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KR100271064B1 - Method for manufacturing jig for composite aircraft wing and composite aircraft wing - Google Patents

Method for manufacturing jig for composite aircraft wing and composite aircraft wing Download PDF

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KR100271064B1
KR100271064B1 KR1019970077725A KR19970077725A KR100271064B1 KR 100271064 B1 KR100271064 B1 KR 100271064B1 KR 1019970077725 A KR1019970077725 A KR 1019970077725A KR 19970077725 A KR19970077725 A KR 19970077725A KR 100271064 B1 KR100271064 B1 KR 100271064B1
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KR
South Korea
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jig
aircraft wing
composite
wing
upper jig
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KR1019970077725A
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Inventor
최상민
프로쿠딘 안드레이
Original Assignee
이중구
삼성테크윈주식회사
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Publication date
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Abstract

PURPOSE: A method for manufacturing a jig for a composite aircraft wing and the composite aircraft wing are provided to form a jig having a precise shape by corresponding to the thickness of a composite material to be layered and to apply sufficient pressure between jigs during vacuum hardening by improving a process. CONSTITUTION: A method for manufacturing a jig for a composite aircraft wing comprises the steps of forming a first upper jig(71) and a first lower jig by laying up respective materials on the upper and lower surfaces of a master model having an outer shape the same as that of an aircraft wing, separating the first upper jig and the first lower jig from the master model and forming a second upper jig(81) and a second lower jig in a specific thickness by laying up respective materials on the inner faces of the first upper jig and the first lower jig, forming plural upright diaphragms(91) in the positions corresponding to the positions of spars, forming plural third upper jigs(101) and third lower jigs having flanges on both ends by laying up materials on the outer faces of the second upper jig, the second lower jig and the upright diaphragms, and forming plural box-shaped jigs by combining the third upper jig with the third lower jigs. The aircraft wind is manufactured by layering a composite material on the outer surfaces of the jigs and hardening the layered composite material by using vacuum.

Description

복합재 항공기 날개용 치공구 제작방법 및 이를 이용한 복합재 항공기 날개 제작방법Fabrication method for composite aircraft wing and method for manufacturing composite aircraft wing using same

본 발명은 복합재 항공기 날개용 치공구 제작방법 및 이 치공구를 이용한 복합재 항공기의 날개 제작방법에 관한 것이다.The present invention relates to a method for manufacturing a composite aircraft wing tool and a method for manufacturing a wing of a composite aircraft using the tool.

통상적으로 비행기 등에 사용되는 복합재 부품(예를 들면 주익, 보조날개, 수평꼬리날개, 수직꼬리날개 등)을 만들기 위해서는, 먼저 목적부품의 형상에 대응하는 형상을 가지는 제작 치공구를 만들고, 이 제작 치공구의 외면에 수지가 함침된 섬유강화 복합재 플라이 또는 복합재 테이프를 소정 두께가 될 때까지 여러겹 적층한 다음, 이 적층된 복합재 플라이를 고온 고압의 오븐에서 진공 경화하는 과정을 거치게 된다.In order to make composite parts (for example, wing blades, auxiliary wings, horizontal tail wings, vertical tail wings, etc.) that are usually used in airplanes, etc., first, a production tool having a shape corresponding to the shape of the target part is made, The resin-impregnated fiber-reinforced composite ply or composite tape is laminated several times until it reaches a predetermined thickness, and then the laminated composite ply is subjected to vacuum curing in an oven of high temperature and high pressure.

통상적인 항공기의 날개(10)는 제1도에서 볼 수 있는 바와 같이, 소정의 곡률형상으로 상부에 형성된 상부스킨(11)과, 소정의 곡률 형상으로 하부에 형성되는 하부스킨(12)과, 상기 상부스킨(11)과 하부스킨(12) 사이에서 직립 설치되는 복수개의 스파(13)를 구비한다.The wing 10 of the conventional aircraft, as shown in Figure 1, the upper skin 11 formed in the upper portion in a predetermined curvature shape, the lower skin 12 formed in the lower portion in a predetermined curvature shape, It is provided with a plurality of spar 13 which is installed upright between the upper skin 11 and the lower skin 12.

이와 같은 구조를 가지는 항공기 날개를 제작하는 종래의 조립형 제작 방법은 다음과 같다. 먼저 날개 스킨 형상과 동일한 형상을 가지는 매스터 모델에서 상부 스킨 성형용 치공구와, 하부 스킨 성형용 치공구 및 스파 성형용 치공구를 제작한다. 그리고 상기 치공구에 각각 복합재를 적층하고 이를 고온 경화시켜서 상부 스킨(21)과 하부 스킨(22) 및 스파(23)를 제작한다. 그리고 제2도에서 도시된 바와같이 상기 상,하부 스킨(21)(22)에 복수개의 스파(23)를 볼트 결합(24)하거나 또는 접착제를 사용하여 결합함으로써 완전한 항공기 날개(20)가 완성된다.The conventional assembly type manufacturing method for manufacturing an aircraft wing having such a structure is as follows. First, the tool for forming the upper skin, the tool for forming the lower skin, and the tool for spa forming are produced from the master model having the same shape as the wing skin. Then, the composite material is laminated on the tool and hardened at high temperature, thereby manufacturing the upper skin 21, the lower skin 22, and the spar 23. As shown in FIG. 2, the complete aircraft wing 20 is completed by bolting 24 or using a glue to the spar 23 to the upper and lower skins 21 and 22. .

