KR100535703B1 - Transformable Airfoil and Device for Driving Transformable Airfoil - Google Patents
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Abstract
본 발명은 날개의 전연(leading edge)이 앞을 향할 수도 있고 뒤를 향할 수도 있는 변형가능 날개꼴(Transformable Airfoil) 및 구동장치에 관한 것이다. The present invention relates to a transformable airfoil and a drive wherein the leading edge of the wing may be forward or backward.
도 1과 같이 4절 링크(Four-Bar Linkage)를 피아노 힌지와 더불어 적용하면 회전익 모드에서는 양쪽날개의 전연이 모두 회전방향을 향하게 하여 단거리 이착륙 또는 수직상승이나 제자리 비행이 가능하도록 하며, 천이 모드에서는 앞전 플랩과 뒷전 플랩을 전부 내려 공기저항을 최대화한 상태에서 양쪽 날개의 회전운동을 신속하게 멈추고, 고정익 모드에서는 양쪽 날개의 전연이 전부 앞쪽을 향하게 하여 공기저항이 최소화된 상태로 고속으로 순항함으로써 회전익과 고정익의 장점을 모두 살릴 수 있다는 점이 본 발명의 특징이다.When the four-bar linkage is applied together with the piano hinge as shown in Fig. 1, both edges of the blades face the direction of rotation in the rotor blade mode, so that short-distance landing and landing or vertical flight or in-flight flight are possible. Rotate the rotor blades by lowering both the front and rear flaps to quickly stop the rotational movement of both blades while maximizing the air resistance. It is a feature of the present invention that both the advantages of the fixed wing and can be utilized.
Description
본 발명은 날개의 전연(leading edge)이 앞을 향할 수도 있고 뒤를 향할 수도 있는 변형가능 날개꼴(Transformable Airfoil)에 관한 것으로,The present invention relates to a transformable airfoil in which the leading edge of the wing may be forward or backward.
더욱 상세하게는 4절 링크(Four-Bar Linkage)를 피아노 힌지와 더불어 적용함으로써 회전익 모드에서는 양쪽날개의 전연이 모두 회전방향을 향하게 하여 단거리 이착륙 또는 수직상승이나 제자리 비행이 가능하도록 하며, 천이 모드에서는 앞전 플랩과 뒷전 플랩을 전부 내려 공기저항을 최대화한 상태에서 양쪽 날개의 회전운동을 신속하게 멈추고, 고정익 모드에서는 양쪽 날개의 전연이 전부 앞쪽을 향하게 하여 공기저항이 최소화된 상태로 고속으로 순항함으로써 회전익과 고정익의 장점을 모두 살릴 수 있도록 한 변형가능 날개꼴에 관한 것이다.More specifically, the Four-Bar Linkage is applied in conjunction with the piano hinge to allow both the leading edges of the blades to face in the direction of rotation in flywheel mode, allowing short-distance landings or vertical rises or in-flight flight. Rotate the rotor blades by lowering both the front and rear flaps to quickly stop the rotational movement of both blades while maximizing the air resistance. The present invention relates to a deformable wing shape that can take advantage of both the fixed and fixed wing.
종래 미국특허 5,454,530(1995. 10. 3)에서는 동체전방에 귀날개(Canard)를, 동체 후방의 큰날개와 날개끝 수직깃(Winglet)을, 그리고 동체 중앙에 로터를 설치하여 수직이착륙 모드에서는 동체 중앙의 로터를 회전시켜 이륙하고 순항시에는 동체중앙의 로터를 고정시켜 회전익과 고정익의 장점을 취하고자 하였다. Conventional US Patent No. 5,454,530 (October 3, 1995) sets up a fuselage in the vertical take-off and landing mode by installing a canard in front of the fuselage, a large wing and a wing tip vertically at the rear of the fuselage, and a rotor in the center of the fuselage. In order to take off by rotating the rotor in the center and to secure the rotor in the center of the fuselage in cruising, it tried to take advantage of the rotor and fixed rotor.
상기 특허에서는 날개가 3쌍이며 동체 중앙의 로터가 통상의 날개꼴이 아니라 타원형이므로 공기저항이 커서 회전익 모드는 물론 고정익 모드에서도 효율이 떨어지는 결점이 발생된다.In the patent, three pairs of blades and the rotor in the center of the fuselage are elliptical, not the usual wing shape, so the air resistance is large, the disadvantage is low efficiency in the rotor blade mode as well as fixed blade mode.
