KR102292343B1

KR102292343B1 - 항공기의 수직 이착륙 시스템 형상

Info

Publication number: KR102292343B1
Application number: KR1020187029250A
Authority: KR
Inventors: 안드레이 에뷸렛
Original assignee: 제톱테라 잉크.
Priority date: 2016-03-11
Filing date: 2017-03-10
Publication date: 2021-08-25
Also published as: ES2906820T3; EP3426557A4; EP3426557A2; KR20210053356A; AU2023200178A1; AU2017274156B2; CN109071033B; KR20180122678A; KR102416862B1; CN109071033A; EP3426557B1; IL261682B; IL261682A; WO2017209820A3; AU2017274156A1; WO2017209820A2; JP6950971B2; JP2019513104A; CN116002058A; BR112018068259A2

Abstract

본 발명은 메인 바디를 포함하는 항공기에 관한 것이다. 유체 발생기가 상기 메인 바디에 결합되고 유체 스트림을 생성한다. 하나 이상의 기수 관과 하나 이상의 테일 관이 상기 유체 발생기에 유체적으로 결합된다. 제1 및 제2 기수 이젝터가 기수 관에 유체적으로 결합되고 메인 바디에 결합되며 각각 항공기의 우측 쪽과 좌측 쪽에 결합된다. 상기 기수 이젝터들은 각각 유체가 흘러 나오는 출구 구조물을 포함한다. 하나 이상의 테일 이젝터가 테일 관에 유체적으로 결합된다. 상기 테일 이젝터는 유체가 흘러 나오는 출구 구조물을 포함한다. 일차 에어포일 요소가 테일 부분에 결합된다. 일차 에어포일 요소의 한 표면은, 제1 및 제2 기수 이젝터로부터 나온 유체가 일차 에어포일 요소의 표면 위로 흐르도록, 제1 및 제2 기수 이젝터의 직접적으로 하류에 위치된다.

Description

항공기의 수직 이착륙 시스템 형상

본 발명은 미국 및 국제 저작권법에 의해 보호된다. 모든 권리는 제톱테라, 인코포레이티드(Jetoptera, Inc)의 소유이다. 이 특허 공보의 개시된 부분은 저작권 보호 대상인 자료가 포함되어 있다. 본 저작권 소유자는, 특허 및 상표청의 특허 파일 또는 기록에 나타나 있듯이, 누구나 특허 문서 또는 특허 개시의 팩스 복제에 대한 이의를 제기하지 않는 한, 다른 모든 저작권을 보유한다.

본 특허출원은 본 명세서에서 참조문헌으로 인용되며 2016년 3월 11일 출원된 미국 가특허출원번호 62/307,318호를 기초로 우선권을 주장한다. 또한, 본 특허출원은, 2015년 9월 2일에 출원되고, 발명의 명칭이 "FLUIDIC PROPULSIVE SYSTEM AND THRUST AND LIFT GENERATOR FOR UNMANNED AERIAL VEHICLES"인 미국 가특허출원번호 62/213,465호를 기초로 우선권을 주장하며, 2016년 9월 2일에 출원된 미국 특허출원번호 15/256,178호의 동시계속출원으로서, 이들 모든 미국 특허출원은 본 명세서에서 참조문헌들로 인용된다.

모든 수직 이착륙(VTOL) 항공기들은 엔진(들)의 크기와 힘의 균형 사이에서 문제점에 직면한다. 이에 관해, Daniel Raymer, Aircraft Design: A Conceptual Approach(AIAA Education Series), 페이지 754(5판, 2012년)를 참조하라.

수직 이륙은 높은 추력중량비로 구현될 수 있다. 그에 비해, 수평 비행(순항) 동안에는, 양력이 항공기에 제공되어 추력 요건(thrust requirement)이 훨씬 작아진다. 하지만, 일정 시간 기간 동안에 수평으로 비행하는 항공기를 설계하려면, 수직 이착륙(VTOL) 요건은, 엔진 조건이 너무 제한되며, 기능 없이는 순항 상태에서 수용되는 다수의 중량을 추가해야 할 것이다. 따라서, 수직 이착륙(VTOL) 항공기의 순항 비행을 위해 일치하는 추력과 엔진의 크기 문제는 주된 문제가 된다.

수직 이착륙(VTOL) 항공기의 설계에 있어서 균형이 가장 중요한 요인 중 하나이다. 이륙 단계 동안, 항공기의 균형을 맞추기 위하여, 추력은 항공기 주위로 분배되어야 하며 모멘트(moment)는 무게중심 주위에서 균형이 맞춰져야 한다. 항공기는 추력 공급원이 오직 한 위치에 있을 때에는 균형이 맞춰질 수 없다. 예를 들어, 수평 항공기, 가령, 해리어기가 공중에서 균형이 맞춰져 있다 하더라도, 항공기는, 항시 모멘트를 상쇄하기 위하여(이는 힘(즉 추력) x 항공기의 무게중심 주위로의 모멘트 암으로 계산됨) 특별히 선택된 위치들에서 요소들을 생성하는 몇몇 추력을 사용할 필요가 있다. 이는, 대부분의 추력이, 예를 들어, 항공기의 후방 부분에 위치되는 경우(통상적으로, 수직 이착륙(VTOL) 항공기에서 발견됨)에는 구현하기가 어렵다.

도 1은 본 발명의 한 실시예의 상면도;
도 2는 도 1에 도시된 본 발명의 실시예의 배면도;
도 3은 도 1에 도시된 본 발명의 실시예의 정면도;
도 4는 본 발명의 한 대안의 실시예의 분해 등축도;
도 5는 본 발명의 한 대안의 실시예의 배면 투시도;
도 6은 착륙/이륙 표면에 대해 이륙으로부터 수평 비행까지의, 본 발명의 한 실시예의 진행 과정을 예시한 도면; 및
도 7은, 본 발명의 한 실시예에 따라 흐름 스테이션이 강조된, 터보샤프트/터보프롭 엔진의 상측 절반부를 예시한 도면.

본 특허출원은 본 발명의 하나 이상의 실시예들을 기술하기 위한 것이다. 절대적 용어들, 가령, "해야 한다", "할 것이다" 등의 용어를 사용하고, 특정 수치를 사용하는 것은, 이러한 하나 이상의 실시예들에 대해 적용할 수 있으며 반드시 모든 실시예들에 적용될 필요는 없는 것으로 이해하면 된다. 그에 따라, 본 발명의 실시예들은 이러한 절대적 용어들에 대해 기술된 하나 이상의 특징들의 변형예를 포함하거나 생략할 수도 있다. 또한, 본 특허출원의 명칭은 단지 참조 용도로만 사용되며 본 발명의 의미 또는 해석에 어떠한 영향도 끼쳐서는 안 된다.

