KR20220056257A - 위그선 - Google Patents

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KR20220056257A
KR20220056257A KR1020227007339A KR20227007339A KR20220056257A KR 20220056257 A KR20220056257 A KR 20220056257A KR 1020227007339 A KR1020227007339 A KR 1020227007339A KR 20227007339 A KR20227007339 A KR 20227007339A KR 20220056257 A KR20220056257 A KR 20220056257A
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wig
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KR1020227007339A
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빅토르 게오르기에비치 세르기브
Original Assignee
오브쉐스트보 에스 오가니첸노이 오트베트스트벤노스트＇유 "페르셀"
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Abstract

본 발명은 하이브리드 날개형 기체 디자인을 갖는 위그선에 관한 것이다. 기술적 결과로 위그선의 정적, 비주기적 및 동적 안정성을 제공함으로써 안전성을 개선하고, 날개 중앙 섹션에 부착된 구역에서 하이브리드 날개의 날개 패널에서의 실속 지연에 의한 양력 항력이 감소하게 된다. 위그선은 날개 중앙 섹션(1)과 날개 패널(2)을 갖는 하이브리드 날개, 날개 중앙 섹션(1)의 팁 섹션에 있는 단부 플레이트(3), 동력 장치, 수직 꼬리부(4) 및 수평 꼬리부(5)를 포함한다. 하이브리드 날개의 종횡비는 λ=12/(SCS+2SW)≥2.5이고, 날개 중앙 섹션(1)의 종횡비는 0.5≤λCS=lCS 2/SCS≤0.9이며, 날개 패널(2)의 상대 면적은 0.25≤2SW/SCS≤0.4이고, 위그선의 종방향 정적 모멘트는 0.3≤A=(LHESHE+2LWSW)/BACSSCS≤0.6이며, 수평 꼬리부(5)의 종방향 정적 모멘트는 0.3≤A=(LHESHE+2LWSW)/BACSSCS≤0.6이고, 수평면 상에의 꼬리부 투영의 종방향 정적 모멘트는 0.25≤AHE=LHESHE/BACSSCS≤0.55으로, l=lCS+2lW, lCS, lW, SCS, SW, SHE는 각각 하이브리드 날개, 날개 중앙 섹션(1), 날개 패널(2), 수평 꼬리부 날개 길이들 및 면적들이고; LHE, LW는 각각 위그선의 무게 중심과 수평 꼬리부(5)와 날개 패널(2)의 평균 공력 시위(MAC)의 0.25 사이의 거리들이고; BACS는 날개 중앙 섹션(1)의 MAC이다. 날개 패널(2)에 날개 중앙 섹션과의 결합 지점으로부터 lSD/lW≤0.4의 거리에 장착된 실속 지연 수단이 제공되고, 상기 수단은 피치 각도(
Figure pct00018
W)가 날개 중앙 섹션(1)을 향해 감소하도록 공기역학적(기하학적) 비틀림 및/또는 선행 에지 슬랫(7)을 갖는 날개 패널(2) 부분의 형태로 제공된다.

Description

윙-인-그라운드 효과 차량
본 발명은 위그선(wing-in-ground effect vehicle), 즉 "하이브리드 날개" 유형의 기체 디자인을 갖는 위그선에 관한 것이다.
선행 기술은 "하이브리드 날개" 유형의 기체 디자인을 갖는 위그선을 개시한다.
따라서, 2005년 4월 20일에 공개되고 IPC 분류가 B60V 1/08인 특허 RU 2286268(발명자 Sergeev V.G., Zhukov V.G., Novikov A.V.)(이하 [1])의 명세서는 위그선을 설명하고 있는 것으로, 위그선은 날개 중앙 섹션과 이에 부착된 날개 패널로 구성된 하이브리드 날개, 날개 중앙 섹션의 팁 섹션에 장착된 단부 플레이트, 동력 장치 및 꼬리부를 포함하고, 날개 중앙 섹션에 제어 및 양력 표면이 제공되고, 날개 중앙 섹션의 후행 에지의 제어 및 양력 표면에 적어도 하나의 피봇 축이 제공되며, 하이브리드 날개의 종횡비는 λ=12/(SCS+2SW)≥2.5이고, 날개 중앙 섹션의 종횡비는 0.5≤λCS=lCS 2/SCS≤0.9이다.
[1]의 발명은 위그선이 0.3≤2SW/SCS≤0.6인 날개 패널의 상대 면적을 갖고, 수평 꼬리부와 날개 패널의 정적 모멘트가 0.25≤A=(LHESHE+2LWSW)/BACSSCS≤0.45이며 날개 패널의 정적 모멘트가 0.06≤AW=2LWSW/BACSSCS≤0.11인 것을 특징으로 하고, 이때:
l=lCS+2lW, lCS, lW는 각각 위그선의 하이브리드 날개, 날개 중앙 섹션 및 날개 패널의 날개 길이이고;
SCS, SW, SHE는 각각 날개 중앙 섹션, 날개 패널 및 수평 꼬리부의 평면도에서의 면적들이며;
LHE, LW는 각각 위그선의 무게 중심과 수평 꼬리부와 날개 패널의 평균 공력 시위의 0.25 사이의 거리의 위그선의 종방향 축 상에의 투영과 동일한 수평 꼬리부 및 날개 패널의 세그먼트이고;
BACS는 날개 중앙 섹션의 평균 공력 시위이다.
연구에 따르면 날개 패널의 정적 모멘트 값(AW)과 위그선의 정적 모멘트 값(A=AW+AHE)의 이러한 범위는 빠른 움직임을 위한 R.D. Irodov 기준에 따른 정적 및 비주기적 안정성의 필수 조건에 해당하며, 이것은 피치 각도 측면에서 공기역학적 초점(Xf
Figure pct00001
=dMz/dCy (h=const))과 상대 높이 측면에서 공기역학적 초점(Xfh=dMz/dCy (
Figure pct00002
=const)) 사이의 위치 관계와 관련되고: Xfh<Xf
Figure pct00003
, 즉 높이 측면에서 공기역학적 초점은 피치 각도 측면에서 공기역학적 초점보다 날개 선행 에지에 더 가깝게 위치된다. 그러나, 진동 안정성에 중요한 발명에 명시된 바와 같은 날개 패널에 대한 종방향 정적 모멘트 값(AW) 및 수평 꼬리부에 대한 종방향 정적 모멘트 값(AHE=A-AW)의 범위가 주어지면, 위그선의 진동 안정성이 보장되지 않을 수 있고, 이것은 발명 [1]의 단점이다.
