KR101988387B1

KR101988387B1 - 적어도 하나의 구조상 보강된 패널을 포함하는 동체를 갖는 회전익기

Info

Publication number: KR101988387B1
Application number: KR1020170072702A
Authority: KR
Inventors: 악셀 닥터 핑크; 안드레아스 랙; 헬머트 피에츠
Original assignee: 에어버스 헬리콥터스 도이칠란트 게엠베하
Priority date: 2016-08-11
Filing date: 2017-06-09
Publication date: 2019-06-12
Also published as: CN107719628A; CN107719628B; KR20180018298A; US10556662B2; US20180043982A1; EP3281861B1; EP3281861A1

Abstract

본 발명은 동체를 갖는 회전익기에 관한 것으로, 상기 동체는 적어도 하나의 구조상 보강된 패널(6)을 포함하고, 상기 구조상 보강된 패널(6)은 스트레스를 받은 스킨(7)과, 스트레스를 받은 스킨(7)에 단단히 부착되는 보강 프레임워크(8)를 포함하고, 상기 스트레스를 받은 스킨(7)은 내부 스킨(7a), 외부 스킨(7b), 및 상기 내부 스킨(7a)과 상기 외부 스킨(7b) 사이에 배치되는 코어 요소 어셈블리(17)를 포함하고, 상기 코어 요소 어셈블리(17)는 적어도 하나의 점탄성 코어 요소(14)와, 쪽매붙임으로 만들어진 적어도 하나의 중간 코어 요소(15)를 포함하며, 상기 적어도 하나의 점탄성 코어 요소(14)는 소음 및 진동 감쇠를 위해 제공된다.

Description

적어도 하나의 구조상 보강된 패널을 포함하는 동체를 갖는 회전익기{A ROTARY WING AIRCRAFT WITH A FUSELAGE THAT COMPRISES AT LEAST ONE STRUCTURAL STIFFENED PANEL}

본 발명은 적어도 하나의 구조상 강화된 패널을 포함하는 동체를 갖는 회전익기에 관한 것이고, 이러한 구조상 강화된 패널은 스트레스를 받은 스킨(stressed skin)과, 스트레스를 받은 스킨에 단단히 부착되는 프레임워크(framework)를 포함한다.

좀 더 일반적으로, 소위 스킨 보강된 디자인을 가지고, 일반적으로 세미모노코크(semi-monocoque) 디자인에서 적용되는 그러한 구조상 보강된 패널은, 보통 통상 스트링거(stringer)라고 부르는 세로 보강재와, 통상 프레임에 의해 정의되는 가로 중간 보강재와 같은 별개의 구조상 요소들로 구성된 별개의 백(back) 구조물에 의해 지지되는 얇은 스킨을 포함한다. 별개의 백 구조물, 즉 스트링거와 프레임은 스트링거가 작동시 발생하는 세로 방향 하중(load)의 상당한 부분을 흡수하는 보강 프레임워크를 구성한다.

보통, 각각의 스트링거는 스트레스를 받은 스킨에 접착되거나 리벳(rivet)으로 고정되고, 복합 디자인에서는 스트레스를 받은 스킨과 동시 경화(co-cure), 즉 동시에 경화될 수 있다. 각각의 프레임들은 보통 스트레스를 받은 스킨이나 스트링거들에 리벳으로 고정되고, 스트링거들의 각각의 높이보다 큰 높이를 나타낸다. 따라서, 스트링거들은 연속적이고, 프레임들을 통과한다. 후자의 경우는 구조상 보강된 패널의 스트링거들이 통과하는 것을 허용하기 위해, 국부적인 컷-아웃(cut-out)들을 보여준다.

하지만, 그러한 구조상 보강된 패널, 스트링거와 프레임 사이에 배치되고, 스트링거와 프레임에 의해 경계가 정해지는 스트레스를 받은 스킨의 적어도 자유로운 섹션을 포함함으로써 소위 베이(bay)들을 형성하는, 동체를 갖는 회전익기에서는 비교적 작은 두께를 나타내고, 작동중인 회전익기의 동적인 거동에 의해 여기되기 쉽고, 따라서 특히 중간 또는 높은 가청 주파수 대역 내에서 소음 방사에 현저히 기여한다. 소음 방사를 감소시키고, 더 일반적으로는 회전익기의 구조음향(vibro-acoustic) 거동을 향상시키려는 끊임없는 시도가 이루어지는 것과 같이, 음향 및 소음 배출 특징의 향상은 항공학에서의 지속적으로 추구하는 것(ambition)이다.

일반적으로, 회전익기의 구조음향 거동의 향상에 기여하기 위한 몇 가지 기술이 이용 가능하다. 대부분의 기술의 경우, 진동 및 소음은 진동 차단과 구조 감쇠와 같이 수동적인(passive) 방법을 사용하여 제어될 수 있지만, 그럼에도 불구하고 둘 다 주어진 회전익기의 근본적인 무게 효율성에 부정적으로 영향을 미치는 2차 비하중(non-load) 운반 요소들에 관계된다.

더 구체적으로, 구조상 보강된 패널을 포함하는 회전익기의 동체와 같은 항공기 기체의 구조음향 거동은, 구조상 감쇠 접근에 의해, 그것의 소스, 즉 구조상 보강된 패널에서 가장 잘 제어된다. 구조상 보강된 패널의 각각의 감쇠 특징들을 향상시킴으로써, 진동 에너지가 형성되고 소음으로서 방사하기 전에, 구조상 보강된 패널들 내에서 소멸될 수 있다. 진동을 겪을 때 에너지를 소멸시키는 그것들의 능력을 증가시키도록 구조상 보강된 패널들에는 적당한 재료들이 적용될 수 있다.

종래의 접근법은 접착성 감쇠 패치(patch)들이나 패드(pad)들 또는 유리섬유 절연 매트(mat)들과 같이, 구조상 보강된 패널들 및/또는 각각의 캐빈 라이닝(cabin lining)에 방음 재료들을 추가하는 것에 기초한다. 접착성 감쇠 패치들이나 패드들은, 예컨대 전술한 베이들과 같이 진동하기 쉬운 구조상 보강된 패널들의 각 표면들에 접착되는 추가(add-on) 패치들이나 패드들이다. 접착성 감쇠 패치들이나 패드들은 보통, 점탄성 재료 단독으로 또는 덮는 시트(covering sheet)와 결합된 점탄성 재료로 구성되고, 예컨대 자유로운 탄성 중합체 고무 층들로서 구현된다. 점탄성 재료는 로딩(loading) 사이클과 언로딩(unloading) 사이클 동안에 고유한 탄성 히스테리시스 거동을 나타내고, 이는 재료의 내부 마찰의 효과로서 기계적 에너지의 소멸을 가져온다.

