KR20180022609A

KR20180022609A - 날개 및 제조 방법

Info

Publication number: KR20180022609A
Application number: KR1020170106723A
Authority: KR
Inventors: 제프리 에이. 윌커슨
Original assignee: 더 보잉 컴파니
Priority date: 2016-08-24
Filing date: 2017-08-23
Publication date: 2018-03-06
Also published as: JP2018076049A; JP6971080B2; AU2017204875A1; EP3287362A1; CA2975178C; CA2975178A1; CN108082445B; US20180057142A1; CN108082445A; AU2017204875B2; BR102017018085B1; US10960967B2; BR102017018085A2; KR102412502B1; US10179640B2; ES2892754T3; EP3287362B1; US20190106195A1

Abstract

날개는 상호연결되는 날개보들을 포함하는 날개 박스, 날개 박스 내에 설치된 내측 시스템, 날개 박스에 체결되며 날개 박스를 덮는 대향하는 한 쌍의 스킨들 ―스킨들 중 하나는 날개를 마무리지음―, 및 스킨들을 날개보들에 체결시키며, 전자기 효과들로부터의 보호를 제공하도록 구성된 복수의 체결 시스템들을 포함하며, 체결 시스템들의 각각의 체결 시스템은 스레디드 패스너, 본체 및 커버를 포함하는 너트 플레이트, 및 본체와 커버 사이에서 너트 플레이트 내에 봉입된 너트를 포함하며, 너트는 너트 플레이트 내에서 너트 플레이트 축을 중심으로 하는 회전이 제약되며, 너트 플레이트 내에서 너트 플레이트 축에 직교하여 선형으로 자유롭게 움직인다.

Description

날개 및 제조 방법{WING AND METHOD OF MANUFACTURING}

본 개시내용은 일반적으로 항공기용 날개(wing)들에 관련되며, 더욱 구체적으로는, 전자기 효과 준수 항공기 날개들 및 그 제조 방법들에 관련된다.

복합 구조들은, 이 복합 구조들의 높은 강도-대-중량비들, 내부식성 및 다른 바람직한 특성들에 기인하여, 비행기들, 우주선, 회전익 항공기 그리고 다른 비히클들 및 구조들의 제조에서 사용되는 것을 비롯하여, 매우 다양한 애플리케이션들에서 사용된다. 항공우주 산업에서, 복합 구조들은, 이 복합 구조들의 더 나은 특정 강도 및 강성도에 기인하여, 예컨대 날개들, 꼬리 섹션들, 동체 및 다른 컴포넌트들을 형성하기 위해 사용되는 양들이 증가하고 있으며, 이는 중량 절감들로 해석되고, 이는 연료 절감들 및 더 낮은 운영 비용들로 해석된다.

예로서, 복합 항공기 날개들은 내부 프레임에 기계적으로 부착되거나 또는 접합되는, 대개 "스킨들"로 지칭되는 상부 및 하부 외부 복합 날개 스킨 패널들을 활용할 수 있다. 내부 프레임은 통상적으로, 스킨들의 강도 및 안정성을 개선시키기 위해 날개보(spar)들, 리브들 및/또는 스트링거들과 같은 강화 구조들을 포함할 수 있다. 스킨들은 날개보들에 부착될 수 있으며, 날개보들은 구조적 무결성을 날개들에 제공한다. 부가하여, 많은 항공기 날개들은 연료 탱크들로서 사용될 수 있으며(예컨대, 연료 탱크가 날개 내부에 규정됨), 이 연료 탱크들은 전방 날개보와 후방 날개보 사이에 포함될 수 있다.

그러나, 항공기에서의 복합 구조들은 벼락들에 의해 생성되는 극도의 전류들 및 전자기력들을 용이하게 전도하지 않는다. 그러므로, 복합 구조들, 이를테면 복합 날개들을 갖는 항공기는 벼락들로부터의 전자기 효과(EME;electromagnetic effect)들에 대한 보호부를 갖출 수 있다. 예컨대, 밑에 있는 금속 구조들 및/또는 패스너 시스템들로부터 번개 전류를 소멸시키기 위해, 전도성 미디어가 표면 상에 제공될 수 있다. 부가하여, 패스너 부품들(예컨대, 투-피스 패스너들) 사이의 갭들, 그리고 패스너 부품들과 구조적 부재들 사이의 갭들은 EME 보호를 제공하는 유전체 실란트로 채워질 수 있다. 심지어 일부 전류가 우회되지 않더라도, 실란트는 갭들 양단에서의 아크방전 및 스파킹을 방지한다.

그러나, 복합 날개들에 대한 현재 EME 보호 아키텍처들은 복잡하고 값비싸다. 예로서, 투-피스 패스너들을 설치하고 실란트를 도포하는 공정들은 값비싼 제조 노동을 요구하며, 한정된 공간들에서 수행된다. 예컨대, 날개를 제조하는 공정은 통상적으로, 날개보들 및 스킨들을 매치 드릴링하는 것, 표면 마무리 처리를 위한, 날개보들로부터 스킨들의 제거, 그리고 날개를 마무리짓기(close out) 위한, 날개보들에 대한 스킨들의 재정렬을 수반한다. 패스너 부품들의 설치, 다른 내측 시스템들의 설치, 그리고 실란트의 주입을 위한, 현재 마무리된 날개로의 액세스는 하부 외부 스킨에 형성된 액세스 홀들을 통해 획득되며, 이는 비효율적이고, 노동자에게 잠재적으로 위험하다. 게다가, 실란트는 항공기에 중량을 추가한다. 단일 패스너 시스템에 추가되는 중량이 사소한 것처럼 보일 수 있지만, 단일 항공기의 수만 개의 패스너들에 실란트를 도포하는 것은 수백 파운드를 추가할 수 있다.

그에 따라서, 당업자들은 항공기 날개들, 그리고 특히, EME 준수 날개들의 분야에서 연구 및 개발 노력들을 계속한다.

일 실시예에서, 개시된 날개는 상호연결되는 날개보들을 포함하는 날개 박스, 날개 박스 내에 설치된 내측 시스템, 그리고 날개 박스에 체결되며 날개 박스를 덮는(covering) 대향하는 한 쌍의 스킨들을 포함하며, 스킨들 중 하나는 날개를 마무리짓는다.

다른 실시예에서, 개시된 날개는 상호연결되는 날개보들 또는 상호연결되는 날개보들 및 리브들을 포함하는 날개 박스, 날개 박스 내에 설치된 내측 시스템, 날개 박스에 체결되며 날개 박스를 덮는 대향하는 한 쌍의 스킨들 ―스킨들 중 하나는 날개를 마무리지음―, 및 스킨들을 날개보들에 체결시키며, 전자기 효과들로부터의 보호를 제공하도록 구성된 복수의 체결 시스템들을 포함하며, 체결 시스템들의 각각의 체결 시스템은 스레디드 패스너(threaded fastener), 본체 및 커버를 포함하는 너트 플레이트, 및 본체와 커버 사이에서 너트 플레이트 내에 봉입된 너트를 포함하며, 너트는 너트 플레이트 내에서 너트 플레이트 축을 중심으로 하는 회전이 제약되며, 너트 플레이트 내에서 너트 플레이트 축에 직교하여 선형으로 자유롭게 움직인다.

다른 실시예에서, 스킨을 날개의 날개보에 체결시키기 위한 개시된 체결 시스템은, 스킨 패스너 홀을 통해 스킨에 수용되도록 구성된 스레디드 패스너, 일반적으로 스킨 패스너 홀과 정렬된 날개보의 날개보 패스너 홀 내에 커플링되도록 구성된 너트 플레이트 ―너트 플레이트는 본체 및 커버를 포함함―, 및 본체와 커버 사이에서 너트 플레이트 내에 봉입된 너트를 포함하며, 너트는 너트 플레이트 내에서 너트 플레이트 축을 중심으로 하는 회전이 제약되며, 너트는 너트 플레이트 내에서 너트 플레이트 축에 직교하여 선형으로 자유롭게 움직인다.

또 다른 실시예에서, 날개를 만들기 위한 개시된 방법은, (1) 상호연결되는 날개보들, 및 날개보들을 통해 형성된 복수의 날개보 패스너 홀들을 포함하는 날개 박스를 형성하는 단계 ―날개보 패스너 홀들의 각각의 날개보 패스너 홀은 날개보 패스너 홀 직경을 포함함―, (2) 복수의 스킨 패스너 개구들을 포함하는 스킨들을 형성하는 단계 ―스킨 패스너 홀들의 각각의 스킨 패스너 홀은 스킨 패스너 홀 직경을 포함하며, 날개보 패스너 홀 직경은 스킨 패스너 홀 직경보다 더 큼―, (3) 날개 박스 내에 내측 시스템을 설치하는 단계, (4) 날개보 패스너 홀들의 각각의 날개보 패스너 홀 내에 너트 플레이트들을 설치하는 단계 ―너트 플레이트들의 각각의 너트 플레이트는, 날개보 패스너 홀들 중 연관된 날개보 패스너 홀 내에 수용되어 유지되도록 구성된 슬리브, 슬리브로부터 반경 방향으로 연장되며, 너트 수용 리세스를 규정하는 플랜지, 슬리브에 대향하게 플랜지로부터 축 방향으로 연장되며, 내측 챔버를 규정하는 돔 커버, 및 너트 수용 리세스 내에 적어도 부분적으로 수용되며, 커버 내에 봉입된 너트를 포함하며, 너트는 너트 플레이트 내에서 너트 플레이트 축을 중심으로 하는 회전이 제약되며, 너트 플레이트 내에서 너트 플레이트 축에 직교하여 선형으로 자유롭게 움직임―, (5) 일반적으로 날개보 패스너 홀들과 정렬된 스킨 패스너 홀들을 갖는 스킨들 사이에 날개 박스를 끼워 넣고 내측 시스템을 봉입하는 단계 ―스킨 패스너 홀들의 각각의 스킨 패스너 홀의 스킨 패스너 홀 중심 축은 날개보 패스너 홀들의 각각의 날개보 패스너 홀의 날개보 패스너 홀 중심 축과 동축으로 정렬되지 않음―, (6) 스킨 패스너 개구들의 각각의 스킨 패스너 개구 및 너트 플레이트들의 각각의 너트 플레이트의 슬리브를 통해 패스너들을 설치하는 단계, (7) 스킨 패스너 홀 중심 축과 너트의 너트 축을 동축으로 정렬시키는 단계, (8) 패스너들을 너트 플레이트들의 너트에 체결시키는 단계, (9) 전자기 효과들로부터의 보호를 제공하는 단계, 및 (10) 날개를 마무리짓는 단계를 포함한다.

개시된 장치 및 방법의 다른 실시예들은 다음의 상세한 설명, 첨부된 도면들 및 첨부된 청구항들로부터 명백해질 것이다.

도 1은 항공기의 개략적 예시이다.
도 2는 항공기 생산 및 서비스 방법론의 개략적 블록 다이어그램이다.
도 3은 개시된 날개의 일 실시예의 개략적 측면 사시도이다.
도 4는 개시된 패스너 시스템의 일 실시예의 개략적 측단면도이다.
도 5는 개시된 날개 및 패스너 시스템의 일 실시예의 개략적 부분 측단면도이다.
도 6은 개시된 날개 및 패스너 시스템의 다른 실시예의 개략적 부분 측단면도이다.
도 7은 개시된 날개 및 패스너 시스템의 다른 실시예의 개략적 확대 부분 측단면도이다.
도 8은 날개를 만들기 위한 개시된 방법의 일 실시예의 흐름 다이어그램이다.

다음의 상세한 설명은 첨부된 도면들을 참조하며, 이 도면들은 본 개시내용에 의해 설명되는 특정 실시예들 및/또는 예들을 예시한다. 상이한 구조들 및 동작들을 갖는 다른 실시예들 및/또는 예들은 본 개시내용의 범위로부터 벗어나지 않는다. 동일한 참조 부호들은 상이한 도면들에서 동일한 특징, 엘리먼트 또는 컴포넌트를 지칭할 수 있다.

본 개시내용에 따른 발명의 요지에 대해 청구될 수 있는(그러나, 반드시 청구되는 것은 아님) 예시적인 비-한정적 실시예들이 아래에서 제공된다.

도 1은 이를테면 비행기(1216)(예컨대, 고정익 항공기) 형태의 항공기(1200)의 예시적 실시예의 개략적 예시이다. 도 1에 예시된 바와 같이, 항공기(1200)는 둘 또는 그 초과의 날개들(1218)을 포함한다. 각각의 날개(1218)는 개시된 날개(100)(도 3) 및 개시된 패스너 시스템(200)(도 4)의 하나 또는 그 초과의 실시예들을 통합할 수 있다. 항공기(1200)는 또한, 동체(1220), 그리고 예컨대 수평 안정판들(1224) 및 수직 안정판(1226)을 포함하는 꼬리(1222)를 포함한다. 날개들(1218), 수평 안정판들(1224) 및/또는 수직 안정판(1226)은 에어포일(예컨대, 단면이 에어포일-형상인 본체를 포함함)의 형태를 취할 수 있다. 도 1에 추가로 도시된 바와 같이, 각각의 날개(1218)는 리딩 에지(1228), 트레일링 에지(1230), 팁 단부(1232), 루트 단부(1234) 및 내부 프레임(1236)을 포함한다. 각각의 날개(1218)는 또한, 하나 또는 그 초과의 연료 컨테인먼트(containment) 구역들, 이를테면 연료 탱크(1240)를 포함할 수 있다.

본원에서 개시된 날개(100), 패스너 시스템(200) 및 그 제조 방법(500)의 실시예들은 도 2에 도시된 항공기 제조 및 서비스 방법(1100), 그리고 도 1에 도시된 항공기(1200)의 상황에서 설명될 수 있다.

도 2는 항공기 제조 및 서비스 방법(1100)의 예시적 실시예의 흐름 다이어그램의 예시이다. 사전-제작 동안, 예시적 방법(1100)은 날개(100)의 설계를 포함할 수 있는 항공기(1200)의 사양 및 설계(블록(1102)에 도시됨), 그리고 재료 조달(블록(1104)에 도시됨)을 포함할 수 있다. 생산 동안, 컴포넌트 및 하위조립체 제조(블록(1106)에 도시됨), 그리고 항공기(1200)의 시스템 통합(블록(1108)에 도시됨)이 이루어질 수 있다. 본원에서 설명된 날개(100)의 생산은 생산, 컴포넌트 및 하위조립체 제조 단계(블록(1106))의 일부로서 그리고/또는 시스템 통합(블록(1108))의 일부로서 달성될 수 있다. 그후에, 항공기(1200)는 인증 및 납품(블록(1110)에 도시됨)을 거쳐서 운항중(블록(1112)에 도시됨)에 배치될 수 있다. 운항중에 있는 동안에, 항공기(1200)는 일상적인 유지보수 및 서비스(블록(1114)에 도시됨)를 위해 스케줄링될 수 있다. 일상적인 유지보수 및 서비스는 항공기(1200)의 하나 또는 그 초과의 시스템들의 수정, 재구성, 재연마 등을 포함할 수 있다(이는 또한, 수정, 재구성, 재연마, 및 다른 적절한 서비스들을 포함할 수 있음).

예시적 항공기 제조 및 서비스 방법(1100)의 공정들 각각은 시스템 통합자, 제3자, 및/또는 오퍼레이터(예컨대, 고객)에 의해 수행되거나 또는 실행될 수 있다. 이 설명의 목적들을 위해, 시스템 통합자는 임의의 수의 항공기 제조자들 및 주요-시스템 하청업체들(이들에 제한되지 않음)을 포함할 수 있고; 제3자는 임의의 수의 벤더들, 하청업체들, 및 공급자들(이들에 제한되지 않음)을 포함할 수 있으며; 오퍼레이터는 항공사, 임대 회사, 군수업체, 서비스 조직 등일 수 있다.

도 1에 도시된 바와 같이, 예시적 항공기 제조 및 서비스 방법(1100)에 의해 생산되는 항공기(1200)는 기체(1202), 복수의 하이-레벨 시스템들(1204) 및 내측(1206)을 포함할 수 있다. 하이-레벨 시스템들(1204)의 예들은 추진 시스템(1208), 전기 시스템(1210), 유압 시스템(1212) 및 환경 시스템(1214) 중 하나 또는 그 초과를 포함한다. 임의의 개수의 다른 시스템들이 포함될 수 있다.

도 1에 도시된 항공기(1200)가 일반적으로, 개시된 날개(100)의 하나 또는 그 초과의 실시예들을 통합하는 날개들(1218)을 갖는 상업용 여객 항공기를 대표하지만, 본원에서 개시된 실시예들의 교시들은 다른 여객 항공기, 화물 항공기, 군용 항공기, 회전익 항공기, 및 다른 타입들의 항공기 또는 공중 비히클들, 뿐만 아니라 항공우주 비히클들, 위성들, 우주 발사 비히클들, 로켓들, 및 다른 항공우주 비히클들, 뿐만 아니라 자동차들 및 다른 육상 비히클들, 보트들 및 다른 선박, 풍차들과 같은 구조들, 또는 다른 적절한 구조들에 적용될 수 있다.

본원에서 구현된 장치, 시스템들 및 방법들은 항공기 제조 및 서비스 방법(1100)의 단계들 중 임의의 하나 또는 그 초과의 단계들 동안 사용될 수 있다. 예컨대, 컴포넌트 및 하위조립체 제조(블록(1106))에 대응하는 컴포넌트들 또는 하위조립체들은, 항공기(1200)가 운항중(블록(1112))에 있는 동안 생산되는 컴포넌트들 또는 하위조립체들과 유사한 방식으로 제작되거나 또는 제조될 수 있다. 또한, 하나 또는 그 초과의 장치 실시예들, 방법 실시예들 또는 이들의 결합은, 전자기 효과(EME;electromagnetic effects) 요건들을 준수하면서 항공기(1200)의 조립을 실질적으로 촉진시키고 그리고/또는 항공기(1200)의 비용을 감소시킴으로써, 예컨대 컴포넌트 및 하위조립체 제조(블록(1106)) 그리고 시스템 통합(블록(1108))과 같은 생산 단계들 동안 활용될 수 있다. 유사하게, 하나 또는 그 초과의 장치 실시예들, 방법 실시예들 또는 이들의 결합은, 예컨대, 항공기(1200)가 운항중(블록(1112))에 있는 동안 그리고 유지보수 및 서비스 단계(블록(1114)) 동안(이들에 제한되지 않음) 활용될 수 있다.

도 3은 이를테면 항공기 날개(1218)(도 1) 형태의 개시된 날개(100), 예컨대 복합 날개의 예시적 실시예의 측면 사시도의 개략적 예시이다. 예시된 실시예에서, 날개(100)는 하나 또는 그 초과의 날개보들(102), 그리고 일반적으로 스킨들(130)로 지칭되는 복수의 보강 외부 날개 스킨 패널들을 포함한다. 날개(100)는 또한, 복수의 리브들(128)을 포함할 수 있다. 활용될 때, 리브들(128)은 날개보들(102)에 연결되는데, 예컨대, 인접한 쌍들의 날개보들(102) 사이에서 거의 수직으로 연장된다. 날개보들(102), 또는 날개보들(102)과 리브들(128)은 날개의 내부 프레임(134), 이를테면 항공기 날개(1218)(도 1)의 내부 프레임(1236)(도 1)을 형성한다.

각각의 날개보(102)는 제 1 단부(104), 길이 방향으로 대향하는 제 2 단부(106), 및 세장형 본체(108)를 포함한다. 본체(108)는 연속적(예컨대, 단일) 본체이거나 또는 세그먼팅될 수 있다. 예로서, 예시된 날개(100)는 전방 날개보(102a) 및 후방 날개보(102b)를 포함한다. 전방 날개보(102a)는 이를테면 항공기 날개(1218)(도 1)의 리딩 에지(1228) 형태의, 날개(100)의 리딩 에지(110)를 따라 세로로 포지셔닝된다. 후방 날개보(102b)는 이를테면 항공기 날개(1218)의 트레일링 에지(1230) 형태의, 날개(100)의 트레일링 에지(112)를 따라 세로로 포지셔닝된다. 다른 예로서, 날개(100)는 또한, 하나 또는 그 초과의 중간 날개보들(명시적으로 예시되지 않음)을 포함할 수 있다. 중간 날개보들은 전방 날개보(102a)와 후방 날개보(102b) 사이에 (예컨대, 중간 위치들에) 세로로 포지셔닝된다. 날개보들(102)은 강도를 날개(100)에 제공하며, 축력들 및 굽힘 모멘트들을 전달할 수 있다.

예시적 실시예에서, 날개보들(102)의 각각의 날개보는 항공기의 동체, 이를테면 항공기(1200)(도 1)의 동체(1220)(도 1)에 부착될 수 있다. 예로서, 날개보들(102)의 각각의 날개보의 제 1 단부(104)는 동체로의 부착을 위해 구성된다. 다른 실시예들에서, 날개보들(102)은 항공기의 다른 적절한 구조들에 부착될 수 있다.

날개보들(102)은 루트 단부(114)로부터 날개(100)의 팁 단부(116) 쪽으로, 이를테면, 루트 단부(1234)(도 1)로부터 항공기 날개(1218)(도 1)의 팁 단부(1232)(도 1) 쪽으로, 동체로부터 세로 방향으로 연장된다. 예시된 실시예에서, 날개보들(102)의 각각의 날개보의 제 2 단부(106)는 날개(100)의 팁 단부(116) 쪽으로 연장되며, 그리고/또는 팁 단부(116)에 근접하게(예컨대, 팁 단부(116)에서, 또는 팁 단부(116) 가까이에서) 종료된다.

예시된 실시예에서, 날개(100)는 이를테면 항공기 날개(1218)(도 1)의 연료 컨테인먼트 구역(1238)(도 1) 형태의, 날개(100)에 배치된 하나 또는 그 초과의 연료 컨테인먼트 구역들(118)을 포함한다. 예시적 실시예에서, 연료 컨테인먼트 구역(118)은 이를테면 연료 탱크(1240)(도 1) 형태의 연료 탱크(120)를 포함한다. 그러나, 다른 실시예들에서, 연료 컨테인먼트 구역들(118)은 연료 전지 또는 다른 적절한 연료 컨테인먼트 구역 또는 구조를 포함할 수 있다.

예에서 그리고 도 3에 도시된 바와 같이, 이를테면 연료 탱크(120) 형태의 연료 컨테인먼트 구역(118)은 연료 컨테인먼트 구역(118)의 둘레를 형성하는 연료 컨테인먼트 경계들(122a, 122b, 122c, 122d)을 갖는다. 도 3에 도시된 예시적 연료 컨테인먼트 구역(118)이 4변의 일반적으로는 직사각형 구성을 갖지만, 다른 예들에서, 연료 컨테인먼트 구역은 다른 적절한 구성들로 형성될 수 있다.

날개(100)의 실시예에서, 전방 날개보(102a) 및 후방 날개보(102b)는 중간 날개보보다 팁 단부(116)에 더 가까우며, 이 중간 날개보는 연료 컨테인먼트 구역(118)의 중간 부분 가까이에서 종료되는 제 2 단부를 가질 수 있다. 그러나, 다른 실시예들에서, 중간 날개보의 제 2 단부는 연료 컨테인먼트 구역(118) 내에서 더 긴 또는 더 짧은 길이들로 종료될 수 있다.

예시된 실시예에서, 전방 날개보(102a) 및 후방 날개보(102b)는 연료 컨테인먼트 구역(118)을 포함하는 날개(100)의 습식 섹션(124) 및 연료 컨테인먼트 구역(118)을 포함하지 않는 날개(100)의 건식 섹션(126) 둘 모두를 통해 세로 방향으로 연장된다. 본원에서 사용된 바와 같이, 습식 섹션이란 용어는 연료가 포함되는 연료 배리어 영역을 의미하며, 건식 섹션이란 용어는 어떤 연료도 포함되지 않는 영역을 의미한다.

실시예에서, 날개보들(102) 중 하나 또는 그 초과의 날개보들의 부분들은 하나 또는 그 초과의 연료 컨테인먼트 구역들(118) 중 적어도 하나의 연료 컨테인먼트 구역의 구조적 벽을 형성할 수 있다. 예컨대, 전방 날개보(102a)의 부분은 연료 컨테인먼트 경계(122d)를 따라 연료 컨테인먼트 구역(118)의 구조적 벽을 형성할 수 있다. 후방 날개보(102b)의 부분은 연료 컨테인먼트 경계(122b)를 따라 연료 컨테인먼트 구역(118)의 구조적 벽을 형성할 수 있다. 구조적 벽을 형성하는 날개보들(102)의 부분들은 날개보들(102)의 내측 부분들이다.

예시된 실시예에서, 복수의 리브들(128)이 하나 또는 그 초과의 날개보들(102)에 실질적으로 수직으로, 그리고 이 날개보들(102) 사이에 부착된다. 예로서, 복수의 리브들(128)의 각각의 리브는 날개보들(102)과 교차한다. 복수의 리브들(128)은 날개(100)를 안정화시키며, 날개(100)에 지지를 제공한다. 실시예에서, 복수의 리브들(128) 중 일부는 날개(100) 내에서 하나 또는 그 초과의 연료 컨테인먼트 구역들(118)을 분리한다.

예시된 실시예에서, 스킨들(130)은 일반적으로 상부 스킨(130a)으로 지칭되는 하나 또는 그 초과의 보강 상부 외부 날개 스킨 패널들, 그리고 일반적으로 하부 스킨(130b)으로 지칭되는 하나 또는 그 초과의 보강 하부 외부 날개 스킨 패널들을 포함한다. 도 3에서, 파선들로 도시된 바와 같이, 날개(100)의 내부 프레임(134)을 더욱 잘 예시하기 위하여, 상부 스킨(130a)은 투명한 것으로서 묘사된다.

상부 스킨(130a) 및 하부 스킨(130b)은 상부 스킨(130a)과 하부 스킨(130b) 사이에 하나 또는 그 초과의 연료 컨테인먼트 구역들(118), 하나 또는 그 초과의 날개보들(102) 및 복수의 리브들(128)을 끼워 넣거나 또는 이들을 덮는다. 복수의 리브들(128)은 날개보들(102)과 상부 스킨(130a) 및 하부 스킨(130b) 사이에 하중을 전달할 수 있다.

예시된 실시예에서, 이를테면 항공기 날개(1218) 형태의 날개(100)는 사다리 조립체로 또한 지칭되는 날개보 날개 박스 또는 간단히 날개 박스(132)를 포함하거나 또는 가질 수 있다. 날개 박스(132)는 날개(100)의 내부 프레임(134) 또는 하위구조를 포함하며, 상호연결되는 날개보들(102) 및 리브들(128)을 포함한다(예컨대, 이 날개보들(102) 및 리브들(128)에 의해 형성된다). 날개 박스(132)는 연료 컨테인먼트 구역(118)을 포함할 수 있다. 상부 스킨(130a) 및 하부 스킨(130b)은 날개 박스(132)를 끼워 넣거나 또는 이를 덮으며; 따라서, 날개 박스(132)를 마무리짓는다.

예시적 실시예로서, 날개보들(102)(예컨대, 전방 날개보(102a), 후방 날개보(102b) 및/또는 임의의 중간 날개보들)은 복합 재료로 만들어질 수 있다(예컨대, 형성될 수 있다). 예로서, 날개보들(102)은 섬유들로 강화된 폴리머 매트릭스를 포함하는 섬유-강화 플라스틱 또는 섬유-강화 폴리머, 이를테면 탄소 섬유 강화 폴리머(CFRP;carbon fiber reinforced polymer), 유리 섬유 강화 폴리머(GFRP;glass fiber reinforced polymer) 등으로 만들어질 수 있다. 다른 예시적 실시예에서, 날개보들(102)은 금속, 이를테면 알루미늄, 또는 금속 합금, 이를테면 알루미늄 합금으로 만들어질 수 있다. 다른 실시예들에서, 날개보들(102)은 또한, 다른 적절한 재료 또는 재료들의 결합으로 만들어질 수 있다.

예시적 실시예로서, 리브들(128)은 복합 재료로 만들어질 수 있다. 예로서, 리브들(128)은 섬유들로 강화된 폴리머 매트릭스를 포함하는 섬유-강화 폴리머, 이를테면 탄소 섬유 강화 폴리머(CFRP;carbon fiber reinforced polymer), GFRP 등으로 만들어질 수 있다. 다른 예시적 실시예에서, 리브들(128)은 금속, 이를테면 알루미늄, 또는 금속 합금, 이를테면 알루미늄 합금으로 만들어질 수 있다. 다른 실시예들에서, 리브들(128)은 또한, 다른 적절한 재료 또는 재료들의 결합으로 만들어질 수 있다.

따라서, 예시적 실시예에서, 날개 박스(132)(예컨대, 날개(100)의 내부 프레임(134)을 형성하는 날개보들(102), 또는 날개보들(102)과 리브들(128))는 금속 또는 금속 합금으로 만들어질 수 있다. 다른 예시적 실시예에서, 날개 박스(132)는 복합 재료로 만들어질 수 있다. 또 다른 예시적 실시예에서, 날개 박스(132)는 복합 재료와 금속의 결합으로 만들어질 수 있다. 날개 박스(132)는 이를테면 항공기 날개(1218)(도 1) 형태의 날개(100)의 내부 하위구조를 형성한다.

도 3에 도시된 날개(100)의 예시적 실시예가 날개 박스(132)를 날개보들(102) 및 리브들(128)로 구성되는 것으로서 묘사하지만(예컨대, 날개 박스(132)는 상호연결되는 날개보들(102) 및 리브들(128)을 포함함), 당업자들은, 날개(100)의 다른 실시예들에서 날개 박스(132)가 단지 복수의 날개보들(102)로 형성된 다중-날개보 설계일 수 있다는 것(예컨대, 날개 박스(132)는 상호연결되는 날개보들(102)을 포함함)을 인식할 것이다.

예시적 실시예로서, 스킨들(130)(예컨대, 상부 스킨(130a) 및/또는 하부 스킨(130b))은 복합 재료로 만들어질 수 있다. 예로서, 스킨들(130)은 섬유들로 강화된 폴리머 매트릭스를 포함하는 섬유-강화 폴리머, 이를테면 탄소 섬유 강화 폴리머(CFRP;carbon fiber reinforced polymer), GFRP 등으로 만들어질 수 있다. 다른 예시적 실시예에서, 스킨들(130)은 금속, 이를테면 알루미늄, 또는 금속 합금, 이를테면 알루미늄 합금으로 만들어질 수 있다. 다른 실시예들에서, 스킨들(130)은 또한, 다른 적절한 재료 또는 재료들의 결합으로 만들어질 수 있다.

따라서, 예시적 실시예에서, 이를테면 항공기 날개(1218)(도 1) 형태의 개시된 날개(100)(예컨대, 날개 박스(132) 및 스킨들(130))는 복합 재료로 만들어질 수 있다. 다른 예시적 실시예에서, 개시된 날개(100)는 금속으로 만들어질 수 있다. 또 다른 예시적 실시예에서, 날개(100)는 복합 재료와 금속의 결합으로 만들어질 수 있다.

예시적 실시예에서, 날개보들(102), 리브들(128) 및/또는 스킨들(130)을 만들기 위해 사용되는 섬유-강화 플라스틱 또는 섬유-강화 폴리머의 폴리머 매트릭스(예컨대, 복합 재료의 수지 재료 시스템)는 열가소성 수지일 수 있다. 본 개시내용은 열가소성 수지가, 복합 재료가 오븐 또는 오토클레이브 밖에서 가열 및 재형성되도록 허용할 수 있기 때문에, 열가소성 수지의 사용이 유리한 실시예들을 제공할 수 있다는 것을 인식한다. 다른 예시적 실시예에서, 날개보들(102), 리브들(128) 및/또는 스킨들(130)을 만들기 위해 사용되는 섬유-강화 플라스틱 또는 섬유-강화 폴리머의 폴리머 매트릭스는 열경화성 수지일 수 있다. 또 다른 예에서, 날개보들(102), 리브들(128) 및/또는 스킨들(130)을 만들기 위해 사용되는 섬유-강화 플라스틱 또는 섬유-강화 폴리머의 폴리머 매트릭스는 에폭시 수지일 수 있다.

날개보들(102) 및 리브들(128)을 만들기 위해 사용되는 재료들에 따라, 날개 박스(132)는 다양한 상이한 방법론들에 따라 구성될 수 있다. 다양한 실시예들에서, 날개보들(102)과 리브들(128)이 함께 커플링되어, 이를테면 항공기 날개(1218)(도 1) 형태의 날개(100)의 내부 프레임(134)을 형성하는 날개 박스(132)가 형성된다. 예시적 실시예에서, 날개보들(102)과 리브들(128)이 예컨대 기계적 패스너들로 함께 연결되어, 날개 박스(132)가 형성될 수 있다. 다른 예시적 실시예에서, 날개보들(102)과 리브들(128)이 예컨대 접착제로 함께 접합되어, 날개 박스(132)가 형성될 수 있다. 다른 예시적 실시예에서, 날개보들(102)과 리브들(128)이 접착식으로 함께 접합될 뿐만 아니라 기계적으로도 함께 연결되어, 날개 박스(132)가 형성될 수 있다. 다른 예시적 실시예에서, 날개보들(102)과 리브들(128)이 함께 이차 접합되어, 날개 박스(132)가 형성될 수 있다. 다른 예시적 실시예에서, 날개보들(102)과 리브들(128)이 함께 공동-접합되어, 날개 박스(132)가 형성될 수 있다. 다른 예시적 실시예에서, 날개보들(102)과 리브들(128)이 공동-경화되어, 날개 박스(132)가 형성될 수 있다. 또 다른 예시적 실시예에서, 날개 박스(132)를 형성하기 위해 이차 접합되거나, 공동-접합되거나 또는 공동-경화될 때, 날개보들(102)과 리브들(128)은 (예컨대, 패스너들로) 추가로 기계적으로 함께 연결될 수 있다.

예로서, 날개보들(102) 및 리브들(128)이 금속 또는 금속과 복합 재료의 결합으로 만들어지는 실시예들에서, 날개보들(102) 및 리브들(128)은, 기계적 패스너들, 접착제들(예컨대, 금속 접합) 또는 기계적 패스너들과 접착제들의 결합을 사용하여 함께 조이닝될 수 있다.

다른 예로서, 날개보들(102) 및 리브들(128)이 복합 재료로 만들어지는 실시예들에서, 날개보들(102)과 리브들(128)은 함께 이차 접합될 수 있다. 본원에서 사용된 바와 같이, 이차 접합은, 미리 경화된 날개보들(102)과 미리 경화된 리브들(128)을 접착제 접합시키는 공정을 써서 함께 조이닝시키는 것을 포함한다.

다른 예로서, 날개보들(102) 및 리브들(128)이 복합 재료로 만들어지는 실시예들에서, 날개보들(102)과 리브들(128)은 함께 공동-접합될 수 있다. 본원에서 사용된 바와 같이, 공동-접합은 날개보들(102) 및 리브들(128)을 함께 경화시키는 것을 포함하며, 여기서 날개보들(102) 및 리브들(128) 중 하나는 완전히 경화되고, 날개보들(102) 및 리브들(128) 중 다른 하나는 미경화 상태이다.

또 다른 예로서, 날개보들(102) 및 리브들(128)이 복합 재료로 만들어지는 실시예들에서, 날개보들(102)과 리브들(128)은 함께 공동-경화될 수 있다. 본원에서 사용된 바와 같이, 공동-경화는 날개보들(102) 및 리브들(128)을 함께 경화시키고 동시에 접합시키는 것을 포함하며, 여기서 날개보들(102) 및 리브들(128)은 미경화 상태이다.

날개보들(102), 리브들(128) 및 스킨들(130)을 만들기 위해 사용되는 재료들에 따라, 날개(100)는 다양한 상이한 방법론들에 따라 구성될 수 있다. 다양한 실시예들에서, 스킨들(130)이 날개 박스(132)에 커플링되어, 이를테면 항공기 날개(1218)(도 1) 형태의 날개(100)가 형성된다. 예로서, 스킨들(130)(예컨대, 상부 스킨(130a) 및/또는 하부 스킨(130b) 중 하나 또는 둘 모두)은 날개보들(102)(예컨대, 전방 날개보(102a), 후방 날개보(102b) 및/또는 임의의 중간 날개보들 중 하나 또는 그 초과)에 커플링된다. 예시적 실시예에서, 스킨들(130)이 예컨대 기계적 패스너들로 날개보들(102)에 연결되어, 날개(100)가 형성될 수 있다. 다른 예시적 실시예에서, 스킨들(130)이 예컨대 접착제로 날개보들(102)에 접합되어, 날개(100)가 형성될 수 있다. 다른 예에서, 스킨들(130)이 날개보들(102)에 접착식으로 접합될 뿐만 아니라 기계적으로도 연결되어, 날개(100)가 형성될 수 있다. 다른 예시적 실시예에서, 스킨들(130)과 날개 박스(132)(예컨대, 날개보들(102) 및 리브들(128))가 함께 이차 접합되어, 날개(100)가 형성될 수 있다. 다른 예시적 실시예에서, 스킨들(130)과 날개 박스(132)가 함께 공동-접합되어, 날개(100)가 형성될 수 있다. 다른 예시적 실시예에서, 스킨들(130)과 날개 박스(132)가 공동-경화되어, 날개(100)가 형성될 수 있다. 또 다른 예시적 실시예에서, 날개(100)를 형성하기 위해 이차 접합되거나, 공동-접합되거나 또는 공동-경화될 때, 스킨들(130)과 날개 박스(132)는 (예컨대, 패스너들로) 추가로 기계적으로 함께 연결될 수 있다.

예로서, 날개 박스(132)(예컨대, 날개보들(102) 및 리브들(128))가 금속 또는 금속과 복합 재료의 결합으로 만들어지고, 스킨들(130)이 복합 재료로 만들어지는 실시예들에서, 스킨들(130) 및 날개 박스(132)는, 기계적 패스너들, 접착제들 또는 기계적 패스너들과 접착제들의 결합을 사용하여 함께 조이닝될 수 있다.

다른 예로서, 스킨들(130) 및 날개 박스(132)(예컨대, 날개보들(102) 및 리브들(128))가 복합 재료로 만들어지는 실시예들에서, 스킨들(130)과 날개 박스(132)는 함께 이차 접합될 수 있다. 본원에서 사용된 바와 같이, 이차 접합은, 미리 경화된 스킨들(130)과 미리 경화된 날개 박스(132)를 접착제 접합시키는 공정을 써서 함께 조이닝시키는 것을 포함한다.

다른 예로서, 스킨들(130) 및 날개 박스(132)가 복합 재료로 만들어지는 실시예들에서, 스킨들(130)과 날개 박스는 함께 공동-접합될 수 있다. 본원에서 사용된 바와 같이, 공동-접합은 스킨들(130)과 날개 박스(132)를 함께 경화시키는 것을 포함하며, 여기서 스킨들(130) 및 날개 박스(132) 중 하나는 완전히 경화되고, 스킨들(130) 및 날개 박스(132) 중 다른 하나는 미경화 상태이다. 본 개시내용은, 스킨들(130)과 날개 박스(132)(예컨대, 스킨들(130) 및 날개보들(102))를 공동-접합시키는 것이 실질적으로 단일(예컨대, 하나의 부품)의 날개(100)를 형성할 수 있고, 표면 인터페이스 검사들, 그리고 스킨들(130) 및 날개 박스(132)의 정합 표면(mating surface)들 사이의 갭들(예컨대, 0.005 인치 초과)을 채우기 위한 심들의 설치의 시간 소모적이고 값비싼 공정의 제거를 허용할 수 있기 때문에, 스킨들(130)과 날개 박스(132)를 공동-접합시키는 것이 유리한 실시예들을 제공할 수 있다는 것을 인식한다.

또 다른 예로서, 스킨들(130) 및 날개 박스(132)가 복합 재료로 만들어지는 실시예들에서, 스킨들(130)과 날개 박스(132)는 함께 공동-경화될 수 있다. 본원에서 사용된 바와 같이, 공동-경화는 스킨들(130) 및 날개 박스(132)를 함께 경화시키고 동시에 접합시키는 것을 포함하며, 여기서 스킨들(130) 및 날개 박스(132)는 미경화 상태이다. 본 개시내용은, 스킨들(130)과 날개 박스(132)(예컨대, 스킨들(130) 및 날개보들(102))를 공동-경화시키는 것이 실질적으로 단일(예컨대, 하나의 부품)의 날개(100)를 형성할 수 있고, 표면 인터페이스 검사들, 그리고 스킨들(130) 및 날개 박스(132)의 정합 표면들 사이의 갭들(예컨대, 0.005 인치 초과)을 채우기 위한 심들의 설치의 시간 소모적이고 값비싼 공정의 제거를 허용할 수 있기 때문에, 스킨들(130)과 날개 박스(132)를 공동-경화시키는 것이 유리한 실시예들을 제공할 수 있다는 것을 인식한다.

스킨들(130) 및 날개 박스(132)가 복합 재료로 만들어지는 실시예들에서, 날개(100)의 개별 컴포넌트들(예컨대, 날개보들(102), 리브들(128) 및/또는 스킨들(130)), 또는 날개(100) 전체는 다양한 복합 레이업 방법론들에 따라 형성될 수 있다. 예로서, 날개(100)의 개별 컴포넌트들 또는 날개(100) 전체는, 강화 섬유질 재료의 복수의 시트(sheet)들 또는 플라이들 ―이들 각각은 폴리머 매트릭스 재료(예컨대, 프리-프레그 테이프)로 미리 함침됨― 이 예컨대 몰드에서 레이업되고, 부분적으로 또는 완전히 경화되는 건식 레이업으로서 형성될 수 있다. 다른 예로서, 날개(100)의 개별 컴포넌트들 또는 날개(100) 전체는, 강화 섬유질 재료의 복수의 시트들 또는 플라이들이 예컨대 몰드에서 레이업되고, 폴리머 매트릭스 재료가 강화 섬유질 재료의 시트들 또는 플라이들에 적용(예컨대, 이들 내에 인퓨징)되며, 부분적으로 또는 완전히 경화되는 습식 레이업으로서 형성될 수 있다. 본 개시내용은 습식 레이업 공정이, 날개(100)의 개별 컴포넌트들 또는 날개(100) 전체가 감소된 재료 및 공정 비용으로 만들어지도록 허용할 수 있기 때문에, 습식 레이업 공정의 사용이 유리한 실시예들을 제공할 수 있다는 것을 인식한다.

이를테면 항공기 날개(1218)(도 1) 형태의, 본원에서 개시된 날개(100)의 다양한 실시예들에서, 날개(100)를 마무리짓기 위해 스킨들(130)이 사용된다. 본원에서 사용된 바와 같이, "마무리짓다", "마무리된"이란 용어들 그리고 유사한 용어들은, 날개 박스(132) 및 임의의 내측 시스템들(136)이 대향하는 스킨들(130)(예컨대, 상부 스킨(130a) 및 하부 스킨(130b)) 사이에 완전히 봉입하거나 또는 그 사이에 끼워 넣어지는 날개(100)의 제조 방법론, 공정 또는 조건을 지칭한다. 다시 말해서, 구조를 완전히 봉입하고 형성하기 위한 최종 부품 또는 컴포넌트를 설치함으로써, 삼차원 구조가 마무리된다. 예컨대, 날개(100)의 경우, 날개(100)의 6개의 면들 중 5개의 면이 설치되는데, 예컨대, 날개 박스(132) 및 스킨(130)에 의해 형성된다. 최종 면이 설치될 때, 예컨대 대향하는 스킨(130)에 의해 형성될 때, 날개(100)는 "마무리된다". 내측 시스템들(136)의 예들은 전기 시스템들, 유압 시스템들, 연료 시스템들, 펌프들, 밸브들, 유체 배관 시스템들 등(그러나, 이들에 제한되지 않음)을 포함한다. 그에 따라서, 내측 시스템들(136)은 채워 넣어진 시스템으로 대개 지칭되는데, 그 이유는 날개 박스(132)가 내측 시스템들(136)로 채워지거나 또는 채워 넣어지기 때문이다.

따라서, 일단 스킨들(130)이 날개 박스(132)에 커플링되고, 날개 박스(132)를 마무리지으면, 날개(100)의 임의의 내측 컴포넌트들의 최종 조립이 완료된다. 추가로, 개시된 패스너 시스템(200)의 사용은, 마무리지은 후에 스킨들(130)이 날개 박스(132)에 체결되도록 허용한다. 본 개시내용은, 스킨들(130)을 사용하여 날개 박스(132)를 마무리짓는 것이, 패스너 부품들의 설치, 내측 시스템들(136)의 설치, 그리고 하부 외부 스킨에 형성된 액세스 홀들을 통한 EME 보호성 실란트의 주입의 복잡하고, 값비싸며, 노동 집약적인 공정을 제거하는 개방 시스템 설치 및 EME 보호를 허용할 수 있기 때문에, 스킨들(130)을 사용하여 날개 박스(132)를 마무리짓는 것이 유리한 실시예들을 제공할 수 있다는 것을 인식한다.

예로서, 스킨들(130) 및 날개 박스(132) 둘 모두가 복합 재료들로 만들어지고, 공동-접합되거나 또는 공동-경화되는 실시예들에서, 하부 스킨(130b) 및 날개 박스(132)가 함께 공동-접합되거나 또는 공동-경화되어, 경화된 컴포넌트(예컨대, 프리-커서 복합 날개)가 형성될 수 있다. 공동-접합 또는 공동-경화 공정 후에, 하부 스킨(130b)의 제거를 가능하게 하기 위해, 하부 스킨(130b)과 날개 박스(132) 사이에 이형제가 사용될 수 있다. 상부 스킨(130a)의 부재 및/또는 하부 스킨(130b)의 제거에 의해, 내측 시스템들(136)은 (개방 시스템 설치를 통해) 개방 날개 박스(132) 내에 설치된다. 일시적으로 제거되면, 하부 스킨(130b)은 이후, 날개 박스(132)에 리커플링된다. 이후, 상부 스킨(130a)은 프리-커서 복합 날개(예컨대, 리커플링된 하부 스킨(130b)을 갖는 날개 박스(132))에 커플링된다. 예로서, 상부 스킨(130a)은, 경화된 프리-커서 복합 날개와 미경화 상부 스킨(130a)이 공동-접합되어 날개(100)가 형성되는 미경화 컴포넌트일 수 있다. 다른 예로서, 상부 스킨(130a)은, 경화된 프리-커서 복합 날개와 경화된 상부 스킨(130a)이 함께 이차 접합되고 그리고/또는 (예컨대, 패스너들을 사용하여) 함께 기계적으로 연결되어 날개(100)가 형성되는 경화된 컴포넌트이다. 이 공정은 4분의 3 공동-경화(three-quarter co-cure)로 지칭될 수 있다.

예로서, 스킨들(130) 및 날개 박스(132) 둘 모두가 복합 재료들로 만들어지고, 공동-접합되거나 또는 공동-경화되는 실시예들에서, 상부 스킨(130a), 하부 스킨(130b) 및 날개 박스(132)가 함께 공동-접합되거나 또는 공동-경화되어, 경화된 컴포넌트(예컨대, 날개(100))가 형성될 수 있다. 공동-접합 또는 공동-경화 공정 후에, 상부 스킨(130a)의 제거를 가능하게 하기 위해, 상부 스킨(130a)과 날개 박스(132) 사이에 이형제가 사용될 수 있다. 유사하게, 공동-접합 또는 공동-경화 공정 후에, 하부 스킨(130b)의 제거를 가능하게 하기 위해, 하부 스킨(130b)과 날개 박스(132) 사이에 이형제가 사용될 수 있다. 상부 스킨(130a) 및/또는 하부 스킨(130b) 중 하나 또는 둘 모두의 제거 후에, 내측 시스템들(136)은 상부 스킨(130a)의 부재에 기인하여 (개방 시스템 설치를 통해) 개방 날개 박스(132) 내에 설치된다. 이후, 상부 스킨(130a) 및/또는 하부 스킨(130b)은 복합 날개에 리커플링된다. 이 공정은 전체 공동-경화(full co-cure)로 지칭될 수 있다.

도 4는 개시된 패스너 시스템(200)의 예시적 실시예의 측단면도(cross-sectional side elevation view)의 개략적 예시이다. 이를테면 항공기 날개(1218)(도 1) 형태의, 본원에서 설명된 날개(100)(도 3)의 다양한 실시예들에서, 스킨들(130)(도 3)을 날개 박스(132)(도 3)에 추가로 커플링시키기 위해, 복수의 패스너 시스템들(200)이 사용된다. 예로서, 상부 스킨(130a) 및/또는 하부 스킨(130b)(도 3) 중 하나 또는 그 초과를 하나 또는 그 초과의 날개보들(102)(도 3)에 추가로 커플링(예컨대, 기계적으로 연결)시키기 위해, 복수의 패스너 시스템들(200)이 사용된다.

패스너 시스템(200)은 2-부품 시스템이다. 예시된 실시예에서, 패스너 시스템(200)은 너트 플레이트(202) 및 패스너(204)를 포함한다. 패스너 시스템(200)은 또한, 너트 플레이트(202) 내에 배치되는 너트(206)를 포함한다.

예시적 실시예에서, 너트 플레이트(202)는 본체(208) 및 커버(210)를 포함한다. 예시적 실시예에서, 너트 플레이트(202)(예컨대, 본체(208) 및 커버(210))는 금속으로 만들어진다. 특정 비-제한적 예로서, 너트 플레이트(202)는 스테인리스 강, 아연-도금 강, 알루미늄, 티타늄, 구리 니켈 합금, 구리 베릴륨 합금 등과 같은 부식 방지 금속으로 만들어진다. 다른 특정 비-제한적 예로서, 너트 플레이트(202)는 부식 방지 코팅, 이를테면 배리어 코팅 또는 희생 코팅으로 코팅될 수 있다.

너트 플레이트(202)는 중심 너트 플레이트 축(218)을 포함한다. 본체(208) 및 커버(210)는 너트 플레이트 축(218)을 따라 서로 동축이다. 예시적 실시예에서, 본체(208) 및 커버(210)는 함께 연결되는 별개의 이산적인 컴포넌트들이다. 예로서, 본체(208) 및 커버(210)의 인터페이싱 또는 조이닝 에지들이 함께 크림핑되어, 너트 플레이트(202)가 형성될 수 있다. 다른 예시적 실시예에서, 본체(208) 및 커버(210)는 단일(원-피스) 부재를 형성한다. 예로서 그리고 아래에서 더욱 상세히 설명되는 바와 같이, 너트 플레이트(202)는 적층식으로 가공된 컴포넌트일 수 있다.

예시된 실시예에서, 본체(208)는 플랜지(212) 및 슬리브(214)를 포함한다. 슬리브(214)는 관형 부재(예컨대, 중공 원통형 부재)를 포함한다. 플랜지(212)는, 슬리브(214)로부터 바깥쪽으로 반경 방향으로 연장되며 슬리브(214)에 수직인 외측 견부(shoulder)(226)를 형성하는 원형 부재를 포함한다. 슬리브(214)는 플랜지(212)로부터 너트 플레이트 축(218)을 따라 축 방향으로 연장된다.

예시된 실시예에서, 커버(210)는 돔(216)을 포함한다. 돔(216)은 중공 내측 챔버(224)(예컨대, 공기 챔버)를 규정한다. 돔(216)은 슬리브(214)에 대향하게 플랜지(212)로부터 너트 플레이트 축(218)을 따라 축 방향으로 연장된다.

예시된 실시예에서, 패스너(204)는 생크(220), 이 생크(220)의 단부에 배치된 헤드(222), 및 패스너 축(232)을 포함한다. 예에서, 생크(220)의 적어도 일부는 예컨대 헤드(222)에 근접한(예컨대, 헤드(222)에 있거나, 또는 헤드(222) 가까이 있는) 평탄한 외측 표면을 포함하며, 생크(220)의 적어도 일부는 예컨대 헤드(222)에 대향하는 생크(220)의 다른 단부에 근접한 생크(220)의 부분을 덮는 외측 스레드(thread)를 포함한다. 패스너(204)와 너트(206)를 함께 체결시키기 위하여, 생크(220)의 스레디드 부분은 너트(206)에 나사식으로 연결되도록 구성된다.

예시된 실시예에서, 너트 플레이트(202)는 너트 플레이트 축(218)을 중심으로 하는 너트(206)의 회전 운동을 제약(예컨대, 방지)하도록 구성된다. 예로서, 패스너(204)가 너트(206)에 체결(예컨대, 나사식으로 연결)되도록 허용하기 위해, 패스너 축(232)을 중심으로 하는 패스너(204)의 회전 운동 및 맞물림에 대한 응답으로, 너트 플레이트(202)가 너트 플레이트(202)에 대하여 너트(206)의 회전 포지션을 고정시켜서, 너트(206)는 고정된 상태로 유지된다(예컨대, 너트 플레이트 축(218)을 중심으로 회전하지 않음).

예시된 실시예에서, 슬리브(214)는 슬리브 외경(D1) 및 슬리브 내경(D2)을 포함한다. 슬리브(214)의 슬리브 내경(D2)은 패스너(204)의 생크(220)의 생크 직경(D3)보다 더 크다. 예로서, 생크(220)의 생크 직경(D3)보다 더 큰, 슬리브(214)의 슬리브 내경(D2)은, 패스너 축(232)이 너트 플레이트 축(218)과 동축으로 정렬되지 않는 포지션들로 패스너(204)가 슬리브(214) 안으로 그리고 이 슬리브(214)를 통해 삽입되도록 허용한다. 슬리브(214)의 슬리브 내경(D2)과 생크(220)의 생크 직경(D3) 사이의 차이는, 스킨 패스너 홀(144)과 날개보 패스너 홀(142)의 정렬을 위한 위치적 허용 공차를 규정한다. 슬리브(214)의 슬리브 내경(D2) 및 패스너(204)의 생크(220)의 생크 직경(D3)의 특정 치수들은 구현에 따라 변할 수 있다. 특정 비-제한적 예로서, 패스너(204)의 생크 직경(D3)은 대략 0.003 인치일 수 있고, 슬리브(214)의 슬리브 내경(D2)은 대략 0.006 인치일 수 있으며; 따라서, 스킨(130)을 날개보(102)에 커플링시킬 때, 스킨 패스너 홀(144)과 날개보 패스너 홀(142)의 정렬을 위해 임의의 방향으로 0.003 인치의 반경 방향 플로트(radial float)가 제공된다.

추가로, 예시된 실시예에서, 너트 플레이트(202)는 너트 플레이트 축(218)에 직교하는, 너트(206)의 선형 운동을 허용하도록 또한 구성된다. 예로서, 너트 플레이트(202)는 너트(206)가 너트 플레이트 축(218)에 수직인, 너트 플레이트(202)에 대한 임의의 선형 방향으로 자유롭게 움직이도록(예컨대, 플로팅하도록) 허용한다. 패스너(204)가 슬리브(214) 내에 포지셔닝되고, 패스너 축(232)이 너트 플레이트 축(218)과 동축으로 정렬되지 않을 때, 너트(206)의 자유 직교 운동은 너트(206)의 중심 너트 축(234)이 패스너 축(232)과 동축으로 정렬되도록 허용하며, 패스너(204)와 너트(206)의 정합 맞물림(mating engagement)을 허용한다.

예시된 실시예에서, 너트(206)는 적어도 부분적으로 본체(208) 내에, 그리고 적어도 부분적으로 커버(210) 내에 배치된다. 예컨대, 오염, 이를테면 연료 컨테인먼트 구역(118)(도 3) 내에 저장된 연료로부터 너트(206) 및 체결 인터페이스를 보호하기 위해, 본체(208) 및 커버(210)는 너트(206)를 너트 플레이트(202) 내에 완전히 봉입하고 밀봉시킨다. 예시적 실시예에서, 너트(206)는 바깥쪽으로 반경 방향으로 연장되는 칼라(236)를 포함한다. 이 예시적 실시예에서, 본체(208)의 플랜지(212)는, 너트(206)의 칼라(236)를 수납하고 적어도 부분적으로 수용하도록 구성된 너트 수용 리세스(230)를 규정하는 내측 벽들을 포함한다. 칼라(236)로부터 너트 축(234)을 따라 축 방향으로 연장되는 너트(206)의 부분이 커버(210)의 돔(216) 내에 배치될 수 있다.

도 6은 이를테면 항공기 날개(1218)(도 1) 형태의 개시된 날개(100), 및 개시된 패스너 시스템(200)의 다른 실시예의 부분 단면도의 개략적 예시이다. 예시된 실시예에서, 플랜지(212)는 너트 수용 리세스(230)를 적어도 부분적으로 규정하는 림(260)과 내측 견부 또는 시트(seat)(238)를 형성한다. 플랜지(212)의 내측 견부(238)는 너트(206)의 칼라(236)를 지지한다. 예에서, 플랜지(212) 내에서 너트(206)의 회전을 방지하기 위하여, 너트 수용 리세스(230)(예컨대, 플랜지(212)의 내측 표면)는 칼라(236)의 외측 기하학적 형성에 매칭되는 내측 기하학적 형상, 이를테면 6각형을 가질 수 있다. 다른 예에서, 플랜지(212) 내에서 너트(206)의 회전을 방지하기 위하여, 칼라(236)는 플랜지(212)의 내측 표면의 일부에 맞물리는 날개 또는 다른 돌기를 포함할 수 있다. 다른 예들에서, 플랜지(212)의 내측 및/또는 너트(206)의 칼라(236)는 플랜지(212) 내에서 너트(206)의 회전을 방지하는 다른 피처(feature)들을 가질 수 있다.

도 5는 이를테면 항공기 날개(1218)(도 1) 형태의 개시된 날개(100), 및 개시된 패스너 시스템(200)에 대한, 예컨대 도 3의 라인들(5-5)을 따른 예시적 실시예의 부분 단면도의 개략적 예시이다. 예시된 실시예에서, 패스너 시스템(200)은, 스킨(130)을 날개 박스(132), 예컨대 날개보들(102)에 체결시키기 위해 사용된다.

예시적 실시예에서, 하나 또는 그 초과의 날개보들(102)(예컨대, 전방 날개보(102a), 후방 날개보(102b) 및/또는 임의의 중간 날개보들)(도 3) 각각은 C-형상인 단면을 갖는 C-채널 날개보일 수 있다. 날개보들(102)의 C-형상인 단면은 날개보들(102)의 길이를 따라 변할 수 있다. C-채널 날개보의 단 한 개의 단부(예컨대, 상부 단부) 부분이 도 5에서 예시된다. 당업자들은, 다른 실시예들에서 날개보들(102) 중 하나 또는 그 초과가 다른 단면 형상들, 이를테면 L-형상인 날개보들, T-형상인 날개보들 등을 가질 수 있다는 것을 인식할 것이다. 날개보(102)는 대향하는 한 쌍의 코드들(140), 예컨대, 제 1(예컨대, 상부) 코드(140)와 대향하는 제 2(예컨대, 하부) 코드(140) 사이에 배치된 웨브 부분(138)을 포함한다. 이 예시적 실시예에서, C-채널 날개보(102)는 그것의 전체 단면을 통한 단일 구성을 갖는다. 날개보(102)의 코드들(140)은 스킨들(130)에 조이닝되도록 구성된다. 예로서, 상부 코드(140)는 상부 스킨(130a)(도 3)에 조이닝되도록 구성되며, 하부 코드(140)는 하부 스킨(130b)(도 3)에 조이닝되도록 구성된다. 하나의(예컨대, 상부) 스킨(130)에 조이닝되는 단 한 개의(예컨대, 상부) 코드(140)만이 도 5에서 예시된다.

예시적 실시예에서, 날개보(102)는 코드(140)를 통해 형성(예컨대, 드릴링 또는 다른 방식으로 기계가공)된 날개보 패스너 홀(142)을 포함한다. 날개보 패스너 홀(142)은 너트 플레이트(202)를 수납(예컨대, 수용)하도록 구성된다. 예컨대, 날개보 패스너 홀(142)은 슬리브(214)를 수납(예컨대, 수용)하도록 구성된다. 플랜지(212)의 외측 견부(226)는, 슬리브(214)가 날개보 패스너 홀(142) 안에 삽입될 때, 날개보(102)의 제 1 표면(150)의 일부와 긴밀하게 접촉하게, 예컨대, 날개보 패스너 홀(142)의 둘레에 근접하게(예컨대, 둘레에, 또는 둘레 가까이) 배치되도록 구성된 플랜지 접촉 표면(228)을 규정한다. 이 실시예에서, 날개보(102)의 표면(150) 및 플랜지 접촉 표면(228)은 플랜지-대-날개보 인터페이스(254)를 규정한다. 유사하게, 스킨(130)은 이 스킨(130)을 통해 형성된 스킨 패스너 홀(144)을 포함한다. 스킨 패스너 홀(144)은 패스너(204)를 수납(예컨대, 수용)하도록 구성된다. 날개보 패스너 홀(142) 및 스킨 패스너 홀(144)은, 스킨(130)을 날개보(102)에 연결시키기 위하여 패스너 시스템(200)의 설비를 수납하도록 대략 정렬되도록 구성된다.

다른 실시예들에서, 리브들(128) 중 하나 또는 그 초과는 또한, 리브(128)를 통해 형성(예컨대, 드릴링 또는 다른 방식으로 기계가공)된 하나 또는 그 초과의 리브 패스너 홀들(명시적으로 예시되지 않음)을 포함할 수 있다. 리브 패스너 홀은 본원에서 개시된 날개보 패스너 홀(142)과 형태, 구조 및 기능이 실질적으로 유사할 수 있다. 예로서, 리브 패스너 홀은 너트 플레이트(202)를 수납(예컨대, 수용)하도록 구성된다. 플랜지 접촉 표면(228)은, 슬리브(214)가 리브 패스너 홀 안에 삽입될 때, 리브(128)의 표면의 일부와 긴밀하게 접촉하게, 예컨대, 리브 패스너 홀의 둘레에 근접하게(예컨대, 둘레에, 또는 둘레 가까이) 배치되도록 구성된다.

본 개시내용은, 자유 플로팅 너트(206)(예컨대, 너트 플레이트 축(218)에 직교하여 자유롭게 움직일 수 있음)(도 4)가 날개(100)의 확정적(determinate) 또는 결정적(determinant) 조립(DA)을 허용할 수 있으며; 따라서, 날개(100)의 부착물 조립의 시간 소모적이고, 복잡하며 값비싼 공정이 제거되기 때문에, 개시된 체결 시스템(200)이 유리한 실시예들을 제공할 수 있다는 것을 인식한다. 날개(100)의 부착물 조립은, 날개 박스(132) 및 스킨들(130)이 부착물로 조립되고, 패스너 홀들이 날개보들(102) 및 스킨들(130) 둘 모두를 통해 드릴링되고, 스킨들(130) 및 날개 박스(132)가 따로 놓이고, 스킨들(130) 및 날개 박스(132)가 데버링(deburring)되거나 또는 다른 방식으로 표면 마무리 처리되고, 스킨들(130) 및 날개 박스(132)가 재조립되며, 그리고 패스너들이 체결될 것을 요구하는 매치-드릴링 공정을 포함할 수 있다. 확정적 조립은, 정렬을 돕기 위한 부가적인 툴링의 사용 없이, 스킨들(130) 및 날개보들(102)을 신속하게 정렬시키기 위해, 패턴에 기반하여 미리 드릴링되는, 예컨대 스킨들(130) 및 날개보들(102)에 형성된 패스너 홀들을 사용함으로써, 날개(100)의 더 신속하고, 더 간단하며 덜 값비싼 조립을 허용하는 공정이다.

예시적 실시예에서, 날개보 패스너 홀들(142)은 날개보들(102)의 코드들(140)을 통해 미리 드릴링될 수 있으며, 스킨 패스너 홀들(144)은 스킨들(130)을 통해 미리 드릴링될 수 있다. 날개보 패스너 홀들(142) 및 스킨 패스너 홀들(144) 중 하나 또는 둘 모두는 예컨대 날개(100)의 구성 동안 어떤 추가적인 드릴링도 요구하지 않는 최대 사이즈 홀들일 수 있다. 날개보 패스너 홀들(142)은 날개보 패스너 홀 직경(D4)을 포함하며, 스킨 패스너 홀들(144)은 스킨 패스너 홀 직경(D5)을 포함한다. 예시된 실시예에서, 날개보 패스너 홀들(142)의 날개보 패스너 홀 직경(D4)은 스킨 패스너 홀들(144)의 스킨 패스너 홀 직경(D5)보다 더 크다. 날개보 패스너 홀들(142)의 날개보 패스너 홀 직경(D4)은 슬리브(214)의 슬리브 외경(D1)(도 4)과 거의 동일하다. 스킨 패스너 홀들(144)의 스킨 패스너 홀 직경(D5)은 패스너(204)의 생크 직경(D3)(도 4)과 거의 동일하다.

본 개시내용은, 너트 플레이트 축(218)(도 4)과 패스너 축(232)(도 4)의 동축 정렬 없이 패스너(204)가 너트(206)에 체결되도록 허용할 수 있는 개시된 패스너 시스템(200)을 사용하여, 날개보 패스너 홀들(142) 및 스킨 패스너 홀들(144)의 중심 축들의 동축 정렬 없이, 스킨 패스너 홀들(144)의 스킨 패스너 홀 직경(D5)보다 더 큰 날개보 패스너 홀들(142)의 날개보 패스너 홀 직경(D4)이, 스킨들(130)이 날개보들(102)에 체결되도록 허용할 수 있기 때문에, 개시된 날개(100)가 유리한 실시예들을 제공할 수 있다는 것을 인식한다. 도 6에 예시된 바와 같이, 패스너 축(232)(도 4) 및 스킨 패스너 홀 중심 축(148)과 동축으로 정렬되고, 패스너(204)가 너트(206)에 체결되도록 허용하기 위해, 너트(206)는 너트 플레이트(202) 내에서 너트 플레이트 축(218)(도 4)에 직교하여 움직였다.

도 6을 참조하면, 예시된 실시예에서, 날개보(102)로의 스킨(130)의 조립 시, 날개보 패스너 홀(142)의 날개보 패스너 홀 중심 축(146)과 스킨 패스너 홀(144)의 스킨 패스너 홀 중심 축(148)은 동축으로 정렬되지 않는다. 스킨 패스너 홀(144)을 통한, 그리고 너트 플레이트(202)의 슬리브(214)를 통한 패스너(204)의 설치 시, 패스너(204)는 너트(206)에 맞물리며, 생크(220)의 스레디드 단부를 수용하기 위해, 너트(206)는 너트 축(234)(도 4) 및 패스너 축(232)(도 4), 그리고 또한 스킨 패스너 홀 중심 축(148)에 정렬되도록 선형으로 움직인다. 예에서, 패스너(204)의 단부는, 패스너(204)를 너트(206) 안으로 안내하고 그리고/또는 너트(206)를 너트 플레이트(202)에 대하여 포지셔닝시키기 위한 리드-인 챔퍼(lead-in chamfer)를 포함할 수 있다.

그에 따라서, 개시된 패스너 시스템(200)은, 확정적 조립 공정을 사용하여, 잠재적으로 발생할 수 있는 날개보 패스너 홀들(142)과 스킨 패스너 홀들(144)의 오정렬을 고려한다. 패스너 시스템(200)은, 날개보 패스너 홀들(142)과 스킨 패스너 홀들(144)이 동축으로 정렬되지 않은 상태로, 스킨(130)이 날개보(102)에 체결되는 것을 가능하게 한다. 일단 패스너 시스템(200)이 설치되면, 패스너 시스템(200)에 의해 생성되는 클램프 힘은, 날개보 패스너 홀(142) 및 슬리브 내경(D2)(도 4)이 패스너(204)의 생크 직경(D3)(도 4)보다 더 크다는 것에 기인하여, 스킨(130)과 날개보(102) 사이의 임의의 운동을 방지한다.

이제, 도 5 및 도 6을 참조하면, 너트 플레이트(202)는, 날개보 패스너 홀(142) 내에 수용되는 슬리브(214)에 고정되는 포지션으로 날개보(102), 예컨대 날개보(102)의 코드(140)에 커플링되도록 구성된다. 너트 플레이트(202)는, 패스너(204)의 단부와의 맞물림을 위한 적절한 포지션으로 날개보 패스너 홀(142) 및 스킨 패스너 홀(144)에 대하여 너트(206)를 대략 포지셔닝시킨다. 위에서 설명된 바와 같이, 패스너(204)를 너트(206)에 체결시키기 위하여, 너트 플레이트(202)는 너트(206)의 회전 운동을 제약하며, 너트(206)의 직교 운동을 허용한다.

너트 플레이트(202)는 다양한 상이한 기술들에 의해 날개보(102)에 커플링될 수 있다. 예시적 실시예에서, 냉간 팽창 공정 또는 냉간 가공 공정을 사용하여, 너트 플레이트(202)가 날개보(102)에 커플링된다. 예로서, 너트 플레이트(202)의 설치 전에, 슬리브(214)의 슬리브 외경(D1)은 날개보 패스너 홀(142)의 날개보 패스너 홀 직경(D4)보다 더 작다. 예시적 동작에서, 슬리브(214)가 날개보 패스너 홀(142) 내에 수용된 후에, 맨드릴의 헤드 단부가 슬리브(214)의 외부 단부를 지나 바깥쪽으로 연장되도록, 풀 건(pull gun)(미도시)은 슬리브(214)를 통해 맨드릴(미도시)을 연장시키도록 동작된다. 맨드릴의 헤드 단부의 직경 + 슬리브(214)의 두께는 날개보 패스너 홀(142)의 날개보 패스너 홀 직경(D4)과 거의 동일하다. 이후, 맨드릴이 리트랙팅되어, 슬리브(214)가 변형되고 슬리브(214)의 슬리브 외경(D1)이 날개보 패스너 홀(142)의 날개보 패스너 홀 직경(D4)과 거의 동일하거나 또는 그 초과가 되도록 증가(예컨대, 냉간 팽창)되어, 날개보(102)에 대하여 너트 플레이트(202)가 제자리에 홀딩된다. 슬리브(214)는 날개보 패스너 홀(142) 주위의 원주 방향 장력에 의해 날개보 패스너 홀(142) 내에 유지된다. 예시적 구현에서, 너트(206)는, 너트(206)로부터의 간섭 없이 슬리브(214)를 팽창시키기 위하여 맨드릴이 너트 플레이트(202)의 슬리브(214)를 완전히 통과하도록 허용하도록 구성되는 카운터보어를 포함한다. 본 개시내용은, 예컨대, 날개보(102)가 금속으로 만들어질 때, 냉간 가공 공정에 의한 슬리브(214)의 팽창이 슬리브(214)를 가공 경화시키고, 개선된 피로 및 내구성을 너트 플레이트(202) 및/또는 날개보(102)에 제공할 수 있기 때문에, 개시된 패스너 시스템(200)이 유리한 실시예들을 제공할 수 있다는 것을 인식한다.

다른 예시적 실시예에서, 너트 플레이트(202)는, 슬리브(214)가 날개보 패스너 홀(142) 내에 포지셔닝된 상태로, 날개보(102)에 접착식으로 접합될 수 있다. 또 다른 예시적 실시예에서, 너트 플레이트(202)는, 슬리브(214)가 날개보 패스너 홀(142) 내에 포지셔닝된 상태로, 예컨대 리벳들로 날개보(102)에 기계적으로 체결될 수 있다. 다른 예에서, 너트 플레이트(202)는 날개보(102)에 통합될 수 있다. 예로서, 너트 플레이트(202) 또는 너트 플레이트(202)의 일부(예컨대, 너트 플레이트(202)의 본체(208))는 날개보(102) 안에 일체형으로 몰딩될 수 있다. 이후, 너트(206)는 일체형 돔(216)에 의해 형성된 내측 챔버(224) 내에 배치될 수 있다. 림(260)으로서의 역할을 하고, 너트(206)를 너트 플레이트(202) 내에 홀딩시키도록, 인서트(insert), 이를테면 스레디드 와셔(threaded washer)가 일체형 너트 플레이트(202) 위에 배치될 수 있다.

도 7은 이를테면 항공기 날개(1218)(도 1) 형태의 개시된 날개(100), 및 개시된 패스너 시스템(200)의 다른 실시예의 확대 부분 단면도의 개략적 예시이다. 예시적 실시예에서, 패스너 시스템(200)은 EME-보호성 패스너 시스템이다.

본 개시내용은, 스킨(130)을 날개보(102)에 체결시키기 위한 패스너 시스템(200)의 사용이, 특별 EME 패스너들, EME 실란트 및/또는 다른 EME 보호 디바이스들의 사용을 제거함으로써 EME 보호의 비용, 시간 및 복잡성을 감소시킬 수 있기 때문에, 개시된 패스너 시스템(200)이 유리한 실시예들을 제공할 수 있다는 것을 인식한다.

예시적 실시예에서, 너트 플레이트(202)는 슬리브(214)의 내측 표면(242) 상에 유전체 코팅(240)을 포함한다. 본 개시내용은, 유전체 코팅(240)이, 패스너(204)(예컨대, 생크(220))와 너트 플레이트(202)(예컨대, 슬리브(214)의 내경 표면(242)) 사이의 아크방전을 방지함으로써 EME 보호를 제공하기 때문에, 개시된 패스너 시스템(200)이 유리한 실시예들을 제공할 수 있다는 것을 인식한다. 예로서, 유전체 코팅은 고체 필름 윤활유, 이를테면 SAE AS5272에 따른 것들을 포함한다.

예시적 실시예에서, 너트 플레이트(202)는 너트(206)와 본체(208) 사이의 전도성 너트-대-플랜지 인터페이스(244)를 포함한다. 전도성 너트-대-플랜지 인터페이스(244)는 너트(206)와 너트 플레이트(202) 사이의 전기 연결을 설정한다. 예로서, 너트(206)는 너트 전도성 접촉 표면(246)을 포함하며, 플랜지(212)는 플랜지 전도성 접촉 표면(248)을 포함하며, 이는 전도성 너트-대-플랜지 인터페이스(244)를 규정한다. 예로서, 너트 전도성 접촉 표면(246)은 칼라(236)의 하나 또는 그 초과의 표면들에 의해 규정되며, 플랜지 전도성 접촉 표면(248)은 너트 수용 리세스(230)를 형성하는 플랜지(212), 예컨대 림(260)의 하나 또는 그 초과의 내측 표면들에 의해 규정된다. 예에서, 너트 전도성 접촉 표면(246) 및 플랜지 전도성 접촉 표면(248) 둘 모두가 나금속(bare metal) 표면들이어서, 전도성 너트-대-플랜지 인터페이스(244)는 금속-대-금속 인터페이스이다. 본 개시내용은, 전도성 너트-대-플랜지 인터페이스(244)가, 너트(206)와 본체(208) 사이의 전기 연결을 인에이블링하여 스파킹 없이 이들 사이에 전류가 흐르도록 허용함으로써 EME 보호를 제공하기 때문에, 개시된 패스너 시스템(200)이 유리한 실시예들을 제공할 수 있다는 것을 인식한다.

예시적 실시예에서, 너트(206)와 생크(220)의 스레디드 단부 부분 사이의 스레디드 패스너-대-너트 인터페이스(256)에 윤활유(250)가 도포된다. 본 개시내용은, 윤활유(250)가 마찰을 감소시켜 설치력을 낮추고, HERE을 방지하며, 더 많은 반복가능한 토크/장력 관계를 제공하기 때문에, 개시된 패스너 시스템(200)이 유리한 실시예들을 제공할 수 있다는 것을 인식한다.

예시적 실시예에서, 너트 플레이트(202)의 커버(210)의 돔(216)은 EME로부터 도출되는 압력, 이를테면 스파크로부터 도출되는 연소의 빌드업(buildup)을 포함하도록 구성된다. 이 예에서, 너트 플레이트(202)의 커버(210)의 돔(216)에 의해 형성된 내측 챔버(224)는 예컨대 EME에 의해 유발되는 연소에 기인하는 가스들의 팽창을 수납하기에 충분한 체적을 포함한다. 예로서, 내측 챔버(224)는, 너트(206)에 의해 점유되는 내측 챔버(224)의 부분의 체적보다 적어도 대략 50 퍼센트 더 큰 전체 체적을 포함한다.

예시된 실시예에서, 슬리브(214)는 슬리브 높이(H)를 포함한다. 예시적 실시예에서, 슬리브 높이(H)는 날개보(102)(예컨대, 코드(140))(도 6)의 날개보 두께(T)와 거의 동일하다. 이 실시예에서, 스킨(130)을 날개보(102)에 체결시키기 위해 슬리브(214)가 날개보 패스너 홀(142) 내에 수용되고 스킨(130)이 날개보(102)에 대하여 조립 포지션으로 배치될 때, 예컨대, 패스너(204)를 너트(206)에 체결시키기 위해 날개보 패스너 홀(142) 및 스킨 패스너 홀(144)이 대략 정렬될 때, 슬리브(214)의 단부는 스킨(130)의 제 1 표면(152)의 일부와 긴밀하게 접촉하게, 예컨대, 스킨 패스너 홀(144)의 둘레에 근접하게(예컨대, 둘레에, 또는 둘레 가까이) 배치된다. 이 실시예에서, 스킨(130)의 표면(152) 및 슬리브(214)의 단부는 슬리브-대-스킨 인터페이스(255)를 규정한다. 본 개시내용은, 슬리브-대-스킨 인터페이스(255)에서의 스킨(130)의 표면(152)과 슬리브(214) 사이의 긴밀한 접촉이, 예컨대 EME로부터 도출되는 압력의 빌드업에 기인하는, 너트 플레이트(202)의 커버(210)의 내측 챔버(224) 내부로부터의 높은 에너지의 탈출을 방지함으로써 EME 보호를 제공할 수 있기 때문에, 개시된 패스너 시스템(200)이 유리한 실시예들을 제공할 수 있다는 것을 인식한다. 본 개시내용은, 스킨(130)의 제 1 표면(152)과 슬리브(214) 사이의 긴밀한 접촉이 스킨(130)과 슬리브(214) 사이에 형성되는 갭을 제어(예컨대, 감소 또는 방지)(이는 컴포넌트들 사이의 스파킹을 방지할 수 있음)함으로써 EME 보호들을 제공할 수 있기 때문에, 개시된 패스너 시스템(200)이 유리한 실시예들을 제공할 수 있다는 것을 인식한다.

다른 예시적 실시예에서, 슬리브 높이(H)는 날개보(102)(예컨대, 코드(140))(도 6)의 날개보 두께(T)보다 더 작다. 이 실시예에서, 스킨(130)을 날개보(102)에 체결시키기 위해 슬리브(214)가 날개보 패스너 홀(142) 내에 수용되고 스킨(130)이 날개보(102)에 대하여 조립 포지션으로 배치될 때, 예컨대, 패스너(204)를 너트(206)에 체결시키기 위해 날개보 패스너 홀(142) 및 스킨 패스너 홀(144)이 대략 정렬될 때, 슬리브(214)의 단부는 스킨(130)의 제 1 표면(152)으로부터 이격된다. 이 실시예에서, 슬리브-대-스킨 인터페이스(255)는 갭(명시적으로 예시되지 않음)을 규정한다.

예시적 실시예에서, 너트 플레이트(202)와 날개보(102) 및/또는 스킨(130) 사이의 하나 또는 그 초과의 인터페이스들은 페이 시일(fay seal)(258)을 포함한다. 페이 시일(258)은 대향하는 인터페이싱 표면들에 의해 형성되는 조인트(joint) 사이의 시일이다. 예들로서, 페이 시일(258)은 플랜지-대-날개보 인터페이스(254), 슬리브-대-스킨 인터페이스(252), 슬리브 대 날개보 인터페이스(262) 및/또는 임의의 다른 적절한 표면 인터페이스들 중 하나 또는 그 초과에 도포될 수 있다. 예로서, 적절한 표면 준비 후에, 임의의 적절한 도포 기술을 사용하여, 예컨대 대략 10 밀(mil)의 두께로, 표면 인터페이스의 정합 표면들 중 하나에 실란트가 균일하게 도포된다. 본 개시내용은, 페이 시일(258)이, 물(컴포넌트들 사이에서 부식될 수 있음)이 갇힐 수 있으며, 전류(스파크를 유발할 수 있음)가 횡단할 수 있는 개방 공간들 또는 갭들을 제거함으로써 EME 보호를 제공할 수 있기 때문에, 개시된 패스너 시스템(200)이 유리한 실시예들을 제공할 수 있다는 것을 인식한다.

다른 예시적 실시예에서, 너트 플레이트(202)는 단일 부재 또는 컴포넌트인데, 예컨대, 본체(208) 및 커버(210)는 원-피스 부재를 형성한다. 너트(206)가 단일 너트 플레이트(202) 내에 배치되어서, 칼라(236)는 플랜지(212)의 너트 수용 리세스(230) 내에 포지셔닝되고, 너트(206)의 일부는 커버(210)의 돔(216) 내에 포지셔닝된다. 본 개시내용은, 너트 플레이트(202)가 밀봉되고 어떤 컴포넌트 인터페이스들 또는 조인트들(예컨대, 본체(208)와 커버(210) 사이의 크림프 조인트들)도 없으므로, 단일 너트 플레이트(202)가, 조이닝 인터페이스들을 최소화함으로써 잠재적인 스파킹을 감소시킬 수 있으며, 예컨대 EME로부터 도출되는 높은 에너지를 포함하도록 개선된 EME 보호를 제공하기 때문에, 개시된 패스너 시스템(200)이 유리한 실시예들을 제공할 수 있다는 것을 인식한다. 추가로, 단일 너트 플레이트(202)는 내측 챔버(224)에 대한 일체형 시일을 제공하며, 따라서 이차 시일 캡들에 대한 필요가 제거된다.

예시적 실시예에서, 너트 플레이트(202)는, 원-피스 부재를 형성하기 위한 적층(예컨대, 적층 층) 가공 공정을 사용하여 만들어진다. 다시 말해서, 단일 너트 플레이트(202)는 적층식으로 가공된 컴포넌트이다. 3D 프린팅으로 또한 알려진 적층 가공은, 몰드들 또는 다이들 없이, 기능적인 복잡한 부품을 층별로 생산할 수 있는 컴퓨터-지원 제조(CAM;computer-aided manufacturing) 기술을 사용하는 통합 공정이다. 통상적으로, 이 공정은 강력한 열원, 이를테면 레이저 빔 또는 전자 빔을 사용하여, 금속성 분말 또는 와이어 형태의, 제어되는 양의 금속을 용융시키며, 이후, 이는 초기에, 워크 피스의 베이스 플레이트 상에 증착된다. 이후, 후속 층들이 각각의 선행 층 상에 형성된다. 다시 말해서, 통상적인 기계가공 공정들과는 대조적으로, 적층 가공은, 재료를 제거하는 것이 아니라 재료를 적층시킴으로써, 완전한 기능적 부품들을 형성하거나 또는 대안적으로 기존의 컴포넌트들 상에 피처들을 형성한다. 이 예시적 실시예에서, 너트 플레이트(202)는 너트(206) 주위에 층별로 형성된다.

적층 가공 기술들의 예들은, 금속 분말이 레이저 빔에 의해 용융되는 선택적 레이저 용융(SLM;Selective Laser Melting) 그리고 금속 분말이 전자 빔에 의해 용융되는 전자 빔 용융(EBM;Electron Beam Melting)과 같은 분말 베드 기술들; 냉각될 때 야금 접합을 형성하기 위해 베이스 금속 상의 입자들을 용융시키는 레이저 빔에 동축으로 금속 분말이 취입되는, 레이저 금속 증착 또는 레이저 클래딩으로 또한 알려진, 취입되는 분말 기술들; 그리고 금속 분말이 레이저 빔에 의해 소결되는 선택적 레이저 소결을 포함한다.

예로서, 베이스 플레이트는 분말 베드 내에 장착될 수 있으며, 분말의 표면은, 베이스 플레이트의 표면을 정확히 덮도록 수평이 유지된다. 이후, 너트 플레이트(202)의 형상의 일부를 규정하는 경로를 따라 베이스 플레이트 위를 레이저로 스캐닝할 수 있다. 분말은 이 형상으로 용융되고, 원하는 형상으로 베이스 플레이트 상의 금속 층으로 응고된다. 이후, 분말은 약간 더 높게 다시 수평이 유지될 수 있으며, 이 공정은, 너트 플레이트(202)의 형상의 연속적 부분, 예컨대, 커버(210)의 돔(216) 그리고 내측 견부(238)를 규정하는 플랜지(212)의 부분을 규정하도록 반복된다. 이후, 너트(206)가 돔(216)에 의해 형성된 내측 챔버(224) 내에 배치되어서, 칼라(236)는 플랜지(212)의 내측 견부(238)에 의해 지지될 수 있다. 이후, 분말은 약간 더 높게 다시 수평이 유지될 수 있으며, 이 공정은, 너트 플레이트의 형상의 나머지 부분, 예컨대, 외측 견부(226) 및 슬리브(214)를 규정하는 플랜지(212)의 나머지 부분이 완전히 형성될 때까지 반복된다.

도 8은 이를테면 항공기 날개(1218)(도 1) 형태의 개시된 날개(100)(도 4)를 만들기 위한 개시된 방법(500)의 예시적 실시예를 예시하는 흐름 다이어그램이다.

예시된 실시예에서, 방법(500)은, 블록(502)에 도시된 바와 같이, 날개 박스(132)(도 3)를 형성하는 단계를 포함한다. 예로서, 날개 박스(132)는 하나 또는 그 초과의 날개보들(102)(도 3) 및 이 날개보들(102)에 연결된 복수의 리브들(128)(도 3)을 포함한다. 날개보들(102)은 이 날개보들(102)을 통해 형성(예컨대, 드릴링 또는 기계가공)된 복수의 날개보 패스너 홀들(142)(도 5)을 포함한다. 날개보 패스너 홀들(142)의 각각의 날개보 패스너 홀은 날개보 패스너 홀 직경(D4)(도 5)을 포함한다.

방법(500)은 또한, 블록(504)에 도시된 바와 같이, 스킨들(130)(예컨대, 상부 스킨(130a) 및 하부 스킨(130b))(도 3)을 형성하는 단계를 포함한다. 예로서, 스킨들(130)은 이 스킨들(130)을 통해 형성된 복수의 스킨 패스너 홀들(144)(도 5)을 포함한다. 스킨 패스너 홀들(144)의 각각의 스킨 패스너 홀은 스킨 패스너 홀 직경(D5)(도 5)을 포함한다. 날개보 패스너 홀 직경(D4)은 스킨 패스너 홀 직경(D5)보다 더 크다.

방법(500)은 또한, 블록(508)에 도시된 바와 같이, 개시된 패스너 시스템(200)(도 4)의 너트 플레이트들(202)(도 4)을 복수의 날개보 패스너 홀들(142)(도 5)의 각각의 날개보 패스너 홀 내에 설치하는 단계를 포함한다. 예로서, 너트 플레이트들(202)의 각각의 너트 플레이트는 날개보 패스너 홀들(142) 중 연관된 날개보 패스너 홀 내에 수용되어 유지되도록 구성된 슬리브(214)(도 4), 슬리브(214)로부터 반경 방향으로 연장되며 너트 수용 리세스(230)(도 4)를 규정하는 플랜지(212)(도 4), 슬리브(214)에 대향하게 플랜지(212)로부터 축 방향으로 연장되며 내측 챔버(224)(도 4)를 규정하는 돔 커버(210)(도 4), 및 너트 수용 리세스(230) 내에 적어도 부분적으로 수용되며 커버(210) 내에 봉입되는 너트(206)(도 4)를 포함한다. 너트(206)는 너트 플레이트(202) 내에서 너트 플레이트 축(218)(도 4)을 중심으로 하는 회전이 제약되며, 너트 플레이트 내에서 너트 플레이트 축(218)에 직교하여 선형으로 자유롭게 움직인다.

방법(500)은 또한, 블록(506)에 도시된 바와 같이, 내측 시스템들(136)(도 3) 중 하나 또는 그 초과를 날개 박스(132)내에 설치하는 단계를 포함한다.

방법(500)은 또한, 블록(510)에 도시된 바와 같이, 스킨들(130)(도 3) 사이에 날개 박스(132)(도 3)를 끼워 넣고 내측 시스템(136)(도 3)을 봉입하는 단계를 포함한다. 스킨 패스너 홀들(144)(도 5)은 일반적으로 날개보 패스너 홀들(142)과 정렬된다. 스킨 패스너 홀들(144)의 각각의 스킨 패스너 홀의 스킨 패스너 홀 중심 축(148)(도 6)은 날개보 패스너 홀들(142)의 각각의 날개보 패스너 홀의 날개보 패스너 홀 중심 축(146)(도 6)과 동축으로 정렬되지 않는다.

방법(500)은 또한, 블록(512)에 도시된 바와 같이, 패스너들(204)(도 4)을 설치하는 단계를 포함한다. 패스너들(204)은 스킨 패스너 홀들(144)(도 5)의 각각의 스킨 패스너 홀을 통해, 그리고 날개보 패스너 홀들(142) 중 연관된 날개보 패스너 홀들 내에 수용된 너트 플레이트들(202)(도 4)의 각각의 너트 플레이트의 슬리브(214)(도 4)를 통해 설치된다.

방법(500)은 또한, 블록(514)에 도시된 바와 같이, 스킨 패스너 홀 중심 축(148)(도 6)과 너트(206)(도 4)의 너트 축(234)(도 4)을 동축으로 정렬시키는 단계를 포함한다. 너트(206)의 너트 축(234)은 스킨 패스너 홀들(144)(도 6) 중 연관된 스킨 패스너 홀의 스킨 패스너 홀 중심 축(148)과 동축으로 정렬된다. 너트 축(234)과 스킨 패스너 홀 중심 축(148)의 동축 정렬은, 패스너(204)와의 맞물림 시 너트 플레이트(202) 내에서 너트 플레이트 축(218)(도 4)에 직교하여 너트(206)를 선형으로 움직임으로써 달성된다.

방법(500)은 또한, 블록(516)에 도시된 바와 같이, 패스너들(204)(도 4)을 연관된 너트 플레이트들(202)(도 4) 내에 봉입된 너트(206)로 회전시키는(예컨대, 체결시키는) 단계를 포함한다. 패스너들(204)을 날개보들(102)에 커플링된 너트 플레이트들(202) 내에 봉입된 너트들(206)로 회전시키는 것은 스킨들(130)을 날개보들(102)에 체결시킨다.

방법(500)은 또한, 블록(518)에 도시된 바와 같이, EME로부터의 보호를 제공하는 단계를 포함한다. 예로서, EME로부터의 보호는, 너트(206)(도 7)의 플랜지 전도성 접촉 표면(248)(도 7)과 플랜지(212)(도 7)의 너트 전도성 접촉 표면(246)(도 7) 사이에 전기 전도성 너트-대-플랜지 인터페이스(244)(도 7)를 형성함으로써, 패스너 시스템(200)에 의해 제공된다. 다른 예로서, EME로부터의 보호는, 유전체 코팅(240)(도 7)을 슬리브(214)(도 7)의 내경 표면에 도포함으로써, 패스너 시스템(200)에 의해 제공된다. 다른 예로서, EME로부터의 보호는, 슬리브(214)의 슬리브 높이(H)(도 7)가 날개보(102)(도 7)의 날개보 두께(T)(도 7)와 거의 동일하게 되어, 슬리브-대-스킨 인터페이스(252)(도 7)가 형성됨으로써, 패스너 시스템(200)에 의해 제공된다. 다른 예로서, EME로부터의 보호는, 너트(206)에 의해 점유되는 체적보다 적어도 50 퍼센트 더 큰 체적을 갖는 내측 챔버(224)(도 7)를 형성하는 커버(210)(도 7)의 돔(216)(도 7)에 의해, 패스너 시스템(200)에 의해 제공된다. 또 다른 예로서, EME로부터의 보호는, 본체(208)(도 7) 및 커버(210)가 서로 일체형이 되고 단일 너트 플레이트(202)를 형성하며; 따라서 단일 너트 플레이트(202) 내에 내측 챔버(224)를 밀봉시키고 너트(206)를 봉입함으로써, 패스너 시스템(200)에 의해 제공된다.

방법(500)은 또한, 블록(520)에 도시된 바와 같이, 날개(100)(도 3)를 마무리짓는 단계를 포함한다. 날개(100)의 마무리는, 날개(100)의 최종 마무리 패널들로서 스킨들(130)(도 3)을 사용함으로써 달성된다.

그에 따라서, 본 개시내용은, 개시된 패스너 시스템(200)을 활용하여 스킨들(130)을 날개 박스(132)에 체결시키는 것이, 스킨들(130)이 날개(100)의 최종 패널 마무리를 규정하도록 허용할 수 있기 때문에, 개시된 날개(100)가 유리한 실시예들을 제공할 수 있다는 것을 인식한다. 본 개시내용은 또한, 플로팅 너트(206)를 갖는 너트 플레이트(202)가, 날개(100)의 확정적 조립을 허용할 수 있고, 스킨들(130)의 액세스 도어들 또는 홀들에 대한 필요를 제거할 수 있고, 내측 시스템들(136)의 미리 채워 넣어진 설치를 허용할 수 있으며, 더 얇은 날개 설계를 가능하게 할 수 있기 때문에, 개시된 체결 시스템(200)이 유리한 실시예들을 제공할 수 있다는 것을 인식한다. 추가로, 개시된 체결 시스템(200)을 활용하는 개시된 날개(100)는, 예컨대, 시일 캡들을 제거하고, 페이 시일들을 제거하고, 필릿 시일들을 제거하고, 구리 포일, 유전체 톱(top)들, 아플리케(applique) 등과 같은 표면 보호부를 제거함으로써, 항공기에 대한 EME 요건들을 준수하면서, EME 아키텍처를 단순화시킬 수 있다. 본 개시내용은 또한, 부착물 조립 및 매칭 드릴링과 연관된 시간, 복잡성 및 비용을 감소시킴으로써, 개시된 체결 시스템(200)을 활용하는 개시된 날개(100)가 유리한 실시예들을 제공할 수 있다는 것을 인식한다.

본원에서 "실시예"에 대한 지칭은, 실시예와 관련하여 설명된 하나 또는 그 초과의 특징, 구조, 엘리먼트, 컴포넌트 또는 특성이 개시된 본 발명의 적어도 하나의 구현에 포함된다는 것을 의미한다. 따라서, 본 개시내용 전체에 걸쳐 "일 실시예", "다른 실시예"란 문구 그리고 유사한 언어는 동일한 실시예를 지칭할 수 있다(그러나, 반드시 동일한 실시예를 지칭하는 것은 아님). 추가로, 임의의 일 실시예를 특성화하는 발명의 요지는 임의의 다른 실시예를 특성화하는 발명의 요지를 포함할 수 있다(그러나, 반드시 포함하는 것은 아님).

유사하게, 본원에서 "예"에 대한 지칭은, 예와 관련하여 설명된 하나 또는 그 초과의 특징, 구조, 엘리먼트, 컴포넌트 또는 특성이 적어도 하나의 실시예에 포함된다는 것을 의미한다. 따라서, 본 개시내용 전체에 걸쳐 "일 예", "다른 예"란 문구들 그리고 유사한 언어는 동일한 예를 지칭할 수 있다(그러나, 반드시 동일한 예를 지칭하는 것은 아님). 추가로, 임의의 일 예를 특성화하는 발명의 요지는 임의의 다른 예를 특성화하는 발명의 요지를 포함할 수 있다(그러나, 반드시 포함하는 것은 아님).

달리 표시되지 않는 한, "제 1", "제 2" 등의 용어들은 본원에서 단지 라벨들로서 사용되며, 이들 용어들이 지칭하는 항목들에 관한 서수적, 위치적, 또는 계층적 요건들을 부과하는 것으로 의도되지 않는다. 게다가, "제 2" 항목에 대한 지칭은 번호가 낮은 항목(예컨대, "제 1" 항목) 및/또는 번호가 높은 항목(예컨대, "제 3" 항목)의 존재를 요구하거나 또는 배제하지 않는다.

본원에서 사용된 바와 같이, "~ 중 적어도 하나"란 문구는, 항목들의 목록과 함께 사용될 때, 열거된 항목들 중 하나 또는 그 초과의 항목들의 상이한 조합들이 사용될 수 있으며 목록의 항목들 중 단 한 개만이 필요로 될 수도 있다는 것을 의미한다. 항목은 특정 오브젝트, 물건, 또는 카테고리일 수 있다. 다시 말해서, "~중 적어도 하나"는, 항목들 또는 항목들의 개수의 임의의 조합이 목록으로부터 사용될 수 있지만, 목록의 항목들 전부가 요구되는 것은 아닐 수 있다는 것을 의미한다. 예컨대, "항목 A, 항목 B, 및 항목 C 중 적어도 하나"는 항목 A; 항목 A 및 항목 B; 항목 B; 항목 A, 항목 B, 및 항목 C; 또는 항목 B 및 항목 C를 의미할 수 있다. 일부 경우들에서, "항목 A, 항목 B, 및 항목 C 중 적어도 하나"는 예컨대 2개의 항목 A, 1개의 항목 B, 그리고 10개의 항목 C; 4개의 항목 B 및 7개의 항목 C; 또는 어떤 다른 적절한 조합(이들에 제한되지 않음)을 의미할 수 있다.

위에서 참조된 도 2 및 도 8에서, 블록들은 동작들 및/또는 그 부분들을 표현할 수 있으며, 다양한 블록들을 연결하는 라인들은 동작들 또는 그 부분들의 임의의 특정 순서 또는 종속성을 암시하지 않는다. 만약에 있다면, 파선들에 의해 표현되는 블록들은 대안적 동작들 및/또는 그 부분들을 표시한다. 만약에 있다면, 다양한 블록들을 연결하는 파선들은 동작들 또는 그 부분들의 대안적 종속성들을 표현한다. 다양한 개시된 동작들 사이의 모든 종속성들이 반드시 표현되는 것은 아니라는 것이 이해될 것이다. 도 2 및 도 8, 그리고 본원에서 전개되는 개시된 방법들의 동작들을 설명하는 첨부된 개시내용은, 반드시 동작들이 수행되어야 할 시퀀스를 결정하는 것으로서 해석되지 않아야 한다. 그보다는, 일 예시적 순서가 표시되지만, 적절할 때 동작들의 시퀀스가 수정될 수 있다는 것이 이해되어야 한다. 그에 따라서, 예시된 동작들에 수정들, 추가들 및/또는 생략들이 이루어질 수 있으며, 특정 동작들은 상이한 순서로 또는 동시에 수행될 수 있다. 부가적으로, 당업자들은, 설명된 모든 동작들이 수행될 필요가 있는 것은 아니라는 것을 인식할 것이다.

추가로, 본 개시내용은 다음의 조항들에 따른 실시예들을 포함한다:

조항 1. 날개로서,

상호연결되는 날개보들을 포함하는 날개 박스;

상기 날개 박스 내에 설치된 내측 시스템; 및

상기 날개 박스에 체결되며, 상기 날개 박스를 덮는 대향하는 한 쌍의 스킨들을 포함하며, 상기 스킨들 중 하나는 상기 날개를 마무리짓는다.

조항 2. 조항 1의 날개에 있어서, 상기 스킨들을 상기 날개보들에 체결시키도록 구성된 복수의 체결 시스템들을 더 포함하며, 상기 체결 시스템들의 각각의 체결 시스템은,

스레디드 패스너;

본체 및 커버를 포함하는 너트 플레이트; 및

상기 본체와 상기 커버 사이에서 상기 너트 플레이트 내에 봉입된 너트를 포함하며,

상기 너트는 상기 너트 플레이트 내에서 너트 플레이트 축을 중심으로 하는 회전이 제약되며, 상기 너트 플레이트 내에서 상기 너트 플레이트 축에 직교하여 선형으로 자유롭게 움직인다.

조항 3. 조항 2의 날개에 있어서, 상기 본체 및 상기 커버는 단일 너트 플레이트를 형성한다.

조항 4. 조항 3의 날개에 있어서, 상기 너트 플레이트는 적층 가공 공정에 의해 만들어진다.

조항 5. 조항 2의 날개에 있어서,

상기 날개보들은 복수의 날개보 패스너 홀들을 포함하고, 상기 날개보 패스너 홀들의 각각의 날개보 패스너 홀은 날개보 패스너 홀 직경을 포함하며,

상기 스킨들은 복수의 스킨 패스너 홀들을 포함하고, 상기 스킨 패스너 홀들의 각각의 스킨 패스너 홀은 스킨 패스너 홀 직경을 포함하며, 그리고

상기 날개보 패스너 홀 직경은 상기 스킨 패스너 홀 직경보다 더 크다.

조항 6. 조항 5의 날개에 있어서, 상기 복수의 날개보 패스너 홀들은 확정적 조립 공정에 의해 상기 날개보들에 드릴링되며, 상기 복수의 스킨 패스너 홀들은 상기 확정적 조립 공정에 의해 상기 스킨들에 드릴링된다.

조항 7. 조항 5의 날개에 있어서, 상기 스킨 패스너 홀들의 각각의 스킨 패스너 홀의 스킨 패스너 홀 중심 축은 상기 날개보 패스너 홀들의 각각의 날개보 패스너 홀의 날개보 패스너 홀 중심 축과 동축으로 정렬되지 않는다.

조항 8. 조항 7의 날개에 있어서,

상기 너트 플레이트의 상기 본체는, 상기 너트 플레이트를 상기 날개보에 커플링시키기 위해 상기 날개보 패스너 홀들의 각각의 날개보 패스너 홀을 통해 수용되는 슬리브를 포함하며,

상기 패스너는 상기 스킨 패스너 홀들 및 상기 슬리브 각각을 통해 배치되고, 상기 너트에 맞물리며, 그리고

상기 너트의 너트 축은 상기 스킨 패스너 홀 중심 축과 동축으로 정렬된다.

조항 9. 조항 8의 날개에 있어서, 상기 슬리브의 슬리브 외경은, 상기 슬리브를 원주 방향 장력에 의해 상기 날개보 패스너 홀들 중 연관된 날개보 패스너 홀 내에 커플링시키기 위해, 상기 날개보 패스너 홀들의 날개보 패스너 홀 직경과 거의 동일하거나 또는 그 초과가 되도록 냉간 가공 공정에 의해 팽창된다.

조항 10. 조항 8의 날개에 있어서, 상기 슬리브는 내경 표면 상에 배치된 유전체 코팅을 포함한다.

조항 11. 조항 8의 날개에 있어서, 상기 슬리브는 상기 날개보의 날개보 두께와 거의 동일한 슬리브 높이를 포함한다.

조항 12. 조항 8의 날개에 있어서, 상기 너트 플레이트의 상기 본체는, 상기 슬리브로부터 반경 방향으로 그리고 상기 날개보와 표면 접촉하는 상태로 연장되며, 너트 수용 리세스 및 전도성 너트-대-플랜지 인터페이스를 규정하는 플랜지를 더 포함한다.

조항 13. 날개의 날개보에 스킨을 체결시키기 위한 체결 시스템으로서, 상기 체결 시스템은,

스킨 패스너 홀을 통해 상기 스킨에 수용되도록 구성된 스레디드 패스너;

일반적으로 상기 스킨 패스너 홀과 정렬된 상기 날개보의 날개보 패스너 홀 내에 커플링되도록 구성된 너트 플레이트 ―상기 너트 플레이트는 본체 및 커버를 포함함―; 및

상기 본체와 상기 커버 사이에서 상기 너트 플레이트 내에 봉입된 너트를 포함하며, 상기 너트는 상기 너트 플레이트 내에서 너트 플레이트 축을 중심으로 하는 회전이 제약되며, 상기 너트는 상기 너트 플레이트 내에서 상기 너트 플레이트 축에 직교하여 선형으로 자유롭게 움직인다.

조항 14. 조항 13의 체결 시스템에 있어서, 상기 본체 및 상기 커버는 적층 가공 공정에 의해 만들어지는 단일 너트 플레이트를 형성한다.

조항 15. 조항 13의 체결 시스템에 있어서,

상기 너트 플레이트의 상기 본체는 상기 날개보 패스너 홀 내에 수용되어 유지되도록 구성된 슬리브, 및 상기 슬리브로부터 반경 방향으로 연장되는 플랜지를 포함하며,

상기 커버는 상기 슬리브에 대향하게 상기 플랜지로부터 축 방향으로 연장되는 돔을 포함하며,

상기 너트는 반경 방향 칼라를 포함하며,

상기 플랜지는 림, 그리고 상기 플랜지 내에 형성되는 너트 수용 리세스를 규정하는, 상기 림에 대향하는 내측 견부를 포함하며,

상기 너트 수용 리세스는 상기 칼라를 적어도 부분적으로 수용하도록 구성되고, 상기 내측 견부는 상기 칼라를 지지하도록 구성되며, 그리고

상기 너트는, 상기 패스너가 상기 슬리브를 통해 수용되고 상기 너트에 체결될 때, 상기 스킨 패스너 홀의 스킨 패스너 홀 중심 축과 너트 축을 동축으로 정렬시키며, 상기 림에 맞물리도록 구성된다.

조항 16. 조항 15의 체결 시스템에 있어서, 상기 슬리브는 내경 표면 상에 배치된 유전체 코팅을 포함한다.

조항 17. 조항 15의 체결 시스템에 있어서, 상기 돔은, 상기 너트에 의해 점유되는 체적보다 적어도 50 퍼센트 더 큰 미리 결정된 체적을 포함하는 중공 내측 챔버를 규정한다.

조항 18. 조항 15의 체결 시스템에 있어서, 상기 슬리브는 상기 날개보의 날개보 두께와 거의 동일한 슬리브 높이를 포함한다.

조항 19. 조항 15의 체결 시스템에 있어서,

상기 플랜지의 상기 림의 적어도 일부는 플랜지 전도성 접촉 표면을 규정하며,

상기 칼라의 적어도 일부는 너트 전도성 접촉 표면을 규정하며, 그리고

상기 플랜지 전도성 접촉 표면 및 상기 너트 전도성 접촉 표면은 전기 전도성 너트-대-플랜지 인터페이스를 규정한다.

조항 20. 날개를 만들기 위한 방법으로서, 상기 방법은,

상호연결되는 날개보들, 및 상기 날개보들을 통해 형성된 복수의 날개보 패스너 홀들을 포함하는 날개 박스를 형성하는 단계 ―상기 날개보 패스너 홀들의 각각의 날개보 패스너 홀은 날개보 패스너 홀 직경을 포함함―;

복수의 스킨 패스너 홀들을 포함하는 스킨들을 형성하는 단계 ―상기 스킨 패스너 홀들의 각각의 스킨 패스너 홀은 스킨 패스너 홀 직경을 포함하며, 상기 날개보 패스너 홀 직경은 상기 스킨 패스너 홀 직경보다 더 큼―;

상기 날개 박스 내에 내측 시스템을 설치하는 단계;

상기 날개보 패스너 홀들의 각각의 날개보 패스너 홀 내에 너트 플레이트들을 설치하는 단계 ―상기 너트 플레이트들의 각각의 너트 플레이트는,

상기 날개보 패스너 홀들 중 연관된 날개보 패스너 홀 내에 수용되어 유지되도록 구성된 슬리브,

상기 슬리브로부터 반경 방향으로 연장되며, 너트 수용 리세스를 규정하는 플랜지,

상기 슬리브에 대향하게 상기 플랜지로부터 축 방향으로 연장되며, 내측 챔버를 규정하는 돔 커버, 및

상기 너트 수용 리세스 내에 적어도 부분적으로 수용되며, 상기 커버 내에 봉입된 너트를 포함하며,

상기 너트는 상기 너트 플레이트 내에서 너트 플레이트 축을 중심으로 하는 회전이 제약되며, 상기 너트 플레이트 내에서 상기 너트 플레이트 축에 직교하여 선형으로 자유롭게 움직임―;

일반적으로 상기 날개보 패스너 홀들과 정렬된 상기 스킨 패스너 홀들을 갖는 상기 스킨들 사이에 상기 날개 박스를 끼워 넣고 상기 내측 시스템을 봉입하는 단계 ―상기 스킨 패스너 홀들의 각각의 스킨 패스너 홀의 스킨 패스너 홀 중심 축은 상기 날개보 패스너 홀들의 각각의 날개보 패스너 홀의 날개보 패스너 홀 중심 축과 동축으로 정렬되지 않음―;

상기 스킨 패스너 개구들의 각각의 스킨 패스너 개구 및 상기 너트 플레이트들의 각각의 너트 플레이트의 상기 슬리브를 통해 패스너들을 설치하는 단계;

상기 스킨 패스너 홀 중심 축과 상기 너트의 너트 축을 동축으로 정렬시키는 단계;

상기 패스너들을 상기 너트 플레이트들의 상기 너트에 체결시키는 단계;

전자기 효과들로부터의 보호를 제공하는 단계; 및

상기 날개를 마무리짓는 단계를 포함한다.

개시된 장치, 시스템 및 방법의 다양한 실시예들이 도시 및 설명되었지만, 본 명세서를 읽을 때 당업자들에게 수정들이 떠오를 수 있다. 본 출원은 그러한 수정들을 포함하며, 청구항들의 범위에 의해서만 제한된다.

Claims

날개(wing)로서,
상호연결되는 날개보(spar)들(102)을 포함하는 날개 박스(132);
상기 날개 박스(132) 내에 설치된 내측 시스템(136); 및
상기 날개 박스(132)에 체결되며, 상기 날개 박스(132)를 덮는(covering) 대향하는 한 쌍의 스킨들(130)
을 포함하며,
상기 스킨들(130) 중 하나는 상기 날개를 마무리짓는(close out),
날개.
제 1 항에 있어서,
상기 스킨들(130)을 상기 날개보들(102)에 체결시키도록 구성된 복수의 체결 시스템들(200)
을 더 포함하며,
상기 체결 시스템들(200)의 각각의 체결 시스템은,
스레디드 패스너(threaded fastener)(204);
본체 및 커버(210)를 포함하는 너트 플레이트(202); 및
상기 본체와 상기 커버(210) 사이에서 상기 너트 플레이트(202) 내에 봉입된 너트(206)
를 포함하며,
상기 너트(206)는 상기 너트 플레이트(202) 내에서 너트 플레이트 축(218)을 중심으로 하는 회전이 제약되며, 상기 너트 플레이트(202) 내에서 상기 너트 플레이트 축(218)에 직교하여 선형으로 자유롭게 움직이는,
날개.
제 2 항에 있어서,
상기 본체 및 상기 커버(210)는 단일 너트 플레이트를 형성하는,
날개.
제 2 항 또는 제 3 항에 있어서,
상기 너트 플레이트(202)는 적층 가공 공정(additive manufacturing process)에 의해 만들어지는,
날개.
제 2 항 또는 제 3 항에 있어서,
상기 날개보들(102)은 복수의 날개보 패스너 홀들을 포함하고, 상기 날개보 패스너 홀들의 각각의 날개보 패스너 홀은 날개보 패스너 홀 직경을 포함하며,
상기 스킨들(130)은 복수의 스킨 패스너 홀들을 포함하고, 상기 스킨 패스너 홀들의 각각의 스킨 패스너 홀은 스킨 패스너 홀 직경을 포함하며, 그리고
상기 날개보 패스너 홀 직경은 상기 스킨 패스너 홀 직경보다 더 큰,
날개.
제 5 항에 있어서,
상기 복수의 날개보 패스너 홀들은 확정적 조립(determinate assembly) 공정에 의해 상기 날개보들(102)에 드릴링되며, 상기 복수의 스킨 패스너 홀들은 상기 확정적 조립 공정에 의해 상기 스킨들(130)에 드릴링되는,
날개.
제 5 항에 있어서,
상기 스킨 패스너 홀들의 각각의 스킨 패스너 홀의 스킨 패스너 홀 중심 축은 상기 날개보 패스너 홀들의 각각의 날개보 패스너 홀의 날개보 패스너 홀 중심 축과 동축으로 정렬되지 않는,
날개.
제 7 항에 있어서,
상기 너트 플레이트(202)의 상기 본체는, 상기 너트 플레이트(202)를 상기 날개보에 커플링시키기 위해 상기 날개보 패스너 홀들의 각각의 날개보 패스너 홀을 통해 수용되는 슬리브(214)를 포함하며,
상기 패스너는 상기 스킨 패스너 홀들 및 상기 슬리브(214) 각각을 통해 배치되고, 상기 너트(206)에 맞물리며, 그리고
상기 너트(206)의 너트 축은 상기 스킨 패스너 홀 중심 축과 동축으로 정렬되는,
날개.
제 8 항에 있어서,
상기 슬리브(214)의 슬리브(214) 외경은, 상기 슬리브(214)를 원주 방향 장력에 의해 상기 날개보 패스너 홀들 중 연관된 날개보 패스너 홀 내에 커플링시키기 위해, 상기 날개보 패스너 홀들의 날개보 패스너 홀 직경과 거의 동일하거나 또는 그 초과가 되도록 냉간 가공 공정에 의해 팽창되는,
날개.
제 8 항에 있어서,
상기 슬리브(214)는 내경 표면 상에 배치된 유전체 코팅을 포함하는,
날개.
제 8 항에 있어서,
상기 슬리브(214)는 상기 날개보의 날개보 두께와 거의 동일한 슬리브(214) 높이를 포함하는,
날개.
제 8 항에 있어서,
상기 너트 플레이트(202)의 상기 본체는, 상기 슬리브(214)로부터 반경 방향으로 그리고 상기 날개보와 표면 접촉하는 상태로 연장되며, 너트(206) 수용 리세스 및 전도성 너트-대-플랜지 인터페이스를 규정하는 플랜지를 더 포함하는,
날개.
날개의 날개보에 스킨을 체결시키기 위한 체결 시스템으로서, 상기 체결 시스템은,
스킨 패스너 홀을 통해 상기 스킨에 수용되도록 구성된 스레디드 패스너(204);
일반적으로 상기 스킨 패스너 홀과 정렬된 상기 날개보의 날개보 패스너 홀 내에 커플링되도록 구성된 너트 플레이트(202) ―상기 너트 플레이트(202)는 본체 및 커버(210)를 포함함―; 및
상기 본체와 상기 커버(210) 사이에서 상기 너트 플레이트(202) 내에 봉입된 너트(206)
를 포함하고,
상기 너트(206)는 상기 너트 플레이트(202) 내에서 너트 플레이트 축(218)을 중심으로 하는 회전이 제약되며, 상기 너트(206)는 상기 너트 플레이트(202) 내에서 상기 너트 플레이트 축(218)에 직교하여 선형으로 자유롭게 움직이는,
날개의 날개보에 스킨을 체결시키기 위한 체결 시스템.
제 13 항에 있어서,
상기 본체 및 상기 커버(210)는 적층 가공 공정에 의해 만들어지는 단일 너트 플레이트(202)를 형성하는,
날개의 날개보에 스킨을 체결시키기 위한 체결 시스템.
제 13 항 또는 제 14 항에 있어서,
상기 너트 플레이트(202)의 상기 본체는 상기 날개보 패스너 홀 내에 수용되어 유지되도록 구성된 슬리브(214), 및 상기 슬리브(214)로부터 반경 방향으로 연장되는 플랜지를 포함하며,
상기 커버(210)는 상기 슬리브(214)에 대향하게 상기 플랜지로부터 축 방향으로 연장되는 돔을 포함하고,
상기 너트(206)는 반경 방향 칼라를 포함하고,
상기 플랜지는 림, 및 상기 플랜지 내에 형성되는 너트 수용 리세스를 규정하는, 상기 림에 대향하는 내측 견부(shoulder)를 포함하고,
상기 너트 수용 리세스는 상기 칼라를 적어도 부분적으로 수용하도록 구성되고, 상기 내측 견부는 상기 칼라를 지지하도록 구성되며, 그리고
상기 너트(206)는, 상기 패스너가 상기 슬리브(214)를 통해 수용되고 상기 너트(206)에 체결될 때, 상기 스킨 패스너 홀의 스킨 패스너 홀 중심 축과 너트 축을 동축으로 정렬시키며, 상기 림에 맞물리도록 구성되는,
날개의 날개보에 스킨을 체결시키기 위한 체결 시스템.