KR20230012504A - 공중 정지가 가능한 항공기 - Google Patents

Abstract

본 명세서에는 모터 베이(8); 배출 덕트(17)를 구비한 모터 시스템(6); 상기 모터 시스템(6) 외부에 배치된 열 교환기(20); 제 1 공기 흡입구(25); 열 교환기(20)가 따라서 배치되는 제 1 덕트(26); 열 교환기(20)를 냉각시키도록 적응된 제 1 유량의 공기를 생성하도록 배출 덕트(17) 및 제 1 덕트(26)와 유체적으로 연결된 하류 섹션(39)을 갖는 제 1 수렴 노즐(15); 및 모터 베이(8) 내에서 개방되고 제 1 공기 흡입구(25)와 구별되는 제 2 공기 흡입구(10); 제 2 공기 흡입구(10)로부터 배출 덕트(17)를 향하고 모터 시스템(6)을 우회하는 모터 베이(8)의 제 2 유량의 냉각 공기를 생성하도록 배출 덕트(17) 및 모터 베이(8)와 유체적으로 연결된 제 2 하류 섹션(49)을 갖는 제 2 수렴 노즐(16)을 포함하는 항공기(1)를 개시한다.

Description

공중 정지가 가능한 항공기

본 특허 출원은 2020년 4월 27일에 출원된 이탈리아 특허 출원 번호 20171458.1의 우선권을 주장하며, 그의 전체 개시내용이 본 명세서에 참조로서 포함된다.

본 발명은 공중 정지(hovering)가 가능한 항공기, 특히 헬리콥터 또는 전환식 비행기에 관한 것이다.

헬리콥터는 기본적으로 동체, 제 1 축을 중심으로 회전 가능하고 동체의 상단 부분에 배치된 메인 회전자(main rotor) 및 헬리콥터의 꼬리 단부에 배치되고 제 1 축을 가로지르는 제 2 축을 중심으로 회전 가능한 토크 방지 회전자를 포함하는 것으로 알려져 있다.

알려진 유형의 헬리콥터는 또한 모터 시스템 및 모터 시스템의 배출 샤프트로부터 메인 회전자로 운동을 전달하기 위한 전달 그룹을 포함한다.

더 자세히 설명하면, 해당 분야에서 "터보 샤프트"로서 알려진 모터 시스템은 개방 열역학적 사이클을 생성한다.

모터 시스템은:

- 지지체;

- 공기의 제 1 유량의 진입을 허용하도록 구성된 공기 흡입구;

- 공기 흡입구에 유체적으로 연결되고, 전술한 제 1 유량의 공기가 공급되며 상기 제 1 유량의 공기를 압축하도록 구성된 압축기;

- 제 1 유량의 압축기로부터 압축된 공기가 제 2 유량의 연료와 혼합되고 연소 과정을 거쳐 제 3 유량의 고온 배기가스를 생성하는 연소 챔버; 및

- 압축기와 회전시의 모터 시스템의 배출 샤프트를 서로 독립적으로 구동함으로써 연소 챔버를 떠나는 제 3 유량의 고온 배기가스가 내부에서 팽창하는 하나 이상의 터빈을 포함한다.

각 모터 시스템은 또한:

- 각각의 터빈의 하류에 배치되고 제 3 유량의 배기가스를 가속하도록 구성된 수렴 노즐; 및

- 지지체의 각각의 개구에서 종료되고 내부에 수렴 노즐이 배치되는 배기가스 배출 덕트를 포함한다.

알려진 유형의 헬리콥터는 또한 모터 시스템의 윤활을 허용하고 모터 시스템 자체의 냉각에 기여하도록 구성된 윤활 시스템을 포함한다.

보다 자세하게, 윤활 시스템은:

- 예를 들어 오일과 같은 윤활 유체를 위한 수집 탱크; 및

- 윤활 유체를 모터 시스템의 특정 영역에 분배하고 상기 윤활 유체를 탱크로 반환할 수 있도록 구성된 분배 회로를 포함한다.

상기 순환 동안, 윤활 유체는 모터 시스템의 움직이는 구성요소와 접촉하고 결과적으로 온도를 증가시킨다.

윤활 유체의 온도가 과도해지는 것을 방지하기 위해, 윤활 시스템은 알려진 솔루션에서:

- 신선한 공기의 제 4 흐름을 생성하도록 구성된 팬; 및

- 팬에 의해 생성된 제 4 공기 흐름과의 열교환을 통해 윤활 유체를 냉각할 수 있게 하는 열 교환기를 포함한다.

팬 또는 이와 유사한 능동 시스템을 사용하는 것은 헬리콥터의 무게 증가로 이어진다.

상기 팬 또는 이와 유사한 능동형 시스템의 작동은 또한 예를 들어 온보드 시스템으로부터 직접 추출되는 전기적인, 또는 모터 시스템에 의해 사용 가능하게 만들어지고 모터 샤프트에 이용가능한 기계적 동력의 실제 값으로부터 차감된 기계적인 전력 비율을 필요로 한다.

팬과 상대 구동 그룹은 또한 헬리콥터 내부에 각각의 하우징을 필요로 하며, 이는 때때로 다른 시스템 및/또는 동체 자체의 구조 및 형태와의 통합 문제를 야기한다.

마지막으로, 팬과 상대 구동 그룹은 필연적으로 고장의 위험에 노출되며, 따라서 헬리콥터 모터 시스템의 전반적인 신뢰성을 악화시킨다. 알려진 유형의 이러한 솔루션은 또한 보다 빈번한 검사 및 유지보수 간격을 필요로 하므로, 헬리콥터의 전체 운영 비용이 증가한다.

WO-A-2003/037715는 항공기의 보조 동력 장치를 위한 수동 냉각 시스템을 기술한다.

보조 동력 장치는 항공기에 탑재된 다양한 시스템에 전력 및 압축된 공기를 공급하도록 설계된다.

보조 동력 장치는 기본적으로 나셀(nacelle)에 수용된 한 쌍의 압축기가 장착되는 가스 터빈 시스템이다.

상기 보조 동력 장치는 또한 윤활 유체를 냉각하기 위한 열 교환기를 포함한다.

가스 터빈은 알려진 방식으로 나셀 내부에 수용된 배기가스 혼합물을 위한 추가 배출 덕트를 포함한다.

