KR20150034827A - 접착식 복합 에어포일 및 이의 제작 방법 - Google Patents

접착식 복합 에어포일 및 이의 제작 방법 Download PDF

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Abstract

에어포일은 웨브 및 웨브의 단부와 합체된 적어도 하나의 플랜지를 가진 적어도 하나의 예비 경화된 복합 보를 포함한다. 예비 경화된 복합 스킨은 스킨을 플랜지에 접착하여 결합시킴에 따라 보에 부착된다.

Description

접착식 복합 에어포일 및 이의 제작 방법{BONDED COMPOSITE AIRFOIL AND FABRICATION METHOD}
본 명세서는 일반적으로 항공기용 날개 박스와 같은 에어포일에 관한 것으로, 더 구체적으로는 날개 보들에 접착되는 복합 외부 스킨을 가진 에어포일 구조를 다룬다.
항공기 날개들 및/또는 제어면들은 외부 스킨으로 덮여지는 보들, 리브들 및 스트링거들의 뼈대를 사용할 수 있다. 보들은 날개 하중의 대부분을 지지할 수 있고 한편 리브들은 날개를 강화시키고 날개 스킨에 대해 에어포일 형태를 제공한다. 금속 날개 구조들의 경우에, 금속 구조물은 파스너 이음들(fastener joints)을 사용하여 금속 보들에 부착될 수 있다. 그러나, 파스너 이음들의 사용은 부분적으로 복합재가 금속보다 낮은 지지 능력을 가질 수 있기 때문에 복합 보 날개 및 제어면 설계들에서 어려움들을 제공할 수 있다. 이에 따라, 파스너들을 사용하는 복합 날개 구조들은 이음 영역들에서 파스너의 지지 능력을 증대시키기 위하여 보강재들을 필요로 할 수 있다. 날개에 보강재들을 추가해야 하는 필요성은 에어포일 성능을 감소시키고, 항공기에 바람직하지 않은 무게를 추가시키며 그리고/또는 제작 비용을 증가시킬 수 있다.
따라서, 복합 날개 및/또는 제어면 구조물의 접착식 결합과 이와 관련되어 날개 보와 이와 연결되는 구조물 스킨 사이의 이음부들에서 파스너들에 대한 필요성을 감소시키거나 제거할 수 있는 제작 방법에 대한 필요성이 있다. 또한, 날개 구성요소들의 제작을 단순화하고 부차적인 접착 작업에서 접착제 결합 기술들을 사용하여 예비 경화된 복합 날개 스킨들이 예비 경화된 복합 보들에 부착되는 것을 가능케 하는 날개 박스와 같은 에어포일 설계에 대한 필요성이 있다.
개시된 실시예들은 비행기 날개 박스 또는 제어면과 같은 에어포일 및 이와 관련되어 예비 경화된 복합 샌드위치 패널 스킨들이 부차적인 접착 작업에서 예비 경화된 복합 샌드위치 보들에 접착되어 결합되는 것을 가능케 하여 스킨들과 보들 사이에서의 고정 이음부들에 대한 필요성을 감소시키거나 제거하는 제작 방법을 제공한다. 복합 샌드위치 패널 스킨들과 보들의 사용은 에어포일에 필요한 강성을 제공하는 반면 부품 수, 복잡성 및 무게를 감소시킨다. 부차적인 접착 작업 전에 날개 스킨들 및 날개 보들을 별도로 오토클레이브에서 예비 경화하는 것은 생산물 불일치성을 감소시키고, 에어포일의 질을 향상시키며, 제작 공정들을 단순화시키고 그리고 제작 공정 시간을 단축시킬 수 있게 한다. 스킨 대 보의 접착부들을 통한 하중 전달은 보 캡들을 보들에 합체함에 따라, 그리고 보강된 적층체들인 보 캡들을 사용함에 따라 감소될 수 있다. 보 캡들은 복합 샌드위치 패널 스킨들과 실질적으로 나란하게 형성된다. 보 무게는 벌집형 샌드위치 구조로 형성된 보 웨브들을 사용함에 따라 최소화된다. 복합 샌드위치 패널 스킨들의 사용은 길이방향 날개 스트링거들에 대한 필요성을 감소시키거나 제거할 수 있는 한편 날개 리브들의 개수를 감소시키거나 리브들 사이에 간격을 두게 할 수 있다.
개시된 일 실시예에 따르면, 외부 날개 스킨, 내부 날개 스킨 및 내부와 외부 날개 스킨들 사이에 샌드위치된 패널 코어를 포함하는 적어도 하나의 날개 스킨 패널, 그리고 보 웨브 및 패널 코어와 대체적으로 나란하고 함께 이음부를 형성하는 보 캡 코어을 가진 보 캡을 포함하는 적어도 하나의 보를 포함하는 에어포일이 제공된다. 에어포일은 날개 스킨 패널과 보 사이에서 접착제 결합 이음부를 더 포함한다. 외부 날개 스킨은 이음부를 오버랩하고 보 캡과 면대면 접촉한다. 보는 이음부를 오버랩하는 내부 면시트를 포함하고, 외부 날개 스킨과 내부 면시트는 각각 섬유로 보강된 복합 수지이다. 보 웨브는 보 웨브 코어를 포함하고, 그리고 보는 보 캡 코어를 보 웨브 코어와 연결하는 누들을 포함한다. 누들은 시트 성형 화합물이다. 보는 내부 면시트와 외부 면시트를 포함하고, 그리고 보 캡 코어, 보 웨브 코어 및 누들은 내부와 외부 면시트들 사이에 샌드위치된다. 보 캡 코어는 실질적으로 고형의 적층체이고, 보 웨브는 벌집형 코어를 포함한다. 보는 등을 맞대도록 배열되고 각각 반대로 연장형성된 플랜지들을 가져 보 캡을 형성하는 2개의 C자형 부재들을 포함하고, 그리고 외부 스킨은 플랜지들을 오버랩하고 이들과 면대면 접촉한다.
개시된 다른 실시예에 따르면, 에어포일은 웨브 및 웨브의 일 단부 상의 적어도 하나의 플랜지를 가진 적어도 하나의 보, 플랜지와 면대면 접촉하는 외부 스킨, 및 보 플랜지를 외부 스킨에 부착하는 접착 이음부를 포함한다. 플랜지는 외부 스킨 상에 제공되는 모든 하중을 보 웨브로 실질적으로 전달하기에 충분한 밀도를 가진 코어를 포함한다. 보와 외부 스킨은 각각 복합재로서, 보는 플랜지를 웨브와 연결하는 누들을 포함한다. 보는 내부 보 면시트, 외부 보 면시트, 내부와 외부 보 면시트들 사이에 샌드위치된 웨브 코어를 포함하는데, 이때 플랜지 코어는 내부와 외부 보 면시트들 사이에 샌드위치된다. 플랜지 코어는 실질적으로 고형의 복합 적층체이고, 웨브 코어는 벌집형이다. 보는 각각 대략 C자형 단면을 가진 제1 및 제2 보 부재들을 포함하고, 이러한 보 부재들은 등을 맞대어 서로 결합된다. 에어포일은 내부 날개 스킨 및 외부 날개 스킨과 내부 날개 스킨 사이에 샌드위치된 날개 스킨 코어를 더 포함한다. 플랜지 코어와 날개 스킨 코어는 서로 실질적으로 나란하게 정렬되고 맞닿도록 배열되어 이음부를 형성하고, 외부 날개 스킨은 이 이음부를 오버랩한다. 보는 내부 및 외부 면시트들을 포함하고, 웨브는 웨브 코어를 포함하며, 보는 플랜지 코어를 웨브 코어와 연결하는 누들을 포함하고, 그리고 플랜지 코어, 웨브 코어 및 누들은 내부 면시트와 외부 면시트 사이에 샌드위치된다. 웨브 코어는 플랜지 코어의 밀도보다 작은 밀도를 갖는다.
또 다른 실시예에 따르면, 예비 경화된 전방 복합 보, 예비 경화된 후방 복합 보, 외부 날개 스킨을 포함하는 적어도 하나의 예비 경화된 날개 스킨 패널, 및 예비 경화된 날개 스킨 패널을 전방 및 후방의 예비 경화된 복합 보 각각에 부착하는 접착제 결합 이음부들이 있다. 날개는 예비 경화된 복합 선행 에지 조립체를 더 포함할 수 있고, 이 선행 에지 조립체는 예비 경화된 전방 복합 보를 오버랩하고 이에 접착되는 외부 면시트를 포함한다. 예비 경화된 전방 보와 예비 경화된 후반 보 각각은 내부 보 면시트와 외부 보 면시트를 가진 샌드위치 패널 구조물이다. 날개 스킨 패널은 샌드위치 구조물로서 내부 날개 스킨을 포함한다. 외부 날개 스킨은 외부 보 면시트를 오버랩하고 이에 접착되며, 내부 보 면시트는 내부 날개 스킨을 오버랩하고 이에 접착된다.
다른 실시예에 따르면, 에어포일을 제작하는 방법이 제공된다. 본 방법은 복합 날개 스킨을 조립하고 예비 경화하는 단계, 복합 보를 조립하고 예비 경화하는 단계, 및 복합 날개 스킨을 복합 보에 접착하여 결합함에 따라 복합 날개 스킨을 복합 보에 부착하는 단계를 포함한다. 복합 보를 조립하는 단계는 보 웨브 코어와 보 캡 코어를 내부 복합 보 면시트와 외부 복합 보 면시트 사이에 샌드위치시키는 단계, 및 보 웨브 코어와 보 캡 코어 사이에 누들을 배치함에 따라 보 웨브 코어를 보 캡 코어와 연결하는 단계를 포함한다. 복합 날개 스킨을 조립하는 단계는 날개 스킨 코어를 내부 복합 날개 스킨과 외부 복합 날개 스킨 사이에 샌드위치시킴에 따라 복합 샌드위치를 형성하는 단계, 및 복합 스킨 샌드위치를 경화시키는 단계를 포함하고, 그리고 복합 날개 스킨을 복합 보에 접착시키는 단계는 내부와 외부 날개 스킨 면시트 각각을 복합 보에 접착시키는 단계를 포함한다. 복합 날개 스킨을 복합 보에 부착하는 단계는 이음부를 날개 스킨 코어와 복합 보의 코어 사이에 형성하는 단계, 및 외부 날개 스킨을 이음부 위에 오버랩시키는 단계를 포함한다. 또한, 복합 날개 스킨을 복합 보에 부착하는 단계는 보의 내부 복합 면시트를 이음부 위에 오버랩시키는 단계를 포함한다.
본 명세서의 일 측면에 따르면, 외부 날개 스킨, 내부 날개 스킨 및 내부와 외부 날개 스킨들 사이에 샌드위치된 패널 코어를 포함하는 적어도 하나의 날개 스킨 패널, 보 웨브 및 패널 코어와 대략 나란하고 함께 이음부를 형성하는 보 캡 코어을 가진 보 캡을 포함하는 적어도 하나의 보 및 날개 스킨 패널과 보 사이의 접착제 결합 이음부를 포함하는 에어포일이 제공된다. 바람직하게는, 외부 날개 스킨은 이음부를 오버랩하고 보 캡과 면대면 접촉한다. 바람직하게는, 보는 이음부를 오버랩하는 내부 면시트를 포함한다. 바람직하게는, 외부 날개 스킨과 내부 면시트는 각각 섬유로 보강된 복합 수지이다. 바람직하게는, 보 웨브는 보 웨브 코어를 포함하고, 그리고 보는 보 캡 코어를 보 웨브 코어와 연결하는 누들을 포함한다. 바람직하게는, 누들은 시트 성형 화합물이다. 바람직하게는, 보는 내부 면시트와 외부 면시트를 포함하고, 그리고 보 캡 코어, 보 웨브 코어 및 누들은 내부 면시트와 외부 면시트 사이에 샌드위치된다. 바람직하게는, 보 캡 코어는 실질적으로 고형의 적층체로서 패널 코어에 맞닿고, 그리고 보 웨브는 벌집형 코어를 포함한다. 바람직하게는, 보는 등을 맞대도록 배열되고 각각 반대로 연장형성된 플랜지들을 가져 보 캡을 형성하는 2개의 C자형 부재들을 포함하고, 그리고 외부 스킨은 플랜지들을 오버랩하고 이들과 면대면 접촉한다.
본 명세서의 일 측면에 따르면, 보 웨브와 이 웨브의 일 단부 상의 적어도 하나의 보 플랜지를 가진 적어도 하나의 보, 플랜지와 면대면 접촉하는 외부 날개 스킨, 및 보 플랜지를 외부 날개 스킨에 부착하는 접착 이음부를 포함하되, 플랜지는 외부 날개 스킨 상에 제공되는 모든 하중을 보 웨브로 실질적으로 전달하기에 충분한 밀도를 가진 플랜지 코어를 포함하는 에어포일이 제공된다. 바람직하게는, 보와 외부 스킨은 각각 복합재로서, 보는 플랜지를 웨브와 연결하는 누들을 포함한다. 바람직하게는, 보는 내부 보 면시트, 외부 보 면시트, 내부 보 면시트와 외부 보 면시트 사이에 샌드위치된 웨브 코어를 포함하는데, 이때 플랜지 코어는 내부 보 면시트와 외부 보 면시트 사이에 샌드위치된다. 바람직하게는, 플랜지 코어는 실질적으로 고형의 복합 적층체이고, 웨브 코어는 벌집형이다. 바람직하게는, 보는 각각 대략 C자형 단면을 가진 제1 및 제2 보 부재들을 포함하고, 이러한 보 부재들은 등을 맞대어 서로 결합된다. 바람직하게는, 에어포일은 내부 날개 스킨 및 외부 날개 스킨과 내부 날개 스킨 사이에 샌드위치된 날개 스킨 코어를 더 포함하는데, 이때 플랜지 코어와 날개 스킨 코어는 서로 실질적으로 나란하게 정렬되고 맞닿도록 배열되어 이음부를 형성하고, 외부 날개 스킨은 이 이음부를 오버랩한다. 바람직하게는, 보는 내부 및 외부 면시트들을 포함하고, 웨브는 웨브 코어를 포함하며, 보는 플랜지 코어를 웨브 코어와 연결하는 누들을 포함하고, 그리고 플랜지 코어, 웨브 코어 및 누들은 내부 면시트와 외부 면시트 사이에 샌드위치된다. 바람직하게는, 웨브 코어는 플랜지 코어의 밀도보다 작은 밀도를 갖는다.
본 명세서의 일 측면에 따르면, 예비 경화된 전방 복합 보, 예비 경화된 후방 복합 보, 외부 날개 스킨을 포함하는 적어도 하나의 예비 경화된 날개 스킨 패널, 및 예비 경화된 날개 스킨 패널을 전방 및 후방의 예비 경화된 복합 보 각각에 부착하는 접착제 결합 이음부들을 포함하는 날개가 제공된다. 바람직하게는, 날개는 예비 경화된 복합 선행 에지 조립체를 더 포함하고, 이 선행 에지 조립체는 예비 경화된 전방 복합 보를 오버랩하고 이에 접착되는 외부 면시트를 포함한다. 바람직하게는, 예비 경화된 전방 보와 예비 경화된 후반 보 각각은 내부 보 면시트와 외부 보 면시트를 가진 샌드위치 패널 구조물이고, 날개 스킨 패널은 샌드위치 구조물로서 내부 날개 스킨을 포함하며, 외부 날개 스킨은 외부 보 면시트를 오버랩하고 이에 접착되고, 그리고 내부 보 면시트는 내부 날개 스킨을 오버랩하고 이에 접착된다.
본 명세서의 일 측면에 따르면, 에어포일을 제작하는 방법이 제공되는데, 이 방법은 복합 날개 스킨을 조립하고 예비 경화하는 단계, 복합 보를 조립하고 예비 경화하는 단계, 및 복합 날개 스킨을 복합 보에 접착하여 결합함에 따라 복합 날개 스킨을 복합 보에 부착하는 단계를 포함한다. 바람직하게는, 복합 보를 조립하는 단계는, 보 웨브 코어와 보 캡 코어를 내부 복합 보 면시트와 외부 복합 보 면시트 사이에 샌드위치시키는 단계, 및 보 웨브 코어와 보 캡 코어 사이에 누들을 배치함에 따라 보 웨브 코어를 보 캡 코어와 연결하는 단계를 포함한다. 바람직하게는, 복합 날개 스킨을 조립하는 단계는, 날개 스킨 코어를 내부 복합 날개 스킨과 외부 복합 날개 스킨 사이에 샌드위치시킴에 따라 복합 스킨 샌드위치를 형성하는 단계, 및 복합 스킨 샌드위치를 경화시키는 단계를 포함하고, 그리고 복합 날개 스킨을 복합 보에 접착시키는 단계는 내부와 외부 날개 스킨 면시트 각각을 복합 보에 접착시키는 단계를 포함한다. 바람직하게는, 복합 날개 스킨을 복합 보에 부착하는 단계는, 이음부를 날개 스킨 코어와 복합 보의 코어 사이에 형성하는 단계, 및 외부 날개 스킨을 이음부 위에 오버랩시키는 단계를 포함한다. 바람직하게는, 복합 날개 스킨을 복합 보에 부착하는 단계는 보의 내부 복합 면시트를 이음부 위에 오버랩시키는 단계를 포함한다.
