KR20110065526A - 항공기 부재들 사이의 조인트 - Google Patents

Abstract

제1 부재; 접착 영역에 걸쳐 상기 제1 부재와 접착된 제2 부재, 상기 접착 영역은 에지에서 끝나며; 상기 접착 영역의 에지와 상기 제2 부재의 에지 사이에 위치하는 비-접착 영역, 상기 부재들은 비-접착 영역에 걸쳐 접착되지 않으며; 및 비-접착 영역을 관통하며 상기 제1 부재를 상기 제2 부재에 고정시키는 하나 이상의 패스너를 포함하는 한 쌍의 항공기 부재들 사이의 조인트.

Description

항공기 부재들 사이의 조인트 {JOINT BETWEEN AIRCRAFT COMPONENTS}

본 발명은 한 쌍의 항공기 부재들 사이의 조인트에 관한 것이다. 상기 조인트는 제1 부재; 및 접착 영역에 걸쳐 상기 제1 부재에 결합하는 제2 부재를 포함한다. 상기 부재들은 동시-경화, 동시-접착, 2차적인 접착(예를 들어, 접착층의 수단) 또는 다른 적합한 결합 방법에 의해 서로 결합될 수 있다.

도 1은 스트링거 풋(1)과 날개 스킨 패널(2) 사이의 종래의 조인트를 도시한다. 상기 부재들은 접착층(3)에 의해 서로 결합된다. 자동안전장치 볼트(4)는 접착층(3)이 기능하지 않는 경우에도 부재들 사이의 연결을 유지시킨다.

항공기 날개가 사용될 때, 3개의 주요한 하중 유형이 일반적으로 조인트에 작용한다. 첫째로, 날개의 글로벌 벤딩(global bending)에 의해 유발되는 날개 스킨(2)의 국소 곡률의 결과로 하중이 조인트에 작용한다. 둘째로, 조인트를 통해 스트링거(1)로 전달되어야 하는 날개 스킨(2) 상에 전단 응력이 작용한다. 마지막으로, 스트링거 런아웃(run-out)(5)에서의 기하학적 불연속의 결과로, 박리 하중이 스킨(2)으로부터 개별의 스트링거 풋(1)에 작용할 수 있다.

전단 응력(6)은 그래프(7)에 도시된 바와 같이 스킨(2)으로부터 접착층(3)에 의해 스트링거 풋(1)으로 전달된다. 전단 응력은 전달이 시작되는 지점에서 최대이며, 모든 하중이 부재들 사이에 비례적으로 분배되면 0에 도달한다. 접착층(3)이 온전하면, 볼트(4)는 전단 응력을 거의 또는 전혀 전달하지 않는다.

도 1의 배열과 관련된 문제점은, 전단 응력(7)이 최대인 스트링거 런아웃(5)에서 일반적으로 개시되는 균열에 민감하다는 것이다.

비록 구조물 전체가 자동안전장치 볼트(4)의 존재로 인해 대파괴 전에 상대적으로 높은 하중을 견딜 수 있으나, 항공기 규정들은 보호되는 구조물의 전체적인 완전한 상태를 요구한다. 따라서, 항공기의 가동 기간 동안 경험할 수 있는 가장 큰 하중 레벨인 최대 하중 레벨에서 균열의 개시를 방지할 필요가 있다. 일반적으로 이는 스킨(2)을 두껍게 하는 것에 의해 달성된다.

본 발명의 제1 양상은 제1 부재; 접착 영역에 걸쳐 상기 제1 부재와 결합된 제2 부재, 상기 접착 영역은 에지에서 끝나며; 상기 접착 영역의 에지와 상기 제2 부재의 에지 사이에 위치하는 비-접착 영역, 상기 부재들은 비-접착 영역에 걸쳐 결합되지 않으며; 및 비-접착 영역을 관통하며 상기 제1 부재를 상기 제2 부재에 고정시키는 하나 이상의 패스너를 포함하는 한 쌍의 항공기 부재들 사이의 조인트를 제공한다.

제1 부재는, 예를 들어, 패널을 포함하며, 제2 부재는 예를 들어, 측면 에지들에 비해 짧은 말단 예지와 한 쌍의 측면 에지들을 갖는 스트링거를 포함할 수 있다. 이 경우에, 비-접착 영역은 접착 영역의 에지와 스트링거의 말단 에지 사이에 위치한다.

바람직하게, 조인트는 비-접착 영역 내의 부재들 사이에 위치하는 끼움쇠(shim) 층을 더 포함한다. 끼움쇠 층은 낮은 마찰 재료로 이루어지며, 여기서 끼움쇠 층과 제1 부재 사이의 마찰계수는 제2 부재와 제1 부재 사이의 마찰계수보다 작다. 바람직하게 끼움쇠 층은 다수의 비-접착 영역에 걸쳐 연장한다.

