KR20100095394A - 유체 유동을 겪는 장치 - Google Patents

유체 유동을 겪는 장치 Download PDF

Info

Publication number
KR20100095394A
KR20100095394A KR1020100015091A KR20100015091A KR20100095394A KR 20100095394 A KR20100095394 A KR 20100095394A KR 1020100015091 A KR1020100015091 A KR 1020100015091A KR 20100015091 A KR20100015091 A KR 20100015091A KR 20100095394 A KR20100095394 A KR 20100095394A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
surface portion
fluid flow
geometry
airfoil
composite material
Prior art date
Application number
KR1020100015091A
Other languages
English (en)
Other versions
KR101729611B1 (ko
Inventor
스티븐 데인스
폴 위버
케빈 포터
Original Assignee
웨스트랜드 헬리콥터즈 리미티드
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 웨스트랜드 헬리콥터즈 리미티드 filed Critical 웨스트랜드 헬리콥터즈 리미티드
Publication of KR20100095394A publication Critical patent/KR20100095394A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR101729611B1 publication Critical patent/KR101729611B1/ko

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
    • B64C3/44—Varying camber
    • B64C3/48—Varying camber by relatively-movable parts of wing structures
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/16—Blades
    • B64C11/20—Constructional features
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/54—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement
    • B64C27/58—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades
    • B64C27/59—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades mechanical
    • B64C27/615—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades mechanical including flaps mounted on blades
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/54—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement
    • B64C27/72—Means acting on blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/148—Blades with variable camber, e.g. by ejection of fluid
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/50—Intrinsic material properties or characteristics
    • F05D2300/501—Elasticity
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2300/00—Materials; Properties thereof
    • F05D2300/60—Properties or characteristics given to material by treatment or manufacturing
    • F05D2300/603—Composites; e.g. fibre-reinforced
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/10—Drag reduction
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/30—Wing lift efficiency
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Toys (AREA)
  • Wind Motors (AREA)
  • Moulding By Coating Moulds (AREA)

Abstract

사용시 유체 유동을 겪는 에어포일과 같은 장치(15)는, 외측 표면 부분(24b, 25b)을 구비하고, 외측 표면 부분의 기하 형상은 유체 유동에 영향을 미치도록 변화될 수 있으며, 장치(15)는 외측 표면 부분(24b,25b)을 지지하는 지지용 구조체(31)를 구비하고, 지지용 구조체(31)는 장치(15)의 내측에 있고 복합 재료로 만든 복수개의 지지용 부재(32)들을 포함하고, 지지용 구조체(31)의 기하 형상은 외측 표면 부분(24b, 25b)의 기하 형상의 변화를 이루도록 제 1 안정 기하 형상과 제 2 안정 기하 형상 사이에서 작동 장치(50)에 의해 변화될 수 있고, 지지용 부재(32)는 외측 표면 부분(25b,25b)에 구조적인 강성(structural stiffness)을 제공한다.

