KR101786342B1 - 멀티박스 날개 보 및 표면 - Google Patents

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Abstract

멀티박스 날개 보를 구비하는 날개 구조를 위한 장치와 방법이 제공된다. 여기에 제공된 개시의 한 측면에 따라, 항공기 날개는 다수의 날개 맨드렐에 하나 또는 그 이상의 복합재를 적용에 의해 구성되어질 수 있다. 함께 배치될 때, 날개 맨드렐이 날개 형상을 성형한다. 복합재층이 각 개별 맨드렐에 적용된 후, 맨드렐이 함께 인접하게 된다. 그 후, 맨드렐이 다수의 날개 맨드렐에 적용된 날개 표면 압형을 사용하여 압축된다. 복합재는 그 후 경화된다. 경화 후, 날개 표면 압형과 맨드렐이 제거되고, 그 결과 멀티박스 날개 보와 표면을 갖는 날개가 만들어진다.

Description

멀티박스 날개 보 및 표면{MULTI-BOX SPAR AND SKIN}
본 발명은 멀티박스 날개 보 및 표면에 관한 것이다.
특정한 종래 항공기 날개 구조는 제조자에 따라 달라지며, 그러나 공통적으로 다수의 전형적인 제조공정을 가지고 있다. 날개의 전체 길이로 이어지는 하나 또는 그 이상의 날개 보가 배치되고, 날개 구조 공구에 고정된다. 하나 또는 그 이상 리브가 날개에 부가적 지지를 주기 위하여 날개 보에 부착된다. 날개 보에 리브를 부착한 후, 날개 표면에 지지하는 것은 물론 부가적 구조적 지지를 주는 일련의 날개 종부재(wing stringer)가 날개 보에 연결되어 있다.
요구에 따라서 연료 탱크, 전자 장치 등과 같은 하나 또는 그 이상 다른 장치를 장착 후, 종부재로 강화된 항공기 날개 표면(wing skin)은 날개 보 및 리브에 부착된다. 날개 표면은 제한되지 않고, 리벳이나 다른 체결구(fastener)의 사용을 포함하는 다양한 방법을 사용하여 부착된다.
그 후에 다른 항공기 날개 부품이 전방 및 후방 날개 제어 표면은 물론, 후방 보에 부착되는 날개 플랩, 보조날개(aileron) 같은 날개 조립체에 부착된다.
날개를 조립하는 전통 기술은 비교적 상당한 부품을 사용하고, 시간이 걸리는 힘든 공정이다. 부품의 수는 날개를 만드는 복잡성은 물론 날개의 무게를 증가시킨다.
앞선 관점에서, 더 적은 부품을 사용하고, 더 낮은 시간이 걸리는 날개 제조 기술에 대한 이 분야에서 요구가 존재하고 있다.
이 요약은 아래의 상세한 설명에서 더 설명될 개념들을 단순화한 형태로 도입하여 제공하는 것으로 평가되어야 한다. 이 요약은 청구범위를 제한하도록 사용되는 것으로 의도되지 않았다.
하나 또는 그이상의 성형 맨드렐을 사용하는 멀티박스 날개 보 및 표면을 위한 장치와 방법이 제공된다.
본 발명의 한 측면에 따르면, 항공기 날개는 다수의 맨드렐 위에 하나 또는 그 이상의 복합재 층을 적용하여 만든다. 합쳐질 때 맨드렐을 날개 형상을 성형한다. 복합재 층이 각 맨드렐에 적용된 후, 맨드렐은 함께 인접되어 있다. 부가적 재료가 날개 표면 또는 날개 보의 상부 및/또는 하부 부분을 모두 또는 일부분을 성형하도록 부가될 수 있다. 그 후에, 맨드렐은 다수의 날개 맨드렐에 적용되는 날개 표면 압형(wing skin tooling)을 사용하여 압축된다. 몇 개 예에서, 맨드렐 압축 동안에 복합재는 복합재에서 섬유를 펴도록 팽팽하게 된다. 그 후, 복합재는 경화되어진다. 경화(curing) 후, 날개 표면 압형과 맨드렐이 제거되고, 그 결과 멀티박스 날개 보와 피부를 가지는 날개가 된다. 필요하다면, 하나 또는 그 이상의 리브가 부가적 지지를 제공하도록 멀티박스 날개 보 내에 장착된다.
본 발명의 다른 측면에 따르면, 날개는 항공기의 동체에 날개를 부착하기 위한 다수의 멀티박스 날개 보를 포함할 수 있다. 날개는 상부 표면, 하부 표면, 그리고 다수의 날개 세그먼트(wing segment)을 구비할 수 있다. 멀티박스 날개 보, 상부 날개 표면 및 하부 날개 표면은 실질적으로 연속적인 섬유로부터 형성되는 복합재로 함께 경화되거나 또는 접착 결합되어진다.
