KR20100111983A - 끝단의 후퇴각을 능동적으로 변동시킬 수 있는 회전익항공기용 회전익 - Google Patents
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Abstract
본 발명은 끝단의 후퇴각을 능동적으로 변동시킬 수 있는 회전익항공기용 회전익에 관한 것으로서, 회전축을 중심으로 회전 운동을 하고, 페더링 축을 중심으로 피치 운동을 하는 회전익항공기용 회전익에 있어서, 일단부가 상기 회전축에 결합되며, 제1앞전을 구비하는 제1날개부; 제2앞전을 구비하며, 상기 제2앞전과 상기 페더링 축이 이루는 후퇴각이 변동 가능하도록 상기 제1날개부의 타단부에 결합되어 있는 제2날개부; 상기 후퇴각을 변동시키기 위한 구동수단;을 구비하는 것을 특징으로 한다.
본 발명에 따르면, 후퇴각을 가변적으로 조절함으로써, 오토로테이션(autorotation) 비행에서 안전한 비상 착륙이 가능하도록 하며, 플러터 현상이 발생할 경우 능동적으로 플러터 현상을 억제할 수 있다는 효과가 있다.
회전익, 후퇴각, 플러터, 가변, 양력
Description
본 발명은 회전익항공기용 회전익에 관한 것으로서, 특히 오토로테이션(autorotation) 비행에서 안전한 비상 착륙이 가능하도록 하며, 플러터 현상이 발생할 경우 능동적으로 플러터 현상을 억제할 수 있는 회전익항공기용 회전익에 관한 것이다.
본 발명은 국제과학기술협력재단 및 건국대학교 산학협력단의 해외우수기관 유치활용사업의 일환으로 수행한 연구로부터 도출된 것이다. [과제고유번호: K20601000001, 과제명: 해외 우수연구소 유치를 통한 국제회전익 항공기 R&D Hub 구축]
회전익항공기는 엔진에 연결된 회전축에 의하여 회전하는 복수개의 회전익(rotor blade)에 의하여 양력을 발생시켜서 비행하는 항공기로서, 예컨대 헬리콥터(helicopter), 수직단거리이착륙기(VSTOL, vertical short takeoff and landing) 등을 말한다. 이러한 회전익항공기에 사용되는 회전익은 공기중에서 고속으로 회전되므로, 구조역학 및 공기역학적인 설계 고려가 필수적인 부품이다.
도 1에는 이러한 회전익(1)의 일례가 도시되어 있다. 이 회전익(1)은, 회전축(H)에 결합된 제1날개부(2)와, 상기 제1날개부의 끝단에 결합되는 제2날개부(3)를 포함하여 구성되며, 상기 회전축(H)을 중심으로 한 회전 운동에 의하여 나아가는 방향에 위치한 가장자리인 앞전(leading edge)(4), 그 반대 방향에 위치한 가장자리인 뒷전(trailing edge)(5), 상기 앞전과 뒷전 사이의 직선거리인 시위길이(chord length)(C1, C2), 피치(pitch) 운동의 중심이 되는 페더링 축(feathering axis)(F), 상기 제2날개부(3)의 앞전과 상기 페더링 축이 이루는 각도인 후퇴각(sweep-back angle)(A) 등에 의하여 그 형태가 결정된다.
이렇게 상기 회전익(1)의 단부에 후퇴각(A)을 주는 이유는, 상기 회전익이 공기 중을 고속으로 회전하는 경우, 회전익의 단부 표면에서 발생하는 충격파에 의하여 항력의 급격한 증가와 이에 따른 성능저하가 우려되므로, 상기 제2날개부(3)의 시위길이(C2) 방향의 공기 속도 성분(U*cosA)을 감소시키기 위하여 후퇴각(A)을 줌으로써, 상기 제2날개부에 발생하는 임계마하수를 증가시키고 상기 제2날개부의 끝단 뒷전에서 발생하는 와류(vortex)의 강도를 감소시킬 수 있다는 장점이 있기 때문이다. 따라서, 상기 회전익(1)의 단부에 후퇴각(A)을 주면 고속전진비행이 가능해지며, 항력이 감소하여 엔진의 요구마력이 감소하게 되는 장점이 있다.