그러나 상기와 같이 항공기 날개를 제작하기 위하여 조립형 구조물을 사용하는 것은 공정상 및 제품 품질상 여러 가지 문제점이 야기하므로, 다중 셀 박스 구조물을 사용하여 항공기 날개를 제작하는 방법이 사용된다.However, since the use of the assembled structure to manufacture the aircraft wing as described above causes a variety of problems in the process and product quality, a method of manufacturing the aircraft wing using a multi-cell box structure is used.

이러한 다중 셀 박스 구조물을 이용하여 항공기 날개를 제작하는 종래의 방법은, 제3도에 도시된 바와 같이 항공기 날개의 소부분의 형상에 대응하는 복수개의 솔리드 맨드렐(31)을 제작하고, 상기 복수개의 솔리드 맨드렐(31)의 외면에 각각 복합재(32)를 적층한다. 그리고 상기 솔리드 맨드렐(31)을 순서대로 접촉시킨 상태에서 진공 경화함으로써, 완전한 복합재 항공기의 날개(30)가 완성된다.In the conventional method of manufacturing an aircraft wing using such a multi-cell box structure, as shown in FIG. 3, a plurality of solid mandrel 31 corresponding to the shape of a small portion of the aircraft wing is manufactured, and the plurality of The composite 32 is laminated on the outer surface of the two solid mandrels 31, respectively. And by vacuum-curing in the state that the solid mandrel 31 is in contact with each other, the wing 30 of the complete composite aircraft is completed.

그러나 상기와 같은 종래의 항공기 날개 제작 방법은, 진공 경화 단계에서 솔리드 맨드렐 사이에 충분한 압력이 전달되지 않으므로 스파를 이루는 구조물(맨드렐(31) 사이의 접촉부(35))에 불량이 생기기 쉽다는 문제점이 발생하였다.However, in the conventional aircraft wing manufacturing method as described above, since a sufficient pressure is not transmitted between the solid mandrel in the vacuum curing step, it is easy to cause a defect in the structure forming the spa (contact portion 35 between the mandrel 31). A problem occurred.

본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위하여 창출된 것으로서, 적층할 복합재의 두께를 고려한 정확한 형상의 치공구가 형성되고, 진공 경화시에 치공구 사이에 충분한 압력이 전달될 수 있도록 그 공정이 개선된 복합재 항공기 날개용 치공구 제작방법 및 이를 이용한 복합재 항공기의 날개 제작방법을 제공함에 그 목적이 있다.The present invention was created in order to solve the above problems, a precisely shaped tool in consideration of the thickness of the composite material to be laminated is formed, the composite is improved in the process so that sufficient pressure can be transferred between the tool during vacuum curing An object of the present invention is to provide a method for manufacturing a wing tool for an aircraft wing and a method for manufacturing a wing of a composite aircraft using the same.

제1도는 종래의 조립형 복합재 항공기 날개의 사시도이다.1 is a perspective view of a conventional prefabricated composite aircraft wing.

제2도는 종래의 셀 박스 구조물을 이용한 복합재 항공기 날개의 사시도이다.2 is a perspective view of a composite aircraft wing using a conventional cell box structure.

제3도는 통상적인 복합재 항공기 날개의 사시도이다.3 is a perspective view of a conventional composite aircraft wing.

제4(a)도 내지 제4(c)도는 매스터 모델의 외면에 제 1 상부치구 및 공작용지지대가 설치되는 공정을 순차적으로 나타낸 도면이다.4 (a) to 4 (c) are diagrams sequentially illustrating a process of installing the first upper jig and the working support on the outer surface of the master model.

제5도는 제4(c)도의 제 1 상부치구 내면에 제 2 상부치구가 레이업된 상태를 도시한 도면이다.FIG. 5 is a view showing a state where the second upper jig is laid up on the inner surface of the first upper jig of FIG.

제6도는 제5도의 제 2 상부치구에 직립격벽이 설치된 상태를 도시한 도면이다.6 is a view showing a state in which an upright partition wall is installed in the second upper jig of FIG.

제7(a)도는 제 2 상부치구의 외면에 제 3 상부치구가 레이업된 상태를 도시한 도면이다.7 (a) is a view showing a state in which the third upper jig is laid up on the outer surface of the second upper jig.

제7(b)도는 제1,2,3 하부치구가 형성된 상태를 도시한 도면이다.7 (b) is a view showing a state in which the first, second, third lower jig is formed.

제8(a)도는 상호 대응되는 제 3 상,하부치구가 결합되기 전의 상태를 도시한 도면이다.8 (a) is a view showing a state before the third upper and lower jig corresponding to each other.

제8(b)도는 제 3 상부치구와 제 3 하부치구가 결찹되기 완전한 치공구가 만들어진 상태를 도시한 도면.8 (b) is a view showing a state in which a complete jig is made to bond the third upper jig and the third lower jig.

제9도는 본 발명에 따른 복합재 항공기 제조방법의 일 실시예에서 치공구에 복합재가 적층되는 상태를 도시한 도면.9 is a view showing a state in which a composite material is laminated to the tool in one embodiment of the composite aircraft manufacturing method according to the present invention.

