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KR20070099659A - 대형의 벌집형 코어 강화 복합재료 구조물을 위한 저온,진공경화 제조방법 - Google Patents

대형의 벌집형 코어 강화 복합재료 구조물을 위한 저온,진공경화 제조방법 Download PDF

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KR20070099659A
KR20070099659A KR1020077019442A KR20077019442A KR20070099659A KR 20070099659 A KR20070099659 A KR 20070099659A KR 1020077019442 A KR1020077019442 A KR 1020077019442A KR 20077019442 A KR20077019442 A KR 20077019442A KR 20070099659 A KR20070099659 A KR 20070099659A
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KR
South Korea
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honeycomb core
honeycomb
vents
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KR1020077019442A
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English (en)
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KR101264947B1 (ko
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제프리 폴루스
제임스 에이. 토마스
카렌 엠. 조스트
카를로스 에이. 프라치아
대니 이. 하이네만
Original Assignee
더 보잉 컴파니
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.)
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Publication date
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Abstract

벌집형 복합재료 구조물(6)를 제조하는 방법으로서, 경화 공정동안에 벌집형 코어(41)의 셀들로부터 유체가 흐르도록 한다. 더 자세하게는 본 발명의 방법은 껍질 결합공정 동안 고분자 매트릭스에 의해 밀봉되기 전에 유체가 흐르도록 하는 하나 이상의 통풍구(47)를 복합재료의 껍질(46)에 형성하는 단계를 포함하는데, 통풍구에는 바람직하게는 통풍심지(4)가 채워진다. 또한, 구조물은 바람직하게는 벌집형 코어(41)의 다수의 셀들 사이에 유체가 흐르도록 하는 스크림(40)을 구비한다. 본 발명의 공정에 따라 제조되는 벌집형 복합재료 구조물(6)은 다른 것들 중에서 껍질을 가로지르는 섬유들과 고분자 매트릭스를 구비하는 밀봉된 통풍영역을 구비한다.
벌집형 복합재료 구조물, 통풍구, 통풍심지, 껍질, 스크림

Description

대형의 벌집형 코어 강화 복합재료 구조물을 위한 저온, 진공경화 제조방법 {LOW TEMPERATURE, VACUUM CURE FABRICATION PROCESS FOR LARGE, HONEYCOMB CORE STIFFENED COMPOSITE STRUCTURES}
본 발명은 대체로 벌집형 코어 강화 복합재료 구조물과 이를 제조하는 방법에 관한 것으로서, 더 상세하게는 경화 공정 동안에 벌집형 코어의 셀들로부터 유체가 흐를 수 있도록 하는 구조물을 제조하는 방법에 관한 것이다. 유리하게도 본 발명의 방법은 열과 진공을 사용하여 그리고 초대기압이 아닌 상태에서 이러한 구조물의 성분들을 효과적으로 결합시키는데 이용될 수 있고, 이는 고압용기 내에서 구조물의 성분들을 결합시킬 필요성을 제거한다.
벌집형 코어 샌드위치 패널 또는 복합재료 구조물은 전형적으로는 벌집형 코어에 접착제와 함께 경화된 복합재료 적층 껍질(skin)로 이루어지는데, 중량에 대한 강성비(즉, 비강성(specific stiffness))가 높고 그리고 중량에 대한 강도비(즉, 비강도(specific strength))가 높기 때문에 다른 것 중에서도 항공 산업에서 널리 사용된다.
벌집형 코어 복합재료 구조물은 다양한 복합재료의 형성방법을 이용하여 제조될 수 있다. 가장 일반적으로 채용된 기술은 진공 백 몰딩 조립체의 사용을 포함 하는데, 여기에서 불침투성 멤브레인 또는 "진공 백"은 복합재료 껍질 또는 층을 고화시키고 중앙에 배치된 벌집형 코어에 적절히 접착되는 것을 보장하기 위하여 채택된다. 더 자세하게는 벌집형 코어가 상부 및 하부 복합재료 껍질에 의해 씌워지거나 덮히도록, 하부 또는 베이스 복합재료 껍질과, 벌집형 코어 및 상부 또는 겉쪽(face) 복합재료 껍질이 단단한 몰드 부재에 연속적으로 놓여진다. 상부 및 하부 복합재료 껍질은 에폭시, 페놀 또는 다른 유사한 유기 수지 재료와 같은 결합 고분자 매트릭스에 배치된 흑연, 아라미드 또는 유리섬유 섬유들(예컨대 실 형상, 짠 형상 또는 양자 모두)과 같은 강화섬유를 구비하는 비경화(uncured) "프리프레그(prepreg)" 또는 "비 스테이지(B-stage)" 적층물로부터 전형적으로 형성된다. 필름 접착제는 상부 및 하부 복합재료 껍질들과 벌집형 코어 사이의 결합을 전형적으로 형성한다. 진공 백은 단단한 몰드 부재 위에 배치되어 몰드부재를 밀봉함으로써 비경화/비결합 복합재료 레이업(lay-up)이 차지하는 몰드 캐비티를 형성한다. 이 몰드 캐비티는 이어서 몰드 내에서 아대기압(subatmospheric pressure)으로 진공작업이 진행되고, 초대기압이 (고압용기 오븐에서) 외부에 적용되며, 고압용기 오븐에서 복합재료 레이업을 경화시키는 동안에 복합재료 레이업의 온도가 증가된다. 내부의 아대기압과 외부의 초대기압의 조합은, 복합재료 껍질을 고화시키고, 수지 결합제로부터 공기와 휘발성 물질들을 제거하며, 그리고 레이업의 완전하고 균일한 접착을 보장하는데 필요한 압축 압력을 인가하는 경향이 있다.
복합재료 구조물을 형성하는 동안 고압용기를 사용하는 것은 어떤 경우에는 바람직스럽지 않다. 예컨대 경화하는 동안에 복합재료에 초대기압을 사용하는 것은 일반적으로 셀을 가로지르는 방향으로 (전형적으로는 모서리 근처에서) 벌집형 코어의 위치변경, 왜곡 또는 이들 모두를 초래할 것이다. 또한 (예컨대 크기. 예를 들어 길이와 폭이 약 1 m2보다 큰) 비교적 큰 구조물을 형성하는 동안에 초대기압을 적용하는 것은 현저히 크고 비용이 많이 드는 고압용기를 필요로 한다. 초대기압이 없이는, 적층물 층들의 부적당한 압축, 벌집형 코어와 껍질의 부적당한 결합 또는 양자 모두 때문에 충분한 강도와 거칠음을 가진 구조물을 제조하는 것이 불가능하지는 않더라도 어렵다. 이는 경화 공정, 결합 공정 또는 양 공정 모두를 진행하는 동안에 구조물내의 증가된 가스압에 적어도 부분적으로는 기인하는 것으로 생각된다. 특히, 유니버셜 가스 방정식 (PV=nRT)에 따른 셀 내에서의 공기 팽창에 추가하여, 예컨대 레이업의 고분자 매트릭스로부터 휘발성 물질의 방출 또는 벌집형 코어 내부의 흡수된 습기는 셀 내의 압력을 증가시키는 경향이 있는데, 이는 껍질들과 벌집형 코어를 분리시키는 경향이 있다. 따라서 초대기압의 적용을 요하지 않으면서도 껍질들과 벌집형 코어의 적절한 결합을 제공하는 벌집형 복합재료 구조물, 특히 크기가 약 1 m2보다 큰 벌집형 복합재료 구조물을 형성하는 방법에 대한 필요성이 존재한다.
