KR20200000203A - Natural ventilation structure for aircraft having multi-engines - Google Patents

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KR20200000203A KR1020180072198A KR20180072198A KR20200000203A KR 20200000203 A KR20200000203 A KR 20200000203A KR 1020180072198 A KR1020180072198 A KR 1020180072198A KR 20180072198 A KR20180072198 A KR 20180072198A KR 20200000203 A KR20200000203 A KR 20200000203A
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Abstract

The present invention relates to a natural ventilation structure for an aircraft, and more specifically, to a natural ventilation structure for an aircraft. The aircraft, which has at least two engines, forms a ventilating opening on a back end of an engine bay positioned on a lower pressure area generated between nozzles arranged to be adjacent to each other during operation of an engine and has a natural ventilation structure discharging air introduced into the engine bay. Therefore, the natural ventilation structure for an aircraft replaces a forcible ventilation device having an ejector system applied to a conventional engine, thereby further simplifying the system provided on the aircraft, reducing a cost required for installation on the forcible ventilation device, and reducing weight of the aircraft itself so as to improve efficiency of the engine.

Description

멀티엔진을 갖는 항공기의 자연환기구조{Natural ventilation structure for aircraft having multi-engines}Natural ventilation structure for aircraft having multi-engines

본 발명은, 적어도 두 개 이상의 멀티 엔진을 갖는 항공기의 자연환기구조에 관한 것으로, 더욱 자세하게는 인접하여 배치되는 엔진의 노즐 사이에 형성되는 저압을 이용하여 기존의 항공기의 강제환기장치를 대체할 수 있는 자연환기구조에 관한 것이다.The present invention relates to a natural ventilation structure of an aircraft having at least two or more multi-engines, and more particularly, it is possible to replace the forced ventilation device of the existing aircraft by using a low pressure formed between the nozzles of the engine disposed adjacently. Natural ventilation structure.

일반적으로 압축기, 연소실 및 노즐을 포함하는 가스터빈 제트엔진을 갖는 항공기는 엔진 내부로 유입된 공기가 압축기를 통하여 고압으로 압축되고 압축된 공기가 연소실에서 연소되어 노즐을 통해 배출됨으로써 항공기의 추력을 발생한다. 이때, 연소실에서 연소되는 고온의 가스와 노즐에서 분출되는 배기 플룸(Exhaust Plume)에 의해 엔진은 매우 높은 온도를 형성하고, 이를 냉각하기 위해 기존에는 엔진과 엔진을 감싸는 엔진베이(Engine-bay) 사이에 강제환기장치를 구비하여 상기 엔진베이 내부의 공기를 배출하여 엔진을 냉각 하였다.In general, an aircraft having a gas turbine jet engine including a compressor, a combustion chamber, and a nozzle generates thrust of the aircraft by allowing the air introduced into the engine to be compressed at a high pressure through the compressor, and the compressed air is burned in the combustion chamber and discharged through the nozzle. do. At this time, the engine forms a very high temperature by the hot gas combusted in the combustion chamber and the exhaust plume ejected from the nozzle, and in order to cool it, the engine and the engine bay surrounding the engine are conventionally cooled. It was provided with a forced ventilation in the exhaust of the air in the engine bay to cool the engine.

상기 강제환기장치는 상기 엔진베이 내부의 공기를 강제로 유동시켜 후방의 노즐방향으로 배출시킴으로써, 엔진외부를 유동하는 공기를 환기시켜 엔진을 냉각시키기 위한 장치로써, 더욱 자세하게는 도 1 및 2에서 도시된 바와 같이, 엔진의 후방에서 엔진베이 내부에 구비된 이젝터(13)에서 후방으로 고속의 유체를 분출하여, 분출되는 유체의 진행방향으로의 상기 이젝터(13)의 후방에 상대적으로 저압이 형성되고, 이때 엔진베이(200)의 전방과 후방에서 형성되는 압력차에 의한 환기 유량을 이용하여 엔진(100)과 엔진베이(200) 사이의 공기를 배출하는 이젝터시스템이 항공기에서 전반적으로 사용되고 있다.The forced ventilation device is a device for cooling the engine by ventilating the air flowing outside the engine by forcibly flowing the air inside the engine bay to discharge toward the rear nozzle, more specifically shown in Figures 1 and 2 As shown in the drawing, a high speed fluid is ejected from the ejector 13 provided inside the engine bay at the rear of the engine, so that a relatively low pressure is formed at the rear of the ejector 13 in the traveling direction of the ejected fluid. In this case, an ejector system for discharging air between the engine 100 and the engine bay 200 by using a ventilation flow rate due to a pressure difference formed in the front and rear of the engine bay 200 is generally used in an aircraft.