선택적으로, 끼움쇠 층은 생략될 수 있으며, 이 경우에, 제1 및/또는 제2 부재들은, 2개의 부재들 사이의 비-접착 영역을 실질적으로 채우는 스텝(step)을 포함할 수 있다. 이는 끼움쇠 층이 없는 제조 과정 동안 비-접착 영역 내에 일어나는 결합을 방지한다.

바람직하게 패스너는 하나 또는 양쪽의 부재들을 관통하며, 만약 포함된다면, 끼움쇠 층도 관통한다. 바람직하게 패스너는 볼트이다.

바람직하게, 접착 영역에 가장 근접한 패스너는 최소 직경 D로 비-접착 영역을 관통하는 샤프트를 가지며, 여기서, 샤프트의 중앙축과, 접착 영역의 에지 사이의 거리 L은 2D보다 크다.

제2 부재는 동시-경화, 동시-접착, 또는 2차적인 접착에 의해 접착 영역에 걸쳐 제1 부재에 결합될 수 있다. 하나 또는 양쪽의 부재들은, 예를 들어, 합성 재료인 복수의 층들로 이루어질 수 있다.

본 발명의 제2 양상은 부재들 사이의 전단 응력을 전달하는 방법을 제공하며, 상기 방법은, 비-접착 영역을 통해 부재들 사이에 실질적으로 전단 응력을 전달하지 않는 것과, 패스너(들)를 통해 부재들 사이에 적어도 일부의 전단 응력을 전달하는 것을 포함한다.

바람직하게, 상기 방법은, 접착 영역에 걸쳐 제2 부재를 제1 부재에 결합시키는 것; 비-접착 영역 내에 부재들이 결합되는 것을 방지하는 것; 및 비-접착 여역을 관통하는 하나 이상의 패스너들과 함께 부재들을 서로 고정하는 것을 더 포함한다. 바람직하게, 접착 단계 동안 비-접착 영역 내에 부재들 사이에 위치하는 끼움쇠 층에 의해 비-접착 영역에서 부재들이 결합되는 것이 방지된다. 전술한 바와 같이, 이 끼움쇠 층은 선택적으로 생략될 수 있으며, 이 경우에, 하나의(또는 양쪽의) 부재는 실질적으로 비-접착 영역을 채우는 스텝을 추가적으로 포함할 수 있으며, 따라서 제조 공정 동안 비-접착 영역에서 결합이 발생하는 것을 방지한다.

본 발명의 다른 양상은 본 발명의 제1 양상에 따른 조인트를 포함하는 항공기를 제공한다.

본 발명의 실시예들은 첨부된 도면을 참조하여 상세히 설명될 것이다.

도 1은 스트링거와 패널 사이의 종래의 조인트를 도시한다.
도 2는 본 발명의 실시예에 따른 조인트를 도시한다.
도 3은 항공기 날개 스킨의 내부면에 부착된 3개의 스트링거들을 도시한다.
도 4는 도 3에 지시된 A-A 선을 따라 절취된 단면도이다.
도 5는 2개의 부재들 사이의 조인트 제조 방법을 나타낸다.
도 6은 도 5의 방법에 따른 결과 조인트를 도시한다.

도 3은 항공기 날개의 하부 스킨(14)의 내부면에 부착된 3개의 스트링거들(10, 11, 12)을 도시한다. 스트링거들(10, 11, 12)과 스킨(14)은, 탄소 섬유 강화 플라스틱(CFRP)과 같은 박판 합성 재료로 제조된다. 일반적으로 CFRP는 에폭시 수지 메트릭스에 주입된 단향성(unidirectional) 탄소 섬유의 연속된 층들을 포함한다.

각각의 스트링거들(10, 11, 12)은, 스킨(14)에 평행하게 방위가 맞춰진 풋(15, 16, 17)과, 스킨(90)에 직각으로 방위가 맞춰진 블레이드(18, 19, 20)를 갖는다. 각각의 스트링거 풋은 한 쌍의 상대적으로 긴 측면 에지들과, 한 쌍의 상대적으로 짧은 말단 에지들을 갖는다. 이러한 말단 에지들은 종래에 "런아웃"으로 알려졌다. 스트링거 풋(16)의 하나의 런아웃(22)이 도시되나, 스트링거 풋들(15, 17)의 런아웃들은 도시되지 않는다. 스트링거(11)의 블레이드(19)가 런아웃(22)에 미치지 않는 팁(23)에서 끝나는 경사진 말단 에지(21)를 갖는다는 점에 주의한다. 이는 스킨(14)과 스트링거(11) 사이의 하중 전달 과정을 매끄럽게 한다.