제 1 실시예에서, 나셀은:

- 압축기 및 열 교환기에 공기 흐름을 공급하기 위한 단일 공기 흡입구; 및

- 가스 터빈의 추가 배출 덕트의 배출구를 정의한다.

나셀은 또한:

- 단일 공기 흡입구의 하류에 배치된 제 1 덕트; 및

- 제 1 덕트의 각각의 분기를 정의하는 제 2 및 제 3 덕트를 수용한다.

보다 상세하게, 제 2 덕트는 제 1 덕트와 압축기 중 하나의 제 1 흡입구 사이에서 연장한다.

제 3 덕트는 차례로 제 1 덕트의 하류에 배치된 제 1 및 제 2 섹션으로 분기된다.

제 1 섹션은 제 1 덕트와 압축기 중 다른 하나의 제 2 흡입구를 유체적으로 연결한다.

제 2 섹션은 제 1 덕트를 유체적으로 연결하고 나셀의 내부 부피 내에 배치된다. 열 교환기는 제 2 섹션을 따라 삽입된다.

가스 터빈의 추가 배출 덕트는 점진적으로 감소하는 면적을 가진 수렴 노즐을 구비한다. 노즐은 차례로 제 2 섹션의 하류에 있는 나셀의 내부 부피와 유체적으로 연결된 하류 섹션을 갖는다.

이러한 방식으로, 배출 덕트 내의 배기가스 흐름은 배기가스 속도의 감소 및 결과적인 노즐의 하류 섹션에서 감압을 발생시키며, 결과적으로 제 2 섹션의 하류에 위치된 나셀 영역 내의 감압을 발생시킨다.

상기 감압은 열 교환기를 통한 공기의 제 1 흐름 및 공기의 제 2 흐름이 압축기의 제 1 및 제 2 흡입구를 향하게 한다.

다시 말하면, 노즐은 하류 섹션에서 자신의 이젝터(ejector)를 정의한다.

제 2 섹션이 나셀의 부피 내에서 개방되기 때문에, 제 1 공기 흐름은 열 교환기와 나셀의 내부 공간을 모두를 냉각시킨다.

결과적으로, 교환기의 냉각과 나셀 내부 부피의 냉각을 독립적으로 제어할 수 없다.

WO-A-2003/037715는 각각에서 나셀의 내부 부피의 냉각 공기의 흐름이 이젝터에 의해 모터 시스템의 배출 덕트로 구동되는 실시예를 추가로 기술한다.

결과적으로, 동일한 공기 흐름이 열 교환기와 나셀의 내부 부피를 모두를 냉각시킨다.

모터 시스템 및 열 교환기의 케이싱 냉각을 독립적으로 및 최적으로 제어할 필요성이 해당 분야에 존재한다.

이는 치수 및 기능적 관점에서 모터 시스템 및 열 교환기의 나셀 냉각을 최적화하기 위한 것이다.

본 발명의 목적은 간단하고 경제적인 방식으로 전술된 요구사항을 만족시킬 수 있는 공중 정지가 가능한 항공기를 구현하는 것이다.

본 발명의 더 나은 이해를 위해, 비제한적인 예로서 그리고 첨부 도면을 참조하여 바람직한 실시예가 아래에서 설명된다:
- 도 1은 본 발명에 따른 헬리콥터의 사시도를 도시한다;
- 도 2는 도 1의 헬리콥터 및 상대적 모터 시스템을 매우 확대된 축척으로, 그리고 명확성을 위해 부분들이 제거된 상태로 위에서 본 도면이다;
도 3은 도 1 및 2의 헬리콥터의 모터 시스템의 일부 구성요소의 제 1 시야각에 따른 그리고 추가의 확대된 축척에 대한 전방 사시도이다;
- 도 4는 도 3의 모터 시스템의 구성요소의 분해도이다;
- 도 5는 도 3과 다른 시야각에 따른 그리고 도 3 및 4의 모터 시스템의 구성요소의 추가의 확대된 축척에 대한 후방 사시도이다;
- 도 6 및 7은 명확성을 위해 부분들이 제거된, 도 3 내지 5의 구성요소의 추가의 확대된 축적에 대한 사시도이다;
- 도 8은 도 3 내지 7의 모터 시스템의 구성요소의 배면도이다;
- 도 9는 도 1 내지 8의 모터 시스템의 구성요소의 분해도이다;
- 도 10 및 11은 각각 도 3 내지 9의 모터 시스템의 구성요소의 평면도 및 사시도이다;
- 도 12는 도 1 내지 11의 모터 시스템의 추가 구성요소의 정면도이다;
- 도 13은 도 12의 추가 구성요소의 추가 실시예를 도시한다; 그리고
- 도 14는 도 13의 추가 구성요소의 추가 실시예를 도시한다.

도 1을 참조하면, 참조번호 1은 본질적으로 전방 기수(5)가 제공된 동체(2), 동체(2)의 상단에 배치되고 제 1 축을 중심으로 회전 가능한 메인 회전자(3) 및 기수(5) 반대편 상의 동체(2)로부터 돌출하는 드래프트에 의해 운반되고 제 1 축을 가로지르는 제 2 축을 중심으로 회전 가능한 꼬리 회전자(4)를 포함하는 헬리콥터를 나타낸다.

아래의 설명에서 "위", "아래", "전방", "후방" 등과 같은 표현은 도 1에 도시된 헬리콥터(1)의 전방 비행 또는 "공중 정지" 상태와 관련하여 사용된다는 점에 유의해야 하며, 메인 회전자(3)는 동체(2) 위에 배치되고 기수(5)는 꼬리 회전자(4) 앞에 배치된다.

헬리콥터(1)는 지지체(7)에 의해 한정된 모터 베이(motor bay)(8)에 수용된 모터 시스템(6)을 포함한다.

모터 베이(8)는 냉각 공기의 흐름이 모터 베이(8) 자체로 진입할 수 있도록 구성된 공기 흡입구(10)와 유체적으로 연결된다.

헬리콥터(1)는 또한 모터 시스템(6)의 (도시되지 않은) 배출 샤프트를 축(A)을 중심으로 회전 가능한 메인 회전자(3)를 구동하기 위한 샤프트에 연결하도록 구성된 전달 그룹(본 발명의 일부가 아닌 그 자체로서 알려진 것으로 도시되지 않음)을 포함한다.

