KR20130140116A - 복합재 및/또는 금속재 기체를 위한 다이아몬드형 창 - Google Patents

복합재 및/또는 금속재 기체를 위한 다이아몬드형 창 Download PDF

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Abstract

항공기 동체는 측면 영역을 가진 통형 섹션을 포함할 수 있다. 동체는 서로 나란한 관계로 측면 영역에 형성된 제1 절개부와 제2 절개부를 포함할 수 있다. 동체는 통형 섹션을 따라 연장형성되는 직접 하중 경로를 제공할 수 있다. 하중 경로는 대략 제1 절개부 아래의 측면 영역의 하부로부터 대략 제2 절개부 위의 측면 영역의 상부까지 실질적으로 연속적으로 연장형성될 수 있다.

Description

복합재 및/또는 금속재 기체를 위한 다이아몬드형 창{DIAMOND SHAPED WINDOW FOR A COMPOSITE AND/OR METALLIC AIRFRAME}
본 발명은 일반적으로 항공기 창들에 관한 것으로, 더 상세하게는 항공기 동체를 위한 최적화된 절개 형태에 관한 것이다.
일반적으로, 상업 비행에서 이용되는 종래의 여객기는 항공기 동체의 측면들을 따라 설치된 승객용 창들을 포함한다. 측면으로 향하는 창들은 전형적으로 동체의 각각의 측면 상에서 전방 단부와 후방 단부 사이에 연장형성된 창 띠영역에 하나의 열로 배열된다. 각각의 창은 보통 측면들에 형성된 창 절개부에 장착된다.
서비스 동안에, 항공기는 다른 크기와 방향으로 형성되는 다양한 다른 하중들을 받는다. 예를 들어, 비행 동안에, 항공기의 무게 및 항공기 유료하중(예를 들어, 승객들, 짐, 화물)은 항공기 날개들에 의해 지지된다. 정상적인 순항 비행 동안에, 항공기의 무게 및 유료하중은 동체 상에 굽힘 모멘트들 야기한다. 굽힘 모멘트는 동체의 각각의 측면 상에서 평면 내 전단 하중을 발생시킨다. 전단 하중은 측면 영역에서 전단 하중의 인장 및 압축 성분들을 야기하고 이것들은 항공기 길이방향 축에 대하여 약 45도로 방향이 형성된다. 전단 하중은 동체의 크라운 영역을 동체의 킬 영역에 연결하는 창 띠영역을 통과한다.
일반적으로, 종래의 항공기 창들은 타원형 형태를 갖고 비교적 짧은 피치 거리로 항공기 동체를 따라 간격을 두고 형성된다. 전형적으로, 창들 사이의 피치 거리는 동체 스킨의 내측면을 따라 약 22-24인치로 간격을 두고 전형적으로 형성되는 원주방향 프레임들 사이의 거리와 일치한다. 비교적 짧은 피치 거리와 종래 항공기 창들의 타원형 형태의 조합은 전단 하중들에 대하여 불연속적이거나 뒤틀린(contorted) 하중 경로를 야기한다. 이러한 점에서, 타원형 층들 및 이러한 피치 거리는 전단 하중이 창들 사이에서 직선으로 지나가는 것을 방해하고 대신에 전단 하중 경로에 불연속성을 생성하여 전단 하중이 각각의 타원형 창 주위로 지나가게 한다.
불연속적인 하중 경로는 창 절개부들의 에지들을 따라 응력 집중들을 야기하고, 이것은 응력을 스킨 재료의 허용가능한 한계점들 아래에서 유지시키기 위하여 절개부들 주위의 스킨 두께를 증가시키는 것을 요구한다. 증가된 스킨 두께는 항공기의 비용, 복잡성 및 생산 시간을 증가시킨다. 또한, 증가된 스킨 두께로 인한 무게에서의 증가는 항공기의 유료하중 용량을 감소시키고 연료 소비량을 증가시킨다.
보는 바와 같이, 당해 기술분야에서 동체의 측면 영역들에 있는 창 절개부들 사이에서 하중 경로를 개선하는 최적화된 형태를 가진 창 절개부들에 대한 필요성이 존재한다. 또한, 당해 기술분야에서 창 절개부들에 인접한 영역들에서 스킨 두께를 최적화하는 배열에 대한 필요성이 존재한다.
특히, 절개부들과 관련하여 상기에서 언급된 필요성들은 실시예에서 적어도 하나의 측면 영역을 가진 통형 섹션을 포함하는 항공기를 제공하는 본 발명에 의해 해결된다. 통형 섹션은 서로 나란한 관계로 측면 영역에 형성되는 제1 절개부와 제2 절개부를 포함할 수 있다. 통형 섹션은 통형 섹션을 따라 연장형성되는 직접 하중 경로(direct load path)를 제공할 수 있다. 하중 경로는 대략 제1 절개부 아래의 통형 섹션의 하부로부터 대략 제2 절개부 위의 통형 섹션의 상부까지 실질적으로 연속적으로 연장형성될 수 있다.
또한, 서로 나라한 관계로 형성된 제1 절개부와 제2 절개부를 포함하는 측면 영역을 가진 항공기 동체가 개시되어 있다. 제1 절개부와 제2 절개부 중 적어도 하나는 측면 세그먼트를 가질 수 있다. 동체는 측면 영역에 전단 하중을 발생시키는 굽힘 모멘트 및 측면 영역에 후프 인장 하중을 발생시키는 객실 여압 하중을 받을 수 있다. 측면 세그먼트는 전단 하중과 후프 인장 하중의 합성 경로에 실질적으로 평행하도록 방향이 형성될 수 있다.
다른 실시예에서, 통형 섹션을 포함하는 항공기 동체가 개시되어 있다. 통형 섹션은 적어도 하나의 측면 패널을 포함할 수 있다. 통형 섹션은 서로 나라한 관계로 측면 영역에 형성된 제1 절개부와 제2 절개부를 포함할 수 있다. 통형 섹션은 통형 섹션을 따라 연장형성되는 직접 하중 경로를 제공할 수 있다. 하중 경로는 대략 제1 절개부 아래의 측면 패널의 하부로부터 대략 제2 절개부 위의 측면 패널의 상부까지 실질적으로 연속적으로 연장형성될 수 있다.
본 발명은 항공기 동체의 측면에 예를 들어 통형 섹션의 측면 영역에 절개부들을 형성하는 방법을 더 포함한다. 본 방법은 통형 섹션에 서로 나란한 관계로 제1 절개부와 제2 절개부를 형성하는 단계 및 제1 절개부를 제2 절개부로부터 피치 거리만큼 간격을 두고 형성하는 단계를 포함할 수 있다. 본 방법은 직접 하중 경로가 대략 제1 절개부 아래의 통형 섹션의 하부로부터 대략 제2 절개부 위의 통형 섹션의 상부까지 실질적으로 연속적으로 통형 섹션을 따라 연장형성되도록 제1 절개부와 제2 절개부를 구성하는 단계를 추가적으로 포함할 수 있다. 본 방법은 동체 상의 굽힘 모멘트들 정하는 단계, 굽힘 모멘트에 응하여 측면 영역에 발생되는 전단 하중을 정하는 단계, 및 전단 하중의 경로가 제1 절개부 아래의 하부로부터 제2 절개부 위의 상부까지 실질적으로 연속적으로 측면 영역을 따라 연장형성되도록 제1 절개부와 제2 절개부를 구성하는 단계를 더 포함할 수 있다. 본 방법은 동체 상의 객실 여압 하중을 정하는 단계, 객실 여압 하중에 의해 측면 영역에 발생되는 후프 인장 하중을 정하는 단계, 전단 하중과 후프 인장 하중의 합성 경로를 정하는 단계, 및 합성 하중의 경로가 제1 절개부 아래의 하부로부터 제2 절개부 위의 상부까지 실질적으로 연속적으로 측면 영역을 따라 연장형성되도록 제1 절개부와 제2 절개부를 구성하는 단계를 더 포함할 수 있다.
다른 실시예에서, 적어도 하나의 측면 패널, 서로 나란한 관계로 측면 패널에 형성된 제1 절개부와 제2 절개부를 구비한 통형 섹션, 및 통형 섹션을 따라 연장형성되고 대략 제1 절개부 아래의 측면 패널의 하부로부터 대략 제2 절개부 위의 측면 패널의 상부까지 실질적으로 연속적으로 연장형성된 직접 하중 경로를 포함하는 항공기 동체가 개시되어 있다. 항공기는 측면 패널에 전단 하중을 발생시키는 굽힘 모멘트를 받는 동체를 더 포함할 수 있고 하중 경로는 전단 하중의 경로를 포함한다. 본 항공기 동체는 측면 패널에 후프 인장 하중을 발생시키는 객실 여압 하중을 받는 동체를 더 포함할 수 있고 하중 경로는 전단 하중과 후프 인장 하중의 합성 경로를 포함한다. 본 항공기 동체는 매트릭스 내부에 끼워넣어진 복수의 보강 섬유들을 가진 복합 재료로 형성된 스킨을 포함하는 측면 패널을 더 포함할 수 있고 이때 섬유들 중 적어도 일부는 하중 경로에 실질적으로 평행한 관계로 방향이 형성되어 있다. 본 항공기 동체는 장축과 단축을 갖는 다이아몬드 형태를 가진 제1 절개부와 제2 절개부 중 적어도 하나를 더 포함할 수 있다. 본 항공기 동체는 4개의 측면 세그먼트들을 가진 다이아몬드 형태를 더 포함할 수 있는데; 측면 세그먼트들 중 적어도 하나는 하중 경로에 실질적으로 평행하도록 방향이 형성된다. 본 항공기 동체는 장축을 따라 측정된 높이(A)와 단축을 따라 측정된 폭(B)을 가진 다이아몬드 형태를 더 포함할 수 있는데, 이때 높이(A)는 크기가 약 1.3B로부터 약 5B까지의 범위에 있다. 본 항공기 동체는 장축을 따라 측정된 높이(A)를 가진 다이아몬드 형태를 더 포함할 수 있는데, 이러한 다이아몬드 형태는 반경(ra)으로 형성된 라운드진 단부 코너들과 반경(rb)으로 형성된 라운드진 측면 코너들을 가지며, 이때 단부 반경(ra)은 크기가 약 0.05A로부터 약 0.50A까지의 범위에 있고, 측면 반경(rb)은 크기가 약 0.05A로부터 약 3.0A까지의 범위에 있다.
항공기 동체의 실시예는 서로 나라한 관계로 통형 섹션에 형성된 제1 절개부와 제2 절개부를 가진 통형 섹션; 및 통형 섹션을 따라 연장형성되고, 대략 제1 절개부 아래의 통형 섹션의 하부로부터 대략 제2 절개부 위의 통형 섹션의 상부까지 실질적으로 연속적으로 연장형성된 직접 하중 경로를 포함한다.
본 항공기 동체에서, 동체는 통형 섹션의 측면 영역에 전단 하중을 발생시키는 굽힘 모멘트를 받고; 그리고 하중 경로는 전단 하중의 경로를 포함한다.
본 항공기 동체에서, 동체는 측면 영역에 후프 인장 하중을 발생시키는 객실 여압 하중을 받고; 그리고 하중 경로는 전단 하중과 후프 인장 하중의 합성 경로를 포함한다.
