KR200165294Y1 - Composite aircraft - Google Patents
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Abstract
항공기 동체 내부에 설치되는 플로어가 구조물화되어 동체의 보강재 기능을 할 수 있도록 구조가 개선된 복합재 항공기에 관하여 개시한다.Disclosed is a composite aircraft having an improved structure such that a floor installed inside an aircraft body is structured to function as a reinforcement body of the body.
이 복합재 항공기는 양단에서 상호 결합하여 항공기의 동체를 형성하는 좌측 스킨 및 우측 스킨과, 좌측 스킨과 우측 스킨의 내주면에 각각 일단이 결합되는 좌측 플로어 및 우측 플로어, 좌측 플로어와 우측 플로어의 타단에 소정의 결합수단에 의해 양 가장자리가 각각 결합되는 플로어 본체를 구비한다. 이러한 복합재 항공기는 플로어가 동체 스킨에 직접 결합되어 동체의 보강재로서의 기능을 행하므로 항공기 동체의 기계적 강도가 향상되고, 플로어를 항공기 동체 내부에 조립하거나 분리하기 위하여 좁은 공간의 플로어 하부로 접근할 필요가 없으므로 작업성이 상당히 향상된다.The composite aircraft has a left skin and a right skin that are coupled to each other at both ends to form a fuselage of the aircraft, and the left and right floors, and the other ends of the left floor and the right floor, respectively having one end coupled to the inner circumferential surfaces of the left skin and the right skin, respectively. It has a floor body that is coupled to both edges by the coupling means of. In composite aircraft, the floor is directly bonded to the fuselage skin to function as a reinforcement of the fuselage, thereby improving the mechanical strength of the aircraft fuselage, and it is necessary to approach the bottom of a narrow space to assemble or separate the floor into the aircraft fuselage. As a result, workability is significantly improved.
Description
제1도는 종래의 복합재 비행기의 일부 절제 분리 사시도,1 is a partial ablation perspective view of a conventional composite airplane,
제2도는 종래의 복합재 비행기의 플로어 결합 부위 단면도,2 is a cross-sectional view of the floor joining portion of a conventional composite airplane,
제3도는 본 고안에 따른 복합재 비행기의 일부 절제 분리 사시도,3 is a partial ablation perspective view of the composite airplane according to the present invention,
제4도는 본 고안에 따른 복합재 비행기의 플로어 결합 부위 단면도,4 is a cross-sectional view of the floor coupling portion of the composite airplane according to the present invention,
제5도는 본 고안에 따른 복합재 비행기의 웨트 레이-업 부위 확대 단면도,5 is an enlarged cross-sectional view of the wet lay-up portion of the composite airplane according to the present invention,
제6도는 본 고안에 따른 복합재 비행기의 플로어 결합 부위 확대 단면도이다.6 is an enlarged cross-sectional view of the floor coupling portion of the composite airplane according to the present invention.
* 도면의 주요부분에 대한 부호의 설명* Explanation of symbols for main parts of the drawings
10 : 동체 12 : 우측 스킨10: body 12: the right skin
14 : 킬 빔 20,30 : 플로어14: Kill Beam 20, 30: Floor
31 : 플로어본체 32 : 좌측 플로어31: floor main body 32: left floor
33 : 우측 플로어 41 : 보강섬유33: right floor 41: reinforcing fiber
42 : 접착제 50 : 스크류42: adhesive 50: screw
51 : 너트 플레이트51: nut plate
본 고안은 복합재 항공기에 관한 것으로서, 특히 항공기 동체 내부에 설치되는 플로어가 구조물화되어 동체의 보강재 기능을 할 수 있도록 구조가 개선된 복합재 항공기에 관한 것이다.The present invention relates to a composite aircraft, and more particularly to a composite aircraft having an improved structure so that the floor installed inside the aircraft body structured to function as a reinforcement of the body.
