KR102084793B1 - 배향이 최적화된 크로스-플라이를 포함하는 복합 적층체 - Google Patents

배향이 최적화된 크로스-플라이를 포함하는 복합 적층체 Download PDF

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Abstract

복합 적층체는 일차 하중 축을 갖고 있고, 각각 일방향 섬유로 강화된 복수의 수지 플라이로 이루어져 있다. 상기 적층체는 상기 일차 하중 축을 따라 굴곡 및 비틀림 하중에 대한 내성이 최적화된 크로스-플라이를 포함하고 있다.

Description

배향이 최적화된 크로스-플라이를 포함하는 복합 적층체{Optimized cross-ply orientation in composite laminates}
본 발명은 일반적으로 항공기에 사용하는 복합 적층체에 관한 것이다. 특히 섬유 배향이 최적화된 크로스 플라이를 가지는 섬유 강화 수지 적층체에 관한 것이다.
탄소 섬유 강화 플라스틱(CFRP)과 같은 섬유 강화 수지 적층체는 중량에 대한 강도(强度)의 비율이 좋기 때문에 항공기 및 다른 적용 분야에서 폭 넓게 사용되고 있다. 이러한 복합 적층체는 프리프레그로서 잘 알려진 바와 같이 수지 매트릭스에 함침시킨 일방향의 강화섬유의 다중 플라이를 레이업시켜서 제조를 하고 있다. 레이업된 플라이는 특정한 적용 분야를 위해서 원하는 적층 강도(强度)와 강성(剛性)에 기인한 순서로 배열되어 있는 다른 섬유 배향을 가질 수 있다. 예를 들면, 항공기의 외판이 경우, 복합 적층체는 기준축에 대해서 0, +45, -45 및 90도로 각각 배향된 강화섬유를 가지는 일군의 플라이로 이루어질 수 있으며, 대다수의 플라이가 +/- 45도 플라이이다. 적층체에서 플라이의 수는 주익(主翼) 위치에 따라 비록 변경될 수 있지만, 플라이의 배향각은 실질적으로 주익의 길이 전체에 걸쳐 일정하며, 그래서 주익의 각 위치에서 요구하는 성능에 일치되도록 완전하게 최적화되어 있지 않다. 이렇게 서로 다른 플라이 배향을 사용하는 것은 주어진 적용분야에 대해 복합 적증체 구조의 내굴곡성, 내전단성, 내비틀림성 및 내력성이 더 좋게 되겠지만, 그러나, 일정한 배향의 플라이의 사용은 특별한 적용분야에 대해 결과적으로 원하는 것보다 중량이 더 나가게 될 것이다.
항공기 분야에 사용되는 복합 적층 구조체의 중량 감소는 항공기의 운행 효율을 개선시킬 수 있다. 그러한 구조체의 중량은 최소한 어느 정도는 적층체에서의 플라이의 수에 의존할 것이며, 그 다음에는 특정 분야에 대해 강도와 강성 요구조건에 의해서 결정될 수 있다.
따라서, 전체 플라이의 수를 줄이면서 적층 강도, 강성 및 분열 및 크랙 전파에 대한 내성을 요구하는 수준으로 유지할 수 있는 복합 적층체가 요구되고 있다. 또한 외판의 굴곡과 비틀림 강도와 최적의 섬유 배향을 가지는 크로스 파일의 사용에 의한 강성 간의 균형을 최적화시킨 복합 적층체 항공기 외판이 요구되고 있다. 추가로 주익 길이 전체에 걸친 플라이 배향의 변화를 통해서 중량이 감소된 복합 적층체 외판이 요구되고 있다.
개시된 구현예는 중량이 감소되고, 적층체의 구조적인 강도, 강성 및 분열 및 크랙 전달에 대한 내성이 개선된 항공기 외판과 같은 복합 적층 구조체를 제공한다. 구조체의 중량은 복합 적층체에서 0도 플라이를 보다 적게 사용하는 것에 의해 감소된다. 복합 적층체에서 0도 플라이의 수를 감소시키는 것은 또한 노동력과 재료 비용도 줄일 수 있다. 0도 플라이의 수를 감소시키는 것은 실질적으로 복합 적층체의 전단 특성, 비틀림 강도 및 강성을 감소시키는 일 없이 크로스 플라이의 배향을 최적화시키는 것에 의해 달성된다. 크로스 플라이 배향은 복합 적층 구조체 상에서 크로스 플라이의 섬유 배향을 초기 세로방향 하중으로 아주 밀집되게 결속시키는 것에 의해서 최적화된다. 개시하는 크로프 플라이 최적의 이점은 주익 디자인에 대해 실질적인 구조적인 설계 변경 없이 항공기 외판 디자인에 적용할 수 있다는 것이다. 주익 박스의 3 내지 5%의 중량 감소는 개시한 플라이 최적 기술을 사용하는 것에 의해 달성될 수 있다.
일부 적용 분야에서, 크로스-플라이는 약 33과 43도 범위의 섬유 배향을 가질 수 있으며, 다른 적용 분야에서는, 크로스-플라이 배향이 약 23과 45도 범위내에 있으며, 이것은 최적의 복합 적층체 성능을 제공함과 동시에 중량 감소를 달성하게 된다. 개시한 복합 적층체는 항공기의 주익, 안정판, 제어 서비스 또는 다른 구조물의 외판으로 채택될 수 있다. 개시한 복합 적층체를 주익 외판에 적용시에, 예를 들어 그리고 한정하는 것은 아니지만, 항공기 주익 박스 중량이 3 내지 5% 정도 감소될 수 있고 반면에 주익 박스의 굴곡 성능은 증가하게 된다. 크로스-플라이의 최적의 배향각은 복합 적층체의 전체 영역에 걸쳐 일정하거나 변할 수 있다. 예를 들어, 한정하는 것은 아니지만, 크로스-플라이의 최적의 배향각은 주익 외판의 길이를 따라 전장 방향으로 변경할 수 있다.
개시한 구현예에 따르면, 복합 적층체는 기준축에 대해서 실질적으로 0도 섬유 배향을 가지는 일방향 섬유가 강화된 적어도 하나의 수지 플라이, 기준축에 대해서 실질적으로 90도 섬유 배향을 가지는 일방향 섬유로 강화된 적어도 하나의 수지 플라이로 이루어져 있다. 복합 적층체는 추가로 기준축에 대해서 각각 ±θ도 섬유 배향을 가지는 일방향 섬유로 강화된 수지의 크로스-플라이로 이루어져 있으며, 여기서, θ는 약 25도와 43도 사이의 범위이다. 일부 적용 분야에서, θ는 약 35도와 40도 사이의 범위에 있을 수 있으며, 적층체의 길이 또는 영역 내에서 배향각을 변경할 수 있다.
