KR20150018364A - 항공기 바디 조인트의 측면 - Google Patents

항공기 바디 조인트의 측면 Download PDF

Info

Publication number
KR20150018364A
KR20150018364A KR1020140063168A KR20140063168A KR20150018364A KR 20150018364 A KR20150018364 A KR 20150018364A KR 1020140063168 A KR1020140063168 A KR 1020140063168A KR 20140063168 A KR20140063168 A KR 20140063168A KR 20150018364 A KR20150018364 A KR 20150018364A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
stringer
base
wing
aircraft
tapered
Prior art date
Application number
KR1020140063168A
Other languages
English (en)
Other versions
KR102143251B1 (ko
Inventor
푸아드 하산 제이드
에프. 스터크 제프리
라져 프랫 필립
에이. 백룬드 제이알 제임스
스캇 엘러벡 니콜라스
레이 데오볼드 라일
Original Assignee
더 보잉 컴파니
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 더 보잉 컴파니 filed Critical 더 보잉 컴파니
Publication of KR20150018364A publication Critical patent/KR20150018364A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR102143251B1 publication Critical patent/KR102143251B1/ko

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/064—Stringers; Longerons
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/061—Frames
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/26—Attaching the wing or tail units or stabilising surfaces
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/18—Spars; Ribs; Stringers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/18—Spars; Ribs; Stringers
    • B64C3/182—Stringers, longerons
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
    • B64C1/10—Bulkheads
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
    • B64C2001/0054—Fuselage structures substantially made from particular materials
    • B64C2001/0072—Fuselage structures substantially made from particular materials from composite materials
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T156/00—Adhesive bonding and miscellaneous chemical manufacture
    • Y10T156/10—Methods of surface bonding and/or assembly therefor
    • Y10T156/1052—Methods of surface bonding and/or assembly therefor with cutting, punching, tearing or severing
    • Y10T156/1062—Prior to assembly
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49616—Structural member making
    • Y10T29/49622—Vehicular structural member making

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Tires In General (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)
  • Connection Of Plates (AREA)
  • Joining Of Building Structures In Genera (AREA)
  • Filling Or Discharging Of Gas Storage Vessels (AREA)
  • Lining And Supports For Tunnels (AREA)

Abstract

항공기는 날개와 날개 박스를 포함하여 이루어진다. 상기 날개는 바디 조인트의 측면에서 상기 날개 박스에 결합된다. 상기 날개와 날개 박스는 각각 하부 스킨과 그 스킨 위에 다수의 스트링거를 구비한다. 상기 스트링거의 적어도 일부의 단부는 바디 조인트의 측면에서 절단부와, 상기 스킨에서 칼날부에 스팬 방향으로 테이퍼진 베이스를 구비한다.

