KR102043474B1 - 연속하는 곡선 날개 보 및 제조 방법 - Google Patents
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Abstract
에어포일의 실시 예가 제공된다. 에어포일은 에어포일에 배치된 하나 이상의 연료 수용 영역 및 에어포일의 뿌리 단부에서 에어포일의 끝단 단부로 향하여 연장하는 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보를 가지고 있다. 적어도 하나의 연속하는 곡선 날개 보는 단일 구성을 가지고, 연속하는 곡선 날개 보를 따라 하나 이상의 연속 곡선을 가지면, 그리고 적어도 하나 이상의 연료 수용 영역의 구조 벽을 형성하는 부분을 가지거나, 또는 하나 이상의 연료 수용 영역 내부에 있다.
Description
본 발명은 일반적으로 날개 보 구조(structural spar)에 관한 것으로, 좀 더 구체적으로는 공중 비행체(air vehicle)의 복합재료 에어포일(composite airfoils)에서 연속하는 곡선 날개 보 및 그 제조 방법에 관한 것이다.
복합재료 구조들은 그들의 높은 강도 중량비(strength-to-weight ratios), 내식성, 그리고 다른 유리한 특성들 때문에 항공기, 우주선, 회전날개 항공기, 자동차, 선박, 그리고 다른 운송 수단 및 구조의 제조를 포함하여 매우 다양한 적용 분야에서 사용된다. 항공기 제조에서, 복합재료 구조는 날개, 꼬리 부분, 동체, 및 다른 부품을 형성하도록 수량을 증대시키며 사용되고 있다.
항공기 날개와 같은 알려진 복합재료 에어포일은 상부 및 하부 외부 날개 표면 패널, 즉 내부 프레임에 기계적으로 부착 또는 접합되는 "표면(skin)"을 이용한다. 내부 프레임은 전형적으로 날개 표면의 강도 및 안정성을 개선하기 위하여 날개 보, 리브 및 스트링거(stringer)와 같은 보강 구조를 포함한다. 날개 표면은 날개 보에 부착되고, 날개 보는 날개를 위한 구조적 통합성을 제공한다. 게다가, 많은 항공기 날개는 전방 및 후방 날개 보 사이에 수용되는 날개 내부에 연료 탱크를 가지고 있다.
알려진 날개 보 구조는 "굽음(kink)" 또는 굽힘(bend)으로 또한 언급되는, 각도에서 갑작스러운 변화가 있고, 그들의 길이를 따라 하나 이상의 불연속 또는 차이가 있는 영역(discrete or distinct areas)을 가지고 있다. 그런 알려진 날개 보는 "굽은 날개 보(kinked spar)"로 언급되고, 그런 불연속 굽음들을 가지고 날개 후방 부분(aft)을 휩쓸고 지나가게 된다. 굽은 날개 보를 제조하는 것은 다수의 부품(multiple parts)과 다수의 이음부(multiple splices)를 함께 조립하고 연결하는 것을 필요로 한다. 그런 다수의 부품과 다수의 이음부의 사용과 조립은 시간, 복잡성, 부품 수, 그리고 굽은 날개 보를 제조하기 위하여 요구되는 수작업을 증가시키고, 결국, 전체 제조비용을 증가시킨다.
더구나, 알려진 굽은 날개 보를 위한 그런 다수의 부품과 다수의 이음부의 조입은 그런 다수의 부품과 다수의 이음부의 함께 연결에서 연결 또는 도움을 주기 위한 추가적인 기계적 체결요소, 클램프, 또는 고정구의 사용을 필요로 한다. 그러나 그런 추가적인 기계적 체결요소, 클램프, 또는 고정구의 장착, 사용 및/또는 제거는 시간, 복잡성, 부품 수, 그리고 굽은 날개 보를 제조하기 위하여 요구되는 수작업을 증가시키고, 결국, 전체 제조비용을 증가시킨다. 또한, 조립 후 제거되지 않는 추가적인 기계적 체결요소, 클램프, 또는 고정구의 장착과 사용은 항공기에 무게를 추가하고, 결국, 주어진 비행로(a given flight profile)에 대해 증가된 연료 요건을 낳는다. 이 증가된 연료 요건은 결국 증가된 연료비용을 야기한다. 마침내, 금속으로 만들어지고, 외부 복합재료 날개 표면 패널들을 통하여 노출되면, 많은 체결요소의 사용은 날개에 낙뢰(a lightning strike)의 위험성을 증가시킨다.
게다가, 알려진 굽은 날개 보에서 하나 이상의 불연속 굽음 각도에서 갑작스러운 변화는 이들 굽은 영역에서 리브와 날개 표면에 의해 분포되고 해결되어야만 하는 중요한 킥 하중(a significant kick load)을 야기한다. 여기에 사용된 용어 "킥 하중(kick load)"는 하중 경로에서 갑작스러운 변화로서 구조물에 유발된 하중을 의미한다. 킥 하중은 날개 좌굴(wing buckling)을 야기하는 날개 표면에 증가된 하중을 야기한다. 알려진 굽은 날개 보에서, 킥 하중은 날개 좌굴을 피하도록 날개 표면 및/또는 리브에 강도 능력을 추가하는 것에 의해 반응을 보이게 된다. 그런 추가된 강도 능력은 부품의 치수를 증가시키는 것, 재료를 더 강한 재료 체계로 수정하는 것, 및/또는 부품을 부착하는 체결요소의 크기를 증가시키는 것을 포함한다. 그러나 그런 추가된 강도 능력은 무게와 비용 증가를 낳는다.
따라서 알려진 굽은 날개 보, 조립 및 방법에 이점을 제공하는 개선된 날개 보 구조 및 제조 방법에 대해 기술 분야에서 요구가 있다.
개선된 날개 보 구조 및 제조 방법에 대한 이런 요구는 충족되어진다. 아래의 상세한 설명에서 논의되는 바와 같이, 개선된 날개 보 구조 및 제조 방법의 실시 예들은 알려진 굽은 날개 보, 조립 및 방법에 상당한 이점을 제공한다.
본 발명의 하나의 실시 예에서, 에어포일이 제공된다. 에어포일은 에어포일에 배치된 하나 이상의 연료 수용 영역(one or more fuel containment regions)들을 포함한다. 에어포일은 에어포일의 뿌리 단부(a root end)에서 에어포일의 끝단 단부(a tip end)로 향하여 연장하고 있는 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보를 포함한다. 적어도 하나의 연속하는 곡선 날개 보는 단일의 구성을 포함하며, 연속하는 곡선 날개 보를 따라 하나 이상의 곡선을 포함하고, 그리고 하나 이상의 연료 수용 영역의 적어도 하나의 구조 벽을 형성하거나, 또는 하나 이상의 연료 수용 영역에 대해 내부에 있는 부분을 가지고 있다.
본 발명의 다른 실시 예에서, 항공기가 제공된다. 항공기는 동체를 포함한다. 항공기는 동체에 부착되어 동체로부터 연장하는 2개 이상의 에어포일을 포함한다. 각 에어포일은 에어포일에 배치된 하나 이상의 연료 수용 영역을 포함한다. 각 에어포일은 에어포일의 뿌리 단부에서 에어포일의 끝단 단부로 향하여 연장하고 있는 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보를 더 포함한다. 적어도 하나의 연속하는 곡선 날개 보는 단일의 구성을 포함하며, 연속하는 곡선 날개 보를 따라 하나 이상의 곡선을 포함하고, 그리고 하나 이상의 연료 수용 영역의 적어도 하나의 구조 벽을 형성하거나, 또는 하나 이상의 연료 수용 영역에 대해 내부에 있는 부분을 가지고 있다. 각 에어포일은 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보 사이에서 실질적으로 수직으로 부착된 다수의 리브를 포함한다. 각 날개 보는 하나 이상의 연료 수용 영역, 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보, 그리고 다수의 리브를 덮는 상부 및 하부 보강 패널을 더 포함한다.
본 발명의 다른 실시 예에서, 항공기 제조 방법을 제공한다. 방법은 하나 이상의 복합재료 연속 곡선 날개 보의 성형과 경화하는 단계를 포함하며, 적어도 하나의 연속하는 곡선 날개 보는 단일 구성과 연속하는 곡선 날개 보를 따라 하나 이상의 연속하는 곡선을 갖는다. 방법은 항공기의 동체 섹션에 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보의 각각의 제1 단부를 부착하는 것과 동체 섹션으로부터 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보의 각각을 연장하는 것을 더 포함한다. 방법은 연료 수용 영역의 구조 벽을 형성하도록 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보의 하나 이상의 부분을 위치시키는 것을 더 포함한다. 방법은 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보 사이에서 실질적으로 수직으로 다수의 리브를 부착하는 것을 더 포함한다. 방법은 항공기의 에어포일을 형성하도록 상부 및 하부 보강 패널 사이에 하나 이상의 곡선 날개 보, 다수의 리브, 그리고 연료 수용 영역의 각각을 끼워 넣는 것(sandwiching)을 더 포함한다.
논의되어 온 특징, 기능 및 이점은 본 발명의 다양한 실시 예에서 독립적으로 달성되거나 또는 아래의 상세한 설명 및 도면을 참조하여 볼 수 있는 것의 보다 자세한 사항은 앞으로 다른 실시 예와 결합되어질 것이다.
또한, 본 발명은 다음의 항목에 따른 실시 예를 포함한다.
