KR20210073189A - 항공기 추진 장치 - Google Patents

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KR20210073189A
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박영민
황승재
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한국항공우주연구원
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Abstract

본 발명은 항공기 추진 장치를 제공한다. 본 발명은 프로펠러, 상기 프로펠러와 연결되는 구동축, 일측에 상기 프로펠러가 결합되고, 상기 구동축이 삽입되며, 내부 공간에 상기 구동축의 방향으로 구획된 복수개의 셀을 가지는 하우징, 상기 복수개의 셀에 각각 배치되며, 서로 직렬 연결되어 상기 구동축에 구동력을 전달하는 복수개의 전기 모터 및 상기 전기 모터와 상기 구동축 사이에 배치되어, 상기 전기 모터와 상기 구동축을 선택적으로 연결하는 클러치 유닛을 포함하는, 항공기 추진 장치을 제공한다.

Description

항공기 추진 장치{PROPULSION APPARATUS FOR AIRCRAFT}
본 발명의 실시예들은 항공기 추진 장치에 관한 것이다.
근래 들어 자동차 분야뿐만 아니라 항공기 분야에서도 전기 추진 방식에 관한 연구가 진행되고 있다. 전기 모터를 사용하는 항공기용 추진 장치는 구조가 간단하며 신뢰성이 우수하나, 높은 토크를 얻기 어려워 다수의 블레이드를 구비하는 프로펠러 또는 덕티드 팬(ducted fan)을 구동하는데 문제가 있다. 또한, 전기 모터가 가열됨에 따라 장치가 파손되는 문제가 있다.
토크를 높이기 위해 전기 모터와 기어 박스를 결합하여 추진 장치를 구성하는 방법이 있으나, 윤활 장치 등 필요한 부품 개수가 많아져, 구조가 복잡해지고 무게가 증가하는 문제가 있다. 또한, 기어 박스를 사용하지 않으면서 토크를 높이기 위해 전기 모터의 반경을 증가시키면서 길이를 감소시킬 경우, 전기 모터의 회전수가 감소하고, 단면적이 증가함에 따라 공기 저항과 장치 전체의 무게가 증가하는 문제가 있다.
전술한 배경 기술은 발명자가 본 발명의 도출을 위해 보유하고 있었거나, 본 발명의 도출 과정에서 습득한 기술 정보로서, 반드시 본 발명의 출원 전에 일반 공중에게 공개된 공지 기술이라 할 수는 없다.
본 발명의 실시예들은 구조가 간단하고 무게가 가벼우면서, 높은 토크를 달성할 수 있는 항공기 추진 장치를 제공하는 것을 목적으로 한다. 다만, 이러한 과제는 예시적인 것으로 이에 의해 본 발명의 범위가 한정되는 것은 아니다.
본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 추진 장치는, 프로펠러, 상기 프로펠러와 연결되는 구동축, 일측에 상기 프로펠러가 결합되고, 상기 구동축이 삽입되며, 내부 공간에 상기 구동축의 방향으로 구획된 복수개의 셀을 가지는 하우징, 복수개가 상기 하우징의 내부 공간에 형성된 복수개의 셀에 각각 배치되며, 서로 직렬 연결되어 상기 구동축에 구동력을 전달하는 전기 모터 및 상기 전기 모터와 상기 구동축 사이에 배치되어, 상기 전기 모터와 상기 구동축을 선택적으로 연결하는 클러치 유닛을 포함한다.
본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 추진 장치에 있어서, 상기 전기 모터는, 중심에 상기 구동축이 삽입되는 케이싱 및 상기 케이싱의 원주 방향을 따라 복수개가 배치되는 코일 유닛을 구비할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 추진 장치에 있어서, 상기 전기 모터는, 복수개의 상기 케이싱이 상기 구동축 방향으로 배치되어, 외부 공기가 상기 구동축 방향으로 이동할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 추진 장치에 있어서, 상기 클러치 유닛은, 상기 구동축과 일체로 회전하는 클러치 드럼 및 상기 클러치 드럼과 상기 전기 모터 사이에 배치되며, 상기 전기 모터의 회전 시에 상기 클러치 드럼과 접촉하는, 클러치 디스크를 포함할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 추진 장치에 있어서, 상기 클러치 디스크는, 상기 전기 모터가 기 설정된 회전 속도 이상의 회전 속도로 구동하면, 상기 클러치 드럼의 내주면과 접촉 상태를 유지할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 추진 장치에 있어서, 상기 클러치 드럼의 외주면에 배치되며, 상기 클러치 드럼과 일체로 회전하는 냉각팬을 더 포함할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 추진 장치에 있어서, 상기 구동축의 내부에 배치되고, 일단이 상기 프로펠러와 연결되며, 길이 방향으로 이동하여 상기 프로펠러의 피치를 제어하는 피치 제어 링크를 더 포함할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 추진 장치에 있어서, 상기 하우징의 내측에 배치되며, 상기 피치 제어 링크의 타단과 연결되어, 상기 피치 제어 링크를 기 설정된 방향으로 이동시키는 액추에이터를 더 포함할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 추진 장치에 있어서, 상기 프로펠러와 상기 하우징 사이를 커버하되, 상기 프로펠러를 통과한 외부 공기가 상기 하우징의 내부 공간으로 유입되는 경로 상에 배치되는 필터부를 더 포함할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 추진 장치에 있어서, 복수개의 컨트롤러가 상기 복수개의 전기 모터와 각각 연결되며, 서로 이격되게 배치되는 제어 유닛을 더 포함할 수 있다.
본 발명에 따른 항공기 추진 장치는 구동축과 직렬 연결되며, 구동축의 길이 방향으로 배치되는 복수개의 전기 모터를 포함함으로써, 항공기 추진 장치의 지름 방향의 크기를 최소화하면서, 동시에 높은 토크를 달성할 수 있다. 또한, 프로펠러를 통과한 외부 공기가 하우징의 내부를 효율적으로 냉각할 수 있다. 또한, 하우징의 내부로 유입되는 물방울이나 이물질의 양을 최소화하여, 항공기 추진 장치가 안정적으로 구동될 수 있다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 추진 장치를 구비하는 항공기를 나타내는 도면이다.
