KR20010108020A - 저 항력 덕트형 램 에어 터빈 발전기 및 냉각 장치 - Google Patents

Abstract

저 항력 덕트형 램 에어 터빈 발전기 및 냉각 시스템이 마련되어 있다. 덕트형 램 에어 터빈 발전기 및 냉각 시스템은 의도된 비행 운전 체제의 전체 범위 동안 공기 흐름으로부터 동적 에너지를 끌어내면서 이전의 램 에어 터빈 발전기 시스템에 대해 감소된 항력을 갖는다. 공기역학적 형상의 노우즈를 갖는 중심 본체/밸브 튜브는 가변식 입구 면적을 구비하도록 유선형 구조 및 제1 구조 내에 활주 가능하게 수용된다. 밸브 튜브에 부착된 내부 노즐 제어 메커니즘은 최적의 발전기 효율을 유지하기 위하여 터빈 스테이터 및 로터 블레이드로 기류를 향하게 하는 면적 가변식 노즐을 제공하기 위하여 노즐 제어 도어를 위치시킨다. 다른 실시예는 터빈으로의 기류를 조절하기 위하여 삽입된 패널을 갖는 환형 내부 노즐을 포함한다.

Description

저 항력 덕트형 램 에어 터빈 발전기 및 냉각 장치 {LOW DRAG DUCTED RAM AIR TURBINE GENERATOR AND COOLING SYSTEM}

종래의 기술에서 개시된 램 에어 터빈 발전기의 일 유형은 기류로부터 동력을 끌어내기 위해 외부에 장착된 블레이드를 구비한 램 터빈 발전기로 구성된다. 블레이드들은 터빈 중앙 샤프트가 전기 발전기 또는 유압 펌프 또는 바람직하게는 양자 모두에 구동 연결된 상태에서 중앙 경비행기의 회전 가능한 하우징 형성부에 보통 장착된다. 터빈 속도 제어 및 동력 출력은 변화하는 비행 조건에 따라 블레이들의 피치를 변화시키는 속도 제어 기구를 통해 유지됨으로써, 기류로부터 블레이들에게 일정한 동력을 유지하게 한다. 이러한 유형의 램 에어 터빈 발전기는 현재 주로 군 장비에서 전기 및/또는 유압 동력의 비상 동력을 위해 외부 반송 전자 포드에서 사용되는 주된 형태이다. 유닛은 항공기의 날개 또는 동체 내에 저장되고 기내 탑재된 동력이 불충분할 때 기류 속으로 전개된다. 최근의 특허들은 이러한 기본 기술에 대한 개선에 관한 것이다. 미국 특허 제5,249,924호(브럼)는 속도 제어를 위해 블레이드들의 피치를 조정하기 위한 기구 및 제어 장치에 관한 것이다. 미국 특허 제4,991,796호(피터스 외)는 모항공기에 탑재된 램 에어 터빈과 동력 발전기의 사이의 구동 시스템을 개시하고 있다. 미국 특허 제5,122,036호(디크스 외)는 항공기 착륙 접근 및 최종 착륙을 포함하여, 블레이드가 속도를 잃는 것을 방지하고 저속에서 동력 발생을 허용하기 위한 기구를 갖는 외부 블레이드식 램 에어 터빈 발전기를 개시하고 있다.

항력을 통해 분산되는 동력에 대한 추출된 동력의 관점에서, 외부 블레이드식 터빈에서 기류 동력을 기계적 회전력으로 전환하는 공정은 적절한 아음속으로의 저속에서 비교적 효율적이다. 그러나, 항공기의 비행 속도가 증가할 때, 공기와 블레이드의 사이의 상대 속도가 음속으로 되는 수치에서, 공정의 효율은 급격하게 저하된다. 이러한 체제에서, 블레이드에 의해 발생되는 충격파는, 항력에 대응하는 급격한 증가와 함께, 블레이드 상에 높은 전방 압력을 발생하고 블레이드의 위와 뒤에 유동 분리를 발생한다. 이는 블레이드 디자인과 샤프트 회전 속도에 따라 마하 0.6의 범위에서의 비행 속도에서 발생할 수 있다. 비행 속도가 음속에 가까운 속도를 통해 고아음속 및 초음속 비행 체제로 증가할 때, 양력에 대한 항력의 비율은, 블레이드 상승에 의해 발생되는 기류로부터 추출된 동일한 동력을 위해 항력에서의 동등한 증가를 반영하여, 블레이드 프로파일에 따라 적어도 수배가 증가할 있다. 이들 항력의 증가는 고성능 초음속 전투 항공기에 장착된 전자 포드로의 적용에 위험할 수 있다. 외부식 항공기 포드에서의 전자 시스템을 위해 증가하는 동력의 필요성과 함께, 외부 터빈 블레이드 기술을 위한 이러한 항력의 불리한 점은 항공기 성능상의 증가하는 바람직하지 못한 충격, 역작용의 속도, 기동성 및 항속 거리를 갖는다. 더욱이, 외부 블레이드식 램 터빈 발전기들은 배기로부터 직접 냉각을 제공하기 위한 능력을 갖고 있지 않다. 비행 프로파일의 부분들이 포드의 외판 상에서 현저한 공기 역학의 가열을 발생하는 고속 비행을 포함하는 적용에 있어서, 추가의 크기 및 무게의 불리한 점을 수반하면서, 추가의 실질적인 냉각 시스템이 포드 전자 기술을 위해 요구된다.

덕트형 램 공기 터빈 발생기는 제2 형태의 램 공기 터빈이다. 미국 특허 제4,267,775호[샘튠(sjotun)]에는 램 공기를 반경 방향 유동 터빈의 입구로 공급하는 유입 덕트의 화환(wreath) 배열체를 구비하고 미사일의 노우즈부 내에 위치된 램 공기 터빈 발생기가 개시되어 있다. 배출 덕트는 배출 유동을 전방으로 배향시킨다. 미사일의 초음속 비행 중에, 미사일 전방의 충격파는 배출부의 전방의 압력을 증가시켜 미사일이 가속됨에 따라 덕트와 터빈을 통한 유동을 더욱 가압하게 되고, 이에 따라 터빈의 최대 속도를 제한하게 된다. 그러나 항력 감소 특성은 목표가 아니며 제공되지도 않는다. 항력은 유입 기류의 완전한 역전으로부터 설정된 반응력과 접근하는 기류로부터의 배출 유동에 대한 저항에 의해 추출되는 동력을 위해 증가된다. 직접 냉각 성능은 제공되지 않는다.

미국 특허 제4,477,039호[볼튼(Boulton) 등]에는 항공기용 통기 카울(vented cowl) 가변 형상 유입구가 개시되어 있다. 활주 가능한 도어를 구비한 공기 유입 카울의 내측의 가변 공기 통기구는 공기 유동의 배출을 허용하여, 예컨대 램 분사로써 고수축 유입구를 시동하는 것이 허용되며, 비행 중에 엔진에 대한 공기 유동을 제어하도록 위치될 수 있다. 시스템은 공기 구동 보조 동력 장비와 연결된 초음속 항공기 공기 유도 시스템에 사용된다. 시스템은 속도 및 동력 제어가 필요한 공기 구동 동력 장비에 대한 공기 유동 공급을 제어한다. 그러나, 통기구를 통해 외부로 유동을 전환하는 도어의 선단 모서리의 형상을 구비하고 공기 유도 및 그 후의 통기를 포함하는, 제공되는 기본 목표는 감소된 항력을 제공하지 않는다.

본 발명의 발명자인 게즐러의 선행 발명인, 발명의 명칭이 "램 공기 터빈 발생 장치(Ram Air Turbine Generating Apparatus)"인 미국 특허 제5,505,587호에는 순수하게 공기 역학적 및 스프링 작동되는 기계식 내부 제어 요소로부터 동력 출력 및 속도 제어의 소정의 측정이 얻어지는 덕트 램 공기 터빈이 개시되어 있다. 그러나, 상기 발명의 덕트 램 공기 터빈은 속도와 동력 변화가 보통의 음속 이하로부터 초음속 비행 속도 범위 전체에 걸쳐 공칭 설계 값의 위 또는 아래로 30% 증가한 결과를 갖는다. 많은 비행 분야에서 전자 시스템에 공급된 최종 동력은 통상 5% 범위 내에서 동력과 속도의 엄밀한 공차를 요구한다. 그러므로, 상기 선행 발명의 사용은 증가된 크기와 무게의 결점을 갖는 부가적인 동력 조절 시스템을 수반할 수도 있다. 상기 선행 발명은 티빈에 도입되기 전에 공기 유동의 일부분이 수용하고 나서 우회시키고 배출시키는 우회 특성을 갖는다. 볼튼 등의 특허에서와 같이, 공기 유동의 도입, 우회 및 배출 공정은 추진력 교환에 기인한 항력에 대한 결점을 나타낸다.

