KR20230156026A - 항공기의 날개 또는 꼬리 부분을 위한 단일체 복합재료 구조물을 제조하는 방법 - Google Patents

항공기의 날개 또는 꼬리 부분을 위한 단일체 복합재료 구조물을 제조하는 방법 Download PDF

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안토니오 바로니
알프레도 리차르디
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레오나르도 에스.피.에이.
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Abstract

본 발명은 섬유 강화 프리프레그 재료로부터 시작하여 제조되는 단일체(monolithic) 복합 재료 구조물(1)에 관한 것으로, 서로 대향하는 2개의 벽(6, 7) 및 이들 벽(6, 7) 사이에 횡으로 연장되는 적어도 하나의 상호연결 요소(8)를 포함하며, 이 요소는 그들 벽에 연결되고 또한 그들 벽과 함께 각각의 기다란 공동부(9)를 획정하며, 벽(6, 7)은 방향(B)의 상호 반대 측들에서 대칭적으로 연장되며, 상호 연결 요소(8)는 방향(B)에 대해 횡으로 연장되는 리브(10)이며, 적어도 하나의 벽(6, 7)은 샌드위치 구성을 가지며, 또한 서로 대향하는 2개의 패널(11, 12) 및 적어도 하나의 날개보(spar) 부재(13)를 포함하며, 이 날개보 부재는 패널(11, 12) 사이에서 횡으로 연장되어 있고, 그들 패널에 연결되며, 또한 그들 패널과 함께 각각의 기다란 공동부(14)를 획정하며 리브(10)에 대해 횡으로 연장되어 있다.

Description

항공기의 날개 또는 꼬리 부분을 위한 단일체 복합 재료 구조물을 제조하는 방법
관련 출원에 대한 상호 참조
본 특허 출원은 2021년 1월 4일에 출원된 이탈리아 특허 출원 번호 102021000000044로부터 우선권을 주장하며, 이의 전체 개시 내용은 본 명세서에 참조로 포함된다.
본 발명은, 이하의 설명에서 일반성을 잃지 않고 명시적으로 참조될 항공기, 특히 비행기의 날개 또는 꼬리 부분을 위한 단일체 복합 재료 구조물을 제조하는 방법에 관한 것이다.
잘 알려진 바와 같이, 날개 또는 꼬리 부분은, 항공기의 일부분이면서 중량을 줄이기 위해 적절한 공동부를 갖는 복합 재료 구조물을 내부에서 포함하는, 고정된 표면을 갖는 구조 요소이다.
특히, "날개"라는 용어는 항공기 또는 비행기의 일 구성 요소로서, 그의 표면 또는 표면들은 그 위를 흐르는 유체 흐름에 대해 특정 자세에 따라 배치되며, 그 표면 또는 표면들 자체에 작용하는 속도, 압력 및 점성 작용의 국부적인 변화와 관련된 복합적인 물리적 기구에 의해 야기되는 일련의 유체 역학적 작용(힘과 모멘트의 합력)을 발생시킬 수 있는 구성 요소를 의미한다.
꼬리 부분은 안정화 기능을 갖는 비행기 또는 항공기의 일부분이며, 하나 이상의 수평면 및 하나 이상의 수직면을 포함한다. 수평면은 종종 고정 부분(안정화기) 및 이 안정화기의 후방부에 힌지되는 움직이는 부분(밸런서(balancer))으로 이루어진다. 어떤 경우에는, 수평면은 단일 표면, 스태빌레이터(stabilator)(안정화기 및 밸런서의 축약형)로 형성된다. 수직면은 또한 2개의 표면, 즉 고정된 표면(꼬리 핀(fin)) 및 움직이는 표면(방향타)으로 이루어지는데, 하지만 일부 고성능 비행기의 경우에는(군용 및 곡예 비행), 완전히 움직일 수 있는 수직 꼬리 부분이 있다.
또한, 비행기의 날개와 꼬리 부분은 종종 루트(root)(즉, 동체에 연결되는 영역)로부터 자유 단부까지 테이퍼형 패턴을 갖는 것으로 알려져 있다.
다시 말해, 루트의 중앙 영역을 자유 단부의 중앙 영역에 연결하는 연결부를 날개 또는 꼬리 부분의 길이방향 연장 방향이라고 하고 또한 그 길이방향에 대해 횡으로 연장되고 날개 선단 엔지를 날개 또는 꼬리 부분 자체의 후단 에지에 연결하는 가상의 세그먼트를 익현(chord)이라고 하면, 앞에서 언급한 익현의 길이가, 동체로부터 멀어지면서 날개 또는 꼬리 부분의 자유 단부 쪽으로 가면서 어떻게 감소하는지를 관찰할 수 있다.
위에서 언급한 바와 같이, 알려진 유형의 날개와 꼬리 부분은 모두 내부적으로 복합 재료로 제조된 구조물을 가지며, 이 구조물은 필수적으로 다음을 포함한다:
- 제 1 벽;
- 제 1 벽과 대향하고 또한 그 벽으로부터 영이 아닌 양으로 이격되어 배치되는 하측 벽; 및
- 제 1 벽과 제 2 벽 사이에서 연장되고 이들 벽 사이에서 그 벽들과 함께 각각의 기다란 관통 공동부를 획정하는 복수의 상호 연결 요소.
복합 재료를 사용하면, 비행기의 전체 중량을 줄이는 동시에 매우 강한 구조물을 얻을 수 있다.
알려진 유형의 구조물의 제 1 및 제 2 벽은 대략 평행하며, 더 정확하게는, 날개 또는 꼬리 부분의 자유 단부 쪽으로 서로 약간 수렴한다.
상호 연결 요소는, 날개 또는 꼬리 부분의 익현에 대해 횡으로 그리고 루트를 날개 또는 꼬리 부분의 자유 단부에 연결하는 각각의 방향으로 연장되는 날개보 부재에 의해 규정된다.
보다 정확하게는, 날개보 부재는 일반적으로 구조물의 벽에 실질적으로 수직인 또는 더 일반적으로는 그 벽에 대해 횡으로 있는 칸막이로 이루어진다.
설명된 구조물은, 탄소 섬유, 아라미드 섬유, 유리 섬유 등과 같은 다른 성질의 섬유로 강화되는 열경화성 매트릭스(수지)를 갖는 프리프레그(prepreg)로부터 시작하여, 아래에서 언급하는 단계를 포함하는 공지된 방법을 사용하여 제조된다.
