항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치

항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치{Molding apparatus of prepreg for aircraft reinforcemen}

본 발명은 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치에 관한 것이다.

섬유 강화 수지제 복합재료가 각종 산업분야에 널리 사용되고 있다.

특히, 항공 우주 분야에 있어서, 최근 항공기나 우주선의 경량화 및 고강도화가 요구되기 때문에 최근에는, 항공기의 주 날개(또는 뒷날개)의 외판 등에 사용되는 보강 패널은 섬유 강화 수지제 복합재료를 사용하여 제조되고 있다.

한편, 보강 패널의 내부에는 빈틈이 발생하기 때문에 이러한 빈틈을 채우기 위한 스트링거나 스티프너 등의 보강 부재가 설치된다.

종래의 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 방법은 미경화 상태의 열경화성 수지를 강화 섬유에 함침시킨 프리프레그를 압력 플레이트에 올리고 프리프레그를 일회용 비닐의 백 필름로 둘러싼 후, 백 필름 내부의 공기를 배출하여 진공상태를 만든 후, 프리프레그를 오토클레이브에서 가압, 가열, 경화시켜 원하는 형태의 보강 부재를 성형한다.

그러나 종래기술은 백 필름이 일회용 재질로 이루어짐으로써, 프리프레그의 성형작업이 수행될 때마다 프리프레그를 둘러쌀 백 필름도 새로 제작해야 되어 부가적인 시간과 비용이 발생하는 문제점이 있었다.

따라서 상술한 문제점을 해결하기 위한 다양한 항공기 보강재용 프리프레그의 성형 장치의 개발이 필요한 실정이다.

이와 관련된 기술로는 일본공개특허 제2003-011231호의 섬유 강화 수지 복합재제의 판형 몸과 상기 판모양 몸을 보강하는 섬유 강화 수지 복합재제의 보강 부재를 갖는 복합재 패널의 제조 방법에 있어서, 상기 보강 부재를 미리 성형하는 보강 부재 성형 공정과 하형 치구 위에 열경화성 수지 필름 및 드라이 프리폼을 적층하는 판형 몸성형 재료 적층 공정과 상기 드라이 프리폼의 위에 열경화성의 접착제를 통하여 상기 보강 부재를 배치하는 보강 부재 배치 공정과 상기 보강 부재 위로부터 진공 백 필름을 씌우고, 상기 보강 부재와 상기 열경화성 수지 필름과 상기 드라이 프리폼을 밀봉하는 밀봉 공정과 상기 진공 백 필름으로 밀봉한 부분으로부터 공기를 배출하는 배기 공정과 상기 진공 백 필름으로 밀봉해 공기를 배출한 부분을 가열하는 가열 공정을 구비하는 것을 특징으로 하는 복합재 패널의 제조 방법이 제시된 적이 있었다.

본 발명은 상기한 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로, 본 발명의 목적은 프리프레그를 둘러싸는 백 필름의 재사용이 가능하여 부가적인 시간과 비용을 절감할 수 있는 항공기 보강재용 프리프레그의 성형 장치를 제공하기 위한 것이다.

본 발명에 따른 항공기 보강재용 프리프레그의 성형 장치(1000)는 프리프레그(10)의 일측 및 타측을 각각 접촉부위(11) 및 성형부위(12)라고 할때, 상면에 프리프레그(10)의 접촉부위(11)가 올려지는 몰드(100); 프리프레그(10)를 둘러싸며 탄성 있는 재질로 이루어지는 백 필름(200); 상기 백 필름(200)의 내부에 채워진 공기를 배출시켜 진공 상태를 만드는 배출부; 프리프레그(10)의 성형부위(12)가 가열 연화되도록 프리프레그(10)의 성형부위(12)에 접촉되어 열을 가하는 히트패널(300); 및 프리프레그(10)와 상기 히트패널(300)의 접촉이 해제되도록 상기 히트패널(300)을 이동시켜 프리프레그(10)의 가열 연화된 성형부위(12)가 상기 몰드(100)의 윤곽에 대응하는 구조로 성형되게 하는 이동패널(400);를 포함하는 것을 특징으로 한다.

또한, 상기 백 필름(200)은 고무 재질로 이루어지는 것을 특징으로 한다.

또한, 상기 몰드(100)는 다수개가 수평방향으로 배열 설치되는 것을 특징으로 한다.

또한, 상기 몰드(100)는 판구조로 형성되는 것을 특징으로 한다.

이에 따라, 본 발명에 따른 항공기 보강재용 프리프레그의 성형 장치는 백 필름이 탄성 있는 재질로 이루어짐으로써, 백 필름의 재사용이 가능하여 부가적인 시간과 비용을 절감할 수 있는 효과가 있다.

도 1은 본 발명에 따른 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치를 나타낸 사시도
도 2는 본 발명에 따른 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치를 나타낸 단면도
도 3은 본 발명에 따른 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치의 이동패널의 작동을 나타낸 단면도
도 4는 본 발명에 따른 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치를 이용하여 'T'자 형상의 항공기 복합재를 제조하는 공정을 나타낸 단면도
도 5는 본 발명에 따른 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치를 이용하여 'I'자 형상의 항공기 복합재를 제조하는 공정을 나타낸 단면도

이하, 본 발명의 기술적 사상을 첨부된 도면을 사용하여 더욱 구체적으로 설명한다.

첨부된 도면은 본 발명의 기술적 사상을 더욱 구체적으로 설명하기 위하여 도시한 일예에 불과하므로 본 발명의 기술적 사상이 첨부된 도면의 형태에 한정되는 것은 아니다.

도 1은 본 발명에 따른 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치를 나타낸 사시도, 도 2는 본 발명에 따른 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치를 나타낸 단면도, 도 3은 본 발명에 따른 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치의 이동패널의 작동을 나타낸 단면도이다.

도 1 내지 도 3에 도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치(1000)는 몰드(100), 백 필름(200), 배출부, 히트패널(300), 이동패널(400)을 포함하여 구성된다. 이 때, 상기 몰드(100), 히트패널(300), 이동패널(400)은 프레임(500)에 설치될 수 있다.

상기 몰드(100)는 프리프레그(10)의 일측 및 타측을 각각 접촉부위(11) 및 성형부위(12)라고 할때, 상면에 프리프레그(10)의 접촉부위(11)가 올려진다.

이 때, 프리프레그(10)의 성형부위(12)는 상기 몰드(100)의 상면에서 외측으로 돌출되게 배치된다.

상기 백 필름(200)은 프리프레그(10)를 둘러싸며 탄성 있는 재질로 이루어진다.

이 때, 상기 백 필름(200)은 재사용이 용이한 고무 재질로 이루어질 수 있으나, 본 발명은 이에 한정되지 아니한다.

상기 배출부는 상기 백 필름(200)의 내부에 채워진 공기를 배출시켜 상기 백 필름(200)의 내부를 진공 상태로 만든다. 여기에서, 상기 백 필름(200)의 내부를 진공 상태로 만드는 것을 진공 배깅이라고 하기도 한다.

상기 배출부는 상기 백 필름과 연통되는 공기흡입장치로 구성될 수 있으나 본 발명은 이에 한정되니 아니한다.

상기 히트패널(300)은 프리프레그(10)의 성형부위(12)가 가열 연화되도록 프리프레그(10)의 성형부위(12)에 접촉되어 열을 가한다.

이 때, 상기 히트패널(300)은 프리프레그(10)의 성형부위(12) 하면에 접촉되어 열을 가할수 있다.

상기 이동패널(400)은 프리프레그(10)의 성형부위(12)와 상기 히트패널(300)의 접촉이 해제죄도록 상기 히트패널(300)을 이동시켜 프리프레그(10)의 가열 연화된 성형부위(12)가 상기 몰드(100)의 윤곽에 대응하는 구조로 성형되게 한다.

좀 더 상세하게, 상기 히트패널(300)에 의해 가열 연화된 프리프레그(10)의 성형부위(12)는 흐물해진 상태로 상기 몰드(100)의 윤곽을 따라 흘러내려 상기 몰드(100)의 윤곽에 대응하는 구조로 성형된다.

이때, 상기 백 필름(200)도 상기 이동패널(400)과 함께 상기 몰드(100)의 윤곽에 대응하는 구조로 절곡된다.

한편, 상기 백 필름(200)은 탄성 있는 재질로 이루어짐으로써, 프리그레그의 가열 연화된 성형부위(12)의 경화가 완료된 후, 프리프레그(10)에서 탈착하여 재사용이 가능하다.

종래에는 백 필름(200)이 일회용 재질로 이루어짐으로써, 프리프레그(10)의 성형작업이 수행될 때마다 프리프레그(10)를 둘러쌀 백 필름(200)을 새로 제작해야 되어 부가적인 시간과 비용이 발생하는 문제점이 있었다.

그러나 본 발명에 따른 항공기 보강재용 프리프레그의 성형 장치(1000)는 백 필름(200)이 탄성 있는 재질로 이루어짐으로써, 백 필름(200)의 재사용이 가능하여 부가적인 시간과 비용을 절감할 수 있는 효과가 있다.

한편, 도 3에는 프리프레그(10)가'L'자 형태로 성형된 실시예가 도시되었으나, 본 발명은 이에 한정되지 아니한다.

한편, 상기 백 필름(200)은 고무 재질로 이루어질 수 있다.

또한, 상기 몰드(100)는 다수개가 수평방향으로 배열 설치됨으로써, 다수의 몰드(100)에서 각각 다수의 프리프레그(10)의 성형부위(12)를 동시에 가열 연화하여 상기 몰드(100)의 윤곽에 대응하는 구조로 성형할 수 있다.

또한, 상기 몰드(100)는 판구조로 형성될 수 있다.

이하 본 발명에 따른 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치(1000)를 이용하여 다양한 형태의 항공기 복합재를 제조하는 공정에 대해 설명하기로 하다.

도 4는 본 발명에 따른 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치를 이용하여 'T'자 형상의 항공기 복합재를 제조하는 공정을 나타낸 단면도이다.

도 4에 도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치(1000)를 이용하여 'T'자 형상의 항공기 복합재를 제조하는 공정은 다음과 같다.

1)본 발명에 따른 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치(1000)를 이용하여 한 쌍의 프리프레그를 모두'L'자 형상으로 성형한다.

2)한 쌍의 몰드(100)에 각각'L'자 형상으로 성형된 한 쌍의 프리프레그(10′)를 도 4에 도시된 바와 같이 서로 대칭하는 구조로 배치한다.

3)'L'자 형상으로 성형된 한 쌍의 프리프레그(10′)의 사이에 필러(20)를 설치한다. 이때, 필러는 항공기 보강재를 의미한다.

4)'L' 자 형상으로 성형된 한 쌍의 프리프레그(10′)의 상면에 성형이 이루어지지 않은 프리프레그(10)를 배치한다.

5)'L' 자 형상으로 성형된 한 쌍의 프리프레그(10′)와 성형이 이루어지지 않은 프리프레그(10′)를 탄성 있는 재질로 이루어진 백 필름(200)으로 둘러싼다.

6)'L' 자 형상으로 성형된 한 쌍의 프리프레그(10′), 성형이 이루어지지 않은 프리프레그(10), 탄성 있는 재질로 이루어지는 백 필름(200)을 오토클레이브에 주입하여 가열 경화하여, 'T'자 형상의 항공기 복합재를 제조한다.

도 5는 본 발명에 따른 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치를 이용하여 'I'자 형상의 성형자재를 제조하는 실시예를 나타낸 단면도이다.

도 5에 도시된 바와 같이, 본 발명에 따른 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치(1000)를 이용하여 'I'자 형상의 항공기 복합재를 제조하는 공정은 다음과 같다.

1)본 발명에 따른 항공기 복합재용 프리프레그의 성형 장치(1000)를 이용하여 한 쌍의 프리프레그를 모두'ㄷ'자 형상으로 성형한다.

2)한 쌍의 몰드(100)에 각각'ㄷ'자 형상으로 성형된 한 쌍의 프리프레그(10″)를 도 5에 도시된 바와 같이 서로 대칭하는 구조로 배치한다.

3)'ㄷ'자 형상으로 성형된 한 쌍의 프리프레그(10″)의 사이의 상측 및 하측에 각각 한 쌍의 필러를 설치한다.

4)'ㄷ' 자 형상으로 성형된 한 쌍의 프리프레그(10″)의 상면 및 하면에 각각 성형이 이루어지지 않은 한 쌍의 프리프레그(10)를 배치한다.

5)'ㄷ' 자 형상으로 성형된 한 쌍의 프리프레그(10″)와 성형이 이루어지지 않은 프리프레그(10)를 탄성 있는 재질로 이루어진 백 필름(200)으로 둘러싼다.

6)'ㄷ' 자 형상으로 성형된 한 쌍의 프리프레그(10″), 성형이 이루어지지 않은 프리프레그(10), 탄성 있는 재질로 이루어지는 백 필름(200)을 오토클레이브에 주입하여 가열 경화하여, 'I'자 형상의 항공기 복합재를 제조한다.

본 발명은 상기한 실시예에 한정되지 아니하며, 적용범위가 다양함은 물론이고, 청구범위에서 청구하는 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 다양한 변형 실시가 가능한 것은 물론이다.

1000 : 본 발명에 따른 항공기 보강재용 프리프레그의 성형 장치
10, 10′, 10″: 프리프레그
11 : 접촉부위
12 : 성형부위
100 : 몰드
200 : 백 필름
300 : 히트패널
400 : 이동패널
500 : 프레임