KR100211389B1 - 헬리콥터 미부 구조물에 사용되는 시라우드-핀 일체 선반 - Google Patents

헬리콥터 미부 구조물에 사용되는 시라우드-핀 일체 선반 Download PDF

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Abstract

본 발명은 도관 팬 항 토오크장치를 포함하는 시라우드와, 시라우드에 인접한 수직 안정판 및 수직 안정판과 교차하는 수평 안정판을 구비하는 헬리콥터 미부 구조물용 시라우드 핀 일체 선반이다. 이 시라우드 핀 일체 선반은 역 추력 작동 상태에서 수직 안정판에 의해 유해한 공기 역학적 효과를 감소시키기 위한 구조학적인 형상과 크기이므로 도관 팬 항 토오크장치로 인한 다중 공기유량은 수직 안정판의 흡수표면을 넘어 종방향의 다중 공기 유량을 방해하고 시라우드를 따라 흐른다. 시라우드와 수직 안정판 사이의 급속 전환을 마련하는 일체 선반은 미부 구조물의 마주하는 면에 있는 제2선반폭을 포함하는 미리 설정한 전체 폭을 가진다. 제1선반 폭은 시라우드를 넘는 부착된 다중 공기유량이 시라우드 핀 일체 선반에서 신속히 분리되기 위하여 제2선반 폭보다 크다. 제1 및 제2선반폭은 도관 팬 항 토오크 장치의 팬 조립체 직경의 약 4내지 약 16의 범위에서 크기를 갖는다. 바람직하게는, 시라우드와 시라우드 핀 일체 선반 사이의 구조학적 경계를 형성하는 시라우드 가장자리는 뽀족하게 즉 거의 90가 바람직하다.
미부 구조물은 또한 시라우드의 후부를 넘는 다중 공기유량의 분리점을 고정하기 위하여 V형태의 형상을 가지는 후방 시라우드 폐쇄부를 구비한다.

Description

헬리콥터 미부 구조물에 사용되는 시라우드-핀 일체 선반
제1도는 본 발명에 따른 시라우드-핀 일체 선반 및 후방 시라우드 폐쇄부를 통합하는 일체성 미부 구조물내에 도관 팬 항 토오크장치를 내포하는 헬리콥터의 측면도.
제2도는 일체성 미부 구조물의 일실시예의 컴퓨터로 처리된 제1사시도.
제3도는 일체성 미부 구조물의 컴퓨터로 처리된 제2부분사시도.
제4(a)도는 미부 구조물의 다른 실시예의 공간 방위를 나타내는 개략도.
제4(b)도는 제2도의 선 4B-4B를 따른 일체성 미부 구조물의 횡간 단면 평면도.
제4(c)도는 제4(a)도의 일체성 미부 구조물의 도관 팬 항 토오크장치의 추력 다이어그램.
제4(d)도는 제4(a)도의 일체성 미부 구조물의 수직 안정판에 대한 추력 다이어그램.
제5(a)도 및 5(b)도는 도관 팬 항 토오크장치의 실시예를 나타내는 사시도.
제6도는 제5(a)도의 선 6-6을 따라 취한 도관 팬 항 토오크장치의 횡간단면도.
제7도는 제6도의 도관 팬 항 토오크장치의 배출구를 나타내는 평면도.
제8도는 미부 구조물의 선행 실시예의 형상을 나타내는 도면.
제9도는 일체성 미부 구조물의 본 발명에 따른 시라우드-핀 일체 선반을 나타내는 도면.
* 도면의 주요부분에 대한 부호의 설명
10 : 헬리콥터 12 : 동체
14 : 주 로우터 조립체 6 : 꼬리부리
18 : 도관 팬 항 토오크장치 20 : 미부 구조물
22 : 시라우드 24 : 시라우드 핀 일체선반
26 : 시라우드 폐쇄부 28 : 수직 안정판
30 : 수평 안정판 60 : 팬 조립체
80 : 평면부재 83,85 : 폭
본 발명은 헬리콥터에 관한 것이고 특히, 도관 팬 항 토오크장치를 내포하는 헬리콥터에 사용되는 일체성 미부 구조물의 시라우드-핀 일체 선반 및 후방 시라우드 폐쇄부의 공기역학적인 형상에 관한 것이다.
본 발명은 일체성 헬리콥터 미부 구조물(S-4432) 및 헬리콥터 항 토오크장치(S-4453)이라는 제목을 갖는 함께 계류중인 출원들과 관계한다.
현대의 헬리콥터들의 대부분은 단일의 주 로우터 조립체 및 노출된 꼬리 로우터 조립체(페네스트론 꼬리 구조물을 사용하는 Aerospatiale 헬리콥터 및 NOTARTM시스팀을 사용하는 McDonnell Douglas 헬리콥터들은 예외)를 사용한다. 노출된 꼬리 로우터 조립체는 주 로우터에 의해 파상되는 동체 유도 토오크를 중화시키고 또한 호버링(hover), 전환, 저속 및 고속비행체제에서 헬리콥터의 빗놀이 방향 제어를 제공하기 위하여 측방향 추력을 제공하기 위한 유효하고 신뢰성 있는 수단을 제공하는 것으로 입증되었다.
노출된 꼬리 로우터 조립체들은 그러나 공기역학적인 그리고 비 공기역학적인 관점에서 결점들을 갖는다. 제일먼저, 노출된 꼬리 로우터 조립체는 지상 작동중 근접 인원에 혹독한 위험요소를 부과한다.
노출된 꼬리 로우터 조립체의 회전하는 꼬리 로우터 날개들과 부주의하게 접촉하여 인명이 실상되는 경우가 허다하였다. 작동중인 노출된 꼬리 로우터 조립체는 헬리콥터 지상 작동구역내에 배치되는 다른 장비에 위험을 가하게 된다. 부가하여, 노출된 꼬리 로우터 조립체들은 주 로우터 조립체의 후류(slip stream)에 의해 순환되는 물건들에 의해 손상받기 쉽게 된다.
노출된 꼬리 로우터 조립체는 또한, 이륙, 착륙 및/또는 노출된 꼬리 로우터 조립체가 전력라인, 빌딩, 방벽, 나무, 및 잡초와 같은 지형 형상물과 부주의하게 충돌하는 것을 방지하기 위해 세심한 주의가 요청되는 제한된 구역내에서의 조종과 같은 헬리콥터 비행 작동중 문제점을 야기시킨다.
다양한 군사 적용 및 특정의 민간 적용에 있어서 야간 또는 일기가 좋지 않은 날씨에서 비행하는 NOE(Nap of the earth)가 요청된다. 상기 상태에서의 비행은 노출된 꼬리 로우터 조립체의 상기 지형 형상물과의 부주의한 충돌을 막기 위해 더욱 세심한 주의를 필요로 하게 된다.
부가하여, 노출된 꼬리 로우터 조립체들의 공기역학적인 효울은 상기 조립체들의 기본적인 특성으로부터 노출되는 다양한 요소들에 의해 감소된다. 노출된 꼬리 로우터 조립체는 꼬리 로우터 날개들 상에 작용하는 항력 효과 및 유도된 스트레스들에 기인하여 고속비행체제에서 요청되는 빗놀이 안정성을 전부 제공하기 위해 사용되지는 않는다. 대신에, 고속비행체제에서 요청되는 빗놀이 안정성(yaw stability)의 일부분을 제공하기 위해 공기역학적으로 형상되는 수직 안정판이 헬리콥터 미부의 형상에 통합된다. 그러나, 노출된 꼬리 로우터 조립체는 상기 고속비행체제에서 전체 공기역학적인 항력에 많은 부분 기여한다.
전환, 저속 및 고속비행체제중 호버링 작동 및 빗놀이 조종시에 요청되는 항 토오크 추력(측방향 부력)을 제공하기 위해, 전형적인 노출시 꼬리 로우터 조립체는 (상기 추력을 크게하기 위해 꼬리 로우터 조립체에 의해 요청되는 엔진 동력을 감소시키기 위해)대직경의 꼬리 로우터 날개들을 갖는다. 꼬리 로우터 조립체는 꼬리 로우터 날개들에 대한 필요한 대지면 간격을 제공하기 수직 안정판상에 장착되어져야 한다. 그러나, 상기와 같은 배열은 노출된 꼬리 로우터 조립체의 공기역학적인 효율을 감소시키는, 수직 안정판 및 노출된 꼬리 로우터 조립체들 사이의 공기역학적인 간섭(interference)(안정판 차단)을 발생시킨다. 이러한 배열은 또한 고속비행체제에서 수직 꼬리 구조물의 공기역학적인 작동을 간섭하게될 수 있다. 부가하여, 상기 배열은 헬리콥터의 종축을 중심으로한 유도 로울 모우먼트(roll momemt)를 창출했다.
또한, 노출된 꼬리 로우터 조립체는 자체의 작동효율을 감소시키는 상대 바람(relative wind), 주 로우터 조립체 및 동체의 후류 및 소용돌이와 같은 혹독한작동 스트레스 및 동역학적인 현상에 저하하여지게 되는 기계적으로 복잡하고 취약한 장치로 된다. 상기 작동 조건들에의 노출은 노출된 꼬리 로우터 조립체의 전체 사용수명을 제한하여 더욱 빈번한 유지 및 분해수리와 관련되는 비용이 상승되게 된다. 부가하여, 노출된 꼬리 로우터 조립체들은 증가된 횡전각(sideslip angle)에서 비행하는 도중 날개 하중 효과가 증대하게 되어 노출된 꼬리 로우터 조립체들을 갖는 헬리콥터들에 대한 횡전에 관하여 유효 작동 기낭(envelope)을 제한하게 된다.
