KR102022378B1 - wing with automatically adjusted angle of attack and aircraft having the same - Google Patents

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Abstract

The present invention provides a wing with an automatically adjusted angle of attack for a fixed-wing aircraft. The wing of a fixed-wing aircraft automatically rotates around a rotary shaft when the angle of attack of the wing is changed from a reference angle of attack by a change in an air flow direction to return to the reference angle of attack. The rotary shaft exists on a point of a downward extension line of a resultant vector of an aerodynamic vector which is a sum vector of lift and drag received by the wing and a gravity vector of the wing. The wing further includes a connection member (10, 20) arranged on a lower side of the wing to connect the wing and the rotary shaft. The rotary shaft penetrates an aircraft fuselage and both ends of the rotary shaft are connected to a lower portion of the connection member. The present invention uses an aerodynamic change in accordance with a unique property of a cross-sectional shape of a wing to install a rotary shaft underneath a wing to apply a simple means and method of naturally returning the position of the wing in an angle of attack in accordance with a change of a wind direction are applied to a fixed-wing aircraft.

Description

고정익 항공기용 받음각 자동 조절 날개 및 이를 구비하는 고정익 항공기{wing with automatically adjusted angle of attack and aircraft having the same}Wing angle automatic adjustment wing for fixed wing aircraft and fixed wing aircraft having same {wing with automatically adjusted angle of attack and aircraft having the same}

본 발명은 고정익 항공기 날개의 받음각이 공기의 흐름 방향의 변화에 대응하여 자동으로 조절되는 구조에 관한 것이다.The present invention relates to a structure in which the angle of attack of a fixed wing aircraft wing is automatically adjusted in response to a change in air flow direction.

유선형 날개는 적절한 범위 내의 받음각을 갖고 공기 속을 지날 때 높은 양항비(양력/항력 비율, lift-to-drag ratio)를 갖는 특성이 있다. 이때 날개의 받음각(angle of attack)이 적절한 범위 내에 있지 않으면 양향비 비율이 낮아져서 날개로서의 효율이 낮아진다. Streamlined vanes are characterized by a high angle of lift (lift-to-drag ratio) when passing through the air with an angle of attack within the appropriate range. At this time, if the angle of attack of the wing is not within the appropriate range, the ratio of the lowering ratio is lowered and the efficiency as a wing is lowered.

도 1은 비행체 날개에 작용하는 양력과 항력의 관계를 보여주는 그림으로서, 받음각의 변화에 따른 양력과 항력의 관계를 보여주고 있다. 대부분의 고정익 항공기의 경우에는 기체의 자세 제어를 통하여 주익의 받음각을 조절한다. 회전익 항공기의 경우에는 기체의 운용조건(상승/하강/전진/정지비행)에 따라 회전 날개의 받음각을 수시로 다양하게 변화시키기 위한 별도의 수단을 사용한다. 즉, 대표적인 회전익 항공기인 헬리콥터는 로터 시스템 내에 스와시 플레이트(swash plate)라는 복잡한 장치를 적용하여 매회전시마다 로터 블레이드(회전 날개)의 받음각을 조절하여 다양한 운용조건에 적합한 공력을 발생시킨다. 1 is a diagram showing the relationship between the lift and drag acting on the wing of the aircraft, showing the relationship between the lift and drag according to the change in the angle of attack. On most fixed wing aircraft, the angle of attack of the main wing is controlled by the attitude control of the aircraft. For rotorcraft, separate means are used to vary the angle of attack of the rotor blades from time to time, depending on the operating conditions of the aircraft (rising / lowering / forwarding / stopping). In other words, the helicopter, which is a typical rotorcraft aircraft, applies a complex device called a swash plate in the rotor system to adjust the angle of attack of the rotor blades (rotary blades) every turn to generate aerodynamics suitable for various operating conditions.

고정익 항공기의 추진 장치인 프로펠러나 대형 선박의 스크류 프로펠러의 경우에는 헬리콥터의 로터 시스템보다는 간단한 가변 피치(받음각과 유사한 의미) 프로펠러를 사용하는데, 운용조건에 따라 별도의 조작 장치를 사용하여 프로펠러 날개의 받음각을 조절하고 있다. 하지만 대부분의 소형 고정익 항공기나 선박의 추진 장치에는 고정 피치 프로펠러를 사용하고 있는데, 고속/저속의 운용조건에 따른 프로펠러 날개의 받음각을 능동적으로 변화시킬 수 없어 프로펠러 효율의 감소가 불가피하다. 날개의 받음각이 고정된 프로펠러를 사용하는 소형항공기/선박의 프로펠러 및 멀티콥터 드론의 로터/프로펠러 등은 다양한 운용조건에 따라 프로펠러의 받음각을 적절하게 조절할 수 없어 공력 효율 향상에 제한이 있는 상황이다.The propellers of fixed wing aircraft or screw propellers of large ships use simple variable pitch propellers rather than helicopter rotor systems.The angle of attack of propeller blades is determined using a separate control device depending on the operating conditions. Is adjusting. However, most small fixed-wing aircraft or ship propulsion systems use fixed-pitch propellers, and propeller wing angles cannot be actively changed due to high / low speed operating conditions. Small aircraft / ship propellers using propellers with fixed angles of attack of wings and rotors / propellers of multicopter drones have limited limitations in improving aerodynamic efficiency because the angle of attack of propellers cannot be properly adjusted according to various operating conditions.

