KR101750235B1 - 항공기 - Google Patents

항공기

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KR101750235B1
KR101750235B1 KR1020160022920A KR20160022920A KR101750235B1 KR 101750235 B1 KR101750235 B1 KR 101750235B1 KR 1020160022920 A KR1020160022920 A KR 1020160022920A KR 20160022920 A KR20160022920 A KR 20160022920A KR 101750235 B1 KR101750235 B1 KR 101750235B1
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한국항공우주산업 주식회사
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Abstract

본 발명은 동력원으로부터 분사되는 배기열이 감지장치로부터 감지되지 않도록 하는 항공기를 제공하기 위하여, 동력원이 마련되는 본체 및 상기 본체에 마련되어 상기 동력원으로부터의 배기열이 상기 본체 외측으로 분사되도록 하며, 상기 배기열의 분사량과 분사각도가 제어되도록 외형이 변화되는 분사부 및 상기 분사부 하측으로부터 상기 본체의 후미 방향으로 연장되어, 상기 본체에 틸팅 가능하게 연결되는 배기열 은폐부 및 상기 배기열 은폐부에 연결되며, 상기 분사부의 외형 변화에 연동하여 상기 배기열 은폐부의 틸팅 각도가 변화되도록 상기 배기열 은폐부의 동작을 제어하는 제어부를 포함한다. 이에, 항공기는 배기열을 지상으로부터 은폐하면서도 항공기의 고속/저속 운행에서 배기효율이 저하되는 것을 방지할 수 있는 효과가 있다.

Description

항공기{AIRCRAFT}
본 발명은 항공기에 관한 것으로, 보다 상세하게는 감지장치로부터 회피 가능한 항공기에 관한 것이다.
일반적으로 전투기 및 정찰기 등과 같은 일부 항공기에는 스텔스 기술이 적용되고 있다. 스텔스 기술은 레이더, 적외선 탐지기, 음향 탐지기 등과 같은 감지장치에 대항하는 은폐 기술로, 항공기가 감지장치로부터 회피 가능하게 한다.
이러한 스텔스 기술에 대한 종래 기술은 이미 "대한민국 공개특허공보 제 10-2012-0136283호(스텔스 항공기, 2012.12.18.)"에 의해 공지된 바 있다. 상기 공개특허는 레이저 반사율이 적은 구조로 마련되는 항공기 동체와 항공기를 추진시키기 위한 하나 이상의 터빈을 포함하는 것을 특징으로 한다.
그러나 일반적인 항공기의 경우 항공기 동체에 마련되는 터빈으로부터 항공기 후미로 배기열이 분사될 수 있다. 이에, 항공기 동체에 스텔스 기술이 적용되더라도 터빈으로부터의 배기열에 의해 항공기 위치가 감지장치에 탐지될 수 있는 문제점이 있었다.
대한민국 공개특허공보 제 10-2012-0136283호(스텔스 항공기, 2012.12.18.)
본 발명의 목적은 동력원으로부터 분사되는 배기열이 감지장치로부터 감지되지 않도록 하는 항공기를 제공하기 위한 것이다.
본 발명에 따른 항공기는 동력원이 마련되는 본체 및 상기 본체에 마련되어 상기 동력원으로부터의 배기열이 상기 본체 외측으로 분사되도록 하며, 상기 배기열의 분사량과 분사각도가 제어되도록 외형이 변화되는 분사부 및 상기 분사부 하측으로부터 상기 본체의 후미 방향으로 연장되어, 상기 본체에 틸팅 가능하게 연결되는 배기열 은폐부 및 상기 배기열 은폐부에 연결되며, 상기 분사부의 외형 변화에 연동하여 상기 배기열 은폐부의 틸팅 각도가 변화되도록 상기 배기열 은폐부의 동작을 제어하는 제어부를 포함한다.
상기 본체는 상기 분사부 하측에 냉각유로가 형성되도록 하는 하부 플레이트를 더 포함하고, 상기 배기열 은폐부는 상기 하부 플레이트에 연결될 수 있다.