모터 시스템(6)은 개방 Joule-Brayton 열역학적 사이클을 구현하는 가스 터빈 플랜트와 같이 동작한다.

모터 시스템(6)은 기본적으로 다음을 포함한다(도 2):

- 동체(2)의 측면에서 얻어지고 이를 통해 저온 공기의 제 1 유량이 모터 베이(8) 내로 흡입되는 공기 흡입구(9);

- 공기 흡입구(9)와 유체적으로 연결되고 상기 제 1 유량의 공기를 압축하도록 구성된 제 1 유량의 공기의 (도시되지 않은) 흡입 덕트가 구비된 압축기(11)(개략적으로만 도시됨);

- 압축기(11)에 의해 압축된 제 1 유량의 공기가 제 2 유량의 연료와 반응하여 제 3 유량의 고온 배기가스를 생성하는 연소 챔버(13)(개략적으로만 도시됨); 및

- 압축기(11) 및 배출 샤프트를 차례로 구동함으로써 연소 챔버(13)를 떠나는 제 3 유량의 고온 배기가스가 내부에서 팽창하는 한 쌍의 터빈(14)(오직 개략적으로만 도시됨).

특히, 압축기(11), 터빈(14) 및 배출 샤프트는 축(A)을 중심으로 회전 가능하다.

공기 흡입구(9)는 축(A)에 대해 측방향으로 배치되고 공기 흡입구(10)와 구별된다.

모터 시스템(6)은 지지체(7)의 각각의 마우스(18)에서 끝나는 제 3 유량의 배기가스를 배출하기 위한 덕트(17)를 더 포함한다.

헬리콥터(1)는 또한 윤활을 허용하고 모터 시스템(6)의 냉각에 기여하도록 구성된 윤활 시스템(그 자체로 알려져 있고 상세하게 도시되지 않음)을 포함한다.

보다 상세하게는, 윤활 시스템은 윤활 유체의 수집 탱크(도시되지 않음), 모터 시스템(6)의 특정 영역에 윤활 유체를 분배하고 상기 윤활 유체의 탱크로의 복귀를 허용하도록 구성된 분배 회로(도시되지 않음)를 포함한다.

상기 순환 동안, 윤활 유체는 모터 시스템(6)의 이동하는 구성요소와 접촉하고 그 온도를 증가시킨다.

윤활 시스템은 공기 흐름과의 열 교환에 의해 윤활 유체를 냉각시키는 것을 가능하게 하는 열 교환기(20)를 더 포함한다.

다시 말해서, 열 교환기(20)는 윤활 유체에 의해 가로질러지고 공기의 흐름에 의해 냉각되는 라디에이터이다.

열 교환기(20)는 모터 시스템(6)의 외부에 배치된다.

헬리콥터(1)는:

- 동체(2)의 측면에서 개방되고 제 4 유량의 공기를 흡입하도록 구성된 추가의 공기 흡입구(25); 및

- 열 교환기(20)가 개재되어 제 4 유량의 공기가 흐르는 덕트(26)를 더 포함한다.

공기 흡입구(25)는 공기 흡입구(10)와 구별된다.

덕트(26)는 차례로:

- 공기 흡입구(25)와 열 교환기(20) 사이에서 연장하는 유입 섹션(27); 및

- 열 교환기(20)로부터 연장하고 열 교환기(20)에 대해 섹션(27)의 반대쪽 상에 배치된 한 쌍의 채널(28)(도 2, 4 및 7 내지 10)을 포함한다.

헬리콥터(1)는 또한 터빈(14)의 하류에 배치되고 제 3 유량의 배기가스에 의해 가로질러지는 수렴 노즐(15)을 더 포함한다.

노즐(15)은 축(A)의 관 형태를 가지며 다음을 포함한다:

- 터빈(14)으로부터 배출 덕트(17)를 향해 이어지는, 축(A)에 대해 반경 방향 내부의 테이퍼진 원추 형태인 표면(31); 및

- 표면(31)으로부터 축(A) 자체를 향해 캔틸레버 방식으로 돌출하고 축(A) 주위에 각도적으로 균등하게 이격된 복수의 돌출부(32).

노즐(15)은 다음을 포함한다(도 3, 4 및 6 내지 9):

- 터빈(14)과 유체적으로 연결된 상류 섹션(38); 및

- 상류 섹션(38)에 대향하고 배출 덕트(17) 측에 배치된 하류 섹션(39).

노즐(15)의 하류 섹션(39)은 덕트(26)의 채널(28) 및 배출 덕트(17)와 유체적으로 연결된다.

도 2를 참조하면, 헬리콥터(1)는 노즐(15)의 하류 섹션(39) 및 덕트(26)의 채널(28)에 의해 형성된 이젝터(80)를 포함한다.

이젝터 또는 제트 펌프라는 용어는 본 설명에서 유체의 1차 흐름이 내부로 전달되고 덕트에 유체적으로 연결된 하류 섹션을 갖는 수렴 노즐에 의해 형성되는 펌프를 의미한다. 노즐의 수렴하는 형태는 노즐의 하류 섹션에서 정압을 낮추어 덕트를 통해 2차 흐름을 흡입할 수 있게 한다. 상기 1차 및 2차 흐름은 노즐의 배출 섹션에서 혼합된다.

채널(28)은 열 교환기(20) 반대편에 있고 노즐(15)의 하류 섹션(39)에서 개방되는 각각의 개구(43)(도 8)를 포함한다.

보다 정확하게는, 노즐(15)은 하류 섹션(39)에서 터빈(14)을 떠나는 배기가스의 제 3 유량의 정압을 낮추게 한다. 상기 정압의 저하는 덕트(26)를 통해 제 4 유량의 공기를 끌어당겨 열 교환기(20)를 냉각시키고 하류 섹션에서 제 3 유량의 배기가스와 혼합되어 하류 섹션(39)을 통해 제 5 유량의 배기가스 및 공기를 발생시킨다.

노즐(15)은 부분적으로 노즐(16) 내부에 수용되고 배출 덕트(17)의 상류에 배치된다.

노즐(15)의 하류 섹션(39)은 채널(28)과 유체적으로 연결된다.