먼저, 프리프레그 상태의 각 날개보 부재가 적절한 예비 형성 도구에서 예비형성되어, C-단면 가지며 후방부 및 이 후방부의 상호 반대편 단부 가장자리로부터 수직으로 돌출하는 2개의 플랜지로 이루어지는 2개의 기다란 프로파일 요소를 만들고, 날개보 부재를 형성하기 위해, 2개의 C-형 프로파일 요소가 각각의 후방부를 따라 함께 결합되어, 대향하는 오목부를 제공한다.
특히, 각 C-형 프로파일 요소는 실질적으로 평행육면체 프로파일을 갖는 예비 형성 도구의 3개의 평평한 면 상에 적층되며, 그 도구의 제 1 면은 프리프레그에 의해 완전히 코팅되는 반면, 제 1 면에 인접하고 그 면에 수직이고 서로 평행한 2개의 다른 면은 어떤 범위에 대해서만 코팅된다.
필요한 진공 통합 후에 그리고 미리 결정된 온도에서, C-형 프로파일 요소는 위에서 설명한 방식으로 2개씩 결합되어, 원하는 개수의 날개보 부재를 형성하며, 이 날개보 부재는, 기다란 핀의 형상을 갖는 각각의 강성적인 지지 도구에 의해 후속 경화 단계를 위해 제 위치에 그리고 미리 결정된 거리로 유지된다.
예비 형성 작업은, 프리프레그 재료가 중합 과정을 거치지 않고 통합된 형상을 얻을 수 있도록 하는 진공 및 온도 적용 공정이다.
각 지지 도구는 실질적으로 평행육면체이고 강성적인 고체의 기다란 본체로 구성되며, 이 본체는 평평한 면으로 획정되고, 제조될 구조물의 기다란 공동부의 형상에 대응하는 단면을 갖는다.
여전히 미리 형성된 프리프레그 형태인 각 날개보 부재를 2개의 지지 도구 사이에 배치하기 전에, 지지 도구는 다음과 같은 연속적인 단계로 이루어지는 드레싱 작업을 받게 된다:
- 나중에 지지 도구 자체를 각각의 기다란 공동부로부터 용이하게 빼내기 위해, 예를 들어 필름 형태의 분리제 층을 각 지지 도구에 가하는 단계;
- 이렇게 준비된 각 지지 도구에 관형 백을 장착하는 단계(이때 후속 밀봉 작업을 위해 지지 도구 자체의 각 단부에 그 관형 백의 잉여분을 남겨둠);
- 각 지지 도구 상에 그리고 관형 백의 외부에 통기성 직물을 감싸고 그 직물의 플랩을 실란트(sealant)로 고정시키는 단계;
- 이렇게 준비된 각 지지 도구에 관형 분리 필름을 장착하는 단계(이 경우에도, 후속 밀봉 작업을 위해 지지 도구 자체의 각 단부에 그 분리 필름의 잉여분을 남겨둠);
- 관형 백과 관형 분리 필름의 단부를 실란트로 밀봉하는 단계;
- 진공을 가하고 관형 분리 필름이 상대적인 지지 도구 상에서 전체 드레싱을 수축시키기를 기다리는 단계.
이때, 각각의 후방부를 따라 함께 결합된 2개의 C-형 프로파일 요소로 구성되는 미리 형성된 날개보 부재는, 이전에 전술한 드레싱 작업을 받은 지지 도구 사이에 위치되고, 특히 미리 형성된 각 날개보는,
- 그것을 구성하는 상대적인 한 쌍의 C-형 프로파일 요소의 후방부가 2개의 서로 인접하는 지지 도구의 두 대향하는 평평한 면 사이에 개재되도록, 그리고
- 각 프로파일 요소의 날개가 서로 평행하게 또한 프로파일 요소 자체의 후방부를 지지하는 평평한 면에 실질적으로 수직하게 상대적인 지지 도구의 각각의 평평한 면에 안착되도록
배치된다.
미리 형성된 날개부 부재 및 이전에 드레싱된 지지 도구로 구성되는 그렇게 형성된 어셈블리는, 하측 플레이트, 상측 플레이트 및 상하측 플레이트를 연결하는 2개의 상호 대향 측벽을 포함하는 성형 몰드 안에 삽입된다.
특히, 2개의 상측 및 하측 플레이트 각각에 하나 이상의 프리프레그 재료 층이 적층되며, 이 층은, 경화 단계 후에 제조될 구조물의 제 1 및 제 2 벽을 구성하게 될 제 1 및 제 2 외피부를 규정하도록 되어 있다.
더 정확하게는, 제 1 외피부를 지니고 있는 성형 몰드의 하측 플레이트 상에, 각각의 지지 도구에 의해 제 위치에 유지되는 예비 형성된 날개보 부재가 위치되며, 이어서, 제 2 외피부를 지니고 있는 성형 몰드의 상측 플레이트는 몰드 자체 의 측벽과 예비 형성된 날개보 부재 및 지지 도구로 구성된 어셈블리에서 폐쇄된다.
이때, 전체 성형 몰드에 분리 필름, 통기성 직물 및 백 필름이 연속적으로 배치되며, 백 필름은 성형 몰드의 기부에서 실란트로 밀봉된다.
각 지지 도구에 배치된 관형 분리 필름은 그의 단부에서 개방되어 있고, 상대적인 지지 도구에 비해 길이가 초과된 부분이 절단된다.
각각의 지지 도구 상에 있는 관형 백은 단부에서 풀리고 밀봉된다.
따라서, 성형 몰드에 배치되는 외부 백의 가장자리를 지지 도구의 관형 백의 단부로 밀봉하고 또한 인접하는 관형 백의 단부를 밀봉하여, 소위 엔빌롭(envelope) 백이 형성된다.
이때, 외부 백의 재료가 성형 몰드의 외부 표면 쪽으로 수축될 때까지 진공이 엔빌롭 백 내부에 가해진다.
그런 다음 관형 백의 단부가 개방되고, 진공을 계속 가하여, 관형 백 자체가 각각의 지지 도구로부터 분리되어, 엔빌롭 백 내부의 부피가 최소화되는 경향이 있다.
이때, 지지 도구가 빼내지고, 그렇게 형성된 어셈블리가 오토클레이브에 보내져, 주어진 압력 및 온도 값(예컨대, 에폭시 수지의 경우 경화 온도는 약 180℃이고 경화 압력은 6 내지 7 bar임)에서 경화 작업이 수행된다.
설명된 방법 및 사용되는 도구는 예비 형성품을 정확하게 위치시킬 수 있고 또한 엔빌롭 백을 형성하고 제조하기 위한 몰드의 폐쇄 작업 동안에 그 예비 형성품의 위치를 유지시킬 수 있다.
경화 주기 전에 지지 도구를 빼내면, 경화에 필요한 압력 및 온도 조건 하에 있는 도구가 부적절하게 변형되는 것이 방지되어, 모든 복합 재료 부품에 압력이 균일하게 가해지는 것이 보장된다.