도 2는 도 1의 항공기 추진 장치를 나타내는 도면이다.
도 3은 도 2의 항공기 추진 장치의 프로펠러를 상세하게 도면이다.
도 4는 도 2의 항공기 추진 장치의 내부를 나타내는 단면도이다.
도 5는 도 4의 전기 모터를 나타내는 도면이다.
도 6a 및 도 6b는 도 4의 클러치 디스크를 나타내는 도면이다.
도 7a 및 도 7b는 도 4의 A를 확대하여 나타내는 확대도이다.
도 8은 도 2의 항공기 추진 장치의 구동 시에 외부 공기의 이동 경로를 도시하는 도면이다.
도 9는 본 발명의 다른 실시예에 따른 항공기 추진 장치의 구동 시에, 외부 공기의 이동 경로를 나타내는 도면이다.
본 발명은 다양한 변환을 가할 수 있고 여러 가지 실시예를 가질 수 있는 바, 특정 실시예들을 도면에 예시하고 상세한 설명에 상세하게 설명하고자 한다. 그러나, 이는 본 발명을 특정한 실시 형태에 대해 한정하려는 것이 아니며, 본 발명의 사상 및 기술 범위에 포함되는 모든 변환, 균등물 내지 대체물을 포함하는 것으로 이해되어야 한다. 본 발명을 설명함에 있어서 다른 실시예에 도시되어 있다 하더라도, 동일한 구성요소에 대하여서는 동일한 식별부호를 사용한다.
제1, 제2 등의 용어는 다양한 구성요소들을 설명하는데 사용될 수 있지만, 구성요소들은 용어들에 의해 한정되어서는 안 된다. 용어들은 하나의 구성요소를 다른 구성요소로부터 구별하는 목적으로만 사용된다.
본 출원에서 사용한 용어는 단지 특정한 실시예를 설명하기 위해 사용된 것으로, 본 발명을 한정하려는 의도가 아니다. 본 출원에서, "포함하다" 또는 "가지다" 등의 용어는 명세서상에 기재된 특징, 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것이 존재함을 지정하려는 것이지, 하나 또는 그 이상의 다른 특징들이나 숫자, 단계, 동작, 구성요소, 부품 또는 이들을 조합한 것들의 존재 또는 부가 가능성을 미리 배제하지 않는 것으로 이해되어야 한다.
이하, 첨부된 도면들에 도시된 본 발명에 관한 실시예들을 참조하여 본 발명을 상세히 설명한다.
도 1은 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 추진 장치(10)를 구비하는 항공기(1)를 나타내는 도면이다.
도 1을 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 추진 장치(10)는 도 4의 복수개의 전기 모터(400)를 구비하는 전기 추진 장치로서, 항공기(1)에 구비되어 사용될 수 있다. 항공기(1)는 본체(2)와, 주 날개(3)와, 꼬리 날개(4)를 포함하는 일반적인 형태의 비행기일 수 있다. 다만, 이에 한정하는 것은 아니며, 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 추진 장치(10)는 다양한 형태의 항공기에 적용될 수 있다. 예를 들어, 항공기 추진 장치(10)는 무인 항공기 또는 유인 항공기에 적용될 수 있다. 또는, 항공기 추진 장치(10)는 고정익 또는 회전익을 구비하는 항공기에 적용될 수 있다.
항공기 추진 장치(10)는 항공기(1)의 본체(2)의 일측에 배치된 배터리(미도시)와 연결될 수 있다. 예를 들어, 항공기 추진 장치(10)는 항공기(1)의 본체(2)의 내부에 배치된 배터리로부터 주 날개(3)의 내부를 통과하는 전력 공급 회로(미도시)를 통해 전력을 공급받을 수 있다.
도 1에는 항공기 추진 장치(10)가 항공기(1)의 본체(2)를 기준으로 대칭을 이루도록 항공기(1)의 주 날개(3)에 각각 하나씩 배치되는 것으로 나타냈으나, 이에 한정하지 않는다. 예를 들어, 항공기 추진 장치(10)는 항공기(1)의 주 날개(3)의 일측에 복수개 배치되거나, 꼬리 날개(4)에 배치될 수 있다. 또한, 도 1에는 항공기 추진 장치(10)가 프로펠러 타입인 것으로 나타냈으나, 이에 한정하지 않는다. 예를 들어, 로터의 외측을 별도의 하우징 또는 덕트가 감싸는 형태의 덕티드 팬(ducted fan)이거나, 로터가 회동축을 기준으로 틸팅 가능한 틸트 로터(tilt-rotor)일 수 있다.
도 2는 도 1의 항공기 추진 장치(10)를 나타내는 도면이며, 도 3은 도 2의 항공기 추진 장치(10)의 프로펠러(100)를 상세하게 나타내는 도면이다.
도 2 및 도 3을 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 추진 장치(10)는 프로펠러(100)와, 하우징(300)을 포함할 수 있다.
프로펠러(100)는 항공기 추진 장치(10)의 일측에 배치되어, 항공기(1)의 진행 방향의 반대 방향으로 외부 공기를 밀어내, 항공기(1)의 추력을 발생시킨다. 프로펠러(100)는 프론트 콘(110)과, 팬(120)과, 피치 제어 링크(130)와, 커버(140)를 포함할 수 있다.
프론트 콘(110)은 프로펠러(100)의 선단에 배치된다. 프론트 콘(110)은 내부 공간을 가지며, 일측으로 볼록하게 돌출된 형상을 가질 수 있다. 또한 프론트 콘(110)은 반경 방향으로 소정의 직경(D1)을 가질 수 있다.
