KR20210122236A - 항공기 및 관련 제작 방법 - Google Patents

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KR20210122236A
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누르 피에르 압델
마테오 페코라로
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레오나르도 에스.피.에이.
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Abstract

종 방향으로 연장하는 제 1 축(A)을 갖는 동체(2); 및 동체(2)의 꼬리 단부(13)에 배열된 꼬리 부분(14)을 포함하는 항공기(1)가 설명되며; 꼬리 부분(14)은 V-형상으로 배열되고, 서로에 대해 경사지고 제 1 축(A)에 대해 대칭인 2 개의 표면(15a, 15b)을 포함하며; 각각의 표면(15a, 15b)은 표면(15a, 15b)에 대해 횡 방향으로 배열되고 표면(15a, 15b)에 대해 고정된 연관된 윙렛(19a, 19b)을 포함한다.

Description

항공기 및 관련 제작 방법
본 특허 출원은 2018년 12월 19일자로 출원된 유럽 특허 출원 번호 18214252.1 호를 우선권으로 주장하며, 이의 전체 개시는 원용에 의해 본 출원에 포함된다.
본 발명은 항공기 및 상기 항공기의 제작과 관련된 방법에 관한 것이다.
특히, 항공기는 비행기, 전환식 비행기(convertiplane), 자이로다인(gyrodyne) 또는 오토자이로(autogiro)이다.
항공기는 공지된 방식으로, 제 1 종 방향 롤 축을 따라 연장하는 동체(fuselage), 동체로부터 돌출하는 2 개의 캔틸레버 날개(cantilever wing), 및 제 1 종축을 포함하는 평면을 따라 동체의 꼬리 단부(tail end)로부터 캔틸레버 방식(cantilevered way)으로 돌출하고 항공기가 지상에 있을 때 수직으로 위치되는 꼬리 핀(fin)을 포함한다.
또한, 항공기의 무게 중심을 중심으로 하고 제 1 롤 축 이외에:
- 제 1 롤 축에 직교하고 날개의 팁을 연결하는 선에 평행하게 연장하는 제 2 피치 축; 및
- 전술한 제 1 및 제 2 축에 직교하는 제 3 요(yaw) 축을 포함하는 기준 시스템을 식별하는 것이 가능하다.
공지된 방식으로, 꼬리 핀은 항공기의 요를 제어하기 위해 이동할 수 있는 힌지 방향타를 포함한다.
전술한 해결책에서, 공지된 유형의 항공기는 꼬리 부분에 배열된 꼬리 평면(tailplane)을 포함한다.
꼬리 평면은 또한, 동체의 꼬리 단부에 배열되고, 캔틸레버 방식으로 동체의 양쪽에서 연장하고 항공기가 지면에 있을 때 수평면에 놓인다.
공지된 방식으로, 꼬리 평면은 스태빌라이저(stabilizer)로서 공지된 두 개의 고정된 표면을 포함하며, 여기에 엘리베이터로서 공지된 각각의 이동 가능한 표면이 힌지 연결된다.
비행 역학의 공지된 방식으로,
- 제 1 롤 축과 제 1 롤 축 및 제 3 요 축에 의해 한정된 평면상의 속도 벡터의 투영 사이에 한정된 각도와 동일한 항공기의 받음각(angle of attack); 및
- 속도 벡터와 제 1 롤 축 및 제 3 요 축에 의해 한정된 평면 사이에 한정된 각도와 동일한 항공기의 횡활각(sideslip angle)을 정의하는 것이 가능하다.
항공기의 받음각 및/또는 횡활각의 변화는 날개와 꼬리 평면의 피치 각도에 대응하는 변화를 유발하여 생성된 양력의 변화를 초래한다.
또한, 예를 들어 돌풍과 같은 항공기 통과에 관한 작은 섭동(perturbation)의 영향 이후에 이전 자세로 자율적으로 복귀하는 능력으로서 항공기의 안정성을 정의하는 것이 가능하다.
더 구체적으로, 전술한 작은 섭동이 제 2 피치 축을 중심으로 한 회전을 유발하여 항공기의 소위, 받음각을 변화시키는 경우에, 전술한 능력을 종 방향 정적 안정성이라고 부른다.
반대로 횡활각의 변화에 따라 이전 자세로 자동으로 복귀하는 능력은 측면 방향 안정성이라고 부른다.
횡활각의 변화를 유발하는 작은 섭동의 예는 제 1 롤 축을 중심으로 한 항공기의 회전을 생성하는 섭동이다. 이들 상황에서, 롤 축을 중심으로 한 회전은 제 2 피치 축에 평행한 불균형 가중치 성분을 생성한다. 이러한 구성 요소는 제 2 피치 축에 평행하고 아래에 놓이는 날개 방향으로 항공기의 측면 슬립을 유발하여 항공기의 소위, 횡활각의 변화를 초래한다.
스태빌라이저는 항공기의 종 방향 정적 안정성을 보장하는 각각의 양력을 생성한다. 반대로, 엘리베이터는 제 2 축에 대한 항공기의 피치 모션을 제어하기 위해서 연관된 스태빌라이저에 대해 이동할 수 있다.
대신에, 측면 방향 안정성은 핀에 의해 보장되고 서로에 대해 경사진 2면체 날개를 사용하여 항공기가 지상에 있는 상태와 관련하여 동체의 정점에 대해 약간 경사진 V-형상을 형성함으로써 더욱 증가할 수 있다.
실제로, 위에서 설명한 측면 슬립 운동은 항공기의 전진 비행으로 인해 흐름과 합쳐지게 될, 항공기를 횡단하는 공기 흐름을 유도한다. (양의) 2면각으로 인해 날개 사이의 경사각(inclination)의 결과로써, 아래에 놓인 날개에 부딪히는 합성 흐름은 반대 표면의 것보다 더 큰 받음각을 가진다. 결과적으로, 하강된 날개에 의해 전개된 양력은 다른 날개에 의해 전개된 양력보다 더 커서, 항공기를 흔들리지 않는 자세로 복귀시키는 경향이 있는 제 1 롤 축을 따르는 모멘트를 유발한다.
