KR101887251B1 - 조인트 조립체와 그 조립방법 - Google Patents

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Abstract

항공기용 조인트 조립체가 제공된다. 조인트 조립체는 제1플랜지와, 제2플랜지, 및 제3플랜지를 포함하는 단일의 메인 이음부재와, 적어도 하나의 파스너를 사용하여 제1플랜지에 결합된 외부 스파부품, 적어도 하나의 파스너를 사용하여 제2플랜지에 결합된 내부 스파부품, 및 적어도 하나의 파스너를 사용하여 제3플랜지에 결합된 몸체 리브를 포함한다.

Description

조인트 조립체와 그 조립방법{JOINT ASSEMBLY AND METHOD OF ASSEMBLING SAME}
본 발명의 개시 분야는 일반적으로 항공기 조립체에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 항공기 몸체에 날개를 결합하는 데 사용하기 위한 조인트 조립체에 관한 것이다.
항공기는 일반적으로 동체에 결합된 적어도 2개의 날개를 포함한다. 각 날개는 동체를 따라 연장하는 관련된 몸체 리브(rib)에 결합하는 스파(spar)를 포함한다. 더 상세하게는, 적어도 몇몇 공지된 항공기에서, 조인트 조립체는 스파를 관련된 몸체 리브에 결합한다. 조인트 조립체는 랜딩기어와 같은 항공기의 다른 구성부품을 동체에 결합하기 위하여 사용될 수도 있다.
적어도 몇몇 공지된 조인트 조립체는 파스너를 사용하여 서로 연결된 다수의 다른 구성부품을 포함하는 비교적 복잡한 조립체이다. 다수의 구성부품 및 파스너 때문에, 그러한 조인트 조립체는 제조하기에 비교적 비싸고, 조립하기에 비교적 시간이 걸리고 어려우며, 또 비교적 무겁다. 또한, 적어도 몇몇 공지된 조인트 조립체는 비교적 큰 틈새로 분리된 2개의 돌기부(prong)를 포함하는 후방 스파 격벽 (bulkhead) 이음부품(fitting component)을 포함한다. 예컨대, 도 1은 제1돌기부 (12)와 제2돌기부(14)를 포함하는 공지된 후방 스파 격벽 이음부품(10)의 개략도이다. 제1및 제2 돌기부(12, 14)는 틈새(16)에 의해 분리된다. 따라서 하중이 후방 스파 격벽 이음부품에 가해지면, 제1및 제2 돌기부(12, 14)에서 대향력에 의해 모멘트 또는 토오크가 유발될 수 있다.
본 발명의 목적은 항공기 몸체에 날개를 결합하는 데 사용하기 위한 조인트 조립체를 제공하는 것이다.
하나의 관점에서, 항공기용 조인트 조립체가 제공된다. 조인트 조립체는 제1플랜지와, 제2플랜지, 및 제3플랜지를 포함하는 단일의 메인 이음부재(main fitting )와, 적어도 하나의 파스너를 사용하여 제1플랜지에 결합된 외부 스파부품, 적어도 하나의 파스너를 사용하여 제2플랜지에 결합된 내부 스파부품, 및 적어도 하나의 파스너를 사용하여 제3플랜지에 결합된 몸체 리브를 포함한다.
다른 관점에서, 항공기용 조인트가 제공된다. 조인트는 메인 이음부재를 항공기의 외부 스파부품에 결합하도록 된 제1플랜지와, 메인 이음부재를 항공기의 내부 스파부품에 결합하도록 된 제2플랜지, 및 메인 이음부재를 항공기의 몸체 리브에 결합하도록 된 제3플랜지를 포함하는 단일의 메인 이음부재를 포함한다.
또 다른 관점에서, 항공기의 조인트 조립체를 조립하는 방법이 제공된다. 방법은, 적어도 하나의 파스너를 사용하여 항공기의 외부 스파부품을 단일의 메인 이음부재의 제1플랜지에 결합하는 단계와, 적어도 하나의 파스너를 사용하여 항공기의 내부 스파부품을 메인 이음부재의 제2플랜지에 결합하는 단계, 및 적어도 하나의 파스너를 사용하여 항공기의 몸체 리브를 메인 이음부재의 제3플랜지에 결합하는 단계를 포함한다.