본 발명은 제1 껍질과, 제 2 껍질, 및 상기 제1 껍질과 제2 껍질 사이에 배치되어 제1 껍질과 제2 껍질에 결합되는 벌집형 코어를 구비하는 벌집형 복합재료 구조물을 형성하는 방법에 관한 것으로서, 여기에서 제1 및 제2 껍질 각각은 적어도 하나의 섬유성 쉬트와 고분자 매트릭스를 구비하고 경화 또는 비경화된다. 본 발명의 방법은 제1 및 제2 껍질중 적어도 하나와 벌집형 코어의 결합 동안에 벌집형 코어의 셀들 사이에서 유체가 흐를 수 있도록 벌집형 코어와 제1 및 제2 껍질 중 적어도 하나 사이에 스크림(scrim)을 위치시키는 단계를 구비한다. 또한, 제1 및 제2 껍질 중 적어도 하나와 벌집형 코어를 결합시키는 동안에 고분자 매트릭스에 의해 밀봉되기 전에 유체의 흐름을 허용하도록 적어도 하나의 통풍구가 크기결정된 상태로 제1 및 제2 껍질 중 적어도 하나를 천공하는 단계를 구비한다. 또한, 상기 제1 및 제2 껍질 중 적어도 하나와 벌집형 코어를 결합시키는 단계를 구비한다.
본 발명은 또한 겉 껍질과, 베이스 껍질, 및 이 겉 껍질과 베이스 껍질 사이에 배치되어 겉 껍질과 베이스 껍질에 결합되는 벌집형 코어를 구비하는 벌집형 복합재료 구조물을 형성하는 방법에 관한 것이다. 이 방법은 결합되는 상기 벌집형 코어와 베이스 껍질 위에 겉쪽 레이업을 형성하는 단계를 구비하고, 여기에서 상기 겉쪽 레이업은 벌집형 코어 상의 스크림과, 벌집형 코어 상의 접착제 층과, 스크림과, 상기 겉쪽 레이업과 함께 결합되는 베이스 껍질의 일부, 및 직물과 고분자 매트릭스를 구비하는 접착제층 상의 다수의 프리프레그 쉬트를 구비한다. 또한, 벌집형 코어 위에 놓인 겉쪽 레이업의 일부를 통과하는 통풍구를 형성하는 단계를 구비하고, 여기에서 상기 통풍구는 공동결합 작업 동안에 고분자 매트릭스에 의해 밀봉되기 전에 유체가 흐를 수 있도록 크기 결정된다. 또한, 통풍구를 통해 섬유성 통풍심지를 위치시키는 단계를 구비하며, 여기에서 상기 섬유성 심지중 적어도 일부는 공동결합 작업 동안에 겉껍질과 통합된다. 그리고 겉껍질을 형성하고 이 겉껍질과 벌집형 코어와 베이스 껍질이 결합하도록 다수의 프리프레그 쉬트를 적층하기 위하여 겉쪽 레이업을 공동결합 시키는 단계를 구비한다.
또한, 본 발명은 벌집형 복합재료에 관한 것이다. 본 발명의 벌집형 복합재료 구조물은 제1 껍질과, 제 2 껍질, 및 상기 제1 껍질과 제2 껍질 사이에 배치되어 제1 껍질과 제2 껍질에 결합되는 벌집형 코어를 구비하는데, 여기에서 제1 및 제2 껍질중 적어도 하나는 외측면과, 벌집형 코어의 적어도 일부가 결합되는 내측면과, 상기 외측면, 내측면 또는 양자 모두에 실질적으로 평행하게 정렬된 섬유들을 구비하는 적어도 하나의 섬유성 쉬트와, 고분자 매트릭스, 및 내측면으로부터 외측면, 내측면 또는 양자 모두를 가로지르는 섬유들과 고분자 매트릭스를 구비하는 외측면까지 뻗어있는 벌집형 코어에 인접한 밀봉된 통풍영역을 구비한다.
도 1은 디벌킹(debulking)을 위한 복합재료 부재의 레이업을 포함하는 본드 지그의 개략도이다.
도 2는 경화, 결합 또는 양자 모두를 위한 복합재료 부재의 레이업을 포함하는 본드 지그의 개략도이다.
도 3은 통풍구를 낸 벌집형 복합재료 구조물의 레이업의 개략도이다.
본 발명은 대체로 경화공정, 결합공정 또는 양 공정 모두의 적어도 일부 공정 동안에 복합재료의 내부가 통풍되는 벌집형 복합재료 구조물을 형성하는 방법에 관한 것이다. 이 통풍에 의해 복합재료의 외부에 초대기압을 인가하지 않고서 껍질 또는 껍질들과 코어가 적절히 결합될 수 있게 된다. 따라서 본 발명의 통풍 방법은 고압용기에 의거한 공정에서 사용될 수 있지만 반드시 이 점이 요구되는 것은 아니다. 고압용기를 제거함으로써, 본 발명은 적절히 결합된 벌집형 복합재료 구조물, 특히 비교적 대형의 (예를 들면 크기가 약 1 m2보다 큰) 구조물을 형성하는 편리하고도 비용면에서 효율적인 방법을 제공한다.
상술한 바와 같이 그리고 당업자에게 알려진 것처럼, 벌집형 복합재료 구조물의 주요 성분은 껍질들이다. 본 발명의 방법에 사용된 껍질들 또는 복합재료 껍질들은 당업자들에게 공지된 임의의 타입일 수 있다. 껍질은 적어도 하나의 그리고 전형적으로는 다수의 프리프레그 쉬트(sheet)로 형성된다. 하나 이상의 프리프레그 쉬트가 껍질을 제조하는데 전형적으로 사용되지만, 프리프레그 층의 수는 적어도 부분적으로는 원하는 구조물 성분의 중량, 강도, 크기, 최종용도 또는 이들의 조합에 좌우된다. 전형적으로 프리프레그 층의 두께는 약 0.28 내지 0.38 mm 사이의 값을 가진다. 대체로 벌집형 코어 위의 껍질의 두께는 약 4개 내지 6개 사이의 프리프레그 층을 적층한 결과이다. 프리프레그 쉬트는 전형적으로는 고분자 매트릭스가 함침된 섬유직물(예컨대 유리섬유, 탄소섬유, 아라미드 섬유, 실리콘 카바이드 섬유 및 케블라(Kevlar®)섬유)로 이루어진다. 주지하는 바와 같이, 적절한 섬유직물은 일방향 또는 다방향의 섬유를 구비할 수 있다. 또한, 특별한 껍질 레이업은 다른 섬유 방향들을 가진 직물을 구비할 수 있다. 고분자 매트릭스에 적절한 재료들 이 당업자에게 알려져 있는데 예를 들면 비스말레이미드(BMI) 수지, 에폭시, 페놀 또는 기타 유사한 유기 수지 재료들을 포함한다. 적절한 프리프레그 층들의 예로는 어드밴스드 컴포지트 그룹(Advanced Composites Group)으로부터 상업적으로 구입가능한 LTM45EL/CF0108과, 사이텍 엔지니어드 머티어리얼즈(Cytec Engineered Materials)로부터 상업적으로 구입가능한 Cycom-5215/WAS4C-5HS를 포함한다.
다른 주요 성분으로는 벌집형 코어가 있는데 마찬가지로 적절한 벌집형 코어가 당업자에게 공지되어 있다. 적절한 코어들의 예로는 알루미늄과 티타늄 같은 금속 또는 유리섬유/페놀 및 노맥스(Nomex®)와 같은 비금속을 구비하거나 제조되거나 또는 구성된 것들을 포함하는데, 여기서 노맥스는 캘리포니아주 채스워스(Chatsworth)에 위치하는 헥셀 기업(Hexcel Corp.)으로부터 상업적으로 구입가능한 직물 또는 아라미드 섬유이다. 대체로 벌집형 코어는 벌크로 구입하여 컴퓨터 수치제어 가공장치를 사용하여 원하는 모양과 크기로 기계가공된다. 예를 들어 벌집형 코어는 경화된 껍질에 전단하중을 서서히 전달하기 위해 경사진 표면을 가질 수 있고, 또는 90도로 각진 표면, 둥근 표면 또는 이들의 조합을 가질 수 있다.