본 발명의 또 다른 측면에 따르면, 항공기 날개를 성형하는 시스템은 항공기 날개의 상부, 하부, 전방 및 후방 표면에 따라 형성된 다수의 맨드렐을 포함할 수 있다. 이 시스템은 맨드렐에 복합재층을 굽기 위해 다수의 맨드렐을 함께 압축하기 위한 압축 장치를 또한 포함할 수 있다. 시스템은 복합재에 텐션을 유지하기 위한 텐션 블록(tension block)을 또한 포함할 수 있다.
논의된 형상, 기능, 그리고 이점들은 현재 개시된 여러 형상에서 독립적으로 달성될 수 있거나 또는 다른 형상들과 결합될 수 있고, 보다 상세한 것은 아래의 상세한 설명과 도면을 참조하면 알 수 있다.
도 1은 본 발명의 여러 형상에 따라, 멀티박스 날개 보를 형성하기 위해 사용되는 모범적인 맨드렐의 상부 사시도이다.
도 2는 본 발명의 여러 형상에 따라, 맨드렐에 바이어스 플라이(bias ply)로 감은 필라멘트에 적용하여 날개를 성형하는데 사용되는 모범적인 맨드렐의 상부 사시도이다.
도 3은 본 발명의 여러 형상에 따라, 맨드렐에 단일 플라이(a uni-ply)를 적용하여 날개를 성형하는데 사용되는 모범적인 맨드렐의 상부 사시도이다.
도 4는 본 발명의 여러 형상에 따라, 맨드렐에 완성된 적층(layup)으로 날개를 성형하는데 사용되는 모범적인 맨드렐의 상부 사시도이다.
도 5는 본 발명의 여러 형상에 따라, 날개를 성형하는데 사용되는 다수의 모범적인 맨드렐의 상부 사시도이다.
도 6은 본 발명의 여러 형상에 따라, 서로 인접하고 있는 다수의 모범적인 맨드렐의 상부 사시도이다.
도 7은 본 발명의 여러 형상에 따라, 압축 전의 날개 표면 압형의 상부 사시도이다.
도 8은 본 발명의 여러 형상에 따라, 압축중의 날개 표면 압형의 상부 사시도이다.
도 9는 본 발명의 여러 형상에 따라, 경화 후 제거된 날개 표면 압형의 상부 사시도이다.
도 10은 본 발명의 여러 형상에 따라, 날개 표면 압형과 맨드렐의 제거 후 멀티박스 날개 보와 표면을 구비한 날개의 상부 사시도이다.
도 11은 본 발명의 여러 형상에 따라, 날개 표면 압형과 맨드렐의 제거 후 멀티박스 날개 보와 표면을 구비하고, 또한 수직 리브의 장착을 예시하고 있는 날개의 상부 사시도이다.
도 12는 본 발명의 여러 형상에 따라, 멀티박스 날개 보를 구비하는 2개의 날개를 갖는 동체 단면의 상부 사시도이다.
도 13은 본 발명의 여러 형상에 따라, 멀티박스 날개 보를 제조하기 위한 실례가 되는 경로도이다.
다음의 상세한 설명은 멀티박스 날개 보를 구비하는 날개에 대해 규정한다. 상기에 간단히 논의된 것처럼, 종래 항공기 날개는 일반적으로 각각 개별적 기능을 수행하는 하나 또는 그 이상의 보, 리브 및 날개 종부재를 포함하는 다수의 구성 요소로 만들어진다. 날개가 만들어진 후, 날개는 일반적으로 항공기의 동체의 날개 박스에 부착된다. 종래 항공기에서 날개 박스는 날개가 부착되는 항공기의 동체에 보강된 구조적 구성 요소이다. 종래 항공기 날개 조립은 시간이 많이 들고 비용이 드는 공정이었다. 더구나 날개가 폴리머를 포함하는 어떤 재료, 또는 특히 복합재를 사용하여 만들어진다면, 날개의 다수 단면들은 손상되지 않는 재료의 비교적 긴 길이의 유용성을 줄여, 폴리머 및/또는 복합재의 강도를 줄이게 된다. 예를 들어, 탄소 섬유 강화 열가소성 수지를 사용할 때, 표면이 섬유에 다수의 손상(break)을 포함한다면, 복합재를 사용하는 이점이 줄어지게 되고, 따라서 부가적인 강화 구조 또는 재료가 구조 강성(structural rigidity)에 손실을 보상하기 위하여 사용되는 필요하게 된다.
