KR102153756B1

KR102153756B1 - 대칭적인 리브 구조물 및 대칭적인 리브 구조물을 구성하기 위한 방법

Info

Publication number: KR102153756B1
Application number: KR1020140047710A
Authority: KR
Inventors: 존 데이비드 밴덜혹
Original assignee: 더 보잉 컴파니
Priority date: 2013-06-21
Filing date: 2014-04-21
Publication date: 2020-09-09
Also published as: RU2661411C2; CN104229121B; CA2847635C; US20150298790A1; AU2014201864A1; ES2616729T3; KR20150035362A; CA2847635A1; AU2014201864B2; US9296466B2; JP2015227151A; EP2815961A1; CN104229121A; JP6494186B2; RU2014124529A; EP2815961B1

Abstract

대칭적인 리브 구조물과 그 방법이 제공된다. 구조적인 웹은 웹 중앙면과, 이 웹 중앙면에 대칭이고 다수의 웹 보강부를 포함한다. 플랜지는 상기 대칭적인 리브 구조물의 주변부에 형성되고, 고정구 구멍이 상기 웹 중앙면과 정렬된 고정구 구멍 중앙선을 포함하고 상기 플랜지에 형성된다. 그리고 절단부가 상기 고정구 구멍 둘레에서 상기 구조적인 웹에 구성되고, 2 개의 지지칼럼이 상기 절단부의 양측에서 상기 플랜지에 결합된다.

Description

대칭적인 리브 구조물 및 대칭적인 리브 구조물을 구성하기 위한 방법 {A SYMMETRIC RIB STRUCTURE AND METHOD FOR CONFIGURING A SYMMETRIC RIB STRUCTURE}

본 발명의 구조는 일반적으로 항공기 구조물에 관한 것으로, 특히 본 발명은 대칭적인 리브 구조물 및 대칭적인 리브 구조물을 구성하기 위한 방법에 대한 것이다.

날개 리브는 전형적으로 알루미늄 평판으로 만들어지고 날개 토오크 박스를 구성하기 위해 사용되는 항공기의 소품이다. 상용 항공기는 수백 개의 리브 또는 그 이상을 포함한다. 날개 리브의 주기능은 항공역학적 하중에 반응하고 날개 스킨의 항공역학적 형상을 유지하기 위한 것이다. 상용 항공기의 날개에서 모든 리브를 설치하는 데는 통상 수천 개의 고정구(fasteners)가 필요하다. 이런 작업은 항공기 조립에 있어서 중요한 경로이다. 고정구는 날개에서 단일 부품으로 가장 비싼 품목이 될 수 있다. 고정구는 비대칭 리브의 둘레에 "쉬어 타이 피트(shear tie feet)"를 통해 통상 1 렬 또는 2 열로 설치된다. 본 발명에서는 이러한 또는 다른 고려사항에 대한 것이다.

유럽특허 공개공보 EP2336021 A2 미국특허 공개공보 US2008/210821 A1 미국특허 공개공보 US2012/148801 A1

대칭적인 리브 구조물 및 방법이 제공된다.

구조적인 웹이 웹 중앙면과 다수의 웹 보강부를 포함하고, 상기 웹 중앙면에 대하여 대칭이다. 플랜지 또는 쉬어 타이 풋이 상기 대칭의 리브 구조물의 주위에 구성되어 있다. 고정구 구멍이 상기 플랜지에 구비되고, 상기 웹 중앙면에 정렬된 고정구 구멍 중심선을 포함한다. 상기 구조적 웹에서 절단부기 상기 고정구 구멍 둘레에 형성되어 있고, 2 개의 지지 칼럼이 상기 절단부의 양측에서 상기 플랜지에 결합되어 있다.

이러한 방식으로, 대칭적인 날개 리브 구조물의 대칭적인 형상은 상기 날개 리브 구조물의 대칭면에서 대칭적인 날개 리브 구조물의 둘레에 설치될 많은 고정구를 1 렬로 설치할 수 있게 한다. 상기 대칭적인 날개 리브 구조물은 비행 중에 하중 경로의 효율성을 개선하고 그 결과로 대칭적인 날개 리브 구조물의 설치에 필요한 많은 고정구를 절감하게 되고 상기 대칭적인 날개 리브 구조물과 항공기의 전체 중량을 감소시키게 된다. 더 적은 고정구가 필요하게 됨에 따라 항공기 날개 구성에 비용을 절감할 수 있다. 또한, 더 효율적인 하중 경로는 동일한 항공역학적 하중에 대응하기 위해 더 적은 금속이나 복합재가 필요하게 되어 항공기 날개의 중량을 줄일 수 있다.

하나의 구성에 있어서, 대칭적인 리브 구조물은 구조적인 웹, 플랜지, 고정구 구멍, 절단부, 및 2 개의 지지 칼럼을 포함한다. 상기 구조적인 웹은 웹 중앙면과, 이 웹 중앙면에 대칭인 다수의 웹 보강부를 포함한다. 상기 플랜지는 상기 대칭적인 리브 구조물의 둘레에 구성된다. 상기 고정구 구멍은 상기 플랜지에 구성되고 상기 웹 중앙면에 정렬된 고정구 구멍 중앙선을 포함한다. 절단부는 상기 고정구 구멍 둘레의 구조적 웹에 구성된다. 상기 2 개의 지지 칼럼은 상기 절단부의 양측의 상기 플랜지에 결합된다.

다른 구성에 있어서, 대칭적인 리브 구조물을 구성하기 위한 방법은 웹 중앙면과 다수의 웹 보강부를 포함하고 상기 웹 중앙면에 대칭인 구조적인 웹을 구성하는 것이다. 대칭적인 리브 구조물을 구성하기 위한 상기 방법은 추가로, 상기 대칭적인 리브 구조물의 주변부에 구성된 플랜지를 구성하고, 상기 플랜지에 구성된 고정구 구멍을 구성하고, 상기 웹 중앙면에 정렬된 고정구 구멍 중앙선을 포함한다. 상기 방법은 추가로 상기 고정구 구멍 둘레의 구조적인 웹에 절단부를 구성하고, 상기 절단부의 양측에 플랜지에 결합된 2 개의 지지 칼럼을 구성한다.

