KR20200122293A - 안티-토크 시스템을 구비한 헬리콥터 - Google Patents

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Abstract

헬리콥터(1)를 위한 안티-토크 시스템(10)이 기술되고, 상기 시스템은: 전력 공급 유닛(15); 적어도 하나의 제1 로터(17)로서, 전력 공급 유닛(15)에 작동적으로 연결되고 전력 공급 유닛(15)에 의해 작동 가능하여, 제1 가변 각속도로 회전하는, 제1 로터(17); 및 적어도 하나의 제2 로터(25)로서, 전력 공급 유닛(15)에 작동적으로 연결되고 전력 공급 유닛(15)에 의해 작동 가능하여, 제2 가변 각속도로 회전하는, 제2 로터(25);를 포함한다.

Description

안티-토크 시스템을 구비한 헬리콥터
본 출원은 2017.12.22일 제출된 유럽 특허청 출원 no. 17210094.3에 우선권을 주장하며, 전체 개시 내용은 참조로 본 명세서에 포함된다.
본 발명은 헬리콥터를 위한 안티-토크 시스템에 관한 것이다.
헬리콥터는 기본적으로, 알려진 방식으로, 동체, 상기 동체의 상부에 위치하고 제1 축을 중심으로 회전하는 메인 로터, 및 헬리콥터의 꼬리 단부에 위치하고 상기 제1 축에 횡단하는 제2 축을 중심으로 회전하는 안티-토크 로터를 포함한다.
메인 로터는 헬리콥터를 지탱하고, 헬리콥터의 고도를 변화시키고, 헬리콥터의 전/후 및 측면 이동을 가능하게 하는데 필요한 양력을 발생시키는 기능을 갖는다.
알려진 바와 같이, 메인 로터는 헬리콥터의 동체 상에 제1 방향으로 제1 토크를 가한다. 이러한 제1 토크는 제1 방향으로 상기 동체의 회전을 야기하는 경향이 있다.
안티-토크 로터 동체 상에서 제1 토키와 같은 또는 다른 방향으로 제2 토크를 생성하도록 제공되어, 헬리콥터의 요(yaw) 각도를 조정한다.
이러한 방식으로, 안티-토크 로터는 헬리콥터의 원하지 않는 회전을 방지하고, 요 각도, 즉, 헬리콥터의 중력의 중심을 통해 지나가는 수직 축에 대해 규정된 회전축을 제어하는 것을 가능하고 한다.
안티-토크 로터는, 알려진 방식으로, 각각의 축을 중심으로 회전 가능한 로터와 상기 허브로부터 외팔보 형식에서 돌출된 복수의 블레이드(blade)를 포함한다.
종래의 해결책에서, 상기 헬리콥터는:
- 하나 이상의 연소 엔지(예를 들어, 터빈 엔진);
- 메인 변속 유닛으로서, 터빈과 메인 로터 사이에 개재되는, 상기 메인 변속 유닛;
- 제2 변속 유닛으로서, 상기 메인 변속 유닛에 의해 구동되고, 구동을 안티-토크 로터의 허브 및 블레이드로 전달하는, 상기 제2 변속 유닛;을 포함한다.
종래의 해결책에서, 상기 헬기는 꼬리 붐(tail boom)의 후미(aft) 단부로부터 돌출된 핀(pin)과 상기 핀의 양측으로부터 외팔보 형식으로 돌출된 꼬리날개(tailplane)를 더 포함한다.
꼬리 붐은 안티-토크 로터에 의해 생성된 하중과 부가적으로, 꼬리날개 및 핀에 의해 생성된 응력 전단(stress shear) 및 휨 모멘트(bending moment)를 견디는 구조 요소이다.
안티-토크 로트는 보통 핀의 측면으로부터 돌출된다. 따라서, 제2 변속 유닛은 꼬리 붐과 핀틀 통과한다.
상기 핀은 특히 전방 비행에서 헬리콥터의 요를 더 제어하는 것을 허용한다. 이러한 부가적인 요 제어는 메인 로터가 고장난 경우 유용하며, 조종사가 비상 착륙 동안 동체의 역-회전을 완화할 수 있도록 허용한다.
핀의 상단부에 배치된 경우, 꼬리 날개 메인 로터의 후류(wake)에 의해 약간의 영향만을 받는다. 따라서, 특히 제자리(hovering) 비행에서 전방 비행으로 전환과 관련하여 소음 및 진동의 발생이 감소된다.
그러나, 핀의 디자인은 상기 핀이 제2 변속 유닛의 일부를 수용한다는 사실에 의해 제한된다.
결과적으로, 전술한 해결책에서, 허브와 꼬리 로터 블레이드의 회전 속도는 필연적으로 메인 로터의 회전 속도와 관련되며, 이는 안티-토크 시스템의 차선의 사용을 초래한다.
블레이드는 안티-토크 로터의 허브에 힌지 결합되어, 연관된 피치(pitch) 각도가 변경될 수 있다.
이러한 방식으로, 메인 로터에 의해 생성된 양력에 독립적으로, 안티-토크 로터에 의해 생성된 트랙션(traction), 따라서 헬리콥터의 요 각도를 제어하는 것이 가능하다. 동일한 메커니즘은 또한, 예를 들어, 제자리 비행에서 트랙션을 최대화하고 높은 속도의 병진 비행(translational flight)에서 트랙션을 최소화하며 안티-토크 기능이 공기 역학력에 의해 주로 수행되는 상태인 비행 상태에 따라 꼬리 로터의 트랙션을 조절하는 것을 허용한다.
전기 모터의 사용이 안티-토크 로터를 회전 구동하기 위해 최근에 제안되었다.
예를 들어, 특허 EP-B-2631174는 서로 독립적이고 메인 로터의 회전 속도에 독립적으로 허브의 각속도와 블레이드의 피치 각도를 변경할 수 있도록 안티-토크 로터를 구동하기 위해 전기 모터를 사용하는 것을 서술한다.
EP-A-3254962는 동체, 꼬리 붐 및 동체에 대해 꼬리 붐의 반대면 상에 배치된 안티-토크 매트릭스를 갖는 헬리콥터를 개시한다.
안티-토크 매트릭스는 복수의 독립적으로 구동 가능한 제2 로터를 포함한다.
더욱이, EP-A-3254962에 개시된 헬리콥터는 꼬리 붐으로부터 측면 방향으로 돌출한 한쌍의 측면 안정기를 포함한다.
이러한 측면 안정기는 헬리콥터의 횡단면과 무게를 증가시킨다. 더욱이, 그러한 위치로 인해, 상기 안정기는 메인 로터에 의해 생성된 후류에 의해 충돌된다. 이는 진동과 소음을 유발하거나, 안정기가 펼쳐진 경우, 헬리콥터 단면과 무게를 더욱 증가시킬 수 있다.
이 배열에서, 안티-토크 매트릭스는 안정기에 의해 유발된 휨 모멘트와 전단 응력에 영향을 받지 않는다.
다시 말해, 안티-토크 매트릭스는 단지 그 자신에 의해 발생된 하중에만 영향을 받으며, 본질적으로 로터의 보호만을 규정한다.
EP-A-3254962 또한 안티-토크 시스템을 위한 전기 분배 시스템을 개시하고, 상기 시스템은:
- 메인 기어박스 변속기에 연결된 2개 이상의 발전기;
- 상기 2개 이상의 발전기에 연결된 제1 및 제2 복수의 가변 속도 모터; 및
- 독립적으로 각각의 제1 및 제2 복수의 가변 속도 모터에 연결된 적어도 하나의 제1 및 제2 요 제어 컴퓨터로서, 제1 및 제2 복수의 가변 속도 모터 모두에 여분의 제어를 제공하도록 각각의 제1 및 제2 요 제어 컴퓨터는 주요 및 예비 요 제어 컴퓨터 역학을 하는, 상기 제1 및 제2 요 제어 컴퓨터;를 포함한다.
꼬리의 전제 공기 역학적 설계를 향상시켜, 헬리콥터의 전체 공기 역학적 효율을 향상시키는 동안에, 각 동작 상태에서 헬리콥터의 요구된 요 각도를 제어하는 능력을 훼손하지 않고 안티-토크 시스템 내의 여분의 특정한 레벨을 보정할 필요성의 인지가 산업계에 존재한다.
동시에 헬리콥터의 단면적을 가능한 더 줄여서, 전체 드래그(drag) 줄이고, 헬리콥터의 무게를 줄이는 동안, 각 동작 상태에서 헬리콥터의 요구된 요 각도를 제어하는 능력을 훼손하지 않고 안티-토크 시스템 내의 여분의 특정한 레벨을 보정할 필요성의 인지가 산업계에 존재한다.
