KR20220140408A - 방화벽 구조물이 설치된 회전익 항공기 - Google Patents

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에어버스 헬리콥터스 도이칠란트 게엠베하
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Abstract

본 발명은 항공기 내부 영역을 형성하는 동체를 갖는 회전익 항공기에 관한 것으로, 상기 동체는 동체 위에 배치된 항공기 상부 데크로부터 항공기 내부 영역을 분리하는 상부 기본 스킨을 포함하고, 상기 항공기 상부 데크는 방화벽 구조물(10)을 갖는 엔진 수용 영역을 포함하고, 엔진 수용 영역은 방화벽 구조물(10) 내의 적어도 하나의 항공기 엔진(11)을 수용하고, 상기 방화벽 구조물(10)은 적어도 하나의 항공기 엔진(11)을 회전익 항공기의 메인 기어 박스(17)에 연결하는 토크 튜브(15)의 관통부를 타이트하게 하기 위한 적어도 하나의 가스켓(10g)을 포함하고, 그리고 적어도 하나의 상기 가스켓(10g)은 적어도 2개의 내화 쉘(12b) 및 링 형상의 유연한 내화 벨로우즈(13)를 포함한다.

Description

방화벽 구조물이 설치된 회전익 항공기{A ROTARY WING AIRCRAFT WITH A FIREWALL ARRANGEMENT}
본 발명은 항공기 내부 영역을 형성하는 동체를 갖는 회전익 항공기에 관한 것으로, 상기 동체는 동체 위에 배치된 항공기 상부 데크로부터 항공기 내부 영역을 분리하는 상부 기본 스킨을 포함하고, 상기 항공기 상부 데크는 방화벽 구조물이 있는 엔진 수용 영역을 포함한다.
소형 또는 중형 헬리콥터와 같은 회전익 항공기에서, 관련된 동체는 일반적으로 동체에 의해 형성된 항공기 내부 영역을 동체 상부에 배치된 항공기 상부 데크로부터 분리하는 상부 기본 스킨을 포함한다. 항공기 내부 영역은 일반적으로 적어도 조종석을 수용하고, 승객 및/또는 화물을 위한 객실을 추가로 수용할 수 있다.
항공기 상부 데크는 일반적으로 하나 이상의 엔진, 일반적으로 공기 호흡(breathing) 가스 터빈을 수용하는 엔진 수용 영역을 포함하며, 따라서 이는 "엔진 데크"라고도 한다. 일반적으로, 하나 이상의 엔진은 항공기 내부 영역 외부의 엔진 데크 상에, 동체 상부에 및 각 동력 장치, 메인 변속기 및 메인 로터의 다른 주요 구성 요소에 가깝게 배치된다.
하나 이상의 엔진은 일반적으로 메인 로터, 프로펠러 또는 기타와 같은 적절한 추진 유닛에 동력을 제공함으로써 회전익 항공기를 구동하도록 구성된다. 보다 구체적으로, 하나 이상의 엔진의 동력은 회전익 항공기의 메인 기어 박스와 같은 관련 동력 분배 유닛으로 전달되고, 그 다음 적절한 추진 유닛에 동력을 제공한다. 예를 들어, 동력은 관련 토크 튜브를 통해 주어진 엔진으로부터 각각의 메인 기어 박스로 전달된다.
내공(airworthiness) 증명 규정에 의하면, 특정 회전익 항공기의 엔진 데크는 화재 발생시 내화성이 있어야 한다. 따라서, 엔진 데크 전체에는 일반적으로 방화 구역을 형성하는 적절한 방화벽 구조물이 장착되어 있다. 방화 구역은 방화벽 구조물이 엔진 데크의 전방 및 후방 영역과 주어진 회전익 항공기의 동체에 의해 형성된 항공기 내부 영역을 향해 엔진들 사이의 내화 분리를 규정하도록 방화벽 구조물 내의 엔진을 수용한다. 방화벽 구조물은 필요한 가연성 유체 기밀성을 보장하고 해당 회전익 항공기의 각 환경 제어 시스템, 메인 기어 박스 및 비행 제어를 보호하기 위해 추가로 제공된다.
더욱 상세하게는, 엔진 데크의 방화벽 구조물은 일반적으로 전방 방화벽과 후방 방화벽을 포함하고, 일반적으로 하부 방화벽을 형성하는 동체의 상부 기본 스킨과 카울링(cowling) 뿐만 아니라 특정 회전익 항공기의 상부 로프트(loft)를 나타내며 엔진 데크를 덮는 카울링에 의해 구분된다. 이와 같은 전방 및 후방 방화벽은 각각의 항공기 상부 데크 보조 구조의 안정성을 증가시키고 덮개 카울링이 방화벽에 강성을 제공하는 동안 덮개 카울링을 제자리에 유지하도록 설계되어 있다. 카울링은 폐쇄 상태에서 항공기 상부 데크에 있는 모든 설비와 장비를 덮기 때문에, 엔진 데크와 더 일반적으로 주어진 회전익 항공기의 외부 환경에 대한 항공기 상부 데크를 보호한다. 또한, 카울링은 기본 형상으로 인해 주어진 회전익 항공기의 각각의 공기역학적 거동을 개선하여 공기역학적 항력을 감소시키면서 발생하는 모든 비행 하중을 특정 항공기 기본 구조물, 즉 특정 항공기 기체로 운반 및 전달한다. 또한, 카울링은 기타 하중, 예를 들어 특정 컨디셔닝 및 환기 시스템, 흡기 보호 그리드, 엔진 플레넘 및 회전익 항공기의 엔진 배기 노즐과 같은 하중을 지지하고 견딘다.
회전익 항공기가 쌍발 엔진 항공기인 경우, 두 엔진은, 일반적으로 두 엔진을 서로 보호하기 위한 방화벽 구조물의 중앙 또는 중간 방화벽에 의해 서로 분리되어 있고, 각 엔진은 개별적으로 독립하여 폐쇄된 엔진 격실에 배치된다. 일반적으로 이러한 방화벽 구조물에서 각각의 전방 및 후방 방화벽뿐만 아니라 중간 방화벽(있는 경우)은 일반적으로 티타늄 시트로 만들어진 보조 부품이다. 내화성은 이미 0.4 mm의 최소 두께로 달성된 것으로 간주되지만, 이러한 티타늄 시트의 일반적인 두께는 1.2mm에 달한다.