항목 1. 항공기는 동체; 동체에 부착되어 연장하는 2개 이상의 에어포일을 포함하고, 각 에어포일은 에어포일에 배치된 하나 이상의 연료 수용 영역; 에어포일의 뿌리 단부에서 에어포일의 끝단 단부로 향하여 연장하고 있는 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보를 포함하고, 적어도 하나의 연속하는 곡선 날개 보는 단일 구성; 연속하는 곡선 날개 보를 따라 하나 이상의 연속하는 곡선; 그리고 하나 이상의 연료 수용 영역의 적어도 하나의 구조 벽을 형성하거나, 또는 하나 이상의 연료 수용 영역에 대해 내부에 있는 부분을 가지고; 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보 사이에서 실질적으로 수직으로 부착된 다수의 리브; 그리고 하나 이상의 연료 수용 영역, 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보, 그리고 다수의 리브를 덮는 상부 및 하부 보강 패널을 포함한다.
항목 2. 항목 1의 항공기에서 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보는 세로 x-축 방향(a longitudinal x-axis direction), 가로 y-축 방향(a lateral y-axis direction), 그리고 수직 z-축 방향(a vertical z-axis direction)을 포함하는 축 방향으로 연장한다.
항목 3. 항목 1의 항공기에서 하나 이상 연속하는 곡선 날개 보 각각은 단일 구조를 포함하고, 그리고 2개 이상의 에어포일은 2개 이상의 복합재료 항공기 날개 및 복합재료 수평 스태빌라이저(horizontal stabilizer)를 포함한다.
항목 4. 항목 1의 항공기에서 하나 이상 연속하는 곡선 날개 보는, 불연속 굽음에서 하중이 집중하는 현재의 굽은 날개 보의 하중 분포와 비교하여, 다수의 리브와 상부 및 하부 보강 패널을 가로질러 하중 분포를 야기하는, 불연속 굽음을 가지고 있지 않다.
본 발명은 바림직한 모법적인 실시 예를 나타내는 첨부 도면과 함께 다음의 상세한 설명을 참고하여 보다 잘 이해될 수 있고, 그러나 반드시 일정한 비율로 그려져 있는 것은 아니다.
도 1은 본 발명의 연속하는 곡선 날개 보의 하나 이상의 실시 예를 포함하는 하나 이상의 에어포일을 가진 공중 비행체의 상면도이다.
도 2는 항공기 생산 및 서비스 방법의 절차도이다.
도 3은 항공기의 블록선도이다.
도 4a는 굽은 날개 보를 가진 알려진 에어포일의 상부 단면도이다.
도 4b는 도 4a의 굽은 날개 보의 축 방향들의 예시이다.
도 5a는 연속하는 곡선 날개 보를 도시하는 본 발명의 에어포일의 실시 예의 상부 단면도이다.
도 5b는 도 5a의 하나 이상의 굽은 날개 보의 축 방향들의 예시이다.
도 6a는 연속하는 곡선 날개 보를 도시하는 본 발명의 에어포일의 다른 실시 예의 상부 단면도이다.
도 6b는 도 6a의 하나 이상의 굽은 날개 보의 축 방향들의 예시이다.
도 7a는 연속하는 곡선 날개 보를 도시하는 본 발명의 에어포일의 실시 예의 우측 사시도이다.
도 7b는 도 7a의 7B-7B 라인을 따른 확대된 단면도이다.
도 7c는 도 7b의 원형 7C의 확대도이다.
도 8은 본 발명의 방법의 예시적 실시 예의 절차도이다.
도 1은 본 발명의 연속하는 곡선 날개 보의 하나 이상의 실시 예를 포함하는 하나 이상의 에어포일을 가진 공중 비행체의 상면도이다.
도 2는 항공기 생산 및 서비스 방법의 절차도이다.
도 3은 항공기의 블록선도이다.
도 4a는 굽은 날개 보를 가진 알려진 에어포일의 상부 단면도이다.
도 4b는 도 4a의 굽은 날개 보의 축 방향들의 예시이다.
도 5a는 연속하는 곡선 날개 보를 도시하는 본 발명의 에어포일의 실시 예의 상부 단면도이다.
도 5b는 도 5a의 하나 이상의 굽은 날개 보의 축 방향들의 예시이다.
도 6a는 연속하는 곡선 날개 보를 도시하는 본 발명의 에어포일의 다른 실시 예의 상부 단면도이다.
도 6b는 도 6a의 하나 이상의 굽은 날개 보의 축 방향들의 예시이다.
도 7a는 연속하는 곡선 날개 보를 도시하는 본 발명의 에어포일의 실시 예의 우측 사시도이다.
도 7b는 도 7a의 7B-7B 라인을 따른 확대된 단면도이다.
도 7c는 도 7b의 원형 7C의 확대도이다.
도 8은 본 발명의 방법의 예시적 실시 예의 절차도이다.
개시된 실시 예는 첨부 도면을 참조하여 이후에 좀 더 충분히 기술하고, 일부에서는, 그러나 개시된 실시 예 모두 도시되지 않는다. 실제로, 여러 가지 다른 실시 예가 제공되고, 여기서 제시하는 실시 예로 제한되는 것으로 구성되지 않는다. 오히려, 이들 실시 예들은 본 발명이 철저하고 완전하며, 관련 기술 분야의 당업자에게 본 발명의 범위를 충분히 전달하도록 제공된다.
지금 도면을 참조하면, 도 1은 항공기(11)의 형태에서와 같이 2개 이상의 에어포일을 가진 공중 비행체의 상면도이다. 각 에어포일(14)은 본 발명의 연속하는 곡선 날개 보(26)의 하나 이상의 실시 예를 포함한다. 도 1에 도시된 바와 같이, 항공기(11)의 형태에서와 같이 공중 비행체(10)는 동체 섹션(12a)을 가진 동체(12)를 포함하고, 그리고 예를 들어 항공기 날개(18)의 형태에서 에어포일(14a), 그리고 꼬리(16)의 수평 스태빌라이저(16a)의 형태에서 에어포일(14b)과 같이 2개 이상의 에어포일(14)을 더 포함한다. 게다가 항공기 날개(18) 및 수평 스태빌라이저(16a)에 대해, 에어포일(14)은 수직 스태빌라이저, 수평 꼬리 날개, 커나드(a canard), 또는 다른 적절한 에어포일 구조를 포함한다.
도 1에 더 도시된 바와 같이, 항공기 날개(18a)의 형태에서와 같이 각 에어포일(14a)은 전방 가장자리(a leading edge)(20a), 후방 가장자리(a trailing edge)(20b), 끝단 단부(a tip end)(22), 뿌리 단부(a root end)(23), 에어프레임(24), 연속하는 곡선 날개 보(26)의 하나 이상의 실시 예, 그리고 하나 이상의 연료 수용 영역(28)을 포함한다. 연속하는 곡선 날개 보(26)의 하나 이상의 실시 예(도 1 참조)는 연속하는 곡선 전면 날개 보(26a)(도 1 참조), 연속하는 곡선 후면 날개 보(26b)(도 1 참조), 또는 연속하는 곡선 중간 날개 보(26c)(도 참조)를 포함한다. 하나 이상의 연료 수용 영역(28)은 연료 탱크(28a)(도 1 참조) 또는 연료 셀(28b)(도 1 참조)을 포함한다. 도 1에 더 도시된 바와 같이, 꼬리(16)는 수평 스태빌라이저(16a) 및 수평 스태빌라이저(16b)를 포함한다. 도 1에 도시된 바와 같이, 각 수평 스태빌라이저(16a)는 연속하는 곡선 날개 보(26)의 하나 이상의 실시 예 및 하나 이상의 연료 수용 영역(28)을 포함한다.
도 1에 도시된 항공기(10)가 연속하는 곡선 날개 보(26)의 하나 이상의 실시 예를 가진 하나 이상의 에어포일(14)을 가진 상업용 여객기를 일반적 대표할지라도, 개시된 실시 예들의 가르침은 다른 여객기, 화물기, 군용기, 회전 날개 항공기, 그리고 다른 형태의 항공기 또는 케이블카뿐만 아니라 항공 우주 비행체, 인공위성, 우주 로켓, 로켓, 그리고 항공 우주 비행체는 물론 여기에 개시된 연속하는 곡선 날개 보(26)의 실시 예들을 사용하는 보트 및 다른 수상 제트기, 풍차와 같은 구조, 다른 적절한 구조에 적용된다.
도 2는 항공기 제조 및 서비스 방법(30)의 절차도이다. 도 3은 항공기(50)의 블록선도이다. 도 2, 3을 참조하면, 본 발명의 실시 예들은 도 2에 도시된 항공기 제조 및 서비스 방법(30) 및 도 3에 도시된 항공기(50)를 사용하여 기술되어진다. 제작 준비 단계(pre-production) 동안에 모범적 항공기 제조 및 서비스 방법(30)은 항공기(50)의 사양 및 설계(specification and design)(32)와 자재 조달(material procurement)(34)을 포함한다. 제조 동안에 구성요소(component) 및 하위부품(subassembly) 제조(36) 및 항공기(50)의 시스템 통합(system integration)(50)이 일어난다. 그 후에, 항공기(50)는 서비스 상태(in service)(42)에 위치되도록 인증 및 인도(certification and delivery)(40)를 거친다. 고객에 의해 서비스 상태 동안에, 항공기(50)는 일상적 보수 및 점검(routine maintenance and service)(44)(수정, 구조변경, 개조, 그리고 다른 적절한 점검)이 계획되어 있다.