벌집형 복합재료 구조물을 제조하는 본 발명의 방법은 더 상세하게는 하나 이상의 껍질, 특히 벌집형 코어의 셀들에 인접한 껍질(들)의 부분(들)을 통과하는 적어도 하나의 구멍 또는 통풍구를 형성하는 공정을 구비하여 하나 이상의 껍질과 벌집형 코어가 결합되는 공정, 하나 이상의 껍질이 경화 또는 적층되는 공정 또는 이들을 조합한 공정 등의 열적으로 진행되는 공정중 일부분 동안에 구조물의 내부 로부터 유체가 흐를 수 있도록 한다. 통풍구 또는 통풍구들과 관련하여, 결합될 복합재료 구조물은 또한 코어와 이 코어에 결합될 껍질 사이에 스크림을 구비하여 벌집형 코어의 다수 셀과 적어도 하나의 통풍구 사이에 유체가 흐르거나 연결될 수 있도록 하는 것이 바람직하다. 스크림이 없다면, 벌집형 코어의 각 셀 위로 적어도 하나의 통풍구를 가지는 것이 바람직할 것이다. 이는 선택사항으로서 비용과 구조적 완전성 등의 이유로 오히려 소망하는 것이 아니다. 따라서 스크림의 사용이 매우 요구된다. 상술한 것에 비추어 본 발명은 벌집형 코어와 경화된 껍질들을 결합할 때 또는 적어도 하나의 레이업과 벌집형 코어를 경화시키고 결합시킬 때(이를 통상 "공동결합시킨다"고 함) 구현될 수 있다.
이전에 경화된, 부분적으로 경화된, 또는 비 스테이지(B-staged) 껍질이나 적층물에 (예컨대 드릴링에 의해) 구멍이나 통풍구를 형성함으로써 본 발명이 실행될 수 있다 하더라도, 이러한 방법은 일반적으로 하나 이상의 껍질들을 결합시키는 동안에 복합재료 구조물에 통풍구를 내는 바람직한 방식은 아닌 것으로 생각된다. 오히려 본 발명의 방법은 바람직하게는 하나 이상의 비경화된 껍질들 또는 레이업들에 구멍이나 통풍구를 형성하는 공정을 구비한다. 예컨대 하나의 공동결합 제조방법은 일반적으로 베이스 껍질을 포개어 쌓고 이를 경화하는 단계, 경화된 베이스 껍질과 벌집형 코어를 결합시키는 단계, 벌집형 코어와 그리고 이 코어의 주변으로부터 뻗어있는 베이스 껍질중 적어도 일부분 위로 겉껍질을 포개어 쌓는 단계, 코어 위로 겉쪽 레이업의 일부분에 적어도 하나의 통풍구를 형성하는 단계, 및 벌집형 복합재료 구조물을 형성하기 위하여 겉껍질을 공동결합시키는 단계를 구비한다. 다르게는 본 발명의 방법은 베이스 레이업을 형성하고, 이 베이스 레이업 위에 법집형 코어를 위치시키고, 겉쪽 레이업을 형성하고, 겉쪽 레이업, 베이스 레이업 또는 이들 모두에 적어도 하나의 통풍구를 형성하고, 벌집형 복합재료 구조물을 형성하기 위하여 이 레이업들과 벌집형 코어를 공동결합시킴으로써 구현될 수 있다.
상술한 바와 같이, 본 발명의 방법은 적어도 하나의 껍질과 벌집형 코어를 결합시키거나 또는 공동결합시키는 공정중 적어도 일부 공정 동안에 구조물을 충분히 통풍시키는 것을 구비한다. 본 발명에 따라 구조물을 충분히 통풍시키는 것은 적어도 하나의 구멍, 통풍구, 보이드(void), 또는 (경화된, 부분적으로 경화된 또는 비경화된) 적어도 하나의 껍질을 통해 뻗어있는 재료의 실질적인 부재를 형성하는 단계 및 벌집형 코어에 결합될 껍질 또는 껍질들이 충분한 결합을 형성하도록 코어와 그리고 이 코어에 결합될 껍질 사이에 스크림을 위치시키는 단계를 구비한다. 다시 말하자면, 코어와 껍질 사이 및 껍질을 통과하는 통로 또는 열린 공간의 양은 바람직하게는 경화-결합 작업 동안에 복합재료의 내부로부터 충분한 가스(예를 들면 공기 및 휘발성 화합물)가 흐를 수 있게 하는데 충분한 것이 바람직하며, 이는 구조물 내부의 실질적인 압력 증가를 방지하여 껍질(들)과 코어 사이에 이들이 적절히 결합되는데 충분한 접촉이 유지되도록 한다.
충분한 통풍이 하나의 통풍구를 가지고 달성될 수 있다 하더라도 지금까지의 결과들은 일반적으로 다수의 통풍구가 바람직하다는 것을 보여준다. 특히, 지금까지의 결과들에 비추어 통풍구들은 그 집중도가 적어도 제곱 피트당 약 0.5개의 통풍구(제곱 미터당 약 5.4개의 통풍구)인 것이 바람직하다는 것을 보여준다. 더 바 람직하게는 집중도는 적어도 제곱 피트당 약 0.75개의 통풍구(제곱 미터당 약 8개의 통풍구)이다. 한편, 복합재료 구조물의 강도를 최대로 하거나 또는 껍질, 구조물 또는 양자 모두의 물성에 열화가 발생하는 것을 최소화하기 위하여 통풍구의 개수를 최소화하는 것이 일반적으로 바람직하다. 따라서, 통풍구의 집중도는 제곱 미터당 약 21.5개의 통풍구(제곱 피트당 약 2개의 통풍구)보다 크지 않은 것이 바람직하고 제곱 미터당 약 16개의 통풍구(제곱 피트당 약 1.5개의 통풍구)보다 크지 않은 것이 더욱 바람직하다고 일반적으로 생각된다. 본 발명의 일 실시예에서, 다수의 통풍구는 제곱 미터당 약 11개의 통풍구(제곱 피트당 약 1개의 통풍구)의 집중도로 벌집형 코어 위에 또는 벌집형 코어에 인접하여 껍질에 형성된다.
상술한 바와 같이, 적어도 하나의 통풍구에 추가하여 본 발명은 유체가 벌집형 코어의 셀들 사이에서 소통되거나 흐르도록 하고 차례로 다수의 셀들과 적어도 하나의 통풍구로부터 유체가 흐르도록 결합될 벌집형 코어와 껍질 사이에 스크림을 위치시키는 단계를 구비한다. 스크림은 유체의 접속을 유지하기에 충분히 작은 개구들을 가진 임의의 재료로 형성될 수 있다. 일반적으로 유체의 접속은 벌집형 코어의 셀들보다 작은 스크림의 개구들에 의해 유지된다. 예컨대 코어의 셀들의 폭이 약 6.4 mm(약 0.25 인치)라면, 개구들의 크기(즉, 개구의 주변을 따라 가장 먼 위치에서 개구를 가로지르는 거리)는 약 6.4 mm (약 0.25 인치)보다 작다. 한편, 이 개구들은 접착제(바람직하게는 필름 접착제, 에폭시 또는 BMI)가 결합을 위해 코어와 적절히 접촉할 수 있도록 충분히 큰 것이 바람직하다. 또한, 스크림은 너무 크지 않아서 접착제가 껍질과 코어의 결합을 방해하지 않을 정도인 것이 바람직하다. 달리 표현하자면, 스크림은 접착제에 의해 적셔지도록 충분히 얇은 것이 바람직하다. 일반적으로 필름 접착제의 중량이 증가되므로 스크림의 두께는 여전히 적셔지도록 된 채로 증가될 수 있다. 게다가 스크림은 코어의 형상에 정합하도록 유연한 것이 바람직하다. 상술한 것에 비추어 스크림은 고분자 섬유나 필라멘트와 같은 임의의 적절한 재료로 만들어진 오픈 니트(open knit) 직물인 것이 바람직하다는 점이 발견되었다. 이러한 고분자 섬유나 필라멘트의 예로는 나일론과 폴리에스터를 포함한다.
