KR20230138065A - 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러 및 이의 제조방법 - Google Patents

무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러 및 이의 제조방법 Download PDF

Info

Publication number
KR20230138065A
KR20230138065A KR1020220035259A KR20220035259A KR20230138065A KR 20230138065 A KR20230138065 A KR 20230138065A KR 1020220035259 A KR1020220035259 A KR 1020220035259A KR 20220035259 A KR20220035259 A KR 20220035259A KR 20230138065 A KR20230138065 A KR 20230138065A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
propeller
layer
fiber
prepreg
mesh
Prior art date
Application number
KR1020220035259A
Other languages
English (en)
Other versions
KR102638697B1 (ko
Inventor
조인목
김황용
Original Assignee
도레이첨단소재 주식회사
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 도레이첨단소재 주식회사 filed Critical 도레이첨단소재 주식회사
Priority to KR1020220035259A priority Critical patent/KR102638697B1/ko
Publication of KR20230138065A publication Critical patent/KR20230138065A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR102638697B1 publication Critical patent/KR102638697B1/ko

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/32—Rotors
    • B64C27/46—Blades
    • B64C27/473—Constructional features
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/20—Rotors; Rotor supports
    • B64U30/29—Constructional aspects of rotors or rotor supports; Arrangements thereof
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C44/00—Shaping by internal pressure generated in the material, e.g. swelling or foaming ; Producing porous or cellular expanded plastics articles
    • B29C44/02—Shaping by internal pressure generated in the material, e.g. swelling or foaming ; Producing porous or cellular expanded plastics articles for articles of definite length, i.e. discrete articles
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/06—Fibrous reinforcements only
    • B29C70/10—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres
    • B29C70/16—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/06—Fibrous reinforcements only
    • B29C70/10—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres
    • B29C70/16—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length
    • B29C70/22—Fibrous reinforcements only characterised by the structure of fibrous reinforcements, e.g. hollow fibres using fibres of substantial or continuous length oriented in at least two directions forming a two dimensional structure
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/30—Shaping by lay-up, i.e. applying fibres, tape or broadsheet on a mould, former or core; Shaping by spray-up, i.e. spraying of fibres on a mould, former or core
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29C—SHAPING OR JOINING OF PLASTICS; SHAPING OF MATERIAL IN A PLASTIC STATE, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; AFTER-TREATMENT OF THE SHAPED PRODUCTS, e.g. REPAIRING
    • B29C70/00—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts
    • B29C70/04—Shaping composites, i.e. plastics material comprising reinforcements, fillers or preformed parts, e.g. inserts comprising reinforcements only, e.g. self-reinforcing plastics
    • B29C70/28—Shaping operations therefor
    • B29C70/40—Shaping or impregnating by compression not applied
    • B29C70/42—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles
    • B29C70/46—Shaping or impregnating by compression not applied for producing articles of definite length, i.e. discrete articles using matched moulds, e.g. for deforming sheet moulding compounds [SMC] or prepregs
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B3/00—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form
    • B32B3/26—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form characterised by a particular shape of the outline of the cross-section of a continuous layer; characterised by a layer with cavities or internal voids ; characterised by an apertured layer
    • B32B3/263—Layered products comprising a layer with external or internal discontinuities or unevennesses, or a layer of non-planar shape; Layered products comprising a layer having particular features of form characterised by a particular shape of the outline of the cross-section of a continuous layer; characterised by a layer with cavities or internal voids ; characterised by an apertured layer characterised by a layer having non-uniform thickness
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B5/00—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts
    • B32B5/22—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts characterised by the presence of two or more layers which are next to each other and are fibrous, filamentary, formed of particles or foamed
    • B32B5/24—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts characterised by the presence of two or more layers which are next to each other and are fibrous, filamentary, formed of particles or foamed one layer being a fibrous or filamentary layer
    • B32B5/245—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts characterised by the presence of two or more layers which are next to each other and are fibrous, filamentary, formed of particles or foamed one layer being a fibrous or filamentary layer another layer next to it being a foam layer
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B5/00—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts
    • B32B5/22—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts characterised by the presence of two or more layers which are next to each other and are fibrous, filamentary, formed of particles or foamed
    • B32B5/24—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts characterised by the presence of two or more layers which are next to each other and are fibrous, filamentary, formed of particles or foamed one layer being a fibrous or filamentary layer
    • B32B5/26—Layered products characterised by the non- homogeneity or physical structure, i.e. comprising a fibrous, filamentary, particulate or foam layer; Layered products characterised by having a layer differing constitutionally or physically in different parts characterised by the presence of two or more layers which are next to each other and are fibrous, filamentary, formed of particles or foamed one layer being a fibrous or filamentary layer another layer next to it also being fibrous or filamentary
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/02—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use
    • B64C39/024—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use of the remote controlled vehicle type, i.e. RPV
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B29—WORKING OF PLASTICS; WORKING OF SUBSTANCES IN A PLASTIC STATE IN GENERAL
    • B29K—INDEXING SCHEME ASSOCIATED WITH SUBCLASSES B29B, B29C OR B29D, RELATING TO MOULDING MATERIALS OR TO MATERIALS FOR MOULDS, REINFORCEMENTS, FILLERS OR PREFORMED PARTS, e.g. INSERTS
    • B29K2105/00—Condition, form or state of moulded material or of the material to be shaped
    • B29K2105/06—Condition, form or state of moulded material or of the material to be shaped containing reinforcements, fillers or inserts
    • B29K2105/08—Condition, form or state of moulded material or of the material to be shaped containing reinforcements, fillers or inserts of continuous length, e.g. cords, rovings, mats, fabrics, strands or yarns
    • B29K2105/0872—Prepregs
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2260/00—Layered product comprising an impregnated, embedded, or bonded layer wherein the layer comprises an impregnation, embedding, or binder material
    • B32B2260/02—Composition of the impregnated, bonded or embedded layer
    • B32B2260/021—Fibrous or filamentary layer
    • B32B2260/023—Two or more layers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2260/00—Layered product comprising an impregnated, embedded, or bonded layer wherein the layer comprises an impregnation, embedding, or binder material
    • B32B2260/04—Impregnation, embedding, or binder material
    • B32B2260/046—Synthetic resin
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2262/00—Composition or structural features of fibres which form a fibrous or filamentary layer or are present as additives
    • B32B2262/10—Inorganic fibres
    • B32B2262/101—Glass fibres
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2262/00—Composition or structural features of fibres which form a fibrous or filamentary layer or are present as additives
    • B32B2262/10—Inorganic fibres
    • B32B2262/106—Carbon fibres, e.g. graphite fibres
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B32—LAYERED PRODUCTS
    • B32B—LAYERED PRODUCTS, i.e. PRODUCTS BUILT-UP OF STRATA OF FLAT OR NON-FLAT, e.g. CELLULAR OR HONEYCOMB, FORM
    • B32B2305/00—Condition, form or state of the layers or laminate
    • B32B2305/07—Parts immersed or impregnated in a matrix
    • B32B2305/076—Prepregs
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/32—Rotors
    • B64C27/46—Blades
    • B64C27/473—Constructional features
    • B64C2027/4733—Rotor blades substantially made from particular materials
    • B64C2027/4736—Rotor blades substantially made from particular materials from composite materials
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Textile Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Laminated Bodies (AREA)

Abstract

본 발명의 일 실시예에 따른 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러는 내부에 위치한 폼코어, 폼코어의 표면에 위치한 제1 프리프레그층, 제1 프리프레그층의 상에 위치한 다공성의 메쉬층 및 메쉬층 상에 위치한 제2 프리프레그층을 포함하고, 두께 구배를 가진 메쉬층 도입을 통해서 압축 성형 공법에서 빈발하는 표면 핀홀로부터 자유로우며, 이를 통해 미려한 외관을 달성할 수 있어 프로펠러의 공기역학적 성능 및 효율의 향상이 가능하다.