특허 문서 US3058704A는 감쇠 패치 또는 패드의 사용을 설명한다. 특허 문서 US8479876B2는 역시 그러한 감쇠 패치 또는 패드의 사용을 설명하지만, 그것들은 특히 구조상 보강된 패널을 포함하는 회전익기의 동체와 같은 항공기 기체에 적용되지 않는다. 대신, 그것들은 일반적으로 차량(vehicle)의 구조상 보강되지 않은 요소에서의 국부적인 차량 적용(application)을 위해 제공되고, 전체 어셈블리의 성형성(formability)을 향상시키기 위해 특별한 성형(shaping)을 나타낸다. 또한, 감쇠 목적을 위해 점탄성 재료를 사용하는 것은 일반적으로, 특허 문서 EP2660048A1 및 US3817256A로부터 알려져 있다.

하지만, 그러한 추가(add-on) 패치 또는 패드는 보통 근본적인 구조물에 직접 적용되는데, 즉 구조상 보강된 패널들에 직접 적용되고, 더 구체적으로는 전술한 베이들과 같이, 구조상 보강된 패널들의 자유로운 표면들에 직접 적용된다. 이는 추가 패치들이나 패드들이 접착되는 적당한 위치들의 각 설정에서의 간단한 경험적인 접근을 가능하게 하지만, 결국에는 추가적인 무게를 의미한다. 추가 패치들이나 패드들은 보통 그와 같은 동체에 관한 부재들을 안정화시키고 하중을 운반하는 것으로서 간주되지 않는다.

또한, 그러한 패치 또는 패드들의 각각의 커버율(covering ratio)은 100% 미만이고, 따라서 소음 절연 효율의 현저한 손실을 가져온다. 커버율은 추가 패치들이나 패드들에 의해 커버되는 주어진 패널의 표면을 정의한다. 더 구체적으로, 구조상 보강된 패널들은 보통 다수의 보강 부재들, 즉 스트링거와 프레임을 포함하고, 이러한 다수의 보강 부재들은 예컨대 스트레스를 받은 모놀리식(monolithic) 스킨과 같이 주어진 스트레스를 받은 스킨에 리벳으로 고정된다. 그러므로 베이 각각에서의 국부적인 추가 패치 또는 패드들의 사용은 비교적 낮은 커버율뿐만 아니라, 비교적 높은 추가적인 무게를 발생시킨다.

또한, 주어진 구조상 보강된 패널의 각각의 외부 표면들은, 추가 패치들이나 패드들의 그 다음 접합을 허용하기 위해, 추가 패치들이나 패드들의 적용 전에 국부적으로 사전 처리되어야 하고, 이는 추가적인 비용과 증가된 리드 타임(lead time)을 발생시킨다. 마지막으로, 추가 패치들이나 패드들의 각각의 테두리와 가장자리는 내구성을 보장하기 위해, 환경 효과들에 맞서 적절히 보호되어야 한다.

그에 반해, 즉 일반적으로 주어진 패널의 2개의 스티프(stiff) 층들 사이의 점탄성 층으로서 사이에 끼워지는 점탄성 재료의 경우, 일단 주어진 패널이 가로 하중과 가로 움직임을 받게 되면 기계적 에너지가 소멸되고, 가로 하중은 점탄성 층 내에서 횡전단력과 변형(strain)들을 발생시킨다. 그 점에서, 기계적 에너지 소멸은 점탄성 층의 전단 변형으로부터 발생한다. 이러한 소위 한정된(constrained) 층 감쇠 효과는 진동하기 쉬운 구조상 보강된 패널들의 표면 각각에 막 적용되는 전술한 자유로운 점탄성 고무층에 의해 얻어진 감쇠 효과에 비해 훨씬 더 효과적이다.

더 구체적으로, 한정된 층 감쇠 효과의 근본적인 효율성은 각각의 한정된 층들, 즉 주어진 패널의 2개의 경직된 층의 대응하는 두께와 탄성 계수뿐만 아니라, 점탄성 층의 두께와 적용된 점탄성 재료의 각각의 특징에 크게 의존적이고, 또한 주어진 패널의 각각의 커버리지 비율에 의존적이다. 이 경우, 이러한 커버리지 비율은 점탄성 층에 의해 덮여지는 주어진 패널의 표면을 규정한다. 그렇지만, 각각의 작동 온도와 같은 환경 효과가 또한 근본이 되는 감쇠 특징들에 영향을 미친다는 점이 주목되어야 한다.

예를 들면, 특허 문서 US3071217A는 연관된 보강 프레임워크의 구역에서 주어진 스트레스를 받은 스킨의 외부 스킨과 내부 스킨 사이에 적용되는, 점탄성 재료의 층이 있는 구조상 보강된 패널의 대응하는 감쇠된 배치(arrangement)를 설명한다. 그렇지만, 이러한 접근은 이완(relaxation) 및 프렛팅 마모(fretting fatique) 이슈들로 인한 프리텐션 손실(pretension loss)의 경향이 있는 점탄성 재료의 층을 통해 요구된 리벳 고정(riveting) 때문에 실제로 실행할 수 없다. 더 일반적으로, 구조상 보강된 패널들, 즉 보강재들과 프레임들을 통합된 점탄성 층을 갖는 스트레스를 받은 스킨의 어셈블리에 리벳으로 고정하는 것은, 점탄성 층의 이완과 각각의 리벳들의 축 방향(axial) 미세 움직임으로 인해, 조임 하중(tightening load)의 상당한 손실 때문에 실행 가능하지 않는 것으로 생각된다.

구조상 보강된 패널들과, 더 일반적으로는 작동시의 진동 및 소음 발생의 경향이 있는 보강된 스킨 구조물의 구조음향 거동을 향상시키기 위한 다양한 다른 접근이 또한, 존재한다는 점이 주목되어야 한다. 예컨대, 특허 문서 US4635882A는 점탄성 재료의 층들에 의해 구조상 보강된 패널의 주어진 스트링거의 떨어져 있는 플랜지들의 상호 연결에 기초한, 구조상 보강된 패널의 소음 감쇠를 제공하는 접근을 설명한다. 특허 문서 WO81/02718A1은 구조상 보강 요소의 2개의 가로 면에 단단히 부착되는 점탄성 한정 층들에 의해 항공기 동체에서의 프레임들과 같은 구조상 보강 요소들의 진동 감쇠를 설명한다. 또한, 특허 문서 US4235398A는 동체와 항공기 캐빈 사이의 절연 장치로서 작용하여 항공기에 비하중 운반 매스(non-load carrying mass)를 추가하는 트림(trim) 패널 디자인을 설명한다.

