KR20230147090A - 전기 항공기를 위한 추진 시스템 - Google Patents

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KR20230147090A
KR20230147090A KR1020237028378A KR20237028378A KR20230147090A KR 20230147090 A KR20230147090 A KR 20230147090A KR 1020237028378 A KR1020237028378 A KR 1020237028378A KR 20237028378 A KR20237028378 A KR 20237028378A KR 20230147090 A KR20230147090 A KR 20230147090A
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propulsion system
motor
aircraft
hub
aircraft propulsion
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KR1020237028378A
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제임스 오본
알란 부에네
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오버에어, 인코퍼레이티드
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    • B64D35/02—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions specially adapted for specific power plants
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Abstract

제1 양태에서, 직접 구동 전기 항공기 추진이 본원에서 설명되고, 추진 로터 토크는 일차 프롭로터 마스트 모멘트 힘으로부터 분리된다. 허브 샤프트가 추진 프롭로터 조립체를 항공기 나셀에 대한 공간 내에 위치시키는 한편, 모터 토크 커플러가, 전기 모터를 통한 무시할 수 있는 양의 마스트 모멘트를 소산시키면서, 토크를 전기 모터로부터 추진 로터에 전달한다.

Description

전기 항공기를 위한 추진 시스템(PROPULSION SYSTEM FOR ELECTRIC AIRCRAFT)
본 발명은 전기 항공기 추진 분야에 관한 것이다.
전기 수직 이착륙 항공기는 항공기를 부상시키기 위해서 뿐만 아니라 항공기를 정방향으로 추진하기 위해서 전기 추진 유닛으로부터의 추력을 사용한다. 항공기 추진 유닛과 함께 전기 모터를 사용하는 것은 비교적 새로운 것이며 특별한 고려가 필요하다.
강성 항공기 프롭로터(proprotor)는 상당한 마스트 모멘트 힘(mast moment force)(로터 샤프트에 굽힘력을 부여하는 토크)을 생성할 수 있다. 마스트 모멘트는 불균일한 유입, 로터에 명령되는 주기적인 블레이드 피치, 또는 일부 다른 원인에 기인할 수 있다. 항공기 추진 시스템에 의해서 생성되는 큰 마스트 모멘트는 직접 구동 파워트레인의 사용을 복잡하게 한다. 전기 모터는 모터 로터와 모터 스테이터 사이에서 에어 갭을 필요로 한다. 직접 구동 출력 샤프트에 입력되는 큰 마스트 모멘트는 일 측에서 에어 갭을 제거할 수 있고, 구동 모터의 재난적 손상을 유발할 수 있다.
또한, 전기 항공기에서 모터 에어 갭(전기 모터 로터와 스테이터 사이의 거리)을 최소화하는 것은 모터 성능의 최적화에 중요하다. 더 작은 에어 갭을 갖는 전기 모터가 더 효율적인 경향이 있다. 다른 한편으로, 모터 동작 중의 임의의 지점에서의 모터 로터와 모터 스테이터 사이의 기계적 간섭은 재난적인 영향을 미칠 수 있다. 따라서, 작으면서도 안정적인 에어 갭을 유지하는 것이 바람직한 에너지 밀도 특성뿐만 아니라 신뢰성 특성을 가능하게 할 수 있다.
본 발명의 원리를 사용하는 하나의 추진 시스템에서, 모터 토크 및 마스트 모멘트 힘은 주로 별도의 하중 경로(load path)를 통해서 각각 소산(resolve)된다. 이는 작지만 안정적인 모터 에어 갭의 구현을 가능하게 할 수 있다. 마스트 모멘트(그리고 프롭로터 시스템과 연관된 다른 힘 및 진동)는 주로 제1 하중 경로를 통해서 주 항공기 구조물로 소산될 수 있다. 추진 구동 모터 토크는 주로 제2 하중 경로를 통해서 프롭로터에 전달된다.
제1 양태에서, 본원의 청구 대상은, 전기 파워 트레인(예를 들어, 전기 모터)을 항공기 프롭로터에 의해서 유도되는 큰 마스트 모멘트로부터 분리하는 문제를 해결하는 항공기 추진 시스템을 설명한다.
다른 양태에서, 직접 구동 전기 모터를 항공기 추진 시스템에 통합하기 위한 시스템이 본원에 설명된다.
일부 양태에서, 본원의 청구 대상은, 로터, 프롭로터, 또는 프로펠러에 적용될 수 있는 원리를 설명한다. 편의상, 프롭로터라는 용어를 본원에서 사용한다. 달리 명시되지 않는 한, 이러한 용어는 프로펠러, 프롭로터, 로터, 팬, 도관형 팬, 추진기, 또는 다른 유사 추진 시스템을 포함하는 것으로 이해하여야 한다.