Description

무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러 및 이의 제조방법{FIBER REINFORCED PLASTIC PROPELLERS FOR UNMANNED AERIAL VEHICLE AND MANUFACTURING METHOD THEREOF}
본 발명은 무인항공기용 프로펠러 및 이의 제조방법에 관한 것으로, 더 상세하게는 경량이면서 최적의 강도/강성 및 성능을 갖도록 설계된 무인항공기용 섬유강화 플라스틱 프로펠러 및 이의 제조방법에 관한 것이다.
종래, 무인항공기(Unmanned Aerial Vehicle, UAV)는 상황, 목적, 국가별로 다양한 용어로 불리고 있지만 일반적으로 드론(drone)이라고 불리는 것으로 사전 입력된 프로그램에 따라 조종사가 탑승하지 않고 무선전파 유도나 자체 항법시스템에 의해 비행이나 조종이 가능한 비행기 혹은 헬리콥터 모양의 무인기를 총칭하는 것이다. 초창기의 무인항공기는 군사용으로 공군 미사일 폭격 연습 대상으로 연구가 시작되어, 1차 세계대전이 한창이던 1910년대 'Bug'라는 이름의 무인항공기가 미국에서 처음 개발된 것이 그 시초이다. 최근에는 물류 운송, 농업, 정보통신, 재해관측, 항공촬영 등 상업적 활용이 늘어나면서 다양한 분야로의 활용 가치가 증대되고 있다.
이러한 무인항공기의 주요 성능은 프로펠러 성능 및 효율, 모터 효율, 배터리에 의해 결정되며, 특히, 프로펠러는 엔진 혹은 모터의 구동에 의해 회전을 하며 다량의 공기에 운동량 변화를 주어 추력을 발생시키는 추진 장치로서 드론의 성능을 결정짓는 핵심부품 중 하나이다. 이와 같이 무인항공기의 성능에 큰 영향을 주는 프로펠러를 개선하기 위한 방법으로 프로펠러를 섬유강화플라스틱(Fiber Reinforced Plastic, FRP)으로 제조하는 방법이 연구 및 개발되고 있다.
한편, 섬유강화플라스틱은 경량이면서도 높은 기계적 성질 및 진동 흡수 특성을 가지는 복합 소재로서 금속제 프로펠러에 비해 비행 조종 능력을 향상시킬 수 있고, 또한 낮은 열팽창계수로 인해 온도변화에 따른 기하학적 변형이 적어 공기역학적 성능을 향상시킬 수 있다.
이러한 섬유강화플라스틱을 실제로 프로펠러에 적용하기 위해 구조적 측면에서는 섬유의 적절한 배향 및 적층구성, 적층 재료의 물리적 특성이, 제조적 측면에서는 비용이 저렴하고 균일한 품질의 프로펠러를 제조하는 방법이 필요하다. 특히 제조 공정이 간단하고 공정비용이 저렴한 압축성형 공법에 있어, 외관 품질의 확보는 중요하다. 그러나 종래의 기술은 이러한 부분에 대한 기술적 해결 방법이 부족한 실정이다. 예컨대, 대한민국 등록특허 10-1396290호 및 대한민국 공개특허 10-2018-0067765는 탄소섬유 및 폼소재로 제조된 프로펠러를 개시하고 있으나, 탄소섬유 및 폼코어의 단순 적용에 그칠 뿐, 제품 외관의 확보를 통한 성형성 향상의 방법을 제공하고 있지 못하는 실정이다. 특히, 내부에 폼재가 삽입되는 프로펠러의 구조 상 성형 시 프레프레그의 함침이 용이하지 않은 문제를 가져, 성형된 프로펠러 표면에 미세 핀홀과 같은 함침 불량이 발생하게 된다.
대한민국 등록특허 10-1396290호 대한민국 공개특허 10-2018-0067765호
본 발명은 상기와 같은 종래기술의 문제점을 해결하기 위한 것으로, 본 발명이 해결하고자 하는 과제는 무인항공기의 프로펠러에 섬유강화플라스틱을 적용함에 있어, 구조재로서 프로펠러의 강도, 강성을 보강하기 위한 구조를 제공할 수 있고, 프리프레그 압축 성형 공법에서 발생할 수 있는 표면 핀홀을 개선하여 우수한 외관 및 에너지 효율을 가진 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러 및 그의 제조방법을 제공하는 것이다.
본 발명의 상기 및 다른 목적과 이점은 바람직한 실시예를 설명한 하기의 설명으로부터 분명해질 것이다.
상기 목적은, 내부에 위치한 폼코어, 폼코어의 표면에 위치한 제1 프리프레그층, 제1 프리프레그층의 상에 위치한 다공성의 메쉬층 및 메쉬층 상에 위치한 제2 프리프레그층을 포함하는 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러에 의해 달성된다.
바람직하게는, 메쉬층은 프로펠러 폭 방향을 기준으로 가운데에서 가장자리 방향으로 두께가 두꺼워지는 두께 구배를 가지는 것일 수 있다.
바람직하게는, 메쉬층은 프로펠러 폭 방향을 기준으로 가운데 부분의 두께 대비 가장자리 부분의 두께 비가 1:2 내지 10인 것일 수 있다.
바람직하게는, 메쉬층은 프로펠러 폭 방향을 기준으로 가운데에서 가장자리 방향으로 매쉬의 적층 수가 늘어나는 것일 수 있다.
바람직하게는, 메쉬층은 제1 프리프레그층 및 제2 프리프레그층 이상의 면적을 가지는 것일 수 있다.
바람직하게는, 메쉬층은 탄소섬유, 유리섬유, 무기섬유 및 유기섬유 중에서 선택된 적어도 하나 이상의 섬유를 포함하는 것일 수 있다.
바람직하게는, 메쉬층은 0도와 90도 방향으로 연속적으로 직조된 직조 메쉬 및 단섬유가 랜덤 배향된 부직포 메쉬 중 적어도 하나의 종류를 포함하는 것일 수 있다.
바람직하게는, 메쉬층의 메쉬 크기는 제2 프리프레그층의 직물에 사용된 탄소섬유 다발 폭의 0.1배 내지 1배인 것일 수 있다.
바람직하게는, 메쉬층과 제2 프리프레그층의 두께비는 1:2 내지 20인 것일 수 있다.
바람직하게는, 제2 프리프레그층을 구성하는 프리프레그의 수지 유동은 메쉬층의 두께가 얇은 가운데 부분에서 두꺼운 가장자리 부분으로 이루어지는 것일 수 있다.
바람직하게는, 제1 프리프레그층은 프로펠러의 길이방향으로 배치되고, 제2 프리프레그층은 프로펠러의 길이방향에 대하여 +40도/-50도 내지 +50도/-40도의 각도 범위를 가지도록 배치되는 것일 수 있다.
또한, 상기 목적은, 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러의 제조방법으로서, 상부 및 하부 프로펠러 금형 내부에 이형처리를 하는 단계, 제1 프리프레그층, 제2 프리프레그층 및 메쉬층을 재단하는 단계, 재단된 제2 프리프레그층, 메쉬층 및 제1 프리프레그층을 상하 프로펠러 금형에 적층하는 단계, 하부 금형에 적층된 제1 프리프레그 상에 폼코어 형성을 위한 발포 소재를 위치시키는 단계, 상하 프로펠러 금형을 치합하는 단계, 치합된 프로펠러 금형을 프레스에 장착 후 가열 및 가압하는 단계로서, 프리프레그 성형과 동시에 액상 발포 수지를 발포시켜 폼코어를 형성하는 단계 및 성형이 완료된 프로펠러를 탈형 및 트리밍을 하는 단계를 포함하는 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러의 제조방법에 의해 달성된다.
바람직하게는, 메쉬층은 프로펠러 폭 방향을 기준으로 가운데에서 가장자리 방향으로 두께가 두꺼워지는 두께 구배를 가지도록 다수의 매쉬가 구비된 것일 수 있다.
바람직하게는, 메쉬층은 프로펠러 폭 방향을 기준으로 가운데 부분의 두께 대비 가장자리 부분의 두께 비가 1:2 내지 10 일 수 있다.
바람직하게는, 메쉬층은 제1 프리프레그층 및 제2 프리프레그층 이상의 면적을 가지는 것일 수 있다.
바람직하게는, 메쉬층은 0도와 90도 방향으로 연속적으로 직조된 직조 메쉬 및 단섬유가 랜덤 배향된 부직포 메쉬 중 적어도 하나의 종류를 포함하는 것일 수 있다.
바람직하게는, 제1 프리프레그층은 프로펠러의 길이방향으로 배치되고, 제2 프리프레그층은 프로펠러의 길이방향에 대하여 +40도/-50도 내지 +50도/-40도의 각도 범위를 가지도록 배치되는 것일 수 있다.
이상과 같이 본 발명의 일 실시예에 따른 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러는 내부의 폼코어와 외부의 프리프레그 및 프리프레그 사이에 적층된 메쉬층 구조를 통해 높은 비강도, 비강성을 구현할 수 있다.
또한, 본 발명의 일 실시예에 따른 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러는 일방향 및 직물 프리프레그 이중구조를 통해 프로펠러의 굽힘 및 비틀림 강성의 향상이 가능하다.
또한 본 발명의 일 실시예에 따른 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러 및 이의 제조방법은 두께 구배를 가진 메쉬층 도입을 통해서 압축 성형 공법에서 빈발하는 표면 핀홀로부터 자유로우며, 이를 통해 미려한 외관을 달성할 수 있어 프로펠러의 공기역학적 성능 및 효율의 향상이 가능하다.
다만, 본 발명의 효과들은 이상에서 언급한 효과로 제한되지 않으며, 언급되지 않은 또 다른 효과들은 아래의 기재로부터 당업자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러의 단면도이다.
도 2는 도 1의 Z 부분의 확대 단면도이다.
도 3a는 본 발명의 일 실시예에 따른 무인항공기용 섬유강화 플라스틱 프로펠러에서 메쉬층의 적층 구조를 설명하는 도면이다.
도 3b는 도 3a의 A-A선을 따르는 단면도이다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러의 제조방법을 나타내는 흐름도이다.
도 5는 본 발명의 다른 실시예에 따른 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러의 길이 방향 단면도이다.
첨부한 도면을 참고로 하여 본 발명의 실시예에 대하여 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 실시할 수 있도록 상세히 설명한다. 그러나 본 발명은 여러 가지 상이한 형태로 구현될 수 있으며 여기에서 설명하는 실시예에 한정되지 않는다.
본 발명을 명확하게 설명하기 위해서 설명과 관계없는 부분은 생략하였으며, 명세서 전체를 통하여 동일 또는 유사한 구성요소에 대해서는 동일한 참조 부호를 붙이도록 한다.
도면에서 나타난 각 구성의 크기 및 두께는 설명의 편의를 위해 임의로 나타내었으므로, 본 발명이 반드시 도시된 바에 한정되지 않는다. 도면에서 여러 층 및 영역을 명확하게 표현하기 위하여 두께를 확대하여 나타내었다. 그리고 도면에서, 설명의 편의를 위해, 일부 층 및 영역의 두께를 과장되게 나타내었다.
도면에서 여러 층 및 영역을 명확하게 표현하기 위하여 두께를 확대하여 나타내었다. 명세서 전체를 통하여 유사한 부분에 대해서는 동일한 도면 부호를 붙였다. 층, 막, 영역, 판 등의 부분이 다른 부분 "위에" 있다고 할 때, 이는 다른 부분 "바로 위에" 있는 경우뿐 아니라 그 중간에 또 다른 부분이 있는 경우도 포함한다. 반대로 어떤 부분이 다른 부분 "바로 위에" 있다고 할 때에는 중간에 다른 부분이 없는 것을 뜻한다.
또한, 명세서 전체에서, 어떤 부분이 어떤 구성요소를 "포함" 한다고 할 때, 이는 특별히 반대되는 기재가 없는 한 다른 구성요소를 제외하는 것이 아니라 다른 구성요소를 더 포함할 수 있는 것을 의미한다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러의 단면도이고, 도 2는 도 1의 Z 부분의 확대 단면도이다.
도 1 및 도 2를 참고하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러(100)는 폼코어(110), 제1 프리프레그층(120), 제2 프리프레그층(130) 및 메쉬층(140)을 포함한다. 즉, 프로펠러(100)의 내부에는 폼코어(110)가 위치하며, 폼코어(110)의 표면에는 제1 프리프레그층(120)이 적층되고, 제1 프리프레그층(120)의 표면에는 메쉬층(140)이 적층되며, 메쉬층(140) 상에는 제2 프리프레그층(130)이 적층되어, 내부의 폼코어(110)와 폼코어(110) 표면에 제1 프리프레그층(120), 메쉬층(140) 및 제2 프리프레그층(130)이 순차적으로 적층된 구조를 가진다.
일 실시예에서, 폼코어(110)는 폼재로 형성되며, 별도로 폼코어를 제조하여 제1 프리프레그층(120) 및 제2 프리프레그층(130)을 적층하는 방법을 사용할 수 있으며, 또는 프로펠러 금형 내에서 폼재를 바로 발포시켜 형성할 수 있다. 일례로서, 본 발명의 폼코어(110)는 액상의 발포 수지로부터 제조되며, 프로펠러(100) 성형시 적층된 제1 프리프레그층(120) 상에 경화제/발포제와 혼합된 액상의 발포 수지를 도포하여 프로펠러(100) 성형과 동시에 발포하여 제조할 수 있다. 이때, 발포 수지가 발포되어 폼코어(110)를 형성하는 과정에서 발포 시 압력에 의해 적층된 제1 프리프레그층(120) 및 제2 프리프레그층(130)을 압착하여 수지 함침성을 높이고 그로부터 강도, 강성 및 외관이 우수한 프로펠러(100)를 제조할 수 있게 한다.
또한, 폼코어(110)의 재질은 우레탄, 실리콘, 폴리테트라플루오로에틸렌, 폴리에틸렌테레프탈레이트, 폴리에틸렌, 폴리비닐클로라이드 및 에틸렌비닐아세테이트 중에서 선택되는 어느 하나의 구성물질을 포함할 수 있으나 프로펠러(100) 성형 중 고온, 고압하에서 충분한 압축 강도 및 내열성을 가진 것이라면 어느 것이든 사용할 수 있다.
일 실시예에서, 메쉬층(140)은 제1 프리프레그층(120)과 제2 프리프레그층(130) 사이에 적층되는 다공성의 메쉬인 것을 특징으로 한다. 이러한 메쉬층(140)은 프로펠러(100) 성형 시 제2 프리프레그층(130) 표면의 핀홀 발생을 억제하여 외관을 우수하게 하기 위한 목적으로 도입된다.
한편, 제2 프리프레그층(130) 표면에 발생된 핀홀은 프리프레그 압축 성형에서 빈번하게 발생하는 결점이다. 특히, 외관을 미려성 확보 등을 목적으로 사용하는 직물 프리프레그의 경우, 직물 직조 시 경사와 위사 사이에 생기는 미세한 공극과 경사, 위사의 교차에 의한 두께 증감으로 인해 표면 균일도가 일방향 프리프레그 대비 떨어지는 문제가 있다. 그러한 문제로 인해서 프리프레그 적층 시 금형 표면과 직물 프리프레그 사이에 기포 유입이 쉽고, 이를 성형 과정에서 충분히 제거하지 못하면 핀홀에 의한 외관 불량이 발생한다. 이러한 핀홀 문제를 개선하는 방법으로 제1 프리프레그층(120) 및 제2 프리프레그층(130) 사이에 메쉬층(140)을 도입하여, 적층 시 발생한 기포를 성형 과정에서 메쉬층(140)의 공극을 통해서 배출할 수 있다.
일 실시예에서, 메쉬층(140)은 폼코어(110)와의 계면에 인접하고 있는 제1 프리프레그층(120)의 상부와 제2 프리프레그층(130) 하부 사이에 적층되는 것이 바람직하다. 그리고 메쉬층(140)은 제1 프리프레그층(120)과 제2 프리프레그층(130)의 사이, 즉 제1 프리프레그층(120)의 최상부의 위, 제2 프리프레그층(130)의 아래에 적층되는 것이 더욱 바람직하다.
일 실시예에서, 메쉬층(140)은 프로펠러(100) 폭 방향을 기준으로 가운데에서 가장자리 방향으로 두께가 두꺼워지는 두께 구배를 가지는 것이 바람직하다. 이와 같이 메쉬층(140)은 가운데 부분에서 가장자리 부분으로 가면서 두께가 두꺼워지는 구배를 가져 기포 배출이 용이하게 된다.
또한, 메쉬층(140)의 소재는 탄소섬유, 유리섬유, 무기섬유 및 유기섬유 중에서 선택된 적어도 하나 이상의 섬유를 포함하는 것이 바람직하다. 특히, 고압, 고온이 작용하는 성형 공정의 특성상 성형 온도에서 내열성이 있는 소재라면 어떠한 것을 사용하여도 무방하나, 비강도, 비강성을 요구하는 프로펠러(100)의 특성상 탄소섬유 및 유리섬유를 사용하는 것이 더욱 바람직하다. 메쉬층(140)의 세부 구성에 대해서는 후술하는 도 3a 및 도 3b를 통해 보다 구체적으로 설명한다.
본 발명에서 각 프리프레그층의 적층 방향은, 제1 프리프레그층(120)의 경우 프로펠러(100)의 길이방향으로 배치되고, 제2 프리프레그층(130)은 프로펠러(100)의 길이방향에 대하여 +40/-50 내지 +50/-40도의 각도 범위를 가지는 것이 바람직하다.
