KR20150062948A - 진보된 피치 스태빌라이저 - Google Patents
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Abstract
회전날개 항공기에 안정성을 제공하기에 적합한 박스 구조를 갖는 피치 스태빌라이저(10)로서 수직 중간면(15) 및 동체(14)를 포함하며, 피치 스태빌라이저(10)는 하나 또는 두 개의 피치 스태빌라이징 조립체를 포함하는데, 수직 중간면(15)의 각 측에는 단지 하나의 피치 스태빌라이징 조립체가 있으며, 각 피치 스태빌라이징 조립체는 상측 피치 스태빌라이징 수단(11), 하측 피치 스태빌라이징 수단(12) 및 윙팁 요소(13)를 포함한다.
Description
본 발명은 항공기, 특히 회전날개 항공기에 안정성을 부여하기에 적합한 박스 구조를 갖는 피치 스태빌라이저에 관한 것이다.
종래 회전날개 항공기는 수직 중간면의 각 측에서 횡단하여 동체의 노즈부로부터 수직 핀(fin)까지 종방향으로 연장되고 그리고 랜딩 기어가 끼워지는 바닥부로부터 메인 리프트 및 추진 로터가 끼워지는 탑부까지 수직 방향으로 연장되는 기체(airframe)를 포함한다. 동체는 단부에서 핀을 지지하는 실질적으로 종방향의 꼬리지지체를 포함할 수 있다.
회전날개 항공기는 일반적으로 스태빌라이저 표면을 포함한다. 회전날개 항공기는 고속에서 동체상의 메인 로터에 의해 작용되는 토크를 보상하기 위해 요 스태빌라이저(yaw stabilizer)를 구비할 수 있다.
마찬가지로, 헬리콥터는 때때로 예를 들어 수직 중간면의 각 측에서 대칭상태로 연장되는 두 개의 피치 스태빌라이징 표면을 포함하는 피치 스태빌라이저를 갖는다. 이런 피치 스태빌라이저는 대부분 "수평 스태빌라이저(horizontal stabilizer)"라고 부른다.
회전날개 항공기의 메인 로터에 의해 생기는 기류는 다운워시(downwash)로 알려져 있다. 피치 스태빌라이저에 대한 다운워시의 충격은 정지 비행과 고속 순항 비행 주건 사이의 전환과 특히 관련된 몇 가지 곤란을 야기한다. 이 전환 단계중에 피치 스태빌라이저는 야기된 유동장에서의 큰 변화를 받는데, 이는 스태빌라이저에 가해진 힘의 변화 및 공기역학적 효율의 변화를 암시한다.
특히, 메인 로터 헤드가 관절형인 경우 힘의 변화는 험프 현상(hump phenomenon)으로 알려진 동체 피치 자세의 변화로 이어질 수 있다. 메인 로터 헤드가 베어링이 없는 구조인 경우, 상기 힘의 변화는 피치업(pitch-up) 문제로서 알려진 로터 기둥 모멘트의 상당한 증가로 이어질 수 있다.
일부 종래기술 문헌들은 이미 이런 문제점들을 생각하였는데, 제안된 해결책 중에는 일부 복엽기(bi-plane) 피치 스태빌라이저를 개시하고 있다.
문헌 EP0229896에서는 꼬리지지체의 후미에 두 개의 개별 피치 스태빌라이저가 위치한다. 하나의 스태빌라이저는 핀의 상단에 위치하고 다른 스태빌라이저는 그 하단 위치에 위치한다. 이 특허는 피치업 문제나 험프 현상을 다루지 않는다.
문헌 US2369652 및 GB606420는 상측 수평면 및 하측 수평면을 포함하는 복엽기(biplane) 피치 스태빌라이저를 개시한다.
문헌 US20120018570은 또한 복엽기 피치 스태빌라이저에 의해 험프 현상을 최소화하는 방법을 설명한다.
문헌 US3902688은 대상물에 대하여 피치 안정성을 향상시키기는 회전날개 항공기 피치 스태빌라이저 구조를 설명한다. 전방 비행중에 동체 항적의 외부에 스태빌라이저가 위치하도록 꼬리지지체의 상하로 연장되는 수직 핀의 상측 팁 및 하측 팁에는 두 개의 피치 스태빌라이저가 장착되어 있다. 두 개의 피치 스태빌라이저는 서로 공기역학적으로 영향을 주지 않는다.
이들 복엽기 구조와는 달리, 문헌 US3706432는 꼬리지지체에 장착되어 토크 튜브 기구를 포함하는 피치 스태빌라이저를 개시한다.
본 발명은 피치업 문제점 및 험프 현상을 적어도 줄이는 것을 목적으로 한다.
또한 본 발명의 목적은 본 발명의 피치 스태빌라이저를 포함하여 스태빌라이저 자체와 관련된 모든 기술적 이점들을 나타내는 회전날개 항공기를 규정하는 것이다.
이를 위해, 본 발명은, 회전날개 항공기에 안정성을 제공하기에 적합한 박스 구조를 갖는 피치 스태빌라이저를 제공하는데,
상기 피치 스태빌라이저는 하나 이상의 피치 스태빌라이징 조립체를 포함하고 수직 중간면의 각 측에는 단지 하나의 피치 스태빌라이징 조립체가 있으며, 각 피치 스태빌라이징 조립체는,
상측 내부 에어포일로부터 상측 외부 에어포일까지 익폭의 횡방향으로 연장되고 상측 전연으로부터 상측 후연까지 익현의 종방향으로 연장되는 하나의 하반각 상측 피치 스태빌라이징 수단으로서, 상측 최장 에어포일과 상측 외부 에어포일 사이의 익폭에서의 익현의 변화는 상측 최장 에어포일로부터 상측 외부 에어포일까지 익현이 감소하는 테이퍼 변화가 되도록 구성된 하나의 하반각 상측 피치 스태빌라이징 수단,
하측 내부 에어포일로부터 하측 외부 에어포일까지 익폭의 횡방향으로 연장되고 하측 전연으로부터 하측 후연까지 익현의 종방향으로 연장되는 하나의 상반각 하측 피치 스태빌라이징 수단으로서, 하측 최장 에어포일과 하측 외부 에어포일 사이의 익폭에서의 익현 변화는 하측 최장 에어포일로부터 하측 외부 에어포일까지 익현이 감소하는 테이퍼 변화가 되도록 구성된 하나의 상반각 하측 피치 스태빌라이징 수단, 및
해당 상측 외부 에어포일과 해당 하측 외부 에어포일 사이에서 상방으로 연장되는 하나의 윙팁 요소를 포함하며,
각 피치 스태빌라이징 조립체에 있어서,
상측 피치 스태빌라이징 수단은 상측 피치 스태빌라이징 수단의 평균 익현의 0.5배 내지 3배의 종방향 거리만큼 하측 피치 스태빌라이징 수단으로부터 종방향으로 전방으로 벗어나 있으며,
상측 피치 스태빌라이징 수단은 상측 피치 스태빌라이징 수단의 평균 익현의 0.5배 내지 3배의 수직 거리만큼 하측 피치 스태빌라이징 수단로부터 상방으로 벗어나 있으며,
수직 중간면과 수직 중간면으로부터 가장 먼 피치 스태빌라이저의 지점 사이의 거리는 동체의 폭의 0.5배 내지 1배다.
회전날개 항공기는 대칭면의 경우에 동체의 노즈부로부터 핀의 단부까지 횡단하는 수직 중간면을 포함한다. 수직 중간면은 회전날개 항공기의 꼬리지지체가 실질적으로 연장되는 종축선과 종축선에 직각인 높이 방향, 실질적으로는 회전날개 항공기의 로터의 회전 방향으로 연장되는 수직축선을 포함한다.
수직축선 또는 이런 수직축선에 평행한 축선을 포함하는 모든 면들은 수직면이다. 수직축선에 직각인 면들은 수평면이다.
제 3 축선은 수직축선 및 종축선에 모두 직각인 횡단 방향으로 규정된다.
"전방"이라는 용어는 핀으로부터 종축선을 따라서 동체의 노즈부쪽으로 연장되는 방향과 관련된 것이다. "상방"이라는 것은 동체의 베이스로부터 수직축선을 따라서 로터쪽으로 연장되는 방향과 관련된 것이다.
서로 다른 면의 두 개의 면에 의해 폐쇄 구조의 윙이 형성되어 팁에 또는 그 부근에 어떠한 방법으로 구조적으로 결합된다. 이런 구조의 구체적인 예는 본 발명의 피치 스태빌라이저에서와 같은 박스형 배치구조인데, 여기서 상측면 및 하측면은 그 팁 사이의 수직부에 의해 결합된다. 본 발명의 설계는 구조를 강고하게 하고 팁에서의 공기역학적 손실을 줄이는데 적합하다.
