KR20220139863A - 헬리콥터, 헬리콥터 키트 및 관련 재구성 방법 - Google Patents

Abstract

테일 붐(7); 테일 붐(7)으로부터 돌출하는 핀(8); 및 테일 붐(7)에 배열되고 핀(8)을 가로지르는 테일플레인(9)을 포함하는 헬리콥터(1)가 설명되며; 핀(8)과 테일플레인(9) 중 적어도 하나는 제 1 공기역학적 힘을 생성하는 제 1 공기역학적 표면(11, 10)을 규정하며; 적어도 하나의 제 1 요소(20, 90)는 제 1 공기역학적 표면(10, 11)을 가로지르며; 제 2 공기역학적 표면(21, 92)는 제 1 요소(20, 90)에 연결되어 제 1 공기역학적 표면(11, 10)과 마주하고 그로부터 이격된 제 2 공기역학적 힘을 생성하며; 제 2 공기역학적 표면(21, 92)은 핀(8)과 테일플레인(9) 중 다른 하나로부터 이격된다.

Description

헬리콥터, 헬리콥터 키트 및 관련 재구성 방법

본 특허 출원은 2019년 12월 23일자로 출원된 유럽 특허 출원 번호 19219521.2 호를 우선권으로 주장하며, 그 전체 개시는 원용에 의해 본 출원에 포함된다.

본 발명은 헬리콥터, 헬리콥터 키트 및 헬리콥터 재구성 방법에 관한 것이다.

헬리콥터는 공지된 방식으로 동체, 동체로부터 돌출하고 제 1 축을 중심으로 회전 가능한 메인 로터, 및 동체로부터 돌출하고 제 1 축을 가로지르는 제 2 축을 중심으로 회전 가능한 테일 로터(tail rotor)를 포함한다.

특히, 메인 로터는 헬리콥터를 공중에 유지하는데 필요한 양력을 제공하고 헬리콥터의 전/후 운동 및 측면 운동을 허용하도록 구성된다. 테일 로터는 대신에, 메인 로터의 작동에 의해 동체에 전달되는 반작용 토크에 의해 유발될 수 있는 헬리콥터의 회전에 대응하고 헬리콥터의 요(yaw), 즉 제 1 축을 중심으로 한 회전을 제어하도록 구성된다.

헬리콥터는 공지된 방식으로:

- 동체의 양단에 각각 배치된 기수(nose) 및 테일 붐(tail boom);

- 동체의 테일 붐으로부터 캔틸레버 방식으로 위쪽으로 돌출하고 제 2 축을 중심으로 회전 가능한 방식으로 테일 로터를 지지하는 핀; 및

- 테일 붐으로부터 동체 측면으로 캔틸레버 방식으로 돌출하고 피치-안정 장치(pitch-stabilizer)로 공지된 테일플레인(tailplane)을 또한 포함한다.

핀은 제 2 축에 평행한 주요 구성요소를 갖는 제 1 공기역학적 힘을 생성하도록 구성된 날개 프로파일로 형상화된다.

이러한 방식으로, 헬리콥터가 고속 전진 비행 중일 때, 핀에 의해 생성된 제 1 공기역학적 힘은 테일 로터에 의해 생성된 토크에 추가되는 카운터 토크를 생성하여 헬리콥터를 고정된 방향에 대해 원하는 요 각도로 유지할 수 있다.

따라서, 설계 관점에서 헬리콥터가 고속 전진 비행 중일 때 제 1 공기역학적 힘의 값을 증가시키기 위해서 핀의 표면을 증가시키는 것이 바람직하다.

그러나 이러한 핀의 표면 증가는 헬리콥터의 측면 비행의 경우에 공기역학적 저항의 증가를 유발시킨다.

결과적으로, 측면 비행의 경우에 공기역학적 저항을 증가시키지 않으면서 고속 전진 비행에서 제 1 공기역학적 힘의 값을 증가시키기 위해서 핀의 공기역학적 거동을 최적화할 필요에 대한 인식이 산업계에서 존재한다.

테일플레인은 헬리콥터가 전진 비행 중일 때, 제 2 공기역학적 힘인 양력/음양력(negative lift)을 생성하는 날개 프로파일로 구성되며, 여기서 주요 구성요소는 제 1 축에 평행하게 지향된다.

이러한 양력/음양력은 메인 로터에 의해 생성된 양력에 추가되고 고속 전진 비행 중 헬리콥터의 자세를 안정적인 상태로 유지하는데 효과적이다. 즉, 수직 방향 및 헬리콥터의 제 3 종축을 중심으로 한 회전에 대해 헬리콥터가 안정적인 평형 위치에 있도록 보장한다. 특히, 제 3 축은 기수로부터 테일 붐으로 지향된 동체의 연장 방향에 평행하고 제 1 및 제 2 축을 가로지른다.

그러나, 특정 저속 조건에서 메인 로터에 의해 아래쪽으로 지향된 기류가 동체의 꼬리 쪽으로 편향되고 테일플레인에 부딪혀, 제 3 공기 역학적 힘, 즉 하향 추력을 생성하는 것이 발생될 수 있다.

헬리콥터의 가속 및/또는 감속 후에, 이러한 추력은 헬리콥터에 기수-업(nose-up) 자세, 즉 동체의 기수가 동체의 꼬리보다 높은 자세를 유발한다. 이러한 기수-업 자세는 메인 로터의 주기적인 피치에 작용하는 조종사에 의해, 즉 기류를 테일플레인으로부터 멀어지게 이동시키기 위해서 메인 로터 디스크를 앞쪽으로 기울임으로써 지속적으로 수정되어야 한다.

이는 특정 저속 조건에서 조종사의 비행 제어를 어렵게 만든다.

또한, 착륙 단계에서 기수-업 자세는 조종사에게 가시성 문제를 유발하며, 이는 돌풍, 악천후 조건 또는 착륙 지역에 장애물이 있는 경우에 훨씬 더 문제가 될 수 있다.

위의 이유로, 테일플레인의 설계는 2 가지 상충 제약조건을 만족시켜야 한다.

더 상세하게, 한편으로는 제 2 공기역학적 힘에 대한 적절한 값을 생성하고 따라서 헬리콥터의 종 방향 안정성을 증가시키기 위해서 큰 테일플레인 표면이 필요하다.