본 항공기 동체에서, 측면 영역은 공칭 스킨 두께를 가진 스킨을 포함하고; 측면 영역은 적어도 제1 절개부와 제2 절개부 사이의 영역에 패드-업 영역을 포함하며; 그리고 패드-업 영역에서의 스킨 두께는 공칭 스킨 두께보다 크게 형성된다.
본 항공기 동체에서, 제1 및 제2 절개부는 그들 사이의 최단 거리에 협부를 형성하고; 그리고 패드-업 영역에서의 스킨 두께는 상부로부터 협부를 향한 방향과 하부로부터 협부를 향한 방향 중 적어도 하나를 따라 대체로 증가한다.
본 항공기 동체에서, 스킨은 매트릭스 내부에 끼워넣어진 복수의 보강 섬유들을 가진 복합 재료로 형성되고; 그리고 섬유들 중 적어도 일부는 하중 경로에 실질적으로 평행한 관계로 방향이 형성된다.
본 항공기 동체에서, 섬유들 중 적어도 일부는 항공기의 길이방향 축에 대하여 약 50에서 75도의 각도로 방향이 형성된다.
본 항공기 동체에서, 제1 절개부와 제2 절개부 중 적어도 하나는 장축과 단축을 가진 다이아몬드 형태를 갖는다.
본 항공기 동체에서, 장축은 항공기의 원주방향 축에 대해 +/-20도 내에서 방향이 형성된다.
본 항공기 동체에서, 다이아몬드 형태는 4개의 측면 세그먼트들을 갖고; 그리고
측면 세그먼트들 중 적어도 하나는 하중 경로에 실질적으로 평행하도록 방향이 형성된다.
본 항공기 동체에서, 다이아몬드 형태는 장축을 따라 측정된 높이(A)와 단축을 따라 측정된 폭(B)을 갖고; 이때 높이(A)는 크기가 약 1.3B로부터 약 5B까지의 범위에 있다.
본 항공기 동체에서, 다이아몬드 형태는 장축을 따라 측정된 높이(A)를 갖고; 다이아몬드 형태는 반경(ra)으로 형성된 라운드진 단부 코너들과 반경(rb)으로 형성된 라운드진 측면 코너들을 갖는데; 단부 반경(ra)은 크기가 약 0.05A로부터 약 0.50A까지의 범위에 있고; 그리고 측면 반경(rb)은 크기가 약 0.05A로부터 약 3.0A까지의 범위에 있다.
항공기 동체의 다른 실시예는 측면 영역; 서로 나란한 관계로 측면 영역에 형성된 제1 절개부와 제2 절개부를 포함하고; 제1 절개부와 제2 절개부 중 적어도 하나는 측면 세그먼트를 가지며; 본 동체는 측면 영역에 전단 하중을 발생시키는 굽힘 모멘트 및 측면 영역에 후프 인장 하중을 발생시키는 객실 여압 하중을 받고; 측면 세그먼트는 전단 하중과 후프 인장 하중의 합성 경로에 실질적으로 평행하도록 방향이 형성된다.
항공기 동체의 또 다른 실시예는 적어도 하나의 측면 패널을 가진 통형 섹션을 포함하고; 제1 절개부 및 제2 절개부는 서로 나란한 관계로 측면 패널에 형성되며; 그리고 통형 섹션을 따라 연장형성되는 직접 하중 경로는 대략 제1 절개부 아래의 측면 패널의 하부로부터 대략 제2 절개부 위의 측면 패널의 상부까지 실질적으로 연속적으로 연장형성된다.
본 항공기 동체에서, 동체는 측면 패널에 전단 하중을 발생시키는 굽힘 모멘트를 받고; 그리고 하중 경로는 전단 하중의 경로를 포함한다.
본 항공기 동체에서, 동체는 측면 영역에 후프 인장 하중을 발생시키는 객실 여압 하중을 받고; 그리고 하중 경로는 전단 하중과 후프 인장 하중의 합성 경로를 포함한다.
본 항공기 동체에서, 측면 패널은 매트릭스 내부에 끼워넣어진 복수의 보강 섬유들을 가진 복합 재료로 형성되는 스킨을 포함하고; 그리고 섬유들 중 적어도 일부는 하중 경로에 실질적으로 평행한 관계로 방향이 형성된다.
항공기 동체에서, 제1 절개부와 제2 절개부 중 적어도 하나는 장축과 단축을 갖는 다이아몬드 형태를 가진다.
본 항공기 동체에서, 다이아몬드 형태는 4개의 측면 세그먼트들을 갖고; 그리고
측면 세그먼트들 중 적어도 하나는 하중 경로에 실질적으로 평행하게 방향이 형성된다.
항공기 동체의 측면 영역에 절개부들을 형성하는 방법은 측면 영역에 서로 나란한 관계로 제1 절개부와 제2 절개부를 형성하는 단계; 및 직접 하중 경로가 대략 제1 절개부 아래의 측면 영역의 하부로부터 대략 제2 절개부 위의 측면 영역의 상부까지 실질적으로 연속적으로 측면 영역을 따라 연장형성되도록 제1 절개부와 제2 절개부를 구성하는 단계를 포함한다.
본 방법은 동체 상의 굽힘 모멘트를 정하는 단계;
굽힘 모멘트에 응하여 측면 영역에 발생되는 전단 하중을 정하는 단계, 및 전단 하중의 경로가 제1 절개부 아래의 하부로부터 제2 절개부 위의 상부까지 실질적으로 연속적으로 측면 영역을 따라 연장형성되도록 제1 절개부와 제2 절개부를 구성하는 단계를 더 포함한다.
본 방법은 동체 상의 객실 여압 하중을 정하는 단계; 객실 여압 하중에 의해 측면 영역에 발생되는 후프 인장 하중을 정하는 단계; 전단 하중과 후프 인장 하중의 합성 경로를 정하는 단계; 및 합성 하중의 경로가 제1 절개부 아래의 하부로부터 제2 절개부 위의 상부까지 실질적으로 연속적으로 측면 영역을 따라 연장형성되도록 제1 절개부와 제2 절개부를 구성하는 단계를 더 포함한다.
본 방법에서, 측면 영역은 공칭 스킨 두께를 가진 스킨을 포함하고, 본 방법은 측면 영역에서 적어도 제1 절개부와 제2 절개부 사이의 영역에 패드-업 영역을 포함하는 단계; 및 공칭 스킨 두께에 대하여 패드-업 영역에서의 스킨의 두께를 증가시키는 단계를 더 포함한다.
본 방법은 매트릭스 내부에 끼워넣어진 복수의 보강 섬유들을 가진 복합 재료로 형성된 스킨을 측면 영역에 제공하는 단계; 및 섬유들 중 적어도 일부를 하중 경로에 실질적으로 평행하도록 방향을 형성하는 단계를 더 포함한다.
본 방법은 제1 및 제2 절개부를 장축과 단축을 가진 다이아몬드 형태로 형성하는 단계를 더 포함한다.
본 방법에서, 다이아몬드 형태는 4개의 측면 세그먼트들을 갖고, 본 방법은 측면 세그먼트들 중 적어도 하나를 하중 경로에 실질적으로 평행하도록 방향을 형성하는 단계를 더 포함한다.
설명된 특징들, 기능들 및 이점들은 본 명세서의 다양한 실시예들에서 독립적으로 얻어질 수 있거나 다른 실시예들에서 조합될 수 있는 것으로, 이의 구체적인 내용은 다음의 상세한 설명과 아래의 도면들을 참조함에 따라 이해될 수 있다.
이와 같은 본 발명에 따르면, 당해 기술분야에서 동체의 측면 영역들에 있는 창 절개부들 사이에서 하중 경로를 개선하는 최적화된 형태를 가진 창 절개부들 및 당해 기술분야에서 창 절개부들에 인접한 영역들에서 스킨 두께를 최적화하는 배열을 제공할 수 있고, 이에 따라, 항공기의 비용, 복잡성 및 생산 시간을 감소시킬 수 있고, 또한 항공기의 유료하중 용량을 증가시키면서 연료 소비량을 감소시킬 수 있다.
본 발명의 이러한 특징들 및 다른 특징들은 다음 도면들을 참조함에 따라 더 명백해질 것으로, 이때 동일한 도면부호는 전체에 걸쳐 동일한 부품을 나타낸다:
도 1a는 복수의 단위 통형 섹션들로 구성된 동체를 가진 항공기의 사시도이고;
도 1b는 적어도 하나의 통형 섹션을 형성하도록 조립될 수 있는 복수의 패널들로 구성된 동체를 가진 항공기의 사시도이며;
도 2는 동체에 적용되는 굽힘 모멘트를 나타내는 항공기의 측면도이고;
도 3은 도 2의 라인 3을 따라 취해진 단면도로서, 동체의 통형 섹션에 적용되는 객실 여압 하중을 나타내며;
도 4는 크라운 영역, 킬 영역 및 한 쌍의 측면 영역들을 포함하는 4개의 원주방향 사분원들을 가진 통형 섹션의 사시도로서, 도 2에 도시된 굽힘 모멘트에 따른 크라운 영역에서의 인장 하중과 킬 영역에서의 압축 하중을 나타내고;
도 4a는 도 4의 라인 4A를 따라 취해진 측면 영역의 일부분의 측면도로서, 측면 영역에 형성된 한 쌍의 다이아몬드형 창 절개부들을 나타내며;
도 5는 도 4a의 라인 5를 따라 취해진 측면 영역의 대표 부분을 나타내는 것으로서, 도 2에서 동체에 적용되는 굽힘 모멘트에 따라 측면 영역에서 발생하는 전단 응력의 인장 성분을 나타내고, 도 3에 도시된 객실 여압 하중에 따라 측면 영역에서 발생하는 후프 인장 응력을 더 나타내고;
도 6은 도 5의 전단 응력 및 후프 인장 응력에 상응하는 전단 하중 경로 및 후프 인장 하중 경로를 나타내며;
도 7은 도 6의 전단 하중과 후프 인장 하중의 합력의 하중 경로를 나타내고;
도 8은 도 2에 도시된 굽힘 모멘트에 반대하는 방향으로 동체에 적용되는 굽힘 모멘트를 나타내는 항공기의 측면도이며;
도 9는 도 8의 굽힘 모멘트에 따른 측면 영역에서의 전단 응력 및 도 3의 객실 여압 하중에 따른 측면 영역에서의 후프 인장 응력의 방향을 나타내는 측면 영역의 대표 부분의 도면이고;
도 10은 도 9의 전단 응력 및 후프 인장 응력에 상응하는 전단 하중 경로 및 후프 인장 하중 경로를 나타내며;
도 17은 도 10의 전단 하중과 후프 인장 하중의 합력의 하중 경로를 나타내고;
도 12는 도 4a의 라인 12를 따라 취해진 측면 영역의 일부분의 측면도로서, 측면 영역의 스킨에 형성된 한 쌍의 다이아몬드형 창 절개부들을 나타내고, 하나 이상의 하중 경로들에 실질적으로 평행한 방향의 보강 섬유들을 더 나타내며;
도 13은 전단 하중 및 후프 인장 하중에 대한 측면 영역의 구조적인 응답을 시뮬레이션하고 예측하기 위한 측면 영역의 유한 요소 모드(finite element mode, FEM)(도 14 참조)에 적용되는 하중들 및 경계조건들의 도표이고;
도 14는 전단력과 후프 인장력에 응한 응력 분포를 나타내고 응력 집중들과 대체로 나란한 방향인 절개부들의 측면 세그먼트들을 더 나타내는 측면 영역의 FEM을 도시하고 있으며;
도 15는 도 14의 측면 영역 FEM을 나타내는 것으로서, 절개부들 사이의 적층 경로를 나타내고;
도 16은 측면 영역에 포함되고 도시된 하중 경로들과 대체로 나란한 X자형으로 형성된 패드-업 플라이들로 구성된 패드-업 영역의 실시예를 나타내며;
도 17은 패드-업 영역이 조금씩 비켜 배치된 패드-업 플라이들을 포함하는 실시예에서의 측면 영역을 나타내고;
도 18은 도 17의 라인 18을 따라 취해진 측면 영역의 단면도로서, 패드-업 플라이들의 배열로 인한 측면 영역의 스킨 두께에서의 점진적인 증가를 나타내며;
도 19는 측면 영역을 나타내는 것으로서, 측면 영역에서 후프 인장 하중을 다루기 위한 추가적인 패드-업 플라이들을 가진 패드-업 영역의 실시예를 나타내고;
도 20은 라운드진 직사각형 절개부의 형태 최적화 모델의 변위 선도로서, 다이아몬드형 절개부로 발전하는 절개부 기하구조의 성향을 나타내는 변위 벡터들을 나타내며;
도 21은 직선 측면 세그먼트들을 가진 다이아몬드형 절개부를 나타내고;
도 22는 반경(ra)의 라운드진 단부 코너들 및 반경(rb)의 라운드진 측면 코너들을 가진 다이아몬드형 절개부를 나타내고;
도 23은 곡선 측면 세그먼트들을 가진 다이아몬드형 절개부의 실시예를 나타내며;
도 24는 라운드진 측면들을 가진 다이아몬드형 절개부의 실시예를 나타내고;
도 25는 라운드 측면들과 도 24의 절개부의 종횡비에 대하여 증가된 종횡비를 가진 다이아몬드형 절개부의 실시예를 나타내며;
도 26은 항공기의 원주방향 축에 대하여 기울어진 절개부들의 실시예를 나타내고; 그리고
도 27은 동체에 절개부를 형성하는 방법에 포함될 수 있는 하나 이상의 작업들을 나타내는 순서도이다.