동시에 헬리콥터의 단면적 및 무게를 가능한 더 줄이는 동안, 요 각도, 디스크 하중, 및 최대 블레이드 팁(tip) 속도에 관하여 동일한 제어 능력을 위해 안티-토크 시스템의 전체 무게를 줄일 필요성의 인지가 산업계에 또한 존재한다.
더욱이, 동시에 헬리콥터의 단면적 및 무게를 가능한 더 줄이는 동안, 안티-토크 로터의 알려진 유형의 구조적 해결책을 단순화하면서 요 각도를 조절 및 제어하는 필요성의 인지가 산업계에 또한 존재한다.
마지막으로, 상기 꼬리 붐의 구조적 기능을 유지하는 동안 안티-토크 시스템 내에서 여분의 특정한 레벨 보장할 필요성이 산업계에 있다.
US-B-9,296,477은 다중-로터 헬리콥터를 기술한다.
CA-2794077 및 EP-A-2821344는 전기 동력식 안티-토크 로터를 기술한다.
본 발명의 목적은 안티-토크 로터의 알려진 유형과 연관된 전술한 요구의 적어도 하나를 만족할 수 있는 헬리콥터를 생산하는 것이다.
청구항 제1항에 따른 헬리콥터에 관한 한, 전술한 목적은 본 발명에 의해 달성된다,
본 발명의 더 나은 이해를 위해, 순전히 비-제한적인 실시 예와 첨부된 도면을 참고하여 2개의 바람직한 실시 양태가 본 명세서에서 기술된다:
- 도 1은 본 발명에 따른 안티-토크 시스템의 제1 실시 양태를 장착한 헬리콥터의 사시도이다;
- 도 2는 착륙 기동하는 동안 도 1의 헬리콥터의 측면도이다;
- 도 3은 도 1 및 도 2의 안티-토크 시스템을 구비한 헬리콥터의 꼬리 부분의 확대도를 도시한다;
- 도 4는 명료성을 위해 부품을 제거한 도 3의 안티-토크 시스템의 확대도를 도시한다;
- 도 5는 명료성을 위해 부품을 제거한 도 1 및 도 2의 헬리콥터를 도시한다;
- 도 6은 도 1 내지 도 5의 헬리콥터의 상이한 작동 상태에서 본 발명에 따른 안티-토크 시스템의 기능을 도시하고, 동일한 파워를 제공하는 알려진 유형의 안티-토크 시스템의 기능과 비교하는 다이어그램이다.
- 도 7은 본 발명에 따른 안티-토크 시스템이 차지하는 공간과 동일한 트랙션을 제공할 수 있다고 알려진 유형의 안티-토크 시스템의 공간을 비교한다;
- 도 8은 본 발명에 따른 안티-토크 시스템의 제2 실시 양태가 설치된 헬리콥터의 사시도이다;
- 도 9는 도 1 내지 도 8의 안티-토크 시스템을 위한 추진력 유닛의 제1 실시 양태의 개략도이다;
- 도 10은 도 9의 추진력 유닛의 제1 실시 양태 내에서 파워-흐름의 개략도이다;
- 도 11은 도 1 내지 도 8의 안트-토크 시스템을 위한 추진력 유닛의 제2 실시 양태의 개략도이다;
- 도 12는 도 11의 추진력 유닛의 제2 실시 양태에서 파워-흐름의 개략도이다;
- 도 13은 도 1 내지 도 8의 안티-토크 시스템을 위한 추진력 유닛의 제3 실시 양태의 개략도이다;
- 도 14는 도 13의 추진력 유닛의 제3 실시 양태 내에서 파워-흐름의 개략도이다;
- 도 15는 도 1 내지 도 8의 안티-토크 시스템을 위한 추진력 유닛의 제5 실시 양태의 개략도이다;
- 도 16은 도 15의 추진력 유닛의 제6 실시 양태 내에서 파워-흐름의 개략도이다.
첨부된 도면을 참조하면, 참조 번호 1은 헬리콥터를 나타낸다.
이러한 서술에서, "높은", "낮은", "수직" 등의 용어는 헬리콥터(1)가 지상에 있은 상태를 지칭한다.
헬리콥터(1)는 기본적으로:
- 전면에 위치한 노우즈(nose)(3)를 구비한 동체(2);
- 구동 유닛(12);
- 메인 로터(4)
- 동체(2)의 상부에 위치한 복수의 블레이드(11)를 장착한 메인 로터(4)로서, 구동 유닛에 의해 구동되고 축(A)을 중심으로 회전 가능한, 상기 메인 로터(4);
- 노우즈(3)에 대하여 동체(2)의 반대쪽 단부에 위치하고, 핀(6) 및 상기 핀(6)의 양측 상에서 외팔보 형식으로 돌출한 꼬리 날개(7)를 포함하는 꼬리 부분(5); 및
- 상기 꼬리 부분(5)에 의해 수행되는 안티-토크 시스템(10);을 포함한다.
더 정확하게는, 꼬리 부분(5)은 꼬리 붐(50)을 포함한다. 핀(6)은 꼬리 붐(50)의 후미 단부에 배치되고, 꼬리 날개(7)는 상기 핀(6)의 양면으로부터 측면 방향으로 연장된다.
도시된 실시 양태에서, 꼬리 날개(7)는 핀(6)의 상부 부분의 양면으로부터 연장된다.
"꼬리 붐"이라는 표현은 본 명세서에서 로터, 핀(6) 및 꼬리 날개(7)에 의해 생성된 전단 응력과 휨 모멘트를 지탱할 수 있는 구조 빔을 나타내기 위한 것임을 주목하는 것이 중요하다.
본 서술의 맥락에서, 꼬리 붐은 또는 로터의 보호를 위한 쉬라우드(shroud)로서 작용한다.
알려진 바와 같이, 로터(4)의 작동은 헬리콥터 상에서 작용하는 양력을 제어할 수 있고, 결과적으로 헬리콥터(1)의 고도를 변화시킬 수 있다.
블레이드(11)는 알려진 방식으로 힌지 결합되어, 로터 디스크, 즉, 축(A)의 반대쪽의 블레이드(11)의 자유 팁에 의해 규정되는 이상적인 디스크의 기울기를 변화시킬 수 있다.
이러한 방식으로, 로터(4)는 헬리콥터(1)의 전방/후방 및 측면 이동을 제어한다.
축(A)를 중심으로 블레이드(11)의 회전은 동체(2) 상에 제1 토크(C1)의 적용을 야기한다. 제1 토크(C1)는 축(A)을 중심으로 헬리콥터(1)의 회전을 야기하는 경향이 있다.
안티-토크 시스템(10)은 제1 토크(C1)의 반대 방향으로 메인 성분을 갖는 조절 가능한 계수(modulus)의 제2 토크(C2)를 생성하도록 제공되어, 헬리콥터(1)의 요 각도를 제어할 수 있다.
이러한 제2 토크(C2)의 메인 성분은 제1 토크(C1)와 동일한 계수를 가질 때, 안티-토크 시스템(10)은 축(A)을 중심으로 헬리콥터(1)의 회전을 막는다.
이러한 제2 토크(C2)의 메인 성분이 제1 토크(C1) 보다 낮거나 높은 계수를 가질 때, 안티-토크 시스템(10)은 헬리콥터(1)의 요 각도에서 변화, 즉, 헬리콥터(1)의 무게 중심을 통과해 지나는 수직 요 축에 대해 헬리콥터(1)의 회전을 야기한다
이하의 서술에서 명백해 지는 바와 같이, 특별히 빠르게 수행되어야 하는 특정 조작에서, 안티-토크 시스템(10)은 제1 토크(C1)와 동일한 방향으로 제2 토크(C2)를 생성하여, 제1 토크(C1)와 동일한 방향으로 헬리콥터(1)의 빠른 턴시킨다.
유리하게, 안티-토크 시스템(10)은 꼬리 붐(50)에 의해 규정되고, 상기 시스템은:
- 전력 공급 유닛(15);
- 전력 공급 유닛(15)(도 5에서 개략적으로만 도시)에 의해 전력을 공급받는 전기 모터(16); 및
- 모터(16)에 선택적으로 연결되고 모터(16)에 의해 구동되는 로터(17);를 포함한다.
전력 공급 유닛(15)은 구동 유닛(12)에 작동 가능하게 연결된 전기 발전을 포함할 수 있거나, 복수의 배터리를 포함할 수 있거나, 전기 에너지가 무엇이든 임의의 전원일 수 있다.
특히, 전력 공급 유닛(15) 및 로터(17)는 전기 에너지/전력의 양방향 흐름을 허용하기 위해 연결될 수 있다.
로터(17)는 기본적으로 축(C)을 중심으로 회전 가능한 허브(18)와 축(B)에 가로지르는 각각의 방향으로 따라 허브(18)로부터 돌출된 복수의 블레이드(19)를 포함한다.
전기 모터(16)는 로터(17)의 각속도를 제어한다.
도시된 경우에, 블레이드(18)의 피치(pitch) 각도는 고정된다.
결과적으로, 도시된 경우에, 대응하는 축(B)을 따라 동체(2) 상에서 로터(17)에 의해 발생된 힘 및 결과적으로 제3 토크는 또한 로터(17)의 각속도만을 제어함으로써 조정된다.
안티-토크 시스템(10)은 또한 대응하는 축(B)에 대해 각각의 가변 속도로 회전하도록 전력 공급 유닛(15)에 연결된, 도시된 경우에서 3개인, 복수의 로터(25)를 포함한다.
안티-토크 시스템(10)은 또한 전력 공급 유닛(15)에 의해 구동되고 대응하는 축(C)을 중심으로 각각의 각속도로 회전 구동하는 각각의 로터(25)에 선택적으로 연결된 복수의 전기 모터(24)(도 5에서 대략적으로만 도시)를 포함한다.
차례로, 각각의 로터(25)는:
- 대응한 축(C)을 중심으로 회전 가능한 허브(26);
- 대응하는 축(C)에 가로지르는 각각의 방향을 따라 허브(26)로부터 돌출한 복수의 플레이드(27);를 포함한다.
도시된 경우에, 블레이드(27)의 피치 각도는 고정된다.
결과적으로, 도시된 경우에, 대응하는 축(C)을 따라 동체(2) 상에서 로터(25)에 의해 발생된 힘 및 결과적으로 또한 제4 토크는 로터(25)의 각속도만을 제어함으로서 조정된다.
보다 상세하게는, 로터(25)는 덕트(duct)된다.
도 1 내지 도 3에 참조하면, 헬리콥터(1)는 각각의 로터(25)에 대해 복수의 덕트(90)를 포함한다. 다시 말해, 각각의 로터(25)는 상대적 덕트(90)를 갖는다.
도 8을 참조하면, 헬리콥터(1)는 모든 로터(25)에 대해 단일 공통 덕트(91)를 포함한다.
더욱이, 안티-토크 시스템(10)은 꼬리 붐(50)에 일체형으로 고정된다.
더 정확하게는, 로터(25)의 로터 디스크는 꼬리 붐(50) 내부에 포함된다.
헬리콥터(1)는 또한 전력 공급 유닛(15)에 기능적으로 연결되고, 로터(17, 25)의 회전 속도를 제어하도록 프로그램된 제어 유닛(30)을 포함한다.
특히, 전력 공급 유닛(15)은 전기 모터(16, 24)의 토크와 속도를 제어한다.
보다 자세하게는, 헬리콥터(1)의 이하의 작동 상태를 식별하는 것이 가능하다:
- 일반 작동 상태(도 6에서 A1 영역으로 표시됨)로서, 제1 토크(C1)는 임계치보다 낮고, 원하는 요 각도를 달성하기 위해 또한 임계치보다 낮은 제2 토크(C2)를 갖는 안티-토크 시스템(10)에 대응되어만 하는, 상기 일반 작동 상태;
- 작동 경계 상태(도 6에서 A3 영역으로 표시됨)로서, 제1 토크(C1)는 임계치보다 높고, 원하는 요 각도를 달성하기 위해 또한 임계치보다 높은 제2 토크(C2)를 갖는 안티-토크 시스템(10)에 대응되어만 하는, 상기 작동 경계 상태; 및
- 부가적인 상태(도 6에서 A2 영역으로 표시됨)로서, 원하는 요 각도를 달성하기 위해 동체(2) 상에서 제1 토크(C1)의 적용 방향으로 매우 빠르게 헬리콥터(1)를 턴 시키는데 필요한, 상기 부가적인 상태.
제어 유닛(30)은:
- 헬리콥터(1)의 전술한 일반 작동 상태에서, 각각 상호 반대되는 제1 및 제2 방향에서 로터(17, 25)의 회전을 야기하고;
- 헬리콥터(1)의 전술한 작동 경계 상태에서, 또한 제2 방향에서 로터(17)의 회전을 야기하고;
- 동체(2) 상에서 제1 토크(C1)의 적용 방향으로 매우 빠르게 헬리콥터(1)를 턴시키는데 필요한 전술한 부가적인 상태에서, 제1 방향으로 로터(17)을 가속하고, 제2 방향으로 로터(26)를 감속하거나 심지어 정지시키도록 프로그램된다.
보다 구체적으로, 제2 방향으로의 로터(25)의 회전에 발생된 제4 토크는 로터(4)에 의해 동체(2) 상에서 발생된 제1 토크(C1)와 방향 방식(direction-wise)으로 대향한다.
도 6을 참조하면, 전술한 작동 상태에서 안티-토크 시스템(10)의 기능은 가변 피치 각도를 갖고 블레이드를 구비하고 동체 상에 동일한 파워를 인가하는 단일 로터를 갖는 종래 유형의 안티-토크 시스템의 기능과 비교된다.
도 6은 가로 좌표 상에 종래 유형의 안티-토크 시스템의 단일 로터의 블레이드의 피치 각도와 세로 좌표 상에 상기 피치 각도가 전달하는 파워를 구체화한다.
결과적으로, 도 6은 헬리콥터(1)의 작동 상태에서 시스템에 의해 생성된 제2 토크(C2)의 계수의 과정을 나타내고, 이는 A1, A2, A3로 표시된다.
부가적으로, 도 6은 동일한 작동 상태가 또한 이전에 지정된 모드에 따라 안티-토크 시스템(10)으로 달성된다는 것을 도시한다.
도 6은 또한 일반 작동 상태(영역 A1)와 작동 경계 상태(영역 A3)를 참조하여 이전에 표시된 바와 같이 소위 제자리 턴 기동이 로터(17, 25)를 제어함으로써 안티-토크 시스템(10)으로 어떻게 달성될 수 있는지를 나타낸다.
"제자리(hovering) 턴"이라는 용어는 제자리 비행 상태에서 노우즈(3)가, 예를 들어, 시계 방향 또는 반시계 방향으로 360도 회전하는 헬리콥터(1)의 기동을 의미한다.
로터(25)의 회전에 의해 발생된 제4 토크가 일반적으로 로터(4)에 의해 동체(2) 상에 생성된 제1 토크(C1)와 계수가 다르다는 것을 강조하는 것은 중요하다.
도시된 경우에, 모터(16, 24)는 각각의 로터(17, 25)에 직접 연결된다.
다시 말해, 모터(16, 24)와 각각의 로터(17, 25) 사이의 변속 비율을 변경하기 위해 모터(16, 24)와 각각의 로터(17, 25) 사이에 기어박스가 제공되지 않는다.
도 4를 참조하면, 꼬리 부분(5)은:
- 로터(17, 25)를 지탱하는 복수의 벽(35); 및
- 상기 벽(35)에 의해 구분되고, 꼬리 부분(5)을 가로지르며 로터(17, 25)의 흡입 영역(38) 각각에 배치된 복수의 개구부(37);를 포함한다.
특히, 상기 벽(35)은 로터(17, 25)의 축(B, C)을 가로지르는 각각의 평면 상에 높인다.
개구부(37)는 축(B, C)에 평행하게 통과한다.
개구부(37)의 존재로 인해, 꼬리 부분(5)은 로터(17, 25)에 의해 흡입되는 신선한 공기를 방해하지 않는다.
첨부된 도면을 참조하면, 로터(17)는 동체(2)의 반대쪽 꼬리 부분(5)의 단부에 배치된다.
로터(25)는 동체(2)와 로터(17) 사이에 개재된다.
바람직하게는, 로터(25)는 꼬리 부분(5) 내부에 덕트되어, 블레이드(27)는 꼬리 부분(5)의 외부로 돌출되지 않는다.
일 실시 양태에서, 로터(25)의 지지부는 또한 꼬리 부분(5) 상에서 작용하는 하중을 전달하는 구조 부분을 수행한다.
추가적인 실시 양태에서, 로터(17, 25)는 또한 각각의 수직 성분을 갖는 동체(2) 상에서 각각의 힘을 생성하도록 배치된다.
도 9 내지 도 16을 참조하면, 헬리콥터(1)는:
- 한쌍의 파워 플랜트(100)(단지 대략적으로 도시);
- 메인 로터(4)를 회전 구동하는 메인 기어박스(101)(단지 대략적으로 도시); 및
- 각각의 파워 플랜트(100)와 메인 기어박스(101) 사이에 개재된 한쌍의 프리휠(free-wheel)(152);을 포함한다.
더욱이, 헬리콥터(1)는:
- 저 전력 전기 부하(150), 예를 들어, 항공 전자 부하를 전기적으로 공급하기 위해 제공되는 기본 분배 그리드(102)(단지 대략적으로 도시);
- 고 전력 전기 부하(151), 예를 들어, 로터(25)의 블레이드의 일부 액추에이터를 전기적으로 공급하기 위해 제공되는 보조 분배 그리드(103)(단지 대략적으로 도시);를 포함한다.
