KR20190030161A - 첨가 제조 구성요소와 일체화된 복합 구조 - Google Patents

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그래이브스 에이치. 라일리 피.
에스. 캠프벨 다니엘
코트렐 다니엘
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오로라 플라이트 사이언시스 코퍼레이션
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Abstract

복합 구조를 제조하는 방법은 제1 복합 단층을, 첨가 제조 구성요소를 제1 복합 단층의 적어도 일부에 걸쳐서 위치시키는 도구의 툴링표면에, 적용시키는 것과, 제2 복합 단층을 복합 단층의 적어도 일부 및 첨가 제조 구성요소의 적어도 일부에 걸쳐 적용시키는 것을 포함하되, 첨가 제조 구성요소의 적어도 일부는 제1 및 제2 복합 단층 사이에 임베디드된다.

Description

첨가 제조 구성요소와 일체화된 복합 구조{Composite Structures Incorporating Additive Manufactured Components}
본 발명은 복합 구조와 조합된 첨가 제조(additive manufacturing)의 용법에 관한 것이며, 더 구체적으로 첨가 제조 구성요소의 복합 구조로의 일체화(the incorporation)에 관한 것이다.
최근 수년에 걸쳐, 복합 재료(composite materials)는 항공기 구조(aircraft structures)을 위한 갈수록 각광받는 재료가 되었다. 복합 재료는 일반적으로 레진(a resin)과 혼합된 (예를 들어 유리- 및/또는 탄소 섬유와 같은) 섬유 가닥(strands of fibers)을 포함한다. 예를 들어, 다수의 상업적으로 생산된 복합체(composites)는 레진으로서 폴리머 메트릭스 재료(a polymer matrix material)를 사용한다. 비행기(airplanes)에 사용되는 일반적인 복합 재료는 섬유유리(fiberglass), 탄소 섬유(carbon fiber), 그리고 섬유 강화 메트릭스 시스템(fiber-reinforced matrix systems), 또는 이러한 것들의 어떤 조합도 포함한다. 실제로, 원료 성분(the starting raw ingredients)에 따라서 가능한 다수의 다른 폴리머가 존재한다. 더 일반적인 폴리머는 예를 들어 폴리에스터(polyester), 비닐 에스터(vinyl ester), 에폭시(epoxy), 페놀 수지(phenolic), 폴리이미드(polyimide), 폴리아미드(polyamide), 폴리프로필렌(polypropylene), 그리고 PEEK을 포함할 수 있다. 제작(fabrication) 동안에, 섬유는 재료 시트(a sheet of material)에 흔히 감기거나(wound) 짜일(woven) 수 있으며 그 후 레진이 주입(impregnated/infused)될 수 있다. 섬유에 레진이 주입되고 나면, 복합 재료는 원하는 형태로 형성될 수 있고 충분히 경화될(hardened)때까지 양생될(cured) 수 있다.
복합 재료는 극단적으로 경량(extremely light weight)이며 높은 견고성(high strength)을 가진다는 이점이 있다. 결과적으로, 그러한 재료는 다른 것들과 더불어 항공기 어플리케이션(aircraft applications)상에 있어 유용하다. 추가로. 복합 구조는 원하는 형태 및 구성으로 성형(molded)될 수 있다. 복합 재료를 사용해 제조된 다수의 부품(many parts)이 금속으로 만들어질 수도 있지만, 같은 견고성 및 강도(stiffness)의 금속 부품(a metallic part)이 훨씬 더 무거울 것이다.
복합 재료를 사용해 구성요소를 제조하는 것은 시간 소모가 크고(time-consuming) 노동집약적(labor intensive)일 수 있으며, 특히 복잡한 구조가 필요할 때 그러하다. 특정 복합 재료의 추가적 단점(an additional drawback)은 복합 재료의 실제 제작(the actual assembly) 또는 결합(joining)이다. (금속과 같은) 더 일반적인 재료와는 달리, 복합 재료를 제작하기 위해서는 다른 고려사항이 고려되어야만 한다. 예를 들어, 패스너(fasteners)의 접합(attachment)를 위한 복합 재료에 구멍(holes)을 두는 것(placing)은 재료 내에 섬유 가닥을 자르며(severs) 재료 내에 약한 지점을 만든다. 비양생 섬유 가닥(the strands of the uncured fibers)을 변위시킴(displacing)으로서 복합 재료에 구멍을 만드는 것이 섬유를 자르는 것을 방지하지만, 이러한 과정은 시간 소모가 크고 실용적이지 못하다. 복합 재료를 제작하기 위한 또 다른 대안은 고견고성 에폭시(high-strength epoxies)의 사용이다. 에폭시는 제조 단계의 개수(the number of manufacturing steps)를 제한한다는 이점을 가진다. 그러나, 에폭시의 분배와 부품의 위치선정(the placement)에는 값비싼 기기 및 다수의 지그(numerous jigs)(또는 툴링(tooling))가 필요할 수 있다. 또한, 그러한 구조는 일반적으로 다수 도구 세트(multiple sets of tools)을 수반(involve)하며, 매우 노동집약적이며, 다수의 양생 싸이클(several cure cycles)을 필요로하고 만료일이 특정된 B 단계 재료(B-staged material)을 필요로할 수 있다.
3D 프린팅과 같은 추가적 제조 기술(additive manufacturing techniques)은 일반적인 복합 재료 제조 기술에 유익하며 이는 이것이 복합 재료 제조 기술에 비교하여 더 적은 비용 및 시간으로 프린트된 폴리머 구성요소(printed polymeric components)를 빠르게 생산하며 반복하는 능력(the ability)을 제공한다는 점에서 그러하다. 추가적 제조 과정은 프린트된 구성요소로의 독특한 특징(unique features)의 구현을 또한 가능하게 하며, 이는 복합 제조 방법(composite manufacturing methods)를 사용해서 생산하기 어렵다. 그러나, 폴리머가 복합 재료의 기계적 성능(the mechanical performance)와 견주기(match)는 어렵다. 결과적으로, 폴리머는 일반적으로 항공기 구성요소 제작상에 대형 사용을 위해 실현가능하지(viable) 못하다.
따라서, 선행 기술분야에서는, 위에 기술된 단점을 완화(alleviating)시키는 동시에, 복합 재료 및 첨가 제조 구성요소의 이점을 최대로 활용(leveraging)하는 구조를 제조하는 방법에 대한 필요성이 존재한다.
본 발명은 첨가 제조 구성요소의 복합 구조로의 일체화를 제공하고자 하는 목적을 가진다.