이제, 본 발명의 바람직하고 다양한 실시예들을 나타내기 위한 도면들을 참조하면, 도 1a에 동체(16) 및 동체(16)로부터 바깥쪽으로 연장형성된 한 쌍의 날개들(32)을 가진 여객기(10)의 사시도가 도시되어 있다. 동체(16)는 항공기(10)의 전방부(nose)(20)로부터 동체(16)의 후방 단부에 있는 꼬리부(empennage)(22)까지 연장형성된다. 꼬리부(22)는 수평 안정판(stabilizer)(28), 승강타(elevator)(30), 수직 안정판(24), 및 방향키(rudder)(26)를 포함할 수 있다. 동체(16)는 동체(16)의 각각의 측면을 따라 형성된 창(50)들의 열을 포함할 수 있다.
본 발명은 최적화된 다이아몬드형 창(50) 절개부(52)들을 구비한 하나 이상의 단위 통형 섹션(34)들을 가진 도 1에 도시된 바와 같은 항공기(10) 동체(16)의 실시예들을 포함한다. 각각의 통형 섹션(34)은 통형 섹션(34)의 둘레를 둘러싸도록 실질적으로 연속하여 연장형성된 스킨(42)을 포함할 수 있다. 동체(16)는 통형 섹션(34)의 각각의 측면 상에서 측면 영역(40)들을 포함할 수 있다. 하나 이상의 창(50) 절개부(52)들은 측면 영역(40)들에 형성될 수 있다. 창(50) 절개부(52)들은 절개부(52)들 사이에서 직접 하중 경로(direct load path)를 용이하게 하도록 크기와 구성이 형성될 수 있다.
도 1b를 참조하면, 하나 이상의 통형 섹션(34)들을 형성하도록 조립될 수 있는 복수의 패널(36', 38', 40')들로 구성된 실시예에 따른 항공기(10) 동체(16)가 도시되어 있다. 예를 들어, 동체(16)는 동체(16)의 상부를 따라 연장형성된 하나 이상의 크라운(crown) 패널(36')들, 동체(16)의 하부를 따라 연장형성된 킬(keel) 패널(38')들, 및 동체(16)의 측면들을 따라 연장형성된 측면 패널(40')들을 포함할 수 있다. 패널(36', 38', 40')들은 동체(16)의 적어도 하나의 통형 섹션(34)을 형성하도록 조립될 수 있다. 도 1b에 도시된 실시예에서, 각각의 측면 패널(40')은 절개부(52)들 사이에 직접 하중 경로를 용이하게 하도록 크기와 구성이 형성될 수 있는 하나 이상의 최적화된 다이아몬드형 창(50) 절개부(52)들을 포함할 수 있다.
또한, 본 발명은 동체(16)에 다이아몬드형 절개부(52)들을 형성하는 방법(도 27 참조)을 포함한다. 추가적으로, 본 발명은 절개부(52)들에 인접한 영역들에서 동체(16)의 스킨 두께(도 18 참조)를 최적화하기 위한 실시예들을 포함한다. 본 발명은 도 1a 및 1b에 도시된 바와 같이 고정익(fixed wing) 여객기(10)에 관하여 설명되어 있지만, 개시된 실시예들이 제한없이 어떠한 구성의 항공기에도 적용될 수 있는 것으로 고려된다. 예를 들어, 개시된 실시예들은 민간의, 상업의 또는 군사용의 항공기에 적용될 수 있고 고정익 및 회전익(rotary-wing) 항공기를 포함할 수 있다. 또한, 실시예들은 대안적인 항공기 구성들에 적용될 수 있는 것으로 도 1a 및 1b에 도시된 튜브 및 날개형 항공기(10)로 한정되지 않는다. 예를 들어, 개시된 실시예들은 하이브리드 날개-바디형 항공기(미도시)에 적용될 수 있다.
또한, 개시된 실시예들은 굽힘 하중들을 받고 운송 수단의 측면들 또는 구조물의 측면들에 형성된 절개부(52)들을 구비한 어떠한 운송 수단(vehicle) 또는 구조물에 적용될 수도 있다. 다이아몬드형 절개부(52)들이 승객용 창(50)들에 관하여 설명되어 있지만, 개시된 실시예들은 결합된(combined) 굽힘(도 2 참조) 및 객실 여압 하중들(cabin pressurization loads)(도 3 참조)을 받는 운송 수단 또는 구조물에 형성될 수 있는 문들, 해치들 및 다른 개구부들에 적용될 수도 있다. 또한, 여기에서 개시된 실시예들은 금속 재료, 섬유-보강형 고분자 재료와 같은 복합 재료, 및 금속 재료와 복합 재료의 조합물들로 제작된 운송 수단들 및 구조물들을 포함하여 제한없이 어떠한 재료 타입으로 제작된 구조물들에 적용될 수 있다.
도 2는 동체(16)를 따라 형성된 복수의 다이아몬드형 창(50)들을 구비한 항공기(10)의 측면도이다. 동체(16)는 도 2에 도시된 방향으로 형성된 굽힘 모멘트(M1)를 받을 수 있다. 굽힘 모멘트(M1)는 비행 하중들(flights loads)로 인하여 동체(16) 상에 부과될 수 있다. 예를 들어, 양의 중력 하중(positive g-loading) 하에서, 날개(32)들에 의해 지지되는 항공기(10)의 무게는 동체(16) 상에 굽힘 모멘트(M1)를 초래한다. 또한, 굽힘 모멘트(M1)는 조종 하중들(maneuver loads), 상승류(up-gusts), 및 착륙 하중들(landing loads)로 인하여 발생할 수도 있다. 굽힘 모멘트(M1)의 크기는 전형적으로 동체(16)와의 날개 전방 보(미도시)의 교차점 가까이에서 그리고 동체(16)와의 날개 후방 보(미도시)의 교차점 가까이에서 가장 높고 전방부(20)와 꼬리부(22)를 향한 각각의 방향을 따라 일반적으로 감소한다.
도 3은 크라운 영역(36), 킬 영역(38), 및 한 쌍의 측면 영역(40)들을 포함하는 4개의 원주방향 사분원들로 나뉘어진 동체(16)를 나타내는 단면도이다. 크라운 영역(36), 킬 영역(38), 및 측면 영역(40)들은 도 1a에 도시된 바와 같은 단위 통형 섹션(section)(34)의 일부분을 형성할 수 있다. 또는, 크라운 영역(36)은 도 1b에 도시된 바와 같은 조립된 통형 섹션(34')을 형성하도록 결합될 수 있는 별도의 크라운 패널(36')(도 1b 참조)로서 구성될 수 있고, 킬 영역(38)은 별도의 킬 패널(38')(도 1b 참조)로서 구성될 수 있으며, 그리고 측면 영역(40)들은 각각 별도의 측면 패널(40')(도 1b 참조)들로서 구성될 수 있다. 본 발명을 위해, 측면 영역(40)들에 관한 설명들은 측면 패널(40')들(도 1b 참조)을 포함하고 이에 동등하게 적용한다. 마찬가지로, 크라운 영역(36) 및 킬 영역(38)에 대한 본 발명에서의 설명들은 각각의 크라운 패널(36')(도 1b 참조) 및 킬 패널(38')(도 1 b 참조)을 포함하고 이에 동등하게 적용한다.
계속하여 도 3을 참조하면, 측면 영역(40)들은 승객용 창(50)들을 위한 하나 이상의 절개부(52)들을 포함할 수 있다. 객실 여압 하중(P)은 동체(16) 내부에 가해질 수 있다. 객실 여합 하중(P)은 높은 고도에서(at altitude) 승객 객실의 내부 여압을 나타낸다. 미국연방항공국(Federal Aviation Administration, FAA)은 객실 압력이 항공기의 정상적인 순항 고도(cruising altitude)에서 8,000피트보다 크지 않은 기압 고도로 유지되는 것을 요구한다. 안전 계수들(safety factors)을 이용하여, 동체(16)가 견딜 수 있어야 하는 객실 여압 하중(P)은 동체(16)가 더 높은 여압 하중들을 견디도록 구성될 수 있음에도 불구하고 18.2psi까지이다. 도 3에 도시된 항공기(10) 상에 부과되는 객실 여압 하중(P)은 아래에서 더 상세하게 설명되는 바와 같이 동체(16) 스킨(42)의 원주방향으로 형성되고 도 5에서 σhoop로 나타내져 있는 후프 인장 하중(hoop tension load)(미도시)을 야기한다.
