KR20160141791A - 접이식 공역학적 구조를 포함하는 항공기 및 항공기용 접이식 공역학적 구조의 제조 방법 - Google Patents

Abstract

항공기용 날개와 같은 접이식 공역학적 구조에 관한 것이다. 날개(1)는 내부 영역(1)과, 운항 형태과 지상 형태 사이에서 내부 영역에 대하여 회전 가능한 외부 영역(3)을 포함한다. 본 방법은 지상 형태를 이루도록 외부 영역이 회전하는 오일러 축(11)의 위치와 방향을 결정하고, 내부 영역과 외부 영역을 분리하고 이러한 오일러 축에 수직하는 절단면(13)을 정하여 접이식 공역학적 구조를 설계하며, 하나 이상의 설계 기준을 만족하는 바람직한 절단면(13)을 얻을 때까지 전술한 공정들을 되풀이하는 단계를 포함한다.

Description

접이식 공역학적 구조를 포함하는 항공기 및 항공기용 접이식 공역학적 구조의 제조 방법{AN AIRCRAFT COMPRISING A FOLDABLE AERODYNAMIC STRUCTURE AND A METHOD OF MANUFACTURING A FOLDABLE AERODYNAMIC STRUCTURE FOR AN AIRCRAFT}

본 발명은 접이식(foldable) 공역학 구조를 포함하는 항공기 및 이러한 항공기를 제조하는 방법에 관한 것이다.

고성능 효율(예를 들어, 연료 연소 감소)을 갖는 대형의 여객기에 대한 관심이 높아지고, 이를 위해 대형의 날개폭(wing span)을 갖는 것이 바람직하다. 그러나, 최대 항공기의 폭은 공항 주위를 운행할 때 요구되는 다양한 간격(예를 들어, 격납 및 안전한 유도로 사용을 위해 요구되는 날개폭 및/또는 지상 간격)을 관리하는 공항 운영 규정에 의해 효율적으로 제한된다.

일부 제안된 설계에 있어서, 복합각에 배향된 축을 중심으로 회전될 수 있는 날개가 항공기에 제공되었으며, 항공기를 운항하는 경우와 비교하여 지상에서의 항공기의 날개폭을 줄일 수 있도록, 날개부가 상방, 하방, 후방 또는 전방으로 접히는 구조이다. 그러나, 이러한 구성(예를 들어, 그루먼 어벤져(Grumman Avenger) 항공기의 접이식 날개의 구성)의 단점은 내측 날개부와 외측 날개부 사이의 충돌을 방지하기 위해 이동될 수 있는 복수의 제2 구조가 요구된다는 점이다. 접이식 날개 구성의 다른 일반적인 단점은 날개의 고정부와 접힘부 사이의 연결점 주위에서 날개는 제한된 용적을 갖는다는 점이다. 필수적인 내부 구성(예를 들어, 리브, 스파 또는 다른 지지 구조) 및 날개 내부의 항공기 시스템(예를 들어, 액추에이터)들을 수용하기 위해, 날개의 내부 배치를 재구성하고, 국부적으로 연결점 주위에서 날개의 부피를 증가시키며, 이러한 연결점의 가능한 위치를 상당하게 제한할 필요가 있다.

본 발명은 전술한 문제점들을 해소하기 위한 것이다.

본 발명의 제1 양태에 따르면, 본 발명은 항공기 날개를 제조하는 방법으로서, 상기 날개는 고정익과, 상기 고정익의 팁에 배치되는 윙팁 장치를 포함하고, 상기 윙팁 장치는 운항시 사용되는 운항 형태과 지상에서 작동하는 지상 형태 사이에서 상기 고정익에 대하여 회전 가능하며, 상기 지상 형태에서는 상기 날개의 폭을 감소하도록 상기 윙팁 장치가 상기 고정익에 대하여 회전된다. 이러한 방법은, a) 상기 윙팁 장치를 운항 형태로부터 지상 형태로 회전하기 위한 오일러 축의 방향을 결정하여, 상기 고정익과 상기 윙팁 장치를 분리하고 상기 오일러 축에 수직하게 배향되는 절단면의 위치를 결정하는 단계, 또는 b) 상기 고정익과 상기 윙팁 장치를 분리하는 절단면의 위치와 방향을 결정하고, 상기 운항 형태로부터 지상 형태로 상기 윙팁 장치를 회전하기 위해 상기 절단면에 수직하게 배향되는 오일러 축의 위치를 결정하는 단계를 포함한다. 또한, 상기 방법은 하나 이상의 설계 기준을 정할 수 있는 바람직한 절단면을 얻을 때까지 상기 a)단계 또는 b)단계를 되풀이하여, 상기 설계에 따라 날개를 제조하는 것을 포함한다.

설계 단계에서 오일러 축과 절단면을 사용하여, 고정익과 윙팁 장치가 오일러 축에 대하여 회전시 충돌하지 않는 것이 보장될 수 있다. 이는 접힘시 이동되어야 할 제2의 구조물이 필요없게 된다.

또한, 절단면을 통해, 이러한 설계 단계는 하나 이상의 설계 기준을 정할 수 있다. 즉, 바람직한 절단면을 위치 및 방향을 결정하여, 항공기 날개의 특정 요구 사항을 고려하도록 최적화되어, 특정 날개가 제조될 수 있다. 이를 통하여, 항공기 설계자는 설계에 많은 유연성을 갖게 되어, 접히는 윙팁 장치를 날개와 결합하는데 더욱 효과적일 수 있다.

하나 이상의 설계 기준은 지상 형태에서 윙팁 장치의 선택된 위치를 포함할 수 있다. 예를 들어, 윙팁 장치가 지상 형태에서 특별하게 선택된 위치를 채택하여, 최소한의 지상 간격을 초과하도록 하는 것이 바람직할 수 있다.

