헬리콥터 적외선 억제장치{INFRARED SUPPRESSOR OF HELICOPTER}
본 발명은 헬리콥터에 장착하는 적외선 억제장치에 관한 것으로서, 더욱 상세하게는 헬리콥터에서 엔진의 고온 열원부와 엔진 배기가스 등을 차폐 및 냉각시킴으로써 외부로 방사되는 적외선신호의 강도를 약화시켜, 열추적 미사일과 같은 대공유도무기 등의 위협으로부터 헬리콥터의 생존성을 향상시키는 헬리콥터 적외선 억제장치에 관한 것이다.
1976년 이후 적외선 유도방식은 휴대용대공방어시스템(MANPADS: MAN Potable Air Defense Systems)에 적용되어 거의 모든 전쟁 및 국지전에 사용되었다. 1970년 이후 약 40기 이상의 민간기가 MANPADS에 의해 격추되었으며, 1967년에서 1993년 사이 격추된 항공기 중 약 89%가 적외선 유도방식의 미사일에 의한 것이다. 적외선 유도무기의 적외선 탐색기에 사용되는 IR파장은 1~2.5㎛(근적외선), 3~5㎛(중적외선), 8~12㎛(원적외선)이며, 이들은 각각 목표물의 발견(detection), 추적(tracking), 조준(lock-on)에 사용된다. 1.9~2.9㎛ 범위의 IR대역은 1세대 검출기에 사용되었는데, 주로 엔진배기구와 같은 뜨거운 목표에 반응하는 것이었다. 현재 운용중인 적외선유도무기는 3세대로 구분되며, 3~5㎛와 8~12㎛ 범위의 다중 IR대역을 사용하고, 고온 엔진부뿐만 아니라 배기가스에 의해 가열된 동체표면에 반응한다. 따라서 이런 위협으로부터 항공기를 보호하려면 엔진의 고온부가 외부로 노출되지 않게 해야 하며, 고온 배기가스는 최대한 냉각시킨 후 외부로 배출해야 한다. 적외선 억제장치(Infrared Suppressor)는 이러한 기능을 수행하기 위해 개발되었으며 오늘날 전장에서 사용되는 모든 헬리콥터에는 거의 필수적으로 이 장치가 장착되고 있다. 도 1은 헬리콥터의 엔진배기구에 적외선 억제장치가 장착된 것을 나타낸다. 적외선 억제장치의 설계에 있어 적외선 감소성능에 중점을 두면 장치의 중량 및 크기가 커져 결국, 헬리콥터의 성능을 저하시키는 문제가 발생할 수 있으며, 반대로 헬리콥터 성능에 중점을 두면 적외선 억제장치의 성능이 저하되는 문제가 발생할 수 있다. 또한, 헬리콥터에 장착하는 적외선 억제장치는 엔진과열을 방지할 목적으로 엔진룸 내부의 공기를 환기시키는 이젝터(Ejector)의 기능을 겸하는 경우가 많다. 도 2는 종래의 일반적인 적외선 억제장치 내부를 도시한 것으로서, 종래 적외선 억제장치의 경우 보통 적외선 억제장치의 배기노즐 속도를 증가시켜 이젝터 기능을 수행하는데, 이로 인해 적외선 억제장치 출구의 배압이 높아져 엔진성능을 저하시키게 되는 문제가 발생한다. 또한, 헬리콥터마다 엔진 장착 위치가 다르고 이에 따라 배기가스의 배기 위치 및 방향도 다르므로 새로운 헬리콥터를 개발할 때마다 각 헬리콥터에 적합한 적외선 억제장치를 새로 설계해야 하여 개발기간과 비용이 증가하는 문제가 있다.
본 발명은 상기와 같은 문제점을 해결하기 위하여 창안된 것으로서, 크기와 중량을 최소화하면서도 헬리콥터에서 방사되는 적외선신호를 효과적으로 억제할 수 있는 헬리콥터 적외선 억제장치를 제공하는 것을 목적으로 한다. 또한, 적외선 억제장치의 출구의 배압 증가 없이 효과적으로 엔진룸 내부 공기를 환기시키는 구조의 적외선 억제장치를 제공하는 것을 목적으로 한다. 또한, 헬리콥터의 형상에 관계없이 약간의 설계변경만으로 모든 형상에 적용할 수 있는 헬리콥터 적외선 억제장치를 제공하는 것을 목적으로 한다.
