KR20120106660A - 호버링이 가능한 항공기 - Google Patents

Abstract

본 발명은 구동 수단(7), 및 연료의 연소에 의해 생성되는 배기 가스를 항공기로부터 방출하기 위하여 구동 수단(7)의 배출구에 연결된 적어도 하나의 배기 덕트(8, 8')를 포함하는 호버링 가능한 항공기(1)를 제시한다. 배기 덕트(8, 8')의 적어도 일부는 상기 배기 가스의 흐름에 의해 배기 덕트(8, 8')의 안팎 사이에 생성되는 온도 경사를 전기에너지로 제벡-효과(Seebeck-effect)를 이용해 변환하기 위한 열전 변환회로를 구비한다.

Description

호버링이 가능한 항공기{AIRCRAFT CAPABLE OF HOVERING}

본 발명은 호버링(hovering)이 가능한 항공기에 관한 것이며, 구체적으로 이하에서 예시에 의해 참조로 설명하는 헬리콥터 또는 전환식 항공기(convertiplane)에 관한 것이다.

잘 알려진 것과 같이, 연료 소비의 최소화, 즉 이산화탄소 방출의 최소화는 헬리콥터 제조산업에 있어 주요한 문제이다.

이 분야에서의 연구의 목적은 또한, 특히 가혹한 비행 조건, 예를 들면 높은 고도에서, 비행 안전을 향상시키고, 더 장거리의 비행이 가능하도록 항속거리를 연장하고, 속도와 가속 성능을 현저히 향상시키는 것에 주안점을 두고 있다.

따라서, 본 발명의 목적은 간단하고, 저비용의 방식으로 전술한 목적들 중의 적어도 하나를 달성하도록 설계된, 호버링이 가능한 항공기를 제공함에 있다.

본 발명에 따르면, 구동 수단; 및 연료의 연소에 의해 생성되는 배기 가스를 항공기로부터 방출하기 위하여 상기 구동 수단의 배출구에 연결된 적어도 하나의 배기 덕트를 포함하는, 호버링 가능한 항공기가 제공되는데, 상기 항공기는 상기 배기 덕트의 적어도 일부가 상기 배기 가스의 흐름에 의해 배기 덕트의 내부와 외부 사이에 생성되는 온도 경사(thermal gradient)를 전기에너지로 변환하는 제벡 효과(Seebeck-effect)를 이용한 열전(thermoelectric) 변환회로를 포함하는 것을 특징으로 한다.

이하 본 발명의 바람직한, 그러나 비-한정적인 실시예가 첨부한 도면을 참조하여 예시적인 방식으로 기술될 것이다.
도 1은 본 발명의 교시에 따른, 설명의 단순화를 위해 일부 구성요소들이 제거된 상태의 헬리콥터의 사시도를 나타낸다;
도 2는 전기에너지를 발생하기 위한 열전 모듈이 장착된 도 1의 헬리콥터의 배기 덕트의 확대된 사시도이며, 일부 구성요소들이 설명의 단순화를 위해 제거된 상태를 나타낸다;
도 3은 도 2의 배기 덕트의 열전 모듈의 사시도에 있어 큰 축적으로 확대된 전개도를 나타낸다;
도 4는 도 2와 도 3에 개시된 열전 모듈에 의해 생성된 전기에너지가 헬리콥터의 전기적 부하에 공급되는 방식에 대한 블록도를 나타낸다;
도 5는 도 2의 배기 덕트의 일부에 대한 확대된 축 방향 단면도이다; 그리고
도 6은 도 5의 배기 덕트의 변형에 대한 확대된 축 방향 단면도이다.

도 1은 헬리콥터(1)를 전체적으로 개시하고 있는데, 상기 헬리콥터는 승무원과 탑재 장비를 수용하는 동체(2); 동체(2)의 중앙부의 상부(4)에 장착되어 헬리콥터(1)를 떠받치도록 축 A에 대해 회전하는 메인 로터(3); 그리고 상기 동체(2)의 후단부로부터 돌출되는 후미 안정판(6)에 장착되어 축 A와 십자형으로 형성된 축 B에 대해 회전하는 후미 로터(5)를 대체로 포함하여 구성된다.