여기에 설명된 개념을 이용하여, 항공기 날개는 함께 결합될 때 날개 형상을 형성하는 일련의 성형 맨드렐을 사용하여 제조될 수 있다. 복합재, 또는 다른 재료가 각 성형 맨드렐에 적용되고, 압축된 후, 멀티박스 날개 보를 구비하는 날개를 형성하도록 경화된다. 다른 형상들에서, 하나 또는 그 이상의 복합재층이 성형 맨드렐의 하나 또는 그 이상의 부분에 재료층을 적용하기 전에 완전히 또는 부분적으로 경화될 수 있다. 그 형상에서 복합재의 하나 또는 그 이상 부분적 또는 완전히 경화된 재료층을 복합재의 다른 부분적 또는 완전히 경화된 재료층과 공통 결합될 수 있다. 항공기 날개와 관련하여 여기에 서술된 개념은 또한 본 개시 및 첨부되는 청구항들의 범위로부터 이탈됨이 없이 수직 또는 수평 안전판과 같은 다른 항공기 구성요소에 사용될 수 있다는 것이 더구나 인정되어야 한다.
다음의 상세한 설명에서, 참조 번호는 부품 그것을 형성하는 첨부 도면에 있고, 보기, 특정 형상들, 또는 예들에 의해 도시되어 있다. 지금 도면을 참조하면, 같은 번호는 다수의 도면을 통해 같은 요소를 나타내고, 멀티박스 날개 보를 구비하는 날개의 제작이 기술된다. 여기에 기술된 여러 가지 형상들에 따라 만들어진 멀티박스 날개 보는 하나 또는 그 이상 보와 하나 또는 그 이상 표면을 구비하고, 현재의 개시는 많은 보 또는 표면에 제한되지 않는다.
도 1로 돌아가면, 날개를 성형하기 위해 사용되는 모범적인 맨드렐의 상부 시시도가 예시되어 있다. 성형(또는 날개) 맨드렐(100)은 항공기 날개의 상부 표면층(도 12에 예로서 도시된)을 따라 형성된 상부 표면층(102)을 구비할 수 있다. 성형(또는 날개) 맨드렐(100)은 항공기 날개의 하부 표면층을 따라 형성된 하부 표면층(104)을 구비할 수 있다. 상부 표면층(102)과 하부 표면층(104)은 탄소 섬유 강화 열가소성 수지 같은 하나 또는 그 이상의 복합재층이 맨드렐(100)에 적용될 때, 결과적인 형상이 항공기 날개의 형상이 되도록 형성된다. 더구나 상부 표면층(102)과 하부 표면층(104)은 복합재로부터 증가된 강성을 제공하면서, 복합재의 섬유에 굽힘 또는 손상 없는 것은 거의 없다. 성형(또는 날개) 맨드렐(100)은 다수의 맨드렐의 하나 또는 그 이상과 인접하는 전방 표면층과 후방 표면층을 또한 구비할 수 있다.
아래에서 좀 더 상세히 기술될 것으로, 복합재를 사용하는 구조물을 성형할 때, 재료에 굽힘 또는 손상을 피하게 할 뿐만 아니라, 또한 재료의 하나 또는 그 이상 부분에 걸쳐 섬유의 직진성(straightness)을 유지하는 것이 일반적으로 바람직하다. 일반적인 복합재에서, 복합재 매트릭스(composite material matrix)에는 곧은 섬유(straight fiber)를 구비하는 것이 바람직하다. 현재 개시는 복합재 매트릭스에 곧은 섬유의 사용으로 제한되지 않는 것이 인정되어야 한다. 현재 개시의 여러 가지 형태들은 곡선 또는 곧은 섬유, 또는 그들의 조합을 사용하는 복합재 매트릭스를 구비하는 날개의 구조에 실행될 수 있다. 경화 전에 복합재 매트릭스에서 섬유를 바르게 하는 것이 요구도거나 또는 필요하다면, 맨드렐(100)은 또한 텐션 블록(tension block)(106, 108)을 구비할 수 있다. 텐션 블록(106, 108)은 복합재 매트릭스의 섬유를 "당기도록(pull)" 개별로 사용되거나 또는 서로 결합되어 사용될 수 있고, 그래서 곧게 된 섬유 매트릭스를 제공한다.
몇 개의 형태에서, 복합재 매트릭스(아래에서 좀 더 상세히 기술되는)에서 섬유는 텐션 블록(106, 108)의 하나 또는 양측에 부착되거나 또는 텐션 블록(106) 및/또는 텐션 블록(108), 108) 주위에서 성형된다. 텐션 블록(106, 108)은 섬유 매트릭스에서 섬유에 텐션(tension)을 제공하도록 여러 가지 압력에서 맨드렐(100)로부터 외곽으로 연장하도록 설정되어 있다.
상기에서 간략하게 논의된 것처럼, 섬유 매트릭스의 구조의 형상 및 멀티박스 날개 보를 구비하는 성형이 지금 도 2 내지 도 12와 관련하여 설명된다.
