KR102483076B1 - 항공기 날개구조물의 스트링거 가공 공법 - Google Patents

항공기 날개구조물의 스트링거 가공 공법 Download PDF

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Abstract

본 발명은 항공기 날개구조물의 스트링거 가공 공법에 관련되며, 이는 복수의 체결홀(12a)이 형성되는 스킨플랜지(12)와, 스킨플랜지(12) 상면에 직교하도록 설치되는 웹(13)과, 웹(13) 상부에 설치되고 스킨플랜지(12)와 대향하게 배치되는 크라운플랜지(14)로 형성되는 스트링거(10)를 제조하는 항공기 날개구조물의 스트링거 가공 공법에 있어서, 피가공물이 진공력과 나사체결력에 의해 2중으로 견고하게 고정되면서 피가공물 전체 영역에 균일한 고정력이 작용하도록 구조 개선되어, 가공 정밀도 향상과 더불어 스트링거 규격 변경에 대응하여 세팅작업 시간이 단축됨과 더불어 작업 능률의 향상에 의한 생산성이 증대되면서 제조 비용을 절감할 수 있도록 진공클램핑단계(S10), 볼트클램핑단계(S20), 절삭단계(S30)를 포함하여 주요 구성으로 한다.

Description

항공기 날개구조물의 스트링거 가공 공법{Stringer processing method for aircraft wing structures}
본 발명은 항공기 날개구조물의 스트링거 가공 공법에 관련되며, 보다 상세하게는 피가공물이 진공력과 나사체결력에 의해 2중으로 견고하게 고정되면서 피가공물 전체 영역에 균일한 고정력이 작용하도록 구조 개선되어, 가공 정밀도 향상과 더불어 스트링거 규격 변경에 대응하여 세팅작업 시간이 단축됨과 더불어 작업 능률의 향상에 의한 생산성이 증대되면서 제조 비용을 절감할 수 있는 항공기 날개구조물의 스트링거 가공 공법에 관한 것이다.
통상 항공기의 날개박스(wingbox) 구조물은 보강된 상부 패널, 보강된 하부 패널, 패널들의 리딩 에지(leading edge)들을 연결하는 전방 스파(front spar), 패널들의 트레일링 에지(trailing edge)들을 연결하는 후방 스파(rear spar), 그리고 패널들과 스파들에 대한 형상 및 지지 및 연결을 제공하는 내부 리브(internal rib)들을 포함한다.
그리고, 날개박스(wingbox) 구조물에 작용하는 굽힘 하중은 스파 및, 패널들을 보강하는 스트링거(stringer)들에 의해 반응하는바, 이처럼 스트링거는 내구성에 확보에 주요한 요소이지만, 구조가 복잡하고 대형 사이즈이므로 정밀가공에 어려움이 따랐다.
이에 종래에 개시된 등록특허 10-0408832에서, 베이스 플레이트; 상기 베이스 플레이트의 상부에 결합되며, 양측으로 브림이 형성된 스트링거의 몸체에 삽입되어 상기 몸체를 지지하는 지지부재; 상기 지지부재의 하측에 일단이 축결합되고, 타단이 회동 가능하게 설치되어 상기 브림에 형성되는 트림면의 가공부분을 안내하는 안내부재; 상기 안내부재의 타단 양측에 돌출 설치되어 트림 작업시 상기 브림의 외측에 접하여 상기 스트링거의 길이방향에 대한 상기 트림면의 폭을 한정하도록 상기 안내부재의 타단 양측에 돌출 설치된 제 1스토퍼핀과 제 2스토퍼핀; 상기 베이스 플레이트의 상부에 설치되어 트림 작업시 파지하기 위한 손잡이로 구성되는 구성되는 기술이 선 제시된 바 있다.
그러나, 상기 종래기술은 스트링거의 트림면을 가공할 때 브림의 폭에 따라 가변 조절되도록 하려는 것이나, 스트링거 규격에 따라 그에 대응하는 사이즈별로 지그를 준비해야 하고, 스트링거 규격 변경시 지그 교체 및 세팅작업이 수반되므로 작업 전환에 많은 시간과 노동력이 소요되며, 3mm 이하의 얇은 가공부위(예컨대, 스킨 플랜지부, 리브)에 대한 클램핑이 불가능하여 절삭 가공 중 떨림현상으로 가공절밀도가 저하되는 문제점이 따랐다.
KR 10-0408832 B1 (2013.11.26.)
