KR101880055B1 - 항공기 날개 연료탱크용 격벽 - Google Patents

Abstract

본 발명은 항공기 날개에 복수개가 서로 평행하게 설치되는 립의 일부분을 잇는 형태로 설치되어 연료탱크를 구분하는 격벽에 있어서, 항공기 날개의 굽힘(Bending) 발생시 격벽의 하부가 인장되어 파손되는 것을 방지하기 위한 항공기 날개 연료탱크용 격벽에 관한 것으로, 항공기의 립 사이에 설치되고, 상하면에 함몰 형성됨 체결부(110)를 포함하는 격벽(100) 및 다수개가 상기 격벽(100)의 상하측에 형성된 체결부(110) 및 상기 립의 상하면에 결합되는 항공기 날개의 커버에 결합되어 고정되는 앵글(200)을 포함하는 것을 특징으로 한다.

Description

항공기 날개 연료탱크용 격벽{Partition wall for fuel tank in airplane wing}

본 발명은 항공기 날개 연료탱크용 격벽에 관한 것으로, 보다 상세히는 항공기 날개에 복수개가 서로 평행하게 설치되는 립의 일부분을 잇는 형태로 설치되어 연료탱크를 구분하는 격벽에 있어서, 항공기 날개의 굽힘(Bending) 발생시 격벽의 하부가 인장되어 파손되는 것을 방지하기 위한 항공기 날개 연료탱크용 격벽에 관한 것이다.

항공기의 날개는 양력이 발생하는 중에 굽힘 하중을 받는다. 항공기 날개의 굽힘 강성이 충분하다면 날개는 굽힘이 발생하지 않지만, 대부분의 항공기 날개는 굽힘 하중에 의해 굽혀진다. 항공기 날개가 굽혀질 때, 항공기에서 먼 쪽의 날개 끝단이 상측으로 들리는 방향으로 굽혀지게 된다.

일본등록특허 제5972967호("연료탱크, 주 날개, 항공기 동체, 항공기 및 이동체", 공고일 2016.07.22., 이하 선행기술 1)에는 항공기의 주 날개에 대해 개시되어 있다. 도 1은 선행기술 1에 도시된 도면 중 하나로, 도 1에 도시된 바와 같이 항공기의 주 날개(1)는 상부스킨(3), 하부스킨(5) 및 상기 상부스킨(3) 및 하부스킨(5)의 사이에 일정 간격으로 평행하게 설치되는 립(11)으로 이루어진다. 상기 립(11)의 사이의 공간에는 별도의 격벽이 필요한 경우가 있다. 이러한 경우 격벽은 상기 립(11) 사이에 상기 립(11)과 수직한 방향으로 설치되는데, 항공기의 날개의 굽힘이 발생할 때, 격벽의 하부에 인장력이 작용하여 파손이 되는 문제점이 있다.

일본등록특허 제5972967호("연료탱크, 주 날개, 항공기 동체, 항공기 및 이동체", 공고일 2016.07.22.)

따라서 본 발명은 상기한 바와 같은 문제점을 해결하기 위해 안출된 것으로, 본 발명에 의한 항공기 날개 연료탱크용 격벽의 목적은 항공기 날개의 립 사이에 설치되는 연료탱크를 구분하기 위한 격벽에 있어서, 날개의 굽힘이 발생했을 때, 날개의 수직한 방향으로 격벽을 설치할 경우 상측 또는 하측에 작용하는 인장력에 의해 격벽이 파손되는 것을 방지할 수 있는 항공기 날개 연료탱크용 격벽을 제공함에 있다.

상기한 바와 같은 문제점을 해결하기 위한 본 발명에 의한 항공기 날개 연료탱크용 격벽은 항공기의 립 사이에 설치되고, 상하면에 함몰 형성됨 체결부(110)를 포함하는 격벽(100), 다수개가 상기 격벽(100)의 상하 측에 형성된 체결부(110) 및 상기 립의 상하면에 결합되는 항공기 날개의 커버에 결합되어 고정되는 앵글(200)을 포함하는 것을 특징으로 한다.

또한, 상기 앵글(200)은 상기 격벽(100)의 상측 또는 하측에 각각 세 개 이상이 형성되고, 양 외측에 위치한 앵글은 그 외에 형성된 앵글의 길이보다 짧은 것을 특징으로 한다.

또한, 상기 체결부(110)는 상기 격벽(100)의 폭 방향으로 형성되거나, 폭 방향에 수직한 방향으로 형성되는 것을 특징으로 한다.

또한, 상기 체결부(110)는 상기 격벽(100)의 폭 방향에 수직한 방향으로 형성될 경우, 서로 소정의 간격을 가지고 형성되는 것을 특징으로 한다.