이때, 미국공개특허공보 제4711084호(Ejector assisted compressor bleed, 1987.12.08.)에서는 가스 터빈 기관에서의 압축기에서 압축된 고압의 공기를 이용하기 위한 블리드에어 시스템(10, bleed air system)을 개시하고 있으며, 일반적으로 상기 이젝터(13)에서 분출되는 고속의 유체를 만들기 위한 추가적인 구성요소를 줄이고자 상기 블리드에어 시스템에서와 같이 압축기에서 압출된 고압의 유체를 상기 이젝터(13)에서 분출되는 고속의 유체로 사용한다. 이때, 상기 블리드에서 시스템 및 이젝터시스템을 포함하는 강제환기장치는 제어밸브(11), 블리드에어튜브(12), 이젝터(13) 및 이젝터출구(14)를 포함하는 블리드에어시스템 및 이젝터시스템이 항공기의 엔진 및 엔진베이에 구비되어, 엔진베이 내부의 공기를 환기시켜 엔진을 냉각시켜왔다.At this time, US Patent Publication No. 4711084 (Ejector assisted compressor bleed, December 8, 1987) discloses a bleed air system (10, bleed air system) for using the high pressure air compressed in the compressor in the gas turbine engine In general, high-pressure fluid ejected from the compressor, such as in the bleed air system, to eject the high-speed fluid ejected from the ejector 13 in order to reduce additional components for making high-speed fluid ejected from the ejector 13. Used as. At this time, the forced bleeding apparatus including the system and the ejector system in the bleed is a bleed air system and an ejector system including a control valve 11, bleed air tube 12, ejector 13 and ejector outlet 14 The engine and the engine bay are provided, and the air inside the engine bay is ventilated to cool the engine.

그러나, 상기한 강제환기장치는 항공기가 이륙하기 전에만 활용됨에 따라, 시스템을 구비할 때 발생되는 중량의 증가 및 비용에 문제가 제기되어 왔으나, 항공기의 정지시 원활한 환기 유량의 유입이 어려운 한계로 강제환기장치가 필수적으로 구비되어야 한다는 문제점이 발생되어 왔다.However, as the forced ventilation device is utilized only before the aircraft takes off, there has been a problem in the weight increase and the cost generated when the system is provided, but it is difficult to smoothly inflow the ventilation flow rate when the aircraft is stopped. There has been a problem that a forced ventilation device must be provided.

US 4711084 A (Ejector assisted compressor bleed, 1987.12.08.)US 4711084 A (Ejector assisted compressor bleed, 1987.12.08.)

본 발명은 상기한 문제점을 해결하고자 안출된 것으로, 적어도 두 개 이상의 엔진을 갖는 항공기에서, 엔진의 작동 시에 인접하여 배치된 노즐의 사이에서 발생되는 저압을 이용하여, 강제환기장치를 대체할 수 있는 멀티엔진을 갖는 항공기의 자연환기구조를 제공하고자 한다.The present invention has been made to solve the above problems, in the aircraft having at least two engines, by using the low pressure generated between the nozzles disposed adjacent to the operation of the engine, it is possible to replace the forced ventilation device To provide a natural ventilation structure of an aircraft having a multi-engine.

상기한 과제를 해결하기 위한, 본 발명은 항공기의 자연환기구조에 관한 것으로, 더욱 자세하게는, 전방에서 후방으로 배치되는 압축기, 연소실 및 노즐을 포함하는 적어도 두 개 이상의 엔진을 갖는 항공기의 자연환기구조에 있어서, 내부에 상기 엔진을 수용하며, 전방에 구비되는 유입구로부터 유입되는 공기가 상기 엔진의 외측면을 따라 후방으로 유동되는 공기유동공간이 형성된 엔진베이; 및 상기 엔진베이의 후방에서 인접하여 배치된 적어도 두 개 이상의 상기 엔진의 노즐 사이에 형성되는 환기구; 를 포함하며, 상기 환기구는 상기 엔진의 작동 시에 인접하여 배치된 적어도 두 개 이상의 상기 노즐 사이에 형성되는 저압에 의해 상기 공기유동공간으로 유입되는 공기를 배출시키는 것을 특징으로 한다.To solve the above problems, the present invention relates to a natural ventilation structure of the aircraft, more specifically, the natural ventilation structure of the aircraft having at least two or more engines including a compressor, a combustion chamber and a nozzle disposed from the front to the rear An engine bay, comprising: an engine bay accommodating the engine therein and having an air flow space in which air flowing from an inlet provided in the front flows backward along the outer surface of the engine; And a ventilation hole formed between at least two nozzles of the engine disposed adjacent to the rear of the engine bay. It includes, The vent is characterized in that for discharging the air flowing into the air flow space by the low pressure formed between at least two or more of the nozzles disposed adjacent to the operation of the engine.

또한, 상기 엔진베이는 후단이 상기 엔진의 노즐 후단으로부터 전방으로 소정거리 이격되도록 형성되며, 상기 환기구는 상기 엔진베이의 후단에 형성되는 것을 특징으로 한다.In addition, the engine bay is formed so that the rear end is spaced apart from the rear end of the engine by a predetermined distance, the vent is characterized in that formed in the rear end of the engine bay.