즉, 제1 프리프레그층(120)은 일방향 프리프레그인 것이 바람직한데, 이는 프로펠러(100)의 굽힘 강도, 강성 확보를 위해 길이방향으로 배치되는 것이 바람직하기 때문이다. 제1 프리프레그층(120)은 섬유 배열 방향이 프로펠러의 길이방향으로 배치되어 프로펠러(100)가 길이방향으로 휘어지는 것을 방지한다. 제1 프리프레그층(120)은 일방향 프리프레그 혹은 직물 프리프레그 어느 것을 사용하여도 무방하나 동일한 단위 면적당 무게에서 보다 높은 강성을 발현할 수 있는 일방향 프리프레그를 사용하는 것이 바람직하다. 이때, 제1 프리프레그층(120)은 하나의 프리프레그로 형성될 수 있으며, 또는 둘 이상의 프리프레그를 적층하여 형성될 수 있다.
또한, 제2 프리프레그층(130)은 프로펠러(100) 표면에 노출되어 외관 미려성을 확보하는 동시에 프로펠러(100) 회전에 의해서 발생하는 하중으로부터 프로펠러(100)가 비틀리는 것을 방지하는 역할을 수행한다. 따라서 프로펠러(100)의 길이 방향에 대해서 +40도/-50도 내지 +50도/-40도로 적층되는 것이 바람직하며, ±45도로 적층되는 것이 더욱 바람직하다. 상기 범위를 벗어날 경우 섬유의 배향 방향이 길이 방향에 점점 가까워지므로 굽힘강도, 강성 보강에는 유리해지지만, 비틀림 강도 및 강성이 낮아지는 문제가 있을 수 있다.
이와 같이, 제2 프리프레그층(130)은 섬유 배열 방향이 제1 프리프레그층(120)과 동일한 방향이 아니라 +40도/-50도 내지 +50도/-40도의 각도를 가지도록 하여, 제1 프리프레그층(120) 및 제2 프리프레그층(130)의 섬유 방향이 서로 엇갈려, 프로펠러(100)에 가해지는 외력에 대해 변형되는 것을 방지하는 기능을 한다. 이때, 제2 프리프레그층(130)은 하나의 프리프레그를 사용하거나 둘 이상의 프리프레그를 적층하여 사용할 수 있으며, 하나의 프리프레그를 통해 제2 프리프레그층(130)을 형성하는 것이 바람직하다.
또한, 제2 프리프레그층(130)은 일방향 프리프레그 혹은 직물 프리프레그 어느 것을 사용하여도 무방하나 일방향 프리프레의 경우 +40도/-50도 내지 +50도/-40도 교차 적층을 하여야 하고 이 경우 적층의 대칭성을 고려하여야 하므로 적층수가 필연적으로 증가하게 되어 프로펠러(100) 전체 무게 증가 및 작업성 저하를 야기할 수 있다. 따라서, 무게 및 작업성을 고려하여 제2 프리프레그층(130)은 직물 프리프레그를 사용하는 것이 바람직하다.
또한, 제1 프리프레그층(120)의 두께는 0.4mm 이상이고, 제2 프리프레그층(130)의 두께는 0.1mm 이상인 것이 바람직하다. 프로펠러(100)의 크기가 커지면 요구되는 추력이 커지므로 프리프레그 적층 수는 증가하게 된다. 일반적으로 섬유강화플라스틱을 적용한 프로펠러(100)의 경우 그 크기가 10인치 이상인 것으로, 10인치 이상 크기의 프로펠러(100)에 요구되는 추력을 만족하기 위해서는 제1 프리프레그층(120)인 일방향 프리프레그는 0.4mm 이상, 제2 프리프레그층(130)인 직물 프리프레그는 0.1mm 이상이 적용되어야 한다. 상기와 같은 두께를 달성하지 못하는 경우 요구되는 추력을 달성하기 위한 충분한 굴곡 및 비틀림 특성이 발현되지 않는다. 특히, 프로펠러(100)가 가지는 길쭉한 형상의 특성상 비틀림보다 굴곡에 의한 변형이 심하게 일어나므로, 프로펠러(100)의 길이방향의 보강이 보다 중요하다. 따라서, 제1 프리프레그층(120)을 제2 프리프레그층(130) 보다 두껍게 보강하는 것이 바람직하다.
또한, 제1 프리프레그층(120) 및 제2 프리프레그층(130)은 탄소섬유 및 매트릭스 수지를 포함할 수 있다. 매트릭스 수지는 열경화성 수지로 에폭시, 비닐에스터, 불포화폴리에스터를 포함하고, 열가소성 수지로 폴라아미드, 폴리프로필렌, 우레탄 중에서 선택되는 어느 하나의 구성물질을 포함할 수 있으며 바람직하게는 에폭시 수지를 사용할 수 있다. 프로펠러의 중량은 프로펠러(100)의 성능에서 매우 중요한 영향 인자이므로 이를 저감하기 위하여 높은 비강도와 비강성을 가진 탄소섬유를 사용하는 것이 바람직하다. 또한, 수지는 물성이 높은 에폭시를 사용하는 것이 바람직하다.
또한, 제1 프리프레그층(120) 및 제2 프리프레그층(130)은 충격흡수를 위한 인성강화의 방안으로 기능성 물질을 더 포함할 수 있다. 이러한 기능성 물질은 인성이 높은 열가소성수지 입자로 매트릭스 수지에 첨가되어 사용될 수 있다. 열가소성 수지 입자는 폴리아크릴(polyacryl), 폴리에스터(polyester), 폴리비닐(polyvinyl), 폴리우레탄(polyurethan), 폴리에테르(polyether), 폴리아미드(polyamide), 폴리이미드(polyimide), 폴리에테르 아미드(polyether amide), 폴리케톤(polyketone), 폴리에테르케톤(polyether ketone), 폴리에테르에테르케톤(polyetheretherketone), 폴리술폰(polysulfone), 폴리에테르술폰(polyethersulfone), 폴리에테르에테르술폰(polyetherethersulfone), 폴리페닐술폰(polyphenylsulfone) 및 폴리페닐렌옥사이드(polyphenylene oxide) 군에서 선택되는 어느 하나 이상을 사용할 수 있다.
도 3a는 본 발명의 일 실시예에 따른 무인항공기용 섬유강화 플라스틱 프로펠러에서 메쉬층의 적층 구조를 설명하는 도면이고, 도 3b는 도 3a의 A-A선을 따르는 단면도이다.
도 3a 및 도 3b를 참조하면, 도 3a는 본 발명의 일 실시예에 따른 무인항공기용 섬유강화 플라스틱 프로펠러(100)에서 메쉬층(140)의 적층 구조만을 나타내는 도면으로, 하부금형 상에 제2 프리프레그층(130), 메쉬층(140), 제1 프리프레그층(120) 및 폼코어(110)가 순차적으로 적층된 상태에서 제1 프리프레그층(120) 및 제2 프리프레그층(130)과 폼코어(110)는 도시하지 않았으며, 적층된 메쉬층(140)을 그 상부에서 바라본 모습을 나타내는 개념도이다. 또한, 3b에서는 서로 다른 면적을 가지는 5장의 메쉬(140-1 내지 140-5)에 의해 메쉬층(140) 내부 공간에 빈 공간(S) 존재하는 것으로 도시되어 있으나, 이는 메쉬층(140)이 총 5장의 메쉬(140-1 내지 140-5)가 가운데에서 가장자리 방향으로 두께가 두꺼워지는 것을 설명하기 위하여 과장되어 표시된 것으로, 제조 과정에서 폼코어(110)를 구성하는 폼재의 팽창에 의해 폼코어(110) 및 제1 프리프레그층(120)가 빈 공간(S)에 채워진다. 또한, 도 3b에는 프로펠러(100)의 폭 방향(A-A) 단면 형상이 직사각형으로 도시되어 있으나, 이는 메쉬층(140)이 5층의 메쉬(140-1 내지 140-5)가 도 3b에서와 같이 서로 다른 영역(면적)으로 적층된 것을 보다 명확하게 나타내기 위하여 직사각형 형태로 도시한 것일 뿐, 프로펠러(100)의 폭 방향(A-A) 단면 형상은 도 1과 동일하다.
일 실시예에서, 메쉬층(140)은 프로펠러(100)의 폭 방향(A-A)을 기준으로 가운데에서 가장자리 방향으로 두께가 두꺼워지는 두께 구배를 가지는 것이 바람직하다. 도 3a 및 도 3b의 일례에서는 메쉬층(140)이 폭 방향(A-A)을 기준으로 가운데 부분은 단층의 메쉬(140-1)로 구성되며, 가운데 부분에서 가장자리 부분으로 갈수록 매쉬의 적층 수가 증가하여 총 5층의 메쉬(140-1, 140-2, 140-3, 140-4, 140-5)가 적층된 구조를 가진다. 이와 같이 메쉬의 적층 수를 달리하여 메쉬층(140)이 두께 구배를 가지도록 형성한다.
도 3b에 도시된 메쉬층(140)의 적층 구조를 제조 공정을 통해 설명하면, 상부 금형과 하부 금형의 표면에 프로펠러(100)의 표면에 노출될 제2 프리프레그층(130)을 적층한다. 그 후 금형 표면에 적층된 제2 프리프레그층(130)의 표면에 메쉬(140-1 내지 140-5)를 정해진 수량으로 적층한다. 이 때, 메쉬층(140)의 최하층 메쉬(140-1)는 제2 프리프레그층(130)을 모두 덮을 수 있는 크기로 적층한다. 그 후에 적층되는 메쉬(140-2 내지 140-5)는 가운데 부분을 일부 도려내어 적층하는데, 적층의 수가 늘어가면서 가운데 부분의 취출 부위 크기는 커지며, 취출 부위의 패턴은 모두 동일하지만 크기만 커지는 형상을 취한다. 이러한 패턴으로 메쉬층(140)을 적층하였을 경우, 도 3b에 도시된 것과 같이 메쉬층(140)은 프로펠러(100) 가운데 부분에서 가장자리 부분으로 가면서 점점 두꺼워지는 두께 구배를 가지게 된다.