도 4는 도 3에 지시된 A-A 선을 따라 절취한 단면도이며, 스트링거 런아웃 영역 내의 스트링거/스킨 조인트를 도시한다. 스트링거(11)의 풋(16)은, 접착층(30)과, 도 4에 3개가 도시된, 6개의 볼트(31) 세트에 의해 날개 스킨(14)에 부착된다. 접착층(30)은 에지(32)와 런아웃(22) 사이에, 접착제가 존재하지 않는, 비-접착 영역을 남기고 에지(32)에서 끝난다. 끼움쇠 층(33)은 상기 비-접착 영역 내의 부재들 사이에 위치한다. 볼트들(31)은 부재들(14, 16)과 끼움쇠 층(33)을 관통한다.

도 1의 종래 배열과 달리, 볼트들(31)은 부재들 사이의 전단 응력의 상당한 크기를 전달한다. 이 원리는, 부재들 사이에 끼움쇠 층(8)을 배치하고, 접착층(3)을 에지(9)에서 끝내는 것에 의해 변형된 도 1의 조인트를 도시하는 도 2에 도시된다. 끼움쇠 층(8)에 의해 전단 응력이 거의 또는 전혀 전달되지 않기 때문에, 볼트(4)는 전단 응력의 상당한 크기를 전달하며, 접착제에 전달되는 전단 응력은 매우 작다. 따라서, 접착제에서 개시되는 균열의 가능성은 도 1의 배열과 비교하여 매우 감소된다. 유사한 원리가 도 4에 도시된 조인트에 적용된다.

볼트들(31)의 크기가 종래의 조인트와 비교하여 증가될 필요가 있을 수 있으나, 이 무게 증가는, 스킨 및/또는 스트링거를 더 얇게 만드는 것에 의한 상쇄(offset) 이상일 것이 예상된다는 것을 주의한다.

또한, 도 4를 다시 참조하면, 접착제의 에지(32)가 스트링거 런아웃(22)과 스킨(14) 사이의 기하학적 불연속으로부터 이격되어 있으므로, 박리 하중이 접착제에 의해 더이상 전달되지 않으며, 볼트들(31)이 대신 이 하중을 전달한다. 또한, 날개의 글로벌 벤딩에 의해 유발된 접착제 상의 하중들은, 벤딩 모멘트가 낮은 날개 상의 위치에 에지(32)를 위치시키는 것에 의해 최소화하거나 제거된다.

접착제 보다 볼트들(31)에 의해 다수의 전단 응력들이 전달되는 것을 보장하기 위해, 에지(32)와 볼트들 사이에 상당한 간격을 유지하는 것이 바람직하다. 더 바람직하게, 거리 L(도 4 참조)은, 접착 영역의 에지(32)에 가장 근접한 볼트인, 볼트(31)의 샤프트 중앙축과, 접착 영역의 에지(32) 사이에 정의될 수 있다. 이 거리 L은 바람직하게, 볼트(31)의 샤프트의 가장 작은 직경 D보다 2배 이상 크나, 버클링 거리보다 작다. 버클링 거리는, 구조물이 수인할 수 없는 버클링의 위험에 노출되기 전에 견딜 수 있는 가장 큰 거리 L로 정의된다.

끼움쇠 층(33)은, 테플론과 같은, 낮은 마찰계수를 갖는 재료로 이루어진다. 이는 볼트들(31)이 프리텐션 되어 있으면 특히 중요한다. 이는 끼움쇠 층(33)을 통한 전단 응력들의 전달을 최소화한다. 또한, 끼움쇠 층(33)은 비-접착 영역으로의 수분 침투를 방지한다.

도 5는 제1 부재(50)와 제2 부재(51) 사이에 상기 설명된 것들과 유사한 조인트를 제조하는 방법을 나타낸다. 첫째로, 끼움쇠 층(52)이 비-접착 영역 내에 제1 및/또는 제2 부재(50) 상에 놓여진다. 다음으로, 접착층(53)이 접착 영역 내에서 제1 부재(50)에 가해진다. 2개의 부재들은 접착이 고정될 때까지 서로 누른다. 접착이 고정된 후, 볼트들(54)은 비-접착 영역을 관통한다. 결과 조인트가 도 6에 도시된다. 끼움쇠 층(52)은, 접착 영역의 에지(55)의 위치가 용이하게 조절될 수 있도록 한다. 또한, 도 2와 도 4에 도시된 조인트들은 이 방법에 의해 제조될 수 있다. 이 경우에, 접착층은 일반적으로 패널에 적용되며, 스트링거는 패널의 접착층 상에 눌려진다.