제1 측면에 따라서, 복합 구조의 제조 방법은, 제1 복합 단층(a first composite layer)을 도구의 툴링표면(a tooling surface)에 적용하는 것, 첨가 제조 구성요소를 제1 복합 단층의 적어도 일부에 걸쳐 위치조정(positioning)하는 것, 그리고 제2 복합 단층(a second composite layer)을 복합 단층의 적어도 일부 및 첨가 제조 구성요소의 적어도 일부에 걸쳐 적용시키는 것을 포함하며, 첨가 제조 구성요소의 적어도 일부는 제1 및 제2 복합 단층 사이에 임베디드(embedded)된다.
특정 측면에서, 방법은 제2 복합 단층을 적용시킨 후에 복합 단층을 양생시키는 단계를 추가로 포함한다.
특정 측면에서, 방법은 첨가 제조 구성요소의 일부를 노출시키도록 양생하는 단계 후에 제1 및 제2 복합 단층 중 하나의 적어도 일부를 제거하는 단계를 추가로 포함한다.
특정 측면에서, 방법은 제1 및 제2 복합 단층 중 하나의 적어도 일부의 후양생 제거(post-curing removal)을 용이하게 하는 특징(a feature)을 가진 추가 구성요소를 제공하는 단계를 포함한다.
특정 측면에서, 특징은 제1 및 제2 복합 단층 중 하나의 적어도 일부의 후양생 제거를 용이하게 하는 절단 도구(a cutting tool)와 접촉(interface with)시키도록 구성된다.
특정 측면에서, 방법은 복합 구조를 제2 구조(the second structure)와 상호연결(interconnecting)하는 제2 구조와 교합(mate with)하도록 구성된 특징을 갖춘 첨가 제조 구성요소를 제공하는 단계를 추가로 포함한다.
특정 측면에서, 첨가 제조 구성요소는 제1 및 제2 복합 단층 사이에 완전히 임베디드된다.
특정 측면에서, 방법은 첨가 제조 구성요소의 일부를 노출시키도록 제1 및 제2 복합 단층의 일부를 제거하는 단계를 추가로 포함한다.
특정 측면에서, 복합 구조는 제1 및 제2 복합 단층 중 적어도 하나의 일부를 제거하기 전에 양생된다.
특정 측면에서,제거하는 단계는 제1 및 제2 복합 단층 중 적어도 하나의 일부를 절단하는 것을 포함한다.
특정 측면에서, 첨가 제조 구성요소는 프린트된 열가소성 재료(a printed thermoplastic material)을 포함한다.
특정 측면에서, 제1 및 제2 복합 단층은 같은 재료로 형성된다.
특정 측면에서, 복합 구조는 항공기 구성요소를 포함한다.
특정 측면에서, 방법은 위치 단계 동안에 도구에 대한 첨가 제조 구성요소의 지향(orientation)을 용이하게 하기 위해서 도구상에 위치 특징(locating features) 및 첨가 제조 구성요소를 제공하는 단계를 추가로 포함한다.
특정 측면에서, 위치 특징(the locating features)은 자석(magnets)을 포함한다.
특정 측면에서, 위치 특징은 도구 및 첨가 제조 구성요소 중 적어도 하나에 장착되는(mounted) 자석을 포함한다.
제2 측면(a second aspect)에 따라서, 복합 구조는, 제1 및 제2 복합 단층과, 제1 및 제2 복합 단층 사이에 적어도 부분적으로 임베디드된 첨가 제조 구성요소를 포함한다.
특정 측면에서, 첨가 제조 구성요소는 제1 및 제2 복합 단층 사이에 임베디드되지 않은 노출된 부분(an exposed portion)을 포함한다.
특정 측면에서, 노출된 부분은 복합 구조를 제2 구조와 상호연결시키는 제2 구조와 교합하도록 구성되는 연결 특징(a connection feature)를 포함한다.
특정 측면에서, 추가 구성요소는 제1 및 제2 복합 단층 중 하나의 적어도 일부의 제거를 용이하게 하는 특징을 포함한다.
특정 측면에서, 특징은 제1 및 제2 복합 단층 중 하나의 적어도 일부의 제거를 용이하게 하도록 절단 도구와 접촉하도록 구성된다.
특정 측면에서, 첨가 제조 구성요소는 프린트된 열가소성 재료를 포함한다.
특정 측면에서, 제1 및 제2 복합 단층은 같은 재료로 형성된다.
제3 측면(a third aspect)에 따라서, 복합 구조는 과정에 의해 형성되고, 과정은, 제1복합 단층을 도구의 툴링표면에 적용시키는 과정, 첨가 제조 구성요소를 제1 복합 단층의 적어도 일부에 걸쳐 위치조정하는 과정, 제2 복합 단층을 복합 단층의 적어도 일부 및 첨가 제조 구성요소의 적어도 일부에 걸쳐 적용시키는 과정이 있고, 첨가 제조 단계의 적어도 일부는 제1 및 제2 복합 단층 사이에 임베디드된다.
특정 단계에서, 과정은 제2 복합 단층을 적용시킨 후에 복합 구조를 양생하는 단계를 포함한다.
특정 측면에서, 과정은 첨가 제조 구성요소의 일부를 노출시키기 위해 양생한 후에 제1 및 제2 복합 단층 중 하나의 적어도 일부를 제거하는 단계를 추가로 포함한다.
특정 측면에서, 과정은 제1 및 제2 복합 단층 중 하나의 적어도 일부의 후양생 제거를 용이하게 하는 특징을 갖춘 추가 구성요소를 제공하는 단계를 포함한다.
특정 측면에서, 특징은 제1 및 제2 복합 단층 중 하나의 적어도 일부의 후양생 제거를 용이하게 하도록 절단 도구와 접촉되도록 구성된다.
