KR101067017B1 - Rotor blade for rotorcraft to change sweep-back angle of the blade tip actively - Google Patents

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KR101067017B1 KR1020090030495A KR20090030495A KR101067017B1 KR 101067017 B1 KR101067017 B1 KR 101067017B1 KR 1020090030495 A KR1020090030495 A KR 1020090030495A KR 20090030495 A KR20090030495 A KR 20090030495A KR 101067017 B1 KR101067017 B1 KR 101067017B1
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Abstract

본 발명은 끝단의 후퇴각을 능동적으로 변동시킬 수 있는 회전익항공기용 회전익에 관한 것으로서, 회전축을 중심으로 회전 운동을 하고, 페더링 축을 중심으로 피치 운동을 하는 회전익항공기용 회전익에 있어서, 일단부가 상기 회전축에 결합되며, 제1앞전을 구비하는 제1날개부; 제2앞전을 구비하며, 상기 제2앞전과 상기 페더링 축이 이루는 후퇴각이 변동 가능하도록 상기 제1날개부의 타단부에 결합되어 있는 제2날개부; 상기 후퇴각을 변동시키기 위한 구동수단;을 구비하는 것을 특징으로 한다.The present invention relates to a rotorcraft rotorcraft that can actively change the retreat angle of the tip, the rotary blades for rotating rotors, and the rotor blades for the rotorcraft for pitch movement around the feathering axis, one end of the rotor blades A first blade portion coupled to the rotation shaft and having a first front edge; A second wing portion having a second leading edge and coupled to the other end of the first wing portion such that a retreat angle formed by the second leading edge and the feathering axis is variable; And driving means for varying the retraction angle.

본 발명에 따르면, 후퇴각을 가변적으로 조절함으로써, 오토로테이션(autorotation) 비행에서 안전한 비상 착륙이 가능하도록 하며, 플러터 현상이 발생할 경우 능동적으로 플러터 현상을 억제할 수 있다는 효과가 있다. According to the present invention, by controlling the retreat angle variably, it is possible to safely emergency landing in the autorotation flight, there is an effect that can actively suppress the flutter phenomenon when the flutter phenomenon occurs.

회전익, 후퇴각, 플러터, 가변, 양력 Rotorcraft, retraction, flutter, variable, lift

Description

끝단의 후퇴각을 능동적으로 변동시킬 수 있는 회전익항공기용 회전익{Rotor blade for rotorcraft to change sweep-back angle of the blade tip actively}Rotor blade for rotorcraft to change sweep-back angle of the blade tip actively}

본 발명은 회전익항공기용 회전익에 관한 것으로서, 특히 오토로테이션(autorotation) 비행에서 안전한 비상 착륙이 가능하도록 하며, 플러터 현상이 발생할 경우 능동적으로 플러터 현상을 억제할 수 있는 회전익항공기용 회전익에 관한 것이다.BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a rotorcraft for a rotorcraft, and more particularly, to a safe emergency landing in an autorotation flight, and more particularly to a rotorcraft for a rotorcraft which can actively suppress the flutter phenomenon when a flutter occurs.

본 발명은 국제과학기술협력재단 및 건국대학교 산학협력단의 해외우수기관 유치활용사업의 일환으로 수행한 연구로부터 도출된 것이다. [과제고유번호: K20601000001, 과제명: 해외 우수연구소 유치를 통한 국제회전익 항공기 R&D Hub 구축]The present invention is derived from a study conducted as part of the project to attract and utilize excellent overseas institutions of the International Science and Technology Cooperation Foundation and Konkuk University Industry-Academic Cooperation Foundation. [Task unique number: K20601000001, Title: Construction of international rotorcraft R & D Hub by attracting excellent overseas research institute]

회전익항공기는 엔진에 연결된 회전축에 의하여 회전하는 복수개의 회전익(rotor blade)에 의하여 양력을 발생시켜서 비행하는 항공기로서, 예컨대 헬리콥터(helicopter), 수직단거리이착륙기(VSTOL, vertical short takeoff and landing) 등을 말한다. 이러한 회전익항공기에 사용되는 회전익은 공기중에서 고속으로 회전되므로, 구조역학 및 공기역학적인 설계 고려가 필수적인 부품이다.A rotorcraft is a plane that generates lift by a plurality of rotor blades rotated by a rotating shaft connected to an engine, for example, a helicopter and a vertical short takeoff and landing (VSTOL). . Since the rotor blades used in the rotorcraft are rotated at high speed in the air, structural and aerodynamic design considerations are essential components.

도 1에는 이러한 회전익(1)의 일례가 도시되어 있다. 이 회전익(1)은, 회전축(H)에 결합된 제1날개부(2)와, 상기 제1날개부의 끝단에 결합되는 제2날개부(3)를 포함하여 구성되며, 상기 회전축(H)을 중심으로 한 회전 운동에 의하여 나아가는 방향에 위치한 가장자리인 앞전(leading edge)(4), 그 반대 방향에 위치한 가장자리인 뒷전(trailing edge)(5), 상기 앞전과 뒷전 사이의 직선거리인 시위길이(chord length)(C1, C2), 피치(pitch) 운동의 중심이 되는 페더링 축(feathering axis)(F), 상기 제2날개부(3)의 앞전과 상기 페더링 축이 이루는 각도인 후퇴각(sweep-back angle)(A) 등에 의하여 그 형태가 결정된다.An example of such a rotor blade 1 is shown in FIG. 1. The rotor blade 1 includes a first blade portion 2 coupled to the rotary shaft H, and a second blade portion 3 coupled to an end of the first blade portion, and the rotary shaft H The leading edge 4 in the direction leading by the rotational movement around the center, the trailing edge 5 in the opposite direction, the length of the demonstration, which is a straight line between the front and the rear (chord length) (C1, C2), the feathering axis (F) which is the center of the pitch movement, the retreat which is the angle between the front edge of the second wing part 3 and the feathering axis The shape is determined by the sweep-back angle A or the like.

이렇게 상기 회전익(1)의 단부에 후퇴각(A)을 주는 이유는, 상기 회전익이 공기 중을 고속으로 회전하는 경우, 회전익의 단부 표면에서 발생하는 충격파에 의하여 항력의 급격한 증가와 이에 따른 성능저하가 우려되므로, 상기 제2날개부(3)의 시위길이(C2) 방향의 공기 속도 성분(U*cosA)을 감소시키기 위하여 후퇴각(A)을 줌으로써, 상기 제2날개부에 발생하는 임계마하수를 증가시키고 상기 제2날개부의 끝단 뒷전에서 발생하는 와류(vortex)의 강도를 감소시킬 수 있다는 장점이 있기 때문이다. 따라서, 상기 회전익(1)의 단부에 후퇴각(A)을 주면 고속전진비행이 가능해지며, 항력이 감소하여 엔진의 요구마력이 감소하게 되는 장점이 있다.The reason why the retreat angle A is provided at the end of the rotor blade 1 is that, when the rotor blade rotates in the air at high speed, a sudden increase in drag due to shock waves generated at the end surface of the rotor blade, and thus a decrease in performance. Is concerned, the critical Mach number generated in the second wing part by giving the retreat angle A in order to reduce the air velocity component U * cosA in the direction of the demonstration length C2 of the second wing part 3. It is because there is an advantage that can increase and decrease the strength of the vortex (vortex) generated before the end of the second wing. Therefore, when the retreat angle A is provided at the end of the rotor blade 1, the high-speed forward flight is possible, and the drag force is reduced, thereby reducing the required horsepower of the engine.

그러나, 이렇게 후퇴각(A)이 고정된 종래의 회전익(1)은, 날개의 유효 면적이 감소함으로써 저속 영역에서 비행 안정성이 떨어지며, 기류의 박리층이 불규칙해질 경우 실속 성능이 저하될 수 있다는 문제점이 있으며, 양력과 항력의 비율인 양항비(L/D)가 감소된다는 문제점도 있다. 특히, 회전익항공기의 엔진이 정지하는 비상사태에서 조종사가 취하게 되는 오토로테이션(autorotation) 비행에서는 후퇴각(A)이 없는 회전익에 비하여 회전익 전체의 양력이 부족하므로, 안전한 비상 착륙이 어려워진다는 문제점이 있다.However, the conventional rotor blade (1) fixed in the retreat angle (A), the flight area is reduced in the low speed region by reducing the effective area of the wing, the stall performance is deteriorated if the release layer of the air flow irregular There is also a problem that the lifting ratio (L / D), which is the ratio of lift and drag, is reduced. In particular, in an autorotation flight in which the pilot takes in an emergency when the engine of the rotorcraft stops, the lifting force of the whole rotor is insufficient as compared to the rotor blade without the retreat angle A, which makes it difficult to make a safe emergency landing. have.

또한, 상기 종래의 회전익(1)은, 상기 제2날개부(3)의 무게중심과 상기 페더링 축(F)간의 거리가 후퇴각(A)이 없는 회전익의 경우보다 크기 때문에, 공기와의 상호 작용으로 비정상적으로 회전익이 진동하게 되는 플러터(flutter)현상이 발생하기 쉽다는 문제점이 있다. 이러한 플러터 현상이 발생한 경우에는 회전익의 파괴에까지 이를 수 있으므로 조종사는 즉각적으로 플러터 현상을 억제시켜야 하는데, 상기 종래의 회전익의 경우에는, 조종사가 상기 회전익의 피치각(pitch angle)을 감소시키거나 회전익의 회전 속도를 감소시키는 조치를 취하는 외에 별다른 대응 수단이 없다는 문제점도 있다.Further, since the distance between the center of gravity of the second blade portion 3 and the feathering axis F is larger than that of the rotary blade without the retreat angle A, the conventional rotary blade 1 There is a problem that a flutter phenomenon in which the rotor blade vibrates abnormally easily due to the interaction is easily caused. When such a flutter phenomenon occurs, the rotor blade may be destroyed, so the pilot must immediately suppress the flutter phenomenon. In the case of the conventional rotor blade, the pilot reduces the pitch angle of the rotor blade or the rotation of the rotor blade. Besides taking measures to reduce the rotational speed, there is a problem that there is no countermeasure.

본 발명은 상기 문제를 해결하기 위해 안출된 것으로서, 그 목적은 오토로테이션(autorotation) 비행에서 안전한 비상 착륙이 가능하도록 하며, 플러터 현상이 발생할 경우 능동적으로 플러터 현상을 억제할 수 있도록 구조가 개선된 회전익항공기용 회전익을 제공하기 위함이다.The present invention has been made to solve the above problems, the object of which is to enable a safe emergency landing in autorotation flight, the rotor blades improved structure to actively suppress the flutter phenomenon when the flutter phenomenon occurs This is to provide a rotorcraft for aircraft.

상기 목적을 달성하기 위하여 본 발명에 따른 회전익항공기용 회전익은, 회전축을 중심으로 회전 운동을 하고, 페더링 축을 중심으로 피치 운동을 하는 회전익항공기용 회전익에 있어서, 일단부가 상기 회전축에 결합되며, 제1앞전을 구비하는 제1날개부; 제2앞전을 구비하며, 상기 제2앞전과 상기 페더링 축이 이루는 후퇴각이 변동 가능하도록 상기 제1날개부의 타단부에 결합되어 있는 제2날개부; 상기 후퇴각을 변동시키기 위한 구동수단;을 포함하여 구성되는 특징을 갖는다.In order to achieve the above object, a rotorcraft for a rotorcraft according to the present invention is a rotorcraft for a rotorcraft for a rotary motion around a rotation axis and a pitch movement about a feathering axis, one end of which is coupled to the rotation axis, and A first wing having a front edge; A second wing portion having a second leading edge and coupled to the other end of the first wing portion such that a retreat angle formed by the second leading edge and the feathering axis is variable; And driving means for varying the retraction angle.

본 발명에 따르면, 후퇴각을 가변적으로 조절함으로써, 오토로테이션(autorotation) 비행에서 안전한 비상 착륙이 가능하도록 하며, 플러터 현상이 발생할 경우 능동적으로 플러터 현상을 억제할 수 있다는 효과가 있다. According to the present invention, by controlling the retreat angle variably, it is possible to safely emergency landing in the autorotation flight, there is an effect that can actively suppress the flutter phenomenon when the flutter phenomenon occurs.

이하에서, 첨부된 도면들을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예를 상세하게 설명하기로 한다.Hereinafter, preferred embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the accompanying drawings.

도 2는 본 발명의 일실시예에 따른 회전익이 후퇴각을 가지는 상태를 나타내는 평면도이며, 도 3은 도 2에 도시된 회전익이 후퇴각을 가지지 않는 상태를 나타내는 평면도이다.2 is a plan view showing a state in which the rotor blade has a retreat angle according to an embodiment of the present invention, Figure 3 is a plan view showing a state in which the rotor blade shown in Figure 2 does not have a retreat angle.

도 2 및 도 3을 참조하면, 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 회전익항공기용 회전익(100)은, 회전익항공기에 장착되어 양력을 발생시키기 위한 것으로서, 제1날개부(10)와, 제2날개부(20)와, 구동수단을 포함하여 구성된다. 종래의 회전익(1)과 마찬가지로 본 실시예에 따른 상기 회전익(100)의 경우에도, 앞전, 뒷전, 시위길이, 후퇴각 등의 개념은 같으므로 자세한 설명은 생략하기로 한다.2 and 3, the rotorcraft 100 for a rotorcraft according to a preferred embodiment of the present invention, is mounted on the rotorcraft to generate a lift, the first wing 10 and the second wing It comprises a part 20 and a drive means. In the case of the rotor blade 100 according to the present embodiment as in the conventional rotor blade 1, the concept of the front, rear, demonstration length, retreat angle, etc. is the same, and the detailed description thereof will be omitted.

상기 제1날개부(10)는, 그 일단부가 회전축(H)에 결합되어 상기 회전축(H)을 중심으로 회전운동을 하고 페더링 축(F)을 중심으로 피치 운동을 하는 직사각 판형 부재로서, 시위길이(C1) 방향으로 자른 단면은 양력을 발생할 수 있도록 익형(airfoil) 형상을 가진다.The first wing 10 is a rectangular plate-like member whose one end is coupled to the rotation axis (H) to rotate around the rotation axis (H) and pitch movement around the feathering axis (F), The cross section cut in the direction of the demonstration length C1 has an airfoil shape to generate lift.

상기 제1날개부(10)는, 제1앞전(14)을 구비하고, 상기 제1앞전(14)의 반대 방향에 위치한 가장자리인 제1뒷전(15)을 구비한다.The first wing 10 has a first leading edge 14 and a first trailing edge 15 that is an edge located in the opposite direction to the first leading edge 14.

상기 제2날개부(20)는, 상기 제1날개부(10)와 마찬가지로 시위길이(C2) 방향으로 자른 단면에 양력을 발생시킬 수 있는 익형 형상을 가진 판형 부재로서, 상기 제1날개부(10)의 타단부에 회전가능하게 힌지핀(11)에 의하여 결합되어 있다. 도 2에 도시된 바와 같이, 상기 제2날개부(20)의 일단부는 상기 제1날개부(10)의 타단부의 내부에 끼워져 있다.The second wing 20 is a plate-like member having a blade shape capable of generating lift in a cross section cut along the demonstration length C2 in the same manner as the first wing 10, and the first wing ( The other end of 10) is rotatably coupled by a hinge pin (11). As shown in FIG. 2, one end of the second wing 20 is fitted inside the other end of the first wing 10.

상기 제2날개부(20)는, 제2앞전(24)를 구비하고, 상기 제2앞전(24)의 반대 방향에 위치한 가장자리인 제2뒷전(25)을 구비한다.The second wing 20 has a second leading edge 24 and a second trailing edge 25 that is an edge located in the opposite direction to the second leading edge 24.

상기 제2날개부(20)의 길이(L2)는 상기 제1날개부(10)의 길이(L1)의 25% 이하이다. 이는 공기역학적으로 상기 후퇴각(A)이 필요한 영역은 회전 반경이 큰 영역, 즉 공기의 속도가 빠른 영역이므로, 상기 길이의 비(L2/L1)가 0.25를 초과할 필요성이 없기 때문이다.The length L2 of the second wing part 20 is 25% or less of the length L1 of the first wing part 10. This is because the area in which the retreat angle A is required aerodynamically is a region in which the radius of rotation is large, that is, a region in which the air velocity is high, so that the ratio L2 / L1 of the length does not need to exceed 0.25.

상기 제2날개부(20)는, 상기 힌지핀(11)을 중심으로 상기 제1날개부(10)에 대하여 회전됨으로써 상기 제2앞전(24)과 상기 페더링 축(F)이 이루는 후퇴각(A)이 변동될 수 있도록, 상기 제1날개부(10)의 타단부에 결합되어 있다. The second wing portion 20 is rotated about the first wing portion 10 about the hinge pin 11, so that the retreat angle formed by the second leading edge 24 and the feathering axis F is achieved. It is coupled to the other end of the first wing 10 so that (A) can be varied.

상기 구동수단은, 상기 후퇴각을 변동시키기 위한 수단으로서, 본 실시예에서는, 형상기억합금(Shape Memory Alloy)을 이용하여 제작된 구동기(30)가 사용된다.The drive means is a means for varying the retreat angle. In this embodiment, a driver 30 made of a shape memory alloy is used.

상기 구동기(30)는, 실온에서는 신장된 상태로 존재하고 전기를 가하면 수축된 상태를 가지게 되는 형상기억합금의 성질을 이용하여 구동력을 발휘하는 구동기로서, 한국특허공개공보 2004-0106495에 개시된 구동기와 마찬가지로 모듈화된 구동기이므로 그에 대한 자세한 설명은 생략하기로 한다.The driver 30 is a driver that exerts a driving force by using a property of a shape memory alloy which is present in an elongated state at room temperature and has a contracted state when electricity is applied thereto, and the driver disclosed in Korean Patent Laid-Open No. 2004-0106495. Similarly, since it is a modular driver, a detailed description thereof will be omitted.

상기 구동기(30)는, 상기 제1날개부(10)의 내부에 배치되어 고정되며, 구동력을 전달하기 위하여 직선 운동하는 로드(31)를 구비한다. 상기 로드(31)의 단부는 힌지핀(32)에 의하여 상기 제2날개부(20)에 회전가능하게 결합되어 있다.The driver 30 is disposed inside and fixed to the first wing part 10 and includes a rod 31 that linearly moves to transmit a driving force. The end of the rod 31 is rotatably coupled to the second blade portion 20 by a hinge pin (32).

따라서, 상기 구동기(30)에 전원을 가하면 그 구동기(30)의 내부에 있는 형상기억합금이 수축함으로써, 상기 로드(31)가 상기 구동기(30)의 내부로 들어가는 방향으로 움직이고, 상기 구동기(30)에 전원을 가하지 않으면 상기 형상기억합금이 신장됨으로써, 상기 로드(31)가 상기 구동기(30)의 외부로 돌출되는 방향으로 움직이게 된다.Accordingly, when power is applied to the driver 30, the shape memory alloy inside the driver 30 contracts, so that the rod 31 moves in the direction in which the driver 30 enters the inside of the driver 30. If no power is applied to the shape memory alloy, the shape memory alloy is stretched, and the rod 31 moves in a direction protruding to the outside of the driver 30.

이하에서는 상술한 구성의 회전익항공기용 회전익(100)의 사용법에 대하여 설명하기로 한다.Hereinafter, the usage of the rotary blade 100 for a rotorcraft 100 of the above-described configuration will be described.

회전익항공기가 고속전진비행을 하는 경우에는, 상기 회전익항공기용 회전익(100)은, 도 2에 도시된 바와 같이, 상기 구동기(30)에 전원을 가하지 않음으로써 상기 형상기억합금이 신장된 상태를 유지하도록 하여, 상기 후퇴각(A)이 있는 상태로 비행을 하게 된다.When the rotorcraft is flying at high speed, the rotorcraft 100 for the rotorcraft 100 does not apply power to the driver 30 to maintain the shape memory alloy in an extended state. The flight is performed with the retreat angle A.

그러나, 회전익이 저속으로 구동되면서 비행하는 경우에 또는 회전익항공기의 엔진이 정지하는 비상사태에서 취하게 되는 오토로테이션(autorotation) 비행의 경우에는, 비행 성능의 향상을 위하여 최대한의 양력을 확보한 상태로 비행하는 것이 바람직하므로, 조종사는 상기 구동기(30)에 전원을 가함으로써 상기 형상기억합금이 수축된 상태를 유지하도록 하여, 상기 후퇴각(A)이 없는 상태로 비행을 하면 된다.However, in the case of an autorotation flight in which the rotorcraft is driven at a low speed or in an emergency in which the engine of the rotorcraft is stopped, the maximum lift is secured to improve flight performance. Since it is preferable to fly, the pilot may apply the power to the driver 30 to maintain the state in which the shape memory alloy is shrunk and fly without the retreat angle A.

따라서, 본 실시예에 따른 회전익(100)은, 후퇴각을 가변적으로 조절할 수 있으므로, 종래의 회전익(1)에 비하여, 오토로테이션(autorotation) 비행에서 더욱 안전한 비상 착륙이 가능하다는 장점이 있다.Therefore, since the rotor blade 100 according to the present embodiment can variably adjust the retreat angle, there is an advantage that the emergency landing can be safer in the autorotation flight than the conventional rotor blade (1).

한편, 회전익항공기가 고속전진비행을 하는 경우에는 비정상적으로 회전익(100)이 진동하게 되는 플러터 현상이 발생하기 쉬운데, 본 실시예에 따른 회전 익(100)의 경우, 조종사가 상기 구동기(30)에 전원을 가하거나 가하지 않음으로써, 상기 후퇴각(A)을 감소시키거나 증가시킬 수 있으므로, 후퇴각(A)이 고정된 종래의 회전익(1)과는 달리, 상기 회전익(100)의 피치각을 감소시키거나 상기 회전익(100)의 회전 속도를 감소시키지 않고서도 능동적으로 플러터 현상을 억제할 수 있다는 장점이 있다.On the other hand, when the rotorcraft is flying at high speed, a flutter phenomenon in which the rotor blade 100 vibrates abnormally tends to occur. In the case of the rotor blade 100 according to the present embodiment, a pilot is applied to the driver 30. Since the retraction angle A can be decreased or increased by applying or not applying power, unlike the conventional rotary blade 1 in which the retraction angle A is fixed, the pitch angle of the rotary blade 100 is increased. There is an advantage that it is possible to actively suppress the flutter phenomenon without reducing or reducing the rotational speed of the rotor blade 100.

본 실시예에서는, 상기 구동수단으로 형상기억합금을 이용하여 모듈화된 구동기(30)를 사용하였으나, 전기 모터 또는 유공압 실린더를 이용한 구동기를 사용할 수 있음은 물론이다.In this embodiment, although the driver 30 is modularized using the shape memory alloy as the driving means, it is a matter of course that a driver using an electric motor or a pneumatic cylinder can be used.

한편, 도 4 및 도 5에는 본 발명에 따른 다른 실시예인 회전익(200)이 도시되어 있다. 상기 회전익(200)은 구동수단으로서 상기 모듈화된 구동기(30)를 사용하지 않고, 형상기억합금으로 제조된 제3날개부(230)를 상기 제1날개부(210)와 상기 제2날개부(220)의 사이에 마련함으로써, 상기 제3날개부(230) 자체를 구동수단으로 사용한다는 점에서, 상기 회전익(100)과 구성상 차이점이 있다. Meanwhile, FIGS. 4 and 5 illustrate a rotor blade 200 according to another embodiment of the present invention. The rotor blade 200 does not use the modular driver 30 as a driving means, and uses the third blade portion 230 made of a shape memory alloy to form the first blade portion 210 and the second blade portion ( By providing between 220, there is a difference in configuration with the rotor blade 100 in that the third wing 230 itself is used as a driving means.

또한, 상기 회전익(200)은 상기 힌지핀들(11, 32)을 사용하지 않고 상기 제1날개부(210)와 상기 제2날개부(220) 및 상기 제3날개부(230)가 용접이나 리벳에 의하여 서로 결합된다는 점에서, 상기 회전익(100)과 구성상 차이점이 있다. 상기 회전익(200)의 다른 구성요소는 상기 회전익(100)과 동일하므로, 그에 대한 상세한 설명은 생략한다.In addition, the rotor blade 200 is welded or riveted to the first wing 210, the second wing 220 and the third wing 230 without using the hinge pins 11 and 32. In that it is coupled to each other by, there is a difference in configuration with the rotor blade 100. Since other components of the rotor blade 200 are the same as the rotor blade 100, detailed description thereof will be omitted.

상기 회전익(200)의 경우, 상기 제3날개부(230)에 전원을 가하지 않으면 도 4와 같이 후퇴각(A)을 가지는 상태가 되고, 상기 제3날개부(230)에 전원을 가하여 수축시키면, 도 5와 같이 후퇴각(A)을 가지지 않는 상태가 된다. In the case of the rotor blade 200, when the power is not applied to the third blade 230, it has a retreat angle A as shown in FIG. 4, and when the power is applied to the third blade 230, it contracts. 5, it is in a state without having the retreat angle A. As shown in FIG.

이상으로 본 발명을 설명하였는데, 본 발명의 기술적 범위는 상술한 실시예에 기재된 내용으로 한정되는 것은 아니며, 해당 기술 분야의 통상의 지식을 가진 자에 의해 수정 또는 변경된 등가의 구성은 본 발명의 기술적 사상의 범위를 벗어나지 않는 것임은 명백하다.The technical scope of the present invention is not limited to the contents described in the above embodiments, and the equivalent structure modified or changed by those skilled in the art can be applied to the technical It is clear that the present invention does not depart from the scope of thought.

도 1은 고정된 후퇴각을 가지는 종래의 회전익을 나타내는 평면도이다.1 is a plan view showing a conventional rotorcraft having a fixed retraction angle.

도 2는 본 발명의 일실시예에 따른 회전익이 후퇴각을 가지는 상태를 나타내는 평면도이다.2 is a plan view showing a state in which the rotor blade has a retreat angle according to an embodiment of the present invention.

도 3은 도 2에 도시된 회전익이 후퇴각을 가지지 않는 상태를 나타내는 평면도이다.3 is a plan view illustrating a state in which the rotor blade illustrated in FIG. 2 does not have a retreat angle.

도 4는 본 발명의 다른 실시예에 따른 회전익이 후퇴각을 가지는 상태를 나타내는 평면도이다.4 is a plan view showing a state in which a rotor blade has a retraction angle according to another embodiment of the present invention.

도 5는 도 4에 도시된 회전익이 후퇴각을 가지지 않는 상태를 나타내는 평면도이다.5 is a plan view illustrating a state in which the rotor blade illustrated in FIG. 4 does not have a retreat angle.

＊ 도면의 주요부위에 대한 부호의 설명 ＊ ＊ Explanation of symbols on major part of drawing ＊

100 : 회전익 10 : 제1날개부100: rotor blade 10: first wing portion

20 : 제2날개부 24 : 제2앞전20: second wing 24: second front

30 : 구동기 31 : 로드30: driver 31: rod

A : 후퇴각 F : 페더링 축A: Retraction angle F: Feathering axis

H : 회전축H: axis of rotation

Claims (5)

회전축을 중심으로 회전 운동을 하고, 페더링 축을 중심으로 피치 운동을 하는 회전익항공기용 회전익에 있어서, In a rotorcraft for a rotary wing aircraft that rotates about a rotation axis and pitches about a feathering axis, 일단부가 상기 회전축에 결합되며, 제1앞전을 구비하는 제1날개부;A first wing portion having one end coupled to the rotation shaft and having a first leading edge; 제2앞전을 구비하며, 상기 제2앞전과 상기 페더링 축이 이루는 후퇴각이 변동 가능하도록 상기 제1날개부의 타단부에 결합되어 있는 제2날개부;A second wing portion having a second leading edge and coupled to the other end of the first wing portion such that a retreat angle formed by the second leading edge and the feathering axis is variable; 상기 후퇴각을 변동시키기 위한 구동수단;을 구비하며,Drive means for varying the retraction angle; 상기 제2날개부는, 형상기억합금으로 제조된 제3날개부를 통하여 상기 제1날개부의 타단부에 결합되어 있으며,The second wing is coupled to the other end of the first wing through a third wing made of a shape memory alloy, 상기 구동수단은 상기 제3날개부인 것을 특징으로 하는 회전익항공기용 회전익.The drive means is a rotorcraft rotorcraft, characterized in that the third blade portion. 삭제delete 삭제delete 제 1항에 있어서,The method of claim 1, 상기 제2날개부의 길이는, 상기 제1날개부의 길이의 25% 이하인 것을 특징으로 하는 회전익항공기용 회전익.The rotor blade length of the second blade portion, characterized in that less than 25% of the length of the first wing portion. 삭제delete
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