KR100211391B1 - 일체로 된 헬리콥터 미부 구조물 - Google Patents

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KR100211391B1 KR1019910024312A KR910024312A KR100211391B1 KR 100211391 B1 KR100211391 B1 KR 100211391B1 KR 1019910024312 A KR1019910024312 A KR 1019910024312A KR 910024312 A KR910024312 A KR 910024312A KR 100211391 B1 KR100211391 B1 KR 100211391B1
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요셉 토우너 토마스
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Abstract

도관 팬 항 토오크장치를 사용하는 헬리콥터를 위한 일체성 미부 구조물이 제공된다. 일체성 미부 구조물은 도관 팬 항 토오크장치를 하우징하는 시라우드, 수직 안정판 및 수평 안정판을 포함한다. 시라우드, 수직 안정판 및 수평 안정판의 공기 역학적인 형상 및/또는 방위 및 공간상 방위는 헬리콥터 비행 작동들에 요청되는 빗놀이 안정성 및 방향 제어와 피치안정 및 조성을 제공하기 위해 상호작용식으로 관계되고 최적화된다. 시라우드는 헬리콥터 동체의 수직 대칭 평면에 관련하여 제1예정경사각으로 공간상 방위되어 고관 팬 항 토오크장치가 주 로우터 조립체 유도 토오크를 중화시키기 위한 측방향 항 토오크 추력 및 헬리콥터의 전체적인 상승능력을 증가시키기 위한 양의 수직력 성분을 제공하도록 한다.
수직 안정판은 전향 비행체제에서 항 토오크력 및 수평 안정판에 의해 제공된 음의 수직력을 보충하는 음의 수직력 성분을 제공하기 위해, 수직평면에 관련하여 제2예정 경사각으로 공간상 방위되고 예정된 캠버로 공기 역학적으로 형상되고/또는 예정 입사각으로 공기 역학적으로 방위된다.
수직안정판의 공기 역학적인 기능은 수평 안정판의 공기 역학적인 형상 및/또는 공기 역학적인 방위가 감소되도록 하고 수평 안정판의 수직 안정판에의 대칭관계로의 부착을 조장한다. 수평 안정판은 전향비행체제에서 헬리콥터의 동적 피치 안정성을 최적화하기 위해 공기 역학적으로 형상되고 방위된다.

Description

일체로 된 헬리콥터 미부 구조물
제1도는 본 발명에 따른 일체로 된 미부 구조물에 도관 팬 항 토오크장치를 구현한 헬리콥터의 측면도.
제2도는 본 발명에 따른 일체로 된 미부 구조물의 컴퓨터로 처리된 제1사시도.
제3도는 본 발명에 따른 일체로 된 미부 구조물의 컴퓨터로 처리된 제2부분사시도.
제4(a)도는 헬리콥터의 미부 구조물의 하나의 공간방위를 나타내는 개략도.
제4(b)도는 제4(a)도의 미부 구조물의 도관 팬 항 토오크 장치의 추력선도.
제4(c)도는 제4(a)도의 미부 구조물의 수직 안정판에 대한 추력선도.
제5(a)도는 본 발명에 따른 미부 구조물의 공간 방위를 나타내는 개략도.
제5(b)도는 제5(a)도의 일체로 된 미부 구조물의 5b-5b선을 따라 취한 단면도.
제5(c)도는 제5(a)도의 일체로 된 미부 구조물의 도관 팬 항 토오크장치의 추력선도.
제5(d)도는 제5(a)도의 수직 안정판에 대한 역선도.
* 도면의 주요부분에 대한 부호의 설명
10 : 헬리콥터 12 : 동체
14 : 주 로우터 조립체 16 : 꼬리부리
18 : 도관 팬 항 토오크장치 20 : 미부 구조물
22 : 시라우드 24 : 시라우드-핀 일체선반
26 : 후방 시라우드 폐쇄부 28 : 수직 안정판
30 : 수평 안정판
본 발명은 헬리콥터에 관한 것이고 특히, 도관 팬 항 토오크장치를 사용하는 헬리콥터에 대하여 일체로 되는 미부 구조물의 형상에 관한 것이다.
본 발명의 주요대상은 헬리콥터 항 토오크장치(S-4453), 미합중국 특허 출원 제683,904호 및 헬리콥터 미부 구조물에 사용되는 시라우드-핀 일체선반(S-4455), 미합중국 특허출원 제 683,642호)라는 명칭들을 갖는 함께 계류중인 출원들에 관계된다.
현대의 헬리콥터드의 대부분은 단일의 주 로우터 조립체 및 노출된 꼬리 로우터 조립체(페네스트론 꼬리 구조물을 사용하는 Aerospatiale 헬리콥터들 및 NOTARTM시스팀을 사용하는 McDonnell Douglas 헬리콥터들은 예외)를 사용한다. 노출된 꼬리 로우터 조립체는 주 로우터에 의해 파생되는 동체 유도 토오크를 중화시키고 또한 호버링(hover), 전환, 저속 및 고속비행 체제에서 헬리콥터의 빗놀이 방향 제어를 제공하기 위하여 측방향 추력을 제공하기 위한 유효하고 신뢰성 있는 수단을 제공하는 것으로 입증되었다.
노출된 꼬리 로우터 조립체즐은 그러나 공기 역학적인 그리고 비 공기역학적인 관점에서 결점들을 갖는다. 제일 먼저, 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 물건드레 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 하게된다.
부가하여, 노출된 꼬리 로우터 조립체들의 공기 역학적인 효율은 상기 조립체들의 기본적인 특성으로부터 노출되는 다양한 요소들에 의해 감소된다. 노출된 꼬리 로우터 조립체는 꼬리 로우터 날개들 상에 작용하는 항력 효과 및 유도된 스트레스들에 기인하여 고속 비행 체제에서 요청되는 빗놀이 안정성을 전부 제공하기 위해 사용되지는 않는다. 대신에, 고속 비행 체제에서 요청되는 빗놀이 안정성(yaw stability)의 일부분을 제공하기 위해 공기역학적으로 형상되는 수직 안정판이 헬리콥터 미부의 형상에 통합된다. 그러나, 노출된 꼬리 로우터 조립체는 상기 고속 비행 체제에서 전체 공기 역학적인 항력에 많은 부분 기여한다.
전환, 저속 및 고속 비행 체제중 호버링 작동 및 빗놀이 조종시에 요청되는 항 토오크 추력(측방향 부력)을 제공하기 위해, 전형적인 노출식 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 위해 수직 안정판상에 장착되어져야 한다. 그러나, 상기와 같은 배열은 노출된 꼬리 로우터 조립체의 공기 역학적인 효율을 감소시키는, 수직 안정판 및 노출된 꼬리 로우터 조립체의 공기 역학적인 효율을 감소시키는, 수직 안정판 및 노출된 꼬리 로우터 조립체를 사이의 공기 역학적인 간섭(interference)(안정판 차단)을 발생시킨다. 이러한 배열은 또한 고속 비행 체제에서 수직 꼬리 구조물의 공기역학적인 작동을 간섭하게 될 수 있다. 부가하여, 상기 배열은 헬리콥터의 종축을 중심으로 한 유도 로울 모우먼트(rall momemt)를 창출했다.
또한, 노출된 꼬리 로우터 조립체는 자체의 작동효율을 감소시키는 상대 바람(relative wind), 주 로우터 조립체 및 동체의 후류 및 소용돌이와 같은 혹독한 작동 스트레스 및 동역학적인 현상에 저하여지게 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 기능(envelope)을 제한하게 된다.
