KR20140096242A - 부하 운반용 박스 구조체 및 그 제조 방법 - Google Patents

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에스. 노르드만 폴
티. 브라운 스티번
지. 로즈엘러 윌리암
케이. 이소무라 테리
엔. 베스트레 윌러드
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더 보잉 컴파니
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Abstract

상부 및 하부 복합재료 일체형 샌드위치 패널을 갖는 부하 운반을 위한 박스 구조체가 제공된다. 패널은 축 방향으로 향하여 있는 하나 이상의 코어부 및 인접하는 일체형 샌드위치 패널을 끼워 넣는 면 시트를 가지고 있다. 박스 구조체는 다수의 날개 보를 더 포함한다. 각 날개 보는 웨브 및 웨브 부착장치를 가지고, 축 방향으로 날개 보 길이를 갖는다. 다수의 날개 보는 밀착 팩에 배치에 위치된 웨브 부착장치를 구비한 일체형 샌드위치 패널에 연결되어 있다. 면 시트는 전단에서 기본적으로 비틀림과 압력 부하 및 비중요 축 방향 부하를 운반하도록 구성되어 있다. 밀집 팩은 축 방향 인장 및 압축 부하에서 모든 중요한 박스 굽힘을 운반하도록 구성되어 있다.

Description

부하 운반용 박스 구조체 및 그 제조 방법{BOX STRUCTURES FOR CARRYING LOADS AND METHODS OF MAKING THE SAME}
본 발명은 일반적으로 부하 운반용 구조체 및 그 제조 방법에 관한 것으로, 좀 구체적으로 운송 수단 및 건축 구조체를 위한 복합재료 접합된 박스 구조체, 그리고 그 제조 방법에 관한 것이다.
탄소 섬유 강화 복합재료(CFRP, carbon fiber-reinforced plastic) 복합재료 구조체 같은 복합재료 구조체가 그들의 높은 강도 중량비(strength-to-weight ratios), 내식성, 그리고 다른 유리한 특성들 때문에 항공기, 우주선, 회전날개 항공기, 자동차, 선박, 그리고 다른 운송 수단 및 구조체의 제조를 포함하여 매우 다양한 적용에 사용된다. 예를 들어, 항공기 구조체에서 복합재료 구조체는 날개, 꼬리 부분, 동체, 그리고 다른 구성요소들을 형성하기 위하여 증가되는 수량이 사용되고 있다.
기존의 복합재료 항공기 수송 날개 및 스태빌라이저(stabilizer) 박스 구조체는 외부 복합재료 날개 표면 패널(wing skin panel), 즉 내부 날개 뼈대(an internal wing framework)에 기계적으로 부착 또는 접합된, "표면(skin)"을 구성하는 일체형 보강 패널 구조(integrally stiffened panel structure)를 사용한다. 내부 날개 뼈대(wing framework)는 강도, 강성, 휨 내력(buckling resistance), 그리고 표면의 안정성을 증가시키기 위하여 날개 보(spar), 리브, 그리고 스트링거(stringer)와 같은 보강 구조체로 전형적으로 구성한다.
그런 복합재료 항공기 수송 날개 및 스태빌라이저 박스 구조체는 전형적으로 좌측 바깥쪽 날개 또는 스태빌라이저, 우측 바깥쪽 날개 또는 스태빌라이저, 그리고 중앙 부분을 포함하는 3개 분리 섹션으로 제작되고, 그런 섹션은 그때 함께 조립된다. 조립 공정은 많은 수의 구성 부품을 조립하기 위하여 많은 시간 및 수작업을 포함하고, 그리고 이는 증가된 제조비용을 낳게 한다. 게다가 그런 섹션은 기본적으로 연결하는 목적을 위해 간섭 끼움 체결요소(interference fit fastener)와 같은 수많은 기계적 체결요소로 함께 연결된다.
그런 체결요소는 섹션들에 충분한 강도를 주는 강성이 있는 중량 재료(strong and heavy material)로 만들어지고, 항공기의 작동 동안에 함께 섹션을 유지하고, 그리고 다양한 공기역학적 부하 및 응력에 견뎌낸다. 그러나 많은 중량 재료 체결 요소의 사용은 항공기에 무게를 더하게 되고, 결국 항공기의 성능을 낮추고, 주어진 비행로에 대해 증가된 연료를 요구하게 되는 결과가 된다. 이 증가된 연료 요구사항은 결국 연료비용의 증가를 낳게 된다. 게다가 그런 체결요소는 조립 시간, 노동 및 비용을 증가시키는 추가적 연료 밀봉(additional fuel tight sealing)을 요구하고, 그리고 결국, 전체 제조 및 운전비용을 증가시킨다. 또한, 외부 복합재료 날개 스킨 패널을 통하여 장착된 금속으로 만들어진 많은 체결요소의 사용은 날개에 낙뢰(a lightning strike)의 증가된 위험을 낳게 된다.
부가하여, 기존의 복합재료 항공기 수송 날개 및 스태빌라이저 박스 구조체는 전형적으로 알려진 금속 날개 박스 반모노코오크(semi-monocoque) 기본 부하 분포를 따른다. 여기에 사용된 "반모노코오크(semi-monocoque)"는 무부하(non-load) 이송 스킨으로 그때 덮여지는 내부 뼈대의 사용과는 대조적으로, 물체의 바깥 또는 외부 스킨 및 스트링거의 사용에 의해 구조적 부하를 지지하는 구조적 접근을 의미한다. 이런 접근은 전형적으로 거의 전형적인 0°/±45°/90°(0도/±45도/90도) 준등방성(quasi-isotropic)으로, 다수의 안전장치가 되어 있는 부하 경로를 제공하기 위하여 스킨 및 스트링거 양쪽으로 항공기 수송 날개 및 스태빌라이저 박스 굽힘 및 비틀림을 분포시키는 축 방향으로 강화된 플라이 레이업 방향(ply layup orientation)을 요구한다.
그러나 그런 접근은 이런 복합재료 구성요소의 효율성과 절충하고, 복합재료 항공기 수송 날개 및 스태빌라이저 박스 구조체의 안정성을 유지하도록 리브 및 체결요소 부착에서 부품 수를 상당히 증가시키다.
따라서 알려진 구조와 방법에 이점을 제공하는 개선된 복합재료 접합 박스 구조체 및 그 제조 방법이 기술에서 요구가 있다.
개선된 복합재료 접합 박스 구조체 및 그 제조 방법에 대한 이런 요구가 충족되었다. 아래의 상세한 설명에서 논의된 것처럼, 개선된 복합재료 접합 수송 날개 및 스태빌라이저 박스 구조체 및 그 제조 방법의 실시 예는 기존의 구조체 및 방법에 상당한 이점을 제공한다.
본 발명의 실시 예에서, 부하를 운반하기 위한 박스 구조체가 제공되어 있다. 박스 구조체는 상부 및 하부 복합재료 일체형 샌드위치 패널(upper and lower composite integrated sandwich panel)을 포함한다. 일체형 샌드위치 패널은 축 방향으로 향하여 있는 하나 이상의 코어부(core portions)와 인접하는 밀집 팩(dense packs)을 끼워 넣는(sandwiching) 면 시트(facesheet)를 가지고 있다. 박스 구조체는 다수의 날개 보를 더 포함한다. 각 날개 보는 웨브 및 웨브 부착장치(a web and web attachments)를 포함하고, 축 방향으로 날개 보 길이를 갖는다. 다수의 날개 보는 밀착 팩에 배치된 웨브 부착장치를 구비한 일체형 샌드위치 패널에 연결되어 있다. 면 시트는 기본적으로 전단에서 비틀림과 압력 부하 및 비중요 축 방향 부하(no significant axial loads)를 운반하도록 구성되어 있고, 그리고 밀집 팩은 축 방향 인장 및 압축 부하에서 모든 중요한 박스 굽힘을 운반하도록 구성되어 있다.
본 발명의 다른 실시 예에서, 부하를 운반하기 위한 접합 박스 구조체를 가진 공중 비행체(an air vehicle)가 제공되어 있다. 공중 비행체는 제1 단부 및 제2 단부(a first tip and a second tip)를 가진 에어포일 프레임(airfoil frame)을 포함한다. 공중 비행체는 에어포일 프레임에 부착된 접합 박스 구조체를 포함한다. 접합 박스 구조체는 에어포일 프레임의 제1 단부에서 제2 단부까지 연속하는 상부 및 하부 복합재료 일체형 샌드위치 패널을 포함한다. 일체형 샌드위치 패널은 축 방향으로 향하여 있는 하나 이상의 코어부와 인접하는 밀집 팩을 끼워 넣는 면 시트를 가지고 있다. 접합 박스 구조체는 다수의 날개 보를 더 포함한다. 각 날개 보는 웨브 및 웨브 부착장치를 포함하고, 축 방향으로 날개 보 길이를 갖는다. 다수의 날개 보는 밀착 팩에 배치된 웨브 부착장치를 구비한 일체형 샌드위치 패널에 연결되어 있다. 면 시트는 기본적으로 전단에서 비틀림과 압력 부하 및 비중요 축 방향 부하를 운반하도록 구성되어 있다. 밀집 팩은 축 방향 인장 및 압축 부하에서 모든 중요한 박스 굽힘을 운반하도록 구성되어 있다.
본 발명의 다른 실시 예에서, 공중 비행체를 위한 접합 박스 구조체를 제조하는 방법을 제공한다. 제조 방법은 한 쌍의 일체형 샌드위치 패널을 형성하는 단계를 포함한다. 각 일체형 샌드위치 패널은 적어도 두 개의 면 시트 사이에 코어부를 끼워 넣는 것에 의해 복합재료 스킨(a composite skin)을 조립하는 것에 의해 형성된다. 각 복합재료 면 시트는 편향된 플라이(bias oriented plies)로 실질적으로 구성된 면 시트 복합재료 플라이 레이업을 적층하는 하는 것, 그리고 복합재료 스킨이 연속하는 비틀림, 전단 및 압력 부하 경로를 제공할 수 있도록 면 시트 복합재료 플라이 레이업을 설계하는 것에 의해 형성되어진다. 각 일체형 샌드위치 패널은 복합재료 스킨에 다수의 밀집 팩을 연결하는 것에 의해 또한 형성된다. 각 밀집 팩은 실질적으로 직교하는 단일 방향 복합재료 테이프 라미네이트(unidirectional laminate)로 구성된 밀집 팩 복합재료 플라이 레이업을 적층하는 것, 그리고 밀집 팩이 연속하는 굽힘 및 축 방향 부하 경로를 제공할 수 있도록 밀집 팩 복합재료 플라이 레이업을 설계하는 것에 의해 형성된다. 제조 방법은 공중 비행체용 접합 박스 구조체를 형성하기 위하여 일체형 샌드위치 패널 쌍 사이에서 다수의 날개 보 및 안정화 리브를 접합하는 단계를 더 포함한다. 접합된 박스 구조체는 단일 형상을 가진다.
또한, 본 발명은 다음의 항목에 따른 실시 예를 포함한다.
항목 1.
부하 운반용 접합 박스 구조체를 가진 공중 비행체에서, 상기 공중 비행체는 제1 단부 및 제 2 단부를 가진 에어포일 프레임, 및 에어포일 프레임에 부착된 접합 박스 구조체를 포함하고,
상기 접합 박스 구조체는 축 방향으로 향하여 있는 하나 이상의 코어부와 인접하는 밀집 팩을 끼워 넣는 면 시트를 가지고 있으며, 에어포일 프레임의 제1 단부에서 제2 단부까지 연속하는 상부 및 하부 복합재료 일체형 샌드위치 패널, 및 밀착 팩에 배치된 웨브 부착장치를 구비한 일체형 샌드위치 패널에 연결되어 있으며, 각 날개보가 웨브 및 웨브 부착장치를 포함하고, 축 방향으로 날개 보 길이를 갖는 다수의 날개 보를 포함하며,
면 시트는 기본적으로 전단에서 비틀림과 압력 부하 및 비중요 축 방향 부하를 운반하도록 구성되어 있고, 그리고 밀집 팩은 축 방향 인장 및 압축 부하에서 모든 중요한 박스 굽힘을 운반하도록 구성되어 있다.
항목 2.
항목 1의 공중 비행체는 에어포일 프레임의 제1 단부에서 제2 단부까지 일체형 샌드위치 패널 사이에 배치되어 접합된 다수의 안정화하는 리브를 더 포함한다.
항목 3.
항목 1의 공중 비행체에서, 면 시트 각각은 편향된 플라이로 실질적으로 구성된 면 시트 복합재료 플라이 레이업을 가지고, 상기 면 시트 복합재료 플라이 레이업이 상기 면 시트가 기본적으로 연속하는 비틀림, 전단 및 압력 부하 경로를 제공할 수 있도록 설계되어 있다.