구조상 보강된 패널들의 구조음향 거동을 향상시키기 위한 또 다른 접근은 특허 문서 EP1399362A1에서 설명되고, EP1399362A1에 따르면, 항공기의 구조상 보강된 패널은 사이에 끼워진 스킨과, 사이에 끼워진 스킨에 단단히 부착되는 보강 프레임들을 포함한다. 스트레스를 받은 스킨은 알루미늄의 내부 스킨, 알루미늄의 외부 스킨, 및 내부 스킨과 외부 스킨 사이에 배치되는 코어 재료를 포함한다. 코어(core) 재료는 경량의 알루미늄 폼 코어(foam core)와, 세로 격자 부재 및 가로 격자 부재를 포함하는, 알루미늄의 강화 격자를 포함한다. 세로 격자 부재는 구조상 강화된 패널의 전체 무게가 감소될 수 있게 별개의 스트링거들의 제공이 생략될 수 있도록 스트링거들을 규정한다. 또한, 그렇지 않으면 그러한 별개의 스트링거들에 관하여 요구될 프레임들에서의 컷-아웃들을 약하게 하는 것이 회피될 수 있고, 그로 인해 전체로서 구조상 보강된 패널을 강화시킨다.

다른 구조상 보강된 패널들이 특허 문서 US3817356A, US3058704A, 및 US2819032A에서 설명된다. 하지만, 이들 특허 문서 중 어느 것도 점탄성 코어 요소에 의한 소음 및 진동 감쇠를 설명하고 있지 않다.

요약하면, 일반적으로 항공기에서 구조상 보강된 패널들을 사용하는 것은 잘 알려진 방책이고, 일반적으로 소음 및 진동 감쇠를 위한 점탄성 재료를 사용하는 것 또한, 공지된 방책이다. 하지만, 구조상 무게 효율과 그것의 소음 및 진동 감쇠 효율이 동시에 향상되도록, 점탄성 재료와 구조상 보강된 패널을 결합하는, 이용 가능한 회전익기에서의 사용을 위한 어떠한 구조적 설비도 현재로서는 존재하지 않는다.

그러므로 본 발명의 목적은 증가된 구조상 무게 효율과 향상된 소음 및 진동 감쇠 특징들을 가지는 구조상 보강된 패널을 포함하는 동체를 갖는 새로운 회전익기를 제공하는 것이다.

이러한 목적은 청구항 1의 특징들을 포함하는, 적어도 하나의 구조상 보강된 패널을 포함하는 동체를 갖는 회전익기에 의해 해결된다.

더 구체적으로, 본 발명에 따르면, 동체를 갖는 회전익기는 적어도 하나의 구조상 보강된 패널을 포함하고, 이러한 구조상 보강된 패널은 스트레스를 받은 스킨과, 스트레스를 받은 스킨에 단단히 부착되는 보강 프레임워크를 포함한다. 스트레스를 받은 스킨은 내부 스킨, 외부 스킨, 및 내부 스킨과 외부 스킨 사이에 배치되는 코어 요소 어셈블리를 포함한다. 코어 요소 어셈블리는 적어도 하나의 점탄성 코어 요소와, 쪽매붙임으로 만들어진(tessellated) 적어도 하나의 중간 코어 요소를 포함한다. 적어도 하나의 점탄성 코어 요소는 소음 및 진동 감쇠를 위해 제공된다.

일 양태에 따르면, 본 발명의 회전익기는 한편으로는 구조상 무게 효율을 그리고 다른 한편으로는 효과적인 소음 및 진동 감쇠 둘 다를 가능하게 하기에 적합하게 되는 적어도 하나의 구조상 보강된 패널을 갖는 동체를 포함한다. 두 가지 모두 그것의 경제적인 실행 가능성과 안락함 측면에서 회전익기로서 받아들이는 것과 일반적인 항공기에 관한 점에서 매우 중요한 것이다.

더 구체적으로, 회전익기에서 소음의 가장 관련된 소스는 각각의 동적인 시스템들 내, 그리고 더 구체적으로는 각각의 변속기 내에서 생기는 중간 가청 주파수에서부터 높은 가정 주파수에 기초한다. 회전익기의 캐빈에 미치는 각각의 대응하는 엄격함(severity)은, 현재 헬리콥터들에 관한 표준 구성상 배치(architectural arrangement)에 대응하는, 캐빈에 매우 가깝고 동체의 상부에 설치된 변속기를 가지는 회전익기에 있어서 특히 현저하다.

유리하게, 본 발명의 회전익기는 적어도 하나의 구조상 보강된 패널이 있는 동체를 포함하고, 이러한 구조상 보강된 패널은 스트레스를 받은 스킨의 수정된 탄력적 성질들과, 구조상 보강된 패널과 뻣뻣하게 하는 프레임워크의 스트링거의 근본이 되는 세로 방향의 뻣뻣함에 대한 중간 코어 요소의 기여를 고려하는 것이 제공되는 디자인을 가지고, 이는 특히 구조상 보강된 패널의 너무 비판적인 디자인이다. 더 구체적으로, 각각의 하중 운반 스킨, 즉 스트레스를 받은 스킨에 접합되는 접착성 감쇠 패치 또는 패드를 사용하는 것이 생략된다. 대신, 통합된 점탄성 층들이 있는 특유한 연속적인 스킨 배치를 사용하는 것이 스트레스를 받은 스킨을 실현시키기 위해 행해진다. 따라서, 스트레스를 받은 스킨은 그것의 일부인 각각의 점탄성 층들을 갖는 복합체(compound) 스킨을 의미한다.

점탄성 층들은 EPDM(ethylene-propylene-diene rubber), EVA(ethylene-vinyl acetate rubber), FPM(fluorine rubber)과 같은 임의의 종류의 탄성 중합체 고무 재료를 포함할 수 있는 점탄성 재료로 바람직하게 구성된다. 유리하게, 그러한 탄성 중합체 재료는 복합체 스킨의 추가적인 열적 절연을 제공한다.

또한, 현저한 내화 능력을 위해 특수한 탄성 중합체 재료가 맞춤 제작된다. 그러한 재료들을 사용하는 경우, 내화 능력과 음향 거동 모두 동시에 향상될 수 있다. 이는 헬리콥터 적용예에 관해서 훨씬 더 흥미로운 것인데, 이는 주어진 동체의 각각의 상부 데크(deck)의 부분들이 그것들의 각각의 엔진들에 대한 근접성으로 인해 내화 능력을 요구하기 때문이다. 그러므로 티타늄 시트들을 갖는 복합 스킨은 믿음직한 구성을 나타낸다.