본 발명의 청구 대상의 다양한 목적, 특징, 양태 및 장점은, 유사한 참조부호가 유사한 구성요소를 나타내는 첨부 도면과 함께 이루어지는, 이하의 바람직한 실시형태에 관한 구체적인 설명을 통해 더 명확해질 것이다.
도 1은 모터 토크 커플러가 관절형 링키지를 포함하는, 직접 구동 항공기 추진 시스템의 실시형태를 도시한다.
도 2는 모터 토크 커플러가 가요성 링키지를 포함하는, 직접 구동 항공기 추진 시스템의 대안적인 실시형태의 측면 절취도를 도시한다.
도 3a는 모터 조립체의 양태를 구체적으로 도시한다.
도 3b는 모터 조립체의 양태의 단순화된 도면이다.
도 4는 허브 샤프트 베어링 삽입체를 포함하는 항공기 추진의 실시형태의 양태의 상세 절취도를 도시한다.
도 5a는 나셀(nacelle)을 포함하는 항공기 추진 시스템의 실시형태의 절취도를 도시한다.
도 5b는 대안적인 나셀을 포함하는 (항공기 추진 시스템의) 도 5a의 실시형태와 다른 실시형태의 절취도를 도시한다.
도 6은 본원에서 설명된 일부 원리에 따른 추진 시스템을 포함하는 항공기를 도시한다.
도 7은 항공기 추진 시스템의 실시형태의 양태의 정면도를 도시한다.
도 8은 항공기 추진 시스템의 실시형태를 도시하며, 로터 블레이드가 도시되어 있다.
도 9는 냉각 핀(cooling fin)을 포함하는 항공기 추진 시스템의 실시형태의 양태를 도시한다.
도 10은 냉각 유체 통로를 포함하는 항공기 추진 시스템의 실시형태의 단면도를 도시한다.
도 11은 슬립 링(slip ring)을 포함하는 항공기 추진 시스템의 실시형태의 단면도를 도시한다.
도 12는 관절형 링키지를 포함하는 모터 토크 커플러를 포함하는 항공기 추진 시스템의 실시형태의 양태를 도시한다.
도 13은 관절형 링키지를 포함하는 모터 토크 커플러의 일 실시형태의 양태를 도시한다.
도 14는 도 2에 도시된 것과 동일한 항공기 추진 시스템의 실시형태를 도시하고; 하중 경로가 도시되어 있다.
본원은 (2021년 1월 22일자로 출원된) 미국 가출원 제63/140,515호에 대한 우선권을 주장한다. 본원에 설명된 이러한 자료 및 모든 외부 자료는 그 전체가 참조로 포함된다. 참조에 포함되는 용어의 정의 또는 사용이 본원에서 제공되는 해당 용어의 정의와 일치하지 않거나 상반되는 경우, 본원에서 제공되는 해당 용어의 정의가 적용되고 참조 내의 해당 용어의 정의는 적용되지 않는다.
강성 항공기 프롭로터는 상당한 마스트 모멘트 힘(굽힘력을 프롭로터 샤프트에 부여하는 토크)을 생성할 수 있다. 마스트 모멘트는 불균일한 유입, 프롭로터에 명령되는 주기적인 블레이드 피치, 또는 일부 다른 원인에 기인할 수 있다. 마스트 모멘트 힘은 프롭로터 시스템에서의 직접 구동 파워트레인의 사용을 복잡하게 한다. 전기 모터는 모터 로터와 모터 스테이터 사이에서 에어 갭을 필요로 한다. 직접 구동 출력 샤프트에 직접적으로 입력되는 큰 마스트 모멘트는 한 지점에서 에어 갭을 제거할 수 있고, 구동 모터의 재난적 손상을 유발할 수 있다.
또한, 전기 항공기에서 모터 에어 갭(전기 모터 로터와 스테이터 사이의 거리)을 최소화하는 것은 모터 성능의 최적화에 중요하다. 더 작은 에어 갭을 갖는 전기 모터가 더 효율적인 경향이 있다. 다른 한편으로, 모터 동작 중의 임의의 지점에서의 모터 로터와 모터 스테이터 사이의 기계적 간섭은 재난적일 수 있다. 따라서, 작으면서도 안정적인 에어 갭을 유지하는 것이 바람직한 에너지 밀도 특성뿐만 아니라 신뢰성 특성을 가능하게 할 수 있다.
본 발명의 원리를 사용하는 추진 시스템의 일 실시형태에서, 모터 토크 및 마스트 모멘트 힘은 주로 별도의 하중 경로를 통해서 각각 소산된다. 이는 작지만 안정적인 모터 에어 갭의 구현을 가능하게 할 수 있다. 마스트 모멘트(그리고 프롭로터 시스템과 연관된 다른 유사한 힘 및 진동)는 주로 제1 하중 경로를 통해서 주 항공기 구조물로 소산될 수 있다. 추력은 또한 주로 제1 하중 경로를 통해서 반응된다. 모터 구동 토크는 주로 제2 하중 경로를 통해서 로터에 전달된다.