항공기 제조 및 서비스 방법(30)의 공정들 각각은 시스템 통합자, 제3자, 및/또는 조작자(예를 들어, 고객)에 의해 수행 또는 실행된다. 이런 설명을 목적으로, 시스템 통합자는 제한 없이 얼마든지 항공기 제조업자 및 주요 시스템 하도급 업자를 포함하고; 제3자는 제한 없이 얼마든지 판매회사, 하도급 업체, 그리고 공급자를 포함하며; 조작자는 항공사, 임대회사, 군용업체, 서비스 기구, 그리고 다른 적절한 조작자를 포함한다.
도 3에 도시된 바와 같이, 항공기 제조 및 서비스 방법(30)에 의해 생산된 항공기(50)는 다수의 시스템(54) 및 인테리어(56)를 가진 기체(airframe)(52)를 포함한다. 고-레벨 시스템(54)의 예들은 하나 이상의 추진 시스템(58), 전기 시스템(60), 유압 시스템(62), 그리고 환경 시스템(64)을 포함한다. 많은 다른 시스템들이 포함된다. 항공 우주산업 시스템 예가 도시되어 있어도, 발명의 원리들은 자동차 산업과 같은 다른 산업에 적용되어진다.
여기에 구체화된 방법과 시스템들은 항공기 제조 및 서비스 방법(30)의 하나 이상의 단계 동안에 사용된다. 예를 들어, 구성요소 및 하위부품 제조(36)에 대응하는 구성요소 또는 하위부품들은 항공기(50)가 서비스 상태에 있는 동안에 생산된 구성요소 또는 하위부품과 유사한 방법으로 조립 또는 제조되어진다. 또한, 하나 이상의 장치 실시 예, 방법 실시 예, 또는 그들의 결합이, 예를 들어 항공기(50)의 비용을 감소시키거나 실질적으로 신속한 조립에 의해, 구성요소와 하위부품 제조(36) 및 시스템 통합(38) 동안에 사용된다. 유사하게, 하나 이상의 장치 실시 예, 방법 실시 예, 또는 그들의 결합이, 항공기가 서비스 상태에 있는 동안에 사용되고, 예를 들어 제한 없이 보수 및 점검(44)에도 사용된다.
도 4a는 굽은 날개 보(66)를 가진 알려진 에어포일(14c)의 형태에서와 같이, 에어포일(14)의 상부 단면도이다. 도 4a에 도시된 바와 같이, 알려진 날개 보(14c)는 동체(12)로부터 날개 단부(22)로 향하여 연장하고, 연료 탱크(28a)의 형태로 연료 수용 영역(28)을 가지며, 그리고 굽은 날개 보(66) 사이에서 수직으로 부착된 다수의 리브(90)를 가지고 있는 굽은 날개 보(66)를 가진 항공기 날개(18b)의 형태이다. 도 4a는 불연속 굽음(68a) 및 굽은 날개 보 경로(70a)를 가진 굽은 전면 날개 보(66a)를 도시하고 있다. 도 4a는 불연속 굽음(68b, 68c) 및 굽은 날개 보 경로(70a)를 가진 굽은 후면 날개 보(66b)를 더 도시한다. 여기에 사용된 용어 "불연속 굽음(discrete kink)"은 날개 보 평면(a par plane)을 따라 각도 및 방향에서 급격한 변화가 있는 굽은 날개 보(66)(도 4a 참조)의 길이를 따라 불연속인 영역(a discrete area)을 의미한다. 도 4b는 굽은 날개 보(66a)의 굽은 날개 보 경로(70a) 및 도 4a의 굽은 날개 보(66b)의 굽은 날개 보 경로(70b)와 관련되는 3차원 좌표 시스템의 한 세트인 x, y, z축에 대한 축 방향(80)들을 예시한다. 축 방향(80)들은 세로 x-축 방향(80a), 가로 y-축 방향(80b), 그리고 수직 z-축 방향(80c)을 포함한다. z-축 방향은 항공기 날개(18b)를 통과하고, 수직 z-축은 도 4b에 점으로 도시되지만, 그러나 z-축 그 자체는 아니다.
도 5a는 연속하는 곡선 날개 보(26)를 도시하는 본 발명의 에어포일(14a)(도 1 참조)의 실시 예의 상부 단면도이다. 도 5a에 더 도시된 바와 같이, 에어포일(14a)은 바람직하게는 항공기 날개(18a)의 형태와 같이 항공기 날개(18)를 포함한다. 에어포일(14)(도 1, 5a, 6a, 7a 참조)은 에어포일(14)에 배치된 하나 이상의 연료 수용 영역(28)(도 1, 5a, 6a, 7a)을 포함한다. 하나 이상의 연료 수용 영역(28)(도 1, 5a, 6a, 7a)은 바람직하게는 연료 탱크(28a)(도 1, 5a 참조), 연료 셀(a fuel cell)(도 1 참조), 또는 다른 적절한 연료 수용 영역(28) 또는 구조를 포함한다. 도 5a에 도시된 바와 같이, 연료 탱크(28a)의 형태와 같이 연료 수용 영역(28)은 바람직하게는 연료 수용 영역(28)의 둘레를 형성하는 연료 수용 경계(29a, 29b, 29c, 29d)를 가진다. 도 5a에 도시된 연료 수용 영역(28)이 일반적으로 직각 형상의 4측면을 가지고 있어도, 연료 수용 영역은 다른 적절한 형상으로 형성될 수 있다.
도 5a에 도시된 바와 같이, 에어포일(14a)의 형태와 같이 에어포일(14)은 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)(도 1참조)를 더 포함한다. 도 5a에 도시된 바와 같이, 각 연속하는 곡선 날개 보(26)는 제1 단부(72a), 제2 단부(72b), 그리고 사이 그곳에 길어진 본체 부분(an elongated body portion) (74)을 가지고 있다. 도 5a에 도시된 바와 같이, 바람직하게, 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26) 각각은 연속하는 곡선 전면 날개 보(26a), 연속하는 곡선 후면 날개 보(26b), 또는 연속하는 곡선 중간 날개 보(26c)의 하나를 포함한다. 연속하는 곡선 전면 날개 보(26a)는 에어포일(14a)(도 1 참조)의 전방 가장자리(20a)(도 1 참조)를 따라 바람직하게는 세로로(lengthwise) 위치된다. 연속하는 곡선 후면 날개 보(26b)는 에어포일(14a)(도 1 참조)의 후방 가장자리(20b)(도 1 참조)를 따라 바람직하게는 세로로 위치된다. 연속하는 곡선 중간 날개 보(26c)는 연속하는 곡선 전면 날개 보(26a)와 연속하는 곡선 후면 날개 보(26b) 사이에 세로로 위치된다. 하나 이상의 연속하는 곡선 전면 날개 보(26)는 바람직하게는 에어포일(14)에 강도를 제공하고, 축 방향 힘과 굽힘 모멘트를 운반한다.
도 5a에 더 도시된 바와 같이, 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26) 각각의 제1 단부(72a)는 항공기(11)(도 1 참조)와 같은 공중 비행체(10)(도 1 참조)의 동체 섹션(12a)에 부착되게 구성되는 것이 바람직하다. 연속하는 곡선 날개 보(26)(도 1, 5a 참조)는 항공기(11)(도 1 참조)와 같은 공중 비행체(10)(도 1 참조)의 동체(12)의 동체 섹션(12a)에 부착되고, 및/또는 항공기 날개(18)와 같이 대응하는 에어포일(14)에 부착되고, (도시되지 않은) 연결 시스템(a joint system)을 통하여 항공기(11)의 다른 측에 위치된다. 그런 연결 시스템은 항공기(11)(도 1 참조)의 동체(12)(도 1 참조)의 중심선(17)(도 1 참조)을 따라 실질적으로 연결한다. 다른 실시 예에서, 연속하는 곡선 날개 보(26)는 항공기(11)와 같은 공중 비행체(11)의 다른 적절한 구조에 부착된다.
연속하는 곡선 날개 보(26)(도 5a 참조)는 바람직하게는 에어포일(14a)의 뿌리 단부(23)(도 1 참조)에서 에어포일(14a)의 끝단 단부(22)(도 1 참조)로 향하여 세로 방향(a lengthwise direction)(77)(도 1, 5a 참조)에 동체(12)(도 5a 참조)로부터 연장하고, 또는 항공기(11)(도 1 참조)와 같이 공중 비행체(10)(도 1 참조)의 안쪽 측(an inboard side)에서 바깥쪽 측(an outboard side)으로와 같이 연장한다. 도 5a에 도시된 바와 같이, 연속하는 곡선 날개 보(26) 각각의 제2 단부(72b)는 끝단 단부(22)로 향하여 연장, 및/또는 끝단 단부(22)에 근접하여 연장한다. 도 5a에 도시된 실시 예에서, 연속하는 곡선 전면 날개 보(26a) 및 연속하는 곡선 후면 날개 보(26b)는 연료 수용 영역(28)의 내부 부분(86)(도 6a 참조) 가까이에서 끝나는 제2 단부(72b)를 가지는 연속하는 곡선 중간 날개 보(26c) 보다 끝단 단부(22)에 더 가깝다. 그러나 연속하는 곡선 중간 날개 보(26c)의 제2 단부(72b)는 연료 수용 영역(28) 내에서 더 길거나 또는 더 짧은 길이에서 끝난다.
바람직하게는, 도 5a에 도시된 바와 같이, 연속하는 곡선 전면 날개 보(26a) 및 연속하는 곡선 후면 날개 보(26b)는 연료 수용 영역(28)을 포함하는 에어포일(14)의 젖은 섹션(a wet section)(102)(도 7a 참조), 그리고 연료 수용 영역(28)을 포함하지 않는 에어포일(14)의 건조 섹션(a dry section)(104)(도 7a 참조) 양쪽을 통하여 세로 방향(77)에서 연장한다. 여기에 사용된 "젖은 섹션(wet section)"은 연료가 들어 있는 연료 분리 영역(a fuel barrier area)을 의미하고, 그리고 "건조 섹션(dry section)"은 연료가 들어 있지 않은 영역을 의미한다.
