KR101779627B1 - 평행 샤프트를 가진 터보샤프트 엔진 - Google Patents

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Abstract

본 발명은 자유 터빈 터보샤프트 엔진에 관한 것으로서, 상기 터보샤프트 엔진은 가스 제너레이터를 포함하고, 상기 가스 제너레이터는 공기가 공급되는 하나 이상의 압축기(1), 상기 압축기(1)로부터 나오는 압축 공기를 수용하는 연소 챔버(5), 상기 연소 챔버(5) 내에서 수행된 연료의 연소로부터 발생되는 가스에 의해 구동되고 구동 샤프트(15)에 의해 상기 압축기(1)에 기계적으로 연결된 하나 이상의 제너레이터 터빈(7)을 포함하며, 상기 터보샤프트 엔진은 상기 제너레이터 터빈(7)을 통과한 뒤에 상기 연소로부터 발생되는 가스들이 공급되며 감속 기어박스(13)를 통해 터보샤프트 엔진에 파워를 공급하고 가스 제너레이터의 구동 샤프트(15)와 비-동축 구성 방식으로 배열된 파워 샤프트(12)를 구동시키는 자유 터빈(11)을 추가로 포함한다. 본 발명에 따르면, 상기 연소 챔버(5)는 싱글 인젝터(6)를 포함하고 상기 제너레이터 터빈의 축과 동축이며 실질적으로 원통형 또는 원추대 형태의 챔버이다.

Description

평행 샤프트를 가진 터보샤프트 엔진{TURBOSHAFT ENGINE WITH PARALLEL SHAFTS}
본 발명은 항공역학적 추진 분야 특히 자유 터빈과 가스 제너레이터를 가진 터보샤프트 엔진에 관한 것이다.
터빈 엔진은 항공기 추진 분야 및 특히 회전익(rotary-wing) 항공기 또는 헬리콥터의 이륙과 추진 분야에서 일반적으로 사용된다. 이러한 터빈 엔진은 압축기(compressor), 환형의 연소 챔버(annular combustion chamber) 및 제너레이터 샤프트(generator shaft)로서 알려져 있는 샤프트를 사용하여 상기 압축기를 구동시키는 제너레이터 터빈으로서 알려져 있는 터빈을 포함한다. 상기 가스 제너레이터는 일반적으로 싱글 스풀형 가스 제너레이터(single spool gas generator) 즉 싱글 샤프트에 의해 연결되는 하나의 압축기와 싱글 터빈을 포함하는 가스 제너레이터이지만 멀티-스풀형 가스 제너레이터(multi-spool gas generator) 즉 복수의 압축기와 복수의 터빈을 포함하며 각각의 압축기는 특정 샤프트에 의해 터빈에 연결되는 가스 제너레이터일 수도 있다. 가스 제너레이터로부터 나오는 가스는 자유 터빈(free turbine)으로서 알려져 있는 제 2 터빈으로 보내지는데, 이 자유 터빈은 추진을 위해 필요한 파워를 제공하는, 제너레이터의 샤프트(들)와는 다른, 파워 샤프트와 결합되어 있다(associated). 상기 샤프트는 헬리콥터의 메인 기어박스(또는 MGB)에 연결된 감속 기어박스를 구동시키며, 이 메인 기어박스는 반-토크 로터(anti-torque rotor) 및 메인 로터의 허브를 구동시킨다. 상기 감속 조립체는 일반적으로 항공기 또는 엔진의 우수한 작동을 위해 필요한 장비를 위한 부속 기어박스(accessory gearbox) 내에 일체형으로 구성된다(integrated).
구조적으로 단순하게 하기 위하여, 자유 터빈은 일반적으로 최종 제너레이터 터빈의 하류(downstream)에 위치되며 자유 터빈이 구동시키는 샤프트는 가스 제너레이터의 샤프트와 동축 구성된다(coaxial). 파워 샤프트는 엔진의 후방을 향해 나갈 수 있으며(exit), 더 일반적인 경우에서는, 가스 제너레이터의 샤프트와 동심 배열되며(concentric) 전방을 향해 복귀된다(return). 구성을 컴팩트하게 만들고 및/또는 쉽게 접근하기 위하여, 상기와 같은 형상으로 인해, 감속 기어박스 및 부속 기어박스를 가스 제너레이터의 공기 유입부(air inlet)와 평평한 높이(level)에 위치시킬 수 있다.
