KR100424783B1 - Leading edge assembly structure for aircraft vertical stabilizer - Google Patents
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Abstract
본 발명의 항공기 날개의 리딩 에지 결합구조는 알루미늄 재질로서 긴 길이를 갖고 좁은 폭의 목을 형성한 웨지부를 구비함으로써, 웨지부에 부착되는 스킨과 함께 전체적으로 평평한 외표면을 제공할 수 있고, 하중 흐름(load flow)을 원활하게 할 수 있다. 이런 본 발명의 항공기 날개의 리딩 에지 결합구조는 항공기의 수직안정판(20)의 전방에 배치된 리딩 에지(100)에 적용되는 것으로서, 리딩 에지(100)가 상협하광상의 상하측변과, 상이한 경사각의 좌우측변을 갖는 한 쌍의 판재인 스킨(120, 121)과, 스킨(120, 121)의 내표면에 부착되어서 상부에서부터 하부로 갈수록 확장되는 단면을 갖도록 적층된 허니콤 코어(130)와, 허니콤 코어(130)의 상부에 배치되고 몸체(112)의 양측 경사면에 스킨(120, 121)의 끝단부 내표면에 접착되어서 리딩 에지(100)에 대응한 긴 길이를 일체로 갖는 웨지부(110)를 포함한다.The leading edge coupling structure of the aircraft wing of the present invention is made of aluminum, which has a long length and has a narrow neck, thereby providing an overall flat outer surface with a skin attached to the wedge, (load flow) can be smooth. The leading edge coupling structure of the aircraft wing of the present invention is applied to the leading edge 100 disposed in front of the vertical stabilization plate 20 of the aircraft, the leading edge 100 is different from the upper and lower sides of the upper and lower beams, different inclination angle A pair of skin plates 120 and 121 having left and right sides of the honeycomb core 130, which are attached to the inner surfaces of the skins 120 and 121 and have a cross section extending from an upper side to a lower side, Wedges disposed on an upper portion of the honeycomb core 130 and bonded to inner surfaces of end portions of the skins 120 and 121 on both inclined surfaces of the body 112 to integrally have a long length corresponding to the leading edge 100 ( 110).
Description
본 발명은 항공기 날개의 리딩 에지 결합구조에 관한 것이며, 더욱 상세하게는, 리딩 에지(leading edge)의 전체 높이에 대응하게 길이방향으로 연장된 단일 부품인 알루미늄 쐐기(wedge)를 구비한 항공기 날개의 리딩 에지 결합구조에 관한 것이다.The present invention relates to a leading edge coupling structure of an aircraft wing, and more particularly to an aircraft wing having an aluminum wedge, which is a single part extending longitudinally corresponding to the overall height of the leading edge. It relates to a leading edge coupling structure.
일반적으로 고정익 항공기 기체는 동체(fuselage), 날개(wing), 안정판(stabilizer), 조종면(control surface) 및 착륙 장치(landing gear)로 구성되어 있다. 동체는 항공기의 주 구조나 몸체를 의미하는 것으로서 화물, 조정실, 장비품, 승객 등을 위한 공간을 제공하며 착륙 장치의 장착점이 있으며, 날개는 비행 중 그 주위에 미치는 공기력에 의해 항공기를 공중에 지탱시키는 구조물이고, 안정판은 수평안정판(horizontal stabilizer)과 수직안정판(vertical stabilizer)이루 이루어져 있다.Fixed wing aircraft aircraft generally consist of a fuselage, a wing, a stabilizer, a control surface and a landing gear. The fuselage refers to the main structure or body of an aircraft, which provides space for cargo, cockpits, equipment, passengers, etc., and has a landing point for the landing gear. The wings support the aircraft in the air by the aerodynamic forces around it during the flight. It is a structure, and the stabilization plate consists of a horizontal stabilizer and a vertical stabilizer.
도 1에 도시한 바와 같이, 수직안정판(2)은 전투기와 같은 항공기 동체(1) 후미에 부착된 것으로서 날개형상의 단면을 갖고, 공기가 제일 먼저 접촉되는 리딩 에지(3)와, 하중을 전달하거나 응력에 견딜 수 있도록 설계된 토크 박스(4 ; torque box)와 방향타(5 ; rudder)로 구성되어 있다.As shown in FIG. 1, the vertical stabilization plate 2 is attached to the rear of an aircraft fuselage 1 such as a fighter, has a wing-shaped cross section, and transmits a load with a leading edge 3 to which air is first contacted. It consists of a torque box (4) and a rudder (5) rudder designed to withstand stress.