개시한 또 다른 구현예에 따르면, 복합 적층체 항공기 외판은 일차 하중 축을 갖도록 제공되어 있다. 항공기 외판은 하중 축에 실질적으로 평행한 섬유 배향을 가지는 섬유 강화 수지 플라이의 제1 그룹과, 하중 축에 실질적으로 수직한 섬유 배향을 가지는 섬유 강화 수지 플라이의 제2 그룹과, 하중 축에 대해 ±θ도의 섬유 배향을 가지는 섬유 강화 수지 플라이의 제3 그룹으로 이루어져 있다. 여기서, θ는 약 33과 43도 범위 내에 있다. 일부 적용 분야에서는 θ는 35와 40도의 범위 내에 있을 수 있다.
또 다른 구현예에 따르면, 일차 하중 축을 가지는 복합 적층체 항공기 외판은 일차 하중 축을 따라 변하는 섬유 배향을 가지는 섬유 강화 수지 크로스-플라이의 적어도 한 그룹으로 이루어져 있다. 크로스-플라이의 섬유 배향은 25와 45도의 범위 내에서 변경할 수 있으며, 일부 구현예에서, 외판은 추가로 일차 하중 축에 대해 약 45도의 섬유 배향을 가지는 크로스-플라이를 포함할 수 있다.
추가 구현예에 따르면, 일차 하중 축을 가지는 복합 적층체를 제조하는 방법을 제공한다. 이 방법은 하중 축에 대해 ±θ 도의 섬유 배향을 가지는 일방향 섬유로 각각 강화된 수지 플라이의 제1 세트를 레이업 하는 것을 포함해서 다중 플라이 레이업을 조립하는 단계, 여기서, θ는 약 23 도와 43도의 범위 내에 있고, 일차 하중 축에 대해 실질적으로 0도 섬유 배향을 가지는 일방향 섬유로 각각 강화된 수지 플라이의 제2 세트를 레이업 하는 단계, 그리고 일차 하중 축에 대해 실질적으로 90도의 섬유 배향을 가지는 일방향 섬유로 각각 강화된 수지 플라이의 제3 세트를 레이업 하는 단계로 이루어져 있다. 상기 방법은 추가로 제1, 제2 및 제3 세트의 플라이를 서로 적층하는 단계를 포함한다. 여기서, θ는 약 35도와 45도의 범위 내에 있다. 제1 세트의 수지 플라이의 레이업은 일차 하중 축을 따라 섬유 배향 θ를 변경시키는 것을 포함한다. 제1 세트의 수지 플라이 레이업과 섬유 배향의 변경은 컴퓨터 제어 자동화 섬유 배치 기계를 사용해서 수행할 수 있다. 상기 방법은 추가로 적층된 플라이를 통해서 적어도 하나의 홀을 드릴로 천공하고 및/또는 적층된 플라이의 적어도 하나의 가장자리를 절단하는 것으로 이루어진다.
또 다른 구현예에 따르면, 일차 하중 축을 가지는 복합 항공기 주익 외판을 제작하는 방법을 제공하는 것이다. 상기 방법은 일차 하중 축에 일반적으로 평행하게 플라이의 제1 세트를 배향하고, 일차 하중 축에 대해서 ±θ도 섬유 배향에서 플라이의 제2 세트를 배향하는 것을 포함해서 일방향 섬유로 강화된 복수의 수지 플라이를 레이업하는 것으로 이루어진다. 여기서, θ는 약 25도와 43도의 범위 내에 있다. 일부 적용 분야에서, θ는 35도와 45도의 범위 내에 있을 수 있다. 제2 세트 플라이의 배향은 일차 하중 축의 길이를 따라서 제2 플라이의 배향각을 변경하는 것을 포함한다. 제2 세트 플라이의 배향각의 변경은 제1 연장선을 따라 제1 배향각으로 제2 세트 플라이에 플라이를 배치하는 것을 포함하며, 제1 배향각과 다른 제2 연장선을 따라 제2 배향각으로 제2 세트에 플라이를 배치하는 것을 포함한다. 제1 배향각은 제1 연장선을 따라서는 실질적으로 일정하며, 제2 배향각은 제2 연장선을 따라서 변경될 수 있다.
추가 구현예에 따르면, 본 발명은 일차 하중 축을 가지는 복합 적층체를 제공하며, 일방향 섬유로 각각 강화된 복수의 수지 플라이로 이루어져 있고, 일차 하중 축을 따라 굴곡 및 비틀림 하중에 견딜 수 있도록 최적화된 섬유 배향을 가지는 크로스-플라이를 포함하고 있다. 바람직하게, 복수의 수지 플라이는 일차 하중 축에 대해 실질적으로 0도 섬유 배향을 가지는 일방향 섬유로 강화된 적어도 하나의 수지 플라이, 일차 하중 축에 대해 실질적으로 90도 섬유 배향을 가지는 일방향 섬유로 강화된 적어도 하나의 수지 플라이, 및 일차 하중 축에 대해 각각 ±θ도 섬유 배향을 가지는 크로스-플라이를 포함하며, 여기서, θ는 약 10도와 43도 범위 내에 있다. 바람직하게 θ는 약 33도와 43도 범위 내에 있다. 바람직하게, θ는 약 35도와 40도 범위 내에 있다. 바람직하게, 크로스-플라이의 θ도 섬유 배향은 일차 하중 축을 따라 변경된다. 바람직하게, 크로스-플라이의 θ도 섬유 배향은 복합 적층체의 영역 내에서 변경된다. 바람직하게 크로스-플라이의 θ도 섬유 배향은 일차 하중 축을 따라 복합 적층체의 하중과 정합되도록 선택되어진다.
