KR101857211B1 - 2개의 피벗 가능하게 장착된 배기관 섹션을 포함하는 뜨거운 공기 배기관을 갖는 항공기 - Google Patents

2개의 피벗 가능하게 장착된 배기관 섹션을 포함하는 뜨거운 공기 배기관을 갖는 항공기 Download PDF

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Abstract

본 발명은 항공기의 동작시 뜨거운 공기 흐름(7)을 발생시키는 적어도 하나의 엔진을 갖는 항공기에 관한 것이고, 이 경우 발생된 뜨거운 공기 흐름(7)을 배기하기 위해 적어도 하나의 뜨거운 공기 배기관(6)이 제공되고, 상기 뜨거운 공기 배기관(6)은 연관된 비축 스위벨 조인트(10)를 통해 적어도 하나의 제2 배기관 섹션(6b)에 회전 가능한 방식으로 장착되는 적어도 하나의 제1 배기관 섹션(6a)을 포함하며, 미리 결정된 변위각(12b)에 의해 적어도 하나의 제1 배기관 섹션(6a)의 세로축(6e)에 대하여 적어도 하나의 제2 배기관 섹션(6b)의 세로축(6g)을 옮기기 위해, 항공기가 작동중일 때 적어도 하나의 제2 배기관 섹션(6b)에 회전 모멘트를 인가하기 위해 조정되는 작용 부재(11)가 제공된다.

Description

2개의 피벗 가능하게 장착된 배기관 섹션을 포함하는 뜨거운 공기 배기관을 갖는 항공기{AN AIRCRAFT WITH A HOT AIR EXHAUST THAT COMPRISES TWO PIVOTALLY MOUNTED EXHAUST SECTIONS}
본 발명은 적어도 하나의 구동 시스템 수용 구역을 형성하는 동체를 갖는 항공기에 관한 것으로, 이러한 구동 시스템 수용 구역은 항공기의 작동시 뜨거운 공기 흐름을 발생시키는 적어도 하나의 엔진을 수용하고, 발생된 뜨거운 공기 흐름을 배기하기 위해 적어도 하나의 뜨거운 공기 배기관(exhaust)이 제공되며, 상기 항공기는 청구항 1의 특징들을 포함한다. 본 발명은 동체를 갖는 항공기의 뜨거운 공기 배기관을 작동시키는 방법에 또한 관련되고, 이러한 뜨거운 공기 배기관은 작동중인 항공기의 적어도 하나의 엔진에 의해 발생되는 뜨거운 공기 흐름을 배기하기 위해 조정되며, 상기 방법은 청구항 12의 단계들을 포함한다.
항공기의 동체, 특히 회전익기의 동체는, 일반적으로 내부 구역과, 동체 안쪽에 배치되는 구동 시스템 수용 구역을 형성한다. 내부 구역은 보통 적어도 하나의 조종실을 포함하고, 승객 및/또는 화물을 위한 객실(cabin)을 더 포함할 수 있다. 구동 시스템 수용 구역은 보통, 예컨대 기어박스와 같은 연관된 동력 분배 유닛에 동력을 제공함으로써, 항공기를 구동하기 위해 조정되는 하나 이상의 엔진을 수용하여, 이러한 동력을 프로펠러, 로터 등과 같은 적당한 추진 유닛에 제공한다.
전형적으로, 동력 발생을 위해 연료/공기 혼합물을 연소시키는, 디젤 엔진, 가스(gas) 엔진, 가스 터빈 등과 같은 공기 흡입식 추진 엔진으로서 2개 이상의 엔진이 구현된다. 작동시, 모든 그러한 공기 흡입식 추진 엔진은 신선한 공기, 이상적으로는 차가운 공기를 필요로 하고, 이러한 공기는 이들 엔진이 충분히 그리고 만족스럽게 일을 하도록 연료와 혼합된다.
하지만, 모든 그러한 공기 흡입식 추진 엔진이 작동시 동력을 발생시킬 뿐만 아니라, 과열을 방지하기 위해 엔진으로부터 방산되어야 할 열도 발생시키고, 이는 전반적인 항공기 성능, 안전성, 및 신뢰성에 있어서 중대한 사안이다. 일반적으로, 그러한 열은 엔진들로부터 방산되고, 동체들에서 제공된 적당한 뜨거운 공기 배기관들을 거쳐서 회전익 항공기로부터 배기되는 뜨거운 공기 흐름으로 변환된다.
보통, 그러한 회전익 항공기의 뜨거운 공기 배기관들은 일직선인 또는 대부분이 일직선인 배기관 덕트(duct)들에 의해 구현된다. 이들 배기관 덕트는 연관된 엔진 카울링(cowling)을 통해 엔진으로부터 발생된 뜨거운 공기 흐름을 안내(guide)한다. 이들 배기관 덕트를 가능한 일직선이 되게 만드는 주된 이유는, 만약 발생된 뜨거운 공기가 회전익기의 세로축에 적어도 거의 동축으로 배기되지 않고, 이러한 세로축에 대해 미리 정한 편향(deflection) 각도로 배기된다면 일어날 수도 있는 공기역학적인 마찰 손실 때문이다.
배기관 덕트의 일직선인 또는 대부분이 일직선인 성형(shaping)과 동체들에서의 그것들의 형식적인 배치는, 보통 회전익기에 상당히 가깝게 안내되는 발생된 뜨거운 공기 흐름의 빔(beam)들을 만들게 되어, 특히 각각의 배기관 덕트 배출구(outlet)들에 가까운 대응하는 테일 붐(tail boom) 및/또는 중간 구조물(structure)에서 항공기의 기체 구조물의 국부적인 발열(heating-up)을 가져온다. 하지만, 그러한 국부적인 발열은 중간 구조물 및/또는 대응하는 테일 붐 영역들이, 사용된 구조상 재료들의 근본적인 작동 한계 위로 과도하게 발열이 일어나게 되면, 그러한 중간 구조물 및/또는 대응하는 테일 붐 영역들을 손상시키거나 심지어는 파괴할 수 있다. 그러므로 특히 회전익기의 하중을 부담하는(load carrying) 구조적 부분들에서의 과도한 발열을 회피하기 위한 대항 조치가 취해져야 한다.
과도한 발열에 대항하여 회전익기의 하중을 부담하는 구조적 부분들을 보호하기 위한 한 가지 일반적인 대항 조치는, 하중을 부담하는 구조적 부분들의 상부에 장착된 열절연(heat-insulation)/차폐 패널들을 제공하는 것으로 이루어진다. 그러한 패널들은 흔히, 패널들과 대응하는 하중을 부담하는 구조적 부분들 사이의 환기를 허용하는 간극(gap)이 제공되도록, 대응하는 하중을 부담하는 구조적 부분들로부터 이격되어 있다. 또한, 패널들은 내열(heat-resistant) 매이트 블랙(mate black) 또는 무연탄 표면 코팅(top coats)으로 도장될 수 있다. 하지만, 그러한 열절연/차폐 패널들은 흔히 항공기의 에어프레임 구조물에 여분의 무게를 추가시킨다. 또한, 그러한 열절연/차폐 패널들은 추가적인 공기역학적 항력을 생성하고, 회전익기의 각각의 외부 양상/디자인을 방해한다.
배기된 생성된 뜨거운 공기 흐름의 빔들에 의한 과도한 발열에 대항하는 회전익기의 하중을 부담하는 구조적 부분들을 보호하기 위한 또 다른 옵션(option)은 더 길고/길거나 휘어진 배기 덕트들을 제공하는 것으로 이루어진다. 하지만, 더 길고/길거나 휘어진 배기 덕트들은 그러한 배기 덕트들 내에 공기역학적 마찰을 생성하고, 이로 인해 이용 가능한 엔진 동력을 감소시키고, 연료 효율이 줄어든다.
