KR101558987B1 - 복합재 장 구조 부재 - Google Patents

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Abstract

항공기 구조용으로 사용되는 날개보(102)와 같은 복합 재료 장 구조 부재는, 상부 및 하부 플랜지(104,106) 사이에 배치된 웨브(108)를 포함한다.
상기 웨브(108)는 상기 날개보(102)의 날개-루트-끝단 쪽으로 제 1부분에서 길이 L에 평행한 축(164) 주위에 시계방향의 휘어짐 및 상기 날개보(102)의 날개-팁-끝단 쪽으로 제 2부분에서 반시계 방향으로 반대 방향 휘어짐을 포함한다.
상기 날개보(102)의 형상은, 그것의 길이(L)를 따라 비선형적으로 변할 수 있고, 이에 따라 상기 상부 플랜지(104)의 끝단으로부터 상기 하부 플랜지(106)의 끝단으로 측정된 상기 날개보의 형상은 상기 길이(L)에 따라 증가하는 거리와 함께 선형적으로 변화한다.
상기 날개보(102)의 제조 과정 동안 발생하는 위험은, 불필요한 주름짐, 눌려짐 또는
상기 부재(102)의 형상이 비선형적으로 변화하는 영역에서 복합 재료 층들의 불필요한 주름짐, 눌려짐 또는 늘어남과 같은 상기 날개보(102)의 제조 과정 동안 발생하는 위험은 이러한 배치들에 의해 감소될 수 있다.

Description

복합재 장 구조 부재{Elongate Composite Structural Members}
본 발명은 항공기용 복합재료 구조에 관한 것이다.
보다 자세하게, 본 발명은 예를 들어 복합재 날개보(spar), 복합재 리브(rib, 날갯살), 복합재 보강재(stringer) 등과 같은 복합재 장 구조 부재에 관한 것이다.
또한, 본 발명은 예를 들어 적당하게 프로그래밍된 컴퓨터를 사용하여 복합재 장 구조 부재를 제조하는 방법 및 설계하는 방법에 관한 것이다.
날개보(spar), 리브(rib), 보강재(stringer) 등과 같은 복합재 장 구조 부재는 전형적으로 국지적 또는 포괄적 스케일 하에서 다른 구조에 구조적 지지를 제공하기 위해 사용된다. 예를 들어, 날개보 및 리브는 비행기 동체 구조 또는 에어포일(airfoil, 날개꼴) 박스를 위한 주골격을 제공하고, 보강재는 보강 부재로서 사용된다.
이러한 복합재 장 구조 부재는, 예를 들어 다른 부재를 지지, 보강 및/또는 강화하기 위하여, 다른 구성요소와 인접할 수 있는 부분들을 가진다. 상기 복합재 장 구조 부재가 인접하는 다른 구성요소는 비행기의 표면을 정의하는 외장의 부분 또는 패널의 형상일 수 있다.
이와 같은 복합재 장 구조 부재는 U자-형상, T자-형상, L자-형상 또는 다른 적당한 형상의 단면을 가질 수 있다. 전형적으로, 상기 구조 부재는 보강/지지되어질 구조/구성요소의 표면에 인접하도록 적용된 형상을 가지는 푸트(foot) 및 보강/지지되어질 구조/구성요소의 표면으로부터 떨어지고 상기 푸트로부터 돌출되는 웨브(web)를 가질 것이다.
상기 웨브는 상기 구조 부재의 강성/강도를 증가시키며, 때때로 상기 웨브는 상기 구조 부재의 깃(Blade)으로서 언급된다. 보강/지지되어질 구조/구성요소의 상기 표면의 두께 또는 형상은 변화할 수 있고, 그렇게 함으로써 상기 구조 부재에 인접한 상기 구조/구성요소의 표면에 국지적인 특징들을 생성할 수 있다. 그리하여, 상기 구조 부재의 상기 형상에 대응되는 변화들이 필요할 수 있다.
그러나 상기 구조 부재의 상기 형상에 국지적인 변화들은 복합재 구조 부재들을 제작할 때 제작상의 문제점들을 야기할 수 있다. 예를 들어, 비행기 날개 패널의 국지적인 강성 또는 보강성을 증가시키기 위해, 추가적인 보강성 또는 강성이 요구되는 곳에 국지적으로 상기 패널의 두께를 변화시키는 것은 일반적으로 사용된다. 이것은 날개-박스(wing-box)의 내부에서 볼 때 상기 패널에서 패드-업(pad-up) 되는 결과를 낳게 된다.
따라서, 상기 패널의 두께는, 연결된 날개보 또는 보강재의 상기 길이에 따라 방향을 증가하면서, 국지적으로 두꺼운 부분으로 증가될 수 있고, 얇은 부분으로 감소될 수 있다.
상기 패널에서 두께의 변화를 수용하기 위해서, 상기 연결된 날개보/보강재의 상기 푸트는 적절하게 증가하거나 감소될 필요가 있다. 그러므로, 상기 날개보/보강재의 형상은, 그 것의 길이를 따라 거리의 함수에 비례되는 단면 형상의 국지적인 변화들을 포함할 수 있다.
이에 따라, 패널을 보강할 때 사용되기 위한 구조 부재의 바람직한 형상은 복잡해질 수 있고, 선형적으로 대칭적인 형상으로부터 벗어날 수 있다. 따라서, 복잡한 형상을 가지는 복합재 구조 부재들을 제작하는 것은 어려울 수 있다.
만약, 상기 구조 부재의 단면 형상에 국지적인 변화들이 요구되면, 제작 공정 동안 결점들이 발생할 수 있다. 이러한 결점들은 보통, 상기 국지적인 형상의 관점에서 너무 많은 재료들이 있는 영역들에서 접혀지거나 또는 압축된 섬유 재료의 층들로부터 야기될 수 있다. 이 것은 최종적인 제품에 전형적으로 횡방향 주름들을 생기게 할 수 있다. 결점들은 또한, 상기 국지적인 형상의 관점에서 너무 적은 재료들이 있는 영역에서 늘어남 및/또는 눌려지는 섬유 재료의 층들로부터 야기될 수 있다. 이 것은 최종적인 제품에 전형적으로 종방향 주름들을 생기게 할 수 있다.
상술한 결점의 유형들(너무 적은 또는 너무 많은 재료들) 중 하나는 이러한 영역에 있는 상기 복합 재료에 불필요한 약화 및/또는 국지적인 내부 압축의 결과를 야기할 수 있다. 강성이 감소되는 결점들에 대응하기 위하여, 상술한 결점들은 이러한 영역들에 추가적인 재료를 부가하는 것에 의해 전형적으로 감안되고 적절한 마진(margin)이 설정된다. 이러한 기술은 무게면에서의 손해 및 과도한 구조적 부피를 야기한다.
본 발명은 상술한 바와 같은 문제점을 해결하기 위한 것으로, 본 발명은 복합재 장 구조 부재의 개선된 형상 및/또는 개선된 설계 방법 및/또는 제작 방법을 제공하기 위한 것이다.