본 발명의 일 실시예에서, FM300-2와 같은 필름 접착제가 코어와 껍질을 결합시키는데 사용된다. 필름 접착제 FM300-2는 두께가 약 0.18 mm (약 7 mils)이고 무게가 약 0.5 kg/m2(약 0.1 lbs/ft2)인 스크림을 구비한다. 필름 접착제는 전형적으로는 취급을 용이하게 하기 위하여 스크림을 구비한다. 또한, 조립체는 바람직하게는 코어와 껍질 사이에 "건식" 스크림(즉, 접착제가 스며들지 않은 스크림)을 구비한다. 더 자세하게는, 스크림은 코어, 스크림, 필름 접착제 및 껍질의 층들의 순서인 것이 바람직하다. 본 실시예에 대한 적절한 건식 스크림은 약 0.13 내지 0.18 mm(약 5 내지 6 mils) 사이의 두께를 가지는 스타일 5602 폴리에스터와 스타일 1191 나일론을 포함한다.
적절한 결합이 가능하도록 구조물을 충분히 통풍시키는 것에 더하여, 본 발명의 방법은 적어도 실질적으로 밀봉되고 바람직하게는 완전히 밀봉되는 복합재료 구조물을 형성할 수 있게 한다. 이 2개의 겉보기에 반대되는 성질은 통풍구(들)의 단면길이(즉, 바깥쪽 껍질 표면과 보이드 사이의 경계를 따라서 임의의 2 지점들 사이의 가장 큰 거리) 또는 크기의 주의깊은 선택에 의해 달성될 수 있다. 예를 들면, 대체로 원통면을 구비하는 통풍구에 대하여, 그 크기 또는 단면길이는 바깥쪽 껍질면과 보이드 사이의 대체로 원형 경계의 대략 직경이다. 이러한 대체로 원통형인 통풍구는 예를 들면 경화된 껍질의 경우에 드릴 비트에 의해 형성될 수 있고 또는 비경화된 레이업의 경우에 송곳에 의해 형성될 수 있다. 통풍구들의 단면 형상이 원형일 필요는 없고, 임의의 단면 형상(예컨대 달걀 형상, 네모 형상, 또는 정사각형 형상 등)을 가질 수 있다는 점을 주목하는 것이 중요하다. 통풍구(들)은 비록 전형적으로는 껍질의 외측면에 실질적으로 직각 또는 수직하지만 반드시 그럴 필요는 없다. 통풍구(들)은 오직 껍질을 가로지르기만 하면 된다.
특히, 통풍구(들)의 크기는 이 통풍구들이 경화, 결합 또는 양자 모두의 공정 동안에 고분자 매트릭스의 흐름에 의해 적어도 실질적으로 밀봉될 수 있도록 하면서 적절한 결합이 이루어지도록 선택된다. 예컨대 지금까지의 결과들은 통풍구들이 궁극적으로는 밀봉되는 것을 보장하도록 통풍구들의 크기가 약 3.2 mm(약 0.125 인치)보다 크지 않은 것이 바람직하다는 것을 보여준다. 더 바람직하게는, 통풍구의 크기는 약 2.5mm(약 0.1 인치)보다 크지 않다. 한편, 통기구들의 크기는 적어도 약 1.3mm(약 0.05 인치)인 것이 바람직하고, 바람직하게는 경화/결합 작업 동안에 통풍구들이 충분히 개방된 상태로 있도록 하기 위하여 (즉, 충분한 양의 가스가 구조물에서 빠져 나가기 전에 구멍들이 밀봉되지 않음) 적어도 약 2.3mm(약 0.09 인치)이다.
선택사항으로, 본 발명의 방법은 통기구들 중 적어도 하나로 적어도 하나의 섬유성 통풍심지를 삽입하는 것을 추가로 구비한다. 특별한 이론에 구속됨이 없이, 통풍구(들)에 통풍심지를 위치시키는 것은 다음 장점들중 하나 이상을 제공하는 것으로 생각된다; 즉, 예컨대 고분자 매트릭스에 의한 통풍구의 때 이른 밀봉을 저지함으로써, 또는 통풍구의 크기를 감소시키거나 통풍구를 닫는 경향이 있을 수 있는 레이업의 섬유들의 위치변동을 저지함으로써 복합재료 구조물의 내부로부터 가스의 흐름이 유지되도록 조력한다; 또한 보이드를 통해 고분자 매트릭스의 흐름을 완화시킴으로써 통풍구의 최후의 밀봉에 도움을 준다; 그리고 밀봉된 통풍구의 보강을 제공하여, 통풍구(들)를 생성하면서 야기될 수 있는 복합재료 구조물의 강도 또는 강인성이 감소할 가능성을 줄여준다.
섬유성 통풍심지를 삽입하는 것은 근본적으로 임의의 방법에 의해 달성될 수 있는데, 그 중 하나의 방법은 외측면에서 또는 외측면 근처에서 통풍구의 개구내로 심지를 위치시키는 단계와, 적어도 심지의 일부분이 (경화된 또는 레이업) 껍질의 내측면으로부터 바깥쪽으로 뻗어있도록 이 심지를 통풍구로 또는 바람직하게는 통풍구를 지나서 더 밀어넣는 단계를 구비한다. 바꾸어 말하면, 심지의 일부분이 벌집형 코어의 셀로 뻗어있는 것이 바람직하다. 마찬가지로, 심지의 일부분이 껍질의 외측면으로부터 (즉, 복합재료 구조물의 외부로) 바깥으로 뻗어있는 것이 대체로 바람직하다. 껍질의 외측면으로부터 바깥으로 뻗어있는 통풍심지의 길이는 바람직하게는 적어도 약 12.5mm(약 0.5인치)이지만, 약 19mm(약 0.75인치) 이상은 아니다. 특별한 이론에 구속됨이 없이, 외측면 위로 접혔을 때 이 외부길이는 통풍심지 가 제 위치에 유지되도록 하여 경화/결합 작업 동안에 통풍구를 통해 떨어지지 않도록 한다. 복합재료 구조물 외부의 심지중 일부의 경우, 섬유들이 "펼쳐져서" (즉, 심지의 섬유들이 그 안에서 원의 반경들로 위치되는 실질적으로는 원형 패턴으로 분리 및 정렬됨) 경화/결합 작업 동안 껍질의 외측면에서의 또는 껍질에서의 "마크오프(mark-off)" (즉, 섬유들의 부분적인 박힘 또는 자국의 형성)를 최소화하는 것이 바람직하다. 심지에 바람을 보내기 전에 바람직하게는 코어로부터 유체흐름을 보장하기 위하여 릴리즈 필름(들)을 통과한다 (도 2와 도 3 참조).
상술한 바와 같이, 통풍심지는 바람직하게는 섬유성이다 (즉 다수의 섬유 또는 필라멘트를 구비함). 바람직하게는, 이 필라멘트들은 고분자 매트릭스 및 껍질의 섬유들과 호환가능하다 (예컨대 열화되거나 화학반응을 일으키거나 부식되거나 하지 않음). 또한, 통풍구의 밀봉에 조력하도록 심지를 통한 고분자 매트릭스의 이동을 촉진시키기 위하여 통풍심지 필라멘트들은 고분자 매트릭스에 의해 젖어질 수 있게 되는 것이 좋다. 적절한 통풍심지 재료들의 예로는 유리섬유, 카본, 아라미드, 실리콘 카바이드, 및 켈바(Kelvar®)을 포함한다. 또한, 섬유성 통풍심지는 껍질의 재료와 동일 또는 다른 섬유들로 만들어질 수 있다. 실제로, 본 발명의 일 실시예에서는, 껍질은 탄소섬유를 구비하고 통풍심지는 유리섬유 섬유들을 구비하는데, 심지들이 절단될 수 있는 유리섬유 가닥 또는 스트링은 비교적 낮은 가격에 여러 크기 및 모양으로 용이하게 구입가능하므로 이 유리섬유 섬유들이 바람직한 경향이 있다.