개시한 또 다른 구현예에 따르면, 본 발명은 일차 하중 축을 가지는 복합 적층체 항공기 외판을 제공한다. 이것은 일차 하중 축에 실질적으로 평행한 섬유 배향을 가지는 섬유 강화 수지 플라이의 제1 그룹과, 일차 하중 축에 실질적으로 수직한 섬유 배향을 가지는 섬유 강화 수지 플라이의 제2 그룹과, 제1 그룹과 제2 그룹ㅇ서 플라이에 대해 가로 방향으로 확장되어 있고, 일차 하중 축에 대해 ±θ도의 섬유 배향을 가지는 섬유 강화 수지 플라이의 제3 그룹으로 이루어져 있다. 여기서, θ는 외판에 적용되는 굴곡 하중과 비틀림 하중에 견딜 수 있게 최적화되어 있다. 바람직하게 θ는 약 33과 43도 범위 내에 있다. 바람직하게, θ는 일차 하중 축을 따라 외판을 가로질러서 변경된다. 바람직하게, 상기 외판은 주익 루트와 주익 팁을 가지는 주익 외판이며, θ는 주익 루트의 영역 내에서 약 43도이고, θ는 주익 팁에서 약 10도이다.
추가 구현예에 따르면, 본 발명은 일차 하중 축을 가지는 복합 적층체 항공기 외판을 제공하며, 일차 하중 축을 따라서 변경되는 섬유 배향을 가지는 적어도 하나의 섬유 강화 수지 크로스 플라이 그룹으로 이루어진다. 바람직하게 크로스-플라이의 섬유 배향은 약 10과 43도의 범위 내에서 변경된다. 바람직하게 플라이는 일차 하중 축에 대해 약 90도의 섬유 배향을 가지고, 일차 하중 축에 대해 약 0도의 섬유 배햐ㅇ을 가진다.
추가 구현예에 따르면, 본 발명은 일차 하중 축을 가지는 복합 항공기 외판을 레이업하는 방법을 제공하며, 일차 하중 축을 따라 변경되는 각도에서 크로스-플라이를 배향하는 것을 포함해서, 일방향 섬유로 강화된 수지의 크로스-플라이를 레이업하는 것으로 이루어진다. 바람직하게 각도는 일차 하중 축에 대해 +10과 +43도 및 -10도와 -43도 범위 내에 있다. 바람직하게 크로스-플라이의 배향은 일차 하중 축을 따라 다중 지점에서 주익 외판에 부여된 하중과 실질적으로 정합되는 크로스-플라이를 위해 배향각을 선택하는 것을 포함한다.
추가 구현예에 따르면, 본 발명은 일차 하중 축을 가지는 복합 항공기 주익 외판을 조립하는 방법을 제공하며, 일차 하중 축에 대해 실질적으로 평행하게 섬유 배향을 가지는 일방향 섬유로 각각 강화된 복수의 수지 플라이를 레이업하고, 일차 하중 축에 대해 실질적으로 직각으로 섬유 배향을 가지는 일방향 섬율 강화된 복수의 수지 플라이를 레이업하며, 주익 외판에서의 하중과 실질적으로 정합하도록 섬유 배향각 ±θ을 최적화하는 것을 포함해서 섬유 배향각 ±θ를 가지고 일방향 섬유로 각각 강화된 복수의 수지 크로스-플라이를 레이업하는 것으로 이루어진다. 바람직하게, 배향각 ±θ의 최적화는 일차 하중 축을 따라 복수의 위치 각각에서 수행되어진다. 바람직하게, 배향각 ±θ의 최적화는 약 10과 43도의 범위 내에서 섬유 배향각을 선택하는 것을 포함한다.
추가 구현예에 따르면, 본 발명은 크로스-플라이에 의해 가로지르는 0도 및 90도 플라이를 포함하는 섬유 강화 플라이로 형성된 복합 주익 외판의 중량을 감소하기 위한 방법을 제공하며, 크로스-플라이의 배향각의 최적화에 의해서 주익 외판 에서 하중을 견딜 수 있도록 0도 플라이를 감소시키는 것으로 이루어진다. 바람직하게, 크로스-플라이의 배향각의 최적화는 크로스-플라이에 대해 배향각 ±θ을 선택하는 것을 포함한다. 여기서, ±θ는 약 10과 43도의 범위 내에 있다. 바람직하게, 90도 플라이는 주익 외판의 일차 하중 축에 실질적으로 평행하게 확장되어 있으며, 크로스-플라이의 배향각의 최적화는 일차 하중 축을 따라 주익 외판의 전장 방향에서 하나의 위치 이상에서 수행되어진다.
본 발명의 특징, 기능 및 이점들은 여러 가지 구현예를 통해서 독립적으로 또는 다른 구현예와의 조합에 의해서 달성될 수 있으며, 첨부하는 도면에 의거하여 더욱 상세히 설명하기로 한다.
바람직한 구현예의 특징이라고 생각되는 새로운 구성요소들이 첨부하는 청구범위에 설정되어 있다. 그러나, 실시하는데 바람직한 형태와 마찬가지로 바람직한 구현예들, 추가 목적 및 그의 잇점들은 첨부하는 도면과 관련해서 본 개시내용의 다음의 바람직한 구현예에 대한 상세한 설명을 참조하여 이해해야 할 것이다.
도 1은 항공기 제작 및 운행 절차에 대한 플로우 다이아그램을 예시한 것이다.
도 2는 항공기의 블록 다이아그램을 예시한 것이다.
도 3은 섬유 배향이 최적화된 복합 적층체의 단면도를 예시한 것이다.
도 4는 도 3의 복합 적층체를 채택하는 복합 샌드위치 패널의 단면도를 예시한 것이다.
도 5는 도 3의 여러 개로 된 개개의 복합 적층체 플라이의 확대 사시도를 예시한 것이다.
도 6은 강도/강성 및 크로스-플라이각과의 관계를 나타낸 그래프를 예시한 것이다.
도 7은 개시한 복합 적층체를 조립하는 방법에 대한 플로우 다이아그램을 예시한 것이다.
도 8은 개시한 복합 적층체를 채택한 주익 외판의 등거리 도법을 예시한 것이다.
도 9는 주익 외판에 따른 크로스-플라이의 변화를 보여주는 그래프를 예시한 것이다.
도 10은 도 8과 유사한 도면으로서 주익 외판 크로스-플라이가 주익의 길이에 따라 어떻게 배향이 변경되는 예시한 도면이다.