본 발명의 첫 번째 면에 따르면, 항공기 구조용 장 구조 부재가 제공되고,
상기 구조 부재는 다수의 층들을 포함하는 복합 재료로부터 만들어지고,
상기 구조 부재는 푸트 및 상기 푸트로부터 연장되는 웨브를 가지며,
상기 구조 부재는, 다른 구조와 인접할 수 있도록 상기 푸트 위에 형성되는 제 1표면과, 상기 푸트 위에서 상기 제 1표면의 반대편에 위치되는 제 2표면과, 상기 웨브의 내부 또는 위에서 상기 제 1표면과 상기 복합 재료의 같은 층에 위치되는 제 3표면, 및 상기 웨브 위에서 상기 제 2표면과 상기 구조 부재의 같은 쪽에 위치되는 제 4표면을 한정하되,
상기 구조 부재의 단면 형상은, 제 1 및 제 2 추상 참조선 사이의 측지 거리가 상기 구조 부재의 적어도 길이의 일정 부분을 따라 길이 방향 거리의 함수로 실질적이고 선형적으로 증가하도록, 적어도 상기 길이의 일정 부분을 따라 변화하고,
상기 제 1 및 제 2 추상 참조선 각각은 측지선이고, 상기 구조 부재의 상기 길이의 적어도 일정 부분의 전체 길이를 가로질러 연장되며,
상기 제 1 추상 참조선은 상기 제 1표면에 위치하고, 상기 제 2 추상 참조선은 상기 제 3표면에 위치하며, 상기 측지 거리는 상기 구조 부재의 제 1 및 제 3표면을 따라 측정된다.
본 발명의 상기 첫 번째 면의 예에 따르면 상기 장 구조 부재는 그 것의 길이에 따른 거리의 함수로 선형적으로 변화하는 발달된 횡 방향 폭을 가지는 형상을 가진다.
상기 예의 맥락에서 상기 발달된 횡 방향 폭은 상기 구조 부재의 상기 푸트의 먼쪽 끝단에서의 점으로부터 상기 구조 부재의 웨브의 먼쪽 끝단에서의 점으로 상기 제 1 및 제 3표면에 따른 측지 거리이다.
선형적으로 변화하는 이러한 발달된 폭을 가지는 것은 국지적인 주름짐 및/또는 늘어남의 위험을 줄이는 방식으로 상기 구조 부재의 제작 공정 동안 놓여지도록 상기 구조 부재를 형성하는 상기 복합 재료의 층들을 허용한다.
이것은 제조 과정 동안 상기 구조 부재를 형성하기 위해 사용된 주형(mould)의 비평면 형상으로 상기 섬유들이 재료의 평평한 층들을 형성하는 상태로부터 처리될 때 상기 재료의 섬유들이 늘어나거나 또는 모여질 필요가 없기 때문이다.
상기 단면 형상은 바람직하게는 상기 부재의 길이에 따른 거리의 함수로 비선형적인 방식에서 변화한다. 예를 들어, 상기 웨브의 높이는 횡 방향 단면에서 볼 때 상기 구조 부재에 따른 길이와 함께 비선형적으로 변화할 수 있다.
발달된 폭을 선형적으로 변화하는 발달된 폭을 가지도록 구조 부재를 설계하는 것은 상기 웨브의 위치에서 변위와 상기 푸트의 위치에서 변위를 일치시키는 것에 의해 영향받을 수 있다. 이러한 기술은 본 출원과 같은날에 출원되고 같은 출원인에 의해 출원된 영국 특허 출원 "Composite Panel Stiffener" (PCT/GB2008/050480)에 개시되어 있다. 상기 출원의 내용은 전체적으로 본 발명과 관련되어 있다.
본 출원의 청구항들은 상기 출원에 개시된 특징들 중 어느 하나와 관련될 수 있다. 특히, 본 출원의 청구항들은 적어도 상기 구조 부재의 길이의 일부를 따라 변화하는 상기 구조 부재의 형상에 관련된 특징들을 포함하도록 정정되어, 상기 구조 부재의 길이를 따라 주어진 방향에서 거리가 증가되고, 상기 제 4표면이 상기 제 3표면으로 이동되는 것 처럼 상기 제 1표면이 상기 제 2표면으로 이동된다.
또한, 본 발명의 상기 구조 부재 (날개보, 리브, 보강재 또는 다른 구조의 형상을 가질 수 있다)는 상술한 바와 같은 관련된 특허 출원에 개시된 내용 또는 청구된 바에 따른 보강재의 특징과 관련하여 한정될 수 있다.
부가적으로, 발달된 폭을 선형적으로 변화하는 발달된 폭을 가지도록 구조 부재을 설계하는 것은, 예를 들어 상기 푸트가 상기 구조 부재의 길이을 따라 위로 및/또는 아래로 이동되는 만큼, 사이즈가 변화하는 상기 푸트와 상기 웨브 사이에 모따기/휘어진 부분을 도입하는 것에 의해 영향받을 수 있다.
이러한 기술은 본 출원과 같은날에 출원되고 같은 출원인에 의해 출원된 영국 특허 출원 "Improvements in Elongate Composite Structural Members" (PCT/GB2008/050485)에 개시되어 있다. 상기 출원의 내용은 전체적으로 본 발명과 관련되어 있다.
본 출원의 청구항들은 상기 출원에 개시된 특징들 중 어느 하나와 관련될 수 있다. 특히, 본 출원의 청구항들은 상기 푸트가 상기 구조 부재의 길이를 따라 위로 및/또는 아래로 이동되는 것 처럼 사이즈가 변화하는 상기 구조 부재의 푸트와 상기 웨브의 사이에 모따기/휘어진 부분과 같은 형상과 관련된 특징들을 포함하도록 정정될 수 있다. 또한, 본 발명의 상기 구조 부재는 상술한 바와 같은 관련되 특허 출원에 개시된 내용 또는 청구된 바에 따른 구조 부재의 특징과 관련하여 한정될 수 있다.
부가적으로, 선형적으로 변화하는 발달된 폭을 가지도록 구조 부재를 설계하는 것은 상기 웨브가 상기 구조 부재의 길이를 따라 거리의 함수로서 상기 푸트로부터 연장되는 곳의 각도를 변화하는 것에 의해 영향받을 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 의하면, 상기 구조 부재의 상기 형상은 상기 구조 부재의 길이를 따라 주어진 방향에서 증가하는 거리와 함께 변화하여, 상기 제 3표면은 일반적으로 상기 구조 부재의 길이에 맞춰 정렬된 축 주위에서 휘어진다.
상기 제 3표면의 휘어짐은 상기 구조 부재의 길이를 따라 제 1부분을 향해 일 방향에서 우세하게 이루어지며, 상기 구조 부재의 길이를 따라 제 2부분을 향해 반대 방향에서 우세하게 이루어진다.
또한, 상기 제 3표면의 휘어짐은, 예를 들어 상기 제 3표면이 인접한 영역들 사이의 경계에서 기울기의 큰 변화율을 가지는 서로 다른 기울기의 표면의 인접합 영역을 포함하는 것 처럼 실질적으로 단계적으로 영향을 받을 수 있다.
또한, 상기 제 3표면의 휘어짐은 상기 부재의 길이를 따라 증가하는 거리를 가지고 계속적으로 휘어지는 하나 이상의 영역을 포함할 수 있다.
본 발명의 일 실시예는 이렇게 휘어지는 제 3표면을 가질 수 있으나, 본 발명의 첫 번째 면과 일치하는 형상을 가지는 것은 아니다. 이에 따라, 본 발명의 두 번째 면은 항공기 구조용 장 구조 부재를 제공하며, 상기 구조 부재는 다수의 층들을 포함하는 복합 재료로부터 만들어지고,
상기 구조 부재는 푸트 및 상기 푸트로부터 연장되는 웨브를 가지며,
상기 구조 부재는, 다른 구조와 인접될 수 있도록 상기 푸트 위에 형성되는 제 1표면과, 상기 푸트 위에서 상기 제 1표면에 반대편에 위치되는 제 2표면과, 상기 웨브의 내부 또는 위에서 상기 제 1표면과 상기 복합 재료의 같은 층에 위치되는 제 3표면, 및 상기 웨브 위에서 상기 제 2표면과 상기 구조 부재의 같은 쪽에 위치되는 제 4표면을 한정하되,
상기 구조 부재의 단면 형상은, 적어도 상기 구조 부재의 길이의 일부를 따라 변화해서 상기 구조 부재의 길이를 따라 주어진 방향에서 거리가 증가되고, 상기 제 3표면이 일반적으로 상기 구조 부재의 길이에 맞춰 정렬되는 축 주위에서 휘어지며,
상기 제 3표면의 휘어짐은 상기 구조 부재의 길이를 따라 제 1부분을 향해 일 방향에서 우세하게 이루어지며, 상기 구조 부재의 길이를 따라 제 2부분을 향해 반대 방향에서 우세하게 이루어진다.