가령, 예를 들어, 영국 특허 제 GB 594207호와 같은 동심 샤프트들을 가진 이러한 엔진들은 생산하기가 복잡하여 엔진을 저렴하게 제조하기 어렵다는 단점을 가진다. 이 외에도, 환형 형태로 인해 연소 챔버가 복잡하며 제조 비용을 줄이기 어렵고, 연소 챔버의 환형 형태는 다수의 주입 지점(injection point)들을 필요로 하여 소형 엔진에서는 질소산화물(NOx) 배출물을 줄이기 위한 장치를 삽입하기가 복잡하다.
본 발명의 목적은 종래 기술의 터보샤프트 엔진(turboshaft engine)의 특정 문제점들을 가지지 않으며 생산 비용을 줄이기 위해 단수한 디자인으로 구성되면서도, NOx 배출물을 감소하기 위한 장치과 일체형으로 구성되는 소형 터보샤프트 엔진을 제안함으로써 위에서 기술한 단점들을 해결하는 데 있다.
이를 위하여, 본 발명은 자유 터빈을 가진 터보샤프트 엔진을 제공하는데, 상기 터보샤프트 엔진은 가스 제너레이터를 포함하며, 상기 가스 제너레이터는 공기가 공급되는 하나 이상의 압축기(compressor), 상기 압축기로부터 나오는 압축 공기(compressed air)를 수용하는 연소 챔버, 상기 연소 챔버 내에서 수행된 연료의 연소로부터 발생되는 가스에 의해 구동되고 구동 샤프트에 의해 상기 압축기에 기계적으로 연결된(mechanically connected) 하나 이상의 제너레이터 터빈을 포함하며, 상기 터보샤프트 엔진은 상기 제너레이터 터빈을 통과한 뒤에 상기 연소로부터 발생되는 가스들이 공급되며 감속 기어박스(reduction gearbox)를 통해 터보샤프트 엔진에 파워를 공급하고 상기 가스 제너레이터의 구동 샤프트와 비-동축 구성 방식으로(non-coaxially) 배열된 파워 샤프트를 구동시키는 자유 터빈을 추가로 포함하는데, 상기 연소 챔버는 싱글 인젝터(single injector)를 포함하고 상기 제너레이터 터빈의 축과 동축이며 실질적으로 원통형 또는 원추대 형태의 챔버인 것을 특징으로 한다.
동축 샤프트(coaxial shaft)는 두 샤프트의 상대적 회전 방향에 상관없이 두 샤프트가 서로의 연장선(extension) 상에 위치되는 것을 의미한다.
이러한 샤프트 배열상태는 엔진의 두 부분들을 배열할 때 상당한 융통성을 제공하여 "싱글 캔(single can)" 연소 챔버 즉 실린더(cylinder) 또는 절두형 콘(truncated cone)의 중심에 위치된 싱글 인젝터와 함께 실질적으로 원통형 또는 원추대 형태를 가진 연소 챔버를 선택하는 것이 가능하며, 이에 따라 질소산화물이 형성되는 것이 감소될 수 있는 주입 시스템(injection system)을 용이하게 일체구성할 수 있다. 제너레이터 터빈의 축과 동축 구성인 연소 챔버는 크기가 과도하게 크지 않으며 이에 따라 본 발명의 한 목적 즉 소형 터보샤프트 엔진을 제조할 수 있는 이점을 가진다. 게다가, 연소 챔버로부터 나오는 가스는 제너레이터 터빈으로 직접 보내져서, 냉각이 필요하고 흐름을 조절할 필요가 있는 챔버 바닥부분이 있어야 할 필요성을 방지한다. 현재의 엔진에 있어서 연소 챔버로부터 나오는 가스이 매우 고온인 점을 고려할 때, 상기 청구하고 있는 형상으로 인해 수행하기가 매우 어려울 수도 있는 이러한 공정이 방지된다.
