KR102103794B1 - Natural ventilation structure for aircraft having multi-engines - Google Patents

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Abstract

본 발명은 항공기의 자연환기구조에 관한 것으로 더욱 자세하게는, 적어도 두 개 이상의 엔진을 갖는 항공기에 있어서, 엔진의 작동 시에 인접하여 배치된 노즐의 사이에서 발생되는 저압영역에 위치하는 엔진베이의 후단에 환기구를 형성하여, 엔진베이 내부로 유입되는 공기를 배출시키는 자연환기구조를 갖음으로써, 기존의 엔진에 부가되는 이젝터시스템을 포함하는 강제환기장치를 대체하여, 항공기에 구비되는 시스템을 더욱 단순화 시키며, 강제환기장치에 설치에 필요한 비용을 저감하고, 항공기 자체의 중량을 감소시켜 엔진의 효율을 증대시킬 수 있는 항공기의 자연환기구조에 관한 것이다.The present invention relates to a natural ventilation structure of an aircraft, and more particularly, in an aircraft having at least two or more engines, the rear end of an engine bay located in a low pressure region generated between nozzles disposed adjacent to each other during operation of the engine By forming a vent in the air, and having a natural ventilation structure for discharging the air flowing into the engine bay, it replaces the forced ventilation system including the ejector system added to the existing engine, further simplifying the system provided in the aircraft, , It relates to the natural ventilation structure of the aircraft that can reduce the cost required for installation in the forced ventilation system, increase the engine efficiency by reducing the weight of the aircraft itself.

Description

멀티엔진을 갖는 항공기의 자연환기구조{Natural ventilation structure for aircraft having multi-engines}Natural ventilation structure for aircraft having multi-engines

본 발명은, 적어도 두 개 이상의 멀티 엔진을 갖는 항공기의 자연환기구조에 관한 것으로, 더욱 자세하게는 인접하여 배치되는 엔진의 노즐 사이에 형성되는 저압을 이용하여 기존의 항공기의 강제환기장치를 대체할 수 있는 자연환기구조에 관한 것이다.The present invention relates to a natural ventilation structure of an aircraft having at least two or more multi-engines, and more specifically, to replace a forced ventilation device of an existing aircraft by using low pressure formed between nozzles of adjacent engines. There is a natural ventilation structure.

일반적으로 압축기, 연소실 및 노즐을 포함하는 가스터빈 제트엔진을 갖는 항공기는 엔진 내부로 유입된 공기가 압축기를 통하여 고압으로 압축되고 압축된 공기가 연소실에서 연소되어 노즐을 통해 배출됨으로써 항공기의 추력을 발생한다. 이때, 연소실에서 연소되는 고온의 가스와 노즐에서 분출되는 배기 플룸(Exhaust Plume)에 의해 엔진은 매우 높은 온도를 형성하고, 이를 냉각하기 위해 기존에는 엔진과 엔진을 감싸는 엔진베이(Engine-bay) 사이에 강제환기장치를 구비하여 상기 엔진베이 내부의 공기를 배출하여 엔진을 냉각 하였다.In general, an aircraft having a gas turbine jet engine including a compressor, a combustion chamber, and a nozzle generates thrust of an aircraft by compressing air introduced into the engine at a high pressure through a compressor and compressed air is burned in a combustion chamber and discharged through a nozzle. do. At this time, the engine is formed by a high temperature gas combusted in the combustion chamber and an exhaust plume ejected from the nozzle, and the engine forms a very high temperature. It was equipped with a forced ventilation device to discharge the air inside the engine bay to cool the engine.

상기 강제환기장치는 상기 엔진베이 내부의 공기를 강제로 유동시켜 후방의 노즐방향으로 배출시킴으로써, 엔진외부를 유동하는 공기를 환기시켜 엔진을 냉각시키기 위한 장치로써, 더욱 자세하게는 도 1 및 2에서 도시된 바와 같이, 엔진의 후방에서 엔진베이 내부에 구비된 이젝터(13)에서 후방으로 고속의 유체를 분출하여, 분출되는 유체의 진행방향으로의 상기 이젝터(13)의 후방에 상대적으로 저압이 형성되고, 이때 엔진베이(200)의 전방과 후방에서 형성되는 압력차에 의한 환기 유량을 이용하여 엔진(100)과 엔진베이(200) 사이의 공기를 배출하는 이젝터시스템이 항공기에서 전반적으로 사용되고 있다.The forced ventilation device is a device for cooling the engine by ventilating the air flowing outside the engine by forcibly flowing the air inside the engine bay and discharging it in the nozzle direction at the rear, more specifically shown in FIGS. 1 and 2 As described above, a high-pressure fluid is ejected from the ejector 13 provided inside the engine bay to the rear from the rear of the engine, and a relatively low pressure is formed behind the ejector 13 in the direction of the ejected fluid. At this time, the ejector system that discharges air between the engine 100 and the engine bay 200 by using the ventilation flow rate by the pressure difference formed at the front and rear of the engine bay 200 is generally used in aircraft.