상술한 과제를 해결하기 위하여 본 발명은, (1) 헬리콥터의 엔진에서 배출되는 가스를 적외선 억제장치 내부로 유도하기 위한 배기가스 노즐; 상기 배기가스 노즐에서 배출되는 가스를 냉각시키기 위하여 외부 공기를 유입시키는 공기흡입관; 상기 공기흡입관을 통해 흡입된 상기 외부 공기를 후방으로 유도하는 공기유도관; 상기 가스와 상기 외부 공기를 혼합시켜 특정 방향으로 배출되도록 하는 디퓨져; 및 상기 배기가스 노즐 및 상기 디퓨져가 외부에 노출되는 것을 차단하기 위한 페어링;을 포함하는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 적외선 억제장치를 제공한다. (2) 상기 (1)에 있어서, 상기 배기가스 노즐은 U자형으로 형성되어 출구가 2개로 분기되는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 적외선 억제장치를 제공한다 (3) 상기 (2)에 있어서, 상기 2개의 출구는 각각 상기 배기가스 노즐의 종축을 향해 소정 각도로 편향되도록 형성되는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 적외선 억제장치를 제공한다. (4) 상기 (3)에 있어서, 상기 소정 각도는 10°인 것을 특징으로 하는 헬리콥터 적외선 억제장치를 제공한다. (5) 상기 (1)에 있어서, 상기 디퓨져는 상기 가스와 상기 외부공기를 혼합시켜 상방향으로 배출되도록 하는 것을 특징으로 하며, 상기 페어링의 외주면이 가열되는 것을 방지하고 상기 디퓨져 출구의 배압이 상승하는 것을 방지하기 위하여 소정 각도로 상기 페어링의 상면에 결합하는 유동편향판;을 더 포함하는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 적외선 억제장치를 제공한다. (6) 상기 (1)에 있어서, 상기 공기흡입관은, 상기 배기가스 노즐의 상부에 설치되는 제1공기흡입관;과 상기 배기가스 노즐의 하부에 설치되는 제2공기흡입관;으로 구성되는 것을 특징으로 헬리콥터 적외선 억제장치를 제공한다. (7) 상기(1)에 있어서, 상기 페어링은, 상기 배기가스 노즐을 외부와 차단시키기 위해 그 외주면에 이격 설치되는 제1페어링;과 상기 디퓨져를 외부와 차단시키기 위해 그 외주면에 이격 설치되는 제2페어링;으로 구성되는 것을 특징으로 하는 헬리콥터 적외선 억제장치를 제공한다.
본 발명에 따르면 적외선 억제장치의 크기와 중량을 최소화하면서도 헬리콥터에서 방사되는 적외선신호를 효율적으로 억제할 수 있는 효과가 있다. 또한, 본 발명에 따른 적외선 억제장치는 출구의 배압 증가 없이 엔진룸 내부 공기를 환기시킬 수 있어 엔진 성능 저하를 최소화하면서 냉각시킬 수 있다. 또한, 헬리콥터의 형상에 관계없이 약간의 설계변경만으로 모든 형상에 적용할 수 있기 때문에 개발기간과 비용이 감축되는 효과가 있다.
도 1은 헬리콥터에 적외선 억제장치가 장착된 것을 도시한 도면,
도 2는 종래의 적외선 억제장치 내부를 도시한 도면,
도 3은 본 발명에 따른 헬리콥터 적외선 억제장치를 도시한 결합 사시도,
도 4는 본 발명에 따른 헬리콥터 적외선 억제장치를 도시한 분해 사시도,
도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 배기가스 노즐의 평면도,
도 6는 배기가스 노즐과 공기흡입관 및 공기유도관의 결합 사시도,
도 7은 유동편향판에 의해 공기 흐름이 편향되는 것을 도시한 도면,
도 8은 본 발명의 적외선 억제장치 내부의 유체 흐름을 도시한 도면,
도 9는 유동편향판 주변의 공기 흐름을 도시한 도면.
