KR20150140379A

KR20150140379A - 다중 구성요소 복합 구조물

Info

Publication number: KR20150140379A
Application number: KR1020157032223A
Authority: KR
Inventors: 브루노 부르시에
Original assignee: 헥셀 코포레이션
Priority date: 2013-04-12
Filing date: 2014-03-07
Publication date: 2015-12-15
Also published as: EP2983899B1; CN105189093A; JP2016522101A; US20150375481A1; CA2907937A1; CN105189093B; WO2014168701A1; US10239289B2; JP6337090B2; EP2983899A1; ES2875791T3

Abstract

다양한 구성요소들 사이의 경계들을 따라 미세 균열들을 갖지 않는 다중 구성요소 복합 구조물을 형성하기 위해 관리될 수 있는 복합 조립체에 관한 것이다. 복합 조립체는 구조적 구성요소 및 몰딩 가능한 구성요소를 포함하며 2 개의 구성요소들 사이의 경계 또는 계면에서 구조적 구성요소 및 몰딩 가능한 구성요소의 열 팽창 계수들은 복합 조립체가 다중 구성요소 복합 구조물을 형성하기 위해 경화될 때 미세 균열들이 계면을 따라 형성되지 않도록 된다.

Description

다중 구성요소 복합 구조물 {MULTI-COMPONENT COMPOSITE STRUCTURES}

본 발명은 일반적으로 몰딩 가능한 구성요소 내에 매립되는 구조적 구성요소(structural component)로 이루어지는 경화되지 않은 복합 조립체들을 몰딩함으로써 만들어지는 하이브리드 복합 구조물들 또는 다중 구성요소에 관한 것이다. 몰딩 가능한 구성요소와 구조적 구성요소의 조합은 비교적 복잡한 형상들을 갖는 복합 구조물들을 형성하는 것을 여전히 가능하게 하면서 당업자가 구조적 구성요소에 의해 제공되는 부가된 강도의 이점을 취하는 것을 가능하게 한다. 더 구체적으로는, 본 발명은 경화되지 않은 복합 조립체의 몰딩 동안 구조적 구성요소와 몰딩 가능한 구성요소 사이의 계면들을 따라 형성되는 경향이 있는 미세 균열들을 없애는 것에 관한 것이다.

복합 재료들은 통상적으로 2 개의 주요 구성요소들로서 섬유들 및 수지 매트릭스를 포함한다. 복합 재료들은 통상적으로 상당히 높은 강도 대 중량비(strength to weight ratio)를 갖는다. 그 결과, 복합 재료들은 복합 부품들의 높은 강도와 비교적 가벼운 중량이 특히 중요한 항공 우주 분야와 같은 요구사항이 많은 환경(demanding environment)들에서 사용된다.

매우 다양한 비교적 복잡한 구조물들을 형성하기 위해 정확하게 몰딩되고 기계가공될 수 있는 불연속적 섬유 복합(DFC) 재료가 개발되었다. 이러한 복합 재료는 열경화성 수지에 의해 침지된 단방향 테이프의 임의로 배향된 세그먼트들로 이루어진다. 이러한 타입의 준-등방성(quasi-isotropic) 섬유 재료는 몰드들 및 다양한 항공 우주 구성요소들을 만드는데 사용되어왔다. 재료는 HexMC® 의 상표명 하에 Hexcel Corporation(Dublin, CA) 으로부터 이용 가능하다. HexMC® 을 사용하여 만들어진 이러한 타입들의 부품들의 예들은 미국 특허 제 7,510,390 호; 제 7,960,674 호에 설명되며 미국 특허 출원 US2012-0040169-A1 으로 공개되었으며, 이들의 내용들은 인용에 의해 본원에 포함된다.

다양한 로드 베어링(load-bearing) 복합 구조물들 또는 요소들에 사용되는 섬유들은 단방향적이고 연속적이다. 이러한 단방향(UD) 섬유들은 로드 베어링 구조물이 구조물의 폭 및 두께에 대하여 비교적 길 때 특히 유용하다. 날개 보(wing spar)들, 스트럿들, 링크들, 프레임들, 인터코스탈(intercostal)들, 빔들, 스킨들, 패널들, 제트 엔진 블레이드들 및 베인들은 비교적 길고 상당한 로드들을 운반하도록 디자인되는 다양한 항공기 구조물들의 예들이다.

UD 섬유들은 일반적으로 열경화성 수지로 침지될 수 있거나 침지되지 않을 수 있는 평행한 연속적인 섬유의 층 또는 테이프로서 제공된다. UD 섬유들의 층 또는 테이프는 길이방향으로 단방향적으로 연장하는 섬유들에 의한 폭 및 두께를 갖는다. UD 섬유 층은 일반적으로 테이프가 두께 방향으로 구부러진다면 곡선 구조물들로 성형될 수 있다. UD 섬유 층이 UD 층의 폭 방향으로 구부러지는 곡선 구조물들을 형성하는 것은 더욱더 어렵다. 과정들이 UD 섬유 층이 폭 방향으로 구부러지는 것을 가능하게 하도록 개발되어왔다. 이러한 과정들은 UD 층을 폭 방향으로 구부리기에 앞서 UD 섬유들을 비트는 것을 수반한다. 이러한 과정들은 공개된 미국 특허 출원 US2010-0173143-A1 및 US2010-0173152-A1 에 설명되며, 이들의 내용들은 인용에 의해 본원에 포함된다. 이러한 굽힘 과정들은 당업자가 UD 섬유 층들을 두께 및/또는 폭 방향들로 어떠한 곡률을 갖는 강한 구조적 부품들로 형성하는 것을 가능하게 한다. 하지만, 단지 UD 섬유 층들을 사용하여 복잡한 기계가공 가능한 구조물들을 형성하는 것은 여전히 어렵다.

DFC 재료는 요구되는 복합 구조물이 비교적 복잡한 형상을 갖고/갖거나 후-경화(post-curing) 기계가공을 갖는 이러한 상황들에 사용하기에 전적으로 적합하다. 하지만, 연속적인 UD 섬유들로 DFC 구조물의 하나 또는 그 초과의 섹션들을 보강하는 것이 바람직한 많은 상황들이 있다. 이러한 다중 구성요소 또는 하이브리드 복합 구조물들은 몰딩 가능한 구성요소로서의 DFC 재료로, 그리고 구조적 구성요소로서의 연속적인 UD 섬유들로 이루어진다. UD 섬유들은 연속적인 UD 섬유들에 의해 제공되는 추가의 강도를 요구하는 구조물의 이러한 구역들에 구조적 보강을 제공하기 위해 DFC 재료 내에 매립된다.

DFC/UD 하이브리드 복합 구조물들은 일반적으로 조립체의 구조적 구성요소로서의 연속적인 UD 섬유들 그리고 몰딩 가능한 구성요소로서의 DFC 재료를 포함하는 경화되지 않은 복합 조립체를 먼저 형성함으로써 만들어진다. 이러한 조립체는 다중 구성요소 복합 구조물을 제조하기 위해 상승된 온도의 고압 하에서 몰드 내에서 경화된다. 구조적 구성요소는 몰딩 가능한 구성요소에 대한 바람직한 보강 정도를 제공하기 위해 구조물 내에 전략적으로 놓이는 하나 또는 그 초과의 UD 구조적 요소(structural element)들로 만들어질 수 있다.

DFC 재료 및 연속적인 UD 섬유 층들은 몰딩 공정 동안 재료들이 가열되고 경화될 때 상이한 비율들로 팽창하려는 경향이 있다. 이러한 재료들이 몰딩 동안 팽창하는 비율은 열 팽창 계수(CTE)로서 표현된다. 다양한 구성요소들 사이의 계면들 또는 경계들을 따라 발생할 수 있는 미세 균열은 다중 구성요소 복합 구조물들을 형성하기 위해 하이브리드 복합 조립체들을 몰딩할 때 주요 관심사이다. 미세 균열은 다양한 구성요소들 사이의 CTE 의 차이가 증가함에 따라 더 문제가 된다. DFC 재료와 UD 섬유 층들 사이의 CTE 의 차이가 충분히 커서, 이러한 2 개의 구성요소들이 다중 구성요소 복합 구조물들로 몰딩하기 위해 조합될 때 미세 균열은 문제가 될 수 있다.

고온 몰딩 동안 2 개의 재료들 사이의 계면들을 따르는 미세 균열이 회피되는 DFC 재료들과 UD 섬유들로부터 다중 구성요소 구조물들을 제조하는 방법을 제공하는 것이 바람직하다. 미세 균열을 없애는 것은 다중 UD 구조적 요소들이 DFC 재료와 조합되고 몰딩되어 하이브리드 구조물을 형성하는 이러한 상황들에서 특히 문제이다.