그러나, 이렇게 후퇴각(A)이 고정된 종래의 회전익(1)은, 날개의 유효 면적이 감소함으로써 저속 영역에서 비행 안정성이 떨어지며, 기류의 박리층이 불규칙해질 경우 실속 성능이 저하될 수 있다는 문제점이 있으며, 양력과 항력의 비율인 양항비(L/D)가 감소된다는 문제점도 있다. 특히, 회전익항공기의 엔진이 정지하는 비상사태에서 조종사가 취하게 되는 오토로테이션(autorotation) 비행에서는 후퇴각(A)이 없는 회전익에 비하여 회전익 전체의 양력이 부족하므로, 안전한 비상 착륙이 어려워진다는 문제점이 있다.
또한, 상기 종래의 회전익(1)은, 상기 제2날개부(3)의 무게중심과 상기 페더링 축(F)간의 거리가 후퇴각(A)이 없는 회전익의 경우보다 크기 때문에, 공기와의 상호 작용으로 비정상적으로 회전익이 진동하게 되는 플러터(flutter)현상이 발생하기 쉽다는 문제점이 있다. 이러한 플러터 현상이 발생한 경우에는 회전익의 파괴에까지 이를 수 있으므로 조종사는 즉각적으로 플러터 현상을 억제시켜야 하는데, 상기 종래의 회전익의 경우에는, 조종사가 상기 회전익의 피치각(pitch angle)을 감소시키거나 회전익의 회전 속도를 감소시키는 조치를 취하는 외에 별다른 대응 수단이 없다는 문제점도 있다.
본 발명은 상기 문제를 해결하기 위해 안출된 것으로서, 그 목적은 오토로테이션(autorotation) 비행에서 안전한 비상 착륙이 가능하도록 하며, 플러터 현상이 발생할 경우 능동적으로 플러터 현상을 억제할 수 있도록 구조가 개선된 회전익항공기용 회전익을 제공하기 위함이다.
상기 목적을 달성하기 위하여 본 발명에 따른 회전익항공기용 회전익은, 회전축을 중심으로 회전 운동을 하고, 페더링 축을 중심으로 피치 운동을 하는 회전익항공기용 회전익에 있어서, 일단부가 상기 회전축에 결합되며, 제1앞전을 구비하는 제1날개부; 제2앞전을 구비하며, 상기 제2앞전과 상기 페더링 축이 이루는 후퇴각이 변동 가능하도록 상기 제1날개부의 타단부에 결합되어 있는 제2날개부; 상기 후퇴각을 변동시키기 위한 구동수단;을 포함하여 구성되는 특징을 갖는다.
본 발명에 따르면, 후퇴각을 가변적으로 조절함으로써, 오토로테이션(autorotation) 비행에서 안전한 비상 착륙이 가능하도록 하며, 플러터 현상이 발생할 경우 능동적으로 플러터 현상을 억제할 수 있다는 효과가 있다.
이하에서, 첨부된 도면들을 참조하여 본 발명의 바람직한 실시예를 상세하게 설명하기로 한다.
도 2는 본 발명의 일실시예에 따른 회전익이 후퇴각을 가지는 상태를 나타내는 평면도이며, 도 3은 도 2에 도시된 회전익이 후퇴각을 가지지 않는 상태를 나타내는 평면도이다.
도 2 및 도 3을 참조하면, 본 발명의 바람직한 실시예에 따른 회전익항공기용 회전익(100)은, 회전익항공기에 장착되어 양력을 발생시키기 위한 것으로서, 제1날개부(10)와, 제2날개부(20)와, 구동수단을 포함하여 구성된다. 종래의 회전익(1)과 마찬가지로 본 실시예에 따른 상기 회전익(100)의 경우에도, 앞전, 뒷전, 시위길이, 후퇴각 등의 개념은 같으므로 자세한 설명은 생략하기로 한다.
상기 제1날개부(10)는, 그 일단부가 회전축(H)에 결합되어 상기 회전축(H)을 중심으로 회전운동을 하고 페더링 축(F)을 중심으로 피치 운동을 하는 직사각 판형 부재로서, 시위길이(C1) 방향으로 자른 단면은 양력을 발생할 수 있도록 익형(airfoil) 형상을 가진다.
상기 제1날개부(10)는, 제1앞전(14)을 구비하고, 상기 제1앞전(14)의 반대 방향에 위치한 가장자리인 제1뒷전(15)을 구비한다.
상기 제2날개부(20)는, 상기 제1날개부(10)와 마찬가지로 시위길이(C2) 방향으로 자른 단면에 양력을 발생시킬 수 있는 익형 형상을 가진 판형 부재로서, 상기 제1날개부(10)의 타단부에 회전가능하게 힌지핀(11)에 의하여 결합되어 있다. 도 2에 도시된 바와 같이, 상기 제2날개부(20)의 일단부는 상기 제1날개부(10)의 타단부의 내부에 끼워져 있다.
상기 제2날개부(20)는, 제2앞전(24)를 구비하고, 상기 제2앞전(24)의 반대 방향에 위치한 가장자리인 제2뒷전(25)을 구비한다.
상기 제2날개부(20)의 길이(L2)는 상기 제1날개부(10)의 길이(L1)의 25% 이하이다. 이는 공기역학적으로 상기 후퇴각(A)이 필요한 영역은 회전 반경이 큰 영역, 즉 공기의 속도가 빠른 영역이므로, 상기 길이의 비(L2/L1)가 0.25를 초과할 필요성이 없기 때문이다.
상기 제2날개부(20)는, 상기 힌지핀(11)을 중심으로 상기 제1날개부(10)에 대하여 회전됨으로써 상기 제2앞전(24)과 상기 페더링 축(F)이 이루는 후퇴각(A)이 변동될 수 있도록, 상기 제1날개부(10)의 타단부에 결합되어 있다.
상기 구동수단은, 상기 후퇴각을 변동시키기 위한 수단으로서, 본 실시예에서는, 형상기억합금(Shape Memory Alloy)을 이용하여 제작된 구동기(30)가 사용된다.
상기 구동기(30)는, 실온에서는 신장된 상태로 존재하고 전기를 가하면 수축된 상태를 가지게 되는 형상기억합금의 성질을 이용하여 구동력을 발휘하는 구동기로서, 한국특허공개공보 2004-0106495에 개시된 구동기와 마찬가지로 모듈화된 구동기이므로 그에 대한 자세한 설명은 생략하기로 한다.
상기 구동기(30)는, 상기 제1날개부(10)의 내부에 배치되어 고정되며, 구동력을 전달하기 위하여 직선 운동하는 로드(31)를 구비한다. 상기 로드(31)의 단부는 힌지핀(32)에 의하여 상기 제2날개부(20)에 회전가능하게 결합되어 있다.
따라서, 상기 구동기(30)에 전원을 가하면 그 구동기(30)의 내부에 있는 형상기억합금이 수축함으로써, 상기 로드(31)가 상기 구동기(30)의 내부로 들어가는 방향으로 움직이고, 상기 구동기(30)에 전원을 가하지 않으면 상기 형상기억합금이 신장됨으로써, 상기 로드(31)가 상기 구동기(30)의 외부로 돌출되는 방향으로 움직이게 된다.
이하에서는 상술한 구성의 회전익항공기용 회전익(100)의 사용법에 대하여 설명하기로 한다.
회전익항공기가 고속전진비행을 하는 경우에는, 상기 회전익항공기용 회전익(100)은, 도 2에 도시된 바와 같이, 상기 구동기(30)에 전원을 가하지 않음으로써 상기 형상기억합금이 신장된 상태를 유지하도록 하여, 상기 후퇴각(A)이 있는 상태로 비행을 하게 된다.
그러나, 회전익이 저속으로 구동되면서 비행하는 경우에 또는 회전익항공기의 엔진이 정지하는 비상사태에서 취하게 되는 오토로테이션(autorotation) 비행의 경우에는, 비행 성능의 향상을 위하여 최대한의 양력을 확보한 상태로 비행하는 것이 바람직하므로, 조종사는 상기 구동기(30)에 전원을 가함으로써 상기 형상기억합금이 수축된 상태를 유지하도록 하여, 상기 후퇴각(A)이 없는 상태로 비행을 하면 된다.
따라서, 본 실시예에 따른 회전익(100)은, 후퇴각을 가변적으로 조절할 수 있으므로, 종래의 회전익(1)에 비하여, 오토로테이션(autorotation) 비행에서 더욱 안전한 비상 착륙이 가능하다는 장점이 있다.
한편, 회전익항공기가 고속전진비행을 하는 경우에는 비정상적으로 회전익(100)이 진동하게 되는 플러터 현상이 발생하기 쉬운데, 본 실시예에 따른 회전 익(100)의 경우, 조종사가 상기 구동기(30)에 전원을 가하거나 가하지 않음으로써, 상기 후퇴각(A)을 감소시키거나 증가시킬 수 있으므로, 후퇴각(A)이 고정된 종래의 회전익(1)과는 달리, 상기 회전익(100)의 피치각을 감소시키거나 상기 회전익(100)의 회전 속도를 감소시키지 않고서도 능동적으로 플러터 현상을 억제할 수 있다는 장점이 있다.
본 실시예에서는, 상기 구동수단으로 형상기억합금을 이용하여 모듈화된 구동기(30)를 사용하였으나, 전기 모터 또는 유공압 실린더를 이용한 구동기를 사용할 수 있음은 물론이다.
한편, 도 4 및 도 5에는 본 발명에 따른 다른 실시예인 회전익(200)이 도시되어 있다. 상기 회전익(200)은 구동수단으로서 상기 모듈화된 구동기(30)를 사용하지 않고, 형상기억합금으로 제조된 제3날개부(230)를 상기 제1날개부(210)와 상기 제2날개부(220)의 사이에 마련함으로써, 상기 제3날개부(230) 자체를 구동수단으로 사용한다는 점에서, 상기 회전익(100)과 구성상 차이점이 있다.
또한, 상기 회전익(200)은 상기 힌지핀들(11, 32)을 사용하지 않고 상기 제1날개부(210)와 상기 제2날개부(220) 및 상기 제3날개부(230)가 용접이나 리벳에 의하여 서로 결합된다는 점에서, 상기 회전익(100)과 구성상 차이점이 있다. 상기 회전익(200)의 다른 구성요소는 상기 회전익(100)과 동일하므로, 그에 대한 상세한 설명은 생략한다.
상기 회전익(200)의 경우, 상기 제3날개부(230)에 전원을 가하지 않으면 도 4와 같이 후퇴각(A)을 가지는 상태가 되고, 상기 제3날개부(230)에 전원을 가하여 수축시키면, 도 5와 같이 후퇴각(A)을 가지지 않는 상태가 된다.
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.
도 1은 고정된 후퇴각을 가지는 종래의 회전익을 나타내는 평면도이다.
도 2는 본 발명의 일실시예에 따른 회전익이 후퇴각을 가지는 상태를 나타내는 평면도이다.
도 3은 도 2에 도시된 회전익이 후퇴각을 가지지 않는 상태를 나타내는 평면도이다.
도 4는 본 발명의 다른 실시예에 따른 회전익이 후퇴각을 가지는 상태를 나타내는 평면도이다.
도 5는 도 4에 도시된 회전익이 후퇴각을 가지지 않는 상태를 나타내는 평면도이다.
* 도면의 주요부위에 대한 부호의 설명 *
100 : 회전익 10 : 제1날개부
20 : 제2날개부 24 : 제2앞전
30 : 구동기 31 : 로드
A : 후퇴각 F : 페더링 축
H : 회전축
Claims (5)
- 회전축을 중심으로 회전 운동을 하고, 페더링 축을 중심으로 피치 운동을 하는 회전익항공기용 회전익에 있어서,일단부가 상기 회전축에 결합되며, 제1앞전을 구비하는 제1날개부;제2앞전을 구비하며, 상기 제2앞전과 상기 페더링 축이 이루는 후퇴각이 변동 가능하도록 상기 제1날개부의 타단부에 결합되어 있는 제2날개부;상기 후퇴각을 변동시키기 위한 구동수단;을 구비하는 것을 특징으로 하는 회전익항공기용 회전익.
- 제 1항에 있어서,상기 제2날개부는 상기 제1날개부에 대하여 회전가능하게 힌지 결합되며, 상기 제2날개부가 상기 제1날개부에 대하여 회전됨으로써, 상기 후퇴각이 변동되는 것을 특징으로 하는 회전익항공기용 회전익.
- 제 1항 또는 제 2항에 있어서,상기 구동수단은 형상기억합금(Shape Memory Alloy)을 이용하는 구동기인 것을 특징으로 하는 회전익항공기용 회전익.
- 제 1항 또는 제 2항에 있어서,상기 제2날개부의 길이는, 상기 제1날개부의 길이의 25% 이하인 것을 특징으로 하는 회전익항공기용 회전익.
- 제 1항에 있어서,상기 제2날개부는, 형상기억합금으로 제조된 제3날개부를 통하여 상기 제1날개부의 타단부에 결합되어 있으며,상기 구동수단은 상기 제3날개부인 것을 특징으로 하는 회전익항공기용 회전익.
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Legal Events
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A201 | Request for examination | ||
E902 | Notification of reason for refusal | ||
E90F | Notification of reason for final refusal | ||
E701 | Decision to grant or registration of patent right | ||
GRNT | Written decision to grant | ||
LAPS | Lapse due to unpaid annual fee |