유리하게는, 헬리콥터(1)는 추가의 수렴 노즐(16)(도 2 내지 7 및 9 내지 11)을 포함하고 배출 덕트(17) 및 모터 베이(8)와 유체적으로 연결된 하류 섹션(49)을 구비하여, 공기 흡입구(10)로부터 배출 덕트(17)를 향하고 모터 시스템(6)을 우회하는 모터 베이(8) 자체의 제 6 유량의 냉각 공기를 생성한다.

이러한 제 6 유량의 공기는 모터 베이(8)를 냉각시킨다.

더욱 상세하게는, 노즐(16)은 하류 섹션(49)에 대향하고 노즐(15)의 하류 섹션(39)과 유체적으로 연결된 상류 섹션(48)을 포함한다.

하류 섹션(49)은 아래에서 더욱 상세히 설명되는 바와 같이 모터 베이(8)에 유체적으로 연결된다.

헬리콥터(1)는 노즐(16)과 모터 베이(8)에 의해 형성된 추가의 이젝터(90)를 포함한다.

보다 정확하게는, 노즐(16)은 하류 섹션(49)에서 제 5 유량의 공기 및 배기가스의 정압의 저하를 발생시킨다. 상기 정압의 저하는 모터 베이(8)를 통해 제 6 유량의 공기를 끌어당겨 모터 베이(8) 자체를 냉각시키고 하류 섹션(49)에서 제 5 유량의 배기가스 및 공기와 혼합되어 하류 섹션(49)을 통해 제 7 유량의 배기가스 및 공기를 발생시킨다.

도 3 내지 11을 참조하면, 노즐(15)은 노즐(16)의 상류에 배치되어 터빈(14)으로부터 배출 덕트(17)를 향해 이어진다.

노즐(15, 16)은 축(A)에 동축으로 배치된다.

노즐(15)은 부분적으로 노즐(16) 내부에 수용되고 배출 덕트(17)의 상류에 배치된다.

노즐(15)은 또한 노즐(16)로부터 반경방향으로 이격된다.

도 3 내지 8, 10 및 11을 참조하면, 헬리콥터(1)는 또한 열 교환기(20)를 지지하는 지지체(40)를 포함한다.

지지체(40)는 채널(28) 및 노즐(16)을 일체식으로 정의하고 노즐(15)을 수용한다.

보다 상세하게는, 지지체(40)는 터빈(14)으로부터 배출 덕트(17)를 향해 이어지는 일체식으로:

- 축(A)에 대해 돌출되고 내부에서 노즐(15)이 수용되고 덕트(16)의 채널(28)을 정의하는 부분(44); 및

- 부분적으로 부분(44) 내부에 수용되고 부분적으로 배출 덕트(17) 내부에 수용되며, 그와 함께 노즐(16)을 정의하는, 축(A)에 대한 관형 부분(45)을 포함한다.

부분(44)은 열 교환기(20)를 지지하고 채널(28)을 정의한다.

특히, 부분(44)은:

- 축(A)에 직교하고 터빈(14) 측에서 지지체(40)의 경계를 정하는 원판형 벽(discoidal wall;46); 및

- 축(A)에 반경방향으로 반대인 벽(46)의 단부 에지(70)로부터 배출 덕트(17)를 향해 캔틸레버 방식으로 돌출하는 곡선형 벽(47)을 포함한다.

벽(44, 47)은 아래의 부분(45)을 둘러싸고 부분(45) 위에서 개방된다.

벽(46)은 반경방향으로 내부에 있고 단부 에지(70) 반대편에 있는 단부 에지(72)를 더 포함한다. 노즐(15)은 단부 에지(72)에 원주방향으로 고정된다(도 7).

벽(46)은 또한 축(A)에 대해 직교하며 직선인, 부분(45) 아래에서 폐쇄되는 상부 단부(41)를 포함한다.

벽(47)은 축(A)에 평행하고 단부(41)에 연결된, 한 쌍의 상부 단부(42)를 포함한다. 벽(47)은 또한 부분(45) 아래에서 폐쇄된다.

지지체(40)는 다음을 더 포함한다(도 7):

- 상응하는 벽(47)의 각 부분(51)과 마주하는 한 쌍의 벽(50)(도 8); 및

- 벽(46)에 축방향으로 대향하는 벽(52).

벽(47, 50)은 벽(46, 52) 사이에 축방향으로 개재된 위치에서 연장한다.

벽(47, 50)은 축(A)에 직교하는 축(B)에 대해 서로 대칭으로 연장하며, 사용시 수직으로 배치된다.

보다 정확하게는, 각각의 벽(50)은:

- 열 교환기(20)에 고정된 단부(57);

- 각각의 단부(57)에 대해 반대쪽에 있는 자유로운 단부(59)를 포함한다.

각각의 벽(52)은 차례로 열 교환기(20)에 고정되고 각각의 단부(57)에 연결된 단부(58)를 포함한다.

벽(50)은 각각의 공통 단부(57)로부터 자유롭고 그것들 사이에서 이격되는 각각의 단부(59)를 향해 이어지는 발산형 커스프(cusp)를 정의한다(도 8).

지지체(40)는 열 교환기(20)에 고정되고 개방된, 둘레 단부 에지(60)를 정의한다(도 4).

에지(60)는 벽(46)의 단부(41)에 의해 그리고 축방향으로 서로 반대에 있는 각각의 부분들에 의한 벽(57)의 단부(58)에 의해서 경계가 정해진다.

에지(60)는 또한 벽(47)의 단부(42)에 의해 경계가 정해진다.

에지(60)는 도시된 경우에서 직사각형이다.

벽(50)의 단부(57)는 단부(42)에 평행하게 배치되고 에지(60)를 가로지른다.

보다 구체적으로, 벽(50)의 단부(57)는 에지(60)를 각각의 개구(43)에 대향하는 각각의 채널(28)의 각각의 유입 섹션을 정의하는 2개의 동등한 영역으로 분할한다.

단부(41, 58)는 축방향으로 서로 대향한다.

단부(42, 57)는 서로 대향하고 단부(41, 42) 사이에 축방향으로 개재된다.

특히 도 8을 참조하면, 각각의 개구(43)는 각각의 벽(50)의 단부(59)에 의해 그리고 단부(58) 반대편에 있는 각각의 벽(52)의 단부에 의해 축방향으로 경계가 지어진다.