본 발명에 따르면, 구조적 구성요소에 의해 보강되는 몰딩 가능한 구성요소를 갖는 경화되지 않은 복합 조립체들이 2 개의 구성요소들 사이의 계면들을 따라 미세 균열들을 갖지 않는 다중 구성요소 구조물들을 형성하기 위해 몰딩될 수 있다는 것이 발견되었다. 본 발명은 부분적으로, 몰딩 공정 동안 미세 균열 형성이 구성요소들 사이의 계면들을 따라 발생하지 않도록 구조적 구성요소의 크기, 형상 및 CTE 가 제어될 수 있다는 발견을 기본으로 한다.

본 발명은 다중 구성요소 복합 구조물들을 형성하기 위해 경화될 수 있는 복합 조립체들에 대한 것이다. 복합 조립체는 하나 또는 그 초과의 구조적 요소들로 이루어지는 구조적 구성요소를 포함한다. 각각의 구조적 요소는 경화되지 않은 열경화성 수지 및 단방향 연속적인 섬유들을 포함한다. 복합 조립체는 또한 경화되지 않은 열경화성 수지 및 불연속적인 섬유들을 포함하는 몰딩 가능한 본체로 이루어지는 몰딩 가능한 구성요소를 포함한다. 본 발명의 특징으로서, 2 개의 구성요소들 사이의 계면에서, 구조적 구성요소와 몰딩 가능한 구성요소의 열 팽창 계수는 상기 복합 조립체가 다중 구성요소 복합 구조물을 형성하기 위해 경화될 때 계면을 따라 미세 균열들이 형성되지 않을 정도이다.

본 발명의 다른 특징으로서, 구조적 구성요소의 CTE 는 구조적 구성요소의 다중 방향 연속적인 섬유들을 포함함으로써 몰딩 가능한 구성요소의 CTE 와 더 근접하게 일치하는 상태가 된다. 다중 방향 연속적인 섬유들은 몰딩 가능한 구성요소의 CTE 와 더 근접하게 일치하는 CTE 를 갖는 경향이 있다. 다중 방향 연속적인 섬유들은 비교적 균일한 CTE 를 갖는 구조적 구성요소를 제공하기 위해 구조적 구성요소 전반에 걸쳐 분산될 수 있다. 다중 방향 연속적인 섬유들은 또한 UD 섬유들과 DFC 몰딩 재료 사이의 CTE "버퍼(buffer)" 로서 작용하기 위해 몰딩 가능한 구성요소와의 계면 근처에 집중될 수 있다.

본 발명은 구조적 구성요소가 몰딩 가능한 구성요소 내에 매립되는 다중 구조적 요소들로 이루어지는 다중 구성요소 구조물들을 만드는데 특히 유용하다. 다중 구조적 요소들의 사용은 구조적 구성요소와 몰딩 가능한 구성요소 사이의 계면들의 수 및 복잡함을 증가시킨다. 본 발명은 이러한 복잡한, 다중 계면 하이브리드 구조물들에서 통상적으로 형성되는 미세 균열들의 형성을 회피하도록 디자인된다.

본 발명의 상기 설명된 그리고 많은 다른 특징들 및 수반되는 이점들은 첨부 도면들과 연관하여 취해진 이후의 상세한 설명을 참조함으로써 더 양호하게 이해될 것이다.

도 1은 본 발명에 따른 다중 구성요소 복합 구조물인 항공기 윈도우 프레임을 형성하기 위해 상승된 온도와 고압 하에서 경화되기에 앞서 몰드(도시되지 않음) 안으로 놓이고 그의 최종 형상으로 형성된 후의 예시적인 경화되지 않은 복합 조립체의 사시도이다.
도 2는 본 발명에 따른 다중 구성요소 복합 구조물인 항공기 접근 개구 커버를 형성하기 위해 상승된 온도와 고압 하에서 경화되기에 앞서 몰드(도시되지 않음) 안으로 놓이고 그의 최종 형상으로 형성된 후의 예시적인 복합 조립체의 사시도이다. 경화되지 않은 접근 개구 커버는 경화되지 않은 복합 조립체에서 통상적으로 존재하지 않는 부착 홀들과 함께 도시된다. 부착 홀들은 통상적으로 몰딩이 완료된 후 접근 개구로 기계가공된다.
도 3은 도 1에 도시된 예시적인 복합 조립체의 단면도(sectional view representation)이다.
도 4는 본 발명에 따른 예시적인 구조적 요소의 단면도이며 여기서 연속적인 UD 섬유들은 UD 섬유들을 갖는 구조적 구성요소를 제공하기 위해 다중 방향 연속적인 섬유들의 층들과 교대하지만, 여기서 또한 몰딩 가능한 구성요소를 이루는 DFC 재료와 더 근접하게 일치하는 CTE 를 갖는다.
도 5는 교대하는 항공기 윈도우 프레임을 형성하기 위해 경화되기에 앞서 몰드(도시되지 않음) 내에 위치되는 교대하는 예시적인 복합 조립체의 단면도이다.
도 6은 도 2에 도시된 예시적인 복합 조립체의 단면도이다.
도 7은 도 1 및 도 3에 도시된 예시적인 복합 조립체를 형성하기 위한 몰딩을 위해 몰드에 놓이고 그의 최종 형상으로 형성되는 예비 성형에 앞선 예비 성형체의 단면도이다.
도 8은 도 5에 도시된 예시적인 복합 조립체를 형성하기 위한 몰딩을 위해 몰드에 놓이고 그의 최종 형상으로 형성되는 예비 성형에 앞선 예비 성형체의 단면도이다.

본 발명은 다중 구성요소 또는 하이브리드 복합 구조물들을 형성하기 위해 몰딩 가능한 복합 재료와 단방향 섬유들을 조합하는 것이 바람직한 매우 다양한 상황들에서 사용될 수 있다. 이러한 하이브리드 복합 구조물들은 단방향 섬유들에 의해 제공되는 강도 및 복합 몰딩 화합물에 의해 제공되는 몰딩 가능성/기계가공 가능성의 조합이 요구되는 상황들에서 유용하다. 본 발명은 복잡한 형상을 갖는 비교적 강한 구조물이 요구되는 임의의 상황에 적용 가능하다.

본 발명은 강도 및 치수적 공차들 모두를 충족하기 위해 단방향 섬유 보강재들과 조합되는 몰딩 화합물들의 사용을 요구하는 하이브리드 항공기 구조물들에 특히 적용 가능하다. 예시적인 항공기 구조물들은, 윈도우 프레임들, 접근 개구 커버들, 제트 엔진들을 위한 출구 안내 베인들, 역추진기 캐스케이드(thrust reverser cascade)들, 다양한 엔진 에어포일들, 접근 도어들, 브래킷들, 피팅들, 거셋(gusset)들, 클립들/클리트(cleat)들, 인터코스탈들, 팬들, 플랜지들 및 항공 우주 구조물들을 위한 스티프너(stiffener)들을 포함한다.

예시적인 경화되지 않은 복합 조립체가 도 1 및 도 3에 도면 부호 10 으로 도시된다. 복합 조립체는 다중 구성요소 복합 구조물을 형성하기 위해 비교적 고압 하에서 상승된 온도에서 몰딩되기에 앞서 일단 적절한 몰드(도시되지 않음) 내에 놓이고 그의 최종 형상으로 형성되는 것으로 보이는 것으로 도시된다. 도 3에 도시된 바와 같이, 복합 조립체(10)는 UD 섬유 본체(12) 및 다중 방향 연속적인 섬유 본체(14)로 이루어지는 구조적 요소로 이루어진 구조적 구성요소(11)를 포함한다. 복합 조립체(10)는 몰딩 가능한 구성요소(16)를 더 포함한다. 몰딩 가능한 구성요소(16)는 면(18)을 갖는다. 구조적 구성요소(11)는 UD 섬유 본체(12)의 면(20) 및 다중 방향 섬유 본체(14)의 면(22)으로 이루어진 면을 갖는다. 구조적 구성요소의 2 개의 면(20 및 22)들과 몰딩 가능한 구성요소 면(18)의 만남은 몰딩 가능한 구성요소와 구조적 구성요소 사이의 계면(24)을 형성한다.

