KR101271485B1 - Morphing wing of air vehicle - Google Patents

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KR101271485B1
KR101271485B1 KR1020110141420A KR20110141420A KR101271485B1 KR 101271485 B1 KR101271485 B1 KR 101271485B1 KR 1020110141420 A KR1020110141420 A KR 1020110141420A KR 20110141420 A KR20110141420 A KR 20110141420A KR 101271485 B1 KR101271485 B1 KR 101271485B1
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KR
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wing
skin
aircraft
linear actuator
morphing
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KR1020110141420A
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박일경
임재훈
김지수
안성훈
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한국항공우주연구원
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
    • B64C3/44—Varying camber
    • B64C3/48—Varying camber by relatively-movable parts of wing structures
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like

Abstract

PURPOSE: A morphing wing for an aircraft is provided to deform trailing edge structure because an actuating linkage connected to a trailing edge is operated by a linear actuator. CONSTITUTION: A morphing wing(1) for an aircraft comprises an undeformable wing structure part(200), a linear actuator(300), an actuating linkage, an upper skin(510), a lower skin(520), and a deformable skin(600). The undeformable wing structure is formed in the opposite side of a trailing edge(100). The linear actuator is positioned in one side of the linear actuator to deform the structure of the trailing edge. The actuator linkage is connected between the linear actuator and the trailing edge to implement a linear motion. The upper and lower skins form top and bottom surfaces arranged between the undeformable wing structure part and the trailing edge and are bent upward and downward according to the motion direction of the actuator linkage. The deformable skin is positioned between the upper skin and the trailing edge and is tensed or compressed.

Description

항공기 모핑 날개{Morphing Wing of air vehicle}Morphing Wing of air vehicle

본 발명은 항공기 모핑 날개에 관한 것으로서, 더욱 상세하게 날개 뒷전과 연결되어 설치되는 작동링키지가 선형작동기에 의해 작동되어 상기 날개 뒷전의 구조 변형을 발생시키고, 이 때 요구되는 스킨의 길이 변화가 가능하도록 인장ㆍ압축되는 변형스킨을 포함하여 형성됨으로써, 기계적으로 분리되어 있는 플랩을 적용하지 않으면서 조종력 및 고양력을 발생시킬 수 있는 항공기 모핑 날개에 관한 것이다.
The present invention relates to an aircraft morphing wing, and in more detail, an operation linkage installed in connection with the rear end of the wing is operated by a linear actuator to generate a structural deformation of the rear end of the wing, so that the required length of the skin can be changed. The present invention relates to an aircraft morphing wing which is formed by including a strained skin that is tensioned and compressed, and which can generate a steering force and a high lift force without applying a mechanically separated flap.

고정익 항공기는 비행 중 비행 자세와 비행 방향을 변경시키기 위한 조종력 발생 및 이, 착륙 시 양력을 증가시키기 위한 고양력 발생장치를 갖고 있다.Fixed-wing aircraft have steering forces to alter flight attitude and flight direction during flight, and high lift generators to increase lift during landing.

여기서, 고양력 발생장치는 항공기의 양력(揚力)을 증대시키는 장치를 통틀어 말하는 것으로, 고속 항공기의 이착륙시의 양력의 보충, 저속 비행을 가능하게 한다.Here, the high lift generator is a device that increases the lift of the aircraft, and makes it possible to supplement the lift during takeoff and landing of a high-speed aircraft and to fly at a low speed.

도 1에 도시된 바와 같이, 일반적으로 상기 조종력 및 고양력 발생장치는 조종력 발생 및 이ㆍ착륙 시 양력을 증가시키기 위해 날개 뒷전에 위치하며, 날개와 기계적으로 분리되어 있는 플랩(Flap)의 작용 공기력을 변화시켜 조종력 및 고양력을 발생시킨다.As shown in FIG. 1, the steering and high lift generators are generally located in front of the wing to increase the lift force during steering and takeoff and landing, and have a flap that is mechanically separated from the wing. Changes the working aerodynamic force to generate steering and high lift.

그런데 플랩 방식의 조종력 및 고양력 발생장치는 항공기 날개 구조물과의 분리에 의한 중량 증가 및 작동시의 항공기 추진력 손실의 주요 원인인 항력의 크기가 크게 작용하여 항공기 운용 시 연료손실의 주요한 원인이 된다. However, the flap control and high lift are the main cause of fuel loss during aircraft operation due to the large amount of drag, which is the main cause of weight increase and separation of aircraft propulsion during operation. .

또한, 날개 구조물과의 분리로 소요되는 부품의 수량이 증가하여 고장 및 유지보수 비용증가의 원인이 되기도 한다.
In addition, the number of parts required to be separated from the wing structure increases, which may cause failure and maintenance cost increase.