어떤 경우에도, 특정 회전익 항공기의 엔진(들)은 상부 기본 스킨과 여러 엔진 마운트 수단을 통해 빔 또는 프레임과 같은 해당 프레임워크 부재에 부착되며 방화벽 구조물의 특정 부품들은 일반적으로 예를 들어 유지 보수 단계에서 엔진(들) 또는 기타 기계 부품에 접근할 수 있도록 제거할 수 있다. 전방 방화벽과 후방 방화벽은 특정 항공기 상부 데크의 각각의 전방 및 후방 부분에 대한 장벽을 나타낸다. 카울링은 일반적으로 예를 들어 유지 보수를 위해 엔진에 대한 접근을 제공하기 위해 적어도 부분적으로 제거 가능하다.
예시적인 방화벽 구조물은 특허문헌 EP 2 046 638 B1, EP 2 443 034 B1, EP 2 917 532 B1, US 9 868 545 B2 및 US 2018/0156131 A1에 기술되어 있다. 특허문헌 EP3131817, EP1482228 및 US2020400250이 인용되었다.
더욱 특히, 특허문헌 EP 3 056 423 A1에서는 적어도 하나의 내부 영역과, 동체의 내측에 배치되고 적어도 하나의 관련 방화벽 구조물에 의해 규정되는 적어도 하나의 방화 구역을 포함하는 엔진 수용 영역을 규정하는 동체를 갖는 회전익 항공기에 대해서 기술하고 있다. 적어도 하나의 방화 구역은 관련 방화벽 구조물이 적어도 하나의 엔진과 동체의 내부 영역 사이의 내화 분리를 규정하도록 적어도 하나의 관련 방화벽 구조물 내에 적어도 하나의 엔진을 수용한다. 적어도 하나의 관련 방화벽 구조물은 전방 방화벽, 후방 방화벽, 하부 방화벽 및 중간 방화벽을 포함하여 적어도 하나의 방화 구역을 구분하는 복수의 상호 연결된 방화벽을 포함한다.
요약하면, 특정 방화벽 구조물은 관련된 각 엔진 격실의 공기, 물 및 유체 기밀 분리를 확실하게 한다. 엔진 데크의 이동 부품과 고정 부품 사이의 나머지 간격은 적절한 내화 밀봉재 및/또는 가스켓으로 완전히 밀봉된다. 각각의 가스켓은 예를 들어 특정 회전익 항공기의 각각의 메인 기어 박스에 특정 엔진을 연결하는 관련 토크 튜브의 관통부(pass-through)를 타이트하게 하는 데 사용된다. 보다 구체적으로, 가스켓은 가연성 유체 장벽을 형성할 뿐만 아니라 특정 엔진으로부터 관련된 토크 튜브의 내화 분리 및 열적 격리를 형성하기 위해 제공된다.
열 및/또는 방화벽을 형성하기 위해 관련 튜브를 둘러싸기 위해 다소 제공되는 가스켓은 일반적으로 예를 들어 특허문헌 US 10,435,136 B2, EP 0 900 346 B1, 및 WO 1997/004838 A1에 기술되어 있다.
특허문헌 EP 3 556 661 A1에서는, 항공기 엔진을 수용하고 전방 방화벽 및 가스켓을 포함하는 방화벽 구조물이 제공되는 엔진 격실을 가진 회전익 항공기에 대해서 기재하고 있다. 토크 튜브, 즉 구동 샤프트 어셈블리는 항공기 엔진을 관련 감속 기어박스 어셈블리에 연결한다. 토크 튜브는 전방 방화벽에 통합되고 가스켓을 형성하는 유연한 밀봉 구성요소에 적어도 부분적으로 배열된다. 유연한 밀봉 구성요소는 전방 방화벽에 형성된 입구 구멍에 대한 항공기 엔진의 움직임을 수용하도록 구성되며, 내부에 유리 섬유 천이 내장된 네오프렌 및/또는 실리카 및/또는 기타 유연한 내화 재료(들)로 제조될 수 있다.
그러나 특정 회전익 항공기와 그 항공기 엔진을 유지보수하는 동안, 모든 연결, 패스너 등을 확인하고 체크할 수 있도록 각 토크 튜브에 완전히 접근할 수 있어야 한다. 따라서 각 토크 튜브를 둘러싸고 있는 관련 가스켓을 제거해야 한다. 그럼에도 불구하고, 이러한 제거는 일반적으로 관련 메인 기어 박스로부터 토크 튜브를 분리하고, 항공기 엔진을 조이고 분리하고, 관련된 가스켓에 대해 항공기 엔진을 변위함으로써만 가능하다. 그러나 이것은 시간이 많이 걸리고 중요한 작업이다.
따라서, 본 발명의 목적은 유지보수 동안 관련 토크 튜브의 완전한 접근을 가능하게 하는 가스켓이 구비된 방화벽 구조물을 갖는 새로운 회전익 항공기를 제공하는 데 있다. 이러한 목적은 청구항 1의 특징을 갖는 회전익 항공기에 의해 해결된다.
보다 구체적으로, 본 발명에 따르면, 항공기 내부 영역을 형성하는 동체를 갖는 회전익 항공기가 제공되고, 여기서 동체는 동체 위에 배열된 항공기 상부 데크로부터 항공기 내부 영역을 분리하는 상부 기본 스킨을 포함한다. 항공기 상부 데크는 방화벽 구조물이 있는 엔진 수용 영역으로 구성된다. 엔진 수용 영역은 방화벽 구조물이 적어도 하나의 항공기 엔진과 항공기 내부 영역 사이에 내화 분리 및 가연성 유체 기밀성을 형성하도록 방화벽 구조물 내에 적어도 하나의 항공기 엔진을 수용한다. 방화벽 구조물은 적어도 하나의 항공기 엔진을 회전익 항공기의 메인 기어 박스에 연결하는 토크 튜브의 관통부를 타이트하게 하기 위한 적어도 하나의 가스켓을 포함한다. 적어도 하나의 가스켓은 튜브형 구조를 형성하기 위해 서로 제거 가능하게 부착된 적어도 2개의 내화 쉘, 및 적어도 2개의 내화 쉘에 장착되고 방화벽 배치에 대한 토크 튜브의 움직임을 보상하도록 구성된다.