이하에서는, 첨부한 도면을 참조하여 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 실시할 수 있도록 본 발명의 실시예를 상세히 설명한다. 그러나 본 발명은 여러 가지 상이한 형태로 구현될 수 있으며, 여기에서 설명하는 실시예에 한정되지 않는다. 그리고 도면에서 본 발명을 명확하게 설명하기 위하여 설명과 관계없는 부분은 생략하였으며, 명세서 전체를 통하여 유사한 부분에 대해서는 유사한 도면 부호를 붙여 설명한다. 도 3은 본 발명의 일 실시예에 따른 헬리콥터 적외선 억제장치(100)를 도시한 결합 사시도이고, 도 4는 본 발명의 일 실시예에 따른 헬리콥터 적외선 억제장치(100)를 도시한 분해 사시도이다. 도 3 및 도 4에 도시된 바와 같이 본 발명의 일 실시예에 따른 헬리콥터 적외선 억제장치(100)는 배기가스 노즐(110)과 공기흡입관(121, 122)과 공기유도관(130)과 디퓨져(140)와 페어링(151, 152) 및 유동편향판(160)을 포함하여 구성될 수 있으며 기계식으로 작동하는 부분이 없기 때문에 고장의 가능성이 작고 외부 에너지를 사용할 필요가 없으며 제작 및 조립이 용이한 이점이 있다. 상기 배기가스 노즐(110)은 헬리콥터의 엔진에서 배출되는 고온의 가스를 적외선 억제장치(100) 내부로 유도하는 기능을 하는 것으로서, 도 3 내지 도 4에 도시된 바와 같이 U자형으로 형성될 수 있다. 헬리콥터의 경우 엔진 주위의 온도가 기준치 보다 높으면 엔진이 오작동할 가능성이 커지므로 엔진룸 내부를 기준치 이하의 온도로 유지시키는 것은 매우 중요하다. 상기 배기가스 노즐(110)은 엔진에서 배출되는 고온의 배기가스의 속도를 증가시켜 엔진룸 내부의 공기를 적외선 억제장치(100)로 유도함으로써 엔진룸의 공기를 환기시키고 엔진룸 내부의 온도를 하강시키는 역할을 한다. 이러한 기능을 이젝터 기능이라고 한다. 도 5는 본 발명의 일 실시예에 따른 배기가스 노즐(110)을 상부에서 바라본 평면도이며, 도 6는 본 발명의 일 실시예에 따른 배기가스 노즐(110)과 공기흡입관(121, 122) 및 공기유도관(130)이 결합된 것을 도시한 사시도이다. 도 5 및 도 6에 도시된 바와 같이 본 발명의 일 실시예에 따른 배기가스 노즐(110)은 U자형으로 형성되어 출구가 2개로 분기되는 것을 특징으로 할 수 있다. 배기가스 노즐(110)은 단면적이 비교적 크므로 고속으로 배기가스가 이동하면서 내부에서 박리영역이 발생할 수 있는데, 도시된 바와 같이 배기가스 노즐(110)을 U자형으로 형성하고 출구를 2개로 분기함으로써 배기가스 이동에 의한 박리영역 발생을 억제하고, 이로 인한 압력 손실을 최소화할 수 있다. 또한, 도 5에 도시된 바와 같이 상기 배기가스 노즐(110)의 2개의 출구는 각각 상기 배기가스 노즐(110)의 종축을 향해 소정 각도로 편향되도록 형성될 수 있으며, 그 각도는 10°정도로 하는 것이 바람직하다. 고압의 배기가스는 노즐출구를 통해 분사될 때 주위와의 압력차로 인해 확산되면서 분출된다. 이때 배기가스 노즐(110)의 이젝터 기능에 의해 엔진룸으로부터 펌핑되어 나오는 공기와 배기가스 노즐(110)에서 분출되는 가스 사이에 유동간섭을 일으킬 수 있다. 이러한 간섭이 일어나면 엔진룸으로부터 펌핑되는 공기의 유동이 차단되어 엔진룸의 온도가 상승해 엔진 작동에 영향을 줄 수 있어 문제가 된다. 따라서 상기와 같이 배기가스 노즐(110)의 출구를 10°정도 편향시켜 형성함으로써 엔진룸에서 펌핑되는 공기와의 간섭을 최소화 할 수 있다. 