Description

유체 유동을 겪는 장치{Device which is subject to fluid flow}
본 발명은 헬리콥터와 같은 회전익 항공기의 로터 블레이드, 또는 비회전익 항공기의 날개와 같이, 특히 항공기의 에어포일 장치와 같이 사용시에 유체 유동을 겪는 구조체에 관한 것이지만, 본 발명은 프로펠러 및 터빈 블레이드에 적용되며, 또한 사용시에 유체 유동을 겪고 또한 사용시에 유체 유동에 영향을 미치도록 장치의 적어도 일부의 기하 형상을 변화시킬 필요가 있는 그 어떤 장치에도 적용된다.
로터 블레이드는 예를 들어 상부 캠버 표면 및 하부 캠버 표면을 구비하는 외측 표면을 가진 주 동체, 선단(leading edge) 에지 및 종단 에지(trailing edge), 블레이드 팁(blade tip) 및 뿌리 단부(root end)를 가진다. 특히 블레이드의 종단 에지에는 예를 들어 플랩과 같은 제어 표면이 부착될 수 있는데, 예를 들어 호버링(hovering)과 전방 비행 사이의 천이중에 블레이드의 성능을 향상시기기 위하여 플랩(flap)의 위치는 장치에 걸쳐서 유체 유동에 영향을 미치도록 변화될 수 있다. 예를 들어 플랩은 호버링에서의 성능을 향상시키도록 헬리콥터가 전방으로 비행할 때의 통상적인 상승 위치로부터 하강 위치로 하강될 수 있다.
에어포일 장치는 에어포일의 주 동체의 종단 에지에 보조익(aileron), 트림 탭(trim tab) 및 플랩을 가지는 것으로 알려져 있으며, 이들은 에어포일의 유효 캠버(effective camber)를 변화시키는 에어포일 제어 표면을 제공한다. 통상적으로 그러한 제어 표면들은 주 에어포일 동체로부터 분리되고 하나 또는 그 이상의 액튜에이터들에 의해 주 에어포일 동체에 대하여 움직일 수 있으며, 주 에어포일 구조체에 대한 소망의 위치로 제어 표면이 움직일 때, 액튜에이터들은 제어 표면을 그 위치에 유지하는 역할을 한다. 그러한 종래 기술의 에어포일의 예는 도 2a 에 도시되어 있다. 도면 번호 15 로 표시된 주 에어포일 장치는 종단 에지(22)에 제어 표면을, 즉, 플랩(flap, 30)을 가지며, 플랩은 에어포일 구조체(15)의 주 동체(15a)에 피봇되어서 위 아래로 피봇될 수 있어서 상이한 비행 조건을 위한 에어포일의 유효 캠버를 변화시킨다. 제어 표면(30)은 액튜에이터에 의해서 피봇되는데, 액튜에이터는 제어 표면(30)의 위치를 유지하는 역할을 하고, 따라서 유효 캠버(effective camber)를 선택된 위치에 유지하는 역할을 한다.
에어포일 장치 제어 표면을 위해서 장치의 외측 표면 부분에 대하여 쌍안정 복합 재료(bi-stable composite material)를 이용하는 것이 제안되었다. 그러한 재료의 기하 형상은 하나의 안정된 기하 형상과 다른 안정된 기하 형상 사이에서 특정의 액튜에이터에 의해 변화될 수 있다. 그러나 이제까지 그러한 제안은, 유체가 외측 표면 부분 위로 흐르므로 사용시에 겪게 되는 동적인 유체 부하에 기인하는 기하 형상의 왜곡을 쌍안정 외측 표면 부분 재료가 견디기에 충분한 구조적인 강성을 제공할 수 있는 것을 보장하는 반면에, 쌍안정 외측 표면 부분 재료가 쌍안정 기하 형상 사이에서 신뢰할만한 변화를 달성하는데 실질적인 곤란을 나타내었다.
본 발명은 상기한 문제점을 해결할 수 있는, 유체 유동을 겪는 장치 및 그 장치를 포함하는 항공기의 작동 방법을 제공하는 것이다.
본 발명의 제 1 특징에 따르면, 본 발명은 사용시에 유체 유동을 겪는 장치를 제공하는데, 상기 장치는 유체 유동에 영향을 미치도록 가변적인 기하 형상을 가진 외측 표면 부분을 구비하고, 상기 장치는 외측 표면 부분을 지지하는 지지용 구조체를 구비하며, 지지용 구조체는 복합 재료의 부재를 구비하여 그것의 기하 형상이 제 1 안정 기하 형상과 제 2 안정 기하 형상 사이에서 작동 장치에 의해 변화될 수 있어서 외측 표면 부분의 기하 형상에 변화를 이루게 된다.
본 발명은, 장치의 외측 표면 부분보다는 내측 지지용 구조체의 지지용 부재를 위한 쌍안정의 기하 형상을 가진 복합 재료를 이용함으로써, 복합 재료 부재의 제 1 안정 기하 형상과 제 2 안정 기하 형상 사이에서 기하 형상의 신뢰성 있는 변화를 보장하는 커다란 설계 유연성을 제공하고, 따라서 외측 표면 부분의 기하 형상에 있어서의 신뢰성 있는 변화를 이루며, 이에 반해 유체가 외측 표면 부분에 걸쳐 흐르기 때문에 사용시에 겪게되는 동적 유체 부하에 기인한 기하 형상 왜곡을 견디기에 충분한 강성을 외측 표면 부분에 제공한다.
그러나, 본 발명은 기하 형상이 제 2 안정 기하 형상 또는 제 1 안정 기하 형상으로 각각 변화될 때 작동 장치에 의한 그 어떤 영향도 없이 장치의 복합 재료 부재가 제 1 안정 기하 형상 또는 제 2 안정 기하 형상을 유지하는 장점을 가진다.
본 발명에서 이용되는 작동 장치는 장치의 기하 형상을 유지할 필요가 없으므로, 기하 형상을 유지하는데 동력이 필요하지 않으며, 종래의 작동 장치보다 적은 구성 요소들을 필요로 할 수 있는 가벼운 작동 장치가 제공될 수 있다.
이것은 예를 들면 도 2a 에 도시된 종래의 에어포일과 대조되는데, 종래의 에어포일에서는 작동기가 제어 표면을 움직임으로써 에어포일의 기하 형상을 변화시키는 역할을 할 뿐만 아니라, 제어 표면을 선택된 위치에 유지함으로써 에어포일의 기하 형상을 유지하는 역할을 한다.
예를 들어 기계적인 액튜에이터, 압전 작동 액튜에이터 또는 전기 액튜에이터와 같은, 복합 재료 부재의 기하 형상을 변화시킬 수 있는 임의의 작동 장치가 이용될 수 있을지라도, 각각의 경우에 바람직스럽게는 작동 장치가 기계적인 힘을 복합 재료 부재의 일부에 적용함으로써 제 1 안정 기하 형상과 제 2 안정 기하 형상 사이에서 변화를 이룬다.
유체가 외측 표면 부분 위로 유동하기 때문에 사용시에 겪게되는 동적 유체 부하에 기인하는 기하 형상 왜곡을 견디기에 충분한 구조적 강성을 지지용 구조체가 외측 표면 부분에 제공하는 것을 보장하기 위하여, 지지용 구조체가 바람직스럽게는 장치의 내부에 있으며, 복합 부재의 복수개의 지지용 부재를 구비한다.
일 예에서, 지지용 부재 또는 각각의 지지용 부재의 복합 재료는 경화 매트릭스 재료내에 함입된 섬유들의 복수개의 라미네이트 층들을 포함하는 라미네이트 복합 재료이며, 라미네이트 층들중 적어도 하나는 매트릭스 재료 경화 이전에 응력을 받았던 섬유들의 영역을 포함한다. 복합 재료의 부재들 또는 각각의 부재의 라미네이트 층들의 섬유들이 바람직스럽게는 실질적으로 층 안에서 정렬되고, 부재 또는 각각의 부재내의 미리 응력을 받은 섬유들인, 임의의 섬유들이 바람직스럽게는 공통의 방향으로 연장되어, 내측의 지지용 구조체 안에서 단일 방향의 응력장을 확립한다.
단일 방향의 응력장을 확립함으로써, 지지용 구조체에 의해서 지지되는 외측 표면 부분의 기하 형상의 최대 변화를 달성하기 위하여, 복합 재료 부재 또는 부재들은 하나의 안정 기하 형태로부터 다른 안정 기하 형태로 변화시에 휘기 보다는 버클링(buckling)된다.