본 발명이 본 발명의 기술 사상 및 이후에 기술될 기술 사상에 대한 제한을 인지함으로써 본 발명은 고안되었으며 이제 이를 수행하도록 변형된다.

본 발명은 램 에어 터빈 장치에 관한 것으로서, 보다 상세하게는 덕트형 램 에어 터빈 발전기에 관한 것이다.

도1은 본 발명의 제1 실시예를 도시한 램 공기 터빈 발생 장치의 외부 사시도.

도2는 일부는 절결되고 다른 일부는 절단된 도1에 도시된 램 공기 터빈 발생 장치의 사시도.

도3은 비행 상태 설계를 위해 꼬리날개 위치에 확산식 이동 가능한 중심 본체와 전 개방 위치에 노즐 제어 도어를 가지는 기본 내부 구성 요소의 상대 위치 및 기류 유선을 도시한 도1에 도시된 램 공기 터빈 발생 장치의 반 절결부 단면도.

도4는 기류 제어 단면의 부분과 분해된 기류 제어 기구를 도시한 도1에 도시된 램 공기 터빈 발생 장치의 사시도.

도5a는 도1에 도시된 램 공기 터빈 발생 장치의 비행 상태 설계를 위해 노즐 및 제어 도어와 결합 위치된 제어 기구의 확대 사시도.

도5b는 도1에 도시된 램 공기 터빈 발생 장치의 보다 위쪽의 비행 상태 설계를 위해 노즐 및 제어 도어와 결합 위치된 제어 기구의 확대 사시도.

도6은 종축 날개보에 대해 중심 본체/밸브가 활주하는 것을 허락하는 중심 본체/밸브 튜브로부터의 정합 부재 및 종축 날개보 내의 활주 기구를 도시한 도3의 선6-6을 따라 취한 단면도.

도6a는 중심 유동 안내 부재에 대해 밸브 튜브의 중심 위치를 보장하는 활주 부재 및 축 슬롯의 확대된 부분 단면도.

도7은 보다 위쪽의 비행 상태 설계를 위해 기본 내부 구성 요소의 상대 위치 및 기류 유선과 부분적으로 전방으로 전진하는 이동 가능한 중심 본체/밸브와 아음속을 위해 부분적으로 폐쇄된 노즐 제어 도어를 도시하는 도3과 유사한 절반 종단면도.

도8은 보다 위쪽의 초음속 비행 상태 설계를 위해 부분적으로 인접된 노즐 제어 도어 및 확산 후미와 함께, 후미에 입사 충격과 함께 존재하는 중심 본체 노우즈에 첨가된 충격파와 내부 구성 요소의 상대 위치 및 기류 유선을 도시한 도3과 유사한 절반 종단면도.

도9는 동력 발생이 요구되지 않을 때 외부 기류에 유선형 공기 역학 표면을제공하는 최대 전방 위치로 전진된 중심 본체/전방 밸브 튜브와 함께, 기본 내부 구성 요소의 상대 위치를 도시한 도3과 유사한 절반 종단면도.

도10은 터빈 및 발전기 샤프트 속도를 제어하기 위한 전자 제어 시스템의 작동 블록도이다.

도11a는 냉각 능력을 갖춘 본 발명의 실시예를 위한 주요한 내부 부품의 상대적인 위치를 도시하는 도3과 유사한 종방향 반부 단면도이다.

도11b는 냉각이 요구될 때 냉각 능력이 마련된 본 발명의 실시예를 위한 내부 부품들의 상대적인 위치를 도시하는 도11a와 유사한 종방향 반부 단면도이다.

도12는 일부는 절결되고 일부는 단면으로 도시한 본 발명의 다른 실시예에 따른 램 에어(ram air) 터빈 발전 장치의 사시도이다.

도13은 유동 제어 섹션과 유동 기구가 분해된 도12의 램 에어 터빈 발전 장치의 사시도이다.

도14a는 완전 개방 위치에 있는 노즐 제어 도어들(doors)을 갖춘 노즐 제어 기구를 도시하는 도12의 램 에어 터빈 발전 장치의 확대 부분 단면도이다.

도14b는 최대 흐름 제한 위치에 있는 노즐 제어 도어들을 갖춘 노즐 제어 기구를 도시하는 도14a와 유사한 확대 부분 단면도이다.

도15a는 노즐 제어 도어가 이의 완전 개방 위치에 있을 때 선15-15를 따라서 취한 단면도이다.

도15b는 노즐 제어 도어가 이의 최대 흐름 제한 위치에 있을 때 선15-15를 따라서 취한 단면도이다.

도16은 제1(primary) 및 제2 제어 도어들을 서로 고정시키는 플랜지 부싱(flanged bushing)을 도시하는 완전 개방 위치에 있는 노즐 제1 및 제2 제어 도어의 확대 부분 단면도이다.

본 발명의 램 공기 터빈은 증기로부터 동역학 에너지를 추출하여 의도된 전 범위의 비행 작동 중에 상기 에너지를 유압 및/또는 전기 전원으로 변환시키는 단계에서 항력(drag)을 감소시키도록 설계된다. 본 발명을 위해 의도된 작동 비행 체제는 초음파를 통해 고속의 음속이하로 조절된다. 조건하에서, 전원 생성이 요구될 때, 공기역학적 형상의 중심몸체는 작은 항력 전방체를 증기로 향하게 하면서 공기 입구 유동을 완전히 차단하는 입구에 전방으로 전진되어, 비 작동 모드 중에 장치의 출현에 의해 유도된 항력을 또한 최소화한다. 전원 생성 능력에 부가하여, 본 발명은 터빈에서 작동을 수행하는 단계에서 냉각된 터빈으로부터의 배기 공기를 사용하여 냉각 공기 유동을 생성기 및 원한다면 기타 외부 전자 장치에 제공하는 능력을 가진다.

본 발명에 의하면, 램 공기 터빈 생성기는 선단부에 공기 입구와 후미 단부에 근접한 외부 배기 포트를 갖는 대체로 원통형의 외부 유선형 구조를 포함한다. 외부 유선형 구조는 유선형 구조의 전방 부분의 다수의 축방향 위치된 링과 유선형 구조의 후방 부분의 구조 벌크헤드에 차례로 부착되는 종방향 스파들로 이루어진 주요 구조에 장착된다. 축방향으로 이동 가능한 중앙본체/원통형 밸브 튜브 구조는 벌크헤드 구조의 전방인 주요 구조와 유선형 구조와 동축이며 그 내부에 위치되고 축방향 스파 및 링의 내부 표면에 반경방향으로 인접하다. 공기 역학적 형상의 전방 노우즈는 공기 입구에서 중심체로 작용한다. 전방 노우즈는 그 최대 직경이 후미 원통형 밸브 튜브보다 작다. 전방 노우즈의 후미 부분은 증가된 반경에 걸친 공기역학적 형상의 베인에 의해 후미 원통형 밸브에 부착된다.

중심체/밸브 튜브는 주요 구조의 종방향 스파의 내부 표면상의 축방향 활주 기구 상에서 유선형 구조 및 주요 구조에 대해 활주 가능하다. 동축 장착된 원통형 중심 유동 안내부는 전방 부분이 중심체/밸브 튜브의 중심체의 후미 표면을 활주 가능하게 수용하는 상태로 유선형 구조와 주요 구조로부터 반경방향 내향으로 이격된 외부 표면을 가진다. 중심체/밸브 튜브 전방 노우즈는 환형의 가변 영역 공기 입구의 중심체를 형성한다. 공기는 전방 노우즈의 외부 표면과 유선형 구조의 내부 표면 사이의 환형의 공간을 통하여 공기역학적 형상의 베인들 사이에 형성된 환형의 채널의 환형 개구 내로, 그런 후 복수의 노즐 제어 도어의 내부 표면과 중심 유동 안내부의 외부 표면 사이에 형성된 환형의 가변 영역 노즐 내로 유동한다.

중심체/밸브 튜브 조립체는 제1 최대 후미 위치(위치 1) 사이에서 이동가능하며, 이 경우 중심체 노우즈 단부는 입구의 전방과 축방향으로 일렬로 배치되어 최대 입구 영역을 증기로 향하게 한다. 밸브 튜브에 부착된 노즐 제어 기구는 노즐 제어 도어를 최대 개구 조건에 위치시킨다. 이 위치에 있어서, 최대 기류는 가변 영역 입구와 노즐 통로에 있고 고정자 및 터빈 휠을 통과하는 허용되고, 이 경우 증기의 동역학 에너지의 일부가 추출되어 배기 디플렉터와 유선형 외부 배기 포트를 통해 외부 환경으로 배출되는 것이 허용된다. 터빈은 전기 생성기를 구동식으로 결합하여 전원을 생성한다.

제2 전방 위치(위치 2)에서, 최대 발생기 동력 출력이 요구될 때, 노우즈는 입구면의 전방으로 전진되어 최대 공기 입구 영역이 중심체 및 내측유선형면(inner fairing surface) 사이의 환형 영역에 제공된다. 노즐 제어 기구는 노즐 제어부를 최대 한도로 근접시킨다.