뿐만 아니라 이러한 구조는 배기가스와 외부의 공기를 혼합시키는 데에도 유리하게 작용한다. 이에 대해서는 후술한다. 상기 공기흡입관(121, 122)은 고온의 배기가스를 냉각하기 위해 외부의 공기를 포획하는 역할을 하는 것으로서 도 3, 도4 및 도 6에 일 실시예로서 도시된 바와 같이 상기 배기가스 노즐(110)의 상부에 설치되는 제1공기흡입관(121)과 상기 배기가스 노즐(110)의 하부에 설치되는 제2공기흡입관(122)으로 구성될 수 있다. 공기흡입관(121, 122)은 일 예로 헬리콥터의 경우 헬리콥터가 제자리 비행 중일 때에는 배기가스 노즐(110)에서 분사되는 고온의 가스에 의해 배기가스 주위와 적외선 억제장치(100) 외부 사이에 기압차가 발생하고, 이로 인해 외부의 공기가 저절로 공기유도관(130)을 통해 유입되어 배기가스를 냉각시키게 된다. 그리고 전진 비행 중일 경우에는 공기흡입관에 작용하는 동압이 상승하므로 전진 비행 속도가 증가함에 따라 더 많은 양의 외부 공기가 유입되어 더 낮은 온도로 배기가스를 냉각시키게 된다. 상기 공기유도관(130)은, 상기 공기흡입관(121, 122)을 통해 흡입된 외부 공기를 상기 디퓨져(140) 내부로 유도하는 역할을 하는 부분으로서 도 4 및 도 6에 일 실시예로서 도시된 바와 같이 제1, 2공기흡입관(121, 122)과 연결되어 제1, 2공기흡입관(121, 122)을 통해 들어온 외부 공기를 배기가스 노즐(110)의 중심축 방향으로 유도하여 후방으로 배출되도록 한다. 상기 공기흡입관(121,122)은 상기 공기유도관(130)과 결합되어 있지만 결합부는 약간의 간격을 두고 이격되어 있어 공기유도관(130)의 온도가 상승할 경우 열전도에 의해 공기흡입관(121,122)의 온도가 상승하는 것을 방지한다. 한편, 공기 유도관이 U자형의 배기가스 노즐(110)의 내주면에 결합되고, 배기가스 노즐(110)의 출구 부분이 10°정도로 중심축을 향해 편향됨으로써 중심축 부분에서 외부 공기와 배기가스의 혼합효과가 증대된다. 또한, 10°정도 배기가스 노즐(110)이 편향됨으로써 혼합거리가 줄어들게 되고, 공기유도관(130)이 U자형 배기가스 노즐(110)의 내주면에 위치함으로써 크기를 감소시킬 수 있게 된다. 따라서 적외선 억제장치(100) 전체의 크기는 작게 형성하면서도 냉각 성능은 증대시킬 수 있는 효과가 있다. 상기 디퓨져(140)는, 배기가스와 외부 공기를 혼합시켜 특정 방향으로 배출되도록 하는 장치이다. 일 예로 헬리콥터인 경우에는 도 3 및 도 4에서는 도시된 바와 같이 출구로 갈수록 상방향으로 완만하게 휘어지며 단면적이 점차 커지는 구조로 형성될 수 있다. 이러한 구조로 인해 혼합된 공기가 상부로 배출되면 헬리콥터 주로터의 하강풍에 의해 신속하게 주변 공기에 희석되는 이점이 있다. 또한, 디퓨져(140)는 상기 배기가스 노즐(110)과 결합하여 하나의 유로를 형성함으로써 엔진룸 내부의 공기를 환기시킨다. 엔진룸 내부와 디퓨져(140) 내부의 압력차에 의해 공기가 환기되는데 디퓨져(140)의 길이가 길수록 환기유량이 증가하는 경향이 있다. 디퓨져(140)의 길이 및 단면적은 배기가스 노즐(110)의 단면적의 크기를 고려하여 정하는 것이 바람직하고, 디퓨져(140)의 재질은 고온을 견딜 수 있으며 가벼운 티타늄과 같은 금속을 사용하는 것이 바람직하다. 그리고, 디퓨져(140)가 출구로 갈수록 단면적이 커지는 구조로 형성하게 되면 배기가스 속도를 낮추게 되어 출구 부분에서의 배압상승을 억제하는 효과가 있다. 즉, 배기가스 노즐(110)의 이젝터 효과에 의해 엔진룸 내부의 공기를 환기 시키기 위해서는 배기가스 배출 속도를 높여야 하는데 이렇게 될 경우 출구 부분의 배압이 상승되어 엔진의 성능이 저하되므로 이를 방지하기 위해서 출구로 갈수록 디퓨져(140)의 단면적이 커지도록 형성하는 것이다. 상기 페어링(151, 152)은 비교적 고온인 상기 배기가스 노즐(110) 및 상기 디퓨져(140)가 외부에 노출되는 것을 차단하는 역할을 하는 부분으로서 도 3 및 도 4에 도시된 바와 같이 상기 배기가스 노즐(110)을 외부와 차단시키기 위해 그 외주면에 이격 설치되는 제1페어링(151)과 상기 디퓨져(140)를 외부와 차단시키기 위해 그 외주면에 이격 설치되는 제2페어링(152)으로 구성될 수 있다. 제1페어링(151)은 고온의 배기가스 노즐(110)이 외부에 노출되지 않도록 하는 동시에 배기가스 노즐(110)의 외주면부터 이격되어 유로를 형성함으로써 엔진룸의 환기공기가 흐를 수 있도록 한다. 제2페어링(152)은 디퓨져(140) 보다 단면적을 크게 형성하여 디퓨져(140)에서 이격시키되, 디퓨져(140)와 동일한 형상으로 제작하는 것이 바람직하며, 이렇게 형성함으로써 디퓨져(140)가 외부에 노출되는 것이 차단된다. 디퓨져(140)는 고온의 배기가스에 직접 접촉하여 온도가 상승하므로 이를 외부와 차단하는 제2페어링(152)은 단열재로 제작하는 것이 바람직하다. 또한, 제1페어링(151)의 출구와 제2페어링(152)의 입구가 소정의 간격을 가지고 조합됨으로써 이 간격을 통해 도 3 및 도 8에 도시된 바와 같이 외부공기 3이 유입된다. 디퓨져(140)와 제2페어링(152) 사이가 이격되도록 형성되므로 그 사이의 공기유로를 통해 외부공기3이 통과하면서 디퓨져(140)와 제2페어링(152)을 냉각시키게 된다. 외부공기 3의 일부는 디퓨져(140) 내부로도 유입되어 배기가스를 냉각시키는데 사용된다. 상술한 바와 같이, 상기 디퓨져(140)는 상기 가스와 상기 외부공기를 혼합시켜 상방향으로 배출되도록 하는 것이 바람직하며, 이에 추가하여 상기 제2 페어링(152)의 출구 외주면의 가열방지 및 상기 디퓨져(140)출구에서의 배압상승 방지를 위하여 소정 각도로 상기 페어링(151, 152)의 상면에 결합하는 유동편향판(160)을 더 포함할 수 있다. 유동편향판(160)에 대해서는 도 3 및 도 4에 도시되어 있으며, 헬리콥터의 제자리 비행 상태에서는 문제가 되지 않지만 헬리콥터가 전진 비행을 하는 경우에는 그에 따른 자유 흐름의 영향으로 출구에서 실제 배기가스가 흐르는 유효단면적이 감소되어 출구에서 배압상승을 유발하게 된다. 유동편향판(160)은 이러한 문제를 방지하기 위해 설치되는 것으로서 도 3 및 도 4에 도시된 바와 같이 제2페어링(152) 상부에서 소정 각도로 형성된다. 이로 인해 전진 비행시 전방의 자유흐름이 배기가스와 직접 접촉하는 것을 지연시키고 전방의 자유흐름이 출구 좌우로 편향되어 흐르게 함으로써 출구의 유효단면적 감소가 최소화되고 배압상승이 억제된다. 배압이 낮아지면 엔진룸의 환기 유량도 비약적으로 상승하게 되고 이에 따라 냉각효과가 향상된다. 유동편향판(160)의 높이가 증가할수록 이러한 효과는 증가하지만 그와 동시에 유동편향판(160)에 작용하는 공기압에 의해 항력(drag)이 증가하므로 유동편향판(160)의 크기와 각도 등은 항력과 적외선 억제장치(100)의 성능을 고려하여 적절하게 설계해야 한다. 또한, 상기 유동편향판(160)은 고온 배기가스에 의해 상기 제2페어링(152)의 출구 측면이 가열되는 것이 방지된다. 헬리콥터가 전진 비행할 경우 상기 제2페어링(152)의 출구 측면으로 고속의 자유흐름이 형성되고 이 부분에 대기의 정압 보다 낮은 압력영역이 형성된다. 상기 제2페어링(152)의 출구로 분출된 배기가스의 일부는 압력이 낮은 출구 측면 방향으로 흘러 이 부분을 가열시킨다. 도 7에 유동편향판(160)이 없을 경우 가열되는 출구 측면부위를 사선으로 표기했다. 따라서 이러한 현상을 방지하기 위해 도 7에 도시된 바와 같이 유동편향판(160)을 설치하여 전방의 흐름을 일부는 상부로 이동시키고, 일부는 좌우로 분리시키는 것이다. 유동편향판(160)에 의해 출구 측면의 흐름을 박리되면 정압력이 높아지게 되고 배기가스가 출구 측면으로 흐르는 것이 줄어들게 되어 출구 측면의 가열이 방지된다. 또한, 상기 유동편향판(160)은 도 9에 도시된 바와 같이 상기 제2페어링(152)과 소정의 간격을 두고 설치될 수 있다. 유동편향판(160)과 제2페어링(152) 사이에 소정 높이로 하나 이상의 지지물(미도시)을 설치함으로써 유동편향판(160)과 제2페어링(152) 사이에 외부 공기가 흐를 수 있는 간격을 형성하는 것이 바람직하다. 이와 같이 형성되면 외부의 공기가 간격을 통과하여 흐를 수 있게 되므로 유동편향판(160)이 가열되는 것이 방지된다. 도 8은 헬리콥터에 장착된 적외선 억제장치(100) 내부의 유체흐름 구조를 도시한 도면이다. 엔진의 배기가스는 보통 600℃ 이상의 고온으로 유입된다. 이와 동시에 공기흡입관(121, 122)을 통해 외부공기1,2가 공기유도관(130)을 거쳐 배기가스와 같은 방향으로 분사된다. 외부공기1,2는 헬리콥터가 제자리 비행 중일 때에는 적외선 억제장치(100) 내외부의 압력차에 의해 유입되고, 전진 비행시에는 자유흐름의 동압증가에 의해 자연적으로 유입된다. 외부공기3은 제2페어링(152)과 제1페어링(151) 사이로 유입되어 일부는 제2페어링(152)과 디퓨져(140)에 의해 형성되는 틈으로 흘러 디퓨져(140)를 냉각시키고 일부는 디퓨져(140) 내부로 흘러 냉각류로 사용된다. 적외선 억제장치(100)로 유입되는 모든 외기는 디퓨져(140) 내에서 혼합되어 디퓨져(140) 출구를 통해 상부로 배출된다. 본 발명에 따른 적외선 억제장치(100)는 헬리콥터의 순항속도에서 약 250℃~300℃까지 배기가스의 온도를 감소시킬 수 있다. 상기 도 3 내지 도 9를 통해 도시된 본 발명의 일 실시예에 따른 헬리콥터 적외선 억제장치(100)는 엔진 배기가스 배출방향이 동체 종축과 동일한 방향일 때 적합한 것이다. 그러나 헬리콥터의 배기가스 배출 방향이 변경되더라도 본 발명의 배기가스 노즐(110)과 페어링(151, 152)의 입구부 형태를 약간만 변형하면 그대로 적용할 수 있으므로 헬리콥터의 외형과 배출구의 위치에 따라 유연하게 적용할 수 있다. 또한 적외선 억제장치(100)를 헬리콥터 내부에 설치할 경우에는 엔진덮개 외부면이 페어링(151,152)의 기능을 대체할 수 있으므로 적외선 억제장치의 중량을 절감할 수 있는 장점이 있다.
100: 적외선 억제장치 110: 배기가스 노즐
121: 제1공기흡입관 122: 제2공기흡입관
130: 공기유도관 140: 디퓨져
151: 제1페어링 152: 제2페어링
160: 유동편향판 |