제1 양태에서, 본원의 청구 대상은, 직접 구동 전기 모터를 큰 마스트 모멘트 힘으로부터 분리하는 문제를 해결하는 항공기 추진 시스템을 설명한다. 본원의 실시형태는 직접 구동 전기 항공기 로터 시스템의 강성도(rigidity), 중량, 및 서비스 수명 관련 문제를 해결한다.
본원의 청구 대상은, 로터, 프롭로터, 또는 프로펠러에 적용될 수 있는 원리를 설명한다. 편의상, 프롭로터라는 용어를 본원에서 사용한다. 달리 명시되지 않는 한, 이러한 용어는 프로펠러, 프롭로터, 로터, 팬, 도관형 팬, 추진기, 또는 다른 유사 추진 시스템을 포함하는 것으로 이해하여야 한다.
도 2에 축(A)이 도시되어 있다. 도 2에서 축(A)은 프롭로터의 회전 축과 동일 선상에 있다. X-Y 평면이 A-축에 직각으로 위치된다. 마스트 모멘트 힘은 Z-축에 직각인 힘 벡터 성분을 포함할 수 있다. 추진력은 벡터(A)에 평행한 힘 성분을 포함할 것이다. 추진력 및 마스트 모멘트 힘은 주로 제1 하중 경로를 통해서 소산될 수 있다.
본원에서 설명된 일부 실시형태에서, 허브 직경은 나셀 구조물 및/또는 상응하는 직접 구동 모터에 비해서 작다. 본원에서 설명된 직접 구동 전기 모터 실시형태는 비교적 작은 피치 직경 베어링을 사용하여 프롭로터의 주 하중 및 모멘트 힘에 반응하게 할 수 있다. 나셀 및/또는 상응 직접 구동 모터에 비해서 상대적으로 작은 베어링의 사용은 이하를 포함하여 여러 문제를 해결할 수 있다: (1) 베어링 중량의 최소화; (2) 베어링 편향 - 예를 들어, 롤러와 레이스(race) 사이의 접촉 패치가 베어링 레이스를 벗어나게 하는 절단, 베어링 접촉 패치를 변경하여 베어링 마모/스팔링(spalling)/갈링(galling) 효과를 악화시키고 롤러의 연부를 마모시키는 편향 유도 접촉각에 관한 문제의 최소화; (3) 과다 피치 라인 속도로 인한 열 관리 문제, 및 (4) 비교적 큰 베어링 직경의 연관된 윤활 문제(예를 들어, 그리스 패킹(grease packed) 대 오일 윤활). 큰 직경의 나셀 인터페이스를 포함하는 항공기 추진 시스템은 중량을 최소화하면서 희망 나셀 구조물 특성을 달성하는 것에 관한 문제를 해결할 수 있다. 일부 적용예에서, 복합 나셀 구조물은 유사하지만 더 큰 직경의 나셀 구조물과 동일한 강도를 획득하기 위해서 더 많은 플라이(ply)를 필요로 할 수 있다(따라서 더 무거운 나셀을 초래할 수 있다).
본원의 일부 실시형태는 직접 구동 전기 모터를 항공기 추진 시스템에 통합하기 위한 시스템을 포함하고, 모터 토폴로지(motor topology)가 비교적 낮은 rpm, 예를 들어 100 내지 1,000 rpm에서 동작하는 것에 대한 문제를 해결한다.
본원의 일부 실시형태는 특히 다음과 같은 경우에 매우 적합한 추진 시스템을 설명한다: 비교적 큰 허브 모멘트를 생성할 수 있는 주기적 제어 권한을 갖는 프롭로터와 함께 사용; 강성 프롭로터를 구비한 항공기; 틸트로터 항공기와 같이 수직 비행 모드에서 동작하는 항공기; 및 대형 프롭로터(예를 들어, 2미터 초과의 직경)를 갖는 항공기.
본원의 일부 실시형태는 특히 큰 직경의 나셀 및 큰 직경의 전기 모터에 매우 적합한 추진 시스템을 설명한다. 큰 직경의 나셀(예를 들어, 복합체를 포함하는 나셀)은 항공기 동작 중에 상당히 휘어질 수 있다. 일 양태에서, 큰 직경의 전기 모터를 수용하기 위해서 대형 복합 지지 구조물을 사용하고자 하는 문제를 해결하는 추진 시스템이 본원에서 설명된다.
도 1은 모터 토크 커플러(116A)가 관절형 링키지를 포함하는, 항공기 추진 시스템(100)의 실시형태의 양태를 도시한다.