또 다른 구성에 있어서, 대칭적인 리브 구조물의 단일면 보강을 위한 방법은 조립 위치에 대칭적인 리브 구조물을 위치시키는 것이다. 상기 대칭적인 리브 구조물은 웹 중앙면과 다수의 웹 보강부를 포함하고 상기 웹 중앙면에 대칭이며, 그리고 상기 대칭적인 리브 구조물의 주변부에 구정된 플랜지를 포함한다. 상기 구조적인 리브 구조물은, 상기 웹 중앙면에 대하여 대칭인 리브 구조물의 제1면 또는 상기 웹 중앙면에 대하여 상기 제1면의 반대쪽에 상기 대칭적인 리브 구조물의 제2면 중의 어느 하나를 포함하는 조립체 측면(assembly side)을 추가로 포함한다. 상기 대칭적인 리브 구조물은 플랜지에 구성된 다수의 고정구 구멍 중에서 하나의 고정구 구멍을 추가로 포함하고 상기 웹 중앙면에 정렬된 고정구 구멍 중앙선을 포함한다. 상기 고정구 구멍 둘레에 구조적인 웹에 절단부가 구성되어 있고, 2 개의 지지 칼럼이 상기 절단부의 양측면에서 플랜지에 결합되어 있다. 상기 방법은 추가로 단지 조립체 측면으로부터 구조적인 웹에서 절단부쪽으로 다수의 고정구 중의 하나의 고정구를 삽입하고, 단지 조립체 측면으로부터 고정구 구멍에 고정구를 위치시킨다. 상기 방법은 추가로 단지 조립체 측면으로부터 상기 대칭적인 리브 구조물에서 상기 절단부로 고정구 툴을 추가로 삽입하고, 상기 고정구에 상기 고정구 툴을 결합시킨다. 상기 방법은 추가로 하나 이상의 목적물에 상기 고정구를 결합시키기 위하여 단지 조립체 측면으로부터 상기 고정구 툴을 작동시킨다.

이러한 요약적인 설명은 이하의 상세한 설명에서 추가로 설명된 것으로부터 요약화된 형식으로 발명의 개념을 선택하여 소개하기 위하여 제공한 것이다. 이러한 요약적인 설명은 본 발명의 청구범위의 핵심적인 특징을 특정하기 위한 의도가 아니고, 본 발명의 청구범위를 결정하는 데 도움을 주기 위해 사용하기 위한 의도도 아니다.

본 발명에 따라 주로 항공기용의 대칭적인 리브 구조물 및 방법이 제공된다.

다음의 도면을 참조하여 고려할 때, 발명의 상세한 설명과 청구범위를 참고함으로써 본 발명의 구성에 대한 더욱 완전한 이해가 도출될 수 있을 것이고, 전 e도면에 걸쳐 동일한 도면 부호는 동일한 요소를 나타낸다. 도면은 본 발명의 폭이나 범위 크기 또는 적용성을 제한하지 않고 본 발명의 이해에 도움을 주기 위해 제공된 것이다.
도 1은 예시적인 항공기 생산 및 서비스 방법의 흐름도를 나타낸다.
도 2는 항공기의 예시적인 블록 다이아그램을 나타낸다.
도 3은 비대칭적인 날개 리브를 나타낸다.
도 4는 본 발명의 구성에 따른 대칭적인 날개 리브를 나타낸다.
도 5는 필요한 예시적인 수의 고정구를 나타내는 기존의 비대칭 날개 리브를 나타낸다.
도 6, 도 6a는 도 5의 비대칭 날개 리브에 필요한 고정구의 숫자와 비교하여 본 발명의 구성에 따라 필요한 더 적은 고정구를 보이는 대칭적인 날개 리브를 나타낸다.
도 7은 본 발명의 구성에 따른 항공기 날개에 설치된 대칭적인 날개 리브를 나타낸다.
도 8은 본 발명의 구성에 따른 쉬링크 피트 슬리브 리페어(shrink fit sleeve repair)를 나타내는 대칭적인 날개 리브 부분의 확대도이다.
도 9는 본 발명의 구성에 따른 쉬어 타이 구성(shear tie configuration)을 보이는 대칭적인 날개 리브 부분의 확대도이다.
도 10은 본 발명의 구성에 따른 쉬어 타이 단면을 기존의 쉬어 타이 단면에 비교하여 중첩시킨 도면이다.
도 11은 조립 위치에 비대칭 날개 구조물을 위치시키는 것과 비교하여, 본 발명의 구성에 따라 어느 한 측면으로부터 대칭적인 리브 구조물의 고정을 위해 조립 위치에 대칭적인 날개 리브 구조물을 위치시키는 것을 나타내는 도면이다.
도 12, 도 12a는 본 발명의 구성에 따른 대칭적인 날개 리브를 구성하는 공정을 보여주는 예시적인 플로우차트를 계속해서 보여준다.
도 13은 본 발명의 구성에 따른 대칭적인 리브 구조물의 단일측면 고정을 위한 공정을 보여주는 예시적인 플로우차트를 나타낸다.

이하의 자세한 설명은 근본적으로 예시적인 것이며, 본 발명의 구성의 개시나 적용 및 용도를 한정하고자 하는 의도는 없음을 밝혀둔다. 특정한 장치, 기술 및 응용에 대한 설명은 단지 실시예로서 제공된 것이다. 여기에 설명된 실시예에 대한 변경이나 개선은 당업계에서 통상의 지식을 가진 자에게는 자명한 사항이고, 여기에 정의된 일반적인 원칙은 본 발명의 정신과 범위를 벗어나지 않고 다른 실시예나 적용례에 적용될 수 있다. 더욱이, 선행하는 기술분야나 종래기술, 요약 또는 다음의 자세한 설명에 제공된 표현된 이론 또는 암시적인 이론에 의하여 경계지워지거나 제한받고자 하는 의도가 없다는 점을 밝혀둔다. 본 발명은 특허청구범위와 일치하는 범위를 갖고 여기에 도시되고 설명된 실시예에 한정되는 것은 아니다.

본 발명의 구성은 함수 및/또는 논리 블록 요소 및 다양한 공정 단계를 참조로 하여 이하에서 설명될 것이다. 그러한 블록 요소는, 특정한 함수를 실행하도록 구성된 임의의 수의 하드웨어, 소프트웨어 및/또는 펌웨어(firmware)에 의하여 실행될 수 있을 것이다. 간소함을 위하여, 항공기, 항공기 요소, 항공기 제조 및 시스템의 다른 기능적인 양상(그리고 시스템의 개별적인 작용요소)에 관련된 종래의 기술과 구성요소들은 여기서는 자세히 설명하지 않을 것이다. 추가로 당업계에서 숙련된 자는 본 발명의 구성이 다양한 구조체와 관련하여 실시될 수 있다는 것과, 여기에 설명된 구조나 구성이 단지 본 발명의 단순한 실시예라는 것을 익히 알 수 있을 것이다.

본 발명의 구성은 한정적이지 않은 적용례 즉, 항공기와 관련하여 이하에서 설명될 것이다. 그러나, 본 발명의 구성은 그러한 항공기에 제한되지 않으며, 여기 설명된 기술은 다른 적용례에서도 사용될 수 있을 것이다. 예를 들어, 본 발명의 구성은 잠수함, 우주선, 수상비행기, 또는 구조적인 리브를 사용하는 다른 적용례에 사용될 수 있을 것이다.

본 발명의 설명을 읽어 보면 당업계에서 통상의 지식을 가진 자에게는 분명하겠지만, 이하는 본 발명의 실시예와 구성이고, 이러한 실시예에 따라 작동하는 것에 한정되지는 않는다. 다른 구성도 사용될 수 있고, 본 발명의 예시적인 구성의 범위에서 벗어나지 않고 구조적인 변경이 가능할 것이다.