또한, 고정익 항공기의 경우에도 운항중에 돌풍이나 난기류를 만나면 항공기가 급상승하거나 급하강하게 되며 이런 경우 내부의 승객이 다치는 경우가 발생할 수 있다. 또한, 고정익 항공기 중 무인기의 경우에도 갑자기 돌풍이나 난기류를 만나면 급상승 내지 급강하로 인하여 임무 수행에 지장을 줄 수 있다. In addition, even in fixed wing aircraft, if a gust or turbulence is encountered during the operation, the aircraft may rise or fall, and in this case, the passenger inside may be injured. In addition, even in the case of a drone in a fixed-wing aircraft suddenly encounters a gust or turbulence may be hindered in performing the mission due to the sudden rise or dive.

본 발명은 고정익 항공기에서 발생할 수 있는 이러한 문제를 해결하기 위해, 날개에 작용하는 풍향이 변화하더라도 날개의 받음각이 자동으로 조절되어 항상 최적의 효율을 갖는 기준 받음각 상태를 유지하는 고정익 항공기의 받음각 자동 조절 날개를 제공하는 것을 목적으로 한다.In order to solve this problem that can occur in fixed wing aircraft, the angle of attack of the wing is automatically adjusted even if the wind direction acting on the wing automatically adjusts the angle of attack of the fixed wing aircraft to maintain the standard angle of attack with optimum efficiency at all times The purpose is to provide wings.

본 발명은, 고정익 항공기의 날개에서, 공기 흐름 방향의 변화에 의하여 상기 날개의 받음각 각도가 기준 받음각 위치에서 달라졌을 때, 상기 날개가 회전축을 중심으로 자동으로 회전하여 기준 받음각의 각도로 복귀하는 날개로서, 상기 회전축은, 상기 날개가 받는 양력과 항력의 합 벡터인 공기력 벡터와 상기 날개 자체의 중력 벡터와의 합력 벡터의 하방쪽 연장선 상의 한 지점에 존재하는 것을 특징으로 하는 고정익 항공기용 받음각 자동 조절 날개를 제공한다.According to the present invention, in the wing of a fixed wing aircraft, when the angle of attack of the wing is changed at the reference angle of attack by a change in the air flow direction, the wing is automatically rotated around the rotation axis to return to the angle of the standard angle of attack The rotation axis is automatically adjusted angle of attack for a fixed-wing aircraft, characterized in that the axis of rotation is present at a point on the downward extension of the force vector of the air force vector which is the sum of the lift and drag force received by the wing and the gravity vector of the wing itself. Provide wings.

상기 날개의 아래쪽에 구비되어 상기 날개와 상기 회전축을 연결하는 연결부재(10,20);를 더 포함하고, 상기 회전축은 비행기 동체를 관통하여 구비되고 회전축의 양단은 상기 연결부재의 하부에 연결될 수 있다. Connection members 10 and 20 are provided below the wing to connect the blade and the rotation shaft, wherein the rotation shaft is provided through the plane body and both ends of the rotation shaft can be connected to the lower portion of the connection member have.

또한, 본 발명은 위 받음각 자동 조절 날개를 구비하는 고정익 항공기를 제공한다.In addition, the present invention provides a fixed wing aircraft having an upper angle of attack automatically adjustable wing.

고정익 항공기에서는 상기 받음각 자동 조절 날개의 받음각 조절을 제한하는 받음각 제한부재를 더 포함할 수 있고, 받음각 제한부재는 동체의 상측에 구비되어 날개의 받음각이 변화함에 따라 날개의 하면과 맞닿도록 하거나, 또는 날개의 하측에 구비되어 날개의 받음각이 변화함에 따라 동체의 상면과 맞닿게 할 수 있다.The fixed wing aircraft may further include a receiving angle limiting member for limiting the angle of attack of the automatic angle of attack adjustment, the angle of attack receiving member is provided on the upper side of the fuselage to contact the lower surface of the wing as the angle of attack of the wing, or It is provided on the lower side of the wing can be in contact with the upper surface of the body as the angle of attack of the wing changes.

상기 받음각 제한부재는 유압이나 전기모터의 동력을 이용하여 상하 높이가 조절됨으로써, 상기 날개의 받음각이 변경되는 범위를 제한할 수 있고, 상기 받음각 제한부재는 동체 전후 방향으로 두 개가 구비되도록 할 수 있다. The receiving angle limiting member may limit the range in which the angle of attack of the blade is changed by adjusting the vertical height by using hydraulic power or power of an electric motor, and the receiving angle limiting member may be provided in two directions in the front and rear direction of the fuselage. .

고정익 항공기에서 상기 받음각 자동 조절 날개가 적용되는 날개는 고정익 항공기의 주날개인 것이 좋다.In the fixed wing aircraft, the wing to which the angle of attack automatic adjustment is applied is preferably the main blade of the fixed wing aircraft.