도 1은 공지의 후방 스파 격벽 이음부품의 사시도이다.
도 2는 예시적인 항공기 제조 및 서비스 방법의 플로우다이어그램이다.
도 3은 항공기의 블록 다이어그램이다.
도 4는 예시적인 항공기의 사시도이다.
도 5는 도 4에 도시된 항공기와 사용될 수 있는 예시적인 조인트 조립체의 사시도이다.
도 6은 도 5에 도시된 조인트 조립체의 사시도이다.
도 7은 도 5에 도시된 조인트 조립체의 사시도이다.
도 8은 도 5에 도시된 조인트 조립체를 조립하기 위하여 사용될 수 있는 예시적인 방법의 플로우차트이다.
도 9는 도 5에 도시된 조인트 조립체의 메인 이음부재를 도 1에 도시된 공지된 후방 스파 격벽 이음부품과 비교한 하중 다이어그램이다.
여기에 기재된 시스템과 방법은 단일의 메인 이음부재를 포함하는 항공기용 조인트 조립체를 제공한다. 메인 이음부재는 제1플랜지와, 제2플랜지, 및 제3플랜지를 포함한다. 복수의 파스너를 사용하여, 제1플랜지는 외부 스파부품에 결합되고 , 제2플랜지는 내부 스파부품에 결합되며, 제3플랜지는 몸체 리브에 결합된다. 조인트 조립체에 하중이 인가되면, 메인 이음부재는 실질적으로 수직인 하중경로를 제공하고, 또 조인트 조립체에서 모멘트 또는 토오크의 발생을 방지한다.
도면을 더 상세히 참조하면, 도 2에 도시된 바와 같은 항공기 제조 및 서비스 방법(100) 및 도 3에 도시된 바와 같은 항공기(102)의 관점에서 개시의 구현예가 기재될 수 있다. 사전 생산공정 동안에, 예시적인 방법(100)은, 항공기(102)의 사양서와 설계(104) 및 재료 획득(106)을 포함할 수 있다. 생산공정 동안에, 항공기(102)의 구성부품 및 서브 조립체 제작(108) 및 시스템 통합(110)이 이루어진다. 그 후, 항공기(102)는 서비스 운항(114)에 제공되도록 인증 및 배송(112)을 거칠 수 있다. 고객에 의한 서비스 운항(114) 동안에, 항공기(102)는 정기적인 유지 및 보수(116)(수정, 개조, 개량 등을 포함할 수 있다) 계획이 예정될 수 있다.
방법(100)의 공정들의 각각은, 시스템 통합자, 제3자 및/또는 운영자(예컨대, 고객)에 의하여 수행 또는 실행될 수 있다. 본 기재를 위하여, 시스템 통합자는 이에 한정됨이 없이 임의 숫자의 항공기 제조자 및 주요 시스템 하청업자들을 포함할 수 있고; 제3자는 이에 한정됨이 없이 임의 숫자의 판매자, 하청업자 및 공급자들을 포함할 수 있으며; 운영자는 항공사, 대여회사, 군대, 서비스 기구 등일 수 있다.
도 3에 도시된 바와 같이, 예시적인 방법(100)에 의하여 생산된 항공기(102)는, 복수의 시스템(120)들을 갖는 에어프레임(118)과 내장(122)을 포함할 수 있다. 고도한 시스템(120)들의 예는, 하나 이상의 추진시스템(124), 전장시스템(126), 유압시스템(128) 및 환경시스템(130)을 포함한다. 임의 갯수의 다른 시스템들이 포함될 수 있다. 항공 산업의 예가 도시되었지만, 개시된 실시예의 원리들은 자동차 산업과 같은 다른 산업들에도 적용될 수 있다.