제10도는 제9도의 치공구가 복수개 결합되어 진공경화되는 공정을 도시한 작업개념도이다.FIG. 10 is a working conceptual view showing a process in which a plurality of dental tools of FIG. 9 are coupled and vacuum hardened.

* 도면의 주요부분에 대한 부호의 설명* Explanation of symbols for main parts of the drawings

60 : 매스터 모델 71 : 제1상부치구60: master model 71: the first upper jig

72 : 제1하부치구 77,78 : 공작용지지대72: first lower limb 77,78: working support

81 : 제2상부치구 82 : 제2하부치구81: second upper jaw 82: second lower jaw

91,92 : 직립격벽 101 : 제3상부치구91,92: Upright bulkhead 101: Third upper fixture

102 : 제3하부치구 120 : 복합재 테이프102: third lower section 120: composite tape

200,201,202,203 : 치공구200,201,202,203: Tool

상기와 같은 목적을 달성하기 위한 본 발명에 따른 복합재 항공기 날개용 치공구 제작방법은, 외부 형상을 이루는 상,하부 스킨과 상기 상,하부 스킨 사이에 직립 설치된 복수개의 스파를 구비한 복합재 항공기의 날개 제작에 사용되는 다중박스형 치공구를 제작 방법에 것으로서, 상기 날개와 동일한 외부 형상을 가진 매스터 모델의 상부표면과 하부표면에 각각 재료를 레이업하여, 상기 상부스킨에 대응하는 제 1 상부치구 및 상기 하부스킨에 대응하는 제 1 하부치구를 형성하는 제1단계와, 상기 제1 상부치구 및 제1 하부치구를 상기 매스터 모델로부터 분리하고, 상기 제1 상부치구 및 제1 하부치구의 내면에 각각 재료를 레이업하여 일정두께의 제2 상부치구 및 제2 하부치구를 형성하는 제 2 단계와, 상기 제2 상부치구 및 제2하부치구 외면의 상기 스파에 대응하는 위치에 복수개의 직립격벽을 각각 형성하는 제 3단계와, 상기 제2 상부치구 및 제2 하부치구와 직립격벽의 외면에 재료를 레이업하여, 그 양단부에 플랜지가 구비된 복수개의 제 3 상부치구 및 제 3 하부치구를 각각 형성하는 제4 단계와, 상호 대응하는 상기 제3 상부치구와 제3 하부치구를 결합하여, 항공기 날개의 각부의 형상에 대응하는 복수개의 박스형 치공구를 형성하는 제 5 단계를 구비하여 된 것을 특징으로 한다.Method for manufacturing a composite aircraft wing tool according to the present invention for achieving the above object, the production of the wing of the composite aircraft having a plurality of spars installed upright between the upper, lower skin and the upper, lower skin forming an external shape. A method of manufacturing a multi-box tool for use in a method, comprising: laying up a material on an upper surface and a lower surface of a master model having the same outer shape as the wing, respectively, the first upper jig and the lower skin corresponding to the upper skin A first step of forming a first lower jig corresponding to the first jig, and separating the first upper jig and the first lower jig from the master model and laying the material on the inner surfaces of the first upper jig and the first lower jig, respectively. A second step of forming a second upper jig and a second lower jig having a predetermined thickness, and the studs on the outer surfaces of the second upper jig and the second lower jig. A third step of forming a plurality of upstanding bulkheads at positions corresponding to the plurality of upright bulkheads, and laying up materials on the outer surfaces of the second upper jig, the second lower jig, and the upright bulkhead; A fourth step of forming a third upper jig and a third lower jig respectively, and combining the third upper jig and the third lower jig corresponding to each other to form a plurality of box-shaped jig tools corresponding to the shape of each part of the aircraft wing; It is characterized by the fifth step.

그리고 상기 제2 상부치구 및 제2 하부치구의 두께가 항공기 날개의 복합재의 두께와 동일한 것이 바람직하다.And it is preferable that the thickness of the second upper jig and the second lower jig is the same as the thickness of the composite material of the aircraft wing.

상기 제 1상부치구 및 제1 하부치구의 외면을 각각 지지하는 공작용지지대를 설치하는 단계가 더 포함된 것이 바람직하다.It is preferable that the step of installing a mutual support for supporting the outer surface of the first upper jig and the first lower jig, respectively.

상호 결합되는 상기 제 3 상부치구와 제 3 하부치구 중 적어도 하나의 치구에 결합용 나사를 수용하는 공간을 형성하기 위한 격벽을 설치하는 단계가 더 구비된 것이 바람직하다.It is preferable to further include installing a partition wall for forming a space for receiving a coupling screw in at least one of the third upper jig and the third lower jig to be coupled to each other.

상기와 같은 목적을 달성하기 위한 본 발명에 따른 복합재 항공기의 날개 제작 방법은, 항공기 날개의 각부의 형상에 각각 대응하는 복수개의 박스형 치공구를 형성하는 치공구 제작 단계와, 상기 복수개의 치공구 외면에 소정의 두께로 복합재를 적층하는 복합재 적층단계와, 상기 복합재가 적층된 복수개의 치공구를 순서대로 정렬하여 상호 밀착시키는 진공 경화 준비 단계와, 상기 복수개의 치공구의 내부 및 외부를 동시에 진공 배깅차고, 적층된 복합재를 경화시키는 진공 경화 단계를 구비하여 된 것을 특징으로 한다.Wing manufacturing method of a composite aircraft according to the present invention for achieving the above object, the tool manufacturing step of forming a plurality of box-shaped tool corresponding to the shape of each part of the aircraft wing, and a predetermined number on the outer surface of the tool A composite lamination step of laminating a composite material to a thickness, and a vacuum curing preparation step of aligning a plurality of tool tools in which the composite material is stacked in order, and closely contacting each other, and simultaneously vacuum bagging the inside and the outside of the plurality of tool tools, and the laminated composite material. It is characterized by having a vacuum curing step of curing.

