KR100435312B1

KR100435312B1 - 층류 제어 기능을 가진 리딩 에지 고양력 장치

Info

Publication number: KR100435312B1
Application number: KR10-1999-7006020A
Authority: KR
Inventors: 콜레트에드워드
Original assignee: 배 시스템즈 피엘시
Priority date: 1997-04-18
Filing date: 1998-04-20
Publication date: 2004-06-10
Also published as: CN1086664C; JP2000513673A; AU7064698A; KR20000062411A; GB9707888D0; EP1019283B1; EA000814B1; CN1243485A; AU724415B2; GB2324351A; CA2276438A1; DE69801589D1; BR9806725A; MY115402A; JP3320072B2; EA199900555A1; US6135395A; TW408077B; DE69801589T2; EP1019283A1

Abstract

본 발명은 항공기의 항력을 감소시키기 위한 방법 및 항공기의 날개 및 날개 어셈블리를 개시하고 있다. 본 발명의 항공기 날개 어셈블리는 주 날개부 및 리딩 에지 고양력(leading edge high lift)부를 포함하고 있다. 고양력부는 주 날개부와 결합되는 후퇴 위치 및 전개 위치 사이에서 이동이 가능하다. 고양력부의 외부 표면(22)의 적어도 상당한 부분이 통기성을 갖거나 다공화되어 있으며, 고양력부 내의 석션 통로(30)에 유체연통(流體交通)된다. 비행 중에, 상기 석션 통로에 석션이 인가됨으로써, 날개의 상부 표면 또는 하부 표면 위로의 난류 경계층의 코드방향(chordwise) 범위가 감소될 수 있다.

Description

층류 제어 기능을 가진 리딩 에지 고양력 장치 {LEADING EDGE HIGH LIFT DEVICES WITH LAMINAR FLOW CONTROL}

본 발명의 명세서 내에 기술된 용어인, 전방향(forward), 후방향(rearward), 상향(upper), 하향(lower), 코드방향(chordwise), 스팬방향(spanwise) 등은 항공기가 수평으로 직진할 때 항공기의 방향을 가르킨다.

지금까지, 항공기 설계자 및 항공 학자들은 항공기에 미치는 항력(drag), 특히, 공기의 유통이 항공기의 표면(surface), 즉 겉표면(skin)에 미치는 항력의 문제를 해결하기 위하여 많은 노력을 해왔고 많은 비용을 투자해왔다. 통상적으로, 표면상의 유통 특성을 향상시키기 위하여, 항공기 표면에 특별한 조직(組織)(texture)이나 미세한 구조물을 제공하여 그 표면을 매끄럽게 하는 방법들을 사용하여 왔다. 또 다른 방법으로, 강제 복합 층류(forced hybrid laminarflow)로 불리우는 경계층(boundary layer) 제어 방법을 사용하기도 해왔다. 이 과정에서, 층류 경계층은 난류 경계층의 발생(onset)을 지연시키기 위하여 가능한 한 젖은 표면 위에 머물러 있게 한다. 일반적으로 층류 경계층에서 난류 경계층으로의 전이를 완전히 방지하는 방법이 타당하지는 않지만, 난류 경계층의 발생을 지연시킴으로써 경계층을 보다 오랫동안 층류 상태에 머무르게 할 수 있고 이에 의해 항력을 감소시킨다. 이 과정에서의 주요 목적은 젖은 표면위로 층류를 유지시키는 것보다는 (비록 이 가능성을 배제하려는 의도는 아니지만) 난류의 활동개시를 지연시키는 것이므로 강제 복합 층류로 알려져 있다.

이 형태의 경계층을 제어하기 위하여, 수 마이크론(microns)의 직경을 가진 다수의 구멍을 표면에 형성하여, 표면위로 부압력(negative pressure)을 제공함으로써 상기 경계층이 표면에 고착될 수 있도록 한다. 상기 방법이 경계층의 성장비율을 감소시키고, 이에 의해 층류/난류 전이의 개시를 지연시킬 수 있다.

그러나, 상기 강제 복합 층류 항공기 날개에 대한 설계 방식이 봉착하는 주된 문제는 날개의 고정된 리딩 에지(leading edge)에 부피가 큰 덕트시설(ducting)을 설치하여, 날개 표면에 형성된 구멍을 통하여 공기를 흡입(draw)할 수 있을 정도의 석션(suction)을 인가하게 해야 한다는 것이다. 그러나, 필요한 덕트시설이 차지할 면적이 보통 날개의 전방 익형(forward spar)이 차지하는 면적을 초과한다.상기 덕트시설을 수용할 수 있도록 전방 익형을 후방으로 옮긴다는 것도 날개의 무게를 증가시킨다는 심각한 문제를 가지고 있다. 또한, 리딩 에지 슬랫(leading edge slat)을 갖춘 날개에서, 슬랫을 전개/후퇴시키고 가이드하는 메카니즘이 통상적으로 차지하고 있던 영역을 이제 큰 부피의 상기 덕트시설이 차지하게 될 수도 있다. 따라서, 상기 표면위로 강제 복합 층류를 형성하게 하는 날개 제작을 위한 노력의 한 예로, 크루거 플랩(Kruger flaps)을 도입하게 되었다. 크루거 플랩은 고정된 리딩 에지의 하부 전방 극단 즉 주 날개의 "D 노즈"(D nose)에 힌지(hinge)를 제공하고, 상기 D 노즈 하부의 일부분을 힌지(hinge)식으로 아래로/앞으로 움직이게 하는 것을 포함하고 있다. 그러나, 크루거 플랩(Kruger flaps)은 슬랫만큼 항공역학적인 면에서 효율적이지 않다.

그러므로, 주 날개부의 구조적인 설계는 고치지 않고 상기 기술된 중량 문제를 일으키지 않는 한도 내에서, 고양력(高揚力) 장치(high lift device)와 강제 복합 층류를 처리할 장치들을 결합한 날개 어셈블리에 대한 필요성이 대두되었다.

본 발명은 리딩 에지 고양력 장치(leading edge high lift device)를 포함하는 항공기 날개 어셈블리에 관한 것으로, 더욱 상세하게는, 항공기 날개의 상부 표면 및 하부 표면 중 적어도 한 면 위의 코드방향(chordwise) 난류 경계층(turbulent boundary layer)의 범위를 감소시키기 위한 수단을 포함하는 어셈블리에 관한 것이다.

도 1은 항공기 날개의 길이 방향의 절단면을 따라 리딩 에지 슬랫(leading edge slat)은 원래 위치로 복귀되어 있는 상태에서 본 발명에 따른 항공기 날개 어셈블리의 전방 부분을 도시하는 단면도이다.

도 2는 도 1과 유사하나, 상기 항공기 날개 어셈블리의 날개 근(wing root) 영역에서의 석션 텔리스코프(suction telescope)를 도시한 단면도이다.

도 3은 도 1 및 도 2의 어셈블리를 결합한 항공기의 포트 윙(port wing)의 내장 리딩부(in-board leading portion)를 위에서 본 평면도이다.

도 4는 리딩 에지 슬랫(leading edge slat)의 트레일링 에지(trailing edge)와 주 본체부(main body portion)와의 사이에 인터페이스를 도시한 상세도이다.

도 5는 상기 트레일링 에지부의 확대도이다.

도 6은 도 5의 트레일링 에지부를 화살표 A 방향에서 전방으로 도시한 도면이다.

본 발명은 주 날개부 및 일반적으로 주 날개부와 결합되어 있는 후퇴 위치(retracted position) 및 전방향 전개 위치(deployed position) 사이를 이동할 수 있는 리딩 에지 고양력부(leading edge high lift), 즉 리딩 에지 고양력 장치를 갖춘 항공기 날개 어셈블리를 제공하며, 상기 고양력부의 노출된 상부 표면의 상당한 부분이 통기성을 갖거나 다공화(perforate)되어 있으며, 상기 리딩 에지부와 연관된 석션 통로(suction passage)에 유체연통(flow communication)(流體連通)된다. 상기 구조에 의하여, 항공기 날개 상부 표면 및 하부 표면 중 적어도 한 면 위의 난류 경계층의 코드방향(chordwise) 범위를 감소시키도록 석션(suction)이 비행 중에 상기 석션 통로에 계속 인가될 수 있다.

또한 본 발명은 상기 기술된 날개 어셈블리를 결합한 항공기를 제공한다.

또한 본 발명은 주 날개부에 결합되면서, 후퇴 위치 및 전개 위치사이를 이동할 수 있는 리딩 에지 고양력 장치(leading edge high lift device)를 제공한다. 적어도 상기 고양력 장치의 노출된 상부 표면의 상당한 부분이 통기성을 갖거나 다공화되어 있으며, 상기 고양력 장치의 석션 통로(suction passage)에 유체연통(流體連通)되도록 된다. 상기 구조에 의하여, 비행 중에, 부압차(negative pressure difference)를 생성시키고 항공기 날개 상부 표면 및 하부 표면 중 적어도 한 면 위의 난류 경계층의 코드방향(chordwise) 범위를 감소시키기 위하여 석션(suction)이 인가될 수 있다.

또한 본 발명은 리딩 에지 고양력 장치를 갖춘 항공기 날개를 구비함으로써 항력을 감소시킬 수 있는 방법을 제공한다. 상기 방법은, 상기 고양력 장치의 노출된 상면의 상당한 부분에 통기성을 갖거나 다공화된 표면을 제공하는 단계 및 항공기 날개 상부 표면 및 하부 표면 중 적어도 한 면 위의 난류 경계층의 코드방향(chordwise) 범위를 감소시키기 위하여 상기 표면을 통하여 석션을 인가하는 단계를 포함한다.

전술한 본 발명의 실시예는 첨부한 도면을 참조하여 이하에서 더 상세히 기술한다.

날개 어셈블리는 상대적으로 고정된 주 날개부(10) 및 도 1의 도면부호(14)에 보인 것과 같이 곡선형 트랙을 따라 확장/후퇴하게 하는 메카니즘에 의해 주 날개부(10) 위에 장착되어서 상대적으로 이동 가능한 리딩 에지 슬랫(leading edge slat)(12)을 포함한다. 그리하여, 리딩 에지 슬랫(leading edge slat)(12)은 상기 주 날개부(10)에 일반적으로 원할하게 결합된 위치, 및 상방향 및 하방향으로 연장됨으로써 챔버와 날개의 유효 표면적을 증가시키고 고양력(高揚力)(high lift)을 획득하는 확장된 고양력(高揚力) 위치사이를 이동한다. 도 1에서 보는 바와 같이, 주 날개부(10)의 D 노즈(D nose)(16)부는 상대적으로 작은 횡단면적으로 되어있고, 상기 메카니즘(14)이 D 노즈의 영역 일부분을 차지하고 있다.

상기와 같은 배열에서, 주 날개부(10) 보다는 리딩 에지 슬랫(12)을 통해 석션(suction)을 인가함으로써 경계층(boundary layer)을 제어할 수 있다. 상기 경계층 제어를 위한 배관 시설 및 장치들은 대부분 리딩 에지 슬랫(12)에 배치될 수 있고 (상기 석션 텔리스코프(suction telescope) 또는 이하 기술될 텔리스코프는 제외), 물론 다른 배열에 의하여, 다공 구멍들(perforations)과 석션(suction)을 고정된 리딩 에지(leading edge)에 제공함으로써 부가적으로 보충할 수도 있다.석션의 정도를 제어하는 수단은 노출된 외부 표면(22) 위에 선택된 지점 또는 영역에 위치한다. 이 제어 수단은 슬랫인 고양력부(12) 내로 연장되고 상기 노출된 외부 표면(22)이 통기성을 갖거나 다공화된 부분 및 석션 통로(30)에 유체연통(流體連通)이 가능한 복수의 챔버(28)를 포함한다. 또한, 이 제어 수단은 챔버(28)로의 유체 흐름 또는 챔버(28)로부터의 유체 흐름을 조절하기 위하여 하나 이상의 챔버(28)와 연관된 하나 이상의 오리피스(36) 또는 제한된 통로를 포함한다.

상기 리딩 에지 슬랫(12)은 일반적으로 이중벽으로 된 볼록형태의 전방 섹션(18) 및 일반적으로 오목형태의 후방 표면(20)을 포함한다. 상기 이중벽구조의 전방 섹션(18)은 외부 표면(22) 및 내부 표면(24)으로 구성되어, 두 면은 항공기 겉표면의 안쪽으로 형성된 일련의 공기 석션 챔버들(air suction chambers)(28)을 구획지어 주며 대체로 스팬방향(spanwise)으로 길게 형성된 웹(26)에 의해 서로 연결되어 있다. 공기 석션 닥트(air suction duct)(30)는 상기 내부 표면(24) 및 후방 표면(20)이 함께 형성하는 공간으로 정해 진다. 특히 도 4에 도시된 바와 같이, 상기 구멍들(32)은 하부 섹션(section)(34)으로부터 일정거리 이격된 외부 겉표면 위의 상당한 부분에 형성되어 있다(도 1참조)(필요하다면, 상기 겉표면을 다공화할 수도 있음). 챔버(28)는 각각 일련의 오리피스(orifice) 즉, 공기 전달 포트(air transfer port)(36)를 통해 상기 공기 석션 닥트(air suction duct)(30)에 연통되어 있다. 상기 오리피스(36)의 크기는 날개의 코드방향(chordwise)에서 요구되는 압력 차등 프로파일(pressure differential profile)을 제공하도록 정해질 수 있다. 또한, 추가적으로 웹들을 적절히 설치하여 상기 챔버(28)를 더 작게 나눌 수도 있어서 스팬방향(spanwise)에서 압력을 조정하는 것도 가능하다.

도 4를 상세히 참조하면, 특별히 주 날개부와의 인터페이스 가까이, 리딩 에지 슬랫(12)의 트레일링 에지(trailing edge)(40)에는, 상기 슬랫의 후방 표면(20)과 주 날개면의 전방부에 의해 정해지는 공간과 연통되고, 도 5 및 도 6에 도시된 바와 같이, 주 날개부의 표면과 함께 일련의 석션 포트(suction ports)를 정해주는 일련의 채널(channels) 또는 홈(grooves)(42)이 형성된다. 상기 슬랫은 슬랫(12) 및 주 날개부(10) 사이의 갭(gap)을 밀봉하는 밀봉 수단인 밀봉 스트립(seal strip)(44)을 포함하고, 상기 슬랫의 후방 표면(20)은 상기 밀봉 스트립(44) 위로 슬랫(12) 및 주 날개부(10) 사이의 공간에 석션을 인가하는 오리피스, 즉 공기 전달 포트(air transfer port)(36)를 포함한다. 상기 배열로부터 슬랫의 트레일링 에지와 주 날개부사이의 접촉선(line of contact)(41)에 석션이 인가되고, 그 결과 인터페이스에서 시작되는 난류의 가능성이 감소될 수 있다.

일반적인 항공기 비행에서, 상기 슬랫(12)이 후퇴된 상태에서, 석션이 상기 공기 석션 덕트(30)에 가해지므로, 노출된 리딩 에지와 슬랫(12)의 상면 상에, 그리고 슬랫(12)의 트레일링 에지(40) 및 주 날개부(10) 사이의 인터페이스(41)에 인접하여 필요한 압력 프로파일이 제공되고, 층류로부터 난류로의 전이가 개시되는 것을 지연시킬 수 있다.

상기 석션은 다양한 방법으로 가해질 수 있는데, 도 2 및 도 3에 한 실시예가 도시되어 있다. 슬랫(12)의 가장 안쪽면의 공기 석션 닥트(30)는 슬랫(12)이이동하는 아크(arc)와 동심이 되도록 곡선을 이룬 석션 텔리스코프(telescope)(46)를 포함하는데, 석션 텔리스코프(telescope)(46)는, 항공기의 날개 근부(root portion) 내에 위치해 있으며, 석션 펌프(suction pump)(50)에 연결되어 있는 상대적으로 고정된 부분(48) 및 석션 텔리스코프(telescope)(46)의 말단(distal end)에 슬라이딩 가능하게 위치해 있고 공기 석션 덕트(30)에 유체연통되면서 상대적으로 이동 가능한 부분(52)을 포함하고 있다. 석션은 호스연결 및 적당한 밀봉(seals)을 사용하여 인접한 외부 슬랫(12)에서도 이루어질 수 있고, 또는 공동 석션 덕트가 날개의 상기 D 노즈(16)를 따라 스팬방향으로 연장될 수도 있다. 공동 석션 덕트는 하나 이상의 슬랫(12)을 담당(serve)하는 상기 이격된 석션 텔리스코프를 공급한다. 이 경우에, 석션 텔리스코프는 날개 파일론 포인트(wing pylon point)(54)에 위치시킬 수도 있다. 또는, 슬랫이 후퇴해 있을 때는, 석션이 대체적으로 비행중에만 필요하므로 상기 텔리스코프는 필요하지 않을 수도 있다. 이런 경우 상기 텔리스코프 대신에, 슬랫의 후퇴 상태에서는 석션 공급원과 밀봉 연통(sealed communication)이 가능하고 슬랫이 전개 상태에서 분리되는 덕트 설치 방식을 선택할 수도 있다. 상기 덕트 설치 방식은 상기 텔리스코프를 사용할 때보다 덜 무겁고 덜 복잡할 수도 있다.

상기 예시된 슬랫의 설계에서, 우리가 발견한 바로는 상기 다공 구멍을 현재의 방식에서 만큼 코드방향으로 후방으로 멀리 형성할 필요가 없을 수도 있다. 그러므로, 상기 슬랫에 다공 구멍을 제공할 때, 주 날개부(10)의 고정된 리딩 에지에는 약간의 구멍을 설치하든지 또는 더 이상의 다공 구멍을 설치하지 않는 것으로도 충분할 수 있다.

상기 예시된 실시예는 몇 가지 추가적인 장점들을 가지고 있다. 상기 슬랫(12)의 기하학적 구조때문에, 주 날개부의 구조를 상당히 변형시키지 않고도 고정된 주 날개부의 D 노즈(16)의 뒷부분인 슬랫에 다공 구멍을 설치하는 것도 가능하다. 슬랫(12)은 주 날개부의 고정된 리딩 에지를 보호하고, 리딩 에지에 미치게 될 손상(예를 들면, 새의 충돌)도 복구 수리하기에 더 어려운 고정된 리딩 에지보다는 슬랫이 대신 막을 수도 있다. 다공화된 상기 표면은 일반적으로 스테인레스 강(stainless steel) 또는 티타늄(titanium)으로 제조되고, 고정된 리딩 에지에서 강제 복합 층류에 대한 상기 처리 방식들에서, 상기 소재들의 혼합물 또는 다른 소재들과의 혼합물은 각 소재들의 상이한 구조적 특성 때문에 문제가 되는 것으로 증명됐다. 본 발명의 상기 슬랫은 다공화된 상기 표면과 동일한 소재로 제조되거나, 또는 조합 가능한 소재들로 제조된다.

Claims

주 날개부(main wing portion)(10), 및

상기 주 날개부와 결합된 후퇴 위치(retracted position) 및 전방향(前方向) 전개 위치(deployed position) 사이를 이동할 수 있는 리딩 에지 고양력 장치(12)

를 포함한 항공기 날개 어셈블리에 있어서,

상기 고양력 장치의 외부 표면(22)의 상당한 부분이 통기성을 갖거나, 다공화(多孔化)(perforate)되어 있고, 상기 고양력 장치와 연관된 석션 통로(suction passage)(30)와 유체연통(流體連通)이 가능하도록 하여, 비행 중에 항공기 날개의 상부 표면 및 하부 표면 중의 적어도 한 표면 상의 난류 경계층(turbulent boundary layer)의 코드방향(chordwise) 범위를 감소시키도록 석션(suction)이 상기 석션 통로(30)에 인가될 수 있는

항공기 날개 어셈블리.
제1항에 있어서,

노출된 상기 외부 표면(22) 위에 선택된 지점들 또는 영역에 석션의 정도를 제어하는 수단을 포함하는 항공기 날개 어셈블리.
제2항에 있어서,

상기 제어 수단이 상기 고양력 장치(12) 내로 연장되고, 노출된 상기 외부 표면(22)이 통기성을 갖거나 다공화된 부분 및 상기 석션 통로(30)에 유체연통(流體連通)이 가능한 복수의 챔버(28)를 포함하는 항공기 날개 어셈블리.
제3항에 있어서,

상기 제어 수단이 상기 챔버(28)로의 유체 흐름 또는 상기 챔버(28)로부터의 유체 흐름을 조절하기 위하여 하나 이상의 챔버(28)와 연관된 하나 이상의 오리피스(36) 또는 제한된 통로를 포함하는 항공기 날개 어셈블리.
제3항 또는 제4항에 있어서,

상기 챔버(28)가 각각 가늘고 길며, 대체로 스팬방향(spanwise)으로 연장되는 항공기 날개 어셈블리.
제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서,

상기 리딩 에지 고양력 장치는 트레일링 에지 영역(trailing edge region)(40)을 포함하는 슬랫(12)을 포함하되, 상기 슬랫(12)이 후퇴 위치에 있을 때, 상기 트레일링 에지 영역은 상기 주 날개부(10)와 접촉해 있거나 매우 근접해 있으며,

상기 슬랫의 트레일링 에지 영역과 상기 주 날개부(10)와의 사이의 인터페이스(interface) 영역(41)에 공기를 흡인하거나 석션을 인가할 수 있는 통로 (passage) 또는 홈(grooves)(42)을 추가로 포함하는

항공기 날개 어셈블리.
제6항에 있어서,

상기 통로 또는 상기 홈이 상기 주 날개부(10)와 면하는 상기 슬랫(12)의 표면(20)에 상기 석션 통로(30)와 유체연통하는 오리피스를 포함하는 항공기 날개 어셈블리.
제7항에 있어서,

상기 통로 또는 상기 홈이 상기 슬랫의 트레일링 에지 영역(40)내에서 대체로 스팬방향으로 이격된 복수의 채널(channels)(42)을 포함하고, 상기 채널(42)은 상기 슬랫(12)이 후퇴 위치에 있을 때, 주 날개부(10)의 근접한 표면과 협력하여 상기 인터페이스 영역(41)에서 복수의 석션 포트를 정해주는 항공기 날개 어셈블리.
제6항에 있어서,

상기 슬랫(12)이 후퇴 위치에 있을 때 상기 슬랫의 후방 표면(20) 및 상기 주 날개부(10)와의 사이의 밀봉을 제공하기 위해 대체로 스팬방향으로 연장되는 밀봉 스트립(44)을 포함하는 항공기 날개 어셈블리.
제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서,

상기 석션 통로(30)에 석션을 인가하는 하나 이상의 석션 펌프(50)를 포함하는 항공기 날개 어셈블리.
제10항에 있어서,

상기 석션 펌프(50)가 상기 주 날개부(10)에 위치하며, 상기 주 날개부와 상기 고양력 장치 사이에 연장되는 연장 가능한 석션 덕트 수단(46)을 통해 상기 고양력 장치(12)와 유체연통되는 항공기 날개 어셈블리.
제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서,

하나 이상의 고양력 장치(12)를 추가로 포함하며,

상기 고양력 장치(12)는 서로에 대해 스팬방향으로 배열되어 있고, 상기 고양력 장치는 각각 적어도 하나 이상의 다른 고양력 장치의 석션 통로(30)에 유체연통되는 상기 석션 통로(30)를 포함하는 항공기 날개 어셈블리.
제12항에 있어서,

상기 적어도 하나 이상의 다른 고양력 장치의 석션 통로(30)와의 유체연통이 근접해 있는 고양력 장치들 사이의 추가적인 밀봉 작용을 통해서 이루어지는 항공기 날개 어셈블리.
제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 따른 날개 어셈블리를 포함하는 항공기.
후퇴 위치(retracted position) 및 전개 위치(deployed position) 사이를 이동하기 위한 주 날개부(10)와 함께 사용되는 리딩 에지 고양력 장치(leading edge high lift device)(12)에 있어서,

상기 고양력 장치의 외부 표면(22)의 상당한 부분이 통기성을 갖거나 다공화되어 있고 상기 고양력 장치와 연관된 석션 통로(suction passage)(30)에 유체연통(流體交通)이 가능하도록 하여, 비행 중에 부압력차(negative pressure difference)를 생성시키는 항공기 날개의 상부 표면 및 하부 표면 중 적어도 한 표면 상의 난류 경계층의 코드방향(chordwise) 범위를 감소시키도록 석션이 인가될 수 있는 리딩 에지 고양력 장치.
제15항에 있어서,

상기 고양력 장치의 트레일링 에지 영역(40)내에 대체로 스팬방향으로 이격된 일련의 채널들(42)을 포함하는 리딩 에지 고양력 장치.
리딩 에지 고양력 장치(leading edge high lift device)(12)를 구비한 항공기 날개와 연관된 항력(抗力)(drag)을 감소시키는 방법에 있어서,

상기 고양력 장치의 노출된 외부 표면(22)의 상당한 부분에 통기성 표면이나 다공화 표면을 제공하는 단계, 및

항공기 날개의 상부 표면 및 하부 표면 중 적어도 한 표면 상의 난류 경계층의 코드방향(chordwise) 범위를 감소시키기 위해 상기 표면을 통해 석션을 인가하는 단계

를 포함하는 항력 감소 방법.