또한, 2017년 4월 4일에 TsAGI - IPTM SO RAN - SPbPU-NIIM M에서의 에어로미케닉(Aeromechanics)의 세미나에서 발표된 Varakosov Yu.G., Makienko AM, Sergeev VG에 의한 "Type "B" 위그선의 에어로하이드로미케닉(Aerohydromechanics)의 일부 특이성"에 과한 보고서(이하 [2])는 공기가 날개 중앙 섹션 아래의 고압 구역을 빠져나갈 때 유효 받음각에서의 증가로 인해 날개 중앙 섹션에 날개 패널이 결합되는 지점에서 실속이 발생함을 보여주고, 이때 실속이 발생하는 피치 각도는 지면이 접근함에 따라 그리고 날개 중앙 섹션 아래의 전체 압력의 정적 요소에서의 증가로 인해 공기 추진 유닛으로부터의 제트가 날개 아래로 불어질 때 더 작아질 것이다. 발명 [1]에서 날개 패널과 날개 중앙 섹션이 결합되는 지점에 실속 지연 수단이 제공되지 않는다. 이것은 또한 발명 [1]의 단점이다.
2014면 1월 20일에 공개되고 IPC 분류가 B60V 1/08인 실용신안 특허 RU 136773(발명자 Antsev GV, Blokhin VN, Nechaev AV, Platonov SV, Prokhorov VM)(이하 [3])의 명세서에서, 위그선이 개시되어 있고, 이 위그선은 날개 중앙 섹션과 이에 부착된 날개 패널로 구성된 하이브리드 날개, 날개 중앙 섹션의 팁 섹션에 장착된 단부 플레이트, 동력 장치 및 꼬리부를 포함하며, 날개 중앙 섹션에 제어 및 양력 표면이 제공되고, 날개 중앙 섹션의 후방의 후행 에지의 제어 및 양력 표면에 적어도 하나의 피봇 축이 제공되며, 날개 패널에 실속 지연 수단이 제공된다.
발명 [3]의 위그선은 날개 패널이 날개 중앙 섹션에 결합되는 지점에 날개 스트레이크를 갖는 날개 패널을 특징으로 하고, 실속 지연 수단은 날개 스트레이크와 날개 패널의 전체 날개 길이를 따라 기하학적 비틀림의 형태로 제공되며, 날개 중앙 섹션에 인접한 날개 스트레이크의 음의 피치 각도, 및 날개 패널의 단부 섹션에서 양의 피치 각도 값까지, 전체 날개 길이를 따라 날개 스트레이크와 날개 섹션의 점차적으로 증가하는 피치 각도를 갖는다. 이로 인해 날개 패널과 스트레이크의 구조가 복잡해지며, 이것은 실용신안 [3]의 명세서에서 제공하는 위그선의 단점이다.
2014년 2월 27일에 공개되고 IPC 분류가 B64C 35/00, B60V 1/08인 특허 RU 2532658(발명자 Aladyin V.V., Aladyina M.V.)(이라 [4])의 명세서에, 위그선이 개시되어 있고, 이 위그선은 날개 중앙 섹션과 이에 부착된 날개 패널로 구성된 하이브리드 날개, 날개 중앙 섹션의 팁 섹션에 장착된 단부 플레이트, 동력 장치 및 꼬리부를 포함하며, 날개 중앙 섹션에 제어 및 양력 표면이 제공되고, 날개 중앙 섹션의 후방의 후행 에지의 제어 및 양력 표면에 적어도 하나의 피봇 축이 제공되며, 날개 패널에 실속 지연 수단이 제공되고, 실속 지연 수단은 선행 에지 슬랫의 형태로 제공된다. 발명 [4]는 위그선에 날개 중앙 섹션, 이에 부착된 날개 패널, 또한 날개 중앙 섹션에 부착된 날개 패널을 포함하는 하이브리드 날개가 제공되되, 날개 중앙 섹션, 내부 및 외부 날개 패널의 선행 에지들이 엇갈리게(staggered manner) 배열되고, 단부 플레이트 또는 플로트가 날개 중앙 섹션과 날개 패널 사이에 장착되는 것을 특징으로 한다. 선행 에지 슬랫은 전체 날개 길이를 따라 모든 날개 패널 상에 배열되며, 발명 [4]의 명세서에 따르면 양력 계수를 증가시키기 위한 것이다. 그러나, 하이브리드 날개의 선행 에지에 있는 4개의 "톱니형부(jaggies)"는 각각 날개 패널의 각각에서 양력 항력을 증가시키는 소용돌이(vortices)의 분리(separation)를 야기하고, 이에 의해 예를 들어 발명 [1]에서와 같이 2개의 "톱니형부"만 있는 하이브리드 날개와 비교하여 하이브리드 날개의 양력-대-항력 비율이 감소된다. 따라서, "캐스케이드(cascade)" 하이브리드 날개의 복잡성은 발명 [4]의 단점이다.
2004년 1월 27일에 공개되고 IPC 분류가 B64C 35/00인 발명 RU 2222477(발명자 Panatov G.S., Lavro N.A., Zabaluev I.M., Vorontsov V.P.)(이하 [5])의 명세서에, 수상기(hydroplane)가 설명되어 있고, 이 수상기는 날개 중앙 섹션과 이에 부착된 날개 패널로 구성된 날개를 가지며, 날개 패널에는 형태를 가진 슬릿("날개 탑 슬랫(8)"이라고 함)이 있는 선행 에지 슬랫의 형태로 제공되는 실속 지연 수단이 제공된다. [5]의 날개는 날개 중앙 섹션이 선행 에지의 스윕 각도(sweep angle)가 높고(70도보다 큼), 선행 에지 슬랫이 날개 패널 팁 쪽으로부터 날개 패널의 날개 길이의 0.6~0.7에 걸쳐 있는 것을 특징으로 한다. 선행 에지 슬랫의 이러한 배열은 높은 받음각에서 실속을 지연시켜, 양력 계수와 실속 각도를 증가시킨다. 이것은 항공 공학 실습(aviation engineering practice)에 의해 확인되며 예를 들어 A.N. Arepiev에 의한 "경량 여객기 설계"라는 책(이하 [6])(모스코바, MAI 출판사, 2006년, pp. 302-307, 도 9.9.10)에 설명되어 있다. 책 [6]에서의 도 9.9.10에 제공된 다이어그램에 따르면, 선행 에지 슬랫이 확장될 때의 양력에서의 증가는 선행 에지 슬랫의 상대 날개 길이가 발명 [5]에 명시된 범위에 해당하는 0.4보다 클 때 발생한다. 동시에, 발명 [5]의 도 8에 제공된 흐름 시각화는 선행 에지 슬랫("날개 탑 슬랫(8)")이 제공될 때, 실속 영역이 날개 패널의 날개 중앙 섹션에의 부착 지점으로 이동함을 보여준다. 분명하게는, 표면이 가까울수록, 더 낮은 받음각에서 실속이 야기될 것이며, 이것은 발명 [5]에 제공된 수상기 날개의 단점이다.
