KR200200669Y1 - 항공기 부품의 연결 구조물 - Google Patents

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Abstract

본 고안에 따르면, 플레이트 형태의 연결구, 상기 연결구에 형성된 삽입구를 통해서 삽입되고 상기 연결구에 용접된 다수의 핀 및, 상기 플레이트와 상기 다수의 핀에 대하여 수지 및 파이버를 교번되게 적층 경화시킴으로써 고착 상태를 유지하는 복합 재료 부품을 구비하는 항공기 부품의 연결 구조물이 제공된다. 본 고안에 따른 항공기 부품의 연결 구조물은 복합 재료인 부품과 연결구의 상호 연결에 있어서 충분한 강성이 보장될 수 있도록 하는 장점을 가지며, 상대적으로 용이한 공정을 통해서 연결 구조물이 제작될 수 있다는 장점을 가진다.

Description

항공기 부품의 연결 구조물
본 고안은 항공기 부품의 연결 구조물에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 연결 부위의 구조적 강도가 개선될 수 있도록 스티일 플레이트와 복합재 사이에 다수의 핀들이 삽입된 항공기 부품의 연결 구조물에 관한 것이다.
일반적으로 복합 재료를 이용하는 항공기는 수지 재료와 파이버 재료를 교번하여 다층 구조로 적층시킨 후에 고온 고압으로 경화시킴으로써 항공기의 주요 부품인 동체 스킨, 수평 주익, 수평 보조익 및, 수직 미익등이 제작된다. 별도의 공정을 통해 제작된 복합 재료 부품은 필요에 따라서 금속 재료인 연결 부품에 대하여 연결되어야 하는데, 복합 재료 부품과 금속 재료 부품 사이의 연결은 항공기의 구조적 강도를 충족시킴과 동시에 안전성과 제작의 용이성이 보장되어야만 한다.
제1(a)도는 항공기의 주익에 대한 연결 구조를 개략적으로 도시한 단면도이다.
도면을 참조하면, 항공기의 주익(10)은 상부 스킨(11)과 하부 스킨(12)을 구비하며, 이러한 상하부 스킨(11,12)들은 수지(resin) 재료와 파이버(fiber)를 다층구조로 적층시킴으로써 형성된다. 항공기의 주익(10)은 연결구(14)를 통해서 항공기 동체(미도시)의 측면에 소정 위치에 부착된다. 연결구(14)의 구조적 강도를 보강하기 위한 스파(spar, 13)가 연결구(14) 사이에 개재되어 있다.
제1(b)도는 제1(a)도에서 영문자 C로 표시된 부분을 확대하여 도시한 확대 단면도이다.
도면을 참조하면, 하부 스킨(12)에 연결되는 연결구(14)의 연결부위(14a)는 도면에 도시된 바와 같이 단계적으로 두께가 얇아지는 단차로써 형성되어 있으며, 연결 부위(14a)의 단부(14b)는 그 두께가 가장 얇게 형성된다. 연결 부위(14a)와 하부 스킨(12)은 소정의 접착제를 통하여 상호 연결되며, 따라서 연결부위의 제작 공정에는 접착제 도포 공정이 포함된다.
제2(a)도 및 제2(b)도는 위와 같이 단차가 형성된 연결 부위에 의해 연결되는 수평미익의 평면도 및, 제2(a)도의 A-A 선을 따라 절단한 단면도를 각각 도시한다.
제2(a)도를 참조하면, 수평 미익(21)의 스킨을 연결구(22)에 의해 동체에 연결된다. 연결구(22)는 도면에 도시된 바와 같이 전체적으로 5각형의 평면 형상을 가진 플레이트이다. 연결구(22)와 수평 미익(21)의 스킨이 상호 연결된 부분을 A-A선에 따라서 절단한 제2(b)도를 참조하면, 수평 미익(21)의 가장자리 부분은 단계적으로 두께가 얇아지는 단차가 형성되며, 수평 미익(21)의 스킨에 대하여 접착제로 접착되어 있다.
위와 같은 항공기 부품의 연결 방식은 연결구의 단부 또는 가장자리 부분을 단계적으로 얇게 형성하는 가공 공정과, 접착제를 이용한 접착 공정을 필요로 한다는 점에서 작업의 곤란성이 따른다. 또한 구조적 강도에 있어서도 두께가 가장 얇게 형성되는 단부 부분에서 연결구(14,22)의 일부가 파괴되는 현상이 자주 발생한다는 단점을 가진다.
본 고안은 위와 같은 문제점을 해결하기 위하여 안출된 것으로서, 본 고안의 목적은 제작 공정이 단순화된 항공기 부품의 연결 구조물을 제공하는 것이다.
본 고안의 다른 목적은 구조적 강도가 개선된 항공기 부품의 연결 구조물을 제공하는 것이다.
본 고안의 다른 목적은 복합재와 연결구 사이에 다수의 핀을 삽입함으로써 형성되는 항공기 부품의 연결 구조물을 제공하는 것이다.
제1(a)도는 복합 재료로 형성된 항공기 주익의 연결 부위를 도시한 단면도.
제1(b)도는 제1(a)도에서 C로 표시된 부분을 확대하여 도시한 확대 단면도.
제2(a)도는 복합 재료로 형성된 항공기 수평 미익에 대한 평면도.
제2(b)도는 제2(a)도에서 A-A로 표시된 부분을 절단하여 도시한 단면도.
제3(a)도 및 제3(b)도는 본 고안에 따른 항공기 부품의 연결 구조물에 대한 실시예 1의 단면도 및 평면도.
제4(a)도 및 제4(b)도는 본 고안에 따른 항공기 부품의 연결 구조물에 대한 실시예 2의 단면도 및 평면도.
* 도면의 주요부분에 대한 부호의 설명
11 : 상부 스킨 12 : 하부 스킨
13 : 스파(spar) 14 : 연결구
21 : 수평 미익 22 : 연결구
31 : 복합 재료 부품 32 : 연결구
33 : 핀 34 : 통공
41 : 복합 재료 부품 42a,42b : 플레이트
43 : 핀 44 : 통공
상기 목적을 달성하기 위하여, 본 고안에 따르면, 플레이트 형태의 연결구, 상기 연결구에 형성된 삽입구를 통해서 삽입되고 상기 연결구에 용접된 다수의 핀 및 상기 플레이트와 상기 다수의 핀에 대하여 수지 및 파이버를 교번되게 적층 경화시킴으로써 고착 상태를 유지하는 복합 재료 부품을 구비하는 항공기 부품의 연결 구조물이 제공된다.
본 고안의 일 특징에 따르면, 상기 다수의 핀은 상기 연결구의 상부 및 하부표면으로부터 연장되며, 상기 복합 재료 부품은 상기 연결구의 상부 및 하부 표면에 적층 경화된다.
본 고안의 다른 특징에 따르면, 상기 연결구는 상부 플레이트 및 하부 플레이트를 가지며, 상기 복합 재료 부품은 상기 상부 플레이트와 하부 플레이트 사이에 개재되고, 상기 다수의 핀은 상기 상부 플레이트 및 하부 플레이트로부터 복합 재료 부품의 내측으로 삽입되어 단부가 각각의 플레이트에 용접된다.
본 고안의 다른 특징에 따르면, 상기 복합 재료 부품의 경화는 상기 다수의 핀이 상기 복합 재료 부품의 내측으로 삽입된 이후에 이루어진다.
이하 본 고안을 첨부된 도면에 도시된 실시예를 참고로 보다 상세하게 설명하기로 한다.
제3(a)도 및 제3(b)도에 도시된 것은 본 고안에 따른 항공기 부픔의 연결 구조물에 대한 단면도 및 평면도를 각각 도시한 것이다.
제3(a)도를 참조하면, 연결구(32)는 소정 두께를 가지는 평판의 형상을 가지며, 연결 구조에 필요한 통공(34)이 일 단부에 형성되어 있다. 연결구(32)는 예를 들면 티타늄과 같이 강성이 크고 가벼운 금속 재료로 형성되며, 통공(34)이 형성된 부위는 복합 재료 부품(31)이 형성되는 부위보다 두껍게 형성된다. 복합 재료 부품은 예를 들면 주익 또는 수평 미익의 스킨이다. 연결구(32)의 두께가 얇은 부분에는 다수의 핀(33)이 삽입될 수 있는 통공이 형성되며, 핀 삽입공을 통해 다수의 핀(33)이 삽입된다. 핀(33)들은 구조적 강도를 고려하여 제3(b)도에 도시된 바와 같이 적절한 분포를 가지는 것이 바람직스럽다. 핀(33)은 연결구(32)의 핀 삽입공에 삽입된 이후에 용접된다.
수지와 파이버의 복합 재료로 형성되는 부픔(31)은 위와 같이 다수의 핀(33)이 삽입된 상태인 연결구(32)의 상부 표면 및 하부 표면에 적층된다. 즉, 위에서 언급된 바와 같이 수지 재료를 도포하는 공정과 파이버를 수지 재료 사이에 배치시키는 공정을 반복함으로써 수지와 파이버의 복합체가 연결구(32)의 상부 표면 및 하부 표면에 적층되도록 하는 것이다. 수지와 파이버의 복합체가 적층된 이후에는 고온 고압 상태에서 복합 재료를 경화시킴으로써, 연결구(32)의 상하부 표면 및 다수의 핀(33)들 둘레에서 복합 재료 부품(31)이 소정의 압력과 함께 고착된 상태를 유지하게 된다. 따라서 복합 재료의 부품(31)과 플레이트(32) 사이에는 인장 방향 및 전단 방향에 대한 구조적 강도가 안정적으로 보장될 수 있다.
제4(a)도 및 제4(b)도는 본 고안의 다른 실시예에 따른 항공기 부픔의 연결 구조물에 대한 단면도 및 평면도를 각각 도시한 것이다.
제4(a)도를 참조하면, 플레이트는 연결구는 상부 플레이트(42a) 및 하부 플레이트(42b)를 구비하며, 상기 상부 및 하부 플레이트(42a,42b)의 사이에는 다른 연결부재(47) 및 복합 재료 부품(41)이 개재된다. 상하부 플레이트(42a,42b)의 일 단부와 연결 부재(47)에는 각각 통공이 형성되어 있으며, 이것은 도면 번호 44로 도시된 바와 같이 상호 일치된 상태이다. 도시되지 아니한 커넥터가 상기 통공들에 삽입됨으로써 연결구(42a,42b)와 연결 부재(47)가 상호 연결 상태를 유지할 수 있다.
상부 플레이트(42a)와 하부 플레이트(42b)에는 다수의 핀(43)들이 삽입될 수 있는 삽입공이 형성된다. 핀(43)들은 플레이트의 삽입공에 삽입된 이후에, 플레이트 사이에 개재된 복합 재료 부품(41)에 삽입된다. 핀(43)의 길이는 복합 재료 부품(41)의 상부 및 하부 표면에서 삽입되었을 때 단부가 서로 접촉하지 않을 정도로 형성되는 것이 바람직스럽다. 핀(43)의 단부와 각각의 플레이트(42a,42b)들은 각각 용접된다. 핀(43)들은 제4(b)도에 도시된 바와 같이 다수개가 소정의 강성을 유지할 수 있도록 분포되는 것이 바람직스럽다.
핀(43)들은 복합 재료 부품(41)을 수지와 파이버로 적층 형성한 이후에 플레이트(42a,42b)를 복합 재료 부품(41)의 상부 및 하부 표면에 접촉시킨 상태에서 삽입한다. 이때 복합 재료 부품(41)은 경화되지 않은 상태이므로, 핀(43)들은 복합 재료를 통해 삽입될 수 있다. 다음에 복합 재료 부품(41)을 고온 고압하에서 경화시키면 소정의 압력과 함께 복합 재료 부품(41)은 플레이트(42a,42b) 및, 핀(43)들에 대하여 고착될 수 있다.
상기에 설명된 두가지의 실시예에서 다수의 핀(33,43)들은 연결 구조물에 가해지는 전단력을 견딜 수 있을 정도의 단면적과 형상을 가져야만 한다. 예를 들면 핀의 단면은 원형이나 사각형을 가질 수 있다. 원형으로 형성될 경우, 직경이 0.5mm 내지 1.0mm인 것이 바람직스럽다. 또한 사각형으로 형성될 경우에도 상기 원형의 단면적에 근접한 면적을 가지도록 형성되는 것이 바람직스럽다.
본 고안에 따른 항공기 부품의 연결 구조물은 복합 재료인 부품과 연결구의 상호 연결에 있어서 충분한 강성이 보장될 수 있도록 하는 장점을 가지며, 상대적으로 용이한 공정을 통해서 연결 구조물이 제작될 수 있다는 장점을 가진다.
본 고안은 도면에 도시된 실시예를 참고로 설명되었으나 이는 예시적인 것에 불과하며, 당해 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 이로부터 다양한 변형 및 균등한 타 실시예가 가능하다는 점을 이해할 수 있을 것이다. 따라서 본 고안의 진정한 보호 범위는 첨부된 청구 범위에 의해서만 정해져야 할 것이다.

Claims (2)

  1. 플레이트 형태의 연결구, 상기 연결구에 형성된 삽입구를 통해서 삽입되고 상기 연결구에 용접된 다수의 핀 및, 상기 플레이트와 상기 다수의 핀에 대하여 수지 및 파이버를 교번되게 적층경화시킴으로써 고착 상태를 유지하는 복합 재료 부품을 구비하는 항공기 부품의 연결 구조물.
  2. 제1항에 있어서, 상기 다수의 핀은 상기 연결구의 상부 및 하부 표면으로부터 연장되며, 상기 복합 재료 부품은 상기 연결구의 상부 및 하부 표면에 적층경화된 것을 특징으로 하는 항공기 부품의 연결 구조물.
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