KR20230147103A

KR20230147103A - 항공기용 날개 어셈블리

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Publication number: KR20230147103A
Application number: KR1020237029100A
Authority: KR
Inventors: 아마르 반살; 다니엘 비건드; 안드레아스 뫼비우스; 세바스티안 베르메이렌
Original assignee: 릴리움 게엠베하
Priority date: 2021-02-19
Filing date: 2022-02-01
Publication date: 2023-10-20
Also published as: WO2022175071A1; CN114954899A; EP4294719A1; JP2024507242A

Abstract

본 발명은 항공기용 날개 어셈블리가 동체 및 적어도 한 쌍의 날개들을 갖고, 날개 어셈블리(10)는 흐름 방향(F)을 정의하고 날개 어셈블리(10)는 흐름 방향에 대하여 항공기를 위한 양력을 생성하도록 구성되고, 날개의 연장 방향으로 동체로부터 연장하기 위해서 고정 방식으로 동체에 장착되도록 구성되는, 메인 섹션(12); 및 플랩 섹션(14)의 바디 파트(16)는 길게 늘어지고(elongate) 실질적으로 연속적인 단면을 형성하기 위해 메인 섹션(12)과 실질적으로 정렬되는 수평 방향; 및 플랩 섹션(14)이 상기 메인 섹션(12)에 대하여 아래쪽으로(downwards) 기울어진(angled) 수직 방향;을 포함하는 각도 방향들(angular orientation)들의 범위에 걸쳐(over) 피벗 수단들(18)을 통해 피벗 축(A)을 중심으로 개별적으로 피벗 가능하도록 피벗 가능한 방식으로 상기 메인 섹션(12)에 장착되는, 각각 바디 파트(body part)(16)를 갖는 복수의 플랩 섹션(flap section)들(14)을 포함한다. 본 발명은 나아가 적어도 한 쌍의 그러한 날개 어셈블리들을 갖춘 항공기에 관한 것이다.

Description

항공기용 날개 어셈블리

본 발명은 일반적으로 동체(fuselage) 및 적어도 한 쌍의 날개들을 갖고, 날개 어셈블리는 흐름 방향(direction of flow)을 정의하고 날개 어셈블리는 흐름 방향에 대하여 항공기(aircraft)를 위한 양력(lift)을 생성하도록 구성되는 항공기용 날개 어셈블리에 관한 것이다. 나아가, 발명은 또한 동체 및 적어도 한 쌍의 그러한 날개 어셈블리들을 포함하는 항공기에 관한 것이다.

예를 들어 헬리콥터들과는 반대로, 양력(lift)을 생성하기 위해 날개들에 의존하는 항공기들은 상기 양력을 생성하는 날개 표면들에 더하여 제어 표면(control surface)들을 또한 필요로 하고, 제어 표면들에 의해 항공기 엔진에 의해 제공되는 추력(thrust)과 함께, 수평 속도, 수직 속도 및 항공기의 비행 자세(attitude)를 항공기의 승인된 작동 범위 내에서 조종사에 의해 제공되는 입력에 따라 제어될 수 있다. 상기 제어 기능들의 수행을 가능하게 하기 위해, 항공기에 작용하는 힘(force)들 및 모멘트(moment)들의 변화들(variation), 나아가 그것의 속도 및 비행 자세 수정을 유발할 수 있는 액추에이터(actuator)들이 항공기에 요구된다.

항공기들의 새로운 유형들을 설계하고 생성하는 데 있어 주요한 기술적인 도전들 중 하나는 그 기능들을 이행하기 위한 액추에이터들, 양력을 생성하는(lift-creating) 표면들, 제어 표면들 및 엔진들의 최고의 가능한 조합을 찾는 것이다. 최대 및 크루즈(cruise) 속도, 범위(range), 최대 탑재량(payload), 연료(fuel) 또는 에너지 소비 등에서 항공기의 의도된 수행성능(performance)을 염두에 두는 반면, 상기 구성 요소들의 파라미터들의 최고의 가능한 조합을 찾기 위해서, 적어도 다음의 기준 중 일부는 최적화될 수 있다: 액추에이터들의 수, 액추에이터들 및 그들의 제어 시스템의 복잡성(complexity), 안전 한계(safety margin), 질량(mass) 등.

이러한 원칙적 고려 사항들은 모든 유형의 항공기에 적용되어야 하는 반면에, 수직의 이륙 및 착륙(vertical takeoff and landing)(VTOL) 능력을 갖는 항공기는 호버링(hovering) 및 크루즈(cruise) 비행, 즉 실질적으로 수직 및 실질적으로 수평 비행 사이 전이(transition)를 만들 뿐만 아니라 호버링 구성에서 작동되는 것을 가능하게 하기 위해 추가적인 기능들이 요구된다.