본 발명의 두 번째 면의 실시예에 따른 구조 부재가 상기 부재의 길이를 따라 증가하는 거리와 함께 선형적으로 변화하는 발달된 폭을 가진 형상을 가질 필요가 없는데 반해, 이렇게 선형적으로 변화하는 관계로부터의 편차는 복합재 구조 부재를 제작하는 동안 유용성을 줄 수 있을 정도로 휘어지는 것에 의해 줄어들 수 있다.
예를 들어, 이러한 휘어짐 및 반대 방향으로 휘어짐을 포함하는 상기 웨브의 특징은 국지적인 주름짐, 눌려짐 및/또는 늘어남의 위험을 줄이는 방식으로 상기 구조 부재의 제조 과정 동안 놓여지도록 상기 구조 부재를 형성하는 상기 복합 재료의 층들을 허용한다.
여기서, 상기 제 1부분은 상기 구조 부재의 상기 길이의 1/4 보다 길 수 있다. 상기 제 2부분은 상기 구조 부재의 상기 길이의 1/4 보다 길 수 있다.
본 발명의 두 번째 면에 관하여 본 발명의 실시예에 따르면, 비행기 날개용 복합재 날개보가 제공되며, 상기 날개보는 길이와 폭을 가지고, 상기 날개보는 웨브에 의해 연결되는 상부 및 하부 플랜지를 가지며, 복합 재료의 한 층은 상기 층의 한 쌍의 마주보는 끝단 사이에서 상기 웨브를 통하여 상기 상부 플랜지로부터 상기 하부 플랜지로 연장되고, 상기 날개보의 단면 형상은 상기 한 층의 영역에서 상기 날개보의 길이에 따른 거리와 함께 변화하고, 상기 한 쌍의 마주보는 끝단 사이의 상기 한 층을 따라 측정된 폭 방향의 측지 거리는 상기 층의 상기 거리를 따른 거리의 함수로서 실질적이고 선형적으로 증가한다.
여기서, 상기 장 구조 부재는 길이와 함께 변화함에 불구하고 일반적으로 같은 타입의 형상을 가지는 단면 형상을 가질 수 있다.
상기 단면 형상은 H자-형상일 수 있고, 예를 들어 두개의 푸트 및 상기 푸트들 사이에서 연장되는 웨브를 가질 수 있으며, 상기 웨브는 각 푸트의 중심선 근처 또는 각 푸트의 중심선으로부터 돌출될 수 있다.
한편, 상기 단면 형상은 U자-형상일 수 있고, 예를 들어 두개의 푸트 및 상기 푸트들로부터 연장되는 웨브를 가질 수 있으며, 상기 웨브는 각 푸트의 끝단 근처 또는 상기 각 푸트의 끝단으로부터 돌출될 수 있다.
또한, 상기 단면 형상은 Y자-형상일 수 있고, 예를 들어 같은 표면을 인접하기 위한 두개의 푸트 및 상기 두개의 푸트로부터 연장되는 웨브를 가질 수 있으며, 상기 웨브는 상기 두개의 푸트을 연결하는 상기 끝단 맞은편의 노출된 끝단을 가지는 깃(Blade)의 형상일 수 있다.
또한, 상기 단면 형상은 L자-형상일 수 있고, 예를 들어 하나의 푸트 및 상기 푸트의 끝단으로부터 연장되는 웨브를 가질 수 있으며, 상기 웨브는 상기 푸트를 연결하는 끝단 맞은편의 노출된 끝단을 가지는 블레이드의 형상일 수 있다.
본 발명은 위에서 한정한 것처럼 상기 구조 부재와 관련되나, 상기 구조 부재가 인접될 수 있도록 적용된 것에 반대되는 구조를 반드시 포함하는 것은 아니다.
본 발명의 상기 장 구조 부재는 항공기 구조의 일부분을 형성할 수 있다. 본 발명에서는 예를 들어 날개보의 형상, 다른 구성요소/구조, 항공기의 날개 패널 형상에 구조 부재가 제공될 수 있고, 여기서 상기 구조 부재는 상기 구성요소/구조 위에 설치될 수 있다.
본 발명은 예를 들어 에어포일(airfoil) 박스, 비행기 동체 또는 그것의 부분들과 같은 항공기 구조, 외장에 의해 경계가 한정되는 외부 표면을 제공하고, 여기서 상기 외장의 내부 표면은 본 발명에서 개시된 바에 따른 구조 부재와 일치하는 장 구조 부재의 푸트와 인접한다.
또한, 본 발명은 항공기, 외장에 의해 경계가 한정되는 외부 표면을 제공하고, 여기서 상기 외장의 내부 표면은 본 발명에서 개시된 바에 따른 장 구조 부재의 푸트와 인접한다.
또한, 본 발명은 복합재 장 구조 부재용 설계 모델을 만드는 방법을 제공하고, 여기서 상기 구조 부재는 본 발명에서 개시된 바에 따른 구조 부재이다.
또한, 본 발명은 웨브에 의해 연결되는 상부 및 하부 플랜지를 가지는 항공기 날개 날개보용 설계 모델을 만드는 방법을 제공하며,
상기 방법은, 적어도 만들고자 하는 날개보의 상부 및 하부 플랜지 양쪽 부분들의 원하는 형상, 상기 날개보의 팁 끝단에서 상기 플랜지들 사이의 간격 보다 상기 날개보의 루트 끝단에서 상기 플랜지들 사이의 간격이 더욱 크게 변화하고 상기 날개보의 길이에 따라 거리의 비선형 함수로 변화하는 상기 플랜지들 사이의 간격을 나타내는 제 1데이터를 제공하는 단계;
(i) 상기 날개보 모델의 길이에 따른 거리 및 (ii) 상기 상부 및 하부 플랜지들 사이의 간격에 의존하여 변화하는 거리 파라미터 사이의 선형적인 관계로부터의 편차들이 있는 제 1데이터로부터 확인되는 범위에서 만들어지는 변화들과, 상기 날개보 모델에 따라 적층된 복합 재료로부터 만들어진 날개보에 생성되는 결점들의 위험을 줄이기 위한 날개보 모델의 형상에 변화들을 생성하는 과정을 포함하는 날개보 모델의 상부 및 하부 플랜지들 및 웨브의 형상을 한정하는 제 2데이터 생성 단계;
상부 및 하부 플랜지들 및 웨브를 포함하는 날개보 모델을 출력하기 위하여 상기 제 1데이터 및 상기 제 2데이터를 사용하는 단계를 포함한다.
*상기 날개보의 상기 형상은 상기 제 1데이터에 의해 명시되지 않도록 남겨질 수 있다. 상기 제 1데이터는 상기 날개보에 의해 지지되기 위한 하중과 관련된 데이터 및/또는 예를 들어 상기 플랜지가 인접하는 것에 대항하는 상기 날개 패널의 형상과 같은 상기 상부 및/또는 하부 플랜지의 형상과 관련된 데이터를 포함할 수 있다.