또한, 상기 엔진베이는 상기 환기구를 제외한 후단이 밀폐되도록 형성되는 것을 특징으로 한다.In addition, the engine bay is characterized in that the rear end except for the ventilation port is formed to be sealed.

또한, 상기 엔진베이는 내부에 제1엔진을 구비하도록 형성된 제1엔진베이 및 내부에 제2엔진을 구비하도록 형성된 제2엔진베이를 포함하여 이루어지며, 상기 환기구는 상기 제1엔진베이 및 제2엔진베이의 후단에 각각 형성될 수 있다.In addition, the engine bay includes a first engine bay formed to have a first engine therein and a second engine bay formed to have a second engine therein, and the ventilation holes are formed of the first engine bay and the second engine bay. It may be formed at the rear end of the engine bay, respectively.

이때, 상기 유입구는 상기 엔진베이의 전방의 외측에서 내측으로 공기가 유입 가능하도록 관통되어 형성될 수 있다.In this case, the inlet may be formed to penetrate the air inlet from the outside of the front of the engine bay to the inside.

상기한 구성에 따른 본 발명의 자연환기구조는, 적어도 두 개 이상의 엔진을 갖는 항공기에 형성되어 이젝터시스템을 포함하는 강제환기장치를 대체함으로써, 항공기에 구비되는 시스템을 더욱 단순화 시킬 수 있으며, 강제환기장치에 설치에 필요한 비용을 저감하며, 항공기 자체의 중량을 감소시켜 엔진의 가동효율을 증대시키는 효과가 있다.The natural ventilation structure of the present invention according to the above configuration, formed on the aircraft having at least two or more engines by replacing the forced ventilation device including an ejector system, it is possible to further simplify the system provided in the aircraft, forced ventilation The cost required to install the device is reduced, and the weight of the aircraft itself is reduced to increase the operating efficiency of the engine.

도 1은 종래의 강제환기장치를 갖는 엔진을 도시한 사시도.
도 2는 종래의 이젝터 시스템을 도시한 개략도.
도 3은 본 발명의 일실시예에 따른 항공기의 노즐에서 형성되는 저압을 도시한 예시도.
도 4는 본 발명의 일실시에에 따른 자연환기구조를 도시한 개략도.
도 5는 도 4에 따른 자연환기구조의 환기구를 도시한 개략도.
도 6은 본 발명의 다양한 실시예에 따른 환기구의 변형예를 도시한 예시도.1 is a perspective view showing an engine having a conventional forced ventilation device.
2 is a schematic diagram illustrating a conventional ejector system.
3 is an exemplary view showing a low pressure formed in the nozzle of the aircraft according to an embodiment of the present invention.
Figure 4 is a schematic diagram showing a natural ventilation structure according to an embodiment of the present invention.
5 is a schematic view showing a vent of the natural ventilation structure according to FIG.
6 is an exemplary view showing a modification of the ventilation opening according to various embodiments of the present invention.

본 발명은 다양한 변경을 가할 수 있고 여러 가지 실시예를 가질 수 있는 바, 특정 실시예들을 도면에 예시하고 상세한 설명을 하고자 한다. 그러나, 이는 본 발명을 특정한 실시 형태에 대해 한정하려는 것이 아니며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변경, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다. As the present invention allows for various changes and numerous embodiments, particular embodiments will be illustrated in the drawings and described in detail. However, this is not intended to limit the present invention to specific embodiments, it should be understood to include all modifications, equivalents, and substitutes included in the spirit and scope of the present invention.

어떤 구성요소가 다른 구성요소에 "연결되어" 있다거나 "접속되어" 있다고 언급된 때에는, 그 다른 구성요소에 직접적으로 연결되어 있거나 또는 접속되어 있을 수도 있지만, 중간에 다른 구성요소가 존재할 수도 있다고 이해되어야 할 것이다. When a component is referred to as being "connected" or "connected" to another component, it may be directly connected to or connected to that other component, but it may be understood that other components may be present in between. Should be.

다르게 정의되지 않는 한, 기술적이거나 과학적인 용어를 포함해서 여기서 사용되는 모든 용어들은 본 발명이 속하는 기술 분야에서 통상의 지식을 가진 자에 의해 일반적으로 이해되는 것과 동일한 의미를 가지고 있다. Unless defined otherwise, all terms used herein, including technical or scientific terms, have the same meaning as commonly understood by one of ordinary skill in the art.

일반적으로 사용되는 사전에 정의되어 있는 것과 같은 용어들은 관련 기술의 문맥상 가지는 의미와 일치하는 의미를 가지는 것으로 해석되어야 하며, 본 출원에서 명백하게 정의하지 않는 한, 이상적이거나 과도하게 형식적인 의미로 해석되지 않는다. Terms such as those defined in the commonly used dictionaries should be construed as having meanings consistent with the meanings in the context of the related art, and are not construed in ideal or excessively formal meanings unless expressly defined in this application. Do not.