따라서 복수개의 복합 재료 부재들이 있는 경우에, 부재들 각각의 기하 형상들은 단일 방향으로 작용하는 작동 장치의 힘에 의해 변화될 수 있고, 복수개의 부재들은 함께 외측 표면 부분에 소망의 강성을 제공할 수 있다.
복합 재료의 섬유들은 유리 섬유 또는 탄소 섬유일 수 있거나, 또는 아직 개발되지 않을 수도 있는 다른 적절한 섬유들일 수 있으며, 이에 반해 매트릭스 재료는 사용시에 겪을 수 있는 열습 변화(hygrothermal change)에 의해 영향을 받지 않는 재료인 것이 바람직스러우며, 예를 들면 에폭시 수지와 같은 것이다. 다른 표면 부분을 위한 지지용 구조체는 앵커(anchor)를 구비할 수 있으며, 복합 재료 부재 또는 각각의 복합 재료 부재의 일 단부는 앵커에 대하여 유지된다. 복합 재료 부재 또는 각각의 복합 재료 부재를 위한 앵커는 장치의 익형(spar)에 있는 개별의 요부에 의해 제공될 수 있고, 복합 재료 부재 또는 복합 재료 부재들의 일 단부는 예를 들면 접합제와 같은 임의의 소망의 고정 수단에 의해 개별의 요부내에 고정될 수 있다.
내측의 지지용 구조체가 복수개의 복합 재료 부재들을 구비하는 경우에, 앵커에 의해 유지된 각각의 부재들의 일 단부들의 반대편 단부들은 반대편 단부들에서 부재들의 차동 운동(differential movement)을 허용하는 방식으로 함께 유지될 수 있다. 반대편 단부들이 (일 단부들과 마찬가지로) 서로에 대하여 단단하게 고정되지 않으므로, 복합 재료 부재들은 복합 재료 부재들중 다른 것의 기하 형상 변화에 저항을 제공하지 않는다.
복합 재료 부재 또는 각각의 복합 재료 부재가 단일 방향의, 미리 응력을 받는 응력장(pre-stressed field)과 모두 실질적으로 정렬되어 있는 경우에, 부재 또는 각각의 부재는 앵커로부터 응력장의 방향으로 연장될 수 있다.
본 발명은 특히 상부 캠버 표면 및 하부 캠버 표면을 가진 주 동체, 선단 에지 및 종단 에지를 구비하는 에어포일 장치를 위해서 개발되었으며, 그러나 그에 제한되는 것은 아니다. 상부 캠버 표면 및 하부 캠버 표면은 개별의 상부 표면 외피 및 하부 표면 외피에 의해 적어도 부분적으로 제공될 수 있고, 상부 표면 외피 및 하부 표면 외피중 적어도 하나는 주 동체를 지나서 연속적으로 연장되어 장치의 외측 표면 부분의 적어도 일부를 제공한다.
외측 표면 부분이 하나의 기하 형상을 가진 내측의 지지용 구조체에 의해서 지지될 때, 에어포일 장치의 개별적으로 연장된 상부 표면 및/또는 하부 표면은 제 1 유효 캠버를 가질 수 있고, 외측 표면 부분이 다른 기하 형상에 의해 지지될 때, 에어포일 장치의 개별적으로 연장된 상부 표면 및/또는 하부 표면은 대안의 제 2 유효 캠버를 가질 수 있다.
예를 들어 플랩과 같은 제어 표면이 주 에어포일 동체에 대하여 피봇되고 따라서 주 동체에 부착되어 있는 분리된 구성 요소인 종래의 에어포일 장치와는 달리, 본 발명에서는 주 동체의 상부 표면 외피 및/또는 하부 표면 외피가 제어 표면의 일체화된 부분이다.
외피는 외측 표면 부분의 기하 형상 변화를 허용하기에 충분하도록 유연성이 있을 필요가 있을 것이다.
소망스럽게는 상부 표면 외피 및 하부 표면 외피 양쪽이 주 동체를 지나서 연속적으로 연장되어 각각 장치의 상부 외측 표면 부분 및 하부 외측 표면 부분을 제공하며, 지지용 구조체는 하부 표면 외피에 의해 제공된 하부 외측 표면 부분과 상부 표면 외피에 의해 제공된 상부 외측 표면 부분 사이에 적어도 부분적으로 위치된다.
하나의 제안에 있어서, 지지용 구조체에 의해 지지되는 외측 표면 부분 또는 각각의 외측 표면 부분은 에어포일 장치의 종단 에지에 있다. 에어포일 장치는 항공기 날개 및 로터 블레이드중 하나로서 이것은 길이를 따라서 실질적으로 직선으로 연장되고, 외측 표면 부분 또는 상부 외측 표면 부분 및 하부 외측 표면 부분이 함께 제어 표면을 제공할 수 있고, 제어 표면은 보조익, 트림 탭(trim tab) 또는 플랩(flap)이다.
외측 표면 부분 또는 상부 외측 표면 부분 및 하부 외측 표면 부분이 함께 에어포일의 길이를 따라서 연장될 수 있다.
다른 예에서, 에어포일 장치는 길이를 따라서 비틀림을 포함하는 터빈 블레이드 및 프로펠러의 하나일 수 있다.
본 발명의 제 2 특징에 따르면, 본 발명의 제 1 특징의 장치를 포함하는 항공기의 작동 방법이 제공되는데, 상기 장치는 길이를 따라서 실질적으로 직선으로 연장되는 항공기 날개 및 로터 블레이드중 하나인 에어포일 장치이고, 에어포일은 상부 캠버 표면 및 하부 캠버 표면을 가진 주 동체, 선단 에지 및 종단 에지를 구비하고, 상부 캠버 표면 및 하부 캠버 표면은 적어도 부분적으로 개별의 상부 표면 외피 및 하부 표면 외피에 의해 제공되고, 상부 표면 외피 및 하부 표면 외피중 적어도 하나는 주 동체를 지나서 연속적으로 연장되어 장치의 외측 표면 부분의 적어도 일부를 제공하고, 상기 방법은 비행시에 작동 장치를 작동시킴으로써 에어포일 장치의 상부 외측 표면 부분 및 하부 외측 표면 부분의 기하 형상의 변화를 이루어 에어 포일 장치 위로의 공기 유동에 영향을 미치는 것을 포함하며, 그에 의해서 상부 외측 표면 부분 및 하부 외측 표면 부분을 지지하는 내측의 지지용 구조체의 복합 재료의 지지용 부재 또는 부재들의 기하 형상을 제 1 안정 기하 형상으로부터 제 2 안정 기하 형상으로 변화시키는 것을 포함한다.
에어포일 장치가 회전익 항공기의 로터 블레이드인 경우에, 상부 외측 표면 부분 및 하부 외측 표면 부분의 기하 형상의 변화는 상이한 비행 조건들에 대하여 이루어질 수 있으며, 예를 들어 하나의 기하 형상은 호버링(hovering)을 위해서 적합화될 수 있고, 다른 기하 형상은 전방으로의 비행을 위해서 적합화될 수 있으며, 예를 들면 호버링과 전방향 비행 사이의 천이 동안을 위해서 적합화될 수 있다.
본 발명의 제 3 특징에 따라서, 본 발명의 제 1 특징에 따른 장치를 가진 항공기가 제공되는데, 그 장치는 길이를 따라서 실질적으로 직선으로 연장된 로터 블레이드 및 날개중 하나이다.
본 발명의 구현예들은 이제 첨부된 도면들을 참조하여 설명될 것이다.
본 발명에 의하면, 에어포일의 상부 외측 표면 부분 및 하부 외측 표면 부분의 기하 형상의 변화는 상이한 비행 조건들에 대하여 이루어질 수 있다.
도 1 은 본 발명에 따른 회전익 장치를 가진 회전익 항공기의 예시적인 사시도이다.
도 2a 및 도 2b 는 종래 기술의 회전익 장치 및 본 발명에 따른 회전익 장치를 통한 예시적인 단면을 도시한다.
도 3a 및 도 3b 는 쌍안정 부재들을 가진 내측의 지지용 구조체에 의해서 달성되는 도 2b 의 구조체의 종단 에지에서 제어 표면의 선택적인 위치들을 도시한다.
도 4a 는 미리 응력을 받는 복합 재료의 방법에서의 단계를 도시한다.
도 4b 는 2 개의 선택적인 안정 상태들에 있는 쌍안정 부재의 측면도이다.
도 5 는 도 2b 와 유사한, 보다 상세한 단면도이다.
