KR100271063B1

KR100271063B1 - Main plane of aircraft

Info

Publication number: KR100271063B1
Application number: KR1019970040709A
Authority: KR
Inventors: 김형욱; 노현우
Original assignee: 이중구; 삼성테크윈주식회사
Priority date: 1997-08-25
Filing date: 1997-08-25
Publication date: 2001-01-15
Also published as: KR19990017700A

Abstract

PURPOSE: A main plane of an aircraft is provided to improve the aerodynamic characteristic by excluding a dead zone of a main plane. CONSTITUTION: A main plate of an aircraft includes a main plane body(13) having a specific curvature of upper and lower faces, a trailing edge(40) formed in the rear end of the main plate body, a variable flap skin(440) rotatably installed on the trailing edge, and a flap(41b) hinge-combined to the trailing edge. An elastic unit such as a spring(430) is installed at the lower portion of the variable flap skin. The flap turns downward in a specific angle, and a path is formed between the upper face of a spoiler and the upper face of the flap. The spoiler turns toward the upper portion of the flap. The variable flap skin biased elastically via the spring is stopped by an end piece(41b), and a dead space at the upper portion of the flap is filled smoothly. Therefore, the air stream of the path is fluidized smoothly and the aerodynamic characteristic is improved.

Description

Aircraft wing

본 발명은 항공기 주익에 관한 것으로서, 상세하게는 데드 존(DEAD ZONE)을 없애 공력특성이 향상된 항공기 주익에 관한 것이다.The present invention relates to an aircraft main wing, and more particularly, to an aircraft main wing having improved aerodynamic characteristics by eliminating a dead zone.

항공기의 주익에 작용하는 공기 역학적인 힘 중에서 양력과 항력은 가장 중요하다. 양력은 항공기를 공중으로 들어올리는 힘으로 날개의 윗면과 아랫면 사이에 흐르는 기류의 압력 차이에 의해서 발생되는 힘이다. 이 힘 즉, 양력은 항공기 주익의 상하부면의 공기의 속도의 차이에 의하여 발생되며 중력에 대향되는 힘이다.Lift and drag are the most important of the aerodynamic forces acting on the aircraft's main wing. Lift is the force generated by the difference in the pressure of the airflow between the top and bottom of the wing. This force, or lift, is caused by the difference in air velocity on the upper and lower surfaces of the aircraft's main wing and is a force opposite to gravity.

베르누이의 정리에 따라, 상기 상부곡면을 흐르는 공기의 속도가 하부곡면을 흐르는 공기의 속도보다 빨라지면, 상기 상부의 공기 압력이 하부의 공기압력보다 낮아져 발생된다.According to Bernoulli's theorem, if the velocity of air flowing through the upper curved surface is faster than the velocity of air flowing through the lower curved surface, the upper air pressure is lower than the lower air pressure.

그리고, 항공기의 전진력에 의한 추력과 그 자체에 수반하여 후향으로 또 하나의 힘이 생기는데 이 힘을 항력이라 한다. 항력은 항공기가 전진하는 것을 방해하고 결과적으로 양력의 저하를 초래하며, 항공기가 순항할 때 뿐만 아니라 이착륙할 때에도 바람직하지 않은 영향을 준다.In addition to the thrust caused by the forward force of the aircraft and itself, another force is generated in the rearward direction. This force is called drag. Drag forces prevent the aircraft from moving forward and result in a drop in lift, which is undesirable when the aircraft is cruising and taking off and landing.

제1도 내지 제3도에는 종래의 항공기 주익(10)의 구성이 도시되어 있다.1 to 3 show the configuration of a conventional aircraft wing 10.

도면을 참조하면, 상기 항공기 주익(10)은 본체 역할을 하는 듀랄미늄과 같은 알루미늄 합금재료를 사용한, 유선형으로 된 주익본체(13)와 상기 주익본체(13)의 후면에 결합되는 트레일링엣지부(trailing edge part)(11)로 형성된다.Referring to the drawings, the aircraft wing 10 includes a streamlined main wing body 13 and a trailing edge portion coupled to the rear surface of the main wing body 13 using an aluminum alloy material such as duralumin, which serves as a main body. (trailing edge part) 11 is formed.

상기 주익(10)을 그 선단부에 소정의 곡률을 갖는 리딩 엣지(leading edge)(13a)가 형성되어 있고 그 후단부에는 상기 트레일링엣지부(11)가 설치되어 있다. 상기 트레일링엣지부(11)는 항공기의 상승과 하강을 조정하는 것으로서 양쪽주익(10)에 설치된 플랩(FLAP)(11b), 상기 플랩(11b)의 상부에 설치되는 스포일러(SPOILER)(11a), 상기 플랩(11b)을 보조하는 보조익(12)을 포함한다.A leading edge 13a having a predetermined curvature is formed at the tip of the main blade 10, and the trailing edge 11 is provided at the rear end thereof. The trailing edge portion 11 adjusts the rise and the fall of the aircraft as a flap (FLAP) 11b installed on both wings 10, a spoiler (SPOILER) (11a) installed on the top of the flap (11b). And an auxiliary vane 12 for assisting the flap 11b.

제3도를 참조하여 보면 상기 플랩(11b)의 상부 곡률면은 스포일러(11a)가 안착되어 데드 존(DEAD ZONE)(A)을 줄이기 위하여 곡선으로 연결되지 못하고, 매끈하지 못한 연속면으로 형성되어 있다.Referring to FIG. 3, the upper curvature surface of the flap 11b is formed as a continuous surface that is not smoothly connected to reduce the dead zone (A) due to the spoiler 11a being seated. have.

상기와 같은 구조를 가진 종래의 항공기 주익(10)은 다음과 같이 작동한다.Conventional aircraft wing 10 having the structure as described above operates as follows.

먼저 항공기가 이륙하기 위해서 전진함에 따라 상기 주익(10)의 상, 하부면을 타고 기류가 진행한다. 동시에 상기 플랩(11b)은 항공기의 이륙시, 도시되지 않은 구동수단에 의하여 소정 각도로, 하방으로 회동되며 이때 트레일링엣지부(11)의 스포일러(11a)는 움직이지 않고 그대로 있게된다. 이는 이륙에 필요한 최대의 양력을 얻기 위해서 주익(10)의 면적과 곡률을 최대화 시켜 영양비를 높이기 위함이다.First, as the aircraft advances to take off, airflow proceeds on the upper and lower surfaces of the main blade 10. At the same time, the flap 11b is rotated downward at a predetermined angle by a driving means (not shown) during takeoff of the aircraft, and the spoiler 11a of the trailing edge portion 11 remains unmoved. This is to increase the nutritional ratio by maximizing the area and curvature of the main wing (10) in order to obtain the maximum lift required for takeoff.

즉, 플랩(11b)을 내리면 주익(10)의 양력이 증가하여 최소속도를 감소시킬 수 있으므로 이착륙거리를 단축하는데 도움이 된다.In other words, lowering the flap (11b) increases the lift of the main blade (10) can reduce the minimum speed, which helps to shorten the take-off and landing distance.

상기 스포일러(11a)가 공기흐름의 방향을 상기 플랩(11b)의 상부 면으로 유도하면, 상기 플랩(11b)의 상부 곡률면은 매끈하지 못한 연속면으로 형성되어 있으므로 상기 플랩(11b)의 상부 곡률면에서는 공기저항이 발생되는 문제점이 있다.When the spoiler 11a guides the direction of air flow to the upper surface of the flap 11b, the upper curvature surface of the flap 11b is formed as a non-smooth continuous surface so that the upper curvature of the flap 11b In terms of air resistance there is a problem that occurs.

또한 항공기가 순항시에 상기 플랩(11b)은 제3도에 도시된 바와 같이 스포일러(11a)의 하방으로 장입되고, 상기 주익(10)의 상,하부면을 타고 기류가 진행하여 유로를 형성한다. 이때 상기 스포일러(11a)의 후부 단부와 플렙(11b)의 상면 사이에는 데드존(A)이 생긴다. 상기 데드 존(A)의 깊이는 스포일러(11a)의 후단부의 두께와 상기 스포일러(11a)와 플랩(11b)의 상면 사이 틈새를 합친 정도이다. 상기 데드존(A)은 상기 유로를 지나는 기류에 대하여 공기저항을 발생시켜 주익(10)에 항력을 증가시킨다. 따라서 상기 데드 존(A)은 공력성능을 저하시키는 문제점이 있다.In addition, when the aircraft cruises, the flap 11b is charged under the spoiler 11a as shown in FIG. 3, and air flows through the upper and lower surfaces of the main blade 10 to form a flow path. . At this time, a dead zone A is formed between the rear end of the spoiler 11a and the upper surface of the flap 11b. The depth of the dead zone A is the sum of the thickness of the rear end of the spoiler 11a and the gap between the upper surface of the spoiler 11a and the flap 11b. The dead zone (A) increases the drag on the main blade (10) by generating air resistance to the air flow passing through the flow path. Therefore, the dead zone A has a problem of lowering aerodynamic performance.

또한 항공기가 착륙시에는 먼저, 주익 본체(13)의 상면에서 최대 수직 방향까지 회동 가능한 스포일러(11a)는 상방으로 회동된다. 이후 상기 스포일러(11a)에 정면 충돌되는 기류에 의해, 상기 스포일러(11a)의 후면에 위치한 상기 플랩(11b)의 상부면을 지나는 기류는 와류화되고 또한 상기 와류화된 기류는 상기 플랩(11b)의 상부면의 매끈하지 못한 곡률을 타고 흐르면서 더 강해져 공력성능을 저하시키는 문제점이 있다.Moreover, when an aircraft lands, the spoiler 11a which can rotate to the maximum perpendicular direction from the upper surface of the main blade main body 13 is rotated upwards. Thereafter, the airflow passing through the upper surface of the flap 11b located at the rear of the spoiler 11a is vortexed by the airflow facing the spoiler 11a and the vortexed airflow is the flap 11b. The smoother curvature of the upper surface of the flow becomes stronger and decreases the aerodynamic performance.

본 발명은 상기와 같은 문제를 해결하기 위해 창출된 것으로서, 주익 후단의 트레일링엣지부에 설치된 스포일러의 후단부와, 플랩의 상부면 사이에 형성되는 데드존에 의하여 발생되는 공기저항을 줄여 항력을 감소시킬 수 있는 공력특성이 개선된 항공기 주익을 제공하는 것을 그 목적으로 한다.The present invention was created to solve the above problems, and reduces the drag resistance by the dead zone formed between the rear end of the spoiler provided on the trailing edge of the main wing and the upper surface of the flap, thereby reducing drag. The object is to provide an aircraft wing with improved aerodynamic properties that can be reduced.

제1도는 일반적인 항공기를 도시한 개략적인 사시도.1 is a schematic perspective view of a general aircraft.

제2도는 제1도에서 II-II 의 개략적인 단면도.2 is a schematic cross-sectional view of II-II in FIG.

제3도는 종래의 항공기 주익에 있어서, 트래일링엣지부의 개략적인 확대단면도.3 is a schematic enlarged cross-sectional view of a trailing edge portion in a conventional aircraft main wing.

제4도는 본 발명의 실시예에 따른 순항시의 항공기 주익의 개략적인 단면도.4 is a schematic cross-sectional view of the aircraft wing at cruise according to an embodiment of the present invention.

제5도는 본 발명의 실시예에 따른 착륙시의 항공기 주익의 개략적인 단면도.5 is a schematic cross-sectional view of the aircraft wing at landing according to an embodiment of the present invention.

제6도는 본 발명의 실시예에 따른 이륙시의 항공기 주익의 개략적인 단면도.6 is a schematic cross-sectional view of the aircraft wing at takeoff in accordance with an embodiment of the present invention.

* 도면의 주요부분에 대한 부호의 설명* Explanation of symbols for main parts of the drawings

10 : 주익 11a : 스포일러10: main wing 11a: spoiler

11 : 트레일링엣지부 11b : 플랩11: trailing edge part 11b: flap

12 : 보조익 13 : 주익본체12: auxiliary wing 13: main wing body

41b : 가변플랩스킨 410 : 힌지41b: variable flap skin 410: hinge

420 : 단붙이 430 : 스프링420: stepped 430: spring

상기와 같은 목적을 달성하기 위하여, 본 발명의 항공기 주익은 상하부면에 소정의 곡률을 가지는 주익본체, 상기 주익본체의 후단부에 형성된 트레일링엣지부, 상기 트레일링엣지부에 회동 가능하게 설치된 스포일러와 플랩, 상기 플랩에 회동 가능하게 설치되며 상기 스포일러와 연계하여 회동되는 가변플랩스킨 및 상기 플랩에 설치되어 가변플랩스킨을 지지하는 탄성수단을 구비한다.In order to achieve the above object, the aircraft main blade of the present invention is a main blade body having a predetermined curvature on the upper and lower surfaces, a trailing edge portion formed on the rear end of the main blade body, the spoiler rotatably installed on the trailing edge portion And a flap, a variable flap skin rotatably installed on the flap and pivoted in association with the spoiler, and elastic means installed on the flap to support the variable flap skin.

또한 상기 탄성바이어스수단은 상기 가변플랩의 단부와 상기 플랩의 내면에 양 단부가 지지된 스프링인 것을 더 포함하는 것이 바람직하다. 또한 상기 탄성바이어스수단은 유압실린더인 것을 더 포함하는 것이 바람직하다. 또한 상기 가변플랩스킨의 단부에는 상기 가변플랩스킨과 소정의 단차를 갖는 단붙이가 형성된 것을 더 포함하는 것이 바람직하다.In addition, the elastic bias means preferably further comprises an end of the variable flap and the spring is supported both ends on the inner surface of the flap. In addition, the elastic bias means preferably further comprises a hydraulic cylinder. In addition, it is preferable that the end of the variable flap skin further includes a stepped paste having a predetermined step with the variable flap skin.

본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 주익이 제4도 내지 제6도에 도시되어 있다. 상기 도면들을 참조하면, 본 발명의 항공기 주익에는 상기 상하부면에 소정의 곡률을 가지는 주익본체(13), 상기 주익본체(13)의 후단부에 형성된 트레일링엣지부(40), 상기 트레일링엣지부(40)에는 가변플랩스킨(440)이 회동 가능하게 설치되고 또한 플랩(41b)이 힌지 결합된다. 상기 가변플랩스킨(440)은 하부에는 스프링(430)과 같은 탄성수단을 설치된다.An aircraft wing is shown in FIGS. 4 through 6 according to one embodiment of the invention. Referring to the drawings, the aircraft main wing of the present invention has a main blade body 13 having a predetermined curvature on the upper and lower surfaces, a trailing edge portion 40 formed on the rear end of the main blade body 13, the trailing edge The variable flap skin 440 is rotatably installed at the portion 40, and the flap 41b is hinged. The variable flap skin 440 is provided with an elastic means such as a spring 430 at the bottom.

상기 탄성수단의 다른 실시예로서 유압실린더를 사용하는 것이 가능하며 유압배관이 인근해 있으므로 용이하게 설치할 수 있다.As another embodiment of the elastic means it is possible to use a hydraulic cylinder and can be easily installed because the hydraulic pipe is adjacent.

또한 탄성바이어스된 상기 플랩(41b)의 상부면은 연속된 하나의 곡선을 형성한다. 상기 가변플랩스킨(440)은 단부에는 상기 가변플랩스킨(440)과 소정의 단차를 갖는 단붙이(420)가 형성된다.In addition, the upper surface of the elastically biased flap 41b forms one continuous curve. The variable flap skin 440 has an end portion 420 having a predetermined step with the variable flap skin 440 is formed at the end.

상기와 같은 구조를 가진 본 발명에 따른 항공기 주익(4)은 다음과 같이 동작한다.Aircraft main wing 4 according to the present invention having the structure as described above operates as follows.

항공기가 이륙시, 상기 플랩(41b)은 제4도에 도시된 바와 같이 하방으로 소정 각도 회동하고, 스포일러(12a)의 상부면과 플랩(41b)의 상부면 사이에 유로가 생긴다. 상기 스포일러(12a)는 상기 주익 본체(13)에 내장된 유압실린더(미도시)와 연결되어 이륙시 상기 플랩(41b)의 상부 쪽으로 회동된다. 상기 플랩(f41b)의 내부에 설치된 탄성수단인 스프링(430)에 의하여 “C” 방향으로 탄성바이어스된 가변플랩스킨(440)은 단붙이(41b)에 의하여 멈춰져서 상기 플랩(41b)의 상부면의 데드스페이스(A)를 매끈하게 충진함으로써 상기 유로의 기류를 원활하게 유동시켜 공력특성이 향상된다.When the aircraft takes off, the flap 41b is rotated downward by an angle as shown in FIG. 4, and a flow path is formed between the upper surface of the spoiler 12a and the upper surface of the flap 41b. The spoiler 12a is connected to a hydraulic cylinder (not shown) built in the main body 13 and rotated toward the upper portion of the flap 41b during takeoff. The variable flap skin 440 elastically biased in the "C" direction by the spring 430, which is an elastic means installed in the flap f41b, is stopped by the stepped portion 41b, and thus the upper surface of the flap 41b. By smoothly filling the dead space A, the aerodynamic characteristics are improved by smoothly flowing the airflow in the flow path.

그리고, 항공기가 순항시, 상기 플랩(41b)은 유압실린더에 의해 다시 회동되어 트레일링 엣지(11)의 하면에 포개어져서 트레일링엣지(11) 내에 장입되어진다.Then, when the aircraft cruises, the flap 41b is rotated again by the hydraulic cylinder to be superimposed on the lower surface of the trailing edge 11 and charged in the trailing edge 11.

즉, 상부면의 스포일러(11a)와 가변플랩스킨(440) 사이의 데드존은 제4도에 도시된 바와 같이 스포일러(11a)를 작동시키는 유압실린더의 압력에 의하여 “B” 방향으로 힘이 가해져 가변플랩스킨(440)이 눌려지면서 매끈한 연속면으로 된다. 상기 연속면은 종래의 불연속면에 의해서 발생되는 공기저항에 의한 항력을 없앨 수 있다.That is, the dead zone between the spoiler 11a and the variable flap skin 440 of the upper surface is applied to the direction "B" by the pressure of the hydraulic cylinder for operating the spoiler 11a as shown in FIG. The variable flap skin 440 is pressed into a smooth continuous surface. The continuous surface can eliminate drag due to air resistance generated by a conventional discontinuous surface.

제5도를 참조하면, 착륙시 상기 스포일러(12a)를 세우면 그 뒤쪽의 기류가 흐트러져서 주익의 양력이 감소됨과 동시에 공기저항이 현저하게 증가되어 항력이 커짐으로써 착륙할 때 항공기의 속도를 줄이는 브레이크의 구실을 한다. 상기 스포일러(12a)를 세워서 양력을 줄이고 그 항력을 크게 하면 착륙 진입할 때 유효하다.Referring to FIG. 5, when the spoiler 12a is raised during landing, the airflow behind it is disturbed to reduce the lift of the main wing, and the air resistance is increased to increase the drag, thereby reducing the speed of the aircraft when landing. Serve as an excuse. If the spoiler 12a is raised to reduce the lift and increase the drag, it is effective when entering the landing.

상기 스포일러(12a)에 정면충돌된 기류를 후단에 위치된 플랩(41b)의 상부면으로 원활히 유동시키기 위해서 본 발명의 특징에 따르는 가변플랩스킨(440)이 스프링(430)에 의해 “C” 면으로 탄성바이어스 되어 상기 플랩(41b)의 상부면을 연속면의 매끈한 형상으로 바꾸어 기류가 원활히 유동되도록 한다.The variable flap skin 440 according to the characteristics of the present invention is provided by the spring 430 so as to smoothly flow the airflow that has collided with the spoiler 12a to the upper surface of the flap 41b located at the rear end. It is elastically biased to change the upper surface of the flap 41b into a smooth shape of the continuous surface so that the airflow flows smoothly.

제6도를 참조하면, 이륙시 상기 플랩(41b)을 연장시키면 주익(13)의 면적을 확장시켜 양력을 높여준다. 또한 이륙시 본 발명의 특징에 따르는 가변플랩스킨(440)이 스프링(430)에 의해 “C” 방향으로 탄성바이어스되어 불연속면을 매끈한 형상의 연속면으로 바꾼다. 상기 매끈한 연속면인 플랩(41b)의 가변플랩스킨(440)을 지나는 기류는 공기저항을 발생시키지 않아 공력특성이 향상된다.Referring to FIG. 6, extending the flap 41b during takeoff extends the area of the main blade 13 to increase lift. In addition, the variable flap skin 440 according to the characteristics of the present invention during take-off is elastically biased in the direction "C" by the spring 430 to change the discontinuous surface into a smooth continuous surface. The airflow passing through the variable flap skin 440 of the flap 41b, which is the smooth continuous surface, does not generate air resistance, thereby improving aerodynamic characteristics.

본 발명에 따른 항공기주익은 다음과 같은 효과가 있다.Aircraft wing according to the present invention has the following effects.

첫째, 순항시 데드존으로 인한 공력성능의 향상과 둘째, 이, 착륙시 부적합한 플랩의 형상으로 인한 저속성능과 공력성능이 향상된 항공기를 제공하는 효과가 있다.Firstly, the aerodynamic performance is improved due to dead zones during cruising, and second, the low speed and aerodynamic performance are improved due to an inadequate flap shape during landing.

본 발명의 항공기 주익은 상술한 실시예에 의해 한정되지 않고 본 고안에 속하는 기술적 범위 내에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 다양한 형태로 변형 가능함은 물론이다.The aircraft wing of the present invention is not limited to the above-described embodiment and can be modified in various forms by those skilled in the art within the technical scope of the present invention.

Claims

A main blade body having a predetermined curvature on the upper and lower surfaces, a trailing edge portion formed at a rear end of the main blade body, a spoiler and a flap rotatably installed on the trailing edge portion, and rotatably installed on the flap and linked with the spoiler And a variable flap skin having a stepped end having a predetermined step at its end, and an elastic means provided on the flap to support the variable flap skin.

The aircraft main wing according to claim 1, wherein the elastic means is a spring having both ends of the variable flap and both ends supported on an inner surface of the flap.

The aircraft main wing according to claim 1, wherein the elastic means is a hydraulic cylinder.