이하, 본 발명의 기술적 사상을 첨부된 도면을 사용하여 더욱 구체적으로 설명한다.Hereinafter, the technical spirit of the present invention will be described in more detail with reference to the accompanying drawings.

첨부된 도면은 본 발명의 기술적 사상을 더욱 구체적으로 설명하기 위하여 도시한 일예에 불과하므로 본 발명의 기술적 사상이 첨부된 도면의 형태에 한정되는 것은 아니다.The accompanying drawings are only examples to illustrate the technical idea of the present invention in more detail, and thus the technical idea of the present invention is not limited to the accompanying drawings.

본 발명은 적어도 두 개 이상의 엔진을 갖는 항공기의 자연환기구조에 관한 것으로, 도 3에 도시된 바와 같이 인접하여 배치되는 엔진의 노즐 사이에서 배출되는 배기 플룸에 의해 저압이 형성되고, 이때 발생되는 저압영역에 환기구를 형성하여 엔진베이 내부의 공기를 자연배기 시키는 것을 가장 큰 특징으로 하며, 이때 도 3에서는 두 개의 엔진을 갖는 쌍발엔진 항공기의 후방 측을 도시하고 있으나 본 발명의 자연환기구조는 두 개 이상의 엔진의 가동 시, 인접하여 배치된 노즐 사이에서 발생되는 저압을 이용하는 것으로 엔진의 개수는 본 발명의 일실시예에 따라 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 다양한 변형실시가 가능할 것이며, 하기에서는 두 개의 엔진을 갖는 쌍발엔진 항공기를 일예로 상세히 설명하기로 한다.The present invention relates to a natural ventilation structure of an aircraft having at least two engines, the low pressure is formed by the exhaust plume discharged between the nozzles of the engine disposed adjacently, as shown in FIG. It is the biggest feature to naturally vent the air inside the engine bay by forming a vent in the area, in this case, Figure 3 shows the rear side of a twin-engine aircraft having two engines, but the natural ventilation structure of the present invention has two When the above engine is operated, the number of engines by using low pressure generated between adjacently arranged nozzles may be variously modified without departing from the gist of the present invention according to an embodiment of the present invention. A twin-engine aircraft having an engine will be described in detail as an example.

도 4는 도 3의 AA'단면에 따른 본 발명의 일실시예에 따른 항공기의 자연환기구조를 도시한 개략도로서, 도 4를 참조하면, 본 발명의 자연환기구조(1000)는 엔진(100), 엔진베이(200), 환기구(300)를 포함하여 구성될 수 있으며, 상기 엔진(100)은 전방에서 후방으로 배치되는 압축기(110), 연소실(120) 및 노즐(130)을 포함하여 구성되며 흡기-압축-연소-배기의 단계를 거쳐 항공기의 추력을 발생시키기 위한 구성으로, 상기 엔진(100)은 전방에서 유입되는 공기를 압축하여 연료(항공유)를 연소시켜 연소된 고온 고압의 연소가스를 배출하여 추력을 얻는 제트엔진으로 이루어지는 것이 바람직하며, 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 다양한 형상 및 구조를 갖는 항공기의 엔진으로 이루어질 수 있다.Figure 4 is a schematic diagram showing a natural ventilation structure of the aircraft according to an embodiment of the present invention according to the AA 'section of Figure 3, referring to Figure 4, the natural ventilation structure 1000 of the present invention is the engine 100 It may be configured to include an engine bay 200, a vent 300, the engine 100 is configured to include a compressor 110, a combustion chamber 120 and a nozzle 130 disposed from the front to the rear, The engine 100 is configured to generate the thrust of the aircraft through the stage of intake-compression-combustion-exhaust, and the engine 100 compresses the air flowing from the front to combust the fuel (air fuel) to burn the combustion gas of the high temperature and high pressure. It is preferable that the jet engine is formed of a thrust to be discharged, and may be made of an engine of an aircraft having various shapes and structures without departing from the gist of the present invention.