발명 [1]의 명세서에 제공된 위그선은 본 발명에서 청구된 위그선과 가장 가깝게 유사한 것으로 간주된다.
해결해야 할 기술적인 문제는 위그선의 양력-대-항력 비율을 증가시키면서 안정성을 높이는 것에 있다.
기술적인 결과는 위그선의 정적, 비주기적 및 동적 안정성을 제공함으로써 안전성을 향상시키는 것에 있다.
또한, 기술적인 결과는 날개 중앙 섹션에 부착된 구역에서 하이브리드 날개의 날개 패널에서 실속 지연에 의해 감소된 양력 항력에 있다.
본 발명의 요지는 다음과 같다.
[1]의 가장 가깝게 유사한 것과 같이, 위그선은 날개 중앙 섹션과 이에 부착된 날개 패널로 구성된 하이브리드 날개, 날개 중앙 섹션의 팁 섹션에 장착된 단부 플레이트, 동력 장치 및 꼬리부를 포함하고, 날개 중앙 섹션에 제어 및 양력 표면이 제공되고, 날개 중앙 섹션의 후행 에지의 제어 및 양력 표면에 적어도 하나의 피봇 축이 제공되며, 하이브리드 날개의 종횡비는 λ=12/(SCS+2SW)≥2.5이고, 날개 중앙 섹션의 종횡비는 0.5≤λCS=lCS 2/SCS≤0.9이되, 그러나 [1]의 가장 가깝게 유사한 것과 다르게, 날개 패널에 실속 지연 수단이 제공되고, 실속 지연 수단은 날개 패널의 날개 중앙 섹션에의 결합 지점으로부터 날개 패널의 날개 길이의 0.4배보다 크지 않은 거리에 날개 중앙 섹션과 날개 패널의 결합 지점에 장착되고, 날개 패널의 상대 면적은 0.25≤2SW/SCS≤0.4이며, 꼬리부 및 날개 패널의 종방향 정적 모멘트는 0.3≤A=(LHESHE+2LWSW)/BACSSCS≤0.6이되, 수평면 상에의 꼬리부 투영의 정적 모멘트는 0.25≤AHE=LHESHE/BACSSCS≤0.55로, l=lCS+2lW, lCS, lW는 각각 하이브리드 날개, 날개 중앙 섹션 및 날개 패널의 날개 길이고; SCS, SW, SHE는 각각 날개 중앙 섹션, 날개 패널 및 꼬리부 투영의 평면도에서의 면적이며; LHE, LW는 각각 위그선의 무게 중심과 꼬리부와 날개 패널의 수평면 상의 투영의 평균 공력 시위의 0.25 사이의 거리의 투영과 동일한 수평면 상에의 꼬리부 및 날개 패널 투영의 세그먼트이고, 위그선의 종방향 축에서, BACS는 날개 중앙 섹션의 평균 공력 시위이다.
위그선은 날개 패널의 피치 각도가 날개 중앙 섹션을 향해 감소하도록 실속 지연 수단이 공기역학적 비틀림을 갖는 날개 패널 부분의 형태로 제공되는 것을 특징으로 한다.
위그선은 실속 지연 수단이 선행 에지 슬랫의 형태로 제공되는 것을 특징으로 한다.
위그선은 날개 패널 프로파일의 피치 각도가 날개 중앙 섹션을 향해 감소하도록 실속 지연 수단이 공기역학적 비틀림을 갖는 날개 패널 부분에 장착된 선행 에지 슬랫의 형태로 제공되는 것을 특징으로 한다.
위그선은 날개 중앙 섹션의 후행 에지의 제어 및 양력 표면이 2개-섹션 날개 플랩의 형태로 제공되고, 각각의 날개 플랩 섹션이 하방 및 상방으로 피봇하도록 구성되며, 동력 구동부와 날개 플랩 사이의 운동학적 링크는 탄성 부재를 포함하는 것을 특징으로 한다.
위그선은 날개 중앙 섹션의 날개 플랩의 종방향 횡단면의 바닥 윤곽선이 호 반경이 중앙 날개 섹션 현의 0.5-4.5이고 호 중심이 날개 중앙 섹션의 상부 표면 위에 위치한 호의 형태로 제공되는 것을 특징으로 한다.
위그선은 날개 중앙 섹션의 선행 에지의 제어 및 양력 표면이 날개 중앙 섹션의 날개 길이를 따라 배열된 플랩의 형태로 제공되는 것을 특징으로 한다.
위그선은 동력 장치의 공기 추진 유닛이 날개 중앙 섹션의 전방에 배치되고 공기 추진 유닛에 의해 생성되는 제트의 앙각을 변경하도록 구성되며, 날개 중앙 섹션의 선행 에지의 제어 및 양력 표면이 덕트의 입구 및 출구를 닫기 위한 패널을 갖도록 전방부에 덕트의 형태로 제공되며, 임의의 종방향 횡단면에 있어서, 상부 표면 상의 덕트의 에지는 하부 표면 상의 덕트의 개개의 에지보다 날개 중앙 섹션의 선행 에지에 더 가깝게 위치되고, 각각의 패널은 이를 이동시키기 위한 액츄에이터를 포함하는 것을 특징으로 한다.
위그선은 날개 중앙 섹션이 후행 에지의 전방 스윕 및 수평에 대한 음의 날개 각도를 갖고, 단부 플레이트가 플로트의 형태로 제공되며, 날개 패널에 날개 중앙 섹션에 결합된 날개 스트레이크가 제공되고, 날개 스트레이크의 수평에 대한 날개 각도는 날개 패널의 수평에 대한 날개 각도보다 큰 것을 특징으로 한다.
