KR20040045867A - 공기역학 성능이 개선된 항공기 형태 - Google Patents

Abstract

방향 안정성 및 중간/높은 각도의 바람영향에서 안정된 공기역학적 동작을 가지는 개선된 공기역학적 성능을 가진 항공기의 형태는 날개(18, 20)와 결합된 동체(12), 하나이상의 공기 흡입구(46) 및 가변 섹션을 가진 동체 전면(52)을 포함하고, 날개에 수직핀을 연결함으로써 중간/ 높은 각도의 바람영향에서 LEX 소용돌이 제어장치(72)와 엇갈린 꼬리(44. 38)를 포함한다. 리딩변부(36)는 각 날개(18, 20)의 트레일링 변부(70)와 공기역학적 성능을 최적화하기 위해 중첩된다.

Description

공기역학 성능이 개선된 항공기 형태{AIRCRAFT CONFIGURATION WITH IMPROVED AERODYNAMIC PERFORMANCE}

상기 항공기는 종종 높은 각도(항공기와 바람속도방향사이의 각도)의 바람의 영향속에서 날아가야 한다. 상기와 같은 비행조건 하에서 항공기는 비행시 안전고도를 유지하기 위하여 매우 안정적이고 조종사에 의해 쉽게 조종되어야 한다는 것은 쉽게 이해할 수 있다. 상기 안정성은 바람직하지 않은 비행고도의 균형을 이루도록 하는 힘과 모멘트를 발생할 수 있는 특정한 자동 장비를 사용하여 달성된다.

피치 축을 따라 항공기 안정성이 정적 마진과 시간 대 이중고도를 최적화하도록 제어될 수 있는 동안 높은 각도의 바람의 영향에서 측방향 불안정성("횡전" 및 "평요"축)의 존재는 복잡한 비행 제어시스템을 사용하는 제어를 어렵게 할 수 있다. 따라서, 비행 출발 및 스핀을 피하고 항공기의 제어/민첩성 향상을 위채 높은 각도의 바람의 영향에서도 항공기의 측면방향 안성성을 최대화하는 것이 필요하다.

특히 최근에는 이러한 시도가 동체 공기영학적 형태 및 다른 항공기 부분을 단순히 변경함으로써 이루어지나 현재까지는 성공적인 결과를 얻지 못하고 있다.

본 발명은 높은 공기역학적 성능을 가지는 항공기 형태에 관한 것으로 특히 본 발명에 따라 항공기는 제 2 작동 능력을 가진 고성능 연습기와 같이 설계된다. 대부분의 항공기는 쉽게 날 수 있어야 하고 수행되는 임무에 따른 고유한 역학 특성을 가져야 한다. 상술한 바의 통상적인 예는 곡예비행기, 연습기 및 전투기를 위한 광 항공기를 포함한다.

도 1은 본 발명에 따른 항공기 특히 연습기의 측면도이다.

도 2는 본 발명에 따른 항공기 특히 연습기의 평면도이다.

도 3은 본 발명에 따른 항공기 특히 연습기의 저면도이다.

도 4는 본 발명에 따른 항공기 특히 연습기의 정면도이다.

도 5는 본 발명에 따른 항공기 특히 연습기의 후측면도이다.

도 6은 도 2의 Ⅵ-Ⅵ선에 따른 단면도이다.

도 7은 본 발명에 따른 항공기 형상의 부분 및 확대도이다.

도 8은 도 7의 Ⅷ-Ⅷ선에 따른 단면도이다.

도 9는 도 7의 Ⅸ-Ⅸ선에 따른 단면도이다.

도 10은 도 7의 Ⅹ-Ⅹ선에 따른 단면도이다.

도 11은 도 7의 ⅩⅠ-ⅩⅠ선에 따른 단면도이다.

도 12는 도 7의 ⅩⅡ-ⅩⅡ선에 따른 단면도이다.

도 13은 도 7의 ⅩⅢ-ⅩⅢ선에 따른 단면도이다.

도 14는 도 7의 ⅩⅣ-ⅩⅣ선에 따른 단면도이다.

도 15는 도 7의 ⅩⅤ-ⅩⅤ선에 따른 단면도이다.

도 16은 도 7의 ⅩⅥ-ⅩⅥ선에 따른 단면도이다.

