KR20180120618A

KR20180120618A - 세퍼레이터를 갖는 정적 공기 입구 시스템을 구비하는 항공기 및 진동 방지 방법

Info

Publication number: KR20180120618A
Application number: KR1020180049310A
Authority: KR
Inventors: 다미앙 데스빈느
Original assignee: 에어버스 헬리콥터스
Priority date: 2017-04-27
Filing date: 2018-04-27
Publication date: 2018-11-06
Also published as: US11214379B2; FR3065757B1; FR3065757A1; EP3395690A1; US20180312269A1; EP3395690B1; KR102067572B1

Abstract

본 발명은 정적 공기 입구 시스템(40)을 구비하는 항공기(1)에 관한 것이다. 상기 정적 공기 입구 시스템(40)은 정적 공기 흡입구(41)를 포함하고, 상기 정적 공기 흡입구는 상부 구조 조립체(30)에 형성된 관통 개구(42)를 갖고, 상기 관통 개구(42)는 매체(EXT)와 상기 상부 구조 조립체(30)의 내부 공간(INT) 사이에 계면을 형성한다. 상기 정적 공기 입구 시스템(40)은 상기 관통 개구(42)를 적어도 2개의 이산 슬롯(43, 44)으로 세분하는 적어도 하나의 세퍼레이터(50)를 갖고, 상기 세퍼레이터(50)는 제2 부분(52)에 의해 연장된 제1 부분(51)을 포함하고, 상기 제1 부분(51)은 상기 내부 공간(INT) 내로 연장되고, 상기 제2 부분(52)은 상기 내부 공간(INT) 밖으로 연장된다.

Description

세퍼레이터를 갖는 정적 공기 입구 시스템을 구비하는 항공기 및 진동 방지 방법{AN AIRCRAFT HAVING A STATIC AIR INLET SYSTEM WITH A SEPARATOR, AND AN ANTIVIBRATION METHOD}

관련 출원에 대한 상호 참조

본 출원은 전체 내용이 본 명세서에 병합된 2017년 4월 27일자로 출원된 FR 17 70425의 이익을 주장한다.

기술 분야

본 발명은 세퍼레이터를 갖는 정적 공기 입구 시스템을 구비하는 항공기 및 진동 방지 방법에 관한 것이다. 따라서, 본 발명은 항공기의 동력 장치에 공기를 공급하는 공기 입구 시스템의 기술 분야에 있다. 보다 상세하게는, 본 발명은 회전 날개 항공기에 관한 것이다.

회전익 항공기는 일반적으로 외부 쉘(shell)에 의해 한정된 기체(airframe)를 구비한다. 이 기체는 특히 주 회전자를 지지하는 전방 세그먼트(front segment)를 갖는다. 이 전방 세그먼트는 후방 조립체에 의해 연장될 수 있다. 후방 조립체는 선택적으로 회전익 항공기의 요우(yaw) 운동을 제어하기 위한 회전자 및/또는 테일 플랜(tail plane) 및/또는 테일 핀(tail fin)을 지지하는 테일 붐(tail boom)을 포함할 수 있다.

또한, 회전익 항공기는 보통 적어도 하나의 주 동력 전달 기어 박스(MGB)와 함께 적어도 하나의 엔진을 포함하는 동력 장치를 갖는다. 예를 들어, 회전익 항공기는 MGB를 통해 회전하는 적어도 하나의 주 회전자를 구동하기 위한 적어도 하나의 엔진을 갖는다. 주 회전자는 회전익 항공기에 양력 및 가능하게는 또한 추진력을 제공하는 데에 적어도 부분적으로 기여한다.

이러한 상황 하에서, 전방 세그먼트는, 하부로부터 상부로 가면서, 하부 구획, 조종실을 포함하는 중심 부분, 및 그 다음에 상부 부분을 포함할 수 있다. 동력 장치는 "지지 플랫폼"으로 알려진 플랫폼에 의해 지지될 수 있고, 중심 부분 또는 상부 부분에 위치될 수 있다.

주 회전자는 상부 부분 위에 있다.

또한, 상부 부분은 내부 공간을 둘러싸는 외부 쉘 형성 덮개의 상부 구조 조립체를 포함한다. 내부 공간은 동력 장치를 수용하거나 또는 이 내부 공간은 동력 장치와 유체 유동 가능하게 연결된다. "덮개"라는 용어는 커버, 이동 구조물, 유선형 덮개(fairing), 유선형 또는 분할식 박스 등을 나타낼 수 있다. 선택적으로, 상부 구조 조립체는 항공기의 공기 역학적 항력(aerodynamic drag)을 제한하도록 최적화된다. 상부 구조 조립체는 항공기의 전방 쪽을 향하는 전방 면, 항공기의 후방 쪽을 향하는 후방 면, 주 회전자 쪽을 향하는 상부 면, 및 2개의 측방 면을 가질 수 있다.

항공기 외부로부터 오는 공기를 취하여 이 공기를 동력 장치로 운반하기 위해, 항공기는 공기 입구 시스템을 포함한다.

예를 들어, 공기 입구 시스템이 상부 부분에 설치될 수 있다. 이러한 공기 입구 시스템은 상부 구조 조립체에 형성된 적어도 하나의 공기 흡입구를 포함한다. 공기 흡입구는 상부 부분의 내부 공간으로 이어진다. 두 가지 유형의 공기 입구 시스템이 알려져 있다.

제1 공기 입구 시스템은 "동적(dynamic)"인 것이라고 언급된다. 이러한 제1 공기 입구 시스템은 주로 항공기의 전진 속력의 영향으로 외부 공기가 공급되는 동적 공기 흡입구를 갖는다. 동적 공기 흡입구는, 항공기의 기수부(nose)로부터 항공기의 꼬리부(tail) 쪽으로 가는 방향에 대하여 상류 방향으로, 동력 장치와 유체 유동 가능하게 연결된 내부 공간에 배열될 수 있다. 동적 공기 흡입구는 이에 따라 항공기가 앞으로 전진하는 동안 공기의 스트림을 향하도록 배열된다. 예를 들어, 동적 공기 흡입구는 상부 구조 조립체의 전방 면에 배열된다. 공기 흡입구는 또한, 항공기가 앞으로 전진하는 동안 공기의 스트림에 실질적으로 수직이고 이 공기 스트림을 향하는 관통 개구를 한정할 수 있다. 이러한 배열로 인해, 제1 공기 입구 시스템은 종종 "축방향 공기 입구"로 언급된다.

제1 공기 입구 시스템을 사용하는 것은 항공기가 전진 비행하는 단계 동안 특히 유리하다. 대조적으로, 호버링(hovering) 비행 단계 동안, 이러한 제1 공기 입구 시스템은 더 낮은 성능을 제공한다.

제2 공기 입구 시스템은 "정적(static)"인 것이라고 언급된다. 정적인 제2 공기 입구 시스템은 주로 하나 이상의 엔진에 의해 생성된 흡입의 영향으로 외부 공기가 공급되는 정적 공기 흡입구를 갖는다. 정적 공기 흡입구는 회전익 항공기가 전진하는 동안 입사하는 공기 스트림을 직접 향하지 않는 관통 개구를 한정한다.

정적 공기 흡입구는 항공기의 기수부로부터 항공기의 꼬리부 쪽으로 가는 방향에 대하여 하류 방향으로, 동력 장치와 유체 유동 가능하게 연결된 내부 공간에 배열될 수 있다. 정적 공기 흡입구는 또한 이러한 내부 공간의 측면에 배열될 수 있다. 따라서, 정적 공기 흡입구는 상부 구조 조립체의 후방 면에 배열되거나, 및 이에 따라 공기 유동 방향과 반대 방향으로 배열되거나, 또는 상부 구조 조립체의 측방 면 또는 상부 면에 배열될 수 있다.