항목 4.
항목 1의 공중 비행체에서, 각 밀집 팩 각각은 0도(0°) 또는 거의 0도(0°)로 향하여 있는 단일 방향 플라이로 구성된 실질적으로 직교하는 단일 방향 복합재료 테이프 라미네이트를 포함하는 밀집 팩 복합재료 플라이 레이업을 가지고, 밀집 팩 복합재료 플라이 레이업이 상기 밀집 팩이 모든 중요한 연속하는 굽힘 및 축 방향 부하 경로를 제공할 수 있도록 설계되어 있다.
항목 5.
항목 1의 공중 비행체에서, 각 일체형 샌드위치 패널은 경화(hard) 때문에 증가된 패널 강성비를 가지고, 축 방향으로 강성 밀집 팩(stiff dense packs)이 일체형 샌드위치 패널과 날개 보 웨브에 의해 충분히 안정화된다.
항목 6.
공중 비행체용 접합 박스 구조체를 제조 하는 방법에서, 상기 방법은,
각 패널이 적어도 두 개의 복합재료 면 시트 사이에 코어부를 끼워 넣는 것에 의해 복합재료 스킨을 조립하고, 각 복합재료 면 시트는 편향된 플라이를 가지고 실질적으로 구성된 면 시트 복합재료 플라이 레이업을 적층하는 것에 의해 형성되고, 그리고 복합재료 시트가 연속하는 비틀림, 전단, 그리고 압력 부하 경로를 제공할 수 있도록 면 시트 복합재료 플라이 레이업을 설계하는 것에 의해 형성되는: 한 쌍의 일체형 샌드위치 패널을 형성하는 단계;
각 밀집 팩은 실질적으로 직교하는 단일 방향 복합재료 테이프 라미네이트로 구성된 밀집 팩 복합 재료 플라이 레이업을 적층하는 것에 의해 형성되고, 그리고 밀집 팩은 복합재료 플라이 레이업은 밀집 팩이 연속하는 굽힘 및 축 방향 부하 경로를 제공할 수 있도록 설계되어 있는, 복합재료 스킨에 다수의 밀집 팩을 연결하는 단계; 및
단일 방향 구조를 갖는 접합 박스 구조체가 공중 비행체용 접합 박스 구조체를 형성하도록 일체형 샌드위치 패널 쌍 사이에 다수의 날개 보 및 안정화 리브를 접합하는 단계를 포함한다.
항목 7.
항목 6의 방법은 하나 이상의 기계적 체결요소를 포함하는 하나 이상의 손상 억제 요소를 가진 각 일체형 샌드위치 패널에 다수의 날개 보 및 안정화 리브를 처결하는 단계를 더 포함한다.
항목 8.
항목 6의 방법은 박스 구조체 경계의 바깥쪽에 체결요소를 위치시키는 것에 의해 접합 박스 구조체에 많은 수의 체결요소를 감소시키는 단계를 더 포함하고, 그래서 접합 박스 구조체에 감소된 낙뢰 위험성의 결과를 낳게 된다.
항목 9.
항목 6의 방법은 일체형 샌드위치 패널 사이에 다수의 날개 보 및 안정화 리브를 접합하는 단계는 각 일체형 샌드위치 스킨 패널의 밀집 팩에 다수의 날개 보를 접합하도록 하나 이상의 날개 보 마감 연결을 형성하는 단계를 더 포함한다.
논의되어 온 특징, 기능 및 이점은 본 발명의 다양한 실시 예에서 독립적으로 달성되거나 또는 아래의 상세한 설명 및 도면을 참조하여 볼 수 있는 것의 보다 자세한 사항은 앞으로 다른 실시 예와 결합되어질 것이다.
본 발명은 바림직한 모법적인 실시 예를 나타내는 첨부 도면과 함께 다음의 상세한 설명을 참고하여 보다 잘 이해될 수 있고, 그러나 반드시 일정한 비율로 그려져 있는 것은 아니다.
도 1a는 본 발명의 박스 구조체의 실시 예들을 포함하는 공중 비행체의 사시도의 예시도이다.
도 1b는 본 발명의 박스 구조체의 한 실시 예의 후방에서 앞으로 향한 사시도의 예시도이다.
도 2a는 본 발명의 박스 구조체의 한 실시 예의 상부면(an upper surface)의 부분 평면도의 예시도이다.
도 2b는 날개 보에 연결된 본 발명의 일체형 샌드위치 패널의 한 실시 예를 도시하는 도 2a의 2B-2B 라인을 따른 단면도의 예시도이다.
도 2c는 접근 개구부(an access opening)를 도시하는 본 발명의 박스 구조체의 한 실시 예의 하부면(a lower surface)의 부분 평면도의 예시도이다.
도 3a는 다수의 날개 보 구조를 가지고 있는 본 발명의 박스 구조체의 한 실시 예의 부분 사시도의 예시도이다.
도 3b는 다수의 날개 보 구조의 근접도(close-up view)를 도시하는 도 3a의 3B-3B 라인을 따른 단면도의 예시도이다.
도 3c는 도 3b의 원 3C의 근접 단면도의 예시도이다.
도 3d는 도 3b의 원 3D의 근접 단면도의 예시도이다.
도 3e의 도 3b의 원 3E의 근접 단면도의 예시도이다.
도 4 내지 도 10은 본 발명의 박스 구조체의 실시 예들에 사용되어진 날개 보 정리 연결부(spar closeout joints)의 다양한 실시 예들의 예시도이다.
도 11은 항공기 생산 및 서비스 방법의 흐름도의 예시도이다.
도 12는 항공기의 블록선도의 예시도이다.
도 13은 본 발명의 방법의 한 실시 예를 나타내는 흐름도의 예시도이다.
개시된 실시 예는 지금 몇 개에서 첨부 도면을 참조하여 이하에서 좀 더 충분히 기술되어질 것이고, 그러나 개시된 실시 예들 모두는 도시되지 않는다. 정말, 몇 개의 다른 실시 예들이 제공될 것이고, 여기에 제시하는 실시 예들로서 한정되는 구성되지 않는다. 오히려, 이들 실시 예들은 이 발명이 이 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에게 발명의 범위를 완전하고 충분하게 전달하도록 제공된다.
지금 도면들을 참조하면, 도 1a는 본 발명의 방법(300)(도 13 참조)의 실시 예의 하나에 의해 제조 또는 조립된 박스 구조체(12)의 실시 예들을 포함하고 있는 항공기와 같은, 공중 비행체(10)의 사시도를 예시하고 있다. 도 1a에 도시된 바와 같이, 공중 비행체(10)는 에어포일 프레임(14)을 가지고 있는 수송 날개 구조체(13)를 포함한다. 에어포일 프레임(14)은 앞 가장자리(a leading edge)(15), 제1 단부(16), 날개 뒷전(a trailing edge)(17), 제 2 단부(18), 그리고 다수의 제어면(control surfaces)(19)을 포함한다. 도 1a에 도시된 바와 같이 한 실시 예에서, 박스 구조체(12)는 수송 날개 구조체(13)의 에어포일 프레임(14)에 부착되거나 또는 포함되는 수송 날개 박스 구조체(12a)를 포함한다. 수송 날개 박스 구조체(20)는 중간 부분(21)(도 1a 참조)을 지나서, 상부 부분(20)(도 1a 참조) 위에 부착되거나, 또는 공중 비행체(10)의 동체(33)의 아래 부분(도시되지 않음)에 부착되어지게 된다. 도 1a에 도시된 바와 같이, 공중 비행체(10)는 수평 스태빌라이저(horizontal stabilizer)(24a) 및 수직 스태빌라이저(vertical stabilizer)(24b)를 포함하는 하나 이상의 스태빌라이저 구조체(stabilizer structure)(24)를 포함한다. 수평 스태빌라이저(24a) 같은 스태빌라이저 구조체(24)는 조합으로, 제1 단부(16) 및 제2 단부(18)를 가지고 있는 에어포일 프레임(14a)을 가질 수 있다. 도 1a에 도시된 바와 같이, 다른 실시 예에서, 박스 구조체(12)는 하나 이상의 스태빌라이저 구조체(24)의 에어포일 프레임(14a)에 부착되어지거나 또는 포함되는 스태빌라이저 박스 구조체(12b)를 포함한다. 바람직하게는, 박스 구조체(12)가 접합되어, 단일(원피스(one-piece)) 구조(26)(도 1a 참조)를 가지고 박스 구조체(12)를 가로질러서 하나 이상의 연속하는 부하 경로(28)를 제공한다.
도 1a 내지 도 2c에 도시된 바와 같이, 본 발명의 실시 예에서, 부하 운반용 박스 구조체(12)가 제공된다. 상기에서 논의된 바와 같이, 박스 구조체(12)는 도 1a에 도시된 바와 같이 한 실시 예에서 수송 날개 박스 구조체(12a)를 포함하고, 그리고 다른 실시 예에서 스태빌라이저 박스 구조체(12b)를 포함한다. 특히, 박스 구조체(12)는 예를 들어, 항공기 날개 박스 구조체, 수평 스태빌라이저, 수직 스태빌라이저, 꼬리 날개를 포함하는 스태빌라이저 박스 구조체, 그리고 커나드(a canard), 회전 날개 항공기 날개(a rotorcraft rotor blade), 헬리콥터 날개, 공중 비행체 외팔보 구조체(an air vehicle cantilevered structure), 공중 비행체 토크 박스 구조체(an air vehicle torque box structure), 또는 토크 박스 타입 구조체 같은 다른 적절한 박스 구조체 건축을 포함한다. 도 1a에 도시된 공중 비행체(10)는 상업용 여객기의 일반적인 대표로 있을지라도, 여기에 개신된 것처럼, 박스 구조체(12)의 하나 이상의 실시 예들이 또한 다른 타입의 공중 비행체에 또한 적용될 수 있다. 좀 더 구체적으로, 개시된 실시 예들의 가르침(teachings)들은 다른 여객기, 화물 수송기, 군용기, 회전 날개 항공기, 그리고 토크 박스 타입 구조체와 같은 박스 구조체 건축을 갖는 다른 타입의 공중 비행체에 적용되어진다. 부가하여, 개시된 실시 예들의 교시들은 풍차 날개를 포함하는 풍차 구조체, 자동차 스포일러(automobile spoiler)를 포함하는 자동차 구조체, 보트 회전 날개를 포함하는 선박 구조체(watercraft structure), 그리고 토크 박스 타입 구조체와 같은 박스 구조체 건축을 사용하는 다른 운반수단 또는 건축 구조체에 적용되어질 수 있다.
도 1b는 수송 날개 박스 구조체(12a)의 형태에서와 같은 본 발명의 박스 구조체의 한 실시 예의 후방에서 앞으로 향한 사시도의 예시도이다. 도 1a, 1b에 도시된 바와 같이, 박스 구조체(12a)는 바람직하게는 제1 단부(30), 제2 단부(32), 본체(34)(도 1a 참조), 앞 가장자리(36)(도 1a 참조), 그리고 날개 뒷전(38)(도 1a 참조)을 가지고 있다. 박스 구조체(12)는 상부면(11a)(도 2a 참조) 및 하부면(11b)(도 2c 참조)을 더 가지고 있다. 도 2a는 본 발명의 박스 구조체의 한 실시 예의 상부면(11a)의 부분 평면도의 예시도이다. 도 2c는 본 발명의 박스 구조체의 한 실시 예의 하부면(11b)의 부분 평면도의 예시도이다.
도 1b 및 도 2a에 도시된 바와 같이, 박스 구조체(12)는 한 쌍의 일체형 샌드위치 패널(62) 사이에 배치되어 연결되거나 접합된 다수의 날개 보(40)와 다수의 안정화 리브(48)를 포함한다. 도 3a에 도시된 바와 같이, 각 날개 보(40)는 웨브(11)와 웨브 부착장치(114)를 포함하고, 축 방향에 날개 보 길이를 가진다. 1b 및 도 2a에 더 도시된 바와 같이, 다수의 날개 보(40)는 바람직하게는 전방 날개 보(42), 후방 날개 보(44), 그리고 중간 날개 보(46)를 포함하는 3개 날개 보를 포함한다. 전방 날개 보(42)는 바람직하게는 박스 구조체(12)의 앞 가장자리(36)를 따라 길이 방향(spanwise)으로 위치되어 있다. 후방 날개 보(44)는 바람직하게는 박스 구조체(12)의 날개 뒷전(38)을 따라 길이 방향으로 위치되어 있다. 중간 날개 보(46)는 바람직하게는 박스 구조체(12)의 본체(34)를 따라 중앙으로 길이 방향으로 위치되어 있다. 다수의 날개 보(40)는 곡선 구성부(41)(도 1b 참조)를 가지고 구성되어져 있다. 도 1b에 도시된 바와 같이, 다수의 날개 보(40)는 바람직하게는 에어포일 프레임(14)의 제 1단부(16) 및 제2 단부(18) 사이에 연속하여 있고, 그리고 전방 날개 보(42) 및 후방 날개 보(44)는 바람직하게는 에어포일 프레임의 제1 단부에서 제2 단부로 연속하여 있다. 다수의 날개 보(40)는 박스 구조체(12)에 강도를 제공하고, 축 방향 힘과 굽힘 모멘트를 운반한다.
