KR101225701B1 - 끝단의 와류 강도를 감소시킬 수 있는 회전익항공기용 회전익. - Google Patents

Abstract

본 발명은 회전익항공기용 회전익에 관한 것으로서 회전익항공기의 회전축에 결합되어 회전하는 회전익항공기용 회전익에 있어서, 일단이 상기 회전축에 결합되며, 상기 회전축의 회전 반경 방향으로 연장된 형상의 본체부; 상기 본체부의 타단 내부에 위치하는 제1위치와 상기 본체부의 타단으로부터 상기 회전축의 회전 반경 방향으로 돌출되어 외부로 노출되는 제2위치 사이에서 위치 이동 가능하도록 상기 본체부의 타단에 장착되어 있으며, 상기 본체부의 시위를 따라 배열되어 있는 복수 개의 소익부; 상기 소익부의 일단부에 결합되며, 상기 소익부를 상기 제1위치와 제2위치 사이에서 위치 이동시킬 수 있는 구동장치;를 구비하는 것을 특징으로 한다.
본 발명에 따르면, 본체부의 타단 내부에 위치하는 제1위치와 상기 본체부의 타단으로부터 회전축의 회전 반경 방향으로 돌출되어 외부로 노출되는 제2위치 사이에서 위치 이동 가능하며, 상기 본체부의 시위를 따라 배열되어 있는 복수 개의 소익부를 구비함으로써, 끝단의 와류 강도를 감소시켜 항력과 소음을 줄일 수 있는 효과가 있다.

Description

끝단의 와류 강도를 감소시킬 수 있는 회전익항공기용 회전익.{rotor blade for rotorcraft to reduce the intensity of tip vortices.}

본 발명은 회전익항공기용 회전익에 관한 것으로서, 특히 끝단의 와류 강도를 감소시켜 항력과 소음을 줄일 수 있는 회전익항공기용 회전익에 관한 것이다.

본 발명은 한국연구재단 및 건국대학교 산학협력단의 해외우수기관 유치활용사업의 일환으로 수행한 연구로부터 도출된 것이다. [과제고유번호: K20601000001, 과제명: 해외 우수연구소 유치를 통한 국제 회전익 항공기 R&D Hub 구축]

항공기가 공기 중에서 고속으로 비행하는 경우, 항공기의 날개 끝단에서는 강한 와류(Vortex)가 발생하게 되는데, 이러한 와류에 의하여 항공기의 항력(Drag)이 증가함으로써 연료 소모가 증가하게 되고, 공기역학적인 소음(Noise)도 증가하는 것으로 알려져 있다.

특히, 헬리콥터(helicopter), 수직단거리이착륙기(VSTOL, vertical short takeoff and landing) 등과 같은 회전익항공기(rotorcraft)는, 엔진에 연결된 회전축에 의하여 회전하는 복수개의 회전익(rotor blade)에 의하여 양력을 발생시켜서 비행하는 항공기이므로, 고속 비행시에는 회전익 끝단(blade tip)의 속도가 매우 커지므로 회전익 끝단에서 발생되는 와류에 의한 상기 문제점들이 더욱 심각하게 부각되며, 회전익의 끝단에서 발생한 와류(vortex)가 뒤이어 회전하는 회전익에 충돌함으로써 발생하는 BVI 소음(Blade Vortex Interaction Noise)이 증가할 가능성도 높아진다.

상술한 문제점들을 해결하기 위하여, 종래에는 회전익 끝단에 후퇴각(sweep-back angle)을 줌으로써, 고속 비행시 회전익 끝단에서 발생되는 와류의 강도를 감소시키려는 시도가 있었다.

그러나, 이렇게 회전익 끝단의 후퇴각이 고정된 종래의 회전익은, 후퇴각이 없는 회전익에 비하여 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.

본 발명은 상기 문제를 해결하기 위해 안출된 것으로서, 그 목적은 끝단의 와류 강도를 감소시켜 항력과 소음을 줄일 수 있도록 구조가 개선된 회전익항공기용 회전익을 제공하기 위함이다.

상기 목적을 달성하기 위하여 본 발명에 따른 회전익항공기용 회전익은, 회전익항공기의 회전축에 결합되어 회전하는 회전익항공기용 회전익에 있어서, 일단이 상기 회전축에 결합되며, 상기 회전축의 회전 반경 방향으로 연장된 형상의 본체부; 상기 본체부의 타단 내부에 위치하는 제1위치와 상기 본체부의 타단으로부터 상기 회전축의 회전 반경 방향으로 돌출되어 외부로 노출되는 제2위치 사이에서 위치 이동 가능하도록 상기 본체부의 타단에 장착되어 있으며, 상기 본체부의 시위를 따라 배열되어 있는 복수 개의 소익부; 상기 소익부의 일단부에 결합되며, 상기 소익부를 상기 제1위치와 제2위치 사이에서 위치 이동시킬 수 있는 구동장치;를 구비하는 것을 특징으로 한다.

여기서, 상기 구동장치는, 상기 소익부를 상기 제1위치로 탄성바이어스시키는 탄성수단을 구비하며, 상기 회전축이 미리 정해진 회전속도 미만으로 회전하는 경우에는 상기 소익부가 상기 제1위치에 위치하며, 상기 회전축이 상기 회전속도 이상으로 회전하는 경우에는 상기 소익부가 상기 제2위치로 위치 이동될 수도 있다.

여기서, 상기 구동장치는, 형상기억합금(Shape Memory Alloy)을 이용하는 구동기인 것을 특징으로 할 수도 있다.

여기서, 상기 소익부들은, 상기 제2위치에 있는 경우, 상기 본체부의 앞전과 평행한 앞전을 가지도록 배치되어 있는 것을 특징으로 할 수도 있다.

여기서, 상기 소익부들은, 상기 제2위치에 있는 경우, 상기 본체부의 중심축을 기준으로 방사상으로 배치되어 있는 것을 특징으로 할 수도 있다.

여기서, 상기 소익부들은, 상기 제2위치에 있는 경우, 상기 본체부에 대하여 후퇴각을 가지도록 배치되어 있는 것을 특징으로 할 수도 있다.

여기서, 상기 소익부들은, 상기 제2위치에 있는 경우, 각각 다른 받음각을 가지는 것을 특징으로 할 수도 있다.

여기서, 상기 소익부들은, 상기 제2위치에 있는 경우, 각각 다른 상반각을 가지는 것을 특징으로 할 수도 있다.

본 발명에 따르면, 본체부의 타단 내부에 위치하는 제1위치와 상기 본체부의 타단으로부터 회전축의 회전 반경 방향으로 돌출되어 외부로 노출되는 제2위치 사이에서 위치 이동 가능하며, 상기 본체부의 시위를 따라 배열되어 있는 복수 개의 소익부를 구비함으로써, 끝단의 와류 강도를 감소시켜 항력과 소음을 줄일 수 있는 효과가 있다.

도 1은 본 발명에 따른 일 실시예인 회전익항공기용 회전익의 사시도이다.
도 2는 도 1에 도시된 회전익항공기용 회전익의 소익부가 본체부의 내부에 위치하는 상태를 나타내는 도면이다.
도 3은 도 1에 도시된 회전익항공기용 회전익의 평면도이다.
도 4는 도 1에 도시된 회전익항공기용 회전익의 측면도이다.
도 5는 본 발명에 따른 제2실시예인 회전익항공기용 회전익의 평면도이다.
도 6은 본 발명에 따른 제3실시예인 회전익항공기용 회전익의 평면도이다.
도 7은 본 발명에 따른 제4실시예인 회전익항공기용 회전익의 측면도이다.
도 8은 본 발명에 따른 제5실시예인 회전익항공기용 회전익의 측면도이다.

이하에서, 첨부된 도면들을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예를 상세하게 설명하기로 한다.

도 1은 본 발명에 따른 일 실시예인 회전익항공기용 회전익의 사시도이며, 도 2는 도 1에 도시된 회전익항공기용 회전익의 소익부가 본체부의 내부에 위치하는 상태를 나타내는 도면이다. 도 3은 도 1에 도시된 회전익항공기용 회전익의 평면도이며, 도 4는 도 1에 도시된 회전익항공기용 회전익의 측면도이다.

도 1 내지 도 4를 참조하면, 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 회전익항공기용 회전익(100)은, 회전익항공기의 회전축(H)에 결합되어 회전하는 날개로서, 본체부(10)와, 소익부(20)와, 구동장치(30)를 포함하여 구성된다.

상기 본체부(10)는, 도 1에 도시된 바와 같이, 상기 회전축(H)의 회전 반경 방향(B)으로 연장된 긴 직사각 형상을 가지며, 상기 회전 반경 방향(B)과 수직하게 자른 단면은 양력을 발생시킬 수 있는 익형(airfoil)의 형상을 가지는 날개이다.

상기 본체부(10)는, 일단이 상기 회전축(H)에 결합되며, 회전 방향(A) 상 앞쪽 가장자리인 앞전(leading edge)(11)과, 상기 회전 방향(A) 상 뒷쪽 가장자리인 뒷전(trailing edge)(12)을 구비한다.

상기 본체부(10)의 타단 내부에는 공간부(13)가 형성되어 있고, 상기 본체부(10)의 타단에는 상기 공간부(13)와 외부를 연통시켜주는 복수 개의 관통공(14)이 상기 본체부(10)의 앞전(11)과 뒷전(12)을 잇는 직선인 시위(chord)(C)를 따라 미리 정한 거리만큼 이격된 상태로 형성되어 있다.

상기 소익부(20)는, 상기 본체부(10)와 마찬가지로 양력을 발생시킬 수 있는 익형(airfoil)을 가진 작은 날개로서, 복수 개 마련되며 상기 본체부(10)의 관통공(14)에 각각 삽입된 상태로 배치되어 있다.

상기 소익부(20)는, 상기 본체부(10)의 타단 내부의 공간부(13)에 위치하는 제1위치와 상기 본체부(10)의 타단으로부터 상기 관통공(14)을 통하여 상기 회전축(H)의 회전 반경 방향(B)으로 돌출되어 외부로 노출되는 제2위치 사이에서 위치 이동 가능하도록 상기 본체부(10)의 타단에 장착되어 있다. 여기서 상기 소익부(20)의 원활한 위치 이동을 안내하기 위한 가이드부재(미도시)와, 상기 소익부(20)가 접촉하는 상기 관통공(14)을 실링하기 위한 실링부재(미도시)가 사용된다.

본 실시예에서는, 도 3에 도시된 바와 같이, 상기 소익부(20)들이, 상기 제2위치에 있는 경우, 상기 본체부(10)의 앞전(11)과 평행한 앞전(21)을 가지도록 배치되어 상기 본체부(10)에 대하여 후퇴각을 가지고 있지 않으며, 도 4에 도시된 바와 같이, 상기 본체부(10)에 대하여 받음각이나 상반각을 가지고 있지 않다.

상기 구동장치(30)는, 형상기억합금(Shape Memory Alloy; SMA)을 이용하는 구동기로서 상기 본체부(10)의 공간부(13)에 장착되어 있으며, 포크 형상의 연결부재(31)에 의하여 상기 소익부(20)들과 결합되어 있으며, 상기 소익부(20)들을 상기 제1위치와 제2위치 사이에서 위치 이동시킬 수 있다.

상기 구동장치(30)는, 실온에서는 신장된 상태로 존재하고 전기를 가하면 수축된 상태를 가지게 되는 형상기억합금의 성질을 이용하여 구동력을 발휘하는 구동장치로서, 한국특허공개공보 2004-0106495에 개시된 구동장치와 마찬가지로 모듈화된 구동장치이므로 그에 대한 자세한 설명은 생략하기로 한다.

따라서, 상기 구동장치(30)에 전원을 가하면 그 구동장치(30)의 내부에 있는 형상기억합금이 수축함으로써, 상기 연결부재(31)가 상기 구동장치(30)의 내부로 들어가는 방향 즉 회전반경방향(B)의 반대방향으로 움직이고, 상기 구동장치(30)에 전원을 가하지 않으면 상기 형상기억합금이 신장됨으로써, 상기 연결부재(31)가 상기 구동장치(30)의 외부로 돌출되는 회전반경방향(B)으로 움직이게 된다.

이하에서는 상술한 구성의 회전익항공기용 회전익(100)의 사용법의 일례에 대하여 설명하기로 한다.

회전익항공기가 고속비행을 하여 상기 회전익(100)의 끝단에서 강한 와류(Vortex)가 발생할 우려가 있는 경우에는, 도 1에 도시된 바와 같이, 상기 회전익항공기용 회전익(100)의 구동장치(30)에 전원을 가하지 않음으로써 상기 형상기억합금이 신장된 상태를 유지하도록 하여, 상기 소익부(20)들이 상기 본체부(10)의 관통공(14)을 통하여 상기 회전축(H)의 회전반경방향(B)으로 돌출되어 외부로 노출되는 제2위치 상태로 비행을 하게 된다.

이렇게 하면, 상기 회전익항공기용 회전익(100)의 소익부(20)들의 끝단에서 발생되는 와류의 강도가, 상기 소익부(20)이 없는 경우에 회전익의 끝단에서 발생되는 와류의 강도에 비하여, 감소하게 되어 회전익항공기의 항력과 소음을 줄일 수 있는 장점이 있다. 이러한 원리는 독수리의 날개 끝단을 연구하는 생물학자들에 의하여도 많이 연구되고 있는 원리와 유사한데, 종래의 회전익의 끝단에서 발생하는 하나의 큰 와류 대신에 복수 개의 작은 와류를 발생하게 함으로써, 유체의 흐름에 가속력을 부여하여 결과적으로 유도항력(induced drag)와 소음을 감소시키는 것이다.

또한, 상기 회전익항공기용 회전익(100)는, 상기 소익부(20)들을 상기 본체부(10)로부터 상기 회전축(H)의 회전반경방향(B)으로 돌출시켜 외부로 노출시키므로, 상기 소익부(20)들이 상기 제1위치에 있는 경우에 비하여, 상기 회전익(100)의 날개길이(span)가 길어지는 효과도 발생되어 추가적인 양력(lift)이 발생한다는 장점도 있다.

한편, 회전익항공기가 저속비행을 하여 상기 회전익(100)의 끝단에서 강한 와류(Vortex)가 발생할 우려가 없는 경우에는, 도 2에 도시된 바와 같이, 상기 회전익항공기용 회전익(100)의 구동장치(30)에 전원을 가함으로써 상기 형상기억합금이 수축된 상태를 유지하도록 하여, 상기 소익부(20)들이 상기 본체부(10)의 타단 내부의 공간부(13)에 삽입되어 상기 제1위치에 위치하는 상태로 비행을 하게 된다. 따라서, 이 경우에는 상기 회전익항공기용 회전익(100)이 종래의 회전익과 마찬가지로 기능하게 된다.

본 실시예에서는, 상기 구동장치(30)로서 형상기억합금(SMA)을 이용하는 구동기를 사용하고 있으나, 상기 형상기억합금(SMA) 대신에 상기 소익부(20)들을 상기 제1위치로 탄성바이어스시키는 스프링(미도시)과 같은 탄성수단을 구비하는 구동장치를 사용할 수도 있음은 물론이다. 이 경우, 상기 회전축(H)이 미리 정해진 회전속도 미만으로 회전하는 경우에는 상기 소익부(20)가 상기 스프링(미도시)의 탄성력에 의하여 제1위치에 위치하며, 상기 회전축(H)이 상기 회전속도 이상으로 회전하는 경우에는 상기 소익부(20)에 걸리는 원심력이 상기 스프링에 의한 탄성력보다 커져서 상기 소익부(20)가 상기 제2위치로 위치 이동될 수 있도록 스프링의 탄성계수를 선택한다. 따라서, 조종사가 특별한 조작을 하지 않아도 상기 회전축(H)의 회전속도에 따라 자동적으로 상기 제1위치와 제2위치 사이에서 상기 소익부(20)들의 위치 이동이 발생할 수 있게 된다.

도 5에는 본 발명에 따른 제2실시예인 회전익항공기용 회전익(200)가 도시되어 있는데, 상기 회전익(200)은, 상기 소익부(20)들이, 상기 제2위치에 있는 경우 상기 본체부(10)에 대하여 후퇴각을 가지도록 배치되어 있다는 점에서, 상술한 회전익항공기용 회전익(100)과 다르다. 이렇게 상기 소익부(20)들이 후퇴각을 가지게 되면, 후퇴각을 가지지 않는 경우에 비하여, 상기 소익부(20)의 시위길이 방향의 공기 속도 성분이 감소되고, 상기 소익부(20)에 발생하는 임계마하수를 증가되어, 상기 소익부(20)의 끝단 뒷전에서 발생하는 와류(vortex)의 강도를 감소시킬 수 있다는 장점이 있다.

도 6에는 본 발명에 따른 제3실시예인 회전익항공기용 회전익(300)가 도시되어 있는데, 상기 회전익(300)은, 상기 소익부(20)들이 상기 제2위치에 있는 경우, 상기 본체부(10)의 중심축(CL)을 기준으로 방사상으로 배치되어 있다는 점에서, 상술한 회전익항공기용 회전익(100)과 다르다. 이렇게 상기 소익부(20)들이 방사상으로 배치되면, 상기 중심축(CL)을 기준으로 회전방향(A) 측에 있는 소익부(20)들은 상기 본체부(10)에 대하여 전진각(sweep-forward angle)을 가지는 효과가 발생하고, 상기 중심축(CL)을 기준으로 회전방향(A)의 반대측에 있는 소익부(20)들은 상기 본체부(10)에 대하여 후퇴각(sweep-back angle)을 가지는 효과가 발생하므로, 후퇴각만을 가지는 상기 회전익(200)에 비하여, 안정성이 조금 감소될 수 있지만 조종성과 기동성이 증가될 수 있다는 장점이 있다.

도 7에는 본 발명에 따른 제4실시예인 회전익항공기용 회전익(400)가 도시되어 있는데, 상기 회전익(400)은, 상기 소익부(20)들이 상기 제2위치에 있는 경우, 상기 본체부(10)의 시위(C)를 기준으로 각각 다른 받음각(angle of attack)을 가진다는 점에서, 상술한 회전익항공기용 회전익(100)과 다르다. 여기서, 상기 소익부(20)들의 받음각은, 상기 본체부(10)의 시위(C)를 따라 상기 뒷전(12)으로 갈수록 증가한다. 이렇게 상기 소익부(20)들이 각각 다른 받음각을 가지게 되면, 상기 소익부(20)들의 끝단에서 발생되는 각각의 와류 강도를 용이하게 조절할 수 있어 항력과 소음을 더욱 감소시킬 수 있다는 장점이 있다.

도 8에는 본 발명에 따른 제5실시예인 회전익항공기용 회전익(500)가 도시되어 있는데, 상기 회전익(500)은, 상기 소익부(20)들이 상기 제2위치에 있는 경우, 상기 본체부(10)의 중심축(CL)에 대하여 각각 다른 상반각(dihedral angle)을 가진다는 점에서, 상술한 회전익항공기용 회전익(100)과 다르다. 여기서, 상기 소익부(20)들의 상반각은, 상기 본체부(10)의 시위(C)를 따라 상기 뒷전(12)으로 갈수록 증가한다. 이렇게 상기 소익부(20)들이 각각 다른 상반각을 가지게 되면, 상기 소익부(20)들의 끝단에서 발생되는 각각의 상기 와류들에 의하여 형성되는 후류면(wake plane)이 비평면(non-planar) 형상을 가질 수 있으므로, 항력과 소음을 더욱 감소시킬 수 있다는 장점이 있다.

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.

＊ 도면의 주요부위에 대한 부호의 설명 ＊
100 : 회전익항공기용 회전익 10 : 본체부
11 : 앞전 12 : 뒷전
13 : 공간부 14 : 관통공
20 : 소익부 21 : 앞전
22 : 뒷전 30 : 구동장치
31 : 연결부재 H : 회전축
C : 시위 CL : 중심축

Claims (8)

1. 회전익항공기의 회전축에 결합되어 회전하는 회전익항공기용 회전익에 있어서,
   일단이 상기 회전축에 결합되며, 상기 회전축의 회전 반경 방향으로 연장된 형상의 본체부;
   상기 본체부의 타단 내부에 위치하는 제1위치와 상기 본체부의 타단으로부터 상기 회전축의 회전 반경 방향으로 돌출되어 외부로 노출되는 제2위치 사이에서 위치 이동 가능하도록 상기 본체부의 타단에 장착되어 있으며, 상기 본체부의 시위를 따라 배열되어 있는 복수 개의 소익부;
   상기 소익부의 일단부에 결합되며, 상기 소익부를 상기 제1위치와 제2위치 사이에서 위치 이동시킬 수 있는 구동장치;
   를 구비하며,
   상기 구동장치는, 상기 소익부를 상기 제1위치로 탄성바이어스시키는 탄성수단을 구비하며,
   상기 회전축이 미리 정해진 회전속도 미만으로 회전하는 경우에는 상기 소익부가 상기 제1위치에 위치하며, 상기 회전축이 상기 회전속도 이상으로 회전하는 경우에는 회전 원심력에 의하여 상기 소익부가 상기 제2위치로 위치 이동되는 것을 특징으로 하는 회전익항공기용 회전익.
2. 삭제
3. 삭제
4. 제 1항에 있어서,
   상기 소익부들은, 상기 제2위치에 있는 경우, 상기 본체부의 앞전과 평행한 앞전을 가지도록 배치되어 있는 것을 특징으로 하는 회전익항공기용 회전익.
5. 제 1항에 있어서,
   상기 소익부들은, 상기 제2위치에 있는 경우, 상기 본체부의 중심축을 기준으로 방사상으로 배치되어 있는 것을 특징으로 하는 회전익항공기용 회전익.
6. 제 1항에 있어서,
   상기 소익부들은, 상기 제2위치에 있는 경우, 상기 본체부에 대하여 후퇴각을 가지도록 배치되어 있는 것을 특징으로 하는 회전익항공기용 회전익.
7. 제 1항에 있어서,
   상기 소익부들은, 상기 제2위치에 있는 경우, 각각 다른 받음각을 가지는 것을 특징으로 하는 회전익항공기용 회전익.
8. 제 1항에 있어서,
   상기 소익부들은, 상기 제2위치에 있는 경우, 각각 다른 상반각을 가지는 것을 특징으로 하는 회전익항공기용 회전익.

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