선택적으로, 회전익 항공기는 동적 공기 입구 시스템 및 정적 공기 입구 시스템을 모두 가질 수 있다.

회전익 항공기의 구조 및 수행하는 임무에 따라, 정적 공기 입구 시스템을 사용하는 것이 유리한 것으로 발견된다. 구체적으로, 정적 공기 입구 시스템은 보통 호버링 비행 동안 고성능을 나타내는데, 이 호버링 비행 동안 동력 장치는 높은 동력을 생성하기 위해 많은 공기 스트림을 요구한다. 예로서, H130 헬리콥터는 주 엔진에 공기를 공급하기 위해 정적 공기 입구 시스템을 갖는다.

나아가, 정적 공기 입구 시스템 또는 동적 공기 입구 시스템은 공기 흡입구에 걸쳐 배열된 그리드(grid)를 포함할 수 있다. 통상적으로, 이러한 그리드는 모래 및 이물질과 같은 간섭물로부터 동력 장치를 보호하고 새가 빨려 들어가는 것을 회피하는 역할을 한다.

선택적으로, 낙수로부터 동력 장치를 보호하기 위해 배수 수집기(drip collector)가 또한 설치될 수 있다.

문헌 US 2002/182062, EP 2 853 493, EP 2 743 178, AU 621216 및 EP 2 995 556이 또한 알려져 있다.

따라서, 본 발명의 목적은 회전익 항공기의 진동 레벨을 감소시키는 경향이 있는 신규한 정적 공기 입구 시스템을 제공하는 것이다.

본 발명에 따르면, 항공기는, 상기 항공기의 외부 매체에 존재하는 외부 공기를 흡입하고 상기 외부 공기를 상기 항공기의 동력 장치의 적어도 하나의 엔진으로 운반하기 위한 정적 공기 입구 시스템을 포함하고, 상기 항공기는 적어도 상기 항공기에 양력을 제공하는데 기여하는 주 회전자를 포함하는 전방 세그먼트를 갖고, 상기 항공기는 또한 후방 조립체를 포함한다.

상기 후방 조립체는 적어도 하나의 테일 붐 및/또는 적어도 하나의 테일 핀 및/또는 적어도 하나의 테일 플랜 및/또는 예를 들어 꼬리 회전자와 같은 요우 운동을 제어하기 위한 적어도 하나의 시스템을 포함할 수 있다.

또한, 상기 항공기는 상기 후방 조립체의 후방 단부로부터 상기 전방 세그먼트의 기수부로 앞으로 전진하는 방향으로 전후 방향 평면(anteroposterior plane)을 따라 길이방향으로 연장되고, 상기 항공기는 상기 전후 방향 평면의 양측에서 제1 플랭크(flank)로부터 제2 플랭크로 횡방향으로 연장되고, 상기 전방 세그먼트는 상기 주 회전자 아래에 위치된 상부 구조 조립체를 포함하고, 상기 정적 공기 입구 시스템은 정적 공기 흡입구를 포함하고, 상기 정적 공기 흡입구는 상기 상부 구조 조립체에 형성된 관통 개구를 포함하고, 상기 관통 개구는 상기 매체와 상기 상부 구조 조립체의 내부 공간 사이에 계면을 형성한다.

상기 상부 구조 조립체는 상기 후방 조립체 쪽을 향하는 후방 면, 및 상기 주 회전자 쪽을 향하고 상기 상부 구조 조립체의 내부 공간을 부분적으로 한정하는 상부 면을 포함할 수 있다. 상기 정적 공기 흡입구는 상기 상부 구조 조립체의 상기 후방 면 또는 상기 상부 면에 형성된 관통 개구를 포함할 수 있다.

또한, 상기 정적 공기 입구 시스템은 상기 관통 개구를 적어도 2개의 이산 슬롯(distinct slot)으로 세분하는 적어도 하나의 세퍼레이터를 포함하고, 상기 세퍼레이터는 제2 부분에 의해 연장된 제1 부분을 포함하며, 상기 제1 부분은 상기 내부 공간 내로 연장되고, 상기 제2 부분은 상기 내부 공간 밖으로 연장된다.

이러한 상황 하에서, 상기 관통 개구는 내부 면을 상기 항공기의 외부 매체와 유체 유동 가능하게 연결한다. 상기 관통 개구는 적어도 하나의 세퍼레이터에 의해 편의상 "슬롯"이라고 언급되는 적어도 2개의 이산 유동 영역으로 세분된다.

상기 전후 방향 평면은 상기 항공기의 길이방향의 기준 축과 고도 방향의 기준 축을 따라 연장되는 상기 항공기의 수직 대칭 평면일 수 있다.

상기 상부 구조 조립체는 적어도 하나의 내부 공간을 한정하기 위한 덮개를 포함한다. 상기 동력 장치는 상기 내부 공간에 위치될 수 있거나 또는 상기 동력 장치는 상기 내부 공간과 유체 유동 가능하게 연결될 수 있다.

항공기는 "꼬리 흔들림(tail shake)"으로 알려진 현상이 나타날 위험이 있다. 이 꼬리 흔들림 현상은 상기 회전익 항공기의 상기 후방 조립체가 진동하는 현상으로, 이 꼬리 흔들림 동안 상기 후방 조립체는 보통 (커버에서 또는 돌출부 부근에서 공기 스트림을 분리하는) 정지해 있거나 또는 (주 회전자의 회전자 헤드에서 공기 스트림을 분리하는) 실제로는 동적일 수 있는 높은 부분으로부터 오는 난류 공기 스트림의 영향으로 진동한다.

상기 상부 구조 조립체에서 분리되는 공기 스트림은 이에 따라 상기 후방 조립체 쪽을 향하는 난류 공기 스트림을 생성할 수 있다. 소용돌이 공기 스트림은 넓은 주파수 대역에 걸쳐 상기 항공기의 후방 조립체를 여기(excite)시킬 수 있다. 그리하여, 이러한 소용돌이 공기 스트림(air structue)은 테일 붐 및/또는 테일 핀 및/또는 테일 플랜이 굴곡되거나 또는 비틀리는 공진 모드들 중 하나의 공진 모드와 동일한 주파수로 상기 테일 붐 및/또는 상기 테일 핀 및/또는 상기 테일 플랜을 여기시켜 상기 꼬리 흔들림 현상을 야기할 수 있다.

또한, 상기 항공기의 상기 공기 역학적 항력이 상당히 증가되어, 상기 항공기의 범위를 감소시키거나, 또는 보다 일반적으로는 상기 후방 조립체의 성능을 감소시키는 경향이 있다.

따라서, 본 발명은 특히 세퍼레이터를 구비한 정적 공기 입구 시스템을 상기 항공기에 제공할 것을 제안한다. 상기 세퍼레이터는 상기 상부 구조 조립체의 상기 내부 공간에 위치된 내부 부분을 포함한다. 상기 세퍼레이터는 예를 들어 주변 공기의 유동과 실질적으로 평행한 방향으로 상기 내부 공간 외부에 위치된 외부 부분을 더 포함한다. 상기 내부 부분은 상기 꼬리 흔들림 현상을 퇴치하는 데 중요하다. 상기 내부 부분의 장점은 특히, 해로운 난류가 상기 정적 공기 입구의 외부에 위치된 한, 명백한 것은 아니다. 반대로, 상기 외부 부분은 놀랍게도 비교적 짧을 수 있지만, 상기 주변 공기 유동에 대해 평행하게 배향될 수 있다.

구체적으로, 본 출원인은, 선입견과는 달리, 종래 기술의 정적 공기 입구의 동작이 호버링 비행 단계 동안 이외에 상기 항공기에 영향을 줄 수 있다는 것을 관찰하였다. 정적 공기 입구는 전진 비행 단계 동안 공기 유동과 상호 작용하는 영향에 의해 상기 항공기의 부근의 공기 유동을 방해할 수 있다.

이러한 상황 하에서, 상기 세퍼레이터는 상기 공기 입구 시스템 내로 공기를 흡입하는 것과 관련된 측방향 공기 역학적 상호 작용을 상당히 감소시키는 역할을 한다. 따라서, 상기 세퍼레이터는 하류로 운반되는 주변 난류 스트림(turbulent structure)들이 불안정해지는 것을 감소시킬 수 있다. 상기 세퍼레이터에 의해 상기 정적 공기 흡입구로부터 공기 역학적 상호 작용을 감소시키면, 상기 항공기의 높은 부분에 의해, 즉 상기 상부 구조 조립체에 의해 및 상기 주 회전자에 의해 생성되는 난류의 스펙트럼 시그너처(spectrum signature)의 크기 및/또는 변화를 감소시킬 수 있다. 이에 따라 상기 꼬리 흔들림 현상이 나타날 위험이 감소된다.

이러한 세퍼레이터는 또한 상기 정적 공기 입구 시스템이 공기를 흡입하는 능력에 영향을 줄 수 있으나 이는 무시 가능하다.

또한, 상기 세퍼레이터의 치수는 상기 세퍼레이터가 비교적 작은 중량인 것을 보장하기 위해 최소화될 수 있다.

이러한 상황 하에서, 상기 세퍼레이터는 제한된 영향을 가지면서 상기 꼬리 흔들림 현상이 일어날 위험을 제한하는 역할을 한다.

또한, 상기 정적 공기 흡입구에 의한 공기 역학적 상호 작용을 감소시키면, 상기 정적 공기 흡입구가 덜 방해받는 공기 스트림에서 동작하기 때문에 상기 후방 조립체의 공기 역학적 효율을 실제 향상시킬 수 있다.

또한, 상기 항공기의 상기 공기 역학적 항력이 감소될 수 있다.

상기 항공기는 또한 다음 특성들 중 하나 이상을 더 포함할 수 있는데, 이 특성들은 서로 결합될 수 있다.

일 양태에서, 복수의 세퍼레이터를 설치하는 것이 가능하다. 예를 들어, 상기 세퍼레이터들은 실질적으로 동등한 횡방향 크기를 각각 갖는 복수의 슬롯을 한정할 수 있다. 예시로서, 2개의 세퍼레이터는 상기 정적 공기 흡입구의 횡방향 길이의 1/3과 실질적으로 동일한 거리에 걸쳐 횡방향으로 연장되는 3개의 슬롯을 구성할 수 있다.

일 양태에서, 상기 제2 부분은 바람이 없고 측방 슬립(sideslip)이 없는 상태에서 상기 항공기가 전진 비행을 수행하는 동안 상기 전후 방향 평면과 및/또는 상기 관통 개구 주위의 상기 외부 공기의 유동 방향과 실질적으로 평행한 길이방향으로 연장될 수 있다.

상기 제2 부분을 길이방향으로 배치하여, 상기 주변 유동, 즉 상기 세퍼레이터에 바로 근접한 곳의 유동과 실질적으로 평행한 방향으로 배치하는 것은 본 발명의 동작에 유리할 수 있다.

일 양태에서, 상기 세퍼레이터는 제1 측방 면으로부터 제2 측방 면으로 횡방향으로 횡단하여 연장될 수 있으며, 상기 횡방향은 상기 전후 방향 평면에 수직이고, 상기 제1 측방 면 및 상기 제2 측방 면은 상기 전후 방향 평면의 양측에서 횡방향으로 배열될 수 있다.

상기 제1 측방 면 및 상기 제2 측방 면은 상기 전후 방향 평면을 중심으로 서로 대칭이거나 또는 비대칭일 수 있다.

다른 양태에서, 상기 제1 측방 면 및 상기 제2 측방 면은, 예를 들어, 평면이거나 또는 곡선일 수 있다.

일 양태에서, 상기 세퍼레이터는 상기 제1 측방 면과 상기 제2 측방 면 사이에 횡방향으로 놓여 있는 폭을 가질 수 있으며, 상기 폭은 1 센티미터 미만이다.

"폭"이란 용어는 상기 제1 측방 면과 상기 제2 측방 면 사이의 간격을 말한다. 상기 제1 측방 면의 각 지점은 상기 제2 측방 면의 대응하는 지점으로부터, "폭"이라고 언급되는 상기 간격만큼 이격되고, 여기서 상기 두 지점은 기준 평면에 직교하는 직선 상에 위치된다.

"상기 폭은 1 센티미터 미만이다"라는 용어는 상기 세퍼레이터의 두 점 사이의 최대 폭이 1 센티미터 미만이라는 것을 의미한다.

이러한 폭은 외부 공기를 흡입할 때 상기 세퍼레이터의 영향을 제한하는 역할을 한다.

상기 세퍼레이터의 폭은 일정할 수 있다. 예를 들어, 상기 제1 측방 면 및 상기 제2 측방 면은 평행할 수 있다.

대안적으로, 상기 폭은 일정할 필요는 없으며, 상기 세퍼레이터는 폭에 대해 미리 결정된 관계를 나타낸다.

상기 제1 측방 면과 상기 제2 측방 면은 서로 평행하지 않다.

일 양태에서, 상기 제1 측방 면은 제1 전방 단부 에지로부터 제1 후방 단부 에지로 연장될 수 있고, 상기 제2 측방 면은 제2 전방 단부 에지로부터 제2 후방 단부 에지로 연장될 수 있고, 상기 세퍼레이터는 상기 제1 전방 단부 에지를 상기 제2 전방 단부 에지에 연결하는 둥근 전방 단부 면을 가질 수 있고, 또한 상기 제1 후방 단부 에지를 상기 제2 후방 단부 에지에 연결하는 둥근 후방 단부 면을 가질 수 있다.

"둥근"이라는 용어는 임의의 날카로운 지점 없이 만곡된 에지 면을 의미한다. 각 에지 면은 원형 아치형, 타원형 아치형 등인 구획들로 구성될 수 있다. 예로서, 각각의 에지 면은 원형 또는 타원형인 베이스(base) 상에 반-원통형 또는 반-원추형 형태일 수 있다.

일 양태에서, 상기 관통 개구는 미리 결정된 특성 치수를 나타낼 수 있고, 상기 특성 치수는 상기 관통 개구를 투영 평면(projection plane) 상에 투영한 면적의 제곱근과 동일하며, 상기 투영 평면은 바람이 없고 측방 슬립이 없는 상태에서 상기 항공기가 전진 비행을 수행할 때 상기 관통 개구 주위의 상기 공기의 유동 방향과 직교하고, 상기 제1 부분은 상기 미리 결정된 특성 치수의 1/4 이상인 제1 길이에 걸쳐 상기 전후 방향 평면과 평행한 방향으로 상기 내부 공간 내로 연장될 수 있다.