특히, 도 2에 확대 도시한 바와 같이, 리딩 에지(3)는 수직안정판(2)의 정면쪽 선단에 경사지게 축방향으로 배치된 부재로서, 알루미늄 허니콤 코어(8, 9)와,코어의 외부를 감싸는 알루미늄 스킨(6a, 6b)과, 스킨의 첨단쪽에 접착 필름으로 부착된 금속 캡(7)으로 이루어져 있다.In particular, as shown in an enlarged view in FIG. 2, the leading edge 3 is an axially disposed member inclined at the front end of the vertical stabilization plate 2, and includes the aluminum honeycomb cores 8 and 9 and the outside of the core. It consists of aluminum skins (6a, 6b) surrounding the, and a metal cap (7) attached to the tip of the skin with an adhesive film.
여기에서, 알루미늄 허니콤 코어(8, 9)는 알루미늄 박판을 벌집 모양으로 성형하여 상면과 하면을 접착하여 허니콤 샌드위치 구조를 형성한 것으로서, 90 ∼ 99%가 공간으로 되어 있어 강도비, 피로 강도, 중량 대 강성의 비가 큰 구조 부재이다. 이런 알루미늄 허니콤 코어(8, 9)는 접착 구조이므로 표면이 평평하고 리벳 결합과 같은 표면의 요철이 없는 특징을 갖고 있다.Here, the aluminum honeycomb cores 8 and 9 are formed by forming a honeycomb sandwich structure by forming an aluminum thin plate into a honeycomb shape and adhering the upper and lower surfaces to each other. It is a structural member having a large ratio of weight to rigidity. Since the aluminum honeycomb cores 8 and 9 are adhesive structures, the surfaces are flat and have no surface irregularities such as rivet bonds.
그러나 알루미늄 허니콤 코어(8, 9)는 코어 방향(종방향)으로 강도가 크고 이것과 직각으로 접착된 방향(횡방향)으로 강도가 낮다. 이런 허니콤 코어(8, 9)는 리딩 에지(3)의 좌우방향으로 코어 방향을 일치시켜서 대부분의 공기력을 전달받고 있으며, 코어를 충진한 리딩 에지(3)는 전투기의 수직안정판의 길이에 대응하게 긴 축 길이(약 3 미터)를 갖도록 다수의 부품으로 분리 제작되어 리벳(rivet)에 의해 조립되거나 접착되어 있다.However, the aluminum honeycomb cores 8 and 9 have high strength in the core direction (longitudinal direction) and low strength in the direction (lateral direction) bonded at right angles thereto. The honeycomb cores 8 and 9 correspond to the core direction in the left and right directions of the leading edge 3 to receive most of the aerodynamic force, and the leading edge 3 filled with the core corresponds to the length of the vertical stabilization plate of the fighter. In order to have a long shaft length (about 3 meters), a plurality of parts are separately manufactured and assembled or bonded by rivets.
또한 리딩 에지(3)의 첨단은 매우 뾰족한 예각을 갖고 있고, 비행중에 구름의 먼지, 물방울, 얼음 조각 등의 이물질과 직접 부딪쳐서 표면 손상과 크리프 파쇄(creep fracture)가 발생하는 것을 방지하기 위해서 금속 캡(7)으로 씌워져 있다.The leading edge of the leading edge 3 also has a very sharp acute angle and a metal cap to prevent surface damage and creep fractures from occurring due to direct contact with foreign objects such as cloud dust, water droplets and ice chips during flight. It is covered with (7).
따라서 종래의 리딩 에지는 약 3 미터 이상의 길이를 갖는 금속 캡과 허니콤 코어를 충진한 다수의 스킨 파트들을 오토크레이브(autoclave)에서 접착 경화시킨 결합구조를 갖기 때문에, 복합소재의 변형을 잡아주는 데 한계가 있으며, 중간에하중 흐름(load flow)의 단절이 발생되는 단점이 있다.Therefore, the conventional leading edge has a bonding structure in which a plurality of skin parts filled with a honeycomb core and a metal cap having a length of about 3 meters or more are adhesively hardened in an autoclave, thereby preventing deformation of the composite material. There is a limitation, there is a disadvantage that the interruption of the load flow occurs in the middle.