피치 스태빌라이저는 항공기가 종방향으로 안정하도록 항공기의 질량중심 주위로 피칭 모멘트를 제공하도록 구성되어 있다. 따라서 본 발명은 회전날개 항공기에 안정성을 부여하는데 적합하다.
본 발명의 피치 스태빌라이저는 피치 스태빌라이징 수단이라고 부르는 적어도 두 개의 스태빌라이징 표면으로 형성된다.
일 실시형태에 있어서, 피치 스태빌라이저는 중간면에 대하여 비대칭이다. 피치 스태빌라이저는 중간면의 동일측에 실질적으로 높이 방향으로, 즉 수직 방향으로 연장되는 윙팁 요소에 의해 결합된 상측 피치 스태빌라이징 수단 및 하측 피치 스태빌라이징 수단을 포함한다. 따라서 이 구조는 수직 중간면의 일측에서 상측 피치 스태빌라이징 수단, 하측 피치 스태빌라이징 수단 및 윙팁 요소를 포함하는 하나의 피치 스태빌라이징 조립체로 형성된다.
다른 실시형태에 있어서, 이 배치 구조는 대칭이다. 피치 스태빌라이저는 두 개의 피치 스태빌라이징 조립체내에 분할된 두 개의 윙팁 요소 및 4개의 스태빌라이징 표면을 포함한다. 구체적으로 피치 스태빌라이저는 수직 중간면의 각측에서 피치 스태빌라이징 조립체를 구비하며, 각 조립체는 윙팁 요소에 의해 결합된 하나의 상측 피치 스태빌라이징 수단 및 하나의 하측 피치 스태빌라이징 수단을 포함한다.
각 피치 스태빌라이징 수단은 내부 에어포일로부터 윙팁 요소가 직접 연결된 외부 에어포일까지 익폭의 횡방향으로 연장된다. "내측" 및 "외측"이라는 용어는 내부 에어포일이 외부 에어포일보다 수직 중간면에 근접하기 때문에 사용된다. 종방향으로 피치 스태빌라이징 수단은 전연 및 후연에 의해 제한된다.
피치 스태빌라이징 수단은 테이퍼면으로서, 최장 에어포일이라고 부르는 특정 에어포일로부터 외부 에어포일까지 완전히 또는 테이퍼를 이룬다. 그 익현은 가변적인데, 최장 에어포일로부터 외부 에어포일까지 감소한다. 기억을 위해, 표면의 익현은 전연과 후연 사이의 최대 거리이며, 최장 에어포일은 최장 익현을 갖는 피치 스태빌라이징 수단의 에어포일이다. 일부 실시형태에 있어서, 상측 최장 에어포일은 상측 내부 에어포일이며 하측 최장 에어포일은 하측 내부 에어포일이다. 다른 실시형태에 있어서, 피치 스태빌라이징 수단의 내측부는 내부 에어포일로부터 최장 에어포일까지 익현이 증가한다. 피치 스태빌라이징 수단의 내측부보다 상당히 큰 표면을 갖는 피치 스태빌라이징 수단의 나머지 부분은 최장 에어포일로부터 외부 에어포일까지 테이퍼가 형성되어 있다.
각 피치 스태빌라이징 조립체에 있어서, 상측 피치 스태빌라이징 수단은 하측 피치 스태빌라이징 수단에 대하여 높이 방향으로 상방으로 벗어나 있다. 이 정의에 따르면, 상측 피치 스태빌라이징 수단은 하측 피치 스태빌라이징 수단 위에 있다고 말할 수 있다. 마찬가지로 상측 피치 스태빌라이징 수단은 하측 피치 스태빌라이징 수단에 대하여 종방향 전방으로 벗어나 있다. 이 종방향으로의 벗어남은 또한 각 피치 스태빌라이징 조립체에서 상측 피치 스태빌라이징 수단의 상측 전연의 수평면상의 돌출부와 하측 피치 스태빌라이징 수단의 하측 전연 사이의 거리로서 설명될 수 있다.
피치 스태빌라이저가 상방 및 전방으로 벗어나는 거리는 상측 피치 스태빌라이징 수단의 소정 기준 익현에 관련하여 주어진다. 일 실시형태에 있어서, 기준 익현은 상측 피치 스태빌라이징 수단의 평균 익현이다.
피치 스태빌라이징 수단이 각각 상방 및 전방으로 벗어난 높이 방향으로의 수직 거리와 종방향 거리는 모두 소정 기준 익현의 0.5배 내지 3배 내에 있다. 특정 예에 있어서, 종방향 거리 및 높이방향 거리는 모두 동일한 값이다.
메인 로터 다운워시의 방향이 실질적인 수직 방향에서 실질적인 종방향으로 움직이는 경우, 피치업(pitch-up) 문제점 및 험프(hump) 현상은 정지 비행과 순항 비행 사이의 전환 단계에서 발생할 수 있다. 본 발명은 피치 스태빌라이징 수단이 전방 및 상방으로 벗어남에 의해 상측 피치 스태빌라이징 수단으로 하측 피치 스태빌라이징 수단을 차단함으로써 이런 문제점들을 적어도 줄이는 것을 목적으로 한다. "하측 피치 스태빌라이징 수단을 차단"이라는 용어는 하측 피치 스태빌라이징 수단을 다운워시로부터 보호한다는 것을 의미한다.
상기 본 발명의 벗어난 거리는 피치 스태빌라이저의 공기역학적 성능을 향상시키는데 알맞다. 피치 스태빌라이징 수단이 상방으로 벗어나 있는 수직 거리와 피치 스태빌라이징 수단이 전방으로 벗어난 종방향 거리와의 관계는 횡방향 비행 조건 및 고속 전방 비행의 효율을 향상시키는데 도움이 된다.
상측 피치 스태빌라이징 수단은 하반각(anhedral)이며 하측 피치 스태빌라이징 수단은 상반각이다. 하반각 및 상반각이라는 용어는 피치 스태빌라이징 수단과 수평면 사이의 높이 방향의 예각을 규정한다. 구체적으로 피치 스태빌라이징 수단의 쿼터코드라인과 피치 스태빌라이징 수단의 내부 에어포일의 교차점을 통과하는 수직 중간면에 직각인 수직면 위의 피치 스태빌라이징 수단의 쿼터코드라인의 돌출부와, 이런 쿼터코드라인과 피치 스태빌라이징 수단의 내부 에어포일의 교차점을 통과하는 수평면 사이의 예각을 규정한다.
쿼터코드라인은 에어포일의 전연으로부터 후연까지 이어지는 제 1 쿼터에 위치하는 각 에어포일의 익현에 속하는 각 지점을 연결하는 선이다. 상측 피치 스태빌라이징 수단의 쿼터코드라인은 상측 쿼터코드라인이라고 부르며, 하측 피치 스태빌라이징 수단의 쿼터코드라인은 하측 쿼터코드라인이라고 부른다.
높이 방향에서 정해진 기준을 이용하여 전술한 수평면이 해당 피치 스태빌라이징 수단 위에 있도록 높이 방향의 각도가 형성되는 경우, 이들 피치 스태빌라이징 수단은 하반각이다. 수평면이 해당 피치 스태빌라이징 수단 아래에 있도록 높이 방향의 각도가 형성되는 경우, 피치 스태빌라이징 수단은 상반각이다. 하반각 및 상반각이라는 용어는 항공학에서 당업자에게 잘 알려져 있다.
본 발명의 구조는 하반각 상측 피치 스태빌라이징 수단 및 상반각 하측 피치 스태빌라이징 수단을 제시하는데, 이는 다음과 같은 기술적 이점, 즉 하측 피치 스태빌라이징 수단의 차단에 기여하여 정지 비행과 순항 비행 사이의 전환 거동을 향상시키는 이점과 수직 중간면 위의 피치 스태빌라이저의 돌출부를 줄여서 피치 스태빌라이저의 효율과 횡방향 비행 및 쿼터링 비행 조건에서 회전날개 항공기의 조정성을 최대화하는 이점 중의 적어도 하나를 제공할 수 있다. 쿼터링 비행 조건은 바람이 수직 중간면에 대하여 대략 45도인 상태에서 회전날개 항공기가 정지 비행하는 것이다.
윙팁 요소들은 또한 강성의 관점에서 구조필요요건을 만족시킴과 함께 피치 스태빌라이저의 공기역학적 효과를 향상시키고 진동의 감소 및 정적 안정성의 역할을 한다. 윙팁을 구비한 박스 구조는 피치 스태빌라이징 수단에서 소용돌이 발생을 줄여서 항력을 줄이는데 적합하다.