더 구체적으로, 이러한 복합 스킨은 바람직하게는 내부 스트레스를 받은 하중 운반 스킨, 외부 스트레스를 받은 스킨, 및 스킨들 사이에 끼워진 점탄성 층으로 구성된다. 모놀리식 스킨을 2개의 부분, 즉 외부 스킨과 내부 스킨으로 분리하는 것은, 각각의 내피로성과, 구조상 보강된 패널의 복합 스킨의 각각의 버클링(buckling) 저항을 향상시킨다.

유리하게, 점탄성 층은 스트레스를 받은 스킨 내에 포함되고, 따라서 근본이 되는 구조상 하중 경로(load path) 내에 포함되어, 그 결과 진동 및 소음원으로 작용한다. 게다가, 탄성 중합체 층은 내부 스킨과 외부 스킨에 의해 완전히 보호된다. 그러므로 그것은 장시간의 감쇠 거동과 각각의 둘러싸는 성분들에의 부착에 부정적인 영향을 미칠 수 있는 직접적인 환경 효과를 받지 않는다. 또한, 탄성 중합체 재료의 근본이 되는 열적 안정성은, 예컨대 각각의 기체의 뜨거운 구조상 위치들 내에서의 구조상 뻣뻣해진 패널의 배치 및 작동을 가능하게 하는 산소가 없는 환경 내에서 상당히 증가된다.

내부 스킨과 외부 스킨 모두 금속 및/또는 섬유 보강된 중합체를 포함할 수 있다. 상이한 원재료를 피하고, 그것의 버클링 저항에 관한 복합 스킨의 최대 유효 관성을 이용하기 위해, 스킨들의 미리 결정된 두께는 바람직하게는 동일하다.

바람직하게, 본 발명의 복합 스킨은 구조상 뻣뻣해진 패널의 여러 베이들을 규정한다. 스트링거와 프레임과 같이, 각각의 보강 프레임워크의 보강 요소들은 바람직하게는, 복합 스킨에 직접 리벳으로 고정됨으로서, 베이들의 범위를 정한다. 탄성 중합체 층은 바람직하게는 보강재와 프레임 사이의 베이 각각을 거의 완전히 덮고, 따라서 최적의 커버리지 비율과 최적의 소음 감쇠 능력을 제공한다.

유리하게, 점탄성 층은 내부 스킨과 외부 스킨 사이의 주어진 거리를 증가시키고, 따라서 그것들의 관성 모멘트들을 증가시키며, 이는 베이 각각의 버클링 저항과 근본이 되는 휨강성의 증가로 해석된다. 점탄성 층으로 인한 휨강성의 증가는 내화 적용을 위한 스킨 재료로서 스틸 포일(steel foil)을 사용할 가능성을 열고, 이는 티타늄에 비해 재료 비용을 감소시킨다.

하지만, 베이 각각의 버클링 저항과 근본이 되는 휨강성의 증가는 어느 정도까지는 감소하거나, 심지어 낮은 전단 강성과, 복합 스킨의 점탄성 층의 연관된 전단 변형의 결과로서 스트레스를 받은 스킨의 휨강성에 부정적인 영향을 미친다. 스트레스를 받은 스킨의 각각의 안정성 거동에 대한 점탄성 층의 영향은 온도 의존적인 전단 강성의 함수이고, 점탄성 층의 두께의 함수이다. 점탄성 층의 두께와 면찰 순응률(shear compliance)을 증가시키는 것은, 내부 스킨과 외부 스킨 사이의 거리를 증가시키는 것에도 불구하고 복합 스킨의 효과적인 휨강성을 상당히 감소시킨다. 하지만, 점탄성층의 특정 전단 강성과 약 0.25㎜의 개별 스킨 두께에 있어서는, 스트레스를 받은 스킨의 구체적인 강성, 즉 총 면적증가(areal weight)에 대한 유효 휨강성의 기본이 되는 비율은 비슷한 버클링 저항을 갖는 모놀리식 스킨에 비해 약 10% 더 커진다는 점이 주목되어야 한다. 이는 임의의 종류의 감쇠 없이, 순수하게 구조상 배치에 비해 통합된 감쇠 특징들을 갖는 구조상 배치의 전반적인 무게 절감 포텐셜(weight saving potential)이 생기게 한다. 추가적인 접착성 감쇠 패치 또는 패드가 남기 때문에, 추가 전체 무게 절약이 가능하다.

점탄성 재료를 통한 리벳 고정과 연관된 근본이 되는 문제를 제거하기 위해, 중간 요소들, 바람직하게는 복합 플라이들(plies)의 인터리프 스트라이프(interleaf stripe)들이 리벳 고정이 발생하는 각각의 부착 영역들에서 내부 스킨과 외부 스킨 사이에 끼워진다.

인터리브 스트라이프들은 바람직하게는, 유리, 탄소, 아라미드 등과 같은 임의의 종류의 강화 섬유들로 검유 강화된 중합체들을 포함한다. 인터리프 스트라이프들은 바람직하게는 미리 침지된(preimpregnated) 포일들로부터 자동적으로 잘라진다.

유리하게는, 바람직하게 단방향성 복합 재료로 만들어지는 인터리프 스트라이프들은 그것들의 세로 및 휨강성을 증가시킴으로써, 스트링거들의 주(main) 구조상 듀티(duty)를 지지한다. 인터리프 스트라이프들은 후좌굴(post buckling) 양식으로 작용 스킨 내에 할당되고, 따라서 스트링거의 유효 컬럼 버클링 강도를 증가시킨다. 그 결과, 그리고 단방향성 복합 재료의 큰 특정 강성을 고려하면, 스트링거의 주어진 단면적이 감소할 수 있고 또한 2차 무게 절감 가능성을 가져온다.

그 결과로 생기는 복합 플라이들의 명목상 두께는 바람직하게는 점탄성 층의 두께와 동일하다. 작동시 지배적인 로드 방향에 세로로 배향된 스트링거들과, 스트링거들에 직교하게 배향된 프레임들을 갖는 세미 모노코크 패널의 전형적인 구성에 있어서는, 인터리프 스트라이프들이 세로 부분과 가로 부분이 있는 오르쏘그리드(orthogrid) 레이업(lay-up)을 나타낸다. 점탄성 재료는 세로 부분과 가로 부분, 즉 베이들에 의해 경계가 정해진 필드 각각에 놓인다. 그 안에서, 점탄성 층 각각은 인접하는 계면에서 연관된 인터리프 스트라이프에 경계를 접한다. 인터리프 스트라이프들의 세로 부분들은 바람직하게는 각각의 스트링거 위치들에 대응하고, 우선적으로는 스트링거의 세로 연장에 관해 세로로 배향되는 단방향성 복합 플라이들로 구성된다.