Description

항공기 바디 조인트의 측면 {AIRCRAFT SIDE OF BODY JOINT}
본 발명은 항공기의 바디 조인트의 측면에 관한 것이다.
항공기의 날개 조립체는 중앙 날개 박스(central wing box)와, 이 중앙 날개 박스의 측면들로부터 외팔보로 펼쳐진 날개들을 구비한다. 상기 중앙 날개 박스는 비행 중에 각각의 날개에 의해 작용된 굽힘 하중을 전달한다.
"바디 조인트의 측면"은 상기 중앙 날개 박스에 날개가 결합되는 부분을 지칭한다. 전형적인 바디 조인트의 측면은 상기 중앙 날개 박스에 상기 날개의 코드 방향 이음부(splice)를 제공하고, 항공기의 동체에 대하여 날개의 주된 결합을 제공한다.
이러한 결합부의 중요성에 의해 그리고 비행 중에 이 결합부에서의 복잡한 하중으로 인해 튼튼한 설계가 반드시 요구된다.
따라서, 본 발명은 항공기 날개 조립체의 결합부에서의 복잡한 하중을 감안하여 튼튼한 날개 박스의 설계를 제공한다.
본 발명의 실시예에 따르면, 항공기는 날개와 날개 박스를 구비한다. 상기 날개는 바디 조인트 측면에서 상기 날개 박스에 결합된다. 상기 날개와 날개 박스는 각각 하부의 스킨과 상기 스킨에 다수의 보강부(stringers)를 구비한다. 바디 조인트의 상기 측면에서 상기 보강부의 적어도 일부의 단부들은 웹 절단부(web cutout)와, 상기 스킨에서 칼날부에 스팬 방향으로(spanwise) 테이퍼진 베이스를 구비한다.
본 발명의 다른 실시예에 따르면, 항공기 날개 조립체는 중앙 날개 박스, 제1, 제2 날개, 및 상기 제1, 제2 날개들을 상기 날개 박스의 양 측면에 결합하기 위한 연결 코드(splice chords)를 포함한다. 상기 중앙 날개 박스는 하부의 스킨과 상기 스킨에 보강부를 구비한다. 각각의 날개는 하부의 스킨과, 이 스킨에서의 보강부를 구비한다. 적어도 일부의 스트링거 말단부는 웹 절단부와, 상기 스킨에서 칼날부에 스팬 방향으로 테이퍼진 베이스를 구비한다.
본 발명의 다른 실시예에 따르면, 항공기용 빔은 베이스와 웹을 포함한다. 상기 웹은 절단부를 구비하고, 상기 베이스는 상기 스트링의 단부에서 칼날부로 ㅌ테이퍼져 있다. 상기 테이퍼진 베이스는 10도 내지 15도 사이의 각도로 상기 절단부로부터 길이방향 아래쪽으로 연장된다.
본 발명의 다른 실시예에 따르면, 본 발명의 방법은 웹과 베이스를 갖는 항공기 스트링거를 기계가공하는 단계를 포함한다.
상기 기계가공하는 단계는 상기 스트링거의 단부에서 상기 웹에 하중 재분포 절단부를 형성하는 단계와, 상기 스트링거의 단부에서 상기 베이스에 종방향 테이퍼를 형성하는 단계를 구비한다. 상기 테이퍼는 상기 베이스의 전체 높이로부터 10도와 15도 사이의 각도에서 칼날부로 이어진다.
이러한 특정적인 구조와 특성은 다양한 실시예에서 독립적으로 달성될 수 있고, 다른 실시예와 결합될 수도 있다. 또, 상기 실시예에서 독립적으로 달성될 수 있다. 이러한 실시예에 대해서 첨부 도면을 참고로 하여 더욱 자세히 설명할 것이다.
본 발명에 따라, 항공기의 바디 조인트의 측면이 제공된다.
도 1은 예시적인 항공기를 나타낸다.
도 2a는 항공기의 바디 조인트의 상부 측면을 나타낸다.
도 2b는 항공기의 바디 조인트의 하부 측면을 나타낸다.
도 3은 바디 조인트의 하부 측면에서 스킨과 스트링거에 대한 하중을 나타낸다.
도 4는 웹 절단부와 테이퍼진 베이스를 갖는 스트링거의 제1 실시예를 나타낸다.
도 5는 웹 절단부와 테이퍼진 베이스를 갖는 스트링거의 제2 실시예를 나타낸다.
도 6은 웹 절단부를 갖고 테이퍼진 베이스에 오버랩된 층을 갖는 스트링거의 제3 실시예를 나타낸다.
도 7은 테이퍼진 베이스를 갖는 누들을 구비하는 스트링거를 나타낸다.
도 8은 도 7의 스트링거를 제조하는 방법을 나타낸다.
도 9는 도 7의 스트링거의 테이퍼진 베이스를 나타낸다.
도 10은 동체의 벌크헤드 프레임과 횡방향 빔을 나타낸다.
도 1을 참조하면, 동체(120)와, 날개 조립체(130) 및 꼬리 날개부(140)를 구비하는 항공기(110)를 예시한다. 도 1에 예시한 것과 같은 일부 실시예에서는, 상기 날개 조립체(130)는 중앙 날개 박스(132)와, 상기 중앙 날개 박스(132)의 양 측면으로부터 외팔보로 늘어진 날개(134)를 구비한다. 상기 중앙 날개 박스(132)는 비행 중에 각각의 날개(134)에 의해 작용된 하중은 전달한다. 상기 중앙 날개 박스(132)는 중앙 연료 탱크를 보관하는 것과 같은 다른 기능도 제공하고, 랜딩 기어를 위한 오목부도 제공한다.
상기 중앙 날개 박스(132)와 날개(134)는 각각, 스팬(span) 방향으로 연장하는 전방 및 후방 스파와, 코드(cord) 방향으로 상기 스파들 사이에서 연장하는 리브, 상기 스파와 리브를 덮는 상하부 스킨, 및 상기 상하부 스킨을 보강하기 위한 상하부 스트링거를 구비한다. 상기 스트링거는 또한 스팬 방향으로 연장한다.
각각의 날개(134)는 바디 조인트의 측면에서 상기 중앙 날개 박스(132)에 결합된다. 도 2a 및 도 2b는 상기 바디 조인트의 측면의 하나의 실시예를 나타낸다. 도 2a는 바디 조인트의 측면의 상부(바디 조인트의 상부 측면)를 나타내고, 도 2b는 바디 조인트의 측면의 하부(바디 조인트의 하부 측면)를 나타낸다. 상기 바디 조인트의 상부 측면은 압축이 중요하고, 상기 바디 조인트의 하부 측면은 인장이 중요하다. 상기 날개(134)는 위로 굽혀지기 때문에, 바디 조인트(210)의 상부 측면의 부재들은 서로 압축되고, 반면에, 하부 조인트(250)의 부재들은 서로 당겨지는 인장력을 받는다. 상부 조인트와 하부 조인트는 바디 리브의 측면에 의하여 연결될 수 있다.