도 5a에 도시된 바와 같이, 적어도 하나의 연속하는 곡선 날개 보(26)는 단일 구성(a unitary configuration)(88) 및 연속하는 곡선 날개 보(26)를 따라 하나 이상의 연속 곡선(76)을 더 포함한다. 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)는 적어도 하나의 축 방향(80)(도 5b 참조)에서 연장한다. 바람직하게는, 연속 곡선(76)의 축 방향(80)은 하나 이상의 세로 x-축 방향(80a)(도 5b 참조), 가로 y-축 방향(80b)(도 5b 참조), 그리고 수직 z-축 방향(80c)(도 5b 참조)을 포함한다. 도 5a에 더 도시된 바와 같이, 연속하는 곡선 전면 날개 보(26a)는 연속 곡선(76) 및 곡선 날개 보 경로(78a)를 가지고, 연속하는 곡선 후면 날개 보(26b)는 연속 곡선(76) 및 곡선 날개 보 경로(78b)를 가지며, 그리고 연속하는 곡선 중간 날개 보(26c)는 연속 곡선(76) 및 곡선 날개 보 경로(78c)를 가진다.
도 5a는 세 개의 연속하는 곡선 날개 보(26)를 가진 에어포일(14a)의 하나의 실시 예이다. 도 5a에 도시된 바와 같이, 연속하는 곡선 전면 날개 보(26a)의 곡선 날개 보 경로(78a)는 굽은 전면 날개 보(66a)(도 4a 참조)의 굽은 날개 보 경로(70a)(점선으로 도시됨)와 비교되고, 그리고 연속하는 곡선 후면 날개 보(26b)는 선 날개 보 경로(78b)는 굽은 전면 날개 보(66b)(도 4a 참조)의 굽은 날개 보 경로(70b)(점선으로 도시됨)와 비교된다.
도 5a에 도시된 바와 같이, 곡선 날개 보 경로(78a, 78b)는 굽은 날개 보 경로(70a, 70b)가 하는 것 보다 연료 수용 경계(29b, 29d)를 따라 더 넓은 곡선을 형성하고, 그리고 에어포일(14a)의 이 실시 예를 가지고, 연료 탱크의 형태와 같이, 연료 수용 영역(28)의 체적은 도 4a에 도시된 굽은 날개 보(66)를 가진 알려진 에어포일(14c)의 연료 수용 영역(도 4a 참조)과 비교하여 증가된다.
하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)는 바람직하게는 복합재료의 연속하는 곡선 날개 보(26)를 포함한다. 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26) 각각은 바람직하게는 단일 복합재료 구조(27a)(도 7a 참조)를 포함한다.
다른 이점이 있는 실시 예들은 많은 고려 사항들을 인식하고 고려한다. 예를 들어, 다른 이점이 있는 실시 예들은 항공기 날개(18)(도 1 참조)의 형태와 같이, 에어포일(14)(도 1 참조)은 하나의 연속하는 곡선 날개 보(26)(도 1 참조)를 단지 포함하거나 또는 연속 곡선(76)(도 5a 참조)을 가지지 않은 다른 날개 보들과 결합되고, 다수의 연속하는 곡선 날개 보(26)(도 5a 참조)를 포함하고, 또는 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)를 가진 날개 보 윙 박스(a spar wing box)(106)를 포함하는 것을 인식하고 고려한다. 이들 실시 예들 모두는 적어도 일부는, 복합 재료로 구성되는 것이 바람직하다.
하나의 실시 예에서, 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)(도 5a 참조)는 하나 이상의 연료 수용 영역(28)(도 5a, 6a, 7a 참조)의 적어도 하나의 구조 벽(84a, 84b)(도 6a, 7a 참조)을 형성하는 부분(82a, 82b)(도 5a, 6a 참조)을 포함한다. 예를 들어, 도 5a에 도시된 바와 같이, 연속하는 곡선 전면 날개 보(26a)의 부분(82a)(또한 도 6a 참조)은 연료 수용 경계(29d)(또한 도 6a, 7a 참조)를 따라 연료 수용 영역(28)(도 6a, 7a 참조)의 구조 벽(84a)(도 6a, 7a 참조)을 형성하는 것이 바람직하다. 게다가, 도 5a에 도시된 바와 같이, 연속하는 곡선 후면 날개 보(26b)의 부분(82b)(또한 도 6a 참조)은 연료 수용 경계(29b)(또한 도 6a, 7a 참조)를 따라 연료 수용 영역(28)의 구조 벽(84b)(도 6a, 7a 참조)을 형성하는 것이 바람직하다. 바람직하게는, 부분(82a, 82b)들은 연속하는 곡선 전면 날개 보(26a)(도 5a 참조) 및 연속하는 곡선 후면 날개 보(26b)(도 5b 참조)의 인테리어 부분(85)(도 7a 참조)이다.
다른 실시 예에서, 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)(도 5a, 6a 참조)는 하나 이상의 연료 수용 영역(28)(도 5a, 6a)에 대해 내부에 위치된다. 도 5a에 도시된 바와 같이, 연속하는 곡선 중간 날개 보(26c)는 연료 탱크(28a)와 같이, 연료 수용 영역(28)의 내부 부분(86) 가까이 위치된다.
에어포일(14)(도 5a, 6a, 7a 참조)은 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26) 사이에서 실질적으로 수직으로 부착된 다수의 리브(90)(도 5a, 6a, 7a)를 포함한다. 다수의 리브(90)는 바람직하게는 연속하는 곡선 날개 보(26)와 교차한다. 다수의 리브(90)는 복합재료, 금속재료, 또는 다른 적절한 재료로 형성된다. 다수의 리브(90)는 연속하는 곡선 날개 보(26)(도 5a 참조)에 안정시키고 힘을 보태고, 그리고 에어포일(14)(도 5a 참조) 내에 하나 이상의 연료 수용 영역(28)(도 5a 참조)을 분리한다.
에어포일(14)(도 7a 참조)은 상부 보강 패널(92a)(도 7a 참조) 및 하부 보강 패널(92b)(도 7a 참조)을 더 포함한다. 상부 보강 패널(92a)과 하부 보강 패널(92b)은 하나 이상의 연료 수용 영역(28), 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26), 그리고 상부 및 하부 보강 패널(92a, 92b) 사이에 다수의 리브(90)를 덮거나 또는 끼워 넣는다. 상부 및 하부 보강 패널(92a, 92b)은 바람직하게는 복합재료로 형성되고, 그러나 다른 적절한 재료로 또한 형성된다. 다수의 리브(90)는 연속하는 곡선 날개 보(26)와 상부 및 하부 보강 패널(92a, 92b) 사이에 하중을 전달한다.
바람직하게는, 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)(도 5a, 6a 참조)는 불연속 굽음(discrete kinks)(68a, 68b, 68c)(도 4a 참조)을 가지지 않거나 또는 굽힘을 가지지 않고, 연속하여 곡선을 이루고 있다. 여기에 사용된 "연속하는 곡선 날개 보(continuously curved spar)"는 하나 이상의 연속하는 곡선 부분에 의해 연결된 하나 이상의 실질적으로 직선 부분을 가진 날개 보를 포함하고, 즉 연속 곡선, 그리고 또한 연속이고, 비변화 및 일정 반경을 가진 하나의 연속하는 곡선을 가진 날개 보를 포함한다. 여기에 사용된 "연속하는 곡선(continuously curved)" 및 "연속 곡선(continuous curve)"은 굽음(kink), 단절(discontinuities), 중단(break) 또는 각(angle)을 가지지 않는 곡선을 의미하며, 및/또는 모든 곡선 또는 곡선 부분은 곡선 또는 곡선 부분에 접하게 실질적으로 직선 부분에 연결되어 있다. 이 연속하는 곡선 형상은 불연속 굽음(68a, 68b, 68c)(도 4a 참조)에서 하중을 집중시키는 현재 및 알려진 굽은 날개 보(66)(도 4a 참조)의 하중 분포와 비교하여 다수의 리브(90)와 상부 및 하부 보강 패널(92a, 92b)을 가로질러 개선된 하중 분포를 낳고 있다. 게다가, 일정하게 휩쓸고 지나가는 상부 및 하부 보강 패널(92a, 92b)은 불연속 굽음(68a, 68b, 68c)(도 4a 참조)에 의해 날개 후방 부분을 휩쓸고 지나가는 대신에 연속하는 큰 반경, 즉 4000inch에서 5000inch의 사이즈를 가진 반경 날개 보 세그먼트에 의해 날개 후방 부분을 휩쓸고 지나가는 단일의 연속하는 곡선 날개 보(26)처럼 무게에서 더 가볍다.