헬리콥터(1)는 또한 각각의 공지의 변속장치들(미도시)을 통해 메인 로터(3)와 후미 로터(5)를 구동하기 위한 공지의 구동 수단(7)(단지 개략적으로만 도시됨)을 동체(2)의 중앙부 상단에 포함하고 있다.

헬리콥터(1)는 구동 수단(7)의 각 배기구들에 연결되어 연료 연소에 의해 생성되는 배기 가스를 헬리콥터(1)로부터 방출하기 위한 두 개의 배기 덕트들(8)(도 1에서는 단지 하나만 도시됨)을 포함한다.

도 1에 도시된 바와 같이, 배기 가스가 대기 중으로 방출되는 단부를 제외하고는, 상기 배기 덕트들(8)은 동체(2)의 상단부(4)에 형성되고 전진 비행에 의해 또는 단순히 메인 로터(3)만의 운동에 의해 생성되는 외부의 공기 흐름에 의해 공기가 순환되는 각각의 격실(9)(도 1에서는 단지 하나만 도시됨) 내부로 연장된다.

상기 배기 덕트들(8)은 동일하므로, 설명의 단순화를 위해 하나만 기술될 것이다.

도 2 및 도 5를 참조하면, 배기 덕트(8)는 세로 축(E)을 가지며, 구동 수단(7)의 각각의 배기구에 연결된 흡입부(10); 제1 배기 가스 냉각 단계가 수행되는 중간부(11); 및 완전히 냉각된 배기 가스가 대기 중으로 방출되는 배기부(12)를 포함한다.

상기 배기 덕트(8)의 적어도 중간부(11)는 바람직하게는 배기 가스의 흐름에 의해 배기 덕트(8)의 내부와 외부 사이에 생성되는 온도 경사를 전기에너지로 변환(제벡 효과)하기 위한 열전 변환회로(15)를 포함한다.

배기 덕트(8)는 외부 기류를 부분적으로 덕트(8)로 안내하기 위한 두 개의 공기 흡입구들(13)을 포함한다.

공기 흡입구들(13)은 흡입부(10)에 가까운 위치에 배기 덕트(8)의 중간부(11)로의 입구에 형성되며, 특히 공기 흡입구들(13)은 배기 가스가 배기 덕트(8) 내에서 흐르는 방향을 참조하여 열전 변환회로(15)의 상류 쪽에 배열된다.

공기 흡입구들(13)은 배기 덕트(8)의 축 E에 대해 경사지게 되어 있고 배기 가스의 유동 방향을 따라 상기 축 E를 향해 수렴하도록 구성됨으로써, 외부 기류가 배기 가스와 혼합되고 열전 변환회로(15)에서 이러한 배기 가스의 온도를 국부적으로 낮추게 한다.

공기 흡입구들(13)은 그의 경사진 구조 덕분에 배기 가스와 동일한 유동 방향을 따라 배기 덕트(8) 안으로 외부의 기류를 전달함으로써 그의 진행을 방해하지 않을 뿐만 아니라 부분적으로 그의 온도를 하강시키지 않고도 배기 가스와 혼합되도록 한다. 실제로, 공기 흡입구(13)는 저비용과 더 간편한 방식으로 열전 변환회로(15)에 작용하는 온도 경사에 대한 효과적인 제어를 가능하게 할 뿐만 아니라 열전 변환회로(15)의 최대 동작온도를 초과하는 것을 방지한다.

도 2, 3 및 5를 참조하면, 열전 변환회로(15)는 구동 수단(7)이 동작할 때 상기 온도 경사를 받게 되는 열전 모듈들(16)의 직렬-병렬 네트워크를 포함한다.

도 3에 도시된 바와 같이, 각각의 열전 모듈(16)은 바람직하게는 세라믹 기판(21)에 고정된 다수의 반도체 접합 셀들(20)을 포함한다.

더 상세하게는, 상기 셀들(20)은 P-형 및 N-형이고, 두 개의 세라믹 플레이트들(22) 사이에 고정되며, 예를 들어, 비스무스 텔루르화물(bismuth telluride)로 제조될 수도 있다.

각각의 열전 모듈들(16)은 또한 다른 열전 모듈들(16)과 헬리콥터(1)의 전기시스템에 연결하기 위한 전기적 연결 수단(23)을 포함한다.

도 5에 개시된 본 발명의 실시예에 있어서, 열전 모듈들(16)은 중간부(11)에 상응하는 배기 덕트(8)의 벽(24)의 일부분의 바깥쪽에 고정된다.

