KR102409780B1

KR102409780B1 - 날개 플랩 편향 제어 제거

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Publication number: KR102409780B1
Application number: KR1020170153769A
Authority: KR
Inventors: 잔 에이. 코르델; 제이콥 다니엘 버닝; 마이클 알베트 빌자르; 브루스 데터트
Original assignee: 더 보잉 컴파니
Priority date: 2016-12-21
Filing date: 2017-11-17
Publication date: 2022-06-15
Also published as: BR102017023917B1; CA2977245C; US11981431B2; US10538306B2; CN108216579B; KR20180072538A; JP7017393B2; EP3339162B1; US20180170515A1; RU2017129835A; US20200115032A1; AU2017248472B2; CN108216579A; AU2017248472A1; BR102017023917A2; JP2018127202A; ES2784440T3; CA2977245A1; RU2683698C2; EP3339162A1

Abstract

고양력 장치 표면과 고양력 장치 표면을 설계 하는 연관된 방법이 기술된다. 플랩은 항공기에 날개에 접합될 수 있다. 방법은 플랩의 제조 형태를 결정하는 것을 수반할 수 있다. 제조 플랩 형태는 예를 들어 구부려지거나 비틀리는 것처럼 어떤 방식으로 편향될 수 있어서, 예를 들어 운항처럼, 선택된 비행 조건 하에서 제작 플랩 형태는, 예를 들어 기하학적 및 밀봉 제약 사항과 같은, 특정된 제약 사항을 만족하는 제2 요구된 형태로 변할 수 있다. 접근법의 이점은 플랩이, 기계적 요소(mechanical elements)를 사용하여, 제2 요구된 형태로 강제될 필요가 없다는 것이다. 기계적 요소의 제거는 플랩이 펴지는 항공기에 중량과 비용의 절약을 야기한다.

Description

날개 플랩 편향 제어 제거{WING FLAP DEFLECTION CONTROL REMOVAL}

본 발명은 일반적으로 비행기의 날개에 관한 것이다. 더 구체적으로, 이 발명은 날개의 플랩(a flap)에 관한 것이다.

예를 들어 대형 여객기(large passenger jets)와 같은 현대 항공기(modern aircraft)는 이륙과 착륙(take-off and landing) 동안의 낮은 속력과 운항(cruise) 동안의 높은 속력을 포함한 다양한 속력에서 작동할 필요가 있다. 낮은 속력에서, 트레일링 에지 플랩(a trailing edge flap)처럼 고양력 장치(high-lift devices)로도 알려진 추가적 양력 표면(additional lifting surfaces)은 때때로 요구되는 양력(the required lift)을 발생시키기 위해 필요하다. 이러한 추가적 양력 표면은 흔히 높은 속력에서 집어넣어져서(stowed) 운항 속력(cruising speed)에서 항력(the drag)을 최소화하고 이륙과 착륙 동안 낮은 속력에서 필요시 펴지도록(deployed) 설계된다. 다양한 양력 표면이 펴질 때, 그의 모양과 상대적 운동(relative motion)은 효율적으로 함께 양력을 발생시키도록 설계된다.

비행(flight) 동안, 예를 들어 운항 조건(cruise conditions)에서, 날개 및 트레일링 에지 플랩은 하중(loads)을 겪고 이는 날개와 플랩이 구부려지고(bend) 비틀리도록(twist) 야기한다. 날개와 플랩의 내부 구조 설계(the internal structural design)은 다르다. 또한, 날개로부터의 구부림 하중(bending loads)은, 예를 들어 플랩이 펴지고 및/또는 편향되는 것을 가능하게 하는 플랩 지지 메커니즘(the flap support mechanism)과 같은 이산 위치(discrete locations)에 플랩에 전이(transferred)된다. 내부 구조(the internal structures)가 다르고 하중 분배(the load distributions)가 다르기 때문에, 날개 및 플랩은 비행 동안 서로에 대해 다르게 구부려지고 비틀린다.

날개와 플랩 사이 편향과 비틀림(the deflection and twist)에서 부조화(the mismatch)는 날개의 공기역학적 성능(aerodynamic performance)를 감소시키는 기하학 변형(geometry variations)을 야기할 수 있다. 이 문제는 특정 형태로 플랩을 기계적으로 강제함으로써 해결될 수 있다. 하지만, 기계적 해결방법은 중량 패널티(weight penalties)와 추가적 비용 일으키며, 이는 바람직하지 않다. 위의 관점으로, 비행 동안 다른 하중 및 구조적 조건(loading and structural conditions)의 결과로 날개와 플랩 사이 기하학 변형을 감소시키는 방법과 장치(methods and apparatus)가 필요하다.

고양력 장치 표면을 설계하는 방법이 기술된다. 고양력 장치 표면은 에일러론(ailerons), 플랩퍼론(flaperons), 스포일러(spoilers), 러더(rudders), 엘리베이터(elevators), 슬랫(slats), 그리고 플랩을 포함할 수 있으나 그로 제한되지는 않는다. 한 예시적 실시예에서, 플랩과 플랩을 설계하는 방법이 기술된다. 플랩은 비행기에 날개의 고정된 부분에 접합될 수 있다. 방법은 플랩과 날개의 초기 형태를 선택하는 것과 선택된 조건에서, 예를 들어 플랩이 특정 위치에 있고 비행기가 특정 중량인 운항 조건에서, 날개와 플랩의 편향을 결정하는 것을 수반(involve)할 수 있다. 선택된 조건에서, 새로운 날개와 플랩 형태는 수치적 시뮬레이션과 분석(numerical simulations and analysis)를 사용하여 예측될 수 있다.

날개와 플랩의 새로운 형태가 선택된 조건에서 결정되고 나면, 플랩 형태는 플랩이, 기하학적 및 밀봉 제약 사항과 같은, 특정 제약 사항을 만족하는지 여부를 결정하도록 검토될 수 있다. 또한 날개와 플랩 사이 상대적 간격(the relative spacing)은, 예를 들어 플랩이 펴져서 저속에서 공기역학적 요구 사항을 충족할 때처럼, 다른 조건에서 고려될 수 있다.

플랩의 새로운 형태가 특정 제약 사항을 만족하지 않을 때, 플랩의 제2 초기 형태(a second initial shape)은, 예를 들어 초기 형태를 구부리거나, 비틀거나 평평하게 만듬으로써, 예측될 수 있으며, 제2 새로운 형태(a second new shape)은 특정 비행 조건에서 결정될 수 있다. 이 과정은 제약 사항이 만족되는 것으로 결정될 때까지 반복적 방식(an iterative manner)으로 반복될 수 있다.

최종 반복(the final iteration)에서, 최종 초기 형태(a final initial shape)은 결정될 수 있으며 최종 새로운 형태(a final new shape)는 특정 비행 조건에서 결정될 수 있다. 최종 새로운 형태가 특정 요구 사항을 만족하도록 결정될 때, 최종 초기 형태는 플랩이 제조될 형태로 지정(designated)될 수 있다. 화합물(a composite material)로 형성된 플랩에서, 제작시 형태(as-built shape)는 지그 형태(the jig shape)으로 지칭될 수 있다. 이 접근법은 요구된 형태가 기계적으로 플랩을 변형할 필요 없이 운항 조건에서 얻어지는 것을 가능하게 한다.

본 발명의 한 측면은 일반적으로 항공기의 공기역학적 시스템으로 특징될 수 있다. 시스템은 날개의 고정된 부분과, 날개의 고정된 부분에 결합되고 그로부터 연장되는 밀봉부와 제작시 형태(지그 형태)를 가지는 날개에 결합되는 고양력 장치 표면을 포함할 수 있다. 비행 중이 아닐 때, 제작시 형태에 고양력 장치 표면은 밀봉부와 부분적으로 접촉면을 만들어 공기가 밀봉부와 고양력 장치 표면 사이에 흐를 수 있도록 한다. 하나 이상의 비행 조건에서, 고양력 장치 표면은 공기역학적 힘 하에서 제작시 형태에서 제2 형태로 변형되어서 제2 형태에서 고양력 장치 표면이 밀봉부와 완전히 접촉면을 이뤄서 밀봉부와 고양력 장치 표면 사이 공기 흐름을 방지하도록 한다.

특정 실시예에서, 하나 이상의 비행 조건은 운항 조건을 포함할 수 있다. 도한, 제작시 형태는 휘어질 수 있어서 공기역학적 힘 하에서 요구된 형태를 생산하도록 한다. 또한, 제작시 형태는 비틀려질 수 있어서 공기역학적 힘 하에서 펴질 수 있도록 한다. 추가로, 제작시 형태의 로프트(a loft)는 증가될 수 있어서 고양력 장치가 공기역학적 힘 하에서 평평하게 되고 연장되도록 한다.