다음에서, 본 발명은 첨부된 도면들을 참조하여 위그선의 실시예들의 상세한 설명에 의해 설명되는 것으로, 이때:
본 발명은 도면들에 의해 설명된다.
도 1은 우측 날개 패널에 기하학적 비틀림의 형태로 제공되고 좌측 날개 패널에 선행 에지 슬랫의 형태로 제공된 실속 지연 수단을 구비한 위그선의 평면도를 도시한다.
도 2는 위그선의 측면도를 도시한다.
도 3은 도 1의 시점 A를 도시한다.
도 4는 도 1의 시점 B에서 날개 패널에 기하학적 비틀림의 형태로 제공된 실속 지연 수단을 도시한다.
도 5는 선행 에지 슬랫의 형태로 제공된 실속 지연 수단이 있는 도 1에서의 횡단면 C-C를 도시한다.
도 6은 플랩의 형태로 제공된 날개 중앙 섹션의 선행 및 후행 에지들의 제어 및 양력 표면들이 있는 도 1에서의 횡단면 D-D를 도시한다.
도 7은 날개 중앙 섹션의 2개-섹션 날개 플랩이 있는 도 1에서의 횡단면 E-E를 도시한다.
도 8은 호의 형태로 제공된 날개 중앙 섹션의 날개 플랩의 바닥 윤곽선이 있는 도 1에서의 횡단면 F-F를 도시한다.
도 9는 덕트의 입구와 출구를 닫기 위한 패널들이 있는 덕트의 형태로 제공된 날개 중앙 섹션의 선행 에지에서의 제어 및 양력 표면들이 있는 도 1에서의 횡단면 G-G를 도시한다.
도 10은 위그선의 바람직한 실시예의 평면도를 도시한다.
도 11은 위그선의 바람직한 실시예의 정면도를 도시한다.
도 12는 풍동에서의 정적 표면을 덮은 날개 중앙 섹션에 날개 패널이 부착된 영역의 흐름 시각화를 도시한다.
도 13은 지면 효과 구역에서 날개 중앙 섹션에 날개 패널이 부착된 영역에서 실속이 미치는 영향을 나타내는 종속성 Cy(
Figure pct00004
, h=const)의 예를 도시한다.
도 14는 관류형 에어 쿠션이 있는 모델의 풍동 테스트로부터 정적 스크린 위에서 흐름 시각화를 도시한다.
본 발명의 위그선(wing-in-ground effect vehicle)은 다음과 같이 구성된다.
위그선은 날개 중앙 섹션(1)과 이에 부착된 날개 패널(2)로 구성된 하이브리드 날개(hybrid wing), 날개 중앙 섹션(1)의 팁 섹션(tip section)에 장착된 단부 플레이트(3), 동력 장치(powerplant) 및 V-형일 수 있고 수직 꼬리부(empennage)(4)(단일-안정판(fin) 또는 이중-안정판)와 수직 꼬리부(4)의 안정판에 장착된 수평 꼬리부(5)를 가진 꼬리부를 포함한다(도 1, 2 및 3 참조).
하이브리드 날개의 종횡비(aspect ratio)는 λ=l2/(SCS+2SW)≥2.5, 날개 중앙 섹션(1)의 종횡비는 0.5≤λCS=lCS 2/SCS≤0.9 이내, 날개 패널(2)의 상대 면적(relative area)은 0.25≤2SW/SCS≤0.4, 수평면 상의 꼬리부 투영(empennage projection)에 대한 종방향 정적 모멘트 값(longitudinal static moment value) AHE=LHESHE/BACSSCS 및 날개 패널(2)의 정적 모멘트 값 AW=2LWSW/BACSSCS은 0.3≤A=(LHESHE+2LWSW)/BACSSCS≤0.6 이내이되, 예를 들어, 수평 꼬리부 AHE의 경우 수평면 상의 꼬리부 투영의 종방향 정적 모멘트는 0.25≤AHE=LHESHE/BACSSCS≤0.55이며, 이때 l=lCS+2lW, lCS 및 lW는 각각 하이브리드 날개, 날개 중앙 섹션(1) 및 날개 패널(2)의 날개 길이(wing span)이고; SCS, SW 및 SHE는 각각 날개 중앙 섹션(1), 날개 패널(2) 및 꼬리부의 평면도에서의 영역들이며; LHE 및 LW는 수평면 상으로의 꼬리부(예를 들어, 수평 꼬리부(5)) 및 날개 패널(2) 투영들의 세그먼트들로, 각각 위그선의 무게 중심과 수평면 상의 꼬리부(예를 들어, 수평 꼬리부(5))와 날개 패널(2) 투영들의 평균 공력 시위(mean aerodynamic chord)의 0.25 사이의 거리들의 투영들과 동일하고, 위그선의 종방향 축 상에서, BACS는 날개 중앙 섹션(1)의 평균 공력 시위이다(도 1 참조).
날개 패널(2)에는 날개 패널(2)의 부착 지점으로부터 날개 중앙 섹션(1)까지의 날개 패널(2)의 날개 길이(lW)의 0.4배 이하인 거리(lSD)에서 날개 중앙 섹션(1)과 날개 패널(2)의 커플링 영역에 장착된 실속 지연 수단(stall delay means)이 제공되고, 이때 lSD/lW≤0.4이다. 날개 패널(2)에 날개 스트레이크(wing strake)(6)가 제공되는 경우, 날개 패널(2)의 날개 길이(lW) 및 면적(SW)은 날개 스트레이크(6)의 날개 길이 및 면적을 포함한다. 날개 패널(2)에는 또한 후행 에지 제어 및 양력 표면 및 에일러론(aileron), 예를 들어 차동 에일러론(도면에 표시되지 않음)이 제공될 수 있다.