터빈 속도 센서로부터의 신호에 응답하여, 전자 제어기는 중심체/전방 밸브 튜브를 이동시키도록 전자-기계식 또는 전자-유압식 조작기를 기동시킨다. 비행 조건 및 발생기 부하가 터빈을 소정 공차로 과속시킬 때 중심체/전방 밸브 튜브는 위치 2로 이동된다. 비행 조건 및 발생기 부하가 터빈 속도를 소정 공차 내에서 소정 속도 이하로 내릴 때 중심체/전방 밸브 튜브는 위치 1로 이동됨으로써 터빈 휠 및 발생기 속도를 소정 속도 범위 내로 유지하게 된다.

따라서, 완전한 추출 모드에서, 공기 밀도 및 비행 속도를 변경시킴으로써 비행 조건을 변경하는 상태 하에서, 단지 충분한 기류와 충분한 운동 에너지만이 가변 영역 디퓨저 내로 그리고 가변 영역 노즐을 통해 터빈으로 받아 들여져서 기류 내의 일정한 유체 역학적 동력에 근접하게 유지된다. 이로써, 터빈 및 발생기 속도는 소기 값으로 유지된다. 가변 영역 입구와 함께 작동되는 가변 영역 노즐은 고정자와 터빈에 대한 기류 속도 내의 변수를 조절하여 터빈이 음속 이하의 속도 체계를 통해 적절한 음속 이하의 속도로 기류로부터 에너지를 효과적으로 추출시키게 한다. 소정의 기류만을 받아들이고 계획된 범위의 비행 조작을 통해 효과적으로 에너지를 추출하는 컴비네이션은 조작 비행 속도 범위를 통해 항력을 최소화한다. 비행체의 일부 중에, 동력 요구조건이 정상 조작 수준 이하로 떨어지거나 완전히 소실될 때, 중심체/밸브 튜브는 제3 또는 폐쇄 위치를 향해 부분적으로 또는 완전히 전방으로 전진되고 입구 기류를 더욱 감소시키거나 완전히 폐쇄하며 노즐을더욱 밀폐시킴으로써 깨끗한 공기역학 전방체를 제공하고 이로써 감소 또는 소실된 동력 조작 모드에서 항력을 더욱 감소시킨다.

발생기 및/또는 추가적인 전자 시스템에 냉각 성능이 요구될 때, 본 발명의 다른 실시예에서 냉각 성능이 제공된다. 터빈을 통해 기류에 의해 수행되는 샤프트의 일은 발생기에 의해 전기 동력으로 변환되어, 입구에서의 전체 회수 온도보다 더 낮은 내부 에너지 또는 온도를 갖는 배출 공기를 초래한다. 이러한 냉각된 배출 공기는 냉각 효과가 요구되지 않을 때 배기 덕트를 통해 외부 환경으로 직접 배출된다. 냉각을 제공하는 본 발명의 실시예에서, 냉각 조절용 배기 덕트 내에는 바이패스 밸브가 제공된다. 냉각이 요구될 때, 바이패스 밸브는 외부로의 기류를 차단하고 냉각된 터빈 배기를 바이패스 밸브의 하류측으로 냉각 덕트를 통해 열 교환기로 향하게 한다. 터빈 효율을 저하시키는 역압을 최소화하기 위해, 냉각 덕트에는 공기-공기 또는 액체-공기 열 교환기의 냉각 측을 형성하는 저밀도 냉각 핀이 제공된다. 열 교환기의 다른 측은 장치에 의해 방사되고 공기 또는 액체 순환 루프를 통해 냉각된 열을 수용한다.

본 발명의 유리한 적용은 초음속 스피드를 통해 높은 아음속에서 알맞게 비행하는 동안 항공기 외부 전자 포드를 사용하는 것을 포함한다. 기류로부터 동력을 추출하는 동안과 비 작동 모드 시에 증가된 항공기 속도 및/또는 감소된 항력으로부터의 범위에 의해 이익이 될 것이다. 본 발명의 공기 터빈은 추출된 동력의 소정 레벨을 위해 현재의 외부 블레이드 시스템보다 더 작은 최대 외부 직경을 초래한다. 본 발명의 램 공기 터빈은 필요에 따라 항공기에 공급될 예비 또는 비상동력용으로 항공기 저장소 또는 포드 외부에 사용될 수 있다. 본 발명은 유인 및 무인 항공기 모두에 적용 가능하다. 냉각 능력이 유리거나 요구되는 곳에서는 냉각 능력을 가진 본 발명의 실시예가 외부 블레이드 램 공기 터빈이 동력 발생용으로 사용될 때 분리된 냉각 시스템을 요구하는 현 시스템에 사이즈 및 무게에서의 이점을 제공한다.

레이더 시그니처가 중요한 군용에 적용함에 있어서, 본 발명의 램 공기 터빈은 현 외부 블레이드 램 공기 터빈 발생기와 비교해서 감소된 시그니처를 제공한다. 적절한 정형을 가지는 본 발명의 회전 터빈은 외부에 노출되지 않는다.

본 발명의 램 공기 터빈의 다른 장점 및 이점은 이하의 도면과 연결하여 명백해질 것이다. 상술한 대체적인 설명과 이하의 상세한 설명은 예시적이고 주석적인 것들이며 본 발명은 이에 한정되지 않는다. 첨부된 도면은, 냉각 능력을 가지거나 가지지 않는 본 발명의 여러 실시예를 도시한다.

먼저 도1 내지 도4를 참조하여 본 발명의 제1 실시예에 따른 램 에어 터빈 발전 장치의 전체적인 구성이 설명된다. 장치(28)는 일반적으로 선단 단부(34) 및 후미 단부(36)에서 입구 통로 또는 확산기(diffuser, 32) 사이에서 연장되고 후미 단부 근처에서 다수의 배기 포트(40)를 갖는 원통형 외부 유선형부(30)를 포함한다. 외부 유선형부(30)는, 다수의 종방향 스파(spars)에 의해서 연결된, 장치(28)의 전방 섹션에 위치된 다수의 축방향으로 이격된 주연 링(50)과, 장치(28)의 후미 섹션에 위치된 다수의 축방향으로 이격된 벌크헤드(bulkhead)를 갖는 주요 구조물에 장착된다. 중심체/밸브 튜브(57)는, 도6 및 도6a에 가장 잘 도시된 바와 같이 종방향 스파(96)의 내부 표면 내에 위치되고 차례로 이에 장착된 정합 축방향 활주 부재(60)와 정합되고 중심체/밸브 튜브(57)의 밸브 튜브의 외부 표면에서부터 축방향 슬롯(97)으로 돌출 하는 선형 볼 베어링 또는 다른 적절한 활주 기구를 포함하는 축방향 슬롯(97) 내에서 활주 가능하게 지지된다.

중심체/밸브 튜브(57)는 공기 입구 통로(32) 내에서 중심체를 형성하는 전방으로 공기역학적인 형상을 갖는 노우즈 단부(76)를 포함하고, 이 노우즈 단부(76)의 후미 단부는 노우즈 단부(76)의 후미 부분보다 더 큰 직경을 갖는 원통형 밸브 튜브(56)에 다수의 공기역학적 형상을 갖는 레디얼 베인(radial vane, 78)에 의해서 부착된다. 원통형 중심 유동 안내 부재(42)는 밸브 튜브(56)와 동축이고, 노우즈 단부(76)의 후미 부분과 동일한 외부 직경을 갖고, 이의 내부 보어에 노우즈 단부(76)의 겹친 후미 부분을 활주 가능하게 수용한다. 축방향 슬롯(97) 및 활주 부재(60)와 함께 이 구성은 외부 유선형부(30)에 대하여 중심체/밸브의 축방향 이동 동안 중심 유동 안내 부재(42)에 대하여 중심체/밸브 튜브(57)의 중심 위치설정을 보장한다.

최대 후미 위치(제1 위치)에 위치 설정된 설단부(76)를 포함하여, 전단부는 페어링(30)의 선단부(34)와 일렬로 정렬되고, 최대 공기 유동은, 인입관 또는 살포기(32)의 원형 단면, 밸브 튜브(56)의 내표면과 중앙 유동 안내 부재(42)의 외표면 사이에 한정된 환형 가변 영역 노즐(68), 가변 영역 노즐(68)의 하류에서 즉각적으로 중앙 유동 안내 부재(42)의 외표면(44) 상을 둘러싸게 장착된 다수의 고정자 베인(80) 및 터빈 휠(62)을 관통하게 되며, 배기 유동 편향기(90)에 의해 외부로 회전되어, 그 후에 내부 배기 포트(40) 및 외부 배기 포트(40)의 후미를 관통하는 주변 영역으로 배출된다.