경화되지 않은 복합 조립체(10)가 몰딩 화합물이 구조적 구성요소의 정상부에 위치되는 예비 성형체로부터 형성된다. 예시적인 예비 성형체는 도 7에 도면 부호 10a 로 도시된다. 예비 성형체(10a)에서, 구조적 구성요소(11a)에 위치되는 몰딩 화합물(16a)의 양은, 예비 성형체(10a)가 도 1 및 도 3에 도시된 바와 같은 그의 최종 형상으로 성형될 때, 몰드 공동(16P)(파선으로 도시됨)을 채우기 위해 화살표(15)에 의해 나타낸 바와 같이 몰딩 화합물(16a)이 몰드 내에서 유동하는 것을 보장하기에 충분하다. 예비 성형체가 몰드 내에 놓일 때 몰딩 화합물의 상당한 이동이 있을 수 있다. 하지만, 구조적 요소(12a 및 14a)들은 예비 성형체(10a)가 몰드 내에 놓이고 경화에 앞서 그의 최종 형상으로 형성될 때 구조적 요소들이 어떠한 상당한 정도로 이동하지 않도록 예비 성형체 내에 위치된다. 이는 당업자가 구조적 요소들을 부품 내에 정확하게 놓는 것을 가능하게 하며 동시에 바람직한 최종 형상을 형성하기 위해 몰드에서 요구되는 바와 같은 이동이 허용되는 몰딩 화합물을 포함한다.

몰딩 화합물(16)은 몰드 내의 배치에 앞서 예비 성형될 수 있어서 이는 최종 복합 구조물의 형상에 근접하게 일치한다. 하지만, 타원형 벽이 베이스 판으로부터 수직으로 연장하는 도 1 및 도 3에 도시된 형상에 일치하는 예비 성형체를 정확하게 형성하는 것은 어렵다. 따라서, 도 7에 도시된 바와 같이 몰딩 화합물(16a)이 간단하게 구조적 요소(12a 및 14a)들에 위치되는 것이 바람직하며, 여기서 몰드는 몰딩 화합물(16a) 및 구조적 요소(12a 및 14a)들을 복합 조립체(10)의 바람직한 최종 형상으로 형성하는데 사용된다. 일단 몰드에서, 복합 조립체(10)와 결과적인 항공기 윈도우 프레임 사이의 주된 차이는 경화되지 않은 조립체(10)에 존재하는 열경화성 수지가 완전히 경화되어야만 한다는 것이다.

본 발명에 따르면, 계면(24)에서의 몰딩 가능한 구성요소의 열 팽창 계수(CTE) 및 계면(24)에서의 구조적 구성요소의 CTE 는 복합 조립체(10)가 경화/몰딩될 때 미세 균열들이 계면을 따라 형성되지 않을 정도이다. 계면(24)에서의 2 개의 구성요소들의 CTE 는 미세 균열들이 형성되지 않도록 서로 충분히 근접해야만 한다. 미세 균열들은 2 개의 결합하는 재료들의 CTE 가 상이할 때, 통상적으로 형성되며, 적어도 하나의 방향으로 균열에 대하여 저항하는 재료들의 능력을 초과하는 팽창 또는 수축으로부터 국부적인 변형을 생성한다. 미세 균열 없이 몰딩될 수 있는 복합 조립체를 디자인할 때, UD 섬유 본체(12) 및 다중 방향 섬유 본체(14)의 CTE, 뿐만 아니라 2 개의 본체들의 크기, 형상 및 상대 배향이 고려되어야만 한다.

일반적으로, 더 큰 구조적 구성요소들은 몰딩 가능한 구성요소의 CTE 와 더 근접하게 일치하는 CTE 를 가져야 한다. 마찬가지로, 더 큰 및/또는 더 복잡한 계면들은 구조적 구성요소가 몰딩 가능한 구성요소의 CTE 와 더 근접하게 일치하는 CTE 를 계면에서 갖는 것을 요구한다. 구조적 및 몰딩 가능한 구성요소들의 임의의 주어진 조합에 대하여, 몰딩 유도된 미세 균열 없이 용인될 수 있는 CTE 의 차이는 일상적인 시험에 의해 결정될 수 있다.

본 발명에 따라 사용되는 몰딩 화합물들 및 구조적 요소들은 섬유들 및 수지로 이루어진다. 탄소 섬유들과 같은 섬유들은 0 에 가까운 CTE(ppm/℃) 를 갖는다. 따라서, 복합 재료의 CTE 의 대부분은 수지 매트릭스의 팽창 및 수축으로 인한 것이다. 섬유들이 불연속이고 임의로 배향되는 대형 몰딩 화합물들에서, CTE 는 모든 방향들에서 균일하려는 경향을 갖는다. 섬유들이 준-등방성으로 배향되는 몰딩 화합물의 시이트들에 대하여, CTE 는 모든 평면 방향들에서 균일하다. 준-등방성 탄소 섬유/에폭시 몰딩 화합물의 통상적인 시이트의 평면형 CTE 는 약 2 내지 4 ppm/℃ 이다. 몰딩 화합물의 시이트의 평면에 수직인 방향의 CTE 는 수지 매트릭스에 의해 더 제어되며 평면 CTE 보다 더 높은 경향을 갖는다. 수직 방향으로의 CTE 는 준-등방성 몰딩 화합물의 시이트에 대하여 통상적으로 약 20 내지 40 ppm/℃ 이다.

구조적 요소들에 대한 CTE 는 섬유들의 방향에 매우 의존한다. 예컨대, 섬유들에 평행한 방향(X 방향)으로의 UD 프리프레그(prepreg)의 CTE 는 주로 섬유로 인한 것이다. 매트릭스 수지는 CTE 에 매우 적게 기여한다. 그 결과, X 방향으로의 UD 프리프레그의 CTE 는 0 에 가깝다. X 방향으로의 예시적인 탄소 섬유/에폭시 UD 프리프레그의 CTE 는 0.01 ppm/℃ 이다. UD 섬유들에 수직인 방향(Y 및 Z 방향들)의 동일한 UD 프리프레그의 CTE 는 30 내지 40 ppm/℃ 이며, 이는 주로 수지 매트릭스의 CTE 로 인한 것이다.

직조 섬유들로 만들어진 구조적 구성요소들은 섬유들의 배향으로 인해 변하는 CTE 를 또한 나타낸다. 하지만, X, Y 그리고 Z 방향 CTE 사이의 차이들은 UD 프리프레그에서만큼 크지 않은데 이는 모든 섬유들이 서로 평행하지 않기 때문이다. 직조 섬유 프리프레그의 X 및 Y 방향의 CTE 는 X 방향의 UD 프리프레그와 비교할 때 매트릭스 수지에 의해 더 제어되는 경향을 갖는다. 그 결과, 직조 프리프레그의 X 및 Y 방향의 CTE 는 일반적으로 X 방향의 유사한 UD 프리프레그의 CTE 와 Y/Z 방향의 UD 프리프레그의 CTE 사이의 어딘가에 놓인다. Z 방향의 직조 섬유 프리프레그의 CTE 는 Z 방향의 유사한 UD 프리프레그의 CTE 와 유사한데, 이는 양쪽 타입들의 프리프레그의 매트릭스 수지가 유사한 방식으로 Z 방향 CTE 에 기여하기 때문이다.

몰딩 구성요소 또는 구조적 구성요소의 CTE 는 개별 구성요소들의 경화 완료 후에 종래의 과정들을 사용하여 측정된다. 구성요소들은 이들이 냉각될 때 수축하고 이들이 가열될 때 팽창한다. 미세 균열들은 구성요소들의 수축 또는 팽창 중 하나 동안 형성될 수 있다. 구성요소의 완전한 경화 후에 측정되는, 구성요소들의 CTE 는 몰딩/경화 온도로부터 구성요소의 냉각 동안 발생하는 열 수축의 측정으로서 또한 고려된다. 실제로, 구성요소의 경화 온도는 구성요소가 구성요소의 수명 동안 노출되는 가장 높은 온도일 가능성이 높다. 몰딩된 부품의 최초의 냉각 동안 발생하는 수축은 변형이 균열에 저항하는 구성요소들의 능력을 초과할 때 미세 균열을 초래하는 다양한 구성요소들 사이에서 고려될 수 있는 변형의 소스일 수 있다.