실속 지연 수단은 공기역학적 및/또는 기하학적 비틀림을 갖는 날개 패널(2) 부분의 형태로 제공될 수 있으며, 날개 패널(2)의 피치 각도(
Figure pct00005
W)는 날개 중앙 섹션(1)을 향해 감소한다(도 4 참조). 실속 지연 수단은 또한 날개 길이(lLES)가 날개 패널(2)의 날개 길이의 0.4배 이하인 선행 에지 슬랫(leading edge slat)(7)의 형태로 제공될 수 있고, 이때 lLES/lW≤0.4이다(도 1, 5 참조). 선행 에지 슬랫(7)에는 이를 이동시키기 위한 액츄에이터(actuator)(도면에 도시되지 않음)가 제공될 수 있거나, 고정되어 영구적으로 연장될 수 있다. 실속 지연 수단은 또한 날개 중앙 섹션(1)을 향해 감소하는 날개 패널(2)의 피치 각도(
Figure pct00006
W)를 갖는 공기역학적 및/또는 기하학적 비틀림을 갖는 날개 패널(2) 부분 및 선행 에지 슬랫(7)(도면에 도시되지 않음)의 형태로 제공될 수 있다. 날개 스트레이크(6)에는 공기역학적 및/또는 기하학적 비틀림이 제공될 수 있고, 날개 패널(2)에는 선행 에지 슬랫(7)이 제공될 수 있다.
날개 중앙 섹션(1)에는 후행 및 선행 에지 제어 및 양력 표면들(trailing and leading edge control and lift surface)이 제공될 수 있다. 날개 중앙 섹션(1)의 후행 에지 제어 및 양력 표면은 날개 중앙 섹션(1)의 날개 길이를 따라 배열된 적어도 하나의 피봇 축(pivot axis)(10)을 갖는 플랩(flap)(8)(도 6 참조) 또는 날개 플랩(9)의 형태로 제공될 수 있다(도 1, 7 참조). 바람직한 실시예에서, 날개 중앙 섹션(1)의 후행 에지 제어 및 양력 표면은 평범한(단순한) 2개-섹션 날개 플랩(9)의 형태로 제공되며, 날개 플랩(9)의 제1 섹션(11) 및 제2 섹션(12)은 상방 및 하방으로 피봇될 수 있도록 구성된다(도 7 참조). 동력 구동부(power drive)(13)와 플랩(8) 또는 날개 플랩(9)의 운동학적 링크(kinematic link)는 예를 들어 댐퍼(damper)(14) 형태로 제공된 탄성 부재를 포함한다. 날개 중앙 섹션(1)의 날개 플랩(9)의 종방향 횡단면의 바닥 표면의 윤곽선(15)은 날개 중앙 섹션 현(chord)(BCS)의 R/BCS=0.5-4.5인 반경-대-현 비율(radius-to-chord ratio)을 갖는 호(arc) 형태로 제공되고, 호의 중심은 날개 중앙 섹션(1)의 날개 플랩(9)의 종방향 횡단면의 상부 윤곽선 위에 위치된다(도 8 참조)다.
날개 중앙 섹션(1)의 제어 및 양력 표면은 날개 중앙 섹션(1)의 날개 길이를 따라 장착된 플랩(16)의 형태로 제공될 수 있고 이를 피봇시키기 위한 동력 구동부(17)가 제공될 수 있다(도 6 참조). 위그선의 동력 장치가 공기 추진 유닛(air propelling unit)의 형태로 제공되는 경우, 예를 들어 날개 중앙 섹션(1)의 전방에 장착되고 공기 추진 유닛에 의해 생성된 제트(jet)의 앙각(elevation angle)(
Figure pct00007
P)을 변경하도록 구성된 프로펠러(18)의 형태로 제공되는 경우, 선행 에지의 제어 및 양력 표면은 덕트(19)를 폐쇄하기 위한 패널들(22, 23)이 제공된 입구(20) 및 출구(21)를 갖도록 날개 중앙 섹션(1)의 전방부에 덕트(19)의 형태로 제공될 수 있고, 임의의 종방향 횡단면에서, 상부 표면의 덕트(19)의 에지들은 날개 중앙 섹션(1)의 하부 표면의 에지보다 날개 중앙 섹션(1)의 선행 에지에 더 가깝게 위치되고 패널(22, 23) 각각은 이를 이동시키기 위해 개별적으로 액츄에이터(24, 25)를 포함한다(도 9 참조).
위그선의 바람직한 실시예에서, 날개 중앙 섹션(1)은 그의 후행 에지의 전방 스윕(forward sweep)(χTECS<0) 및 수평에 대한 음의 날개 각도(ψCS<0)를 갖고, 단부 플레이트(3)는 플로트(float)의 형태로 제공되며, 날개 패널(2)에는 날개 중앙 섹션(1)에 결합된 날개 스트레이크(6)가 제공되고, 날개 스트레이크(6)의 수평에 대한 날개 각도(ψWS)는 날개 패널(2)의 수평에 대한 날개 각도(ψW)보다 작지 않으며: ψWS≥ψW, 실속 지연 수단은 lSD/lW≤0.4인 날개 길이를 가진 날개 패널(2)에서 날개 스트레이크(6) 및 선행 에지 슬랫(7)의 기하학적 및/또는 공기역학적 비틀림의 형태로 제공된다(도 10, 11 참조). 동력 장치는 공기 제트를 기울일 수 있도록 하는 기울임 가능한 파일론(tiltable pylon)(27) 상에서 날개 중앙 섹션(1)의 전방에 장착된 프로펠러(18)를 가진 엔진(26)을 포함하고, 날개 중앙 섹션(1)에는 동력 구동부(24, 25)가 제공된 덕트(19)의 입구(20) 및 출구(21)에서 패널(22, 23)이 있는 덕트(19)의 형태로 선행 에지 제어 및 양력 표면들이 제공된다. 날개 중앙 섹션(1)의 후행 에지 제어 및 양력 표면은 탄성 부재(14)를 포함하는 동력 구동부(13)에 의해 피봇되는 바디 플랩(8) 및 2개-섹션의 평범한(plain)(단순한) 날개 플랩(9)의 형태로 제공된다. 날개 플랩(9)의 섹션(11 및 12)은 상방 및 하방으로 피봇될 수 있으며, 플랩(8)에는 자체 동력 구동부가 제공된다. 날개 플랩(9)의 하부 윤곽선(profile line)(15)은 R/BCS=3.0인 반경-대-현의 비율과 호의 중심이 날개 플랩(9)의 상부 윤곽선 위에 있는 호의 형태로 제공된다. 날개 중앙 섹션(1)의 종횡비는 λCS=lCS 2/SCS
Figure pct00008
0.8이고, 날개 패널들의 상대 면적은 2SW/SCS=0.30-0.35이며, 수평 꼬리부(5)의 종방향 정적 모멘트는 AHE=LHESHE/BACSSCS
Figure pct00009
0.45이고, 수평 꼬리부 및 날개 패널들의 종방향 정적 모멘트는 A=AHE+AW
Figure pct00010
0.5이다.