도 4는 크라운 영역(36), 킬 영역(38), 및 한 쌍의 측면 영역(40)들을 나타내는 동체(16)의 통형 섹션(34)을 도시하고 있다. 통형 섹션(34)은 원주방향으로 간격을 두고 형성된 복수의 스트링거(stringer)(46)들 및 축방향으로 간격을 두고 형성된 복수의 프레임(48)들에 의해 지지되는 스킨(42)을 포함할 수 있다. 스트링거(46)들은 객실 여압(P)(도 3 참조)으로 인한 축방향 인장 하중들과 같은 축방향 힘들을 지지할 수 있다. 프레임(48)들은 동체(16)의 형태를 유지할 수 있다. 또한, 프레임(48)들은 굽힘 하에서 동체(16)의 좌굴 강도(buckling strength)를 향상시킬 수 있다. 스트링거(46)들 및 프레임(48)들은 스킨(42)의 굽힘 강성(bending stiffness)을 집합적으로 증대시킬 수 있다. 스킨(42)은 창 띠영역(belt)(49)을 따라 나라한 배열로 위치되는 복수의 절개부(cutout)(52)들을 포함할 수 있다. 도 4는 동체(16) 상의 굽힘 모멘트(M1)(도 2 참조)로 인하여 영역(36, 38)들에서 발생하는 몇몇의 주요 하중(primary load)들을 나타내고 있다. 예를 들어, 크라운 영역(36)은 인장 하중(T)을 주로 받을 수 있고, 킬 영역(38)은 압축 하중(C)을 주로 받을 수 있으며, 그리고 각각의 측면 영역(40)은 도 5에 도시된 바와 같이 전단 하중을 주로 받을 수 있다. 크라운 영역(36)에서의 인장 하중(T) 및 킬 영역(38)에서의 압축 하중(C)은 항공기(10)의 길이방향 축(12)에 평행한 방향으로 형성된다.
도 4a는 도 4의 통형 섹션으로부터 취해진 측면 영역의 일부분을 도시하고 있다. 도 4a에 도시된 부분은 날개(32)-동체(16)(도 1a 참조) 교차점의 앞쪽에 있는 동체(16)(도 4 참조)의 위치에서의 측면 영역(40)을 나타낼 수 있다. 도 4a에 있는 측면 영역(40)의 일부분은 서로 나란한(side-by-side) 관계로 스킨(42)에 형성된 한 쌍의 다이아몬드형 절개부(52)들을 포함한다.
도 5는 절개부(52)들(도 1a 참조) 사이의 위치로부터 취해지는 측면 영역(40)의 대표 부분(representative element)(41)을 도시하고 있다. 대표 부분(41)은 측면 영역(40)에서의 응력들의 방향을 나타내도록 제공된다. 예를 들어, 전단 응력(τshear -1) 성분들은 하방 굽힘 모멘트(M1)(도 2 참조)의 결과로서 측면 영역(40)에 발생한다. 전단 응력(τshear -1)의 크기는 동체(16)(도 2 참조)와의 날개 보들(미도시)의 교차점 가까이에서 전형적으로 가장 높고 날개(32)(도 2 참조)로부터 멀어지는 방향을 따라 일반적으로 감소하는 굽힘 모멘트(M1)(도 2 참조)의 크기에 대응될 수 있다. 객실 여압 하중(P)(도 3 참조)은 측면 영역(40)의 대표 부분(41)에 발생하는 후프 인장 응력(σhoop)을 야기한다. 후프 인장 응력(σhoop)은 원주방향 축(14)에 평행한 방향으로 도시되어 있다. 후프 인장 응력(σhoop)의 크기는 일반적으로 동체(16)(도 2 참조)의 길이를 따라 일반적으로 일정하다.
도 6은 굽힘 모멘트(M1)(도 2 참조)에 따른 전단 하중 경로(Nshear -1)의 인장 성분을 나타내고 있는 측면 영역(40)의 대표 부분(41)의 다른 도면이다. 이러한 점에서, 굽힘 모멘트(M1)로 인한 측면 영역(40)에서의 전단 하중은 전단 하중의 인장 성분의 방향에 대체로 수직한 방향으로 형성될 수 있는 압축 성분(미도시)을 갖기도 한다. 본 발명을 위해, 전단 하중 경로(Nshear -1)에 대한 설명들은 측면 영역(40)에서의 전단 하중의 인장 성분에 관한 것이다. 도 6에서, 전단 하중 경로(Nshear -1)는 길이방향 축(12)에 대하여 약 +45도의 전단 하중 각도(αshear -1)로 향하도록 도시되어 있다. 앞서 설명된 바와 같이, 전단 하중 경로(Nshear -1)의 방향은 동체(16)(도 4 참조)에 따른 위치 및 굽힘 모멘트의 방향에 따른다. 도 2에서의 굽힘 모멘트(M1)는 일반적인 관습 하에서 음으로서(negative) 설명될 수 있다. 또한, 도 6은 원주방향 축(14)에 평행한 방향으로 형성되는 후프 인장 하중 경로(Nhoop)를 도시하고 있다.
도 7은 전단 하중 경로(Nshear -1)(도 6 참조)와 후프 인장 하중 경로(Nhoop)(도 6 참조)를 결합한 결과인 합성(resultant) 하중 경로(Nresult -1)의 방향을 나타내고 있는 의 측면 영역(40)의 대표 부분(41)의 도면이다. 전단 하중 경로(Nshear -1)(도 6 참조) 및 후프 인장 하중 경로(Nhoop)(도 6 참조)는 전단 하중과 후프 인장 하중의 합력(즉, 결합)이 단독으로 작용하는 전단 하중 또는 후프 인장 하중보다 더 큰 크기로 일반적으로 형성된다는 점에서 부가적이다(additive). 전단 하중과 후프 인장 하중을 합한 것은 측면 영역(40) 상에 작용하는 주응력(principal stress)(미도시)을 구성한다. 합성 하중 경로(Nresult -1)는 합성 하중 각도(αresult -1)로 방향이 형성된다. 합성 하중 각도(αresult -1)는 측면 영역(40)에서의 주응력(미도시)의 방향을 나타낸다.
합성 하중 각도(αresult -1)는 +45도의 전단 하중 각도(αshear -1)(도 6 참조)와 원주방향 축(14) 사이에서 다를 수 있다. 실시예에서, 합성 하중 경로(Nresult -1)는 길이방향 축(12)에 대하여 약 +60도의 합성 하중 각도(αresult -1)로 방향이 형성될 수 있다. 합성 하중 경로(Nresult -1)의 방향은 전단 하중, 후프 인장 하중, 및 동체(16)(도 4 참조) 상에 작용하고 있을 수 있는 추가적인 또는 다른 하중들의 크기와 방향에 의존적일 수 있다. 이러한 추가적인 하중들은 항공기(10)(도 1a 및 1b 참조)의 조종 동안에 방향키(26)(도 1a 및 1b 참조) 및/또는 승강타(30)의 움직임에 의해 야기되는 동체(16)에서의 비틀림 하중들을 포함할 수 있되, 이에 한정되는 것은 아니다.
도 8은 동체(16) 상에 작용하는 굽힘 모멘트(M2)를 도시하고 있는 항공기(10)의 측면도이다. 굽힘 모멘트(M2)의 방향은 도 2의 굽힘 모멘트(M1)의 방향에 반대된다. 도 8에서의 굽힘 모멘트(M2)는 일반적인 관습 하에서 양으로서(positive) 설명될 수 있다. 도 8에서의 굽힘 모멘트(M2)는 항공기(10) 상에서의 음의 중력 하중(negative g-loading)에 응하여 발생할 수 있다. 음의 중력 하중은 항공기(10) 조종하는 동안에 또는 항공기(10) 상에의 난기류나 하강류(down-gust)의 결과로서 발생할 수 있다.
도 9는 도 8에 도시되어 있는 한 쌍의 절개부(52)들 사이의 측면 영역(40)의 위치로부터 취해진 측면 영역(40)의 대표 부분(41)을 나타내는 도면이다. 굽힘 모멘트(M2)(도 8 참조)의 방향으로 인한, 전단 응력(τshear -2) 성분들은 도 5에서의 전단 응력(τshear -1) 성분들의 방향에 거울상(mirror image)으로 방향이 형성된다. 객실 여압 하중(P)(도 3 참조)은 후프 인장 응력(σhoop)을 야기한다. 후프 인장 응력(σhoop)은 원주방향 축(14)에 평행한 방향으로 형성된다.
도 10은 동체(16)(도 8 참조) 상의 굽힘 모멘트(M2)(도 8 참조)가 원인이 되는 전단 하중 경로(Nshear -2)의 방향을 도시하고 있다. 전단 하중 경로(Nshear -2)는 길이방향 축(12)에 대하여 약 -45도의 전단 하중 각도(αshear -2)로 방향이 형성된다. 전단 하중 경로(Nshear -2)의 방향은 도 9에 도시된 전단 응력(τshear -2) 성분들의 방향에 일치한다. 또한, 도 10은 원주방향 축(14)에 평행한 후프 인장 하중 경로(Nhoop)의 방향을 도시하고 있다.
도 11은 전단 하중 경로(Nshear -2)(도 10 참조)와 후프 인장 하중 경로(Nhoop)(도 10 참조)를 합한 것의 결과인 하중 경로(Nresult -2)를 나타내는 측면 영역(40)의 대표 부분(41)의 도면이다. 합성 하중 경로(Nresult -2)는 원주방향 축(14)과 전단 하중 각도(αshear -2)(도 10 참조) 사이에서 다를 수 있는 합성 하중 각도(αresult-2)로 방향이 형성된다.
도 12는 측면 영역(40)의 일부분을 나타내는 측면도이다. 도 12에 도시된 측면 영역(40)은 창 띠영역(49)의 일부분을 나타내는 것으로, 다이아몬드 형태를 가진 제1 절개부(52a) 및 또한 다이아몬드 형태를 가진 제2 절개부(52b)를 포함한다. 제1 및 제2 절개부(52a, 52b)들은 서로 나란한 관계로 스킨(42)에 형성되어 있다. 제1 및 제2 절개부(52a, 52b)의 다이아몬드 형태는 제1 절개부(52a)와 제 2 절개부(52b) 사이에 직접적이고 연속적인 하중 경로를 가능케 한다. 예를 들어, 도 12는 대략 제1 절개부(52a) 아래의 측면 영역(40)의 하부(76)로부터 대략 제2 절개부(52b) 위의 측면 영역(40)의 상부(74)까지 실질적으로 연속적으로 연장형성된 합성 하중 경로(Nresult)들을 도시하고 있다. 측면 영역(40)의 하부(76)는 제1 및 제2 절개부(52a, 52b)들의 가장 하측 위치의 아래에 있는 측면 영역(40) 부분을 포함한다. 측면 영역(40)의 상부(74)는 제1 및 제2 절개부(52a, 52b)들의 가장 상측 위치의 위에 있는 측면 영역(40) 부분을 포함한다.