다수의 노즐 제어 도어 부재(55)는 밸브 튜브(56) 및 중앙 유동 안내 부재(42) 중간에 위치 설정되고, 최대 출력이 요구될 때 제1 및 제2 위치 사이, 그리고 출력이 감소될 때 완전히 정지된 출력이 요구되는 제2 및 제3 위치 사이의 밸브 튜브(56)의 이동에 응답하는 노즐(68)의 소모된 영역을 제어하도록 작동 가능하다. DC 발생기(교류기) 또는 AC 발전기 중 하나를 이용하는 본 발명의 실시예들은, 감소된 부하에서 일정한 발전기 출력 전압을 유지하는 발전기장 전압 및 전류를 감소시키는 동안 일정한 터빈 또는 발전기 속도를 유지하도록 제2 및 제3 위치 사이에 밸브 튜브(56)를 자동으로 위치 설정함으로써 전기 부하가 최대 요구 전력 이하로 감소될 때 감소된 전력을 제공할 수 있다.

노즐 제어 부재(55)는, 주변을 둘러싸며 이격되고, 후퇴된 위치 사이를 이동하기 위한 노즐(68)의 측벽(82)에 피봇 가능하게 장착되며, 실제로 밸브 튜브(56)의 내표면에 접촉하는 제어 도어(70), 그리고 중앙 유동 안내 부재(42)를 향하는 환형 노즐(68) 내로 연장하는 연장된 위치를 포함한다.

제어 도어(70)는 밸브 튜브(56)의 내표면에 장착된 다수의 2중 노즐 도어 제어 캠(115) 및 도어의 피봇 지점(120)에 대향하는 제어 도어(70)의 측벽에 장착된 캠 종동부(116) 기구에 의하여 후퇴 및 연장 위치 사이에 이동 가능하다. 이러한 기구와 합동 기구에 의하여, 각각의 제어 도어(70)는, 밸브 튜브(56)가 제1 위치 및 연장된 위치에 있을 때, 그리고 이하에 더욱 상세하게 설명될 제2 위치에 있을 때 후퇴된, 또는 개방 위치에 유지된다.

도3은 설계 비행 조건이라 불리는 최대 개방 위치에서의 인입구 및 노즐을 포함한, 공기 유동장 유선형 및 제1 위치에 상응하는 내부 부분의 관련 위치를 도시한다. 설계 비행 조건은 공기 흐름 내에서 유효한 단위 영역당 유체 동력과 동일한 밀도 및 속도의 세제곱의 결과인 비행 조건에 상응한다. 이러한 조건은 최대 출력이 요구되는 고도 곡선에 대한 최소 배향 속도 내에서 정밀하게 표시할 것이다. 설계 조건 곡선 상의 2개의 일반적인 지점은 11100m에서 마하 0.8이고, 해수면에서 마하 0.45이다. 임의의 고도에서 설계 조건 이상의 비행 속도이면, 초과유체 동력은 공기 흐름에서 유효하고, 시스템은 자동으로 효과적인 살포기 인입구 영역 및 노즐 소모 영역을 조절하며, 최소의 항력으로, 이하에 더욱 상세하게 설명될 터빈과 발생기의 속도 및 동력의 설계치를 유지한다.

도3을 다시 참조하면, 공기가 입구 확산기(32; diffuser)를 통해 들어가서 유동할 때, 공기 유동이 증가된 내부 에너지 및 압력에서 그 운동 에너지가 부분적으로 회복하면서, 연장하는 유동 영역은 공기 유동의 감소를 유발한다. 이러한 과정은 페어링(30; fairing)의 내벽과 중심 안내 튜브(42)의 외벽 사이에서 연장하는 환형 채널(48)을 통해 유동하는 동안 공기 유동이 계속 감소하면서 지속된다. 다음으로, 공기 유동은 중심체/밸브 튜브(57) 및 중심 유동 가이드(42) 사이에서 형성된 다수의 가변 영역 노즐 통로(68)로 들어간다. 유동은 유동 영역이 다시 감소되면서 노즐 통로(68) 내에서 다시 가속된다.

노즐(68), 제어 도어(70) 및 노즐 도어 제어 부재(55)를 포함하는 제어부는 명확성을 위해 한 도어(70) 와 인접한 캠(115)이 분해되어 도시된 도4에서 가장 잘 도시되어 있다. 캠 트랙 활성 표면(125)이 내반경 방향으로 면향하는 이중 트랙 노즐 도어 제어 캠(115)은 명확성을 위하여 이 영역에서 제거된 밸브 튜브(56)의 내부 표면에 부착된다. 각각의 이중 트랙 노즐 도어 제어 캠(115)은 2개의 인접 노즐 측부 벽(82) 사이에 제공된 공간에 위치된다. 가변 영역 노즐 통로(68)를 형성하는 각 쌍의 노즐 측부 벽(82)들은 상호 평행하고 중심 유동 가이드에 부착된다. 그들은 중심체/밸브 튜브(57)의 후미 원통형 밸브 튜브(56)의 내부 표면의 작은 거리 내에서 연장한다.

도4 및 확대된 사시도인 도5a에서, 도어가 완전 개방된 중심체/밸브 튜브(57)의 위치(1)에 대한 도어 및 제어 장치의 상대적인 위치가 도시되어 있다. 노즐 도어 제어 캠(115)의 작동(actuation) 표면은 도어 캠 종동부(116)와 접하는데, 비틀림 스프링(124) 및 외향 작용하는 내부 공기 역학에 의해 제공되는 접촉력은 캠 종동 샤프트(118) 상에 가해진다. 노즐 도어 제어 캠에 의해 활성될 때, 도어 캠 종동 샤프트(118)는 그 운동을 수용하기 위해 노즐 측부 벽(82)의 외부의 슬롯(117)을 통해 연장한다. 그들은 노즐 측부 벽(82)의 외측에 장착된 비틀림 스프링(124)의 일 단부에 연결된다. 캠 종동 샤프트(118)는 베어링(122)을 통해 도어 길이를 따라 중심 연장하는 노즐 제어 도어(70)의 측부에 차례로 연결되고, 도어는 노즐의 측부 벽(82)의 상부 근처에 제공된 베어링(120)에 그 전방 측부가 선회 가능하게 장착된다.

도5b는 위치(2)에 대한 도어 및 제어 장치의 상대적인 위치 즉, 설계 비행 조건 이상의 최대치에서의 최대 동력 생성에 대한 최소 노즐 영역을 나타낸다. 명확성을 위해 제거된 밸브 튜브(56)의 후미부에 부착된 노즐 도어 제어 캠(115)은 밸브 튜브(56)의 전방 이동과 함께 전방 이동하였다. 도어는 도어(70)의 측부에 부착된 캠 종동부(115)에 대향 작동하고, 노즐(68) 내의 내부 공기 역학적 힘과 비틀림 스프링(124)의 상향력에 대향 이동함으로써 하향 선회한다.

도7의 단면도는 공기 유동 중에 사용 가능한 동력이 설계 동력 요구보다 큰 전술한 설계 비행 상태와 아음속 비행의 공기 유동 흐름 선도와 내부 부분의 상대적인 위치를 도시한다. 즉, 노즐은 특히 도4에 상세하게 도시되었다. 노즐 배기의 최소 영역은 항공기 응용에서 완전한 비행 작동 요구치의 범위를 충족시키도록 설계된다. 예컨대, 설계 상태가 고도 37,000ft에서 Mach = 0.80 (776ft/sec)라고 한다. 만일 항공기가 해수면 속도 특성이 해수면에서 776ft/sec(Mach=0.69)의 동일한 속도를 가질 때, 그 결과, 공기 밀도와 유닛 영역 당 사용 가능한 유체 동력학적 동력은 4배 이상 크고, 본 발명의 램 에어 터빈 장치는 유입 영역과 노즐 영역을 최대 영역의 적어도 1/4로 감소시킬 수 있도록 설계된다. 만일 비행 속도가 Mach = 1.6 또는 설계 속도의 2배로 증가할 경우, 유체 동력학적 동력은 속도의 세제곱에 비례하고 1/8로 감소된 영역은 요구된다. 통상적으로, 고도와 그에 상응하는 잠재적인 항공기 응용의 최대 속도의 모든 조합은 최대 노즐 영역 감소를 측정하기 위해 설명된다.

