KR20020070693A - 항공기의 동체 결합구조 - Google Patents

Abstract

본 발명은 항공기의 동체 결합구조에 관한 것으로, 종래 전방 동체의 삽입부와 중앙 동체의 결합부는 그 결합 구조가 일단은 일직선상에서 바깥쪽으로 벗어나도록 결합되고, 타단은 일직선상으로 결합되는 구조이므로 전방 동체와 중앙 동체를 결합시킬 때에 전방 동체의 삽입부와 중앙 동체의 결합부가 완전히 결합되지 않거나, 전방 동체의 삽입부 보다 중앙 동체의 결합부가 크게 형성됨에 따라 상호 일치된 상태에서 결합되지 않고 어긋나는 간섭 현상이 발생하게 되므로 간섭이 발생되는 현상을 배제하기 위하여 간섭되는 부품을 잘라낸 후 덧대기 부품을 사용하거나, 간섭되는 부품을 결합 이후에 장착해야 하므로 인해 조립 시간이 많이 소요되고, 조립 작업시의 불편함을 초래하여 조립 생산성이 떨어지게 되는 등의 많은 문제점이 있었던 바, 본 발명은 항공기의 전방 동체의 삽입부 내부 양측면과 중앙 동체의 결합부 양단은 상호 일직선상으로 형성되므로써 결합 구조를 단순화시켜 전방 동체와 중앙 동체를 조립시 항공기 외부 컨투어에 영향을 받는 구조물간의 간섭 발생을 근본적으로 방지할 수 있어서 조립 시간을 단축시킬 수 있으며, 작업 능률의 향상에 의한 조립 생산성을 증대시킬 수 있게 된다.

Description

항공기의 동체 결합구조{FUSELAGE COMBINATION STRUCTURE OF AIRCRAFT}

본 발명은 항공기의 동체 결합구조에 관한 것으로서, 더욱 상세하게는 항공기의 전방 동체와 중앙 동체를 조립시 항공기 외부 컨투어(Contour)에 영향을 받는 구조물간의 간섭 발생을 근본적으로 방지할 수 있도록 한 것이다.

일반적으로, 항공기 또는 전투용 항공기의 동체(Fuselage) 내부에는 다양한 요구 조건을 만족해야 하는 계통들이 복잡하게 배치되어 있으며, 상기한 항공기의 동체는 알루미늄으로 제작된 구조물이 리벳 결합되어 제작되거나, 최근에 개발된 엔지니어링 플라스틱과 화이버 등으로 이루어진 복합재에 의해 복수개의 부재로 제작되어 결합된 구조를 갖게 된다.

한편, 상기한 동체는 크게 전방 동체, 중앙 동체, 후방 동체로 구분되어 각각의 동체들이 조립이 완료된 상태에서 결합시키게 되는 데, 종래의 전방 동체와 중앙 동체를 결합시킬 때에는 도 1에 도시한 바와 같이, 전방 동체(10)의 후방 단부에 형성된 삽입부(11) 내부의 양측면과 일치시켜 삽입부(11)와 상호 대응되도록 형성된 중앙 동체(20)의 전방 단부에 형성된 결합부(21)를 삽입시켜 전방 동체(10)와 중앙 동체(20)를 결합시키게 된다.

이때, 상기 중앙 동체(20)의 결합부(21) 일단에는 전방 동체(10)와 중앙 동체(20)가 결합된 후 상기 전방 동체(10)의 삽입부(11) 일단이 접촉하여 지지되는 고정홈(12a)을 갖는 지지편(12)이 형성된다.

그러나, 이와 같이 종래의 전방 동체(10)의 삽입부(11)와 중앙 동체(20)의 결합부(21)는 그 결합 구조가 일단은 일직선상에서 바깥쪽으로 벗어나도록 결합되고, 타단은 일직선상으로 결합되는 구조이므로 전방 동체(10)와 중앙 동체(20)를 결합시킬 때에 도 2a에 도시한 바와 같이 전방 동체(10)의 삽입부(11)와 중앙 동체(20)의 결합부(21)가 완전히 결합되지 않거나, 도 2b에 도시한 바와 같이 전방 동체(10)의 삽입부(11) 보다 중앙 동체(20)의 결합부(21)가 크게 형성됨에 따라 상호 일치된 상태에서 결합되지 않고 어긋나는 간섭 현상이 발생하게 되므로 간섭이 발생되는 현상을 배제하기 위하여 간섭되는 부품을 잘라낸 후 덧대기 부품을 사용하거나, 간섭되는 부품을 결합 이후에 장착해야 하므로 인해 조립 시간이 많이 소요되고, 조립 작업시의 불편함을 초래하여 조립 생산성이 떨어지게 되는 등의 많은 문제점이 있었다.

따라서, 본 발명은 상기한 제반 문제점을 해결하기 위한 것으로서, 항공기의 전방 동체와 중앙 동체를 조립시 항공기 외부 컨투어에 영향을 받는 구조물간의 간섭 발생을 근본적으로 방지할 수 있도록 하여 조립 시간을 단축시킬 수 있을 뿐만 아니라, 작업 능률의 향상에 의한 조립 생산성을 증대시킬 수 있는 항공기의 동체 결합구조를 제공하는 데 그 목적이 있다.

도 1은 종래 항공기의 전방 동체와 중앙 동체가 결합된 상태를 나타낸 횡단면도

도 2a 및 도 2b는 종래의 전방 동체와 중앙 동체를 결합시 간섭이 발생되는 현상을 각각 나타낸 횡단면도

도 3a 내지 도 3c는 본 발명에 따른 전방 동체와 중앙 동체가 결합되는 상태를 순차적으로 나타낸 횡단면도

* 도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명 *

100; 전방 동체 110; 삽입부

120; 지지편 121; 고정홈

200; 중앙 동체 210; 결합부

상기한 목적을 달성하기 위해 본 발명은 전방 동체의 후방 단부에 삽입부가 형성되고, 중앙 동체의 전방 단부에는 상기 전방 동체의 삽입부 내부 양측면에 대응되어 삽입되는 결합부가 형성되어 전방 동체와 중앙 동체를 결합시키기 위한 항공기의 동체 결합구조에 있어서, 상기 전방 동체의 삽입부 내부 양측면과 중앙 동체의 결합부 양단은 상호 일직선상으로 형성된 것을 특징으로 하는 항공기의 동체 결합구조가 제공된다.

이하, 상기한 목적을 달성하기 위한 본 발명의 바람직한 실시예를 첨부 도면을 참조하여 상세히 설명하면 다음과 같다.

도 3a 내지 도 3c는 본 발명에 따른 전방 동체와 중앙 동체가 결합되는 상태를 순차적으로 나타낸 횡단면도이다.

본 발명은 항공기의 전방 동체(100) 후방 단부에 삽입부(110)가 형성되고, 중앙 동체(200)의 전방 단부에는 상기 전방 동체(100)의 삽입부(110) 내부 양측면에 대응되어 삽입되는 결합부(210)가 형성되며, 상기 전방 동체(100)의 삽입부(110) 내부 양측면과 중앙 동체(200)의 결합부(210) 양단은 상호 일직선상으로 형성되고, 상기 중앙 동체(200)의 결합부(210) 일단에는 전방 동체(100)와 중앙 동체(200)가 결합된 후 상기 전방 동체(100)의 삽입부(110) 일단이 접촉하여 지지되는 고정홈(121)을 갖는 지지편(120)이 형성되어 구성된다.

상기와 같이 구성된 본 발명은 도 3a 내지 도 3c에 도시한 바와 같이, 항공기의 전방 동체(100)와 중앙 동체(200)를 결합시키고자 할 때에는 상기 전방 동체(100)의 후방 단부에 형성된 삽입부(110)에 중앙 동체(200)의 전방 단부에 형성된 결합부(210)를 도 3a와 같이 일치시킨 상태에서 삽입시킴에 따라 도 3b의 과정을 거쳐 도 3c와 같이 전방 동체(100)와 중앙 동체(200)를 결합시킬 수 있게 된다.

이때, 상기 전방 동체(100)의 삽입부(110) 내부 양측면과 중앙 동체(200)의 결합부(210) 양단은 상호 일직선상으로 형성되어 있으므로 결합 구조를 단순화시킬 수 있고, 전방 동체(100)와 중앙 동체(200)의 조립 작업시 간섭이 발생됨이 없이 용이하게 진행할 수 있게 된다.

이상에서 상술한 바와 같이, 본 발명은 항공기의 전방 동체의 삽입부 내부 양측면과 중앙 동체의 결합부 양단은 상호 일직선상으로 형성되므로써 결합 구조를 단순화시켜 전방 동체와 중앙 동체를 조립시 항공기 외부 컨투어에 영향을 받는 구조물간의 간섭 발생을 근본적으로 방지할 수 있어서 조립 시간을 단축시킬 수 있으며, 작업 능률의 향상에 의한 조립 생산성을 증대시킬 수 있는 등의 많은 장점이 구비된 매우 유용한 발명이다.

본 발명은 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 발명의 진정한 기술적인 보호 범위는 첨부된 특허청구범위의 기술적 사상에 의해 정해져야 할 것이다.

Claims (1)

1. 전방 동체의 후방 단부에 삽입부가 형성되고, 중앙 동체의 전방 단부에는 상기 전방 동체의 삽입부 내부 양측면에 대응되어 삽입되는 결합부가 형성되어 전방 동체와 중앙 동체를 결합시키기 위한 항공기의 동체 결합구조에 있어서,

   상기 전방 동체의 삽입부 내부 양측면과 중앙 동체의 결합부 양단은 상호 일직선상으로 형성된 것을 특징으로 하는 항공기의 동체 결합구조.