채널(28)은 단부(57)로부터 각각의 단부(59)로 이어지는, 즉 열 교환기(20)로부터 각각의 개구(43)를 향해 각각의 벽(50)에 대해 직교하는 방향으로 점진적으로 감소하는 두께를 갖는다.

부분(45)은 터빈(14)으로부터 배출 덕트(17)를 향해 이어지는(도 6, 8 및 11):

- 노즐(15)을 둘러싸는 벽(65); 및

- 노즐(15)에 대해 축방향으로 오프셋되고 벽(66) 자체의 반경 방향 내부 표면(69) 및 복수의 관통 개구(68)로부터 축(A)을 향해 캔틸레버 방식으로 돌출하는 복수의 돌출부(67)가 구비되는 벽(66)을 포함한다.

특히 도 8을 참조하면, 벽(65)은 축(A)에 동축인 호(arc)와 같은 형태이다.

벽(65)은 각각의 벽(51)의 단부(59) 사이에서 연장한다.

벽(65)은 노즐(15)의 상응하는 각도 폭의 아치형 섹션을 둘러싼다.

벽(65)은 도시된 경우에서 약 90도의 호에 걸쳐 연장하고 축(A)에 직교하는 축(B)에 대칭으로 연장하며 헬리콥터(1)의 정상 비행 구성에서 수직으로 배치된다.

벽(66)은 벽(52)에 필렛(fillet)된다.

돌출부(67)는 축(A) 둘레에서 균등한 각도로 이격되고, 축(A)에 평행하게 연장하는 노즐(15)의 각각의 돌출부(32)에 배치된다.

개구(68)는 축(A) 둘레에서 균등한 각도로 이격되고 축(A)을 따라 연신(elongated)된다.

각각의 개구(68)는 각각의 돌출부(67)와 연관된다.

돌출부(67)는 각각의 개구(68)에서 벽(66)으로부터 캔틸레버 방식으로 돌출한다.

벽(66)은 배출 덕트(17) 내부에 부분적으로 수용된다.

보다 구체적으로, 배출 덕트(17)는 마우스(mouth;18) 반대편에 있는 환형 단부(71)를 포함한다. 단부(71)는 벽(46)에 축방향으로 반대인 벽(65)을 갖는 환형 홈(81)을 정의한다.

특히, 단부(71)로부터 마우스(18)를 향해 이어지는 배출 덕트(17)는 축(A)에 대해 수렴하는 섹션(73), 일정한 지름을 갖는 섹션(74) 및 축(A)에 대해 발산하는 섹션(75)을 갖는다.

홈(81) 및 개구(68)는 모터 베이(8)를 노즐(16)의 하류 섹션(49)과 유체적으로 연결한다.

벽(66)은 배출 덕트(17) 내부에 수용되고 상기 배출 덕트(17)로부터 반경 방향으로 이격되는 벽(46)에 대해 축방향으로 반대인 환형 단부(82)를 포함한다.

특히(도 12), 부분(44)은 헬리콥터(1)의 정상 동작 구성을 참조하여 축(A)에 수직인 축(B)에 대해 대칭으로 연장하고 축(A) 위에 배치된다. 공기 흡입구(25)는 메인 회전자(3) 아래에 배치된다. 이러한 방식으로, 메인 회전자(3)에 의해 생성된 하향 흐름은 공기 흡입구(25) 내부에 동적 흐름을 유발하고, 이는 열 교환기(20) 냉각에 추가로 기여한다.

도 13에 도시된 대안적인 실시예에 따르면, 부분(44)은 축(A)에 대해 기울어진 축(C)에 대해 대칭으로 연장하고 헬리콥터(1)의 정상 동작 구성을 참조하여 축(A) 위에 배치된다.

도 14에 도시된 대안적인 실시예에 따르면, 부분(44)은 축(A)에 대해 기울어진 축(D)에 대해 대칭으로 연장하고 헬리콥터(1)의 정상 동작 구성을 참조하여 축(A) 아래에 배치된다.

지지체(40)는 또한 모터 시스템(6)에 의해 전달되는 열에 의해 발생되는 가능한 손상으로부터 열 교환기(20)를 보호하기 위해 제공된 열 소산 장치(heat dissipation device;100)를 포함한다.

보다 자세하게, 장치(100)는 다음을 포함한다(도 7):

- 열 교환기(20)와 노즐(15) 사이에 반경방향으로 개재된 위치에서 벽(65)에 적용되는 그리드(grid)(101); 및

- 벽(66)과 벽(52) 사이에 개재된 그리드(102).

특히, 그리드(101)는 축(A)에 대해 대칭이고 벽(65)의 더 낮은 각도적 확장을 갖는 호와 같은 형태이다.

그리드(101)는 벽(50) 아래에 배치된다.

그리드(102)는 축(A)에 대해 비스듬하게 연장한다.

헬리콥터(1)는 또한 열 교환기(20)에 존재하는 오일을 일시적으로 과열시킬 수 있는 가능한 "열 충격"으로부터 열 교환기(20)를 보호하기 위한 장치(55)를 포함한다. 상기 과열은 모터 시스템(6)이 비활성화되면 노즐(15)에서 또는 배출 덕트(17)를 따라 약간 고이는 경향이 있는 고온 기체로 인해 발생할 수 있다. 열 교환기(20)의 예상치 못한 과열이 발생할 수 있는 다른 상황은 예를 들어 모터 시스템(6)의 고장 및/또는 모터 베이(8)의 화재에 따른 채널(28) 내부의 화염의 존재이다.

더 상세하게는, 장치(55)는:

- 열 교환기(20)와 배출 덕트(17) 사이의 유체 연결을 허용하는 개방 구성; 및

- 열 교환기(20)와 배출 덕트(17) 사이의 유체 연결을 차단하는 폐쇄 구성

사이에서 선택적으로 이동 가능하다.

보다 정확하게는, 장치(55)는 모터 시스템(6)의 정상 동작 중에 및/또는 채널(28) 내부에 화염이 없는 동안 개방 구성으로 배치된다.

반대로, 장치(55)는 모터 시스템(6)이 비활성화되거나 채널(28) 내부에 화염이 존재할 때 폐쇄 구성으로 배치된다.

본 발명의 일 실시예에서, 장치(55)는 수동 시스템(예를 들어, 탄성 요소, 형태 기억 금속 합금 등) 또는 능동 시스템(예를 들어, 전기, 유압 또는 공압 액츄에이터, 또는 본 명세서에 언급된 원리의 적절한 조합)을 통해 개방 구성으로부터 폐쇄 구성으로 가역적으로 이동 가능하다.

헬리콥터(1)는 추가로:

- 모터 시스템(6)이 비활성화되었다는 사실 및/또는 채널(28) 내부에 화염이 존재한다는 사실을 검출하도록 구성된 센서(54)(도 8에만 개략적으로 도시됨); 및

- 센서에 의해 제어되고 센서에 의해 검출된 것에 따라 장치(55)를 개방 구성과 폐쇄 구성 사이에서 변위시키도록 구성된 액추에이터(도시되지 않음)를 포함한다.

도 8에 도시된 경우에서, 장치(55)는 축(A)에 평행하고 각각의 벽(50)의 공통 단부(57)와 일치하는 공통 축의 둘레에 지지체(40)에 힌지 연결된 벽(50)에 의해서 형성된다.

단부(59)는 장치(55)가 폐쇄 구성에 있을 때 각각의 개구(43)를 자유롭게 남겨두고 장치(55)가 개방 구성에 있을 때 상기 개구(43)를 자유롭게 남겨둔다.

사용시에, 제 1 유량의 공기는 공기 흡입구(9)로부터 흡입되어 흡입 덕트를 통해 모터 시스템(6)의 압축기(11)에 도달한다.

공기 흡입구(10)는 모터 베이(8) 내로의 공기 흐름의 진입을 허용한다.

제 1 유량의 공기는 압축기(11) 내부에서 압축되고 연소 챔버(13) 내부의 제 2 유량의 연료와 반응하여 고온 및 고압의 제 3 유량의 배기가스 및 공기를 생성한다.

후속하여, 제 3 유량의 배기가스 및 공기는 축(A)을 중심으로 회전하는 배출 샤프트 및 압축기(11)를 구동함으로써 터빈(14)으로 팽창한다.

상기 제 3 유량은 하류 섹션(39)에서 그 정압을 감소시킴으로써 노즐(15) 내로 추가로 팽창한다.

하류 섹션(39)에서 감소된 상기 정압은 공기 유입구(25) 및 덕트(26)를 통해 제 4 유량의 공기를 끌어당겨지게 한다. 상기 제 4 유량은 노즐(15)의 하류 섹션(39)과 유체 연결되는 채널(28)의 개구(43)에 도달한다.

열 교환기(20)를 가로지르는 상기 제 4 유량의 공기는 이를 냉각시키고 노즐(15)의 하류 섹션(39)에서 제 3 유량과 혼합되어 제 5 유량을 형성한다.

제 5 유량의 배기가스 및 공기는 노즐(16)에서 추가로 팽창하여, 노즐(16) 자체의 하류 섹션(49)에서 자체의 정압을 감소시킨다.

상기 정압의 감소 덕분에, 이젝터(90)는 하류 섹션(49)에서 모터 베이(8) 내부와 공기 흡입구(10)를 통해 제 6 유량의 저온 공기를 생성한다.

상기 제 6 유량의 공기는 압축기(11), 연소 챔버(13) 및 터빈(14)을 우회하여 모터 베이(8)를 냉각시킨다.

상기 제 6 유량의 공기는 모터 베이(8)를 냉각시키기 위해 홈(81) 및 부분(45)의 개구(68)를 통해 모터 베이(8)로부터 하류 섹션(49)으로 흐른다(도 2).

상기 제 6 유량의 공기는 하류 섹션(49)에서 제 5 유량의 공기와 혼합되어 제 7 유량의 공기를 형성한다.

상기 제 7 유량의 공기는 그것이 대기로 방출되는 마우스(18)에 도달할 때까지 방출 덕트(17)를 가로지른다.

장치(55)는 모터 시스템(6)의 정상 동작 동안 및/또는 채널(28) 내부에 화염이 없을 때 개방 구성으로 배치된다.

상기 개방 구성에서, 장치(55)는 채널(28) 내의 공기의 흐름을 방해하지 않는다.

센서(54)가 모터 시스템(6)이 비활성 상태이거나 채널(28) 내부의 화염의 존재를 식별하는 경우, 장치(55)는 예로서 지지체(40)에 힌지 결합하기 위한 공통 축 주위의 벽(50)의 회전에 의해, 예로서 상대 액추에이터에 의해, 폐쇄 구성으로 배치된다.

상기 폐쇄형 구성에서, 장치(55)는 채널(28)을 통해 그리고 열 교환기(20)를 향한 화염의 복귀를 방지하여, 그 온전함을 보존한다.

장치(100)는 바람직하게는 모터 베이(8) 내에서 모터 시스템(6)에 의해 생성된 열의 소산을 촉진하여 열 교환기(20)의 온전함을 보존하는 데 추가로 기여한다.

보다 정확하게는, 모터 시스템(6)에 의해 가열된 공기는 그리드(101, 102)에 도달할 때까지 노즐(15) 내부에서 상승하며 이는 배출되어 처리될(disposed) 수 있다.

본 발명에 따라 제조된 헬리콥터(1)의 특성의 검토로부터, 이것이 얻을 수 있는 이점은 명백하다.

특히, 노즐(15)의 하류 섹션(39)은 열 교환기(20)와 유체적으로 연결되고 노즐(16)의 하류 섹션(49)은 모터 베이(8)와 유체적으로 연결된다.

결과적으로, 이젝터(80)는 열 교환기(20)를 가로질러 냉각하는 제 4 유량의 공기를 생성한다.

이젝터(90)는 모터 베이(8)를 가로질러 냉각하는 제 6 유량의 공기를 생성한다.

제 4 및 제 6 유량의 공기는 배출 덕트(17) 상류의 각각의 별개의 경로를 통해 이동하기 때문에, 본 설명의 서론 부분에 기술된 알려진 유형의 솔루션과 달리 열 교환기(20)의 냉각 및 모터 베이(8)의 냉각을 독립적으로 제어할 수 있다.

결과적으로, 모터 시스템(6) 및/또는 모터 베이(8)의 온도의 보다 정밀하고 정확한 제어가 본 설명의 서론 부분에 기술된 알려진 유형의 솔루션에서 볼 수 있는 바와 같이 헬리콥터(1)의 유지보수를 복잡하게 하고 헬리콥터(1)의 전체 중량을 무겁게 하는 추가 장치의 설치 없이 가능하다.

돌출부(67)는 노즐(15, 16)의 연장부를 정의한다. 특히, 돌출부(67)는 노즐(15, 16) 사이의 상호작용의 유체 역학 관점에서의 실현(completion)을 나타낸다.

실제로, 앞서 기술된 바와 같이, 돌출부(67)는 바람직하게는 축(A)에 평행하게 이어지는 노즐(15)의 각각의 돌출부(32)에 배치된다.

이에 의해, 각각의 노즐(15, 16) 내부의 제 3 및 제 5 유량의 공기 및 배기가스의 흐름으로 인한 난류 및 유체 역학적 손실을 감소시킬 수 있다.

장치(100)는 모터 베이(8) 내부에서 모터 시스템(6)의 동작에 의해 생성된 열을 소산하여 열 교환기(20)에 대한 손상 위험을 감소시키는 것을 가능하게 한다.

열 소산은 대류에 의해 발생하며 그리드(101)가 모터 시스템(6) 위에 위치된다는 사실에 의해 더 효율적으로 이루어진다. 이러한 위치 덕분에, 모터 시스템(6) 내에 존재하는, "고온의" 공기는 모터 베이(8) 내의 더 낮은 밀도의 공기로 자연스럽게 그리드(101, 102)를 향해 이동하고 열 교환기(20)로부터 멀어지는 경향이 있다.

장치(55)는:

- 채널(28)을 통해 열 교환기(20)와 배출 덕트(17) 사이의 유체 연결을 허용하는 개방 구성; 및

- 채널(28)을 통해 열 교환기(20)와 배출 덕트(17) 사이의 유체 연결을 차단하는 폐쇄 구성

사이에서 선택적으로 이동할 수 있다.

이러한 방식으로, 일단 모터 시스템(6)이 화염의 존재하에 비활성화되면 채널(28) 내부의 고온의 공기의 고임에 이어지는 열 교환기(20)의 손상 위험을 추가로 줄이는 것이 가능하다.

첨부된 도 12에서 상세하게 도시된 부분(44)은 축(A)에 직교하는 축(B)에 대칭으로 연장하며 축(A) 위에 배치된다. 따라서, 공기 흡입구(25)를 통한 신선한 공기의 유입은 메인 회전자(3)에 의해 생성되는 공기 흡입구(25)를 향한 그리고 아래방향 흐름에 의해 유도되는 동적 흐름을 이용한다. 상기 동적 흐름은 각각 열 교환기(20) 및 모터 베이(8)를 통해 이젝터(80, 90)에 의해서 각각 생성된 제 4 및 제 6 유량과 동일한 크기를 갖는다.

특히 도 13을 참조하면, 부분(44)은 축(A)에 대해 기울어진 축(C)에 대칭으로 연장한다. 이러한 조건에서, 전술된 동적 흐름의 기여는 도 12의 구성에서보다 적으며, 이젝터(80, 90)는 각각 열 교환기(20) 및 모터 베이(8)를 통해 각각 제 4 및 제 6 유량의 주요 부분을 생성한다.

도 14를 참조하면, 부분(44)은 헬리콥터(1)의 정상 동작 구성을 참조하여 축(A)에 대해 기울어진 축(D)에 대칭으로 연장하고 축(A) 아래에 배치된다.

상기 구성에서 회전자(3)의 동적 기여는 실질적으로 무시할 수 있다. 따라서, 각각의 이젝터(80, 90)를 통해서만 제 4 유량의 공기 및 제 6 유량의 공기의 끌어당김이 효과적으로 획득된다.

마지막으로, 본 발명의 보호 범위를 벗어나지 않으면서 전술된 헬리콥터(1)에 대한 수정 및 변형이 이루어질 수 있음이 명백하다.

특히, 헬리콥터(1)는 메인 회전자(3)에 동작상 연결된 각각의 배출 샤프트를 갖는 한 쌍의 모터 시스템(6)을 포함할 수 있다.

공중 정지가 가능한 항공기는 헬리콥터(1) 대신 전환식 비행기일 수 있다.

Claims (15)

