KR19980069641A - 복합재 항공기의 도어 및 그 제작방법 - Google Patents

Abstract

복합재 항공기의 도어 및 그 제작방법에 관하여 개시한다. 이 복합재 항공기 도어 제작방법은, 소정형상의 제작치구에 복합재를 적층 및 경화하여 외부스킨을 제작하는 제 1단계와, 상기 외부스킨을 동체의 도어 컷아우트부위의 형상에 대응되도록 그 형상을 보정하는 제 2단계와, 상기 외부스킨의 내면에 보강부재를 설치하여 보정된 형상을 유지하도록 하는 제 3단계와, 상기 보강부재에 저강성의 박판 복합재를 본딩하여 상기 외부스킨과 소정간격 이격설치되는 내부스킨을 형성하는 제 4단계를 포함한다. 이와 같은 복합재 항공기의 도어 제작방법은 항공기 도어가 동체의 컷아웃부에 정확하게 들어 맞을 뿐만 아니라. 내부스킨을 제작하기 위하여 별도의 제작치구를 마련할 필요가 없다는 이점이 있다.

Description

복합재 항공기의 도어 및 그 제작방법

본 발명은 복합재 항공기의 도어 및 그 제작방법에 관한 것으로서, 상세하게는 힌지(hinge)와 래치(latch) 등으로 항공기의 동체에 개폐가능하도록 연결되는 복합재 항공기의 도어 및 그 제작방법에 관한 것이다.

도 1은 종래의 통상적인 항공기의 도어장착부에 대한 측면도이고, 도 2는 도 1의 A-A에 따른 단면도이다.

도시된 바와 같이 종래의 복합재 항공기의 도어(10)는 항공기 동체(100)에 힌지(16)와 래치(14) 등으로 부착되어서, 항공기 동체의 내외부를 상호 연결시키거나 차단하게 된다. 이러한 항공기 도어(10)는 강도상의 문제점 및 미감을 향상시키기 위하여, 외부스킨(11)과 내부스킨(12)의 2중구조로 되어 있다. 상기 각 스킨(11,12)은 소정의 형상으로 각각 형성되고, 그 가장자리(11a,12a)가 서로 본딩되거나 리벳 또는 나사결합되어 하나의 항공기 도어(10)를 완성한다.

이와 같은 구성의 복합재 항공기를 제작하기 위해서는. 항공기 동체(100)의 도어 컷아웃부(100a; 항공기 동체 중 도어장착을 위하여 일정형상으로 잘라낸 부분 및 그 부근)의 형상에 대응하는 제작치구(외부스킨은 주로 동체를 만드는 제작치구를 사용한다)에 복합재를 적층 및 경화하여, 소정형상의 외부스킨(11)과 내부스킨(12)을 각각 형성하고, 이 2개의 스킨을 소정의 결합부재를 이용하여 결합하는 단계를 구비하여야 한다.

상기와 같은 구성 및 공정을 구비한 복합재 항공기의 도어 및 그 제작방법은 다음과 같은 문제점을 가진다.

첫째, 스킨을 제작하기 위하여 제작치구에 적층된 복합재를 가열경화하는 단계에서 스프링 백(spring back) 현상이 발생하여, 완성된 도어가 동체의 컷아웃부에 정확하게 들어맞지 않게 된다.

둘째, 내부스킨 제작에 필요한 별도의 제작치구가 필요하다.

셋째, 스킨 제작시에 스프링 백 현상이 발생한 경우에, 이를 보정하기가 어렵다.

본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위하여 창출된 것으로서, 도어의 스킨이 장착될 항공기 동체의 컷아웃부에 완성된 도어가 정확하게 들어맞도록 그 구조 및 공정이 개선된 복합재 항공기의 도어 및 그 제작방법을 제공함에 그 목적이 있다.

도 1은 통상적인 복합재 항공기의 도어의 장착 상태를 도시한 항공기의 측면도,

도 2는 도 1의 A-A에 따른 단면도,

도 3은 본 발명의 복합재 항공기의 도어의 실시예를 도시한 사시도,

도 4는 도 3의 B-B에 따른 단면도,

도 5는 본 발명의 복합재 항공기의 도어 제작방법의 일 실시예에서 외부스킨을 보정하는 단계를 도시한 사시도,

도 6은 본 발명의 복합재 항공기의 도어 제작방법의 일 실시예에서 외부스킨에 보강부재 및 내부스킨을 설치하는 단계를 도시한 사시도이다.

