KR100254264B1 - 항공기용 훼어링부와 그 제조 방법 - Google Patents

Abstract

본 발명은 항공기의 훼어링부와 그 제조 방법에 관한 것이다.

항공기 동체부와 항공기 동체부에 횡방향으로 연장된 항공기 날개부가 상호 결합되는 부위에 분리가능한 필름을 부착하는 단계; 필름상에 다수개의 템플레이트를 장착하는 단계; 템플레이트의 주변에 발포성 수지를 도포하여 레이업 몰드를 형성하는 단계; 레이업 몰드상에 복합재를 적층하여 훼어링부를 형성하는 단계; 훼어링부를 경화하는 단계;및 형성된 훼어링부를 분리하여 항공기 동체부와 날개부가 결합되는 부위에 조립하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 훼어링부와 그 제조 방법을 제공한다.

본 발명에 따르면, 훼어링부가 항공기 동체부와 날개부의 결합 부위에 직접적으로 제작되므로 훼어링부의 형상이 소기의 실제 형상과 일치하고, 별도로 작업 치구를 제작하지 않기 때문에 조립 공수가 줄어들고, 작업 치구의 제작 비용이 감소된다.

Description

항공기용 훼어링부와 그 제조 방법

본 발명은 항공기 훼어링부 및 그 제조 방법에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 항공기의 동체부와 날개부가 결합되는 부위에 설치되는 훼어링부와 그 제조 방법에 관한 것이다.

통상적으로 항공기는 동체부와 주익부(main wing), 미익부(tail wing) 등의 여러 가지 구조물의 조합에 의하여 구성된다. 최근에 개발된 엔지니어링 플라스틱(engineering plastic)과 화이버(fiber)등으로 이루어진 복합재에 의하여 상기 구조물들을 제작하는 경우에는, 소정 형상의 작업 치구를 사용하여 이 작업 치구위에 복합재를 적층하여 항공기 단품들을 성형하고, 상기 각 단품의 가장자리가 상호 연결되어 이 연결 부위가 본딩되거나 혹은 별도의 고정 수단에 의하여 고정됨으로써 항공기가 완성된다.

도 1은 통상적인 항공기의 외부 사시도를 도시한 것이다.

상기 항공기는 좌측 스킨(11)과 우측 스킨(11′)이 상호 연결되고, 그 가장자리가 결합되어 이루어진 항공기 동체부(10)와, 상기 항공기 동체부(10)의 횡방향으로 각각의 측면 하부에 결합되는 주익부(12)와, 미익부(13) 등을 구비하여 구성된다.

상기 주익부(12)와 항공기 동체부(10)가 결합되는 부위에는 그 외면이 유선형으로 연결되도록 훼어링부(fairing,14)가 설치되는데, 이와 같이 항공기에 훼어링부(14)를 설치하는 것은 항공기의 외부 형상에 각이 생기지 않도록 매끄럽게 형성하고, 상기 항공기 동체부(10)와 상기 주익부(12)의 결합부에서 발생하는 항력을 감소시키기 위해서이다. 항력은 항공기가 전진하는 것을 방해하고 결과적으로 양력의 저하를 초래하며, 항공기가 비행할 때뿐만 아니라 이착륙할때에도 바람직하지 않은 영향을 준다.

도 2a는 종래의 훼어링부(24)를 성형하는 작업치구(20)를 도시한 분리 사시도이고, 도 2b는 도 2a에 의해 형성된 상기 훼어링부(24)가 상기 항공기 동체부(10)와 주익부(25)의 결합부위에 형성된 단면을 도시한 것이다.

도면을 참고로 하여 상기 훼어링부(24)를 제작하는 공정을 살펴보면, 상기 훼어링부(24)를 제작하기 위해서는 먼저 작업 치구(20)를 제작한다. 상기 작업 치구(20)는 소정 크기의 판상 부재(21)와, 마스타 투울(master tool,22)을 포함하며, 상기 마스타 투울(22)은 상기 판상 부재(21)상에 상기 훼어링부(24)가 형성되는 모체를 이루도록 석고 내지 수지를 이용하여 제작된다. 이어서, 상기 마스타 투울(22)상에는 치구 역할을 하는 레이업 몰드(lay-up mold,23)를 형성하게 된다. 상기 레이업 몰드(23)는 외표면의 형상이 훼어링부(24)의 형상과 대응한다.

상기 레이업 몰드(23)상에는 유리 섬유나 흑연에 에폭시 수지가 함침된 프리프레그(prepreg)를 적층한다. 이와 같이 레이업 몰드(23)상에 적층된 프리프레그는 오토 클레이브(auto clave)에 넣어 열경화됨으로써 상기 훼어링부(24)로 형성된다.

상기와 같이 마련된 훼어링부(24)는 결합 수단을 이용하거나, 본딩하여 상기 동체부(10)와 주익부(25)의 결합 부위에 조립하게 된다.

이와 같이 구성된 종래의 훼어링부(24)에는 다음과 같은 문제점이 있다.