위그선은 다음과 같이 기능한다.
이륙하기 전에, 위그선은 이륙 구성(takeoff configuration)으로 전환되는 것으로(도 6 및 7의 실선), 즉 플랩(8)이 하방으로 피봇되고, 날개 중앙 섹션(1)의 날개 플랩(9)의 제1 섹션(11)이 파워 구동부(13)에 의해 하방으로 피봇되며, 제2 섹션(12)은 제1 섹션(11)에 대해 상방으로 피봇되고, 날개 중앙 섹션의 선행 에지 제어 및 양력 표면들은 이륙 구성으로 연장된다.
위그선에 관류형 에어 쿠션(flow-through air cushion)이 제공되는 경우, 공기 추진 유닛, 예를 들어 프로펠러(18)는 공기 제트를
Figure pct00011
P의 각도만큼 하방으로 기울일 수 있는 위치로 기울어져 있다. 날개 중앙 섹션(1)의 선행 에지에 덕트(19)의 형태의 제어 및 양력 표면들이 제공되는 경우, 패널(22 및 23)은 액츄에이터(24 및 25)에 의해 피봇되어 덕트(19)의 입구(20) 및 출구(21)를 개방한다(도 9 참조).
특히 관류형 에어 쿠션이 사용되는 경우, 이륙 중에 날개 패널(2)(특히, 스트레이크(6) 포함) 상의 실속을 지연시키기 위해, 선행 에지 슬랫(7)의 형태로 제공된 실속 방지 수단이 작동 위치로 피봇된다.
이륙 활주 및 이륙 후, 위그선은 순항 구성(cruising configuration)으로 전환되는 것으로, 즉 플랩(8) 및 날개 플랩(9)은 파워 구동부(13)에 의해 수축(기본) 위치로 피봇되며, 예를 들어 프로펠러(18)의 형태로 제공된 공기 추진 유닛이 각도(
Figure pct00012
P)를 감소시키도록 기울어지고, 플랩(16) 형태의 날개 중앙 섹션(1)의 선행 에지 제어 및 양력 표면들가 상승된다(도 6, 7, 9에서의 점선). 덕트(19)의 입구(20) 및 출구(21)는 패널(22, 23)에 의해 폐쇄된다. 위그선은 지면 효과(ground effect)를 사용하여 순항 비행을 수행한다.
풍동 실험 테스트(wind tunnel experimental test)를 통해 공기가 날개 중앙 섹션(1) 아래의 고압 영역에서 흘러나와, 날개 중앙 섹션(1)에 커플링하는 영역에서 날개 패널(2)의 유효 받음각(angle of attack)을 증가시키는 것으로 나타났다. 도 12에서의 풍동에서 정적 표면 위의 모델에 대한 흐름 시각화에서 볼 수 있듯이, 유효 받음각의 증가는 실속으로 이어진다(줄(thread)은 흐름 방향에 대해 큰 각도로 편향됨). 도 13에서의 다이어그램(Cy)(
Figure pct00013
, h=const)에서 볼 수 있듯이, 이것은 피치 각도에 의한 양력 계수(Cy)의 도함수(derivative)를 감소시킨다. 관류형 에어 쿠션은 날개 중앙 섹션(1) 아래에서 전체 압력의 정적 요소를 증가시키며, 이것은 도 14에 도시된 바와 같이 풍동에서 테스트 중인 모델이 표면에 접근하는 때에 흐름 방향으로 정적 표면 위에서 줄들의 편향 각도를 증가시키는 것으로 이어진다. 결과적으로, 유효 받음각이 증가되고 관류형 에어 쿠션이 없는 경우보다 낮은 피치 각도에서 슬립스트림(slipstream)이 발생하여, 이륙 및 착륙하는 동안 위그선의 양력을 감소시킨다.
실속을 조기에 방지하기 위해, 위그선의 날개 패널(2)에는 날개 중앙 섹션에 부착되는 영역에 실속 지연 수단이 제공된다(날개 패널(2)에 날개 스트레이크(6)가 제공되는 경우를 포함함). 실속 지연 수단이 기하학적 비틀림의 형태로 제공되는 경우, 음의 기하학적 비틀림에 의해 유효 받음각이 감소되고 상대 날개 길이는 날개 패널(2)의 날개 길이의 0.4배보다 크지 않다: lSD/lW≤0.4. 실속 지연 수단이 날개 패널(2)의 선행 에지 슬랫(7)의 형태로 제공되는 경우, 실속은 선행 에지 슬랫(7)의 슬릿(slit)으로부터 날개 패널(2)의 상부 표면으로 불어지는 에어 제트에 의해 지연된다. 이는 높은 피치 각도에서 날개 패널(2)이 날개 중앙 섹션(1)에 부착되는 영역에 걸쳐 부착된 유동(attached flow)을 초래한다(날개 패널(2)에 날개 스트레이크(6)가 제공되는 경우를 포함함). 따라서, 양력 항력이 감소되고 양력-대-항력 비율이 증가되며, 지면 효과 비행의 순항 모드에서 피치 각도의 범위(따라서, 양력 계수 및 비행 속도)도 증가된다.
여행의 순항 모드에서 표면 위의 높이 값들 및 피치 각도들의 범위는 동적, 정적 및 비주기적 안정성의 조건들에 의해 정의된다. 비주기적 안정성의 필수 조건은 높이 측면에서 공기역학적 초점(Xfh=dMz/dCy (
Figure pct00014
=const))이 피치 각도 측면에서 공기역학적 초점(Xfa=dMz/dCy (h=const))보다 앞서야 하고, 정적 및 동적 안정성의 필수 조건은 피치 각도 측면에서 공기역학적 초점(Xfa)이 위그선의 무게 중심(XCG) 뒤에 있어야 한다는 것이다: Xfh<Xfa; XCG<Xfa.
우수한 안정성 및 제어성을 얻기 위해서, 높이 측면에서 공기역학적 초점이 무게 중심 또는 무게 중심에 가깝도록 위치해야 하며, 초점들 사이의 거리가 커야 하는 것으로 알려져 있다: XCG
Figure pct00015
Xfh<Xfa.