도 2에서, 바이어스 플라이(200)(맨드렐(100) 표면 위에 크로스해치 패턴(a cross-hatch pattern)으로 예시됨)를 감은 필라멘트의 첫 번째 층이 맨드렐(100)에 감기거나 또는 적용된다. 요구 또는 청구에 따라, 바이어스 플라이(200)를 감은 필라멘트는 바이어스 플라이(200)를 감은 필라멘트에서 섬유를 정돈하는 것을 돕도록 텐션 블록(100) 및/또는 텐션 블록(108)을 사용하여 거기에 적용되는 텐션을 가질 수 있다.
바이어스 플라이(200)를 감은 필라멘트가 맨드렐(100)에 적용된 후, 단일 플라이가 도 3에 도시된 것처럼 적용된다. 단일 플라이(300)가 맨드렐(100)에 적용되고, 텐션 블록(100) 및/또는 텐션 블록(108)을 사용하여 팽팽하게 된다. 현재의 개시는 어떤 특정 형상의 바이어스 플라이 또는 단일 플라이로 제한되지 않는다는 것으로 이해되어야 한다. 예를 들어, 편향 플라이 층의 하나 또는 그 이상의 층이 단일 플라이 층의 추가 전에 부가되어진다. 같은 방법으로, 단일 플라이의 하나 또는 그 이상의 층이 하나 또는 그 이상의 바이어스 플라이 층의 적용 사이에 부가될 수 있다.
게다가 현재의 개시는 층의 타입 중에 몇 개의 층으로 제한되지 않고, 여러 가지 조합이 구조적 또는 비용적면에서 목적을 달성하도록 사용된다. 예를 들어, 제한이 없고, 요구되는 날개 두께 또는 구조적 강성을 달성하도록 바이어스 플라이 및/또는 단일 플라이를 감은 충분한 층을 부가하는 것이 바람직하거나 또는 필요하다. 부가적으로, 현재의 개시는 단일 형태의 플라이를 가지는 층으로 제한되지 않고, 몇 개의 형상은 같은 층 내에서 바이어스 플라이와 단일 플라이의 조합을 이용할 수 있다. 여러 가지 조합이 본 개시 및 첨부된 청구항의 범위로부터 이탈되지 않고, 여러 가지 형상에 따라 사용될 수 있다.
도 4는 맨드렐(100)에 완성된 복합재 매트릭스(400)를 나타내고 있다. 복합재 매트릭스(400)는 한 예로서 도 2 및 도 3과 관련된 상기에 기재된 방법과 같은 여러 가지 적층 및 적용 기술을 사용하여 성형되어 있다.
도 5는 그것에 대해 적용된 충분히 성형된 복합재 매트릭스를 가진 일련의 맨드렐 상부 사시도이다.
맨드렐 장치(500)는 개별 맨드렐(500a-d)은 구비하고 있다. 맨드렐(500a-d)은 각각의 복합재 매트릭스(502a-d)를 구비하여, 복합재 매트릭스(502)를 거기에 배치했다. 복합재 매트릭스(502)는 하나 또는 그 이상의 층, 플라이의 여러 가지 조합으로부터 형성되고, 이때에 완전히 또는 부분적으로 경화되어질 수 있다. 도 5에 예시된 것처럼, 항공기 날개의 일반적인 형상은 맨드렐 장치(500)를 보았을 때 알 수 있게 된다.
여러 가지 형상에 따라 복합재 매트릭스(502)가 맨드렐(500)에 적용된 후, 도 6에 나타난 것처럼 맨드렐(500a-d)들은 서로에 대해 인접하게 된다. 개별 맨드렐(도 5에 맨드렐(500a-d)로서 예로 나타남)은 멀티 복합재 매트릭스(도 5에 복합재 매트릭스(500a-d)로서 예로 나타남)로부터 형성되는 복합재 매트릭스(502)를 구비하여, 인접하는 멀티박스 날개 보 레이업(muti-box wing spar layup)을 형성하도록 인접해 있다.
현재 개시의 여러 가지 형상에 따라 부분적으로 또는 완전히 멀티박스 날개 보 형상을 경화 및 성형하기 위하여, 경화시스템이 사용된다.
상기에 논의된 것처럼, 복합재의 하나 또는 그 이상의 층이 성형 맨드렐에 상용하기 전에 완전히 또는 부분적으로 경화되어진다. 그런 형상에서, 부분적으로 또는 완전히 경화된 복합재층들은 복합재 매트릭스 내에서 복합재층을 고정하기 위하여 하나 또는 그 이상의 접착제 층을 사용하여 다른 부분적 또는 완전히 경화된 복합재층들에 공동으로 접착되어질 수 있다. 멀티박스 날개 보를 성형하기 위한 시스템이 도 7에 나타나 있다.