도 12의 측면 영역(40)의 스킨(42)은 매트릭스(matrix) 내부에 끼워넣어질(embedded) 수 있는 복수의 보강 섬유들을 가진 복합 재료로 형성될 수 있다. 바람직하게는, 스킨(42)의 섬유(44)들은 섬유(44)들 중 적어도 일부가 합성 하중 경로(Nresult)들에 실질적으로 평행한 관계로 방향이 형성되도록 배열된다. 또한, 섬유(44)들은 다른 하중 경로들에 실질적으로 평행한 방향으로 형성될 수 있다. 예를 들어, 섬유(44)들 중 일부는 원주방향 축(14)과 나란하게 정렬된 후프 인장 하중 경로(Nhoop)에 실질적으로 평행하게 형성될 수 있다. 스킨(42)의 섬유(44)들을 하중 경로들에 실질적으로 평행하게 방향을 설정함에 따라, 섬유(44)들은 인장 하중을 효율적으로 지지할 수 있다. 실시예에서, 섬유(44)들은 길이방향 축(12)에 대하여 약 +50도와 +75도 사이의 섬유 각도(αfiber)로 또는 +50도보다 작고 +75도보다 큰 각도들로 방향이 형성될 수 있다. 또한, 섬유(44)들은 길이방향 축(12)에 대하여 약 -50도와 -75도 사이의 섬유 각도(αfiber )로 또는 -50도보다 크고 -75도보다 작은 각도들로 방향이 형성될 수도 있다. 예를 들어, 섬유(44)들은 추가적으로 길이방향 축(12)에 대하여 +/-45도로 방향이 형성될 수 있는 전단 하중 경로(미도시)에 실질적으로 평행하게 형성될 수 있다. 또한, 섬유(44)들 중 일부는 원주방향 축(14)에 대체적으로 평행하도록 방향이 형성될 수도 있다.
도 12에서의 섬유(44)들은 적어도 대략 제1 절개부(52a)의 하단부(60b) 아래의 위치로부터 대략 제2 절개부(52b)의 상단부(60a) 위의 위치까지 연장형성될 수 있다. 마찬가지로, 섬유(44)들은 대략 제2 절개부(52b)의 하단부(60b) 아래의 위치로부터 대략 제1 절개부(52a)의 상단부(60a) 위의 위치까지 연장형성될 수 있다. 또한, 스킨(42)은 도시되지 않은 다른 방향들을 따라 방향이 형성된 섬유(44)들을 포함할 수도 있다. 섬유(44)들은 통형 섹션(34)(도 4 참조)의 둘레를 둘러싸도록 연속적으로 감길 수 있고 또는 섬유(44)들은 유한한 길이를 가질 수 있어 창 띠영역(49) 내부의 어떠한 위치를 포함하여 통형 섹션(34) 상의 어떠한 원주 위치에서 끝날 수 있다.
도 12에 도시된 절개부(52)들의 다이아몬드 형태는 단축(minor axis)(b)에 대하여 측정된 측면 세그먼트 각도(θb)를 갖도록 방향이 형성된 4개의 측면 세그먼트(58)들을 포함할 수 있다. 측면 세그먼트(58)들은 바람직하되 선택적으로 하나 이상의 하중 경로들에 실질적으로 평행하도록 방향이 형성된다. 예를 들어, 측면 세그먼트(58)들은 합성 하중 경로(Nresult)들에 실질적으로 평행하게 그리고/또는 후프 인장 하중 경로(Nhoop)에 실질적으로 평행하게 방향이 형성될 수 있다. 한편, 측면 세그먼트(58)들은 전단 하중 경로(Nshear -1, Nshear -2)들(도 6 및 10 참조)에 대략 평행한 방향을 포함하여 어떠한 방향으로 향하도록 형성될 수 있다. 이러한 점에서, 측면 세그먼트(58)들은 전단 하중 경로(Nshear -1, Nshear -2)들(도 6 및 10 참조)의 방향들 사이의 어떠한 각도로 방향이 형성될 수 있다. 예를 들어, 측면 세그먼트(58)들은 +/-45도 범위의 바깥의 각도들이 고려됨에도 불구하고 길이방향 축(12)에 대한 약 +45도와 길이방향 축(12)에 대한 약 -45도 사이의 어떠한 측면 세그먼트 각도(θb)로 방향이 형성될 수 있다.
계속하여 도 12를 참조하면, 측면 영역(40)에서의 절개부(52)들의 위치설정 및 방향은 각각의 절개부(52)의 장축(major axis)(a) 및 단축(b)에 관하여 정의될 수 있다. 실시예에서, 각각의 절개부(52)는 절개부(52)의 주축(a)이 항공기(10)의 원주방향 축(14)에 실질적으로 평행하게 방향이 형성되도록 배열될 수 있다. 측면 영역(40)에 있는 절개부(52)들은 피치 거리(pitch distance)(72)만큼 서로로부터 간격을 두고 형성될 수 있다. 피치 거리(72)는 하나의 절개부(52)의 장축(a)과 단춘(b)의 교차점으로부터 인접한 절개부(52)의 장축(a)과 단축(b)의 교차점까지의 거리로서 정의될 수 있다. 실시예에서, 절개부(52)들은 약 18에서 28인치의 피치 거리(72), 더 바람직하게는 약 22에서 24인치 사이의 피치 거리(72) 만큼 떨어져 간격을 두고 형성될 수 있다.
도 13은 동체(16)(도 2 참조) 상에 작용하는 전단 하중(미도시) 및 후프 인장 하중(미도시)에 대한 측면 영역(40)의 구조적인 응답을 시뮬레이션하고 예측하기 위한 측면 영역(40) 부분(도 12 참조)의 유한 요소 모드(finite element mode)(120)(도 14 참조)에 적용될 수 있는 하중들 및 경계조건들의 도표(100)이다. 본 도표(100)는 제1 및 제2 절개부(52a, 52b)들을 포함하고 상단 경계선(102), 하단 경계선(104), 전방 경계선(106), 및 후방 경계선(108)을 가진다. 상단 경계선(102)은 x, y 및 z축들을 따른 평행이동(translation)에 대항하여 그리고 각각의 x, y 및 z축을 중심으로 한 회전에 대항하여 상단 경계선(102)을 구속하기(또는, 제한하기)(constrain) 위한 복수의 구속부(110)들을 포함한다. 기준 좌표계(reference coordinate system, RCS)는 도 13에서 도표(100)의 하단 좌측 코너에서 도시되어 있다. 하단 경계선(104), 전방 경계선(106), 및 후방 경계선(108)은 구속되어 있지 않은 상태이다.
도표(100)에서, 동체(16)(도 1a 및 1b 참조) 상의 굽힘 모멘트(미도시)로 인하여 측명 영역(40)(도 12 참조)에서 발생하는 전단 응력(미도시)을 시뮬레이션하기 위하여, 800파운드/인치(lb/in)의 전단력(Fshear)이 전방 경계선(106)과 후방 경계선(108)에 가해진다. 도 13에서의 전단력(Fshear)의 방향은 굽힘 모멘트(M1)(도 2 참조)로부터 야기되는 도 5의 전단 응력(τshear -1) 성분들의 방향과 유사하다. 도 13에서, 객실 여압으로 인한 평면 내의(in-plane) 후프 인장을 시뮬레이션하기 위하여, 1200lb/in의 후프 인장력(Fhoop)이 하단 경계선(104)에 가해진다. 도 13에서의 후프 인장력(Fhoop)의 방향은 도 5에서의 후프 인장 응력(σhoop)의 방향과 유사하다.
도 14는 측면 영역(40)(도 12 참조)의 기본 메시(element mesh)(122)를 포함하는 FEM(120)을 나타내는 도면이다. 기본 메시(122)는 다이아몬드 형태를 가진 제1 및 제2 절개부(52a, 52b)들을 포함한다. 도 14는 전단력(Fshear)(도 13 참조) 및 후프 인장력(Fhoop)(도 13 참조)의 가함에 따른 측면 영역(40)에서의 본 미제스 응력(von Mises stress)(126) 분포의 응력 등고선(contour)(128)들을 도시하고 있다. 응력 등고선(128)들은 상대적인 응력 크기(124) 별로 응력 레벨들을 분리한다. 도 14에 도시된 바와 같이, 최대 약 47ksi의 상대적으로 높은 크기의 응력 집중(130)들은 각각의 제1 및 제2 절개부(52a, 52b)의 하나의 측면 세그먼트(58)를 따라 비교적 좁은 스트립(strip)에 발생한다. 한편, 다이아몬드형 절개부(52a, 52b)들을 따른 47ksi 응력 집중들은 유사한 하중들과 경계조건들을 받는 동등한 FEM(미도시)에서 종래의 타원형 절개부들(미도시)을 따라 발생하는 약 70ksi의 응력 집중들보다 35퍼센트 더 낮게 형성되도록 설정된다.
또한, 도 14는 제1 절개부(52a)의 하부(76)로부터 제2 절개부(52b)의 상부(74)를 향해 연장형성되는 중간 크기의 응력 집중(132)들을 도시하고 있다. 낮은 크기의 응력 집중(134)들은 FEM(120) 선도의 나머지 부분에 도시되어 있다. 중간 크기의 응력 집중(132)들은 각각의 다이아몬드형 절개부(52a, 52b)의 적어도 하나의 측면 세그먼트(58)와 동일한 방향을 따라 연장형성된다. 중간 크기의 응력 집중(132)들의 형태는 전단력(Fshear)(도 13 참조)과 후프 인장력(Fhoop)(도 13 참조)의 합성 하중 경로(NF)의 방향과 일치한다.
도 15는 도 14의 FEM과 유사한 FEM 솔루션 도면으로서, 단위 복합재 통형 섹션(34)(도 1a 참조)의 제작 동안 구현될 수 있는 적층 경로(lamination path)(90)를 더 나타낸다. 또한, 적층 경로(90)는 조립된 통형 섹션(34')(도 1b 참조)을 형성토록 크라운 패널(36')(도 1b 참조) 및 킬 패널(38')(도 1b 참조)과 조립될 수 있는 측면 패널(40')들(도 1b 참조)을 제작하는 동안에 구현될 수도 있다. 적층 경로(90)는 예를 들어 테이프 배치 기계(tape laying machine)(미도시)에 의해 단일 패스(single pass)로 적용될 수 있는 복합재 테이프(미도시)의 비교적 큰 폭을 가능케 한다. 적층 경로(90)의 비교적 큰 폭은 테이프 적층 기계(미도시)의 테이프 적용 헤드(tape application head)(미도시)에 의해 요구되는 패스들의 전체 수를 감소시킴에 따라 통형 섹션(34)(도 4 참조)을 레이 업하기(laying up) 위해 요구되는 시간의 전체 양을 감소시킬 수 있다. 또한, 적층 경로(90)의 측면 에지들은 특별한 테이프 트리밍(trimming) 또는 절단 작업들에 대한 필요성을 없애도록 다이아몬드형 절개부(52a, 52b)들의 직선 측면 세그먼트(58)들에 대하여 인접한다.
도 16은 절개부(52)들 사이의 측면 영역(40)의 영역에 대략 위치된 패드-업 영역(pad-up region)(82)을 가진 측면 영역(40)의 실시예를 도시하고 있다. 패드-업 영역(82)은 제1 및 제2 절개부(52a, 52b)들 아래로 그리고/또는 위로 연장형성될 수 있다. 패드-업 영역(82)은 측면 영역(40)의 두께에서 측면 영역(40)의 공칭(nominal) 스킨 두께(tnom)(도 18 참조)로부터의 증가를 나타낸다. 측면 영역(40)의 스킨(42)은 금속 재료 또는 복합재 재료로 형성될 수 있다. 적절한 금속 재료는 알루미늄, 티타늄, 알루미늄-리튬 및 다른 적절한 금속 재료들 또는 이러한 재료를 조합한 것들을 포함할 수 있다. 금속 스킨(42)을 위한 패드-업 영역(82)은 금속 스킨의 합쳐진 두께에서의 증가를 구성할 수 있다.