이때, 미국공개특허공보 제4711084호(Ejector assisted compressor bleed, 1987.12.08.)에서는 가스 터빈 기관에서의 압축기에서 압축된 고압의 공기를 이용하기 위한 블리드에어 시스템(10, bleed air system)을 개시하고 있으며, 일반적으로 상기 이젝터(13)에서 분출되는 고속의 유체를 만들기 위한 추가적인 구성요소를 줄이고자 상기 블리드에어 시스템에서와 같이 압축기에서 압출된 고압의 유체를 상기 이젝터(13)에서 분출되는 고속의 유체로 사용한다. 이때, 상기 블리드에서 시스템 및 이젝터시스템을 포함하는 강제환기장치는 제어밸브(11), 블리드에어튜브(12), 이젝터(13) 및 이젝터출구(14)를 포함하는 블리드에어시스템 및 이젝터시스템이 항공기의 엔진 및 엔진베이에 구비되어, 엔진베이 내부의 공기를 환기시켜 엔진을 냉각시켜왔다.At this time, U.S. Patent Publication No. 4711084 (Ejector assisted compressor bleed, 1987.12.08.) Discloses a bleed air system (10, bleed air system) for using compressed high pressure air in a compressor in a gas turbine engine and In general, a high-speed fluid ejected from the ejector 13 is extruded from a high-pressure fluid extruded from a compressor, as in the bleed air system, to reduce additional components for making a high-speed fluid ejected from the ejector 13. Used as. At this time, in the bleed, the forced ventilation device including the system and the ejector system includes a control valve 11, a bleed air tube 12, an ejector 13, and an ejector outlet 14 that includes a bleed air system and an ejector system. It has been provided in the engine and the engine bay of the engine bay to ventilate the air to cool the engine.

그러나, 상기한 강제환기장치는 항공기가 이륙하기 전에만 활용됨에 따라, 시스템을 구비할 때 발생되는 중량의 증가 및 비용에 문제가 제기되어 왔으나, 항공기의 정지시 원활한 환기 유량의 유입이 어려운 한계로 강제환기장치가 필수적으로 구비되어야 한다는 문제점이 발생되어 왔다.However, as the above-described forced ventilation device is utilized only before the aircraft is taken off, there has been a problem in increasing the weight and cost generated when the system is provided, but it is difficult to smoothly flow in ventilation when the aircraft is stopped. There has been a problem that a forced ventilation device must be provided.

US 4711084 A (Ejector assisted compressor bleed, 1987.12.08.)US 4711084 A (Ejector assisted compressor bleed, 1987.12.08.)

본 발명은 상기한 문제점을 해결하고자 안출된 것으로, 적어도 두 개 이상의 엔진을 갖는 항공기에서, 엔진의 작동 시에 인접하여 배치된 노즐의 사이에서 발생되는 저압을 이용하여, 강제환기장치를 대체할 수 있는 멀티엔진을 갖는 항공기의 자연환기구조를 제공하고자 한다.The present invention has been devised to solve the above problems, and in an aircraft having at least two engines, a forced ventilation device can be replaced by using low pressure generated between adjacent nozzles when the engine is operated. It is intended to provide a natural ventilation structure for aircraft with a multi-engine.

상기한 과제를 해결하기 위한, 본 발명은 항공기의 자연환기구조에 관한 것으로, 더욱 자세하게는, 전방에서 후방으로 배치되는 압축기, 연소실 및 노즐을 포함하는 적어도 두 개 이상의 엔진을 갖는 항공기의 자연환기구조에 있어서, 내부에 상기 엔진을 수용하며, 전방에 구비되는 유입구로부터 유입되는 공기가 상기 엔진의 외측면을 따라 후방으로 유동되는 공기유동공간이 형성된 엔진베이 및 상기 엔진베이의 후방에서 인접하여 배치된 적어도 두 개 이상의 상기 엔진의 노즐 사이에 형성되는 저압영역과 상기 엔진베이의 공기유동공간이 연통되도록, 상기 복수의 엔진노즐 사이에 상기 엔진베이의 후단의 적어도 일부가 개방되도록 형성되어 상기 공기유동공간을 유동하는 공기를 배출하는 환기구를 포함하며, 상기 엔진베이의 유입구와 적어도 두 개 이상의 엔진의 노즐 사이에 형성되는 저압영역에서의 압력차에 의해, 상기 공기유동공간의 내부를 유동하는 공기가 상기 적어도 두 개 이상의 엔진에 외측으로부터 각기 인접하는 엔진의 노즐사이의 내측으로 유동함으로써, 상기 환기구를 통해 자연 배출되는 것을 특징으로 한다.In order to solve the above problems, the present invention relates to a natural ventilation structure of an aircraft, and more particularly, a natural ventilation structure of an aircraft having at least two or more engines including a compressor, a combustion chamber, and a nozzle disposed from front to rear. In, the engine bay to accommodate the engine therein, the air flowing from the inlet provided in the front flows to the rear along the outer surface of the engine is formed in the engine bay and the engine bay disposed adjacent to the rear The air flow space is formed such that at least a portion of a rear end of the engine bay is opened between the plurality of engine nozzles so that a low pressure region formed between at least two or more nozzles of the engine communicates with the air flow space of the engine bay. It includes a ventilation port for discharging the air flowing through, the pressure flowing in the low pressure region formed between the inlet of the engine bay and at least two or more engine nozzles, the air flowing inside the air flow space is the It is characterized in that it is naturally discharged through the ventilation port by flowing from the outside to the inside between nozzles of adjacent engines to at least two or more engines.