유리하게, 본 발명의 복합 스킨은 동시에 함께 경화되는 점탄성 층과 인터리프 스트라이프들로 미리 제작된다. 점탄성 층을 구현하기 위해 사용되는 각각의 고무 재료의 적용된 정의(definition)는, 인터리프 스트라이프들을 구현하기 위해 사용되는 복합 재료와 수지의 적용된 경화 특징들에 대한 적합성(compatibility)과 요구된 감쇠 특징들에 따라 우선적으로는 명시된다.

제작은 프레셔 몰딩(pressure molding) 기술에 의해 바람직하게 이루어진다. 더 구체적으로는, 스킨, 인터리프 스트라이프, 및 점탄성 층으로 구성된 복합 스킨이 우선적으로 눌러지고, 점탄성 층과 인터리프 스트라이프 모두의 완전한 응고화(consolidation)가 이루어질 때까지 가열된다.

바람직한 일 실시예에 따르면, 적어도 하나의 중간 코어 요소가 내부 스킨과 외부 스킨 사이의 부착 영역에 배치되고, 내부 스킨은 부착 영역에서 외부 스킨에 적어도 하나의 중간 코어 요소를 거쳐 단단히 부착된다.

또 다른 바람직한 실시예에 따르면, 적어도 하나의 중간 코어 요소는 적어도 하나의 중간 자유 공간을 형성하는 세로 성분들과 가로 성분들의 격자를 포함하고, 적어도 하나의 점탄성 코어 요소가 적어도 하나의 중간 자유 공간에서 배치된다.

또 다른 바람직한 실시예에 따르면, 보강 프레임워크는 부착 영역에서 스트레스를 받은 스킨에 단단히 부착되는 프레임들과 스트링거들의 격자를 포함하고, 이러한 스트링거들과 프레임들은 적어도 하나의 중간 자유 공간의 범위를 적어도 부분적으로 정한다.

또 다른 바람직한 실시예에 따르면, 스트링거들과 프레임들은 부착 영역의 내부 스킨 상에 배치되고 내부 스킨, 적어도 하나의 중간 코어 요소, 및 외부 스킨에 연관된 부착 수단을 통해 단단히 부착된다.

또 다른 바람직한 실시예에 따르면, 적어도 하나의 중간 코어 요소는 섬유 보강된 탄성 중합체 화합물을 포함한다.

또 다른 바람직한 실시예에 따르면, 섬유 보강된 중합체 화합물은 탄소 및/또는 유리 및/또는 아라미드 섬유들을 포함한다.

또 다른 바람직한 실시예에 따르면, 세로 성분들은 본질적으로 스트링거들의 세로 연장을 따라 배향되고/되거나 가로 성분들은 본질적으로 프레임들의 세로 연장을 따라 배향되는 섬유들을 포함한다.

또 다른 바람직한 실시예에 따르면, 내부 스킨과 외부 스킨 중 적어도 하나는 금속 재료를 포함한다.

또 다른 바람직한 실시예에 따르면, 내부 스킨과 외부 스킨 중 적어도 하나는 섬유 보강된 중합체 화합물들을 포함한다.

또 다른 바람직한 실시예에 따르면, 적어도 하나의 점탄성 코어 요소는 실온에서 그리고 1㎑의 여기 주파수로 적어도 5%인 감쇠 손실계수를 포함한다.

또 다른 바람직한 실시예에 따르면, 적어도 하나의 점탄성 코어 요소는 고무 재료를 포함한다.

또 다른 바람직한 실시예에 따르면, 고무 요소는 에틸렌-프로필렌-디엔 고무, 에틸렌-비닐 아세테이트 고무 및/또는 불소 고무를 포함한다.

또 다른 바람직한 실시예에 따르면, 적어도 하나의 점탄성 코어 요소의 각각의 두께는 적어도 하나의 중간 코어 요소의 각각의 두께에 적어도 본질적으로 대응한다.

또 다른 바람직한 실시예에 따르면, 각각의 두께는 0.1㎜와 2㎜ 사이에 포함된다.

본 발명의 바람직한 실시예들은 첨부 도면을 참조하여 이어지는 설명에서 예를 통해 개설된다. 이들 첨부 도면에서, 동일하거나 동일하게 기능을 하는 성분들과 요소들은 동일한 참조 번호와 문자들로 라벨이 붙여지고, 따라서 이어지는 설명에서 한번만 설명된다.

도 1은 본 발명에 따른 구조상 보강된 패널을 포함하는 동체를 갖는 헬리콥터의 측면도.
도 2는 도 1의 구조상 보강된 패널의 사시도.
도 3은 도 2의 구조상 보강된 패널의 단면도.
도 4는 도 2의 구조상 보강된 패널의 분해도.

도 1은 회전익기, 그리고 더 구체적으로는 헬리콥터로서 본보기적으로 예시되는 항공기(1)를 보여준다. 그러므로 간단함과 명료함을 위해, 항공기(1)는 이하 "헬리콥터"(1)라고 부른다.

예시적으로, 헬리콥터(1)는 랜딩 기어(1f)에 연결되고, 캐빈(2a)과 후방 동체(2b)를 형성하는 동체(2)를 포함한다. 후방 동체(2b)는 테일 붐(3)에 연결된다.

일 양태에 따르면, 동체(2)는 적어도 부분적으로는 세미모노코크 디자인에 기초하여 구현되고, 적어도 하나의 스킨-보강된 패널, 즉 적어도 하나의 구조상 보강된 패널(6)을 포함한다. 후자는 본보기적인 것이고, 도 2 및 4에 관해 아래에 상세히 대표적으로 묘사된다.

예시적으로, 헬리콥터(1)는 또한 작동 중에 양력과 순방향 또는 역방향 추력(thrust)을 제공하기 위한 적어도 하나의 멀티-블레이드(multi-blade) 메인 로터(1a)를 포함한다. 적어도 하나의 멀티-블레이드 메인 로터(1a)는 연관된 로터 헤드(1d)에서 로터 샤프트(1e)에 장착되는 복수의 로터 블레이드(1b, 1c)를 포함하고, 이러한 로터 샤프트(1e)는 헬리콥터(1)가 작동시 결합된 로터 축 주위에서 회전한다.

예를 들면, 헬리콥터(1)는 작동 중에 역 토크를 제공하도록, 즉 요(yaw) 측면에서 헬리콥터(1)의 균형을 맞출 목적으로 적어도 하나의 멀티-블레이드 메인 로터(1a)의 회전에 의해 생긴 토크에 거스르도록 구성된 적어도 하나의 우선적으로 덮인(shrouded) 역 토크 장치(4)를 더 포함한다. 이러한 적어도 하나의 우선적으로 덮인 역 토크 장치(4)는 테일 붐(tail boom)(3)의 기미 섹션에서 예시적으로 제공되고, 바람직하게는 테일 로터(4a)를 포함한다. 테일 붐(3)의 기미 섹션은 바람직하게는 핀(fin)(5)을 더 포함한다. 예시적으로, 테일 붐(3)에는 적합한 수평 스테빌라이저(stabilizer)(3a)가 또한 제공된다.