파워 샤프트는 상기 구동 샤프트에 대해 평행하게 배열되는 것이 바람직하다. 이러한 배열 상태으로 인해 엔진이 매우 소형으로 제조될 수 있다. 더 바람직하게는, 감속 기어박스가 부속 기어박스와 결합되어, 이 두 기어박스는 세로 방향으로 압축기의 공기 유입부(air inlet)와 같은 높이(level)에 위치한다. 이러한 방식으로 엔진을 컴팩트하게 제조하는 것이 더 개선되며 감속 기어박스/부속 기어박스 조립체는 상대적으로 저온 영역(cool zone) 내에 위치된다.
연소 챔버는 LPP(또는 Lean Premixed Prevaporized; 희박 예혼합 예증발) 기술을 사용하는(incorporating) 인젝터를 포함하는 것이 바람직하다. 연소 챔버의 원통형 또는 원추대 형태로 인해, 상대적으로 크기가 크지만(bulky) 질소산화물 배출물을 줄이기 위해 최적화된 타입의 인젝터를 설치할 수 있다.
한 구체예에서, 연소 챔버의 배출부(outlet)는 압축기를 향하여 배열된다. 이러한 배열 상태로 인해 엔진이 컴팩트하게 될 수 있다.
연소로부터 발생되는 가스는 자유 터빈의 상류(upstream)에 위치된 환형의 분배 챔버(distribution chamber) 내로 전달하기 위하여 제너레이터 터빈의 하류에 위치된 환형의 수거장치(collector) 내에 수거되는 것이 바람직하다.
감속 기어박스/부속 기어박스의 케이싱과 가스 제너레이터의 케이싱은 싱글 케이싱 내에 조합되는 것이 바람직하다. 이러한 방식으로 조립체에 윤활하기 위한 장치의 디자인이 용이하게 되며 상기와 같이 싱글 케이싱으로 인해 경량이고 비용이 저렴하게 된다.
한 특정 구체예에서, 가스 제너레이터는 저압 터빈 및 고압 터빈과 함께 저압 압축기와 고압 압축기를 포함하는 멀티-스풀형 제너레이터(multi-spool generator)이며, 상기 터빈들은 저압 구동 샤프트와 고압 구동 샤프트를 사용하여 상기 압축기들을 구동시키며, 자유 터빈에 의해 구동되는 파워 샤프트는 상기 제너레이터의 고압 구동 샤프트와 동축 구성되지 않고 연소 챔버는 고압 구동 샤프트와 동축 구성된다.
멀티-스풀형 터보샤프트 엔진의 경우, 파워 샤프트는 저압 구동 샤프트와 동축 구성인 것이 바람직하다. 더 바람직하게는, 저압 구동 샤프트는 중공 구조이며(hollow) 내부를 통과하는 파워 샤프트를 가진다.
특정 구체예들에서, 터보샤프트 엔진에는, 압축기로부터 나오는 공기와 자유 터빈으로부터 나오는 가스 사이에, 고온의 가스/압축 공기 열교환기(heat exchanger), 및/또는 고속의 전기 발전 교류발전기(alternator)가 제공된다.
또한, 본 발명은 위에서 기술된 것과 같은 하나 이상의 장치를 포함하는 터보샤프트 엔진에 관한 것이다.
본 발명의 특징 및 이점들과 그 외의 다른 목적, 세부사항, 특징 및 이점들은 첨부된 도식적인 도면들을 참조로 하여 비-제한적 예시예들로서 제공된 본 발명의 여러 구체예들을 하기에서 상세하게 설명한 내용들로부터 더욱 잘 이해될 것이며 더욱 명백하게 될 것이다.
도 1은 본 발명의 한 구체예에 따른 터보샤프트 엔진을 도식적으로 도시한 단면도이다.
도 2는 본 발명의 한 구체예에 따라 생산한 자유 터빈을 가진 트윈 스풀형 터보샤프트 엔진을 도식적으로 도시한 다이어그램이다.
도 3은 본 발명에 따른 터보샤프트 엔진의 두 부분들 사이에서 가스를 전달하기 위한 파이프를 도식적으로 도시한 도면이다.