도 2의 실시형태에는 항공기용 직접 구동 전기 추진 시스템의 실시형태가 도시되어 있다. 이러한 시스템은 외부 나셀 구조 부재(102), 내부 나셀 구조 부재(103), 및 나셀 웨빙(nacelle webbing)(104)을 포함한다. 외부 나셀 구조 부재(102)는 나셀(101)의 외부 구조 쉘과 함께 경화될 수 있다. 도 2의 실시형태에서, 나셀(101)은 복합 재료를 포함한다. 그러나, 다른 실시형태는 복합체에 추가적으로 또는 그 대신에 임의의 적합한 재료를 사용할 수 있다.
모터 조립체(105)는 모터 로터 하우징(106)을 포함한다, 모터 권선(107)이 모터 스테이터 삽입체(108)에 연결된다. 모터 자석(109)이 모터 로터 하우징(106)에 연결된다. 모터 조립체(105)는 모터 베어링(110)을 또한 포함한다. 모터 스테이터 삽입체(108)는 모터 장착 브라켓(112)에 연결된다.
항공기 추진 시스템(100)은 허브 샤프트(113), 허브 샤프트 베어링(114a 및 114b), 및 허브 베어링 삽입체(115a 및 115b)를 포함한다. 허브 샤프트 삽입체(115)가 도 4에 도시되어 있다. 허브 샤프트(113), 허브 샤프트 베어링(114a 및 114b), 그리고 다른 연관된 하드웨어는, z-축에 따른 힘(예를 들어, 항공기를 상승시키는 로터의 힘)뿐만 아니라 마스트 모멘트에 반응하도록 구성된다. 허브 샤프트 베어링(114)에 의해서 반응되는 힘은 내부 나셀 구조 부재(103)에 의해서 반응된다.
항공기 추진 시스템(100)은 모터 토크 커플러(116B)를 포함한다. 도 2의 실시형태에서, 모터 토크 커플러(116B)는, 모터 조립체(105)와 허브(117) 사이에서 토크를 전달하도록 구성된 굴곡 플레이트를 포함한다. 모터 토크 커플러(116B)는, 모터 조립체(105)를 통해서 최소량의 마스트 모멘트를 소산시키면서, 모터 조립체(105)를 허브(117)에 토크 연결하는 문제를 해결한다. 도 2의 실시형태에서, 모터 토크 커플러(116B)는 복합 굴곡 플레이트를 포함하나, 다른 실시형태는 임의의 적합한 커플러, 예를 들어: 가위형 링크, 다른 기계적 링크, 작은 유연 섹션을 갖는 링크, 등속 조인트, 또는 유니버셜-조인트를 포함할 수 있다. 또한, 모터 토크 커플러(116B)는, 복합체, 금속, 수지, 또는 임의의 다른 적합한 재료를 포함하는, 임의의 재료를 포함할 수 있다.
항공기 추진 시스템(100)은 베어링 유지부(118)를 포함한다. 도 2의 실시형태에서, 베어링 유지부(118)는, 샤프트 나사산(119)에 나사 결합되는 나사산형 너트를 포함한다. 베어링 유지부(118)는 허브 샤프트 베어링(114a 및 114b)에 예비 하중을 가하고자 하는(preload) 문제를 해결한다. 도 2의 실시형태는 예비 하중 이격부재(preload spacer)(120)를 또한 포함한다.
도 2의 실시형태에서, 항공기 추진 시스템(100)은 허브(117)를 포함한다. 허브는 부착 하드웨어(122)에 의해서 허브 샤프트에 고정적으로(rigidly) 연결될 수 있다. 도 2의 실시형태에서, 허브 샤프트(113)는 Z-축에 따른 힘 성분뿐만 아니라 마스트 모멘트 힘에 반응하도록 구성된다. 그러나, 허브 샤프트(113)는 나셀(101)에 대한 회전 자유도를 갖지만, 이러한 샤프트는 허브(117) 및 모터 토크 커플러(116B)에 대해서는 고정적으로 부착된다.
모터 조립체(105)는 모터 장착부(112)에 연결된다. 권선(107)은 시간 가변적인 전자기장을 생성할 수 있고, 이는 자석(109)에 힘을 인가한다. 자석(109)에 가하지는 힘은 모터 로터 하우징(106)에 의해서 반응된다(모터 로터 하우징은 모터가 회전되도록 명령 받을 때 회전된다). 모터 토크 커플러(116)는 모터 조립체(105)에 연결된다. 도 2의 실시형태에서, 모터 조립체(105)에 대한 모터 토크 커플러(116B)의 연결은 모터 토크 커플러 부착 하드웨어(122)를 포함한다.