개시하는 구현예는 복합 적층체와 어떤 다양한 복합 적층체를 조립하기 위해서 채택할 수 있는 제작 방법에 관한 것이다. 상기 구현예는 많은 분야, 특히 운송산업 분야, 예를 들면 항공기, 잠수함, 자동차 분야 및 경량의 복합 적층체를 채용하는 다른 적용 분야 등에서 그 용도를 찾을 수 있다. 따라서, 도 1과 2와 관련해서, 개시한 구현예는 도 1에 나타낸 바와 같이 항공기 제작 및 서비스 방법(20)과 도 2에 나타낸 바와 같은 항공기(22)의 맥락에서 사용될 수 있다. 개시한 구현예의 항공기 적용분야는 예를 들면, 여기에 한정하는 것은 아니지만, 주익(38)의 한 부분을 형성하는 외판(도 2에 도시하지 않았지만, 후술함), 동체의 한 부분을 형성하는 수직 안정판(40) 및 수평 안정판(42)을 포함할 수 있다. 사전 제작으로, 대표적인 방법(20)은 항공기(22)의 시방서 및 디자인(24)과 원자재 조달(26)을 포함할 수 있다. 제작 공정으로, 항공기(22)의 구성 부품 및 소조립 부품 제작(28) 및 시스템 통합(30)이 이루어진다. 그런 다음에 항공기(22)는 운행(34) 상태에 놓이기 위해 인증 및 납품(32)으로 가게 될 것이다. 소비자에 의한 운행 중에, 항공기(22)는 정기적인 유지보수 및 서비스(36)가 예정되어 있다. 여기에는 개조, 재구성, 개장(改奬) 등이 포함될 수 있다.
방법(20)의 각 공정은 시스템 통합 관리자, 제3자 및/또는 운영자(예, 고객)에 의해서 수행될 수 있다. 이러한 종류의 목적을 위해, 시스템 통합 관리자는 항공기 제작사와 주 시스템 하청업자의 수를 제한 없이 포함할 수 있다. 제 3자는 판매자, 하청업자 및 공급업자의 수를 제한 없이 포함할 수 있다. 그리고 운영자는 항공사, 리스 회사, 군부대, 서비스 기관 등을 포함할 수 있다.
도 2에서 보는 바와 같이, 대표적인 방법(20)에 의해서 제작된 항공기(22)는 동체(44), 복수의 고수준 시스템(45) 및 실내 장식(46)을 추가로 포함할 수 있다. 고수준 시스템(45)은 하나 이상의 추진 시스템(48), 전기 시스템(50), 유압 시스템(52) 및 주변 시스템(54)을 포함한다. 다른 시스템을 몇 개 포함할 수 있다. 각각의 주익(38)은 하나 또는 그 이상의 주익 박스(56)를 포함할 수 있다. 주익(38), 수직 안정판(40) 및 수평 안정판(42)은 하나 또는 그 이상의 제어반(58)을 각각 포함할 수 있다.
여기서 구현하고 있는 시스템과 방법은 어떤 하나 또는 그 이상의 제조 및 서비스(20) 단계 시에 채택될 수 있다. 예를 들면, 제작 공정(28)에 해당하는 구성 부품 또는 소조립 부품은 항공기(22)가 운행하면서 생산되는 구성 부품 또는 소조립 부품과 유사한 방식으로 조립 또는 제작될 수 있다. 또한, 하나 또는 그 이상의 장치 구현예, 방법 구현예, 또는 이들의 조합은, 제작 단계(28,30)에서, 예를 들면 실질적으로 항공기(22)의 조립품을 신속 처리하거나 또는 제작 비용의 절감을 위해서 이용될 수 있다. 개시한 구현예에 따라 제작된 복합 적층 구조체는 항공기(22)의 구성 부품의 강도와 강성을 증가시킬 수 있으며 동시에 항공기의 중량을 감소시킬 수 있다. 이와 유사하게, 하나 또는 그 이상의 장치 구현예, 방법 구현예 또는 이들의 조합이 항공기(22)가 운행 중에 이용될 수 있으며, 예를 들어 제한 없이 유지 보수 및 서비스(36)를 위해서 이용될 수 있다.
도 3은 개시한 복합 구조체 또는 파트(62)를 조립하는데 사용될 수 있는 섬유 강화 복합 수지 적층체(60)의 한 구현예를 예시한 것으로, 도 3에 나타낸 적용 분야에서는 실질적으로 평편하다. 그러나, 복합 적층체(60)는 곡선, 등고선 또는 잘 알려진 복합 레이업 기술 및 도구(도시하지 않음)에 의해서 달성되어지는 다른 형상을 하나 또는 그 이상 가질 수 있다. 복합 적층체(60)는 복수의 적층 플라이(64)로 이루어져 있다. 각각의 플라이(64)는 폴리머 수지 매트릭스(68)에 함침되어 있는 일방향 강화 섬유(66)로 이루어져 있다. 매트릭스 내에 있는 강화 섬유(66)은 어떤 특정한 성분으로 제한되지 않으며, 여기서 한정하는 것은 아니지만, 탄소, 유리섬유, 케블라, 보론, 티타늄 또는 세라믹로 이루어질 수 있다. 매트릭스(68)는 예를 들어 여기에 한정하는 것은 아니지만 에폭시를 포함해서 광범위한 폴리머 수지 중에서 어떤 것으로 이루어질 수 있다. 아래에서 설명하겠지만, 플라이(64)의 일방향 섬유(66)의 배향각도는 파트(62)에 대해 원하는 성능 사양을 달성하기 위해 선택된 미리 정해진 플라이 스케쥴(도시하지 않음)에 따라 변할 수 있다.
개시한 적층체(60)는 도 4에 예시한 복합 샌드위치 패널(76)과 같이 한 파트(62)를 형성하기 위해 다른 구조체와 결합될 수 있다. 본 실시예에서, 적층체(60)는 부호 76의 내부 및 외부 표면시트와 그 사이에 안정한 코어(82)가 샌드위치될 수 있다.