위그선의 종횡비가 λ>2.5이면 지면 효과 구역을 넘어서는 고도까지 올라갈 때 충분한 양력-대-항력 비율을 제공한다. 0.3≤A=(LHESHE+2LWSW)/BACSSCS≤0.6 범위에서 꼬리부 투영(예를 들어, 수평 꼬리부(5)) 및 날개 패널(2)의 종방향 정적 모멘트의 달성은 위그선 자체의 정적 및 비주기적 안정성을 제공한다. S자형 중심선을 갖는 날개 중심 섹션(1)의 공기역학적 프로파일은, 예를 들어 날개 플랩(9)의 바닥 윤곽선(15)을 반경-대-현의 비율이 0.5≤R/BCS≤4.5인 호의 형태로 만들고, 호의 중심이 날개 플랩(9)의 상부 윤곽선 위에 위치함에 따라, 빠른 운동을 위한 R.D. Irodov 기준에 따른 비주기적 안정성의 필수 조건이 충족되는 더 넓은 범위의 피치 각도 및 고도를 제공한다. 하향 및 상향으로 피봇하도록 구성된 날개 플랩(9)의 제1 섹션(11) 및 제2 섹션(12)은 프로파일의 중심선의 S자형 파라미터를 조정하도록 제공된다. 이를 통해 R.D. Irodov 기준에 따른 비주기적 안정성의 필수 조건을 충족하기 위해 높이 측면에서 공기역학적 초점 위치를 조정하고 높이 측면에서 공기역학적 초점 위치(Xfh)를 위그선의 무게 중심(XCG)과 │Xfh-XCG│≤0.02이도록 정렬할 수 있고, 이것은 조종사 제어를 용이하게 하고 위그선의 안전성을 향상시킨다.
진동 안정성(oscillatory stability)은, (SHE/SCS)×(LHE/BACS)2의 값에 비례하여, 비-정상 곡선(non-stationary curvilinear)(특히, 진동) 운동에서 댐핑 모멘트(dmZ/dωZ)를 증가시켜 0.25≤AHE≤0.55의 범위에서 수평 꼬리부(5)의 종방향 정적 모멘트를 달성함으로써 가능하다. 그 결과, 위그선의 정적, 비주기적 및 진동 안정성을 보장함으로써 안전성이 향상된다.
따라서, 사양에서 제공되는 특징들의 조합은 위그선의 정적, 비주기적 및 진동 안정성을 보장함으로써 향상된 안전성을 제공하는 한편 날개 중앙 섹션에 결합하는 영역에서 하이브리드 날개의 날개 패널에서 실속을 지연시켜 양력 항력을 감소시켜, 양력-대-항력 비율을 증가시켜, 피치 각도 및 고도의 범위를 넓힌다.
산업상 이용가능성
위그선 구조의 본 명세서는 전문 기관에 의한 위그선 설계 및 생산에서 본 발명을 구현하고 명시된 기술적 결과를 달성하기에 충분하다. 본 발명은 "산업상 이용가능성"의 특허성 요건을 충족한다.
1 - 날개 중앙 섹션;
2 - 날개 패널;
3 - 단부 플레이트;
4 - 수직 꼬리부;
5 - 수평 꼬리부;
6 - 날개 패널(2)의 날개 스트레이크;
7 - 날개 패널(2)의 선행 에지 슬랫;
8 - 날개 중앙 섹션(1)의 플랩;
9 - 날개 중앙 섹션(1)의 날개 플랩;
10 - 날개 중앙 섹션(1)의 후행 에지 제어 및 양력 표면의 피봇 축;
11 - 날개 플랩(9)의 제1 섹션;
12 - 날개 플랩(9)의 제2 섹션;
13 - 플랩(8) 및/또는 날개 플랩(9)의 동력 구동부;
14 - 플랩(8) 및/또는 날개 플랩(9)의 동력 구동부(13)의 댐퍼;
15 - 날개 플랩(9)의 종방향 횡단면의 하부 표면 윤곽선;
16 - 날개 중앙 섹션(1)의 선행 에지 제어 및 양력 표면의 플랩;
17 - 날개 중앙 섹션(1)의 선행 에지 플랩(16)의 동력 구동부;
18 - 프로펠러;
19 - 날개 중앙 섹션(1)의 선행 에지 제어 및 양력 표면의 덕트;
20 - 덕트(19)의 입구;
21 - 덕트(19)의 출구;
22 - 덕트(19)의 입구(20)의 패널;
23 - 덕트(19)의 출구(21)의 패널;
24 - 덕트(19)의 패널(22)을 이동시키기 위한 동력 구동부;
25 - 덕트(19)의 패널(23)을 이동시키기 위한 동력 구동부;
26 - 프로펠러(18)가 있는 엔진;
27 - 프로펠러(18)가 있는 엔진(26)을 가진 기울임 가능한 파일론;
λ=12/(SCS+2SW) - 하이브리드 날개의 종횡비;
λCS=1CS 2/SCS - 날개 중앙 섹션(1)의 종횡비;
2SW/SCS - 날개 패널(2)의 상대 면적;
AHE=LHESHE/BACSSCS - 날개 패널(2)의 종방향 정적 모멘트;
l=1CS+2lW - 하이브리드 날개의 날개 길이;
lCS - 날개 중앙 섹션(1)의 날개 길이;
lW - 날개 패널(2)의 날개 길이;
SCS - 평면도에서 날개 중앙 섹션(1) 영역;
SW - 평면도에서 날개 패널(2) 영역;
SHE - 평면도에서 꼬리부 및 수평 꼬리부(5) 투영 영역;
LHE - 위그선의 무게 중심과 꼬리부 및 수평 꼬리부(5)의 평균 공력 시위의 0.25 사이의 거리의 위그선의 종방향 축 상의 수평 꼬리부의 투영과 동일한 꼬리부 및 수평 꼬리부(5) 투영의 세그먼트;
LW - 위그선의 종방향 축 상에서 위그선의 무게 중심과 날개 패널(2)의 평균 공력 시위의 0.25 사이의 거리의 투영과 동일한 날개 패널(2)의 세그먼트;
BACS(BCS) - 날개 중앙 섹션(1)의 평균 공력 시위(현);
lSD - 날개 패널(2)이 날개 중앙 섹션(1)에 결합되는 영역에 장착된 실속 지연 수단의 날개 길이;
lLES - 날개 패널(2)의 선행 에지 슬랫의 형태로 제공되는 실속 지연 수단의 날개 길이;
R - 날개 플랩(8)의 종방향 횡단면의 하부 표면 윤곽선의 호 반경;
Figure pct00016
W - 날개 패널(2) 또는 날개 스트레이크(6)의 피치 각도;
Figure pct00017
P - 공기 추진 유닛에 의해 생성된 제트의 앙각;
χTECS - 날개 중앙 섹션(1)의 후행 에지의 스윕 각도;
ψCS - 날개 중앙 섹션(1)의 수평에 대한 날개 각도;
ψWS - 날개 패널(2)의 날개 스트레이크(6)의 수평에 대한 날개 각도;
ψW - 날개 패널(2)의 수평에 대한 날개 각도.