특히 도면을 참조하면, 도 1에 보인 바와 같은 예시적인 항공기 제조 및 서비스 방법(방법, 100)과 도 2에 보인 바와 같은 항공기(200)와 관련하여 본 발명의 구성은 자세히 설명될 것이다. 전-생산 공정 동안, 상기 방법(100)은 항공기(200)의 시방서 및 설계(104)와 재료 구입(106)을 포함한다. 생산 동안에, 항공기(200)의 요소 및 소조립체 제조(108, 공정108) 및 시스템 통합(110)이 일어난다. 그 다음에, 항공기(200)는 서비스(114)에 놓이기 위하여 증명과 인도(112)를 거치게 된다. 고객에 의하여 항공기가 서비스될 때, 항공기(200)는 일정한 정비 및 서비스(116)가 계획되어 있다. 이러한 정비 서비스에는 변경, 개조, 보수 등이 포함된다.)

상기 방법(100)의 각 공정은 시스템 통합자, 제3자, 및/또는 오퍼레이터(예컨대, 고객)에 의하여 수행된다. 이러한 설명을 위하여, 시스템 통합자는 수의 제한없이 항공기 제조자와 대형 시스템 하도급업자를 포함하고; 제3자는 숫자의 제한없이 판매업자, 하도급업자 및 공급자를 포함하고; 오퍼레이터는 항공사, 대여업자(leasing company), 군부대, 서비스 단체 및 다른 적절한 오퍼레이터를 포함한다.

도 2에 보인 바와 같이, 상기 방법에 의하여 제조된 항공기(200)는 다수의 시스템(220)과 인테리어(222)를 갖춘 비행기 본체(218)를 구비한다. 고도의 시스템(220)의 예로서는 하나 이상의 추진 시스템(224), 전기 시스템(226), 유압 시스템(228) 및 환경 시스템(230)이 포함된다. 다른 적절한 시스템도 다수 포함될 수 있다. 항공기를 예시로 설명하였으나, 본 발명의 구성은 자동차 산업과 같은 다른 산업에도 적용될 수 있다.

여기서 고려된 장치와 방법은 상기 방법(100)의 하나 이상의 단계 동안에 적용될 수 있다. 예를 들어, 생산 공정(108)에 상응하는 요소와 소조립체는 상기 항공기(200)가 운항 서비스 중에 있는 동안, 생산된 구성요소와 소조립체와 유사한 방식으로 제작되거나 생산될 수 있다. 추가로, 하나 이상의 장치의 구성, 방법 실시예 또는 이들의 결합이, 예를 들어, 실질적으로 항공기(200)의 조립을 촉진하고 또는 항공기의 비용을 감소시킴으로써, 도 1에서의 구성요소와 소조립체 제조(108)와 시스템 통합(110) 동안에 사용될 수 있다. 유사하게, 복수의 장치 실시예, 방법 실시예 또는 이들의 결합이, 예를 들어 또는 제한없이, 항공기(200)가 서비스 중에, 또는 도 1에서의 유지와 정비 서비스(116)에도 사용될 수 있다.

도 3은 제1 측면(302)과, 이 제1 측면(302)의 반대쪽에 있는 제2 측면(304)을 보여주는 기존의 구조의 비대칭 날개 리브 구조물(300)을 나타낸다. 상기 비대칭 날개 리브 구조물(300)은 스킨 패널 부착 구멍들로부터 시작되고 높은 응력과 상기 비대칭 날개 리브 구조물(300)을 제조하기 위해 사용되는 재료의 형태에 의해 야기되는 리브 발(306, rib feet) 위의 크랙을 초래할 수 있다. 비대칭 날개 리브 구조물(300)은 또한 이 비대칭 날개 리브 구조물(300)의 수직 플랜지(308)에서도 크랙을 초래할 수 있다.

도 4는 본 발명의 구성에 따른, 제1 측면(402)과 이 제1 측면(402)의 반대쪽의 제2 측면(404)을 보여주는 대칭적인 날개 리브 구조물(400)을 나타낸다. 상기 대칭적인 날개 리브 구조물(400)은 쉬어 타이(406, shear ties)와 구조적인 웹(408)을 포함한다. 상기 대칭적인 날개 리브 구조물(400)은 편심하중을 제거하도록 구성되어 있고, 그리하여 이하에서 더욱 자세히 설명되어 있듯이 비행 동안에 하중 경로의 효율을 개선시켜 준다.

도 5는 필요한 고정구(502)의 수를 보여주는 종래의 비대칭적인 날개 리브 구조물(500)을 나타낸다. 도 5는 종래의 비대칭적인 날개 리브 구조물(500)의 하나의 측면에서 고정구(502)의 수를 보여주나 반대측면에도 동일한 숫자가 필요하다. 그리하여 종래의 비대칭적인 날개 리브 구조물(500)은, 종래의 비대칭적인 날개 리브 구조물(500)의 양 측면에서 조립작업이 수행되어야 한다.

도 6은, 도 5의 비대칭적인 날개 리브 구조물(500)에 필요한 고정구(502)와 비교하여, 본 발명의 구성에 따라 더 적게 필요한 고정구(602)를 보여주는 대칭적인 날개 리브 구조물(600)을 나타낸다. 대칭적인 날개 리브 구조물(600)의 대칭적인 형상은 일렬의 큰 고정구(604)가, 구조적인 웹(408)의 웹 중앙면(608, 도 6a)과 정렬된 대칭적인 날개 리브 구조물(600)의 주변 둘레에 설치될 수 있도록 한다. 이런 식으로, 큰 고정구(604)는 웹 중앙면(608)과 정렬되고 편심 하중을 제거하게 되며, 그리하여 비행동안에 하중 경로의 효율이 향상되고, 그 결과로 리브 설치에 필요한 대형 고정구(604)의 수가 감소된다.

예를 들어, 상기 대칭적인 날개 리브 구조물(600)을 설치하는 데 필요한 고정구(602)가 약 22 개인데 비하여, 상기 비대칭적인 날개 리브 구조물(500)을 설치하는 데 필요한 고정구(502)는 약 63 개이다. 이런 식으로, 상기 대칭적인 날개 리브 구조물(600)에 대하여 상당한 비용과 중량이 절감되는 항공기(200)가 제공된다.

도 6a는 본 발명의 구성에 따른 상기 대칭적인 날개 리브 구조물(600)의 일부의 확대도(600a)를 나타낸다. 상기 확대도(600a)는 쉬어 타이(406), 구조적인 웹(408, 리브 웹), 쉬어 타이 풋(610, shear tie foot), 구조적인 웹 코드(612, 리브 코드), 구조적인 웹 보강부(614) 및 쉬어 타이 지지 칼럼(616)을 보여준다. 상기 웹 중앙면(608)은 선A-A를 따라 취한 단면 위에 보인다.

