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KR100443859B1 - Horizontal tail unit of aeroplane and manufacturing method thereof - Google Patents

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Abstract

본 발명은 항공기의 수평 미익 및 그 제조방법에 관한 것으로서, 본 발명에 따른 항공기의 수평 미익은 내측에 로하셀 폼이 수용된 상태로 항공기의 수평 미익 중심축을 제공하는 D형 스파; 상기 D형 스파의 양측방으로 위치한 적층 구조 판넬의 코어인 허니콤 코어; 및 상기 D형 스파와 상기 허니콤 코어의 둘레에 일체로 성형되어 결합된 스킨을 포함하는 것으로, 이러한 본 발명에 따르면, 항공기의 수평 미익 구조를 일체형으로 제작하여 복합재료 사용시의 문제점인 볼트 및 홀 등을 제거한 구조를 얻을 수 있으며, 항공기의 수평 미익을 제조하는 공정이 간소화되어 전체적인 공수가 줄어드는 효과가 있으며, 수평 미익의 구조적인 능력이 향상되는 효과가 있다.The present invention relates to a horizontal fin of an aircraft and a method of manufacturing the same, wherein the horizontal fin of the aircraft according to the present invention is provided with a D-type spar which provides a horizontal fin center axis of the aircraft in a state in which a Rohacel foam is received; A honeycomb core, which is a core of a laminated structure panel located on both sides of the D-type spar; And a skin that is integrally molded and coupled to the circumference of the D-type spar and the honeycomb core. According to the present invention, the horizontal fin structure of the aircraft is integrally manufactured so that bolts and holes are a problem when using a composite material. Back structure can be obtained, and the process of manufacturing the horizontal fin of the aircraft is simplified, thereby reducing the overall airborne effect, and improving the structural capability of the horizontal fin.

Description

항공기의 수평 미익 및 그 제조 방법{Horizontal tail unit of aeroplane and manufacturing method thereof}Horizontal tail unit of aeroplane and manufacturing method

본 발명은 항공기의 수평 미익 및 그 제조방법에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 기존의 초음속 항공기의 수평 미익을 수평 미익 자체가 움직이는 스테빌라이저 형태에서 일체형 구조로 형성한 항공기의 수평 미익 및 그 제조방법에 관한 것이다.The present invention relates to a horizontal fin of an aircraft and a method of manufacturing the same, and more particularly, to a horizontal fin of an aircraft and a method of manufacturing the same, in which a horizontal fin of an existing supersonic aircraft is formed in an integrated structure in the form of a stabilizer in which the horizontal fin itself moves. It is about.

일반적으로 항공기의 수평 미익은 항공기의 수평을 유지하며 비행시 주익의 영각을 조정하기 위한 승강타가 설치되는 것으로서, 특히 초음속 항공기의 수평 미익은 그 자체가 움직이는 스테빌라이져 형태를 띄는 것이 많다.In general, the horizontal tail of the aircraft is to maintain the level of the aircraft, and the elevator is installed to adjust the angle of the main wing during the flight, in particular, the horizontal tail of the supersonic aircraft is often a stabilizer itself.

종래의 항공기 수평 미익의 구성은 도 1에 도시된 바와 같이 루트 리브(root lib)(10), 허니콤 코어(honeycomb core)(11) 그리고 스킨(skin)(12)(13)이 결합되어 구성된다.As shown in FIG. 1, a conventional aircraft horizontal tail is constructed by combining a root lib 10, a honeycomb core 11, and a skin 12 and 13. do.

보다 구체적으로 설명하면 루트 리브(10)는 티타늄 재질로서 항공기 날개 구조부를 공기 역학적인 형태로 유지시키는 것이고, 허니콤 코어(11)는 적층 구조 판넬의 코어로 사용하는 재료의 일종으로서 알루미늄 포일, 화이버글래스 혹은 종이로 만들어져 벌집과 같이 육각형의 형태로 연결된 구조부로서 측부하에는 강도가 없지만, 상하로 가하는 부하에 대해서는 상당한 강도를 지닌다.More specifically, the root rib 10 is a titanium material to maintain the aircraft wing structure in an aerodynamic form, the honeycomb core 11 is a kind of material used as a core of the laminated structure panel, aluminum foil, fiber It is made of glass or paper and connected in the form of a honeycomb like a honeycomb, and has no strength on the side load, but it has considerable strength on the load applied up and down.

그리고 스킨(12)(13)은 카본 에폭시 재질로서 상, 하 한쌍으로 구성되어 수평 미익의 외형을 이루는 것이다.The skins 12 and 13 are made of a carbon epoxy material and constitute a pair of upper and lower parts to form an outer shape of the horizontal fin.

이와 같은 종래의 수평 미익의 결합은 루트리브(10)에 하니콤 코어(11)와 스킨(12)(13)을 각각 설치하여 본딩한 후에 이들 루트리브(10)와 스킨(12)(13)에 각각 형성된 결합홀(10a)(12a)을 통하여 볼트(15)를 사용하여 결합함으로써 최종 제작을 완료하도록 되어 있다.The conventional combination of horizontal fins is such that the root ribs 10 and the skins 12 and 13 are attached to the root ribs 10 after the honeycomb cores 11 and the skins 12 and 13 are bonded to each other. The final production is completed by using the bolts 15 through the coupling holes 10a and 12a respectively formed in the grooves.

그런데, 이와 같이 종래의 항공기의 수평 미익은 그 제조시 볼트(15)와 결합홀(10a)(12a)을 통한 별도의 결합공정을 추가하여야 하므로 작업공정이 복잡하고, 또한 이러한 결합공정을 위한 결합홀(10a)(12a)의 형성은 복합재료의 손상을 유발시키는 문제점이 있다.However, as described above, the horizontal tail of the conventional aircraft has to add a separate coupling process through the bolt 15 and the coupling hole (10a, 12a) during the manufacturing process is complicated, and also the coupling for this coupling process Formation of the holes 10a and 12a has a problem of causing damage to the composite material.

본 발명은 전술한 문제점을 해결하기 위한 것으로, 본 발명의 목적은 항공기의 수평 미익의 구조를 일체형으로 제작하여 복합재료 사용시의 문제점인 볼트와 홀을 제거하여 항공기 수평 미익의 구조적 능력을 향상시킨 항공기용 수평 미익을 제공함에 있다.The present invention is to solve the above-mentioned problems, an object of the present invention is to manufacture the structure of the horizontal tail of the aircraft in one piece to remove the bolts and holes, which is a problem when using a composite material to improve the structural capabilities of the aircraft horizontal tail To provide a horizontal fin.

전술한 목적과 관련된 본 발명의 다른 목적은 항공기의 일체형으로 항공기의 수평 미익을 제조할 수 있도록 한 항공기용 수평 미익 제조방법을 제공하기 위한 것이다.Another object of the present invention in connection with the above object is to provide a method for manufacturing a horizontal tail fin for an aircraft, which enables to manufacture a horizontal tail of an aircraft as an integral part of the aircraft.

도 1은 종래 항공기의 수평 미익을 나타낸 분해 사시도.1 is an exploded perspective view showing a horizontal wing of a conventional aircraft.

도 2는 본 발명에 따른 수평 미익을 나타낸 사시도.2 is a perspective view showing a horizontal fin according to the present invention.

도 3은 도 2의 A - A에 따른 단면도.3 is a cross-sectional view taken along AA of FIG. 2;

도 4는 본 발명에 따른 수평 미익의 제작 방법을 나타낸 순서도.Figure 4 is a flow chart showing a method of manufacturing a horizontal fin according to the present invention.

*도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명** Description of the symbols for the main parts of the drawings *

100...수평 미익100 ... horizontal fin

110...D형 스파110 ... D type spa

120...하니콤 코아120 Honeycomb Core

130...로하셀폼130 ... Loha Cell Foam

140...상측스킨140.Top Skin

150;...하측스킨150; ... lower skin

전술한 목적을 달성하기 위한 본 발명에 따른 항공기의 수평 미익은 항공기의 내측에 로하셀 폼이 수용된 상태로 항공기의 수평 미익 중심축을 제공하는 D형 스파; 상기 D형 스파의 양측방으로 위치한 적층 구조 판넬의 코어인 허니콤 코어; 및 상기 D형 스파와 상기 허니콤 코어의 둘레에 일체로 성형되어 결합된 스킨을 포함하는 것을 특징으로 한다.The horizontal fin of the aircraft according to the present invention for achieving the above object is a D-type spar providing a horizontal fin center axis of the aircraft in a state that the LOHACELL foam is received inside the aircraft; A honeycomb core, which is a core of a laminated structure panel located on both sides of the D-type spar; And a skin integrally molded and coupled to the circumference of the D-type spar and the honeycomb core.

그리고 바람직하게 상기 스킨은 복합재로 마련되어 프레스 몰딩으로 결합된 것을 특징으로 한다.And preferably the skin is characterized in that it is provided as a composite and combined by press molding.

전술한 목적을 달성하기 위한 본 발명에 따른 항공기의 수평 미익 제조방법은 D형 스파, 상측 스킨, 하측 스킨 및 허니콤 코어로 된 항공기의 수평 미익의 제조방법에 있어서, 내측에 로하셀 폼이 수용된 상기 D형 스파를 프레스 몰딩으로 제작하는 단계; 상기 하측 스킨에 상기 D형 스파와 상기 허니콤 코어를 장착한 후 성형하는 단계; 및 상기 성형된 구조에 항공기 리브를 위치시키고 상기 상측 스킨을 덮은 후 마스트 툴에서 프레스 몰딩으로 일체로 형성하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 한다.The horizontal fin manufacturing method of the aircraft according to the present invention for achieving the above object is a method of manufacturing a horizontal fin of the aircraft consisting of a D-shaped spar, an upper skin, a lower skin and a honeycomb core, the LOHAC foam is housed inside Manufacturing the D-type spar by press molding; Molding after attaching the D-type spar and the honeycomb core to the lower skin; And positioning the aircraft ribs in the molded structure and covering the upper skin and integrally forming the press ribs in a mast tool.

그리고 바람직하게 상기 하측 스킨에 상기 D형 스파와 상기 허니콤 코어를 장착하여 성형하는 단계는 장착된 상기 하측 스킨과 상기 D형 스파 그리고 상기 허니콤 코어를 가열로에 투입하여 접착필름으로 결합 성형하는 것을 특징으로 한다.And preferably, the forming step of mounting the D-type spar and the honeycomb core on the lower skin is to insert the lower skin, the D-type spa and the honeycomb core into a heating furnace to bond molding with an adhesive film It is characterized by.

이하, 첨부된 도면을 이용하여 본 발명의 바람직한 실시예에 대해 상세히 설명한다.Hereinafter, exemplary embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings.

도 2는 본 발명에 따른 항공기의 수평 미익(100)의 전체 형상을 나타내기 위한 사시도이고, 도 3은 도 2의 A-A단면을 나타낸 것이다.Figure 2 is a perspective view for showing the overall shape of the horizontal wing 100 of the aircraft according to the present invention, Figure 3 shows a cross-sectional view A-A of FIG.

도 2에 도시된 바와 같이 본 발명에 따른 항공기의 수평 미익(100)은 전체적인 형상이 프레스 몰딩에 의한 일체형 구조임을 알 수 있다.As shown in Figure 2 it can be seen that the horizontal fin 100 of the aircraft according to the invention the overall shape is an integral structure by press molding.

그리고 도 3의 단면을 보면 D형 스파(110)의 내측에는 스폰지나 스치로폴과 유사한 재질의 소정 강성의 로하셀 폼(130)이 수용되어 있다. 여기서 이 로하셀 폼(130)의 크기는 수용되는 공간보다 4 ~ 5% 정도 크게 형성되어 프레스 가압시에 수축되어 견고하게 밀착 결합되도록 한다.In addition, in the cross-sectional view of FIG. 3, inside the D-type spar 110, a predetermined rigid ROHAC foam 130 made of a material similar to a sponge or a sciropol is accommodated. In this case, the size of the LOHAC foam 130 is formed to be about 4 to 5% larger than the space accommodated so as to be firmly coupled by contraction upon press pressing.

또한, D형 스파(110)의 측부에는 적층 구조 판넬의 코어인 허니콤 코어(120)가 배치되어 있으며, D형 스파(110)와 허니콤 코어(120)의 상측과 하측에는 상측 스킨(140)과 하측 스킨(150)이 프레스 몰딩에 의해 일체로 성형되어 있다.In addition, a honeycomb core 120, which is a core of a laminated structure panel, is disposed at a side of the D-type spar 110, and an upper skin 140 is disposed above and below the D-type spar 110 and the honeycomb core 120. ) And the lower skin 150 are integrally molded by press molding.

이와 같은 항공기의 수평 미익을 본 발명에 따라 제작하는 과정은 도 4에 기재된 순서와 같다.The process of manufacturing the horizontal tail of such an aircraft according to the present invention is as described in FIG.

먼저, 내측에 로하셀 폼(130)이 수용된 D형 스파(110)를 프레스 몰딩으로 제작하며(단계 S100), 하측 스킨(150)에 상기 제작된 D형 스파(110)와 허니콤 코어(120)를 장착한 후 성형하며(단계 S200), 이때의 성형은 오븐에 넣어서 복합재와 접착 필름으로 성형하게 된다.First, the D-type spar 110, in which the LOHAC foam 130 is accommodated, is produced by press molding (step S100), and the D-type spar 110 and the honeycomb core 120 are manufactured on the lower skin 150. ) And then molded (step S200), the molding is put into an oven and molded into a composite material and an adhesive film.

그리고, 단계 S200에서 성형된 구조에 항공기 리브(미도시)를 위치시키고 상측 스킨(140)을 덮은 후 최종적으로 마스트 툴에서 프레스 몰딩한다(단계 S300).Then, the aircraft ribs (not shown) are placed in the structure formed in step S200, the upper skin 140 is covered, and finally press molding is performed in the mast tool (step S300).

즉, 이와 같은 공정에 의해 종래의 볼트와 홀에 의해 최종적으로 조립하던 공정이 없어지게 되며, 프레스 몰딩 기법에 의해 공정수행에 필요한 시간 역시 단축된다.That is, this process eliminates the process of final assembly by the conventional bolts and holes, and the time required for performing the process is also shortened by the press molding technique.

상술한 바와 같이 본 발명의 바람직한 실시예에 대해 상세히 설명하였지만, 본 발명의 분야에 속하는 통상의 지식을 가진 자라면 본 발명의 정신 및 범위를 벗어나지 않는 범위내에서 본 발명을 얼마든지 변형 또는 변경하여 실시할 수 있음을 잘 알 것이며, 본 발명의 진정한 보호범위는 특허청구범위에 의해 정해져야 할 것이다.Although the preferred embodiment of the present invention has been described in detail as described above, those skilled in the art will be able to modify or change the present invention as many as possible without departing from the spirit and scope of the present invention. It will be appreciated that the true scope of protection of the present invention should be defined by the claims.

본 발명에 따르면, 항공기의 수평 미익 구조를 일체형으로 제작하여 복합재료 사용시의 문제점인 볼트 및 홀 등을 제거한 구조를 얻을 수 있으며, 항공기의 수평 미익을 제조하는 공정이 간소화되어 전체적인 공수가 줄어드는 효과가 있으며, 수평 미익의 구조적인 능력이 향상되는 효과가 있다.According to the present invention, it is possible to obtain a structure that eliminates bolts and holes, which are problems in the use of composite materials, by manufacturing the horizontal fin structure of the aircraft as an integrated unit, and the process of manufacturing the horizontal fin of the aircraft is simplified, thereby reducing the overall man-hour. In addition, there is an effect that the structural ability of the horizontal fin is improved.

Claims (4)

내측에 로하셀 폼이 수용된 상태로 항공기의 수평 미익 중심축을 제공하는 D형 스파;A D-type spar that provides a horizontal tail center axis of the aircraft with the LOHACELL foam received inside; 상기 D형 스파의 양측방으로 위치한 적층 구조 판넬의 코어인 허니콤 코어; 및A honeycomb core, which is a core of a laminated structure panel located on both sides of the D-type spar; And 상기 D형 스파와 상기 허니콤 코어의 둘레에 일체로 성형되어 결합된 스킨을 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 수평 미익.And a skin integrally molded and coupled to the circumference of the D-shaped spar and the honeycomb core. 제 1항에 있어서, 상기 스킨은 복합재로 마련되어 프레스 몰딩으로 결합된 것을 특징으로 하는 항공기의 수평 미익.The horizontal fin of claim 1, wherein the skin is made of a composite material and is joined by press molding. D형 스파, 상측 스킨, 하측 스킨 및 허니콤 코어로 된 항공기의 수평 미익의 제조방법에 있어서,In the method of manufacturing a horizontal fin of an aircraft consisting of a D-type spar, an upper skin, a lower skin and a honeycomb core, 내측에 로하셀 폼이 수용된 상기 D형 스파를 프레스 몰딩으로 제작하는 단계;Manufacturing the D-type spar with the LOHACELL foam inside thereof by press molding; 상기 하측 스킨에 상기 D형 스파와 상기 허니콤 코어를 장착한 후 성형하는 단계; 및Molding after attaching the D-type spar and the honeycomb core to the lower skin; And 상기 성형된 구조에 항공기 리브를 위치시키고 상기 상측 스킨을 덮은 후 마스트 툴에서 프레스 몰딩으로 일체로 형성하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기의 수평 미익 제조방법.Positioning an aircraft rib in the molded structure and covering the upper skin and integrally forming the press with a press tool in a mast tool. 제 3항에 있어서, 상기 하측 스킨에 상기 D형 스파와 상기 허니콤 코어를 장착하여 성형하는 단계는 장착된 상기 하측 스킨과 상기 D형 스파 그리고 상기 허니콤 코어를 오븐에 투입하여 접착 필름으로 성형하는 것을 특징으로 하는 항공기의 수평 미익 제조방법.4. The method of claim 3, wherein the forming of the D-type spar and the honeycomb core on the lower skin comprises molding the attached lower skin, the D-type spar and the honeycomb core into an oven to form an adhesive film. Horizontal fin manufacturing method of the aircraft, characterized in that.
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