또한, 이와 달리 하중을 부담하는 구조적 부분들은, 열절연/차폐 패널들 및/또는 더 길고/길거나 휘어진 배기 덕트들의 제공을 피하기 위해, 더 높은 서비스 온도에 대처할 수 있는 구조적 재료들로 구현될 수 있다. 하지만, 그러한 높은 서비스 온도에 대처할 수 있는 재료들은, 흔히 고가이고, 제작하는 동안 노동집약적이다. 그러므로 이러한 대안적인 방식은 일반적으로 많은 비용이 든다는 결점으로 인해 회피된다.
또 다른 대안적인 방식으로는, 배기 덕트가 적절한 냉각 수단에 의해 냉각될 우 있다는 것이다. 예를 들면, 특허 문서 EP1887208A2와 EP1817490A1이 냉각된 배기 덕트들을 설명한다. 하지만, 그러한 냉각된 배기 덕트들은 일반적으로 고가이고, 제작하기가 복잡하다.
특허 문헌 US4679732A, US4248041A, US4132089A, US3837578A, US3525475A, US3451624A, US3400540A, US3441220A, US3355889A, US3180087A, US3067579A 및 US2933891A가 방향 제어가능한(vectorable), 즉 적어도 부분적으로 방향을 바꿀 수 있는 배기 덕트를 설명하고, 그러한 경우 적어도 하나의 제1 배기관 섹션이 적어도 하나의 제2 배기관 섹션에 회전 가능한 방식으로 장착된다. 하지만, 이들 방향을 바꿀 수 있는 배기 덕트들은 추진 제트를 생성하기 위해 항공기 제트 엔진의 추력 기체를 분출하기 위해 사용되는 제트 파이프들을 형성한다.
그러므로 본 발명의 목적은, 하중을 부담하는 구조적 부분들의 손상 또는 파괴가 믿을 수 있게 방지될 수 있도록, 적어도 배기된 뜨거운 공기 흐름에 의해 항공기의 하중을 부담하는 구조적 부분들의 과도한 발열이 줄어들 수 있게, 항공기의 작동시 뜨거운 공기 흐름을 발생시키는 적어도 하나의 엔진과, 생성된 뜨거운 공기 흐름을 배기하기 위해 제공되는 적어도 하나의 뜨거운 공기 배기관을 구비한 새로운 항공기를 제공하는 것이다.
이러한 목적은 항공기의 작동시 뜨거운 공기 흐름을 발생시키는 적어도 하나의 엔진과, 발생된 뜨거운 공기 흐름을 배기하기 위해 제공되는 적어도 하나의 뜨거운 공기 배기관을 구비한 항공기에 해결되고, 상기 항공기는 청구항 1의 특징들을 포함한다.
더 구체적으로, 본 발명에 따르면 적어도 하나의 구동 시스템 수용 구역을 형성하는 동체를 구비한 항공기가 제공된다. 이러한 구동 시스템 수용 구역은 항공기의 작동시 뜨거운 공기 흐름을 발생시키는 적어도 하나의 엔진을 수용하고, 이 경우 적어도 하나의 뜨거운 공기 배기관이 발생된 뜨거운 공기 흐름을 배기하기 위해 제공된다. 적어도 하나의 뜨거운 공기 배기관은 적어도 하나의 제1 배기관 섹션과 적어도 하나의 제2 배기관 섹션을 포함하고, 이러한 적어도 하나의 제2 배기관 섹션은 연관된 비축(off-axis) 스위벨 조인트를 거쳐서 적어도 하나의 제1 배기관 섹션에 회전 가능한 방식으로 장착된다. 적어도 하나의 제2 배기관 섹션의 세로축을 작동중인 항공기의 현재 비행 파라미터들, 발생된 뜨거운 공기 흐름이 적어도 하나의 뜨거운 공기 배기관을 거쳐 배기되는 동체의 구역에서의 현재 온도 및/또는 작용 부재의 현재 작동 온도 중 적어도 하나에 기초하여 미리 결정된 변위각에 의해 적어도 하나의 제1 배기관 섹션의 세로축에 관해 옮기기 위해, 항공기의 작동시 적어도 하나의 제2 배기관 섹션에 회전(turning) 모멘트를 인가하기 위해 조정되는 작용 부재가 제공된다.
본 발명의 일 양태에 따르면, 항공기 구성 성분들, 그리고 특히 항공기의 하중을 부담하는 구조적 부분들의 바라지 않고 과도한 발열이 발생한 것으로 예상되면, 항공기의 작동시 연관된 비축 스위벨 조인트 주위의 적어도 하나의 제1 배기관 섹션에 대해 적어도 하나의 제2 섹션 배기관 섹션을 회전시킴으로써, 발생된 뜨거운 공기 흐름의 선택적인 편향이 달성될 수 있다. 발생된 뜨거운 공기 흐름의 선택적인 편향은, 예컨대 회전익 항공기의 경우에 바람직하지 못한 옆바람이 있는 호버(hover) 비행과 같은 소수의 특수한 비행 상태에 관해서만 본질적으로 요구되는 것처럼, 과도한 발열을 회피하기에 적합하다.
더 구체적으로는, 항공기의 에어프레임 구조물, 특히 항공기의 하중을 부담하는 구조적 부분들의 과도한 발열을 흔히 가져올 수 있는 비행 상태 동안에는, 항공기의 전반적인 성능 및 효율을 떨어뜨리지 않으면서, 제한된 시간 프레임에 관해 더 높은 마찰 손실이 일반적으로 적어도 부분적으로 감수될 수 있다. 이는 회전익 항공기의 경우에, 예컨대 호버링과 같이 비행기의 대기 속도가 낮거나 없는 비행 상태 동안에만 각각의 하중을 부담하는 구조적 부분들의 과도한 발열이 흔히 발생하면서, 그러한 더 높은 마찰 손실, 그리고 따라서 감소된 동력 및 증가된 연료 소비가 높은 엔진 동력 출력이 필요한 비행 조종시에만 발생하기 때문에 받아들여질 수 있다. 그러므로 비행기의 대기 속도가 낮거나 없는 이들 비행 상태 동안 에어프레임 구조물로부터 멀리 발생된 뜨거운 공기 흐름을 일시적으로 편향시키는 것은, 작동 중인 항공기의 하중을 부담하는 구조적 부분들의 과도한 발열을 확실하고 믿을 수 있게 방지한다.
항공기의 작동시 발생된 뜨거운 공기 흐름을 선택적으로 편향시킴으로써, 전술한 대응 조치의 구현, 즉 더 높은 서비스 온도 및/또는 냉각된 배기 덕트로 대처할 수 있는 열 절연/차폐 패널들, 더 길고/길거나 휘어진 배기 덕트, 구조적 재료의 설비가 유리하게 회피될 수 있다. 따라서 무게 감소 및 광학/설계 이익이 이루어질 수 있다. 또한, 과도한 발열이 적어도 감소하기 때문에, 항공기의 에어프레임 구조물에 제공된 상부 코팅 도장의 수명의 연장이 이루어질 수 있다. 게다가, 기존의 항공기 에어프레임 구조물을 재설계/재계산할 필요가 없이, 더 높은 동력 출력을 갖는 엔진들이 항공기에 설치될 수 있다.
본 발명의 일 양상에 따르면, 적어도 하나의 뜨거운 공기 배기관의 적어도 하나의 제1 배기관 섹션이 항공기의 동체에 고정되게 장착되는 제1 직경을 갖는 전방 배기관 파이프로서 구현되고, 적어도 하나의 제2 배기관 섹션이 전방 배기관 파이프에 스위벨 장착되는 제2 직경을 갖는 후방 배기관 파이프로서 구현된다. 후방 배기관 파이프의 반경은 전방 배기관 파이프의 반경보다 큰 것이 바람직하다. 후방 배기관 파이프의 외부 표면에는, 예컨대 볼 조인트에 의해 회전 가능한 방식으로 작용 부재가 바람직하게 장착된다. 이러한 작용 부재의 다른 쪽 끝은, 예컨대 회전익기의 경우에 대응하는 테일 붐에서, 항공기의 동체에 회전 가능한 방식으로 장착되는 것이 바람직하다.