위치1에서 최대 노즐 개방을 허용하는 노즐 제어 도어 캠(115)의 외형은 각각의 위치가 위치1에서 위치2 쪽으로 한정되는 기하학적인 외형을 갖고, 이 지점에서 도어는 최대 동력 작동 범위로 폐쇄되고, 유입 영역의 확산기까지의 노즐의 총 배기 영역 비율이 일정하게 유지된다. 다시 도3을 참고하여, 복수의 스테이터(81) 레이디얼 스파(86) 형성부를 갖고, 스테이터(81)의 내부 반경으로부터 스테이터로 연장되고, 터빈 휠(62)과 스테이터(81)를 둘러싸는 터빈 케이싱의 중심 유동 안내 부재(42)는 격벽(84)에 의해 후방 단부에서 지지된다. 스테이터와 터빈 인케이싱 링(86)은, 차례로, 주 구조물의 길이 방향 스파(96)에 부착된다. 도시된 바와 같은 실시예에서, 캠과 연관된 메커니즘을 둘러싸는 한 쌍의 노즐 측벽(82)에 각각 인접한 선단 에지는 도4에 도시된 바와 같이 항력을 최소화하기 위한 공기 동력학적 연상의 선단 에지(105)를 갖는 전방 노우즈를 갖는다. 노즐 제어 도어(70)는 노즐 측벽(82)과 누수를 최소화하기 위해 노즐 측벽과 정합하는 제어 도어의 에지 상의 시일(도시되지 않음) 사이에 이격된다.

다시 도3에서, 설계 상태 하의 주 내부 부분의 복수의 환상 노즐의 배기 후 위치를 도시하고, 공기 흐름은 그리고 나서 유동을 터빈 축으로부터 가장 효율적으로 설계된 비행 속도 범위 또는 비행 속도와 터빈/발전기 설계 속도와 특히 터빈 설계용의 터빈 축으로부터 최적의 각도로 터빈 휠(62)의 회전 방향으로 회전시키는 복수의 고정된 스테이터 블레이드(80)를 통해 완전하게 유동한다. 통상 스테이터 블레이드(80)에서, 터빈 휠(62)의 블레이드와 터빈/발전기 회전 속도는 항공기가 대부분의 시간을 예컨대, 많은 항공기가 대략 Mach = 0.80 및 37,000ft의 상태 하에서 최고 효율을 제공하도록 설계된다.

상기 설계의 비행 상태를 위해, 공기 유입 영역에 비례하여 노즐 영역을 감소시키는 특성은 비행 속도비에 근접한 공기 유동 속도와 블레이드 입구 터빈 사이의 비를 유지시킨다. 일정한 터빈 및 제너레이터 샤프트 속도로 회전하는 순수한 충격 터빈 블레이드를 사용하는 것은 설계된 상태에서 25% 이상 또는 이하의 회전자 공기 출구 속도/터빈 입구 속도의 영역 내에서 가장 효율이 좋다. 따라서, 양호한 터빈 효율은 마하 +25%의 비행속도 또는 마하=0.60 및 마하=1.00 사이의 비행 속도 또는 높이 37,000 피트보다 큰 예에서 달성될 수 있다. 수면에서 마하=0.5는 설계된 높이에서 음속 속도보다 20% 크다. 높은 터빈 효율은 도8에 도시되고 설명되는 것처럼 초음속 영역을 통해 음속에 가깝게 유지된다. 음속 및 초음속 비행중에, 원추형 충격파(150)는 중심 본체의 노우즈부에 부착되고 상기 유동은 자유 스트림 마하 수보다 작은 하류 스트림 마하 수의 중심 유동 영역에서 외향 편향된다. 이후, 상기 유동은 입구 또는 입구의 전방에서의 유입 정상 충격파(155)를 통해 유입되고, 상기 확산기를 통해 유입되고 초기에 천천히 하향하다가 노즐 통로(68) 내로 가속된다. 노즐 배기 영역은 모든 위치에 대해 확산기 입구 영역의 고정비와 동일하게 됨으로써 조절되고 음속 또는 초음속 비행 속도로 고정 또는 수렴 형상으로 구비됨으로써, 상기 배기는 막혀져서 이 배기를 음속 영역을 통과하고 초음속 비행 영역을 통과하는 최소 마하=1.0으로 제한된다. 이것은 최소 터빈 유입 속도가 마하=8.0 설계구성 하에서의 터빈 유입 속도보다 25% 크지 않는 최소로 제한되는 것을 보장하여, 음속 및 초음속 비행 상태 외부에서는 높은 터빈 효율을 보장한다.

몇몇의 적용에서, 높은 파워 출력 및 높은 효율은 보다 넓은 최소 작동 영역 즉, 수면에서 마하=0.40으로 낮은 속도를 위해 낮은 높이로부터 초음속 37,000 피트까지의 영역에서 바람직하다. 국부적인 공기 온도로 음속의 속도에서 진동하는 것을 고려할 때, 수면 비행 마하=0.40 상태는 두 개의 고도 모두에서 표준 날의 온도에서 37,000 피트에서 초음속으로 마하 1.00에서 970 피트/초에 대해 마하=0.40상대적인 공기 속도를 나타낸다. 상기 터빈 축에 회전자 배기 경사각이 부여하기 위해, 터빈 효율은 회전자 배기 속도 속력의 고정비를 갖는 속도에서 터빈 블레이드를 작동시킴으로써 달성된다. 따라서, 속도의 중간 지점 즉, 설계 지점용 716 피트/초를 선택함으로써, 저속 및 고속 작동 지점은 소정 지점으로부터 35% 이상또는 이하가 된다. 순수한 충격 터빈 블레이드를 사용함으로써, 터빈 효율에서 감소는 20% 이상이어서 이러한 넓은 속도 영역을 초과한다. 동일한 반작용 능력을 갖는 터빈 블레이드 설계를 사용함으로써, 상기 넓은 공기 속도 영역을 통과하는 감소 효율은 사실상 낮은 값으로 제한된다. 상기 반작용 블레이드 터빈은 상기 유로를 따르는 영역 내에서 감소되는 블레이드들 사이의 채널 내에 유동을 가속시킴으로써 노즐로써 작용하여 공기 스트림 운동 에너지의 일부를 회수한다. 상기 회전자의 채널 내에 유입되기 전에 발생하는 모든 가속도의 순수한 충격 블레이드는 노즐과 같이 작용한다. 공기 스트림은 모멘트 변화에 의해 발생하여 이동 블레이드 상에 작용하는 유동 방향에서 변화하는 힘에 의해 동일한 속도로 터빈 유동 채널에 유입되고 이로부터 배출되고 상기 블레이드 상에 힘을 분산시키고 작동을 수행하여 일 및 제너레이팅 파워를 수행한다. 본 발명의 실시예의 변동에 따라 높은 효율로 널은 속도 변동이 바람직한 경우에 대해 터빈 반작용 성능을 수행하기 위해, 입구 유동은 확산기 내에 매우 큰 양으로 확산되게 되어 유동 가속도의 일부가 블레이드 통로 내에 발생하는 것을 허용함으로써 보다 많은 전체적인 압력 회수가 허용된다 상기 터빈은 이러한 이점을 달성하기 위해 보다 높은 속도에서 작동한다. 이용 가능한 입구 압력 영역 너머 소정의 수행을 달성하기 위한 회전자 및 터빈 조합의 구성은 잘 형성된 구성이다.

터빈을 통한 공기 스트림 유동으로부터 유체 동력 에너지의 일부분을 추출한 이후에, 유동은 낮은 난류로 후미 유동 편향기(90)에 의해 외부 공기 스트림 내부의 후미 배출 포트(40)를 통한 유동으로 외부로 선회된다. 배기는 터빈 팽창 공정에 의해 냉각된다. 냉각된 배기의 일부분은 발생기 냉각 덕트(94)를 통해 배향되며, 전도를 통해 발생기를 간접적으로 냉각시키거나 또는 필요에 따라 최종 냉각 공기 배출 포트(도시되지 않음)를 구비한 후미 단부 내에 밀폐된 발생기(도시되지 않음)로 블래스트 냉각을 직접 이용하거나 포드의 터빈을 통한 돌출부 공동에 의해 수용된다.

중심체/전방 밸브 튜브(57)는 도3 및 도7에 도시되어진 바와 같이 중심체 유동 가이드(42)의 내부에 위치된 종래의 선형의 전기 기계식 전기 유압식 액츄에이터(101)에 의해 액츄에이터 샤프트(104)를 통해 전방 및 후방으로 구동된다. 액츄에이터는 U자형 갈고리 형태의 장착부 내에 칸막이(84) 내의 중심부에 후미 단부 상에 고정된다. 전방 단부는 액츄에이터 샤프트(104)에 U자형 갈고리 형태의 장착부에 의해 부착된다. 액츄에이터(101)의 이동은 터빈/발생기 샤프트(160)에 장착된 터빈/발생기 속도 센서(107)에 반응하여 전자 속도 제어기(108)에 의해 작동된다. 도10은 본 실시예에 대한 전자 제어기의 작동 개략도를 도시하고 있다.