"제1 길이"라는 용어는 상기 항공기의 전방 전진 방향과 평행한 방향으로, 즉 예시로서 실질적으로 상기 항공기의 꼬리부로부터 기수부로 가는 방향으로 상기 제1 부분의 가장 작은 치수를 나타낸다.

일 양태에서, 상기 관통 개구는 상기 관통 개구를 투영 평면 상에 투영한 면적의 제곱근과 동일한 미리 결정된 특성 치수를 나타내며, 상기 투영 평면은 바람 없고 측방 슬립이 없는 상태에서 상기 항공기가 전방을 향해 전진 비행을 수행할 때 상기 관통 개구 주위의 상기 공기의 유동 방향과 직교하고, 상기 제2 부분은 상기 미리 결정된 특성 치수의 절반 이상인 제2 길이에 걸쳐 상기 유동 방향으로 상기 내부 공간 밖으로 연장된다.

일 양태에서, 상기 제1 길이는 상기 미리 결정된 특성 치수의 절반을 초과할 수 있으며, 상기 제2 길이는 상기 미리 결정된 특성 치수의 1/2 내지 제1 지수(quotient)의 범위에 있고, 상기 제1 지수는 상기 미리 결정된 특성 치수(D)를 4로 나눈 것을 9배 한 값, 즉 9D/4와 동일하다.

일 양태에서 및 예로서 원형인 관통 개구의 존재 하에, 상기 제1 길이는 상기 미리 결정된 특성 치수의 1/4 내지 제2 지수의 범위에 있고, 상기 제2 지수는 상기 미리 결정된 특성 치수(D)를 16으로 나눈 것의 9배, 즉 9D/16과 동일하다. 상기 제2 길이는 상기 미리 결정된 특성 치수의 1/2 내지 제1 지수의 범위에 있고, 상기 제1 지수는 상기 미리 결정된 특성 치수(D)를 4로 나눈 것을 9배 한 값, 즉 9D/4와 동일하다.

일 양태에서, 상기 적어도 2개의 슬롯은 상기 세퍼레이터에 대해 대칭일 수 있다.

일 양태에서, 상기 제2 부분은 베이스로부터 상부까지 높이에 걸쳐 고도 방향으로 연장될 수 있고, 상기 제2 부분은 선택적으로 상기 제1 부분에 고정된 제1 단부로부터 제2 단부까지 길이방향으로 연장될 수 있고, 상기 높이는 상기 높이의 변화에 대해 미리 결정된 관계에 따라 상기 제1 단부로부터 상기 제2 단부를 향해 가면서 감소할 수 있다.

일 양태에서, 상기 제2 부분은 상기 항공기에 대한 상기 외부 공기의 유동 방향에 대해 상기 관통 개구의 상류로부터 하류로 길이방향으로 연장될 수 있고, 상기 세퍼레이터는 T 형상이다.

일 양태에서, 상기 관통 개구는, 대칭 축에 중심이 있고 직경을 갖는 디스크를 나타낼 수 있으며, 상기 대칭 축은 상기 제2 부분의 하류 세그먼트로부터 상류 세그먼트를 분리하고, 상기 상류 세그먼트는 상류 연장 길이에 걸쳐 연장되고, 상기 하류 세그먼트는 하류 연장 길이에 걸쳐 연장되고, 상기 상류 연장 길이 및 상기 하류 연장 길이 각각은 상기 제2 길이와 동일하다.

상기 대칭 축은 상기 전후 방향 평면과 평행할 수 있다.

항공기에 더하여, 본 발명은, 상기 항공기의 외부 매체에 존재하는 외부 공기를 흡입하고 상기 외부 공기를 상기 항공기의 동력 장치의 적어도 하나의 엔진으로 운반하기 위한 정적 공기 입구 시스템을 구비하는 항공기의 진동 현상, 특히 "꼬리 흔들림"으로 알려진 현상을 처리하는 방법으로서, 상기 항공기는 상기 항공기에 양력을 제공하는데 적어도 기여하는 회전자를 지지하는 전방 세그먼트를 갖고, 상기 항공기는 또한 후방 조립체를 포함하며, 상기 항공기는 상기 후방 조립체의 후방 단부로부터 상기 전방 세그먼트의 기수부로 전방으로 전진하는 방향으로 전후 방향 평면을 따라 길이방향으로 연장되고, 상기 항공기는 상기 전후 방향 평면의 양측에서 제1 플랭크로부터 제2 플랭크로 횡방향으로 연장되고, 상기 전방 세그먼트는 상기 주 회전자 아래에 위치된 상부 구조 조립체를 갖고, 상기 정적 공기 입구 시스템은 상기 상부 구조 조립체에 형성된 정적 공기 흡입구를 포함하고, 상기 정적 공기 흡입구는 관통 개구를 갖고, 상기 관통 개구는 상기 외부 매체와 상기 상부 구조 조립체의 내부 공간 사이에 계면을 형성하는, 상기 항공기의 진동 현상을 처리하는 방법을 제공한다.

상기 방법은 다음 단계, 즉: 상기 관통 개구를 적어도 2개의 이산 영역으로 세분하는 하나 이상의 세퍼레이터를 배열하는 단계를 포함하고, 상기 세퍼레이터는 제2 부분에 의해 연장된 제1 부분을 포함하고, 상기 제1 부분은 상기 내부 공간 내로 연장되고, 상기 제2 부분은 상기 내부 공간 밖으로 연장된다.

또한, 상기 방법은 전술한 특성들 중 적어도 하나의 특성을 나타낼 수 있다.

본 발명 및 그 장점은 첨부된 도면을 참조하여 예시적으로 주어진 실시예에 대한 이하 설명으로부터 보다 상세히 나타날 것이다.
- 도 1은 본 발명의 항공기의 도면이다;
- 도 2는 세퍼레이터를 도시하는 도면이다;
- 도 3은 본 발명의 장점을 도시하는 그래프이다;
- 도 4 내지 도 12는 본 발명의 정적 공기 입구 시스템을 도시하는 도면이다; 및
- 도 13은 2개의 세퍼레이터를 갖는 시스템을 도시하는 도면이다.

둘 이상의 도면들에 존재하는 요소들 각각에는 각 도면에서 동일한 참조 번호가 주어진다.

3개의 상호 직교하는 방향(X, Y 및 Z)이 도면에 도시되어 있다.

제1 방향(X)은 길이방향 기준 축을 나타낼 수 있다.

제2 방향(Y)은 횡방향 기준 축을 나타낼 수 있다.

그리고 마지막으로, 제3 방향(Z)은 고도 방향이라고 언급된다.

도 1은 본 발명의 항공기(1)를 도시한다.

항공기(1)는 전방 세그먼트(5) 및 후방 세그먼트(15)를 갖는다. 특히, 전방 세그먼트(5) 및 후방 세그먼트(15)는 제1 축(X)을 따라 연속해서 연장된다.

항공기(1)는 수직 전후 방향 평면(XZ)의 양측에서 제1 플랭크(3)로부터 제2 플랭크(4)로 횡방향으로 연장된다.

항공기(1)는 또한 전후 방향 평면(XZ)을 따라 그리고 항공기의 전방 전진 방향으로 길이방향으로, 즉 후방 조립체의 꼬리부의 후방 단부(17)로부터 전방 세그먼트의 기수부(9)까지 길이방향으로 연장된다. 따라서, 횡방향 평면(YZ)의 양측에서 항공기(1)는 상기 기수부(9)를 포함하는 전방 부분, 및 후방 단부(17)를 포함하는 후방 부분을 제공한다.