본 발명의 실시예는 복합 구조의 제조 방법을 포함하며 이 제조 방법은 제1 복합 단층을 도구의 툴링표면으로 적용시키는 것, 첨가 제조 구성요소를 제1 복합 단층의 적어도 일부에 걸쳐 위치조정하는 것, 그리고 제2 복합 단층을 복합 단층의 적어도 일부 및 첨가 제조 구성요소의 적어도 일부에 걸쳐 적용시키는 것을 포함하며, 첨가 제조 구성요소의 적어도 일부는 제1 및 제2 복합 단층 사이에 임베디드될 수 있다. 방법은 제2 복합 단층을 적용시킨 후에 복합 구조를 양생하는 것도 포함할 수 있다. 방법은 첨가 제조 구성요소의 일부를 노출시키기 위한 양생 후에 제1 및 제2 복합 단층 중 하나의 적어도 일부를 제거하는 것도 포함할 수 있다. 특징은 제1 및 제2 복합 단층 중 하나의 적어도 일부의 후양생 제거를 용이하게 하기 위해 절단 도구와 접촉하도록 구성될 수 있다. 방법은 복합 구조를 제2 구조와 상호연결시키는 제2구조와 교합하도록 구성된 특징을 갖춘 첨가 제조 구성요소를 제공하는 것도 포함할 수 있다. 첨가 제조 구성요소는 제1 및 제2 복합 단층 사이에 완전히 임베디드될 수 있다. 복합 구조는 제1 및 제2 복합 단층 중 적어도 하나의 일부를 제거하기 전에 양생될 수 있다. 제거하는 단계는 제1 및 제2 복합 단층 중 적어도 하나의 일부를 절단하는 것을 포함할 수 있다. 첨가 제조 구성요소는 프린트된 열가소성 재료를 포함할 수 있다. 방법은 위치 단계 동안에 도구에 대한 추가적 제조 구성요소의 지향을 용이하게 하기 위해서 도구상에 위치 특징 및 첨가 제조 구성요소를 제공하는 것도 포함할 수 있다. 위치 특징은 도구 및 첨가 제조 구성요소 중 적어도 하나에 장착된 자석을 포함할 수 있다.
본 발명의 또 다른 실시예는 제1 및 제2 복합 단층과, 제1 및 제2 복합 단층 사이에 적어도 부분적으로 임베디드된 첨가 제조 구성요소를 포함하는 복합 구조를 수반한다. 첨가 제조 구성요소는 제1 및 제2 복합 단층 사이에 임베디드되지 않은 노출된 부분을 포함할 수 있다. 노출된 부분은 복합 구조를 제2 구조와 상호연결하는 제2 구조와 교합하도록 구성된 연결 특징을 포함할 수 있다. 특징은 제1 및 제2 복합 단층 중 하나의 적어도 일부의 제거를 용이하게 하기 위해 절단 도구와 접촉하도록 구성될 수 있다. 첨가 제조 구성요소는 프린트된 열가소성 재료를 포함할 수 있다.
본 발명의 또 다른 실시예는 과정에 의해 형성된 복합 구조를 수반하며 이 과정은 제1 복합 단층을 도구의 툴링표면에 적용시키는 과정, 첨가 제조 구성요소를 제1 복합 단층의 적어도 일부에 걸쳐 위치조정하는 과정, 그리고 제2 복합 단층을 복합 단층의 적어도 일부 및 첨가 제조 구성요소의 적어도 일부에 걸쳐 적용하는 과정이 있으며, 첨가 제조 구성요소의 적어도 일부는 제1 및 제2 복합 단층 사이에 임베디드될 수 있다. 과정은 제2 복합 단층을 적용시킨 후에 복합 구조를 양생하는 단계도 포함할 수 있다. 과정은 첨가 제조 구성요소의 일부를 노출시키기 위한 양생 후에 제1 및 제2 복합 단층 중 하나의 적어도 일부를 제거하는 단계도 포함할 수 있다. 과정은 제1 및 제2 복합 단층 중 하나의 적어도 일부의 후양생 제거를 용이하게 하기 위한 특징을 갖춘 추가 구성요소를 제공하는 단계도 포함할 수 있으며, 특징은 제1 및 제2 복합 단층의 적어도 일부의 후양생 제거를 용이하게 하도록 절단 도구와 접촉하도록 구성된다.
본 발명의 이러한 이점과 다른 이점은 아래에 명세서와 첨부된 도면을 참조하여 잘 이해될 것이다.
도 1은 임베디드된 첨가 제조 구성요소를 갖춘 복합 구조의 예시적 실시예를 나타낸 도면이다.
도 2a 내지 도 2h는 임베디드된 첨가 제조 구성요소를 갖춘 복합 구조를 제조하는 방법을 나타내는 도면이다.
도 3a 및 도 3b는 예시적인 실시예에 따라서 복합 단층 사이에 공동양생된(co-cured) 첨가 제조 희생 캡(an additive manufactured sacrificial cap) 및 첨가 제조 희생 파이클립(pi-clip)을 나타내는 도면이다.
도 4a 및 도 4b는 예시적인 실시예에 따라서 복합 단층 사이에 공동양생된 첨가 제조 표피결합기(an additive manufactured skin-joiner)를 갖춘 첨가 제조 희생 캡을 나타내는 도면이다.
도 5a 및 도 5b는 예시적인 실시예에 따라서 복합 단층 사이에 첨가 제조 안테나(an additive manufactured antenna)와 공동양생된 첨가 제조 희생 캡의 특정 측면을 나타내는 도면이다.
도 6a 내지 도 6c는 예시적인 실시예에 따라서 복합 단층 사이에 공동양생된 첨가 제조 표피결합기의 특정 측면을 나타내는 도면이다.
도 7a 내지 도 7d는 예시적인 실시예에 따라서 자기적 위치 특징(magnetic locating features)의 특정 측면을 나타내는 도면이다.
본 발명의 바람직한 실시예는 첨부된 도면을 참조하여 아래에 기술될 것이다. 아래의 설명에서, 특정 잘 알려진 기능(certain well-known functions) 또는 제작(constructions)은 불필요한 세부사항으로 본 발명을 이해하기 어렵게 만들 것이기 때문에 구체적으로 기술되지 않는다. 이러한 적용을 위해, 아래의 용어 및 정의가 적용될 것이다.
값(또는 일정 범위의 값)을 수정 또는 기술하는데 사용될 때 “약(about)” 및 “대략(approximately)”이란 용어는 그 값이나 일정 범위의 값에 충분히 가까움을 의미한다. 따라서, 본 발명에 기술되는 실시예는 언급되는 값 및 일정 범위의 값에만 제한되지 않고, 충분히 실행가능한 편차(reasonable workable deviations)을 포함하여야한다.
본 발명에서, “공중 차량(aerial vehicle)” 및 “항공기(aircraft)”라는 용어는 일반적인 항공기 및 수직 이륙 및 착륙(vertical takeoff and landing, VTOL) 항공기를 포함하되 그에 제한되지 않는 비행 능력이 있는 기기를 지칭한다. VTOL 항공기는 고정 날개 항공기(fixed-wing aircraft), 회전익 항공기(rotorcraft)(예를 들어 헬리콥터) 양쪽 모두를 포함할 수 있으며, 및/또는 틸트-로터/틸트-날개 항공기(tilt-rotor/tilt-wing aircraft)를 포함할 수 있다.