또한, 상기 엔진베이는 후단이 상기 엔진의 노즐 후단으로부터 전방으로 소정거리 이격되도록 형성되며, 상기 환기구는 상기 엔진베이의 후단에 형성되는 것을 특징으로 한다.In addition, the engine bay is formed such that the rear end is spaced a predetermined distance forward from the rear end of the nozzle of the engine, and the ventilation port is formed at the rear end of the engine bay.

또한, 상기 엔진베이는 상기 환기구를 제외한 후단이 밀폐되도록 형성되는 것을 특징으로 한다.In addition, the engine bay is characterized in that the rear end excluding the ventilation port is formed to be closed.

또한, 상기 엔진베이는 내부에 제1엔진을 구비하도록 형성된 제1엔진베이 및 내부에 제2엔진을 구비하도록 형성된 제2엔진베이를 포함하여 이루어지며, 상기 환기구는 상기 제1엔진베이 및 제2엔진베이의 후단에 각각 형성될 수 있다.In addition, the engine bay includes a first engine bay formed to have a first engine therein and a second engine bay formed to have a second engine therein, wherein the ventilation holes are the first engine bay and the second engine bay. Each may be formed at the rear end of the engine bay.

이때, 상기 유입구는 상기 엔진베이의 전방의 외측에서 내측으로 공기가 유입 가능하도록 관통되어 형성될 수 있다.At this time, the inlet may be formed to penetrate the air from the outside to the inside of the front of the engine bay to allow inflow.

상기한 구성에 따른 본 발명의 자연환기구조는, 적어도 두 개 이상의 엔진을 갖는 항공기에 형성되어 이젝터시스템을 포함하는 강제환기장치를 대체함으로써, 항공기에 구비되는 시스템을 더욱 단순화 시킬 수 있으며, 강제환기장치에 설치에 필요한 비용을 저감하며, 항공기 자체의 중량을 감소시켜 엔진의 가동효율을 증대시키는 효과가 있다.The natural ventilation structure of the present invention according to the above-described configuration is formed in an aircraft having at least two or more engines, thereby replacing the forced ventilation apparatus including the ejector system, thereby simplifying the system provided in the aircraft, and forcing ventilation. It has the effect of reducing the cost required for installation on the device and increasing the engine's operating efficiency by reducing the weight of the aircraft itself.

도 1은 종래의 강제환기장치를 갖는 엔진을 도시한 사시도.
도 2는 종래의 이젝터 시스템을 도시한 개략도.
도 3은 본 발명의 일실시예에 따른 항공기의 노즐에서 형성되는 저압을 도시한 예시도.
도 4는 본 발명의 일실시에에 따른 자연환기구조를 도시한 개략도.
도 5는 도 4에 따른 자연환기구조의 환기구를 도시한 개략도.
도 6은 본 발명의 다양한 실시예에 따른 환기구의 변형예를 도시한 예시도.1 is a perspective view showing an engine having a conventional forced ventilation device.
Figure 2 is a schematic diagram showing a conventional ejector system.
Figure 3 is an exemplary view showing a low pressure formed in the nozzle of the aircraft according to an embodiment of the present invention.
Figure 4 is a schematic diagram showing a natural ventilation structure according to an embodiment of the present invention.
5 is a schematic view showing a ventilation hole of the natural ventilation structure according to FIG. 4;
Figure 6 is an exemplary view showing a modified example of the vent according to various embodiments of the present invention.

본 발명은 다양한 변경을 가할 수 있고 여러 가지 실시예를 가질 수 있는 바, 특정 실시예들을 도면에 예시하고 상세한 설명을 하고자 한다. 그러나, 이는 본 발명을 특정한 실시 형태에 대해 한정하려는 것이 아니며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변경, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다. The present invention can be applied to various changes and can have various embodiments, and specific embodiments will be illustrated in the drawings and described in detail. However, this is not intended to limit the present invention to specific embodiments, and should be understood to include all modifications, equivalents, and substitutes included in the spirit and scope of the present invention.

어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "연결되어" 있다거나 "접속되어" 있다고 언급된 때에는, 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되어 있거나 또는 접속되어 있을 수도 있지만, 중간에 다른 구성요소가 존재할 수도 있다고 이해되어야 할 것이다. When an element is said to be "connected" or "connected" to another component, it is understood that other components may be directly connected to or connected to the other component, but there may be other components in between. It should be.

다르게 정의되지 않는 한, 기술적이거나 과학적인 용어를 포함해서 여기서 사용되는 모든 용어들은 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 일반적으로 이해되는 것과 동일한 의미를 가지고 있다. Unless otherwise defined, all terms used herein, including technical or scientific terms, have the same meaning as commonly understood by a person skilled in the art to which the present invention pertains.

일반적으로 사용되는 사전에 정의되어 있는 것과 같은 용어들은 관련 기술의 문맥상 가지는 의미와 일치하는 의미를 가지는 것으로 해석되어야 하며, 본 출원에서 명백하게 정의하지 않는 한, 이상적이거나 과도하게 형식적인 의미로 해석되지 않는다. Terms such as those defined in a commonly used dictionary should be interpreted as having meanings consistent with meanings in the context of related technologies, and should not be interpreted as ideal or excessively formal meanings unless explicitly defined in the present application. Does not.

이하, 본 발명의 기술적 사상을 첨부된 도면을 사용하여 더욱 구체적으로 설명한다.Hereinafter, the technical spirit of the present invention will be described in more detail with reference to the accompanying drawings.

첨부된 도면은 본 발명의 기술적 사상을 더욱 구체적으로 설명하기 위하여 도시한 일예에 불과하므로 본 발명의 기술적 사상이 첨부된 도면의 형태에 한정되는 것은 아니다.The accompanying drawings are only examples shown in order to explain the technical spirit of the present invention in more detail, so the technical spirit of the present invention is not limited to the form of the accompanying drawings.

본 발명은 적어도 두 개 이상의 엔진을 갖는 항공기의 자연환기구조에 관한 것으로, 도 3에 도시된 바와 같이 인접하여 배치되는 엔진의 노즐 사이에서 배출되는 배기 플룸에 의해 저압이 형성되고, 이때 발생되는 저압영역에 환기구를 형성하여 엔진베이 내부의 공기를 자연배기 시키는 것을 가장 큰 특징으로 하며, 이때 도 3에서는 두 개의 엔진을 갖는 쌍발엔진 항공기의 후방 측을 도시하고 있으나 본 발명의 자연환기구조는 두 개 이상의 엔진의 가동 시, 인접하여 배치된 노즐 사이에서 발생되는 저압을 이용하는 것으로 엔진의 개수는 본 발명의 일실시예에 따라 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 다양한 변형실시가 가능할 것이며, 하기에서는 두 개의 엔진을 갖는 쌍발엔진 항공기를 일예로 상세히 설명하기로 한다.The present invention relates to a natural ventilation structure of an aircraft having at least two or more engines, as shown in FIG. 3, low pressure is formed by an exhaust plume discharged between nozzles of adjacent engines, and low pressure generated at this time The greatest feature is to naturally vent the air inside the engine bay by forming a vent in the area. In this case, although FIG. 3 shows the rear side of a twin engine aircraft having two engines, the natural ventilation structure of the present invention is two. When the above engine is operated, the low pressure generated between the adjacent nozzles is used, and the number of engines can be variously modified without departing from the gist of the present invention according to one embodiment of the present invention. A dual-engine aircraft having an engine will be described in detail as an example.

도 4는 도 3의 AA'단면에 따른 본 발명의 일실시예에 따른 항공기의 자연환기구조를 도시한 개략도로서, 도 4를 참조하면, 본 발명의 자연환기구조(1000)는 엔진(100), 엔진베이(200), 환기구(300)를 포함하여 구성될 수 있으며, 상기 엔진(100)은 전방에서 후방으로 배치되는 압축기(110), 연소실(120) 및 노즐(130)을 포함하여 구성되며 흡기-압축-연소-배기의 단계를 거쳐 항공기의 추력을 발생시키기 위한 구성으로, 상기 엔진(100)은 전방에서 유입되는 공기를 압축하여 연료(항공유)를 연소시켜 연소된 고온 고압의 연소가스를 배출하여 추력을 얻는 제트엔진으로 이루어지는 것이 바람직하며, 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 다양한 형상 및 구조를 갖는 항공기의 엔진으로 이루어질 수 있다.Figure 4 is a schematic diagram showing the natural ventilation structure of the aircraft according to an embodiment of the present invention according to AA 'cross section of Figure 3, Referring to Figure 4, the natural ventilation structure 1000 of the present invention is the engine 100 , It may be configured to include the engine bay 200, the ventilation port 300, the engine 100 is composed of a compressor 110, a combustion chamber 120 and a nozzle 130 disposed from front to rear, As a configuration for generating thrust of the aircraft through the steps of intake-compression-combustion-exhaust, the engine 100 compresses air introduced from the front to burn fuel (aircraft oil) to burn high-temperature, high-pressure combustion gas. It is preferably made of a jet engine that obtains thrust by discharging, and can be made of an engine of an aircraft having various shapes and structures without departing from the gist of the present invention.

상기 엔진베이(200)는 상기 엔진을 감싸도록 형성되어, 항공기 동체에 구비되는 구성으로써, 항공기의 운용에 있어 상기 엔진베이(200) 내부의 온도는 매우 중요한 요소로, 안전한 엔진의 운용을 위해서 엔진베이 내부의 최대 허용 온도를 제한하도록 하고 있으며, 이때 엔진베이 내부 허용 온도 조건을 만족하기 위하여 엔진베이 내부에 다양한 냉각 및 환기 장치가 사용되고 있다. 이때 본 발명은 상기한 엔진베이(200)의 내부에 구비되는 엔진(100)의 외측면을 따라 유동하는 공기유동공간의 환기를 위하여 상기 엔진베이(200)의 후방에서 인접하여 배치된 적어도 두 개 이상의 상기 엔진(100)의 노즐(130) 사이에 환기구(300)를 형성하여, 상기 엔진(100)의 작동 시에, 인접하여 배치된 적어도 두 개 이상의 상기 노즐 사이에 형성되는 저압을 이용하여 상기 공기유동공간(220)으로 유입되는 공기를 배출시켜, 엔진의 냉각과 연료/산화제 혼합기의 가연비율을 조성하기 위한 공기의 유입 및 상기 엔진베이(200) 내부의 인화성 물질을 외부로 배출시켜 화재를 방지하는 장점이 있다.The engine bay 200 is formed to surround the engine, and is provided in the aircraft body. In the operation of the aircraft, the temperature inside the engine bay 200 is a very important factor, and the engine for safe engine operation The maximum allowable temperature inside the bay is limited. At this time, various cooling and ventilation devices are used inside the engine bay to satisfy the allowable temperature conditions inside the engine bay. At this time, the present invention is at least two arranged adjacent to the rear of the engine bay 200 for ventilation of the air flow space flowing along the outer surface of the engine 100 provided in the interior of the engine bay 200 described above By forming a vent 300 between the nozzles 130 of the engine 100, the operation of the engine 100 uses low pressure formed between at least two or more adjacent nozzles. Fire is caused by discharging the air flowing into the air flow space (220), the cooling of the engine and the inflow of air to form a combustible ratio of the fuel / oxidant mixture, and the flammable material inside the engine bay (200) to the outside. It has the advantage of preventing.

상기 노즐(130)은 연료를 연소시키는 연소실(120) 뒤에 배치되어 배출되는 고온 고압의 배기가스의 배출을 유도하여 더욱 높은 출력을 얻을 수 있도록 형성되는 에프터버너(Afterburner)를 이루는 구성으로, 터빈의 후방에 배치되어 연소실에서 발생되는 고온의 배기가스(Plum)의 배출을 유도하기 때문에 내열성의 소재로 이루어지는 것이 바람직하며, 상기 노즐(130)에서 배출되는 배기가스로부터 얻어지는 추력의 편향(Thrust VectrRing)을 위한 TVC(Thrust VectrRing Control)노즐 등의 다양한 추력편향장치들을 더 구비하여 이루어질 수 있으며, 이때 상기 노즐(130)은 본 발명의 요지에 벗어남이 없이 항공기의 설계에 따라, 다양한 구성 및 구조로써 이루어질 수 있다.The nozzle 130 is disposed behind the combustion chamber 120 for burning fuel and is configured to form an afterburner configured to induce discharge of high-temperature and high-pressure exhaust gas to be discharged to obtain a higher output. It is preferably made of a heat-resistant material because it is disposed at the rear and induces the exhaust of high temperature exhaust gas (Plum) generated in the combustion chamber, and thrust VectrRing obtained from the exhaust gas emitted from the nozzle 130 It may be made of a variety of thrust deflection devices such as a TVC (Thrust VectrRing Control) nozzle for this, wherein the nozzle 130 can be made in various configurations and structures according to the design of the aircraft without departing from the gist of the present invention. have.

또한, 상기 엔진베이(200)는 전방에 구비되어 내부로 공기가 유입되는 유입구(210)가 형성되는 것이 바람직하며, 이때 상기 유입구(210)는 상기 엔진베이(200)가 항공기의 외부에 구비되어 전방의 일면 개방된 드럼형으로 형성될 경우, 상기 엔진베이(200)의 내부로 공기가 유입되는 전방의 일면에 개방된 형상으로 형성 될 수 있으며, 상기 엔진베이(200)가 항공기와 일체로 형성되어 상기 엔진베이(200)의 전방이 밀폐되도록 형성되는 항공기 또는 전투기의 경우, 상기 엔진베이(200)의 전방의 외측에서 내측으로 공기가 유입 가능하도록 관통되어 형성될 수 있으며, 이때 상기 유입구(210)는 그 형상 및 기능에 따라 나카입구(NACA Inlet), 화재접근창(Fire Access Door) 및 하부환기출구(Bottom Flush Exit) 등의 다양한 구성으로 이루어질 수 있으며, 이때 상기 엔진베이(200)의 전방은 상기 엔진(100)의 연소실(120)의 이전, 즉 연소가 발생되어 열이 발생되는 구간의 전방을 뜻하며, 상기 유입구(210)는 상기 엔진베이(200)의 외측에서 내측으로 공기가 유입가능하도록 관통되어 형성될 수 있으며, 이때 상기 엔진베이(200) 내부의 공기유동공간(220)에서의 공기의 흐름은 상기 엔진(100)의 외측면의 형상에 의해 난류를 형성하게 되고, 상기 유입구(210)는 상기 엔진베이(200) 내부의 공기가 정체됨이 없이 배출 가능하도록 전방에 최대한 근접하여 배치되는 것이 바람직하며, 본 발명의 유입구(210)는 상기 엔진베이(200)의 전방에 구비되어, 상기 엔진베이(200) 내부의 공기유동공간(220)으로 공기를 유입시키기 위한 다양?? 형상 및 구조로 변형 실시 될 수 있다.In addition, it is preferable that the engine bay 200 is provided at the front and an inlet 210 through which air flows into is formed, wherein the engine bay 200 is provided outside the aircraft. When the front side is formed in an open drum type, it may be formed in an open shape on one side of the front side in which air is introduced into the engine bay 200, and the engine bay 200 is integrally formed with the aircraft. In the case of an aircraft or a fighter jet that is formed so that the front of the engine bay 200 is sealed, it may be formed to penetrate the air from the outside of the front of the engine bay 200 to the inside, where the inlet 210 ) May be made of various configurations, such as a NACA Inlet, a Fire Access Door, and a Bottom Flush Exit, depending on its shape and function, wherein the front of the engine bay 200 Means the front of the combustion chamber 120 of the engine 100, that is, the front of a section in which heat is generated due to combustion, and the inlet 210 may allow air to flow in from the outside of the engine bay 200 to the inside. The flow of air in the air flow space 220 inside the engine bay 200 forms turbulence by the shape of the outer surface of the engine 100, and the inlet port ( 210) is preferably disposed as close to the front as possible so that the air inside the engine bay 200 can be discharged without stagnation, the inlet 210 of the present invention is provided in front of the engine bay 200 , Various for introducing air into the air flow space 220 inside the engine bay 200 ?? The shape and structure can be modified.

더하여, 상기 노즐(130)의 후방에서 발생되는 저압의 세기는 엔진의 출력에 비례하며, 엔진의 출력이 강해질수록 상기 노즐(130) 사이에서 형성되는 압력 또한 감소함으로써 상기 엔진베이(200) 내부의 환기유량이 증가되고, 엔진의 고출력 시 증가하는 엔진의 온도에 따른 엔진의 냉각성능을 자연적으로 조절할 수 있는 장점이 있다. 이때 종래의 강제환기장치는 엔진의 냉각성능을 조절하기 위하여 엔진의 압축기로부터 압축되는 공기의 압력에 따른 압축기의 압력 구간을 나누어 인젝터로 흐르는 공기의 압력을 조절함에 따라 엔진 내부의 복잡한 배관 시스템을 구비한다는 단점이 있었으며, 본 발명은 상기 자동환기구조(1000)에 의해 상기한 배관 시스템을 구비하지 않고 자동으로 엔진의 냉각성능을 조절할 수 있다는 장점이 있다.In addition, the intensity of the low pressure generated at the rear of the nozzle 130 is proportional to the power of the engine, and as the power of the engine increases, the pressure formed between the nozzles 130 also decreases, thereby reducing the pressure inside the engine bay 200. There is an advantage in that the ventilation flow rate is increased and the cooling performance of the engine can be naturally adjusted according to the temperature of the engine that increases when the engine is output at high power. At this time, the conventional forced ventilation device is equipped with a complicated piping system inside the engine by dividing the pressure section of the compressor according to the pressure of the air compressed from the engine's compressor to control the cooling performance of the engine and adjusting the pressure of the air flowing through the injector. The present invention has the advantage that the cooling performance of the engine can be automatically adjusted without the piping system described above by the automatic ventilation structure 1000.

도 5는 도 4에 따른 본 발명의 자연환기구조의 환기구를 도시한 예시도로서, 도 4 및 도 5를 참조하여 본 발명의 자연환기구조(1000)를 더욱 상세히 설명하면, 본 발명의 자연환기구조(1000)는 상기 엔진베이(200)의 후단(230)이 상기 엔진(100)의 노즐(130) 후단으로부터 전방으로 소정거리 이격되도록 형성되며, 상기 환기구(300)는 상기 엔진베이(200)의 후단에 형성될 수 있으며, 이때 상기 환기구(300)는 인접하여 배치된 상기 노즐(130)의 사이의 저압영역에 형성되는 것이 바람직하다.FIG. 5 is an exemplary view showing a ventilation port of the natural ventilation structure of the present invention according to FIG. 4, and the natural ventilation structure 1000 of the present invention will be described in more detail with reference to FIGS. 4 and 5. Structure 1000 is formed so that the rear end 230 of the engine bay 200 is spaced a predetermined distance forward from the rear end of the nozzle 130 of the engine 100, the ventilation port 300 is the engine bay 200 It may be formed in the rear end, the ventilation port 300 is preferably formed in the low-pressure region between the adjacent nozzle 130.