여기서, 상기 거리 파라미터는 상기 상부 및 하부 플랜지의 끝단들 사이의 측지 거리의 척도일 수 있다.
또한, 상기 거리 파라미터는 상기 날개보(spar)의 발달된 폭의 척도일 수 있다. 상기 거리 파라미터는 (a) 하나의 선이 상기 상부 및 하부 플랜지들 중 하나 위에 있고, 다른 선이 상기 웨브 위에 있거나 또는 (b) 하나의 선이 상기 상부 및 하부 플랜지들 중 하나 위에 있고, 다른 선이 상기 상부 및 하부 플랜지들의 다른 하나 위에 있도록 위치해서, 제 1 및 제 2 측지선 사이의 측지 거리의 척도일 수 있다. 여기서, 상기 측지선 중 적어도 하나는 예를 들어 상기 날개보 모델의 상기 플랜지 외부 표면 위에 놓여질 수 있다. 상기 측지선 중 적어도 하나는 예를 들어 상기 날개보 모델의 상기 웨브 표면 위에 놓여질 수 있다.
그러나, 제 1 및 제 2측지선이 각각 상기 모델 내의 같은 레벨에 위치한 표면에 놓여져서 상기 레벨의 경계 내에서 간단하게 측정되는 것이 바람직하다. (여기서, 상기 레벨은 상기 모델에 따라 제작되는 복합재 날개보(spar)의 단일 가닥 섬유 재료과 평행하거나 또는 대응되는 레벨이다.)
한편, 상기 제 1데이터는 상기 리브의 모델 또는 상기 날개보가 인접을 위해 적용된 곳에 대항하는 날개 외장의 경계를 한정하는 데이터의 집합 중 일부를 형성할 수 있다. 그러므로, 상기 날개보 모델의 상기 플래지 중 적어도 하나의 바람직한 형상은 상기 데이터의 집합으로부터 간접적으로 추출될 수 있다.
본 발명의 실시예에 따르면, 상기 날개보 모델의 상기 형상에서 변화들은 상기 날개보 모델에 따라 적층된 복합 재료로부터 만들어진 날개보에 생긴 결점들의 위험을 줄이기 위해 생성될 수 있다.
예를 들어, 상기 날개보의 형상은 상기 웨브와 플랜지 사이의 각도가 상기 날개보의 길이에 따른 거리의 함수로 변화하는 것처럼 플랜지에 관하여 편향된 웨브를 포함한다. 상기 날개보의 형상은 상기 날개보 모델의 길이에 따른 거리 및 상기 거리 파라미터 사이의 선형적인 관계로부터의 편차를 제거하기 위해 설계될 수 있다.
여기서, 상기 설계 방법은 바람직하게는 예를 들어 적당하게 프로그래밍된 컴퓨터를 이용하여 전자적으로 수행될 수 있다. 또한, 상기 날개보 모델이 생성될 때, 날개보(spar)는 그렇게 생성된 모델에 대응되어 제작될 수 있다.
상기 날개보 모델의 상기 설계는 상기 날개보 모델을 나타내는 전자적 데이터와 함께 특정 국가에서 수행될 수 있고, 상기 날개보 모델은 이러한 제작 방법을 사용하기 위하여 다른 국가로 수출될 수 있다.
또한, 본 발명은 날개보를 제조하는 방법을 제공하며, 이러한 방법은 상술한 방법에 의해 생성된 날개보 모델에 의존하는 형상을 갖는 주형 기구를 제공하는 단계; 상기 주형 기구 위에 복합 재료의 층들을 쌓는 단계; 및 상기 복합 재료의 층들을 보존 처리하는 단계를 포함한다.
도 1은 본 발명의 제 1실시예에 따라 도시된 날개보의 측면도이다.
도 2는 본 발명의 제 1실시예에 따른 날개보 설계 방법을 사용한 날개보 모델의 바람직한 형상이다.
도 3a 내지 11b는 도 1에 도시된 날개보 형상의 경계를 한정하는 설계 모델에도 2에 도시된 모델이 전자적으로 도출될 수 있도록 어떻게 제작되는지 도시한 도이다.
도 12는 본 발명의 제 2실시예에 따른 날개보를 설계하는 방법을 도시한 도이고, 도 13a 내지 13d는 본 발명의 제 3실시예에 따른 날개보 모델을 도시한 도이다.
도 1에는 본 발명의 제 1실시예에 따라 도시된 날개보(spar)의 측면도가 도시되어 있다. 상기 날개보(2)는 다수의 층들을 포함하는 복합 재료로부터 만들어진다. 상기 날개보(2)는 날개의 상부 및 하부 표면들을 따라가는 두개의 플랜지(4,6)를 가진다. 따라서, 상기 날개보(2)는 웨브(8)에 의해 하부 플랜지(6)로 연결되는 상부 플랜지(4)를 가진다.
상기 상부 플랜지(4)는 상부 날개 외장(미도시)의 내부 표면에 인접하기 위해 형성된 제 1표면(10)을 가지고, 상기 날개보의 푸트(foot)를 형성하는 것으로 간주될 수 있다.
상기 상부 플랜지(4)의 제 1표면(10)의 반대편에는 제 2표면(12)이 위치한다. 상기 상부 플랜지(4) 상의 상기 제 1표면(10)은 상기 웨브(8) 상의 제 3표면(14)과 만나고, 상기 제 1 및 제 3 표면은 상기 날개보(2)의 같은편에 위치하며, 또한, 복합 재료 구조의 같은 층에 위치한다.
상기 제 3표면(14)의 반대편에는 제 4표면(16)이 위치한다. 상기 제 4표면(16)은 상기 웨브(8) 상에 위치하고, 상기 제 2표면(12) 처럼 상기 날개보(2)의 같은편에 위치하며, 또한, 상기 제 2표면(12) 처럼 상기 복합 재료 구조의 같은 층에 위치한다.
상기 상부 플랜지(4)와 비슷한 방식으로, 상기 하부 플랜지(6)(상기 날개보의 다른 푸트를 형성하는 것으로 간주될 수 있다)는 상기 하부 날개 외장(미도시)의 상기 내부 표면에 인접하도록 형성된 제 5표면(18)을 포함하고, 상기 제 5표면(18)은 상기 날개보(2)의 같은편에 위치하고, 또한, 상기 제 1 및 제 3표면(10,14) 처럼 상기 복합 재료 구조의 같은 층에 위치한다.
그리고, 제 6표면(20)은 제 2 및 제 4표면(12,16) 처럼 상기 날개보(2)의 같은편에 위치하는 상기 하부 플랜지(6)에 위치하고 또한, 상기 복합 재료 구조의 같은 층에 위치한다.
상기 복합재 날개보의 제작 과정 동안, 예를 들어 HDF(Hot Drape Forming) 공정에 의해, 내부 주형 라인(Inner Mould Line, IML)이 상기 제 2, 제 4 및 제 6 표면에 의해 경계가 한정되는 것에 반해, 외부 주형 라인(Outer Mould Line, OML) 표면은 상기 제 1, 제 3 및 제 5표면에 의해 경계가 한정된다.
도 1에 도시된 상기 날개보(2)의 형상은 도 2 내지 11b에 도시된 방법에 따라 설계된다. 본 발명의 제 1실시예에 따른 방법은 아래와 같이 날개보의 형상을 생성한다.
(1) 상기 상부 플랜지(4) 상의 상기 제 1표면(10)은 상기 날개보와 상기 외부 날개 외장 사이 경계면에서 상기 날개 외장의 바람직한 형상에 대응되는 형상을 가지게 한다.