도 7은 본 발명의 구성에 따른 항공기(200/702) 날개(704)에 설치된 상기 대칭적인 날개 리브 구조물(400/600)을 나타낸다. 상기 대칭적인 날개 리브 구조물(600)은 상기 웹 중앙면(608, 도 6a)와 상기 구조적인 웹 보강부(614)를 포함하고, 상기 웹 중앙면(608)에 대하여 대칭이다. 즉, 날개 리브 구조물(600)은 상기 웹 중앙면(608)에 대하여 대칭이다. 상기 구조적인 웹(408)은 다수의 고정구 구멍(706)을 각각 분리하도록 구성된다. 상기 대칭적인 날개 리브 구조물(400/600)의 주연에는 플랜지(714)가 형성된다. 상기 플랜지(714)는 상기 쉬어 타이 풋(610)을 포함할 수 있다. 고정구 구멍(706)은 상기 플랜지(714)에 구성되고, 상기 웹 중앙면(608)과 정렬된 고정구 구멍 중심선(718)을 포함한다. 상기 플랜지(714)의 개방된 표면(720)이 고정구 구멍(706) 둘레에 형성된다. 쉬어 타이 컷아웃(620, shear tie cutout)와 같은 개구가 상기 고정구 구멍(706) 둘레에 상기 구조적인 웹(408)을 통해 구성된다. 2 개의 지지 칼럼(724, 726)이 상기 쉬어 타이 컷아웃(620)의 반대쪽 측면의 플랜지(714)에 결합된다. 상기 지지 칼럼(724, 726)은 상기 구조적인 웹 보강부(614) 또는 다른 지지부재를 포함할 수 있다. 상기 쉬어 타이 컷아웃(620)는 상기 지지 칼럼(724/726)을 따라 클리어런스(710, clearance)를 제공하고,상기 큰 고정구(604)를 고정하기 위하여 큰 고정구(604)와 툴링 요소(712)를 수용할만한 크기로 정의된다. 큰 고정구(604)와 고정구(604)는 이 서류에서는 상호 교차적으로 사용될 수 있다.

도 8은 본 발명의 구성에 따른 쉬링크 핏 슬리브 리페어(802, shrink fit sleev repair)를 보여주는 대칭적인 날개 리브 구조물(600)의 일부의 확대도(800)를 나타낸다. 상기 쉬링크 핏 슬리브 리페어(802)는 상기 구조적인 웹(408)의 상기 쉬어 타이 컷아웃(620)의 고정구 구멍(706)과 내부 표면(730, 도 7)을 덮는다. 바깥쪽 방향(804)과 아웃보드 방향(806)은 상기 쉬어 타이 컷아웃(620)의 예시적인 방향을 나타낸다. 상기 쉬어 타이 컷아웃(620)의 내부 표면(730)에서 상기 쉬어 타이(406)에 이상이 생기는 경우에 상기 쉬링크 핏 슬리브 리페어(802)가 사용된다. 상기 이상은, 예를 들어 그러나 이에 한정되지 않고, 홈, 스크래치, 제조상의 결함 또는 다른 이상을 포함한다. 상기 쉬링크 핏 슬리브 리페어(802)는 상기 이상에 의하여 줄어든 강성을 회복하기 위하여 상기 쉬어 타이 컷아웃(620)에 추가의 강성을 제공한다. 상기 쉬링크 핏 슬리브 리페어(802)는 상기 대칭적인 리브 구조물(600)과 유사한 재료(예컨대, 알루미늄, 복합재, 또는 다른 적절한 재료)를 사용하여 그리고 상호간섭 형태로 고정되기 위하여 사전 조립될 수 있다. 클리어런스 핏 업(clearance fit up)이 가동하도록 상기 쉬링크 핏 슬리브 리페어(802)가 열적으로 접촉하도록 상기 쉬링크 핏 슬리브 리페어(802)를 냉각시킴으로써 설치가 실행될 수 있다.

도 9는 본 발명의 구성에 따른 상기 쉬어 타이(406)의 구성을 보여주는 대칭적인 날개 리브 구조물(600)의 부분의 확대도(900)를 나타낸다.

도 10은 비대칭적인 날개 리브 구조물(300)의 쉬어 타이(310)의 쉬어 타이 단면(1004)에 대하여 본 발명의 구성에 따른 대칭적인 날개 리브 구조물(600)의 쉬어 타이(406)의 쉬어 타이 단면(1002)을 비교하여 중첩시킨 도면을 나타낸다. 플랜지(714)에서 대형 고정구(604)와 같은 단일의 대형 고정구는 상기 쉬어 타이(406)의 로 스톡 엔벨로프(1006, raw stock envelope)(원재료 엔벨로프, raw material envelope)에 의해 보인 바와 같이 스톡 사이즈(재료 사이즈)를 감소시킨다. 반대로, 비대칭적인 날개 리브 구조물(300)에 의해 요구되는 다수의 고정구(502)는 로 스톡 엔벨로프(1006)보다 더 큰 로 스톡 엔벨로프(1008)를 초래한다.

이것은, 구조강도 요구조건이 최소한의 에지 거리(minimum edge distance)를

고정구 구멍 중심선으로부터 상기 쉬어 타이(310/406) 부분의 에지까지 지시하기 때문이다. 크기 d1(1010)은, 대칭적인 날개 리브 구조물(600)의 상기 쉬어 타이(406)의 에지(1014)까지 고정구 구멍 중심선(718, 도 7)에 필요한 최소한의 에지 거리를 정의한다. 비슷하게, 크기 d2(1012)는, 비대칭적인 날개 리브 구조물(300)의 상기 쉬어 타이(310)의 에지(1018)까지 고정구 구멍 중심선(1016)에 필요한 최소한의 에지 거리를 정의한다.

도 11은 조립 위치에 비대칭 날개 구조물(300, 기존의 비대칭 날개 리브 구조물)을 위치시키는 것(1106)과 비교하여, 본 발명의 구성에 따라 어느 한 측면으로부터 대칭적인 리브 구조물(600)의 고정을 위해 조립 위치에 대칭적인 날개 리브 구조물(600)을 위치시키는 것(1100/1104)을 나타내는 도면이다. 상기 대칭적인 날개 리브 구조물(600)을 위치시키는 것(1100/1104)에서 볼 수 있듯이, 상기 대칭적인 날개 리브 구조물(600)은 상기 웹 중앙면(608, 도 6a)에 대한 제1 측면(1108)이나, 상기 웹 중앙면(608)에 대한 제2 측면(1110) 중의 어느 하나를 포함하는 조립 측면을 포함한다.

이런 식으로, 대형 고정구(604)가, 상기 쉬어 타이 컷아웃(620)의 제1 측면(1108)이나 제2 측면(1110) 중의 어느 하나로부터 상기 쉬어 타이 컷아웃(620)으로 삽입된다. 상기 대형 고정구(604)는 상기 쉬어 타이 컷아웃(620)의 제1 측면(1108)이나 제2 측면(1110) 중의 어느 하나로부터 고정구 구멍(706)에 위치된다. 고정구 툴(712/1102, 툴링 요소(712/1102))은 상기 쉬어 타이 컷아웃(620)의 제1 측면(1108)이나 제2 측면(1110) 중의 어느 하나로부터 상기 쉬어 타이 컷아웃(620)으로 삽입된다. 상기 고정구 툴(712/1102)은 상기 대형 고정구(604)에 결합된다. 그리하여, 상기 고정구 툴(712/1102)은, 상기 대형 고정구(604)를 결합 스킨 패널(716, mating skin panel)과 같은 하나 이상의 대상에 결합시키기 위하여 상기 쉬어 타이 컷아웃(620)의 제1 측면(1108)이나 제2 측면(1110) 중의 어느 하나로부터 작동될 수 있다.