미부 구조물에 페네스트론(fenestron) 또는 도관 팬 항 토오크장치를 사용하는 헬리콥터는 통상적인 헬리콥터 형상에 비해 수개의 공기 역학적인 그리고 비 공기역학적인 장점들을 제공한다. 작동중인 도관 팬 항 토오크장치는 근접한 인원 또는 장비에 현저한 위험을 부여하지는 않는다. 또한, 미부구조물은 외부 물체들에 의해 유도되는 손상으로부터 도관 팬을 효과적으로 보호한다.
공기 역학적으로, 도관 팬 항 토오크장치는 고속 비행 체제에서 효과적으로 오프-로우드(off-loaded)되어 상기 고속 비행 체제내에서의 전체 공기 역학적인 항력을 감소시킬 수 있다. 수직 안정판은 도관 팬 항 토오크장치의 작동을 공기 역학적으로 간섭하기 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 팽창시킨다. 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 공기 역학적인 성능을 제공하게 된다. 상기와 같은 감소된 직경은 도관 팬 항 토오크 장치가 낮은 수선(waterline)으로 장착될 수 있도록 하여 노출된 꼬리 로우터에서 얻어질 수 있는 헬리콥터 종축을 중심으로 유도되는 로울 모우멘트를 제거한다.
Aerospatiale은, 헬리콥터에 관한 항 토오크 추력 및 빗놀이 방향 제어를 제공하기 위해 도관 팬 항 토오크장치 및 수직 안정판을 조립체로 사용하는 미부 구조물을 포함하는 Dauphin 및 Gazelle 과 같은 수개라인들의 헬리콥터들을 생산하였다. 이러한 헬리콥터들의 도관 팬 항 토오크장치는 헬리콥터의 수직 대칭평면에 수직한 도관 축을 가져서 꼬리 로우터 날개 평면이 상기 수직 평면에 평행하게 된다. 상기 항 토오크장치에 의해 개발되는 횡방향 추력은 호버링, 전환, 저속 및 고속 전향 비행 체제에서 필요한 항 토오크력 및 빗놀이 방향 제어를 제공하기에 충분하게 된다. 이러한 헬리콥터들의 미부 구조물은 고속 전향속도에서 충분하게 된다. 이러한 헬리콥터들의 미부 구조물은 고속 전향 속도에서 항 토오크 및 빗놀이 안정성을 위한 측방 추력을 제공하기 위해 공기 역학적으로 형상되는 수직 안정판을 포함한다.
Aerospatiale에 허여된 미합중국 특허 제4,809,931호에는 상기 선행 미부 구조물들이 특히 고속 전향 비행에서 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 구조물을 제공하기 위해 필요로 되어진다는 것을 기재하고 있다. 상기 '931호 특허는 또한 이러한 형태의 이부 구조물이 헬리콥터의 자체 중량을 증가시키기 때문에 불리하다는 것에 대해 기대하고 있다.
도관 팬 항 토오크 장치를 사용하는 다른 선행 미부 구조물은 상기 '981호 특허에 기재되어 있고 상기 선행 미부 구조물은 수직 및 수평 안정판들을 두 개의 공기역학적인 표면들로 대체시키고 있다. 상기 '931호 특허에서 두 개의 공기역학적인 표면들은 도관 팬 항 토오크장치의 하우징 정부를 관통하여 통과하는 수평면 상부에서 연장되고, 공기 역학적인 표면들의 평균 평면들(mean planes)은 하우징을 관통 통과하는 수직 평면을 중심으로 서로에 관하여 대칭적으로 배설되어 V미부를 마련한다.
이러한 공기 역학적인 표면들은 횡대칭적인 공기 역학적 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 공기 역학적인 표면들은 하우징의 정부에서 조합으로 결합되어 하우징의 정부를 관통하여 통과하는 수평 평면 상부로 연장되는 V형 미부를 형성한다. 상기 '931호 특허에서, 두 개의 공기역학적인 표면들이, 공기 역학적인 표면의 각각의 평균 평면들이 헬리콥터의 대칭 수직 평면에 관하여 비대칭적으로 연장되게 되는 수개의 다른 실시예로 배설된다는 것을 알 수 있다. 두 개의 공기 역학적인 표면들의 평균 평면이 수평 및 수직에 관하여 예정된 각도 범위내에서 선택되는 예정각들을 형성한다.
본 발명의 목적은 호버링 및 전향 비행 체제에서 증가된 빗놀이 안정성 및 방향 제어와 피치 안정성을 제공하기 위해 수직 및 수평 안정판을 포함하는, 도관 팬 항 토오크장치에 사용되는, 일체성 미부 구조물을 제공함에 있다.
본 발명의 다른 목적은 횡전 엔비러우프(envelope)를 팽창시키는 헬리콥터용으로 사용되는 일체성 미부 구조물을 제공함에 있다.
본 발명의 다른 목적은 전향 비행 체제에서 개선된 빗놀이 포인팅 조종성을 갖는 헬리콥터를 제공하는 일체성 미부 구조물을 제공함에 있다.
본 발명의 다른 목적은 도관 팬 항 토오크장치를 사용하는 시라우드가 헬리콥터 동체의 수직 대칭 평면에 관하여 예정된 각으로 공간상 방위되게 되는 일체성 미부 구조물을 제공함에 있다.
본 발명의 다른 목적은 수직 안정판이 헬리콥터 동체의 수직 대칭평면에 관하여 예정된 각으로 공간상 방위되게 되는 일체성 미부 구조물을 제공함에 있다.
본 발명의 다른 목적은 수직 안정판의 경사방향이 도관 팬 항 토오크장치의 경사방향에 대향되게 되는 일체성 미부 구조물을 제공함에 있다.
본 발명의 또다른 목적은 호버링 및 전향 비행 작동에서 증가된 빗놀이 및 피치 정적 안정성과 조종성을 제공함기 위해 공기역학적으로 최적화되는 수직 및 수평 안정판들을 갖는 일체성 헬리콥터 미부 구조물을 제공함에 있다.
동체, 주 로우터 조립체 및 꼬리 부리를 포함하는 헬리콥터에 대해 도관 팬 항 토오크장치를 갖는 일체성 미부 구조물이 내부에 장착된다. 일체성 미부 구조물은 꼬리부리와 일체로 되는 시라우드, 시라우드 핀 일체 선반, 후방 시라우드 폐쇄부, 수직 안정판 및 상기 수직 안정판과 교차되는 수평 안정판으로 구성된다.
시라우드, 수직안정판 및 수평 안정판의 공기 역학적인 형상들 및/또는 방위들 및 공간상 방위는 헬리콥터 비행 작동들에 대해 필요한 공기 역학적인 힘들을 제공하기 위해 상호 작용식으로 관계되고 최적화 된다. 측방향 또는 항 토오크 추력은 호버링 및 전향 비행 체제에서 헬리콥터의 빗놀이 안정성 및 방향제어를 위한 미부 구조물에 의해 제공된다. 미부 구조물은 또한 전향 비행 작동에서 피치 정적 안정성 및 조종성을 위한 수직력 성분들을 제공한다.
도관 팬 향 토오크장치를 하우징하는 시라우드의 공간상 방위 및 수직 안정판의 공간상 방위는 호버링 및 전향 비행 체제에서 헬리콥터에 대한 증가된 공기 역학적인 선능을 제공하기 위해 상호 작용식으로 관계되거나 또는 일체된다. 시라우드는 헬리콥터 동체의 수직 대칭평면에 관련하여 제1예정경사각으로 공간상 방위된다. 수직 안정판은 상기 수직평면에 관련하여 제2예정경사각으로 공간상 방위된다. 제2예정경사각은 수직평면에 관련하여 제1예정경사각에 회전적으로 대향된다.
시라우드의 공간상 방위는 양의(pasitive) 수직력 성분을 제공함에 의해 호버링 체제에서 헬리콥터의 공기 역학적인 성능을 개선한다. 시라우드의 공간상 방위는 또한 호버링 및 전향 속도 비행 체제에서 헬리콥터의 무게 중심 범위를 개선한다.
고속 전향 비행 체제에서의 항력을 최소화하고 이와 동시에 헬리콥터의 빗놀이 안정성을 위해 요구되는 필요 항 토오크 추력을 제공하기 위해, 일체성 미부 구조물은 고속 전향 비행 체제에서 필요한 항토오크 추력의 대부분을 제공하기 위해 공간상 방위되고 공기 역학적으로 형상 및 방위되는 수직 안정판을 통합한다. 수직 안정판은 예정된 캠버(camber)로 공기 역학적으로 형상되고/또는 예정된 입사각으로 공기 역학적으로 방위되며, 이는 수직 안정판의 공간상 방위와 조합하여 도관 팬 토오크장치상의 공기 역학적인 응력들을 최소화 하기위해 전향 비행 체제에서 증가하는 속도시 도관 팬 항 토오크장치의 현저한 오프-로우딩(off-loading)을 제공한다.
수직 안정판은 고속 비행 체제에서 헬리콥터의 빗놀이 안정성에 필요한 항 토오크 추력의 대부분을 제공한다. 고속 전향 비행 체제에서, 도관 팬 항 토오크 장치는 완전히 오프-로우드 되지 않지만 도관 팬 항 토오크장치가 목표 수준으로 감소된 추력을 제공하는 정도로 효과적으로 오프-로우드된다.
일체성 미부 구조물은 또한 전향 속도 비행 체제에서 헬리콥터의 동적 피치 안정성을 위한 음의(negative) 수직력을 제공하기 위해 최적화되는 공기 역학적으로 형상되고 일체로 되는 수평 안정판으로 구성된다. 수평 안정판은 수직 안정판과 교차 조합되도록 배설되어 주 로우터 조립체의 후류 충돌효과를 최소화 한다.
시라우드는 헬리콥터 동체의 수직 대칭평면에 관련하여 제1예정경사각으로 공간상 방위된다. 수직 안정판은 상기 수직평면에 관련하여 제2예정경사각으로 공간상 방위된다. 제2예정경사각은 상기 수직평면에 관련하여 제1예정경사각에 대하여 횐전상 대향되어 시라우드 및 수직 안정판 사이의 유효 각 변위가 제1 및 제2예정경사각들의 합이 되도록 한다. 상기와 같은 공간상 방위는 수평 안정판이 수직 안정판에 관련하여 대칭 관계로 유리하게 장착될 수 있도록 한다.
제1예정경사각의 크기는 도관 팬 항 토오크장치에의 제어범위 입력중 얻어지는 크로스 커플링 효과들 및 헬리콥터의 특정 설계 계획과 같은 작동 제한 요소들에 의해 결정된다. 제1예정경사각의 크기범위는 0내지 20로 된다. 하나의 바람직한 실시예에 대하여 제1예정경사각은 약 13의 크기를 갖는다.
제2예정경사각의 크기는 제1예정경사각의 크기를 근거로 하며, 90보다 큰 수직 및 수평 안정판들 사이의 교차각을 보장하기 위해 제1예정 경사각의 크기 이상으로 된다. 제2예정경사각의 크기범위는 제1예정경사각 보다 약 0내지 15,바람직하게는 5내지 10크게된다. 하나의 바람직한 실시예에 대해, 제2예정경사각은 약 20의 크기를 갖는다.
수직 안정판은 고속 전향 비행 체제에서 도관 팬 항 토오크장치를 오프-로우드 시키기 위해 예정된 캠버로 공기 역학적으로 형상되고/또는 예정된 입사각으로 공기 역학적으로 방위된다. 수직 안정판의 공기 역학적인 형상 및 방위와 조합하여 시라우드 및 수직 안정판 사이의 상대적인 공간관계는 일체로 된 미부 구조물을 마련하며, 이와같은 일체로 된 미부 구조물은 빗놀이 안정성 및 방향제어를 위한 호버링 및 전향 속도 비행 체제에서 항 토오크 추력을 제공하고 헬리콥터의 전체적인 상승 능력을 증가시키기 위해 호버링 체제에서 양의 수직력 성분을 제공하며 고속 전향 비행 체제에서 도관 팬 항 토오크장치를 효과적으로 오프-로우드 시키고 전향 비행 체제에서 동적 피치 안정성을 위한 음의 수직력 성분을 제공한다.
도관 팬 항 토오크 장치내로의 다중 공기유량은 조절되어 장치의 축을 따라 작용하는 추력을 생성한다. 도관 팬 항 토오크장치의 축이 헬리콥터의 횡축에 관련하여 제1예정경사각으로 유효하게 편위되기 때문에, 파생된 추력은 횡축의 방향으로의 항 토오크 추력 성분 및 수직축 방향의 양의 수직력 성분으로 분해된다. 수직 안정판 상부로의 다중 공기유량은 동 안정판의 공기 역학적인 형상 및/또는 방위에 기인한 상승력을 발생시킨다. 수직 안정판이 횡축에 관련하여 제2예정경사각으로 효과적으로 편위되기 때문에, 상승력은 횡축 방향의 항 토오크력 성분 및 수직축 방향의 음의 수직력으로 분할될 수 있다.
수직 안정판에 의해 제공되는 음의 수직력 성분은 수평 안정판에 의해 제공되는 음의 상승력을 보충한다. 따라서, 수직 안정판의 공기 역학적인 기능은 수평 안전판의 공기 역학적인 형상 및/또는 방위가 감소되도록 한다. 이러한 공기 역학적인 효과들은 수직 안정판과 조합한 수평 안정판의 대칭 부착을 조장한다. 수평 안정판은 전향 비행 체제에서 헬리콥터의 동적 피치 안정성을 최적화 하기 위해 에정된 캠버로 공기 역학적으로 형상되고/또는 예정된 입사각으로 공기 역학적으로 방위된다. 수평 안정판은 주 루오터 날개 후류 충돌 효과들을 최소화 하기 위해 높은 수직 안정판 위치에서 부착되고 십자형 또는 T형 미부 형상을 마련하기 위해 수직 안정판과의 조합체로 장착될 수 있다.
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)는 제4(a)도의 실시예에 도시한다. 이하의 설명에서, 수직 평면(Zs)는 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 동력 시스팀(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 전동시스팀(도시 않됨)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 안저안(28), 및 수직 안정판(28)을 교차하는 수평핀 또는 안정핀(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 공기 역학적인 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 당 업계에서 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 미합중국 특허 제683,904호의 헬리콥터 항 토오크장치(S-4453) 및 미합중국 특허 제683,642호의 헬리콥터 미부 구조물에 사용되는 시라우드-핀 일체선반(S-4455)이라는 명칭을 갖는 함께 계류중인 출원의 주요 대상으로 된다. 상기 요소들의 특성에 대한 간단한 설명은 본 발명의 주요대상으로 된다. 상기 요소들의 특성에 대한 간단한 설명은 본 발명의 주요대상의 특성의 이해를 돕기 위해 이하에 설명한다.
도관 팬 항 토오크장치(18)은 헬리콥터(10)에 의해 요구되는 공기 역학적 추력을 제공하여 빗놀이 안정성과 호버링 및 전향 비행 조작시의 조종성을 개선한다. 또한, 도관 팬 항 토오크장치(18)은 헬리콥터(10)의 전체 양력 성능에 기여하는 연직 양력성분을 제공한다.
팬 추력 및 팬 조절범위와 같은 조작특성 및 도관 팬 항 토오크장치(18)의 설계치수는 헬리콥터(10)이 수행하여야 하는 업무에 따라 다르다. 예를들어, 헬리콥터(10)의 하나의 양호한 실시예로서 선정된 도관 팬 항 토오크장치(18)의 설계치수를 결정할 수 있는 작동 제한 요소들의 조합은 빗놀이 가속도가 0.85 rad/sec2(50도/sec2)이 되게 할 수 있는 45노트 우측 바람속에서 호버링중에 충분한 항 토오크 추력을 제공하는 팬 출력/제어 범위이다. 이러한 작동 제한 요소들은, 항 토오크 추력 발생능력을 구비함으로서 약 45노트의 옆바람 속에서 5초내에 18도 호버링 회전이나 스톱-투-스톱(stop-to-stop)하는 것이 가능한 헬리콥터(10)을 형성한다.
도관 팬 항 토오크장치(18)은 항 토오크장치(18)을 시라우드(22)내에 조화되게 장착되게 해주는 축(19)를 가진 도관과 도관내에 장착된 팬 조립체로 구성된다. 도관은 일정한 반경을 가진 유입구와, 유입구의 하류에 있고 유립구와 일체로 된 수렴단면과 가변반경의 유출립을 가진 유출구로 구성된다. 도관의 차원 및 형상은 도관 팬 항 토오크장치(18)을 통하여 기체 유량의 흐름을 고양시키는, 즉, 질량기체의 유입에 대해 상대적으로 균일한 속도분포를 형성하고, 도관을 통하여 질양기체의 흐름을 이루고, 질량기체의 유출에 대해 후류 압축을 감축시키는, 공기 역학적으로 효율적인 형상을 제공하도록 선정된다.
팬 조립체는 허브와, 허브를 덕트내에 장착하기 위한 공기 역학적 형상의 지지아암, 허브에 부착된 여러개의 미부 로우터 날개들을 구비한다. 허브내에는 미부 로우터 날개들의 작동을 조절하기 위한 서어보 제어장치와 미부 로우터 기어박스가 위치한다. 도관과 허브 사이에서 반경 방향으로 설치된 지지아암은 전달장치로부터 서어보 제어장치 및 미부 로우터 기어박스 각각으로의 제어봉 및 구동축을 위한 하우징을 제공한다. 제1양호한 실시예에서, 두 개의 부가적인 지지 아암들은 덕트내에 허브를 장착하기 위해 이용되며, 또한, 상기지지 아암들은 서로 동일직선 상에 있는 도관과 허브의 사잉에 비반경 방향으로 축을 벗어나서 설치되어 있다.
복수개의 미부 로우터 날개들은 유입구의 하류에 동축 평면에 일정한 간격으로 위치한다. 지지아암들은 미부 로우터 날개들의 평면으로부터 하류에 위치한다.
헬리콥터(10)의 위에서 아래로 보았을 때 반시계 방향으로 회전하는 주 로우터 날개들에 대해, 상기 제1양호한 실시예에는 경사지지 않는 평면도형을 가지며 허브 둘레로 대칭되게 분포되며, 미부 로우터 날개의 BBF(bottom blade forward; 기저부 날개 전방) 회전을 위해 작동되는 여덟 개의 미부 로우터 날개들을 포함된다. 덕트내의 지지아암과 미부 로우터 날개들의 방위 위치뿐 아니라 지지아암, 미부 로우터 날개들, 및 도관의 구조적 형상은 도관 팬 항 토오크장치(18)의 음향성적 및 공기 역학적 성능을 최적화 할 수 있을 정도로 선정된다.
도관 팬 항 토오크장치(18)은 시라우드(22)와 조화되게 설치되어 낮은 토오크 수로를 제공함으로서 집합적인 피치가 증가할 때 도관 팬 항 토오크장치(18)은 중요한 모멘트에 기여하지 않게 된다(이때 이에 대응하여 향 토오크 추력도 증가한다). 상기 도관 팬 항 토오크장치(18)에 대한 방위위치는 집합적 피치에 대해 측방 싸이클릭의 기계적 결합의 필요를 불식시킨다.
도관 팬 항 토오크장치(18)에의 전술한 간단한 설명은 당해 기술분야의 통상의 기술자에게 본 발명의 따른 미부 구조물(20)의 구조적 및 기능적 요소로서 도관 팬 항 토오크장치(18)의 기본 구조적 내용 및 특성들을 주지시킴으로써 이하에서 설명하는 일체로 된 미부 구조물(20)의 주된 문제 요소들의 구조적 기능적인 설명들을 용이하게 하기 위한 것이다. 항 토오크장치(18)의 구조적 기능적 특성들에 대한 더욱 상세한 설명은 공통소유, 공동 계류중인 미합중국 특허 제683,904호의 헬리콥터 항토오크장치(S-4453)에 나타나 있으며, 이하에서 참조로서 설명되어 있다.
시라우드-핀 일체형 선반(24) 및 후방 시라우드 폐쇄부(26)은 일정한 헬리콥터 비행 조건에서 조우되는 특별한 공기 역학적 효과를 상쇄시키기 위해 선정된 예정된 구조형상을 가지고 있다. 시라우드-핀 일체 선반(24)는 시라우드922)와 수직 안정판(28)사이의 전이 구조물이다.
시라우드-핀 일체선반(24)는 고속력 비행에서 기수 우측 횡전이 일어나는 동안 도관 팬 항 토오크장치(18)로부터 질량 기체흐름의 유출을 분리시키는 형상을 하고 있다. 그렇지 않으면 이하에서 설명하는 바와같이 상기 질량 기체흐름의 유출은 상기의 비행조건에서 수직 안정판(28)의 공기 역학적 작동을 방해할 것이다.
후방 시라우드 폐쇄부(26)은 그것의 명칭이 암시하는 바와같이 시라우드(22)의 후연부분을 폐쇄하는 구조물이다. 후방 시라우드 폐쇄부(26)은 시라우드(22)의 후방부분 위로의 질량 기체흐름의 세퍼레이션 점을 고정시키는 형상을 하고 있다. 그렇지 않으면 질량 기체흐름의 세퍼레이션 점은 여러 가지 비행 조건에서 시라우드(22)이 후방부분 위에서 위치가 가변적이 될 것이며, 이것은 역으로 헬리콥터(10)의 빗놀이 안정성에 영향을 미칠 것이다. 후방 시라우드 폐쇄부(26) 및 시라우드-핀 일체선반(24)의 구조적 및 기능적 특성들에 대한 더욱 상세한 설명은 공동 소유, 공동 계류중인 미합중국 특허 제683,642호의 헬리콥터 미부 구조물용 시라우드-핀 일체선반(S-4455)에 나타나 있으며, 이하에서도 참조로서 설명되어 있다.
이하에서 설명된 바와같은 본 발며에 따른 미부 구조물(20)의 구조적 및 기능적 특성들은 주 로우터 날개가 반시계 방향으로 회전하는 주 로우터 조립체를 가지는 헬리콥터를 기초로 하고 있다. 상기 작동 제한 요소들과 조화하여, 도관 팬 항 토오크장치(18)은 요구되는 항 토오크 추력을 제공하는 미부 로우터 날개의 BBF회전을 위해 작동된다. 그러나, 당해 기술분야의 통상의 지식을 가진자에게는, 본 발명에 따른 미부 구조물(20)은 또한 주 로우터 날개가 시계 방향으로 회전하는(이때 미부 로우터 날개도 상응하여 회전하는) 헬리콥터에도 이용될 수 있다는 것이 감지될 수 있을 것이다. 따라서, 후술하는 설명은 본 발명의 청구범위의 영역을 제한하려는 의도를 가진 것은 아니다.
본 발명에 따른 일체로 된 미부 구조물(20)을 구성하는 시라우드(22), 수직 안정판(28), 및 수직 안정판(28)의 공기 역학적 형상 및 방위 및 공간 방위는 헬리콥터(10)의 비행작동에 요구되는 필요한 공기 역학적 힘을 제공하도록 상호작용에 있어 서로 관련되며 최적화된다. 측방 또는 항 토오크 추력은 호버링 및 전향 비행 체제에서 헬리콥터(10)의 빗놀이 안정성 및 방향제어를 위해 미부 구조물(20)에 의해 제공된다. 일체로 된 미부 구조물(20)은 또한 전향 비행 작동에서의 피치 정적 안정성 및 조종성을 위한 수직력 성분들을 제공한다.
도관 팬 항 토오크장치(18)을 수용하는 시라우드(22)의 공간방위 및 수직 안정판(28)의 공간방위는 호버링체제의 또는 전향비행체제의 헬리콥터(10)에 증진된 공기 역학적 성능을 제공하도록 통합된다(상호작용으로 연관된다). 시라우드(22)는 수직평면(Zs)에 대해 제1예정경사각(cart argle)으로 공간 방위된다. 수직 안정판(28)은 수직평면(Zs)에 대해 제2예정경사각으로 공간 방위된다. 제2예정경사각은 수직평면(Zs)에 대해 회전적인 관점에서 제1예정경사각에 대향된다.
시라우드(22)의 공간방위는 이하에서 보다 상세히 설명하는 바와같이 양의(positive)수직력 성분을 제공함에 의해 호버링 체제의 헬리콥터(10)의 공기 역학적 성능을 개선한다. 또한 시라우드(22)의 공간방위는 호버링 체제 및 순항체제에 있는 헬리콥터(10)의 무게중심(C,G)범위를 개선한다.
고속비행체제에서 향 토오크 추력을 제공하기 위한 도관 팬 항 토오크장치(18)을 사용하는 것은 도관 팬 항 토오크장치(18)의 이용으로 큰 항력이 유발되기 때문에 공기역학적으로 불충분하다. 이 항력은 고속전향 비행중 도관 팬 항 토오크장치(18)에 의해 전향되고 소화되어져야 하는 헬기 시라우드(22)를 따라 유동하는 대규모 용적의 공기로 인하여 발생된다(제3도 참조). 상기 대규모 용적의 공기유동을 전향 및 소화시키는 것은 대규모 운동량의 항력을 창출한다.
고속전향 비행체제의 항력을 최소화하고 동시에 헬리콥터(10)의 빗놀이 안정성을 위해 요구되는 소요항 토오크 추력을 제공하도록, 본 발명의 일체형 미부 구조물(20)은 공간 방위되고 공기 역학적으로 형상 및/또는 방위된 수직 안정판(28)을 포함하여 고속전향 비행체제에 필요한 항 토오크 추력을 제공한다. 수직 안정판(28)을 사용하여 고속전향 비행체제에서 도관 팬 항 토오크장치(18)을 탈부하(off-load)시킴으로써 항력을 30감소할 수 있다.
수직 안정판(28)은 예정된 캠버(camber)로 공기 역학적으로 형상되고 및/또는 예정된 경사각으로 공기역학적으로 방위된다. 공간방위(예정된 경사각)의 결과로 공기 역학적 형상 및/또는 방위와 조합된 수직 안정판(28)은 전향 비행체제에서 증가되는 속도에 따라 도관 팬 항 토오크장치(18)의 점진적인 탈부하를 제공하여(속도가 증가함에 따라 꼬리 회전익의 피치각을 감소시켜 탈부하됨) 도관 팬 항 토오크장치에 대한 공기 역학적 응력 및 도관 팬 항 토오크장치의 소요동력을 최소화한다.
수직 안정판(28) 고속비행체제인 헬리콥터(10)의 빛놀이 안전성에 필요한 항 토오크 추력의 대부분(상기 하나의 바람직한 실시예에 대해 75이상)을 제[공한다. 고속전향 비행체제에서 도관 팬 항 토오크장치(18)은 완전히 탈부하되지 않고 오히려 도관 팬 항 토오크장치(18)이 계속 감소된 추력의 목표수준, 예컨대, 바람직한 실시일례에서 약 110파운드를 제공하는 정도로 효율적인 탈부하가 이루어진다.
그러나, 일체형 미부 구조물(20)은 도관 팬 항 토오크장치(18)에 의해 제공되는 항 토오크 추력이 고속전향 비행체제인 헬리콥터(10)의 기동의 스냅턴(snap turn)에 사용될 수 있게 한다. (스탭 턴이란 종래의 경사지는 회전과 대비되는 기동을 가리키는 순수한 빗놀이로 정의된 신규어이다). 약 70 내지 110노트의 전향 비행속도에서, 90의 스냅턴은 약 2초 내지 3.5초내에 효과를 발할 수 있다(공세적인 경사회전 사용할 때의 4 내지 5초와 대비됨). 수직 안정판(28)에 의해 제공되는 복원 모멘트는 스냅턴중에 빗놀이 부담량이 낮게 되도록 상당한 정도의 감쇄 및 양의(positive) 페달 비행자세 경사도를 제공한다.
일체형 미부 구조물(20)은 또한 수직 안정판(28)의 예정된 형상 및 방위와 관련하여 전향 비행체제인 헬기(10)의 동적 피치 안정성을 위해 음의(negative)수직력을 제공하도록 최적화되는 공기 역학적으로 형상 및 방위된 수평 안정판(30)을 포함한다. 수평 안정판(30)은 수직 안정판(28)과 교차 결합되게 설치되어 주회전익 조립체(14)의 후류충돌(wake impirgement)효과를 최소화한다.
본 발명의 미부 구조물(20)에 의해 제공되는 증진된 공기 역학적 성능을 보다 잘 이해하기 위해, 도관 팬 항 토오크장치를 포함하는 미부 구조물의 추력발생장치에 의해 발생되는 공기 역학적 힘을 이해할 필요가 있다.
도관 팬 항 토오크장치를 포함하는 미부 구조물에 있어서, 도관 팬 항 토오크장치내로 유입되는 대규모 기류의 결과로 도관 팬 항 토오크장치의 입구에 인접한 시라우드 구조물에 의해 추력이 증기가 제공된다. 이러한 미부 구조물(20)의 특성은 헬리콥터 항 토오크장치(S-4453 미합중국 출원번호 제683,904호)라는 명칭의 동시 특허출원에 보다 상세히 기술되어 있다. 하기의 논의를 간단히 하기 위해, 시라우드 구조물에 의해 제공되는 추력증가를 도관 팬 항 토오크장치에 의해 발생되는 추력에 포함하였다.
헬리콥터 동체의 상칭 수직평면에 대해 도관 팬 항 토오크장치를 포함하여 시라우드를 경사시키는 것은 호버체제인 헬리콥터의 공기 역학적 성능을 개선하며, 호버체제 및 전향비행체제인 헬리콥터의 무게중심을 개선한다.
그러나, 시라우드만을 경사시키는 것은 전향 비행의 공기 역학적 선능을 저하시킬뿐 아니라 하기와 같이 미부구조물의 전체적 효율을 감소시킨다.
제4도에는 도관 팬 항 토오크장치(DFAD)수직 안정판(VS) 및 이와 교차 결합되게 설치되는 수평 안정판(HS)와 함께 시라우드(S)를 포함하는 미부구조물(ES)의 배면도(종방향축 X-X를 따라 전향 도시됨)가 도시된다. 수직 안정판(VS)는 공기 역학적으로 형상 및 방위되어 고속전향 비행체제에서 도관 팬 항 토오크장치(DFAD)의 탈부하를 촉진한다. 수평 안정판(HS)는 공기 역학적으로 형상 및 방위되어 주회전익 조립체 및 헬리콥터의 동체에 의해 발생되는 공기역학적 힘 및 모멘트와 평형되는 음의수직력을 제공한다.
시라우드(S)는 헬리콥터 동체의 상칭 수직평면(Zs)에 대해 경사각()로 경사된다(제4(a)도에 시라우드(S)의 중앙평면(MP)와 수직평면(Zs)사이의 경사각()로 도시된 바와 같음). 시라우드(S)의 경사에 의해, 도관 팬 항 토오크장치(DFAD)의 중앙선(A-A)는 헬리콥터의 횡방향축(Y-Y)에 대해 효율적인 각도()를 이루게 된다. 제4(a)도에 도시된 미부구조물의 실시예의 수직 안정판(VS)는 시라우드(S)의 중앙평면(MP)에 대해 경사되지 않는다.
상기미부구조물(ES)의 도관 팬 항 토오크장치(DFAD) 및/또는 수직 안정판(VS)는 항 토오크 추력에 부가하여 양의(positive) 수직 추력 성분을 생성한다. 결과적으로, 미부 구조물(ES)의 수평 안정판(HS)은 주 로우터 조립체 및 동체에 의해 발생되는 공기 역학적 힘 및 모멘트 뿐 아니라, 도관 팬 항 토오크장치(AD) 및/또는 수직 안정판(VS)에 의해 발생되는 양의 수직 추력 성분과 평형되는 충분한 크기의 음의 수직력을 생성해야만 한다.
이것은 수평 안정판(HS)를 제4(a)도에 도시한대로 수직 안정판(VS)에 외팔보식으로 교차 결합되게 부착하고, 수평 안정판(HS)의 평면형 지역 및/또는 공기 역학적 방위(경사각)을 증사시킴으로써 달성될 수 있다. 수평 안정판(HS)의 크기를 증가시키는 것은 미부 구조물(ES)의 중량증가를 유발한다.
수평 안정판(HS)의 경사각을 증가시키는 것은 수평 안정판(HS)의 공기 역학적 효율을 감소시키게 된다. 수평 안정판(HS)를 수직 안정판(VS)에 외팔보식으로 결합하여 장착하는 것은 이런 수평 안정판(HS)에 의해 발생되는 증가된 크기의 음의 수직상승력을 내재하는 비효율적이고도 육중한 부착부품을 필요로 하게 된다. 전향비행체제동안, 수평 안정판(HS)는 제4(a)도에 개략적으로 도시한대로 음의 수직력(FL)을 발생시킨다.
호버체제 및 전향비행체제동안, 제3도에 도시된대로 도관 팬 항 토오크장치(DFAD)내로의 대규모 기류유입은 제4(b)도에 도시된 바와같은 축(A-A)를 따라 작용하는 추력(FL)를 발생하도록 조절된다. 축(A-A)는 경사각()로 횡방향 축(Y-Y)에 대해 편향되므로, 발생된 추력(FT)는 항 토오크 추력 성분(FAT)(횡방향 축(Y-Y)의 방향임) 및 양의 힘 성분(FL)(수직축(Z-Z)의 방향임)로 분해된다.
제4(c)도에는 전향비행체제중의 상기 수직 안정판(VS)에 대한 힘의 도해가 도시되어 있다. 수직 안정판(VS)상의 대규모 기류는 수직 안정판(VS)의 공기 역학적 형상 및/또는 방위에 기인한 상승력(FST)를 발생시킨다. 수직 안정판(VS)는 횡방향축(Y-Y)에 대해 경사각()만큼 효과적으로 편위되기 때문에, 상승력(FST)는 또한 항 토오크력 성분(FSAT) 및 양의 수직력 성분(FSL)로 분해될 수 있다.
호버체제에서, 도관 팬 항 토오크장치(DFAD)에 의해 발생되는 항 토오크 추력성분(FAT)는 주 로우터의 조립체의 모멘트 유도 효과를 평형시키고 빗놀이 방향의 조절을 제공하는 항 토오크력을 가진다. 방향전환을 위한 저속 전향비행체제에서, 주 로우터의 조립체의 모멘트 유도효과를 평형시키는 항 토오크력은 도관 팬 항 토오크장치(DFAD)에 의해 발생된 항 토오크 추력 성분(FAT) 및 수직 안정판(VS)상의 대규모 기재에 의해 발생되는 항 토오크력 성분(FSAT)의 결합으로 제공된다(도관팬 항 토오크장치(DFAD)는 상기대로 수직 안정판(VS)에 의해 고속에서 점진적으로 탈부하된다). 고속 전향비행체제에서, 대부분의 항 토오크력은 수직 안정판(VS)상의 대규모 기류에 의해 발생되는 항 토오크력 성분(FSAT)으로써 효과적으로 제공된다(도관팬 항 토오크 장치(DFAD)는 상기대로 수직 안정판(VS)에 의해 고속으로 점진적으로 탈부하된다). 고속 전향 비행체제에서, 대부분의 향 토오크력은 수직 안정판(VS)상의 대규모 기류에 의해 발생되는 항 토오크력 성분(FSAT)으로써 효과적으로 제공된다(도관 팬 항 토오크장치(DFAD)는 자체에 소요되는 동력을 최소화하고 팬조립체에 가해지는 공기 역학적 응력을 최소화하는 일종의 최소추력까지 대략 탈부하된다).
따라서, 호버체제 또는 전향비행체제에서, 제4(a)도에 도시된 미부 구조물(ES)는 빗놀이 안정성 및 빗놀이 방향조절에 필요한 항 토오크력은 물론 헬리콥터의 피치안정성에 역으로 영향을 주는 양의 수직력 성분도 발생시킨다. 이런 양의 수직력 성분은 상기대로 피치안정성을 복원하는 수평 안정판(HS)에 의해 평형되어야 한다. 그러나, 이런 수평 안정판(HS)는 상기대로 미부 구조물(ES)의 무게 및 공기 역학적 효율에 나쁜 영향을 미친다. 제4도의 시험은 수평 안정판(HS)가 수직 안정판(VS)에 대해 예각(α)로 교차되는 것을 나타내고 있다. 이러한 방위는 만곡된 수직안정판의 흡입면에 인접하게 만곡된 수평 안정판(HS)의 흡입면을 위치시키는데, 이렇게 함으로써 수직 안정판(VS)와 수평 안정판(HS)사이에서 미부 구조물(ES)의 공기 역학적 성능을 저하시키는 공기 역학적 간섭이 발생된다.
본 발명에 따른 미부 구조물(ES)는 제5도에 잘도시되어 있는데, 이 도면은 종방향축(X-X)를 따라 전향주시된 배면도이다. 제4(a)도에 도시된 미부 구조물(ES)의 고유한 공기 역학적 결점을 해소하기 위해, 도관 팬 항 토오크장치(18)을 포함한 시라우드(22)는 헬리콥터 동체(12)의 상칭 수직평면(Zs)에 대해 제1예정경사각으로 공간방우된다. 수직 안정판(28)은 수직평면(Zs)에 대해 제2예정경사각으로 공간 방위된다. 제2예정경사각은 제5(a)도에 도시된대로 제1예정경사각에 대해 회전적인 관점에서 대향되어, 시라우드(22)의 중앙면(23)과 수직 안정판(28)사이의 효과적인 각도변이가 제1 및 제2예정경사각의 합계가 되도록 한다.
이러한 공간방위를 통해서 이하에서 보다 상세히 설명하는 바와같이 수평 안정판(30)은 수직 안정판(28)에 대해 거의 대칭으로 유리하게 장착될 수 있다.
도관 팬 항 토오크장치(18)을 포함한 시라우드(22)는 수평평면(Zs)에 대해 제1예정경사각( 1)으로 공간방위(경사)된다 (제5도에 도시한 바와같이 시라우드(22)의 중앙평면(23)과 수직평면(Zs)사이의 경사각( 1 1
바람직한 실시일례에 대한 입력 조절 범위는 피치의 약 -35내지 +50이다. 피치의 약 -35내지 +50로 도관 팬 항 토오크장치에의 입력 범위를 조절하는 것과 상기와 대표적으로 설명된 제한들을 기준으로 하여, 발명자는 제1예정각( 1)의 크기를 0이상 약 20까지의 범위로 정하였다. 헬리콥터(10)의 바람직한 실시예(약 10,193 파운드9약 4581kg)의 동체무게; 5초내에 연속장치(stop-to-stop)식으로 180의 호버회전 능력을 가지도록 0.85 rad/sec2의 빗놀이 가속도를 발생시키기에 충분한 45노트의 직각 옆바람에서 호버시 최대 항 토오크 추력의 발생을 가지는 헬리콥터)에 대한 제1예정경사각( 1)은 약 13이다.
수직 안정판(28)은 수직평면(Zs)에 대해 제2예정경사각( 2)로 공간 방위(경사)된다 (제5도에 도시된 바와같은 전방모서리에서의 수직 안정판(21)의 중앙평면(29)와 수직평면(Zs) 경사각( 2). 제2예정경사각( 2)의 크기는 제1예정경사각( 1)의 크기에 기초된다. 제2예정경사각( 2)는 수직안정판(28)과 수평안정판(30)사이의 교차각(α)가 확실히 90이상이 되도록 적어도 제1예정경사각( 1
발명자는 수직 및 수평 안정판(28,30)사이의 공기 역학적 간섭효과의 최소화를 전제로, 제2예정경사각( 2) 범위를 제1예정경사각보다 0내지 15, 바람직하게는 5내지 10더 크게 정하였다. 상기에 정의한 헬리콥터(10)의 바람직한 실시일례에 대한 제2예정경사각의 크기는 약 20이다 (제1예정경사각보다 약 7가 더 큼).
제5(a)도의 시험은 시라우드(22)의 공간방향은 수직 안정판(28)의 공간 방향에 마주하는 것을 도시한다. 이것은 미리 설정한 제1경사각( 1)은 수직평면(Zs)에 대하여 시계반대방향인 반면 미리 설정한 제2경사각( 2)는 수직평면(Zs)에 대하여 시계방향이다. 시라우드(22)와 수직 안정판(28)사이의 효과적인 각 변위(β)는 미리 설정한 제1경사각( 1)과 제2경사각( 2)의 합이다. 본 발명에 따른 일체 미부 구조물(20)의 수직 안정판(28)과 시라우드(22)사이의 상대적인 공간관계는 방향 조정과 빗놀이 안정성을 위해 호우버 및 전향 고속비행체제에서 항 토오크 추력을 마련하고, 고속 전방비행체제에서 도관 팬 항 토오크장치(18)를 부하에서 효과적으로 벗어나게 하여 헬리콥터(10)의 전체 상승능력을 향상시키고, 이러한 상승체제에서 헬리콥터가 공기 역학적인 형상을 향상시키기 위해 호우버 체제에서 양 수직력 성분을 마련하며, 전향 비행체제에서 동적 피치안정성을 위해 음 수직력을 마련하는 일체시라우드(22), 수직 안정판(28)을 형성한다.
전술한 공간방향의 수직 안정판(28)은 고속 전향비행체제에서 도관 팬 항 토오크장치(18)의 부하를 효과적으로 벗어나게 하기 위해 미리 설정한 캠버(C) 및/또는 미리 설정한 입사각(T)와 같이 공기역학적인 형상 및/또는 방향으로 된다. 수직안정판(28)의 크기와 형상에 영향을 주는 공기역학적인 인자는 효율면적, 종횡비, 완성(carry-through) 및 수평 안정판(30)의 종판등이다. 수직 안정판(28)은 고속 전향비행체제에서 감소된 드래그를 증가시키는 큰 형상으로 되어서는 아니된다.
바람직한 일 실시예에 대하여, 고속 전향비행체제에서 도관 팬 항 토오크장치(18)을 효과적으로 오프-로우드시키기 위해 필요한 축방향 힘을 제공하기 위한 수직 안정판(28)에 대한 에어호일 형상으로서 NASA 633A618 에어호일 부위(예정된 캠버(C)에 대하여 4의 유효 입사각을 제공함)가 선택되었다. 수직 안정판(28)의 하나의 바람직한 실시예의 다른 관계 크기들은 약 15.5ft2안정판 면적(S), 약 4.1ft(49인치)의 스팬(b), 약 43.6인치의 평균 시위() 및 약 1.07의 종횡비(AR)을 포함한다.
수직 안정판(28)에 대한 예정 입사각(I)는 제5(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 공기 역학적인 상승력을 개발시키기에 충분한 크기를 결정해야 한다는 데에 있다. 바람직한 일실시예에 있어서 약 110파운드를 오프-로우드 목표값으로 산정한 경우에, 예정 입사각(I)는 약4이다. 약 4의 입사각을 갖는 수직 안정판(28)은 약 170노트의 Vmax에서 요청되는 항 토오크 추력의 약 75를 마련한다.
미부 구조물(20)에 사용되는 도관 팬 항 토오크장치(18)에 대한 추력 다이어그램을 제5(c)도에 도시한다. 도관 팬 항 토오크장치(18)내로의 다중 공기유량의 유입은 도관 팬 항 토오크장치(18)의 축(19)를 따라 작용하는 추력(F18)을 생성하기 위해 조절된다. 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 성분(F182)로 분해된다.
전술한 미부 구조물(20)의 수직 안정판(28)에 대한 시력도가 제4(d)도에 도시되었다. 수직안정판(28)위의 다중 공기유량은 수직 안정판(28)의 공기 역학적인 형성과 방향 때문에 공기양력(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)왕 수직축(Z-Z)의 방향으로는 음수직력 성분(F28L)로 분해될 것이다.
수직 안정판(28)에 의해 마련된 음수직력 성분(F28L)은 수평 안정판(30)에 의해 마련된 음 양력(L30)(제5(a)도 참조)으로 보완한다. 따라서, 수직 안정판(28)의 공기 역학적 작용은 감소되기 위하여 수평 안정판(30)의 공기 역학적인 형상 및/또는 방향을 허용한다. 이러한 감소결과 무게절감 및/또는 미부 구조물(20)에 대하여 유도된 드래그(drag)에서의 감소를 통하여 개선된 공기 역학적인 효과가 있다.
게다가, 수직 안정판(28)의 공기 역학적인 작동에 의해 발생된 공기 역학적인 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 캠버표면 사이의 공기 역학적인 방해는 수직 및 수평 안정판(28,30)의 각각 흡입표면을 큰 거리로 효과적인 간격을 두고, 수직 및 수평 안정판(28,30)사이의 교차각(α)의 둔각으로 최소로 된다.
수평 안정판(30)은 전향비행체제에서 헬리콥터(10)의 동적 피치 안정성을 최적으로 하기 위해 공기 역학적으로 형성되고 방향지어지게 되며 완전한 플랜폼(planform)과 비교적 높은 종횡비를 갖는다. 바람직한 일실시예에서의 수평 안정판(30)은 약 25ft2의 면적(S), 약 9.25ft(111 in)의 스팬(b), 약 32.5인치 평균 시위 및 약 3.42의 종횡비를 갖는 공기 역학적인 형상이다. 이 실시예는 NACA 63A 212 에오포일 단면이다.
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 발며의 범위내이다. 다른 실시예에서, 수평 안정판(30)은 수평 안정판(30)위의 다중공기유량에 주 로우터 날개 후류 충돌효과를 최소로 하기 위해 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, 5의 입사각이 만족할만한 동적 피치 안정성을 마련한다.
본 발명의 일체 미부 구조물(20)은 선행기술한 것보다 우월하고, 약 80노트까지 무한정의 빗놀이 기동(360스냅회전)을 할 수 있고, 약 140노트까지 제한된 빗놀이 기동(90내지 30스냅회전)을 할 수 있다.
게다가, 일체 미부 구조물(20)은 Vmax까지 큰 횡전 기납을 마련하고 큰 횡전 각은 노출된 꼬리 로우더 조립체를 가진 헬리콥터에 의해 큰 날개 부하없이 유지된다. 일체 미부 구조물(20)은 횡전 비행체제에서 노출된 꼬리 로우터 날개에 의해 공격효과의 각도가 효과적으로 제거되며, 또한 고속 전향비행체제에서 허용성 롤율을 허용한다.
이상은 특정실시예에 대해서만 설명한 것으로 특허청구범위에 벗어나지 않는 한도에서 다양한 수정 및 변경을 할 수 있다.

Claims (9)

  1. 헬리콥터 상승 및 비행작동용 힘을 제공하는 주 로우터 조립체와, 대칭인 수직평면으로 형성된 동체와, 동체와 일체로된 꼬리 부움을 구비하고 축을 가지는 도관 팬 항 토오크장치를 포함하는 헬리콥터에 있어서, 도관 팬 항 토오크장치의 작동으로 주 로우터 조립체의 상승능력에 기여하는 양 수직력 성분과 헬리콥터의 방향 조정 및 빗놀이 안정성을 위한 횡 토오크 추력으로 분해될 수 있고 축을 따라 추력을 발생시키며, 헬리콥터의 횡 축에 대하여 미리 설정한 제1경사각에서 경사지는 도관 팬 항 토오크장치의 축이 있고 대칭의 수직평면에 대하여 미리 설정한 제1경사각에서 공간으로 방위되고, 시라우드 수단에 대하여 힘으로 배치되는 도관 팬 항 토오크장치의 축과함께 도관 팬 항 토오크장치를 수용하기 위하여 형성되며, 헬리콥터의 꼬리부움과 인접하는 시라우드 수단과; 상승력이 고속 전방비행체제에서 도관 팬 항 토오크를 효과적으로 부하에서 벗어나게 하는 횡 항 토오크럭 성분과 헬리콥터의 동적 피치 안정성과 조종성에 기여하는 음수직력 성분으로 분해되며, 수직평면에 대하여 미리 설정한 제2경사각에서 공간으로 방위되고, 다중 공기 유량에 응하여 상승력을 발생시키기 위해 공기 역학적으로 형성되고 방위되며 상기 시라우드 수단과 인접하는 수직 안정판 수단과; 고속 전향비행체제에서 헬리콥터의 동적 피치안정성 및 조종성에 대한 음수직력을 제공하기 위해 공기 역학적으로 형성되고 방위된 수평 안정판 수단으로 구성되어; 상기 미리 설정한 제1 및 제2경사각은 서로 작용하게 관계되며, 상기 수직 안정판 수단은 고속 전향비행체제에서 헬리콥터의 빗놀이 안정성에 필요한 상기 횡 항 토오크력의 주요부를 마련하고; 상기 미리 설정한 제1 및 제2경사각들 사이의 상기의 상기 서로 작용하는 관계는 상기 수직 안정판 수단과 대칭으로 하여 서로 교차 결합으로 상기 수평 안정판 수단의 부착을 쉽게하기 위한 것을 특징으로 하는 일체로된 미부 구조물.
  2. 제1항에 있어서, 상기 미리 설정한 제1경사각은 수직평면에 대하여 제1방향각을 가지고 상기 미리 설정한 제2경사각은 수직평면에 대하여 제2방향각을 가지며, 마주하는 회전방향을 가지는 상기 제1방향각과 제2방향각에 있어서의 상기 미리 설정한 제1 및 제2경사각은 상기 시라우드 수단과 상기 수직 안정판 수단 사이의 효과적인 각 변위를 형성하는 것을 특징으로 하는 일체로된 미부 구조물.
  3. 제1항에 있어서, 상기 미리 설정한 제1경사각은 0보다 크고 20범위 사이의 값을 가지는 것을 특징으로 하는 일체로된 미부 구조물.
  4. 제3항에 있어서, 상기 미리 설정한 제1경사각은 약13인 것을 특징으로 하는 일체로된 미부 구조물.
  5. 제1항에 있어서, 상기 미리 설정한 제2경사각은 상기 미리 설정한 제1경사각보다 큰 0내지 약 15의 범위인 것을 특징으로 하는 일체로된 미부 구조물.
  6. 제1항에 있어서, 상기 미리 설정한 제2경사각은 상기 미리 설정한 제1경사각보다 큰 0내지 약 15의 범위인 것을 특징으로 하는 일체로된 미부 구조물.
  7. 제6항에 있어서, 상기 미리 설정한 제2경사각은 약 20인 것을 특징으로 하는 일체로 된 미부 구조물.
  8. 제1항에 있어서, 상기 수직 안정판 수단과 상기 수평 안정판 수단의 대칭 교차결합은 십자형태를 형성하는 것을 특징으로 하는 일체로된 미부 구조물.
  9. 제1항에 있어서, 상기 수직 안정판 수단과 상기 수평 안정판 수단의 대칭교차결합은 T형태를 형성하는 것을 특징으로 하는 일체로딘 미부 구조물.
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