(2) 상기 하부 플랜지(6) 상의 상기 제 5표면(18)은 상기 하부 날개 외장과 상기 날개보 사이 경계면에서 상기 날개 외장의 바람직한 형상에 대응되는 형상을 가지게 한다.
(3) 상기 날개보의 제 1, 제 3 및 제 5표면의 형상은 그것의 개선된 형상이 효과적으로 2차원 평면인 것과 같이 한다.
상기 구성요소의 개선된 형상이 2-D 평면이라는 것을 보장하는 것에 의해, HDP 공정 동안 놓여지는 섬유 매트의 층들이 접혀질 수 있게 되고, 섬유들을 모이게 하거나 늘어나게 함이 없이 또는 불필요한 주름들 내부 압축을 생기게 함이 없이 상기 내부 및 외부 주형 표면들에 의해 경계가 한정되는 것처럼 상기 날개보의 바람직한 형상에 적용될 수 있게 된다.
이하에서는 상기 본 발명의 제 1실시예에 따른 날개보(2)를 생산하기 위해 사용되는 설계 방법에 대해 설명한다. 도 2에는 날개보 모델의 바람직한 형상이 도시되어 있다. 여기서, 제 1 및 제 5표면(10,18)은 형상에서 요구되는 어떠한 국지적인 변화들을 포함하지 않고 날개의 일반적인 곡률(curvature)을 정의한다. (이 경우, 상기 형상은 일반적으로 걸윙(gull-wing) 형상으로 알려진 날개의 끝단으로부터 거리가 증가하고 곡률 반경이 감소하는 하부 표면을 가지는 종류이다.)
도 2에 도시된 상기 모델은 편평한 웨브 표면(8)을 가진다. 상기 제 1 및 제 5표면(10,18)은 90도의 각도에서 상기 웨브(8)와 만나고, 상기 웨브 및 플랜지 사이에는 필렛(fillet)/코너 반경이 없다.
추상 참조선 RL은 상기 참조선이 도 2에 도시된 상기 모델의 상부 플랜지 힐 라인(heel line)과 일치되는 경우에 정의된다. (상기 참조선 RL은 특별한 구성요소 형상에 의존하여 선택되어지고, 제작될 때 결국 형성되어질 상기 복합 재료의 섬유 축과는 관계가 없다.)
본 실시예에서, 상기 참조선이 상부 플랜지 힐 라인과 일치하는 동안, 도 1에 도시된 바와 같이 상기 힐 라인 RL에 평행하나 그것으로부터 이격된 상기 참조 라인 RL' 처럼, 수반되는 기하학적인 조작들이 의존하거나 참조하는 어떠한 다른 선들에 의해 동등하게 정의될 수 있다.
도 2는 상기 날개 외장 형상에 일치시키기 위해 패드-업/두께 변화들이 요구되는 곳에서 PU1 및 PU2의 두 범위를 보여준다.(32로 도시한 두 쌍의 선들에 의해 한정되는 도 2의 영역)
도 3a에 도시된 바와 같이, 제 2참조선 AB는 상기 하부 플랜지(6)과 상기 웨브(8) 사이의 접합부의 말단 끝에서 점 A,B를 연결하는 직선과 같이 정의된다. 스플라인 선(spline line, 30)은 아래에서 설명되는 것과 같은 방식에서 생성되는 다수의 오프셋 점(offset point, 24)을 연결하는 것에 의해 생성된다.
도 3a 및 도 3b를 참조하면, 점 22가 상기 참조선 RL의 길이를 따라 선택되고 법선(Normal Line) NL이 삽입되어 상기 법선 NL은 법선 방향에서 상기 선택된 점 22로부터 상기 참조선 RL으로 상기 웨브(8)의 평면 내에서 연장된다.(도 3a에 도시된 법선 NL1에 평행한 라인)
그다음, (a) 상기 하부 플랜지 끝단이 법선 NL을 두 점으로 잘라내는 점(28a) 및 (b) 상기 라인 AB가 상기 법선 NL을 두 점으로 잘라내는 점(28b) 사이의 간격과 동일한 거리에 의해, 오프셋 점(24)은 법선 방향에서 상기 하부 플랜지 끝단(26)으로부터 상기 웨브(8)로 분리되는 점에서 삽입된다.
도 4에 도시된 바와 같이, 오프셋 점(24)을 생성하는 단계는 여러번 반복되어지고, 부드러운 스플라인(30)의 삽입이 보장될 수 있도록 충분하고, 모든 오프셋 점(24)을 연결한다. 상기 오프셋 점(24)들은 두께/형상 변화의 최대와 최소 및 패드-업/두께의 경계들(32)에서 명확하게 생성된다.
이러한 방식 (일직선인 추상 참조선 AB로부터 으로 스플라인 선(30)을 생성하는 것에 의해 직선의 추상 참조선 AB로부터 상기 하부 플랜지 끝단(26)의 상기 간격에 기반한 선형적인 오프셋들을 가지는 방식) 상기 날개보의 발달된 폭은 발달된 폭에 가까워질 수 있게 되고, 상기 날개보의 길이에 따라 거리의 함수로 선형적으로 변화한다.
도 5a를 참조하면, 새로운 두 표면들(8,18)이 생성되어 있고, 상기 두 표면들은 상기 스플라인 선(30)에서 만난다. 상기 패드-업/두께 변화들의 상기 경계(32)들은 상기 경계(32)들을 상부로 돌출하는 것에 의해 상기 새로운 표면들(8',18') 위로 매핑(mapping)된다.(예들 들어, 원래의 편평한 웨브 표면(8)에 법선) 또한, 경사 경계(34)들은 증가되는 영역 R1 및 R2를 통하여 점진적으로 도달하기 위해 패드-업 영역 PU, PU2의 두께에 변화를 가할 수 있도록 적절한 위치에 삽입된다.
도 5는 상기 참조선 RL의 상기 길이를 따라 P1 내지 P10의 열가지 위치를 도시한다. 위치 P1 및 P10은 상기 참조선 RL의 말단 끝에 위치된다. 위치 P2, P5, P6 및 P9는 상기 증가되는 영역 R1 및 R2의 시작점들 및 끝단들에 의해 정의된다. 위치 P3, P4, P7 및 P8은 패드업 영역 PU1 및 PU2에 의해 정의된다.
상기 참조선 RL을 따라 각 위치 P1 내지 P10에서, 상기 상부 플랜지 선 및 개정된 웨브 선(8') 사이의 각도 θ는, 상기 참조선 RL에 평행한 법선을 가지는 평면 근처에서 얻어진 단면 내에서 측정된 바와 같이, 결정된다.
도 5b는 위치 P2에서 측정된 각도 θ2를 도식적으로 보여준다.
도 6을 참조하면, 기준 위치 P1으로부터 다른 위치 P2 내지 P10 각각으로 선형적인 길이 LL2 내지 LL10가 측정된다.
도 7a 및 도 7b를 참조하면 코너/필렛(fillet) 반경은 상기 상부 플랜지 끝단(참조선 RL과 일치함) 및 상기 하부 플랜지 끝단(26) 모두에서 상기 P1 내지 P10 위치 각각에 부가된다.
상기 코너/필렛(fillet) 반경의 크기는 상기 발달된 폭(developed width)에 의존되어 결정된다. 상기 발달된 폭은 거리 DL1, DL2 및 DL3 (도 7b 참조)을 결정하는 것에 의해 이 단계에서 결정되고, 상기 날개보 모델의 발달된 폭은 상기 측정된 거리 DL1, DL2 및 DL3의 합과 일치된다.