일 실시예에서, 메쉬층(140)은 프로펠러 폭 방향(A-A)을 기준으로 가운데 부분의 두께 대비 가장자리 부분의 두께 비가 1:2 내지 10인 것이 바람직하다. 두께비가 1:2 미만인 경우에는 제1 프리프레그층(120) 및 제2 프리프레그층(130) 사이에 메쉬층(140)에 의한 공극이 있더라도 두께 구배가 없어서 기포의 배출이 용이하지 못하고, 1:10을 초과하는 경우 프로펠러(100)의 가운데 부분에서 가장자리 부분으로 가면서 두께가 두꺼워지는 구배가 생겨 기포 배출에 용이해지지만, 가장자리 부분의 두께가 비정상적으로 증가하여 제1 및 제2 프리프레그(120, 130)의 매트릭스 수지가 메쉬층(140)을 충분히 메우지 못하는 문제가 발생한다.
일 실시예에서, 메쉬층(140)은 제1 프리프레그층(120) 및 제2 프리프레그층(130) 이상의 면적을 가지는 것이 바람직하다. 메쉬층(140)은 기포의 배출이 주목적이므로 성형품의 외부로 기포를 잘 전달할 수 있어야 한다. 따라서 메쉬층(140)은 제1 프리프레그층(120) 및 제2 프리프레그층(130)보다 크기가 같거나 커야 외부로 기포 배출이 용이하다. 그렇지 않을 경우 외부로 배출되던 기포가 제1 및 제2 프리프레그 사이에 갇혀 기포 제거가 이루어지지 않으므로 핀홀 문제로부터 자유로울 수 없다.
일 실시예에서, 메쉬층(140)은 0도/90도 방향으로 연속적으로 직조된 직조 메쉬 및 단섬유가 랜덤 배향된 부직포 메쉬 중 적어도 하나의 종류를 포함하는 것이 바람직하다. 직조 메쉬의 경우 공극이 균일하고 공극율 조절이 용이하며, 연속섬유를 사용하는 특성상 강도, 강성 보강에 유리한 장점이 있지만, 직조시 위사, 경사의 교차에 의한 두께 증가의 우려 및 두께 균일도가 낮다는 단점이 있다. 반면에, 부직포 메쉬의 경우 단섬유를 랜덤 배향한 것이므로 강도, 강성 보강 측면에서 직조 메쉬에 비해 불리하지만, 두께 균일도가 높고 두께가 얇으며 두께 조절이 용이하다는 장점이 있다. 메쉬층(140)은 상술한 직조 메쉬와 부직포 메쉬 둘 중 어떠한 형태의 메쉬를 사용하더라도 무방하지만, 두께의 측면에서 부직포 메쉬를 사용하는 것이 더욱 바람직하다.
일 실시예에서, 메쉬층(140)의 메쉬 크기는 제2 프리프레그층(130)의 직물에 사용된 탄소섬유(또는 탄소섬유 다발) 폭의 0.1배 내지 1배인 것이 바람직하다. 여기서, 탄소섬유(또는 탄소섬유 다발) 폭은 종횡방향으로 엇갈려 직물을 구성하는 경사 또는 위사에 해당하는 탄소섬유 하나의 폭을 의미한다. 이때, 메쉬의 크기가 0.1배 미만일 경우 두께 균일도의 측면에서 유리하지만, 공극이 너무 작아서 기포 배출의 효과가 떨어진다. 반면에, 메쉬의 크기가 1배 초과일 경우, 일반적으로 공극이 커질수록 기포 배출에 유리하지만, 메쉬의 공극 사이로 제1 및 제2 프리프레그층(120, 130)이 침투하여 공극을 메워버려 오히려 기포배출에 불리 해지며, 제2 프리프레그층(130)을 구성하는 프리프레그가 메쉬층(140)의 메쉬 공극으로 침투함으로써 메쉬의 패턴이 프로펠러(100) 표면에 드러나는 문제가 발생할 수 있다.
일 실시예에서, 메쉬층(140)과 제2 프리프레그층(130)의 두께비는 1:2 내지 20인 것이 바람직하다. 즉, 메쉬층(140)의 두께는 가장 얇은 가운데 부분과 가장 두꺼운 가장자리 부분 모두에서 제2 프리프레그층(130) 두께의 1/20 ~ 1/2의 범위에 있어야 한다. 두께비가 1/20 미만(1:20 초과)일 경우, 메쉬층(140)의 두께가 수 ㎛ 수준으로 낮아지므로 충분한 공극 확보가 어려워 기포의 배출이 원활하지 않다. 반면에, 두께비가 1/2을 초과(1:2 미만)하는 경우 메쉬층(140) 두께가 너무 두꺼워지므로 함침성에 문제가 발생하고, 본 발명의 요지인 여러 장 적층을 통한 메쉬층(140) 두께 구배를 만족시킬 수 없다.
본 발명의 일 실시예에 따른 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러(100)에서 상술한 메쉬층(140)의 적층 개념을 적용시, 금형 내의 성형 과정에서 제1 및 제2 프리프레그층(120, 130)을 구성하는 매트릭스 수지 유동은 메쉬층(140)의 두께가 얇은 부분에서 두꺼운 부분으로 발생하며 함침이 이루어진다. 따라서, 메쉬층(140)의 두께가 가장 얇은 가운데 부분부터 가장자리 부분으로 수지가 유동 및 함침되므로 금형 내부에서 발생한 기포는 수지와 함께 메쉬층(140)의 공극을 따라 프로펠러(100)의 가장자리 부분으로 이동하여 핀홀이 제거된다.
도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러의 제조방법을 나타내는 흐름도이다. 여기서, 상술한 본 발명의 일 실시예에 따른 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러와 중복되는 설명은 생략한다.
도 4를 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러의 제조방법은 프로펠러를 성형하기 위한 상부 및 하부 프로펠러 금형 내부에 이형처리를 하는 단계(S401), 제1 프리프레그층, 제2 프리프레그층 및 메쉬층을 재단하는 단계(S402), 재단된 제2 프리프레그층, 메쉬층 및 제1 프리프레그층을 상하 프로펠러 금형 내에 순차적으로 적층하는 단계(S403), 하부 금형에 적층된 제1 프리프레그층 상에 폼코어 형성을 위한 발포 소재를 위치시키는 단계(S404), 상하 프로펠러 금형을 치합하는 단계(S405), 치합된 프로펠러 금형을 프레스에 장착 후 가열 및 가압하는 단계(S406) 및 성형이 완료된 프로펠러를 탈형 및 트리밍을 하는 단계(S407)를 포함한다. 또한, 본 발명의 일 실시예에 따른 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러의 제조방법은 가열 및 가압하는 단계(S406) 이전에 치합된 금형을 50 내지 100℃의 온도에서 예열하는 단계를 더 포함할 수 있다.
먼저, 상부 및 하부 프로펠러 금형 내부에 이형처리를 하는 단계(S401)는 프로펠러 금형의 내부 표면을 이형제로 도포한다. 이때, 프로펠러 금형 표면을 균일하고 매끈하게 만들 수 있도록, 고상이 아닌 액상의 이형제를 사용하는 것이 바람직하다. 또한, 이형제가 도포된 표면을 융과 같은 직조물로 닦아 내어 마감하는 것이 바람직하다. 이형제가 표면에 균일하고 매끈하게 도포되지 않으면 금형 표면에 이형제의 얼룩이 남고 이는 성형 후 성형품의 표면 얼룩으로 전사될 수 있으며, 금형 표면에 과도하게 남아 있는 이형제에 의해서 프리프레그 적층 시 금형 표면과의 접착력이 떨어질 수 있다.
다음으로, 제1 프리프레그층, 제2 프리프레그층 및 메쉬층을 재단하는 단계(S402)는 제1 프리프레그층을 형성하는 프리프레그를 섬유의 배열 방향으로 재단하는 단계, 제2 프리프레그층을 형성하는 프리프레그를 섬유 배열 방향에 대해서 +40도/-50도 내지 +50도/-40도의 각도 범위를 가지도록 재단하는 단계 및 메쉬층을 재단하는 단계를 포함할 수 있다. 또한, 메쉬층을 재단할 때는 적층되는 서로 다른 메쉬층을 구성하는 메쉬의 가운데 부분이 일부 도려내진 취출 패턴을 가지도록 재단하는데, 도 3b에 도시된 바와 같이 프로펠러(100) 가운데 부분에서 가장자리 부분으로 가면서 점점 두꺼워지는 두께 구배를 가지도록 취출 패턴은 모두 동일하지만 취출 패턴의 크기가 점점 커지도록 재단하는 것이 바람직하다.
다음으로, 재단된 제2 프리프레그층, 메쉬층 및 제1 프리프레그층을 상하 프로펠러 금형 내에 순차적으로 적층하는 단계(S403)는 이형 처리된 프로펠러 금형 표면에 제2 프리프레그층, 메쉬층 및 제1 프리프레그층을 순차적으로 적층한다. 이때, 메쉬층이 가운데에서 가장자리 방향으로 두께가 두꺼워지는 두께 구배를 가지도록 S402단계에서 서로 다른 취출 크기를 가지는 메쉬층을 순서대로 적층한다.