도 17은 도 7의 ⅩⅦ-ⅩⅦ선에 따른 단면도이다.

도 18은 도 7의 본 발명에 따른 공공기형상의 확대도이다.

* 부호설명

10: 항공기 12: 동체

14: 상부 측벽 16: 하부 측벽

18: 우측 날개 20: 좌측 날개

22, 24: 팁 34: 방향타

38: 수직 핀 44 수평 안정장치

상술한 요건의 요지에서 본 발명의 목적중 하나는 상기 문제점을 피하고 특히 높은 각도의 바람의 영향시 항공기의 동작을 최적화할 수 있는 개선된 공기역학적 성능을 가지는 항공기 형태에 관한 것이다.

본 발명의 다른 목적은 얇은 프로파일과 가변 챔버를 가진 저 종횡비의 전형적인 진동효과(buffet effect)를 감소시킬 수 있는 개선된 공기 역학적 성능을 가진 항공기 형태에 있다.

본 발명의 또 다른 목적은 엔진 흐름 옆의 견인, 안정성 및 세로 제어가 관련된 동체 측벽 및 가로 고리에 의해 발생되는 악영향과 측면방향 안정성을 손실을 성공적으로 피할 수 있는 높은 공기역학적 성능을 가진 항공기 형태를 달성하기 위한 것이다.

본 발명의 부가적인 목적은 높은 각도의 바람의 영향에서 일반적으로 항공기 동작을 최적화하는 스핀으로부터 회복할 수 있는 개선된 공기 역학적 성능을 가진 항공기 형태를 달성하기 위한 것이다. 상술한 것 및 다른 목적은 청구항 제 1항에 따른 개선된 공기 역학적 성능을 가진 항공기 형태에서 이루어질 수 있다.

유리하게 본 발명의 항공기의 대상은 특히 고성능 및 부가 작동 능력을 가진연습기와 같이 설계될 수 있다.

상기 형태는 트윈 엔진 "방식(formula)"을 포함하고 매우 독특한 구조를 특징으로 한다. 상호연결된 비행제어기를 가진 트윈-시트 캐빈(직결)은 기본적으로 원형 및 가변 섹션을 가진 전방몸체와 연결되고 높은 각도의 바람영향에 최적화된 저종횡비를 특징으로 한다. 상기 공간에 항공기 작동 버전을 위한 레이더가 쉽게 결합될 수 있다.

전방몸체 형상과 크기는 중간/높은 각도의 영향에서 항공기의 공기역학적 특성에서 그 소용돌이 간섭을 줄이기 위해 최적화된다.; 상술한 특성은 원형 또는 타원형 섹션을 가진 전형적인 전방몸체를 높은 각도의 바람영향에서 방향성의 비대칭을 감소시키도록 한다.

또한 날개 프로파일은 얇은 프로파일과 가변 챔버를 가진 통상의 저종횡비 날개의 진동효과를 감소시킬 수 있는 시스템을 결합하기 위해 표준 날개 프로파일과는 다르다. 상기 유체역학적 설계는 역시 대칭 소용돌이가 중간/높은 각도의 바람의 영향에서 측면 방향 안정성과 항공기 제어를 유지하도록 하기대문에 중간/높은 각도의 바람 영향에서 LEX 대칭 소용돌이가 균형을 이루도록 하기 위해 적절한 크기의 LEX(Leading Edge Extention) 소용돌이 제어장치를 포함한다.

상기 발명하의 연습기는 성능을 보장할 수 있는 하나이상의 엔지 공기 흡입구와 엔진과 면하는 적절한 유체-역학 인터페이스를 가진다;

상기와 같은 설계는 LEX와 통합된 공기 흡입구의 상부 립상의 전형적인 전환기의 통합을 예견한 것은 아니다.

결국 수평 테일 스태거링은 높은 각도의 바람의 영향에 따른 운동을 위한 항공기 공기역학적 설계를 개선하고 항공기의 스핀 동작을 최적화하도록 동체 후면에 의해 발생되는 공기역학적 드랙(drag)을 감소하도록 한다.

또한 상기 발명의 목적과 장점은 제한적이 아난 예시적으로 첨부된 도면과 하기하는 상세한 설명으로 명백하다.