모터 조립체(105)에 의해서 모터 토크 커플러(116B)에 인가되는 토크는 (로터 블레이드가 연결될 수 있는) 허브(117)에 전달된다. 모터 토크는 주로 모터 토크 커플러(116B)에 의해서 로터 시스템(123)에 전달될 수 있다. 마스트 모멘트는 허브 샤프트(113)에 의해서 주로 반응될 수 있다.
일 실시형태에서, 희망하는 자유도는, 마스트 모멘트 굽힘 방향으로 약 100 ft-lb/deg.의 그리고 모터-샤프트 토션(motor-shaft torsion)으로 25,000ft-lb/deg.의 경직도(stiffness)를 가지는 모터 토크 커플러(116B)를 배치하는 것에 의해서 수용된다(또는 희망에 따라 제한된다). 이러한 실시형태에서 토션 경직도 대 마스트 모멘트 경직도의 비율은 250:1이다. 임의의 다른 적합한 경직도 및 경직도들의 비율이 사용될 수 있다. 예를 들어, 적어도 200:1의 경직도 비율이 희망하는 특정 특성을 해결할 수 있다. 다른 실시형태에서, 적어도 100:1의 비율이 희망하는 특성을 해결할 수 있다. 일부 실시형태에서, 모터 토크 커플링은 링키지를 포함한다(그러한 실시형태는, 토션에서 희망하는 경직도를 제공하면서, 마스트 모멘트 굽힘 하중에 대한 최소 양의 반응력을 제공할 수 있다).
도 2의 실시형태에서, 나셀 웨빙(104)은 폼 코어(foam core)(126)를 포함한다. 다른 실시형태에서, 나셀 웨빙은 반경방향 파이 슬라이스 복합 웨빙(radial pie slice composite webbing), 코어 경직 웹, 또는 내부 나셀 구조 부재와 외부 나셀 구조 부재를 함께 연결하기 위한 임의의 다른 개재 구조물을 포함할 수 있다.
일 양태에서, 일정한 모터 에어 갭을 유지하고자 하는 문제를 해결하는 전기 항공기 추진 시스템이 본원에서 설명된다. 도 2와 동일한 실시형태의 모터 조립체(105)의 양태가 도 3a 및 도 3b에 도시되어 있다. 항공기 추진 시스템의 양태는 권선-대-자석 거리(301)를 달성하도록 구성될 수 있다. 이러한 거리는 상이한 동작 모드들 중에 시간에 걸쳐 변화될 수 있다. 또한, 권선-대-자석 거리(301)는 모터 조립체(105)의 상이한 영역들에서 달라질 수 있다. 예를 들어, 힘이 모터 로터 하우징(106)을 변형시키는 경우, 권선-대-자석 거리(301)는 모터 조립체의 제2 영역 내의 권선-대-자석 거리(301)에 비해서 모터 조립체의 제1 영역 내에서 더 클 수 있다. 이러한 차이는 재료 변형 또는 구성요소들의 서로에 대한 이동에 의해서 유발될 수 있다.
권선-대-자석 거리(301)는 모터의 달성 가능한 파워 밀도에 있어서 중요한 인자이다. 예를 들어, 제1 모터가 더 짧은 권선-대-자석 거리(301)를 가지는 경우, 제1 권선-대-자석 거리(301)를 갖는 제1 모터는 동일한 주어진 모터 중량에서 제2 모터(모든 다른 양태는 동일하다)에 비해서 더 큰 파워 출력을 가질 것이다.
그러나, 권선-대-자석 거리(301)는 기계적 간섭 문제를 해결하는 데 있어서 바람직할 수 있다. 모터 자석(109)에 대해서 마찰되는 모터 권선(107)은 재난적인 문제가 될 수 있다. 일부 실시형태는 0.015 내지 0.030", 0.040"(1.016 mm) 내지 0.050"(1.27 mm); 0.050" (25.4 mm) 내지 0.060"(1.524 mm); 0.060" (1.524 mm) 내지 0.070"(1.778 mm); 0.070" (1.778 mm) 내지 0.080" (2.032 mm); 0.080" (2.032 mm) 내지 0.100" (2.54 mm)의 권선-대-자석 거리(반경방향); 또는 임의의 다른 적합한 권선 대 자석 거리를 포함할 수 있다. 이러한 거리는 큰 파워 대 중량을 달성하고자 하는, 그러나 또한 기계적 간섭을 피하고자 하는 문제를 해결할 수 있다. 증가되는 인가 마스트-모멘트에 따라 적용예 특정 희망 공기-갭 특성을 해결하기 위해서, 소정 범위가 앞서 나열한 범위들로부터 선택될 수 있다.