일실시 예에서, 다수의 날개 보(40)는 적어도 두 개의 날개 보 면 시트(98) 사이에 끼워 넣어진(sandwiched) 코어부(66)를 포함하는 날개 보 샌드위치 구성(a spar sandwich construction)(98)(도 10 참조)으로 형성되어진다. 각 날개 보 면 시트(98)는 바람직하게는 실질적으로 준등방성 복합재료 테이프 라미네이트(87)(도 10 참조)를 포함하는 날개 보 면 시트 복합재료 플라이 레이업(103)(도 10 참조)을 가진다. 일실시 예에서, 단수의 안정화 리브(48)는 적어도 두 개의 면 시트 사이에 끼워 넣어진 코어부를 포함하는 날개 보 샌드위치 구성(98)(도 10 참조)으로 형성되어진다. 각 리브 면 시트(도시 되지 않음)는 바람직하게는 날개 보 면 시트 복합재료 플라이 레이업(103)(도 10 참조)의 실질적으로 준등방성 복합재료 테이프 라미네이트(87)(도 10 참조)와 유사한 실질적으로 준등방성 복합재료 테이프 라미네이트로 구성된 리브 면 시트 복합재료 플라이 레이업(도시되지 않음)을 가진다.
도 1b 및 도 2a에 더 도시된 바와 같이, 다수의 안정화 리브(48)는 박스 구조체(12)에 지지를 제공하고, 수송 날개 구조체(13)(도 1a 참조) 내에 개별 연료 탱크를 분리한다. 다수의 안정화 리브(48)는 바람직하게는 박스 구조체(12)의 본체(34)에 다수의 날개 보(40)와 교차한다. 도 1b 및 도 2a에 도시된 바와 같이, 다수의 안정화 리브(48)는 바람직하게는 완충 연료 탱크(surge fuel tank)(52)와 인접하는 탱크 단부 리브(50)를 포함하고, 전방 날개 보(42)와 후방 발개 보(44) 사이에서 교차한다. 도 1b 및 도 2a에 도시된 바와 같이, 다수의 안정화 리브(48)는 바람직하게는 전방 날개 보(42)와 중간 날개 보(46) 또는 후방 날개 보(44)와 중간 날개 보(46) 사이에 교차하는 지지 부착 리브(strut attach ribs)(54)를 더 포함한다. 도 1b 및 도 2a에 도시된 바와 같이, 다수의 안정화 리브(48)는 바람직하게는 전방 날개 보(42), 중간 날개 보(46) 및 후방 날개 보(44) 사이에서 교차하는 플랩 트랙(flap track) 및 중간 날개 보 종단 리브(56)를 더 포함한다. 도 1b 및 도 2a에 도시된 바와 같이, 다수의 안정화 리브(48)는 바람직하게는 박스 구조체(12)의 중심선 리브(60) 가까이에 동체 일체형 리브(46)의 측면을 더 포함하고, 전방 날개 보(42), 중간 날개 보(46) 및 후방 날개 보(44) 사이에서 교차한다. 안정화 리브(48)는 다수의 날개 보(40)와 일체형 샌드위치 패널(62) 사이에 부하를 전달한다.
도 2a, 2b, 2c에 도시된 바와 같이, 박스 구조체(12)는 한 쌍의 샌드위치 패널(62)을 포함한다. 바람직하게는, 일체형 샌드위치 패널(62)은 복합재료 일체형 샌드위치 패널이다. 일체형 샌드위치 패널의 쌍은 바람직하게는 박스 구조체(12)가 부착되는 에어포일 프레임(14)(도 1a 참조)의 제1 단부(16)에서 제2 단부(18)까지 연속하여 있다. 일체형 샌드위치 패널(62)은 바람직하게는 상부 일체형 샌드위치 패널(62a)(도 2a 참조) 및 하부 일체형 샌드위치 패널(62b)(도 2c 참조)을 포함한다. 도 2b는 날개 보에 연결된 일체형 샌드위치 패널(62)의 한 실시 예를 도시하는 도 2a의 2B-2B 라인을 따른 단면도의 예시도이다.
도 2b에 도시된 바와 같이, 각 일체형 샌드위치 패널(62)은 일체형 샌드위치 패널(62)의 증가된 안정화를 제공하는 샌드위치 구성을 가지고 있다. 도 2b에 더 도시된 바와 같이, 일체형 샌드위치 패널(62)의 각각은 복합재료 스킨 면 시트와 같은, 하나 이상의 코어부(66)와 축 방향으로 향하는 인접하는 밀집 팩(80)을 끼워 넣은 면 시트(70)(도 2b 참조)를 포함한다. 도 2b에 도시된 바와 같이, 코어부(66)와 밀집 팩(80)은 두 개의 면 시트(70) 사이에 끼워 넣어져 있다. 복합재료 스킨(64)(도 2b 참조)은 두 개의 복합재료 스킨 면 시트와 같이, 적어도 두 개의 면 시트(70) 사이에 코어부(66)를 끼워 넣는 것에 의해 형성된다. 코어부(66)는 바람직하게는 벌집 코어(honeycomb core)(68)(도 2b 참조)를 포함한다. 그러나 코어부(66)는 또한 관련 기술 분야의 당업자에 의해 인정되는 것과 같이 발포 코어(a foam core), 섬유 강화 발포 코어, 폐쇄 셀 발포체(a closed cell foam), 트러스 구조(truss structure), 또는 다른 적절한 코어 재료 또는 구조를 포함한다. 밀집 팩(80)은 스파 캡(a spar cap)(108)의 타입이다(도 2b 참조). 여기에 사용된 바와 같이, 밀집 팩(dense pack)은 스파 캡으로서 작동하고, 복합재료 스킨 면 시트와 같은 일체형 샌드위치 패널의 면 시트에 부착된 스파 캡의 타입을 의미한다. 도 3a에 도시된 바와 같이, 다수의 날개 보(40)는 밀집 팩(80)에 위치된 웨브 부착장치(114)를 가진 일체형 샌드위치 패널(62)에 연결되어 있다.
도 2b에 더 도시된 바와 같이, 면 시트(70)는 외부 면 시트(72) 및 내부 면 시트(74)를 포함한다. 도 2b에 도시된 바와 같이, 일실시 예에서, 외부 면 시트(72) 및 내부 면 시트(74)의 형태에서와 같이, 면 시트(70), 각각은 편향된 플라이(86)들로 실질적으로 구성된 면 시트 복합재료 플라이 레이업(76)을 가지고 있다. 여기에 사용된 바와 같이, "편향된 플라이들(bias oriented plies)"는 0도(0°) 또는 약 0도(0°)와 다른 각도에 있는 어떤 플라이들을 의미하고, 그리고 90도(90°)와 다른, 그리고 여기에서 사용된 "약 0도(0°)(about zero degree(0°))"는 0도(0°)에서 10도(10°)까지의 범위를 의미한다. 바람직하게는, 이 편향된 플라이(86)들은 플러스(+) 또는 마이너스(-) 45도(±45°) 또는 약 플러스(+) 또는 마이너스(-) 45도(±45°)로 향하여 있는 섬유를 가진 플라이들을 포함한다. 여기에 사용된 "약 플러스(+) 또는 마이너스(-) 45도(±45°)(about plus or minus forty-five (±45°))"는 플러스(+) 또는 마이너스(-) 40도(±40°)에서 플러스(+) 또는 마이너스(-) 50도(±50°)까지의 범위를 의미한다. 좀 더 바람직하게는 면 시트 복합재료 플라이 레이업(76)은 플러스(+) 또는 마이너스(-) 45도(±45°) 또는 약 플러스(+) 또는 마이너스(-) 45도(±45°)로 향하여 있는 섬유들을 가진 70%-80% 편향된 플라이(86)들; "약 90(90°)(about ninety degrees(90°)"는 85도(85°)에서 95도(95°)까지의 범위를 의미하는 90도(90°) 또는 약 90도(90°)로 향하여 있는 섬유들을 가진 10%-20% 플라이들; 및 0도(0°) 또는 약 0도(0°)로 향하고 있는 단일 방향 섬유를 가진 0%-20% 단일 방향 플라이(85)(도 2b 참조)들을 포함한다. 좀 더 바람직하게는 면 시트 복합재료 플라이 레이업(76)은 플러스(+) 또는 마이너스(-) 45도(±45°) 또는 약 플러스(+) 또는 마이너스(-) 45도(±45°)로 향하여 있는 섬유들을 가진 80% 편향된 플라이(86)들; 90도(90°) 또는 약 90도(90°)로 향하여 있는 섬유들을 가진 10% 플라이들; 및 0도(0°) 또는 약 0도(0°)로 향하고 있는 단일 방향 섬유를 가진 10% 단일 방향 플라이(85)들을 포함한다. 면 시트(70)들은 기본적으로 비틀림과 압력 부하 및 비중요 축 방향 부하를 운반하도록 구성되어 있다. 면 시트 복합재료 플라이 레이업(76)은 바람직하게는 면 시트(70)가 박스 구조체(12)(도 1a 참조) 및 수송 날개 구조체(13)(도 1a 참조) 또는 스태빌라이저 구조체(24)(도 1a 참조)를 가로질러 단지 연속하는 비틀림, 전단 및 압력 부하 경로(28)(도 1a 참조)를 제공할 수 있도록 설계되어 있다.
면 시트(70)는 복합재료 스킨 면 시트의 형태에서와 같이, 편향된 플라이(86)들, 바람직하게는 플러스(+) 또는 마이너스(-) 45도(±45°) 또는 약 플러스(+) 또는 마이너스(-) 45도(±45°)로 향하는 섬유들을 가진 편향된 플라이(86)들, 90도(90°) 또는 약 90도(90°)로 향하여 있는 섬유들을 가진 플라이들, 및/또는 0도(0°) 또는 약 0도(0°)로 향하여 있는 단일 방향 섬유들을 가진 단일 방향 플라이(85)들, 요구되는 면 시트 복합재료 플라이 레이업(76)을 성형 공구(a mold tool)와 같은 공구 위에, 적층 및 배치하는 것에 의해 형성되고, 면 시트 사이에 코어부(66)가 채워지는 공간을 형성하도록, 또는 대안적으로, 코어부(66)를 샌드위치 시키도록 코어부(66) 위에 면 시트(70)를 배치한다.
도 2b에 더 도시된 바와 같이, 각 일체형 샌드위치 패널(62)은 하나 이상의 코어부(66)에 인접하는 밀집 팩(80)을 더 포함하고, 면 시트(70)로 바람직하게는 접합에 의해 연결되고, 그리로 일체로 된다. 도 2b에 도시된 바와 같이, 일실시 예에서, 각 밀집 팩(80)은 0도(0°) 또는 약 0도(0°)로 향하여 있는 단일 방향 섬유들로 구성된 실질적으로 직교하는 단일 방향 복합재료 테이프 라미네이트(84)로 구성된 밀집 팩 복합재료 플라이 레이업(82)을 가진다. 여기에 사용된 "약 0도(0°)(about zero degree(0°))"는 0도(0°)에서 10도(10°)까지의 범위를 의미한다. 다른 실시 예에서, 좀 더 바람직하게는, 밀집 팩 복합재료 플라이 레이업(82)은 0도(0°) 또는 약 0도(0°)로 향하여 있는 단일 방향 섬유들로 구성된 70%-100% 실질적으로 직교하는 단일 방향 섬유 테이프 라미네이트(84); 플러스(+) 또는 마이너스(-) 50도(±50°)에서 플러스(+) 또는 마이너스(-) 75도(±75°)까지의 범위의 방향으로 향하고 있는 섬유들을 가진 0%-25% 편향된 플라이들, 그리고 좀 더 바람직하게는 플러스(+) 또는 마이너스(-) 65도(±65°); 및 90도(90°)로 향하고 있는 섬유들을 가진 0%-10% 플라이들을 포함하고 있다. 좀 더 바람직하게는, 밀집 팩 복합재료 플라이 레이업(82)은 0도(0°) 또는 약 0도(0°)로 향하여 있는 단일 방향 섬유들을 가진 80% 실질적으로 직교하는 단일 방향 플라이; 플러스(+) 또는 마이너스(-) 50도(±50°)에서 플러스(+) 또는 마이너스(-) 75도(±75°)까지의 범위의 방향으로 향하고 있는 섬유들을 가진 20% 편향된 플라이들, 그리고 좀 더 바람직하게는 플러스(+) 또는 마이너스(-) 65도(±65°); 및 90도(90°)로 향하고 있는 섬유들을 가진 0% 플라이들을 포함하고 있다.