바람직하게는, 특히 적어도 하나의 뜨거운 공기 배기관의 대응하는 배출구에 가까운, 어떠한 발열도 예상되지 않는 항공기의 정상적인 비행 상태에서는, 전방 배기 파이프와 후방 배기 파이프의 중심축 모두가 정렬되고 발생된 뜨거운 공기 흐름이 편향되지 않는다. 하지만, 과도한 발열이 예상될 수 있고/있거나 비행 상태가, 예컨대 회전익기의 경우에는 호버링 동안 적어도 하나의 뜨거운 공기 배기관의 대응하는 배출구에 가까운 항공기의 동체에 존재하는 온도의 감소를 요구한다면, 작용 부재가 돌리는 것, 즉 동체로부터 멀리 전방 배기 파이프에 대해 각도(α)로 후방 배기 파이프를 회전시키는 것을 위해 작동된다.
유리하게, 스위벨 평면의 5°≤γ≤30°의 범위에 포함된 스위벨 각도(γ)를 가지고 전방 배기 파이프 상에 후방 배기 파이프를 각이 지게 스위벨 장착하는 것으로 인해, 작용 부재에 의한 각도(α)의 변경은 배기된 뜨거운 공기 흐름의 대응하는 편향각(β)의 변경을 야기하고, 이는 제2 배기 파이프의 편향을 의미하며, 따라서 배기된 뜨거운 공기 흐름의 편향을 의미한다. 바람직하게, 도달할 수 있는 최대 각도(β)는 일정한 것이 바람직한 스위벨 각도(γ)에 의존적인데, 이러한 스위벨 각도(γ)는 항공기의 기초가 되는 설계 단계 동안에 규정된다. 또한, 작용 부재의 결합의 기초가 되는 설계는 최대 편향각(β)에 영향을 미치고, 실제적인 면에서 보면, 10°≤β≤30°의 범위에 있는 편향각(β)이 최대 동작 한계 위로 항공기의 에어프레임 구조물의 과도한 발열이 일어나는 것을 방지하기에 적합한 것으로 예상되는데, 이러한 최대 동작 한계는 적어도 하나의 뜨거운 공기 배기관의 대응하는 배출구에 가까운 동체의 영역에서 사용된 대응하는 재료들에 의해 설정된다. 흔히, 이러한 영역에서 하중을 부담하는 구조물에 관해 사용된 금속 또는 복합 재료의 최대 작동 온도는 100℃와 250℃ 사이에 있다.
바람직하게, 이러한 작용 부재는 직접적으로 및/또는 간접적으로 활성화 가능하다. 더 구체적으로는 간접적인 작동이 현재 비행 자세 및/또는 엔진 작동 상태를 고려하는 미리 프로그래밍된 파라미터 세트들에 기초하여 이루어질 수 있다. 직접적인 작용은 항공기의 동체에서 각각 측정된 표면 온도에 기초하여 및/또는 온도에 민감한 액추에이터를 사용하여 구현될 수 있다. 후자의 경우는, 예컨대 확장하는 유체, 기체 또는 단단한 매체에 의해 액추에이터 자체가 온도에 민감하고, 후방 배기 파이프를 회전시키기 위한 모든 필요한 힘들을 직접 발생시키는, 최대 서비스 온도로 적재되는(loaded) 구조물의 영역에 유리하게 놓일 수 있다.
본 발명의 일 양상에 따르면, 항공기는 회전익기, 그리고 바람직하게는 헬리콥터이다. 이러한 항공기의 에어프레임 구조물은 바람직하게는 그것의 동체에 해당되어, "에어프레임 구조물" 및 "동체"라는 용어들이 이후 서로 교환 가능하게 사용된다.
바람직한 일 실시예에 따르면, 작용 부재는 온도에 민감한 액추에이터를 포함하고, 이러한 온도에 민감한 액추에이터는 그러한 작용 부재의 현재 작동 온도가 증가한다면 확장하기 위해 조정되는 확장 가능한 유체나 기체를 구비한다.
또 다른 바람직한 실시예에 따르면, 온도에 민감한 액추에이터는 적어도 동체의 온도가 결정적인(critical) 영역에 인접하게 장착된다.
또 다른 바람직한 실시예에 따르면, 제1 베어링에 의해 적어도 하나의 제2 배기관 섹션과, 제2 베어링에 의해 동체에 작용 부재가 장착된다.
또 다른 바람직한 실시예에 따르면, 작용 부재는 온도에 민감한 액추에이터를 포함하고, 이러한 온도에 민감한 액추에이터는, 그러한 작용 부재의 현재 작동 온도가 증가하면 확장하기 위해 조정되는 확장 가능한 단단한 재료를 구비한다.
또 다른 바람직한 실시예에 따르면, 온도에 민감한 액추에이터는 적어도 동체의 온도가 결정적인 영역에 인접하게 장착된다.
또 다른 바람직한 실시예에 따르면, 작용 부재의 작동을 제어하기 위해 제공되는 작용 부재 및/또는 센서들은, 적어도 100℃와 250℃ 사이의 온도에서 동작하기 위해 조정된다.
또 다른 바람직한 실시예에 따르면, 센서들은 적어도 하나의 온도 센서를 포함한다.
또 다른 바람직한 실시예에 따르면, 연관된 비축 스위벨 조인트는 5°와 30°사이의 범위에 포함되는 적어도 하나의 제1 배기관 섹션의 횡 방향으로의 스위벨 각도를 형성한다.
또 다른 바람직한 실시예에 따르면, 미리 결정된 변위각은 10°와 30°사이의 범위에 포함된다.
또 다른 바람직한 실시예에 따르면, 적어도 하나의 제2 배기관 섹션은 적어도 하나의 제1 배기관 섹션의 배기관 직경보다 큰 배기관 직경을 포함한다.
본 발명은 동체를 갖는 항공기의 뜨거운 공기 배기관을 작동시키는 방법을 또한 제공하고, 그러한 경우 뜨거운 공기 배기관은 작동중인 항공기의 적어도 하나의 엔진에 의해 발생되는 뜨거운 공기 흐름을 배기하기 위해 조정되고, 그러한 뜨거운 공기 배기관은 적어도 하나의 제1 배기관 섹션과 적어도 하나의 제2 배기관 섹션을 포함하며, 적어도 하나의 제2 배기관 섹션은 연관된 비축 스위벨 조인트를 거쳐서 적어도 하나의 제1 배기관 섹션에 회전 가능한 방식으로 장착되고, 작용 부재에 의해 회전 가능하다. 이러한 방법은, 미리 결정도니 변위각에 의해 적어도 하나의 제1 배기관 섹션의 세로축에 관하여 적어도 하나의 제1 배기관 섹션의 세로축을 옮기기 위해, 작동중인 항공기의 현재 비행 파라미터들, 발생된 뜨거운 공기 흐름이 뜨거운 공기 배기관을 거쳐서 배기되는 동체의 구역에서의 현재 온도 및/또는 작용 부재의 현재 작동 온도를 결정하는 단계와, 작동중인 항공기의 현재 비행 파라미터들, 발생된 뜨거운 공기 흐름이 뜨거운 공기 배기관을 거쳐서 배기되는 동체의 구역에서의 현재 온도 및/또는 작용 부재의 현재 작동 온도에 기초하여 작용 부재에 의해 적어도 하나의 제2 배기관 섹션에 회전 모멘트를 인가하는 단계를 적어도 포함한다.
본 발명의 일 양상에 따르면, 현재 비행 파라미터들은, 적어도 현재 엔진 동력 출력, 예컨대 대기 속도와 테일 로터 피치와 같은 현재 비행 상태 및/또는 비행 마지막 10분의 감시(monitoring)와 같은 엔진/비행 상태 "히스토리(history)"를 포함한다. 이들 현재 비행 파라미터들은, 예컨대 배기된 뜨거운 공기 흐름에 의한 발열이 지체만을 가지고 일어나기 때문에, 동체의 열적 관성의 파라미터 통합(integration)을 역시 바람직하게 고려하는 적합한 알고리즘을 사용하여 분석될 수 있다.
본 발명의 일 양상에 따르면, 뜨거운 공기 배기관을 거쳐서 발생된 뜨거운 공기 흐름이 배기되는 동체의 구역에서의 현재 온도는 다른 비행/엔진 상태를 가지고 교차 점검될 수 있다. 이는 또한 적어도 시간 프레임 동안, 심지어 뜨거운 공기 배기관의 배출구에 가까운 어떤 구역에서의 동체의 현재 온도가 일시적으로 너무 높을지라도, 발생된 뜨거운 공기 흐름이 편향되지 않도록, 정렬되는 전방 배기관 파이프와 후방 배기관 파이프를 가지고 비행하는 것을 허용하게 된다.
바람직한 일 실시예에 따르면, 적어도 하나의 제2 배기관 섹션에 회전 모멘트를 인가하는 단계는, 만약 작용 부재의 현재 작동 온도가 미리 결정된 임계값을 초과한다면, 적어도 하나의 제2 배기관 섹션에 회전 모멘트를 인가하는 것을 포함한다.
또 다른 바람직한 일 실시예에 따르면, 만약 작용 부재의 현재 작동 온도가 증가하면 확장하기 위해 조정되는 확장 가능한 유체 또는 기체를 구비하는 온도에 민감한 액추에이터를 작용 부재가 포함하고, 이 경우 미리 결정된 임계값이 확장 가능한 매체가 작동시 확장하기 시작하는 온도를 규정한다.
또 다른 바람직한 일 실시예에 따르면, 만약 작용 부재의 현재 작동 온도가 증가하면 확장하기 위해 조정되는 확장 가능한 단단한 재료를 구비하는 온도에 민감한 액추에이터를 작용 부재가 포함하고, 이 경우 미리 결정된 임계값이 확장 가능한 매체가 작동시 확장하기 시작하는 온도를 규정한다.
본 발명의 바람직한 실시예는 첨부된 도면을 참조하여 이어지는 설명에서의 예를 통해 개요가 서술된다. 이들 첨부된 도면에서, 동일하거나 동일한 기능을 하는 구성 성분들과 요소들은 동일한 참조 번호와 문자가 붙여지고, 따라서 후속하는 설명에서 한번만 설명된다.
도 1은 본 발명에 따른 적어도 하나의 뜨거운 공기 배기관과 적어도 하나의 엔진을 갖는 항공기의 개략 측면도.
도 2는 정상 작동 모드에 있는 작용 부재가 있는, 도 1의 적어도 하나의 뜨거운 공기 배기관의 측면도.
도 3은 열 보호 모드에 있는, 도 2의 적어도 하나의 뜨거운 공기 배기관의 측면도.
도 4는 도 2의 적어도 하나의 뜨거운 공기 배기관의 평면도.
도 5는 도 3의 적어도 하나의 뜨거운 공기 배기관의 평면도.
도 6은 일 실시예에 따른 양면 작용 부재의 개략도.
도 7은 제1 실시예에 따른 항공기의 뜨거운 공기 배기관을 작동시키는 방법을 도시하는 도면.
도 8은 제2 실시예에 따른 항공기의 뜨거운 공기 배기관을 작동시키는 방법을 도시하는 도면.
도 9는 제3 실시예에 따른 항공기의 뜨거운 공기 배기관을 작동시키는 방법을 도시하는 도면.
도 1은 본 발명의 일 양상에 따른 내부 구역(2a)과 구동 시스템 수용 구역(1f)을 적어도 규정하는 동체(2)를 포함하는 항공기(1)를 보여준다. 항공기(1)는 전형적으로는 회전익기, 특히 헬리콥터로서 구현된다. 그러므로 항공기(1)는 또한 이후 간단함과 명료함을 위해 "헬리콥터(1)"라고 부른다. 하지만, 본 발명은 헬리콥터들에만 한정되지 않고 다른 항공기들에 마찬가지로 적용될 수 있다는 점이 주목되어야 한다.
예시적으로, 동체(2)는 또한 항공기(1)의 외부 표면(1g)과 적어도 하나의 테일 붐(2b)을 규정하지만, 또한 승객 객실 및/또는 화물칸과 함께 조종실을 규정한다. 하지만, 그림의 간단함과 명료함을 위해, 조종실, 승객 객실 및 화물칸과 같은 것은 더 상세히 도시되고 설명되지 않는다.
헬리콥터(1)는 예시적으로는 작동 중에 전방 추력 또는 후방 추력과 양력을 제공하기 위해 적어도 하나의 메인 로터(main rotor)(1a)를 포함한다. 적어도 하나의 메인 로터(1a)는 바람직하게는 적어도 하나의 엔진(5)에 구동되게 결합되고, 우선적으로는 멀티-블레이드(multi-blade) 로터로서 구현된다. 후자의 경우는 전형적으로는 연관된 로터 헤드(1d)에서 로터 샤프트(1e)에 장착되는 복수의 로터 블레이드(1b, 1c)를 포함하고, 이러한 로터 샤프트(1e)는 헬리콥터(1)의 작동시 연관된 로터 축 주위를 회전한다. 바람직하게, 로터 샤프트(1e)는 헬리콥터(1)의 메인 기어박스(4)에 구동되게 연결되고, 이러한 메인 기어박스(4)는 또한 적어도 하나의 엔진(5)에 구동되게 연결되어, 이들 모두가 구동 시스템 수용 구역(1f)에서 우선적으로 배치된다.
본 발명의 일 양상에 따르면, 적어도 하나의 엔진(5)이 헬리콥터(1)의 메인 엔진을 구현하고, 따라서 이후 간단함과 명료함을 위해 "메인 엔진(5)"이라고 부른다. 바람직하게, 이러한 메인 엔진(5)은 예컨대 디젤 엔진, 가스 엔진, 가스 터빈 등과 같은 공기 흡입식 추진 엔진으로서 구현된다. 하지만, 본 발명은 단지 예시와 설명의 목적을 위해 기술되는, 헬리콥터의 메인 엔진의 그러한 구현에 국한되지 않고, 적어도 하나의 엔진(5)이 또한, 예컨대 메인 엔진 대신에 보충 엔진을 구현할 수 있다는 점이 주목되어야 한다.
바람직하게, 작동중인 메인 엔진(5)에 의해 발생된 뜨거운 공기 흐름(7)을 방출하기 위한 적어도 하나의 뜨거운 공기 배기관(6)이 제공된다. 이러한 적어도 하나의 뜨거운 공기 배기관(6)은, 예시적으로 테일 붐(2b)의 부근에 적어도 부분적으로 위치한다.
또한, 헬리콥터(1)는 작동 중에 카운터-토크(counter-torque)를 제공하도록, 즉 측면으로 움직이는 것(yaw)의 면에서 헬리콥터(1)의 균형을 맞출 목적으로 적어도 하나의 메인 로터(1a)의 회전에 의해 생성된 토크에 거스르도록 구성된 하나 이상의 카운터-토크 장치를 포함할 수 있다. 예를 들면, 테일 붐(2a)에서 구현된 핀(fin)(2c)의 구역에서는 테일 로터(3a)가 있는 카운터-토크 장치(3)가 제공되고, 여기에 예컨대 수평 안전판, 범퍼 및/또는 동체(2)에 의해 또는 동체(2)에 부착된 꼬리날개가 추가로 제공될 수 있다.
