公开(公告)号：KR1020040040697A

公开(公告)日：2004-05-13

申请号：KR1020020068896

申请日：2002-11-07

Applicant: 한국항공우주연구원

Inventor： 황창전 ,  이관중 ,  주진

IPC: B64C23/06

CPC classification number: Y02T50/162 ,  B64C27/467

Abstract: PURPOSE: A cross-rotation couple vortex generator of a rotor blade of a helicopter for reducing noise caused by BVI(Blade-Vortex Interaction) is provided to reduce BVI noise by increasing the descending speed of vortex generated at the blade tip of a rotor by generating two vortexes rotating in opposite directions. CONSTITUTION: A cross-rotation couple vortex generator of a rotor blade(10) of a helicopter for reducing noise caused by BVI is slantly mounted with an oblique blade(11) installed to the upside near the tip of the rotor blade and composed of front and rear units(21,24) to reduce the noise by generating the cross-rotation couple vortexes through a connecting unit(22). The oblique blade is mounted at 80¯95% position of the radius of the rotor and at the angle of 20¯40 degrees from the inside of the blade.

Abstract translation: 目的：提供直升机转子叶片的交叉旋转耦合涡流发生器，用于降低由BVI（叶片 - 涡旋相互作用）引起的噪音，以通过增加转子叶片尖端产生的涡流的下降速度来降低BVI噪声， 产生沿相反方向旋转的两个涡旋。 构成：用于减少由BVI引起的噪音的直升机的转子叶片（10）的交叉旋转耦合涡流发生器倾斜地安装有倾斜叶片（11），该叶片安装在转子叶片的尖端附近的上侧，并由前面 和后部单元（21,24），以通过通过连接单元（22）产生交叉旋转耦合涡流来降低噪音。 倾斜叶片安装在转子半径的80-95％位置，与叶片内部成20度至40度的角度。

公开(公告)号：KR101009497B1

公开(公告)日：2011-01-19

申请号：KR1020080126268

申请日：2008-12-12

Applicant: 한국항공우주연구원

Inventor： 강희정 ,  이관중

IPC: B64C27/467 ,  B64C27/473

Abstract: 본 발명은 헬리콥터 로터 블레이드의 안쪽부위(Inboard region) 에어포일 형상에 관한 것으로, 더욱 상세하게는 로터 블레이드 주 양력 부위에서 발생하는 피칭모멘트(Pitching-moment)를 상쇄시켜 블레이드 중심축(Root) 부위에 걸리는 피칭모멘트를 최소화시킬 수 있는 헬리콥터 로터 블레이드 안쪽부위 에어포일에 관한 것이다.
본 발명의 헬리콥터 로터 블레이드 안쪽부위 에어포일은 상기 로터 블레이드(200)의 중심축에서부터 끝단 방향으로 50%~70% 이내까지 적용되며, 앞전(Leading edge)(210)과, 상기 앞전(210)으로부터 공간을 가지며 형성되는 뒷전(Trailing edge)(220)과, 상기 앞전(210)과 뒷전(220) 사이에 형성되는 윗면(240) 및 아랫면(250)을 포함하고, 운전레이놀즈수는 인 것을 특징으로 한다.
상기와 같은 구성에 의한 본 발명의 헬리콥터 로터 블레이드 안쪽부위 에어포일은 헬리콥터 로터 블레이드의 주 양력 부위에서 발생하는 피칭모멘트를 상쇄시켜 블레이드 루트 부위에 걸리는 모멘트를 최소화시킬 수 있으며, 이를 통하여 항공기의 기동성 증대, 로터 비행한계 증가, 허용 가능한 블레이드 추력 증가의 효과를 얻을 수 있다.
에어포일, 헬리콥터, 블레이드, 로터, 익형

公开(公告)号：KR1020100067747A

公开(公告)日：2010-06-22

申请号：KR1020080126268

申请日：2008-12-12

Applicant: 한국항공우주연구원

Inventor： 강희정 ,  이관중

IPC: B64C27/467 ,  B64C27/473

Abstract: PURPOSE: An airfoil inside a helicopter rotor blade is provided to reduce moment applied on a blade root site by offsetting pitching moment generated on the main dynamic lift of the helicopter rotor blade. CONSTITUTION: An airfoil inside a helicopter rotor blade comprises a leading edge, a trailing edge, an upper side, and a lower side. The inside airfoil is applied from the root of the rotor blade to 50%~70% of the end. The trailing edge is formed from the leading edge with a space. The upper side and the lower side are formed between the leading edge and trailing edge.