도10을 참조하면, 전자 속도 센서는 터빈 및 발생기 샤프트(160)에 중심부가 장착되는 회전 슬롯 디스크(110)로 구성된다. 속도 센서로 불리는 광 방출 다이오드(120) 및 광 감응 트랜지스터(122)는 다이오드와 트랜지스터 사이의 중간에 위치된 슬롯 디스크(110)를 구비한 브래킷(112)에 장착된다. 슬롯 디스크(110)가 회전됨에 따라, 광 트랜지스터로의 광 비임은 광 트랜지스터가 온 오프됨에 따라 일련의 전자 펄스를 발생하는데 방해를 받는다. 전압 변환기(133)로의 주파수(표준 집적 회로 기술을 이용한 표준 변환기)는 일련의 펄스를 펄스의 주파수에 비례하는DC 출력 전압(B)으로 변환시킨다. 디지털 프로그램화된 전압 기준 소오스(132)는 DC 전압 소오스 및 디지털로 제어된 전위차계로 구성된다. 소오스(132)의 전압 기준 출력(A)은 소정의 터빈/발생기 속도에 상응한다. 스위치 작동되는 모드 제어기(134)는 일정 주파수에서 두 상의 펄스를 생성하기 위해 배치되며, 펄스 폭은 전압 변환기 출력 전압(B)에 기준 전압(A)과 주파수 사이의 차이에 의해 측정된다. 스위치 작동된 모드 제어기(134)의 출력(A, B)의 펄스 폭은 반비례한다. 스위치 모드 제어기(134)의 출력(A,B)은 펄스의 전력 레벨을 선형 액츄에이터 내의 DC 모터를 구동시키기 위해 요구되는 레벨로 증가시키는데 이용되는 표준 기술의 두 상의 전력 증폭기(136)에 연결된다. 기준 전압(A) 및 전압 변환기 출력 전압(B)에 주파수는 동일하다면, 스위치 작동된 모드의 제어기(134)의 A출력 및 B 출력의 펄스 폭은 상쇄되어, 액츄에이터 모터(101)에 순수 필드 EMF 및 회전 토오크를 제공하지 않는다. 펄스 폭 출력(A)이 주파수 변환기 출력(B) 보다 더 큰 경우 즉, 기준 전압(A)이 주파수 변환기 출력(B) 보다 더 큰 경우에는, 터빈 발생기의 회전 속도는 설정 공차에 의해 설계 속도 보다 작으며, 이로 인해 위치(1)를 향해 후미로 볼 스크루 기구, 중심체/밸브 튜브(57)를 거쳐 이동시켜, 소정의 속도 범위 내의 터빈/발생기를 유지시키기 위해 공기 입구 및 노즐을 개방시킨다. 반대의 조건 즉, 주파수 변환기 출력(B)이 더 큰 경우에는, 모터는 반대 방향으로 선회되며, 위치(2)를 향해 중심체/밸브 튜브(57)를 이동시키며, 속도를 감소시키기 위해 입구 및 노즐을 밀폐시킨다. 바람직한 실시예에서, 보다 높은 신뢰성을 위해 볼 스크루 또는 전자 유압식 기구가 액츄에이터(101)로 선택된다.

발전기(58)는 도1, 도2, 도3, 도4, 도5, 도6, 도7, 도8, 및 도9에 도시된 바와 같이 위치하며 기미 격벽(88)의 내부 구멍을 관통하여 연장된 축(160)과 함께 기미 격벽(88)에 장착된다. 상기 축(160)은 터빈과 발전기 축 사이의 어떤 오정렬도 수용하기 위해 축 연결기(130)에 부착된다. 그리고 축(60)은 슬롯식 판(110)의 허브를 통과하고, 터빈 휠에 부착된 터빈 휠 허브를 통과하여 지나간다. 그리고 터빈(62)의 전방에 있는 축(60)의 말단부는 중앙 유동 가이드 부재(42)의 기미 격벽(84)의 축방향 중심 구멍에 위치한 전방 베어링을 통과하여 지나간다.

도11a 및 도11b는 본 발명의 냉각 능력이 사용된 본 발명의 제1 교대 실시예를 도시한다. 냉각 효과가 필요할 때, 예컨대 램 공기 터빈에 의해 전력을 공급받는 전자 시스템의 경우에 터빈으로부터의 배기 공기는 열교환기를 통과하도록 유도될 수 있다. 냉각 효과가 필요 없을 때는 상기 냉각된 터빈 배기 공기는 도11a에 도시된 바와 같이 직접 외부로 수송될 수 있다. 냉각 효과가 필요할 때 냉각되야할 장치에 장착되어서 그 온도를 감지하는 종래의 항온기(thermostat)는 도11b에 도시된 바와 같은 바이패스 배기 밸브(140)를 폐쇄하여 냉각된 터빈 배기 공기가 냉각 덕트(144)를 강제로 통과하도록 종래의 액추에이터(142)를 시동한다. 저 밀도 냉각핀의 배열은 낮은 터빈 후압과 높은 터빈 효율을 유지하기 위해 최대로 허용된 간격으로 냉각 덕트 내에 위치한다. 덕트를 통과하는 고속 공기 유동은 각 냉각핀과 열교환기의 저온 면에 대해 높은 열전달률을 보장한다. 장비로부터의 냉각되야될 열은 장비로부터 제거되고 종래의 공기 또는 액체 순환 방법을 사용하는 열교환기의 고온 면을 순환한다.

노즐 및 노즐 제어 기구의 제2 실시예가 도12, 도13, 도14a, 도14b, 도15a, 및 도15b에 도시된다. 본 실시예는 개재된 패널을 포함하는 환형 노즐(272)을 사용한다. 환형 노즐(272)과 중앙 유동 가이드(42)사이의 공간을 통하는 유동을 제한하기 위한 중앙 유동 가이드(42)의 주변을 균일하게 수축함으로써 작동한다. 먼저 도12, 도14a 및 도14b에 대해, 작동하는 다수의 개재된 노즐 제어 패널(270, 271)은 각 말단부에 플랜지된 부싱(275)에 의해 각각의 전방부와 기미 말단부가 연결되어 있다. 각 부싱(275)의 한 플랜지는 반경 방향 내부 제1 패널(270)의 반경 방향 내부 표면에 체결되어 있다. 부싱의 축은 제2 패널(271)의 반경 방향 외부면 상에 있는 다른 부싱의 플랜지와 함께 제2 패널(271) 내의 슬롯형 구멍을 통해 외향 돌출 되어 있다. 플랜지된 부싱(275)은 제1 패널 및 따라서 제2 패널이 이하에 기술될 기구에 의해 개방되고 폐쇄되는 동안에 제1 패널 및 제2 패널이 서로에 대해 설정된 거리를 유지하도록 한다.

경사진 슬롯식 연동기(215)는 각 제1 패널에 패널의 외부 표면의 중앙선을 따라서 부착된다. 각 슬롯식 연동기의 전방 말단부는 핀 홀(220)에 의해 내부 반경 방향으로 연장된 구조(280)에 장착된 패널과 링(290)에 장착된 환형 패널의 격벽에 피봇식으로 장착된다. 도14a는 최대 개방 위치의 제1 패널(270)을 도시한다. 격벽 밸브 튜브(57)의 내부 표면에 부착된 판(217)을 장착한 캠 종동부는 슬롯식 연동기(215) 내의 슬롯형 구멍(230)에 차례로 결합된 캠 종동부(216)를 피봇식으로 장착한다.

격벽 밸브 튜브(57)가 도14a의 위치에 대해 상대적으로 전진함에 따라, 슬롯식 연동기 내의 슬롯형 구멍(230)의 경사에 의해 모든 축방향 위치에 대해 고정된 반경 방향 위치를 유지하는 캠 종동부(216)는 슬롯식 연동기(215) 및 부착된 제1 패널(270)이 핀 홀(220)에 대해 시계 방향으로 회전하고 공기 유동이 하향 편향되는 것과 같은 것을 포함하는 내부 공기역학적 힘들에 대해 반응하게 한다.

도14b는 노즐의 최대 폐쇄 위치를 위한 노즐 제어 부품의 상대 위치를 도시한다. 밸브 튜브(57)의 전방 이동 중에, 밸브 튜브는 환형 패널 장착 링(290)의 외부 표면 위에 활주하는 데, (도시되지 않은) 밀봉 수단은 환형 장착 링(290)의 홈 내에 위치된다. 환형 장착 링(290)은, 도15a 및 도15b에 도시된 바와 같이, 다수의 공기역학적 형상의 레이디얼 스파(radial spar)에 의해 중심 유동 가이드(42)에 부착된다. 본 발명의 이 실시예는 전술된 분할된 노즐 실시예보다 스테이터 및 터빈으로의 더 적은 유동 차단을 위해 제공한다. 밸브 튜브(57)의 이동은 전술된 실시예에서와 같은 전자 제어기 및 액추에이터(101)에 의해 제어된다.

위치(1)에서 최대 노즐 개방을 허용하는 경사 슬롯 연동 장치(215) 프로파일은, 위치(2) 쪽으로 위치(1)의 전방 위치의 각각에 대해 환형 노즐(272)의 삽입된 패널이 최대 전체 동력 작동 범위까지 폐쇄되는 지점에서 디퓨저의 입구 면적에 대한 환형 노즐의 배출 면적의 비가 일정하게 유지되는 것을 한정하도록, 기하학적 외형을 갖는다.