또한 전술한 바와 같은 보다 용이한 횡방향 및 쿼터링 비행 조건에서의 조종을 위해 수직 중간면 위로의 윙팁 요소의 돌출이 최소로 감소된다. 본 발명의 하반각/상반각 및 테이퍼 배치 구조는 이런 돌출을 최소화한다.
수직 중간면과 이런 중간면으로부터 가장 먼 피치 스태빌라이저의 지점 사이의 횡방향 거리는 동체 폭의 0.5배 내지 1배다. 이 설계는 마찬가지로 피치업 현상 및 피치업 문제점을 경감시킨다. "동체의 폭"이라는 용어는 수직 중간면의 각측의 수직 중간면으로부터 가장 먼 동체 지점으로부터 수직 중간면 자체까지의 횡방향 거리를 합한 것으로서 계산되는 최대 폭을 의미한다.
따라서, 테이퍼지거나 대체로 테이퍼지고 하반각/상반각의 피치 스태빌라이징 수단을 구비하고, 익폭이 동체의 폭과 같거나 그보다 크며, 윙팁 요소가 수직 중간면 위로의 돌출부가 감소된 박스 구조를 갖는 피치 스태빌라이저의 전체 배치 구조는 보다 양호한 공기역학적 효과, 진동 감소, 소용돌이 발생 감소, 항력 감소 및 강성 향상 같은 이점들을 나타냄과 함께 쿼터링 및 횡방향 비행 조건에서의 회전날개 항공기의 나쁜 조종성 같은 결점들을 제한한다. 그 외에 본 발명의 모든 요소들의 구체적인 형상 및 그들이 연결되는 방법은 놀랍게도 정지 비행 조건에서 순항 비행 조건으로 전환할 때 발생하는 불안정성 문제점들을 해결한다.
게다가 이런 구조는 지상 운전에서의 조종가능성을 높여주고 그 통합 설계로 인해 제조비용이 최소화된다는 이점이 있다.
이들 이점들을 얻기 위해 채용되는 피치 스태빌라이징 수단의 익현의 테이퍼 변화 및 그 하반각 및 상반각의 각도 형성은 특정 예에서 이런 개량을 최적화하는 값들을 갖는다.
피치 스태빌라이징 수단의 테이퍼 형성은 최장 에어포일과 전연 또는 후연의 교차점을 통과하는 수평면 위로 최장 에어포일로부터 외부 에어포일까지 연장되는 전연 또는 후연의 절편 돌출부, 그리고 최장 에어포일과 전연 또는 후연의 교차점을 통과하는 수직 중간면에 직각인 수직면에 의해 형성되는 예각에 의해 전체적으로 또는 부분적으로 규정된다.
이들 각도는 수직 중간면에 직각이면서 최장 에어포일과 피치 스태빌라이징 수단의 전연의 교차점을 통과하는 수직면이 최장 에어포일로부터 외부 에어포일까지 연장되는 전연의 절편보다 더 전방에 있도록 구성된다. 마찬가지로, 최장 에어포일로부터 외부 에어포일까지 연장되는 후연의 절편이 수직 중간면에 직각이면서 내부 에어포일과 후연의 교차점을 통과하는 수직 중간면에 직각인 수직면보다 더 전방에 있다.
일 실시형태에 있어서, 다음의 요소, 즉 상측 최장 에어포일과 상측 전연의 교차점을 통과하는 제 1 수평면, 제 1 수평면 위의 상측 최장 에어포일로부터 상측 외부 에어포일까지 연장되는 상측 전연의 절편의 제 1 돌출부, 및 수직 중간면에 직각이며, 상측 최장 에어포일과 상측 전연의 교차점을 통과하는 제 1 수직면이 규정되어, 제 1 돌출부와 제 1 수직면 사이에는 2도 내지 45도 범위의 상측 전단 예각(α1)이 형성된다.
다른 실시형태에 있어서, 다음의 요소, 즉 상측 최장 에어포일과 상측 후연의 교차점을 통과하는 제 2 수평면, 제 2 수평면 위의 상측 최장 에어포일로부터 상측 외부 에어포일까지 연장되는 상측 후연의 절편의 제 2 돌출부, 및 수직 중간면에 직각이며, 상측 최장 에어포일과 상측 후연의 교차점을 통과하는 제 2 수직면이 규정되어, 제 2 돌출부와 제 2 수직면 사이에는 2도 내지 45도 범위의 상측 후단 예각(α3)이 형성된다.
다른 실시형태에 있어서, 다음의 요소, 즉 하측 최장 에어포일과 하측 전연의 교차점을 통과하는 제 3 수평면, 제 3 수평면 위의 하측 최장 에어포일로부터 하측 외부 에어포일까지 연장되는 하측 전연의 절편의 제 3 돌출부, 및 수직 중간면에 직각이며, 하측 최장 에어포일과 하측 후연의 교차점을 통과하는 제 3 수직면이 규정되어, 제 3 돌출부와 제 3 수직면 사이에는 2도 내지 45도 범위의 하측 전단 예각(α2)이 형성된다.
다른 실시형태에 있어서, 다음의 요소, 즉 하측 최장 에어포일과 하측 후연의 교차점을 통과하는 제 4 수평면, 제 4 수평면 위의 하측 최장 에어포일로부터 하측 외부 에어포일까지 연장되는 하측 후연의 절편의 제 4 돌출부, 및 수직 중간면에 직각이며, 하측 최장 에어포일과 하측 후연의 교차점을 통과하는 제 4 수직면이 규정되어, 제 4 돌출부와 제 4 수직면 사이에는 2도 내지 45도 범위의 하측 후단 예각(α4)이 형성된다.
전체적으로 테이퍼가 형성된 실시형태에 있어서, 최장 에어포일은 내부 에어포일에 해당하고 전술한 돌출부에 대해서는 전체 전연 또는 후연이 고려된다.
마찬가지로, 일부 실시형태들은 피치 스태빌라이징 수단의 하반각/상반각의 보다 유리한 경우를 제시한다.
일 실시형태에 있어서, 다음의 요소, 즉 수직 중간면에 직각이며, 상측 피치 스태빌라이징 수단의 상측 쿼터코드라인과 상측 내부 에어포일의 교차점을 통과하는 제 5 수직면, 제 5 수직면 위의 상측 피치 스태빌라이징 수단의 상측 쿼터코드라인의 제 5 돌출부, 및 수직 중간면에 직각이며, 종방향으로 연장되고, 상측 내부 에어포일과 상측 피치 스태빌라이징 수단의 상측 쿼터코드라인의 교차점을 통과하는 제 5 수평면이 규정되어, 제 5 돌출부와 제 5 수평면 사이에는 2도 내지 45도 범위의 상위 예각(β1)이 형성된다.
일 실시형태에 있어서, 다음의 요소, 즉 수직 중간면에 직각이며, 하측 피치 스태빌라이징 수단의 하측 쿼터코드라인과 하측 내부 에어포일의 교차점을 통과하는 제 6 수직면, 제 6 수직면 위의 하측 피치 스태빌라이징 수단의 하측 쿼터코드라인의 제 6 돌출부, 및 수직 중간면에 직각이며, 종방향으로 연장되고, 하측 내부 에어포일과 하측 피치 스태빌라이징 수단의 하측 쿼터코드라인의 교차점을 통과하는 제 6 수평면이 규정되어, 제 6 돌출부와 제 6 수평면 사이에는 2도 내지 45도 범위의 하위 예각(β2)이 형성된다.
윙팁 요소들은 또한 일부 실시형태에 있어서 전술한 이점들을 더욱 향상시키는 특정 구조들을 제시한다.
일 실시형태에 있어서, 각 윙팁 요소는, 적어도 3개의 부분, 즉 상연 에어포일에 직접 연결되며 하나 이상의 원호로 형성된 쿼터코드라인을 갖는 제 1 부분; 하측 외부 에어포일에 직접 연결되며, 하나 이상의 원호로 형성된 쿼터코드라인을 갖는 제 2 부분; 및 제 1 부분 및 제 2 부분의 쿼터코드라인에 접하는 직선인 쿼터코드라인을 갖는 제 3 부분을 포함하며, 상기 제 3 부분은 하나 또는 두 개의 피치 스태빌라이징 수단의 소정 기준 익현과 같거나 그보다 작은 길이의 익현을 갖는다.
제 3 부분이 좁아지면 수직 중간면 위로 윙팁 요소의 돌출이 최소화된다.
본 실시형태의 특정 예는 윙팁 요소의 설명 목적의 관점에서 제 1 및 제 2 부분의 바람직한 형상을 기술한다. 구체적으로 본 실시형태에서 제 1 부분의 쿼터코드라인 및 제 2 부분의 쿼터코드라인은 각각 서로 접하는 두 개의 원호로 이루어지며, 상기 원호의 반경은 상측 피치 스태빌라이징 수단의 소정 기준 익현의 0.01배 내지 4배다.
본 발명의 회전날개 항공기는 동체, 상기 동체로부터 실질적인 종방향으로 연장되는 꼬리지지체, 및 동체의 반대측 꼬리지지체의 단부의 핀을 포함한다. 본 발명의 피치 스태빌라이저는 꼬리지지체 또는 핀에 부착될 수 있다. 각 피치 스태빌라이징 조립체의 상측 피치 스태빌라이징 수단은 상측 내부 에어포일을 꼬리지지체 또는 핀에 부착하는 상측 연결 수단을 포함하며, 각 피치 스태빌라이징 조립체의 하측 피치 스태빌라이징 수단은 하측 내부 에어포일을 꼬리지지체 또는 핀에 부착하는 하측 연결 수단을 포함한다.
특정 실시형태에 있어서, 각 상측 피치 스태빌라이징 수단은 상측 내부 구조프레임과 상측 내부 구조프레임에 견고하게 결합되어 상기 상측 내부 구조프레임 주위에 위치하는 상측면을 포함한다.
본 실시형태에 있어서, 상측 연결 수단은 각 상측 피치 스태빌라이징 수단에서 상측 내부 구조프레임에 견고하게 장착된 상측 브라켓, 및 상측 브라켓에 견고하게 부착되어 꼬리지지체 또는 핀에 견고하게 연결된 탑 마운트 주위로 회전하기에 적합하게 된 회전축을 포함한다.
또한, 각 하측 피치 스태빌라이징 수단은 하측 내부 구조프레임과 하측 내부 구조프레임에 견고하게 결합되어 상측 내부 구조프레임 주위에 위치하는 하측면을 포함한다.
마찬가지로, 하측 연결 수단은 각 하측 피치 스태빌라이징 수단에서 하측 내부 구조프레임에 견고하게 장착된 하측 브라켓을 포함하는데, 각 하측 브라켓은 나사를 포함한다. 하측 연결 수단은 하측 마운트를 더 포함하는데, 하측 마운트는 수직 중간면의 각 측에서 적어도 두 개의 삽입체를 포함하므로, 각 하측 브라켓의 나사는 다른 방법으로 수직 중간면의 해당 측의 적어도 두 개의 브라켓 중의 하나에 삽입될 수 있으며, 따라서 피치 스태빌라이저가 상측 연결 수단의 회전축을 중심으로 회전할 수 있게 된다.
본 실시형태의 연결 수단은 피치 스태빌라이징 수단의 방향을 조정할 수 있음으로 해서 피치 스태빌라이저가 보다 적은 비행 하중을 받게 한다. 그 외에도 위치를 고정하는 나사/삽입체 방법은 진동에 대하여 그리고 로터의 다운워시에 의해 야기되는 공기역학적 힘에 대하여 구조의 안정성을 향상시킨다.
특정 예에 있어서, 탑 마운트는 회전축의 회전을 원격으로 제어하는데 적합한 능동적 수단을 포함한다. 본 실시형태에서는 스태빌라이저의 배향을 수동으로 조정할 필요가 없다.
피치 스태빌라이저가 핀에 부착되는 실시형태는 하강, 자전 및 피치다운(pitch-down) 비행 조건에서 회전날개 항공기의 안전성 및 제어성과 관련된 몇 가지 부가의 이점을 제시한다.
본 발명의 상기 및 그 외의 특징 및 이점들은 첨부 도면을 참조하여 단지 예시적이고 비제한적 예로서 주어진 이후의 바람직한 실시형태들의 상세한 설명으로 보다 명확해질 것이다.
도 1은 정지 비행중의 종래기술에 따른 스태빌라이저를 포함한 회전날개 항공기의 측면도.
도 2는 순항 비행중의 종래기술에 따른 스태빌라이저를 포함한 회전날개 항공기의 측면도.
도 3은 정지 비행과 순항 비행 사이의 전환중에 종래기술에 따른 스태빌라이저를 포함한 회전날개 항공기의 측면도.
도 4는 본 발명에 따른 피치 스태빌라이저의 사시도.
도 5는 피치 스태빌라이저의 후방 단면도.
도 6은 피치 스태빌라이저의 측면도.
도 7은 피치 스태빌라이저의 평면도.
도 8은 피치 스태빌라이저가 단일 테이퍼가 형성되지 않은 실시형태의 평면도.
도 9는 피치 스태빌라이저가 비대칭인 실시형태의 평면도.
도 10은 피치 스태빌라이징 수단의 테이퍼 형성을 규정하는 각도들이 도시된 피치 스태빌라이저의 평면도.
도 11은 피치 스태빌라이징 수단의 하반각/상반각 구조를 규정하는 각도들이 도시된 피치 스태빌라이저의 후방 단면도.
도 12는 상측 피치 스태빌라이징 수단이 동일 피치 스태빌라이징 조립체의 하측 피치 스태빌라이징 수단으로부터 종방향으로 전방으로 벗어나고 높이 방향에서 상방으로 벗어난 거리들이 도시된 피치 스태빌라이저의 측면도.
도 13은 윙팁 요소의 여러 부분들이 도시된 피치 스태빌라이저의 단면도.
도 14는 피치 스태빌라이징 수단이 내측 구조프레임 및 연결 수단을 포함하는 실시형태를 나타내는 도면.
도 15는 하측 연결 수단을 나타내는 도면.
도 16은 피치 스태빌라이저가 회전날개 항공기의 핀에 부착된 실시형태를 도시하는 도면.
도 17은 일부 실시형태에서 상측 피치 스태빌라이징 수단의 테이퍼 형성을 규정하는 상측 전단 예각(α1) 및 상측 후단 예각(α3)을 보여주는 도면.
도 18은 일부 실시형태에서 하측 피치 스태빌라이징 수단의 테이퍼 형성을 규정하는 하측 전단 예각(α2) 및 하측 후단 예각(α4)을 보여주는 도면.
도 19는 일부 실시형태에서 상측 피치 스태빌라이징 수단의 하반각 구조를 규정하는 상위 예각(β1)을 보여주는 도면.
도 20은 하측 피치 스태빌라이징 수단의 상반각 구조를 규정하는 하위 예각(β2)을 보여주는 도면.
도 1은 정지 비행중의 종래기술에 따른 스태빌라이저를 포함한 회전날개 항공기의 측면도.
도 2는 순항 비행중의 종래기술에 따른 스태빌라이저를 포함한 회전날개 항공기의 측면도.
도 3은 정지 비행과 순항 비행 사이의 전환중에 종래기술에 따른 스태빌라이저를 포함한 회전날개 항공기의 측면도.
도 4는 본 발명에 따른 피치 스태빌라이저의 사시도.
도 5는 피치 스태빌라이저의 후방 단면도.
도 6은 피치 스태빌라이저의 측면도.
도 7은 피치 스태빌라이저의 평면도.
도 8은 피치 스태빌라이저가 단일 테이퍼가 형성되지 않은 실시형태의 평면도.
도 9는 피치 스태빌라이저가 비대칭인 실시형태의 평면도.
도 10은 피치 스태빌라이징 수단의 테이퍼 형성을 규정하는 각도들이 도시된 피치 스태빌라이저의 평면도.
도 11은 피치 스태빌라이징 수단의 하반각/상반각 구조를 규정하는 각도들이 도시된 피치 스태빌라이저의 후방 단면도.
도 12는 상측 피치 스태빌라이징 수단이 동일 피치 스태빌라이징 조립체의 하측 피치 스태빌라이징 수단으로부터 종방향으로 전방으로 벗어나고 높이 방향에서 상방으로 벗어난 거리들이 도시된 피치 스태빌라이저의 측면도.
도 13은 윙팁 요소의 여러 부분들이 도시된 피치 스태빌라이저의 단면도.
도 14는 피치 스태빌라이징 수단이 내측 구조프레임 및 연결 수단을 포함하는 실시형태를 나타내는 도면.
도 15는 하측 연결 수단을 나타내는 도면.
도 16은 피치 스태빌라이저가 회전날개 항공기의 핀에 부착된 실시형태를 도시하는 도면.
도 17은 일부 실시형태에서 상측 피치 스태빌라이징 수단의 테이퍼 형성을 규정하는 상측 전단 예각(α1) 및 상측 후단 예각(α3)을 보여주는 도면.
도 18은 일부 실시형태에서 하측 피치 스태빌라이징 수단의 테이퍼 형성을 규정하는 하측 전단 예각(α2) 및 하측 후단 예각(α4)을 보여주는 도면.
도 19는 일부 실시형태에서 상측 피치 스태빌라이징 수단의 하반각 구조를 규정하는 상위 예각(β1)을 보여주는 도면.
도 20은 하측 피치 스태빌라이징 수단의 상반각 구조를 규정하는 하위 예각(β2)을 보여주는 도면.
도 1, 도 2 및 도 3은 메인 로터(2), 동체(14)로부터 수직 전후방향 중간면을 따라서 종방향으로 연장되는 꼬리지지체(5), 수직 스태빌라이저(3) 및 피치 스태빌라이저(4)를 포함하는 종래기술에 따른 회전날개 항공기(1)를 보여준다.
도 1은 꼬리지지체(5)에 장착된 종래기술의 피치 스태빌라이저(4)에 대한 회전날개 항공기(1)의 메인 로터(2)에 의해 야기되는 다운워시의 영향을 보여준다.
정지 비행(hover flight)중에, 메인 로터(2)의 수직 기류(6)는 수직 방향을 따라서 하방으로 향한다. 이 때문에 피치 스태빌라이저 표면에는 큰 힘이 작용한다. 이 상황은 이륙, 지면상에서의 정지 비행 및 지면 외에서의 정지 비행 중에 나타날 수 있다.
회전날개 항공기(1)가 도 2 같은 순항 비행 조건에서 움직이고 있다면, 메인 로터(2)의 다운워시는 종축선을 따라서 후방으로 향하여 주로 종방향 기류(7) 방향으로 피치 스태빌라이저 표면을 타격한다.
전술한 양 비행 조건, 즉 정지 비행과 순항 비행 사이에서의 전환중에 피치 스태빌라이징 표면은 그 주위의 유동장에서 큰 변화를 받게 되며, 결과적으로 피치 스태빌라이징 표면상의 힘이 변화한다. 전환 기류(9)는 도 3에 도시한 바와 같이 이런 수직 방향과 종방향 사이의 방향을 가질 것이다. 이 힘의 변화에 의해 관절형 메인 로터 헤드를 사용할 때 회전날개 항공기 동체 피치 고도가 변화되거나 또는 무베어링 메인 로터 헤드의 경우에는 로터 기둥 모멘트가 증가될 것이다.
도 4는 수직 중간면에 대하여 대칭인 본 발명에 따른 피치 스태빌라이저(10)의 일 실시형태를 도시한다. 어떤 실시형태라도 피치 스태빌라이저(10)는 적어도 하나의 피치 스태빌라이징 조립체를 구비한다. 이런 피치 스태빌라이징 조립체는 꼬리지지체(5)에 부착되어 윙팁(wing tip) 요소에 의해 서로 연결된 상측 및 하측 피치 스태빌라이징 수단(11, 12)을 포함한다. 각 피치 스태빌라이징 수단은 공기역학적 표면이다.
도 4에 따르면, 두 개의 피치 스태빌라이징 조립체가 수직 중간면(15)의 양측에 대칭상태로 배치되어 있다.
도 5는 이 실시형태의 후방 단면도다.
도 4 및 도 5는 상측 피치 스태빌라이징 수단(11)이 하반각(anhedral)이고, 하측 피치 스태빌라이징 수단(12)이 상반각(dihedral)이며, 이들 양자는 테이퍼를 이룬다는 것을 보여준다.
도 6의 측면도는 하반각/상반각 및 테이퍼 구조의 조합으로 인해 윙팁 요소(13)가 수직 중간면(15) 위로 최소로 돌출하게 된다는 것을 보여준다.
도 7은 이런 구조의 평면도로서, 상측 피치 스태빌라이징 수단(11)이 상측 전연(16)으로부터 상측 후연(17)까지 익현의 종방향으로 연장되고 그리고 상측 내부 에어포일(22)로부터 상측 외부 에어포일(20)까지 익폭의 횡방향으로 연장된다는 것을 보여준다. 마찬가지로, 하측 피치 스태빌라이징 수단(12)은 하측 전연(18)으로부터 하측 후연(19)까지 익현의 종방향으로 연장되고 그리고 하측 내부 에어포일(23)로부터 하측 외부 에어포일(21)까지 익폭의 횡방향으로 연장된다. 피치 스태빌라이징 조립체의 하측 외부 에어포일(21) 및 상측 외부 에어포일(20)은 윙팁 요소(13)에 의해 결합된다. 도 7은 또한 수직 중간면(15)과 수직 중간면(15)으로부터 가장 먼 피치 스태빌라이저(10)의 지점 사이의 거리(25)를 보여준다.
도 8은 상측 피치 스태빌라이징 수단의 상측 최장 에어포일(52) 및 하측 피치 스태빌라이징 수단의 하측 최장 에어포일(53)이 각각 상측 내부 에어포일(22) 및 하측 내부 에어포일(23)과 일치하지 않는 특정 실시형태를 보여준다. 따라서 본 실시형태의 테이퍼 형성은 상측 피치 스태빌라이징 수단(11)에 있어서의 상측 최장 에어포일(52)과 상측 외부 에어포일(20) 사이의 익현이 감소되고 하측 피치 스태빌라이징 수단(12)에 있어서의 하측 최장 에어포일(53)과 하측 외부 에어포일(21) 사이의 익현이 감소됨에 의해 규정된다.
도 9는 피치 스태빌라이저(10)가 비대칭이므로 하나의 상측 피치 스태빌라이징 수단(11), 하나의 하측 피치 스태빌라이징 수단(12) 및 하나의 윙팁 요소(13)를 포함하는 하나의 피치 스태빌라이징 조립체만을 가지며, 이들 수단 및 요소들이 모두 수직 중간면(5)의 동일측에 있는 실시형태를 나타낸다.
도 10은 상측 전단 예각(α1), 하측 전단 예각(α2), 하측 후단 예각(α3) 및 하측 후단 예각(α4)을 보다 상세하게 보여주는데, 일부 실시형태에서 이들 각도는 상측 및 하측 피치 스태빌라이징 수단(11, 12)의 테이퍼를 규정한다. 이런 상측 및 하측 피치 스태빌라이징 수단(11, 12)은 각각 하반각 및 상반각이기 때문에 수평면에 포함되지 않는다. 이 때문에 전체 피치 스태빌라이징 수단(11, 12)이 하나로 테이퍼진 경우에 테이퍼 각도들은 수평면, 구체적으로는 이런 전연 또는 후연(16, 17, 18, 19) 및 대응 내부 에어포일(22, 23)의 교차점을 통과하는 수평면 위로 전연 및 후연(16, 17, 18, 19)의 돌출부를 고려하여 규정된다. 그리고 예각(α1, α2, α3, α4)은 이런 전연 또는 후연(16, 17, 18, 19)과 대응 내부 에어포일(22, 23)의 교차점을 통과하는 수직 중간면에 수직한 수직면과 상기 돌출부들 사이의 각도로서 규정된다.
도 17 및 도 18은 이들 각도를 보다 자세히 도시한다.
마찬가지로, 이 테이퍼 형성 때문에, 상측 및 하측 피치 스태빌라이징 수단(11, 12)의 쿼터코드라인(quarter chord line)(90, 92)은 수직면에 포함되지 않는다. 결과적으로 하반각 및 상반각은 수직면, 즉 쿼터코드라인과 대응 내부 에어포일(22, 23)의 교차점을 통과하는 수직 중간면에 직각인 수직면 위로의 이런 쿼터코드라인(90, 92)의 돌출부로부터 규정된다. 그리고 특정 실시형태에서 도 11에 도시한 바와 같은 상위 및 하위 예각(β1, β2)은 쿼터코드라인과 대응 내부 에어포일(22, 23)의 교차점을 통과하는 수평면과 상기 돌출부 사이의 각도다.
마찬가지로 도 19 및 도 20은 이들 각도의 정의를 더 상세하게 설명한다.
도 12 및 도 13에 도시한 바와 같이, 그리고 전술한 차단 효과(shading effect)를 얻기 위해, 각 상측 피치 스태빌라이징 수단(11)은 해당 하측 피치 스태빌라이징 수단(12)로부터 상방향으로 상측 피치 스태빌라이징 수단(11)의 소정 기준 익현의 0.5배 내지 3배의 수직거리(27) 만큼 상방으로 벗어나 있다.