다음에 도 5는 개시한 복합 적층체(60)를 조립하는데 사용되는 파트 레이업(84)의 여러 플라이(64a~64d)를 예시한 것이다. 플라이(64a~64d) 각각은 하중 또는 기준 축에 대해 미리 정해진 배향각을 가지는 일방향 강화 섬유(66a~66d)를 포함하고 있다. 예시한 구현예에서, 이것은 직교 좌표계(85)에서 X 축으로서 표시된다. 플라이(64a~64d)는 각각 자동화 장치, 예를 들면 제한하는 것은 아니지만, 플라이(64a~64d)의 섬유 배향을 조절할 수 있는 컴퓨터 제어 자동화 섬유 배치 기계(도시하지 않음)를 사용하여 레이업될 수 있는 일방향 프리프레그 테이프 또는 토우를 포함할 수 있다. 다른 한편으로, 플라이(64a~64d)는 손으로 레이업될 수 있다. 플라이(64a)는 X축에 대해 약 90도의 배향 각도를 가지는 강화 섬유(66a)를 포함하고 있다. 반면에 플라이(64d)는 X축에 대해 약 0도의 배향 각도를 가지는 강화 섬유(66d)를 포함하고 있다. 따라서, 플라이(64a)의 강화 섬유(66a)는 X축에 대해서 일반적으로 수직 또는 직각을 이루지만 반면에 플라이(64d)의 강화 섬유(66d)는 X축에 대해 평행하다. 여기서 사용하는 "90도"는 약 90 +/- 5도의 섬유 배향을 포함하는 것을 의미하며, "0도"는 0 +/- 5도인 섬유 배향을 포함하는 것을 의미한다.
플라이(64b)는 X축에 대해서 +θ의 섬유 배향각을 가지는 일방향 강화 섬유(66b)를 포함한다. 반면에 플라이(64c)는 X축에 대해서 -θ의 섬유 배향각을 가지는 일방향 강화 섬유(66c)를 포함한다. 각각 +θ와 -θ의 섬유 배향각을 가지는 플라이(64b, 64c)는 여기서 때때로 ±θ의 섬유 배향각을 가지는 "크로스-플라이"라고 표현될 수 있다. 그리고 ±θ는 때때로 "크로스-플라이각"이라고 표현될 수도 있다. 아래에서 언급하겠지만, 특히 크로스-플라이각 ±θ은 복합 적층체(60)의 성능을 유지 및 개선시키는 반면에 그의 중량을 감소시킬 수 있도록 최적화된다. 일부 적용분야에서, 크로스-플라이각 ±θ는 약 10과 43도의 범위 내에 있을 수 있다. 반면에 다른 적용분야에서는 크로스-플라이각 ±θ이 약 33과 43도의 범위 내에 있는 경우에 원하는 결과를 얻을 수 있다. 또 다른 적용 분야에서는, 약 35도와 40도 범위 내에서 크로스-플라이각 ±θ을 사용해야만 이롭고 유용한 결과를 제공할 수 있다.
굴곡강도 및 강성, 인장 하중, 비틀림 강도 및 강성 그리고 적층체 중량 간의 국소적인 최적 균형을 달성하기 위해서, 크로스-플라이각 ±θ은 파트(62)의 하나 또는 그 이상의 영역에 따라 크기를 변경할 수 있다. 예를 들어, 아래에서 설명하는 구현예에서, 크로스-플라이각 ±θ은 적층 구조체를 가로질러서 약 10도 내지 약 43도로 선형적으로 또는 비선형적으로 변경할 수 있다. 또한, 적층체(60)의 동일 영역에서 중첩하는 크로스-플라이(64b, 64c)의 크로스-플라이각을 변경할 수 있다. 다른 말로 말해서, 적층체(60)의 주어진 영역에서 서로 다른 크로스-플라이(64b, 64c)는 각각 다른 크로스-플라이각 ±θ을 가지게 할 수 있다. 크로스-플라이(64b, 64c)에 사용되는 특정각 ±θ은 특정 적용분야의 사양 및 성능 요구는 물론 적층 구조체의 국소적인 특성에 의존하게 될 것이다. 일부 구현예로서, 적층체(60)는 ±θ의 배향각을 가지는 크로스-플라이에 추가해서 일부 영역에서 +45 도 플라이(도시하지 않음)와 -45도 플라이(도시하지 않음)를 채택할 수 있다.
단순 예시를 위해서, 4개의 플라이(64a~64d)만 도 5의 예로 나타내었지만, 특정 구현예로서, 파트 레이업(84)은 0도, 90도, +θ도, 및 -θ도의 섬유 배향각을 각각 가지는 다수의 플라이(64a~64d) 세트 또는 그룹을 원하는 특성 및 성능을 달성하도록 미리 정해진 플라이 스케쥴에 따라 레이업하는 것으로 이루어질 수 있다. 예를 들면, 한 적용 분야에서, 복합 적층체(60)는 항공기의 주익 외판에서 전체 플라이(64)의 약 30% 를 0도 섬유 배향각으로, 전체 플라이(64)의 약 60%를 ±θ 배향각으로, 전체 플라이(64)의 약 10%를 약 90도의 배향각을 가지게 할 수 있다.
각각 +θ와 -θ의 최적화된 섬유 배향을 가지는 크로스-플라이(64b, 64c)를 채택하는 경우, 특정 적용 분야, 예를 들면 주익 외판에서는 0도 플라이(64d)가 아주 적게 요구될 수 있다. 크로스-플라이(64b, 64c)의 섬유 배향이 일차 하중 축, 예를 들면 X축에 아주 가깝게 배치되기 때문에 통상적으로 사용되는 ±45도 플라이와 비교해서 약간의 0도 플라이가 필요할 수 있다. 그로 인해서, 적층체(60)의 굴곡 강도와 강성에 기여하고 요구되는 수준의 비틀림 강도와 강성이 유지될 수 있을 것이다. 외판이 비교적 비틀림 강도 및 강성에 대해 비교적 큰 마진으로 설계되기 때문에 개시된 크로스-플라이 최적화 기술로 인한 비틀림 강도와 강성의 미세한 손실은 대부분 주익 외판 적용에서 특히 불리하지 않을 수 있다.