여기에 구현된 장치와 방법은, 생산 및 서비스 방법(100)의 임의의 하나 이상의 단계 동안에 채용될 수 있다. 예컨대, 제조 단계(108)에 대응하는 부재, 구조물 및 구성요소들은, 항공기(102)가 서비스 운항 중인 동안에 생산된 부재, 구조물 및 구성요소들과 유사한 방식으로 제작 또는 제조될 수 있다. 또한, 하나 이상의 장치 실시예, 방법 실시예, 또는 이들의 조합이 제조 단계(108, 110)동안에, 예컨대 실질적으로 항공기(102)의 원가를 감소하거나 또는 그 조립을 촉진함으로써 이용될 수 있다. 마찬가지로, 하나 이상의 장치 실시예, 방법 실시예, 또는 이들의 조합이, 항공기(102)가 서비스 운항 중인 동안에, 예컨대 그리고 이에 한정됨이 없이, 유지 및 보수(116)를 위하여 이용될 수 있다.
도 4는 항공기(102)(도 3에 도시된)와 같은, 예시적인 항공기(300)의 사시도이다. 예시적인 구현예에서, 항공기(300)는 동체(302)와, 꼬리 조립체(304), 왼쪽 날개 조립체(306), 및 오른쪽 날개 조립체(307)를 포함한다. 각 날개 조립체(306, 307)는 후방 스파(308) 및 랜딩기어 조립체(310)를 포함한다. 몸체 리브(도 4에 도시 안 됨)는 동체(302)의 길이를 따라 연장한다. 조인트 영역(320)에서, 각 몸체 리브는 조인트 조립체(도 4에 도시 안 됨)를 사용하여 관련된 후방 스파(308)에 결합된다. 표피(330)는 항공기(300)의 외부 너머로 연장한다.
도 5는 항공기(300)(도 4에 도시된)와 사용될 수 있는 예시적인 조인트 조립체(400)의 사시도이다. 도 6은 조인트 조립체(400)의 사시도이다. 도 7은 조인트 조립체(400)의 사시도이다. 도 5-7에 도시된 바와 같이, 조인트 조립체(400)는 서로 외부 스파부품(404)과, 내부 스파부품(406), 및 몸체 리브(408)에 결합된 단일의 메인 이음부재(402)를 포함한다.
외부 스파부품(404)과 내부 스파부품(406)은 후방 스파(308)(도 3에 도시된)를 형성한다. 특히, 외부 스파부품(404)은 관련된 날개 조립체(306 또는 308)(도 3에 도시된)를 통해 연장하고, 또 내부 스파부품(406)은 동체(302)(도 3에 도시된)를 통해 연장한다.
메인 이음부재(402)는 제1플랜지(410)와, 제2플랜지(412), 및 제3플랜지(414)를 포함한다. 외부 스파부품(404)은 복수의 파스너(420)(예컨대, 리벳, 볼트 등)를 사용하여 제1플랜지(410)에서 메인 이음부재(402)에 결합된다. 마찬가지로, 내부 스파부품(406)은 파스너(420)를 사용하여 제2플랜지(412)에서 메인 이음부재(402)에 결합되고, 그리고 몸체 리브(408)는 파스너(420)를 사용하여 제3플랜지(414)에서 메인 이음부재(402)에 결합된다.
제1 및 제2플랜지(410,412)는 서로 소정 각도로 지향된다. 따라서 외부 스파부품(404)이 동체(302)에 대하여 후방으로 경사지도록 외부 및 내부 스파부품(404, 406)은 서로 소정 각도로 지향된다. 제3플랜지(414)는 제2플랜지(412)에 실질적으로 수직으로 지향된다. 이와 같이, 몸체 리브(408)는 실질적으로 내부 스파부품 (412)에 수직으로 지향된다.