본 발명에 사용되는 “복합 재료”라는 용어는 추가 재료 및 메트릭스 재료를 포함하는 재료를 지칭한다. 예를 들어, 복합 재료는 (예를 들어 섬유유리, 유리 섬유(glass fiber/GF), 탄소 섬유(carbon fiber/CF), 아라미드/파라아라미드 합성 섬유(aramid/para-aramid synthetic fibers) 등의) 섬유성 추가 재료 및 (예를 들어 제한 없이 열가소성 수지(thermoplastic), 폴리에스터 레진(polyester resin), 폴리카보네이트 열가소성 수지(polycarbonate thermoplastic), 캐스팅 레진(casting resin), 폴리머 레진(polymer resin), 아크릴(acrylic), 화학 레진(chemical resin)을 포함하는 에폭시, 폴리이미드, 알루미나(alumina) 등의) 메트릭스 재료를 포함할 수 있다. 특정 측면에서, 복합 재료는 섬유 금속 라미네이트(fiber metal laminate/FML) 및 유리 라미네이트 알루미늄 강화 에폭시(glass laminate aluminum reinforced epoxy, GLARE)를 생산하기 위해서 알루미늄 및 티타늄과 같은 금속을 적용할 수 있다. 추가로, 복합 재료는 하이브리드 복합 재료(hybrid composite materials)을 포함할 수 있으며, 이는 (예를 들어 두 개 이상의 섬유 재료와 같은) 어떤 보완 재료(some complementary materials)을 기초적인 섬유/에폭시 메트릭스(the basic fiber/epoxy matrix)에 더하는 것을 통해 달성된다.
본 발명에서 사용되는 “복합 라미네이트(composite laminates)”라는 용어는 추가 재료 및 메트릭스 재료의 단층(예를 들어 “플라이(ply)”)로부터 제작된 복합 재료의 타입을 지칭한다.
본 발명에서 사용되는 “복합 구조”라는 용어는 제한없이 복합 라미네이트를 포함하는 적어도 일부는 복합 재료를 사용하여 제작되는 구조 또는 구성요소를 지칭한다.
“예시적인(exemplary)”이라는 용어는 비제한적인 예로서, 예를 들어, 예시(illustration)으로서 작용함을 의미이다. 본 발명에서 활용되는 바와 같이, “e.g.,” 및 “예를 들어(for example)”는 하나 이상의 예, 경우(instances), 또는 예시의 목록을 포함한다.
본 발명에 사용되는 “도구(tool)” 및 “툴링(tooling)”라는 용어는 복합 재료로 제작된 복합 구조와 같은 구조를 만드는데 사용되는 금형(a mold) 또는 유사한 구조를 지칭한다.
본 발명에서는 첨가 제조 구성요소와 일체화되는(incorporate) 복합 구조를 제조하는 기술(techniques)이 공개된다. 첨가 제조 기술은 일반적인 복합 재료 제조 기술에 유익하며 이는 이러한 기술이 복합 재료 제조 기술에 비교하여 더 낮은 비용 및 시간으로 프린트된 열가소성 재료 구성요소(printed thermoplastic material components)를 빠르게 생산 및 반복하는 능력을 제공하기 때문이다. 첨가 제조과정(additive manufacturing)는 복합 제조 방법(composite manufacturing methods)으로는 어려울 수 있는 복잡한 형태 및 특징의 제작도 가능하게 한다. 예를 들어 아래에 기술되는 바와 같이, 특징이, 프린트된 열가소성 구성요소에 형성될 수 있어서, 그러한 프린트된 열가소성 구성요소와 일체화되는 복합 구조의 상호연결을 용이하게 한다.
단일 부품 구성요소(a single piece component)인지 다중 부품 구성요소(a multi-piece component)인지 여부에 따라서, 프린트된 열가소성 재료 구성요소는 3D 프린팅으로도 지칭되는 하나 이상의 첨가 제조 기술을 통해 프린트될 수 있다. 첨가 제조과정은 일반적으로, (예를 들어 열가소성 수지인) 연속적 재료 단층(successive layers of material)이 (예를 들어 프린트된 열가소성 재료 부품 또는 구성요소와 같은 프린트된 재료 도구와 같은) 어떤 거의 형태 및 기하구조도 될 수 있는 3D 물체(the 3D object)를 만드는 컴퓨터 제어(computer control)하에 형성되는 3D 물체를 제작하는데 사용되는 과정을 지칭한다. 프린트된 열가소성 재료 구성요소는 (예를 들어 Stratasys CMB 파일인) AMF 파일(an additive manufacturing file(AMF) file)과 같은 디지털 모델 데이터(digital model data) 또는 또 다른 전자 데이터 소스(another electronic data source)로부터 생산될 수 있다. 다시 말해서, 설계자(the designer)는 (예를 들어 컴퓨터이용설계 패키지(a computer-aided design(CAD) package)인) 설계 프로그램을 사용하여 디지털 공간(a digital space)에서 프린트된 열가소성 재료 구성요소를 위한 설계 모델(the design model)을 만들 수 있다. (스캐닝(scanning)과 다르게) CAD로 만들어진 설계 모델의 이점은 에러(errors)의 감소이며, 이는 3D 물체를 프린트하기 전에 수정될 수 있으며, 따라서 프린트되기 전에 물체의 설계상에서 확인(verification)을 가능하게 한다.
첨가 제조 기술은 3차원에서 물체를 프린트하며, 따라서 XY 평면(XY plane)(수평 해상도(horizontal resolution))의 최소 특징 크기(the minimum feature size)(예를 들어 해상도(resolution)) 및 Z축(Z-axis)에서 단층 높이(the layer height) 양쪽 모두가 전체 프린터 해상도(overall printer resolution)에서 고려된다. 수평 해상도는 프린터 압출기(the printer’s extruder)가 X 및 Y 축상에 단층 내에서의 최소 이동(the smallest movement)이며, 반면에 수직 해상도(vertical resolution)는 프린터가 한번에 생산하는 단층의 최소 두께이다. 프린터 해상도는 단층 두께 및 dpi(dots per inch)상 또는 마이크로미터(μm)상 XY해상도를 기술한다. 수평 해상도상에 입자(the particles/3D dots)는 직경으로 약 50에서 100 마이크로미터(510 에서 250 DPI) 정도될 수 있다. 일반적인 단층 두께(수직 해상도)는 약 100 마이크로미터(250 DPI)이지만, 단층은 16마이크로미터(1,600 DPI) 정도로 얇을 수 있다. 입자가 작을수록, 수평 해상도가 높아진다(예를 들어 프린터가 생산하는 세부사항이 더 높아진다). 유사하게, Z축상에 단층 두께가 더 작으면, 수직 해상도가 더 높다(예를 들어 프린트된 표면이 더 매끄러워(the smoother)진다). 더 높은 수직 해상도 프린팅에서 프린트 과정은 그러나 더 얇은 단층을 생산하기 위해 시간이 더 많이 걸리며 이는 프린터가 더 많은 단층을 생산해야하기 때문이다. 따라서, 프린트된 열가소성 재료 구성요소는 높은 정확도와 다수의 세부사항으로 프린트될 수 있으며, 이는 예를 들어 복잡하고 및/또는 정확한 특징을 요구하는 구성요소를 만드는데 특히 유리하다.