심지의 크기 또는 직경과 관련해서는, 통풍구에 안락하게 끼워맞춰지는 크기인 것이 바람직하다. 이는 대략 통풍구의 단면길이의 직경을 갖는 스트링을 선택함으로써 전형적으로 달성된다. 예컨대 약 3.2mm(약 0.125 인치)보다 크지 않은 단면길이를 갖는 통풍구의 경우에, 채택가능한 통풍심지는 3k 카본 토우(tow; 토우는 3000 카본 필라멘트로 만들어짐)로부터 또는 직경이 약 1.8 내지 3.0mm 사이의 유리섬유 에지 브리더 스트링으로부터 절단될 수 있다.
상술한 바와 같이, 존재한다면, 심지는 바람직하게는 벌집형 복합재료 구조물의 일부분이 되거나 또는 그 구조물에 통합된다. 따라서, 본 발명의 방법에 따라 형성된 벌집형 복합재료 구조물은 제1 껍질과, 제 2 껍질, 및 이 껍질들 사이에 배치되어 이 껍질들에 결합되는 벌집형 코어를 구비하고, 여기에서 상기 껍질들중 적어도 하나는 외측면과, 벌집형 코어의 적어도 일부가 결합되는 내측면과, 상기 외측면, 내측면 또는 양자 모두에 실질적으로 평행하게 정렬된 섬유들을 구비하는 적어도 하나의 섬유성 쉬트, 고분자 매트릭스, 및 내측면으로부터 외측면으로 뻗어있으며 그리고 외측면, 내측면, 또는 양자 모두 및 고분자 매트릭스를 가로지르는 섬유들을 구비하는 적어도 하나의 밀봉된 통풍영역을 구비한다. 바람직하게는 본 발명의 벌집형 복합재료 구조물은 공정(예컨대 그 크기 및 집중도를 포함하는 통풍구들의 형성 공정, 심지 재료 등)에 관하여 본 명세서에 기술된 것들을 반영한다. 경화/결합 작업 이후에, 껍질의 외측면에서 또는 외측면 근처에서 심지를 절단하거나 또는 이와 달리 끊어냄으로써 심지를 손질하는 것이 일반적으로 바람직하다.
본 발명의 공정에 따른 다른 선택사항으로 밀봉된 통풍영역(들)위에 비교적 작은(예컨대 직경이 약 25.4 내지 38.1 mm(약 1 내지 1.5 인치)) 패치 또는 덮개를 형성하고, 위치시키고 결합시키는 것을 포함하여 복합재료 구조물이 적절히 밀봉되는 것과 구조상으로 온전한 것 또는 이 모두를 더 보장한다. 이러한 패칭 공정은 당업자에게 잘 알려져 있는데 벌집형 복합재료 구조물을 수선하는 표준방법으로서 일반적으로 패치와 접촉하게 될 껍질의 표면(즉, 밀봉된 통풍영역의 외측면과 그 부근의 경화된 껍질)을 가볍게 (예컨대 180 그릿 사포로) 샌딩하는 단계와, 분진을 제거하기 위하여 상기 샌딩된 영역을 세정하는 단계와, 세정된 영역에 에폭시 접착제로 적셔진 직경이 약 38mm(약 1.5인치)인 원형 섬유(즉, 패치)를 위치시키는 단계와, 이 패치를 경화하는 단계를 구비한다.
본 발명의 방법 중 상술한 단계들은 벌집형 복합재료 구조물을 제조하고 형성하는 근본적으로 임의의 제조 공정에 통합될 수 있고 이와 관련된 근본적으로 임의의 재료 및 장비와 함께 이용될 수 있다 (예컨대 필름 접착제, 스크림, 진공펌프, 진공 백 또는 나일론 배깅 필름, 진공 백 밀봉재, 몰드 또는 공구, 몰드 릴리즈, 부직 브리더 필름, 양면 테이프, 예를 들면 코르크로 만들어진 에지 dams, 예컨대 유리섬유, 비다공성 릴리즈 피름으로 제조된 블리더 층, 비다공성 릴리즈 섬유, 강성 코올 플레이트(rigid caul plates), 에폭시와 같은 기타 접착제, 예컨대 유리섬유로 만들어진 에지 브리더 코드 등). 이러한 제조 공정들 및 재료들은 당업자에게 알려져 있으며 본 명세서에 상세히 설명할 필요는 없다. 반드시 필요한 것은 아니지만 본 발명의 실시예를 구비하는 제조공정의 일반적인 설명을 아래에 기술한다.
벌집형 복합재료의 예시적 제조 공정
본 예시적 공정은 복합재료 적층물 또는 고체 적층물 베이스 껍질을 형성하는 단계, 벌집형 코어를 경화된 베이스 껍질에 결합시키는 단계, 및 겉껍질을 형성하고 이 겉껍질과 상기 경화된 베이스 껍질-코어 조립체를 결합시키기 위하여 복합재료 표면 쉬트(sheet) 또는 층들을 공동결합(co-bonding)시키는 단계를 일반적으로 포함한다.
A. 복합재료 적층물을 형성하는 단계
도 1을 참조하면, 본드 지그(1)를 준비함으로써 공정이 전형적으로 시작된다. 본드 지그(1)는 몰드 릴리즈 제조회사의 지시에 따라서 본드 공구(4)의 표면(3)에 몰드 릴리즈(2)를 균일하게 코팅함으로써 준비된다. 몰드 릴리즈의 예로는 FREKOTE 700NC를 포함하는데, 이는 헨켈 에어로스페이스(Henkel Aerospace)로부터 상업적으로 구입할 수 있다. 두번째로, 복합재료 부재(6)의 디벌킹되지 않은(undebulked) 두께보다 높은 코르크 댐(5)이 양면 테이프(10)가 그 사이에 배치된 상태로 몰드 릴리즈에 부착된다. 다음, 복합재료 부재(6)는 이 경우는 베이스 껍질인데, 몰드 릴리즈(2) 상에 그리고 코르크 댐(5)에 의해 경계지워진 영역 내에서 프리프레그 쉬트 더미를 포개어 쌓음으로써 형성된다 (도면에는 도시되지 않았지만 당업계에서 주지됨). 프리프레그 쉬트들은 형성될 복합재료 구조물에 따라서 적절한 크기와 모양으로 만들어져 위치된다.
이어서 프리프레그 쉬트 더미가 바람직하게는 디벌킹된다. 디벌킹(debulking)은 프리프레그 층에 진공을 인가함으로써 달성될 수 있다. 이는 전형적으로는 프리프레그 층을 적어도 하나의 천공된 릴리즈 필름(11) 층으로 덮는 것을 포함하는데, 뒤이어 적어도 한겹의 부직 브리더 클로스(cloth)(12)가 따르며, 진공 배깅(bagging) 필름(13)이 뒤따른다. 복수의 진공 포트(30)(도면에는 하나만 도시함)는 진공 배깅 필름(13)의 외주를 통과해 뻗어있다. 진공 포트(30)는 브리더 클로스(12)에 접촉하도록 바람직하게는 댐의 바깥쪽 주변 바로 외부에 위치된다. 진공 배깅 필름(13)은 진공 백 밀봉재(32)에 의해 결합 공구(4)의 표면(3)에 부착된다. 진공 백 밀봉재(32)는 브리더 클로스(12)의 바깥쪽 주변 외부로 수 센티미터 또는 수 인치 뻗어있다. 진공 호스들(도시하지 않았지만 당업계에 잘 알려짐)이 진공 포트(30)에 연결되고, 프리프레그 쉬트들을 디벌킹하기 위하여 진공(예를 들어 적어도 약 0.085 MPa (약 25in-Hg))이 진공 배깅 필름(13)에 가해진다. 프리프레그 쉬트들을 디벌킹하기 위하여 전형적으로는 이 진공이 수 분간 (예를 들면 약 3 내지 5분 사이) 유지된다. 비록 요구되지는 않지만, 마지막 프리프레그 쉬트는 디벌킹 후에 함침된 나일론 필 플라이(필 플라이)(미도시)로 전형적으로 덮혀있다.