밀집 팩(80)은 축 방향 인장 및 압축 부하에서 모든 중요한 박스 굽힘을 운반하도록 구성되어 있다. 밀집 팩 복합재료 플라이 레이업(82)은 박스 구조체(12)(도 1a 참조) 및 수송 날개 구조체(13)(도 1a 참조) 또는 스태빌라이저 구조체(24)(도 1a 참조)를 가로질러 밀집 팩(80)이 모든 중요한 연속하는 굽힘 및 축 방향 부하 경로(28)(도 1a 참조)를 제공할 수 있도록 설계되어 있다. 밀집 팩(80)은 바람직하게는 에어포일 프레임(14)(도 1a 참조)의 제1 단부(도 1a 참조)와 제2 단부(도 1a 참조) 사이에서 연속하고 있다.
일체형 샌드위치 패널(62)과 같은, 박스 구조체(12)의 구성요소를 만들기 위해 사용된 복합재료 물질, 및/또는 안정화 리브(48)는 탄소, 유리, 직조 폴리아라미드 섬유(polyaramid fiber in woven), 부직(non-woven), 그리고 편조(編造)(braided) 구성과 같은 공지 복합재료 물질을 포함한다. 원재료 단계에서, 섬유들은 경화되지 않은 수지(uncured resin)로 미리 함침된(pre-impregnated) 테이프, 필라멘트, 및/또는 섬유 천(fabric sheet)에 형성된다. 원재료는 공구 면에 그들을 레이업 및/또는 라미네이팅(laminating)하는 것에 의해 박스 구조체(12)의 구성요소로 만들어지고, 그리고 그때 수지를 경화하고, 라이네이트를 경화하기 위하여 열 및 압력을 적용한다. 사용되는 추가적인 적절한 복합재료 물질의 예들은 탄소 섬유 복합재료 물질; 탄소 섬유 강화 폴리페닐렌 설파이드(carbon fiber reinforced polyphenylene sulfide, PPS), 탄소 섬유 강화 폴리페닐렌 설파이드(carbon fiber reinforced polyphenylene sulfide, PPS), 탄소 섬유 강화 폴리에테르에테르케톤(polyetheretherketone, PEEK), 탄소 섬유 강화 폴리에테르케톤케톤(polyetherketoneketone, PEEK), 그리고 탄소 섬유 강화 폴리에틸렌이민(polyethyleneimine, PEI); 관련 기술 분야의 당업자에 의해 인정되는 것과 같이 나일론 또는 다른 적절한 복합재료 물질을 포함한다. 복합재료 물질은 복합재료 테이프 물질, 프리프레그 단일 방향 테이프(prepreg unidirectional tape), 프리프레그 섬유(prepreg fiber), 또는 다른 적절한 복합재료 물질의 형태이다.
수송 날개 구조체(13)(도 1a 참조)의 에어포일 프레임(14)(도 1b 참조)에 박스 구조체(12)를 포함시키는 것은 에어포일 프레임(14)(도 1b 참조)의 제1 단부(16)(도 1b 참조)에서 제2 단부(18)(도 1b 참조)까지 일체형 샌드위치 패널(62)들 사이에 배치된 안정화 리브(48)(도 1b, 2a 참조)의 수에서 상당한 감소를 허용한다. 바람직하게는, 에어포일 프레임(14)(도 1b 참조)의 제1 단부(16)(도 1b 참조)에서 제2 단부(18)(도 1b 참조)까지 일체형 샌드위치 패널(62)들 사이에 배치된 안정화 리브(48)(도 1b, 2a 참조)의 수에서 감소는 여기에 개시된 박스 구조체(12)의 실시 예들이 없는 에어포일 프레임과 비교하여서 약 50%에서 약 90%의 범위에 있다. 각 일체형 샌드위치 패널(62)은 바람직하게는 일체형 샌드위치 패널(62) 및 날개 보 웨브(112)에 의해 충분히 안정화된 경질(hard)의 축 방향 강성 밀집 팩(80) 때문에 증가된 패널 강성비를 가지고 있다. 일체형 샌드위치 패널(62)의 면 시트(70)는 바람직하게는 연질(soft)이고, 그리고 일체형 샌드위치 패널(62)의 밀집 팩(80)은 바람직하게는 경질(hard)의 축 방향 강성이 있다.
박스 구조체(12)는 일체형 샌드위치 패널(62)에 다수의 날개 보(40) 및 안정화 리브(48)를 2차적으로 접합하기 위해 구성된 접합요소(88)(도 2b 참조)를 더 포함한다. 도 2b에 도시된 바와 같이, 날개 보(40)는 접합요소(88)로 일체형 샌드위치 패널(62)에 2차적으로 접합된다. 특히, 날개 보(40)는 연결부(96)(도 2b 참조)에서 일체형 샌드위치 패널(62)의 내부 면 시트(74)에 2차적으로 접합된다. 바람직하게는, 접합요소(88)는 관련 기술 분야의 당업자에 의해 인정되는 것과 같이 에폭시, 아크릴, 폴리우레탄, 또는 다른 적절한 접착제 재료를 포함한다.
박스 구조체(12)는 하나 이상의 손상 억제 요소(damage arrestment elements)(92)들을 더 포함한다. 바람직하게는, 하나 이상의 손상 억제 요소(92)는 관련 기술 분야의 당업자에 의해 인정되는 것과 같이 볼트, 클램프, 리벳 또는 다른 적절한 기계적 체결요소와 같은 하나 이상의 기계적 체결요소(94)(도 2b 참조)들을 포함한다. 하나 이상의 손상 억제 요소(92)는 각 일체형 샌드위치 패널(62)에 다수의 안정화 리브(48)를 체결하기 위해 구성되고, 각 일체형 샌드위치 패널(62)에 다수의 날개 보(40)를 체결하기 위해 구성되고, 또는 각 일체형 샌드위치 패널(62)에 다수의 날개 보(40) 및 다수의 안정화 리브(48)를 체결하기 위해 구성되어 있다. 도 2b에 도시된 바와 같이, 날개 보(40)는 손상 억제 요소(92)와 함께 일체형 샌드위치 패널(62)에 체결된다. 특히, 날개 보(40)는 일체형 샌드위치 패널(62)의 내부 면 시트(74)에 체결된다.
도 2c에 도시된 바와 같이, 접근 개구부(110)는 박스 구조체(12)의 하부면(11B)을 따라 여러 가지 장소에 위치되어 있다. 그런 접근 개구부(110)는 제조, 서비스, 그리고 수리를 위하여 내부 구조체에 접근될 필요가 있다. 바람직하게는, 하부면(11b)은 증가된 내부 구조체를 허용하는 다수의 안정화 리브(48)(도 2a 참조)에서 감소 때문에 접근 개구부(110)를 가지고 있다. 접근 개구부 (110)의 감소된 수는 바람직하게는 안정화 리브(48)의 감소된 수에 대응하는 수이다. 이는 안정화 리브(48)의 감소된 수로부터 생기는 증가된 내부 연료 탱크 접근에 기인한다.
도 3a 내지 도 3e는 본 발명의 박스 구조체(12)의 실시 예들이 사용된 날개 보(40)를 위한 날개 보 구조의 다양한 실시 예들의 예시도이다. 도 3a는 예를 들어, 제1 날개 보 구성(40a), 제2 날개 보 구성(40b), 제2 날개 보 구성(40c), 및/또는 추가의 적절한 날개 보 구성들과 같이, 다수 날개 보 구성들을 가진 날개 보(40)를 가진 본 발명의 박스 구조체(12)의 실시 예들 중의 하나의 부분 사시도의 예시도이다. 도 3a는 하나 이상의 코어부(66) 및 인접하는 밀집 팩(80)을 끼워 넣는 면 시트(70)를 갖는 일체형 샌드위치 패널(62)을 포함하는 박스 구조체(12)를 도시하고, 그리고 웨브(112) 및 웨브 부착장치(114)를 가진 각 날개 보(40)를 도시한다. 일체형 샌드위치 패널(62)은 스파 캡(108) 타입을 포함하는 밀집 팩(80)에 위치된 웨브 부착장치(114)를 가진 날개 보(40)에 바람직하게는 접합을 통하여 연결되어 있다.
도 3b는 날개 보 구성(40a, 40b, 40c)의 근접도(close-up view)를 도시하는 도 3a의 3B-3B 라인을 따른 단면도의 예시도이다. 도 3b에 도시된 바와 같이, 제1 날개 보 구성(40a)은 웨브 부착장치(114)를 가진 웨브(112)를 갖는 I-단면 구성의 형태이다. 도 3b에 더 도시된 바와 같이, 웨브(112)는 벌집 코어 요소와 같이, 웨브(112)를 안정화시키기 위하여 웨브 코어 요소(112a)를 포함한다. 도 3b에 더 도시된 바와 같이, 웨브 부착장치(114)는 웨브 부착 플랜지(114a)를 포함한다. 웨브 부착 플랜지(114a)는 바람직하게는 일체형 샌드위치 패널(62)의 밀집 팩(80)에 부착되어 있다.
도 3c는 도 3b의 원 3C의 근접 단면도의 예시도이다. 도 3c에 도시된 바와 같이, 웨브 부착장치(114a)의 형태처럼, 제1 날개 보 구성(40a)의 웨브 부착장치(114)는 웨브 부착 플랜지(114a)와 밀집 팩(80) 사이에서 접합 라인(116a)을 형성하는 접합 요소(116)를 통하여 (스파 캡(108)을 포함하는)밀집 팩(80)에 접합된다. 도 3c는 밀집 팩(80)에 인접하는 면 시트(70) 및 코어부(66)를 더 도시한다. 웨브 코어 요소(112a)의 형태처럼, 웨브(112)는 웨브 코어 요소(112a)를 끼워 넣는 하나 이상의 면 시트(120a)를 가진 웨브 샌드위치 구성(118a)을 더 포함한다.
도 3b에 더 도시된 바와 같이, 제2 날개 보 구성(40b)은 웨브 부착장치(114)를 가진 웨브(112)를 갖는 I-단면 구성의 형태이다. 도 3b에 더 도시된 바와 같이, 웨브(112)는 벌집 코어 요소와 같이, 웨브(112)를 안정화시키기 위하여 웨브 코어 요소(112b)를 포함한다. 도 3b에 더 도시된 바와 같이, 웨브 부착장치(114)는 웨브 부착 누들 플랜지(a web attachment noodle flange)(114b)들을 포함한다. 웨브 부착 누들 플랜지(114b)는 바람직하게는 일체형 샌드위치 패널(62)의 밀집 팩(80)에 부착된다.
도 3d는 도 3b의 원 3D의 근접 단면도의 예시도이다. 도 3d에 도시된 바와 같이, 웨브 부착 누들 플랜지(114b)의 형태와 같이, 제2 날개 보 구성(40b)의 웨브 부착장치(114)는 웨브 부착 누들 플랜지(114b)와 밀집 팩(80) 사이에서 접합 라인(116b)을 형성하는 접합 요소(116)를 통하여 (스파 캡(108)을 포함하는)밀집 팩(80)에 접합된다. 도 3d는 밀집 팩(80)에 인접하는 면 시트(70) 및 코어부(66)를 더 도시한다. 웨브 코어 요소(112a)의 형태처럼, 웨브(112)는 웨브 코어 요소(112b)를 끼워 넣는 하나 이상의 면 시트(120b)를 가진 웨브 샌드위치 구성(118b)을 더 포함한다.
도 3b에 더 도시된 바와 같이, 제3 날개 보 구성(40b)은 웨브 부착장치(114)를 가진 웨브(112)를 갖는 C-단면 구성의 형태이다. 도 3b에 더 도시된 바와 같이, 웨브(112)는 웨브 본체 요소(a web body element)(112c)를 포함한다. 도 3b에 더 도시된 바와 같이, 웨브 부착장치(114)는 웨브 부착 단부(a web attachment end)(114c)들을 포함한다. 웨브 부착 단부(114c)는 바람직하게는 일체형 샌드위치 패널(62)의 밀집 팩(80)에 부착된다.
도 3e의 도 3b의 원 3E의 근접 단면도의 예시도이다. 도 3e에 도시된 바와 같이, 웨브 부착 단부(114c)의 형태와 같이, 제3 날개 보 구성(40c)의 웨브 부착장치(114)는 웨브 부착 단부(114c)와 밀집 팩(80) 사이에서 접합 라인(116c)을 형성하는 접합 요소(116)를 통하여 (스파 캡(108)을 포함하는)밀집 팩(80)에 접합된다. 도 3e는 밀집 팩(80)에 인접하는 면 시트(70) 및 코어부(66)를 더 도시한다.