그리고 상기 치공구 제작 단계는, 항공기 날개와 동일한 외부 형상을 가진 매스터 모델의 상부표면과 하부표면에 각각 재료를 레이업하여, 항공기의 상부스킨에 대응하는 제 1 상부치구 및 항공기의 하부스킨에 대응하는 제 1 하부치구를 형성하는 제1단계와, 상기 제1 상부치구 및 제1 하부치구를 상기 매스터 모델로부터 분리하고, 상기 제1 상부치구 및 제1 하부치구의 내면에 각각 재료를 레이업하여 일정두께의 제2 상부치구 및 제2 하부치구를 형성하는 제 2 단계와, 상기 제2 상부치구 및 제2 하부치구 외면의 항공기의 스파에 대응하는 위치에 복수개의 직립격벽을 각각 형성하는 제 3단계와, 상기 제2 상부치구 및 제2 하부치구와 직립격벽의 외면에 재료를 레이업하여, 그 양단부에 플랜지가 구비된 복수개의 제 3 상부치구 및 제 3 하부치구를 각각 형성하는 제4 단계와, 상호 대응하는 상기 제3 상부치구와 제3 하부치구를 결합하여, 항공기 날개의 각부의 형상에 대응하는 복수개의 박스형 치공구를 형성하는 제5단계를 구비한 것이 바람직하다.And the tool manufacturing step, the material is laid up on the upper surface and the lower surface of the master model having the same outer shape as the aircraft wing, respectively corresponding to the first upper jig corresponding to the upper skin of the aircraft and the lower skin of the aircraft A first step of forming a first lower jig, and separating the first upper jig and the first lower jig from the master model, and laying up materials on inner surfaces of the first upper jig and the first lower jig, respectively; A second step of forming a second upper jig and a second lower jig having a thickness; and a third step of forming a plurality of upstanding bulkheads respectively at positions corresponding to spars of the aircraft on the outer surfaces of the second upper jig and the second lower jig. And lay-up materials on the outer surfaces of the second upper jig and the second lower jig and the upright bulkhead to form a plurality of third upper jig and third lower jig, each of which has flanges at both ends thereof. And a fifth step of combining the third upper jig and the third lower jig corresponding to each other to form a plurality of box-like tools corresponding to the shape of each part of the aircraft wing.

이하에서 첨부된 도면을 참조하면서, 본 발명에 따른 복합재 항공기 날개용 치공구 제작방법의 바람직한 실시예를 상세히 설명한다.Hereinafter, with reference to the accompanying drawings, it will be described in detail a preferred embodiment of the method for manufacturing a composite aircraft wing tool according to the present invention.

제1도는 본 실시예의 제작 방법에 의하여 제작하려는 항공기 날개(예를 들면 항공기 동체, 주익, 또는 미익)을 도시한 것이다. 도시된 바와 항공기 날개(10)는 소정의 곡면형상을 가지는 상부스킨(11)과 하부스킨(12) 및 상기 2개의 스킨 사이에 직립 설치되는 복수개의 스파(13)를 구비한다.1 shows an aircraft wing (e.g., aircraft fuselage, main wing, or tail) intended to be manufactured by the manufacturing method of this embodiment. As shown, the aircraft wing 10 includes an upper skin 11 and a lower skin 12 having a predetermined curved shape and a plurality of spars 13 installed upright between the two skins.

공정의 첫 번째 단계로서, 상기 항공기 날개의 상, 하부스킨 형상과 동일한 외부 형상을 가지는 매스터 모델(60)을 제작한다. 상기 매스터 모델(60)은 제품 설계시에 컴퓨터로 모델링한 매스터 서피스에 따라 만들어진다. 상기 매스터 모델은 날개의 상부스킨에 대응하는 상부표면과, 날개의 하부스킨에 대응하는 하부표면을 가진다.As a first step of the process, a master model 60 having the same outer shape as the upper and lower skin shapes of the aircraft wing is manufactured. The master model 60 is made according to a master surface modeled by computer at the time of product design. The master model has an upper surface corresponding to the upper skin of the wing and a lower surface corresponding to the lower skin of the wing.

그리고 제4(a)도에서 보는 바와 같이, 상기 매스터 모델의 상부표면(61)에 글래스 등의 재료를 레이업하여 일정두께의 층을 형성함으로써, 제 1 상부치구(71)를 만든다. 그리고 제4(b)도에서 보는 바와 같이, 제 1 상부치구(71)를 매스터 모델(60)로부터 분리하고, 상기 제 1 상부치구(71)의 양면(71a,71b) 중 외면(71a)에 제 1 상부치구(71)를 지지하는 공작용 지지대(77)를 설치한다. 이와 같이 공작용 지지대(77)를 설치하는 것은, 후술하는 공정이 용이하게 이루어질 수 있도록 작업상의 편의를 고려한 것이다. 그 다음에 제4(c)도에서 보는 바와 같이 공작용지지대(77)를 아래쪽으로 위치시켜서, 제 1 상부치구(70)의 내면(71b; 매스터 모델의 상부표면(61)에 접했던 부분)이 위쪽을 향하도록 한다. 이와 같은 공정에 의하여 작업이 진행될 제 1 상부치구의 내면(71b)이 매스터 모델의 상부표면(61)의 곡면형상과 동일한 형상을 가지게 된다.As shown in FIG. 4 (a), the first upper jig 71 is formed by laying up a material such as glass on the upper surface 61 of the master model to form a layer having a predetermined thickness. As shown in FIG. 4 (b), the first upper jig 71 is separated from the master model 60, and the outer upper surface 71a of the first upper jig 71 is formed on both surfaces 71a and 71b of the first upper jig 71. A working support 77 for supporting the first upper jig 71 is installed. Installing the working support 77 in this way is to consider the convenience of the operation so that the process described later can be easily made. Then, as shown in FIG. 4 (c), the working support 77 is positioned downward, so that the inner surface 71b of the first upper jig 70 is in contact with the upper surface 61 of the master model. Face up. By this process, the inner surface 71b of the first upper jig to be processed has the same shape as the curved shape of the upper surface 61 of the master model.

그 다음에 제5도에서 보는 바와 같이, 제 1 상부치구(71)의 내면(71b)에 글래스등의 재료를 레이업하여 일정두께의 층을 형성함으로써, 제 2 상부치구(81)를 만든다. 상기 제 2 상부치구(81)의 외면(81b)이 매스터 모델의 상부표면(61) 형상을 그대로 모사하도록, 이 제 2 상부치구(81)의 두께(t)가 전체 면적에 대하여 균일하여야 한다. 그리고 제 2 상부치구(81)의 두께(t)는 적층을 요하는 복합재의 두께와 동일하도록 하여야 한다.Then, as shown in FIG. 5, the second upper jig 81 is formed by laying up a material such as glass on the inner surface 71b of the first upper jig 71 to form a layer having a predetermined thickness. The thickness t of the second upper jig 81 should be uniform with respect to the entire area so that the outer surface 81b of the second upper jig 81 simulates the shape of the upper surface 61 of the master model. And the thickness t of the second upper jig 81 should be equal to the thickness of the composite material requiring lamination.

그 다음에 제6도에서 보는 바와 같이, 제 2 상부치구(81)의 외면(81b)에 복수개(도시된 경우는 5개)의 결합용 직립격벽(91)을 소정 간격 이격하여 설치한다. 이 직립격벽(91)에 의하여 제 2 상부치구(81)의 상면(81b)이 복수개의 소부분으로 분할된다.Then, as shown in FIG. 6, a plurality of joining upright partition walls 91 are provided on the outer surface 81b of the second upper jig 81 at predetermined intervals. By this upstanding partition wall 91, the upper surface 81b of the second upper jig 81 is divided into a plurality of small portions.

그 다음에 제7(a)도에서와 같이, 제 2 상부치구(81)의 분할된 4개의 소부분에 각각 글래스 등의 재료를 레이업하여, 4개의 제3 상부치구(101)를 형성한다. 즉 상기 소부분의 상단과 그 양단부에 형성된 직립격벽(91)의 외면에 재료를 레이업함으로써, 그 양단부에 각각 플랜지(101a)가 형성된 복수개의 제 3 상부치구(101)를 만들 수 있다. 이러한 제 3 상부치구(101)의 외면 형상은 항공기 날개의 소부분의 상부스파(11) 형상과 동일하게 된다.Then, as shown in Fig. 7 (a), four pieces of the third upper jig 101 are formed by laying up materials, such as glass, on each of the four divided portions of the second upper jig 81, respectively. . That is, by laying up the material on the upper end of the small portion and the outer surface of the upright partition wall 91 formed at both ends thereof, a plurality of third upper jig 101 having flanges 101a formed at both ends thereof can be formed. The outer surface of the third upper jig 101 is the same as the shape of the upper spa 11 of a small portion of the aircraft wing.

상기와 같은 복수개의 제3 상부치구(101)를 만드는 공정은 하부치구에도 그대로 적용될 수 있다.The process of making the plurality of third upper jig 101 as described above may be applied to the lower jig as it is.

즉 제7(b)도에 도시된 바와 같이, 매스터 모델의 하부표면(미도시)에 재료를 레이업하여 날개의 하부스킨(12) 형상에 대응하는 제 1 하부치구(72)를 만들고, 제1하부치구(72)의 외면을 지지하는 공작용 지지대(78)를 설치한다. 그리고 상기 제 1 하부치구(72)의 내면에 일정두께(즉 적층할 복합재의 두께)의 재료를 레이업하여 제2 하부치구(82)를 형성한다. 그리고 제2 하부치구(82)의 외면에 상기 상부치구의 직립격벽(91)에 대응되는 형상 및 크기를 가진 복수개의 직립격벽(92)을 형성하여서, 제2 하부치구(82)를 복수개의 소부분으로 구획한다.That is, as shown in FIG. 7 (b), the material is laid up on the lower surface (not shown) of the master model to make the first lower jig 72 corresponding to the shape of the lower skin 12 of the wing. 1 A working support 78 for supporting the outer surface of the lower jaw 72 is provided. Then, the second lower jig 82 is formed by laying up a material having a predetermined thickness (that is, the thickness of the composite material to be laminated) on the inner surface of the first lower jig 72. In addition, a plurality of upright bulkheads 92 having a shape and a size corresponding to the upright bulkheads 91 of the upper jig are formed on an outer surface of the second lower jig 82, thereby forming a plurality of second lower jig 82. Partition into parts.

그리고 제 2 하부치구(82)의 소부분과 직립격벽(92)에 재료를 레이업함으로써 복수개(도면에서 4개)의 제 3 하부치구(102)를 형성한다. 이 복수개의 제3 하부치구(102) 양단부에 각각 플랜지(101a)가 형성된다. 제 3 하부치구(102)의 외면 형상은 항공기 날개의 소부분의 하부 스킨(12) 형상과 동일하고, 상기 플랜지(101a)는 스파(13)에 대응된다.Then, a plurality of (four in the drawing) third lower jig 102 is formed by laying up the material on the small portion of the second lower jig 82 and the upright bulkhead 92. Flange 101a is formed in the both ends of these 3rd lower jig 102, respectively. The outer surface shape of the third lower jig 102 is the same as the shape of the lower skin 12 of the small part of the aircraft wing, and the flange 101a corresponds to the spar 13.

그 다음에 이 제 3 하부치구(102)의 형성된 플랜지(102a) 형성부에 격벽(102b)을 설치하여서, 제 3 상하부치구(101,102)를 결합할 때 사용되는 나사(제8(b)도의 110)를 수용하는 결합나사 수용부가 형성되도록 한다. 도시되지 않았으나, 이러한 격벽(102b)이 제 3 하부치구(102)에 형성되지 않고 제 3 상부치구(101)에 형성되는 것도, 당연히 본 발명의 범위를 벗어나지 않는다.Next, the partition 102b is formed in the flange 102a forming portion of the third lower jig 102, and the screw used to join the third upper and lower jig 101,102 (110 in Fig. 8 (b)). The coupling screw receiving portion for accommodating) is formed. Although not shown, such a partition wall 102b is not formed in the third lower jig 102 but is formed in the third upper jig 101 without departing from the scope of the present invention.

그 다음에 상기 복수개의 제 3 상부치구(101) 및 제 3 하부치구(102)를 제 2 상부치구(81) 및 제 2 하부치구(82)로부터 각각 분리한다. 제8(a)도에서는 이와 같이 분리된 복수개의 제 3 치구 중 1세트가 도시되어 있다. 그리고 이와 같이 분리된 서로 대응되는 제 3 상부치구(101)와 제 3 하부치구(102)는, 제8(b)도에서 보는 바와 같이, 그 양단에 형성된 플랜지(101a,102a)가 상호 겹쳐지도록 끼우고, 그 플랜지부(101a,102a)를 나사(110)로 결합함으로써, 완전한 1개의 치공구(200)가 형성된다.Then, the plurality of third upper jig 101 and the third lower jig 102 are separated from the second upper jig 81 and the second lower jig 82, respectively. In Fig. 8 (a), one set of the plurality of third jiges separated in this way is shown. The third upper jig 101 and the third lower jig 102 corresponding to each other separated as described above are arranged so that the flanges 101a and 102a formed at both ends thereof overlap each other, as shown in FIG. 8 (b). By fitting and joining the flange portions 101a and 102a with the screws 110, one complete tool 200 is formed.

이와 같은 결합 공정은 여러 세트의 제 3 상,하부치구에 대해서 각각 행해지므로, 항공기 날개(10)의 소부분의 형상에 각각 대응되는 형상을 가진 복수개의 치공구(제10도의 200,201,202,203)가 만들어진다. 이러한 복수개의 치공구의 곡면형상은 항공기 날개(10)의 표면 형상과 동일하고, 그 크기가 항공기 날개(10)보다 제 2 치구(81,82)의 두께, 즉 적층할 복합재의 두께만큼 작게 된다. 이러한 형상의 치공구를 순서대로 조합하면, 항공기 날개(10)의 상부표면(11) 및 하부표면(12)에 대응하는 완전한 치공구가 만들어지고, 상기 각 치공구의 플랜지부는 비행기 날개(10)의 복수개의 스파(13)에 대응된다.Since the joining process is performed for a plurality of sets of the third upper and lower jig respectively, a plurality of jig (200, 201, 202, 203 in FIG. 10) having a shape corresponding to the shape of the small part of the aircraft wing 10 is produced. The curved shape of the plurality of tool tools is the same as the surface shape of the aircraft wing 10, and the size thereof is smaller than the aircraft wing 10 by the thickness of the second jig 81, 82, that is, the thickness of the composite material to be laminated. Combining the tools of such a shape in order produces a complete tool corresponding to the upper surface 11 and the lower surface 12 of the aircraft wing 10, and the flange part of each tool has a plurality of tools of the aircraft wing 10. It corresponds to the spar 13.

이하에서 첨부된 도면을 참조하면서, 본 발명에 따른 복합재 항공기의 날개 제작방법의 바람직한 실시예를 상세히 설명한다.Hereinafter, with reference to the accompanying drawings, a preferred embodiment of the wing manufacturing method of the composite aircraft according to the present invention will be described in detail.

본 실시예에 따른 복합재 비행기의 날개(예를 들면 주익, 보조날개, 수평꼬리날개, 수직꼬리날개 등) 제작방법은 셀 박스 구조물을 사용하여 날개 형상을 만드는 것이다. 따라서 각각의 박스 구조물을 만들기 위한 박스형 치공구를 제작하는 공정이 선행되어야 한다. 그러나 이와 같은 박스형 치공구 제작단계는 제3도 내지 제8(b)도에 도시된 치공구의 제작방법과 동일하므로, 상세한 설명을 생략한다.The method of manufacturing a wing of the composite airplane according to the present embodiment (for example, main wing, auxiliary wing, horizontal tail wing, vertical tail wing, etc.) is to make a wing shape using a cell box structure. Therefore, the process of manufacturing a box-shaped tool for making each box structure must be preceded. However, such a box-shaped tool manufacturing step is the same as the manufacturing method of the tool shown in Figures 3 to 8 (b), and a detailed description thereof will be omitted.

상술한 바와 같이 생성된 복수개의 치공구(200,201,202,203)의 곡면형상은 항공기 날개(10)의 표면형상과 동일하고, 그 크기가 항공기 날개(10)보다 제 2 치구(81,82)의 두께만큼 작게 되며, 내부가 비어있는 중공 형상이 된다. 그리고 각 치공구의 플랜지부는 비행기 날개의 복수개의 스파(63)에 대응된다.The curved shape of the plurality of tools (200, 201, 202, 203) generated as described above is the same as the surface shape of the aircraft wing 10, the size is smaller than the thickness of the second jig (81, 82) than the aircraft wing (10) It becomes a hollow shape with an empty inside. And the flange part of each tooth tool corresponds to the some spar 63 of an airplane wing.

이와 같은 과정에 의하여 치공구가 복수개 형성되면, 제9도에서 보는 바와 같이 이 치공구(200)의 상하부 외면에 상기 제 2 상부치구(81) 및 제 2 하부치구(62)와 동일한 두께로 복합재 테이프(120)를 감아서, 복합재층(제10도의 300)을 형성한다. 그러면 이 복합재층(300)의 외면은 항공기 날개(10)과 형상 및 크기 동일하게 된다. 그리고 이러한 공정은 복수개의 치공구(200,201,202,203) 모두에 대해서 행해진다.When a plurality of tools are formed by the above process, as shown in FIG. 9, the composite tape having the same thickness as the second upper jig 81 and the second lower jig 62 may be formed on the upper and lower outer surfaces of the jig 200. 120) to form a composite layer (300 in FIG. 10). Then, the outer surface of the composite layer 300 is the same shape and size as the aircraft wing 10. This process is performed for all of the plurality of tools 200, 201, 202, 203.

그 다음에 제10도에서 보는 바와 같이, 그 외면에 복합재층(300)이 형성된 4개의 치공구(200,201,202,203)를 항공기 날개의 형상에 따라 순서대로 정렬시키고 상호 밀착시킨다. 그리고 각 치공구(200,201,202,203)의 외면에 적층된 복합재(300)에 진공을 가하는 진공백(vacuum bagging) 공정을 실시한다. 이 진공백 공정은 수지층에 내포된 가스를 제거하기 위한 것이다. 이 경우에 도시된 바와 같이, 복합재(300) 외부 뿐만 아니라 복합재(300)의 내부 즉 복수개의 치공구 내부(200a,201a,202a,203a)에도 진공을 가함으로써, 복합재층(300) 내외부에서 치공구 및 복합재층에 압력이 작용되도록 한다. 이와 같은 내부 배깅 공정은 치공구의 내부(200a,201a,202a,203a)가 중공으로 형성되기 때문에 가능하다.Next, as shown in FIG. 10, the four tool tools 200, 201, 202, and 203 having the composite layer 300 formed on the outer surface thereof are aligned in order and closely adhered to each other according to the shape of the aircraft wing. In addition, a vacuum bagging process of applying a vacuum to the composite material 300 laminated on the outer surface of each of the tool tools 200, 201, 202, and 203 is performed. This vacuum bag process is for removing the gas contained in the resin layer. As shown in this case, by applying a vacuum not only outside the composite 300, but also inside the composite 300, that is, inside the plurality of tool (200a, 201a, 202a, 203a), the tool and the inside and outside of the composite layer 300 Apply pressure to the composite layer. This internal bagging process is possible because the interiors 200a, 201a, 202a, and 203a of the tool are hollow.

그리고 상기 치공구의 좌우측 플랜지부에 적층된 복합재층은, 인접하는 치공구의 플랜지부에 적층된 복합재와 서로 접촉되고, 경화공정에 의하여 양 복합재가 일체로 굳어진다. 이 경화공정은 복수개의 치공구에 적층된 복합재층을 소정의 온도와 압력으로 세팅된 오븐에 유지시켜, 상기 수지층이 상호 융착되어 굳어짐으로써 이루어진다. 이 때에 경화되는 복합재의 내외부의 압력차이가 없으므로, 플랜지부에 형성되는 항공기 날개의 스파에 크랙이 발생하거나 주름이 지는 것을 방지할 수 있다.The composite layer laminated on the left and right flange portions of the tool tool is brought into contact with the composite material laminated on the flange portion of the adjacent tool tool, and both composite materials are solidified by the curing process. This hardening process is performed by holding the composite material layer laminated | stacked on the several tool tool in the oven set to predetermined | prescribed temperature and pressure, and the said resin layer mutually fuse | melting and hardening. At this time, since there is no pressure difference between the inside and the outside of the hardened composite material, it is possible to prevent the occurrence of cracks or wrinkles in the spar of the aircraft wing formed in the flange portion.

이상의 설명에서와 같이 본 발명에 따른 복합재 항공기 날개용 치공구 제작방법 및 복합재 항공기의 날개 제작방법은 다음과 같은 이점을 가진다.As described above, the method for manufacturing a tool for a composite aircraft wing and the method for manufacturing a wing of a composite aircraft according to the present invention have the following advantages.

첫째, 적층할 복합재의 두께를 고려한 정확한 형상의 치공구를 용이하게 구현할 수 있다.First, it is possible to easily implement a tool of the correct shape in consideration of the thickness of the composite material to be laminated.

둘째, 복합재 날개의 스파에 주름이 지는 것을 방지할 수 있는 등 제품의 품질을 향상시킬 수 있다.Second, it can improve the quality of the product, such as to prevent wrinkles in the spar of the composite wing.

본 발명은 도면에 도시된 일 실시예를 들어 설명하였으나, 이는 예시적인 것에 불과하며, 본 발명의 기술적 범위내에서 당업자에 의해 다양한 형태로 변형가능함은 물론이다.Although the present invention has been described with reference to one embodiment shown in the drawings, it is merely exemplary, and can be modified in various forms by those skilled in the art within the technical scope of the present invention.

Claims (4)

외부 형상을 이루는 상,하부 스킨과 상기 상,하부 스킨 사이에 직립 설치된 복수개의 스파를 구비한 복합재 항공기의 날개 제작에 사용되는 다중 박스형 치공구를 제작 방법에 것으로서, 상기 날개와 동일한 외부 형상을 가진 매스터 모델의 상부표면과 하부표면에 각각 재료를 레이업하여, 상기 상부스킨에 대응하는 제 1 상부치구 및 상기 하부스킨에 대응하는 제 1 하부치구를 형성하는 제1단계와, 상기 제1 상부치구 및 제1 하부치구를 상기 매스터 모델로부터 분리하고, 상기 제1 상부치구 및 제1 하부치구의 내면에 각각 재료를 레이업하여 일정두께의 제2 상부치구 및 제2 하부치구를 형성하는 제 2 단계와, 상기 제2 상부치구 및 제2 하부치구 외면의 상기 스파에 대응하는 위치에 복수개의 직립격벽을 각각 형성하는 제 3단계와, 상기 제2 상부치구 및 제2 하부치구와 직립격벽의 외면에 재료를 레이업하여, 그 양단부에 플랜지가 구비된 복수개의 제 3 상부치구 및 제 3 하부치구를 각각 형성하는 제4 단계와, 상호 대응하는 상기 제3 상부치구와 제3 하부치구를 결합하여, 항공기 날개의 각부의 형상에 대응하는 복수개의 박스형 치공구를 형성하는 제 5 단계를 구비하여 된 것을 특징으로 하는 복합재 항공기 날개용 치공구 제작방법.A method of manufacturing a multi-box tool for use in the manufacture of a wing of a composite aircraft having a plurality of spars installed upright between an upper and a lower skin and an upper and lower skin forming an outer shape, the master having the same outer shape as the wing. A first step of laying up materials on the upper and lower surfaces of the model, respectively, to form a first upper jig corresponding to the upper skin and a first lower jig corresponding to the lower skin; A second step of separating a first lower jig from the master model and laying up materials on inner surfaces of the first upper jig and the first lower jig, respectively, to form a second upper jig and a second lower jig having a predetermined thickness; And a third step of respectively forming a plurality of upstanding bulkheads at positions corresponding to the spars on the outer surfaces of the second upper jig and the second lower jig, and the second upper jig and 2 a fourth step of laying up the material on the outer surface of the lower jig and the upright bulkhead to form a plurality of third upper jig and third lower jig with flanges at both ends thereof, and the third upper jig corresponding to each other; And a fifth step of combining the third lower jig to form a plurality of box-shaped tools corresponding to the shape of each part of the aircraft wing. 제1항에 있어서, 상기 제2 상부치구 및 제2 하부치구의 두께가 항공기 날개의 복합재의 두께와 동일한 것을 특징으로 하는 복합재 항공기 날개용 치공구 제작방법.The method of claim 1, wherein the thickness of the second upper jig and the second lower jig is the same as the thickness of the composite material of the aircraft wing. 제1항에 있어서, 상기 제 1상부치구 및 제 1 하부치구의 외면을 각각 지지하는 공작용지지대를 설치하는 단계가 더 포함된 것을 특징으로 하는 복합재 항공기 날개용 치공구 제작방법.The method of claim 1, further comprising the step of installing a mutual support for supporting the outer surface of the first upper jig and the first lower jig, respectively. 제1항에 있어서, 상호 결합되는 상기 제 3 상부치구와 제 3 하부치구 중 적어도 하나의 치구에 결합용 나사를 수용하는 공간을 형성하기 위한 격벽을 설치하는 단계가 더 구비된 것을 특징으로 하는 복합재 항공기 날개용 치공구 제작방법.The composite material according to claim 1, further comprising installing a partition wall to form a space for receiving a coupling screw in at least one of the third upper jig and the third lower jig to be coupled to each other. Method of manufacturing a tool for aircraft wing.
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