도면의주요부분에대한부호의설명

30...도어31...외부스킨

32...보강부재33...내부스킨

100...항공기 동체

상기와 같은 목적을 달성하기 위한 본 발명의 복합재 항공기 도어는, 항공기 동체의 도어 컷아우트부 형상에 대응되도록 형성되고 상기 동체에 대하여 개폐가능하도록 된 외부스킨과, 상기 외부스킨의 내면에 부착되어 상기 외부스킨의 강성을 보강하는 보강부재와, 상기 보강부재의 단부에 형성되어 상기 외부스킨과 소정거리 이격 설치되는 내부스킨을 구비하여 된 것을 특징으로 한다.

그리고 상기 보강부재는, 그 일측면이 상기 외부스킨의 내면의 형상에 대응되게 형성되고, 그 타측면이 내부스킨에 결합되는 복수개의 막대형 부재를 구비하여 되고, 상기 각 막대형부재는 외부스킨의 4 가장자리를 따라 길이방향으로 설치되어 그 단부가 서로 연결되는 것이 바람직하다.

상기 보강부재는, 그 내부에 허니콤 코아가 내장되고 상기 허니콤 코아의 양측에 복합재가 적층된 샌드위치 패널로 된 것이 바람직하다.

상기 내부스킨은, 박판 복합재 플라이가 복수개 적층되어 이루어지는 패널로 된 것이 바람직하다.

상기와 같은 목적을 달성하기 위한 본 발명의 복합재 항공기 도어 제작방법은, 소정형상의 제작치구에 복합재를 적층 및 경화하여 외부스킨을 제작하는 제 1단계와, 상기 외부스킨을 동체의 도어 컷아우트부위의 형상에 대응되도록 그 형상을 보정하는 제 2단계와, 상기 외부스킨의 내면에 보강부재를 설치하여 보정된 형상을 유지하도록 하는 제 3단계와, 상기 보강부재에 저강성의 박판 복합재를 본딩하여 상기 외부스킨과 소정간격 이격설치되는 내부스킨을 형성하는 제 4단계를 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 한다.

그리고 상기 제 2단계는, 상기 외부스킨 및 상기 동체의 컷아웃트부에 복수개의 임시고정홀을 형성하는 단계와, 상기 임시고정홀을 통하여 상기 동체의 컷아우트부에 상기 외부스킨을 단단히 결합하여 단계를 구비하여 이루어지는 것이 바람직하다.

상기 제 2단계는, 상기 외부스킨을 동체의 도어 컷아웃부에 밀착시키고, 이 밀착부를 클램핑 결합하여 된 것이 바람직하다.

상기 제 3단계와 제 4단계에 있어서, 상기 외부스킨 및 내부스킨과 보강부재를 웨트 레이업 방법에 의하여 상호 부착하는 것이 바람직하다.

이하에서 첨부된 도면을 참조하면서, 본 발명에 따른 복합재 항공기 도어의 바람직한 실시예를 상세히 설명한다.

도 3은 본 실시예의 복합재 항공기 도어의 사시도이고, 도 4는 도 3의 B-B에 따른 단면도이다.

도시된 바와 같이 본 실시예의 복합재 항공기 도어(30)는 외부스킨(31)과, 상기 외부스킨(31)에 소정간격 이격설치되는 내부스킨(33)과, 상기 내외부스킨(31,33) 사이에 개재되는 보강부재(32)를 구비한다.

상기 외부스킨(31)은 항공기 동체의 도어 컷아웃부(도 5의 100a)의 형상에 대응되도록 형성되고, 힌지 또는 래치(미도시) 등에 의하여 항공기 동체(100)에 대하여 개폐가능하도록 된다.

상기 보강부재(32)는 외부스킨(31)의 내측면에 설치되어, 상기 외부스킨(31)의 강성을 보강하고 변형을 방지하는 기능을 한다. 도시된 바와 같이 이러한 보강부재는 4개의 막대형 부재(32)로 이루어진다. 상기 각 막대형부재(32)의 일측(32a;외부스킨(31)의 내측면에 접촉하는 측면)은 상기 외부스킨(31)의 내면의 형상에 대응되도록 형성되어, 그 접촉이 최대가 되도록 한다. 그리고 상기 각 막대형부재(32)의 타측(32b)에는 상기 내부스킨(33)이 결합된다. 또한 상기 각 막대형부재(32)는 외부스킨(31)의 4 가장자리를 따라 길이방향으로 각각 설치되어 사각형 모양을 형성한다. 이 경우에 각 막대형부재(32)의 단부가 인접하는 막대형부재(32)의 단부와 서로 연결되도록 함으로써, 강성을 최대화한다.