위에서 이미 설명된 것처럼, 동체(2)는 바람직하게는 동체(2) 안쪽에 배치되는 구동 시스템 수용 구역(1f)을 규정한다. 더 구체적으로는, 이러한 구동 시스템 수용 구역(1f)이 상부 동체측(2d)에 인접한 동체(2) 안쪽에 배치되는, 동체(2)의 상부 데크(deck) 구역을 규정한다. 예시적으로 이러한 상부 동체측(2d)은 복수의 로터 블레이드(1b, 1c)에 면하는 동체(2)의 측이다. 따라서, 간단함과 명료함을 위해, 구동 시스템 수용 구역(1f)은 또한 이후 "상부 데크 구역(1f)"이라고 부른다.
본 발명의 일 양상에 따르면, 상부 데크 구역(1f)은 적어도 하나의 방화벽 설비에 의해 규정되는 적어도 하나의 화재 보호 지역(zone)(9)을 포함한다. 이러한 적어도 하나의 화재 보호 지역(9)은, 바람직하게는 적어도 하나의 방화벽 설비(8)가 동체(2)의 내부 구역(2a)과 메인 엔진(5) 사이의 내화(fire-resistant) 분리를 규정하도록, 적어도 하나의 방화벽 설비(8) 내에 메인 엔진(5)을 수용한다. 그러므로 적어도 하나의 방화벽 설비(8)는 적어도 하나의 화재 보호 지역(9)의 범위를 정하는 복수의 바람직하게 상호 연결된 화재 보호 벽(8a, 8b, 8c, 8d)을 포함한다. 예를 들면, 그리고 헬리콥터(1)의 전방 비행 방향에서 볼 때, 화재 보호 벽(8a)은 전방 화재 보호 벽을 규정하고, 화재 보호 벽(8b)은 후방 화재 보호 벽을 규정하며, 화재 보호 벽(8c)은 하부 화재 보호 벽을 규정하고, 화재 보호 벽(8d)은 중간 화재 보호 벽을 규정한다.
도 2는 도 1의 메인 엔진(5)으로부터 발생된 뜨거운 공기 흐름(7)을 배기하기 위해 제공되는, 도 1의 적어도 하나의 뜨거운 공기 배기관(6)을 갖는 도 1의 헬리콥터(1)의 동체(2)의 섹션(section)을 보여준다. 그림의 간단함과 명료함을 위해, 하나의 뜨거운 공기 배기관(6)만이 이후 예시되고 설명된다. 그러므로 이러한 하나의 뜨거운 공기 배기관(6)은 "뜨거운 공기 배기관(6)"이라고 부른다. 하지만, 도 1의 헬리콥터(1)는 또한, 예컨대 각각 제공된 메인 엔진에 관한 하나의 뜨거운 공기 배기관이나 도 1의 메인 엔진(5)에 관한 2개 이상의 뜨거운 공기 배기관처럼, 2개 이상의 뜨거운 공기 배기관을 포함할 수 있다는 점이 주목되어야 한다. 그러한 구성들에서는, 본 발명에 따른 뜨거운 공기 배기관(6)처럼 적어도 하나의 뜨거운 공기 배기관이 바람직하게 구현된다.
본 발명의 일 양상에 따르면, 뜨거운 공기 배기관(6)은 뜨거운 공기 배출구(6h)를 우선적으로 규정하는 적어도 하나의 제2 배기관 섹션(6b)과 적어도 하나의 제1 배기관 섹션(6a)을 포함한다. 작동시, 발생된 뜨거운 공기 흐름(7)은 도 1의 메인 엔진(5)으로부터 적어도 하나의 제1 배기관 섹션(6a)을 거쳐 적어도 하나의 제2 배기관 섹션(6b)으로 안내된 다음, 뜨거운 공기 배출구(6h)를 거쳐 방출된다. 그러므로 후자의 경우에는 적합한 노즐이 제공될 수 있다.
이후 "전방 배기관 섹션(6a)"이라고도 부르는 적어도 하나의 제1 배기관 섹션(6a)은 본질적으로 일직선인 배기 파이프로서 바람직하게 구현된다. 이러한 전방 배기관 섹션(6a)은 우선적으로는 한쪽 축 단부가 도 1의 메인 엔진(5)에 연결되고, 그것의 다른 쪽 축 단부는 연관된 비축 스위벨 조인트(10)에 비스듬하게 잘라져서 장착되어 있다. 이후 "후방 배기관 섹션(6b)"이라고도 부르는 적어도 하나의 제2 배기관 섹션(6b)은 또한 본질적으로 일직선인 배기 파이프로서 바람직하게 구현된다. 이러한 후방 배기관 섹션(6b)은 한쪽 축 단부가 바람직하게는 비스듬하게 잘려져 있고 연관된 비축 스위벨 조인트(10)에 장착되어 있고, 자유로운 단부인 다른 쪽 축 단부는 뜨거운 공기 배기관(6)의 뜨거운 공기 배출구(6h)를 규정한다. 바람직하게, 후방 배기관 섹션(6b)은 연관된 비축 스위벨 조인트(10)를 거쳐서 전방 배기관 섹션(6a)에 회전 가능한 방식으로 장착된다.
비축 스위벨 조인트(10)의 구성 및 기능성은 당업자에게 공지되어 있음이 주목되어야 한다. 그러므로 연관된 비축 스위벨 조인트(10)와, 비축 스위벨 조인트(10)에 의해 전방 배기관 섹션(6a)과 후방 배기관 섹션(6b)이 서로에 대해 장착되는 것은 간결함과 간명함(conciseness)을 위해, 이후 더 상세히 설명하지 않는다.
예시적으로, 전방 배기관 섹션(6a)은 세로축(6e)과 배기관 직경(6c)을 포함한다. 배기관 직경(6c)은, 횡단 방향(6f), 즉 전방 배기관 섹션(6a)의 단면 평면(sectional plane)을 규정한다. 바람직하게, 연관된 비축 스위벨 조인트(10)는 5°와 30°사이의 범위에 포함되는 횡단 방향(6f)에 대한 스위벨 각(12a)을 규정한다.
비슷하게, 후방 배기관 섹션(6b)은 세로축(6g)과, 후방 배기관 섹션(6b)의 단면 평면을 규정하는 배기관 직경(6d)을 포함한다. 후방 배기관 섹션(6b)의 배기관 직경(6d)은 바람직하게는 전방 배기관 섹션(6a)의 배기관 직경(6c)보다 더 크다. 또한, 후방 배기관 섹션(6b)의 배기관 직경(6d)에 의해 규정된 단면 평면은 우선적으로는 정상적인 작동 모드에 있는 전방 배기관 섹션(6a)의 배기관 직경(6c)에 의해 규정된 단면 평면에 적어도 본질적으로는 평행하고, 이 경우 세로축들(6e, 6g)은 적어도 축이 같도록 배치되며, 바람직하게는 서로에 대해 정렬되어 있다.
본 발명의 일 양상에 따르면, 열 보호 모드에서 전방 배기관 섹션(6a)의 세로축에 관해 후방 배기관 섹션(6b)의 세로축(6g)을 옮기기 위해서, 도 1의 헬리콥터(1)의 작동시 후방 배기관 섹션(6b)에 회전 모멘트를 인가하기 위해 조정되는 작용 부재(11)가 제공된다. 더 구체적으로는, 전방 배기관 섹션(6a)의 배기관 직경(6c)에 의해 규정된 단면 평면에 대해서 후방 배기관 섹션(6b)의 배기관 직경(6d)에 의해 규정된 경사져 있는 단면 평면을 옮기기 위한 회전 모멘트가 인가된다.
바람직하게, 작용 부재(11)는 100℃와 250℃ 사이의 온도에서의 작동을 위해 최소로 조정된다. 예시적으로, 이러한 작용 부재(11)는 제1 베어링(11a)에 의해 후방 배기관 섹션(6b)에, 그리고 제2 베어링(11b)에 의해 도 1의 헬리콥터(1)의 동체(2)에 장착된다. 제1 베어링(11a)과 제2 베어링(11b)은, 예컨대 볼 베어링이나 조링트에 의해 구현될 수 있다. 우선적으로, 작용 부재(11)는 제1 베어링(11a)과 제2 베어링(11b)에 의해 회전 모멘트로 바꾸어지는 힘을 발생시키기 위해 조정되는 적어도 하나의 액추에이터(11e)를 포함한다.
그러므로 본 발명의 일 양상에 따르면, 액추에이터(11e)는 작동중인, 도 1의 헬리콥터(1)의 현재 비행 파라미터들, 뜨거운 공기 배기관(6)을 거쳐서 발생된 뜨거운 공기 흐름(7)이 배기되는 동체(2)의 구역에서의 현재 온도 및/또는 작용 부재(11)의 현재 작동 온도 중 적어도 하나에 기초하여 회전 모멘트를 생성하고 인가한다. 전형적인 작동 방법이 도 7 내지 9를 참조하여 아래에서 설명된다.
바람직하게, 액추에이터(11e)는 온도에 민감하고, 온도에 민감한 활성화 가능한 매체(11d)를 우선적으로 구비한다. 예를 들면, 온도에 민감한 활성화 가능한 매체(11d)는, 온도에 민감한 액추에이터(11e), 즉 작용 부재(11)의 현재 작동 온도가 증가하면 확장하기 위해 조정되는 확장 가능한 유체 및/또는 기체 및/또는 단단한 재료를 가지고 실현될 수 있다. 바람직하게, 온도에 민감한 액추에이터(11e)는 적어도 동체(2)의 온도 결정적인 영역에 인접하게 장착되는데, 즉 후방 배기관 섹션(6b) 및/또는 뜨거운 공기 배출구(6h)에 가깝게 장착된다.
도 3은 세로축(6e)을 가지는 전방 배기관 섹션(6a)과, 세로축(6g)을 가지는 후방 배기구 섹션(6b) 및 뜨거운 공기 배출구(6h)가 있는, 도 2의 뜨거운 공기 배기관(6)을 보여준다. 예를 들면, 그러한 뜨거운 공기 배기관(6)은 열 보호 모드에 있는 것으로 예시되어 있다.
본 발명의 일 양상에 따르면, 온도에 민감한 액추에이터(11e), 즉 작용 부재(11)의 현재 작동 온도가 미리 결정된 임계값을 초과하면, 도 2의 작용 부재(11)의 온도에 민감한 액추에이터(11e)의 온도에 민감한 활성화 가능한 매체(11d)가 후방 배기관 섹션(6b)에 회전 모멘트를 인가한다. 이러한 미리 결정된 임계값은, 다른 것들 외에 도 2의 뜨거운 공기 흐름(7)의 최대 도달 가능한 온도와, 보호될 필요가 있는 도 2의 동체(2)의 구성 성분들이 작동시 견딜 수 있는 최대 지속 가능한 온도에 의존적이다.
작동시, 현재 작동 온도가 미리 결정된 임계값을 초과한다면 온도에 민감한 활성화 가능한 매체(11d)가 전형적으로 확장하고, 이로 인해 후방 배기관 섹션(6b)을 전형적인 움직임 방향(11c)으로 끌어당긴다. 이는 예시적으로 후방 배기관 섹션(6b)의 세로축(6g)이 미리 결정된 변위각(12b)에 의해 전방 배기관 섹션(6a)의 세로축(6e)에 관해 옮겨지도록, 전형적인 회전 방향(13)으로의, 도 2의 연관된 비축 스위벨 조인트(10) 주위의 후방 배기관 섹션(6b)의 회전을 가져온다. 미리 결정된 변위각(12b)은 우선적으로 10°와 30°사이의 범위에 포함된다. 그러므로 배기된 발생된 뜨거운 공기 흐름(7)은 도 2의 동체(2)로부터 편향되고 멀어지게 향하게 될 수 있다.
도 4는 세로축(6e)을 가지는 전방 배기관 섹션(6a), 세로축(6g)을 가지는 후방 배기관 섹션(6b) 및 뜨거운 공기 배출구(6h)를 가지고, 정상 작동 모드에 있는, 도 2의 작용 부재(11)를 구비한 뜨거운 공기 배기관(6)을 보여준다. 도 4는 또한 추기 같은 배치, 즉 세로축(6e)과 세로축(6g)의 전형적인 정렬된 배치를 예시한다.
본 발명의 일 양상에 따르면, 작용 부재(11)는 하나 이상의 센서(11f)에 연결된다. 센서(11f)는 작용 부재(11)의 작동을 제어하기 위해 바람직하게 제공되고, 100℃와 250℃ 사이의 온도에서 작동하기 위해 최소로 조정된다. 우선적으로, 센서(11f)는 적어도 하나의 온도 센서를 포함한다.
온도에 민감한 활성화 가능한 매체(11d), 그리고 그로 인한, 도 2의 온도에 민감한 액추에이터(11e)를 제공하는 것은, 작용 부재(11)의 작동을 제어하기 위해 하나 이상의 센서(11f)가 제공된다면 생략될 수 있다는 점이 주목되어야 한다. 이 경우, 예컨대 전기식, 자기식 및/또는 유압식 액추에이터가 작용 부재(11)를 가지고 사용될 수 있다.
도 5는 열 보호 모드에 있는, 도 3의 작용 부재(11)가 있는 뜨거운 공기 배기관(6)을 보여주는 것으로, 이 경우 이러한 배기관(6)은 세로축(6e)을 가지는 전방 배기관 섹션(6a)과 세로축(6g)을 가지는 후방 배기관 섹션(6b) 및 뜨거운 공기 배출구(6h)을 가진다. 도 5는 또한 도 3의 미리 결정된 변위각(12b), 즉 대응하는 경사각(12c)에 의해, 세로축들(6e, 6g)의 옮겨짐을 예시하고 있다.
도 6은 본 발명의 일 양상에 따른 양면 작용 부재(14)를 보여준다. 더 구체적으로, 다양한 응용 시나리오에서는 예컨대 도 2 내지 5의 뜨거운 공기 배기관(6)이 각각 제공되는 2개의 독립적인 메인 엔진(5)을 도 1의 헬리콥터(1)가 구비한다면, 본 발명에 따른 2개의 뜨거운 공기 배기관이 동시에 작동하게 될 필요가 있게 된다.
바람직하게, 양면 작용 부재(14)는 확장 가능한 매체(14b)를 우선적으로 구비하는 적어도 하나의 액추에이터(14a)를 포함한다. 본 발명의 일 양상에 따르면, 적어도 하나의 액추에이터(14a)는 유압식으로 구동되거나 전기식으로 구동된다.
만약 적어도 하나의 액추에이터(14a)가 유압식으로 작동하는 것이라면, 확장 가능한 매체(14b)를 담고 있는 하나의 유압식 유체 챔버를 특징으로 하는 단일 마스터 실린더가 예시된 것처럼 제공될 수 있다. 이러한 확장 가능한 매체(14b)는 반대 방향으로, 예컨대 선형 움직임 방향(16a, 16b)으로 2개의 제어 로드(rod)(15a, 15b)의 움직임을 제어하기 위해 바람직하게 조정된다.
도 7은 본 발명의 제1 양상에 따라 작동중인 도 1의 헬리콥터(1)의 도 2 내지 5의 뜨거운 공기 배기관(6)을 작동시키는 전형적인 방법(17)을 보여준다. 이 방법(17)은 도 2 내지 5의 뜨거운 공기 배기관(6)을 거쳐서 도 1의 발생된 뜨거운 공기 흐름(7)이 배기되는 헬리콥터(1)의 도 1의 동체(2)의 구역에서 적어도 현재 온도를 결정하는 것으로 단계(S1)에서 시작한다. 현재 온도는 바람직하게는 연속적으로 측정된다.
만약, 자격을 갖춘(qualified) 범위 내에, 즉 전술한 바와 같은 미리 결정된 임계값 아래에 현재 온도가 있는 것으로, 단계(S2)에서 결정된다면, 방법(17)은 단계(S3)에서 계속되어, 뜨거운 공기 배기관(6)이 도 2 및 도 4에 따른 정상적인 작동 모드에서 또한 작동된다. 하지만, 만약 현재 온도가 너무 높은, 즉 미리 결정된 임계값 위에 있는 것으로 단계(S4)에서 결정된다면, 방법(17)은 단계(S5)에서 계속된다. 단계(S5)에서는, 예컨대 전형적으로 현재 엔진 동력 출력, 대기속도와 테일 로터 피치, 및/또는 비행의 마지막 10분을 감시하는 것과 같은 엔진/비행 상태 "히스토리"를 포함하는 비행 및/또는 엔진 상태와 같은 현재 비행 파라미터들이 결정되고, 이들은 뜨거운 공기 배기관(6)이 정상적인 작동 모드로부터 열 보호 모드로 변경되어야 하는지를 결정하는데 적합하다.
단계(S6)에서, 현재 비행 파라미터들이 정상적인 작동 모드로부터 열 보호 모드로 변경되는 것을 요구하지 않는다고 결정된다면, 방법(17)은 단계(S3)로 계속된다. 하지만, 만약 단계(S7)에서 정상적인 작동 모드로부터 열 보호 모드로의 변경이 요구된다고 결정되면, 뜨거운 공기 배기관(6)이 단계(S8)에서 작동되고, 뜨거운 공기 배기관(6)을 정상 작동 모드로부터 열 보호 모드로 변경하기 위해, 도 3을 참조하여 전술한 바와 같이, 도 2 내지 5의 작용 부재(11) 또는 도 6의 작용 부재(14)를 거쳐서, 뜨거운 공기 배기관(6)의 도 2 내지 5의 후방 배기관 섹션(6b)에 회전 모멘트가 인가된다.
하지만, 단계(S5)가 바람직하게는 임의의 사항이고, 방법(17) 내에서 반드시 수행되어야 하는 것은 아니라는 점이 주목되어야 한다. 이 경우, 단계(S5, S6, S7)는 생략될 수 있고, 방법(17)은 직접 단계(S4)에서부터 단계(S8)로 진행된다.
도 8은 본 발명에 따른 제2 양상에 따라 작동중인 도 1의 헬리콥터(1)의 도 2 내지 5의 뜨거운 공기 배기관(6)을 작동시키는 전형적인 방법(18)을 보여준다. 이 방법(18)은 비행 및/또는 엔진 상태, 그리고 더 구체적으로는 현재 엔진 동력 출력, 대기속도 및 테일 로터 피치를 전형적으로 포함하는 비행 자세 및/또는 엔진 작동 상태 및/또는 비행의 마지막 10분을 감시하는 것과 같은 엔진/비행 상태 "히스토리"와 같은 현재 비행 파라미터들의 결정을 가지고 단계(S10)에서 시작한다. 현재 비행 파라미터들이 바람직하게 연속적으로 감시된다.
단계(S11)에서는, 결정된 현재 비행 파라미터들이 대응하는 미리 프로그래밍된 파라미터들의 세트와 비교된다. 미리 프로그래밍된 파라미터들의 세트는 연관된 저장 매체에 적합한 룩업 테이블(look-up table)들의 형태로 바람직하게 저장된다.
단계(S12)에서는, 뜨거운 공기 배기관(6)이 정상적인 작동 모드로부터 열 보호 모드로 변경되어야 하는지가 결정된다. 만약 단계(S13)에서, 변경이 요구되지 않는다고 결정되면, 방법(18)은 단계(S14)에서 계속되고, 이러한 단계(S14)에서는 뜨거운 공기 배기관(6)이 또한 도 2 및 도 4에 따른 정상 작동 모드에서 작동된다. 하지만, 만약 단계(S15)에서 변경이 요구된다고 결정되면, 방법(18)은 단계(S16)에서 계속되는데, 이러한 단계(S16)에서는 뜨거운 공기 배기관(6)이 작동되고, 뜨거운 공기 배기관(6)을 정상 작동 모드로부터 열 보호 모드까지 변경하기 위해, 도 3을 참조하여 전술한 바와 같이, 뜨거운 공기 배기관(6)의 도 2 내지 5의 후방 배기관 섹션(6b)으로, 도 2 내지 5의 작용 부재(11) 또는 도 6의 작용 부재(14)를 거쳐서 회전 모멘트가 인가된다.
도 9는 본 발명의 제3 양상에 따라 작동중인 도 1의 헬리콥터(1)의 도 2 내지 5의 뜨거운 공기 배기관(6)을 작동시키는 전형적인 방법(19)을 보여준다. 이 방법(19)은 도 2 내지 5의 작용 부재(11)의 현재 작동 온도의 결정을 가지고 단계(S100)에서 시작한다. 현재 작동 온도는 바람직하게는 연속적으로 결정되고, 우선적으로는 작용 부재(11)로의 각각의 온도 유도된 변화에 의해 간접적으로 결정된다.
더 구체적으로, 단계(S110)에서는 현재 작동 온도의 변화가 일어난다면, 도 2 내지 5의 작동 요소의 온도에 민감한 액추에이터(11e)의 활성화 가능한 매체(11d)가 반응을 나타낸다. 전술한 바와 같이, 현재 작동 온도가 증가하면 활성화 가능한 매체(11d)가 바람직하게 확장한다.
만약 현재 작동 온도의 어떠한 변화도 일어나지 않는다면, 방법(19)은 단계(S120)에서 계속되고, 이러한 단계(S120)에서는 도 1의 헬리콥터(1)의 뜨거운 공기 배기관(6)이 도 2 및 도 4에 따른 정상적인 작동 모드에서 또한 작동한다. 하지만, 만약 현재 작동 온도의 변화가 일어나고 활성화 가능한 매체(11d)가 확장한다면, 방법(19)은 단계(S130)에서 계속되고, 이러한 단계(S130)에서는 뜨거운 공기 배기관(6)이 작동되고, 뜨거운 공기 배기관(6)을 정상 작동 모드로부터 열 보호 모드로 변경하기 위해, 도 3을 참조하여 전술한 바와 같이, 회전 모멘트가 도 2 내지 5의 작용 부재(11)를 거쳐서, 뜨거운 공기 배기관(6)의 도 2 내지 5의 후방 배기관 섹션(6b)으로 인가된다.
위 실시예들은 단지 예를 통해 설명된 것이고, 본 발명을 그러한 실시예에 한정하기 위한 것이 아님이 주목되어야 한다. 대신, 본 발명의 다양한 수정예가 당업자의 일반적인 지식 내에 있고, 따라서 역시 본 발명의 부분으로서 해석되어야 한다. 예를 들면, 도 7 내지 9의 방법들(17, 18, 19)은 하나의 방법으로 결합될 수 있다. 또한, 도 2 내지 5의 발생된 뜨거운 공기 흐름(7)의 편향 정도는 현재 온도 값들 등에 따라 개별적으로 조정될 수 있다.