도 9 및 도 10에 도시된 실시 양태에서, 각각의 파워 플랜트(100)은 가스 터빈으로, 실질적으로:
- 외부 환경으로부터 흡입된 공기 흐름의 압력을 증가시키는 업스트림 압축기(95);
- 연료 탱크(97) 내에 저장된 연료가 공기 흐름 내로 스프레이되고 점화되어, 공기와 연소된 가스의 혼합물의 온도를 증가시키는, 연소 챔버(96); 및
- 상기 혼합물이 팽창하여 프리휠(152)의 개재에 의해 기어박스(101)에 작동적으로 연결된 샤프트(99)를 회전 구동하는, 다운스트림 터빈(98);을 포함한다(도 10).
보조 분배 그리드(103)은 모터(16, 24)에 전력을 더 제공한다.
전력 공급 유닛(15)은 전력을 모터(16, 24)에 전기적으로 공급하기 위한 추진 시스템(110)을 더 포함한다.
도 9 및 도 10을 참조하면, 추진 시스템(110) 기어박스(101)에 의해 구동되고 전력을 출력하는 단일 발전기(111)를 포함한다.
특히, 전기 발전기(111)에 의해 생산된 전력은 보조 분배 그리드(103)에 공급된다.
도시된 실시 양태에서, 발전기(111)는 고-중복 전기 발전기(high-redundancy electrical generator)이다.
더욱이, 전기 발전기(111)는 단방향 전기 기계이고, 즉, 전기 발전기(111)가 단지 기어박스(101)에 의해 제공된 기계적인 파워의 일부를 보조 분배 그리드(103)에 공급되는 전력으로 변환한다.
더욱이, 각 파워 플랜트(100)는 기본 분배 그리드(102)와 상대적 압축기(95)에 연결된 파워 플랜트(100)의 기어박스(153) 사이에 개재된 상대적 시동 발전기(relative starter generator)(115)(도 10에서 개략적으로 도시)를 제공한다.
각각의 시동 발전기(115)는 양방향 전기 기계이고, 즉, 시동 발전기(115)는 기본 분배 그리드(102)에 의해 제공된 전력을 상기 파워 플랜트(100)의 시동 단계 동안 상태 압축기(95)에서 이용 가능하게 만들어진 기계적 파워로 변환하거나, 상대적 압축기(95)에 의해 제공된 기계적 파워의 일부를 기본 분배 그리드(102)에서 이용 가능하게 만들어진 전력으로 변환한다.
도 11 및 도 12를 참조하면, 110'는 추진 시스템의 제2 실시 양태를 나타낸다.
추진 시스템(110')은 추진 시스템(110)과 유사하고, 추진 시스템(110)과 상이한 범위에서만 이후 개시될 것이고; 추진 시스템(110, 110')의 대응하는 부분 또는 등가의 것은 가능한 동일한 참조 번호로 표시될 것이다.
추진 시스템(110')은 전기 발전기(111'')를 포함하지 않고, 각각의 파워 플랜트(100)에 의해 구동되는 2개의 전기 발전기(120')를 포함하는 점에서 추진 시스템(110)과 상이하다.
전기 발전기(120')는 단방향 전기 발전기이다. 특히, 전기 발전기(120')는 상대적 샤프트(99)에 의해 제공되는 기계적 파워의 일부분을 보조 분배 그리드(103)에 공급되는 전력으로만 변환한다.
도시된 실시 양태에서, 추진 시스템(110')은 한쌍의 부가적인 기어박스(160')(도 12에서 개략적으로만 도시)를 포함한다. 각각의 부가적인 기어박스(160')는 상대적 샤프트(99)와 상대적 전기 발전기(120') 사이에 기능적으로 개재된다.
도시된 실시 양태에서, 전기 발전기(120')는 2개 레벨의 전압을 보조 분배 그리드(103)에 공급할 수 있는 이중 전압 전기 발전기(110')이다.
추진 시스템(110')은 또한 에너지 저장부(112'), 예를 들어, 보조 분배 그리드(103)에 전기전으로 연결되는 배터리를 포함하여 추진 시스템(110)과 상이하다.
에너지 저장부(112')는 전기 발전기(120')의 일반 작동 동안 보조 분배(103)에 의해 일반적으로 충전된다.
에너지 저장부(112')는 전기 발전기(120')가 고장난 경우에 보조 분배(102)와 따라서 로터(16, 24)에 전력을 공급한다.
마지막으로, 추진 시스템(110')은 시동 발전기(115) 대신에 시동기(115')를 포함하여 추진 시스템(110)과 상이하다.
시동기(115')는 단방향 전기 기계이고, 이는 기본 분배 그리드(102)에 의해 수신된 전기 에너지를 각각의 파워 플랜트(100')의 압축기(99)에서 이용 가능하게 만들어진 기계적인 파워로 변환할 수 있다.
도 13 및 도 14를 참조하면, 110''는 상기 추진 시스템의 제3 실시 양태를 나타낸다.
추진 시스템(110'')은 추진 시스템(110)과 유사하고, 추진 시스템(110)과 상이한 범위에서만 이후 개시될 것이고; 추진 시스템(110, 110'')의 대응하는 부분 또는 등가의 것은 가능한 동일한 참조 번호로 표시될 것이다.
특히, 추진 시스템(110'')은 모터-발전기(111'')는 양방향 전기 기계라는 점에서 추진 시스템(110)과 상이하다. 특히, 모터-발전기(111'')는 파워 플랜트(100)의 일반 작동 동안 메인 기어박스(101)에 의해 제공된 기계적 파워의 일부를 보조 분배 그리드(103)에서 이용 가능하게 만들어진 전력으로 변환할 수 있다. 대안적으로, 하나 또는 2개의 파워 플랜트(100)가 고장난 경우 또는 작동 온도 및 작동 고도 관점에서 특히 심한 상태로 인해 부스트(boost) 파워가 필요한 경우, 모터-발전기(111'')는 보조 분배 그리드(103)에 의해 제공된 전력을 메인 기어박스(102)에서 이용 가능하게 만들어진 기계적 파워로 변환할 수 있다.
추진 시스템(110'')은 또한 에너지 저장부(112''), 예를 들어, 보조 분배 그리드(103)와 따라서 로터(16, 24)에 전기적으로 연결되는 배터리를 포함하여 추진 시스템(110)과 상이하다.
특히, 에너지 저장부(112'')는 모터-발전기(111'')의 일반 작동 동안에 보조 분배(103)에 의해 충전된다.
에너지 저장부(112'')는 모터-발전기(111'')가 고장난 경우 보조 분배(102)와 따라서 로터(16, 24)에 전력을 공급한다.
도 15 및 도 16을 참조하면, 110'''은 상기 추진 시스템의 제4 실시 양태를 나타낸다.
추진 시스템(110''')은 추진 시스템(110')과 유사하고, 추진 시스템(110')과 상이한 범위에서만 이후 개시될 것이고; 추진 시스템(110', 110''')의 대응하는 부분 또는 등가의 것은 가능한 동일한 참조 번호로 표시될 것이다.
특히, 추진 시스템(110''')은 각각의 전기 발전기(120') 대신에 모터-발전기(120''')를 포함하여 추진 시스템(110')과 상이하다.
도시된 실시 양태에서, 모터-발전기(120''')는 양방향 전기 기계이다.
특히, 각각의 모터-발전기(120''')는 상대적 샤프트(99)에 의해 제공된 기계 파워의 일부를 파워 플랜트(100)의 일반 작동 동안 보조 분배 그리드(103)와 따라서 모터(16, 24)에서 이용 가능하게 만들어진 전력으로 변환할 수 있다. 대안적으로, 하나 또는 2개의 파워 플랜트(100)가 고장난 경우 또는 작동 온도 및 작동 고도 관점에서 특히 심한 상태로 인해 부스트 파워가 필요한 경우, 모터-발전기(120''')는 보조 분배 그리드(103)에 의해 제공된 전력을 샤프트(99), 따라서 메인 기어박스(102)에서 이용 가능하게 만들어진 기계 파워로 변환할 수 있다.
사용시, 로터(4)의 작동은 헬리콥터(1)의 위쪽/아래쪽, 전방/후방 및 측면 이동을 가능하게 한다.
로터(4)의 작동은 동체(2) 상에 요 축을 중심으로 헬리콥터(1)의 회전을 야기하는 제1 토크(C1)를 발생한다.
안티-토크 시스템(10)의 작동은 제1 토크(C1)와 반대 방향으로 동체(2) 상에서 제2 토크를 발생한다.
제2 토크(C2)는 헬리콥터(1)의 요 각도를 결정한다.
보다 상세하게는, 도 6에서 A1으로 표시된 일반 작동 상태를 참조하면, 제어 유닛(30) 전기 모터(16, 24)를 제어하여:
- 제1 회전 속도로 제1 회전 방향으로의 로터(17)의 회전; 및
- 각각의 제2 회전 속도로 제2 회전 방향으로의 로터(25)의 회전;을 야기한다.
특히, 로터(25)의 속도는 서로 상이할 수 있다.
이러한 방식으로 로터(17) 및 로터(25)는 동체(2) 상에서 각각의 힘, 따라서 반대 방향을 갖는 각각의 제3 및 제4 토크를 발생시킨다. 이러한 제3 및 제4 토크의 결과는 제2 토크(C2)를 발생시킨다.
제2 토크(C2)와 제1 토크(C1) 사이의 차이는 헬리콥터(1)의 요 각도를 제어한다.
도 6에서 A3로 표시된 작동 경계 상태를 참조하면, 제어 유닛(30)은 전기 모터(16, 24)를 제어하여, 제3 및 제4 토크가 동일한 방향이고 임계치보다 높은 제1 토크(C1)에 대향할 수 있도록 한다.
바람직하게는, 제어 유닛(30)은 로터(17) 및 로터(25) 모두가 제2 방향으로 회전하도록 전기 모터(16, 24)를 제어한다.
제어 유닛(30)은 로터(17)의 회전 방향의 반전이 점진적으로 일어나고, 바람직하게는 이러한 운동 반전 단계 동안 로터(25)가 가속되도록 프로그래밍된다.
도 6에서 A2로 표시된 부가적인 상태를 참조하면, 동체(2) 상에서 제1 토크(C1)의 적용 방향으로 매우 빠르게 헬리콥터(1)를 턴시키는 것이 필요하고, 제어 유닛(30)은 로터(25)의 회전을 늦추거나 심지어 정지시키고 제1 방향으로 로터(17)의 회전 속도를 증가시키도록 프로그래밍된다.
이러한 방식으로, 로터(17)에 의해 발생된 제3 토크는 제1 토크(C1)에 부가되고, 헬리콥터(1)가 원하는 요 각도로 빠르게 턴하도록 허용한다.
로터(17, 25)에 의해 흡입된 공기 흐름은 개구부(37)를 통과하고, 헬리콥터(1)의 꼬리 부분(5)에 의해 실질적으로 방해되지 않거나 무시할 수 있을 정도로 방해를 받는다.
로터(17, 25)가 각각의 수직 성분을 또한 갖는 동체(2) 상에서 각각의 힘을 발생하도록 배치된 경우에, 원하는 수직 추력(thrust)을 달성하기 위해 제어 유닛(30)은 모터(16, 24)를 제어하고, 이는 헬리콥터(1)의 피치 운동을 제어할 수 있게 한다.
더욱이, 파워 플랜트(100)는 메인 기어박스(101)를 회전 구동하고, 차례로, 메인 로터(4)를 회전 구동한다.
도 9 및 도 10의 실시 양태에서, 전기 발전기(111)는 메인 기어박스(101)의 기계 파워의 일부를 보조 분배(103) 및 따라서 모터(16, 24)에서 이용 가능하게 만들어진 전력으로 변환한다.
시동 발전기(115)는 상대적 파워 플랜트(100)의 시동 단계 동안 기본 분배 그리드(102)에 의해 제공된 전력을 상대적 압축기(95)에서 이용 가능하게 만들어진 기계적 파워로 변환한다. 더욱이, 시동 발전기(115)는 상대적 파워 플랜트(100)의 일반 작동 동안 상대적 압축기(95)에 의해 제공된 기계적 파워의 일부를 기본 분배 그리드(102)에서 이용 가능하게 만들어진 전력으로 반환한다.
도 11 및 도 12를 참조하면, 추진 시스템(110')의 작동은 추진 시스템(110)의 작동과 유사하고, 추진 시스템(110) 상이한 범위에서만 이후 개시될 것이다.
추진 시스템(110')의 작동은 추진 시스템(110)의 작동과 이하의 점에서 상이하다:
- 전기 발전기(120')는 상대적 샤프트(99)에 의해 제공된 기계적 파워의 일부를 보조 분배 그리드(103) 및 따라서 모터(16, 24)에 공급되는 전력으로 변환하고;
- 에너지 저장부(112')는 전기 발전기(111')의 일반 작동 동안 보조 분배(103)에 의해 일반적으로 충전되고, 전기 발전기(120')가 고장난 경우에 보조 분배(102) 및 따라서 로터(16, 24)에 전력을 공급하고;
- 시동기(115')는 단방향 전기 기계이고, 이는 보조 분배 그리드(102)에 의해 수신된 전기 에너지를 각각의 파워 플랜트(100')의 압축기(99)에서 이용 가능하게 만들어진 기계적 파워로만 변환할 수 있다.
도 13 및 도 14를 참조하면, 추진 시스템(110'')의 작동은 추진 시스템(110)의 작동과 유사하고, 추진 시스템(110)과 상이한 범위에서만 이후 개시될 것이다.
추진 시스템(110'')의 작동은 추진 시스템(110)의 작동과 이하의 점에서 상이하다:
- 모터-발전기(111'')는 메인 기어박스(101)에 의해 제공된 기계적 파워의 일부를 파워 플랜트(100)의 일반 작동 동안 보조 분배 그리드(103)와 따라서 로터(16, 24)에서 이용 가능하게 만들어진 전력으로 변환하고;
- 하나 또는 2개의 파워 플랜트(100)가 고장난 경우 또는 작동 온도 및 작동 고도 관점에서 특히 심한 상태로 인해 부스트 파워가 필요한 경우, 모터-발전기(111'')는 보조 분배 그리드(103)에 의해 제공된 전력을 메인 기어박스(102)에서 이용 가능하게 만들어진 기계 파워로 변환하고;
- 에너지 저장부(112'')는 모터-발전기(111'')의 일반 작동 동안 보조 분배(103)에 의해 충전되고;
- 모터-발전기(111'')가 고장난 경우에 에너지 저장부(112'')는 보조 분배(102)와 따라서 로터(16, 24)에 전력을 공급한다.
도 15 및 도 16을 참조하면, 추진 시스템(110''')의 작동은 추진 시스템(110')의 작동과 유사하고, 추진 시스템(110')과 상이한 범위에서만 이후 개시될 것이다.
추진 시스템(110''')의 작동은 추진 시스템(110')과 이하의 점에서 상이하다:
- 파워 플랜트(100)의 일반 작동 동안, 각각의 모터-발전기(120''')는 상대적 샤프트(99)에 의해 제공되는 기계적 파워의 일부를 보조 분배 그리드(103)와 따라서 모터(16, 24)에서 이용 가능하게 만들어진 전력으로 변환하고,
- 하나 또는 2개의 파워 플랜트(100)가 고장난 경우 또는 작동 온도 및 작동 고도 관점에서 특히 심한 상태로 인해 부스트 파워가 필요한 경우, 각각의 모터-발전기(120''')는 보조 분배 그리드(103)에 의해 제공된 전력을 샤프트(99)와 따라서 메인 기어박스(102)에서 이용 가능하게 만들어진 기계적 파워로 변환한다.
헬리콥터(1)의 특성을 검토함으로써, 그로 달성될 수 있는 이점은 명백하다.
특히, 안티-토크 시스템(10)은 제1 각속도로 회전할 수 있고 전기 모터(16)에 의해 구동되는 로터(17)와 각각의 제2 각속도로 회전할 수 있고 각각의 전기 모터(24)에 의해 구동되는 복수의 로터(25)를 포함한다.
결과적으로, 안티-토크 시스템(10)은 로터(17, 25) 중 하나의 고장시 일정 레벨의 작동 기능을 보장할 수 있도록 일정한 레벨의 리던던시(redundancy)를 갖는다.
더욱이, EP-B-3254962와 달리, 안티-토크 시스템(10)은 꼬리 붐(50)과 통합되고, 따라서 질량 및/또는 공기 역학적 힘의 충돌로 인해 핀(6)과 꼬리 날개(7)에 의해 발생된 휨 모멘트와 전단 응력을 지탱하도록 구조적으로 기여한다.
결과적으로, 동일한 꼬리 붐(50)은 안티-토크 시스템(10)을 위한 구조 요소 및 억제 요소(containment element)인 반면, EP-B-3254962의 안티-토크 시스템은 꼬리 붐(50)의 후미 단부에 연결되고 단순히 자체적으로 발생하는 하중을 받는다.
둘째로, EP-B-3254962와 상이하게, 헬리콥터(1)의 전체 드래그, 무게 및 노이즈와 진동 레벨의 증가 없이 꼬리 붐(50)의 후미 단부에서 핀(6)과 핀(6)의 상부에서 꼬리 날개(7) 장치에 의해 제공되는 이점을 유지하는 것이 가능하다.
특히, 핀(6)은 특히 전방 비행에서 헬리콥터(1)의 요를 더 제어하는 것을 허용한다. 이러한 부가적인 요 제어는 안티-토크 시스템(10)이 고장시 또는 전방 비행에서 에너지를 절약하고 외부 노이즈를 줄이기 위해 안티-토크 시스템(10)이 의도적으로 정지(또는 감속)된 경우에 유용하다. 꼬리 날개(7)의 효과는 대신 헬리콥터(1)의 수직 안전성을 높이는 것이다. 핀(6)의 상단부에 위치함으로써, 꼬리 날개(7)는 로터(4)의 후류에 의해 약간만 충돌된다. 따라서, 제자리 비행에서 전방 비행으로 전환을 특별히 고려하여 노이즈 및 진동의 발생이 감소한다.
반대로, EP-A-3254962는 한쌍의 측면 안정기를 포함하고, 이는 꼬리 붐으로부터 측면 방향으로 돌출한다. 이러한 측면 안정기는 헬리콥터의 횡단면과 무게를 증가시킨다. 더욱이, 그 위치로 인해, 측면 안정기는 메인 로터에 의해 발생된 후류에 의해 틀림없이 충돌한다. 이러한 문제를 피하기 위해, 안정기는 늘릴 수 있지만, 이는 헬리콥터의 전체 드래그와 무게에 더 불리할 것이다.
추진 시스템(110, 110'')은 모터(16, 24)에 전기를 공급하기 위해 단일 발전기(111, 111')를 요구하기 때문에 특히 비용 효과적이다. 더욱이, 에너지 저장부(112'')는 발전기(111, 111'')가 고장난 경우에 전력을 보조 분배(102)와 따라서 모터(16, 24)에 공급하는데 효과적으로 사용될 수 있다.
추진 시스템(110'')은 단일 발전기(111'')가 모터-발전기이기 때문에 여전히 더 유리하다. 이러한 방식으로, 하나 또는 2개의 파워 플랜트(100)가 고장난 경우 또는 작동 온도 및 작동 고도 관점에서 특히 심한 상태로 인해 부스트 파워가 필요한 경우, 모터 발전기(120''')는 보조 분배 그리드(103)에 의해 제공된 전력을 샤프트(99)와 따라서 메인 기어박스(102)에서 이용 가능하게 만들어진 기계적 파워로 변환한다.
추진 시스템(110', 110''')은 2개의 발전기(120', 120'')를 포함하여, 하나의 발전기(120, 120'')가 고장난 경우에 더욱 신뢰할 수 있다.
추진 시스템(110', 110''')의 신뢰는 전기 발전기(120')가 고장난 경우에 보조 분배(102)와 따라서 로터(16, 24)에 전력을 공급하는 에너지 저장부(112', 112''')에 의해 증가된다.
추진 시스템(110''')과 관련하여, 하나 또는 2개의 파워 플랜트(100)가 고장난 경우 또는 작동 온도 및 작동 고도 관점에서 특히 심한 상태로 인해 부스트 파워가 필요한 경우, 모터-발전기(120''')는 보조 분배 그리드(103)에 의해 제공된 전력을 샤프트(99)와 따라서 메인 기어박스(102)에서 이용 가능하게 만들어진 기계적 파워로 변환한다.
더욱이, 전기 모터(16, 24)가 넓은 범위의 회전 속도에 걸쳐, 전기 모터가 발생할 수 있는 최대 토크에 비례하는 질량을 가진다는 사실로 인해, 다중 로터(17, 25)에 걸쳐 제2 토크(C2)의 분할은 로터(17, 25)에 의해 개별적으로 생성되어야만 하는 토크의 감소를 허용한다. 결과적으로, 동체(2) 상에서 동일한 결과적 힘, 로터(17, 25) 영역의 합과 같은 동일한 영역 및 대응하는 블레이드(19, 27)와 동일한 최대 팁 속도를 갖는 단일 전기 로터(도 7)를 구비한 등가의 안티-토크 시스템(50)에 대하여 로터(17, 25)의 질량을 감소시키는 것이 또한 가능하다.
보다 구체적으로, 다른 모든 상태가 동일하면, 전기 기계의 전체 무게는 로터(17, 25)의 전체 수가 증가함에 따라 감소하고, 이는 헬리콥터 산업에서 명백한 이점을 갖는다.
로터(17, 25)가 전술한 등가의 단일-로터 안티-토크 시스템(50)의 전체 영역 보다 작은 각각의 영역을 갖는다는 사실로 인해, 대응하는 블레이드(19, 27)의 최대 팁 속도를 초과하지 않고, 따라서 전술한 대응하는 블레이드(19, 27)가 실속(stall)을 야기하지 않고, 전술한 로터(17)의 회전 속도를 높이는 것이 가능하다.
로터(17, 25)의 회전 속도의 이러한 증가는 전기 모터(16, 24)와 각각의 로터(17, 25) 사이의 기어박스를 사용하지 않고 달성된다.
연관된 기어박스의 무게를 피하는 것에 부가하여, 전기 모터(16, 24)와 각각의 로터(17, 25) 사이의 직접적인 구동 연결은 그러한 기어박스의 성가신 유지보수 및 윤할 문제를 피할 수 있게 한다. 이와 관련하여, 전기 모터(16)와 로터(17) 사이에 삽입된 임의의 기어박스는 반드시 기어박스 구성 요소에 상당한 피로 응력을 발생하는 제1 방향 및 제2 방향 모두에서 운동을 로터(17)에 전달해야만 한다.
상기 로터(17, 25)는, 전술한 등가의 단일-로터 안트-토크 시스템(50)(도 7에서 대략적으로 도시)에 대하여, 작은 영역과 따라서 작은 직경으로 만들어질 수 있다. 이로 인해, 로터(17, 25)는 실질적으로 감소된 방식으로 로터(4)와 공기 역학적으로 간섭하는 위치에 쉽게 배치될 수 있다. 결과적으로, 헬리콥터(1)의 성능은 향상되고 헬리콥터(1)에 의해 발생된 외부 노이즈는 감소될 수 있다.
로터(17, 25)는 수직 방향에 대하여 횡방향으로 각각의 평면에 놓인 각각의 디스크를 구비한 꼬리 부분(5)을 따라 배치될 수 있다. 이러한 방식으로, 제어 유닛(30)은 이러한 로터(17, 25)의 회전 속도를 제어하여, 헬리콥터(1)의 피치를 제어하는데 사용되는 수직 양력을 발생시킬 수 있다.
더욱이, 본 명세서의 서론 부분에서 서술된 알려진 해결책과 달리, 안티-토크 시스템(10)은 로터(17, 25)의 각속도에만 전적으로 작용함으로써 헬리콥터(1)의 요 각도를 제어하고, 제1 토크(C1)에 대응할 수 있다.
결과적으로, 안티-토크 시스템(10)은 또한 명확한 구조적 단순화와 함께 각각의 고정된 피치 각도를 갖는 각각의 블레이드(19, 27)를 구비한 로터(17, 25)를 사용할 수 있다.
그러한 환경하에서, 안티-토크 시스템(10)은 고정된 피치 각도를 갖는 블레이드를 구비한 단일 안티-토크 로터를 사용하는 해결책에 대하여 특히 유리한 것으로 밝혀졌다. 실제로, 요 각도를 조절하기 위해 동체에 적용된 토크의 방향을 반전시키는 것이 필요할 때, 이러한 마지막 해결책은 단일 안티-토크의 회전 방향을 반전시키는 것을 요구한다. 이러한 반전은 단일 안티-토크 로터의 회전을 정지시키고 반대 방향으로 안티-토크 로터를 가속하는 것을 요구한다. 이러한 상황에서, 헬리콥터는 전환 기간 동안 필연적으로 제어하기 어려워진다.
반대로, 본 발명에 따른 해결책은, 헬리콥터(1)의 일반 작동 상태하에서(도 6의 A1 영역), 로터를 멈출 필요 없이 로터(17, 25)의 각속도를 단순히 줄이거나 증가시킴으로써 헬리콥터의 동체(2) 상에 인가된 제2 토크(C2)의 방향을 반전한다.
이는 헬러콥터(1)가 특히 파워 값에 대응하는 넓은 범위의 요 각도에 대해 제어 가능하고, 따라서, 헬리콥터(1)의 비행 단계에서 즉각적인 제1 토크(C1)를 제어 가능하게 만든다.
헬리콥터(1)의 작동 경계 상태(도6의 A3 영역)에서 로터(17)의 회전 방향을 반전시키는 것이 필요할 때 조차, 제1 방향에서 로터(17)의 회전을 즉시 멈추는 것이 필요하지 않다. 반대로, 이러한 경계 상태에서, 제어 유닛(30)은 제2 방향으로 로터(25)의 회전 속도의 증가를 야기시키는 반면, 로터(17)는 제1 방향에서 그 회전을 늦추어 멈추고, 제2 방향으로 가속한다.
도 6에 도시된 바와 같이, 안티-토크 시스템(10)은 부분적으로 헬리콥터(1)의 일반 작동 상태에서 적용 가능한 것과 부분적으로 헬리콥터(1)의 경계 상태에서 적용될 수 있는 것에 따라 로터(17, 25)를 간단히 제어함으로써 도 6에 도시된 제자리 턴 기동을 가능하게 한다.
안티-토크 시스템(10)은 또한 헬리콥터(1)가 제1 토크(C1)가 적용된 방향(도 6에서 A2 영역)으로 매우 빠르게 턴할 수 있게 한다. 이러한 상태에서, 제어 유닛(30)은 제1 방향으로 로터(17)의 회전 속도를 증가시키고, 제2 방향으로 로터(25)의 회전 속도를 늦추거나 심지어 멈춘다.
개구부(37)는 꼬리 부분(5)을 통과하고, 각각의 흡입 영역(38)에 배치된다.
이러한 방식으로, 로터(17, 25)에 의해 흡입된 공기 흐름은 실질적으로 헬리콥터(1)의 꼬리 부분(5)에 의해 실질적으로 방해되지 않거나 무시할 수 있을 정도로 방해를 받는다. 이는 결과적으로 로터(17, 25)의 효율적인 작동을 보장한다.
로터(17, 25)의 배치는 비상 착륙 시(도 2) 헬리콥터(1)의 착륙 영역에서 손상 및/또는 위험을 초래할 리스크를 제한한다. 그러한 경우에, 헬리콥터(1)는 지면에 있는 착륙 장치(40)로 착륙하지 않고, 지면에 대해 기울어진 피치로 착륙할 수 있다. 이러한 상태에서, 로터(17, 25)는 지면에서 떨어져 있다.
마지막으로, 전기 모터(16, 24)의 지지부는 구조적 기능을 또한 수행하도록 꼬리 부분(5)에 통합될 수 있다.
덕트(91)는, 실시 양태에서는 3개로 도시된, 하나 이상의 로터(25)를 덕트한다.
이러한 방식으로, 모든 로터(25)가 개별적으로 덕트된 해결책과 동일한 공기 역학적 이점을 달성하면서, 동시에 이러한 개별적인 덕트가 꼬리 붐(5)의 레이아웃에 야기하는 기하학적인 제약을 피하는 것이 가능하다.
마지막으로, 청구항에 의해 규정된 보호 범위를 벗어나지 않고, 헬리콥터(1)에 대한 수정 및 변형이 이루어질 수 있는 것은 명확하다.
특히, 추진 시스템(100, 100', 100'', 100''')은 단일 안티-토크 로터(17, 25)를 구비한 헬리콥터에 적용될 수 있다.

Claims (27)

  1. 헬리콥터(1)는:
    - 동체(2);
    - 제1 메인 로터(4)로서, 사용시, 상기 헬리콥터(1)의 비행을 위해 필요한 양력을 발생시키고, 상기 헬리콥터의 전방/후방, 위쪽/아래쪽, 및 측면 이동을 가능하게 하도록 구성되고, 사용시, 상기 동체(2) 상에 제1 토크(C1)를 발생시키는, 상기 제1 메인 로터(4);
    - 안티-토크 시스템(10)으로서, 사용시, 상기 제1 토크(C1)에 대하여 동일한 또는 반대 방향으로 메인 성분을 갖는 제2 토크(C2)를 발생시키도록 구성되어, 상기 헬리콥터(1)의 요(yaw) 각도를 제어하는, 상기 안티-토크 시스템(10); 및
    - 상기 동체(2)에 연결된 꼬리 부분(5);을 포함하고,
    상기 꼬리 부분(5)은, 차례로:
    상기 동체(2)에 연결된 꼬리 붐(tail boom)(50);
    핀(6)으로서, 상기 동체(2)의 반대측에서 상기 꼬리 붐(50)의 후미단부(aft end)로부터 상기 꼬리 붐(50)에 대해 횡방향으로 돌출하는, 상기 핀(6); 및
    상기 핀(6)의 양측면에서 외팔보 형식으로 돌출하는 꼬리 날개(7);를 포함하고,
    상기 꼬리 붐(50)은, 사용시, 상기 핀(6)과 상기 꼬리 날개(7)의 하중에 의해 발생된 휨 모멘트((bending moment))와 전단 응력(shear stress)을 견디도록 구성되는, 헬리콥터(1)에 있어서,
    상기 안티-토크 시스템(10)은 상기 꼬리 붐(50)에 의해 규정되고, 상기 안티-토크 시스템은:
    - 전력 공급 유닛(15);
    - 적어도 하나의 제2 로터(17)로서, 상기 전력 공급 유닛(15)에 작동적으로 연결되고, 상기 전력 공급 유닛(15)에 의해 작동 가능하여 제1 가변 각속도로 회전하는, 상기 제2 로터(17); 및
    - 적어도 하나의 제3 로터(25)로서, 상기 전력 공급 유닛(15)에 작동적으로 연결되고, 상기 전력 공급 유닛(15)에 의해 작동 가능하여 제2 가변 각속도로 회전하는, 상기 제3 로터(25)를 포함하는 것을 특징으로 하는,
    헬리콥터(1).
  2. 제1항에 있어서,
    서로 엇갈리게 배치된 각각의 축(C)을 중심으로 회전하는 복수의 상기 제2 로터(25)를 포함하는 것을 특징으로 하는,
    헬리콥터(1).
  3. 제2항에 있어서,
    적어도 하나의 상기 제2 로터(25)가 상대적 덕트(relative duct)(90) 수단에 의해 덕트되는 것을 특징으로 하는,
    헬리콥터(1).
  4. 제2항에 있어서,
    적어도 2개의 제2 로터(25)를 덕트(duct)하는 단일 덕트(91)를 포함하는 것을 특징으로 하는,
    헬리콥터(1).
  5. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 안티-토크 시스템(10)은 고정된 방식으로 연결되고, 상기 꼬리 부분(5)에 통합되는 것을 특징으로 하는,
    헬리콥터(1).
  6. 제1항 내지 제5항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 꼬리 날개(7)는 상기 꼬리 붐(50)의 상기 후미 단부에 대향하는 상기 핀(6)의 자유단부에 배치되는 것을 특징으로 하는,
    헬리콥터(1).
  7. 제1항 내지 제6항 중 어느 한 항에 있어서,
    - 적어도 하나의 파워 플랜트(100); 및
    - 상기 파워 플랜트(100)에 의해 구동 가능하고, 상기 제1 로터(4)를 구동하도록 작동 가능한 기어박스(101);를 포함하고,
    상기 전력 공급 유닛(15)은, 상기 제2 및 제3 로터(17, 25)에 전력을 공급하기 위해, 차례로, 상기 파워 플랜트(100)와 상기 제2 및 제3 로터(17, 25)에 작동적으로 연결되는 전기 추진 시스템(110, 110', 110'', 110''')을 포함하는 것을 특징으로 하는,
    헬리콥터(1).
  8. 제7항에 있어서,
    상기 제2 및 제3 로터(17, 25)에 전력을 공급하도록 상기 제2 및 제3 로터(17, 25)와 전기적으로 연결된 전력 분배 그리드(103);를 포함하고,
    상기 전기 추진 시스템(110, 110', 110'', 110''')은 상기 전력을 상기 전력 분배 그리드(103)에 공급하는 것을 특징으로 하는,
    헬리콥터(1).
  9. 제7항 또는 제8항에 있어서,
    상기 전기 추진 시스템(110, 110'')은 상기 기어박스(101)와 상기 제2 및 제3 로터(17, 25) 사이에 기능적으로 개재된 제1 전기 발전기(111, 111'')를 포함하는 것을 특징으로 하는,
    헬리콥터(1).
  10. 제9항에 있어서,
    상기 제1 전기 발전기(111)는 단방향 전기 기계이고, 이는 사용시 상기 기어박스(101)에 의해 제공된 기계 파워를 사용시 상기 제2 및 제3 로터(17, 25)에 공급되는 전력으로 변환할 수 있는 것을 특징으로 하는,
    헬리콥터(1).
  11. 제9항에 있어서,
    상기 제1 전기 발전기(111'')는 양방향 전기 기계이고, 이는:
    - 사용시 상기 기어박스(101)에 의해 제공된 기계 파워를 사용시 상기 제2 및 제3 로터(17, 25)에 공급되는 전력으로 변환하고,
    - 사용시 상기 전력 분배 그리드(103)의 전력을 상기 기어박스(101)와 따라서 상기 제1 로터(4)로 변환할 수 있는 것을 특징으로 하는,
    헬리콥터(1).
  12. 제11항에 있어서,
    상기 전기 추진 시스템(110, 110'')은 상기 전력 분배 그리드(103)에 전기적으로 연결되는 에너지 저장 기기(112'')를 포함하고;
    상기 에너지 저장 기기(112'')는 사용시 상기 제1 전기 발전기(111'')의 일반 작동 동안 상기 전력 분배 그리드(103)에 의해 충전되고;
    상기 에너지 저장 기기(112'')는 사용시 상기 제1 전기 발전기(111'')가 고장난 경우 상기 전력 분배 그리드(103)를 공급하는 것을 특징으로 하는,
    헬리콥터(1).
  13. 제7항 또는 제8항에 있어서,
    상기 전기 추진 시스템(110', 110''')은 상기 파워 플랜트(100) 및 상기 전력 분배 그리드(103) 사이에 기능적으로 개재된 적어도 하나의 제2 전기 발전기(120', 120''')를 포함하는 것을 특징으로 하는,
    헬리콥터(1).
  14. 제13항에 있어서,
    상기 파워 플랜트(100) 및 상기 기어박스(102) 사이에 개재된 프리휠(free-wheel)(152)을 포함하고;
    상기 프리휠(152)이 또한 상기 기어박스(102) 및 상기 전기 추진 시스템(110', 110''') 사이에 개재된 방식으로, 상기 전기 추진 시스템(110', 110''')이 상기 파워 플랜트(100)에 연결되는 것을 특징으로 하는,
    헬리콥터(1).
  15. 제14항에 있어서,
    상기 제2 발전기(120')은 단방향 전기 기계이고, 이는 사용시 상기 파워 플랜트(100)에 의해 제공된 기계 파워를 사용시 상기 제2 및 제3 로터(17, 25)에 공급되는 전력으로 변환할 수 있는 것으로 특징으로 하는,
    헬리콥터(1).
  16. 제14항에 있어서,
    상기 제2 발전기(120'')는 양방향 전기 기계이고, 이는:
    - 사용시 상기 파워 플랜트(100)에 의해 제공된 기계 파워를 사용시 상기 제2 및 제3 로터(17, 25)에 공급되는 전력으로 변환하고,
    - 사용시 상기 전력 분배 그리드(103)의 전력을 상기 파워 플랜트(100)와 따라서 상기 제1 로터(4)로 변환할 수 있는 것을 특징으로 하는,
    헬리콥터(1).
  17. 제16항에 있어서,
    상기 제2 발전기(120''')는 상기 파워 플랜트(100)에 통합되는 것을 특징으로 하는,
    헬리콥터(1).
  18. 제13항 내지 제17항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 제2 발전기(120', 120''')는 이중 전압 발전기인 것을 특징으로 하는,
    헬리콥터(1).
  19. 제13항 내지 제18항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 전기 추진 시스템(110', 110''')은 상기 전력 분배 그리드(103)에 전기적으로 연결된 에너지 저장 기기(112''')를 포함하고;
    상기 에너지 저장 기기(112''')는 사용시 상기 제2 전기 발전기(120', 120''')의 일반 작동 동안 상기 전력 분배 그리드(103)에 의해 충전되고;
    상기 에너지 저장 기기(112'')는 사용시 상기 제2 전기 발전기(120', 120''')가 고장난 경우 상기 전력 분배 그리드(103)를 공급하는 것을 특징으로 하는,
    헬리콥터(1).
  20. 헬리콥터(1)는:
    - 동체(2);
    - 제1 메인 로터(4)로서, 사용시, 상기 헬리콥터(1)의 비행을 위해 필요한 양력을 발생시키고, 상기 헬리콥터(1)의 전방/후방, 위쪽/아래쪽, 및 측면 이동을 가능하도록 구성되고, 사용시, 상기 동체(2) 상에 제1 토크(C1)를 발생시키는, 상기 제1 메인 로터(4);
    - 안티-토크 시스템(10)으로서, 사용시, 상기 제1 토크(C1)에 대하여 동일한 또는 반대 방향으로 메인 성분을 갖는 제2 토크(C2)를 발생시키도록 구성되어, 상기 헬리콥터(1)의 요 각도를 제어하는, 상기 안티-토크 시스템(10);을 포함하고,
    상기 안티-토크 시스템(10)은:
    - 전력 공급 유닛(15); 및
    - 상기 전력 공급 유닛(15)에 작동적으로 연결되고, 상기 전력 공급 유닛(15)에 의해 작동 가능하여 제1 가변 각속도로 회전하는, 적어도 하나의 제2 로터(17);
    - 상기 전력 공급 유닛(15)에 작동적으로 연결되고, 상기 전력 공급 유닛(15)에 의해 작동 가능하여 제2 가변 각속도로 회전하는, 적어도 하나의 제3 로터(25);를 포함하는, 상기 헬리콥터(1)에 있어서,
    상기 동체(2)에 연결되고 상기 제2 및 제3 로터(17, 25)를 지탱하는 꼬리 부분(5)을 포함하고;
    상기 꼬리 부분(5)은, 차례로:
    - 각각의 상기 제2 및 제3 로터(17, 25)를 지탱하는 복수의 벽(35);
    - 상기 벽(35)에 의해 구분되고, 상기 꼬리 부분(5)을 가로지르며 사용시 상기 제2 및 제3 로터(17, 25)에 공기의 정확한 공급을 허용하는 충분한 폭을 갖는, 복수의 개구부(37);를 포함하는 것을 특징으로 하는,
    헬리콥터(1).
  21. 제20항에 있어서,
    복수의 상기 제3 로터(25)를 포함하는 것을 특징으로 하는,
    헬리콥터(1).
  22. 제21항에 있어서,
    상기 제3 로터(25) 중 적어도 하나는 덕트(duct)되는 것을 특징으로 하는,
    헬리콥터(1).
  23. 제1항 내지 제22항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 전력 공급 유닛(15)은, 차례로:
    - 상기 제2 로터(17)에 작동적으로 연결되고, 사용시 상기 제2 로터(17)를 구동하도록 구성된 적어도 하나의 제1 전기 모터(16); 및
    - 각각의 상기 제3 모터(25)에 작동적으로 연결되고, 사용시 각각의 상기 제3 로터(25)를 구동하도록 구성된, 복수의 제2 전기 모터(24);를 포함하는 것을 특징으로 하는,
    헬리콥터(1).
  24. 제23항에 있어서,
    - 상기 제1 전기 모터(16)는 상기 제2 로터(17)에 직접 연결되고; 및/또는
    - 상기 제2 전기 모터(24) 중 적어도 하나는 각각의 상기 제3 로터(25)에 직접 연결되는 것을 특징으로 하는,
    헬리콥터(1).
  25. 제1항 내지 제24항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 제2 및 제3 로터(17, 25)는 각각:
    - 각각의 회전축(B, C)을 중심으로 회전 가능한 허브(18, 26); 및
    - 상기 허브(18, 26)에 의해 지탱하고, 상기 각각의 회전축(B, C)에 대해 고정된 피치 각도를 갖는 복수의 블레이드(19, 27)를 포함하는 것을 특징으로 하는,
    헬리콥터(1).
  26. 제25항에 있어서,
    상기 전력 공급 유닛(15)에 기능적으로 연결된 제어 유닛(30)을 포함하고, 상기 제어 유닛(30)은:
    - 상기 제1 토크(C1)가 임계치보다 낮은 상기 헬리콥터(1)의 비행 상태에서, 제1 회전 방향으로의 상기 제1 로터(16)의 회전과, 상기 제1 회전 방향과 반대인 제2 회전 방향으로의 상기 제3 로터(25)의 회전을 야기하고; 및/또는
    - 상기 제1 토크(C1)가 상기 임계치보다 높을 때 상기 제2 방향으로 또한 상기 제2 로터(17)의 회전을 야기하고; 및/또는
    - 상기 헬리콥터(1)가 상기 제1 토크(C1)의 동일한 방향으로 턴해야만 하는 경우, 상기 제1 방향으로의 상기 제2 로터(17)의 회전 속도를 증가시키고 상기 제2 방향으로의 상기 적어도 하나의 제2 로터(25)의 회전 속도를 감소시키도록 프로그래밍되는 것을 특징으로 하는,
    헬리콥터(1).
  27. 제26항에 있어서,
    상기 제2 또는 제3 로터(17, 25)의 상기 제2 회전 방향이, 사용시,
    상기 동체(2) 상에서 상기 제1 토크(C1)에 대해 반대 방향으로 메인 성분을 갖는 제3 토크를 발생시키는 것을 특징으로 하는,
    헬리콥터(1).
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