예시적인 구현예에서, 메인 이음부재(402)는 베이스 부위(422)와 상부 부위 (424)를 포함한다. 플랜지(410, 412, 414)는 베이스 부위(422)상에 형성된다. 상부 부위(424)는 베이스 부위(422)로부터 위쪽으로 연장하고 또 아치형 표면(426)을 포함한다. 표피(330)(도 4에 도시된)는 아치형 표면(426) 위로 연장하고 또 이에 결합된다.
조인트 조립체(400)는 예시적인 구현예에서 안전 스트랩(430)을 포함한다. 안전 스트랩(430)은 도 5에 도시된 바와 같이, 메인 이음부재(402)에 대하여 결합된다. 특히, 메인 이음부재(402)에 결합될 때, 안전 스트랩(430)은 메인 이음부재 (402)에 형성된 틈새부(432)내에 끼워진다. 틈새부(432)는 메인 이음부재(402)의 제1표면(434)과 메인 이음부재(402)의 제2표면(436)에 의해 형성된다.
안전 스트랩(430)은 제1플레이트(438)와 제2플레이트(440)를 포함한다. 안전 스트랩(430)이 메인 이음부재(402)에 결합되면, 제1플레이트(438)는 제1표면(434)과 접촉하고 제2플레이트(440)는 제1표면(436)과 접촉한다. 또한, 안전 스트랩 (430)은 적어도 베이스 부위(422)의 일부와 상부 부위(424) 너머로 연장한다. 메인 이음부재(402)의 파손(예컨대, 과도 하중에 의한 메인 이음부재(402)의 균열)의 경우에, 하중 경로는 안전 스트랩(430)을 통해 이송된다. 따라서 안전 스트랩(430)은 메인 이음부재(402)가 파손된 경우에 메인 이음부재(402)를 위한 예비품으로서 역할을 한다.
예시적인 구현예에서, 조인트 조립체(400)는 파스너(420)에 의해 외부 스파부품(404)에 결합된 사이드 이음부재(450)를 포함한다. 사이드 이음부재(450)와 메인 이음부재(402)사이에 중간 이음부재(452)가 결합된다. 중간 이음부재(452)는 랜딩기어 조립체(310)(도 4에 도시된)의 적어도 하나의 부품에 조인트 조립체(400)의 결합을 용이하게 하기 위한 개구부(454)를 포함한다. 사이드 이음부재(450)와 중간 이음부재(452)는 조인트 조립체 (400)에서 드랙 브레이스(drag brace) 이음부재로서 역할을 한다. 드랙 브레이스 이음부재는 동체(302)(도 4에 도시된)와 랜딩기어 조립체(310) 사이의 링크이다. 항공기(300)(도 4에 도시된)의 브레이크가 적용되 면, 드랙 브레이스 이음부재는 꼬리 쪽으로 작용하는 힘을 브레이크로부터 동체 (302)로 전달한다.
메인 이음부재(402)와, 안전 스트랩(430), 사이드 이음부재(450) 및 중간 이음부재(452)는, 외부 스파부품(404)과, 내부 스파부품(406) 및 몸체 리브(408)를 서로 결합하는 단일의 조인트(460)를 형성한다.
항공기의 작동 동안에, 다양한 하중이 조인트 조립체(400)에 적용된다. 예컨대, 이륙 및/또는 착륙동작 동안에 실질적인 하중이 조인트 조립체(400)에 적용될 수 있다. 적어도 몇몇 공지된 조인트 조립체는 비교적 큰 틈새로 분리된 2개의 돌기부를 포함하는 후방 스파 격벽 이음부품을 포함한다. 그러한 조인트 조립체에 하중이 적용되면, 후방 스파 격벽 이음부품의 구성은 바람직하지 않은 모멘트 또는 토오크가 발생될 수 있다. 그 중에서도 특히, 적어도 몇몇 공지된 후방 스파 격벽 이음부품과는 달리, 메인 이음부재(402)는 실질적으로 강성이 있고, 어떠한 틈새도 포함하지 않는다. 따라서 적어도 몇몇 공지된 조인트 조립체와 달리, 하중이 메인 이음부재(402)에 가해지면, 메인 이음부재(402)를 통한 하중 경로는 실질적으로 수직이고(즉, 하중 경로가 베이스 부위(422)로부터 상부 부위(424)의 방향으로 연장하고), 또 그 어떠한 중대한 모멘트 또는 토오크가 발생되지 않는다. 또한, 조인트 조립체(400)가 단일의 메인 이음부재(402)를 포함하기 때문에, 조인트 조립체(400)에서 파스너의 숫자, 조인트 조립체(400)에서 별개의 부품의 숫자, 조인트 조립체를 제조하기 위한 비용, 및 조인트 조립체(400)의 중량이 모두 적어도 몇몇 공지된 조인트 조립체와 비교하여 상당히 감소할 수 있다.