다음으로, 하부 금형에 적층된 제1 프리프레그층 상에 폼코어 형성을 위한 발포 소재를 위치시키는 단계(S404)는 S403 단계를 통해서 적층된 제1 프리프레그층 표면에 액상의 발포수지를 도포 또는 시트상의 발포폼을 적층하는 단계이다. 이때, 프리프레그가 적층된 상부 금형과 하부 금형이 존재하는데, 둘 중 어느 쪽에 적층하여도 무방하나, 하부 금형상에 적층하는 것이 공정을 보다 원활하게 진행할 수 있으므로 바람직하다.
상하 프로펠러 금형을 치합하는 단계(S405)는 상부 프로펠러 금형과 하부 프로펠러 금형을 치합한다. 이때, 상부 금형을 하부 금형에 덮을 때, 금형 내부에 적층된 프리프레그가 밀리거나, 금형 표면에서 떨어지지 않도록 하는 것이 바람직하다. 이를 위해서는 프로펠러 금형 자체에 상하 금형 위치 지정을 위한 가이드핀 혹은 가이드 플레이트 등을 적용하는 것이 바람직하다.
다음으로, 후술하는 S406 단계를 수행하기 이전에, 치합된 금형을 50 내지 100℃의 온도에서 예열하는 단계를 더 수행할 수 있다. 이는 프리프레그에 함침되어 있는 매트릭스 수지의 점도를 낮추어 흐름성을 좋게 하기 위한 것으로 이러한 예열 공정을 통해 프로펠러의 외관을 우수하게 하여 성능 향상을 도모할 수 있다. 이때, 예열 온도가 50℃ 미만에서는 매트릭스 수지 점도 하강 효과가 낮아 수지 흐름성이 향상되지 않으며, 100℃ 이상에서는 매트릭스 수지의 흐름성은 극대화되지만 경화가 진행되어 외관 문제를 야기할 수 있다.
다음으로, 치합된 프로펠러 금형을 프레스에 장착 후 가열 및 가압하는 단계(S406)는 프로펠러 금형 내부에 안치된 제1 프리프레그층 및 제2 프리프레그층에 프레스를 통해 소정의 온도, 압력을 가하고 액상 발포수지를 적용한 경우 그것이 열에 의해 발포가 일어나도록 하여 프로펠러(100)를 제조한다. 이 과정에서, 제1 프리프레그층 및 제2 프리프레그층을 구성하는 매트릭스 수지가 메쉬층의 두께가 가장 얇은 가운데 부분부터 가장자리 부분으로 유동 및 함침되므로 금형 내부에서 발생한 기포가 매트릭스 수지와 함께 메쉬층의 공극을 따라 프로펠러의 가장자리 부분으로 이동하여 핀홀이 제거된다.
이때 성형 금형에 가해지는 온도(프레스의 온도)는 100 내지 150℃ 온도에서 수행되는 것이 바람직하며, 가압 시간은 0.5 내지 5시간인 것이 바람직하다. 가압 온도가 100℃ 미만인 경우 프로펠러 금형 내부의 폼코어, 제1 프리프레그층 및 제2 프리프레그층에 미경화로 인한 성형 불량 및 물성 저하의 문제가 발생하며, 가압 온도가 150℃를 초과하는 경우 프로펠러 금형 내부의 폼코어, 제1 프리프레그층 및 제2 프리프레그층에 과도한 온도로 인한 수지 열화의 문제가 발생한다.
또한, 성형 금형에 가해지는 가압 압력(프레스의 가압 압력)은 0.1 내지 10MPa인 것이 바람직하다. 압력이 0.1MPa 미만인 경우 낮은 압력으로 인해 금형 내부에 안치된 프리프레그가 충분히 가압되지 못하여 표면 미함침 혹은 제1 프리프레그층과 제2 프리프레그층 사이의 층간 접착력이 저하되는 문제가 있으며, 압력이 10MPa를 초과하는 경우 과도한 압력으로 인해 금형이 변형되거나 그로 인한 프로펠러 단면 형상이 변하는 문제가 발생한다.
다음으로, 성형이 완료된 프로펠러를 탈형 및 트리밍을 하는 단계(S407)는 금형이 매트릭스 수지의 유리전이온도 이하로 냉각된 후에 탈형하는 것이 바람직하다. 유리전이온도 이상에서 탈형시 폼코어의 압축반발력으로 인해 프로펠러 단면이 부풀어 올라 성능이 저하되는 문제가 발생할 수 있다. 또한, 트리밍 단계는 프로펠러 형상 외부로 삐져나온 수지 혹은 탄소섬유의 버(burr)를 제거하고 모터에의 장착을 위한 홀을 타공하는 공정으로 기계 가공을 통해서 진행하는 것이 바람직하다. 또한 홀의 타공 위치는 좌우앞뒤로 치우치지 않도록 정확한 위치에 하는 것이 바람직하다.
도 5는 본 발명의 다른 실시예에 따른 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러의 길이 방향 단면도이다. 도 5에서는 설명의 편의를 위하여 메쉬층(140)을 미도시하였다.
도 1 내지 도 5를 참조하면, 프로펠러(100)를 회전시키는 회전축과 프로펠러(100)를 연결하는 연결부(160)는 허브로서 경질의 플라스틱 또는 경질의 금속으로 형성될 수 있다. 회전축과 프로펠러(100)는 일반적으로 볼트 및/또는 너트 체결을 통해 연결되므로, 체결 토크에 의해서 프로펠러가 두께방향으로 찌부러질 가능성이 있다. 따라서 허브부분의 내부는 프로펠러의 두께방향 변형에 대한 저항성이 강한 경질의 플라스틱 또는 금속재를 사용하는 것이 바람직하다. 보다 바람직하게는 프로펠러의 중량저감을 위하여 밀도가 낮은 경질의 플라스틱을 사용할 수 있다. 더욱 바람직하게는 프로펠러의 길이방향 휘어짐을 방지하기 위하여 섬유강화플라스틱을 사용할 수 있다. 이때, 연결부(160)를 제1 프리프레그층(120) 및 제2 프리프레그층(130)과 동일한 섬유강화플라스틱으로 하는 것이 바람직할 수 있다. 다만, 연결부(160)는 섬유강화플라스틱으로만 한정되는 것은 아니며, 설계에 따라 유리섬유 프리프레그의 사용이 가능하다.
또한, 연결부(160)는 폼코어(110)의 회전축 방향 단부에 위치하며, 연결부(160)의 표면에는 폼코어(110)와 동일하게 제1 프리프레그층(120), 메쉬층(140) 및 제2 프리프레그층(130)이 순차적으로 적층된다.
또한, 프로펠러(100)는 회전축과 연결되지 않는 반대측 단부가 회전축 방향으로 구부러진 윙렛(150)을 더 포함할 수 있다. 윙렛(150)은 프로펠러(100)의 끝단이 회전축의 방향으로 일정한 각도로 꺾어진 형태의 구조물로서, 프로펠러가 회전 시 프로펠러 상하면의 압력차에 의해서 프로펠러 끝단에서 발생하는 와류를 저감시킨다. 프로펠러(100)의 윙렛(150)에 의해 프로펠러 끝단 와류가 저감되어 추력을 상승시키고 항력을 저감시킨다. 또한 와류의 저감으로 인해 소음이 감소하는 효과도 있다.
윙렛(150)은 프로펠러의 상부방향 혹은 하부방향 어느 방향으로도 형성할 수 있으나 전후좌우에 비해서 상하로의 방향 전환이 많은 무인항공기의 움직임을 고려하면 하부방향 즉, 지상 방향으로 구부러지는 것이 바람직하다.
윙렛(150)은 윙렛(150)의 외면(상부)이 프로펠러(100)의 길이방향의 축(Z축)에 대하여 이루는 각도 θ가 60도 내지 89도의 구부러짐 각도로 형성될 수 있다. 또한, 윙렛(150)이 89도보다 큰 각도에서는 프로펠러 형상에 언더컷이 생기므로 상하 금형을 치합할 수 없는 상태가 된다. 특히, 90도에서는 상하금형을 치합한 후 압력을 가할 시 윙렛(150)의 외면과 내면에는 압력이 가해지지 않아 우수한 표면의 제품을 얻을 수 없다. 그리고 윙렛(150)의 각도가 60도보다 작은 경우, 윙렛 적용에 의한 효과가 희석되는 문제가 있다. 프로펠러(100) 끝단에서 발생하는 와류는 프로펠러(100)의 끝부분의 아랫면에서부터 윗면으로 소용돌이 치며 이동하면서 프로펠러(100)의 윗면을 눌러주게 되는데, 60도보다 작은 각도에서는 이러한 와류에 의한 프로펠러 끝단 누름 효과가 커지게 되어 추력을 약화시키게 된다.
윙렛(150) 끝단의 단면은 일직선으로 윙렛 상하면의 제1 프리프레그층(120) 및 제2 프리프레그층(130)이 서로 평행하게 맞닿은 형태를 가질 수 있다. 윙렛(150)의 끝단 단부는 와류의 발생을 최소화하기 위하여 가능한 얇게 형성하는 것이 바람직하다. 이를 위해 윙렛(150)의 상면과 하면의 윙렛 끝단 방향으로의 연장선이 서로 맞닿아 단부에 평면이 생기지 않는 형태가 바람직하다. 그리고 윙렛(150)은 회전축 방향에서 타측 단부 방향으로 두께가 점차 얇아져 윙렛(150)의 끝단 단부는 예리하게 뽀족한 형태를 취하도록 형성될 수 있다.
이상에서 본 발명의 바람직한 실시예에 대하여 상세하게 설명하였지만 본 발명의 권리범위는 이에 한정되는 것은 아니고 다음의 청구범위에서 정의하고 있는 본 발명의 기본 개념을 이용한 당업자의 여러 변형 및 개량 형태 또한 본 발명의 권리범위에 속하는 것이다.
100: 프로펠러
110: 폼코어
120: 제1 프리프레그층
130: 제2 프리프레그층
140: 메쉬층
140-1 ~ 140-5: 메쉬층을 구성하는 적층된 메쉬
150: 윙렛
160: 연결부