바람직하게는, 방화벽 구조물은 적어도 하나의 항공기 엔진과 항공기 내부 영역 사이뿐만 아니라 더 일반적으로 적어도 하나의 항공기 엔진과 모든 다른 인접한 항공기 영역 사이에 내화 분리 및 가연성 유체 기밀성을 규정한다. 그러한 다른 인접한 항공기 영역은 항공기 내부 영역뿐만 아니라 엔진 수용 영역, 예를 들어 기어박스 또는 배기 수용 영역에 대한 전방 및 후방 영역을 포함한다. 방화벽 배열은 전방 방화벽, 후방 방화벽 및 중간 방화벽을 포함할 수 있다.
유리하게는, 방화벽 구조물은 화재 상황에서 각각의 엔진 수용 격실 내에서 보조 보호 요소, 즉 방화벽 구조물 내에 그를 제한함으로써 회전익 항공기의 기본 구조를 형성하는 동체의 손상을 완전히 제거하게 할 수 있도록 한다. 따라서 화재 후 항공기의 기본 구조에 대한 수리 작업은 배제되거나 적어도 최소한으로 감소될 수 있다.
또한, 관련 토크 튜브의 관통부를 타이트하게 하는 적어도 하나의 가스켓을 방화벽 구조물에 제공함으로써, 적어도 하나의 엔진으로부터 관련된 토크 튜브의 내화 분리 및 열적 격리 뿐만 아니라 관련된 토크 튜브와 적어도 하나의 엔진 사이의 가연성 유체 장벽이 유리하게 제공될 수 있다. 적어도 하나의 가스켓은 관련된 신속 릴리스 패스너, 특히 신속 릴리스 쿼터 턴 패스너 수단에 의해 방화벽 구조물에 제거 가능하게 부착될 수 있다.
유리하게는, 적어도 하나의 가스켓은 링 모양의 유연한 내화성 벨로우즈를 적어도 2개의 내화 쉘로부터 분리하고 적어도 2개의 내화 쉘을 서로 분리함으로써 개조 가능하며 관련 토크 튜브에 쉽고 편안하게 장착하거나 제거할 수 있다. 따라서, 전술한 바와 같은 적어도 하나의 항공기 엔진의 조임 해제, 분리 및 변위가 유리하게 회피될 수 있고, 따라서 예를 들어 각각의 유지 보수 작업의 확보 속도가 향상될 수 있다.
바람직하게는, 적어도 하나의 가스켓은 2개의 반원통형 쉘과 1개의 유연한 벨로우즈로 구성된다. 유연한 벨로우즈는 버섯 머리(mushroom head)형 핀 수단에 의해 적어도 하나의 항공기 엔진의 관련 대응물에 부착될 수 있다. 예로서, 2개의 반원통형 쉘은 관련된 쉘 클램프 수단에 의해 서로 제거 가능하게 부착될 수 있다. 이것은 적어도 하나의 항공기 엔진에 영향을 미치지 않고 가스켓을 분해할 수 있게 한다. 유리하게는, 이러한 가스켓은 화재에 견디고 완전한 유체 기밀성을 확보한다. 또한, 이러한 가스켓의 열 전달은 관련 토크 튜브 표면의 고온을 방지한다.
예로서, 반원통형 쉘은 반원통형 티타늄 쉘이고 유연한 벨로우즈는 ECS7229에 따른 실리콘 코팅 유리 섬유 직물의 외부 층 및 ECS7241에 따른 실리케이트 유리 섬유 직물의 내부 층으로부터 봉제된다. ECS7229 직물은 바람직하게는 적어도 하나의 엔진을 향하도록 하는 실리콘으로 한쪽 면에만 코팅되어 있으므로 엔진 화재 시 화재에 노출될 유연한 벨로우즈의 측면에 배치된다. 유연한 벨로우즈는 축 방향의 양쪽 끝에 내부 및 외부 티타늄 링 또는 스테인리스강 링이 장착될 수 있다. 또한 유연한 벨로우즈는 코팅된 스테인리스강 야안 13/2-MEZ-HELIOS로 봉제되어 속이 빈 튜브 형상을 얻을 수 있다. 바람직하게는, 유연한 벨로우즈는 단순히 반원통형 쉘에 맞닿는 대신에 가스켓의 축방향으로 반원통형 쉘과 중첩된다. 실제로 이러한 겹침 이음은 맞댐 이음에 비해 번-스루(burn-through)에 대해 향상된 견고성을 나타낸다.
일 양태에 따르면, 적어도 하나의 가스켓은 가연성 유체 장벽을 형성하고 적어도 하나의 엔진으로부터 토크 튜브의 내화 분리 및 열적 격리를 제공하도록 구성된다.
일 양태에 따르면, 적어도 2개의 내화 쉘 중 적어도 하나는 티타늄을 포함한다.
일 양태에 따르면, 적어도 2개의 내화 쉘 중 적어도 하나는 반원통형 티타늄 쉘이다.
일 양태에 따르면, 링 형상의 유연한 내화성 벨로우즈는 섬유 강화 직물을 포함한다.
일 양태에 따르면, 섬유 강화 직물은 적어도 하나의 실리콘 코팅 유리 섬유 직물 층을 포함한다.
일 양태에 따르면, 섬유 강화 직물은 적어도 하나의 실리케이트 유리 섬유 직물 층을 포함한다.
일 양태에 따르면, 링 형상의 유연한 내화 벨로우즈는 링 형상의 벨로우즈 구조를 형성하기 위해 적어도 2개의 금속 링을 포함한다.