또한, 종래의 리딩 에지는 알루미늄 스킨에 덧씌워진 금속 캡(7)에 의해서 고른 표면을 형성하기가 어려워서, 전투기와 같은 특수 목적의 항공기에 적합하게 상대적으로 얇고 예리한 리딩 에지의 단면 구조를 형성하지 못하는 단점이 있다.In addition, conventional leading edges are difficult to form an even surface by the metal cap 7 overlaid on an aluminum skin, thus failing to form a relatively thin and sharp leading edge cross-sectional structure suitable for special purpose aircraft such as fighter aircraft. There are disadvantages.
따라서, 본 발명은 앞서 설명한 바와 같은 종래 기술의 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로서, 알루미늄 재질로서 긴 길이를 갖고 좁은 폭의 목을 형성한 웨지부를 구비함으로써, 웨지부에 부착되는 스킨과 함께 전체적으로 평평한 외표면을 제공할 수 있고, 하중 흐름(load flow)을 원활하게 할 수 있는 항공기 날개의 리딩 에지 결합구조를 제공하는 데 그 목적이 있다.Accordingly, the present invention has been made to solve the problems of the prior art as described above, by having a wedge portion having a long length and a narrow neck as an aluminum material, so that the overall flat with the skin attached to the wedge portion It is an object of the present invention to provide a leading edge coupling structure of an aircraft wing that can provide an outer surface and facilitate load flow.
도 1은 일반적인 군용 항공기 기체를 설명하기 위한 사시도,1 is a perspective view for explaining a general military aircraft aircraft,
도 2는 종래 기술에 따른 수직안정판의 리딩 에지 결합구조를 설명하기 위한 사시도,Figure 2 is a perspective view for explaining the leading edge coupling structure of the vertical stabilization plate according to the prior art,
도 3은 본 발명의 한 실시예에 따른 항공기 날개의 리딩 에지 결합구조의 배치관계를 설명하기 위한 측면도,Figure 3 is a side view for explaining the arrangement of the leading edge coupling structure of the aircraft wing according to an embodiment of the present invention,
도 4는 도 3에 도시된 항공기 날개의 리딩 에지 결합구조의 결합관계를 설명하기 위해 선 A-A를 따라 절단한 단면도,4 is a cross-sectional view taken along the line A-A to illustrate the coupling relationship of the leading edge coupling structure of the aircraft wing shown in FIG.
도 5는 도 3에 도시된 항공기 날개의 리딩 에지 결합구조의 주요부위를 설명하기 위한 사시도.5 is a perspective view for explaining the main portion of the leading edge coupling structure of the aircraft wing shown in FIG.
<도면의 주요부분에 대한 부호의 설명><Description of the symbols for the main parts of the drawings>
20 : 수직안정판 40 : 토크 박스20: vertical stabilizer 40: torque box
100 : 리딩 에지 110 : 웨지부100: leading edge 110: wedge portion
120, 121 : 스킨 130 : 허니콤 코어120, 121: Skin 130: Honeycomb Core
앞서 설명한 바와 같은 본 발명의 목적은, 항공기의 수직안정판의 전방에 배치되어서 방향타를 결합시킨 토크 박스의 정면에 고정된 항공기 날개의 리딩 에지 결합구조에 있어서, 리딩 에지는 상협하광상의 상하측변과 상이한 경사각의 좌우측변을 갖는 한 쌍의 판재인 스킨과, 스킨의 내표면에 부착되어서 상부에서부터 하부로 갈수록 확장되는 단면을 갖도록 적층된 허니콤 코어와, 허니콤 코어의 상부에 배치되고 몸체의 양측 경사면에 스킨의 끝단부 내표면에 접착되어서 리딩 에지에 대응한 긴 길이를 일체로 갖는 웨지부를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 날개의 리딩 에지 결합구조에 의해 달성된다.An object of the present invention as described above, in the leading edge coupling structure of the aircraft wing is disposed in front of the vertical stabilization plate of the aircraft fixed to the front of the torque box coupled to the rudder, the leading edge is the upper and lower sides of the upper and lower beams A pair of skins, which are a pair of plates having left and right sides of different inclination angles, a honeycomb core stacked on the skin's inner surface and having a cross section extending from top to bottom, and disposed on top of the honeycomb core and on both sides of the body It is achieved by the leading edge engaging structure of the aircraft wing, characterized in that it comprises a wedge portion integrally attached to the inner surface of the end portion of the skin to the inclined surface and having a long length corresponding to the leading edge.
또한, 본 발명에 따르면, 웨지부는 리딩 에지의 매끄러운 외관을 유지시키면서 스킨을 부착시킬 수 있도록, 화살촉과 같은 단면 형상으로 헤드와 몸체의 사이에 목을 형성하고 있는 것이 바람직하다.Further, according to the present invention, it is preferable that the wedge portion forms a neck between the head and the body in a cross-sectional shape such as an arrowhead so that the skin can be attached while maintaining the smooth appearance of the leading edge.
또한, 본 발명에 따르면, 스킨은 알루미늄 및 그 합금과, 카본/에폭시 및 아라미드/에폭시 등의 열경화성 수지계의 섬유 강화 복합 재료로 형성되어서 허니콤 코어와 웨지부의 몸체에 접착되는 것이 바람직하다.Further, according to the present invention, the skin is preferably formed of aluminum and its alloy, and a thermosetting resin-based fiber reinforced composite material such as carbon / epoxy and aramid / epoxy and bonded to the honeycomb core and the body of the wedge.
이하, 본 발명에 따른 항공기 날개의 리딩 에지 결합구조의 양호한 실시예를 첨부한 도면을 참조로 하여 상세히 설명하겠다.Hereinafter, with reference to the accompanying drawings a preferred embodiment of the leading edge coupling structure of the aircraft wing according to the present invention will be described in detail.
도면에서, 도 3은 본 발명의 한 실시예에 따른 항공기 날개의 리딩 에지 결합구조의 배치관계를 설명하기 위한 측면도이고, 도 4는 도 3에 도시된 항공기 날개의 리딩 에지 결합구조의 결합관계를 설명하기 위해 선 A-A를 따라 절단한 단면도이며, 도 5는 도 3에 도시된 항공기 날개의 리딩 에지 결합구조의 주요부위를 설명하기 위한 사시도이다.3 is a side view illustrating the arrangement relationship of the leading edge coupling structure of the aircraft wing according to an embodiment of the present invention, Figure 4 is a coupling relationship of the leading edge coupling structure of the aircraft wing shown in FIG. 5 is a cross-sectional view taken along line AA, and FIG. 5 is a perspective view for explaining a main portion of the leading edge coupling structure of the aircraft wing shown in FIG. 3.
도 3에 도시한 바와 같이, 본 발명의 리딩 에지(100)는 수직안정판(20)의 전방에 배치되어서, 방향타를 결합시킨 토크 박스(40)의 정면에 고정된다.As shown in FIG. 3, the leading edge 100 of the present invention is disposed in front of the vertical stabilization plate 20 and fixed to the front of the torque box 40 to which the rudder is coupled.
리딩 에지(100)는 높이 방향으로 연장되어 있으며, 일체형 즉, 다수의 파트들로 접합되거나 조합되지 않은 스킨(120)과 웨지부(110)를 구비하여 미려한 외표면을 갖는다.The leading edge 100 extends in the height direction and has a beautiful outer surface having a skin 120 and a wedge portion 110 which are integral, that is, not joined or combined into a plurality of parts.
여기에서, 스킨(120)은 리딩 에지(100)의 측면 형상에 대응하게 상협하광상의 상하측변과, 상이한 경사각의 좌우측변을 갖는 한 쌍의 판재를 의미한다. 스킨(120)은 통상의 항공기 구조 재료로 사용되는 알루미늄 및 그 합금과 같은 금속 재료와, 카본/에폭시 및 아라미드/에폭시 등의 열경화성 수지계의 섬유 강화 복합 재료(composite material)로 형성될 수 있다.Here, the skin 120 refers to a pair of plate having upper and lower sides of the upper and lower beams and left and right sides of different inclination angles corresponding to the side shape of the leading edge 100. The skin 120 may be formed of a metal material such as aluminum and an alloy thereof used as a conventional aircraft structural material, and a fiber-reinforced composite material of thermosetting resin such as carbon / epoxy and aramid / epoxy.