도 1은 임베디드된 첨가 제조 구성요소를 갖춘 복합 구조의 예시적인 실시예를 나타낸다. 구체적으로, 도 1은 설명의 목적으로 도시된 일반적이고 단순화된 항공기 동체 구조(a generic and simplified aircraft fuselage structure, 100)이다. 일반적인 복합 제조 과정(traditional composite manufacturing processes)은 비싸고 노동집약적이다. 첨가 제조 구성요소의 복합 구조로의 선택적 일체화(the selective incorporation)을 통해서, 항공기 부품(aircraft parts)과 같은 복합 구조를 제조하는데 요구되는 전체 비용, 시간, 기술이 감소될 수 있다. 예를 들어 아래에 기술되는 바와 같이, 첨가 제조과정의 이점은, 예를 들어 자연 금형 라인(a natural mold lines)을 따라서 그리고 동체 구조의 완전한 섹션(the completed sections)을 상호연결하기 위해 3D 프린트된 조인트 구성요소(3D printed joint components)를 사용하여, 동체 구조(a fuselage structure)와 같은 복합 구조의 제조에 활용될(leveraged) 수 있다. 예를 들어 3D 프린트된 조인트 구성요소는 동체 섹션의 제작 동안에 복합 재료로 임베디드될 수 (그리고 그 재료와 공동양생될 수) 있다. 특정 측면에서, 조인트 구성요소의 일부는 (사전 또는 후 양생으로) 노출될 수 있어서 동체 섹션을 완전한 동체 구조를 제작하기 위해 3D 프린트된 조인트 구조로 교합하는 것을 통해 상호연결될 수 있게 한다.
도 2a 내지 도 2h는 도 1의 예시적인 동체 구조(100)와 같은 임베디드된 첨가 제조 구성요소를 갖춘 복합 구조를 제조하는 방법을 나타낸다. 도 2a는 본 발명의 특정 측면에 따라서 임베디드된 첨가 제조 (3D 프린트된 플라스틱) 구성요소를 갖춘 복합 구조를 제조하는데 사용될 수 있는 예시적인 제조 도구(an exemplary manufacturing tool, 200)의 횡단면도이다. 도구(the tool, 102)는 결과 복합 구조(the resulting composite structure)의 소정 형태(a predetermined shape)를 정의하는 툴링표면(a tooling surface, 104)을 포함한다. 예를 들어 예시된 실시예에서, 툴링표면은 항공기 동체 구조(100)의 섹션에 대응할 수 있다. (도시되지 않은) 다른 섹션의 동체 구조는 유사한 방식으로 제조될 수 있다.
제조 도구(102)는 2016년 10월 19일에 출원되고 "Increased Utility Composite Tooling through Additive Manufacturing"라는 제목을 가진 계류 중인(co-pending) 공동 소유 미국특허출원번호 제62/410,181호에 기술된 원리에 따라서 제작될 수 있으며, 발명 내용 전체는 본 발명에 참고사항으로 포함된다. 도구(102)는 고성능융착모델링 열가소성 수지(a high-performance fused deposition modeling (FDM) thermoplastic)와 같은 프린트된 열가소성 재료로 제작될 수 있다. 적합한 프린트된 열가소성 재료는 예를 들어 폴리이터이미드(polyetherimide, PEI)를 포함하며, 이는 우수한 견고성, 열적 안정성, 그리고 고압살균(autoclaving)(높은 압력 및 온도)를 견디는 능력을 제공한다. 폴리카보네이트(polycarbonate)는 프린트된 열가소성 재료 도구에 적합한 재료이며 이는 저비용과 요구되는 화씨 250도를 견디는 능력 때문이지만, 재료 선택은 정해진 복합 구성요소를 위한 양생 온도(the cure temperature)에 의해 결정되기 때문에 다른 재료도 고려된다. 따라서, 더 높거나 더 낮은 온도 내성(higher, or lower, temperature tolerances)을 가진 다른 재료가 적용(예를 들어 복합 재료의 타입)에 따라서 쓰일 수 있다.
도 2b에서, 제1(예를 들어 외측(outer)) 복합 단층(a first composite layer, 106)가 도구(102)의 툴링표면(the tooling surface, 104)에 적용된다. 제1 복합 단층(106)은 복합 재료의 어느 것 중의 하나일 수 있다. 차량(vehicles)에 적합한 복합 재료는 제한 없이 977-3 레진과 Cytec Industries사의 IM7/977-3 프리프레그(pre-preg)를 포함하며, 이는 화씨 350도(섭씨 177도) 건성 사용 범위 및 화씨270도(섭씨 132도) 습성 사용 범위(service capability)를 가진 강화 에폭시 레진(a toughened epoxy resin)이다. 그러나 다른 타입의 복합 재료가 사용될 수 있다. 따라서, 도구(102)는 예를 들어 적어도 화씨350도와 90 PSI(pounds per square inch)의 압력에서 다중 양생 싸이클(multiple cure cycles)을 견딜 수 있다. 본 발명과 관련된 기술에 대한 통상의 능력을 가진 사람들이 알 수 있는 바와 같이, 프리프레그는 에폭시와 같은 재료가 복합 섬유(the composite fibers)에 이미 존재하는 "수지침투가공된(pre-impregnated)"을 지칭한다. 초기에, 프리프레그는 유연하고 끈적하지만(flexible and sticky), (예를 들어 양생 과정 동안에) 가열되되고 냉각된 후에 단단하고 강도있게 된다. 제1 복합 단층(106)은 단일 단층 또는 다중 단층의 복합 재료로 이루어질 수 있다. 다중 단층이 사용될 때, 같거나 다른 복합 재료가 제1 복합 단층(106)을 만드는데 사용될 수 있다.
