KR102477183B1 - 날개 팁 장치에서의 리브 배열 - Google Patents

Abstract

본 발명은 날개(3) 및 상기 날개(3)의 팁에 배치된 날개 팁 장치(4)를 포함하는 항공기(1)로서, 상기 날개 팁 장치(4)는 상기 항공기(1)가 비행할 때 천음속 류가 발생하는 상기 날개 팁 장치(4)의 폭 방향 영역(C)에 위치된 리브(16)를 포함한다. 또한, 본 발명은 항공기(1)를 디자인하는 방법으로서, 상기 항공기(1)가 비행할 때 상기 날개 팁 장치에서 천음속 류가 발생하는 곳을 예측하는 단계; 및 상기 예측된 천음속 류가 발생된 날개 팁 장치의 폭 방향 영역에 위치된 리브를 구비하는 날개 팁 장치를 디자인하는 단계를 포함한다. 또한, 본 발명은 항공기의 제조 방법으로서, 상기 디자인된 항공기를 생산하는 단계를 포함한다.

Description

날개 팁 장치에서의 리브 배열{A RIB ARRANGEMENT IN A WING TIP DEVICE}

본 발명은 날개 팁 장치를 구비한 항공기 및 날개 팁 장치에 관한 것이다. 또한, 본 발명은 날개 팁 장치를 구비한 항공기를 디자인하는 방법 및 날개 팁 장치를 디자인하는 방법에 관한 것이다. 또한, 본 발명은 날개 팁 장치를 구비한 항공기를 제조하는 방법 및 날개 팁 장치를 제조하는 방법에 관한 것이다. 아울러, 본 발명은 날개 팁 장치를 구비한 항공기를 사용하는 방법에 관한 것이다.

날개 팁 장치는 주로 리프트 유도 항력(lift induced drag)을 감소시키는 것에 의해 고정된 날개 항공기의 효율을 향상시키기 위해 사용된다. 이는 프로파일 항력을 증가시킬 수 있지만 항력 리프트 비율 전체가 증가된다. 이는 여객기에 있어서 특히 중요한 연료 효율을 증가시킨다.

날개 팁 장치는 날개 팁 장치를 따라 다양한 위치에서 여러 유동으로 인해, 비교적 디자인하고 제조하기 복잡한 구조이다. 이는 여러가지 디자인의 어려움을 나타낼 수 있다.

본 발명은 적어도 전술한 몇몇의 문제들을 처리하거나 완화하고자 한다. 대안적으로, 또는 추가적으로, 본 발명은 날개 팁 장치를 구비한 개선된 항공기를 제공하고자 한다. 대안적으로, 또는 추가적으로, 본 발명은 개선된 항공기용 날개 팁 장치를 제공하고자 한다. 대안적으로, 또는 추가적으로, 본 발명은 개선된 날개 팁 장치를 구비한 항공기를 디자인하는 방법을 제공하고자 한다. 대안적으로, 또는 추가적으로, 본 발명은 개선된 항공기용 날개 팁 장치를 디자인하는 방법을 제공하고자 한다. 대안적으로, 또는 추가적으로, 본 발명은 개선된 날개 팁 장치를 구비한 항공기를 제조하는 방법을 제공하고자 한다. 대안적으로, 또는 추가적으로, 본 발명은 개선된 항공기용 날개 팁 장치를 제조하는 방법을 제공하고자 한다. 대안적으로, 또는 추가적으로, 본 발명은 개선된 항공기용의 사용 방법을 제공하고자 한다.

본 발명의 제1형태에 의하면, 날개 및 날개의 팁에 배치된 날개 팁 장치를 포함하는 항공기가 제공되는데, 상기 날개 팁 장치는 상기 항공기가 비행할 때 천음속 류가 발생하는 상기 날개 팁 장치의 폭 방향 영역(span wise region)에 위치된 리브를 포함한다.

천음속 류가 발생하는 상기 날개 팁 장치의 폭 방향 영역에 리브를 위치시키는 것은 예를 들면, 비행 중에 발생하는 충격파로 인한 천음속 영역에서 날개 팁 장치에 가해지는 압력에 대항하여 구조의 강화를 제공하는데 유리하다. 게다가, 천음속 영역에서 특정한 구조의 강화를 제공하는 것은, 예를 들면, 비행중에 발생하는 충격파로 인한 천음속 영역에서 날개 팁 장치에 가해지는 압력에 대항하여 날개 팁 장치를 강화의 상대적으로 컴팩트하고 경량의 방법을 제공할 수 있다.

본 발명의 실시예에서, 항공기는 동작 순항 속도로 비행하도록 구성되고, 항공기가 동작 순항 속도에서 비행할 때 천음속 류가 발생하는 날개 팁 장치의 폭 방향 영역에 리브가 위치한다. 본 발명의 일 실시예에서 동작 순항 속도는 아음속(subsonic) 속도이다. 예를 들면, 동작 순항 속도는 마하 0.80 내지 마하 0.89 범위에 있을 수 있다.

본 발명의 실시예에서, 항공기는 동작 순항 속도로 비행하도록 구성되고 리브는 항공기가 동작 순항 속도로 비행하고 순항 고도에서 동작할 때 천음속 류가 발생하는 날개 팁 장치의 폭 방향 영역에 위치된다.

예를 들면, 동작 순항 고도는 30,000 피트 내지 43,000 피트 사이의 범위에 있을 수 있다.

동작 순항 속도는 항공기가 비행상태, 즉, 먼 거리 동안 일정 고도 및 일정 속도에서 순항하도록 디자인되는 속도라는 점은 이해될 수 있다. 동작 순항 속도 및 동작 순항 고도는 동작 순항 속도 및 동작 순항 고도에서 비행하는 것에 의해 항공기의 동작을 위한 가장 높은 연료 효율을 제공할 수 있다.

리브가 '천음속 류가 발생하는 날개 팁 장치의 폭 방향 영역'에 위치되는 것은 천음속 류의 영역의 폭 방향 범위 내에 위치되는 것으로 이해될 수 있다. 하지만, 이것은 반드시 유동에 노출되도록 요구되는 것은 아니다. 이런 측면에서, 본 발명의 실시예에서, 리브는 날개 팁 장치의 내부 구조의 리브이다.

본 발명의 실시예에서 리브는 천음속 류로 인한 날개 팁 장치에 가해지는 압력에 대한 구조의 강화를 제공하기 위해 배치된다.

본 발명의 실시예에서 리브는 충격파로 인하여 날개 팁 장치에 가해지는 압력에 대해 구조의 강화를 제공하기 위해 배치된다.

선택적으로 리브는 비행 동안 충격파가 발생하는 폭 방향 위치에 배치된다.

본 발명의 실시예에서 항공기가 동작 순항 속도로 비행할 때 리브는 충격파가 발생하는 폭 방향 위치에 배치된다. 본 발명의 실시예에서 항공기가 동작 순항 속도로 그리고 동작 순항 고도에서 비행할 때 리브는 충격파가 발생하는 폭 방향 위치에 배치된다.

선택적으로 리브는 날개 팁 장치의 강성을 증가시키기 위해 배치된다.

본 발명의 실시예에서 날개 팁 장치는 날개 스킨(skin)을 포함하고 리브는 날개 스킨의 힘 및/또는 강성을 증가시키기 위해 배치된다.

선택적으로 리브는 날개 팁 장치의 깊이 방향으로 날개 팁 장치의 강성을 증가시키기 위해 배치된다. 선택적으로 리브는 평균 캠버 선(mean camber line) 및 국부 폭 방향(local span wise)과 수직인 방향으로 날개 팁 장치의 강성을 증가시키기 위해 배치된다.

선택적으로 리브는 날개 팁 장치의 현 방향(chord wise direction)으로 날개 팁 장치의 강성을 증가시키기 위해 배치된다.

선택적으로 리브는 날개 팁 장치가 연장되는 폭 방향에 대해 날개 팁 장치의 비틀림 방향으로 날개 팁 장치의 강성을 증가시키기 위해 배치된다. 이와 관련하여, 선택적으로 리브는 날개 팁 장치의 캠버를 유지하도록 배열된다.

선택적으로 날개 팁 장치는 현 방향으로 이격되어 배치되는 한 쌍의 날개보(spars)를 포함하는데, 리브는 한 쌍의 날개보를 연결시킨다. 선택적으로 한 쌍의 날개보는 날개 팁 장치의 전방 및 후방 날개보일 수 있다.

선택적으로 리브는 외측 리브(outboard rib)를 형성하고 날개 팁 장치는 내측 리브(inboard rib)를 더 포함한다. 선택적으로 내측 리브는 날개 팁 장치의 내측 단을 향하도록 위치된다. 본 발명의 실시예에서 날개 팁 장치는 내측 단에서 날개의 팁으로 부착된다.

선택적으로 내측 리브는 한 쌍의 날개보를 연결시킨다. 선택적으로 외측 리브, 날개보 및 내측 리브는 함께 날개 팁 장치의 구조적 지지 프레임을 형성한다.

선택적으로 리브는 실질적으로 항공기의 비행 방향으로 정렬된다. 선택적으로 리브는 실질적으로 날개 팁 장치의 국부 현 방향으로 정렬된다.

본 발명의 실시예에서 날개 팁 장치는 날개 상에서 유도 항력을 감소시키기 위해 배치된다. 선택적으로 날개 팁 장치는 윙렛을 포함한다. 대안적으로 또는 추가적으로, 날개 팁 장치는 예를 들면, 날개 팁 펜스(fence), 날개 팁 갈퀴(raked wing tip) 또는 날개 팁 연장(extension)을 포함할 수 있다. 선택적으로 날개 팁 장치는 위로 연장되어 폭 방향을 따라 외측으로 연장된다. 선택적으로 날개 팁 장치는 폭 방향으로 길이를 따라서 굽어진다. 선택적으로 날개 팁 장치는 뒤로 길게 이어져 있다.

항공기는 유인 항공기 또는 무인 비행체와 같은 임의의 공중 비행체일 수 있다. 보다 바람직하게는 항공기는 여객기이다. 여객기는 바람직하게 다수의 승객들을 수용하기 위한 좌석 유닛의 복수의 행과 열을 포함하는 선객실을 포함한다. 항공기는 적어도 20명, 보다 바람직하게는 적어도 50명의 승객, 보다 바람직하게는 50명 이상의 승객을 수용할 수 있다. 항공기는 바람직하게는 동력 항공기이다. 항공기는 항공기를 추진하기 위한 엔진을 포함한다. 항공기는 항공기를 추진하기 위한 엔진을 포함할 수 있다. 항공기는 날개 장착형, 바람직하게는 날개밑(underwing) 엔진을 포함할 수 있다.

본 발명의 제2형태에 의하면, 본 발명의 제1형태의 날개 팁 장치로서 사용을 위한 날개 팁 장치가 제공된다.

본 발명의 제3형태에 의하면, 항공기의 날개와 함께 사용을 위한 날개 팁 장치가 제공되는데, 날개 팁 장치는 항공기가 비행할 때 천음속 류가 발생하는 날개 팁 장치의 폭 방향 영역에 위치된 리브를 포함한다.

본 발명의 제4형태에 의하면, 날개 및 날개의 팁에 배치된 날개 팁 장치를 포함하는 항공기가 제공되는데, 날개 팁 장치는 현 방향으로 서로 이격되는 한 쌍의 날개보, 날개보를 연결시키는 내측 리브, 및 날개보를 연결시키는 외측 리브를 포함하고, 외측 리브는 항공기가 비행할 때 천음속 류가 발생하는 날개 팁 장치의 폭 방향 영역에 위치된다.

선택적으로 외측 리브는 비행 동안에 충격파가 발생하는 폭 방향 위치에 배치된다.

본 발명의 제5형태에 의하면, 날개 및 날개의 팁에 배치된 날개 팁 장치를 포함하는 항공기를 디자인하는 방법이 제공되는데, 상기 방법은, (i) 상기 항공기가 비행할 때 천음속 류가 발생하는 곳을 예측하는 단계, 및 (ii) 상기 예측된 천음속 류가 발생하는 날개 팁 장치의 폭 방향 영역에 위치된 리브를 구비하는 날개 팁 장치를 디자인하는 단계를 포함한다.

선택적으로 상기 (i) 단계는 상기 리브가 배치되지 않을 때 상기 날개 팁 장치 상에서 천음속 류가 발생하는 곳을 예측하는 단계를 포함하고, (iii) 조정된 예측을 얻도록 위치된 리브를 갖도록 (i) 단계를 반복하는 단계; (iv) 상기 조정된 위치에 상기 리브를 위치시키는 (ii) 단계를 반복하는 단계; (v) 최종 디자인이 얻어질 때까지 (iii) 및 (iv) 단계를 되풀이하도록 반복하는 단계를 포함한다.

선택적으로 (iii) 및 (iv) 단계는 천음속 류로의 날개 팁 장치의 구조적인 응답을 고려하도록 되풀이하도록 반복된다. 이는 날개 팁 장치의 공 탄성 반응(aero-elastic response)을 포함할 수 있다.

선택적으로 (i) 단계는 동작 순항 속도로 항공기가 비행할 때 날개 팁 장치에서 천음속 류가 발생하는 곳을 예측하는 것을 포함한다.

선택적으로 (i) 단계는 공기 흐름을 모델링하기 위해 예를 들어 전산 유체 역학(computational fluid dynamics)과 같은 수학적 기법을 사용하는 단계를 포함한다.

선택적으로 (ii) 단계는 비행 동안 충격파가 발생하는 폭 방향 위치에 배치된 리브를 구비하는 날개 팁 장치를 디자인하는 단계를 포함한다.

본　발명의　일　실시예에서　상기　방법은　천음속　류로　인한 날개　팁　장치에　가해지는　압력에　대한　구조의　강화를　제공하기　위한　리브를 디자인하는　단계를　포함한다．

본　발명의　일　실시예에서　상기　방법은　충격파로　인한　날개 팁　장치에　가해지는　압력에　대해　구조적인　강화를　제공하기　위한 리브를 디자인하는　단계를　포함한다．

선택적으로　(ii) 단계는　현 방향으로　서로　이격된 한 쌍의 날개보 및　한 쌍의 날개보를　연결시키는 리브를　구비한　날개 팁 장치를　디자인하는　단계를　포함한다．

선택적으로　리브는　외측 리브이고　(ii) 단계는　내측 리브를　구비한 날개 팁 장치를　디자인하는　단계를　포함한다．내측 리브는　한 쌍의 날개보를　연결시킬　수　있다．내측 리브는　날개 팁 장치의 내측 단을　향하여　위치될　수　있다．선택적으로，외측 리브，날개보，및 내측 리브는　함께　날개 팁 장치의　구조　지지　프레임을　형성한다．

선택적으로，리브는　실질적으로　항공기의　비행　방향으로 정렬된다.

대안적으로,　(i) 단계는 리브가 배치될 때 날개 팁 장치에 천음속 류가 발생하는 곳을 예측하는 단계를　포함할 수 있다．

본 발명의 제６형태에 의하면,　날개 및 상기 날개의 팁에 배치된 날개 팁 장치를 포함하는 항공기를 제조하는 방법이　제공되고，상기　방법은, (i) 본 발명의 제５형태에 따르는　방법에　의한　항공기를　디자인하는　단계; 및　(ii) 디자인된 항공기를 생산하는 단계를 포함한다.

본 발명의 제７형태에 의하면,　항공기용 날개 팁 장치를 디자인하는 방법이　제공되는데, 상기　방법은, 상기 항공기가 비행할 때 천음속 류가 발생하는 곳을 예측하는 (i) 단계;　및　상기 예측된 천음속 류가 발생하는 날개 팁 장치의 폭 방향 영역에 위치된 리브를 구비하는 날개 팁 장치를 디자인하는 (ii) 단계를 포함한다．　

선택적으로　(i) 단계는　상기 리브가 배치되지 않을 때 상기 날개 팁 장치 상에서 천음속 류가 발생하는 곳을 예측하는 단계를 포함하고,　상기　단계는, (iii) 조정된 예측을 얻도록 위치된 리브를 갖도록 (i) 단계를 반복하는 단계; (iv) 상기 조정된 위치에 상기 리브를 위치시키는 (ii) 단계를 반복하는 단계; (v) 최종 디자인이 얻어질 때까지 (iii) 및 (iv) 단계를 되풀이하도록 반복하는 단계를 포함한다．

선택적으로 (iii) 및 (iv) 단계는 천음속 류로의 날개 팁 장치의 구조적인 응답을 고려하도록 되풀이하도록 반복된다. 이는 날개 팁 장치의 공 탄성 반응을 포함할 수 있다.　

선택적으로 (ii) 단계는 비행 동안 충격파가 발생하는 폭 방향 위치에 배치된 리브를 구비하는 날개 팁 장치를 디자인하는 단계를 포함한다.

본 발명의 제８형태에 의하면,　항공기용 날개 팁 장치를 제조하는 방법이　제공되는데, 상기　방법은, (i) 본 발명의 제7형태의 방법에 의한 날개 팁 장치를 디자인하는 단계; 및　상기 디자인된 날개 팁 장치를 제조하는 (ii) 단계를 포함한다．　

본 발명의 제９형태에 의하면,　날개 및 상기 날개의 팁에 배치된 날개 팁 장치를 포함하는 항공기의 사용 방법으로서, 상기 날개 팁 장치는 리브를 포함하고, 상기 방법은, 천음속 류가 발생하는 상기 날개 팁 장치의 폭 방향 영역에 상기 리브가 위치되는 항공기가 순항 속도로 비행하는 단계를 포함한다.

본 발명의 일　실시예에 의하면,　항공기는 동작 순항 속도로 이동한다. 본 발명의 제10형태에 의하면,　날개 및 상기 날개의 팁에 배치된 날개 팁 장치를 포함하는 항공기의 사용 방법으로서, 상기 날개 팁 장치는 리브를 포함하고, 상기 방법은, 천음속 류가 발생하는 상기 날개 팁 장치의 폭 방향 영역에 상기 리브가 위치되는 항공기가 순항 속도로 비행하는 단계를 포함한다. 본 발명의 일　실시예에서,　상기 방법은 충격파가 발생하는 폭 방향 영역에 리브가 위치된 항공기가 순항 속도로 비행하는 단계를 포함한다. 본 발명의 일　실시예에서,　순항 속도는 동작 순항 속도이다.

본 발명의 제1형태와 관련하여 서술된 특징은 본 발명의 다른 형태들의 발명과 결합될 수 있는 점은 당연히 이해될 것이다. 예를 들면, 본 발명의 어떠한 형태의 방법은 본 발명의 어떠한 장치 등과 관련하여 서술된 특징을 병합할 수 있고 그 반대일 수 있다.

그 외의 본 발명의 선호되며 유리한 특징은 이하의 설명에 의해 명백해질 것이다.

본 발명의 실시예들은 첨부된 도면과 관련된 예들에 의해 이하에서 서술될 것이다.
도 1은 본 발명의 일 예에 의한 항공기의 정면도이다.
도 2는 도 1에서 도시된 항공기의 포트 날개 어셈블리의 날개 팁 장치의 전방 사시도이다.
도 3은 도 2에서 도시된 날개 팁 장치의 날개 팁 장치의 위에서 보여진, 상부 날개 스킨이 생략된 사시도이다.
도 4는 본 발명의 추가 실시예에 의한 항공기의 제조 방법의 단계들을 보여주는 흐름도이다.

도 1은 본 발명의 일 예에 의한 항공기(1)를 도시한다. 항공기(1)는 한 쌍의 날개 어셈블리(2)를 포함하는 상업용 제트 항공기(commercial jet aircraft)이다. 항공기(1)는 이 실시예에서는 50명 이상의 다수의 승객을 수용하기 위해 복수의 행과 열을 포함하는 선객실을 포함하는 여객기이다. 항공기(1)는 동력 항공기(powered aircraft)이고, 날개 어셈블리(2)의 아래에 장착되고 항공기(1)를 구동하기 위한 한 쌍의 엔진을 포함한다.

각각의 날개 어셈블리(2)는 날개(3) 및 날개(3)의 외측 팁에 부착되는 윙렛(winglet, 4)의 형태인 날개 팁 장치를 포함한다.

도 2를 참조하면, 윙렛(4)은 위로 굴곡지어 폭 방향으로 외측으로 연장된다. 국부 면체(local dihedral)의 곡률은 저각도 또는 대략 0도의 각도로부터 또는 날개(3)의 외측 단의 근처에서 증가하고, 그리고 외측 방향으로 증가한다. 윙렛(4)의 외측 단은 거의 수직인데, 수직면에 대해 약간의 각도만큼 경사진다. 윙렛(4)은 뒤로 길게 이어져 있다(swept back).

윙렛(4)은 내측 단(7)으로부터 팁(8)까지 폭 방향을 따라 외측으로 연장되고 날개(3)의 외측 팁에 부착된다. 윙렛(4)은 선 모서리(9)로부터 후미 모서리(10)까지 현 방향으로 또한 연장된다. 윙렛(4)은 약간 휘어진다.

윙렛(4)의 선단 및 후미 모서리(leading and trailing edges, 9, 10)는 날개(3)의 선단 및 후미 모서리에 연속된다. 게다가, 윙렛(4)의 상부 및 하부면은 날개(3)의 상부 및 하부면은 윙렛(4)의 상부 및 하부면에 연속된다. 이로 인해, 날개(3)로부터 윙렛(4)까지 부드러운 전이(trasition)가 있게 된다.

날개(3) 및 윙렛(4)의 사이의 교차부(junction)에 스윕(sweep) 또는 비틀림의 변화가 있음에도 부드러운 전이일 수 있는 점이 이해될 수 있다. 하지만, 날개(3) 및 윙렛(4)의 사이에 불연속점이 없는 것이 바람직하다.

윙렛(4)은 연료 효율을 향상시키고 탄소의 배출을 감소시키도록 야기하도록, 날개 어셈블리(2)에서 유도 항력을 감소시키기 위해 사용된다.

지금 서술되는 실시예에서, 항공기(1)는 마하 0.80 내지 마하 0.89인 동작 순항 속도 범위 및 30,000 피트 내지 43,000 피트의 동작 순항 고도 범위를 가진다.

동작 순항 속도는 항공기(1)가 장거리 동안에 일정 고도 및 일정 속도에서 비행 중에 순항하도록 디자인되는 속도인 점이 이해될 수 있다. 동작 순항 고도는 항공기(1)가 동작 순항 속도에서 비행 중에 순항하도록 디자인되는 고도이다. 동작 순항 속도 및 동작 순항 고도에서 비행하는 것은 항공기(1)의 동작을 위한 가장 높은 연료 효율을 제공한다.

이와 관련하여, 동작 순항 속도 범위는 아음속(subsonic)이나 마하 1에 가깝다. 하지만, 항공기(1)가 이 범위 내에서 동작 순항 속도 및 이 범위 내에서 동작 순항 고도로 순항할 때, 윙렛(4)의 외측 지역에서의 국부 유동은 초음속(supersonic)이다.

이와 관련하여, 도 3을 참조하면, 항공기(1)가 마하 0.85의 동작 속도(즉, 이 범위 내의 동작 속도) 및 35,000 피트의 동작 순항 고도로 순항할 때, 선 A의 내측 유동은 아음속이고, 선 B의 내측 유동은 초음속이고, 영역(C)에서 선 A 및 B 사이의 유동은 천음속(transonic)이다. 천음속 영역(C)는 윙렛(4)의 폭을 따라서 대략 가운데 길(mid-way)이다. 게다가, 충격파는 천음속 영역(C)에서 형성된다.

윙렛(4)은 상부 및 하부 스킨(19, 20)을 포함한다(도 2 참조). 상부 및 하부 스킨(19, 20)은 비행 동안 공기 유동에 노출되는 공력 면(aerodynamic surfaces)을 제공한다.

윙렛(4)은 내측 리브(14), 전방 및 후방 날개보(12, 13)를 포함한다(도 3 참조). 내측 리브(14), 전방 및 후방 날개보(12, 13)는 윙렛(4) 내부의(즉, 날개 스킨(19, 20)의 내부) 구조 강화 부재이다. 윙렛(4)의 몇몇 내부 구성들이 설명을 위해 생략되는(예를 들면, 각각의 날개보(12, 13)가 각각의 리브(14, 16)에 연결됨)점이 이해될 수 있다. 게다가, 각각의 날개보(12, 13)가 개략적으로 보여지는데, 적절한 단면 어떠한 형상이라도 가질 수 있는 점이 이해될 것이다.

전방 및 후방 날개보(12, 13)는 현 방향으로 이격되어 배치되고 윙렛(4)의 선단 및 후미 모서리(9, 10) 각각의 근위에(proximal) 위치된다. 각각의 날개보(12, 13)는 윙렛(4)의 내측 단(7)으로부터, 폭 방향을 따라 외측으로 연장된다.

내측 리브(14)는 윙렛(4)의 내측 단(7)을 향하여 위치된다. 그것은 윙렛(4)의 선단 및 후미 모서리(9, 10) 사이에서 현 방향으로 연장되고, 여기에서 서술된 실시예에서, 비행 방향(F)으로 정렬된다(도 3 참조). 내측 리브(14)는 윙렛(4)의 그것에 대응되는 에어포일 형상을 가지고 길이 방향으로 상부 및 하부 스킨(19, 20)에 부착된다.

내측 리브(14)는 내측 단을 향하도록 전방 및 후방 날개보(12, 13)를 구조적으로 함께 연결시킨다. 이와 관련하여, 내측 리브(14)는 전방 및 후방 날개보(12, 13)에 부착된다. 지금 서술되는 실시예에서, 내측 리브(14)는 리벳팅됨으로써 날개보(12, 13)와의 접합부에서, 각각의 날개보(12, 13)에 부착된다. 하지만, 적절한 어느 형태가 사용될 수 있는 점이 이해될 것이다. 내측 리브(14)는 무게를 감소시키기 위해 길이 방향으로 배치된 복수의 원형의 절개부(circular cut-outs)를 구비한다.

내측 리브(14) 및 날개보(12, 13)는 윙렛(4)을 위한 구조 지지 프레임의 일부를 제공한다.

윙렛(4)은 외측 리브(16)를 또한 구비한다(이 리브(16)는 내측 리브(14)의 '외측'에 있는 점이 이해될 수 있다). 외측 리브(16)는 윙렛(4) 내부의(즉, 날개 스킨(19, 20)의 내부) 구조 강화 부재이다. 외측 리브(16)는 윙렛(4)의 선단 및 후미 모서리(9, 10) 사이에서 현 방향으로 연장되고, 여기에 서술된 실시예에서 비행 방향(F)으로 정렬된다(도 3 참조). 비행 방향(F)은 항공기(1)의 중심축이 비행 중에 가리키는 방향(즉 '비행 방향(F)'은 항공기의 어떠한 측면 움직임은 무시한다)과 평행인 점이 이해될 수 있다. 외측 리브(16)는 실질적으로 윙렛(4)의 국부 현 방향(즉, 폭 방향 위치에서 현 방향)으로 정렬된다.

외측 리브(16)는 윙렛(4)의 그것에 대응되는 에어포일 형상을 가지고(폭 방향 위치에서) 길이 방향으로 상부 및 하부 스킨(19, 20)에 부착된다.

외측 리브(16)는 폭 방향 위치에서 전방 및 후방 날개보(12, 13)를 함께 연결시킨다. 이와 관련하여, 외측 리브(16)는 날개보(12, 13)와의 접합부에서, 전방 및 후방 날개보(12, 13)로 부착된다. 지금 서술되는 실시예에서, 외측 리브(16)는 각각의 날개보(12, 13)에 리벳팅된다. 하지만, 어떠한 적절한 부착 형태가 사용될 수 있는 점이 이해될 것이다. 외측 리브(16)는 무게를 감소시키기 위해 길이 방향으로 배치된 복수의 원형 절개부(17)를 구비한다.

후방 날개보(13)는 외측 리브(16)에 부착점을 제공하도록 충분히 길도록 이루어진다. 외측 리브(16), 전방 및 후방 날개보(12, 13) 및 내측 리브(14)는 구조 박스(15)의 형태로 윙렛(4)의 구조 지지 프레임을 형성한다.

외측 리브(16)는 이 실시예에서는, 마하 0.85 및 35,000 피트인 구체적인 동작 순항 속도 및 고도에서 발생하는 천음속 영역(C)에 위치된다. 구체적으로 이 동작 속도 및 고도에서 충격파가 발생하는 폭 방향 위치에 배치된다.

외측 리브(16)는 이 위치에서 천음속 류, 특히 충격파로 인하여 윙렛(4) 에 가해지는 압력에 대항하는 구조 강화를 제공하도록 배치된다.

윙렛(4)은 폭 방향을 따라 내측 단(7)에서 외측 팁(8)으로 연장되는 점이 이해될 수 있다. 외측 리브(16)는 평균 캠버 선, 및 리브(16)의 폭 방향 위치에서 국부 폭 방향과 수직인 방향으로 윙렛(4)의 강성을 증가시키도록 배치된다. 이와 관련하여, 외측 리브(16)는 윙렛(4)의 깊이 방향으로 윙렛(4)의 강성을 증가시키도록 배치된다.

외측 리브(16)는 현 방향으로 윙렛(4)의 강성을 증가시키도록 또한 배치된다(즉, 앞뒤 변형을 방지하도록).

외측 리브(16)는 윙렛(4)이 연장되는 폭 방향을 중심으로 윙렛(4)의 비틀림 방향으로 윙렛(4)의 강성을 증가시키도록 또한 배치된다. 이와 관련하여, 외측 리브(16)는 윙렛(4)의 캠버, 즉 윤곽 형상을 유지하기 위해 배치된다.

외측 리브(16)는 윙렛(4) 및 충격파 사이의 상당한 상호작용이 발생할 수 있는 위치, 즉 충격파로 인해, 윙렛(4)에 상당한 압력이 가해지는 위치에 배치된다.

천음속 영역(C)에 외측 리브(16)를 배치하는 것은 천음속 류로 인하여 특히, 비행 중에 발생하는 충격파로 인하여, 즉 천음속 영역에서 윙렛(4)에 가해지는 압력에 대한 구조적인 강화, 특히 강성의 증가를 제공하는 점에서 유리하다. 이는 그렇지 않은 경우에 발생할 수 있는 영역의 항공-탄성 변형을 감소시킬 수 있다.

게다가, 천음속 영역(C)에 구체적인 구조 강화를 제공하는 것은 상대적으로 가벼운 무게 및 충격파로 인해 가해지는 압력에 대해 윙렛(4)을 강화시키는 컴팩트한 방법을 제공할 수 있다.

도 4를 참조하면, 본 발명에 의한 추가 실시예에 의한 항공기(1)의 제조 방법(1000) 이하에서 서술될 것이다.

제조 방법(1000)은 (디자인된 항공기를 제조하는 단계에 뒤따르는(1009 단계) 항공기(1)를 디자인하는 단계(1001 내지 1008 단계)를 포함한다.

보다 상세하게, 상기 방법은 외측 리브(16)가 배치되지 않은 마하 0.85의 동작 순항 속도 및 35,000 피트의 동작 순항 고도에서 비행 동안에 윙렛(4) 충격파의 위치를 예측하는 단계를 포함한다. 천음속 류가 윙렛(4)에 발생하는 곳, 구체적으로 충격파의 폭 방향 위치를 예측하고, 윙렛(4)에 공력이 작용하는 것을 예측(1001 단계)하기 위해, 상기 방법은 윙렛(4)의 컴퓨터화한 모델의 전산 유체 역학(CFD) 분석을 포함한다.

1001 단계에서 예측된 공력으로의 윙렛(4)의 구조적 응답을 결정하기 위해, 유한 요소 해석(FEA, Finite Element Analysis) 모델을 사용을 포함할 수 있는 구조 분석이 이후 수행된다(1002 단계). 구조 분석은 공 탄성 분석을 포함할 수 있다. 이 구조적 응답이 윙렛(4)에서의 유동에 영향을 끼치기 때문에, 충격파의 폭 방향 위치를 결정하는 해결책으로 수렴하기 위해, CFD 분석(1001 단계) 및 구조 분석(1002 단계)가 반복적으로 수행된다.

충격파의 위치가 결정되면, 1003 단계에서 예측된 충격파의 폭 방향 위치에서 외측 리브(16)를 포함시키기 위해 윙렛(4)의 디자인이 수정된다(1004 단계).

이전 CFD 분석에서 예측된 공력으로의 외측 리브(16)가 배치되는 윙렛(4)의 구조적인 응답을 결정하기 위해 구조 분석이 이후 수행된다. 구조 분석은 공 탄성 분석을 포함할 수 있다(1005 단계).

외측 리브(16)가 배치되는 윙렛(4)에 가해지는 공력 및 충격파의 위치를 예측하도록, 이전 단계에서 예측된 구조적인 응답을 고려하는 CFD 분석이 반복된다.

만약 CFD 분석 단계(1006)에서 예측된 충격파의 위치가 이전에 결정된 위치와 지금 다르다면, 외측 리브(16)의 위치는 충격파의 새로운 폭 방향 위치로 이동하도록 조정된다(1007 단계).

구조 분석(1005 단계), CFD 분석(1006 단계) 및 충격파의 위치와 매칭하도록 외측 리브(16) 위치를 조정하는 단계(1007 단계)는 최종 해결책이 충격파의 폭 위치에 외측 리브(16)를 위치시키도록 수렴할 때까지 반복된다(1008단계).

그 디자인에 맞는 항공기가 이후 제조된다(1009 단계).

본 발명은 특정 실시 예들을 참조하여 설명되고 예시되었지만, 통상의 기술자에 의해 본 발명은 본 명세서에 구체적으로 예시되지 않은 많은 변형 예에 적합하다는 것이 이해될 수 있다.

지금 서술되는 실시 예에서, 날개 팁 장치는 위로 굴곡지고 뒤로 길게 이어져 있는 윙렛(4)이다. 하지만, 윙렛(4)은 상이한 형상을 가질 수 있다. 예를 들면, 그것은 폭 방향으로 실질적으로 편평할 수 있고, 비틀어질 수 있고, 길게 이어져 있지 않을 수도 있고, 위로 휘어지는 대신에 대칭일 수도 있다.

외측 리브(16)는 예를 들면, 윙렛, 날개 팁 펜스, 날개 팁 갈퀴 또는 날개 팁 연장(wing tip extension)을 포함하고 충격파를 겪게되는 다른 유형의 날개 팁 장치를 구비하여 사용될 수 있다.

지금 서술되는 실시예에서, 외측 리브(16)는 비행 방향으로 정렬된다. 대안적으로, 그것은 비행 방향에 대해 경사질 수 있다.

항공기는 유인 항공기(manned aircraft) 또는 무인 비행체(UAV)와 같은 어떠한 항공 차량을 포함하는 어느 유형의 항공기일 수 있다. 하지만, 항공기는 여객기인 것이 바람직하다.

항공기의 제조 방법(1000)은 서술된 반복을 생략할 수 있다. 하지만, 이는 덜 최적화된 최종 디자인을 만들 수 있음이 이해될 것이다.

본 발명의 방법에 의한 1001 내지 1004 단계는 외측 리브(16)를 디자인에서 초기 위치, 예를 들어, 이전 경험을 토대로 '최선의 추측'으로 충격파가 예상되는 곳에 배치시키고 이 디자인에 대한 CFD 분석을 수행하는 것에 의해 대체될 수 있다.

외측 리브(16)는 천음속 류로 인해 윙 팁 장치에 가해지는 압력에 대해 구조의 강화를 제공하도록 천음속 영역에 위치될 수 있다. 하지만, 외측 리브(16)는 충격파의 폭 방향 위치에 배치되는 것이 바람직하다. 유사하게는, 상기 방법은 천음속 류로 인한 날개 팁 장치에 가해지는 압력에 대해 구조의 강화를 제공하기 위해 천음속 류가 윙렛(4)에서 발생하는 곳을 예측하고 외측 리브(16)를 천음속 영역에 위치시키기 위해 사용될 수 있다. 하지만, 상기 방법은 외측 리브(16)를 충격파의 폭 방향 위치에 배치시키는 단계를 포함하는 것이 바람직하다.

항공기(1)의 제조 방법(1000)은 날개 팁 장치(4)의 제조 방법을 포함하는 것으로 이해될 것이다. 유사하게는, 항공기를 디자인하는 방법(1001 내지 1008 단계)은 날개 팁 장치(4)를 디자인하는 방법을 포함하는 것으로 이해될 것이다.

전술한 설명에서, 공지된, 명백하거나 예측 가능한 균등물을 갖는 완전체 (integers) 또는 구성 요소가 언급된 경우, 그러한 균등물은 개별적으로 설명된 것처럼 여기에 통합된다. 본 발명의 진정한 범위를 결정하기 위한 청구항에 대한 언급이 이루어져야 하며, 이는 이러한 균등물을 포함하도록 해석되어야 한다. 바람직한, 유리한, 편리한 또는 유사한 것으로 기술된 본 발명의 완전체 또는 특징은 선택적이며 독립항의 범위를 제한하지 않는다는 것이 독자에 의해 또한 이해될 수 있다. 아울러, 그러한 임의의 완전체 또는 특징은 본 발명의 일부 실시 예에서 가능한 이점인 반면, 바람직하지 않을 수도 있고, 따라서 다른 실시 예에서는 포함되지 않을 수도 있다.

Claims (16)

1. 항공기용 날개 팁 장치를 디자인하는 방법으로서,
   (i) 상기 항공기가 비행할 때 상기 날개 팁 장치에서 천음속 류가 발생하는 곳을 예측하는 단계, 및
   (ii) 상기 예측된 천음속 류가 발생하는 상기 날개 팁 장치의 폭 방향 영역에 위치된 리브를 구비하는 날개 팁 장치를 디자인하는 단계로서, 비행 동안 충격파가 발생하는 폭 방향 위치에 배치된 리브를 구비하는 날개 팁 장치를 디자인하는 단계를 포함하고,
   상기 (i) 단계는 상기 리브가 배치되지 않을 때 상기 날개 팁 장치 상에서 천음속 류가 발생하는 곳을 예측하는 단계를 포함하고,
   (iii) 조정된 예측을 얻기 위해 위치된 상기 리브를 갖도록 (i) 단계를 반복하는 단계;
   (iv) 상기 조정된 위치에 상기 리브를 위치시키는 (ii) 단계를 반복하는 단계;
   (v) 최종 디자인이 얻어질 때까지, 천음속 류로의 날개 팁 장치의 구조적인 응답을 고려하도록 (iii) 및 (iv) 단계를 되풀이하도록 반복하는 단계를 포함하는, 항공기용 날개 팁 장치를 디자인하는 방법.
   
2. 제1항에 있어서,
   상기 항공기는 동작 순항 속도 및 동작 순항 고도에서 비행하도록 구성되고 상기 리브는 상기 항공기가 상기 동작 순항 속도 및 동작 순항 고도에서 비행할 때 천음속 류가 발생하는 상기 날개 팁 장치의 폭 방향 영역에 위치되는, 항공기용 날개 팁 장치를 디자인하는 방법.
   
3. 제2항에 있어서,
   상기 동작 순항 속도는 마하 0.80 내지 마하 0.89 범위에 있고,
   상기 동작 순항 고도는 30,000 피트 내지 43,000 피트 사이의 범위에 있는, 항공기용 날개 팁 장치를 디자인하는 방법.
   
4. 날개 및 상기 날개의 팁에 배치된 날개 팁 장치를 포함하는 항공기를 디자인하는 방법으로서, 상기 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 따른 상기 날개 팁 장치를 디자인하는 방법을 포함하는, 항공기를 디자인하는 방법.
   
5. 항공기용 날개 팁 장치를 제조하는 방법으로서,
   (i) 상기 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 따른 날개 팁 장치를 디자인하는 단계, 및
   (ii) 상기 디자인된 날개 팁 장치를 제조하는 단계를 포함하는, 항공기용 날개 팁 장치를 제조하는 방법.
   
6. 날개 및 상기 날개의 팁에 배치된 날개 팁 장치를 포함하는 항공기의 제조 방법(1000)에 있어서,
   (i) 상기 제4항의 방법에 따른 항공기를 디자인하는 단계, 및
   (ii) 상기 디자인된 항공기를 생산하는 단계를 포함하는, 항공기의 제조 방법(1000).
   
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