본 발명은 날개 단면 형상의 고유 특성에 따른 공기력 변화의 현상을 이용하여, 단지 회전축을 날개 하방에 설치함으로써 풍향의 변화에 따라 자연스럽게 기준 받음각 상태로 날개의 위치가 복귀하는 간단한 수단과 방법을 고정익 항공기에 적용하는 장점이 발생한다. The present invention utilizes the phenomenon of aerodynamic force change according to the inherent characteristics of the wing cross-sectional shape, and by simply installing the rotation axis below the wing, a simple means and method for returning the position of the wing to the standard angle of attack naturally according to the change of the wind direction fixed wing aircraft There is an advantage to apply to.

본 발명은 고정익 항공기 날개에 작용하는 풍향의 갑작스런 변화가 일어나더라도 날개의 받음각이 자동으로 조절되어 항상 최적의 효율을 발휘하는 효과가 발생한다.According to the present invention, even if a sudden change in the wind direction acting on the wing of the fixed wing aircraft occurs, the angle of attack of the wing is automatically adjusted to produce the optimum efficiency.

본 발명에 따른 고정익 항공기 날개는 날개의 받음각을 항상 최적 효율의 상태로 유지할 수 있기 때문에 공기력 활용의 효과가 매우 증대된다.Fixed wing aircraft wing according to the present invention is because the angle of attack of the wing can always be maintained at the state of optimum efficiency, the effect of the aerodynamic utilization is greatly increased.

도 1은 비행체 날개에 작용하는 양력과 항력의 관계를 보여주는 그림이며,
도 2a는 비행기 날개에 작용하는 힘을 도식화한 그림이며,
도 2b는 비행기 날개에서 압력 중심의 위치와 받음각의 관계를 보여주며,
도 3a 내지 도 3c는 기준 받음각에서 받음각이 작아진 후 다시 기준 받음각을 회복하는 것을 보여주고 있으며,
도 4a 내지 도 4c는 기준 받음각에서 받음각이 커진 후 다시 기준 받음각을 회복하는 것을 보여주며.
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 고정익 항공기 받음각 자동 조절 날개의 사시도이며,
도 6은 도 5에 도시된 본 발명의 일 실시예에 따른 고정익 항공기 받음각 자동 조절 날개가 구비된 항공기 사시도이며,
도 7은 본 발명의 일 실시예에 따른 고정익 항공기에 받음각 제한부재가 구비된 모습이며,
도 8은 본 발명의 일 실시예에 따른 받음각 제한부재가 작동하는 모습이며,
도 9는 본 발명의 일 실시예에 따른 받음각 제한부재와 받음각 자동 조절 날개를 구비한 고정익 항공기의 사시도이다.1 is a diagram showing the relationship between the lift and drag acting on the wing of the aircraft,
Figure 2a is a diagram illustrating the force acting on the wing of the plane,
Figure 2b shows the relationship between the position of the pressure center and the angle of attack on the plane wing,
3A to 3C show that the standard angle of attack is restored again after the angle of attack at the standard angle of attack decreases.
4A to 4C show that the standard angle of attack recovers again after the angle of attack increases in the standard angle of attack.
5 is a perspective view of a fixed wing aircraft automatic angle of attack wing adjustment according to an embodiment of the present invention,
FIG. 6 is a perspective view of an aircraft provided with a fixed-wing aircraft receiving angle automatic adjustment wing according to an embodiment of the present invention shown in FIG. 5;
Figure 7 is a fixed angle aircraft according to an embodiment of the present invention is a state provided with a receiving angle limiting member,
8 is a view showing the operation of the angle of attack receiving member according to an embodiment of the present invention,
9 is a perspective view of a fixed wing aircraft having a receiving angle limiting member and an automatic receiving angle adjustment vane according to an embodiment of the present invention.

이하, 첨부된 도면을 참조하여 본 발명에 대해서 상세히 설명한다.Hereinafter, with reference to the accompanying drawings will be described in detail with respect to the present invention.

도 2a는 비행기 날개에 작용하는 힘을 도식화한 그림이다. 비행기 날개의 전면에는 바람이 날개를 향해 상대적으로 불어오게 되는데 이 상대적인 바람의 방향을 W로 표시하였다. 그리고, 날개의 코드선과 바람 방향이 이루는 각인 받음각(angle of attack)은 θ로 표기하였다.2A is a diagram schematically illustrating a force acting on an airplane wing. On the front of the plane, the wind is blowing relatively toward the wing. The relative wind direction is indicated by W. In addition, the angle of attack formed by the cord line of the wing and the wind direction is represented by θ.

그리고, 비행기 비행시에 바람 방향(W)에 수직한 방향으로 양력(L)이 발생하고, 바람 방향(W)에 평행한 방향의 항력(D)을 발생시킨다. 양력과 항력의 합 벡터가 공기력 벡터(V)가 되며 이 벡터의 시작점을 압력 중심(CP, Center of Pressure)이라 한다. Then, the lifting force L is generated in the direction perpendicular to the wind direction W during the plane flight, and the drag D in the direction parallel to the wind direction W is generated. The sum vector of lift and drag becomes the aerodynamic vector (V) and the starting point of this vector is called the center of pressure (CP).