프론트 콘(110)은 측면에서 보았을 때, 선단을 향할수록 곡률이 커지는 반타원(half-ellipse) 형상일 수 있다. 다만, 이에 한정하는 것은 아니며, 프론트 콘(110)은 선단이 평평한 원기둥 형상일 수 있다. 프론트 콘(110)의 일측에는 팬(120)의 팬 블레이드(122)가 삽입되는 삽입홈(111)이 적어도 하나 이상 형성될 수 있다.
팬(120)은 프론트 콘(110)의 내부 공간에 배치되며, 외부 공기와 접촉하여 회전함으로써 항공기(1)의 추력을 발생시킨다. 팬(120)은 팬 허브(121)와, 팬 블레이드(122)를 포함할 수 있다. 팬 허브(121)는 관통공이 형성된 원기둥 형상의 부재일 수 있다. 팬 허브(121)의 외주면에는 복수개의 팬 블레이드(122)가 기 설정된 간격으로 배치될 수 있다. 또한, 팬 허브(121)의 관통공에는 구동축(200)과 피치 제어 링크(130)가 삽입될 수 있다.
팬 블레이드(122)는 팬 허브(121)의 외주면에 배치되어, 시계 방향 또는 반시계 방향으로 회전한다. 이에 따라, 외부 공기가 항공기(1)의 진행 방향의 반대 방향으로 이동하면서 추력이 발생한다. 팬 블레이드(122)를 통과한 외부 공기 중 일부는 하우징(300)의 내부를 통과하고, 나머지는 하우징(300)의 외부로 이동한다. 도 3에는 팬 블레이드(122)의 개수를 2개로 나타냈으나, 이에 한정하지 않는다. 팬 블레이드(122)의 개수는 항공기 추진 장치(10)의 용도와 목적 또는 전기 모터(400)의 출력을 고려하여 적절히 선택될 수 있다.
구동축(200)은 프로펠러(100)와 연결될 수 있다. 구동축(200)은 항공기 추진 장치(10)의 길이 방향으로 길게 연장되는 샤프트로 정의될 수 있다. 구동축(200)의 일측은 팬 허브(121)에 형성된 관통공에 삽입되어, 팬 허브(121)의 내주면의 전부 또는 일부와 접촉할 수 있다. 또한, 구동축(200)의 타측은 도 4의 전기 모터(400)와 결합된다. 이에 따라, 전기 모터(400)의 회전에 따라 구동축(200)이 회전하면서, 구동력이 프로펠러(100)로 전달될 수 있다.
구동축(200)은 피치 제어 링크(130)가 삽입되는 내부 공간을 가질 수 있다. 구동축(200)의 외경은 팬 허브(121)의 내경과 실질적으로 동일하게 구비될 수 있다. 이에 따라, 팬(120)은 구동축(200)의 일측에 결합되어, 구동축(200)과 일체로 회전할 수 있다. 또한, 구동축(200)의 내경은 피치 제어 링크(130)의 외경에 대응될 수 있다. 다만, 피치 제어 링크(130)가 구동축(200)의 내부 공간에 삽입된 상태에서 이동할 수 있도록, 구동축(200)의 내주면과 피치 제어 링크(130)의 외주면 사이에는유격이 있을 수 있다.
피치 제어 링크(130)는 프로펠러(100) 특히, 팬 블레이드(122)의 피치(pitch)를 제어한다. 피치 제어 링크(130)는 구동축(200)의 내부에 삽입되며, 일부가 구동축(200)의 밖으로 돌출된다. 피치 제어 링크(130)의 일측은 피치 제어 기구(미도시)에 의해 팬 블레이드(122)와 연결되며, 타측은 액추에이터(800)와 연결된다.
피치 제어 링크(130)는 액추에이터(800)의 작동에 의해 기 설정된 방향, 즉, 도 2의 X축 방향으로 전진 또는 후진한다. 이에 따라, 피치 제어 링크(130)의 일측에 연결된 상기 피치 제어 기구에 의해 팬 블레이드(122)의 피치가 제어된다. 구체적으로, 팬 블레이드(122)는 팬 허브(121)의 외주면에 회동 가능하도록 설치될 수 있다. 그리고 피치 제어 링크(130)가 전진 또는 후진함에 따라, 상기 피치 제어 기구에 연결된 팬 블레이드(122)가 시계 방향 또는 반시계 방향으로 회전하며, 프로펠러(100) 즉, 팬 블레이드(122)는 피치가 제어될 수 있다.
커버(140)는 프론트 콘(110)의 일측에 결합된다. 커버(140)의 일측에는 구동축(200)이 삽입되는 관통공이 형성된다. 관통공의 내경은 구동축(200)의 외경에 대응될 수 있다. 구동축(200)과 피치 제어 링크(130)는 커버(140)에 형성된 관통공에 삽입될 수 있다. 또한, 커버(140)는 소정의 직경(D2)을 가지며, 상기 직경(D2)은 프론트 콘(110)의 직경(D1)에 대응될 수 있다. 일 실시예로, 커버(140)의 직경(D2)은 프론트 콘(110)의 직경(D1)과 동일할 수 있다.
하우징(300)은 항공기 추진 장치(10)의 골격을 형성한다. 하우징(300)의 일측에는 프로펠러(100)가 결합되며, 타측은 개방되어 외부 공기가 배기될 수 있다. 또한, 하우징(300)은 항공기 추진 장치(10)를 구동하기 위한 부재들이 배치되는 내부 공간을 갖는다. 도 4에는 나타내지 않았으나, 외부 공기가 하우징(300)의 내부 공간을 통과하도록, 하우징(300)의 전면에는 복수개의 통기공(미도시)이 형성될 수 있다. 이에 따라, 프로펠러(100)를 통과한 외부 공기는 하우징(300)의 전면에 형성된 통기공을 통해 하우징(300)의 내부 공간을 통과한 다음, 하우징(300)의 후방으로 배기될 수 있다. 하우징(300)은 길이 방향을 따라 지름이 일정한 원기둥 형상이나, 외부 공기가 배기되는 부분은 후방을 향할수록 지름이 감소되는 형상일 수 있다. 즉, 하우징(300)에 있어서 외부 공기가 배기되는 부분은 내측을 향해 만곡되는 노즐 형상일 수 있다. 이에 따라, 하우징(300)의 내부 공간을 통과하는 외부 공기는 하우징(300)의 단부에서 고속으로 배기되어, 항공기(1)의 추력을 보다 높일 수 있다.