도 5b는 각각 도 5a의 연속하는 곡선 전면 날개 보(26a), 연속하는 곡선 후면 날개 보(26b), 그리고 연속하는 곡선 중간 날개 보(26c)의 곡선 날개 보 경로(78a, 78b, 78c)의 연속 곡선(76)과 관련되는 3차원 좌표 시스템의 한 세트인 x, y, z축에 대한 축 방향(80)들을 예시한다. 축 방향(80)은 세로 x-축 방향(80a), 가로 y-축 방향(80b), 그리고 수직 z-축 방향(80c)을 포함한다. 수직 z-축 방향(80c)은 항공기 날개(18a)를 통과하고, 수직 z-축은 도 4b에 점으로 도시되지만, 그러나 z-축 그 자체는 아니고, 도 5b에 도시되어 있다. 세로 x-축 방향(80a)(예를 들어, 롤 축)은 정상 비행 방향에서 꼬리(16)(도 1 참조)에서 전방 부분(nose)(13)(도 1 참조)까지 공중 비행체(10)(도 1 참조)의 동체(12)(도 1 참조)를 통과하여 연장하는 기본적인 축이다. 가로 y-축 방향(80b)(예를 들어, 가로축 또는 피치 축)은 공중 비행체(10)(도 1 참조)의 항공기 날개(18)(도 1 참조)에 평행한 축이 기본적이다. 수직 z-축 방향(80c)(예를 들어, 요우잉 축(yaw axis))은 세로 x-축 방향(80a) 및 가로 y-축 방향(80b)에 수직으로 연장하는 기본적인 축이다.
도 6a는 도 4a의 굽은 날개 보(66)를 가진 연료 수용 영역(28)과 비교하여, 감소된 체적을 가진 연료 탱크(28)와 같이, 연료 수용 영역(28)을 형성하는 연속하는 곡선 날개 보(26)를 도시하는 본 발명의 에어포일(14d)의 형태와 같이, 에어포일(14)의 또 다른 실시 예의 상부 단면도의 예시이다. 에어포일(14d)은 예를 들어, 항공기 날개(18c)의 형태와 같이, 항공기 날개(18)의 형태가 바람직하다. 도 6a에 도시된 바와 같이, 항공기 날개(18)와 같이 에어포일(14d)은 연료 수용 영역(28)이 연료 수용 경계(29a, 29b, 29c, 29d)를 가지고, 에어포일(14d)에 배치된 연료 탱크(28a)와 같은 하나 이상의 연료 수용 영역(28)을 포함한다.
도 6a에 더 도시된 바와 같이, 항공기 날개(18c)의 형태와 같이 에어포일(14d)은 하나 이상의 연속하는 곡선 날개(26)를 더 포함하고, 각각은 제1 단부(72a) 및 제2 단부(72b)를 포함하고, 그리고 연속하는 곡선 전면 날개 보(26a), 연속하는 곡선 우면 날개 보(26b), 또는 연속하는 곡선 중간 날개 보(26c)를 포함한다. 도 6a에 더 도시된 바와 같이, 연속하는 곡선 날개 보(26)는 동체(12)의 동체 섹션(12a)에 부착되어 세로 방향(77)에서 동체(12)로부터 끝단 단부(22)로 향하여 연장한다. 도 6a에 도시된 실시 예에서, 연속하는 곡선 전면 날개 보(26a)와 연속하는 곡선 후면 날개 보(26b)는 연속하는 곡선 중간 날개 보(26c) 보다 끝단 단부(22)에 더 가깝고, 연료 수용 영역(28)의 내부 부분(86) 가까이에서 종료하는 제2 단부(7b)를 가진다. 바람직하게는 연속하는 곡선 전면 날개 보(26a)와 연속하는 곡선 후면 날개 보(26b)는 연료 수용 영역(28)을 포함하는 에어포일(14)의 젖은 섹션(102)(도 7a 참조), 그리고 연료 수용 영역(28)을 포함하지 않는 에어포일(14)의 건조 섹션(104)(도 7a 참조) 양쪽을 통하여 세로 방향(77)에서 연장한다.
대안적으로, 연속하는 곡선 날개 보(26)는 연결 시스템(도시되지 않음)을 통하여 항공기(11)의 다른 측면에 위치된, 항공기 날개(18)와 같은 대응 에어포일(140에 부착된다. 그런 연결 시스템은 항공기(11)(도 1 참조)의 동체(12)(12)(도 1 참조)의 중심선(17)(도 1 참조)을 따라 실질적으로 연결한다. 다른 실시 예에서, 연속하는 곡선 날개 보(26)는 항공기(11)와 같은 공중 비행체(10)의 다른 적절한 구조에 부착된다.
도 6a에 도시된 바와 같이, 적어도 하나의 연속하는 곡선 날개 보(26)는 단일 구성(88) 및 연속하는 곡선 날개 보(26)를 따라 하나 이상의 연속 곡선(76)을 더 포함한다. 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)는 적어도 하나의 축 방향(80)(도 6b 참조)에서 연장한다. 바람직하게는, 연속하는 곡선(76)의 축 방향(80)은 하나 이상의 세로 x-축 방향(도 6b 참조), 가로 y-축 방향(80b)(도 6b 참조), 그리고 수직 z-축 방향(80c)(도 6b)을 포함한다. 도 6a에 더 도시된 바와 같이, 연속하는 곡선 전면 날개 보(26a)는 연속하는 곡선(76) 및 곡선 날개 보 경로(78a)를 가지며, 연속하는 곡선 후면 날개 보(26b)는 연속하는 곡선(76) 및 곡선 날개 보 경로(78b)를 가지며, 그리고 연속하는 곡선 중간 날개 보(26c)는 연속하는 곡선(76) 및 곡선 날개 보 경로(78c)를 가지고 있다.
도 6a는 3개의 연속하는 곡선 날개 보(26)를 가지는 항공기 날개(18c)의 형태와 같은 에어포일(14d)의 다른 실시 예이다. 도 6a에 도시된 바와 같이, 연속하는 곡선 전면 날개 보(26a)의 곡선 날개 보 경로(78a)는 굽은 전면 날개 보(66a)(도 4a 참조)의 굽은 날개 보 경로(70a)(점선으로 도시됨)와 비교되어지고, 그리고 연속하는 곡선 후면 날개 보(26b)의 곡선 날개 보 경로(78a)는 굽은 전면 날개 보(66b)(도 4a 참조)의 굽은 날개 보 경로(70b)(점선으로 도시됨)와 비교되어진다. 도 6a에 도시된 바와 같이, 곡선 날개 보 경로(78a, 78b)는 굽은 날개 보 경로(70a, 70b)가 하는 것 보다 연료 수용 경계(29b, 29d)를 따라 더 좁은 곡선을 형성하고, 그리고 에어포일(14d)의 이런 실시 예를 가지고, 연료 탱크(28a)의 형태와 같이 연료 수용 영역(28)의 체적은 알려진 에어포일(14c)(도 4a 참조)의 연료 수용 영역(28)(도 4a 참조)과 비교하여 감소된다.
하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)는 복합재료의 연속하는 곡선 날개 보(27)를 포함하는 것이 바람직하다. 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26) 각각은 단일 복합재료 구조(27a)(도 7a 참조)를 포함하는 것이 바람직하다.
도 6a에 도시된 바와 같이, 일실시 예에서, 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)는 하나 이상의 연료 수용 영역(28)의 적어도 하나에서 구조 벽(84a, 84b)을 형성하는 부분(82a, 82b)을 포함한다. 예를 들어, 도 6a에 도시된 바와 같이, 연속하는 곡선 전면 날개 보(26a)의 부분(82a)은 연료 수용 경계(29d)를 따라 연료 수용 영역(28)의 구조 벽(84a)을 형성하는 것이 바람직하다. 또한, 도 6a에 도시된 바와 같이, 연속하는 곡선 후면 날개 보(26b)의 부분(82b)은 연료 수용 경계(29b)를 따라 연료 수용 영역(28)의 구조 벽(84b)을 형성하는 것이 바람직하다. 바람직하게는, 부분(82a, 82b)은 연속하는 곡선 전면 날개 보(26a)(도 7a 참조)와 연속하는 곡선 후면 날개 보(26b)(도 7a 참조)의 인테리어 부분(95)(도 7a 참조)이다.
다른 실시 예에서, 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)(도 5a, 6a 참조)는 하나 이상의 연료 수용 영역(28)(도 5a, 6a 참조)의 내부에 위치된다. 도 5a에 도시된 바와 같이, 연속하는 곡선 중간 날개 보(26c)는, 연료 탱크(28a)와 같이 연료 수용 영역(28)의 내부 부분(86) 가까이 위치된다.
도 6a에 도시된 바와 같이, 에어포일(14)은 상기에서 상세히 논의된, 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26) 사이에서 실질적으로 수직으로 부착된 다수의 리브를 더 포함한다. 에어포일(14)(도 6a 참조)은 상기에서 상세히 논의된 상부 보강 패널(92a)(도 7a 참조) 및 하부 보강 패널(92b)(도 7a 참조)을 더 포함한다. 바람직하게는, 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)(도 6a 참조)는 불연속 굽음(68a, 68b, 68c)(도 4a 참조) 또는 굽힘을 가지지 않고, 연속하여 곡선을 이루고 있다. 이는 불연속 굽음(68a, 68b, 68c)(도 4a 참조)에서 하중을 집중시키는 현재 및 알려진 굽은 날개 보(66)(도 4a 참조)의 하중 분포와 비교하여 다수의 리브(90)와 상부 및 하부 보강 패널(92a, 92b)을 가로질러 개선된 하중 분포를 낳고 있다.
도 6b는 각각 도 6a의 연속하는 곡선 전면 날개 보(26a), 연속하는 곡선 후면 날개 보(26b), 그리고 연속하는 곡선 중간 날개 보(26c)의 곡선 날개 보 경로(78a, 78b, 78c)의 연속 곡선(76)과 관련되는 3차원 좌표 시스템의 한 세트인 x, y, z축에 대한 축 방향(80)들을 예시한다. 축 방향(80)들은 세로 x-축 방향(80a), 가로 y-축 방향(80b), 그리고 수직 z-축 방향(80c)을 포함한다. 수직 z-축 방향(80c)은 항공기 날개(18a)를 통과하고, 수직 z-축 방향(80c)은 도 6b에 점으로 도시되지만, 그러나 z-축 그 자체는 아니다.