또 다른 측면에서, 본 발명은 날개의 고양력 장치 표면을 만드는 방법으로 특징될 수 있다. 상기 방법은 1) 고양력 장치 표면이 기계적으로 날개에 결합되어 날개에 대해 이동할 수 있게 되고, 밀봉부가 날개의 고정된 부분과 고양력 장치 표면 사이에 배치되어 비행 조건에서 밀봉부와 고양력 장치 표면 사이 공기 흐름을 방지하도록, 날개의 고정된 부분의 형태와 고양력 장치 표면의 제작시 형태를 결정하는 단계와, 2) 날개의 제1 구조 및 제1 재료(a first structure and first materials)와 고양력 장치 표면의 제2 구조 및 제2 재료(a second structure and second materials)를 결정하는 단계와, 3) 비행 조건을 특정하는 단계를 포함할 수 있다. 고양력 장치 표면의 제작시 형태는 비행 중이 아닐 때 제1 형태에서 비행 중일 때 제2 형태로 공기력탄성적으로(aeroelastically) 변형되도록 형태 조정될 수 있다. 제1 형태에서, 고양력 장치 표면과 밀봉부 사이 갭(the gaps)이 존재한다. 제2 형태에서 고양력 장치 표면과 밀봉부 사이 갭은 비행 조건에서 일어나는 공기력탄성적 변형(an aeroelastic deformation)의 결과로 제거된다.

지금까지 일반적인 용어로 본 발명의 예를 기술하였고, 이제 같은 비율로 그려지지 않은 첨부된 도면에 참조가 이루어질 것이며, 몇 가지 시점을 통해 같거나 유사한 부분은 같은 도면 부호로 표기할 것이다,
도 1은 본 발명의 한 측면에 따라 비행기와 공기역학적 고양력 장치 표면을 도시하는 사시도이다.
도 2는 본 발명의 한 측면에 따른 선행 기술 트레일링 에지 플랩의 사시도이다.
도 3은 플랩 중 하나의 제작시 형태가 본 발명의 한 측면에 따라 운항 조건에서 일어나는 변형을 견디도록 조정된 두 개의 플랩의 평면도이다.
도 4a 및 도 4c는 본 발명의 한 측면에 따라, 도 3에 도시된 두 플랩의 형태를 나타내는 횡단면이다.
도 5a 및 도 5b는 본 발명의 한 측면에 따라, 제작시 형태에 비교되는 다른 비행 조건에 한 플랩의 리딩 에지(the leading edge)의 형태를 나타내는 두 개의 다른 위치에 횡단면이다.
도 6은 본 발명의 한 측면에 따른, 플랩 설계 방법(a flap design methodology)의 블록 다이어그램(block diagram)이다.
도 7은 본 발명의 한 측면에 따라, 도 1 내지 도 6에 대해 기술되는 플랩을 이용할 수 있는 항공기 생산 및 서비스 방법(an aircraft production and service methodology)의 블록 다이어그램이다.
도 8은 본 발명의 한 측면에 따라, 도 1 내지 도 6에 따른 플랩을 이용할 수 있는 항공기의 개략도이다.

아래의 설명에서, 다수의 구체적인 세부 사항은 본 발명의 철저한 이해를 제공하기 위해 명시될 것이다. 본 개념은 일부 또는 모든 구체적인 세부 사항 없이 실행될 수 있다. 다른 예에서, 공지된 처리 과정 작업(well known process operations)은 자세하게 기술되지 않고 이는 기술된 개념을 모호화하기 위한 것만은 아니다. 일부 개념은 구체적인 예와 함께 기술될 것이며, 이 예들이 제한하기 위함이 아님이 분명해질 것이다.

본 발명에서 “한 예” 또는 “한 측면”에 대한 인용은, 예 또는 측면과 함께 기술되는 하나 이상의 특징(feature), 구조(structure), 또는 특성(characteristic)이 적어도 하나의 실시예(at least one implementation)에 포함됨을 의미한다. 명세서에 다양한 곳에서 “한 예” 또는 “한 측면”이라는 관용구는 같은 예 또는 측면을 지칭할 수도 있고 지칭하지 않을 수도 있다.

서론

제트기(a jet airplane)와 같은 비행기상에 고양력 장치 표면을 설계하는 방법이 기술된다. 한 실시예에서, 방법은 제트기(a jet)의 날개상에 트레일링 에지 플랩(a trailing edge flap)을 설계하는 맥락에서 기술된다. 이 방법에서, 플랩의 제작시 형태(an as-built shape)는 특정 비행 조건의 플랩의 예상 변형(an expected deformation)에 대비해(in anticipation) 결정된다. 플랩의 운항 형태(the in-flight shape)는 특정 운항 조건(the specified flight conditions)와, 비행기의 중량 및 중량 배분과, 날개의 구조와, 플랩의 구조 및 예측 공기역학적 하중(predicted aerodynamic loads)을 고려한 분석에 기초해 결정된다. 설계 방법은 플랩이 제작되고 비행기상에서 사용되는 것을 가능하게 하고 이는 기계적 시스템(a mechanical system)이 플랩을 운항 동안 요구되는 형태로 강제할 것을 요구하지 않는다. 기계 시스템의 제거는 항공기의 중량의 감소를 가능하게 하며, 항공기의 설계를 간소화시키고 더 낮은 반복 비행기 비용(lower recurring airplane cost)을 야기한다.

더 자세히는, 비행기와, 항공기에 사용되는 공기역학적 고양력 장치 표면이 도 1에 대해 기술되어 있다. 도 2에 대해서, 선행기술 트레일링 에지 플랩의 사시도가 기술된다. 도 3, 도 4a, 도 4b, 그리고 도 4c에 대해서 두 플랩의 형태가 기술된다. 특히, 플랩 중 하나의 제작시 형태는 운항 조건에서 일어나는 변형을 견디기 위해 조정되었다.

도 2 내지 도 4c는 보잉 777x 구성(a Boeing 777x configuration)과 연관된다. 그러나, 이 예는 단시 예시의 목적으로만 제공된다. 본 발명에서 기술되는 제조 용품(the articles of manufacture) 및 방법(the methodologies)은 다수의 다른 타입의 현대 항공기에 사용될 수 있다. 이러한 항공기는 다른 수의 플랩과 플랩 구성(flap configurations)을 가질 수 있다. 그러므로, 예는 제한하도록 의도하지 않는다.

도 5a 및 도 5b에 대해서, 다른 비행 조건에서 플랩의 리딩 에지(the leading edge)의 형태는 플랩의 제작시 형태에 비교된다. 제작시 형태는 비행 동안 일어나는 공기력탄성 효과(aeroelastic effects)를 예상하여 설계된다. 공기력탄성 효과를 예상하는 플랩 설계 방법은 도 6에 대해 기술된다. 도 7에 대해서, 도 1 내지 도 6에 대해 기술되는 플랩을 이용할 수 있는 항공기 생산 및 서비스 방법(an aircraft production and service methodology)이 기술된다. 마지막으로, 도 8에 대해서, 도 1 내지 도 6에 따른 플랩을 이용하는 항공기의 개략도(a schematic illustration)가 기술된다.

항공기 고양력 장치 표면 및 선행기술 플랩 설계

도 1은 비행기(an airplane)(2)를 도시하는 사시도이고 이는 공기역학적 고양력 장치 표면과 연관된다. 날개(the wings)(25)상에서, 슬랫(slats)(5)은 각 날개의 리딩 에지 주변에 사용된다. 트레일링 에지 주변에, 스포일러(spoilers)(4)와, 이중 슬롯 플랩(doubled slotted flaps)(6)과, 플랩퍼론(flaperon)(8) 및 OB 플랩(OB flap)(10)과, 에일러론(an aileron)(12)이 각 날개에 제공된다. 위에 기술된 바와 같이, 이 플랩 구성은 단지 예시의 목적으로 제공되며 제한하도록 의도하지 않는다. 플랩(6)과 같은 고양력 장치 표면은, 날개(25)에 대해서, 어떤 방식으로 연계되도록(articulate) 구성될 수 있다.

미익(the empennage)(27)은 수직 안정기(a vertical stabilizer)(13)와, 러더(rudder)(16)와 탭(tab)(18)이 제공된다. 수평 안정기(the horizontal stabilizer)(14)는 엘리베이터(an elevator)(20)가 제공된다. 러더(16) 및 러더 탭(rudder tab)(18)은 수직 안정기에 대해 이동하도록 구성될 수 있고 엘리베이터는 수평 안정기에 대해 이동하도록 구성될 수 있다.

위에 구성은 기존 보잉 777TM 구성(an existing Boeing 777TM configuration)에 연관된다. 보잉 777x 구성은 날개당 세 개의 플랩을 포함하고 반면 다른 구성은 날개당 단지 두 개의 플랩을 포함한다. 플랩퍼론은 고양력 및 롤 제어(roll control)을 제공한다. 일부 항공기상에 플랩퍼론은 인바운드 에일러론(an inbound aileron)이다. 보잉 737(a Boeing 737)상에는, 플랩퍼론/IB 에일러론(flaperons/IB aileron)은 없다. 그 대신, 플랩은 이 날개에서 합쳐진다. 따라서, 본 발명에 기술된 날개 예는 단지 예시의 목적으로 제공되며 제한하도록 의도하지 않는다.

한 실시예에서, 날개는 트레일링 에지 가변 챔버 시스템(trailing edge variable camber system)을 포함할 수 있다. 틀레일링 에지 가변 챔버 시스템은 쳐진 스포일러(a drooping spoiler)와 플랩 메커니즘(flap mechanism)을 포함한다. 트레일링 에지 가변 챔버 시스템은 한 범위의 공기역학적으로 밀봉가능한 플랩과 비행 조건에서 스포일러 위치(spoiler positions)를 제공할 수 있다. 이는 업(운항) 위치(up (cruise) position)에 플랩을, 날개 길이 방향 항력 분배(the spanwise lift distribution)를 조정함으로써 항공기가 미션(its mission)에 걸쳐 날아갈 때 연료 소모를 최적화하도록, 약간 조정할 수 있다. 다른 운항 조건하에 밀봉하는 트레일링 에지 가변 챔버 시스템에 플랩의 능력은 도 5에 대해 아래에 기술된다.

도 2는 플랩 어셈블리(flap assembly)(100)의 한 예의 사시도이다. 플랩 어셈블리(100)는 날개(25)와 같은 날개의 트레일링 에지에 결합되도록 구성된다. 플랩 어셈블리(100)는 예를 들어 힌지 커넥터(104a, 104b)(hinge connectors)를 통해 날개에 결합된다. 날개에 결합될 때, 힌지 커넥터는 페어링(a fairing)에 의해 덮혀진다(도시되지 않음).

비행 동안, 플랩 어셈블리(100)는 힌지 커넥터뿐만 아니라 날개의 고정된 부분(the fixed portion)에 대한 플랩의 위치를 조정하기 위해 플랩 어셈블리(100)에 조립된 다른 회전 포인트(rotation points)(도시되지 않음)에 대해서도 회전할 수 있다. 일반적으로, 플랩 어셈블리(100)는 이륙과 착륙에서 최대 이동 범위(its greatest range of motion)에 걸쳐 이동하도록 구성된다. 하지만, 플랩 어셈블리(100)는 또한 플랩의 위치가 운항 조건에 조정되는 것을 가능하게 할 수 있다. 능력(the capability)은 더 큰 범위에 걸친 운항 조건 개선된 공기역학적 효율성을 감안한다. 예를 들어, 위에 기술된 바와 같이, 플랩 어셈블리(100)는 트레일링 에지 가변 챔버 시스템의 일부일 수 있고, 이는 운항 조건에 다수의 다른 플랩 위치를 대비한다.

비행 동안, 다수의 다른 소스로부터 힘이 플랩 어셈블리(100)에 작용한다. 예를 들어, 플랩 어셈블리(100)는 공기역학적 하중을 겪으며, 이는 플랩의 위치와, 비행기의 방향과 비행 조건에 따라 변한다. 또한, 플랩 어셈블리(100)는 두 개의 별개 연결 포인트(its two discrete connection points)를 통해, 예를 들어 힌지 커넥터(104a, 104b)를 통해, 날개에 하중을 수용한다.

비행 동안, 날개의 형태는 공기역학적 하중 및 비행기의 중량이 변화함에 따라 변화한다. 예를 들어, 날개는 구부려지고 비틀어진다(bend and twist). 또한 날개는 공기역학적 하중이 비행 조건에서 비행 조건으로 변화함에 따라 펴지고 풀어질 수 있다(unbend and untwist). 날개가 형태를 변화함에 따라, 힌지 커넥터 변화를 통해 플랩 어셈블리(100)로 전이되는 하중이 변화한다.

일반적으로, 플랩 어셈블리(100)는 이것이 접합되는 날개의 고정된 부분과 다른 내부 구조를 가진다. 내부 구조의 차이는 플랩의 형태와 같은 그러한 요인(such factors)로부터 야기하며, 이는 트레일링 에지와, 날개상 위치와, 위치를 바꾸는 능력의 결과로 이것이 겪는 더 큰 공기역학적 하중과 회전에 필요한 기계적 지지부(the mechanical supports)와 날개에 접합 포인트(attachment points)에 접합 메커니즘(attachment mechanisms)에 굴곡의 작은 반경(a small radius of curvature)로 줄어든다. 흔히, 플랩 어셈블리(100)는 날개의 고정된 부분보다 기계적으로 더 견고(stiffer)하거나 부드러울(softer) 수 있다.

비행 조건하에, 날개의 고정된 부분과 이의 별개 접합 포인트(its discrete attachment points)에 비교한 플랩 내부 구조에 차이는 플랩의 형태가 날개의 고정된 부분에 비교하여 다르게 변하도록 야기한다. 예를 들어, 플랩은 단지 두 개의 접합 포인트에서 날개에 접합되고 이는 날개의 고정된 부분과 다른 강성(stiffness)를 가지기 때문에, 플랩 어셈블리(100)는 날개의 고정된 부분과 같은 방법으로 구부려지거나 비틀리지 않을 수 있다. 이러한 차이는 날개의 공기역학적 성능(the aerodynamic performance)을 감소시키는 국부 형태 불연속성(local shape discontinuities)을 야기할 수 있다. 예를 들어, 단계 불연속성(step discontinuities)는 플랩-날개 인터페이스(the flap-wing interface)에서 일어날 수 있다. 또 다른 예에서, 플랩은 적절히 밀봉되지 않을 수 있고 이는 갭(gaps)을 야기해 플랩의 리딩 에지와 날개의 트레일링 에지 사이에 공기가 흐를 수 있게 한다. 플랩이 부적절하게 밀봉되거나 그 구조 안에 단계 불연속성을 가질 때, 항력(the drag)이 증가하고, 이는 증가된 연료 소모를 야기한다.

선행기술 설계에서, 플랩 어셈블리(100)가 요구된 형태를 유지하는 것을 돕기 위해서, 추가적 기계 접합 포인트(additional mechanical attachment points)는 날개의 고정된 부분과 플랩 어셈블리(100) 사이에 제공될 수 있다. 도 2에서, 두 개의 트랙 커넥터(track connectors)(102a, 102b)가 제공된다. 트랙 커넥터(102a, 102b)는 플랩 어셈블리(100)와 롤러 커넥션(roller connections)를 가진 각 인터페이스로부터, 예를 들어 날개 구성 요소(wing component)(116)상에서와 같이, 날개의 고정된 부분으로 연장된다. 플랩의 위치가 변하면서, 트랙 커넥터는 트랙을 따라 이동한다.

트랙/롤러 커넥터(the tract/roller connectors)는 추가적 하중을 플랩에 가하고, 이는 플랩이, 이것이 접합되는 비행기의 다양한 작동 조건(various operating conditions) 동안, 요구되는 형태를 유지하도록 야기한다. 예를 들어, 트랙/롤러 커넥터는 플랩이 밀봉부(a seal)에 근접하게 유지하도록 강제할 수 있다. 트랙/롤러 커넥터의 단점은비행기에 더해지는 추가적 중량과 이러한 커넥터를 포함하는 날개의 추가적 복잡성(complexity)이다. 추가적 중량 및 복잡성은 또한 비용을 증가시킨다. 예를 들어, 트랙 커넥터 및 트랙은 약 100 파운드를 비행기의 중량에 더할 수 있다. 도 3 내지 도 6에 대해 아래에 기술될 바와 같이, 플랩 어셈블리를 포함하는 날개는 트랙 커넥터를 포함하지 않는 것으로 기술된다.

플랩 설계 방법

이 섹션에서, 가변 위치 플랩(a variable position flap)을 포함하는 날개가 기술된다. 한 실시예에서, 플랩은 트레일링 에지 가변 챔버 시스템에 연결될 수 있다. 따라서, 플랩의 위치는 운항 조건에 따라 조정 가능하다. 플랩의 지그 형태(the jig shape)(제조 형태)는, 플랩이 운항 조건에서 로드(loaded)될 때 이 것이 제2 요구되는 형태(a second desired shape)로 변하도록, 선택될 수 있다. 예를 들어, 지그 형태는 날개 길이 방향으로 비틀리고 구부려져서 비행 동안 일어나는 공기력탄성적 굽힘 및 비틀림을 예상하여 비행 중 적절하게 밀봉되는 플랩을 달성할 수 있다. 이 접근법을 사용하여, 한 실시예에서, 트랙 커넥터는, 도 2에 대해 기술되는 바와 같이, 제거될 수 있다. 예를 들어 플랩의 제조 방법은 도 3에 대해 아래와 같이 기술된다.