복합재 재료로 형성된 스킨(42)의 경우에, 패드-업 영역(82)은 적층 구성부(lamination scheme)(88)에서 스킨(42) 위에 적층될 수 있는 보합재 재료로 형성된 하나 이상의 패드 업 플라이(ply)(84)들로 구성될 수 있다. 도 16은 X자형으로 배열된 패드-업 플라이(84)들을 도시하고 있다. 패드-업 플라이(84)들은 측면 영역(40)에 있는 하나 이상의 하중 경로들에 대체로 평행한 방향을 따라 방향이 형성될 수 있는 패드-업 플라이 섬유(86)들을 내포할 수 있다. 또한, 패드-업 플라이(84)들은 하나 이상의 하중 경로들의 방향과 일치할 수 있는 절개부(52)들의 측면 세그먼트(58)들에 대체로 평행하도록 방향이 형성될 수 있다.
도 17은 패드-업 영역(82)에서 패드-업 플라이(84)들을 레이 업하기 위한 선택적인 적층 구성부(88)를 도시하고 있다. 패드-업 플라이(84)들은 측면 영역(40)의 협부(throat)(80)를 통과하는 조금씩 비켜 배치된(staggered) X자형으로 배열된 것으로 도시되어 있다. 협부(80)는 인접한 쌍의 절개부(52)들 사이에서 가장 짧은 거리의 일반적인 위치로서 정의될 수 있다. 각각의 패드-업 플라이(84)는 하중 경로에 평행하도록 방향이 형성될 수 있다. 적층 구성부(88)는 측면 영역(40)의 상부(74)로부터 협부(80)를 향한 일반적인 방향을 따라 측면 영역(40)의 스킨(42) 두께가 점차적으로 또는 점진적으로 증가하는 것을 야기한다. 또한, 적층 구성부(88)는 측면 영역(40)의 하부(76)로부터 협부(80)를 향한 일반적인 방향을 따라 스킨(42) 두께가 점진적으로 증가하는 것을 야기한다. 추가적으로, X자형의 적층 구성부(88)는 바람직하게도 최대 응력 위치와 일치할 수 있는 협부(80)에서 최대인 스킨(42) 두께를 야기할 수 있다.
도 18은 패드-업 플라이(84)들의 배열로 인한 측면 영역(40)의 스킨 두께(tpad)에서의 점진적인 증가를 나타내는 측면 영역(40)의 단면을 도시하고 있다. 패드-업 플라이(84)들은 측면 영역(40)의 두께가 공칭 스킨 두께(tnom)로부터 패드-업 영역(82)의 증가된 스킨 두께(tpad)로 점진적으로 증가하는 것을 야기한다. 스킨 두께(tpad)에서의 점진적인 증가는 절개부(52)들(도 17 참조) 사이의 측면 영역(40) 부분을 통한 효율적인 하중 전달을 가능케 한다. 바람직하게도, 도 18에 도시된 스킨 두께(tpad)에서의 점진적인 증가는 플라이들의 박리를 위한 포텐셜(potential)을 감소시킬 수 있는 스킨(42) 내부의 층간(interlaminar) 응력들을 감소시킬 수 있다.
도 19는 패드-업 영역(82)에 패드-업 플라이(84)들을 레이 업하기 위한 적층 구성부(88)의 다른 실시예를 도시하고 있다. 적층 구성부(88)는 원주방향 축(14)(도 12 참조)에 대하여 완만한(shallow) 각도로 방향이 형성된 패드-업 플라이(84)들을 포함한다. 추가의 패드-업 플라이(84)들은 객실 여압(P)(도 3 참조)에 의해 야기되는 후프 인장 하중(미도시)을 다루기 위하여 추가될 수 있다. 이러한 점에서, 추가의 패드-업 플라이(84)들은 후프 인장 하중 경로(Nhoop)에 접근하는 각도로 방향이 형성될 수 있다. 추가의 패드-업 플라이(84)들은 협부(80)를 향한 스킨 두께(tpad)(도 18)에서의 점진적인 증가를 용이하게 하도록 조끔씩 비켜 배치될 수 있다.
도 20은 점선으로 나타내져 있는 라운드진 직사각형 절개부(162)의 형태 최적화 모델의 변위 선도(displacement plot)(160)이다. 형태 최적화 모델의 구속부들은 절개부(162)의 면적을 미리 정해진 값(예를 들어, 100평방인치)으로 유지하도록 포함된다. 또한, 라운드진 직사각형 절개부(162)의 기하구조는 미리 정해진 높이보다 더 작지 않도록 그리고 미리 정해진 폭보다 더 작지 않도록 제한된다. 측면 영역(40) 부분에서의 최대 응력은 재료의 허용가능한 응력(170)의 소정 범위 내에 있도록 제한된다. 변위 선도(160)는 절개부(162) 에지들을 따른 다른 위치들에서 상대적인 응력 크기(166)들의 응력 등고선(174)들을 나타낸다. 변위 벡터(164a)들은 안쪽으로 그리고 71ksi의 상대적으로 높은 응력 크기(168)(즉, 도면부호 170으로 지시된 재료의 허용가능한 응력보다 더 높은 크기들)로 형성된 영역들로부터 멀리 이동하는 라운드진 직사각형 절개부(162)의 코너(162a)들의 경향을 나타낸다. 변위 벡터(164b)들은 바깥쪽으로 그리고 상대적으로 낮은 응력 크기(172)(즉, 재료의 허용가능한 응력(170)보다 더 낮은 크기들)로 형성된 영역을 향해 이동하는 라운드진 직사각형 절개부(162)의 측면(162b)들과 상단부 및 하단부(162c)의 경향을 나타낸다. 형태 최적화 모델에서, 변위 벡터(164a, 164b)들을 따르는 이동들을 합한 것은 라운드진 직사각형 절개부(162)가 다이아몬드형 절개부(도 22 참조)로 발전하는 것을 야기한다.
도 21은 측면(54)들과 단부(60)들에서 교차하는 직선의 측면 세그먼트(58)들을 가진 다이아몬드형 절개부(52)를 나타내는 도면이다. 절개부(52)의 크기 및 형태는 장축(a)과 단축(b)에 대하여 정의될 수 있다. 예를 들어, 절개부(52)의 높이(A)는 반대 단부(60)들에서의 측면 세그먼트(58)들의 교차점들 사이에서 장축(a)을 따라 측정된다. 폭(B)은 반대 측면(54)들에서의 측면 세그먼트(58)들의 교차점들 사이에서 단축(b)을 따라 측정된다. 절개부(52)는 약 1.3:1보다 작지 않은 높이(A) 대 폭(B)의 종횡비를 가질 수 있다. 실시예에서, 다이아몬드형 절개부(52)는 표현 1.3B≤A≤5B로 정의될 수 있는 높이(A) 대 폭(B)의 종횡비를 가질 수 있다. 이러한 점에서, 높이(A)는 크기가 약 1.3B로부터 약 5B까지의 범위에 있을 수 있다. 바람직한 실시예에서, 절개부(52)의 종횡비는 이것이 5:1보다 더 클 수 있음에도 불구하고 약 2:1과 5:1 사이에 있다. 다른 실시예에서, 절개부(52)는 약 1.8:1에서 2.2:1까지의 높이(A) 대 폭(B)의 종횡비를 가질 수 있다. 각각의 절개부(52)는 이것이 100평방인치보다 작거나 300평방인치보다 큰 면적으로 제공될 수 있음에도 불구하고 약 100에서 300평방인치까지의 면적을 가질 수 있다. 바람직한 실시예에서, 절개부(52)는 약 120-140평방인치의 범위에 있는 면적을 가질 수 있다.
도 22는 다이아몬드형 절개부(52)의 반경(ra)으로 형성된 라운드진 단부 코너(62)들을 가진 단부(60)들 및 반경(rb)으로 형성된 라운드진 측면 코너(56)들을 가진 측면(54)들을 나타낸다. 측면 코너(56)들에서의 측면 반경(rb)은 측면(54)들에서의 응력 집중들을 최소하도록 단부 코너(62)들에서의 단부 반경(ra)보다 더 클 수 있다. 단부 반경(ra) 및/또는 측면 반경(rb)은 절개부(52)의 높이(A)의 함수로서 크기가 형성될 수 있다. 예를 들어, 바람직한 실시예에서, 단부 반경(ra)은 크기가 절개부(52)의 높이(A)에 약 0.05배로부터 높이(A)에 약 0.50배까지의 범위에 있을 수 있다. 측면 반경(rb)은 크기가 절개부(52)의 높이(A)에 약 0.05배로부터 절개부(52)의 높이(A)에 약 3.0배까지의 범위에 있을 수 있다. 한편, 단부 반경(ra) 및/또는 측면 반경(rb)은 상기에 적힌 크기들보다 크거나 작은 크기들로 제공될 수도 있다. 측면 세그먼트(58)들은 단축(b)에 대하여 측정된 측면 세그먼트 각도(θb)로 방향이 형성될 수 있다. 측면 세그먼트 각도(θb)는 50-80도의 바깥쪽의 각도들이 고려됨에도 불구하고 약 50도에서 80도까지의 범위에 있을 수 있다.
도 23은 곡선 측면 세그먼트(316)들을 가진 절개부(52)들(도 1a 및 1b 참조)의 곡선 측면 다이아몬드형 실시예(300)를 나타내는 도면이다. 도시된 실시예(300)는 장축을 따라 측정되고 실시예(300)의 각각의 단부 코너(310)에서 단부 반경(rend -300) 및 측면 반경(rside -300)에 대한 접점(tangent)(314)들 사이의 직선(320)의 교차점들 사이에서 연장형성되는 높이(306)를 가질 수 있다. 폭(308)은 단축(304)을 따라 측정될 수 있는 것으로 각각의 측면 코너(312)에서 단부 반경(rend -300) 및 측면 반경(rside -300)에 대한 접점(314)들 사이의 직선(320)의 교차점들 사이에서 연장형성된다. 실시예(300)는 약 1.8:1에서 2.2:1의 높이(306) 대 폭(308)의 종횡비 및 단부 코너(310)들에서의 단부 반경(rend -300)보다 더 큰 측면 단부(312)들에서의 측면 반경(rside -300)을 가질 수 있다. 곡선 측면 다이아몬드형 실시예(300)는 약 120-140평방인치의 면적을 가질 수 있다. 곡선 측면 세그먼트(316)들은 각각의 곡선 측면 세그먼트(316)가 해당하는 단부 반경(rend -300)과 측면 반경(rside -300)에 접하는 볼록한 곡률을 가질 수 있다. 각각의 측면 세그먼트(316)의 곡률의 정도는 접점(314)들 사이에 연장형성된 직선(320)에 대하여 정의될 수 있다. 각각의 측면 세그먼트(316)의 곡률(318)은 곡선 측면 세그먼트(316)로부터 직선(320)까지의 최대 거리가 접점(314)들 사이의 직선(320) 거리의 약 20퍼센트보다 크지 않도록 형성될 수 있다. 바람직하게는, 곡선 측면 세그먼트(316)들의 곡률은 다른 방향들을 가진 복수의 하중 경로들(미도시)에 순응할 수 있다.