그런데, 도 2b에서 도시된 바와 같이, 압력 중심(CP)은 받음각(θ)이 커지면 전방으로 이동하고, 받음각(θ)이 작아지면 후방으로 이동하는 경향이 있다. 즉, 도 2b에서 위쪽 그림에서 아래쪽 그림으로 내려갈수록 받음각이 커지고 있으며 압력 중심은 전방으로 이동하는 모습을 보이고 있다. However, as shown in FIG. 2B, the pressure center CP tends to move forward when the angle of attack θ becomes large, and moves backward when the angle of attack θ decreases. That is, the angle of attack is increasing from the top picture to the bottom picture in FIG. 2b and the pressure center is moving forward.

본 발명의 가장 큰 특징은 날개를 고정익 항공기 동체 또는 회전익 항공기 허브에 고정하지 않고, 날개를 공기력 벡터(V)의 날개 하방쪽 연장선 상의 임의의 한 지점을 중심으로 자유롭게 회전 가능하게 하여 비행체의 운용조건(날개에 대한 상대적인 풍향조건)에 따라 받음각이 공기력의 변화에 의하여 자동으로 조절되는 받음각 자동 조절 날개를 제공하는 것이다. 즉, 날개 하방쪽에 특정 위치를 기준으로 날개가 자유롭게 회전가능하게 하여 바람 방향이 변하더라도 받음각이 자동으로 조절되도록 한 것이다. 이하 도 8과 도 9에서 이를 설명한다.The biggest feature of the present invention is that without operating the wing to the fixed wing aircraft fuselage or rotorcraft hub, the wing can be freely rotated around any point on the extension of the lower wing of the air force vector (V) operating conditions of the aircraft According to the wind direction relative to the wing, the angle of attack is automatically adjusted by the change of aerodynamic force. That is, the wing angle is freely rotatable based on a specific position below the wing so that the angle of attack is automatically adjusted even if the wind direction changes. Hereinafter, this will be described with reference to FIGS. 8 and 9.

도 3a 내지 도 3c는 기준 받음각에서 받음각이 작아진 후 다시 기준 받음각을 회복하는 것을 보여주고 있으며, 도 4a 내지 도 4c는 기준 받음각에서 받음각이 커진 후 다시 기준 받음각을 회복하는 것을 보여주고 있다.3A to 3C show that the angle of attack is restored to the standard angle of attack again after the angle of attack is reduced, and FIGS. 4A to 4C show that the angle of attack is restored to the standard angle of attack again after the angle of attack is increased.

먼저, 도 3a를 보면, 비행체의 날개 또는 프로펠러 등에서 양항비(양력/항력 비율)가 가장 좋은, 즉 공력효율이 가장 우수한 받음각을 선정할 수 있다. 이를 풍향의 변화에 상관없이 지속적으로 유지하고 싶은 날개의 최적의 받음각 각도라고 하고 이것을 '기준 받음각(θ1)’으로 설정한다. 이때 공기력 벡터(V)의 하방쪽 연장선 상의 한 지점에 날개의 회전축(S)을 설정한다. First, referring to Figure 3a, it is possible to select the angle of attack having the best lifting ratio (lift / drag ratio), that is, the best aerodynamic efficiency in the wing or propeller of the aircraft. This is called the optimum angle of attack of the wing that you want to keep regardless of the change in the wind direction, and set this as the reference angle of attack (θ1). At this time, the rotation axis (S) of the blade is set at a point on the downward extension line of the air force vector (V).

그리고, 특정 조건에서 비행체가 상승하던가 또는 하강하는 돌풍에 의하여 받음각이 작아지게 되면 압력중심(CP)의 위치가 후방으로 이동하게 된다(도 3b의 d1). 이것은 받음각이 작아지게 되면 압력중심이 후방으로 이동한다는 것으로 위 그림 도 2b를 통해서 설명한 바 있다. 또는 에어포일의 형상 특성에 따라서는 압력중심의 위치 변화는 거의 없으면서 공기력 벡터의 방향이 후방으로 향하기도 한다는 것은 위 도 2c를 통해서 설명한 바 있다. 결과적으로, 날개의 회전축(S)에서 볼 때 공기력 벡터(V)의 방향이 후방으로 향하게 된다. 이러한 공기력의 변화를 회전축(S)을 기준으로 그림에서 시계 방향으로의 회전력를 가하게 되고 따라서 날개는 회전축(S)을 중심으로 후방(시계방향)으로 회전한다.In addition, when the angle of attack becomes small due to the ascending or descending gust under certain conditions, the position of the pressure center CP is moved backward (d1 in FIG. 3b). This means that as the angle of attack becomes smaller, the pressure center moves backward. Alternatively, according to the shape characteristic of the airfoil, the direction of the air force vector is oriented backward with little change in the position of the pressure center, as described above with reference to FIG. 2C. As a result, the direction of the air force vector V is directed rearward as viewed from the rotation axis S of the blade. This change in air force is applied to the rotational force in the clockwise direction in the figure with respect to the rotation axis (S) and thus the blade rotates rearward (clockwise) about the rotation axis (S).

후방으로 회전하여 받음각이 처음의 기준 받음각(θ1)까지 오게 되면 공기력 벡터와 회전축과의 평형으로(회전축이 공기력 벡터의 하방쪽 연장선 상에 위치) 회전이 멈추고 높은 공력 효율의 기준 받음각(θ1)을 유지하게 된다(도 3c). 즉, 바람의 방향 변화로 받음각이 변화하더라도 회전축을 중심으로 날개가 회전함으로써 처음의 기준 받음각을 다시 회복하게 되는 것이다.When it is rotated backward and the angle of attack reaches the original reference angle of angle (θ1), the rotation stops at the equilibrium between the aerodynamic vector and the axis of rotation (the axis of rotation is on the downward extension of the aerodynamic force vector) and the reference angle of angle (θ1) of high aerodynamic efficiency (Fig. 3c). That is, even if the angle of attack changes due to the change in the direction of the wind, the wing is rotated around the axis of rotation to recover the initial reference angle of attack again.

도 4a 내지 도 4c는 기준 받음각에서 받음각이 커진 후 다시 기준 받음각을 회복하는 것을 보여주고 있는데, 도 4a의 기준 받음각(θ1) 상태에서 비행체가 하강하던가 또는 상승하는 돌풍에 의하여 받음각이 커지게 되면, 압력중심(CP)의 위치가 전방으로 이동하며, 또한 공기력 벡터(V)의 방향이 전방으로 향하게 된다(도 4b의 d2). 또는 에어포일의 형상 특성에 따라서는 압력중심의 위치 변화는 거의 없으면서 공기력 벡터의 방향이 전방으로 향하기도 한다. 결과적으로, 이러한 공기력의 변화에 의하여 날개는 회전축을 중심으로 전방(반시계 방향)으로 회전한다. 전방으로 회전하여 받음각이 처음의 기준 받음각 위치까지 오게 되면 공기력 벡터와 회전축과의 평형으로 회전이 멈추고 높은 공력 효율의 기준 받음각을 유지하게 된다(도 4c).4A to 4C show that the standard angle of attack is restored after the angle of attack is increased from the standard angle of attack. When the angle of attack is lowered or the angle of attack increases due to the rising wind in the state of angle of reference (θ1) of FIG. 4A, The position of the pressure center CP moves forward, and the direction of the air force vector V also faces forward (d2 in FIG. 4B). Alternatively, depending on the shape characteristics of the airfoil, the direction of the air force vector may be directed forward with little change in the position of the pressure center. As a result, the blade rotates forward (counterclockwise) about the rotation axis by the change of the pneumatic force. When the angle of attack reaches forward to the initial reference angle of attack, the rotation stops in equilibrium with the aerodynamic force vector and the axis of rotation to maintain the standard angle of attack of high aerodynamic efficiency (FIG. 4C).

공기력 벡터(V)의 하방쪽 연장선 상의 적절한 지점에 날개의 회전축(S)을 설정하여야 하며, 풍향의 변화에 따라 변화되는 공기력의 변화 정도와 받음각 조절을 방해하는 마찰력의 크기 등을 전체적으로 고려하여 회전운동이 원활하게 작동되는 회전축의 위치를 선정하여야 한다. 회전축을 날개로부터 너무 가깝게 설치하면, 공기력 방향의 변화가 크지 않아 받음각 자동 조절이 안 될 수도 있으므로 일정 정도 거리를 두고 적절한 위치에 선정하여야 한다.The axis of rotation (S) of the wing should be set at the appropriate point on the downward extension of the aerodynamic force vector (V), and the rotation should be taken into account in consideration of the degree of change of aerodynamic force and the amount of friction that interferes with the angle of attack. The position of the axis of rotation for smooth movement should be selected. If the axis of rotation is installed too close to the wing, the angle of change of air force may not be so large that the angle of attack may not be adjusted automatically.

도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 고정익 항공기 받음각 자동 조절 날개의 사시도이며, 도 6은 도 5에 도시된 본 발명의 일 실시예에 따른 고정익 항공기 받음각 자동 조절 날개가 구비된 항공기 사시도이며, 도 7은 본 발명의 일 실시예에 따른 고정익 항공기에 받음각 제한부재가 구비된 모습이며, 도 8은 본 발명의 일 실시예에 따른 받음각 제한부재가 작동하는 모습이며, 도 9는 본 발명의 일 실시예에 따른 받음각 제한부재와 받음각 자동 조절 날개를 구비한 고정익 항공기의 사시도이다.5 is a perspective view of the fixed wing aircraft angle of attack automatically adjustable wing according to an embodiment of the present invention, Figure 6 is a perspective view of the aircraft equipped with a fixed wing aircraft angle of attack automatic control according to an embodiment of the present invention shown in FIG. 7 is a state in which the angle of attack receiving member is provided in the fixed wing aircraft according to an embodiment of the present invention, Figure 8 is a state of operation of the angle of attack receiving member according to an embodiment of the present invention, Figure 9 is one of the present invention A perspective view of a fixed wing aircraft having a receiving angle limiting member and a receiving angle automatic adjustment vane according to an embodiment.