그리고 상기 보강부재(32) 즉, 복수개의 막대형 부재는 복합재 중에서 강성이 큰 샌드위치 패널로 만들어지는 것이 바람직하다. 즉 도 4에 도시된 바와 같이. 보강부재(32)의 중심에는 허니콤 코아(36)가 삽입되어 있고, 그 양측에는 복합재(37)가 소정두께로 적층된 형상을 가진다.

상기 내부스킨(33)은 상기 보강부재(32)의 타측(32b)에 부착된다. 이 내부스킨(33)은 강성이 작은 부재로 만들어지는데, 박판 복합재 플라이를 복수개(3-4장) 적층하는 만드는 것이 바람직하다.

상기와 같은 구성을 가지는 복합재 항공기의 도어(30)는, 동체(100)의 컷아웃부(100a)의 형상에 맞추어진 외부스킨(31)에 강성이 큰 보강부재(32)를 부착하여 보강하므로, 외부스킨(31)의 강성이 크게 증대하여 스프링백 현상이 최소화된다. 그리고 상기 보강부재(32)에 강성이 작은 박판 복합재를 본딩하여 내부스킨(33)을 형성하므로, 그 내부스킨(33) 형상도 정확하게 형성될 수 있다.

이하에서 첨부된 도면을 참조하면서, 본 발명에 따른 복합재 항공기 도어의 바람직한 실시예를 상세히 설명한다.

도 5는 본 실시예에 따른 복합재 항공기 도어 제작방법에서 외부스킨(31)의 형상을 보정하는 단계를 도시한 것이고, 도 6은 외부스킨(31)에 보강부재(32) 및 내부스킨(33)을 설치하는 단계를 도시한 것이다.

본 실시예에 따른 복합재 항공기 제작방법은 다음과 같은 과정으로 이루어진다.

먼저 소정형상의 제작치구에 복합재를 적층하고 이를 오븐에서 경화하여 외부스킨(31)을 형성한다. 이 과정에서 제작치구는 주로 항공기 동체(100)용 제작치구를 그대로 사용하게 된다.

그리고 도 5에서 보는 바와 같이, 이 외부스킨(31)을 항공기 동체(100)의 도어 컷아웃부(100a)에 맞추어 결합시켜서, 스프링백에 의하여 변형된 외부스킨(31)의 형상을 동체의 컷아웃부(100a) 형상에 맞도록 보정한다. 이를 위하여 외부스킨(31)의 가장자리와 이 가장자리에 대응하는 동체의 컷아웃부(100a)에 복수개의 임시고정홀(40)을 형성하고, 이 임시고정홀(40)에 나사등을 결합하여, 동체의 컷아웃부(100a)에 외부스킨(31)을 단단히 결합시킨다. 따라서 외부스킨(31)이 동체(100)의 컷아웃부(100a)에 꼭 맞게 된다. 이러한 상태에서 4개의 보강부재(32)를 외부스킨(31)의 내면 가장자리에 부착하면, 외부스킨(31)의 강성이 크게 증가하여 보정된 외부스킨(31)이 그 보정된 형상을 유지하도록 한다.

한편, 상기 복수개의 보강부재(32)는 허니콤 플레이트를 절단하여 만드는데, 그 일측면이 상기 외부스킨(31)의 형상에 대응하도록 형성되어야 한다. 이 경우에 마일라(Mylar)를 사용하는데, 상기 마일라는 보강부재(32)에 대하여 일종의 형틀의 기능을 하게 된다. 이러한 마일라의 형상은 미리 CAD 시스템에 입력시킨다. 도시된 바와 같이, 상기와 같이 형성된 4개의 보강부재(32)를 외부스킨(31)의 4 가장자리에 길이방향으로 부착하여, 각 보강부재(32)의 단부가 서로 접촉되어, 이 접촉부를 본딩하게 된다.

이와같은 외부스킨의 보정단계는 도시된 방법에 한하지 않는다. 따라서 상기 외부스킨(31)을 동체의 도어 컷아웃부(100a)에 밀착시키고, 이 밀착부를 클램핑 결합함으로써, 외부스킨(31)의 형상을 동체의 컷아웃부(100a) 형상에 맞추는 방법은 본 발명의 범위를 벗어나지 않는다.

그 다음에 외부스킨(31)을 동체(100)로부터 분리시키고, 상기 복수개의 보강부재(32)의 타측면(32b)에 강성이 작은 박판 복합재를 본딩하여 내부스킨(33)을 형성한다. 따라서 외부스킨(31) 또는 보강부재(32)가 내부스킨(33)의 제작치구의 기능을 하게 된다. 상기 내부스킨(33)은 강성이 작은 것을 사용함으로써, 외부스킨(31)의 보정된 형상에 영향을 미치지 않도록 하여야 한다.