수평의 비행 모드에서 각각의 항공기들의 제어 가능성(controllability)과 함께 VTOL 능력을 제공하기 위해 수 개의 상이한 접근들이 수행되었다. 예를 들어, 제2 추력 시스템은 크루즈 비행에서 추진력(propulsion)을 제공하는 반면, 추력 시스템들 중 하나는 일반적으로 양력 및 호버링을 위한 수직의 추력을 제공하는, 두 개의 맞춤 생산 추력 시스템(bespoke thrust system)들을 갖는 항공기들이 제안되었다. 하지만, 이중의(dual) 추력 시스템을 제공하는 것은 각각의 항공기에 복잡성 및 무게를 추가한다. 두번째로, 추력 유닛이 그것이 부착되는 날개의 어떤 추가적인 파트의 회전 없이 호버링 위치 및 크루즈 비행 위치 사이에서 회전되는 VTOL 항공기들이 알려져 있다. 비록 이 설계가 두 개의 추력 시스템들의 제공의 단점들 및 필요성을 제거할지라도, 그럼에도 불구하고 그것은 추력 유닛들과 통합된(integrated) 회전 가능한 리프트 표면들(lift surface)에 의해 제공될 수 있는, 추가적인 가능한 양력을 이용하지 않는다. 마지막으로, 모든 날개들이 호버링 및 크루즈 비행 구성 사이에서 회전될 수 있고 거기에 부착된 추력 유닛들을 포함하는, VTOL 항공기들이 제안되었다. 하지만, 전체의 날개들을 회전하는 것은 날개들 및 추력 유닛들 자체가 크루즈 전용 위치를 향할 때 크루즈 비행 모드에서 항공기를 제어하는 것을 가능하도록 구현될 추가적인 제어 표면들을 요구한다.

그러므로, 그런 항공기용 날개 어셈블리들의 설계를 개선하여, 리프트 표면들, 제어 표면들 및 추력을 제공하는 엔진들이 신뢰성이 있고(reliable), 가볍고(lightweight) 및 고도로 정밀한(precise) 통합된 리프트(lift), 제어 및 추진 시스템을 제공하기 위해 최적화된 방식으로 통합될 잠재력이 여전히 있다.

이 목적을 위해, 본 발명의 일 양태에 따르면, 동체 및 적어도 한 쌍의 날개들을 갖는 날개 어셈블리로서, 날개 어셈블리는 흐름 방향을 정의하고 날개 어셈블리는 흐름 방향에 대하여 항공기를 위해 양력을 생성하도록 구성되고, 날개의 연장 방향으로 동체로부터 연장하기 위해서 고정 방식(fixed manner)으로 동체에 장착(mount)되도록 구성되는 메인 섹션, 및 플랩 섹션의 바디 파트가 길게 늘어지고(elongate) 실질적으로 연속적인 단면을 형성하기 위해 메인 섹션과 실질적으로 정렬되는 수평방향, 및 플랩 섹션이 메인 섹션에 대하여 아래쪽으로(downwards) 기울어진(angled) 수직 방향을 포함하는 각도 방향(angular orientation)들의 범위에 걸쳐(over) 피벗 수단들을 통해 피벗 축을 중심으로 개별적으로 피벗 가능하도록 피벗 가능한 방식으로 메인 섹션에 장착되고, 바디 파트(body part)를 갖는, 복수의 플랩 섹션(flap section)들을 포함하고, 플랩 섹션들은 작동 중에(in operation) 사전 결정된 추력 값 범위에서 추력을 생산하도록 구성되는, 카울링(cowling), 공기 입구(air inlet) 및 공기 출구(air outlet)를 갖는 단일의 덕트 팬 엔진(ducted fan engine)을 각각 포함하고, 나아가 각각의 덕트 팬 엔진은 그것의 대응하는 플랩 섹션의 바디 파트와 일체형 방식으로 형성되어서 상기 바디 파트는 덕트 팬 엔진의 카울링의 하부 섹션을 구성한다.

상기 제1 양태에 따르면, 복수의 개별적으로 제어 가능한 플랩 섹션들은 항공기용 날개 어셈블리에 제공되고, 복수의 개별적으로 제어 가능한 플랩 섹션들은 날개 어셈블리의 고정된 메인 섹션에 대한 그들의 각도에 대하여 피벗 또는 틸팅(tilt)될 수 있고, 각각의 플랩 섹션들에는 단일의 덕트 팬 엔진이 제공되어서, 고도로 통합된(highly integrated) 날개 어셈블리가 제공되고, 플랩 섹션들 및 따라서 추진 엔진들 및 고정된 메인 섹션 및 따라서 항공기의 동체 사이의 가변적인 각도로 인해 추력의 벡터링이 가능하게 되고, 플랩 섹션들 또한 제어 표면들로서 역할을 하고 항공기의 양력 특히 그들의 수평 방향에서 항공기의 양력에 기여한다. 본 날개 어셈블리에 대해 정의된 흐름 방향은 대응하는 항공기의 수평 비행 방향에 실질적으로 대응한다는 점에 유의해야 한다. 오직 하나의 단일의 개별적으로 제어 가능한 덕트 팬 엔진을 각각 갖춘 복수의 플랩 섹션들을 제공함으로써, 날개 어셈블리의 리프트 표면들과 제어 뿐만 아니라, 복수의 덕트 팬 엔진들 사이의(among) 추력 벡터링의 고도로 세밀한(highly granular) 제어가 가능해진다.