이에 따라 본 발명은 상기한 문제점을 해결하기 위해 착안 된 것으로서, 피가공물이 진공력과 나사체결력에 의해 2중으로 견고하게 고정되면서 피가공물 전체 영역에 균일한 고정력이 작용하도록 구조 개선되어, 가공 정밀도 향상과 더불어 스트링거 규격 변경에 대응하여 세팅작업 시간이 단축됨과 더불어 작업 능률의 향상에 의한 생산성이 증대되면서 제조 비용을 절감할 수 있는 항공기 날개구조물의 스트링거 가공 공법을 제공하는 것에 그 목적이 있다.
이러한 목적을 달성하기 위해 본 발명의 특징은, 복수의 체결홀(12a)이 형성되는 스킨플랜지(12)와, 스킨플랜지(12) 상면에 직교하도록 설치되는 웹(13)과, 웹(13) 상부에 설치되고 스킨플랜지(12)와 대향하게 배치되는 크라운플랜지(14)로 형성되는 스트링거(10)를 제조하는 항공기 날개구조물의 스트링거 가공 공법에 있어서, 피가공물(A)을 진공테이블(100) 상에 흡착 고정하는 진공클램핑단계(S10); 상기 스킨플랜지(12)와 대응하는 피가공물(A) 하부영역에 접지머리홀(A1)을 천공하고, 접지머리홀(A1)을 관통하여 진공테이블(100)에 접지머리치공구(200)를 체결하는 볼트클램핑단계(S20); 및 상기 접지머리치공구(200)를 설치한 후, T형 커터(300)를 이용하여 리브(11), 스킨플랜지(12), 웹(13), 크라운플랜지(14)를 가공하는 절삭단계(S30);를 포함하는 것을 특징으로 한다.
이때, 상기 진공테이블(100)은 상면에 에어를 흡입하는 복수의 진공홀(110)이 형성되고, 상기 진공홀(110)은 진공라인(120)을 통하여 진공발생부(130)와 연결되며, 상기 진공홀(110)들을 감싸도록 진공테이블(100) 상면에 패킹(140)이 설치되어 진공구획(150)을 형성하고, 상기 진공구획(140) 아웃사이드 영역과 대응하는 진공테이블(100) 상에 암나사부(160)가 형성되며, 상기 진공구획(150)과 대응하는 진공테이블(100) 상면에 진공홀(110)과 연결되는 에어유로(170)가 서로 교차되도록 구비되고, 상기 진공테이블(100)은 상면에 피가공물(A)이 안착되면, 진공발생부(130) 작동에 의해 진공홀(110)을 통하여 진공구획(150) 내에 에어가 흡입되면서 피가공물(A) 저면이 진공테이블(100) 상면에 흡착 클램핑되도록 구비되는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 볼트클램핑단계(S20)에서, 상기 접지머리홀(A1)은 스트링거(10)의 스킨플랜지(12)에 형성되는 체결홀(12a)을 미리 가공하여 형성되고, 상기 접시머리홀(A1)은 진공테이블(100)의 암나사부(160)와 동심원상에 일치되도록 천공되어 접지머리치공구(200)가 체결되도록 구비되는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 절삭단계(S30)에서, 상기 T형 커터(300)는 생크축(312)을 중심으로 방사형으로 등각 배치되는 복수의 팁홀더부(310)가 형성되고, 복수의 팁홀더부(310) 중 홀수 위치에 해당하는 팁홀더부(310) 상부 모서리 영역에 상부 직각 절삭팁(320)이 설치되며, 짝수 위치에 해당하는 팁홀더부(310) 하부 모서리 영역에 하부 직각 절삭팁(330)이 설치되고, 상기 상, 하부 직각 절삭팁(320)(330)은 방사형으로 배치되는 각도가 불일치하도록 형성되면서 팁홀더부(310) 외주면 영역에서 상부 직각 절삭팁(320)의 하부영역과 하부 직각 절삭팁(330)의 상부영역이 중첩되어 중첩구간(L1)을 형성하도록 구비되며, 상기 하부 직각 절삭팁(330)을 이용하여 크라운플랜지(14) 상면을 절삭가공하고, 상, 하부 직각 절삭팁(320)(330) 중 어느 하나를 이용하여 크라운플랜지(14) 측면을 절삭가공하며, 상부 직각 절삭팁(320)을 이용하여 크라운플랜지(14) 저면을 절삭가공하고, 상, 하부 직각 절삭팁(320)(330)을 이용하여 웹(13) 측면을 가공하며, 하부 직각 절삭팁(330)을 이용하여 스킨플랜지(12) 상면 및 측면을 가공하도록 구비되는 것을 특징으로 한다.