상기에서 논의된 바와 같이, 일체형 샌드위치 패널(62)을 위해, 다수의 밀집 팩(80)이 하나 이상의 코어부(66)(도 3a 참조) 및 인접하는 밀집 팩(80)(도 3a 참조)을 끼워 넣는 면 시트(70)에 일체로 접합된다. 도 4 내지 도 10은 본 발명의 박스 구조체의 실시 예들에 사용되어진 날개 보 정리 연결부의 다양한 실시 예들의 예시도이다.
도 4는 본 발명의 날개 보 정리 연결부(130a)의 제1 실시 예의 부분 단면도의 예시도이다. 도 4는 밀집 팩(80), 외부 면 시트(72). 내부 면 시트(74), 그리고 코어부(66)를 도시하고 있다. 도 4는 연질 라미네이트(soft laminate)와 같이, 제1 날개 보 정리 부착 앵글(a first spar closeout attach angle)(106a) 및 제2 날개 보 정리 부착 앵글(a second spar closeout attach angle)(106b)을 가진 날개 보(40)의 충전부(a filler portion)(128)를 더 도시한다. 도 4에 도시된 날개 보 정리 연결부(a spar closeout joint)(130a)는 내부 연결부(an inner portion)(132)에 위치되어 내부 면 시트(74)를 따라 접합 라인(134)에서 밀집 팩(80)에 날개 보(40)의 충전부(128)를 연결한다. 날개 보 정리 연결부(130a)는 조립 동안에 날개 보(40a)의 충전부(128)를 위해 전방 위치 멈춤부(a forward location stop)로서 작용하도록 구분 앵글(a separate angle)(136)을 사용한다. 이 실시 예는 자동 위치되는 날개 보(40)를 허용하는 유리한 특징을 가지고 있다.
도 5는 본 발명의 날개 보 정리 연결부(130b)의 제2 실시 예의 부분 단면도의 예시도이다. 도 5는 밀집 팩(80), 외부 면 시트(72), 내부 면 시트(74), 그리고 코어부(66)를 도시하고 있다. 도 5는 연질 라미네이트와 같이, 날개 보(40)가 중간 날개 보(46)의 형태로 있는 날개 보(40)의 충전부(128)를 더 도시하고 있다. 도 5는 제1 날개 보 정리 부착 앵글(106a) 및 제2 날개 보 정리 부착 앵글(106b)을 더 도시한다. 도 5에 도시된 날개 보 정리 연결부(130b)는 밀집 팩(80)위의 중앙부(138)에 부착된다. 이 실시 예는 밀집 팩(80)의 평면 이동으로부터 어떤 벗어남 때문에 외부 면 시트(72) 및 내부 면 시트(74)에 반작용 부하를 감소시키는 밀집 팩(80)에 날개 보(40)의 충전부(128)를 중심에 오도록 하는 유리한 특징을 가지고 있다.
도 6은 본 발명의 날개 보 정리 연결부(130c)의 제3 실시 예의 부분 단면도의 예시도이다. 도 6은 밀집 팩 섹션(80a)과 밀집 팩 섹션(80b)로 나눠진 밀집 팩(80)을 도시하고 있고, 그리고 외부 면 시트(72), 내부 면 시트(74), 그리고 코어부(66)를 도시하고 있다. 도 6은 연질 라미네이트와 같이, 사각 가장자리(a square edge)(142)를 가진 날개 보(40)의 충전부(128)를 더 도시하고 있고, 제1 날개 보 면 시트(100) 및 제2 날개 보 면 시트(102)를 포함하는 샌드위치 구성을 가지고 있다. 도 6에 도시된 날개 보 정리 연결부(130c)는 분리 밀집 팩 타입이고, 각각 밀집 팩 부분(140a)과 밀집 팩 부분(140b)에서 밀집 팩(108) 내에 포함된 제1 날개 보 정리 부착 앵글(106a) 및 제2 날개 보 정리 부착 앵글(106b)을 가지고 있다. 부가하여, 제1 날개 보 정리 부착 앵글(106a) 및 제2 날개 보 정리 부착 앵글(106b)은 테이퍼지고, 전체 길이일 필요는 없다. 바람직하게는, 제1 날개 보 정리 부착 앵글(106a)은 가능한 한 내부 면 시트(74)에 가깝게 있다. 이 실시 예는 부하 분포를 용이하게 하는 유리한 특징을 가지고 있다.
도 7은 본 발명의 날개 보 정리 연결부(130d)의 제4 실시 예의 부분 단면도의 예시도이다. 도 7은 밀집 팩(80), 외부 면 시트(72), 불연속부(144)를 가진 내부 면 시트(74), 그리고 코어부(66)를 도시하고 있다. 도 7은 연질 라미네이트와 같이, 사각 가장자리(142)를 가진 날개 보(40)의 충전부(128)를 더 도시하고 있고, 제1 날개 보 정리 부착 앵글(106a) 및 제2 날개 보 정리 부착 앵글(106b)을 가지고 있다. 도 7에 도시된 날개 보 정리 연결부(130d)는 분리 밀집 팩 타입이고, 밀집 팩(80)에 중심을 두고 있다. 도 7에 도시된 바와 같이, 제1 날개 보 정리 부착 앵글(106a)은 중심 부착 부분(146a)에서 밀집 팩(80)에 부착되어 중심을 두고 있고, 제2 날개 보 정리 부착 앵글(106b)은 중심 부착 부분(146b)에서 밀집 팩(80)에 부착되어 중심을 두고 있다. 이 실시 예는 날개 보 정리 부착 앵글(106a, 106b)의 지지를 허용하는 유리한 특징을 가지고 있다.
도 8은 본 발명의 날개 보 정리 연결부(130e)의 제5 실시 예의 부분 단면도의 예시도이다. 도 8은 밀집 팩 섹션(80a, 80b)으로 분리된 밀집 팩(80)을 도시하고 있고, 그리고 외부 면 시트(72), 내부 면 시트(74), 그리고 코어부(66)를 도시한다. 도 8은 연질 라미네이트와 같이, 제1 날개 보 면 시트(100) 및 제2 날개 보 면 시트(102)를 가지고 있는 날개 보(40)의 충전부(128)를 더 도시하고 있다. 도 8에 도시된 날개 보 정리 연결부(130e)는 분리 밀집 팩 타입이고, 외부 부분(148)에서 외부에 제1 날개 보 정리 부착 앵글(106a) 및 제2 날개 보 정리 부착 앵글(106b)을 함께 가지고 있다. 이 실시 예는 간단하고, 덜 복합하며, 투피스(two-piece) 밀집 팩 설계를 갖는 유리한 특징을 가지고 있다.
도 9는 본 발명의 날개 보 정리 연결부(130f)의 제6 실시 예의 부분 단면도의 예시도이다. 도 9는 밀집 팩 섹션(80a, 80b)으로 분리된 밀집 팩(80)을 도시하고 있고, 그리고 외부 면 시트(72), 내부 면 시트(74), 그리고 코어부(66)를 도시한다. 도 9는 연질 라미네이트와 같이, 제1 날개 보 면 시트(100) 및 제2 날개 보 면 시트(102)를 가지고 있는 날개 보(40)의 충전부(128)를 더 도시하고 있다. 도 9에 도시된 날개 보 정리 연결부(130f)는 분리 밀집 팩 타입이고, 제1 날개 보 정리 부착 앵글(106a)은 외부 면 시트(72)에 의해 형성되고, 제1 외부 부착 부분(150)에서 부착한다. 제2 날개 보 정리 부착 앵글(106b)은 분리된 상태로 제2 외부 부착 부분(152)에서 부착한다. 이 실시 예는 하나의 구분 날개 보 정리 부착 앵글이 필요하고, 또한 간단하고, 덜 복합하며, 투피스(two-piece) 밀집 팩 설계를 가지기 때문에 감소된 부품 수를 갖는 유리한 특징을 가지고 있다.
도 10은 본 발명의 날개 보 정리 연결부(130g)의 제7 실시 예의 부분 단면도의 예시도이다. 도 10은 밀집 팩(80)이 스파 캡(108)을 포함하고, 외부 면 시트(72) 및 내부 면 시트(74)의 형태와 같이, 밀집 팩(80)을 끼워 넣는 면 시트(70), 바람직하게는 복합재료 스킨 면 시트를 갖는 일체형 샌드위치 패널(62)을 도시하고 있다. 도 10은 제1 날개 보 면 시트(100) 및 제2 날개 보 면 시트(102)의 형태와 같은, 적어도 두 개의 날개 보 면 시트(98) 사이에 끼워 넣어진, 벌집 코어와 같은, 코어부(66)를 포함하는 날개 보 샌드위치 구성(97)을 갖는 날개 보(40)를 더 도시하고 있다. 도 10에 도시된 바와 같이, 각 날개 보 면 시트(98)는 바람직하게는 실질적으로 준등방성 복합재료 테이프 라미네이트(87)로 구성된 날개 보 면 시트 복합재료 플라이 레이업(103)을 가지고 있다. 도 10에 더 도시된 바와 같이, 날개 보 정리 연결부(130g)는 제1 날개 보 면 시트(100)와 또한 내부 면 시트(74)에 부착되는 제1 날개 보 정리 부착 앵글(106a)을 가지고 있다. 도 10에 더 도시된 바와 같이, 날개 보 정리 연결부(130g)는 제2 날개 보 면 시트(102)와 또한 내부 면 시트(74)에 부착되는 제2 날개 보 정리 부착 앵글(106b)을 가지고 있다. 도 10에 더 도시된 바와 같이, 날개 보 정리 채널(104)은 제1 날개 보 면 시트(100), 제2 날개 보 면 시트(100), 그리고 내부 면 시트(74) 사이에 위치되어 부착된다. 날개 보 정리 채널(104)과 내부 면 시트(74) 사이에 갭 부분(154a, 154b)이 형성되고, 박스 구조체(12)가 포함되는 구성 부품 또는 박스 구조체(12)의 제조 동안에 어느 순간에 접착제로 충전된다. 이 실시 예는 밀집 팩(80)은 물론 날개 보(40)를 안정화하는데 도움을 주는 날개 보 샌드위치 구성(97)을 가지고 구성된 날개 보(40)를 갖는 유리한 특징을 가지고 있다.
본 발명의 다른 실시 예에서, 부하를 운반하기 위한 접합형 박스 구조체(a bonded box structure)(12)(도 1a 참조)를 갖는 공중 비행체(10)(도 1a 참조)가 제공된다. 공중 비행체(10)는 제1 단부(16)(도 1a 참조) 및 제2 단부(18)(도 1a 참조)를 갖는 에어포일 프레임(14)(도 1a 참조)을 포함한다. 공중 비행체(10)는 에어포일 프레임(14)에 부착된 접합형 박스 구조체(12)를 더 포함한다. 접합형 박스 구조체(12)는 제1 단부(16)에서 제2 단부(18)까지 연속하는 상부 및 하부 복합재료 일체형 샌드위치 패널(62)(도 2b 참조)을 포함한다. 일체형 샌드위치 패널(62)은 축 방향으로 향하여 있는 하나 이상의 코어부(66)(도 bb 참조) 및 인접하는 밀집 팩(80)(도 2b 참조)을 끼워 넣는 면 시트(70)(도 2b 참조)를 가지고 있다. 일체형 샌드위치 패널(62)은 바람직하게는 일체형 샌드위치 패널(62) 및 날개 보 웨브(112)에 의해 충분히 안정화된 경성(hard)의 축 방향으로 강성(stiff)인 밀집 팩(80)에 기인하여 증가된 패널 강성비를 가진다.
접합형 박스 구조체(12)는 다수의 날개 보(40)를 더 포함한다(도 3a 참조). 도 3a에 도시된 바와 같이, 각 날개 보(40)는 웨브(112) 및 웨브 부착장치(114)를 포함하고, 각 날개 보(40)는 축 방향으로 날개 보 길이를 가지고 있다. 도 3a에 더 도시된 바와 같이, 다수의 날개 보(40)는 바람직하게는 밀집 팩(80)에 위치되어 있는 웨브 부착장치(114)를 가진 일체형 샌드위치 패널(62)에 연결되어 있다. 면 시트(70)는 기본적으로 전단에서 비틀림과 압력 부하 및 비중요 축 방향 부하를 운반하도록 구성되어 있다. 면 시트(70) 각각은 실질적으로 편향된 플라이(86)(도 2b 참조)로 구성된 면 시트 복합재료 플라이 레이업(76)을 가지고, 그리고 바람직하게는 플러스(+) 또는 마이너스(-) 45도(±)로 향하여 있는 섬유를 가진 편향된 플라이(86)를 가지고 있다. 면 시트 복합재료 플라이 레이업(76)은 면 시트(70)가 기본적으로 연속하는 비틀림, 전단, 그리고 압력 부하 경로를 제공할 수 있도록 설계되어 있다.
밀집 팩(80)은 축 방향 인장 및 압축 부하에서 모든 중요한 박스 굽힘을 운반하도록 구성되어 있다. 밀집 팩(80)은 바람직하게는 각각 0도(0°) 또는 약 0도(0°)로 향하여 있는 단일 방향 플라이(85)(도 2b 참조)로 구성된 실질적으로 직교하는 단일 방향 복합재료 테이프 라미네이트를 포함하는 밀집 팩 복합재료 플라이 레이업(82)(도 2b 참조)을 가지고 있다. 밀집 팩 복합재료 플라이 레이업(82)은 밀집 팩(80)이 모든 중요한 굽힘 및 축 방향 부하 경로를 제공하도록 설계되어 있다.
도 1b에 도시된 바와 같이, 공중 비행체(10)(도 1a 참조)의 접합형 박스 구조체(12)는 에어포일 프레임(14)의 제1 단부(16)에서 제2 단부(18)까지 일체형 샌드위치 패널(62) 사이에 배치되어 접합된 다수의 안정화 리브(48)를 더 포함한다. 도 1b에 더 도시된 바와 같이, 다수의 날개 보(40)는 바람직하게는 전방 날개 보(42), 후방 날개 보(44), 그리고 중간 날개 보(46)를 포함한다.
본 발명의 다른 실시 예에서, 항공기 같은 공중 비행체(10)(도 1a 참조)를 위한 수송 날개 구조체(13)(도 1a 참조) 또는 스태빌라이저 구조체(24)(도 1a 참조)가 제공된다. 수송 날개 구조체(13)는 바람직하게는 제1 단부(16)(도 1a 참조)와 제2 단부(18)(도 1a 참조)를 갖는 에어포일 프레임(14)(도 1a 참조)을 포함한다. 스태빌라이저 구조체(24)는 바람직하게는 제1 단부(16a)(도 1a 참조)와 제2 단부(18a)(도 1a 참조)를 갖는 에어포일 프레임(14a)(도 1a 참조)을 포함한다. 수송 날개 구조체(13)는 에어포일 프레임(14)에 부착된 수송 날개 박스 구조체(12a)(도 1a 참조)를 포함한다. 스태빌라이저 구조체(24)는 에어포일 프레임(14a)에 부착된 수송 날개 박스 구조체(12b)(도 1a 참조)를 더 포함한다.
수송 날개 박스 구조체(12a) 또는 스태빌라이저 박스 구조체(12b)는 에어포일 프레임(14, 14a)의 제1 단부(16, 16a)에서 제2 단부(18, 18a)까지 연속하는 한 쌍의 일체형 샌드위치 패널(62)(도 1b 참조)을 포함한다. 도 2b에 도시된 바와 같이, 그리고 상기에서 논의된 바와 같이, 일체형 샌드위치 패널(62) 각각은 축 방향으로 향하여 있는 하나 이상의 코어부(66) 및 인접하는 밀집 팩(80)을 끼워 넣는, 복합재료 스킨 면 시트와 같은, 면 시트(70)(도 2b 참조)를 포함한다. 상기에 상세히 논의되고, 도 2b에 도시된 바와 같이, 일실시 예에서, 각 면 시트(70)는 편향된 플라이(86)들로 실질적으로 구성된 면 시트 복합재료 플라이 레이업(76)을 가지고 있으며, 바람직하게는 플러스(+) 또는 마이너스(-) 45도(±45°) 또는 약 플러스(+) 또는 마이너스(-) 45도(±45°)로 향하여 있는 섬유를 가진 편향된 플라이(86)들은 가지고 있다.
또 다른 실시 예에서, 좀 더 바람직하게는, 면 시트 복합재료 플라이 레이업(76)은 플러스(+) 또는 마이너스(-) 45도(±45°) 또는 약 플러스(+) 또는 마이너스(-) 45도(±45°)로 향하여 있는 섬유를 가진 70%-80% 편향된 플라이(86); 90도(90°) 또는 약 90도(90°)로 향하여 있는 섬유를 가진 10%-20% 플라이; 및 0도(0°) 또는 약 0도(0°)로 향하여 있는 단일 방향 섬유들을 가진 0%-20% 단일 방향 섬유(85)(도 2b 참조)들을 포함한다. 좀 더 바람직하게는, 면 시트 복합재료 플라이 레이업(76)은 플러스(+) 또는 마이너스(-) 45도(±45°) 또는 약 플러스(+) 또는 마이너스(-) 45도(±45°)로 향하여 있는 섬유를 가진 80% 편향된 플라이(86); 90도(90°) 또는 약 90도(90°)로 향하여 있는 섬유를 가진 10% 플라이; 및 0도(0°) 또는 약 0도(0°)로 향하여 있는 단일 방향 섬유들을 가진 10% 단일 방향 섬유(85)들을 포함한다. 면 시트 복합재료 플라이 레이업(76)은 바람직하게는 면 시트(70)가 박스 구조체(12) 및 수송 날개 구조체(13) 또는 스태빌라이저 구조체(24)를 가로질러 단지 연속하는 비틀림, 전단 및 압력 부하 경로(28)(도 1a 참조)를 제공할 수 있도록 설계되어 있다.
각 일체형 샌드위치 패널(62)은 하나 이상의 코어부(66)에 인접하는 밀집 팩(80)을 더 포함하고, 면 시트(70)로 바람직하게는 접합에 의해 연결되고, 그리로 일체로 된다. 상기에 상세히 논의되고, 도 2b에 도시된 바와 같이, 일실시 예에서, 각 밀집 팩(80)은 0도(0°) 또는 약 0도(0°)로 향하여 있는 단일 방향 섬유들을 가진 단일 방향 플라이(85)로 구성된 실질적으로 직교하는 단일 방향 복합재료 테이프 라미네이트(84)로 구성된 밀집 팩 복합재료 플라이 레이업(82)을 가진다. 여기에 사용된 "약 0도(0°)(about zero degree(0°))"는 0도(0°)에서 10도(10°)까지의 범위를 의미한다. 다른 실시 예에서, 좀 더 바람직하게는, 밀집 팩 복합재료 플라이 레이업(82)은 0도(0°) 또는 약 0도(0°)로 향하여 있는 단일 방향 섬유들을 가진 단일 방향 플라이(85)로 구성된 70%-100% 실질적으로 직교하는 단일 방향 섬유 테이프 라미네이트(84); 플러스(+) 또는 마이너스(-) 50도(±50°)에서 플러스(+) 또는 마이너스(-) 75도(±75°)까지의 범위의 방향으로 향하고 있는 섬유들을 가진 0%-25% 편향된 플라이들, 그리고 좀 더 바람직하게는 플러스(+) 또는 마이너스(-) 65도(±65°); 및 90도(90°)로 향하고 있는 섬유들을 가진 0%-10% 플라이들을 포함하고 있다. 좀 더 바람직하게는, 밀집 팩 복합재료 플라이 레이업(82)은 0도(0°) 또는 약 0도(0°)로 향하여 있는 단일 방향 섬유들을 가진 80% 실질적으로 직교하는 단일 방향 플라이; 플러스(+) 또는 마이너스(-) 50도(±50°)에서 플러스(+) 또는 마이너스(-) 75도(±75°)까지의 범위의 방향으로 향하고 있는 섬유들을 가진 20% 편향된 플라이들, 그리고 좀 더 바람직하게는 플러스(+) 또는 마이너스(-) 65도(±65°); 및 90도(90°)로 향하고 있는 섬유들을 가진 0% 플라이들을 포함하고 있다. 밀집 팩(80)은 축 방향 인장 및 압축 부하에서 모든 중요한 박스 굽힘을 운반하도록 구성되어 있다. 밀집 팩 복합재료 플라이 레이업(82)은 밀집 팩(80)이 박스 구조체(12) 및 수송 날개 구조체(13) 또는 스태빌라이저 구조체(24)를 가로질러 연속하는 굽힘 및 축 방향 부하 경로(28)(도 1a 참조)를 제공할 수 있도록 설계되고, 그리고 모든 중요한 연속하는 굽힘 및 축 방향 부하 경로(28)를 제공하는 것이 바람직하다. 밀집 팩(80)은 바람직하게는 에어포일 프레임(14)(도 1a 참조)의 제1 단부(16)(도 1a 참조)와 제2 단부(18)(도 1a 참조) 사이에서 연속하여 있다.
도 1b, 2a에 도시된 바와 같이, 수송 날개 박스 구조체(12a) 또는 스태빌라이저 박스 구조체(12b)는 바람직하게는 에어포일 프레임(14, 14a)의 제1 단부(16, 16a)에서 제2 단부(18, 18a)까지 일체형 샌드위치 패널(62)의 쌍 사이에 배치되어 접합된 다수의 날개 보(40) 및 스태빌라이저 리브(48)를 더 포함한다. 도 1b에 도시된 바와 같이, 다수의 날개 보(40)는 전방 날개 보(42), 후방 날개 보(44), 그리고 중간 날개 보(46)를 포함하는 것이 바람직하다. 각 일체형 샌드위치 패널(62)은 바람직하게는 샌드위치 구성으로 안정화되고, 각각은 바람직하게는 일체형 샌드위치 패널(62) 및 날개 보 웨브(112)에 의해 충분히 안정화된 경질의 축 방향 강성 밀집 팩(80) 때문에 증가된 패널 강성비를 가지고 있다. 바람직하게는, 면 시트(70)는 연질(soft)이고, 그리고 밀집 팩(80)은 경질(hard)의 축 방향 강성이 있다.
다수의 날개 보(40)의 각각은 상기에서 상세히 논의된 바와 같이, 날개 보 샌드위치 구성(97)(도 10 참조)을 가지고 있다. 항공기 날개 박스 구조체(12a) 또는 스태빌라이저 박스 구조체(12b)는 하나 이상의 손상 억제 요소(92)(도 2b 참조)를 더 포함한다. 하나 이상의 손상 억제 요소(92)는 하나 이상의 기계적 체결요소(94)를 포함한다. 하나 이상의 손상 억제 요소(92)는 각 일체형 샌드위치 패널(62)에 다수의 안정화 리브(48)를 체결하도록 구성되어 있고, 각 일체형 샌드위치 패널(62)에 다수의 날개 보(40)를 체결하도록 구성되어 있고, 또는 일체형 샌드위치 패널(62)에 다수의 날개 보(40) 및 다수의 안정화 리브(48)를 체결하도록 구성되어 있다.
도 11은 본 발명의 항공기 제조 및 서비스 방법(200)의 실시 예의 흐름도의 예시도이다. 도 12는 항공기(200)의 기능적 블록선도의 예시도이다. 도 11 및 도 12를 참조하면, 본 발명의 실시 예들은 도 11과 같이, 항공기 제조 및 서비스 방법(200), 그리고 도 12와 같이, 항공기(22)의 내용으로 기술되어진다. 생산 준비 단계 동안에, 모범적인 항공기 제조 및 서비스 방법(200)은 항공기(220)의 사양 및 설계(specification and design)(202) 및 자재 조달(material procurement)(204)을 포함한다. 생산 동안에, 항공기(220)의 구성요소 및 하위 조립체(component and subassembly)(206) 및 시스템 통합(system integration)(208)이 일어난다. 그 후에, 항공기(220)가 서비스 상태(in service)(212)에 놓이도록 인증 및 인도(certification and delivery)(210)를 거친다. 고객에 의해 서비스 상태(212)에 있는 동안에, 항공기(220)는 (수정, 구조 변경, 재정비 등을 또한 포함하는) 정기 보수 및 점검(routine maintenance and service)(214)이 계획되어 있다.
항공기 제조 및 서비스 방법(200)의 처리 공정의 각각은 시스템 통합 사업자, 제3자, 및/또는 조작자(특히 소비자)에 의해 수행되거나 실행되어진다. 이런 설명을 목적으로, 시스템 통합 사업자는 제한 없이 얼마든지 항공기 제조업자 및 주요 시스템 하도급업자를 포함할 수 있고; 제3자는 제한 없이 얼마든지 판매자, 하도급업자, 그리고 공급자를 포함할 수 있고; 및 조작자는 항공사, 임대회사, 방산 업체(military entity), 서비스 기구 등이다.
도 12에 도시된 바와 같이, 모범적인 항공기 제조 및 서비스 방법(200)에 의해 생산된 항공기(220)는 다수의 고(高)-레벨 시스템(224)을 가진 기체(airframe)(222) 및 인테리어(an interior)(226)를 포함한다. 고-레벨 시스템(224)의 예는 하나 이상의 추진 시스템(228), 전기 시스템(230), 유압 시스템(232), 그리고 환경 시스템(234)을 포함한다. 많은 다른 시스템이 포함된다. 항공 우주 산업의 예가 도시되어 있을지라도, 발명의 원리는 자동차 산업과 같은 다른 산업에도 적용되어진다.
여기에 구현된 방법 및 구조체는 항공기 제조 및 서비스 방법(200)의 하나 이상의 단계 동안에 사용된다. 예를 들어, 구성요소 및 하위 조립체(206) 제조에 대응하는 구성요소 및 하위 조립체가 항공기(220)가 서비스 상태(212)에 있는 동안에 생산된 구성요소 또는 하위 조립체와 유사한 방법으로 조립 또는 제조된다. 또한, 하나 이상의 장치 실시 예, 방법 실시 예, 또는 그들의 조합이, 예를 들어, 항공기(220)의 실질적인 조립을 신속하게 하거나 또는 원가를 절감하는 것에 의해, 구성요소 및 하위 조립체(206) 제조 및 시스템 통합(208) 동안에 이용될 수 있다. 유사하게, 하나 이상의 장치 실시 예, 방법 실시 예, 또는 그들의 조합이, 예를 들어 제한 없이, 항공기(220)가 서비스 상태(212)에 있는 동안에 정기 보수 및 점검(routine maintenance and service)(214)에 이용될 수 있다.
본 발명의 다른 실시 예에서, 공중 비행체(10)(도 1a 참조)를 위한 접합형 박스 구조체(12)(도 1a 참조)를 만드는 방법(300)이 제공되어 있다. 도 13은 본 발명의 방법(300)의 실시 예를 예시하는 흐름도의 예시도이다. 도 13에 도시된 바와 같이, 방법(300)은 한 쌍의 일체형 샌드위치 패널(62)(도 2b 참조)을 형성하는 단계(302)를 포함한다. 도 13에 도시된 바와 같이, 방법(300)은 적어도 두 개의 면 시트(70)(도 2b 참조) 사이에 코어부(66)(도 2b 참조)를 끼워 넣어 복합재료 스킨(64)(도 2b 참조)을 조립하여 각 일체형 샌드위치 패널(62)을 형성하는 단계(304)를 더 포함한다. 바람직하게는, 면 시트(70)는 복합재료 스킨 면 시트이다.
도 13에 도시된 바와 같이, 방법(300)은 복합재료 스킨 면 시트의 형태에서와 같이, 편향된 플라이(86)(도 2b 참조)들, 그리고 바람직하게는 플러스(+) 또는 마이너스(-) 45도(±45°) 또는 약 플러스(+) 또는 마이너스(-) 45도(±45°)로 향하는 섬유들을 가진 편향된 플라이(86)들로 실질적으로 구성된 면 시트 복합재료 플라이 레이업(76)(도 2b 참조)을 레이업하고, 그리고 접합형 박스 구조체(12)를 가로질러 복합재료 스킨(64)이 연속하는 비틀림, 전단 및 압력 부하 경로(28)(도 1a 참조)를 제공할 수 있도록 면 시트 복합재료 플라이 레이업(76)을 설계하는 것에 의해 각 면 시트(70)를 형성하는 단계(306)를 포함한다. 복합재료 스킨 면 시트의 형태에서와 같이, 각 면 시트(70)를 형성하는 단계(306)는 바람직하게는 플러스(+) 또는 마이너스(-) 45도(±45°) 또는 약 플러스(+) 또는 마이너스(-) 45도(±45°)로 향하여 있는 섬유들을 가진 70%-80% 편향된 플라이(86)(도 2b 참조)들; 90도(90°) 또는 약 90도(90°)로 향하여 있는 섬유들을 가진 10%-20% 플라이들; 및 0도(0°) 또는 약 0도(0°)로 향하고 있는 단일 방향 섬유를 가진 0%-20% 단일 방향 플라이(85)(도 2b 참조)들을 포함하는 면 시트 복합재료 플라이 레이업(76)의 레이업 하는 것을 더 포함한다.
도 13에 도시된 바와 같이, 방법(300)은 복합재료 스킨(64)에 다수의 밀집 팩(80)(도 2b 참조)을 연결하는 단계(308)를 가진 각 일체형 샌드위치 패널(62)을 형성하는 것을 더 포함한다. 도 13에 도시된 바와 같이, 방법(300)은 실질적으로 직교하는 단일 방향의 복합재료 테이프 라미네이트(84)(도 2b 참조)로 구성된 밀집 팩 복합재료 플라이 레이업(82)(도 2b 참조)을 레이업하고, 그리고 밀집 팩(80)이 접합형 박스 구조체(12)를 가로 질러 연속하는 굽힘 및 축 방향 부하 경로(28)(도 1a 참조)를 제공할 수 있도록, 그리고 바람직하게는 접합형 박스 구조체(12)를 가로 질러 모든 중요한 연속하는 굽힘 및 축 방향 부하 경로(28)를 제공할 수 있도록 밀집 팩 복합재료 플라이 레이업(82)을 설계하는 것에 의해 각 밀집 팩(80)을 형성하는 단계(310)를 더 포함한다. 각 밀집 팩(80)을 형성하는 단계(310)는 바람직하게는 0도(0°) 또는 약 0도(0°)로 향하고 있는 단일 방향 섬유를 가진 70%-100% 실질적으로 직교하는 단일 방향 플라이(85)(도 2b 참조); 플러스(+) 또는 마이너스(-) 50도(±50°)에서 플러스(+) 또는 마이너스(-) 75도(±75°)까지의 범위의 방향으로 향하고 있는 섬유들을 가진 0%-25% 편향된 플라이(86)(도 2b 참조)들; 및 90도(90°)로 향하여 있는 섬유들을 가진 0%-10% 플라이들 포함하는 밀집 팩 복합재료 플라이 레이업(82)을 레이업 하는 것을 더 포함한다.
도 13에 도시된 바와 같이, 방법(300)은 공중 비행체(10)를 위한 접합형 박스 구조체(12)를 형성하도록 일체형 샌드위치 패널(62)의 쌍 사이에 다수의 날개 보(40) 및 안정화 리브(48)(도 2a 참조)를 접합하는 단계(312)를 더 포함한다. 접합형 박스 구조체(12)는 바람직하게는 단일 구조(26)(도 1)를 가진다. 일체형 샌드위치 패널(62)의 쌍은 바람직하게는 접합형 박스 구조체(12)가 공중 비행체(10)에 부착되어지게 에어포일 프레임(14)(도 1a 참조)의 제1 단부(16)(도 1a 참조)에서 제2 단부(18)(도 1a 참조)까지 연속하여 있다. 일체형 샌드위치 패널(62)의 쌍 사이에 다수의 날개 보(40) 및 안정화 리브(48)(도 2a 참조)를 접합하는 단계(312)는 각 일체형 샌드위치 패널(62)의 스파 캡(80)(도 4 내지 도 10 참조)에 다수의 날개 보(40)를 접합하도록 하나 이상의 날개 보 정리 연결부(130a-130g)(도 4 내지 도 10 참조)를 형성하는 것을 더 포함한다.
도 13에 도시된 바와 같이, 방법(300)은 날개 보 샌드위치 구성(97)(도 10 참조)을 가진 다수의 날개 보(40)를 선택적으로 조립하는 단계(314)를 더 포함한다. 날개 보 샌드위치 구성(97)은 적어도 구개의 날개 보 면 시트(98)(도 10 참조) 사이에 코어부(66)(도 10 참조)를 끼워 넣는 것에 의해 형성되고, 각 날개 보 면 시트(98)는 실질적으로 준등방성 복합재료 테이프 라미네이트(87)(도 10 참조)로 구성된 날개 보 면 시트 복합재료 플라이 레이업(103)(도 10 참조)을 레이업하는 것에 의해 형성된다.
방법(300)은 리브 면 시트(도시되지 않음)와 같이, 적어도 두 개의 면 시트 사이에서 코어부(66)(도 10 참조)를 끼워 넣는 것에 의해 날개 보 샌드위치 구성(97)(도 10 참조)과 유사하게 샌드위치 구성에 다수의 안정화 리브(48)를 선택적으로 조립하는 단계를 더 포함하고, 각 리브 면 시트는 다수의 날개 보(40)의 날개 보 면 시트 복합재료 플라이 레이업(103)(도 10 참조)의 실질적인 준등방성 복합재료 테이프 라미네이트(87)(도 10 참조)와 유사한 실질적인 준등방성 복합재료 테이프 라미네이트로 구성된 리브 면 시트 복합재료 플라이 레이업(도시되지 않음)을 레이업하는 것에 의해 형성된다.
도 13에 도시된 바와 같이, 방법(300)은 접합 요소(88)(도 2b 참조)를 가진 일체형 샌드위치 패널(62) 쌍에 다수의 날개 보(40) 및 안정화 리브(48)를 2차적으로 선택적으로 접합하는 단계(316)를 더 포함한다. 접합 요소(88)는 바람직하게는 접착제(an adhesive material)(90)(도 2b 참조) 또는 다른 적절한 접합 요소를 포함한다.
도 13에 도시된 바와 같이, 방법(300)은 하나 이상의 손상 억제 요소(92)(도 2b 참조)를 가진 각 일체형 샌드위치 패널(62)에 다수의 날개 보(40) 및 안정화 리브(48)를 선택적으로 체결하는 단계(318)를 더 포함한다. 손상 억제 요소(92)는 바람직하게는 하나 이상의 기계적 체결요소(94)(도 2b 참조)를 포함한다. 방법(300)은 박스 구조체 경계(158)(도 1a 참조)의 바깥에 체결요소(156)를 위치시키는 것에 의해 접합형 박스 구조체(12)에 체결요소(156)의 수(도 1a 참조)를 감소시키는 것을 더 포함하고, 그래서 접합형 박스 구조체(12)에 낙뢰 위험성(lightning strike risk)을 감소시키는 결과를 낳는다.
접합형 박스 구조체와 같은, 박스 구조체(12), 그리고 그 제조 방법(300)의 개시된 실시 예들은 기존의 날개 박스 구조체 및 방법과 비교하여서, 부품 수, 제조 비용, 무게, 및 유동 시간(flow-time)에서 상당한 감소를 제공한다. 무게에서 감소는 주어진 비행로(a given flight profile)에 더 적은 연료를 요구하는 결과를 가져오게 되어 항공기 성능에서 증가를 허용한다. 더 적은 연료의 사용은 작동 경비를 줄이고, 수송 탄소 발자국을 감소시키는 것에 의해 환경에 영향을 덜 미치게 한다. 유동 시간에서 감소는 증가된 처리량 및 재고 비용 감소를 허용한다.
부가하여, 박스 구조체(12) 및 그 제조 방법(300)의 개시된 실시 예들은, 축 방향으로 향하여 있는 하나 이상의 코어부(66) 및 인접하는 밀집 팩(80)을 끼워 넣는 면 시트(70)를 가지고 있는 연속하는 일체형 샌드위치 패널(62)(도 1b 참조)을 가진 단부에서 단부까지의 수송 날개 구조 박스 구조체(a tip-to-tip transport wing box structure)(12a)(도 1a 참조) 또는 스태빌라이저 박스 구조체(12b)(도 1a 참조)를 제공한다. 박스 구조체(12)는 바람직하게는 증가된 스킨 패널 강성비(스파 캡의 타입을 포함하는 것과 같이, 경질 밀집 팩을 가진, 복합재료 스킨 면 시트와 같은, 연질 면 시트)를 가진 단일 구조(26)(도 1a 참조)를 가지고 있다. 원피스 단일 구조(26)는 기존의 날개 박스 설계(공중 비행체(10)(도 1a 참조)의 동체에 연결된 바깥쪽 날개 좌측면 및 우측면 대(對) 단부에서 단부까지)의 쓰리피스(three-piece) 구조체와 비교하여, 하나의 원피스 부품의 구조체를 제공한다. 박스 구조체(12) 및 그 제조 방법(300)의 개시된 실시 예들은, 축 방향 인장 및 압축 부하에서 모든 중요한 박스 굽힘을 운반하기 위한 안정한 밀집 팩(80), 그리고 기본적으로 전단에서 비틀림 및 압력 부하를 운반하기 위한 축 방향 연질 면 시트(70)를 위해 사용된, 특정 부하 적용(예를 들어, 축 방향으로 경질이고, 거의 직교하는 단일 방향 테이프 라미네이트 레이업들)을 위해 맞추어진 플라이 레이업들을 제공한다. 일체형 샌드위치 패널(62)는 바람직하게는 다수 스트링거 및 리브를 가진 기존의 날개 박스 구성에 대해, 매우 적은 안정화 리브(48)를 요구하는 샌드위치 구성으로 일체적으로 안정화된다. 더 적은 안정화 리브(48)는, 서비스 도어(service door) 및 지지 구조체의 수를 감소시키는, 접근 개구부(110)(도 2c 참조)와 같은, 보다 큰 내부 연료 탱크 접근을 허용한다.