도 24는 실질적으로 일정한 곡률로 형성된 라운드진 측면(412)들을 가진 절개부(52)(도 1a 및 1b 참조)의 기준이 되는 라운드진 다이아몬드형 실시예(400)를 나타내는 도면이다. 라운드진 측면(412)들은 상부 코너(410)와 하부 코너(410) 사이에 연장형성될 수 있고 단부 코너(410)들에 접하도록 형성될 수 있다. 기준이 되는 라운드진 다이아몬드형 실시예(400)는 장축(402)을 따라 측정되고 단부 코너(410)들의 각각의 측면 상의 라운드진 측면(412)과 단부 코너(410)에서의 접점(414)로부터 연장된 연장선들의 교차점들 사이에서 연장형성되는 높이(406)를 가질 수 있다. 실시예(400)는 단축(404)을 따라 측정되고 실시예(400)의 라운드진 측면(412)들과의 단축(404)의 교차점들 사이에 연장형성되는 폭(408)을 가질 수 있다. 실시예(400)는 약 16-18인치의 높이(406), 약 1.5:1에서 1.9:1의 높이(406) 대 폭(408)의 종횡비, 및 약 125-135평방인치의 면적을 가질 수 있다.
도 25는 실질적으로 일정한 곡률로 형성된 라운드진 측면(512)들을 가진 절개부(52)(도 1a 및 1b 참조)의 향상된 라운드진 다이아몬드형 실시예(500)를 나타내는 도면이다. 라운드진 측면(512)들은 상부 코너(510)와 하부 코너(510) 사이에서 연장형성될 수 있고 단부 코너(510)들에 접하도록 형성될 수 있다. 실시예(500)는 장축(502)을 따라 측정되고 단부 코너(510)들의 각각의 측면 상의 라운드진 측면(512)과 단부 코너(510)에서의 접점(514)으로부터 연장된 연장선들의 교차점들 사이에서 연장형성되는 높이(506)를 가질 수 있다. 실시예(500)는 단축(504)을 따라 측정되고 실시예(500)의 라운드진 측면(512)들과의 단축(504)의 교차점들 사이에서 연장형성되는 폭(508)을 가질 수 있다. 향상된 라운드진 다이아몬드형 실시예(500)는 약 22-26인치의 높이(506), 약 2:1에서 2.4:1의 종횡비, 및 약 190-210평방인치의 면적을 가질 수 있다.
도 26은 항공기(10)의 원주방향 축(14)에 대하여 기울어진(canted) 절개부(52)들의 실시예를 나타내는 도면이다. 도시된 실시예에서, 절개부(52)들은 각각의 절개부(52)의 주축(a)이 항공기(10)의 원주방향 축(14)에 대하여 각도(θcant)로 향하도록 방향이 형성된다. 절개부(52)들은 선택적으로 원주방향 축(14)에 대하여 소정 방향(예를 들어, 전방으로 기울어지거나 후방으로 기울어짐)으로 각도(θcant)를 갖도록 기울어질 수 있다. 실시예에서, 절개부(52)들은 절개부들이 +/-20도보다 큰 각도들을 갖도록 방향이 형성될 수 있음에도 불구하고 장축(a)이 항공기의 원주방향 축(14)에 대하여 +/-20도 내에서 향하도록 방향이 형성될 수 있다. 어떠한 제공된 절개부(52) 방향의 각도(θcant)는 절개부(52)의 측면 세그먼트(58)들 중 적어도 하나가 합성 하중 경로(Nresult)에 실질적으로 평행하게, 후프 인장 하중 경로(Nhoop)(도 6 및 10 참조)에 실질적으로 평행하게, 또는 전단 하중 경로(Nshear -1, Nshear-2)들(도 6 및 10 참조) 중 하나 또는 어떠한 다른 하중 경로에 실질적으로 평행하게 향하도록 방향이 형성될 수 있다.
또한, 방향 각도(θcant)는 제공된 절개부(52)의 측면 세그먼트(58)들 중 둘 이상이 합성 하중 경로(Nresult -1, Nresult -2)들(도 7 및 11 참조) 중 하나, 후프 인장 하중 경로(Nhoop)(도 6 및 10 참조), 전단 하중 경로(Nshear -1, Nshear -2)들(도 6 및 10 참조) 중 하나에 실질적으로 평행하게, 또는 어떠한 다른 경로 하중 방향으로 향하도록 선택될 수 있다. 예를 들어, 절개부(52)는 절개부(52)의 측면 세그먼트(58)들 중 하나가 후프 인장 하중 경로(Nhoop)(도 6 참조)와 전단 하중 경로(Nshear -1)(도 6 참조)의 인장 성분의 합성 하중 경로(Nresult -1)(도 7 참조)에 실질적으로 평행하게 향하도록 방향이 형성될 수 있다. 동일한 절개부(52)의 다른 측면 세그먼트(58)는 후프 인장 하중 경로(Nhoop)(도 7 참조)와 전단 하중(미도시)의 압축 성분(미도시)이 합쳐진 합성 하중 경로(미도시)에 실질적으로 평행하도록 방향이 형성될 수 있다.
또한 이러한 점에서, 스킨(42)은 후프 인장 하중 경로(Nhoop)(도 6 참조)와 전단 하중 경로(Nresult -1, Nresult -2)들(도 7 및 11 참조)의 인장 성분의 합성 하중 경로(Nresult)(도 7 참조)와 실질적으로 나란하게 방향이 형성될 수 있는 섬유(44)들을 포함할 수 있고 후프 인장 하중 경로(Nhoop)(도 6 참조)와 전단 하중 경로(미도시)의 압축 성분(미도시)이 합쳐진 합성 하중 경로(미도시)에 실질적으로 평행하도록 방향이 형성될 수 있는 섬유(44)들을 더 포함할 수 있다. 섬유(44)들은 창 띠영역(49)을 따라 연장형성된 트러스 구조물(truss structure)(미도시)을 나타내는 방식으로 방향이 형성될 수 있다. 예를 들어, 섬유(44)들 중 일부는 길이방향 축(12)에 대하여 약 +45도와 +80도 사이의 각도들을 갖도록 방향이 형성될 수 있고 섬유(44)들 중 다른 일부는 길이방향 축(12)에 대하여 약 +100도와 +160도 사이의 각도들(미도시)을 갖도록 방향이 형성될 수 있다. 실시예에서, 창 띠영역(49)을 따라 경사진(skewed) 트러스 배열(미도시)을 나타내도록, 섬유(44)들 중 일부는 길이방향 축(12)에 대하여 약 +60도로 방향이 형성될 수 있고 섬유(44)들 중 다른 일부는 길이방향 축(12)에 대하여 약 +150도로 방향이 형성될 수 있다. 절개부(52)들의 방향 각도(θcant)는 동체(16)의 길이를 따라 일정할 수 있고 또는 이러한 각도(θcant)는 동체(16)의 길이를 따라 다를 수도 있다.
도 27은 항공기(10) 동체(16)(도 12 참조)의 측면 영역(40)들(도 12 참조) 중 적어도 하나에 절개부(52)(도 12 참조)들을 형성하기 위한 방법(600)에 포함될 수 있는 하나 이상의 작업들을 나타내는 순서도이다. 본 방법의 단계(602)는 서로 나란한 관계로 측면 영역(40)에 절개부(52)(도 12 참조)들을 형성하는 단계를 포함할 수 있다. 절개부(52)들은 원하는 피치 거리(72)(도 12 참조)만큼 서로로부터 간격을 두고 형성될 수 있다. 피치 거리(72)는 항공기(10)(도 1a 및 1b 참조)의 승객 좌석들(미도시) 사이의 간격과 선택적으로 일치할 수 있다. 예를 들어, 피치 거리(72)는 약 18에서 28인치의 범위에 있을 수 있다.
단계(604)는 동체(16)(도 12 참조) 상에 작용하는 굽힘 모멘트(M1)(도 2 참조)를 정하는 단계를 포함할 수 있다. 본 방법(600)은 도 2에 도시된 음의 굽힘 모멘트(M1)의 내용으로 설명되어 있지만, 본 방법은 도 8에 도시된 양의 굽힘 모멘트(M2)를 사용하여 실행될 수도 있다. 굽힘 모멘트(M1)(도 2 참조)는 컴퓨터 시뮬레이션에서 동체(16)(도 12 참조) 상의 하중들을 예측함에 따라 정해질 수 있다. 또한, 굽힘 모멘트(M1)(도 2 참조)는 지상 시험(static testing) 동안 동체(16)(도 12 참조) 상의 하중들을 측정함에 따라 또는 비행 시험(flight testing) 동안 동체(16) 상의 하중들을 직접적으로 측정함에 따라 정해질 수도 있다.
단계(606)는 동체(16)(도 12 참조) 상에 작용하는 굽힘 모멘트(M1)(도 2 참조)에 응하여 측면 영역(40)(도 12 참조)에 발생되는 전단 하중(미도시)을 정하는 단계를 포함할 수 있다. 전단 하중은 컴퓨터 시뮬레이션을 기초로 하여 분석적으로 결정될 수 있다. 또는, 전단 하중은 변형 게이지(strain gauge)들 또는 다른 기기를 사용하여 지상 시험 동안에 결정될 수도 있다. 또한, 전단 하중은 비행 시험 동안에 측정될 수도 있다.
본 방법의 단계(608)는 동체(16)(도 12 참조) 상의 객실 여압 하중(P)(도 3 참조)을 정하는 단계를 포함할 수 있다. 객실 여압 하중(P)은 객실의 기압 고도를 유지하기 위한 FAA 요구사항들을 기초로 하여 정해질 수 있다. 예를 들어, 안전 계수들을 가지고, 동체(16)는 더 높은 여압 하중들을 견디도록 구성될 수 있음에도 불구하고 18.2psi까지 견디도록 요구될 수 있다.
본 방법의 단계(610)는 객실 여압 하중(P)(도 3 참조)에 따라 측면 영역(40)(도 12 참조)에 발생되는 후프 인장 하중(미도시)을 정하는 단계를 포함할 수 있다. 후프 인장 하중은 컴퓨터 시뮬레이션에 의해 또는 동체(16) 스킨(42)(도 12 참조)에 결합될 수 있는 예를 들어 변형 게이지들(미도시)을 사용함에 따라 전체-스케일 시험(full-scale testing) 동안에 또는 비행 시험 동안에 동체(16)(도 12 참조) 상에 작용하는 하중들을 측정하는 것에 의해 정해질 수 있다.