도 4와 도 5에 도시한 바와 같이, 웨지부(110)는 허니콤 코어(130)의 상부에 배치된다. 이런 웨지부(110)는 리딩 에지(100)의 매끄러운 외관을 유지시키면서 스킨(120, 121)을 부착시키도록, 화살촉과 같은 단면 형상으로 헤드와 몸체(112)의 사이에 목(111)을 형성하고 있다. 이런 웨지부(110)는 5축 수치제어 기계 가공 장치에 의해서 하나의 부품으로서 제작된 단일 재질의 부품이다. 즉, 웨지부(110)는 그 특성상 가볍고 비강도, 선단 강도, 고온 강도, 내식성 등이 뛰어나 상대적으로 크리프 파쇄에 강하며, 예리한 리딩 에지 단면 형상을 제작할 수 있게 기준면을 제공하고, 종래 기술에서 부품들을 연결하기 위한 추가적인 리벳이나 보조 구조물(종래 기술의 금속 캡)들을 사용하지 않게 하며, 또한 연속적인 하중 패스(load path)를 얻을 수 있는 효과가 있다.As shown in FIGS. 4 and 5, the wedge part 110 is disposed above the honeycomb core 130. This wedge 110 forms a neck 111 between the head and the body 112 in a cross-sectional shape, such as an arrowhead, to attach the skins 120 and 121 while maintaining a smooth appearance of the leading edge 100. Doing. This wedge part 110 is a part of a single material manufactured as one part by a 5-axis numerical control machining apparatus. That is, the wedge part 110 is light in nature, excellent in specific strength, tip strength, high temperature strength, corrosion resistance, and the like, and relatively resistant to creep fracture, and provides a reference surface for producing a sharp leading edge cross-sectional shape, and in the prior art, It eliminates the use of additional rivets or auxiliary structures (prior art metal caps) to connect them, and also has the effect of obtaining a continuous load path.
이런 웨지부(110)는 헤드의 하부로 일체형의 몸체(112)를 형성하고 있다. 여기에서, 웨지부(110)의 몸체(112)는 리딩 에지의 경사기울기와 동일하게 증가하는 치마 형상의 단면적을 갖고 양측 경사면을 통해 스킨(120, 121)에게 접착표면을 제공한다. 즉, 스킨(120, 121)의 내표면은 개재된 접착 필름을 통해서 웨지부(110)의 몸체(112) 양측 경사면에 각각 접합된다. 또한, 스킨(120, 121)과웨지부(110)에 둘러싸인 허니콤 코어(130)는 웨지부(110)의 몸체(112) 끝단과 일치하는 상부에서부터 하부로 갈수록 확장되는 단면을 갖게 적층되어 스킨(120, 121)의 내표면에 접착되어 있고, 웨지부(110)와 함께 상기 스킨(120, 121)을 지지하여 전체적으로 본 발명의 리딩 에지(100)가 고른 표면 형상을 갖게 한다.This wedge portion 110 forms an integral body 112 under the head. Here, the body 112 of the wedge portion 110 has a skirt-shaped cross-sectional area that increases equally to the slope of the leading edge and provides an adhesive surface to the skin 120, 121 through both slopes. That is, the inner surfaces of the skins 120 and 121 are respectively bonded to the inclined surfaces of both sides of the body 112 of the wedge part 110 through the interposed adhesive film. In addition, the honeycomb cores 130 surrounded by the skins 120 and 121 and the wedge part 110 are laminated to have a cross section extending from an upper part to a lower part corresponding to an end of the body 112 of the wedge part 110. It is adhered to the inner surfaces of the 120 and 121, and supports the skin 120 and 121 together with the wedge portion 110 so that the leading edge 100 of the present invention has an even surface shape as a whole.
따라서, 리딩 에지(100)에는 웨지부(110)의 축방향 또는 스킨(120, 121)의 전단방향으로 하중 흐름의 단절없이 하중 패스(load path)가 형성된다.Accordingly, a load path is formed in the leading edge 100 without interruption of the load flow in the axial direction of the wedge portion 110 or in the shear direction of the skins 120 and 121.
그리고, 스킨(120, 121)과 부분적으로 접착된 웨지부(110)는 하나의 단일 부품으로서, 알루미늄 재질이고, 리딩 에지(100)의 길이에 대응한 긴 길이(h)를 일체로 갖고, 'T-50'과 같은 초음속 고등훈련기의 리딩 에지(100)에 적용시, 그 길이는 약 10 피트(ft), 즉 3 미터 이상을 갖는다.In addition, the wedge portion 110 partially bonded to the skins 120 and 121 is a single component, made of aluminum, and integrally has a long length h corresponding to the length of the leading edge 100. When applied to the leading edge 100 of a supersonic advanced trainer such as the T-50 ', its length is about 10 feet (ft) or more.
앞서 상세히 설명한 바와 같이 본 발명의 항공기 날개의 리딩 에지 결합구조는 자체적이고 혁신적인 국내 항공기 제작기술을 바탕으로 초음속 고등훈련기(T-50)의 리딩 에지에 적용되어 웨지부를 중심으로 스킨과 허니컴을 부착시켜서, 리딩 에지의 부품 조립 수를 줄일 수 있고, 연속적인 하중 패스(load path)를 얻을 수 있는 효과가 있으며, 제작 작업이 용이한 장점이 있다.As described in detail above, the leading edge coupling structure of the aircraft wing of the present invention is applied to the leading edge of the supersonic advanced trainer (T-50) based on its own and innovative domestic aircraft manufacturing technology to attach a skin and honeycomb around the wedge part. In this case, the number of parts assembled at the leading edge can be reduced, and a continuous load path can be obtained.
또한, 본 발명의 항공기 날개의 리딩 에지 결합구조는 감소된 부품 조립수에 따라 항공기 기체의 경량화를 도모할 수 있고, 웨지부를 통해 복합소재의 변형을 원천적으로 잡아주어 구조적 안정성을 극대화시킬 수 있는 장점이 있다.In addition, the leading edge coupling structure of the aircraft wing of the present invention can reduce the weight of the aircraft aircraft according to the reduced number of parts assembly, and the original wedge portion to hold the deformation of the composite material to maximize the structural stability There is this.
또한, 본 발명의 항공기 날개의 리딩 에지 결합구조는 웨지부를 단일의 부품으로 제작하는 기계 가공 기술을 발전시켜 3m 이상의 웨지부를 제작하여서 초음속 고등훈련기의 수직안정판에 사용하고, 사용에 따른 구조적 안정성을 검증케 함으로써, 이와 유사한 구성을 갖는 수평안정판과 헬기의 로터 등의 리딩 에지에 적용하여 사용할 수 있는 부가적인 장점이 있다.In addition, the leading edge coupling structure of the aircraft wing of the present invention is advanced to the machining technology to manufacture the wedge part as a single part to make a wedge part of 3m or more to use in the vertical stabilization plate of the supersonic advanced trainer, and verify the structural stability according to the use By this, there is an additional advantage that can be applied to the leading edge of the horizontal stabilizer plate and the rotor of the helicopter having a similar configuration.
이상에서 본 발명의 항공기 날개의 리딩 에지 결합구조에 대한 기술사상을 첨부도면과 함께 서술하였지만 이는 본 발명의 가장 양호한 실시예를 예시적으로 설명한 것이지 본 발명을 한정하는 것은 아니다. 또한, 이 기술분야의 통상의 지식을 가진 자이면 누구나 본 발명의 기술사상의 범주를 이탈하지 않는 범위내에서 다양한 변형 및 모방이 가능함은 명백한 사실이다.The technical idea of the leading edge coupling structure of the aircraft wing of the present invention has been described above with the accompanying drawings, but this is only illustrative of the best embodiment of the present invention and is not intended to limit the present invention. In addition, it is obvious that any person skilled in the art can make various modifications and imitations without departing from the scope of the technical idea of the present invention.
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| US4304376A (en) * | 1977-12-05 | 1981-12-08 | The Boeing Company | Composite honeycomb core structures and single stage hot bonding method of producing such structures |
| US4565595A (en) * | 1981-09-30 | 1986-01-21 | The Boeing Company | Method of making composite aircraft wing |
| JPH01260298A (en) * | 1988-04-11 | 1989-10-17 | Fuji Heavy Ind Ltd | Radio wave absorbing structural body |
| KR19980045670A (en) * | 1996-12-10 | 1998-09-15 | 추호석 | Skin for wing of aircraft and manufacturing method thereof |
-
2001
- 2001-11-02 KR KR10-2001-0068256A patent/KR100424783B1/en active IP Right Grant
Patent Citations (4)
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| KR19980045670A (en) * | 1996-12-10 | 1998-09-15 | 추호석 | Skin for wing of aircraft and manufacturing method thereof |
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|---|---|
| KR20030037149A (en) | 2003-05-12 |
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