바람직하게, 테일 붐(3)은 복합 테일 붐인데, 즉 복합 재료를 포함하고, 바람직하게는 적어도 본질적으로 복합 재료로부터 제작되는 테일 붐이다. 예시적으로, 복합 테일 붐(3)은 적어도 부분적으로는, 바람직하게는 관 모양을 가지는 테일 붐 원뿔체(3b)를 포함하는 가냘픈(slim) 빔 요소로서 바람직하게 구현된다. 즉, 복합 테일 붐(3)은 우선적으로는 거의 원 모양인 단면을 갖는 닫힌 구조물이다.

도 2는 도 1의 구조상 보강된 패널(6)을 보여준다. 구조상 보강된 패널(6)은 바람직하게는 스트레스를 받은 스킨(7)과, 스트레스를 받은 스킨(7)에 단단히 부착되는 보강 프레임워크(8)를 포함한다. 더 구체적으로, 보강 프레임워크(8)는 우선적으로는 각각의 부착 영역(12a)에서 스트레스를 받은 스킨(7)에 적합한 부착 수단(12)을 통해 단단히 부착된다. 부착 수단(7)은 바람직하게는 리벳이지만, 예컨대 나사 또는 볼트 또는 심지어 본딩(bonding)과 같은 대안적인 부착 수단이 마찬가지로 이용될 수 있다.

일 양태에 따르면, 보강 프레임워크(8)는 부착 영역(12a)에서 스트레스를 받은 스킨(7)에 각각 단단히 부착되는 프레임(9)과 스트링거(10)의 격자를 포함한다. 프레임(9)은 도 1의 회전익기(1)의 가로 방향(9a)을 따라서, 즉 도 1의 회전익기(1)의 순방향 비행 방향에 가로지르는 방향을 따라 바람직하게 배향되는 세로 연장선(extension)을 보여준다. 스트링거(10)는 도 1의 회전익기(1)의 세로 방향(10a), 즉 도 1의 회전익기(1)의 순방향 비행 방향에 적어도 대략 평행한 방향을 따라 바람직하게 배향되는 세로 연장선을 보여준다.

구조적으로 보강된 패널(6)은 2개의 프레임(9)과 2개의 스트링거(10)를 예시적으로 포함하고, 그것들로부터 도면의 명료함과 간단함을 위해 하나의 프레임과 하나의 스트링거만이 각각 참조 번호(9, 10)로 본보기적으로 그리고 대표적으로 라벨이 붙여져 있다는 점이 주목되어야 한다. 하지만, 구조상 보강된 패널(6)은 다수의 프레임(9) 및/또는 스트링거(10)를 포함할 수 있다.

바람직하게, 프레임(9)은 적합한 상호 연결 요소(11)들을 통해 스트링거(10)와 연결된다. 프레임(9)과 스트링거(10)는 본 설명의 상황에서 "베이"라고도 부르는 적어도 부분적으로 적어도 하나의 중간 자유 공간(13)의 범위를 바람직하게 정한다. 바람직하게, 구조상 보강된 패널은 다수의 베이(13)를 포함하고, 이러한 베이 각각은 적어도 부분적으로는 연관된 프레임(9)과 스트링거(10)에 의해 범위가 정해진다.

도 3은 스트레스를 받은 스킨(7)의 바람직한 구성을 예시하기 위해, 도 2의 보강 프레임워크(8)의 스트링거(10)와 스트레스를 받은 스킨(7)이 있는 도 2의 구조상 보강된 패널(6)을 보여준다. 스트링거(10)는 본보기적으로는 리벳으로서 구현되는 도 2의 부착 수단(12)에 의해, 부착 영역(12a)에서 스트레스를 받은 스킨(7)이 예시적으로 부착된다.

일 양태에 따르면, 스트레스를 받은 스킨(7)은 예시적인 두께(7c)를 나타내고, 적어도 하나의 점탄성 코어 요소(14) 및 적어도 하나의 중간 코어 요소(15)와 함께, 내부 스킨(7a)과 외부 스킨(7b)을 포함한다. 적어도 하나의 점탄성 코어 요소(14)와 적어도 하나의 중간 코어 요소(15)는 바람직하게는 내부 스킨(7a)과 외부 스킨(7b) 사이에 배치되어, 스트레스를 받은 스킨(7)이 복합 스킨으로서 본보기적으로 구현된다.

내부 스킨(7a)과 외부 스킨(7b) 중 적어도 하나는 금속 재료를 포함할 수 있다. 대안적으로, 또는 추가로, 내부 스킨(7a)과 외부 스킨(7b) 중 적어도 하나는 섬유 강화된 중합체 화합물을 포함할 수 있다.

적어도 하나의 점탄성 코어 요소(14)는 바람직하게는 소음 및 진동 감쇠를 위해 제공되고, 우선적으로는 도 2의 베이(13)에 배치된다. 일 양태에 따르면, 적어도 하나의 점탄성 코어 요소(14)는 실온에서 그리고 1㎑의 여기 주파수로 적어도 5%인 감쇠 손실계수를 포함한다. 바람직하게, 적어도 하나의 점탄성 코어 요소(14)는 고무 재료를 포함하는데, 이러한 고무 재료는 에틸렌-프로필렌-디엔 고무, 에틸렌-비닐 아세테이트 고무 및/또는 불소 고무를 포함할 수 있다.

예시적으로, 적어도 하나의 점탄성 코어 요소(14)의 각각의 두께(14a)는 적어도 하나의 중간 코어 요소(15)의 각각의 두께에 적어도 본질적으로 대응한다. 두께(14a)는 바람직하게는 0.1㎜와 2㎜ 사이에 포함되고, 우선적으로는 스트레스를 받은 스킨(7) 전체에 대해 일정하다. 우선적으로, 두께(14a)는 스트레스를 받은 스킨(7)의 두께(7c)의 절반보다 크지 않다.

적어도 하나의 중간 코어 요소(15)는 바람직하게는 섬유 강화된 중합체 화합물을 포함한다. 섬유 강화된 중합체 화합물은 탄소 및/또는 유리 및/또는 아라미드 섬유를 포함할 수 있건, 임의의 다른 적합하고 적용 가능한 섬유들을 포함할 수 있다.

예를 들면, 2개의 점탄성 코어 요소(14)가 도시되어 있다. 점탄성 코어 요소(14) 각각은, 우선적으로는 간단한 맞대기 이음(butt joint)에 의해 연관된 인접한 인터페이스에서 적어도 하나의 중간 코어 요소(15)에 맞닿아 바람직하게 경계를 접한다. 하지만, 도면의 간단함과 명료함을 위해, 참조 번호(16)를 가지고 하나의 인접하는 인터페이스만이 라벨이 붙여져 있다.