또한, 상기 엔진베이(200)는 상기 환기구(300)를 제외한 후단(230)이 밀폐되도록 형성되어, 상기 환기구(300)를 통하여만 상기 엔진배이(200) 내부의 공기가 배출되도록 하는 것이 바람직하며, 이때, 상기 엔진베이(200)는 적어도 두 개 이상의 상기 엔진(100)의 후방에 구비되는 상기 노즐(130)의 외면을 밀봉하도록 형성되어, 상기 엔진베이(200)의 후방에서 상기 환기구(300)이외의 구간으로의 압력이 방출되는 것을 방지하며 상기 환기구(300)로만 상기 엔진베이(200) 내부의 공기가 배출되도록 상기 엔진베이(200)의 후방은 상기 노즐(130)의 외면을 감싸도록 밀봉하여 형성되는 것이 바람직하며, 상기 노즐(130)과 엔진베이(200)의 접합부에 별도의 실링장치를 구비하여, 상기 노즐(130)과 엔진베이(200)의 접합면에서의 공기의 노출을 방지하도록 형성될 수 있다.In addition, the engine bay 200 is formed so that the rear end 230 is closed except for the ventilation port 300, so that the air inside the engine tank 200 is discharged only through the ventilation port 300, At this time, the engine bay 200 is formed to seal the outer surface of the nozzle 130 provided at the rear of at least two or more of the engine 100, the ventilation port 300 from the rear of the engine bay 200 ) Prevents pressure from being discharged to a section other than that, and the rear of the engine bay 200 surrounds the outer surface of the nozzle 130 so that the air inside the engine bay 200 is discharged only through the ventilation port 300. It is preferable to be formed by sealing, by providing a separate sealing device at the junction of the nozzle 130 and the engine bay 200, to expose the air at the bonding surface of the nozzle 130 and the engine bay 200 It can be formed to prevent.

아울러, 본 발명의 자연환기구조(1000)는 상기 엔진베이(200)가 적어도 두 개 이상의 엔진(100)을 각기 감싸도록 형성되며, 이때 상기 엔진베이(200)는 내부에 제1엔진(100a)을 구비하도록 형성된 제1엔진베이(200a) 및 내부에 제2엔진(100b)을 구비하도록 형성된 제2엔진베이(200b)를 포함하여 이루어지며, 이때 상기 환기구(300)는 상기 제1엔진베이(200a) 및 제2엔진베이(200b)의 후단에 각각 형성될 수 있으며, 상기 환기구(300)는 인접하여 배치된 적어도 두 개 이상의 노즐(130a, 130b) 사이에서 상기 노즐(130a, 130b)의 사이에서 형성되는 저압영역 내에 형성되고, 이때의 상기 환기구(300a, 300b)의 형상은 배출되는 공기가 상기 노즐(130)에서 배출되는 배기가스의 진행방향에 영향을 미치지 않도록 다양한 크기 및 형상으로 형성될 수 있을 것이다.In addition, the natural ventilation structure 1000 of the present invention is formed such that the engine bay 200 encloses at least two or more engines 100, wherein the engine bay 200 has a first engine 100a therein. It comprises a first engine bay (200a) formed to be provided and a second engine bay (200b) formed to have a second engine (100b) therein, wherein the ventilation port 300 is the first engine bay ( 200a) and the second engine bay 200b may be respectively formed at the rear ends, and the ventilation holes 300 may be disposed between at least two or more nozzles 130a and 130b disposed adjacent to each other between the nozzles 130a and 130b. It is formed in the low-pressure region formed in, at this time, the shape of the ventilation holes (300a, 300b) may be formed in various sizes and shapes so that the discharged air does not affect the traveling direction of the exhaust gas discharged from the nozzle 130 Will be able to.

도 6은 본 발명의 다양한 실시예에 따른 환기구의 변형예를 도시한 예시도로서, 도 6의 (a)는 3개의 엔진을 갖는 항공기에서의 자연환기구조를 도시한 예시도이며, (b)는 4개의 엔진을 갖는 항공기에서의 자연환기구조를 도시한 예시도로서, 도 6을 참조하면, 상기 자연환기구조(1000)의 환기구(300)는 항공기에 구비되는 엔진(100)의 개수에 따라 다양한 개수 및 형상으로 형성될 수 있으며, 이때 상기 환기구(300)는 인접하여 배치된 노즐(130)의 사이에 각기 구비될 수 있으나, 상기 노즐(130)이 배치되는 구조에 따라 인접하여 배치된 노즐(130)간에 형성되는 저압영역이 영향을 받게 되고, 상기 환기구(300)는 형성되는 저압영역의 형상에 따라 상기 복수의 노즐(130) 사이의 중앙에 위치하여 하나의 환기구(300)로 형성될 수 있으며, 이때 상기 환기구(300)의 형상은 필요에 따라 다양한 형상으로 변형실시 가능할 것이다.6 is an exemplary view showing a modified example of a ventilation hole according to various embodiments of the present invention, and FIG. 6 (a) is an exemplary view showing a natural ventilation structure in an aircraft having three engines, (b) Is an exemplary view showing a natural ventilation structure in an aircraft having four engines. Referring to FIG. 6, the ventilation hole 300 of the natural ventilation structure 1000 is dependent on the number of engines 100 provided in the aircraft. It may be formed in a variety of numbers and shapes, wherein the ventilation port 300 may be provided respectively between the adjacent nozzles 130, but the nozzles are disposed adjacent to each other according to the structure in which the nozzle 130 is disposed The low pressure region formed between the 130 is affected, and the ventilation hole 300 is located in the center between the plurality of nozzles 130 according to the shape of the low pressure region to be formed to be formed as one ventilation hole 300 In this case, the shape of the vent 300 may be modified into various shapes as necessary.