한편 상기 보강부재(32)의 양측면(32A,32B)을 상기 외부스킨(31) 및 내부스킨(33)에 부착하기 위하여, 웨트 레이업 방법을 사용한다. 이 부착방법은 섬유조직에 수지를 함침시킨 재료(50)를 부착위치에 적층함으로써, 2개의 부재를 결합시키는 방법이다. 또한 이 부착방법과 더불어 본딩방법을 함께 사용하는 것도 바람직하다.

본 발명은 도면에 도시된 실시예를 참고로 설명되었으나, 이는 예시적인 것에 불과하며, 본 기술 분야의 통상의 지식을 가진 자라면 이로부터 다양한 변형 및 균등한 타 실시예가 가능하다는 점을 이해할 것이다. 따라서 본 발명의 기술적 보호 범위는 청구된 등록 청구 범위의 기술적 사상에 의해 정해져야만 할 것이다.

이상의 설명에서와 같이 본 발명의 복합재 항공기의 도어 및 그 제작방법은 다음과 같은 이점을 가진다.

첫째, 항공기 도어가 동체의 컷아웃부에 정확하게 들어 맞는다.

둘째, 외부스킨에 보강재가 설치되어 항공기 도어의 강성이 현저하게 증가한다.

셋째, 내부스킨을 제작하기 위하여 별도의 제작치구를 마련할 필요가 없다.

넷째, 외부스킨과 내부스킨을 결합하기 위한 체결수단등이 필요없으므로, 부품수가 감소한다.

Claims (8)

1. 항공기 동체의 도어 컷아우트부 형상에 대응되도록 형성되고 상기 동체에 대하여 개폐가능하도록 된 외부스킨과,

   상기 외부스킨의 내면에 부착되어 상기 외부스킨의 강성을 보강하는 보강부재와,

   상기 보강부재의 단부에 형성되어 상기 외부스킨과 소정거리 이격 설치되는 내부스킨을 구비하여 된 것을 특징으로 하는 복합재 항공기의 도어.
2. 제 1항에 있어서,

   상기 보강부재는,

   그 일측면이 상기 외부스킨의 내면의 형상에 대응되게 형성되고, 그 타측면이 내부스킨에 결합되는 복수개의 막대형 부재를 구비하여 되고,

   상기 각 막대형부재는 외부스킨의 4 가장자리를 따라 길이방향으로 설치되어 그 단부가 서로 연결되는 것을 특징으로 하는 복합재 항공기의 도어.
3. 제 1항에 있어서,

   상기 보강부재는,

   그 내부에 허니콤 코아가 내장되고 상기 허니콤 코아의 양측에 복합재가 적층된 샌드위치 패널로 된 것을 특징으로 하는 복합재 항공기의 도어.
4. 제 1항에 있어서,

   상기 내부스킨은,

   박판 복합재 플라이가 복수개 적층되어 이루어지는 패널로 된 것을 특징으로 하는 복합재 항공기의 도어.
5. 소정형상의 제작치구에 복합재를 적층 및 경화하여 외부스킨을 제작하는 제 1단계와,

   상기 외부스킨을 동체의 도어 컷아우트부위의 형상에 대응되도록 그 형상을 보정하는 제 2단계와,

   상기 외부스킨의 내면에 보강부재를 설치하여 보정된 형상을 유지하도록 하는 제 3단계와,

   상기 보강부재에 저강성의 박판 복합재를 본딩하여 상기 외부스킨과 소정간격 이격설치되는 내부스킨을 형성하는 제 4단계를 포함하여 이루어지는 것을 특징으로 하는 복합재 항공기의 도어 제작방법.
6. 제 5항에 있어서,

   상기 제 2단계는,

   상기 외부스킨 및 상기 동체의 컷아웃트부에 복수개의 임시고정홀을 형성하는 단계와,

   상기 임시고정홀을 통하여 상기 동체의 컷아우트부에 상기 외부스킨을 단단히 결합하여 단계를 구비하여 이루어지는 것을 특징으로 하는 복합재 항공기의 도어 제작방법.
7. 제 5항에 있어서,

   상기 제 2단계는,

   상기 외부스킨을 동체의 도어 컷아웃부에 밀착시키고, 이 밀착부를 클램핑 결합하여 된 것을 특징으로 하는 복합재 항공기의 도어 제작방법.
8. 제 5항에 있어서,

   상기 제 3단계와 제 4단계에 있어서,

   상기 외부스킨 및 내부스킨과 보강부재를 웨트 레이업 방법에 의하여 상호 부착하는 것을 특징으로 하는 복합재 항공기의 도어 제작방법.