도 7a는 연료 탱크(28a)와 같은 연료 수용 영역을 가진 날개 보 윙 박스(a spar wing box)(106)를 형성하는 연속하는 곡선 날개 보(26)를 도시하는 본 발명의 항공기 날개(18)의 형태와 같은, 에어포일(14)의 실시 예의 오른쪽 측면 사시도이다. 도 7a는 전방 가장자리(20a), 후방 가장자리(20b), 그리고 에어포일(140의 끝단 단부(22)는 물론 에어포일(14)의 에어포일 단면(15)을 도시한다. 도 7a에 도시된 바와 같이, 항공기 날개(18)의 형태와 같은 에어포일(14)은, 연료 수용 영역928)이 연료 수용 경계(29a, 29b, 29c, 29d)를 가지고, 에어포일(14)에 배치된 연료 탱크(28a)와 같은 하나 이상의 연료 수용 영역(28)을 포함한다.
도 7a에 더 도시된 바와 같이, 에어포일(14)은 연속하는 곡선 전면 날개 보(26a) 및 연속하는 곡선 후면 날개 보(26b)의 형태의 2개의 연속하는 곡선 날개926)를 포함하며, 각각은 제1 단부(72a) 및 제2 단부(72b)를 가진다. 도 7a에 더 도시된 바와 같이, 바람직하게는, 연속하는 곡선 전면 날개 보(26a) 및 연속하는 곡선 후면 날개 보(26b)는 연료 수용 영역(28)을 포함하는 젖은 섹션(102), 그리고 연료 수용 영역(28)을 포함하지 않는 에어포일(14)의 건조 섹션(104) 양쪽을 통하여 세로 방향(77)(도 1 참조)에서 연장한다. 대안적으로, 연속하는 곡선 날개 보(26)는 연결 시스템(도시되지 않음)을 통하여 항공기(11)의 다른 측면에 위치된, 항공기 날개(18)와 같은 대응 에어포일(140에 부착된다. 그런 연결 시스템은 항공기(11)(도 1 참조)의 동체(12)(도 1 참조)의 중심선(17)(도 1 참조)을 따라 실질적으로 연결한다. 다른 실시 예에서, 연속하는 곡선 날개 보(26)는 항공기(11)와 같은 공중 비행체(11)의 다른 적절한 구조에 부착된다.
도 7a에 도시된 바와 같이, 적어도 하나의 연속하는 곡선 날개 보(26)는 단일 구성(88)을 포함한다. 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)는 복합재료의 연속하는 곡선 날개 보(27)(도 5a 참조)를 포함한다. 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26) 각각은 단일 복합재료 구조(27a)(도 7a 참조)를 포함하는 것이 바람직하다. 적어도 하나의 연속하는 곡선 날개 보(26)는 연속하는 곡선 날개 보(26)를 따라 하나 이상의 연속하는 곡선(76)(도 5a, 6a 참조)을 더 포함한다. 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)는 적어도 하나의 축 방향(80)(도 5b, 6b 참조)에서 연장한다. 바람직하게는, 연속하는 곡선(76)의 축 방향(80)들은 하나 이상의 세로 x-축 방향(80a)(도 5b, 6b 참조), 가로 y-축 방향(80b)(도 5b, 6b 참조), 그리고 수직 z-축 방향(80c)(도 5b, 6b 참조)을 포함한다.
연속하는 곡선 날개 보(26)(도 7a 참조)들 각각은 하나 이상의 연료 수용 영역(28)의 적어도 하나의 구조 벽(84a, 84b)(도 7a 참조)을 형성하는 부분(82a)(도 7a 참조), 부분(82b)(도 6a 참조)을 포함한다. 예를 들어, 도 7a에 도시된 바와 같이, 연속하는 곡선 전면 날개 보(26a)의 부분(82a)은 연료 수용 경계(29d)를 따라 연료 수용 영역(28)의 구조 벽(84a)을 형성하는 것이 바람직하다. 바람직하게는, 부분(82a)은 연속하는 곡선 전면 날개 보(26a)(또한 도 7a 참조)의 인테리어 부분(85)(도 7a 참조)이다. 또한, 연속하는 곡선 후면 날개 보(26b)의 부분(82b)(도 6a 참조)은 연료 수용 경계(29b)(도 7a 참조)를 따라 연료 수용 영역(28)(도 7a 참조)의 구조 벽(84b)(도 7a 참조)을 형성하는 것이 바람직하다. 바람직하게는, 부분(82b)(도 6a 참조)은 연속하는 곡선 후면 날개 보(26b)(도 7a 참조)의 인테리어 부분(85)(도시되지 않음)이다.
도 7a에 도시된 바와 같이, 날개 보 윙 박스(106)를 가진 항공기 날개(18) 형태와 같은 에어포일(14)은 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26) 사이에서 실질적으로 수직으로 부착된 다수의 리브(90)를 포함한다. 도 7a에 도시된 바와 같이, 에어포일(14)은 날개 보 윙 박스(106)를 끼워 넣는 상부 보강 패널(92a) 및 하부 보강 패널(92b)을 더 포함한다. 상부 보강 패널(92a) 및 하부 보강 패널(92b)은 하나 이상의 연료 수용 영역(28), 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26), 그리고 다수의 리브(90)를 덮는다. 바람직하게는, 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)(도 a 참조)는 불연속 굽음(68a, 68b, 68c)(도 4a 참조) 또는 굽힘을 가지지 않고, 연속하여 곡선을 이루고 있다. 이는 불연속 굽음(68a, 68b, 68c)(도 4a 참조)에서 하중을 집중시키는 현재 및 알려진 굽은 날개 보(66)(도 4a 참조)의 하중 분포와 비교하여 다수의 리브(90)와 상부 및 하부 보강 패널(92a, 92b)을 가로질러 개선된 하중 분포를 낳고 있다.
도 7b는 도 7a의 라인 7B-7B를 따른 확대 단면도이다. 도 7b에 도시된 바와 같이, 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)는 C-형상 단면(96)을 가진 C-채널 날개 보(94)를 포함한다. 도 7b에 도시된 바와 같이, C-채널 날개 보(94)는 상부 웨브 부착부(an upper web attachment)(100a) 및 하부 웨브 부착부(a lower web attachment)(100b) 사이에 배치된 웨브 부분(98)을 포함한다. 상부 웨브 부착부(100a)는 상부 보강 패널(92a)(도 7a 참조)에 부착 또는 연결하도록 구성되고, 그리고 하부 웨브 부착부(100b)는 하부 보강 패널(92b)(도 7a 참조)에 부착 또는 연결하도록 구성되어 있다. C-형상 단면(96)은 연속하는 곡선 후면 날개 보(26b)(도 7b 참조)의 형태와 같이, 연속하는 곡선 날개 보(26)(도 7b 참조)의 길이를 따라 변화한다.
도 7c는 도 7b의 원 7C의 확대도이다. 도 7c는 하부 웨브 부착부(100b)를 만드는 웨브 부분(98)을 부분적으로 도시하고 있다. 도 7c는 C-채널 날개 보(94)(도 7b 참조)가 전체 단면을 통하여 단일 구성(88)을 가지는 것을 도시하고 있다.
본 발명의 또 다른 실시 예에서, 항공기(11)(도 1참조)가 제공되어 있다. 항공기(11)(도 1 참조)는 동체(12)(도 참조)를 포함한다. 항공기(11)는 동체(12)에 부착되며, 동체(12)로부터 세로 방향(77)(도 1 참조)으로 연장하는 에어포일(14a) 및/또는 에어포일(14b)의 형태와 같은 2개 이상의 에어포일(14)을 더 포함한다. 도 1에 도시된 바와 같이, 각 에어포일(14)은 에어포일(14)에 배치된 하나 이상의 연료 수용 영역(28)을 포함한다. 도 1에 더 도시된 바와 같이, 에어포일(14a)의 뿌리 단부(23)에서 에어포일(14a)의 끝단 단부(22)로 향하여 세로 방향(77)(도 1, 5a 참조)으로 연장하는 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)를 더 포함한다. 적어도 하나의 연속하는 곡선 날개 보(26)(도 1, 7a 참조)는 연속하는 곡선 날개 보(26)를 따라 단일 구성(88)(도 7a 참조) 및 하나 이상의 연속 곡선(76)(도 5a 참조)을 포함한다. 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)는 적어도 하나의 축 방향(80)(도 5b 참조)에서 연장한다. 축 방향(80)은 하나 이상의 세로 x-축 방향(도 5b 참조), 가로 y-축 방향(80b)(도 6b 참조), 그리고 수직 z-축 방향(80c)(도 5b)을 포함한다.
각 연속하는 곡선 날개 보(26)(도 6a 참조)는 적어도 하나 이상의 연료 수용 영역(28)(도 6a 참조)의 구조 벽(84a, 84b)(도 6a 참조)을 형성하는 부분(82a, 82b)(도 6a 참조)을 가지거나, 또는 하나 이상의 연료 수용 영역(28)(도 6a)에 대해 내부 있는 것을 더 포함한다. 각 에어포일(도 5a, 6a, 7a 참조)은 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26) 사이에서 실질적으로 수직으로 부착된 다수의 리브(90)(도 5a, 6a, 7a 참조)를 더 포함한다. 각 에어포일(14)은 하나 이상의 연료 수용 영역(28)(도 7a 참조), 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)(도 7a 참조), 그리고 다수의 리브(도 7a 참조)를 덮는 상부 및 하부 보강 패널(92a, 92b)(도 7a 참조)을 더 포함한다.