1: 항공기 1a: 메인 로터
1b, 1c: 로터 블레이드 1d: 로터 헤드
1e: 로터 샤프트 1f: 구동 시스템 수용 구역
1g: 항공기 외부 표면 2: 동체
2a: 동체 내부 구역 2b: 테일 붐
2c: 핀 2d: 상부 동체 측
3: 카운터-토크 장치 3a: 테일 로터
4: 메인 기어박스 5: 메인 엔진들
6: 메인 엔진 뜨거운 공기 배기관 6a: 전방 배기관
6b: 후방 배기관 6c: 전방 배기관 직경
6d: 후방 배기관 직경 6e: 전방 배기관 세로축
6f: 전방 배기관 횡단 방향 6g: 후방 배기관 세로축
6h: 뜨거운 공기 배기관 배출구 7: 메인 엔진 배기관 공기 흐름
8: 방화벽 설비 8a: 전방 화재 보호벽
8b: 후방 화재 보호벽 8c: 하부 화재 보호벽
8d: 중간 화재 보호벽 9: 화재 보호 지역들
10: 비축 스위벨 조인트 11: 작용 부재
11a: 배기관 작용 부재 베어링 11b: 동체 작용 부재 베어링
11c: 액추에이터 작동 움직임 방향 11d: 활성화 가능한 매체
11e: 액추에이터 11f: 센서
12a: 정상 모드 스위벨각 12b: 편향된 모드 수평 변위각
12c: 편향된 모드 수직 경사각 13: 후방 배기관 회전 방향
14: 양면 작용 부재 14a: 양면 액추에이터
14b: 확장 가능한 매체 15a, 15b: 제어 로드들
16a, 16b: 제어 움직임 방향들 17: 제1 작동 방법
S1 내지 S8: 제1 작동 방법의 방법 단계들 18: 제2 작동 방법
S10 내지 S16: 제2 작동 방법의 방법 단계들 19: 제3 작동 방법
S100 내지 S130: 제3 작동 방법의 방법 단계들

Claims (15)

  1. 적어도 하나의 구동 시스템 수용 구역(1f)을 형성하는 동체(2)를 갖는 항공기(1)로서,
    상기 구동 시스템 수용 구역(1f)은 상기 항공기(1)가 작동하는 동안 뜨거운 공기 흐름(7)을 발생시키는 적어도 하나의 엔진(5)을 수용하고, 발생된 뜨거운 공기 흐름(7)을 배기하기 위한 적어도 하나의 뜨거운 공기 배기관(6)이 제공되며,
    상기 적어도 하나의 뜨거운 공기 배기관(6)은 적어도 하나의 제1 배기관 섹션(6a)과 적어도 하나의 제2 배기관 섹션(6b)을 포함하고,
    상기 적어도 하나의 제2 배기관 섹션은 연관된 비축(off-axis) 스위벨 조인트(10)를 통해 적어도 하나의 제1 배기관 섹션(6a)에 회전 가능한 방식으로 장착되며,
    작용 부재(11)의 현재 작동 온도에 기초하여, 미리 결정된 변위각(12b)에 의해 적어도 하나의 제1 배기관 섹션(6a)의 세로축(6e)에 대하여 적어도 하나의 제2 배기관 섹션(6b)의 세로축(6g)을 옮기기 위해, 상기 항공기(1)가 작동중일 때 적어도 하나의 제2 배기관 섹션(6b)에 회전 모멘트를 인가하기 위해 조정되는 작용 부재(11)가 제공되고,
    상기 작용 부재(11)는 온도에 의존적인 액추에이터(11e)를 포함하고,
    상기 온도에 의존적인 액추에이터(11e)는 상기 작용 부재(11)의 현재 작동 온도가 증가할 때 확장되기 위해 적용된 확장 가능한 유체, 기체 또는 고체를 구비하고 있는 것을 특징으로 하는 항공기.
  2. 제1 항에 있어서,
    상기 온도에 의존적인 액추에이터(11e)는 적어도 상기 동체(2)의 온도 임계 (temperature-criticla) 영역에 인접하게 장착되는 것을 특징으로 하는 항공기.
  3. 제1 항에 있어서,
    상기 작용 부재(11)는 제1 베어링(11a)에 의해 적어도 하나의 제2 배기관 섹션(6b)에, 그리고 제2 베어링(11b)에 의해 상기 동체(2)에 장착되는 것을 특징으로 하는 항공기.
  4. 제1 항에 있어서,
    상기 작용 부재(11) 및/또는 상기 작용 부재(11)의 작용을 제어하기 위해 제공되는 센서(11f)는 적어도 100℃와 250℃ 사이의 온도에서 작동하기 위해 조정되는 것을 특징으로 하는 항공기.
  5. 제4 항에 있어서,
    상기 센서(11f)는 적어도 하나의 온도 센서(11f)를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기.
  6. 제1 항에 있어서,
    상기 연관된 비축 스위벨 조인트(10)는 5°와 30°사이의 범위에 포함되는 적어도 하나의 제1 배기관 섹션(6a)의 횡 방향(6f)에 대한 스위벨각(12a)을 규정하는 것을 특징으로 하는 항공기.
  7. 제1 항에 있어서,
    상기 미리 결정된 변위각(12b)은 10°와 30°사이의 범위에 포함되는 것을 특징으로 하는 항공기.
  8. 제1 항에 있어서,
    상기 적어도 하나의 제2 배기관 섹션(6b)은 상기 적어도 하나의 제1 배기관 섹션(6a)의 배기관 직경(6c)보다 큰 배기관 직경(6d)을 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기.
  9. 동체(2)를 갖는 항공기(1)의 뜨거운 공기 배기관(6)의 작동 방법으로서,
    상기 뜨거운 공기 배기관(6)은 작동중인 항공기(1)의 적어도 하나의 엔진(5)에 의해 발생되는 뜨거운 공기 흐름(7)을 배기하기 위해 조정되고, 적어도 하나의 제1 배기관 섹션(6a)과 적어도 하나의 제2 배기관 섹션(6b)을 포함하며,
    상기 적어도 하나의 제2 배기관 섹션은 연관된 비축 스위벨 조인트(10)를 거쳐서 적어도 하나의 제1 배기관 섹션(6a)에 회전 가능한 방식으로 장착되고, 작용 부재(11)에 의해 회전 가능하며,
    상기 작용 부재(11)는 온도에 의존적인 액추에이터(11e)를 포함하고,
    상기 온도에 의존적인 액추에이터(11e)는 상기 작용 부재(11)의 현재 작동 온도가 증가할 때 확장되기 위해 적용된 확장 가능한 유체, 기체 또는 고체를 구비하며, 임계 온도값은 확장 가능한 매체가 작동시 확장하기 시작하는 온도를 규정하며,
    상기 방법은 적어도,
    작용 부재(11)의 현재 작동 온도를 결정하는 단계와,
    미리 결정된 변위각(12b)에 의해 적어도 하나의 제1 배기관 섹션(6a)의 세로축(6e)에 대하여 적어도 하나의 제2 배기관 섹션(6b)의 세로축(6g)을 옮기기 위해, 작용 부재(11)의 현재 작동 온도에 기초하여, 상기 작용 부재(11)에 의해 상기 적어도 하나의 제2 배기관 섹션(6b)에 회전 모멘트를 인가하는 단계를 포함하는 방법.
  10. 제9 항에 있어서,
    상기 적어도 하나의 제2 배기관 섹션(6b)에 회전 모멘트를 인가하는 상기 단계는 작용 부재(11)의 현재 작동 온도가 미리 결정된 임계값을 초과하면, 적어도 하나의 제2 배기관 섹션(6b)에 회전 모멘트를 인가하는 것을 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
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영국 특허공보 GB755019(1956.08.15.) 1부. *

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