또한, 상기 앵글(200)은 상측으로 연장 형성되고, 상기 체결부(110)의 측면과 면접하여 결합되는 수직판(210) 및 상기 수직판(210)의 일측에 수직하게 형성되고, 상기 커버에 결합되는 수평판(220)을 포함하는 것을 특징으로 한다.

또한, 상기 앵글(200)은 상기 격벽(100) 및 커버와 나사 결합되는 것을 특징으로 한다.

상기한 바와 같은 본 발명에 의한 항공기 날개 연료탱크용 격벽에 의하면, 항공기 날개의 굽힘(Bending)이 발생하더라도 격벽의 상측 또는 하측에 앵글이 다수개로 결합되어 있으므로, 굽힘(Bending)에 의해 발생하는 인장력에 의해, 격벽의 상측 또는 하측과 앵글이 파손되는 확률이 적어지는 효과가 있다.

도 1은 종래의 항공기 날개의 내부구조의 개략도.
도 2는 본 발명의 격벽 및 격벽에 인접하여 설치된 립의 개략도.
도 3은 본 발명의 격벽의 제1실시예의 분해 사시도.
도 4는 본 발명의 격벽의 제1실시예의 결합 사시도.
도 5는 본 발명의 격벽의 제2실시예의 분해 사시도.
도 6은 본 발명의 격벽의 제2실시예의 결합 사시도.

이하 첨부된 도면을 참고하여 본 발명에 의한 항공기 날개 연료탱크용 격벽에 관하여 상세히 설명한다.

도 2는 본 발명에 의한 항공기 날개 연료탱크용 격벽과 항공기 날개의 내부에 설치되는 립(A)이 설치된 것을 개략적으로 도시한 것이다.

도 2에 도시된 바와 같이, 본 발명에 의한 항공기 날개 연료탱크용 격벽은 상기 립(A)의 사이에 설치되는 격벽(100)과 상기 격벽(100)의 상하 측에 결합되는 앵글(200)을 포함하여 이루어진다. 상기 격벽(100) 및 앵글(200)에 대해서 설명하기에 앞서, 상기 립(A)에 대해서 간략히 설명한다.

배경기술에서도 설명했듯, 상기 립(A)의 경우 항공기 날개 내부에 설치되는 구성으로, 도 1에 도시된 립(11)과 동일한 구성이다. 상기 립(A)의 상측, 즉 상기 립(A)의 유선형 모서리 부분은 항공기 날개의 외면을 구성하는 상측 커버와 결합되고, 상기 립(A)의 하측은 항공기 날개의 외면을 구성하는 하측 커버와 결합되어 상기 립(A)은 항공기 날개의 뼈대 역할을 하게 된다.

도 2에 도시된 바와 같이, 상기 격벽(100)은 항공기의 립(A) 사이에 설치된다. 도 2에서 상기 립(A)은 항공기 날개의 전체에 설치되는 립이 아닌, 상기 격벽(100)에 인접하여 설치된 일부분만 도시한 것이다. 도 2에서 상기 립(A)의 좌측은 항공기 동체가 위치하는 방향이며, 우측은 항공기 동체에서 멀어지는 방향이다.

상기 격벽(100)은 도 2의 공간(B)에 설치되는 연료탱크를 고정하고, 상기 연료탱크가 설치되는 부분을 구획하기 위한 구성이다.

상기 체결부(110)는 후술할 상기 앵글(200)과 결합되기 위한 구성이다. 후술할 상기 앵글(200)과 상기 체결부(110)는 그 형상에 따라서 제1실시예와 제2실시예로 나뉘기 때문에, 이를 나눠 설명한다.

[제1실시예]

도 3 및 4는 상기 체결부(110)와 앵글(200)의 제1실시예를 도시한 것으로, 도 3 및 4에 도시된 바와 같이 상기 격벽(100)은 상하면에 함몰 형성된 체결부(110)를 포함한다. 상기 체결부(110)는 상기 격벽(100)의 상면에서 하측으로 함몰 형성되며, 상기 격벽(100)의 폭 방향으로 양끝단까지 연장 형성된다. 이는 상기 격벽(100)의 하측에도 마찬가지로 상기 체결부(110)는 상측으로 함몰 형성되며, 상기 격벽(100)의 폭 방향으로 양끝단까지 연장 형성된다.

도 3 및 4는 상기 앵글(200)의 제1실시예를 도시한 것으로, 도 3 및 4에 도시된 바와 같이, 상기 앵글(200)은 다수개가 상기 격벽(100)의 상하측에 형성된 체결부(110)에 결합되고 또한 상기 립의 상하면에 결합되는 항공기 날개의 커버에 결합되어 고정되며, 수직판(210) 및 수평판(220)을 포함하여 형성된다. 상기 체결부(110)에 결합되는 구성은 상기 수직판(210)이며, 상기 커버에 결합되는 구성은 상기 수평판(220)이다.

도 3 및 4에 도시된 바와 같이, 수직판(210)은 일측으로 연장 형성되고, 상기 체결부(110)의 측면과 면접하여 결합된다. 이를 위해 상기 수직판(210)은 상기 체결부(110)에 삽입될 수 있도록 상기 체결부(110)가 연장 형성된 방향에 대응되는 방향으로 형성된다.

상기 수직판(210)과 상기 체결부(110)는 나사 결합방식을 통해 결합된다. 보다 상세히는 나사(미도시)가 상기 격벽(100)의 외측에서 상기 체결부(110)측으로 삽입되면, 상기 나사가 상기 수직판(210)을 함께 관통하여 상기 격벽(100)과 앵글(200)을 서로 연결한다. 상기 나사는 복수개가 형성될 수 있으며, 이는 설계사항에 따라 달라질 수 있다.

상기 수평판(220)은 상기 수직판(210)의 일측에 수직하게 형성되고, 상기 커버에 결합된다. 즉, 상기 수직판(210)과 수평판(220)은 도 3 및 4에 도시된 바와 같이 모음 "ㅗ"자 형상이 된다. 도 3 및 4에서 상기 수평판(220)의 상면은 항공기 날개의 상측 커버의 하면과 결합된다. 이때, 결합되는 방식 또한 상술한 나사결합 방식이고, 상기 격벽(100)의 상측에 대칭되도록 하측에 결합된 앵글 또한, 수평판의 하면이 항공기 날개의 하측 커버에 결합된다.

상기 수평판(220)은 상기 격벽(100)과 결합되었을 때, 양단이 상기 격벽(100)에서 돌출되도록 상기 수평판(220)의 폭이 조절될 수 있다. 이는 상기 수평판(220)에 나사를 삽입하여, 항공기의 커버와 결합이 용이하게 하기 위함이다.

상기 앵글(200)의 경우, 상기 격벽(100)의 상측 또는 하측에 각각 세 개 이상이 형성된다. 항공기 날개의 굽힘(Bending) 현상이 발생했을 때, 상기 격벽(100)의 상측 또는 하측에는 인장력이 가해지는데, 이를 방지하기 위해서이다. 일반적으로 항공기 날개의 상측으로 굽힘 현상이 발생하므로 인장력을 주로 받는 쪽은 상기 격벽(100)의 하측이며, 따라서 상기 격벽(100)의 하측에만 상기 앵글(200)이 선택적으로 세 개 이상 형성될 수 있다.도 3 및 4에는 상기 앵글(200)이 세 개가 형성되었을 경우에 대해서 도시되어 있다. 이때, 좌측 및 우측에 위치한 앵글(200)을 좌측 앵글(200a) 및 우측 앵글(200c)이라 하고, 상기 좌측 앵글(200a)과 우측 앵글(200c) 사이에 위치한 앵글을 중앙 앵글(200b)이라고 할 때, 상기 좌측 앵글(200a)과 우측 앵글(200c)의 길이는 상기 중앙 앵글(200b)에 비해 짧을 수 있다. 이는 구조적으로 상기 중앙 앵글(200b)에 작용하는 인장력보다 외곽에 위치한 상기 좌측 및 우측 앵글(200a, 200c)이 비교적 인장력을 더 받아 이에 대응하기 위한 것이다.

도 3 및 4에 도시된 상기 앵글(200)의 예는 하나의 실시예로, 상기 앵글(200)이 세 개 이상 형성되는 경우가 추가적으로 있을 수 있다. 상기 앵글(200)이 상기 격벽(100)의 상측 또는 하측에 세 개 이상 형성되는 경우, 외측에서 내측으로 갈수록 길이가 길어질 수 있다. 이를 예를 들어 보다 상세히 설명하면, 앵글이 격벽의 하측에 7개 형성된 경우가 있을 수 있다. 이를 좌측에서 우측으로 각각 1번 내지 7번 앵글이라고 하고, 1a 내지 7a를 각각 1번 내지 7번 앵글의 길이라고 할 때, 1a 내지 7a는 하기 식을 만족할 수 있다.

( 1a, 7a < 2a, 6a < 3a, 5a < 4a )

[제2실시예]

이하 첨부된 도면을 참고하여 상기 체결부(110) 및 앵글(200)의 제2실시예에 대해서 상세히 설명한다.

도 5 및 6은 상기 체결부(110) 및 앵글(200)의 제2실시예를 도시한 것이다. 제2실시예가 제1실시예와 다른 점은 상기 체결부(110) 및 상기 앵글(200) 중 수직판(210)이 형성된 방향으로, 설명하지 않는 구성에 대해서는 상기 제1실시예와 제2실시예는 동일하다.

도 5에 도시된 바와 같이, 상기 체결부(110)는 상기 격벽(100)의 폭 방향에 수직한 방향으로 형성된다. 즉, 제1실시예에서 체결부(110)는 상기 격벽(100)의 폭 방향으로 형성되어, 격벽(100)의 상측 및 하측에 각각 단일개가 형성되었는데, 제2실시예에서 체결부(110)는 형성된 방향이 달라짐으로써 각각이 이격되어 복수개가 형성된다.

도 5에 도시된 바와 같이, 상기 앵글(200)은 상기 수직판(210)이 상기 체결부(110)에 삽입되기 위해 서로 상기 체결부(110)에 대응되어 형성된다. 상기 수직판(210)은 상기 좌측 앵글(200a) 및 우측 앵글(200c)의 경우 비교적 짧은 길이를 가지기 때문에 수직판이 단일개만 형성되어 있지만, 중앙 앵글(200b)의 경우 비교적 긴 길이로 형성되기 때문에 상기 수직판(210)이 세 개가 형성된다.

도 6은 상기 앵글(200)이 상기 체결부(110)와 결합된 상태를 도시한 것이다. 이때, 상기 앵글(200)과 격벽(100) 또한 나사결합방식으로 결합될 수 있는데, 상기 격벽(100)의 외측에서 상기 체결부(110) 방향으로 비스듬하게 나사가 삽입되어, 상기 격벽(100)과 앵글(200)이 서로 결합될 수 있다.

상기 제2실시예의 경우, 제1실시예에 비해 상기 격벽(100)과 앵글(200)의 나사결합이 어렵다는 문제점이 있으나, 상기 수직판(210)의 폭이 상기 격벽(100)에 작용하는 인장력에 수직한 방향이기 때문에, 상기 수직판(210)에 인장력이 덜 가해지는 효과가 있다.

본 발명은 상기한 실시예에 한정되지 아니하며, 적용범위가 다양함은 물론이고, 청구범위에서 청구하는 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 다양한 변형 실시가 가능한 것은 물론이다.

A : 립
B : 공간
100 : 격벽
110 : 체결부
200 : 앵글
200a : 좌측 앵글
220b : 중앙 앵글
220c : 우측 앵글
210 : 수직판
220 : 수평판

Claims (6)

1. 상측 커버 및 하측 커버를 포함하는 항공기 날개의 커버 내부에 설치되는 연료탱크용 격벽에 있어서,
   상하면에 함몰 형성된 체결부(110)를 포함하되, 상기 항공기 날개의 커버 내부에 설치되는 립과 립 사이에 설치되는 격벽(100); 및
   일측이 상기 체결부(110)에 결합되고, 타측이 상기 항공기 날개 커버의 내면에 결합되는 앵글(200);
   를 포함하되,
   단일의 상기 체결부(110)에는 다수개의 상기 앵글(200)이 결합되는 것을 특징으로 하는 항공기 날개 연료탱크용 격벽.
   
2. 제 1항에 있어서, 상기 앵글(200)은
   상기 격벽(100)의 상측 또는 하측에 각각 세 개 이상이 형성되고,
   양 외측에 위치한 앵글은 그 외에 형성된 앵글의 길이보다 짧은 것을 특징으로 하는 항공기 날개 연료탱크용 격벽.
   
3. 제 1항에 있어서, 상기 체결부(110)는
   상기 격벽(100)의 폭 방향으로 형성되거나, 폭 방향에 수직한 방향으로 형성되는 것을 특징으로 하는 항공기 날개 연료탱크용 격벽.
   
4. 제 3항에 있어서, 상기 체결부(110)는
   상기 격벽(100)의 폭 방향에 수직한 방향으로 형성될 경우, 서로 소정의 간격을 가지고 형성되는 것을 특징으로 하는 항공기 날개 연료탱크용 격벽.
   
5. 제 1항에 있어서, 상기 앵글(200)은
   상기 체결부(110)에 삽입되어 결합되는 수직판(210) 및
   상기 수직판(210)의 일측에 형성되고 상기 항공기 날개의 커버의 내면에 결합되는 수평판(220)
   을 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 날개 연료탱크용 격벽.
   
   
6. 제 1항에 있어서, 상기 앵글(200)은
   상기 격벽(100) 및 커버와 나사 결합되는 것을 특징으로 하는 항공기 날개 연료탱크용 격벽.
   

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