하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)(도 7a 참조)는 단일 복합재료 구조(27a)(도 7a 참조)를 포함하고, 그리고 에어포일(14)(도 1 참조)은 2개 이상의 항공기 날개(18), 바람직하게는 복합재료 항공기 날개, 그리고 수평 스태빌라이저(16a)(도 1 참조), 바람직하게는 복합재료 항공기 수평 스태빌라이저를 포함한다. 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)는 불연속 굽음(68a, 68b, 68c)(도 4a 참조)에서 하중을 집중시키는 알려진 굽은 날개 보(66)(도 4a 참조)의 하중 분포와 비교하여 다수의 리브(90)(도 7a 참조)와 상부 및 하부 보강 패널(92a, 92b)(도 7a 참조)을 가로질러 개선된 하중 분포를 낳고 있는, 불연속 굽음(68a, 68b, 68c)(도 4a 참조)을 가지지 않는다.
본 발명의 다른 실시 예에서, 항공기(11)(도 1 참조)를 제조하는 방법(200)(도 8 참조)을 제공한다. 도 8은 본 발명의 방법(200)의 모범적 실시 예의 절차도의 예시이다. 도 8에 도시된 바와 같이, 방법(200)은 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)(도 5a, 6a, 7a), 바람직하게는 복합재료의 연속하는 곡선 날개 보(27)(도 5a, 6a)의 형태에서, 성형 및 경화하는 단계(202)를 포함한다. 복합재료의 연속하는 곡선 날개 보(27)(도 5a 참조)의 형태와 같은, 적어도 하나의 연속하는 곡선 날개 보(26)(도 5a 참조)는 단일 구성(88)(도 7a 참조) 및 연속하는 곡선 날개 보(26)(도 5a 참조)를 따라 하나 이상의 연속 곡선들을 가진다. 복합재료의 연속하는 곡선 날개 보(27)(도 5a 참조)의 형태와 같은 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보들은 적어도 하나의 축 방향(80)(도 5b 참조)에서 연장한다. 성형하는 단계(202)는 복합재료의 연속하는 곡선 날개 보(27)를 따라 하나 이상의 연속 곡선(76)(도 5a 참조)을 가진, 복합재료의 연속하는 곡선 날개 보(27)(도 5a 참조)의 형태와 같이, 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)(도 5a 참조)를 성형 및 경화하는 것을 포함하는 것이 바람직하다. 복합재료의 연속하는 곡선 날개 보(27)(도 5a 참조)의 형태와 같은, 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)(도 5a 참조)는 하나 이상의 세로 x-축 방향(80a)(도 5b 참조), 가로 y-축 방향(80b)(도 5b 참조), 그리고 수직 z-축 방향(80c)(도 5b 참조)에서 연장한다. 성형하는 단계(202)는 알려진 굽은 날개 보(66)(도 4a 참조)에서 알 수 있는 바와 같이 불연속 굽음(68a, 68b, 68c)을 가지지 않은, 복합재료의 연속하는 곡선 날개 보(26)(도 5a 참조)의 형태와 같이, 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)(도 5a 참조)를 성형 및 경화하는 것을 포함하는 것이 바람직하다.
도 8에 도시된 바와 같이, 방법(200)은 항공기(11)(도 1 참조)의 동체 섹션(12a)(도 1, 5a 참조)에 복합재료의 연속하는 곡선 날개 보(27)(도 5a)의 형태와 같은, 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)(도 5a 참조)의 각각의 제1 단부(72b)(도 5a 참조)를 부착하는 단계(204)를 더 포함하고, 동체 섹션(12a)(도 1, 5a 참조)으로부터, 복합재료의 연속하는 곡선 날개 보(27)(도 5a 참조)와 같은, 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보의 각각을 연장하고, 그리고 바람직하게는 세로 방향(77)(도 1 참조)에서 연장한다.
도 8에 도시된 바와 같이, 방법(200)은, 예를 들어, 연료 수용 영역(28)(도 6a, 7a 참조)의 구조 벽(84a, 84b)(도 6a, 7a 참조)을 형성하도록 연속하는 곡선 전면 날개 보(26a)(도 5a 참조) 및 연속하는 곡선 후면 날개 보(26b)(도 5a 참조)의 복합재료의 연속하는 곡선 날개 보(27)(도 5a 참조)의 형태와 같이 인테리어 부분(85)과 같은, 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)의 하나 이상의 부분(82, 82b)(도 5a, 6a 참조)을 위치시키는 단계(200)를 더 포함한다. 바람직하게는, 부분(82a, 82b)은 연속하는 곡선 전면 날개 보(26a)(도 5a 참조) 및 연속하는 곡선 후면 날개 보(26b)(도 5a 참조)의 인테리어 부분(85)(도 7a 참조)이다. 위치시키는 단계(206)는 연료 탱크(28a)(도 1 참조) 또는 연료 셀(28b)(도 1 참조)의 구조 벽(84a, 84b)(도 6a, 7a 참조)을 형성하도록 복합재료의 연속하는 곡선 날개 보(27)(도 5a 참조)의 형태와 같이, 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)의 부분(82a, 82b)(도 5a, 6a 참조)을 위치시키는 것을 더 포함한다.
도 8에 도시된 바와 같이, 방법(200)은 복합재료의 연속하는 곡선 날개 보(27)(도 5a 참조)의 형태와 같이, 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)(도 5a, 6a, 7a) 사이에서 실질적으로 수직인 다수의 리브(90)(도 5a, 6a, 7a)를 부착하는 단계(208)를 더 포함한다. 도 8에 도시된 바와 같이, 방법(200)은 복합재료의 연속하는 곡선 날개 보(26)(도 7a 참조), 다수의 리브(90)(도 7a), 그리고 항공기(11)(도 1 참조)의 에어포일(14)(도 7a 참조)을 형성하도록 상부 보강 패널(92a)(도 7a 참조) 및 하부 보강 패널(92b)(도 7a 참조) 사이에 연료 수용 영역(도 7a 참조)의 형태와 같은, 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)(도 7a 참조) 각각을 끼워 넣는 단계(210)를 더 포함한다.
도 8에 도시된 바와 같이, 방법(200)은 복합재료의 연속하는 곡선 날개 보(27)(도 5a 참조)의 형태와 같은, 예를 들어, 연료 수용 영역(28)(도 5a, 6a 참조) 내부에 연속하는 곡선 중간 날개 보(26c)(도 5a, 6a 참조)를 위치시키는, 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)를 위치시키는 선택 단계(212)를 더 포함한다. 방법(200)은 에어포일(14)(도 7a 참조)의 젖은 섹션(102)(도 7a 참조)을 형성하는 것과 에어포일(14)(도 7a 참조)의 건조 섹션(104)(도 7a 참조)을 형성하는 것을 더 포함하고, 복합재료의 연속하는 곡선 날개 보(27)(도 5a 참조)의 형태와 같은, 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)(도 7a 참조)가 에어포일(14)의 젖은 섹션(102)과 에어포일(14)의 건조 섹션(104) 양쪽을 통과하여 연장한다.
복합재료의 연속하는 곡선 날개 보(27)(도 5a 참조)의 형태와 같은 하나 이상의 새로운 연속하는 곡선 날개 보926)9도 5a 참조)를 항공기 날개(18)(도 1 참조)와 같은 에어포일(14)(도 1 참조)에 포함하는 것은 관련 분야의 당업자에 의해 인정되어질 것이고, 그리고 결국 항공기(11)(도 1 차조)와 같은 공중 비행체(10)(도 1 참조)에 포함되어, 상당한 실질적인 혜택을 주는 결과를 낳는다. 연속하는 곡선 날개 보(26), 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)를 포함하는 에어포일(14), 그리고 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)를 포함하는 2개 이상의 에어포일(14)을 가진 항공기(11)(도 1 참조)를 제조하는 방법(200)(도 8 참조)의 개시된 실시 예들은 시간, 복잡성, 부품 수, 그리고 연속하는 곡선 날개 보(26)를 제조하기 위하여 요구되는 수작업을 감소시키는, 굽은 날개 보(66)(도 4a 참조)와 같은, 불연속 굽음(68a, 68b, 68c)에 대한 요구를 없애는 설계를 제공하고, 항공기(11) 및 에어포일(14)은 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)를 포함하며, 그리고 결국 굽은 날개 보(66)(도 4a 참조) 및 그런 굽은 날개 보(66)를 포함하는 구조를 제조하기 위한 제조비용과 비교하여, 전체 제조비용을 감소시킨다.