공지된 유형의 추가의 설계 해결책에 따르면, 꼬리 핀과 꼬리 평면은 일반적으로 "V-꼬리(V-tail)"로 업계에 공지된 V-형상 구성을 취하기 위해서 꼬리 단부로부터 동체의 제 1 종축에 대칭으로 돌출하고 제 1 축에 대해 비스듬한 각각의 평면에 놓인 두 개의 제어 표면으로 대체된다.
제어 표면이 제 1 롤 축과 제 2 피치 축에 의해 한정된 평면과 함께 놓이는 각각의 평면에 의해 형성되는 각도는 2면각이라고 부른다.
이러한 설계 해결책은 예를 들어, the Beech Bonanza, Fouga Magister, Predator, Eclipse 400 and Cirrus jet aircraft에서 구현되었다.
V-꼬리 항공기는 기존 항공기와 비교할 때, 구성요소 및 부품 수가 적고, 동체의 워시(wash)와 꼬리 부분의 간섭이 적고 날개에 의해 아래쪽으로 이탈된 기류에 대한 노출이 적은 결과로써 공기 역학적 저항이 적기 때문에 관심이 있다.
항공기의 수평 비행 상태와 관련하여, 제어 표면은 각각의 양력을 생성하며, 각각 양력은 제 2 피치 축에 평행한 제 1 수평 성분 및 제 3 요 축에 평행 한 제 2 수직 성분을 각각 가진다.
제 2 수직 구성요소는 돌풍으로 인해 제 2 피치 축을 중심으로 한 항공기의 회전을 유발하는 경우에 항공기가 안정한 자세로 자율적으로 복귀하는 능력 측면에서, 항공기에 일정 수준의 종 방향 안정성을 제공한다. 제어 표면에 의해 생성된 양력은 항공기에 일정 수준의 측면 방향 안정성을 제공한다.
이는 꼬리 부분의 표면이 양의 2면각을 가진 두 개의 날개처럼 거동하기 때문이다.
더 구체적으로, 롤 모멘트를 유도하는 작은 섭동에 따라서, 항공기는 하강된 제어 표면의 측면으로 옆으로 미끄러진다.
결과적으로, 하강된 표면에 의해 생성된 양력은 다른 표면에 의해 전개된 양력보다 더 커서, 항공기를 흔들리지 않는 자세로 복귀시키는 경향이 있는 제 1 롤 축을 따르는 모멘트를 유발한다.
주어진 순항 속도에 대해서, 제어 표면에 의해 제공된 종 방향 및 측면 방향 안정성 수준은 제어 표면의 면적과 양의 2면각으로 명확하게 정의된다.
이들 특징은 일반적으로 예비 설계 단계에서 정의된다.
업계에서는 2면각 및 제어 표면의 크기를 변경하지 않고 원하는 대로 그리고 서로 독립적으로 항공기의 종 방향 및 측면 방향 안정성 특징을 가변 방식으로 증가시킬 수 있어야 한다는 인식이 있다.
업계에서는 항공기의 종 방향 및 측면 방향 안정성 특징을 서로 독립적으로 그리고 예비 설계 단계의 연속적인 단계에서 변경시킬 수 있어야 한다는 인식도 있다.
EP-A-3296202 호 및 US 4,691,878 호는 항공기에서 일반적으로 "윙렛(winglet)"으로 공지된 단부 탭의 사용을 설명한다.
특히, 이들 윙렛은 각각의 날개의 자유 단부에 배치되어 팁 와류(tip vortice)로 인한 유도 항력을 감소시킬 수 있다. 이러한 방식으로, 윙렛은 날개의 효과적인 연장 없이도 날개의 효율성을 증가시킨다.
EP-A-1568604 호 및 US-B-211,538 호는 헬리콥터의 수평 꼬리 평면의 각각의 자유 단부에서 윙렛의 사용을 설명한다.
DE-U-202014003490 호는 제 1 항의 전제부에 따른 항공기 및 제 6 항의 전제부에 따른 항공기의 제작 방법을 개시한다.
본 발명의 목적은 간단하고 저렴한 방식으로 전술한 요구를 만족시킬 수 있는 항공기를 제작하는 것이다.
전술한 목적은 제 1 항에 따른 항공기에 관한 한, 본 발명에 의해 달성된다.
본 발명은 또한, 제 6 항에 따른 항공기의 제작 방법에 관한 것이다.
본 발명의 더 나은 이해를 위해서, 본 발명의 3 개의 바람직한 실시예가 단지 비-제한적인 예로서 그리고 첨부 도면을 참조하여 이후에 설명된다.
- 도 1a는 본 발명의 원리에 따라서 만들어진 항공기, 특히 전환식 비행기의 제 1 실시예의 정면도이다.
- 도 1b는 본 발명의 제 2 실시예에 따른 전환식 비행기의 특정 세부사항의 정면도이다.
- 도 1c는 본 발명의 제 3 실시예에 따른 전환식 비행기의 특정 세부사항의 정면도이다.
- 도 2 및 도 3은 각각, 항공기의 받음각을 증가시키는 경우 그리고 항공기의 횡활각을 증가시키는 경우, 전환식 비행기의 제 1, 제 2 및 제 3 실시예 각각의 V-꼬리 부분에서 생성된 고압 및 저압 영역과 공기 역학적 힘을 개략적으로 도시한다.
- 도 4 및 도 5는 각각, 항공기의 받음각을 증가시키는 경우 그리고 항공기의 횡활각을 증가시키는 경우, 도 1b의 전환식 비행기의 제 2 실시예의 V-꼬리 부분과 윙렛에 생성된 고압 및 저압 영역과 공기 역학적 힘을 개략적으로 도시한다.