도 2a를 참조하면, 바디 조인트(210)의 상부 측면은 스플라이스 코드(220)를 구비한다. 상부 날개 스킨(232)과 날개(134)의 상부 스트링거(234)는 상기 스플라이스 코드(220)의 아웃보드 측면에 고정된다. 상부 날개 스킨(236)과 상기 중앙 날개 박스(132)의 상부 스트링거(138)는 상기 스플라이스 코드(220)의 인보드 측면에 고정된다. 상기 스플라이스 코드(220)는 또한 동체(120)의 스킨(222)에 고정되고, 또한 바디 리브(245)의 측면에 고정된다.
도 2b를 참조하면, 바디 조인트(250)의 하부 측면은 스플라이스 코드(220)를 구비한다. 하부 날개 스킨(242)과 날개(134)의 하부 스트링거(244)는 상기 스플라이스 코드(220)의 아웃보드 측면에 고정된다. 하부 날개 스킨(246)과, 중앙 날개 박스(132)의 하부 스트링거(248)는 상기 스플라이스 코드(220)의 인보드 측면에 고정된다. 도 2b에 도시된 실시예에서, 상기 하부 스트링거(244, 248)의 캡 플랜지(244a, 248a, 이하 '캡')는 상기 스플라이스 코드(220)에 고정되고, 하부 스킨(242, 246)은 상기 스플라이스 코드(220)에 고정된다. 외측의 스플라이스 플레이트(260)는 상기 하부 스킨(242, 246)을 상기 스플라이스 코드(220)에 고정시키는 데 사용될 수 있다.
상기 하부 스트링거(244, 248 )의 베이스 플랜지(244b, 248b, 이하 '베이스'라 함)는 상기 하부 스킨(242, 246)에 결합되거나 고정된다. 각 베이스(244b)의 단부와 상기 스플라이스 코드(220) 사이에는 간격이 있고, 각 베이스(248b)의 단부와 상기 스플라이스 코드(220)의 사이에는 갭이 있다.
상기 날개(134)의 상기 하부 스트링거(244)는 상기 캡(244a)과 상기 베이스(244b) 사이에 웹(244c)을 구비한다. 상기 웹(244c)의 단부는 웹 절단부(244d)를 구비하고, 상기 베이스(244b)의 단부는 상기 하부 날개 스킨(242)에서 스팬방향으로 칼날형으로 테이퍼져 있다.
상기 하부 스트링거(248)는 중앙 날개 박스(132)에서 상기 캡(248a)과 베이스(248b) 사이에 웹(248c)을 구비한다. 상기 웹(248c)의 단부는 웹 절단부(248d)를 구비하고, 상기 베이스(248b)의 단부는 상기 하부 날개 스킨(246)에서 스팬방향으로 칼날형으로 테이퍼져 있다.
상기 테이퍼진 베이스(244b, 248b)는 상기 하부 스트링거(244, 248)로부터 상기 하부 스킨(242, 246)으로 하중을 더 점진적으로 전달하고, 상기 스트링거 단부들 사이에서 급격한 기하학적 불연속을 감소시켜 준다. 상기 테이퍼진 베이스(244b, 248b)는 상기 하부 스킨(246)으로부터 상기 하부 스트링거(244, 248)의 박리를 방지해 준다.
상기 날개(134)의 상기 하부 스트링거(244)에서 상기 웹 절단부(244d)는, 상기 중앙 날개 박스(132)의 하부 스트링거(248)에 있는 웹 절단부(248d)보다 다른 역할을 수행한다. 날개 측과 날개 박스 측 사이의 중심 정렬의 차이로 인해, 하중이 다르게 분포되는 경향이 있고, 스트링거 캡과 마찬가지로 스트링거 단부에서 2차 모멘트를 초래한다. 상기 날개(134)의 하부 스트링거(244)에서의 웹 절단부(244d)는 수직 인장 하중(vertical pulloff loads)을 재배치한다. 상기 중앙 날개 박스(132)의 하부 스트링거(248)에서의 웹 절단부(248d)는 스트링거 베이스 단부를 압축하에 놓이게 하고, 이는 이들 하부 스트링거(248)들이 상기 하부 스킨(246)으로부터 벗겨지는 것을 막아준다. 이러한 웹 절단부(244d, 248d)들이 다른 기능을 수행하기 때문에, 상기 날개(134)의 하부 스트링거(244)에서의 웹 절단부(244d)는 상기 중앙 날개 박스(132)의 하부 스트링거(248)에서의 웹 절단부(248d)와는 다른 형태를 가질 수 있다.
도 2a와 도 2b는 상기 날개(134)를 위한 단일 상부 스트링거(234)와 단일 하부 스트링거(244) 및 상기 중앙 날개 박스(132)를 위한 단일 상부 스트링거(238)와 단일 하부 스트링거(248)를 나타낸다. 그러나, 상기 날개(134)는 코드 방향을 따라 서로 이격된 추가의 상,하부 스트링거(234, 244)를 구비하고, 상기 중앙 날개 박스(132)는 코드 방향을 따라 서로 이격된 추가의 상,하부 스트링거(238, 248)를 구비한다. 상기 날개(134)에서 하부 스트링거(244)들의 일부 또는 모두와, 상기 중앙 날개 박스(132)에서 하부 스트링거(248)들의 일부 또는 모두는 상기 웹 절단부와 테이퍼진 베이스를 가질 수 있다. 이러한 특징부의 하나 또는 모두는 적절한 경우 스트링거(244, 248)에서는 배제될 수 있다.
바디 조인트(250)의 하부 측면에서 스플라이스 코드(220)는 더블 플러스 코드 형태에 한정되지 않는다. 예를 들어, 상기 스플라이스 코드(220)는 원피스 플러스 코드 또는 T 코드가 될 수 있다.
도 3은 상기 하부 스킨(242)과, 상기 날개(134)를 위한 바디 조인트(250)의 하부 측면에서 스트링거(244)에 대한 하중을 나타낸다. 총 스트링거 축방향 하중은 상기 스플라이스 코드의 탭(223)(하중 RU_a)과 상기 스킨(242)(하중 RI_a) 사이에서 갈라진다. 상기 스킨(242)과 상기 스트링거(244) 사이의 결합 라인에서 분리되는 주된 메카니즘은 스트링거 종점에서 전개되는 국부적인 편심이다. 상기 테이퍼진 베이스(244b)는 상기 결합 라인에서 국부적인 편심을 관리하는 데 도움을 준다. 상기 탭(223) 부착부의 단일 쉬어 편심(single shear eccentricity)로부터 전개된 모멘트(Mss)는 상기 웹(244c)에서 수직 인장 하중에 대한 주된 요인이 된다. 상기 웹 절단부(244d)는 상기 스트링기 웹(244c)에서 하중을 재분포함으로써 수직 인장 하중의 최고치를 감소시킨다.
상기 웹 절단부가 상기 베이스의 단부를 너머서 연장되는 한, 상기 웹 절단부는 특별한 구조에 한정되지 않는다, 상기 절단부의 곡률은 단순 곡률도 가능하고 복합(변형) 곡률도 가능하다. 단순 곡률을 갖는 서로 다른 절단부가 도 4와 도 5에 도시되어 있다.