다음은, 도 2c와 도 2d에서, 하나 이상의 첨가 제조 구성요소가 제1 복합 단층(106)의 적어도 일부에 걸쳐 선택된 위치(selected locations)에 위치된다. 도구(102)는 고성능융착모델형 열가소성수지 또는 폴리카보네이트와 같은 프린트된 열가소성 재료로 제작될 수 있다. 위에 나타낸 바와 같이, 적합한 프린트된 열가소성 재료는 예를 들어 폴리이터이미드(PEI), 폴리카보네이트, 등을 포함한다.
나타낸 실시예에서, 첨가 제조 구성요소는 제1 복합 단층 및 복수의 파이클립(pi-clips, 112)의 상부 가장자리(the top edge)를 따라 수평으로 구동하고 이 파이클립이 제1 복합 단층의 상부 및 하부(the top and bottom) 사이에서 수직하게(예를 들어 표피결합기(the skin joiner, 110)에 수직하게) 구동하는 표피결합기(110)를 포함한다(도 2c 참조). 제1 복합 단층에 걸쳐 설치되는 추가적인 첨가 제조 구성요소는 코어 패널(core panels, 114)(도 2d) 및 첨가 제조 안테나(an additive manufactured antenna, 116)(도 2e)를 포함할 수 있다. 아래에 더 구체적으로 설명되는 바와 같이, 위치 특징은 예를 들어 도구(102) 및/또는 첨가 제조 구성요소(110 내지 116)상에 제공되어서 첨가 제조 구성요소가 제1 복합 단층에 설치되고 있을 때 도구(그리고 제1 복합 단층)에 대한 첨가 제조 구성요소의 지향(orientation)을 용이하게할 수 있다.
다음은, 도 2f에서, 제2 또는 내측 구성요소 단층(a second or inner composite layer, 120)은, 첨가 제조 구성요소의 적어도 일부가 제1 및 제2 복합 단층(104, 120) 사이에 임베디드될 수 있도록, 제1 복합 단층(106)의 적어도 일부 및 첨가 제조 구성요소(110 내지 120)의 적어도 일부에 걸쳐 적용된다. 나타낸 실시예에서, 제2 복합 단층(120)은 일반적으로 제1복합 단층과 동일공간에 있고(coextensive) 첨가 제조 구성요소(110내지 120)는 제1 및 제2 복합 단층 사이에 완전히 또는 거의 임베디드(또는 캡슐화(encapsulated))된다. 제1 복합 단층(106)에서와 같이, 제2 복합 단층(120)은 같거나 다른 복합 재료의 다중 단층으로 이루어질 수 있다. 이처럼, 제1 및 제2 복합 단층(106, 120)은 같거나 다른 복합 재료로 이루어질 수 있다.
제2 복합 단층(120)에 따라서, 결과 구조(예를 들어 임베디드 첨가 제조 구성요소를 갖춘 복합 구조) 및 도구(104)는 2015년 7월 30일에 등록되고 "Methods For Combining Components Of Varying Stages Of Cure"라는 제목의 계류 중이고 공동소유된 미국특허 제2015/0210019A1에 기술된 포장 원리(the bagging principles)에 따라서 포장(bagged) 및 양생될 수 있으며, 이 특허 전체 공개사항은 본 발명에 참고사항으로 포함된다. 복합 구조가 제대로 양생된 후에, 도구(104)는 도구(104)로부터 양생 구조(the cured structure)의 제거를 가능하게 하도록 부셔질 수 있다(도 2g 내지 도 2h를 참고하되, 이는 양생 복합 구조의 횡단면 및 등축투영도를 나타낸다).
양생 후에, 복합 재료 단층(106, 120)의 일부는, 첨가 제조 구성요소의 선택된 일부를 노출시키기 위해, (예를 들어 절단 또는 손질(trimming)을 통해) 제거될 수 있다. 예를 들어 나타낸 예에서, 제2 (내측) 복합 단층(120)의 일부는, 파이클립(112)의 선택된 일부와 표피결합기(110)와 안테나(116)에 노출되도록, 손질된다. 파이클립 및 표피결합기(110)가 적절히 손질되면, 격벽(bulkheads. 124)은 파이클립에 제자리로 슬라이드될 수 있고(도 2g 내지 도 2h 참조) 예를 들어 에폭시 또는 테이프와의 접착(bonding)에 의해서 적절한 수단으로 제자리에 고정될 수 있다.
본 발명의 실시예의 특정 측면에 따라서, 첨가식으로(additively) 제조될 수 있는 희생 구성요소(sacrificial components)는 복합 단층 사이에 임베디드되고 양생 과정 후에 제거될 수 있다. 예를 들어, 도 3a 내지 도 3b는 복합 단층(106, 120) 사이에 파이클립(112)과 공동양생되는 첨가 제조 희생 캡(an additive manufactured sacrificial cap, 126)을 나타낸다. 양생 후에, 제2 복합 단층(120)은, 첨가 제조 희생 캡(126)의 제거를 가능하게 하기 위해, 절단 또는 손질된다. 나타낸 바와 같이, 첨가 제조 희생 캡(126)은, 채널(channels)을 정의하여 제2 복합 단층(120)을 관통해 절단하는 것을 돕도록, 형태화될 수 있다. 캡(126)이 제거되고 나면, 파이클립의 일부(128)가 노출되며(도 4b 참조) 반면에 파이클립(112)의 일부(130)는, 파이클립(112)을 제자리에 고정시키기 위해, 제1 및 제2 복합 단층(106, 120) 사이에 임베디드되게 유지된다.
파이클립(112)이 노출된 부분(128)은 격벽(124) 중 하나에 교합되도록 구성된 인터페이스(an interface, 132)를 나타낸다. 특정 실시예에 따라서, 격벽(124)은 임베디드된 첨가 제조 구성요소를 갖춘 복합 구조로서 제조될 수 있다. 예시적인 실시예에 따라서, 격벽(124)은, 동체 섹션에 대해 격벽을 위치시키기 위해, 파이클립(!12)의 장착 인터페이스(the mounting interface)(예를 들어 슬롯(slot, 134)과 프로파일(profile, 136))에 상호적으로(reciprocally) 교합하는 장착 인터페이스를 나타내는 첨가 제조 구성요소를 포함한다. 나타낸 바와 같이, 격벽(124)은 파이클립(112)에(예를 들어 슬롯(134)에) 슬라이드되고 접착될 수 있다.