상기 대칭적인 날개 리브 구조물(600)을 위치시키는 것(1100/1104)과 비교하여, 조립위치에 기존의 비대칭적인 날개 구조물(300)을 위치시키는 것(1106)은, 상기 고정구(502)가 상기 비대칭적인 날개 구조물(300)의 하나의 측면(1112)으로부터 상기 비대칭적인 날개 구조물(300)의 상기 쉬어 타이(310)로 삽입되어 있는 것을 보여준다. 그리하여, 상기 고정구 툴(712/1102)과 같은 고정구 툴은 상기 고정구(502)를 결합 스킨 패널(716, mating skin panel)과 같은 하나 이상의 대상에 결합시키기 위하여 기존의 비대칭적인 날개 구조물(300)의 하나의 측면(1112)으로부터 작동된다. 이런 식으로, 상기 기존의 비대칭적인 날개 구조물(300)은 상기 기존의 비대칭적인 날개 구조물(300)의 양 측면(예컨대, 고정구들이 하나의 측면에서 접근할 수 없기 때문에 양측면에 고정구를 고정하기 위하여)에서 실행될 조립작업을 요구할 수 있다.

도 12는 본 발명의 구성에 따른 대칭적인 날개 리브를 구성하는 공정을 보여주는 예시적인 플로우차트를 나타낸다. 공정(1200)과 관련하여 실행된 다양한 작업들이 기계적으로, 소프트 웨어나 하드웨어, 펌웨어(firmware) 또는 이들의 결합에 의해 실행될 수 있다. 예시적인 목적을 위하여, 공정(1200)에 대한 아래의 설명은 도 1, 2, 4 및 6 내지 11과 관련하여 위에서 언급된 부재가 참조될 수 있다. 일부 구조에서는 공정(1200)의 일부가, 쉬어 타이 컷아웃(620), 상기 구조적인 웹(408), 고정구 구멍(706), 상기 플랜지(714), 주변부(728), 고정구 구멍 중심선(718), 상기 웹 중앙면(608), 상기 지지칼럼(724, 726), 상기 클리어런스(710), 툴링 컴퍼넌트(712/1102) 등과 같은 대칭적인 날개 리브 구조물(400/600)의 다른 부재들에 의해 실행될 수 있다. 따라서, 공통적인 특징, 기능 및 부재는 중복해서 설명하지 않을 것이다.

공정(1200)은 웹 중앙면과 이 웹 중앙면에 대해 대칭적인 다수의 웹 보강부를 포함하는 구조적인 웹을 구성함으로써 시작된다 (작업 1202).

공정(1200)은 상기 대칭적인 리브 구조물의 둘레에 형성된 플랜지를 구성함으로써 계속될 수 있다 (작업 1204).

공정(1200)은 상기 플랜지에 형성되고 상기 웹 중앙면과 정렬된 고정구 구멍 중앙선을 포함하는 고정구 구멍을 구성함으로써 계속된다 (1206).

공정(1200)은 상기 고정구 구멍 둘레의 구조적인 웹에 절단부를 구성함으로써 계속된다 (1208).

공정(1200)은 상기 절단부의 양 측면에 상기 플랜지에 결합된 2 개의 지지칼럼을 구성함으로써 계속된다 (1210).

공정(1200)은 고정구와 이 고정구를 고정하기 위한 툴링 요소(tooling component)를 수용하기 위한 크기의 볼륨을 형성하도록 상기 절단부를 구성함으로써 계속된다 (1212).

공정(1200)은 상기 2 개의 지지칼럼을 따라 간격(clearance)을 구비하도록 상기 절단부를 구성함으로써 계속된다 (1214).

공정(1200)은 쉬링크 핏 슬리브 레페어(shrink fit sleeve repair)로 상기 고정구 구멍과 상기 절단부의 내부 표면을 커버함으로써 계속된다 (1216).

공정(1200)은 상기 대칭적인 리브 구조물의 좁은 폭을 허용하는 상기 대칭적인 리브 구조물의 구조적인 웹의 웹 중앙면에 고정구들의 단일 열을 설치함으로써 계속된다 (1218). 즉, 고정구들(604)의 단일 열이 상기 구조적인 웹(408)의 상기 웹 중앙면(608)을 따라 상기 플랜지에 설치된다.

공정(1200)은 감소된 적층 규격이나 높이를 허용하는, 상기 플랜지에 상기 고정구들의 단일 고정구를 포함하는 쉬어 타이 절단부를 구비하도록 상기 절단부를 구성함으로써 계속된다 (1220).

공정(1200)은 항공기 날개에 상기 대칭적인 리브 구조물을 설치함으로써 계속된다 (1222).

도 13은 본 발명의 구성에 따른 대칭적인 리브 구조물의 단일측면 고정을 위한 공정을 보여주는 예시적인 플로우차트를 나타낸다. 공정(1300)과 관련하여 실행된 다양한 작업들이 기계적으로, 소프트 웨어나 하드웨어, 펌웨어(firmware) 또는 이들의 결합에 의해 실행될 수 있다. 예시적인 목적을 위하여, 공정(1300)에 대한 아래의 설명은 도 1, 2, 4 및 6 내지 11과 관련하여 위에서 언급된 부재가 참조될 수 있다. 일부 구조에서는 공정(1300)의 일부가, 쉬어 타이 컷아웃(620), 상기 구조적인 웹(408), 고정구 구멍(706), 상기 플랜지(714), 주변부(728), 고정구 구멍 중심선(718), 상기 웹 중앙면(608), 상기 지지칼럼(724, 726), 상기 클리어런스(710), 툴링 컴퍼넌트(712/1102) 등과 같은 대칭적인 날개 리브 구조물(400/600)의 다른 부재들에 의해 실행될 수 있다. 공정(1300)은 도 1, 2, 4 및 6 내지 11에 보인 구성과 유사한 기능, 재료 및 구조를 가질 수 있다. 그러므로, 공통적인 특징, 기능 및 부재는 여기서 반복 설명하지 않을 것이다.

공정(1300)은 조립 위치에 대칭적인 리브 구조물을 위치시킴으로써 시작된다(작업 1302). 상기 대칭적인 리브 구조물은, 웹 중앙면과 이 웹 중앙면에 대해 대칭인 다수의 웹 보강부를 포함하는 구조적인 웹; 상기 웹 중앙면에 대하여 대칭적인 리브 구조물의 제1 측면, 또는 상기 웹 중앙면에 대하여 대칭적인 리브 구조물의 상기 제1 측면의 반대쪽의 제2 측면 중의 하나를 포함하는 조립측면; 상기 대칭적인 리브 구조물의 주변부에 형성된 플랜지; 상기 웹 중앙면과 정렬된 고정구 구멍 중앙선을 포함하고 상기 플랜지에 형성된 다수의 고정구 구멍으로부터의 고정구 구멍; 상기 고정구 구멍 둘레에 상기 구조적인 웹에 형성된 절단부; 및 상기 절단부의 양 측면위에서 상기 플랜지에 결합된 2 개의 지지칼럼;을 포함한다.