이제 도 4를 참조하면, 테이퍼진 베이스(420)와 웹 절단부(440)를 구비하는 웹(430)을 갖는 스트링거(410)의 제1 실시예를 나타낸다. 이러한 형태의 절단부(440)는 "물고기 입(fishmouth)" 절단부로 불릴 수 있다. 상기 베이스(420)의 테이퍼는 상기 절단부(440)로부터 시작하고 칼날부(450)에서 끝난다. 이러한 스트링거(410)는 상기 날개나 날개 박스에서 사용될 수 있다.
이제 도 5를 참조하면, 테이퍼진 베이스(520)와 웹 절단부(540)를 구비하는 웹(530)을 갖는 스트링거(510)의 제2 실시예를 나타낸다. 상기 웹 절단부(540)는 대략 반원형이다. 이 실시예에서, 상기 베이스(520)는 상기 웹 절단부(540)에서 시작하지 않는다. 오히려, 상기 웹(530)은 상기 웹 절단부(540)에서 베이스의 최대 높이로 하락한다. 상기 베이스(520)의 테이퍼는 최대 높이에서 시작하여 칼날부(550)에서 끝난다. 이 스트링거(510)는 상기 날개나 날개 박스에서 사용될 수 있다.
상기 곡률은 도 4와 도 5에서 도시된 단순 곡률에 한정되지는 않는다. 단순 곡률의 다른 예는, 이에 한정되지는 않지만, 오목형과 포물형 곡률이 될 수 있다.
일부 실시예에서는, 상기 곡률은 복합형이 될 수 있다. 복합형 곡률을 갖는 웹 절단부의 예가 미국 특허공개 20110284693에 제공되어 있다.
도 4를 다시 한번 더 참조하면, 이는 상기 테이퍼진 베이스(420)의 테이퍼진 면(420a)과 하부면(420b)에 의하여 형성된 각도로서 테이퍼 각도(α)를 나타낸다. 상기 테이퍼 각도(α)는 특별한 각도에 한정되지 않는다. 그러나, 출원인은 10도 내지 15도 사이의 각도가, 스트링거 종점을 지나 편심성을 감소시키는 데 가장 효율적이라는 사실을 발견하였다.
상기 테이퍼는 직선 테이퍼에 한정되지는 않는다. 일부 실시예에서는, 테이퍼가 곡선이거나 복합형일 수 있다.
일부 실시예에서는, 상기 날개에서 상기 스트링거의 테이퍼진 베이스는 상기 중앙 날개 박스에서의 스트링거의 테이퍼진 베이스와는 다른 각도를 가질 수도 있다. 또 다른 실시예에서는, 상기 각도는 동일할 수도 있다.
이제 도 6을 참조하면, 테이퍼진 베이스(620)와 웹 절단부(640)를 구비하는 웹(630)을 갖는 스트링거(610)의 다른 실시예를 나타낸다. 그러나, 이 실시예에서는, 오버랩 층(650)이 상기 테이퍼진 베이스(620)의 테이퍼진 표면에 결합된다. 상기 오버랩 층(650)은 금속 시트나, 수지로 예비 함침된 보강 섬유의 겹으로 형성될 수 있다. 상기 오버랩 층(650)은 테이퍼진 표면의 전체를 실질적인 부분에 걸쳐 덮는다. 상기 오버랩 층(650)은 상기 테이퍼진 베이스(620)의 단부가 상기 스킨으로부터 벗겨지는 것을 막아준다.
상기 스트링거는 특별한 단면 형상에 한정되지는 않는다. 예를 들어, 상기 스트링거는 I형이나 T형 단면을 가질 수 있다.
이제 도 7을 참조하면, 캡(715)과, 테이퍼진 베이스(720, 테이퍼는 도시하지 않음), 및 절단부(절단부는 도시하지 않음)를 구비하는 웹(730)을 갖는 스트링거(710)의 실시예의 단면이 도시되어 있다. 도 7의 상기 스트링거(710)는 I형 단면을 갖는데, 이는 등을 맞댄 C-형 채널 빔(740)에 의하여 형성된다. 상기 빔(740)의 웹은 접착제에 의하여 서로 결합될 수 있다. 상기 빔(740)의 캡 플랜지는 캡(715)을 형성하기 위하여 캡 플레이트(750)에 결합될 수 있고, 상기 빔(740)의 베이스 플랜지는 베이스(720)를 형성하기 위하여 베이스 플레이트(760)에 결합될 수 있다. 상기 스트링거(710)는 "누들"로 알려진 구조물을 추가로 구비한다. 캡 누들(770)은 캡 플랜지의 만곡된 부분들 사이의 충전 재료이고, 베이스 누들(780)은 베이스 플랜지의 만곡된 부분들 사이의 충전 재료이다. 상기 베이스 누들(780)의 단부는 상기 베이스(720)의 테이퍼에 일치된다 (상기 베이스 누들(780)의 테이퍼는 도 7에 도시되어 있지 않음).
이제 도 8을 참조하면, 상기 스트링거(710)의 테이퍼진 베이스(720)를 나타낸다 (상기 테이퍼진 베이스(720)의 테이퍼진 표면(720a)을 아래로 내려다본 것임). 상기 테이퍼진 베이스(720)의 모서리 단부(725)는 라운드 처리되거나 모따기되어 있다. 라운드 처리되거나 모따기된 상기 모서리 단부(725)는 크랙이 생성되는 것을 방지하고 스킨으로부터 상기 스트링거(710)가 이탈되는 것을 방지한다.
이제 도 9를 참조하면, 도 7의 상기 스트링거를 제조하는 방법을 나타낸다. 블럭(910)에서, C-형 채널 빔(740)과, 캡과 베이스 플레이트(750, 760), 및 캡과 베이스 누들(770, 780)이 I-빔을 형성하기 위하여 서로 결합된다. 이들 부재들은 금속이나, 섬유보강 복합재, 또는 이들의 결합으로 만들어진다.
블럭(920)에서, 상기 웹 절단부가 형성되고, 상기 베이스(720)의 단부는, 예컨데 기계적 가공에 의하여 테이퍼 처리된다. 상기 베이스(720)의 테이퍼 처리 동안에, 상기 베이스 누들(780)도 테이퍼 처리된다. 추가로, 상기 테이퍼진 베이스(720)의 모서리 단부(725)가 라운드 처리되거나 모따기되기 위하여 기계가공된다.
블럭(930)에서, 상기 테이퍼진 표면에 오버랩 층이 결합된다. 예를 들어, 오버랩 층의 겹을 위한 섬유가 절단되고, 베이스 플랜지의 테이퍼진 표면과 미경화된 오버랩 층의 접합면 사이에 접착제가 도포된다. 상기 오버랩 층을 포함하는 상기 스트링거(710)는 가압되면서 가열된다.
여기서 날개 조립체는 중앙 날개 박스에 한정되지 않는다. 웹 절단부와 테이퍼진 베이스를 사용함으로써 높은 인장 하중에 놓이는 스트링거에 유리해지게 된다.
상기 날개 조립체의 날개는 2 평면각을 갖고 경사도를 가질 수 있다. 그러나, 여기서의 날개 조립체는 그렇게 제한적이지는 않다.