첨가 제조 희생 구성요소의 또 다른 예는 도 4a 내지 도 4b에 나타내어진다. 이러한 도면은 첨가 제조 표피결합기(an additive manufactured skin joiner, 142)를 갖춘 복합 단층(106, 120) 사이에 공동양생되는 첨가 제조 희생 캡(140)을 나타낸다. 첨가 제조 희생 캡(140)은 표피결합기(142)의 일부(144)를 노출시키기 위한 양생 후에, 예를 들어 절단 또는 손질에 의해, 제거된다. 표피결합기의 노출된 부분(144)은, 복합 구조가 서로에 고정될 수 있도록, 제2 복합 구조(예를 들어 동체 섹션)상에 표피결합기의 상호 인터페이스(a reciprocal interface)와 교합하는 인터페이스(146)를 포함한다. 희생 캡(140)은 양생 과정 동안에 인터페이스(146)를 커버하며(covers) 인터페이스가 서로에 대한 복합 구조의 차후 결합(subsequent joining)을 위해 깨끗하게 유지되도록 확정시킨다.
유사하게, 도 5a 및 도 5b는 추가 제조 안테나(an additive manufactured antenna, 116)를 갖춘 공동양생된 추가 제조 희생 캡을 나타낸다. 추가 제조 희생 캡(the additive manufactured sacrificial cap, 150)은 안테나의 일부(예를 들어 RF 포트(the RF ports))를 노출시키기 위한 양생 후에 절단 및 손질에 의해서 제거될 수 있다. 희생 캡(150)의 이점은 이것이 양생 동안 임베디드된 AM 안테나(the embedded AM antenna)를 보호하는 역할을 한다는 점이다. 그러나 양생되고 나면, 희생 캡(150)은 안테나 도관(the antenna conduit) 및 이것의 전자기기(electronics)에 접근을 제공하기 위해 제거될 수 있다.
본 발명의 실시예의 특정 측면에 따라서, 첨가 제조 구성요소는 제1 및 제2 복합 단층 중 하나의 적어도 일부의 후양생 제거(post-curing removal)을 용이하게 하기 위해 특징과 일체화될 수 있다. 예를 들어, 도 6a 내지 도 6c에 도시된 바와 같이, 표피결합기(142)의 노출된 부분(the exposed portion, 144)은, 표피결합기의 가장자리를 따른 제1 (외측) 복합 단층(106)의 정확한 제거/손질을 가능하기 하도록, 라우터(a router)와 같은 절단 도구(a cutting tool, 154)를 유도하는 인덱스(an index)로서 기능할 수 있어서, 서로에 대한 예를 들어 동체 섹션과 같은 복합 구조의 차후 결합(subsequent joining)을 위한 깨끗한 인터페이스(a clean interface)를 야기한다.
위에 나타낸 바와 같이, 위치 특징은 복합 단층에 대해 추가 제조 구성요소의 빠르고 정확한 설치(installation)을 용이하게 하기 위해 제공될 수 있다. 예를 들어, 추가 제조 구성요소는 서로에 대해 그리고 복합 단층에 대해 추가 제조 구성요소를 담당하는(in position) 제조 기술자(manufacturing technicians)를 돕기 위해 프린트된 표시(markings), 핀(pins), 스톱(stops), 구멍(holes), 가이드(guides) 등을 포함할 수 있다. 실시예에 따라서, 위치 특징은 자기적 위치 특징(magnetic locating features)로 이루어질 수 있다. 예를 들어, 특정 실시예에서 자석(magnets)은 도구(104) 및 첨가 제조 구성요소에 장착될 수 있다. 대안적으로, 자석은 도구(104)에 장착될 수 있고 금속 요소(a metallic element)(또는 또 다른 자석)이 첨가 제조 구성요소에 장착되거나 그 반대의 경우일 수 있다. 자기적 위치 특징은 도구(104)에 대해(그리고 툴링표면에 적용되는 제1 복합 단층에 대해) 첨가 제조 구성요소를 적절하고 정확하게 지향시키기(orient)위해 사용될 수 있다.
도 7a 내지 도 7c는 자기적 위치 특징의 예시적인 실시예를 나타낸다. 도시되는 바와 같이, 자기적 요소(magnetic elements, 162)의 어레이(an array, 160)가 도구(102)상에 위치된다. 적어도 일부 실시예에서, 각 자기적 요소(162)는 소정 패턴으로 배열된 복수의 자석(a plurality of magnets, 168)으로 구성된 자기 서브어레이(a magnetic subararray, 166)의 형태이다. 일부 측면에 따라서, 자기 서브어레이는 대항하는 극 관계(an opposed pole relation)로 배열된 복수의 자석을 포함하며, 이 때 적어도 일부 자석은 (예를 들어 도 7b에 페이지의 면외(out of the plane)인) 제1 방향(a first direction)으로 향하는 북극(North pole)과 정렬되고(aligned) 다른 자석은 (예를 들어 도 7b에 페이지의 면내(into the plane)인) 대항하는 방향으로 향하는 이것의 북극과 배열된다. 특정 실시예에 따라서, 각 자기 서브어레이는 X형으로(in an X-shape)배열된 복수의 개별 자석으로 이루어진다(도 7b 및 도 7d 참조). 적어도 일부 실시예에서, 각 X형 서브어레이는 중심(a center), (예를 들어 페이지 바깥을 향하는 북극의) 북극 자석 그리고 북극 자석의 가장자리를 따라 배열된 (예를 들어 페이지 바깥을 향하는 남극의) 네 개의 남극 자석(four South-pole magnets)으로 이루어진다. 이러한 자석 배열(This magnet arrangement)은 구성요소가 적절히 제자리에 끼워 들어가기에(properly snapped into place) 더 쉽도록 만든다.
일부 실시예에서, 자기 서브어레이는 제조 도구(102)에 형성된 포켓(pockets, 174)에 장착된다. 예시된 실시예에서, 포켓은 도구(102)의 비툴링 부분(a non-tooling portion)에 형성된다. 그러나 다른 실시예에서는, 도구의 툴링표면에 만드는 것이 더 좋을 수 있다. 예시된 실시예에서, 자석(168) 및 포켓(174)은 양쪽 모두 사각형이며, 이는 자석(168)을 포켓 내에 그리고 서로에 대해서 지향 및 지지하는데 도움이 된다. 첨가 제조 삽입물(additive manufactured inserts)(예를 들어 도시되지 않은 사각 플라스틱(plastic squares))은 포켓(174) 내에 자석(168) 사이에 공백(the voids)을 채우기 위해 제공될 수 있다. 첨가 제조 삽입물은, 예를 들어 삽입물이 자석(168) 및 포켓의 가장자리 사이에 공백에 압착(press fit)되도록 요구함으로써, 자기 서브어레이를 포켓에 고정하도록 구성될 수 있다.
첨가 제조 구성요소에 의해 운반되는 상호 자기적 요소(reciprocal magnetic elements)(또는 금속 요소)는, 첨가 제조 구성요소를 제1 복합 단층의 적용을 따르는 도구에 대해서 위치시키기 위한 도구상에 자기적 요소와 자기적으로 접촉하도록 구성된다. 도구 및 첨가 제조 구성요소 사이에 자기적 인터페이스(the magnetic interface)는 제2 복합 단층의 차후 적용(subsequent application) 동안에 그리고 양생 과정 동안에 첨가 제조 구성요소의 상대적 위치를 유지시키도록 기능할 수도 있다. 예를 들어, 파이클립에 장착된 자기적 요소는 도구 및 제1 복합 단층에 대해 파이클립을 지향시키기 위한 도구에 자기적 요소와 자기적으로 접촉한다. 일부 실시예에서, 도구에 의해 운반되는 자기적 어레이는 자기적 요소와 수직으로 정렬되는 쌍(pair)을 포함하며, 이 때 각 쌍은 파이클립을 제1 복합 단층에 대해 위치시키는데 사용된다. 적어도 일부 실시예에서, 첨가 구성요소에 의해 운반되는 각 자기적 요소는 소정 패턴으로 정렬된 복수의 자석(168)으로 이루어진 자기 서브어레이(a magnetic subarray, 176)의 형태이다. 특정 실시예에 따라서, 각 자기 서브어레이는 X형으로 배열된 복수의 개별 자석으로 이루어진다(도 7d 참조). 적어도 일부 실시예에서, 각 X형 서브어레이는 중심 남극 자석(a center south-pole magnet) 및 북극 자석의 가장자리를 따라서 배열된 네 개의 북극 자석으로 이루어져 있으며, 자기 서브어레이(166, 172)는 첨가 제조 구성요소가 도구에 걸쳐 적절히 위치될 때 서로에 대해 끌린다.
본 발명이 바람직한 실시예로 고려되는 것과 관련되어 기술되었고, 본 발명이 공개된 실시예에 제한되지 않는다는 것이 이해되어야 한다. 반대로, 발명은 첨부된 청구항의 범위 내에 포함되는 다양한 수정안(various modifications) 및 동등한 배열(equivalent arrangements)를 커버하도록 의도된다. 아래의 청구항의 범위는 그러한 모든 수정안 및 동등한 구조 및 기능을 포함하도록 가장 넓은 해석범위에 따르도록 되어있다.
발급되거나 외국특허인 미국 및 외국특허출원 및 이에 대응하거나 출판된 저널 논문 또는 초록(abstracts)을 포함한 본 발명에 언급된 모든 문헌은 모든 데이터, 표, 도면, 그리고 언급된 문헌에 나타낸 글을 포함하여 본 발명에서 참조사항으로 완전히 포함된다.
102: 도구
104: 툴링표면
106: 제1 복합 단층
112: 파이클립
116: 첨가 제조 안테나
120: 제2 복합 단층

Claims (15)

  1. 복합 구조를 제조하는 방법에 있어서,
    상기 방법은,
    제1 복합 단층(106)을 도구의 툴링표면에 적용시키는 것과,
    첨가 제조 구성요소를 제1 복합 단층의 적어도 일부에 걸쳐서 위치시키는 것과,
    첨가 제2 복합 단층(120)을 제1 복합 단층(106)의 적어도 일부 및 첨가 제조 구성요소의 적어도 일부에 걸쳐서 적용시키는 것을 포함하되, 첨가 제조 구성요소의 적어도 일부는 제1 및 제2 복합 단층(106, 120) 사이에 임베디드되는 방법.
  2. 제1항에 있어서,
    제2 복합 단층을 적용시킨 후에 복합 구조를 양생하는 것을 추가로 포함하는 방법.
  3. 제2항에 있어서,
    첨가 제조 구성요소의 일부를 노출시키기 위한 양생 후에 제1 및 제2 복합 단층(106, 120) 중 하나의 적어도 일부를 제거하는 것을 추가로 포함하는 방법.
  4. 제3항에 있어서,
    제1 및 제2 복합 단층(106,120) 중 하나의 적어도 일부의 후양생 제거를 용이하게 하는 특증을 갖춘 첨가 구성요소를 제공하는 것을 추가로 포함하는 방법.
  5. 제4항에 있어서,
    특징이 제1 및 제2 복합 단층(106, 120) 중 하나의 적어도 일부의 후양생 제거를 용이하게 하는 절단 도구와 접촉하도록 구성되는 방법.
  6. 제1항 내지 제5항 중 어느 한 항에 있어서, 복합 구조를 제2 구조와 상호연결시키기 위해서 제2 구조와 교합하도록 구성된 특징을 갖춘 첨가 제조 구성요소를 제공하는 것을 추가로 포함하는 방법.
  7. 제1항 내지 제6항 중 어느 한 항에 있어서,
    첨가 제조 구성요소가 제1 및 제2 복합 단층(106, 120) 사이에 완전히 임베디드되는 방법.
  8. 제1항 내지 제7항 중 어느 한 항에 있어서,
    첨가 제조 구성요소가 프린트된 열가소성 재료를 포함하는 방법.
  9. 제1항 내지 제9항 중 어느 한 항에 있어서,
    위치 단계 동안 도구에 대한 첨가 제조 구성요소의 지향을 용이하게 하기 위해 도구상에 위치 특징 및 첨가 제조 구성요소를 제공하는 것을 추가로 포함하는 방법.
  10. 복합 구조에 있어서,
    상기 복합 구조는,
    제1 및 제2 복합 단층(106, 120)과,
    제1 및 제2 복합 단층(106, 120) 사이에 적어도 부분적으로 임베디드되는 첨가 제조 구성요소를 포함하는 복합 구조.
  11. 제9항에 있어서,
    첨가 제조 구성요소가 제1 및 제2 복합 단층(106, 120) 사이에 임베디드되지 않는 노출된 부분을 포함하는 복합 구조.
  12. 제9항 또는 제10항에 있어서,
    노출된 부분이 복합 구조를 제2 구조와 상호연결시키기 위해 제2 구조와 교합하도록 구성된 연결 특징을 포함하는 복합 구조.
  13. 제12항에 있어서,
    첨가 구성요소가 제1 및 제2 복합 단층(106, 120) 중 하나의 적어도 일부의 제거를 용이하게 하는 특징을 포함하는 복합 구조.
  14. 제13항에 있어서,
    특징이 제1 및 제2 복합 단층(106, 120) 중 하나의 적어도 일부의 제거를 용이하게 하기 위한 절단 도구와 접촉하도록 구성되는 복합 구조.
  15. 제12항에 있어서,
    첨가 제조 구성요소가 프린트된 열가소성 재료를 포함하는 복합 구조.
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