공정(1300)은 단지 상기 조립측면으로부터 상기 대칭적인 리브 구조물의 절단부 안으로 고정구를 삽입함으로써 계속될 수 있다 (1304).

공정(1300)은 단지 상기 조립측면으로부터 상기 고정구 구멍에 고정구를 위치시킴으로써 계속될 수 있다 (1306).

공정(1300)은 단지 상기 조립측면으로부터 상기 대칭적인 리브 구조물의 절단부 안으로 고정구 툴을 삽입함으로써 계속될 수 있다 (1308).

공정(1300)은 단지 상기 고정구에 고정구 툴을 결합시킴으로써 계속될 수 있다 (1310).

공정(1300)은 상기 고정구를 하나 이상의 대상물에 결합시키기 위하여 단지 상기 조립측면으로부터 상기 고정구 툴을 작동시킴으로써 계속될 수 있다 (1312).

공정(1300)은 상기 대칭적인 리브 구조물의 좁은 폭을 허용하는 상기 대칭적인 리브 구조물의 구조적인 웹의 웹 중앙면에 고정구들의 단일 열을 설치함으로써 계속된다 (1314).

공정(1300)은 항공기 날개에 상기 대칭적인 리브 구조물을 설치함으로써 계속된다 (1316).

이러한 방식으로, 단일열의 대형 중앙선 고정구를 허용하는 대칭적인 웹 구조물이 제공된다. 이런 방식으로, 비용 절감과 함께 더 적은 고정구들이 사용된다. 항공기 날개에 대칭적인 리브 구조물을 설치하기 위하여 더 적은 수의 고정구를 사용하게 되면, 더 부드러운 공기역학적 날개 표면과, 감소된 항공기의 저항과, 개선된 항공기의 성능을 확보할 수 있게 된다. 중앙선 고정구의 단일열은 비용과 함께 적층 높이나 규격도 감소시킬 수 있음을 의미한다. 대칭적인 리브 설계는 개선된 하중 경로 및 더 경량화되고 내구성 높은 설계를 의미한다. 고정구들을 위한 상기 대칭적인 리브 구조물의 독특한 절단부는 설치가 상기 절단부의 어느 측면으로부터도 실행될 수 있다는 것을 의미한다. 또한, 더 적은 고정구를 사용한다는 것은 전자기 효과에 대한 처치를 줄일 수 있고 비용 및 중량을 감소시킬 수 있다는 것을 의미한다.

추가로, 본 발명은 이하의 구조를 갖는 실시예를 포함한다.

1. 대칭적인 리브 구조물을 구성하기 위한 것으로서,

웹 중앙면과, 이 웹 중앙면에 대칭이고 다수의 웹 보강부를 포함하는 구조적인 웹;

상기 대칭적인 리브 구조물의 주변부에 형성된 플랜지;

상기 웹 중앙면과 정렬된 고정구 구멍 중앙선을 포함하고 상기 플랜지에 형성된 고정구 구멍;

상기 고정구 구멍 둘레에서 상기 구조적인 웹에 구성된 절단부; 및

상기 절단부의 양측에서 상기 플랜지에 결합된 2 개의 지지칼럼;을 포함하는 대칭적인 리브 구조물.

2. 제1항에 있어서,

상기 구조적인 웹이 고정구 구멍들을 분리하도록 구성된 대칭적인 리브 구조물.

3. 제1항에 있어서,

상기 구조적인 웹의 상기 웹 중앙면과 정렬되고, 편심 하중을 제거하기 위하여 구성된 고정구를 추가로 포함하는 대칭적인 리브 구조물.

4. 제1항에 있어서,

상기 절단부는 고정구와, 이 고정구를 고정하기 위한 툴링 요소(tooling component)를 수용할 수 있는 크기의 볼륨을 형성하도록 된 대칭적인 리브 구조물.

5. 제1항에 있어서,

상기 절단부는 상기 2 개의 지지칼럼을 따라 간격을 포함하는 대칭적인 리브 구조물.

6. 제1항에 있어서,

상기 고정구 구멍과 상기 절단부의 내부 표면은 쉬링크 핏 슬리브 리페어(shrink fit sleeve repair)에 의하여 커버되는 대칭적인 리브 구조물.

7. 제1항에 있어서,

고정구들의 단일 열이, 상기 대칭적인 리브 구조물의 좁을 폭을 허용하도록 상기 구조적인 웹의 상기 웹 중앙면에 설치되는 대칭적인 리브 구조물.

8. 제1항에 있어서,

상기 대칭적인 리브 구조물이 항공기의 날개에 설치되게 되는 대칭적인 리브 구조물.

9. 제1항에 있어서,

상기 절단부는 쉬어 타이 절단부(shear tie cutout)를 포함하고, 상기 플랜지는 쉬어 타이 풋(shear tie foot)을 포함하는 대칭적인 리브 구조물.

10. 제9항에 있어서,

감소된 적층 규격을 허용하기 위하여 상기 쉬어 타이 풋에 단일의 고정구를 추가로 포함하는 대칭적인 리브 구조물.

11. 대칭적인 리브 구조물을 구성하기 위한 방법으로서,

웹 중앙면과, 상기 웹 중앙면에 대해 대칭인 다수의 웹 보강부를 포함하는 구조적인 웹을 구성하는 단계;

상기 대칭적인 리브 구조물의 주변부에 형성된 플랜지를 구성하는 단계;

상기 웹 중앙면과 정렬된 고정구 구멍 중앙선을 포함하고 상기 플랜지에 형성된 고정구 구멍을 구성하는 단계;

상기 고정구 구멍 둘레에서 상기 구조적인 웹에 구성된 절단부를 구성하는 단계; 및

상기 절단부의 양측에서 상기 플랜지에 결합된 2 개의 지지칼럼을 구성하는 단계;를 포함하는, 대칭적인 리브 구조물을 구성하기 위한 방법.

12. 제11항에 있어서,

고정구와, 이 고정구를 고정하기 위한 툴링 요소(tooling component)를 수용할 수 있는 크기의 볼륨을 형성하도록 상기 절단부를 구성하는 단계를 추가로 포함하는, 대칭적인 리브 구조물을 구성하기 위한 방법.

13. 제11항에 있어서,

상기 2 개의 지지칼럼을 따라 간격을 포함하도록 상기 절단부를 구성하는 단계를 추가로 포함하는, 대칭적인 리브 구조물을 구성하기 위한 방법.

14. 제11항에 있어서,

상기 고정구 구멍과 상기 절단부의 내부 표면을 쉬링크 핏 슬리브 리페어(shrink fit sleeve repair)에 의하여 커버하는 단계를 추가로 포함하는, 대칭적인 리브 구조물을 구성하기 위한 방법.