또한 미국특허 5,405,104(1995. 4. 11)에서는 4개의 로터를 십자형으로 배치하고, 각각의 로터 날개꼴의 전연이 회전익모드에서는 회전방향을 향하고 있다가, 고정익 모드에서는 4개의 로터 중 2개의 날개꼴 전체를 180도 뒤집어 공기저항을 최소화하는 형상을 제시하였으나 이 역시 고정익 모드에서의 고속순항에서는 두개의 날개는 전진익이 되고 다른 두개의 날개는 후퇴익이 되어 구조적으로 불합리한 형상을 갖고있다.In addition, U.S. Patent No. 5,405,104 (April 11, 1995) arranges four rotors in a cross shape, and the leading edges of each rotor blade face the direction of rotation in the rotor blade mode, and two of the four rotor blades in the fixed blade mode. The entire body is turned 180 degrees to minimize the air resistance. However, in the high-speed cruise in fixed-wing mode, the two blades are the forward wing and the other two are the backward wing, which is structurally unreasonable.
본 발명은 이러한 종래의 결점을 해소시키기 위하여 안출된 것으로, 비행체의 무게 중심 위치에 한쌍의 로터를 설치하고 미익부에 한쌍의 꼬리날개를 뒤집힌 V자 형태로 설치하여 기존의 회전익기나 고정익기의 형상과 유사하게 하였다. The present invention has been devised to solve the above-mentioned drawbacks, by installing a pair of rotors at the center of gravity of the aircraft and a pair of tail blades inverted to the tail portion in the shape of a V-shaped conventional rotorcraft or fixed wing. Similar to
본발명은 로터의 날개꼴 전연과 후연에 플랩을 장착하여 회전익 모드에서는 한쌍의 로터 날개꼴의 전연이 로터의 회전방향을 향하게 하고, 고정익 모드에서는 플랩의 작동만으로 한쌍의 로터 날개꼴 전연이 전부 비행체의 비행방향을 향하도록 하여 공기저항을 최소화하여 회전익과 고정익의 장점만을 갖도록 하는 것이다.In the present invention, the flap is attached to the rotor blade leading edge and the trailing edge of the rotor, so that in the rotor blade mode, the pair of rotor blade edges face the direction of rotation of the rotor. By directing the direction of flight to minimize the air resistance is to have only the advantages of the rotorcraft and fixed wing.
본 발명은 날개꼴에 다수의 4절 링크(Four-Bar Linkage)를 피아노 힌지와 더불어 적용하여 변형가능 날개꼴을 형성하며, 날개꼴의 전연과 후연에 장착한 플랩을 순차적으로 내리고 올림으로써 가능하도록 하는 것이다. The present invention forms a deformable wing shape by applying a plurality of four-bar linkage to the wing shape together with the piano hinge, so that the flap attached to the leading and trailing edges of the wing shape can be lowered and raised sequentially. It is.
본 발명은 회전익 모드에서는 한 쪽 날개의 전연은 앞쪽을 향하고 다른 쪽 날개의 전연은 뒤쪽을 향하게 하여 양쪽 날개의 중앙에 위치한 회전축을 중심으로 양쪽 날개를 회전시켜 자이로플레인처럼 단거리 이착륙을 하거나 헬리콥터처럼 회전축에 동력을 전달하여 수직상승이나 제자리 비행이 가능하도록 할 수 있다. 회전익 모드로 이륙하여 특정고도에 도달하면 천이모드에서 날개꼴 앞뒤의 두 플랩의 구동축을 순차적으로 돌려 공기저항을 최대화시킴으로써 날개의 회전운동을 신속하게 멈추도록 하는 것이다. According to the present invention, in the rotor blade mode, the leading edge of one wing is facing forward and the leading edge of the other wing is rotated around the rotation axis located at the center of both wings to make a short takeoff and landing like a gyroplane or a rotating shaft like a helicopter. Power can be applied to enable vertical rise or flight in position. Taking off in the rotor blade mode to reach a certain altitude in the transition mode by turning the drive shaft of the two flaps in front of and behind the flap in order to maximize the air resistance to stop the rotation of the wing quickly.
본 발명은 날개의 회전운동이 완전히 멈추고 고정익모드가 되면 양쪽 날개의 전연이 전부 기수 쪽을 향한 상태로 날개 회전축에 잠금장치를 하고 순항함으로써 회전익과 고정익의 장점을 모두 살리고자하는 것이다.The present invention is intended to take full advantage of both the rotor blades and the fixed blades by cruising and locking the blade rotating shaft in the state that the blades are completely stopped and fixed blade mode is the leading edge of both wings toward the nose.
본 발명은 날개꼴의 전연과 후연에 동일한 형상의 전연플랩(41)과 후연플랩(42)을 주구조물(11)의 중앙을 중심으로 각각 한 쌍식 장착하여 날개꼴의 전연이 비행체(1)의 기수방향을 향할 수도 있고 꼬리 방향을 향할 수도 있도록 하였다. 따라서, 날개꼴의 비행모드가 회전익 모드인지 고정익 모드인지에 따라 전후연의 전환이 생길 수 있으나, 여기서 전연/후연에 대한 명칭 기준은 고정익 모드의 비행 방향에 있어 전단부를 전연, 후단부를 후연으로 한다.The present invention is equipped with a pair of leading edge flap 41 and the trailing edge flap 42 of the same shape at the leading edge and the trailing edge of the wing shape centered around the center of the main structure 11, respectively, so that the leading edge of the wing shape of the aircraft 1 It could be facing the nose or tail. Accordingly, the front and rear edges may be switched depending on whether the wing-shaped flight mode is the rotor blade mode or the fixed wing mode. Here, the naming criterion for the leading edge / rear edge is the leading edge and the trailing edge in the flying direction of the fixed blade mode.
이와 더불어 각각의 전연플랩(41)과 후연플랩(42)이 각각 주구조물(11)과 피아노 힌지로 연결된 한쌍의 링크(51, 52 또는 61, 62)와 연동되어 각각의 플랩이 전연이 되는 상태에서는 한쌍의 링크(51, 52 또는 61, 62)가 날개꼴 안으로 접혀 들어가고, 각각의 플랩이 후연이 되는 상태에서는 한쌍의 링크(51, 52 또는 61, 62)가 날개꼴 후연의 아랫면이 되도록 도 1 과 같이 4절링크로 구성하였다. In addition, each of the leading edge flaps 41 and the trailing edge flaps 42 are interlocked with a pair of links 51, 52 or 61, 62 connected by the main structure 11 and the piano hinge, respectively, so that each flap becomes the leading edge. In the state, the pair of links 51, 52 or 61, 62 are folded into the wing shape, and when each flap is the trailing edge, the pair of links 51, 52, 61, 62 are the bottom face of the wing shape. As shown in Fig. 1, it consists of 4 sections links.
날개꼴의 전연과 후연에 장착된 전연플랩(41)과 후연플랩(42)이 순차적으로 작동하여 회전익 모드에서 고정익 모드로 천이하는 과정을 도 2 내지 도 10 에 상세하게 도시하였다. 2 to 10 illustrate a process of transitioning from the rotor blade mode to the fixed blade mode by sequentially operating the leading edge flap 41 and the trailing edge flap 42 mounted on the leading edge and the trailing edge of the wing shape.
상기 도 2 내지 도 10 에 도시한 천이과정은 각각의 전/후연플랩(41, 42)을 구동하는 플랩 구동축(31, 32)에 설치되어 있어서 플랩 구동축(31, 32)을 회전시킴으로써 이루어진다. The transition process shown in Figs. 2 to 10 is provided on the flap drive shafts 31 and 32 for driving the front and rear edge flaps 41 and 42, respectively, so that the flap drive shafts 31 and 32 are rotated.
날개꼴 윗면을 흐르는 유동을 원활하게 하기 위하여 주구조물(11)과 전/후연플랩(41, 42)에 장착된 유동 가이드(21, 22)의 중앙과 플랩링크(51, 52 또는 61, 62)을 연결하는 피아노 힌지(71, 72)는 스프링(81, 82)으로 인장을 주어 연결하여 유동가이드(21, 22)의 밀착과 플랩링크(51, 52 또는 61, 62)의 원활한 작동이 이루어지도록 한다.Flap links 51, 52 or 61, 62 and the center of flow guides 21, 22 mounted on the main structure 11 and the front / rear flap 41, 42 to smooth the flow of the upper flap Piano hinges (71, 72) for connecting the tension to the springs (81, 82) are connected so that the close contact of the flow guides (21, 22) and the smooth operation of the flap links (51, 52 or 61, 62) do.
본 발명이 제시하는 변형가능 날개꼴은 도 1 에 도시한 바와 같이 주구조물 (11)과 전연플랩(41) 및 후연플랩(42) 그리고 전연플랩 구동축(31)과 후연플랩 구동축(32) 및 전연플랩 유동 가이드(21)와 전연플랩 링크(51, 52) 그리고 후연플랩 유동 가이드(22)와 후연플랩 링크(61, 62), 그리고 유동가이드(21, 22)와 플랩링크 힌지(71, 72)를 연결하는 스프링(81, 82)으로 구성된다. As shown in FIG. 1, the deformable wing shape according to the present invention includes the main structure 11, the leading edge flap 41, the trailing edge flap 42, the leading edge flap driving shaft 31, the trailing edge flap driving shaft 32, and the leading edge. Flap flow guide 21 and leading edge flap links 51 and 52 and trailing edge flap flow guide 22 and trailing edge flap links 61 and 62, and flow guides 21 and 22 and flap link hinges 71 and 72. It consists of a spring 81, 82 to connect the.
도 16 은 도 1 에 도시한 본발명의 변형가능 날개꼴을 비행체에(1) 적용한 실시예이다. FIG. 16 is an embodiment in which the deformable wing shape of the present invention shown in FIG. 1 is applied to a vehicle 1.
본발명의 변형가능 날개꼴을 적용한 한쌍의 날개는 주구조물(11)에 의해 일체화 돼 있으며, 이 주구조물(11)에 의해 회전익 모드에서의 원심력과 굽힘모멘트 및 고정익 모드에서의 굽힘 모멘트는 주구조물(11) 자체에서 서로 상쇄된다. The pair of wings to which the deformable wing shape of the present invention is applied is integrated by the main structure (11), and the centrifugal force and bending moment in the rotor blade mode and the bending moment in the fixed blade mode by the main structure (11). (11) cancel each other out in itself.
비행체(1)의 동체(117)에 고정된 외부 파이프(111)와 내부 파이프(112)사이에 플랜지(113)를 갖는 파이프 형상의 회전축(114)이 위치하며, 이 회전축(114)은 주구조물(11)과 체결된다. Between the outer pipe 111 and the inner pipe 112 fixed to the fuselage 117 of the vehicle 1 is a pipe-shaped rotary shaft 114 having a flange 113, which is the main structure And (11).
외부파이프(111) 외곽에는 유선형의 페어링(115)을 장착하여 고정익 모드에서의 순항시 공기저항을 최소화하고, 주구조물(11) 중앙에는 타원형 페어링(116)을 장착하여 회전익모드에서의 공기저항을 최소화 한다. 타원형 페어링(116)은 도 12 내지 도 16에서 알 수 있는 바와 같이, 주구조물(11)의 중앙, 즉 주구조물(11)의 좌우 양측에 각각 구비되는 전연 플랩(41) 및 후연 플랩(42)의 사이에 배치된다. 또한, 타원형 페어링(116)은 이의 선단에 유입되는 공기가 고정익 모드와 회전익 모드 모두의 경우에 그 표면을 원활하게 유동할 수 있도록, 도 13에서 알 수 있는 바와 같이, 공기 유동 방향에 평행한 평면 상에서 보아 타원형 형태를 구비한다. The outside of the outer pipe 111 is equipped with a streamlined pairing 115 to minimize the air resistance during cruising in the fixed wing mode, and the elliptical fairing 116 is mounted in the center of the main structure 11 to provide air resistance in the rotor blade mode. Minimize. As can be seen in Figures 12 to 16, the elliptical fairing 116, the leading edge flap 41 and the trailing edge flap 42 which are respectively provided in the center of the main structure 11, that is, the left and right sides of the main structure 11 Is placed between. In addition, the elliptical fairing 116 is a plane parallel to the air flow direction, as can be seen in Figure 13, so that the air flowing into its tip can flow smoothly through the surface in both fixed wing and rotary blade mode As seen from above it has an elliptical shape.
플랩 구동축(31, 32)의 날개 뿌리 부위에는 치차(301, 302)를 설치하여 플랩 구동 모터(311, 312)에 장착된 치차(321, 322)와 맞물리게 하고, 플랩 구동 모터(311, 312)는 주구조물(11)과 체결한다. Gears 301 and 302 are provided at the wing root portions of the flap drive shafts 31 and 32 to engage with the teeth 321 and 322 mounted to the flap drive motors 311 and 312, and the flap drive motors 311 and 312. Is fastened with the main structure (11).
도 3 내지 도 9 의 천이 모드에서는 일차적으로 전/후연플랩(41, 42)을 내려 공기저항을 최대화 하여 회전속도를 감속시키고, 이차적으로 도 17 과 같이 다수의 전자석(401)과 영구자석(402)으로 외부 파이프(111)에 고정된 잠금장치(403)와 회전축(114)의 잠금구멍(404, 405, 406)을 원하는 위치에 정렬시킨 후, 마지막으로 기계적 잠금장치(403)를 솔레노이드(407)로 작동시켜 잠금구멍(404, 405, 406)에 끼움으로써 회전축(114)을 고정시키고 고정익 모드로 순항비행을 한다.In the transition mode of FIGS. 3 to 9, the front and rear edge flaps 41 and 42 are first lowered to maximize the air resistance, thereby reducing the rotational speed. Secondly, the plurality of electromagnets 401 and the permanent magnets 402 as shown in FIG. 17. After aligning the locking device 403 fixed to the outer pipe 111 and the locking holes 404, 405, 406 of the rotary shaft 114 in the desired position, and finally the mechanical locking device 403 to the solenoid (407) It is operated by a) to fit the locking holes (404, 405, 406) to fix the rotating shaft 114 and to cruise in fixed wing mode.
본 발명은 회전익 모드에서는 전/후연플랩(41, 42)의 전연플랩(41)이 모두 회전방향을 항하게 하여, 즉 주구조물(11)의 양측에 장착된 각각의 전/후연플랩(41,42)의 선단부인 리딩 에지(leading edge)가 회전 방향측을 향하도록 함으로써, 단거리 이착륙 또는 수직상승이나 제자리 비행이 가능하도록 하는 것이다. According to the present invention, in the rotor blade mode, the front and rear edge flaps 41 of the front and rear edge flaps 41 and 42 both face the direction of rotation, that is, the respective front and rear edge flaps 41, which are mounted on both sides of the main structure 11, respectively. By leading the leading edge (42) toward the direction of rotation, short-range take-off and landing or vertical rise or in-flight flight is possible.
또한 천이 모드에서는 전/후연플랩(41, 42)을 전부 내려 공기저항을 최대화한 상태에서 양쪽의 회전운동을 신속하게 멈추며, 고정익 모드에서는 전연플랩(41)이 모두 앞쪽을 향하게 하여 공기저항이 최소화된 상태로 고속으로 순항함으로써 회전익과 고정익의 장점을 모두 살릴 수 있도록 하는 것이다.Also, in the transition mode, the front / rear flap flaps 41 and 42 are all lowered to quickly stop the rotational movement on both sides while maximizing the air resistance, and in the fixed wing mode, the front flap 41 faces all the front to minimize the air resistance. By cruising at high speed in the closed state, it is possible to take advantage of both the rotor and fixed blades.
본 발명은 변형가능 날개꼴을 날개에 적용하여 회전익기의 로터 구동축과 유사한 회전축 허브에 기존의 로터 대신 장착하면, 자이로플레인 식의 단거리 이착륙 또는 헬리콥터 식의 수직 이착륙 및 제자리 비행이라는 장점과 고정익기의 빠른 순항속도라는 장점을 동시에 갖는 경제적인 단거리이착륙기 및 수직이착륙기의 구현이 가능하다.According to the present invention, when the deformable vane is applied to a wing and installed instead of a conventional rotor on a rotor shaft similar to a rotor drive shaft of a rotorcraft, the advantages of a gyroplane-type short take-off and landing or a helicopter-type vertical takeoff and landing and in-flight are provided. It is possible to implement economical short-range landing and vertical take-offs that have the advantages of high cruise speed.
도 1 은 본 발명의 바람직산 실시예를 나타낸 변형가능 날개꼴의 단면도1 is a cross-sectional view of a deformable wing shape showing a preferred acid embodiment of the present invention
도 2 는 본 발명의 날개꼴에 대한 회전익 모드를 나타낸 단면도2 is a cross-sectional view showing a rotor blade mode for the wing shape of the present invention.
도 3 은 본 발명의 날개꼴에 대한 천이 모드 개시(회전 감속, 상승) 상태를 나타낸 단면도Figure 3 is a cross-sectional view showing a transition mode start (rotation deceleration, rise) state for the blade of the present invention.
도 4 는 본 발명의 날개꼴에 대한 천이 모드 계속(회전 정지, 낙하) 상태를 나타낸 단면도Figure 4 is a cross-sectional view showing a transition mode continuation (rotation stop, fall) state for the blade of the present invention.
도 5 는 본 발명의 날개꼴에 대한 천이 모드 계속(회전 정지, 낙하) 상태를 나타낸 단면도Figure 5 is a cross-sectional view showing a transition mode continuation (rotation stop, fall) state for the blade of the present invention.
도 6 은 본 발명의 날개꼴에 대한 천이 모드 계속(회전 정지, 낙하) 상태를 나타낸 단면도Figure 6 is a cross-sectional view showing a transition mode continuation (rotation stop, falling) state for the blade of the present invention.
도 7 은 본 발명의 날개꼴에 대한 천이 모드 계속(회전 정지, 낙하) 상태를 나타낸 단면도Figure 7 is a cross-sectional view showing a transition mode continuation (rotation stop, falling) state for the blade of the present invention.
도 8 은 본 발명의 날개꼴에 대한 천이 모드 계속(전진 가속 개시) 상태를 나타낸 단면도8 is a cross-sectional view showing a transition mode continuation (forward acceleration start) state for the blade of the present invention.
도 9 는 본 발명의 날개꼴에 대한 천이 모드 계속(전진 가속 및 상승) 상태를 나타낸 단면도9 is a cross-sectional view showing a transition mode continuation (forward acceleration and ascent) state for the wing blade of the present invention.
도 10 은 본 발명의 날개꼴에 대한 고정익 모드(순항 비행) 상태를 나타낸 단면도10 is a cross-sectional view showing a fixed wing mode (cruising flight) state for the wing of the present invention.
도 11 은 본 발명의 변형가능 날개꼴을 적용한 항공기의 회전익 모드 사시도11 is a perspective view of the rotor blade mode of the aircraft to which the deformable wing of the present invention is applied
도 12 는 본 발명의 변형가능 날개꼴을 적용한 항공기의 고정익 모드 사시도12 is a perspective view of a fixed wing mode of the aircraft to which the deformable wing shape of the present invention is applied.
도 13 은 본 발명의 변형가능 날개꼴을 적용한 항공기의 고정익 모드에 대한 정면도13 is a front view of the fixed wing mode of the aircraft to which the deformable wing shape of the present invention is applied.
도 14 는 본 발명의 변형가능 날개꼴을 적용한 항공기의 고정익 모드에 대한 평면도14 is a plan view of a fixed wing mode of an aircraft to which the deformable wing shape of the present invention is applied.
도 15 는 본 발명의 변형가능 날개꼴을 적용한 항공기의 고정익 모드에 대한 측면도15 is a side view of the fixed wing mode of the aircraft to which the deformable wing shape of the present invention is applied.
도 16 은 본 발명의 변형가능 날개꼴을 적용한 비행체의 분해 사시도16 is an exploded perspective view of a vehicle to which the deformable wing shape of the present invention is applied.
도 17 은 본 발명의 날개 회전축 잠금장치에 대한 설치상태도Figure 17 is an installation state of the blade rotation shaft locking device of the present invention
[도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명][Description of Symbols for Main Parts of Drawing]
11 : 주 구조물 21, 22 : 유동가이드11: main structure 21, 22: flow guide
31, 32 : 플랩 구동축 41 : 전연플랩31, 32: flap drive shaft 41: leading edge flap
42 : 후연 플랩 51, 52, 61, 62 : 플랩링크 42: trailing edge flap 51, 52, 61, 62: flap link
71, 72 : 피아노 힌지 81, 82 : 스프링71, 72: piano hinge 81, 82: spring
111 : 외부 파이프 112 : 내부 파이프 111: outer pipe 112: inner pipe
113 : 플랜지 114 : 회전축 113: flange 114: axis of rotation
115 : 유선형 페어링 116 : 원형 페어링115: streamlined pairing 116: round pairing
117 : 동체 301, 302, 321, 322 : 치차 117: fuselage 301, 302, 321, 322: gear
311, 312 : 플랩 구동 모터 401 : 전자석311, 312: flap drive motor 401: electromagnet
402 : 영구자석 403 : 잠금장치402: permanent magnet 403: locking device
404, 405, 406 : 잠금구멍 407 : 솔레노이드 404, 405, 406: locking hole 407: solenoid
Claims (11)
Priority Applications (1)
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|---|---|---|---|
| KR10-2003-0075765A KR100535703B1 (en) | 2003-10-29 | 2003-10-29 | Transformable Airfoil and Device for Driving Transformable Airfoil |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| KR10-2003-0075765A KR100535703B1 (en) | 2003-10-29 | 2003-10-29 | Transformable Airfoil and Device for Driving Transformable Airfoil |
Publications (2)
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|---|---|
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ID=37242327
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| KR10-2003-0075765A KR100535703B1 (en) | 2003-10-29 | 2003-10-29 | Transformable Airfoil and Device for Driving Transformable Airfoil |
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