상기 엔진베이(200)는 상기 엔진을 감싸도록 형성되어, 항공기 동체에 구비되는 구성으로써, 항공기의 운용에 있어 상기 엔진베이(200) 내부의 온도는 매우 중요한 요소로, 안전한 엔진의 운용을 위해서 엔진베이 내부의 최대 허용 온도를 제한하도록 하고 있으며, 이때 엔진베이 내부 허용 온도 조건을 만족하기 위하여 엔진베이 내부에 다양한 냉각 및 환기 장치가 사용되고 있다. 이때 본 발명은 상기한 엔진베이(200)의 내부에 구비되는 엔진(100)의 외측면을 따라 유동하는 공기유동공간의 환기를 위하여 상기 엔진베이(200)의 후방에서 인접하여 배치된 적어도 두 개 이상의 상기 엔진(100)의 노즐(130) 사이에 환기구(300)를 형성하여, 상기 엔진(100)의 작동 시에, 인접하여 배치된 적어도 두 개 이상의 상기 노즐 사이에 형성되는 저압을 이용하여 상기 공기유동공간(220)으로 유입되는 공기를 배출시켜, 엔진의 냉각과 연료/산화제 혼합기의 가연비율을 조성하기 위한 공기의 유입 및 상기 엔진베이(200) 내부의 인화성 물질을 외부로 배출시켜 화재를 방지하는 장점이 있다.The engine bay 200 is formed to surround the engine and is provided in the aircraft fuselage, and the temperature inside the engine bay 200 is a very important factor in the operation of the aircraft. In order to limit the maximum allowable temperature inside the bay, various cooling and ventilation devices are used in the engine bay to satisfy the allowable temperature conditions in the engine bay. At this time, the present invention is at least two disposed adjacent to the rear of the engine bay 200 for the ventilation of the air flow space flowing along the outer surface of the engine 100 provided in the engine bay 200 The ventilation port 300 is formed between the nozzles 130 of the engine 100, and when the engine 100 is operated, the low pressure is formed between at least two nozzles disposed adjacent to each other. By discharging the air flowing into the air flow space 220, the inlet of the air to create the combustion ratio of the cooling of the engine and the fuel / oxidant mixture and discharge the flammable material in the engine bay 200 to the outside to fire It has the advantage of preventing.

상기 노즐(130)은 연료를 연소시키는 연소실(120) 뒤에 배치되어 배출되는 고온 고압의 배기가스의 배출을 유도하여 더욱 높은 출력을 얻을 수 있도록 형성되는 에프터버너(Afterburner)를 이루는 구성으로, 터빈의 후방에 배치되어 연소실에서 발생되는 고온의 배기가스(Plum)의 배출을 유도하기 때문에 내열성의 소재로 이루어지는 것이 바람직하며, 상기 노즐(130)에서 배출되는 배기가스로부터 얻어지는 추력의 편향(Thrust VectrRing)을 위한 TVC(Thrust VectrRing Control)노즐 등의 다양한 추력편향장치들을 더 구비하여 이루어질 수 있으며, 이때 상기 노즐(130)은 본 발명의 요지에 벗어남이 없이 항공기의 설계에 따라, 다양한 구성 및 구조로써 이루어질 수 있다.The nozzle 130 is configured to form an afterburner formed to induce the discharge of the high temperature and high pressure exhaust gas discharged and disposed behind the combustion chamber 120 that burns fuel, thereby obtaining a higher output. It is preferably made of a heat-resistant material because it is disposed in the rear to induce the discharge of the hot exhaust gas (Plum) generated in the combustion chamber, the thrust deflection (Thrust VectrRing) obtained from the exhaust gas discharged from the nozzle 130 Various thrust deflection devices such as a TVC (Thrust VectrRing Control) nozzle for the purpose may be further provided, wherein the nozzle 130 may be made of various configurations and structures according to the design of the aircraft without departing from the spirit of the present invention. have.

또한, 상기 엔진베이(200)는 전방에 구비되어 내부로 공기가 유입되는 유입구(210)가 형성되는 것이 바람직하며, 이때 상기 유입구(210)는 상기 엔진베이(200)가 항공기의 외부에 구비되어 전방의 일면 개방된 드럼형으로 형성될 경우, 상기 엔진베이(200)의 내부로 공기가 유입되는 전방의 일면에 개방된 형상으로 형성 될 수 있으며, 상기 엔진베이(200)가 항공기와 일체로 형성되어 상기 엔진베이(200)의 전방이 밀폐되도록 형성되는 항공기 또는 전투기의 경우, 상기 엔진베이(200)의 전방의 외측에서 내측으로 공기가 유입 가능하도록 관통되어 형성될 수 있으며, 이때 상기 유입구(210)는 그 형상 및 기능에 따라 나카입구(NACA Inlet), 화재접근창(Fire Access Door) 및 하부환기출구(Bottom Flush Exit) 등의 다양한 구성으로 이루어질 수 있으며, 이때 상기 엔진베이(200)의 전방은 상기 엔진(100)의 연소실(120)의 이전, 즉 연소가 발생되어 열이 발생되는 구간의 전방을 뜻하며, 상기 유입구(210)는 상기 엔진베이(200)의 외측에서 내측으로 공기가 유입가능하도록 관통되어 형성될 수 있으며, 이때 상기 엔진베이(200) 내부의 공기유동공간(220)에서의 공기의 흐름은 상기 엔진(100)의 외측면의 형상에 의해 난류를 형성하게 되고, 상기 유입구(210)는 상기 엔진베이(200) 내부의 공기가 정체됨이 없이 배출 가능하도록 전방에 최대한 근접하여 배치되는 것이 바람직하며, 본 발명의 유입구(210)는 상기 엔진베이(200)의 전방에 구비되어, 상기 엔진베이(200) 내부의 공기유동공간(220)으로 공기를 유입시키기 위한 다양?? 형상 및 구조로 변형 실시 될 수 있다.In addition, the engine bay 200 is preferably provided in the front inlet 210 is formed in the air inlet, the inlet 210 is the engine bay 200 is provided on the outside of the aircraft When the front surface is formed in an open drum shape, it may be formed in an open shape on one surface of the front in which air is introduced into the engine bay 200, the engine bay 200 is formed integrally with the aircraft In the case of an aircraft or a fighter aircraft is formed so that the front of the engine bay 200 is sealed, it may be formed to penetrate through the air from the outside of the front of the engine bay 200 to the inside, the inlet 210 ) May be configured in various configurations such as NACA Inlet, Fire Access Door and Bottom Flush Exit, depending on the shape and function of the engine bay 200. The room means the front of the combustion chamber 120 of the engine 100, that is, the front of the section in which combustion is generated and heat is generated, and the inlet 210 has air inflowed from the outside of the engine bay 200 to the inside. The air flow in the air flow space 220 inside the engine bay 200 forms a turbulent flow by the shape of the outer surface of the engine 100, the inlet 210 is preferably disposed as close as possible to the front so that the air in the engine bay 200 can be discharged without stagnation, the inlet 210 of the present invention is provided in front of the engine bay 200 Are various, for introducing air into the air flow space 220 inside the engine bay 200 ?? Deformation can be carried out in shape and structure.

더하여, 상기 노즐(130)의 후방에서 발생되는 저압의 세기는 엔진의 출력에 비례하며, 엔진의 출력이 강해질수록 상기 노즐(130) 사이에서 형성되는 압력 또한 감소함으로써 상기 엔진베이(200) 내부의 환기유량이 증가되고, 엔진의 고출력 시 증가하는 엔진의 온도에 따른 엔진의 냉각성능을 자연적으로 조절할 수 있는 장점이 있다. 이때 종래의 강제환기장치는 엔진의 냉각성능을 조절하기 위하여 엔진의 압축기로부터 압축되는 공기의 압력에 따른 압축기의 압력 구간을 나누어 인젝터로 흐르는 공기의 압력을 조절함에 따라 엔진 내부의 복잡한 배관 시스템을 구비한다는 단점이 있었으며, 본 발명은 상기 자동환기구조(1000)에 의해 상기한 배관 시스템을 구비하지 않고 자동으로 엔진의 냉각성능을 조절할 수 있다는 장점이 있다.In addition, the intensity of the low pressure generated at the rear of the nozzle 130 is proportional to the output of the engine, and as the output of the engine increases, the pressure generated between the nozzles 130 also decreases, thereby reducing the pressure inside the engine bay 200. Increased ventilation flow rate, there is an advantage that can naturally adjust the cooling performance of the engine according to the temperature of the engine increases at high power output. At this time, the conventional forced ventilation device is provided with a complex piping system inside the engine by adjusting the pressure of the air flowing into the injector by dividing the pressure section of the compressor according to the pressure of the air compressed from the compressor of the engine to adjust the cooling performance of the engine. The present invention has an advantage that the cooling performance of the engine can be automatically adjusted without the above piping system by the automatic ventilation structure 1000.

도 5는 도 4에 따른 본 발명의 자연환기구조의 환기구를 도시한 예시도로서, 도 4 및 도 5를 참조하여 본 발명의 자연환기구조(1000)를 더욱 상세히 설명하면, 본 발명의 자연환기구조(1000)는 상기 엔진베이(200)의 후단(230)이 상기 엔진(100)의 노즐(130) 후단으로부터 전방으로 소정거리 이격되도록 형성되며, 상기 환기구(300)는 상기 엔진베이(200)의 후단에 형성될 수 있으며, 이때 상기 환기구(300)는 인접하여 배치된 상기 노즐(130)의 사이의 저압영역에 형성되는 것이 바람직하다.5 is an exemplary view showing a ventilation opening of the natural ventilation structure of the present invention according to FIG. 4, the natural ventilation structure 1000 of the present invention with reference to Figures 4 and 5 in more detail, natural ventilation of the present invention The structure 1000 is formed such that the rear end 230 of the engine bay 200 is spaced forward from the rear end of the nozzle 130 of the engine 100 by a predetermined distance, and the ventilation hole 300 is the engine bay 200. It may be formed at the rear end of the, the ventilation hole 300 is preferably formed in the low pressure region between the nozzle 130 disposed adjacent.

또한, 상기 엔진베이(200)는 상기 환기구(300)를 제외한 후단(230)이 밀폐되도록 형성되어, 상기 환기구(300)를 통하여만 상기 엔진배이(200) 내부의 공기가 배출되도록 하는 것이 바람직하며, 이때, 상기 엔진베이(200)는 적어도 두 개 이상의 상기 엔진(100)의 후방에 구비되는 상기 노즐(130)의 외면을 밀봉하도록 형성되어, 상기 엔진베이(200)의 후방에서 상기 환기구(300)이외의 구간으로의 압력이 방출되는 것을 방지하며 상기 환기구(300)로만 상기 엔진베이(200) 내부의 공기가 배출되도록 상기 엔진베이(200)의 후방은 상기 노즐(130)의 외면을 감싸도록 밀봉하여 형성되는 것이 바람직하며, 상기 노즐(130)과 엔진베이(200)의 접합부에 별도의 실링장치를 구비하여, 상기 노즐(130)과 엔진베이(200)의 접합면에서의 공기의 노출을 방지하도록 형성될 수 있다.In addition, the engine bay 200 is formed such that the rear end 230 except for the ventilation hole 300 is sealed, so that the air inside the engine bay 200 is discharged only through the ventilation hole 300. In this case, the engine bay 200 is formed to seal the outer surface of the nozzle 130 provided at the rear of the at least two engine 100, the ventilation port 300 at the rear of the engine bay 200 To prevent pressure from being discharged to other sections, and the rear of the engine bay 200 surrounds the outer surface of the nozzle 130 so that the air inside the engine bay 200 is discharged only to the ventilation port 300. It is preferably formed by sealing, and provided with a separate sealing device at the junction of the nozzle 130 and the engine bay 200, the exposure of air at the joint surface of the nozzle 130 and the engine bay 200 It can be formed to prevent.

아울러, 본 발명의 자연환기구조(1000)는 상기 엔진베이(200)가 적어도 두 개 이상의 엔진(100)을 각기 감싸도록 형성되며, 이때 상기 엔진베이(200)는 내부에 제1엔진(100a)을 구비하도록 형성된 제1엔진베이(200a) 및 내부에 제2엔진(100b)을 구비하도록 형성된 제2엔진베이(200b)를 포함하여 이루어지며, 이때 상기 환기구(300)는 상기 제1엔진베이(200a) 및 제2엔진베이(200b)의 후단에 각각 형성될 수 있으며, 상기 환기구(300)는 인접하여 배치된 적어도 두 개 이상의 노즐(130a, 130b) 사이에서 상기 노즐(130a, 130b)의 사이에서 형성되는 저압영역 내에 형성되고, 이때의 상기 환기구(300a, 300b)의 형상은 배출되는 공기가 상기 노즐(130)에서 배출되는 배기가스의 진행방향에 영향을 미치지 않도록 다양한 크기 및 형상으로 형성될 수 있을 것이다.In addition, the natural ventilation structure 1000 of the present invention is formed so that the engine bay 200 respectively surrounds at least two or more engines 100, wherein the engine bay 200 has a first engine 100a therein. It comprises a first engine bay (200a) formed to have a second engine bay (200b) formed to have a second engine (100b) therein, wherein the ventilation port 300 is the first engine bay ( 200a) and the rear end of the second engine bay 200b, respectively, and the ventilation hole 300 is disposed between the nozzles 130a and 130b between at least two nozzles 130a and 130b disposed adjacent to each other. It is formed in the low pressure region formed in the, the shape of the ventilation holes (300a, 300b) at this time is to be formed in a variety of sizes and shapes so that the air discharged does not affect the traveling direction of the exhaust gas discharged from the nozzle 130 Could be.

도 6은 본 발명의 다양한 실시예에 따른 환기구의 변형예를 도시한 예시도로서, 도 6의 (a)는 3개의 엔진을 갖는 항공기에서의 자연환기구조를 도시한 예시도이며, (b)는 4개의 엔진을 갖는 항공기에서의 자연환기구조를 도시한 예시도로서, 도 6을 참조하면, 상기 자연환기구조(1000)의 환기구(300)는 항공기에 구비되는 엔진(100)의 개수에 따라 다양한 개수 및 형상으로 형성될 수 있으며, 이때 상기 환기구(300)는 인접하여 배치된 노즐(130)의 사이에 각기 구비될 수 있으나, 상기 노즐(130)이 배치되는 구조에 따라 인접하여 배치된 노즐(130)간에 형성되는 저압영역이 영향을 받게 되고, 상기 환기구(300)는 형성되는 저압영역의 형상에 따라 상기 복수의 노즐(130) 사이의 중앙에 위치하여 하나의 환기구(300)로 형성될 수 있으며, 이때 상기 환기구(300)의 형상은 필요에 따라 다양한 형상으로 변형실시 가능할 것이다.6 is an exemplary view showing a modification of the vent according to various embodiments of the present invention, Figure 6 (a) is an illustration showing a natural ventilation structure in an aircraft having three engines, (b) 6 is an exemplary view illustrating a natural ventilation structure in an aircraft having four engines, and referring to FIG. 6, the ventilation holes 300 of the natural ventilation structure 1000 are based on the number of engines 100 provided in the aircraft. It may be formed in various numbers and shapes, wherein the ventilation holes 300 may be provided between the nozzles 130 disposed adjacent to each other, the nozzles disposed adjacent to each other according to the structure in which the nozzle 130 is disposed The low pressure region formed between the 130 is affected, and the ventilation hole 300 is formed at the center between the plurality of nozzles 130 according to the shape of the low pressure region to be formed to be formed as one ventilation hole 300. In this case, the shape of the ventilation hole 300 is peel Variations will be performed in a variety of shapes according to.

본 발명은 상기한 실시예에 한정되지 아니하며, 적용범위가 다양함은 물론이고, 청구범위에서 청구하는 본 발명의 요지를 벗어남이 없이 다양한 변형 실시가 가능한 것은 물론이다.The present invention is not limited to the above-described embodiments, and the scope of application is not limited, and various modifications can be made without departing from the gist of the present invention as claimed in the claims.

1000 : 자연환기구조
100 : 엔진 110 : 압축기
120 : 연소실 130 : 노즐
200 : 엔진베이 210 : 유입구
220 : 공기유동공간 230 : 후단
300 : 환기구1000: natural ventilation structure
100: engine 110: compressor
120: combustion chamber 130: nozzle
200: engine bay 210: inlet
220: air flow space 230: rear end
300: ventilation hole

Claims (5)

전방에서 후방으로 배치되는 압축기, 연소실 및 노즐을 포함하는 적어도 두 개 이상의 엔진을 갖는 항공기의 자연환기구조에 있어서,
내부에 상기 엔진을 수용하며, 전방에 구비되는 유입구로부터 유입되는 공기가 상기 엔진의 외측면을 따라 후방으로 유동되는 공기유동공간이 형성된 엔진베이; 및
상기 엔진베이의 후방에서 인접하여 배치된 적어도 두 개 이상의 상기 엔진의 노즐 사이에 형성되는 환기구;
를 포함하며,
상기 환기구는 상기 엔진의 작동 시에 인접하여 배치된 적어도 두 개 이상의 상기 노즐 사이에 형성되는 저압에 의해 상기 공기유동공간으로 유입되는 공기를 배출시키는 것을 특징으로 하는 자연환기구조.
In a natural ventilation structure of an aircraft having at least two engines including a compressor, a combustion chamber and a nozzle disposed from front to rear,
An engine bay accommodating the engine therein and having an air flow space in which air flowing from an inlet provided in the front flows backward along the outer surface of the engine; And
A ventilation hole formed between at least two nozzles of the engine disposed adjacent to the rear of the engine bay;
Including;
The ventilation port is a natural ventilation structure characterized in that for discharging the air flowing into the air flow space by a low pressure formed between at least two nozzles disposed adjacent to the operation of the engine.
제1항에 있어서,
상기 엔진베이는 후단이 상기 엔진의 노즐 후단으로부터 전방으로 소정거리 이격되도록 형성되며,
상기 환기구는 상기 엔진베이의 후단에 형성되는 것을 특징으로 하는 자연환기구조.
The method of claim 1,
The engine bay is formed so that the rear end is spaced a predetermined distance forward from the rear end of the nozzle of the engine,
The ventilation hole is a natural ventilation structure, characterized in that formed on the rear end of the engine bay.
제2항에 있어서,
상기 엔진베이는 상기 환기구를 제외한 후단이 밀폐되도록 형성되는 것을 특징으로 하는 자연환기구조.
The method of claim 2,
The engine bay is a natural ventilation structure, characterized in that the rear end is formed so as to be sealed except the vent.
제3항에 있어서,
상기 엔진베이는 내부에 제1엔진을 구비하도록 형성된 제1엔진베이 및 내부에 제2엔진을 구비하도록 형성된 제2엔진베이를 포함하여 이루어지며,
상기 환기구는 상기 제1엔진베이 및 제2엔진베이의 후단에 각각 형성되는 것을 특징으로 하는 자연환기구조.
The method of claim 3,
The engine bay includes a first engine bay formed to have a first engine therein and a second engine bay formed to have a second engine therein,
The ventilation opening is formed in the rear end of the first engine bay and the second engine bay, respectively, characterized in that the natural ventilation structure.
제1항에 있어서,
상기 유입구는 상기 엔진베이의 전방의 외측에서 내측으로 공기가 유입 가능하도록 관통되어 형성되는 것을 특징으로 하는 자연환기구조.The method of claim 1,
The inlet is a natural ventilation structure characterized in that it is formed so as to penetrate the air inlet from the outside of the front of the engine bay to the inside.
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