15. 제11항에 있어서,

고정구들의 단일 열을, 상기 대칭적인 리브 구조물의 좁을 폭을 허용하도록 상기 구조적인 웹의 상기 웹 중앙면에 설치하는 단계를 추가로 포함하는, 대칭적인 리브 구조물을 구성하기 위한 방법.

16. 제11항에 있어서,

상기 대칭적인 리브 구조물을 항공기의 날개에 설치하는 단계를 추가로 포함하는, 대칭적인 리브 구조물을 구성하기 위한 방법.

17. 제11항에 있어서,

감소된 적층 규격을 허용하기 위하여, 상기 플랜지에 단일의 고정구를 포함하는 쉬어 타이 절단부를 구비하도록 상기 절단부를 구성하는 단계를 추가로 포함하는, 대칭적인 리브 구조물을 구성하기 위한 방법.

18. 조립 위치에 대칭적인 리브 구조물을 위치시키는 단계;를 포함하되, 상기 대칭적인 리브 구조물은, 웹 중앙면과 이 웹 중앙면에 대해 대칭인 다수의 웹 보강부를 포함하는 구조적인 웹; 상기 웹 중앙면에 대하여 대칭적인 리브 구조물의 제1 측면, 또는 상기 웹 중앙면에 대하여 대칭적인 리브 구조물의 상기 제1 측면의 반대쪽의 제2 측면 중의 하나를 포함하는 조립측면; 상기 대칭적인 리브 구조물의 주변부에 형성된 플랜지; 상기 웹 중앙면과 정렬된 고정구 구멍 중앙선을 포함하고 상기 플랜지에 형성된 다수의 고정구 구멍으로부터의 고정구 구멍; 상기 고정구 구멍 둘레에 상기 구조적인 웹에 형성된 절단부; 및 상기 절단부의 양 측면위에서 상기 플랜지에 결합된 2 개의 지지칼럼;을 포함하고,

단지 상기 조립측면으로부터 상기 대칭적인 리브 구조물의 절단부 안으로 고정구를 삽입하는 단계;

단지 상기 조립측면으로부터 상기 고정구 구멍에 고정구를 위치시키는 단계;

단지 상기 조립측면으로부터 상기 대칭적인 리브 구조물의 절단부 안으로 고정구 툴을 삽입하는 단계;

상기 고정구에 고정구 툴을 결합시키는 단계; 및

상기 고정구를 하나 이상의 대상물에 결합시키기 위하여 단지 상기 조립측면으로부터 상기 고정구 툴을 작동시키는 단계를 포함하는, 대칭적인 리브 구조물의 단일 측면 고정을 위한 방법.

19. 제18항에 있어서, 상기 대칭적인 리브 구조물의 좁은 폭을 허용하는 상기 대칭적인 리브 구조물의 구조적인 웹의 웹 중앙면에 고정구들의 단일 열을 설치하는 단계를 포함하는, 대칭적인 리브 구조물의 단일 측면 고정을 위한 방법.

20. 제18항에 있어서, 항공기 날개에 상기 대칭적인 리브 구조물을 설치하는 단계를 포함하는, 대칭적인 리브 구조물의 단일 측면 고정을 위한 방법.

적어도 하나의 실시예가 앞의 발명의 상세한 설명에 기재되어 있는데, 다양한 수의 변형 실시예가 존재할 수 있다는 것은 자명하다고 하겠다. 위에서 설명한 실시예는 어떠한 경우에도, 본 발명의 범위나 적용성 또는 구성을 제한하려는 의도가 아님은 명백하다. 오히려, 위에 보인 발명의 자세한 설명은 당업계에서 통상의 지식을 가진 자에게는 전술한 본 발명에 대한 편리한 로드 맵을 제공한 것으로 이해하여야 할 것이다. 특허청구범위로 정의되는 범위로부터 벗어나지 않고 부재의 기능이나 배치구조에 다양한 변화가 가능함을 익히 알 수 있을 것이다. 상기 특허청구범위는 이 발명의 출원 시에 공지된 균등물 또는 예견되는 균등물을 포함한다.

위의 발명의 자세한 설명에서는 부재들이나 노드(nodes)들 또는 특징부들을 서로 '연결'되거나 '결합'된 것으로 지칭한다. 여기에 사용되어 있듯이, 명시적으로 설명하지 않는 한, "결합"은 하나의 부재/노드/특징부가 직접 또는 간접으로 다른 부재/노드/특징부에, 반드시 기계적으로는 아니고, 결합(또는 직접이나 간접으로 소통하는)되는 것으로 해석된다. 마찬가지로, 명시적으로 설명하지 않는 한, "연결"은 하나의 부재/노드/특징부가 직접 또는 간접으로 다른 부재/노드/특징부에, 반드시 기계적으로는 아니고, 결합(또는 직접이나 간접으로 소통하는)되는 것으로 해석된다. 따라서, 도 1, 2, 4, 6, 7 내지 9 및 11에서 부재들의 구성예가 도시되어 있더라도, 추가의 연결부재, 장치, 특징부 또는 구성요소들이 본 발명의 구성에 도입될 수 있다.

본 발명에서 사용된 용어나 명칭은 또 그 변형은 달리 명확하게 밝히지 않는 한, 개방형으로 그리고 한정적이지 않게 해석되어야 한다. 이러한 것의 예로서: 용어 "구비하다 또는 포함하다"는 "제한하지 않고 구비하거나 포함하다"의 의미로 읽어야 하고, 용어 "예 또는 실시예"는 설명하는 아이템의 모범적인 예시이지 그에 한정되거나 제한하는 것이 아니며, "종래", "통상의", "일반적인", "표준의", "공지"와 같은 용어나 유사한 용어는 주어진 기간에 제한되거나 주어진 기간부터 가용한 아이템으로 해석되어서는 아니되고, 현재 또는 이후 언젠가 가용가능하거나 공지될 수 있는 통상의, 관용적인, 일반적인 또는 표준적인 기술을 포괄하는 것으로 해석하여야 할 것이다.

마찬가지로, "그리고 또는 및"이라는 용어에 연결된 아이템 그룹은 아이템 중의 각각의 그리고 모든 요소가 그룹 내에 다 존재하여야 하는 것으로 읽어서는 아니되고, 특별히 달리 명시하지 않는 한, "및/또는" 의미로 해석하여야 할 것이다. 비슷하게, "또는"이라는 용어에 연결된 아이템 그룹도 그 그룹 사이에서 서로 배타적인 의미로 읽어서는 안되고, 별도로 명시하지 않는 한, "및/또는"의 의미로 해석하여야 할 것이다.

더욱이, 본 발명의 아이템이나, 부재들 또는 구성요소들이 단수형으로 설명되거나 청구범위에 기재되었더라도, 명시적으로 단수형으로 한정하지 않은 한, 청구범위의 해석에서는 복수형으로도 해석될 수 있음을 밝혀둔다. "하나 또는 그 이상", "적어도", "그에 한정되지 않고"와 같은 광의형 용어의 존재는 그러한 용어가 쓰이지 않은 실시예에서는 협의의 경우로 의도된 것이 아니라는 점을 밝혀둔다.