본 발명은 상기한 실시예에 한정되지 아니하며, 적용범위가 다양함은 물론이고, 청구범위에서 청구하는 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 다양한 변형 실시가 가능한 것은 물론이다.The present invention is not limited to the above-described embodiment, the scope of application is, of course, various modifications are possible without departing from the gist of the invention as claimed in the claims.

1000 : 자연환기구조
100 : 엔진 110 : 압축기
120 : 연소실 130 : 노즐
200 : 엔진베이 210 : 유입구
220 : 공기유동공간 230 : 후단
300 : 환기구1000: natural ventilation structure
100: engine 110: compressor
120: combustion chamber 130: nozzle
200: engine bay 210: inlet
220: air flow space 230: rear end
300: vent

Claims (5)

전방에서 후방으로 배치되는 압축기, 연소실 및 노즐을 포함하는 적어도 두 개 이상의 엔진을 갖는 항공기의 자연환기구조에 있어서,
내부에 상기 엔진을 수용하며, 전방에 구비되는 유입구로부터 유입되는 공기가 상기 엔진의 외측면을 따라 후방으로 유동되는 공기유동공간이 형성된 엔진베이; 및
상기 엔진베이의 후방에서 인접하여 배치된 적어도 두 개 이상의 상기 엔진의 노즐 사이에 형성되는 저압영역과 상기 엔진베이의 공기유동공간이 연통되도록, 복수의 상기 엔진의 노즐 사이에 상기 엔진베이의 후단의 적어도 일부가 개방되도록 형성되어 상기 공기유동공간을 유동하는 공기를 배출하는 환기구;
를 포함하며,
상기 엔진베이의 유입구와 적어도 두 개 이상의 엔진의 노즐 사이에 형성되는 저압영역에서의 압력차에 의해, 상기 공기유동공간의 내부를 유동하는 공기가 상기 적어도 두 개 이상의 엔진에 외측으로부터 각기 인접하는 엔진의 노즐사이의 내측으로 유동함으로써, 상기 환기구를 통해 자연 배출되는 것을 특징으로 하는 자연환기구조.
In the natural ventilation structure of an aircraft having at least two or more engines including a compressor, a combustion chamber and a nozzle disposed from front to rear,
An engine bay accommodating the engine therein and having an air flow space in which air flowing from an inlet provided in the front flows rearward along an outer surface of the engine; And
At the rear of the engine bay, a low pressure region formed between at least two or more nozzles of the engine and an air flow space of the engine bay communicate with each other so that the rear end of the engine bay is between the nozzles of the engine bays. A ventilation hole configured to open at least a portion to discharge air flowing through the air flow space;
It includes,
By the pressure difference in the low pressure region formed between the inlet of the engine bay and the nozzles of at least two engines, the air flowing inside the air flow space is adjacent to the at least two engines from the outside, respectively. By flowing inward between the nozzles of the, natural ventilation structure, characterized in that the natural discharge through the vent.
제1항에 있어서,
상기 엔진베이는 후단이 상기 엔진의 노즐 후단으로부터 전방으로 소정거리 이격되도록 형성되며,
상기 환기구는 상기 엔진베이의 후단에 형성되는 것을 특징으로 하는 자연환기구조.
According to claim 1,
The engine bay is formed so that the rear end is spaced a predetermined distance forward from the rear end of the nozzle of the engine,
The ventilation hole is a natural ventilation structure, characterized in that formed in the rear end of the engine bay.
제2항에 있어서,
상기 엔진베이는 상기 환기구를 제외한 후단이 밀폐되도록 형성되는 것을 특징으로 하는 자연환기구조.
According to claim 2,
The engine bay has a natural ventilation structure, characterized in that the rear end excluding the vent is formed to be sealed.
제3항에 있어서,
상기 엔진베이는 내부에 제1엔진을 구비하도록 형성된 제1엔진베이 및 내부에 제2엔진을 구비하도록 형성된 제2엔진베이를 포함하여 이루어지며,
상기 환기구는 상기 제1엔진베이 및 제2엔진베이의 후단에 각각 형성되는 것을 특징으로 하는 자연환기구조.
According to claim 3,
The engine bay comprises a first engine bay formed to have a first engine inside and a second engine bay formed to have a second engine inside,
The ventilation holes are formed at the rear ends of the first engine bay and the second engine bay, respectively.
제1항에 있어서,
상기 유입구는 상기 엔진베이의 전방의 외측에서 내측으로 공기가 유입 가능하도록 관통되어 형성되는 것을 특징으로 하는 자연환기구조.According to claim 1,
The inlet is a natural ventilation structure characterized in that it is formed to penetrate through the air from the outside to the inside of the front of the engine bay.
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