연속적인 다중 방향 섬유들의 CTE 는 수지 매트릭스들이 동일하거나 유사하다면, UD 섬유 층들보다 DFC 재료의 CTE 와 더 근접하게 일치하는 경향을 갖는다. 다중 방향 섬유 본체(14)는 주로 직조 섬유들로 이루어져서 섬유 본체(14)의 CTE 는 계면(24)에서 몰딩 가능한 구성요소(16)의 CTE 에 비교적 근접하다. 따라서, 다중 방향 섬유 본체(14)와 몰딩 가능한 구성요소(16) 사이의 계면을 다른 미세 균열의 위험은 최소화된다. 하지만, UD 섬유 본체(12)가 단지 UD 섬유 층들로 이루어진다면, 미세 균열의 위험은 몰딩 가능한 구성요소의 DFC 재료와 전적으로 UD 섬유들로 만들어지는 본체 사이의 CTE 의 증가된 차이로 인하여 증가된다. 이는 UD 섬유 본체에 대한 Z 방향에서 특히 문제인데 이는 수지 매트릭스의 CTE 에 의해 구동되는 이러한 방향으로의 UD 섬유 본체의 비교적 높은 CTE 때문이다. 조립체의 표면을 따라 UD 섬유 본체(12)를 위치시키는 것은 이러한 부가된 변형이 미세 균열을 야기하지 않으면서 Z 방향에서 발생하는 것을 가능하게 한다. UD 섬유 본체(12)는 X-Y 평면 내의 타원의 형태이다. 이러한 방향의 CTE 는 주로 UD 섬유들로 인한 것이며, 그리하여 CTE 는 Z 방향에서보다 더 낮다. X-Y 평면에서의 팽창 또는 수축(예컨대 경화 사이클 냉각 페이스 동안)은 또한 주변의 몰딩 화합물에 의해 억제된다.

본 발명에 따르면, 미세 균열의 위험은 UD 섬유 본체(12)의 방향성 CTE 가 구성요소 계면들을 따르는 미세 균열을 회피하기 위해 몰딩 가능한 구성요소의 CTE 에 충분히 근접하도록 UD 섬유 본체(12)가 조립체 내에 위치되고 배향되는 것을 보장함으로써 실질적으로 없어진다. 도 4는 연속적인 UD 섬유들의 층(26)들이 다중 방향 연속적인 섬유들의 층(28)들과 교대하는 예시적인 UD 섬유 본체(12)의 상세한 표현을 도시한다. UD 섬유 본체(12)에 대한 다중 방향 연속적인 섬유들의 부가는 본체(12)의 전체 CTE 를 변경하여서 이는 몰딩 가능한 구성요소(16)의 CTE 와 더 근접하게 일치한다. 이는 미세 균열에 대한 잠재성의 감소를 제공하지만, 또한 섬유 본체의 단방향 성질을 감소시킨다. UD 섬유들 및 다중 방향 섬유들의 층들의 수는 바람직한 구조적 특성들을 제공하고 이와 동시에 계면(24)에서의 미세 균열을 회피하기에 충분한 CTE 프로파일들을 유지하기 위해 변할 수 있다. 계면(24)을 따른 다중 방향 섬유들의 사용이 바람직한 것으로 발견되었는데 이는 다중 방향 섬유들의 CTE 가 몰딩 화합물의 임의의 불연속적인 섬유들의 CTE 와 더 근접하게 일치하며, 그리하여 이들의 수지 계면에서 국부적인 변형을 감소시키기 때문이다.

도 4에서, 다중 방향 연속적인 섬유 층(28)들은 UD 섬유들에 대한 섬유 배향이 0/90 내지 +45/-45 에서 교대하는 직조 섬유들 층들을 도식적으로 나타내고자 한 것이다. 이는 단지 예시의 목적을 위한 것이다. 직조 섬유들은 UD 섬유들에 대한 매우 다양한 배향들로 있을 수 있고 다양한 층들이 동일한 또는 상이한 배향들을 가질 수 있다. 층들이 UD 와 직조 섬유 층들 사이에서 교대하는 것이 필수적인 것은 아니다. 도 4에 도시된 바와 같이 직조 섬유들의 하나 또는 그 초과의 층들이 계면(24) 다음에 위치되는 것이 바람직하다. 직조 섬유들의 층(들)은 비교적 낮은 CTE 몰딩 가능한 구성요소와 비교적 높은 CTE UD 섬유 층들 사이의 CTE 버퍼 구역으로서 작용한다.

다중 방향 섬유 본체(14)는 복합 조립체(10)의 경화 동안 CTE 유도 응력의 소산을 제공하기 위해 UD 섬유 본체(12)에 인접하게 위치된다. 2 개의 본체들 사이의 조인트(23)는 조립체(10)의 비교적 두께운 섹션에 위치되고 2 개의 본체들은 조립체(10)의 비교적 얇은 섹션들 안으로 서로로부터 가로로 연장한다. 대안적인 배향에서, 다중 방향 섬유 본체(14)는 CTE 버퍼로서 작용하기 위해 UD 섬유 본체(12)와 몰딩 가능한 구성요소(16) 사이에 위치될 수 있다. 어느 한 경우에, 다중 방향 섬유 본체는 낮은 CTE 방향인 UD 섬유 본체의 단부에 인접하는 것에 반대로서, 높은 CTE 방향인 UD 섬유 본체의 측에 위치된다.

예시적인 윈도우 프레임을 형성하는데 사용되는 복합 조립체의 대안적인 실시예가 도 5에 도면 부호 30 으로 도시된다. 이러한 실시예에서, 구조적 구성요소(32)는 도 3에 도시된 구조적 구성요소(11)에 비교할 때 비교적 얇다. 윈도우 프레임의 몰딩 가능한 구성요소는 또한 DFC 재료로 이루어진다. 몰딩 가능한 구성요소는 도면 부로 34 로 도시된다. 이러한 실시예에서, 최대 몇몇 층들의 연속적인 UD 섬유 층들이 구조적 구성요소를 형성하는데 사용된다. 이러한 비교적 얇은 구조적 구성요소는 UD 섬유/DFC 재료 계면을 따라 미세 균열되지 않는 윈도우 프레임을 제조하기 위해 DFC 재료와 몰딩될 수 있다.

구조적 구성요소(32)의 높은 CTE 방향은 Z 방향이다. 몰딩 가능한 구성요소는 구조적 구성요소(32)의 단지 일 측에 위치된다. Z 방향으로의 DFC 재료와 UD 섬유 층(들) 사이의 CTE 차이는 미세 균열이 몰딩된 부품의 냉각 동안 발생하지 않도록 선택된다. CTE 의 차이는 비교적 클 수 있는데 이는 UD 섬유 층(들)이 열 수축/팽창이 미세 균열 없이 일어날 수 있는 부품의 표면에 위치되기 때문이다. X-Y 평면의 CTE 는 UD 섬유들이 DFC 재료와 계면을 형성하는 노출된 단부를 갖지 않는 연속적인 루프를 형성하는 사실로 인해 더욱더 작다. 이러한 타입의 폐쇄 루프 구성은 각각의 세그먼트의 단부들에서 다중 계면들을 형성하는 UD 섬유 층들의 다중 세그먼트들의 사용에 대하여 바람직하다.

구조적 구성요소 두께 및 CTE 차이의 조합이 윈도우 프레임(30)의 몰딩 동안 미세 균열들의 형성을 초래한다면, 다중 방향 섬유들이 도 4에 도시된 실시예에 따라 UD 섬유 층들과 통합되는 것이 바람직하다. 대안적으로는, 직조 섬유들의 하나 또는 그 초과의 층들이 2 개의 구성요소들 사이에 CTE 버퍼를 제공하기 위해 UD 섬유 층(32)들과 몰딩 가능한 구성요소(34) 사이에 놓일 수 있다.

도 8에 도시된 바와 같이, 몰딩 화합물(34a)이 UD 섬유 층(들)(32a)에 인접하여 위치되는 예비 성형체(30a)가 제조되는 것이 바람직하다. UD 섬유 층(32a)들 상에 위치되는 몰딩 화합물(34a)의 양은, 예비 성형체(30a)가 도 5에 도시된 바와 같이 그의 최종 형상으로 형성될 때 몰딩 화합물(34a)이 몰드 공동(34P)(파선으로 도시됨)을 충전하기 위해, 화살표(35)에 의해 나타낸 바와 같이 몰드 내에서 유동할 것을 보장하기에 충분하다. 예비 성형체가 몰드 내에 놓일 때 몰딩 화합물(34a)의 상당한 이동이 있을 수 있다. 하지만, UD 섬유 층(들)(32a)은 프레스 폐쇄 및 압력의 방향에 수직인 몰드 바닥 표면과 접촉하는 예비 성형체 표면에 위치되어서 이들은 예비 성형체(30a)가 몰드 내에 놓이고 몰딩에 앞서 그의 최종 형상으로 형성될 때 어떠한 현저한 정도로도 이동하지 않게 된다. 이는 당업자가 부품 내에 UD 섬유 층(들)을 정확하게 놓는 것을 가능하게 하며 동시에 몰딩 화합물을 포함하는 것을 가능하게 하며, 이는 바람직한 최종 형상을 형성하기 위해 몰드에서 요구되는 바와 같이 이동하는 것을 가능하게 한다.

도 1 및 도 3에 도시된 실시예와 관련하여 이전에 언급된 바와 같이, 몰딩 화합물(34)은 몰드 내의 배치에 앞서 예비 성형될 수 있어서 이는 최종 복합 구조물의 형상에 근접하게 일치한다. 하지만, 타원형 벽이 또한 베이스 판으로부터 수직으로 연장하는 도 5에 도시된 형상에 일치하는 예비 성형체를 정확하게 형성하는 것은 또한 어렵다. 따라서, 도 8에 예시된 바와 같이 몰딩 화합물(34a)을 간단하게 구조적 요소(12a 및 14a)들에 위치시키고, 몰드는 몰딩 화합물(34a)과UD 섬유 층(들)(32a)을 복합 조립체(30)의 바람직한 최종 형상으로 형성하는데 사용되는 것이 바람직하다. 일단 몰드에서, 복합 조립체(30)와 결과적인 항공기 윈도우 프레임 사이의 주된 차이는 경화되지 않은 조립체(30)에 존재하는 열경화성 수지가 완전히 경화되어야만 한다는 것이다.

도 3 및 도 5에 도시된 UD 섬유 층들은 몰딩된 윈도우 프레임 내에 평면형 보강 후프(hoop)를 형성하기 위해 폭 방향으로 구부러지는 것에 주의해야 한다. 다시 말하면, UD 섬유들은 X-Y 평면에서 동일 평면의 층을 형성하고 UD 섬유 층은 보강 후프를 형성하기 위해 구부러질 때 X-Y 평면 내에 남아있는다. 이러한 타입의 UD 섬유 후프 구성은 바람직하게는 관련 기술의 설명에서 언급된 UD 예비 비틀림 과정을 사용하여 만들어진다.

항공기 접근 개구를 위한 커버를 형성하기 위해 몰딩되는 예시적인 복합 조립체는 도 2 및 도 6에서 도면 부호 40 으로 도시된다. 조립체(40)는 구조적 요소(44 및 46)들로 이루어지는 구조적 구성요소와 DFC 재료로 이루어지는 몰딩 가능한 구성요소(42)를 포함한다. 부착 홀(48)들은 복합 조립체에 도시된다. 이러한 홀들은 경화되지 않은 복합 조립체에 형성될 수 있거나(도시된 바와 같이) 이들은 몰딩이 완료된 후에 다중 구성요소 구조물에 드릴링되거나 다른 방식으로 기계가공될 수 있다.

2 개의 구조적 요소(44 및 46)들은 몰딩 구성요소(42)에 의해 완전히 둘러싸인다. 구조적 요소(44)는 몰딩 가능한 구성요소(42)와 관형 계면을 형성하는 면(44a, 44b, 44c 및 44d)들을 포함하는 후프의 형태이다. 이러한 관형 계면은 직사각형 횡단면을 갖는다. 구조적 요소(46)는 또한 면(46a, 46b, 46c 및 46d)들을 포함하는 후프의 형태이다. 구조적 요소(46)는 몰딩 가능한 구성요소(42)와 제 2 관형 계면을 형성한다. 이러한 제 2 관형 계면은 또한 직사각형 횡단면을 갖는다.

구조적 요소(44)는 도면 부호 56 으로 나타낸 UD 섬유 층들 그리고 도면 부호 50, 52 및 54 로 나타낸 직조 섬유 층들의 조합을 포함한다. 직조 섬유 층(58 및 60)들 사이에 끼인 단일 UD 섬유 층(62)을 갖는 구조적 요소(46)가 도시된다. 구조적 요소(44 및 46)들의 UD 섬유 층들 및 직조 섬유 층들의 수 및 배향은 단지 예시적이다. 층들의 상이한 개수들을 갖는 다른 배향들이 가능하다. 예컨대, 도 4에 도시된 타입의 구조적 요소들이 사용될 수 있다. 이전에 언급된 바와 같이, 직조 섬유들의 하나 또는 그 초과의 층들이 UD 섬유 층들과 몰딩 구성요소 사이의 CTE 버퍼로서 작용하기 위해 UD 섬유 층들과 몰딩 구성요소 사이에 위치되는 것이 바람직하다.

구조적 요소(44)를 이루는 UD 섬유 층들은 도 3 및 도 5에 도시된 UD 구조적 요소들과 동일한 방식으로 폭 방향으로 구부러진다. UD 섬유들은 X-Y 평면에 동일 평면 층을 형성하고 이들은 후프가 형성될 때 X-Y 평면에 남아있는다. 이전에 언급된 바와 같이, 이러한 타입의 UD 섬유 후프 구성은 바람직하게는 관련 기술의 설명에 언급된 예비 비틀림 공정을 사용하여 이루어진다. 대조적으로, 구조적 요소(46)의 UD 섬유 층은 두께 방향으로 구부러진다. UD 섬유들은 Z 방향으로 연장하는 층을 형성한다(실질적으로 요소(44)의 UD 섬유 층들에 수직). UD 섬유 보강 후프는 X-Y 방향으로 UD 층을 구부림으로써 형성된다. 이러한 타입의 UD 섬유 후프 구성은 구조적 요소(44)에 대하여 요구되는 예비 비틀림 없이 형성된다. UD 섬유 층들의 양쪽 타입들의 CTE 는 UD 섬유들에 수직인 방향으로 뿐만 아니라 UD 섬유들에 평행한 방향으로 유사하다.

도 6에 도시된 바와 같이, 몰딩 가능한 구성요소 내의 다중 구조적 요소들의 사용은 미세 균열 형성의 기회들을 증가시키는 비교적 복잡한 세트의 계면들을 나타낸다. 본 발명은 구조적 요소들과 몰딩 구성요소 사이의 CTE 차이를 감소시킴으로써 및/또는 구성요소들 사이에 필수적인 CTE 버퍼들을 제공함으로써 다중 복잡한 계면 구성들과 연관된 미세 균열 문제를 해결한다. 구조적 요소(44 및 46)들과 인접한 UD 섬유들은, 인접한 요소들의 UD 섬유 층들의 방향 CTE 와 일치하게 하기 위해 바람직하게는 도 6에 도시된 바와 같이 동일한 방향으로 배향된다. 인접한 요소들의 UD 섬유들이 서로 수직이도록 구조적 요소들을 배향하는 것은 계면에 또는 2 개의 요소들 사이의 구역에 존재할 방향 CTE 의 현저한 차이들로 인해 회피되어야 한다.

DFC, UD 섬유 층들 및/또는 다중 방향 섬유 층들에 사용되는 경화되지 않은 수지는 구조적 분야들에서 통상적으로 사용되는 임의의 열경화성 또는 열가소성 수지들로 이루어질 수 있다. 3 개의 상이한 섬유 재료들의 수지들은 상이할 수 있다. 하지만, 구조적 구성요소와 몰딩 가능한 구성요소에 사용되는 수지들은 구성요소들 사이의 CTE 차이들을 최소화하기 위해 동일하거나 또는 실질적으로 유사한 것이 바람직하다. 게다가, 수지는 수지의 고장 특성(failure property)들에 대한 변형이 인접한 구성요소들이 미세 균열들을 형성하거나 또는 달리 말하면 고장 없이 겪는 열 변형을 견디기 위해 충분히 높도록 선택되어야 한다. 섬유 배향들 및 타입들은, 상기 논의된 바와 같이 수지가 구성요소들 사이의 임의의 주어진 계면에서 겪는 변형을 최소화하도록 선택된다.

바람직하게는, 몰딩 가능한 구성요소와 구조적 구성요소의 경화되지 않은 수지의 양은 구성요소의 전체 중량의 25 내지 45 중량 퍼센트일 것이다. 경화되지 않은 수지는 에폭시 수지들, 비스말레이미드 수지들, 폴리이미드 수지들, 폴리에스테르 수지들, 비닐에스테르 수지들, 시아네이트 에스테르 수지들, 페놀릭 수지들 또는 구조적 복합 재료들에 사용되는 열가소성 수지들 중의 어느 것일 수 있다. 예시적인 열가소성 수지들은 폴리페닐렌 설파이드(PPS), 폴리설폰(PS), 폴리에테르에테르케톤(PEEK), 폴리에테르케톤케톤(PEKK), 폴리에테르설폰(PES), 폴리에테르이미드(PEI), 폴리아미드-이미드(PAI)를 포함한다. PES, PEI 및/또는 PAI 와 같은 열가소성 수지에 의해 강인해지는 에폭시 수지들이 바람직한 수지 매트릭스들이다. 항공 우주 산업에 사용되는 타입의 UD 테이프에 통상적으로 존재하는 수지들이 바람직하다. 수지 매트릭스로서 사용하기에 적절한 예시적인 열가소성 강인화된 수지들은 미국 특허 제 7,754,322 호 및 제 7,968,179 호 그리고 미국 특허 출원 제 12/764,636 호에 설명되며, 이들의 내용들은 인용에 의해 본원에 포함된다.

몰딩 가능한 구성요소는 바람직하게는 수지에 의해 침지된 단방향 테이프의 임의로 배향된 세그먼트들로 이루어진다. 이러한 타입의 재료는 준-등방성 쵸핑된(chopped) 프리프레그로서 일반적으로 나타낸다. 준-등방성 쵸핑된 프리프레그는 HexMC^® 의 상표명 하에 Hexcel Corporation(Dublin, CA) 으로부터 상업적으로 이용 가능한 임의의 불연속적 섬유 복합물(DFC)의 형태이다. 이전에 언급된 바와 같이, HexMC^® 는 항공 우주 물품들 및 고강도 몰드들을 포함하는 다양한 목적들을 위해 사용되어왔다.

준-등방성(Q-I) 프리프레그는 단방향 섬유 테이프 및 수지 매트릭스의 "칩(ship)들" 또는 세그먼트들로 이루어진다. Q-I 프리프레그는 쵸핑된 단방향 테이프 프리프레그의 임의로 배향된 칩들로 이루어지는 매트로서 통상적으로 공급된다. 칩들의 크기는 변할 수 있으며 뿐만 아니라 예비 성형체의 크기 및 형상 뿐만 아니라, 만약에 있다면 예비 성형체가 치수 공차들을 충족하기 위해 얼마나 정밀하게 기계가공되어야 하는지에 따라 섬유들의 타입도 변할 수 있다. 칩들은 1/3 인치 너비, 2 인치 길이 그리고 0.006 인치 두께인 것이 바람직하다. 칩들은 탄소, 유리, 아라미드, 폴리에틸렌 또는 항공 우주 산업에 일반적으로 사용되는 임의의 섬유 타입들일 수 있는 단방향 섬유들을 포함한다. 탄소 섬유들이 바람직하다. 칩들은 매트에서 임의로 배향되고 이들은 비교적 편평하게 놓인다. 이는 매트에 그의 횡단 등방성 특성들을 제공한다.

칩들 또는 세그먼트들을 형성하기 위해 쵸핑되는 UD 테이프 프리프레그는 항공 우주 프리프레그들에 일반적으로 사용되는 이전에 언급된 임의의 수지들일 수 있는 수지 매트릭스를 포함한다. 열가소성 수지에 의해 강인화된 열경화성 에폭시 수지들이 바람직한데 이는 이들이 최종 복합 부품의 기계가공이 요구된다면 파열 또는 박리에 더 내성인 경향을 갖기 때문이다. 칩들의 수지 함량은 또한 전체 프리프레그 중량의 25 내지 45 중량 퍼센트로 변할 수 있다. 35 내지 40 중량 퍼센트의 수지 함량들을 갖는 칩들이 바람직하다. 준-등방성 쵸핑된 프리프레그를 형성할 때 부가적인 수지가 통상적으로 프리프레그 칩들에 부가되지 않는다. 최초의 UD 테이프 프리프레그에 존재하는 수지는 매트를 형성하기 위해 칩들을 함께 접합하기에 충분하다.

준-등방성(Q-I) 쵸핑된 프리프레그는 바람직한 폭의 단방향 프리프레그 테이프 또는 토우(tow)를 구입 또는 만드는 것에 의해 만들어질 수 있다. 테이프 또는 토우는 그 후 바람직한 길이의 칩들로 쵸핑되고 칩들은 몰딩 가능한 구성요소를 형성하기 위해 층들에 임의로 놓인다. 임의로 놓인 UD 프리프레그 칩들은 구조적 구성요소와 조합되고 함께 프레스되어 경화되지 않은 복합 조립체(예비 성형체)를 형성한다. 함께 프레스될 때, 개별적인 임의로 배향된 UD 프리프레그 칩들은 프리프레그 수지의 존재로 인해 본질적으로 함께 접합된다. 하지만 바람직한 방법은 복합 조립체의 몰딩 가능한 구성요소를 형성하는데 사용되는 재료의 시이트들로서 공급되는 HexMC^® 또는 동등한 상업적으로 이용 가능한 준-등방성 쵸핑된 프리프레그들을 구입하는 것이다.

예시적인 바람직한 준-등방성 쵸핑된 프리프레그 재료는 HexMC^® AS4/8552 이다. 이러한 준-등방성 쵸핑된 프리프레그 재료는 46 ㎝ 의 너비 그리고 0.20 ㎝ 의 두께인 매트의 연속적인 롤로서 공급된다. HexPly^® AS4/8552 단방향 섬유 프리프레그가 준-등방성 매트에 임의로 배향되는 칩들을 만드는데 사용된다. HexPly^® AS4/8552 프리프레그는 0.016 ㎝ 두께이고 약 145 그램/㎡ 의 섬유 면적 중량을 갖는 탄소 섬유(AS4)/에폭시(8552) 단방향 테이프이다. 테이프의 수지 함량은 38 중량 퍼센트이고 수지(8552)는 열가소성 수지 강인화된 에폭시이다. 테이프는 0.85 ㎝ 스트립들을 제공하기 위해 길게 잘라지고 5 ㎝ 길이인 칩들을 제공하기 위해 쵸핑된다. 칩 밀도는 약 1.52 그램/㎤ 이다. 다른 예시적인 준-등방성 쵸핑된 프리프레그는 EMC AS4/IM7(에폭시/탄소 섬유), IM7/8552(열가소성 수지 강인화된 에폭시/탄소 섬유), 3501-6/T650(에폭시/탄소 섬유) 및 IM7/M21(열가소성 수지 강인화된 에폭시/탄소 섬유)와 같은 다른 HexPly^® 단방향 프리프레그 테이프를 사용하여 만들어질 수 있다. HexMC^® AS4/8552 및 M21/IM7 은 본 발명에 따른 몰딩 가능한 구성요소들을 형성하는데 사용하기 위한 바람직한 준-등방성 쵸핑된 프리프레그들이다.

다른 타입들의 DFC 몰딩 재료들이 이들이 의도된 구조물을 위하여 필요한 강도 및 기계가공성 요건들을 충족한다면 몰딩 가능한 구성요소를 형성하는데 사용될 수 있다. 이러한 몰딩 재료들은 통상적으로 수지에 의해 침지된 임의로 배향된 쵸핑된 섬유들을 포함한다. 하지만, 몰딩 재료가 충분히 강하고 몰딩 가능하며 기계가공 가능한 것을 보장하기 위해, 쵸핑된 단방향 섬유들 또는 테이프가 몰딩 가능한 구성요소의 90 중량 퍼센트 이상을 형성하는 것이 바람직하다.

구조적 구성요소를 만드는 구조적 요소(들)는 UD 섬유들의 하나 또는 그 초과의 층들을 포함한다. DFC 몰딩 재료를 만드는데 사용되는 동일한 UD 섬유 프리프레그 테이프가 구조적 요소들을 형성하는데 또한 사용될 수 있다. 차이는 구조적 요소들은 연속적인 UD 섬유들의 하나 또는 그 초과의 층들에 의해 형성되는 반면, 몰딩 가능한 구성요소의 UD 섬유들은 불연속적이고 준-등방성으로 배향된다는 것이다.

구조적 요소들에 사용되는 UD 섬유들은 수백 필라멘트들로부터 12,000 또는 그 초과의 필라멘트들을 함유할 수 있다. UD 섬유들은 통상적으로 단방향 배향의 연속적인 섬유들로 만들어진 테이프로서 공급된다. UD 테이프는 섬유질 구조물을 형성하는데 사용되는 바람직한 타입의 프리프레그이다. 단방향 테이프는 상업적인 소스들로부터 이용 가능하거나 공지된 프리프레그 형성 공정들을 사용하여 제작될 수 있다. UD 테이프의 치수들은 만들어지는 특별한 복합 부품에 따라 광범위하게 변할 수 있다. 예컨대, UD 테이프의 폭은 0.5 인치로부터 1 피트 또는 그 초과의 범위일 수 있다. 테이프는 통상적으로 0.004 내지 0.012 인치(0.01 내지 0.03 ㎝) 두께일 것이고 UD 테이프의 길이(연속적인 UD 섬유들에 평행한 치수)는 구조적 요소의 크기 및 형상에 따라 0.5 인치(1.3 ㎝) 로부터 최대 수 피트(1 미터) 또는 그 초과로 변할 수 있다.

구조적 요소들을 만드는데 사용될 수 있는 바람직한 예시적인 상업적으로 이용 가능한 단방향 프리프레그는 Hexcel Corporation(Dublin, California) 로부터 이용 가능한, HexPly® 8552 이다. HexPly® 8552 는 34 내지 38 중량 퍼센트 범위의 양들로 아민 경화 강인화된 에폭시 수지 매트릭스 그리고 3,000 내지 12,000 필라멘트들을 갖는 탄소 또는 유리 UD 섬유들을 함유하는 다양한 단방향 테이프 구성들에서 이용 가능하다. 섬유들은 통상적으로 UD 테이프의 60 용적 퍼센트를 차지한다. 바람직한 UD 섬유들은 탄소 섬유들이다. 다른 HexPly^® 단방향 프리프레그 테이프가 구조적 요소들에 사용될 수 있다. 이러한 UD 프리프레그 테이프들은 EMC 116/AS4(에폭시/탄소 섬유), 8552/IM7(열가소성 수지 강인화된 에폭시/탄소 섬유), 3501-6/T650(에폭시/탄소 섬유) 및 M21/IM7(열가소성 수지 강인화된 에폭시/탄소 섬유) 을 포함한다. 섬유들에 평행한 방향의 UD 테이프의 이러한 타입의 CTE 는 0 에 가깝고(0.01 ppm/℃) UD 섬유들의 방향에 수직인 방향들로 30 내지 40 ppm/℃ 이다.

구조적 요소들을 형성하기 위해 섬유 층들과 조합되는 다중 방향 섬유 층들은 부직 또는 직조 섬유 직물이거나 또는 베일(veil) 형태의 임의로 배향된 연속적인 섬유들일 수 있다. 다른 타입들의 다중 방향 연속적인 섬유 배향들이 사용될 수 있지만, 다중 방향 섬유 층(매트릭스 수지 포함)의 CTE 가 DFC 몰딩 재료와 UD 섬유 층 프리프레그의 CTE 사이인 것이 바람직하다. 다중 방향 섬유 층의 CTE 는 몰딩 구성요소의 DFC 재료의 CTE 와 구조적 구성요소의 UD 섬유 층들의 CTE 사이의 절반의 방식에 근접한 것이 바람직하다. "~ 에 근접한" 은 다중 방향 층의 CTE 가 DFC 재료와 UD 섬유 층(들)의 CTE 사이의 절반 지점의 20 퍼센트 내에 있는 것을 의미한다.

일부 상황들에서, 주어진 구조적 요소 내에서 직조 다중 방향 섬유 층들 대신 DFC 몰딩 재료의 하나 또는 그 초과의 층들을 사용하는 것이 가능하다. 하지만, DFC 몰딩 재료 층들의 이러한 사용은 구조적 요소의 중앙 부분으로 제한되고 구조적 요소의 내부에서의 DFC 몰딩 재료의 사용은 구조적 요소 내의 내부적으로 가능한 미세 균열을 회피하기에 충분히 낮게 유지되는 것이 바람직하다. DFC 몰딩 재료의 층들은, 바람직하다면 직조 다중 방향 섬유 층들과 동일한 방식으로 UD 섬유들의 층들과 교대할 수 있다.

다중 방향 섬유 층들의 수지 매트릭스로서 사용되는 수지들은 DFC 몰딩 재료 및 UD 섬유 층들에 사용되는 것들과 동일해야 한다. 섬유들은 또한 동일해야 한다. 재료들의 3 개의 상이한 타입들의 CTE 는 수지 매트릭스, 섬유 배향, 섬유 타입 및 섬유들의 수지 로딩에 의존하기 때문에, 이러한 4 개의 파라미터들을 변화시킴으로써 재료들의 CTE 를 정교하게 조정하는 것이 가능하다. 바람직하게는, DFC 몰딩 재료, UD 섬유 층들 및 다중 방향 섬유 층들을 위한 수지 타입, 섬유 타입 및 수지 로딩은 동일하거나 유사하다. 게다가, 인접한 구성요소들의 섬유들은, 만약 그렇다면 인접한 구성요소들의 높은 CTE 방향들 및 낮은 CTE 방향들이 구성요소들 사이의 계면(들)에서 방향 CTE 의 차이들을 최소화하도록 일치되도록 배향되어야 한다.

복합 조립체들의 몰딩은 DFC 의 공지된 몰딩 과정들에 따라 실행된다. 경화되지 않은 복합 조립체가 통상적으로 2 개의 몰드 절반부들로 이루어지고 바람직한 형상으로 형성되는 몰드에 놓인다. 일단 몰드에서 형성되면, 경화되지 않은 복합 조립체는 수지(들)의 경화 온도로 가열되고 고압에서 몰딩되어 다중 구성요소 복합 구조물을 형성한다. 에폭시 수지들을 위한 통상적인 고압 경화 온도들은 170℃ 내지 225℃ 범위이다. 바람직한 경화 온도들은 170℃ 내지 205℃ 이다. 몰드 내의 내부 압력들은 바람직하게는 경화 온도들에서 500 psi 초과 2000 psi 미만이다. 일단 경화되지 않은 복합 조립체가 완전히 경화되면(통상적으로 경화 온도에서 5분 내지 1 시간), 부품은 몰드로부터 제거되고 최종 다중 구성요소 복합 구조물을 형성하기 위해 냉각된다. 이때 이러한 최초의 후 몰딩 냉각 프로세스 동안 미세 균열이 가장 발생하기 쉬울 것이다. 요구된다면, 다중 구성요소 복합 구조물은 최종 표면 형상들을 형성하고 요구되는 임의의 정밀한 치수들을 제공하기 위해 기계가공될 수 있다.

바람직하다면, 경화되지 않은 복합 조립체는 수지의 점성을 증가시키기 위해 몰드 내에 놓이기에 앞서 "B-스테이지" 될 수 있다. B-스테이징은 수지의 점성을 실질적으로 증가시키기 위해 단지 충분한 시간 동안 165℃ 내지 180℃ 의 온도로 주변 압력에서 경화되지 않은 복합 조립체를 가열하는 것을 수반하는 공지된 부분 경화 과정이다. B-스테이징 온도에서 약 5 내지 15 분 동안의 B-스테이징 시간들이 바람직하다. B-스테이징된 복합 조립체는 바람직하게는 최종 성형 및 경화를 위해 몰드에 놓이기에 앞서 상온으로 냉각된다. 게다가, 경화되지 않은 복합 조립체의 수지의 점성은 조립체가 경화 온도로 가열되고 그 후 수지가 경화될 때 신속하게 증가함에 따라 떨어지는 경향을 갖는다. 몰드는 수지가 최소 점성에 도달한 이후까지는 가압되지 않는 것이 바람직하다. 실제로, B-스테이징된 복합 조립체는 몰드에 놓이고, 이는 이미 경화 온도로 가열되었다. 몰드의 가압은 수지가 최소 점성 페이스를 통하여 이동하기 위한 시간을 허용하기 위해 수 초부터 1 분 또는 그 초과만큼 지연된다.

미세 균열은 2 개의 구성요소들 사이의 계면에서 국부적 인장 변형이 수지 매트릭스의 최대 변형 능력을 초과할 때 발생한다. 통상적인 에폭시 수지에 대하여, 최대 변형 능력은 미세 균열들의 형성 전에 2.4 % 이다. 따라서, 섬유들 조합들의 수지 매트릭스, 섬유 배향, 섬유 타입 및 수지 로딩 뿐만 아니라 다양한 구성요소들의 크기, 형상 및 상대 배향은 경화된 복합 부품이 경화 온도로부터 상온으로 냉각될 때 임의의 주어진 계면에서의 변형이 2.0 % 를 초과하지 않도록 선택되는 것이 바람직하다.

실제 예들은 이하와 같다.

