KR20200103361A - production method of body structure - Google Patents

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KR20200103361A
KR20200103361A KR1020190021730A KR20190021730A KR20200103361A KR 20200103361 A KR20200103361 A KR 20200103361A KR 1020190021730 A KR1020190021730 A KR 1020190021730A KR 20190021730 A KR20190021730 A KR 20190021730A KR 20200103361 A KR20200103361 A KR 20200103361A
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reinforcement panel
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KR1020190021730A
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이두희
오세운
이상민
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한국항공우주산업 주식회사
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Abstract

The present invention is to provide s method for manufacturing a fuselage structure which can increase productivity while lowering the weight and production cost of the fuselage. According to the present invention, a method of manufacturing an aircraft fuselage structure using a thermoplastic composite material comprises the steps of: manufacturing a reinforced panel by joining the stringer and skin made of the thermoplastic composite material in an in-situ consolidation method; and assembling the frame and clip made of the thermoplastic composite material to the reinforced panel to form a body structure, and connecting the reinforced panel, frame, and clip to complete the fuselage structure.

Description

동체 구조물 제작방법{production method of body structure}Production method of body structure

본 발명은 동체 구조물 제작방법에 관한 것으로, 보다 상세하게는 항공기 동체 구조물 제작방법에 관한 것이다.The present invention relates to a method for manufacturing a fuselage structure, and more particularly, to a method for manufacturing an aircraft fuselage structure.

일반적으로 동체는 항공기의 중앙에 위치한다. 동체는 스킨(Skin), 스트링거(Stringer), 프레임(Frame) 및 클립(Clip)의 부품으로 이루어진 패널 구조물로 구성되며, 항공기의 하중을 전달하고 내부의 압력을 유지하며 승객을 보호하는 세미-모노코크(Semi-Monocoque) 형태의 구조물이다.Generally, the fuselage is located in the center of the aircraft. The fuselage is composed of a panel structure consisting of skin, stringer, frame and clip parts, and a semi-monocoque that transmits the load of the aircraft, maintains internal pressure, and protects passengers. It is a (Semi-Monocoque) type structure.

이러한 동체의 제작에서는 알루미늄으로 제작된 스킨, 스트링거, 프레임 및 클립을 리벳으로 체결하는 방식을 사용하였다. 다만, 알루미늄 재질의 동체의 경우에 복합재료로 제작된 동체에 비해 상대적으로 무겁고, 리벳체결에 과다한 작업이 시간이 소요되고 리벳의 무게 또한 중량증가의 원인이 되었다.In the manufacture of such a body, a method of fastening a skin, stringer, frame, and clip made of aluminum with rivets was used. However, in the case of a fuselage made of aluminum, it is relatively heavier than a fuselage made of a composite material, and it takes time to tighten the rivets, and the weight of the rivets also contributed to the weight increase.

이에, 최근 들어 동체는 중량절감 및 피로특성 향상을 위해 열경화성 복합재료를 기반으로 구성품을 제작하고 있다. 이때, 동체의 제작에서는 구성품의 체결에서는 본딩과 기계적 체결을 함께 사용하여 중량을 절감시키고 있다.Accordingly, in recent years, the body has been manufacturing components based on thermosetting composite materials to reduce weight and improve fatigue properties. At this time, in the manufacture of the body, the weight is reduced by using bonding and mechanical fastening together when fastening components.

다만, 열경화성 복합재료를 이용한 동체의 제작에서는 제작성 향상을 위해 프리프레그(Prepreg)를 사용하는 바, 유통과 관리에 냉동보관이 요구되고 이에 관리비용이 발생되는 문제점이 있었다. 또한, 열경화성 복합재료를 이용한 동체의 제작에서는 경화공정을 위하여 가열 및 가압이 가능한 오토크레이브(AutoClave)의 사용이 요구되나, 오토클레이브는 유지비용이 높고 생산성이 낮은 문제점이 있었다. However, in the production of the body using a thermosetting composite material, a prepreg is used to improve fabrication, and there is a problem in that it requires frozen storage for distribution and management, resulting in a management cost. In addition, in the manufacture of the body using a thermosetting composite material, the use of an AutoCave capable of heating and pressing is required for the curing process, but the autoclave has a problem of high maintenance cost and low productivity.

대한민국 공개특허공보 제2015-0111003호(스트링거가 일체화된 항공기 동체 제작방법, 2015.10.05.)Republic of Korea Patent Publication No. 2015-0111003 (Method for manufacturing an aircraft fuselage in which the stringer is integrated, 2015.10.05.)

본 발명의 목적은 동체의 중량 및 생산비용을 낮추면서도 생산성을 높일 수 있는 동체 구조물 제작방법을 제공하기 위한 것이다.An object of the present invention is to provide a method for manufacturing a fuselage structure that can increase productivity while lowering the weight and production cost of the fuselage.

본 발명에 따른 항공기 동체 구조물의 제작방법은 열가소성 복합재를 이용한 항공기 동체 구조물의 제작방법에 있어서, 상기 열가소성 복합재로 마련되는 스트링거 및 스킨을 연결하여 강화패널을 제작하는 단계 및 상기 열가소성 복합재로 마련되는 프레임 및 클립을 상기 강화패널에 조립하여 동체 구조물 형태를 제작하고 상기 강화패널, 프레임 및 클립을 연결하여 상기 동체 구조물을 완성하는 단계를 포함한다.The manufacturing method of an aircraft fuselage structure according to the present invention is a method of manufacturing an aircraft fuselage structure using a thermoplastic composite material, the step of manufacturing a reinforced panel by connecting a stringer and a skin formed of the thermoplastic composite material, and a frame formed of the thermoplastic composite material. And assembling the clip to the reinforcement panel to form a body structure, and connecting the reinforcement panel, frame and clip to complete the body structure.