도 7b로부터 보여지는 것 처럼, 상기 거리 DL1은 상기 상부 플랜지 선의 높이이고, 상기 거리 DL2는 상기 변경된 웨브 형상(8)의 폭이고, 상기 거리 DL3은 상기 하부 플랜지 선의 높이이다. 한편, 상기 변경된 웨브 표면(8') 및 상기 하부 플랜지 표면(18') 사이의 각도 Φ는 P1 내지 P10 각 위치의 단면을 위하여 결정된다. (도 7b 참조)
첫 번째 위치 P1에서 상기 반경 ra1은 상기 상부 플랜지 끝단을 위해 설정되고, 비슷하게 상기 반경 rb1은 같은 단면 위치에서 상기 하부 플랜지 끝단를 위해 설정된다.
상기 상부 및 하부 플랜지 끝단들에 상기 반경 ra1 - ra10, rb1 - rb10는 상기 날개보의 상기 발달된 폭 DW 및 선형적인 관계로부터 상기 날개보의 길이에 따른 거리 사이의 관계에서 편차를 줄이기 위해 설정된다.
도 8을 참조하면, 상기 패드-업/두께 변화 표면 PU1, PU2은 상기 OML 표면으로부터 상기 IML 표면 방향에서 내부로 플랜징(flanging)된 표면을 조글링(joggling)하는 것 및 상기 IML으로부터 상기 OML 방향에서 외부로 상기 개정된 웨브 표면(8')을 조글링하는 것에 의해 상기 모델에 부가된다.
상기 플랜지 표면에 조글(joggle)을 일치하기 위해 상기 웨브 표면(8')을 조글링하는 것에 의해, 상기 날개보의 길이를 따라 임의로 주어진 점에서 상기 날개보의 발달된 폭은 많이 변경되지 않는다.
상기 경사 표면 RR1, RR2은 도 9에 도시된 바와 같이 상기 패드-업/두께 변화 표면 PU1, PU2을 연결하기 위해 생성된다. 따라서, 상기 첫 번째 패드-업 영역 PU1의 양쪽에 경사 영역 RR1이 위치되고, 두 번재 패드-업 영역 PU2의 양쪽에 경사 영역 RR2이 위치된다.
도 10a 및 도 10b를 참조하면, 상기 날개보의 길이를 따른 연속적인 위치 Pn에서 상기 발달된 폭 DWn이 계산되고, 상기 발달된 폭이 상기 날개보를 따라 길이 LLn로 선형적인 증가하는 것을 보장하기 위해 상기 반경 ra1 - ra10, rb1 - rb10이 변경된다. 위치 Pn에서 바람직한 발달된 폭 DWn은 아래의 수학식에 의해 계산될 수 있다.
DWn = DW1 + K LLn
여기서, DWn는 위치 P1에서 발달된 폭이고, K는 (DWend - DW1) / (날개보의 길이)와 같은 값이고, LLn은 위치 P1으로부터 위치 Pn의 날개보 길이에 평행한 방향에서 선형적인 간격이다. 이렇게 발달된 폭의 선형적인 변화를 제공하기 위해 상기 반경 ran 및 rbn는 아래의 수학식에 의해 계산될 수 있다.
Figure 112015065132018-pat00001
여기서, DLn은 위치 Pn에서 상기 날개보의 발달된 폭이다. (DLn = DL1 + DL2 + DL3 도 7b 참조) DWn, DLn, θn, Φn은 알려진 값 및/또는 계산될 수 있기 때문에 ran 및 rbn 값들을 설정하여 가변적인 일정한 총합이 얻을 수 있다. 예들 들어, ran 및 rbn는 하나의 백분률이 다른 하나 보다 크도록 요구되거나 또는 같을 수 있다.
기하학적인 형상을 결정하는 것은 상기 표면이 물리적인 가능성 보다 더욱 엄격한 반경을 적용하기 위해 복합 재료의 층들을 요구하지 않도록 재검토되고, 그것은 상기 발달된 폭이 선형적인 변화를 유지할 수 있도록 반경 값들의 재계산 및 표면들의 혼합/매끄럽게함을 요구할 수 있다. 상기 공정의 이러한 마지막 단계는 반복적일 수 있고, 적당한 형상이 도착하기 전에 몇번의 재계산 및 조정이 필요할 수 있다.
상기 날개보의 상기 형상은 주형 기구들을 생산하기 위해 사용될 수 있고, 복합재 날개보는 본 발명의 기술 분야의 통상의 기술에 따라 제작될 수 있다.
도 11a 및 도 11b는 곡률(curvature)이 있는 상부 플랜지 표면(27)을 가지는 복합재 날개보를 보여준다. 상기 제 1실시예의 방법이 상기 형상을 가지는 날개보에 적용되어지는 경우 특정 조절들이 이루어질 필요가 있다.
이 경우에, 참조선 RL은 커브 C,D의 끝단 사이에 직선처럼 한정될 수 있다.상기 상부 표면(27) 위에 곡률이 상당한 경우, 그것은 상기 하부 플랜지 표면 쪽으로 상기 커브의 말단과 일치되는 것으로부터 상기 참조선 RL을 이동하기 위해 필요할 수 있다.
도 11b에 도시된 단면선 A-A에서(상기 상부 플랜지(4)는 오른쪽으로 상기 하부 플랜지(6)는 왼쪽으로), 상기 참조선 RL은 상기 상부 플랜지 끝단(27)으로부터 상당히 떨어질 수 있다. 상기 참조선 RL은 상기 상부 플랜지 끝단에 평행하지 않은 선에 의해 한정될 수 있다; 중요한 점은 같은 참조선이 수반되는 기하학적인 조작들이 의존하거나 참조하는 고정된 선 처럼 사용된다는 것이다.
도 12에는 제 2실시예에 따른 항공기 구조용 구조 부재를 설계하는 방법을 도시한 순서도가 도시되어 있다. 상기 방법은 본 발명의 제 1실시예에 따른 방법과 유사하다.
제 1단계(201)에서는, 원하는 날개 형상과 일치되는 날개보 형상을 생성하는 것에 의해, 그러나 복합 재료로부터 만들어지는 상기 날개보와 관련된 요소들을 무시하는 것에 의해 제작되어질 복합재 날개보의 관념적인 참조 형상이 얻어진다. 일반적으로, 이러한 날개보는 편평한 영역 및 휘어진 영역을 가질 수 있다.
상기 제 1단계(201) 동안 상기 휘어진 영역은 편평한 표면들 사이 잘 정의된 끝단들과 대체되고 제거된다. 그러므로, 상기 외부 주형 표면이 한정된다.
제 2단계(202)에서, 상기 내부 주형 선은 상기 외부 주형 선으로부터 상기 날개보 구조의 요구 두께 최소값을 오프셋(offset)하는 것에 의해 생성된다.
제 3단계(203)에서, 웨브 표면을 휘는 것은 상기 구조의 상부 및 하부 플랜지 중 하나 또는 다른 하나의 길이를 늘이는 것에 의해 정의될 수 있고, 그렇게 함으로써 상기 상부 및 하부 플랜지 끝단들 사이 웨브에서 휘어짐을 생기게할 수 있다. 그러므로, 상기 웨브는 더이상 상기 부재의 전체 길이를 따라 상기 플랜지에 수직이 아니다. 상기 휘어짐의 정도는 상기 편차가 엄격하게 선형적으로 변하는 발달된 폭이 최대인 곳에서 더욱 크다.
제 4단계(204)에서, 날개의 외장에서 두께가 변화하고, 상기 상부 및 하부 플랜지 표면 위에 요구되는 패드-업 또는 패드-다운(pad-down)이 부가되며, 따라서 대응되는 패드-업/패드-다운 표면들은 제 5단계(205) 처럼 상기 웨브 표면에 부가된다. 그리고, 상기 패드-업 영역이 점진적으로 도달할 수 있도록 경사 제한들 역시 설정된다.