본 특허출원은 일반적으로 무인항공기를 위한 추력 증강에 관한 것이다. 특히, 본 특허출원에 기술된 본 발명의 하나 이상의 실시예들은 수직 이착륙(수직 이착륙(VTOL)) 및 단거리 이착륙(STOL) 항공기의 문제에 대한 독특한 해결 방안을 제공한다. 본 특허출원에서 사용되는 것과 같이, 용어 "테일시터(tailsitter)"는 본 발명의 하나 이상의 실시예들들을 지칭할 수 있다.

본 발명의 실시예는 추력 향상 및 증강을 통해 엔진의 크기 및 추력중량비(thrust-to-weight ratio) 문제를 해결한다. 본 발명의 한 바람직한 실시예에서, 이젝터/스러스터 자체는 2:1를 초과하여 거의 3:1에 근접하는 추력 증강을 구현할 수 있도록 구성된다. 이는 상기 스러스터들이 종래의 터보젯에 의해 생성된 추력보다 2-3배 큰 추력을 생성하도록 구성된다는 것을 의미한다. 추력 증강 디자인은, 2015년 9월 2일에 출원되고 발명의 명칭이 "유체IC PROPULSIVE SYSTEM AND THRUST AND LIFT GENERATOR FOR UNMANNED AERIAL VEHICLES"인 미국 가특허출원번호 62/213,465호 및 2016년 9월 2일에 출원된 미국 특허출원번호 15/256,178호에 기술되어 있다. 본 특허출원에서 사용되는 것과 같이, 용어 "스러스터"는 미국 가특허출원번호 62/213,465호에 기술되어 있는 상당한 추력 증강을 지닌 이젝터/스러스터 뿐만 아니라 임의의 후속 버전 또는 이들의 개선예들을 지칭하는 것으로 이해하면 된다.

본 발명의 한 바람직한 실시예에서, 스러스터는 일차 흐름 공급원(primary flow source)으로서 가스 발생기(gas generator)와 함께 사용된다. 본 발명에서 일차 흐름을 공급하기 위해 반드시 가스 발생기와 함께 스러스터를 사용할 필요는 없지만, 이러한 스러스터를 사용하면 추력 증강의 효과가 향상될 수 있다.

추가적인 추력 증강은, 예를 들어, 덮개(shroud)로 작동되는 테일시터의 닫힌/박스 윙과 함께, 스러스터로부터 나오는 출력(exhaust)을 이용함으로써 형성될 수 있는 이차 메인 이젝터(이차 major ejector)를 통해서도 구현될 수 있다. 윙들은, 스러스터의 고속 배출을 가능하게 하여 스러스터와 윙("덮개")들에 의해 형성된 이젝터를 위한 일차 노즐로서 사용될 수 있도록 구성된, 임의의 그 밖의 형태를 지닐 수 있다. 덮개의 효과는 추력 증강을 적어도 10-25%만큼 추가로 향상시킬 수 있다. 실제로, 스러스터와 덮개는 예를 들어, 1.1배(덮개를 가진 스러스터로부터) x 2.5배(스러스터로부터) 추력 증강, 따라서 총 2.75배의 조합된 추력 증강 효과를 가질 수 있다. 따라서, 이러한 시스템은 이륙 시의 항공기의 중량과 동일하며 그 외의 경우 단순 터보젯에 의해 생성된 추력의 2.75배 증강된 추력을 생성할 수 있다.

테일로 수직으로 이륙하는 임의의 항공기에서, 항공기를 일정한 순항 속도에서 앞으로 날아갈 수 있도록 하기 위해, 항공기는 자연적으로 자세를 허용 자세(acceptable attitude)에서 수평으로 조절하고 추력을 감소시킬 필요가 있을 것이다. 스로틀 감소(throttle reduction)에 의해 추력이 감소되면, 항공기의 항력을 극복하기에 필요한 동력(power)을 조절할 수 있으며, 이는 전체 시스템의 추력 증강이 작다 하더라고, 항공기를 앞으로 추진시키고 그 속도를 유지하는 데 충분하다는 것을 의미할 수 있다.

본 발명의 한 실시예에서, 150-파운드 항공기는, 가스 발생기가 되도록 구성된 75-파운드 터보젯을 사용할 수 있다. 이러한 개념은, 2015년 12월 4일에 출원되고, 발명의 명칭이 "MICRO-TURBINE GAS GENERATOR AND PROPULSIVE SYSTEM"인 미국 가특허출원번호 62/263,407호, 및 2016년 12월 2일에 출원된 미국 특허출원번호 15/368,428호에 기술되어 있다. 상기 미국 가특허출원번호 62/263,407호와 미국 특허출원번호 15/368,428호는 본 명세서에서 전반적으로 참조문헌들로 인용된다. 상기 실시예에서, 이러한 추력 증강 이젝터는, 예를 들어, 원래 추력의 1.75배만큼 즉 75 x 1.75만큼 증강되어 총 131.25 파운드의 추력 증강을 생성할 수 있다. 스러스터 주위에 덮개가 없으면, 추력은 상기 값으로만 제한되어 항공기가 지면으로부터 이륙할 수 없을 수도 있다. 하지만, 메인 스러스터 주위에, 이러한 스러스터를 덮는 윙, 가령, 박스형 구조물(boxed structure)이 있으면, 전체 추력은, 예를 들어, 1.15 x 131.25만큼 증강되어 총 150.94파운드의 추력 증강이 생성되며, 따라서 항공기의 중량을 초과하게 되어 이륙할 수 있다.