도 4는 도 2의 항공기 추진 장치(10)의 내부를 나타내는 도면이다.
도 2 및 도 4를 참조하면, 하우징(300)의 최대 직경(D3)은, 전술한 프론트 콘(110)의 직경(D1)과 커버(140)의 직경(D2)에 대응될 수 있다. D1, D2 및 D3가 실질적으로 동일한 크기를 가지므로, 프론트 콘(110)의 외주면을 따라 유동하는 물방울 또는 이물질 등이 하우징(300)의 내부로 유입되는 것을 보다 확실하게 방지할 수 있다.
하우징(300)은 항공기 추진 장치(10)를 구동하는 부재를 수용한다. 하우징(300)은 일측에 프로펠러(100)가 결합되고, 내부에 하우징(300)의 길이 방향으로 구동축(200)이 배치된다. 하우징(300)은 구동축(200)의 길이 방향, 즉 도 4의 X축 방향으로 구획된 복수개의 셀(310)을 구비할 수 있다. 셀은(310)은 전기 모터(400)와 클러치 유닛(500)이 수용되는 공간으로서, 격벽(320)의 간격에 대응되는 크기를 가질 수 있다.
격벽(320)은 하우징(300)의 내측벽으로부터 지름 방향 안쪽을 향해 돌출 형성된다. 격벽(320)은 구동축(200)의 길이 방향을 따라 기 설정된 간격으로 복수개 형성될 수 있다. 격벽(320)은 구동축(200)과 소정의 거리만큼 이격되게 배치되어, 구동축(200)이 회전하면서 발생하는 진동 등이 하우징(300)에 영향을 미치는 것을 최소화할 수 있다. 다른 실시예로, 격벽(320)은 베어링을 통해 구동축(200)과 접촉할 수 있다. 격벽(320)의 형상은 특별히 한정하지 않으며, 하우징(300)의 내측벽을 따라 원주 방향으로 형성되는 복수개의 돌출편일 수 있다. 또는 하우징(300)의 내측벽을 따라 원주 방향으로 형성된 하나의 베인(vane) 형상을 가질 수 있다. 셀(310)과 격벽(320)의 개수는 특별히 한정하지 않으며, 항공기 추진 장치(10)의 용도나 출력 등을 고려하여 적절히 선택될 수 있다. 또한, 격벽(320)의 일면에는 전기 모터(400)가 배치될 수 있다.
또한, 구동축(200)의 원활한 회전과 장치의 내구성 및 신뢰성을 위해서, 베어링(330)이 구동축(200)과 하우징(300)이 접촉하는 영역에 배치될 수 있다.
다른 실시예로, 격벽(320)에는 하우징(300)의 전면과 마찬가지로 복수개의 통기공(미도시)이 형성될 수 있다. 이에 따라, 하우징(300)의 전면을 통해 유입된 외부 공기는 격벽(320)의 통기공을 통해 하우징(300)의 내부 공간을 통과하여, 외부로 배기될 수 있다.
도 5는 도 2의 항공기 추진 장치(10)의 전기 모터(400)를 나타내는 도면이다.
도 4 및 도 5를 참조하면, 하우징(300)의 각각의 셀(310)에는 복수개의 전기 모터(400)가 각각 배치될 수 있다. 전기 모터(400)는 일측에 형성된 관통공을 통해 구동축(200)과 결합된다. 보다 구체적으로, 전기 모터(400)의 일측은 격벽(320)의 일면상에 배치될 수 있다. 또한, 도 4에 나타낸 바와 같이, 전기 모터(400)의 관통공의 내주면은 구동축(200)으로부터 이격될 수 있다. 다만, 이에 한정하는 것은 아니며, 전기 모터(400)의 관통공의 내주면은 베어링 등을 통해 구동축(200)과 접촉할 수 있다.
전기 모터(400)는 항공기(1)의 본체(2)에 배치된 배터리(미도시) 등으로부터 전력을 공급받아 회전하며, 이에 따라 구동축(200)이 회전하면서 프로펠러(100)를 구동한다. 전기 모터(400)는 항공기 추진 기술 분야에 적용할 수 있으며, 전기로 구동되는 주지의 전기 모터로 구비될 수 있다.
전기 모터(400)는 로터(410)와, 마그넷부(420)와, 스테이터(430)와, 코일(440)과, 베어링(450)을 포함할 수 있다.
로터(410)는 전기 모터(400)의 골격을 형성하는 디스크 형상의 부재로서, 전기 모터(400)의 다른 구성이 수용되는 내부 공간이 형성되어 있다. 로터(410)의 중앙에는 구동축(200)이 삽입될 수 있다. 로터(410)는 구동축(200)에 삽입된 상태에서, 구동축(200)의 회전과 무관하게 자유롭게 회전할 수 있다.
로터(410)는 전기 모터(400)의 전면의 전부 또는 일부를 커버할 수 있다. 로터(410)의 일면에는 복수개의 절개부(460)가 형성될 수 있다. 절개부(460)는 로터(410)의 중심부로부터 소정의 거리만큼 이격되어, 방사상으로 복수개 형성될 수 있다. 프로펠러(100)를 통과하여 하우징(300)의 내부로 유입된 외부 공기는 절개부(460)를 통해 하우징(300)의 내부를 자유롭게 통과하여 항공기 추진 장치(10)의 내부를 냉각할 수 있다. 절개부(460)의 개수와 형상 및 크기는 특별히 한정하지 않으며, 전기 모터(400)의 개수와 출력 및 로터(410)의 내구성과 신뢰성 등을 고려하여 적절히 선택될 수 있다.
마그넷부(420)는 로터(410)에 배치될 수 있다. 마그넷부(420)는 코일(440)의 위치에 대응되도록, 로터(410)의 원주 방향을 따라 기 설정된 간격으로 복수개 배치될 수 있다. 마그넷부(420)는 영구 자석으로서, 코일(440)에 전력이 공급되면, 코일(440)과의 사이에서 자기장을 형성하여 로터(410)를 회전시킬 수 있다.
스테이터(430)는 로터(410)와 대향하여 배치되며, 로터(410)에 형성된 내부 공간에 배치될 수 있다. 또한, 스테이터(430)의 일면은 격벽(320)의 일측과 결합될 수 있다. 스테이터(430)는 구동축(200)의 길이 방향으로 로터(410)와 이격하여 배치될 수 있다. 스테이터(430)의 일측에는 구동축(200)이 삽입되는 관통공이 형성되어 있다. 정면에서 보았을 때, 스테이터(430)는 원주 방향을 따라 소정의 간격으로 형성된 복수개의 코일 장착부(미도시)를 포함한다. 상기 코일 장착부는 스테이터(430)의 중심으로부터 방사상으로 돌출되되, 마그넷부(420)로부터 기 설정된 간격만큼 이격될 수 있다. 또한, 상기 코일 장착부의 형상은 측면에서 보았을 때 대략 T자형일 수 있다. 상기 코일 장착부는 마그넷부(420)의 위치에 대응되도록 형성될 수 있다. 상기 코일 장착부는 코일(440)과 함께 코일 유닛을 구성할 수 있다. 상기 코일 유닛은 케이싱의 원주 방향을 따라 복수개 배치될 수 있다.
스테이터(430)는 로터(410)와 항공기 추진 장치(10)의 길이 방향(X축 방향)으로 중첩되도록 배치될 수 있다. 이에 따라, 전기 모터(400)의 길이 방향으로의 크기가 줄어들어, 항공기 추진 장치(10)의 전체 크기가 줄어들 수 있다.
스테이터(430)는 로터(410)의 반대측에, 격벽(320)과 결합하는 면을 구비하며, 상기 면에는 로터(410)와 마찬가지로 복수개의 절개부(460)가 형성될 수 있다. 이에 따라, 외부 공기는 전기 모터(400)를 자유롭게 관통하여 유동하면서, 전기 모터(400)를 효율적으로 냉각할 수 있다. 또한, 스테이터(430)는 로터(410)와 함께 전기 모터(400)의 케이싱을 구성할 수 있으며, 상기 케이싱의 중심에는 구동축(200)이 삽입될 수 있다.
베어링(450)은 로터(410)와 스테이터(430)의 사이에 배치되며, 이에 따라 로터(410)가 스테이터(430)에 대해 자유롭게 회전 가능하다. 베어링(450)의 위치는 특별히 한정하지 않으며, 구동축(200)과 로터(410)의 사이에 배치될 수 있다.
도 6a 및 도 6b는 도 4의 클러치 디스크(520)를 나타내는 도면이고, 도 7a 및 도 7b는 도 4의 A를 확대하여 나타내는 도면이다.
도 4, 도 6a, 도 6b, 도 7a 및 도 7b를 참조하면, 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 추진 장치(10)는 클러치 유닛(500)을 포함할 수 있다. 클러치 유닛(500)은 전기 모터(400)와 구동축(200) 사이에 배치되어, 전기 모터(400)와 구동축(200)을 선택적으로 연결할 수 있다.
클러치 유닛(500)의 일측에는 관통공이 형성되어, 구동축(200)이 삽입된다. 또한, 클러치 유닛(500)의 타측은 전기 모터(400)와 연결된다. 클러치 유닛(500)은 선택적으로 전기 모터(400)의 회전력을 구동축(200)으로 전달하며, 구동축(200)의 회전으로 프로펠러(100)가 구동된다. 클러치 유닛(500)은 클러치 드럼(510)과, 클러치 디스크(520)를 포함할 수 있다.
클러치 드럼(510)은 클러치 유닛(500)의 골격을 구성한다. 클러치 드럼(510)은 일면이 개방되고, 내부 공간을 구비하는 디스크 형상일 수 있다. 클러치 드럼(510)의 일측에는 관통공이 형성되며, 관통공에는 구동축(200)이 삽입된다. 클러치 드럼(510)은 구동축(200)과 일체로 회전할 수 있다. 또한, 클러치 드럼(510)의 일측에는 외부 공기가 유입될 수 있는 통기공(미도시)이 형성될 수 있다.
클러치 디스크(520)는 전기 모터(400)와 연결되며, 클러치 드럼(510)의 내부 공간에 배치된다. 클러치 디스크(520)의 일측에는 관통공이 형성되어, 구동축(200)이 삽입된다. 클러치 디스크(520)의 타측은 전기 모터(400)의 로터(410)의 일측과 연결되어, 로터(410)와 일체로 회전한다. 클러치 디스크(520)는 원심 클러치 디스크로서 전기 모터(400)의 회전 속도에 따라 클러치 드럼(510)과 선택적으로 연결될 수 있다.
클러치 디스크(520)의 일측과 타측에는 각각 슬릿(521)이 형성될 수 있다. 슬릿(521)의 형상이 변형됨에 따라, 클러치 유닛(500)이 전기 모터(400)와 구동축(200)을 선택적으로 연결할 수 있다.
예를 들어, 도 6a 및 도 7a를 참고하면, 전기 모터(400)가 회전하지 않는 경우, 슬릿(521)의 간격은 L1을 유지한다. 이 상태에서 클러치 디스크(520)는 클러치 드럼(510)과 간격 C만큼 이격된 상태일 수 있다. 즉, 전기 모터(400)가 회전하지 않는 상태에서, 클러치 드럼(510)과 클러치 디스크(520)는 서로 접촉하지 않을 수 있다.
도 6b 및 도 7b를 참고하면, 전기 모터(400)가 회전하게 되면 전기 모터(400)와 연결된 클러치 디스크(520)도 함께 회전하게 되고, 원심력에 의해 슬릿(521)이 지름 방향 외측을 향해 벌어진다. 전기 모터(400)의 회전 속도가 사전에 설정된 회전 속도에 도달하면, 클러치 디스크(520)의 슬릿(521)의 간격은 L2이 된다. 이 상태에서 클러치 디스크(520)는 클러치 드럼(510)의 내주면과 접촉된 상태일 수 있다. 즉, 전기 모터(400)의 회전 속도가 사전에 설정된 회전 속도 이상이 되면, 클러치 드럼(510)과 클러치 디스크(520)는 서로 접촉 상태를 유지할 수 있다.
다시 도 4를 참조하면, 클러치 드럼(510)과 클러치 디스크(520)는 항공기 추진 장치(10)의 길이 방향으로 적어도 일부가 중첩될 수 있다. 이에 따라, 클러치 유닛(500)의 길이 방향으로의 크기를 최소화하여, 항공기 추진 장치(10)의 전체 크기를 줄일 수 있다.
다른 실시예로, 클러치 디스크(520)에는 복수개의 통기공(미도시)이 형성될 수 있다. 이에 따라, 외부 공기는 하우징(300)을 통과하는 과정에서 슬릿(521)과 통기공을 거치면서 클러치 디스크(520)를 냉각할 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 추진 장치(10)는 전기 모터(400)가 구동축(200)의 길이 방향을 따라 하우징(300)의 내부에 배치되어 높은 토크를 구현할 수 있다. 즉, 각각의 전기 모터(400)는 하나의 구동축(200)을 통해 직렬 연결될 수 있으며, 상기와 같은 배치로 통해 전기 모터(400)가 높은 토크를 달성할 수 있다. 또한, 이와 같은 구성을 통해 전기 모터(400)의 지름 방향의 크기를 줄여, 항공기 추진 장치(10)의 전체 크기를 줄일 수 있다. 이에 따라, 외부 공기와 항공기 추진 장치(10)가 접촉하는 면적이 감소되어, 공기 저항을 줄일 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 추진 장치(10)는 동력 전달 계통의 신뢰성을 높일 수 있다. 구동축(200)이 사전에 설정된 회전 속도에 도달하지 못하는 경우에, 전기 모터(400)와 클러치 유닛(500)은 서로 접촉되지 않아, 구동축(200)은 전기 모터(400)와 연결이 해제된다. 예를 들어, 항공기 추진 장치(10)의 구동 중에, 복수개의 전기 모터(400) 중 어느 하나의 전기 모터(400)에 고장이 발생하면, 클러치 유닛(500)이 구동축(200)과 전기 모터(400)의 연결을 분리하여, 고장이 발생한 전기 모터(400)를 확인할 수 있다. 또한, 복수개의 전기 모터(400) 중에서 일부가 고장 나더라도, 다른 전기 모터(400)의 출력을 높여, 목적하는 항공기 추진 장치(10)의 출력을 달성할 수 있다. 즉, 어느 하나의 전기 모터(400)에 결함이 발생하더라도, 다른 전기 모터(400)를 이용할 수 있어, 항공기 추진 장치(10)의 운용 범위를 확장시킬 수 있다.
본 발명의 일 실시예에 따른 항공기 추진 장치(10)는 각각의 전기 모터(400)가 하우징(300)의 격벽(320)에 의해 형성된 복수개의 셀(310)에 수용될 수 있다. 이에 따라, 항공기 추진 장치(10)가 작동하는 과정에서, 전기 모터(400)가 이웃하는 전기 모터(400)와 접촉하여, 파손되거나 오작동하는 문제를 방지할 수 있다. 또한, 셀(310) 간의 간격이 전기 모터(400)의 크기에 대응되는 크기를 가져, 항공기 추진 장치(10)의 전체 길이가 줄어들 수 있다.
또한, 전술한 바와 같이, 하우징(300)의 전면 및 격벽(320)과, 전기 모터(400)와, 클러치 유닛(500)에는 복수개의 통기공이 형성되어 있다. 이에 따라, 프로펠러(100)를 통과한 외부 공기가 하우징(300)의 내부에 적체되는 일 없이, 전기 모터(400)와 클러치 유닛(500)을 통과하여 하우징(300)의 외부로 배기될 수 있다. 이러한 구성을 통해, 외부 공기에 의한 항공기 추진 장치(10)의 냉각 효과를 극대화할 수 있다.
다시 도 4를 참조하면, 다른 실시예로 본 발명에 따른 항공기 추진 장치(10)는 냉각팬(600)을 추가로 포함할 수 있다. 예를 들어, 블레이드를 포함하는 냉각팬(600)은 클러치 드럼(510)의 외주면에 배치될 수 있다. 이에 따라, 냉각팬(600)은 클러치 드럼(510)과 일체로 회전하면서 공기의 유동을 발생시켜, 전기 모터(400)와 클러치 유닛(500)을 보다 효율적으로 냉각할 수 있다. 냉각팬(600)의 블레이드의 개수와 간격은 특별히 한정하지 않는다.
또한, 다른 실시예로 본 발명에 따른 항공기 추진 장치(10)는 제어 유닛(700)을 포함할 수 있다. 제어 유닛(700)은 전기 모터(400)와 연결되어, 전기 모터(400)의 온오프와 회전 속도 등을 제어할 수 있다. 제어 유닛(700)은 각각의 전기 모터(400)를 개별적으로 제어하는 복수개의 컨트롤러(미도시)를 포함할 수 있다. 이에 따라, 제어 유닛(700)의 복수개의 컨트롤러 중 어느 하나의 컨트롤러가 제대로 작동하지 않더라도, 나머지 컨트롤러를 통해 전기 모터(400)를 정상적으로 구동할 수 있다.
제어 유닛(700)은 하우징(300)의 내벽을 통과하는 제어 회로(미도시)를 통해, 전기 모터(400)를 제어할 수 있다. 또한, 제어 유닛(700)은 배터리와 연결되어, 배터리로부터 각각의 전기 모터(400)로 전력을 공급할 수 있다.
제어 유닛(700)은 복수개의 전기 모터(400) 중 어느 하나의 전기 모터(400)가 작동하지 않거나 오작동하는 경우, 해당 전기 모터(400)에 공급되는 전력을 다른 전기 모터(400)에 공급하여, 항공기 추진 장치(10)의 전체 구동력을 유지할 수 있다.
본 발명에 따른 항공기 추진 장치(10)는 액추에이터(800)를 포함할 수 있다. 액추에이터(800)는 피치 제어 링크(130)의 일단과 연결되어, 피치 제어 링크(130)를 기 설정된 방향으로 제어할 수 있다. 예를 들어, 액추에이터(800)는 피치 제어 링크(130)를 길이 방향으로 전진 또는 후진시킬 수 있다. 이에 따라, 피치 제어 링크(130)의 타단에 연결된 피치 제어 기구(미도시)가 작동하면서 프로펠러(100), 특히, 팬 블레이드(122)의 피치가 조절될 수 있다.
다른 실시예로, 본 발명에 따른 항공기 추진 장치(10)는 필터부(900)를 더 포함할 수 있다. 예를 들어, 프로펠러(100)와 하우징(300)은 기 설정된 간격만큼 이격될 수 있으며, 프로펠러(100)와 하우징(300)의 간격을 필터부(900)가 커버할 수 있다.
필터부(900)는 프로펠러(100)를 통과한 외부 공기가 하우징(300)의 내부 공간으로 유입되는 경로 상에 배치될 수 있다. 필터부(900)는 물방울이나 먼지 등과 같은 이물질이 하우징(300)의 내부로 유입되는 것을 방지한다. 필터부(900)는 물방울이나 이물질이 하우징(300)의 내부로 유입되는 것을 최소화하여, 전기 모터(400)와 클러치 유닛(500)의 수명을 증가시킴으로써 항공기 추진 장치(10)의 안정적인 구동을 가능하게 한다.
필터부(900)의 재질이나 형상 등은 특별히 한정하지 않는다. 예를 들어, 필터부(900)는 탄소 섬유 또는 금속으로 이루어진 와이어가 서로 중첩되어 형성된 그물 구조일 수 있다. 또한, 필터부(900)는 프로펠러(100)와 하우징(300)의 단부에 대응되는 고리 형상을 가질 수 있다.
도 8은 도 2의 항공기 추진 장치의 구동 시에 외부 공기의 이동 경로를 도시하는 도면이다.
도 8을 참조하면, 항공기 추진 장치(10) 중 외부 공기와 가장 먼저 접촉하는 부분은 프로펠러(100)의 프론트 콘(110)일 수 있다. 물방울 또는 이물질을 포함하는 외부 공기는 프론트 콘(110)의 선단과 충돌한 다음, 프론트 콘(110)의 외주면을 따라 유동한다. 이때, 공기에 비해 무거운 물방울 또는 이물질은 원심력 및 자체 관성에 의해 항공기 추진 장치(10)의 외측으로 유동한다.
하우징(300) 내부의 압력 구배는 선단의 압력이 후단의 압력보다 높은 형태이다. 따라서, 물방울 또는 이물질이 분리된 외부 공기는 프로펠러(100)의 회전과 하우징(300) 내부의 압력 구배에 의해 하우징(300)의 내부로 유입될 수 있다. 이때, 외부 공기에 남아 있는 물방울 또는 이물질은 프로펠러(100)와 하우징(300)의 사이에 배치된 필터부(900)에 의해 제거될 수 있다.
필터부(900)를 통과한 외부 공기는 하우징(300)의 전면에 형성된 통기공(미도시)을 통해 하우징(300)의 내부로 유입될 수 있다. 유입된 외부 공기는 전기 모터(400)와 클러치 유닛(500)을 통과하며, 이들을 냉각시킬 수 있다. 상세히, 전기 모터(400)와 클러치 유닛(500)에는 복수개의 통기공(미도시) 또는 절개부(460)가 형성되어 있으며, 하우징(300)의 각각의 셀(310)을 구획하는 격벽(320)에도 복수개의 통기공이 형성되어 있으므로, 외부 공기는 전기 모터(400)와 클러치 유닛(500)을 포함하는 하우징(300)의 내부를 효율적으로 냉각할 수 있다. 또한, 외부 공기는 하우징(300)의 후방에 형성된 제어 유닛(700)을 냉각하면서 하우징(300)의 내부를 빠져나가게 된다.
도 9는 본 발명의 다른 실시예에 따른 항공기 추진 장치(10')의 구동 시에, 외부 공기의 이동 경로를 나타내는 도면이다.
도 9를 참조하면, 항공기 추진 장치(10')의 제어 유닛(700)은 하우징(300')의 하부에 배치될 수 있다. 이에 따라, 하우징(300')은 아래로 볼록하게 돌출된 형상을 가질 수 있다. 보다 구체적으로, 하우징(300')은 상부를 커버하는 상부 하우징(300'a)과, 아래로 볼록하게 돌출되며 하부를 커버하는 하부 하우징(300'b)을 포함할 수 있다. 또한, 구동축(200)은 하우징(300)의 지름 방향으로 중심에 배치되는 것이 아니라, 그로부터 편향되도록 배치될 수 있다. 또한, 제어 유닛(700)은 전술한 실시예에 비해 전기 모터(400)와 보다 가까운 위치에 배치될 수 있다. 이와 같은 구성을 통해, 전기 모터(400)와 제어 유닛(700)의 제어 회로를 보다 간단하게 구성할 수 있다. 또한, 배터리(미도시)로부터 제어 유닛(700)을 거쳐 전기 모터(400)로 공급되는 과정에서 손실되는 전력을 최소화할 수 있다. 상부 하우징(300'a)과 하부 하우징(300'b)의 전면에는 복수개의 통기공(미도시)이 형성될 수 있다.
또한, 필터부(900')는 프로펠러(100)와 하우징(300')의 사이에 배치된다. 이에 따라, 필터부(900')는 프로펠러(100)와 상부 하우징(300'a)의 사이를 커버하면서, 아래로 돌출된 하부 하우징(300'b)의 전면을 커버할 수 있다.
물방울이나 이물질은 원심력 및 자체 관성에 의해 항공기 추진 장치(10')의 외측으로 유동하며, 외부 공기는 하우징(300')의 내부로 유입된다. 이때, 도 9를 참조하면, 외부 공기 중 일부는 전기 모터(400)와 클러치 유닛(500)이 배치되는 영역인 상부 하우징(300'a)으로 유입되고, 나머지는 제어 유닛(700)이 배치되는 상부 하우징(300'b)으로 유입된다. 이에 따라, 전기 모터(400)와, 클러치 유닛(500)과, 제어 유닛(700)이 외부 공기에 의해 냉각될 수 있다. 특히, 제어 유닛(700)이 하우징(300')의 후방에 배치되는 경우에 비해, 제어 유닛(700)이 효율적으로 냉각될 수 있다.
본 발명에 따른 항공기 추진 장치(10)는 구동축(200)과 직렬 연결되며, 구동축(200)의 길이 방향으로 배치되는 복수개의 전기 모터(400)를 포함함으로써, 항공기 추진 장치(10)의 지름 방향의 크기를 최소화하면서, 동시에 높은 토크를 달성할 수 있다. 또한, 프로펠러(100)를 통과한 외부 공기가 하우징(300)의 내부를 효율적으로 냉각할 수 있다. 또한, 하우징(300)의 내부로 유입되는 물방울이나 이물질의 양을 최소화하여, 항공기 추진 장치(10)가 안정적으로 구동될 수 있다.
본 명세서에서는 본 발명을 한정된 실시예를 중심으로 설명하였으나, 본 발명의 범위 내에서 다양한 실시예가 가능하다. 또한 설명되지는 않았으나, 균등한 수단도 또한 본 발명에 그대로 결합되는 것이라 할 것이다. 따라서 본 발명의 진정한 보호범위는 아래의 청구범위에 의하여 정해져야 할 것이다.
10, 10': 항공기 추진 장치
100: 프로펠러
200: 구동축
300, 300': 하우징
400: 전기 모터
500: 클러치 유닛
600: 냉각팬
700: 제어 유닛
800: 액추에이터
900, 900': 필터부

Claims (10)

  1. 프로펠러;
    상기 프로펠러와 연결되는 구동축;
    일측에 상기 프로펠러가 결합되고, 상기 구동축이 삽입되며, 내부 공간에 상기 구동축의 방향으로 구획된 복수개의 셀을 가지는 하우징;
    상기 복수개의 셀에 각각 배치되며, 서로 직렬 연결되어 상기 구동축에 구동력을 전달하는 복수개의 전기 모터; 및
    상기 전기 모터와 상기 구동축 사이에 배치되어, 상기 전기 모터와 상기 구동축을 선택적으로 연결하는 클러치 유닛;을 포함하는, 항공기 추진 장치.
  2. 제1 항에 있어서,
    상기 전기 모터는,
    중심에 상기 구동축이 삽입되는 케이싱; 및
    상기 케이싱의 원주 방향을 따라 복수개가 배치되는 코일 유닛;을 구비하는, 항공기 추진 장치.
  3. 제2 항에 있어서,
    상기 전기 모터는,
    복수개의 상기 케이싱이 상기 구동축 방향으로 배치되어, 외부 공기가 상기 구동축 방향으로 이동하는, 항공기 추진 장치.
  4. 제1 항에 있어서,
    상기 클러치 유닛은,
    상기 구동축과 일체로 회전하는 클러치 드럼; 및
    상기 클러치 드럼과 상기 전기 모터 사이에 배치되며, 상기 전기 모터의 회전 시에 상기 클러치 드럼과 접촉하는, 클러치 디스크;를 포함하는, 항공기 추진 장치.
  5. 제4 항에 있어서,
    상기 클러치 디스크는,
    상기 전기 모터가 기 설정된 회전 속도 이상의 회전 속도로 구동하면, 상기 클러치 드럼의 내주면과 접촉 상태를 유지하는, 항공기 추진 장치.
  6. 제4 항에 있어서,
    상기 클러치 드럼의 외주면에 배치되며, 상기 클러치 드럼과 일체로 회전하는 냉각팬;을 더 포함하는, 항공기 추진 장치.
  7. 제1 항에 있어서,
    상기 구동축의 내부에 배치되고, 일단이 상기 프로펠러와 연결되며, 길이 방향으로 이동하여 상기 프로펠러의 피치를 제어하는 피치 제어 링크;를 더 포함하는, 항공기 추진 장치.
  8. 제7 항에 있어서,
    상기 하우징의 내측에 배치되며, 상기 피치 제어 링크의 타단과 연결되어, 상기 피치 제어 링크를 기 설정된 방향으로 이동시키는 액추에이터;를 더 포함하는, 항공기 추진 장치.
  9. 제1 항에 있어서,
    상기 프로펠러와 상기 하우징 사이를 커버하되, 상기 프로펠러를 통과한 외부 공기가 상기 하우징의 내부 공간으로 유입되는 경로 상에 배치되는 필터부;를 더 포함하는, 항공기 추진 장치.
  10. 제1 항에 있어서,
    복수개의 컨트롤러가 상기 복수개의 전기 모터와 각각 연결되며, 서로 이격되게 배치되는 제어 유닛;을 더 포함하는, 항공기 추진 장치.
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