도 3은 운항 조건에서 일어나는 변형을 견디는 제작시 형태 수정(as-built shape tweaks)을 도시하는 두 개의 플랩의 상면도이다. 두 개의 플랩은 서로의 윗면 위에 놓여진다. 제1 플랩(the first flap)은 섹션(the section)(202)에 의해 나타내어지고, 이는 주변 영역보다 밝다. 제2 플랩(the second flap)은 어두운 영역(204a, 204b)에 의해 나타내어진다.

제1 플랩은 비행 중 공기력탄성적 효과(aeroelastic effects)를 예상하도록 설계되지 않는다. 제2 형태(the second shape)을 제공하기 위해서, 제1 플랩(the first flap)의 형태는 예상되는 공기력탄성적 효과를 견디기 위해, 예를 들어 구부려지거나 비틀리거나 및/또는 납작하게 만드는 것과 같이, 변형되었다. 밝고 어두운 영역 사이 경계는 제1 플랩과 제2 플랩의 높이가 같은 곳이다. 섹션(202)에서, 제1 플랩의 높이는 제2 플랩 보다 높다. 어두운 영역(202a, 202b)에서, 제2 플랩의 높이는 제1 플랩 보다 더 높다. 높이상 차이는 제1 플랩 형태(the first flap shape)의 변형으로부터 야기하여 제2 플랩 형태(the second flap shape)을 얻는다.

인바운드(IB) 선(the inbound line/the IB line))(206)에서, 중앙선(the midline)(208)에 걸쳐 아웃바운드(OB) 선(the outbound line/the OB line)(210)으로, 제1 플랩은 본질적으로 일직선상으로 배치될 수 있다. 그에 비교하여, 제2 플랩의 부분은 제2 플랩이 제1 플랩에 비교하여 중앙 부분(the middle portion)에서 하향으로 휘도록(bowed) 고려될 수 있는 곡선(a curve)를 따를 수 있다. 따라서, 제1 플랩의 높이는 중앙선(208) 근처 제2 플랩 보다 높으며, 예를 들어 인바운드 선(206) 및 아웃바운드 선(210) 근처처럼, 단부(the ends) 근처 제2 플랩의 높이보다 낮다.

제1 플랩의 제작시 형태는 예를 들어 운항과 같은 비행 조건 동안 제1 플랩이 노출되는 공기력탄성적 하중을 대비하지 않는다. 비행 동안, 제1 플랩은 변형될 수 있다. 도 2에 대해 위에서 기술된 바와 같이, 일반적 시스템에서, 제1 플랩의 형태가 비행 중 충분하도록 보장하기 위해, 편향 트랙 시스템(a deflection track system)이 사용될 수 있다. 편향 트랙 시스템은 기계적 하중을 가하고 이는 제1 플랩이 비행 중 요구되는 방법으로 변형되도록 야기한다. 예를 들어, 트랙 시스템은 운항 조건에서 제1 플랩이 적절하게 밀봉되도록 보장하는데 사용될 수 있다.

반면에, 제2 플랩은 편향 트랙 시스템을 요구하지 않는다. 제2 플랩의 제작시 형태는, 특정 비행 조건에서, 새로운 요구되는 형태로 변형되도록 설계된다. 예를 들어, 제2 플랩의 형태는 일정 범위 위치에 운항 조건에서 제2 플랩이 고정된 날개 부분에 적절하게 밀봉되도록 설계될 수 있다. 다른 예에서, 제2 플랩은 또한 날개의 저속 공기역학적 성능(low speed aerodynamic performance)을 개선하도록 형태 조정될 수 있다. 제1 플랩과 제2 플랩 사이 차이를 추가로 도시하기 위해서, 인바운드 선(206)과, 중앙선(208)과 아웃바운드 선(210)의 각각에 횡단면 곡선(cross sectional curves)는 도 4a 내지 도 4c에 대해 아래와 같이 기술된다.

도 4a 내지 도 4c는 도 3에 도시된 두 개의 플랩의 횡단면이다. 제1 플랩 및 제2 플랩 형태는 날개의 고정된 부분에 접합 전에 플랩의 제작시 형태를 나타낼 수 있다. 인바운드 선(210)에서 형태(the shapes)(225)를 도시하는 도 4a에서, 제1 플랩과 연관된 횡단면 곡선은, 비행 동안 일어나는 공기력탄성적 하중을 견디도록 보정되지 않기 때문에, 비보정 플랩(uncompensated flap)(214)으로 지칭된다. 반면에, 제2 플랩과 연관된 횡단면 곡선은, 그 형태가 예를 들어 운항 비행과 연관된 로드 조건(the load conditions)처럼 로드 조건 하에 일어나는 공기력탄성적 변형을 대비하도록 선택되기 때문에, 보정 플랩(the compensated flap)(212)으로 지칭된다.

트레일링 에지에서, 보정 플랩(212) 및 비보정 플랩은 같은 코드 길이(the same chord length)를 가진다. 리딩 에지에서 비보정 플랩(214)은 보정 플랩(212) 보다 더 앞으로 연장된다. 한 실시예에서, 플랩의 리딩 에지는 저속 공기역학적 성능을 개선하도록 선택될 수 있다.

두 개의 횡단면 커브에 일부 차이는 위치(locations)(216, 218, 220)에 도시된다. 위치 (216)에 두 개의 곡선 사이 거리는 약 0.27 인치이다. 한 실시예에서, 거리는 0에서 0.5 인치 사이이다. 트레일링 에지 위치(218) 근처 두 곡선에 차이는 약 0.1 인치이다. 한 실시예에서, 거리는 0에서 0.5 인치 사이이다. 마지막으로, 보정 플랩(212)의 리딩 에지는 비보정 플랩에 비교하여 더 둥글고 두 곡선 사이 거리는 약 0.55 인치이다. 한 실시예에서, 거리는 0에서 1 인치 사이이다.

도 4b는 중앙선(208)에 플랩의 횡단면 곡선 프로파일(the cross sectional curve profiles)(230)을 도시한다. 중앙선에서, 비보정 플랩(232)의 높이는 이제 보정 플랩(234)에 비교하여 더 높다. 비보정 플랩(234)의 간격(the width)은 또한, 보정 플랩(234)의 리딩 에지가 비보정 플랩 보다 더 멀리 연장됨에 따라, 더 길다. 트레일링 에지(238)에서, 플랩은 약 0.58 인치 떨어져있다. 한 실시예에서, 거리는 0에서 1 인치 사이이다. 또한, 위치(256)에서, 플랩은 약 0.34 인치 떨어져있다. 한 실시예에서, 거리는 0에서 1 인치 사이이다. 리딩 에지 위치(the leading edge location)(240)에서, 플랩은 약 0.49 인치이다. 한 실시예에서, 거리는 0에서 1인치 사이이다.

도 4c는 인바운드 선(206)에서 보정 플랩(252) 및 비보정 플랩(254)의 횡단면 곡선 프로파일을 도시한다. 보정 플랩(252)은 또 다시 비보정 플랩(254) 보다 더 높다. 리딩 에지에서, 비보정 플랩(254)은 보정 플랩(252) 보다 더 멀고 더 낮게 연장된다. 트레일링 에지에서, 보정 및 비보정 플랩은 서로에 가깝다.

리딩 에지(260)에서, 플랩은 약 0.7 인치 떨어져있다. 한 실시예에서, 거리는 0에서 1.5 인치 사이이다. 위치(256)에서, 플랩은 약 0.45 인치 떨어져있다. 한 실시예에서, 거리는 0에서 1 사이이다. 트레일링 에지에서, 플랩은 약 0.18 인치 떨어져있다. 한 실시예에서, 거리는 0에서 0.5 인치이다. 수치는 날개 및 플랩을 제작하기 위해 어떤 재료가 사용되는지 여부와, 날개상 플랩의 위치와, 날개 및 플랩의 크기와, 비행기의 중량과, 선택된 운항 조건과, 날개에 플랩의 커넥션 위치(the connection locations)와 날개와 플랩 각각의 내부 구조에 따라서 변할 수 있기 때문에 이러한 수치는 단지 예시적인 목적으로 제공되며 제한하도록 의도하지 않는다.

위에 내용에서, 치수(the dimensions)는 단지 예시의 목적으로 제공되고 제한하도록 의도하지 않는다. 치수는 시뮬레이션에 기초한 예측(predictions)이다. 또한, 치수는 특정 적용 예이며(application specific) 본 발명에서 기술되는 방법이 적용되는 날개 또는 다른 공기역학적 표면의 강성 및 크기에 따라 상당히 변할수 있다.

도 5a 및 도 5b는 다른 비행 조건에서 플랩의 리딩 에지의 형태를 제작시 형태에 비교하는 두 개의 다른 위치에서 횡단면이다. 제작시 형태는 도 3 내지 도 4c에 대해 위에 기술된 보정 형태(the compensated shape)에 대응한다. 이 예에서, 제작시 형태는 비행 동안 일어날 수 있는 공기력탄성력(aeroelastic forces)에 대비하도록 선택되었다. 제작시 형태는 또한, 예를 들어 플랩을 포함하는 비행기가 지면상에 있을 때, 언로드 조건(unloaded conditions) 하에 플랩의 형태를 나타낼 수 있다. 플랩은 들어간 위치(a retracted position)와 나온 위치(an unretracted position)에 구성될 수 있다. 한 예에서, 플랩은 지면상에서 들어간 위치에 있을 수 있다.

도 5a 및 도 5b에서, 제작시 형태는 1g 레벨 운항 조건(1g level cruise conditions)에서 플랩의 형태에 비교된다. 플랩은 트레일링 에지 가변 챔버 시스템의 일부로서 사용될 수 있다. 따라서, 운항 조건에서, 플랩 형태는 트레일링 에지 가변 챔버 (TEVC) 시스템의 움직임의 범위에 걸쳐 분석된다.

도 5a에서, 아웃바운드 선(210)에서 리딩 에지 플랩 형태(leading edge flap shapes)(308a, 308b, 308c)(도 3 참조)는 제작시 형태(306)에 비교된다. 도 5a에 도시된 것과 비슷한 결과는 또한 인바운드 선(206)에서 예측된다. 리딩 에지 플랩 형태(308a, 308b, 308c)는 트레일링 에지 가변 챔버 시스템에 플랩의 세 위치에 대응한다. 특히, 곡선(312b)는 플랩 업(flap up)이고, 곡선(312c)는 플랩 다운(flap down)이고 곡선(312a)는 명목 위치(nominal position)이다. 비행 조건은 특정 고도에서 1g 운항(비행기가 올라가거나 내려가지 않는)와, 비행기 중량과 중량 분배이다. 중량 분배는 사람 수와, 수화물의 양을 비행기가 적재(carry)하는지 여부와 비행기상에 중량이 어디에 위치하는지 여부에 따라 다를 수 있다.

언로드 조건 하에서, 예를 들어 지면상에서, 제작시 형태(306)는 밀봉부(304)에 맞닿지 않는다. 고양력 장치 표면이 들어가고 나올 수 있는 경우, 이 비밀봉 조건(this unsealed condition)은 제작시 형태(306)가 들어간 상태(a retracted state)에 있을 때 일어날 수 있다. 이는 기계적 트랙 시스템(the mechanical track system)이 리딩 에지가 이 위치에서 밀봉부와 맞닿도록 강제하는 도 2에 일반적인 플랩 설계와 다르다. 운항에서 세 개의 다른 도시된 TEVC 위치에서 형태(308a, 308b, 308c)는 제작시 형태에 대하여 하향으로 강제되며 밀봉부와 맞닿는다. 따라서, 공기역학적 성능은 이러한 선택된 비행 조건에서 보존된다.

도 5b에서, 예를 들어 지면상과 같은 언로드 조건에서 제작 플랩 형태(310)와 세 개의 다른 운항 조건에서 플랩의 형태(312a, 312b, 312c)는 중앙선(208)에서 밀봉부(304)에 대해 위치되고 도시된다(도 3 참조). 제작 플랩 형태(310)는 중앙선에서 밀봉된다. 운항 조건에서, 플랩은 언로드 플랩(the unloaded flap)에 비교하여 더 적은 거리로 밀봉부(304)로 연장된다. 하지만, 플랩은 각각의 운항 조건에서 밀봉부(304)에 맞닿는다.

도 5a에 대하여 도시된 바와 같이, 언로드 플랩은 인바운드 및 아웃바운드 단부(the IB and OB ends)에서 밀봉되지 않았다. 따라서, 언로드될 때, 중앙선에서 거리가 증가하면서, 언로드 플랩은 최종적으로 접촉면(contact)이 없어질 때까지 밀봉부(304)로부터 떨어지게 이동한다. 따라서, 언로드 플랩은 언로드될 때 부분적 밀봉부를 만든다. 도 5a 및 도 5b에 도시된 바와 같이, 언로드 될 때, 플랩은 중앙선을 향해 하향으로 휘고 단부(아웃바운드 및 인바운드 선)에 상향으로 연장된다. 따라서, 언로드될 때 그리고 플랩이 편향되지 않는 중립 위치(a neutral position)에서, 플랩의 부분은 플랩에 인접한 날개의 트레일링 에지의 위로 연장될 수 있다.

운항 조건에서 공기력탄성 효과의 결과로, 플랩은 두 개의 단부에서 하향으로 이동하고 중앙선에서 상향으로, 예를 들어 펴지는 식으로, 이동한다. 따라서, 플랩은 플랩의 길이에 걸쳐 상당히 고르게 밀봉부에 맞닿는다. 플랩 형태가 공기력탄성 효과에 보정되지 않는다면, 예를 들어 초기 형태가 평평하게 언로드된다면, 운항 조건에서, 플랩은 중앙에서 상향으로 휘고 중앙선에서 하향으로 휠 것이다. 따라서 밀봉부는 운항에서 얻어지지 않을 것이다.

특정 실시예에서, 고양력 장치 표면과 밀봉 메커니즘(sealing mechanism)을 사용하는 방법은 1) 고양력 장치 표면과 밀봉 메커니즘이 설치되는 비행기상에서, 고양력 장치 표면이 제1 공기역학적 하중(first aerodynamic loads)을 수용하여 고양력 장치 표면이 밀봉 메커니즘에 대해 밀봉되지 않거나 밀봉 메커니즘에 대해 부분적으로 밀봉되는 제1 형태(a first shape)을 갖는 제1 비행 조건(a first flight condition)에서 비행기를 작동하는 것과, 2) 고양력 장치 표면이 제2 공기역학적 하중(second aerodynamic loads)를 수용하여 고양력 장치 표면이 밀봉 메커니즘과 밀봉부를 형성하는 제2 형태(a second shape)을 갖는 제2 비행 조건(a second flight condition)에서 비행기를 작동하는 것으로 구성된다. 특정 실시예에서, 제1 비행 조건은 이륙 전이나, 이륙 동안이나, 착륙 동안이나, 착륙 후에 일어날 수 있다. 또 다른 실시예에서, 제2 비행 조건은 운항 조건 동안 일어날 수 있다. 또 다른 실시예에서, 고양력 장치 표면은 비행기의 날개상에 설치된다. 추가 실시예에서, 고양력 장치 표면은, 비행 조건이 연속적으로 제1 조건에서 제2 조건으로 바뀌면서, 제1 형태와 제2 형태 사이 복수의 형태를 갖는다. 다음, 도 5a 및 도 5b에 대해 위에서 기술된 플랩과 같은 플랩을 설계하는 방법은 도 6에 대해서 기술된다.

도 6은 본 발명의 한 측면에 따른 블록 플랩 설계 방법(a flap design methodology)(350)의 다이어그램이다. 단계(352)에서, 초기 날개 형태(an initial wing shape)이 결정된다. 초기 날개 형태는 비행기의 초기 설계 사양(initial design specifications)과, 성능 요구 사항(performance requirements)과 공기역학적 시뮬레이션에 기초할 수 있다. 일부 예에서, 3차원 초기 날개 형태는 어떠한 모델된(modeled) 고양력 장치 표면이나 단지 부분적으로 특정된 고양력 장치 표면을 포함하지 않는 연속적 구성 요소(a continuous component)로서 처음에 특정될 수 있다. 초기 날개 형태를 설계하는데 사용되는 공기역학적 시뮬레이션은 이륙 및 착륙부터 운항 조건까지 일정 범위의 비행 조건을 포함할 수 있다.

단계(354)에서, 초기 날개상에 플랩 크기와 위치가 특정될 수 있다. 초기 날개 형태가 연속적이고 고양력 장치 표면을 포함하지 않는다면, 초기 날개의 한 섹션은 플랩을 수용하기 위해 제거될 수 있다. 또한, 접합 인터페이스(attachment interfaces) 및 그의 위치는 특정될 수 있다. 접합 인터페이스는 플랩이 날개에 접합되고 날개에 대해 이동하는 것을 가능하게 하는 하드웨어를 포함한다. 예를 들어, 도 2에서 플랩은 플랩이 날개의 고정된 부분에 접합되는 것을 가능하게 하는 두 개의 힌지 커넥터를 가지는 것으로 도시된다. 힌지 커넥터의 위치와 그의 연관된 구조는 또한 도 2에서 도시된다.

또한, 플랩의 움직임의 범위(a range of motion)가 특정될 수 있다. 움직임의 범위는, 예를 들어 플랩이 플랩의 하부(the bottom of the flap)와 플랩 어셈블리를 수용하기 위해 필요한 날개상에 페어링으로부터 회전하는 축의 거리와 같이, 접합 인터페이스의 설계에 영향을 줄 수 있다. 플랩이 트레일링 에지 가변 챔버 시스템에 사용될 때, 움직임의 범위는 또한 이 시스템과 연관된 플랩 위치(flap positions)를 포함할 수 있다. 위에 기술된 바와 같이, 제작 플랩 형태는, 플랩이 트레일링 에지 가변 챔버 시스템에 연관된 다른 위치에 적절하게 밀봉되도록 보장하게 설계될 수 있다.

단계(356)에서, 초기 플랩 형태가 선택될 수 있다. 예를 들어, 초기 플랩 형태는 일반적으로 플랩이 제거된 날개의 형태를 따르도록 선택될 수 있다. 플랩의 리딩 에지에 인접하는 날개의 고정된 부분의 트레일링 에지는 상대적으로 평평한 수직 표면일 수 있다. 하지만, 위에 기술된 바와 같이 플랩의 리딩 에지는 둥글 수 있다. 플랩의 리딩 에지는 플랩의 공기역학적 성능을 개선하도록 형태 조정될 수 있다. 도 3 내지 도 4C에서 비보정 플랩은 활용될 수 있는 초기 플랩 형태를 도시한다.

단계(358)에서, 날개 구조 및 재료가 특정될 수 있다. 날개 구조는 스킨(the skin)과, 립(ribs)과, 날개보(spars)와 스트링거(stringers)와 그의 연관된 위치와 같은 구성 요소의 사양을 포함한다. 알루미늄(일반적으로 금속)이나, 합성물(composites)이나 그의 조합과 같은 재료는 날개를 제작하는데 사용될 수 있다. 날개 구조는 가해지는 공기역학적 하중에 대해 날개의 어느 정도가 비틀리고 구부려지는지에 영향을 준다. 특정된 날개 구조 및 재료는 공기역학적 하중 하에 플랩의 변형을 결정하는 유한 요소 분석(a finite element analysis)에 사용될 수 있다.

단계(360)에서, 플랩 구조 및 재료는 비슷한 방식으로 날개에 대해 특정될 수 있다. 플랩의 내부 구조는, 움직이도록 설계되고, 연료를 적재하지 않고, 날개와 다른 하중을 겪고 별개 위치에서 날개와 접합하는 등의 요인 때문에 날개와 다르다. 따라서, 플랩의 강성은 날개와 다를 수 있다. 따라서, 이의 공기력탄성적 반응(its aeroelastic response)은 날개와 다르다. 특정된 플랩 구조 및 재료는 공기역학적 하중 하에 플랩의 변형을 결정하는 유한 요소 분석에 사용될 수 있다.

단계(362)에서, 하나 이상의 비행 조건 및 비행기 중량 분배가 특정될 수 있다. 이러한 조건은 날개와 플랩의 공기력탄성적 반응에 영향을 줄 수 있다. 특히, 공기력탄성적 반응의 크기는 조건에 따라 변할 수 있다. 시뮬레이션 및 실험적 시험(experimental testing)은 요구된 작동 엔빌로프(a desired operational envelope) 내에 플랩의 공기력탄성이 충분한지 여부를 결정하는 복수의 다른 조건에서 이뤄질 수 있다.

예를 들어, 보잉 777의 일반적인 운항 속력은 35,000 피트의 운항 고도(a cruise altitude)에서 약 0.84 마하(554 MPH)이다. 작동 자체 중량(the operating empty weight)는 모델에 따라서 300,000에서 400,000 파운드 사이로 변할 수 있다.. 최대 이륙 중량(the maximum takeoff weight)는 모델에 따라서 545,000에서 775,000 파운드 사이에 있을 수 있다. 따라서 어떤 특정 비행기 모델에 대해서도, 특정 비행 조건에서 연료와 화물 하중은 날개와 플랩의 시험 엔빌로프(a testing envelop)의 일부로서 특정될 수 있다.

단계(364)에서, 특정 비행 조건에서 날개 및 플랩 형태가 결정될 수 있다. 예를 들어, 특정 비행 조건은 그의 자체 중량 보다 더 큰 어떤 중량에 로드된(loaded) 비행기의 운항일 수 있다. 날개 및 플랩상에 공기역학적 하중의 수치적 시뮬레이션(a numerical simulation)이 결정될 수 있고 변형의 정도는 공기역학적 하중과, 비행기의 중량과, 날개 및 플랩의 구조와 날개 및 플랩의 초기 언로드 3차원 형태(the initial unloaded three dimensional shape)와 같은 요인에 따라서 달라질 수 있다.

일부 실시예에서, 이 과정(this process)은 공기역학적 하중이 날개 및 플랩이 변형되면서 변할 수 있기 때문에 여러 번(a number of times) 반복될 수 있다. 예를 들어, 날개 및 플랩의 초기 형태를 사용하여 결정된 공기역학적 하중에 기초하여, 날개 및 플랩의 제2 형태가 결정될 수 있다. 그리고, 날개와 플랩의 제2 형태를 사용하여, 새로운 공기역학적 하중이 결정될 수 있다. 새로운 공기역학적 하중에 기초하여, 제2 형태의 제3 형태(a third shape)로의 변형이 결정될 수 있다. 이 반복적 과정(this iterative process)은 날개 및 플랩의 형태가 특정 세트의 조건(at a particular set of conditions)에서 특정 형태로 수렴할 때까지 반복될 수 있다.

이 과정은 각각의 선택된 비행 조건에서 반복될 수 있다. 이 예에서, 초기 언로드 형태(the initial unloaded shape)는 같다. 하지만, 형태가 공기역학(the aerodynamics)에 미치는 효과와 공기역학이 형태에 미치는 효과는 결합된 방식으로 고려된다. 따라서, 과정의 반복성(the iterative nature of the process)이다. 대안적인 실시예에서, 형태 변화가 공기역학에 미치는 효과는 고려되지 않을 수 있다.

단계(366)에서, 체크(a check)가 도 5a 및 도 5b에 대해 기술된 방식에서처럼 시뮬레이션된 조건(the simulated conditions)에서 플랩의 형태가 밀봉부와 접촉면을 이루는지 여부를 결정하기 위해 수행될 수 있다. 플랩이 단계(372)에서 밀봉되지 않으면, 새로운 플랩 형태가 결정될 수 있다. 예를 들어, 플랩이 공기력탄성 효과에 의해 한 방향에서 구부려져서 밀봉되지 않는 경우이다. 플랩 형태는 이 효과를 완화시키기 위해 그의 언로드 상태(its unloaded state)에서 반대 방향에서 조정될 수 있다. 유사하게, 플랩이 공기력탄성 효과에 의해 한 방향에서 비틀리고 비틀림이 밀봉을 방지한다면, 초기 플랩 형태는 이 효과를 완화시키기 위해 반대 방향에서 비틀릴 수 있다.

한 실시예에서, 플랩의 형태를 조정하는 것 외에, 플랩상에 접합 포인트의 위치(the locations of attachment points)가 조정될 수 있다. 예를 들어, 접합 위치는 서로 더 멀거나 가깝게 이동될 수 있다. 또 다른 실시예에서, 플랩의 내부 구조나 플랩에 사용되는 재료는 예를 들어 특정 위치에서 더 견고하거나 덜 견고하게 만들기 위해서 변경될 수 있다. 내부 구조의 변화는 얼마나 그리고 어디에서 플랩이 변형되느냐에 영향을 줄 수 있다. 따라서, 밀봉 성능(the sealing performance)은 개선될 수 있다. 추가적 실시예에서, 밀봉부의 형태나, 위치(location)나 및/또는 크기는 플랩의 밀봉 특성(the sleaing characteristics)을 개선시키기 위해 조정될 수 있다.

단계(368)에서, 플랩의 형태가 제조 제약 사항(manufacturing constraints)에 맞는지 여부의 결정이 결정될 수 있다. 예를 들어, 날개/플랩 인터페이스(the wing/flap interface)에서 플랩의 경사(the slope)가, 예를 들어 날개의 트레일링 부분에서 날개의 경사와 날개의 트레일링 에지에 인접한 플랩의 경사가 어느 정도 연속적이도록 특정될 수 있으며, 예를 들어 5%처럼, 서로에 대해 어떤 퍼센트 내에 있을 수 있다. 다른 예에서, 날개의 트레일링 에지와 날개의 트레일링 에지에 인접한 플랩 사이에 높이상 차이가 어떤 특정 마진(some specified margin) 내에 있도록 특정될 수 있다. 또 다른 예에서, 플랩이 어떤 정도 이상으로 밀봉부를 밀어 내리지(push the seal down) 않도록 특정될 수 있다. 또 다른 예에서, 플랩의 리딩 에지와 트레일링 에지 플랩 사이 거리가 어떤 최소 거리 이상과 어떤 최대 거리 이하로 유지되도록 특정될 수 있다.