하지만, 예리한 인접한 인터페이스 또는 심지어 제작 동안의 틈(void)을 회피하기 위해, 덮여지거나(scarfed) 중첩된(overlapped) 구성이 마찬가지로 가능하다는 점이 주목되어야 한다. 그렇지만, 맞대기 이음은 기계적 면에서 문제가 되는 것으로 여겨지지 않는데, 이는 그것이 세로 방향으로 배향된 플라이들로 적어도 하나의 중간 코어 요소(15)의 가로 성분(도 4에서 15b)의 낮은 가로 휨 강성에 관한 스킨 휨 강성에서의 예리한 변화를 나타내지 않기 때문이다.

도 4는 스트레스를 받은 스킨(7)과 보강 프레임워크(8)가 있는, 도 2 및 도 3의 구조상 보강된 패널(6)을 보여준다. 후자는 도 2의 상호 연결 요소(11)에 의해 서로 연결되는, 도 2의 스트링거(10)와 프레임(9)의 격자를 예시적으로 포함한다.

전술한 바와 같이, 스트레스를 받은 스킨(7)은 내부 스킨(7a) 및 외부 스킨(7b)을 포함하고, 도 3의 적어도 하나의 점탄성 코어 요소(14)와 적어도 하나의 중간 코어 요소(15)를 또한 포함한다. 적어도 하나의 점탄성 코어 요소(14)와 적어도 하나의 중간 코어 요소(15)는 예시적으로 코어 요소 어셈블리(17)를 형성하고, 이러한 코어 요소 어셈블리(17)는 예시적으로는 내부 스킨(7a)과 외부 스킨(7b) 사이에 끼워져 있다.

더 구체적으로, 적어도 하나의 중간 코어 요소(15)는 바람직하게는 도 2의 적어도 하나의 중간 자유 공간(13), 즉 베이(13)를 형성하는 세로 성분(15a)과 가로 성분(15b)의 격자를 포함한다. 우선적으로, 세로 성분(15a)은 스트링거(10)의 세로 연장을 따라 본질적으로 배향되는 섬유들을 포함하고/하거나 가로 성분(15b)은 프레임(9)들의 세로 연장을 따라 본질적으로 배향되는 섬유들을 포함한다.

예를 들면, 중간 코어 요소(15)는 오르쏘그리드(orthogrid) 패턴을 예시적으로 정의하는 2개의 세로 성분(15a) 및 2개의 가로 성분(15b)을 포함한다. 하지만, 도면의 간단함과 명료함을 위해, 하나의 세로 성분과 하나의 가로 성분만이 각각의 참조 번호인 15a와 15b로 라벨이 붙여져 있다.

세로 성분(15a)과 가로 성분(15b)은 적어도 부분적으로는 복수의 베이의 범위를 본보기적으로 정한다. 예시적으로, 9개의 베이의 범위가 적어도 부분적으로 정해져 있고, 9개의 베이 중 2개만이 도면의 간단함과 명료함을 위해, 참조 번호 13으로 라벨이 붙여져 있다.

베이(13) 각각에는 바람직하게는 연관된 점탄성 코어 요소(14)가 제공된다. 따라서, 9개의 점탄성 코어 요소가 예시되어 있고, 그 중 2개만이 도면의 간단함과 명료함을 위해, 참조 번호 14로 라벨이 붙여져 있다.

일 양태에 따르면, 적어도 하나의 점탄성 코어 요소(14)와 적어도 하나의 중간 코어 요소(15), 즉 본보기적으로는 도 4에서 9개의 점탄성 코어 요소(14), 세로 성분(15a)들, 및 가로 성분(15b)들이 쪽매붙임으로 만들어져 있는데, 즉 함께 쪽매붙임으로 만들어진 기하학적 배치를 형성한다. 본 발명의 상황에서, "쪽매붙임으로 만들어진"이라는 것은 점탄성 코어 요소(14)와 적어도 하나의 중간 코어 요소(15)를 통해 내부 스킨(7a)과 외부 스킨(7b) 사이에 제공된 공간의 타일붙이기(tiling)를 가리킨다. 따라서 점탄성 코어 요소(14)와 적어도 하나의 중간 코어 요소(15)는 틈새나 전체적인 겹치기가 없는, 서로 접하는 프레임들의 기하학적 패턴으로 내부 스킨(7a)과 외부 스킨(7b) 사이에서 조직되고, 그 중 하나의 프레임은 적어도 하나의 중간 코어 요소(15)이고, 두 번째 프레임은 점탄성 코어 요소(14)이다. 다시 말해, 세로 성분(15a)과 가로 성분(15b)은 개별 점탄성 코어 요소(14)들에 의해 전체적으로 덮이는, 규칙적인 개구들이 있는 격자 모양의(grid-like) 구성을 형성한다. 이러한 구성은 체스판과 같은 모양이다.

일 양태에 따르면, 적어도 하나의 중간 코어 요소(15), 즉 그것의 세로 성분(15a)과 가로 성분(15b)은 내부 스킨(7a)과 외부 스킨(7b) 사이에서 도 2의 부착 영역(12a)에서 배치된다. 그러므로 내부 스킨(7a)은 바람직하게는 적어도 하나의 중간 코어 요소(15), 즉 그것의 세로 성분(15a)과 가로 성분(15b)을 통하여, 도 2 및 도 3의 부착 수단(12)에 의해 부착 영역(12a)에서의 외부 스킨(7b)에 단단히 부착된다.

또한, 보강된 프레임워크(8), 즉 그것의 스트링거(10)와 프레임(9)은 부착 영역(12a)에서 내부 스킨(7a) 상에 바람직하게 배치되고, 부착 수단(12)에 의해, 내부 스킨(7a), 적어도 하나의 중간 코어 요소(15), 즉 그것의 세로 성분(15a)과 가로 성분(15b), 및 외부 스킨(7b)에 단단히 부착된다. 부착 수단(12)이 점탄성 코어 요소(14) 중 임의의 것을 클램프하지 않도록, 스트링거(10)는 예시적으로는 세로 성분(15a) 위에 배치되고, 프레임은 가로 성분(15b) 위에 배치된다.