여기에서 설명한 스트링거는 날개 조립체에 한정되지는 않는다. 테이퍼진 베이스와 웹 절단부를 갖는 스트링거는 항공기의 꼬리 날개부나 동체에도 사용될 수가 있다.
다시 한번 더 도 1을 참조하면, 상기 꼬리 날개부(140)는 수평 안정장치(142)와 수직 안정장치(144)를 구비한다. 각각의 안정장치(142, 144)는 비틀림 박스(torsion box)와, 이 비틀림 박스에 결합된 적어도 하나의 날개를 구비한다. 상기 날개와 비틀림 박스는 각각 스킨과, 이 스킨 위에 다수의 스트링거를 구비한다. 날개와 비틀림 박스의 결합부에서 상기 스트링거의 적어도 일부의 단부는 웹 절단부와 테이퍼진 베이스를 구비한다.
이제 도 10을 참조하면, 벌크헤드 프레임(1010)과 횡방향 빔(1020)을 구비하는 동체(120)가 도시되어 있다. 동체(120)의 추가의 벌크헤드 프레임(1010)과 횡방향 빔(1020)은 도시되어 있지 않다. 압력 데크(1030)는 상기 횡방향 빔(1020)에 고정되어 있다.
각각의 횡방향 빔(1020)은 캡 고정부(1050)에 의하여 벌크헤드(1010)에 결합된다. 상기 벌크헤드 프레임(1010)과 상기 횡방향 빔(1020)의 캡은 상기 캡 고정부(1050)에 고정된다. 상기 횡방향 빔(1020)의 베이스는 베이스 고정부(1060)에 고정된다. 상기 횡방향 빔(1020)은 절단부(1022)와 테이퍼진 베이스(1024)를 갖는 것으로 도시되어 있다.
본 발명은 아래와 같은 구성을 갖는 실시예를 추가로 포함한다.
1. 날개와 날개 박스를 포함하는 항공기로서, 상기 날개는 바디 조인트의 측면에서 상기 날개 박스에 결합되고, 상기 날개와 날개 박스는 각각 하부 스킨과 그 스킨 위에 다수의 스트링거를 구비하고, 상기 스트링거의 적어도 일부의 단부는 바디 조인트의 측면에서 절단부와, 상기 스킨에서 칼날부에 스팬 방향으로 테이퍼진 베이스를 구비하는, 날개와 날개 박스를 포함하는 항공기.
2. 제1항에 있어서, 상기 테이퍼진 베이스는 상기 절단부로부터 연장되는 항공기.
3. 제1항에 있어서, 스플라이스 코드를 추가로 구비하되, 상기 스트링거 베이스는 상기 하부 스킨에 결합되어 있고; 상기 스트링거는 상기 스플라이스 코드에 결합된 캡을 추가로 구비하는 항공기.
4. 제1항에 있어서, 상기 베이스는 상기 하부 스킨에 대하여 10도 내지 15도 사이의 각도로 테이퍼져 있는 항공기.
5. 제1항에 있어서, 상기 절단부는 단순 곡률을 갖는 항공기.
6. 제1항에 있어서, 상기 절단부는 단순 물고기 입 형상의 절단부를 갖는 항공기.
7. 제1항에 있어서, 상기 스트링거와 스킨은 섬유 보강 복합재로 만들어지는 항공기.
8. 제1항에 있어서, 적어도 하나의 테이퍼진 베이스 위에 오버랩 층을 추가로 포함하는 항공기.
9. 제8항에 있어서, 상기 오버랩 층은 섬유 보강 복합재를 포함하여 이루어지는 항공기.
10. 제1항에 있어서, 상기 테이퍼진 베이스의 적어도 일부의 모서리는 라운드 처리되어 있는 항공기.
11. 제1항에 있어서, 상기 스트링거의 적어도 일부는 등을 맞댄 빔과, 상기 등을 맞댄 빔의 베이스들 사이에 누들을 구비하고, 상기 누들은 상기 테이퍼진 베이스의 테이퍼에 맞추기 위하여 테이퍼져 있는 항공기.
12. 제1항에 있어서, 상기 날개 박스는 안정 장치의 비틀림 박스(torsion box)로 되어 있는 항공기.
13. 제1항에 있어서, 상기 날개 박스는 날개 조립체의 중앙 날개 박스로 되어 있는 항공기.
14. 제13항에 있어서, 상기 스트링거는 상기 날개와 상기 중앙 날개 박스 모두에 웹 절단부와 테이퍼진 베이스를 갖는 항공기.
15. 하부의 스킨과, 이 스킨 위에 스트링거를 구비하는 중앙 날개 박스;
하부의 스킨과, 이 스킨 위에 스트링거를 각각 구비하는 제1, 제2 날개; 및
상기 날개를 상기 날개 박스의 양쪽에 결하하기 위한 스플라이스 코드;를 포함하되,
적어도 일부의 스트링거의 단부는 웹 절단부와, 상기 스킨에서 칼날부에 스팬 방향으로 테이퍼진 베이스를 구비하는, 항공기 조립체.
16. 제15항에 있어서, 상기 베이스는 상기 하부 스킨에 대하여 10도 내지 15도 사이의 각도로 테이퍼져 있는 항공기 조립체.
17. 제15항에 있어서, 상기 스트링거는 상기 스플라이스 코드에 결합된 캡을 추가로 구비하는 항공기 조립체.
18. 항공기용 빔으로서, 상기 빔은 베이스와 웹을 포함하고, 상기 웹은 절단부와, 상기 스트링거의 단부에서 칼날부로 테이퍼진 베이스를 구비하고, 상기 테이퍼진 베이스는 10도 내지 15도 사이의 각도로 상기 절단부로부터 아래로 종방향으로 연장되는, 항공기용 빔.
19. 다수의 벌크헤드 프레임과, 제18항에 따른 횡방향 빔, 및 상기 횡방향 빔의 단부를 상기 벌크헤드 프레임에 결합하기 위한 다수의 고정부를 포함하여 이루어지는 동체.
20. 웹과 베이스를 갖는 항공기 스트링거를 기계가공하는 단계를 포함하여 이루어지는 스트링거를 기계가공하는 방법에 있어서,
상기 기계가공하는 단계는,
상기 스트링거의 단부에서 상기 웹에 하중을 재분포하는 절단부를 형성하는 단계; 및
상기 스트링거의 단부에서 상기 베이스에 종방향 테이퍼를 형성하는 단계;를 포함하고, 상기 테이퍼는 10도 내지 15도 사이의 각도로 상기 베이스의 전체 높이로부터 칼날부로 이어지도록 하는 스트링거를 기계가공하는 방법.
21. 제20항에 있어서, 상기 기계가공하는 단계는 상기 스트링거의 단부에서 상기 베이스에 라운드지거나 모따기된 모서리 단부를 형성하는 단계를 추가로 포함하는, 스트링거를 기계가공하는 방법.
22. 제20항에 있어서, 상기 테이퍼의 표면에 복합재의 오버랩 층을 결합하는 단계를 추가로 포함하는, 스트링거를 기계가공하는 방법.
110: 항공기 120: 동체
130: 날개 조립체 132: 중앙 날개 박스
134: 날개 140: 꼬리 날개부
210: 바디 조인트 220: 스플라이스 코드
222: 스킨 232: 상부 날개 스킨
234: 상부 스트링거 245: 바디 리브

Claims (15)

  1. 날개와 날개 박스를 포함하는 항공기로서, 상기 날개는 바디 조인트의 측면에서 상기 날개 박스에 결합되고, 상기 날개와 날개 박스는 각각 하부 스킨과 그 스킨 위에 다수의 스트링거를 구비하고, 상기 스트링거의 적어도 일부의 단부는 바디 조인트의 측면에서 절단부와, 상기 스킨에서 칼날부에 스팬 방향으로 테이퍼진 베이스를 구비하는, 날개와 날개 박스를 포함하는 항공기.
  2. 제1항에 있어서, 상기 테이퍼진 베이스는 상기 절단부로부터 연장되는 항공기.
  3. 제1항에 있어서, 스플라이스 코드를 추가로 구비하되, 상기 스트링거 베이스는 상기 하부 스킨에 결합되어 있고; 상기 스트링거는 상기 스플라이스 코드에 결합된 캡을 추가로 구비하는 항공기.
  4. 제1항에 있어서, 상기 베이스는 상기 하부 스킨에 대하여 10도 내지 15도 사이의 각도로 테이퍼져 있는 항공기.
  5. 제1항에 있어서, 상기 절단부는 단순 곡률을 갖는 항공기.
  6. 제1항에 있어서, 상기 절단부는 단순 물고기 입 형상의 절단부를 갖는 항공기.
  7. 제1항에 있어서, 상기 스트링거와 스킨은 섬유 보강 복합재로 만들어지는 항공기.
  8. 제1항에 있어서, 적어도 하나의 테이퍼진 베이스 위에 오버랩 층을 추가로 포함하고, 상기 오버랩 층은 섬유 보강 복합재를 포함하여 이루어지는 항공기.
  9. 제8항에 있어서, 상기 테이퍼진 베이스의 적어도 일부의 모서리는 라운드 처리되어 있는 항공기.
  10. 제1항에 있어서, 상기 스트링거의 적어도 일부는 등을 맞댄 빔과, 상기 등을 맞댄 빔의 베이스들 사이에 누들을 구비하고, 상기 누들은 상기 테이퍼진 베이스의 테이퍼에 맞추기 위하여 테이퍼져 있는 항공기.
  11. 제1항에 있어서, 상기 날개 박스는 안정 장치의 비틀림 박스(torsion box)로 되어 있는 항공기.
  12. 제1항에 있어서, 상기 날개 박스는 날개 조립체의 중앙 날개 박스로 되어 있고, 상기 스트링거는 상기 날개와 상기 중앙 날개 박스 모두에 웹 절단부와 테이퍼진 베이스를 갖는 항공기.
  13. 웹과 베이스를 갖는 항공기 스트링거를 기계가공하는 단계를 포함하여 이루어지는 스트링거를 기계가공하는 방법에 있어서,
    상기 기계가공하는 단계는,
    상기 스트링거의 단부에서 상기 웹에 하중을 재분포하는 절단부를 형성하는 단계; 및
    상기 스트링거의 단부에서 상기 베이스에 종방향 테이퍼를 형성하는 단계;를 포함하고, 상기 테이퍼는 10도 내지 15도 사이의 각도로 상기 베이스의 전체 높이로부터 칼날부로 이어지도록 하는 스트링거를 기계가공하는 방법.
  14. 제13항에 있어서, 상기 기계가공하는 단계는 상기 스트링거의 단부에서 상기 베이스에 라운드지거나 모따기된 모서리 단부를 형성하는 단계를 추가로 포함하는, 스트링거를 기계가공하는 방법.
  15. 제13항 또는 제14항에 있어서, 상기 테이퍼의 표면에 복합재의 오버랩 층을 결합하는 단계를 추가로 포함하는, 스트링거를 기계가공하는 방법.
KR1020140063168A 2013-08-09 2014-05-26 스트링거 빔 조인트 및 항공기 날개 조립체 KR102143251B1 (ko)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US13/962,974 2013-08-09
US13/962,974 US10479475B2 (en) 2013-08-09 2013-08-09 Composite stringer beam joint structure of an aircraft

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20150018364A true KR20150018364A (ko) 2015-02-23
KR102143251B1 KR102143251B1 (ko) 2020-08-11

Family

ID=51263289

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020140063168A KR102143251B1 (ko) 2013-08-09 2014-05-26 스트링거 빔 조인트 및 항공기 날개 조립체

Country Status (8)

Country Link
US (2) US10479475B2 (ko)
EP (1) EP2835310B1 (ko)
JP (1) JP6468749B2 (ko)
KR (1) KR102143251B1 (ko)
CN (1) CN104340356B (ko)
CA (1) CA2850791C (ko)
ES (1) ES2678083T3 (ko)
RU (1) RU2671453C2 (ko)

Families Citing this family (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9399510B2 (en) * 2014-08-20 2016-07-26 The Boeing Company Hat stringer closeout fitting and method of making same
CN105627836B (zh) * 2016-02-18 2018-08-24 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种组合梁式翼面结构
US9897130B2 (en) 2016-04-15 2018-02-20 The Boeing Company Telescoping cap assembly for encapsulating a fastener disposed within a confined space
US10087970B2 (en) 2016-04-29 2018-10-02 The Boeing Company Sealant Containment Assembly
US10556665B2 (en) 2016-06-20 2020-02-11 The Boeing Company Apparatuses and methods for improved sealing
CN106314759A (zh) * 2016-09-06 2017-01-11 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 一种飞机机翼的翼梁连接结构
US10696373B2 (en) * 2016-09-13 2020-06-30 The Boeing Company Aircraft wings and aircraft including such aircraft wings
US11524761B2 (en) * 2016-12-09 2022-12-13 The Boeing Company Stringer-frame intersection of aircraft body
US20200122816A1 (en) * 2018-10-22 2020-04-23 The Boeing Company Bulkhead joint assembly
CN109677586A (zh) * 2019-01-18 2019-04-26 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 一种腹板、飞机机翼和飞机
US11305862B2 (en) * 2019-12-20 2022-04-19 The Boeing Company Joint joining an aircraft wing to an aircraft body
CN112591073B (zh) * 2020-12-23 2021-09-24 北京北航天宇长鹰无人机科技有限公司 一种翼身结合接头及无人机
US11858623B2 (en) 2021-09-13 2024-01-02 The Boeing Company Aircraft fuel tank joints and methods of assembling the same
CN113911314B (zh) * 2021-11-16 2024-04-16 中国商用飞机有限责任公司 龙骨梁缘条连接结构及其安装方法
WO2024118023A1 (en) * 2022-11-30 2024-06-06 Tusas- Turk Havacilik Ve Uzay Sanayii Anonim Sirketi A fixing system

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20090321575A1 (en) * 2008-06-27 2009-12-31 Airbus Espana S.L. Structure of an aircraft aerofoil
JP2012532785A (ja) 2009-07-10 2012-12-20 エアバス オペレーションズ リミテッド ストリンガ、複合構造、航空機、及びストリンガの製造方法
US20130101801A1 (en) 2011-10-24 2013-04-25 Airbus Operations S.L. Optimized stringer run-out zones in aircraft components
US20130112812A1 (en) 2011-11-08 2013-05-09 Max Kismarton Reducing Risk of Disbonding in Areas of Differing Strain
JP2013527075A (ja) 2010-05-19 2013-06-27 ザ・ボーイング・カンパニー 複合材ストリンガ端部トリム

Family Cites Families (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1808842A (en) 1930-08-18 1931-06-09 Fedor John Paul Aeroplane wing
GB484305A (en) 1936-11-03 1938-05-03 Deekay Aircraft Corp Ltd Improvements in or relating to aircraft wing construction
GB565207A (en) * 1941-03-26 1944-11-01 Budd Edward G Mfg Co Improvements in or relating to aircraft wing and like structures
GB565107A (en) 1943-04-22 1944-10-26 Metropolitan Gas Meters Ltd Improvements relating to gas meters
FR1523404A (fr) 1967-03-22 1968-05-03 Sud Aviation Perfectionnement aux raccordements entre fuselage et voilure d'un aérodyne
GB1595358A (en) * 1977-05-17 1981-08-12 Commw Scient Ind Res Org Impact-resisting composites
FR2866626B1 (fr) 2004-02-20 2006-05-19 Airbus France Arret de raidisseur a pentes decalees et panneau muni d'un tel arret
US7634891B2 (en) * 2004-09-09 2009-12-22 Kazak Composites, Inc. Hybrid beam and stanchion incorporating hybrid beam
US7325771B2 (en) 2004-09-23 2008-02-05 The Boeing Company Splice joints for composite aircraft fuselages and other structures
US7303374B2 (en) 2005-03-08 2007-12-04 The Boeing Company Disbond resistant composite joint and method of forming
FR2883548B1 (fr) * 2005-03-23 2007-06-15 Airbus France Sas Dispositif et procede d'eclissage mixte carbone-metal dissymetrique
WO2007023197A1 (es) 2005-08-19 2007-03-01 Airbus España, S.L. Larguerillos de material compuesto con bulbo
US8142126B2 (en) 2005-09-02 2012-03-27 The Boeing Company Multi-piece fastener with self-indexing nut
US7954763B2 (en) 2007-04-05 2011-06-07 The Boeing Company Methods and systems for composite structural truss
ES2346834B1 (es) 2007-04-30 2011-08-17 Airbus Operations, S.L. Estructura de costilla para cajones de torsion de un ala o de un estabilizador de una aeronave.
CN101463628B (zh) * 2008-04-29 2011-05-04 甘秀明 半蝶型连接卡及建筑钢框架节点结构
US8353478B1 (en) * 2009-03-25 2013-01-15 The Boeing Company Blended wing aircraft
DE102010042970A1 (de) * 2010-05-12 2011-11-17 Airbus Operations Gmbh Strukturbauteil mit verbesserter Leitfähigkeit und mechanischer Festigkeit sowie Verfahren zu dessen Herstellung
ES2400768B1 (es) * 2010-06-30 2014-02-12 Airbus Operations, S.L. Estructura interna de aeronave en material compuesto.
US20120068497A1 (en) * 2010-09-21 2012-03-22 Gm Global Technology Operations, Inc. Fiber-wrapped, magnesium tubular structural components
GB201020189D0 (en) * 2010-11-29 2011-01-12 Airbus Uk Ltd An aircraft structure
US8763253B2 (en) 2011-05-19 2014-07-01 The Boeing Company Vertical laminate noodle for high capacity pull-off for a composite stringer
US8993097B2 (en) 2011-10-10 2015-03-31 The Boeing Company Tapered height curved composite stringers and corresponding panels
US8974886B2 (en) * 2012-04-25 2015-03-10 The Boeing Company Disbond resistant composite stiffener runout
DE102012210043A1 (de) * 2012-06-14 2013-12-19 Airbus Operations Gmbh Verfahren und Vorrichtung zur Herstellung einer Leichtbaustruktur sowie Leichtbaustruktur

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20090321575A1 (en) * 2008-06-27 2009-12-31 Airbus Espana S.L. Structure of an aircraft aerofoil
JP2012532785A (ja) 2009-07-10 2012-12-20 エアバス オペレーションズ リミテッド ストリンガ、複合構造、航空機、及びストリンガの製造方法
JP2013527075A (ja) 2010-05-19 2013-06-27 ザ・ボーイング・カンパニー 複合材ストリンガ端部トリム
US20130101801A1 (en) 2011-10-24 2013-04-25 Airbus Operations S.L. Optimized stringer run-out zones in aircraft components
US20130112812A1 (en) 2011-11-08 2013-05-09 Max Kismarton Reducing Risk of Disbonding in Areas of Differing Strain

Also Published As

Publication number Publication date
CA2850791A1 (en) 2015-02-09
ES2678083T3 (es) 2018-08-08
EP2835310A1 (en) 2015-02-11
US20170152013A1 (en) 2017-06-01
US10717511B2 (en) 2020-07-21
EP2835310B1 (en) 2018-04-18
KR102143251B1 (ko) 2020-08-11
RU2671453C2 (ru) 2018-10-31
CA2850791C (en) 2016-06-21
RU2014132455A (ru) 2016-02-27
JP6468749B2 (ja) 2019-02-13
CN104340356B (zh) 2018-06-05
JP2015036294A (ja) 2015-02-23
US10479475B2 (en) 2019-11-19
CN104340356A (zh) 2015-02-11
US20150041589A1 (en) 2015-02-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR20150018364A (ko) 항공기 바디 조인트의 측면
EP2766258B1 (en) Tapered height curved composite stringers and corresponding panels
CA2768957C (en) Composite-material structure and aircraft main wing and aircraft fuselage provided with the same
US8746621B2 (en) Connector for stiffening frames between an aircraft fuselage and a wing box
ES2435473T3 (es) Cuaderna y procedimiento para la fabricación de una cuaderna semejante
BR112016029061B1 (pt) Sistema de ponta para uma pá de turbina eólica
US10745104B2 (en) Stringer transition through a common base charge
CA2771114C (en) Structural element for reinforcing a fuselage of an aircraft
US20140120302A1 (en) Stringer made of composite material with an elastic run-out and method of manufacturing same
KR101731951B1 (ko) 풍력 발전기용 블레이드
EP2626291B1 (en) Structural joint having continuous skin with inside and outside stringers
EP2524794A1 (en) Foam or honeycomb core, rotor blade with foam or honeycomb cores and method of manufacturing such a rotor blade
ES2912379T3 (es) Anclaje para unir el estabilizador de cola horizontal de una aeronave
EP3798115A1 (en) Wing rib
RU2172704C1 (ru) Лопасть несущего винта вертолета и способ ее изготовления
KR200161513Y1 (ko) 복합재 경항공기 동체의 날개 결합부

Legal Events

Date Code Title Description
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant