KR20220031677A - 항공기의 동체 구조물 및 그 제조 방법 - Google Patents

항공기의 동체 구조물 및 그 제조 방법 Download PDF

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KR20220031677A
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KR
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composite skin
fuselage
wall portions
skin
aircraft
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Application number
KR1020227004130A
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English (en)
Inventor
마틴 라보두스
Original Assignee
코크 앤 반 엔젤렌 콤포시트 스트럭쳐스 비.브이.
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Abstract

항공기의 동체 구조물이 설명된다. 동체 구조물은 동체 스킨, 및 동체 스킨을 지지하기 위해 항공기 종축에 평행한 방향으로 서로 이격되어 있는 복수의 프레임 요소들을 포함한다. 동체 스킨은 프레임 요소들의 각 쌍 사이에서 연장되고 여기에 연결되는 복수의 상호 연결된 섬유-강화된 복합 스킨 패널들로 구성된다. 복합 스킨 패널들은 각각의 복합 스킨 패널에 일체로 형성된 보강재를 더 포함한다. 또한, 동체 스킨을 제조하는 방법이 기재되어 있다. 복합 스킨 패널들은 유도 용접 연결부를 통해 프레임 요소에 상호 연결 및/또는 연결될 수 있다.

Description

항공기의 동체 구조물 및 그 제조 방법
본 발명은 항공기의 동체(fuselage) 구조물 및 이를 제조하기 위한 방법에 관한 것이다. 본 발명은 또한 통합된 동체 스킨(skin) 부분을 형성하기 위해 복수의 섬유-강화된 복합 스킨 패널들을 서로 및/또는 동체의 프레임 요소에 연결하는 방법에 관한 것이다.
항공기는 장시간 비행을 할 수 있는 차량들로 구성된다. 여객기(airliner)들은 상업적 목적으로 승객 또는 화물을 운송하도록 설계되었다. 일반적으로 현대 여객기들은 기하학과 기능으로 인해 공기보다-무거운 고정익 항공기로 분류된다. 항공기의 양력(lifting force)은 날개에 의해 생성되고 구조물에 고정되며 리프트(lift)를 생성하려면 대기 속도가 필요하다. 항공기에는 다양한 하중 사례들이 적용되며, 일부 피크 하중은 예를 들어 대기 교란으로 인해 동적 거동에 의해 지배된다. 이러한 하중을 흡수하는 항공기의 주요 구조물은 수년 동안 거의 변하지 않았다. 현대화는 일반적으로 잠재적으로 더 낮은 질량을 목표로 구조물들과 재료들을 최적화했을 뿐이었다.
항공기의 주된 동체 구조물은, 상기 항공기의 종축을 따라 연장하고 내부 공간을 둘러싸는 외부 동체 스킨, 및 항공기 종축에 평행한 방향으로 서로 이격되고 동체 스킨을 지지하기 위해 동체 스킨의 내부 표면을 따라 원주 방향으로 연장되는 복수의 프레임 요소들을 포함한다. 이른바 세미-모노코크(monocoque) 설계에서, 동체 스킨은 하중의 대부분을 차지하며 구조물의 응력을 받는 구성 요소를 나타낸다. 프레임 요소(또는 포머(former)들)들은 동체의 모양을 제공하고 추가적인 스트링거(stinger)들 및 보강재들을 사용하여 동체 스킨을 안정화하고 구조에 추가적인 강도와 강성을 추가할 수 있다. 스킨-스트링거-프레임 구성은 일반적으로 현대 항공기, 특히 여객기들에 사용된다. 승객의 편의를 위해, 객실 내부의 기압은 비행 고도에서 항공기 외부의 기압보다 인위적으로 더 높은 압력으로 유지된다. 즉, 내부의 압력이 외부보다 높기 때문에 동체 스킨이 압력 용기처럼 효과적으로 적재된다. 즉, 스킨이 원주 프레임들에서 벗겨진다. 접착제 결합 또는 용접과 같은 대부분의 복합 결합 방법은 이러한 하중 조건에서 강도가 좋지 않은 반면, 전단 하중 하에서 유사한 결합부(joint)들은 훨씬 더 높은 하중 전달 능력을 나타낸다.
항공 산업에서 항공기의 무게는 매우 중요한 역할을 한다. 빈 작동 중량(EOW)과 최대 이륙 중량(MTOW)의 차이에 따라 유료 화물 및 연료 운송에 사용할 수 있는 마진이 결정된다. 또한 항공기의 무게는 비행 중에 생성되는 항력의 양과 항력에 대응하는 데 사용되는 연료의 양에 직접적인 영향을 미친다. 항공기의 무게를 줄이면 중량 마진이 증가하고 운영 비용이 절감된다. 중요하지만 중량 감소의 전망이 항공기 제조업체가 항상 새로운 설계나 기술을 채택하도록 설득하는 것은 아니다. 새로운 기술은 종종 높은 생산 비용, 복잡한 유지 보수 절차 및 손상 내성 감소와 같은 단점을 야기한다. 이러한 이유로, 대부분의 최신 항공기는 알루미늄과 같은 기존 재료들을 사용하여 오래되었지만 입증된 기술을 사용하여 제작된다.
항공기 구조물에 복합재들을 도입함으로써 설계 형상의 유연성이 향상되고 기체 질량이 감소했다. 그러나 복합 항공기의 제조 및 인증 비용은 계속 증가하고 있다. 여객기 동체를 생산하는 대부분의 방법에는 오토 클레이브(autoclave)와 오토 클레이브 내부에서 사용되는 고온과 압력을 견뎌야하는 매우 큰 금형이 필요하다. 열경화성 복합 재료를 사용하는 경우, 후자의 방법에 대한 더 엄격한 인증 요구 사항으로 인해 구조물이 점진적으로 구축되는 단계별 결합 공정보다 모든 부분들의 동시 경화(co-curing)가 선호된다. 동시 경화는 복잡하고 값 비싼 툴링과 장비를 만든다.
또한 일반적인 복합 동체 스킨들은 스킨 박리에 취약하다. 실제로, 상대적으로 뻣뻣한 프레임 요소들은 캐빈(cabin) 압력 하에서 동체 스킨의 팽창에 저항하므로 상대적으로 큰 박리 응력을 유도한다.
본 발명은 공지된 동체 구조물보다 효율적으로 그리고 잠재적으로 더 낮은 비용으로 제조될 수 있는 항공기의 동체 구조물을 제공하는 것을 목적으로 하지만, 향상된 박리 저항성을 갖는 동체 구조물을 제공한다. 본 발명은 첨부된 청구항 1에 따른 항공기의 동체 구조물을 제공한다. 동체 구조물은, 상기 항공기의 종축을 따라 연장하고 내부 공간을 둘러싸고, 상기 내부 공간과 마주하는 내부 표면을 더 갖는, 동체 스킨, - 항공기 종축에 평행한 방향으로 서로 이격되고, 상기 동체 스킨의 상기 내부 표면을 따라 원주 방향으로 연장하여 상기 동체 스킨을 지지하는, 복수의 프레임 요소들을 포함하고, 상기 동체 스킨은 상기 복합 스킨 패널들의 제2 벽 부분들을 통해 상호 연결되고 각 쌍의 프레임 요소들 사이에서 연장하는 복수의 섬유-강화된 복합 스킨 패널들을 포함하고, 복합 스킨 패널의 제1 벽 부분들은 프레임 요소의 제1 벽 부분들과 연결되고, 상기 복합 스킨 패널들은 각각의 복합 스킨 패널에 형성되고 상기 내부 표면으로부터 방사상 내측으로 연장하는 보강재를 더 포함하고, 상기 보강재들은 상기 항공기 종축에 평행한 방향으로 연장하고, 상기 복합 스킨 패널들의 제1 벽 부분은 결합되는 프레임 요소들의 제1 벽 부분들보다 더 반경 방향 안쪽에 위치한다.
본 발명에 따르면, 동체 구조물의 프레임 요소에 추가로 연결되는 복수의 섬유-강화된 복합 스킨 패널을 상호 연결함으로써 전체 동체 스킨이 구축된다. 패널들은 비교적 크기가 작기 때문에 압축 성형과 같은 효율적인 방법으로 제조될 수 있다. 따라서 동체 구조물은 경화를 위해 완전히 조립되고 오토 클레이브에 제공될 필요는 없지만, 이러한 오토 클레이브 외부에서 조립될 수 있다. 패널들은 알려진 동체 스킨 패널에 비해 상대적으로 작기 때문에 값 비싼 금형 및 기타 공구도 필요하지 않다.
동체 구조물이 항공기의 다른 구조물들, 예를 들어, 항공기 종축에 평행한 평면에서 연장하는, 바닥 패널, 및 바닥 패널의 하부 표면에 있는 바닥 지지 빔들로부터 이들이 연결되는 프레임 요소들까지 연장하는, 다수의 바닥 지지 스트럿들을 포함하는 바닥 구조물 장치에 연결될 수 있다는 것은 말할 필요도 없다.
본 발명의 바람직한 실시예는 동체 구조물을 제공하며, 여기서 복합 스킨 패널의 제 1 벽 부분은 그것이 결합되는 프레임 요소의 제 1 벽 부분보다 더 반경 방향으로 내측에 위치한다. 동체 스킨을 가압할 때, 동체 스킨을 구성하는 복합 스킨 패널들의 제 1 벽 부분들은 불리한 박리 하중으로 인해 이들이 연결되는 프레임 요소들의 제 1 벽 부분들에 대해 밀려날 것이다. 이렇게 하면 복합 스킨 패널들이 연결된 프레임 요소들의 제1 벽 부분들에서 분리되는 것을 크게 방지할 수 있다. 따라서, 본 실시예는 복합 스킨 패널들의 제1 벽 부분이 이들이 결합되는 프레임 요소들의 제1 벽 부분보다 더 반경방향 외측에 위치되는 실시예에 비해 동체 스킨의 증가된 박리 저항을 제공한다.
복합 스킨 패널들의 결합된 제1 벽 부분 및 프레임 요소들은 예를 들어 하중 조건 및 설계 고려 사항에 따라 복합 스킨 패널들 및 프레임 요소들의 적절한 위치에서 선택될 수 있다.
본 발명의 실시예는 프레임 요소들이 I형 또는 H형 단면을 가지며, 프레임 요소의 제1 벽 부분은 I형 또는 H형 프레임 요소의 플랜지를 포함하는 동체 구조물을 제공한다. 이 실시예에서, 복합 스킨 패널들 및 프레임 요소들은 복합 스킨 패널의 제1 벽 부분들을 I형 또는 H형 프레임 요소의 플랜지에 결합시킴으로써 서로 연결된다. 박리를 방지하기 위해, 복합 스킨 패널들의 제 1 벽 부분은 이들이 결합되는 프레임 요소들의 플랜지보다 더 반경 방향으로 내측에 위치하는 것이 바람직하다.
다른 바람직한 실시예는 동체 구조물을 제공하며, 여기서 상기 복합 스킨 패널의 제1 벽부는 상기 복합 스킨 패널의 측면 에지에 구비된 측면 에지 조글을 포함하고, 측면 에지 조글은 동체 스킨의 평평한 외부 표면을 유지하면서 프레임 요소의 제1 벽 부분이 복합 스킨 패널의 제1 벽 부분과 겹치도록 한다. 이 실시예는 동체 스킨의 비교적 매끄러운 외부 표면을 제공함으로써 동체 구조물의 공기역학적 거동을 개선한다.
복합 스킨 패널과 다른 복합 스킨 패널 사이의 연결은 당해 기술에서 알려진 임의의 수단에 의해 달성될 수 있다. 복합 스킨 패널과 다른 복합 스킨 패널 사이의 이러한 연결은 둘 다의 결합된 제2 벽 부분들을 포함하고, 복합 스킨 패널의 결합된 제2 벽 부분들은 예를 들어 하중 조건 및 설계 고려 사항에 따라 복합 스킨 패널들의 적절한 위치에서 선택될 수 있다. 실시예로서, 하나의 복합 스킨 패널의 제2 벽 부분은 보강재에 인접한 조글을 포함하고, 동체 스킨의 플러시 외부 표면을 유지하면서 복합 스킨 패널의 제2 벽 부분이 다른 복합 스킨 패널의 제2 벽 부분과 중첩되도록 하는 조글이 특히 바람직하다.
복합 스킨 패널들을 서로 결합하거나 동체 구조물의 프레임 요소들에 결합하기 위한 많은 기술이 존재한다. 예를 들어, 패널들 및/또는 프레임 요소들의 두 접촉 표면들을 결합하기 위해 기계적 체결 및 접착 본딩이 사용될 수 있다. 그러나 기계적 체결과 접착 본딩 모두 비용이 많이 들고 시간이 많이 걸리는 것으로 보인다. 예를 들어 기계적 체결에는 값비싼 홀 위치 지정, 드릴링, 시밍 및 패스너 설치가 필요한 반면, 접착 본딩에는 화학 물질이 포함될 수 있는 복잡한 표면 전처리가 필요하다.
종래의 결합의 상기 단점들을 해결하는 실시예는 동체 구조물을 제공하며, 여기서 제1 벽 부분들 중 일부 또는 전부가 유도 용접 연결부를 통해 결합된다.
다른 실시예에서, 복합 스킨 패널의 제 2 벽 부분 중 일부 또는 전부가 유도 용접 연결부를 통해 결합되는 동체 구조물이 제공된다.
전자기 용접이 선택 방법 일 수 있으며 아래에서 자세히 설명한다.
각각의 복합 스킨 패널에는 보강재가 복합 스킨 패널의 일체형 부분을 형성함을 의미하는 일체형 보강재가 제공된다. 각각의 복합 스킨 패널은 보강재가 성형된 복합 스킨 패널 상에 도포되는 상황과 대조적으로 보강재를 포함하도록 제조된다. 본 발명에 따른 실시예는 복합 스킨 패널들의 보강재들이 항공기 종축에 평행한 방향으로 서로 정렬되는 동체 구조물을 제공한다. 이 실시예에서, 항공기의 종축에 인접하게 그리고 평행하게 배열된 복수의 복합 스킨 패널의 보강재들은 항공기 종축에 평행하게 이어지는 공통 라인을 따라 연장된다.
개선된 기계적 특성을 제공하는 또 다른 실시예는 복합 스킨 패널들의 보강재들이 서로 연결되어 연속적인 스트링거를 형성하는 동체 구조물에 관한 것이다. 연속 스트링거는 항공기 종축에 평행하게 이어지는 선을 따라 연장한다. 복합 스킨 패널들 및 프레임 요소들과 마찬가지로, 보강재들이 유도 용접 연결부를 통해 연결되는 동체 구조물이 바람직하다.
본 발명의 일 실시예에 따른 동체 구조물은 원주 방향으로 폐쇄되는 복합 동체 스킨을 포함한다.
아래에 추가로 설명될 바와 같이, 본 발명의 실시예는 바람직하게는 동체 구조물을 제공하며, 여기서 프레임 요소들은 섬유-강화된 복합재로 제조되며, 보다 바람직하게는 섬유-강화된 복합 스킨 패널들 및/또는 프레임 요소들은 열가소성 매트릭스를 갖는 섬유-강화된 복합 재료로 만들어진다.
본 발명의 또 다른 양태는 발명된 동체를 포함하는 항공기를 제공한다.
본 발명의 또 다른 측면은 항공기의 동체 구조물을 제조하기 위한 방법에 관한 것이다. 이 방법은 다음 단계를 포함한다:
- 상기 항공기의 종축에 평행한 방향으로 서로 이격되고 상기 항공기의 원주 방향으로 연장하는 복수의 프레임 요소들을 제공하는 단계;
- 각각의 복합 스킨 패널들에 형성된 보강재가 각각의 복합 스킨 패널의 내부 표면으로부터 및 상기 항공기 종축에 평행한 방향으로 반경방향 내측으로 연장하도록, 프레임 요소들의 각 쌍 사이에서 연장하는 복수의 섬유-강화된 복수의 스킨 패널을 제공하는 단계,
- 프레임 요소들의 각 쌍 사이에 통합된 동체 스킨 부분을 형성하기 위해; 및 복합 스킨 패널들의 제2 벽 부분들을 결합하여 복수의 섬유-강화된 복합 스킨 패널들을 상호 연결하는 단계;
- 각각의 복합 스킨 패널의 제1 벽 부분들과 각각의 프레임 요소들을 결합함으로써 복수의 섬유-강화된 복합 스킨 패널들을 각각의 프레임 요소들 쌍에 연결하는 단계; 및
- 상기 항공기의 종축을 따라 연장하여 내부 공간을 감싸며, 상기 복수의 프레임 요소들에 지지되는, 동체 스킨이 형성될 때까지, 한 쌍의 프레임 요소들 각각에 대해 상기 단계를 반복하는 단계;
본 발명의 실시예에서, 복합 스킨 패널의 제 1 벽 부분은 그것이 결합되는 프레임 요소의 제 1 벽 부분보다 더 반경방향 내측에 위치되는 방법이 제공된다.
본 발명의 방법의 또 다른 실시예에서, 프레임 요소들은 I형 또는 H형 단면을 가지며, 프레임 요소의 제1 벽 부분은 I형 또는 H형 프레임 요소의 플랜지를 포함한다.
또 다른 실시예는 복합 스킨 패널의 제 1 벽 부분이 상기 복합 스킨 패널의 측면 에지에 구비된 측면 에지 조글을 포함하고, 프레임 요소의 제1 벽 부분은 동체 스킨의 평평한 외부 표면을 유지할 수 있도록 복합 스킨 패널의 제1 벽 부분과 겹치도록 배치된다.
또 다른 유용한 실시양태는 복합 스킨 패널이 둘 다의 제2 벽 부분을 결합함으로써 다른 복합 스킨 패널에 연결되는 방법에 의해 제공되며, 상기 복합 스킨 패널의 제2 벽 부분은 상기 복합 스킨 패널의 측면 에지에 구비된 측면 에지 조글을 포함하고, 다른 하나의 복합 스킨 패널의 제2 벽 부분은 동체 스킨의 평평한 외부 표면을 유지할 수 있도록 복합 스킨 패널의 제2 벽 부분과 겹치도록 배치된다.
본 발명의 방법의 실시예에서, 복합 스킨 패널들의 보강재들은 항공기 종축에 평행한 방향으로 서로 정렬되고, 보다 바람직하게는 서로 연결되어 연속적인 스트링거를 형성한다.
이 방법의 실제 실시예에서, 복합 동체 스킨이 원주 방향으로 폐쇄될 때까지 복수의 섬유-강화된 복합 스킨 패널이 제공된다. 각 프레임 요소들 쌍 사이의 섬유-강화된 복합 스킨 패널들의 수는 항공기의 크기에 따라 다르며 일반적으로 10 ~ 200 개 이상의 복합 스킨 패널이 포함될 수 있다. 섬유-강화된 복합 스킨 패널의 치수는 일반적으로 알려진 동체 스킨 섹션보다 작다. 복합 스킨 패널들의 측면 치수는 0,1 ― 5 m, 보다 바람직하게는 0,4 ― 4m, 더욱 바람직하게는 0,6 ― 3m, 더욱 바람직하게는 1,0 ― 2,0 m 범위일 수 있다. 항공기의 종축을 따라 프레임 요소들의 수는 항공기의 크기에 따라 달라지며 일반적으로 프레임 요소들이 5 ~ 50 개 이상일 수 있다. 따라서 동체 스킨을 구성하는 복합 스킨 패널의 총 수는 일반적으로 50~1000개 이상일 수 있다.
바람직한 방법에서, 복합 스킨 패널들의 제 1 벽 부분들 및 프레임 요소들의 일부 또는 전부가 유도 용접 연결부를 통해 결합되고, 및/또는 복합 스킨 패널들의 제 2 벽 부분들 중 일부 또는 전부가 유도 용접 연결부를 통해 결합된다. 방법의 다른 실시예에서, 인접하게 위치된 복합 스킨 패널들의 보강재들은 또한 유도 용접 연결부를 통해 연결된다.
이러한 유도 용접 연결부는 본 발명의 실시예에 따라 전자기 용접을 포함하는 방법에 의해 제공될 수 있다. 이러한 방법에서, 제1 벽 부분 및/또는 제2 벽 부분들을 결합하는 것은 결합될 제 1 벽 부분 및/또는 제 2 벽 부분들의 접촉 표면들을 가압하는 단계, 상기 제1 벽 부분 및/또는 제2 벽 부분들의 가압된 접촉된 표면들을 따라 인덕터를 이동시키는 단계, 제1 벽 부분 및/또는 제2 벽 부분들의 열 활성화된 커플링 수단을 커플링 수단의 용융 온도 이상으로 가열하기 위해 제1 벽 부분 및/또는 제2 벽 부분의 유도 감응성 컴포넌트에 전자기장을 생성하는 단계, 및 용융 커플링 수단에 의해 제1 벽 부분 및/또는 제2 벽 부분의 상기 접촉 표면들을 서로 연결하는 단계를 포함하는 방법에 의해 달성된다.
섬유-강화된 복합 스킨 패널과 같은 성형 부분들 사이에 용접 연결을 생성하기 위해 여러 가지 용접 방법을 사용할 수 있다. 진동 용접에서 강화 섬유는 이동에 의해 손상될 수 있으며 초음파 용접은 연속 용접에 적합하지 않을 수 있다.
전자기 용접은 별도의 패스너(fastener)들을 사용하지 않아도 되며 잠재적으로 전처리가 거의 없는 비교적 빠른 속도로 성형된 복합 부분들의 접촉 표면들을 결합할 수 있는 기능을 제공한다. 전자기 용접은 성형된 부분(들)의 열적으로 활성화된 커플링 수단을 커플링 수단의 용융 온도 이상으로 가열하기 위해 하나 이상의 성형된 부분(들)의 유도 감응성 컴포넌트에서 전자기장을 발생시킨다. 성형된 부분들의 접촉 표면들은 용융 커플링 수단에 의해 서로 결합된다. 커플링 수단은 예를 들어 결합될 부분들 중 하나 이상의 열가소성 수지일 수 있거나, 또는 별도로 적용되는 열가소성 수지일 수 있다. 열가소성 및 열경화성 성형된 부분들을 함께 용접하기 위해 유도 감응 컴포넌트가 융용하는 열가소성 수지는 예를 들어 핫멜트 접착제로 작용할 수 있다.
바람직한 실시예는 제1 벽 부분 및/또는 제2 벽 부분들이 열가소성 중합체 매트릭스를 갖는 섬유-강화된 복합 재료로 제조되고, 열적으로 활성화된 커플링 수단은 열가소성 중합체 매트릭스를 포함하는 방법을 제공한다. 다른 실시예는 유도 민감성 성분이 탄소 섬유, 금속 또는 금속 메시, 강자성 입자, 또는 이들의 조합으로부터 선택되는 방법을 제공한다.
전자기 용접으로 적절한 품질의 용접을 달성하려면 일반적으로 용접으로 연결해야하는 제1 벽 부분 및/또는 제2 벽 부분들의 접촉 표면들에 충분한 압력을 가해야 한다. 접촉된 표면들에 압력을 가하는 것은 예를 들어 용접에 의해 결합될 컴포넌트들에 압력을 전달하는 팽창 가능한 요소들의 사용에 기초할 수 있다. 팽창 가능한 요소들은 압력이 가해 져야 하는 측면에서만 개방된 몰드 캐비티에 둘러싸일 수 있다. 팽창 가능한 몸체들은 팽창될 때 반경방항으로 팽창하는 실리콘 호스를 포함할 수 있지만 다른 해결책도 가능하다.
접촉 표면들을 가압하기 위한 툴링은 팽창 수단을 가압하고 접촉 표면들에 압력을 가하기 위한 가압 수단을 포함할 수 있다. 유용한 실시예는 툴링을 제공하며, 여기서 가압 수단은 강성체 내에 제공된 채널링을 포함하며, 이 채널링은 한쪽 단부에서 압력 소스에 연결되고 다른 단부에서는 팽창 수단에 연결된다. 가압 매체가 마음대로 선택될 수 있지만, 액체 또는 기체가 바람직하다. 실시예에서, 압원이 가압 공기의 공급원을 포함하는 툴링이 제공된다.
전자기 용접은 인덕터에 닿는 범위 내에 있는 금속 부분들과 유도 전자기장을 가열한다. 이는 일부 실시양태에서는 바람직하지 않을 수 있으며, 강성체가 중합체 재료로 제조되는 툴링의 실시예가 바람직하다. 150-300
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범위의 고온에 대해 비교적 우수한 내성을 갖는 중합체 재료를 선호하는 임의의 중합체 재료를 사용할 수 있다. 이러한 물질의 예로는 PEEK 및 PEKK가 있지만, 에폭사이드, 비스말레이미드 수지 등과 같은 열경화성 재료도 사용될 수 있다. 열경화성 수지를 사용할 때, 접촉면들에 추가적인 커플링 수단, 예를 들어 열가소성 중합체의 삽입물이 바람직하게 제공된다.
인덕터는 일반적으로 교류 전압 하에서 전자기장을 생성하는 전기 전도체를 포함한다. 전자기장의 형상은 코일형, 또는 용접 방향으로 실질적으로 원통형인 것과 같은 임의의 공지된 형상일 수 있다. 용접 방향으로 실질적으로 원통형의 전자기장을 사용하면 매우 제어되고 균일하며 표적화된 가열을 가능하게하여 과열을 최대한 방지할 수 있다. 과열은 재료의 열화를 초래하여 구조물의 바람직하지 않은 약화를 초래할 수 있다. 다른 인덕터들은 원환형 전자기장을 생성하는 복수의 권선들을 포함한다. 인덕터에 직각의 방향을 갖는 이러한 알려진 인덕터를 유도 방향으로서 사용함으로써, 중앙에 상대적으로 차가운 구역이 발생하는 가열 패턴이 생성된다. 반면에 원통형 전자기장은 훨씬 더 유리한 가열 프로파일을 생성하여 균일한 가열을 가능하게 한다. 또한 원통형 전자기장은 폭 10-20mm까지 매우 좁게 만들 수 있다. 토러스 모양의 필드에서는 필요한 열 유도 전력 및 침투력과 함께 이러한 폭을 실현할 수 없다.
인덕터의 전자기장은 제 1 벽 부분 및/또는 제 2 벽 부분들 사이의 접촉면에 직접, 제 1 벽 부분 및/또는 제 2 벽 부분들의 섹션들을 통해, 및/또는 몰드의 벽을 통해 도달할 수 있다. 본 발명의 방법은 견고하고 무거운 툴링을 사용하지 않고도 신속하고 효율적인 방식으로 제 1 벽 부분 및/또는 제 2 벽 부분들 사이의 양호한 품질의 용접 연결 또는 조인트를 실현할 수 있게 한다. 복수의 용접된 복합 스킨 패널에 의해 조립된 동체 스킨은 놀라울 정도로 우수한 기계적 하중 지지력을 갖는다.
유도 감응 컴포넌트들은 일반적으로 금속 및/또는 탄소 섬유와 같은 전기 전도성 컴포넌트를 포함한다. 가열될 필요가 없는 인덕터 부근의 몰드 부분들 및 다른 컴포넌트들은 바람직하게 실질적으로 유도 민감성 컴포넌트들이 없거나 적절한 차폐 재료로 유도 필드로부터 차폐된다.
상기 방법에서, 바람직하게는 열가소성 성형된 부분들에는 일반적으로 전기 전도성 성분, 예를 들면 금속 거즈가 제공되거나, 또는 이 컴포넌트가 성형된 부분들 사이에 배열된다. 푸코(Foucault) 전류 또는 와전류는 발전기에 의해 교류가 공급되는 인덕터에 의해 생성되는 변동하는 전자기장에 의해 전기 전도성 부분에서 유도된다. 줄 효과, 섬유 결합 가열 및 유전체 히스테리시스와 같은 여러 가열 메커니즘으로 인해 이러한 푸코 전류는 열가소성 재료를 용융 및/또는 커플링 수단을 활성화시키는 데 필요한 열을 생성한다. 인덕터를 접촉면을 따라 이동시킴으로써, 제 1 및/또는 제 2 열가소성 벽 부분들은 그들의 접촉 표면 위에 상호 연결된다. 인덕터는 연결을 실현하기 위해 예를 들어 로봇 암 또는 선형 가이드 또는 임의의 다른 이동 수단에 의해 접촉면 위로 안내될 수 있다.
가열을 위해, 유도 감응 컴포넌트는 열적으로 활성화된 커플링 수단과 열적으로 접촉할 수 있다. 이는 예를 들어 유도 감응 컴포넌트 및 커플링 수단을 혼합하여 가능하다.
결합 인덕터가 몰드 외부에 위치하고 인덕터의 전자기장이 몰드의 벽을 통해 제 1 및/또는 제 2 벽 부분 사이의 접촉면에 도달하는 실시예는, 용접 동안 몰드에 의해 압력 하에서 벽 부분들을 함께 가져올 수 있게 한다. 다른 실시예들은 커플링을 위한 성형된 부분들의 유도 가열이 일어난 후에 압력을 가할 수 있다.
열적으로 활성화된 커플링 수단이 열가소성 중합체, 바람직하게는 제1 및/또는 제2 벽 부분의 열가소성 중합체 매트릭스를 포함하는 경우 유리하다. 열가소성 중합체는 융합에 의해 간단한 방식으로 결합될 수 있다. 또한 열가소성 폴리머를 금속 거즈 또는 탄소 섬유와 같은 유도 감응 성분과 쉽게 혼합할 수 있습니다. 특히 적합한 열가소성 중합체의 예는 폴리프로필렌, 폴리아미드, 폴리에테르이미드(PEI), 폴리아릴에테르케톤, 예를 들어 폴리에테르케톤케톤(PEKK), 폴리에테르에테르케톤(PEEK), 폴리페닐렌 설파이드(PPS)과 같은, 폴리에틸렌을 포함하지만, 방법은 임의의 다른 열가소성 중합체에도 사용될 수 있다.
유도에 의해 가열가능한 컴포넌트는 탄소 섬유 및/또는 금속을 포함하는 것이 바람직하다. 이러한 물질은 유도에 의해 쉽게 가열될 수 있으며 전기 전도 외에도 우수한 열 전도를 가지므로 생성된 열이 잘 분산된다. 탄소 섬유가 재료 강도를 향상시키기 때문에 열가소성 폴리머에 혼입된 탄소 섬유를 사용하는 것이 좋다. 상기 방법의 다른 바람직한 실시예에서, 유도에 의해 가열가능한 성분은 강자성 또는 탄소 나노입자를 포함한다.
바람직한 실시예에서, 인덕터는 제1 및/또는 제2 벽 부분들의 접촉면의 위치에 의해 결정된 경로를 따라 이동된다. 그 후, 부분적으로 조립된 동체 구조물은 고정식으로 유지될 수 있다. 인덕터는 교류 발전기에 연결될 수 있으며, 교류 발전기는 인덕터의 전기 연결 수단에 전기적으로 연결된다. 사용 가능한 주파수의 범위는 일반적으로 0.1-10MHz이다. 유도 부분에는 물과 같은 냉각 매체의 통과를 위해 적응된 공급 채널이 제공될 수 있으며, 이는 유도 부분의 온도를 조절할 수 있다. 적합한 유도 부분은 예를 들어 원하는 형상으로 구부러진 금속 튜브를 포함할 수 있으며, 이를 통해 냉각 매체가 펌핑된다.
본 특허 출원에 기재된 발명의 실시예들은 이들 실시예들의 임의의 가능한 조합으로 결합될 수 있고, 각 실시예는 분할 특허 출원의 주제를 개별적으로 형성할 수 있다.
본 발명은 이제 이에 국한되지 않고 다음 도면들을 참조하여 설명될 것이다. 도면들에서:
도면 1a는 최신 기술에 따라 동체 구조물의 원근도를 개략적으로 보여준다.
도면 1b는 도면 1a의 동체 구조물의 단면도를 개략적으로 보여 주며, 단면은 동체 구조물의 종축에 평행하게 연장되는 평면에서 취해진다.
도면 1c는 도면 1a의 동체의 단면도를 개략적으로 보여 주며, 단면은 동체 구조물의 종축에 수직으로 연장하는 평면에서 취해진다.
도 2는 본 발명의 실시예에 따른 섬유-강화된 복합 스킨 패널의 원근도를 개략적으로 도시한다.
도 3은 본 발명의 실시예에 따라 다른 섬유-강화된 복합 스킨 패널에 결합되는 섬유-강화된 복합 스킨 패널의 원근도를 개략적으로 도시한다.
도 4는 본 발명의 실시예에 따라 프레임 요소에 결합되는 두 개의 섬유-강화된 복합 스킨 패널의 원근도를 개략적으로 도시한다.
도 5는 본 발명의 실시예에 따른 H형 프레임 요소의 단면도를 개략적으로 도시한다.
도 6은 본 발명의 실시예에 따른 동체 구조물의 일부에 대한 원근도를 개략적으로 도시한다.
도 7은 본 발명의 실시예에 따라 섬유-강화된 복합 스킨 패널들을 제조하기 위한 장치의 측면도를 개략적으로 도시한다.
도 8은 본 발명의 실시예에 따라 섬유-강화된 복합 스킨 패널들을 서로 또는 프레임 요소에 전자기 용접하는 데 사용되는 툴링의 단면 측면도를 개략적으로 도시한다.
도 9는 본 발명의 실시예에 따른 몇 가지 보강재 설계를 개략적으로 보여준다.
도 10은 본 발명의 또 다른 실시예에 따라 프레임 요소에 결합되는 두 개의 섬유-강화된 복합 스킨 패널들의 단면을 개략적으로 도시한다.
예시적인 실시예에 대한 설명
도 1을 참조하여, 본 개시는 복합 항공기 구조물에 관한 것이며, 특히 알루미늄 또는 복합 재료로 제조된 동체 스킨(2)을 갖는 항공기 동체 구조물(1)에 관한 것이다. 본 개시내용의 맥락에서,"복합 재료"라는 용어는, 일반적으로 동체 스킨과 같은 항공기 구조 부분들에 사용하기에 적합한 매트릭스 재료 또는 공지된 또는 기타 복합 재료에 의해 함께 결합된 고강도 섬유를 포함하는, 섬유-강화된 복합 재료(예: 폴리머)및 첨단 폴리머 매트릭스 복합 재료라고도 하는 첨단 복합 재료를 포괄하는 것으로 의도된다. 이러한 복합 재료는 열경화성 또는 열가소성 매트릭스 물질에 매립된 탄소, 아라미드 및/또는 유리 섬유와 같은 섬유 보강 재료를 포함할 수 있다. 예시적인 동체 구조물(1)은 항공기의 후미 동체 섹션 또는 예를 들어 동체의 조종석 섹션과 같은 동체 구조물(1)의 임의의 다른 부분일 수 있다. 동체 구조물(1)은 동체의 가압 또는 비가압 섹션일 수 있다. 동체 구조물(1)은 복수의 프레임 요소(30)들을 포함하는 프레임 서브 어셈블리(3)를 더 포함한다 프레임 요소(30)들은 바람직하게는 열가소성 중합체 매트릭스를 갖는 섬유-강화된 복합 재료로 제조되거나, 또는 알루미늄계 합금, 티타늄계 합금, 강철 또는 다른 적합한 금속 재료와 같은 금속 재료로 제조될 수 있다. 복합 스킨 패널(6)을 금속 프레임 요소(30)들에 연결하기 위해 유도 용접이 사용될 때, 접착 또는 연결될 금속 표면은 적절한 접착을 보장하기 위해 특별한 표면 준비를 필요로 할 수 있다. 프레임 요소(30)는 사전 조립된 프레임 서브 어셈블리(3)를 형성하기 위해 하나 이상의 연장부(4)를 통해 상호 연결될 수 있다. 롱거론(longeron)(4)들은 동체 구조물(1)의 종 축(11)에 평행하게 연장된다 프레임 요소(30)들은 동체 구조물(1)의 횡단 평면(10)에서 연장되며, 이 횡단 평면(10)은 동체 구조물(1)의 종축(11)에 수직이다. 대안적으로 또는 부가적으로, 하나 이상의 프레임 요소들(30)이 동체 구조물의 종축(11)에 대해 경사각 아래에 위치될 수 있다. 프레임 요소(30)들은 동체 스킨(2)의 내부에 지지부를 제공하는 역할을 하며, 동체 구조물(1)의 종축(11)을 따라 이격될 수 있다. 프레임 요소들(30)의 상대 간격(31)은 복합 동체 스킨(2)과의 조립 이전에 선택될 수 있다.
도 1에 또한 도시된 바와 같이, 동체 구조물(1)은 동체 구조물(1)의 종축(11)에 평행하게 연장되고 프레임 요소(30)를 관통하는 다수의 스트링거(5)를 더 포함한다. 한 쌍의 롱거론(4)들과 다수의 이들 스트링거(5)가 한 쌍의 롱거론(4)들 사이에 제공되기 때문에, 스트링거(5)는 일반적으로 덜 뻣뻣하다. 스트링거(5)들의 목적은 롱거론(4)들 사이의 동체 스킨(2)에 약간의 형상 안정성, 강성 및 좌굴 저항성을 제공하는 것이다. 도시된 바와 같이, 동체 스킨(2)은 일반적으로 프레임 요소(30)들, 롱거론(4)들 및 스트링거(5)들로 이루어진 구조물 상에 제공되고, 이에 의해 비교적 매끄러운 외부 표면을 제공한다.
당해 기술에 따른 동체 스킨(2)은 전체 배럴 구성을 가질 수 있는데, 이는 동체 스킨(2)이 원주 방향으로 폐쇄되고 항공기의 종축(11)주위로 완전히 연장되는 단일 피스를 포함함을 의미한다. 이러한 복합 스킨(2)은 전형적으로 자동화된 섬유 배치(AFP)또는 자동화된 테이프 레잉(ATL)과 같은 잘 알려진 복합재 제조 방법을 사용하여 제조된다. ATL 및 AFP와 같은 기술에는 대형 금형이 필요하며 컴퓨터 유도 로봇을 사용하여 하나 또는 여러 층의 강화 섬유 테이프 또는 토우를 금형 또는 맨드릴에 놓아 부분 또는 구조물을 형성합니다. 테이프를 놓은 후 테이프들 또는 토우(tow)들의 열경화성 매트릭스 폴리머를 경화시키기 위해 전체 테이프 레이드 구조가 오토 클레이브에 제공된다. 오토 클레이브는 일반적으로 진공 상태에서 수행되므로 전체 테이프 배치 구조를 공기 불 투과성 호일로 포장해야 한다. 완전한 테이프 장착 동체 구조물을 오토 클레이브하려면 막대한 투자가 필요하며 에너지 및 물질 낭비 관점에서 다소 비효율적이라는 것은 말할 필요도 없다. 그러나 오토클레이브 동체 구조물의 신뢰성과 전체 배럴 동체 스킨 구조를 일치시킬 수 있는 다른 제조 방법은 없다.
지금 도 2를 참조하면, 본 발명의 실시예에 따른 섬유-강화된 복합 스킨 패널(6)이 도시된다. 패널(6)은 각각 상기 제1 측면 에지(60)들의 길이(61)를 따라 프레임 요소(30)에 결합되도록 구성되는 2개의 제1 측면 에지(60)들을 갖는다. 따라서 패널(6)은 한 쌍의 프레임 요소(30)들 사이에서 연장되고, 아래에 더 설명될 방법에 의해 패널(6)에 연결된다. 패널(6)은 조립된 상태에서 동체 구조물(1)의 종축(11)에 평행한 방향으로 연장하는 2개의 제2 측면 에지(62)들을 더 갖는다. 패널(6)의 내부 표면(63)은 조립된 동체 구조물(1)의 내부를 향하며, 한편, 패널(6)의 외부 표면(64)은 조립된 동체 스킨(2)의 외부 표면의 일부를 형성한다. 조립된 동체 스킨(2)의 다소 원통형 형상을 수용하기 위해, 각각의 복합 스킨 패널(6)은 항공기의 크기 및 완전한 동체 스킨(2)을 조립하기 위해 사용되는 패널(6)의 수에 의존할 수 있는 곡률 반경(R)을 갖는 종축(11)주위로 만곡된다. 곡률 반경 R은 넓은 범위(예: 2 ~ 6m)내에서 달라질 수 있다. 제2 측면 에지(62)들은 만곡될 수 있지만, 바람직하게는 실질적으로 평평하다. 제2 측면 에지(62)의 길이(65)는 또한 항공기의 크기 및 프레임 요소(30)의 상대 간격(31)에 의존한다.
본 발명의 복합 스킨 패널(6)은 각각의 복합 스킨 패널(6)에 일체로 형성되고 내부 표면(63)으로부터 반경 방향 내측으로, 즉 동체 구조물(1)의 종축(11)을 향하여 연장되는 보강재(66)를 더 포함한다. 도시된 실시예에서 보강재(66)는 두 개의 직립 벽(66-1)들과 지붕 부분(66-2)을 갖는 모자 형상이다. 보강재(66)는 패널(6)의 제2 측면 에지(62)들 및 항공기 종축(11)에 대해 평행한 선을 따라 더 연장한다. 도시된 실시예에서 보강재(66)는 모자 형상의 단면을 갖는다. 그러나 이 횡단면은 H 또는 I 모양과 같은 다른 모양을 가질 수 있다. 제조의 용이성을 위해 모자 모양의 보강재 단면이 선호된다.
복합 스킨 패널(6)과 다른 복합 스킨 패널(6)사이에 연결을 제공하는 방법은 양쪽 패널의 결합된 제 2 벽 부분(67-1, 67-2)들을 포함한다. 제 2 벽 부분(67-1, 67-2)들은 각각의 패널(6)의 제 2 에지(62)들에 대해 평행하게 연장되고, 보강재(66)근처에 또는 인접하게 위치되는 제 2 벽 부분(67-1)들, 및 예를 들어 도 2에 도시된 바와 같이, 패널(6)의 다른 측면 에지(62)에 위치하는 제 2 벽 부분(67-2)들을 포함한다. 두 개의 패널들을 결합하기 위해 도 3의 상단 부분에 표시된 것처럼 패널(6)의 벽 부분(67-1)들이 다른 패널(6)의 벽 부분(67-2)들과 겹쳐서 배열됩니다. 조립된 동체 스킨(2)의 플러시 외부 표면(64)을 유지하기 위해, 하나의 복합 스킨 패널(6)의 제2 벽 부분(67-1)은 보강재(66)에 인접한 조글(68)을 포함한다. 조글(68)은 제2 측면 에지(62)를 따라 연장되고 또 다른 복합 스킨 패널(6)의 제2 벽 부분(67-2)이 제2 벽 부분(67-1)과 중첩되도록 하면서도 두 패널(6)들 사이에서 동일한 높이의 외부 표면(64)을 유지한다. 협력하는 제 2 벽 부분(67-1, 67-2)들은 서로에 대해 가져오고 기계적 본딩, 접착 본딩 또는 유도 용접 본딩과 같은 임의의 수단에 의해 결합되며, 후자는 아래에서 더 자세히 설명될 바와 같이 선호된다.
제1 벽 부분(69-1, 69-2)들은 각 패널(6)의 제1 에지(60)들에 대해 평행하게 연장하고, 예를 들어 도 2에 도시된 바와 같이, 하나의 제1 측면 에지(60)에 위치되는 제1 벽 부분(69-1)들, 및 패널(6)의 대향하는 제1 측면 에지(60)에 위치하는 제1 벽 부분(69-2)들을 포함한다. 제1 벽 부재(69-1, 69-2)들은 도 4에 도시된 바와 같이, 프레임 요소(30)의 제1 벽 부분(30-1, 30-2)들에 결합되도록 구성된다. 도 4 및 5에 도시된 실시예에서, 프레임 요소(30)는 I-형상의 단면을 가지며, 웹 플레이트(31-1, 31-2)및 두 개의 플랜지들(30-1, 30-2)및(32-1, 32-2)을 포함하는 I-형 프레임 요소(30)를 형성하기 위해 서로에 대해 그들의 후방 웨브들(31-1, 31-2)과 함께 위치된 2개의 U-세그먼트들을 포함한다. 필요한 경우 각 플랜지를 추가 플랜지 플레이트(33-1, 33-2)로 덮을 수 있다. 플랜지 플레이트(33-1)는 동체 스킨(2)의 외부에 더 가깝게 위치되는 한편, 플랜지 플레이트(33-2)는 그것이 동체 스킨(2)및 종축(11)의 내부를 향하도록 위치된다. 프레임 요소(30)의 상이한 구성요소(30, 31, 32)는 기계적 결합, 접착 결합 또는 유도 용접 결합과 같은 임의의 수단에 의해 서로 연결될 수 있으며, 후자가 바람직하다.
도 4에 도시된 바와 같이, 복합 스킨 패널(6)의 제1 벽 부분(69-1, 69-2)들은 프레임 요소(30)의 외부 플랜지의 제1 벽 부분(30-1, 30-2)들에 결합된다. 이는 바람직하게는 복합 스킨 패널(6)의 제 1 벽 부분(69-1, 69-2)들이 그것이 결합되는 프레임 요소(30)의 제 1 벽 부분(30-1, 30-2)보다 더 반경방향 내측에 위치하도록 행해진다. 이는 제1 벽 부분들(69-1, 69-2)과(30-1, 30-2)사이의 고장을 방지하는 데 도움이 될 수 있다. 실제로 가압 동체는 도 4와 같이 내부에서 외부로 동체 스킨(2)(및 동체 스킨 패널(6))에 압력 P를 가한다. 이러한 압력(P)은 패널(6)의 제1 벽 부분(69-1, 69-2)들과 프레임 요소의 제1 벽 부분(30-1, 30-2)들을 압축하는 경향이 있다.
복합 스킨 패널(6)의 제1 벽 부분(69-1, 69-2)들은 바람직하게 또한 복합 스킨 패널(6)의 측면 에지(60)에 제공된 측면 에지 조글(70)을 포함한다. 이러한 측면 에지 조글(70)은 프레임 요소(30)의 제1 벽 부분(30-1, 30-2)들이 동체 스킨(2)의 플러시 외부 표면(64)을 유지하면서 복합 스킨 패널의 제1 벽 부분들(69-1, 69-2)과 겹치도록 허용한다.
도 6을 참조하여, 본 발명의 실시예에 따른 동체 스킨(2)의 부분(2a)이 도시된다. 스킨 부분(2a)은 내부로부터 도시되고, 각각의 복합 스킨 패널(6)의 곡률 반경(R)에 대응하는 곡률 반경(R)을 갖는 만곡된 프레임 요소(30)를 포함한다. 상술한 바와 같이, 다수의 그러한 패널(6)들이 제1 에지(62)들을 따라 프레임 요소(3)에 연결된다. 명확성을 위해, 대향하는 제 1 에지(62)들은 프레임 요소(30)에 연결되지 않은 것으로 도시된다. 그러나, 동체 스킨(2)을 구축하기 위해, 이들 대향하는 제1 에지(62)는 실제로 인접한 프레임 요소(30)로부터 거리(31)에 이격되어 있는 다른 프레임 요소(30)에 연결된다. 또한 도시된 바와 같이, 프레임 요소들(30)사이에 배열될 수 있는 패널(6)들의 수는 예를 들어 동체 구조물(1)의 종축(11)을 가로지르는 방향으로 상이한 패널 길이(61)를 채택함으로써 변할 수 있다. 도시된 실시예에서, 프레임 요소(30)아래의 패널(6)들은 상기 프레임 요소(30)위의 패널(6)들보다 두 배 더 작다.
조립된 동체 부분(2a)에서, 복합 스킨 패널(6)들의 보강재(66)들은 동체 구조물(1) 종축(11)에 평행한 방향으로 서로 정렬된다.
도 9를 참조하면, 보강재(66)들의 몇몇 실시예들이 개략적으로 도시되며, 특히 프레임 요소(30)들과 같은 동체 구조물(1)의 다른 부분들에 연결될 수 있는 방법이 개략적으로 도시된다. 종래의 동체 구조물(1)들에서, 스트링거(5)들은 일반적으로 동체 구조물(1)의 전체 길이를 따라 달리고 프레임 요소(30)들을 통해 연장된다. 패널(6)들이 일체로 형성된 보강재(66)들을 포함하는 본 발명에 따르면, 이들 보강재(66)들이 2개의 프레임 요소(30)들 사이의 거리(31)(또는 피치 길이)보다 훨씬 길지 않을 수 있는 것이 불가피하다. 간헐적 보강재(66)들은 의사(pseudo)-스트링거 구조를 형성하도록 정렬될 수 있지만, 종래의 연속 스트링거(5)보다 동체 스킨(2)에 대해 덜 유리한 좌굴 저항성을 제공할 수 있다. 이러한 단점을 적어도 부분적으로 극복하기 위해 여러 보강재(66)설계가 제안되었다. 도 9c 및 9e에 도시된 보강재 설계에서, 각각의 보강재(66)는 도시된 바와 같이 별도의 커넥터(90)에 의해 또는 커넥터 립(91)들을 갖는 보강재(66)를 제공함으로써 프레임 요소(30)에 연결된다. 도 9a 및 9b에 도시된 설계에서, 보강재(66)는 프레임 요소(30)에 직접 연결되는 것이 아니라 패널(6)의 제1 벽 부분(69-1, 69-2)들을 통해 연결된다.
복합 스킨 패널(6)들 외에, 프레임 요소(30)들은 또한 예를 들어 탄소/PEEK 복합 재료와 같은 열가소성 매트릭스를 갖는 섬유-강화된 복합 재료로 제조될 수 있다.
도 10의 단면도에 도시된 바와 같이, 복합 스킨 패널(6)의 제1 벽 부분(69-1, 69-2)들은 프레임 요소(30)의 외부 플랜지의 제1 벽 부분(30-1, 30-2)들에 결합된다. 이는 바람직하게는 상기 주어진 이유로 복합 스킨 패널(6)의 제 1 벽 부분(69-1, 69-2)들이 그것이 결합되는 프레임 요소(30)의 제 1 벽 부분(30-1, 30-2)들보다 더 반경방향 내측에 위치하도록 행해진다. 도 4에 도시된 실시예와 같이, 복합 스킨 패널(6)의 제1 벽 부분(69-1, 69-2)들은 바람직하게 또한 복합 스킨 패널(6)의 측면 에지(60)에 제공된 측면 에지 조글(70)을 포함한다. 이는 프레임 요소(30)의 제1 벽 부분들(30-1, 30-2)이 동체 스킨(2)의 플러시 외부 표면(64)을 유지하면서 복합 스킨 패널의 제1 벽 부분들(69-1, 69-2)과 중첩되게 하기 위한 것이다. 도시된 실시예에서, 프레임 요소(30)및 각 패널(6)의(일부)의 외부 표면에는 금속 메쉬(30-3, 6-3)와 같은 전도성 구조 또는 재료가 제공된다. 이것은 각각의 복합 스킨 패널(6)의 제 1 벽 부분(69-1, 69-2)들과 프레임 요소(30)의 외부 플랜지의 제 1 벽 부분(30-1, 30-2)들 사이의 연결이 유도 용접에 의해 이루어지도록 한다. 동일한 토큰에서, 금속 메쉬(30-3, 6-3)형태의 전도성 구조 또는 재료를 포함하는 외부 표면은 전기적으로 전도되어 낙뢰에 대한 보호를 제공한다.
섬유-강화된 복합 스킨 패널(6)은 프레스 성형에 의해 편리하게 제조될 수 있다. 도 7을 참조하면, PEEK와 같은 열가소성 중합체 매트릭스를 갖는 다수의 탄소 섬유 단방향 테이프를 크기로 절단하고 [+45°/-45°/0°/90°] 레이업 7과 같은 원하는 레이업 7로 적층한다. 레이업(7)은 두 개의 금속 플레이트(도시되지 않음)사이에 끼워질 수 있고, 플레이트 사이에 진공이 적용되어 갇힌 공기를 감소시키는 한편, 대기압은 레이업(7)을 다소 압축한다. 이어서, 레이업(7)은 오븐(8)내로 이송되며, 이 오븐(8)에서 열가소성 중합체 매트릭스가 용융되어 테이프 사이의 매트릭스 중합체의 유동을 향상시키고, 테이프 사이의 매트릭스 중합체의 융합을 돕는다. 레이업(7')은 열가소성 매트릭스 중합체의 연화 온도 T s 이하의 온도에서 제공되는 예열된 몰드(9)로 이송된다. 몰드(9)는 수금형 부분(9-1)과 형상 일치된 암 금형 부분(9-2)을 포함하고, 두 몰드 부분(9-1, 9-2)들이 함께 모아지고 미리 결정된 힘(50)으로 서로에 대해 눌려지고, 라미네이트가 냉각기 몰드로의 전도 열에 의해 생성된 패널(6)의 매트릭스 중합체의 유리 전이 온도 Tg 미만의 온도로 다시 냉각될 때까지 유지된다. 패널(6)의 형상은 이제 통합되고 패널(6)의 에지는 크기에 맞게 트리밍될 수 있다. 비교적 작은 몰드 부분들(9-1, 9-2)한 쌍만 있으면 생산 및 투자 비용을 크게 줄일 수 있다. 적합한 패널(6)들은 대부분 단일 곡선일 수 있으며, 이는 생산된 바와 같이 패널(6)들에 섬유가 잘못 정렬될 위험을 감소시킨다.
본 발명을 사용하는 항공기의 동체 구조물(1)을 제조하는 방법은 항공기 또는 동체 구조물(1)의 종축(11)에 평행한 방향으로 거리(31)에 걸쳐 서로 이격된 복수의 프레임 요소(30)를 제공한다. 프레임 요소(30)는 각각 종축(11)에 대해 거의 수직인 평면(10)에서 연장된다. 복수의 섬유-강화된 복합 스킨 패널(6)들이 각 쌍의 프레임 요소(30)들 사이에 제공된다. 패널(6)들은, 예를 들어 도 6에 도시된 바와 같이, 각각의 복합 스킨 패널(6)에 형성된 보강재(66)가 각각의 복합 스킨 패널(6)의 내부 표면(63)으로부터 방사상 내측으로 그리고 항공기 종축(11)에 평행한 방향으로 연장되도록 배향된다. 그런 다음, 복수의 섬유-강화된 복합 스킨 패널(6)은 각각의 복합 스킨 패널(6)의 제 2 벽 부분(67-1, 67-2)을 다른 복합 스킨 패널(6)의 제 2 벽 부분(67-1, 67-2)에 결합시킴으로써 상호 연결된다. 이러한 방식으로, 통합된 동체 스킨 부분(2a)가 각 쌍의 프레임 요소(30)사이에 형성될 수 있다. 상기 공정은 또한 각각의 복합 스킨 패널(6)들의 제 1 벽 부분(69-1, 69-2)들을 각각의 프레임 요소(30 - 1, 30-2)의 제 1 벽 부분(30-1, 30-2)들과 결합시킴으로써 복수의 섬유-강화된 복합 스킨 패널(6)을 프레임 요소(30)의 각 쌍에 연결하는 것을 필요로 한다. 상기 단계들은 동체 구조물(1)의 종축(11)을 따라 연장하고 그 내부 공간을 둘러싸는 동체 스킨(2)이 형성될 때까지 프레임 요소(30)들의 각 쌍에 대해 반복될 수 있다.
섬유-강화된 복합 스킨 패널(6)들을 서로 및/또는 프레임 요소(30)들의 각 쌍에 연결하는 바람직한 방법은 도 8에 개략적으로 도시된 바와 같이 전자기 용접을 포함한다. 도 8에 도시된 성형된 부분(40, 41)들은 2개의 섬유-강화된 복합 스킨 패널(6)들, 섬유-강화된 복합 스킨 패널(6)및 프레임 요소(30), 또는 2개의 보강재(66)들을 포함할 수 있다.
성형된 부분(40, 41)들은 바람직하게는 전자기 용접에 의해 연결된다. 다른 곳에서 언급되는 바와 같이, 두 성형된 부분(40, 41)들은 탄소 섬유로 강화된 열가소성 매트릭스 중합체로부터 제조되는 것이 바람직하며, 여기서 탄소 섬유는 또한 용접을 목적으로 열가소성 중합체 매트릭스의 가열을 위한 유도 민감성 컴포넌트로서 기능한다. 성형된 부분들(40, 41)은 결합을 위한 공통 접촉면(42)을 한정하기 위해 함께 모여지는 성형된 벽 부분들(40a, 41a)을 따라 결합될 필요가 있다. 예를 들어, 실질적인 원통형 전자기장을 제공하는 선형 인덕터(43)일 수 있는 인덕터(43)는 성형된 벽 부분들(40a, 41a)및 그들의 공통 접촉면(42)을 열가소성 매트릭스 중합체를 열적으로 활성화시키기에 충분히 높은 온도로 가열하거나, 선택적으로열적으로 활성화된 접착제가 접촉면(42)에 도포된다. 인덕터는 벽 부분(40a, 41a)들과 물리적으로 접촉하지 않고 벽 부분(40a, 41a)들을 따라 이동될 수 있다. 가열 동안 및/또는 그 후 선택적으로 짧은 시간 동안, 열적으로 활성화된 접촉면(42)은 클램핑 공구(44)및 벽 부분(40a, 41a)들의 상부에 제공된 고정 플레이트(45)를 포함하는 적절한 툴링에 의해 방향(A)으로 압축된다. 이러한 방식으로 성형된 부분들(40, 41)사이에 잘 발달되고 강한 연결이 이루어질 수 있다.
본 발명은 상기 주어진 예에 국한되지 않으며, 이에 대한 변형은 첨부된 청구의 범위 내에서 예상될 수 있다.

Claims (26)

  1. 항공기의 동체 구조물에 있어서,
    - 상기 항공기의 종축을 따라 연장하고 내부 공간을 둘러싸고, 상기 내부 공간과 마주하는 내부 표면을 더 갖는, 동체 스킨,
    - 항공기 종축에 평행한 방향으로 서로 이격되고, 상기 동체 스킨의 상기 내부 표면을 따라 원주 방향으로 연장하여 상기 동체 스킨을 지지하는, 복수의 프레임 요소들,
    을 포함하고,
    상기 동체 스킨은 상기 복합 스킨 패널들의 제2 벽 부분들을 통해 상호 연결되고 각 쌍의 프레임 요소들 사이에서 연장하는 복수의 섬유-강화된 복합 스킨 패널들을 포함하고, 복합 스킨 패널의 제1 벽 부분들은 프레임 요소의 제1 벽 부분들과 연결되고, 상기 복합 스킨 패널들은 각각의 복합 스킨 패널에 형성되고 상기 내부 표면으로부터 방사상 내측으로 연장하는 보강재를 더 포함하고, 상기 보강재들은 상기 항공기 종축에 평행한 방향으로 연장하고, 상기 복합 스킨 패널들의 제1 벽 부분은 결합되는 프레임 요소들의 제1 벽 부분들보다 더 반경 방향 안쪽에 위치하는,
    동체 구조물.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 프레임 요소들은 I-형 또는 H-형 단면을 갖고, 상기 프레임 요소의 상기 제1 벽 부분은 I- 또는 H-형 프레임 요소의 플랜지를 포함하는,
    동체 구조물.
  3. 제1항 또는 제2항에 있어서,
    상기 복합 스킨 패널의 상기 제 1 벽 부분은 상기 복합 스킨 패널의 측면 에지에 구비된 측면 에지 조글을 포함하고, 상기 측면 에지 조글은 상기 동체 스킨의 평평한 외부 표면을 유지하면서 상기 프레임 요소의 상기 제1 벽 부분이 상기 복합 스킨 패널의 제1 벽 부분과 겹치도록 하는,
    동체 구조물.
  4. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서,
    복합 스킨 패널과 다른 복합 스킨 패널 사이의 연결은 둘 다의 결합된 제2 벽 부분들을 포함하고, 하나의 복합 스킨 패널의 상기 제2 벽 부분은 상기 보강재에 인접한 조글을 포함하고, 상기 조글은 상기 동체 스킨의 평평한 외부 표면을 유지하면서 상기 복합 스킨 패널의 제2 벽 부분이 다른 복합 스킨 패널의 제2 벽 부분과 겹칠 수 있도록 하는,
    동체 구조물.
  5. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 제1 벽 부분들의 일부 또는 전부는 유도 용접 연결을 통해 결합되는,
    동체 구조물.
  6. 제1항 내지 제5항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 복합 스킨 패널들의 상기 제2 벽 부분들의 일부 또는 전부는 유도 용접 연결을 통해 결합되는,
    동체 구조물.
  7. 제1항 내지 제6항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 복합 스킨 패널들의 보강재들은 상기 항공기 종축과 평행한 방향으로 서로 정렬되는,
    동체 구조물.
  8. 제7항에 있어서,
    상기 복합 스킨 패널들의 보강재들은 연속 스트링거를 형성하기 위해 서로 연결되는,
    동체 구조물.
  9. 제8항에 있어서,
    상기 보강재들은 유도 용접 연결을 통해 연결되는,
    동체 구조물.
  10. 제1항 내지 제9항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 동체 스킨은 상기 원주 방향으로 폐쇄된,
    동체 구조물.
  11. 제1항 내지 제10항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 프레임 요소들은 섬유-강화된 복합재로 만들어지는,
    동체 구조물.
  12. 제1항 내지 제11항 중 어느 한 항에 있어서,
    섬유-강화된 복합 스킨 패널들 및/또는 상기 프레임 요소들은 열가소성 매트릭스를 갖는 섬유-강화된 복합 재료로 만들어지는,
    동체 구조물.
  13. 제1항 내지 제12항 중 어느 한 항에 따른 상기 동체 구조물을 포함하는, 항공기.
  14. 항공기의 동체 구조물을 제조하기 위한 방법에 있어서,
    - 상기 항공기의 종축에 평행한 방향으로 서로 이격되고 상기 항공기의 원주 방향으로 연장하는 복수의 프레임 요소들을 제공하는 단계;
    - 각각의 복합 스킨 패널들에 형성된 보강재가 각각의 복합 스킨 패널의 내부 표면으로부터 및 상기 항공기 종축에 평행한 방향으로 반경방향 내측으로 연장하도록, 프레임 요소들의 각 쌍 사이에서 연장하는 복수의 섬유-강화된 복수의 스킨 패널을 제공하는 단계,
    - 프레임 요소들의 각 쌍 사이에 통합된 동체 스킨 부분을 형성하기 위해; 및 복합 스킨 패널들의 제2 벽 부분들을 결합하여 복수의 섬유-강화된 복합 스킨 패널들을 상호 연결하는 단계;
    - 각각의 복합 스킨 패널의 제1 벽 부분들과 각각의 프레임 요소들을 결합함으로써 복수의 섬유-강화된 복합 스킨 패널들을 각각의 프레임 요소들 쌍에 연결하는 단계; 및
    - 상기 항공기의 종축을 따라 연장하여 내부 공간을 감싸며, 상기 복수의 프레임 요소들에 지지되는, 동체 스킨이 형성될 때까지, 한 쌍의 프레임 요소들 각각에 대해 상기 단계를 반복하는 단계;
    를 포함하고,
    상기 복합 스킨 패널들의 상기 제1 벽 부분들은 결합되는 상기 프레임 요소의 상기 제1 벽 부분들보다 더 반경 방향 안쪽에 위치하는,
    방법.
  15. 제14항에 있어서,
    상기 프레임 요소들은 I-형 또는 H-형 단면을 갖고, 상기 프레임 요소의 상기 제1 벽 부분은 상기 I- 또는 H-형 프레임 요소의 플랜지를 포함하는,
    방법.
  16. 제14항 또는 제15항에 있어서,
    상기 복합 스킨 패널의 제1 벽 부분은 상기 복합 스킨 패널의 측면 에지에 구비된 측면 에지 조글을 포함하고, 상기 프레임 요소의 상기 제1 벽 부분은 상기 동체 스킨의 평평한 외부 표면을 유지할 수 있도록 상기 복합 스킨 패널의 제1 벽 부분과 겹치도록 배치되는,
    방법.
  17. 제14항 내지 제16항 중 어느 한 항에 있어서,
    복합 스킨 패널은 제2 벽 부분들을 결합하여 다른 복합 스킨 패널에 연결되며, 상기 복합 스킨 패널의 상기 제2벽 부분은 상기 복합 스킨 패널의 측면 에지에 구비된 측면 에지 조글을 포함하고, 다른 복합 스킨 패널의 상기 제2 벽 부분은 상기 동체 스킨의 평평한 외부 표면을 유지할 수 있도록 상기 복합 스킨 패널의 제2 벽 부분과 겹치도록 배치되는,
    방법.
  18. 제14항 내지 제17항 중 어느 한 항에 있어서,
    제1 벽 부분들의 일부 또는 전부는 유도 용접 연결을 통해 결합되는,
    방법.
  19. 제14항 내지 제18항 중 어느 한 항에 있어서,
    복합 스킨 패널들의 제2 벽 부분들의 일부 또는 전부는 유도 용접 연결을 통해 결합되는,
    방법.
  20. 제14항 내지 제19항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 복합 스킨 패널들의 보강재들은 상기 항공기 종축과 평행한 방향으로 서로 정렬되는,
    방법.
  21. 제14항 내지 제20항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 복합 스킨 패널들의 보강재들은 연속 스트링거를 형성하기 위해 서로 연결되는,
    방법.
  22. 제21항에 있어서,
    상기 보강재들은 유도 용접 연결을 통해 연결되는,
    방법.
  23. 제14항 내지 제22항 중 어느 한 항에 있어서,
    복합 동체 스킨이 원주 방향으로 닫힐 때까지 복수의 섬유-강화된 복합 스킨 패널들이 제공되는,
    방법.
  24. 제18항 또는 제19항에 있어서,
    제 1 벽 부분 및/또는 제 2 벽 부분들을 결합하는 것은 결합될 제 1 벽 부분 및/또는 제 2 벽 부분들의 접촉 표면들을 가압하는 단계, 상기 제1 벽 부분 및/또는 제2 벽 부분들의 가압된 접촉된 표면들을 따라 인덕터를 이동시키는 단계, 제1 벽 부분 및/또는 제2 벽 부분들의 열 활성화된 커플링 수단을 커플링 수단의 용융 온도 이상으로 가열하기 위해 제1 벽 부분 및/또는 제2 벽 부분의 유도 감응성 컴포넌트에 전자기장을 생성하는 단계, 및 용융 커플링 수단에 의해 제1 벽 부분 및/또는 제2 벽 부분의 상기 접촉 표면들을 서로 연결하는 단계를 포함하는 방법에 의해 달성되는,
    방법.
  25. 제24항에 있어서,
    제1 벽 부분 및/또는 제2 벽 부분들은 열가소성 중합체 매트릭스를 갖는 섬유-강화된 복합 재료로 제조되고, 열 활성화 커플링 수단은 열가소성 중합체 매트릭스를 포함하는,
    방법.
  26. 제24항 또는 제25항에 있어서,
    유도 감응 컴포넌트는 탄소 섬유, 금속 또는 금속 메쉬, 강자성 입자 또는 이들의 조합에서 선택되는,
    방법.
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Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP4112279A1 (de) * 2021-06-30 2023-01-04 Airbus Operations GmbH Verfahren und bauteilsegment zur herstellung eines versteiften flächigen bauteils für luftfahrzeuge, sowie luftfahrzeug
NL2029204B1 (en) * 2021-09-17 2023-03-24 Kok & Van Engelen Composite Structures B V Method for electromagnetic welding of molded parts
US11904555B2 (en) * 2022-01-03 2024-02-20 Rohr, Inc. Induction welding of thermoplastic with metallic strips

Family Cites Families (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB759529A (en) * 1954-01-15 1956-10-17 English Electric Co Ltd Improvements in and relating to fuselages and nacelles for aircraft and the like
US3735596A (en) * 1971-07-26 1973-05-29 Butler Manufacturing Co Valley closure for a roof construction
US4310132A (en) * 1978-02-16 1982-01-12 Nasa Fuselage structure using advanced technology fiber reinforced composites
GB0613949D0 (en) * 2006-07-13 2006-08-23 Airbus Uk Ltd A wing cover panel assembly and wing cover panel for an aircraft wing and a method of forming thereof
FR2922517B1 (fr) * 2007-10-18 2010-04-23 Airbus France Avion comportant des jonctions d'arrets de raidisseurs et procede de fabrication d'un tel avion
DE102007055233A1 (de) * 2007-11-20 2009-05-28 Airbus Deutschland Gmbh Kupplungsvorrichtung zum Zusammenfügen von Rumpfsektionen, Kombination aus einer Kupplungsvorrichtung und zumindest einer Rumpfsektion sowie Verfahren zur Herstellung der Kupplungsvorrichtung
ES2352941B1 (es) * 2008-05-16 2012-01-25 Airbus Operations, S.L. Estructura integrada de aeronave en material compuesto
FR2943944A1 (fr) * 2009-04-06 2010-10-08 Eads Europ Aeronautic Defence Procede de fabrication d'un panneau raidi en materiau composite a matrice thermoplastique et panneau ainsi obtenu
FR2947523B1 (fr) * 2009-07-03 2011-07-22 Airbus Operations Sas Element de fuselage comportant un troncon de fuselage et des moyens de jonction
EP2284076A1 (de) * 2009-08-12 2011-02-16 Dermond-Forstner & Sreboth OG Verfahren zur Herstellung eines - als Sandwichkonstruktion ausgebildeten - Hohlkörpers
EP2415662B1 (en) * 2010-08-02 2012-07-18 Eurocopter Deutschland GmbH Fuselage structure made of composite material
WO2012091695A1 (en) * 2010-12-28 2012-07-05 Bell Helicopter Textron Inc. Multi-directional load joint system
US9676469B2 (en) * 2014-04-10 2017-06-13 Lockheed Martin Corporation System and method for fastening structures
EP3124208A1 (en) * 2015-07-31 2017-02-01 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH Method for joining thermoset components
FR3059302B1 (fr) * 2016-11-30 2019-05-17 Airbus Operations Ensemble pour aeronef comprenant un panneau auto-raidi assemble a un element structurel au moyen d'une alternance de nervures terminales et de languettes terminales
EP3428062A1 (en) * 2017-07-11 2019-01-16 Airbus Operations GmbH A leading edge structure for a flow control system of an aircraft
EP3501971B1 (en) * 2017-12-19 2021-08-18 Airbus Operations, S.L.U. Aircraft rear fuselage section and manufacturing method thereof
EP3521162B1 (en) * 2018-02-02 2022-06-22 AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH A helicopter with a fuselage and a tail boom which are connected via a shear connection
US20190283856A1 (en) * 2018-03-13 2019-09-19 Spirit Aerosystems, Inc. Panel structure of optimally constructed and subsequently integrated components and method of making same
DE102018112850A1 (de) * 2018-05-29 2019-12-05 Airbus Operations Gmbh Bauteil mit verbundenen Faserverbundwerkstoff-Teilelementen sowie Verfahren und Vorrichtung zum Verbinden der Teilelemente
US11325689B2 (en) * 2019-05-09 2022-05-10 The Boeing Company Composite stringer and methods for forming a composite stringer
EP4112279A1 (de) * 2021-06-30 2023-01-04 Airbus Operations GmbH Verfahren und bauteilsegment zur herstellung eines versteiften flächigen bauteils für luftfahrzeuge, sowie luftfahrzeug

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