관형 백은, 대신에, 이 백과 접촉하는 복합 재료 부품에 압력이 균일하게 가해질 수 있게 해준다.
그러나, 본 출원인은. 설명된 구조물 및 이를 얻기 위한 방법은 개선의 여지가 있음을 주목하였다.
특히, 앞 페이지에서 자세히 분석된 알려진 유형의 다중 날개보 구조물에서,제 1 벽과 제 2 벽을 규정하는 2개의 외피부 사이에 그리고 다양한 날개보 부재 사이에 외부 하중이 분산되며, 날개 또는 꼬리 부분은 아러한 유형의 구조물을 가지며, 최종 사용에 완벽하게 기능적이면서, 비틀림 보다 굼힘 면에서 기술적으로 더 좋은 성능을 발휘한다.
따라서, 굽힘 하중에 대해 공지된 날개 및 꼬리 부분과 동일한 거동을 나타내면서 작동 중에 비틀림 하중에 대해 더 나은 반응을 갖는, 날개 및 꼬리 부분을 제조하기 위한 업계의 요구가 있다.
추가로, 날개 또는 꼬리 부분을 위한 구조물을 제조하는 방법을 더 효율적이고 비용이 덜 들도록 하기 위해 그 방법을 단순화할 업계의 요구도 있고, 마지막으로, 표면, 특히 구조물 내부의 표면의 마무리 질은 추가 개선을 필요로 한다.
US 2017/0174313 A1은 항공기의 날개를 위한 복합 재료 구조물을 제조하는 방법을 설명한다. 이 방법은 나란히 서로 평행하게 배치되는 지지 도구 어셈블리 주위에 링으로 감겨지는 비경화 복합 재료로 된 2개의 외피부를 사용하고, 날개의 각각의 리브를 규정하도록 되어 있는 비경화 복합 재료가 각 쌍의 지지 도구 사이에 개재된다. 그 방법은 또한 두 외피부 사이의 특정 위치에 삽입되고 최종 경화 단계 동안에 지지 요소의 사용을 피하기 위해 충분한 가교 결합도를 갖는 예비 형성된 강화 구조물의 사용을 제공한다. 그러므로, 예비 형성된 강화 구조물의 구성 요소는, 외피부와 리브가 제조되는 시간과는 다른 시간에 제조되며, 그래서, 그 방법은 길고 복잡하게 된다. 예비 형성된 적어도 부분적으로 가교 결합된 강화 구조물과 비경화 외피부를 결합하기 위해 접착제 또는 다른 고정 시스템을 사용해야 한다. 따라서, 얻어진 구조물은 단일체(monolithic)라고 할 수 없는데, 즉 모든 부품이 동일하고 경화 단계 전에 동일한 조건을 갖는 프리프레그 재료를 사용하여 한 번에 얻어진다고 말할 수 없다.
본 발명의 목적은, 신뢰성이 높고 비용이 제한적이며 또한 공지된 유형의 단일체 복합 재료 구조물을 제조하는 방법과 관련된 위에서 특정된 요건들 중의 적어도 하나를 만족할 수 있는, 항공기의 날개 또는 꼬리 부분을 위한 단일체 복합 재료 구조물을 제조하는 방법을 제공하는 것이다.
본 발명에 따르면, 이러한 목적은 청구항 1에 청구된 바와 같은, 항공기의 날개 또는 꼬리 부분을 위한 단일체 복합 재료 구조물을 제조하는 방법으로 달성된다.
본 발명의 더 나은 이해를 위해, 순전히 예로서 그리고 첨부된 도면의 도움으로 바람직한 비제한적 실시예가 아래에 설명된다.
도 1은 본 발명의 방법에 따라 제조된 단일체 복합 재료 구조물을 날개 내부에 포함하는 항공기의 평면도이며, 명확성을 위해 일부분이 제거되어 있다.
도 2는 도 1의 단일체 구조물의 확대 사시도이며, 명확성을 위해 일부분이 제거되어 있다.
도 3은 도 2의 단일체 구조물의 일 세부의 확대 부분 단면 사시도이다.
도 4 및 도 5는 도 3의 세부의 추가 확대 부분 단면 사시도이다.
도 6 내지 9는 프리프레그 복합 재료에 의해 도 2의 단일체 구조물의 각각의 벽을 형성하고 적층하는 작업 동안 연속적인 단계에서 제 1 지지 도구의 부분 단면 사시도를 나타낸다.
도 10 내지 12는 프리프레그 복합 재료에 의해 도 2의 단일체 구조물의 각각의 상호 연결 요소를 형성하고 적층하는 작업 동안 연속적인 단계에서 제 2 지지 도구의 부분 단면 사시도를 나타낸다.
도 13 내지 15는 도 6 내지 12의 제 1 및 제 2 지지 도구에 의한 연속적인 제조 단계에서 도 2의 단일체 구조물의 부분 단면 사시도를 나타낸다.
도 16은 도 5와 유사한 도로, 단일체 박스형 복합 재료 구조물의 일 가능한 변형예의 세부를 부분 단면 사시도로 나타낸다.
도 17은 프리프레그 복합 재료에 의해 도 16의 변형예에 따른 단일체 구조물의 상호 연결 요소를 형성하고 적층하는 작업 동안 2개의 부분적으로 절단된 제 2 지지 도구를 사시도로 나타낸다.
도 1 및 도 2를 참조하면, "1"은 전체적으로 항공기를 위한, 즉 적어도 짧은 거리를 비행할 수 있는 이동체를 위한 단일체 복합 재료 구조물을 나타낸다.
도 1에 나타나 있는 예에서, 나타나 있는 항공기는, 공지된 방식으로, 동체(3), 2개의 날개(4) 및 복수의 꼬리 부분(5)(그 중의 꼬리 핀(fin) 및 2개의 안정화기가 부분적으로 보임)을 포함하는 비행기(2)이다.
비행기(2)는, 동체(3)의 축선 및 과 비행기(2) 자체의 전방 방향과 일치하는 축선(A)을 가지며, 날개(4)와 꼬리 부분(5)은 동체(3)로부터 시작하여 외팔보 형태로 연장된다.
보다 상세하게는, 각 날개(4)는 동체(3)에 연결되는 루트(root) 부분(4a) 및 이 루트 부분(4a) 자체의 반대편에 있는 자유 단부(4b)를 갖는다.
따라서 각 날개(4)는, 루트 부분(4a)의 중앙 영역을 자유 단부(4b)의 중앙 영역에 연결하는 접합부로서 식별되는 길이방향(B)을 따라 연장된다. 각 날개(4)의 길이방향 연장 방향(B)은 비행기(2)의 축선(A)에 대해 횡으로 배치되고, 경사진 경우에는, 동체(3)의 전방 부분 쪽으로 축선(A) 자체와 둔각을 형성한다. 대안적으로, 방향(B)은 축선(A)과 예각 또는 직각을 형성할 수도 있다.
각 날개(4)는, 방향(B)에 대해 횡으로, 바람 선단 에지(4c) 및 바람 후단 에지(4d)에 의해 더 획정되며, 각 날개(4)에서, 선단 에지(4c)는 비행기(2)의 전방 이동 방향을 기준으로 하여 후단 에지(4d)의 전방에 배치된다.
나타나 있는 경우에, 각 날개(4)는, 루트 부분(4a)에서 시작하여 자유 단부(4b) 쪽으로 진행하는 방향(B)을 따라 테이퍼형 패턴을 제공하며, 실제로, 방향(B)에 대해 횡으로 연장되고 각 날개(4)의 선단 에지(4c)를 후단 에지(4d)와 연결하는 가상의 세그먼트를 익현(chord)이라고 하면, 나타나 있는 경우에, 앞에서 언급한 익현의 길이는, 동체(3)로부터 멀어지면서 날개(4) 자체의 자유 단부(4b) 쪽으로 가면서 감소한다는 것을 알 수 있다.
도 1에 나타나 있는 예에서 알 수 있는 바와 같이, 구조물(1)은 각 날개(4)의 내부 부분을 구성한다.
구조물(1)은 또한 비행기(2)의 꼬리 부분(5) 각각에 또는 일반적으로 항공기의 날개 또는 꼬리 부분에 사용될 수 있음을 유의해야 한다.
도 1 내지 도 5를 참조하면, 구조물(1)은 다음을 포함한다:
- 제 1 벽(6);
- 자신의 최대 연장 표면을 따라 벽(6)의 최대 연장 표면과 대향하고 또한 그 표면으로부터 영이 아닌 양으로 이격되어 배치되는 제 2 벽(7); 및
- 벽(6, 7) 사이에서 횡으로 연장되어 이들 벽에 연결되고 또한 벽(6, 7) 자체와 함께 각각의 기다란 공동부(9)를 획정하는 복수의 상호 연결 요소(8).
나타나 있는 경우에, 벽(6)은 상대적인 날개(4)의 사용 위치에서 구조물(1)의 하측 벽을 규정하며, 벽(7)은 구조물(1) 자체의 상측 벽을 규정한다.
벽(6, 7)은 길이방향(B)의 상호 반대 측들에서 대칭적으로 연장되고 방향(B) 자체에 대략 평행하다.
상호 연결 요소(8)는 길이방향(B)에 대해 횡으로 연장되는 리브(10)로 구성된다.
각 벽(6, 7)은 다음을 포함하는 "샌드위치" 구조를 갖는다:
- 자신의 최대 연장 표면을 따라 다른 벽(7, 6)의 최대 연장 표면과 대향하는 제 1 패널(11);
- 최대 연장 표면을 따라 패널(11)의 최대 연장 표면과 대향하는 제 2 패널(12); 및
- 패널(11, 12) 사이에서 횡방향으로 연장되어 그 패널에 연결되며 또한 패널(11, 12) 자체와 함께 각각의 기다란 공동부(14)를 획정하며 리브(10)에 대해 횡으로 연장되는 복수의 날개보 부재(13).
실제로, 벽(6, 7)의 패널(11)은 서로 대향하며, 패널(11, 12) 자체에 대한 횡방향으로 패널(12) 사이에 개재되거나 더 내부에 배치된다.
패널(11) 및 마찬가지로 패널(12)은 길이방향(B)의 상호 대향 측들에서 대칭적으로 연장되고 방향(B) 자체에 대략 평행하다.
나타나 있지 않은 가능한 대안예에 따르면, 벽(6, 7) 중 하나만이 샌드위치 구조를 가질 수 있고, 다른 하나는 단순히 단일 패널로 형성될 수 있다.
나타나 있는 경우에, 각 벽(6, 7)의 패널(11, 12) 사이의 거리는 패널(11, 12) 자체에 대한 횡방향으로의 패널(11) 사이의 거리보다 작다.
벽(6, 7) 중의 하나만 전술한 샌드위치 구조를 갖고 다른 벽은 단일 패널로 형성되는 대안예의 경우, 샌드위치 구조를 갖는 벽(6, 7)의 패널(11, 12) 사이의 거리는 단일 패널에 의해 형성되는 벽(7, 6)으로부터 패널(11)의 거리보다 작다.
패널(11 및 12) 및 더 일반적으로는 벽(6 및 7)은, 나타나 있는 경우에, 날개(4)의 자유 단부(4b) 쪽으로 서로 약간 수렴한다. 나타나 있지 않은 가능한 대안예에 따르면, 패널(11 및 12) 및 더 일반적으로는 벽(6, 7)은 또한 서로 평행할 수 있다.
모든 경우에, 패널(11 및 12) 및 더 일반적으로 벽(6 및 7)은 서로 대략 평행한 것으로 간주될 수 있다.
리브(10) 및 날개보 부재(13)는 개방 또는 폐쇄 단면을 가질 수 있다.
도 2, 3 및 5에 나타나 있는 해결책에서, 리브(10)는 C-형 단면을 갖는다. 나타나 있지 않은 다른 가능한 대안예에 따르면, 리브(10)는 또한 I, T, 이중 T, 이중 C, Z 또는 기타와 같은 단면을 가질 수 있다.
나타나 있는 예에서, 각 벽(6, 7)의 날개보 부재(13)는 최외측 패널(12) 쪽으로 2개씩 수렴하는 경사진 I-형 단면을 갖는다. 이 경우에도, 날개보 부재(13)의 단면은 다르게, 예를 들어 수직 I, C, Z, T, 이중 T 등으로 되어 있을 수 있다.
구조물(1)은, 예컨대 탄소섬유 및/또는 아라미드 섬유 및/또는 유리 섬유 등과 같은 상이한 성질을 가질 수 있는 섬유로 강화되는, 예컨대, 열경화성 수지로 만들어지는 폴리머 매트릭스를 갖는 프리프레그(prepreg)로 시작하여 제조된다.
대안적으로, 구조물(1)은 위에서 언급된 종류의 섬유로 강화되는 열가소성 수지로 만들어지는 매트릭스 프리프레그로 시작하여 제조될 수도 있다.
양 경우에, 패널(11, 12)은 각각의 외피부(11a, 12a)(도 8, 9, 13, 14, 15)로 시작하여 제조되며, 아래에서 더 상세히 설명되는 바와 같이, 각 외피부는 각각의 평평한 표면에 적층되는, 위에서 언급된 섬유 강화 프리프레그의 하나 이상의 읓으로 형성된다.
도 6 내지 9를 참조하면, 날개보 부재(13)는, 날개보 부재(13) 자체의 길이방향 연장 방향으로 기다란 각각의 지지 도구(15) 상에 위에서 정의된 프리프레그 재료를 적층하여 얻어진다.
특히, 지지 도구(15)는 제조되는 구조물(1) 내의 미리 정해진 위치에 날개보 부재(13)를 유지하도록 되어 있으며, 가열 및 냉각에 반응하여, 즉 온도 자극에 반응하여 강성적인 상태로부터 가요적인 탄성 중합체 상태로 또한 그 반대로 전환될 수 있게 하기에 적절한 강화 재료와 폴리머에 기반한 조성을 갖는다.
지지 도구(15)를 구성하는 폴리머는 유리하게는 공지된 종류의 형상 기억 열경화성 또는 열가소성 폴리머이다. 폴리머는 예를 들어, 형상 기억을 갖는 에폭시 폴리머, 형상 기억을 갖는 시아네이트 에스테르 폴리머, 형상 기억을 갖는 폴리우레탄 폴리머, 형상 기억을 갖는 비닐 폴리머, 형상 기억을 갖는 폴리이미드 폴리머, 형상 기억을 갖는 말레이미드 폴리머 또는 코폴리머를 포함한 이들의 조합물일 수 있다.
형상 기억을 갖는 폴리머의 특성 덕분에, 지지 도구(15)는, 광범위한 반복 사용에도 불구하고 그리고 많은 가열 및 냉각 주기 후에도, 지지 도구를 전용의 교정 도구 안으로 삽입하여, 그의 원래의 강성적인 형상을 회복할 수 있다.
지지 도구(15)의 강화 재료는 하나 이상의 탄성 섬유를 포함할 수 있다.
특히, 강화 재료는 나일론 섬유, 라이크라 섬유, 폴리에스테르 섬유, 탄소 섬유, 유리 섬유, 아라미드 섬유, 붕소 섬유, 현무암 섬유, 폴리머 섬유, 절단 섬유, 메쉬, 3차원 섬유 예비 형성품, 일반적인 위사 직물, 능직물 또는 다른 유형의 직물 및 이들의 조합물을 포함할 수 있다. 나일론 섬유의 적절한 상업적 예는 Invista (Wichita, Kans.)에 의해 제조된 나일론이다.
일부 실시 형태에서 지지 도구(15)는 2개 이상의 상이한 종류의 강화 재료를 포함할 수 있다.
각 지지 도구(15)는 형성될 날개보 부재(13)의 연장 방향으로 기다란 각기둥 형상을 가지며, 또한 동일한 방향으로 중공 형상을 갖는다. 특히, 각 지지 도구(15)는 구조물(1)의 상대적인 벽(6, 7)에 형성될 각각의 공동부(14)의 프로파일에 상보적인 다각형 외부 프로파일을 갖는 단면을 갖는다. 나타나 있는 예에서, 각 지지 도구(15)는 이등변 사다리꼴 단면을 가지며, 경사진 가장자리(17)에 의해 함께 결합되는 4개의 측벽(16)에 의해 획정된다. 벽(16)은 각각의 지지 도구(15)의 길이방향 관통 공동부(18)를 획정한다.
나타나 있지 않은 가능한 대안예에 따르면, 지지 도구(15)는 경사진 가장자리를 갖는 평행 육면체 단면을 가질 수도 있다.
나타나 있는 예에서, 프리프레그 재료는, 필요하면 프리프레그 재료의 점착성의 정도에 따라 수지계 접착제("점착 부여제"로 알려져 있음)를 가한 후에 강성적인 상태에서 상대적 지지 도구(15)의 모든 벽(16)에 외부적으로 적층된다.
형성될 날개보 부재(13)의 단면 형태에 따라, 프리프레그 재료를 사용한 코팅은 상대적 지지 도구(15)의 일부 벽(16)에 제한될 수 있다. 또한, 형성될 날개보 부재(13)의 단면 형태에 따라, 지지 도구(15)는 다른 단면을 가질 수 있지만, 어떠한 경우에도, 날개보 부재(13) 사이에 제조될 공동부(14)의 형상에 항상 상보적인 형상을 가질 수 있다.
그의 강성적인 상태 덕분에, 각 지지 도구(15)에 하나 이상의 프리프레그 층을 놓을 수 있으며, 더욱이, 그의 조성으로 인해, 프리프레그 재료를 적층하기 전에 지지 도구(15)를 드레싱할 필요가 없을 수 있다.
프리프레그 재료가 각 지지 도구(15)의 벽(16)에 놓여진 후, 그 지지 도구는 외부 백(그 자체로 알려져 있고 나타나 있지 않음) 안에 에워싸이고 밀봉되며, 그런 다음에, 프리프레그 재료 자체의 다양한 층의 압축을 이루기 위해 그 진공 백 안에 공지된 방식으로 진공이 가해진다.
이때, 앞 단락에서 언급한 외부 백을 제거한 후에, 압축된 적층된 프리프레그 재료를 외부적으로 지니고 있는 지지 도구(15)에 접근하거나 옆으로 나란히 함께 배치함으로써(도 7 및 8), 지지 도구(15) 자체의 사다리꼴 단면의 경사진 측면을 규정하는 벽(16)을 코팅하는 프리프레그 재료의 부분들을 2개씩 측방에서 함께 결합할 수 있다.
각 지지 도구(15)의 평평한 벽(16)은 경사진 가장자리(17)에 의해 결합되기 때문에, 프리프레그 재료는 그것이 놓이는 벽(16) 자체 및 그것들을 결합하는 경사진 가장자리(170와 동일한 외부 형상을 취하게 된다.
따라서, 나란히 배치되고 외부적으로 프리프레그 재료로 코팅되는 각 쌍의 지지 도구(15) 사이에 오목부(19)가 형성되며, 이는 대략 V-형 단면을 갖는다. 오목부(19)는 오목부(19) 자체의 것에 상보적인 프로파일을 갖는 각각의 프리프레그 충전 비드(20) 또는 누들(noodle)(도 8)로 충전된다.
나란히 배치되는 지지 도구(15), 외부적으로 그 지지 도구를 코팅하는 프리프레그 재료 및 충전 비드(20)로 구성되는 이렇게 형성된 어셈블리는, 상대적인 벽(6 또는 7)의 패널(11, 12)을 형성하도록 되어 있는 외피부(11a 및 12a) 사이에 놓이고 개재된다.
도 8 및 도 9는 벽(6)의 형성만을 나타낸다는 것을 유의해야 하며, 다른 벽(7)의 형성은 완전히 유사한 방식으로 일어난다는 것을 이해할 것이다.
나타나 있는 예에서, 벽(6)의 외피부(12a)는 형성 표면(그 자체로 알려져 있고 나타나 있지 않음)에 적층된다. 보다 정확하게는, 수지계 접착제("점착 부여제"로 알려짐)가 형성 표면에 미리 가해지고, 그런 다음에, 외피부(12a)를 형성하는 섬유로 강화된 프리프레그 재료의 상이한 층이 적층된다.
바람직하게는, 미리 결정된 수의 층, 예를 들어 매 4개의 층을 적층한 후에, 진공 압축 단계가 수행된다.
이때, 예비 형성된 날개보 부재(13, 12a) 및 각각의 지지 도구(15)에 의해 제 위치에 유지되는 충전 비드(20)가 외피부 상에 배치된다.
이어서, 외피부(12a)에 대해 나타나 있는 것과 유사한 방식으로 적층되고 압축된 외피부(11a)(도 9)가, 그렇게 형성된 어셈블리에 가해진다.
도 10 내지 12를 참조하면, 리브(10)는, 리브(10) 자체의 주 연장 방향으로 기다랗고 지지 도구(15)와 동일한 조성과 특성을 갖는 추가 지지 도구(21) 상에 위에서 규정된 프리프레그 재료를 적층하여 얻어진다.
특히, 각 리브(10)는, C-형 단면을 거지며 주 부분(23)(평평하고 외피부(11a, 12a) 및 패널(11, 12)에 실질적으로 수직임) 및 2개의 단부 부속물(24)(주 부분(23) 자체의 상호 대향 단부 가장자리로부터 실질적으로 수직인 방향으로 횡으로 돌출하고 주 부분의 동일한 측에 배치됨)에 의해 구성되는 각각의 기다란 프로파일 요소(22)로부터 시작하여 얻어진다.
각 지지 도구(21)는, 바람직하게는 하지만 반드시 그럴 필요는 없지만, 각각의 리브(10)의 길이방향 연장 방향으로 기다란 평행 육면체 형상 및 동일한 방향의 중공 형상을 갖는다. 특히, 각 지지 도구(21)는 구조물(1)에 형성될 각각의 공동부(9)의 프로파일에 상보적인 다각형 외부 프로파일을 갖는 단면을 갖는다. 나타나 있는 예에서, 지지 도구(21)는, 2개씩 평행하고 각기 2개의 인접하는 벽(25)에 수직인 4개의 측벽(25)에 의해 획정된다.
벽(25)은 각각의 지지 도구(21)의 길이방향 관통 공동부(26)를 획정한다.
수지계 접착제("점착 부여제"로 알려짐)를 가한 후에, 각 프로파일 요소(22)는 강성적인 상태로 있는 상대적인 지지 도구(21)의 3개의 인접하는 벽(25)에 외부적으로 적층된다.
특히, 강성적인 상태로 있는 지지 도구(21)의 벽(25)은 상대적인 프로파일 요소(22)의 프리프레그에 의해 완전히 코팅되는 반면, 그에 인접하는 2개의 다른 벽(25)은 미리 결정된 범위에 대해서만 코팅된다.
따라서 각 지지 도구(21)는 그의 한 측면에서 각각의 프리프레그 C-형 프로파일 요소(22)를 지지할 수 있다.
강성적인 상태 덕분에, 각 지지 도구(21)에 하나 이상의 프리프레그 층을 놓을 수 있고, 더욱이, 그의 조성으로 인해, 프로파일 요소(22)를 적층하기 전에 지지 도구(21)를 드레싱할 필요가 없다.
프로파일 요소(22)가 각 지지 도구(21)의 각각의 벽(25) 상에 놓여진 후, 그 지지 도구는 외부 백(그 자체로 알려져 있고 나타나 있지 않음) 안에 에워싸이고 밀봉되며, 그런 다음에, 프로파일 요소(22) 자체의 압축을 이루기 위해 그 진공 백 안에 공지된 방식으로 진공이 가해진다.
이때, 외부에서 각각의 압축된 프리프레그 프로파일 요소(22)를 지니고 있는 지지 도구(21)에 접근하거나 옆으로 나란히 함께 배치함으로써(도 12), 지지 도구(21) 자체에 의해 그 압축된 프리프레그 프로파일 요소를 서로로부터 원하는 거리로 유지시킬 수 있다. 또한, 적절한 프리프레그 충전 비드(29) 또는 누들이 또한, 외피부(11a) 사이의 영역 및 주 부분(22)과 각각의 말단 부속물(24) 사이의 연결 영역에 삽입된다.
특히, 각 프리프레그 프로파일 요소(22)는,
- 주 부분(23)이 서로 인접하는 2개의 지지 도구(21)의 2개의 대향하는 벽(25) 사이에 개재되고, 그리고
- 단부 부속물(24)이, 실질적으로 서로 평행하게 또한 주 부분(23)을 지지하는 벽(25)에 실질적으로 수직으로 상대적인 지지 도구(21)의 각각의 벽(25)에 안착되도록
배치된다.
프리프레그 프로파일 요소(22)와 이를 제 위치에 유지시키는 지지 도구(21)로 구성되는 그렇게 형성된 어셈블리는, 이전에 형성된 외피부(11a) 및 벽(6)을 형성하도록 되어 있는 어셈블리 상에 놓인다.
벽(6)의 형성에 대해 본 것과 유사하게, 예비 형성된 날개보 부재(13) 및 각각의 지지 도구(15)에 의해 제위치에 유지되는 충전 비드(20)가 외피부(11a, 12a) 자체 사이에 개재된 상태에서, 프로파일 요소(22) 및 지지 도구(21)에 의해 규정되는 어셈블리에는, 벽(7)을 형성하도록 되어 있는 외피부(11a 및 12a)가 가해진다(도 13 및 14).
전체가 성형 몰드(그 자체로 알려져 있고 나타나 있지 않음) 안에 삽입된다.
도 13 내지 도 15에서 볼 수 있는 바와 같이, 형성될 구조물(1)을 규정하기 위해 장착될 때, 지지 도구(15)는 지지 도구(21)의 주 연장 방향에 대해 횡으로 있는 주 연장 방향을 갖는다.
이때, 전방 및 후방에서 지지 도구(15, 21) 자체로부터 돌출하는 관형 백(27) 및 통기성 직물(그 자체로 알려져 있고 나타나 있지 않음)이 각 지지 도구(15, 21) 자체 내부에 삽입된다(도 15). .