도 2를 참조하면, 디벌킹된 프리프레그 쉬트들은 이어서 진공(예를 들어 적어도 약 0.091 MPa (약 27 in-Hg))을 인가하면서 그 온도를 증가시키기 위하여 바람직하게는 공기 순환 오븐(미도시)에 위치시킴으로써 경화된다. 디벌킹된 프리프레그 쉬트를 경화하기 위한 조립체는 디벌킹을 위한 조립체와 유사하지만, 도 1의 천공된 리리즈 필름(11)을 사용하는 대신에 도 2의 조립체는 비다공성 릴리즈 필 름(24)을 구비한다. 또한, 반드시 필요한 것은 아니더라도 (예컨대 유리섬유로 만들어진) 에지 브리더 코드(25)와 (예컨대 스타일 120 또는 미세하게 짠 유리섬유 직물로 만들어진) 블리더 플라이(27)를 구비할 수 있다. 에지 브리더 코드(25)는 코르크 댐(5)과 복합재료 부재(6) 사이의 경계에 위치되는데, 이 경우에 복합부재는 디벌킹된 프리프레그 쉬트이다. 다음, 비다공성 릴리즈 필름(24)이 복합재료 부재(6), 코르크 댐(5), 및 에지 브리더 코드(25) 위에 위치된다. 블리더 플라이(27)는 비다공성 릴리즈 필름(24) 위에 위치된다. 묘사하지는 않았지만 당업자에게 알려진 바와 같이, 경화하는 동안에 프리프레그 쉬트의 레이업 내의 공기가 잘 배출되도록 브리더 코드(25)는 댐(6)을 통과한다.
경화 작업의 온도 프로파일은 경화될 재료들과 같은 요인들에 의거하여 변하는 경향이 있지만, 경화온도(예를 들면 적어도 약 170°F(약 76°℃))까지 재료 발열반응을 일으키지 않는 속도(예컨대 기껏해야 분당 약 4°F)로 프리프레그 쉬트를 가열하는 단계, 경화온도에서 충분한 지속시간(예를 들어 적어도 약 6시간)을 유지하는 단계, 및 이어서 다시 재료 또는 구조물에 지나치게 스트레스를 주지 않는 속도(예컨대 기껏해야 분당 약 2°F)로 경화된 복합재료 적층물을 냉각시키는 단계를 전형적으로 구비한다.
B. 경화된 껍질과 벌집형 코어를 결합시키는 단계
경화된 껍질과 벌집형 코어의 결합은 벌집형 코어가 위치될 함침된 나일론 필 플라이의 부분을 제거하고, 경화된 껍질의 결합 표면을 샌딩하고, 이 샌딩 분진 을 제거하는 것으로 전형적으로 시작된다. 이어서 적어도 하나의 필름 접착제층이 경화된 껍질의 표면에 위치되며 조립체는 도 1에서와 같이 디벌킹되지만, 복합재료 부재(6)는 이제 경화된 베이스 껍질과 필름 접착제를 구비한다. 다음, 벌집형 코어가 필름 접착제에 위치된다. 이것은 이어서 도 1에 도시된 바와 같이 (코어의 형상을 변화시키지 않는 진공도, 전형적으로는 약 10 내지 15 in-Hg의 진공도를 이용하여) 디벌킹되지만, 복합재료 부재는 이제 경화된 베이스 껍질, 필름 접착제 및 벌집형 코어를 구비한다. 코어에서의 경화된 껍질과 필름 접착제의 디벌킹된 조립체(이제 복합재료 부재(6))는 도 1에 도시된 바와 같이 결합된다. 진공을 가하고 조립체를 충분한 지속시간(예컨대 2 내지 3 시간 사이) 동안 결합온도(예를 들면 적어도 약 190°F(약 82℃))로 가열하고 이어서 손상을 야기하지 않는 속도(예를 들면 기껏해야 분당 약 2°F)로 이 결합된 조립체를 냉각시킴으로써 결합이 달성된다.
C. 복합재료의 겉쪽 쉬트들을 공동결합시키는 단계
공동결합(co-bonding)은 코어를 둘러싸고 있는 베이스 껍질의 결합표면을 준비함으로써 (예를 들어 필 플라이를 제거하고 가볍게 샌딩을 하고 샌딩 분진을 제거함으로써) 전형적으로 시작한다. 다음, 겉껍질의 레이업이 실행된다. 조립체(결합된 베이스 껍질과 코어)가 결합공구(4) 상에서 도 1에 도시된 것처럼 코르크 댐으로 둘러싸인 동안에 레이업이 일어난다. 도 3을 참조하면, 레이업은 적어도 한 층의 건식 스크림(40)을 베이스 껍질(42)이 아닌 벌집 형 코어(41)에 위치시키는 단계를 구비한다. 이어서 접착제층(44)이 스크림(40) 위에 놓인다. 벌집형 코어에 위치시키기 전에 필름 접착제에 스크림을 임시로 고정시키는 것이 바람직하다. 임시로 고정시키는 것은 약 5 내지 10 in-Hg의 사이의 진공압을 사용하는 편평한 테이블 위에서 디벌킹함으로써 전형적으로 달성된다. 이 조립체는 이제 도 1의 복합재료 부재(6)에 해당하며 디벌킹된다.
디벌킹 후에, 겉껍질 프리프레그 쉬트(46)는 접착제 층(44)에 위치되고 조립체는 도 1에 도시된 것처럼 디벌킹된다. 프리프레그 쉬트를 디벌킹하는 것을 취합(collation)이라 칭할 수 있다. 다음, 통풍구들(47)이 취합된 프리프레그 쉬트(46)와 그리고 접착제층(44) 및 겉껍질(48)의 외측면과 벌집형 코어(41) 사이에 있는 스크림(40)과 같은 기타 다른 층들을 통해 형성된다. 통풍구를 형성한 후에, 섬유성 통풍 심지(59)가 통풍구들(47)을 통해 그 안으로 삽입된다. 이어서 조립체는 벌집형 복합재료 구조물을 형성하도록 공동결합(즉, 겉껍질 프리프레그 쉬트들(46)의 공동 경화 또는 적층 및 적층된 겉껍질, 벌집형 코어(41) 및 경화된 베이스 껍질(42)의 결합)을 위하여 도 2에 도시된 것처럼 배깅(bagging)된다. 공동결합 작업은 복합재료 층(예를 들어 베이스 껍질)을 형성하기 위한 것과 동일 또는 유사하다. 바꿔 말하면, 상술한 예시적인 진공압, 온도, 및 지속시간이 똑같이 적용가능하다.
상술한 것에 비추어 볼 때, 본 발명의 하나 이상의 장점이 달성되는 것을 이해할 것이다. 본 발명의 상술한 원리들과 그 실제적인 응용에 의해 당업자가 다양한 실시예 및 의도한 특별한 사용에 맞춰서 다양한 변형예의 형태로 본 발명을 잘 이용할 수 있다. 게다가, 다양한 변형예들이 본 발명의 정신으로부터 벗어나지 않은 채 본 명세서에 기술 및 도시된 구성 및 방법으로 이루어질 수 있으므로, 상술한 설명에 포함되거나 또는 첨부 도면에 도시된 모든 사항이 본 발명을 한정하는 것이라 보다는 서술하는 것으로 해석되어야 한다. 따라서, 본 발명의 폭과 범위는 상술한 예시적인 실시예들 중 어느 것에 의해 제한되어서는 아니 되며, 본 명세서에 첨부되는 청구항들 및 그 균등물에 따라서만 규정되어야 한다.