큰 직경의 모터 베어링이 또한 무시할 수 없는 마스트 모멘트를 소산시키는 통상적인 항공기 직접 구동 추진 시스템에서, 기계적 간섭을 유발하는 마스트 모멘트로 인한 변형 및 오정렬과 관련된 문제를 해결하는 데 있어서 더 큰 기계적 에어 갭이 바람직할 수 있거나, 기하형태적으로 불리한 기하형태를 방지하기 위해서 상당한 구조적 질량을 조립체 내에 설치하여야 할 수 있다.
일 양태에서, 본원의 청구 대상은, 무시할 수 없는 마스트 모멘트 힘으로 인한 권선-대-자석 거리의 바람직하지 못한 변화를 해결하는 항공기 추진 시스템을 설명한다. 일부 실시형태에서, 일차 모터 토크 하중 경로로부터 분리된 허브 샤프트(113)를 가지는 것은 모터 조립체(105)에 의해서 반응되는 마스트 모멘트 힘의 크기를 줄일 수 있다(그에 따라, 권선-대-자석 거리를 안정화할 수 있다). 권선-대-자석 거리를 안정화하는 것은 모터 파워 밀도를 최대화하고자 하는 문제를 해결할 수 있다.
도 4는 도 2에 도시된 것과 동일한 직접 구동 추진 시스템의 실시형태의 상세 단면도를 도시한다. 도 4에는 허브 베어링 삽입체(115a 및 115)뿐만 아니라 허브 샤프트(113)가 도시되어 있다.
도 5a 및 도 5b는 나셀(101)의 상이한 실시형태들을 도시한다. 도 5a의 실시형태는 페어링(fairing)(125)을 포함한다. 도 5b의 실시형태는 페어링(125)이 없는 실시형태를 도시한다. 매우 긴 스피너(extra-long spinner)를 도 5b의 실시형태와 함께 사용하여, 유선형 외부 나셀 스피너 및 나셀 프로파일에 대한 희망 사항을 해결할 수 있다.
도 5a 및 도 5b에는, 나셀의 전방을 향하는 (갭을 사이에 가지는) 별도의 층들인 내부 나셀 구조 부재(103) 및 외부 나셀 구조 부재(102)를 포함하는 실시형태가 도시되어 있다. 내부 및 외부 나셀 구조 층들이 연결되어, 나셀의 전방부로부터 뒤쪽으로 거리를 두고 통합된 구조 부재(501)를 형성한다.
본원의 일부 실시형태는 주로 중단되지 않는 프로파일을 갖는 나셀을 포함한다. 그러나, 다른 실시형태는, 나셀의 제1 부분이 나셀의 제2 부분에 대해서 틸팅되는, 나셀을 포함할 수 있다. 예를 들어, (도 6에서 도시된) 정방향 나셀(101)은 본원에서 설명된 원리를 유리하게 사용할 수 있다. 도 6은, 항공기 추진 시스템(100)의 실시형태를 포함하는 틸트로터 항공기(500)를 도시한다.
본원에서 설명된 전기 추진 시스템의 실시형태는 길이가 콤팩트하고, 기계적으로 단순하며, 그리고 복잡한 샤프팅 또는 유사한 동역학적 파워 전달을 필요로 하지 않도록 구성될 수 있다. 그러한 특성은 전기 추진 시스템의 실시형태가 전기 틸트로터 추진 시스템을 위한 매력적인 선택이 될 수 있게 하는데, 이는 추진 시스템의 틸팅이 단순화되기 때문이다. 또한, 허브 모멘트 반응 특성은, 크거나 복잡한 허브 모멘트 힘을 견딜 수 있는 틸트로터 항공기에 유리할 수 있다.
또한, 본원에서 설명된 원리를 나셀을 갖춘 항공기 이외의 다른 적용예에 적용하는 것을 생각할 수 있다. 예를 들어, 직접 구동 헬리콥터에서 구현되도록 실시형태가 구성될 수 있다. 그러한 예에서, 내부 및 외부 나셀 구조 부재는 제1 및 제2 구조 층(예를 들어, 헬리콥터 동체의 제1 및 제2 층)에 상응할 수 있다.
도 7은 도 1의 실시형태의 양태의 정면도를 도시하고; 모터 토크 커플러(116B)뿐만 아니라 나셀(101) 및 모터 로터 하우징(106)의 실시형태가 도시되어 있다.
도 8은 항공기 추진 시스템의 실시형태를 도시하며, 로터 시스템(123)이 도시되어 있다. 또한, 모터 토크 커플러(116B) 및 모터 로터 하우징(106)이 도시되어 있다.
도 9는, 희망하는 냉각 특성을 해결하기 위해서 임의의 적합한 유형의 냉각 핀일 수 있는 냉각 핀(801)을 포함하는 항공기 추진 시스템의 실시형태의 양태를 도시한다.