도 8은 조인트 조립체(400)(도 5-7에 도시된)와 같은, 조인트 조립체를 조립하기 위하여 사용될 수 있는 예시적인 방법(700)의 플로우차트이다. 방법(700)은 외부 스파부품(404)(도 5에 도시된)과 같은, 외부 스파부품을 메인 이음부재(402)의 제1플랜지(410)(도 5에 도시된)와 같은, 단일의 메인 이음부재의 제1플랜지에 결합하는 단계(702)를 포함한다. 내부 스파부품(406)(도 5에 도시된)과 같은, 내부 스파부품은 제2플랜지(412)(도 5에 도시된)와 같은, 메인 이음부재의 제2플랜지에 결합된다(단계 704). 몸체 리브(408)(도 5에 도시된)와 같은, 몸체 리브는 제3플랜지(414)(도 5에 도시된)와 같은, 메인 이음부재의 제3플랜지에 결합된다(단계 706). 메인 이음부재는 외부 스파부품과, 내부 스파부품 및 몸체 리브 사이에 비교적 간단한 어태치먼트 구성을 제공한다. 또한, 하중이 메인 이음부재에 적용되면, 실질적으로 수직인 하중 경로가 생성된다.
도 9는 메인 이음부재(402)(도 5에 도시된)와 공지된 후방 스파 격벽 이음부품 (10)(도 1에 도시된)을 비교한 하중 다이어그램(900)이다. 하중 다이어그램 (900)은 동체(902)와, 제1날개 조립체(904) 및 제2날개 조립체(906)를 포함한다. 비교 목적을 위하여, 메인 이음부재(402)는 제1날개 조립체(904)를 동체(902)에 결합하고, 또 공지된 후방 스파 격벽 이음부품(10)은 제2날개 조립체(906)를 동체에 결합한다. 도 9에 도시된 하중은 예컨대, 이륙 및/또는 착륙 작동 동안에 적용될 수 있다.
도 9에 도시된 바와 같이, 메인 이음부재(402)에 하중을 적용하면, 실질적으로 수직인 하중경로가 되고, 제1하중(910)과 대향하는 제2하중(920)이 실질적으로 정렬된다. 따라서 메인 이음부재(402)는 하중이 적용될 때, 모멘트 또는 토오크의 발생을 방지하도록 된다. 이에 반하여, 후방 스파 격벽 이음부품(10)으로 하중을 적용하면, 모멘트 또는 토오크가 발생한다. 특히, 제1돌기부(12)에서 아래쪽의 보충 하중(930)이 발생되고, 또 제2돌기부(14)에서 위쪽의 보충 하중(940)이 발생된다. 대향하는 보충 하중(930, 940)은 정렬되지 않고, 틈새(16)에 의해 분리되어, 모멘트 또는 토오크의 생성으로 이어진다. 따라서 메인 이음부재(402)는, 후방 스파 격벽 이음부품(10)과는 달리, 모멘트 또는 토오크의 발생 방지를 촉진한다.
여기에 기재된 구현예들은 단일의 메인 이음부재를 포함하는 항공기용 조인트 조립체를 제공한다. 메인 이음부재는 제1플랜지와, 제2플랜지, 및 제3플랜지를 포함한다. 복수의 파스너를 사용하여, 제1플랜지는 외부 스파부품에 결합되고, 제2플랜지는 내부 스파부품에 결합되며, 제3플랜지는 몸체 리브에 결합된다. 조인트 조립체에 하중이 인가되면, 메인 이음부재는 실질적으로 수직인 하중경로를 제공하고, 또 조인트 조립체에서 모멘트 또는 토오크의 발생을 방지한다.