예 1

도 1 및 도 3에 도시된 형상 및 구조를 갖는 항공기 윈도우 프레임을 만들기 위한 경화되지 않은 복합 조립체가 제조되었다. 몰딩 가능한 구성요소(16)는 에폭시 8552 수지 매트릭스를 갖는 불연속적인 UD AS4 탄소 섬유들로 이루어지는 DFX 몰딩 재료인, HexMC®AS4/8552 로부터 형성되었다. HexMC®AS4/8552 는 약 1925 gsm 의 면적 중량을 가졌고 수지 함량은 몰딩 재료의 전체 중량의 약 38 % 였다. 다중 방향 섬유 본체(14)는 에폭시 8552 수지 매트릭스(AS4/8552)의 평면 짜임(weave) AS4 탄소 섬유들의 8 개의 층들로 만들어졌다. 각각의 직조 섬유 층의 면적 중량은 약 200 gsm 이었고 수지 함량은 다중 방향 섬유 본체(14)의 총 중량의 약 40 % 였다. UD 본체(12)는 HexCurve® IMA/8552 및 AS4/8552 평면 짜임 직물의 교대하는 16 개의 층의 적층으로서 형성되었다. HexCurve® IMA/8552 는 폭 방향으로의 구부러짐을 가능하게 하기 위해 이전에 설명된 바와 같이 예비 비틀림된 탄소 섬유 UD 테이프이다. HexCurve® IMA/8552 는 약 268 gsm 의 면적 중량을 가졌고 수지 함량은 HexCurve® UD 테이프의 총 중량의 약 34 % 였다.

몰딩 가능한 구성요소(16), UD 본체(12) 및 다중 방향 직물 본체(14)는 항공기 윈도우 프레임으로 몰딩하기 위해 도 1 및 도 3에 도시된 바와 같이 복합 조립체로 형성되었다. 복합 조립체는 적절한 몰드에 놓였고 1500 psi 의 내부 몰드 압력에서 30 분 동안 180℃ 에서 경화되었다. 경화된 복합 조립체는 경화 온도로부터 상온으로 냉각되었고 몰드로부터 제거되었다. 결과적인 다중 구성요소 윈도우 프레임은 몰딩 가능한 구성요소(16), UD 본체(12) 및 다중 방향 본체(14) 사이의 경계들에서 임의의 미세 균열들을 갖지 않았다.

비교적인 윈도우 프레임이, UD 본체(12)가 단지 HexCurve® UD 섬유들의 16 개의 층들로 만들어졌다는 것을 제외하고, 예시적인 윈도우 프레임으로서 동일한 방식으로 제조되었다. 미세 균열들은 16 층 UD 적층과 몰딩 가능한 구성요소(16) 사이의 경계에서 관찰되었다.

따라서 본 발명의 예시적인 실시예들은, 다양한 다른 대안들, 적응들 및 수정들이 본 발명의 범주 내에서 이루어질 수 있는 것이 설명되었다. 따라서, 본 발명은 상기 설명된 실시예들에 의해 제한되지 않으며, 단지 이후의 청구 범위들에 의해서 제한된다.

Claims

다중 구성요소 복합 구조물을 형성하기 위해 경화될 수 있는 복합 조립체로서,
경화되지 않은 열경화성 수지 및 단방향 연속적인 섬유들을 포함하는 구조적 요소(structural element) 및 구조적 구성요소 면을 포함하는 구조적 구성요소(structural component); 및
경화되지 않은 열경화성 수지 및 불연속적인 섬유들을 포함하는 몰딩 가능한 본체, 및 몰딩 가능한 구성요소 면을 포함하는 몰딩 가능한 구성요소를 포함하고,
상기 구조적 구성요소 면 및 상기 몰딩 가능한 구성요소 면은 상기 복합 조립체의 내부 내에 위치되는 공통 계면을 공유하고 상기 계면에서의 상기 구조적 구성요소의 열 팽창 계수와 상기 계면에서의 상기 몰딩 가능한 구성요소의 열 팽창 계수는 상기 복합 조립체가 상기 다중 구성요소 복합 구조물을 형성하기 위해 경화될 때 미세 균열들이 상기 계면을 따라 형성되지 않을 정도인,
복합 조립체.
제 1 항에 있어서,
상기 구조적 구성요소는 다중 방향 연속적인 섬유들을 포함하는,
복합 조립체.
제 2 항에 있어서,
상기 다중 방향 연속적인 섬유들은 직조 섬유들을 포함하는,
복합 조립체.
제 2 항에 있어서,
상기 구조적 구성요소는 단방향 연속적인 섬유들과 다중 방향 연속적인 섬유들의 교대하는 층들을 포함하는,
복합 조립체.
제 2 항에 있어서,
상기 다중 방향 연속적인 섬유들은 상기 단방향 섬유들과 상기 계면 사이에 위치되는,
복합 조립체.
제 4 항에 있어서,
상기 다중 방향 연속적인 섬유들의 층은 상기 단방향 섬유들과 상기 계면 사이에 위치되는,
복합 조립체.
제 1 항에 있어서,
상기 구조적 구성요소는 상기 몰딩 가능한 구성요소에 의해 완전히 에워싸이는,
복합 조립체.
제 7 항에 있어서,
상기 2 개 이상의 구조적 구성요소들은 상기 몰딩 가능한 구성요소 내에 위치되는,
복합 조립체.
제 8 항에 있어서,
제 1 구조적 구성요소는 제 1 평면형 배열로 배향되는 연속적인 단방향 섬유들을 포함하고 제 2 구조적 구성요소는 제 2 평면형 배열로 배향되는 단방향 섬유들을 포함하고, 상기 제 1 평면형 배열 및 상기 제 2 평면형 배열은 동일 평면이 아닌,
복합 조립체.
제 1 항에 따른 복합 조립체를 경화함으로써 형성되는,
다중 구성요소 복합 구조물.
제 10 항에 있어서,
상기 구조물 구성요소는 다중 방향 연속적인 섬유들을 포함하는,
다중 구성요소 복합 구조물.
제 11 항에 있어서,
상기 구조적 구성요소는 단방향 연속적인 섬유들과 다중 방향 연속적인 섬유들의 교대하는 층들을 포함하는,
다중 구성요소 복합 구조물.
제 11 항에 있어서,
상기 다중 방향 연속 섬유들은 상기 단방향 섬유들과 상기 계면 사이에 위치되는,
다중 구성요소 복합 구조물.
제 12 항에 있어서,
다중 방향 연속적인 섬유들의 층이 상기 단방향 섬유들과 상기 계면 사이에 위치되는,
다중 구성요소 복합 구조물.
제 10 항에 있어서,
상기 구조적 구성요소는 상기 몰딩 가능한 구성요소에 의해 완전히 에워싸이는,
다중 구성요소 복합 구조물.
제 15 항에 있어서,
2 이상의 구조적 구성요소들이 상기 몰딩 가능한 구성요소 내에 위치되는,
다중 구성요소 복합 구조물.
제 16 항에 있어서,
제 1 구조적 구성요소는 제 1 평면형 배열로 배향되는 연속적인 단방향 섬유들을 포함하고 제 2 구조적 구성요소는 제 2 평면형 배열로 배향되는 단방향 섬유들을 포함하고, 상기 제 1 평면형 배열과 상기 제 2 평면형 배열은 동일 평면이 아닌,
다중 구성요소 복합 구조물.
제 10 항에 있어서,
항공기의 부품을 형성하는,
다중 구성요소 복합 구조물.
다중 구성요소 복합 구조물을 형성하기 위해 경화될 수 있는 복합 조립체를 제조하는 방법으로서,
경화되지 않은 열경화성 수지 및 단방향 연속적인 섬유들을 포함하는 구조적 요소 및 구조적 구성요소 면을 포함하는 구조적 구성요소를 제공하는 단계; 및
경화되지 않은 열경화성 수지 및 불연속적인 섬유들을 포함하는 몰딩 가능한 본체 및 몰딩 가능한 구성요소 면을 포함하는 몰딩 가능한 구성요소를 제공하는 단계를 포함하고,
상기 복합 조립체를 형성하기 위해 상기 구조적 구성요소 면과 상기 몰딩 가능한 구성요소 면이 상기 복합 조립체 내부 내에 위치되는 공통 계면을 공유하도록 상기 구조적 구성요소와 상기 몰딩 가능한 구성요소를 함께 조합하고 상기 계면에서의 상기 구조적 구성요소의 열 팽창 계수와 상기 계면에서의 상기 몰딩 가능한 구성요소의 열 팽창 계수는 상기 복합 조립체가 상기 다중 구성요소 복합 구조물을 형성하기 위해 경화될 때 미세 균열들이 상기 계면을 따라 형성되지 않을 정도인,
복합 조립체를 제조하는 방법.
제 1 항에 따른 복합 조립체를 경화하는 단계를 포함하는,
다중 구성요소 복합 구조물을 제조하는 방법.