도 6 은 도 5 의 회전익의 일부에 대한 예시적인 평면도이다.
도 1 을 참조하면, 회전익 항공기, 즉, 헬리콥터(10)는 양력을 발생시키고 소망에 따라서 공기를 통하여 항공기(10)를 움직이거나 또는 항공기(10)가 호버링(hovering)할 수 있도록, 전체적으로 직립의 축(A)을 중심으로 주요 지탱 로터 시스템(14)을 회전시키는 동력원, 예를 들면 엔진(E)을 하우징하는 동체(12)를 구비한다. 예로서 도시된 헬리콥터(10)는 꼬리 로터 시스템(T)도 구비한다.
이러한 예에서 주 지탱 로터 시스템(14)은 5 개의 회전 날개 또는 블레이드(15)들을 구비하는데, 그들중 하나가 도 2b 에 단면으로서 도시되어 있다. 각각의 로터 블레이드(15)는 뿌리 단부(19)로부터 간격을 따라서 실질적으로 직선인 에어포일(airfoil) 장치로서, 블레이드(15)는 회전 허브(18)에 연결되고 블레이드 팁(20)에 연결되는데, 회전 허브는 항공기 엔진(E)에 의한 전동을 통해 회전된다.
각각의 블레이드(15)는 에어포일 장치로서, 선단 에지(21) 및 종단 에지(22)를 구비하고, 당해 기술 분야에 공지된 바와 같이, 블레이드(15)는 공기가 선단 에지(21)와 종단 에지(22) 사이에서 상부 캠버(camber) 표면(24) 및 하부 캠버 표면(25)에 걸쳐서 익현(chord)의 방향으로 유동할 때 양력을 발생시킨다.
통상적으로, 그러한 에어포일 장치(15)는 주 로터 동체(15a)에 대하여 움직일 수 있는 제어 표면들을 구비하여, 에어포일 장치(15)의 기하 형상을 변환시키고 따라서 에어포일 장치(15)에 걸친 공기 유동에 영향을 미친다. 도 2a 에는 그러한 종래의 장치가 도시되어 있는데, 로터 블레이드(15)의 종단 에지(22)에, 주 로터 블레이드 동체(15a)와 분리된 제어 표면이 도면 번호 30 으로 표시되어 제공된다. 제어 표면(30)은 모터, 선형 또는 회전형 유압 액튜에이터, 또는 압전 유형의 액튜에이터에 의해서 상승 위치와 하강 위치 사이에서 움직일 수 있으며, 액튜에이터는 주 로터 블레이드 동체(15a)의 내부에 제공된다. 따라서 비록 주 로터 동체(15a) 및 제어 표면(30)의 실제 기하 형상이 변화하지 않고, 주 로터 동체(15a)에 대한 제어 표면(30)의 상대 위치만이 변화하지만, 블레이드(15)의 기하 형상 또는 유효 캠버(effective camber)는 제어 표면(30)을 움직임으로써 변화된다.
그러한 제어 표면(30)은 에어포일 장치(15)에 걸친 공기 유동에 영향을 미치도록 움직여질 수 있어서 상이한 비행 조건에 적합하게 됨으로써 예를 들면 소망되는 바에 따라서 양력 또는 속도를 최적화시킨다. 본 발명은 헬리콥터(10)가 (제어 표면(30)이 최대 양력을 위해 하강되는 때의) 호버링과 (제어 표면이 항력의 최소화를 위해 상승되는 때의) 전방 비행 사이에서 변화될 때의 천이 과정에서 로터(15) 기하 형상의 변화를 용이하게 하도록 안출되었다.
본 발명에 따른 에어포일 장치(15)는 도 2b 에 도시되어 있다. 도면에서, 제어 표면(30)은 제 1 하강 위치와 제 2 상승 위치를 가지는 것을 알 수 있다. 그러나 제어 표면(30)은 주 로터 동체(15a)로부터 분리되어 있지 않다. 오히려, 제어 표면(30)의 상부 외측 표면 부분과 하부 외측 표면 부분의 기하 형상은 도시된 하강 위치와 상승 위치 사이에서 변화된다.
도 5 에서 에어포일 장치(15)의 보다 상세한 내용이 도시되어 있다. 에어포일 장치(15)의 상부 캠버 표면(24)은 상부 표면 외피(24a)에 의해 제공되는데, 이러한 예에서, 상부 표면 외피는 에어포일 장치(15)의 선단 에지(21)에 있거나 또는 그에 근접한 곳으로부터 종단 에지(22)까지 그리고 그것을 넘어서 연속적으로 연장되어 제어 표면(30)의 상부 외측 표면 부분(24b)을 제공한다. 에어포일 장치(15)의 하부 캠버 표면(25)은 하부 표면 외피(25a)에 의해 제공되는데, 하부 표면 외피는 이러한 예에서 에어포일 장치(15)의 선단 에지(21)에 있거나 또는 그에 근접한 곳으로부터 종단 에지(22)로 그리고 그것을 넘어서 연장되어 제어 표면(30)의 하부 외측 표면 부분(25b)을 제공한다.
물론 제어 표면(30)이 상승 위치와 하강 위치 사이에서 움직일 수 있도록, 상부 외측 표면 부분(24b) 및 하부 외측 표면 부분(25b)은 종단 에지(22)를 따라서 근접한 제어 표면으로부터 분리될 필요가 있거나, 또는 도 6 에서 S 로 표시된 바와 같이 익현(chord)의 방향에서 근접한 주 구조(15b)를 덮는 상부 외피(25) 및 하부 외피(25)로부터 분리될 필요가 있다.
상부 외측 표면 부분(24b)과 하부 외측 표면 부분(25b) 사이에서, 내부 지지용 구조체(31)가 있는데, 이것은 제어 표면(30)의 상부 외측 표면 부분(24b) 및 하부 외측 표면 부분(25b)을 지지하고, 내부 지지용 구조체(31)는 제어 표면(30)의 상승 위치와 하강 위치 사이에서 상부 외측 표면 부분(24b)과 하부 외측 표면 부분(25b)의 기하 형상 변화를 이룬다.
도 3a 및 도 3b 를 참조하면, 제어 표면(30)의 내부에, 내부 지지용 구조체(31)는 복수개의 지지용 부재(32)를 구비한다. 이러한 지지용 부재(32)들은 각각 지능 응답형 복합 재료로 만들어지고, 이러한 예에서 내부 지지용 구조체(31)는 적어도 6 개의 그러한 지지용 부재(32)를 구비하고, 지지용 부재 각각은, 주 로터 동체(15a)의 익형(spar, 33)에 있는 개별의 요부(33a)에 의해 제공된 지지용 구조체(31)의 앵커(anchor)에 고정되는 일 단부로부터, 도면 번호 32b 로 표시된 반대편 단부로 연장된다. 익형(33)이 바람직스럽게는 블레이드(15)의 전체 간격 길이로 연장되지만, 필요에 따라서 제어 표면(30)에만 국부적일 수 있다.
지지용 부재(32)들의 일 단부들은 임의의 소망되는 고정 장치에 의해서 익형(33)의 개별 요부(33a)내에 유지될 수 있으며, 또는 일 예에서, 일 단부들은 예를 들어 적절한 접합제로 요부(33a) 안에 접합될 수 있다.
제어 표면(30)은 이러한 예에서 종단 에지 부재(34)를 구비하는데, 종단 에지 부재는 아래에 설명되는 방식으로 익형(33)에 대하여 지지용 부재(32)들의 각각의 반대편 단부(32b)들을 수용한다.
지지용 부재(32)들의 쌍안정 복합 재료는 자연스럽게 그리고 본질적으로 2 개의 쌍안정 상태들중 하나를 채용하며, 이들중 하나는 도 3a 에 도시되어 있고, 다른 하나는 도 3b 에 도시되어 있다.
그러한 복합 재료들은 일반적인 것으로 알려져 있다.
본 발명의 예에서 지지용 부재(32)들은 복수개의 라미네이트된 층(35a, 35b, 35c, 35d, 도 4a 참조)으로 만들어지며, 이 층들은 함께 접합된다. 각각의 층(35a, 35b, 35c, 35d)은 섬유를 포함하며, 통상적으로 경화 매트릭스 재료(set matrix material)에 함입된 유리 섬유 또는 탄소 섬유로서, 경화 매트릭스 재료는 본 발명의 예에서 에폭시 수지이고, 그러나 사용시에 겪게되는 열습 변화(hygrothermal change)에 의해 영향을 받지 않는 다른 적절한 경화 가능 재료일 수 있다.