더구나 연속하는 곡선 날개 보(26), 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)를 포함하는 에어포일(14), 그리고 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)를 포함하는 2개 이상의 에어포일(14)을 가진 항공기(11)(도 1 참조)를 제조하는 방법(200)(도 8 참조)의 개시된 실시 예들은 단일 구성(88)(도 7a 참조)을 가진 연속하는 곡선 날개 보(26)를 제공하고, 단일 구성으로 제조되어, 그래서 추가적인 기계적 체결요소, 클램프, 또는 어떤 다수의 부품을 함께 결합하는데 연결이나 도움을 주는 고정구의 사용을 제외하거나 감소시키고, 시간, 복잡성, 부품 수, 그리고 그러한 추가적인 기계적 체결요소, 클램프, 또는 고정구의 사용으로 요구된 수작업을 감소시키며, 그리고 결국 전체 제조비용을 감소시킨다. 또한, 그러한 추가적인 기계적 체결요소, 클램프, 또는 조립 후에 제거되지 않는 것들을 포함하는 고정구의 장착 및 사용을 없애거나 또는 최소화하는 것에 의해, 날개의 무게, 그리고 결국 항공기의 전체 무게는 감소되고, 결국 주어진 비행로에 대한 감소된 연료 요건(a decreased fuel requirement)을 낳는다. 이 감소된 연료 요건은 결국 연료비용이 감소된 결과를 낳는다. 부가하여, 상부 및 하부 보강 패널(92a, 92b)(도 7a 참조)을 통하여 노출되는 금속 체결요소와 같은, 추가적인 기계적 체결요소의 장착 및 사용을 없애거나 또는 최소화하는 것에 의해, 항공기 날개에 대해 낙뢰(a lightening strike)의 위험성이 감소되어진다. 단일 구성(88)(도 7a 참조)을 가진 단일 부품 설계는, 효율적으로 제조되면, 더 낮은 날개 무게 및 증간된 비용 절감을 낳는다.
또한, 연속하는 곡선 날개 보(26), 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)를 포함하는 에어포일(14), 그리고 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)를 포함하는 2개 이상의 에어포일(14)을 가진 항공기(11)(도 1 참조)를 제조하는 방법(200)(도 8 참조)의 개시된 실시 예들은 연속 곡선 설계를 제공하며, 연속하는 곡선 날개 보(26)의 부분은 연료 수용 영역(28)(도 5a 참조)의 부분 또는 벽을 형성하고, 그리고 연료 수용 영역(28)의 체적이 증가되어, 항공기(11)의 증가된 연료 용량 및 감소된 제조비용의 결과를 낳는다. 또한, 일정하게 휩쓸고 지나가는 상부 및 하부 보강 패널(92a, 92b)은 불연속 굽음(68a, 68b, 68c)(도 4a 참조)에 의해 날개 후방 부분을 휩쓸고 지나가는 대신에 연속하는 큰 반경, 즉 4000inch에서 5000inch의 사이즈를 가진 반경 날개 보 세그먼트에 의해 날개 후방 부분을 휩쓸고 지나가는 단일의 연속하는 곡선 날개 보(26)처럼 무게에서 더 가볍다.
부가하여, 연속하는 곡선 날개 보(26), 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)를 포함하는 에어포일(14), 그리고 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보(26)를 포함하는 2개 이상의 에어포일(14)을 가진 항공기(11)(도 1 참조)를 제조하는 방법(200)(도 8 참조)의 개시된 실시 예들은 불연속 굽음(68a, 68b, 68c)을 가지지 않은 불연속 곡선 날개 보(26)를 제공하고, 다수의 리브(90)(도 5 참조) 및 오히려 상부 및 하부 보강 패널(92a, 92b)(도 7a 참조)을 가로질러 킥 하중을 좀 더 균일하게 분포시키는 것에 의해 킥 하중을 감소시킨다. 이는 더 가벼운 무게 및 덜 비싼 항공기 날개(18)(도 1참조)의 결과를 낳는다.
본 발명의 많은 변경과 다른 실시 예들은 이 발명이 앞에서 말한 설명 및 관련 도면에 나타난 가르침의 혜택을 가지는 것에 관련되는 기술 분야의 당업자에게 생각이 떠오르게 된다. 여기에 기재된 실시 예들은 예시적인 것을 의미하며, 제한되거나 또는 망라한 것을 의도하는 것은 아니다. 특별한 용어들이 여기에 사용되었을지라도 통칭 및 서술적 의미로 단지 사용되고, 제한을 목적으로 사용되지는 않았다.
Claims (15)
- 에어포일은,
에어포일에 배치된 하나 이상의 연료 수용 영역; 및
에어포일의 뿌리 단부에서 에어포일의 끝단 단부로 향하여 연장하는 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보를 포함하고,
적어도 하나의 연속하는 곡선 날개 보는,
제1 단부, 제2 단부 및 상기 제1 단부와 상기 제2 단부 사이로 길게 형성되는 본체 부분을 가지며,
단일한 구성을 가지고,
연속하는 곡선 날개 보를 따르는 하나 이상의 연속 곡선을 가지며,
상기 적어도 하나의 연속하는 곡선 날개 보는,
연속하는 곡선 전면 날개 보, 연속하는 곡선 후면 날개 보 및 연속하는 곡선 중간 날개 보를 더 포함하며,
상기 연속하는 곡선 중간 날개 보의 제2 단부는,
상기 연속하는 곡선 전면 날개 보와 상기 연속하는 곡선 후면 날개 보가 상기 연속하는 곡선 중간 날개 보 보다 상기 끝단 단부에 근접하여 연장하도록, 상기 연료 수용 영역의 내부 부분 가까이에서 끝나게 형성되는 것을 특징으로 하는 에어포일. - 제 1 항에 있어서,
하나 이상의 연료 수용 영역은 연료 탱크 또는 연료 셀을 포함하는 것을 특징으로 하는 에어포일. - 삭제
- 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
연속하는 곡선 전면 날개 보 및 연속하는 곡선 후면 날개 보는 에어포일의 연료가 들어있는 영역과 에어포일의 연료가 들어있지 않은 영역 양쪽을 통과하여 세로 방향에서 연장하는 것을 특징으로 하는 에어포일. - 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보는 하나 이상의 세로 x-축 방향, 가로 y-축 방향, 그리고 수직 z-축 방향을 포함하는 축 방향에서 연장하는 것을 특징으로 하는 에어포일. - 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보 각각은 단일 복합재료 구조를 포함하는 것을 특징으로 하는 에어포일. - 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보 각각은 공중 비행체의 동체 섹션에 부착되게 구성되는 제1 단부를 갖는 것을 특징으로 하는 에어포일. - 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보 사이에서 실질적으로 수직으로 부착되는 리브를 더 포함하고, 그리고 하나 이상의 연료 수용 영역, 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보, 그리고 다수의 리브를 덮는 상부 및 하부 보강 패널을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 에어포일. - 제 8 항에 있어서,
하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보는 불연속 굽음을 가지지 않고, 불연속 굽음에서 하중을 집중시키는 현재의 굽은 날개 보의 하중 분포와 비교하여, 다수의 리브와 상부 및 하부 보강 패널을 가로질러 하중 분포를 낳고 있는 것을 특징으로 하는 에어포일. - 항공기를 제조 방법에 있어서, 상기 제조 방법은,
적어도 하나의 연속하는 곡선 날개 보는 단일한 구성 및 연속하는 곡선 날개 보를 따르는 하나 이상의 연속 곡선을 가지는, 하나 이상의 복합재료의 연속하는 곡선 날개 보를 성형 및 경화하는 단계;
동체 섹션으로부터 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보 각각을 연장하여 항공기의 동체 섹션에 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보의 각각의 제1 단부를 부착하는 단계;
연료 수용 영역의 구조 벽을 형성하도록 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보의 하나 이상의 인테리어 부분을 위치시키는 단계;
하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보 사이에서 실질적으로 수직으로 다수의 리브를 부착하는 단계; 및
항공기의 에어포일을 형성하도록 상부 및 하부 보강 패널 사이에 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보, 다수의 리브, 그리고 연료 수용 영역 각각을 끼워 넣는 단계를 포함하고,
상기 적어도 하나의 연속하는 곡선 날개 보는,
제1 단부, 제2 단부 및 상기 제1 단부와 상기 제2 단부 사이로 길게 형성되는 본체 부분을 가지며,
상기 적어도 하나의 연속하는 곡선 날개 보는,
연속하는 곡선 전면 날개 보, 연속하는 곡선 후면 날개 보 및 연속하는 곡선 중간 날개 보를 더 포함하며,
상기 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보 각각을 연장하는 것은,
상기 연속하는 곡선 전면 날개 보와 상기 연속하는 곡선 후면 날개 보가 상기 연속하는 곡선 중간 날개 보보다 상기 에어포일의 끝단 단부에 근접하여 연장되고 상기 연속하는 곡선 중간 날개 보의 제2 단부가 상기 연료 수용 영역의 내부 부분 가까이에서 끝나게 형성되도록 연장하는 것을 특징으로 하는 제조 방법. - 삭제
- 제 10 항에 있어서,
성형하는 단계는 하나 이상의 세로 x-축 방향, 가로 y-축 방향, 그리고 수직 z-축 방향을 포함하는 축 방향에서 하나 이상의 복합재료의 연속하는 곡선 날개 보를 성형 및 경화하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 제조 방법. - 제 10 항 또는 제 12 항에 있어서,
성형하는 단계는 불연속 굽음을 가지지 않은 하나 이상의 복합재료의 연속하는 곡선 날개 보를 성형 및 경화하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 제조 방법. - 제 10 항 또는 제 12 항에 있어서,
위치시키는 단계는 연료 탱크 또는 연료 셀을 형성하도록 하나 이상의 연속하는 곡선 날개 보 각각의 인테리어 부분을 위치시키는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 제조 방법. - 제 10 항 또는 제 12 항에 있어서,
에어포일의 연료가 들어있는 영역을 성형하는 단계 및 에어포일의 연료가 들어있지 않는 영역을 성형하는 단계를 더 포함하고, 하나 이상의 연속하는 날개 보는 에어포일의 연료가 들어있는 영역 및 에어포일의 연료가 들어있지 않는 영역 양쪽을 통과하여 연장하는 것을 특징을 하는 제조 방법.
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