1. 공중 정지(hovering)가 가능한 항공기(1)로서,
   - 모터 베이(8);
   - 부분적으로 상기 모터 베이(8) 내부에 수용되고, 상기 모터 베이(8) 외부로 적어도 부분적으로 연장하는 배출 덕트(17)를 포함하는 모터 시스템(6);
   - 상기 모터 시스템(6) 외부에 배치된 열 교환기(20);
   - 상기 열 교환기(20)와 유체적으로 연결된 제 1 공기 흡입구(25);
   - 상기 제 1 공기 흡입구(25)와 상기 배출 덕트(17) 사이에서 연장하고 상기 열 교환기(20)가 따라서 배치되는 제 1 덕트(26);
   - 상기 열 교환기(20)를 냉각시키고 사용시에 상기 제 1 덕트(26)를 가로지르도록 구성된 제 1 유량의 공기를 생성하도록, 상기 배출 덕트(17) 및 상기 제 1 덕트(26)와 유체적으로 연결된 하류 섹션(39)을 갖는 제 1 수렴 노즐(15); 및
   - 상기 모터 베이(8) 내에서 개방되고 상기 제 1 공기 흡입구(25)와 구별되는 제 2 공기 흡입구(10)를 포함하며;
   상기 제 2 공기 흡입구(10)로부터 상기 배출 덕트(17)를 향하고 상기 모터 시스템(6)을 우회하는 상기 모터 베이(8)의 제 2 유량의 냉각 공기를 생성하도록, 상기 배출 덕트(17) 및 상기 모터 베이(8)와 유체적으로 연결된 제 2 하류 섹션(49)을 갖는 제 2 수렴 노즐(16)을 포함하는 것을 특징으로 하는, 항공기.
2. 제 1 항에 있어서,
   상기 제 1 및 제 2 노즐(15, 16)은 서로 동축인 것을 특징으로 하는, 항공기.
3. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
   상기 제 1 노즐(15)은 상기 제 2 노즐(16) 내부에 적어도 부분적으로 수용되는 것을 특징으로 하는, 항공기.
4. 제 1 항 내지 제 3 항 중 어느 한 항에 있어서,
   상기 제 2 유량의 공기의 제 1 통과 경로를 규정하도록 상기 제 2 하류 섹션(49)과 상기 배출 덕트(17) 사이에 개재되고 상기 모터 베이(8)와 유체 연통하는 제 1 환형 개구(81)를 포함하는 것을 특징으로 하는, 항공기.
5. 제 1 항 내지 제 4 항 중 어느 한 항에 있어서,
   상기 제 2 유량의 공기의 제 2 통과 경로를 규정하도록 상기 제 2 노즐(16)을 통과하고 상기 모터 베이(8)와 유체적으로 연결되는 복수의 제 2 개구(68)를 포함하는 것을 특징으로 하는, 항공기.
6. 제 1 항 내지 제 5 항 중 어느 한 항에 있어서,
   상기 제 1 노즐(15)은 사용시에 상기 제 1 유량의 공기와 상호작용하는 복수의 제 1 돌출부(32)를 포함하고;
   상기 제 2 노즐(16)은 사용시에 상기 제 2 유량의 공기와 상호작용하고 각각의 상기 제 1 돌출부(32)의 각 연장부를 규정하는 복수의 제 2 돌출부(67)를 포함하는 것을 특징으로 하는, 항공기.
7. 제 6 항에 있어서,
   제 5항에 따를 때,
   각각의 상기 제 2 돌출부(67)는 각각의 상기 제 2 개구(68)에 배치되는 것을 특징으로 하는, 항공기.
8. 제 1 항 내지 제 7 항 중 어느 한 항에 있어서,
   상기 제 2 노즐(16)을 규정하고 상기 열 교환기(20)가 고정되는 단일 지지체(40)를 포함하고;
   상기 단일 지지체(40)는 상기 제 2 공기 흡입구(25)에 대해 상기 열 교환기(20) 반대편에 상기 제 1 덕트(26)의 적어도 하나의 채널(28)을 추가로 규정하는 것을 특징으로 하는, 항공기.
9. 제 8 항에 있어서,
   상기 단일 지지체(40)는:
   - 상기 제 2 노즐(16)을 규정하는 제 1 벽(46); 및
   - 상기 제 1 노즐(15)을 적어도 부분적으로 둘러싸고 상기 열 교환기(20)와 유체 연통하는 한 쌍의 채널(28)을 포함하며;
   상기 채널(28)은 상기 열 교환기(20) 반대편의 개구(43)에서 상기 제 1 하류 섹션(39)과 유체 연통하는 것을 특징으로 하는, 항공기.
10. 제 9 항에 있어서,
    상기 지지체(40)는 상기 제 1 벽(46)을 가로지르는 한 쌍의 제 2 벽(50)을 포함하고, 이는 각각의 상기 채널(28)을 경계짓고, 상기 열 교환기(20)로부터 시작하여 연장하며 각각의 상기 개구(43)에서 중단되는 것을 특징으로 하는, 항공기.
11. 제 8 항 내지 제 10 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 지지체(40)는 상기 모터 시스템(6)으로부터 상기 열 교환기(20)로의 열 전달을 방지(contain)하도록 상기 모터 베이(8)를 향해 개방되고 상기 제 1 및 제 2 노즐(15, 16) 중 적어도 하나와 열적으로 결합되는 열 소산 장치(100, 101, 102)를 포함하는 것을 특징으로 하는, 항공기.
12. 제 10 항 또는 제 11 항에 있어서,
    - 상기 모터 시스템(6)이 비활성화 상태라는 사실 및/또는 상기 채널(28) 중 하나의 내부의 화염의 존재를 검출하도록 구성된 센서(54); 및
    - 상기 센서(54)의 검출에 기초하여:
    - 상기 채널(28)을 통한 상기 교환기(20)와 상기 배출 덕트(17) 사이의 유체 연통을 허용하는 개방 구성; 및
    - 상기 채널(28)을 통한 상기 교환기(20)와 상기 배출 덕트(17) 사이의 유체 연통을 차단하는 폐쇄 구성
    사이에서 선택적으로 이동 가능한 상기 제 2 벽(50)을 포함하는 것을 특징으로 하는, 항공기.
13. 제 1 항 내지 제 12 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 열 교환기(20)는 사용시에 상기 모터 시스템(6)을 윤활하는 상기 유체를 냉각시키도록 구성된 라디에이터인 것을 특징으로 하는, 항공기.
14. 제 1 항 내지 제 13 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 모터 시스템(6)은:
    - 상기 제 1 공기 흡입구(25) 및 제 2 공기 흡입구(10)와 구별되는 제 3 공기 흡입구(9);
    - 사용시에 상기 제 3 공기 흡입구(9)로부터 제 3 유량의 공기를 흡입하는 압축기(11);
    - 사용시에 상기 압축기(11)로부터 상기 제 3 유량의 압축된 공기를 수용하여 사용시에 배출구에 제 4 유량의 상기 공기 및 배기가스를 제공하는 연소기(13);
    - 사용시에 상기 제 4 유량의 공기 및 배기가스를 팽창시키도록 구성된 적어도 하나의 터빈(14);
    - 사용시에 상기 적어도 하나의 터빈(14)에 의해 상기 제 4 유량이 공급되는 상기 제 1 노즐(15);
    - 사용시에 상기 제 1 노즐(15)에 의해 상기 제 4 유량 및 상기 제 1 유량이 공급되고 배출구에 제 5 유량을 제공하는 상기 제 2 노즐(16);
    - 사용시에 상기 제 1 노즐(15)에 의해 상기 제 5 유량 및 상기 제 2 유량이 공급되고 배출구에 제 6 유량을 제공하는 상기 제 2 노즐(16); 및
    - 사용시에 상기 제 2 노즐(16)에 의해 상기 제 6 유량이 공급되는 상기 배출 덕트(17)를 포함하는 것을 특징으로 하는, 항공기.
15. 제 1 항 내지 제 14 항 중 어느 한 항에 있어서,
    헬리콥터 또는 전환식 비행기인 것을 특징으로 하고; 및/또는
    사용시에 상기 제 1 덕트(26)를 통해 공기 흐름을 생성하기 위해 상기 제 1 공기 흡입구(25) 위에 배치된 메인 회전자(3)를 포함하는 것을 특징으로 하는, 항공기.

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