대표적인 주익 외판 적층체는 9, 45 및 90도 플라이가 각각 30/60/10%로 이루어질 수 있다. 여기서 주요 플라이는 45도 플라이일 수 있으므로 크로스-플라이의 각도를 최적화하는 것은 0도 플라이(64d)를 아주 적게할 필요가 있다고 생각할 수 있다. 0도 플라이를 아주 적게 사용함으로써, 복합 적층체(60)의 중량은 그 적용 분야에서 감소시킬 수 있으며, 여기서 대부분의 복합 하중 저항성은 90도 방향, 예시한 실시예에서는 실질적으로 Y축에 평행하다. 추가로, 섬유 배향각이 ±θ을 가지는 크로스-플라이의 사용은 0도 플라이(64d)의 굴곡 강도를 증가시킬 것이다. 반면에 크로스-플라이(64b, 64c)의 섬유(66b, 66c)는 0도 플라이(64d)와 90도 플라이(64a)의 섬유(66a, 66d) 위로 크로스되고 묶어지므로 0도 플라이(64d)와 90도 플라이(64a)에서는 잠재적인 분열 및/또는 크랙 전파의 억제 또는 지연을 도울 것이다. 플라이의 분열 및 크랙 전파의 억제 또는 지연에 대한 크로스-플라이(64b, 64c)의 능력은 다음 부분에서 특히 중요할 수 있다. 즉, 홀(70)(도 3)은 패스너(72)를 수용하기 위해서 적층체(60) 중에서 드릴로 천공된 홀(70)(도 3)과, 파트(62)가 최종 치수로 잘려질 때 절단되어지는 적층체(60)의 가장자리(74)와 섬유(66) 부분이다. 개시된 구현예의 대표적인 주익 외판 적용분야에서, 복합 적층체(60)에 사용된 0도 플라이(64)의 수는 파트의 원하는 성능과 사양 그리고 파트 레이업(84)을 형성하기 위해서 사용된 플라이 스케쥴에 따라 1과 5% 사이로 감소시킬 수 있다.
다음에 도 6은 앞에서 언급한 적층체의 강도 및 강성(86)과 크로스-플라이 배향각 ±θ 간의 관계를 그래프로 예시한 것이다. 적층체(60)의 굴곡 강도/강성은 도선(88)으로 표시되어 있다. 반면에 적층체의 비틀림 강도/강성은 도선(90)으로 표시되어 있다. 비틀림 강도/강성(90)은 크로스-플라이각 ±θ이 피크값(92)까지 증가함에 따라 점차적으로 증가하는 것을 볼 수 있다. 이때가 ±45도 크로스-플라이각에 해당하며 그 다음에 크로스-플라이각이 ±45도 이상으로 증가할수록 점차적으로 감소하고 있다. 도선(88)으로 나타낸 바와 같이, 복합 적층체(60)의 굴곡 강도/강성은 크로스-플라이각 ±θ이 45도 이하로 감소하게 되면 상대적으로 급작스럽게 증가하게 된다.
도 7은 섬유 강화 수지 적층체(60)를 조립하는 방법에 관한 한 구현예의 전체 단계를 광범위하게 예시한 것으로, 실질적으로 적층체(60)에 부하된 하중과 정합하도록 크로스-플라이(64b, 64c)의 배향각 ±θ을 최적화하는 것에 의해 개선된 굴곡 강도/강성을 보이게 된다. 부호 98에서, 섬유 강화 수지 플라이(64d)는 적층체(60)의 일차 하중 축 X와 실질적으로 나란하게 섬유 배향을 가지도록 레이업 된다. 부호 100의 단계에서, 섬유 강화 수지 플라이(64a)는 일차 하중 축 X에 실질적으로 직교하는 섬유 배향을 가지게 레이업 된다. 부호 102의 단계에서, 수지 크로스-플라이(64b, 64c)는 섬유 배향각 ±θ이 적층체(60)에서의 하중과 실질적으로 정합되도록 최적화되는 것을 포함해서 섬유 배향각 ±θ을 가지게 레이업 된다. 부호 102의 단계에서 레이업된 플라이(64b)는 약 10과 43도의 범위 내에서 배향각 +θ를 가질 수 있으며, 약 33과 43도 범위 내에서 섬유 배향을 가지는 플라이를 포함할 수 있다. 부호 102의 단계에서 레이업된 플라이(64c)는 약 -10과 -43도의 범위 내에서 섬유배향각 -θ를 가질 수 있으며, 약 -33과 -43도 및/또는 -35와 -40도의 범위 내에서 섬유 배향을 가지는 플라이를 포함할 수 있다.
부호 100에서, 섬유 강화 수지 플라이(64d)의 두번째 세트가 레이업되는데, 여기서 각각의 플라이(64d)는 일반적으로 일차 하중 축에 대해 섬유 배향이 0도이다. 부호 102에서, 섬유 강화 수지 플라이(64a)의 세번째 세트가 레이업되는데, 여기서, 각각의 플라이(64a)는 일반적으로 일차 하중 축에 대해서 섬유 배향이 90도이다. 부호 104에서, 레이업된 플라이는 그 레이업의 통합 및 경화시키는 것에 의해 함께 적층된다. 부호 106에서 선택적으로 경화된 파트는 파트(62)의 하나 또는 그 이상의 가장자리(74)(도 3)를 절단하는 것에 의해서 최종 크기로 잘려질 수 있다. 부호 108의 단계에서, 경화된 파트(62)에 하나 또는 그 이상의 홀(70)(도 3)을 드릴로 천공하고 패스너(72)를 상기 홀(70)에 설치할 수 있다.
도 8은 개시된 복합 적층체(62)를 항공기 주익(38)의 외판(110)으로 사용하는 것을 예시하고 있다. 주익(38)은 점선은 나타낸 바와 같이 주익 박스(112)와 장착 엔진(122)을 포함할 수 있다. 주익(38)은 직교 좌표계(85)의 X 축에 해당하는 대체적으로 전장 방향으로 루트(114)에서부터 팁(116)까지 확장되어 있다. 주익(38)의 전후 방향은 Y축에 해당하고, 주익(38)의 수직 방향은 Z축에 해당한다. X축은 외판(110)을 포함해서 주익(38)의 일차 하중 축을 형성한다. 운행할 때, 주익(38)은 실질적으로 Y축에 평행한 축을 따라 주익(38)에 적용되는 굴곡력(118)을 받게 되며, 또한 X축에 실질적으로 평행한 축에 대해 주익(38)에 적용되는 비틀림력(120)을 받게 된다. 주익(38)에 적용되는 굴곡력(118)과 비틀림력(120)은 주익의 길이를 따라 일정하지 않을 수 있다. 예를 들면, 주익 루트(114)에서의 내비틀림력(120)에 대한 요구조건은 실질적으로 주익 팁(116)에서의 내비틀림력(114)에 대한 요구조건 보다 실질적으로 크다. 궁극적으로, 주익(38)은 그의 길이를 따라 다른 지점에서 비틀림과 굴곡 강성의 크기가 다르게 설계될 수 있다.