Claims (20)

  1. 제1 껍질과, 제 2 껍질, 및 상기 제1 껍질과 제2 껍질 사이에 배치되어 제1 껍질과 제2 껍질에 결합되는 벌집형 코어를 구비하는 벌집형 복합재료 구조물을 형성하는 방법으로서, 여기에서 제1 및 제2 껍질 각각은 적어도 하나의 섬유성 쉬트와 고분자 매트릭스를 구비하고 경화 또는 비경화되며, 상기 방법은,
    제1 및 제2 껍질중 적어도 하나와 벌집형 코어의 결합 동안에 벌집형 코어의 셀들 사이에서 유체가 흐를 수 있도록 벌집형 코어와 제1 및 제2 껍질 중 적어도 하나 사이에 스크림을 위치시키는 단계와,
    제1 및 제2 껍질 중 적어도 하나와 벌집형 코어를 결합시키는 동안에 고분자 매트릭스에 의해 밀봉되기 전에 유체의 흐름을 허용하도록 적어도 하나의 통풍구가 크기결정된 상태로 제1 및 제2 껍질 중 적어도 하나를 천공하는 단계, 및
    상기 제1 및 제2 껍질 중 적어도 하나와 벌집형 코어를 결합시키는 단계를 구비하는, 벌집형 복합재료 구조물을 형성하는 방법.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 제1 및 제2 껍질중 적어도 하나와 벌집형 코어를 결합시키기 전에 적어도 하나의 통풍구를 통해 섬유성 통풍심지를 위치시키는 단계를 더 구비하고, 여기에서 상기 섬유성 통풍심지중 적어도 일부는 상기 적어도 하나의 구멍을 밀봉하는 고분자 매트릭스에 의해 상기 결합 동안에 상기 제1 및 제2 껍질중 적어도 하나에 통합되는, 벌집형 복합재료 구조물을 형성하는 방법.
  3. 겉 껍질과, 베이스 껍질, 및 상기 겉 껍질과 베이스 껍질 사이에 배치되어 겉껍질과 베이스 껍질에 결합되는 벌집형 코어를 구비하는 벌집형 복합재료 구조물을 형성하는 방법으로서, 상기 방법은,
    a. 결합되는 상기 벌집형 코어와 베이스 껍질 위에 겉쪽 레이업을 형성하되, 상기 겉쪽 레이업은 벌집형 코어 상의 스크림, 벌집형 코어 상의 접착제 층, 스크림, 상기 겉쪽 레이업과 함께 결합되는 베이스 껍질의 일부, 및 직물과 고분자 매트릭스를 구비하는 접착제층 상의 다수의 프리프레그 쉬트를 구비하는, 겉쪽 레이업 형성단계;
    b. 벌집형 코어 위에 놓인 겉쪽 레이업의 일부를 통과하는 통풍구를 형성하되, 상기 통풍구는 공동결합 작업 동안에 고분자 매트릭스에 의해 밀봉되기 전에 유체가 흐를 수 있도록 크기 결정되는, 통풍구 형성단계;
    c. 통풍구를 통해 섬유성 통풍심지를 위치시키되, 상기 섬유성 심지중 적어도 일부는 공동결합 작업 동안에 겉껍질과 통합되는, 섬유성 통풍심지를 위치시키는 단계; 및
    d. 겉껍질을 형성하고 이 겉껍질과 벌집형 코어와 베이스 껍질이 결합하도록 다수의 프리프레그 쉬트를 적층하기 위하여 겉쪽 레이업을 공동결합시키는 단계;를 구비하는, 벌집형 복합재료 구조물을 형성하는 방법.
  4. 제3항에 있어서,
    상기 겉쪽 레이업을 공동결합하는 단계는 벌집형 코어와 베이스 껍질 위로 통풍구와 이 통풍구 안의 섬유성 통풍심지를 가진 겉쪽 레이업을 진공 배깅하는 단계와, 진공을 인가하는 단계와, 겉껍질을 형성하고 겉껍질과 벌집형 코어와 베이스 껍질을 결합시키기 위하여 다수의 프리프레그 쉬트를 적층시키는데 충분한 지속시간 동안 경화온도까지 온도를 증가시키는 단계를을 구비하는, 벌집형 복합재료 구조물을 형성하는 방법.
  5. 제4항에 있어서,
    상기 진공은 적어도 약 27 in-Hg이고, 경화온도는 적어도 약 170°F이고, 지속시간은 적어도 약 6시간인, 벌집형 복합재료 구조물을 형성하는 방법.
  6. 제3항에 있어서,
    상기 통풍구는 약 0.125 인치보다 크지 않은 단면길이를 갖는, 벌집형 복합재료 구조물을 형성하는 방법.
  7. 제6항에 있어서,
    상기 통풍구는 적어도 약 0.05 인치인 단면길이를 갖는, 벌집형 복합재료 구조물을 형성하는 방법.
  8. 제7항에 있어서,
    상기 섬유성 통풍심지는 대략 통풍구의 단면길이인 명목상의 단면 직경을 갖는, 벌집형 복합재료 구조물을 형성하는 방법.
  9. 제3항에 있어서,
    다수의 통풍구를 형성하고 각 통풍구에 섬유성 통풍심지를 위치시키는 것을 더 구비하는, 벌집형 복합재료 구조물을 형성하는 방법.
  10. 제9항에 있어서,
    상기 다수의 통풍구는 그 집중도가 적어도 약 0.5 통풍구/ft2인, 벌집형 복합재료 구조물을 형성하는 방법.
  11. 제10항에 있어서,
    상기 통풍구의 집중도는 약 2 통풍구/ft2보다 크지 않은, 벌집형 복합재료 구조물을 형성하는 방법.
  12. 제9항에 있어서,
    다수의 통풍구는 그 집중도가 적어도 약 0.75 통풍구/ft2인, 벌집형 복합재료 구조물을 형성하는 방법.
  13. 제12항에 있어서,
    상기 통풍구의 집중도는 약 1.5 통풍구/ft2보다 크지 않은, 벌집형 복합재료 구조물을 형성하는 방법.
  14. 제3항에 있어서,
    상기 겉쪽 레이업은 접착제층과 접촉하는 내측면과 외측면을 구비하고, 공동결합 동안 겉껍질에 형성 마크오프를 최소화하기 위하여 겉쪽 레이업의 외측면으로부터 바깥으로 뻗어있는 섬유성 통풍심지중 일부에 바람을 보내는 단계를 추가로 구비하는, 벌집형 복합재료 구조물을 형성하는 방법.
  15. 제14항에 있어서,
    상기 벌집형 복합재료 구조물 외부에 있는 섬유성 통풍심지의 일부를 손질하는 단계를 더 구비한, 벌집형 복합재료 구조물을 형성하는 방법.
  16. 제15항에 있어서,
    밀봉된 통풍구 위에 섬유성 패치를 결합시키는 단계를 더 구비한, 벌집형 복합재료 구조물을 형성하는 방법.
  17. 제1 껍질과, 제 2 껍질, 및 상기 제1 껍질과 제2 껍질 사이에 배치되어 제1 껍질과 제2 껍질에 결합되는 벌집형 코어를 구비하는 벌집형 복합재료 구조물로서, 여기에서 제1 및 제2 껍질중 적어도 하나는 외측면과, 벌집형 코어의 적어도 일부가 결합되는 내측면과, 상기 외측면, 내측면 또는 양자 모두에 실질적으로 평행하게 정렬된 섬유들을 구비하는 적어도 하나의 섬유성 쉬트, 고분자 매트릭스, 및 내측면으로부터 외측면, 내측면 또는 양자 모두를 가로지르는 섬유들과 고분자 매트릭스를 구비하는 외측면까지 뻗어있는 벌집형 코어에 인접한 밀봉된 통풍영역을 구비하는, 벌집형 복합재료 구조물.
  18. 제17항에 있어서,
    상기 밀봉된 통풍영역은 약 0.125 인치보다 크지 않은 단면 길이를 갖는, 벌집형 복합재료 구조물.
  19. 제18항에 있어서,
    그 집중도가 약 1 밀봉된 통풍영역/ft2인 다수의 밀봉된 통풍영역을 더 구비하는, 벌집형 복합재료 구조물.
  20. 제19항에 있어서,
    외측면에 결합된 섬유성 패치를 더 구비하고, 여기에서 상기 섬유성 패치는 밀봉된 통풍영역의 각각을 덮는, 벌집형 복합재료 구조물.