또한, 상기 진공테이블(100)은 상면에 절삭칩을 포함하는 이물질을 제거하는 인출식 클리링모듈(400)이 구비되고, 상기 인출식 클리링모듈(400)은, 진공홀(110)에 설치되어 에어 배출은 허용하고 흡입은 차단하는 체크밸브(410)와, 진공라인(120)에 연결되어, 밸브 작동에 의해 압축공기를 주입하는 압축기(420)와, 진공라인(120)에 일단이 연결되고, 다른 일단은 경사각으로 연장되어 진공테이블(100) 상면으로 개방되는 경사로드홀(430)과, 경사로드홀(430) 내주면에 이격 배치되는 상, 하부 스톱돌기(440)(450)와, 경사로드홀(430)에 삽입되어 상, 하부 스톱돌기(440)(450)에 의해 이동 구간이 제한되고, 진공라인(120)에 진공압이 작용시 하향 이송되어 경사로드홀(430)을 폐쇄하고, 진공라인(120)으로 압축공기가 투입시, 선단부가 진공테이블(100) 상부로 노출된 상태로 경사로드홀(430)를 개방하여 압축공기를 출력하도록 구비되는 밸브노즐부재(440)를 포함하고, 상기 밸브노즐부재(440)는, 하단부에 원추형으로 돌출되고, 기밀씰이 끼워진 상태로 하부 스톱돌기(450)와 맞물려 경사로드홀(430)을 개폐하는 플러그부(441)와, 상단부에 형성되고, 상면이 진공테이블(100) 상면과 평행하도록 경사받침면(442)이 형성되며, 진공테이블(100) 상면에 안착된 피가공물(A) 외측 방향으로 압축공기를 출력하도록 분사구(443)가 구비되는 헤드부(444)와, 플러그부(441)와 헤드부(444) 사이에 형성되고, 헤드부(444) 외경 대비 축소된 이즈로 형성되어 경사로드홀(430)과 밸브노즐부재(440) 사이에 유로를 형성하는 미드부(445)와, 미드부(445) 외주면으로 일단이 개방되고, 다른 일단은 미드부(445) 및 헤드부(444) 내부공간을 경유하여 분사구(443)와 연결되는 이너유로(446)를 포함하고, 상기 진공테이블(100) 상면에 피가공물(A)이 로딩되면, 진공발생부(130) 작동에 의해 밸브노즐부재(440)가 하향 이송되어 경사로드홀(430)이 폐쇄된 상태로 진공홀(110)을 통하여 진공구획(150) 내에 에어가 흡입되면서 피가공물(A) 저면이 진공테이블(100) 상면에 흡착 클램핑되고, 상기 피가공물(A) 가공이 완료되면, 진공발생부(130) off, 압축기(420) on 작동되어 에어유로(170)를 통하여 압축공기가 주입되고, 체크밸브(410)에 의해 진공홀(110)이 폐쇄된 상태로 경사로드홀(430) 측으로 압축공기가 공급되면, 밸브노즐부재(440)가 압축공기 압력에 의해 상향 이동하면서 경사로드홀(430)이 개방되고, 헤드부(444)가 진공테이블(100) 상부로 돌출되면서 피가공물(A)을 상향 리프팅함과 동시에 분사구(443)를 통하여 진공테이블(100) 상면에 안착된 피가공물(A) 외측 방향으로 압축공기를 출력하여 이물질을 제거하도록 구비되는 것을 특징으로 한다.
이상의 구성 및 작용에 의하면, 본 발명은 피가공물이 진공력과 나사체결력에 의해 2중으로 견고하게 고정되면서 피가공물 전체 영역에 균일한 고정력이 작용하도록 구조 개선되어, 가공 정밀도 향상과 더불어 스트링거 규격 변경에 대응하여 세팅작업 시간이 단축됨과 더불어 작업 능률의 향상에 의한 생산성이 증대되면서 제조 비용을 절감할 수 있는 효과가 있다.
도 1은 본 발명의 일실시예에 따른 항공기 날개구조물의 스트링거 가공 공법을 개략적으로 나타내는 순서도.
도 2는 본 발명의 일실시예에 따른 항공기 날개구조물의 스트링거 가공 공법으로 제조된 스트링거 제품을 나타내는 구성도.
도 3은 본 발명의 일실시예에 따른 항공기 날개구조물의 스트링거 가공 공법을 단계적으로 나타내는 구성도.