항공기는 동체, 주익, 수직 미익, 수평 미익, 킬 빔(keel beam) 등 여러 가지 구조물이 결합되어 이루어진다. 이와 같은 구조물을 플라스틱(engineering plastic)과 화이버(fiber) 등으로 이루어진 복합재에 의하여 제작되는 경우에, 각 부재의 가장자리가 상호 삽입되고 이 삽입 부위가 본딩되거나 혹은 별도의 고정수단에 의하여 고정됨으로써 이루어진다. 이와 같이 결합되어 상호 작용하는 항공기 구조물들은 항공기에 가해지는 여러 가지 하중을 분산하여, 각 구조물의 응력이 일정한 한계응력 이하로 유지될 수 있도록 한다. 한편 상기 구조물 이외에도 플로어와 같은 기능 부품들이 동체 내부에 마련되어 있는데, 이러한 부품들은 일반적으로 하중의 관점에서 볼 때 상기 동체 구조물과 구조적으로 분리되어 있다.The aircraft is composed of various structures such as fuselage, main wing, vertical tail, horizontal tail, and keel beam. When such a structure is manufactured by a composite made of plastic (engineering plastic) and fiber (fiber), the edges of each member are inserted into each other and the insertion site is bonded or fixed by a separate fixing means. These combined and interacting aircraft structures distribute the various loads on the aircraft, so that the stresses in each structure can be maintained below a certain limit stress. Meanwhile, in addition to the structure, functional parts such as floors are provided inside the fuselage, which are generally structurally separated from the fuselage structure in terms of load.
제1도는 종래의 복합재 경항공기의 각종 부품이 조립되는 상태를 간략하게 도시한 것으로서, 도면을 참조하면 상호 결합하여 항공기 동체(10)를 형성하는 우측 스킨(12) 및, 좌측 스킨(미도시)이 마련되고, 이 동체(10)의 외부 소정 부위에 주익(5), 수직 미익(6), 수평 미익(7)이 각각 결합되어 있고, 동체(10)의 내부 하측면에는 항공기 뼈대 역할을 하는 킬 빔(keel beam ; 14)이 설치되어 있다. 그리고 이 킬 빔(14) 상부에 플로어(20)가 마련되는데, 이 플로어(20)는 정비의 편리성을 위하여 여러개의 부분으로 나누어져 있다.FIG. 1 is a view schematically illustrating a state in which various components of a conventional composite light aircraft are assembled. Referring to the drawings, a right skin 12 and a left skin (not shown) which are combined to form an aircraft fuselage 10. Is provided, the main wing (5), the vertical tail (6), the horizontal tail (7) are respectively coupled to a predetermined external portion of the body 10, the inner lower side of the body 10 serves as an aircraft skeleton A keel beam 14 is provided. And the floor 20 is provided above the kill beam 14, the floor 20 is divided into several parts for the convenience of maintenance.
종래의 복합재 비행기의 플로어가 동체 내부에 설치되는 부위를 도시한 제2도를 참조하면, 상기 킬 빔(14)의 하단부는 동체의 스킨(12) 내부의 하측에 고정되고, 상기 킬 빔(14)의 상부는 플로어(20)의 하측면을 지지한다.Referring to FIG. 2 showing a portion where a floor of a conventional composite airplane is installed inside the fuselage, the lower end of the kill beam 14 is fixed to the lower side inside the skin 12 of the fuselage and the kill beam 14 ) Supports the lower side of the floor 20.
그러나 상기와 같은 구성을 가진 종래의 복합재 항공기에 있어서는 플로어(20)의 양측면(20a)이 동체 스킨(12)의 내부 측면에 결합되어 있지 못하므로, 플로어(20)가 동체(10) 자체의 구조물로서의 기능을 행할 수 없다. 이러한 문제의 해결수단으로서, 상기 플로어(20)가 동체(10)의 보강재 기능을 갖출 수 있도록 볼트 등의 결합수단에 의하여 플로어(20) 양측면(12a)을 동체 스킨(12)에 결합하는 방법을 생각할 수 있으나, 이를 위해서는 복합재로 만들어진 동체 스킨(12)에 결합구멍을 성형해야 하므로 스킨(12)의 강도면에서 바람직하지 못하다는 문제점이 발생하게 된다.However, in the conventional composite aircraft having the above configuration, since both sides 20a of the floor 20 are not coupled to the inner side of the fuselage skin 12, the floor 20 is a structure of the fuselage 10 itself. It cannot function as. As a means for solving this problem, the floor 20 is coupled to the body skin 12 by the coupling means such as bolts so that the floor 20 has the function of the reinforcement of the body 10. It can be considered, but this requires a coupling hole to be formed in the fuselage skin 12 made of a composite material, which causes a problem in that the skin 12 is not preferable in terms of strength.
또한 종래의 복합재 항공기의 플로어(20)를 동체(10) 내부에 설치하는 경우에, 플로어(20) 하부는 치구나 작업자가 접근하기 어려워 항공기 조립 및 정비가 곤란하다는 문제점이 있다.In addition, when the floor 20 of the conventional composite aircraft is installed in the fuselage 10, there is a problem in that the lower part of the floor 20 is difficult to access a jig or an operator, which makes assembly and maintenance of the aircraft difficult.
본 고안은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로서, 동체 내부에 설치되는 플로어의 구조를 변경하여 이 플로어의 조립 및 분리 작업성이 개선되고, 동체의 강도가 향상된 복합재 항공기를 제공함에 그 목적이 있다.The present invention has been devised to solve the above problems, by changing the structure of the floor installed inside the fuselage to improve the assembly and separation workability of the floor, to provide a composite aircraft with improved strength of the fuselage There is this.
상기와 같은 목적을 달성하기 위하여 본 고안에 따른 복합재 항공기는, 양단에서 상호 결합하여 항공기의 동체를 형성하는 좌측 스킨 및 우측 스킨과, 상기 좌측 스킨과 우측 스킨의 내주면에 제1결합 수단에 의하여 각각 일단이 결합되는 좌측 플로어 및 우측 풀로어, 상기 좌측 플로어와 우측 플로어의 타단에 제2결합 수단에 의해 양 가장자리가 각각 결합되는 플로어 본체를 구비하여 된 것을 특징으로 한다.In order to achieve the above object, the composite aircraft according to the present invention, the left skin and the right skin which are coupled to each other at both ends to form the fuselage of the aircraft, respectively by the first coupling means on the inner peripheral surface of the left skin and the right skin A left floor and a right puller having one end coupled thereto, and a floor main body having two edges coupled to the other end of the left floor and the right floor by the second coupling means, respectively.
그리고 상기 제1결합 수단은 상기 각 스킨의 내주면과 플로어의 일단부를 연결하는 보강부재를 구비하여 된 것이 바람직하고, 이 보강부재는 보강섬유와 수지를 교대로 적층하여 된 것이 더욱 바람직하다.The first coupling means preferably includes a reinforcing member connecting the inner circumferential surface of each of the skins and one end of the floor, and the reinforcing member is more preferably formed by alternately stacking the reinforcing fibers and the resin.
그리고 상기 제2결합수단은 상호 결합되는 상기 각 플로어의 타단과 플로어 본체의 양가장자리에서 결합부위 하측면에 고정 부착된 너트 플레이트와, 이 너트 플레이트에 결합되는 스크류를 구비하여 된 것이 바람직하다.Preferably, the second coupling means includes a nut plate fixedly attached to the lower side of the coupling portion at the other end of each floor to be coupled to each other and the edge of the floor body, and a screw coupled to the nut plate.
본 고안의 특징적 구성을 구비한 복합재 항공기는, 플로어가 항공기 동체에 직접 결합되어 구조물화되어 있으므로 플로어가 그 자체의 기능 이외에 동체의 보강재 기능을 겸하게 되어 동체의 강도가 향상될 수 있고, 플로어가 3부분으로 나누어져 있으므로 플로어 조립 및 정비가 용이해진다.In the composite aircraft having the characteristic configuration of the present invention, since the floor is structured by being directly coupled to the aircraft fuselage, the floor serves as a reinforcement function of the fuselage in addition to its own function, and thus the strength of the fuselage can be improved, and the floor is 3 It is divided into parts, which makes floor assembly and maintenance easy.
이하에서 도면을 참조하면서 본 고안에 따른 복합재 항공기의 바람직한 실시예를 상세히 설명한다.Hereinafter, a preferred embodiment of the composite aircraft according to the present invention with reference to the drawings in detail.
제3도는 본 고안에 따른 복합재 항공기를 개략적으로 도시한 것이고, 제4도는 본 고안에 따른 항공기 동체 내부에 플로어가 결합된 상태를 단면도로 나타낸 것이다.Figure 3 schematically shows a composite aircraft according to the present invention, Figure 4 shows a state in which the floor is coupled to the interior of the aircraft fuselage according to the present invention in cross-sectional view.