상기 도면을 참조하면, 본 발명에 따른 개선된 공기역학적 성능에 따른 형상을 가지는 항공기 특히 연습기는 일반적으로 참조번호 10으로 표시된다.

항공기(10)는 상부측벽(14)과 하부측벽(16)을 가지는 동체(12)와 상기 동체(12)에 결합된 우측날개(18) 및 좌측날개(20)인 두 날개를 포함한다. 우측날개(18)는 팁(22)을 가지는 반면 좌측날개(20)는 팁(24)을 가진다.

항공기(10)는 역시 수직 핀(38)에 결합된 방향타(34)와 우측 수평 안정장치(26)와 좌측 수평 안정장치(28)를 가지는 수평안정장치(44)와 적절한 팁(30, 32)을 특징으로 한다. 상술한바와 같이 바람직하나 비제한적으로 달성된 형태의 보 sqkf명의 형태는 트윈-엔진 공식규격이며 적절한 엔진 노즐(60)을 가진 엔진(48)을 위한 두 공기 흡입구(46)가 형성된다.

마지막으로, 항공기(10) 작동형태를 위한 레이더가 결합된 동체 전면 영역(52)에서 직렬 파일럿 조종석(54)내의 두 개는 바람막이 유리에 의해 보호되는 상호연결된 비행 제어기와 함께 설치된다. 항공기(10)의 비행중 재급유를 수행하기 위해 프로브(58)도 고려될 수 있다.

도 2 및 3을 참조하면 항공기(10)의 각 날개(18, 20)에는 각 날개(18, 20)의 트레일링 변부(70)내에 결합된 이륙 및 착률 이증 경사 플랩(64)과 날개 리딩 변부(68)내에 결합된 윙 캠버 최적화(리딩 변부 드룹(droops))(66)를 위한 다른 장치가 보여진다. 상기 프로파일은 상기와 같은 일반적인 공기역학적 설계를 기초로 특정 형태에 따라 형성된다.

특히, 본 발명에 따라 높은 공기역학적 성능 및 비행 안정성을 얻기위한 항공기(10)의 기술적 특성은 다음과 같다.

먼저, 공기역학적 설계는 중간/높은 바람영향(도 1의 72 참조)에서 LEX(리딩 변부 연장)소용돌이를 제어하기 위해 LVC("LEX 소용돌이 제어기")가 있는 것을 특징으로 한다.

참조 바람 전체 영역(본 발명에서)의 6.8%에 해당하는 고딕 플랫폼을 가진 LEX는 높은 각도의 바람영향에서 소용돌이 상승이 발생하도록 하고 LEX 설계는 측면 미끄러짐 자세를 위한 높은 각도의 바람영얗에서 소용돌이 대칭 발생을 보증하고 측면방향 안정성의 손실을 막기 위해 그 팁에서 LVC(LEC 소용돌이 제어기)를 더 정밀하게 조정한다.

LEX 소용돌이 제어기 사이징(72)은 정면 LEX 크기와 다르고 어떤 경우 LEX가 더 클 수 록 LVC는 더 높아야 한다.; 허용오차는 LEX 영역과 해당하는 LVC의 높이사이의 비율로 결정될 수 있다. 상기 비율의 설계 포인트는 23.5m와 같고 적용가능한 허용오차의 범위는 설계 포인트로부터 +100% 및 -50%로부터 변한다.

항공기(10)의 동체 전면(52)형상과 그 크기는 중간/높은 각도의 바람영향에서 항공기(10)의 공기영학적 특성의 소용돌이 간섭을 최소화하기 위해 최적화된다.; 상기 특성들은 역시 표준 원형 또는 타원형 섹션을 가진 전면 몸체를 위한 높은 각도의 바람영향에서 방향적인 비대칭을 감소하도록 한다.

본 발명에 따른 항공기(10)의 전면(52)에는 정점(74)으로부터 시작하는 다른 형태를 가진 전면 섹션과 LEX 정점과 통합된 전면 변부까지의 범위를 보이고 있다.