미부 구조물에 페네스트론(fenestron) 또는도관 팬 항 토오크장치를 사용하는 헬리콥터는 통상적인 헬리콥터 형상에 비해 수개의 공기역학적인 그리고 비 공기역학적인 장점들을 제공한다. 작동중인 도관 팬 항 토오크장치는 근접한 인원 또는 장비에 현저한 위험을 부여하지는 않는다. 또한, 미부 구조물은 외부 물체들에 의해 유도되는 손상으로부터 도관 팬을 효과적으로 보호한다.
공기역학적으로, 도관 팬 항 토오크장치는 고속비행체제에서 효과적으로 오프-로우드(off-loaded)되어 상기 고속비행체제내에서의 전체 공기역학적인 항력을 감소시킬 수 있다. 수직 안정판은 도관 팬 항 토오크장치의 작동을 공기역학적으로 간섭하지 않는다. 도관 팬 항 토오크장치의 꼬리 로우터 조립체는 외부의 동역학적인 현상에 노출되지 않게되서 도관 팬 꼬리 로우터 조립체의 전체 수명이 개선되며 아울러 유지비용이 감소된다. 도관 팬 항 토오크장치는 후루 비행중 꼬리 로우터 날개들에 의해 얻어지는(experienced)스트레스들을 효과적으로 감소시켜 도관 팬 항 토오크장치들을 사용하는 헬리콥터들의 작동기낭을 팽창 시킨다. 등가의 로우터를 마련하는 개구부들에 대해, 도관 팬 항 토오크장치의 공기역학적인 효율은 노출된 꼬리 로우터 조립체의 그것보다 크게되어 도관 팬 항 토오크장치가 미부 구조물내에 통합될 때 그 크기가 감소되면서도 등가의 공기역학적인 성능을 제공하게 된다.
Aerosopatiale은, 헬리콥터에 관한 항 토오크 추력 및 빗놀이 방향 제어를 제공하기 위해 도관 팬 항 토오크장치 및 수직 안정판을 조합체로 사용하는 미부 구조물을 포함하는 Dauphin 및 Gazelle과 같은 수개라인들의 헬리콥터들을 생산하였다. 이러한 헬리콥터들의 도관 팬 항 토오크장치는 헬리콥터의 수직 대칭평면에 수직한 도관 축을 가져셔 꼬리 로우터 날개 평면이 상기 수직평면에 평행하게 된다. 상기 항 토오크장치에 의해 개발되는 횡방향 추력은 호버링, 전환, 저속 및 고속전향비행체제에서 필요한 항 토오크력 및 빗놀이 방향 제어를 제공하기에 충분하게 된다. 이러한 헬리콥터들의 미부 구조물은 고속 전향속도에서 충분하게 된다. 이러한 헬리콥터들의 미부 구조물은 고속 전향속도에서 항 토오크 및 빗놀이 안정성을 위한 측방 추력을 제공하기 위해 공기역학적으로 형상되는 수직 안정판을 포함한다.
Aerospatiale에 허여된 미합중국 특허 제4,809,931호에는 상기 선행 미부 구조물들이 특히 고속 전향비행에서 특정 피치 안정성(pitch stability)을 제공하지는 않는다는 것이 기재되어 있다. 상기 '931호 특허는 중화적인 항 토오크 출력뿐만 아니라 정적이고 동적인 빗놀이 및 피치 안정성을 제공하는 미부 구조물에 제공하기 위해 필요로 되어진다는 것을 기재하고 있다. 상기 '931호 특허는 또한 이러한 형태의 미부 구조물이 헬리콥터의 자체 중량을 증가시키기 때문에 불리하다는 것에 대해 기대하고 있다.
도관 팬 항 토오크장치를 사용하는 다른 선행 미부 구조물은 상기 '981호 특허에 기재되어 있고, 상기 선행 미부 구조물은 수직 및 수평 안정판들을 두 개의 공기역학인 표면들로 대체시키고 있다. 상기 '931호 특허에서 두 개의 공기역학적인 표면들은 도관 팬 항 토오크 장치의 하우징 정부를 관통하여 통과하는 수평면 상부에서 연장되고, 공기역학적인 표면들의 평균 평면들(mean planes)은 하우징을 관통 통과하는 수직 평면을 중심으로 서로에 관하여 대칭적으로 배설되어 V미부를 마련한다.
이러한 공기역학적인 표면들은 횡대칭적인 공기역학적 상승 프로필을 제공하기 위해 형상되는 것으로 기재되어 있다. 상기'931호 특허에서는 상기와 같은 미부 형상이 예견되는 장점들을 달성하지 못한다는 것을 알 수 있다.
상기 '931호 특허에 기재되고 특허청구범위에 요청되는 주제는 항 토오크력 및 빗놀이 및 피치축을 중심으로 정적이고 동적인 안정성을 동시에 제공하는 도관 팬 항 토오크장치를 사용하는 헬리콥터 미부 구조물이다. 상기 '931호 특허에서 도관 팬 항 토오크 하우징의 평균 평면이 헬리콥터의 대칭수직평면에 관하여 0내지 45의 각도범위로 경사된다는 것을 알 수 있다. 두 개의 공기역학적인 표면들은 하우징의 정부에서 조합으로 결합되어 하우징의 정부를 관통하여 통과하는 수평 평면 상부로 연장되는 V형 미부를 형성한다. 상기 '931호 특허에서, 두 개의 공기역학적인 표면들이, 공기역학적인 표면의 각각의 평균 평면들이 헬리콥터의 대칭 수직 평면에 관하여 비대칭적으로 연장되게 되는 수개의 다른 실시예로 배설된다는 것을 알 수 있다. 두 개의 공기역학적인 표면들의 평균 평면이 수평 및 수직에 관하여 예정된 각도 범위내에서 선택되는 예정각들을 형성한다.
본 발명의 목적은 기수 우측(nose-right) 횡전(sideslip) 비행체제중 수직안정판 상에 역 공기역학적인(adverse aerodynamic)효과들을 중화시키기 위해 도관 팬 항 토오크 및 시라우드에 인접한 수직안정판을 사용하는 시라우드를 포함하는 헬리콥터 미부 구조물용의 시라우도-핀 일체 선반을 제공함에 있다.
본 발명의 다른 목적은 수직 안정판의 공기역학적인 작동에 대한 간섭을 방지하기 위해 미부 구조물로부터 시라우드 상부로 유동하는 다중 공기유량을 격리시키기 위해 시라우드 및 수직안정판 사이에 급속 전환 구조를 제공하는 비대칭형상을 갖는 시라우드-핀 일체 선반을 제공함에 있다.
본 발명의 다른 목적은 도관 팬 항 토오크장치의 도관 폭과 동일한 전체 선반 폭 및 평탄한 형상을 갖는 시라우드-핀 일체 선반을 제공함에 있다.
본 발명의 또다른 목적은 도관 팬 항 토오크장치의 팬 직경에 따라 비대칭적인 제1 및 제2선반 폭들을 갖는 시라우드-핀 일체 선반을 제공함에 있다.
본 발명의 또다른 목적은 미부 구조물의 밑면 항력을 감소시키고 시라우드의 후방부위를 상에 다중 공기유량의 격리점들을 픽스(fix)시키는 형상을 갖는 시라우드용의 후방 시라우드 폐쇄부를 제공함에 있다.
본 발명의 상기 목적 및 다른 목적은 도관 팬 항 토오크장치, 수직 안정판 및 수평 안정판을 사용하는 시라우드를 포함하는 헬리콥터 미부 구조물의 일체요소들로서 시라우드-핀 일체선반 및 후방 시라우드 폐쇄부를 제공함에 의해 달성된다. 본 발명에 따른 시라우드-핀 일체선반은 기수-좌측 및 기수-우측 횡전 비행체제 사이에서의 헬리콥터 유지특성에 있어서의 현격한 차등을 유발하는 기수-우측 횡전 비행 조건중에 발생되는 수직 안정판상의 음적인 공기역학적 효과들을 완화시키기 위해 구조적으로 형상된다.
주 로우터가 반시계방향으로 회전되는 헬리콥터들에 관한 기수-우측 횡전 상태에서, 헬리콥터들은 도관 팬 항 토오크장치가 상대 바람 다중 공기유량에 처하여지게 되도록 방위되며, 이와같이 될 경우 도관 팬 항 토오크장치가 역 추력 조건에서 작용하게 된다. 역 추력 조건에서의 다중 공기유량은 도관 팬 항 토오크장치로 하여금 음 추력(negative thrust), 즉 정상 작동중 도관 팬 항 토오크장치에 의해 생성되는 방향에 반대인 추력을 생성하도록 한다.
정상 작동중 도관 팬 항 토오크장치로의 다중 공기 유량 유입을 돕기 위해 일정한 곡률반경을 갖는 커어브된 립을 갖는, 도관 팬 항 토오크장치의 유입구의 형상에 기인하여, 역 추력 작동 조건에서 유입구를 경유하여 유출되는 다중 공기유량은 상기 커어브된 립 유입구로부터 정상적으로는 격리되지 않는다. 상기 공기유량은 시라우드를 따라 수직 안정판의 흡입 표면상부로 상방향으로 이동한다. 상기 다중 공기유량은 헬리콥터의 전향 이동에 의해 생성되는 수직안정판 상부로의 종방향 다중 공기유량에 공기역학적인 간섭을 하지 않는다. 이와같은 공기역학적인 간섭은 수직 안정판에 의해 생성되는 상승력을 감소시킨다. 역 추력 작동 조건에서 도관 팬 항 토오크장치에 의해 생성되는 음 추력과 조합하여 수직 안정판에 의해 생성되는 상승력의 감소는 기수-우측 횡전 비행 조건에서 도관 팬 항 토오크장치가 제공하여야 하는 추력의 양을 감소시켜 기수-좌측 횡전 비행조건에 비교하여 기수-우측에서 수직 안정판 및 도관 팬 항 토오크장치에 의해 생성되는 측방향 힘들을 현저히 변화시키게 된다.