전술한 실시예에 대한 수정예는 당업자의 상식 내에 있고, 따라서 또한 본 발명의 부분으로서 간주된다는 점이 주목되어야 한다. 특히, 세미모노코크 구조로 된 일체형(integral) 스킨 보강된 패널로서 바람직하게 구현되는, 도 1 내지 4에 따른 본 발명의 구조상 보강된 패널(6)은 단지 본보기적으로 그리고 예시적으로 도시되어 있고, 회전익기, 즉 도 1의 헬리콥터(1)에서의 적용예에 관해 묘사된다는 점이 주목되어야 한다. 하지만, 본 발명의 구조상 보강된 패널은 마찬가지로 다른 항공기들, 특히 고정익기에서의 적용에 맞추어질 수 있다. 그러한 맞춤 예(adaptation)는 회전익기에 관한 세미모노코크 구조로 된 일체형 스킨 보강된 패널과 고정익기에 관한 세미모노코크 구조로 된 일체형 스킨 보강된 패널에 관해 설명되는 전술한 가르침을 간단히 적용할 수 있는 당업자의 상식 내에 포함된다.

1: 회전익기 1a: 멀티블레이드 메인 로터
1b, 1c: 로터 블레이드 1d: 로터 헤드
1e: 로터 샤프트 1f: 랜딩 기어
2: 동체 2a: 캐빈
2b: 후방 동체 3: 테일 붐
3a: 수평 스태빌라이저 3b: 테일 붐 원뿔체
4: 역토크 장치 4a: 테일 로터
5: 핀 6: 구조상 보강된 패널
7: 스트레스를 받은 스킨 7a: 내부 스킨
7b: 외부 스킨 7c: 스트레스를 받은 스킨 두께
8: 보강 프레임워크 9: 프레임
9a: 가로 방향 10: 스팅거
10a: 세로 방향 11: 상호 연결 요소
12: 부착 수단 12a: 부착 영역
13: 베이 14: 점탄성 코어 요소
14a: 점탄성 코어 요소 두께 15: 중간 코어 요소
15a: 중간 코어 요소 세로 성분 15b: 중간 코어 요소 가로 성분
16: 인접하는 인터페이스 17: 코어 요소 어셈블리

Claims

동체(2)를 갖는 회전익기(1)로서,
상기 동체(2)는 적어도 하나의 구조상 보강된 패널(6)을 포함하고, 상기 구조상 보강된 패널(6)은 스트레스를 받은 스킨(7)과, 스트레스를 받은 스킨(7)에 단단히 부착되는 보강 프레임워크(8)를 포함하고,
상기 스트레스를 받은 스킨(7)은 내부 스킨(7a), 외부 스킨(7b), 및 상기 내부 스킨(7a)과 상기 외부 스킨(7b) 사이에 배치되는 코어 요소 어셈블리(17)를 포함하고, 상기 코어 요소 어셈블리(17)는 적어도 하나의 점탄성(viscoelastic) 코어 요소(14)와, 쪽매붙임으로 만들어진(tessellated) 적어도 하나의 중간(intermediate) 코어 요소(15)를 포함하며, 상기 적어도 하나의 점탄성 코어 요소(14)는 소음 및 진동 감쇠를 위해 제공되고,
상기 적어도 하나의 중간 코어 요소(15)는 상기 내부 스킨(7a)과 상기 외부 스킨(7b) 사이의 부착 영역(12a) 내에 배치되고, 상기 내부 스킨(7a)은 상기 적어도 하나의 중간 코어 요소(15)를 통해 상기 부착 영역(12a) 내에서 상기 외부 스킨(7b)에 단단히 부착되고, 상기 적어도 하나의 중간 코어 요소(15)는 적어도 하나의 중간 자유 공간(13)을 형성하는 세로 성분(15a)과 가로 성분(15b)의 격자를 포함하고, 상기 적어도 하나의 점탄성 코어 요소(14)는 상기 적어도 하나의 중간 자유 공간(13) 내에 배치되는 것을 특징으로 하는 회전익기.
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제1 항에 있어서,
상기 보강 프레임워크(8)는 상기 부착 영역(12a)에서 스트레스를 받은 스킨(7)에 단단히 부착되는 스트링거(10)와 프레임(9)의 격자를 포함하고, 상기 스트링거(10)와 상기 프레임(9)은 적어도 부분적으로 상기 적어도 하나의 중간 자유 공간(13)의 범위를 정하는 것을 특징으로 하는 회전익기.
제4 항에 있어서,
상기 스트링거(10)와 상기 프레임(9)은 상기 부착 영역(12a)에서 상기 내부 스킨(7a) 상에 배치되고, 연관된 부착 수단(12)에 의해 상기 내부 스킨(7a), 상기 적어도 하나의 중간 코어 요소(15), 및 상기 외부 스킨(7b)에 단단히 부착되는 것을 특징으로 하는 회전익기.
제4 항에 있어서,
상기 적어도 하나의 중간 코어 요소(15)는 섬유 강화된 중합체 화합물을 포함하는 것을 특징으로 하는 회전익기.
제6 항에 있어서,
상기 섬유 강화된 중합체 화합물은 탄소 및/또는 유리 및/또는 아라미드 섬유를 포함하는 것을 특징으로 하는 회전익기.
제6 항에 있어서,
상기 세로 성분(15a)은 상기 스트링거(10)의 세로 연장을 따라 본질적으로 배향되는 섬유들을 포함하고/하거나 상기 가로 성분(15b)은 상기 프레임(9)의 세로 연장을 따라 본질적으로 배향되는 섬유들을 포함하는 것을 특징으로 하는 회전익기.
제1 항에 있어서,
상기 내부 스킨(7a)과 상기 외부 스킨(7b) 중 적어도 하나는 금속 재료를 포함하는 것을 특징으로 하는 회전익기.
제1 항에 있어서,
상기 내부 스킨(7a)과 상기 외부 스킨(7b) 중 적어도 하나는 섬유 강화된 중합체 화합물을 포함하는 것을 특징으로 하는 회전익기.
제1 항에 있어서,
상기 적어도 하나의 점탄성 코어 요소(14)는 실온에서 그리고 1㎑의 여기 주파수로 적어도 5%인 감쇠 손실계수를 포함하는 것을 특징으로 하는 회전익기.
제1 항에 있어서,
상기 적어도 하나의 점탄성 코어 요소(14)는 고무 재료를 포함하는 것을 특징으로 하는 회전익기.
제12 항에 있어서,
상기 고무 재료는 에틸렌-프로필렌-디엔 고무, 에틸렌-비닐 아세테이트 고무 및/또는 불소 고무를 포함하는 것을 특징으로 하는 회전익기.
제1 항에 있어서,
상기 적어도 하나의 점탄성 코어 요소(14)의 각각의 두께(14a)는 상기 적어도 하나의 중간 코어 요소(15)의 각각의 두께에 적어도 본질적으로 대응하는 것을 특징으로 하는 회전익기.
제1 항에 있어서,
각각의 두께(14a)는 0.1㎜와 2㎜ 사이에 포함되는 것을 특징으로 하는 회전익기.