제2 양태에 따르면, 본 발명은 동체 및 적어도 한 쌍의 날개들을 갖는 항공기용 날개 어셈블리에 관한 것이고, 날개 어셈블리는 흐름 방향을 정의하고 날개 어셈블리는 흐름 방향에 대하여 항공기를 위한 양력을 생성하도록 구성되고, 날개의 연장 방향으로 동체로부터 연장하도록 고정 방식으로 동체에 장착되도록 구성되는, 메인 섹션, 플랩 섹션의 바디 파트는 길게 늘어지고 실질적으로 연속적인 단면을 형성하기 위해 메인 섹션과 실질적으로 정렬되는, 수평 방향 및 플랩 섹션이 메인 섹션에 대하여 아래쪽으로 기울어진 수직 방향을 포함하는 각도 방향들의 범위에 걸쳐 피벗 수단들을 통해 피벗 축을 중심으로 피벗 가능하도록 피벗 가능한 방식으로 메인 섹션에 장착되는, 바디 파트를 갖는 적어도 하나의 플랩 섹션을 포함하고, 적어도 하나의 플랩 섹션은 작동 중에 사전 결정된 추력 값 범위에서 추력을 생산하도록 구성되는, 카울링, 공기 입구 및 공기 출구를 갖는 적어도 하나의 덕트 팬 엔진을 포함하고, 적어도 하나의 덕트 팬 엔진은 플랩 섹션의 바디 파트와 일체형 방식으로 형성되어서 상기 바디 파트는 적어도 하나의 덕트 팬 엔진의 카울링의 하부 섹션을 구성하고, 날개 어셈블리의 작동 조건(condition)들은 적어도 하나의 플랩 섹션의 현시점의(current) 각도 방향 및 적어도 하나의 덕트 팬 엔진에 의해 현시점으로(currently) 생산되는 추력을 포함하고, 메인 섹션 및 적어도 하나의 플랩 섹션은 적어도 날개 어셈블리의 작동 조건들의 범위에서, 적어도 하나의 플랩 섹션은 날개 어셈블리 양력의 적어도 약 40%를 생산하도록 구성된다. 다른 실시 예에서, 적어도 하나의 플랩 섹션은 적어도 날개 어셈블리 양력의 약 50%, 60% 또는 70%를 생산할 수도 있다.

본 발명의 제2 양태에 따르면, 적어도 하나의 플랩 섹션의 적어도 현재 각도 방향 및 적어도 하나의 덕트 팬 엔진에 의해 현재 생산되는 추력을 포함하는 작동 조건들의 적어도 특정 범위에서, 그것의 내장된 적어도 하나의 덕트 팬 엔진을 갖는 적어도 하나의 플랩 유닛은 날개 어셈블리의 유일한 제어 및 추진 요소로서뿐만 아니라, 실질적 또는 주요한 리프팅 표면(lifting surface)으로서 역할을 할 수 있다. 따라서, 본 발명에 따른 날개 어셈블리에 있어 제어 및 기동성(maneuverability)을 위해 요구되는 모든 필수적인 힘들 및 모멘트들은, 적어도 일부 작동 범위에서 상당한 양력에 기여하는 대응하는 어셈블리들의 공기 역학적 힘들과 모멘트들 및 전용 액추에이터에 의한 추진 추력 벡터링의 조합을 통해 발생될 수 있다.

본 발명의 두 양태에 따르면, 적어도 하나의 덕트 팬은 그것의 회전자(rotor)의 회전의 축에 실질적으로 수직한, 축을 중심으로 피벗 가능/틸팅(tilting) 가능하게 만들어지고, 그것은 날개 어셈블리의 메인 섹션 및 따라서 항공기에 대한 그것의 추력 벡터를 배향(orient) 및 제어를 가능하게 하고, 항공기 비행 자세를 제어하는 능력을 향상시킨다. 적어도 하나의 플랩 섹션이 그것의 피벗 축을 중심으로 틸팅되기 때문에, 플랩 섹션에 의해 생성되는 공기 역학적 양력 역시 수정된다. 따라서, 이런 이유로 틸팅의 작용은 항력 크기(drag magnitude) 상(on) 뿐만 아니라 추력 벡터 및 양력 벡터 모두 상에 작용한다. 이는, 추력의 절대 값을 제어 및 조정하는 능력과 결합되고, 그러한 결합된 어셈블리를 갖는 항공기를 제어하는 능력이 크게 향상되는 결과를 낳는다.

본 발명의 제2 양태에 따른 날개 어셈블리에 있어서, 단일의 플랩 섹션에 두 개 이상의 덕트 팬들의 클러스터(cluster)를 그룹화(grouping)하는 것이 물론 가능한 반면, 본 발명의 제1 및 제2 양태들의 일반적인 발명 아이디어(inventive idea)들은 제2 양태에 따른 날개 어셈블리에서, 각각 개별적으로 피벗 가능하고 각각 오직 하나의 단일의 덕트 팬 엔진을 포함하는, 복수의 플랩 섹션들이 제공되는 경우, 유리한 방식으로 결합될 수도 있다.