수치값이나 범위를 지칭할 때 용어 "약"은 측정할 때 일어날 수 dLT는 실험적 오차로부터 초래되는 값을 포괄하기 위한 의도임을 밝혀둔다.

300: 비대칭 날개 리브 구조물 400: 대칭적인 날개 리브 구조물
406: 쉬어 타이 408: 구조적인 웹
600: 대칭적인 날개 리브 구조물 604: 고정구
608: 웹 중앙면 614: 웹 보강부
616: 지지칼럼

Claims

제1 측면(1108)과 제2 측면(1110)을 포함하되, 상기 제2 측면(1110)은 웹 중앙면(608)에 대하여 상기 제1 측면(1108)의 반대쪽에 위치하는, 대칭적인 리브 구조물(400/600)로서, 상기 대칭적인 리브 구조물은 상기 제1 측면과 제2 측면 사이에서 상기 웹 중앙면(608)에 관하여 대칭이고, 상기 대칭적인 리브 구조물은,
상기 웹 중앙면(608)에 평행하면서 상기 중앙면에 대칭이고 다수의 웹 보강부(614)를 포함하는 구조적인 웹(408);
상기 대칭적인 리브 구조물의 주변부(728)에 형성된 플랜지(714);
상기 웹 중앙면과 정렬된 고정구 구멍 중앙선(718)을 포함하고 상기 플랜지에 형성된 고정구 구멍(706); 및
상기 플랜지에 결합된 2 개의 지지칼럼(724, 726);을 포함하고,
상기 2 개의 지지칼럼(724, 726)은 상기 구조적인 웹에 구성된 절단부(620)의 양측에 결합되고, 상기 절단부는 상기 플랜지에 수직한 방향으로 상기 고정구 구멍 주변에 있는, 대칭적인 리브 구조물.
제1항에 있어서,
다수의 절단부와, 상기 플랜지에 형성된 다수의 고정구 구멍을 포함하고,
상기 구조적인 웹(408)이 상기 다수의 고정구 구멍(706)들을 각각 분리하도록 구성된 대칭적인 리브 구조물.
제1항에 있어서,
상기 구조적인 웹(408)의 상기 웹 중앙면(608)과 정렬되고, 편심 하중을 제거하기 위하여 구성된 고정구(604)를 추가로 포함하는 대칭적인 리브 구조물.
제1항에 있어서,
상기 절단부(620)는 고정구(604)와, 이 고정구를 고정하기 위한 툴링 요소(712, tooling component)를 수용할 수 있는 크기의 볼륨을 형성하도록 되어 있고, 상기 절단부(620)는 상기 2 개의 지지칼럼(724, 726)을 따라 간격을 포함하는, 대칭적인 리브 구조물.
제1항 내지 제4항 중의 어느 한 항에 있어서,
상기 고정구 구멍(706)과 상기 절단부(620)의 내부 표면(730)은 쉬링크 핏 슬리브 리페어(802, shrink fit sleeve repair)에 의하여 커버되는, 대칭적인 리브 구조물.
제1항 내지 제4항 중의 어느 한 항에 있어서,
고정구들(604)의 단일 열이 상기 구조적인 웹(408)의 상기 웹 중앙면(608)을 따라 상기 플랜지에 설치되는 대칭적인 리브 구조물.
제1항 내지 제4항 중의 어느 한 항에 있어서,
상기 대칭적인 리브 구조물(400/600)이 항공기의 날개에 설치되게 되는 대칭적인 리브 구조물.
제1항 내지 제4항 중의 어느 한 항에 있어서,
상기 절단부(620)은 쉬어 타이 절단부를 포함하고, 상기 플랜지(714)는 감소된 적층 규격을 허용하기 위하여 단일의 고정구(604)를 구비하는 쉬어 타이 풋을 포함하는, 대칭적인 리브 구조물.
제1 측면(1108)과 제2 측면(1110)을 포함하되, 상기 제2 측면(1110)은 웹 중앙면(608)에 대하여 상기 제1 측면(1108)의 반대쪽에 위치하는, 대칭적인 리브 구조물(400/600)을 구성하기 위한 방법으로서, 상기 대칭적인 리브 구조물은 상기 제1 측면과 제2 측면 사이에서 상기 웹 중앙면(608)에 관하여 대칭이고, 상기 방법은,
상기 웹 중앙면(608)에 평행하면서 상기 중앙면에 대칭이고 다수의 웹 보강부(614)를 포함하는 구조적인 웹(408)을 구성하는 단계;
상기 대칭적인 리브 구조물의 주변부(728)에 형성된 플랜지(714)를 구성하는 단계;
상기 웹 중앙면과 정렬된 고정구 구멍 중앙선(718)을 포함하고 상기 플랜지에 형성된 고정구 구멍(706)을 구성하는 단계; 및
상기 플랜지에 결합된 2 개의 지지칼럼(724, 726)을 구성하는 단계;를 포함하고,
상기 2 개의 지지칼럼(724, 726)은 상기 구조적인 웹에 구성된 절단부(620)의 양측에 결합되고, 상기 절단부는 상기 플랜지에 수직한 방향으로 상기 고정구 구멍 주변에 있는, 대칭적인 리브 구조물을 구성하기 위한 방법.
제9항에 있어서,
고정구와, 이 고정구(604)를 고정하기 위한 툴링 요소(712, tooling component)를 수용할 수 있는 크기의 볼륨을 형성하도록 상기 절단부(620)를 구성하는 단계를 추가로 포함하는, 대칭적인 리브 구조물을 구성하기 위한 방법.
제9항에 있어서,
상기 2 개의 지지칼럼(724, 726)을 따라 간격(710)을 포함하도록 상기 절단부(620)를 구성하는 단계를 추가로 포함하는, 대칭적인 리브 구조물을 구성하기 위한 방법.
제9항 내지 제11항 중의 어느 한 항에 있어서,
상기 고정구 구멍(706)과 상기 절단부(620)의 내부 표면(730)을 쉬링크 핏 슬리브 리페어(802, shrink fit sleeve repair)에 의하여 커버하는 단계를 추가로 포함하는, 대칭적인 리브 구조물을 구성하기 위한 방법.
제9항 내지 제11항 중의 어느 한 항에 있어서,
고정구들(604)의 단일 열이 상기 구조적인 웹(408)의 상기 웹 중앙면(608)을 따라 상기 플랜지에 설치되는 단계를 추가로 포함하는, 대칭적인 리브 구조물을 구성하기 위한 방법.
제9항 내지 제11항 중의 어느 한 항에 있어서,
상기 대칭적인 리브 구조물(400/600)을 항공기의 날개에 설치하는 단계를 추가로 포함하는, 대칭적인 리브 구조물을 구성하기 위한 방법.
제9항 내지 제11항 중의 어느 한 항에 있어서,
감소된 적층 규격을 허용하기 위하여, 상기 플랜지(714)에 단일의 고정구(604)를 포함하는 쉬어 타이 절단부를 구비하도록 상기 절단부(620)를 구성하는 단계를 추가로 포함하는, 대칭적인 리브 구조물을 구성하기 위한 방법.