일 양태에 따르면, 적어도 2개의 금속 링 중 적어도 하나는 관련된 패스너, 특히 리벳을 통해 적어도 2개의 내화 쉘에 제거 가능하게 장착된다.
일 양태에 따르면, 적어도 2개의 금속 링은 스테인리스강 금속 링이다.
일 양태에 따르면, 적어도 2개의 내화 쉘은 관련된 쉘 클램프 수단에 의해 서로 제거 가능하게 부착된다.
일 양태에 따르면, 적어도 하나의 가스켓은 관련된 신속 릴리스 패스너, 특히 신속 릴리스 쿼터 턴 패스너 수단에 의해 방화벽 구조물에 제거 가능하게 부착된다.
일 양태에 따르면, 방화벽 구조물은 중간 방화벽을 통해 상호 연결된 적어도 전방 방화벽 및 후방 방화벽을 추가로 포함하고, 적어도 하나의 가스켓은 전방 방화벽에 제거 가능하게 부착된다.
일 양태에 따르면, 적어도 2개의 내화 쉘은 링 형상의 유연한 내화 벨로우즈와 적어도 부분적으로 중첩된다.
일 양태에 따르면, 링 형상의 유연한 내화 벨로우즈는 버섯 머리형 핀 수단에 의해 적어도 하나의 항공기 엔진의 관련 대응물에 부착된다.
첨부된 도면을 참조하여 이하의 설명에서 예시적으로 본 발명의 바람직한 실시형태를 개략적으로 설명한다. 이러한 첨부된 도면에서, 동일하거나 동일하게 기능하는 구성요소 및 요소는 동일한 참조 번호 및 문자로 표시되어 있으므로 다음 설명에서 한 번만 설명된다.
도 1은 카울링으로 덮이고 방화벽 구조물이 구비된 엔진 수용 영역을 갖는 회전익 항공기의 사시도이다.
도 2는 도 1의 방화벽 구조물의 사시도이다.
도 3은 가스켓이 있는 도 1의 방화벽 구조물의 다른 사시도이다.
도 4는 도 3의 가스켓의 분해도이다.
도 5는 도 3을 확대한 상세도이다.
도 6은 도 5의 확대된 상세 단면도이다.
도 7은 토크 튜브 및 항공기 엔진을 갖는 도 3의 확대된 상세 측면도이다.
도 8은 도 7의 토크 튜브가 구비된 도 3의 확대된 상세 단면도이다.
도 9는 도 7의 토크 튜브 및 항공기 엔진을 갖는 도 3의 확대된 상세 단면도이다.
도 10은 도 3을 확대한 상세도이다.
도 1은 헬리콥터로 예시된 회전익 항공기(1)를 나타낸다. 따라서, 단순함과 명료함을 위해, 회전익 항공기(1)는 이하 "헬리콥터(1)"로 지칭된다.
바람직하게는, 헬리콥터(1)는 작동 중에 양력 및 전방 또는 후방 추력을 제공하기 위한 적어도 하나의 다중 블레이드 메인 로터를 포함한다. 적어도 하나의 다중 블레이드 메인 로터는 우선적으로 관련된 로터 헤드에서 로터 샤프트에 장착된 복수의 로터 블레이드를 포함하며, 이는 관련된 로터 축을 중심으로 헬리콥터의 작동 중에 회전한다. 또한, 헬리콥터(1)는, 예를 들어 스키드 유형 또는 휠 유형 랜딩 기어와 같은 랜딩 기어를 포함한다. 그러나, 도면의 단순성과 명확성을 위해, 적어도 하나의 다중 블레이드 메인 로터와 랜딩 기어, 그리고 불필요하게 도면을 복잡하게 만드는 다른 구성 요소의 도면은 생략되었다.
헬리콥터(1)는 예시적으로 항공기 내부 영역(2a,2b)을 형성하는 동체(2)를 포함한다. 항공기 내부 영역(2a,2b)은 바람직하게는 적어도 조종석(2a)을 수용하고 승객 및/또는 화물을 위한 객실(2b)을 추가로 수용할 수 있다. 예로서, 테일 붐(3)은 헬리콥터(1)의 동체(2)에 연결된다.
헬리콥터(1)는, 예시적으로 작동 중에 역 토크를 제공하도록, 즉 요(yaw)에 대해 헬리콥터의 균형을 맞추기 위해 적어도 하나의 다중 블레이드 메인 로터의 회전에 의해 생성된 토크에 대응하도록 구성된 적어도 하나의 우선적으로 가려진 역 토크 장치(4)를 더 포함한다. 적어도 하나의 역 토크 장치(4)는 예시적으로 테일 붐(3)의 후미 섹션에 제공되고, 바람직하게는 테일 로터(4a)를 포함한다. 테일 붐(3)의 후방 섹션은 바람직하게는 핀(5)을 추가로 포함한다.
일 양태에 따르면, 동체(2)는 동체(2) 위에 배치된 항공기 상부 데크(6)로부터 항공기 내부 영역(2a,2b)을 분리하는 상부 기본 스킨(2c)을 포함한다. 즉, 상부 기본 스킨(2c)은 동체(2)의 상단을 형성한다.
예시적으로, 상부 기본 스킨(2c)은 전방 데크 스킨(2h), 엔진 데크 스킨(2i) 및 후방 데크 스킨(2j)을 포함한다. 엔진 데크 스킨(2i)은 항공기 상부 데크(6)의 일부이고, 예시적으로 도 2에서 더욱 상세히 설명되는 방화벽 구조물(10)과 함께 엔진 수용 영역(7)을 형성하는 엔진 데크(6a)와 관련된다. 예로서, 엔진 수용 영역(7)은 2개의 분리된 엔진 수용 격실(7a,7b)을 포함한다.
바람직하게는, 엔진 수용 영역(7)은 방화벽 구조물(10)이 적어도 하나의 항공기 엔진과 항공기 내부 영역(2a,2b) 사이에 내화 분리 및 가연성 유체 기밀성을 형성하도록 방화벽 구조물(10) 내에 적어도 하나의 항공기 엔진을 수용한다. 예시된 구현은 예로서 하나의 항공기 엔진이 2개의 개별 엔진 수용 격실(7a,7b) 각각에 수용되는 쌍발 엔진 구성을 지칭한다.
방화벽 구조물(10)은 바람직하게는 적어도 하나의 항공기 엔진과 도 1의 항공기 내부 영역(2a,2b) 사이뿐만 아니라 적어도 하나의 항공기 엔진과 다른 인접 항공기 영역 사이의 내화 분리 및 가연성 유체 기밀성을 형성한다는 점에 유의해야 한다. 그러한 다른 인접한 항공기 영역은 예를 들어 기어박스 또는 배기 수용 영역과 같은 엔진 수용 영역(7)에 대한 전방 및 후방 영역을 포함한다.
예시적으로, 엔진 수용 영역(7) 및 보다 일반적으로 항공기 상부 데크(6)는 동체(2)의 상부에 장착된 카울링(8)에 의해 덮여 있다. 바람직하게는, 동체(2)는 항공기 내부 영역(2a,2b)을 예시적으로 둘러싸고, 상호 연결된 프레임 및 길이 방향 빔에 장착되어, 전체적인 하중(load) 운반 임무에 적합하게 설계된 헬리콥터(1)의 기본 구조를 형성하는 측면 쉘(2f,2g)을 포함한다. 따라서, 동체의 상부 기본 스킨(2c)은 또한 이러한 전체적인 하중 운반임무에 관여하고, 결과적으로 동체(2)의 전체적인 하중 운반에 기여한다.
도 2는 바람직하게는 적어도 전방 방화벽(10a) 및 후방 방화벽(10b)을 포함하는 도 1의 방화벽 구조물(10)을 도시한다. 예시적으로, 방화벽 구조물(10)은 중간 방화벽(10c)을 더 포함한다.
중간 방화벽(10c)은 예로서 도 1의 2개의 엔진 수용 격실(7a,7b)을 형성하기 위해 제공되며, 이는 각 항공기 엔진이 2개의 엔진 수용 격실(7a,7b) 중 관련된 하나에 별도로 수용될 수 있도록 전술한 바와 같은 쌍발 엔진 구성에서 요구된다. 대조적으로, 단일 엔진 구성에서 중간 방화벽(10c)의 제공은 생략될 수 있다.
바람직하게는, 전방 방화벽(10a), 후방 방화벽(10b) 및 중간 방화벽(10c) 각각은 티타늄, 강철, 세라믹, 고분자 복합재 또는 하이브리드 유기-무기 복합재 중 적어도 하나를 포함하는 내화성 재료를 포함한다. 하나의 구현에서, 전방 방화벽(10a), 후방 방화벽(10b) 또는 중간 방화벽(10c) 중 적어도 하나는 최소 두께가 적어도 0.4mm, 바람직하게는 0.6mm 내지 0.8mm, 우선적으로는 1.2mm인 티타늄 시트를 갖는다.
예로서, 중간 방화벽(10c)뿐만 아니라 전방 방화벽(10a) 및 후방 방화벽(10b)은 도 1의 엔진 데크(6a)를 통과하는 테일 로터 구동 샤프트를 적어도 부분적으로 수용하도록 구성된 채널(10d)을 형성한다. 또한, 전방 방화벽(10a)에는 예시적으로 상부 연장부(10e)가 제공되고 후방 방화벽(10b)에는 후방 커버(10f)가 제공된다.
예시적으로, 전방 방화벽(10a)은 2개의 제거 가능한 패널(10h,10i)을 더 포함한다. 제거 가능한 패널(10i)은 엔진 수용 격실(7a)과 연관되고, 제거 가능한 패널(10h)은 엔진 수용 격실(7b)과 관련된다. 제거 가능한 패널(10i,10h)은 엔진 수용 격실(7a,7b)에 수용된 각각의 항공기 엔진에 대한 접근을 허용하기 위해 전방 방화벽(10a)으로부터 제거 가능하다.
일 양태에 따르면, 적어도 하나 및 예시적으로 2개의 가스켓(10g, 10j)이 전방 방화벽(10a)에 제거 가능하게 장착된다. 각 가스켓(10g,10j)은 바람직하게는 도 7에서 상세히 설명된 바와 같이 관련된 토크 튜브의 관통부를 타이트하게 하기 위해 제공된다.
다시 말하면, 2개의 제거 가능한 패널(10i,10h)과 2개의 가스켓(10g,10j)은 쌍발 엔진 구성에서만 필요하다는 점에 유의해야 한다. 즉, 단일 엔진 구성에서 단일 제거 가능한 패널과 단일 가스켓으로 충분할 수 있다.
도 3은 도 1 및 도 2의 방화벽 구조물(10)을 나타낸다. 방화벽 구조물(10)은 도 2에 따른 전방 방화벽(10a), 후방 방화벽(10b), 중간 방화벽(10c), 채널(10d), 상부 연장부(10e), 후방 커버(10f), 제거 가능한 패널(10h,10i), 및 가스켓(10g)을 예시적으로 포함하는데, 가스켓(10j)은 도 3에서 보이지 않는다. 가스켓(10g)은 바람직하게 전방 방화벽(10a)에 제거 가능하게 부착되고, 예시적으로 제거 가능한 패널(10i)에 적어도 부분적으로 부착되며, 이에 대해서는 도 4 내지 도 6에서 추가로 설명된다.
도 4는 도 3의 가스켓(10g)을 도시한다. 예로서, 가스켓(10g)만이 도 2의 두 가스켓(10g,10j)의 대표적인 구현으로서 이하에서 상세하게 설명된다.
일 양태에 따르면, 가스켓(10g)은 적어도 2개의 내화 쉘 및 링 형상의 유연한 내화 벨로우즈(13)를 포함한다. 예로서, 2개의 내화 쉘(12a,12b)이 도시되어 있다.
바람직하게는, 2개의 내화 쉘(12a,12b) 중 적어도 하나는 티타늄을 포함한다. 예시적으로, 2개의 내화 쉘(12a,12b) 중 적어도 하나는 반원통형 티타늄 쉘이다.
도 5는 도 4의 가스켓(10g)뿐만 아니라 도 2 및 도 3의 방화벽 구조물(10)의 제거 가능한 패널(10i)이 있는 채널(10d) 및 전방 방화벽(10a)을 도시한다. 바람직하게는, 가스켓(10g)은 관련된 신속 릴리스 패스너(14a) 수단에 의해 방화벽 구조물(10), 보다 구체적으로 전방 방화벽(10a)에 제거 가능하게 부착된다. 예시적으로, 가스켓(10g)은 제거 가능한 패널(10i)에 적어도 부분적으로 제거 가능하게 부착된다. 신속 릴리스 패스너(14a)는 예를 들어, 신속 릴리스 쿼터 턴 패스너 및 보다 일반적으로 임의의 적절한 캠록 고정 장치에 의해 실현될 수 있다.
도 4에 따르면, 가스켓(10g)은 2개의 내화 쉘(12a,12b) 및 링 형상의 유연한 내화 벨로우즈(13)를 포함한다. 2개의 내화 쉘(12a,12b)은 튜브형 구조를 형성하기 위해 서로 제거 가능하게 부착된다. 바람직하게는, 2개의 내화 쉘(12a,12b)은 관련된 쉘 클램프(14b) 수단에 의해, 예시적으로는 2개의 쉘 클램프(14b) 수단에 의해 서로 제거 가능하게 부착된다. 쉘 클램프(14b)는 임의의 적절한 클램프 유형 패스너에 의해 실현될 수 있다.
링 형상의 유연한 내화 벨로우즈(13)는 예시적으로 2개의 내화 쉘(12a,12b)에 장착된다. 바람직하게는, 링 형상의 유연한 내화 벨로우즈(13)는 링 형상의 벨로우즈 구조를 형성하기 위해 적어도 2개의 금속 링(14e)을 포함한다. 적어도 2개의 금속 링(14e)은 스테인리스강 금속 링일 수 있다. 그러나 스테인레스강 금속 링 이외의 금속 링, 예를 들어 티타늄 금속 링도 마찬가지로 고려된다.
예시적으로, 링 형상의 유연한 내화 벨로우즈(13)는 버섯형 고정부(14c)를 더 포함한다. 예로서, 버섯형 고정부(14c)는 복수의 버섯 머리형 핀 수단에 의해 실현된다.
바람직하게는, 링 모양의 유연한 내화 벨로우즈(13)는 섬유 강화 직물(14d)을 포함한다. 섬유 강화 직물은 예를 들어 실리콘 코팅 유리 섬유 직물일 수 있다.
도 6은 도 5의 내화 쉘(12b) 및 링 모양의 유연한 내화 벨로우즈(13)를 갖는 전방 방화벽(10i)을 도시한다. 링 형상의 유연한 내화 벨로우즈(13)는 버섯형 고정부(14c) 및 섬유 강화 직물(14d)을 포함한다. 바람직하게는, 링 형상의 유연한 내화 벨로우즈(13)는 추가 방화벽(14f)을 형성한다. 또한, 가스켓(10g)의 쉘 클램프들(14b) 중 하나가 도시되어 있다.
도 7은 바람직하게는 가연성 유체 장벽을 형성하고 헬리콥터(1)의 적어도 하나의 항공기 엔진(11)으로부터 도 1의 헬리콥터(1)의 토크 튜브(15)의 내화 분리 및 열적 격리를 제공하도록 구성된, 도 4 내지 도 6의 가스켓(10g)을 도시한다. 토크 튜브(15)는 바람직하게는 적어도 하나의 항공기 엔진(11)을 헬리콥터(1)의 메인 기어 박스에 연결하고, 예시적으로 적어도 하나의 항공기 엔진(11)으로부터 메인 기어 박스로 토크를 전달하는 구동 샤프트(15a)를 포함한다.
바람직하게는, 항공기 엔진(11)은 발전을 위해 연료/공기 혼합물을 연소시키는 공기 호흡 추진 가스 터빈으로서 실현된다. 그러나, 예를 들어 전기 엔진과 같은 기타 임의의 적절한 엔진 형태도 마찬가지로 고려된다. 항공기 엔진(11)은 관련 엔진 격실, 즉 도 1의 엔진 수용 격실(7a)에 제공된 관련 엔진 마운트에 장착될 수 있다.
그러나, 항공기 엔진(11) 및 관련 엔진 마운트는 상세하게 설명되지 않고 항공기 엔진(11)의 작은 부분만이 추가 상세한 도시없이 개략적으로 나타낸다. 실제로, 항공기 엔진(11) 및 관련 엔진 마운트는 간결함 및 명확함을 위해 상세한 설명이 생략될 수 있도록 당업자에게 잘 알려진 엔진 및 엔진 마운트에 의해 실현될 수 있다.
이는 토크 튜브(15) 및 구동 샤프트(15a)에도 마찬가지로 적용된다. 실제로, 토크 튜브(15) 및 구동 샤프트(15a)를 구현하는 데 사용될 수 있는 적절한 토크 튜브 및 구동 샤프트도 당업자에게 잘 알려져 있으므로, 간결성 및 명확성을 위해 이에 대한 상세한 설명은 생략될 수 있다.
예시적으로, 토크 튜브(15)는 가스켓(10g) 내에 적어도 부분적으로 수용되고, 즉 그에 의해 적어도 둘러싸인다. 다시 말해서, 도 5의 2개의 내화 쉘(12a,12b)과 링 모양의 유연한 내화 벨로우즈(13)를 포함하는 가스켓(10g)은 튜브형 또는 슬리브형 구조, 즉 토크 튜브(15)를 적어도 부분적으로 둘러싸고 수용하는 커프형 구조를 형성한다.
예로서, 가스켓(10g)은 도 5의 관련된 신속 릴리스 패스너(14a) 수단에 의해 방화벽 구조물(10), 보다 구체적으로 전방 방화벽(10a)에 제거 가능하게 부착된다. 예시적으로, 가스켓(10g)은 전방 방화벽(10a)의 제거 가능한 패널(10i)에 적어도 부분적으로 제거 가능하게 부착된다. 따라서, 가스켓(10g)은 전방 방화벽(10a)을 통한 토크 튜브(15)의 관통부를 타이트하게 한다. 이러한 구성에서, 가스켓(10g)의 링 형상의 유연한 내화 벨로우즈(13)는 방화벽 구조물(10)에 대한 토크 튜브(15)의 움직임을 보상하도록 구성된다. 또한, 가스켓(10g)은 예시적으로 도 5의 2개의 쉘 클램프(14b)를 포함하며, 이는 2개의 내화 쉘(12a,12b)을 함께 고정한다.
도 8은 도 7의 구동 샤프트(15a)로 토크 튜브(15)를 수용, 즉 적어도 부분적으로 둘러싸는 도 4 내지 도 7의 가스켓(10g)을 도시한다. 가스켓(10g)은 2개의 내화 쉘(12a,12b) 및 섬유 강화 직물(14d)을 포함하는 링 형상의 유연한 내화 벨로우즈(13)를 포함한다.
예시적으로, 링 형상의 유연한 내화 벨로우즈(13)는, 도 10에 상세히 설명된 바와 같이, 2개의 내화 쉘(12a,12b)에 중첩 방식으로 도 5의 적어도 2개의 금속 링(14e) 중 적어도 하나의 수단에 의해 장착된다. 다시 말해서, 적어도 2개의 내화 쉘(12a,12b)은 바람직하게는 적어도 부분적으로 링 형상의 유연한 내화 벨로우즈(13)와 중첩된다.
도 9는 도 3의 전방 방화벽(10a), 제거 가능한 패널(10i) 및 중간 방화벽(10c)을 갖는 방화벽 구조물(10)과 도 5의 2개의 쉘 클램프(14b)를 갖는 도 4 내지 도 9의 가스켓(10g)을 도시한다. 가스켓(10g)은 도 7의 적어도 하나의 항공기 엔진(11)을 도 1의 헬리콥터(1)의 메인 기어 박스(17)에 연결하는 토크 튜브(15)를 수용, 즉 적어도 부분적으로 둘러싼다.
그러나, 메인 기어 박스(17)는 상세하게 설명되지 않고, 추가 상세 설명 없이 그 일부만 개략적으로 도시되어 있다. 사실, 메인 기어 박스(17)는 간결함을 위해 그 상세한 설명은 생략될 수 있도록 당업자에게 잘 알려진 메인 기어 박스에 의해 실현될 수 있다.
도 9는 도 5 내지 도 8의 내화 쉘(12b) 및 링 형상의 유연한 내화 벨로우즈(13)를 추가로 도시한다. 예로서, 내화 쉘(12b)은 전방 방화벽(10a)에, 그리고 적어도 부분적으로 도 5의 신속 릴리스 패스너(14a) 수단에 의해 제거 가능한 패널(10i)에 제거 가능하게 부착된다. 링 형태의 유연한 내화 벨로우즈(13)는 예시적으로 도 5의 버섯형 고정부(14c) 및 섬유 강화 직물(14d)을 포함한다. 버섯형 고정부(14c)는 연결 영역(16)에서 적어도 하나의 항공기 엔진(11)의 관련 대응물(11a)에 링 형상의 유연한 내화 벨로우즈(13)를 예시적으로 부착한다.
도 10은 쉘 클램프(14b) 및 링 형상의 유연한 내화 벨로우즈(13)와 함께 내화 쉘(12b) 뿐만 아니라 버섯 형 고정부(14c) 수단에 의해 적어도 하나의 항공기 엔진(11)의 관련 대응물(11a)에 대한 부착을 도시한다. 보다 구체적으로, 도 10은 링 형상의 유연한 내화 벨로우즈(13)와 내화 쉘(12b)의 중첩을 명확하게 하고, 이에 링 형상의 유연한 내화 벨로우즈(13)는 도 5의 적어도 2개의 금속 링 수단에 의해 예시적으로 장착된다. 예시적으로, 적어도 2개의 금속 링(14e) 중 적어도 하나는 관련된 패스너(14g), 특히 리벳을 통해 내화 쉘(12b)에 제거 가능하게 장착된다. 예로서, 적어도 2개의 금속 링(14e) 중 적어도 하나는 쉘 클램프(14b)에 고정될 수 있다.
예시적으로, 링 형상의 유연한 내화 벨로우즈(13)는 도 9의 섬유 강화 직물(14d)을 포함한다. 바람직하게는, 섬유 강화 직물(14d)은 적어도 하나의 실리콘 코팅 유리 섬유 직물 층(14h)을 포함한다. 적어도 하나의 실리콘 코팅 유리 섬유 직물 층(14h)은 우선적으로 적어도 하나의 항공기 엔진(11)을 향하는 가스켓(10g)의 외부 층이다.
또한, 섬유 강화 직물(14d)은 바람직하게는 적어도 하나의 실리케이트 유리 섬유 직물 층(14i)을 포함한다. 적어도 하나의 실리케이트 유리 섬유 직물 층(14i)은 우선적으로 도 9의 토크 튜브(15)를 대향한다.
위에서 설명된 실시형태에 대한 변경은 해당 기술 분야의 통상의 지식을 가진 자의 일반적인 지식 내에 있으며, 따라서 또한 본 발명의 일부로 간주된다는 점에 유의해야 한다. 또한, 도면은 본 발명의 실시형태를 개략적으로 나타내기 위한 것이며 상세한 구성을 나타내기 위한 것이 아님을 유의해야 한다.
1: 회전익 항공기, 헬리콥터 2: 동체
2a: 조종석 2b: 객실
2c: 동체의 상부 기본 스킨 2f,2g: 동체 측면 쉘
2h: 전방 데크 스킨 2i: 엔진 데크 스킨
2j: 후방 데크 스킨 3: 테일 붐
4: 역 토크 장치 4a: 테일 로터
5: 핀 6: 항공기 상부 데크
6a: 엔진 데크 7: 엔진 수용 영역
7a,7b: 엔진 수용 격실 8: 카울링
10: 방화벽 구조물 10a: 전방 방화벽
10b: 후방 방화벽 10c: 중간 방화벽
10d: 테일 로터 구동 샤프트 채널 10e: 전방 방화벽 상부 연장부
10f: 후방 커버 10g,10j : 가스켓
10h,10i : 전방 방화벽 탈착식 패널 11 : 항공기 엔진
11a : 엔진 대응물 12a,12b : 가스켓 하프 쉘
13 : 가스켓 벨로우즈 14a : 릴리스 패스너
14b : 쉘 클램프 14c : 버섯형 고정부
14d : 벨로우즈 섬유 직물 14e : 금속 링
14f : 추가 방화벽 14g : 리벳
14h : 벨로우즈 외층 14i : 벨로우즈 내층
15 : 토크 튜브 15a : 구동 샤프트
16 : 연결 영역 17 : 메인 기어 박스

Claims (15)

  1. 항공기 내부 영역(2a,2b)을 형성하는 동체(2)를 갖고, 상기 동체(2)가 상기 동체(2) 위에 배치된 항공기 상부 데크(6)로부터 항공기 내부 영역(2a,2b)을 분리하는 상부 기본 스킨(2c)을 포함하는 회전익 항공기(1)로서,
    상기 항공기 상부 데크(6)는 방화벽 구조물(10)을 갖는 엔진 수용 영역(7)을 포함하고, 상기 엔진 수용 영역(7)은, 상기 방화벽 구조물(10)이 적어도 하나의 항공기 엔진(11)과 항공기 내부 영역(2a,2b) 사이에 내화 분리 및 가연성 유체 기밀성을 형성하도록 방화벽 구조물(10) 내에 적어도 하나의 항공기 엔진(11)을 수용하고, 그리고
    상기 방화벽 구조물(10)은 적어도 하나의 항공기 엔진(11)을 회전익 항공기(1)의 메인 기어박스(17)에 연결하는 토크 튜브(15)의 관통부를 타이트하게 하기 위한 적어도 하나의 가스켓(10g)을 포함하고,
    적어도 하나의 상기 가스켓(10g)은, 튜브형 구조를 형성하기 위해 서로 제거 가능하게 부착된 적어도 2개의 내화 쉘(12a,12b), 및 적어도 2개의 내화 쉘(12a,12b)에 장착되고 방화벽 구조물(10)에 대한 토크 튜브(15)의 움직임을 보상하도록 구성된 링 형상의 유연한 내화 벨로우즈(13)를 포함하는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기(1).
  2. 제1항에 있어서,
    적어도 하나의 가스켓(10g)은 가연성 유체 장벽을 형성하고, 적어도 하나의 항공기 엔진(11)으로부터 토크 튜브(15)의 내화 분리 및 열적 격리를 제공하도록 구성되는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기(1).
  3. 제1항 또는 제2항에 있어서,
    적어도 2개의 내화 쉘(12a,12b) 중 적어도 하나는 티타늄을 포함하는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기(1).
  4. 제3항에 있어서,
    적어도 2개의 내화 쉘(12a,12b) 중 적어도 하나는 반원통형 티타늄 쉘인 것을 특징으로 하는 회전익 항공기(1).
  5. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 링 형상의 유연한 내화 벨로우즈(13)는 섬유 강화 직물(14d)을 포함하는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기(1).
  6. 제5항에 있어서,
    상기 섬유 강화 직물(14d)은 적어도 하나의 실리콘 코팅 유리 섬유 직물 층(14h)을 포함하는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기(1).
  7. 제5항 또는 제6항에 있어서,
    상기 섬유 강화 직물(14d)은 적어도 하나의 실리케이트 유리 섬유 직물 층(14i)을 포함하는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기(1).
  8. 제1항 내지 제7항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 링 형상의 유연한 내화 벨로우즈(13)는 링 형상의 벨로우즈 구조를 형성하기 위해 적어도 2개의 금속 링(14e)을 포함하는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기(1).
  9. 제8항에 있어서,
    적어도 2개의 금속 링(14e) 중 적어도 하나는 관련 패스너(14g), 특히 리벳을 통해 적어도 2개의 내화 쉘(12a,12b)에 제거 가능하게 장착되는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기(1).
  10. 제8항 또는 제9항에 있어서,
    적어도 2개의 상기 금속 링(14e)은 스테인리스강 금속 링인 것을 특징으로 하는 회전익 항공기(1).
  11. 제1항 내지 제10항 중 어느 한 항에 있어서,
    적어도 2개의 상기 내화 쉘(12a,12b)은 관련된 쉘 클램프(14b) 수단에 의해 서로 제거 가능하게 부착되는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기(1).
  12. 제1항 내지 제11항 중 어느 한 항에 있어서,
    적어도 하나의 상기 가스켓(10g)은 관련된 신속 릴리스 패스너(14a), 특히 신속 릴리스 쿼터 턴 패스너(14a) 수단에 의해 방화벽 구조물(10)에 제거 가능하게 부착되는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기(1).
  13. 제12항에 있어서,
    상기 방화벽 구조물(10)은 중간 방화벽(10c)을 통해 상호 연결된 적어도 전방 방화벽(10a) 및 후방 방화벽(10b)을 추가로 포함하고, 그리고 적어도 하나의 상기 가스켓(10g)은 전방 방화벽(10a)에 제거 가능하게 부착되는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기(1).
  14. 제1항 내지 제13항 중 어느 한 항에 있어서,
    적어도 2개의 상기 내화 쉘(12a,12b)은 링 형상의 유연한 내화 벨로우즈(13)와 적어도 부분적으로 중첩되는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기(1).
  15. 제1항 내지 제14항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 링 형상의 유연한 내화 벨로우즈(13)는 버섯 머리형 핀(14c) 수단에 의해 적어도 하나의 항공기 엔진(11)의 관련 대응물(11a)에 부착되는 것을 특징으로 하는 회전익 항공기(1).


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