Claims (17)

  1. 내부에 위치한 폼코어;
    상기 폼코어의 표면에 위치한 제1 프리프레그층;
    상기 제1 프리프레그층의 상에 위치한 다공성의 메쉬층; 및
    상기 메쉬층 상에 위치한 제2 프리프레그층;
    을 포함하는, 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 메쉬층은 프로펠러 폭 방향을 기준으로 가운데에서 가장자리 방향으로 두께가 두꺼워지는 두께 구배를 가지는, 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러.
  3. 제1항에 있어서,
    상기 메쉬층은 프로펠러 폭 방향을 기준으로 가운데 부분의 두께 대비 가장자리 부분의 두께 비가 1:2 내지 10인, 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러.
  4. 제1항에 있어서,
    상기 메쉬층은 프로펠러 폭 방향을 기준으로 가운데에서 가장자리 방향으로 매쉬의 적층 수가 늘어나는, 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러.
  5. 제1항에 있어서,
    상기 메쉬층은 상기 제1 프리프레그층 및 상기 제2 프리프레그층 이상의 면적을 가지는, 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러.
  6. 제1항에 있어서,
    상기 메쉬층은 탄소섬유, 유리섬유, 무기섬유 및 유기섬유 중에서 선택된 적어도 하나 이상의 섬유를 포함하는, 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러.
  7. 제1항에 있어서,
    상기 메쉬층은 0도와 90도 방향으로 연속적으로 직조된 직조 메쉬 및 단섬유가 랜덤 배향된 부직포 메쉬 중 적어도 하나의 종류를 포함하는, 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러.
  8. 제1항에 있어서,
    상기 메쉬층의 메쉬 크기는 상기 제2 프리프레그층의 직물에 사용된 탄소섬유 다발 폭의 0.1배 내지 1배인, 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러.
  9. 제1항에 있어서,
    상기 메쉬층과 상기 제2 프리프레그층의 두께비는 1:2 내지 20인, 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러.
  10. 제1항에 있어서,
    상기 제2 프리프레그층을 구성하는 프리프레그의 수지 유동은 메쉬층의 두께가 얇은 가운데 부분에서 두꺼운 가장자리 부분으로 이루어지는, 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러.
  11. 제1항에 있어서,
    상기 제1 프리프레그층은 상기 프로펠러의 길이방향으로 배치되고, 상기 제2 프리프레그층은 상기 프로펠러의 길이방향에 대하여 +40도/-50도 내지 +50도/-40도의 각도 범위를 가지도록 배치되는, 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러.
  12. 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러의 제조방법으로서,
    상부 및 하부 프로펠러 금형 내부에 이형처리를 하는 단계;
    제1 프리프레그층, 제2 프리프레그층 및 메쉬층을 재단하는 단계;
    재단된 제2 프리프레그층, 메쉬층 및 제1 프리프레그층을 상하 프로펠러 금형에 적층하는 단계;
    하부 금형에 적층된 제1 프리프레그 상에 폼코어 형성을 위한 발포 소재를 위치시키는 단계;
    상하 프로펠러 금형을 치합하는 단계;
    치합된 프로펠러 금형을 프레스에 장착 후 가열 및 가압하는 단계로서, 프리프레그 성형과 동시에 액상 발포 수지를 발포시켜 폼코어를 형성하는 단계; 및
    성형이 완료된 프로펠러를 탈형 및 트리밍을 하는 단계;
    를 포함하는, 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러의 제조방법.
  13. 제12항에 있어서,
    상기 메쉬층은 프로펠러 폭 방향을 기준으로 가운데에서 가장자리 방향으로 두께가 두꺼워지는 두께 구배를 가지도록 다수의 매쉬가 구비된, 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러의 제조방법.
  14. 제12항에 있어서,
    상기 메쉬층은 프로펠러 폭 방향을 기준으로 가운데 부분의 두께 대비 가장자리 부분의 두께 비가 1:2 내지 10인, 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러의 제조방법.
  15. 제12항에 있어서,
    상기 메쉬층은 상기 제1 프리프레그층 및 상기 제2 프리프레그층 이상의 면적을 가지는, 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러의 제조방법.
  16. 제12항에 있어서,
    상기 메쉬층은 0도와 90도 방향으로 연속적으로 직조된 직조 메쉬 및 단섬유가 랜덤 배향된 부직포 메쉬 중 적어도 하나의 종류를 포함하는, 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러의 제조방법.
  17. 제12항에 있어서,
    상기 제1 프리프레그층은 상기 프로펠러의 길이방향으로 배치되고, 상기 제2 프리프레그층은 상기 프로펠러의 길이방향에 대하여 +40도/-50도 내지 +50도/-40도의 각도 범위를 가지도록 배치되는, 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러의 제조방법.
KR1020220035259A 2022-03-22 2022-03-22 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러 및 이의 제조방법 KR102638697B1 (ko)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020220035259A KR102638697B1 (ko) 2022-03-22 2022-03-22 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러 및 이의 제조방법