도 10은 냉각 유체 통로(901)를 포함하는 실시형태의 양태를 도시한다. 냉각 유체 통로는 모터 권선(107)과 열적으로 연통될 수 있다. 냉각 유체 통로(901)는 능동적 또는 피동적 냉각 요소들을 포함할 수 있다. 냉각 유체 통로(901)는 희망하는 냉각 요건을 해결하기 위한 임의의 적합한 구성일 수 있다.
도 11에는, 슬립 링(1001), 전방 슬립 링 장착부(1002), 및 후방 슬립 링 장착부(1003)를 포함하는, 항공기 추진 시스템의 실시형태가 도시되어 있다. 도 11의 실시형태는 부가적인 와이어가 슬립 링(1001)을 통과할 수 있게 하기 위해서 중공형 코어를 포함한다. 슬립 링 및/또는 중공형 코어는 상기 냉각 요소를 로터 시스템의 양태에 연결하고자 하는 문제를 해결할 수 있다. 예를 들어, 와이어 및 유체 라인이 회전 허브 상의 개별적인 블레이드 제어 작동기에 연결될 수 있다. 다른 예는 와이어를 센서, 트랜스폰더, 송수신기, 전자기기, 또는 회전 허브 상에 장착된 다른 양태에 연결하는 것을 포함할 수 있다.
도 12는 관절형 링키지 시스템(116A)를 포함하는 모터 토크 커플러를 포함하는 실시형태의 양태를 도시한다. 관절형 링키지 시스템(116A)은 구형 베어링(1102); 링키지 아암(1103) 및 링키지 아암 부착 허브(1104)를 포함한다. 링키지 아암 막대(1105)가 구형 베어링(1102)을 통해서 배치된다. 링키지 아암(1103)은 링키지 아암 부착 허브(1104)에 연결된다. 링키지 아암(1103) 및 링키지 아암 부착 허브(1104)의 연결은 연결 하드웨어(1106)를 포함한다. 링키지 아암 부착 허브(1104)은 허브 샤프트(113)에 부착된다. 추진 로터 허브(도 11에 미도시)가 링키지 아암 부착 허브의 전방부에 부착된다. 링키지 아암(1103)은 로터 회전 축을 중심으로 링키지 아암 부착 허브(1104)에 대해서 회전되지 않는다. 링키지 아암(1103)은 로터 회전 축을 중심으로 모터 로터 하우징(106)에 대해서 회전되지 않는다. 링키지 아암(1103)은 축을 중심으로 하는 회전 자유도를 가지고 링키지 아암 부착 허브(1104)에 연결되고; 도 11에는 축(A)이 도시되어 있고, 이러한 축을 중심으로 링키지 아암(1103a)은 축방향 자유도를 갖는다. 링키지 아암(1103)은 또한 구형 베어링(1102)의 내외로 활주될 수 있는 자유도를 갖는다. 도 12의 실시형태의 모터 토크 커플러는, 모터에 대한 상당한 마스트 모멘트 하중을 소산시키지 않으면서, 프롭로터 시스템 및 전기 모터를 토크 연결한다. (추진 로터 회전 축에 대한 상당한 허브 샤프트 오정렬을 유발할 수 있을 정도로 충분히 큰) 마스트 모멘트 하중이 링키지 아암 부착 허브(1104) 또는 허브 샤프트(113)에 부여되는 경우, 관절형 링키지 시스템(116A)은 모터에 대한 무시할 수 있는 양 이하의 마스트 모멘트 하중을 소산시키도록 구성된다.
도 13은 관절형 링키지 시스템(116A)의 상세도를 도시한다. 링키지 아암(1103)은 링키지 아암 막대(1105)를 포함한다. 링키지 아암 막대(1105)는, 링키지 아암 막대(1105)이 구형 베어링(1102)을 따라서 활주될 수 있게 하는 자유도를 가지고, 구형 베어링(1102)에 연결된다. 또한, 구형 베어링(1102)의 내부 구체(1108)는 (구형 베어링이 부착되는) 모터 로터 하우징(106)에 대해서 회전될 수 있다. 따라서, 링키지 아암(1103)은 구형 베어링(1102)의 중심 주위에서 피벗되도록 구성된다.
도 14는 도 2의 실시형태와 동일한 항공기 추진 시스템의 실시형태를 도시한다. 제1 하중 경로(1402) 및 제2 하중 경로(1401)가 도시되어 있다. 제1 하중 경로(1402)는 프롭로터로부터 나셀 구조물로의 추력 및 마스트 모멘트의 대부분을 소산시키도록 구성된다. 제2 하중 경로(1401)는 모터 구동 토크를 모터(105)로부터 프롭로터로 전달하도록 구성된다.