본 방법의 단계(612)는 전단 하중(미도시)과 후프 인장 하중(미도시)을 합친 결과인 합성 하중 경로(Nresult)(도 12 참조)를 정하는 단계를 포함할 수 있다. 예를 들어, 합성 하중 경로(Nresult)는 알려진 전단 하중(미도시)과 알려진 후프 인장 하중(미도시)의 크기와 방향을 기초로 하여 수학적으로 정해질 수 있다. 또한, 합성 하중 경로(Nresult)는 하중 경로들의 다른 결합들에 대해 정해질 수도 있는 것으로 전단 하중과 후프 인장 하중을 합친 합성 하중 경로(Nresult)로 한정되는 것은 아니다. 예를 들어, 합성 하중 경로(Nresult)는 승강타(30)(도 1a 및 1b 참조) 및/또는 방향키(26)(도 1a 및 1b 참조)에 의해 동체(16)(도 12 참조)에 유발되는 비틀림 하중들을 기초로 형성될 수 있다.
단계(614)는 하중 경로가 제1 절개부(52a) 아래의 측면 영역(40)의 하부(76)(도 12 참조)로부터 제2 절개부(52b) 위의 측면 영역(40)의 상부(74)(도 12 참조)까지 실질적으로 연속적으로 측면 영역(40)(도 12 참조)을 따라 연장형성되도록 절개부(52)(도 12 참조)들을 구성하는 단계를 포함할 수 있다. 또한, 절개부(52)들은 합성 하중 경로(Nresult)가 제2 절개부(52b) 아래의 측면 영역(40)의 하부(76)로부터 제1 절개부(52a) 위의 측면 영역(40)의 상부(74)까지 실질적으로 연속적으로 연장형성되도록 구성될 수도 있다.
단계(616)는 합성 하중 경로(Nresult)(도 12 참조)와 같은 하중 경로에 대체적으로 평행하게 방향이 형성된 측면 세그먼트(58)(도 12 참조)들을 가진 다이아몬드형의 절개부(52)(도 12 참조)들을 제공하는 단계를 포함할 수 있다. 또는, 측면 세그먼트(58)들은 전단 하중 경로(Nresult)를 따라 방향이 형성될 수도 있다. 또한, 측면 세그먼트(58)들은 전단 하중(미도시), 후프 인장 하중(미도시), 및 동체(16)(도 12 참조) 상에 부과될 수 있는 다른 하중들이 합쳐진 합성 하중 경로(Nresult)에 대체적으로 평행하도록 방향이 형성될 수도 있다.
단계(618)는 스킨(12)(도 12 참조)의 섬유(44)들 중 적어도 일부를 합성 하중 경로(Nresult)(도 12 참조)와 같은 하중 경로에 실질적으로 평행하도록 방향을 형성하는 단계를 포함할 수 있다. 스킨(42)의 섬유(44)들은 대략 제1 절개부(52a)의 하단부(60b) 아래의 위치로부터 대략 제2 절개부(52b)의 상단부(60a) 위의 위치까지 연장형성될 수 있다. 스킨(42)의 섬유(44)들은 항공기(10)(도 12 참조)의 길이방향 축(12)(도 12 참조)에 대하여 약 50도에서 75도 사이의 각도로 방향이 형성될 수 있다. 한편, 섬유(44)들은 50도보다 작고 75도보다 큰 각도들로 방향이 형성될 수도 있다.
단계(620)는 측면 영역(40)(도 16 참조)의 패드-업 영역(82)(도 16 참조)에서 복합재 패드-업 플라이(84)(도 16 참조)들을 스킨(42)(도 16 참조) 위에 적층하는(laminating) 단계를 포함할 수 있다. 각각의 패드-업 플라이(84)는 하중 경로에 실질적으로 평행하게 방향이 형성될 수 있는 복수의 패드-업 플라이 섬유(86)(도 16 참조)들을 포함할 수 있다. 패드-업 영역(82)은 공칭 스킨 두께(tnom)(도 18 참조)에 대하여 패드-업 영역(82)에서의 스킨(42)의 두께가 점진적으로 증가하는 것을 야기할 수 있다.
항공기(10)(도 1a 및 1b 참조)에의 승객용 창(50)(도 1a 및 1b 참조)들의 추가는 일반적으로 응력 집중들에 대해 요구되는 구조적 보강(즉, 증가된 스킨 두께)으로 인하여 항공기(10)의 전체 무게를 증가시키지만, 다이아몬드형 절개부(52)(도 4 참조)에 의해 제공되는 개선된 하중 경로는 대략 동일 면적의 종래의 타원형 창 절개부들(미도시)에 대하여 약 35에서 45퍼센트만큼 측면 영역(40)(도 4 참조)에서의 응력 집중들을 감소시킨다. 응력 집중들에서의 감소는 절개부(52) 에지들 주위의 스킨 두께에서의 감소를 가능케 하고 이것은 창 띠영역(49)(도 4 참조)에서 무게를 줄인다. 무게 감소는 항공기(10)의 유료하중(payload) 용량에서의 증가 또는 연료 경제에서의 향상으로 이용될 수 있다. 또는, 다이아몬드형 절개부(52)(도 4 참조)들로 달성되는 무게 감소는 면적이 더 큰 창(50)들로 이용될 수 있다. 더 큰 창(50)들은 창 띠영역(49)(도 4 참조)에서의 스킨 두께의 증가를 요구하지만, 다이아몬드형 창(50)들의 경우 스킨(42)의 최대 두께는 동일 면적의 종래의 타원형 창들의 경우보다 더 작다.
본 발명의 많은 변형례들과 다른 실시예들은 앞선 설명들과 이와 관련된 도면들에서 제시된 기술들의 이점을 가진 것으로 이러한 본 발명이 관련된 기술분야에서의 숙련자에게 생각될 것이다. 여기에서 설명될 실시예들은 예시적인 것으로 생각되어야지 한정적이거나 모든 것으로 의도되는 것은 아니다. 특정 용어들이 여기에서 사용되지만, 이것들은 단지 일반적이고 설명적인 의미로 사용되는 것이지 제한을 위해 사용되는 것은 아니다.
10 ... 항공기 16 ... 동체
34 ... 통형 섹션 36 ... 크라운 영역
38 ... 킬 영역 40 ... 측면 영역
42 ... 스킨 44 ... 섬유
50 ... 창 52, 52a, 52b ... 절개부

Claims (14)

  1. 서로 나란한 관계로 통형 섹션에 형성된 제1 절개부(52a) 및 제2 절개부(52b)를 구비한 통형 섹션(34); 및
    통형 섹션(34)을 따라 연장형성되고, 대략 제1 절개부 아래의 통형 섹션의 하부(76)로부터 대략 제2 절개부 위의 통형 섹션의 상부(74)까지 실질적으로 연속적으로 연장형성된 직접 하중 경로를 포함하는 항공기 동체.
  2. 제1항에 있어서,
    동체(16)는 통형 섹션(34)의 측면 영역에 전단 하중을 발생시키는 굽힘 모멘트를 받고; 그리고
    하중 경로는 전단 하중의 경로를 포함하는 항공기 동체.
  3. 제2항에 있어서,
    동체는 측면 영역에 후프 인장 하중을 발생시키는 객실 여압 하중을 받고; 그리고
    하중 경로는 전단 하중과 후프 인장 하중의 합성 경로를 포함하는 항공기 동체.
  4. 제3항에 있어서,
    측면 영역은 공칭 스킨 두께를 가진 스킨을 포함하고;
    측면 영역은 적어도 제1 절개부와 제2 절개부 사이의 영역에 패드-업 영역을 포함하며; 그리고
    패드-업 영역에서의 스킨 두께는 공칭 스킨 두께보다 더 크게 형성되는 항공기 동체.
  5. 제4항에 있어서,
    제1 및 제2 절개부는 그들 사이의 최단 거리에 협부를 형성하고; 그리고
    패드-업 영역에서의 스킨 두께는 상부로부터 협부를 향한 방향과 하부로부터 협부를 향한 방향 중 적어도 하나를 따라 대체로 증가하는 항공기 동체.
  6. 제4항에 있어서,
    스킨은 매트릭스 내부에 끼워넣어진 복수의 보강 섬유들을 가진 복합 재료로 형성되고; 그리고
    섬유들 중 적어도 일부는 하중 경로에 실질적으로 평행한 관계로 방향이 형성되며 섬유들 중 적어도 일부는 항공기의 길이방향 축에 대하여 약 50에서 75도의 각도로 방향이 형성되는 항공기 동체.
  7. 제1항에 있어서,
    제1 절개부와 제2 절개부 중 적어도 하나는 장축과 단축을 가진 다이아몬드 형태를 갖되, 장축은 항공기의 원주방향 축에 대해 +/-20도 내에서 방향이 형성되는 항공기 동체.
  8. 제7항에 있어서,
    다이아몬드 형태는 4개의 측면 세그먼트들을 갖고; 그리고
    측면 세그먼트들 중 적어도 하나는 하중 경로에 실질적으로 평행하게 방향이 형성되는 항공기 동체.
  9. 제1항에 있어서,
    통형 섹션(34)은 적어도 하나의 측면 패널(40)을 갖고;
    제1 절개부(52a) 및 제2 절개부(52b)가 서로 나라한 관계로 측면 패널에 형성되며; 그리고
    통형 섹션을 따라 연장형성되는 직접 하중 경로는 대략 제1 절개부 아래의 측면 패널의 하부로부터 대략 제2 절개부 위의 측면 패널의 상부까지 실질적으로 연속적으로 연장형성되는 항공기 동체.
  10. 측면 영역에 서로 나란한 관계로 제1 절개부와 제2 절개부를 형성하는 단계; 및
    직접 하중 경로가 대략 제1 절개부 아래의 측면 패널의 하부로부터 대략 제2 절개부 위의 측면 패널의 상부까지 실질적으로 연속적으로 측면 영역을 따라 연장형성되도록 제1 절개부와 제2 절개부를 구성하는 단계를 포함하는 항공기 동체의 측면 영역에 절개부들을 형성하는 방법.
  11. 제10항에 있어서,
    측면 영역은 공칭 스킨 두께를 가진 스킨을 포함하고,
    상기 방법은,
    측면 영역에서 적어도 제1 절개부와 제2 절개부 사이의 영역에 패드-업 영역을 포함하는 단계; 및
    공칭 스킨 두께에 대하여 패드-업 영역에서의 스킨의 두께를 증가시키는 단계를 더 포함하는 항공기 동체의 측면 영역에 절개부들을 형성하는 방법.
  12. 제10항에 있어서,
    매트릭스 내부에 끼워넣어진 복수의 보강 섬유들을 가진 복합 재료로 형성된 스킨을 측면 영역에 제공하는 단계; 및
    섬유들 중 적어도 일부를 하중 경로에 실질적으로 평행하도록 방향을 형성하는 단계를 더 포함하는 항공기 동체의 측면 영역에 절개부들을 형성하는 방법.
  13. 제10항에 있어서,
    제1 및 제2 절개부를 장축과 단축을 가진 다이아몬드 형태로 형성하는 단계를 더 포함하는 항공기 동체의 측면 영역에 절개부들을 형성하는 방법.
  14. 제13항에 있어서,
    다이아몬드 형태는 4개의 측면 세그먼트들을 갖고,
    상기 방법은
    측면 세그먼트들 중 적어도 하나를 하중 경로에 실질적으로 평행하도록 방향을 형성하는 단계를 더 포함하는 항공기 동체의 측면 영역에 절개부들을 형성하는 방법.
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