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020220035259A KR102638697B1 (ko) 2022-03-22 2022-03-22 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러 및 이의 제조방법

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20230138065A true KR20230138065A (ko) 2023-10-05
KR102638697B1 KR102638697B1 (ko) 2024-02-20

Family

ID=88294106

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020220035259A KR102638697B1 (ko) 2022-03-22 2022-03-22 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러 및 이의 제조방법

Country Status (1)

Country Link
KR (1) KR102638697B1 (ko)

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1159782A (zh) * 1994-08-01 1997-09-17 联合工艺公司 翼型结构的成型方法和装置
JP2006219078A (ja) * 2005-02-14 2006-08-24 Honda Motor Co Ltd 航空機用複合体及び航空機の複合体構造部の製造方法
KR101396290B1 (ko) 2012-11-06 2014-05-19 한국항공우주산업 주식회사 터보프롭 항공기용 프로펠러 블레이드
US20160023427A1 (en) * 2012-05-29 2016-01-28 Niles Nanofabrix Nanomaterial based fabric reinforced with prepreg methods, and composite articles formed therefrom
KR20180067765A (ko) 2016-12-12 2018-06-21 한국항공우주연구원 드론용 2엽 프로펠러 및 이의 제조방법
US10046849B2 (en) * 2013-03-26 2018-08-14 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Fuel tank, main wings, aircraft fuselage, aircraft, and moving body
KR102213587B1 (ko) * 2020-02-07 2021-02-05 도레이첨단소재 주식회사 폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러 및 그의 제조방법
KR102320344B1 (ko) * 2020-08-21 2021-11-02 도레이첨단소재 주식회사 폼재를 이용한 무인 항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러 및 이의 제조방법

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN1159782A (zh) * 1994-08-01 1997-09-17 联合工艺公司 翼型结构的成型方法和装置
JP2006219078A (ja) * 2005-02-14 2006-08-24 Honda Motor Co Ltd 航空機用複合体及び航空機の複合体構造部の製造方法
US20160023427A1 (en) * 2012-05-29 2016-01-28 Niles Nanofabrix Nanomaterial based fabric reinforced with prepreg methods, and composite articles formed therefrom
KR101396290B1 (ko) 2012-11-06 2014-05-19 한국항공우주산업 주식회사 터보프롭 항공기용 프로펠러 블레이드
US10046849B2 (en) * 2013-03-26 2018-08-14 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Fuel tank, main wings, aircraft fuselage, aircraft, and moving body
KR20180067765A (ko) 2016-12-12 2018-06-21 한국항공우주연구원 드론용 2엽 프로펠러 및 이의 제조방법
KR102213587B1 (ko) * 2020-02-07 2021-02-05 도레이첨단소재 주식회사 폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러 및 그의 제조방법
KR102320344B1 (ko) * 2020-08-21 2021-11-02 도레이첨단소재 주식회사 폼재를 이용한 무인 항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러 및 이의 제조방법

Also Published As

Publication number Publication date
KR102638697B1 (ko) 2024-02-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP2113373B1 (en) Method for manufacturing of a fibre reinforced laminate and of a laterally extended material which has in a first lateral direction a greater stiffness than in a second lateral direction
CN107225773B (zh) 用于组装加强的复合结构的方法
KR102047554B1 (ko) 복합재 햇 보강재, 복합재 햇-보강 압력 웨브, 및 그 제조 방법
US5279892A (en) Composite airfoil with woven insert
US6187411B1 (en) Stitch-reinforced sandwich panel and method of making same
CN106081051B (zh) 硼纤维加强结构组件
EP1979157B1 (en) Composite aircraft floor system
EP2476540A1 (en) Stiffening sheet for use in a fibre reinforced laminate, fibre reinforced laminate and wind turbine blade, and a method of manufacturing a fibre reinforced laminate
EP3293104B1 (en) Open-channel stiffener
CN101171122B (zh) 制造中空纤维增强结构件的方法
US9211689B2 (en) Composite material structures with integral composite fittings and methods of manufacture
KR102213587B1 (ko) 폼재를 이용한 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러 및 그의 제조방법
US20110135486A1 (en) Belt of a rotor blade of a wind power plant
WO2009111468A1 (en) Wing and blade structure using pultruded composites
US7625618B1 (en) Advanced composite aerostructure article having a braided co-cured fly away hollow mandrel and method for fabrication
EP2625029A1 (en) Structural component, aircraft or spacecraft, and method
US20100196654A1 (en) Process for producing composite laminate structures and composite laminate structures formed thereby
JP5731392B2 (ja) 航空機の平面部材およびその製造方法
KR102213059B1 (ko) 선박용 복합재 패널 및 그 제조방법
WO2018074423A1 (ja) ファン動翼及びその製造方法
US20210316526A1 (en) Fiber-reinforced composite blank, fiber-reinforced composite component, rotor blade element, rotor blade and wind turbine and method for producing a fiber-reinforced composite blank and method for producing a fiber-reinforced composite component
US11440652B2 (en) All-fabric spar for aerodynamic components
KR102638697B1 (ko) 무인항공기용 섬유강화플라스틱 프로펠러 및 이의 제조방법
JP4561344B2 (ja) 翼部材
NL2015889B1 (en) A stitch-reinforced sandwich panel.

Legal Events

Date Code Title Description
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant