KR102073995B1

KR102073995B1 - 항공기의 복합재료 구조를 연결하기 위한 장치 및 방법

Info

Publication number: KR102073995B1
Application number: KR1020140052161A
Authority: KR
Inventors: 제온 영; 루돌프 아트너 게르프리트; 스트레칠라 조셉
Original assignee: 더 보잉 컴파니
Priority date: 2013-07-10
Filing date: 2014-04-30
Publication date: 2020-02-05
Anticipated expiration: 2034-04-30
Also published as: RU2014127569A; KR20150007202A; US9580164B2; RU2018130335A; CN104276274A; RU2018130335A3; CN104276274B; EP2824030A1; JP2015016855A; RU2666593C2; EP2824030B1; US20150014484A1; JP6423621B2; CA2850800C; CA2850800A1

Abstract

항공기의 복합 재료 구조를 결합하는 장치 및 방법이 개시되어 있다. 여기에 개시된 예의 장치는 금속 재료로 구성된 상부 및 하부 인보드 피팅부에 연결되게 구성된 제1 단부 부분을 가진 인보드 복합 재료 날개 패널과 금속 재료로 구성된 상부 및 하부 아웃보드 피팅부에 연결되게 구성된 제1 단부 부분을 가진 아웃보드 복합 재료 날개 패널을 포함한다. 본체 리브의 측면은 금속 재료로 구성된 플레이트 형상 제1 단부 부분을 가지고 있다. 동체 프레임은 상부 인보드 피팅부의 한 단부에서 연결되어지게 구성되고, 그리고 상부와 하부 인보드 피팅부 및 상부와 하부 아웃보드 피팅부는 플레이트 형상 제1 단부 부분에서 본체 리브의 측면에 연결되어진다.

Description

항공기의 복합재료 구조를 연결하기 위한 장치 및 방법{APPARATUS AND METHODS FOR JOINING COMPOSITE STRUCTURES OF AIRCRAFTS}

본 발명은 일반적으로 항공에 관한 것으로, 좀 더 구체적으로는 항공기의 복합재료 구조를 연결하기 위한 장치 및 방법에 관한 것이다.

상업용 항공기 또는 제트 여객기의 항공기 날개는 전형적으로 항공기의 동체에 부착되기 전에 조립되어진다. 예를 들어, 항공기 날개 어셈블리는 전형적으로 항공기 날개의 골격 구조 또는 뼈대(a skeletal structure or framework)를 형성하도록 전방 및 후방 날개 보에 연결하는 예를 들어 스트링거(stringers) 및 리브와 같이 날개의 스팬 방향(the span direction of the wing), 그리고 구조 부재에서 연장하는 각각의 전방 날개 보 및 후방 날개 보를 포함한다. 스트링거로 형성되는 날개 패널 또는 외판(skin)은 항공기 날개를 형성하도록 날개의 골격 구조 또는 뼈대에 연결된다.

동체에 항공기 날개를 연결 또는 부착하기 위하여, 상업용 항공기는 날개-동체 부착 조인트를 사용한다. 예를 들어, 날개-동체 조인트(a wing-fuselage joint)는 항공기 동체에 의해 지지되는 중앙 날개 박스(a central wing box)에 항공기 날개를 연결한다. 항공기 날개는 상부 날개 패널 조인트(an upper wing panel joint)와 하부 날개 패널 조인트(a lower wing panel joint)를 통하여 중앙 날개 박스에 보통 부착되어진다. 전형적으로, 상부 날개 패널 조인트는 중앙 날개 박스에 항공기 날개의 상부 날개 패널을 연결하기 위하여 알루미늄으로 구성된 이중 플러스 코드(a double plus chord)를 사용하고, 하부 날개 패널 조인트는 중앙 날개 박스에 항공기의 하부 날개 패널을 연결하기 위하여 T-코드(a T-chord)를 사용한다.

또한, 비교적 높은 중량에 대한 강도 비(strength-to-weight ratios) 때문에, 탄소 섬유 보강 플라스틱(carbon-fiber reinforced plastics) 같은 복합재료가 보통 무게를 감소시키고 성능을 증가시키기 위하여 항공기 날개에 사용된다. 예를 들어, 항공기 날개의 상부 및 하부 날개 패널 또는 중앙 날개 박스는 탄소 복합재료 또는 탄소 섬유 보강 폴리머로 구성되어지고, 반면에 날개 보, 리브 및 다른 프레임 구조들은 알루미늄, 강 등과 같은 금속재료로부터 제조되어진다.

그러나 알루미늄 구조물에 탄소 섬유 보강 플라스틱과 같은 탄소 복합재료를 직접적으로 부착하는 것은 주위 환경과 화학적 및 전기 화학적 반응 때문에 부식(예를 들어, 전식(電蝕)(galvanic corrosion))을 야기할 수 있다. 예를 들어, 탄소 섬유 같은 복합재료 물질은 좋은 전기적 양도체이고, 그들은 항공기 구조의 알루미늄 합금과 큰 전류를 발생시키는 잠재력(a large galvanic potential)을 낳는다. 그래서 부식은 습기는 이들 물질의 매우 다른 전기화학 잠재력 때문에 복합재료/알루미늄 접점에 형성될 때 일어날 수 있다. 그러므로 일부 예에서, 알루미늄으로 구성된 플러스 코드에 직접적으로 복합재료 날개 패널을 연결하는 것은 그 연결부에서 원하지 않는 부식 효과를 야기한다. 티타늄으로 구성된 플러스 코드는 그런 원하지 않는 부식 효과를 방지하지만, 항공기의 비용을 상당히 증가시킨다.

여기에 기재된 예의 장치는 금속 재료로 구성된 상부 및 하부 인보드 피팅부에 연결되어지게 구성된 제1 단부 부분을 가진 인보드 복합재료 날개 및 금속 재료로 구성된 상부 및 하부 아웃보드 피팅부에 연결되어지게 구성된 제1 단부 부분을 가진 아웃보드 복합재료 날개를 포함한다. 본체 리브의 측면은 금속 재료로 구성된 플레이트 형상 제1 단부 부분(a plate shaped first end portion)을 가진다. 동체 프레임은 상부 인보드 피팅부의 한 단부에서 연결되어지게 구성되어 있다. 상부와 하부 인보드 피팅부 및 상부와 하부 아웃보드 피팅부는 플레이트 형상 제1 단부 부분에서 본체 리브의 측면에 연결되어진다.

여기에 개시된 또 다른 예의 장치는 아웃보드 날개 패널의 상부 표면에 부착하도록 구성된 상부 아웃보드 피팅부와 상부 표면에 대향하는 아웃보드 날개 패널의 하부 표면에 부착하도록 구성된 다수의 하부 아웃보드 피팅부를 포함한다. 상부 인보드 피팅부는 인보드 날개 패널의 상부 표면에 부착하도록 구성되고, 다수의 하부 인보드 피팅부는 인보드 날개 패널의 상부 표면에 대향하는 인보드 날개 패널의 하부 표면을 부착하도록 구성되어 있다. 플레이트는 상부 인보드 피팅부와 하부 아웃보드 피팅부를 플레이트의 제1 측면에 연결하고, 그리고 상부 인보드 피팅부와 하부 인보드 피팅부를 제1 측면에 대향하는 플레이트의 제2 측면에 연결하게 본체 리브의 측면과 동체의 상부 표면 사이에서 연장한다.

여기에 기재된 예의 방법은 아웃보드 날개 패널에 상부 아웃보드 피팅부와 하부 아웃보드 피팅부를 부착하는 것을 포함하고, 상부 및 하부 아웃보드 피팅부는 금속 재료로 구성되고, 상부 아웃보드 날개 패널은 복합 재료로 구성되며; 인보드 날개 패널의 단부에 상부 인보드 피팅부와 하부 인보드 피팅부를 부착하고, 상부 및 하부 인보드 피팅부는 금속 재료로 구성되고, 상부 인보드 날개 패널은 복합 재료로 구성되며; 그리고 중앙 날개 박스의 본체 리브의 측면으로부터 연장하는 공통 플레이트에 상부와 하부 아웃보드 피팅부 및 상부와 하부 인보드 피팅부를 부착하며, 플레이트는 알루미늄으로 구성되어 있다.

논의된 특징, 기능 및 이점들은 다양한 실시 예들에서 독립적으로 달성되어질 수 있거나, 또는 아래의 설명 및 도면을 참조하여 나타날 수 있는 다른 세부사항은 이제 다른 실시 예들과 결합되어질 수 있다.

도 1은 여기에 개시된 가르침(teachings)에 따른 일례의 구조적 조인트 어셈블리(an example structural joint assembly)로 구성된 일례의 항공기(an example aircraft)를 나타내고 있다.
도 2는 도 1의 일례의 항공기의 날개 패널 어셈블리를 나타내고 있다.
도 3은 도 1의 일례의 구조적 조인트 어셈블리의 전방 주시 도면이다.
도 4는 도 1 및 3의 일례의 구조적 조인트 어셈블리의 사시도이다.
도 5는 도 1, 3 및 4의 일례의 구조적 조인트 어셈블리의 사시도이다.
도 6은 도 1 및 3-5의 일례의 구조적 조인트 어셈블리의 또 다른 사시도이다.
도 7은 도 1 및 3-6의 일례의 구조적 조인트 어셈블리의 또 다른 사시도이다.
도 8은 제1 하중 경로를 나타내는 도 1 및 3-7의 일례의 구조적 조인트 어셈블리의 전방 주시 도면이다.
도 9는 제2 하중 경로를 나타내는 도 1 및 3-8의 일례의 구조적 조인트 어셈블리의 전방 주시 도면이다.
도 10은 일례의 항공기의 일례의 오버윙 페어링(an example overwing fairing)을 나타내는 도 1 및 3-9의 일례의 구조적 조인트 어셈블리의 이제 또 다른 전방 주시 도면이다.
도 11은 여기에 기재된 일례의 구조적 조인트 어셈블리를 사용하는 일례의 항공기의 일례의 상부 날개 조립을 조립하기 위한 일례의 방법의 흐름도(a flowchart)를 나타내고 있다.

어디든 가능한, 동일 도면 번호들이 같은 또는 유사한 부품을 언급하기 위하여 도면 및 첨부하는 기재된 설명서를 통하여 사용되어진다. 본 특허에 사용된 것처럼, 어떤 부품(예를 들어, 레이어(a layer), 필름(film), 영역(area) 또는 플레이트(plate))이 다른 부품 위에 어떤 방법으로 위치되어(예를 들어, 위치되어(positioned on) 위치되어(located on), 배치되어(disposed on), 또는 형성되어(formed on) 등) 있는 것을 설명하는 것은 기준 부품이 다른 부품과 접촉하고 있거나, 또는 기준 부품이 그들 사이에 위치된 하나 이상의 중간 부품(들)을 가진 다른 부품 위에 있는 것을 의미한다. 어떤 부품이 다른 부품과 직접 접촉하고 있는 것을 설명하는 것은 두 부품들 사이에 중간 부품이 없다는 것을 의미한다.

항공기의 날개는 상부 날개 조인트 어셈블리(an example upper wing joint assembly)를 통하여 동체의 중앙 날개 박스(a central wing box of a fuselage)에 전형적으로 연결되어진다. 예를 들어, 이중 플러스 코드(a double plus chord)는 중앙 날개 박스에 상부 날개 패널을 연결하기 위하여 점보 항공기와 같이 더 큰 항공기에 전형적으로 사용된 일례의 상부 날개 조인트 어셈블리이다. 이중 플러스 코드는 중앙 날개 박스의 본체 리브 또는 웨브(a body rib or web)의 측면과 동체 표면에 연결된 수직으로 연장하는 플랜지들을 포함하는 십자형 프로파일(a cross-shaped profile)을 가진다. 이중 플러스 코드는 날개의 아웃보드 날개 패널 및 중앙 날개 박스의 인보드 날개 패널의 상부 표면을 결합 또는 연결하는 수직으로 연장하는 플랜지들의 각 측면에 횡 방향으로 또는 수평 방향으로 연장하는 플랜지들을 또한 포함한다. 분명치, 아웃보드 및 인보드 날개 패널들은 체결요소들을 통하여 이중 플러스 코드의 횡 방향으로 연장하는 플랜지들에 직접적으로 연결되어진다. 알루미늄으로 구성된 이중 플러스 코드 타입 조인트는 금속 재료로 구성된 날개 패널과 함께 보통 사용된다.

무게를 줄이고 성능을 증가시키기 위하여. 항공기 날개 패널들은 탄소 섬유 보강 플라스틱 또는 폴리머(polymers)와 같은 복합 재료로 보통 구성된다. 그러나 복합 재료로 구성된 날개 패널에 알루미늄으로 구성된 이중 플러스 코드를 직접 연결하는 것은 이들 재료들의 상당히 다른 전기화학 잠재력 때문에 원하지 않는 부식 효과를 야기한다. 그런 원하지 않는 부식 효과를 보호하기 위하여, 티타늄으로 구성된 플러스 코드가 보통 사용되어진다. 그러나 티타늄 플러스 코드는 상당히 제조비용을 증가시킨다.

여기에 개시된 예의 방법 및 장치는 구성요소들의 수 그리고, 그래서 항공기의 무게(예를 들어, 거의 800파운드(lbs)까지) 상당히 감소시키는 동안에 상부 날개 조인트 어셈블리의 조립을 상당히 용이하게 하는 구조적 날개 조인트 어셈블리를 제공한다. 예를 들어, 구조 날개 조인트 어셈블리는 공지의 상부 날개 조인트 어셈블리에 의해 보통 사용된 복합 이중 플러스 코드 조인트 어셈블리의 사용을 요구하지 않는다. 특별히, 플레이트는 합 이중 플러스 코드 대신에 사용되어지고, 그것 때문에 동체의 중앙 날개 박스에 항공기 날개의 조립을 용이하게 하는 동안에 상당한 제조비용을 감소시킨다. 부가적으로 또는 대안적으로, 구조 날개 조인트는 상부 날개 조인트 어셈블리의 강도를 상당히 증가시킨다. 결과적으로, 더 작은 수의 체결요소들 소용되고, 더 작은 직경 또는 길이를 가진 체결요소들이 사용되어지고, 그것 때문에 상당히 비용을 감소시키고 조립 효율을 증가시킨다.

부가적으로 또는 대안적으로, 여기에 개시된 예의 날개 조인트 어셈블리는 탄소 섬유 보강 폴리머(carbon fiber reinforced polymers)(즉, CFRP) 같은 알루미늄으로 구성된 구조와 탄소 복합 재료 사이에서 부식을 상당히 감소 또는 방지한다. 특히, 여기에 개시된 예의 날개 조인트 어셈블리는 탄소 복합재로 구성된 구성요소들과 알루미늄 재료 사이에서 직접 접촉을 감소시키거나 제거한다. 다른 재료로 구성된 구성요소들을 격리하는데 도움을 주기 위하여, 여기에 기재된 예의 방법과 장치는 인접하는 플레이트(예를 들어, 수직 플레이트)를 통하여 상부 동체 표면과 중앙 날개 박스(예를 들어, 본체 리브의 하부 측면)의 본체 리브의 측면을 연결하거나 통합시킨다. 예를 들어, 인접하는 플레이트는 알루미늄 구조 또는 구성요소로부터 복합 재료 날개 패널이 분리되어지거나 또는 이격되어 있게 할 수 있고, 그것 때문에 복합 재료와 알루미늄 구조 또는 구성요소들 사이에 직접 접촉을 상당히 감소하거나 제거한다. 부가적으로, 여기 개시된 예의 날개 패널 조인트 어셈블리는 시밍(shimming) 양을 더 감소시킨다. 시밍은 제작 공차(manufacturing tolerances)들 때문에 함께 연결되어 두 구성요소들 사이에서 갭(a gap)을 감소시키기 위하여 보통 제공된다.

도 1은 여기에 개시된 가르침에 따라 구성된 예의 항공기(100)를 나타낸다. 도 1을 참조하면, 항공기(100)는 동체(104)로부터 횡 방향으로 바깥으로 연장하는 우측 날개(102) 및 좌측 날개(103)를 포함한다. 특히 날개(102, 103)는 동체(104)에 걸쳐져 있는 중앙 부분 또는 중앙 날개 박스(106)를 통하여 동체(104)에 연결되거나 접합되어진다. 중앙 날개 박스(106)는 날개(102, 103)에 연결되거나 접합되는(예를 들어, 기계적으로 연결되는) 상부 인보드 날개 패널(108)을 포함한다. 특히, 예시된 예의 우측 날개(102)는 여기게 기재된 구조 조인트 어셈블리(112)를 통하여 중앙 날개 박스(106)의 제1 측면(110)에 연결되어 있고. 좌측 날개(103)는 여기게 기재된 예의 구조 조인트 어셈블리(112)를 통하여 중앙 날개 박스(106)의 제2 측면(114)에 연결되어 있다. 우측 날개(102)는 좌측 날개(103)와 실질적으로 유사 또는 동일하고, 그리고 그래서 간결성을 목적으로, 단지 우측 날개(102)가 아래에서 논의되어 진다.

도 2는 도 1에 도시된 좌측 날개(102)의 한 부분(200)의 확대도이다. 우측 날개(102)는 예를 들어, 날개(102)의 골격과 같은 구조 또는 뼈대(a skeletal like structure or framework)(예를 들어, 날개 박스)를 형성하는 날개 보(202) 및 리브(204)와 같은 구조 부재들을 포함한다. 예를 들어, 리브(204)는 날개(102)의 앞 가장자리(a leading edge)(208)(예를 들어, 앞날개 보)와 날개(102)의 뒷 가장자리(a trailing edge)(210)(예를 들어, 뒷날개 보) 사이에서 연장하고, 그것 때문에 연료 저장 공동(fuel storing cavities)으로 사용될 수 있는 다수의 공동(212)으로 날개(102)를 나눈다. 날개(102)의 뼈대(framework)(206)는 보조익(ailerons), 트림 플랩(trim flaps) 및 공기 제동기(airbrakes)와 같이 엔진과 제어 표면을 위한 부착 지점들에 첨가하여 상부 및 하부 에어포일 날개 표면을 위한 부착부를 제공한다.

예시된 예에서, 뼈대(206)는 상부 아웃보드 날개 패널(214)과 하부 아웃보드 날개 패널(216)을 가지고 덮어씌워진다. 좀 더 구체적으로, 상부 아웃보드 날개 패널(214)과 하부 아웃보드 날개 패널(216) 각각은 날개 뿌리와 날개 단부 사이에 날개의 길이를 따라 가거나 또는 걸쳐지는 구조 요소들이 있는 하나 이상의 스트링거(216)에 연결되거나 부착되는 외판(skin)(218)을 포함한다. 스트링거(220)는 항공기가 지상에 있을 때 및 비행 동안에 경험한 선택적 하중(예를 들어, 양력, 항력, 엔진 추력 하중 등)을 견디는 것에 의해 날개(102)에 구조적 안정성과 완전성을 제공하도록 배열되어진다. 외판(218)과 스트링거(220)는 복합 재료(예를 들어, 탄소 섬유, 그레파이트(graphite) 등)로 구성되어진다. 예를 들어, 외판(218) 및/또는 스트링거(220)는 연속 레이어 또는 복합 재료 플라이(successive layers or plies of composite material)(예를 들어, 복합 재료 테이프, 박판, 섬유 재료 등)를 적층하는 것에 의해 형성되어진다. 일부 예들에서, 외판(218)은 스트링거(220)에 체결되어진다. 그래서 예시된 예의 날개 보(202)와 리브(204)는 금속 재료로 구성되고, 외판(218)과 스트링거(220)는 탄소 섬유 보강 폴리머 또는 플라스틱 같은 복합 재료로 구성되어진다. 도시되지 않아도, 중앙 날개 박스(106)(도 1)의 상부 인보드 날개 패널(108)(도 1)은 상부 및 하부 외판(218)과 상부 아웃보드 날개 패널(214)의 스트링거(220)와 실질적으로 유사 또는 동일한 상부 및 하부 외판 및 스트링거를 포함한다.

도 3은 여기에 개시된 예의 구조 조인트 어셈블리(112)에 의해 실행된 예의 항공기(100)의 상부 날개 조인트 어셈블리(300)의 정면도이다. 도 3을 참조하면, 예시된 예의 구조 조인트 어셈블리(112)는 중앙 날개 박스(106)의 상부 인보드 날개 패널(108) 및 날개(102)의 상부 아웃보드 날개 패널(214)을 연결 또는 부착한다(예를 들어, 강체로 연결한다). 좀 더 구체적으로, 날개(102)의 상부 아웃보드 날개 패널(214)과 중앙 날개 박스(106)의 상부 인보드 날개 패널(108)은 패널, 웨브 또는 플레이트(302)와 같은 공통 구조에 연결된다. 도 3에 도시된 것처럼, 플레이트(302)는 상부 아웃보드 날개 패널(214)의 상부 표면 또는 제1 측면(304)과 축(308)(예를 들어, 동체(104)의 선단(nose)과 꼬리(tail) 사이에서 연장하는 동체의 길이 방향 축에 실질적으로 수직 또는 직교하는 축)을 따른 방향에서 제1 측면에 대향하는 상부 아웃보드 날개 패널(214) 하부 표면 또는 제2 측면(306) 사이에서 연장한다. 그래서 상부 아웃보드 날개 패널(214) 및 상부 인보드 패널(108)을 구조 조인트 어셈블리(112)를 통하여 플레이트(302)에 부착한다. 다른 말해서, 예시된 예의 플레이트(302)는 구조 조인트 어셈블리(112)를 위한 공통 부착 지점 또는 구조를 제공한다.

플레이트(302)는 중앙 날개 박스(106)의 부분이다. 중앙 날개 박스(106)는 중앙 날개 박스(106)의 측면 표면(314)(예를 들어, 제1 측면(110))을 정의하는 본체 리브(312)의 구조 또는 측면을 포함한다. 예를 들어, 측면 표면(314)은 상부 인보드 날개 패널(108)의 상부 표면(315)에 대해 비-평행(예를 들어, 실질적으로 직각인)이다. 도 3에 도시된 바와 같이, 플레이트(302)는 적어도 본체 리브(312)의 측면과 동체의 상부 외판(316) 사이에서 연장하는 인접 또는 연결 구조이다. 예시된 예의 플레이트(302)는 본체 리브(312)의 측면과 일체로 형성된다. 그래서 본체 리브(312)의 측면은 플레이트 형상 단부 부분을 가지고 있다. 그러나 다른 예에서, 플레이트(302)는 예를 들어 체결요소들을 통하여 본체 리브(312)의 측면에 연결하는 분리 부품 또는 구조일 수 있다.

부가적으로, 구조 조인트 어셈블리(112)는 일부 공지 상부 날개 패널 어셈블리에 보통 사용된 것처럼 상부 날개 패널에 전단 체결요소(shear fasteners) 대신에 인장 체결요소(tension fasteners)를 통하여 동체 프레임(a fuselage frame)(318)(예를 들어, 스터브 빔(a stub beam))의 부착을 할 수 있게 한다. 아래에서 논의되는 것처럼, 인장 체결요소를 통하여 동체 프레임(318)의 가능한 부착은 조립 동안에 공구를 위치시키는 것을 용이하게 하는 것에 의해 동체 프레임(318)의 조립 효율을 상당히 개선하고, 상당한 제조비용을 감소시킨다. 또한, 여기에 개시된 예의 구조 조인트 어셈블리(112)는 중앙 날개 박스(106)에 상부 아웃보드 날개 패널(214)을 연결하기에 필요로 하는 체결요소의 양, 또는 체결요소의 크기를 상당히 감소시키는 것에 의해 상당하게 제조비용을 감소시킨다.

플레이트(302)에 상부 아웃보드 날개 패널(214)과 상부 인보드 날개 패널(108)을 연결하기 위하여, 예시된 예의 구조 조인트 어셈블리(112)는 다수의 피팅부(320)를 포함한다. 예를 들어, 다수의 피팅부(320)는 상부 아웃보드 피팅부(322)(예를 들어, 이음 코드(a splice chord)), 상부 인보드 피팅부(324)(예를 들어, 이음 코드(a splice chord)), 아웃보드 스트링거 피팅부(an outboard stringer fitting)(326) 및 인보드 스트링거 피팅부(an inboard stringer fitting)(328)를 포함한다. 구체적으로, 상부 아웃보드 피팅부(322) 및 아웃보드 스트링거 피팅부(326)는 상부 아웃보드 날개 패널(214)의 단부(330)에 연결 또는 부착되고, 플레이트(302)에 상부 아웃보드 날개 패널(214)을 연결한다. 유사하게, 상부 인보드 피팅부(324) 및 인보드 스트링거 피팅부(328)는 중앙 날개 박스(106)의 복합재료 인보드 날개 패널(108)의 단부에 연결되고, 플레이트(302)에 상부 인보드 날개 패널(108)을 연결한다. 결과적으로, 플레이트(302)의 부분(334)은 플레이트(302)의 아웃보드 측면(336)에 연결된 상부 아웃보드 피팅부(322)와 아웃보드 스트링거 피팅부(326) 및 플레이트(302)의 인보드 측면(338)에 연결된 상부 아웃보드 피팅부(324)와 인보드 스트링거 피팅부(328) 사이에 위치되거나 또는 포착되어진다. 그래서 상부 아웃보드 날개 패널(214)과 상부 인보드 날개 패널(108)은 적어도 플레이트(302)의 두께에 의해 분리 또는 이격되어 있다. 구조 조인트 어셈블리(112)는 날개의 앞 단부와 뒷 단부 사이에 위치된 하나 이상의 상부 아웃보드 피팅부(322) 및 하나 이상의 스트링거 피팅부(326), 그리고 중앙 날개 박스(106)의 앞 단부와 뒷 단부 사이에 위치된 하나 이상의 인보드 피팅부(324) 및 하나 이상의 인보드 스트링거 피팅부(328)를 포함한다. 예시된 예의 피팅부(320)는 예를 들어, 강, 합급 및/또는 다른 적절한 재료와 같이 금속 재료로 구성되어질 수 있다. 또한, 피팅부(320)는 L-형상 단면 프로파일 또는 형상을 가진다. 그러나 다른 예에서, 피팅부(320)는 다른 적절한 단면 형상 또는 프로파일을 포함한다.

도 4는 동체(104)의 아웃보드 측면(336)에서 인보드 측면(338)으로 향하여 본, 도 1 및 도 3의 상부 날개 조인트 어셈블리(300) 및 구조 조인트 어셈블리(112)의 사시도이다. 도 4를 참조하면, 상부 아웃보드 피팅부(322)는 축(308)에 비-평행인 방향에서 상부 아웃보드 날개 패널(214)을 가로질러 길이 방향에서 연장한다(예를 들어, 상부 아웃보드 날개 패널(214)의 앞 단부(420)와 상부 아웃보드 날개 패널(214)의 뒷 단부(404)에 의해 정의된 방향에서). 예시된 예의 상부 아웃보드 피팅부(322)는 상부 아웃보드 날개 패널(214)의 상부 표면(409)과 맞물리는 제1 레그(a first leg)(408) 및 본체 리브(312)(도 3)의 측면으로부터 연장하는 플레이트(302)의 아웃보드 측면(336)과 맞물리는 제2 레그(a second leg 410)(410)를 가진 연속 본체(406)이다. 다시 말하면, 제1 레그(408)는 상부 아웃보드 날개 패널9214)의 상부 표면에 평행하게 실질적으로 연장하는 벽이고, 제2 레그(410)는 플레이트(302)에 평행하게 실질적으로 연장하는 벽이다. 그래서 제1 레그(408) 및 제2 레그(410)는 L-형상 단면 프로파일을 형성한다. 좀 더 구체적으로, 제1 레그(408)는 제1 레그(408)가 상부 표면(409)에 대해 실질적으로 평행이고, 제2 레그(410)는 플레이트(302)에 대해 실질적으로 평행하도록 제2 레그(410)에 대해 각도(예를 들어, 예각(an acute angle))에서 제2 레그(410)로부터 돌출한다.

예시된 예에서, 제1 레그(408)는 다수의 압축 체결요소(414)를 수용하도록 다수의 개구부(412)를 포함한다. 유사하게, 제2 레그(410)는 다수의 압축 체결요소(418)를 수용하도록 다수의 개구부(416)를 포함한다. 정리된 안전을 제공하기 위하여, 제2 레그(410)는 제2 다수의 인장 체결요소(422)(예를 들어, 인장 체결요소)를 수용하기 위하여 제2 다수 개구부(420)를 또한 포함한다. 예시된 예에서, 제1 다수의 개구부(416)는 제1 열(a first row)(416a)에 배열되고, 제2 다수의 개구부(420)는 제2 레그(410)의 길이를 따라 제2 열(a second row)(420a)에 배열된다.

부가적으로, 예시된 예의 상부 아웃보드 피팅부(322)는 세로 뼈대(a longeron)(424)를 포함한다. 예시된 에의 세로 뼈대(424)는 상부 아웃보드 피팅부(322)의 제2 부분(410)과 일체로 형성되고, 제1 레그(408)의 단부(402)를 넘어 연장하는 길이를 가진다. 예시된 예의 세로 뼈대(424)는 제2 레그(410)의 치수 프로파일(a dimensional profile)(예를 들어 높이 및/또는 두께)과 다른 치수 프로파일을 가진다. 세로 뼈대(424)는, 예를 들어, 플레이트(302), 동체 외판(316), 동체 프레임(318) 및/또는 항공기 뼈대의 어떤 다른 구조에 세로 뼈대(424)를 연결하도록 인장 체결요소(428)를 수용하도록 구성된 개구부(426)를 포함한다. 예를 들어, 새로 뼈대(424)는 동체 외판(316)을 지지하고 동체 외판(316) 및/또는 날개(102, 103)에서 동체 프레임(318)까지 하중을 전달하는데 도움을 주도록 구성되어 있다. 상부 아웃보드 피팅부(322)를 가진 새로 뼈대를 일체로 형성하는 것은 항공기 뼈대의 구조적 강성을 향상시킨다. 항공기(100)의 뼈대에 증가된 강도를 제공하는 세로 뼈대(424)와 함께, 더 작은 크기의 체결요소 및/또는 더 적은 수의 체결요소가 사용되고, 그것 때문에 제조비용, 항공기 무게를 감소 및/또는 중앙 날개 박스(106)에 날개의 부착을 용이하게 한다. 예를 들어, 예시된 예의 세로 뼈대(424)는 분리된 부품 또는 구조로 형성 및 부착된 세로 뼈대와 비교하여 항공기 프레임에 향상된 강도를 제공한다.

도 5는 아웃보드 스트링거 피팅부(326)를 도시하는 도 1 및 2-4의 상부 날개 조인트 어셈블리의 사시도이다. 도 5를 참조하면, 구조 조인트 어셈블리(112)의 아웃보드 스트링거 피팅부(326)는 다수의 아웃보드 스트링거 피팅부(502, 504, 506)를 포함한다. 인보드 스트링거 피팅부(502-506) 각각은 L-형상 단면 프로파일을 정의하는 제1 레그(508)와 제1 레그(510)를 포함한다. 도 5에 도시된 바와 같이, 제1 레그(508)는 하부 표면 또는 상부 아웃보드 날개 패널(214)의 스트링거(220)의 각 하나들과 맞물리고, 제2 레그(510)는 플레이트(302)의 아웃보드 측면(336)과 맞물린다. 좀 더 구체적으로, 제2 레그(510)가 플레이트(302)와 실질적으로 평행(예를 들어, 플레이트(302)와 실질적으로 같은)으로 있는 동안에, 스트링거(220)(예를 들어, 스트링거(220)와 실질적 같은)에 대해 제1 레그(508)가 실질적으로 평행이도록 제2 레그(510)에 대해 가도(예를 들어, 둔각(an obtuse angle))에서 제2 레그(510)로부터 돌출한다.

각 아웃보드 스트링거 피팅부(506-508)는 스트링거(220)의 각 하나에 의해 형성된 채널(514) 내에 위치되어진다. 각 채널(514)은 다른 치수와 프로파일을 가지고 있다. 예를 들어, 제1 스트링거(516)는 제2 스트링거(518)(예를 들어, 경량 스트링거(a light stringer))보다 더 큰 양의 하중을 지지할 수 있는 중량 스트링거(a heavy stringer)이고, 그리고 그래서 제2 스트링거(518)의 채널(514b)보다 더 큰 채널(514a)로 형성된다. 제3 스트링거(520)는 예를 들어, 제1 및 제2 스트링거(516, 518)의 채널(514a, 514b) 보다 더 좁은 채널(514c)을 가지는 환기 스트링거(a vent stringer)로 구성되어질 수 있다. 따라서 스트링거 피팅부(502-506)는 다른 타입의 스트링거(516-520)를 수용하도록 다른 치수 프로파일 또는 형상을 가진다.

예시된 예의 각 스트링거 피팅부(502-506)의 제1 레그(508)는 압축 체결요소(414)의 각 하나를 수용하도록 다수의 개구부(522)를 포함한다. 특히, 아웃보드 스트링거(502-506)의 제1 레그(508)에서 개구부(522)는 상부 아웃보드 피팅부(322)의 제1 레그(408)의 개구부(도 4)에 맞추어 조정한다. 이 방법에서, 상부 아웃보드 날개 패널(214)은 상부 아웃보드 피팅부(322) 및 아웃보드 스트링거 피팅부(502-506) 사이에 클램프 되거나 또는 포착되어진다. 부가적으로, 스트링거(220) 및/또는 상부 아웃보드 날개 패널(214)은 상부 아웃보드 피팅부(322)로부터 압축 체결요소(414)를 수용하도록 개구부(524)를 포함한다. 스트링거 피팅부(502-506)의 제2 레그(510)는 플레이트(302)에 스트링거 피팅부(502-506)를 부착하는 하나 이상의 인장 체결요소(528)를 수용하도록 개구부(526)를 포함한다.

도 6은 인보드 측면(338)에서 아웃보드 측면(336)으로 향하여 본 도 3-5의 상부 날개 조인트 어셈블리(300)의 사시도이다. 도 6을 참조하면, 상부 인보드 피팅부(324)는 중앙 날개 박스(106)의 내부 날개 패널(108)을 가로질러 길이 방향(예를 들어, 중앙 날개 박스(106)의 앞 단부(602) 및 중앙 날개 박스(106)의 뒷 단부(604) 사이에서 방향에서)에서 연장한다. 예시된 예의 상부 인보드 피팅부(324)는 제1 레그(608)(예를 들어, 상부 인보드 날개 패널(108)의 상부 표면(3150에 실질적으로 평행하게 연장하는 벽)와 제2 레그(610)(예를 들어, 플레이트(302)에 실질적으로 평행하게 연장하는 벽 또는 이음 코드(a splice chord))를 포함하는 연속 본체(606)를 가진다. 제1 레그는 상부 인보드 날개 패널(108)의 상부 표면(315)에 결합하거나 연결하고, 제2 레그(610)는 플레이트9302)의 인보드 측면(3380에 결합하거나 연결한다. 제1 레그(608)는 다수의 압축 체결요소(614)를 수용하도록 제1 다수의 개구부(612)를 포함한다. 부가하여, 예시된 예의 제2 레그(610)는 각각 인장 체결요소(418, 422)들을 수용하도록 상부 아웃보드 피팅부(322)의 제2 레그(410)의 각 개구부(416, 420)에 맞추어 조정하거나 상호 협력하는 개구부(616, 618)를 포함한다. 결과적으로, 플레이트(302)는 각 상부 아웃보드 피팅부(322) 및 상부 인보드 피팅부(324)의 제2 레그(410, 610) 사이에 위치되거나 또는 넣어진다. 또한, 도 6에 도시된 것처럼. 상부 인보드 피팅부(324)의 제2 레그(610)는 플레이트(302)에 연결되는 세로 뼈대(424)의 체결요소(428)와 간섭하지 않는다.

도 6을 참조하면, 예시된 예의 인보드 스트링거 피팅부(328)는 다수의 스트링거 피팅부(620, 622, 624)를 포함한다. 아웃보드 스트링거 피팅부(502-506)와 같이, 인보드 스트링거 피팅부(620-624)는 예를 들어, 중량 스트링거, 경량 스트링거, 환기 스트링거 등과 같은 상부 인보드 날개 패널(108)에 의해 사용되는 다른 타입의 스트링거에 따르는 치수 프로파일 또는 포장(a dimensional profile or envelope)을 가진다. 예를 들어, 도시되지 않아도, 상부 인보드 날개 패널(108)은 상부 아웃보드 날개 패널9214)의 스트링거(220)와 실질적으로 유사한 스트링거(220)를 포함한다. 각 인보드 스트링거 피팅부(620-624)는 제1 레그(626)가 하부 표면 또는 상부 인보드 날개 패널(108)의 스트링거(220)와 맞물리고, 제2 레그(628)는 플레이트(302)의 인보드 측면(338)과 맞물리게 L-형상 단면 프로파일을 정의하는 제1 레그(626) 및 제2 레그(628)를 포함한다. 제1 레그는 상부 인보드 피팅부(324)의 제1 레그(608, 626)와 인보드 스트링거 피팅부(620-624) 사이에서 상부 인보드 날개 패널(108)을 클램프 또는 포착하도록 압축 체결요소(614)(예를 들어, 압축 피팅부)의 각 하나를 수용하고 상부 인보드 피팅부(324)의 제1 레그(612)의 각 개구부(612)를 맞추어 조정하는 다수의 개구부(630)를 포함한다.

제2 레그(628)는 플레이트(302)에 상부 인보드 날개 패널(108)을 연결하도록 각 인장 체결요소(528)를 수용하도록 아웃보드 스트링거 피팅부(502-506)의 제2 레그(510)의 각 개구부(526)를 맞추어 조정하는 다수의 개구부(632)를 포함한다. 좀 더 구체적으로, 플레이트(302)는 각 아웃보드 스트링거 피팅부(502-506)의 제2 레그(510, 628)와 인보드 스트링거 피팅부(620-624) 사이에 위치되거나 또는 포착되어진다.

도 7은 중앙 날개 박스(106)의 앞 단부, 인보드 측면(338)에서 중앙 날개 박스(106)의 뒷 단부(604)로 향하여 본 상부 날개 조인트 어셈블리(300)의 다른 사시도이다. 도 7에 도시된 바와 같이, 동체 프레임(318)은 상부 인보드 피팅부(324)를 통하여 플레이트(302)에 부착되어진다. 좀 더 구체적으로, 동체 프레임(318)은 하나 이상의 체결요소(704)를 수용하도록 구성된 하나 이상의 개구부(702)를 포함한다. 인장 체결요소(704)는 동체 프레임(318)의 장착 플레이트(706)의 두께를 수용하도록 인장 체결요소보다 더 길다. 부가적으로 또는 대안적으로, 동체 프레임(318)은 세로 뼈대(424)의 체결요소(428)를 수용하도록 하나 이상의 개구부(708)를 포함한다. 또한, 예시된 예의 동체 외판(316)은 동체 프레임(318)과 플레이트(302)에 부착된다.

구조 조인트 어셈블리(112)를 통하여 동체 프레임(318)의 부착은 중앙 날개 박스(106)에 날개(102)의 조립 및/또는 부착을 상당히 용이하게 한다. 특히, 여기에 개시된 예의 구조 조인트 어셈블리(112)는 공지의 상부 패널 구조 조인트에 의해 전형적으로 사용된 압축 타입의 체결요소들 대신에 인장 체결요소(704) 및/또는 세로 뼈대(424)의 체결요소(428)들을 통하여 구조 조인트 어셈블리(112)에 동체 프레임(318)이 연결되어지게 할 수 있다. 좀 더 구체적으로, 예시된 예의 구조 조인트 어셈블리(112)는 실질적으로 수평 축을 가지는 각 인장 체결요소(704, 428)를 통하여 동체 프레임(318)의 부착을 할 수 있다. 예를 들어, 인장 체결요소(704, 428)는 상부 인보드 날개 패널(108)의 상부 표면(315)에 대해 실질적으로 평행하다. 결과적으로, 실질적으로 수직 축을 가지는 압축 체결요소와는 대조적으로 인장 체결요소(704, 428)를 체결하기 위하여 구조 조인트 어셈블리(112)에 공구(예를 들어, 공기 드릴)를 접근할 수 있도록 하는 더 큰 공간 및/또는 접근성을 제공하는 것에 의해 조립을 용이하게 한다.

도 8 및 9는 도 1-7의 구조 조인트 어셈블리(112)의 정면도이다. 도 8은 각 상부 아웃보드 피팅부(322)의 제2 레그(410, 510, 610, 628), 아웃보드 스트링거 피팅부(316) 및 인보드 피팅부(328) 사이에 포착되어 중앙 날개 박스(106)와 동체 회피(316) 사이에 연장하는 플레이트(302)를 나태내고 있다. 결과적으로, 플레이트(302)를 통하여 동체 외판(316)과 본체 리브(312)의 측면의 통합은 다른 재료로 구성된 구성요소들을 격리하는데 도움을 준다. 예를 들어, 플레이트(302) 및/또는 동체 외판(316)은 알루미늄으로 구성되고, 각 상부 아웃보드 날개 패널(214) 및 상부 인보드 날개 패널(108)은 복합 재료(예를 들어, 탄소 섬유 보강 폴리머)로 구성되어진다. 그러나 도 8 및 9에 나타난 것처럼, 플레이트(302) 또는 동체 외판(316)은 상부 아웃보드 날개 패널(214) 및 상부 인보드 날개 패널(108)과 직접 접촉하지 않는다. 대신에, 각 피팅부(320)는 플레이트(302) 및/또는 동체 외판(316) 사이에서 연결된다. 그래서 구조 조인트 어셈블리(112)는 알루미늄 구성요소(예를 들어, 플레이트(302))와 복합재료 구성요소(예를 들어, 상부 아웃보드 날개 패널(214) 및 상부 인보드 날개 패널(108)) 사이에서 직접 접촉을 감소 및/또는 제거하고, 그것 때문에 플레이트(302)가 복합 재료로 구성된 상부 인보드 날개 패널(108) 및 상부 아웃보드 날개 패널(214)과 접촉하였다면 다르게 일어날 부식 효과를 제거하거나 또는 상당히 감소시킨다.

부가적으로 또는 대안적으로, 예시된 실시 예의 구조 조인트 어셈블리(112)는 중앙 날개 박스(106) 및 동체 외판(316) 및/또는 동체 프레임(318)(도 7) 사이에서 직접 또는 연속 하중 경로(800)(예를 들어, 수직 하중 경로)를 제공한다. 이 방법에서, 플레이트(302)는 항공기(100)의 뼈대에 힘 또는 하중(예를 들어, 전단 하중, 양력, 항력 등)이 좀 더 효율적 및/또는 효과적으로 분포되어지도록 하는 연속 하중 경로(800)를 제공한다. 유사하게, 구조 조인트 어셈블리(112)는 동체 프레임(318) 및/또는 세로 뼈대(424)에 전달되어지는 날개(102, 103)에 좀 더 효율적 및/또는 효과적으로 하중(예를 들어, 전단 하중, 인양 하중 등)이 주어지도록 좀 더 균일 또는 균형 잡힌 인장 하중 경로(900)를 제공한다. 특히, 좀 더 균일하거나 균형 잡힌 인장 하중 경로(900)를 제공하도록, 구조 조인트 어셈블리(112)는 상부 아웃보드 날개 패널(214)의 각 단부(902, 904)와 상부 인보드 날개 패널(108)이 비교적 가까이 떨어져 있게 할 수 있다. 결과적으로, 구조 조인트 어셈블리(112)는 상부 아웃보드 날개 패널(214) 및 상부 인보드 날개 패널(108) 사이에서 갭(906)을 상당히 감소시키고, 그것 때문에 상부 날개 조인트 어셈블리(300)의 강도를 증가시킨다. 다시 말하면, 갭(906)의 크기를 감소시키는 것은 더 작은 갭이 구조 조인트 어셈블리(112)에 주는 응력을 감소시키기 때문에 구조적 이점을 제공한다. 결과적으로, 상당히 더 적은 수의 체결요소(예를 들어, 소수 체결요소) 및/또는 더 작은 체결요소(예를 들어, 더 작은 직경 또는 길이)들이 사용되고, 그것 때문에 항공기(100)의 무게, 제조비용을 상당히 감소시키고, 및/또는 조립 효율을 상당히 증가시킨다. 이음 플레이트에 본체 코드 또는 플레이트를 연결하기 위하여 압축 체결요소들을 사용하는 다른 공지의 상부 날개 조인트 어셈블리에 반하여, 갭(906)보다 더 큰 갭은 이음 플레이트 및/또는 본체 리브 코드의 측면에 본체 코드(예를 들어, T-부분)를 연결하기 위하여 압축 체결요소들에 접근을 허용하는 것이 필요하게 된다. 그에 반하여, 예의 구조 조인트 어셈블리(112)는 갭(906)에 위치된 체결요소들을 포함하지 않고, 그러므로 갭(906)은 상당히 작거나 및/또는 제거되어진다. 일부 예에서, 심(shim) 및/또는 다른 비-부식 야기 물질이 플레이트(302)의 아웃보드 측면(336)과 단부(902) 사이 및/또는 갭(906) 크기를 더 감소 또는 제거하기 위하여 플레이트(302)의 인보드 측면(338)과 단부(904) 사이에 위치되어진다.

도 10은 도 1-9의 구조 조인트 어셈블리(112)의 또 다른 정면도이다. 도 10에 도시된 것처럼, 구조 조인트 어셈블리(112)는 공지의 상부 날개 조인트 어셈블리와 비교하여 비교적 좁거나 또는 더 작은 조인트 어셈블리를 제공한다. 결과적으로, 구조 조인트 어셈블리(112)는 더 작은 오버윙 페어링(a smaller overwing fairing)(1002)이 상당히 항력을 감소시키고, 그래서 항공기(100)의 효율을 증가시키는 것에 사용되어지게 할 수 있다. 부가적으로, 구조 조인트 어셈블리(112)는 환경 조건(예를 들어, 낙뢰(lightning strikes) 등))으로부터 구조 조인트 어셈블리(112)를 가리거나 또는 보호하는 페어링(1002) 아래에 실질적으로 덮여지거나 또는 위치된다.

도 11은 여기 개시된 구조 조인트 어셈블리(112)를 사용하는 도 1-10의 상부 날개 조인트 어셈블리(300)와 같이 상부 날개를 조립하기 위하여 사용되는 예의 방법(1100)의 흐름도(a flowchart)이다. 상기 방법(1100)은 여기에 기재된 항공기(100)의 상부 날개를 조립하기 위하여 사용되는 동안에 도 11에 나타난 하나 이상의 블록 및/또는 공정들이 결합, 분리, 재-배열, 생략, 제거 및/또는 다른 어떤 방법으로 실행되어진다. 또한 아직, 도 11의 방법은 도 11에 나타난 것들에 부가, 또는 대신에 하나 이상의 공정 및/또는 블록을 포함 및/또는 예시된 공정 및/또는 블록 중의 어떤 하나 또는 모두 보다 더 많이 포함한다. 방법(1100)이 도 11에 나타난 흐름도를 참조하여 기재되어도, 상부 날개 조인트 어셈블리(300)를 조립하는 많은 다른 방법들이 대안적으로 사용되어진다. 방법(1100)이 도 1-10의 상부 날개 조인트 어셈블리(300)를 조립하기 위하여 사용되어지기 때문에, 아래에 기재된 그들 구성요소들의 기능들과 실질적으로 유사 또는 동일한 기능을 가진 도 1-10에서 확인된 그들 구성요소들은 다시 상세히 기재되지 않는다. 대신에 관심 있는 독자 상기 대응하는 설명을 참조한다. 이 공정을 용이하게 하기 위하여, 동일 도면 번호가 같은 구조에 사용되어질 것이다. 여기에 기재된 예의 상부 날개를 조립하는 예의 방법은 도 1-10의 상부 날개(300)와 연결하여 논의되어진다. 여기에 개시된 방법(1100)은 압축 체결요소(414)를 통하여 상부 아웃보드 날개 패널(214)의 상부 표면(409)에 상부 아웃보드 피팅부(322)(예를 들어, 이음 코드)의 제1 레그(408)를 직접 부착하는 것에 의해 시작한다(블록 1102). 좀 더 구체적으로, 상부 아웃보드 날개 패널(214) 및 상부 아웃보드 피팅부(322)의 제1 레그(408)는 압축 체결요소(414)의 각 하나를 수용하도록 개구부를 포함한다.

상부 아웃보드 피팅부(322)가 상부 아웃보드 날개 패널(214)에 연결되어진 후, 하부 아웃보드 피팅부(326)는 상부 아웃보드 날개 패널(214)의 하나 이상의 스트링거(220)에 직접적으로 부착되어진다(블록 1104). 특히, 아웃보드 스트링거 피팅부(502, 504, 506)의 제1 레그(508)는 상부 아웃보드 날개 패널(214)의 스트링거(220)에 직접적으로 부착되어진다.

블록(1104)에서 상부 아웃보드 피팅부(322) 및 하부 스트링거 피팅부(326)에 고정되는 상부 아웃보드 날개 패널(214)과 함께, 상부 아웃보드 피팅부(322) 및 하부 스트링거 피팅부(326)는 중앙 날개 박스(106)의 본체 리브(312)의 측면의 플레이트(302)에 부착된다(블록 1106). 좀 더 구체적으로, 상부 아웃보드 피팅부(322)의 제2 레그(410) 및 각 하부 아웃보드 스트링거 피팅부(502-506)의 제2 레그(510)가 플레이트(302)에 부착되어진다.

상부 인보드 피팅부(324)의 제1 레그(608)는 예를 들어, 다수의 압축 체결요소(614)를 통하여 상부 인보드 날개 패널(108)의 상부 표면에 그 때 직접적으로 부착되어진다(블록 1108). 상부 인보드 피팅부(324)가 상부 인보드 날개 패널(108)에 연결되어진 후, 상부 스트링거 피팅부(328)는 상부 인보드 날개 패널(108)의 스트링거(220)에 직접적으로 부착되어진다(블록 1110). 특히, 각 인보드 스트링거 피팅부(620, 622, 624)의 제1 레그(626)는 상부 인보드 날개 패널(108)의 각 스트링거(220)에 직접적으로 부착되어진다.

블록(1110)에서 상부 및 하부 인보드 피팅부(324, 328)에 고정되는 상부 인보드 날개 패널(108)과 함께, 상부 인보드 피팅부(324)의 제2 레그(610) 및 각 하부 인보드 피팅부(620-624)의 제2 레그(626)는 예를 들어, 인장 체결요소(418, 422)를 통하여 플레이트(302)에 부착되어진다(블록 1112).

동체 프레임(318)은 상부 인보드 피팅부(324)의 제2 레그(610)를 통하여 플레이트(302)에 그 때 부착되어진다(블록 1114). 특히, 동체 프레임(318)은 플레이트(302)에 실질적으로 수직인 축을 가진 각 인장 체결요소(704)를 통하여 제2 레그(610)에 부착되어지고, 그것 때문에 플레이트(302)에 동체 프레임(318)의 부착을 용이하게 한다. 플레이트(302)에 부착된 동체 프레임(318)과 함께, 동체 외판(316)은 플레이트(302) 및/또는 동체 프레임(318)에 부착되어진다(블록 1116).

본 발명은 아래의 항목에 따른 실시 예들을 더 포함한다.

1. 장치는,

피팅부는 금속 재료로 구성되고, 상부 및 하부 인보드 피팅부에 연결되어지게 구성된 제1 단부 부분을 가진 인보드 복합 재료 날개 패널;

피팅부는 금속 재료로 구성되고, 상부 및 하부 아웃보드 피팅부에 연결되어지게 구성된 제1 단부 부분을 가진 아웃보드 복합 재료 날개 패널;

금속 재료로 구성된 플레이트 형상 제1 단부 부분을 가진 본체 리브의 측면; 및

상부와 하부 인보드 피팅부 및 상부와 하부 아웃보드 피팅부는 플레이트 형상 제1 단부 부분에서 본체 리브의 측면에 연결되고, 상부 인보드 피팅부에서 연결되어지게 구성된 동체 프레임을 포함한다.

2. 항목 1.에서 정의된 장치는, 상부 아웃보드 피팅부는 아웃보드 복합재료 날개 패널의 적어도 일부분을 가로질러 연장한다.

3. 항목 2.에서 정의된 장치는, 상부 아웃보드 피팅부는 상부 아웃보드 피팅부와 일체적으로 형성된 세로 뼈대를 포함한다.

4. 항목 1.에서 정의된 장치는, 각 상부 인보드와 아웃보드 피팅부 및 하부 인보드와 아웃보드 피팅부는 L-형상 단면 프로파일을 가진다.

5. 항목 1.에서 정의된 장치는, 각 하부 아웃보드와 인보드 피팅부는 다수의 피팅부를 포함한다.

6. 항목 5.에서 정의된 장치는, 다수의 피팅부로부터 제1 피팅부는 제1 형상을 가지고, 다수의 피팅부로부터 제2 피팅부는 제1 형상과는 다른 제2 형상을 가진다.

7. 항목 1.에서 정의된 장치는, 인보드 복합재료 날개 패널과 아웃보드 복합재료 날개 패널은 본체 리브의 측면의 플레이트 형상 제1 단부 부분에 의해 분리되어진다.

8. 장치는,

아웃보드 날개 패널의 상부 표면에 부착하도록 구성된 상부 이웃보드 피팅부;

상부 표면에 대향하는 아웃보드 날개 패널의 하부 표면에 부착하도록 구성된 다수의 하부 아웃보드 피팅부;

인보드 날개 패널의 상부 표면에 대향하는 인보드 날개 패널의 하부 표면에 부착하도록 구성된 다수의 하부 인보드 피팅부; 그리고

본체 리브의 측면과 동체의 상부 외판 패널 사이에서 연장하는 플레이트, 플레이트의 제1 측면에 연결하도록 구성된 상부 아웃보드 피팅부 및 하부 아우보드 피팅부, 그리고 제1 측면에 대향하는 플레이트의 제2 측면에 연결하도록 구성된 상부 인보드 피팅부 및 상부 인보드 피팅부를 포함한다.

9. 항목 8.에서 정의된 장치는, 아웃보드 날개 패널의 하부 표면과 인보드 날개 패널에 위치된 다수의 스트링거를 더 포함한다.

10. 항목 9.에서 정의된 장치는, 상부 아웃보드 피팅부는 아웃보드 날개 패널의 스트링거에 의해 형성된 채널 내에 위치되고, 하부 인보드 피팅부는 인보드 날개 패널의 스트링거에 의해 형성된 채널 내에 위치된다.

11. 항목 8.에서 정의된 장치는, 상부 아웃보드 피팅부와 일체로 형성된 세로 뼈대를 더 포함한다.

12. 항목 8.에서 정의된 장치는, 상부 인보드 피팅부 및 하나 이상의 인장 체결요소들을 통하여 플레이트에 부착된 동체 프레임을 더 포함한다.

12. 방법은,

상부 및 하부 아웃보드 피팅부는 금속 재료 및 상부 아웃보드 날개 패널은 복합 재료로 구성되며, 아웃보드 날개 패널의 단부에 상부 아웃보드 피팅부 및 하부 아웃보드 피팅부를 부착하고;

상부 및 하부 인보드 피팅부는 금속 재료 및 상부 인보드 날개 패널은 복합 재료로 구성되며, 인보드 날개 패널의 단부에 상부 인보드 피팅부 및 하부 인보드 피팅부를 부착하고; 그리고

플레이트는 알루미늄으로 구성되고, 중앙 날개 박스의 본체 리브의 측면으로부터 연장하는 공통 플레이트(a common plate)에 상부와 하부 아웃보드 피팅부 및 상부와 하부 인보드 피팅부를 부착하는 것을 포함한다.

14. 항목 13.의 방법은, 플레이트에 상부 아웃보드 피팅부 및 하부 인보드 피팅부를 부착하는 것은 상부 아웃보드 및 인보드 날개 패널에 형성된 각 스트링거의 채널 내에 다수의 L-형상 피팅부를 위치시키는 것에 의해 플레이트에 다수의 L-형상 피팅부를 부착하는 것을 포함한다.

15. 항목 13.의 방법은, 플레이트에 상부 및 하부 아웃보드 피팅부를 부착하기 전에 아웃보드 날개 패널의 단부에 상부 아웃보드 피팅부 및 하부 아웃보드 피팅부를 부착하는 것을 더 포함한다.

16. 항목 15.의 방법은, 플레이트에 상부 및 하부 인보드 피팅부를 부착하기 전에 인보드 날개 패널의 단부에 상부 인보드 피팅부 및 하부 인보드 피팅부를 부착하는 것을 더 포함한다.

17. 항목 16.의 방법은, 상부와 하부 아웃보드 피팅부 및 상부와 하부 인보드 피팅부가 플레이트에 부착되어진 후 상부 인보드 피팅부에 스터브 빔(a stub beam) 또는 동체 프레임을 부착하는 것을 더 포함한다.

18. 항목 17.의 방법은, 하나 이상의 인장 체결요소들을 통하여 상부 인보드 피팅부에 스터브 빔 또는 동체 프레임을 부착하는 것을 더 포함한다.

19. 항목 13.의 방법은, 인장 체결요소들을 통하여 상부와 하부 아웃보드 피팅부 및 상부와 하부 인보드 피팅부를 부착하는 것을 더 포함한다.

20. 항목 13.의 방법은, 상부 아웃보드 피팅부와 세로 뼈대를 일체적으로 형성한다.

특정 예의 방법, 장치 및 제조 물품들이 여기에 기재되어 있을지라도, 이 특허의 도달 범위는 그것에 제한되지 않는다. 그와 반대로, 이 특허는 문자 그대로 또는 동등성 아래 첨부된 청구항들의 범위 내에서 타당하게 들어오는 모든 방법, 장치 및 제조물을 포함한다.

Claims

항공기의 복합재료 구조를 연결하기 위한 장치로서,
상부 인보드 피팅부(324) 및 하부 인보드 피팅부(328)에 연결되게 구성된 제1 단부 부분을 갖고, 상기 상부 인보드 피팅부(324) 및 하부 인보드 피팅부(328)는 금속 재료로 구성되어 있는, 상부 인보드 날개 패널(108);과,
상부 아웃보드 피팅부(322) 및 하부 아웃보드 피팅부(326)에 연결되게 구성된 제1 단부 부분을 갖고, 상기 상부 아웃보드 피팅부(322) 및 하부 아웃보드 피팅부(326)는 금속 재료로 구성되어 있는, 상부 아웃보드 날개 패널(214);
금속 재료로 구성되는 플레이트 형상 제1 단부 부분을 갖는 본체 리브(312)의 측면; 및
상기 상부 인보드 피팅부(324)의 단부에서 결합되어지게 구성된 동체 프레임(318)을 포함하고,
상기 상부와 하부 인보드 피팅부 및 상기 상부와 하부 아웃보드 피팅부가 플레이트 형상 제1 단부 부분에서 본체 리브의 측면에 연결되고,
상기 플레이트 형상 제1 단부 부분은 상부 아웃보드 날개 패널의 상부 표면(304)과, 상기 상부 표면과 반대쪽인, 상기 상부 아웃보드 날개 패널의 하부 표면(306) 사이에서, 동체(104)의 선단(nose)과 꼬리(tail) 사이에서 연장하는 동체의 길이 방향 축에 수직하는 축(308)을 따른 방향으로 연장되는 것을 특징으로 하는, 항공기의 복합재료 구조를 연결하기 위한 장치.
제 1 항에 있어서,
상기 상부 아웃보드 피팅부(322)는 상기 상부 아웃보드 날개 패널(214)의 적어도 일부분을 가로질러 연장하는 것을 특징으로 하는 항공기의 복합재료 구조를 연결하기 위한 장치.
제 2 항에 있어서,
상기 상부 아웃보드 피팅부(322)는 상기 상부 아웃보드 피팅부(322)와 일체적으로 형성된 세로 뼈대(424)를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 복합재료 구조를 연결하기 위한 장치.
제 1 항 내지 제 3 항 중 어느 한 항에 있어서,
각각의 상부 인보드 피팅부(324)와 상부 아웃보드 피팅부(322) 및 하부 인보드 피팅부(328)와 하부 아웃보드 피팅부(326)는 L-형상 단면 프로파일을 갖는 것을 특징으로 하는 항공기의 복합재료 구조를 연결하기 위한 장치.
제 1 항에 있어서,
각각의 하부 아웃보드 피팅부(326) 및 하부 인보드 피팅부(328)는 다수의 피팅부를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 복합재료 구조를 연결하기 위한 장치.
제 5 항에 있어서,
다수의 피팅부로부터 제1 피팅부는 제1 형상을 갖고 다수의 피팅부로부터 제2 피팅부는 제1 형상과는 다른 제2 형상을 갖는 것을 특징으로 하는 항공기의 복합재료 구조를 연결하기 위한 장치.
제 1 항에 있어서,
상기 상부 인보드 날개 패널(108)과 상부 아웃보드 날개 패널(214)은 본체 리브(312)의 측면의 플레이트 형상 제1 단부 부분에 의해 분리되는 것을 특징으로 하는 항공기의 복합재료 구조를 연결하기 위한 장치.
항공기의 복합재료 구조를 연결하기 위한 방법으로서,
상부 아웃보드 피팅부(322) 및 하부 아웃보드 피팅부(326)는 금속 재료로 구성되고, 상부 아웃보드 날개 패널(214)은 복합 재료로 구성되며, 상기 아웃보드 날개 패널(214)의 단부에 상기 상부 아웃보드 피팅부(322) 및 하부 아웃보드 피팅부(326)를 부착하고;
상부 인보드 피팅부(324) 및 하부 인보드 피팅부(328)는 금속 재료로 구성되고, 상부 인보드 날개 패널(108)은 복합 재료로 구성되며, 상부 인보드 날개 패널(108)의 단부에 상부 인보드 피팅부(324) 및 하부 인보드 피팅부(328)를 부착하고; 그리고
플레이트(302)는 알루미늄으로 구성되고, 중앙 날개 박스(106)의 본체 리브(312)의 측면으로부터 연장하는 상기 플레이트(302)에 상기 상부 아웃보드 피팅부(322) 및 하부 아웃보드 피팅부(326) 및 상기 상부 인보드 피팅부(324) 및 하부 인보드 피팅부(328)를 부착하고,
상기 플레이트(302)는 상부 아웃보드 날개 패널의 상부 표면(304)과, 상기 상부 표면과 반대쪽인, 상기 상부 아웃보드 날개 패널의 하부 표면(306) 사이에서, 동체(104)의 선단(nose)과 꼬리(tail) 사이에서 연장하는 동체의 길이 방향 축에 수직하는 축(308)을 따른 방향으로 연장되도록 하는, 항공기의 복합재료 구조를 연결하기 위한 방법.
제 8 항에 있어서,
상기 플레이트(302)에 상부 아웃보드 피팅부(326) 및 하부 인보드 피팅부(328)를 부착하는 것은 상부 아웃보드 날개 패널(214) 및 상부 인보드 날개 패널(108)에 형성된 각 스트링거의 채널 내에 다수의 L-형상 피팅부를 위치시키는 것에 의해 플레이트(302)에 다수의 L-형상 피팅부를 부착하는 것을 포함하는 항공기의 복합재료 구조를 연결하기 위한 방법.
제 8 항 또는 제 9 항에 있어서,
상기 플레이트(302)에 상기 상부 아웃보드 피팅부(322) 및 하부 아웃보드 피팅부(326)를 부착하기 전에 상기 아웃보드 날개 패널(214)의 단부에 상기 상부 아웃보드 피팅부(322) 및 하부 아웃보드 피팅부(326)를 부착하는 것을 더 포함하는 항공기의 복합재료 구조를 연결하기 위한 방법.
제 10 항에 있어서,
상기 플레이트(302)에 상기 상부 인보드 피팅부(324) 및 하부 인보드 피팅부(328)를 부착하기 전에 상기 인보드 날개 패널(108)의 단부에 상기 상부 인보드 피팅부(324) 및 하부 인보드 피팅부(328)를 부착하는 것을 더 포함하는 항공기의 복합재료 구조를 연결하기 위한 방법.
제 11 항에 있어서,
상기 상부 아웃보드 피팅부(322) 및 하부 아웃보드 피팅부(326) 및 상기 상부 인보드 피팅부(324) 및 하부 인보드 피팅부(328)가 상기 플레이트(302)에 부착되어진 후 상기 상부 인보드 피팅부(324)에 스터브 빔 또는 동체 프레임(318)을 부착하는 것을 더 포함하는 항공기의 복합재료 구조를 연결하기 위한 방법.
제 12 항에 있어서,
하나 이상의 인장 체결요소들을 통하여 상기 상부 인보드 피팅부(324)에 동체 프레임(318) 또는 스터브 빔을 부착하는 것을 더 포함하는 항공기의 복합재료 구조를 연결하기 위한 방법.
제 8 항에 있어서,
인장 체결요소들을 통하여 상기 상부 아웃보드 피팅부(322) 및 하부 아웃보드 피팅부(326) 및 상기 상부 인보드 피팅부(324) 및 하부 인보드 피팅부(328)를 상기 플레이트(302)에 부착하는 것을 더 포함하는 항공기의 복합재료 구조를 연결하기 위한 방법.
제 8 항에 있어서,
상기 상부 아웃보드 피팅부(322)와 세로 뼈대(424)를 일체적으로 형성하는 것을 특징으로 하는 항공기의 복합재료 구조를 연결하기 위한 방법.