한편, 상기 플랜지들에 조글(joggle)들과 일치하는 상기 웨브로 조글들을 부가하는 것에 의해, 날개보(spar)의 발달된 폭을 선형적으로 변화시키는 것으로부터의 편차가 제거될 수 있다.
또한, 상기 표면들을 모핑(morphing)하는 것에 의해, 상기 제 1단계(201) 내지 제 5단계(205)에 의해 생성된 상기 표면들은 혼합되고, 이에 따라 부드럽게 변화하는 표면을 생산할 수 있다.(제 6단계(206))
상기 발달된 폭은 상기 날개보의 상기 길이를 따라 다수의 위치를 위해 계산되고, 상기 위치들의 상기 간격은 상기 최종적인 모델이 제조 과정 동안 재료를 놓는 것에 의해 결함이 유발되지 않는 발달된 폭 형상을 선형적으로 변화하는 것에 충분히 근접한 형상을 가질 수 있도록 충분하게 작다. (즉, 상기 복합 재료 층들에 섬유들의 늘어남 또는 모여짐에 의해 유발되는 주름의 위험을 본질적으로 제거한다) 한편, 필렛 반경은 제 7단계(207)에서 계산되고, 상기 웨브 플랜지 접합부에 삽입된다. 상기 다수의 위치들 사이의 영역들은 상기 제 6단계를 반복하는 것에 의해, 모핑/보간(interpolation)에 의해 재정의된다.
상기 날개보를 따라 발달된 폭에서 변화의 최종적인 체크가 확인되기 때문에 실질적이고 선형적으로 변화하는 관계로부터의 어떠한 편차들도 계산된다. 만약 상기 편차들에 결함의 위험이 존재한다면, 상기 반경은 편차가 없을 때까지 상기 제 6단계(206) 및 제 7단계(207)를 반복하는 것에 의해 다시 조정된다. 그러나, 상기 제 7단계(207)가 반복될 필요가 없을 것이라고 기대될 수 있다. 상기 필렛/코너 반경은 상기 제 1실시예와 달리 상기 패드-업 및 경사 영역들이 삽입된 후에 상기 모델 안으로 삽입된다.
도 13a 내지 도 13d는 본 발명의 제 3실시예에 따른 날개보의 개략적인 모습을 도시한 도이다. 상기 날개보(102)는 수지 메트릭스(resin matrix)에 배치된 섬유 재료의 층들로부터 만들어지고, 외부 층은 도 13a의 개략 형상과 같이 도시된다. 도 13a에 도시된 층에 경계들 및 끝단들이 잘 정의되었음에 불구하고 복합 재료의 층들에 의해 이와같이 정교한 끝단응 형성하는 것이 쉽지는 않다. 사실, 상기 날개보의 형상에는 대체로 정교한 끝단들이 없고, 대신에 하나의 기울기 및 다른 기울기의 변화 사이에 부드러운 반경이 있다.
도 13a에 도시된 상기 층은 날개 패널에 인접하기 위해 형성된 제 1표면(110) 및 제 1표면에 반대편에 위치하고 같은 (하부) 플랜지(106) 위에 위치하는 제 2표면(미도시)를 가진다. 한편, 상기 날개보는 또한 상기 하부 플랜지(106)로부터 연장되는 웨브(108)를 포함한다. 상기 웨브(108) 위에는 상기 제 1표면(110)과 같이 상기 복합 재료의 같은 층에 위치하는 제 3표면(114)이 정의된다. 또한, 상기 제 3표면(114)의 반대편 위의 상기 웨브 위에는 제 4표면이 위치하고, 상기 제 4표면은 상기 제 2표면 처럼 상기 날개보와 같은편 위에 위치한다. (상기 제 2 및 제 4표면은 도 13a에 도시되지 않았다.)
여기서, 상기 날개보(102)의 상기 단면 형상은 그것의 길이를 따라 변화한다. 특히, 상기 하부 플랜지(106)의 상기 형상은 패드-업 및 상기 날개 패널에서의 두께 변화들을 수용하기 위해 변화하는 형상을 가진다. (상기 날개 패널은 도 13a에 도시되지 않았다.) 또한, 상기 웨브(108)의 상기 단면 형상은 상기 날개보의 상기 길이를 따라 변화하고, 상기 웨브(108)의 형상에서의 변화는 상기 하부 플랜지(106)의 형상에서의 변화에 의존한다. 특히, 상기 날개보의 상기 발달된 폭은 증가하는 길이 L과 함께 선형적으로 증가한다.
본 실시예에서 상기 발달된 폭은 상기 하부 플랜지(106)의 끝단(106e) 부터 상기 상부 플랜지(104)의 끝단(104e) 사이의 측지 거리와 같이 측정된다. 물론, 상기 상부 및 하부 플랜지(104,106)의 상기 끝단들(104e, 106e)는 측지선들 위에 놓여질 필요는 없다고 할 수 있다. 예를 들어, 상기 영역들에서 상기 발달된 폭 때문에 비선형적인 관계 하에서 길이와 함께 변화하는 상기 끝단(104e, 106e)의 영역의 상기 상부 및 하부 플랜지(104,106)에 절개부(cut-out)들이 있을 수 있다.
예들 들어, 비선형적인 관계로 길이를 변경하기 위해 상기 영역들에 발달된 폭을 야기하는 상기 끝단들(104e, 106e)의 상기 영역에서 상기 상부 및 하부 플랜지(104,106)에는 절개부들이 있을 수 있다.
그러나, 이러한 절개부들은 상기 발달된 폭를 증가시키는 것에 의해 본 발명의 이점으로부터 가치가 떨어지지는 않으며(이러한 절개부들이 없는 영역에서), 상기 날개보의 상기 길이에 따른 거리와 선형적인 관계에서, 상기 복합재 날개보(102)에 형성된 결점의 위험에서 당연함 감소와 함께, 상기 복합재 층들의 주름짐 및/또는 섬유의 뭉침의 위험을 줄인다.
도 13a 내지 도 13d는 상기 하부 플랜지(106) 상의 제 1 및 제 2 추상 참조선 및 웨브(108) 사이의 측지 거리가 각각 상기 날개보의 길이에 따른 거리와 함께 선형적으로 변화함을 보여준다. 그러므로, 제 1측지선(150)은 상기 제 1표면(110) 위에 정의되고(상기 하부 플랜지(106) 위에) 상기 날개보(102)의 전체 길이를 따라 연장되며, 제 2측지선(152)는 상기 날개보(102)의 전체 길이를 연장하는 (상기 웨브(108) 상의) 제 3표면(114) 위에 한정된다. (당업자는, 물론, "측지선(geodesic line)"이라는 단어가 선의 형상이 표면의 2차원 내로 제한될 때 표면 위에 두 점 사이에 가능한 최단 거리를 나타내는 선을 의미하는 것이라고 이해할 수 있고, "측지 거리(geodesic distance)"라는 용어도 비슷한 방식으로 사용됨을 이해할 수 있다.)
한편, 제 1측지선(150)은 평면 안으로 포함되도록 하기 위해 그려질 수 있다.(예를 들어, 도 13a에 평면 154에 의해 나타나는 평면에 평행한 평면) 그러나, 상기 웨브(108)의 휘어지는 성질의 결과 및 상기 웨브(108) 위의 변화하는 기울기 사이의 경계들의 평행하지 않은 성질의 결과, 단일면 내에 포함될 수 있는 상기 웨브(108) 위의 측지선을 그리는 것은 불가능할 수 있다.