- 도 6 및 도 7은 각각, 항공기의 받음각을 증가시키는 경우 그리고 항공기의 횡활각을 증가시키는 경우, 도 1c의 전환식 비행기의 제 3 실시예의 V-꼬리 부분과 윙렛에 생성된 고압 및 저압 영역과 공기 역학적 힘을 개략적으로 도시한다.
- 도 8 및 도 9는 각각, 항공기의 받음각을 증가시키는 경우 그리고 항공기의 횡활각을 증가시키는 경우, 도 1a의 전환식 비행기의 제 1 실시예의 V-꼬리 부분과 윙렛에 생성된 고압 및 저압 영역과 공기 역학적 힘을 개략적으로 도시한다.
- 도 10은 도 1a의 전환식 비행기의 제 1 실시예의 꼬리 부분의 사시도이다.
- 도 11은 도 1b의 전환식 비행기의 제 2 실시예의 꼬리 부분의 사시도이다.
- 도 12는 도 1c의 전환식 비행기의 제 3 실시예의 꼬리 부분의 사시도이다.
- 도 13은 도 1의 전환식 비행기의 제 1 실시예의 사시도이다.
도 1a를 참조하면, 참조 부호 1은 본 발명의 제 1 실시예에 따라 만들어진 항공기, 특히 전환식 비행기를 나타낸다.
전환식 비행기(1)는 기본적으로:
- 종 방향 연장부인 축(A)을 갖는 동체(2);
- 동체(2)의 서로 대향하는 측면으로부터 돌출하고 축(A)을 가로지르는 두 개의 캔틸레버 날개(3); 및
- 각각의 로터(5)를 수용하는 2 개의 나셀(nacelle)(4)을 포함한다.
동체(2)는 차례로, 전방에 배열된 노우즈(nose)(12) 및 축(A)을 따라 서로 대향하는 꼬리 단부(13)를 포함한다.
나셀(4)은 날개(3)에 대해 축(C)을 중심으로 로터(5)와 일체로 기울어진다.
축(C)은 축(A) 및 축(B)을 가로지른다.
전환식 비행기(1)는:
- 로터(5)의 축(B)이 축(A) 및 축(C)에 직교하는 "헬리콥터" 구성(도 1a)으로; 그리고
- 로터(5)의 축(B)이 축(A)에 평행하고 축(C)에 직교하는 "비행기" 구성(도 13)으로 선택적으로 배열될 수 있다.
도 13을 참조하면, 전환식 비행기(1)의 중심에 그의 원점을 가지며:
- 전환식 비행기(1)가 롤 운동 동안 롤링하는 롤 축(A);
- 롤 축(A)에 직교하고 날개(3)의 팁을 연결하는 선에 평행하게 연장하는 피치 축(E); 및
- 전술한 축(A 및 E)에 직교하는 요 축(F)에 의해 형성된 기준 시스템을 결정하는 것이 가능하다.
이후, 이러한 설명에서, 전환식 비행기(1)에 작용하고 축(A, E 및 F)을 중심으로 지향되는 모멘트는 각각 "롤 모멘트", "피칭 모멘트" 및 "요 모멘트"로서 식별된다.
축(A, E 및 F)은 일반적으로 "주축"으로서 공지되어 있다.
도 13을 참조하면, 모든 비행 조건에서:
- 축(A 및 F)에 의해 한정된 전환식 비행기(1)의 중앙 평면(median plan)에서 속도 벡터(V)의 직교 투영과;
- 축(A) 사이의 각도로서 정의되는 전환식 비행기(1)의 받음각(α)을 결정하는 것이 가능하다.
모든 비행 조건에서,
- 속도 벡터(V)와;
- 축(A 및 F)에 의해 한정된 전환식 비행기(1)의 중앙 평면 사이의 각도로 정의되는 전환식 비행기(1)의 횡활각(β)을 결정하는 것도 가능하다.
전환식 비행기(1)의 받음각(α) 및/또는 횡활각(β)의 변화는 날개(3)의 피치 각도에 대응하는 변화를 유도한다.
또한, 예를 들어 돌풍과 같은 전환식 비행기(1)에 대한 작은 일시적인 시간 섭동의 영향이 지나갈 때 전환식 비행기(1)의 안정성을 이전 자세로 자율적으로 복귀시키는 능력으로서 정의하는 것이 가능하다.
더 구체적으로, 전술한 작은 섭동이 "피칭 모멘트" 및 그에 따른 피치 축(E)을 중심으로 한 회전을 유발하는 경우, 전술한 능력은 종 방향 정적 안정성이라 불린다. 전술한 "피칭 모멘트"도 전환식 비행기(1)의 받음각(α) 증가를 유발시킨다는 점에 유의하는 것이 중요하다.
반대로, 횡활각(β)의 변화에 따라서 이전 자세로 복귀하는 능력은 측면 방향 안정성이라고 불린다.
예를 들어, 섭동이 롤 축(A)에 대해 작용하는 롤 모멘트를 유발할 때마다 횡활각(β)의 변화가 발생한다.
도 1a, 도 8, 도 9, 도 10 및 도 13을 참조하면, 전환식 비행기(1)는 동체(2)의 꼬리 단부(13)에 배열된 꼬리 부분(14)을 더 포함한다.
이러한 꼬리 부분(14)은 축(A)에 대해 대칭으로 배열되고 V-형상을 형성하는 2 개의 표면(15a 및 15b)을 포함한다.
동체(2)에서 시작하여, 표면(15a, 15b)은 서로 분기된다.
도시된 경우에, 표면(15a 및 15b)은 전환식 비행기(1)가 "헬리콥터" 구성에 있을 때 로터(5)가 위치되는 동체(2)의 측면으로부터 서로 분기된다.
표면(15a 및 15b)은 동체(2)에 대향하는 각각의 단부 에지(end edge; 16a 및 16b)를 포함한다.
표면(15a 및 15b)은 서로 마주하고 축(A)의 측면에 배열된 각각의 면(17a 및 17b), 및 대응하는 면(17a 및 17b)에 대향하는 각각의 면(18a 및 18b)을 한정한다.
전환식 비행기(1)의 전방 운동 후에, 표면(15a 및 15b)은 표면(15a 및 15b)이 놓인 중앙 평면에 직교하는 각각의 양력을 생성한다.
각각의 표면(15a 및 15b)은 연관된 표면(15a 및 15b)에 대해 횡 방향으로 배열되고 연관된 표면(15a 및 15b)에 대해 고정된 방식으로 장착된 각각의 윙렛(19a 및 19b)을 포함한다.
더 상세하게, 윙렛(19a 및 19b)은 축(A 및 F)에 의해 한정된 동체(2)의 중앙 평면에 대해 대칭으로 연장한다.
바람직하게, 윙렛(19a, 19b)은 평평하다.
도 1a 및 도 10에 도시된 전환식 비행기(1)의 제 1 실시예에서, 각각의 윙렛(19a 및 19b)은:
- 각각의 면(17a 및 17b)의 측면에서 각각의 에지(16a 및 16b)로부터 연장하는 각각의 섹션(20a 및 20b); 및
- 각각의 면(18a 및 18b)의 측면에서 각각의 에지(16a 및 16b)로부터 연장하는 각각의 섹션(21a 및 21b)을 포함한다.
섹션(20a 및 20b)은:
- 표면(15a 및 15b)의 각각의 면(17a 및 17b)과 인접한 각각의 면(25a 및 25b); 및
- 대응하는 면(25a 및 25b)에 대향하는 각각의 면(26a 및 26b)을 포함한다.
섹션(21a 및 21b)은:
- 각각의 면(18a 및 18b)과 인접한 각각의 면(27a 및 27b), 및
- 대응하는 면(27a 및 27b)에 대향하는 각각의 면(28a 및 28b)을 포함한다.
도시된 경우에, 윙렛(19a 및 19b) 및 연관된 표면(15a 및 15b)은 80 내지 100도(degree)의 범위, 바람직하게 90도로 에지(16a 및 16b)에서 각각의 각도를 한정한다.
전술한 각도는 각각의 에지(16a 및 16b)에서 윙렛(19a 및 19b) 및 연관된 표면(15a 및 15b)과 접선인 평면들 사이의 각도라는 것을 지적하는 것이 중요하다.
또한, 윙렛(19a, 19b)은 그들과 대향하는 표면(15b, 15a)에 평행하다.
도시된 경우에, 표면(15a 및 15b)이 놓인 평균 평면은 서로 90도 기울어지고 각각의 윙렛(19a 및 19b)보다 더 큰 면적을 가진다.
도 1b, 도 4, 도 5 및 도 11을 참조하면, 참조 부호(1')는 본 발명의 다른 실시예에 따른 전환식 비행기를 나타낸다.
전환식 비행기(1')는 전환식 비행기(1)와 유사하며, 이후 차이점에 대해서만 설명하며; 가능한 한, 전환식 비행기(1 및 1')의 동일하거나 대응하는 부분은 동일한 참조 부호로 나타낼 것이다.
특히, 윙렛(19a 및 19b)이 각각의 면(18a 및 18b)의 측면에서만 에지(16a 및 16b)로부터 연장한다는 점에서 전환식 비행기(1')는 전환식 비행기(1)와 상이하다.
환언하면, 각각의 윙렛(19a 또는 19b)은 다른 표면(15b 또는 15a)의 에지(16b 또는 16a)로부터 멀어지는 면에서 각각의 표면(15a 또는 15b)의 에지(16a 또는 16b)로부터 연장한다.
더 구체적으로, 윙렛(19a 및 19b)은 섹션(21a 및 21b)만을 포함한다.
도 1c, 도 6, 도 7 및 도 12를 참조하면, 참조 부호(1")는 본 발명의 다른 실시예에 따른 전환식 비행기를 나타낸다.
전환식 비행기(1")는 전환식 비행기(1)와 유사하며 이후에는 차이점에 대해서만 설명하며; 가능한 경우 전환식 비행기(1 및 1")의 동일하거나 대응하는 부분은 동일한 참조 부호로 나타낼 것이다.
특히, 전환식 비행기(1")는 윙렛(19a, 19b)이 각각의 면(17a, 17b)의 측면에서만 에지(16a, 16b)로부터 연장한다는 점에서 전환식 비행기(1)와 상이하다.
환언하면, 각각의 윙렛(19a 또는 19b)은 다른 표면(15b 또는 15a)의 에지(16b 또는 16a)를 향하는 측면에서 각각의 표면(15a 또는 15b)의 에지(16a 또는 16b)로부터 연장한다. 더 구체적으로, 윙렛(19a 및 19b)은 섹션(20a 및 20b)만을 포함한다.
사용 중, 전환식 비행기(1)는 "헬리콥터" 구성으로 이착륙하고 "비행기" 구성에서 고속 및 고도에서 전진 비행으로 이동한다.
전환식 비행기(1)는:
- 로터(5)의 축(B)이 축(A) 및 축(C)에 직교하는 "헬리콥터" 구성(도 1a)으로; 그리고
- 로터(5)의 축(B)이 축(A)에 평행하고 축(C)에 직교하는 "비행기" 구성(도 13)으로 선택적으로 배열될 수 있다.
"비행기" 구성을 참조하면, 꼬리 부분(14)의 표면(15a 및 15b)과 윙렛(19a 및 19b)은 필요한 수준의 종 방향 정적 안정성 및 측면 방향 안정성을 제공한다.
표면(15a 및 15b)과 윙렛(19a 및 19b)은 단순함을 위해서만 도 4 내지 도 9에서 평평하게 도시되어 있음을 강조하는 것이 중요하다.
실제로, 표면(15a 및 15b)과 윙렛(19a 및 19b)은 고압 면(+ 기호로 표시됨) 및 저압 면(- 기호로 표시됨)을 갖는 날개 프로파일을 가진다. 이들 날개 프로파일은 저압 면으로부터 고압 면으로 지향된 공지된 방식으로 양력을 생성한다.
표면(15a 및 15b)과 윙렛(19a 및 19b)의 고압 영역(+ 기호로 표시됨)과 그에 따른 저압 영역(- 기호로 표시됨)이 서로 인접한 경우, 이들 고압/저압 영역 사이에 보강 간섭이 생성된다는(도 4 및 도 7) 점을 강조하는 것이 중요하다. 이러한 보강 간섭은 표면(15a, 15b)과 윙렛(19a, 19b)에 의해 생성된 힘(N1, N2; G1, G2, G; L1, L2; M1, M2; H1, H2; I1, I2)의 값을 실질적으로 변경하지 않는다.
반대로, 표면(15a 및 15b)의 각각의 고압 영역(+ 기호로 표시됨)과 윙렛(19a 및 19b)이 각각의 저압 영역(- 기호로 표시됨)에 인접한 경우, 그들에 인접한 이들 고압 영역과 각각의 저압 영역(도 5 및 도 6) 사이에 상쇄 간섭이 생성된다. 이러한 상쇄 간섭은 표면(15a 및 15b)에 의해 생성된 힘(G1, G2; N1, N2)의 값을 감소시킨다.
도 4 내지 도 9에서, 힘(N1, N2, N; G1, G2, G; L1, L2, L; M1, M2, M; H1, H2, H; I1, I2, I)과 같은 고압 및 저압 조건은 전환식 비행기(1, 1', 1")가 방해받지 않는 비행 조건일 때 표면(15a 및 15b)과 윙렛(19a 및 19b)에 작용하는 압력 및 힘 값과 관련하여 추가의 고압/저압 및 힘으로서 간주되어야 함을 강조하는 것도 중요하다.
표면(15a, 15b)의 기능은 전환식 비행기가 제로 받음각(α) 및 제로 횡활각(β)을 갖는 수평 비행 상태에 있는 상태로부터 시작하여 이후에서 설명된다.
도 2 및 도 3을 참조하면, 윙렛(19a 및 19b)을 사용하지 않는 표면(15a 및 15b)만의 기능이 도시된다.
더 구체적으로, 도 2를 참조하면, 섭동이 전환식 비행기(1, 1', 1")의 받음각(α)을 증가, 즉 꼬리 부분(14)에 대한 전환식 비행기(1, 1', 1")의 노우즈(12)의 상승 경우, 면(18a 및 18b)은 고압을 받는 반면에 면(17a 및 17b)은 저압을 받는다.
이는 전환식 비행기(1, 1’, 1")의 받음각(α)의 증가로 표면(15a, 15b)의 피치 각도를 유사하게 증가시키기 때문이다.
따라서, 표면(15a 및 15b)은 면(17a 및 17b)으로부터 면(18a 및 18b) 쪽으로 지향되는 양력(N1 및 N2)을 발생시킨다. 힘(N1 및 N2)의 합력(N)은 축(F)에 실질적으로 평행하고 표면(15a 및 15b)에 적용된다. 이러한 합력(N)은 전환식 비행기(1)를 수평 비행 조건으로 복귀시키는 피치 축(E)에 대한 보정 모멘트를 생성한다.
도 3을 참조하면, 섭동이 전환식 비행기(1, 1’, 1")의 횡활각(β)을 증가시키는 경우, 이는 표면(15a, 15b)의 피치 각도의 변경을 초래한다.
이러한 변경은:
- 표면(15a)에 관한 한, 면(17a)에서의 고압 및 면(18a)에서의 저압; 그리고
- 표면(15b)에 관한 한, 면(18b)에서의 고압 및 면(17b)에서의 저압을 유발한다.
따라서 표면(15a)은 면(17a)으로부터 면(18a)으로 지향된 양력(G1)을 생성하고, 면(15b)은 면(18b)으로부터 면(17b)으로 지향된 양력(G2)을 생성하게 된다.
양력(G1 및 G2)의 합력은 축(E)에 평행하며 횡활각(β)을 감소시키고 실질적으로 0인 횡활각(β)을 갖는 방해받지 않는 비행 조건으로 전환식 비행기(1, 1', 1")를 복귀시키는 전환식 비행기(1)의 축(F)에 대한 요 모멘트를 생성하는 힘(G)이다.
도 4 및 도 5를 참조하면, 전환식 비행기(1')의 꼬리 부분(14)의 기능이 본 발명의 제 2 실시예에 따라 도시된다.
이러한 실시예에 따르면, 윙렛(19a 및 19b)은 각각의 섹션(21a 및 21b)만을 포함한다.
더 구체적으로, 도 4를 참조하면, 섭동이 전환식 비행기(1')의 받음각(α)의 증가, 즉 꼬리 부분(14)에 대해 전환식 비행기(1')의 노우즈(12)의 상승을 유발하는 경우, 면(27a, 27b)은 고압을 받는 반면에 면(28a, 28b)은 저압을 받는다.
따라서, 윙렛(19a 및 19b)의 표면(15a 및 15b) 및 섹션(21a 및 21b)에 작용하는 고압 및 저압 영역 사이에 보강 간섭이 생성된다.
이들 고압 및 저압은 윙렛(19a, 19b)의 피치 각도의 증가로부터 파생되어, 전환식 비행기(1')의 받음각(α)의 증가를 초래한다.
따라서, 표면(15a 및 15b)(도 2)에 의해 생성된 힘(N1 및 N2)에 추가하여, 꼬리 부분(14)은 또한, 윙렛(19a 및 19b)에 의해 생성된 힘(L1 및 L2)을 전개한다. 이들 힘(L1 및 L2)은 축(F)에 실질적으로 평행한 합력(L)을 가지며, 이는 힘(N1 및 N2)의 합력(N)과 동일한 방향을 가리키고 합산된다. 꼬리 부분(14)에 적용된 합력(N + L)의 이러한 증가는 피치 축(E)에 대한 보정 모멘트를 증가시키고, 이는 전환식 비행기(1')를 수평 비행 상태로 복귀시킨다.
환언하면, 윙렛(19a, 19b)의 존재는 전환식 비행기(1')의 종 방향 안정성 수준을 증가시킨다.
도 5를 참조하면, 섭동으로 인해 전환식 비행기의 횡활각(β)이 증가하는 경우, 이는 표면(15a, 15b)과 윙렛(19a, 19b)의 피치 각도의 변경을 초래한다.
도 3에 도시된 것 이외에도, 이러한 변경은:
- 윙렛(19a)에 관한 한, 면(27a)에 고압 및 면(28a)에 저압; 그리고
- 윙렛(19b)에 관한 한, 면(28b)에 고압 및 면(27b)에 저압을 유발한다.
따라서 윙렛(19a)은 표면(27a)으로부터 표면(28a)으로 지향된 양력(M1)를 생성하고, 윙렛(19b)은 표면(28b)으로부터 표면(27b)으로 지향된 양력(M2)을 생성하게 된다.
따라서, 표면(15a 및 15b) 및 윙렛(19a 및 19b)의 섹션(21a 및 21b)에 작용하는 고압 영역과 저압 영역 사이에 상쇄 간섭이 생성된다. 이는 도 2의 조건과 관련하여 힘(G1 및 G2)의 감소를 유발시킨다.
양력(M1 및 M2)의 합력은 축(E)에 평행한 힘(M)이며, 이는 힘(G1 및 G2)의 감소된 합력(G)에 합산되고 전환식 비행기(1')의 축(F)에 대한 요 모멘트를 생성하여, 횡활각(β)을 감소시키고 전환식 비행기(1')를 실질적으로 0인 횡활각(β)을 갖는 방해받지 않는 비행 조건으로 복귀시킨다.
위에서 언급한 상쇄 간섭으로 인해 힘(G1 및 G2)이 도 2의 조건과 관련하여 감소되기 때문에, 윙렛(19a 및 19b)의 존재는 전환식 비행기(1')의 측면 방향 안정성 수준을 실질적으로 변경하지 않는다.
환언하면, 도 5의 구성에서 생성된 합력(G + M)은 도 3의 구성에서 생성된 합력(G)과 실질적으로 동일하다.
도 6 및 도 7을 참조하면, 본 발명의 제 3 실시예에 따른 전환식 비행기(1")의 꼬리 부분(14)의 기능이 도시된다.
이러한 실시예에 따르면, 윙렛(19a 및 19b)은 각각의 섹션(20a 및 20b)만을 포함한다.
더 구체적으로, 도 6을 참조하면, 섭동이 전환식 비행기(1")의 받음각(α)의 증가, 즉 꼬리 부분(14)에 대해 전환식 비행기(1")의 노우즈(12)의 상승의 경우, 면(25a 및 25b)은 고압을 받는 반면에 면(26a 및 26b)은 저압을 받는다.
이들 고압 및 저압은 윙렛(19a, 19b)의 피치 각도의 증가로부터 파생되어, 전환식 비행기(1")의 받음각(α)의 증가를 초래한다.
따라서, 표면(15a 및 15b)과 윙렛(19a, 19b)의 섹션(20a 및 20b)에 작용하는 고압 및 저압 영역 사이에 상쇄 간섭이 생성된다. 이는 도 2의 조건과 관련하여 힘(N1 및 N2)의 감소를 유발시킨다.
또한, 표면(15a 및 15b)(도 2)에 의해 생성된 힘(N1 및 N2)에 추가하여, 꼬리 부분(14)은 또한, 윙렛(19a 및 19b)에 의해 생성된 힘(H1 및 H2)을 전개한다. 이들 힘(H1 및 H2)은 축(F)에 실질적으로 평행한 합력(H)을 가지며, 이는 힘(N1 및 N2)의 감소된 합력(N)에 합산된다. 꼬리 부분(14)에 적용된 합력의 이러한 증가는 피치 축(E)에 대한 보정 모멘트를 증가시키고, 이는 전환기 전환식 비행기(1")를 수평 비행 상태로 복귀시킨다.
힘(N1 및 N2)이 위에서 언급한 상쇄 간섭으로 인해 도 2의 조건과 관련하여 감소되기 때문에, 윙렛(19a 및 19b)의 존재는 전환식 비행기(1")의 종 방향 안정성 수준을 실질적으로 변경하지 않는다.
환언하면, 도 6의 구성에서 합력(N + H)은 도 2의 구성에서 합력(N)과 실질적으로 동일하다.
도 7을 참조하면, 섭동이 전환식 비행기의 횡활각(β)을 증가시키는 경우, 이는 표면(15a, 15b)과 윙렛(19a, 19b)의 피치 각도의 변경을 초래한다.
도 3에 도시된 것 이외에도, 이러한 변경은:
- 윙렛(19a)에 관한 한, 면(25a)에 고압 및 면(26a)에 저압; 그리고
- 윙렛(19b)에 관한 한, 면(26b)에 고압 및 면(25b)에 저압을 유발한다.
따라서 윙렛(19a)은 표면(25a)으로부터 표면(26a)으로 지향된 양력(I1)을 생성하고, 윙렛(19b)은 표면(26b)으로부터 표면(25b)으로 지향된 양력(I2)을 생성한다.
양력(I1 및 I2)의 합력은 축(E)에 평행한 힘(I)이다. 이러한 합력(I)은 힘(G1 및 G2)의 합력(G)에 합산되고 전환식 비행기의 축(F)에 대한 요 모멘트를 생성하는 축에 평행한 힘이며, 이는 횡활각(β)을 감소시키고 전환식 비행기(1")를 실질적으로 0인 횡활각(β)을 갖는 방해받지 않는 비행 조건으로 복귀시킨다.
환언하면, 윙렛(19a, 19b)의 존재는 전환식 비행기(1")의 측면 방향 안정성 수준을 증가시킨다.
도 8 및 도 9를 참조하면, 본 발명의 제 1 실시예에 따른 전환식 비행기(1)의 꼬리 부분(14)의 기능이 도시된다.
이러한 실시예에 따르면, 윙렛(19a 및 19b)은 각각의 섹션(20a 및 20b) 및 각각의 섹션(21a 및 21b) 모두를 포함한다.
더 구체적으로, 도 8을 참조하면, 섭동으로 인해 전환식 비행기(1)의 받음각(α)의 상승, 즉 꼬리 부분(14)에 대해 전환식 비행기(1)의 노우즈(12)의 상승을 유발하는 경우, 이전에 설명된 힘(H1, H2, L1 및 L2)은 힘(N1 및 N2)에 추가하여 동일한 방향으로 생성된다.
따라서 전체 합력(N + H + L)이 축(F)에 평행하게 생성되고, 결과적으로 전환식 비행기(1)를 수평 비행 조건으로 복귀시키는 피치 축(E)에 대한 안정화 보정 모멘트가 더 증가한다.
도 9를 참조하면, 섭동이 전환식 비행기의 횡활각(β)의 증가를 유발하는 경우, 앞서 설명된 힘(I1, I2, M1 및 M2)이 힘(G1 및 G2)에 추가하여 생성된다.
따라서 전체 합력(G + I + M)이 축(E)에 평행하게 생성되며, 결과적으로 전환식 비행기(1)에서 축(F)에 대한 안정화 요 모멘트가 추가로 증가하여, 횡활각(β)을 감소시키고 전환 비행기(1)를 실질적으로 0인 횡활각(β)을 갖는 방해받지 않는 비행 조건으로 복귀시킨다.
본 발명에 따른 전환식 비행기(1, 1’, 1") 및 방법을 살펴보면, 이를 통해 달성될 수 있는 장점이 분명하다.
특히, 꼬리 부분(14)의 표면(15a, 15b)에 적용된 윙렛(19a, 19b)은 전환식 비행기(1)의 종 방향 안정성 및 측면 방향 안정성을 증가시킬 수 있다.
환언하면, 윙렛(19a, 19b)은 전환식 비행기(1, 1', 1")를 예를 들어, 전환식 비행기(1)의 받음각(α) 및 횡활각(β)의 변경을 유발하는 바람의 돌풍으로 인한 섭동의 경우에 그의 원래 자세로 자율적이고 안정적으로 복귀시킬 수 있게 한다.
이러한 종 방향 및 측면 방향 안정성의 증가는 원하는 대로 조절될 수 있는 방식으로 발생한다. 즉, 서로 독립적이고 원하는 대로 변경될 수 있는 양만큼 종 방향 및 측면 방향 안정성 수준의 증분을 얻는 것이 가능하다.
종 방향 및 측면 방향 안정성의 증가는 각각의 날개의 팁 부분에 윙렛을 적용하는 공지된 방식으로 얻은 유도 항력의 감소와 아무런 관련이 없다는 점을 강조하는 것이 중요하다.
더욱이, 윙렛(19a 및 19b)은 2면각 및 꼬리 부분(14)의 표면(15a 및 15b)의 연장과 무관하게 종 방향 및 측면 방향 안정성의 값을 변경할 수 있다.
따라서 예비 설계 단계에서 종 방향 및 측면 방향 안정성의 예비 값으로 표면(15a 및 15b)의 크기를 조정하고, 이러한 값을 변경할 필요가 있는 경우 후속 단계에서만 윙렛(19a 및 19b)의 크기를 조정하는 것이 가능하다.
마지막으로, 윙렛(19a 및 19b)이 그들과 대향하는 표면(15b 및 15a)에 각각 평행하기 때문에, 이들 윙렛(19a 및 19b)과 표면(15b 및 15a) 사이의 부정적인 공기 역학적 간섭의 효과가 감소된다. 이는 윙렛(19a, 19b)에 의해 생성된 힘(L1, L2; M1, M2; H1, H2; I1, I2)의 전체 값을 증가시킬 수 있으며, 전환식 비행기(1, 1', 1")의 종 방향 및 측면 방향 안정성을 뚜렷하게 개선한다.
위의 장점은 각각의 윙렛(19a 또는 19b)과 연관된 표면(15a 또는 15b) 사이의 각도가 90도이거나 그에 가까울 때 더욱 강화된다.
마지막으로, 청구범위에 정의된 범주를 벗어남이 없이 본 명세서에 기재된 전환식 비행기(1, 1', 1") 및 그와 관련된 제작 방법에 대해 수정 및 변형이 이루어질 수 있음이 분명하다.
특히 전환식 비행기 대신에, 항공기는 헬리콥터, 비행기 또는 자이로다인일 수 있다.

Claims (6)

  1. 항공기(1, 1', 1")로서,
    - 종 방향으로 연장하는 축(A)을 갖는 동체(fuselage; 2); 및
    - 상기 동체(2)의 꼬리 단부(tail end; 13)에 배열된 꼬리 부분(14)을 포함하며;
    상기 꼬리 부분(14)은 서로에 대해 경사지고 상기 제 1 축(A)에 대해 대칭인 채로 V-형상으로 배열되는 2 개의 표면(15a, 15b)을 포함하며;
    각각의 상기 표면(15a, 15b)은 연관된 상기 표면(15a, 15b)에 대해 횡 방향으로 배열되고 연관된 상기 표면(15a, 15b)에 대해 고정된 연관된 윙렛(winglet; 19a, 19b)을 포함하며;
    상기 제 1 및 제 2 표면(15a, 15b)은:
    - 각각 마주보는 각각의 제 1 면(17a, 17b);
    - 각각의 제 1 면(17a, 17b)에 대향하는 각각의 제 2 면(18a, 18b); 및
    - 연관된 상기 윙렛(19a, 19b)이 연장하는, 상기 동체(2)에 대향하는 각각의 단부 에지(end edge; 16a, 16b)를 포함하며;
    각각의 상기 윙렛(19a, 19b)은:
    - 상기 각각의 제 1 면(17a, 17b)의 측면에서 연관된 단부 에지(16a, 16b)로부터 캔틸레버 방식(cantilevered way)으로 연장하는 각각의 제 1 부분(20a, 20b)을 포함하며;
    연관된 상기 단부 에지(16a, 16b)로부터 시작하여, 상기 제 1 부분(20a, 20b)은 서로 수렴하는, 항공기(1, 1', 1")에 있어서,
    각각의 상기 윙렛(19a, 19b)은 상기 각각의 상기 제 2 면(18a, 18b)의 측면에서 연관된 단부 에지(16a, 16b)로부터 캔틸레버 방식으로 연장하는 각각의 제 2 부분(21a, 21b)을 더 포함하며;
    연관된 상기 단부 에지(16a, 16b)로부터 시작하여, 상기 제 1 부분(20a, 20b)은 서로 분기되는 것을 특징으로 하는,
    항공기(1, 1', 1").
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 윙렛(19a, 19b)은 상기 동체(2)의 중앙 평면(median plan)에 대해 대칭으로 연장하는 것을 특징으로 하는,
    항공기(1, 1', 1").
  3. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
    각각의 상기 윙렛(19a, 19b)은 각각의 상기 단부 에지(16a, 16b)에서 각각의 상기 표면(15a, 15b)과 함께, 80 내지 100도(degree) 범위의 각도, 바람직하게 90도의 각도를 한정하는 것을 특징으로 하는,
    항공기(1, 1', 1").
  4. 제 1 항 내지 제 3 항 중 어느 한 항에 있어서,
    각각의 상기 윙렛(19a, 19b)의 중앙 평면은 다른 상기 윙렛(19b, 19a)이 연장하는 상기 표면(15b, 15a)의 중앙 평면에 평행한 것을 특징으로 하는,
    항공기(1, 1', 1").
  5. 제 1 항 내지 제 4 항 중 어느 한 항에 있어서,
    전환식 항공기(convertiplane)인 것을 특징으로 하는,
    항공기(1, 1', 1").
  6. 항공기(1)를 제작하는 방법으로서,
    ⅰ) 종 방향으로 연장하는 축(A)을 갖는 동체(2)를 만드는 단계;
    ii) 상기 동체(2)의 꼬리 단부(13) 상에 V-형상을 형성하도록 상기 축(A)에 대해 대칭으로 두 개의 서로 경사진 표면(15a, 15b)을 배열하는 단계; 및
    iii) 상기 항공기(1)에 종 방향 정적 안정성 및 측면 방향 안정성의 예비 값을 부여하도록 상기 표면(15a, 15b) 사이에 각도를 형성하는 단계를 포함하며;
    상기 표면(15a, 15b)은 상기 동체(2)에 대향하는 각각의 단부 에지(16a, 16b)를 포함하며;
    상기 제 1 및 제 2 표면(15a, 15b)은:
    - 각각 마주보는 각각의 제 1 면(17a, 17b);
    - 각각의 제 1 면(17a, 17b)에 대향하는 각각의 제 2 면(18a, 18b); 및
    - 연관된 상기 윙렛(19a, 19b)이 연장하는, 상기 동체(2)에 대향하는 각각의 단부 에지(16a, 16b)를 포함하며;
    각각의 상기 윙렛(19a, 19b)은:
    - 상기 각각의 제 1 면(17a, 17b)의 측면에서 연관된 단부 에지(16a, 16b)로부터 캔틸레버 방식으로 연장하는 각각의 제 1 부분(20a, 20b)을 포함하며;
    연관된 상기 단부 에지(16a, 16b)로부터 시작하여, 상기 제 1 부분(20a, 20b)은 서로 수렴하는, 항공기(1)를 제작하는 방법에 있어서,
    iv) 상기 각각의 표면(15a, 15b)에 대해 고정되고 각각의 상기 표면(15a, 15b)의 각각의 단부 에지(16a, 16b)로부터 연장하면서 각각의 상기 표면(15a, 15b)에 횡 방향으로 배열되는 2 개의 윙렛(19a, 19b)을 만드는 단계; 및
    v) 상기 종 방향 정적 안정성 및 측면 방향 안정성의 보정 값에 기초하여 상기 윙렛(19a, 19b)의 면적 및 각각의 상기 표면(15a, 15b)에 대한 상기 윙렛(19a, 19b)의 경사각(inclination)을 결정하는 단계를 포함하며;
    상기 iv) 및 v) 단계는 상기 i), ii) 및 iii) 단계 후에 수행되며;
    각각의 상기 윙렛(19a, 19b)은 상기 각각의 상기 제 2 면(18a, 18b)의 측면 상에서 연관된 단부 에지(16a, 16b)로부터 캔틸레버 방식으로 연장하는 각각의 제 2 부분(21a, 21b)을 더 포함하며;
    연관된 상기 단부 에지(16a, 16b)로부터 시작하여, 상기 제 1 부분(20a, 20b)은 서로 분기되는 것을 특징으로 하는,
    항공기(1)를 제작하는 방법.
KR1020217021192A 2018-12-19 2019-10-31 항공기 및 관련 제작 방법 KR20210122236A (ko)

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