제3도 및 제4도를 참조하면, 복합재 항공기는 양단에서 상호 결합하여 항공기의 동체(10)를 형성하는 우측 스킨(12) 및 상기 우측 스킨(12)과 우측 스킨의 내주면에 각각 일단이 결합되는 우측 플로어(33) 및 좌측 플로어(32), 우측 플로어(33)와 좌측 플로어(32)의 타단에 소정의 결합수단에 의해 양 가장자리가 각각 결합되는 플로어 본체(31)를 구비한다. 그리고 상기 플로어(30)의 본체(31)와 동체 스킨(12) 하측면 사이에 동체(10)의 뼈대 역할을 하는 킬 빔(14)을 개재하여 플로어 본체를 지지한다. 상기 동체(10)의 외부 소정 부위에 주익(5), 수직 미익(6), 수평 미익(7)이 각각 결합되어 있다.3 and 4, one end of the composite aircraft is coupled to the right skin 12 and the inner circumferential surfaces of the right skin 12 and the right skin, respectively, which are coupled to both ends to form a fuselage 10 of the aircraft. On the other end of the right floor 33 and the left floor 32, the right floor 33 and the left floor 32 is provided with a floor main body 31, the two edges are respectively coupled by a predetermined coupling means. The floor body 30 is supported between the body 31 of the floor 30 and the lower surface of the body skin 12 via a kill beam 14 serving as a skeleton of the body 10. The main blade 5, the vertical fin 6, and the horizontal fin 7 are respectively coupled to a predetermined external portion of the body 10.
복합재로 만들어진 상기 좌측 스킨(12)과 우측 스킨(도시하지 않음)의 내측면과 상기 좌측 플로어(33) 및 우측 플로어(32)의 일단부를 결합하기 위하여 웨트 레이-업(wet lay-up) 방법을 사용한다. 제5도를 참조하여 웨트 레이 업 방법을 설명하면, 상기 동체(10)의 좌측 스킨(12)의 내측면과 좌측 플로어(33)의 일단부(33a)가 만나는 결합부에 보강섬유(fabric; 41)를 접촉시키고 이 보강섬유(41) 사이에 접착제인 수지(42)를 함침시킨다. 이와 같은 과정을 접착부의 요구 강도를 만족시킬 수 있을 정도로 소정 횟수(예를 들면 4회) 반복한 후에 상온에서 경화시키게 된다. 이와 같은 과정을 좌측 플로어 단부(33a)의 상부와 하부에서 반복하게 된다.Wet lay-up method for joining the inner surface of the left skin 12 and the right skin (not shown) made of the composite and one end of the left floor 33 and the right floor 32. Use Referring to FIG. 5, the wet lay-up method includes: a reinforcing fiber (fabric) in a coupling portion where an inner surface of the left skin 12 of the fuselage 10 and one end 33a of the left floor 33 meet; 41) is contacted and the resin 42 as an adhesive is impregnated between the reinforcing fibers 41. This process is repeated for a predetermined number of times (for example, four times) to satisfy the required strength of the adhesive portion, and then cured at room temperature. This process is repeated at the top and bottom of the left floor end 33a.
그리고 상기에서 기술한 웨트 레이 업 결합을 동체의 우측 스킨과 우측 플로어의 일단부에서 행하게 된다. 상기의 웨트 레이 업 결합 방법을 사용하면 결합부재인 스킨과 플로어에 결합용 구멍을 뚫을 필요가 없게 된다.The wet layup coupling described above is performed at one end of the right skin and the right floor of the fuselage. By using the wet layup coupling method, there is no need to drill a coupling hole in the skin and floor, which are the coupling members.
제6도는 본 고안에 따른 복합재 항공기의 우측 플로어(32)와 플로어 본체(31)가 결합되는 부위를 도시한 것이다. 이를 참조하면 상기 우측 플로어(32)와 플로어 본체(31)를 결합하기 의하여 쳬결부위의 하면에 고정 부착된 너트 플레이트(51)와, 이 너트 플레이트(51)에 결합되는 스크류(50)가 구비된다. 상기 너트 플레이트(51)는 체결부위의 하측면 즉 우측 플로어(32) 단부의 하면에 미리 고정되어 있고, 스크류(50)를 회전시킴으로써 플로어 본체(31)와 우측 플로어(32)의 결합 및 분리가 가능하므로 플로어(30) 상부에서만 작업하여 플로어의 조립 및 정비가 가능하다.6 is a view showing a portion where the floor 32 and the right floor 32 of the composite aircraft according to the present invention are coupled. Referring to this, there is provided a nut plate 51 fixedly attached to the lower surface of the coupling part by coupling the right floor 32 and the floor body 31, and a screw 50 coupled to the nut plate 51. do. The nut plate 51 is fixed to the lower side of the fastening portion, that is, the lower surface of the right floor 32 end, and the coupling and disengagement of the floor main body 31 and the right floor 32 are achieved by rotating the screw 50. Since it is possible to work only on the floor 30, the assembly and maintenance of the floor is possible.
위와 같은 너트 플레이트(51)와 스크류(50)는 좌측 플로어(33)와 플로어 본체(31) 결합부에도 구비되어 있다.The nut plate 51 and the screw 50 as described above are also provided at the left floor 33 and the floor main body 31 coupled portion.
상기와 같은 구성을 가진 복합재 항공기를 조립하기 위해서는, 먼저 좌측 스킨(12) 및 우측 스킨(도시하지 않음)의 내측면에 각각 우측 플로어(33) 및 좌측 플로어(32)를 상기 웨트 레이 업 방법으로 부착하고, 상기 좌측 스킨과 우측 스킨을 결합하여 항공기 동체(10)를 만든다. 그리고 플로어 본체(31)를 상기에서 설명한 바와 같은 방법으로 동체(10) 내부에 부착된 우측 플로어(33) 및 좌측 플로어(32)에 결합하여 플로어(30) 설치가 완료된다.In order to assemble a composite aircraft having the above configuration, first, the right floor 33 and the left floor 32 are respectively disposed on the inner surfaces of the left skin 12 and the right skin (not shown) by the wet layup method. Attach and combine the left and right skins to form the aircraft fuselage 10. The floor 30 is installed by coupling the floor main body 31 to the right floor 33 and the left floor 32 attached to the inside of the body 10 in the same manner as described above.
이러한 복합재 항공기의 플로어(30)는 종래와 달리 3개의 부품으로 나누어져 나사 결합되어 있으므로, 플로어 본체(31)의 전단 하중은 본체와 좌, 우측 플로어가 결합되는 부위의 플로어 부분 또는 스크류의 압축 하중으로 변환되어 구조적으로 더욱 안정된다.Since the floor 30 of the composite aircraft is divided into three parts and screwed, unlike the related art, the shear load of the floor main body 31 is the compressive load of the floor part or the screw at the part where the main body and the left and right floors are coupled. It is converted into and structurally more stable.
이상의 설명에서와 같이 본 고안에 따른 복합재 항공기는 다음과 같은 장점을 가진다.As described above, the composite aircraft according to the present invention has the following advantages.
첫째, 플로어가 동체 스킨에 직접 결합되어 동체의 보강재로서의 기능을 행하므로, 항공기 동체의 기계적 강도가 향상되게 된다.First, since the floor is directly coupled to the fuselage skin to function as a reinforcement of the fuselage, the mechanical strength of the aircraft fuselage is improved.
둘째, 플로어를 항공기 동체 내부에 조립하거나 분리하기 위하여, 좁은 공간의 플로어 하부로 접근할 필요가 없으므로 작업성이 상당히 향상된다.Second, in order to assemble or separate the floor inside the aircraft fuselage, there is no need to approach the floor under the narrow space, which greatly improves workability.
셋째, 플로어가 분리 가능한 3개의 부품으로 나누어져 있으므로 정비가 용이하다.Third, maintenance is easy because the floor is divided into three parts that can be separated.
본 고안은 도면에 도시된 일 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 고안의 진정한 기술적 보호 범위는 청구된 등록 청구 범위의 기술적 사상에 의해 정해져야만 할 것이다.Although the present invention has been described with reference to one embodiment shown in the drawings, this is merely exemplary, and it will be understood by those skilled in the art that various modifications and equivalent other embodiments are possible. Therefore, the true technical protection scope of the present invention should be defined by the technical spirit of the claimed claims.
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