도 13b 내지 13d는 상기 날개보(102)의 길이에 따른 연속적인 위치에서 얻어진 단면들을 나타낸다. 그리고, 도 13b는 상기 날개보의 상기 길이에 따른 제 1위치에서 상기 제 1 및 제 2 참조선(150,152) 사이의 상기 측지 거리(158)를 개략적으로 도시하고 있다.
도 13c 및 도 13d는 상기 날개보(102)의 길이 L에 따른 점들에서의 두개의 단면들에서 상기 측지 거리(160,162)를 보여준다. 상기 측지 거리는 화살표 164에 의해 나타나는 상기 날개보 방향을 따라 증가되는 길이 L과 함께 점진적으로 작아짐을 쉽게 알 수 있다.
도 13b, 도 13c 및 도 13d를 참조하면, 상기 길이에 따라 증가하는 거리와 함께 (화살표 164에 의해 나타나는 방향) 상기 날개보(102)의 상기 웨브는 반시계 방향으로 처음에 휘어짐을 알 수 있다. 그리고, 도 13b에 의해 나타나는 단면에서, 상기 웨브(108)는 일반적으로 상기 상부 플랜지(104)와 수직이다.
그러나, 도 13c가 나타내는 단면에서 상기 날개보의 상기 길이에 따라 상기 상부 플랜지(104) 및 상기 웨브(108) 사이의 각도 θ는 90도 이상의 각도로 증가한다. 도 13c에 의해 나타나는 단면으로부터 상기 날개보(102)의 길이 L로 움직이면 상기 웨브(108)는 도 13d에 의해 나타나는 단면에서 볼 수 있는것 처럼 상기 상부 플랜지(104)와 대략적으로 수직인 형상으로 다시 휘어진다.
그러므로, 도 13a를 참조하면, 상기 날개보의 루트(root) 끝단으로부터 움직이면 (도 13a의 왼손쪽) 상기 제 3표면(114)는 상기 날개보의 제 1부분을 향해 반시계 방향으로 축 (화살표 164에 평행) 주위에서 휘어진다.
여기서, 상기 날개보(102)의 날개 팁 끝단 쪽으로 상기 제 1부분으로부터 움직이면, 상기 제 3표면(114)는 제 2부분을 향해 시계방향으로 같은 축 주위에서 휘어진다. 상기 웨브에서 이와같은 휘어짐을 통합하는 것은 상기 플랜지들(104,106)의 높이 (도 13a의 화살표 166에 의해 나타나는 방향의 차원에서 보여짐) 가 변화할 수 있도록 하고, 이에 따라 상기 날개보의 발달된 폭 DWn 이 제어될 수 있는 것에 의한 수단이 제공된다. 이렇게 휘어진 웨브(108)를 유발하는 것에 의해 상기 날개보(102)의 상기 발달된 폭을 제어하는 것은 필렛/반경을 조글링 또는 유발하는 것보다 더욱 큰 범위로 상기 발달된 폭을 변화하는 수단과 함께 이러한 날개보의 설계를 제공한다.
여기서, 상기 날개보의 형상에 조글(joggle)들을 삽입하는 것 및/또는 위에서 기술된 것과 같은 방식으로 필렛 및/또는 반경을 삽입하는 것은, 물론, 증가하는 길이와 함께 상기 날개보의 상기 발달된 촉 이상으로 추가적인 제어를 제공하나, 본 발명의 특정 실시예에서 증명은 불필요할 수 있다.
본 발명이 특정 실시예에 따라 도시되고 기술되었으나, 본 발명의 기술분야에서 특정한 기술을 가진자는 여기서 특별히 도시되어진 것뿐만 아니라 다른 변화들을 가할 수 있다. 하나의 예를 통하여, 임의의 가능한 변화들이 기술될 것이다.
위에서 설명한 제 1실시예에서 스플라인 선의 삽입은 다수의 오프셋 점(24)을 연결하는 것에 의해 달성되고, 그것들 각각은 상기 웨브에 법선 방향에서 상기 날개보의 플랜지 끝단으로부터 분리된 한 점을 삽입하는 것을 생성한다. 스플라인 선은 예를 들면, 상기 웨브의 법선이 아닌 방향에서 점들을 오프셋하는 것에 처럼 다른 방식으로 삽입될 수 있다.
상기 웨브 및 상기 날개보의 플랜지들을 연결하는 휘어진 표면들이 모두 일정한 곡률 반경을 가지는 날개보 형상을 생성하는 것은 가능할 수 있고, 상기 날개보의 상기 발달된 폭은 상기 웨브 및 플랜지들의 치수를 변경하는 것 및/또는 상기 웨브 및 플랜지들 사이의 기울어진 각도들을 변경하는 것에 의해 제어된다.
상술한 실시예들은 날개 패널을 지지하기 위한 날개보의 형상에 관한 것이다. 본 발명의 위에서 언급된 실시예들의 원리들은 물론 장 구조 부재에 의해 지지되거나 보강된 항공기의 외장의 부분 또는 패널이 있는 항공기 구조의 다른 부분들에도 적용될 수 있다. 그러므로, 본 발명의 실시예들을 위한 적용들은 항공 분야에서 널리 사용될 수 있고, 패널 두께가 변화하도곡 요구되는 복합재 날개보(spar), 리브, 보강재(stringer) 또는 다른 장 구조 부재의 어떠한 예도 포함한다.
이상과 같이 본 발명을 예시한 도면을 참조로 하여 설명하였으나, 본 명세서에 개시된 실시예와 도면에 의해 본 발명이 한정되는 것은 아니며, 본 발명의 기술사상 범위내에서 당업자에 의해 다양한 변형이 이루어질 수 있음은 물론이다.

Claims (1)

  1. 항공기 구조용 장 구조 부재에 있어서,
    상기 구조 부재는 다수의 층들을 포함하는 복합 재료로부터 만들어지고,
    상기 구조 부재는 푸트 및 상기 푸트로부터 연장되는 웨브를 가지며,
    상기 구조 부재는,
    다른 구조와 인접하는 상기 푸트에 형성되는 제 1표면과,
    상기 푸트에서 상기 제 1표면의 반대편에 위치되는 제 2표면과,
    상기 웨브 또는 그 내부에서 상기 제 1표면과 같은 상기 복합 재료 내의 층에 위치되는 제 3표면, 및
    상기 웨브에서 상기 제 2표면과 같은 쪽의 상기 구조 부재의 면에 위치되는 제 4표면을 한정하되,
    상기 구조 부재의 단면 형상은, 제 1 및 제 2 추상 참조선 사이의 측지 거리가 상기 구조 부재의 적어도 길이의 일정 부분을 따라 길이 방향 거리의 함수로 선형적으로 증가하도록, 적어도 상기 길이의 일정 부분을 따라 변화하고,
    상기 제 1 및 제 2 추상 참조선 각각은 측지선이고, 상기 구조 부재의 상기 길이의 적어도 일정 부분의 전체 길이를 가로질러 연장되며,
    상기 제 1 추상 참조선은 상기 제 1표면에 위치하고, 상기 제 2 추상 참조선은 상기 제 3표면에 위치하며, 상기 측지 거리는 상기 구조 부재의 제 1 및 제 3표면을 따라 측정되고,
    이에 따라 상기 장 구조 부재의 제조 과정 동안, 상기 장 구조 부재의 형상이 그 길이를 따라 증가하는 거리에 대응되어 변화하는 영역에서의 복합 재료층들의 불필요한 주름짐, 눌려짐, 늘어남의 위험이 줄어드는 것을 특징으로 하는 항공기 구조용 장 구조 부재.
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