다른 한편으로는, 메인 로터에 의해 생성되는 하향 기류에 노출된 표면 및 헬리콥터의 결과적인 기수-업 양을 감소시키기 위해서 작은 테일플레인 표면이 저속에서 최적이므로, 착륙과 같은 특히 중요한 조건에서 헬리콥터의 가시성과 기동성을 향상시킨다.

이들 제약으로 인해서, 최적의 해결책을 얻지 못한 채 1950년대부터 헬리콥터에 다양한 테일플레인 구성이 사용되었다. 예를 들어, 동체의 한쪽 면에만 그리고 테일 붐에 대해 상이한 높이에 배열되는 비대칭 테일플레인, 및 동체에 대해 상이한 높이와 상이한 종 방향 위치에 배열된 2 개의 안정 장치를 갖는 대칭적인 해결책이 공지되었다.

US 8,985,500 호는:

- 테일 붐의 각각의 측면으로부터 캔틸레버 방식으로 돌출하는 한 쌍의 안정 장치;

- 각각의 안정 장치에 겹쳐지고 동체의 각각의 측면으로부터 캔틸레버 방식으로 돌출하는 한 쌍의 공기역학적 부속물; 및

- 각각의 측면에 대향하고 각각의 안정 장치와 관련 부속물 사이에서 연장하는 한 쌍의 엔드 플레이트(end plate)를 포함하는 테일플레인을 포함한 헬리콥터를 설명한다.

헬리콥터가 고속 전진 비행 중일 때, 동체와 메인 로터에 의해 생성된 공기역학적 워시(aerodynamic wash)는 동체 다음 부속물 부분을 타격하는 기류를 크게 방해한다.

결과적으로, 이들 부분은 공기역학적으로 "그림자(shadow)"에 있으며 헬리콥터를 종 방향으로 안정화하는데 필요한 제 2 공기역학적 힘의 생성에 효과적으로 기여하지 않는다.

따라서 전진 비행 시 헬리콥터의 종 방향 안정성을 높이는 동시에, 저속 조건에서 기수-업 현상을 제한하기 위해서 테일플레인의 공기역학적 거동을 최적화할 필요성에 대해 업계에서 인식하고 있다.

전진 비행, 측면 비행 및 착륙/이륙의 저속 단계의 받음 각 특성에 대해 테일플레인과 핀의 공기역학적 거동을 최적화하여, 실속의 전형적인 받음 각에서 생성된 치수 및/또는 최대 공기역학적 힘의 임의의 증가를 제한하거나 심지어 방지해야 할 필요성에 대해 업계에서 또한 인식하고 있다.

US-A-2,353,856 호는 제어 표면 위의 난류를 방지하기 위한 보조 에어포일(airfoil)을 개시한다. 보조 에어포일은 안정 장치와 엘리베이터 위의 흐름을 부드럽게 하기 위해서 날개 부분에 특히 적용할 수 있다. 에어포일의 주요 목적은 하나의 안정 장치 제어 표면이 다른 안정 장치의 편향을 허용하도록 절단되어야 할 때 2 개의 안정 장치의 교차점에 인접한 영역에 걸쳐 공기의 원활한 흐름을 실행하는 것이다.

US-B-8,657,226 호는 관련 부속물이 있는 한 쌍의 날개를 갖춘 항공기를 개시한다. 각각의 부속물은 폐쇄 박스 형상을 관련 날개에 부여하는 형상이다.

본 발명의 목적은 간단하고 저비용 방식으로 전술한 요구 중 적어도 하나를 만족시킬 수 있는 헬리콥터를 제조하는 것이다.

본 발명에 따르면, 이러한 목적은 제 1 항에 따른 헬리콥터에 의해 달성된다.

본 발명은 또한, 제 12 항에 따른 헬리콥터용 키트에 관한 것이다.

본 발명은 또한, 제 14 항에 따른 헬리콥터를 재구성하는 방법에 관한 것이다.

본 발명의 더 나은 이해를 위해서, 본 발명의 3 개의 바람직한 비-제한적인 실시예가 단지 예로서 그리고 첨부 도면의 도움으로 이후에 설명된다.
- 도 1은 본 발명에 따라 만들어진 헬리콥터의 사시도이다.
- 도 2는 도 1의 헬리콥터의 꼬리 부분의 크게 확대된 척도의 도면이다.
- 도 3은 명료함을 위해서 제거된 부분들을 갖는 도 2의 III-III선을 따른 단면도이다.
- 도 4는 본 발명에 따라 만들어진 헬리콥터의 제 2 실시예의 꼬리 부분의 단면도이다.
- 도 5는 본 발명에 따라 만들어진 헬리콥터의 제 3 실시예의 꼬리부분 단면도이다.

첨부 도면을 참조하면, 참조 부호 1은 본 발명의 교시에 따라 만들어진 헬리콥터를 나타낸다.

헬리콥터(1)는 기본적으로 동체(2), 동체(2)의 상단에 배열된 메인 로터(3) 및 테일 로터(5)를 포함한다.

동체(2)는 그의 양단에 기수(6)와 테일 붐(7)을 포함한다.

다음을 정의할 수 있다:

- 헬리콥터(1)의 롤 축(X)은 동체(2)가 연장하는 길이 방향에 대응함;

- 피치 축(Y)은 축(X)에 직교함; 및

- 요(yaw) 축(Z)은 축(X 및 Y)에 직교함.

축(X, Y, Z)이 헬리콥터(1)에 통합되며 헬리콥터(1)의 무게 중심(G)(표시의 간단함을 위해 첨부 도면에서 정확한 위치에 표시되지 않음)에 입사한다.

이후, 설명에서 "위", "아래", "측면", "전방에", "후방에" 등과 같은 용어는 일정한 고도에서 전진 비행 중인 헬리콥터(1)의 정상적인 전진 방향, 즉 축(Z)이 수직이고 축(X, Y)이 수평인 상태와 관련하여 사용된다는 점에 유의해야 한다.

메인 로터(3)는 헬리콥터(1)를 공중에서 유지할 수 있도록 축(Z)에 평행한 주 성분을 갖는 추력, X축에 평행한 전진 또는 후진 운동 및 축(Y)에 평행한 양방향으로의 측방향 운동을 제공하도록 구성된다.