도 5을 보면, 날개(100)의 하방쪽에 날개의 받음각 조절용 회전축(S)이 위치하고, 상기 회전축(S)은 위에서 설명한 바와 같이 날개 단면에 작용하는 공기력 벡터와 중력 벡터의 합력 벡터의 하방쪽 연장선 상의 적절한 지점에 위치한다. 공기력 벡터는 상기 날개가 받는 양력과 항력의 합 벡터이며, 중력 벡터는 상기 날개 자체의 중력에 의한 벡터이다. 다만, 중력은 거의 일정한데, 양력은 속도에 따라 변하므로 기준 받음각은 엄밀하게는 특정 기준 속도에서의 기준 받음각을 의미한다고 볼 수 있다.Referring to FIG. 5, a rotation axis S for adjusting the angle of attack of the wing is positioned below the wing 100, and the rotation axis S is a downward extension line of the force vector of the air force vector and the gravity vector acting on the wing cross section as described above. It is located at the appropriate point on the statue. The aerodynamic force vector is a sum vector of lift and drag received by the wing, and the gravity vector is a vector by the gravity of the wing itself. However, gravity is almost constant, and since lift force varies with speed, the standard angle of attack can be said to mean strictly the standard angle of attack at a specific reference speed.

본 발명은, 고정익 항공기의 날개에서, 공기 흐름 방향의 변화에 의하여 상기 날개의 받음각 각도가 기준 받음각 위치에서 달라졌을 때, 상기 날개가 회전축을 중심으로 자동으로 회전하여 기준 받음각의 각도로 복귀하는 날개이며, 날개(100)는 하방에 위치하는 날개 연결부재(10)에 의해 회전축(S)에 연결되고, 상기 날개는 회전축을 기준으로 전후 방향으로 일정 범위에서 회전할 수 있게 장착됨으로써 날개의 받음각이 조절된다. 즉, 상기 날개(100)는 회전축(S)을 중심으로 자유롭게 회전할 수 있게 장착되므로, 미리 설정한 적절한 기준 받음각을 유지하고 있다가 특정 조건(돌풍 등의 영향으로)에서 받음각이 커지거나 작아지게 되면 위에서 설명한 원리에 의해서 최초의 기준 받음각으로 복귀하게 된다.According to the present invention, in the wing of a fixed wing aircraft, when the angle of attack of the wing is changed at the reference angle of attack by a change in the air flow direction, the wing is automatically rotated around the rotation axis to return to the angle of the standard angle of attack The wing 100 is connected to the rotating shaft (S) by the wing connecting member 10 located below, the wing is mounted so as to rotate in a predetermined range in the front and rear direction with respect to the rotating axis is the angle of attack of the wing Adjusted. That is, the blade 100 is mounted so as to rotate freely about the rotation axis (S), so that the angle of attack becomes larger or smaller under certain conditions (under the influence of a gust, etc.) while maintaining an appropriate standard angle of reference. In this case, it returns to the initial reference angle of attack according to the principle described above.

상기 날개의 아래쪽에 구비되어 상기 날개와 상기 회전축을 연결하는 연결부재(10,20)는 바람직하게는 좌우 양측에 대칭적인 형태로 구비된다. 그리고, 상기 회전축은 비행기 동체를 관통하는 형상이고 회전축의 양단에서 상기 연결부재의 하부가 연결될 수 있다.Connection members 10 and 20 provided below the wing to connect the blade and the rotational shaft are preferably provided in a symmetrical form on both left and right sides. In addition, the rotating shaft is a shape that penetrates the aircraft body and the lower portion of the connecting member may be connected at both ends of the rotating shaft.

그리고, 상기 받음각 자동 조절 날개는 고정익 항공기에서는 주날개에 설치되는 것이 바람직하며, 외풍의 방향의 변화에 따라 주날개가 앞뒤로 회전하게 된다. 그리고, 고정익 항공기의 특성상 받음각 자동 조절 주날개는 동체 상방에 설치되는 것이 적합하다. 그리고, 동체 상방에 날개를 설치하는 경우에는 동체와의 간섭에 의하여 자연적으로 받음각 조절을 위한 회전각이 제한되어야 한다. 이 회전각 제한범위는 날개 받음각에 따른 양력 발생과 실속각 등을 고려하여 결정하고 동체 및 날개의 결합 형상 등을 고려하여 결정한 후 비행기 설계에 반영하여야 한다.And, the angle of attack automatic adjustment wing is preferably installed on the main wing in the fixed wing aircraft, the main wing is rotated back and forth in accordance with the change in the direction of the wind. And, due to the characteristics of the fixed wing aircraft, the angle of attack automatic adjustment is preferably installed above the fuselage. In addition, in the case of installing the wing above the fuselage, the rotation angle for the angle of attack should be naturally limited by the interference with the fuselage. This range of rotation angle should be determined in consideration of lift generation and stall angle according to the angle of attack, and should be considered in the design of the aircraft after determining the combination of fuselage and wing.

또한, 본 발명에서는 고정익 항공기에서 상기 받음각 자동 조절 날개의 받음각 조절 정도를 제한하는 받음각 제한부재(50,60)를 더 포함하도록 한다. 상기 받음각 제한부재는 동체의 상측 전후방에 구비되어 날개의 받음각이 변화함에 따라 날개의 하면과 맞닿도록 하여 받음각이 변화 각도를 조절하도록 한다.In addition, the present invention further includes a receiving angle limiting member (50, 60) for limiting the angle of adjustment of the angle of attack automatically controlled angle of wing in the fixed wing aircraft. The angle of attack receiving member is provided in the front and rear of the upper body of the body so that the angle of change of the angle of attack by contacting the lower surface of the wing as the angle of attack of the wing changes.

도 8을 보면, 상기 받음각 제한부재(50,60)의 높이가 상하 방향으로 조절되는 형상을 도시하고 있으며, 조절을 위한 동력으로는 유압이나 전기모터의 동력을 이용할 수 있다. 받음각 제한부재의 상하 높이를 적절한 수준으로 조절함으로써, 받음각이 조절되는 정도를 제한할 수 있는 것이다.Referring to FIG. 8, the height of the angle of attack receiving members 50 and 60 is adjusted in the vertical direction, and the power for the adjustment may be a hydraulic power or an electric motor. By adjusting the up and down height of the angle of attack receiving member to an appropriate level, it is possible to limit the degree of the angle of attack is adjusted.

도 9를 참조하면, 받음각 제한부재(50,60)가 장착된 고정익 항공기를 보여주고 있다. 이러한 받음각 제한부재의 활용은, 이착륙시와 같은 경우에 최대 양력 및 항력을 유도하는 목적으로 날개의 받음각을 최대한 뒤쪽으로 회전하여 고정시키는 수단 등으로 활용할 수 있다.Referring to Figure 9, it shows a fixed wing aircraft equipped with the angle of attack receiving members (50, 60). The use of such a receiving angle limiting member can be used as a means for rotating and fixing the angle of attack of the wing as far as possible for the purpose of inducing maximum lift and drag in the case of takeoff and landing.

상기 받음각 제한부재는 동체 전후 방향으로 두 개가 구비될 수도 있으나, 동체의 전방 또는 후방에 하나만 구비할 수도 있을 것이다.The angle of attack receiving member may be provided in the front and rear direction of the fuselage, it may be provided only one in front or rear of the fuselage.

도면에서는, 상기 받음각 제한부재가 항공기 동체 상면에 구비된 형태를 도시하고 있으나, 반드시 여기에 한정되는 것은 아니며, 날개의 하측에 구비되어 날개의 받음각이 변화함에 따라 동체의 상면과 맞닿게 할 수도 있을 것이다. 또한, 받음각 제한부재의 형상도 원통 형상의 부재가 상하방향으로 움직이는 형상을 도시하고 있으나 그 모양과 구조는 다양한 방식으로 변형이 가능할 것이다. 그리고, 고정익 항공기에서 상기 받음각 자동 조절 날개가 적용되는 날개는 고정익 항공기의 주날개인 것이 좋다.In the drawings, the angle of attack limiting member is shown on the upper surface of the aircraft fuselage, but is not necessarily limited thereto, and may be provided on the lower side of the wing to contact the upper surface of the body as the angle of attack of the wing changes. will be. In addition, although the shape of the angle of attack receiving member also shows a shape in which the cylindrical member moves in the vertical direction, the shape and structure may be modified in various ways. In addition, in the fixed wing aircraft, the wing to which the angle of attack automatic control is applied may be the main blade of the fixed wing aircraft.

지금까지의 고정익 항공기는 주날개를 동체에 고정하여 사용함으로써 돌풍이나 난기류를 만났을 때 급하강이나 급상승이 발생하여 내부의 승객이 다치는 경우가 발생하기도 하였고, 무인기의 경우에 갑자기 고도가 변함으로써 임무 수행에 지장을 주기도 하였다. Until now, fixed wing aircraft have fixed main wings to the fuselage, and when there is a gust or turbulence, a descent or a sudden rise occurs, causing passengers to be injured. It interfered with.

본 발명에 따른 받음각 자동 조절 주날개를 갖는 항공기는 돌풍이나 난기류를 만나더라도 주날개가 회전하여 받음각을 본래의 기준각으로 변경함으로써 양력의 변화가 크지 않게 되어 항공기의 급상승이나 급하강이 감소되어 내부의 승객에게 불안감을 주지 않게 된다. 그리고, 일정한 고도를 유지하여야 하는 임무를 갖는 무인기의 경우에 급하강이나 급상승의 영향이 작아지므로 임무 수행에 더욱 적합한 비행을 할 수 있게 된다. Aircraft with automatic angle of attack according to the present invention, even if it meets the gusts or turbulence, the main wing is rotated by changing the angle of attack to the original reference angle is not a change in lift force is large, the rise or fall of the aircraft is reduced Will not give anxiety to the passengers. In addition, in the case of a drone having a mission to maintain a constant altitude, the impact of the descent or descent is less, it is possible to fly more suited to perform the mission.