상기 배기열 은폐부는 상기 하부 플레이트에 틸팅 가능하게 연결되는 판형의 은폐부와, 상기 은폐부의 상측에서 상기 은폐부에 틸팅 가능하게 연결되고 상기 배기열의 분사량과 분사각도에 따라 틸팅 각도가 변화되며 상기 배기열의 분사방향이 가이드되도록 하는 가이드부를 포함할 수 있다.
상기 가이드부는 판형으로 마련되며, 상기 하부 플레이트에 이웃하는 일측으로부터 상기 분사부의 끝단에 이웃하는 중심영역까지 상향 경사면이 형성되고, 상기 중심영역으로부터 타측으로 하향 경사면이 형성될 수 있다.
상기 항공기는 상기 분사부와 상기 상향 경사면 사이에는 상방 냉각유로가 형성되고, 상기 은폐부와 상기 가이드부의 바닥면 사이에는 하방 냉각유로가 형성될 수 있다.
상기 배기열 은폐부는 상기 가이드부의 일측으로부터 상기 은폐부를 향해 연장되어 상기 가이드부의 틸팅 각도에 따라 상기 하방 냉각유로가 개폐되도록 하는 개폐부를 포함할 수 있다.
상기 배기열 은폐부는 상기 하부 플레이트에 인접하는 상기 은폐부의 양 모서리영역으로부터 상향 돌출되어 상기 가이드부와 축 연결되는 지지부를 포함할 수 있다.
본 발명에 따른 항공기는 배기열을 지상으로부터 은폐하면서도 항공기의 고속/저속 운행에서 배기효율이 저하되는 것을 방지할 수 있는 효과가 있다.
이상과 같은 본 발명의 기술적 효과는 이상에서 언급한 효과로 제한되지 않으며, 언급되지 않은 또 다른 기술적 효과들은 아래의 기재로부터 당업자에게 명확하게 이해될 수 있을 것이다.
도 1은 본 실시예에 따른 항공기를 나타낸 사시도이고,
도 2는 본 실시예에 따른 항공기를 나타낸 측면도이고,
도 3은 본 실시예에 따른 항공기를 나타낸 블록 사시도이고,
도 4는 본 실시예에 따른 항공기의 제 1운행모드에서 배기열 차단유닛의 동작을 나타낸 동작도이고,
도 5는 본 실시예에 따른 항공기의 제 2운행모드에서 배기열 차단유닛의 동작을 나타낸 동작도이고,
도 6은 본 실시예에 따른 항공기의 제 3운행모드에서 배기열 차단유닛의 동작을 나타낸 동작도이고,
도 7은 본 실시예에 따른 항공기의 제 4운행모드에서 배기열 차단유닛의 동작을 나타낸 동작도이다.
이하 첨부된 도면을 참조하여 본 발명의 실시예를 상세히 설명한다. 그러나 본 실시예는 이하에서 개시되는 실시예에 한정되는 것이 아니라 서로 다양한 형태로 구현될 수 있으며, 단지 본 실시예는 본 발명의 개시가 완전하도록 하며, 통상의 지식을 가진 자에게 발명의 범주를 완전하게 알려주기 위해 제공되는 것이다. 도면에서의 요소의 형상 등은 보다 명확한 설명을 위하여 과장되게 표현된 부분이 있을 수 있으며, 도면 상에서 동일 부호로 표시된 요소는 동일 요소를 의미한다.
도 1은 본 실시예에 따른 항공기를 나타낸 사시도이고, 도 2는 본 실시예에 따른 항공기를 나타낸 측면도이다. 그리고 도 3은 본 실시예에 따른 항공기를 나타낸 블록 사시도이다.
도 1 내지 도 3에 도시된 바와 같이, 본 실시예에 따른 항공기(100)는 유인 항공기 또는 무인 항공기로 마련될 수 있다. 항공기(100)는 본체(100a)를 포함한다.
이러한 본체(100a)에는 엔진 또는 터빈 등과 같은 동력원(100b)이 마련될 수 있다. 그리고 본체(100a)에는 동력원(100b)으로부터 발생된 배기열을 본체(100a) 후미 방향으로부터 분사하여 본체(100a)에 추력이 제공되도록 하는 분사부(100c)를 포함한다. 여기서, 분사부(100c)는 복수 개로 마련될 수 있으며 분사부(100c)에 대해서는 이하 첨부된 도면을 참조하여 상세히 설명하도록 한다.
그리고 본체(100a)에는 스텔스 기술이 적용되어 레이더, 적외선 탐지기, 음향 탐지기 등과 같은 감지장치로부터 회피 가능하게 마련된다. 이때, 본체(100a) 외형에 적용되는 스텔스 기술은 본체(100a) 외형의 기하학적 형태 구조 또는 본체(100a) 표면에 페인트 형태로 도포된 레이더 흡수 물질 등에 의해 본체(100a)가 감지장치로부터 회피 가능하도록 한다. 다만, 이는 본 실시예를 설명하기 위한 일 실시예로 본체(100a)에 적용되는 스텔스 기술은 한정하지 않는다.
또한, 본체(100a)에는 랜딩기어 및 웨폰 베이와 같은 구성요소가 마련될 수 있으나, 이는 이미 공지된 기술로 상세한 설명은 생략하도록 한다.
한편, 분사부(100c)는 동력원(100b)으로부터의 배기열이 본체(100a) 외측으로 분사되도록 한다. 여기서, 분사부(100c)는 배기열의 분사량과 분사각도에 따라 외형이 변화 가능한 가변구조로 마련될 수 있다. 이러한 분사부(100c)는 본체(100a) 내부에 배치된 본체 제어부(100d)로부터 제공되는 신호에 따라 외형이 변화 가능하며, 예를 들어 추력 변화 시 외형이 변화될 수 있다.
분사부(100c)의 외형 변화에 대해 살펴보면, 먼저, 항공기(100)가 아음속 또는 경우에 따라 초음속으로 운행될 경우, 분사부(100c)는 외형 변화없이 배기열이 본체(100a) 후미를 향해 분사되도록 할 수 있다(도 4참조). 그리고 항공기(100)의 후부 연소기, 즉 애프터버너(After burner)가 작동될 경우, 분사부(100c)는 끝단 외경이 확장되며 배기열이 본체(100a) 후미를 향해 분사되도록 할 수 있다(도 5참조).
또한, 항공기(100)의 추력 방향이 변화되는 추력편향에 있어서, 배기열이 하방배기될 경우, 분사부(100c)는 끝단 외경이 하방을 향하도록 변화되며 배기열이 본체(100a) 후미 하방을 향해 분사되도록 할 수 있다(도 6참조). 그리고 배기열이 상방배기될 경우, 분사부(100c)는 끝단 외경이 상방을 향하도록 변화되며 배기열이 본체(100a) 후미 상방을 향해 분사되도록 할 수 있다(도 7참조).
한편, 본체(100a)에는 배기열 은폐장치(200)가 마련된다. 배기열 은폐장치(200)는 분사부(100c)로부터 본체(100a) 후미 방향으로 분사되는 배기열 분사 영역을 지면으로부터 은폐시켜 배기열이 감지장치에 의해 감지되는 것이 회피 가능하게 한다. 이러한 배기열 은폐장치(200)는 배기열 은폐부(210), 구동부(230) 및 제어부(250)를 포함할 수 있다.
먼저, 배기열 은폐부(210)는 분사부(100c) 하측에 마련된다. 여기서, 배기열 은폐부(210)는 분사부(100c) 하측에 냉각유로(110a)가 형성되도록 하는 본체(100a)의 하부 플레이트(110)에 틸팅 가능하게 연결될 수 있다. 이러한 배기열 은폐부(210)는 은폐부(211), 지지부(213), 가이드부(215) 및 개폐부(217, 도 4참조)를 포함할 수 있다.
먼저, 은폐부(211)는 일측이 하부 플레이트(110)에 축 연결되어 하부 플레이트(110)에 대하여 틸팅 가능하게 마련된다. 여기서, 은폐부(211)는 판형으로 마련되어 타측이 분사부(100c)의 끝단보다 본체(100a) 후미를 향해 보다 길게 연장될 수 있다. 이러한 은폐부(211)는 배기열이 지상에 배치된 감지장치에 의해 감지되는 것을 차단하며, 감지장치로부터 회피 가능하도록 스텔스 기술이 적용된다.
그리고 지지부(213)는 은폐부(211)와 가이드부(215)가 서로 연결되도록 한다. 여기서, 지지부(213)는 하부 플레이트(110)에 인접하는 은폐부(211)의 양 모서리영역으로부터 상향 돌출되어 가이드부(215)와 축 연결될 수 있다. 다만, 지지부(213)의 형태는 본 실시예를 설명하기 위한 일 실시예로 지지부(213)의 형태는 한정하지 않는다.
가이드부(215)는 지지부(213)와 축 연결되어 은폐부(211) 상측에 배치된다. 여기서, 가이드부(215)는 분사부(100c)와 은폐부(211) 사이에서 틸팅 가능하게 마련된다. 이러한 가이드부(215)는 분사부(100c)로부터의 배기열의 분사량과 분사각도에 따라 틸팅 각도가 변화되며, 배기열의 분사방향이 가이드되도록 할 수 있다.
가이드부(215)는 판형으로 마련될 수 있으며, 상부면이 상향 경사면(215a)과 하향 경사면(215b)으로 이루어질 수 있다. 여기서, 상향 경사면(215a)은 하부 플레이트(110)에 이웃하는 가이드부(215)의 일측으로부터 분사부(100c)의 끝단에 이웃하는 중심영역(215c)까지 형성될 수 있고, 하향 경사면(215b)은 중심영역(215c)으로부터 가이드부(215)의 타측까지 형성될 수 있다. 그리고 상향 경사면(215a)과 하향 경사면(215b) 하측에는 상향 경사면(215a)과 하향 경사면(215b)을 지지하는 바닥면(215d)이 형성될 수 있다.
이때, 분사부(100c)와 상향 경사면(215a) 사이에는 냉각유로(110a)와 연통되는 상방 냉각유로(110b)가 형성되고, 은폐부(211)와 가이드부(215) 사이에는 지지부(213) 사이 공간을 통해 냉각유로(110a)와 연통되는 하방 냉각유로(110c)가 형성된다. 이러한 냉각유로(110a)는 배기열에 의해 가열될 수 있는 분사부(100c) 주변 구조물을 냉각시킬 수 있다.
그리고 개폐부(217)는 가이드부(215)의 일측으로부터 하부 플레이트(110)와 은폐부(211)의 축 연결부위를 향해 연장된다. 이때, 개폐부(217)는 가이드부(215)에 고정 지지된 상태이며 은폐부(211)와 가이드부(215)의 틸팅 각도에 따라 하방 냉각유로(110c)가 개폐되도록 한다.
한편, 구동부(230)는 은폐부(211)와 가이드부(215)가 틸팅 가능하도록 구동력을 전달한다. 이러한 구동부(230)는 하부 플레이트(110)와 은폐부(211)의 축 연결부위에 마련되는 제 1구동부(231)와, 지지부(213)와 가이드부(215)의 축 연결부위에 마련되는 제 2구동부(233)를 포함할 수 있다. 여기서, 제 1 및 제 2구동부(230)는 각각 모터로 마련될 수 있으나, 제 1 및 제 2구동부(231, 233)의 위치 및 종류는 한정하지 않는다.
그리고 제어부(250)는 제 1 및 제 2구동부(231, 233)의 동작을 제어하여, 은폐부(211)와 가이드부(215)의 틸팅 각도가 변화되도록 한다. 이때, 제어부(250)는 분사부(100c)의 외형 변화에 연동하여 제 1 및 제 2구동부(231, 233)의 동작을 제어할 수 있으나, 이를 한정하지는 않는다.
또한, 본 실시예서는 항공기 제어부(250)와 제어부(250)가 각각 별도의 구성요소로 마련되는 것을 설명하고 있으나, 이는 본 실시예를 설명하기 위한 일 실시예로 제어부(250)는 항공기 제어부(250)에 포함될 수 있다.
한편, 이하에서는 항공기(100)의 추력 변화에 따른 분사부(100c)의 외형 변화와 연동하는 배기열 은폐장치(200)의 동작에 대해 첨부된 도면을 참조하여 상세히 설명하도록 한다. 다만, 상술된 구성요소에 대해서는 상세한 설명을 생략하고 동일한 참조부호를 부여한다.
도 4는 본 실시예에 따른 항공기의 제 1운행모드에서 배기열 차단장치의 동작을 나타낸 동작도이다.
도 4에 도시된 바와 같이, 본 실시예에 따른 항공기(100)는 아음속 또는 경우에 따라 초음속으로 운행 가능할 수 있다. 이때, 분사부(100c)는 외형 변화없이 배기열이 본체(100a) 후미를 향해 분사되도록 할 수 있다.
여기서, 배기열 은폐장치(200)는 제어부(250)가 제 1 및 제 2구동부(230)의 동작을 제어하여 배기열 분사 영역이 은폐부(211)에 의해 지면으로부터 은폐되도록 할 수 있다.
여기서, 은폐부(211)는 지면과 대략 평행하게 틸팅 각도가 제어되거나, 타측이 상향 경사지도록 틸팅 각도가 제어된다. 그리고 가이드부(215)는 하향 경사면이 분사부(100c)의 끝단과 대략 평행하게 틸팅 각도가 제어되어 분사부(100c)로부터의 분사되는 배기열이 수평 방향으로 가이드되도록 한다. 이에, 가이드부(215)가 배기열의 분사에 방해요소로 작용하지 않아 은폐부(211)가 배기열 분사 영역을 은폐하면서 분사 방해에 따른 항공기의 추력 저하가 발생되는 것을 방지할 수 있는 이점이 있다.
이때, 개폐부(217)는 가이드부(215)의 틸팅 각도에 따라 하방 냉각유로(110c)를 개방 또는 폐쇄할 수 있다. 여기서, 냉각유로(110a)로부터 상방 냉각유로(110b)로 제공되는 기체에 따라 분사부(100c)의 주변 구조물이 냉각될 수 있다.
또한, 본 실시예서는 배기열 은폐장치(200)의 상기 동작이 은폐부(211)와 가이드부(215)의 틸팅에 의해 수행되는 것을 설명하고 있으나, 상기 동작은 은폐부(211)와 가이드부(215)의 최초 자세일 수 있다.
도 5는 본 실시예에 따른 항공기의 제 2운행모드에서 배기열 차단장치의 동작을 나타낸 동작도이다.
도 5에 도시된 바와 같이, 본 실시예에 따른 항공기(100)는 후부 연소기가 작동됨에 따라 분사부(100c)의 끝단 외경이 확장될 수 있다.
여기서, 배기열 은폐장치(200)는 제어부(250)가 제 1 및 제 2구동부(230)의 동작을 제어하여 배기열 분사 영역이 은폐부(211)에 의해 지면으로부터 은폐되도록 할 수 있다.
여기서, 은폐부(211)는 하부 플레이트(110)와 대략 평행하게 틸팅 각도가 제어된다. 그리고 가이드부(215)는 바닥면(215d)이 은폐부(211)와 대략 평행하게 틸팅 각도가 제어된다. 이에, 가이드부(215)가 분사부(100c)로부터 확산되는 배기열 분사에 방해요소로 작용하지 않아 은폐부(211)가 배기열 분사 영역을 은폐하면서 분사 방해에 따른 항공기(100)의 추력 저하가 발생되는 것을 방지할 수 있는 이점이 있다.
이때, 개폐부(217)는 가이드부(215)의 틸팅 각도에 따라 하방 냉각유로(110c)를 개방하고 있는 상태로 냉각유로(110a)로부터의 기체가 상방 냉각유로(110b)와 하방 냉각유로(110c)를 통해 양분되도록 한다. 이에, 기체가 상방 냉각유로(110b)만을 통해 유동될 때 배기열 분사 영역에서 발생될 수 있는 와류를 방지할 수 있는 이점이 있다.
도 6은 본 실시예에 따른 항공기의 제 3운행모드에서 배기열 차단장치의 동작을 나타낸 동작도이다.
도 6에 도시된 바와 같이, 본 실시예에 따른 항공기(100)는 추력 편향에서 배기열의 하방배기를 위하여 분사부(100c)의 끝단 외경이 하방을 향하도록 변화될 수 있다.
여기서, 배기열 은폐장치(200)는 제어부(250)가 제 1 및 제 2구동부(230)의 동작을 제어하여 배기열 분사 영역이 은폐부(211)에 의해 지면으로부터 은폐되도록 할 수 있다.
여기서, 은폐부(211)는 타측이 하향 경사지도록 틸팅 각도가 제어된다. 그리고 가이드부(215)는 바닥면(215d)이 은폐부(211)와 대략 평행하게 틸팅 각도가 제어된다. 이에, 가이드부(215)가 분사부(100c)로부터 하향 배기되는 배기열 분사에 방해요소로 작용하지 않아, 은폐부(211)가 배기열 분사 영역을 은폐하면서 분사 방해에 따른 항공기(100)의 추력 저하가 발생되는 것을 방지할 수 있는 이점이 있다.
이때, 개폐부(217)는 가이드부(215)의 틸팅 각도에 따라 하방 냉각유로(110c)를 개방하고 있는 상태로 냉각유로(110a)로부터의 기체가 상방 냉각유로(110b)와 하방 냉각유로(110c)를 통해 양분되도록 한다. 이에, 기체가 상방 냉각유로(110b)만을 통해 유동될 때 배기열 분사 영역에서 발생될 수 있는 와류를 방지할 수 있는 이점이 있다.
도 7은 본 실시예에 따른 항공기의 제 4운행모드에서 배기열 차단장치의 동작을 나타낸 동작도이다.
도 7에 도시된 바와 같이, 본 실시예에 따른 항공기(100)는 추력 편향에서 배기열의 상방배기를 위하여 분사부(100c)의 끝단 외경이 상방을 향하도록 변화될 수 있다.
여기서, 배기열 은폐장치(200)는 제어부(250)가 제 1 및 제 2구동부(230)의 동작을 제어하여 배기열 분사 영역이 은폐부(211)에 의해 지면으로부터 은폐되도록 할 수 있다.
여기서, 은폐부(211)는 지면과 대략 평행하게 틸팅 각도가 제어되거나 타측이 상향 경사지도록 틸팅 각도가 제어된다. 그리고 가이드부(215)는 바닥면(215d)이 은폐부(211)와 대략 평행하게 틸팅 각도가 제어된다. 이에, 가이드부(215)가 분사부(100c)로부터 상향 배기되는 배기열 분사에 방해요소로 작용되지 않아, 은폐부(211)가 배기열 분사 영역을 은폐하면서 분사 방해에 따른 항공기(100)의 추력 저하가 발생되는 것을 방지할 수 있는 이점이 있다.
이때, 개폐부(217)는 가이드부(215)의 틸팅 각도에 따라 하방 냉각유로(110c)를 개방 또는 폐쇄할 수 있다. 여기서, 개폐부(217)는 냉각유로(110a)로부터의 기체가 상방 냉각유로(110b)를 통해 유동되도록 한다. 이때, 배기열이 상방 배기되고 있는 바, 상방 냉각유로(110b)로부터 분사되는 기체가 배기열의 방해요소로 작용되지 않을 수 있다.
이와 같이, 본 실시예에 따른 항공기는 배기열을 지상으로부터 은폐하면서도 항공기의 고속/저속 운행에서 배기효율이 저하되는 것을 방지할 수 있는 효과가 있다.
앞에서 설명되고, 도면에 도시된 본 발명의 일 실시예는, 본 발명의 기술적 사상을 한정하는 것으로 해석되어서는 안 된다. 본 발명의 보호범위는 청구범위에 기재된 사항에 의하여만 제한되고, 본 발명의 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자는 본 발명의 기술적 사상을 다양한 형태로 개량 변경하는 것이 가능하다. 따라서 이러한 개량 및 변경은 통상의 지식을 가진 자에게 자명한 것인 한 본 발명의 보호범위에 속하게 될 것이다.
100 : 항공기 100a : 본체
100b : 동력원 100c : 분사부　
100d : 본체 제어부 200 : 배기열 은폐장치
210 : 배기열 은폐부 211 : 은폐부
213 : 지지부 215 : 가이드부　
217 : 개폐부 230 : 구동부
231 : 제 1구동부 233 : 제 2구동부
250 : 제어부

Claims (7)

  1. 동력원이 마련되는 본체;
    상기 본체에 마련되어 상기 동력원으로부터의 배기열이 상기 본체 외측으로 분사되도록 하며, 상기 배기열의 분사량과 분사각도가 제어되도록 외형이 변화되는 분사부;
    상기 분사부로부터 분사되는 배기열을 상기 본체 하측으로부터 은폐시키기 위하여, 상기 분사부 하측으로부터 상기 본체의 후미 방향으로 연장되어, 상기 본체에 틸팅 가능하게 연결되는 배기열 은폐부; 및
    상기 배기열 은폐부에 연결되며, 상기 분사부의 외형 변화에 연동하여 상기 배기열 은폐부의 틸팅 각도가 변화되도록 상기 배기열 은폐부의 동작을 제어하는 제어부를 포함하는 항공기.
  2. 제 1항에 있어서,
    상기 본체는
    상기 분사부 하측에 냉각유로가 형성되도록 하는 하부 플레이트를 더 포함하고,
    상기 배기열 은폐부는 상기 하부 플레이트에 연결되는 것을 특징으로 하는 항공기.
  3. 제 2항에 있어서,
    상기 배기열 은폐부는
    상기 하부 플레이트에 틸팅 가능하게 연결되는 판형의 은폐부와,
    상기 은폐부의 상측에서 상기 은폐부에 틸팅 가능하게 연결되고 상기 배기열의 분사량과 분사각도에 따라 틸팅 각도가 변화되며 상기 배기열의 분사방향이 가이드되도록 하는 가이드부를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기.
  4. 제 3항에 있어서,
    상기 가이드부는 판형으로 마련되며,
    상기 하부 플레이트에 이웃하는 일측으로부터 상기 분사부의 끝단에 이웃하는 중심영역까지 상향 경사면이 형성되고, 상기 중심영역으로부터 타측으로 하향 경사면이 형성되는 것을 특징으로 하는 항공기.
  5. 제 4항에 있어서,
    상기 분사부와 상기 상향 경사면 사이에는 상방 냉각유로가 형성되고,
    상기 은폐부와 상기 가이드부의 바닥면 사이에는 하방 냉각유로가 형성되는 것을 특징으로 하는 항공기.
  6. 제 5항에 있어서,
    상기 배기열 은폐부는
    상기 가이드부의 일측으로부터 상기 은폐부를 향해 연장되어 상기 가이드부의 틸팅 각도에 따라 상기 하방 냉각유로가 개폐되도록 하는 개폐부를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기.
  7. 제 3항에 있어서,
    상기 배기열 은폐부는
    상기 은폐부의 양 모서리영역을 밑면으로 하여 상기 은폐부의 양 모서리영역으로부터 상향 돌출되어 상기 가이드부와 축 연결되는 지지부를 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기.
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