항공기(1)는 또한 하부로부터 상부 쪽으로 상방으로 연장된다. 따라서, "수평" 평면(XY)의 양측에서, 항공기(1)는 상기 상부를 포함하는 상부 구획, 및 상기 하부를 포함하는 하부 구획을 제공한다.

전후 방향 평면(XZ), 횡방향 평면(YZ) 및 수평 평면(XY)은 서로 수직이다.

하부로부터 상부로 가면서, 전방 세그먼트(5)는 랜딩 기어가 선택적으로 제공되는 하부(6)를 갖는 하부 구획, 선택적으로 조종실이 제공된 중심 부분(7), 및 그 다음에 상부 구조 조립체(30)를 포함할 수 있다. 주 회전자(8)는 상부 구조 조립체(30) 위에 놓이고, 그리고 항공기(1)에 양력을 제공하고 가능하게는 또한 추진력을 제공하는데 기여한다.

또한, 후방 조립체(15)는 적어도 하나의 테일 플랜(19) 및/또는 적어도 하나의 테일 핀(18) 및/또는 항공기(1)의 요우 운동을 제어하기 위한 적어도 하나의 장치(20)를 지지하는 적어도 하나의 테일 붐(16)을 포함할 수 있다. 예로서, 항공기(1)의 요우 운동을 제어하기 위한 장치(20)는 꼬리 회전자를 포함한다.

또한, 전방 세그먼트(5)는, 주 회전자(8)를 구동하고 가능하게는 또한 항공기(1)의 요우 운동을 제어하는 장치(20)를 구동하는 동력 장치(2)를 수용한다.

이러한 상황 하에서, 상부 구조 조립체(30)는 내부 공간(INT)을 한정하기 위한 다양한 덮개를 포함할 수 있다. 동력 장치(2)의 적어도 하나의 엔진은 이 내부 공간(INT) 내에 수용될 수 있고 또는 이 내부 공간(INT)과 유체 유동 가능하게 연결될 수 있다.

따라서, 상부 구조 조립체(30)는 항공기의 전방을 향하는 전방 면(31), 항공기의 후방 조립체를 향하는 후방 면(33), 주 회전자(8)를 향하는 상부 면(32), 플랫폼(35), 및 적어도 부분적으로 내부 공간(INT)을 한정하는 외피(enclosure)를 형성하도록 2개의 측방향 측면(34 및 36)을 포함할 수 있다.

항공기(1)의 외부 매체(EXT)로부터 오는 공기를 흡입하기 위해, 항공기(1)는 내부 공간(INT)을 상기 매체(EXT)와 유체 유동 가능하게 연결된 적어도 하나의 공기 입구 시스템을 포함한다.

예로서, 동적 공기 입구 시스템(90)은 항공기의 전방 전진 동안 외부 공기를 내부 공간에 공급할 수 있다. 예로서, 동적 공기 입구 시스템(90)은 상기 전방 면(31)에 제공된 동적 공기 입구(91) 및/또는 측방향 스쿠프(scoop)를 포함할 수 있다.

이러한 가능성과는 독립적으로, 항공기(1)는 정적 공기 입구 시스템(40)을 포함한다.

정적 공기 입구 시스템(40)은 정적 공기 흡입구(41)를 포함한다. 이 정적 공기 흡입구(41)는 상부 구조 조립체(30)를 관통하는 관통 개구(42)를 갖는다. 이러한 상황 하에서, 관통 개구(42)는 항공기의 외부 매체(EXT)와 내부 공간(INT) 사이에 개방된 계면으로서 작용한다. 동력 장치의 적어도 하나의 엔진으로부터 주로 또는 전적으로 흡입되는 효과에 의해 상기 공기는 관통 개구(42)를 통과함으로써 내부 공간(INT) 내로 침투한다.

여기서, 관통 개구(42)에 수직인 벡터는 바람이 없고 측방 슬립이 없는 상태에서 항공기가 전진 비행을 수행하는 동안 항공기의 바로 근접한 곳의 공기의 유동 방향(200)과 실질적으로 평행한 방향으로 향할 수 있고, 이 수직 벡터는 관통 개구로부터 내부 공간(INT)으로부터 멀어지는 방향으로 간다. 예를 들어, 관통 개구(42)는 이에 따라 후방 면(33)에 형성된다.

아래에서 설명된 변형예에서, 이 수직 벡터는 이 유동 방향(200)과 직교할 수 있다. 예를 들어, 관통 개구(42)는 이에 따라 상부 면(32)에서 만들어질 수 있다.

도 2를 참조하면, 정적 공기 입구 시스템(40)은 적어도 하나의 세퍼레이터(50)를 포함한다. 세퍼레이터(50)는, 관통 개구(42)를, 대칭일 수 있고 이산된, "슬롯"(43 및 44)이라고 지칭되는 적어도 2개의 입구로 세분한다. 세퍼레이터(50)는 2개의 슬롯을 형성하기 위해 관통 개구의 전체 높이에 걸쳐 내부 공간 내로 연장되는 제1 부분(51)을 갖는다. 위치시에, 제1 부분(51)은 제1 길이(Li)에 걸쳐 항공기의 전방 전진 방향과 평행한 공기 흡입 방향(ASP1)으로 연장될 수 있다. 예로서, 2개의 슬롯(43 및 44)은 세퍼레이터(50)를 중심으로 서로 대칭이다.

제1 부분(51)은 내부 공간(INT) 밖으로 연장되는 세퍼레이터의 제2 부분(52)에 의해 연장된다. 특히, 제2 부분(52)은 제2 길이(Lo)에 걸쳐 항공기의 전방 전진 방향과 평행한 방향으로 연장될 수 있다. 예로서, 제2 부분(52)은 전후 방향 평면(XZ)과 및/또는 유동 방향(200)과 실질적으로 평행한 길이방향(D1)으로 제2 길이(Lo)에 걸쳐 연장된다.

세퍼레이터(50)는 제1 측방 면(60)으로부터 제2 측방 면(65)으로 전후 방향 평면(XZ)과 수직인 횡방향(D2)으로 횡단하여 연장된다. 제1 및 제2 측방 면(60, 65)들 각각은 제1 부분에 존재하는 분획(fraction), 및 제2 부분(52)에 존재하는 분획을 포함한다.

선택적으로, 제1 측방 면(60) 및 제2 측방 면(65)은 전후 방향 평면(XZ)의 양측에서 횡방향으로, 예를 들어, 서로에 대해 대칭으로 배열된다.

일 양태에서 및 단일 세퍼레이터의 존재시에, 동일한 측방향 거리(C)는 공기 흡입구의 2개의 에지(37, 38)로부터 횡방향으로 세퍼레이터를 분리시킨다.

또한, 세퍼레이터의 폭(W)은 제1 측방 면(60)과 제2 측방 면(65) 사이의 횡방향 간격으로 나타난다.

이 폭(W)은 1 센티미터 미만일 수 있다.

또한, 이 폭(W)은 도 2에 도시된 바와 같이 일정할 수 있고, 또는 다른 변형예에서 이 폭은 미리 결정된 폭 관계를 나타내는 상이한 지점들 사이에서 변할 수 있다.

또 다른 양태에서, 제1 측방 면(60)은 제1 전방 단부 에지(61)로부터 제1 후방 단부 에지(62) 쪽으로 길이 방향으로 연장된다. "단부 에지"라는 용어는 단부를 나타낸다. 또한, 제2 측방 면(65)은 제2 전방 단부 에지(도 2에 도시되지 않음)로부터 제2 후방 단부 에지(66) 쪽으로 길이방향으로 연장된다. 이러한 상황 하에서, 세퍼레이터(50)는 제1 전방 단부 에지(61)를 제2 전방 단부 에지에 연결하는 둥근 전방 단부 면(70), 및 제1 후방 단부 에지(62)를 제2 후방 단부 에지(66)에 연결하는 둥근 후방 단부 면(71)을 포함할 수 있다.

"둥근"이라는 용어는 필수적으로 원형일 필요는 없는 "만곡된" 형상을 말한다.

또한, 제1 부분(51)은 2개의 슬롯(43, 44)이 완전히 분리되도록 내부 공간(INT)의 높이와 동일한 높이에 걸쳐 연장될 수 있다.

제2 부분(52)은 베이스(53)로부터 상부(54)까지 높이(H)에 걸쳐 고도 방향으로 연장될 수 있다. 이 높이(H)는 일정할 수 있고 또는 이 높이는 제2 부분(52)의 제1 단부(55)로부터 제2 단부(56) 쪽으로 가면서 상기 높이의 변화에 대해 미리 결정된 관계에 따라 변할 수 있다.

이러한 상황에서, 세퍼레이터는 높이(H) 및/또는 제1 길이(Li) 및/또는 제2 길이(Lo) 및/또는 폭(W) 및/또는 측방향 중심 거리(C) 및/또는 제1 측방향 면(60)의 형상 평면 및/또는 제2 측방향 면(65)의 형상 평면 및/또는 전방 에지(70)의 형상 및/또는 후방 에지(71)의 형상에 대해 하나 이상의 관계에 의해 한정될 수 있다.

이들 치수 중 하나 이상은 공기 흡입구의 미리 결정된 특성 치수(D)의 함수로서 결정될 수 있다. 이 미리 결정된 특성 치수(D)는, 상기 세퍼레이터의 방해를 무시하면, 상기 관통 개구(42)를 투영 평면(600) 상에 투영(601)한 면적의 제곱근과 동일하고, 상기 투영 평면은, 바람이 없고 측방 슬립이 없는 상태에서 상기 항공기가 전방을 향해 전진 비행을 수행할 때, 관통 개구(42) 주위의 상기 공기의 유동 방향(200)과 직교한다.

따라서, 제1 부분(51)은 미리 결정된 특성 치수(D)의 1/4 이상인 제1 길이(Li)에 걸쳐 연장될 수 있다.

제2 부분(52)은 미리 결정된 특성 치수(D)의 1/2 이상인 제2 길이(Lo)에 걸쳐 연장될 수 있다.

도 3은 본 발명의 장점을 도시하는 그래프이다. 이 그래프는 가로좌표 축을 따라 주파수를 나타내고 세로좌표 축을 따라 파스칼(Pa)/헤르츠(Hz) 단위로 나타낸 변동 압력의 푸리에 변환 계수를 나타낸다. 동등한 방식으로, 세로좌표는 헤르츠(Hz)당 파스칼의 제곱(Pa ² ) 단위로 나타낸 출력 스펙트럼 밀도를 나타낼 수 있다.

곡선(C1)은 세퍼레이터가 없는 경우 매우 난류인 유동이 존재하는 것을 나타낸다. 곡선(C2)은 세퍼레이터가 존재시의 압력 스펙트럼을 나타낸다.

도 4 내지 도 11은 본 발명의 다양한 정적 공기 입구 시스템을 도시한다.

도 4 내지 도 8에서, 관통 개구는 항공기 및 세퍼레이터에 근접한 곳의 공기의 유동 방향(200)과 실질적으로 평행한 벡터와 직교한다.

도 4 및 도 5에서, 관통 개구(42)는 C 형상이고 상부 구조 조립체(30)의 두 개의 측면 에지(37, 38) 사이에서 연장된다.

제1 측방 면(60)과 제2 측방 면은 또한 서로 평행하다. 판(500)은 제1 측방 면(60)의 상부와 제2 측방 면(65)의 상부를 함께 연결할 수 있다.

이 예에서, 폭(W)은 일정하다. 대조적으로, 제2 부분의 높이(H)는 제1 부분(51)으로부터 멀어지는 방향으로 가면서 감소한다.

제1 측방 면(60) 및 제2 측방 면(65)은 관통 개구(42)를 가로지르는 길이(800)에서 세퍼레이터의 폭(W)을 뺀 것 사이의 차이와 같은 거리(C)만큼 측면 에지로부터 모두 이격되어 있다.

추가적으로 및 도 5를 참조하면, 제1 길이(Li)는 미리 결정된 특성 치수(D)의 절반보다 더 클 수 있다. 제2 길이(Lo)는 미리 결정된 특성 치수(D)의 절반 내지 제1 지수의 범위에 있을 수 있으며, 여기서 이 제1 지수는 미리 결정된 특성 치수(D)를 4로 나눈 것을 9배 한 값과 동일하다.

도 6의 변형예에서, 폭(W)은 변한다.

도 7의 변형예에서, 제1 측방 면(60) 및 제2 측방 면(65)은 평행하지 않다.

도 8의 변형예에서, 관통 개구(42)는 평행 사변형(80)의 형상일 수 있다. 평행 사변형(80)은 4개의 변을 갖는데, 즉 제1 연장 거리(L1)에 걸쳐 각각 연장되는 2개의 변(81), 및 제2 연장 거리(L2)에 걸쳐 각각 연장되는 2개의 다른 변(82)을 갖는다. 이러한 상황에서, 미리 결정된 특성 치수(D)는 제1 연장 거리(L1)에 제2 연장 거리(L2)를 곱한 값의 제곱근과 동일할 수 있다.

전술한 특성들은 도 8의 세퍼레이터에 적용 가능하다.

도 9 내지 도 12에서, 관통 개구(42)는, 대칭 축(AX)에 중심이 있고 직경(86)을 나타내는 디스크(85)의 형상일 수 있다. 이러한 상황 하에서, 미리 결정된 특성 치수(D)는 직경(86)을 2로 나눈 값에 숫자 파이(π)를 곱한 값의 제곱근과 동일할 수 있다.

선택적으로 그리고 도 10을 참조하면, 제1 길이(Li)는 상기 미리 결정된 특성 치수(D)의 1/4 내지 제2 지수의 범위에 있을 수 있고, 여기서 제2 지수는 상기 미리 결정된 특성 치수(D)를 16으로 나눈 것을 9배 한 값과 동일하다. 제2 길이(Lo)는 상기 미리 결정된 특성 치수(D)의 절반 내지 상기 미리 결정된 특성 치수(D)를 4로 나눈 것을 9배 한 값과 같은 상기 제1 지수의 범위에 있을 수 있다.

또한, 제1 측방 면(60)과 제2 측방 면(65)은 또한 서로 평행하다. 판(500)은 제1 면(60)과 제2 면(65)의 상부들 또는 하부들을 함께 연결할 수 있다.

이 예에서, 폭(W)은 일정하다. 또한, 제2 부분의 높이(H)는 일정하다.

제1 측방 면(60) 및 제2 측방 면(65)은 직경(86)과 세퍼레이터의 폭(W) 사이의 차이와 동일한 거리(C)만큼 디스크의 측면 에지로부터 각각 이격된다.

이들 양태와는 독립적으로, 관통 개구는 항공기에 근접한 곳의 공기의 유동 방향(200)과 실질적으로 수직인 벡터(300)와 직교할 수 있다.

이러한 배향으로 인해, 제2 부분(52)은 항공기(1)에 대해 외부 공기의 유동 방향(200)에 대해 관통 개구(42)의 상류로부터 하류로 길이방향으로 연장될 수 있다. 이때 제2 부분은, 대칭 축(AX)에서 연합된, 상류 세그먼트(87)와 하류 세그먼트(88)를 갖는다.

이러한 상황 하에서, 세퍼레이터(50)는 T 형상이고, 내부 부분은 상기 T 형상의 직립부(upright)를 형성한다.

또한, 상류 세그먼트(87)는 상류 연장 길이(Lom)에 걸쳐 길이방향으로 연장될 수 있고, 하류 세그먼트는 하류 연장 길이(Lov)에 걸쳐 연장될 수 있다. 상류 연장 길이(Lom) 및 하류 연장 길이(Lov)는 예를 들어 각각 제2 길이(Lo)와 동일할 수 있다.

설명된 다양한 변형예들의 특성들은 서로 결합될 수 있다.

물론, 본 발명은 다양한 변형을 받을 수 있고 그에 따라 구현될 수 있다. 여러 실시예가 설명되었지만, 모든 가능한 실시예를 전부 다 언급하는 것은 생각할 수 없다는 것을 쉽게 이해할 수 있을 것이다. 물론 본 발명의 범위를 벗어나지 않고 설명된 임의의 수단을 동등한 수단으로 교체하는 것을 생각할 수 있다.

특히, 도 13에 도시된 실시예에서, 시스템은 2개의 세퍼레이터를 가질 수 있다.

Claims

항공기(1)의 외부 매체(EXT)에 존재하는 외부 공기를 흡입하고 상기 외부 공기를 상기 항공기(1)의 동력 장치(2)의 적어도 하나의 엔진으로 운반하기 위한 정적 공기 입구 시스템(40)을 구비하는 항공기(1)로서, 상기 항공기(1)는 상기 항공기(1)에 양력을 제공하는데 적어도 기여하는 주 회전자(8)를 포함하는 전방 세그먼트(5)를 갖고, 상기 항공기(1)는 또한 후방 조립체(15)를 포함하며; 상기 항공기(1)는 상기 후방 조립체의 후방 단부(17)로부터 상기 전방 세그먼트(5)의 기수부(nose)(9)로 전방으로 전진하는 방향으로 전후 방향 평면(XZ)을 따라 길이방향으로 연장되고, 상기 항공기(1)는 상기 전후 방향 평면(XZ)의 양측에서 제1 플랭크(flank)(3)로부터 제2 플랭크(4)로 횡방향으로 연장되고, 상기 전방 세그먼트(5)는 상기 주 회전자(8) 아래에 위치된 상부 구조 조립체(30)를 갖고, 상기 정적 공기 입구 시스템(40)은 정적 공기 흡입구(41)를 포함하고, 상기 정적 공기 흡입구는 상기 상부 구조 조립체(30)에 형성된 관통 개구(42)를 갖고, 상기 관통 개구(42)는 상기 상부 구조 조립체(30)의 내부 공간(INT)과 상기 매체(EXT) 사이에 계면을 형성하고,
상기 정적 공기 입구 시스템(40)은 상기 관통 개구(42)를 적어도 2개의 이산 슬롯(43, 44)으로 세분하는 적어도 하나의 세퍼레이터(50)를 갖고, 상기 세퍼레이터(50)는 제2 부분(52)에 의해 연장된 제1 부분(51)을 포함하며, 상기 제1 부분(51)은 상기 내부 공간(INT) 내로 연장되고, 상기 제2 부분(52)은 상기 내부 공간(INT) 밖으로 연장되는 것을 특징으로 하는 항공기.
제1 항에 있어서,
상기 제2 부분(52)은 바람이 없고 측방 슬립(sideslip)이 없는 상태에서 상기 항공기가 전진 비행을 수행하는 동안 상기 관통 개구 주위의 상기 외부 공기의 유동 방향과 평행한 길이 방향(D1)으로 연장되는 것을 특징으로 하는 항공기.
제1 항에 있어서,
상기 세퍼레이터(50)는 제1 측방 면(60)으로부터 제2 측방 면(65)으로 횡방향(D2)으로 횡단하여 연장되고, 상기 횡방향(D2)은 상기 전후 방향 평면(XZ)과 수직이고, 상기 제1 측방 면(60) 및 상기 제2 측방 면(65)은 상기 전후 방향 평면(XZ)의 양측에서 횡방향으로 배열된 것을 특징으로 하는 항공기.
제1 항에 있어서,
상기 세퍼레이터(50)는 제1 측방 면(60)으로부터 제2 측방 면(65)으로 횡방향(D2)으로 횡단하여 연장되고, 상기 횡방향(D2)은 상기 전후 방향 평면(XZ)과 수직이고, 상기 세퍼레이터(50)는 상기 제1 측방 면(60)과 상기 제2 측방 면(65)을 횡방향으로 분리하는 폭(W)을 갖고, 상기 폭(W)은 1 센티미터 미만인 것을 특징으로 하는 항공기.
제4 항에 있어서,
상기 폭(W)은 일정하지 않고, 상기 세퍼레이터(50)는 폭에 대해 미리 결정된 관계를 나타내는 것을 특징으로 하는 항공기.
제3 항에 있어서,
상기 제1 측방 면(60)은 제1 전방 단부 에지(61)로부터 제1 후방 단부 에지(62)로 연장되고, 상기 제2 측방 면(65)은 제2 전방 단부 에지로부터 제2 후방 단지 에지(66)로 연장되고, 상기 세퍼레이터(50)는 상기 제1 전방 단부 에지(61)를 상기 제2 전방 단부 에지에 연결하는 둥근 전방 단부 면(70)을 갖고, 또한 상기 제1 후방 단부 에지(62)를 상기 제2 후방 단부 에지(66)에 연결하는 둥근 후방 단부 면(71)을 갖는 것을 특징으로 하는 항공기.
제1 항에 있어서,
상기 관통 개구(42)는 미리 결정된 특성 치수(D)를 나타내고, 상기 특성 치수(D)는 상기 관통 개구(42)를 투영 평면 상에 투영한 면적의 제곱근과 동일하고, 상기 투영 평면은 바람이 없고 측방 슬립이 없는 상태에서 상기 항공기가 전진 비행을 수행할 때 상기 관통 개구 주위의 상기 공기의 유동 방향과 직교하고, 상기 제1 부분(51)은 상기 미리 결정된 특성 치수(D)의 1/4 이상인 제1 길이(Li)에 걸쳐 상기 항공기의 전방 전진 방향과 평행한 상기 공기의 흡입 방향(ASP1)으로 상기 내부 공간(IN) 내로 연장되는 것을 특징으로 하는 항공기.
제1 항에 있어서,
상기 관통 개구(42)는 미리 결정된 특성 치수(D)를 나타내고, 상기 특성 치수(D)는 상기 관통 개구(42)를 투영 평면 상에 투영한 면적의 제곱근과 동일하고, 상기 투영 평면은 바람이 없고 측방 슬립이 없는 상태에서 상기 항공기가 전방을 향해 전진 비행을 수행할 때 상기 관통 개구 주위의 상기 공기의 유동 방향과 직교하고, 상기 제2 부분(52)은 상기 미리 결정된 특성 치수(D)의 절반 이상인 제2 길이(Lo)에 걸쳐 상기 유동 방향으로 상기 내부 공간(IN) 밖으로 연장되는 것을 특징으로 하는 항공기.
제7 항에 있어서,
상기 관통 개구(42)는 미리 결정된 특성 치수(D)를 나타내고, 상기 특성 치수(D)는 상기 관통 개구(42)를 투영 평면 상에 투영한 면적의 제곱근과 동일하고, 상기 투영 평면은 바람이 없고 측방 슬립이 없는 상태에서 상기 항공기가 전방을 향해 전진 비행을 수행할 때 상기 관통 개구 주위의 상기 공기의 유동 방향과 직교하고, 상기 제2 부분(52)은 상기 미리 결정된 특성 치수(D)의 절반 이상인 제2 길이(Lo)에 걸쳐 상기 유동 방향으로 상기 내부 공간(IN) 밖으로 연장되고, 상기 제1 길이(Li)는 상기 미리 결정된 특성 치수(D)의 절반보다 더 길고, 상기 제2 길이(Lo)는 상기 미리 결정된 특성 치수(D)의 절반 내지 제1 지수(quotient)의 범위에 있고, 상기 제1 지수는 상기 미리 결정된 특성 치수(D)를 4로 나눈 것을 9배 한 값과 동일한 것을 특징으로 하는 항공기.
제7 항에 있어서,
상기 관통 개구(42)는 미리 결정된 특성 치수(D)를 나타내고, 상기 특성 치수(D)는 상기 관통 개구(42)를 투영 평면 상에 투영한 면적의 제곱근과 동일하고, 상기 투영 평면은 바람이 없고 측방 슬립이 없는 상태에서 상기 항공기가 전방을 향해 전진 비행을 수행할 때 상기 관통 개구 주위의 상기 공기의 유동 방향과 직교하고, 상기 제2 부분(52)은 상기 미리 결정된 특성 치수(D)의 절반 이상인 제2 길이(Lo)에 걸쳐 상기 유동 방향으로 상기 내부 공간(IN) 밖으로 연장되고, 상기 제2 길이는 상기 미리 결정된 특성 치수의 1/2 내지 제1 지수의 범위에 있고, 상기 제1 지수는 상기 미리 결정된 특성 치수(D)를 4로 나눈 것을 9배 한 값과 동일하고, 상기 제1 길이는 상기 미리 결정된 특성 치수의 1/4 내지 제2 지수의 범위에 있고, 상기 제2 지수는 상기 미리 결정된 특성 치수(D)를 16으로 나눈 것을 9배 한 값과 동일한 것을 특징으로 하는 항공기.
제1 항에 있어서,
상기 적어도 2개의 슬롯(43, 44)은 상기 세퍼레이터(50)에 대해 대칭인 것을 특징으로 하는 항공기.
제1 항에 있어서,
상기 제2 부분(52)은 베이스(53)로부터 상부(54)까지 높이(H)에 걸쳐 고도 방향으로 연장되고, 상기 제2 부분(52)은 제1 단부(55)로부터 제2 단부(56)까지 길이방향으로 연장되고, 상기 높이(H)는 상기 높이의 변화에 대해 미리 결정된 관계에 따라 상기 제1 단부(55)로부터 상기 제2 단부(56) 쪽으로 가면서 감소하는 것을 특징으로 하는 항공기.
제1 항에 있어서,
상기 제2 부분(52)은 상기 항공기(1)에 대해 상기 외부 공기의 유동 방향(200)에 대해 상기 관통 개구(42)의 상류로부터 하류로 길이방향으로 연장되고, 상기 세퍼레이터(50)는 T 형상인 것을 특징으로 하는 항공기.
제13 항에 있어서,
상기 관통 개구(42)는 미리 결정된 특성 치수(D)를 나타내고, 상기 특성 치수(D)는 상기 관통 개구(42)를 투영 평면 상에 투영한 면적의 제곱근과 동일하고, 상기 투영 평면은 바람이 없고 측방 슬립이 없는 상태에서 상기 항공기가 전방을 향해 전진 비행을 수행할 때 상기 관통 개구 주위의 상기 공기의 유동 방향과 직교하고, 상기 제2 부분(52)은 상기 미리 결정된 특성 치수(D)의 절반 이상인 제2 길이(Lo)에 걸쳐 상기 유동 방향으로 상기 내부 공간(IN) 밖으로 연장되고, 상기 관통 개구(42)는, 대칭 축(AX)에 중심이 있고 직경(86)을 가지는 디스크(85)를 나타내고, 상기 대칭 축(AX)은 상기 제2 부분(52)의 하류 세그먼트(88)로부터 상류 세그먼트(87)를 분리하고, 상기 상류 세그먼트(87)는 상류 연장 길이(Lov)에 걸쳐 연장되고, 상기 하류 세그먼트는 하류 연장 길이(Lom)에 걸쳐 연장되고, 상기 상류 연장 길이(Lov) 및 상기 하류 연장 길이(Lom) 각각은 상기 제2 길이와 동일한 것을 특징으로 하는 항공기.
제1 항에 있어서,
상기 상부 구조 조립체(30)는 상기 후방 조립체(15) 쪽을 향하는 후방 면(33), 및 상기 주 회전자(8)를 향하고 상기 상부 구조 조립체(30)의 내부 공간(IN)을 부분적으로 한정하는 상부 면(32)을 갖고, 상기 관통 개구(42)는 상기 상부 구조 조립체(30)의 상기 후방 면 또는 상기 상부 면에 형성된 것을 특징으로 하는 항공기.
항공기(1)의 외부 매체(EXT)에 존재하는 외부 공기를 흡입하고 상기 외부 공기를 상기 항공기(1)의 동력 장치(2)의 적어도 하나의 엔진으로 운반하기 위한 정적 공기 입구 시스템(40)을 갖는 상기 항공기(1)의 진동 현상을 처리하는 방법으로서, 상기 항공기(1)는 상기 항공기(1)에 양력을 제공하는데 적어도 기여하는 주 회전자(8)를 지지하는 전방 세그먼트(5)를 갖고, 상기 항공기(1)는 또한 후방 조립체(15)를 포함하며; 상기 항공기(1)는 상기 후방 조립체(15)의 후방 단부(17)로부터 상기 전방 세그먼트(5)의 기수부(9)로 전방으로 전진하는 방향으로 전후 방향 평면(XZ)을 따라 길이방향으로 연장되고, 상기 항공기는 상기 전후 방향 평면(XZ)의 양측에서 제1 플랭크(3)로부터 제2 플랭크(4)로 횡방향으로 연장되고, 상기 전방 세그먼트(5)는 상기 주 회전자(8) 아래에 위치된 상부 구조 조립체(30)를 갖고, 상기 정적 공기 입구 시스템(40)은 상기 상부 구조 조립체(30)에 형성된 정적 공기 흡입구(41)를 포함하고, 상기 정적 공기 흡입구(41)는 관통 개구(42)를 갖고, 상기 관통 개구(42)는 상기 외부 매체(EXT)와 상기 상부 구조 조립체(30)의 내부 공간(INT) 사이에 계면을 형성하고,
상기 방법은 하기 단계, 즉: 상기 관통 개구(42)를 적어도 2개의 이산 슬롯(43, 44)으로 세분하는 적어도 하나의 세퍼레이터(50)를 배열하는 단계를 포함하고, 상기 세퍼레이터(50)는 제2 부분(52)에 의해 연장된 제1 부분(51)을 포함하고, 상기 제1 부분(51)은 상기 내부 공간(INT) 내로 연장되고, 상기 제2 부분(52)은 상기 내부 공간(INT) 밖으로 연장되는 것을 특징으로 하는 항공기의 진동 현상을 처리하는 방법.
제16 항에 있어서,
상기 항공기는 제2항에 따른 항공기인 것을 특징으로 하는 항공기의 진동 현상을 처리하는 방법.