라이 방향)을 가지는 플라이의 사용만을 요구하는 것과 반대로, 소망하는 모든 플라이 방향을 가지도록 맞춰질 수 있는 라미네이트 방사상의 필러 플라이 (110a, 110b, 110c, 110d) (도3 참고)의 복수의 적층물 (110) (도3 참고)을 제공한다. 추가로, 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)의 상부 부위에 있는 적층형 플라이 조립체 (108) (도3, 4B, 5-7 참고)는 바람직하게는 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)에 인접하는 랩 플라이 (84a, 84b) (도4B 참고)의 종방향 (118b) (도4B 참고)에 실질적으로 일치하도록 하기 위해서, 박리 또는 크랙 형성이 전형적으로 시작되는 경우, 횡방향 (118a) (도5-7 참고)과 종방향 (118b) (도5-7 참고)을 포함하는 방향의 성분을 가지도록 구부러진 하나 이상의 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도3, 4B, 5-7 참고)에 의해서 변형되거나 또는 성형될 수 있다. 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)의 상부 부위에 있는 적층형 플라이 조립체 (108) (도3, 4B, 5-7 참고)의 방향을 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)에 인접하는 랩 플라이 (84a, 84b) (도4B 참고)의 방향을 더 가까이에 배열하도록 변화시킴으로써, 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)의 CTE 136 (도3 참고)와, 해당 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)에 인접하는 랩 플라이 (84a, 84b) (도4B 참고)가 최소화될 수 있다.
추가로, 라미네이트 복합체 방사상의 필러 (70) (도3, 4B, 5-7 참고)과 방법 (150) (도8 참고)의 개시된 구현예는 인발 성형 장치 (130) (도3 참고)를 사용하는 인발 성형 공정을 통해서 인발 성형된 적이 있고, 인발 성형된 단방향 섬유 (101a) (도3 참고)를 포함하는 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도3 참고)를 제공할 수 있다. 이러한 기하학적 형상의 필러 소재 (100) (도3 참고)는 바람직하게는 적층 방사상의 필러 플라이 (110b, 110c, 110d) (도3 참고)를 레이업시키는 플라이 어웨이 공구 표면을 형성하기 위해서 삼각형 형상 (102a) (도4B 참고)형태의 기하학적 형상 (102) (도4B 참고)을 가진다.
본 개시의 많은 변형과 다른 구현예는 통상의 기술자가 본 개시가 상기의 설명과 관련된 도면에 나타낸 교시의 이점이 있다는 것을 명심 (come to mind)하게 될 것이다. 본 명세서에 설명한 구현예들은 예시적인 것을 의미하기 때문에 제한적이거나 완전한 것을 의도하지는 않는다. 특정한 용어가 본 명세서에 채택되지는 않지만, 이들은 포괄적이고 기술적인 의미에서만 사용되며 제한하려는 목적은 아니다.
10: 항공기
12: 동체
14: 노우즈
16: 조종석
18: 날개
20: 추진 기관
22: 수직 꼬리날개부
24: 수평 꼬리날개부
26, 26a: 복합 조립체
28: 복합 구조체
30: 서비스 방법
32: 설계
34: 재료 구매
36: 하위조립체 제조
38: 시스템 통합
40: 배달
42, 44: 서비스
50: 항공기
56: 내부
58: 추진 시스템
60: 전기 시스템
62: 유압 장치
64: 환경 친화적 시스템
70: 필러
70a, 70b, 70c: 라미네이트 복합체 방사상의 필러
72: 방사상의 필러 영역
74: 배열
76: T 스티프너
78: 종방향 웹
80: 횡방향 플랜지
82: 플랜지 웹 전이
84: 적층형 복합 플라이
84a, 84b, 92a: 랩 플라이
86, 94: 반경 방향
88: 인터페이스
90: 적층판
92: 적층형 복합 기재 플라이
92a: 랩 플라이
96: 외피 패널
98: 스파
100, 100a, 100b, 100c: 기하학적 형상의 필러 소재
101, 101a: 단방향 섬유
102: 형상
102a: 삼각형 형상
102b: 곡면 코너 형상
102c: 화살촉 형상
104, 104a, 104b: 팁 소재
105: 배열
105a: 화살촉 배열
105b: 멀티 삼각형 배열
106a, 106b: 기저부
106c: 정상 부위
108: 적층형 플라이 조립체
108a: 제1 부위, 108b: 제2 부위
108c, 108d: 추가 부위
110: 복수의 스택
110a, 110b, 110c, 110d: 적층 방사상의 필러 플라이
114: 최종적으로 형성된 방사상의
118a: 횡방향
118b: 종방향
120: 소망하는 위치
120a: 중심 위치
122: 상부 부위
124: 소망하는 위치
130: 인발 성형 장치
132: 소망하는 폭
134: 소망하는 방향
150: 방법