본 발명의 양호한 실시예가 상세하게 개시되어 있는 반면, 명세서에 기술되고 첨부된 청구범위에 한정되는 바와 같이 본 발명의 범위로부터 벗어나지 않고 설명된 실시예로 다양한 변형이 만들어질 수 있다는 것은 본 기술 분야의 숙련자에의해 이해될 것이다.

Claims (16)

1. 램 공기 터빈 장치에 있어서,

   전방 단부 및 후방 단부를 갖고, 상기 전방 단부에 공기 입구 통로가 마련되고 상기 후방 단부에 근접하여 다수의 외부 배출 포트가 마련되어 있는 대체로 원통형인 외부 페어링과,

   상기 지지 구조물에 의해 지지된 상기 외부 페어링의 내부 표면에 근접하게 반경방향으로 위치하고, 다수의 축방향 스파를 포함하는 지지 구조물과,

   상기 지지 구조물 내에 동축 방향으로 위치하여 이에 의해 지지되고 상기 지지 구조물로부터 이격된 중심 유동 가이드와,

   상기 지지 구조물과 상기 주 지지 구조물로의 반경방향 근접부에의 중심 유동 가이드와의 중간에 동축 방향으로 위치하고, 상기 외부 확개부에 대하여 축방향으로 이동가능하고 공기동력학적 형상의 노우즈 단부를 갖는 밸브 튜브와,

   상기 공기 입구 통로로부터 밸브 튜브의 내측 표면과 중심 유동 가이드의 외측 표면 사이에 형성된 환형 통로를 통해서 공기의 유동을 가능하게 해주는 상기 밸브 튜브의 노우즈 단부 후방에 있는 다수의 개구와,

   베인을 갖는 터빈 휠과,

   상기 터빈 베인으로의 공기 유동을 안내하는 고정자 수단과,

   상기 중심 유동 가이드의 외측 표면과 상기 중심 유동 가이드에 고정되고 상기 가동 밸브 튜브의 내측 표면에 근접하여 외향 연장되는 가동 밸브 튜브의 내측표면 사이에 있는 상기 환형 통로 내에 있고, 상기 외부 페어링의 공기 입구의 후방 단부에 근접한 위치로부터 상기 고정자 베인에 근접한 위치까지 축방향으로 연장되는 적어도 하나의 노즐을 포함하며,

   상기 밸브 튜브는, 상기 밸브 튜브 단부의 형상 노우즈가 상기 페어링 전방부의 전방 단부에 나란하게 되어 공기 입구와 적어도 하나의 노즐과 고정자 베인과 터빈 베인을 통해서, 그리고 페어링 외부 배출 포트를 통해서 주변 구역으로의 최대 공기 유동을 허용하는 공기 입구의 공기 스트림에 최대 유동 면적이 제공되도록 하는 제1 위치와, 밸브 튜브가 전진하게 되어 밸브 튜브의 형상 노우즈 단부가 공기 입구 면적을 제한하고 이로써 공기 입구와 적어도 하나의 노즐과 고정자 베인을 통해서 그리고 페어링 외부 배출 포트를 통해서 주변 구역까지 감소된 공기 유동을 일으키게 되는 제2 위치와, 밸브 튜브가 최대 전진 위치로 전진하게 되어 밸브 튜브의 형상 노우즈가 공기 입구가 완전히 폐쇄되는 방식으로 페어링 공기 입구의 내측 표면에 접촉하게 되는 제3 위치 사이에서 이동 가능한 것을 특징으로 하는 램 공기 터빈 장치.
2. 제1항에 있어서, 상기 밸브 튜브와 상기 제1, 제2 및 제3 위치 사이에서의 밸브 튜브의 이동에 반응하여 상기 노즐을 통과하는 공기의 유동을 제어하도록 작동하는 중심 유동 가이드의 중간에 있는 노즐 제어부를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 것을 특징으로 하는 램 공기 터빈 장치.
3. 제2항에 있어서, 상기 노즐 제어부가,

   상기 밸브 튜브의 내측 표면에 실질적으로 접하는 후퇴 위치들과 사이 노즐 쪽으로 반경방향 내측으로 돌출 하는 연장 위치들 사이에서의 이동을 위해서 한쌍의 평행 노즐 측벽들 사이에 위치하여 이들 사이에 피봇식으로 지지된 다수의 주연 방향으로 이격된 제어 도어들과,

   상기 도어의 피봇식 지지부로부터 이격된 위치에서 상기 제어 도어들 각각에 장착된 캠 종동체와,

   슬롯 내의 캠 종동체가 상기 제어 도어를 완전히 후퇴된 위치와 완전히 연장된 위치 사이에서 이동시키도록 캠을 형성하는 상기 노즐 측벽에 있는 슬롯을 포함하는 것을 특징으로 하는 램 공기 터빈 장치.
4. 제3항에 있어서, 상기 노즐 제어부가 공기 입구 통로의 면적에 대한 노즐들의 전체 배출 면적의 고정비를 유지하는 것을 특징으로 하는 램 공기 터빈 장치.
5. 제2항에 있어서, 상기 노즐 제어부가,

   밸브 튜브의 내측 표면에 실질적으로 접하는 후퇴된 위치와 노즐 쪽으로 반경방향 내향 돌출 하는 연장된 위치 사이에서의 이동을 위하여 그 사이에 위치되고 패널 장착 링 상에 피봇식으로 지지된 다수의 교호식으로 끼워진 제1 및 제2 노즐 제어 패널과,

   상기 패널 장착 링 상의 제1 노즐 제어 패널의 피봇식 지지부로부터 이격된위치에서 상기 제1 노즐 제어 패널들 각각에 장착된 캠 슬롯과,

   캠 슬롯 내의 캠 종동체의 이동에 의해 상기 제1 노즐 제어 패널과 상기 중간에 끼워진 제2 노즐 제어 패널을 완전히 후퇴된 위치와 완전히 연장된 위치 사이에서 가압하도록 밸브 튜브 상에 장착된 캠 종동체를 포함하는 것을 특징으로 하는 램 공기 터빈 장치.
6. 제5항에 있어서, 상기 노즐 제어부가 공기 입구 통로의 면적에 대한 노즐들의 전체 배출 면적의 고정비를 유지하는 것을 특징으로 하는 램 공기 터빈 장치.
7. 선단부에 급기 통로를 구비하고 선단을 향해 반경 방향 내측으로 테이퍼지고 대체로 원통형이며, 후단부까지 연장되고 상기 후단부 부근에 복수개의 외부 배기 포트를 갖는 외부 페어링과,

   상기 외부 페어링의 내부 표면에 반경 방향으로 가까운 곳에 배치되어 상기 페어링 수단의 길이를 연장하며 상기 페어링 수단이 장착되고 또한 상기 외부 페어링의 길이를 연장하는 복수개의 직선형 축방향 익형을 구비한 주 구조 수단과,

   상기 지지 구조에 동축으로 장착되며 외면이 상기 구조 수단으로부터 격리된 중앙 유동 안내 수단과,

   상기 주 구조 수단과 그에 동축인 상기 중앙 유동 안내 수단의 중간부에 배치되고 상기 주 구조 수단에 반경 방향으로 근접한 위치에 배치되며, 직경을 확장하여 연장되는 공기 역학적 형상의 익형을 구비하고 후방 대형 밸브 튜브 부분에연결된 후방 관형부를 가진 공기 역학적으로 형상화된 노우즈를 포함하는 중앙 본체/밸브 튜브 수단과,

   상기 노우즈 내의 개구와 상기 밸브 튜브 내면과 상기 중앙 유동 안내 수단 사이에 형성된 환형 통로를 통해 공기가 유입될 수 있게 하는 상기 중앙 부재/밸브 튜브 후단부의 노우즈 단부로부터 격리된 위치에서 뒷받침하는 복수개의 개구와,

   발전기 혹은 유압 펌프 혹은 이들 모두에 결합된 터빈 휘일과,

   공기 유동을 상기 터빈 블레이드로 유도하는 스테이터 수단과,

   상기 중앙 유동 안내 수단의 외벽과 상기 가동 밸브 튜브의 내벽 사이의 환형 통로내에서 평행한 노즐 세트의 측벽 수단 들 사이의 주위 범위 내에서 각각 반경 방향 범위로 형성되며, 상기 중앙 유동 안내 수단에 장착되고 상기 가동 밸브 튜브 수단과 상기 노즐 측벽 수단의 내벽에 근접한 범위 내에서 외향 연장되는 판들로 구성되며, 상기 외부 페이링 내의 상기 주 입구의 후단부 부근의 축방향 위치로부터 축방향으로 상기 스테이터에 근접한 위치까지 후향 연장되는 복수개의 노즐 수단과,