미국공개특허 제2011-0042524호(공개일 : 2011.02.24, 명칭 : PASSIVE ADAPTIVE STRUCTURES)United States Patent Application Publication No. 2011-0042524 (published: 2011.02.24, designation: PASSIVE ADAPTIVE STRUCTURES) 미국공개특허 제2011-0038727호(공개일 : 2011.02.17, 명칭 : METHOD AND APPARATUS FOR PRESSURE ADAPTIVE MORPHING STRUCTURE)United States Patent Application Publication No. 2011-0038727 (published: February 17, 2011, Title: METHOD AND APPARATUS FOR PRESSURE ADAPTIVE MORPHING STRUCTURE)

본 발명의 목적은 날개 뒷전과 연결되어 설치되는 작동링키지가 선형작동기에 의해 작동되어 상기 날개 뒷전의 구조 변형을 발생시키고, 이 때 요구되는 스킨의 길이 변화가 가능하도록 인장ㆍ압축되는 변형스킨을 포함하여 형성됨으로써, 기계적으로 분리되어 있는 플랩을 적용하지 않으면서 조종력 및 고양력을 발생시킬 수 있는 항공기 모핑 날개를 제공하는 것이다.An object of the present invention includes a deformation skin which is operated by a linear actuator to be connected to the rear of the wing is operated by a linear actuator to generate a structural deformation of the rear of the wing, the tension and compression to allow a change in the length of the skin required at this time It is to provide an aircraft morphing wing that can generate a steering force and a high lift without applying a mechanically separated flap.

또한, 본 발명의 목적은 날개 뒷전을 변형시키기 위해 구비되는 선형작동기, 작동링키지 및 변형스킨이 항공기 날개 구조물 내부에 설치되며, 간단한 결합구조를 가짐으로써, 항공기 전체의 중량 증가가 거의 없어 항공기 추진력 손실을 방지하며, 이에 따라 연료소비를 절감할 수 있는 항공기 모핑 날개를 제공하는 것이다.
In addition, an object of the present invention is to install a linear actuator, the operating linkage and the deformation skin is provided inside the aircraft wing structure, and having a simple coupling structure, there is almost no weight increase of the entire aircraft to lose aircraft propulsion force It is to provide an aircraft morphing wing that can prevent, thereby reducing fuel consumption.

본 발명의 항공기 모핑 날개는 날개 뒷전(100)의 구조가 변형되는 항공기 모핑 날개(1)에 있어서, 상기 항공기 모핑 날개(1)는 길이방향으로 상기 날개 뒷전(100)이 위치된 측과 반대되는 측 단부에 형성되는 비변형 날개구조부(200); 길이방향으로 상기 비변형 날개구조부(200)의 일측에 위치되며 상기 날개 뒷전(100)의 구조 변형을 발생시키는 선형작동기(300); 상기 선형작동기(300) 및 상기 날개 뒷전(100) 사이에 연결되어 선형 운동하는 작동링키지(400); 상기 비변형 날개구조부(200) 및 상기 날개 뒷전(100) 사이에 위치되는 날개의 상ㆍ하면 일정영역에 형성되며, 상기 작동링키지(400)의 운동방향에 따라 상ㆍ하로 굽어지는 상부스킨(510) 및 하부스킨(520); 및 상기 상부스킨(510) 및 상기 날개 뒷전(100) 사이에 위치되어 인장 또는 압축되는 변형스킨(600); 을 포함하여 형성된다.Aircraft morphing wing of the present invention is the aircraft morphing wing (1) in which the structure of the wing trailing edge 100 is deformed, the aircraft morphing wing (1) is opposite to the side where the wing trailing edge 100 is located in the longitudinal direction An undeformed wing structure 200 formed at the side end; A linear actuator 300 positioned at one side of the non-deformable wing structure 200 in a longitudinal direction and generating a structural deformation of the front edge 100 of the wing; An operation linkage 400 connected between the linear actuator 300 and the back of the wing 100 to linearly move; Upper skin 510 is formed in the upper and lower surface of the wing positioned between the non-deformation wing structure 200 and the front edge 100 of the wing, and bent up and down according to the movement direction of the operation linkage 400. ) And bottom skin 520; And a deformation skin 600 positioned between the upper skin 510 and the front edge of the wing 100 to be stretched or compressed. .

또한, 본 발명의 일실시예에 따른 상기 변형스킨(600)은 인장 또는 압축되는 유연스킨(610); 및 길이방향으로 상기 유연스킨(610)에 결합되어 상기 상부스킨(510) 및 상기 날개 뒷전(100) 사이에 연결되는 가이드부(620); 를 포함하여 형성될 수 있다.In addition, the modified skin 600 according to an embodiment of the present invention is a flexible skin that is tensioned or compressed (610); And a guide part 620 coupled to the flexible skin 610 in a longitudinal direction and connected between the upper skin 510 and the front edge of the wing 100. It may be formed to include.

또한, 본 발명의 일실시예에 따른 상기 변형스킨(600)은 상기 가이드부(620)에 상기 유연스킨(610)이 상ㆍ하 지그재그 방향으로 끼워져 결합되어 길이방향으로의 단면이 물결무늬 형태일 수 있다.In addition, the modified skin 600 according to an embodiment of the present invention is coupled to the flexible skin 610 in the upper and lower zigzag direction is coupled to the guide portion 620 is a cross-section in the longitudinal direction of the wave pattern form Can be.