외판(110)을 형성하는 적층체(60)에서의 크로스-플라이의 배향각 ±θ을 최적화하는 것에 의해 주익(38)과 외판(110)의 굴곡강도와 강성은 증가될 수 있다. 이러한 굴곡강도와 강성의 증가로 인하여, 소량의 0도 플라이가 적층체(60)에 사용될 수 있으며, 그 결과로 외판(110)은 물론 주익(38)의 중량을 줄일 수 있다. 다시 말해서, 일부 플라이가 주 하중 경로에 대한 내성이 더 좋게 배향되기 때문에, 소량의 플라이들은 주 하중 경로에 대해 십자 방향으로 배향되는 것이 필요하다. 이러한 크로스-플라이 배향각 ±θ의 최적화는 외판(110)의 중량 감소를 가져온다. 또한, 크로스-플라이 배향각 ±θ의 최적화는 주익 외판(38)을 다른 장소에서 제작을 가능하게 하거나 또는 굴곡력(118)과 비틀림력(120)에 견디도록 국소적인 요구조건에 잘 맞추도록 확장되게 된다. 반면에 주익(38)은 도 8에 나타낸 바와 같이, 개시된 복합 적층체(60)의 대표적인 용도로서, 적층체(60)가 여기에 한정되는 것은 아니지만 수직 안정판(40), 수평 안정판(42) 및 제어반(58)을 포함해서, 항공기(22)(도 2)의 다른 파트에 외판(110)으로 채택될 수 있다.
앞에서 언급한 바와 같이, 일부 적용 분야에서, 크로스-플라이각 ±θ을 적층체(60)의 하나 또는 그 이상의 국소적인 영역에 대해 변경하는 것이 가능할 수 있다. 그 이유는 적층체의 국소 또는 전체 성능을 최적화하고 및 /또는 그의 중량을 감소시키기 위해서 이다. 예를 들어, 도 9에는 크로스-플라이각 ±θ을 도 8에 나타낸 주익 외판(110)의 길이를 따라 변경시키기 위해서 어떻게 설계될 수 있는지를 주익 루트(114)로부터 거리 D의 함수로 예시하고 있다. 이 실시예에서, 주익 외판(110)의 크로스-플라이각 ±θ은 주익 날개(114)에서부터 엔진(122)까지 1차 거리를 따라 배향이 실질적으로 선형적 그리고 일정할 수 있다. 그러나, 엔진(122)에서 주입 팁(116)까지의 2차 거리를 따라 배향이 선형적으로 감소(128)할 수 있다. 예를 들어, 실제 주익 외판 적용에서, 주익 외판(110)의 크로스-플라이각 ±θ이 약 ±43도에서 주익 루트(114)로부터 엔진(122)까지 실질적으로 일정하게 유지될 수 있으며, 엔진(122)으로부터 배향각이 주익 팁(116)까지 약 ±10도로 선형적으로 감소하게 된다. 다른 구현예에서, 크로스-플라이각 ±θ은 주익(38)의 일부 또는 전체 길이에 따라 비선형적으로 감소될 수 있다. 따라서, 이러한 크로스-플라이 최적화 기술은 주익(38)의 길이에 걸쳐 다른 영역에서 굴곡 하중과 비틀림 하중에 견디도록 다른 요구 조건을 맞추기 위해서 주익 외판(110)을 "테일러"로 채택될 수 있다.
도 10은 주익(38)의 중량을 감소시킬 수 있는 반면에 원하는 성능 요구 조건을 만족하거나 그 이상일 수 있는 주익 외판(11)의 길이(전장 방향)를 따라 크로스-플라이 최적화에 대한 또 다른 실시예를 예시한 것이다. 간단하게 단일 플라이(64b)의 지점만 주익(38)의 길이를 따라 여러 지점(130,132,134,136)에 나타내었다. 이 실시예에서, 주익 루트(114)에서는 비틀림 강도 및 강성이 아주 높은 것이 필요한데, 크로스-플라이 배향각 +θ은 43도인 반면에 엔진(122)의 외곽에서의 크로스-플라이 배향각 +θ은 40도로 감소하게 된다. 대체적으로 엔진(122)과 주익 팁(116) 사이의 중앙 부분에서는, 크로스-플라이 배향각 +θ이 추가로 25도로 감소한다. 비트림 강도와 강성이 낮게 요구되는 주익 팁(116)에서는 크로스-플라이 배향각 +θ이 추가로 10도로 감소하게 된다. 크로스-플라이 배향각 +θ는 주익 루트(114)에서 주익 팁(116)까지 계속해서 일정 비율 또는 일정하지 않은 비율, 또는 지점들(130-136) 끼리 단계적으로 변할 수 있다. 도 10에 나타낸 특정한 크로스-플라이 배향각 +θ은 단지 하나의 실제 적용을 예시한 것이며, 한정할 의도가 있는 것은 아니다. 주익(38)의 전장 방향에서의 크로스-플라이각 -θ의 최적화된 변화는 상기에서 기재한 크로스-플라이 배향각 +θ의 최적화 유사할 수 있다. 크로스-플라이 배향각 +θ의 최대 및 최소값은 특정 주익 설계 및 성능 요구 조건을 포함해서 적용 분야에 따라 다를 수 있다.
여러가지 구현예에 대한 설명은 예시 및 설명를 목적으로 하기 위해 제공하는 것이며, 포괄적이거나 개시된 형태의 구현예로 한정하고자 하는 의도는 아니다. 이 기술분야의 통상적인 기술자는 다양하게 개조 및 변화를 주는 것은 명백하게 알 수 있을 것이다. 추가로 다른 구현예들은 그 이외의 구현예들과 비교했을 때 다른 이점이 제공될 수 있을 것이다. 선택한 구현예 또는 구현예들은 상기 구현예의 원리, 실제적인 적용을 최선으로 설명하고, 고려된 특별한 용도에 적합할 때 다양하게 개조된 여러가지 구현예들에 대한 개시를 이해시키기 위해서 이 기술 분야의 통상의 기술자가 수행하기 위해서 선택 및 기재한 것이다.
