KR20090042718A - 터어빈 엔진이 장착된 회전익 항공기 - Google Patents

터어빈 엔진이 장착된 회전익 항공기 Download PDF

Info

Publication number
KR20090042718A
KR20090042718A KR1020080102720A KR20080102720A KR20090042718A KR 20090042718 A KR20090042718 A KR 20090042718A KR 1020080102720 A KR1020080102720 A KR 1020080102720A KR 20080102720 A KR20080102720 A KR 20080102720A KR 20090042718 A KR20090042718 A KR 20090042718A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
engine
rotorcraft
external compressor
external
compressor
Prior art date
Application number
KR1020080102720A
Other languages
English (en)
Inventor
베르나르 서튼
Original Assignee
유로꼽떼르
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 유로꼽떼르 filed Critical 유로꼽떼르
Publication of KR20090042718A publication Critical patent/KR20090042718A/ko

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/12—Rotor drives
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/12—Rotor drives
    • B64C27/16—Drive of rotors by means, e.g. propellers, mounted on rotor blades
    • B64C27/18—Drive of rotors by means, e.g. propellers, mounted on rotor blades the means being jet-reaction apparatus
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plant in aircraft; Aircraft characterised thereby
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plant
    • B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plant of gas-turbine type
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D35/00—Transmitting power from power plant to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • B64D35/02—Transmitting power from power plant to propellers or rotors; Arrangements of transmissions characterised by the type of power plant
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F02C3/10—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor with another turbine driving an output shaft but not driving the compressor
    • F02C3/103—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor with another turbine driving an output shaft but not driving the compressor the compressor being of the centrifugal type
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/14—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel
    • F02C7/141—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel of working fluid
    • F02C7/143—Cooling of plants of fluids in the plant, e.g. lubricant or fuel of working fluid before or between the compressor stages
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/36—Power transmission arrangements between the different shafts of the gas turbine plant, or between the gas-turbine plant and the power user
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/329—Application in turbines in gas turbines in helicopters
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Abstract

본 발명은 메인 로우터(11), 터어빈 엔진(13), 및 상기 엔진에 의해 로우터가 구동되도록 상기 로우터 및 엔진에 연결되는 동력전달기구(메인 기어박스)를 구비하는 회전익 항공기(10)에 관한 것이다. 상기 엔진은 샤프트(15, 15a, 15b, 16, 18)에 의해 동력전달기구(메인 기어박스)에 연결되는 프리 터어빈(132)를 구비한다. 본 회전익 항공기는 프리 터어빈(132) 또는 전기 모터에 의해 구동되도록 배치되는 외부 압축기(19) 및 상기 외부 압축기에 의해 압축된 공기를 엔진의 공기 입구(22)에 이송하도록 외부 압축기(19)를 엔진에 연결하는 공기 이송 덕트(21)를 포함한다.
회전익 항공기(ROTORCRAFT), 터어빈 엔진(TURBINE ENGINES), 압축기(COMPRESSOR)

Description

터어빈 엔진이 장착된 회전익 항공기{Improvement to Rotorcraft fitted with Turbine Engines}
본 발명은 하나 이상의 터어빈 엔진을 장착한 회전익 항공기에 제공되는 개선에 관한 것이다.
본 발명의 기술분야는 헬리콥터 제작 분야이다.
회전익 항공기는 경우에 따라 메인 로우터라 부르는 다수의 블레이드가 장착된 적어도 하나의 로우터를 구비한다. 이 로우터는 회전에 의해 회전익 항공기에 양력과 추진력을 제공하는 역할을 한다.
회전익 항공기는 또 상기 메인 로우터, 경우에 따라 반토오크(antitorque) 로우터, 및 다양한 부속품(교류발전기 및 특히 펌프)을 구동하는 1개, 2개 또는 3개의 엔진을 구비한다.
메인 기어박스(MGB)라고도 알려진 특히 감속장치를 포함하는 동력전달기구는 엔진의 출력 샤프트와 메인 로우터의 샤프트를 연결하는 작용을 한다. 이와 같은 동력전달기구는 미국특허 US3002710, US3255825, 및 US4811627에 일례로서 기술되어 있다.
각 엔진은 일반적으로 대응하는 압축 단계의 수를 형성하는 다수의 휘일을 포함하는 축류압축기 및/또는 원심압축기 및 압축기와 함께 회전하도록 제약되는 제1의 터어빈을 구비한다. 상기 엔진은 또 파워 터어빈(power turbine) 또는 프리 터어빈(free turbine)으로 알려져 있는 제2의 터어빈도 구비한다. 이 터어빈은 엔진을 통과하는 기체유동방향에서 상기 제1의 터어빈의 하류측에 일반적으로 동축으로 배치된다.
상기 프리 터어빈은 제1의 터어빈에 대해 자유롭게 회전되도록 장착됨과 동시에 그 블레이드 상에 가해지는 기체의 추력을 기계적 구동 토오크로 전환시키는 작용을 한다. 이 구동 토오크는 프리 터어빈의 샤프트, 일반적으로 엔진에 결합되는 감속장치, 및 엔진의 외측, 예를 들면 압축기 및 제1 및 제2의 터어빈의 공통의 회전축선에 평행하게 연장할 수 있는 엔진의 출력샤프트를 경유하여 전달된다.
회전익 항공기의 구동을 위해 필요한 구동력은 회전익 항공기의 예상 성능 및 환경, 특히 회전익 항공기의 병진속도(speed in translation), 항공기의 탑재중량, 대기온도, 대기압, 및/또는 고도에 의존하여 크게 달라진다.
더욱, 터어빈 엔진에 의해 공급되는 출력은 대기압의 변화 및/또는 특히 고도에 따라 크게 달라진다.
기존의 헬리콥터에 필요한 고수준의 출력 조건은 엔진을 추가하고 그에 따라 동력전달기구를 개조함으로써 어느 정도까지는 달성될 수 있다. 그러나, 동력전달기구를 개조하기 위해서는 특수 설계, 개발, 및 시험이 요구되고, 이것은 많은 시간과 비용을 요한다.
또, 상기 기술에 의하면 낮은 단위 동력(unit power)의 엔진이 얻어지는 경향이 있다. 그러나, 이 엔진의 연료소모량은 높은 단위 동력의 엔진의 연료소모량에 비해 큰 결점이 있다.
더욱, 적합한 동력, 특히 높은 동력의 엔진을 설계, 개발, 및 시험하는 것도 많은 시간 및 비용이 소요되는 작업이다.
본 발명의 목적은 이러한 결점의 적어도 일부를 개선하기 위한 것이다.
본 발명의 일 관점에서, 본 발명은 회전익 항공기에 외부 공기 압축기(external air compressor)를 추가로 장착하는 것을 제안한다. 이 외부 공기 압축기는 터어빈 엔진으로부터 분리(즉, 터어빈 엔진의 외부에 위치)되는 것으로서, 외부 압축기에 의해 압축된 공기를 엔진의 입구에 공급하기 위해 이 외부 압축기의 출구를 엔진의 입구에 연결하는 공기 이송 덕트를 구비한다.
본 발명은 엔진에 장착된 내부 압축기의 입구의 공기압을 엔진의 외측에 설치되는 외부 압축기에 의해 증대시킴으로써 엔진을 개조하지 않고도 엔진에 의해 제공되는 기계적 출력을 증대시킬 수 있다.
정상 온도/압력 조건 및 정상 회전속도에서 외부 압축기는 약 1.01 내지 약 2의 압축비, 특히 약 1.05 내지 약 1.5의 압축비를 제공하는 것이 바람직하다.
바람직한 실시예에서, 외부 압축기는 단일 블레이드 이동 휘일, 즉 단일 단 계를 포함하고, 축류 휘일(axial wheel) 형식을 가진다. 다른 실시예에서, 상기 외부 압축기는 다수의 축류 휘일 및/또는 원심 휘일(centrifugal wheel), 즉 다수의 단을 구비할 수 있다.
상기 외부 압축기 휘일(들)에는 얻어지는 압축량을 변화시킬 수 있도록 블레이드의 피치를 변화시킬 수 있는 수단이 장착될 수 있다.
상기 외부 압축기는 엔진에 의해 직접 또는 간접 구동되도록 배치되고, 이것을 위해 외부 압축기는 필요시 감속장치 및/또는 동력전달 샤프트, 또는 회전익 항공기의 메인 동력전달기구(메인 기어박스)를 통해 프리 터어빈에 의해 구동되도록 배치될 수 있다. 또는 상기 외부 압축기는 엔진의 동력이나 메인 기어박스의 동력에 의한 발전기(예, 교류발전기) 및 배터리에 의해 급전되는 전기 모터에 의해 구동되도록 배치될 수 있다.
특히, 전기 모터에 의한 구동의 경우, 외부 압축기에는 회전속도를 변화시키기 위한 장치가 포함될 수 있다. 따라서, 이 장치는 얻어지는 압축량을 변화시키는 역할을 한다.
또, 상기 회전익 항공기는 열교환기를 더 포함한다. 이 열교환기는 외부 압축기와 엔진을 연결하는 공기 이송 덕트 내에 배치된다. 이 열교환기는 유체(물, 공기, 오일, 냉각 유체)를 이송하는 회로에 연결되고, 상기 유체를 열교환기를 통해 순환시킴으로써 외부 압축기에 의해 압축되는 공기를 냉각시키는 작용을 한다.
바람직한 실시예에서, 터어빈 엔진은 2개의 출력 샤프트를 구비한다.
상기 내부 압축기 및 엔진의 제1의 터어빈의 공동의 샤프트와 동일 축선 상 에 배치됨과 동시에 공통의 샤프트의 내부에 연잘될 수 있는 제1의 샤프트는 추진 프로펠러 및/또는 상기 외부 압축기를 구동하기 위해 사용될 수 있고, 제2의 샤프트는 메인 기어박스 기구를 통해 상기 회전익 항공기의 메인 로우터를 구동하기 위해 사용될 수 있다.
특히, 외부 압축기가 메인 기어박스에 의해 구동되는 경우, 이 외부 압축기는 메인 기어박스의 전방(회전익 항공기의 전방을 기준으로 했을 때의 전방)에 배치될 수 있다. 반면, 외부 압축기가 엔진의 출력 샤프트에 의해 구동되는 경우, 이 외부 압축기는 메인 기어박스의 후방에 배치될 수 있다.
2개의 엔진을 구비하는 회전익 항공기는 양 엔진에 압축 공기를 제공하는 단일의 외부 압축기를 구비하거나, 양 엔진에 모두 압축 공기를 제공하는 2개의 외부 압축기를 구비할 수 있다.
양 구성에서, 외부 압축기(들)에 의해 압축된 공기는 양 엔진에 공급되거나, 이들 양 엔진 중의 하나의 엔진에만 공급될 수 있다.
상기 외부 압축기(들)와 엔진들을 연결하는 공기 이송 덕트(들)의 내부에는 모터 구동식 댐퍼가 배치될 수 있다.
본 발명에 의해 순항 중에 회전익 항공기의 연료 소비율이 감소될 수 있다.
본 발명은 구조가 단순하고, 저비용이고, 회전익 항공기에 의해 제공되는 구동력을 증대시킬 수 있는 콤팩트한 장치를 제공한다.
본 발명의 기타 관점들, 특징들, 및 장점들은 본 발명의 바람직한 실시예가 도시된 첨부한 도면을 참조하여 기술된 하기의 설명으로부터 명확히 이해될 것이다.
도 2 내지 도 6을 참조하여, 본 발명은 헬리콥터(10) 및 기타 회전익 항공기에 관한 것으로서, 여기서, 다수의 블레이드(12)를 구비하는 적어도 하나의 양력 및 추진력 로우터(11)는 하나 이상의 터어빈 엔진(13)에 의해 실질적으로 수직한 축선(14)을 중심으로 회전 구동된다.
메인 기어박스(MGB)는 각 엔진의 출력 샤프트(15, 16)와 메인 로우터의 샤프트(17)를 연결하는 역할을 한다. 이 기어박스는 특히 감속장치(도 5 참조)를 포함한다.
도 1에 도시된 바와 같이, 각 엔진은 내부 압축기(130) 및 이 내부 압축기(130)와 함께 회전되도록 강제되는 제1의 터어빈(131)을 포함한다. 이 엔진은 프리 터어빈(132)을 포함한다. 이 프리 터어빈(132)은 엔진을 관통하는 기체의 유동방향(133)에 대해 상기 제1의 터어빈의 하류측에 위치한다.
상기 프리 터어빈에 의해 발생되는 구동 토오크는 프리 터어빈의 샤프트(134), 감속장치(135), 내부 압축기(130) 및 제1 및 제2의 터어빈(131, 132)의 공통의 회전축선(136)에 평행한 축선(150)을 따라 엔진의 외측으로 연장하는 엔진의 출력축(15)을 경유하여 전달된다.
따라서, 상기 엔진(들)은 메인 기어박스의 입력 샤프트(18)를 구동한다(도 1, 3, 5 참조).
도 1에 도시된 동력 증강 장치는 엔진과 별개의 외부 공기 압축기(19) 및 공기 이송용 덕트(21) 내에서 상기 압축기에 연속배치되는 공기 냉각기(air cooler; 20)를 포함한다. 상기 덕트(21)는 외부 압축기(19)와 엔진(13)의 공기 유입구(22)를 연결한다.
상기 외부 압축기(19)는 축선(190)을 중심으로 회전되도록 장착된 블레이드를 구비하는 휘일을 포함한다. 이 휘일은 샤프트(15), 이 샤프트(15) 및 외부 압축기의 휘일에 각각 고정된 기어(23, 24)를 경유하여 구동된다.
덕트(21) 내에 도입된 공기(25)는 외부 압축기(19)를 통과하여 압축되고, 외부 압축기(19)로부터 배출되는 압축 공기(26)는 열교환기(20)를 통과하여 냉각되고, 열교환기(20)로부터 배출되는 냉각 및 압축된 공기(27)는 엔진(13)의 공기 입구(22)를 통해 엔진(13) 내에 도입된다.
도 2의 실시예에서, 외부 압축기(19)는 메인 로우터의 구동을 위해 사용되는 메인 기어박스에 의해 구동되는 샤프트(191)에 의해 회전 구동된다.
외부 압축기(19)는 메인 기어박스의 전방에 배치되고, 2개의 엔진(13)은 메인 기어박스의 후방에 배치되고, 열교환기(20) 및 덕트(21)의 일부는 메인 기어박스의 전방에 다른 일부는 메인 기어박스의 양측에 연장되고, 덕트(21)는 외부 압축기(19)와 엔진(13)의 입구(22)를 연결한다.
도 3을 참조하여, 축선(150) 상의 2개의 샤프트(15a, 15b)는 엔진(13)의 감속장치(135)의 출력부와 메인 기어박스의 입력 샤프트(18)를 연결한다. 벨트로 표시되는 동력전달장치는 엔진의 출력 샤프트(15a, 15b)를 경유하여 외부 압축기를 구동시키기 위해 샤프트(15a)를 외부 압축기(19)의 샤프트(191)에 연결한다.
외부 압축기의 블레이드 휘일은 덕트(21)의 공기 입구에 장착된 필터 또는 그리드(grid; 28)의 하류측에 배치된다.
도 4에 도시된 실시예에서, 2개의 엔진(13)의 출력 샤프트(15, 16)는 실질적으로 평행 및 수평을 이루는 2개의 종축선(150, 160)을 따라 연장되고, 각 샤프트는 각 외부 압축기(19)를 구동한다.
상기 2개의 외부 압축기(19)는 메인 기어박스의 양측, 그 후방, 2개의 공기 이송 덕트(21) 각각의 측면 공기 입구(210)에 근접한 위치에 배치된다.
각 덕트(21)에는 각 외부 압축기(19)에 의해 압축된 공기의 일부를 열교환기(라디에이터; 29)에 공급하기 위한 분기 덕트(21a)가 구비되어 있다. 상기 열교환기(29)는 메인 기어박스의 윤활유의 냉각을 위해 사용된다.
도 4에서, 터어빈 엔진의 출력 샤프트(15, 16)는 관통 샤프트(through shaft)라는 것, 즉 출력 샤프트(15, 16)가 내부 압축기 및 엔진의 터어빈의 각 종방향 축선을 따라 연장하는 것과, 엔진들의 각 공기 입구(22)가 측면에 위치하는 것을 볼 수 있다.
도 5을 참조하여, 2개의 엔진의 각 출력 샤프트(15, 16)는 이들 출력 샤프트(15, 16)에 치합된 2개의 기어(30, 31) 및 또 하나의 기어(32)를 통해 메인 기어박스의 입력 샤프트(18)를 구동한다.
상기 또 하나의 기어(32)는 샤프트(18) 및 반토오크 로우터(또는 테일 로우터(tail rotor); 도시 생략됨)를 구동하기 위한 샤프트(33)에 고정되어 있다.
한 쌍의 베벨기어(34)는 샤프트(16)의 동력을 샤프트(36)에 전달하는 작용을 하고, 다른 한 쌍의 베벨기어(35)는 샤프트(36)의 동력을 외부 압축기(19)의 샤프트(191)에 전달하는 작용을 한다.
도 5에는 샤프트(16)에 의해 구동되는 하나의 외부 압축기만 도시되어 있으나, 회전익 항공기에 2개의 엔진을 위해 2개의 외부 압축기(19)가 장착되는 도 4 및 도 6의 구성과 동일하거나 유사한 구성에서, 제2의 외부 압축기도 전술한 부품(34 내지 36)을 포함하는 장치와 동일한 장치를 통해 샤프트(15)에 의해 구동될 수 있음은 당연하다. 도 5는 도면을 간략화하기 위해 일부의 부품을 생략한 것이다.
도 6은 헬리콥터의 일부를 도시한 것으로서, 이 헬리콥터에는 엔진(13)의 전방에서 메인 기어박스의 좌측 및 우측에 통하는 2개의 덕트(21) 내에 배치되는 2개의 외부 압축기(19)가 장착된다.
도시되지 않은 변경례에서, 각 외부 압축기는 가변속 전기 모터에 의해 회전 구동될 수 있고, 더욱, 외부 압축기의 가동 블레이드의 피치는 가변되어 압축비를 변화시킬 수 있다.
전술한 설명은 포괄적인 것이 아니며, 당연히 다양한 변경, 추가, 생략을 본 발명에 적용할 수 있다.
도 1은 회전익 항공기 터어빈 엔진 및 이 터어빈 엔진용 외부 과급 압축기를 도시한 개략도로서, 본 발명의 제1의 실시예에서 압축기는 엔진에 의해 구동된다.
도 2는 본 발명의 다른 실시예의 2개의 터어빈 엔진 및 이 양 엔진에 공통인 외부 압축기가 장착된 회전익 항공기의 개략 평면도이다.
도 3은 본 발명의 다른 실시예의 개략 측면도이다.
도 4는 회전익 항공기에 2개의 터어빈 엔진 및 2개의 외부 압축기가 장착되는 본 발명의 다른 실시예의 개략 평면도이다.
도 5는 본 발명의 다른 실시예의 2개의 터어빈 엔진(도시 생략) 및 회전익 항공기의 양력 로우터의 각 출력 샤프트의 사이의 동력전달기구 및 2개의 외부 압축기 및 엔진 및/또는 메인 기어박스에 의해 구동되는 상기 압축기들의 각 구동기구의 개략 사시도이다.
도 6은 본 발명의 다른 실시예의 회전익 항공기의 2개의 터어빈 엔진을 위한 2개의 외부 압축기가 2개의 공기 이송 덕트 내에 장착되는 구조를 보여주는 개략 사시도이다.

Claims (16)

  1. 메인 로우터(11), 터어빈 엔진(13), 상기 로우터가 엔진에 의해 구동되도록 상기 로우터 및 엔진에 연결되는 동력전달기구(메인 기어박스)를 포함하는 회전익 항공기(10)로서, 상기 엔진은 샤프트(15, 15a, 15b, 16, 18)에 의해 상기 동력전달기구(메인 기어박스)에 연결되는 프리 터어빈(132)을 구비하고, 상기 엔진(13)의 외부에 배치됨과 동시에 상기 동력전달기구(메인 기어박스)를 통해 상기 프리 터어빈(132) 또는 전기 모터에 의해 구동되도록 배치되는 외부 압축기(19) 및 상기 외부 압축기에 의해 압축된 공기를 상기 엔진의 입구(22)에 이송하기 위해 상기 외부 압축기(19)와 상기 엔진에 연결하는 이송 덕트(21)를 더 포함하는 회전익 항공기.
  2. 제1항에 있어서, 상기 외부 압축기(19)는 프리 터어빈(132), 감속장치(135), 샤프트(15, 15a, 15b, 16, 36), 및 동력전달기구(메인 기어박스)에 의해 구동되도록 배치되는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기.
  3. 제1항에 있어서, 상기 외부 압축기와 엔진의 사이의 공기 이송 덕트(21) 내에 배치되는 열교환기(20)를 더 포함하고, 상기 열교환기는 상기 외부 압축기에 의해 압축되는 공기(26)의 냉각을 위한 유체 이송 회로에 연결되는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기.
  4. 제1항에 있어서, 상기 외부 압축기는 정상 온도 및 압력 조건 하에서 공칭 회전속도에 대해 약 1.01 내지 약 2의 압축비, 특히 약 1.05 내지 약 1.5의 압축비를 제공하는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기.
  5. 제1항에 있어서, 상기 외부 압축기는 단일 블레이드 이동 휘일을 구비하고, 즉 단일 단계를 포함하고, 축류 휘일 형식인 것을 특징으로 하는 회전익 항공기.
  6. 제1항에 있어서, 상기 외부 압축기는 단일 블레이드 이동 휘일 및 다수의 블레이드의 피치를 변화시키기 위한 장치를 포함하는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기.
  7. 제1항에 있어서, 상기 외부 압축기는 교류발전기에 의해 구동되는 전기 모터 및 엔진 또는 메인 기어박스에 의한 배터리에 의해 구동되도록 배치되고, 상기 외부 압축기는 그 회전속도를 변화시키기 위한 장치를 포함하는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기.
  8. 제1항에 있어서, 상기 엔진은 2개의 출력 샤프트를 구비하고, 상기 내부 압축기(130) 및 상기 엔진의 제1의 터어빈(131)의 공동의 샤프트(137)와 동일 축선 상의 제1의 샤프트는 추진 프로펠러 및/또는 상기 외부 압축기를 구동하는 작용을 하고, 제2의 샤프트는 상기 메인 기어박스 기구를 통해 상기 회전익 항공기의 메인 로우터를 구동하는 작용을 하는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기.
  9. 제1항에 있어서, 상기 외부 압축기는 상기 회전익 항공기의 전방을 기준으로 상기 메인 기어박스의 전방에 위치되는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기.
  10. 제1항에 있어서, 상기 외부 압축기는 상기 회전익 항공기의 전방을 기준으로 상기 메인 기어박스의 후방에 위치되는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기.
  11. 제1항에 있어서, 2개의 엔진 및 이 2개의 엔진에 압축 공기를 이송하는 단일의 외부 압축기를 구비하는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기.
  12. 제1항에 있어서, 2개의 엔진 및 이 2개의 대응하는 각 엔진에 압축 공기를 이송하는 2개의 외부 압축기를 구비하는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기.
  13. 제1항에 있어서, 2개의 엔진을 구비하고, 상기 외부 압축기(들)에 의해 압축된 공기는 양 엔진에 이송되거나 이들 양 엔진 중 하나의 엔진에만 이송될 수 있는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기.
  14. 제13항에 있어서, 상기 외부 압축기(들)을 상기 엔진들에 연결하는 공기 이송 덕트(들) 내에 배치되는 모터 구동식 댐퍼를 포함하는 것을 특징으로 하는 회전 익 항공기.
  15. 제12항에 있어서, 상기 외부 압축기들은 상기 메인 기어박스 기구의 양측에 배치되는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기.
  16. 제1항에 있어서, 상기 외부 압축기는 다수의 이동 휘일을 포함하는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기.
KR1020080102720A 2007-10-26 2008-10-20 터어빈 엔진이 장착된 회전익 항공기 KR20090042718A (ko)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR0707547 2007-10-26
FR0707547A FR2922860B1 (fr) 2007-10-26 2007-10-26 Amelioration aux giravions equipes de turbomoteurs

Publications (1)

Publication Number Publication Date
KR20090042718A true KR20090042718A (ko) 2009-04-30

Family

ID=39363991

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020080102720A KR20090042718A (ko) 2007-10-26 2008-10-20 터어빈 엔진이 장착된 회전익 항공기

Country Status (8)

Country Link
US (1) US20090113871A1 (ko)
EP (1) EP2052967B1 (ko)
KR (1) KR20090042718A (ko)
CN (1) CN101417592B (ko)
CA (1) CA2641962C (ko)
DE (1) DE602008001141D1 (ko)
FR (1) FR2922860B1 (ko)
RU (1) RU2458826C2 (ko)

Families Citing this family (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR2899640B1 (fr) * 2006-04-05 2011-11-25 Eurocopter France Procede et dispositif pour realiser un controle de l'etat de sante d'un turbomoteur d'un giravion bimoteur
FR2961260B1 (fr) * 2010-06-15 2014-05-02 Turbomeca Architecture de turbomoteur non lubrifie
US9267438B2 (en) 2011-10-11 2016-02-23 Pratt & Whitney Canada Corp. Starting of aircraft engine
US9429077B2 (en) * 2011-12-06 2016-08-30 Pratt & Whitney Canada Corp. Multiple turboshaft engine control method and system for helicopters
US9180964B2 (en) 2013-03-15 2015-11-10 Bell Helicopter Textron Inc. Autorotative enhancement system
FR3008679B1 (fr) * 2013-07-16 2015-08-14 Eurocopter France Installation motrice modulaire et aeronef muni d'un rotor de sustentation
FR3019222B1 (fr) * 2014-03-27 2018-07-13 Safran Helicopter Engines Turbomoteur, helicoptere bimoteur equipe d'un tel turbomoteur et procede d'optimisation du regime de super-ralenti a puissance nulle d'un tel helicoptere bimoteur
FR3019588B1 (fr) * 2014-04-08 2019-06-14 Safran Helicopter Engines Dispositif d'assistance d'un systeme propulsif a propergol solide d'un helicoptere monomoteur, helicoptere monomoteur comprenant un tel dispositif et procede correspondant
US10066547B2 (en) * 2014-07-01 2018-09-04 United Technologies Corporation Combined two engine cycle with at least one recuperated cycle engine for rotor drive
FR3024180B1 (fr) * 2014-07-28 2016-07-22 Turbomeca Dispositif pneumatique de reactivation rapide d'un turbomoteur, architecture d'un systeme propulsif d'un helicoptere multi-moteur equipe d'un tel dispositif et helicoptere correspondant
FR3024707B1 (fr) * 2014-08-07 2018-03-23 Turbomeca Dispositif d'assistance rapide pour une turbomachine a turbine libre d'un aeronef
US11148822B2 (en) * 2015-09-15 2021-10-19 Sikorsky Aircraft Corporation Drive system arrangement for rotorcraft
CN107757929A (zh) * 2016-08-23 2018-03-06 吴茂盛 空气动力直升机
US10753225B2 (en) * 2017-03-31 2020-08-25 The Boeing Company Engine turning motor via pneumatic or hydraulic motor
US11186185B2 (en) * 2017-05-31 2021-11-30 Textron Innovations Inc. Rotor brake effect by using electric distributed anti-torque generators and opposing electric motor thrust to slow a main rotor
WO2019033080A1 (en) * 2017-08-10 2019-02-14 Neiser Paul APPARATUS AND METHOD FOR HANDLING FLUID
CN109720586A (zh) * 2017-10-30 2019-05-07 成都飞机工业（集团）有限责任公司 一种附面层隔道
US11267563B2 (en) 2018-10-29 2022-03-08 Pratt & Whitney Canada Corp. Aircraft engine with clutch and mechanical lock
JP7049234B2 (ja) * 2018-11-15 2022-04-06 本田技研工業株式会社 ハイブリッド飛行体
CN112173137B (zh) * 2020-09-25 2022-09-30 中国直升机设计研究所 一种直升机降温进气道

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2923128A (en) * 1955-08-17 1960-02-02 United Aircraft Corp Fuel control for a split turbine type power plant
US3002710A (en) * 1956-05-15 1961-10-03 Sud Aviation Helicopters
FR1325704A (fr) * 1962-03-14 1963-05-03 Sud Aviation Perfectionnement apporté aux boîtes de transmission pour hélicoptères monorotor à plusieurs turbines
US3195349A (en) * 1963-01-07 1965-07-20 Boeing Co Method and apparatus for determining the available power output of an engine
US3548597A (en) * 1968-09-16 1970-12-22 Alexander Hossen Etessam Turbine engine for aircraft having a supplementary compressor driven by a supplementary turbine
US3922852A (en) * 1973-10-17 1975-12-02 Gen Electric Variable pitch fan for gas turbine engine
FR2568541B1 (fr) * 1984-08-06 1987-03-20 Aerospatiale Boite de transmission principale pour helicoptere bimoteur
DE3708596A1 (de) * 1987-03-17 1988-09-29 Mtu Muenchen Gmbh Gasturbinenanlage fuer hubschrauber
US6308512B1 (en) * 1999-06-10 2001-10-30 Enhanced Turbine Output Holding, Llc Supercharging system for gas turbines
EP1362984B1 (en) * 2002-05-16 2007-04-25 ROLLS-ROYCE plc Gas turbine engine
RU2236991C1 (ru) * 2002-12-30 2004-09-27 Открытое Акционерное Общество "Московский Вертолетный Завод Им. М.Л. Миля" Вентиляторная установка вертолета
US20050151001A1 (en) * 2003-07-02 2005-07-14 Loper Arthur W. Compound helicopter
US7111462B2 (en) * 2004-07-21 2006-09-26 Steward-Davis International, Inc. Onboard supplemental power system at varying high altitudes
RU2282564C2 (ru) * 2004-10-21 2006-08-27 Валентин Алексеевич Малкин Вертолет
US7513120B2 (en) * 2005-04-08 2009-04-07 United Technologies Corporation Electrically coupled supercharger for a gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
FR2922860A1 (fr) 2009-05-01
CA2641962C (fr) 2011-12-13
CN101417592A (zh) 2009-04-29
CN101417592B (zh) 2012-05-23
EP2052967B1 (fr) 2010-05-05
EP2052967A1 (fr) 2009-04-29
RU2008141617A (ru) 2010-04-27
DE602008001141D1 (de) 2010-06-17
FR2922860B1 (fr) 2010-01-22
US20090113871A1 (en) 2009-05-07
CA2641962A1 (fr) 2009-04-26
RU2458826C2 (ru) 2012-08-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR20090042718A (ko) 터어빈 엔진이 장착된 회전익 항공기
US10851714B2 (en) Engine accessory drives systems and methods
US11041443B2 (en) Multi-spool gas turbine engine architecture
US8701381B2 (en) Remote shaft driven open rotor propulsion system with electrical power generation
CA2470699C (en) Gas turbine engine with offset drive
US8764383B2 (en) Assembly for driving gas turbine accessories
US20060183593A1 (en) Twin turbo-shaft engine with accessory gearbox drive means
EP2998543A1 (en) Auxiliary power and thrust unit drive system and method of operation
CA3133337A1 (en) Architectures for hybrid-electric propulsion
US8297039B2 (en) Propulsion engine
CA3053012A1 (en) Propulsion system for a single-engine helicopter
US20200108915A1 (en) Engine assembly with porous surface of boundary layer suction
EP3299289B1 (en) Redundant cooling system
CN110481803B (zh) 飞行器推进系统
US20220136402A1 (en) Electric machine assembly for a turbine engine
EP3705753A1 (en) Continuously variable transmission for ram air turbines

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
E902 Notification of reason for refusal
E601 Decision to refuse application
J201 Request for trial against refusal decision
J301 Trial decision

Free format text: TRIAL DECISION FOR APPEAL AGAINST DECISION TO DECLINE REFUSAL REQUESTED 20110309

Effective date: 20111213