단계(372)에서, 제작 제약 사항이 맞지 않는다면, 플랩의 형태는 조정될 수 있다. 예를 들어, 플랩의 형태는 날개의 트레일링 에지의 경사와 더 잘 맞는 형태로 변형되도록 조정될 수 있다. 또 다른 예로서, 이는 날개로의 접합 포인트에서 하중을 줄이도록 조정될 수 있다.

단계(370)에서, 플랩이 밀봉되고 제조 제약 사항이 맞는다면, 날개와 플랩의 조합의 공기역학적 성능은 다양한 비행 조건에서 결정될 수 있다. 이 분석은 예를 들어 이륙 또는 착륙에서와 같이 다양한 조건에서 날개와 플랩의 시뮬레이션을 수행하는 것을 수반(involve)할 수 있다. 또한, 시뮬레이션은 예를 들어 착륙을 위해 밑으로 연장되는 것과 같이 다양한 위치에서의 플랩에 수행될 수 있다.

공기역학적 제약 사항(the aerodynamic constraints)은 밀봉 제약 사항(the sealing constraints)과 어느 정도 독립적일 수 있다. 예를 들어, 플랩의 형태는 공기역학적 성능이 플랩이 완전히 밀봉되는 것이 중요하지 않은 비행 조건에서 더 좋도록 조정될 수 있다. 따라서, 조정된 형태가 운항 조건과 같이 요구된 조건에서 밀봉되는 한, 공기역학적 성능을 개선시키는 수정(tweaks)을 플랩에 가하는 것이 가능하다. 예를 들어, 플랩의 리딩 에지는 공기역학적 성능을 개선하기 위해 더 둥글게 만들어질 수 있다.

단계(374)에서, 플랩이 밀봉되고, 제작 제약 사항이 맞고 공기역학적 제약 사항이 맞다면, 플랩의 제작 기하학적 구조(the as-built geometry)는 고정될 수 있다. 합성 플랩(composite flaps)은 지그에 제작된다. 따라서, 지그 형태는 항공기에 설치될 수 있는 언로드 형태이다. 다음, 도 6에 설계된 플랩을 포함할 수 있는 항공기의 복수의 세부 사항이 도 7 및 도 8에 대해 기술된다.

항공기 적용 예

도 7에 도시된 항공기 제조 및 서비스 방법(an aircraft manufacturing and service method(400)과 도 8에 도시된 항공기(500)는 이제 본 발명의 과정 및 시스템의 다양한 특징을 더 잘 도시하기 위해 기술된다. 동체 크래들 지지 어셈블리(the fuselage cradle support assembly)는 예를 들어 시제품화(prototyping)와, 제작과, 작동과 정비와 같이 항공기 수명(the aircraft lifetime)의 어떤 단계에서도 사용될 수 있다. 위에 기술된 바와 같이, 크래들 지지 어셈블리 설계(a cradle support assembly design)은 다른 타입의 물체를 지지하는데에 사용될 수 있고 단지 항공기를 지지하는데에 제한되지 않는다. 예를 들어 크래들 지지 어셈블리는 제조 동안 탱크(a tank)나 로켓 섹션(a rocket section)을 지지하는데 사용될 수 있다.

생산 이전 단계(pre-production) 동안, 항공기 제작 및 서비스 방법(400)은 항공기(500)의 사양 및 설계(specification and design)(404)과 자재 조달(material procurement)(406)를 포함할 수 있다. 생산 단계(the production phase)는 항공기(500)의 구성 요소 및 서브어셈블리 제조(component and subassembly manufacturing)(408)와 시스템 통합(system integration)(410) 수반한다. 시스템 통합은 또한 자재 조달(406) 전에 일어날 수 있다. 예를 들어 트레일링 에지 플랩과 같은 항공기(500)의 고양력 장치 표면의 사양과 설계의 측면은 도 1 내지 6에 대해 위에 기술된다. 방법은 다른 고양력 장치 표면에 적용될 수 있고 트레일링 에지 플랩의 예는 단지 예시의 목적으로 제공된다. 그 후, 항공기(500)는 서비스(service)(414) 단계로 넘어가기 위해 인증 및 배달(certification and delivery)(412)을 거칠 수 있다. 사용자에 의한 서비스 단계에서, 항공기(500)는 정기 정비 및 서비스(routine maintenance and service)(416)를 위해 일정을 잡히게 된다(이는 또한 수정(modification), 재구성(reconfiguration), 보수(refurbishment) 등을 포함할 수 있다). 본 발명에 기술된 실시예가 일반적으로 상용 항공기(commercial aircraft)의 서비스에 관한 것이지만, 이는 항공기 제조 및 서비스 방법(400)의 다른 단계에서 실행될 수 있다.

각각의 항공기 제조 및 서비스 방법(400)은 시스템 통합자(a system integrator), 제3자(a third party), 및/또는 조작자(an operator)(예를 들어 고객)에 의해 수행되거나 실행될 수 있다. 이 기술의 목적을 위해, 시스템 통합자는 제한 없이 어떤 수의 항공기 제조자(aircraft manufacturers) 및 주요 시스템 하청업자(major-system subcontractors)도 포함할 수 있고, 제3자는 예를 들어 제한 없이 어떤 수의 판매자(venders), 하청업자, 그리고 공급자(suppliers)를 포함할 수 있고, 조작자는 항공사(an airline), 임대 회사(leasing company), 군대(military entity), 서비스 기관(service organization) 등일 수 있다.

도 8에 도시된 바와 같이, 도 7에 항공기 제작 및 서비스 방법(400)에 의해 생산된 항공기(500)는 복수의 고공 시스템(high-level systems)(520) 및 인테리어(interior)(522)를 가진 기체(airframe)(518)를 포함할 수 있다. 고공 시스템(520)의 예는 하나 이상의 추진 시스템(propulsion system)(524), 전기 시스템(electrical system)(526), 유압 시스템(hydraulic system)(528), 그리고 환경 시스템(environmental system)(530)을 포함한다. 복수의 다른 시스템도 포함될 수 있다. 예를 들어, 위에 기술된 플랩 설계는 공기역학적 제어 시스템(an aerodynamic control system)의 일부로서 사용될 수 있고, 이는 도 1에 도시되었다.

본 발명에 도시되거나 기술되는 장치와 방법(apparatus and methods)은 항공기 제조 및 서비스 방법(400)의 어떤 하나 이상의 단계 동안 이용될 수 있다. 예를 들어, 구성 요소 및 서브어셈블리 제조(component and subassembly manufacturing)(408)에 대응하는 구성요소나 서브어셈블리는 항공기(500)의 사용 단계에서 생산되는 구성 요소 또는 서브어셈블리와 유사한 방식으로 제작 또는 제조될 수 있다. 또한, 장치, 방법, 또는 그의 조합의 하나 이상의 측면은 스탭(steps)(408, 410) 동안, 예를 들어 항공기(500)의 어셈블리를 실질적으로 가속화(expediting)하거나 비용을 줄이는 식으로, 활용될 수 있다. 유사하게, 장치 또는 방법 실현(apparatus or method realizations) 또는 그의 조합의 하나 이상의 측면은, 예를 들어 제한 없이, 항공기가 서비스 단계, 예를 들어 정비 및 서비스(416) 단계에 있는 동안 활용될 수 있다.

조항 1. 항공기에 있어서,

날개(25)의 고정된 부분을 포함하는 날개(25)와,

날개(25)의 고정된 부분에 결합되고 그로부터 연장되는 밀봉부(304)와,

제작시 형태를 가지는 날개(25)에 결합되는 고양력 장치 표면을 포함하고,

비행 중이 아닐 때, 제작시 형태에 고양력 장치 표면은 부분적으로 밀봉부(304)와 접촉면을 가져서 공기가 밀봉부(304)와 고양력 장치 표면 사이에 흐를 수 있고, 하나 이상의 비행 조건에서, 고양력 장치 표면이 공기역학적 힘 하에서 제조 형태에서 제2 형태로 변형되어 제2 형태에 고양력 장치 표면이 밀봉부(304)와 완전한 접촉면을 가져서 밀봉부(304)와 고양력 장치 표면 사이 공기 흐름을 방지하는 항공기.

조항 2. 제1조항에 있어서,

고양력 장치 표면이 에일러론, 플랩퍼론, 스포일러, 러더, 엘리베이터, 슬랫, 플랩, 그리고 수평 안정기로 이루어진 그룹에서 선택되는 항공기.

조항3. 항공기의 공기역학적 시스템에 있어서,

날개(25)의 고정된 부분과,

제작시 형태를 가지는 날개(25)에 결합된 고양력 장치 표면을 포함하고,

비행 중이 아닐 때, 제작시 형태에 고양력 장치 표면은 밀봉부(304)와 접촉면을 가지지 않거나 부분적으로 밀봉부(304)와 접촉면을 가져서 공기가 밀봉부(304)와 고양력 장치 표면 사이에 흐를 수 있게 하고, 하나 이상의 비행 조건에서, 공기역학적 힘 하에 고양력 장치 표면이 제작시 형태에서 제2 형태로 변형되어 제2 형태에 고양력 장치 표면이 밀봉부(304)와 완전한 접촉면을 가져서 밀봉부(304)와 고양력 장치 표면 사이 공기 흐름을 방지하는 공기역학적 시스템.

조항4. 제3조항에 있어서,

고양력 장치 표면의 리딩 에지는 하나 이상의 비행 조건에서 밀봉(304)되는 능력을 유지하는 동안 고양력 장치 표면의 공기역학적 성능을 개선하도록 형태 조정되는 공기역학적 시스템.

조항5. 제3조항에 있어서,

고양력 장치 표면이, 고양력 장치 표면이 날개(25)의 고정된 부분에 대해 이동하는 것을 가능하게 하는 동안 하나 이상의 접합 인터페이스를 포함하는 공기역학적 시스템.

조항6. 제3조항에 있어서,

고양력 장치 표면이 합성물이나, 금속 또는 그의 조합으로 형성되는 공기역학적 시스템.

조항7. 제3조항에 있어서,

고양력 장치 표면은 들어가고 펴지게 구성되며, 비행 중이 아닐 때, 고양력 장치가 들어가는 공기역학적 시스템.

조항8. 고양력 장치 표면을 만드는 방법에 있어서,

고양력 장치 표면이 기계적으로 날개(25)에 결합되어 날개(25)에 대해서 이동할 수 있고 밀봉부(304)가 날개(25)의 고정된 부분과, 밀봉부(304)가 비행 조건에서 고양력 장치 표면 사이에 공기 흐름을 방지하는, 고양력 장치 표면 사이 끼어들어갈 때 날개(25)의 고정된 부분의 형태 및 고양력 표면의 제작시 형태를 결정하는 것과,

날개(25)의 제1 구조 및 제1 재료와 고양력 장치 표면의 제2 구조 및 제2 재료를 결정하는 것과,

비행 조건을 특정하는 것을 포함하며,

고양력 장치 표면의 제작시 형태가 비행 중이 아닐 때의 제1 형태에서 비행 중에 제2 형태로 공기역학적으로 변형되도록 형태 조정되고, 제1 형태에서, 갭이 고양력 장치 표면과 밀봉부(304) 사이에 존재하고 제2 형태에서 고양력 장치 표면과 밀봉부(304) 사이 갭이 공기역학적 변형의 결과로 제거되는 고양력 장치 표면을 만드는 방법.

제8조항에 있어서,

플랩이 날개(25)의 고정된 부분의 트레일링 에지에 결합되는 방법.

결론

이 발명에서 공개되는 장치와 방법의 다른 예와 측면은 다양한 구성 요소와, 특징과, 기능성(functionality)을 포함한다. 특히, 항공기에 사용되는 날개상에 플랩과 연관된 장치와 방법이 기술된다. 이 발명에서 공개되는 장치와 방법의 다양한 예와 측면은, 어떤 조합으로도 본 발명에 공개된 장치와 방법의 어떤 다른 예와 측면의 어떤 것의 구성 요소와, 특징과, 기능성의 어떤 것을 포함할 수 있다는 것이 이해되어야 한다.

명시된 본 발명의 다수의 수정(modifications)과 다른 예는 본 발명에 관련된 기술분야에 통상의 지식을 가진 자가 생각해낼 것이며, 이 사람에게 본 발명은 위에 설명과 연관된 도면에 나타난 가르침(the teachings)의 이점을 가지는 것에 관한 것이다.

Claims

날개(25)의 고정된 부분과,
상기 날개(25)의 고정된 부분에 결합되고 그 부분으로부터 연장되는 밀봉부(304)와,
하나 이상의 비행 조건 동안 예상 변형에 대비하여 이를 기초로 결정되는 제작시 형태를 가진 날개(25)에 결합된 고양력 장치 표면을 포함하며,
비행중이 아닐 때, 제작시 형태의 고양력 장치 표면은 밀봉부(304)와 접촉면을 이루지 않거나 밀봉부(304)와 부분적으로 접촉면을 이루어 공기가 밀봉부(304)와 고양력 장치 표면 사이에 흐를 수 있게 하고, 하나 이상의 비행 조건에서, 공기력탄성적 힘의 영향하의 고양력 장치 표면은 제작시 형태에서 제2 형태로 변형되어 밀봉부(304)와 완전히 접촉하게 되어 밀봉부(304)와 고양력 장치 표면 사이 공기 흐름을 방지하게 되어 있고, 상기 밀봉부(304)와 상기 고양력 장치 표면 사이의 완전한 접촉은 공기역학적 힘에 의한 변형에 의하여 형성되는, 항공기의 공기역학적 시스템.
제1항에 있어서,
상기 하나 이상의 비행 조건이 운항 조건을 포함하는 공기역학적 시스템.
제1항에 있어서,
제작시 형태가 공기역학적 힘 하에서 휘어지고 펴지는 공기역학적 시스템.
제1항에 있어서,
제작시 형태가 공기역학적 힘 하에서 비틀리고 풀어지는 공기역학적 시스템.
제1항에 있어서,
제작시 형태의 로프트가 증가되어 고양력 장치 표면이 공기역학적 힘 하에서 평평해지고 연장되는 공기역학적 시스템.
제1항에 있어서,
고양력 장치 표면이 두 단부 사이에 중앙 부분을 포함하며 제작시 형태가 중앙 부분에서 하향으로 휘어지고 두 단부 근처에서 상향으로 휘어져서 고양력 장치 표면의 부분이 고양력 장치 표면의 부분에 인접하는 날개(25)의 부분 위로 연장되는 공기역학적 시스템.
제1항에 있어서,
고양력 장치 표면이 날개(25)의 고정된 부분의 트레일링 에지에 접합된 플랩인 공기역학적 시스템.
제7항에 있어서,
플랩은 운항 조건 동안 복수의 다른 위치에 위치되도록 구성되며 복수의 다른 위치의 각각에서 플랩이 공기역학적 힘 하에서 제작시 형태에서 변형되어 플랩이 밀봉부(304)와 완전히 접촉면을 이루어 밀봉부(304)와 고양력 장치 표면 사이 공기 흐름을 방지하는 공기역학적 시스템.
제7항에 있어서,
플랩이 트레일링 에지 가변 챔버 시스템의 일부인 공기역학적 시스템.
제1항에 있어서,
날개(25)의 고정된 부분과 고양력 장치 표면 사이 인터페이스에서 인터페이스에 날개(25)의 고정된 부분의 경사와 인터페이스에 고양력 장치 표면의 경사가 실질적으로 맞는 공기역학적 시스템.
고양력 장치 표면을 만드는 방법에 있어서,
고양력 장치 표면이 기계적으로 날개(25)에 결합되어 날개(25)에 대해 이동할 수 있게 되고, 밀봉부(304)가 날개(25)의 고정된 부분과 고양력 장치 표면 사이에 배치되어 비행 조건에서 밀봉부(304)와 고양력 장치 표면 사이 공기 흐름을 방지하도록, 날개(25)의 고정된 부분의 형태와 고양력 장치 표면의 제작시 형태를 결정하는 단계와,
날개(25)의 제1 구조 및 제1 재료와 고양력 장치 표면의 제2 구조 및 제2 재료를 결정하는 단계, 및
비행 조건을 특정하는 단계를 포함하고,
비행 조건 중에 예상 변형에 대비해 이에 적어도 부분적으로 기초하여 제작되는, 고양력 장치 표면의 제작시 형태가 비행 중이 아닐 때의 제1 형태에서 비행 중일 때의 제2 형태로 공기력탄성적으로 변형되도록 형태 조정되며, 제1 형태에서, 고양력 장치 표면과 밀봉부(304) 사이에 갭이 존재하며, 제2 형태에서 고양력 장치 표면과 밀봉부(304) 사이에 갭이 제거되어, 공기 역학적 힘에 의한 공기역학적 변형의 결과로 상기 밀봉부(304)와 고양력 장치 표면 사이의 완전한 접촉이 형성되는, 고양력 장치 표면을 만드는 방법.
제11항에 있어서,
고양력 장치 표면이 플랩인 방법.
제12항에 있어서,
플랩이 트레일링 에지 가변 챔버 시스템의 구성 요소인 방법.
제11항에 있어서,
비행 조건이 운항 조건인 방법.
제11항에 있어서,
제1 형태가 제2 형태에 대해 비틀리는 방법.
제11항에 있어서,
제1 형태가 제2 형태에 대해 휘어지는 방법.