도 5의 예에서, 양 부재들이, 접착층에 의해 서로 결합되기 전에, 예비-경화된다. 그러나, 동시-경화 및 동시-접착을 포함한 다른 접착 방법들이 사용될 수 있다. 동시-경화의 경우에, 부재들이 동시에 경화되며, 경화됨에 따라, 접착 영역 내에서 부재들이 함께 접착되며, 끼움쇠 층은 에폭시 수지가 비-접착 영역으로 유입되는 것을 방지한다. 동시-경화 시에, 접착층은 존재하거나 존재하지 않을 수 있다. 동시-접착의 경우에, 부재들 중 하나(일반적으로 패널)는 예비-경화되며, 스트링거는 패널 상에서 경화된다. 동시-접착 시에, 접착층은 존재하거나 존재하지 않을 수 있다.

본 발명이 하나 이상의 바람직한 실시예들을 참조하여 설명되었으나, 첨부된 청구항들에서 정의되는 바와 같은 본 발명의 사상을 벗어나지 않으면서 다양한 변경 및 수정이 이루어질 수 있음을 인식할 수 있을 것이다.

Claims (15)

1. 제1 부재; 접착 영역에 걸쳐 상기 제1 부재와 접착된 제2 부재; 상기 접착 영역의 에지와 상기 제2 부재의 에지 사이에 위치하는 비-접착 영역; 및 비-접착 영역을 관통하며 상기 제1 부재를 상기 제2 부재에 고정시키는 하나 이상의 패스너를 포함하며, 상기 접착 영역은 에지에서 끝나고, 상기 제1 부재와 제2 부재는 비-접착 영역에 걸쳐 접착되지 않는 것을 특징으로 하는 한 쌍의 항공기 부재들 사이의 조인트.
2. 제 1 항에 있어서, 제1 부재는 패널을 포함하며, 제2 부재는 측면 에지들에 비해 짧은 말단 예지와 한 쌍의 측면 에지들을 갖는 스트링거를 포함하고, 상기 비-접착 영역은 접착 영역의 에지와 스트링거의 말단 에지 사이에 위치하는 것을 특징으로 하는 조인트.
3. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서, 비-접착 영역 내의 부재들 사이에 위치하는 끼움쇠 층을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 조인트.
4. 제 3 항에 있어서, 상기 끼움쇠 층은 낮은 마찰 재료로 이루어지며, 끼움쇠 층과 제1 부재 사이의 마찰계수는 제2 부재와 제1 부재 사이의 마찰계수보다 작은 것을 특징으로 하는 조인트.
5. 제 3 항 또는 제 4 항에 있어서, 각각의 패스너는 상기 끼움쇠 층을 관통하는 것을 특징으로 하는 조인트.
6. 제 3 항, 제 4 항 또는 제 5 항에 있어서, 상기 끼움쇠 층은 다수의 비-접착 영역에 걸쳐 연장하는 것을 특징으로 하는 조인트.
7. 제 1 항 내지 제 6 항 중 어느 한 항에 있어서, 패스너는 하나 또는 양쪽의 부재들을 관통하는 것을 특징으로 하는 조인트.
8. 제 7 항에 있어서, 상기 패스너는 볼트인 것을 특징으로 하는 조인트.
9. 제 1 항 내지 제 8 항 중 어느 한 항에 있어서, 접착 영역의 에지에 가장 근접한 패스너는, 최소 직경 D로 비-접착 영역을 관통하는 샤프트를 가지며, 샤프트의 중앙 축과, 접착 영역의 에지 사이의 거리 L은 2D보다 큰 것을 특징으로 하는 조인트.
10. 제 1 항 내지 제 9 항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 제2 부재는 동시-경화, 동시-접착, 또는 2차적인 접착에 의해 접착 영역에 걸쳐 제1 부재에 접착되는 것을 특징으로 하는 조인트.
11. 제 1 항 내지 제 10 항 중 어느 한 항에 있어서, 하나 또는 양쪽의 부재들은 복수의 층들로 이루어지는 것을 특징으로 하는 조인트.
12. 제 11 항에 있어서, 하나 또는 양쪽의 부재들은 합성 재료인 복수의 층들로 이루어지는 것을 특징으로 하는 조인트.
13. 제 1 항 내지 제 12 항 중 어느 한 항의 조인트의 부재들 사이에 전단 응력을 전달하는 방법으로서, 비-접착 영역을 통해 부재들 사이에 실질적으로 전단 응력을 전달하지 않는 단계와, 패스너를 통해 부재들 사이에 적어도 일부의 전단 응력을 전달하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
14. 제 1 항의 조인트를 제조하는 방법으로서, 접착 영역에 걸쳐 제2 부재를 제1 부재에 접착시키는 단계; 비-접착 영역 내에서 부재들이 접착되는 것을 방지하는 단계; 및 비-접착 영역을 관통하는 하나 이상의 패스너들과 함께 부재들을 고정시키는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
15. 제 14 항에 있어서, 접착 단계 동안 비-접착 영역 내에, 부재들 사이에 위치하는 끼움쇠 층에 의해 비-접착 영역에서 부재들의 접착이 방지되는 것을 특징으로 하는 방법.

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