본원에서 특정 예를 설명하였지만, 본원에서 설명된 개념이 넓은 범위의 적용예: 예를 들어 헬리콥터 메인 및 테일 로터 시스템, 및/또는 푸셔 프롭(pusher prop), 틸트-로터 프로펠러, 고정익 항공기 프로펠러, 선박, 풍력 터빈, 시추 장비 또는 임의의 다른 기계에 적용될 수 있음을 이해해야 한다.
항공기 추진 시스템의 실시형태는 DC 모터, 영구 자석 무브러시 DC 모터, 유도 모터, 영구 자석 모터, 스위치 릴럭턴스 모터, 내부 영구 자석 모터, 또는 외부 영구 자석 모터, 또는 임의의 다른 적합한 유형의 모터 또는 토크 공급원을 포함하는 임의의 적합한 전기 모터를 포함할 수 있다. 또한, 일부 실시형태는 임의 갯수의 모터, 또는 권선 및 자기장 공급원의 세트를 포함할 수 있다. 예를 들어, 도 1의 실시형태는 2개의 권선 및 자석의 세트를 포함한다. 임의의 다른 갯수, 예를 들어 1개, 또는 3개, 또는 4개, 또는 5개의 권선 및 자석의 세트가 사용될 수 있다. 또한, 단일 자기장 공급원(예를 들어, 하나의 자석 세트)과 짝을 이루는 다수의 권선을 갖는 추진 시스템이 다른 실시형태에서 사용될 수 있다.

Claims (16)

  1. 항공기 추진 시스템으로서,
    로터 허브;
    전기 모터; 및
    상기 허브와 상기 전기 모터 사이에 기계적으로 커플링된 가요성 모터 토크 커플러 - 상기 모터 토크 커플러는 모터 구동 토크 하중에 대한 상기 모터 토크 커플러의 유연성에 비해서, 마스트 모멘트 하중에 대해서 상대적으로 유연하도록 구성됨 -;
    를 포함하는,
    항공기 추진 시스템.
  2. 제1항에 있어서,
    나셀을 더 포함하고, 상기 나셀은 상기 항공기 추진 시스템에 일체인,
    항공기 추진 시스템.
  3. 제1항에 있어서,
    상기 모터 토크 커플러는 복합 재료를 포함하는,
    항공기 추진 시스템.
  4. 제3항에 있어서,
    상기 모터 토크 커플러는, 상기 모터 토크 커플러가 토션 하중에 대해서 강성을 갖되, 상기 마스트 모멘트 하중에 대해서 유연하도록 배열된 복합 플라이를 포함하는,
    항공기 추진 시스템.
  5. 제1항에 있어서,
    상기 모터 토크 커플러는 관절형 링키지를 포함하는,
    항공기 추진 시스템.
  6. 제5항에 있어서,
    상기 관절형 링키지가 금속인,
    항공기 추진 시스템.
  7. 제1항에 있어서,
    상기 모터 토크 커플러는 굴곡 플레이트를 포함하는,
    항공기 추진 시스템.
  8. 제1항에 있어서,
    상기 추진 시스템이 슬립 링을 포함하는,
    항공기 추진 시스템.
  9. 제1항에 있어서,
    제1 나셀 구조 층 및 제2 나셀 구조 층을 연결하도록 구성된 복합 웹을 더 포함하는,
    항공기 추진 시스템.
  10. 제1항에 있어서,
    제2 모터를 더 포함하는,
    항공기 추진 시스템.
  11. 제1항에 있어서,
    제1 및 제2 허브 베어링을 더 포함하고, 상기 제1 및 제2 허브 베어링은 상기 허브의 회전 축을 따라서 분리되는,
    항공기 추진 시스템.
  12. 제1항에 있어서,
    상기 항공기 추진 시스템은 틸트로터 항공기를 위해서 구성되는,
    항공기 추진 시스템.
  13. 제1항에 있어서,
    상기 토크 커플러의 허브 회전 중심으로부터 허브 연결 지점까지의 반경방향 거리가 상기 허브 회전 중심으로부터 나셀 연결 지점까지의 상기 허브의 반경방향 거리보다 먼,
    항공기 추진 시스템.
  14. 제1항에 있어서,
    상기 모터의 rpm이 추진 로터의 rpm과 동일한,
    항공기 추진 시스템.
  15. 제1항에 있어서,
    상기 토크 커플러는 적어도 200:1의 토션 경직도 대 마스트 모멘트 경직도 비율을 포함하는,
    항공기 추진 시스템.
  16. 항공기로서,
    추진 로터 허브;
    제1 구동 모터;
    구동 모터와 상기 추진 로터 허브 사이에 기계적으로 커플링된 가요성 토크 커플러;
    를 포함하고,
    상기 로터 허브는, 상기 허브가 하나의 자유도를 갖도록 상기 항공기에 부착되고, 상기 자유도는 상기 모터 회전 축을 중심으로 하는 회전 자유도인,
    항공기.
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