Abstract translation: 目的：提供直升机转子叶片内的翼型，通过抵消在直升机转子叶片的主动态升程上产生的俯仰力矩来减小施加在叶片根部位置的力矩。 构成：直升机转子叶片内的翼型件包括前缘，后缘，上侧和下侧。 内翼片从转子叶片的根部施加到端部的50％〜70％。 后缘由具有空间的前缘形成。 上侧和下侧形成在前缘和后缘之间。

公开(公告)号：KR1020090069064A

公开(公告)日：2009-06-29

申请号：KR1020070136907

申请日：2007-12-24

Applicant: 한국항공우주연구원

Inventor： 강희정 ,  이관중 ,  김재무

IPC: B64C27/467 ,  B64C27/54

Abstract: A rotor blade airfoil of a helicopter is provided to increase the flying limit of the rotor due to the airfoil shape with high lift coefficient and attach angle. A rotor blade airfoil(1) of a helicopter comprises a top part(5) bulging upward and a bottom part(6) bulging downward, based on a chord line(2) connecting a leading edge(3) and a trailing edge(4). The surface locations of the top and bottom parts are determined from a specific table based on x/C, where x is the distance from the leading edge to the trailing edge on the chord line and C is the length of the chord.

Abstract translation: 提供直升机的转子叶片翼型，以增加由于具有高升力系数和附着角度的翼型而导致的转子的飞行极限。 基于连接前缘（3）和后缘（4）的弦线（2），直升机的转子叶片翼型件（1）包括向上凸起的顶部部分（5）和向下凸出的底部部分（6） ）。 顶部和底部的表面位置由基于x / C的特定表确定，其中x是和弦上的前缘到后缘的距离，C是弦的长度。

公开(公告)号：KR100921574B1

公开(公告)日：2009-10-12

申请号：KR1020070136907

申请日：2007-12-24

Applicant: 한국항공우주연구원

Inventor： 강희정 ,  이관중 ,  김재무

IPC: B64C27/467 ,  B64C27/54

Abstract: 본 발명은 헬리콥터의 로터 블레이드 에어포일에 관한 것으로, 헬리콥터의 기동성 증대, 로터 비행한계 증가 및 허용 가능한 블레이드 추력을 증가시키기 위해 최대양력 계수와 실속 특성을 증가시킨 에어포일 형상을 로터 블레이드의 주 양력부위에 적용시킨 헬리콥터의 로터 블레이드 에어포일에 관한 것이다.
본 발명의 헬리콥터의 로터 블레이드 에어포일은, 앞전(Leading Edge)과 뒷전(Trailing Edge)을 잇는 시위선(Chord)을 기준으로 상측과 하측으로 볼록한 윗면 및 아랫면을 가지는 헬리콥터의 로터 블레이드 에어포일에 있어서, 상기 에어포일(Airfoil 翼型)은 표 1의 좌표값에 따라 윗면 및 아랫면의 표면위치가 결정되는 것을 특징으로 한다.
상기와 같은 구성으로 인하여 본 발명의 헬리콥터의 로터 블레이드 에어포일은, 최대양력계수 및 실속 받음각이 높은 에어포일 형상으로 인하여 헬리콥터 로터 블레이드의 주 양력 부위를 구성하는 에어포일에 적용시킬 수 있으며, 이를 통하여 항공기의 기동성 증대, 로터 비행한계 증가 및 허용 가능한 블레이드 추력 증가의 효과를 얻을 수 있다.
BERP, 에어포일, 윗면, 아랫면