보드 테일시터(board tailsitter)에 연료가 소모됨에 따라, 항공기의 중량은 더 가볍게 되고 항공기의 가속도는 더 커지게 되어, 속도와 가속도가 증가할 때 이륙이 발생하게 된다. 항공기에 사람이 탑승하지 않을 수도 있기 때문에, 가속도는, 인간의 안전 및 비-생명체에 대한 위협 표준을 제한하는, 현재 인간-한계치 가속도를 초과할 수도 있다. 한 실시예에서, 가속도는 중력가속도의 20배를 초과할 수도 있다. 그에 따라, 짧은 시간 후에, 항공기는 자세를 변형시키고 스로틀에 의해 수평 비행을 구현하고 표면 변화를 조절할 수 있는 기능을 가질 수 있다. 양력은 항공기가 자세를 변경할 때 증가되며, 조합된 추력 증강 값은 스로틀이 뒤로 당겨지기 때문에 감소한다. 그러면, 테일시터는, 스러스터에 대한 엔진 하중(따라서, 가스 발생기 일차 흐름)을 부수적으로 감소시키고, 스러스터가 항력을 극복하기 위해 충분한 추력을 생성하는 동안, 자세를 유지하기 위해 박스형 윙이 적절한 양력을 생성할 수 있게 함으로써 제1 고도(제1 level)에서 수평 비행을 구현할 수 있다.

이와 반대로, 목표 지점에 접근할 때, 항공기의 자세는 받음각(angle of attack)을 증가시킴으로써 조절될 수 있으며, 스러스터에 의해 균형이 맞춰진 테일 부분에서, 조합된 증강 효과에 의해, 추력 증강은 양력을 위해 이동되고, 전진 속도는 감소되어 항공기는 결국 수직으로 착륙할 수 있다.

본 발명의 하나 이상의 실시예들은 무게중심 주위로 균형을 맞추는 데 필요한 것보다 더 작은 모멘트 암(moment arm)을 가짐으로써 힘과 모멘트 간에 균형을 맞추는 문제를 해결할 수 있으며, 이는 항공기의 다양한 위치에 걸쳐 추력 분배를 가짐으로써 구현된다. 이는, 상기 실시예들이 더 잘 조절될 수 있게 하며 더 쉽게 호버링/직립 위치를 유지할 수 있게 한다.

미국 가특허출원번호 62/213,465호 및 미국 가특허출원번호 62/263,407호에 기술된 것과 같이, 특정 기술을 사용하여 항공기의 다양한 위치에 걸쳐 추력을 분배할 수 있으며, 추력 증강 레벨들이 다양한 스러스터에서(예를 들어, 전방의, 이륙과 착륙 시의 호버링 상태에서 사용되며 수평 비행에서 턴-오프되는 카나드 윙 뒤의 "전방 이젝트", 및 대부분의 추력을 생성하는 후방의 "테일 이젝터"에서) 구현된다.

통상적인 소형(250 파운드 미만의 추력) 미니 제트 엔진은 일반적으로 단일 위치, 통상 배출 섹션의 중앙에서 추력을 제공한다. 또한, 몇몇 소형 터보팬은 항공기의 집중 지점(concentrated point)에서 추력을 제공한다. 본 발명의 하나 이상의 실시예들은 추력을 거의 선형 및/또는 원형이 아닌 비-원형 형태로 분배할 수 있으며, 그에 따라 항공기의 컨트롤 표면 및/또는 윙 또는 그 밖의 에어포일의 길이당 추력을 분배할 수 있다. 테일시터에서, 압축기로부터의 메인의 고온 스트림과 스트림의 블리드(bleed) 공기 부분은 둘 모두 스러스터의 추력 증강을 위한 구동 유체(motive 유체)로 사용된다. 상기 실시예가 추력을 선형으로, 주로 비-원형 행태로 분배하여 한 집중 지점에서 분배되지 않기 때문에, 항공기의 추력이 더 효율적이 된다. 게다가, 선택적으로는, 더 좋은 성능(예를 들어, 스러스터가 윙의 하류에 위치될 때 주어진 카나드 윙의 실속 차이(stall margin)가 증가하거나, 또는 스러스터가 메인 윙의 상류에 있는 최적 위치에 배열될 때 메인 윙의 양력이 증강됨)을 얻기 위하여, 에에포일의 형태에 따라 스러스터의 몰딩 및 형성에 있어서 바람직한 특징이 있다. 따라서, 분배된 추력은, 나머지 75 파운드 터보젯의 고온 및 빠른 스트림을 터보젯 엔진의 후방에서의 한 집중 위치로부터 예를 들어 항공기의 4개 이상의 위치로 분배함으로써, 항공기의 성능이 향상된다. 상기 예에서, 스러스터는 항공기 상의 4개의 위치에 최적 방식으로 장착되며, (i) 압축기 블리드 시스템 및 가스 발생기의 배출로부터 수용되는 압축 공기 또는 가스 스트림이 되며, (ii) 4개의 일차 스트림의 단순한 1.5-3배의 등엔트로피 팽창으로부터 발생하는 4개의 추력 힘이 증강된다. 또한, 4개의 위치로부터 분배된 흐름 및 추력이 바람직하며, 그에 따라 항공기의 조작성 및 추진 효율이 향상된다.

본 발명의 한 실시예(터보프롭 단거리 이착륙(STOL) 버전)는 가스 발생기의 블리드 시스템에 의해 제공된 구동 유체에 따른 추력 증강을 포함한다. 블리드 시스템은 좌측 및 우측 전방 스러스터에 블리드로부터 나온 구동 공기(motive 공기)를 제공한다. 전방 스러스터는 블리드 시스템에 의해 제공된 구동 공기의 단위 lb/초당 100-300 파운드의 비추력에 상응하는 증강을 제공한다. 이 값은 소형 터보젯 엔진으로 얻어지는 일반적인 50-65 파운드/lb/초의 비추력을 훨씬 초과하는데, 이는 기술이 부족하며 구성요소들의 효율성이 제한되기 때문이다. 가스 발생기를 살펴보면, 상기 압축 공기 값은 시스템의 전방 및 후방에 있는 스러스터에 사용되어, 2:1 이상의 증강 비율을 제공한다. 그에 따라, 동일한 에너지 입력(input)에도 보다 큰 추력이 얻어질 수 있다.

이러한 실시예에서, 좌측 및 우측 스러스터 사이에서 흐름의 균형을 제공하기 위해 컨트롤 밸브가 사용된다. 컨트롤 밸브 박스와 엔진 블리드 사이에 위치된 밸브들로, 공기 변조(air modulation)가 얻어질 수 있다. 상기 밸브들로 인해, 전방 스러스터 중 하나 또는 둘 모두의 통과를 열거나 닫고 구동 유체 공급을 변경함으로써, 두 전방 스러스터 사이의 구동 공기의 흐름의 균형이 조절될 수 있거나 및/또는 각각의 스러스터 상에서 흐름이 조절될 수 있다. 그러면, 추력에서 불균형이 발생하고, 이러한 불균형으로 인해 항공기 자세가 변경된다. 또한, 스러스터는 메인 축 주위로 스위블회전될 수 있으며(swiveled), 그와 동시에 일차 흐름(구동 유체 흐름)을 위해 변조될 수 있다. 이에 따라, 피치(pitch) 및 롤(roll)이 조절될 수 있을 뿐만 아니라 요잉(yaw)이 일부 제한되게 조절될 수 있으며, 이들의 조합도 가능하다.

한 실시예에서, 스러스터에는, 전이 부분(transition piece) 또는 관(conduit)에 의해, 발생기로부터 전달된 배출 가스의 고온 고압 스트림(마이너스 블리드 공기)이 공급된다. 전이 부분은 가스 발생기의 배출을 후방 스러스터에 연결한다. 스러스터는 추력을 증강시키기 위해 구동 공기로서 이러한 전달을 사용한다. 이러한 제트 증강 시스템은, 추가적인 연료 소모로, 항공기의 빠른 움직임을 가능하게 하여, 항공기의 공기속도가 200 MPH를 초과하고 추진 효율이 80-90%에 근접하도록 구성된다. 그에 따라 본 시스템은, 하지만 팬 또는 터빈 구동 팬이 없는, 통상적인 저-바이패스 팬의, 생성된 파운드 당 연료의 0.8-1.1 lb/hr의 비연료소모율이 생성된다. 이러한 레벨은, 현재 대부분의 드론인, 소형 터보젯으로 일반적으로 얻어지는 파운드당 1.5 lb/hr보다 훨씬 더 성능이 좋다. 본 시스템은 훨씬 작은 크기에서 자유 터빈 및 팬을 사용하지 않고도 저-바이패스 터보팬의 비연료소모율의 성능을 구현할 수 있으며, 따라서 전체 추진 시스템의 중량 및 복잡성을 감소시키고, 대형 이동 조립체, 가령, 팬/자유 터빈 조립체를 제거한다.

한 실시예에서, 항공기의 임무가 긴 지속시간/거리와 높은 추진 효율에서 공기속도가 느린 것이면, 추진 시스템의 후방 섹션은 공통의 동일한 가스 발생기(추진 시스템의 전방)를 유지하고 "콜드(cold)" 스러스터의 추력을 증강하면서도 터빈/프로펠러 시스템으로 대체되기에 충분히 가요성을 지닌다(가요성). 터빈은 제트 증강 시스템의 경우 동일한 흐름을 수용할 것이지만, 가스 발생기 배출 흐름으로부터 에너지를 추출할 수 있으며 이 에너지를 이젝터 타입의 스러스터에서 유체 증강보다는 프로펠러를 회전시키도록 사용되는 기계적 힘으로 변환시킬 수 있다. 인터페이스(interface)는 매우 유사한데, 전이 부분 관을 제거하여, 고온의 압축 가스를 자유 터빈 구동 프로펠러를 향해 안내하는 관으로 교체하며, 그 뒤, 배출 가스는 하류 방향으로 밀어져서 프로펠러를 세척하게 된다. 이러한 가요성 시스템의 이점은, 유사한 장치를 사용하여, 터보프로펠러 푸셔 또는 제트 증강 시스템이 상호교체될 수 있으며, 사용자가 임무에 따라 시스템을 선택할 수 있다는 점이다. 그에 따라, 상기 터보프로펠러 푸셔 시스템은 각각의 마력 또는 그와 균등한 추력 파운드당 0.6 lb/h 이하의 비연료소모율 레벨을 구현할 수 있다. 본 발명의 한 실시예에서, UAV는 소포를 150 mph의 평균 순항 속도로 최대 200 마일까지 전달할 수 있다.

게다가, 프로펠러는 예를 들어 본 명세서에 기술된 박스 윙 시스템에 완전하게 포함되어, 그에 따라, 터보프롭에 의해 생성된 소음이 직접 수단(박스 윙) 및 간접 수단(윙 내부의 소음 감소 재료)에 의해 현저하게 줄어들 수 있다. 게다가, 터보프롭은 전방 스러스터가 존재하며 스러스터에 동력을 공급하기 위해 블리드 공기를 사용할 수 있어서, 수직 이착륙을 가능하게 할 뿐만 아니라 수직 이착륙이 필요하지 않은 적절한 경우에는 단거리 이착륙이 가능하게 할 수 있다.

본 발명의 하나 이상의 실시예들에서, 단거리 이착륙(STOL) 개념은 전방 스러스터를 사용함으로써 구현될 수 있으며, 이륙을 위해 필요한 활주로 길이를 현저하게 줄일 수 있다. 스러스터를 스위블회전 시킴으로써, 추가적인 벡터링 추력(vectored thrust)이 이륙 동안 피치를 증가시키도록 발생하여, 통상적인 항공기에 비해 필요한 이륙 길이를 감소시킬 수 있다. 전방 스러스터는 순항 또는 배회 운동(loitering) 동안에는 셧-오프될 수 있으며, 양력 또는 추력 또는 이 둘 모두를 증강시키기 위해 다양한 비행 단계에서 재-작동될 수 있다. 추력의 증강은 스러스터의 디자인을 통해 달성될 수 있다. 양력의 증강은 전방 스러스터를 카나드(전방 윙)와 메인 박스 윙에 대해 배열함으로써 달성될 수 있다. 전방 스러스터의 하류 위치는 카나드 윙의 실속을 지연시켜, 실속이 발생하기 전에, 높은 받음각과 높은 양력 계수에서 작동될 수 있다. 이는, 스러스터의 전방에서 낮은 압력이 생성되어 윙의 상측에서 박리 현상(separation)을 지연시키기 때문인데, 높은 받음각에서 대부분의 윙에서의 실속의 주된 원인이 된다. 메인 윙에서의 양력 증강은, 주로, 항공기의 공기속도보다 국부적으로 더 높은 전방 스러스터로부터의 흐름이 증가되기 때문이며, 이러한 흐름은 박스 윙의 바닥 부분 위에서 안내되고, 이에 따라, 메인 윙의 양력이 증가된다.

도 1-3은 본 발명의 한 실시예에 따른 항공기(100)의 상이한 투시도이다. 도 1-8에서, 항공기(100)는 특정의 수직 이착륙(VTOL) 기능을 가진 제트 증강 추진 시스템을 갖는다. 보다 구체적으로, 항공기(100)는 기수 부분(102)과 테일 부분(103)을 가진 메인 바디(101)를 포함한다. 메인 바디(101)는 항공기(100)의 유인 작동을 가능하게 하도록 구성된 조종석 부분(도시되지 않음)을 포함할 수 있다. 모든 비행/순항 항공기와 같이, 항공기(100)는 우측 쪽 및 좌측 쪽을 가진다. 유체 발생기(104)가 메인 바디(101)에 결합되고 유체 스트림을 형성한다. 한 실시예에서, 유체 발생기(104)는 메인 바디(101) 내에 배열된다. 하나 이상의 기수 관(도 3에서는 도면부호(111)로 표시됨) 및 하나 이상의 테일 관(112)은 발생기(104)에 유체적으로 결합된다.

제1 및 제2 기수 이젝터(105, 106)들은 하나 이상의 기수 관(111)에 유체적으로 결합되고, 기수 부분(102)에 연결되며, 각각 우측 쪽과 좌측 쪽에 결합된다. 기수 이젝터(105, 106)들은, 각각, 하나 이상의 기수 관(111)으로부터 나온 유체가 사전결정된 조절가능한 속도로 흘러 나오는 출구 구조물(107, 108)을 포함한다. 또한, 각각의 기수 이젝터(105, 106)들은, 전방 및 상부방향 성분을 가진 추력 배열(thrust orientation)을 제공하기 위해, 예를 들어, 항공기(100)가 이륙하여, 훨씬 가파른 받음각으로 지속적으로 상승하고, 그에 따라 필요한 활주로 길이가 줄어들 수 있도록 하기 위해, 기수 이젝터의 리딩 에지들에 평행하게 배열된 축(즉 횡축) 주위로 회전될 수 있다. 상승의 끝에서 또는 상승 동안에, 기수 이젝터(105, 106)들은 메인 비행 방향으로 재정렬되거나 또는 엔진/가스 발생기(104)의 블리드 밸브를 턴-오프함으로써 완전히 셧-오프될 수 있으며, 가스 발생기의 작동 및 속도를 조절(adapting)하고, 그에 따라 후방 추진 시스템(예컨대, 테일 이젝터(109, 110))을 구동시킬 수 있다. 착륙 후에는, 기수 이젝터(105, 106)들은 180°만큼 스위블 회전하여 착륙 방향에 반대로 추력을 제공하여, 착륙 길이를 줄일 수 있다. 한 실시예에서, 각각의 기수 이젝터(105, 106)들은 기수 이젝터의 리딩 에지에 수직으로 배열된 축 주위로 회전될 수 있다.

제1 및 제2 테일 이젝터(109, 110)들은 하나 이상의 테일 관(112)에 유체적으로 결합되고 테일 부분(103)에 결합된다. 테일 이젝터(109, 110)들은 하나 이상의 테일 관(1120으로부터 나온 유체가 사전결정된 조절가능한 속도로 흘러 나오는 출구 구조물(113, 114)을 포함한다. 또한, 각각의 테일 이젝터(109, 110)들은 테일 이젝터의 리딩 에지에 평행하게 배열된 축(예컨대, 횡축) 주위로 회전될 수 있다. 한 실시예에서, 각각의 테일 이젝터(109, 110)들은 테일 이젝터의 리딩 에지에 수직으로 배열된 축 주위로 회전될 수 있다.

한 실시예에서, 유체 발생기(104)는 유체 스트림이 저온에 있는 제1 영역과 유체 스트림이 고온에 있는 제2 영역을 포함한다. 하나 이상의 기수 관(111)은 유체를 제1 영역으로부터 기수 이젝터(105, 106)들로 제공하며, 하나 이상의 테일 관(112)은 유체를 제2 영역으로부터 테일 이젝터(109, 110)들로 제공한다.

일차 에어포일 요소(115)가 테일 부분(103)에 결합된다. 요소(115)는, 기수 이젝터들로부터 나온 유체가 일차 에어포일 요소의 하나 이상의 공기역학적 표면(aerodynamic surface) 위로 흐르도록, 기수 이젝터(105, 106)들의 직접적으로 하류에 위치된다. 한 실시예에서, 일차 에어포일 요소(115)는 리딩 에지(121)와 트레일링 에지(122)를 가진 클로즈드 윙(closed wing)이며, 클로즈드 윙의 리딩 에지와 트레일링 에지는 내측 영역(123)을 형성한다. 테일 이젝터(109, 110)들은 내측 영역(123) 내에(즉 리딩 에지(121)와 트레일링 에지(122) 사이에) 적어도 부분적으로 배열되며, 에어포일 요소(115)에 대해 상기 내측 영역 안에서 조절 가능하게 이동될 수 있다(예를 들어, 전진하거나, 후퇴할 수 있다). 그에 따라, 일차 에어포일 요소(115)에 의해 테일 이젝터(109, 110)들 주위로 덮개가 형성되어, 매크로-이젝터(macro-ejector)를 형성한다.

항공기(100)는 기수 부분(102)에 결합되고 각각 우측 쪽과 좌측 쪽에 결합된 제1 및 제2 카나드 윙(117, 118)을 추가로 포함한다. 카나드 윙(117, 118)들은 항공기(100)가 움직이는 동안에 카나드 윙 위로 흐르는 주변 공기의 경계층(boundary layer)들을 형성하도록 구성된다. 카나드 윙(117, 118)들은, 각각, 기수 이젝터들이 경계층들에 유체적으로 결합되도록, 기수 이젝터(105, 106)들의 직접적으로 상류에 위치된다. 기수 이젝터(105, 106)들은 각각 입구 부분(즉 리딩 에지)(119, 120)을 포함하며 기수 이젝터들은 경계층들이 상기 입구 부분들에 의해 흡입되도록(ingested) 위치된다.

도 4는 한 대안의 실시예에 따른 항공기(400)의 분해도이다. 간결성을 위하여, 도 1-3에 예시된 상응하는 부분들과 동일한 특성을 가진 도 4에 예시된 요소들은 동일한 도면부호로 표시된다. 항공기(400)는 유체 발생기(104), 테일 이젝터(109, 110), 고압의 배출 가스를 테일 이젝터들로 안내하는 테일 관(112), 및 후방 스러스터 지지 스트럿(401)을 포함한다. 항공기(400)는 카나드 윙(117, 118)들, 블리드 공기 매니폴드(402) 및 기수 관(111)을 포함하는데, 기수 관(111)은 기수 이젝터들 사이에 일차 흐름 공급의 균형과 기수 이젝터(105, 106)로 흐르는 유체 흐름을 변조하는 모터 컨트롤 밸브(404)를 가진 컨트롤 밸브 박스(403)에 블리드 공기 매니폴드를 링크로 연결한다(linking). 가요성 라인(405)들이 압축된 블리드 공기를 컨트롤 밸브 박스(403)로부터 기수 이젝터(105, 106)들로 안내한다. 각각의 기수 이젝터(105, 106)들은 기수 이젝터들을 샤프트(408) 주위로 스위블 회전시키기 위한 모터(407)와 플랜지(406)를 포함한다.

항공기(400)는 컨트롤 표면을 가진 일차 에어포일 요소(115), 가령, 러더(rudder), 엘러본(elevon), 승강타(elevator), 추가적인 클로즈드 윙 에어포일 요소(409), 및 이차 클로즈드 윙 에어포일 요소(410)를 추가로 포함한다. 이차 에어포일 요소(410)는, 테일 이젝터들로부터 나온 유체가 하나 이상의 이차 에어포일 요소의 표면 위로 흐르도록, 테일 이젝터(109, 110)들의 출구 구조물(113, 114)의 직접적으로 하류에 위치된 리딩 에지를 가진다. 항공기(400)는 중앙 핀(central fin)과 러더(124), 테일 부분(103) 수용 탱크, 유체 발생기(104), 조절장치, 및 기수 부분(102)을 추가로 포함한다.

도 5는 한 대안의 실시예에 따른 항공기(500)를 도시한다. 간결성을 위하여, 도 1-3에 예시된 상응하는 부분들과 동일한 특성을 가진 도 5에 예시된 요소들은 동일한 도면부호로 표시된다. 항공기(500)는 단거리 이착륙(STOL) 성능을 가진 터보-프로펠러 추진 시스템을 포함한다. 항공기(500)는 테일 이젝터(109, 110)를 제외하고는 항공기(100)의 모든 특징부들을 포함한다. 대신, 항공기(500)는 터빈(도시되지 않음)에 의해 구동되는 프로펠러(510)를 포함하는데, 터빈은 유체 발생기(104)에 의해 동력이 공급된다. 한 실시예가 지지 조립체(520), 가령, 레그(leg) 또는 그 밖의 적절한 장치를 포함할 수 있으며, 항공기(500)가 정지된 상태에 있을 때, 착륙/이륙 표면과 프로펠러(510) 사이에 충분한 공간이 존재하거나 및/또는 이격되어 배열되도록(offset) 항공기(500)에 지지력을 제공한다. 지지 조립체(520)는 테일 부분(103)으로부터 연장되며 메인 바디(101)에 실질적으로 평행하게 배열되는 것이 바람직하다.

도 6은 항공기(100)의 착륙/이륙 표면(600)에 대해 이륙으로부터 수평 비행으로의 진행 과정(도 6a-6d)을 예시한 도면이다. 이동가능한 기수 이젝터(105, 106)들이 운항(in-flight) 중으로부터 수평 비행(순항)으로 항공기(100) 자세를 미세하게 조정(fine tuning)할 수 있다. 상기 실시예의 한 양태에 따르면, 일차 유체로서 고온의 가스를 사용하는 큰 테일 이젝터(109, 110)들은 자세를 조절하기 위해 스위블 회전할 필요가 없는 반면, 압축기 배출구 또는 블리드로부터 나온 저온의 가스로 작동되는 작은 기수 이젝터(105, 106)는 비행 시에 원하는 위치와 자세로 구동하고 항공기(100)의 자세와 고도를 유지하기 위해 스위블 회전될 수 있다. 기수 이젝터(105, 106)들은 중앙 컨트롤 밸브로부터 셧-다운될 수 있으며, 그에 따라, 블리드 좌측을 닫거나, 및/또는 기수 부분(102) 내부로 철회되어, 스로틀이 당겨진 상태에서(100% 미만의 속도에서) 유체 발생기(104)가 작동하고, 고온의 가스가 생성되어, 테일 이젝터(109, 110)에 일차 유체가 공급되고, 블리드 밸브가 닫힌다. 에어포일 요소(115)와 테일 이젝터(109, 110)들에 의해 형성된 커다란 또는 매크로-이젝터를 위한 덮개로서 작동되는 박스 윙으로부터 약간 증강되거나 또는 증강이 없어도, 수평 비행에서는 2:1의 증강도 가능하다.

추가적인 추력 증강을 생성하기 위하여, 고속의 공기흐름을 생성하는 테일 이젝터(109, 110)와 일차 에어포일 요소(115)를 조합하는 것이, 테일시터 형상으로 이륙할 때, 특히 유용하다. 테일 이젝터(109, 110)들은 종래의 이젝터의 일차 노즐(primary nozzle)이 된다. 그러면, 테일 이젝터(109, 110)들과 함께 매크로-이젝터를 형성하는 일차 에어포일 요소(115)는 덮개가 없는 단순한 스러스터에 비해 대략 1.1-1.2의 추력 증강을 생성한다. 테일 이젝터(109, 110)들은 자체적으로 2 이상, 대략, 3:1에 근접한 추력 증강을 생성할 수 있다. 그에 따라, 단순하게 2개의 터보젯을 이용하여 단위 추력을 얻는 대신, 총 추력 증강은 최소 2 x 1.1 = 2.2 내지 최대 3 x 1.2 = 3.6 증강 계수가 얻어져서, 무거운 항공기도 이륙할 수 있다. 항공기가 수평을 유지하여 순항 상태가 되면, 엔진의 스로틀은 당겨져서, 추력 증강은 항력과 일치하여 극복되도록 감소되고 항공기를 전방으로 추진시켜 수평 비행이 되게 한다.

도 7은 흐름 스테이션(flow station)들로 도시된 터보샤프트/터보프롭 엔진의 상측 절반 부분을 예시한 도면이다. 바닥 절반 부분은 샤프트와 터빈 구동 샤프트(이 경우, 자유 터빈 구동 프로펠러)가 삭제되고(stripped) 본 발명의 바람직한 실시예의 제트 증강 시스템을 구동시키기 위해 가스 발생기를 이용하는 동일한 엔진을 포함한다. 도 7은, 선택적으로는, 터보샤프트 구성 엔진을 제트 증강 시스템을 위한 가스 발생기로 변환시키고 본 시스템과 교체사용할 수 있는 이점을 가진 것을 도시한다.

도 7에서, 풀러 프로펠러(puller propeller) 형상이 상측 절반 부분에 도시된다. 그에 비해, 본 발명의 한 실시예는 푸셔 프로펠러가 위치되는 오른쪽을 향하는 샤프트를 가진다. 상측 절반 부분은 압축기, 연소기 및 2개의 터빈을 포함하는데, 2개의 터빈 중 하나는 압축기에 연결되고 다른 하나는 샤프트에 의해 프로펠러에 연결된다. 스테이션 2는 압축기 입구; 압축기 출구는 스테이션 3; 연소기 입구는 31; 연소기 출구는 4; 제1 터빈(압축기에 연결되어 압축기를 구동하는) 입구는 41; 제1 터빈 출구는 44; 자유 터빈으로의 입구는 45; 자유 터빈으로부터 나온 배출구는 5, 터빈으로부터 나와서 배출되는 출구는 6; 그리고, 출구(전체 시스템으로부터의)는 8로 표시된다. 상기 시스템에서, 스테이션 3으로부터의 블리드 시스템은 본 시스템의 전방 스러스터를 위한 구동 유체로서 사용된다. 작동 유체의 나머지는 프로펠러를 구동하기 위해 동력을 추출하는 자유 터빈을 구동하기 위해 가스 발생기에 의해 사용된다. 하측 절반 부분에서는, 본 시스템에는 자유 터빈과 샤프트(및, 암시적으로는 프로펠러)가 없으며, 그 밖의 모든 다른 요소들은 동일하게 유지된다. 시스템은 유사한데, 압축기를 구동하는 제1 터빈은 포함하지만 자유 터빈은 없어서, 본 시스템은 스테이션 44에서 전체 압력이 202.514 킬로파스칼이고 전체 온도가 1248.65 켈빈을 생성하는 가스 발생기가 된다. 이러한 에너지 수용 흐름은 본 발명의 바람직한 실시예의 제트 증강 시스템의 테일 이젝터(109, 110)를 위한 구동 유체로서 사용될 수 있다.

그 밖의 다른 가스 발생기는, 정상적인 작동 상태에서, 대략 2 정도의 압력비를 생성하도록 구성될 수 있다. 본 발명의 한 실시예는 1.5를 초과하는 증강비(augmenting ratio)를 구현할 수 있으며, 다양한 스러스터 디자인으로 인해 최대 2.75:1 증강비에 도달할 수 있다. 그에 따라, 이 상태에서 작동하는 상기 실시예의 제트 증강 시스템은 추력을 1.4-3배만큼 증가시킬 수 있다. 이와 반대로, 비연료소모율은 동일한 연료량만큼 감소되어 스테이션 44에서의 상태를 생성하도록 사용되며, 후방 및 전방 스러스터에서 구동 유체로 사용되는, 그 상태에서, 배출 가스로부터, 1.4배 더 큰 추력이 얻어진다. 일반적으로 파운드당 1.5 lb/hr인 통상적인 소형 터보젯의 연료 소모율에 비해, 본 제트 증강 시스템의 비연료소모율은 1.4배만큼 줄어들어, 파운드당 약 1.97 lb/hr 연료가 소모된다. 하나 이상의 실시예들은 원래의 파운드당 1.5 lb/hr에 비해 최대 2.0배만큼 줄어들며, 자유 터빈을 사용하지 않고도, 본 시스템이 파운드당 0.75 lb/hr에서 작동될 수 있는 것을 보여준다.

위에서 기술된 내용이 다수의 상이한 실시예들을 상세하게 설명하고 있지만, 발명의 보호범위는 하기 청구항들에서 정의된다는 것을 이해해야 한다. 발명의 상세한 설명은 단지 대표적인 것이지 가능한 모든 실시예들을 기술하지 않고 있는데, 가능한 모든 실시예를 기술하는 것은 실용적이지 못할 뿐만 아니라 가능하지도 않을 것이다. 현재 기술을 사용하면, 다수의 대안의 실시예들이 구현될 수 있다.

따라서, 본 발명의 사상과 범위를 벗어나지 않고도 다수의 변형예 및 변경예들이 가능하다. 따라서, 본 명세서에 기술된 장치 및 방법들은 단지 예시적인 것이며 발명의 범위를 제한하는 것으로 간주되어서는 안 된다.

Claims

항공기에 있어서, 상기 항공기는:
기수 부분, 테일 부분, 우측 쪽 및 좌측 쪽을 가진 메인 바디;
상기 메인 바디에 결합되고 유체 스트림을 생성하는 유체 발생기;
상기 유체 발생기에 유체적으로 결합된 하나 이상의 기수 관;
상기 유체 발생기에 유체적으로 결합된 하나 이상의 테일 관;
하나 이상의 기수 관에 유체적으로 결합되고 기수 부분에 결합되며 각각 우측 쪽과 좌측 쪽에 결합된 제1 및 제2 기수 이젝터를 포함하되, 상기 기수 이젝터들은 각각 하나 이상의 기수 관으로부터 나온 유체가 사전결정된 조절가능한 속도로 흘러 나오는 출구 구조물을 포함하고;
하나 이상의 테일 관에 유체적으로 결합되고 테일 부분에 결합된 하나 이상의 테일 이젝터를 포함하되, 하나 이상의 테일 이젝터는 하나 이상의 테일 관으로부터 나온 유체가 사전결정된 조절가능한 속도로 흘러 나오는 출구 구조물을 포함하며;
한 표면을 가진 일차 에어포일 요소를 포함하되, 상기 일차 에어포일 요소는 테일 부분에 결합되고, 일차 에어포일 요소의 표면은, 제1 및 제2 기수 이젝터로부터 나온 유체가 일차 에어포일 요소의 표면 위로 흐르도록, 제1 및 제2 기수 이젝터의 직접적으로 하류에 위치되며;
일차 에어포일 요소는 리딩 에지와 트레일링 에지를 가진 클로즈드 윙을 포함하되, 클로즈드 윙의 리딩 에지와 트레일링 에지는 내측 영역을 형성하는 것을 특징으로 하는 항공기.
제1항에 있어서, 기수 부분에 결합되고 각각 우측 쪽과 좌측 쪽에 결합된 제1 및 제2 카나드 윙을 추가로 포함하되, 상기 카나드 윙들은 항공기가 움직이는 동안 카나드 윙 위로 흐르는 주변 공기의 경계층들을 형성하도록 구성되며, 카나드 윙들은, 각각, 제1 및 제2 기수 이젝터가 경계층들에 유체적으로 결합되도록, 제1 및 제2 기수 이젝터의 직접적으로 상류에 위치되는 것을 특징으로 하는 항공기.
제2항에 있어서, 제1 및 제2 기수 이젝터는 각각 제1 및 제2 입구 부분을 포함하며, 제1 및 제2 기수 이젝터는 경계층들이 상기 입구 부분들에 의해 흡입되도록(ingested) 위치되는 것을 특징으로 하는 항공기.
제1항에 있어서, 유체 발생기는 메인 바디에 배열되는 것을 특징으로 하는 항공기.
제1항에 있어서, 발생기에 의해 생성된 유체 스트림은 항공기의 유일한 추력 수단인 것을 특징으로 하는 항공기.
제1항에 있어서, 제1 및 제2 기수 이젝터는 각각 리딩 에지를 가지며, 각각의 제1 및 제2 기수 이젝터는 리딩 에지에 평행하게 배열된 축 주위로 회전될 수 있는 것을 특징으로 하는 항공기.
제1항에 있어서, 한 표면을 가지며 메인 바디에 결합된 하나 이상의 이차 에어포일 요소를 추가로 포함하되, 하나 이상의 이차 에어포일 요소의 리딩 에지는, 테일 이젝터들로부터 나온 유체가 하나 이상의 이차 에어포일 요소의 표면 위로 흐르도록, 하나 이상의 테일 이젝터의 출구 구조물의 직접적으로 하류에 위치되는 것을 특징으로 하는 항공기.
제1항에 있어서, 하나 이상의 테일 이젝터는 리딩 에지를 가지며, 하나 이상의 테일 이젝터는 리딩 에지에 평행하게 배열된 축 주위로 회전될 수 있는 것을 특징으로 하는 항공기.
삭제
제1항에 있어서, 하나 이상의 테일 이젝터는 내측 영역 안에 적어도 부분적으로 배열되는 것을 특징으로 하는 항공기.
제10항에 있어서, 이젝터는 내측 영역 안에서 조절 가능하게 이동될 수 있는 것을 특징으로 하는 항공기.
제1항에 있어서, 클로즈드 윙은 복수의 컨트롤 표면을 추가로 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기.
제1항에 있어서,
유체 발생기는 유체 스트림이 저온에 있는 제1 영역과 유체 스트림이 고온에 있는 제2 영역을 포함하고,
하나 이상의 기수 관은 유체를 제1 영역으로부터 제1 및 제2 기수 이젝터로 제공하며,
하나 이상의 테일 관은 유체를 제2 영역으로부터 하나 이상의 테일 이젝터로 제공하는 것을 특징으로 하는 항공기.
항공기에 있어서, 상기 항공기는:
기수 부분, 테일 부분, 우측 쪽 및 좌측 쪽을 가진 메인 바디;
상기 메인 바디에 결합되고 유체 스트림을 생성하는 유체 발생기;
상기 유체 발생기에 유체적으로 결합된 하나 이상의 기수 관;
상기 유체 발생기에 유체적으로 결합된 하나 이상의 테일 관;
하나 이상의 기수 관에 유체적으로 결합되고 기수 부분에 결합되며 각각 우측 쪽과 좌측 쪽에 결합된 제1 및 제2 기수 이젝터를 포함하되, 상기 기수 이젝터들은 각각 하나 이상의 기수 관으로부터 나온 유체가 사전결정된 조절가능한 속도로 흘러 나오는 출구 구조물을 포함하고;
하나 이상의 테일 관에 유체적으로 결합되고 테일 부분에 결합된 하나 이상의 프로펠러를 포함하며;
한 표면을 가진 일차 에어포일 요소를 포함하되, 상기 일차 에어포일 요소는 테일 부분에 결합되고, 일차 에어포일 요소의 표면은, 제1 및 제2 기수 이젝터로부터 나온 유체가 일차 에어포일 요소의 표면 위로 흐르도록, 제1 및 제2 기수 이젝터의 직접적으로 하류에 위치되며;
일차 에어포일 요소는 리딩 에지와 트레일링 에지를 가진 클로즈드 윙을 포함하되, 클로즈드 윙의 리딩 에지와 트레일링 에지는 내측 영역을 형성하는 것을 특징으로 하는 항공기.
제14항에 있어서, 기수 부분에 결합되고 각각 우측 쪽과 좌측 쪽에 결합된 제1 및 제2 카나드 윙을 추가로 포함하되, 상기 카나드 윙들은 항공기가 움직이는 동안 카나드 윙 위로 흐르는 주변 공기의 경계층들을 형성하도록 구성되며, 카나드 윙들은, 각각, 제1 및 제2 기수 이젝터가 경계층들에 유체적으로 결합되도록, 제1 및 제2 기수 이젝터의 직접적으로 상류에 위치되는 것을 특징으로 하는 항공기.
제15항에 있어서, 제1 및 제2 기수 이젝터는 각각 제1 및 제2 입구 부분을 포함하며, 제1 및 제2 기수 이젝터는 경계층들이 상기 입구 부분들에 의해 흡입되도록 위치되는 것을 특징으로 하는 항공기.
제14항에 있어서, 유체 발생기는 메인 바디에 배열되는 것을 특징으로 하는 항공기.
제14항에 있어서, 제1 및 제2 기수 이젝터는 각각 리딩 에지를 가지며, 각각의 제1 및 제2 기수 이젝터는 리딩 에지에 평행하게 배열된 축 주위로 회전될 수 있는 것을 특징으로 하는 항공기.
삭제
제14항에 있어서, 하나 이상의 프로펠러는 내측 영역 안에 적어도 부분적으로 배열되는 것을 특징으로 하는 항공기.
제14항에 있어서, 클로즈드 윙은 복수의 컨트롤 표면을 추가로 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기.
제14항에 있어서,
유체 발생기는 유체 스트림이 저온에 있는 제1 영역과 유체 스트림이 고온에 있는 제2 영역을 포함하고,
하나 이상의 기수 관은 유체를 제1 영역으로부터 제1 및 제2 기수 이젝터로 제공하며,
하나 이상의 테일 관은 유체를 제2 영역으로부터 하나 이상의 프로펠러에 결합된 터빈으로 제공하는 것을 특징으로 하는 항공기.
제14항에 있어서, 메인 바디에 평행하고 테일 부분으로부터 연장되는 지지 조립체를 추가로 포함하는 것을 특징으로 하는 항공기.