또한, 박스 구조체(12) 및 그 제조 방법(300)의 개시된 실시 예들은, 접착제(90)(도 2b 참조)를 가진 것과 같이, 2차적 접합요소(88)와 접합하는 일체형 샌드위치 패널(62)에 날개 보(40) 및 안정화 리브(8)을 제공한다. 접착제는 기존의 날개 박스 구조체들에서 발견되는 많은 체결요소의 사용을 대체할 수 있다. 접합 연결을 위한 손상 억제 요소(92)(도 2b 참조)는 일체형 샌드위치 패널(62)에 부착된 날개 보(40) 및 안정화 리브(48)에 기계적 체결요소(94)(도 2b 참조)를 구성한다. 넓게 이격되고(widely spaced), 소직경 손상 억제 요소 또는 다른 체결요소들의 수는 기존의 날개 박스 구조체들과 비교하여 상당히 감소되었다. 여기에 개시된 박스 구조체(12) 및 그 제조 방법(300)과 함께, 대부분의 체결요소(156)(도 1a 참조)는 전자기적(예를 들어, 피뢰(lightning protection)), 설치성(잠재적 연료 누출을 방지하기 위해 요구되는 더 적은 밀봉), 제조를 위한 접근성, 내구성(serviceability), 그리고 수리성 이유 때문에 박스 구조체 경계(158)의 바깥에 위치된다. 감소된 피뢰 위험성은 일체형 샌드위치 패널(62)을 통하여 더 적은 수의 체결요소를 사용하기 때문이다. 또한, 다수의 날개 보(40)가 박스 구조체(12)에 증간된 안정성을 제공하는 날개 보 샌드위치 구성(97)(도 10 참조)와 함께 형성된다.
본 발명의 많은 수정 및 다른 실시 예는 앞에서의 설명 및 관련 도면에서 나타난 가르침의 이익을 갖는 것을 포함하는 이러한 개시는 관련 기술 분야의 당업자에게 생각나게 된다. 여기에 기재된 실시 예는 예시적인 것을 의미하며, 제한적이거나 또는 망라된 것을 의도하지 않는다. 특정 용어들 여기에 사용되었을지라도, 그들은 전체적 및 서술적인 의미로 사용되고, 제한을 목적으로 사용되지 않는다.

Claims (15)

  1. 부하 운반용 박스 구조체에서, 상기 박스 구조체는,
    상부 및 하부 복합재료 일체형 샌드위치 패널;
    축 방향으로 향하여 있는 하나 이상의 코어부 및 인접하는 밀집 팩을 끼워 넣는 면 시트(70)를 가지고 있는 연속하는 일체형 샌드위치 패널; 및
    각 날개 보는 각 날개 보는 웨브 및 웨브 부착장치를 포함하고, 축 방향으로 날개 보 길이를 가지며, 밀집 팩에 위치된 웨브 부착부재를 가진 일체형 샌드위치 패널에 연결되어 있는 다수의 날개 보를 포함하고, 면 시트는 기본적으로 전단에서 비틀림과 압력 부하 및 비중요 축 방향 부하를 운반하도록 구성되어 있고, 그리고 밀집 팩은 축 방향 인장 및 압축 부하에서 모든 중요한 박스 굽힘을 운반하도록 구성되어 있는 것을 특징으로 하는 부하 운반용 박스 구조체.
  2. 제 1 항에 있어서,
    면 시트 각각은 편향된 플라이들로 실질적으로 구성된 면 시트 복합재료 플라이 레이업을 가지며, 면 시트 복합재료 플라이 레이업은 면 시트가 기본적으로 연속하는 비틀림, 전단 및 압력 부하 경로를 제공할 수 있도록 설계되어 있는 것을 특징으로 하는 부하 운반용 박스 구조체.
  3. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
    면 시트 각각은 플러스(+) 또는 마이너스(-) 45도(±45°) 또는 약 플러스(+) 또는 마이너스(-) 45도(±45°)로 향하여 있는 섬유들을 가진 70%-80% 편향된 플라이; 90도(90°) 또는 약 90도(90°)로 향하여 있는 섬유들을 가진 10%-20% 플라이; 및 0도(0°) 또는 약 0도(0°)로 향하고 있는 단일 방향 섬유를 가진 0%-20% 단일 방향 플라이들을 포함하는 면 시트 복합재료 플라이 레이업을 갖는 것을 특징으로 하는 부하 운반용 박스 구조체.
  4. 제 1 항 내지 제 3 항 중 어느 한 항에서,
    밀집 팩 각각은 0도(0°) 또는 약 0도(0°)로 향하여 있는 단일 방향 플라이로 구성된 실질적으로 직교하는 단일 방향 복합재료 테이프 라미네이트를 포함하는 밀집 팩 복합재료 플라이 레이업을 가지며, 밀집 팩 복합재료 플라이 레이업은 밀집 팩이 모든 중요한 연속하는 굽힘 및 축 방향 부하 경로를 제공하도록 설계되어 있는 것을 특징으로 하는 부하 운반용 박스 구조체.
  5. 제 1 항 내지 제 4 항 중 어느 한 항에서,
    밀집 팩 각각은 0도(0°) 또는 약 0도(0°)로 향하여 있는 단일 방향 섬유들을 가진 단일 방향 플라이로 구성된 70%-100% 실질적으로 직교하는 단일 방향 플라이; 플러스(+) 또는 마이너스(-) 50도(±50°)에서 플러스(+) 또는 마이너스(-) 75도(±75°)까지의 범위의 방향으로 향하고 있는 섬유들을 가진 0%-25% 편향된 플라이; 및 90도(90°)로 향하고 있는 섬유들을 가진 0%-10% 플라이들을 포함하는 복합재료 플라이 레이업을 갖는 것을 특징으로 하는 부하 운반용 박스 구조체.
  6. 제 1 항 내지 제 5 항 중 어느 한 항에서,
    다수의 안정화 리브를 더 포함하며, 다수의 안정화 리브 및 다수의 날개 보는 접합형 박스 구조체를 형성하기 위하여 일체형 샌드위치 패널 사이에 배치되어 접합되며, 각 일체형 샌드위치 패널은 일체형 샌드위치 패널 사이에 배치된 다수의 안정화 리브의 수에서 감소를 허용하는 샌드위치 구성으로 안정화되는 것을 특징으로 하는 부하 운반용 박스 구조체.
  7. 제 6 항에 있어서,
    하나 이상의 기계적 체결요소를 포함하는 하나 이상의 손상 억제 요소를 더 포함하고, 하나 이상의 손상 억제 요소는 각 일체형 샌드위치 패널에 다수의 안정화 리브를 체결하도록 구성되어 있고, 각 일체형 샌드위치 패널에 다수의 날개 보를 체결하도록 구성되어 있고, 또는 일체형 샌드위치 패널에 다수의 날개 보 및 다수의 안정화 리브를 체결하도록 구성되어 있는 것을 특징으로 하는 부하 운반용 박스 구조체.
  8. 제 1 항 내지 제 7 항 중 어느 한 항에서,
    박스 구조체는 단일 구조를 가지고 항공기 날개 박스 구조체를 포함하는 수송 날개 박스 구조체; 수평 스태빌라이저, 수직 스태빌라이저, 꼬리 날개, 그리고 커나드(a canard)를 포함하는 스태빌라이저 박스 구조체; 회전 날개 항공기 날개(a rotorcraft rotor blade); 헬리콥터 날개; 공중 비행체 외팔보 구조체(an air vehicle cantilevered structure); 공중 비행체 토크 박스 구조체(an air vehicle torque box structure); 풍차 날개를 포함하는 풍차 구조체; 자동차 스포일러를 포함하는 자동차 구조체; 및 보터 회전 날개를 포함하는 선박 구조체 중의 하나를 포함하는 것을 특징으로 하는 부하 운반용 박스 구조체.
  9. 제 1 항 내지 제 8 항 중 어느 한 항에서,
    각 일체형 샌드위치 패널은 일체형 샌드위치 패널 및 날개 보 웨브에 의해 충분히 안정화된 경질의 축 방향 강성 밀집 팩 때문에 증가된 패널 강성비를 갖는 것을 특징으로 하는 부하 운반용 박스 구조체.
  10. 제 1 항 내지 제 9 항 중 어느 한 항에서,
    다수의 날개 보 각각은 적어도 두 개의 날개 보 면 시트 사이에 끼워 넣어진 코어부를 포함하는 날개 보 샌드위치 구성을 갖고, 각 날개 보 면 시트는 실질적으로 준등방성 복합재료 테이프 라미네이트로 구성된 날개 보 면 시트 복합재료 플라이 레이업을 갖는 것을 특징으로 하는 부하 운반용 박스 구조체.
  11. 공중 비행체를 위한 접합형 박스 구조체를 제조하는 방법에서, 상기 방법은,
    각 패널이 적어도 두 개의 복합재료 면 시트 사이에 코어부를 끼워 넣은 것에 의해 복합재료 스킨은 조립하고, 각 복합재료 면 시트는 편향 플라이로 실질적으로 구성된 면 시트 복합재료 플라이 레이업을 레이업을 하는 것에 의해 형성되고, 그리고 복합재료 스킨이 연속하는 비틀림, 전단 및 압력 부하 경로를 제공할 수 있도록 면 시트 복합재료 플라이 레이업을 설계하는 것에 의해 형성되는, 한 쌍의 일체형 샌드위치 패널을 형성하는 단계:
    각 밀집 팩은 실질적으로 직교하는 단일 방향 복합재료 테이프 라미네이트로 구성된 밀집 팩 복합재료 플라이 레이업을 레이업하고, 그리고 밀집 팩이 연속하는 굽힘 및 축 방향 부하 경로를 제공할 수 있도록 밀집 팩 복합재료 플라이 레이업을 설계하는 것에 의해 형성되며, 다수의 밀집 팩을 복합재료 스킨에 연결하는 단계; 및
    단일 구조를 갖는 공중 비행체의 접합형 박스 구조체를 형성하도록 일체형 샌드위치 패널의 쌍 사이에 단수의 날개 보 및 안정화 리브를 접합하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 접합형 박스 구조체를 제조하는 방법.
  12. 제 11 항에 있어서,
    각 복합재료 면 시트를 성형하는 단계는 플러스(+) 또는 마이너스(-) 45도(±45°) 또는 약 플러스(+) 또는 마이너스(-) 45도(±45°)로 향하여 있는 섬유들을 가진 70%-80% 편향된 플라이들; 90도(90°) 또는 약 90도(90°)로 향하여 있는 섬유들을 가진 10%-20% 플라이들; 및 0도(0°) 또는 약 0도(0°)로 향하고 있는 단일 방향 섬유를 가진 0%-20% 단일 방향 플라이들을 포함하는 면 시트 복합재료 플라이 레이업을 레이업하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 접합형 박스 구조체를 제조하는 방법.
  13. 제 11 항 또는 제 12 항에 있어서,
    각 밀집 팩을 형성하는 단계는 0도(0°) 또는 약 0도(0°)로 향하여 있는 단일 방향 섬유들로 구성된 70%-100% 실질적으로 직교하는 단일 방향 섬유 플라이들; 플러스(+) 또는 마이너스(-) 50도(±50°)에서 플러스(+) 또는 마이너스(-) 75도(±75°)까지의 범위의 방향으로 향하고 있는 섬유들을 가진 0%-25% 편향된 플라이들; 및 90도(90°)로 향하고 있는 섬유들을 가진 0%-10% 플라이들을 포함하는 밀집 팩 복합재료 플라이 레이업을 레이업하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 접합형 박스 구조체를 제조하는 방법.
  14. 제 11 항 내지 제 13 항 중 어느 한 항에서,
    일체형 샌드위치 패널 쌍 사이에 다수의 날개 보 및 안정화 리브를 접합하는 단계는 접착제를 포함하는 접합 요소로 일체형 샌드위치 패널 쌍에 다수의 날개 보 및 인정화 리브를 2차적으로 접합하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 접합형 박스 구조체를 제조하는 방법.
  15. 제 11 항 내지 제 14 항 중 어느 한 항에서,
    적어도 두 개의 날개 보 면 시트 사이에 코어부를 끼워 넣는 것에 의해 날개 보 샌드위치 구성에 다수의 날개 보를 조립하는 단계를 더 포함하고, 각 날개 보 면 시트는 실질적으로 준등방성 복합재료 테이프 라미네이트로 구성된 날개 보 면 시트 복합재료 플라이 레이업을 레이업하는 것에 의해 형성되는 것을 특징으로 하는 접합형 박스 구조체를 제조하는 방법.















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