테일 로터(5)는 축(Y)에 평행한 주 성분을 갖는 추력을 제공하도록 구성된다. 이러한 추력은 메인 로터(3)의 작동에 따라서 동체(2)에 작용하는 반작용 토크와 반대 방향으로 축(Z)을 중심으로 토크를 발생시켜, 헬리콥터(1)의 요 각을 제어한다.

기수(6) 및 테일 붐(7)은 헬리콥터(1)가 연장되는 길이방향 축(X)을 따라 서로 반대 방향이다.

헬리콥터(1)는 또한:

- 기수(6) 반대편 단부에서 테일 붐(7)의 상단으로부터 캔틸레버 방식으로 돌출하는 핀(8); 및

- 핀(8) 아래의 테일 붐(7)으로부터 캔틸레버 방식으로 돌출하고 헬리콥터(1)를 길이 방향, 즉 축(X)을 따라 안정화하도록 구성된 테일플레인(9)을 포함한다.

핀(8)은 테일 로터(5)를 지지한다.

핀(8)은 축(Y)에 평행한 주 성분을 갖는 공기역학적 힘을 생성하도록 구성되는 공기역학적 표면(10)을 규정한다. 이러한 방식으로, 헬리콥터(1)가 고속 전진 비행을 진행할 때, 핀(8)에 의해 생성되는 양력은 헬리콥터(1)의 요 각 제어에 기여한다.

테일플레인(9)은 전진 비행에서 헬리콥터(1)를 길이 방향으로 안정시키기 위해서, 즉 축(Y)을 중심으로 한 회전에 대해 헬리콥터(1)의 자세를 안정하게 만들기 위해서 축(Z)에 평행한 주 성분을 갖는 공기 역학적 힘을 생성하도록 구성된다.

더 상세하게, 테일플레인(9)은 테일 붐(7)의 서로 대향하는 각각의 측면에 배열된 한 쌍의 안정 장치(14)를 포함한다.

다음 설명에서, 안정장치들(14)이 서로 동일하기 때문에 단지 하나의 안정장치(14)에 대해 언급될 것이다.

안정장치(14)는 축(Y)에 평행한 길이, 축(X)에 평행한 폭 및 축(Z)에 평행한 두께를 가진다.

안정장치(14)는 축(Z)에 평행한 주 성분을 갖는 양력(lift)/음양력(negative lift)을 생성하도록 구성된 하중 지지 표면(11)을 포함한다.

안정장치(14)의 표면(11)은:

- 기수(2)와 마주하고 안정장치(14)의 제 1 최전방 단부 에지를 한정하는 전단 에지(15);

- 축(X)을 따라 전단 에지(15)에 대향하고 안정장치(14)의 제 2 최후방 단부 에지를 한정하는 후단 에지(16);

- 전단 에지(15)와 후단 에지(16) 사이에서 구획되고 안정장치(14)의 상부 표면을 한정하는 상단 표면(17); 및

- 상단 표면(17)의 반대 측에서 전단 에지(15)와 후단 에지(16) 사이에서 구획되고 안정장치(14)의 하부 표면을 정의하는 하단 표면(18)에 의해 차례로 구획된다.

표면(11)은 또한, 서로 대향하고 축(Y)에 평행한 한 쌍의 단부 에지(12a, 12b)를 포함한다. 각각의 표면(11)의 단부 에지(12a)는 테일 붐(7)에 고정된다.

유리하게, 안정장치(14)는:

- 표면(11)을 가로질러 캔틸레버 방식으로 돌출하는 플레이트(20); 및

- 플레이트(20)에 횡방향으로 연결되고 축(Z)에 평행한 표면(11)으로부터 이격되고 축(Y)에 평행한 핀(8)으로부터 이격되는 추가적인 공기역학적 표면을 규정하는 부속물(21)을 포함한다.

더욱 상세하게, 플레이트(20)는 축(Y)을 따라 핀(8)과 대향하고 표면(11)에 연결된다.

안정장치(14)는 또한, 부속물(21)로부터 캔틸레버 방식으로 돌출하고 표면(11)에 연결된 추가적인 플레이트(22)를 포함한다.

더욱 구체적으로, 플레이트(22)는 축(Y)에 평행한 플레이트(20)로부터 이격되고 축(Y)에 평행한 플레이트(20)와 핀(8) 사이에 개재된다.

플레이트(22)는 부속물(21) 및 표면(11)을 가로질러 연장된다.

이러한 방식으로, 플레이트(20, 22), 부속물(21) 및 플레이트(20, 22) 사이에 개재된 안정장치(14)의 부분(23)은 폐쇄된 날개 표면(25)을 한정한다.

더욱 상세하게, 플레이트(20)는 표면(11)에 인접하게 배열된 에지(30) 및 에지(30)와 대향하는 에지(31)에 의해서 축(Z)에 평행하게 구획된다.

플레이트(20)는 또한, 축(Z)에 평행하고 부속물(21)이 연결된 에지(30, 31) 사이에 개재된 구역(32)을 포함한다.

도시된 경우에, 에지(31)는 구역(32) 위에 배열된다.

에지(30, 31) 및 구역(32)은 축(X)에 평행하게 연장한다.

부속물(21)은 또한:

- 기수(6)와 마주하고 부속물(21)의 제 1 최전방 단부 에지를 한정하는 전단 에지(35);

- 축(X)을 따라 전단 에지(15)와 대향하고 부속물(21)의 제 2 최후방 단부 에지를 한정하는 후단 에지(36);

- 전단 에지(35)와 후단 에지(36) 사이에서 구획되고 부속물(21)의 상부 표면을 한정하는 상단 표면(37); 및

- 상단 표면(37)과 대향하는 측면에서 전단 에지(35)와 후단 에지(36) 사이에서 구획되고 부속물(21)의 하부 표면을 한정하는 하단 표면(38)에 의해 구획된다.

도 2 및 도 3을 참조하면, 부속물(21)의 하단 표면(38)은 축(Z)을 따라 부속물(21)의 상단 표면(37)과 표면(11)의 상단 표면(17) 사이에 개재된다.

즉, 부속물(21)은 축(Z)을 따라 표면(11)위에 놓여진다.

부속물(21)은 또한, 서로 대향하고 축(Y)에 평행하고 플레이트(20) 및 플레이트(22)에 각각 연결된 한 쌍의 단부 에지(24a, 24b)를 포함한다.

부속물(21)은 또한, 축(Y)에 평행한 길이 및 축(X)에 평행한 폭을 가진다.

플레이트(22)는 또한, 부속물(21)에 연결된 에지(40) 및 표면(11)에 연결된 에지(41)를 포함한다.

에지(40, 41)는 서로 대향하고 축(Z)에 평행하고 축(Y)에 평행하게 연장한다.

도시된 경우에, 에지(40)는 에지(41) 위에 배열된다.

도시된 경우에, 플레이트(22)는 플레이트(20)를 향해 기울어지고, 축(Y)에 수직인 평면에 대해 에지(41)로부터 에지(40)를 향해 진행하고 에지(41)를 통과한다.

도 3을 참조하면, 안정장치(14)는 또한, 표면(11)의 후단 에지(16)의 각각의 대향 측면에 적용되어, 동일한 평면에 놓이고 둘 다 후단 에지(16)에 직교하여 T-형상을 형성하는, 거니 플랩(Gurney flap)으로도 공지된 한 쌍의 플랩(50)을 포함한다.

특히, 부분(23)은:

- 축(Y)에 평행한 플레이트(20) 옆에 있고 전단 에지(15)의 섹션(56)과 축(X)에 평행한 후단 에지(16)의 대응하는 섹션(57) 사이에 개재된 구역(53); 및

- 플랩(50)을 포함한다.

도 2에 도시된 경우에, 구역(53)의 날개 폭(60), 즉 축(Y)에 평행한 연장 부분은 부속물(21)의 날개 폭(61)의 대략 5% 내지 35%, 바람직하게 15% 내지 20% 범위이다.

도 3을 참조하면, 부속물(21)의 현(chord)(62), 즉 전단 에지(35)와 후단 에지(36) 사이의 거리는 표면(11)의 현(63), 즉 전단 에지(15)와 후단 에지(16) 사이의 거리의 약 5% 내지 100%, 바람직하게 약 30% 내지 70% 범위이다.

축(Z)에 평행하게 측정된 현(62, 63) 사이의 거리(64)는 표면(11)의 현(63)의 약 5% 내지 120%, 바람직하게 약 20% 내지 100%의 범위이다.

현(62)과 에지(31) 사이의 거리(65)는 표면(11)의 현(63)의 40% 내지 55% 범위이다.

현(63)과 에지(31) 사이의 거리(66)는 표면(11)의 현(63)의 110% 내지 120% 범위이다.

전단 에지(35)와 전단 에지(15) 사이의 축(X)에 평행한 거리(67)는 기수(6)를 향하는 현(63)의 50% 내지 기수(6)의 반대쪽에 있는 현(63)의 50% 범위이다.

플레이트(20, 22), 부속물(21), 안정장치(14)의 구역(53) 및 거니 플랩(50)은 부분(23)이 없는 표면(11)을 포함하는 헬리콥터의 안정장치를 위한 재구성 키트(80)(도 2)를 형성한다.

핀(8)은 안정장치(14)와 완전히 유사한 방식으로 형상화되며, 여기서 핀(8)의 표면(10)은 표면(11) 대신에 고려되며, 따라서 아래에서는 종합적으로만 설명된다.

특히, 핀(8) 및 안정장치(14)의 대응하거나 균등한 부분은 가능하다면, 동일한 참조 부호로 도 2 및 도 3에 표시된다.

핀(8)은 로터(5)를 지지하도록 구성되고 핀(8)의 양쪽 측면(13a, 13b)으로부터 표면(11)을 가로질러 캔틸레버 방식으로 돌출하는 지지대(90)를 포함한다.

축(Y)을 따라 로터(5)의 반대쪽 측면(13b)에서, 핀(8)은:

- 지지대(90)와 안정장치(14) 사이에서 구부러지게 개재된 표면(11)을 가로질러 캔틸레버 방식으로 돌출하는 플레이트(91); 및

- 지지대(90)와 플레이트(91) 사이에서 연장하고 축(Y)에 평행한 표면(11)으로부터 이격되는, 추가적 공기역학적 표면을 규정하는 부속물(92)을 포함한다.

핀(8)은 또한, 지지대(90)와 플레이트(91) 사이의 축(Z)을 따라 개재된 부분(93)을 포함한다.

도시된 경우에, 지지대(90)는 플레이트(91) 위에 배열된다.

플레이트(91) 및 부속물(92)은 각각 플레이트(22) 및 부속물(21)과 전체적으로 유사하므로 이후에 상세히 설명되지 않는다.

지지대(90), 플레이트(91), 부속물(92) 및 지지대(90)와 플레이트(92) 사이에 개재된 핀(8)의 부분(93)은 헬리콥터(1)의 전진 비행 조건에서 축(Y)에 평행한 주 성분을 갖는 공기역학적 힘을 발달시키는 폐쇄된 날개 표면(95)을 한정한다.

지지대(90), 플레이트(91), 부속물(92) 및 안정장치(14)의 부분(93)은 부분(93)이 없는 표면(10)을 포함한 헬리콥터의 안정장치를 위한 재구성 키트(100)(도 2)를 형성한다.

예를 들어, 이륙/착륙 단계의 전형적인 저속 전진 비행 또는 호버링(hovering) 조건에서 시작하는 헬리콥터(1)의 작동이 설명된다.

이러한 상태에서, 메인 로터(3)의 작동에 의해 동체(2)에 생성된 축(Z)을 중심으로 한 반작용 토크는 테일 로터(5)에 의해 실질적으로 균형을 이룬다. 사실, 헬리콥터(1)의 저속 또는 영속(null speed)으로 인해서, 핀(8)에 의해 생성된 공기역학적 힘은 무시할 수 있다.

더욱이, 이러한 상태에서 메인 로터(3)로부터 테일 붐(7)을 향한 다운워시(downwash)는 테일플레인(9)의 안정장치(14)를 타격한다.

표면(11) 위에 배열된 부속물(21)은 표면(11)을 향한 상기 워시의 통과를 방해하고, 따라서 메인 로터(3)의 상기 워시로 인한 특히 낮거나 없는(null) 하향 추력을 받게 된다.

더욱이, 부속물(21)의 작은 전체 연장 부분은 이러한 워시가 테일플레인(9)에 가하는 하향 추력을 추가로 감소시킬 수 있다.

결과적으로, 이러한 추력에 의해 생성된 축(Y)을 중심으로 한 기수-업 모멘트가 감소되고, 결과적으로 헬리콥터(1)의 자세 변화와 이륙/착륙 단계 중에 조종사에게 필요한 수정(corrections)이 감소된다.

반대로, 고속 전진 비행 조건에서 핀(8)은 표면(10)과 부속물(92) 모두에 의해 생성된 공기역학적 힘으로 인해서 메인 로터(3)에 의해 생성된 반작용 토크에 대항하는데(counter) 효과적으로 기여한다.

더욱이, 이들 조건에서, 테일플레인(9)은 축(Z)을 따른 병진운동 및 축(Y)을 중심으로 한 회전에 대해 헬리콥터(1)를 안정적인 평형 상태로 유지할 수 있게 하는 축(Z)에 평행한 성분을 갖는 공기역학적 추력을 생성한다.

동체(2)의 존재는 핀(8)과 테일플레인(9)을 타격하는 공기역학적 흐름을 방해한다.

특히, 테일플레인(9)의 영역, 따라서 핀(8) 옆의 표면(11)의 영역은 안정장치(14)의 폐쇄된 날개 표면(25)을 타격하는 것보다 실질적으로 더 작은 기류에 의해 타격을 받는다.

유사하게, 핀(8)의 영역, 따라서 테일플레인(9) 옆의 표면(10)은 또한, 핀(8)의 폐쇄된 날개 표면(95)을 타격하는 것보다 실질적으로 더 작은 기류에 의해 타격을 받는다.

측면 비행 조건에서, 핀(8)의 표면(10)은 부속물(92)를 타격하는 것보다 실질적으로 더 작은 기류에 의해 타격을 받는다. 즉, 표면(10)은 부속물(92)에 의해 공기역학적으로 차폐된다. 결과적으로, 측면 비행에서 핀(8)에 의해 제공된 공기역학적 저항은 특히 감소된다.

키트(80)는 부분(23) 없이 표면(11)만을 각각 포함하는 안정 장치가 장착된 헬리콥터를 재구성하는데 사용된다.

더 상세하게, 플레이트(20, 22)는 표면(11)을 향하는 부속물(21)을 배열하도록 표면(11)의 에지(30, 41)에 고정된다.

구역(53)은 표면(11)의 연장 부분을 한정하기 위해서 표면(11)에 연결된다.

특히, 구역(53)은 축(Y)에 평행하게 관련 플레이트(20)에 연결된다.

유사하게, 키트(100)는 구성될 헬리콥터의 표면(10)만을 포함하는 핀이 장착된 헬리콥터를 재구성하는데 사용된다.

더 상세하게, 플레이트(91)는 구성될 헬리콥터(1)의 표면(10)을 향하는 부속물(92)을 배열하기 위해서 표면(10)에 고정되고 부속물(92)은 지지대(90)에 고정된다.

도 4를 참조하면, 참조 부호 14'는 본 발명의 다른 실시예에 따른 헬리콥터(1)의 안정장치를 나타낸다.

안정장치(14')는 안정장치(14)와 유사하며 이후에는 차이점에 대해서만 설명될 것이며, 가능하다면 안정장치(14, 14')의 동일하거나 동등한 부분은 동일한 참조 번호로 표시된다.

안정장치(14')는:

- 축(Z)을 따라 표면(11)의 상단 표면(17) 측에 배열되고 축(Y)을 따라 핀(8)으로부터 이격된 적어도 하나의 부속물(21'), 및 축(Z)을 따라 표면(11)의 하단 표면(18)의 측방향에 배열되고 축(Y)을 따라 테일 붐(7)으로부터 이격된 적어도 추가 부속물(21')을 포함한다는 점에서 안정장치(14)와 상이하다.

특히, 부속물(21')은 하나 이상일 수 있고/있거나 추가 부속물(21')은 하나 이상일 수 있다.

도 5를 참조하면, 참조 부호(14'')는 본 발명의 다른 실시예에 따른 헬리콥터(1)의 안정장치를 나타낸다.

안정장치(14'')는 안정장치(14)와 유사하며 이후에는 차이점에 대해서만 설명될 것이다. 가능하다면 안정장치(14, 14'')의 동일하거나 동등한 부분은 동일한 참조 부호로 표시될 것이다.

안정장치(14'')는 핀(8)으로부터 이격되고 축(X)을 따라 엇갈리게 배치된 표면(11)의 상단 표면(17) 측에 배열된 적어도 2 개의 부속물(21'')을 포함한다는 점에서 안정장치(14)와 상이하다.

대안적으로, 안정장치(14'')는 핀(8)으로부터 이격되고 축(X)을 따라 엇갈리게 배치된 표면(11)의 하단 표면(18)의 측방향에 배열된 적어도 2 개의 부속물(21'')을 포함할 수 있다.

본 발명에 따른 헬리콥터(1), 키트(80, 100) 및 방법의 특성에 대해 살펴보면, 이를 통해 얻을 수 있는 이점이 명백하다.

특히, 안정장치(14)의 부속물(21)은 공기역학적 힘을 생성하고 축(Z)에 평행하게 각각의 표면(11) 및 축(Y)에 평행하게 핀(8)으로부터 이격된다.

이러한 방식으로, 고속 조건에서 축(Z)을 따라 부속물(21)에 의해 생성된 양력/음양력의 공기 역학적 힘은 표면(11)에 의해 생성된 힘에 추가되고 한편으로는 헬리콥터(1)의 길이방향 안정성을 증가시키기 위한 우세한 효과로서 기여한다.

다른 한편으로, 부속물(21)이 핀(8)으로부터 이격되기 때문에, 안정 장치(14)는 헬리콥터(1)에 대한 명백한 장점과 함께, 본 설명의 도입 부분에서 설명된 공지된 해결책의 안정 장치보다 덜 무겁고 덜 부피가 크다.

이러한 중량 감소는 동체(2)와 메인 로터(3)가 부속물(21)과 핀(8) 사이에 개재된 영역에 도달하는 기류를 크게 방해하여 이러한 영역에서 공기 역학적 힘을 생성하는데 오히려 비효율적이기 때문에, 안정장치(14)에 의해 생성된 공기 역학적 힘에 대한 어떠한 불이익없이 얻어진다.

즉, 테일플레인(9)은 감소된 중량으로 헬리콥터(1)의 높은 정도의 길이방향 안정성을 가능하게 한다.

저속 조건에서, 표면(11)은 부속물(21)의 난류 워시(turbulent wash) 내에 있다. 따라서 테일플레인(9)의 메인 로터(3)의 워시에 의해 생성된 하향 추력은 전통적인 해결책에 비해 감소하여, 기수-업 자세를 취하기 위한 헬리콥터의 경향을 줄이고 착륙 작동 중 조종사의 편안함과 가시성을 향상시킨다.

각각의 안정장치(14)는 또한, 플레이트(20, 22), 부속물(21) 및 플레이트(20, 22) 사이에 개재된 안정장치(14)의 부분(23)에 의해 한정되는 관련 폐쇄 날개 표면(25)을 포함한다.

폐쇄 날개 표면(25)은 유도된 항력의 부정적인 영향을 상당히 감소시키고 효율, 즉 각각의 안정장치(14)의 양력과 생성된 저항 사이의 비율을 최대화한다. 따라서 안정장치(14)는 동일한 표면에 대해 생성된 공기역학적 힘의 값을 증가시키거나 더 작은 표면으로 생성된 동일한 힘을 얻을 수 있게 하여, 더 적은 중량 및 부피로 헬리콥터(1)의 길이방향 안정성을 보장한다.

테일플레인(9)과 유사하게, 핀(8)은 한편으로 고속 비행에서 부속물(92)의 존재로 인해서 축(Y)에 평행한 성분으로 생성된 전체 공기역학적 힘을 증가시킬 수 있으며, 이는 표면(10)에 의해 생성된 것에 더하여 추가의 공기역학적 힘을 생성한다.

부속물(92)이 테일플레인(9)으로부터 이격되기 때문에, 생성된 공기 역학적 힘의 전체 양에 영향을 미치지 않고 핀(8)의 전체 무게를 줄일 수 있는데, 이는 부속물(92)과 테일플레인(9) 사이에 개재된 영역이 메인 로터(3) 및 동체(2)에 의해 생성된 난류 워시 내에 있으며 따라서 공기역학적 관점에서 실질적으로 비효율적이기 때문이다.

다른 한편으로, 헬리콥터(1)의 측면 비행 조건, 즉 헬리콥터가 축(Y)에 평행하게 옆으로 이동하는 조건을 참조하면, 표면(10)은 부속물(92)의 워시 내에 있으므로 더 교란된 기류에 의해 타격된다. 이는 측면 비행 조건에서 핀(8)의 전체 공기역학적 저항을 감소시킨다.

이로 인해서, 고속에서 얻어지는 공기역학적 힘의 증가는 부속물(21)을 도입하지 않고 표면(10)의 연장 부분을 단순히 증가시킴으로써 공기역학적 힘의 증가를 얻는 경우에 얻을 수 있는 것보다 측면 비행에서 핀(8)의 저항 증가를 결정적으로 더 작게 만든다.

각각의 안정장치(14)와 유사하게, 핀(8)은 지지대(90), 플레이트(91), 부속물(92), 및 지지대(90)와 플레이트(91) 사이에 개재된 부분(93)에 의해 한정된 폐쇄 날개 표면(95)을 포함한다.

폐쇄 날개 표면(25)과 유사하게, 날개 표면(95)은 또한, 유도 항력의 부정적인 효과를 상당히 감소시키고 핀(8)의 효율, 즉 양력과 생성 저항 사이의 비율을 최대화한다. 폐쇄 날개 표면(95)의 존재로 인해서, 동일한 표면에 대해 생성된 공기역학적 힘의 값은 증가되거나, 더 작은 표면으로 동일한 생성된 힘을 달성할 수 있어서, 공기역학적으로 효율적인 방식으로 고속에서 헬리콥터(1)의 요(yaw) 제어를 보장한다.

요약하면, 출원인은 부속물(21, 92)의 도입이 받음 각(angle of attack)에 대한 양력 계수의 양력 기울기를 증가시켜, 실속(stall) 상태에서 최대 양력의 증가를 감소시킬 수 있음을 관찰했다.

헬리콥터(1)의 정상 비행 조건 - 전진 비행, 측면 비행, 호버링, 이륙-착륙 중 저속 비행 - 에 대응하는 핀(8)과 테일플레인(9)의 받음 각이 실속 받음 각보다 더 작기 때문에, 부속물(21, 92)은 헬리콥터(1)의 작동 중 전형적인 받음 각에서 핀(8)과 테일플레인(9)에 의해 생성된 공기역학적 힘의 값을 증가시킬 수 있다.

후단 에지(16)에 직각으로 적용된 플랩(50)은 공기역학적 저항의 작은 증가에 대해 표면(11)에 의해 생성된 공기역학적 힘을 증가시킬 수 있다. 특히, 플랩(50)과 후단 에지(16)의 T-형상으로 인해서, 표면(11)에 의해 생성된 양력/음양력 및 받음 각이 변화함에 따른 양력 계수의 상대적인 최대값을 증가시키는 것이 가능하다.

부속물(21', 21'')은 테일플레인(9)에 의해 생성된 공기역학적 힘을 증가시키고, 결과적으로 고속에서의 안정화 효과를 증가시켜서, 메인 로터(3)에 의해 생성된 하향 워시로부터 표면(11)의 차폐 효과를 더욱 증가시킨다.

키트(80, 100)는 간단히,:

- 표면(11)을 향하는 부속물(21)을 배열하도록 플레이트(20, 22)를 표면(11)의 에지(30, 41)에 고정하고, 표면의 연장 부분을 한정하도록 구역(53)을 표면(11)에 고정하고/하거나;

- 플레이트(91)를 표면(10)의 각각의 에지에 고정하고 부속물(92)을 지지대(90)에 고정하여 부속물(92)이 구성될 헬리콥터의 표면(10)을 향하도록 배열함으로써; 전통적인 핀과 테일플레인을 갖춘 헬리콥터를 재구성할 수 있다.

플레이트(22)가 핀(8)으로부터 이격되어 있기 때문에, 키트(80)의 적용은 테일 붐(7)에 대한 어떠한 작용도 필요로 하지 않고, 헬리콥터(1)의 재구성을 엄청나게 단순화한다.

유사하게, 플레이트(92)가 안정장치(14)로부터 이격되어 있기 때문에, 키트(100)의 적용은 테일플레인(9)에 대한 어떠한 작용도 필요로 하지 않고, 헬리콥터(1)의 재구성을 더욱 단순화한다.

T-형상 부속물(50)은 키트(80)에 통합될 때 특히 유리하다. 실제로, T-형상은 키트(80)가 존재하지 않았던 상태에 대한 헬리콥터(1)의 자세를 변경하지 않고 안정장치(14)에 의해 생성된 양력을 증가시킬 수 있다.

청구범위에 정의된 범주를 벗어남이 없이 본 명세서에 기재된 헬리콥터(1), 키트(80, 100) 및 방법에 대한 수정 및 변형이 이루어질 수 있음은 자명하다.

특히, 각각의 안정장치(14)는 관련된 플레이트(22)를 포함하지 않을 수 있다. 유사하게, 핀(8)은 플레이트(91)를 포함하지 않을 수 있다.

또한, 각각의 안정장치(14)는 관련 표면(11)으로부터 축(Z)을 따라 이격된 플레이트(22)를 포함할 수 있다. 유사하게, 핀(8)은 관련 표면(10)으로부터 축(Z)을 따라 이격된 플레이트(91)를 포함할 수 있다.

요소(90)는 로터 지지대가 아닐 수 있다.

마지막으로, 부속물(21', 22'')은 안정장치(14, 14'')에 의하는 것 대신에 핀(8)에 의해 운반(carry)될 수 있다.

Claims (14)

1. - 테일 붐(7);
   - 상기 테일 붐(7)으로부터 돌출하는 핀(8); 및
   - 상기 테일 붐(7)에 배열되고 상기 핀(8)을 횡단하는 테일플레인(9)을 포함하며;
   상기 핀(8)과 상기 테일플레인(9) 중 적어도 하나는 사용시, 제 1 공기역학적 힘을 생성하는 제 1 공기역학적 표면(11, 10)을 규정하는 헬리콥터(1)에 있어서;
   - 상기 제 1 공기역학적 표면(10, 11)을 횡단하는 적어도 하나의 제 1 요소(20, 90); 및
   - 상기 제 1 요소(20, 90)에 연결되어 상기 제 1 공기역학적 표면(11, 10)과 마주하고 그로부터 이격된, 사용시 제 2 공기역학적 힘을 생성하는 제 2 공기역학적 표면(21, 21', 21'', 92)을 포함하며;
   상기 제 2 공기역학적 표면(21, 21', 21'', 92)은 상기 핀(8)과 상기 테일플레인(9) 중 다른 하나로부터 이격되며;
   상기 제 2 공기역학적 표면(21, 21', 21'', 92)은 상기 제 1 공기역학적 표면(11, 10)의 길이(spanwise) 방향에 평행한 길이 방향으로 연장되는 것을 특징으로 하는,
   헬리콥터.
2. 제 1 항에 있어서,
   상기 제 1 및 제 2 공기역학적 표면(10, 11)을 횡단하고 상기 제 1 요소(20, 90)로부터 이격되고, 상기 제 2 공기역학적 표면(21, 92)으로부터 시작하여 상기 제 1 공기역학적 표면(11, 10)을 향해 연장되는 제 2 요소(22, 91)를 포함하는 것을 특징으로 하는,
   헬리콥터.
3. 제 2 항에 있어서,
   상기 제 2 요소(22, 91)는 상기 제 1 공기역학적 표면(10, 11)에 연결되며
   상기 제 1 및 제 2 요소(20, 90; 22, 91), 상기 제 2 공기역학적 표면(21, 21', 21'', 92) 및 상기 제 1 및 제 2 공기역학적 표면(20, 91; 22, 90) 사이에 개재된 상기 제 1 공기역학적 표면(10, 11)의 부분(23, 93)은 폐쇄된 날개 표면(25, 95)을 규정하는 것을 특징으로 하는,
   헬리콥터.
4. 제 1 항 내지 제 3 항 중 어느 한 항에 있어서,
   상기 제 1 공기역학적 표면(10, 11)은 상기 테일 붐(7)으로부터 상기 헬리콥터(1)의 기수(2)로 지향된 상기 헬리콥터(1)의 정상적인 전진 방향에 대해 서로 대향하는 제 1 전단 에지(15)와 제 1 후단 에지(16)를 포함하며;
   상기 제 2 공기역학적 표면(21, 21', 21'', 92)은 상기 정상적인 전진 방향에 대해 서로 대향하는 제 2 전단 에지(35) 및 제 2 후단 에지(36)를 포함하며;
   상기 제 1 전단 에지(15)는 상기 정상적인 전진 방향에 대해서 상기 제 2 전단 에지(35)에 대한 전방 위치에 배열되고/되거나;
   상기 제 1 후단 에지(16)는 상기 정상적인 전진 방향에 대해서 상기 제 2 후단 에지(36)에 대한 후방 위치에 배열되는 것을 특징으로 하는,
   헬리콥터.
5. 제 4 항에 있어서,
   상기 제 1 및 제 2 후단 에지(16, 36) 중 적어도 하나와 함께 T 구성을 형성하기 위해서 상기 제 1 또는 제 2 후단 에지(16, 36) 중 적어도 하나의 각각의 대향 측면에 배열된, 상기 제 1 및 제 2 후단 에지(16, 36) 중 적어도 하나 상에 적용되고 이를 횡단하는 한 쌍의 부속물(50)을 포함하는 것을 특징으로 하는,
   헬리콥터.
6. 제 1 항 내지 제 5 항 중 어느 한 항에 있어서,
   상기 제 1 공기역학적 표면(11)은 제 1 상단 표면(17) 및 제 1 하단 표면(18)을 포함하며;
   상기 제 1 공기역학적 표면(10, 11)의 상기 제 1 상단 표면(17) 또는 상기 제 1 하단 표면(18)의 동일한 쪽에 배열된 적어도 2 개의 상기 제 2 공기역학적 표면(21'', 92)을 포함하고/하거나;
   상기 제 1 상단 표면(17)의 쪽에 배열된 적어도 하나의 상기 제 2 공기역학적 표면(21', 92) 및 상기 제 1 공기역학적 표면(10, 11)의 상기 제 1 하단 표면(18)의 쪽에 배열된 적어도 추가적인 상기 제 2 공기역학적 표면(21, 92)을 포함하는 것을 특징으로 하는,
   헬리콥터.
7. 제 1 항 내지 제 6 항 중 어느 한 항에 있어서,
   상기 제 1 요소(20, 90)는 상기 핀(8)과 상기 테일플레인(9) 중 상기 다른 하나와 대향하는 상기 제 1 공기역학적 표면(10, 11)의 제 1 단부(12b)에 배열되는 것을 특징으로 하는,
   헬리콥터.
8. 제 1 항 내지 제 7 항 중 어느 한 항에 있어서,
   상기 제 1 공기역학적 표면(11)은 상기 테일플레인(9)에 의해 규정되고 상기 제 2 공기역학적 표면(21)은 상기 핀(8)으로부터 이격되는 것을 특징으로 하는,
   헬리콥터.
9. 제 8 항에 있어서,
   상기 제 2 공기역학적 표면(21)은 서로 대향하는 제 2 상단 표면(37) 및 제 2 하단 표면(38)을 포함하며;
   상기 제 2 하단 표면(38)은 상기 제 1 상단 표면(17)과 마주하며;
   상기 헬리콥터(1)는 사용시, 제 1 축(Z)을 따라 그리고 상기 테일플레인(9)을 향해 지향된 기류를 생성하도록 작동 가능한 메인 로터(3)를 더 포함하며;
   상기 제 2 공기역학적 표면(21)은 상기 기류의 전진 이동 방향에 대해 상기 제 1 표면(11)의 상류에서 상기 제 1 축(Z)을 횡단하게 배열되는 것을 특징으로 하는,
   헬리콥터.
10. 제 1 항 내지 제 9 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 테일플레인(9)은 상기 동체(2)의 대향 측면으로부터 캔틸레버 방식으로 돌출하는 한 쌍의 안정장치(14)를 포함하며;
    각각의 상기 안정장치(14)는 대응하는 상기 제 1 공기역학적 표면(11), 대응하는 상기 제 2 공기역학적 표면(21, 21', 21'') 및 대응하는 상기 제 1 요소(20)를 포함하는 것을 특징으로 하는,
    헬리콥터.
11. 제 1 항 내지 제 7 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 제 1 공기역학적 표면(10)은 상기 핀(8) 및 상기 제 2 공기역학적 표면(92)에 의해 규정되고, 상기 테일플레인(9)으로부터 이격되는 것을 특징으로 하는,
    헬리콥터.
12. 헬리콥터(1)용 업그레이드 키트(80, 100)로서:
    - 상기 헬리콥터(1)의 테일플레인(9) 또는 핀(8)에 의해 규정된 제 1 공기역학적 표면(10, 11)을 횡단하게 고정 가능한 적어도 하나의 제 1 요소(20, 91); 및
    - 상기 제 1 요소(20, 91)를 횡단하고 사용시 공기역학적 힘을 생성시키도록 구성된 제 2 공기역학적 표면(21, 21', 21''; 92)을 포함하며;
    상기 제 1 요소(20, 91)는:
    - 상기 제 1 공기역학적 표면(10, 11)에 고정 가능한 에지(30); 및
    - 상기 에지(30)로부터 분리되고 상기 제 2 공기역학적 표면(10, 11)이 캔틸레버 방식으로 돌출하는 구역(32)을 포함하며;
    상기 제 2 공기역학적 표면(10, 11)은 사용시, 상기 헬리콥터(1)의 상기 테일플레인(9) 또는 핀(8) 중 다른 하나로부터 거리를 두고 배열되도록 구성되며;
    상기 제 2 공기역학적 표면(21, 21', 21'', 92)은 상기 제 1 공기역학적 표면(11, 10)의 길이 방향과 평행하게 길이 방향으로 연장하며;
    상기 키트(80, 100)는:
    상기 제 2 공기역학적 표면(21, 21', 21''; 92)에 대해 엇갈린 위치에서 상기 제 1 요소(20, 91)로부터 캔틸레버 방식으로 돌출하고 상기 제 1 공기역학적 표면(10, 11)의 연장 부분을 규정하기 위해서 상기 제 1 공기역학적 표면(10, 11)에 연결 가능한 제 2 요소(53)를 더 포함하는,
    헬리콥터용 업그레이드 키트.
13. 제 12 항에 있어서,
    상기 제 2 공기역학적 표면(21, 21', 21'')을 횡단하고 상기 제 1 공기역학적 표면(10)에 대해 상기 제 1 요소(20)의 대향하는 측면에 배열된 플레이트(22)를 포함하며;
    상기 제 1 요소 및 상기 플레이트(20, 22)는 상기 제 1 공기역학적 표면(10, 11)의 동일한 쪽에 배열되는 것을 특징으로 하는,
    헬리콥터용 업그레이드 키트.
14. 헬리콥터(1)의 업그레이드 방법으로서,
    상기 헬리콥터(1)는:
    - 테일 붐(7);
    - 상기 테일 붐(7)으로부터 돌출하는 핀(8); 및
    - 상기 테일 붐(7)에 배열되고 상기 핀(8)을 횡단하는 테일플레인(9)을 포함하며;
    상기 핀(8)과 상기 테일플레인(9) 중 적어도 하나는 제 1 공기역학적 표면(11, 10)을 규정하며;
    상기 방법은:
    i) 상기 제 1 공기역학적 표면(10, 11)을 횡단하게 제 1 요소(20, 90)를 배열하는 단계;
    ii) 상기 제 1 공기역학적 표면(10, 11)으로부터 그리고 상기 테일플레인(9)과 핀(8) 중 다른 하나로부터 이격되게 제 2 공기역학적 표면(21, 21', 21''; 92)을 배열하는 단계;
    iii) 상기 제 2 공기역학적 표면(21, 21', 21''; 92)을 상기 제 1 요소(20, 90)에 연결하는 단계를 포함하며;
    상기 제 2 공기역학적 표면(21, 21', 21''; 92)은 상기 제 1 공기역학적 표면(11, 10)의 길이 방향에 평행한 길이 방향으로 연장하는,
    헬리콥터의 업그레이드 방법.

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