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KR102102172B1 - 연료탱크의 스킨 어셈블리 - Google Patents

연료탱크의 스킨 어셈블리 Download PDF

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KR102102172B1
KR102102172B1 KR1020180111988A KR20180111988A KR102102172B1 KR 102102172 B1 KR102102172 B1 KR 102102172B1 KR 1020180111988 A KR1020180111988 A KR 1020180111988A KR 20180111988 A KR20180111988 A KR 20180111988A KR 102102172 B1 KR102102172 B1 KR 102102172B1
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skin
sealing
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나병재
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한국항공우주산업 주식회사
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Abstract

본 발명은 낙뢰 환경에서 복합재 스킨의 손상을 방지할 수 있는 주익 연료탱크의 스킨 어셈블리를 제공하기 위하여, 항공기 주익에 연료탱크를 형성하기 위해 상기 주익의 메탈 구조물에 연결되는 스킨 어셈블리에 있어서, 상기 구조물의 외측에 배치되는 복합재 및 상기 복합재의 외면에 마련되어 상기 주익으로 전류가 제공될 때에 상기 전류의 흐름을 상기 항공기 동체로 유도하는 제1 전도층 및 상기 복합재와 상기 제1 전도층이 상기 구조물에 지지되도록 하고, 상기 제1 전도층으로부터의 전류 흐름이 상기 동체에 연결된 상기 구조물로 유도될 수 있도록 하는 메탈 지지부를 포함한다. 이에, 낙뢰 환경에서 항공기와 연료탱크의 외형을 형성하는 스킨이 손상되는 것을 방지하여 비행 안정성이 확보되는 효과가 있다.

Description

연료탱크의 스킨 어셈블리{SKIN ASSEMBLY OF FUEL TANK}
본 발명은 주익 연료탱크의 스킨 어셈블리에 관한 것으로, 보다 상세하게는 주익 연료탱크의 스킨 어셈블리에 관한 것이다.
일반적으로 주익은 항공기의 연료를 수용하기 위한 탱크로서 기능할 수 있으며, 이러한 주익 연료탱크는 인테그랄 탱크(Integral tank)라 불린다. 이러한 주익 연료탱크는 주익과 일체화된 구조로 주익 구조를 기밀 구조로 형성한다.
이러한 주익 연료탱크에 대한 종래 기술은 이미 "대한민국 공개특허공보 제10-2012-0027571호(주익 연료탱크 누유 검사 장치 및 이를 이용한 주익 연료탱크의 누유 검사방법, 2012.03.22.)"에 의해 공개되어 있다. 상기 공개특허에는 동체로부터 분리된 주익 연료탱크가 개시되어 있다.
이러한 주익 연료탱크의 형성에서는 중량경감 등을 목적으로 복합재 스킨이 사용되고 있다. 다만, 낙뢰 환경에서 복합재 스킨을 갖는 주익 연료탱크는 낙뢰로 인한 스킨 손상이 발생될 수 있고, 주익 연료탱크 내부로의 스파크 발생 및 가스유입 등의 이유로 화재가 발생될 수 있는 문제점이 있었다.
대한민국 공개특허공보 제10-2012-0027571호(주익 연료탱크 누유 검사 장치 및 이를 이용한 주익 연료탱크의 누유 검사방법, 2012.03.22.)
본 발명의 목적은 낙뢰 환경에서 복합재 스킨의 손상을 방지할 수 있는 주익 연료탱크의 스킨 어셈블리를 제공하기 위한 것이다.
본 발명에 따른 스킨 어셈블리는 항공기 주익에 연료탱크를 형성하기 위해 상기 주익의 메탈 구조물에 연결되는 스킨 어셈블리에 있어서, 상기 구조물의 외측에 배치되는 복합재 및 상기 복합재의 외면에 마련되어 상기 주익으로 전류가 제공될 때에 상기 전류의 흐름을 상기 항공기 동체로 유도하는 제1 전도층 및 상기 복합재와 상기 제1 전도층이 상기 구조물에 지지되도록 하고, 상기 제1 전도층으로부터의 전류 흐름이 상기 동체에 연결된 상기 구조물로 유도될 수 있도록 하는 메탈 재질의 체결부를 포함한다.
상기 제1 전도층은 복수 개의 확장된 구리 박판(ECF: Expanded Copper Foil)이 적층되는 것에 의해 형성될 수 있다.
상기 스킨 어셈블리는 상기 구조물, 상기 복합재, 및 상기 제1 전도층을 관통하도록 배치되는 메탈 슬리브를 더 포함하고, 상기 체결부는 상기 슬리브의 중공을 관통하는 스레드를 포함하며 상기 헤드가 상기 복합재 외측에 배치되는 제1 체결부재와, 상기 구조물에 인접하여 상기 스레드와 체결되는 제2 체결부재를 포함할 수 있다.
상기 슬리브에는 도전성 접착제(Conductive Adhesive)가 도포되며, 상기 헤드와 대응되는 위치가 카운터 싱크(Counter sink)될 수 있다.
상기 제1 체결부재는 용융밀봉(Wet Sealing)된 볼트, 및 핀(Pin) 중 적어도 어느 하나를 포함하고, 상기 제2 체결부재는 캡슐과 결합된 너트(Encapsulated Bonded Nut), 및 돔 실링된 칼라(Collar) 중 적어도 어느 하나를 포함할 수 있다.
상기 구조물의 모서리는 아웃개싱이 억제되도록 엣지 실링되고, 상기 구조물과 제2 체결부재 사이는 아웃개싱 및 열 스파크 발생이 억제되도록 필렛 실링될 수 있다.
상기 스킨 어셈블리는 상기 구조물과 상기 복합재 사이에 배치되어 아웃개싱 및 열 스파크 발생을 억제하는 실링층을 더 포함하고, 상기 실링층은 필렛 실링, 엣지 실링 및 접합 실링(Faying Sealing) 중 적어도 어느 하나로 형성될 수 있다.
상기 스킨 어셈블리는 상기 구조물과 상기 복합재 사이에 배치되어 부식을 억제하는 베리어층을 더 포함하고, 상기 베리어층은 유리섬유강화플라스틱(GFRP: Glass Fiber Reinforced Plastic)을 포함할 수 있다..
본 발명에 따른 본 발명에 따른 연료탱크의 스킨 어셈블리는 낙뢰 환경에서 항공기와 연료탱크의 외형을 형성하는 스킨이 손상되는 것을 방지하여 비행 안정성이 확보되는 효과가 있다.
이상과 같은 본 발명의 기술적 효과는 이상에서 언급한 효과로 제한되지 않으며, 언급되지 않은 또 다른 기술적 효과들은 아래의 기재로부터 당업자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.
도 1은 본 실시예에 따른 항공기를 개략적으로 나타낸 개념도이다.
도 2는 본 실시예에 따른 상부 스킨 어셈블리를 개략적으로 나타낸 개념도이다.
도 3은 본 실시예에 따른 하부 스킨 어셈블리를 개략적으로 나타낸 개념도이다.
이하 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 실시예를 상세히 설명한다. 그러나 본 실시예는 이하에서 개시되는 실시예에 한정되는 것이 아니라 서로 다양한 형태로 구현될 수 있으며, 단지 본 실시예는 본 발명의 개시가 완전하도록 하며, 통상의 지식을 가진 자에게 발명의 범주를 완전하게 알려주기 위해 제공되는 것이다. 도면에서의 요소의 형상 등은 보다 명확한 설명을 위하여 과장되게 표현된 부분이 있을 수 있으며, 도면 상에서 동일 부호로 표시된 요소는 동일 요소를 의미한다.
도 1은 제1 실시예에 따른 항공기를 개략적으로 나타낸 개념도이다.
도 1에 도시된 바와 같이, 본 실시예에 따른 항공기(10)는 동체(11)에 설치되는 주익(12)에 연료탱크(100)가 마련될 수 있다. 다만, 이는 본 실시예를 설명하기 위한 것으로, 연료탱크(100)는 적어도 하나 이상으로 마련되어 동체(11) 및 주익(12) 중 적어도 어느 하나의 영역에 마련될 수 있다.
한편, 연료탱크(100)는 주익(12)의 뼈대를 형성할 수 있는 메탈 재질의 리브(110) 상부에 상부 스킨 어셈블리(200)가 장착되고, 리브(110)에 하부 스킨 어셈블리(300)가 장착된다. 여기서, 상부 스킨 어셈블리(200)와 하부 스킨 어셈블리(300)는 주익(12)의 외면을 형성함과 동시에 연료탱크(100)의 외면을 형성할 수 있다.
이러한 상부 스킨 어셈블리(200)와 하부 스킨 어셈블리(300)는 항공기(10)가 낙뢰 환경에 위치하여 낙뢰를 맞을 경우에, 연료탱크(100) 측에서의 전류 흐름이 원활하게 동체(11)의 주낙뢰 흐름으로 유도되도록 하여 저항 감소에 따라 연료탱크(100)에 손상이 발생되는 것을 방지한다.
이하에서는 상부 스킨 어셈블리(200)와 하부 스킨 어셈블리(300)에 대하여 첨부된 도면을 참조하여 상세히 설명하도록 한다.
도 2는 본 실시예에 따른 상부 스킨 어셈블리를 개략적으로 나타낸 개념도이다.
도 2에 도시된 바와 같이, 본 실시예에 따른 상부 스킨 어셈블리(200)는 주익(12)과 연료탱크(100)의 내측 상부 구조를 형성하는 리브(110, 이하, 상부 구조물이라 칭한다.)의 상부에 배치되어, 제1 체결부(220)에 의해 상부 구조물(111)에 지지될 수 있다.
이러한 상부 스킨 어셈블리(200)는 제1 복합재 스킨(210)을 포함한다. 제1 복합재 스킨(210)은 탄소섬유강화플라스틱(CFRP: Carbon Fiber Reinforced Plastic)을 포함한 다양한 복합재료에 의해 구성될 수 있으나, 제1 복합재 스킨(210)의 재질은 다양하게 변경될 수 있다. 이러한 제1 복합재 스킨(210)은 하측에 배치된 상부 구조물(111)과 복수 개의 제1 체결부(220)에 의해 연결된다.
복수 개의 제1 체결부(220) 각각은 볼트(221) 및 너트(222)를 포함할 수 있다.
볼트(221)는 알루미늄 재질로 마련될 수 있으며 용융밀봉(Wet Sealing)된 상태일 수 있다. 여기서, 볼트(221)는 용융밀봉된 제1 슬리브(230)에 의해 헤드 및 스레드(Thread)의 외주가 감싸진 상태로 제1 복합재 스킨(210) 상부로부터 제1 복합재 스킨(210) 및 상부 구조물(111)을 관통하도록 배치된다.
이때, 제1 슬리브(230)에는 도전성 접착제(Conductive Adhesive)가 도포될 수 있다. 제1 슬리브(230)는 볼트(221)의 헤드 외주를 감쌀 수 있도록 상부가 카운터 싱크(Counter sink)된 형상을 갖는다. 여기서, 제1 슬리브(230)는 볼트(221)가 제1 복합재 스킨(210)을 관통하도록 배치됨에 따라 발생될 수 있는 제1 복합재 스킨(210)의 손상을 방지한다. 그리고 제1 슬리브(230)는 아웃개싱의 실링역할을 할 뿐만 아니라, 낙뢰 시 전류 흐름이 제1 슬리브(230)를 통해 상부 구조물(111)에 전달되도록 하여 전류의 흐름이 원활하게 동체로 유도되도록 한다.
그리고 너트(222)는 상부 구조물(111)의 하측에서 제1 슬리브(230) 하측으로 연장된 볼트(221)의 일영역에 체결될 수 있다. 너트(222)는 캡슐과 결합된 너트(Encapsulated Bonded Nut)로 마련될 수 있다. 이때, 너트(222)와 상부 구조물(111) 사이에는 접착제가 도포될 수 있고, 너트(222)의 외주와 상부 구조물(111) 사이는 아웃개싱 및 열 스파크 발생이 억제되도록 필렛 실링(Fillet Sealing)될 수 있다.
그리고 제1 복합재 스킨(210)의 상측에는 제1 전도층(240)이 형성된다. 제1 전도층(240)은 동체로 연결될 수 있는 확장된 구리 박판(ECF: Expanded Copper Foil)으로 형성된다. 이때, 확장된 구리 박판은 격자 구조를 갖는 바, 복수 개의 층으로 제1 복합재 스킨(210) 상측에 적층될 수 있다. 다만, 본 실시예에서는 제1 전도층(240)이 2개의 확장된 구리 박판으로 제1 복합재 스킨(210) 상부에 적층되는 것을 도시하고 있으나, 확장된 구리 박판의 개수는 변경될 수 있다.
여기서, 제1 전도층(240)은 낙뢰 시에 전류의 일부 흐름이 구리 박판을 통해 동체(11)의 주낙뢰 흐름으로 유도될 수 있도록 하고, 일부 흐름이 제1 슬리브(230)를 통해 상부 구조물(111)로 유도되도록 한다.
그리고 제1 전도층(240) 상부에는 프라이머(Primer, 250) 및 외부 페이트(260)가 도포되어, 상부 스킨 어셈블리(200)의 상부면을 형성한다. 이때, 프라이머(250) 및 외부 페인트(260)는 볼트(221)의 헤드 상부에 도포되어 볼트(221)의 헤드가 외부로 노출되지 않도록 한다.
한편, 제1 복합재 스킨(210) 하부에는 제1 베리어 층(270)이 형성된다. 제1 베리어 층(270)은 제1 복합재 스킨(210)의 하부와 상부 구조물(111) 사이에 형성된다. 제1 베리어 층(270)은 유리섬유강화플라스틱(GFRP: Glass Fiber Reinforced Plastic) 재질로 마련될 수 있으나, 제1 베리어 층(270)의 재질은 변경될 수 있다. 여기서, 제1 베리어 층(270)은 제1 복합재 스킨(210)의 부식을 방지하고 연료탱크에 열이 전달되는 것을 방지한다.
그리고 제1 베리어 층(270) 하부에는 접합 실링(Faying Sealing)으로 형성되어 아웃개싱 및 열 스파크(Thermal Sparking) 발생을 방지할 수 있는 제1 실링층(280)이 마련된다.
그리고 제1 베리어 층(270)과 상부 구조물(111) 사이에는 프라이머(250)가 형성된다. 프라이머(250)는 제1 베리어 층(270)과 상부 구조물(111)이 접촉되는 영역에 형성될 수 있으나, 이에 한정되는 것은 아니며 상부 구조물(111) 표면에 형성될 수 있다.
이에, 상부 스킨 어셈블리(200)는 낙뢰 시에 전류의 흐름이 제1 전도층(240) 및 상부 구조물(111)을 통해 동체(11)의 주낙뢰 흐름으로 유도되도록 하여, 전류 흐름의 차단으로 인한 연료탱크(100)의 손상이 방지될 수 있다. 또한, 상부 스킨 어셈블리(200)는 전류 흐름이 원활한 구조를 가지면서도 아웃개싱 및 열 스파크 발생을 방지하여 연료탱크(100)의 안정성을 확보할 수 있는 이점이 있다.
도 3은 본 실시예에 따른 하부 스킨 어셈블리를 개략적으로 나타낸 개념도이다.
도 3에 도시된 바와 같이, 본 실시예에 따른 하부 스킨 어셈블리(300)는 주익(12)과 연료탱크(100)의 내측 하부 구조를 형성하는 리브(110, 이하, 하부 구조물이라 칭한다.)의 하부에 배치되어, 제2 체결부(320)에 의해 하부 구조물(112)에 지지될 수 있다.
이러한 하부 스킨 어셈블리(300)는 제2 복합재 스킨(310)을 포함한다. 제2 복합재 스킨(310)은 제1 복합재 스킨(210)과 같이 다양한 복합재료에 의해 구성되어, 제2 복합재 스킨(310) 상부에 배치된 하부 구조물(112)과 복수 개의 제2 체결부(320)에 의해 연결된다.
복수 개의 제2 체결부(320)는 하이록 핀(Hi-Lok Pin, 321) 및 하이록 칼라(Hi-Lok Collar, 322)를 포함할 수 있다.
하이록 핀(321)은 알루미늄 재질로 마련될 수 있으며, 용융밀봉된 상태일 수 있다. 여기서, 하이록 핀(321)은 용융밀봉된 제2 슬리브(330)에 의해 헤드 및 스레드의 외주가 감싸진 상태로 제2 복합재 스킨(310) 하부로부터 제2 복합재 스킨(310) 및 하부 구조물(112)을 관통하도록 배치된다.
이때, 제2 슬리브(330)에는 도전성 접작체가 도포될 수 있다. 제2 슬리브(330)는 하이록 핀(321)의 헤드 외주를 감쌀 수 있도록 상부가 카운터 싱크된 형상을 갖는다. 여기서, 제2 슬리브(330)는 하이록 핀(321)이 제2 복합재 스킨(310)을 관통하도록 배치됨에 따라 발생될 수 있는 제2 복합재 스킨(310)의 손상을 방지한다. 그리고 제2 슬리브(330)는 아웃개싱의 실링역할을 할 뿐만 아니라, 낙뢰 시 전류 흐름이 제2 슬리브(330)를 통해 하부 구조물(112)에 전달되도록 하여 전류의 흐름이 원활하게 동체로 유도되도록 한다.
그리고 하이록 칼라(322)는 하부 구조물(112)의 상측에서 제2 슬리브(330) 상측으로 연장된 하이록 핀(321)의 일영역에 체결될 수 있다. 하이록 칼라(322)는 돔 실링(Dome Sealing)된 상태일 수 있다. 그리고 하이록 칼라(322)와 하부 구조물(112) 사이에는 프라이머(340)가 형성된다. 프라이머는 하이록 칼라(322)와 하부 구조물(112)이 접촉되는 영역에 형성될 수 있으나, 이에 한정되는 것은 아니며 하부 구조물(112) 표면에 형성될 수 있다.
그리고 제2 복합재 스킨(310) 하측에는 제2 전도층(350)이 형성된다. 제2 전도층(350)은 확장된 구리 박판으로 형성된다. 이때, 확장된 구리 박판은 복수 개의 층으로 제2 복합재 스킨(310) 하부에 적층될 수 있다. 다만, 본 실시예에서는 제2 전도층(350)이 2개의 확장된 구리 박판으로 제2 복합재 스킨(310) 하부에 적층되는 것을 도시하고 있으나, 확장된 구리 박판의 개수는 변경될 수 있다.
여기서, 제2 전도층(350)은 낙뢰 시에 전류의 일부 흐름이 구리 박판을 통해 동체(11)의 주낙뢰 흐름으로 유도될 수 있도록 하고, 일부 흐름이 제2 슬리브(330)를 통해 하부 구조물(112)로 유도되도록 한다.
그리고 제2 전도층(350) 하측에는 프라이머(340) 및 외부 페이트(360)가 도포되어, 하부 스킨 어셈블리(300)의 하부면을 형성한다. 이때, 프라이머(340) 및 외부 페인트(360)는 하이록 핀(321)의 헤드 하부에 도포되어 하이록 핀(321)의 헤드 하부가 외부로 노출되지 않도록 한다.
한편, 제2 복합재 스킨(310) 상부에는 제2 베리어 층(370)이 형성된다. 제2 베리어 층(370)은 제2 복합재 스킨(310)과 하부 구조물(112) 사이에 형성된다. 제2 베리어 층(370)은 제1 베리어 층(270)과 동일한 재질로 마련될 수 있으며, 제2 복합재 스킨(310)의 부식을 방지하고 연료탱크에 열이 전달되는 것을 방지한다.
그리고 제2 베리어 층(370) 상부에는 접합 실링으로 형성되어 아웃개싱 및 열 스파크 발생을 방지할 수 있는 제2 실링층(380)이 마련된다. 이때, 하부 구조물(112) 외주와 제2 실링층(380) 사이는 엣지 실링(Edge Sealing)될 수 있다.
이에, 하부 스킨 어셈블리(300)는 낙뢰 시에 전류의 흐름이 제2 전도층(350) 및 하부 구조물(112)을 통해 동체(11)의 주낙뢰 흐름으로 유도되도록 하여, 전류 흐름의 차단으로 인한 연료탱크(100)의 손상이 방지되도록 한다. 또한, 하부 스킨 어셈블리(300)는 전류 흐름이 원활한 구조를 가지면서도 아웃개싱 및 열 스파크 발생을 방지하여 연료탱크(100)의 안정성을 확보할 수 있는 이점이 있다.
이와 같이, 본 발명에 따른 연료탱크의 스킨 어셈블리는 낙뢰 환경에서 항공기와 연료탱크의 외형을 형성하는 스킨이 손상되는 것을 방지하여 비행 안정성이 확보되는 효과가 있다.
앞에서 설명되고, 도면에 도시된 본 발명의 일 실시예는, 본 발명의 기술적 사상을 한정하는 것으로 해석되어서는 안 된다. 본 발명의 보호범위는 청구범위에 기재된 사항에 의하여만 제한되고, 본 발명의 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자는 본 발명의 기술적 사상을 다양한 형태로 개량 변경하는 것이 가능하다. 따라서 이러한 개량 및 변경은 통상의 지식을 가진 자에게 자명한 것인 한 본 발명의 보호범위에 속하게 될 것이다.
10 : 항공기 11 : 동체
12 : 주익 100 : 연료탱크
110 : 리브 111 : 상부 구조물
112 : 하부 구조물 200 : 상부 스킨 어셈블리
300 : 하부 스킨 어셈블리

Claims (8)

  1. 항공기 주익에 연료탱크를 형성하기 위해 상기 주익의 메탈 구조물에 연결되는 스킨 어셈블리에 있어서,
    상기 구조물의 외측에 배치되는 복합재;
    상기 복합재의 외면에 마련되어 상기 주익으로 전류가 제공될 때에 상기 전류의 흐름을 상기 항공기 동체로 유도하는 제1 전도층; 및
    상기 복합재와 상기 제1 전도층이 상기 구조물에 지지되도록 하고, 상기 제1 전도층으로부터의 전류 흐름이 상기 동체에 연결된 상기 구조물로 유도될 수 있도록 하는 메탈 재질의 체결부;
    상기 구조물, 상기 복합재, 및 상기 제1 전도층을 관통하도록 배치되는 메탈 슬리브; 및
    상기 구조물과 상기 복합재 사이에 배치되어 부식을 억제하는 베리어층을 포함하고,
    상기 체결부는
    상기 슬리브의 중공을 관통하는 스레드를 포함하며 헤드가 상기 복합재 외측에 배치되는 제1 체결부재와,
    상기 구조물에 인접하여 상기 스레드와 체결되는 제2 체결부재를 포함하며,
    상기 슬리브에는
    도전성 접착제(Conductive Adhesive)가 도포되며,
    상기 헤드와 대응되는 위치가 카운터 싱크(Counter sink)되고,
    상기 제1 체결부재는
    용융밀봉(Wet Sealing)된 볼트, 및 핀(Pin) 중 적어도 어느 하나를 포함하고,
    상기 제2 체결부재는
    캡슐과 결합된 너트(Encapsulated Bonded Nut), 및 돔 실링된 칼라(Collar) 중 적어도 어느 하나를 포함하며,
    상기 구조물의 모서리는 아웃개싱이 억제되도록 엣지 실링되고,
    상기 구조물과 제2 체결부재 사이는 아웃개싱 및 열 스파크 발생이 억제되도록 필렛 실링되며,
    상기 베리어층은
    유리섬유강화플라스틱(GFRP: Glass Fiber Reinforced Plastic)을 포함하는 것을 특징으로 하는 스킨 어셈블리.
  2. 제1 항에 있어서,
    상기 제1 전도층은
    복수 개의 확장된 구리 박판(ECF: Expanded Copper Foil)이 적층되는 것에 의해 형성되는 것을 특징으로 하는 스킨 어셈블리.
  3. 삭제
  4. 삭제
  5. 삭제
  6. 삭제
  7. 제1 항에 있어서,
    상기 구조물과 상기 복합재 사이에 배치되어 아웃개싱 및 열 스파크 발생을 억제하는 실링층을 더 포함하고,
    상기 실링층은
    필렛 실링, 엣지 실링 및 접합 실링(Faying Sealing) 중 적어도 어느 하나로 형성되는 것을 특징으로 하는 스킨 어셈블리.
  8. 삭제
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Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4755904A (en) * 1986-06-06 1988-07-05 The Boeing Company Lightning protection system for conductive composite material structure
JP5055178B2 (ja) * 2008-03-24 2012-10-24 三菱重工業株式会社 航空機組立品
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JP5822493B2 (ja) * 2011-03-16 2015-11-24 三菱航空機株式会社 耐雷ファスナ、航空機組立品、航空機組立部品の製造方法
US9481157B2 (en) * 2014-03-06 2016-11-01 The Boeing Company Repair apparatus and method for composite panels having a conductive layer

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