도 4는 본 발명의 일실시예에 따른 항공기 날개구조물의 스트링거 가공 공법의 진공테이블을 나타내는 구성도.
도 5는 본 발명의 일실시예에 따른 항공기 날개구조물의 스트링거 가공 공법의 진공테이블에 피가공물이 클램핑된 상태를 나타내는 구성도.
도 6은 본 발명의 일실시예에 따른 항공기 날개구조물의 스트링거 가공 공법의 T형 커터를 나타내는 구성도.
도 7은 본 발명의 일실시예에 따른 항공기 날개구조물의 스트링거 가공 공법의 T형 커터를 이용한 가공순서를 나타내는 구성도.
도 8 내지 도 9는 본 발명의 일실시예에 따른 항공기 날개구조물의 스트링거 가공 공법의 인출식 클리링모듈을 나타내는 구성도.
이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예를 상세히 설명한다. 그리고 본 발명을 설명함에 있어서 관련된 공지기능에 대하여 이 분야의 기술자들에게 자명한 사항으로서 본 발명의 요지를 불필요하게 흐릴 수 있다고 판단되는 경우에는 그 상세한 설명을 생략한다.
도 1은 본 발명의 일실시예에 따른 항공기 날개구조물의 스트링거 가공 공법을 개략적으로 나타내는 순서도이고, 도 2는 본 발명의 일실시예에 따른 항공기 날개구조물의 스트링거 가공 공법으로 제조된 스트링거 제품을 나타내는 구성도이며, 도 3은 본 발명의 일실시예에 따른 항공기 날개구조물의 스트링거 가공 공법을 단계적으로 나타내는 구성도이고, 도 4는 본 발명의 일실시예에 따른 항공기 날개구조물의 스트링거 가공 공법의 진공테이블을 나타내는 구성도이며, 도 5는 본 발명의 일실시예에 따른 항공기 날개구조물의 스트링거 가공 공법의 진공테이블에 피가공물이 클램핑된 상태를 나타내는 구성도이고, 도 6은 본 발명의 일실시예에 따른 항공기 날개구조물의 스트링거 가공 공법의 T형 커터를 나타내는 구성도이며, 도 7은 본 발명의 일실시예에 따른 항공기 날개구조물의 스트링거 가공 공법의 T형 커터를 이용한 가공순서를 나타내는 구성도이고, 도 8 내지 도 9는 본 발명의 일실시예에 따른 항공기 날개구조물의 스트링거 가공 공법의 인출식 클리링모듈을 나타내는 구성도이다.
본 발명은 항공기 날개구조물의 스트링거 가공 공법에 관련되며, 이는 복수의 체결홀(12a)이 형성되는 스킨플랜지(12)와, 스킨플랜지(12) 상면에 직교하도록 설치되는 웹(13)과, 웹(13) 상부에 설치되고 스킨플랜지(12)와 대향하게 배치되는 크라운플랜지(14)로 형성되는 스트링거(10)를 제조하는 항공기 날개구조물의 스트링거 가공 공법에 있어서, 피가공물이 진공력과 나사체결력에 의해 2중으로 견고하게 고정되면서 피가공물 전체 영역에 균일한 고정력이 작용하도록 구조 개선되어, 가공 정밀도 향상과 더불어 스트링거 규격 변경에 대응하여 세팅작업 시간이 단축됨과 더불어 작업 능률의 향상에 의한 생산성이 증대되면서 제조 비용을 절감할 수 있도록 진공클램핑단계(S10), 볼트클램핑단계(S20), 절삭단계(S30)를 포함하여 주요 구성으로 한다.
1. 진공클램핑단계(S10)
본 발명에 따른 진공클램핑단계(S10)는 피가공물(A)을 진공테이블(100) 상에 흡착 고정하는 단계이다.
상기 피가공물(A)은 도 2처럼 최종 가공물인 스트링거(10)의 형상을 고려하여 'H'형 빔 형태로 형성된다.
이때, 상기 진공테이블(100)은 상면에 에어를 흡입하는 복수의 진공홀(110)이 형성된다. 진공홀(110)은 스트링거(10)의 스킨플랜지(12)와 대응하는 영역에 복수로 이격 배치된다.
그리고, 상기 진공홀(110)은 진공라인(120)을 통하여 진공발생부(130)와 연결되고, 상기 진공홀(110)들을 감싸도록 진공테이블(100) 상면에 패킹(140)이 설치되어 진공구획(150)을 형성하며, 상기 진공구획(150)과 대응하는 진공테이블(100) 상면에 진공홀(110)과 연결되는 에어유로(170)가 서로 교차되도록 구비된다.
상기 에어유로(170)는 도 4와 같이 진공홀(110)을 경유하도록 격자형으로 배치되어, 진공 흡입력이 확장된 영역에서 작용하도록 구비된다.
이에 상기 진공테이블(100)은 상면에 피가공물(A)이 안착되면, 도 5에 도시된 바와 같이 진공발생부(130) 작동에 의해 진공홀(110)을 통하여 진공구획(150) 내에 에어가 흡입되면서 피가공물(A) 저면이 진공테이블(100) 상면에 흡착 클램핑되도록 구비됨에 후술하는 접지머리치공구(200)를 체결하기 전까지 피가공물(A)이 간단하고 견고하게 고정되어 접지머리홀(A1)을 정밀하게 천공할 수 있다.
또한, 상기 진공구획(140) 아웃사이드 영역과 대응하는 진공테이블(100) 상에 암나사부(160)가 형성된다. 상기 암나사부(160)는 진공테이블(100) 상면에 소정의 간격으로 이격 배치되어 스트링거(10)의 체결홀(12a)과 대응하는 위치에 후술하는 접지머리치공구(200)를 나사 체결할 수 있도록 구비된다.
2. 볼트클램핑단계(S20)
본 발명에 따른 볼트클램핑단계(S20)는 상기 스킨플랜지(12)와 대응하는 피가공물(A) 하부영역에 접지머리홀(A1)을 천공하고, 접지머리홀(A1)을 관통하여 진공테이블(100)에 접지머리치공구(200)를 체결하는 단계이다.
상기 볼트클램핑단계(S20)에서, 상기 접지머리홀(A1)은 스트링거(10)의 스킨플랜지(12)에 형성되는 체결홀(12a)을 미리 가공하여 형성된다.
그리고, 상기 접지머리홀(A1)은 진공테이블(100)의 암나사부(160)와 동심원상에 일치되도록 천공되어 접지머리치공구(200)가 체결되도록 구비된다.
이처럼 상기 피가공물(A)이 진공테이블(100)에 안착된 상태로 진공압력과 접지머리치공구(200)에 의해 나사체결력에 의해 2중으로 클램핑되므로, 고정력이 강력하게 유지됨과 더불어 고정력이 피가공물(A) 저면 전체영역에 균일하게 작용하여 가공 정밀도가 향상되고, 스트링거(10) 규격 변경에 대응하여 세팅 작업을 신속하게 수행할 수 있는 이점이 있다.
3. 절삭단계(S30)
본 발명에 따른 절삭단계(S30)는 상기 접지머리치공구(200)를 설치한 후, T형 커터(300)를 이용하여 리브(11), 스킨플랜지(12), 웹(13), 크라운플랜지(14)를 가공하는 단계이다. 여기서 T형 커터(300)는 머시닝센터에 장착되어 절삭이송되도록 구비된다.
상기 절삭단계(S30)에서, 상기 T형 커터(300)는 생크축(312)을 중심으로 방사형으로 등각 배치되는 복수의 팁홀더부(310)가 형성되고, 복수의 팁홀더부(310) 중 홀수 위치에 해당하는 팁홀더부(310) 상부 모서리 영역에 상부 직각 절삭팁(320)이 설치되며, 짝수 위치에 해당하는 팁홀더부(310) 하부 모서리 영역에 하부 직각 절삭팁(330)이 설치된다.
이때, 상기 상, 하부 직각 절삭팁(320)(330)은 도 6처럼 방사형으로 배치되는 각도가 불일치하도록 형성되면서 팁홀더부(310) 외주면 영역에서 상부 직각 절삭팁(320)의 하부영역과 하부 직각 절삭팁(330)의 상부영역이 중첩되어 중첩구간(L1)을 형성하도록 구비된다.
이처럼 상기 상, 하부 직각 절삭팁(320)(330)이 구분되어 비교적 소형 규격의 절삭팁을 이용하여 비교적 광폭의 절삭영역을 확보할 수 있고, 또 절삭팁이 일부 손상시 부분 교체가 용이하여 유지관리 비용이 절감되는 이점이 있다.
여기서, 상기 절삭단계(S30)에서 T형 커터(300)에 의한 피가공물(A) 절삭 순서를 살펴보면, 도 7 (a)처럼 상기 하부 직각 절삭팁(330)을 이용하여 크라운플랜지(14) 상면을 절삭가공하고, 상, 하부 직각 절삭팁(320)(330) 중 어느 하나를 이용하여 크라운플랜지(14) 측면을 절삭가공하며, 이어서 도 7 (b)처럼 상부 직각 절삭팁(320)을 이용하여 크라운플랜지(14) 저면을 절삭가공하고, 이후 도 7 (c)와 같이 상, 하부 직각 절삭팁(320)(330)을 이용하여 웹(13) 측면을 가공한 다음, 도 7 (d)처럼 하부 직각 절삭팁(330)을 이용하여 스킨플랜지(12) 상면 및 측면을 가공하도록 구비된다.
그리고, 상기 절삭단계(S30)가 완료되면, 진공발생부(130) off작동하고, 접지머리치공구(200)를 분리한 후, 가공이 완료된 스트링거(10)를 언로딩하게 된다.
도 8 내지 도 9에서, 상기 진공테이블(100)은 상면에 절삭칩을 포함하는 이물질을 제거하는 인출식 클리링모듈(400)이 구비된다.
상기 인출식 클리링모듈(400)은, 진공홀(110)에 설치되어 에어 배출은 허용하고 흡입은 차단하는 체크밸브(410)와, 진공라인(120)에 연결되어, 밸브 작동에 의해 압축공기를 주입하는 압축기(420)와, 진공라인(120)에 일단이 연결되고, 다른 일단은 경사각으로 연장되어 진공테이블(100) 상면으로 개방되는 경사로드홀(430)과, 경사로드홀(430) 내주면에 이격 배치되는 상, 하부 스톱돌기(440)(450)와, 경사로드홀(430)에 삽입되어 상, 하부 스톱돌기(440)(450)에 의해 이동 구간이 제한되고, 진공라인(120)에 진공압이 작용시 하향 이송되어 경사로드홀(430)을 폐쇄하고, 진공라인(120)으로 압축공기가 투입시, 선단부가 진공테이블(100) 상부로 노출된 상태로 경사로드홀(430)를 개방하여 압축공기를 출력하도록 구비되는 밸브노즐부재(440)를 포함한다.
그리고, 상기 밸브노즐부재(440)는, 하단부에 원추형으로 돌출되고, 기밀씰이 끼워진 상태로 하부 스톱돌기(450)와 맞물려 경사로드홀(430)을 개폐하는 플러그부(441)와, 상단부에 형성되고, 상면이 진공테이블(100) 상면과 평행하도록 경사받침면(442)이 형성되며, 진공테이블(100) 상면에 안착된 피가공물(A) 외측 방향으로 압축공기를 출력하도록 분사구(443)가 구비되는 헤드부(444)와, 플러그부(441)와 헤드부(444) 사이에 형성되고, 헤드부(444) 외경 대비 축소된 이즈로 형성되어 경사로드홀(430)과 밸브노즐부재(440) 사이에 유로를 형성하는 미드부(445)와, 미드부(445) 외주면으로 일단이 개방되고, 다른 일단은 미드부(445) 및 헤드부(444) 내부공간을 경유하여 분사구(443)와 연결되는 이너유로(446)를 포함한다.
작동상에 있어서, 도 8과 같이 상기 진공테이블(100) 상면에 피가공물(A)이 로딩되면, 진공발생부(130) 작동에 의해 밸브노즐부재(440)가 하향 이송되어 경사로드홀(430)이 폐쇄된 상태로 진공홀(110)을 통하여 진공구획(150) 내에 에어가 흡입되면서 피가공물(A) 저면이 진공테이블(100) 상면에 흡착 클램핑된다.
이에서 상기 피가공물(A) 가공이 완료되면, 도 9처럼 진공발생부(130) off, 압축기(420) on 작동되어 에어유로(170)를 통하여 압축공기가 주입되고, 체크밸브(410)에 의해 진공홀(110)이 폐쇄된 상태로 경사로드홀(430) 측으로 압축공기가 공급되면, 밸브노즐부재(440)가 압축공기 압력에 의해 상향 이동하면서 경사로드홀(430)이 개방되고, 헤드부(444)가 진공테이블(100) 상부로 돌출되면서 피가공물(A)을 상향 리프팅함과 동시에 분사구(443)를 통하여 진공테이블(100) 상면에 안착된 피가공물(A) 외측 방향으로 압축공기를 출력하여 이물질을 제거하도록 구비된다.
이처럼 상기 에어유로(170)를 통하여 에어를 흡입하거나 압축공기를 주입하는 방식으로 피가공물(A)을 클램핑하거나, 피가공물이 진공테이블(100) 상에서 이격된 상태로 압축공기를 출력하여 이물질을 에어세척하므로, 이후 피가공물(A) 로딩시 진공테이블(100) 상면이 깨끗하게 유지되면서 별도의 세척공정이 생략되는 이점이 있고, 특히, 밸브노즐부재(440)의 상향 이송력에 의해 피가공물(A)이 진공테이블(100) 상에서 이격되어 로봇팔과 같은 픽업부재를 피가공물(A) 저면으로 투입하여 안정적으로 언로딩할 수 있는 이점이 있다.
이상과 같이 본 발명의 상세한 설명에는 본 발명의 가장 바람직한 실시 예에 관하여 설명하였으나, 본 발명의 기술범위에 벗어나지 않는 범위 내에서는 다양한 변형실시도 가능하다 할 것이다. 따라서 본 발명의 보호범위는 상기 실시 예에 한정하여 정하여 질 것이 아니라 후술하는 특허청구범위의 기술들과 이들 기술로부터 균등한 기술수단들에까지 보호범위가 인정되어야 할 것이다.
10: 스트링거
100: 진공테이블
200: 접지머리치공구
300: T형 커터

Claims (5)

  1. 복수의 체결홀(12a)이 형성되는 스킨플랜지(12)와, 스킨플랜지(12) 상면에 직교하도록 설치되는 웹(13)과, 웹(13) 상부에 설치되고 스킨플랜지(12)와 대향하게 배치되는 크라운플랜지(14)로 형성되는 스트링거(10)를 제조하는 항공기 날개구조물의 스트링거 가공 공법에 있어서,
    피가공물(A)을 진공테이블(100) 상에 흡착 고정하는 진공클램핑단계(S10);
    상기 스킨플랜지(12)와 대응하는 피가공물(A) 하부영역에 접지머리홀(A1)을 천공하고, 접지머리홀(A1)을 관통하여 진공테이블(100)에 접지머리치공구(200)를 체결하는 볼트클램핑단계(S20); 및
    상기 접지머리치공구(200)를 설치한 후, T형 커터(300)를 이용하여 리브(11), 스킨플랜지(12), 웹(13), 크라운플랜지(14)를 가공하는 절삭단계(S30);를 포함하며,
    상기 진공테이블(100)은 상면에 절삭칩을 포함하는 이물질을 제거하는 인출식 클리링모듈(400)이 구비되고,
    상기 인출식 클리링모듈(400)은,
    진공홀(110)에 설치되어 에어 배출은 허용하고 흡입은 차단하는 체크밸브(410)와,
    진공라인(120)에 연결되어, 밸브 작동에 의해 압축공기를 주입하는 압축기(420)와,
    진공라인(120)에 일단이 연결되고, 다른 일단은 경사각으로 연장되어 진공테이블(100) 상면으로 개방되는 경사로드홀(430)과,
    경사로드홀(430) 내주면에 이격 배치되는 상, 하부 스톱돌기(440)(450)와,
    경사로드홀(430)에 삽입되어 상, 하부 스톱돌기(440)(450)에 의해 이동 구간이 제한되고, 진공라인(120)에 진공압이 작용시 하향 이송되어 경사로드홀(430)을 폐쇄하고, 진공라인(120)으로 압축공기가 투입시, 선단부가 진공테이블(100) 상부로 노출된 상태로 경사로드홀(430)를 개방하여 압축공기를 출력하도록 구비되는 밸브노즐부재(440)를 포함하고,
    상기 밸브노즐부재(440)는,
    하단부에 원추형으로 돌출되고, 기밀씰이 끼워진 상태로 하부 스톱돌기(450)와 맞물려 경사로드홀(430)을 개폐하는 플러그부(441)와,
    상단부에 형성되고, 상면이 진공테이블(100) 상면과 평행하도록 경사받침면(442)이 형성되며, 진공테이블(100) 상면에 안착된 피가공물(A) 외측 방향으로 압축공기를 출력하도록 분사구(443)가 구비되는 헤드부(444)와,
    플러그부(441)와 헤드부(444) 사이에 형성되고, 헤드부(444) 외경 대비 축소된 이즈로 형성되어 경사로드홀(430)과 밸브노즐부재(440) 사이에 유로를 형성하는 미드부(445)와,
    미드부(445) 외주면으로 일단이 개방되고, 다른 일단은 미드부(445) 및 헤드부(444) 내부공간을 경유하여 분사구(443)와 연결되는 이너유로(446)를 포함하고,
    상기 진공테이블(100) 상면에 피가공물(A)이 로딩되면, 진공발생부(130) 작동에 의해 밸브노즐부재(440)가 하향 이송되어 경사로드홀(430)이 폐쇄된 상태로 진공홀(110)을 통하여 진공구획(150) 내에 에어가 흡입되면서 피가공물(A) 저면이 진공테이블(100) 상면에 흡착 클램핑되고,
    상기 피가공물(A) 가공이 완료되면, 진공발생부(130) off, 압축기(420) on 작동되어 에어유로(170)를 통하여 압축공기가 주입되고, 체크밸브(410)에 의해 진공홀(110)이 폐쇄된 상태로 경사로드홀(430) 측으로 압축공기가 공급되면, 밸브노즐부재(440)가 압축공기 압력에 의해 상향 이동하면서 경사로드홀(430)이 개방되고, 헤드부(444)가 진공테이블(100) 상부로 돌출되면서 피가공물(A)을 상향 리프팅함과 동시에 분사구(443)를 통하여 진공테이블(100) 상면에 안착된 피가공물(A) 외측 방향으로 압축공기를 출력하여 이물질을 제거하도록 구비되는 것을 특징으로 하는 항공기 날개구조물의 스트링거 가공 공법.
  2. 제 1항에 있어서,
    상기 진공테이블(100)은 상면에 에어를 흡입하는 복수의 진공홀(110)이 형성되고,
    상기 진공홀(110)은 진공라인(120)을 통하여 진공발생부(130)와 연결되며,
    상기 진공홀(110)들을 감싸도록 진공테이블(100) 상면에 패킹(140)이 설치되어 진공구획(150)을 형성하고,
    상기 진공구획(150) 아웃사이드 영역과 대응하는 진공테이블(100) 상에 암나사부(160)가 형성되며,
    상기 진공구획(150)과 대응하는 진공테이블(100) 상면에 진공홀(110)과 연결되는 에어유로(170)가 서로 교차되도록 구비되고,
    상기 진공테이블(100)은 상면에 피가공물(A)이 안착되면, 진공발생부(130) 작동에 의해 진공홀(110)을 통하여 진공구획(150) 내에 에어가 흡입되면서 피가공물(A) 저면이 진공테이블(100) 상면에 흡착 클램핑되도록 구비되는 것을 특징으로 하는 항공기 날개구조물의 스트링거 가공 공법.
  3. 제 2항에 있어서,
    상기 볼트클램핑단계(S20)에서, 상기 접지머리홀(A1)은 스트링거(10)의 스킨플랜지(12)에 형성되는 체결홀(12a)을 미리 가공하여 형성되고,
    상기 접지머리홀(A1)은 진공테이블(100)의 암나사부(160)와 동심원상에 일치되도록 천공되어 접지머리치공구(200)가 체결되도록 구비되는 것을 특징으로 하는 항공기 날개구조물의 스트링거 가공 공법.
  4. 제 1항 내지 제 3항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 절삭단계(S30)에서, 상기 T형 커터(300)는 생크축(312)을 중심으로 방사형으로 등각 배치되는 복수의 팁홀더부(310)가 형성되고, 복수의 팁홀더부(310) 중 홀수 위치에 해당하는 팁홀더부(310) 상부 모서리 영역에 상부 직각 절삭팁(320)이 설치되며, 짝수 위치에 해당하는 팁홀더부(310) 하부 모서리 영역에 하부 직각 절삭팁(330)이 설치되고,
    상기 상, 하부 직각 절삭팁(320)(330)은 방사형으로 배치되는 각도가 불일치하도록 형성되면서 팁홀더부(310) 외주면 영역에서 상부 직각 절삭팁(320)의 하부영역과 하부 직각 절삭팁(330)의 상부영역이 중첩되어 중첩구간(L1)을 형성하도록 구비되며,
    상기 하부 직각 절삭팁(330)을 이용하여 크라운플랜지(14) 상면을 절삭가공하고, 상, 하부 직각 절삭팁(320)(330) 중 어느 하나를 이용하여 크라운플랜지(14) 측면을 절삭가공하며, 상부 직각 절삭팁(320)을 이용하여 크라운플랜지(14) 저면을 절삭가공하고, 상, 하부 직각 절삭팁(320)(330)을 이용하여 웹(13) 측면을 가공하며, 하부 직각 절삭팁(330)을 이용하여 스킨플랜지(12) 상면 및 측면을 가공하도록 구비되는 것을 특징으로 하는 항공기 날개구조물의 스트링거 가공 공법.
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