20: 방법
22: 항공기
24: 시방서 및 디자인
26: 원자재 조달
28: 구성 부품 및 소조립 부품
30: 시스템 통합
32: 인증 및 납품
36: 유지보수 및 서비스
38: 주익
40: 수직 안정판
42: 수평 안정판
44: 동체
45: 고 수준 시스템
46: 실내 장식
48: 추진 시스템
50: 전기 시스템
52: 유압 시스템
54: 주변 시스템
56: 주익 박스
58: 제어반
60: 적층체
62: 파트
64: 플라이
66: 강화 섬유
68: 폴리머 수지 매트릭스
76: 패널
82: 코어
84: 파트 레이업
85: 직교 좌표계
70: 홀
72: 패스너
112: 주익 박스
114: 주익 루트
122: 장착 엔진

Claims (15)

  1. 항공기 주익 외판의 평면 내에 하중 축을 가지는 복합 적층체 항공기 주익 외판으로서, 상기 복합 적층체 항공기 주익 외판은 일방향의 섬유로 강화된 항공기 주익 외판 내의 복수의 수지 플라이를 포함하고, 여기서, 상기 복수의 수지 플라이는,
    상기 하중 축에 대해서 0도의 일직선형 제1 섬유 배향을 가지는 플라이의 제1 세트로서, 여기서 상기 플라이의 제1 세트는 상기 주익의 길이방향으로 확장되고 상기 하중 축이 상기 주익을 양분하는 것인 세트; 및
    상기 제1 섬유 배향 및 상기 하중 축에 대해서 ±θ도의 제2 섬유 배향을 가지는 크로스-플라이의 적어도 하나의 제1 세트로서, 여기서 θ는 상기 복합 적층 항공기 주익 외판이 고정 위치에 있는 동안 결정되고, 여기서 θ는 25도 이상이고 43도 이하인 것인 세트를 포함하는 것인, 복합 적층체 항공기 주익 외판.
  2. 삭제
  3. 제1항에 있어서, 상기 θ는 33도와 43도 사이의 범위에 있는 것을 특징으로 하는 복합 적층체 항공기 주익 외판.
  4. 제1항에 있어서, 상기 θ는 35도와 40도 사이의 범위에 있는 것을 특징으로 하는 복합 적층체 항공기 주익 외판.
  5. 제3항 또는 제4항에 있어서, 상기 크로스-플라이의 θ도 섬유 배향은 상기 하중 축을 따라 변경하는 것을 특징으로 하는 복합 적층체 항공기 주익 외판.
  6. 제3항 또는 제4항에 있어서, 상기 크로스-플라이의 θ도 섬유 배향은 복합 적층체 항공기 주익 외판의 영역 내에서 변경하는 것을 특징으로 하는 복합 적층체 항공기 주익 외판.
  7. 제3항 또는 제4항에 있어서, 상기 크로스-플라이의 θ도 섬유 배향은 상기 하중 축을 따라 복합 적층체 항공기 주익 외판의 하중에 맞도록 선택되는 것을 특징으로 하는 복합 적층체 항공기 주익 외판.
  8. 항공기 주익 외판의 평면 내에 하중 축을 가지는 복합 적층체 항공기 주익 외판으로서, 상기 복합 적층체 항공기 주익 외판은
    상기 복합 적층체 항공기 주익 외판의 상기 하중 축에 일직선형이고 평행한 제1 섬유 배향을 가지고 상기 주익의 길이방향으로 확장하는 섬유 강화 수지 플라이의 제1 그룹으로서, 여기서 상기 하중 축은 상기 주익을 양분하고 상기 제1 섬유 배향은 상기 복합 적층체 항공기 주익 외판이 고정 위치에 있는 동안 결정되는 것인 그룹;
    상기 복합 적층체 항공기 주익 외판의 상기 하중 축에 수직하는 제2 섬유 배향을 가지는 섬유 강화 수지 플라이의 제2 그룹으로서, 여기서 상기 제2 섬유 배향은 상기 복합 적층체 항공기 주익 외판이 고정 위치에 있는 동안 결정되는 것인 그룹; 및
    상기 제1 그룹과 제2 그룹에서 플라이에 대해 가로방향으로 확장하고, 상기 제1 섬유 배향과 상기 복합 적층체 항공기 주익 외판의 상기 하중 축에 대해서 ±θ도 섬유 배향을 가지는 섬유 강화 수지 크로스-플라이의 제3 그룹으로서, 여기서 θ는 상기 복합 적층체 항공기 주익 외판이 고정 위치에 있는 동안 결정되는 것이고, 또한 θ는 상기 항공기 주익 외판에 적용되는 굴곡 강도 및 비틀림 하중에 대해 견딜 수 있도록 최적화되어 있고, 또한 θ는 25도 이상이고 43도 이하인 것인 그룹을 포함하는 것인, 복합 적층체 항공기 주익 외판.
  9. 제8항에 있어서, 상기 θ는 33과 43도 범위 내에 있는 것을 특징으로 하는 복합 적층체 항공기 주익 외판.
  10. 제8항에 있어서, 상기 θ는 35와 40도 사이의 범위 내에 있는 것을 특징으로 하는 복합 적층체 항공기 주익 외판.
  11. 제8항 내지 제10항 중 어느 하나의 항에 있어서, 상기 θ는 상기 하중 축을 따라 상기 복합 적층체 항공기 주익 외판을 가로지르면서 변경하는 것을 특징으로 하는 복합 적층체 항공기 주익 외판.
  12. 제8항 내지 제10항 중 어느 하나의 항에 있어서, 상기 복합 적층체 항공기 주익 외판은 주익 루트와 주익 팁을 가지며, θ는 주익 루트의 영역 내에서 43도이고, θ는 주익 팁에서 10도인 것을 특징으로 하는 복합 적층체 항공기 주익 외판.
  13. 복합 항공기 주익 외판의 평면 내에 하중 축을 가지는 복합 항공기 주익 외판의 제조 방법으로서,
    상기 하중 축에 대해 평행한 섬유 배향을 가지고 일방향 섬유로 각각 강화된 제1의 복수의 수지 플라이를 레이업(laying up)하는 단계,
    상기 하중 축에 대해 직각으로 섬유 배향을 가지고 일방향 섬유로 각각 강화된 제2의 복수의 수지 플라이를 레이업하는 단계, 및
    상기 하중 축에 대한 각진(angular) 섬유 배향을 가지고 일방향 섬유로 각각 강화된 제3의 복수의 수지 크로스-플라이를 레이업하는 단계로서, 상기 복합 항공기 주익 외판에서의 하중을 기준으로 각진 섬유 배향을 최적화하는 것을 포함하는 단계를 포함하고,
    여기서 상기 각진 섬유 배향의 최적화는, 상기 복합 항공기 주익 외판에서의 선택된 위치에서부터 상기 복합 항공기 주익 외판의 팁까지 43도부터 25도까지 감소하도록 상기 하중 축에 대한 섬유 배향 각을 선택하는 것을 포함하는 것인 방법.
  14. 삭제
  15. 삭제
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