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Families Citing this family (35)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2891192B1 (fr) * 2005-09-29 2007-10-26 Airbus France Sas Procede de reparation d'une peaux externe de structure composite
FR2891193B1 (fr) * 2005-09-29 2007-10-26 Airbus France Sas Procede de reparation traversante de structure composite a trois peaux et deux couches d'ame
FR2905891B1 (fr) * 2006-09-15 2008-12-05 Airbus France Sa Procede de fabrication d'un panneau en materiau composite thermoplastique
US8622109B2 (en) 2007-12-14 2014-01-07 The Boeing Company Pressure debulking system and method
FR2928861A1 (fr) * 2008-03-20 2009-09-25 Sainte Marie Const Isothermes Procede de fabrication d'un panneau sandwich isolant thermique et incombustible
DE102008002117B4 (de) * 2008-05-30 2013-10-31 Airbus Operations Gmbh Verbund und Struktur
US10040269B2 (en) * 2008-09-05 2018-08-07 Textron Innovations Inc. Method and apparatus for reticulating an adhesive to the surface network of a cellular core structure
FR2940176B1 (fr) * 2008-12-22 2011-02-11 Aircelle Sa Procede de fabrication d'un panneau d'attenuation acoustique, notamment pour l'aeronautique
US20110146906A1 (en) * 2009-12-18 2011-06-23 The Boeing Company Double Vacuum Cure Processing of Composite Parts
US10369772B2 (en) 2012-07-10 2019-08-06 Textron Innovations Inc. Method of making core-stiffened structure
EP2516147B1 (en) 2010-02-05 2015-10-28 Bell Helicopter Textron Inc. Method of making core-stiffened structure
DE102010014545B4 (de) * 2010-04-10 2013-09-19 Eads Deutschland Gmbh Verfahren und Vorrichtung zur Herstellung eines Komposit-Formteils aus faserverstärktem Kunststoff
US10086569B2 (en) * 2010-05-13 2018-10-02 The Boeing Company Method of making a composite sandwich structure
WO2012154544A2 (en) * 2011-05-06 2012-11-15 Purdue Research Foundation Method and system of vacuum assisted resin transfer molding for repair of composite materials and structure
CN102350803B (zh) * 2011-06-24 2014-05-28 中国航空工业集团公司北京航空制造工程研究所 一种减少复合材料成型中真空渗漏的封装方法
US9539769B2 (en) * 2011-10-17 2017-01-10 Sikorsky Aircraft Corporation Composite structure and core positioning ply
US20130143006A1 (en) * 2011-12-02 2013-06-06 The Boeing Company Reducing Porosity in Composite Structures
EP2836920A4 (en) * 2012-04-09 2015-12-02 Vivek Ventures Llc PROCESSING CLASSIFIED INFORMATION AND SEARCH USING A BRIDGE BETWEEN STRUCTURED AND UNSTRUCTURED DATABASES
US9102104B2 (en) * 2012-06-05 2015-08-11 The Boeing Company Method for reducing porosities in composite resin parts
KR101484203B1 (ko) 2012-12-27 2015-01-16 현대자동차 주식회사 섬유 강화 수지 차체 구조체 및 그 제조방법
US9205634B2 (en) * 2013-05-16 2015-12-08 The Boeing Company Composite structure and method
US9523431B2 (en) * 2013-05-31 2016-12-20 The Boeing Company Sealing and testing segmented tools
US10288554B2 (en) * 2016-01-27 2019-05-14 The Boeing Company Moisture detecting bleeder materials
US10391751B2 (en) * 2016-04-20 2019-08-27 The Boeing Company Spatial reference film in core-stiffened composite
CN106608056B (zh) * 2016-11-21 2019-01-18 湖北三江航天红阳机电有限公司 一种酚醛面板蜂窝夹层结构件成型方法
GB201704890D0 (en) * 2017-03-28 2017-05-10 Composite Tech And Applications Ltd A tool for manufacturing a composite component
US11358350B1 (en) * 2017-06-30 2022-06-14 Hrl Laboratories, Llc Lightweight sandwich structures and methods of manufacturing the same
GB201820560D0 (en) 2018-12-17 2019-01-30 Aston Martin Lagonda Ltd Assemblies for engines
US11534992B2 (en) * 2019-03-04 2022-12-27 The Boeing Company Tooling assembly and associated system and method for manufacturing a porous composite structure
CN110103483B (zh) * 2019-04-18 2021-08-03 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种蜂窝芯拼接方法
US11511502B2 (en) * 2019-08-27 2022-11-29 Spirit Aerosystems, Inc. Method for securing core to tool during machining
CN110815875B (zh) * 2019-11-28 2022-03-22 航天海鹰(镇江)特种材料有限公司 一种复合材料蜂窝夹层结构零件的成型方法
CN111706585A (zh) * 2020-05-15 2020-09-25 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种薄板铝合金盆形零件反向胶接方法
CN111761032B (zh) * 2020-07-30 2022-10-14 陕西柴油机重工有限公司 用大型柴油机机体复杂凸轮轴冷芯盒砂芯铸造的方法
US20230182424A1 (en) * 2021-12-09 2023-06-15 Airbus Operations Sas Method of manufacturing an acoustic treatment panel and acoustic treatment panel obtained by said method

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2951004A (en) * 1959-07-27 1960-08-30 Minnesota Mining & Mfg Bonding film
US3703422A (en) * 1970-01-02 1972-11-21 North American Rockwell Polyaromatic resin faced honeycomb panel and method for making same
US4216047A (en) * 1978-09-15 1980-08-05 Boeing Commercial Airplane Company No-bleed curing of composites
US4300978A (en) * 1979-07-06 1981-11-17 Rohr Industries, Inc. Bonding tool for venting honeycomb noise attenuation structure during manufacture
US4353947A (en) * 1981-10-05 1982-10-12 International Harvester Co. Laminated composite structure and method of manufacture
GB9300545D0 (en) * 1993-01-13 1993-03-10 Hurel Dubois Uk Ltd Carbon fibre panels
US5589016A (en) * 1994-04-29 1996-12-31 The Boeing Company Prescored foam for panel fabrication
ES2124550T3 (es) * 1995-01-27 1999-02-01 Sikorsky Aircraft Corp Procedimiento para construir articulos de material compuesto con nucleo en forma de panal.
US5604010A (en) * 1996-01-11 1997-02-18 Hartz; Dale E. Composite honeycomb sandwich structure
US6451241B1 (en) * 1996-02-01 2002-09-17 Mra Systems, Inc. Method for fabrication of perforated composite
US6180206B1 (en) * 1997-09-19 2001-01-30 The Boeing Company Composite honeycomb sandwich panel for fixed leading edges
US5876546A (en) * 1997-09-25 1999-03-02 The Boeing Company Method for forming inner mold line tooling without a part model
US6630093B1 (en) * 1999-08-21 2003-10-07 Ronald D. Jones Method for making freeform-fabricated core composite articles
JP3540234B2 (ja) 2000-02-14 2004-07-07 Ｎｅｃエレクトロニクス株式会社 半導体装置の製造方法
GB0024163D0 (en) * 2000-10-03 2000-11-15 Structural Polymer Systems Ltd Moulding material
US7226559B2 (en) * 2000-12-08 2007-06-05 Toyota Motor Sales, U.S.A., Inc. Method for molding structures
US6676785B2 (en) * 2001-04-06 2004-01-13 Ebert Composites Corporation Method of clinching the top and bottom ends of Z-axis fibers into the respective top and bottom surfaces of a composite laminate
US6645333B2 (en) * 2001-04-06 2003-11-11 Ebert Composites Corporation Method of inserting z-axis reinforcing fibers into a composite laminate
US7255822B2 (en) * 2002-01-31 2007-08-14 Owens-Corning Fiberglas Technology Inc. Process for manufacturing a composite sheet
FR2838859B1 (fr) * 2002-04-22 2004-07-16 Hurel Hispano Le Havre Procede d'assemblage et de controle d'un panneau acoustique a double resonateur avec ame en nid d'abeille
US6767606B2 (en) * 2002-08-29 2004-07-27 The Boeing Company Vented cell structure and fabrication method

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US20060172111A1 (en) 2006-08-03
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