(트윈 시트 캐빈(54)의 시작부분에 더 또는 덜 위치된) 참조번호 76에 해당하는 섹션과 정점(74)사이의 다른 형상을 가진 섹션의 시퀀스 및 형태의 예시적이고 바람직하나 비제한 적인 방법이 나타난다. 이는 차례로 대략 낮은 각도 비율의 원형 섹션(도 8-11)따라 이루어지고 도 8-17에서 좁은 섹션이 얻어지는(도 12-17) 부분이다. 상기 도면으로부터 세로축(K)과 정점(74)으로부터 도 17에 도시된 참조 섹션까지의 전면(52)의 교체가 명백하다.

특히 본 발명의 바람직한 형태에 따라 정점(74)으로부터 시작하여 ⅩⅦ-ⅩⅦ선(참조 L)까지의 전면(52)의 길이 사이의 비율과 섹션( 도 17에 나타난 섹션)의 두 축의 A 및 B 사이의 평균은 허용오차 ±10%를 가진 값 1873으로 나타난다.

비행상태의 고유한 구조와 그 효과는 ⅩⅦ-ⅩⅦ선을 따라 항공기(10)의 정점으로부터 참조 섹션까지의 전면(52) 섹션의 순서와 상기(허용오차의 플러스 또는 마이너스) 매개변수의 조합으로부터 도출된다.

도 18에서, 적절한 제트엔진을 가진 유체-역학 인터페이스에 관련된 먼저 항공기(10)의 성능을 보증하는 항목(46)으로 나타난 엔진 공기 흡입구가 상세히 도시된다. 공기 흡입구(46)에는 높은 각도의 바람영향과 측면부분에서 엔진면 흐름 비틀림을 감소시키고 음속에 가까운 유출 드랙(drag)을 감소시키기 위해 하부내에서 최적화된 가변 리딩 변부 직경이 보여진다.

특히 내부 립 평균 리딩 변부 직경(76A)은 7mm인 반면, 하부 립 평균 리딩 변부 직경(78)은 17.5mm이고 외부립(80) 평균 리딩 변부 직경은 14mm여서 공기 흡입구의 캡쳐 영역은 약 0.322m²이고 공기 흡입구의 목부분 영역은 약 0.257m²이며 엔진 페이스 영역은 약 0.273m²이다.(상기 값들은 하나의 공기 흡입구에 관한 것이다.) 공기 흡입구(46)는 LEX 길이와 형상사이의 고유의 비율로 인해 LEX와 결합되고 각 공기 흡입구 측면의 상부측면상에서 전환되지 않는다.

공기 흡입구에는 역시 덕트 내의 압력이 블로우 인도어 힌지 내에 결합된 사전 로드된 스프링으로 인해 상부 날개-몸체 연결상의 압력보다 낮을 때 열리는 날개(18, 20)와 동체(12)사이의 상부 날개-몸체 연결상에 위치한 두 부가적인 블로우 인도어(도시되지 않음)가 있다는 것을 예견할 수 있다.

상기 블로우 인도어어 목적은 이들이 열릴 때 감소되며 높은 각도의 바람영향에서 공기 흡입 립(46)상의 국지적 각도의 바람의 영향으로 상기 공기흡입구(46)를 통과하는 공기 질량 흐름량을 감소한다.

항공기(10)의 높은 성능, 안정성 및 공기역학적 구조를 보증하는 특성중 하나는 엇갈린 배치의 꼬리(44, 38)이다. 이들은 높은 각도의 바람영향을 받는 비행을 위한 전체 공기역학적 설계를 개선하고 항공기(10)의 스핀 동작을 최적화하기 위해 동체 후면에서 발생되는 공기역학적 드랙을 감소하도록 한다.

사다리꼴 플랫폼을 가진 수직 핀은 러더(rudder)(34)를 포함하며 날개에 연결된다. 이것은 도 1에서 항목 36으로 표시된 러더의 리딩변부가 높은 각도의 바람영향에서 항공기(10)의 동작을 최적화하고 스핀으로부터 회복하기 위해 각 날개(18, 20)의 트레일링 변부(70)를 중접된다는 것을 의미한다.

사다리꼴 플랫폼을 가진 수평 꼬리는 그 대칭 및 비대칭 변형을 허용하는 두 독립적인 작동기에 의해 움직인다.

수평꼬리는 관성 모멘트와 힌지를 최적화하기 위해 측면 축(88)으로부터 약 7.5ㅀ로 좌우측으로 경사진 도 2에서 항목 86으로 나타난 힌지축을 가진다.