개별 맨드렐 성형 맨드렐 장치(500)를 서로 인접시키는 후, 따라서 일련의 개별 복합재 매트릭스로부터 복합재 매트릭스(502)를 성형하고, 일련의 표면 공구가 맨드렐 장치(500)의 다양한 표면에 적용될 수 있다. 추가 재료가 맨드렐 장치(500)를 형성하는 맨드렐을 인접시킨 후, 날개 보의 표면을 가로질러 추가될 수 있다는 것이 인정되어야 한다. 추가 재료가 날개 표면의 성형하고, 이미 제 위치에 복합재를 보강하도록 사용될 수 있거나 하나의 예로서 다양한 공기역학적 또는 물리적 특성을 제공하기 위하여 사용될 수 있다.
추가가 바이어스 플라이와 단일 플라이의 추가에 대한 다양한 공정이 이 분야에서 이들에 대해 알려져 있고, 여기에 개시된 여러 가지 형태들이 복합재를 적용하는 어떤 하나의 방법에 종속되지 않는다.
한 형태에서, 경화 가능한 상부 날개 표면, 경화 가능한 하부 날개 표면, 경화 가능한 전방 날개 가장자리 및 경화 가능한 후방 날개 가장자리는, 복합재 매트릭스(502)에 표면 공구를 적용하기 전에, 처음의 플라이들이 복합재 매트릭스(502)에 추가되어진 후에 적용될(놓여질) 수 있다.
압축 장치(504)는 전방 표면 공구(506), 하부 표면 공구(508), 후방 표면 공구(510) 및 상부 표면 공구(512)를 구비하고 있다.
비-경화 재료가 복합재 매트릭스(502)에 추가되는 것과 같이, 추가되는 재료 모두가 "경화 가능한(curable)" 재료가 아니라는 것을 더 알고 있어야 한다. 표면 공구(506, 508, 510, 512)는 개별적으로 또는 집단적으로 압축되어, 그래서 복합재 매트릭스(502)를 성형하고 경화하도록 맨드렐(500)의 각 표면에 압력을 가한다. 몇 개 형태에서, 가열 요소(514)가 표면 공구(506, 508, 510, 512)의 하나 또는 그 이상에 적용될 수 있다. 압력과 열의 조합은 요구되는 시간 양에서 완전히 또는 부분적으로 복합재 매트릭스(502)를 경화하거나 또는 추가의 구조적 강성을 제공할 수 있다. 가열 요소(514)는 증기와 전류를 포함하여, 복합재 매트릭스(502)에 열을 인가하는 다양한 수단을 사용할 수 있다. 도 8은 맨드렐 장치(500)가 바깥의 압축 장치(504)를 가지고, 압축된 상태의 압축 장치(504)를 나타내고 있다.
일단 복합재 매트릭스(502)가 요구되는 레벨까지 경화되어, 압축 장치(504)가 제거되어, 도 9에 보다 상세하게 나타나 있다. 압축 장치(504) 표면 공구(506, 508, 510, 512)가 방금 경화된 복합재 매트릭스(502)의 표면으로부터 제거되고, 맨드렐 장치(500)의 개별 맨드렐이 복합재 매트릭스(502)로부터 빼내어진다. 그 결과의 구조물이 도 10에 예시되어 있다. 현재의 개시는 완전히 경화되는 복합재 매트릭스(502)로 한정되지 않고, 복합재 매트릭스(502)가 완전히 경화되기 전에 경화 기계장치(예를 들어 압축 장치(504) 또는 가열 요소(514))를 제거하도록 몇 개의 형태가 요구되거나 또는 필요하다고 인식되어야 한다. 다양한 경화가 본 개시 및 첨부되는 청구항들의 범위로부터 이탈됨이 없이 본 개시의 다양한 형태에 따라 사용될 수 있다.
도 10은 멀티박스 날개 보를 가진 복합재 매트릭스(502)를 나타내는 상부 사시도이다. 인접하는 맨드렐 위에 형성된 복재 재료를 사용하여, 복합재 매트릭스(502)는 축 X-Y를 따라 복합재 매트릭스(502)에 내부적으로 연장되고, 그래서 멀티박스 날개 보를 성형하는 날개 보(600a-e) 거기에 배치된다.
도 7의 맨드렐 장치(500) 같은 맨드렐 장치를 사용하여, 복합재 매트릭스(502)는 바르게 되고, 잘려지지 않게(또는 바람직하지 않게 끝나게 됨) 될 수 있게 섬유가 거기에 배치되게 성형될 수 있다. 경화 후, 복합재 매트릭스(502)는 단수의 인접하는 구조로 간주된다. 좀 더 복합재 매트릭스(502)를 보강하도록 하는 것이 요구되거나 또는 필요하다면, 하나 또는 그 이상의 리브(또는 리브 세그먼트(segments))는 도 11에 리브(700)에 의해 나타난 예와 같이, 복합재 매트릭스(502)에 장착될 수 있다.