본 발명에 따른 시라우드-핀 일체 선반은 역추력 작동 조건에서 수직 안정판에 의해 얻어지는 역(adverse)공기역학적인 효과들을 제거하기 위해 구조적으로 형상되고 크기가 결정된다. 시라우드-핀 일체선반은 시라우드 및 미부 구조물의 수직 안정판 사이의 궁형 전환(횡간단면의 단상변화)를 제공하는 형상을 갖는다. 시라우드-핀 일체 선반의 급속 전환 형상은 시라우드 상부로 이동하는 부여된 다중공기유량을미부 구조물로부터 완전히 격리시키는 작용을 하여 상기 다중 공기유량이 수직 안정판의 공기역학적인 작동을 간섭하지 않도록 한다.
본 발명에 따른 시라우드-핀 일체 선반은 예정된 전체 선반 쪽을 갖는 평탄 부재이다. 예정된 선반 폭은 시라우드 폭과 일치하며, 이 시라우드 폭은 도관 팬 항 토오크장치의 도관 깊이에 일치한다.
시라우드-핀 일체 선반의 예정된 전체 선반 부재는 제1선반부재 및 제2선반부재를 포함하는 것으로서 또한 마련될 수 있다. 제1선반부재는 도관 팬 항 토오크장치의 유입구 측면상이 시라우드의 연부 및 수직 안정판의 흡입 표면 사이의 거리를 마련한다. 제2선반부재는 도관 팬 항 토오크장치의 배출구 측면상의 사라우드의 연부 및 수직 안정판의 대응표면 사이의 거리를 마련한다. 제1선반부재는 역 추력 작동조건에서 시라우드 상부로 부여된 다중 공기유량의 급격한 격리를 보장하기 위해 제2선반부재의 폭보다 크게된다.
제1 및 제2선반부재들의 폭들은 다중 공기유량 격리조건 및 수직 안정판의 두께에 의해 결정된다. 수직 안정판의 두께는 구조적인 그리고 공기역학적인 효율 고려사항(conasiderations)을 근거로 한다. 현재의 설계관행은 수직안정판의 시위(chord)의 10 내지 30의 범위내의 두께를 갖는 수직 안정판들을 사용한다. 제1 및 제2선반부재들의 상대적인 폭들은 종방향으로 전방에서 후방으로 변화되며 수직 아정판든 예정된 경사각을 이룬다.
비대칭적인 제1 및 제2선반부재들은 도관 팬 항 토오크장치의 팬조립체의 직경이 약 4내지 약 16범위의 폭들을 가질 수 있다.
제1 및 제2선반폭들에 대한 값의 선택은 수직 안정판의 크기, 수직 안정판의 경사각, 수직 안정판의 에어호일 부분, 도관 팬 항 토오크장치에 의해 발달되는 추력 및 헬리콥터 설계속도를 근거로 하여 결정된다.
시라우드 및 시라우드-핀 일체선반 사이의 경계를 표시하는 선반 연부의 형상은 바람직하게는 급격하게 되어 즉 90각을 이룬다. 날카로운 각 형상을 갖는 선반 연부는 시라우드 및 시라우드-핀 일체 선반 사이의 구조적인 계면에서 다중 공기유량 격리를 돕는다. 선반연부는 전체 선반 폭을 감소시키기 위해 라운딩될 수 있고 이것은 동시에 미부 구조물의 유해 항력 효과들을 감소시킨다.
시라우드-핀 일체선반은 수직 안정판이 시라우드에 관하여 경사되지 않게 되는 미부 구조물내에서 사용될 수 있다. 전기한 시라우드-핀 일체 선반은 수직 안정판이 시라우드에 관련하여 예정된 경사각으로 공간상 방위되게 되는 일체성 미부 구조물에 특별한 유용성을 갖는다.
도관 팬 항 토오크장치두의 시라우드의 폐쇄부는 수개의 문제점들을 부과한다. 고속 전향비행시의 최소 밑면 항력에 대해 유선형 후미연부는 최적인 것으로 여겨진다. 상기와 같은 형상은 그러나 미부 구조물의 전체중량을 증가시키고 측향 비행을 위해 증가된 동력이 필요하게 되는 측향비행체제중 거대한 표면 구역을 부여한다. 측면 비행체제에서 최소구역을 부여하는 형상을 갖는 미부 구조물은 그러나 전향비행체제에서는 높은 항력을 갖는다. 후방 시라우드 폐쇄부는 날카로운 후미 연부 형상을 가질 수 있다. 상기 형상을 사용하는 헬리콥터의 빗놀이 안정성은 매우 양호하지는 않게되며 꼬리 구조물은 전향비행체제에서 측방향으로 흔들린다. 넓고 무딘(blunt)후미 연부 형상은 후방 시라우드 폐쇄부로서 사용되지만 상기 형상은 거대한 밑면 항력을 파생시킨다.
본 발명에 따른 후방 시라우드 폐쇄부는 V형의 평탄한 형상을 갖는다. 상기와 같은 형상은 감소된 밑면 항력을 갖는다. 후방 시라우드 폐쇄부의 형상은 수직 안정판의 후미 연부에서 시작되며 시라우드-핀 일체선반에 관하여 수직으로 각을 이룬다. 후방 시라우드 폐쇄부의 형상은 다중 공기 유량의 격리점들을 시라우드의 후방 단부들 상부로 고정시켜 헬리콥터의 빗놀이 안정 특성을 증가시킨다.
이하 도면을 참조로 하여 본 발명을 상술한다.
도면을 참조하면 제1도에는 도관 팬 항 토오크장치를 사용하는 헬리콥터(10)을 도시한다. 헬리콥터(10)은 동체(12), 주 로우터 조립체(14), 꼬리부리(16), 및 도관 팬 항 토오크 장치(18)을 포함하는 미부 구조물(20)을 포함한다. 또한 제1도에는 헬리콥터(10)에 관련된 기준 시스팀을 도시하며 이는 종축을 마련하는 X-X축, 측축을 마련하는 Y-Y축 및 수직축을 마련하는 Z-Z축을 포함한다. 헬리콥터 동체(12)의 대칭 중간 평면을 마련하는 수직평면(Zs)에 평행한 평면들을 또한 함유하는 것으로 이해되어져야 한다.
주 로우터 조립체(14)는 주 로우터 날개들을 회전시키고 헬리콥터(10)을 상승시키고 전향 주행에서 헬리콥터(10)을 추진하며 상승 및 하강시 헬리콥터(10)을 각각 조종하기 위한 프로필의 유도를 위해 상승력을 제공하는 동력시스팀(도시않됨-전형적으로는 하나 내지 세 개의 터빈 엔진)을 포함한다. 주 로우터 조립체(14)는 또한 엔진 동력을 주 로우터 날개들 및 도관 팬 항 토오크장치(18)에 전달하는 전동 시스팀(도시않됨)을 포함한다.
헬리콥터(10)에 사용되는 예시적인 미부 구조물(20)은 제2도 및 3도에 더욱 상세히 도시한다. 미부 구조물(20)은 꼬리부리(16)과 일체로 되는 시라우드(22), 시라우드-핀 일체 선반(24), 후방 시라우드 폐쇄부(26), 수직 핀 또는 안정판(28), 및 수직 안정판(28)을 교차하는 수평핀 또는 안정판(30)을 포함한다. 도관 팬 항 토오크장치(18)은 시라우드(22)내에 장착된다.
본 발명의 시라우드-핀 일체 선반(24) 및 후방 시라우드 폐쇄부(26)의 전체적인 공기역학적인 성능 및 효과들이 미부 구조물(20) 및 도관 팬 항 토오크장치(18)을 구성하는 개개 요소들의 특성 및 상기 개개의 요소들 사이의 상호작용 관게에 따라 변화된다는 것을 당업계에서 통상의 지식을 가진자는 용이하게 알 수 있다.
시라우드(22), 수직 안정판(28), 수평 안정판(30)과 시라우드-핀 일체 선반(24)를 포함하는 미부 구조물 및 미부 구조물(20)의 시라우드(22)내에 장착되는 도관 팬 항 토오크장치(18)은 일체성의 헬리콥터 미부 구조물(S-4432) 및 헬리콥터 항 토오크장치(S-4453)이라는 명칭을 갖는 함께 계류중인 출원의 주요대상으로 된다. 상기 요소들의 특성에 대한 간단한 설명은 본 발명의 주요대상의 특성이 이해를 돕기 위해 이하에 설명된다.
일체성 미부 구조물(20)을 구성하는 시라우드(22), 수직 안정판(28) 및 수평 안정판(30)의 공기역학적인 형상들 및/또는 방위 및 공간상의 방위는 헬리콥터(10) 비행 작동중 요청되는 필요한 공기역학적인 힘들을 제공하기 위해 최적화된다. 측방향의 또는 항 토오크 추력은 호버링 및 전향비행체제하에서 헬리콥터(10)의 빗놀이 안정성 및 방향 제어를 위해 미부 구조물(20) 및 도관 팬 항 토오크장치(18)에 의해 제공된다. 미부 구조물(20)은 또한 전향비행작동에서의 피치 정적안정성 및 조조성을위한 수직력 성분들을 제공한다.
도관 팬 항 토오크장치(18)을 하우징하는 시라우드(22)의 공간상 방위 및 수직 안정판(28)의 공간상 방위는 호버링 및 전향비행체제에서 헬리콥터(10)에 관한 증가된 공기역학적인 성능을 제공하기 위해 통합(상호작용식으로 관계)된다. 제4(a)도의 실시예에서, 시라우드(22)는 수직평면(Zs)에 관하여 제1예정경사각으로 공간상 방위된다. 수직 안정판(28)은 수직평면(Zs)에 관하여 제2예정경사각으로 공간상 방위된다. 제2예정경사각은 수직평면(Zs)에 관련하여 회전적인 입장에서 제1예정 경사각에 대향된다.
도관 팬 항 토오크장치(18)을 포함하는 시라우드(22)의 공간상 방위는 이하에 설명하는 바와같이 양의(positive) 수직력 성분을 제공함에 의해 호버링 체제에서의 헬리콥터(10)의 공기역학적인 성능을 개선한다. 시라우드(22)의 공간상 방위는 또한 호버링 및 순항 체제에서 헬리콥터(10)의 무게중심(C.G)범위를 개선한다.
고속 비행 체제에서의 항 토오크 추력을 제공하기 위해 도관 팬 항 토오크장치(18)을 사용하는 것은 상기 도관 팬 항 토오크장치(18)의 사용이 거대한 항력을 유발하는 한 공기역학적으로 불충분하게 된다. 상기 항력은 고속 전향비행시 선회되어 도관 팬 항 토오크장치(18)에 의해 소화되어져야하는 헬리콥터 시라우드(22)를 따라 유동하는 거대한 체적의 공기로 인하여 발생된다(제3도 참조). 상기한 거대한 체적의 공기의 선회 및 소화는 거대한 운동량의 항력을 창출한다.
고속 전향비행체제에서의 항력을 최소화하고 헬리콥터(10)의 빗놀이 안정성을 위해 요청되는 필요한 항 토오크 추력을 동시에 제공하기 위해, 미부 구조물(20)은 고속 전향비행체제에서 요청되즌 항 토오크 추력의 대부분을 제공하기 위해 최적으로 형상되는 수직 안정판(28)을 통합한다. 수직 안정판(28)의 공기역학적인 형상 및 방위가 도관 팬 항 토오크장치(18)보다 큰 부력 대 항력비를 제공하기 위해 최적화되기 때문에 고속 전향비행체제에서 도관 팬 항 토오크장치(18)을오프-로우드 시키기 위해 수직 안정판(28)을 사용함에 의해 항력 검사량의 30감소가 얻어질 수 있다.
수직 안정판(28)은 예정된 캠버(camber)로 공기역학적으로 형상되며 예정된 경사각으로 공기역학적으로 방위된다. 공기역학적인 형상 및/또는 방위와 조합된 공간상의 방위(예정된 경사각)의 결과로서, 수직 안정판(28)은 전향비행체제에서의 증가하는 속도에서 도관 팬 항 토오크장치(18)의 현격한 오프-로우딩을 허용한다. (오프-로우딩은 속도가 증감함에 따라 꼬리 로우터 날개들의 피치각을 감소시킴에 의해 얻어진다).
수직 안정판(28)은 고속 비행체제에서 헬리콥터(10)의 빗놀이 안정성에 필요한 항토오크 추력의 대부분(제1도 내지 제3도의 실시예에 대해 60이상)을 제공한다. 고속 전향비행체제에서, 도관 팬 항 토오크장치(18)은 완전히 오프-로우드되지는 않지만, 도관 팬 항 토오크장치(18)이 감소된 추력의 목표 수준 예컨대, 제1도 내지 3도의 실시예에서 약 150파운드를 제공하는 정도로 효과적으로 오프-로우드된다.
일체성 미부 구조물(20)은 전향 비행체제에서 헬리콥터(10)의 동적 피치 안정성을 위한 음의(negative)수직력들을 제공하기 위해 수직 안정판(28)의 예정된 형상 및/또는 방위에 관련하여 최적화되는, 공기역학적으로 형상되고 방위되는 수평 안정판(30)으로 또한 구성된다. 수평 안정판(30)은 수직 안정판(28)과 상호 교차되는 조합체로 배설되어 주 로우터 조립체(14)의 후류충돌(wake impingement)효과를 최소화한다.
미부 구조물(20)을 구성하는 시라우드(22), 수직 안정판(28) 및 수평 안정판(30)은 종축 X-X를 따라 전방을 향하여 관찰된 제4(a)도의 실시예에 도시한다. 도관 팬 항 토오크장치(18)을 사용하는 시라우드(22)는 헬리콥터 동체(12)의 대칭 수직평면(Zs)에 관하여 제1예정경사각으로 공간상 방위된다. 수직 안정판(28)은 수직평면(Zs)에 관하여 제2예정경사각으로 공간상 방위된다. 제2예정경사각은 제4a도에 도시한 바와 같이 수직평면(Zs)에 관하여 제1에정경사각에 회전방향이 대향되어 시라우드(22)의 중간평면(23) 및 수직 안정판(28)사이의 유효 각 변위가 제1 및 제2예정경사각의 합계가 된다. 상기와 같은 공간상 방위는 수평 안정판(30)으로 하여금 이하에 상술하는 바와같이 수직 안정판(28)에 관련하여 대칭관계로 유리하게 장착될 수 있도록 한다.
도관 팬 항 토오크장치(18)을 사용하는 시라우드(22)는 수직 평면(Zs)에 관한여 제1예정경사각( 1)으로 공간상 방위(경사)된다 (제4(a)도에 도시한 바와같음. 시라우드(22)의 중간평면(23) 및 수직평면(Zs)사이의 경사각( 1 1)의 크기는 특히 헤딩 허용 한계 및 헬리콥터(10)의 특정 설계에 관련하여 도관 팬 항 토오크장치(18)에 의해 제어 범위 입력 작업중 얻어지는 크로스 커플링 효과와 같은 작동 제한요소들에 의해 결정된다.
약 -35 내지 약 +50정도의 피치값을 갖는 도관 팬 항 토오크장치(18)에의 제어범위 입력 및 상기한 바와같은 다른 작동 제한 요소들을 근거로 하여 본 발명의 발명자는 0내지 20범위의 제1예정경사각에 대한 크기를 마련하였다. 하나의 바람직한 실시예에 대한 제1예정 경사각( 1)의 크기는 약 13이다.
수직 안정판(28)은 수직평면(Zs)에 관하여 제2예정경사각( 2)로 공간상 방위(경사)된다 (제4(a)도에 도시한 바와같음. 경사각( 2)는 전방 연부에서의 수직 안정판(21)의 중간평면(29) 및 수직평면(Zs)사이에서 측정됨). 제2예정경사각( 2)의 크기는 제1예정 경사각(( 1)의 크기를 근거로 하여 결정된다. 제2예정경사각( 2)는 수직 안정판(28) 및 수평 안정판(30)사이의 교차각(α)가 90이상이 되는 것을 보장하기 위해 제1예정경사각( 1)의 크기보다 크게된다.
이러한 특성은 수직 및 수평 안정판(28,30)사이의 공기역학적인 간섭을 최소화한다.
본 발명의 발명자는 수직 및 수평 안정판(28,30)사이의 공기역학적인 간섭효과의 최소화라는 관점에서 제1예정경사각( 1 내지 15큰, 바람직하게는 5내지 10큰 제2예정경사각( 2 2 로 된다.
제4(a)도에는 수직 안정판(28)의 공간상 방위에 있어서 대향되는 시라우드(22)의 공간상 방위를 도시한다. 즉, 제1예정경사각( 1)은 수직평면(Zs)에 관련하여 반시계방향으로 되고 제2예정경사각( 2)는 수직평면(Zs)에 관하여 시계방향으로 된다. 시라우드(22) 및 수직 안정판(28)사이의 유효 각변위(β)는 제1예정경사각( 1) 및 제2예정경사각( 2)의 합이다. 미부 구조물(20)의 시라우드(22) 및 수직 안정판(28)사이의 상대 공간관계는 일체로 된 시라우드(22) 및 수직 안정판(28)조합체를 마련하며 이 조합체는 빗놀이 안정성 및 방향 제어를 위한 호버링 및 전향속도 비행체제에서의 항 토오크 추력을 제공하고, 헬리콥터(10)의 상승성을 증가시키기 위해 호버링 체제에서 양의 수직 상승력 성분을 제공하며, 고속 전향비행체제에서의 헬리콥터의 공기역학적인 성능을 증가시키기 위해 상기 비행 체제에서 도관 팬 항 토오크장치(18)을 효과적으로 오프-로우드 시키고 전향비행체제에서 동적 피치 안정성을 위한 음의 수직력 성분을 제공한다.
수직 안정판(28)은 고속 전향비행체제에서 도관 팬 항 토오크장치(18)을오프-로우드 시키기 위해 예정캠버(c) 및 예정 입사각(I)로 공기역학적으로 형상되고 그리고/또는 방위된다. 제1도 내지 제3도의 실시예에 대하여, 고속 전향비행체제에서 도관 팬 항 토오크장치(18)을 효과적으로 오프-로우드 시키기 위해 필요한 측방향 힘을 제공하기 위한 수직안정판(28)에 대한 에오호링 형상으로서 NASA 633A618에어호일 부위(예정된 캠버(c)에 대하여 4의 유효 입사각을 제공함)가 선택되었다. 수직 안정판(28)의 하나의 바람직한 실시예의 다른 관계 크기들은 약 25ft2의 안정판 면적(S), 약 7.5ft(90인치)의 스팬(b), 약 38.5인치의 평균 시위(Cm) 및 약 2.35의 종횡비(AR)을 포함한다.
수직 안정판(28)에 대한 예정 입사각(I)는 제4(b)도에 예시적으로 도시하며 수직 안정판(28)의 시위(27) 및 수직평면(Zs)사이의 각(I)로서 마련된다. 예정된 입사각(I)에 대한 하나의 판단 기준은 수직 안정판(28)이 고속 전향비행체제에서 도관 팬 항 토오크장치(18)을 목적값으로 효과적으로 오프-로우드 시키는 공기역학적인 상승력을 개발시키기에 충분한 크기를 결정해야 한다는 데에 있다. 제1도 내지 제3도의 실시예에 있어서 약 150 파운드를 오프-로우드 목표값으로 산정한 경우에, 예정 입사각(I)는 약 6.5의 입사각을 갖는 수직 안정판(28)은 약 120노트의 전향속도에서 요청되는 항 토오크 추력의 약 40를, Vmax(약 155노트)에서 요청되는 항 토오크 추력의 60이상을 제공한다.
미부 구조물(20)에 사용되는 도관 팬 항 토오크장치(18)에 대한 추력 다이어그램을 제4(c)도에 도시한다. 제3도에 도시한 바와같이 도관 팬 항 토오크장치(18)내로의 다중 공기유량의 유입은 도관 팬 항 토오크장치(18)의 축(19)을 따라 작용하는 추력(F18)을 생성하기 위해 조절된다.
(파생되는 추력(F18)은 다중 공기유량 유입량과 동일한 도관 팬 항 토오크장치(18)의 동일 측면으로부터 외측으로 지향된다). 도관 팬 항 토오크장치(18)의 축이 횡축(Y-Y)에 관련하여 제1예정경사각( 1)만큼 편위되기 때문에 (시라우드(22)의 공간상 방위에 기인함), 파생되는 추력(F18)은 횡축(Y-Y)의 방향의 항 토오크 추력 성분(F18AT) 및 수직축(Z-Z)의 방향의 양의 수직력 섣분(F182)로 분해된다.
전술한 미부 구조물(20)의 수직 안정판(28)에 대한 시력도가 제4d도에 도시되었다. 수직 안정판(28) 위의 다중 공기유량은 수직 안정판(28)의 공기역학적인 형성과 방향 때문에 공기 양력(F28)을 발생한다. 수직 안정판(28)이 미리 설정한 제2경사각 2로 횡축(Y-Y)에 대하여 오프셋되기 때문에, 수직 안정판(28) 넘어의 다중 공기유량에 의해 발생된 양력(F28)은 횡축(Y-Y)의 방향으로는 항 토오크력 성분(F28AT)와 수직축(Z-Z)의 방향으로는 음수직력 성분(F28L)로 분해될 것이다.
호우버 체제에서, 도관 팬 항 토오크장치(18)에 의해 발생된 항 토오크 추력성분(F18AT)는 주 로우터 조립체의 모멘트 유도효과를 평형시키고 빗놀이 방향의 제어를 마련하기 위해 항 토오크력을 마련한다. 저공 전향 전환으로의 비행체제에서는, 주 로우터 조립체의 모멘트 유도효과를 평형시키기 위한 항 토오크력이 도관 팬 항 토오크장치(18)의 팬 조립체에 공기역학적인 응력을 최소로 하기위해 도관 팬 항 토오크장치(18)에 의해 발생된 항 토오크 추력성분(F18AT)와 수직 안정판(28) 위의 다중 공기유량에 의해 발생된 항 토오크력성분(F28AT)의 결합으로 마련되고, 도관 팬 항 토오크장치(18)은 수직 안정판(28)에 의해 고속에서 점진적으로 부하에서 벗어나게 된다. 고속 전향비행체제에서는, 항 토오크력의 대부분은 수직 안정판(28) 위의 다중 공기유량으로 발생된 항 토오크력 성분(F28AT)에 의해 효과적으로 제공된다.
수직 안정판(28)에 의해 마련된 음수직력 성분(F28L)은 수평 안정판(30)에 의해 마련된 음 양력(L30)(제4(a)도 참조)으로 보완한다. 따라서, 수직 안정판(28)의 공기역학적 작용은 감소되기 위하여 수평 안정판(30)의 공기역학적인 형상 및/또는 방향을 허용한다. 이러한 감소 결과 무게 절감 및/또는 미부 구조물(20)에 대하여 유도된 드래그(drag)에서의 감소를 통하여 개선된 공기 역학적인 효과가 있다.
게다가, 수직 안정판(28)의 공기역학적인 작동에 의해 발생된 공기역학인 효과는 제4(a)도에서처럼 수직 안정판(28)과 수평 안정판(30)의 대칭적인 부착이 용이하다. 비교적 작은 동력(dynamic forces)이 크기와 무게에서 감소될 수 있는 끼워맞춤인 부착 끼워맞춤을 통하여 이송된다. 게다가, 수직 및 수평 안정판(28,30)의 캠버 표면 사이의 공기역학적인 방해는 수직 및 수평 안정기(28,30)의 각각 흡입표면을 큰 거리로 효과적인 간격을 두고, 수직 및 수평 안정기(28,30)사이의 교차각(α)의 둔각으로 최소로 된다.
수평 안정판(30)은 전향 비행체제에서 헬리콥터(10)의 동적 피치 안정성을 최적으로 하기위해 공기역학적으로 형성되고 방향지어지게 되며, 완전한 플랜폼(planform)과 비교적 높은 종횡비를 갖는다.
제1도 내지 제3도의 실시예에서의 수평 안정판(30)은 약 19ft2의 면적(S), 약 8.45ft(101 in)의 스팬(b), 약 27의 평균 시위 및 약 3.75의 종횡비를 갖는 공기역학적인 형상이다. 이 실시예는 SV 3015 에오포일 단면(Silorsky 캠버되지 않은 15두께, 30 시리즈 에어포일)이다.
제2도를 보면, 수평 안정판(30)은 십자형 미부형상을 형성하기 위해 수직 안정판(28)과 결합하여 장착되며, 이것은 T형상을 형성하기 위해 수직 안정판(28)과 결합한 수평 안정판(30)을 부착하기 위한 본 발명의 범위내이다. 다른 실시예에서, 수평 안전판(30)은 수평 안정판(30) 위의 다중 공기유량에 주 로우터 날개 후류 충돌효과를 최소로 하기위해 높은 수직 안정판(28)위치에서 부착된다. 수평 안정판(30)의 영각은 낮고, 주 로우터 조립체(14)에서 후류에 의해 유도된 진동과 종축으로의 제어여유 사이로 이루어진다. 일실시예에서, -3(±5)의 영각이 만족할만한 동적 피치 안정성을 마련한다.
미부 구조물(20)을 구성하는 수평 안정판(30), 수직 안정판(28), 시라우드(22)의 보다 자세한 구조 및 작용특징은 일체로 된 헬리콥터 미부 구조물이라는 명칭인 동시계속 특허출원(S-4432)에 게재되었고 여기에서 참조되었다.
도관 팬 항 토오크장치(18)도관 팬 항 토오크장치(18)은 호우버 및 전향 비행작동에서 빗놀이 안정성 및 기동력에 대한 헬리콥터(10)에 필요한 항 토오크 추적을 마련하기 위해 최적으로 되는 현상이다. 또한 도관 팬 항 토오크 장치(18)은 헬리콥터(10)의 일반적인 상승능에 기여하는 수직 상승성분을 마련한다. 부수적으로, 도관 팬 항 토오크 장치(18)의 형상은 도관 팬 항 토오크 장치(18)의 작동소음 레벨을 감소시키기 위한 최적 조건이다.
도관 팬 항 토오크 장치(18)과 작동의 설계크기는 팬 추력과 팬 제어범위가 헬리콥터(10)이 목적을 달성할 능력이 있는 것에 기초를 둔 것과 같이 특징지어진다. 예컨대, 일실시예에 대한 도관 팬 항 토오크 장치(18)의 설계크기를 구동하는 하나의 작동 제한설치는 약한 옆바람(약 15노트까지)에서 0.85 rad/sec2(50 deg/sec2)의 빗놀이 가속과 45노트 직각 옆바람 호우버에서 최대의 항 토오크 추력을 마련하기 위한 팬력/제어 범위이다. 이러한 작동제한은 약한 옆 바람시에 5초간 스톱-투-스톱(stop-to-stop)식으로 180이륙회전을 달성하기 위한 항 토오크 추력 발생능력인 헬리콥터를 형성한다.
제5(a)도, 제5(b)도, 제6도를 보면, 본 발명에 따른 도관 팬 항 토오크 장치(18)은 공기흐름 도관(40)과 도관(40)에 장착된 팬 조립체(60)을 구비한다. 도관(40)은 도관 팬 항 토오크 장치(18)의 축(19)가 시라우드(22)의 중앙평면에 수직으로 하기 위하여 시라우드(22)내에서 결합 배치된다.
전술한 것처럼 공간으로 방향잡은 시라우드(22)와, 도관 팬 항 토오크 장치(18)의 공간 방향 결과 축(19)는 미리 설정한 제1경사각( 1)으로 헬리콥터(10)의 횡축(Y-Y)에 대하여 오프셋 된다.
공기흐름 도관(40)의 형상은 도관 직경(42), 도관 폭(44)(횡단 크기), 미리 설정하고 일정한 반경의 입구 립(lip)형상(46R), 발산도관부(48) 및 미리 설정하고 다양한 반경의 출구 립 형상(50R)를 갖는 출구(50)을 포함한다. 다양한 요소의 형상과 크기는 본 발명에 따른 도관 팬 항 토오크 장치(18)의 총체적이고 공기역학적인 성능에 영향을 미치는 도관(40)을 구성한다.
팬 조립체(60)의 크기, 엔진 파워 유용성, 주 로우터 직경 같은 제한은 도관 직경(42)의 크기에 영향을 준다. 제1도 내지 제3도에서의 실시예는 약4ft의 도관 직경(42)(미부 로우터 날개의 평면에서 측정함-제6도 참조)를 가지며, 제4(a)도에 설명된 실시예는 약 4.5ft의 도관 직경(42)이다.
1.0의 직경(L/D) 비율에 최적으로의 도관 폭(횡단 크기)(44)는 도관 팬 항 토오크 장치(18)에 의한 항 토오크 추력 발생을 최대로 하며, L/D 비율은 도관 직경(42)에 동일하게 가정된 설명할 목적으로의 팬 조립체(60)의 직경에 근거한다. 도관 폭(44)는 직경과 동일하나, 과잉무게의 미부 구조물(20)과 큰 시라우드(22)폭(횡단 크기)의 결과 때문에 미부 구조물(20)에 대하여 실제적으로 고려할 문제는 아니다. 실제적인 원근법으로 결정할 도관 폭(44)에서 제일인자는 꼬리 로우터의 평면과 허브지지 버팀기둥(strut)의 인입 가장자리 사이의 분리 간격이다. 발명가들은 약 0.4 L/D 비율이고 항 토오크 추력의 필요한 레벨을 마련할 수 있는 효과있는 형상의 도관 팬항 토오크 장치(18)을 마련했으며, 일실시예에서 공기흐름 도관(40)은 약 1.8ft의 도관 폭(44)이다.
입구(46)은 비교적 일정한 속도분배와 부착된 경계층을 가지는 다중 공기유량과 팬 조립체(60)을 마련하기 위해 실제적인 범위에서 형상화된다. 이것은 팬 조립체(60)의 날개평면에 이어지는 하류 발산 도관부(48)과 연결하는 직경 반경의 곡선 립(46)이 호우버와 고속비행체제에서 양호한 성능을 마련한다. 일실시예로써, 도관 팬 항 토오크 장치(18)은 약 4 in의 입구반경(46R)이다.
출구(50)의 형상과 결합하고 팬 조립체(60)의 꼬리 로우터 날개의 평면에서 도관(40) 하류의 일부로 형성된 공기흐름 도관(40)의 발산 도관부(48)은 도관 팬 항 토오크 장치(18) 성능의 회전방향인 다중 공기유량 유출형태에 영향을 준다. 발산 도관부(48)과 출구(50)은 도관(40)에서 다중 공기유량의 분리를 막고 도관 팬 항 토오크 장치(18)의 반류(slipstrean)수축을 제거하기 위한 형상이다. 발산도관부(48)과 출구(50)사이의 효과적인 상호작용은 비행작동 동안 도관 팬 항 토오크 장치(18)로 다중 공기유량 유입을 증가시킨다.
발산도관부(48)의 형상은 도관(40)에의 압력복귀가 용이하며, 과도의 분기각은 역 추력작용을 저하시킬 것이다(도관(40)을 통한 다중 공기유량은 입구(44) 작용의 출구의 역 작용처럼 기수우측 횡전 비행상태에서 역으로 된다). 약 5의 도관 분기 각(Φ)(제6도 참조)가 도관(40)의 발산 도관부(48)을 통하여 다중 공기유량을 마련하고, 또한 역 추력 작동동안 만족할만한 성능을 마련한다.
가변성 반경의 곡선 립 형상(50R)을 가지는 출구(50)은 본 발명에 따르는 도관 팬 항 토오크 장치(18)의 역 추력 능력을 개선시키고, 게다가 전향 비행체제에서 도관 팬 항 토오크 장치(18)의 유해하중을 감소시킨다. 제7도에는 가변성 반경의 곡선 립 형상(50R)을 가지는 출구(50)의 일실시예에 대하여 도시했다. 헬리콥터(10)의 종 및 수직축(X-X, Z-Z)는 기준틀을 마련하기 위해 도시된 것이고, X+는 헬리콥터(10)의 전방 비행방향에서 종축을 나타낸다.
곡선 립 형상(50R)은 일정한 제1반경립부분(50RS1)과, 일정한 제2반경립부분(50RS2)와, 일정한 제1 및 제2반경립부분(50RS1, 50RS2)사이에 평탄한 구조의 전이를 마련하는 가변성 중간 반경인 전이 부분(50RTS)를 포함한다. 일정한 제1반경립부분(50RS1)은 일정한 제2반경립부분(50RS2)의 곡률(R2)의 반경보다 작은 곡률(R1)의 반경을 가진다. 일 실시예에서, 일정한 제2반경립부분(50RS1)은 약 0.5 in의 곡률(R1)의 반경을 가지고 일정한 제2반경립부분(50R2)는 약 4 in의 곡률반경을 가진다. 제7도에서처럼, 일정한 제1반경립부분(50RS1)은 곡선 립 형상(50)의 180구획을 둘러싸며(구획은 전방 방향에서 종축에 대하여 대칭으로 배치된다), 일정한 제2반경립부분(50RS2)는 곡선 립 형상(50)의 90구획을 둘러싼다(구획은 후부 방향에서 종축에 대하여 대칭 배치된다).
제5(a)도 및 제5(b)도를 보면, 팬 조립체(60)은 공기역학적 형태인 허브 구조부(62)와, 공기흐름 도관(40)으로 허부 구조부(62)를 장착하기 위한 다수의 공기역학적 형태인 지지버팀 기둥(64)와, 허브 구조부(62)에 회전 가능하게 부착된 꼬리 로우터 날개(66)을 구비한다. 꼬리 로우터 날개(66)은 추력 발생을 위해 조종할 수 있는 공기역학적 형태이다.
허브 구조부(62)는 꼬리 로우터 날개(66)의 작동(피치 변화)을 제어하기 위한 서어보 제어나 꼬리 로우터 기어박스 같은 팬 조립체 작동 보조시스템(68)용 하우징인 역할이고, 또한 허브 구조부(62)는 꼬리 로우터 날개(66)에 대하여 회전 장착하는 역할을 한다.
꼬리 로우터 날개(66)의 평면(66p)는 도관 팬 항 토오크 장치(18)의 축(19)로 횡단하여, 제6도에서처럼 입구 립 반경(46R)의 곡률 종결지점의 하류에서 위치된다. 날개평면(66p)와 지지 버팀기둥(64)의 인입 가장자리 사이의 분리간격(70)은 버팀기둥 크기(64d)의 약 2.0 내지 약 2.5배의 크기로 비교적 커야한다.
지지 버팀기둥(64)는 난류와 와류 발산을 최소로 하기 위한 타원형태를 가지며, 타원상의 지지 버팀기둥(64)는 도관 팬 항 토오크 장치(18)의 정상 작동동안 꼬리 로우터 날개(66)에의 부하를 줄이며, 부수적으로 유도된 부하소음과 분리 드래그 때문에 추력 손실을 줄인다. 또한 타원형상은 역 추력 상태에서 난류를 감소시키며, 지지 버팀기둥(64)에 대한 최소한의 타원형상은 2:1 타원이며, 3 내지 3.5:1 타원이 바람직하다.
도관 팬 항 토오크 장치(18)은 공기흐름 도관(40)에서 허브 구조부(62)가 동축으로 장착하는 구조학적 지지처럼 작용하는 3개의 타원형상의 지지 버팀기둥(64)를 이용한다. 제1지지버팀기둥(64A)는 축(19)에 대하여 반경 방향으로 배치되고, 헬리콥터 축에 대하여 종방향으로 방위되고 허브구조부(62)와 공기흐름 도관(40)사이로 연장하는 공기역학적 형태인 지지 구조물이다.
나머지 두 개의 공기역학적 형태의 지지 버팀기둥(64B)는 축(19)에서 반경 방향으로 오프셋되었고, 즉, 허브구조부(62)와 시라우드(22)사이의 비방사형 장착 구조물을 마련한다. 이러한 지지 버팀기둥(64B)는 헬리콥터 축에 대하여 수직으로방위되고 서로에 대하여 동일 직선상에 있다.
꼬리 로우터 부시스템은 다수의 꼬리 로우터 날개(66)을 가지는 강성 로우터이고, 8개의 꼬리 로우터 날개(66)은 음향성, 신뢰성, 내구성 및 생존성 등에 근거를 둔 도관 팬 항 토오크 장치(18)의 꼬리 로우터 부시스템용으로 선택되었다. 로우터 날개(66)은 날개 제조절차가 간단하고 최대의 추력발생 성능을 마련하는 테이퍼 되지않는 플랜폼 형상이다. 꼬리 로우터 날개(66)의 에어포일 절편은 작동상태의 필요한 범위를 넘은 설계 팁 속도에서 가장 양호한 성능을 제공하는 64A322 에어포일 같은 NACA 64 시리즈이다. 각각의 로우터 날개(66)은 낮은 날개부하와 0.85 rad/sec2의 빗놀이 가속 설계 성능 요구량으로 하기위한 고 경도를 갖기위해 미리 설정한 시위를 구비한다. 일 실시예에서, 미리 설정한 시위는 약 0.55ft 이며, 각각의 로우터 날개(66)은 특히 저공과 음 추력 레벨에서 양호한 제어반응을 마련하기 위해 허브에서 팁까지의 비틀림인 약 -7의 설정한 비틀림을 가진다.
꼬리 로우터 날개(66)은 주 로우터 후류에의 저촉효과를 최소로 하기위해 저부 날개 전향(BBF)회전에 대하여 작동한다. 꼬리 로우터 날개(66)의 피치 제어범위는 간단히 후술하는 것처럼 개선된 기동력, 특히 새로운 기동효과를 위한 추력변동에 대하여 넓은 제어범위 넘어로 피치 제어 조절을 허용하기 위해 증가되어 왔다. 팬 조립체 작동 부시스템(68)의 제어로드(68CR)이 피치 변화같은 효과를 위한 수단을 마련하며, 일 실시예로써 꼬리 로우터 날개(66)에 대한 제어범위는 약 -35내지 약 +50이다. 50양 피치 제한이 호우버 체제에서 꼬리 로우터 날개(66)의 실석의 시작과 동시에 일어나기 위해 선택되었고, 꼬리 로우터 날개(66)에 대한 작동 팁 속도는 소음문제에 대한 것으로, 낮은 날개 팁 속도가 소음이 발생된 날개 팁의 진폭과 빈도를 감소시킨다. 일 실시예에서 약 600 ft/sec의 날개 팁 속도로, 조종사에 의해 약 540 ft/sec로 감소시킬 수 있는 속도가 선택되었다.
항 토오크 장치의 도관 팬 항 토오크 장치(18)로다중 공기유량의 유입 때문에, 입구 립 형상(46)과 립 형상에 인접한 시라우드(22)의 부분은 추력을 증대하기 위해, 즉, 도관 팬 항 토오크 장치(18)의 팬 조립체(60)에 의해 발생된 것보다 이상의 추력을 마련하기 위해 호우버 및 전향 비행체제에서 공기 역학적인 상승 표면처럼 작동한다. 입구 립 형상(46)과 시라우드(22)의 인접부에 의해 마련된 추력증대는 다중 공기유량의 유입에서 유도된 속도의 팬 조립체(60)의 결과인 것처럼 이러한 지역에서 유도된 정 압력의 결과이다.
이상적인 도관 팬 항 토오크 장치에 대하여, 유도된 정 압력(RSP)의 결과인 흡입은 도관 팬 항 토오크 장치에 의해 발생된 추력과 크기에서 동일하며, 두 개의 최적 추력 증대인자 결과이다. 좌우 횡전 비행 상태에서 최적의 추력 증대인자는 유도된 속도 의존 때문에 각각 감소하고 증가한다. 전향 비행체제에서, 입구 링 형상으로 인한 추력증가는 다중 공기흐름 유입의 정지와 도관 출구에서 정체된 다중 공기유량의 재 팽창으로 인한 호우버 값보다 크다.
전술한 도관 팬 항 토오크 장치(18)에 대하여, 실제 추력증대는 헬리콥터(10)의 호우버 및 측향 비행체제에 대한 최적의 추력증대와 거의 동일하다. 비록 다중 공기유량 유입의 자유 흐름 회전으로 인하여 항력의 약간의 손실이 있지만, 전향 비행체제에서 실제의 추력증대는 두 개의 이상적인 값에 근접한다.
본 발명에 따른 시라우드 핀 일체선반(24)는 도관 팬 항 토오크 장치를 포함하는 헬리콥터가 특별한 비행상태동안 발생하는 공기역학적인 성능 저하효과를경감시키기 위한 구조학적인 형상이다. 특히, 약 100노트 이상의 고속으로 중간에서의 기수 좌측 및 기수 우측 횡전 사이의 평행 이동에서 도관 팬 항 토오크 장치를 내포하는 헬리콥터가 헬리콥터의 조종성에의 역 효과인 트림(trim)특성에서 표시차이가 있는 것을 볼 수 있다.
발명가들은 미부 구조물의 수직 안정판의 공기 역학적인 효과는 기수 우측 횡전 비행 상태에서 역으로 영향을 끼치게 되어서 헬리콥터 조종 특성에서 현저한 차이를 발생시키는 것을 알았다. 주 로우터 회전이 시계방향인 헬리콥터에서, 이러한 특성은 기수 좌측 횡전 비행 체제에서 명백해질 것이며, 모든 기준은 입구/출구와 우측/좌측 방향이 역으로 될 것이다.
기수 우측 횡전 상태에서, 헬리콥터가 방위되었으므로 도관 팬 항 토오크 장치의 출구는 도관 팬 항 토오크 장치가 역 추력 상태를 야기시키는 상대적인 바람인 다중 공기유량을 받는다. 이러한 역 추력상태 결과 다중 공기유량은 미부 구조물의 수직 안정판의 공기역학적 작동에 방해가 된다.
역 추력 상태에서 작동하는 도관 팬 항 토오크 장치를 포함하는 미부 구조물에 공기역학적인 영향을 주는 것을 보다 이해하기 위하여 이러한 미부 구조물(ES)의 단면을 도시한 제8도를 참조한다. 제8도는 후방에서 바라본 헬리콥터의 종축(X-X)를 따른 것으로, 미부 구조물(ES)는 시라우드(S)에서 장착된 도관 팬 항 토오크 장치(DFAD)와, 수직 안정판(VS)와, 수평 안정판(HS)를 구비한다. 역 추력 상태에서 다중 공기유량은 출구(0)를 경유하여도관 팬 항 토오크 장치(DFAD)로 유입되는 반면 다중 공기유량은 입구(I)를 경유하여 유출된다(전술한 정상 작동상태와는 반대이다).
역 추력 상태에서 다중 공기유량은 음 추력 즉, 제4(a)도에서 예를든 것처럼 정상 작동동안 도관 팬 항 토오크 장치(DFAD)에 의해 발생된 추력의 방향과 반대인 추력을 발생하기 위해 도관 팬 항 토오크 장치를 야기시킨다.
전술한 도관 팬 항 토오크 장치(DFAD)로 다중 공기유량을 유입시키기에 용이하기 위해 일정한 반경의 곡선 립을가지는 도관 팬 항 토오크 장치(DFAD)의 입구(I)의 형상 때문에, 역진 추력 작동 상태에서 입구(I)를 경유한 다중 공기유량은 곡선 립 입구(I)에서 쉽게 분리하지는 않는다. 이러한 부착된 공기유량은 제8도에서처럼 시라우드(S)를 따라 상향으로 이동되어서 수직 안정판(VS)의 흡입 표면(VSss)를 넘는다. 이런 운집한 공기흐름은 헬리콥터의 전방이동에 의해 발생된 수직 안정판(VS) 위의 종방향 다중 공기유량의 공기역학적인 방해를 야기시키며, 이러한 공기역학적인 방해는 수직 안정판(VS)에 의해 발생된 상승력을 감소시킨다.
수직 안정판(VS)에 의해 발생된 상승력의 감소는 역진 추력 작동상태에서 도관 팬 항 토오크 장치(DFAD)에 의해 발생된 음 추력과 결합하여 추력의 양은 감소되고 도관 팬 항 토오크 장치(DFAD)는 기수 우측 횡전 비행상태이어야만 한다. 그래서, 기수 우축에서 기수 좌측 횡전 비행 상태로의 전환에서 수직 안정판과 도관 팬 항 토오크 장치에 의해 발생된 측방향 힘에서 큰 변화가 있는다.
본 발명에 따른 시라우드 핀 일체 선판(24)은 역진 추력 작동 상태에서 수직 안정판에 의한 유해한 공기역학적인 효과를 제거하기 위한 불균형 구조인 형상 크기이다. 이 시라우드 핀 일체 선반(24)는 미부의 두 개의 측면, 특히, 도관 팬 항 토오크 장치(18)의 입구(46)을 포함하는 미부 구조물(20)의 측면에서 수직 안정판(28)과 시라우드(22) 사이의 급성 전환(단면의 스텝 변화)을 마련하는 형상을 가진다. 시라우드 핀 일체 선반(24)의 급성 전환 형상은 역 추력 상태에서 시라우드(22)를 따라 흐르는 부착된 다중 공기유량을 분리하는 작용을 하여 이러한 다중 공기유량은 헬리콥터(10)의 전방 이동으로 인해 수직 안정판(28) 위로 종방향 다중 공기유량을 방해하고 수직 안정판(28)의 흡수표면(28ss) 위로 흐르지 않는다.
헬리콥터(10)의 종축(X-X)를 따라 후방에서 바라본 단면을 도시한 제9도를 보면, 본 발명의 시라우드핀 일체 선반(24)는 미리 설정한 전체의 선판 폭(81)을 가지는 평면부재(80)이다. 전술한 시라우드(22)의 폭과 대응하는 미리 설정한 폭(81)은 도관 팬 항 토오크 장치(18)의 도관 깊이(44)와 동일하다.
시라우드 핀 일체 선반(24)의 선반부재(80)은 제1선반 부재(82)와 제2선반 부재(84)를 구비하는 것처럼 추가로 형성될 수 있다. 제9도를 보면, 제1선반부재(82)는 도관 팬 항 토오크 장치(18)의 입구 면에 있는 시라우드(22)의 가장자리와 수직안정판(28)의 흡수표면(28ss)사이의 간격을 형성하며, 제2선반부재(84)는 도관 팬 항 토오크 장치(18)의 출구면에 있는 시라우드의 가장자리와 수직 안정판(28)의 대응면 사이의 간격을 형성한다.
제1선반부재(82)는 역 추력 상태동안 시라우드(22)위의 부착된 다중 공기유량은 팬 시라우드 일체 선반(24)에서 갑자기 분리되기에 필요함으로 인해 제2선반부재(84)의 폭(85)보다 큰 폭(83)을 가지므로 이러한 다중 공기유량은 수직 안정판(28)의 공기역학적인 작동을 방해하거나 흡수표면(Vss)를 가로질러서 흐르지 않는다. 전술한 도관 팬 항 토오크 장치(18)의 출구(50)은 출구(50)에 이쓴 다중 공기유량을 분리하기에 쉬운 형상이므로 이러한 다중 공기유량은 시라우드(22)를 따라 상당량의 흐름이 없어서 이로인하여 수직 안정판(28)의 공기역학적인 작동의 영향을 최소로 한다. 따라서, 제2선반부재(84)의 폭(85)는 제1선반부재(82)의 폭(83)보다 적다.
제1 및 제2선반부재(82,84)의 폭(83,85)는 수직 안정판(28)의 두께와 전술한 분리 요구량에 의해 결정되며, 수직 안정판(28)의 두께는 구조 및 공기 역학적인 효율문제에 근거를 둔다. 현재의 실행 설계는 수직 안정판(28) 시위의 10-30범위에서의 두께를 가지 수직 안정판(28)을 이용한다.
이것은 또한 제1 및 제2선반부재(82,84)의 폭(83,95)의 상대적인 크기가 전술한 미리 설정한 입사각(I)를 갖는 수직 안정판(28)에서의 전방에서 후방인 종방향으로 변경할수 있다. 이러한 효과는 제2도와 제3도에 도시되었으며, 제1선반부재(82)의 폭의 크기는 시라우드 핀 일체 선반(24)의 전방 가장자리에서 가장 작고 시라우드 핀 일체 선반(24)의 후방 가장자리에서 가장 클 것이다.
발명가들은 제1 및 제2선반부재(82,84)의 폭(83,85)는 도관 직경(42)에 거의 대응하는 팬 조립체 직경의 약 4내지 약 6의 범위에서 크기를 결정해왔다. 제1 및 제2선반 폭(83,85)에 대한 선택 값은 수직 안정판(28)의 크기와, 수직 안정판(28)의 입사각과, 수직 안정판(28)의 에어포일 절편과, 도관 팬 항 토오크 장치(18)에 의해 발생된 추력 및 헬리콥터(10)의 설계속도에 의거한다.
시라우드(22)와 시라우드 핀 일체 선반(24)사이의 경계를 지어주는 선반 가장자리(86)은 약 90의 각으로 날카로운 것이 바람직하다.
90구조형상의 선반 가장자리(86)은 시라우드(22)와 시라우드 핀 일체 선반(24)사이의 상호 경계에서 다중 공기유량 분리를 쉽게한다. 선반 가장자리(86)은 유해 하중의 효과가 부수적으로 감소하는 전체의 선반 폭(80)을 감소시키기 위해 둥글게 될 수 있으며, 이러한 선반 가장자리(86)은 시라우드 핀 일체 선반(24)에 의해 행한 다중 공기유량을 분리하는 작용을 저하시키는 경향이 있다.
미부 구조물(20)에 대하여 설명된 전술한 시라우드 핀 일체 선반(24)에 있어서 수직 안정판(28)은 시라우드(22)에 대하여 경사되지 않았다.
이것은 전술한 시라우드 핀 일체 선반(24)가 여기에서 전술한 일체로 된 헬리콥터 미부 구조물 라인 명칭인 동시 계속 출원(S-4432)에 게재된 일체로 된 미부 구조물(20)으로 유용하게 사용하는 것을 알 수 있다. 미부 구조물(20)과 연결하여 사용될 수 있는 전술한 시라우드 핀 일체 선반(24)에 있어서 수직 안정판(28)은 미리 설정한 제2경사 각( 1)에서 공간으로 방위되어진다.
도관 팬 항 토오크 장치 후면의 시라우드 폐쇄에는 몇가지 문제가 대두된다. 고속 전향 비행에서 밑면항력을 최소로 하기 위해서는 유선형뒷전(faired trailing edge)이 최적이다. 그러나 이러한 형상은 미부 구조물의 전체 무게가 증가하고 측향 비행체제에 대해 증가된 힘이 필요로 하는 측향 비행체제 동안 큰 표면적이 나타난다. 측향 비행체제 동안 최소한의 면적이 나타나는 형상을 가진 미부 구조물은 전향 비행체제에서는 높은 항력(drag)을 가진다.
Gazelle 및 Dauphin 같은 초기의 Aerospatiale 헬리콥터는 시라우드 형상을 한정하기 위하여 칼날형 뒷전을 이용했으며, 이러한 헬리콥터의 빗놀이 안정성은 좋지 못했고, 전향 비행체제에서 꼬리 구조부가 측방으로 흔들거렸다. 후의 Aerospatiale 헬리콥터는 후부의 시라우드 폐쇄부 같은 폭넓고 무딘 뒷전으로 하기위해 후미구조를 개선했으며, Aerospatiale Sa366에 있는 무딘부는 정부에 10in로 폭이 넓고 저부에는 약 14 1/2 in로 폭이 넓다. 이러한 후부 시라우드 폐쇄부의 형상은 좋지못한 큰 밑면 항력을 발생시킨다.
본 발명에 따른 후부 시라우드 폐쇄부(26)은 제3도에 도시되었고, 거의 V형 대내의 평면 형상이다. 이러한 형상은 감소된 밑면 항력을 가지며, 후부 시라우드 폐쇄부(26)의 형상은 수직 안정판(28)의 뒷전에서 시작하여 제3도에서처럼 시라우드 핀 일체 선반(24)에 대하여 구부러졌다. 후방 시라우드 폐쇄부(26)은 헬리콥터(10)의 빗놀이 안정성 특성을 향상시키기 위해 시라우드(26)의 후방부 위로 다중 공기유량의 분리지점을 고정하기 위한 작용을 한다.
이상은 특정 실시예에 대해서만 설명한 것으로 본 발명의 청구범위 내에서 다양한 변경 및 수정이 가능하다.

Claims (7)

  1. 도관 팬 항(anti) 토오크 장치를 포함하는 시라우드와, 미리 설정한 두께를 가지고 시라우드와 인접하는 공기역학적인 형상의 수직 안정판과, 수직 안정판과 교차하는 수평 안정판을 구비하는 헬리콥터 미부 구조물에 사용되는 시라우드 핀 일체 선반으로서, 시라우드와 수직 안정판 사이에서 구조적으로 급격한 전이부를 형성하는 평면형상과 미리 결정한 폭을 가지며, 역 추력 작동 상태에서 시라우드 위로 밀착되어 흐르는 기류 덩어리가 수직 안정판에서 수직 안정판의 공기역학적 작용을 방해하지 않도록 상기 기류 덩어리를 분리하는 작용을 하는 선반 부재 수단으로 구성되며, 상기 선반 부재 수단은 수직 안정판과 미부 구조물의 입구면에 있는 시라우드 사이에서 구조적으로 급격한 전이부를 형성하면서 미리 설정한 폭을 가지는 제1선반부재수단과, 수직 안정판과 미부 구조물의 출구면에 있는 시라우드 사이에서 구조적으로 급격한 전이부를 형성하면서 미리 설정한 폭을 가지는 제2선반부재수단을 포함하며, 상기 제1 및 제2선반부재수단은 상기 제1선반부재수단의 미리 설정한 폭이 상기 제2선반 부재 수단의 미리 설정한 폭보다 크게되어 있는 비대칭구조인 것을 특징으로 하는 헬리콥터 미부 구조물에 사용되는 시라우드 핀 일체 선반.
  2. 제1항에 있어서, 상기 제1 및 제2선반부재수단은 도관 팬 항 토오크 장치의 팬 조립체 직경의 약 4내지 약 16의 범위내에서 각각 미리 설정한 폭을 가지는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 미부 구조물에 사용되는 시라우드 핀 일체 선반.
  3. 제2항에 있어서, 수직 안정판의 미리 설정한 두께와 결합된 상기 제1 및 제2선반부재수단 각각의 미리 설정한 폭은 상기 선반부재 수단의 미리 설정한 폭과 동일한 것을 특징으로 하는 헬리콥터 미부 구조물에 사용되는 시라우드 핀 일체 선반.
  4. 제1항에 있어서, 상기 제1 및 제2선반부재수단은 시라우드와 상기 시라우드 핀 일체 선반 사이의 경계를 한정하는 날카로운(sparp) 형태의 선반 가장자리를 구비하는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 미부 구조물에 사용되는 시라우드 핀 일체 선반.
  5. 제1항에 있어서, 상기 제1 및 제2선반부재수단은 시라우드와 상기 시라우드 핀 일체 선반 사이의 경계를 한정하면서 유해 항력과 전방 면적을 줄일 수 있는 둥근 형태의 선반 가장자리를 구비하는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 미부 구조물에 사용되는 시라우드 핀 일체 선반.
  6. 제1항에 있어서, 상기 제1 및 제2선반부재의 미리 설정한 폭은 미부 구조물의 앞뒤를 따라 종방향으로 상대적으로 변화할 수 있는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 미부 구조물에 사용되는 시라우드 핀 일체 선반.
  7. 도관 팬 항 토오크 장치를 포함하는 시라우드와, 미리 설정한 두께를 가지고 시라우드와 인접하는 공기역학적 형상의 수직 안정판과, 수직 안정판과 교차하는 수평 안정판을 구비하는 헬리콥터 미부 구조물에 사용되는 후부 시라우드 폐쇄부로서, 수직 안정판의 뒷전에서 시작하여 V형상으로 각이진 형상이며, 시라우드의 후부 너머로 흐르는 기류 덩어리의 분리점을 고정하기 위한 평면 부재 수단을 구성하는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 미부 구조물에 사용되는 후부 시리우드 폐쇄부.
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