나타나 있지 않은 일 가능한 대안예에 따르면, 통기성 직물 및 관형 백(27)은 각 지지 도구(15, 21) 주위에 배치될 수 있다.
추가의 외부 백(28)(그의 2개의 상측 및 하측 플랩(28a, 28b)이 도 15에서 보임)이 사용시에 형성되는 이전에 준비된 구조물(1) 주위에 배치되고 관형 백(26)의 돌출 단부에 용접된다.
지지 도구(15), 지지 도구(22), 충전 비드(20), 지지 도구(15) 주위에 배치된 프리프레그 재료, 프로파일 요소(22) 및 외피부(11a 및 12a)를 포함하는 이렇게 형성된 어셈블리는, 공지되어 있고 나타나 있지 않은 방식으로, 오토클레이브(autoclave) 안으로 보내져, 미리 결정된 압력 및 온도 값(예컨대, 에폭시 수지의 경우, 경화 온도는 약 180℃이고 경화 압력은 6∼7 bar임)에서 경화 작업이 수행된다.
경화 단계 동안, 온도 자극으로 인해 지지 도구(15, 21)의 벽(16, 25)은 강성적인 상태로부터 가요적인 탄성 중합체 상태로 된다. 사실, 지지 도구(15, 21)는, 경화 온도 미만 및 50℃ 초과의 온도에서 가요적인 탄성 중합체 상태를 취하도록 구성된다. 경화 압력은 형성되는 구조물(1)의 외부 및 지지 도구(15, 21)의 내부 및 따라서 구조물(1) 자체의 공동부(9, 14) 내부에 관형 백(26)을 통해 작용하며, 따라서 그 관형 백은 상태의 변화로 가요적으로 된 벽(16, 25)을 누르게 된다. 그래서, 경화 압력의 결과로, 벽(16, 25)은 중합화되는 프리프레그 재료를 균일하게 누른다.
경화 단계가 완료되면, 지지 도구(15, 21)가 다시 가열되어 가요적인 탄성 중합체 상태로 되어, 방금 형성된 구조물(1)의 공동부(9, 14)로부터 추출될 수 있다.
도 16의 변형예는, 리브(10)가 I-형 단면을 가지며, 면접촉하는 각각의 주 부분(23) 및 상호 대향 측들로부터 돌출하는 단부 부속물(24)을 배치하도록 2개의 프로파일 요소(22)를 결합하여 얻어지는 구조물(1)을 나타낸다(도 17).
전술한 구조물(1) 및 이를 제조하기 위한 방법의 특징에 대한 조사로부터, 얻어질 수 있는 이점은 명백하다.
특히, 날개보 부재(13)와 리브(10)를 모두 갖는 구조물(1)을 갖는 날개(4)와 꼬리 부분(5)은 굽힘뿐만 아니라 비틀림에도 높은 성능을 발휘한다.
다시 말해, 구조물(1)은 휨 하중에 대해 공지된 유형의 구조물과 동일한 거동을 나타내지만, 작동 중에 비틀림 하중에 대한 더 나은 반응을 허용한다.
또한, 설명된 방법은, 프리프레그 재료가 적절한 예비 형성 도구가 아닌 지지 도구(15, 21)에 직접 적층되고 그런 다음에 지지 도구에 전달되기 때문에, 단순화되고 공지된 방법보다 빠르다.
마지막으로, 경화 단계 전에 지지 도구(15, 21)를 빼낼 필요가 없는데, 프리프레그 재료를 균일하게 누름으로써 이들 도구는 경화 작업 중에 가요적인 탄성 중합체 상태를 취하기 때문이다.
청구 범위에 의해 규정된 보호 범위를 벗어나지 않고 본 명세서에 설명되고 나타나 있는 구조물(1) 및 관련된 제조 방법에 대한 수정 및 변경이 이루어질 수 있음이 명백하다.
특히, 지지 도구(15, 21)는 폴리스티렌 또는 다른 저융점 열가소성 재료로 만들어질 수 있으며, 그래서 경화 온도에서 이러한 도구가 녹아 "사라지며", 경화 압력은 관형 백(27)을 통해 가해질 것이다.
이 경우, 지지 도구(15, 21)에 대해 위에서 언급된 종류의 저융점 재료를 사용하면, 경화 후에 수행되는 유일한 작업은 관형 백(27)을 빼내는 것이 될 것이다.
추가 대안은, 물 또는 다른 액체에 용해될 수 있는 지지 도구로 나타내질 수 있다.
후자의 경우, 경화 작업이 끝나면, 지지 도구(15, 21)는 이 도구를 물 또는 전용 용매로 용해시켜 제거될 것이다.

Claims (10)

  1. 항공기(2)의 날개(4) 또는 꼬리 부분(5)을 위한 단일체(monolithic) 복합 재료 구조물(1)을 제조하는 방법으로서, 상기 구조물(1)은 섬유 강화 폴리머 매트릭스를 갖는 프리프레그(prepreg) 재료로부터 시작하여 제조되며,
    - 제 1 벽(6);
    - 자신의 최대 연장 표면을 따라 상기 제 1 벽(6)의 최대 연장 표면과 대향하고 또한 그 제 1 벽(6) 자체로부터 영이 아닌 양으로 이격되어 배치되는 제 2 벽(7); 및
    - 상기 제 1 벽(6)과 제 2 벽(7) 사이에서 횡으로 연장되어 이들 벽에 연결되고 또한 제 1 및 제 2 벽(6, 7) 자체와 함께 각각의 기다란 제 1 공동부(9)를 획정하는 적어도 하나의 상호 연결 요소(8);
    를 포함하고,
    상기 제 1 및 제 2 벽(6, 7)은, 사용시에 날개(4) 또는 꼬리 부분(5)의 연장 방향과 일치하는 방향(B)의 상호 반대 측들에서, 항공기(1)의 동체(3)에 연결되는 루트(root) 부분(4a)으로부터 날개(4) 또는 꼬리 부분(5) 자체의 자유 단부(4b)까지 대칭적으로 연장되며,
    상기 상호 연결 요소(8)는 상기 방향(B)에 대해 횡으로 연장되는 리브(10)이며,
    상기 제 1 및 제 2 벽(6, 7) 중의 적어도 하나(6, 7)는 샌드위치 구성을 가지며, 또한
    - 상기 제 1 및 제 2 벽(6, 7)의 다른 벽(7, 6)과 대향하는 제 1 패널(11);
    - 상기 제 1 패널(11)과 대향하는 제 2 패널(12); 및
    - 상기 제 1 및 제 2 패널(11, 12) 사이에서 횡으로 연장되고 그 패널에 연결되며, 제 1 및 제 2 패널(11, 12) 자체와 함께 각각의 기다란 제 2 공동부(14)를 획정하며 상기 리브(10)에 대해 횡으로 연장되는 적어도 하나의 날개보(spar) 부재(13)를 포함하며,
    상기 방법은,
    a) 상기 구조물(1)에 형성될 제 1 공동부(14)의 프로파일에 상보적인 다각형 외부 프로파일을 갖는 단면을 갖는 적어도 2개의 기다란 제 1 지지 도구(21)를 제공하는 단계;
    b) 상기 리브(10)를 형성하도록 되어 있는 상기 프리프레그 재료의 하나 이상의 층이 상기 제 1 지지 도구(21) 사이에 개재되도록 그 제 1 지지 도구를 측방향으로 나란히 배치하는 단계;
    c) 상기 구조물(1)에 형성될 제 2 공동부(8)의 프로파일에 상보적인 다각형 외부 프로파일을 갖는 단면을 갖는 적어도 2개의 기다란 제 2 지지 도구(15)를 제공하는 단계;
    d) 상기 날개보 부재(13)를 형성하도록 되어 있는 상기 프리프레그 재료의 하나 이상의 층이 상기 제 2 지지 도구(15) 사이에 개재되도록 그 제 2 지지 도구를 측방향으로 나란히 배치하는 단계;
    e) 각각에 대해 상기 프리프레그 재료의 하나 이상의 층을 적층하여 적어도 3개의 개별적인 외피부(11a, 12a)를 형성하는 단계;
    f) 상기 제 1 및 제 2 벽(6, 7) 중의 하나(6)를 형성하도록, 상기 제 2 지지 도구(15) 및 이들 지지 도구 사이에 개재된 상기 프리프레그 재료에 의해 형성된 어셈블리를 상기 외피부(11a, 12a) 중의 제 1 외피부와 제 2 외피부 사이에 삽입하는 단계;
    g) 상기 제 1 지지 도구(21)와 이들 지지 도구 사이에 개재된 상기 프리프레그 재료에 의해 형성된 어셈블리를 제 2 외피부(11a)와 상기 외피부(11a, 12a)의 제 3 외피부(11a) 사이에 삽입하는 단계; 및
    h) 단계 a) 내지 g)에서 형성된 그룹을 미리 정해진 경화 온도 및 압력에서 오토클레이브 안에 넣는 단계;
    를 포함하고,
    상기 제 1 및 제 2 지지 도구(21, 15)는 내부적으로 중공이며, 실온에서 강성적인 상태를 취하도록 하는 조성을 가지며,
    상기 제 1 지지 도구(21)는 상기 제 2 지지 도구(15)의 주 연장 방향에 대해 횡으로 있는 주 연장 방향을 가지며,
    단계 b) 및 d)는, 강성적인 상태로 있는 상기 제 1 및 제 2 지지 도구(21, 15)의 벽(25, 16)의 외부 표면에 상기 프리프레그 재료를 직접 적층하여 수행되는, 단일체 복합 재료 구조물을 제조하는 방법.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 제 1 및 제 2 지지 도구(21, 15)는, 가열 및 냉각에 각각 반응하여 상기 강성적인 상태로부터 가요적인 탄성 중합체 상태로 또는 그 반대로 전환될 수 있게 해주는 데에 적합한 폴리머 및 강화 재료에 기반한 조성을 가지며, 상기 제 1 및 제 2 지지 도구(21, 15)는, 경화 온도보다 낮고 50℃보다 높은 온도에서 상기 가요적인 탄성 중합체 상태를 취하도록 구성되고, 단계 h) 동안에 경화 압력은 오토클레이브 내부 및 상기 제 1 및 제 2 지지 도구(21, 15) 내부 모두에 가해지며, 그 지지 도구의 벽(25, 16)은 강성적인 상태로부터 가요적인 탄성 중합체 상태로 전환됨으로써 가요적으로 되고, 그래서 상기 경화 압력 자체에 의해 밀려 상기 인접하는 프리프레그 재료에 부착되는, 방법.
  3. 제 2 항에 있어서,
    상기 제 1 및 제 2 지지 도구(21, 15)의 폴리머는 형상 기억 열경화성 또는 열가소성 폴리머이고, 상기 제 1 및 제 2 지지 도구(21, 15)의 강화 재료는 하나 이상의 탄성 섬유를 포함하는, 방법.
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 제 1 및/또는 제 2 지지 도구(21, 15)는 저융점 열가소성 재료, 특히 폴리스티렌으로 만들어지고, 단계 h) 동안에 상기 제 1 및/또는 제 2 지지 도구(21, 15)가 용해되고 경화 압력이 관형 백(27)을 통해 가해지도록, 외부적으로 관형 백(27)으로 코팅되는, 방법.
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 제 1 및/또는 제 2 지지 도구(21, 15)는 주어진 용매, 예를 들어 물에 용해 가능한 재료로 만들어지는, 방법.
  6. 제 1 항 내지 제 5 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 구조물(1)의 제 1 및 제 2 벽(6, 7) 중의 다른 하나(7, 6)는 상기 제 1 및 제 2 벽(6, 7) 중의 상기 하나와 동일한 샌드위치 구성을 포함하고, 상기 방법은,
    i) 상기 프리프레그 재료의 하나 이상의 층을 적층하여 제 4 외피부(12a)를 형성하는 단계; 및
    l) 상기 제 1 및 제 2 벽(6, 7) 중의 다른 하나(7, 6)를 샌드위치 구성으로 형성하도록, 상기 제 2 지지 도구(15)와 이 지지 도구 사이에 개재된 상기 프리프레그 재료에 의해 형성된 추가 어셈블리를 상기 제 3 및 제 4 외피부(11a, 12a) 사이에 삽입하는 단계;
    를 더 포함하는, 방법.
  7. 제 1 항 내지 제 5 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 제 1 및 제 2 벽(6, 7) 중의 하나(6, 7)의 상기 제 1 및 제 2 패널(11, 12) 사이의 거리는, 제 1 및 제 2 벽(6, 7) 중의 다른 하나(7, 6)로부터 제 1 패널(11)의 거리 보다 작은, 방법.
  8. 제 1 항 내지 제 7 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 제 1 및 제 2 벽(6, 7)의 상기 제 1 및 제 2 패널(11, 12) 사이의 거리는 서로 대향하는 상기 제 1 패널(11) 사이의 거리보다 작은, 방법.
  9. 제 1 항 내지 제 8 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 리브(10)는 개방 또는 폐쇄 단면을 갖는 프로파일 요소인, 방법.
  10. 제 1 항 내지 제 9 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 날개보 부재(13)는 개방 또는 폐쇄 단면을 갖는, 방법.
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