본 발명의 두 양태들에 따르면, 적어도 하나의 플랩 섹션의 피벗 축의 방향은 날개의 연장 방향에 실질적으로 대응할 수 있다는 점 또한 유의해야 한다.

바디 파트를 갖는 적어도 하나의 플랩 섹션, 특히 방향들(orientation)이 날개 어셈블리의 메인 섹션의 단면의 신장(elongation)으로서 역할을 하는 바디 파트를 갖는 적어도 하나의 플랩 섹션은, 어떠한 경우에도 본 발명에 따른 날개 어셈블리를 장착한 항공기의 수평 비행에서 양력을 생성할 것인 반면, 추가적으로 통합된 플랩 섹션들의 리프팅 성능을 향상시키기 위해서, 수평 방향에서 적어도 하나의 플랩 섹션을 갖는 적어도 하나의 덕트 팬 엔진의 사이드 패널들 및/또는 카울링의 상부 섹션은 항공기의 흐름 방향에서 단면을 갖도록 형성될 수 있어서 플랩/엔진 어셈블리의 상기 섹션들은 또한 엔진의 작동 동안 양력을 생산한다. 따라서, 양력을 생산하기 위해 대응하는 플랩 섹션의 바디 파트에 추가적으로 덕트 팬 엔진과 관련되는 추가적인 구조적 요소들을 설계하는 것은 적어도 하나의 플랩 섹션이 작동 조건들의 특정 범위에서 날개 어셈블리의 양력의 적어도 약 40%를 생산하는데 기여할 수 있다.

특히, 날개 어셈블리의 흐름 방향으로의 단면에서 카울링의 상부 섹션은 주로(primarily) 볼록한 곡률(convex curvature)로 형성될 수 있고, 바람직하게는 캠버형 에어포일 프로파일(cambered airfoil profile)의 이분의 일을 포함할 수 있다. 상기 프로파일은 반영(reflex)될 수 있거나 반영되지 않을 수 있다. 그러한 형상은 호버링 조건들에서 최소의 입구 비틀림(distortion) 및 크루즈 조건들에서 최대의 양력을 위해 최적화된다.

추가적으로 또는 대안적으로, 코드 라인(chord line) 길이에 의해 정규화된(normalized) 카울링의 상부 섹션의 리딩 엣지 노즈(leading edge nose)의 반경은 1.8% 및 5% 사이, 바람직하게는 약 2%이다. 카울링의 상부 섹션의 리딩 엣지 노즈의 반경의 그러한 선택은 또한 호버링 조건들에서 입구 비틀림을 최소화하는 데 기여한다. 또한, 코드 라인 길이는 일반적으로 600mm 내지 900mm 범위를 가질 수 있고 바람직하게는 약 780mm일 수 있다.

대안적으로 또는 추가적으로, 수평 방향에서 적어도 하나의 플랩 섹션을 갖는 날개 어셈블리를 보면 평면으로 보면, 적어도 하나의 플랩 섹션은 총 리프팅 표면(lifting surfaces)의 적어도 약 40%를 형성할 수 있다. 여기서, 날개 어셈블리의 관련 플랜폼(planform)은 항공기의 동체 및 날개 어셈블리 사이에서 전이하기 위해 연장하거나 또는 항공기의 센터라인으로 연장하도록 정의될 수 있다.

더욱이, 본 발명은 동체, 본 발명의 제1 및/또는 제2 양태에 따른 적어도 한 쌍의 날개들에 더하여, 플랩 섹션들의 각도 방향들뿐만 아니라 덕트 팬 엔진들의 추력 출력(thrust output)을 제어하기 위한 비행 제어 유닛을 포함하는 항공기에 관한 것이다. 상기 항공기는 특히 위에서 설명한 바와 같은 VTOL 능력들을 가질 수 있다.

특히, 본 발명에 따른 항공기는 적어도 두 쌍의 날개 어셈블리들을 가질 수 있고, 본 발명의 제1 및/또는 제2 양태에 따른 적어도 한 쌍의 날개들의 적어도 하나의 플랩 섹션 및 메인 섹션은 적어도 날개 어셈블리의 작동 조건들의 범위에서, 상기 날개 어셈블리들의 쌍의 플랩 섹션들이 항공기의 모든 날개들의 총 양력의 적어도 약 40%를 생산하도록 구성된다.

특정 실시 예에서, 상기 항공기는 두 개의 상이한 윙스팬(wingspan)들을 갖는 본 발명의 제1 및/또는 제2 양태에 따른 두 쌍의 날개 어셈블리를 포함할 수 있고, 바람직하게는 항공기의 수평 비행 방향에서, 더 작은 윙스팬을 갖는 날개들의 쌍이 날개들의 다른 쌍의 앞쪽에 장착되어서, 상기 항공기가 날개들의 메인 쌍 및 카나드 날개(canard wing)들의 쌍을 갖는 구성을 나타낸다.