각각의 층(35a, 35b, 35c, 35d)에 있는 섬유들은 그 층에서 단일의 방향으로 연장되는 것을 알 수 있다. 일 예에서, 중간의 2 개 층(35b, 35c)에 있는 섬유들은 외측의 2 개 층(35a, 35d)에 있는 섬유들에 전체적으로 직각으로 연장된다. 더욱이, 도 4a 에서 예시적인 목적을 위해 도시된 예에서, 외측 2 개 층(35a, 35d)들의 영역에 있는 반대편의 에지 영역(R1, R2)의 섬유들은 선응력(prestress)을 받으며, 즉, 이들 영역(R1, R2)에 있는 섬유들은 경화 매트릭스 재료에 함입되기 이전에 길이 방향으로 응력을 받는다.
공통의 방향으로 연장되는 외측 층(35a,35d)에 있는 섬유들에 선응력을 가함으로써, 제조 방법은 재료내에 단일 방향 응력장(unidirectional stress field)을 확립시킨다. 이러한 단일 방향 응력장은, 일단 매트릭스 재료가 경화되고 응력이 해제되었을 때, 도 4b 에서 실선으로 표시된 바와 같이 캠버(camber)가 형성된 형상을 채용하는 복합 재료 부재(32)를 초래한다. 그러나 복합 재료 부재(32)의 형상은, 부재의 버클링(buckling)을 일으키는 (기계적인) 작동의 힘을 부재(32)에 가함으로써, 점선으로 도 4b 에 표시된 캠버 형상으로 변화될 수 있다. 단일 방향의 응력장은 부재(32)가 예를 들어 비틀리는 것(twist)에 의해 예를 들어 휘어짐(warp)을 일으키기 보다는, 위에 설명된 바와 같이 그 길이를 따라서 버클링(buckling)되는 것을 보장한다.
6 개의 지지용 부재(32)들 각각은 제어 표면(30)의 상부 외측 표면(24b)과 하부 외측 표면(25b) 사이에서 서로의 위에 하나가 배치됨으로써, 부재(32)들은 개별의 단일 방향 응력장들이 정렬된 상태로, 즉, 선응력을 받는 섬유들의 방향이 정렬된 상태로, 일 단부가 고정된 익형(33)으로부터 종단 에지 부재(34)로의 반대편 단부(32b)들로 연장된다.
에어포일 장치(15)의 상부 표면 외피(24) 및 하부 표면 외피(25)에 의해 제공되는 상부 표면 부분(24b) 및 하부 표면 부분(25b)의 각각의 부분 및, 복합 재료 부재(32)들의 대향하는 단부(32b)들은 종단 에지 부재(34)의 채널에 의해 수용된다. 종단 에지 부재(34)는 상부 표면 부분(24b) 및 하부 표면 부분(25b) 각각의 단부 부분들에 예를 들어 접합제를 이용하여 고정될 수 있다. 복합 재료 부재(32) 각각의 반대편 단부(32b)들은 종단 에지 부재(34)에 의해 수용되어 서로 유지될 수 있거나, 또는 상부 외측 표면 부분(24b)과 하부 외측 표면 부분(25b) 사이에 포획됨으로써 간단하게 유지될 수 있다. 만약 복합 재료 부재(32)들의 반대편 단부들이 서로 유지된다면, 부재(32)들은 쌍안정 형상 사이에서 기하 형상이 변화되므로, 즉, 도 3a 와 도 3b 의 안정 기하 형상 사이에서 변화되므로, 부재(32)들의 반대편 단부(32b)들 사이의 미끄러짐 또는 차동 운동(differential movement)은 부재들의 연장 방향에서 허용되어야 한다.
그러한 것은 탄성 접합제를 이용하여 달성될 수 있거나, 또는 그러한 차동 운동을 허용하는 일부 다른 유지 수단에 의해서 달성될 수 있다.
복합 재료의 부재(32)들의 기하 형상이 변화될 때, 그것은 상부 외측 표면 부분(24b)과 하부 외측 표면 부분(25b) 각각의 기하 형상이 변화되게 하여, 에어포일 장치(15)의 유효 캠버를 변화시킨다는 것이 이해될 것이다.
제어 표면(30)은 작동 장치에 의해서 움직여질 필요가 있으며, 즉, 복합 재료의 부재(32)는 쌍안정의 기하 형상 사이에서 움직여질 필요가 있으며, 그러나 복합 재료의 부재(32)의 제 1 기하 형상 및 제 2 기하 형상은 안정적이므로, 즉, 그 재료는 하나의 기하 형상과 다른 기하 형상 사이에서 버클링(buckling)되고 또한 반대 방향으로 버클링되도록 강제될 때까지 그 기하 형상을 유지하므로, 작동 장치는 제어 표면(30)을 상승 위치 또는 하강 위치의 하나에 유지할 필요는 없다.
제어 표면(30)은 주 구조체(19)로부터 분리되지 않지만, 복합 재료의 부재(32)가 쌍안정(bistable) 상태들 사이에서 버클링될 때 제어 표면(30)은 상승 위치와 하강 위치 사이에서 움직일 필요가 있으므로, 적어도 제어 표면(30)이 에어포일 장치(15)의 주 동체(15)에 근접한 영역에서, 즉, 도면 번호 45 로 표시된 영역에서, 상부 표면 외피(24) 및 하부 표면 외피(25)는 기하 형상의 변화를 수용할 필요가 있으며, 따라서 영역(45)에서의 상부 표면 외피(24)와 하부 표면 외피(25)는 상승 위치와 하강 위치 사이에서 제어 표면(30)의 움직임을 허용하도록 구성될 필요가 있다.
다른 예에서, 상부 외측 표면 부분(24b) 및 하부 외측 표면 부분(25b)의 하나 또는 다른 것의 재료는 지지용 부재(32)들과 같이 쌍안정 특성을 가진 복합 재료일 수 있지만, 상부 외측 표면 부분(24b) 및 하부 외측 표면 부분(25b)의 기하 형상을 변화시키는데 있어 신뢰성을 제공하고, 또한 제어 표면(30)이 사용시에 동적 유체 하중을 겪을 때 기하 형상의 왜곡에 저항하도록 상부 외측 표면 부분(24b) 및 하부 외측 표면 부분(25b)에 필요한 강성(stiffness)을 제공하는 것은, 제어 표면(30)의 내부에 있는 지지용 부재(32)의 지지 구조의 제공이다.
제어 표면(30)의 기하 형상을 변화시키도록 제공될 수 있는 적절한 작동 장치의 예가 이제 도 5 를 참조하여 설명될 것이다.
(본 발명의 예에서 헬리콥터 로터 블레이드(15)인) 에어포일 장치(15)의 주 동체(15a)는 선단 에지(21) 및 종단 에지(22) 사이의 대부분의 체적에 걸쳐서 내부의 벌집 구조(honeycomb structure)를 포함한다. 항공기의 고정익과 같은 다른 에어포일 장치에서, 날개는 연료 저장 탱크 및/또는 다른 장비를 수용할 수 있다.
로터 장치(15)의 경우에, 로터 장치(15)는 익현 길이의 약 25% 위치에서 균형이 맞춰지는 것이 바람직스럽다. 따라서, 도면 번호 50 으로 도시되고 설명되는 작동 장치, 또는 대부분의 중량을 포함하는 작동 장치(50)의 적어도 구성 요소들은, 로터(15)의 균형을 손상시키지 않도록, 제어 표면(30)으로부터 익현 방향으로 멀리 있는 적절한 중공부(51) 안에서 로터 장치(15)의 선단 에지(21)를 향하여 수용된다.