상기 완성하는 단계에서는 상기 강화패널, 프레임 및 클립을 조립하여 상기 동체 구조물 형태를 제작하는 단계와, 상기 조립된 동체 구조물을 코-콘솔리데이션 방식으로 경화 및 접합하는 단계를 포함하고, 상기 경화 및 접합되는 단계에서는 상기 조립된 동체 구조물 전체를 오토클레이브 또는 오븐에 반입시켜 상기 강화패널, 프레임 및 클립의 경화 및 접합이 함께 이루어지도록 할 수 있다.In the completing step, the reinforcing panel, frame, and clip are assembled to form the shape of the fuselage structure, and the assembled fuselage structure is cured and bonded in a co-consolidation method, and the cured and bonded In the step, the entire assembled body structure may be carried into an autoclave or an oven so that the reinforcement panel, the frame, and the clip are cured and bonded together.

상기 동체 구조물을 완성하는 단계에서는 상기 강화패널, 프레임 및 클립을 오토클레이브 또는 오븐에 각각 반입시켜 상기 강화패널, 프레임 및 클립이 경화되도록 하는 단계와, 상기 경화된 강화패널, 프레임 및 클립을 조립하여 상기 동체 구조물 형태를 제작하는 단계와, 상기 강화패널, 프레임 및 클립을 연결하는 단계를 포함하고, 상기 연결하는 단계에서는 체결구를 이용하여 상기 강화패널, 프레임 및 클립을 연결하거나, 상기 강화패널, 프레임 및 클립에 열을 인가하여 상기 강화패널, 프레임 및 클립이 상호 접합되도록 할 수 있다.In the step of completing the fuselage structure, the reinforcement panel, frame, and clip are carried into an autoclave or an oven, respectively, so that the reinforcement panel, frame, and clip are cured, and the cured reinforcement panel, frame, and clip are assembled. Manufacturing the shape of the body structure, and connecting the reinforcement panel, the frame and the clip, and in the connecting step, the reinforcement panel, the frame and the clip are connected using a fastener, or the reinforcement panel, By applying heat to the frame and the clip, the reinforcement panel, the frame, and the clip may be bonded to each other.

상기 완성하는 단계에서는 상기 강화패널, 프레임 및 클립에 열을 제공하며 조립과 함께 상기 강화패널, 프레임 및 클립이 접합되도록 하는 인사이투 콘솔리데이션 방식을 적용할 수 있다. In the completing step, an In2 consolidation method may be applied in which heat is provided to the reinforcement panel, frame, and clip, and the reinforcement panel, frame, and clip are joined together with assembly.

상기 강화패널을 제작하는 단계에서는 상기 스프링거와 스킨을 프레스 공정으로 제작하는 단계와, 상기 스트링거를 금형에 설치하는 단계와, 상기 스트링거의 상부에 상기 스킨을 적층시키고 자동 적층기를 기반으로 상기 스프링거와 스킨이 접합되도록 하는 단계를 포함할 수 있다.In the step of manufacturing the reinforcement panel, the springer and the skin are produced by a pressing process, the stringer is installed in a mold, and the skin is stacked on the stringer and the springer and the skin are based on an automatic laminator. It may include the step of causing the bonding.

상기 열가소성 복합재는 탄소섬유를 강화재로 사용하고 열가소성 레진을 기지재로 사용하고, 상기 스트링거 및 스킨은 인사이투 콘솔리데이션(In-situ Consolidation) 방식으로 접합될 수 있다.The thermoplastic composite material uses carbon fiber as a reinforcing material and a thermoplastic resin as a matrix material, and the stringer and the skin may be bonded in an in-situ consolidation method.

상기 스트링거, 스킨, 프레임 및 클립은 프레스 성형으로 마련되며, 상기 스트링거, 스킨, 프레임 및 클립의 연결은 코-콘솔리데이션, 체결구를 이용한 기계적 체결, 접착제를 이용한 본딩, 및 용착면을 녹여 접착하는 용접 중 적어도 어느 하나에 의해 이루어질 수 있다.The stringer, skin, frame and clip are provided by press molding, and the connection of the stringer, skin, frame and clip is co-consolidation, mechanical fastening using fasteners, bonding using adhesive, and welding to melt and bond the welding surface. It can be made by at least any one of.

본 발명에 따른 열경화성 복합재료와 오토클레이브를 사용한 Co-bonding 공정에 비해 공정이 간단하여 제작공수를 절감할 수 있으며, 기계적 체결을 위한 체결구를 사용하지 않음으로써 중량 절감을 실현할 수 있는 효과가 있다. Compared to the co-bonding process using the thermosetting composite material and the autoclave according to the present invention, the process is simple and the manufacturing man-hour can be reduced, and weight reduction can be realized by not using a fastener for mechanical fastening. .

이상과 같은 본 발명의 기술적 효과는 이상에서 언급한 효과로 제한되지 않으며, 언급되지 않은 또 다른 기술적 효과들은 아래의 기재로부터 당업자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.The technical effects of the present invention as described above are not limited to the effects mentioned above, and other technical effects that are not mentioned will be clearly understood by those skilled in the art from the following description.

