KR101840507B1 - 개선된 공기역학적 성능을 가진 항공기 - Google Patents

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Abstract

개선된 공기역학적 성능을 가지고 중간- 높은 입사각에서 매우 양호한 공기역학적 거동 및 방향 안정성을 유지하기 위한 항공기(10). 상기 항공기(10)는 형성된 날개(18,20)들이 연결된 동체(12) 및 노우즈(52)를 포함한다. 상기 항공기(10)는, 날개의 리딩 엣지를 시작위치(root)연장시키는 연장부(LEX)의 와류 제어장치(72)를 포함하여 중간- 높은 입사각에서 상기 LEX에 의해 발생된 와류의 폭발을 균형상태로 만든다. 상기 항공기는 항공기의 적어도 한 개의 고온부분에서 입사 레이더 파를 소멸(dissipating)시키는 적어도 한 개의 소멸 장치를 포함하고 분리될 수 있는 장비를 포함한다.

Description

개선된 공기역학적 성능을 가진 항공기{AIRCRAFT WITH IMPROVED AERODYNAMIC PERFORMANCE}
본 발명은, 보조적인 작동성능을 가지고 높은 공기역학적 성능과 높은 성능을 가진 항공기의 구조에 관한 것이다.
다수 형태의 항공기는, 수행되는 임무를 고려할 때 용이하게 조종되고 특수한 동역학적 특성을 가져야 한다.
상기 항공기는 종종, 높은 입사(incidence)에서 비행하여 비행공간내에서 작동해야하고, 이것은 특히 각 시간에 항공기의 속도 벡터에 대해 항공기가 형성하는 입사각으로 언급된다.
상기 비행조건에서, 항공기는 비행 위상동안 안전한 비행 조정(flight trim)을 유지하기 위해 매우 안정해야하고 조종사에 의해 용이하게 제어될 수 있어야 한다.
상기 안정 상태는, 불필요한 비행효과를 차단하기 위한 하중 및 모멘트(moment)의 발생을 허용하는 특수 자동 제어장치를 이용하여 구해진다.
중력 중심의 위치와 수평 테일(tail) 판들의 치수사이에 최적화된 비율을 통해 피치(pitch) 축을 따라 항공기의 안정상태가 적합하게 균형을 이룰 때, 상당한 입사각에 의해 (롤(roll) 및 요우(yaw) 축을 따라) 횡방향 불안정성이 어렵게 제어되고, 심지어 정교한 자동제어장치를 채택하는 것이 어려워질 수 있다.
이와 관련하여, 제어가능성을 증가시키고 예정된 경로로부터 항공기가 불필요하게 이탈하는 것을 방지하도록 용이하게 조종하기 위해 상당한 입사각까지 항공기의 횡방향 안정성을 최대화하는 것이 필요하다.
종래기술에 따라 특히 최근에, 항공기의 동체 및 다른 부품들의 항공역학적 프로파일을 개선하여 상기 불안정성 문제를 해결하려는 시도들이 있었지만 특별히 유효한 결과는 없었다.
전장에서 항공기를 이용하려면, 항공기는 레이더 시스템에서 보이지 않아야 한다.
공지된 형태의 항공기가, 상기 목적을 위해 연구되고 즉, 레이더시스템에 보일 수 없는 매우 정교한 구조를 가진 "스텔스(stealth)"로서 알려져 있다.
스텔스 항공기의 구조는, 방사된 전자기파의 관측지점을 향해 반사를 상당히 감소시켜서 항공기는 레이더 시스템에서 사실상 보이지 않게 한다.
또한 상기 항공기는 입사된 전자기파를 흡수하는 흡수성 페인트로 완전히 도색되어, 항공기는 레이더 시스템에 사실상 보이지 않게 된다.
상기 방법은, 항공기 자체를 구성(realization)하기 위해 비용이 들고 항공기의 공기역학적 구조는 바람직하지 못해서 높은 입사각으로 비행하는 동안 항공기의 거동은 비효율적으로 만든다.
상기 요건에 대하여, 본 발명의 목적은 상기 문제점을 회피하는 것이고 특히 개선된 공기역학적 성능을 가져서, 주로 높은 입사각으로 비행하는 경우에 항공기의 거동을 최적화하는 항공기의 구조를 제안하는 것이다.
본 발명의 또 다른 목적은, 개선된 공기역학적 성능을 가져서, 얇은 프로파일과 가변 중심선을 가지고 신장(elongation)이 적고 "버핏(buffet )" 효과 특징을 감소시킬 수 있는 항공기의 구조를 제공하는 것이다.
본 발명의 또 다른 목적은, 높은 공기역학적 성능을 가진 항공기 구조를 실현하여, 저항, 안정성 및 종방향 제어와 관련하여, 동체 및 수평 테일 판의 벽과 인접한 엔진 젯(engine jet)에 의해 발생되는 부정적 효과와 횡방향 안정성의 손실을 성공적으로 방지하는 것이다.
본 발명의 또 다른 목적은, 개선된 공기역학적 성능을 가진 항공기 구조를 실현하여, 일반적으로 높은 입사각에서 항공기의 거동을 최적화하여 스핀(spin)으로부터 탈출할 수 있게 하는 것이다
본 발명의 또 다른 목적은, 높은 공기역학적 성능을 가진 항공기 구조를 실현하여, 예를 들어, 레이더 신호를 감소시키고 제거할 수 있는 적어도 한 개의 전투 장비의 설치를 허용하고 항공기가 사실상 레이더 시스템에 보이지 않게 하는 것이다.
상기 목적 및 다른 목적들이, 간략한 설명을 위해 언급되는 제 1 항의 개선된 공기역학적 특징을 가진 항공기의 구조에 의해 달성된다.
유리하게, 본 발명의 주제인 항공기는 특히, 제 2 작동능력을 가지고 높은 성능을 가진 항공기로서 설계된다.
구조는 트윈 엔진이며, 매우 특수한 일련의 설계특성들을 가지는 것을 특징으로 한다.
상호연결된 비행 명령부(flight commands)들을 가지고 양측식(two- sided)(탠뎀(tandem)) 캐빈은 우선, 사실상 원형 및 가변 단면을 가지고 작전용 버전을 위해 레이더가 일체로 구성될 수 있고 높은 입사각에서 비행에 최적화되고 작은 신장을 가진 노우즈에 대해 나란히 배열된다.
상기 노우즈의 형상 및 치수 특성은, 중간- 높은 입사각에서 항공기의 공기역학적 특징에 대해 노우즈의 와류간섭(vortex interference)을 감소시키기 위해 최적화된다. 또한 상기 특징에 의해 높은 입사각에서 원형 또는 타원형 단면을 가진 종래기술의 노우즈에서 전형적인 방향 비대칭성이 감소될 수 있다.
또한, 상기 날개 프로파일은 최근에 제공된 프로파일에 대해 수정되어 날개 프로파일이 가변 중심선을 가진 얇은 프로파일 및 작은 신장을 가진 날개들의 버핏효과 특성을 최소화하는 시스템과 일체로 구성된다.
리딩 엣지 연장부(LEX, Leading Edge Extension)에 의해 발생되는 와류가 대칭적으로 형성되면 중간- 높은 입사각에서 항공기의 횡 방향 안정성 및 제어가 유지되기 때문에, 공기역학적 설계에 의하면 리딩 엣지 연장부의 와류 제어장치는 중간- 높은 입사각에서 리딩 엣지 연장부에 의해 발생되는 와류를 대칭적으로 형성하도록 배열된다.
본 발명을 따르는 연습용 항공기는, 엔진과 적합한 유체 동역학적 연결부(interface) 및 성능을 보장하기 위한 엔진 공기 흡인구를 추가로 포함한다. 상기 계획에 의하면, 리딩 엣지 연장부와 일체로 형성된 공기 흡인구의 상측부에서 전형적인 경계층이 형성(integration)되는 것이 불필요하다.
수평 및 수직 테일 판이 분리되면, 후방 동체에 의해 발생되는 공기역학적 저항이 감소될 수 있고 항공기의 스핀(spin) 거동이 최적화되며 높은 입사각에서 항공기의 공기역학적 계획이 개선될 수 있다.
마지막으로, 항공기의 레이더 신호를 감소시키기 위한 제거 장비는, 항공기(V)의 공기역학적 특징을 유지하면서 항공기의 적어도 한 개의 고온 부분에 적용될 수 있다.
본 발명의 또 다른 목적 및 장점들이 본 발명을 제한하지 않고 단지 예로서 제공된 첨부된 도면들 및 하기 설명으로 명확해 진다.
도 1은, 본 발명에 따라 설계된 항공기 특히 연습용 항공기를 도시한 측면도.
도 2는, 본 발명에 따라 설계된 항공기 특히 연습용 항공기를 도시한 평면도.
도 3은, 본 발명에 따라 설계된 항공기 특히 연습용 항공기를 도시한 저면도.
도 4는, 본 발명에 따라 설계된 항공기 특히 연습용 항공기를 도시한 정면도.
도 5는, 본 발명에 따라 설계된 항공기 특히 연습용 항공기를 도시한 배면도.
도 6은, 도 2의 선 VI- VI를 따라 본 단면도.
도 7은, 본 발명에 따라 설계된 항공기의 상세한 구조를 도시한 부분 확대도.
도 8은 도 7의 선 VIII- VIII를 따라 본 단면도.
도 9는, 도 7의 선 IX- IX를 따라 본 단면도.
도 10은, 도 7의 선 X- X를 따라 본 단면도.
도 11은, 도 7의 선 XI- XI를 따라 본 단면도.
도 12는, 도 7의 선 XII- XII를 따라 본 단면도.
도 13은, 도 7의 선 XIII- XIII를 따라 본 단면도.
도 14는, 도 7의 선 XIV- XIV를 따라 본 단면도.
도 15는, 도 7의 선 XV- XV를 따라 본 단면도.
도 16은, 도 7의 선 XVI- XVI를 따라 본 단면도.
도 17은, 도 7의 선 XVII- XVII를 따라 본 단면도.
도 18은, 본 발명에 따라 설계된 항공기의 상세한 구조를 도시한 확대 사시도.
도 19A, 도 19B 및 도 19C는, 본 발명을 따르는 항공기를 서로 다른 투시도로서 도시하는 도면들로서, 전형적으로 가장 중요하고 레이더 신호의 감소장비를 통해 레이더 시스템에 의해 보이지 않게 형성될 수 있는 고온 부분(hot portions)들이 확인된다.
도 20은, 본 발명을 따르는 항공기의 투명한 표면들에 형성되는 금속화(metallization)부분을 도시한 단면도.
도 21A 및 도 21B는, 본 발명에 따라 항공기의 부착 변부들이 레이더 시스템에 보이지 않게 만드는 커버 부분을 도시한 도면으로서, 도 21A는 커버 부분의 단면 사시도이고 도 21B는 횡방향 단면도이다.
도 22A 및 도 22B는, 동체의 제 1 세로 좌표를 위한 장치를 도시한 도면으로서, 도 22A는 장치의 위치를 도시하고, 도 22B는 본 발명에 따라 항공기를 구성하는 동체의 제 1 세로좌표가 레이더 시스템에 보이지 않게 만들기 위한 커버의 일부분을 도시한 정면 단면도.
도 23A, 도 23B 및 도 23C는, 본 발명에 따라 항공기의 엔진 면(engine face)이 레이더 시스템에 보이지 않게 만들기 위한 그리드(grid)를 도시한 도면들로서, 도 23A는 그리드의 사시도이고, 도 23B는 그리드의 상세 단면도이며, 도 23C는 일단 제거된 그리드를 대신할 대체구조를 도시한다.
도면들을 참고할 때, 본 발명을 따르고 개선된 공기역학적 성능을 가진 구조를 포함하며 특히 연습용 항공기인 항공기(10)가 도시된다.
항공기(10)는 상부 벽(14) 및 하부벽()을 가진 동체(12)를 포함하고 상기 동체(12)에 각각 연결된 한 개의 우측 날개(18) 및 한 개의 좌측 날개(20)를 포함한다.
우측 날개(18)는 날개 단부(22)를 가지고 좌측 날개(20)는 단부(24)를 가진다.
상기 항공기(10)는, 테일 드리프트(tail drift) 또는 수직 테일 판(tail plane) (38)에 장착된 방향 러더(directing rudder)(34) 및, 각각 단부(30,32)를 가진 우측 수평 스태빌라이저(26) 및 좌측 수평 스태빌라이저(28)를 포함한 수평 테일 판(44)을 포함한다.
본 발명을 제한하지 않지만 선호되는 실시예에 있어서, 상기 설명과 같이, 전형적인 구조는, 각각 배출구 콘(cone)(60)들을 가진 해당 터보 젯(turbo- jet)(48)의 유입구를 위한 두 개의 공기 흡인구(46)를 가진 트윈 엔진(twin engine)이다.
마지막으로, 항공기(10)의 작전(operative version)을 위해 일체로 구성될 수 있는 노즈(nose)(52)와 근접한 위치에, 서로 연결된 비행 명령부(flight commands)들을 가진 양측식(two- sided)(텐댐식(tandem)) 조종석(cockpit)(54)이 설치되고, 상기 조종석은 위드실드(windshield)(62)에 의해 보호되며, 프로브(probe)(58)가 비행중인 항공기(10)의 재급유 작업을 위해 제공될 수 있다.
도 2 및 도 3을 참고할 때, 항공기(10)의 각각의 날개(18,20)는 이중 슬롯(double slot)을 가지며 이륙과 착륙을 위한 외부 에일러론(ailerons)(56) 및 내부 플랩(flap)(64)들을 가지고, 상기 에일러론 및 플랩은 날개(18,20)의 후방 프로파일 또는 트레일링 엣지(trailing edge)에 제공되며, 리딩 엣지(68)에 제공된 날개 조종 프로파일 또는 이동식 리딩 엣지(leading edge)(리딩 엣지 드룹(droop))(66)의 최적화장치를 가지고, 상기 리딩 엣지의 프로파일은 본 명세서에 언급된 일반적인 공기역학적 고려를 기초하여 특정 기하학적 형상에 따라 제공된다.
좀더 구체적으로, 본 발명을 따르고 높은 공기역학적 성능과 비행 안정성을 구하기 위한 항공기(10)의 기술적 특징은 다음과 같다.
우선 공기역학적 특징에 의하면, 중간- 높은 입사각(medium- high incidence)에서 리딩 엣지 연장부(LEX, Leading Edge Extension)의 와류 제어장치(LVC, LEX Vortex Controller)(도 1의 도면부호 72)가 제공된다.
사실상, (본 발명의 경우에서와 같이) 전체 날개면적의 6.4%에 해당하는 평면 고딕(plan gothic) 형상을 가진 리딩 엣지 연장부가 제공되면, 높은 입사각에서 와류 양력(vortex lift)이 발생될 수 있고, 리딩 엣지 연장부의 단부에 와류제어장치(72)가 일체로 구성되어 리딩 엣지 연장부의 설계는 더욱 정교해져서 요우(yaw) 자세 및 높은 입사각에서 와류의 대칭적 발생(symmetrical explosion)을 보장하며 그 결과 횡 방향 안정성의 상실을 방지한다.
와류제어장치(72)의 치수는 와류제어장치를 향하는 리딩 엣지 연장부의 치수에 의존하고, 모든 경우에서 상기 리딩 엣지 연장부가 증가할수록 상기 리딩 엣지 연장부의 와류제어장치는 커진다. 해당 리딩 엣지 연장부의 와류제어장치의 높이 및 한 개의 리딩 엣지 연장부의 표면사이의 비율에 관하여 치수공차가 정의될 수 있고, 따라서 상기 비율의 설계값은 2.35m이고, 적용되는 오차범위는 상기 설계값에 대해 +100% 내지 - 50%이다.
중간- 높은 입사각에서 항공기(10)의 공기역학적 특징에 대해 노우즈의 와류간섭(vortex interference)을 감소시키기 위해 항공기(10)의 노우즈(52)가 가지는 형상과 노우즈의 치수 특징이 추가로 최적화된다. 상기 특징은 추가로, 높은 입사각에 의해 방향 비대칭성(directional asymmetries)을 감소시킬 수 있고, 상기 비대칭성은 종래기술의 원형 또는 타원형 단면을 가진 노즈의 전형이다.
본 발명을 따르는 항공기(10)의 노즈(52)("전방몸체(forebody)")는, 팁(tip)(74)으로부터 시작하여 리딩 엣지 연장부(LEX)의 정점과 연결되는 코너까지 서로 다른 기하학적 형상을 가진 일련의 단면들을 가진다.
팁(74) 및 (사실상 조종석(54)이 시작되는 위치의) 고도(76)에서 기준 단면까지 서로 다른 기하학적 형상을 가진 노즈의 연속적인 단면들이 본 발명을 제한하지 않는 선호되는 실시예로서 도 8 내지 도 17에 도시되고, (도 8 내지 도 11에 도시된) 낮은 연장부를 가진 원형 단면으로부터 (도 12 내지 도 17에 도시된) 타원형 또는 돔(dome) 형상을 가진 단면으로 전환되는 것을 추정할 수 있다.
상기 도면에 의하면, 종방향 축(K)에 대하여 팁(74)으로부터 도 17의 기준단면까지 노우즈(52)의 오프셋 위치가 도시될 수 있다.
특히 본 발명의 선호되는 실시예에 의하면, 팁(74)으로부터 선 XVII- XVII(기준 L)를 따라 형성된 단면까지 형성된 노우즈(52)의 길이 및, 노우즈의 단면 (도 17에 도시된 단면)이 가지는 두 개의 절반 축(half axes)들의 길이(A 및 B)들사이의 평균에 관한 비율은 ±10%의 오차를 가진 1.873의 값을 가진다.
비행중 공기역학적 상태에 관하여 특수 구조 및 구조의 고려가, 항공기(10)의 정점 또는 팁(74)으로부터 선 XVII-XVII을 따르는 기준 단면까지 노우즈(52)의 단면 전개에 의해 상기 매개변수의 조합으로부터 유도된다.
도 18에서 상세히 도시된 엔진의 공기 흡인구(air intake)(46)가, 주로 관련 터보젯 엔진과 적절한 유체동역학적 인터페이스에 관해 항공기(10)의 성능을 보장한다.
공기 흡인구(46)는 이볼류티브 리딩 엣지(evolutive leading edge)에서, 하측 부분에 대한 높은 입사각에 기인한 내측부에서 형성되는 엔진 페이스(engine face)(47)에 대한 변형을 감소시키고 외측부에서 형성되는 블리드 저항(bleed resistance)을 감소시키기 위해 최적화된 반경을 가진다.
특히, 내부 립(lip)(76A)의 리딩 엣지에서 평균 반경은 7mm이고, 하부 립(78)의 평균 반경은 17.5mm이며 외부 립(80)의 평균 반경은 14mm 이므로, 공기 흡인구의 포착면적은 0.322m2 이며, 공기흡인구의 스로트(throat) 면적은 대략 0.257m2 이고 엔진에서 유입구 면적은 대략 0.273m2 이다 ( 상기 치수들은 공기 흡인구에 관한 것임을 기억해야 한다).
상기 리딩 엣지 연장부의 길이와 형상사이의 특수 관련에 의해, 상기 공기 흡인구(46)는 리딩 엣지 연장부와 일체로 구성된 각각의 흡인구의 상측부에서 경계층의 전형적인 스페이서(spacer)("다이버터(diverter)")를 가지지 않는다. 사실상, 상기 리딩 엣지 연장부는 높은 입사각에서 유동 직선화 쉴드(flow straightening shield)로서 작용한다.
상기 공기 흡인구 시스템은 또한, 날개(18,20)와 동체(12)사이에 형성된 연결부 후방부(back)에 추가로 구성된 두 개의 (도면에 도시되지 않은) 흡인구들을 가지며, 추가로 구성된 동일한 흡인구들의 힌지(hinge)에 일체로 구성되고 예비인장된 스프링들에 의해 상기 연결부에 대한 압력이 상기 연결부 날개- 동체의 후방부에 형성된 압력보다 작을 때 상기 흡인구들은 개방된다.
상기 공기 흡인구의 기능은, 흡인구가 개방될 때 높은 입사각에서 주요 공기 흡인구(46)의 립에 대해 국소 입사각을 감소시켜서 상기 공기 흡인구(46)를 통과하는 공기량을 감소시키는 것이다.
항공기(10)가 항공기의 비행 안정성 및 공기역학적 구조에 관한 높은 성능을 보장하기 위하여, 수평 테일 판(44)과 수직 테일 판(38)은 분리(uncoupling)된 구조를 가져서, 후방 동체에 의해 발생되는 공기역학적 저항이 감소되고 항공기(10)의 스핀 거동이 최적화되며 높은 입사각을 가진 항공기에 대해 항공기의 전체 공기역학적 계획이 개선된다.
스핀으로부터 탈출하고 높은 입사각을 가진 항공기(10)의 거동을 최적화하기 위해, 사다리꼴 형상을 가진 수직 테일 판은 러더(rudder)(34)를 포함하고, 도 1에 도시된 수직 테일 판의 리딩 엣지(36)가 각 날개(18,20)의 트레일링 엣지(70)들과 합쳐(permeate)진다는 점에서 상기 수직 테일 판은 날개(18,20)와 연결된다.
사다리꼴 형상을 가진 수평 테일 판은 독립적인 두 개의 액츄에이터에 의해 작동하고, 상기 액추에이터에 의해 수평 테일 판의 대칭 및 비대칭 디플렉션(deflection)이 형성되며, 상기 수평 테일 판은 도 2에 도시된 힌지 축(86)을 가지고 상기 힌지 축은 횡 방향 축(88)에 대해 약 7.5°만큼 우측 및 좌측으로 기울어져서 관성 및 힌지 모멘트를 최적화시킨다.
상기 수평 및 수직 테일 판들이 분리(uncoupling)되면, 수평 테일 판(44)의 시작위치(root)에서 정점 및 상기 드리프트(drift)의 시작위치에서 정점사이에 형성된 거리로서 정의될 수 있는 도 1의 고도(C) 및 4181mm 인 테일 암(tail arm)사이의 비율로서 정의되는 기준 매개변수(reference parameter)에 관한 허용오차가 추가로 형성될 수 있고, 상기 기준값은 1932mm/ 4181mm = 0.462 이며 10%의 적용 허용오차를 가진다.
"버핏(buffet)" 효과를 감소시키기 위해 얇은 프로파일을 가지며 작은 신장(low elongation) 및 톱니 치형(saw tooth) 근처에서 가변 중심선을 가진 날개가 가지는 공지된 특징을 고려하여 종래기술의 연습용 항공기에 대해 날개 프로파일조차도 수정되고 최적화된다.
한편 본 발명에 의하면, 중간 신장(AR= 4)을 가지고 사다리꼴 형상을 가지며 전체 날개 구멍의 67.5%인 도 2의 톱니 치형부(S)들이 제공된 날개(18,20)가 이용되며, 전통적인 날개들에 대한 수정은 우선 도 6에 도시된 리딩 엣지의 반경(R)에 관련되고, 리딩 엣지(68) 및 중간 입사각에서 휘어진 "리딩 엣지 드루프(leading edge Droops)"가 존재할 때, 정체점(stagnation point)의 위치를 최적화하기 위하여, 상기 리딩 엣지의 형상은 (종래기술의) 원형으로부터 삼각형으로 변화한다.
도 2의 선VI-VI를 따르는 확대 단면도인 도 6에서 명확히 알 수 있듯이, 각각의 날개(18,20)는 에일러론(56)에 의해 트레일링 엣지(70)와 리딩 엣지(66)("리딩 엣지 드루프")에서 가변 곡률을 가진 프로파일을 포함하고, 상기 가변 곡률의 프로파일을 가진 날개들은 곡률을 감소시켜서 압축성(compressibility) 효과를 완화시키기 위해 단지 초음속 영역에서만 프로그램된다.
정량적인 면에서, 리딩 엣지에서 코드 백분율 연장(cord percentage extension)의 설계값은 공칭값에 대해 +0.5% 내지 - 0.2%의 허용오차를 가지며 0.36%이고, 종래기술에 대해 상기 프로파일의 수정예에서 전체 백분율 날개 구멍의 설계값은 공칭값에 대해 +10% 내지 - 5%의 허용오차를 가지며 8.2%이다.
항공기(10)의 또 다른 특징은 동체(12)내에 제공되고, 동체의 후방부분(16)에서 동체는 엔진 유출구들과 일체구성되며 도 3에 도시되고 테일 판들을 지지하는 작은 스턴(stern)(90)을 가진다.
동체 벽(12)과 수평 테일 판(44)과 근접한 엔진 젯에 의해 발생되는 저항 및 안정성/종방향 제어와 관련하여 부정적 효과를 감소시키기 위해 엔진 배출구에 해당되는 영역이 최적화된다.
항공기(10)는 또한 한 개의 전방 카트(cart) 및 두 개의 주요 카트들을 포함한 세발자전거식 카트를 포함하고, 상기 전방 카트는 공간의 밀폐를 위한 네 개의 도어들을 가지고 유동방향에 대해 피드백(feedback)을 가진 스템(stem)을 가진다.
상기 주요 카트는 유동방향에 대해 반대방향으로 수축되고 상기 피드백 시스템은 외부의 벤트럴 하중(ventral load)을 동체속으로 향하도록 최적화된다.
본 발명을 따르는 항공기(10)는, 디지털 4중(digital quadruplex) 형태의 자동 비행 제어 시스템( "플라이 바이 와이어(Fly By Wire)")을 일체로 구성하여, 성능과 비행 특성을 최적화시킨다. 다음에 상기 시스템은, 조종사에게 불편하거나 조종 상실(" 걱정없는 핸들링(handling)")을 발생시킬 수 있는 비행영역의 자동제한을 통해 비행안전을 개선할 수 있다.
본 발명을 따르는 항공기는, 레이더 시스템들에 의해 용이하게 감지될 수 있는 항공기의 한 개이상의 고온 부분(hot portion)(H)에서 항공기의 레이더 신호를 감소시키기 위한 장비를 가진다. 상기 장비는 입사 레이더 파를 분산시키며 필요에 따라 부착되고 다음에 제거될 수 있는 적어도 한 개의 장치를 포함하여 항상 항공기의 공기역학적 특징들을 유지한다.
본 발명의 목적을 위하여, 항공기의 고온(H) 부분은 예를 들어: (캐노피(canopy) 및 윈드쉴드(62)의) 투명한 부분을 포함한 조종석(54), 노우즈(52)가 연결되고 항공기의 레이더 안테나가 결합되며 방사가 투과되는 레이돔(radome)으로 제조된 노우즈를 통해 레이더로부터 보일 수 있는 동체(12)의 제 1 세로축, 예를 들어, 날개(18,20)들, 엔진 공기 흡인구(46), 포그 테일(fog tails)(38,44) 및 한 개이상의 엔진 페이스(47)와 같은 부품들의 복수 개의 리딩 엣지(36,66,68)들과 같이 정상적으로 레이더 시스템에 의해 감지될 수 있는 모든 부분들로서 정의된다.
상기 장비는, 레이더 신호를 감소시키기 위해 항공기의 각 고온 부분을 위해 특수한 해결방법 또는 각각의 기술적 해결방법을 가진 한 개이상의 장치를 가진다.
투과 부분(62)을 포함한 조종석(54)과 같은 항공기의 고온부분(H)들로부터 발생되는 레이더 신호를 감소시키기 위해, 상기 장비는 투과 부분(62)에 형성된 적어도 한 개의 금속화(metallization)부분(100)을 포함한다.
상기 금속화 부분(100)은 항공기의 전기적 연속성(continuity)을 회복하도록 적응되어, 윈드쉴드(62)에 의해 덮여지고 잠재적으로 레이더 시스템에 의해 감지될 수 있는 조종석(54)내에서 발생되는 입사 파의 회절(diffraction) 발생을 감소시킨다. 또한 상기 금속화 부분은 레이더 시스템의 작동영역(coverage) 외부에서 반사(reflection)를 보장한다.
상기 금속화 부분(100)은, 복수 개의 코팅 층들 특히 세 개의 층들을 도포하여 형성된다.
도 2에 도시된 실시예에서, 상기 금속화 부분(100)은 적어도 한 개의 제 1 층 또는 기저부(101)를 포함하고, 상기 제 1 층은 금속화 부분(100)을 수용해야 하는 윈드쉴드를 준비할 수 있다.
상기 제 1 층(101)이 도포된 후에, 예를 들어, 금 또는 표면에서 금의 높은 성능을 가진 동등한 재료와 같이 높은 전기전도성을 가진 재료의 도포에 의해 적어도 한 개의 제 2 층(102)이 형성된다. 사실상 전도성 금속화 층을 나타내는 상기 제 2 층(102)이 재료의 분무화(atomization) 방법에 의해 제 1 층위에 도포된다.
상기 금속화 부분(100)을 보호하기 위하여, 적어도 한 개의 보호코팅(103)이 도포되고 갑작스런 충격 또는 대기의 매체들에 기인한 금속화 부분(100)의 손상 위험을 최소화한다.
상기 복수 개의 층들이외에, 금속화 부분(100)은 항공기 구조에 대해 금속화 부분(100)의 전기적 연결을 보장하는 복수 개의 전기장치들을 포함한다.
도 20에 도시된 실시예에서, 상기 전기장치는 예를 들어, 제 2 층(102)과 전기적 접촉을 형성하는 은 재질의 전도성 시트(sheet)에 의해 형성되는 것이 선호되는 적어도 한 개의 연결장치(105)를 포함한다.
상기 연결장치(105)는, 금속화 부분(100)내에 형성된 층들과 항공기 구조를 연결할 수 있다.
상기 금속화 부분(100)은, 완전히 대체될 수 있는 조종석의 투과부분들을 형성하여 구성될 수 있다.
항공기에 대해 장비의 이용을 끝내면, 조종석의 윈드스크린(62)은 금속화 부분(100)이 없는 투과 부분으로 교체되는 것으로 충분하다.
예를 들어, 날개(18,20)들과 같은 부품에 형성된 적어도 한 개의 리딩 엣지(36,66,68)와 같은 항공기의 고온(H) 부분들로부터 발생하는 레이더신호를 감소시키기 위해, 상기 장비는 부품의 공기역학적 프로파일을 유지하여 항공기의 상기 부품들의 전방 변부에 위치한 적어도 한 개의 커버 부분(200)을 포함한다.
도 21A 및 도 21B에 도시된 실시예에서, 상기 커버 부분(200)은 나사 또는 볼트와 같은 고정수단에 의해 항공기 부품의 구조에 고정되고 금속재료로 제조되는 것이 선호되는 제 1 지지 구조체(202)를 포함한다.
제 2 레이더 흡수 구조체(203)가 제 1 구조체(202)상에 연결되고 입사 전자기파를 흡수하여, 결과적으로 반사 및/또는 굴절(refracted)된 파를 상당히 감쇠시킨다.
상기 커버 부분(200)의 이용을 끝내면, 커버부분은 항공기의 구조로부터 분리(unhooked)되고 구조체(202)의 적합한 형상을 통해 공기역학적 프로파일을 유지하며 제 2 레이더 흡수 커버(203)가 없는 커버 부분으로 교체된다.
상기 방법은, 상기 리딩 엣지(36,66,68)들을 위해 필요한 공기역학적 프로파일을 유지하여 설치 비용 및 복잡성을 감소시킨다.
노우즈(52)에서 동체(12)의 제 1 세로축과 같은 항공기의 고온(H) 부분으로부터 발생하는 레이더 신호를 감소시키기 위해, 상기 장비는 예를 들어 알루미늄과 같은 접착성 금속재료의 적어도 한 개의 시트(301)를 포함하고, 상기 시트는 상기 금속재료의 시트(301)에 고정된 적어도 한 개의 흡수성 재료의 층(302) 및 항공기 동체(12)의 제 1 세로축을 덮는다.
도 22A에 도시된 것과 같이, 상기 장비는 레이돔 노우즈(52)에 의해 코팅되는 레이더 안테나(A) 및 동체(12)의 제 1 세로축사이에 배열된다.
제 1 형태로부터, 금속재료 및 흡수성재료의 시트(301)들의 형상은 상기 특징을 가진 항공기 동체(12)의 제 1 세로축 형상과 일치한다.
도 22B에 도시된 것처럼, 흡수성 재료(302)는 예를 들어 접착제(glue)에 의해 금속재료의 시트(301)에 고정된다.
예를 들어 입사 전자기파를 흡수하여 반사된 파를 상당히 감쇠시키기는 페라이트(ferrite) 분말, 그래파이트(graphite) 등으로 담궈진 스폰지 층이 흡수 재료(302)로써 이용된다.
항공기의 동체(12)에 형성된 제 1 세로축의 신호를 감소시키기 위한 장비의 기능을 종료하면, 이것은 층(302)들이 고정된 금속 재료 시트(301)들을 제거하여 동체(12)의 상기 제 1 세로축을 원래 상태로 회복시켜 직접 수행된다.
상기 방법은, 고정작업을 위한 복잡성을 감소시킬 뿐만아니라 항공기에 고정되는 장비의 중량 및 비용도 감소시킬 수 있다.
적어도 한 개의 엔진 페이스(47)와 같은 항공기의 고온부분들로부터 발생되는 레이더 신호를 감소시키기 위해, 상기 장비는 공기유동이 엔진을 향해 유입하는 것을 허용하고 레이더 시스템에 의한 엔진 페이스(47)의 인식(visibility)을 감소시킬 수 있다.
도 23A 및 도 23B에 도시된 실시예에 의하면, 그리드(grid)(400)는 복수 개의 구멍(401)들이 형성되는 내부 구조체이고 예를 들어, 젯 엔진 모듈레이션(Jet Engine Modulation)과 같이 저주파수에서 작동하는 레이더 인식 시스템내에서 흔히 이용되어, 레이더 시스템에 의해 인식될 수 있는 굴절된 파의 발생을 회피하며 주파수 스펙트럼(frequency spectrum) 중 가장 낮은 주파수를 위해 평평한 평면과 같은 구조(dimension)를 가진다.
상기 구멍(401)의 내부표면은, 10GHz 근처의 X 대역(band)과 같이 상대적으로 높은 주파수를 가진 전자기파를 흡수하기에 적합한 작은 두께의 레이더 흡수 재료로 코팅된다.
구멍(401)들의 구조와 흡수재료의 조합에 의해, 레이더시스템이 감지하기 어려운 항공기 부품이 제조될 수 있다.
상기 그리드(400)는, 엔진 격실(engine compartment)의 구조가 가지는 단면과 유사한 원형 형상을 가진다.
도 23A 및 도 23B에 도시된 실시예에서 그리드(400)는, 복수 개의 링들을 포함하고 예를 들어 나사 또는 볼트와 같은 고정수단을 통해 상기 그리드(400)를 항공기에 고정시키는 지지구조체(402)를 포함한다.
도 23B의 세부도에서, 지지구조체(402)는, 엔진의 공기 흡인구(46)의 덕트에 구조적으로 연결되는 제 1 링(403), 엔진 격실내에 형성되는 내화성 벌크헤드(buldkhead)와 연결되는 제 2 링(404) 및, 엔진과 연결된 가스켓을 차단하기 위한 제 3 링(405)을 포함한다.
상기 그리드(400)가 이용되어야 하는 시간이 종료되면, 그리드는 엔진격실의 구조로부터 빼내지며 덕트의 연속구조(continuity)를 유지하기 위해 대체 구조체(406)와 교체될 수 있고, 상기 대체 구조체는 필수적으로 지지구조체의 외형을 가지며 그리드(400)의 내부구조가 없다.
본 발명에 따라 항공기가 가지는 장비는, 장비가 필요할 때에만 이용되어 장비의 마모가 감소됨에 따라, 제조단계와 정비단계에서 유리한 비용을 제공할 수 있다.
아직까지 감지하기 어려운 항공기의 구성부분들이 레이더시스템에 의해 어렵게 감지되도록 만들어 장비의 비용을 상당히 감소시키기 위해 상기 장비는 단지 가장 중요한 고온 영역들에만 작용하여, 자원의 낭비를 회피한다.
상당히 감지될 수 있는 센터(centers)들을 중재하기 위해, 작동비용과 구해지는 결과들의 효율사이에 최적점이 선택된다.
본 발명에 따라 상기 장비는 항공기의 모든 고온 부분들에 적용되지만 일부경우에서, 상기 고온(H) 부분들에 상기 장비를 적용하고 다른 고온 부분들을 초기 구성으로 유지할 수 있는 것이 유리하다.
상기 설명으로부터 본 발명의 주제이고 개선된 공기역학적 성능을 가지는 항공기의 구조가 이해되고 장점들이 이해된다.
마지막으로, 본 발명의 사상이 가지는 신규한 원리를 포기하지 않고 해당 항공기의 구조에 대해 다수의 다른 변형예들이 구해질 수 있고, 본 발명이 실제로 수행될 때 도시된 세부구조들이 가지는 재료, 형상 및 치수들은 필요에 따르는 형태일 수 있고 기술적으로 동등한 다른 재료, 형상 및 치수들로 대체될 수 있다.
10.....항공기,
18,20.....날개,
12.....동체,
52.....노우즈,
72.....와류 제어장치.

Claims (9)

  1. 중간- 높은 입사각에서 최적의 공기역학적 거동 및 방향 안정성을 유지하기 위해 개선된 공기역학적 성능을 가진 항공기(10)로서,
    상기 항공기(10)는 날개(18,20)들이 연결된 동체(12), 한 개이상의 공기 흡인구(46), 테이퍼구조의 단면을 가진 노우즈(52) 및 한 개이상의 엔진을 포함하고, 상기 항공기(10)는 동체와 연결된 날개의 리딩 엣지 연장부(LEX)에 구성된 와류 제어 장치(72)를 포함하며, 상기 리딩 엣지 연장부의 표면과 해당 와류 제어 장치(72)의 높이의 비율은 2.35m이고 상기 비율은 100% 내지 -50% 범위의 가변 허용오차를 가지며 1.175m 내지 4.70m이고, 각 날개(18,20)의 트레일링 엣지(70)와 합쳐지는 리딩 엣지(36)를 가진 수직 테일판(38)을 상기 날개(18,20)와 연결하여 상기 와류 제어 장치(72)는 수직 테일판 및 수평 테일판과 함께 작동하며,
    항공기(10)의 고온 부분(H)에 분리될 수 있게 부착되고 입사 레이더 파를 소멸시키는 한 개이상의 소멸장치를 포함한 장비를 포함하고, 상기 고온 부분(H)은 한 개이상의 투과 부분(62)을 포함한 조종석(54), 동체(12)의 프레임, 날개, 테일 베일 및 엔진의 공기 흡인구에 형성된 복수 개의 리딩 엣지들, 한 개이상의 엔진 페이스(47)를 포함하며,
    상기 한 개이상의 엔진 페이스(47)로부터 레이더 표식을 감소시키기 위해 상기 장비는 한 개이상의 그리드(400)를 포함하고 상기 그리드는 복수 개의 구멍(401)을 가진 내부 구조체 및 상기 그리드를 항공기(10)에 고정시키는 복수 개의 링(403,404,405)을 가진 지지 구조체(402)를 포함하며, 각각의 상기 구멍(401)은 고주파수를 가진 전자기파를 흡수하는 레이더 흡수 재료로 코팅된 내부 표면을 포함하고, 상기 그리드(400)는 상기 엔진을 향해 공기유입을 허용하고 상기 엔진 페이스(47)의 레이더 인식을 감소시키는 것을 특징으로 하는 항공기.
  2. 제1항에 있어서, 낮은 연장부(low extension)를 가진 상기 노우즈(52)는, 노우즈의 팁(74)으로부터 상기 노우즈가 상기 리딩 엣지 연장부의 정점과 연결되는 노우즈의 코너까지 기하학적 형상이 변화하는 프로파일을 포함하고, 상기 프로파일은 상기 팁(74)으로부터 시작하여 원형 단면 및 타원형 단면 및 돔 형상의 단면을 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기.
  3. 제1항에 있어서, 높은 입사각을 가진 항공기의 거동을 최적화하기 위해 사다리꼴 형상을 가진 수직 테일 판의 리딩 엣지(36)가 각 날개(18,20)의 트레일링 엣지(70)와 합쳐지고 상기 수직 테일 판(38)이 상기 날개(18,20)와 연결되며, 상기 수직 테일 판(38)은 수평 테일 판(44)과 분리된 구조를 가지는 것을 특징으로 하는 항공기.
  4. 제3항에 있어서, 상기 수직 테일 판과 분리된 구조를 가진 수평 테일 판(44)은 사다리꼴 형상을 가지고 대칭 및 비대칭 디플렉션(deflection)을 형성하며, 상기 수평 테일 판은 항공기의 횡 방향 축(88)에 대해 기울어진 힌지 축(86)을 가져서 관성 및 힌지 모멘트를 최적화하는 것을 특징으로 하는 항공기.
  5. 제1항에 있어서, 상기 공기 흡인구(46)는, 상기 공기 흡인구의 상측부에서 경계층 또는 다이버터의 전형적인 스페이서를 가지지 않는 것을 특징으로 하는 항공기.
  6. 제1항에 있어서, 상기 공기 흡인구(46)는 내부 립(lip)(76A)의 리딩 엣지에서 7mm의 평균 반경을 가지고, 상기 공기 흡인구는 17.5mm의 평균 반경을 가진 하부 립(78)을 가지며 14mm의 평균 반경을 가진 외부 립(80)을 가지고, 공기 흡인구의 포착면적은 0.322m2 이며, 공기 흡인구의 스로트(throat) 면적은 0.257m2 이고 엔진에 대한 공기 흡인구 면적은 0.273m2 인 것을 특징으로 하는 항공기.
  7. 제1항에 있어서, 상기 항공기(10)의 각 날개(18,20)는 사다리꼴 형상을 가지며, 윙스팬의 적어도 일부분에서 적어도 톱니 치형 영역(S)을 가지고 상기 날개의 리딩 엣지(68)는 삼각형 프로파일을 가진 반경(R)을 가지는 것을 특징으로 하는 항공기.
  8. 제1항에 있어서, 곡률을 감소시켜서 압축성(compressibility) 효과를 완화시키기 위해 상기 항공기(10)의 각 날개(18,20)는 에일러론(56)에 의해 트레일링 엣지(70)와 리딩 엣지(66)에서 가변 곡률을 가진 프로파일을 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기.
  9. 삭제
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