도 1은 나란하게 위치된 두 부분들에 제조된 자유 터빈을 가진 터보샤프트 엔진을 도시한 단면도로서, 제 1 부분은 가스 제너레이터를 구성하는 모든 요소들을 포함하고 제 2 부분은 감속 기어박스(reduction gearbox)와 자유 터빈을 구성하는 요소들을 조합한다. 상기 제 1 부분은 도면에서 원심 압축기 형태로 도시된 압축기(1)를 포함하며, 흡기 포트(2)를 통해 상기 압축기 내로 공기가 유입되고 압축된 공기는 배출부 스크롤(outlet scroll)(3) 내로 배출된다(discharged). 상기 스크롤은 압축기 주위에서 링(ring) 내에 배열되며, 압축 공기를 수거하고(collecting) 상류의 전달 파이프(4)를 사용하여 원통형의 연소 챔버(5) 내로 보내기 위해 단면이 일정하게 증가하는데, 인젝터(6)에 의해 주입된 연료가 상기 연소 챔버(5) 내에서 연소된다. 이 연소로부터 발생된 가스는 우선 제너레이터 터빈(7) 내에서 팽창하여, 제너레이터 샤프트(15)에 의해 압축기에 연결되고, 그 뒤 환형 수거장치(8) 내에 수거되어 상기 엔진의 제 2 부분으로 통과한다. 베어링 또는 기어와 같이 윤활제를 필요로 하는 가스 제너레이터의 회전 부분들은 엔진 케이싱(17) 내에 수용된다.
제너레이터 터빈(7)으로부터 나온 직후, 가스는 환형 수거장치(8)로부터 하류의 전달 파이프(9)를 통해 자유 터빈의 상류에 위치된 분배 챔버(10) 내로 전달되는데, 이는 도 1에 도식적으로 도시되어 있으며 도 3에 더욱 상세하게 도시되어 있다.
가스는 자유 터빈(11)을 통과함으로써 분배 챔버(10)로부터 배출되는데, 상기 가스는 두 번째로 팽창하여 가스 에너지를 자유 터빈에 공급한다. 자유 터빈은 가스에 의해 공급된 에너지를 복원하는(recover) 파워 샤프트(12) 위에 장착된다. 상기 파워 샤프트(12)는 감속 기어박스(13)에 결합되어 회전 속도가 감소되고 기어 샤프트(14)를 사용하여 메인 헬리콥터 기어박스(main helicopter gearbox)(도시되지 않음)에 파워를 전달한다. 상기 감속 기어박스/부속 기어박스는 기어박스 케이싱(16) 내에 수용된다.
도 1에 표시된 것과 같이, 터보샤프트 엔진을 구성하는 두 부분들은 윤활제를 필요로 하는 기계적 부분들이 하나의 동일한 영역에서 조합되도록 서로에 대해 평행하게 배열된다. 기어박스 케이싱(16)과 가스 제너레이터 케이싱(17)은 하나의 동일한 케이싱을 구성하며, 이에 따라 모든 부분들에 윤활제를 용이하게 공급하고 상기 요소의 전체 질량(total mass)를 줄이는 것이 가능하다.
이렇게 선택된 구조의 결과로서 터보샤프트 엔진이 두 부분들로 분리되며(separation), 종래 기술의 엔진의 경우에서와 마찬가지로 연소 챔버(5)는 연소 챔버를 통과하는 구동 샤프트(15)를 가지지 않는다. 상기 샤프트로 인해 제약사항들이 제거되어, 챔버가 가질 수 있는 형태에 있어서 새로운 디자인 가능성이 생기며, 특히, 도 1에 도시된 것과 같은 원통형 형태를 포함할 수 있는 가능성을 가진다. 종래 기술의 엔진에 비해 반대 방향으로 배열되는 형태를 포함하며, 이에 따라 가스 배출부가 압축기(1)를 향하도록 배열된다. 따라서, 구동 샤프트는 현저하게 짧아지고 제작하기가 간단하며 매우 경량이 된다.
이제, 도 2를 보면, 본 발명의 제 2 구체예가 기술되는 데, 이 발명은 트윈 스풀형 터보샤프트 엔진(twin spool turboshaft engine)에 적용된다. 이 경우, 가스 제너레이터의 저압 및 고압 스풀의 두 제너레이터 샤프트(15 및 25)는 동축구성이 아니다. 반면, 저압 스풀(25)의 샤프트는 중공 구조로 구성되며 내부를 통과하는 자유 터빈의 파워 샤프트(12)를 가진다.