게다가, 여기에 기술된 개념을 이용하여, 여기에 개시된 다양한 형태에 따라 성형된 날개가 종래 날개 박스에 대한 요구 없이 항공기의 동체 부분에 연결될 수 있다.
본보기가 되는 기술은 2012년 11월 26일에 출원된 "수직 제어 종부재(Vertically integated stringers)"라는 제목의 동시 출원중의 특허출원서(13/685024)에 기재되어 있다. 도 12는 여기에 기술된 기술에 따라 성형된 날개가 전통적인 날개 박스의 사용 없이 동체에 부착되는 그런 형태의 하나를 예시하고 있다. 여기에 나타난 개념은 전통적인 날개 박스에 부착되는 여기에 기술된 기술에 따른 날개를 형성하도록 또한 사용될 수 있다는 것이 인정되어야 한다.
여기에 개시된 다양한 형태로 구성된 복합재 매트릭스(800, 802)는 동체(804)에 연결되는 멀티 날개 보를 구비한다. 복합재 매트릭스(800, 802)는 여러 가지 모양을 가지고 다양한 형대로 성형될 수 있고, 현재의 개시는 어떤 하나의 특별한 형태로 제한되지 않는다고 인식되어야 한다. 복합재 매트릭스(800, 802)가 추가적인 날개 보를 구비할 수 있다고 이해될지라도, 모범적인 날개 보(806)는 명료성을 위해 도 12에서 확인된다. 모범적인 날개 보(806)는 타원형 구경(elliptical aperture)을 구비할 수 있다.
복합재 매트릭스(800/802)와 동체(804)사이의 각변위(angular displacement)에 따라, 타원형 구경(808)은 원주와 형태가 변화되고, 특히 타원형 구경(808)의 초점은 반경과 마찬가지 변화한다. 예를 들어, 거의 90도 각도에서 날개 보(806)가 동체에 부착되는 직선 날개 윤곽 항공기에서, 타원형 구경(808)은 원형일 수 있다.도 12에 예시된 하나와 같은 다른 실시 예에서, 날개 보(806)는 후퇴 날개 윤곽(swept-wing profile)으로 동체(804)에 부착될 수 있다. 그래서 타원형 구경(806)은 항공기에서 내부 공간을 제공하고, 동체 원주에 부착되어지도록 형태가 좀 더 타원형일 수 있다, "수직 제어 종부재(Vertically integated stringers)"라는 제목의 동시 출원중의 특허출원서(13/685024)에 개시되고, 원주 종부재(810)로 인정되는 종부재와 같은 하나 또는 그 이상의 원주 동체 종부재가 동체(804)에 추가적인 구조적 지지를 제공한다. 복합재 매트릭스(800) 및/또는 복합재 매트릭스(802)에 의해 성형된 멀티박스 날개 보가 크라운 빔(crown beam)(812)과 같은 항공기 동체의 하나 또는 그 이상의 빔(beam)에 부착된다. 동체는 제한되지 않고, 크라운 빔 또는 용골 빔(keel beam)(도시되지 않음)을 포함하는, 하나 또는 그 이상 타입의 빔을 구비하다는 것이 인식되어야 한다.
도 12는 여기에 개시된 다양한 형태를 사용하여 성형되는 날개의 여러 가지 단면을 또한 나타내고 있다. 복합재 매트릭스(802)는 전방 날개 가장자리(814), 후방 날개 가장자리(816), 상부 표면층(818) 및 하부 표면층(820)을 구비하는 것으로 나타나 있다. 하나 또는 그 이상의 전방 날개 가장자리(814), 후방 날개 가장자리(816), 상부 표면층(818) 및 하부 표면층(820)은 여기에 개시된 다양한 형태에 따라 경화 가능하거나 또는 접합가능하다.
더구나, 전방 날개 가장자리(814), 후방 날개 가장자리(816), 상부 표면층(818) 및 하부 표면층(820)은 다른 것으로부터 분리하여 성형되고, 나중에 부착될 수 있다. 몇 개 형태에서, 전방 날개 가장자리(814) 및/또는 후방 날개 가장자리(816)는 상부 표면층(818) 및/또는 하부 표면층(820)으로 성형 될 수 있다. 그래서 도 7의 압축 장치(504)와 같은 압축 장치에서, 전방 날개 가장자리(814)는 도 7의 전방 표면 공구(506)를 사용하여 성형된 전방 표면이고, 후방 날개 가장자리(816)는 후방 표면 공구(506)를 사용하여 성형된 후방 표면일 수 있다.