여기에 기재된 구현예들은 적어도 몇몇 조인트 조립체에 개선을 제공한다. 적어도 몇몇 조인트 조립체와 비교하여, 여기에 기재된 조인트 조립체는 복수의 서로 연결된 부품 대신에 단일의 메인 이음부재를 포함한다. 따라서 적어도 몇몇 조인트 조립체와 비교하여, 여기에 기재된 조인트 조립체는 제조하기에 덜 비싸고 시간이 덜 걸리며, 중량이 적고 또 더 적은 파스너를 필요로 할 수 있다. 또한, 적어도 몇몇 공지된 조인트 조립체와 달리, 여기에 기재된 조인트 조립체는 비교적 큰 틈새에 의해 분리된 2개의 돌기부를 포함하는 후방 스파 격벽 이음부품을 포함하지 않는다. 이와 같이, 여기에 기재된 조인트 조립체는 실질적으로 수직인 하중 경로를 제공하고 그리고 하중이 적용될 때 모멘트 또는 토오크의 발생을 방지한다.
또한, 본 개시는 이하의 항목에 따른 실시예를 포함한다.
1. 항공기용 조인트 조립체로서, 상기 조인트 조립체는:
제1플랜지와, 제2플랜지, 및 제3플랜지를 포함하는 단일의 메인 이음부재와;
적어도 하나의 파스너를 사용하여 제1플랜지에 결합된 외부 스파부품;
적어도 하나의 파스너를 사용하여 제2플랜지에 결합된 내부 스파부품; 및
적어도 하나의 파스너를 사용하여 제3플랜지에 결합된 몸체 리브; 를 포함한다.
2. 항목 1에 따른 조인트 조립체로서,
상기 외부 스파부품에 결합된 사이드 이음부재와;
상기 사이드 이음부재와 메인 이음부재 사이에 결합되고, 메인 이음부재를 랜딩기어 조립체에 결합하도록 된 중간 이음부재를 더 포함한다.
3. 항목 1에 따른 조인트 조립체로서,
상기 제2플랜지는 제3플랜지에 실질적으로 수직이다.
4. 항목 1에 따른 조인트 조립체로서,
상기 메인 이음부재는 상부 부위와 베이스 부위를 포함하고, 또 상기 제1, 제2 및 제3플랜지는 베이스 부위 상에 형성된다.
5. 항목 4에 따른 조인트 조립체로서,
상기 상부 부위는 항공기의 표피에 결합되도록 된 아치형 표면을 포함한다.
6. 항목 1에 따른 조인트 조립체로서,
상기 메인 이음부재는, 조인트 조립체에 하중이 적용될 때, 실질적으로 수직인 하중 경로를 제공하도록 된다.
7. 항목 1에 따른 조인트 조립체로서,
상기 메인 이음부재는, 조인트 조립체에 하중이 적용될 때, 모멘트의 발생을 방지하도록 된다.
8. 항공기용 조인트로서, 상기 조인트는,
메인 이음부재를 항공기의 외부 스파부품에 결합하도록 된 제1플랜지와;
메인 이음부재를 항공기의 내부 스파부품에 결합하도록 된 제2플랜지; 및
메인 이음부재를 항공기의 몸체 리브에 결합하도록 된 제3플랜지; 를 포함하는 단일의 메인 이음부재를 포함한다.
9. 항목 8에 따른 조인트로서,
상기 외부 스파부품에 결합된 사이드 이음부재와;
상기 사이드 이음부재와 메인 이음부재 사이에 결합되고, 메인 이음부재를 랜딩기어 조립체에 결합하도록 된 중간 이음부재를 더 포함한다.