하나 이상의 설계 기준은 운항 형태과 지상 형태 사이에서 윙팁 장치를 작동하기 위해 선택된 작동 하중 임계값을 포함할 수 있다. 본 발명은 절단면의 방향이 윙팁 장치를 이동시키는데 필요한 작동 하중에 영향을 끼칠 수 있다는 것을 인식하였다. 얕은(shallow) 절단면과 이에 따라 오일러 축이 수직으로부터 비교적 작은 각도로 기울어짐으로써, 지상 형태로의 움직임은 얕은 절단면에서 주로 수평면에서 존재하기 때문에, 윙팁 장치의 질량이 훨씬 크게 상승될 필요가 없다. 또한, 본 발명은 설계 공정에서 윙팁 장치를 작동하기 위해 특별하게 선택된 작동 하중을 얻도록 바람직한 절단면이 설계될 수 있음을 인식하였다.

하나 이상의 설계 기준은 날개 내부에 배치되는 내부 시스템과의 간섭 최소화하는 것을 포함할 수 있다. 예를 들어, 날개 내부의 액추에이터와 같은 시스템을 피하도록 바람직한 절단면이 얻어질 수 있다.

하나 이상의 설계 기준은 날개 내부에 배치되는 내부 구조와의 간섭을 최소화하는 것을 포함할 수 있다. 예를 들어, 날개 내부의 리브와 같은 구조물이 교차하는 것을 방지하도록 바람직한 절단면이 얻어질 수 있다.

이 단계에서 내부 시스템 또는 구조물이 물리적으로 실제 존재할 필요는 없고, 다른 설계 공정의 일부로서 날개 내부에 임시적으로 배치될 수 있다.

하나 이상의 설계 기준은 고정익과 윙팁 장치 사이의 절단면 내부의 경계 영역 선택을 포함할 수 있다. 하나 이상의 설계 기준은 날개의 상부면과 하부면 사이에서 절단면을 따르는 거리의 선택을 포함할 수 있다. 절단면을 따르는 영역과 거리는 윙팁 장치와 고정익 사이의 하중 전달에 영향을 미칠 수 있다.

운항 형태에서 지상 형태로 윙팁 장치가 오일러 축에 대하여 회전할 때, 구조물의 폭이 감소되도록 오일러 축의 방향이 정해지는 것이 바람직하다.

오일러 축은 서로 수직하는 세 개의 방향에 대하여 모두 기울어지도록(즉, 평행하거나 수직하는 것을 포함하지 않음) 방향이 정해지는 것이 바람직하다. 오일러 축은 종방향에 대하여 기울어지는 것(즉, 평행하거나 수직하는 것을 포함하지 않음)이 바람직하다. 오일러 축은 수평방향에 대하여 기울어지는 것(즉, 평행하거나 수직하는 것을 포함하지 않음)이 바람직하다. 오일러 축은 수직방향에 대하여 기울어지는 것(즉, 평행하거나 수직하는 것을 포함하지 않음)이 바람직하다. 바람직하게, 수직방향은 종방향과 수평방향 모두에 대하여 수직하다. 일부 실시 형태에 있어서, 종방향, 수평방향 및 수직방향은 절대 기준계에 배향(즉, 종방향은 전후, 수평방향은 좌우) 될 수 있다. 구조물이 날개인 실시 형태에 있어서, 종방향은 시위 방향, 수평방향은 날개폭 방향이 될 수 있다. 다른 실시 형태에 있어서, 공역학적 구조의 부분적인 기준계에서 종방향, 수평방향, 수직방향을 사용하는 것이 바람직할 수 있다. 예를 들어, 변형(swept) 날개에 있어, 종방향은 날개의 길이 방향을 따를 수 있으며, 수평방향은 날개의 두께 방향(즉, 종방향에 수직하게 측정된 전방 에지로부터 후방 에지)을 따를 수 있다.

기울어진 각도는 예각이 될 수 있다. 이러한 예각은 양의 값이나 음의 값이 될 수 있다. 기울어진 각도는 복합각으로서 참고될 수 있다.

오일러 축은 바람직하게 날개와 좀 더 바람직하게 고정익을 포함하는 평면(즉, 개념적인 평면)에 복합각으로 배향될 수 있으며, 이러한 평면은 일반적으로 고정익의 날개 스파와 리브들을 포함한다.

오일러 축은 수직에 대하여 바람직하게 45°미만, 좀 더 바람직하게 25°미만의 각도에 위치한다. 오일러 축은 수직축으로부터 15°가 될 수 있다. 오일러 축은 수직으로부터 비교적 작은 각도에 위치되는 것이 유리한데, 이를 통해, 윙팁 장치가 회전(비교적 정축으로 회전되어, 상하향 회전보다 전후방 회전 성분이 비교적 큰 경우)될 때, 윙팁 장치의 무게가 짧은 수직 거리로 상승되기 때문이다. 또한, 윙팁 장치가 회전함에 따라 수직 간격에 대한 문제가 발생할 가능성이 줄어든다. 또한, 이러한 축의 방향 설정을 통해 얕은 절단면이 생성되고, 이는 결합 계면을 비교적 큰 길이로 설정할 수 있다.

오일러 축은 절단면에 수직하고, 이러한 절단면은 바람직하게 기울어진(즉, 수직하지 않고, 수평하지 않음) 면이다. 이러한 절단면은 바람직하게 종방향, 수평방향 및 수직방향을 포함하는 각 면들에 대하여 기울어져 있다(즉, 평행하거나 수직하지 않음).

본 발명의 방법은 하나 이상의 설계 기준을 정할 수 있는 바람직한 절단면을 얻을 때까지 a)단계 또는 b)단계를 되풀이하는 것을 포함한다. 바람직한 오일러 축과 절단면이 정해질 때까지, 바람직하게 되풀이하는 공정이 실시된다.

a)단계 및/또는 b)단계가 수행되는 것을 알 수 있다. 본 발명의 일부 실시 형태에 있어서는 a)단계만이 수행된다. 이는 (최초)오일러 축의 방향 설정으로부터 설계를 시작하여, 이로부터 작업을 하는 것이 가장 용이하기 때문이다. 본 발명의 다른 일부 실시 형태에 있어서는 b)단계만이 수행된다. 이는 (최초)절단면의 방향 및/또는 위치로부터 설계를 시작하여, 이로부터 작업을 하는 것이 가장 용이하기 때문이다.

오일러 축의 위치 및/또는 방향의 결정은, 오일러 축이 윙팁 장치의 중심, 좀 더 바람직하게는 무게 중심에 근접하여 지나가는, 바람직하게는 실질적으로 관통하도록 지나가도록 할 수 있다. 이러한 방향은 오일러 축에 대하여 윙팁 장치를 회전하는데 요구되는 액추에이터의 용량을 최소화하는데 유리할 수 있다. 윙팁 장치가 비평형 윙팁 장치(예를 들어, 윙렛)인 경우에 더욱 유리할 수 있다.

윙팁 장치는 운항 형태과 지상 형태 사이에서 이동 가능하다. 또한, 윙팁 장치는 이러한 두 개의 구성 사이의 중간 구성으로 이동 가능하다. 윙팁 장치는 운항 형태과 운항 중에 사용되는 운항 제어 형태 사이에서 고정익에 대하여 회전 가능할 수 있다. 운항 제어 형태에서는, 공역학적 구조물의 윙팁 장치가 지상 형태를 향하거나 또는 반대 방향으로 일부가 회전될 수 있으며, 이를 통해, 운항 제어 형태시에 있을 때, 날개에 작용하는 하중이 운항을 제어(예를 들어, 운항 방향, 고도 및/또는 돌풍 하중 경감과 같은 날개에 작용하는 운항 하중의 분배)하도록 변경된다. 이러한 형태에 있어서, 절단면은 바람직하게 운항 방향에 대하여 기울어져 배향된다.

윙팁 장치는 오일러 축에 대하여 운항 제어 형태로, 또는 운항 제어 형태로부터 회전 가능하다. 하나 이상의 설계 기준은 이러한 운항 제어 형태에서의 윙팁 장치의 선택된 위치를 포함한다.

항공기는 동체의 대향하는 양측면으로부터 각각 연장하는 두 개의 접이식 날개를 포함한다. 본 발명의 일부 실시 형태에 있어서, 각 날개의 지상 형태는 실질적으로 동일할 수 있다(즉, 두 구조물들이 지상 형태로 있는 경우 항공기가 대칭이다). 그러나, 전술한 본 발명의 실시 형태에 따라 접이식 날개를 각각 설계하고, 각 날개의 윙팁 장치가 지상 형태로 있는 경우 외부 영역이 비대칭으로 회전되는 반대 방향으로 회전되도록 하는 것을 포함할 수 있다. 공역학적 구조가 반대 방향으로 회전되도록 하여, 항공기는 특정 용도, 예를 들어, 지상으로 운행하는 차량, 및/또는 (탑재/양화 유료 하중시) 납입고 문에 접근 가능한 장치, 또는 연료 교환 또는 제빙과 같은 지상상에서 날개 관련 작업에 적합하도록 제조될 수 있다.

윙팁 장치는 윙팁 연장부가 될 수 있으며, 예를 들어, 윙팁 장치는 평면형 팁 연장부가 될 수 있다. 다른 실시 형태에 있어서, 윙팁 장치는 윙렛과 같은 비평면형 장치를 포함하거나 구성될 수 있다. 운항 형태에 있어서, 윙팁 장치의 후방 에지는 바람직하게 고정익의 후방 에지와 연속한다. 윙팁 장치의 전방 에지는 바람직하게 고정익의 전방 에지와 연속하여, 고정익으로부터 윙팁 장치까지 부드럽게 전이된다. 고정익과 윙팁 장치 사이의 연결부에서 변형 또는 비틀림으로 변화가 있는 곳에서도 부드러운 전이가 존재할 수 있다. 그러나, 고정익과 윙팁 장치 사이의 연결부에서의 불연속은 바람직하게 존재하지 않는다. 윙팁 장치의 상부면과 하부면은 고정익의 상부면 및 하부면과 연속할 수 있다.

윙팁 장치가 지상 형태로 있는 경우, 윙을 포함하는 항공기는 운항에 적절하지 않을 수 있다. 예를 들어, 윙팁 장치는 지상 형태에서는 운항용으로 공역학적 및/또는 구조적으로 적합하지 않을 수 있다. 항공기는 바람직하게 운항시 윙팁 장치가 지상 형태로 이동될 수 없도록 구성된다. 항공기가 운항중에 있는 경우 감지를 위한 센서를 포함할 수 있다. 센서에서 항공기가 운항중으로 감지되는 경우, 제어 시스템은 바람직하게 윙팁 장치가 지상 형태로 이동되는 가능성을 차단하도록 배향된다.

본 발명의 다른 실시 형태에 따르면, 날개를 설계하는 방법이 제공되며, 이는 제조 방법과 관련하여 본 명세서에서 설명된 설계 단계를 포함한다.

본 발명의 다른 실시 형태에 따르면, 고정익과, 상기 고정익의 팁에 배치되는 윕팁 장치를 포함하는 날개를 갖는 항공기를 제공하며, 윙팁 장치는 운항시 사용되는 운항 형태과 지상에서 작동하는 지상 형태 사이에서 고정익에 대하여 회전 가능하며, 지상 형태에서는 상기 날개의 폭을 감속하도록 상기 윙팁 장치가 상기 고정익에 대하여 회전된다. 윙팁 장치는 상기 운항 형태과 지상 형태 사이에서 오일러 축에 대하여 회전 가능하고, 윙팁 장치와 고정익은 오일러 축에 수직하게 배향되는 절단면을 따라 분리되어, 윙팁 장치가 운항 형태과 지상 형태 사이에서 회전하는 경우, 고정익과 윙팁 장치가 충돌하지 않는다.

절단면은 바람직하게 고정익과 윙팁 장치를 분리하는 가상의 평면(예를 들어, 날개의 설계중에 생성되는 절단면)이다. 절단면 그 자체가 반드시 물리적, 평면, 표면으로 필요하지는 않다. 고정익과 윙팁 장치 사이의 물리적 계면은 실제로 절단면을 벗어나 위치하거나 평행하지 않는 구조를 갖는다. 그러나, 이러한 절단면으로부터 어긋남은 바람직하게 운항 형태과 지상 형태 사이의 회전시 충돌을 야기하기에는 충분하지 않다.

절단면은 단일의 평면 절단을 따라 고정익과 윙팁 장치를 바람직하게 분리한다. 즉, 고정익과 윙팁 장치 사이의 연결부는 바람직하게 하나의 기울어진 평면(절단면)에 위치하게 된다.

본 발명의 바람직한 실시 형태에 있어서, 날개는 절단면과 평행하게 배향되는 일부의 평면형 구조물들을 포함한다. 날개는 고정익과 윙팁 장치 사이의 계면을 포함한다. 계면은 절단면에 평행하게 배향되는 실질적으로 평면형의 구조물들을 포함할 수 있다. 고정익은 절단면에 실질적으로 평행하게 배치되는 리브를 포함할 수 있다. 윙팁 장치는 절단면에 실질적으로 평행하게 배치되는 리브를 포함할 수 있다. 고정익과 윙팁 장치의 리브들은 바람직하게 고정익과 윙팁 장치 사이의 계면에 배향된다.

오일러 축은 수직으로부터 비교적 소량의 각도로 기울어질 수 있으며, 절단면은 비교적 얕은(shallow) 절단면이 된다. 이는 윙팁 장치를 작동시키기 위한 작동 하중을 최소화한다는 점에서 유리하다.

오일러 축은 고정익에 대하여 절단면이 오버컷(overcut)을 생성하도록 선외측으로 기울어질 수 있다.

오일러 축은 고정익에 대하여 절단면이 언더컷(undercut)을 생성하도록 선내측으로 기울어질 수 있다.

오일러 축은 바람직하게 서로 수직하는 세 개의 방향에 대하여 모두 기울어져(즉, 평행하거나 수직하는 것을 포함하지 않음) 방향이 결정된다. 오일러 축은 바람직하게 종방향에 대하여 기울어져(즉, 평행하거나 수직하는 것을 포함하지 않음) 있다. 오일러 축은 수평방향에 대하여 기울어지는 것(즉, 평행하거나 수직하는 것을 포함하지 않음)이 바람직하다. 오일러 축은 수직방향에 대하여 기울어지는 것(즉, 평행하거나 수직하는 것을 포함하지 않음)이 바람직하다.

오일러 축은 윙팁 장치의 무게 중심에 근접하여 지나가는, 바람직하게는 실질적으로 관통하도록 지나갈 수 있다. 오일러 축은 윙팁 장치의 중심에 근접하여, 바람직하게는 실질적으로 관통하도록 지나갈 수 있다. 항공기는 오일러 축 주위의 윙팁 장치 영역의 회전에 영향을 주기 위해 배치되는 액추에이터를 포함할 수 있다. 이러한 액추에이터는 바람직하게 회전형 액추에이터가다.

항공기는 본 발명의 양태에 따른 두 개의 날개를 포함할 수 있다. 각 날개는 동체의 대향하는 양측면으로부터 연장하고, 각 구조물의 윙팁 장치는 서로 반대 방향으로 회전하도록 배치되어, 윙팁 장치가 지상 형태에서 비대칭으로 회전된다.

항공기는 유인 항공기 또는 무인 항공기(UAV)와 같은 비행체가 될 수 있다. 좀 더 바람직하게, 항공기는 여객기이다. 이러한 여객기는 바람직하게 수많은 여객을 수용하도록 다수의 열과 칼럼의 시트 유닛을 포함하는 여객 객실을 포함한다. 항공기는 20명 이상, 좀 더 바람직하게는 50명 이상을 수용 용량을 가질 수 있다. 항공기는 바람직하게 추진기이다. 항공기는 바람직하게 항공기를 추진하기 위한 엔진을 포함한다. 항공기는 바람직하게 하부 날개 장착식 엔진을 포함할 수 있다.

본 발명의 다른 양태에 따르면, 전술한 방법에 따라 제조된 날개를 포함하는 항공기가 제공된다.

본 발명의 다른 양태에 따르면, 전술한 윙팁 장치로 사용할 수 있는 윙팁 장치가 제공된다.

지금까지의 본 발명의 양태들은 날개와 관련하여 설명되었다. 그러나, 본 발명은 원칙적으로 내부 영역과 외부 영역(내부 영역에 대하여 회전 가능)을 포함하는 어떠한 접이식의 공역학적 구조에 적용될 수 있다. 본 발명의 추가적인 양태에 따르면, 내부 영역과 외부 영역을 포함하는 공역학적 구조에 대한 방법과 장치를 제공한다. 명세서에서 설명된 "고정익"은 "내부 영역"과 동등하게 적용되고, 윙팁 장치는 "외부 영역"과 동등하게 적용될 수 있다.

본 발명의 일 양태에 대하여 설명된 특징들은 본 발명의 다른 양태에 결합될 수 있음은 분명하다. 예를 들어, 본 발명의 방법은 본 발명의 장치에 대하여 설명되는 어떠한 특징들을 포함할 수 있으며, 그 반대도 가능하다.

본 발명의 실시 형태들은 예시로서 첨부되는 개략적인 도면들을 참고하여 설명될 수 있다.

도 1a은 본 발명의 제1 실시 형태에 따른 여객기의 변형(swept) 날개의 사시도이다.
도 1b는 본 발명의 제1 실시 형태에 따른 여객기의 정면도이다.
도 2a 내지 도 2c는 윙팁 장치가 지상 형태로 오일러 축을 중심으로 회전되는 경우, 도 1a의 날개의 사시도, 평면도 및 정면도이다.
도 3은 도 1a 내지 도 2c의 고정익과 윙팁 장치로 결정하기 위해 수행되는 단계들의 순서도이다.
도 4는 오일러 축의 각도와 윙팁 장치의 후속 이동 사이의 관계를 나타내는 도면이다.
도 5a 및 도 5b는 본 발명의 제2 실시 형태에 따른 여객기의 날개에 대한 평면도와 사시도이다.
도 6a 및 도 6b는 본 발명의 제3 실시 형태에 따른 여객기의 날개에 대한 평면도와 사시도이다.

도 1a는 본 발명의 제1 실시 형태에 따른 항공기(도 1b의 (2))의 고정익(1)과 윙팁 장치(3)의 사시도이다. 제1 실시 형태에 있어서, 본 발명이 다른 유형의 윙팁 장치(예를 들어, 윙렛)와 다른 접이식 공역학 구조에도 적용될 수 있지만, 윙팁 장치(3)는 평면형의 윙팁 연장부의 형태이다.

윙팁 장치(3)는 운항 형태(도 1a)와 지상 형태(도 2a 내지 2c) 사이에서 이동될 수 있다. 운항 형태에 있어서, 윙팁 장치(3)의 전방 및 후방 에지(5', 7')들은 고정익(1)의 전방 및 후방 에지(5, 7)와 연속적으로 이루어진다. 또한, 윙팁 장치(3)의 상부 및 하부 표면은 고정익(1)의 상부 및 하부 표면과 연속적으로 이루어진다. 따라서, 고정익(1)으로부터 윙팁 장치(3)까지 부드럽게 변환된다. 도 1a의 날개 스킨은 날개보(4)와 같은 일부 내부 구조가 보이도록 투명하게 되어 있다.

윙팁 장치(3)는 운항에 필요한 운항 형태로 형성되어 있다. 따라서, 운항 형태에 있어서, 윙팁 장치(3)는 항공기의 폭을 증가시키며, 이를 통해, 예를 들어, 유도 항력 성분을 줄이고, 양력을 증가시키는 것과 같은 효율적인 공역학적인 효과를 제공할 수 있다. 원칙적으로, 항상 이러한 대형폭을 유지하고, 간단하게 대형의 고정익을 갖는 것이 바람직할 수 있다. 그러나, 최대 항공기의 폭은 공항 주위를 운행할 때 요구되는 다양한 간격(예를 들어, 격납 및 안전한 유도로 사용을 위해 요구되는 날개폭 및/또는 지상 간격)을 관리하는 공항 운영 규정에 의해 효율적으로 제한된다. 따라서, 본 발명의 제1 실시 형태에 있어서, 윙팁 장치(3)는 지상에서 사용되는 지상 형태에서 이동이 가능하다.

지상 형태(도 2a 내지 도 2c)에 있어서, 윙팁 장치(3)는 전술한 운항 형태에서 접혀져, 윙팁 장치(3)는 하향의 아크 형태로 변형되면서 전방(후방)으로 회전한다. 도 2a는 지상 형태에 있어서의 윙팁 장치(3)의 사시도를 나타내고, 도 2b는 지상 형태에 있어서의 윙팁 장치(3)의 평면도를 나타내며, 도 2c는 지상 형태에 있어서의 윙팁 장치(3)의 정면도를 나타낸다. 특히, 도 2b에 있어서, 윙팁 장치(3)를 이러한 방식으로 접어, 항공기(2)의 폭이 감소된다. 윙팁 장치(3)가 지상 형태으로 있는 경우, 항공기(2)는 전술한 공항 간격 등을 준수하게 된다.

항공기의 폭을 변경하는 것은 알려져 있다. 일부 제안된 구성에 있어서, 항공기가 운항시의 구성으로 되어 있는 경우와 비교하여, 지상에 위치하는 항공기의 폭을 줄이기 위해 접히는 날개가 항공기에 제공되었다. 그러나, 이러한 구성(예를 들어, 그루먼 어벤져(Grumman Avenger) 항공기의 접이식 날개의 구성)의 단점은 내측 날개부와 외측 날개부 사이의 충돌을 방지하기 위해 이동될 수 있는 복수의 제2 구조가 요구된다는 점이다. 접이식 날개 구성의 다른 일반적인 단점은 날개의 고정부와 접힘부 사이의 연결점 주위에서 날개는 제한된 용적을 갖는다는 점이다. 필수적인 내부 구성(예를 들어, 리브, 스파 또는 다른 지지 구조) 및 날개 내부의 항공기 시스템(예를 들어, 액추에이터)들을 수용하기 위해, 날개의 내부 배치를 재구성하고, 국부적으로 연결점 주위에서 날개의 부피를 증가시키며, 이러한 연결점의 가능한 위치를 상당하게 제한할 필요가 있다.

제1 실시 형태는 이러한 문제점을 해결하기 위한 것이다. 본 발명의 제1 실시 형태에 있어서, 날개(1)와 윙팁(3)이 고정된 항공기는 도 3에 도시된 공정을 사용하여 구성되었다.

도 1a 내지 도 3을 참고하면, 지상 형태에 있는 경우, 고안자가 윙팁 장치(3)의 바람직한 최종 위치를 선택하는 것으로부터 공정이 개시된다. 이것이 제1 고안 기준이 된다. 이러한 실시 형태에 있어서는, 윙팁 장치가 하향의 아크 형태로 후방으로 회전되는 것이 바람직하고, 다른 실시 형태서에는, 윙팁 장치가 상향의 아크 형태로 전방으로 회전되도록 다른 위치/움직임이 바람직할 수 있다.

그 후, 고안자는 윙팁 장치(3)가 운항 형태로부터 지상 형태로 소정의 위치가 되도록 회전하는데 필요한 오일러 회전축의 위치와 방향을 선택한다. 제1 시시 형태에 있어서, 오일러 축(11)은, 도 1a에 가장 명확하게 도시된 바와 같이, 날개 평면에 대한 성분각으로 나타내고, 이를 통해, 오일러 축(11)은 고정익의 평면 외부에서 연장한다. 이러한 오일러 축은 윙팁 장치의 움직임이 단일 회전으로 설명될 수 있는 축이다. 제1 실시 형태에 있어서, 오일러 축은 회전 액추에이터(도시되지 않음)의 샤프트로 물리적으로 규정되지만, 다른 실시 형태에서는 오일러 축은 윙팁 장치의 회전 움직임이 강조될 수 있는 가상의 축이 될 수 있다.

본 설계자는, 예를 들어, 캐드(CAD)를 사용하여, 고정익(1)과 윙팁 장치(3)을 분리하는 절단면(13)을 나타내었다. 절단면(13)은 오일러 축에 수직하여 연장하는 면으로서, 고정익(1)과 윙팁 장치(3)를 개념적으로 분리한다. 절단면(13)은 오일러 축(11)에 수직하기 때문에, 윙팁 장치가 운항시와 지상 형태 사이에서 회전하는 동안, 고정익과 윙팁 장치가 충돌하지 않도록 할 수 있다.

최초 설계 과정에 있어서, 절단면은 윙 내부에 있는 항공기 구성 또는 시스템(도시되지 않음)과 지나치게 간섭하지 않도록 되어 있다. 따라서, 절단면(13)이 이러한 간섭이 발생하지 않도록 또는 최소화하도록 얻어질 때까지, 전술한 설계 단계를 되풀이하였다. 구성들과 시스템들의 간섭을 최소화하는 것이 제2 설계의 기준이다.

접이식 날개가 나중에 제조되는 최종 설계가 도 1a 내지 도 2c에 도시되었다. 최종 설계에 있어서, 오일러 축은 모든 세 개의 축이 서로 직교하는 방향(수직 방향(Z), 시위 방향(X), 날개 방향(Y))의 각도로 방향이 설정되었다. 설계 공정이 완료되면, 오일러 축(11)은 수직 방향(Z)에 대하여 15°의 각도로 배향되고, 날개의 전방 에지에 대하여 45°로 배향된다. 따라서, 절대 기준면에서, 오일러 축은 45°날개 방향(Y) + 부분 변형각이 된다. 시위 방향(X)에 대한 각도는 이로부터 90°변이된 값이다. 날개 방향과 시위 방향에 대한 각도가 XY평면으로 투사된 것을 기초로 측정될 수도 있다.

따라서, 본 발명의 실시 형태는 충돌을 방지하기 위한 복잡한 제2 의 이동에 대한 필요가 없는 접이식 날개 설계를 이용할 수 있다. 또한, 회전 오일러 축과 절단면을 반복적으로 적용하여, 설계자는 지상 형태에서 윙팁 장치의 수직 위치를 얻고, 날개와 윙팁 장치 사이의 연결점 주위에서의 날개 부피 사용을 최적화하며, 날개 내부의 구성과 시스템들과의 간섭을 최소화하는 선택된 설계 기준을 마련할 수 있다. 따라서, 설계자는 접이식 날개를 설계함에 있어서 더욱 큰 자유도와 유연성을 가질 수 있다.

도 1a 내지 도 2c는 항공기의 좌현 날개(1)를 나타낸다. 또한, 우현 날개 역시 팁 부분에서 윙팁 장치를 가질 수 있다. 설계자는 고정익과 윙팁 사이의 절단면을 결정하기 위해 전술한 공정을 실질적으로 사용한다.

다른 실시 형태(도시되지 않음)에 있어서, 지상 형태에서의 좌현 윙팁 장치는 하향의 아크 형상으로 변형하면서 후방으로 회전하지만, 우현의 날개에서는 윙팁 장치가 상향의 아크 형상으로 변형하면서 전방으로 회전된다. 따라서, 오일러 축과 절단면은 실질적으로 대향하는 양 날개에서 각각 다르다. 이러한 구성을 통해, 윙팁 장치는 반대 방향으로 회전될 수 있으며, 항공기는 항공기의 각 측면에 대한 특정 환경(예를 들어, 일측면으로는 납입고의 문에 효율적이거나, 다른 측면으로는 연료 교환 결합이 효율적인 경우)에 따라 설계될 수 있다. 다른 실시 형태에 있어서, 윙팁 장치는 실질적으로 지상 형태과 일치하는 동일한 방향으로 회전되도록 구성될 수 있다.

특정한 방법으로 오일러 축을 방향을 정함으로써, 윙팁 장치의 움직임의 본질이 변경될 수 있다. 도 4는 윙팁 장치의 움직임과 오일러 축 각도 사이의 관계를 나타내는 그래프이다. 이는 회전축(11)의 평면도로서, 중앙의 점은 수직축을 나타낸다. 회전축이 고정된 경우를 기준으로 하여, 이를 중심으로 축을 네 개의 사분면으로 각각 회전시켜, 도면과 같은 날개의 회전이 나타날 수 있다. 예를 들어, 도 1a 내지 도 2c의 제1 실시 형태에 있어서, 축은 후방 선외측으로 기울어져, 이러한 움직임은 하단 우측의 사분면에 도시되었다.

도 5a 내지 도 5b는 본 발명의 제2 실시 형태에 따라 설계된 고정익과 윙팁 장치를 나타낸다. 본 발명의 제1 실시 형태와 유사한 특징에 대응하는 부분은 제1 실시 형태에서와 동일한 부재 번호로 도시하였고, 추가적으로 "1"(적절하게 "10")을 추가하였다.

제2 실시 형태는 제1 실시 형태와 유사하지만, 날개 시위에 대하여 다른 각도로 절단면(113)이 배향되고, 이는 후방 에지에서 전방 에지로 이동하면서 선내측으로 연장한다(도 1a의 경우, 절단면이 선외측으로 연장함). 또한, 절단면은 수직에 대하여 다른 각도로 배향, 즉, 상부면보다 날개 하부면에서 좀 더 선내측으로 배향된다(도 1a의 경우, 절단면은 상부면보다 하부면에서 좀 더 선외측으로 배향). 따라서, 오일러 축(111)은 수직 방향, 날개 방향 및 시위 방향에 대하여 대응되도록 다른 각도로 배향되며, 고정익(103)을 깎는 평면의 절단면(113)으로 나타난다. 도 4를 참조하면, 제1 실시 형태의 하단 우측 사분면의 형태와는 달리, 움직임이 상단 우측 사분면에서 설명된 형태임을 의미한다.

제2 실시 형태는 윙팁 장치(103)의 상향의 아크 형태로 전방으로 회전하기 때문에, 지상의 서비스 차량에 대한 향상된 접근성을 제공할 수 있다. 또한, 항공기가 전방으로 이동함에 따라, 공력의 영향하에서 운항 형태로 자연스럽게 될 수 있기 때문에 유리하며, 이는 윙팁 장치(103)가 운항 형태로 정확하게 고정되지 않는 경우와 다르게 유용할 수 있다.

도 6a 및 도 6b는 본 발명의 제3 실시 형태에 따라 설계된 고정익과 윙팁 장치를 나타낸다. 본 발명의 제1 실시 형태의 유사한 특징과 대응되는 본 발명의 제3 실시 형태에서의 특징은 제1 실시 형태에서 사용된 동일한 부재 번호로 도시하였고, 추가적으로 "2"(적절하게 "20")을 추가하였다. 제3 실시 형태는 윙팁 장치(203)가 추가적인 축(211)에 대하여 회전하도록 배향되는 것을 제외하고는 제1 실시 형태와 동일하며, 이를 통해, 지상 형태에서 윙팁 장치(203)는 고정익(201)의 위로 배치된다. 이는 향상된 서비스 차량 접근성을 제공할 수 있다는 점에서 유리하다. 또한, 윙팁 장치의 무게가 제1 실시 형태와 같이 한 쪽 측면보다는 윙 박스보다 초과하므로, 지상 형태에서 윙 박스에 가해지는 비틀림 하중을 줄일 수 있다는 점을 의미한다.

본 발명은 특정 실시 형태와 관련하여 설명과 도시되었지만, 당업자라면 본 명세서에 도시되지 다양한 변형을 생각할 수 있다. 예로서, 외부 영역은 반드시 윙팁 장치가 될 필요가 없으며, 공역학적 구조가 반드시 날개가 될 필요가 없이, 예를 들어, 수평 꼬리 날개, 또는 제어면이 될 수 있고, 항공기는 반드시 여객기가 될 필요 없이, 예를 들어, 무인항공기(UAV)가 될 수도 있다.

전술한 설명, 숫자 또는 품들은 알려지고, 분명하거나 예측 가능한 균등물로 언급되었으므로, 이러한 균등물은 개별적으로 설명되었지만 통합되어 사용될 수 있다. 본 발명의 기술적 사상을 결정하기 위한 특허청구범위에 참고로 사용되어야만 하고, 이러한 균등물을 포함하도록 구성되어야 한다. 바람직하고, 유리하며, 편리한 것으로 설명된 본 발명의 숫자와 특징들은 선택적인 것이며, 첨부되는 특허청구범위의 기술적 사상을 제한하지 않는다. 또한, 본 발명의 일부 실시 형태에서 유리한 것으로 기재되었지만, 이러한 선택적인 숫자와 특징부들은 다른 실시 형태에서는 바람직하지 않을 수 있으므로, 생략될 수도 있다.

Claims (13)

1. 항공기 날개를 제조하는 방법으로서,
   상기 날개는 고정익과, 상기 고정익의 팁에 배치되는 윙팁 장치를 포함하고,
   상기 윙팁 장치는 운항시 사용되는 운항 형태과 지상에서 작동하는 지상 형태 사이에서 상기 고정익에 대하여 회전 가능하며, 상기 지상 형태에서는 상기 날개의 폭을 감소하도록 상기 윙팁 장치가 상기 고정익에 대하여 회전되고,
   상기 방법은, a) 상기 윙팁 장치를 운항 형태로부터 지상 형태로 회전하기 위한 오일러 축의 방향을 결정하여, 상기 고정익과 상기 윙팁 장치를 분리하고 상기 오일러 축에 수직하게 배향되는 절단면의 위치를 결정하는 단계, 또는 b) 상기 고정익과 상기 윙팁 장치를 분리하는 절단면의 위치와 방향을 결정하고, 상기 운항 형태로부터 지상 형태로 상기 윙팁 장치를 회전하기 위해 상기 절단면에 수직하게 배향되는 오일러 축의 위치를 결정하는 단계에 의해 상기 날개를 설계하며,
   하나 이상의 설계 기준을 정할 수 있는 바람직한 절단면을 얻을 때까지 상기 a)단계 또는 b)단계를 되풀이하여, 상기 설계에 따라 날개를 제조하는 것을 특징으로 하는 항공기 날개 제조 방법.
   
2. 제 1 항에 있어서,
   상기 하나 이상의 설계 기준은, ⅰ) 상기 지상 형태에서 상기 윙팁 장치의 선택된 위치; ⅱ) 상기 운항 형태과 상기 지상 형태 사이에서 상기 윙팁 장치를 작동하기 위해 선택된 작동 하중 임계값; ⅲ) 상기 날개 내부에 배치되는 내부 시스템과의 간섭 최소화; ⅳ) 상기 날개 내부에 배치되는 내부 구조와의 간섭 최소화; ⅴ) 상기 고정익과 상기 윙팁 장치 사이의 상기 절단면 내부의 경계 영역 선택; 또는 ⅵ) 상기 날개의 상부면과 하부면 사이의 상기 절단면을 따르는 거리의 선택; 중에서 선택된 하나 이상을 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 날개 제조 방법.
   
3. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
   상기 윙팁 장치는 상기 운항 형태과 운항중에 사용되는 운항 제어 형태 사이에서 상기 고정익에 대하여 회전 가능하고,
   상기 운항 제어 형태에서는, 상기 윙팁 장치가 상기 지상 형태를 향하는 방향 또는 반대 방향으로 일부 회전되어, 상기 운항 제어 형태인 경우, 상기 날개에 작용하는 하중이 운항을 제어하도록 변경되는 것을 특징으로 하는 항공기 날개 제조 방법.
   
4. 제 3 항에 있어서,
   상기 윙팁 장치는 상기 오일러 축에 대하여 상기 운항 제어 형태로 또는 상기 운항 제어 형태로부터 회전 가능하고, 상기 하나 이상의 설계 기준은 상기 운항 제어 형태시 상기 윙팁 장치의 선택된 위치를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기 날개 제조 방법.
   
5. 제 1 항 내지 제 4 항 중 어느 한 항에 있어서,
   상기 항공기는 동체의 대향하는 양측면으로부터 각각 연장하는 두 개의 날개를 포함하며,
   상기 하나 이상의 설계 기준에 따라 상기 날개를 각각 설계하고,
   상기 각 날개의 윙팁 장치는 서로 반대 방향으로 회전하도록 배치되어, 상기 윙팁 장치가 상기 지상 형태에서 비대칭으로 회전되는 것을 특징으로 하는 항공기 날개 제조 방법.
   
6. 고정익과, 상기 고정익의 팁에 배치되는 윕팁 장치를 포함하는 날개를 갖는 항공기로서,
   상기 윙팁 장치는 운항시 사용되는 운항 형태과 지상에서 작동하는 지상 형태 사이에서 상기 고정익에 대하여 회전 가능하며, 상기 지상 형태에서는 상기 날개의 폭을 감속하도록 상기 윙팁 장치가 상기 고정익에 대하여 회전되고,
   상기 윙팁 장치는 상기 운항 형태과 지상 형태 사이에서 서로 수직하는 종방향, 수평방향, 수직방향에 대하여 각각 기울어진 오일러 축에 대하여 회전 가능하며,
   상기 윙팁 장치와 상기 고정익은 상기 오일러 축에 수직하게 배향되는 절단면을 따라 분리되어, 상기 윙팁 장치가 상기 운항 형태과 지상 형태 사이에서 회전하는 경우, 상기 고정익과 상기 윙팁 장치가 충돌하지 않는 것을 특징으로 하는 항공기.
   
7. 제 6 항에 있어서,
   상기 오일러 축은 상기 수직 방향에 대하여 작은 각도로 기울어져, 상기 절단면은 얕은 절단면인 것을 특징으로 하는 항공기.
   
8. 제 6 항 또는 제 7 항에 있어서,
   상기 오일러축은 선외측으로 기울어져, 상기 절단면은 상기 고정익에 대하여 오버컷을 생성하는 것을 특징으로 하는 항공기.
   
9. 제 6 항 또는 제 7 항에 있어서,
   상기 오일러축은 선내측으로 기울어져, 상기 절단면은 상기 고정익에 대하여 언더컷을 생성하는 것을 특징으로 하는 항공기.
   
10. 제 6 항 내지 제 9 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 항공기는 동체의 대향하는 양측면으로부터 각각 연장하는 상기 날개를 두 개 포함하고,
    상기 각 날개의 윙팁 장치는 서로 반대 방향으로 회전하도록 배치되어, 상기 윙팁 장치가 상기 지상 형태에서 비대칭으로 회전되는 것을 특징으로 하는 항공기.
    
11. 제 6 항 내지 제 10 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 운항 형태에서는, 상기 윙팁 장치의 후방 에지는 상기 고정익의 후방 에지와 연속적이고, 상기 윙팁 장치의 전방 에지는 상기 고정익의 전방 에지와 연속적이며, 상기 윙팁 장치의 상부면과 하부면은 상기 고정익의 상부면과 하부면과 연속하여, 상기 고정익으로부터 상기 윙팁 장치로 부드럽게 변환되는 것을 특징으로 하는 항공기.
    
12. 제 1 항 내지 제 5 항 중 어느 한 항에 기재된 방법에 따라 제조된 날개를 포함하는 항공기.
    
13. 제 6 항 내지 제 11 항 중 어느 한 항에 기재된 윙팁 장치로 사용되기 위한 윙팁 장치.

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