작동 장치(50)는 기동 유닛(motive unit, 52)을 포함할 수 있는데, 예를 들면, 전기 모터, 유압 또는 공압 유체 모터 또는 액튜에이터, 또는 압전 장치 및, 한쌍의 당김 요소들과 같은 것을 포함하며, 본 발명의 예에서는 유연성 연결 케이블(54,55)을 포함할 수 있다. 유연성 케이블(54,55)들은 각 케이블(54,55)이 기동 유닛(52)의 적절한 작동에 의해 선택적으로 당겨질 수 있도록 일 단부에서 기동 장치(52)에 연결된다. 다른 예에서, 당김 요소들은 강체 요소(rigid element) 또는 반 강체 요소(semi-rigid element)일 수 있거나, 또는 길이를 따라서 부분적으로 강체이고 부분적으로 유연성이 있을 수 있다. 강체일 경우에, 부재(32)들을 하나의 안정 상태로부터 다른 안정 상태로 변화시키는데 필요한 힘은 당기는 대신 밀어서 적용될 수 있다.
케이블(54)들중 하나인 상부 케이블은 제 1 작동 경로를 통해서 에어포일 장치(15)의 종단 에지(22)를 향하여 연장되며, 다음에 상부 케이블(54)은 제어 표면(30)의 상부 외측 표면 부분(24b) 아래에 근접하게 안내된다. 다른 케이블(55)인 하부 케이블은 제 2 작동 경로를 통해서 에어포일 장치(15)의 종단 에지(22)를 향하여 유사하게 연장되며, 다음에 하부 케이블(55)은 제어 표면(30)의 하부 외측 표면 부분(25b) 위에 근접하게 안내된다.
각각의 케이블(54,55)들은 도면 부호 C 로 표시된 바와 같이 종단 에지 부재(34)에 연결된다.
기동 유닛(motive unit, 52)이 상부 케이블(54)을 당기도록 작동되었을 때, 복합 재료 부재(32)들 각각에 기계적인 힘이 부여될 것이며, 제어 표면(30)이 상승된 상태에 있는, 도 3a 에 도시된 안정적인 기하 형상이 이루어질 것이다. 하부 케이블(55)을 당기도록 기동 유닛(52)을 작동시킴으로써, 복합 재료 부재(32)들 각각에 기계적인 힘이 부여될 것이며, 제어 표면(30)이 하강된 위치에 있는, 도 3b 에 도시된 다른 안정된 기하 형상이 이루어질 것이다. 물론 기동 유닛(52)으로 어느 하나의 케이블(54,55)을 당길 때, 다른 케이블(55,54)은 지지용 부재(32)들의 기하 형상 변화에 저항하지 않도록 움직일 수 있을 필요가 있다.
작동 장치(50)는 콘트롤러에 의해 작동될 수 있는데, 콘트롤러는 헬리콥터(12)의 작동 상태에 자동적인 응답성이 있거나, 그리고/또는 파일롯/조종사의 제어에 자동적인 응답성이 있어서, 작동 장치(50)가 지지용 부재(32)를 제 1 안정 기하 형상과 제 2 안정 기하 형상 사이에서 움직임으로써 제어 표면(30) 위치를 상승 위치와 하강 위치 사이에서 변화시키도록 작동할 수 있다.
본 발명의 범위를 이탈하지 않으면서 많은 변형들이 이루어질 수 있다. 예를 들면, 도 3a, 도 3b 및 도 5 에 도시된 바와 같은 내부 지지용 구조체(31)의 형상은 순수하게 예시적인 것이다. 제어 표면(30)의 상부 외측 표면 부분(24b) 및 하부 외측 표면 부분(25b)의 기하 형상의 변화를 이루는데 필요한 지지용 부재(32)들이 몇개라도 제공될 수 있으며, 이들은 도시되고 설명된 부재(32)들에 대하여 상이한 길이 및 형상일 수 있다. 또한, 동역학적 유체 부하를 겪을 때 기하학적 왜곡에 저항하는데 필요한 상부 외측 표면 부분(24b) 및 하부 외측 표면 부분(25b)의 강성을 달성하도록 임의의 적절한 수의 지지용 부재(32)들이 선택될 수 있으며, 그렇지 않으면 지지용 부재(32)들이 콘트롤러 또는 파일롯의 제어하에서 벗어난 바람직스럽지 않은 기하 형상의 변화를 이룰 수 있다.
도 6 에서 알 수 있는 바와 같이, 제어 표면(30)은 블레이드(15)의 길이의 일부를 따라서 연장된다. 제어 표면(30)의 길이의 범위가 길다면, 작동 장치(50)는 전체 길이를 따라서 제어 표면(30)의 상부 외측 표면 부분(24b) 및 하부 외측 표면 부분(25b)의 기하 형상 변화를 이루는데 필요한 힘을 지지용 구조체에 적용하도록 길이를 따라서 하나 이상의 상부 및 하부 케이블(54,55) 또는 다른 당김 부재들을 가질 수 있다.
제어 표면(30)의 길이의 범위가 작아서 제어 표면이 예를 들어 도 6 에서 제안된 바와 같은 탭(tab)인 경우에, 길이를 따라서 구비된 복수개의 독립적으로 작동 가능한 탭들이 이용될 수 있으며, 각각의 탭은 본 발명에 따라서 가변적인 기하 형상을 가진다.
본 발명은 특히 헬리콥터 로터 블레이드(15)의 종단 에지(22)에서 제어 표면(30)의 상부 외측 표면 부분(24b) 및 하부 외측 표면 부분(25b)의 기하 형상을 변화시키는 것과 관련하여 설명되었지만, 명세서의 도입부에서 이해된 바와 같이, 본 발명은 에어포일(15)의 선단 에지(21)에 제어 표면을 구비하는 것에 광범위하게 적용될 수 있으며, 일반적으로 고정익과 같은 비회전익 항공의 에어포일 날개에 적용된다, 항공기는 파일롯에 의해 조종될 수 있거나 또는 무인 항공기일 수 있다.
에어포일이 날개(15)일 필요는 없지만, 헬리콥터(15)의 꼬리 로터 시스템(tail rotor system, T)의 로터 블레이드일 수 있거나, 또는 프로펠러나 터빈 블레이드와 같이, 사용시에 유체가 그 위로 흐르는 그 어떤 다른 에어포일 또는 다른 장치일 수 있다.
종단 에지 부재(34)를 추가하는 대신에, 또는 추가적으로, 필요하다면 에어포일 외측 표면 외피(24,25)가 지지용 구조체(31) 둘레에 연장될 수 있거나, 또는 복합 재료 지지용 부재(32)들의 반대편 단부(32b)들이 에어포일(16)의 종단 에지에서 그 어떤 외피 또는 종단 에지 부재(34)에 의해서도 에워싸이지 않을 수 있다.
다른 예에 대해서 본 발명은 공기 흡입 또는 배기의 표면 부분 형상, 또는 공기 유동 발동기 커버(cowling)의 형상을 변화시키도록 이용될 수 있다. 본 발명은 하나 이상의 복합 재료 부재를 가진 지지용 구조체를 이용하여 유선형의 외측 표면 부분의 기하 형상을 변화시키도록, 예를 들면 화물 자동차 트랙터 유닛과 같은 유선형 운송 장치인 장치를 위해서 이용될 수 있으며, 그것의 기하 형상은 트랙터 유닛이 트레일러를 견인하는지의 여부에 따라서 최적의 성능을 위한 쌍안정 상태(bi-stable states) 사이에서 변화될 수 있다.
따라서 설명된 예에서 본 발명은 상부 외측 표면 부분(24b) 및 하부 외측 표면 부분(25b)을 가진 제어 표면(30)에 적용되는 반면에, 본 발명은 오직 단일의 외측 표면 부분을 가진 장치에 적용될 수 있다.
본 발명은 도 1 에 도시된 것과 같은 단일의 주 지탱형(single main sustaining) 로터 헬리콥터에 적용될 수 있을 뿐만 아니라, 직렬 지탱형(tandem sustaining) 로터 헬리콥터에도 적용될 수 있다.
상기의 상세한 설명, 또는 다음의 청구항 또는 도면에서 특정한 형태 또는 개시된 기능을 수행하기 위한 수단에 관하여 개시된 특징들, 또는 개시된 결과를 달성하기 위한 방법 또는 과정은, 본 발명을 다양한 형태로 구현하기 위하여 그러한 특징들을 분리시키거나 또는 조합시켜서 이용될 수 있다.
10. 헬리콥터 12. 동체
14. 로터 시스템 15. 로터 블레이드
21. 선단 에지 22. 종단 에지
30. 제어 표면