10. 항목 8에 따른 조인트로서,
상기 제2플랜지는 제3플랜지에 실질적으로 수직이다.
11. 항목 8에 따른 조인트로서,
상기 메인 이음부재는 상부 부위와 베이스 부위를 포함하고, 또 상기 제1, 제2 및 제3플랜지는 베이스 부위 상에 형성된다.
12. 항목 11에 따른 조인트로서,
상기 상부 부위는 항공기의 표피에 결합되도록 된 아치형 표면을 포함한다.
13. 항목 8에 따른 조인트로서,
상기 메인 이음부재는, 조인트 조립체에 하중이 적용될 때, 실질적으로 수직인 하중 경로를 제공하도록 된다.
14. 항목 8에 따른 조인트로서,
상기 메인 이음부재는, 조인트 조립체에 하중이 적용될 때, 모멘트의 발생을 방지하도록 된다.
15. 항공기의 조인트 조립체를 조립하는 방법으로서,
적어도 하나의 파스너를 사용하여 항공기의 외부 스파부품을 단일의 메인 이음부재의 제1플랜지에 결합하는 단계와;
적어도 하나의 파스너를 사용하여 항공기의 내부 스파부품을 메인 이음부재의 제2플랜지에 결합하는 단계; 및
적어도 하나의 파스너를 사용하여 항공기의 몸체 리브를 메인 이음부재의 제3플랜지에 결합하는 단계를 포함한다.
16. 항목 15에 따른 방법으로서,
상기 외부 스파부품에 사이드 이음부재를 결합하는 단계와;
상기 사이드 이음부재와 메인 이음부재 사이에 중간 이음부재를 결합하는 단계; 를 더 포함한다.
17. 항목 16에 따른 방법으로서,
상기 중간 이음부재에 랜딩기어 조립체를 결합하는 단계를 더 포함한다.
18. 항목 15에 따른 방법으로서,
상기 몸체 리브를 결합하는 단계는, 상기 몸체 리브가 내부 스파부품에 실질적으로 수직되게 지향되도록 제3플랜지에 몸체 리브를 결합하는 것을 포함한다.
19. 항목 15에 따른 방법으로서,
상기 메인 이음부재는 상부 부위와 베이스 부위를 포함하고, 상기 방법은 메인 이음부재의 베이스 부위 상에 제1, 제2 및 제3플랜지를 형성하는 단계를 더 포함한다.
20. 항목 19에 따른 방법으로서,
상기 메인 이음부재의 상부 부위 상의 아치형 표면에 항공기의 표피를 결합하는 단계를 더 포함한다.
상기 기재된 설명은 최상의 모드를 포함하는 다양한 구현예에 대한 실시예를 사용하는데, 이는 임의의 장치 또는 시스템을 만들고 또 사용하며 그리고 임의의 통합된 방법을 수행하는 것을 포함하여, 임의의 기술 분야의 기술자가 이들 구현예를 실시할 수 있게 한다. 특허가능한 범위는 특허청구의 범위에 의하여 정해지고, 또 당업자에게 발생하는 다른 실시예를 포함할 수 있다. 그러한 다른 실시예는, 만일 이들이 특허청구의 범위의 문언적 언어와 다르지 않은 구조적 부재를 갖거나, 또는 만일 이들이 특허청구의 범위의 문언적 언어로부터 실질적이 아닌 차이를 갖는 대등한 구조적 부재를 포함한다면, 특허청구의 범위 내에 속하는 것으로 의도된다.

Claims (13)

  1. 항공기용 조인트 조립체(400)로서,
    제1플랜지(410)와, 제2플랜지(412), 및 제3플랜지(414)를 포함하는 단일의 메인 이음부재(402)와;
    적어도 하나의 파스너를 사용하여 상기 제1플랜지에 결합된 외부 스파부품 (404);
    적어도 하나의 파스너를 사용하여 상기 제2플랜지에 결합된 내부 스파부품 (406); 및
    적어도 하나의 파스너를 사용하여 상기 제3플랜지에 결합된 몸체 리브(408); 를 포함하되,
    상기 메인 이음부재(402)는 상부 부위(424)와 베이스 부위(422)를 포함하고, 또 상기 제1, 제2 및 제3플랜지(410, 412, 414)는 상기 베이스 부위 상에 형성되며,
    상기 상부 부위(424)는 항공기의 표피(380)에 결합되도록 된 아치형 표면(426)을 포함하는 조인트 조립체.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 외부 스파부품(404)에 결합된 사이드 이음부재(450)와;
    상기 사이드 이음부재(450)와 메인 이음부재(402) 사이에 결합되고, 상기 메인 이음부재를 랜딩기어 조립체(310)에 결합하도록 된 중간 이음부재(452)를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 조인트 조립체.
  3. 제1항 또는 제2항에 있어서,
    상기 제2플랜지(412)는 제3플랜지(414)에 실질적으로 수직인 것을 특징으로 하는 조인트 조립체.
  4. 삭제
  5. 삭제
  6. 제1항에 있어서,
    상기 메인 이음부재(402)는, 상기 조인트 조립체에 하중이 적용될 때, 실질적으로 수직인 하중 경로를 제공하도록 된 것을 특징으로 하는 조인트 조립체.
  7. 제1항에 있어서,
    상기 메인 이음부재(402)는, 상기 조인트 조립체에 하중이 적용될 때, 모멘트의 발생을 방지하도록 된 것을 특징으로 하는 조인트 조립체.
  8. 항공기의 조인트 조립체(400)를 조립하는 방법으로서,
    적어도 하나의 파스너(420)를 사용하여 항공기의 외부 스파부품(404)을 단일의 메인 이음부재(402)의 제1플랜지(410)에 결합하는 단계와;
    적어도 하나의 파스너를 사용하여 항공기의 내부 스파부품(406)을 메인 이음부재의 제2플랜지(412)에 결합하는 단계; 및
    적어도 하나의 파스너를 사용하여 항공기의 몸체 리브(408)를 메인 이음부재의 제3플랜지(414)에 결합하는 단계를 포함하되,
    상기 메인 이음부재(402)는 상부 부위(424)와 베이스 부위(422)를 포함하고, 또 상기 제1, 제2 및 제3플랜지(410, 412, 414)는 상기 베이스 부위 상에 형성되며,
    상기 상부 부위(424)는 항공기의 표피(380)에 결합되도록 된 아치형 표면(426)을 포함하는, 항공기의 조인트 조립체를 조립하는 방법.
  9. 제8항에 있어서,
    항공기의 몸체 리브를 메인 이음부재의 제3플랜지에 결합하는 단계 후에,
    상기 외부 스파부품(404)에 사이드 이음부재(450)를 결합하는 단계와;
    상기 사이드 이음부재와 메인 이음부재 사이에 중간 이음부재(452)를 결합하는 단계; 를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  10. 제9항에 있어서,
    상기 사이드 이음부재와 메인 이음부재 사이에 중간 이음부재를 결합하는 단계 후에,
    상기 중간 이음부재(452)에 랜딩기어 조립체(310)를 결합하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  11. 제8항 내지 제10항 중 한 항에 있어서,
    상기 몸체 리브(408)를 결합하는 단계는, 상기 몸체 리브가 내부 스파부품(406)에 실질적으로 수직되게 지향되도록 제3플랜지(414)에 몸체 리브를 결합하는 것을 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  12. 제8항에 있어서,
    상기 메인 이음부재(402)는 상부 부위(424)와 베이스 부위(422)를 포함하고, 상기 방법은 메인 이음부재의 베이스 부위 상에 제1, 제2 및 제3플랜지(410, 412, 414)를 형성하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  13. 제12항에 있어서,
    메인 이음부재의 베이스 부위 상에 제1, 제2 및 제3플랜지를 형성하는 단계 후에,
    상기 메인 이음부재(402)의 상부 부위(424) 상의 아치형 표면에 항공기의 표피(380)를 결합하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
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