상기 실시 예에서, 메인 날개들의 플랩 섹션들은 예를 들어 상기 메인 날개들의 총 리프팅 표면의 30 및 50% 사이, 특히 약 35%를 구성할 수 있고, 카나드 날개들의 플랩 섹션들은 상기 카나드 날개들의 총 리프팅 표면의 50% 및 70% 사이, 특히 약 61%를 구성할 수 있다. 대안적으로 또는 추가적으로, 항공기의 정상의(normal), 트림 크루즈(trimmed cruise) 조건들 하에서, 플랩/엔진 어셈블리들에서 추가적인 리프팅 표면들의 통합에 의해 제공되는 상기-설명한 추가적인 양력으로 인해, 메인 날개들의 상기 플랩 섹션들이 메인 날개들의 총 양력의 약 45 및 60% 사이, 특히 약 49%를 기여할 수 있고, 및/또는 카나드 날개들의 플랩 섹션들이 카나드 날개들의 총 양력의 65 및 85% 사이, 특히 약 77%를 기여할 수 있다.

다음과 같이 도시하는, 수반되는 도면들과 함께 살펴볼 때, 본 발명의 추가적인 특징들 및 장점들은 다음의 실시 예들의 설명으로부터 더 명확해질 것이다.
도 1 본 발명에 따른 날개 어셈블리의 단면도이다.
도 2 본 발명에 따른 날개 어셈블리의 단일의 통합된(integrated) 플랩 유닛의 등각 투영도.
도 3 세 개의 통합된 상기 플랩 유닛들의 정면도.
도 4 두 쌍의 날개들을 갖는 본 발명에 따른 항공기의 평면도.
도 5 상이한 각도 방향들에서 복수의 플랩 유닛들을 갖는 날개 어셈블리의 정면도.
도 6 도 1의 덕트 엔진의 상부 카울링의 개략적인 단면도.

도 1에서, 본 발명에 따른 날개 어셈블리가 단면도로 도시되고 일반적으로 도면 부호 10으로 표시된다. 상기 날개 어셈블리는, 도 4에서 예를 들어 도시된, 날개 어셈블리(10)의 연장 방향(W)에서 동체로부터 연장하기 위해서 고정 방식으로 항공기의 동체에 장착되도록 구성되는, 메인 섹션(12)을 포함한다. 날개 어셈블리(10)는 흐름 방향(F)을 정의하고 그것은 수평 비행에서 흐름 방향(F)에 대하여 항공기를 위한 양력을 생성하도록 구성된다.

더욱이, 날개 어셈블리(10)는 단지 도 1에 개략적으로 도시되고 예를 들어 서보 모터(servo motor)로써 실시되는 피벗 수단들(18)을 통해 피벗 축(A)을 중심으로 피벗 가능하도록 피벗 가능한 방식으로 날개 어셈블리(10)의 메인 섹션(12)에 장착되는, 바디 파트(16)를 갖는 플랩 섹션(14)을 포함한다.

도 1에서, 플랩 섹션(14)은 수평 방향으로 도시되고, 그 방향에서 그것의 바디 파트(16)는 길게 늘어지고 실질적으로 연속적인 단면을 형성하기 위해 날개 어셈블리(10)의 메인 섹션(12)과 실질적으로 정렬된다. 플랩 섹션(14)은 예를 들어 90°의 범위에 걸쳐 피벗 축(A)을 중심으로 피벗 가능할 수 있어서 그것은 수직 방향으로 아래쪽으로 기울어질 수 있고, 그 방향에서 플랩 섹션(14)의 바디 파트(16) 및 메인 섹션(12)은 실질적으로 서로에 대하여 수직하다.

플랩 섹션(14)은 작동 동안 로터(rotor)(28)의 회전을 통해 추력 축(T)를 따라 추력을 생산하는 고정된 고정자(fixed stator)(30), 회전 가능한 로터(28), 공기 출구(26), 공기 입구(24), 리딩 엣지 노즈(23) 및 카울링(22)을 갖는 덕트 팬 엔진(20)을 더 포함한다.

덕트 팬 엔진(20)이 플랩 섹션(14)의 바디 파트(16)과 일체형 방식으로 형성되어서 상기 바디 파트(16)가 덕트 팬(20)의 카울링(22)의 하부 섹션을 구성하는 반면에, 카울링의 상부 섹션(22a)은 또한 날개 어셈블리(10)의 흐름 방향(F)으로 단면을 갖도록 형성되어서 그것은 또한 플랩 섹션(14)에 의해 제공되는 양력에 기여한다는 점을 또한 유의해야 한다.

플랩 섹션(14)을 피벗 축(A)을 중심으로 메인 섹션(12)에 대하여 기울임으로써, 플랩 섹션(14)은 날개 어셈블리(10)의 제어 표면으로서 역할을 할 수 있고, 동시에 추력 벡터(T)는 회전될 수 있고 플랩 섹션(14)에 의해 제공되는 양력도 달라질 수 있다. 따라서, 덕트 팬 엔진(20)을 갖는 피벗 가능한 플랩 섹션(14)을 통합함으로써, 상기 플랩 섹션(14)이 추력을 벡터링(vector)할 수 있는 동시에 공기 역학적 제어 표면으로서 역할을 하고, 따라서 단일의 유닛에 2 자유도를 제공한다. 더욱이 플랩 섹션(14)이 날개 어셈블리(10)의 리프팅 표면의 상당한 퍼센트를 기여함으로써, 종래 설계들에 비해 크게 개선된 기동성 및 높은 비행 속력이 가능하게 되었다.