이 제 2 구체예에서, 터보샤프트 엔진은 앞에서 기술한 제 1 구체예의 공정과 유사하게 작동되는데, 유입 포트를 통해 공기가 유입되어 저압(또는 BP) 압축기(21)에서 압축된다. 그 뒤, 이 공기는 제 1 상류 전달 파이프(24)를 통해 고압(HP) 압축기(1)로 전달된다. HP 압축기에 의해 수행된 제 2 압축 공정 후에, 상기 공기는 제 2 상류 전달 파이프(4)를 통해 원통형의 연소 챔버(5) 내로 전달되고 인젝터(6)를 통해 상기 챔버에 유입된 연료의 연소가 발생된다. 연소 후에, 이 가스는 고압 터빈(7) 내에서 팽창되고, HP 구동 샤프트(15)에 의해 HP 압축기(1)에 기계적으로 연결되고, 하류 전달 파이프(9)를 통해 BP 터빈의 상류에 위치된 분배 챔버 내로 통과된다. 상기 분배 챔버로부터, 가스는 BP 샤프트(25)를 사용하여 BP 압축기(21)를 구동시키는 BP 터빈(27)을 통과한다. 앞에서와 같이, BP 터빈으로부터 나온 직후, 가스는 파워 샤프트(12)를 구동시키는 자유 터빈(11)으로 보내진다.
도 2에 도시된 형상에서, 파워 샤프트(12)는 중공 구조의 BP 구동 샤프트(25)를 통과하여 감속 기어박스(13)로 들어간다. 반대로, HP 구동 샤프트는 그 외의 다른 두 샤프트에 기계적으로 무관하게(mechanically independent) 개별적으로 회전된다(turn). BP 구동 샤프트(25) 내부에서 파워 샤프트(12)를 회전되면, BP 샤프트의 회전 속도가 파워 샤프트(12)의 회전 속도에 대한 값과 비교할 수 있으며 상대적으로 낮은 한, 동축 구성의 샤프트를 가진 종래 기술의 싱글 스풀형 터보샤프트 엔진(single spool turboshaft engine)에서 나타나는 단점들이 수반되지 않는다.
따라서, 본 발명에 따른 터보샤프트 엔진은, 특히:
- 제 1 샤프트 라인(shaft line) 위의 가스 제너레이터와 제 1 샤프트 라인과 동축 구성이 아닌 제 2 샤프트 라인 위의 자유 터빈을 포함하고;
- "싱글 캔(single can)" 연소 챔버를 포함하며, 즉 싱글 인젝터(single injector)와 함께, 가스들의 흐름 방향에 대해, 가스 제너레이터의 하류 면(downstream side) 위에 위치된 실질적으로 원통형 또는 원추대(frustoconical) 형태의 연소 챔버를 포함하며;
- 메인 기어박스와 가스 제너레이터의 윤활 회전 부분들을 위한 싱글 케이싱을 포함한다.
위에서 기술된 형상은 특정 이점들을 가진다.
우선, 가스 제너레이터의 윤활되어야 하는 부분들을 위한 공통 케이싱(common casing), 감속 기어박스 및 부속 기어박스를 선택하고, 그 뒤, 싱글 캔 연소 챔버를 선택하며 마지막으로 동축 샤프트를 없애서(또는, 트윈 스풀형 터보샤프트 엔진의 구체예의 경우, 3개 대신 오직 2개의 동축 샤프트), 상기 형상은 비용이 저렴한 터보샤프트 엔진 디자인을 가능하게 한다.
자유 터빈과 결합된(associated) 조립체(assembly)에 대해 평행하게 위치된 가스 제너레이터를 선택하고 감속 기어박스와 자유 터빈에 의해 형성된 조립체를 보다 광범위하게 일체구성함으로써(extensive integration), 헬리콥터 내에 엔진을 일체구성(integration) 하는 것이 용이하게 된다. 이에 따라, 터보샤프트 엔진이 종래 기술의 터보샤프트 엔진보다 더 컴팩트하게 제작될 수 있다.
게다가, 상기와 같이 일체구성 함으로써, 동축 샤프트를 가지는 종래 기술에서의 경우에서와 마찬가지로 헬리콥터의 저온 영역(cool zone)에 감속 기어박스가 배치되면서도, 공기가 가스 제너레이터 내로 유입되는 쪽(side)에 배치되며 배출 가스(exhaust gas)가 배출되는 쪽에는 배치되지 않는다.
2개의 쉽게 분리할 수 있는 부분, 즉 한 부분은 가스 제너레이터를 위한 부분이고 다른 부분은 자유 터빈과 부속품(accessory)의 구동부(drive)를 위한 부분에서의 디자인으로 인해, 유지보수가 용이하고 유지 비용이 줄어든 모듈식 구조(modular structure)를 가진 터보샤프트 엔진이 제공된다.
또 다른 샤프트가 구동 샤프트를 통과하지 않기 때문에, 가스 제너레이터의 구동 샤프트(15)(또는 멀티-스풀형 엔진의 경우 HP 구동 샤프트)는 상대적으로 작은 직경을 가질 수 있으며 이에 따라 기계적 강도와 질량 측면에서 최적화될 수 있다.
마지막으로, 상기 엔진은 엔진에 대해 축방향으로 배열된 공기 유입부와 배출부를 포함하며, 가스 흐름이 굽어지지 않도록(unbending) 스크롤의 필요성과 야기될 수 있는 출력 손실(output loss)이 방지된다.
게다가, 이러한 엔진 형상은, 고속 교류발전기(high speed alternator), 또는 시동 교류발전기(starter alternator)와 같이, 터보샤프트 엔진의 작동을 향상시키는 다양한 부속품들과 함께 사용할 수 있으며(compatible), 비 소비율(specific consumption)을 2 내지 3%만큼 줄일 수 있으며, 인젝터(6)가 LPP(Lean Premixed Prevaporized; 희박 예혼합 예증발) 질소산화물 배출 저감 기술(reduced NOx emission technology)에 통합되고, 상대적으로 크지만 그에 대한 사용은 연소 챔버(5)의 원통형 또는 원추대 형태와 크기에 의해 가능해지며, 또는 실제로 열교환기가 배출 가스 배출부(exhaust gas outlet)에 배열되어, 압축기(1)(또는 멀티-스풀형 터보샤프트 엔진의 경우 BP 압축기(21))로부터 빠져나가는 공기를 재가열시켜 비 소비율을 거의 10%만큼 줄이게 된다. 가스 제너레이터의 심장(heart)에서 파워 샤프트를 제거하고 상기 제너테리어의 축으로부터 부속품들이 오프셋 배열된(offsetting) 것을 고려하면, 평행한 샤프트들을 가진 터보샤프트 엔진의 일반적인 배열상태는 이러한 장치들을 매우 용이하게 설치할 수 있게 한다.
본 발명이 다수의 특정 구체예들에 대해 기술되었으나, 본 발명과 본 발명이 다루고 있는 내용들에만 제한되지 않으며, 위에서 기술된 수단들의 모든 기술적 균등예들과 이들의 조합들이 본 발명의 범위 내에 있다는 사실은 명백하다.

Claims (13)

  1. 자유 터빈을 가진 항공기용 터보샤프트 엔진으로서, 상기 터보샤프트 엔진은 가스 제너레이터를 포함하며, 상기 가스 제너레이터는 공기가 공급되는 하나 이상의 압축기(1), 상기 압축기(1)로부터 나오는 압축 공기를 수용하는 연소 챔버(5), 상기 연소 챔버(5) 내에서 연료가 연소되어 발생되는 가스에 의해 구동되고 구동 샤프트(15)에 의해 상기 압축기(1)와 기계적으로 연결된 하나 이상의 제너레이터 터빈(7)을 포함하고, 상기 터보샤프트 엔진은 자유 터빈(11)을 추가로 포함하며, 상기 연소로부터 발생되는 가스가 상기 제너레이터 터빈(7)을 통과한 후에 상기 가스는 상기 자유 터빈으로 공급되며, 상기 자유 터빈(11)은 상기 가스 제너레이터의 구동 샤프트(15)의 연장선(extension) 상에 있지 않은 파워 샤프트(12)를 구동시키고, 상기 파워 샤프트는 감속 기어박스(13)를 통해 터보샤프트 엔진에 파워를 공급하며,
    상기 제너레이터 터빈(7)은 축류 타입(axial type)으로 구성되고, 상기 연소 챔버(5)는 싱글 인젝터(6)를 포함하며 상기 제너레이터 터빈의 축의 연장선상에 배열되고 원통형 또는 원추대 형태의 챔버이고,
    상기 파워 샤프트(12)는 상기 구동 샤프트(15)에 대해 평행하게 배열되며, 상기 감속 기어박스(13)는 부속 기어박스와 결합되고, 상기 감속 기어박스(13)와 부속 기어박스는 압축기(1)의 공기 유입부와 같은 높이에 위치하는 것을 특징으로 하는 항공기용 터보샤프트 엔진.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 파워 샤프트(12)는 상기 구동 샤프트(15)에 대해 평행하게 배열되는 것을 특징으로 하는 항공기용 터보샤프트 엔진.