   상기 밸브 튜브의 상기 형상화된 노우즈가 상기 페어링 전방 단부의 선단부와 정렬되어 상기 외부 페어링의 주 입구 내에 상기 기류에 최대 면적 유동 영역을 제공하며, 최대 기류가 주 입구를 통해, 상기 밸브 튜브의 상기 형상화된 노우즈 내의 상기 복수개의 입구 구멍을 통해, 상기 환형 노즐을 통해, 상기 고정자를 통해, 상기 터빈을 통해, 배기 전향기와 상기 페어링 배기 포트를 통해 상기 주변 영역으로 유동할 수 있게 하는 제1 위치와, 상기 밸브 튜브가 전진하여 상기 밸브 튜브의 형상화된 노우즈 단부가 상기 주 급기 영역을 제한하여 상기 주 입구를 통해, 상기 밸브 튜브의 형상화된 노우즈 내의 복수개의 상기 입구 구멍을 통해, 상기 환형 노즐을 통해, 상기 고정자를 통해, 상기 터빈을 통해, 상기 배기 전향기와 상기 페어링 포트를 통해 주변 영역을 향하는 기류가 감소되게 하는 제2 위치, 그리고 상기 밸브 튜브가 최대 전방 위치를 향해 전진하여 상기 밸브 튜브의 형상화된 노우즈가 페어링 주 공기 입구의 내면과 접촉하여 입구가 완전 폐쇄되도록 하는 제3 위치 사이에서 이동 가능한 밸브 튜브 수단과,

   상기 터빈 휘일의 속도를 감지하는 속도 센서 수단과,

   상기 속도 센서 수단에 응답하여 상기 터빈 휘일의 속도가 소정치를 초과하여 주 입구 유동 영역과 상기 주 공기 입구를 통해 터빈으로 가는 공기 유동을 감소시킴으로써 상기 터빈 휘일의 속도를 소정 속도로 복귀시킬 때 제2 위치를 향해 상기 밸브 튜브를 전진 이동시키며, 상기 터빈 휘일의 속도가 소정치 보다 낮을 때 상기 속도 센서에 응답하여 상기 밸브 튜브를 제1 위치를 향해 후방으로 이동시킴으로써 입구 유동 영역과 상기 주 기류 입구와 노즐을 통해 터빈으로 가는 기류를 중대시키고, 상기 터빈 휘일을 소정 속도로 복귀시키도록 되어 있으며, 동력 출력이 정지되어 입구 유동 영역을 폐쇄하면 상기 밸브 튜브를 제3 위치를 향해 전진 이동시키는 작동기 및 속도 제어 수단을 포함하는 것을 특징으로 하는 램 공기 터빈 발생 장치.
8. 제7항에 있어서, 상기 밸브 튜브 수단과 상기 중심 유동 가이드 수단 중간에있으며 제1, 제2 및 제3 위치들 사이에서 상기 밸브 튜브 수단의 이동에 응답하여 노즐을 통한 공기 유동을 제어하도록 작동 가능한 노즐 제어 수단을 포함하는 것을 특징으로 하는 램 공기 터빈 발생 장치.
9. 상기 밸브 튜브의 내측 표면과 대체로 연속된 후퇴 위치와 환형 노즐 내로 반경방향 내측으로 돌출된 연장 위치 사이에서 이동하도록 상기 노즐 측면 베인들 각각의 사이에 위치되고 그들에 피봇식으로 장착된 다수의 원주방향으로 이격된 제어 도어와,

   도어의 단부에 인접하며 상기 도어 장착 피봇에 대향한 상기 제어 도어의 상기 측벽들 각각에 부착되고 그로부터 원주방향 외측으로 연장된 샤프트에 각각 회전 가능하게 장착된 다수의 캠 종동자와,

   상기 노즐 제어 도어가 완전 후퇴 위치와 연장 위치 사이에서 이동할 때 상기 캠 종동자의 상기 샤프트의 이동이 상기 노즐 측면 베인 내에 수용되는 상기 노즐 측면 베인의 상기 측벽 내의 슬롯과,

   각각 상기 밸브 튜브의 내측 표면에 축방향으로 장착되어 상기 노즐 베인들을 결합시키는 외부 표면들 사이에 위치된 다수의 채널들 내로 반경방향 내측으로 연장되는 다수의 트윈 캠과,

   각각 상기 노즐 베인 주위의 외측면에 대해 일단부에서 부착되고 캠 종동자 샤프트에 대해 타단부에서 결합되어 있는 다수의 비틀림 스프링을 포함하고,

   외향력 상기 캠 종동자에 작용하여 캠과 캠 종동자의 모든 위치에 대하여 각각의 캠 종동자와 캠 사이의 접촉을 유지하고, 상기 트윈 캠의 각각의 측면이 인접한 상기 제어 도어들의 각 표면으로부터 인접한 캠 종동자와 동시에 결합하고, 상기 제어 튜브가 제1 위치에 있을 때 상기 제어 도어들 각각이 후퇴 위치에 유지되고, 상기 밸브 튜브 수단이 제2 위치에 있을 때 상기 제어 도어들 각각이 연장 위치에 유지되는 것을 특징으로 하는 램 공기 터빈 발생 장치.
10. 제8항에 있어서, 반경방향으로 위치 설정하며 상기 주 구조물에 대한 상기 밸브 튜브의 축방향 슬라이딩 이동을 가능케 하는 트랙 수단을 포함하고,

    상기 트랙 수단은 상기 주 구조물의 상기 종방향 스파들의 반경방향 내부 표면 내의 다수의 홈으로 구성되고,

    각각의 상기 홈은 상기 홈 내에서 낮은 마찰로 슬라이딩하는 상기 밸브 튜브의 정합 돌기 부재를 수용하는 것을 특징으로 하는 램 공기 터빈 발생 장치.
11. 제8항에 있어서, 상기 중심 유동 가이드 수단은 내부에 축방향 보어를 가지며,

    상기 밸브 튜브 수단 후방 단부는 상기 중심 유동 가이드 수단의 축방향 보어 내에 슬라이딩 가능하게 수납되어 있는 것을 특징으로 하는 램 공기 터빈 발생 장치.
12. 제7항에 있어서, 상기 밸브 튜브 수단은 상기 성형된 노우즈 단부를 형성하는 공기 역학적으로 형성된 전방부를 포함하고,

    다수의 공기 입구 채널이 상기 성형된 노우즈의 노우즈 단부 둘레에 원주방향으로 이격되어 그로부터 후방에 설치되고,

    원통형 몸체가 공기 역학적으로 형성된 스파에 의해 상기 성형된 노우즈에 연결되어 상기 고정자의 전방에 매우 인접한 축방향 위치로 후방으로 연장되고, 다수의 상기 공기 역학적으로 형성된 스파들이 소경으로 성형된 노우즈를 후방의 대경 밸브 튜브에 연결시키는 것을 특징으로 하는 램 공기 터빈 발생 장치.
13. 제12항에 있어서, 전방 단부에서 상기 중심 유동 가이드의 후방 플레이트 부재의 후방 측면에 그리고 후방 단부에서 상기 주 구조물에 장착된 플레이트에 회전 가능하게 장착된 터빈 샤프트를 구비한 터빈을 포함하는 것을 특징으로 하는 램 공기 터빈 발생 장치.
14. 제13항에 있어서, 상기 터빈 샤프트의 상기 일단부를 회전 가능하게 장착시키기 위한 상기 중심 유동 가이드 수단 상의 전방 베어링과, 상기 터빈 샤프트의 상기 타단부를 회전 가능하게 장착시키기 위한 주 구조물 격벽의 상기 터빈 후방 플레이트 상의 후방 베어링을 포함하는 것을 특징으로 하는 램 공기 터빈 발생 장치.
15. 제14항에 있어서, 주 구조물에 장착된 축방향으로 위치된 제너레이터 장착플레이트의 후방 측면에 장착된 제너레이터와, 제너레이터 샤프트에 상기 터빈의 상기 후방 샤프트를 구동식으로 결합시키기 위한 샤프트 커플러를 포함하고,

    상기 제너레이터 장착 플레이트는 상기 제너레이터의 샤프트를 회전 가능하게 장착시키기 위한 베어링을 갖고, 상기 제너레이터 샤프트의 일부는 상기 베어링을 통해 전방으로 연장되는 것을 특징으로 하는 램 공기 터빈 발생 장치.
16. 제7항에 있어서, 상기 액츄에이터 및 속도 제어 수단은 전자 속도 제어 회로와, 요구되는 터빈 속도에 부합하는 증가된 속도가 요구될 때는 제1 위치를 향해 후방으로 그리고 요구되는 터빈 속도에 부합하는 감소된 터빈 속도가 요구될 때는 제3 위치를 향해 전방으로 상기 밸브 튜브를 위치시키기 위하여 상기 속도 제어 회로에 의해 제어되는 액츄에이터를 포함하는 것을 특징으로 하는 램 공기 터빈 발생 장치.