도 1은 제1 실시예에 따른 동체 구조물을 개략적으로 나타낸 사시도이다.
도 2는 제1 실시예에 따른 동체 구조물을 개략적으로 나타낸 분해 사시도이다.
도 3은 제1 실시예에 따른 동체 구조물 제작방법을 나타낸 순서도이다.
도 4는 제1 실시예에 따른 동체 구조물 제작방법을 이용하여 강화패널의 제작을 나타낸 공정도이다.
도 5는 제2 실시예에 따른 동체 구조물 제작방법을 나타낸 순서도이다.
도 6은 제3 실시예에 따른 동체 구조물 제작방법을 나타낸 순서도이다.1 is a perspective view schematically showing a fuselage structure according to a first embodiment.
2 is an exploded perspective view schematically showing the fuselage structure according to the first embodiment.
3 is a flow chart showing a method for manufacturing a fuselage structure according to the first embodiment.
4 is a process chart showing the manufacturing of a reinforced panel by using the method of manufacturing a fuselage structure according to the first embodiment.
5 is a flow chart showing a method for manufacturing a fuselage structure according to a second embodiment.
6 is a flow chart showing a method of manufacturing a fuselage structure according to a third embodiment.

이하 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 실시예를 상세히 설명한다. 그러나 본 실시예는 이하에서 개시되는 실시예에 한정되는 것이 아니라 서로 다양한 형태로 구현될 수 있으며, 단지 본 실시예는 본 발명의 개시가 완전하도록 하며, 통상의 지식을 가진 자에게 발명의 범주를 완전하게 알려주기 위해 제공되는 것이다. 도면에서의 요소의 형상 등은 보다 명확한 설명을 위하여 과장되게 표현된 부분이 있을 수 있으며, 도면 상에서 동일 부호로 표시된 요소는 동일 요소를 의미한다. Hereinafter, embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings. However, this embodiment is not limited to the embodiments disclosed below, but may be implemented in various forms, only this embodiment makes the disclosure of the present invention complete, and the scope of the invention is given to those of ordinary skill in the art. It is provided to be fully informed. The shapes of elements in the drawings may be exaggerated for a more clear explanation, and elements indicated by the same reference numerals in the drawings mean the same elements.

도 1은 제1 실시예에 따른 동체 구조물을 개략적으로 나타낸 사시도이고, 도 2는 제1 실시예에 따른 동체 구조물을 개략적으로 나타낸 분해 사시도이다. 그리고 도 3은 제1 실시예에 따른 동체 구조물 제작방법을 나타낸 순서도이고, 도 4는 제1 실시예에 따른 동체 구조물 제작방법을 이용하여 강화패널의 제작을 나타낸 공정도이다.1 is a perspective view schematically showing a fuselage structure according to a first embodiment, and FIG. 2 is an exploded perspective view schematically showing a fuselage structure according to the first embodiment. And FIG. 3 is a flow chart showing a method of manufacturing a fuselage structure according to the first embodiment, and FIG. 4 is a process diagram showing the manufacturing of a reinforced panel using the method of manufacturing a fuselage structure according to the first embodiment.

도 1 내지 도 4에 도시된 바와 같이, 제1 실시예에 따른 동체 구조물 제작방법은 파트 제조 단계(S310), 연결 단계(S320) 및 경화 단계(S330)를 포함할 수 있다. 1 to 4, the method of manufacturing the body structure according to the first embodiment may include a part manufacturing step (S310), a connection step (S320), and a curing step (S330).

먼저, 동체 구조물(10)은 열가소성 프리프레그(Thermoplastic Prepreg)를 통해 제조될 수 있다. 이때, 열가소성 프리프레그는 탄소섬유를 강화재로 사용하고 열가소성 레진을 기지재로 사용한다. 이에, 열가소성 프리프레그는 시효성이 없으며 상온에서 무한대의 수명을 가지므로 냉동보관이 필요하지 않다. First, the body structure 10 may be manufactured through a thermoplastic prepreg. At this time, the thermoplastic prepreg uses carbon fiber as a reinforcing material and thermoplastic resin as a matrix material. Therefore, since the thermoplastic prepreg has no aging and has an infinite life at room temperature, it does not require refrigeration.

이에, 파트 제조 단계(S310)에서는 열가소성 프리프레그로부터 동체 구조물(10)을 구성하는 복수 개의 부품을 제조한다. 예컨대, 파트 제조 단계(S310)에서는 강화패널(11), 프레임(12) 및 클립(13) 등을 제조할 수 있다. 다만, 이는 본 실시예를 설명하기 위한 것으로 동체 구조물을 구성하는 파트의 종류는 한정하지 않는다.Accordingly, in the part manufacturing step (S310), a plurality of parts constituting the body structure 10 are manufactured from a thermoplastic prepreg. For example, in the part manufacturing step S310, the reinforcing panel 11, the frame 12, and the clip 13 may be manufactured. However, this is for explaining the present embodiment, and the types of parts constituting the fuselage structure are not limited.

그리고 강화패널(11)은 스트링거(11a) 및 스킨(11b)의 적층에 의해 마련될 수 있다. 여기서, 스트링거(11a) 및 스킨(11b)은 각각 열가소성 프리프레그로부터 제작될 수 있다. 스트링거(11a)는 열가소성 프리프레그를 열처리한 뒤 프레스 공정을 진행하는 것에 의해 제조될 수 있다. 그리고 스트링거(11a)는 열가소성 프리프레그로부터 제공된 스킨(11b)과 적층되어 강화패널(11)을 구성한다. In addition, the reinforcement panel 11 may be provided by stacking the stringers 11a and the skins 11b. Here, the stringer 11a and the skin 11b may be manufactured from thermoplastic prepregs, respectively. The stringer 11a may be manufactured by performing a press process after heat-treating the thermoplastic prepreg. And the stringer (11a) is laminated with the skin (11b) provided from the thermoplastic prepreg to constitute the reinforced panel (11).

이때, 스트링거(11a)와 스킨(11b)은 인사이투 콘솔리데이션(In-situ Consolidation) 방식으로 적층될 수 있다(도 4 참조). 즉, 작업자는 스트링거(11a)를 뒤집어 금형을 설한 후에 자동 적층기를 통해 스킨(11b)을 적층하여 강화패널(11)을 제작할 수 있다. 이는 스트링거(11a)와 스킨(11b)이 열가소성 복합재로 마련되는 바, 오토클레이브 및 오븐 등을 사용하지 않고도 스트링거(11a)와 스킨(11b)의 적층, 즉 접착이 가능하도록 한다.In this case, the stringer 11a and the skin 11b may be stacked in an in-situ consolidation method (see FIG. 4). That is, the operator can manufacture the reinforcement panel 11 by turning the stringer 11a over and installing the mold, and then stacking the skins 11b through an automatic laminator. This allows the stringer 11a and the skin 11b to be laminated, that is, bonded, to the stringer 11a and the skin 11b without using an autoclave or oven, since the stringer 11a and the skin 11b are formed of a thermoplastic composite material.

그리고 프레임(12) 및 클립(13)은 각각 열가소성 프리프레그로부터 제작될 수 있다. 이때, 프레임(12) 및 클립(13)은 열가소성 프리플레그를 열처리한 뒤 프레스 공정을 진행하는 것에 의해 제조될 수 있다.And the frame 12 and the clip 13 can each be manufactured from a thermoplastic prepreg. At this time, the frame 12 and the clip 13 may be manufactured by performing a press process after heat-treating the thermoplastic preflag.

한편, 강화패널(11), 프레임(12) 및 클립(13)의 제조가 완료되면, 작업자는 연결 단계(S320)를 수행한다. 이때, 작업자는 강화패널(11), 프레임(12) 및 클립(13)을 조립하여 동체 구조물(10)의 형태를 일차적으로 완성한다. On the other hand, when the manufacturing of the reinforcement panel 11, frame 12, and clip 13 is completed, the operator performs the connection step (S320). At this time, the worker assembles the reinforcement panel 11, the frame 12, and the clip 13 to primarily complete the shape of the fuselage structure 10.

그리고 작업자는 동체 구조물(10)에 대한 경화 단계(S330)를 수행한다. 이때, 작업자는 코-콘솔리데이션(Co-Consolidation) 방식으로 동체 구조물(10)에 대한 경화를 수행하며, 동체 구조물(10)을 완성시킬 수 있다. And the worker performs the curing step (S330) for the body structure (10). At this time, the operator performs hardening of the fuselage structure 10 in a co-consolidation method, and may complete the fuselage structure 10.

코-콘솔리데이션 공정에서는 조립된 동체 구조물(10) 전체를 오토클레이브 또는 오븐에 반입시켜 가열 및 가압하며 경화 공정을 진행한다. 이때, 콘솔리데이션 공정조건은 기지재의 종류에 따라 변경될 수 있으나 대략적으로 섭씨 330도~550도 사이의 공정온도를 유지할 수 있고 압력은 형태에 따라 변경될 수 있다. In the co-consolidation process, the entire assembled body structure 10 is carried into an autoclave or oven, heated and pressurized, and a curing process is performed. At this time, the consolidation process conditions may be changed according to the type of the matrix material, but the process temperature may be approximately maintained between 330°C and 550°C, and the pressure may be changed according to the shape.

여기서, 동체 구조물(10)이 열가소성 복합재로 마련되는 바, 경화공정의 소요시간을 1/3 수준으로 감소시킬 수 있다. 그리고 코-콘솔리데이션 공정에서는 경화 작업에 의해 강화패널(11), 프레임(12) 및 클립(13)이 견고하게 연결됨에 따라 별도의 접합 작업이 불필요하여 공정 소요시간 및 동체 구조물(10)의 중량을 현저하게 감소시킬 수 있는 효과가 있다.Here, since the body structure 10 is formed of a thermoplastic composite material, the time required for the curing process can be reduced to 1/3 level. And in the co-consolidation process, as the reinforcing panel 11, the frame 12, and the clip 13 are firmly connected by the hardening operation, a separate bonding operation is unnecessary, thus reducing the process time and the weight of the fuselage structure 10. There is an effect that can be significantly reduced.

즉, 종래의 열경화성 복합재를 이용한 동체 구조물의 제작에서는 양생(Curing)공정을 통해 동체 구조물을 경화시킨다. 이러한 양생공정에서는 동체 구조물을 오토클레이브 또는 오븐에서 반입하고 120도~250도의 공정온도를 유지하며 양생공정을 진행하게 된다. 이에, 경화공정의 소요시간이 열가소성 복합재에 비해 증가하게 된다. 또한, 종래의 열경화성 복합재를 이용한 동체 구조물의 제작에서는 강화패널, 프레임 및 클립에 리벳을 적용하여 동체 구조물을 제작해야 한다. That is, in the production of a fuselage structure using a conventional thermosetting composite material, the fuselage structure is cured through a curing process. In this curing process, the body structure is brought in from an autoclave or oven, and the curing process is performed while maintaining a process temperature of 120°C to 250°C. Accordingly, the time required for the curing process is increased compared to the thermoplastic composite material. In addition, in the production of a fuselage structure using a conventional thermosetting composite material, the fuselage structure must be manufactured by applying rivets to reinforced panels, frames, and clips.

그러나 본 실시예에 따른 동체 구조물(10) 제작방법을 수행할 경우에는 열경화성 복합재를 이용한 동체 구조물 제작보다 오토크레이브의 사용시간이 현저하게 감소되어, 유지비용이 감소되면서도 생산성이 증대되는 효과가 있다. 또한 경화 및 접합 공정이 단일화되어 공정이 용이하면서도 항공기의 중량을 절감시킬 수 있는 효과가 있다.However, in the case of performing the method of manufacturing the fuselage structure 10 according to the present embodiment, the usage time of the autoclave is significantly reduced compared to the manufacturing of the fuselage structure using a thermosetting composite material, thereby reducing maintenance costs and increasing productivity. In addition, since the curing and bonding process is unified, the process is easy and the weight of the aircraft can be reduced.

한편, 이하에서는 첨부된 도면을 참조하여 다른 실시예에 따른 동체 구조물 제작방법에 대하여 상세히 설명하도록 한다. 다만, 상술된 구성요소에 대해서는 상세한 설명을 생략하고 동일한 참조부호를 부여하여 설명하도록 한다.Meanwhile, hereinafter, a method of manufacturing a fuselage structure according to another embodiment will be described in detail with reference to the accompanying drawings. However, for the above-described components, detailed descriptions are omitted and the same reference numerals are assigned to describe them.

도 5는 제2 실시예에 따른 동체 구조물 제작방법을 나타낸 순서도이다.5 is a flow chart showing a method for manufacturing a fuselage structure according to a second embodiment.

도 5에 도시된 바와 같이, 제2 실시예에 따른 동체 구조물 제작방법에서는 제1 실시예에 따른 동체 구조물 제작방법과 다르게 파트 제조 단계(S510), 경화 단계(S520) 및 연결 단계(S530)를 수행할 수 있다. 즉, 제1 실시예에 따른 동체 구조물 제작방법에서는 파트 제조 단계(S310) 및 연결 단계(S320)를 거쳐 조립된 동체 구조물(10) 전체에 대하여 콘솔리데이션 공정을 수행하였다. As shown in FIG. 5, in the method of manufacturing the body structure according to the second embodiment, differently from the method of manufacturing the body structure according to the first embodiment, a part manufacturing step (S510), a curing step (S520), and a connection step (S530) are performed. Can be done. That is, in the method of manufacturing the body structure according to the first embodiment, the consolidation process was performed on the entire body structure 10 assembled through the part manufacturing step (S310) and the connection step (S320).

그러나 제2 실시예에 따른 동체 구조물 제작방법에서는 파트 제조 단계(S510)를 거쳐 형태를 갖춘 강화패널(11), 프레임(12) 및 클립(13)에 대하여 경화 단계(S520) 및 연결 단계(S530)를 순차적으로 진행할 수 있다.However, in the method of manufacturing the body structure according to the second embodiment, the reinforcing panel 11, the frame 12, and the clip 13 having the shape through the part manufacturing step (S510) are cured (S520) and the connection step (S530). ) Can be performed sequentially.

먼저, 파트 제조 단계(S510)에서는 제1 실시예에 따른 동체 구조물 제작방법의 파트 제조 단계(S310)에 따라 강화패널(11), 프레임(12) 및 클립(13)을 제작한다. 다만, 이는 본 실시예를 설명하기 위한 것으로 동체 구조물(10)의 파트는 변경 가능하다.First, in the part manufacturing step (S510), the reinforcing panel 11, the frame 12, and the clip 13 are manufactured according to the part manufacturing step (S310) of the method for manufacturing the body structure according to the first embodiment. However, this is for explaining the present embodiment, and parts of the fuselage structure 10 can be changed.

그리고 경화 단계(S520)에서는 강화패널(11), 프레임(12) 및 클립(13) 각각에 대한 경화 공정을 수행할 수 있다. 이러한, 경화 단계(S520)에서는 콘솔리데이션 공정이 적용될 수 있다. 콘솔리데이션 공정조건은 기지재의 종류에 따라 변경될 수 있으나 대략적으로 섭씨 330도~550도 사이의 공정온도를 유지하고 압력은 형태에 따라 변경하며, 경화를 수행할 수 있다. In addition, in the curing step S520, a curing process for each of the reinforcing panel 11, the frame 12, and the clip 13 may be performed. In the curing step S520, a consolidation process may be applied. The consolidation process conditions can be changed according to the type of the matrix, but the process temperature is maintained between approximately 330°C and 550°C, and the pressure is changed according to the shape, and curing can be performed.

이와 같이, 제2 실시예에 따른 동체 구조물 제작방법에서는 강화패널(11), 프레임(12) 및 클립(13) 각각에 대하여 콘솔리데이션 공정을 적용하는 바, 경화공정의 소요시간을 현저하게 감소시킬 수 있는 이점이 있다. 또한, 동체 구조물(10) 전체에 대한 콘솔리데이션 공정을 진행할 때와 비교하여 보다 처리 용량이 적은 오토클레이브 또는 오븐을 사용할 수 있는 이점이 있다.As described above, in the method of manufacturing the body structure according to the second embodiment, a consolidation process is applied to each of the reinforcing panel 11, the frame 12, and the clip 13, so that the time required for the curing process can be significantly reduced. There is an advantage. In addition, there is an advantage that an autoclave or oven having a lower processing capacity can be used compared to the case of performing the consolidation process for the entire body structure 10.

한편, 강화패널(11), 프레임(12) 및 클립(13) 각각에 대한 경화 공정이 완료되면, 작업자는 강화패널(11), 프레임(12) 및 클립(13)에 대한 연결 단계(S530)을 수행할 수 있다. 즉, 작업자는 강화패널(11), 프레임(12) 및 클립(13)을 조립하여 동체 구조물(10)을 제작한다. On the other hand, when the hardening process for each of the reinforcement panel 11, frame 12 and clip 13 is completed, the operator connects to the reinforcement panel 11, frame 12 and clip 13 (S530) Can be done. That is, the operator assembles the reinforcing panel 11, the frame 12 and the clip 13 to manufacture the body structure 10.

이때, 작업자는 리벳을 이용한 기계적 체결을 이용할 수 있다. 그러나 리벳을 기반으로 체결을 수행할 경우에 리벳의 무게가 항공기 중량증가의 원인이 되기 때문에 기계적 체결을 대신하여 본딩 공법을 사용할 수 있다. 즉, 탄소섬유를 강화재로 사용하고 열가소성 레진을 기지재로 사용하는 열가소성 프리프레그는 열을 인가하여 양생할 경우 레진의 용융 및 경화가 가능하게 된다. At this time, the operator may use a mechanical fastening using rivets. However, when fastening is performed based on rivets, since the weight of the rivet increases the weight of the aircraft, a bonding method can be used instead of mechanical fastening. That is, when a thermoplastic prepreg using carbon fiber as a reinforcing material and a thermoplastic resin as a matrix is cured by applying heat, the resin can be melted and cured.

이에, 작업자는 강화패널(11), 프레임(12) 및 클립(13)의 조립에서 각각의 연결영역에 열을 인가하는 접착공정을 통해 강화패널(11), 프레임(12) 및 클립(13)을 조립한다. 이에, 강화패널(11), 프레임(12) 및 클립(13)의 용융 및 경화에 따라 기계적 체결 없이 동체 구조물(10)이 완성되도록 한다. Accordingly, the operator can assemble the reinforcement panel 11, the frame 12, and the clip 13 through the bonding process of applying heat to each connection area. Assemble. Accordingly, the body structure 10 is completed without mechanical fastening according to the melting and hardening of the reinforcing panel 11, frame 12, and clip 13.

이와 같이, 본 실시예에 따른 동체 구조물 제작방법은 동체 구조물(10)을 구성하는 강화패널(11), 프레임(12) 및 클립(13) 각각에 대하여 경화 단계(S330)를 수행할 수 있기 때문에 경화공정의 소요시간을 현저하게 감소시킬 수 있는 효과가 있다. 또한, 기계적 체결을 대신하여 본딩 공법의 사용이 가능하기 때문에 동체 구조물(10)의 중량을 현저하게 감소시킬 수 있는 효과가 있다.As described above, since the method of manufacturing the body structure according to the present embodiment can perform the curing step (S330) for each of the reinforcement panel 11, the frame 12, and the clip 13 constituting the body structure 10 There is an effect that can significantly reduce the time required for the curing process. In addition, since the bonding method can be used in place of the mechanical fastening, the weight of the fuselage structure 10 can be significantly reduced.

도 6은 제3 실시예에 따른 동체 구조물 제작방법을 나타낸 순서도이다.6 is a flow chart showing a method of manufacturing a fuselage structure according to a third embodiment.

도 6에 도시된 바와 같이, 제3 실시예에 따른 동체 구조물 제작방법은 제1 및 제2 실시예에 따른 동체 구조물 제작방법과 다르게 파트 제조 단계(S710) 및 연결 단계(S720)를 포함할 수 있다. 이에, 제3 실시예에 따른 동체 구조물 제작방법은 두 개의 공정으로 동체 구조물(10)을 제작할 수 있어, 공정 시간이 감소하고 공정효율을 향상시킬 수 있는 이점이 있다.As shown in FIG. 6, the method of manufacturing a fuselage structure according to the third embodiment may include a part manufacturing step (S710) and a connecting step (S720) different from the method of manufacturing the fuselage structure according to the first and second embodiments. have. Accordingly, the method of manufacturing the body structure according to the third embodiment has the advantage of reducing the process time and improving the process efficiency, since the body structure 10 can be manufactured in two processes.

먼저, 파트 제조 단계(S710)에서는 제1 실시예에 따른 동체 구조물 제작방법의 파트 제조 단계(S310)에 따라 강화패널(11), 프레임(12) 및 클립(13)을 제작한다. 다만, 이는 본 실시예를 설명하기 위한 것으로 동체 구조물(10)의 파트는 변경 가능하다.First, in the part manufacturing step (S710), the reinforcing panel 11, the frame 12, and the clip 13 are manufactured according to the part manufacturing step (S310) of the method for manufacturing the body structure according to the first embodiment. However, this is for explaining the present embodiment, and parts of the fuselage structure 10 can be changed.

한편, 강화패널(11), 프레임(12) 및 클립(13)의 제조가 완료되면, 작업자는 연결 단계(S720)를 수행한다. 여기서, 작업자는 인사이투 콘솔리데이션 방식으로 강화패널(11), 프레임(12) 및 클립(13)의 연결 단계(S720)를 수행할 수 있다. On the other hand, when the manufacturing of the reinforcement panel 11, frame 12, and clip 13 is completed, the operator performs the connection step (S720). Here, the operator may perform the connection step (S720) of the reinforcement panel 11, the frame 12, and the clip 13 in an In2 consolidation method.

즉, 작업자는 형태가 일차적으로 완성된 강화패널(11), 프레임(12) 및 클립(13)에 자동 적층기를 적용하여 강화패널(11), 프레임(12) 및 클립(13)이 연결되도록 한다. 이는 강화패널(11), 프레임(12) 및 클립(13)이 열가소성 복합재로 마련되는 바, 오토클레이브 및 오븐 등을 사용하지 않고도 상호 간의 적층 및 입력되는 압력에 의해 접착이 가능하기 때문이다. 이에, 연결 단계(S720)에서는 오토클레이브 및 오븐을 사용하지 않고 동체 구조물(10)이 완성되도록 할 수 있다. That is, the operator applies an automatic laminator to the reinforcement panel 11, frame 12, and clip 13 whose shape is primarily completed so that the reinforcement panel 11, frame 12 and clip 13 are connected. . This is because the reinforcing panel 11, the frame 12, and the clip 13 are made of a thermoplastic composite material, and they can be laminated and bonded by pressure input without using an autoclave or an oven. Accordingly, in the connection step (S720), the body structure 10 may be completed without using an autoclave and an oven.

한편, 본 실시예에서는 각 부품의 연결에 대하여, 인사이투 콘솔리데이션 및 코-콘솔리데이션 등을 통해 연결하는 것을 설명하고 있다. 그러나 이는 본 실시예를 설명하기 위한 것으로, 각 부품의 연결은 볼트 및 리벳 등의 체결구를 이용한 기계적 체결, 접착제를 이용한 본딩, 및 용착면을 녹여 접착하는 용접 등 다양하게 연결될 수 있음을 밝혀둔다.On the other hand, in the present embodiment, connection of each component through an In2 consolidation and co-consolidation has been described. However, this is for explaining the present embodiment, and it should be noted that the connection of each component can be variously connected, such as mechanical fastening using fasteners such as bolts and rivets, bonding using adhesives, and welding by melting and bonding the welding surface. .

또한, 각 부품 즉, 스킨, 스트링거, 프레임 및 클립 등은 프레스 성형을 통해 제조될 수 있으나, 이는 본 실시예를 설명하기 위한 것으로 스킨, 스트링거, 프레임 및 클립의 제조방법을 한정하지는 않는다. In addition, each component, that is, a skin, a stringer, a frame, and a clip, may be manufactured through press molding, but this is for explaining the present embodiment and does not limit the manufacturing method of the skin, stringer, frame, and clip.

이와 같이, 본 실시예에 따른 동체 구조물 제작방법에서는 연결 작업에 의해 강화패널(11), 프레임(12) 및 클립(13)이 견고하게 연결됨에 따라 별도의 접합작업이 불필요하여 공정 소요시간 및 동체 구조물(1)의 중량을 현저하게 감소시킬 수 있는 효과가 있다. 또한, 강화패널(11), 프레임(12) 및 클립(13)의 연결에서 오토클레이브 및 오븐의 사용이 배제됨에 따라 유지비용을 절감하면서도 생산성을 높일 수 있는 효과가 있다.As described above, in the method of manufacturing the body structure according to the present embodiment, since the reinforcement panel 11, the frame 12, and the clip 13 are firmly connected by the connection operation, a separate bonding operation is not required, and thus the processing time and the body There is an effect that can significantly reduce the weight of the structure (1). In addition, since the use of an autoclave and an oven is excluded in the connection between the reinforcement panel 11, the frame 12, and the clip 13, there is an effect of reducing maintenance cost and increasing productivity.

앞에서 설명되고, 도면에 도시된 본 발명의 일 실시예는, 본 발명의 기술적 사상을 한정하는 것으로 해석되어서는 안 된다. 본 발명의 보호범위는 청구범위에 기재된 사항에 의하여만 제한되고, 본 발명의 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자는 본 발명의 기술적 사상을 다양한 형태로 개량 변경하는 것이 가능하다. 따라서 이러한 개량 및 변경은 통상의 지식을 가진 자에게 자명한 것인 한 본 발명의 보호범위에 속하게 될 것이다.One embodiment of the present invention described above and illustrated in the drawings should not be construed as limiting the technical idea of the present invention. The protection scope of the present invention is limited only by the matters described in the claims, and those of ordinary skill in the technical field of the present invention can improve and change the technical idea of the present invention in various forms. Therefore, such improvements and changes will fall within the scope of the present invention as long as it is apparent to those of ordinary skill in the art.

10 : 동체 구조물
11 : 강화패널
11a : 스트링거
11b :스킨
12 : 프레임
13 : 클립
10: fuselage structure
11: reinforced panel
11a: stringer
11b: skin
12: frame
13: clip

Claims (7)

열가소성 복합재를 이용한 항공기 동체 구조물의 제작방법에 있어서,
상기 열가소성 복합재로 마련되는 스트링거 및 스킨을 연결하여 강화패널을 제작하는 단계; 및
상기 열가소성 복합재로 마련되는 프레임 및 클립을 상기 강화패널에 조립하여 동체 구조물 형태를 제작하고 상기 강화패널, 프레임 및 클립을 연결하여 상기 동체 구조물을 완성하는 단계를 포함하는 항공기 동체 구조물의 제작방법.
In the manufacturing method of an aircraft fuselage structure using a thermoplastic composite material,
Manufacturing a reinforced panel by connecting a stringer and a skin made of the thermoplastic composite material; And
A method of manufacturing an aircraft fuselage structure comprising the step of assembling the frame and clip made of the thermoplastic composite material to the reinforcement panel to form a fuselage structure, and connecting the reinforcement panel, the frame and the clip to complete the fuselage structure.
제1 항에 있어서,
상기 완성하는 단계에서는
상기 강화패널, 프레임 및 클립을 조립하여 상기 동체 구조물 형태를 제작하는 단계와,
상기 조립된 동체 구조물을 코-콘솔리데이션(Co-Consolidation) 방식으로 경화 및 접합하는 단계를 포함하고,
상기 경화 및 접합되는 단계에서는
상기 조립된 동체 구조물 전체를 오토클레이브(AutoClave) 또는 오븐에 반입시켜 상기 강화패널, 프레임 및 클립의 경화 및 접합이 함께 이루어지도록 하는 것을 특징으로 하는 항공기 동체 구조물의 제작방법.
The method of claim 1,
In the step of completing
Assembling the reinforcement panel, frame, and clip to produce the shape of the fuselage structure,
Including the step of curing and bonding the assembled body structure in a co-consolidation method,
In the curing and bonding step
A method of manufacturing an aircraft fuselage structure, characterized in that the entire assembled fuselage structure is carried into an autoclave or an oven so that the reinforcement panel, frame, and clip are cured and bonded together.
제1 항에 있어서,
상기 동체 구조물을 완성하는 단계에서는
상기 강화패널, 프레임 및 클립을 오토클레이브 또는 오븐에 각각 반입시켜 상기 강화패널, 프레임 및 클립이 경화되도록 하는 단계와,
상기 경화된 강화패널, 프레임 및 클립을 조립하여 상기 동체 구조물 형태를 제작하는 단계와,
상기 강화패널, 프레임 및 클립을 연결하는 단계를 포함하고,
상기 연결하는 단계에서는
체결구를 이용하여 상기 강화패널, 프레임 및 클립을 연결하거나,
상기 강화패널, 프레임 및 클립에 열을 인가하여 상기 강화패널, 프레임 및 클립이 상호 접합되도록 하는 것을 특징으로 하는 항공기 동체 구조물의 제작방법.
The method of claim 1,
In the step of completing the fuselage structure
Carrying the reinforcement panel, frame, and clip into an autoclave or an oven to cure the reinforcement panel, frame, and clip,
Assembling the cured reinforcing panel, frame, and clip to form the body structure;
Including the step of connecting the reinforcement panel, the frame and the clip,
In the connecting step
Connect the reinforcement panel, frame, and clip using fasteners, or
The method of manufacturing an aircraft fuselage structure, characterized in that heat is applied to the reinforcement panel, the frame, and the clip so that the reinforcement panel, the frame, and the clip are joined to each other.
제1 항에 있어서,
상기 완성하는 단계에서는
상기 강화패널, 프레임 및 클립에 열을 제공하며 조립과 함께 상기 강화패널, 프레임 및 클립이 접합되도록 하는 인사이투 콘솔리데이션 방식을 적용하는 것을 특징으로 하는 항공기 동체 구조물의 제작방법.
The method of claim 1,
In the step of completing
A method of manufacturing an aircraft fuselage structure, comprising applying heat to the reinforcement panel, frame, and clip, and applying an in-two consolidation method in which the reinforcement panel, frame and clip are joined together with assembly.
제1 항에 있어서,
상기 강화패널을 제작하는 단계에서는
상기 스프링거와 스킨을 프레스 공정으로 제작하는 단계와,
상기 스트링거를 금형에 설치하는 단계와,
상기 스트링거의 상부에 상기 스킨을 적층시키고 자동 적층기를 기반으로 상기 스프링거와 스킨이 접합되도록 하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 동체 구조물의 제작방법.
The method of claim 1,
In the step of manufacturing the reinforced panel
Manufacturing the springer and the skin by a press process,
Installing the stringer in a mold,
And stacking the skin on an upper portion of the stringer and bonding the springer and the skin based on an automatic laminator.
제1 항에 있어서,
상기 열가소성 복합재는
탄소섬유를 강화재로 사용하고 열가소성 레진을 기지재로 사용하고,
상기 스트링거 및 스킨은
인사이투 콘솔리데이션(In-situ Consolidation) 방식으로 접합되는 것을 특징으로 하는 항공기 동체 구조물의 제작방법.
The method of claim 1,
The thermoplastic composite material
Carbon fiber is used as a reinforcing material and thermoplastic resin is used as a matrix material,
The stringer and skin
A method of manufacturing an aircraft fuselage structure, characterized in that it is joined in an in-situ consolidation method.
제1 항에 있어서,
상기 스트링거, 스킨, 프레임 및 클립은
프레스 성형으로 마련되며,
상기 스트링거, 스킨, 프레임 및 클립의 연결은
코-콘솔리데이션, 체결구를 이용한 기계적 체결, 접착제를 이용한 본딩, 및 용착면을 녹여 접착하는 용접 중 적어도 어느 하나에 의해 이루어지는 것을 특징으로 하는 동체 구조물의 제작방법.
The method of claim 1,
The stringers, skins, frames and clips
It is prepared by press molding,
The connection of the stringer, skin, frame and clip
Co-consolidation, mechanical fastening using a fastener, bonding using an adhesive, and a method of manufacturing a fuselage structure, characterized in that it is made by at least one of welding by melting and bonding the welded surface.
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