첫째, 종래의 훼어링부(24)를 제작하는 작업 공정은 별도의 작업 치구(20)를 제작하고, 그 위에서 상기 훼어링부(24)를 형성하는 방식이므로 공정이 다소 복잡하여 상기 작업 치구(20)의 제작이 어렵다.

둘째, 이와 같이 완성된 종래의 훼어링부(24)는 별도의 작업 치구(20)를 사용하여 완성하였기 때문에 설계시의 소기 형상과 형상이 일치하지 않는다. 따라서, 많은 작업 공수가 발생하게 된다.

셋째, 훼어링부(24)는 특별히 힘을 받지 않는 구조물임에도 불구하고 오토 클레이브내에서 열경화됨으로써 제작 비용이 과다하다.

본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로서, 항공기 동체부와 날개부가 결합되는 부위에 훼어링부를 직접적으로 제조하는 항공기용 훼어링부와 그 제조방법을 제공하는데 그 목적이 있다.

도 1은 통상적인 복합재 항공기의 사시도,

도 2a는 종래의 항공기의 작업 치구를 도시한 분리 사시도,

도 2b는 종래의 동체부와 주익부가 결합한 상태를 도시한 단면도,

도 3은 본 발명에 따른 훼어링부가 형성되는 작업 치구를 도시한 사시도.

<도면의 주요부분에 대한 부호의 간단한 설명>

10. 항공기 동체부 11. 좌측 스킨

11′. 우측 스킨 12,25. 주익부

13,26. 미익부 14,24,34. 훼어링부

20. 작업 치구 21. 판상 부재

22. 마스타 투울 23. 레이업 몰드

31. 필름 32. 템플레이트

33. 발포성 수지

상기와 같은 목적을 달성하기 위하여 본 발명의 항공기의 훼어링부와 그 제조 방법은,항공기 동체부와 상기 항공기 동체부에 횡방향으로 연장된 항공기 날개부가 상호 결합되는 부위에 분리가능한 필름을 부착하는 단계; 상기 필름상에 다수개의 템플레이트를 장착하는 단계; 상기 템플레이트의 주변에 발포성 수지를 도포하여 레이업 몰드를 형성하는 단계; 상기 레이업 몰드상에 복합재를 적층하여 훼어링부를 형성하는 단계; 상기 형성된 훼어링부를 경화하는 단계; 및 상기 훼어링부를 분리하여 상기 항공기 동체부와 날개부가 결합되는 부위에 조립하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 한다.

본 발명에 따르면, 상기 훼어링부를 형성하기전에 소정의 접합제를 이용하여 레이업 몰드의 표면을 다듬질하는 단계를 더 포함하는 것이 바람직하다. 또한, 상기 훼어링부의 경화는 상온에서 이루어지는 것을 특징으로 한다.

본 발명의 다른 특징에 따르면, 항공기 동체부와 상기 항공기 동체부에 횡방향으로 연장된 항공기 날개부가 결합되는 부위에 필름을 부착하고, 상기 필름상에 다수개의 템플레이트를 장착하고, 상기 템플레이트의 주변에 도포되는 발포성 수지로 형성된 레이업 몰드를 형성하고, 상기 레이업 몰드상에 복합재를 적층하고, 상기 적층된 복합재를 상온 경화시킴으로써 형성된 훼어링부를 제공한다.

이하에서 첨부된 도면을 참조하면서 본 발명에 따른 항공기 훼어링부의 바람직한 실시예를 상세히 설명하고자 한다.

앞서 도시된 도면에서와 동일한 참조 번호는 동일한 구성 요소를 가리킨다.

도 1 및 도 2b에 도시된 바와 같이, 항공기는 좌측 스킨(11)과 우측 스킨(11′)이 상호 결합되어 몸체를 형성하는 항공기 동체부(10)와, 상기 항공기 동체부(10)의 측면 하부를 따라 결합되는 날개부, 예컨대 주익부(12)와, 상기 항공기 동체부(10)와 주익부(12)가 결합되는 부위에 설치되는 훼어링부(34)를 구비하여 구성된다. 이 때, 상기 훼어링부(34)가 설치되는 이유는 상기 항공기 동체부(10)와 주익부(12)가 연결되는 부위에 발생하는 항력을 감소시키기위해서이다.

본 발명에 따른 훼어링부(34)를 제작하는 공정은 다음과 같다.

도 3은 상기 항공기 동체부(10)와 주익부(12)가 결합되는 부위에 형성되어 있는 훼어링부(34)의 작업 치구를 도시한 것이다.

먼저, 상기 항공기 동체부(10)와 상기 항공기 동체부(10)의 측면에 설치되는 주익부(12)가 상호 결합되는 부위에 분리 가능한 소정의 필름(31)을 부착한다. 이와 같이 필름(31)을 부착하는 이유는 이후에 상기 필름(31)의 상부 표면위에서 레이업 몰드(lay up mold)와 훼어링부가 완성된 후, 상기 항공기 동체부(10)와 주익부(12)의 결합부위에서부터 이들의 분리를 용이하게 하기 위해서이다.

이어서, 상기 필름(31)상에는 레이업 몰드의 형상을 유지하도록 상기 항공기 동체부(10)와 주익부(12) 사이에 다수개의 템플레이트(32)를 설치하여 레이업 몰드의 골간을 이루도록 한다.

이어서, 발포성 수지(33) 이를테면, 폴리비닐 클로라이드(PolyVinyl Chloride,PVC)의 폼(foam) 등으로 상기 템플레이트(32)의 주변에 포밍(forming) 작업을 수행하여 레이업 몰드를 형성한다. 상기 발포성 수지(33)는 시간이 경과되면 고체화되는 특성을 가진다.

또한, 발포성 수지(33)로 제조된 레이업 몰드는 그 위에 복합재를 적층하여 훼어링부를 제조할 수 있는 작업 치구의 역할을 하게 된다.

이와 같이 완성된 레이업 몰드는 표면 거칠기가 좋지 않으므로 소정의 접합제, 이를테면 퍼티(putty)를 이용하여 포밍된 부위를 평활하게 다듬질하게 된다.

매끈하게 다듬어진 상기 포밍된 부위상에는 유리 또는 흑연천에 에폭시 수지를 함침을 시켜 적층하여 상온에서 경화시킨다.

소정시간 상온 경화된 훼어링부는, 상기 동체부(10)와 주익부(12)의 결합 부위에 접착된 상기 필름(31)을 분리한 다음, 상기 훼어링부가 필름(31)상에 형성된 레이업 몰드로부터 분리함으로써 완성하게 된다.

이와 같이 완성된 훼어링부는 상기 항공기 동체부(10)와 상기 주익부(12)가 결합되는 부위에 설치되고, 볼트등과 같은 결합수단이나 접착제등과 같은 접합수단을 이용하여 조립하게 된다.

이상의 설명에서와 같이 본 발명의 항공기의 훼어링부의 제조 방법을 개선함으로써 다음과 같은 효과를 얻을 수 있다.

첫째, 훼어링부를 제작시 상온에서 경화가 가능하므로 오토 클레이브에 넣어서 행하는 가열 경화 공정이 필요없다.

둘째, 훼어링부가 항공기 동체부와 날개부의 결합 부위에 직접적으로 제작되므로 훼어링부의 형상이 소기의 실제 형상과 일치된다.

셋째, 별도로 작업 치구를 제작하지 않기 때문에 조립 공수가 줄어들고, 작업 치구의 제작 비용이 감소된다.

본 발명은 도면에 도시된 일 실시예를 참고로 설명되었으나 이는 예시적인 것에 과하며, 본 기술 분야의 통상의 지식을 가진 자라면 이로부터 다양한 변형 및 균등한 타 실시얘가 가능하다는 점을 이해할 것이다. 따라서 본 발명의 진정한 기술적 보호 범위는 첨부된 등록청구범위의 기술적 사상에 의해 정해져야 할 것이다.

Claims (6)

1. 항공기 동체부와 상기 항공기 동체부에 횡방향으로 연장된 항공기 날개부가 상호 결합되는 부위에 분리가능한 필름을 부착하는 단계;

   상기 필름상에 다수개의 템플레이트를 장착하는 단계;

   상기 템플레이트의 주변에 발포성 수지를 도포하여 레이업 몰드를 형성하는 단계;

   상기 레이업 몰드상에 복합재를 적층하여 훼어링부를 형성하는 단계;

   상기 훼어링부를 경화하는 단계;및

   상기 형성된 훼어링부를 분리하여 상기 항공기 동체부와 날개부가 결합되는 부위에 조립하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 훼어링부의 제조 방법.
2. 제 1 항에 있어서,

   상기 훼어링부를 형성하기전에 소정의 접합제를 이용하여 레이업 몰드의 표면을 다듬질하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 훼어링부의 제조 방법.
3. 제 2 항에 있어서,

   상기 접합제는 퍼티(putty)인 것을 특징으로 하는 항공기 훼어링부의 제조 방법.
4. 제 1 항에 있어서,

   상기 복합재는 유리 섬유 또는 흑연 천에 에폭시 수지를 함침하여 적층하는 것을 특징으로 하는 항공기 훼어링부의 제조 방법.
5. 제 1 항에 있어서,

   상기 훼어링부의 경화는 상온에서 이루어지는 것을 특징으로 하는 항공기 훼어링부의 제조 방법.
6. 항공기 동체부와 상기 항공기 동체부에 횡방향으로 연장된 항공기 날개부가 결합되는 부위에 필름을 부착하고, 상기 필름상에 다수개의 템플레이트를 장착하고, 상기 템플레이트의 주변에 도포되는 발포성 수지로 형성된 레이업 몰드를 형성하고, 상기 레이업 몰드상에 복합재를 적층하고, 상기 적층된 복합재를 상온 경화시킴으로써 형성된 항공기용 훼어링부.

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