도 13으로 지금 가면, 멀티박스 날개 보를 구성하기 위한 예시적인 절차(900)가 상세히 기술되어 있다. 별도의 표시가 없으면, 도면에 나타나고 여기에 기재된 것보다 더 많거나 더 적은 작동이 수행되었다고 인식해야 한다. 부가적으로, 별도로 표시된 것이 없으면, 이들 작동은 또한 여기에 기술된 것들보다 다른 순서로 수행될 수 있다.
절차(900)는 하나 또는 그 이상의 바이어스 플라이 및/또는 단일 플라이가 일련의 성형 맨드렐에 적용하는 작동 902에서 시작한다. 몇 개의 형태에서, 바이어스 플라이 및/또는 단일 플라이에서 섬유는 맨드렐에 하나 또는 그 이상의 텐션 블록을 사용하여 팽팽하게 된다. 작동 902로부터, 절차(900)는 작동 904로 계속되고, 성형 맨드렐은 멀티박스 날개 보 레이업을 생성하도록 서로 인접된다. 몇 개의 형태에서, 멀티박스 날개 보 레이업은 하나 또는 그 이상의 바이어스 플라이 및/또는 단일 플라이로부터 성형된 복합재 매트릭스를 포함한다. 상기에서 지적한 바와 같이, 추가 플라이가 성형 공정의 여러 단계에서 추가될 수 있다.
작동 904로부터, 결정이 추가 바이어스 플라이 또는 단일 플라이가 복합재 매트릭스의 경화 전에 추가되어야 하는지 이루어지게 절차(900)가 판단 906으로 계속된다. 한 형태에서, 멀티박스 날개 보와 날개 표면의 하나 또는 그 이상의 부분들을 함께 성형하고, 경화하도록 하는 것이 바람직하다. 다른 형태에서, 요구되는 날개 두께 또는 구조적인 강성이 추가 플라이가 추가되는 것이 필요하다. 결정 906이 추가 플라이 층이 추가되는 것이라면, 추가적인 층들이 레이업에 적용되는 곳에서, 절차(900)는 작동 908로 계속된다.
레이업에 대한 추가 층에 작동 908이 적용되지 않는다고 작동 906이 결정하였다면, 또는 레이업에 대한 추가 층이 작동 908을 적용한 후, 절차(900)는 작동 910으로 계속되고, 표면 압형은 복합재 매트릭스의 다양한 표면에 적용(인접하게)된다. 몇 개의 형태에서, 표면 압형은 다수의 가능들을 제공한다. 예를 들어, 표면 압형은 복합재 매트릭스의 표면에 어떤 형상을 생성하도록 구성된 하나 또는 그 이상의 표면을 구비할 수 있다. 표면 압형은 또한 몇 개의 실시 예에서 레이업 동안에 복합재 매트릭스의 체적감축(debulking)을 제공할 뿐만 아니라 복합재 매트릭스를 경화하기 위하여 복합재 매트릭스에 압력 및/또는 열을 가하기 위하여 사용된다. 작동 910으로부터, 표면 압형이 경화 공정에 있는 복합재 매트릭스를 압축하고, 절차(900)는 작동 912로 계속된다. 몇 개의 형태에서, 압력뿐만 아니라, 복합재 매트릭스의 여러 가지 표면을 가열하면서, 하나 또는 그 이상의 표면 공구에 열을 가하는 것이 바람직하다. 그래서 작동 912는 또한 가열 작동을 포함한다.
작동 910으로부터, 멀티박스 날개 보 레이업에서 복합재 매트릭스가 경화되고, 절차(900)가 작동 914로 계속된다. 몇 개의 또 다른 형태에서, 작동 912 및/또는 동작 914에서 복합재 매트릭스 내에서 섬유의 주름의 양을 감소시키고, 복합재 매트릭스 내에서 섬유의 직진성을 증가시키도록 복합재 매트릭스의 한쪽 단부 또는 양쪽 단부로부터 복합재 매트릭스 내의 플라이에 텐션을 가하는 것이 바람직하다. 경화 사이클이 완성되면, 표면 압형(및 가열)이 복합재 매트릭스로부터 제거되고, 절차(900)가 작동 916으로 계속된다. 더구나, 맨드렐은 멀티박스 날개 보를 구비하는 날개를 성형하고, 복합재 매트릭스로부터 빼내어진다.