  3. 제 2 항에 있어서,
    상기 감속 기어박스는 부속 기어박스와 결합되며, 상기 두 기어박스들은 세로 방향(longitudinal direction)으로 상기 압축기(1)의 공기 유입부와 평평한 높이(level)에 위치되는 것을 특징으로 하는 항공기용 터보샤프트 엔진.
  4. 제 3 항에 있어서,
    상기 감속 기어박스/부속 기어박스의 케이싱(16)과 상기 가스 제너레이터의 케이싱(17)이 싱글 케이싱 내에 조합되는(combined) 것을 특징으로 하는 항공기용 터보샤프트 엔진.
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 연소 챔버(5)는 LPP(Lean Premixed Prevaporized; 희박 예혼합 예증발) 기술을 사용하는(incorporating) 인젝터(6)를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기용 터보샤프트 엔진.
  6. 제1항에 있어서, 상기 연소 챔버(5)의 배출부(outlet)는 상기 압축기(1)를 향하여 배열되는 것을 특징으로 하는 항공기용 터보샤프트 엔진.
  7. 제1항에 있어서, 연소로부터 발생되는 가스는 상기 자유 터빈(11)의 상류에 위치된 환형의 분배 챔버(10) 내로 전달하기 위하여 상기 제너레이터 터빈(7)의 하류에 위치된 환형의 수거장치(8) 내에 수거되는 것을 특징으로 하는 항공기용 터보샤프트 엔진.
  8. 제1항에 있어서, 상기 가스 제너레이터는 저압 터빈(27) 및 고압 터빈(7)과 함께 저압 압축기(21)와 고압 압축기(1)를 포함하는 멀티-스풀형 제너레이터(multi-spool generator)이며, 상기 터빈들은 저압 구동 샤프트(25)와 고압 구동 샤프트(15)를 사용하여 상기 압축기들을 구동시키고, 상기 자유 터빈(11)에 의해 구동되는 상기 파워 샤프트(12)는 상기 제너레이터의 상기 고압 구동 샤프트(15)의 연장선 상에 있지 않고 상기 연소 챔버는 상기 고압 구동 샤프트(15)의 연장선상에 있는 것을 특징으로 하는 항공기용 터보샤프트 엔진.
  9. 제 8 항에 있어서,
    상기 저압 구동 샤프트(25)는 중공 구조이며 내부를 통과하는 파워 샤프트(12)를 가지는 것을 특징으로 하는 항공기용 터보샤프트 엔진.
  10. 제 9 항에 있어서,
    상기 파워 샤프트(12)와 저압 구동 샤프트(25)는 동심 구조인(concentric) 것을 특징으로 하는 항공기용 터보샤프트 엔진.
  11. 제1항에 있어서, 상기 터보샤프트 엔진 위에 고속의 교류발전기(high speed alternator)가 장착되는 것을 특징으로 하는 항공기용 터보샤프트 엔진.
  12. 제1항에 있어서, 상기 터보샤프트 엔진에는, 상기 압축기(1)로부터 나오는 공기와 상기 자유 터빈(11)으로부터 나오는 가스 사이에, 고온 가스/압축 공기 열교환기(heat exchanger)가 제공되는 것을 특징으로 하는 항공기용 터보샤프트 엔진.
  13. 제1항에 따른 항공기용 터보샤프트 엔진을 사용하여 추진되는 항공기.
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