특징들, 기능들, 및 이점들은 본 명세서의 다양한 실시예들에서 독립적으로 달성될 수 있거나 더 상세한 내용들이 다음의 설명과 도면들을 참조하여 알게 될 수 있는 또 다른 실시예들에서 조합될 수 있다.
본 발명에 따른 접착식 복합 에어포일 및 이의 제작 방법에 따르면, 복합 날개 및/또는 제어면 구조물의 접착식 결합과 이와 관련되어 날개 보와 이와 연결되는 구조물 스킨 사이의 이음부들에서 파스너들에 대한 필요성을 감소시키거나 제거할 수 있다. 또한, 날개 구성요소들의 제작을 단순화하고 부차적인 접착 작업에서 접착제 결합 기술들을 사용하여 예비 경화된 복합 날개 스킨들이 예비 경화된 복합 보들에 부착되는 것을 가능케 할 수 있다.
바람직한 실시예들의 특징으로 생각되는 새로운 특성들이 첨부된 청구항들에서 설명된다. 한편, 바람직한 사용 모드, 다른 목적들 및 이점들 뿐만 아니라 바람직한 실시예들은 첨부된 도면들과 함께 읽었을 때 본 명세서의 바람직한 실시예에 대한 다음의 상세한 설명을 참조함에 따라 가장 잘 이해될 것이다:
도 1은 항공기 생산 및 서비스 방법의 순서도이다.
도 2는 항공기의 블록도이다.
도 3은 개시된 실시예들에 따른 합체된 캡들을 구비한 날개 보들에 접착된 날개 스킨 패널들을 가진 날개 박스의 사시 단면도로서, 선행 및 후행 에지 조립체들은 허상으로 나타내져 있다.
도 4는 도 3에서 도 4와 같이 나타내진 방향으로 취해지는 단면도로서, 선행 에지는 전체 라인으로 도시되어 있되 후행 에지는 도시되어 있지 않다.
도 5는 선행 에지 조립체와 예비 경화된 상면 날개 스킨 패널이 예비 경화된 전방 보에 조립되는 방법을 나타내는 단면도이다.
도 6은 도 5에 유사한 도면으로서, 구성요소들이 완전히 조립된 상태에 있는 것을 나타낸다.
도 6a는 도 6에 유사한 도면으로서, 단일의 캡 코어와 단일의 웨브 코어를 가진 보를 이용한 대안 실시예를 나타낸다.
도 6b는 도 6a에 유사한 도면으로서, 웨브 코어가 캡 코어에 직접적으로 부착된 다른 실시예를 나타낸다.
도 7은 조립 공정 동안에 상면 날개 스킨 패널이 후방 보에 설치되는 것을 나타내는 도면이다.
도 8은 도 7에 유사한 도면으로서, 구성요소들이 완전히 조립된 상태에 있는 것을 나타내되, 후행 에지 조립체는 허상으로 나타내져 있다.
도 9는 날개 박스에 부착된 후행 에지 조립체의 구성요소들을 나타내는 사시도이다.
도 10은 접착식 복합 에어포일을 제작하는 방법을 나타내는 순서도이다.
개시된 실시예들은 접착식 복합 에어포일(bonded composite airfoil) 및 이에 대한 제작 방법에 관한 것이다. 실시예들은 다양한 잠재적인 적용분야들, 특히 예를 들어 항공우주, 바다, 자동차의 적용분야들 및 경량의 에어포일과 같은 구조물들이 이용되는 다른 적용분야들을 포함하는 이송 산업에서 사용을 발견할 수 있다. 즉, 이제 도 1 및 2를 참조하면, 본 명세서의 실시예들은 도 1에 도시된 바와 같은 항공기 제작 및 서비스 방법(20)과 도 2에 도시된 바와 같은 항공기(22)의 분야에서 사용될 수 있다. 개시된 실시예들의 항공기 적용부분들은 몇가지 말하자면 예를 들어 기체(38)의 일부를 형성하는 날개(54), 수직 안전판(stabilizer)(58) 및 수평 안전판(60)을 포함할 수 있되 이에 한정되는 것은 아니다. 사전 제작 동안, 예시적인 방법(20)은 항공기(22)의 명세(specification) 및 설계(24)와 재료 조달(procurement)(26)을 포함할 수 있다. 제작 동안, 구성요소 및 하위조립체 제작(28)과 항공기(22)의 시스템 통합(integration)(30)이 일어난다. 이후, 항공기(22)는 서비스(service)(34)에 배치되기 위하여 인증(certification) 및 인도(delivery)(32)를 거칠 수 있다. 고객에 의해 서비스되는 동안, 항공기(22)는 정해놓은 유지 및 보수(maintenance and service)(36)를 받도록 예정되는데, 이것은 수정(modification), 재구성(reconfiguration), 재생(refurbishment) 등을 포함할 수도 있다.
방법(20)의 각각의 공정은 시스템 통합자(integrator), 제3자, 및/또는 운영자(예를 들어, 고객)에 의해 실행되거나 수행될 수 있다. 이러한 설명을 위해, 시스템 통합자는 어떠한 수의 항공기 제작자들 및 주 시스템 하청업자들을 제한없이 포함할 수 있고; 제3자는 어떠한 수의 판매자들, 하청업자들, 및 공급업자들을 제한없이 포함할 수 있으며; 그리고 운영자는 항공사, 리스 회사, 군사 독립체, 서비스 조직 등일 수 있다.
도 2에 도시된 바와 같이, 예시적인 방법(20)에 의해 생산된 항공기(22)는 복수의 시스템들(40)과 내부(42)를 구비한 기체(38)를 포함할 수 있다. 높은 레벨의 시스템들(40)의 예들은 하나 이상의 추진 시스템(44), 전기 시스템(46), 유압 시스템(48), 및 환경 시스템(50)을 포함한다. 어떠한 수의 다른 시스템들이 포함될 수 있다. 기체(38)는 동체(fuselage)(52), 날개들(54), 수직 안전판(58), 수평 안전판들(60) 그리고 선행 및 후행 에지 조립체들(미도시)과 같은 하나 이상의 제어면들(62)을 포함할 수 있다. 각각의 날개(54)는 종종 토크 박스라고도 하는 날개 박스(56)를 포함할 수 있다. 날개들(54), 안전판들(58, 60) 및 제어면들은 스킨들(64)에 의해 덮여진다. 항공기 적용부분들에 관련하여 여기에서 사용되는 바와 같이, 용어 "에어포일"은 날개들(54), 수직 안전판(58), 수평 안전판들(60), 및 제어면들(62)을 포함하는 것으로 의도되되, 이에 한정되는 것은 아니다.
여기에서 구체화된 시스템들과 방법들은 생산 및 서비스 방법(20)의 단계들 중 어떤 하나 이상 동안에 이용될 수 있다. 예를 들어, 제작 공정(28)에 해당하는 구성요소들 또는 하위조립체들은 항공기(22)가 서비스에 있는 동안에 생산된 구성요소들 또는 하위조립체들에 유사한 방식으로 제작되거나 제조될 수 있다. 또한, 하나 이상의 장치 실시예들, 방법 실시예들, 또는 이들을 조합한 것은 제작 단계들(28, 30) 동안에 예를 들어 항공기(22)의 조립을 상당히 촉진시키거나 이의 비용을 감소시킴에 따라 이용될 수 있다. 마찬가지로, 하나 이상의 장치 실시예들, 방법 실시예들, 또는 이들을 조합한 것은 항공기(22)가 서비스에 있는 동안에 예를 들어 유지 및 보수(36)에 이용될 수 있되, 이에 한정되는 것은 아니다.
개시된 실시예들의 원칙들은 다양한 적용들을 위해 다양한 에어포일들의 제작과 관련하여 이용될 수 있다. 예를 들어, 도 3 및 4는 비행기 날개(54)(도 2 참조)의 일부분을 형성하는 접착되고 패널-강화된(stiffened) 복합 날개 박스(56)를 포함하는 에어포일을 도시하고 있다. 선행 에지(70a)를 가진 선행 에지 조립체(70)는 날개 박스(56)의 전방에 부착될 수 있고, 후행 에지(72a)를 가진 후행 에지 조립체(72)는 날개 박스(56)의 후방에 부착될 수 있다.
날개 박스(56)는 적어도 전방 보(spar)(66)와 후방 보(68)를 포함한다. 전방 보(66)는 일반적으로 단면이 I자 형태로 형성되고, 후방 보(68)는 일반적으로 단면이 C자 형태로 형성되되, 다른 단면 형태들도 가능하다. 전방 보(66)는 전방 보 웨브(web)(82)와, 웨브(82)의 반대되는 상단부 및 하단부에 각각 합체된 상부 및 하부 보 캡들(caps)(84, 86)을 포함한다. 마찬가지로, 후방 보(68)는 후방 보 웨브와, 웨브(88)의 반대되는 상단부 및 하단부에 합체된 상부 및 하부 보 캡들(90, 92)을 포함한다. 적용에 따라, 전방 및/또는 후방 보(66, 68)는 "J", "Z" 및 "T" 구조물들과 같은 다른 웨브 구조물들의 형태로 형성될 수 있되, 이에 한정되는 것은 아니다. 아래에서 설명되는 바와 같이, 각각의 보 캡(84, 86, 90, 92)은 날개 박스(56)의 적용 및 특정 구성에 따라 강화된 복합 수지 적층체로 형성될 수 있는 단일 플랜지 또는 이중 플랜지를 포함할 수 있다.
상면 날개 스킨 패널(74)과 하면 날개 스킨 패널(76)은 날개 박스(56)를 덮고 스킨 대 보가 접착되는 코너 이음부들(78)에서 보들(66, 68)에 접착되어, 스킨 패널들(74, 76)과 보들(66, 68) 사이에서 고정 이음부(fastened joint)들에 대한 필요성을 감소시키거나 없앤다. 상부 보 캡들(84, 90)은 일반적으로 상면 날개 스킨 패널(74)과 나란하고 이에 합체되고, 하부 보 캡들(86, 92)은 일반적으로 하면 날개 스킨 패널(76)과 나란하고 이에 합체된다. 도면들에 도시되어 있지는 않지만, 일부 실시예들에서, 날개 박스(56)는 날개 박스(56)의 폭 방향(span-wise direction)으로 이격되고 보들(66, 68) 그리고/또는 상면 및 하면 날개 스킨 패널들(74, 76)에 각각 접착되어 결합되는 리브(rib)들을 선택적으로 포함할 수 있다.
아래에서 더 상세하게 설명되는 바와 같이, 상면 및 하면 날개 스킨 패널들(74, 76)은 각각 보들(66, 68)을 덮고 이들에 접착되는 외부 복합 날개 스킨(146)을 포함하여, 원하는 외부 날개 표면 윤곽을 가질 수 있는, 날개(54)(도 2 참조) 상에 실질적으로 연속적이고 공기역학적인 외면(147)을 형성한다. 상면 및 하면 날개 스킨 패널들(74, 76)은 스트링거(stringer)들(미도시)이 요구되지 않을 수 있고 특정 적용 위해 필요로 하는 리브들(미도시)의 개수가 감소될 수 있도록 날개 박스(56)를 충분히 강화하는 샌드위치 구조로 형성된다. 또한, 날개 스킨 패널들(74, 76)과 보들(66, 68) 모두를 위한 복합 샌드위치 구조의 사용은 부품 수(part count), 복잡성 및 무게를 감소시킬 수 있다.
상면 날개 스킨 패널(74)과 하면 날개 스킨 패널(76)은 예비 경화될(precured) 수 있고 부차적인 접착 작업시 접착식 코너 이음부들(78)에서 예비 경화된 전방 보(66)와 사전 경화된 후방 보(68)에 각각 부착될 수 있다. 날개 스킨 패널들(74, 76)과 보들(66, 68)을 부차적인 접착 작업 전에 오토클레이브(autoclave)에서 별도로 예비 경화하는 것은 생산물 불일치성을 감소시키고, 에어포일의 질을 향상시켜며, 제작 공정들을 단순화시키고 그리고 제작 공정 시간을 단축시킬 수 있다. 각각의 전방 및 후방 보들(66, 66)과 상면 및 하면 날개 스킨 패널들(74, 76)은 이후에 더 상세하게 설명되는 복합 샌드위치 패널 구조로 형성될 수 있다. 상면 및 하면 날개 스킨 패널들(74, 76)은 접착식 코너 이음부들(78)을 형성하는 구조용 접착제 레이어(80)(도 5 및 7 참조)에 의해 전방 및 후방 보들(66, 68)에 각각 접착된다.
접착식 코너 이음부들(78)은 관성 하중 및 공기 하중(air load)을 포함하여 날개 스킨 패널들(74, 76)과 보들(66, 68) 사이에 비교적 아주 적은 하중을 전달할 수 있다. 캡들(84, 86, 90, 92)에서의 보강된 복합 수지 적층체의 사용에 따라, 보 캡들(84, 86, 90, 92)을 대응되는 보 웨브들(82, 88)에 합체한 것은 접착식 코너 이음부들(78)을 통한 하중 전달을 감소시킬 수 있다. 또한, 보 캡들(84, 86, 90, 92)의 중심선들(159)(도 6 및 8 참조)을 날개 스킨 패널들(74, 76)과 실질적으로 정렬시킨 것(alignment)은 외부 날개 스킨(146)으로부터 보 웨브들(82, 88)로의 효율적인 하중 전달을 증진시킬 수 있다.
선행 에지 조립체(70)(도 4 내지 6 참조)는 전방 보(66)에 부착될 수 있고, 후행 에지(72a)를 가진 후행 에지 조립체(72)(도 3, 8 및 9 참조)는 후방 보(68)에 부착될 수 있다. 도 4에 가장 잘 도시된 바와 같이, 선행 에지 조립체(70)는 선행 에지 조립체(70)의 폭 방향으로 연장형성된 스티프너 보(stiffener spar)(106)에 의해 강화되는 복합 적층(laminate) 스킨(104)을 포함할 수 있되, 이에 한정되는 것은 아니다. 여기서, 도면들에 도시된 선행 에지 조립체(70)는 개시된 접착식 날개 박스(56)와 함께 사용될 수 있는 넓은 범위의 선행 에지 구성들 중에서 단지 실례가 되는 것임을 주의해야 한다. 다른 예비의 박스들, 제어면들 또는 구조들(모두 미도시)이 날개 박스(56)에 부착될 수 있다.
이제, 도 5 및 6을 참조하면, 이들은 전방 보(66) 및 접착식 코너 이음부들(78)의 추가적인 상세 부분들을 도시하고 있다. 전방 보(66)는, 각각 단면이 일반적으로 C자 형태로 형성되고 단면이 실질적으로 I자 형태인 보 형태를 형성토록 서로 등을 맞대어 배열되는 제1 및 제2 보 부재들(120, 122)을 대략적으로 포함한다. 각각의 상부 및 하부 전방 보 캡들(84, 86)(도 3 및 4 참조)은 전방과 후방으로 각각 연장형성되는 한 쌍의 플랜지들(124, 126)을 포함하고, 이 플랜지들은 일반적으로 날개 스킨 패널들(74, 76)과 나란하고 이들과 합체된다.
도 5는 접착 작업을 위한 준비로 선행 에지 조립체(70)와 상면 스킨 패널(74)이 전방 보(66) 상에 설치되는 것을 도시하고 있다. 접착용 풀과 같은 적절한 구조용 접착제의 레이어(80)는 보(66), 선행 에지 조립체(70) 및 상면 스킨 패널(74)의 결합 표면들 사이에 발라진다(applied). 도 5에 도시된 실시예에서 접착제 레이어(80)는 전방 보(66)에 발라져 있으나, 한편 다른 실시예들에서는 구조용 접착제 레이어(80)는 이 대신에 선행 에지 조립체(70)와 상면 스킨 패널(74)에 또는 전방 보(66), 선행 에지 조립체(70) 및 상면 스킨 패널(74) 각각에 발라질 수 있다.