Claims (10)

  1. 항공기 날개를 제조하는 방법은,
    다수의 분리된 날개 맨드렐(100)의 각각에 바이어스 플라이(200) 및 단일 플라이(300)로 감은 다수의 필라멘트를 적용하는 단계,
    멀티박스 날개 보를 생성하기 위하여 다수의 분리된 날개 맨드렐(100)을 인접시키는 단계,
    멀티박스 날개 보 레이업에 다수의 날개 표면 압형을 인접시키는 단계,
    멀티박스 날개 보 레이업에 압력을 가하기 위하여 다수의 날개 표면 압형을 압축시키는 단계 및
    다수의 멀티박스 날개 보를 갖는 항공기 날개를 성형하도록 멀티박스 날개 보 레이업을 경화시키는 단계를 포함하고,
    멀티박스 날개 보 레이업을 경화시키는 단계는 멀티박스 날개 보 레이업에 열을 가하는 단계를 더 포함하며, 그리고 멀티박스 날개 보 레이업을 경화시킨 후 다수의 분리된 날개 맨드렐(100)을 각각 제거하는 단계를 포함하고,
    멀티박스 날개 보 레이업을 경화시키는 단계는 멀티박스 날개 보 레이업, 상부 날개 표면과 하부 날개 표면을 공동으로 경화시키고, 바이어스 플라이(200)와 단일 플라이(300)로 감은 다수의 필라멘트를 적용한 후, 경화 가능한 상부 날개 표면과 경화 가능한 하부 날개 표면을 레이업 하는 단계 및
    멀티박스 날개 보 레이업을 경화한 후 다수의 리브 세그먼트(700)들을 설치하는 단계를 더 포함하고,
    다수의 날개 표면 압형을 압축하는 단계는 다수의 섬유 그곳에 주름을 최소화하도록 바이어스 플라이(200)와 단일 플라이(300)로 감은 다수의 필라멘트에 텐션을 가하는 단계를 더 포함하고,
    멀티박스 날개 보 레이업을 경화한 후 전방 날개 가장자리(814) 또는 후방 날개 가장자리(816)를 설치하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 날개를 제조하는 방법.
  2. 제 1 항에 있어서,
    바이어스 플라이(200) 및 단일 플라이(300)로 감은 다수의 필라멘트를 적용하는 단계는 요구되는 날개 두께 또는 구조적 강성을 달성할 수 있도록 바이어스 플라이(200) 또는 단일 플라이(300)로 감은 층을 추가하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 날개를 제조하는 방법.
  3. 제 2 항에 있어서,
    멀티박스 날개 보 레이업을 경화시키는 단계가 멀티박스 날개 보 레이업, 전방 날개 가장자리(814)와 후방 날개 가장자리(816)를 공동으로 경화시키고, 바이어스 플라이(200)와 단일 플라이(300)로 감은 다수의 필라멘트를 적용한 후 경화 가능한 전방 날개 가장자리(814)와 후방 날개 가장자리(816)를 레이업 하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 날개를 제조하는 방법.
  4. 날개는,
    항공기 동체의 적어도 하나의 빔(812)에 부착된 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항의 방법에 의해 제조된 다수의 멀티박스 날개 보(600),
    상부 날개 표면,
    하부 날개 표면 및
    다수의 날개 세그먼트를 포함하고,
    다수의 멀티박스 날개 보, 상부 날개 표면, 및 하부 날개 표면은 연속적인 섬유를 포함하는 복합재층인 것을 특징으로 하는 날개.
  5. 제 4 항에 있어서,
    날개는 다수의 멀티박스 날개 보 내에 배치된 다수의 리브(700)를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 날개.
  6. 제 4 항에 있어서,
    날개는 다수의 멀티박스 날개 보(600), 상부 날개 표면, 및 하부 날개 표면과 공동으로 경화된 복합재층을 포함하는 전방 날개 가장자리(814)와 후방 날개 가장자리(816)를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 날개.
  7. 제 4 항에 있어서,
    멀티박스 날개 보는 적어도 하나는 타원형 구경(808)을 포함하고,
    타원형 구경(808)의 외부 표면은 항공기 동체의 내측 표면에 가장 가깝게 위치하고,
    각변위가 직선 날개 또는 후퇴 날개 윤곽을 제공하고, 타원형 구경(808)의 초점이 항공기 동체와 날개 사이에서 각변위를 제공하는 것을 특징으로 하는 날개.
  8. 제 4 항에 있어서,
    다수의 멀티박스 날개 보(600)의 적어도 하나는 두 번째 날개의 다수의 멀티박스 날개 보(600)의 적어도 하나에 부착되는 것을 특징으로 하는 날개.
  9. 제 4 항에 있어서,
    다수의 멀티박스 날개 보(600)와 공동 경화되는 날개 표면을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 날개.
  10. 제 4 항에 있어서,
    연속하는 섬유를 포함하는 복합재층은, 공동 경화 또는 공동 결합되는 복합재층으로 있는 것을 특징으로 하는 날개.

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