Claims (14)

  1. 복합 구조체를 위한 라미네이트 복합체 방사상의 필러로서,
    소망하는 폭으로 절단되어 있고, 소망하는 플라이 방향을 가지는 라미네이트 방사상의 필러 플라이의 복수의 적층물을 포함하는 적층형 플라이 조립체; 및,
    적층형 플라이 조립체의 제1 부위에서 소망하는 위치에 배치되어 있는 기하학적 형상의 필러 소재를 포함하되, 기하학적 형상의 필러 소재는 해당 기하학적 형상의 필러 소재 위에 적층된 적층형 플라이 조립체의 제2 부위를 변형시켜, 적층형 플라이 조립체의 제2 부위의 라미네이트 방사상 필러 플라이가 방향을 변경하고 수평방향과 수직방향을 포함하는 방향의 성분을 가지며, 라미네이트 복합체 방사상의 필러는 실질적으로 복합 구조체의 방사상의 필러 영역에 해당하는 형상을 가지는 라미네이트 복합체 방사상의 필러.
  2. 제1항에 있어서,
    적층형 플라이 조립체의 정상 부위에 배치되는 팁 소재를 추가로 포함하되 팁 소재는 복수의 단방향 섬유, 단방향 섬유 테이프, 프리프레그 단방향 테이프, 단방향 복합체 토우, 슬릿 단방향 테이프, 탄소 섬유 강화 플라스틱 (CFRP) 테이프, 탄소 섬유 강화 플라스틱 (CFRP) 직물, 프리프레그 직물, 평직 탄소 섬유 직물을 포함하는 평직 직물, 분쇄된 섬유 또는 이들의 조합물을 포함하는 라미네이트 복합체 방사상의 필러.
  3. 제1항에 있어서,
    하나 이상의 추가의 기하학적 형상의 필러 소재를 더 포함하되 각각은 적층형 플라이 조립체의 하나 이상의 추가 부위에서 소망하는 위치에 배치되어 있고, 하나 이상의 추가의 기하학적 형상의 필러 소재 각각은 각각의 하나 이상의 기하학적 형상의 필러 소재를 적층시킨 적층형 플라이 조립체의 하나 이상의 각각의 추가 부위를 더 변형시키게 되는 라미네이트 복합체 방사상의 필러.
  4. 제1항에 있어서,
    기하학적 형상의 필러 소재는 복수의 단방향의 섬유, 단방향의 섬유 테이프, 프리프레그 단방향의 테이프, 단방향의 복합체 토우, 슬릿 단방향의 테이프, 탄소 섬유 강화 플라스틱 (CFRP) 테이프, 탄소 섬유 강화 플라스틱 (CFRP) 직물, 프리프레그 직물, 평직 탄소 섬유 직물을 포함하는 평직 직물, 분쇄된 섬유 또는 이들의 조합물을 포함하는 라미네이트 복합체 방사상의 필러.
  5. 제1항에 있어서,
    기하학적 형상의 필러 소재는 0도 (0°)의 플라이 방향을 가지는 인발 성형된 단방향 섬유를 포함하는 라미네이트 복합체 방사상의 필러.
  6. 제1항에 있어서,
    기하학적 형상의 필러 소재는 삼각형 형상, 곡면 코너 형상을 가지는 삼각형, 화살촉 형상, 코너가 제거된 형상을 가지는 삼각형, 하나 이상의 곡면 형상을 가지는 삼각형, 방사상의 필러 형상 및 반원 형상 중 하나를 포함하는 기하학적 형상을 가지는 라미네이트 복합체 방사상의 필러.
  7. 제1항에 있어서,
    제2 부위의 라미네이트 방사상의 필러 플라이의 방향을 변화시키는 것은 라미네이트 복합체 방사상의 필러와 해당 라미네이트 복합체 방사상의 필러에 인접하는 복수의 랩 플라이 사이의 열팽창계수 (CTE)와 층간 인장 응력의 차이를 최소화시키는 라미네이트 복합체 방사상의 필러.
  8. 제1항에 있어서,
    적층형 플리이 조립체의 제1 부위에서 소망하는 위치는 중심 위치인 라미네이트 복합체 방사상의 필러.
  9. 복합 구조체를 위한 라미네이트 복합체 방사상의 필러를 형성하는 방법으로, 상기 방법은
    소망하는 폭으로 절단되어 있고, 소망하는 플라이 방향을 가지는 라미네이트 방사상의 필러 플라이의 복수의 적층물을 조립하여 적층형 플라이 조립체를 형성하는 단계;
    성형 장치에 적층형 플라이 조립체의 제1 부위를 레이업시키는 단계;
    적층형 플라이 조립체의 제1 부위 상의 소망하는 위치에 기하학적 형상의 필러 소재를 배치시키는 단계;
    라미네이트 복합 방사상의 필러를 형성하기 위해서 기하학적 형상의 필러 소재 위에 적측형 플라이 조립체의 제2 부위를 레이업시키는 단계를 포함하되, 기하학적 형상의 필러 소재는 제2 부위를 변형시켜서, 제2 부위의 라미네이트 방사상의 필러 플라이가 방향을 변화시키고, 수평 방향과 수직 방향을 포함하는 방향의 성분을 가지도록 하는 단계; 및
    복합 구조체의 방사상의 필러 영역에서 라미네이트 복합체 방사상의 필러를 조립하는 단계를 포함하는 방법.
  10. 제9항에 있어서,
    복합 구조체의 방사상의 필러 영역에서 라미네이트 복합체 방사상의 필러를 조립하는 단계 이전에, 적층형 플라이 조립체의 하나 이상의 추가적인 부위의 각각에서 소망하는 위치에 하나 이상의 추가적인 기하학적 형상의 필러 소재를 배치하는 단계를 추가로 포함하되, 하나 이상의 추가적인 기하학적 형상의 필러 소재 각각은 각각의 하나 이상의 기하학적 형상의 필러 소재 위에 적층된 적층형 플라이 조립체의 하나 이상의 각각의 추가 부위를 더 변형시키는 방법.
  11. 제9항에 있어서,
    복합 구조체의 방사상의 필러 영역에서 라미네이트 복합체 방사상의 필러를 조립하는 단계 이전에, 적층형 플라이 조립체의 최상 부위에 팁 소재를 배치하는 단계를 추가로 포함하되, 팁 부위는 복수의 단방향 섬유, 단방향 섬유 테이프, 프리프레그 단방향 테이프, 단방향 복합체 토우, 슬릿 단방향 테이프, 탄소 섬유 강화 플라스틱 (CFRP) 테이프, 탄소 섬유 강화 플라스틱 (CFRP) 직물, 프리프레그 직물, 평직 탄소 섬유 직물을 포함하는 평직 직물, 분쇄된 섬유 또는 이들의 조합물을 포함하는 방법.
  12. 제9항에 있어서,
    복합 구조체의 방사상의 필러 영역에서 라미네이트 복합체 방사상의 필러를 조립하는 단계 이후에, 방사상의 필러 영역에 인접해서 위치하는 복수의 래퍼 플라이로 라미네이트 방사상의 필러를 경화시켜서 라미네이트 복합체 방사상의 필러에서 박리의 제거 또는 감소된 박리를 가져오는 단계를 추가로 포함하는 방법.
  13. 제9항에 있어서,
    기하학적 형상의 필러 소재를 소망하는 위치에 배치하는 단계 이전에, 복수의 단방향 섬유, 단방향 섬유 테이프, 프리프레그 단방향 테이프, 단방향 복합체 토우, 슬릿 단방향 테이프, 탄소 섬유 강화 플라스틱(CFRP) 테이프, 탄소 섬유 강화 플라스틱 (CFRP) 직물, 프리프레그 직물, 평직 탄소 섬유 직물을 포함하는 평직 직물, 분쇄된 섬유 또는 이들의 조합물을 포함하는 재료로부터 기하학적 형상의 필러 소재를 형성하는 단계를 추가로 포함하고, 삼각형 형성, 곡면 코너 형상을 가지는 삼각형, 화살촉 형상, 코너가 제거된 형상을 가지는 삼각형, 하나 이상의 곡면 형상을 가지는 삼각형, 방사상의 필러 형상 및 반원 형상 중 하나를 포함하는 기하학적 형상으로 기하학적 형상의 필러 소재를 형성하는 단계를 추가로 포함하는 방법.
  14. 제9항에 있어서,
    기하학적 형상의 필러 소재를 소망하는 위치에 배치시키는 단계 이전에, 기하학적 형상의 필러 소재를 형성하기 위해서 인발 성형 공정을 통해서 0도 (0°)의 플라이 방향을 가지는 단방향의 섬유를 인발 성형하는 단계를 추가로 포함하는 방법.

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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20170014205A (ko) * 2015-07-29 2017-02-08 경상대학교산학협력단 복합재료 성형용 필러 및 이를 이용한 복합재료

Families Citing this family (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9566739B2 (en) * 2014-02-18 2017-02-14 The Boeing Company Composite filler
US9475256B2 (en) * 2014-07-10 2016-10-25 The Boeing Company Composite filler
US9808988B2 (en) * 2015-11-30 2017-11-07 The Boeing Company Carbon fiber reinforced plastic (CFRP) stringer termination softening with stacked CFRP noodle
US10329030B2 (en) * 2016-03-04 2019-06-25 The Boeing Company Conductive radius filler system and method
US10046525B2 (en) * 2016-09-30 2018-08-14 The Boeing Company Advanced variable radius laminated composite radius filler
DE102017102552A1 (de) * 2017-02-09 2018-08-09 CG Rail - Chinesisch-Deutsches Forschungs- und Entwicklungszentrum für Bahn- und Verkehrstechnik Dresden GmbH Wagenkasten für ein Schienenfahrzeug
RU2665001C1 (ru) * 2017-03-06 2018-08-24 Геннадий Алексеевич Павлов Конструкционный материал, способ его изготовления и способ изготовления композиционного материала заполнителя трёхслойной оболочки несущей корпусной конструкции
US10703053B2 (en) 2017-07-06 2020-07-07 The Boeing Company Method and system for manufacturing noodles of structural joints
EP3658767B1 (en) 2017-07-27 2022-12-14 Vestas Wind Systems A/S Web foot for a shear web
US10723436B2 (en) * 2017-08-14 2020-07-28 The Boeing Company Methods and apparatus to increase strength and toughness of aircraft structural components
US10689085B2 (en) 2017-08-14 2020-06-23 The Boeing Company Stringer stiffened composite panels having improved pull-off strength
US10800128B2 (en) * 2018-01-24 2020-10-13 General Electric Company Composite components having T or L-joints and methods for forming same
US11180238B2 (en) * 2018-11-19 2021-11-23 The Boeing Company Shear ties for aircraft wing
WO2020203971A1 (ja) * 2019-03-29 2020-10-08 川崎重工業株式会社 複合材料製パネル構造体およびその製造方法
WO2020212087A1 (en) * 2019-04-18 2020-10-22 Teijin Carbon Europe Gmbh Wedge filler preform
US11420733B2 (en) 2020-04-27 2022-08-23 Textron Innovations Inc. Additively manufactured flyaway tools for aircraft
KR20210153312A (ko) 2020-06-10 2021-12-17 한국항공우주산업 주식회사 복합소재 강화패널 제조 장치 및 제조 방법
US20240308159A1 (en) * 2023-03-17 2024-09-19 Spirit Aerosystems, Inc. Composite parts, and methods of manufacturing

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS63124119U (ko) * 1987-02-03 1988-08-12

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4238214A (en) * 1975-03-25 1980-12-09 Ashbee Kenneth H Particle orientation method
US4331723A (en) 1980-11-05 1982-05-25 The Boeing Company Advanced composite
US4789594A (en) 1987-04-15 1988-12-06 The Boeing Company Method of forming composite radius fillers
JPH0790605B2 (ja) * 1987-09-16 1995-10-04 三菱重工業株式会社 複合材製桁材のジョイント部補強用繊維構造体およびその製造方法
AU2692092A (en) * 1992-05-12 1993-12-13 American Standard, Inc. Polyester backed acrylic composite molded structure and method of manufacturing thereof
US5833786A (en) 1996-05-16 1998-11-10 The Boeing Company Titanium radius filler for use in composite interfaces
US5639535A (en) * 1996-06-06 1997-06-17 The Boeing Company Composite interleaving for composite interfaces
EP1261787A2 (en) 2000-02-25 2002-12-04 The Boeing Company Laminated composite radius filler
US7531058B2 (en) 2005-02-24 2009-05-12 The Boeing Company Reinforced rampdown for composite structural member and method for same
US7823490B2 (en) 2006-10-04 2010-11-02 The Boeing Company Cutting sequence for net trimming a composite layup at an oblique angle
DE102007018052A1 (de) * 2007-04-17 2008-10-23 Airbus Deutschland Gmbh Pultrusionsverfahren zur Herstellung eines endlosen Profils
US7874829B2 (en) 2007-11-09 2011-01-25 Spirit Aerosystems, Inc. Method and apparatus for forming adhesive strips
US8216499B2 (en) 2008-12-09 2012-07-10 The Boeing Company Extrusion of adhesives for composite structures
GB201005308D0 (en) * 2010-03-30 2010-05-12 Airbus Operations Ltd Composite structural member
US8776375B2 (en) 2011-05-19 2014-07-15 The Boeing Company Aircraft structure for high capacity pull off

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS63124119U (ko) * 1987-02-03 1988-08-12

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR20170014205A (ko) * 2015-07-29 2017-02-08 경상대학교산학협력단 복합재료 성형용 필러 및 이를 이용한 복합재료

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Publication number Publication date
BR102014021244A2 (pt) 2016-09-27
AU2014203585B2 (en) 2017-07-27
CA2857783C (en) 2016-11-22
CN104786525B (zh) 2017-10-24
KR101999577B1 (ko) 2019-10-01
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