Claims (9)

  1. 날개 중앙 섹션과 상기 날개 중앙 섹션에 부착된 날개 패널로 구성된 하이브리드 날개, 상기 날개 중앙 섹션의 팁 섹션에 장착된 단부 플레이트, 동력 장치 및 꼬리부를 포함하는 위그선으로서, 상기 날개 중앙 섹션에 제어 및 양력 표면이 제공되고, 상기 날개 중앙 섹션의 후행 에지의 제어 및 양력 표면에 적어도 하나의 피봇 축이 제공되며, 상기 하이브리드 날개의 종횡비는 λ=12/(SCS+2SW)≥2.5이고, 상기 날개 중앙 섹션의 종횡비는 0.5≤λCS=lCS 2/SCS≤0.9인, 위그선에 있어서, 상기 날개 패널에 실속 지연 수단이 제공되고, 상기 실속 지연 수단은 상기 날개 중앙 섹션과 상기 날개 패널의 결합 지점에 장착되며 상기 날개 패널의 결합 지점으로부터 상기 날개 중앙 섹션까지의 상기 날개 패널의 날개 길이의 0.4배 이하의 거리에 배치되고, 상기 날개 패널의 상대 면적은 0.25≤2SW/SCS≤0.4이며, 수평 꼬리부 및 날개 패널의 종방향 정적 모멘트는 0.3≤A=(LHESHE+2LWSW)/BACSSCS≤0.6이되, 수평면 상에의 꼬리부 투영의 종방향 정적 모멘트는 0.25≤AHE=LHESHE/BACSSCS≤0.6으로, l=lCS+2lW, lCS, lW는 각각 하이브리드 날개, 날개 중앙 섹션 및 날개 패널의 날개 길이이고; SCS, SW, SHE는 각각 날개 중앙 섹션, 날개 패널 및 꼬리부의 평면도에서의 면적이며; LHE, LW는 각각 위그선의 무게 중심과 꼬리부와 날개 패널의 평균 공력 시위의 0.25 사이의 거리의 투영과 동일한 수평면 상에의 꼬리부 및 날개 패널 투영의 세그먼트이고, 위그선의 종방향 축에서, BACS는 날개 중앙 섹션의 평균 공력 시위인 것을 특징으로 하는, 위그선.
  2. 제1항에 있어서, 상기 실속 지연 수단은 공기역학적 비틀림을 갖는 날개 패널 부분의 형태로 제공되고, 상기 날개 패널의 피치 각도는 상기 날개 중앙 섹션을 향해 감소하는 것을 특징으로 하는, 위그선.
  3. 제1항에 있어서, 상기 실속 지연 수단은 선행 에지 슬랫의 형태로 제공되는 것을 특징으로 하는, 위그선.
  4. 제1항에 있어서, 상기 실속 지연 수단은 공기역학적 비틀림을 갖는 날개 패널 부분에 장착된 선행 에지 슬랫의 형태로 제공되고, 날개 패널 프로파일의 피치 각도는 상기 날개 중앙 섹션을 향해 감소하는 것을 특징으로 하는, 위그선.
  5. 제1항에 있어서, 상기 날개 중앙 섹션의 후행 에지의 제어 및 양력 표면은 2개-섹션 날개 플랩의 형태로 제공되고, 각각의 날개 플랩 섹션은 하방 및 상방으로 피봇하도록 구성되며, 동력 구동부와 날개 플랩 사이의 운동학적 링크는 탄성 부재를 포함하는 것을 특징으로 하는, 위그선.
  6. 제5항에 있어서, 상기 날개 중앙 섹션의 날개 플랩의 바닥 윤곽선은 호 반경이 중앙 날개 섹션 현의 0.5-4.5이고 호 중심이 날개 중앙 섹션의 상부 표면 위에 위치한 호의 형태로 제공되는 것을 특징으로 하는, 위그선.
  7. 제1항에 있어서, 상기 날개 중앙 섹션의 선행 에지의 제어 및 양력 표면은 상기 날개 중앙 섹션의 날개 길이를 따라 배열된 플랩의 형태로 제공되는 것을 특징으로 하는, 위그선.
  8. 제1항에 있어서, 상기 동력 장치의 공기 추진 유닛은 상기 날개 중앙 섹션의 전방에 배치되고 상기 공기 추진 유닛에 의해 생성되는 제트의 앙각을 변경하도록 구성되며, 상기 날개 중앙 섹션의 선행 에지의 제어 및 양력 표면은 덕트의 입구 및 출구를 닫기 위한 패널을 갖도록 전방부에 덕트의 형태로 제공되며, 임의의 종방향 횡단면에 있어서, 상부 표면 상의 상기 덕트의 에지는 하부 표면 상의 상기 덕트의 개개의 에지보다 상기 날개 중앙 섹션의 선행 에지에 더 가깝게 위치되고, 각각의 패널은 패널을 이동시키기 위한 액츄에이터를 포함하는 것을 특징으로 하는, 위그선.
  9. 제1항에 있어서, 상기 날개 중앙 섹션은 후행 에지의 전방 스윕 및 수평에 대한 음의 날개 각도를 갖고, 단부 플레이트는 플로트의 형태로 제공되며, 상기 날개 패널에 상기 날개 중앙 섹션에 결합된 지점에 날개 스트레이크가 제공되고, 상기 날개 스트레이크의 수평에 대한 날개 각도는 상기 날개 패널의 수평에 대한 날개 각도보다 작지 않은 것을 특징으로 하는, 위그선.
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