더 상세하게는, 벽(24)은 단열재 층(25)으로 피복되는데, 그 위에 열전 모듈들(16)이 고정(예를 들어, 접착됨) 된다. 달리 말하면, 단열재 층(25)은 상기 벽(24)과 열전 모듈들(16) 사이에 삽입된다.

상기 단열재 층(25)의 두께와 열 전도율은, 헬리콥터(1)가 동작할 때, 열전 모듈들(16)이 배기 덕트(8) 내부로부터 놓이게 되는 온도가 상기 모듈(16)의 최대 동작 온도를 절대로 초과하지 않도록 선택된다.

도 5에 도시된 바와 같이, 열전 모듈들(16)은 그 외부, 즉 단열재 층(25)에 접촉하는 부분에 대해 반대쪽 측면 상에 피복이 이루어지며, 열 분산 수단(26)은 예를 들어, 알루미늄 합금 또는 그래핀(graphene-based)계 물질로 제조된다.

전술한 구조 덕분에 열전 모듈들(16)은 원하는 온도 경사, 즉 열 분산 수단(26)에 접하는 모듈들(16)의 외부 측면과 단열재 층(25)에 접하는 모듈들(16)의 내부 측면의 사이의 원하는 온도 차이에 놓이도록 배치된다.

본 발명의 바람직한 일 실시예에 있어서, 열전 모듈들(16)은 그룹들로 분할되는데, 그 각 그룹은 직렬 연결된 소정 수의 모듈들(16)을 포함하며, 여기서 직렬로 연결되는 모듈들(16)의 수는 헬리콥터(1)의 전기 시스템의 전압 레벨 V₀(보통은 28Vdc임)를 각 모듈(16)의 공급전압(V_M)으로 나눔으로써 계산될 수 있다.

이렇게 계산된 모듈들의 그룹들은 서로 병렬로 연결되어서 열전 변환회로(15)의 전체 저항을 최소화하게 된다.

도 4는 열전 모듈들(16)이 헬리콥터(1)에 어떻게 적용되는지를 개략적으로 보여준다.

더욱 상세하게는, 열전 모듈들(16)은 DC/DC 변환장치(27)와 분배장치(28)에 의해 헬리콥터(1) 상의 다수의 전기부하들(C)에 접속된다.

전술한 구성 방식에서 전기부하(C)는 헬리콥터(1)의 메인 배터리 및 보조 배터리에 의해, 그리고 보조 라디오, 비디오 다운링크, 비디오 카메라, 보조 디스플레이, 서치라이트, 윈치(winch) 등과 같은 안전에 중요하지 않은 작업 부하들에 의해 정의된다.

변환장치(27)는 온도 변화에 의해 야기되는 열전 모듈들(16)의 전압의 현저한 변동에 대해 보호하기 위하여, 전기부하들(C)에 공급되는 전압을 안정화한다.

상기 변환장치(27)의 입력 임피던스는, 예컨대 열전 모듈들(16)의 온도의 함수로서, 즉 열전대(thermocouple)를 열전 모듈들(16)에 적용함으로써 바람직하게 조절이 가능하고, 그리고 변환장치(27)는 열전 모듈들(16)로부터 전기부하들(C)로의 전력 전달을 최대화하고 또한 전기부하들(C)에 적합한 최소 출력 전압을 보장해 준다.

분배장치(28)는 각각의 전기부하들(C)을 변환장치(27)에 선택적으로 접속하기 위한 다수의 스위치들을 포함한다.

분배장치(28)에 의한 전기부하들(C)에 대한 전원공급, 즉 스위치들(29)의 개폐 동작은 헬리콥터(1)의 이용가능 전력과 동작상태의 함수로서 제어장치(30)에 의해 컨트롤 된다.

상기 이용가능 전력은 어떤 검출기도 필요 없이, 변환장치(27)로부터의 관련 신호, 또는 내부적인 알고리즘에 기초하여 제어장치(30)에 의해 계산될 수 있다.

제어장치(30)는 하기와 같은 것을 제공한다:

- 헬리콥터(1)에서 배터리의 전력 연결과 충전 상태를 모니터링;

- 필요에 따라 배터리 충전;

- 스위치들을 제어;

- 불필요한 전기부하에 전력을 차단; 그리고

- 헬리콥터(1)의 발전기(제너레이터)들과 전기부하들의 고장을 진단.

도 6에서 본 발명의 변형에 따른 배기 덕트(8')를 전체적으로 나타내고 있는데, 여기서 그것의 구성요소들은 필요한 부분에 있어 전술한 배기 덕트(8)의 상응한 또는 동일한 구성요소들과 동일한 참조기호를 이용하여 지시된다.

이 경우, 열전 모듈들(16)은 중간부(11)에서 덕트(8')의 벽(24)의 적어도 일부를 일체형으로 정의한다.

상기 열전 모듈들(16)은 서로 기계적으로 연결되고 벽(24)의 나머지 부분에 연결된다.

본 발명에 따른 헬리콥터(1)의 장점은 전술한 설명으로부터 명백히 이해될 것이다.

특히, 전술한 해결방법은 배기 가스에서 상실된 열에너지의 일부를 직접적으로 전기에너지로 변환해 준다.

이상 설명한 바와 같이, 배기 가스로부터 회수되는 전기에너지는 헬리콥터의 메인 및 보조 배터리들과 기타 전기부하들(C)을 충전하기 위해 직접적으로 사용되며, 그럼으로써 구동 수단(7)으로부터 인출되는 전력을 감소시킨다. 공지의 기술에서는 헬리콥터(1)의 메인 및 보조 배터리들과 전기부하들은 사실상 구동수단(7)에 접속된 각각의 발전기들에 의해 전력이 제공되고 있다.

헬리콥터(1)의 메인 및 보조 배터리들과 다른 전기부하들(C)에 대한 열전 모듈들(16)의 직접적인 접속은 명백하게 현저한 연료 절감을 가능케 함으로써 항속거리를 증가시키고, 그리하여 유해 성분의 방출, 특히 이산화탄소 발생을 감소시킨다.

배터리 충전과 다른 전기부하들(C)에 대한 전력공급의 필요성이 없어지므로 헬리콥터(1)에 통상 탑재되는 발전기가 다운사이징 되므로 전체 중량과 부피가 줄어들게 된다.

마찬가지로, 모든 비행 조건들(정상 및 비상 운항시를 포함하는)에서 일정하게 재충전되므로, 통상적인 구성방식에 비하여 배터리가 다운사이징 되고, 그리고 비상 운항 조건에서 적어도 30분 동안은 필수적인 전기부하들에 전력을 지속적으로 제공하기에 충분한 예비 전력량을 요구하는 인증 규제사항에 더 이상 구애되지 않게 된다.

게다가, 이러한 모든 중량 감축은 부가적인 연료 절감(헬리콥터의 총중량을 감소시킴으로써)의 효과를 제공한다.

모든 비행조건들에서 제공되는 부가적인 제벡-효과(Seebeck-effect) 전기에너지는 또한 높은 고도와 저속의 지상 조건에서의 전력 제한에 대한 해결책을 제공한다.

본 발명의 또 다른 중요한 이점은, 모든 발전기들이 고장나는 경우, 헬리콥터에 있는 배터리-전력 필수 전기부하들에 전력을 제공하는 부가적인 전력 공급원을 구성하는 열전 변환회로(15)에 의한 안전성의 확보이다.

전술한 본 발명의 해결방법은 또한 냉각 마진(cooling margin)을 증가시킴으로써 배기 덕트들(8, 8')의 열적 스트레스를 감소시키게 된다.

전술한 해결방법은 또한 회전부재가 필요 없어 긴 운행 수명을 가지며, 그리고 어떤 특별한 정비도 필요로 하지 않는다.

마지막으로, 배기 덕트(8, 8')로부터의 열을 전기에너지로 변환함으로써 전술한 시스템은 헬리콥터의 열 흔적(heat trail)을 감소시킬 수가 있는데, 이것은 또한 매우 중요한 군사적 측면에서의 장점을 제공한다.

당해 기술분야의 전문가라면, 후술하는 특허청구의 범위에 정의된 보호범위로부터 벗어남이 없이 여기에 기술하고 예시한 것과 같은 헬리콥터(1)에 대해 변경이 이루어질 수도 있다는 것을 명백하게 이해할 것이다.

특히, '기본(elementary)' 모듈들과는 반대로, 상기 열전 모듈들(16)은 바람직하게는 그 각각이 부(sub)-전기회로망를 형성하는 '마크로모듈(macromodule)'의 형태로 구성함으로써 각 모듈의 전력 출력을 증가시킬 수도 있다.

나아가, 열 발산 수단(26)은 배기 덕트들(8, 8')의 마운트 구조에 합체될 수도 있다.

Claims (14)

1. 구동 수단(7); 및 연료의 연소에 의해 생성되는 배기 가스를 항공기로부터 방출하기 위하여 상기 구동 수단(7)의 배출구에 연결된 적어도 하나의 배기 덕트(8, 8')를 포함하는, 호버링이 가능한 항공기(1)에 있어서,
   상기 항공기는, 상기 배기 덕트(8, 8')의 적어도 일부가 상기 배기 가스의 흐름에 의해 배기 덕트의 내부와 외부 사이에 생성되는 온도 경사를 전기에너지로 제벡-효과(Seebeck-effect)를 이용해 변환하기 위한 열전 변환회로(15)를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기.
2. 제1항에 있어서, 상기 열전 변환회로(15)는 상기 온도 경사를 받도록 배치되는 열전 모듈들(16)의 직렬-병렬 회로망을 포함하는 항공기.
3. 제2항에 있어서, 각각의 열전 모듈(16)은 기판(21)에 고정된 다수의 반도체 접합 셀들(20)을 포함하는 항공기.
4. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 배기 덕트(8')는 상기 배기 가스에 대한 통로를 정의하는 벽(24)을 포함하고, 그리고 상기 열전 모듈들(16)은 상기 벽(24)의 적어도 일부를 정의하는 항공기.
5. 제1항 내지 제3항 중의 어느 한 항에 있어서, 상기 배기 덕트(8)는 상기 배기 가스에 대한 통로를 정의하는 벽(24)을 포함하고, 그리고 상기 열전 모듈들(16)은 상기 벽(24)의 외부에 고정되는 항공기.
6. 제5항에 있어서, 단열재 층(25)이 상기 열전 모듈(16)이 고정되는 상기 벽과 각각의 열전 모듈(16) 사이에 삽입되는 항공기.
7. 제1항 내지 제6항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 배기 덕트(8, 8')는 상기 열전 모듈들(16)의 외부 측면에 고정되는 열 분산 수단(26)을 포함하는 항공기.
8. 제1항 내지 제7항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 배기 덕트(8,8')는 비행중의 외부 기류를 배기 덕트(8, 8') 안으로 안내하기 위한 적어도 하나의 공기 흡입구(13)를 포함하는 항공기.
9. 제8항에 있어서, 상기 공기 흡입구(13)는 배기 가스가 상기 배기 덕트(8, 8') 내에서 흐르는 방향을 기준으로 하여 열전 변환회로(15)의 상류 측에 배열되는 항공기.
10. 제9항에 있어서, 상기 공기 흡입구(13)는 상기 배기 덕트(8, 8')의 축(E)에 대해 경사지게 형성되고 배기 가스의 유동 방향을 따라서 상기 축(E)을 향해 수렴하도록 구성됨으로써, 외부 기류가 배기 가스와 혼합되고 열전 변환회로(15)에서 배기 가스의 온도를 국부적으로 낮추도록 한 항공기.
11. 제1항 내지 제10항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 열전 모듈들(16)은 그룹들로 분할되고, 각 그룹은 소정 수의 직렬 연결된 열전 모듈들(16)을 포함하고, 열전 모듈들(16)의 상기 그룹들은 서로 병렬로 연결되는 항공기.
12. 제1항 내지 제11항 중 어느 한 항에 있어서, 다수의 전기 부하들(C); 및 상기 열전 모듈들(16)을 상기 전기 부하들에 연결하고 상기 전기 부하들(C)에 인가되는 전압을 안정화하는 DC/DC 변환장치(27)를 더 포함하는 항공기.
13. 제12항에 있어서, 상기 변환장치(27)에 전기 부하들(C)을 선택적으로 연결하기 위한 다수의 스위치들(29); 그리고 항공기(1)의 동작 상태 및 이용가능 전력의 함수로서 상기 스위치들(29)을 개폐하기 위한 제어장치(30)를 더 포함하는 항공기.
14. 제12항 또는 제13항에 있어서, 상기 전기 부하들(C)은 상기 항공기(1)의 배터리를 포함하는 항공기.

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