결과적으로, 플랩 섹션(14)은 개별적으로 변경 가능한 추력 크기(thrust magnitude) 및 추력 벡터링(thrust vectoring)을 제공함에 더하여 총 항공기 양력의 상당한 비율을 생산한다. 따라서 상기 플랩 섹션(14)은 낮은 비행 속력에서 엔진에 대한 추력 수요를 감소시키거나 탑재량을 증가시키기 위해 모든 비행 페이즈(phase)들에서 활용된다. 아래에 설명되는 도 2 및 3으로부터 또한 볼 수 있는 바와 같이, 덕트 팬 엔진(20)의 공기 입구(24)의 설계는 플랩 섹션(14)의 나머지 구성 요소들의 기하학적 특성들과 함께 모든 플랩 섹션 각도들에서 클린(clean)한 입구 조건들을 허용한다.

상기 도2 및 3에 있어서, 통합된 덕트 팬 엔진(20)을 갖는 단일의 플랩 섹션(14) 및 3개의 그러한 플랩 섹션들(14)이 각각 등각 투영도(isometric view) 및 정면도에서 도시된다. 각각의 플랩 섹션들(14)은 오직 단일의 덕트 팬 엔진(20)을 수반하는(carry) 것을 알 수 있는 반면, 도시된 실시 예의 다른 수정들에서, 다중의 덕트 팬 엔진이 단일의 플랩 섹션에서 통합될 수 있다. 더욱이 도 2 및 3으로부터 단면과 함께 공기 역학적 방식으로 어떻게 덕트 팬 엔진(20)의 카울링(22)이 그것의 상부 섹션(22a)에서 형성되는지 뿐만 아니라 덕트 팬 엔진(20)의 사이드 패널(side panel)들(22b)의 섹션에서 형성되는지 알 수 있고, 그것은 또한 엔진(20)의 작동 동안 플랩 섹션(14)와 함께 양력을 생산하는데 기여할 것이다.

더욱이, 도 4에서, 동체(102) 및 두 쌍의 날개들(10a 및 10b)을 갖는 항공기가 평면도로 도시되고, 각각의 날개들(10a 및 10b)은 위에 설명한 플랩 섹션들을 갖추고, 날개들의 제1 쌍(10a)은 메인 날개들로서 역할을 하는 반면, 더 짧은 윙스팬을 갖는 날개들의 제2 쌍(10b)은 메인 날개들(10a)의 앞쪽에 위치되는 카나드 날개들로서 역할을 한다.

여기서, 메인 날개들(10a)의 전체의 플랜폼(planform)은 플랩 섹션들이 박스들(104)에 의해 지시되는 바와 같이 전체의 메인 날개 플랜폼의 약 35%에 기여하도록 선정되는 반면, 카나드 날개(10b)의 플랩 섹션들은 박스들(106)에 의해 지시되는 바와 같이 카나드 날개들(10b)의 총 플랜폼 표면의 약 61%에 기여하도록 선정된다. 각각의 날개 플랜폼들은 항공기(100)의 센터라인(C)을 향해 연장하도록 정의된다.

위에서 설명한 바와 같이 날개들(10a 및 10b)에 제공되는 플랩 섹션들(14)의 구체적인 설계에 의해 기여되는 추가적인 양력으로 인해, 항공기(100)의 공칭(nominal), 트림 크루즈 조건에서, 메인 날개들(10a)의 플랩 섹션들은 상기 메인 날개들(10a)의 총 양력의 약 49%를 기여할 것인 반면, 카나드 날개들(10b)의 플랩 섹션들은 카나드 날개들(10b)에 의해 생산되는 총 양력의 약 77%를 기여할 것이다. 따라서, 카나드 날개들(10b) 및 메인 날개들(10a)의 플랩 섹션들은 함께 상기 조건들 하에서 항공기(100)의 전체의 양력의 50% 이상을 생산할 것이다.

추가적으로, 도 5에 있어서, 각도 방향들의 범위에 걸쳐 독립적으로 피벗하는 그들의 능력을 설명하기 위해, 메인 날개들(10a) 중 하나가 모두 상이한 각도 방향들에서의 그것의 복수의 플랩 유닛들(14)과 함께 정면도로 도시된다.

마지막으로, 도 6에 있어서, 도 1의 덕트 팬 엔진(20)의 카울링(22)의 상부 섹션(22a)의 흐름 방향(F)에 대한 개략적인 단면을 도시하고, 이는 호버링 구성에서 엔진(20)으로 흡입되는 공기의 최소의 입구 비틀림(inlet distortion) 뿐만 아니라 각각의 플랩 유닛(14)의 크루즈 구성에서 최대의 양력을 제공한다. 특히, 카울링(22)의 상부 섹션(22a)은 캠버 라인(camber line)(CA)을 갖는 캠버형 에어포일 프로파일의 이분의 일로서 주로 볼록한 곡률로 형성되고, 도 6의 점선은 상기 프로파일의 이론적인 하부 절반을 나타낸다.

더 나아가, 일반적으로 그러한 엔진들(20)의 코드 라인 길이(CL)는 600mm 내지 900mm 사이 범위를 갖고 특히 약 780mm일 수 있는 반면에, 그것의 코드 라인 길이(CL)에 의해 정규화된 카울링(22)의 상부 섹션(22a)의 리딩 엣지 노즈(23)의 반경(R23)은 1.8% 및 5%, 바람직하게는 약 2%이다.

Claims

동체(102) 및 적어도 한 쌍의 날개들(10a, 10b)을 갖는 항공기(100)용 상기 날개 어셈블리(10)로서, 상기 날개 어셈블리(10)는 흐름 방향(F)을 정의하고 상기 날개 어셈블리(10)가 상기 흐름 방향(F)에 대해 상기 항공기를 위한 양력을 생성하도록 구성되고,
- 상기 날개(10a, 10b)의 연장 방향(W)으로 상기 동체(102)로부터 연장하기 위해서 고정 방식으로 상기 동체(10)에 장착되도록 구성되는, 메인 섹션(12);
- 각도 방향들의 범위에 걸쳐 피벗 수단들(18)을 통해 피벗 축(A)을 중심으로 개별적으로 피벗 가능하도록 피벗 가능한 방식으로 상기 메인 섹션(12)에 장착되는, 각각 바디 파트(16)를 갖는 복수의 플랩 섹션들(14)을 포함하고,
상기 각도 방향들은:
상기 플랩 섹션(14)의 바디 파트(16)가 길게 늘어지고 실질적으로 연속적인 단면을 형성하기 위해 상기 메인 섹션(12)과 실질적으로 정렬(align)되는, 수평 방향; 및
상기 플랩 섹션(14)이 상기 메인 섹션(12)에 대하여 아래쪽으로 기울어진, 수직 방향;을 포함하고,
상기 플랩 섹션들(14)은 카울링 (22), 공기 입구(24) 및 공기 출구 (26)를 갖는 단일의 덕트 팬 엔진 (20)을 각각 포함하고, 상기 덕트 팬 엔진(20)은 작동 중에 사전 결정된 추력 값 범위에서 추력을 생산하도록 구성되고;
각각의 덕트 팬 엔진(20)은 그것의 대응하는 플랩 섹션(14)의 상기 바디 파트(16)와 일체형 방식으로 형성되어서 상기 바디 파트(16)는 상기 적어도 하나의 덕트 팬 엔진(20)의 상기 카울링(22)의 하부 섹션을 구성하는, 날개 어셈블리(10).
동체 (102) 및 적어도 한 쌍의 날개들(10a, 10b)을 갖는 항공기(100)용 상기 날개 어셈블리(10)로서, 상기 날개 어셈블리(10)는 흐름 방향(F)을 정의하고 상기 날개 어셈블리(10)가 상기 흐름 방향(F)에 대해 상기 항공기를 위한 양력(lift)을 생성하도록 구성되고,
- 상기 날개(10a, 10b)의 연장 방향(W)으로 상기 동체(102)로부터 연장하기 위해서 고정 방식으로 상기 동체(10)에 장착되도록 구성되는, 메인 섹션(12);
- 각도 방향들의 범위에 걸쳐(over) 피벗 수단들(18)을 통해 피벗 축(A)을 중심으로 개별적으로 피벗 가능하도록 피벗 가능한 방식으로 상기 메인 섹션(12)에 장착되는, 바디 파트(16)를 갖는 적어도 하나의 플랩 섹션(14)을 포함하고,
상기 각도 방향들은:
상기 플랩 섹션(14)이 바디 파트(16)는 길게 늘어지고 실질적으로 연속적인 단면을 형성하기 위해 상기 메인 섹션(12)과 실질적으로 정렬되는 수평 방향; 및
상기 플랩 섹션(14)이 상기 메인 섹션(12)에 대하여 아래쪽으로 기울어진 수직 방향;을 포함하고,
상기 적어도 하나의 플랩 섹션(14)은 카울링(22), 공기 입구(24) 및 공기 출구(26)를 갖는 적어도 하나의 덕트 팬 엔진(20)을 포함하고, 상기 덕트 팬 엔진(20)은 작동 중에 사전 결정된 추력 값 범위에서 추력을 생산하도록 구성되고;
상기 적어도 하나의 덕트 팬 엔진(20)은 상기 플랩 섹션(14)의 상기 바디 파트(16)와 일체형 방식으로 형성되어서 상기 바디 파트(16)는 상기 적어도 하나의 덕트 팬 엔진(20)의 상기 카울링(22)의 하부 섹션을 구성하고;
상기 날개 어셈블리(10)의 작동 조건들은 상기 적어도 하나의 플랩 섹션(14)의 상기 현시점의 각도 방향 및 상기 적어도 하나의 덕트 팬 엔진(20)에 의해 현시점으로 생산되는 상기 추력을 포함하고;
상기 메인 섹션(12) 및 상기 적어도 하나의 플랩 섹션(14)은 적어도 상기 날개 어셈블리(10)의 작동 조건들의 범위에서, 상기 적어도 하나의 플랩 섹션(14)이 상기 날개 어셈블리(10)의 상기 양력의 적어도 약 40%를 생산하도록 구성되는, 날개 어셈블리(10).
제2항에 있어서,
각각 개별적으로 피벗 가능하고 각각 단일의 덕트 팬 엔진(20)을 포함하는 복수의 플랩 섹션들(14)이 제공되는, 날개 어셈블리(10).
제1항 내지 제3항 중 어느 항에 있어서,
상기 적어도 하나의 플랩 섹션(14)의 상기 피벗 축(A)의 상기 방향은 실질적으로 상기 날개(10a, 10b)의 상기 연장 방향(W)에 대응하는, 날개 어셈블리(10).
제1항 내지 제4항 중 어느 항에 있어서,
수평 방향으로 상기 적어도 하나의 플랩 섹션(14)을 갖는 상기 적어도 하나의 덕트 팬 엔진(20)의 상기 사이드 패널들(22b) 및/또는 상기 카울링(22)의 상기 상부 섹션(22a)은 상기 엔진(20)의 작동 동안 양력을 생산하는 상기 날개 어셈블리(10)의 상기 흐름 방향(F)으로 단면을 갖도록 형성되는, 날개 어셈블리(10).
제5항에 있어서,
상기 날개 어셈블리(10)의 상기 흐름 방향(F)으로의 단면에서 상기 카울링(22)의 상기 상부 섹션(22a)은 주로 볼록한 곡률로 형성되고, 바람직하게는 캠버형 에어포일 프로파일의 이분의 일을 포함하는, 날개 어셈블리(10).
제1항 내지 제6항 중 어느 항에 있어서,
코드 라인 길이(CL)에 의해 정규화된 상기 카울링(22)의 상기 상부 섹션(22a)의 리딩 엣지 노즈(23)의 상기 반경(R23)은 1.8% 및 5% 사이, 바람직하게는 약 2%이고, 및/또는 상기 코드 라인 길이(CL)는 600mm 내지 900mm 사이, 바람직하게는 약 780mm인, 날개 어셈블리(10).
제1항 내지 제7항 중 어느 항에 있어서,
수평 방향에서 상기 적어도 하나의 플랩 섹션(14)을 갖는 상기 날개 어셈블리(10)를 평면으로 보면, 상기 적어도 하나의 플랩 섹션(14)은 총 리프팅 표면의 약 40%를 형성하는, 날개 어셈블리(10).
항공기(100)로서,
동체(102), 제1항 내지 제8항 중 어느 항에 따른 날개 어셈블리(10)의 적어도 한 쌍의(10a, 10b)의 날개 어셈블리(10) 및 상기 덕트 팬 엔진들(20)의 상기 추력 출력과 상기 플랩 섹션(14)의 상기 각도 방향을 제어하기 위한 비행 제어 유닛을 포함하는, 항공기(100).
제9항에 있어서,
적어도 두 쌍의(10a, 10b)의 날개 어셈블리(10)를 포함하고, 상기 메인 섹션(12) 및 제1항 내지 제8항에 따른 상기 적어도 한 쌍의 날개들 어셈블리(10)의 상기 적어도 하나의 플랩 섹션(14)은 적어도 상기 날개 어셈블리(10)의 작동 조건들의 범위에서, 상기 날개 어셈블리들(10)의 쌍의 상기 플랩 섹션들(14)이 상기 항공기(100)의 상기 모든 날개들(10a, 10b)의 총 양력의 적어도 약 40%를 생산하도록 구성되는, 항공기(100).
제9항 및 제10항 중 한 항에 있어서,
상이한 윙스팬들을 갖는 제1항 내지 제6항 중 어느 한 항에 따른 날개 어셈블리들(10)의 두 개의 쌍들(10a, 10b)을 포함하고, 바람직하게는 더 작은 윙스팬을 갖는 상기 쌍의 날개들(10b)은 상기 항공기(100)의 수평 비행 방향으로 상기 다른 쌍의 날개들(10a)의 앞쪽에 장착되는, 항공기(100).
제7항 내지 제11항 중 한 항에 있어서,
메인 쌍의 날개들(10a)의 상기 플랩 섹션들(14)은 상기 메인 날개들(10a)의 총 리프팅 표면의 30% 및 50% 사이, 특히 약 35%를 구성하고, 한 쌍의 카나드 날개들(10b)의 상기 플랩 섹션들(14)은 상기 카나드 날개들(10b)의 총 리프팅 표면의 50% 및 70% 사이, 특히 약 61%를 구성하고, 및/또는, 상기 항공기(100)의 정상의, 트림 크루즈 조건들 하에서, 상기 메인 날개들(10a)의 상기 플랩 섹션들(14)은 상기 메인 날개들(10a)의 총 양력의 약 45 및 60% 사이, 특히 약 49%를 기여하고, 및/또는 상기 카나드 날개들(10b)의 상기 플랩 섹션들(14)은 상기 카나드 날개들(10b)의 총 양력의 65 및 85% 사이, 특히 약 77%를 기여하는, 항공기(100).