이상에서 본 발명의 바람직한 실시예에 대하여 상세하게 설명하였지만 본 발명의 권리범위는 이에 한정되는 것은 아니고 다음의 청구범위에서 정의하고 있는 본 발명의 기본 개념을 이용한 당업자의 여러 변형 및 개량 형태 또한 본 발명의 권리범위에 속하는 것이다.Although the preferred embodiments of the present invention have been described in detail above, the scope of the present invention is not limited thereto, and various modifications and improvements of those skilled in the art using the basic concepts of the present invention defined in the following claims are also provided. It belongs to the scope of rights.

Claims (10)

고정익 항공기의 날개에서, 공기 흐름 방향의 변화에 의하여 상기 날개의 받음각 각도가 기준 받음각 위치에서 달라졌을 때, 상기 날개가 회전축을 중심으로 자동으로 회전하여 기준 받음각의 각도로 복귀하는 날개로서,
상기 회전축은, 상기 날개가 받는 양력과 항력의 합 벡터인 공기력 벡터와 상기 날개 자체의 중력 벡터와의 합력 벡터의 하방쪽 연장선 상의 한 지점에 존재하며, 상기 합력 벡터의 기준점은 항공기 날개의 압력중심 점인 것을 특징으로 하는 고정익 항공기용 받음각 자동 조절 날개.In a wing of a fixed wing aircraft, when the angle of attack of the wing is changed from the reference angle of attack by a change in the air flow direction, the wing is automatically rotated around the rotation axis to return to the angle of the standard angle of attack,
The axis of rotation is located at a point on the downward extension of the force vector of the air force vector, which is a sum vector of lift and drag received by the wing and the gravity vector of the wing itself, and the reference point of the force vector is the center of pressure of the aircraft wing. Angle of attack automatic wing for fixed-wing aircraft, characterized in that the point. 제1항에 있어서,
상기 날개의 아래쪽에 구비되어 상기 날개와 상기 회전축을 연결하는 연결부재;를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 고정익 항공기용 받음각 자동 조절 날개.The method of claim 1,
It is provided under the wing connecting member for connecting the wing and the rotation axis; receiving angle automatic adjustment wing for a fixed wing aircraft, characterized in that it further comprises. 제2항에 있어서,
상기 회전축은 비행기 동체를 관통하여 구비되고 회전축의 양단은 상기 연결부재의 하부에 연결되는 것을 특징으로 하는 고정익 항공기용 받음각 자동 조절 날개.The method of claim 2,
The rotary shaft is provided through the aircraft body and both ends of the rotary shaft is fixed angle aircraft wing angle automatic adjustment wing, characterized in that connected to the lower portion. 제1항에 기재된 받음각 자동 조절 날개를 구비하는 고정익 항공기.A fixed wing aircraft provided with the angle of attack automatic adjustment blade of Claim 1. 제4항에 있어서,
상기 받음각 자동 조절 날개의 받음각 조절을 제한하는 받음각 제한부재를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 고정익 항공기.The method of claim 4, wherein
Fixed wing aircraft, characterized in that it further comprises a receiving angle limiting member for limiting the angle of attack of the automatic angle of attack adjustment. 제5항에 있어서,
상기 받음각 제한부재는 동체의 상측에 구비되어 날개의 받음각이 변화함에 따라 날개의 하면과 맞닿는 것을 특징으로 하는 고정익 항공기.The method of claim 5,
The angle of attack receiving member is provided on the upper side of the fuselage fixed wing aircraft, characterized in that the contact with the lower surface of the wing as the wing angle changes. 제5항에 있어서,
상기 받음각 제한부재는 날개의 하측에 구비되어 날개의 받음각이 변화함에 따라 동체의 상면과 맞닿는 것을 특징으로 하는 고정익 항공기.The method of claim 5,
The angle of attack receiving member is provided on the lower side of the wing fixed wing aircraft, characterized in that the contact with the upper surface of the body as the angle of attack of the wing changes. 제6항 또는 제7항에 있어서,
상기 받음각 제한부재는 유압이나 전기모터의 동력을 이용하여 상하 높이가 조절됨으로써, 상기 날개의 받음각이 변경되는 범위를 제한하는 것을 특징으로 하는 고정익 항공기.The method according to claim 6 or 7,
The angle of attack receiving member is fixed wing aircraft, characterized in that the upper and lower height is adjusted by using the power of the hydraulic or electric motor, thereby limiting the range in which the angle of attack of the wing is changed. 제8항에 있어서,
상기 받음각 제한부재는 동체 전후 방향으로 두 개가 구비되는 것을 특징으로 하는 고정익 항공기.The method of claim 8,
The angle of attack receiving member is fixed wing aircraft, characterized in that provided with two in the front and rear direction of the fuselage. 제4항에 있어서,
상기 받음각 자동 조절 날개는 고정익 항공기의 주날개인 것을 특징으로 하는 고정익 항공기.
The method of claim 4, wherein
The angle of attack automatic wing is fixed wing aircraft, characterized in that the main blade of the fixed wing aircraft.
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