Claims (15)

  1. 사용시 유체 유동을 겪는 장치(15)로서, 장치(15)는 외측 표면 부분(24b, 25b)을 구비하고, 외측 표면 부분의 기하 형상은 유체 유동에 영향을 미치도록 변화될 수 있으며, 장치(15)는 외측 표면 부분을 지지하는 지지용 구조체(31)를 구비하고, 지지용 구조체(31)는 장치(15)의 내측에 있고 복합 재료로 만든 복수개의 지지용 부재(32)들을 포함하고, 지지용 구조체(31)의 기하 형상은 외측 표면 부분(24b, 25b)의 기하 형상의 변화를 이루도록 제 1 안정 기하 형상과 제 2 안정 기하 형상 사이에서 작동 장치(50)에 의해 변화될 수 있고, 지지용 부재(32)는 외측 표면 부분(25b,25b)에 구조적인 강성(structural stiffness)을 제공하는, 사용시 유체 유동을 겪는 장치.
  2. 제 1 항에 있어서,
    구조체(31)의 복합 재료는, 기하 형상이 제 2 안정 기하 형상 또는 제 1 안정 기하 형상으로 각각 변화될 때, 작동 장치(50)로부터 그 어떤 영향도 받지 않으면서 제 1 안정 기하 형상 또는 제 2 안정 기하 형상을 유지하는 것을 특징으로 하는, 사용시 유체 유동을 겪는 장치.
  3. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
    작동 장치(50)는 복합 재료 부재의 일부에 기계적인 힘을 적용함으로써 제 1 안정 기하 형상과 제 2 안정 기하 형상 사이에서 변화되는 것을 특징으로 하는, 사용시 유체 유동을 겪는 장치.
  4. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
    각각의 지지용 부재(32)의 복합 재료는 경화 매트릭스 재료(set matrix material)내에 함입된 섬유들의 복수개의 라미네이트 층(35a-35d)을 포함하는 라미네이트된 복합 재료이고, 라미네이트 층(35a-35d)들중 적어도 하나는 매트릭스 재료의 경화 이전에 응력을 받았던 섬유(35b,35d)들의 영역(R1, R2)을 포함하고, 복합 재료의 지지용 부재(32)들 각각의 라미네이트 층들의 섬유들은 실질적으로 그 층내에서 정렬되고, 지지용 부재(32) 또는 각각의 지지용 부재(32) 안에서 미리 응력을 받은 임의의 섬유(35b,35d)들은 공통의 방향으로 연장되고 내측의 지지용 구조체 내에서 단일 방향의 응력장(unidirectional stress field)을 확립하는 것을 특징으로 하는, 사용시 유체 유동을 겪는 장치.
  5. 제 4 항에 있어서,
    섬유들은 유리 섬유 또는 탄소 섬유이고, 매트릭스 재료는 열습 변화(hygrothermal change)에 의해 영향을 받지 않는 에폭시 수지와 같은 재료인 것을 특징으로 하는, 사용시 유체 유동을 겪는 장치.
  6. 제 4 항에 있어서,
    외측 표면 부분(24b,25b)의 지지용 구조체(31)는 복합 재료의 각각의 지지용 부재(32)의 일 단부가 유지되는 앵커(anchor, 33a)를 구비하고, 각각의 지지용 부재의 반대편 단부들은 반대편 단부들에서 지지용 부재(32)들의 차동 운동(differential movement)이 가능한 방식으로 함께 유지되는 것을 특징으로 하는, 사용시 유체 유동을 겪는 장치.
  7. 제 6 항에 있어서,
    각각의 지지용 부재(32)는 앵커(33a)로부터 단일 방향 응력장의 방향으로 연장되는 것을 특징으로 하는, 사용시 유체 유동을 겪는 장치.
  8. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
    장치(15)는 에어포일 장치로서, 에어포일은 상부 캠버 표면(24) 및 하부 캠버 표면(25)을 가진 주 동체(15a), 선단 에지(21) 및 종단 에지(22)를 구비하고, 상부 캠버 표면(24) 및 하부 캠버 표면(25)은 각각 상부 표면 외피 및 하부 표면 외피에 의해 적어도 부분적으로 제공되고, 상부 표면 외피(24) 및 하부 표면 외피(25)중 적어도 하나는 장치(15)의 외측 표면 부분(24b,25b)의 적어도 일부를 제공하도록 주 동체(15a)를 지나서 연속적으로 연장되는 것을 특징으로 하는, 사용시 유체 유동을 겪는 장치.
  9. 제 8 항에 있어서,
    상부 표면 외피(24) 및 하부 표면 외피(25) 각각은 장치(15)의 상부 외측 표면 부분(24b) 및 하부 외측 표면 부분(25b)을 각각 제공하도록 주 동체(15a)를 지나서 연속적으로 연장되고, 지지용 구조체(31)는 상부 표면 외피에 의해 제공되는 상부 외측 표면 부분(24b)과 하부 표면 외피에 의해 제공되는 하부 외측 표면 부분(25b) 사이에 적어도 부분적으로 위치되는 것을 특징으로 하는, 사용시 유체 유동을 겪는 장치.
  10. 제 8 항에 있어서,
    지지용 구조체(31)에 의해 지지되는 외측 표면 부분 또는 각각의 외측 표면 부분(24b, 25b)은 에어포일 장치(15)의 종단 에지(22)에 있는 것을 특징으로 하는, 사용시 유체 유동을 겪는 장치.
  11. 제 8 항에 있어서,
    사용시 유체 유동을 겪는 장치는 길이를 따라서 실질적으로 직선으로 연장되는 로터 블레이드(15) 및 항공기 날개중 하나이고, 외측 표면 부분, 또는 상부 외측 표면 부분 및 하부 외측 표면 부분이 함께 에어포일의 길이의 일부를 따라서 연장된, 보조익(aileron), 트림 탭(trim tab) 또는 플랩(flap)인 제어 표면을 제공하는, 사용시 유체 유동을 겪는 장치.
  12. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
    길이를 따라서 비틀림을 포함하는 프로펠러 또는 터빈 블레이드중 하나인, 사용시 유체 유동을 겪는 장치.
  13. 제 11 항에 따른 에어포일 장치(15)를 구비하는 항공기(10)의 작동 방법으로서, 상기 방법은, 비행시에 작동 장치(50)를 작동시켜서 상부 외측 표면 부분(24b) 및 하부 외측 표면 부분(25b)을 지지하는 내측의 지지용 구조체(31)의 복합 재료의 지지용 부재(32)들의 기하 형상을 제 1 안정 기하 형상으로부터 제 2 안정 기하 형상으로 변화시킴으로써, 에어포일 장치(15)의 상부 외측 표면 부분(24b) 및 하부 외측 표면 부분(25b)의 기하 형상의 변화를 이루어 에어 포일 장치(15) 위로의 공기 유동에 영향을 미치는 것을 포함하는, 항공기의 작동 방법.
  14. 제 13 항에 있어서,
    에어포일 장치는 회전익 항공기(10)의 로터 블레이드(15)이고, 상부 외측 표면 부분(24b) 및 하부 외측 표면 부분(25b)의 기하 형상의 변화는, 하나의 기하 형상이 호버링(hovering)을 위해서 채택되고 다른 하나의 기하 형상이 전방으로의 비행을 위해서 채택되도록 이루어지는 것을 특징으로 하는, 항공기의 작동 방법.
  15. 유체 유동을 겪는 장치(15)는 길이를 따라서 실질적으로 직선으로 연장되는 로터 블레이드 및 날개중 하나인, 제 1 항 또는 제 2 항에 따른 유체 유동을 겪는 장치(15)를 가진 항공기(10).
KR1020100015091A 2009-02-20 2010-02-19 유체 유동을 겪는 장치 KR101729611B1 (ko)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
GB0902914.1 2009-02-20
GB0902914.1A GB2467945B (en) 2009-02-20 2009-02-20 Device which is subject to fluid flow

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20100095394A true KR20100095394A (ko) 2010-08-30
KR101729611B1 KR101729611B1 (ko) 2017-04-24

Family

ID=40565472

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020100015091A KR101729611B1 (ko) 2009-02-20 2010-02-19 유체 유동을 겪는 장치

Country Status (9)

Country Link
US (1) US8191826B2 (ko)
EP (2) EP2221246B1 (ko)
JP (1) JP5598699B2 (ko)
KR (1) KR101729611B1 (ko)
CN (1) CN101811574B (ko)
BR (2) BRPI1000973B8 (ko)
CA (1) CA2693641C (ko)
GB (1) GB2467945B (ko)
RU (1) RU2519602C2 (ko)

Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102007030095B4 (de) * 2007-06-28 2012-12-20 Eurocopter Deutschland Gmbh Rotorblatt für ein Drehflügelflugzeug
US9944356B1 (en) * 2009-03-25 2018-04-17 Alexander T. Wigley Shape shifting foils
GB2484661A (en) * 2010-10-14 2012-04-25 Univ Bristol A fluid intake comprising a multistable member and method of manufacturing said multistable member
EP2514669B1 (en) * 2011-04-18 2014-09-10 Claverham Limited Active gurney flap
US8968437B2 (en) * 2012-05-02 2015-03-03 Michael J Kline Jet engine with deflector
CN103085973A (zh) * 2012-12-26 2013-05-08 赵秋顺 碳纤维旋翼
CN103085967A (zh) * 2012-12-26 2013-05-08 赵秋顺 复合碳纤维螺旋桨
US9789956B2 (en) * 2014-09-19 2017-10-17 The Boeing Company Vortex generators responsive to ambient conditions
GB2537630B (en) * 2015-04-21 2020-11-04 Agustawestland Ltd An aerofoil
EP3374262B1 (en) * 2015-11-09 2021-02-24 Sikorsky Aircraft Corporation Rotor blade structures
IT201600086511A1 (it) 2016-08-22 2018-02-22 Gen Electric Sistemi di aspirazione dell'aria e relativi metodi di assemblaggio
CN106516079B (zh) * 2016-10-28 2019-06-14 北京电子工程总体研究所（航天科工防御技术研究开发中心） 一种基于微机电***的组合体式飞行器
CN109515737B (zh) * 2018-03-16 2022-04-19 陕西飞机工业（集团）有限公司 一种飞机翼面配平装置
IT201800006527A1 (it) 2018-06-20 2019-12-20 Metodo per la realizzazione di gusci prestressati a bistabilità controllata;
US11427306B2 (en) * 2019-03-20 2022-08-30 The Boeing Company Piezoelectric thrust vector control for dual-mode unmanned aerial vehicle
RU2723567C1 (ru) * 2019-11-18 2020-06-16 федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Пермский национальный исследовательский политехнический университет" Лопасть воздушного винта с управляемой геометрией профиля

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1856578A (en) * 1929-05-15 1932-05-03 Miquel Gabriel Aeroplane
FR1334446A (fr) * 1961-06-28 1963-08-09 Bolkow Entwicklungen Kg Articulation sans frottement
FR2765187B1 (fr) * 1997-06-25 1999-08-27 Onera (Off Nat Aerospatiale) Profil de pale pour voilure tournante d'aeronef et pale pour voilure tournante presentant un tel profil
DE19808196C2 (de) * 1998-02-27 2003-06-05 Eurocopter Deutschland Rotorblatt für einen Hubschrauber
US6220550B1 (en) * 1998-03-31 2001-04-24 Continuum Dynamics, Inc. Actuating device with multiple stable positions
RU2156207C2 (ru) * 1998-07-10 2000-09-20 Казанский государственный технический университет им. А.Н. Туполева Способ изменения формы профиля несущей поверхности летательного аппарата
WO2004108525A1 (en) * 2003-03-03 2004-12-16 Flexsys, Inc. Adaptive compliant wing and rotor system
CN1810011B (zh) * 2003-04-17 2011-04-20 诺基亚公司 双稳态的铰链以及使用所述铰链的***
US6942455B2 (en) * 2003-06-12 2005-09-13 Sikorsky Aircraft Corporation Strain isolated trim tab
DE102004056537B4 (de) * 2004-11-23 2010-09-09 Eads Deutschland Gmbh Anordnung zur Minderung des aerodynamischen Lärms an einem Zusatzflügel eines Flugzeuges
JP4568906B2 (ja) * 2004-12-16 2010-10-27 独立行政法人 宇宙航空研究開発機構 飛行体用翼、飛行体用翼複合材およびその製造方法
US7321185B2 (en) * 2005-03-04 2008-01-22 United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Active multistable twisting device
GB0519502D0 (en) * 2005-09-24 2005-11-02 Rolls Royce Plc Vane assembly
FR2898865B1 (fr) * 2006-03-27 2008-05-30 Cetim Cermat Ass Loi De 1901 Profil aerodynamique ou hydrodynamique pouvant etre deforme de maniere continue et controlee

Also Published As

Publication number Publication date
US8191826B2 (en) 2012-06-05
CA2693641A1 (en) 2010-08-20
CN101811574B (zh) 2015-03-11
JP2010208624A (ja) 2010-09-24
RU2519602C2 (ru) 2014-06-20
EP2221246A2 (en) 2010-08-25
BR122019024196B8 (pt) 2023-02-07
EP3124376B1 (en) 2019-04-24
US20100213320A1 (en) 2010-08-26
GB2467945B (en) 2014-03-05
EP2221246A3 (en) 2013-04-10
JP5598699B2 (ja) 2014-10-01
BRPI1000973B8 (pt) 2022-12-13
BRPI1000973A2 (pt) 2013-11-26
EP2221246B1 (en) 2016-11-02
BRPI1000973B1 (pt) 2020-08-04
BR122019024196B1 (pt) 2021-01-19
CA2693641C (en) 2016-07-12
RU2010105910A (ru) 2011-08-27
CN101811574A (zh) 2010-08-25
KR101729611B1 (ko) 2017-04-24
EP3124376A1 (en) 2017-02-01
GB2467945A (en) 2010-08-25
GB0902914D0 (en) 2009-04-08

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR101729611B1 (ko) 유체 유동을 겪는 장치
US10654557B2 (en) Morphing skin for an aircraft
US10710712B2 (en) Rotor blade afterbody
CN102458988B (zh) 具有λ盒状机翼结构的飞行器
US9856012B2 (en) Morphing wing for an aircraft
KR20210008017A (ko) 전기 틸트로터 항공기
CN110271659B (zh) 一种基于折纸原理的小型无人机伸缩式折叠机翼
US10889370B2 (en) Chord-wise variable vortex generator
US11001374B2 (en) System and method for vertical take-off in an autogyro
KR101995589B1 (ko) 액티브 거니 플랩
US20070114327A1 (en) Wing load alleviation apparatus and method
CN111315655B (zh) 用于空中、水上、陆上或太空交通工具的三个复合翼的组件
CN105683041A (zh) 能够垂直起动的飞行设备
CN101875399A (zh) 一种采用并列式共轴双旋翼的倾转旋翼飞机
US8944365B2 (en) Mission-adaptive rotor blade
EP3388331B1 (en) Slidable divergent trailing edge device
EP3546344B1 (en) Wing flap with torque member and method for forming thereof
CN106927022A (zh) 基于自展开折叠翼技术的超大展弦比飞机
KR20180121569A (ko) 에어포일을 위한 가장자리 변경 장치
EP3546343B1 (en) Wing flap with torque member and method for forming thereof
US9139297B1 (en) Rotor blade subsystems attachment
CN101348168A (zh) 浮升式飞行器
Wilbur et al. Rotary wings morphing technologies: state of the art and perspectives
US9604722B1 (en) Mission-adaptive rotor blade
Gould Mission-Adaptive Wing Flight Demonstration Program

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant