KR20110058703A - 항공기 - Google Patents

Abstract

동체(2); 문턱치 이상의 특징치수를 갖는 과냉각 액적들(20)의 고체화에 의해 발생되는 얼음의 존재를 감지하기 위한 감지장치(10)를 구비한 항공기(1)를 개시한다. 상기 감지장치(10)는 상기 액적들(20)을 저장하기 위한 우선적인 제1부분(15)을 가지며; 상기 우선적인 제1부분(15)은 상기 동체(2) 내부에서 육안으로 식별 가능하도록 설치된다.

Description

항공기{AIRCRAFT}

본 발명은 항공기에 관한 것이다.

항공기의 날개 및/또는 제어면(control surfaces) 상에 얼음이 형성되는 것은 항공기의 공기역학적 특성에 손상을 줄 수 있으며, 몇몇 경우에서는 심지어 제어가 매우 곤란할 정도에 까지 이르게 할 수 있다.

항공기가, 보통 과냉각 물방울(supercooled water droplets)로서 알려진, 섭씨 0도 이하의 온도에서도 액체상태를 유지하는 물방울(water droplets)을 포함하는 공기를 통과하여 비행하는 경우 통상 항공기 날개 및/또는 제어면에 얼음이 형성된다.

과냉각 물방울은 항공기 날개 및/또는 제어면에 접촉하면 고체화되는 경향이 있으며 그래서 항공기 날개 및/또는 제어면 상에 과냉각 얼음층을 형성한다.

가령, 50미크론(micron) 문턱치(threshold) 이하 직경의 과냉각 물방울들이 등장하더라도 보통 항공기에 치명적인 위험을 일으키지는 않는다.

이것은 항공기 날개 및/또는 제어면이 공기흐름을 방해하기 때문에, 그리고 상기 문턱직경 (threshold diameter) 이하의 대부분의 물방울들이, 작은 움직임(운동능력)을 가지고 있기 때문에, 상기 항공기 날개 및/또는 제어면을 강타하지 않고 통과하는 경향이 있다는 사실에 기인한다. 문턱치 직경 이하의 상기 물방울들 중 일부만이 실제로 날개 및/또는 제어면의 전단(leading edge)에 접촉하는 것으로 관측되었다.

따라서, 상기 날개 및/또는 제어면 상에 형성된 얼음을 제거하기 위해, 항공기는 얼음 감지장치 및 제빙장치를 갖추고 있다.

다른 한편, 상기 문턱 직경이상의 과냉각 물방울들은 더 큰 관성을 가지고 있어서 대부분은 상기 항공기 날개 및/또는 제어면과 공기의 상호작용에 의해 방해받지 않는 경로를 따라서 이동한다.

그 결과로서, 상기 문턱 직경이상의 과냉각 물방울들은 상기 항공기 날개 및/또는 제어면과 충돌하는 경항이 있으며, 상기 전단(leading edge)을 제외한 상기 날개 및/또는 제어면의 여러 부분 상에 얼음을 형성함으로써 상기 항공기를 위험에 빠트린다.

상기 문턱직경이상의 과냉각 물방울들에 의해 야기된 얼음을 감지하기 위한 장치들이, US 등록특허 6,296,320에서 설명된 것처럼 공지되어 있다.

이것은 대체로 상기 동체에 고정된 케이싱; 상기 케이싱 내의 구멍에 수용되는 센서, 특히 진동부재; 및 상기 센서의 진동주파수를 측정하기 위한 요소를 포함한다.

상기 감지장치는 또한 상기 케이싱 내에 형성되며 공기흐름 유입구를 갖는 도관(conduit); 및 상기 감지장치에 대해 상기 공기흐름 방향으로 상기 센서로부터 상류의 유출구(outlet)를 포함한다.

상기 도관 내에서의 상기 공기흐름은 상기 센서 주위로 와류(vortices)를 생성한다. 상기 문턱직경 이하의 상기 과냉각 물방울들은, 작은 움직임(운동능력)을 가지고 있기 때문에, 상기 와류를 통과할 수 없으며, 그 결과 그들 중 대부분은 상기 센서에 접촉하지 못한다. 반면, 상기 문턱직경 이상의 과냉각 물방울들은 충분한 운동능력을 가지고 있기 때문에 상기 와류를 통과하여 상기 센서와 충돌하여 상기 센서 상에 얼음을 형성한다. 상기 형성된 얼음은, 상기 측정요소에 의해 감지되는, 상기 센서의 고유진동 주파수를 변화시킨다.

감지장치의 또 다른 예는 미국공개특허 US 2002/0158768에 설명되어 있으며, 대체로 제1 및 제2얼음 민감 프로브(ice-sensitive probe); 상기 제1 및 제2프로브를 각각 자극하기 위한 제1 및 제2여자회로(excitation circuit); 및 상기 제1 및 제2프로브의 고주진동 주파수를 측정하기 위한 장치를 포함한다.

상기 감지장치는, 상기 문턱직경 이상의 과냉각 물방울들이 상기 제1프로브에 충돌하는 반면, 상기 문턱직경 이하의 과냉각 물방울들은 작은 운동능력을 가지고 있기 때문에 흩어져서 상기 제1프로브에 충돌하지 않도록 설계되어 있다.

상기 감지장치는 또한, 상기 문턱직경 이상 및 이하의 상기 과냉각 물방울들 모두 상기 제2프로브에 충돌하여 상기 제2프로브에 얼음을 형성하도록 설계되어 있다.

상기 제1 및 제2여자회로는 상기 제1 및 제2프로브를 각각 자극하며, 상기 측정장치는, 상기 문턱직경 이상의 과냉각 물방울들이 충돌함으로써 그 표면에 얼음이 형성되는 상기 제1프로브의 제1고유진동 주파수와, 상기 문턱직경 이상 및 이하 둘다의 과냉각 물방울이 충돌함으로써 그 표면에 얼음이 형성되는 제2프로브의 제2고유진동 주파수를 결정한다.

상기 제1 및 제2고유진동 주파수간의 비율로부터, 상기 항공기가 이동하고 있는 상기 공기 중에 과냉각 물방울들이 존재하는 지를 판단할 수 있다.

상술한 감지장치들은 대체로, 문턱직경 이상의 과냉각 물방울들이 충돌함으로써 그 표면에 얾음이 형성되는 센서의 고유주파수를 결정하는 것을 기초로 하며, 이는 이들 센서들이 그들을 자극하기 위한 여자회로(excitation circuit)와 그들의 고유주파수를 측정하기 위한 측정회로를 필요로 함을 의미한다.

본 산업분야에서, 항공기에 상술한 여자회로 및 측정회로에 의지하지 않고도 상기 문턱직경 이상의 과냉각 물방울들이 존재하는 지를 신속히 감지할 수 있는 감지장치를 탑재하고자 하는 필요성이 제기되고 있다.

본 발명의 목적은, 저려만 비용으로 용이하게 상술한 요구를 만족시키기 위해 설계된 항공기를 제공하는 것이다.

상기 목적은, 본 발명에 따라, 항공기에 있어서, 동체와; 문턱치 이상의 제1 특징 치수를 갖는 제1과냉각 액적들의 고체화에 의해 발생된 얼음이 존재하는 지를 감지하기 위한 감지장치, 상기 감지장치는 상기 제1액적들을 우선적으로 모으기 위한 제1부분을 포함하며; 상기 제1부분은 상기 동체 내부에서 보여질 수 있도록 설치되며; 상기 감지장치는, 상기 문턱치 이하의 제2특징 치수를 갖는 제2과냉각 액적들을 우선적으로 모으기 위한 우선적인 제2부분을 포함하며, 상기 제2부분은 상기 제1부분과는 별개이며 상기 동체 내부에서 보여질 수 있도록 설치되며; 상기 감지장치는, 상기 제1액적들 및 상기 제2액적들이 지나간 면을 차례대로 포함하는 몸체를 더 포함하며; 상기 몸체의 상기 면은 상기 제1 및 제2부분을 정의하며; 상기 제2부분은, 상기 항공기의 정상 이동방향으로의 상기 제1부분의 앞쪽에 위치하며; 상기 제1부분은 서로 다른 제1 및 제2평면에 각각 존재하는 제1 및 제2폐곡선 사이에서 경계가 이루어지며, 상기 제2부분은 상기 제1부분을 대향하는 측에서, 상기 제1 및 제2평면과는 별개의 제3평면에 존재하는 제3폐곡선에 의해서 경계가 이루어지는 것을 특징으로 하는 항공기에 의해서 달성될 수 있다.

여기서, 상기 감지장치는, 상기 제1 및 제2치수 사이의 제3특징 치수를 갖는 제3과냉각 액적들을 저장하기 위한 부분을 정의하며 상기 면에 의해서 정의되는 제3부분을 포함하며; 상기 제3부분은 상기 제1 및 제2부분 사이에 개재될 수 있다.

또한, 상기 제1, 제2 및 제3커브는 각각, 공통의 제1축을 따라 각각의 중심을 갖는 제1, 제2 및 제3원(圓, circle)일 수 있다.

그리고, 상기 면(11)은, 상기 제1, 제2 및 제3부분을 정의하는 적어도 하나의 구형(球形) 부분을 포함할 수 있다.

여기서, 상기 감지장치는 상기 몸체를 가열하기 위한 수단을 포함할 수 있다.

또한, 상기 몸체는 금속으로 만들어질 수 있다.

여기서, 상기 몸체는 복합재로 만들어질 수 있다.

또한, 상기 동체로부터 돌출되며 상기 동체의 맞은편 단부에서 상기 몸체를 지지하는 지지부를 포함할 수 있다.

여기서, 상기 항공기는 헬리콥터일 수 있다.

그리고, 상기 몸체는 상기 항공기의 상기 정상 이동방향에 평행한 제2대칭축을 가지며, 상기 제1 및 제2축은 서로에 대해 경사지게 마련될 수 있다.

상기한 바와 같이 구성된 항공기는 특히, 조종사 또는 다른 승무원이 단순히 감지장치의 부분 상에 얼음이 존재하는 지 체킹함으로써 액적들에 의해 발생된 얼음의 존재여부를 육안으로 판별할 수 있다.

이에 의해, 감지장치는 어떠한 센서들 또는 조건에 따라 동작하는 회로(conditioning circuits)들이 필요하지 않으며, 이에 의해 완벽히 수동으로 감지될 수 있으며, 어떠한 전기적인 부분들이 필요하지 않다.

도 1은, 본 발명에 따른, 항공기, 특히, 헬리콥터의 사시도를 나타내며,
도 2는, 도 1 헬리콥터의, 명확성을 기하기 위해 일부가 제거된, 확대 평면도를 나타내며,
도 3 및 도 4는, 각각, 도 1 및 도 2의 헬리콥터의 얼음 감지장치의 구성부분의 평면도 및 측면도를 보여주며,
도 5 및 도 6은, 90도 회전된 도 3 및 도 4의 구성요소를 보여준다.

이하, 첨부된 도면들을 참조하면서 일례로서, 본 발명의 바람직한, 한정하지 않는 실시예를 설명하기로 한다.

도 1에서 참조번호 1은 항공기, 특히 헬리콥터 전체를 가리킨다.

헬리콥터(1)는 대체로 동체(2); 상기 동체(2) 상부의 메인 로터(미도시); 및 테일 로터(미도시)를 포함한다.

양단에서, 동체(2)는 노우즈(nose, 3) 및 상기 테일 로터를 지지하는 테일빔(tail beam, 미도시)을 포함한다.

다음의 상세한 설명에서, "전방(front)", "상부(top)", "후방(rear)" 및 "하향(downward)"등과 같은 용어들은 결코 한정적인 의미가 아니며, 도 1에 도시된 헬리콥터 1의 정상 이동위치 및 정상이동방향, 가령, 동체(2)의 노우즈(3)가 상기 테일빔보다 앞서면서 상기 헬리콥터가 수평방향으로 이동하는 경우를 참조한 것이다.

그 전방에서, 동체(2)는 조종석(cockpit, 4)을 정의한다.

동체(2)는 조종석(4)의 전방 및 노우즈(3)의 후방에 위치하는 2개의 전방 윈도우(5); 및 동체(2)의 각각의 측면(7)에 있는 2 쌍의 사이드 윈도우(6, 도 1에서 한 쌍만 도시되어 있음)를 포함한다.

헬리콥터(1)는 또한, 주어진 문턱치 이상의 특징치수, 특히 직경을 갖는 과냉각 물방울(액적(液滴))들 (20, 도 2, 도 6)의 고체화에 의해 야기된 얼음이 존재하는 지를 감지하기 위한 감지장치(10)를 포함한다.

보다 상세하게 설명하면, 상기 물방울들(20)은 직경에서 50미크론(micron) 이상이며 그들에 의해 형성되는 상기 얼음은 헬리콥터 1의 자세를 유지하거나 제어하는 것을 심각하게 위험하게 한다.

감지장치(10)는 물방울들(20)을 우선적으로 저장(accumulate)하기 위한 부분(preferential portion, 15)을 포함한다.

상기 부분(15)은 조종석(4) 내부에서 보인다는 이점이 있다.

따라서, 상기 조종사 및/또는 다른 승무원이 물방울들(20)에 의해 발생한 얼음이 존재하는 지를 육안으로 감지할 수 있다.

다시 말해서, 감지장치(10)는 다른 전자요소를 가지지 않으며, 수동적이다.

더욱 상세하게 말하면, 감지장치(10)는 대체로 도 1 및 도 2에 도시된 바와 같이,

- 윈도우(6) 아래, 동체(2)의 일측면(7)에 볼트로 결합된 플랜지(12);

- 조종석(4)에서 보이는 본체(13); 및

- 플랜지(12)에 연결되는 제1단 및 본체(13)를 지지하며 상기 제1단에 대향하는 제2단을 구비한 아암(14)을 포함한다.

도시된 예로서, 몸체(13)는 구형이고, 과냉각 액적들(20, 21, 22)을 포함하는 상기 공기흐름이 지나가는 외면(11)을 갖는다.

보다 상세하게 설명하면, 과냉각 액적들(21)은 직경에서 30~50미크론(micron)이고, 과냉각 물방울들(22)은 직경에서 30미크론 미만이다.

면(11)은, 부분(15); 과냉각 액적들(21)을 우선적으로 저장(accumulate)하기 위한 우선적인 부분(preferential portion, 16); 및 과냉각 액적들(22)을 우선적으로 저장(accumulate)하기 위한 우선적인 부분(preferential portion, 17)을 정의한다.

헬리콥터(1)의 정상 이동방향으로, 부분(17)은 상기 부분(16)의 전방에 위치하며 부분(16)은 상기 부분(15)의 전방에 위치한다.

액적들(22)은 매우 작은 운동능력을 가지고 있으므로 부분(17)에서 정착되어 부분(17) 상에 얼음을 형성한다.

액적들(21)은 액적들(22)보다는 상대적으로 큰 운동능력을 가지지만, 액적들(20)보다는 상대적으로 적은 운동능력을 가지므로, 계속해서 부분(17)을 통과하며, 부분(16)에 정착하여 부분(16) 상에 얼음을 형성하는 경향이 있다.

액적들(20)은 액적들(21, 22)보다 상대적으로 큰 운동능력을 가지므로 부분(16)을 계속해서 통과하며, 부분(15)에 정착하여 부분(15) 상에 얼음을 형성하는 경향이 있다.

부분(15)은 원(圓, circle, 30)의 전방에서 원(30)및 원(31) 사이에서 경계가 이루어진다.

부분(16)은 원(31)의 전방에서 원(31) 및 (32) 사이에서 경계가 이루어진다.

상기 부분(17)은 상기 후방에서 원(32)에 의해 경계가 이루어진다.

원들(30, 31)의 평면 사이의 거리는 원들(31, 32)의 평면들 사이의 거리보다 더 크다.

다시 말해서, 원들(30, 31, 32)은 몸체(13) 상의 부분들(15, 16, 17)의 표현을 정의한다.

원들(30, 31, 32)은 또한 각각 평행한, 오프셋된 평면들에 존재한다.

원들(30, 31, 32)의 각각의 중심은, 헬리콥터 1의 정상 이동방향에 평행한 몸체(13)의 축(B)에 대해 경사지며 헬리콥터(1)에 대해 공기흐름방향과 일치하는, 축(A)을 따라서 존재한다.

도 3 및 도 4에 도시된 바와 같이, 축들(A, B)은 몸체(130)의 상기 중심에서 만난다.

원들(30, 31, 32)의 중심들을 포함하는 축(A)의 부분은 아암(14)과 축(B, 도3) 사이 그리고 축(B, 도 4) 위에 존재한다.

도 5는 몸체(13)의 돌출과, 축(A)에 평행하고 원들(30, 31, 32)의 평면들에 수직인 평면에 존재하는 원들(30, 31, 32)을 보여준다.

몸체(13)의 상기 중심에서, 상기 위의 평면에 있는 원(30)에 마주하는, 각도(알파, α)는 90도와 110도 사이의 범위를 가지며 바람직하게는 100도이다.

상기 몸체(13)의 상기 중심에서, 상기 위의 평면에 있는 원(31)과 마주하는, 각도(베타, β)는 65도와 75도 사이의 범위를 가지며 바람직하게는 70도이다.

몸체(13)의 상기 중심에서, 상기 위의 평면 내의 원(32)에 마주하는 각도(감마, γ)는 55도와 65도 사이의 범위를 가지며 바람직하게는 60도이다.

조종석(4)에서부터 조종사에 의해 쉽게 보여질 수 있도록, 부분들(15, 16, 17)은 서로 색상이 다르다.

보다 상세하게 설명하면, 부분(15)은 빨간색, 부분(16)은 노란색, 및 부분(17)은 검정색이다.

감지장치(10)의 제1실시예에서, 몸체(13)는 헬리콥터(1)의 전체 중량을 줄이기 위해 복합재로 만들어질 수 있다.

감지장치(10)의 제2실시예에서, 몸체(13)는 제빙하기 위한 가열요소(미도시)를 포함하고, 금속으로 만들어질 수 있다.

실제 사용 상에서, 헬리콥터(1)는 축(B)에 평행한 방향으로 이동하며, 헬리콥터(1), 특히 감지장치(10)에 접촉하여 얼음을 형성하는 과냉각 액적들(20, 21, 22)을 포함하는 구름을 통과하여 운항할 수 있다.

헬리콥터(1)가 전방으로 이동함에 따라, 헬리콥터(1)는 액적들(20, 21,22)이 감지장치(10)의 몸체(13)에 충돌하게 하는 공기흐름을 발생시킨다.

액적들(22)은 작은 운동능력을 가지고 있어서 대부분 검정색 부분(17)에 정착하여 상기 검정색 부분(17) 상에 얼음을 형성한다.

액적들(21)은 액적들(22)보다 상대적으로 더 큰 운동능력을 가지고 있기 때문에 부분(16)까지 도달할 수 있으므로, 액적들(21)의 대부분은 노란색부분(16)에 정착하여 상기 노란색부분(16) 상에 얼음을 형성한다.

액적들(20)은 액적들(21, 22)보다 더 큰 운동능력을 가지고 있기 때문에 부분(15)까지 도달할 수 있으므로, 상기 액적들(20)의 대부분은 빨간색부분(15)에 정착하여 상기 빨간색부분(15) 상에 얼음을 형성한다.

상기 조종사 또는 다른 승무원은 단지 몸체(13)를 쳐다보고 부분(15)상의 얼음을 체킹함으로써 액적들(20)에 의해 발생한 얼음의 존재여부를 판단할 수 있다.

그렇게 하여 액적들(20)에 의해 발생한 얼음의 존재를 확인한 경우, 상기 조종사는 헬리콥터(1)를 상기 구름 밖으로 운항할 수 있다.

본 발명에 따른 헬리콥터(1)의 장점은 상술한 바와 같이 명백하다.

특히, 조종사 또는 다른 승무원이 단순히 부분(15) 상의 얼음을 체킹함으로써 액적들(20)에 의해 발생된 얼음의 존재여부를 판별할 수 있다.

따라서, 감지장치(10)는 어떠한 센서들 또는 조건에 따라 동작하는 회로(conditioning circuits)들이 필요하지 않으며, 이에 의해 완벽히 수동이고, 어떠한 전기적인 부분들을 구비하지 않는다.

마지막으로, 상기 항공기가 헬리콥터인 경우, 상기 메인로터의 공기역학적 작용이, 축(B)에 평행하고 경사진 각도로 흐르는 상기 공기흐름의 방향을 변경한다. 이러한 경우, 축(A) 및 축(B)이 서로에 대해 경사져 있기 때문에 부분들(15, 16, 17)은 여전히 액적들(20, 21, 22)에 의해 충돌되며, 이는 상기 공기흐름의 방향을 바꾸는 것에 의해 감지장치(10)의 동작이 전혀 손상되지 않는다는 것을 의미한다.

명백히, 본 발명의 범위로부터 벗어나지 않으면서도 상기 항공기에 변경이 가해질 수도 있다.

특히, 상기 항공기는 비행기 또는 수직이착륙이 가능한 전환식 비행기(convertiplane)일 수도 있다.

상기 항공기가 비행기 인 경우, 축(A) 및 축(B)은 서로에 대해 경사질 필요는 없다.

또한, 몸체(13)는 부분들(15, 16, 17)을 정의하는(defining) 반구형 전방 부분과; 원통형 후방 부분을 포함할 수 있다.

한편, 상기한 실시예들은 예시적인 것에 불과한 것으로, 당해 기술분야의 통상을 지식을 가진 자라면 이로부터 다양한 변형 및 균등한 타 실시예가 가능하다.

따라서, 본 발명의 진정한 기술적 보호범위는 하기의 특허청구범위에 기재된 발명의 기술적 사상에 의해 정해져야만 할 것이다.

1: 항공기 2: 동체
10: 감지장치 13: 몸체
15, 16, 17: 부분 20, 21, 22: 과냉각 물방울(액적)들

Claims (10)

1. 항공기(1)에 있어서,
   동체(2)와;
   문턱치 이상의 제1 특징 치수를 갖는 제1과냉각 액적들(20)의 고체화에 의해 발생된 얼음이 존재하는 지를 감지하기 위한 감지장치(10), 상기 감지장치(10)는 상기 제1액적들(20)을 우선적으로 모으기 위한 제1부분(15)을 포함하며;
   상기 제1부분(15)은 상기 동체(2) 내부에서 보여질 수 있도록 설치되며;
   상기 감지장치는, 상기 문턱치 이하의 제2특징 치수를 갖는 제2과냉각 액적들(22)을 우선적으로 모으기 위한 우선적인 제2부분(17)을 포함하며,
   상기 제2부분(17)은 상기 제1부분(15)과는 별개이며 상기 동체(2) 내부에서 보여질 수 있도록 설치되며;
   상기 감지장치(10)는, 상기 제1액적들(20) 및 상기 제2액적들(22)이 지나간 면(11)을 차례대로 포함하는 몸체(13)를 더 포함하며;
   상기 몸체(13)의 상기 면(11)은 상기 제1 및 제2부분(15, 17)을 정의하며;
   상기 제2부분(17)은, 상기 항공기(1)의 정상 이동방향으로의 상기 제1부분(15)의 앞쪽에 위치하며;
   상기 제1부분(15)은 서로 다른 제1 및 제2평면에 각각 존재하는 제1 및 제2폐곡선(30, 31) 사이에서 경계가 이루어지며, 상기 제2부분(17)은 상기 제1부분(15)을 대향하는 측에서, 상기 제1 및 제2평면과는 별개의 제3평면에 존재하는 제3폐곡선(32)에 의해서 경계가 이루어지는 것을 특징으로 하는 항공기.
2. 제1항에 있어서,
   상기 감지장치(10)는,
   상기 제1 및 제2치수 사이의 제3특징 치수를 갖는 제3과냉각 액적들(21)을 저장하기 위한 부분을 정의하며 상기 면(11)에 의해서 정의되는 제3부분(16)을 포함하며;
   상기 제3부분(16)은 상기 제1 및 제2부분(15, 17) 사이에 개재되는 것을 특징으로 하는 항공기.
3. 제1항 또는 제2항에 있어서,
   상기 제1, 제2 및 제3커브(30, 31, 32)는 각각, 공통의 제1축(A)을 따라 각각의 중심을 갖는 제1, 제2 및 제3원(圓, circle)인 것을 특징으로 하는 항공기.
4. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서,
   상기 면(11)은,
   상기 제1, 제2 및 제3부분(15, 17, 16)을 정의하는 적어도 하나의 구형(球形) 부분을 포함하는 것을 특징으로 항공기.
5. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서,
   상기 감지장치(10)는 상기 몸체(13)를 가열하기 위한 수단을 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기.
6. 제5항에 있어서,
   상기 몸체(13)는 금속으로 만들어진 것을 특징으로 하는 항공기.
7. 제1항 내지 제5항 중 어느 한 항에 있어서,
   상기 몸체(13)는 복합재로 만들어진 것을 특징으로 하는 항공기.
8. 제1항 내지 제7항 중 어느 한 항에 있어서,
   상기 동체(2)로부터 돌출되며 상기 동체(2)의 맞은편 단부에서 상기 몸체(13)를 지지하는 지지부(14)를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기.
9. 제1항 내지 제8항 중 어느 한 항에 있어서,
   상기 항공기는 헬리콥터인 것을 특징으로 하는 항공기.
10. 제3항 내지 제9항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 몸체(13)는 상기 항공기(1)의 상기 정상 이동방향에 평행한 제2대칭축(B)을 가지며,
    상기 제1 및 제2축(A, B)은 서로에 대해 경사져 있는 것을 특징으로 하는 항공기.

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