또한, 본 발명의 일실시예에 따른 상기 가이드부(620)는 일측 단부가 상기 상부스킨(510)에 고정되며, 타측 단부가 상기 날개 뒷전(100)에 길이방향으로 오목하게 형성된 슬라이딩 안내부(110)에 삽입되어 상기 유연스킨(610)의 인장 압축 거리만큼 슬라이딩 운동할 수 있다.In addition, the guide portion 620 according to an embodiment of the present invention, one end is fixed to the upper skin 510, the other end is a sliding guide formed in the longitudinal direction concave in the longitudinal direction (100) behind the wing ( Inserted into the 110 may be a sliding movement by the tensile compression distance of the flexible skin 610.

또한, 본 발명의 일실시예에 따른 상기 선형작동기(300)는 유압실린더, 공압실린더 또는 링크형 액추에이터 중 어느 하나일 수 있다.
In addition, the linear actuator 300 according to an embodiment of the present invention may be any one of a hydraulic cylinder, a pneumatic cylinder or a link-type actuator.

본 발명의 항공기 모핑 날개는 날개 뒷전과 연결되어 설치되는 작동링키지가 선형작동기에 의해 작동되어 상기 날개 뒷전의 구조 변형을 발생시키고, 이 때 요구되는 스킨의 길이 변화가 가능하도록 인장ㆍ압축되는 변형스킨을 포함하여 형성됨으로써, 기계적으로 분리되어 있는 플랩을 적용하지 않으면서 조종력 및 고양력을 발생시킬 수 있다는 장점이 있다.In the aircraft morphing wing of the present invention, the operation linkage installed in connection with the front of the wing is operated by a linear actuator to generate the structural deformation of the front of the wing, and the deformation skin is tensioned and compressed so that the required length of the skin can be changed. Formed to include, there is an advantage that can generate a steering force and high lift without applying a mechanically separated flap.

또한, 본 발명의 항공기 모핑 날개는 날개 뒷전을 변형시키기 위해 구비되는 선형작동기, 작동링키지 및 변형스킨이 항공기 날개 구조물 내부에 설치되며, 간단한 결합 구조를 가짐으로써, 항공기 중량을 감소시키는 동시에 공기역학적 손실 또한 기존 플랩 방식의 조종력 발생장치에 비해 작기 때문에 연료소비를 절감할 수 있다는 장점이 있다.In addition, the aircraft morphing wing of the present invention is installed inside the aircraft wing structure, the linear actuator, the operating linkage and the deformation skin provided to deform the trailing edge of the wing, and has a simple coupling structure, reducing the weight of the aircraft and at the same time aerodynamic loss In addition, the fuel consumption can be reduced because it is smaller than the conventional flap control device.

뿐만 아니라, 본 발명의 항공기 모핑 날개는 종래 기계적으로 분리되어 형성되는 플랩 방식의 조종력 및 고양력 발생장치가 날개 구조물과의 분리를 위해 많은 부품을 필요로 했던 것에 비해, 적은 부품이 필요하기 때문에 고장 및 유지보수가 더욱 간편하며, 수리비용이 감소될 수 있다는 장점이 있다.
In addition, the aircraft morphing wing of the present invention, because the flap-type control and high lift generators that are conventionally formed separately mechanically require a large number of parts for separation from the wing structure, There is an advantage that the failure and maintenance is more simple, and the repair cost can be reduced.

도 1은 플랩 방식의 항공기 조종력 발생장치를 간략하게 나타낸 도면.
도 2는 본 발명에 따른 항공기 모핑 날개를 나타낸 단면도.
도 3은 본 발명에 따른 항공기 모핑 날개를 나타낸 사시도.
도 4는 본 발명에 따른 항공기 모핑 날개의 변형스킨을 나타낸 부분단면도.
도 5는 본 발명에 따른 항공기 모핑 날개의 변형 전 및 변형 후의 작동을 나타낸 부분 단면도.
도 6은 본 발명에 따른 항공기 모핑 날개의 변형 전 및 변형 후의 작동을 개략적으로 나타낸 도면.1 is a view briefly showing a flap type aircraft steering force generating device.
2 is a cross-sectional view showing an aircraft morphing wing according to the present invention.
Figure 3 is a perspective view of the aircraft morphing wing according to the present invention.
Figure 4 is a partial cross-sectional view showing a modified skin of the aircraft morphing wing according to the present invention.
5 is a partial cross-sectional view showing the operation before and after deformation of the aircraft morphing wing according to the present invention.
6 schematically shows the operation before and after deformation of an aircraft morphing wing according to the invention.

이하, 상술한 바와 같은 본 발명의 항공기 모핑 날개를 첨부된 도면을 참조로 상세히 설명한다.
Hereinafter, the aircraft morphing wing of the present invention as described above will be described in detail with reference to the accompanying drawings.

도 2는 본 발명에 따른 항공기 모핑 날개를 나타낸 단면도이며, 도 3은 본 발명에 따른 항공기 모핑 날개를 나타낸 사시도이고, 도 4는 본 발명에 따른 항공기 모핑 날개의 변형스킨을 나타낸 부분단면도이며, 도 5는 본 발명에 따른 항공기 모핑 날개의 변형 전 및 변형 후의 작동을 나타낸 부분 단면도이고, 도 6은 본 발명에 따른 항공기 모핑 날개의 변형 전 및 변형 후의 작동을 개략적으로 나타낸 도면이다.
2 is a cross-sectional view showing an aircraft morphing wing according to the present invention, Figure 3 is a perspective view showing an aircraft morphing wing according to the present invention, Figure 4 is a partial cross-sectional view showing a modified skin of the aircraft morphing wing according to the present invention, Figure 5 is a partial cross-sectional view showing the operation before and after the deformation of the aircraft morphing wing according to the present invention, Figure 6 is a view schematically showing the operation before and after the deformation of the aircraft morphing wing according to the present invention.

도 2 및 도 3에 도시된 바와 같이, 본 발명의 항공기 모핑 날개(1)는 날개 뒷전(100)의 구조가 변형되는 것으로, 크게 비변형 날개구조부(200), 선형작동기(300), 작동링키지(400), 상부스킨(510), 하부스킨(520) 및 변형스킨(600)을 포함하여 형성된다.As shown in Figure 2 and 3, the aircraft morphing wing 1 of the present invention is that the structure of the back of the wing 100 is deformed, largely undeformed wing structure 200, linear actuator 300, operation linkage It is formed to include the 400, the upper skin 510, the lower skin 520 and the modified skin 600.

상기 비변형 날개구조부(200)는 길이방향으로 상기 날개 뒷전(100)이 위치된 측과 반대되는 측 단부에 형성되는 것으로, 익형 날개에서 상기 날개 뒷전(100)이 형성된 반대 측, 즉, 도 3의 좌측에 위치되어 변형되지 않는 영역이다. The non-deformed wing structure 200 is formed at the side end opposite to the side where the wing trailing edge 100 is located in the longitudinal direction, the opposite side on which the wing trailing edge 100 is formed in the blade wing, that is, Figure 3 It is located on the left side of the non-deformed area.

상기 선형작동기(300)는 길이방향으로 상기 비변형 날개구조부(200)의 일측에 위치되며 상기 날개 뒷전(100)의 구조 변형을 발생시킨다. 이 때, 도 3에 도시된 바와 같이, 상기 선형작동기(300)는 상기 비변형 날개구조부(200)가 위치되는 날개의 내부 영역에 위치될 수 있다.The linear actuator 300 is located on one side of the undeformed wing structure 200 in the longitudinal direction and generates a structural deformation of the trailing edge 100 of the wing. At this time, as shown in Figure 3, the linear actuator 300 may be located in the inner region of the wing where the undeformed wing structure 200 is located.

상기 작동링키지(400)는 상기 선형작동기(300) 및 상기 날개 뒷전(100) 사이에 연결되어 선형 운동하는 것으로, 상기 선형작동기(300)의 작동력을 모핑 변형부에 전달하기 위한 구성이다.The operation linkage 400 is connected between the linear actuator 300 and the rear edge 100 of the wing to move linearly, and is configured to transmit the operating force of the linear actuator 300 to the morphing deformation portion.

다시 말해, 상기 선형작동기(300)는 상기 날개 뒷전(100)의 구조 변형을 발생시키기 위해, 상기 선형작동기(300)에서 상기 날개 뒷전(100) 사이에 연결된 구조물인 작동링키지(400)를 변형하고자 하는 방향으로 작동시킨다.In other words, the linear actuator 300 is to deform the operation linkage 400 which is a structure connected between the rear edge 100 of the wing in the linear actuator 300 to generate a structural deformation of the trailing edge 100. Operate in the direction of

상기 선형작동기(300)는 상기 작동링키지(400)를 선형적으로 움직이게 하는 구성으로써, 유압실린더, 공압실린더 또는 링크형 액추에이터 중 어느 하나일 수 있다.The linear actuator 300 is configured to move the operation linkage 400 linearly, and may be any one of a hydraulic cylinder, a pneumatic cylinder, and a link type actuator.

이 외에도, 상기 선형작동기(300)는 상기 작동링키지(400)를 선형적으로 움직이게 할 수 있는 다른 수단으로 얼마든지 변경실시 가능하다.In addition to this, the linear actuator 300 may be changed to any number of other means capable of linearly moving the operation linkage 400.

상기 상부스킨(510)은 상기 비변형 날개구조부(200) 및 상기 날개 뒷전(100) 사이에 위치되는 날개의 상면 일정영역에 형성되는 것으로, 상기 작동링키지(400)의 운동방향에 따라 상ㆍ하로 굽어질 수 있다.The upper skin 510 is formed in a predetermined region of the upper surface of the wing located between the non-deformable wing structure 200 and the front edge 100 of the wing, up and down according to the movement direction of the operation linkage 400. Can be bent

이와 마찬가지로, 상기 하부스킨(520)은 상기 비변형 날개구조부(200) 및 상기 날개 뒷전(100) 사이에 위치되는 날개의 하면 일정영역에 형성되어 상기 작동링키지(400)의 운동방향에 따라 상ㆍ하로 굽어질 수 있다.Similarly, the lower skin 520 is formed in a predetermined area of the lower surface of the wing located between the undeformed wing structure 200 and the front edge 100 of the wing, according to the movement direction of the operation linkage 400 Can be bent down.

상기 변형스킨(600)은 상기 상부스킨(510) 및 상기 날개 뒷전(100) 사이에 위치되어 인장 또는 압축되는 것으로, 모핑 변형 시 필요한 상부스킨(510)(510)의 길이 변화가 가능하도록 하는 구성이다.The deformation skin 600 is positioned between the upper skin 510 and the front edge 100 of the wing to be stretched or compressed, and configured to change the length of the upper skins 510 and 510 necessary for morphing deformation. to be.

이 때, 상기 변형스킨(600)은 인장 또는 압축되어 날개의 스팬방향(길이방향) 굽힘 강성을 담당하는 유연스킨(610)과, 길이방향으로 상기 유연스킨(610)에 결합되어 상기 상부스킨(510) 및 상기 날개 뒷전(100) 사이에 연결되는 가이드부(620)를 포함하여 형성될 수 있다.At this time, the strained skin 600 is stretched or compressed to the flexible skin 610 that is responsible for the span direction (length direction) bending stiffness of the wing, and the upper skin is coupled to the flexible skin 610 in the longitudinal direction ( It may be formed to include a guide portion 620 connected between the 510 and the front edge 100 of the wing.

상기 가이드부(620)는 상기 작동링키지(400)의 작동에 의해 상기 날개 뒷전(100)이 상ㆍ하 방향으로 비틀어질 때, 굽힙하중을 지지하며 상기 유연스킨(610)이 인장 또는 압축될 때, 가이드 역할을 한다.When the guide portion 620 is twisted in the up and down direction by the operation of the operation linkage 400, when supporting the bending load and when the flexible skin 610 is tensioned or compressed It serves as a guide.

도 4에 도시된 바와 같이, 상기 변형스킨(600)은 상기 가이드부(620)에 상기 유연스킨(610)이 상ㆍ하 지그재그 방향으로 끼워져 결합되어 길이방향으로의 단면이 물결무늬 형태일 수 있다.As shown in FIG. 4, the strained skin 600 may be coupled to the guide part 620 by fitting the flexible skin 610 in an up and down zigzag direction, and thus may have a wavy cross-section in the longitudinal direction. .

또한, 도 5에 도시된 바와 같이, 상기 변형스킨(600)은 상기 유연스킨(610)의 일측면에 고리형태의 가이드부 결합홀(630)이 형성되어 상기 가이드부(620)가 상기 가이드부(620)에 삽입되어 결합되는 형태일 수도 있다.In addition, as shown in FIG. 5, the modified skin 600 has a ring-shaped guide part coupling hole 630 formed on one side of the flexible skin 610 such that the guide part 620 is the guide part. It may also be in the form of being inserted into and coupled to 620.

이 때, 상기 유연스킨(610)은 상ㆍ하 지그재그 방향으로 접혀졌다 펴졌다 하며 인장 또는 압축될 수 있다.At this time, the flexible skin 610 is folded and stretched in the upper and lower zigzag direction and can be stretched or compressed.

한편, 상기 가이드부(620)는 본 발명의 항공기 모핑 날개(1)에 설치될 때, 일측 단부가 상기 상부스킨(510)의 단부에 고정되며, 타측 단부가 상기 날개 뒷전(100)에 길이방향으로 오목하게 형성된 슬라이딩 안내부(110)에 삽입되어 상기 유연스킨(610)의 인장ㆍ압축 거리만큼 슬라이딩 운동할 수 있다.On the other hand, when the guide portion 620 is installed in the aircraft morphing wing (1) of the present invention, one end is fixed to the end of the upper skin 510, the other end is longitudinally in front of the back of the wing (100) It is inserted into the sliding guide 110 formed concave so that it can slide by the tension and compression distance of the flexible skin 610.

다시 말해, 상기 가이드부(620)는 상기 항공기 모핑 날개(1)가 상ㆍ하 방향으로 비틀림 시, 요구되는 인장ㆍ압축 거리만큼 슬라이딩 운동을 하며 상기 유연스킨(610)의 길이를 변경시키게 된다.In other words, when the aircraft morphing wing 1 is twisted in the up and down direction, the guide part 620 slides by the required tension and compression distance and changes the length of the flexible skin 610.

도 2를 참고로 하여, 본 발명의 항공기 모핑 날개(1)의 구성에 대해 다시 설명명하면, 상기 선형작동기(300)가 상기 작동링키지(400)를 선형적으로 움직이게 되면 상기 날개 뒷전(100)이 상ㆍ하로 비틀어지면서 상기 비변형 날개구조부(200) 및 상기 날개 뒷전(100) 사이에 위치되는 상부스킨(510) 및 하부스킨(520)에서 굽힘 변형이 일어나게 된다.Referring to Figure 2, the configuration of the aircraft morphing wing (1) of the present invention will be described again, when the linear actuator 300 to move the operation linkage 400 linearly behind the wing (100) As the upper and lower twisted, bending deformation occurs in the upper skin 510 and the lower skin 520 positioned between the undeformed wing structure 200 and the front edge 100 of the wing.

이 때, 상기 날개 뒷전(100)이 비틀어지는 각도는 상기 선형작동기(300)에서 발생시키는 작동링키지(400)의 작동거리에 비례하며, 비틀어지는 형상은 상부스킨(510) 및 하부스킨(520)의 두께 및 재료 등에 따라 변경될 수 있다.At this time, the angle of twisting the rear edge of the wing 100 is proportional to the working distance of the operation linkage 400 generated by the linear actuator 300, the twisted shape is the upper skin 510 and the lower skin 520 It can be changed depending on the thickness and material of the.

본 발명의 항공기 모핑 날개(1)가 선형작동 방식으로 작동될 때, 가장 중요한 부분은 상부스킨(510) 또는 하부스킨(520) 중 적어도 어느 하나의 길이가 변화해야 하는데, 본 발명에서는 조종력 및 고양력 발생을 위해 상기 하부스킨(520)은 길이가 일정하고 상ㆍ하로 굽힘 변형만 발생될 수 있으며, 상기 상부스킨(510)의 후미부인 상기 변형스킨(600)에서 길이변화가 일어나게 된다.When the aircraft morphing wing 1 of the present invention is operated in a linear operation manner, the most important part is that the length of at least one of the upper skin 510 or the lower skin 520 should be changed, in the present invention the steering force and In order to generate a high lift, the lower skin 520 may have a constant length, and only a bending deformation may be generated. The length change may occur in the deformation skin 600 which is a rear part of the upper skin 510.

도 6 및 7을 참고로 본 발명의 항공기 모핑 날개(1)가 변형되는 작동과정을 설명하면,Referring to Figure 6 and 7, explaining the operation of the aircraft morphing wing 1 of the present invention is deformed,

본 발명의 항공기 모핑 날개(1)는 평상시에는 도 6(b)과 같이 상기 가이드부(620)가 상기 슬라이딩 안내부(110)에 일정 깊이로 삽입되어 설치된다.Aircraft morphing wing (1) of the present invention is usually installed by inserting the guide portion 620 to the sliding guide 110 to a predetermined depth as shown in Figure 6 (b).

본 발명의 항공기 모핑 날개(1)가 위로 이동할 경우에는 도 6(a)과 같이 상기 유연스킨(610)의 압축이 이루어지는데, 이 때, 상기 가이드부(620)는 평상시보다 상기 슬라이딩 안내부(110)에 더 깊이 삽입되며, 상기 가이드부(620)가 삽입된 길이만큼 상기 상부스킨(510)과 상기 날개뒷전 사이 거리가 좁아져 상기 유연스킨(610)이 압축된다.When the aircraft morphing wing 1 of the present invention moves up, the flexible skin 610 is compressed as shown in FIG. 6 (a). In this case, the guide part 620 is the sliding guide (normally) It is inserted deeper into the 110, the distance between the upper skin 510 and the front of the wing is narrowed by the length of the guide portion 620 is inserted, the flexible skin 610 is compressed.

반대로, 본 발명의 항공기 모핑 날개(1)가 아래로 이동할 경우에는 도6(c)과 같이 상기 유연스킨(610)의 인장이 이루어지는데, 이 때, 상기 가이드부(620)는 평상시보다 상기 슬라이딩 안내부(110)에서 바깥쪽으로 밀려나오게 되며, 상기 가이드부(620)가 밀려나온 길이만큼 상기 상부스킨(510)과 상기 날개뒷전 사이 거리가 넓어져 상기 유연스킨(610)이 인장된다.On the contrary, when the aircraft morphing wing 1 of the present invention is moved downward, the flexible skin 610 is tensioned as shown in FIG. 6 (c). In this case, the guide part 620 is more sliding than usual. It is pushed out from the guide portion 110, and the distance between the upper skin 510 and the front of the wing is extended by the length of the guide portion 620 is pushed out and the flexible skin 610 is tensioned.

이에 따라, 본 발명의 항공기 모핑 날개는 날개 뒷전과 연결되어 설치되는 작동링키지가 선형작동기에 의해 작동되어 상기 날개 뒷전의 구조 변형을 발생시키고, 이 때 요구되는 스킨의 길이 변화가 가능하도록 인장ㆍ압축되는 변형스킨을 포함하여 형성됨으로써, 기계적으로 분리되어 있는 플랩을 적용하지 않으면서 조종력 및 고양력을 발생시킬 수 있다는 장점이 있다.Accordingly, in the aircraft morphing wing of the present invention, the operation linkage installed in connection with the rear end of the wing is operated by a linear actuator to generate structural deformation of the rear end of the wing, and the tension and compression so that the required length of the skin can be changed at this time Formed by including the deformation skin, there is an advantage that can generate a steering force and high lift force without applying a mechanically separated flap.

또한, 본 발명의 항공기 모핑 날개는 날개 뒷전을 변형시키기 위해 구비되는 선형작동기, 작동링키지 및 변형스킨이 항공기 날개 구조물 내부에 설치되며, 간단한 결합 구조를 가짐으로써, 항공기 중량을 감소시키는 동시에 공기역학적 손실 또한 기존 플랩 방식의 조종력 발생장치에 비해 작기 때문에 연료소비를 절감할 수 있다는 장점이 있다.In addition, the aircraft morphing wing of the present invention is installed inside the aircraft wing structure, the linear actuator, the operating linkage and the deformation skin provided to deform the trailing edge of the wing, by having a simple coupling structure, reducing the weight of the aircraft and at the same time aerodynamic loss In addition, the fuel consumption can be reduced because it is smaller than the conventional flap control device.

뿐만 아니라, 본 발명의 항공기 모핑 날개는 종래 기계적으로 분리되어 형성되는 플랩 방식의 조종력 및 고양력 발생장치가 날개 구조물과의 분리를 위해 많은 부품을 필요로 했던 것에 비해, 적은 부품이 필요하기 때문에 고장 및 유지보수가 더욱 간편하며, 수리비용이 감소될 수 있다는 장점이 있다.
In addition, the aircraft morphing wing of the present invention, because the flap-type control and high lift generators that are conventionally formed separately mechanically require a large number of parts for separation from the wing structure, There is an advantage that the failure and maintenance is more simple, and the repair cost can be reduced.

본 발명은 상기한 실시예에 한정되지 아니하며, 적용범위가 다양함은 물론이고, 청구범위에서 청구하는 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 당해 본 발명이 속하는 분야에서 통상의 지식을 가진 자라면 누구든지 다양한 변형 실시가 가능한 것은 물론이다.
It will be understood by those skilled in the art that various changes in form and details may be made therein without departing from the spirit and scope of the invention as defined by the appended claims. It goes without saying that various modifications can be made.

1 : 항공기 모핑 날개
100 : 날개 뒷전 110 : 슬라이딩 안내부
200 : 비변형 날개구조부
300 : 선형작동기
400 : 작동링키지
510 : 상부스킨 520 : 하부스킨
600 : 변형스킨
610 : 유연스킨 620 : 가이드부
630 : 가이드부 결합홀1: aircraft morphing wing
100: behind the wing 110: sliding guide
200: undeformed wing structure
300: linear actuator
400: operation linkage
510: upper skin 520: lower skin
600: modified skin
610: flexible skin 620: guide part
630: guide part coupling hole

Claims (5)

날개 뒷전(100)의 구조가 변형되는 항공기 모핑 날개(1)에 있어서,
상기 항공기 모핑 날개(1)는
길이방향으로 상기 날개 뒷전(100)이 위치된 측과 반대되는 측 단부에 형성되는 비변형 날개구조부(200);
길이방향으로 상기 비변형 날개구조부(200)의 일측에 위치되며 상기 날개 뒷전(100)의 구조 변형을 발생시키는 선형작동기(300);
상기 선형작동기(300) 및 상기 날개 뒷전(100) 사이에 연결되어 선형 운동하는 작동링키지(400);
상기 비변형 날개구조부(200) 및 상기 날개 뒷전(100) 사이에 위치되는 날개의 상ㆍ하면 일정영역에 형성되며, 상기 작동링키지(400)의 운동방향에 따라 상ㆍ하로 굽어지는 상부스킨(510) 및 하부스킨(520); 및
상기 상부스킨(510) 및 상기 날개 뒷전(100) 사이에 위치되어 인장 또는 압축되는 변형스킨(600); 을 포함하여 형성되는 것을 특징으로 하는 항공기 모핑 날개.
In the aircraft morphing wing (1) in which the structure of the wing trailing edge (100) is modified,
The aircraft morphing wing (1)
An undeformed wing structure (200) formed at a side end opposite to the side at which the front edge of the wing (100) is located in the longitudinal direction;
A linear actuator 300 positioned at one side of the non-deformable wing structure 200 in a longitudinal direction and generating a structural deformation of the front edge 100 of the wing;
An operation linkage 400 connected between the linear actuator 300 and the back of the wing 100 to linearly move;
Upper skin 510 is formed in the upper and lower surface of the wing positioned between the non-deformation wing structure 200 and the front edge 100 of the wing, and bent up and down according to the movement direction of the operation linkage 400. ) And bottom skin 520; And
A strained skin 600 positioned between the upper skin 510 and the front edge of the wing 100 to be stretched or compressed; Aircraft morphing wing characterized in that it comprises a.
제 1항에 있어서,
상기 변형스킨(600)은
인장 또는 압축되는 유연스킨(610); 및
길이방향으로 상기 유연스킨(610)에 결합되어 상기 상부스킨(510) 및 상기 날개 뒷전(100) 사이에 연결되는 가이드부(620); 를 포함하여 형성되는 것을 특징으로 하는 항공기 모핑 날개.
The method of claim 1,
The modified skin 600 is
Flexible skin 610 that is tensioned or compressed; And
A guide part 620 coupled to the flexible skin 610 in a longitudinal direction and connected between the upper skin 510 and the front edge 100 of the wing; Aircraft morphing wing characterized in that it comprises a.
제 2항에 있어서,
상기 변형스킨(600)은
상기 가이드부(620)에 상기 유연스킨(610)이 상ㆍ하 지그재그 방향으로 끼워져 결합되어 길이방향으로의 단면이 물결무늬 형태인 것을 특징으로 하는 항공기 모핑 날개.
The method of claim 2,
The modified skin 600 is
Aircraft morphing wing, characterized in that the flexible skin 610 is coupled to the guide portion 620 is fitted in the upper and lower zigzag direction, the cross section in the longitudinal direction is wavy.
제 3항에 있어서,
상기 가이드부(620)는
일측 단부가 상기 상부스킨(510)에 고정되며,
타측 단부가 상기 날개 뒷전(100)에 길이방향으로 오목하게 형성된 슬라이딩 안내부(110)에 삽입되어 상기 유연스킨(610)의 인장 압축 거리만큼 슬라이딩 운동하는 것을 특징으로 하는 항공기 모핑 날개.
The method of claim 3, wherein
The guide part 620 is
One end is fixed to the upper skin 510,
Aircraft morphing wing, characterized in that the other end is inserted into the sliding guide portion 110 is formed concave in the longitudinal direction in front of the wing (100) sliding by the tensile compression distance of the flexible skin (610).
제 1항에 있어서,
상기 선형작동기(300)는
유압실린더, 공압실린더 또는 링크형 액추에이터 중 어느 하나인 것을 특징으로 하는 항공기 모핑 날개.The method of claim 1,
The linear actuator 300
Aircraft morphing wing, characterized in that any one of a hydraulic cylinder, pneumatic cylinder or a link-type actuator.
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Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106569441A (en) * 2016-10-25 2017-04-19 南京航空航天大学 Distributed driven overall tensioning type morphing wing device and control method thereof
KR101775413B1 (en) 2016-03-07 2017-09-06 울산대학교 산학협력단 Morphing airfoil using linear actuator
WO2018135739A1 (en) 2017-01-17 2018-07-26 한국항공대학교산학협력단 Shape memory morphing member using kirigami pattern
CN109278983A (en) * 2018-11-26 2019-01-29 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 A kind of change buzzard-type wing and canard clutch mechanism and its working method
KR20190115217A (en) 2018-04-02 2019-10-11 한국항공우주산업 주식회사 Strut for supporting aircraft wing parts
CN110341934A (en) * 2019-08-27 2019-10-18 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 A kind of wing, deformation apparatus and aircraft
CN110834714A (en) * 2019-10-16 2020-02-25 中国航天空气动力技术研究院 Light flexible wing with variable trailing edge camber
US10654557B2 (en) 2014-09-25 2020-05-19 Bombardier Inc. Morphing skin for an aircraft
CN112224384A (en) * 2020-09-12 2021-01-15 西安交通大学 Self-adaptive variable camber wing trailing edge based on hierarchical piezoelectric stack driving
KR20220096514A (en) 2020-12-31 2022-07-07 한국항공대학교산학협력단 Linear actuator using a shape memory alloy

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3941334A (en) 1975-03-28 1976-03-02 The Boeing Company Variable camber airfoil
US4131253A (en) 1977-07-21 1978-12-26 The Boeing Company Variable camber trailing edge for airfoil
US20110084174A1 (en) 2008-02-21 2011-04-14 Cornerstone Research Group, Inc. Passive adaptive structures
JP2011178292A (en) 2010-03-02 2011-09-15 Fuji Heavy Ind Ltd Moving blade

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3941334A (en) 1975-03-28 1976-03-02 The Boeing Company Variable camber airfoil
US4131253A (en) 1977-07-21 1978-12-26 The Boeing Company Variable camber trailing edge for airfoil
US20110084174A1 (en) 2008-02-21 2011-04-14 Cornerstone Research Group, Inc. Passive adaptive structures
JP2011178292A (en) 2010-03-02 2011-09-15 Fuji Heavy Ind Ltd Moving blade

Cited By (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10654557B2 (en) 2014-09-25 2020-05-19 Bombardier Inc. Morphing skin for an aircraft
KR101775413B1 (en) 2016-03-07 2017-09-06 울산대학교 산학협력단 Morphing airfoil using linear actuator
CN106569441A (en) * 2016-10-25 2017-04-19 南京航空航天大学 Distributed driven overall tensioning type morphing wing device and control method thereof
WO2018135739A1 (en) 2017-01-17 2018-07-26 한국항공대학교산학협력단 Shape memory morphing member using kirigami pattern
KR20190115217A (en) 2018-04-02 2019-10-11 한국항공우주산업 주식회사 Strut for supporting aircraft wing parts
CN109278983A (en) * 2018-11-26 2019-01-29 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 A kind of change buzzard-type wing and canard clutch mechanism and its working method
CN109278983B (en) * 2018-11-26 2023-09-29 中国航空工业集团公司沈阳空气动力研究所 Front-sweep wing-changing and duck wing overlapping mechanism and working method thereof
CN110341934A (en) * 2019-08-27 2019-10-18 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 A kind of wing, deformation apparatus and aircraft
CN110834714A (en) * 2019-10-16 2020-02-25 中国航天空气动力技术研究院 Light flexible wing with variable trailing edge camber
CN112224384A (en) * 2020-09-12 2021-01-15 西安交通大学 Self-adaptive variable camber wing trailing edge based on hierarchical piezoelectric stack driving
CN112224384B (en) * 2020-09-12 2022-04-05 西安交通大学 Self-adaptive variable camber wing trailing edge based on hierarchical piezoelectric stack driving
KR20220096514A (en) 2020-12-31 2022-07-07 한국항공대학교산학협력단 Linear actuator using a shape memory alloy

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