도 12는 또한 상측 피치 스태빌라이징 수단(11)이 동일 피치 스태빌라이징 조립체의 하측 피치 스태빌라이징 수단(12)로부터 종방향으로 전방으로 벗어나 있는 종방향 거리(26)를 보여준다. 이 종방향 거리(26)는 상측 피치 스태빌라이징 수단(11)의 소정 기준 익현의 0.5배 내지 3배다.
도 13에 따르면, 윙팁 요소(13)는 다음과 같은 적어도 3개의 부분, 즉
- 상연(upper edge) 에어포일(20)에 직접 연결되고 하나 이상의 원호로 형성된 쿼터코드라인을 갖는 제 1 부분(40, 41);
- 하측 외부 에어포일(21)에 직접 연결되고 역시 하나 이상의 원호로 형성된 쿼터코드라인을 갖는 제 2 부분(42, 43); 및
- 제 1 부분(40, 41) 및 제 2 부분(42, 43)의 쿼터코드라인에 접하는 직선인 쿼터코드라인을 갖는 제 3 부분(44);
을 포함한다.
제 3 부분(44)의 익현 길이는 상측 피치 스태빌라이징 수단(11)의 소정 기준 익현과 같거나 그보다 작다.
도 13의 실시형태에서, 제 1 부분(40, 41)은 각각 서로 접하는 원호로 형성되는 쿼터코드라인을 갖는 제 1 상측 세부(40) 및 제 1 하측 세부(41)에 의해 형성된다. 제 1 상측 부분(40)의 쿼터코드라인은 또한 상측 피치 스태빌라이징 수단(11)의 상측 쿼터코드라인(90)에 접하며, 제 1 하측 세부(41)의 쿼터코드라인도 제 3 부분(44)의 쿼터코드라인에 접한다.
마찬가지로 제 2 부분(42, 43)은 각각 서로 접하는 원호로 이루어지는 쿼터코드라인을 갖는 제 2 상측 세부(42) 및 제 2 하측 세부(43)에 의해 형성된다. 제 2 상측 부분(42)의 쿼터코드라인도 제 3 부분(44)의 쿼터코드라인에 접하며, 제 2 하측 세부(43)의 쿼터코드라인도 하측 피치 스태빌라이이징 수단(12)의 쿼터코드라인(92)에 접한다.
일 실시형태에 있어서, 세부(40, 41, 42, 43)의 쿼터코드라인의 원호의 반경은 상측 피치 스태빌라이징 수단(11)의 소정 기준 익현의 0.01배 내지 4배로 구성된다.
도 14의 특정 실시형태에 있어서, 상측 피치 스태빌라이징 수단(11)은 상측 내부 구조프레임(31)과 상측 내부 구조프레임(31)에 견고하게 결합되어 상기 상측 내부 구조프레임(31) 주위에 위치하는 상측면을 포함한다.
하측 피치 스태빌라이징 수단(12)은 하측 내부 구조프레임(30)과 하측 내부 구조프레임(30)에 견고하게 결합되어 상기 하측 내부 구조프레임(30) 주위에 위치하는 하측면을 포함한다.
상측 내부 구조프레임(31)상에는 상측 브라켓(32)이 견고하게 장착되며, 상측 브라켓(32)에는 결국 회전 샤프트(28)가 견고하게 부착된다. 이런 회전 샤프트(28)는 꼬리지지체(5)에 견고하게 연결된 탑 마운트(33) 주위로 회전하기 적합하다.
마찬가지로 하측 내부 구조프레임(30)에는 나사(35)를 포함하는 하측 브라켓(34)이 견고하게 장착된다. 각 하측 브라켓(34)의 나사(35)는 다른 방법으로서 하측 마운트(29)의 두 개의 삽입체(36) 중의 하나에 삽입될 수 있으며, 따라서 피치 스태빌라이저(10)가 회전축(28)을 중심으로 회전할 수 있게 된다. 도 15는 이들 하측 연결 수단을 보다 상세하게 보여준다.
도 16은 피치 스태빌라이저(10)가 핀 상측 연결 수단(39) 및 핀 하측 연결 수단(38)에 의해 회전날개 항공기의 수직 핀에 부착되어 있는 특정 실시형태를 보여준다.
도 17 및 도 18은 테이퍼 형성이 완전하지 않은 보다 일반적인 경우에 가장 긴 에어포일(52, 53)과 피치 스태빌라이징 수단(11, 12)의 외부 에어포일(20, 21) 사이의 상측 전단 예각(α1), 하측 전단 예각(α2), 하측 후단 예각(α3) 및 하측 후단 예각(α4)을 상세하게 나타낸다.
도 17에서, 상측 전단 예각(α1)은 제 1 돌출부(76)와 제 1 수직면(80) 사이에 형성된 각도로서 도시되어 있다.
제 1 돌출부(76)는 제 1 수평면(60) 위의 상측 최장 에어포일(52)로부터 상측 외부 에어포일(20)까지 연장되는 상측 전연(16)의 분절의 돌출부다.
제 1 수평면(60)은 상측 최장 에어포일(52)과 상측 전연(16)의 교차점을 통과하는 수평면이다.
제 1 수직면(80)은 상측 최장 에어포일(52)과 상측 전연(16)의 교차점을 통과하는 수직 중간면(15)에 직각인 수직면이다.
마찬가지로, 도 17에서 상측 후단 예각(α3)은 제 2 돌출부(77)와 제 2 수직면(81) 사이에 형성된 각도로서 도시되어 있다.
제 2 돌출부(77)는 상측 최장 에어포일(52)로부터 본 실시형태에서 제 1 수평면(60)과 일치하는 제 2 수평면(61) 위의 상측 외부 에어포일(20)까지 연장되는 상측 후연(17)의 절편의 돌출부다.
제 2 수평면(61)은 상측 최장 에어포일(52)과 상측 후연(17)의 교차점을 통과하는 수평면이다.
제 2 수직면(81)은 상측 최장 에어포일(52)과 상측 후연(17)의 교차점을 통과하는 수직 중간면(15)에 직각인 수직면이다.
도 18에서, 하측 후단 예각(α2)은 제 3 돌출부(78)와 제 3 수직면(82) 사이에 형성된 각도로서 도시되어 있다.
제 3 돌출부(78)는 제 3 수평면(62) 위의 하측 최장 에어포일(53)로부터 하측 외부 에어포일(21)까지 연장되는 하측 전연(18)의 절편의 돌출부다.
제 3 수평면(62)은 하측 최장 에어포일(53)과 하측 전연(18)의 교차점을 통과하는 수평면이다.
제 3 수직면(82)은 하측 최장 에어포일(53)과 하측 전연(18)의 교차점을 통과하는 수직 중간면(15)에 직각인 수직면이다.
마찬가지로, 도 18에서 하측 후단 예각(α4)은 제 4 돌출부(79)와 제 4 수직면(83) 사이에 형성된 각도로서 도시되어 있다.
제 4 돌출부(79)는 하측 최장 에어포일(53)로부터 본 실시형태에서 제 3 수평면(62)과 일치하는 제 4 수평면(63) 위의 하측 외부 에어포일(21)까지 연장되는 하측 후연(19)의 절편의 돌출부다.
제 4 수평면(63)은 하측 최장 에어포일(53)과 하측 후연(19)의 교차점을 통과하는 수평면이다.
제 4 수직면(83)은 하측 최장 에어포일(53)과 하측 후연(19)의 교차점을 통과하는 수직 중간면(15)에 직각인 수직면이다.
도 19 및 도 20은 상위 및 하위 예각(β1, β2)을 상세하게 나타낸다.
도 19에서, 상위 예각(β1)은 제 5 돌출부(91)와 제 5 수평면(64) 사이에 형성된 각도로서 도시되어 있다.
제 5 돌출부(91)는 제 5 수직면(84) 위의 상측 쿼터코드라인(90)의 돌출부다.
제 5 수직면(84)은 상측 쿼터코드라인(90)과 상측 내부 에어포일(22)의 교차점을 통과하는 수직 중간면(15)에 직각인 수직면이다.
제 5 수평면(64)은 수직 중간면(15)에 직각인 수평면으로서, 종방향으로 연장되며 내부 에어포일(22)과 상측 쿼터코드라인(90)의 교차점을 통과한다.
도 20에서, 하위 예각(β2)은 제 6 돌출부(93)와 제 6 수평면(65) 사이에 형성된 각도로서 도시되어 있다.
제 6 돌출부(93)는 제 6 수직면(85) 위의 하측 쿼터코드라인(92)의 돌출부다.
제 6 수직면(85)은 하측 쿼터코드라인(92)과 하측 내부 에어포일(23)의 교차점을 통과하는 수직 중간면(15)에 직각인 수직면이다.
제 6 수평면(65)은 수직 중간면(15)에 직각인 수평면으로서, 종방향으로 연장되며 하측 내부 에어포일(23)과 하측 쿼터코드라인(92)의 교차점을 통과한다.
1 : 회전날개 항공기
2 : 메인 로터
3 : 종래기술에 따른 수직 스태빌라이징 수단
4 : 종래기술에 따른 수평 스태빌라이징 수단
5 : 꼬리지지체 6 : 수직 기류
7 : 종방향 기류 8 : 로터 기둥 모멘트
9 : 전환 기류 10 : 본 발명에 따른 피치 스태빌라이저
11 : 상측 피치 스태빌라이징 수단 12 : 하측 피치 스태빌라이징 수단
13 : 윙팁 요소 14 : 동체
15 : 수직 중간면 16 : 상측 전연
17 : 상측 후연 18 : 하측 전연
19 : 하측 후연 20 : 상측 외부 에어포일
21 : 하측 외부 에어포일 22 : 상측 내부 에어포일
23 : 하측 내부 에어포일
25 : 수직 중간면과 수직 중간면으로부터 가장 먼 피치 스태빌라이저의 지점 사이의 거리
26 : 상측 피치 스태빌라이징 수단이 하측 피치 스태빌라이징 수단으로부터 전방으로 벗어난 종방향 거리
27 : 상측 피치 스태빌라이징 수단이 하측 피치 스태빌라이징 수단으로부터 상방으로 벗어난 수직 거리
28 : 회전축 29 : 하측 마운트
30 : 하측 내부 구조프레임 31 : 상측 내부 구조프레임
32 : 상측 브라켓 33 : 탑 마운트
34 : 하측 브라켓 35 : 나사
36 : 삽입체 38 : 핀 하측 연결 수단
39 : 핀 상측 연결 수단 40 : 윙팁 요소의 제 1 상측 세부
41 : 윙팁 요소의 제 1 하측 세부 42 : 윙팁 요소의 제 2 상측 세부
43 : 윙팁 요소의 제 2 하측 세부 44 : 윙팁 요소의 제 3 부분
52 : 상측 최대 에어포일 53 : 하측 최대 에어포일
60 : 제 1 수평면 61 : 제 2 수평면
62 : 제 3 수평면 63 : 제 4 수평면
64 : 제 5 수평면 65 : 제 6 수평면
76 : 제 1 돌출부 77 : 제 2 돌출부
78 : 제 3 돌출부 79 : 제 4 돌출부
80 : 제 1 수직면 81 : 제 2 수직면
82 : 제 3 수직면 83 : 제 4 수직면
84 : 제 5 수직면 85 : 제 6 수직면
90 : 상측 쿼터코드라인 91 : 제 5 돌출부
92 : 하측 쿼터코드라인 93 : 제 6 돌출부
α1 : 상측 전단 예각 α2 : 하측 전단 예각
α3 : 상측 후단 예각 α4 : 하측 후단 예각
β1 : 상위 예각 β1 : 하위 예각
3 : 종래기술에 따른 수직 스태빌라이징 수단
4 : 종래기술에 따른 수평 스태빌라이징 수단
5 : 꼬리지지체 6 : 수직 기류
7 : 종방향 기류 8 : 로터 기둥 모멘트
9 : 전환 기류 10 : 본 발명에 따른 피치 스태빌라이저
11 : 상측 피치 스태빌라이징 수단 12 : 하측 피치 스태빌라이징 수단
13 : 윙팁 요소 14 : 동체
15 : 수직 중간면 16 : 상측 전연
17 : 상측 후연 18 : 하측 전연
19 : 하측 후연 20 : 상측 외부 에어포일
21 : 하측 외부 에어포일 22 : 상측 내부 에어포일
23 : 하측 내부 에어포일
25 : 수직 중간면과 수직 중간면으로부터 가장 먼 피치 스태빌라이저의 지점 사이의 거리
26 : 상측 피치 스태빌라이징 수단이 하측 피치 스태빌라이징 수단으로부터 전방으로 벗어난 종방향 거리
27 : 상측 피치 스태빌라이징 수단이 하측 피치 스태빌라이징 수단으로부터 상방으로 벗어난 수직 거리
28 : 회전축 29 : 하측 마운트
30 : 하측 내부 구조프레임 31 : 상측 내부 구조프레임
32 : 상측 브라켓 33 : 탑 마운트
34 : 하측 브라켓 35 : 나사
36 : 삽입체 38 : 핀 하측 연결 수단
39 : 핀 상측 연결 수단 40 : 윙팁 요소의 제 1 상측 세부
41 : 윙팁 요소의 제 1 하측 세부 42 : 윙팁 요소의 제 2 상측 세부
43 : 윙팁 요소의 제 2 하측 세부 44 : 윙팁 요소의 제 3 부분
52 : 상측 최대 에어포일 53 : 하측 최대 에어포일
60 : 제 1 수평면 61 : 제 2 수평면
62 : 제 3 수평면 63 : 제 4 수평면
64 : 제 5 수평면 65 : 제 6 수평면
76 : 제 1 돌출부 77 : 제 2 돌출부
78 : 제 3 돌출부 79 : 제 4 돌출부
80 : 제 1 수직면 81 : 제 2 수직면
82 : 제 3 수직면 83 : 제 4 수직면
84 : 제 5 수직면 85 : 제 6 수직면
90 : 상측 쿼터코드라인 91 : 제 5 돌출부
92 : 하측 쿼터코드라인 93 : 제 6 돌출부
α1 : 상측 전단 예각 α2 : 하측 전단 예각
α3 : 상측 후단 예각 α4 : 하측 후단 예각
β1 : 상위 예각 β1 : 하위 예각
Claims (11)
- 수직 중간면(15), 동체(14), 꼬리지지체(5), 핀 및 피치 스태빌라이저(10)를 포함하는 회전날개 항공기로서, 피치 스태빌라이저(10)는 회전날개 항공기에 안정성을 제공하기에 적합한 박스 구조를 가지며,
상기 피치 스태빌라이저(10)는 하나 이상의 피치 스태빌라이징 조립체를 포함하고 수직 중간면(15)의 각 측에는 단지 하나의 피치 스태빌라이징 조립체가 있으며, 각 피치 스태빌라이징 조립체는,
상측 내부 에어포일(22)로부터 상측 외부 에어포일(20)까지 익폭의 횡방향으로 연장되고 상측 전연(16)으로부터 상측 후연(17)까지 익현의 종방향으로 연장되는 하나의 하반각 상측 피치 스태빌라이징 수단(11)으로서, 상측 최장 에어포일(52)과 상측 외부 에어포일(20) 사이의 익폭에서의 익현의 변화는 상측 최장 에어포일(52)로부터 상측 외부 에어포일(20)까지 익현이 감소하는 테이퍼 변화가 되도록 구성된 하나의 하반각 상측 피치 스태빌라이징 수단(11),
하측 내부 에어포일(23)로부터 하측 외부 에어포일(21)까지 익폭의 횡방향으로 연장되고 하측 전연(18)으로부터 하측 후연(19)까지 익현의 종방향으로 연장되는 하나의 상반각 하측 피치 스태빌라이징 수단(12)으로서, 하측 최장 에어포일(53)과 하측 외부 에어포일(21) 사이의 익폭에서의 익현 변화는 하측 최장 에어포일(53)로부터 하측 외부 에어포일(21)까지 익현이 감소하는 테이퍼 변화가 되도록 구성된 하나의 상반각 하측 피치 스태빌라이징 수단(12), 및
해당 상측 외부 에어포일(20)과 해당 하측 외부 에어포일(21) 사이에서 상방으로 연장되는 하나의 윙팁 요소(13)를 포함하며,
각 피치 스태빌라이징 조립체에 있어서,
상측 피치 스태빌라이징 수단(11)은 상측 피치 스태빌라이징 수단(11)의 평균 익현의 0.5배 내지 3배의 종방향 거리(26)만큼 하측 피치 스태빌라이징 수단(12)로부터 종방향으로 전방으로 벗어나 있으며,
상측 피치 스태빌라이징 수단(11)은 상측 피치 스태빌라이징 수단(11)의 평균 익현의 0.5배 내지 3배의 수직 거리(27)만큼 하측 피치 스태빌라이징 수단(12)로부터 상방으로 벗어나 있으며,
수직 중간면(15)과 수직 중간면(15)로부터 가장 먼 피치 스태빌라이저(10)의 지점 사이의 거리(25)는 동체(14)의 폭의 0.5배 내지 1배인 회전날개 항공기에 있어서,
각 상부 피치 스태빌라이징 수단(11)은,
상측 내부 구조프레임(31),
상측 내부 구조프레임(31)에 견고하게 결합되어 상기 상측 내부 구조프레임(31) 주위에 위치하는 상측면, 및
상측 연결 수단을 포함하며,
상측 연결 수단은,
상측 내부 구조프레임(31)에 견고하게 장착된 각 상측 피치 스태빌라이징 수단(11)의 상측 브라켓(32), 및
상측 브라켓(32)에 견고하게 부착되어 꼬리지지체(5)에 견고하게 연결된 탑 마운트(33) 주위로 회전하도록 된 회전축(28)을 포함하며,
각 하측 피치 스태빌라이징 수단(12)은,
하측 내부 구조프레임(30),
하측 내부 구조프레임(30)에 견고하게 결합되어 상기 상측 내부 구조프레임(30) 주위에 위치하는 하측면, 및
하측 연결 수단을 포함하며,
하측 연결 수단은,
하측 내부 구조프레임(30)에 견고하게 장착되며 나사(35)를 포함하는 각 하측 피치 스태빌라이징 수단(12)의 하측 브라켓(34), 및
수직 중간면의 각 측에서 적어도 두 개의 삽입체(36)를 포함하여 각 하측 브라켓(34)의 나사(35)가 다른 방법으로서 수직 중간면의 해당 측의 적어도 두 개의 삽입체(36) 중의 하나 속에 삽입되어 피치 스태빌라이저(10)가 회전축(28) 주위로 회전할 수 있게 하는 하측 마운트(29)를 포함하는 것을 특징으로 하는 회전날개 항공기. - 제 1 항에 있어서, 피치 스태빌라이저(10)는,
상측 최장 에어포일(52)과 상측 전연(16)의 교차점을 통과하는 제 1 수평면(60),
제 1 수평면(60) 위의 상측 최장 에어포일(52)로부터 상측 외부 에어포일(20)까지 연장되는 상측 전연(16)의 절편의 제 1 돌출부(76), 및
수직 중간면에 직각이며, 상측 최장 에어포일(52)과 상측 전연(16)의 교차점을 통과하는 제 1 수직면(80)을 더 포함하며,
제 1 돌출부(76)와 제 1 수직면(80) 사이에는 2도 내지 45도 범위의 상측 전단 예각(α1)이 형성되는 것을 특징으로 하는 회전날개 항공기. - 제 2 항에 있어서, 피치 스태빌라이저(10)는,
상측 최장 에어포일(52)과 상측 후연(17)의 교차점을 통과하는 제 2 수평면(61),
제 2 수평면(61) 위의 상측 최장 에어포일(52)로부터 상측 외부 에어포일(20)까지 연장되는 상측 후연(17)의 절편의 제 2 돌출부(77), 및
수직 중간면(15)에 직각이며, 상측 최장 에어포일(52)과 상측 후연(17)의 교차점을 통과하는 제 2 수직면(81)을 더 포함하며,
제 2 돌출부(77)와 제 2 수직면(81) 사이에는 2도 내지 45도 범위의 상측 후단 예각(α3)이 형성되는 것을 특징으로 하는 회전날개 항공기. - 제 3 항에 있어서, 피치 스태빌라이저(10)는,
하측 최장 에어포일(53)과 하측 전연(18)의 교차점을 통과하는 제 3 수평면(62),
제 3 수평면(62) 위의 하측 최장 에어포일(53)로부터 하측 외부 에어포일(21)까지 연장되는 하측 전연(18)의 절편의 제 3 돌출부(78), 및
수직 중간면(15)에 직각이며, 하측 최장 에어포일(53)과 하측 후연(18)의 교차점을 통과하는 제 3 수직면(82)을 더 포함하며,
제 3 돌출부(78)와 제 3 수직면(82) 사이에는 2도 내지 45도 범위의 하측 전단 예각(α2)이 형성되는 것을 특징으로 하는 회전날개 항공기. - 제 4 항에 있어서, 피치 스태빌라이저(10)는,
하측 최장 에어포일(53)과 하측 후연(19)의 교차점을 통과하는 제 4 수평면(63),
제 4 수평면(63) 위의 하측 최장 에어포일(53)로부터 하측 외부 에어포일(21)까지 연장되는 하측 후연(19)의 절편의 제 4 돌출부(79), 및
수직 중간면(15)에 직각이며, 하측 최장 에어포일(53)과 하측 후연(19)의 교차점을 통과하는 제 4 수직면(83)을 더 포함하며,
제 4 돌출부(79)와 제 4 수직면(83) 사이에는 2도 내지 45도 범위의 하측 후단 예각(α4)이 형성되는 것을 특징으로 하는 회전날개 항공기. - 제 5 항에 있어서, 피치 스태빌라이저(10)는,
수직 중간면(15)에 직각이며, 상측 피치 스태빌라이징 수단(11)의 상측 쿼터코드라인(90)과 상측 내부 에어포일(22)의 교차점을 통과하는 제 5 수직면(84),
제 5 수직면 위의 상측 피치 스태빌라이징 수단(11)의 상측 쿼터코드라인(90)의 제 5 돌출부(91), 및
수직 중간면(15)에 직각이며, 종방향으로 연장되고, 상측 내부 에어포일(22)과 상측 피치 스태빌라이징 수단(11)의 상측 쿼터코드라인(90)의 교차점을 통과하는 제 5 수평면(64)을 더 포함하며,
제 5 돌출부(91)와 제 5 수평면(64) 사이에는 2도 내지 45도 범위의 상위 예각(β1)이 형성되는 것을 특징으로 하는 회전날개 항공기. - 제 6 항에 있어서, 피치 스태빌라이저(10)는,
수직 중간면(15)에 직각이며, 하측 피치 스태빌라이징 수단(12)의 하측 쿼터코드라인(92)과 하측 내부 에어포일(23)의 교차점을 통과하는 제 6 수직면(85),
제 6 수직면(85) 위의 하측 피치 스태빌라이징 수단(12)의 하측 쿼터코드라인(92)의 제 6 돌출부(93), 및
수직 중간면(15)에 직각이며, 종방향으로 연장되고, 하측 내부 에어포일(23)과 하측 피치 스태빌라이징 수단(12)의 하측 쿼터코드라인(92)의 교차점을 통과하는 제 6 수평면(65)을 더 포함하며,
제 6 돌출부(93)와 제 6 수평면(65) 사이에는 2도 내지 45도 범위의 하위 예각(β2)이 형성되는 것을 특징으로 하는 회전날개 항공기. - 제 1 항 내지 제 7 항 중의 한 항에 있어서, 각 윙팁 요소(13)는, 적어도 3개의 부분, 즉 상연 에어포일(20)에 직접 연결되며 하나 이상의 원호로 형성된 쿼터코드라인을 갖는 제 1 부분(40, 41); 하측 외부 에어포일(21)에 직접 연결되며, 하나 이상의 원호로 형성된 쿼터코드라인을 갖는 제 2 부분(42, 43); 및 제 1 부분(40, 41) 및 제 2 부분(42, 43)의 쿼터코드라인에 접하는 직선인 쿼터코드라인을 갖는 제 3 부분(44)을 포함하며, 상기 제 3 부분은 하나 또는 두 개의 피치 스태빌라이징 수단(11)의 소정 기준 익현과 같거나 그보다 작은 길이의 익현을 갖는 것을 특징으로 하는 회전날개 항공기.
- 제 8 항에 있어서, 제 1 부분(40, 41)의 쿼터코드라인과 제 2 부분(42, 43)의 쿼터코드라인은 각각 서로 접하는 두 개의 원호로 이루어지며, 상기 원호들의 반경은 하나 또는 두 개의 상측 피치 스태빌라이징 수단(11)의 소정 기준 익현의 0.01배 내지 4배인 것을 특징으로 하는 회전날개 항공기.
- 제 1 항에 있어서, 상측 최장 에어포일(52)은 상측 내부 에어포일(20)이며, 하측 최장 에어포일(53)은 하측 내부 에어포일(21)인 것을 특징으로 하는 회전날개 항공기.
- 제 1 항에 있어서, 탑 마운트(33)는 회전축(28)의 회전을 원격으로 제어하기 적합한 능동적 수단을 포함하는 것을 특징으로 하는 회전날개 항공기.
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| EP13400035.5A EP2878536B1 (en) | 2013-11-29 | 2013-11-29 | Advanced pitch stabilizer |
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Also Published As
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