엇갈린 꼬리는 4181mm에 해당하는 꼬리 암과 수평 꼬리 루트 코드(44)의 정점 및 수직 핀 루트 코드의 정점사이의 거리로 정의되고 도 1에 도시된 부호 c사이의 비율에 따른 허용오차를 가지는 것을 특징으로 한다; 이것은 상기와 같이 주어진 참조 비율이 적용가능한 10%의 허용오차를 가진 1932/4181mm=0.462에 해당함에 따른다.

역시 날개 프로파일은 얇은 에어포일 및 가변 챔버를 가진 낮은 각도 비율의 날개의 특성을 고려하여 버핏(buffet) 효과를 감소하기 위해 전형적인 연습기와 비교해서 변형되고 최적화된다.

본 발명에 따라, 반대로 사다리꼴 플랫폼과 중간 각도비율(AR=4)을 가진 날개(18, 20)가 사용되고, 전체 날개 전장의 67.5%에서 톱니(도 2에서 S로 도시)가 있는 것을 특징으로 한다.; 표준날개와 비교한 변형은 먼저 원형(종래기술)인 도 6에서 R로 도시된 리딩 변부 직경에 관련되고 중간 각도의 바람영향에서 편향되는 리딩 변부 드룹(droops)(66) 및 리딩 벼부(68)의 면전에서 스테그네이션 포인트 지점을 최적화하기 위해 삼각형이 된다.

도 2의 Ⅳ-Ⅳ선을 따른 확대도로 도시된 도 6에서 명백하게 도시된 바에 따라 각 날개(18, 20)는 리딩변부(66)(리딩 변부 드룹)와 트레일링 변부(70)를 따라 보조날개(56)근처에서 가변 챔버 프로파일을 나타내고 있다. 상기 보조날개는 오직 음속 영역에서만 사용되고 압축성 효과를 감소하기 위해 챔버 감소를 가져야한다.

양적으로 리딩 변부(68)의 코드 퍼센티지 연장의 설계 포인트는 근소한 값으로부터 +0.5%와 -0.2%사이의 허용오차를 가진 0.36%에 해당하는 한편 표준 해결책과 비교하여 코드 연장이 적용된 전체 날개 전장의 설계 포인트는 근소한 값으로부터 +10%와 -5%사이의 허용오차를 가진 8.2%에 해당한다.

항공기(10)의 다른 특성은 도 3에서 항목 90으로 표시된 동체 고리의 존재와 후면(16)에서 엔진 노즐의 통합이 예견되는 동체(12)를 포함한다. 역시, 동체 측면벽(12)과 수평 꼬리(44)다음의 엔진 흐름에 의해 발생되는 드랙과 세로 안정성/제어에 관한 부정적인 효과를 감소하기 위해 엔진 노즐 근처 영역이 최적화된다.

항공기(10)는 노우즈 랜딩 기어와 주 랜딩 기어를 포함하는 삼륜 랜딩기어를특징으로 한다. 노우즈 랜딩기어는 배이를 닫는 네 개의 도어와 후측면 후퇴부를 가지는 레그 스트러트이다. 주 랜딩 기어는 동체 벨리 하중 설치를 허용하기위해 전면 후퇴부를 가진다. 본 발명에 따른 항공기는 성능과 비행 품질을 최적화하는 디지틀 4중 여분의 자동 비행 제어 시스템(플라이 투 와이어)이 장착된다.; 상기 시스템은 파일럿이 불편하거나 제어손실을 초래할 수 있는 자동 비행 영역에서 제한적인 비행안전을 개선하도록 한다.("캐어프리 핸들링")

상술한 것으로부터 본 발명에 따라 개선된 공기역학적 성능을 가지는 항공기 특성의 특징은 다음과 같은 장점이 명백하다. 몇몇 다른 변형이 본 발명의 개념에 포함된 신규성을 훼손하지 않고 주제내에서 항공기의 구조에 적용될 수 있다는 것은 명백하다.

본 발명을 적용함에 있어서, 상술한 물질, 형상 및 크기가 상기 요건과 비교하여 교체될 수 있고, 동일한 내용이 동일한 기술적 특성을 가진 다른 내용과 교체될 수 있다.

Claims (11)

1. 방향 안정성 및 중간/높은 각도의 바람영향에서 안정된 공기역학적 동작을 가지는 개선된 공기역학적 성능을 가진 항공기의 형태에 있어서,

   상기 항공기가,

   날개(18, 20)와 결합된 동체(12), 하나이상의 공기 흡입구(46) 및 가변 섹션을 가진 동체 전면(52)을 포함하고,

   날개에 수직핀을 연결함으로써 중간/ 높은 각도의 바람영향에서 LEX 소용돌이 제어장치(72)와 엇갈린 꼬리(44. 38)를 포함하고, 리딩변부(36)가 각 날개(18, 20)의 트레일링 변부(70)와 공기역학적 성능을 최적화하기 위해 중첩되는 것을 특징으로 하는 항공기의 형태.
2. 제 1항에 있어서, 낮은 각도 비율을 가진 상기 동체 전면(52)이 정점(74)에서 시작하여 상기 동체(52)를 LEX 정점에 연결하는 변부까지 가변 형성을 가지는 프로파일을 가지는 것을 특징으로 하는 항공기의 형태.
3. 제 1항에 있어서, LEX 소용돌이 제어장치(72)가 측면 방향 불안정성을 피하도록 항공기(10)의 안정성 및 제어를 유지하기 위해 중간-높은 각도의 바람 방향에서 상기 LEX에 의해 발생되는 소용돌이이 발생과 대칭되도록 형성되는 것을 특징으로 하는 항공기의 형태.
4. 제 1항에 있어서, 엇갈린 꼬리(44, 38)가 사다리꼴 플랫폼을 가진 수직 핀을 날개(18, 20)에 연결하는 형태를 가지고 그 리딩 변부(36)가 높은 각도에서 항공기(10)의 동작을 최적화하기 위해 각 날개(18, 20)의 트레일링 변부(70)와 중첩되는 것을 특징으로 하는 항공기의 형태.
5. 제 4항에 있어서, 상기 꼬리의 엇갈림이 대칭 및 비대칭 편향능력과 사다리꼴 플랫폼을 가지는 수평 꼬리(44)를 통해 달성되고 수평 고리에 힌지 및 관성 모멘트를 최적화하기 위해 항공기(10)의 측면 축(88)으로부터 경사진 힌지축(86)이 형성되는 것을 특징으로 하는 항공기의 형태.
6. 제 1항에 있어서, 공기 흡입구(46)가 공기 흡입구의 상부립상에서 전환되지 않는 것을 특징으로 하는 항공기의 형태.
7. 제 1항에 있어서, 공기 흡입구(46)가 7mm의 내부 립 평균 리딩 변부 직경(76A)을 가지고 하부 립 평균 리딩 변부 직경(78)이 17.5mm이며 평균 외부립(80) 리딩변부직경이 14mm가 되어 공기 흡입구(46)의 캡쳐 영역이 약 0.322m²이고 공기 흡입구(46)의 목부분 영역이 0.257m²및 엔진 면 영역이 0,273m²이 되는 것을 특징으로 하는 항공기 형태.
8. 제 1항에 있어서, 부가적인 블로우 인도어가 하나이상의 상기 날개(18, 20)와 상기 동체(12)사이의 연결 근처에 위치하게 되고 상기 블로우 인도어가 공기 흡입구(46)를 통과하는 공기의 양과 국지적 각도의 바람양역을 감소하는 상기 날개-몸체 연결상의 압력보다 엔진 덕트내의 압력이 낮을 때 열리는 것을 특징으로 하는 항공기 형태.
9. 제 1항에 있어서, 항공기(10)의 각각의 날개(18, 20)가 날개 전장의 하나이상의 부분내에 하나이상의 톱니 영역(S)과 사다리꼴 플랫폼을 가지는 것을 특징으로 하는 항공기 형태.
10. 제 1항에 있어서, 항공기(10)의 각각의 날개(18, 20)가 압축성 효과를 개선하는 챔버 프로파일을 최적화하기 위해 리딩 변부 및 트레일링 변부상에 가변 챔버 프로파일을 가지는 것을 특징으로 하는 항공기 형태.
11. 특정 목적을 위해 서술되고 청구된 개선된 공기역학적 성능을 가지는 항공기 형태.