아래에서 설명되는 바와 같이, 선행 에지 조립체(70), 상면 날개 스킨 패널(74) 및 전방 보(66)는 모두 서로 조립되고(화살표(156)로 나타내져 있음) 접착적으로 결합되기 전에 완전히 경화될 수 있다. 조립 공정은 전방 보(66)를 적절한 정렬 및 홀딩 고정장치(미도시)에 배치하고 그리고나서 접착제 레이어(80)를 바르며, 이어서 선행 에지 조립체(70)와 상면 날개 스킨 패널(74)을 전방 보(66) 상에 배치함에 따라 수행될 수 있다. 대안이 되는 조립 기술들과 조립 순서들이 가능할 수 있다. 조립 공정에 이어서, 결합 접착제 레이어(80)는 날개 박스(56)를 오토클레이브 안에서 처리함에 따라 열적으로 경화될 수 있다. 오토클레이브 밖 또는 오븐 처리와 같은 다른 경화 기술들이 사용되는 결합 접착제 타입에 따라 가능할 수 있다.
각각의 보 부재(120, 122)는 보 웨브 코어(128)와 보 캡 코어(130)가 각각 내부와 외부의 복합 보 면시트들(facesheets)(132, 134) 사이에 샌드위치되는 샌드위치 패널 구조이다. 각각의 내부 및 외부 보 면시트(132, 134)는, 층들이 성능을 최적화하기 위하여 선택된 복수의 섬유 방향들을 가진 단일 방향의 프리프레그(unidirectional prepreg)로부터 형성되는, 여러 층으로 형성되고 섬유로 보강된 복합 수지와 같은 복합 적층체로 구성될 수 있다. 전방 보 플랜지들(124, 126)의 일부분을 각각 형성하는 보 캡 코어들(130)은 각각 종종 "밀집팩(densepack)"이라고 불리는 고형(solid)으로 형성되고 섬유로 보강된 복합 수지 적층체로 구성될 수 있되, 요구되는 강도와 강성을 나타내는 다른 보 캡 코어 재료들이 가능할 수도 있다. 아래에서 설명되는 바와 같이, 고형으로 형성되고 섬유로 보강된 복합 수지 적층체의 보 플랜지들(124, 126)은 예비 경화되고 그리고나서 전방 보(66)가 경화되기 전 "그린(green)" 상태에서 내부 및 외부 보 면시트들(132, 134)에 함께 접착된다.
보 웨브 코어들(128)은 각각 적절한 재료가 채워지거나 "넣어질(potted)" 수도 있고 또는 그렇지 않을 수도 있는 적절한 경량의 벌집 구조로 구성될 수 있되, 다른 타입들의 경량 코어들이 가능할 수도 있다. 보 웨브 코어들(128)은 보(66)의 전체 무게를 감소시키기 위하여 보 캡 코어들(130)의 밀도보다 작은 밀도를 가질 수 있되, 한편 일부 적용들에서는 보 웨브 코어들(128)은 보 캡 코어들(130)의 밀도와 동일하거나 그보다 큰 밀도를 가질 수 있다. 일반적으로, 보 캡 코어들(130)의 밀도는, 보 캡들(84, 86)이 상당한 하중을 외부 날개 스킨들(146)로부터 보 웨브(82)로 전달할 수 있고, 접착식 코너 이음부들(78)을 통해 전달되는 하중 양(amount loading)을 내부 및 외부 스킨들(144, 146)로부터 접착식 코너 이음부들로 전달되는 전단 하중으로 제한할 수 있도록, 충분히 높다.
보 캡 코어들(130)과 보 웨브 코어들(128)은 다른 재료들로, 예를 들어 각각 적층체와 벌집으로 만들어질 수 있기 때문에, 이러한 2개의 코어들(128, 130) 사이에 공간이 존재할 수 있고, 이때 이 공간은 구조용 접착제, 여러 층의 프리프레그 또는 다른 적절한 충전 재료들의 레이어들로 구성되어 2개의 코어(128, 130)를 서로 연결하고 합체하는 데에 도움이 될 수 있는 누들(noodle)(136)로 채워질 수 있다. 일 실시예에서, 누들(136)은 축방향 강성을 감소시키기 위하여 시트 성형 화합물(sheet molding compound)로 구성될 수 있다. 유사하게, 플랜지들(124, 126)의 인접한 반경(radiused) 코너들(137) 사이에 공간이 존재할 수 있고, 이때 이 공간은 구조용 접착제, 여러 층의 프리프레그, 시트 성형 화합물 또는 다른 적절한 충전재들의 레이어들로 구성될 수 있는 누들(138)이 채워질 수 있다. 내부 보 면시트들(132)은 대응되는 보 캡 코어들(130)을 넘어 외측방향으로 연장형성되어 보 코어들(130)의 하면을 오버랩(overlap)하는 전방 및 후방 보 면시트 립들(lips)(140a, 140b)을 각각 형성한다. 유사하게, 외부 날개 스킨(146) 부분(146a)은 코어들(130)의 상면에 오버랩한다. 외부 날개 스킨(146)과 보 면시트 립들(140a, 140b)에서의 섬유 보강에 따른 코어들(130)의 상면 및 하면 오버랩은 보 캡 코어들(130)을 구조적으로 안정화하는 데에 도움이 된다.
아래에서 더 상세하게 설명되는 바와 같이, 보 부재들(120, 122)은 그린 상태 또는 경화되지 않은 상태에서 누들(136)을 따라 등을 맞대도록 조립되고 그리고나서 완전히 경화되어 상면 및 하면 날개 스킨 패널들(74, 76)에 접착되기 전에 완전히 조립된 예비 경화된 전방 보(66)를 형성한다. 각각의 상면 및 하면 날개 스킨 패널(74, 76)은 내부 및 외부 복합 날개 스킨들(144, 146) 사이에 샌드위치된 스킨 코어(142)를 포함한다. 각각의 내부 및 외부 복합 날개 스킨(144, 146)은, 층들이 성능을 최적화하기 위하여 선택된 복수의 섬유 방향들을 가진 단일 방향의 프리프레그로 형성된, 여러 층으로 형성되고 섬유로 보강된 복합 수지와 같은 복합 적층체로 구성될 수 있다. 날개 스킨 코어(142)는 벌집 구조로 구성될 수 있고 원하는 날개 윤곽을 가진 외면(147)을 형성토록 외부 복합 날개 스킨(146)을 따라서 외형이 형성될 수 있다. 외부 날개 스킨(146) 부분(146a)은 날개 스킨 코어(142)를 넘어 연장형성되어 전방 보 캡(84)의 전체 길이를 실질적으로 오버랩하고 덮는다. 외부 날개 스킨의 선행 에지는 도면부호 154에서 점점 가늘어진다. 외부 날개 스킨 부분(146a)은 외부 보 면시트들(134)과 누들(138)에 접착적으로 결합된다. 상기한 바와 같이, 벌집 코어(142)를 사용하는 날개 스킨 패널들(74, 76)의 샌드위치 구조는 스트링거들(미도시)과 같은 스킨 스티프너들 또는 보강재들이 필요하지 않을 수 있거나 주어진 적용을 위해 요구되는 스티프너들의 개수가 상당히 감소되도록 충분한 강도와 강성을 가진 날개 스킨을 형성케 할 수 있다.
보 부재(122)의 보 캡 코어(130)는 인접한 날개 스킨 패널 코어(142)와 나란히 정렬되고 맞닿아 있어, 외부 날개 스킨(146)에 의해 상면 상에서 그리고 내부 면시트들(132) 중 하나의 후방으로 연장형성된 립(140)에 의해 하면 상에서 오버랩되는 이음부(148)(도 6 참조)를 보 캡(84)과 날개 스킨 패널(74) 사이에서 형성한다. 도 6에 도시된 이음부(148)는 맞대기 이음부이지만, 예를 들어 스카프(scarf) 이음부, 겹치기(lap) 이음부 또는 계단식(step) 겹치기 이음부와 같은 다른 타입들의 이음부 구성들이 가능한 것으로, 이에 한정되는 것은 아니다. 외부 보 면시트들(134)은 외부 날개 스킨(146)과 면대면(face-to-face) 접촉하고 있고, 내부 보 면시트들(132)은 내부 날개 스킨(144)와 면대면 접촉하고 있다. 전방 보 면시트 립(140a)은 선행 에지 조립체(70)의 내부 면시트(150)에 오버랩되고 이에 접착적으로 결합되며, 후방 보 내부 면시트 립(140b)은 날개 스킨 패널(74)의 내부 스킨(144)에 접착적으로 결합된다. 선행 에지 조립체(70)의 외부 면시트(152)는 도면부호 155에서 점점 가늘어지도록 형성되어, 외부 날개 스킨(146)의 테이퍼부(taper)(154)에 실질적으로 일치되고 오버랩되며 도면부호 157에서 테이퍼진 겹치기 이음부를 함께 형성한다. 외부 선행 에지 면시트(152)는 겹치기 이음부(157)를 따라 외부 날개 스킨(146)에 접착되어 결합될 수 있다. 하면 날개 스킨 패널(76)(도 3 및 4 참조)의 전방 보(66)에의 접착식 부착은 상기에서 설명된 상면 날개 스킨 패널(74)의 전방 보(66)에의 부착과 상세한 부분에서 실질적으로 동일할 수 있다.
도 6a는 면시트들(132) 사이에 샌드위치된 단일의 보 웨브 코어(128) 및 단일의 보 캡 코어(130)를 가진 전방 보(66)의 대안 실시예를 도시하고 있다. 이러한 실시예에서, 보 캡 코어(130)는 날개 스킨 패널(74)의 오버랩하고 있는 외부 면시트(146)에 직접적으로 부착된다. 따라서, 도 6에 도시된 실시예의 외부 면시트(134)에 대한 필요성이 제거된다. 누들(136)은 보 캡 코어(130)를 보 웨브 코어(128)에 연결하는 데에 도움이 되도록 사용될 수 있다.
도 6b는 도 6a에 도시된 실시예와 유사하되 보 웨브 코어(128)를 보 캡 코어(130)와 연결하기 위해 누들(136)을 사용하지 않은 전방 보(66)의 다른 실시예를 도시하고 있다. 오히려, 이 실시예에서는, 보 캡 코어(130)는 실질적으로 보 웨브 코어(128)의 전체 폭(W)에 걸쳐서 보 웨브 코어(128)에 직접적으로 부착된다.
이제, 후방 보(68)의 추가적인 상세 부분들을 도시하고 있는 도 3, 7 및 8을 살펴본다. 도 7은 상면 날개 스킨 패널(74)이 후방 보(68) 상에 조립되는 것(도면부호 182로 표시됨)을 도시하고 있다. 조립 공정을 위한 준비에서, 후행 에지 이중재(doubler)(174)가 외부 날개 스킨(146)의 후방으로 연장형성된 립(176)에 접착되고, 이에 이어서 결합 접착제 레이어(80)가 상면 스킨 패널(74) 및/또는 후방 보(68)의 결합 표면들 중 하나 또는 모두에 발라질 수 있다. 결합 접착제 레이어(80)가 결합 표면들에 발라졌다면, 후행 에지 이중재(174)를 포함하여 상면 날개 스킨 패널(74)이 후방 보(68) 상에 놓일 수 있다(도면부호 182로 표시됨). 이러한 조립 단계들 다음에, 접착제 레이어(80)는 날개 박스(56)를 고온의 오븐 안에 배치시킴에 따라 열적으로 경화될 수 있다. 다른 경화 공정들도 가능하다. 여기서, 상면 날개 스킨 패널(74)을 후방 보(68) 상에 배치하기 전에 후행 에지 이중재(174)를 외부 보 면시트(164)에 직접 접착할 수 있다는 것을 주의해야 한다.
이제, 도 8을 구체적으로 참조하면, 후방 보(68)의 상부 및 하부 캡들(90, 92)은 각각 전방으로 연장형성된 단일의 플랜지들(100, 102)을 포함하는 것으로, 웨브(88)와 일체형으로 형성된다. 후방 보(68)는 샌드위치 패널 구조로서, 전방 보(66)와 대체적으로 유사하며, 내부 및 외부 보 면시트들(162, 164) 사이에 샌드위치된 보 웨브 코어(158)와 보 캡 코어(160)을 포함한다. 각각의 내부 및 외부 보 면시트(162, 164)는, 층들이 성능을 최적화하기 위하여 선택된 복수의 섬유 방향들을 가진 단일 방향의 프리프레그에 의해 형성되는, 여러 층으로 형성되고 섬유로 보강된 복합 수지와 같은 복합 적층체로 구성될 수 있다.
보 웨브 코어(158)는 이전에 설명된 전방 보의 웨브 코어(128)와 유사하게 벌집으로 형성될 수 있다. 후방 보(68) 상에 플랜지(100)를 형성하는 보 캡 코어(160)는, 앞서 설명된 보 캡 코어(130)와 유사하게, 내부 및 외부 보 면시트들(162, 164) 사이의 보 웨브 코어(158)와 합체되는 고형의 적층 밀집팩 구조일 수 있다.
보 웨브 코어(158)는 후방 보(68)의 전체 무게를 감소시키기 위하여 보 캡 코어(160)의 밀도에 비해 상대적으로 낮은 밀도를 가질 수 있되, 한편 일부 실시예들에서는 보 웨브 코어(158)는 보 캡 코어(160)의 밀도와 동일하거나 이보다 큰 밀도를 가질 수 있다. 일반적으로, 보 캡 코어(160)의 밀도는, 보 캡들(90, 92)이 외부 날개 스킨들(146)로부터 보 웨브(82)로 상당한 하중을 전달할 수 있고 접착식 코너 이음부(78)를 통해 전달되도록 요구되는 하중을 감소시킬 수 있도록, 충분히 높다. 사실, 여기에 개시되어 있는 전방 및 후방 보들(66, 68)의 구성은 코너 이음부(78)에서 부차적인 접착부들을 통하여 보를 부수는 하중들을 전달하는 것을 상당히 감소시키거나 거의 제거하는 것으로, 단지 비교적 작은 하중들만이 코너 이음부(78)에서 부차적인 접착부들을 통하여 전달된다. 후방 보 캡 코어(160)와 후방 보 웨브 코어(158)는 다른 재료들로, 예를 들어 적층체와 벌집으로 각각 만들어질 수 있기 때문에, 이러한 2개의 코어들(160, 158) 사이에 공간이 존재할 수 있고, 이때 이 공간은 보 캡 코어(160)를 보 웨브 코어(158)와 합체하는 데에 도움이 되는 구조용 접착제, 여러 층의 프리프레그 또는 다른 적절한 충전 재료들의 레이어들을 포함할 수 있는 누들(168)로 채워질 수 있다.
후방 보(68)의 보 캡 코어(160)는 인접한 날개 스킨 패널 코어(142)와 나란히 정렬되고 맞닿아 있어, 외부 날개 스킨(146)에 의해 상면 상에서 그리고 내부 보 면시트(162)의 연장부를 형성하는 전방으로 연장형성된 립(166)에 의해 하면 상에서 오버랩되는 이음부(143)(도 7 참조)를 보 캡 코어(160)와 날개 스킨 패널 코어(142) 사이에서 형성한다. 외부 보 면시트(164)는 후행 에지 이중재(174)와 면대면 접촉하고 있고, 내부 보 면시트(162)는 내부 날개 스킨(144)과 면대면 접촉하고 있다. 립(166)은 내부 날개 스킨 면시트(144)에 접착되어 결합된다. 보 캡 코어(160)는 도면부호 170에서 약간 테이퍼지게 형성되어 보 캡 코어(160)와 복합 후행 에지 이중재(174)의 오버랩하는 테이퍼진 단부(173) 사이에 스카프 이음부(172)를 형성할 수 있다. 외부 스킨(146)의 후방으로 연장형성된 립(176)은 후행 보(68)의 전체 영역을 실질적으로 덮는다. 립(176)은 후행 에지 이중재(174)에 겹쳐지면서 접착되어 스카프 이음부(172)에 겹쳐지는 겹치기 이음부(175)(도 8 참조)를 형성한다. 외부 날개 스킨(146)과 내부 보 면시트(162)에서의 섬유 보강에 따른 캡 코어(160)의 상면 및 하면 오버랩은 보 캡 코어(160)를 구조적으로 안정화하는 데에 도움이 된다.
도 8에 도시된 바와 같이, 후행 에지 이중재(174)는 후행 보(68)를 넘어 후방으로 연장형성되고, 도 3에 도시된 후행 에지 조립체(72)의 일부분을 형성하고 조립체를 내적으로 강화하는 리브들(184)에 겹쳐진다. 도면에 도시되어 있지는 않지만, 후행 에지 이중재(174)와, 리브들(184)과, 후행 보(68) 사이에 존재할 수 있는 공간(181)에 적절한 충전재가 배치될 수 있다. 리브들(184)은 후방 보(68)에 볼트결합되거나 다른 방법으로 고정될 수 있다. 후행 에지 조립체(72)(도 3 참조)는 리브들(184)에 겹쳐지고 후행 에지 조립체(72)의 후행 에지(72a)로 연장형성될 수 있는 면시트(178)(허상으로 나타내져 있음)를 포함한다. 면시트(178)는 도면부호 180에서 외부 스킨(146)에 맞닿아 있고 외부 스킨(146)과 실질적으로 동일 평면으로 형성되어, 공기역학적인 외면(147)의 후방 연장부를 형성한다. 도 8은 단지 후방 보(68)의 상면이 상면 날개 스킨 패널(74)에 부착되는 것을 도시하고 있지만, 후방 보(68)의 하면이 하면 날개 스킨 패널(76)(도 3 및 4 참조)에 부착되는 것도 상세한 부분에서 유사할 수 있다.
도 9는 후행 보(68)에 볼트결합되거나 다른 방법으로 부착될 수 있는 후행 에지 조립체(72)(도 3 참조)의 일 예에 대한 전형적인 내부 구성요소들을 도시하고 있다. 후행 에지 조립체(72)는, 패널들(188)에 의해 덮여진 빔들(beams)(185, 186)을 따라, 후행 보(spar)(68)에 고정되는, 도 7과 관련하여 앞서 설명된 복수의 이격된 리브들(184)을 포함할 수 있다. 면시트들(178)은 패널들(188)을 덮는다.
이제, 상기에서 설명된 날개 박스(56)와 같은 접착식 복합 에어포일을 제작하는 방법의 단계들을 광범위하게 도시하고 있는 도 10을 살펴본다. 제작 방법은 도면부호 190과 192로 각각 넓게 표시된 바와 같이 전방 보(66)와 후방 보(68)의 구성요소들을 제작하는 단계, 조립하는 단계 및 예비 경화하는 단계로 시작한다. 도면부호 190에서 전방 보(66)를 제작하는 공정은 전방 보(66)의 2개의 보 부재들(120, 122)의 구성요소들이 적절한 제1 및 제2 레이업 맨드릴(layup mandrel)(미도시) 위에 각각 놓이는 단계(194)에서 시작한다. 이러한 레이업 공정은, 각각의 보 부재(120, 122)에 대해 , 내부 보 면시트(132)를 배치하고, 내부 보 면시트(132) 상에 예비 경화된 보 웨브 코어(128), 예비 경화된 보 캡 코어(130) 및 누들(136)을 배치하며, 이어서 외부 보 면시트(134)를 레이업하는 단계를 포함한다.
상기에서 언급된 바와 같이, 보 웨브 코어(128)와 보 캡 코어(130) 사이에 배치되는 누들(136)은 빈 공간을 채워 2개의 코어(128, 130)를 서로 그리고 내부 보 면시트(132)에 연결하는 데에 도움이 된다. 다음, 도면부호 196에서, 보 부재들(120, 122)은 2개의 등을 맞대는 "C자형들"로 함께 조립되어, "I자형"을 함께 형성한다. 또한, 누들(138)이 설치되어 2개의 보 부재들(120, 122)을 연결하는 데에 도움이 되고 외부 날개 스킨(146)과 면시트들(134)이 접착될 수 있는 추가 표면 영역을 제공한다. 다음, 도면부호 198에서, 레이업된 전방 보(66)의 구성요소들이 경화된다. 레이업된 전방 보의 경화는 오토클레이브(미도시)에서 수행될 수 있다.
후방 보(68)는 도면부호 192에서 후방 보 내부 면시트(162)가 적절한 레이업 맨드릴(미도시) 위에 놓이는 단계(200)에서 시작하는 공정에 따라 제작된다. 다음, 도면부호 202에서, 후방 보 웨브 코어(158), 예비 경화된 밀집팩 (복합 적층체) 보 캡 코어(160) 및 누들(168)이 내부 보 면시트(162) 위에 배치된다. 누들(168)은 보 웹브 코어(158)와 보 캡 코어(160) 사이에 배치되어 2개의 코어들(158, 160) 사이의 공간을 채우고 이들을 서로 그리고 후방 보 내부 면시트(162)에 연결하는 데에 도움이 된다. 보 캡 코어(160)는 도면부호 170(도 8 참조)에서 테이퍼지게 형성되어 후행 에지 이중재(174)의 테이퍼진 단부(173)와 실질적으로 일치할 수 있다. 마지막으로, 도면부호 204에서, 외부 보 면시트(164)가 배치되고, 이에 이어서 레이업된 후방 보(68)의 구성요소들이 "C자" 형태로 형성되도록 경화된다. 레이업된 후방 보의 경화는 오토클레이브(미도시)에서 수행될 수 있다.
도면부호 206 단계에서, 완전히 제작되고 예비 경화된 전방 및 후방 보들(66, 68)은 적절한 조립체 고정장치(미도시)에 위치되고 지지된다. 도면부호 208에서, 상면 및 하면 날개 스킨 패널들(74, 76)이 각각 배치되고 경화된다. 날개 스킨 패널들(74, 76)은 적층되게 될 것이므로, 보들(66, 68)에 겹쳐질 날개 스킨 패널(74)의 외부 스킨(146) 부분(146a)은 테이퍼지게 형성된다(도면부호 154로 표시됨)(도 5 및 6 참조). 이와 같이 테이퍼지게 형성하는 것은 예를 들어 외부 날개 스킨(146)이 배치될 때에 층을 얇게 하는 장치(ply drop-offs)를 사용하여 달성될 수 있되, 이에 한정되는 것은 아니다. 또한, 도면부호 208 단계 동안, 후행 에지 이중재(174)는 날개 스킨 패널들(74, 76)의 외부 스킨의 립(176)에 접착식으로 결합되어, 도 7에 도시된 겹치기 이음부(175)를 형성할 수 있다. 또는, 후행 에지 이중재(174)는 날개 스킨 패널들(74, 76)이 아래에서 설명되는 도면부호 212 단계에서 전방 및 후방 보(66, 68)에 설치되기 전에 보 캡(90)에 접착될 수 있다. 다음 도면부호 210에서, 결합 접착제 레이어(80)가 전방 및 후방 보들(66, 68)에 그리고/또는 상면 및 하면 날개 스킨 패널들(74, 76)에 각각 도포된다.
도면부호 212에서, 예비 경화된 상면 및 하면 날개 스킨 패널들(74, 76)은 예비 경화된 전방 및 후방 보들(66, 68)에 설치되고, 이때 보들은 조립체 고정장치에 홀딩되어 있다. 도면부호 212 단계에서의 조립 공정 동안, 날개 스킨 패널 코어들(142)은 캡 코어들(130, 160)과 나란하게 정렬되어 맞닿도록 되어지고 외부 날개 스킨들(146)은 전방 보 캡들(84, 86) 및 후방 보 캡들(90, 92)과 면대면 접촉하도록 되어진다. 사실상, 전방 보 캡들(84, 86)이 내부 보 면시트들(132)과 외부 스킨(146) 사이에 샌드위치되고 후방 보 캡들(90, 92)이 내부 보 면시트들(162)과 외부 스킨(146) 사이에 샌드위치됨에 따라, 보 캡들(84, 86, 90, 92)은 날개 스킨 패널들(74, 76) 안쪽에서 합체된다.
선행 및 후행 에지 조립체들(70, 72)은 도면부호 214에서 레이업되고, 경화되며 그리고 조립된다. 도면부호 214 단계에서의 레이업 공정은 날개 스킨 패널들(74, 76)의 외부 스킨(146)의 테이퍼부(154)에 일치하도록 선행 에지 조립체(70)의 외부 면시트(152)를 테이퍼지게 형성하는 것(도면부호 155로 표시됨)(도 5 및 6 참조)을 포함할 수 있다. 또한, 도면부호 214 단계는 후행 보 캡 코어(160)의 테이퍼부(179)에 실질적으로 일치하도록 후행 에지 이중재(174)(도 7 참조)의 외측 단부(174)를 테이퍼지게 형성하는 것을 포함할 수 있다. 도면부호 216에서, 조립된 선행 및 후행 에지 조립체들(70, 72)은 조립된 날개 박스(56)에 설치되고, 접착제 레이어는 날개 박스(56)와 선행 및 후행 에지 조립체들(70, 72) 사이의 대응되는 표면들 사이에 발라진다. 도면부호 216 단계에서의 조립 공정 동안, 테이퍼지게 형성된 겹치기 이음부(157)는 선행 에지 조립체(70)의 외부 면시트(152)의 테이퍼진 에지(155)와 날개 스킨 패널(74)의 외부 스킨(146)의 테이퍼진 선행 에지(154) 사이에 형성된다.
마지막으로, 도면부호 218에서, 예비 경화된 날개 스킨 패널들(74, 76), 선행 및 후행 에지 조립체들(70, 72) 그리고 전방 및 후방 보들(66, 68)은 접착제 레이어들을 경화시킴에 따라 서로 접착된다. 접착제 레이어들을 경화시키는 것은 예를 들어 오븐에서의 열 경화 처리에 의해 수행될 수 있다. 도 10에 도시되어 있지는 않지만, 대안 실시예에서, 선행 및 후행 에지 조립체들(70, 72)은 별도의 조립 및 접착 작업에서 완성된 날개 박스(56)에 접착될 수 있다. 예를 들어, 날개 스킨 패널들(74, 76)과 전방 및 후방 보들(66, 68)은 함께 조립되고 접착되며 그리고나서 경화되어 실질적으로 완성된 날개 박스(56)를 형성할 수 있고, 이에 이어서 조립된 선행 및 후행 에지 조립체들(70, 72)이 날개 박스(56)에 접착될 수 있다. 또 다른 실시예들에서는, 날개 스킨 패널들(74, 76)과 선행 및 후행 에지 조립체들(70, 72)의 외부 스킨들(146) 사이의 이음부들의 구성에 따라, 선행 및 후행 에지 조립체들(70, 72)을 전방 및 후방 보들(66, 68)에 조립하고 부착하며, 이에 이어서 상면 및 하면 날개 스킨 패널들(74, 76)이 예비 경화된 전방 및 후방 보들(66, 68)에 설치되고 그리고나서 이들에 접착될 수 있는 것이 가능할 수 있다.
여러 바람직한 실시예들의 상세한 설명은 도해 및 묘사를 위해 제공된 것으로, 완전하다거나 실시예들을 개시된 형태로 제한하는 것으로 의도되는 것은 아니다. 많은 수정례들과 변형례들이 당해 기술분야에서 통상의 기술을 가진 자들에게 명백할 것이다. 또한, 여러 바람직한 실시예들은 그 밖의 바람직한 실시예들과 비교시 다른 이점들을 제공할 수 있다. 선정된 실시예(들)은 실시예들의 원리들과 실제 적용을 가장 잘 설명하기 위하여 그리고 당해 기술분야에서의 통상의 기술을 가진 자들이 고려된 특정 사용에 적합한 다양한 변형례들을 가진 다양한 실시예들에 대한 본 명세서를 이해하는 것을 가능케 하기 위하여 선택되고 설명된 것이다.
56 ... 날개 박스 66, 68 ... 전방 및 후방 보
70, 72 ... 에지 조립체 74, 76 ... 날개 스킨 패널
78 ... 이음부 80 ... 접착제 레이어
82, 88 ... 보 웨브 84, 86, 90, 92 ... 보 캡
128 ... 보 웨브 코어 130 ... 보 캡 코어
132, 134, 150 ... 면시트 142 ... 스킨 코어
144, 146 ... 스킨

Claims (14)

  1. 외부 날개 스킨(146), 내부 날개 스킨(144) 및 내부와 외부 날개 스킨들 사이에 샌드위치된 패널 코어(142)를 포함하는 적어도 하나의 날개 스킨 패널(74);
    보 웨브(82) 및 패널 코어(142)와 대체적으로 나란하고 함께 이음부(78)를 형성하는 보 캡 코어(130)을 가진 보 캡(84, 86)을 포함하는 적어도 하나의 보(66); 및
    날개 스킨 패널과 보 사이에서의 접착제 결합 이음부를 포함하는 에어포일.
  2. 제1항에 있어서, 외부 날개 스킨(146)은 이음부(78)를 오버랩하고 보 캡(84, 86)과 면대면 접촉하는 에어포일.
  3. 제1항 또는 제2항에 있어서, 보(66)는 이음부(78)를 오버랩하는 내부 면시트를 포함하는 에어포일.
  4. 제3항에 있어서, 외부 날개 스킨(146)과 내부 면시트는 각각 섬유로 보강된 복합 수지인 에어포일.
  5. 제1항에 있어서,
    보 웨브(82)는 보 웨브 코어(128)를 포함하고, 그리고
    보(66)는 보 캡 코어를 보 웨브 코어(128)와 연결하는 누들(136)을 포함하는 에어포일.
  6. 제5항에 있어서, 누들(136)은 시트 성형 화합물인 에어포일.
  7. 제6항에 있어서,
    보(66)는 내부 면시트(132)와 외부 면시트(134)를 포함하고, 그리고
    보 캡 코어(130), 보 웨브 코어(128) 및 누들(136)은 내부와 외부 면시트들 사이에 샌드위치되는 에어포일.
  8. 제1항, 제2항 및 제5항 중 어느 한 항에 있어서,
    보 캡 코어(130)는 실질적으로 고형의 적층체로서 패널 코어(142)에 맞닿고, 그리고
    보 웨브(82)는 벌집형 코어를 포함하는 에어포일.
  9. 제1항, 제2항, 제5항 및 제8항 중 어느 한 항에 있어서,
    보는 등을 맞대도록 배열되고 각각 반대로 연장형성된 플랜지들(124, 126)을 가져 보 캡(84)을 형성하는 2개의 C자형 부재들을 포함하고, 그리고
    외부 스킨(146)은 플랜지들을 오버랩하고 이들과 면대면 접촉하는 에어포일.
  10. 복합 날개 스킨을 조립하고 예비 경화시키는 단계;
    복합 보를 조립하고 예비 경화시키는 단계; 및
    복합 날개 스킨을 복합 보에 접착하여 결합함에 따라 복합 날개 스킨을 복합 보에 부착하는 단계를 포함하는 에어포일을 제작하는 방법.
  11. 제10항에 있어서, 복합 보를 조립하는 단계는
    보 웨브 코어와 보 캡 코어를 내부와 외부 복합 보 면시트들 사이에 샌드위치시키는 단계, 및
    보 웨브 코어와 보 캡 코어 사이에 누들을 배치함에 따라 보 웨브 코어를 보 캡 코어와 연결시키는 단계를 포함하는 에어포일을 제작하는 방법.
  12. 제10항에 있어서,
    복합 날개 스킨을 조립하는 단계는 날개 스킨 코어를 내부와 외부 복합 날개 스킨들 사이에 샌드위치시킴에 따라 복합 스킨 샌드위치를 형성하는 단계와, 복합 스킨 샌드위치를 경화시키는 단계를 포함하고, 그리고
    복합 날개 스킨을 복합 보에 접착시키는 단계는 내부와 외부 날개 스킨 면시트 각각을 복합 보에 접착시키는 단계를 포함하는 에어포일을 제작하는 방법.
  13. 제12항에 있어서, 복합 날개 스킨을 복합 보에 부착하는 단계는
    이음부(148)를 날개 스킨 코어(142)와 복합 보의 코어(130) 사이에 형성하는 단계, 및
    외부 날개 스킨(146)을 이음부 위에 오버랩시키는 단계를 포함하는 에어포일을 제작하는 방법.
  14. 제13항에 있어서, 복합 날개 스킨을 복합 보에 부착하는 단계는
    보의 내부 복합 면시트(132)를 이음부 위에 오버랩시키는 단계를 포함하는 에어포일을 제작하는 방법.
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