KR102663574B1 - 공중 차량을 위한 유체 추진 시스템 및 추력 및 리프트 발생기 - Google Patents

Abstract

차량은 본체 및 가스 스트림을 생성하는 가스 발생기를 포함한다. 적어도 하나의 전방 도관 및 테일 도관이 상기 발생기에 유체적으로 연결된다. 제1 및 제2 전방 이젝터는 적어도 하나의 전방 도관에 유체적으로 연결된다. 적어도 하나의 테일 이젝터가 적어도 하나의 테일 도관에 유체적으로 연결된다. 전방 이젝터는 각각 적어도 하나의 전방 도관으로부터의 가스가 유동하는 출구 구조체를 포함한다. 적어도 하나의 테일 이젝터는 적어도 하나의 테일 도관으로부터의 가스가 유동하는 출구 구조체를 포함한다. 제1 및 제2 일차 에어포일 요소는 각각 제1 및 제2 전방 이젝터의 바로 하류에 위치한 선단 에지를 갖는다. 적어도 하나의 2차 에어포일 요소는 적어도 하나의 테일 이젝터의 출구 구조체의 바로 하류에 위치한 선단 에지를 갖는다.

Description

공중 차량을 위한 유체 추진 시스템 및 추력 및 리프트 발생기

본 개시는 미국 및 국제 저작권법에 의해 보호된다. ⓒ 2016 제톱테라. 모든 권리 소유. 이 특허 문서의 개시 부분에는 저작권 보호 대상인 자료가 포함되어 있다. 저작권 소유자는 특허 및 상표청의 특허 파일 또는 기록에 나타나 있듯이, 누구나 특허 문서 또는 특허 개시의 팩스 복제에 대한 이의를 제기하지 않지만, 다른 모든 저작권은 보유한다.

본 출원은 2015년 9월 2일자로 출원된 미국 가출원 제62/213,465호에 대한 우선권을 주장하며, 그 전체 내용은 본 명세서에 완전히 기재된 것처럼 본원에 참고로 인용된다.

호버링, 수직으로 이륙 및 착륙할 수 있는 항공기는 통상 VTOL(Vertical Take-Off and Landing) 항공기라고 한다. 이러한 분류에는 고정 날개 항공기는 물론 헬리콥터 및 틸트 가능 동력식 로터가 장착된 항공기가 포함된다. 일부 VTOL 항공기는 STOL(Short Take-Off and Landing)과 같은 다른 모드에서도 작동할 수 있다. VTOL은 V/STOL(Vertical and/or Short Take-off and Landing)의 하위 집합이다.

설명의 목적을 위해, VTOL 능력을 갖는 현재 항공기의 예는 F-35 라이트닝이다. 수직 상승 기류를 벡터화하는 종래의 방법은 서로 90 °로 배열되고 외부 노즐에 배치된 2 세트의 편평한 플래퍼 베인의 사용과 함께 단일 방향으로 선회할 수 있는 노즐의 사용을 포함한다. 마찬가지로 F-35 라이트닝의 추진 시스템은 터빈 엔진의 벡터화된 추력과 수직 방향의 리프트 팬의 조합을 사용하여 수직 리프트 힘을 제공한다. 리프트 팬은 조종실 뒤쪽의 상부 및 하부 뚜껑이 있는 베이에 위치된다. 엔진은 수평에서 수직의 전방으로 추력을 편향시킬 수 있는 3-베어링 회전 노즐을 통해 배기된다. 롤 제어 덕트는 각 날개에서 밖으로 연장되고 엔진 팬으로부터 공기에 그들의 추진력이 공급된다. 피치 제어는 리프트 팬/엔진 추력 스플릿을 통해 영향을 받는다. 요(yaw) 제어는 엔진 스위블 노즐의 요 운동을 통해 이루어진다. 롤 제어는 2개의 롤 제어 덕트의 단부에서 개구를 차동적으로 개폐함으로써 제공된다. 리프트 팬에는 전후 방향으로 추력 편향을 제공하는 신축형 "D"형 노즐이 구비된다. D- 노즐에는 출구 구멍에 고정 베인이 구비되어 있다.

항공기 또는 무인 항공기의 설계는 보다 일반적으로 그 추진 요소와 이들 요소가 통합된 기체로 구성된다. 통상적으로, 항공기의 추진 장치는 터보 제트, 터보 팬, 터보프롭 또는 터보 샤프트, 피스톤 엔진 또는 프로펠러가 장착된 전기 모터일 수 있다. 소형의 무인 공중 차량(UAV)의 추진 시스템(프로펄서)은 피스톤 엔진 또는 샤프트를 통해 하나 또는 여러 개의 프로펠러에 동력을 공급하는 전기 모터이다. 유인 여부에 관계없이 대형 항공기의 프로펄서는 전통적으로 제트 엔진 또는 터보프롭이다. 추진기는 일반적으로 항공기에 힘을 전달하고 하중을 유지할 수 있는 파일런 또는 스트러트를 통해 항공기의 기체 또는 본체 날개에 부착된다. 공기와 가스의 출현하는 혼합된 제트(제트 유출)는 제트 유출의 흐름과 반대 방향으로 항공기를 추진한다.

통상적으로, (Bell Boeing V-22 Osprey)와 같은 일부 적용예에서처럼 회전하지 않는 한, 대형 프로펠러의 기류 유출은 수평 비행에서 상승 목적으로 사용되지 않고, 상당한 양의 운동 에너지가 항공기의 이익을 위해 활용되지 않는다. 오히려 대부분의 기존 항공기의 리프트는 날개와 테일에 의해 생성된다. 또한, Osprey에서 발견된 특정 VTOL 적용(예를 들어 수평 비행으로의 전환을 통한 이륙)에서도, 프로펠러 자체로 인한 리프트는 수평 비행 중에는 최소화되며, 그럼에도 불구하고 대부분의 리프트 힘은 날개에서 비롯된다.

항공기에서 리프트를 생성하기 위한 현재의 기술 상태는 일반적으로 에어포일인 날개 및 날개 요소에 고속의 공기 흐름을 생성하는 것이다. 에어포일은 에어포일의 선단 에지로부터 후미 에지까지 주로 축 방향으로 연장된 코드 라인을 특징으로 한다. 입사 공기 흐름과 코드 라인 사이에 형성된 어택 각도에 기초하여, 에어포일 리프트 생성 원리에 따라, 낮은 압력의 공기는 흡입(상부) 측으로 흐르고, 반대로 베르누이 법칙(Bernoulli law)에 의해 하부 측(압력 측)보다 높은 속도로 이동한다. 항공기의 공기 속도가 낮을수록, 리프트 힘이 낮고, 날개의 표면적이 더 높거나 또는 이륙을 포함하여 더 높은 입사각이 필요하다.

대형 UAV는 이 규칙에 예외를 두지 않는다. 리프트는 적절한 어택 각도, 코드, 날개 폭 및 캠버 선으로 날개 에어포일을 설계하여 생성된다. 플랩, 슬롯 및 기타 여러 장치는 날개의 양력 계수 및 표면적 증가를 통해 리프트를 최대화하는데 사용되는 다른 기존 도구이지만, 항공기의 공기 속도에 해당하는 리프트를 생성한다. (면적(S)과 양력 계수(CL)를 높이면 L = ½ ρV2SCL.에 따라 더 낮은 항공기 속도(V0)에서 유사한 양의 리프트가 생성될 수 있지만, 항력과 중량이 커야한다.) 이러한 현재의 기술은 또한 높은 측풍이 있는 조건 하에서 효율이 현저하게 떨어지면 성능이 떨어진다.

소형 UAV는 프로펠러에 의해 발생된 추력을 이용하여 차량을 들어 올리는 것이 틀림없지만, 현재의 기술은 전기 모터 속도의 제어에 엄격히 의존하며, 보다 작은 UAV는 추력 및 양력을 발생시키거나 프로펠러를 기울임으로써 수평 비행으로 전환하도록 모터를 선회할 수 있는 능력을 갖거나 또는 갖지 않을 수 있다. 더욱이, 이러한 추진 요소를 사용하는 보다 작은 UAV는 배터리, 전력 밀도 및 대형 프로펠러와 관련된 비효율성으로 인해 어려움을 겪고 있으며, 이는 호버링에서는 효율적이지만 레벨 비행에서는 비효율적일 수 있으며 블레이드의 빠른 이동 팁으로 인해 작동 시 어려움과 위험을 초래할 수 있다. 대부분의 현재의 쿼드콥터 및 기타 전기적으로 작동하는 공중 차량은 매우 짧은 비행 시간만이 가능하고, 큰 페이로드를 효율적으로 들어올리거나 운반할 수 없는데, 전기 모터 시스템과 배터리의 무게는 비행 중 항상 차량 중량의 70 %를 훨씬 초과할 수 있기 때문이다. 제트 연료 또는 운송에 일반적으로 사용되는 기타 탄화수소 연료를 사용하는 유사한 차량은 적어도 1 배 이상의 사용 가능한 연료를 운반한다. 이는 탄화수소 연료 기반 시스템의 중량 대 총 차량 중량 비율이 낮을뿐만 아니라 배터리 시스템과 비교하여 탄화수소 연료의 훨씬 높은 에너지 밀도(최소 1 배 이상)로 설명할 수 있다.

따라서, 항공기, 특히 UAV 및 특정 유인 공중 차량에 대한 개선된 효율성, 개선된 능력 및 다른 기술 발전에 대한 필요성이 존재한다.

도 1a 내지 도 1c는 종래의 전기 쿼드콥터와 본 발명의 일 실시예 사이의 구조, 힘 및 제어의 차이점 중 일부를 나타낸다.
도 2a는 종래의 날개 및 비행기 구조의 평면도이다.
도 2b는 종래의 날개 및 비행기 구조의 정면도이다.
도 3은 이젝터의 상부 절반만을 도시하는 본 발명의 일 실시예의 단면도이며, 내부 유동 내의 속도 및 온도의 프로파일을 도시한다.
도 4는 에어포일의 전방에 배치된 프로펄서/이젝터를 나타내는 본 발명의 실시예이다.
도 5는 프로펄서/이젝터가 다른 날개 에어포일의 일부로서 제어면의 전면에 배치되는 본 발명의 다른 실시예이다.
도 6a 내지 도 6c는 다른 관점에서의 도 5에 도시된 본 발명을 도시한다.
도 7a는 항공기를 전방으로 밀기 위해 후류에서 제트 유출 및 에어포일을 이용하고 날개 상에서 엔진을 대체하여 리프트를 발생시키는 본 발명의 다른 실시예이다.
도 7b는 도 7a에 도시된 본 발명의 정면도이다.
도 7c는 탠덤 윙을 특징으로 하는 본 발명의 다른 실시예이다.
도 8a는 전방 추력 보강 이젝터가 카나드 날개와 추력을 생성하고 후방 추력 보강 이젝터는 후방 영역에서 추력 및 리프트를 생성하는 탠덤 추력/리프트 생성 시스템을 갖춘 본 발명의 다른 실시예의 측면도이다.
도 8b는 도 8a에 도시된 본 발명의 사시도이다.
도 9는 도 8a 및 도 8b에 도시된 본 발명의 사시도이고 항공기 테일 배열 및 가스 발생기 장착부를 특징으로 한다.
도 10a 내지 도 10e는 에어포일의 일정 공기 속도에서의 리프트 계수 변화를 스톨링 어택 각도를 나타내는 입사각의 함수로서 도시한다.
도 11a 내지 도 11b는 본 발명의 상이한 배치로 스톨 마진 향상을 보여준다.
도 12a 내지 도 12c는 프로펄서의 이젝터 구성 요소를 날개의 상대 위치에 특징으로 하는 본 발명의 또 다른 실시예이다.
도 13a 내지 도 13c는 본 발명이 어떻게 이젝터의 후류에 배치된 얇은 에어포일과 관련해서 추력 증가 이젝터를 사용하여 항공기의 피치, 롤 및 요를 제어할 수 있는지를 도시한다.
도 14는 그 자체가 두 개의 절반부로 분할된 코안다 이젝터의 확산기 벽에 대한 플랩형 요소를 갖는 본 발명의 일 실시예이다.
도 15a 내지 도 15c는 상이한 관점에서 본 발명의 일 실시예의 3D 특징을 도시한다.
도 16a는 스톨의 성능 및 마진을 향상시키기 위한 본 발명의 다른 실시예를 도시한다.
도 16b 내지 도 16d는 다른 관점에서 도 16a에 도시된 본 발명을 도시한다.
도 17a 내지 도 17c는 본 발명의 또 다른 실시예를 도시한다.
도 18a 내지 도 18c는 코안다 유형 이젝터에 대한 통상적인 배열을 나타낸다.
도 18d는 간단한 일차 노즐 요소를 갖는 원형 코안다 이젝터를 묘사하는 본 발명의 일 실시예이다.
도 19a 내지 도 19d는 성능이 보다 우수한 일차 노즐을 특징으로 하는 본 발명의 상이한 실시예를 도시한다.
도 19e는 중심에서 일차 노즐 내부에 배치된 델타 윙 방해물에 대한 흐름을 도시한다.
도 20은 본 발명의 일 실시예의 열역학을 설명한다.
도 21은 본 발명의 또 다른 실시예 및 흐름 분리 지연을 개선하기 위한 특징들이다.
도 22a 내지 도 22f는 본 발명의 상이한 3D 피처 및 실시예를 도시한다.
도 23은 본 발명의 일 실시예에 따른 소정의 특징을 나타낸다.
도 24는 VTOL 전용 항공기에 적용된 코안다 유형 이젝터를 보여준다.
도 25는 본 발명의 다른 실시예로서 이젝터의 다른 배치를 나타낸다.
도 26a는 하이 바이패스 터보 팬을 나타낸다.
도 26b는 본 발명의 일 실시예로서 가스 발생기로서 기능하는 변형된 터보 팬을 도시한다.
도 27a는 블리드 및 도관 네트워크를 특징으로 하는 본 발명의 일 실시예이다.
도 27b는 블리드 및 도관 네트워크의 다른 실시예이다.
도 27c는 제어기 및 센서를 도시하는 블리드 및 도관 네트워크의 또 다른 실시예이다.
도 27d는 제어기 및 식별된 센서를 도시하는 블리드 및 도관 네트워크의 또 다른 실시예이다.
도 28a 내지 도 28e는 본 발명의 프로펄서의 가능한 형상이다.
도 29는 본 발명의 일 실시예에서 이륙 또는 호버링 시의 추진 시스템의 가능한 배치이다.
도 30a 내지 도 30b는 제트 엔진의 열역학적 사이클을 도시한다.
도 31은 본 발명의 일 실시예이다.

본 출원은 본 발명의 하나 이상의 실시예를 설명하기 위한 것이다. 특정 용어뿐만 아니라 "해야 하는", "할 것이다" 등의 절대적인 용어의 사용은 그러한 실시예 중 하나 이상에 적용 가능하다고 해석되어야 하지만, 반드시 이러한 모든 실시예에 적용될 수 있는 것은 아니다. 이와 같이, 본 발명의 실시예들은 그러한 절대적인 용어의 문맥으로 기술된 하나 이상의 특징 또는 기능성을 생략하거나 포함할 수 있다. 또한, 본 출원에서의 제목은 참고용일 뿐이며, 본 발명의 의미 또는 해석에 어떤 식으로든 영향을 미치지 않아야 한다.

본 출원에 개시된 본 발명은 독립적으로 그리고 함께 작동하여 UAV가 대형 프로펠러 또는 팬을 사용하지 않고 전기식 UAV의 조작을 수행할 수 있게 하며, 또한 차량의 자율성, 범위 및 총 하중 비율에 대한 탑재량을 극대화한다. 쿼드콥터와 같은 전기 UAV는 수직으로 이륙하고 착륙할 수 있으며 루프에 부착된 프로펠러의 회전 속도를 제어하여 루프 등을 실행할 수 있다. 본 발명은 프로펠러 또는 대형 팬의 필요성을 없애고 프로펠러의 회전 속도의 제어 로직을 주로 차량의 보드 상의 가스 발생기로부터의 동기 유체가 공급되는 선회 추력 증대 이젝터의 유체 제어로 대체한다. 제트 엔진을 사용하는 비-전기식 UAV는 일반적으로 저속으로 또는 효율적으로 작동하지 않으며 전기식 무인기와 비교할 때 기동성이 제한적이다. 도 1a 내지 도 1c는 본 발명의 실시예들 중 하나인 종래의 전기 쿼드콥터와 유체 쿼드콥터 사이의 구조, 힘 및 회전 속도의 차이점 중 일부를 나타낸다.

본 발명은 비-전기 UAV의 기동성을 현저히 증가시키는 몇몇 요소를 도입한다. 예를 들어, 본 발명의 일 실시예는 항공기 상에 배치될 수 있는 새로운 추진 장치(프로펄서)를 개시한다. 또 다른 실시예는 프로펄서의 일부로서 이젝터에 구현된 신규한 3D 요소를 기술한다. 또 다른 실시예는 추력 발생기(프로펄서) 및 항공기 상에 전개될 수 있는 얇은 에어포일 날개(리프팅 요소)를 결합하는 탠덤 시스템을 개시한다. 또 다른 실시예는 이젝터 노즐 및 노즐의 후류에 배치된 박형 에어포일로 구성되고 추력 및 리프트 생성을 위해 노즐로부터의 제트 유출을 사용하는 특정 탠덤 시스템을 기술한다. 또 다른 실시예는 높은 입사 비행 각도를 허용하기 위해 날개 위에 이젝터를 신규 배치하는 것을 개시한다. 하나의 추가 실시예는 추진 시스템의 열역학적 사이클을 적용하여 추진 시스템의 효율을 증가시키고 전체 중량을 감소시키는 임의의 유리한 특징을 적용하는 것을 개시한다. 마지막으로, 다른 실시예는 VTOL 능력을 터보 기계와 조합하고 공중 차량의 피치, 롤 및 요의 제어를 결합하는 추력 발생 시스템을 기술한다.

전술한 실시예들 각각 및 본 출원에 개시된 본 발명의 더 많은 실시예들이 이하의 섹션들에서 더 설명될 것이다.

추진 장치 및 추력 시스템.

도 2a 및 도 2b는 추력을 발생시키는 날개 장착 엔진을 갖는 종래의 항공기를 설명하며, 이는 추력을 생성하여 항공기의 가속도 및 속도를 발생시키며, 날개 리프트의 발생을 야기한다. 엔진의 기능은 추력을 발생시키는 것이며, 엔진으로부터의 제트 유출은 추가적인 리프트 발생을 위해 사용되지 않지만 대기로 손실된다. 제트 유출은 항공기보다 높은 속도를 가지며, 따라서 날개에 의해 생성된 리프트는 현재 적용 대상인 로컬 엔진 제트 유출 속도가 아닌 항공기의 속도와 관련이 있다.

본 발명의 일 실시예는 주변 공기의 인입(entrainment) 및 가속을 위해 유동체를 이용하는 프로펄서를 포함하고, (가스 발생기로부터의 프로펄서에 공급되는) 고압 가스와 인입된 주변 공기의 혼합물의 고속 제트 유출을 프로펄서의 후류에 있는 프로펄서 바로 뒤에 배치된 에어포일쪽으로 직접 엔지니어링된 방식으로 대칭 또는 비대칭 방식으로 전달한다.

도 3은 이젝터(200)의 상부 절반의 단면만을 도시한다. 플리넘(211)은 주변 공기보다 더 고온으로 공급된다. 비한정적인 예로서, 화석 연료 연소 엔진 또는 전기 동력 압축기에 의해 제조될 수 있는 가압된 원동력 가스 스트림(600)은 도관을 통해 일차 노즐(203)과 이젝터의 내측으로 연통한다. 일차 노즐은 일차 노즐(203)의 설계에 따라 이젝터 성능에 의해 요구되는 속도로 원동력 유체(600)를 가속시킨다. 일차 (동기) 유체(600)는 도면의 좌측으로부터 0이 아닌 속도로 이젝터에 접근하거나 놓일 수 있는 주변 공기(1)를 인입하는 벽 제트로서 코안다 표면(204) 상에서 고속으로 나타난다. 스트림(600)과 주위(1)의 혼합은 이젝터의 목부(225)에서 완전히 축 방향으로 이동한다. 확산기(210)에서의 확산을 통해, 혼합 및 평활화 프로세스는 계속되어, 축 방향(700)의 온도 및 속도 프로파일(750)은 목부(225)에서 더 높고 낮은 값을 갖지 않지만, 이젝터 출구에서 균일한다. 1과 600의 혼합물이 출구면에 접근함에 따라, 온도와 속도 프로파일은 거의 균일하다. 특히, 혼합물의 온도는 날개 또는 제어면과 같은 에어포일쪽으로 향하기에 충분히 낮다.

도 4를 참조하면, 본 발명의 또 다른 실시예가 도시되고, 프로펄서/이젝터(200)는 에어포일(100)의 전방에 배치되어 리프트 힘(400)을 생성한다. 에어포일(100)에 걸친 국부 유동은 항공기 공기 속도(500)와 비교하여 프로펄서(200) 출구 제트의 더 높은 속도(300)로 인해 항공기의 속도보다 더 빠르다. 프로펄서는 가스 발생기에 의해 제공되는 고온의 동기 흐름을 높은 인입 속도로 들어오는 차가운 주변 공기 흐름과 함께 격렬하게 혼합한다. 혼합물은 이젝터 온도의 고온 원동력 흐름(600)을 기계적 또는 구조적으로 에어포일(100 또는 150)에 영향을 미치지 않을 혼합물 온도 프로파일(750)로 감소시키기에 충분히 균질하다. 프로펄서(200)를 떠나는 유출 제트의 속도 프로파일은 보다 높은 국부 속도로 인해 더 많은 리프트(400)가 에어포일(100)에 의해 생성될 수 있도록 한다. 추가적인 제어 표면은 여기에 도시된 엘리베이터 표면(150)과 같은 에어포일(100) 상에 구현될 수 있다. 이러한 표면(150)의 각도를 변화시킴으로써, 항공기의 자세는 제트 유출(300)의 보다 높은 국부적인 속도가 주어지면 신속하게 변경될 수 있다.

도 5는 프로펄서/이젝터(200)가 다른 날개 에어포일(101)의 일부로서 제어면(152) 앞에 배치될 수 있음을 도시한다. 프로펄서는 비-축 대칭 형상일 수 있고, 제어 표면은 상기 프로펄서(200)의 후류에 정확히 위치될 수 있다. 프로펄서는 가스 발생기에 의해 제공되는 고온의 동기 흐름을 높은 유입 속도로 들어오는 차가운 주변 공기 흐름과 함께 격렬하게 혼합한다. 유사하게, 혼합물은 이젝터 온도의 고온의 원동력 흐름(600)을 제어 표면에 기계적 또는 구조적으로 영향을 주지 않는 혼합물 온도 프로파일로 감소시키기에 충분히 균질하다. 이 실시예에서, 요는 제어 표면(152)의 배향을 변화시킴으로써 제어될 수 있다. 프로펄서(200)의 주요 기능은 추력뿐만 아니라 리프트 또는 자세 제어를 생성하는 것이다. 이 실시예에서, 요 제어는 항공기 축(10) 둘레로 회전을 생성하는 방향(151)에 있다.

도 6a 내지 도 6c는 도 5의 예시를 다른 관점에서 도시한다.

예를 들어, 프로펄서의 직사각형 배출 평면에 기인한 직사각형 패턴을 갖는 출현 제트는 또한 프로펠러 및 전기 모터보다 훨씬 용이하고 더 많은 방향으로 벡터화될 수 있다. 또 다른 예에서, 프로펄서의 직사각형 배출면에 기인한 직사각형 패턴을 갖는 출현 제트는 리프트 이익을 최대화하기 위해 프로펄서 뒤쪽의 소정 거리에 배치된 짧은 날개의 선단 에지를 향한다. 따라서, 본 발명에서 설명된 바와 같이, 프로펄서는 항공기가 제트 유출의 방향과 거의 반대 방향으로 전진하는데 필요한 리프트를 발생시킬 수 있다. 또한, 상기 프로펄서 또는 이젝터에 기인하여 상기 항공기의 속도보다 빠른 속도로 이동하는 상기 제트 유출은 상기 프로펄서 또는 이젝터 뒤에 배치된 에어포일 위로 유동하는 양력을 증가시키는데 사용된다. 제트의 속도는 항상 항공기의 속도를 초과해야 하며 추진 효율을 극대화하려면 두 속도의 차이가 최소화되어야한다. 저속에서 추진력을 제공하는 유량의 질량이 높을수록 항공기 속도보다 높을수록 추진 효율이 높아진다. 예를 들어, 당업자가 알고 있는 추진 효율 방정식을 사용하면:

PE=2V0/(V+V0)이고,

여기서 V는 프로펄서 출구 제트 속도이고 V0는 항공기의 속도이며, 추진 제트 속도가 항공기 속도의 150 %인 경우, 항공기의 속도는 프로펄서의 출현 제트 속도의 50 %가되며, 추진 효율은 80 %가될 것이다. 비행기의 프로펄서의 배기 섹션을 떠난 후, 대부분의 종래의 제트 비행기의 배기 흐름은 환경에 손실되고, 예를 들어, 제트 엔진으로부터의 제트는 여전히 후류에서 에너지를 전달하지만, 잔류 제트로부터 어떠한 이익도 얻지 못한다. 배기 흐름은 전형적으로 더 빠른 속도(따라서 에너지)에서의 원형 제트이며, 더 낮은 속도에서 평행한 흐름과 혼합되어 결국 항공기의 후행 와류 쌍과 혼합된다. 일단 비행기 엔진을 배기 가스로 남겨두면, 제트 유출은 더 이상 항공기에 유익하지 않으며 배기 제트의 속도가 높을수록 추진 효율은 낮아지고 주위로의 에너지 낭비가 줄어든다.

본 발명의 일 실시예는 본 발명에서 나오는 혼합된 스트림을 사용하여, 그렇지 않으면 종래의 항공기에서 주위로 손실되어 리프트 생성 또는 항공기 태도 변화에 대해 상기 프로펄서 바로 뒤에 배치된 얇은 에어포일 날개 또는 다른 표면으로 직접 리프트를 이동시킴으로써 리프트를 생성하거나 방향 변경 능력을 창출한다. 가압 가스의 공급은 항공기 동체와 날개에 포함된 네트워크를 통해 세그먼트 방식으로 추가 조정하거나 사용할 수 있으므로 유출 제트의 인입과 속도는 일차 또는 2차 방법을 통해 다이얼링될 수 있다. 기본 방법은 압력, 흐름, 온도 및/또는 세분화(항공기에 분산된 여러 프로펄서에 대한 다중 공급)의 조정을 의미한다. 세그멘테이션의 개념은 항공기 전체에 편리하게 배치되는 다수의 프로펄서 요소의 사용, 즉 하나의 큰 프로펄서의 기능을 도관 네트워크를 통해 가압된 가스로 공급되는 다수의 작은 프로펄서로 분할하는 것을 포함한다. 2차 방법은 프로펄서의 중립 위치와 관련하여 프로펄서의 기하학적 구조 또는 위치를 변경하는 것을 포함할 수 있다. 예를 들어, 수평 비행에서 적절한 가스 압력과 유동을 프로펄서에 공급하면 항공기의 대기 속도의 125 %에서 제트가 유출될 수 있다. 항공기 속도보다 큰 125 % 제트 유출 축 방향 속도의 경우 추진 효율은 88 %가된다. 주변 공기의 인입을 통해 생성된 동일한 추진력 수준으로 높은 속도에서 출현 속도가 110 %가 되면 추진 효율은 95 %로 향상된다.

추력 및 리프트 발생기

본 발명의 다른 실시예는 일반적으로 유출 제트의 하류에 위치하는 얇은 에어포일에 대해 주로 축 방향 속도 성분을 갖는 고속의 비-원형 유출 제트를 안내하는 추력 발생 요소로 구성된 탠덤 시스템을 통해 얻어진 추력 및 양력의 조합에 관한 것이다. 이 유출 제트의 국부적인 높은 축 방향 속도는 ~ (제트 흐름 속도)(2)와 같이 항공기 속도의 정규 날개의 리프트보다 상당히 높은 레벨에서 리프트를 발생시킨다. 유출 제트는 고온의 고 에너지 가스의 혼합물이며, 고압 가스 발생기 출구로부터의 도관 및 주변의 공기와 함께 추력 발생기에 제공된다. 인입된 공기는 추력 발생 요소 내부의 추력 발생기로 공급되는 고압 가스에 의해 운동량 전달을 통해 높은 운동 에너지 레벨로 흐르게 된다. 생성된 공기와 가스의 혼합물은 추력 발생기에서 나오고, 주로 축 방향, 하류 방향으로, 얇은 에어포일 에어 선단 모서리 및/또는 에어포일의 압력 측면을 향하여 지향될 수 있다.

대부분의 종래의 항공기에서, 손실된 에너지를 이용하기 위해 에어포일 또는 날개 포일에서 제트 유출을 유도하는 것이 현재 가능하지 않다. 터보 제트의 경우, 제트 유출의 고온은 실제로 에어포일을 통한 리프트 생성을 위한 사용을 배제한다. 일반적인 제트 배기 온도는 섭씨 1000도이며 때로는 후 연소가 추력 증가를 위해 사용되는 경우 도 높고, 이는 대부분의 군용 항공기에 해당된다. 터보 팬이 사용될 때, 현대의 항공기에서 높은 바이패스를 사용함에도 불구하고, 팬 및 코어 배출 유체를 주로 축 방향으로 지향시키는 날개에도 불구하고, 팬 회전으로 인해 상당한 축 방향이 아닌 잔여 요소가 여전히 존재한다. 매우 높은 온도에서의 코어 고온 가스의 존재 및 제트의 하향의 원통형 특성뿐만 아니라 나오는 혼합물의 잔류 회전 운동은 터보 팬 엔진 뒤에 직접 배치된 에어포일의 사용을 비실용적으로 만든다. 또한 터보 팬과 같은 제트 엔진의 고온의 차가운 흐름의 혼합 길이는 인치가 아닌 마일 단위로 발생한다. 다른 한편으로, 더 큰 터보프롭의 현재 사용은 프로펠러 뒤의 회전 성분 속도가 더 높고 더 낮은 속도로 다량의 공기를 이동시킴으로써 프로펠러 직경의 크기만큼 큰 하방 원통형 공기 흐름을 생성한다. 회전 성분은 추진력 이외의 다른 목적으로 하류 운동 에너지를 이용하는 것을 어렵게 하므로, 운동 에너지의 일부가 손실되고 효율적으로 이용되지 못한다. 대형 프로펠러에 의해 움직이는 공기 중 일부는 또한 엔진의 핵심 부분으로 향하게 된다. 요약하면, 현재의 추진 시스템으로부터의 제트 유출은 현재 이용되지 않고 있는 잔여 에너지 및 잠재력을 갖는다.

본 발명의 이러한 실시예에서, 상기 스트림은 리프트 생성을 위해 얇은 에어포일로 곧게 지향시킴으로써 리프트 생성 스트림으로서 사용될 수 있다. 예를 들어, 제트 유출 축 방향 속도가 항공기 속도보다 125 % 큰 경우, 제트 유출 흐름을 받는 날개의 부분은 날개 길이가 항공기 공기의 속도로 와싱되는 경우와 비교하여 동일한 날개 길이에 대해 50 % 이상 더 높은 리프트를 발생시킬 수 있다. 이 예를 사용하면 제트 유출 속도가 150 %로 증가하면 예를 들어 가압 배출 가스가 터빈에서 사용된 경우 밀도 감소 효과를 포함하여 항공기 속도에서 원본 날개보다 리프트가 45 % 이상 높아진다.

대안적으로, 차량이 이륙 조작을 완료한 직후에 라이트 날개 포일과 같은 날개가 프로펄서의 이젝터 출구 평면 바로 뒤에 배치될 수 있어, 수평 비행으로 전환하여, 엔진에서 더 적은 전력으로 더 많은 양력을 발생시킬 수 있도록 돕는다.

대안적으로, 본 발명의 이 실시예를 사용하여, 날개는 날개 크기가 길지 않아도 되고, 동일한 코드의 경우 날개 길이를 40 % 이상 줄여 동일한 리프트를 생성할 수 있다. 당해 기술 분야에 익숙한 사람들에 의해 알려진 이러한 리프트 방정식에서,

L = ½ ρV2SCL 이고,

여기서 S는 날개의 표면적, ρ는 밀도, V는 항공기(날개)의 속도, CL은 양력 계수이다. 예를 들어, 10 피트의 날개 길이를 갖는 UAV는 날개 길이를 단지 6 피트로 감소시킬 수 있다. 단거리 비행 중 항상 제트가 날개에 직접 향하게 되어 있다면, 날개가 얇고 코드, 캠버 및 CL이 원래 날개와 비슷한다. 밀도에 대한 온도의 해로운 영향은 혼합비(또는 함입 비)가 크면 제트의 온도가 약간 높아지기 때문에 훨씬 적다.

도 7a는 제트 엔진을 날개 상에 배치하고 독립적으로 추진력을 발생시키는 대안적인 접근법을 설명한다. 도 7a에 도시된 바와 같이, 제트 엔진은 더 이상 기체를 전방으로 밀어내는 제트 유출을 발생시키지 않고, 기체 발생기로서 사용되며, 추진력을 위해 날개에 내장된 일련의 이젝터에 동력을 공급하기 위한 동기 공기의 흐름을 생성한다. 이 실시예에서, 가스 발생기(도시되지 않음)는 항공기의 동체에 내장되고, 그린 부분은 입구, 가스 발생기 및 플랩 또는 에일러론과 유사하게 평평한 적색 이젝터로 이어지는 도관을 나타내고, 필요한 추진력을 제공하는 것 외에도 항공기의 자세를 제어하도록 작동될 수 있다. 도 7a는 상기 이젝터 바로 뒤의 추력 증가 이젝터를 포함하는 제1(메인) 날개와 탠덤으로 배치된 또 다른(2차) 날개를 도시한다. 따라서 보조 날개는 항공기의 속도보다 훨씬 더 높은 속도를 받으며, 따라서 후자는 속도의 제곱에 비례하므로 높은 양력을 생성한다. 본 발명의 이 실시예에서, 2차 날개는 가스 발생기(일차 유체라고도 함)에 의해 생성된 원동력 유체와 각각의 일차 유체 부분 당 2차 유체의 5-25 부분 사이의 속도로 동기 유체에 의해 인입되는 주변 공기인 2차 유체의 혼합으로 인해 중간 정도의 고온을 볼 것이다. 따라서 2차 날개가 보는 온도는 주변 온도보다 약간 높지만 동기 유체보다 상당히 낮으므로, 공식: Tmix=(Tmotive+ER*Tamb)/(1+ER)에 따르면2차 날개의 재료가 리프트 하중을 지지하고 유지할 수 있게 한다.

여기서, Tmix는 이젝터로부터 나오는 제트 유출의 최종 유체 혼합물 온도이고, ER은 동기 공기의 부분 당 인입된 공기의 부분들의 인입 속도이고, Tmotive는 동기 또는 일차 유체의 보다 뜨거운 온도이며, Tamb은 주변 대기 온도에 접근한다.

도 7b는 도 7a에 도시된 항공기의 정면도를 도시하고, 더 짧은 탠덤 날개와 날개의 엔진 부족으로 인해 발생하는 추가적인 양력을 보여주는 화살표가 있다.

또한, 도 7c는 탠덤 날개를 특징으로 하는 본 발명의 다른 실시예를 도시한다. 이 실시예에서, 추진 시스템의 일부인 추력 증가 이젝터(701)는 주 날개(전방 날개)(703) 상에 배치되고 도관을 통해 연결되고 동체 내부에 배치된 가스 발생기로부터 원동력 유체를 수용한다. 이젝터는 추력을 발생시키고 항공기에 기계적으로 힘을 전달한다. 유출 제트는 부가적인 상승을 생성하기 위해 2차 날개(회색 날개)(702)에 의해 사용되는 고속의 일정한 흐름을 발생시킨다. 2개의 더 짧은 날개의 조합은 추력을 생산하기 위해 상기 큰 날개에 부착된 제트 엔진에 의존하는 이젝터 추력 보조기가 없는 훨씬 큰 날개 길이 날개의 것보다 더 많은 양력을 발생시킨다.

도 8a 및 도 8b는 본 발명의 또 다른 실시예를 도시한다. 도 8a 및 도 8b에 도시된 바와 같이, 탠덤 추력/리프트 생성 시스템은 공중 차량(804)에 부착되고, 상류의 공기 흡입을 위한 선단 에지와 도입부를 포함하는 전방 추력 보강 이젝터(801)는 단지 카나드 날개 뒤 추력을 생성하고, 상기 이젝터 각각은 차량의 우현 및 포트측에 위치된다. 카나드 날개는 높은 입사각을 가지며 비행 레벨일 때 스톨에 가깝고, 추력 증가 이젝터의 존재는 카나드 날개(803)의 스톨 거리를 연장시킨다. 추력 증가 이젝터(801)는 추력을 구조물(804)에 기계적으로 전달하고 잘 혼합된 제1 및 제2 공기 흐름으로 이루어진 하류 제트 유출물을 생성하며, 이는 날개(802) 상에 상당히 높은 양력을 발생시키는데 사용된다. 시스템은 유사한 방식으로 항공기의 테일에도 복제된다. 추력 증대 이젝터(801)는 가스 발생기(800)로부터 압축기 블리드 스트림을 수용하는 반면, 테일 추력 증대 이젝터는 가스 발생기(800)의 가스 터빈을 나가는 가압 고온 가스를 수용한다. 압축기 블리드 에어를 801 이젝터에 사용하고 고온 배기 가스를 주 유체로 테일 이젝터에 사용하면 (1) 이젝터 주변 공기 인입으로 인한 레벨 비행에서 추력 증가 및 (2) 선단 에지를 갖는 윙(802)과 같은 상기 이젝터 뒤에 배치된 표면 상에 추가 리프트가 생성된다. 이젝터 뒤에 배치된 이러한 요소는 일반적으로 얇은 구조이며, 세라믹 매트릭스 복합재(CMC)를 포함하되 이에 국한되지 않는 복합 재료로 만들 수 있다. 이러한 배열은 이륙에서 호버링으로의 전환과 수평 비행 및 착륙으로 전환하는 동안 보다 유연하게 전환할 수 있다.

도 9는 도 8a 및 도 8b의 도면의 테일부(또는 고온 부분)에 대한 더 상세한 설명을 제공한다. 선단 에지를 갖는 얇은 구조물(904)은 선단 모서리를 가지며 조종석(805) 근처에 위치하고 이젝터(901)의 입구(902)에 공기를 인입시키는 가스 발생기(800)로부터 고온의 배기 가스로서 일차(동기) 유체를 수용하는 고온의 추력 증대 이젝터(901) 세트의 후류에 배치된다. 가스 발생기(800)의 배기 가스를 요소(901)에 연결하는 도관은 수직 핀 구조(950)에 매립된다. 이젝터(901)는 입구 영역(902)에서 유입되는 주변 공기를 인입하고 유출구(903)에서 주로 얇은 테일 구조체(904)를 향해 고속의 인입된 공기 및 원동 기체 혼합물을 방출하며, 이는 다시 부가적인 리프트를 생성한다. 도 8a 및 도 8b의 요소(801) 및 도 9의 요소(901)는 VTOL 및 호버 제어를 위해 주축을 중심으로 회전할 수 있다. 또한, 이젝터 세트(901)의 각각의 이젝터는 다른 이젝터와 함께 그리고/또는 독립적으로 동일한 축을 중심으로 회전할 수 있다.

도 10a 내지 도 10e는 각각의 경우에서 하이라이트된 입사각에 대응하는 지점에 대한 입사각 대 리프트뿐만 아니라 다양한 흐름을 도시한다. 주어진 에어포일의 입사각이 증가함에 따라, 에어포일상의 경계층의 분리가 최대 리프트 점 직후 스톨을 결정할 때까지 리프트가 증가한다(도 10d 참조).

도 10a는 입사각이 0도(0°)에서 도 8a 및 도 8b에 도시된 카나드 날개 구조(803)의 리프트 및 입사각을 나타내고, 여기서 도트는 리프트 힘을 나타내고 유선은 가드 에어포일 주변의 흐름을 나타낸다. 도 10b 내지 도 10d는 도 10d에서 완전히 도시되는 바와 같이 입사각 또는 어택 각도가 스톨 포인트까지 증가함에 따라 구조체(803)의 리프트 힘의 증가 결과를 나타낸다. 도 10d에 도시된 바와 같이 (입사각에 대한) 에어포일의 위치를 넘어서, 예를 들어 도 10e에 도시된 위치에서, 흐름이 난류가 되면 리프트가 급격히 감소하고 분리되어 유선이 더 이상 매끄럽지 않게 된다. 입사각이 증가함에 따라 리프트는 거의 선형적으로 증가하지만, 그러나 도 10d에 도시된 입사각에서, 최대값에 도달하고, 여기를 넘어서 유동은 에어포일의 상부 측 상에서 분리된다. 도 10e에 도시된 바와 같이, 재순환 및 증가된 항력, 반대 흐름에 의해 발생된 리프트의 손실 및 경계층의 분리의 발생이 있다. 이로 인해 리프트 힘이 크게 떨어지고 스톨이 발생한다.

도 11a 및 도 11b는 도 10a 내지 도 10e의 특성 리프트 곡선을 도시하고, 두 번째 커브는 스톨 여유의 확장을 보여주며, 이는 이젝터가 날개에 대해 상대적으로 배치되어 분리를 지연시키고 높은 어택 각도에서 경계층의 인제스팅을 용이하게 하는 경우에 스톨 포인트를 넘어서 입사각에 대한 리프트의 개선을 나타낸다. 도 11b에 도시된 바와 같이, 리프트는 이젝터의 존재로 인해, 입사각과 함께 스톨 없이 증가한다. 에어포일의 정점을 벗어난 이젝터의 배치는 상부 경계층의 유동의 재부착 또는 분리를 피할 수 있게 하고, 이는 그렇지 않으면 상기 에어포일의 높은 입사각으로 인해 상기 경계층을 인제스팅하는 이젝터가 없는 경우 분리될 수 있다. 이젝터는 유입구에 저압 국부 영역을 도입하여, 날개 에어포일의 상부면 상에 전개된 경계층의 인제스팅을 강제한다. 스톨의 마진은 추력 증대 이젝터를 도 7c, 도 8a 및 도 8b의 카나드 날개 또는 에어포일(803)의 정점을 넘어 위치시킴으로써 훨씬 더 커지게 된다. 이들 결과는 이젝터의 존재가 스톨 마진을 연장시키고, 이젝터의 존재 없이 상기 에어포일의 어택 값의 스톨 각도를 초과하여 어택 각도를 증가시킴으로써 더 큰 리프트 힘이 생성되도록 한다. 또한, 도 11a 및 도 11b는 에어포일 주위의 유동을 재유선화시키기 위해 에어포일 코드에 대한 이젝터의 가능한 배치를 도시한다.

도 12a 내지 도 12c는 본 발명의 또 다른 실시예를 도시한다. 메인 윙 및 추력 증대 이젝터 시스템은 2차 에어포일과 결합될 때 추가 리프트 생성에 사용될 수 있는 전방 추력 및 고속 제트 유출 조절을 생성한다(나타내지는 않았지만, 이젝터의 후류 또는 유출구 하류에 배치될 수 있음). 도 12a에 도시된 바와 같이, 이젝터는 2개의 에어 나이프형 반부에 의해 형성되고, 이는 일차 또는 동기 유체를 사용하고 일차 및 2차 유체의 최종 혼합물을 고속으로 배출함으로써 주변 공기의 인입, 모멘텀 전달 및 가속을 함께 생성한다. 2개의 절반부(1201, 1202)는 독립적으로 회전하여 자신과 날개 부에 대해 위치시키도록 병진 운동하여, 이들은 항공기 태도 및 미션(또는 임무의 포인트), 일차 유체 상태(유속, 압력 및 온도)를 기반으로 언제든지 증대를 최적화하는 방식으로 수행된다. 이것은 두 개의 반쪽에 의해 형성된 목부가 어떤 경우에는 일정한 값을 가지지만 다른 경우에는 더 크거나 작은 값을 가질 수 있게 한다. 예를 들어, 이륙 시, 항공기가 수직으로 이륙할 수 있도록 두 개의 반쪽이 모두 아래쪽을 가리킬 수 있다. 두 개의 절반부는 독립적으로 그리고 제 위치에서 서로에 대해 움직일 수 있어서 최대 일차 유체 유속 및 최대 인입 비율로 추진력을 최대화하여 추력을 최대화하는데 유리한 목부에 대한 소정의 영역 유입 비율을 발생시킨다. 그러나 레벨 비행 시 두 개의 이젝터 절반부는 날개에 의해 수평 및 유선형이며 기본 유체의 압력, 온도 및 유속이 작은 경우 목부 영역이 작아서 추력 증대를 최대화할 수 있다. 목부 영역, 출구 영역, 입구 영역 및 그 비율은 또한 추력 알고리즘의 최대화에 따라 조정될 수 있다. 양쪽(1201 및 1202)은 모두 도관에 연결되고 예를 들어 가스 발생기의 압축기 블리드 포트로부터 상기 제1 유체를 수용하는 플리넘(1211 및 1212)을 포함한다. 상기 2개의 절반부는 가변적인 입구 영역(1201a) 및 가변 출구 영역(1201b)과 벽(1213 및 1214)에 의해 각각 형성된 확산 형상을 함께 형성하여, 상기 추력을 최대화하기 위해 유동을 최적으로 확산시킨다. 제1 흐름은 플리넘(1211 및 1212) 각각으로부터 연속적 또는 펄스 방식으로 다중의 특별히 설계된 노즐(1203 및 1204)을 통해 목부 영역 내로 도입된다.

도 12c는 항공기의 수평 비행을 위한 이 이젝터의 배치를 더 설명한다. 도 12c는 본 발명에서 설명된 모든 요소가 최고 효율을 위해 사용될 때 편평한 이젝터가 날개 에어포일의 두께 내에 삽입될 수 있음을 나타낸다. 도 12c는 상기 내부 및 외부 이젝터 표면의 윤곽을 도시하고, 도 12b는 날개와 통합된, 개시된 편평한 코안다 이젝터의 하부 및 상부 절반부(1201 및 1202)의 3D 모델을 도시한다. 독립적으로 작동될 수 있는 두 개의 절반부는 입구(1201a)와 출구(1201b)를 함께 형성하고; 이들은 코안다 표면(1204) 위로 일차 노즐(1203)을 통해 일차 유체를 고속으로 도입할 수 있게 한다.

도 13a 내지 도 13c는 본 발명이 이젝터의 후류에 배치된 얇은 에어포일과 함께 추력 증대 이젝터를 사용하여 항공기의 피치, 롤 및 요를 어떻게 제어할 수 있는지를 도시한다. 피치와 관련하여, 차가운 및 고온의 이젝터는 항공기가 전방 또는 후방으로 피치하도록 주축을 중심으로 독립적으로 회전될 수 있다. 피치 제어는 전진/후진 이젝터 추력 스플릿 및/또는 이젝터로 공급되는 원동력 유체의 흐름을 변조하여 영향을 받는다. 롤과 관련하여, 이젝터는 독립적으로 회전되어 항공기가 롤링할 수 있다. 요과 관련하여, 제트 유출의 후류의 얇은 에어포일의 위치와 수직축 둘레의 추가적인 회전의 조합이 항공기 태도의 변화를 야기하는 데 사용될 수 있다. 본 발명의 이러한 실시예는 이러한 작동이 스위블하고, 하중을 전달하고, 상기 이젝터로의 주 유체의 통과를 허용할 수 있는 특수 조인트의 사용으로 가능하게 한다.

코안다 장치

본 발명의 또 다른 실시예에서, 탠덤 시스템의 프로펄서 및/또는 추력 발생기는 다량의 공기를 인하여 제트 유출 속도로 가속시키는 능력을 갖는다. 코안다 장치를 사용하여 이를 달성할 수 있다. 이러한 유동 개선 장치는 일반적으로 아래에서 더 자세히 논의될 다양한 출판물에 의해 기술되었다. 예를 들어, 그의 논문 "추력 증강에 관한 이론적 설명"(Reissner Anniversary Volume, 응용 역학에의 기여, 1949, pp 461-468)에서 폰 카만은 코안다 장치가 다중 제트를 통해 상당한 더 높은 추력 증대를 발생시킬 수 있는 이유를 상세하게 설명한다. 유사하게, 미국 특허 제3,795,367호(Mocarski)는 1.8을 초과하는 높은 증대 비율을 갖는 공기 인입 장치를 개시하고, 미국 특허 제4,448,354호(레즈닉)는 선형 코안다 장치를 제트 엔진의 VTOL 능력에 적용한다. 여기에 언급되지 않은 상기 언급된 출판물 및 기타 참고 문헌에서 코안다 장치의 적용은 VTOL에만 제한되어 설명되며 수평 비행에는 적용되지 않는다. 한 가지 중요한 교훈은 수평 비행을 위한 확장성 및 적용이 실용적이지 않다는 것이고, 특히 코안다 유형의 축 대칭 장치의 경우 크기가 큰 항공기의 항력 증가를 유도한다. 그러나 작은 UAV 용 적용은 더 높은 수준의 통합으로 더 적합할 수 있다. 본 발명의 실시예는 차량이 큰 시트 용량을 고려할 필요가 없기 때문에 이젝터를 동체 및 엔진 또는 추진 시스템과 일체화할 수 있다. 이 실시예들에 개시된 바와 같은 통합은 현재 상업적으로 큰 비행에서는 실용적이지 않거나 상업적으로 합리적이지 않다.

본 발명의 이 실시예는 코안다 장치를 향상시키고 장치 내에서의 공격적인 회전에서 더 좋은 인입 및 지연 또는 회피를 위한 새로운 기술을 사용하여 적용한다. 이러한 장치의 소형화가 항공 및 기타 분야에서의 배치에 중요하지만, 공기 인입을 향상시키기 위해서는 유입 부품을 크게 할 필요가 있다. 레즈닉은 원형 요소가 선형 요소보다 효율적이라고 주장한다. Mocarski는 인입이 추력 증대에 중요하다는 것을 보여준다. 확산기 부분은 장치 내부에서 경계층의 분리가 발생하지 않고 장치의 출구에서 혼합이 완료될 수 있도록 충분히 길어야 한다. 통상적으로, 이러한 확산기는 경계 분리 위험을 최소화하기 위해 매우 완만한 경사를 길게 가지고 있다.

본 발명은 코안다 장치에서 3D 기하학적 및 유체 유동 효과 및 분리 방지 기법의 사용에 의존하는 신규한 요소에 의해 장치에서 향상된 인입을 나타낸다. 본 발명의 바람직한 실시예는 3-15, 바람직하게는 더 높은 인입율을 갖는다. 본 발명의 다른 실시예에서, 상기 장치는 가스 발생기, 피스톤 엔진(펄스 작동용) 또는 압축기 또는 과급기와 같은 가압 소스로부터 원동형 가스를 수용할 것이다. 본 발명의 다른 특징은 최대 성능이 항공기 미션의 모든 지점에서 얻어지도록 기하학적 형상을 수정하기 위해 표면을 후퇴시키고 연장시킴으로써 추진에 이용되는 편평한 이젝터의 확산기 벽의 형상을 변화시키는 능력이다. 또한 완전히 배치된 확산기 벽을 사용하여 제트 유출을 아래로 향하게 할 때 VTOL 및 호버링을 위해 전체 이젝터를 90도 회전해야 할 필요가 없다.

본 발명의 다른 실시예는 플랩형 요소를 코안다 이젝터의 확산기 벽에 도입하여, 도 14에 도시된 바와 같이 그 자체가 2개의 절반부로 분할된다. 각각 에어 나이프와 유사한 상부(1401) 및 하부(201) 절반 이젝터로서 사용된다. 요소(115, 215)는 액추에이터 또는 링키지이며, 각각의 표면(110a, 210a)에서 원하는 확산기 위치로의 상기 표면의 이동을 가능하게 한다.

본 발명의 또 다른 실시예는 독립적으로 또는 함께 작동하여 3D 유입구 구조 및/또는 일차 유체 슬롯 3D 피처를 스테이징하는 것이 프로펄서 상의 흐름 분리 방지 패턴의 도입과 함께 프로펄서의 성능을 상당히 개선시키는 방법을 개시한다. 예를 들어, 도 15a 내지 도 15c에서, 2D 입구는 3D 입구로 대체된다. 도 15a 내지 도 15c는 또한 개시된 이젝터의 다수의 3D 요소를 도시하며, 베이스 라인에 비해 성능이 향상되었고, 입구, 목부 및 확산기가 동일한 평면에 있는 2D 이젝터이다.

입구는 (도 16a에 도시된 바와 같이) 항공기의 메인 윙 에어포일의 정점 뒤에 형성된 경계층 프로파일 형상과 더 일치할 수 있으며, 따라서 경계층을 인제스팅하고 전체 스톨을 지연시키는 데 도움이 되고(모든 마진에 걸쳐 향상됨). 이는 에어포일에 대한 위치에 대해서는 도 25에 도시되어 있다. 도 11a 및 도 11b는 에어포일 및 그것의 경계층 프로파일에 대하여 그것을 배치하는 이점을 도시한다.

또한, 도 16a는 높은 입사각 및 스톨 마진을 개선하기 위한 날개 구조체에 대한 평면형 이젝터의 일 실시예를 도시한다. 이젝터에는 예를 들어, 가스 발생기로부터 1차 유체가 공급되고, 스톨을 지연시키도록 상기 에어포일 위로 유동을 유선형이도록 위치에 있다.

도 16b 내지 도 16d는 도 16a에 도시된 다른 각도를 도시하고, 날개 상의 이젝터의 위치에 대한 세부 사항을 도시하고, 플레넘은 이젝터에 일차 유체를 공급하고, 서로 및 에어포일에 대한 상대 위치를 도시한다.

도 14에 도시된 이젝터는 평평한 기하 구조이고 상부 및 하부를 포함하며, 다수의 슬롯에 벽 기류로서 축(102, 202) 주위에 독립적으로 회전할 수 있는 요소(1401 및 201), 흐름 또는 유선의 제트 유출 방향에 대체로 수직인 동기 유체를 도입한다. 코안다 벽(104 및 204)으로 명명된 만곡된 벽은 제1의 제트가 곡률을 따라 진행하고 3:1을 초과하는 비율로 프로세스에서 제2의 공기를 인입하고, 일반적으로 날개의 상부 표면 경계층과 같은 에어포일 위의 유동으로부터 도착한다. 주 노즐(103, 203)은 도 22b의 델타 미니 날개(212)와 같은 인입 비율을 최대화하기 위해 다양한 3D 효과를 갖는 다양한 형상을 가지며, 또는 코안다 벽을 통해 원동력 분사 유체의 펄스 작동을 생성하기 위해 원동 유체가 공급된 상기 플리넘에 의해 공급되는 유체 오실레이터일 수 있다. 혼합 유체는 목 부분(이젝터의 최소 영역)에 순수한 축 방향으로 도달한다. 이 점을 넘어, 본 발명은 그 성능을 벡터링 및/또는 최대화함으로써 상기 이젝터의 성능에 중요한 역할을 하는 단지 플랩과 같은 분할된 이동 가능한 확산기 섹션을 도입한다.

예를 들어, 이륙 시에, 상기 이젝터의 입구는 고정되어 있고 여전히 전방을 가리키는 도 17a의 에어포일(1700) 위에 있다. 도 17a는 상부(1401) 반 이젝터 및 하부(201) 이젝터에 의해 형성되고 무인 항공기의 메인 날개와 결합하여 형성된 이젝터의 전개를 도시한다. 2개의 반 이젝터는 각각 축(102 및 202)를 중심으로 회전할 수 있으며 미션 요구 사항에 따라 변환할 수도 있다. 도 17b 및 도 17c는 상부 반-이젝터(201)만이 일차 유체로 활발하게 사용되는 반면에, 1401은 단순한 플랩으로 대체되는 경우를 도시한다. 전술한 바와 같이, 201은 축(202) 주위로 회전할 수 있고 축 방향 위치에 대해 병진 운동할 수 있다. 반-이젝터는 가스 터빈과 같은 가스 발생기로부터 가압 하에 예를 들어 일차 유체를 수용하고, 유체 진동기를 사용할 수 있는 일차 노즐을 통과하도록 허용한다(즉, 2차 흐름의 맥동 인입을 발생시키기 위해 2000 Hz 이하의 특정 주파수에서 맥동).

또한, 도 14에 도시된 바와 같이, 상기 이젝터 상반부 확산기(210)는 만곡된 표면(210a)을 형성하도록 혼합되고 상기 혼합된 일차 및 2차 흐름을 아래쪽으로 안내하도록 연장된다. 동시에, 하부 확산기(110)는 또한 영역 성장 및 혼합 특성의 적절한 비율을 유지하여 항공기에 의해 요구되는 최대 추력을 얻도록 110a 내로 연장된다. 110a 및 210a의 일부분은 전개될 수없고, 110 및 210은 적절한 스케쥴에 따라 독립적으로 제어된다. 또한, 상부(201) 요소는 미션의 요구를 따르기 위해 축 방향으로 이동되거나 이동되지 않을 수 있다. 일 실시예에서, 상이한 양의 일차 유체 및/또는 상이한 조건에서 전달된 양이 연속적 또는 펄스 방식으로 상부(201) 또는 하부(1401) 요소에 공급될 수 있다. 110a 및 210a 확산기 표면은 경계층의 분리를 지연시키거나 회피하는 딤플 및 다른 요소를 포함할 수 있다. 추가의 2차 노즐은 또한 완전히 연장된 110a이 이용되는 경우, 특정 위치에서 잠재적으로 스태거링되어 개방되고, 펄스 형 동작 모드를 이젝터에 공급하기 위해 유체 오실레이터의 동작 모드에 따라 펄싱될 수 있다.

유체가 압축기 블리드로부터 수용될 때, 원동 공기는 더 낮은 온도이다. 예를 들어, 30psi 압축기 공기 배출 압력에서의 1500F의 동기 가스 온도 및 5 : 1의 인입 비율 및 100F의 대기 온도에 대해, 가스 발생기의 고온 단부로부터의 배기 가스(터빈으로부터의 배기 가스)는 혼합물의 온도는 335F(180C)가 되고, 이에 대해 공기의 밀도는 1.6E-3 slugs/ft3 또는 0.84kg/m3이며 주변 온도에서 ~ 30 % 정도 떨어진다. 이와 같이 전체 날개 길이는 ~ 10 %까지 감소될 수 있으며, 주 프로펄서 뒤쪽에 에어포일이 배치될 때 밀도 감소 효과를 고려해야 한다. 10:1의 인입 비율(5:1 설계보다 양호함)의 경우, 비슷한 조건과 항공기의 공기 속도의 125 %의 출현 제트의 경우, 믹스 밀도가 이제 ~200F 혼합 온도에서 더 크고 제트기로 와싱된 날개 폭에 걸쳐 생성된 리프트가 약 16 %이기 때문에 리프트 이점이 더 높다. 이 예에서 날개는 그에 따라 길이를 줄일 수 있다.

추력 발생기

본 발명의 다른 실시예는 일반적으로 플레넘으로부터 가압된 가스를 수용할 수 있는 새로운 3D 추력 발생기에 관한 것으로서, (0.05 마력보다 큰 조건을 포함하지만 이에 한정되지는 않음) 정지 또는 이동 조건에서 주변 공기를 인입하며, 고압 가스로 운동량 및 에너지 전달을 통해 공기를 가속화하고 잘 혼합된 유체를 주로 축 방향 속도 성분을 갖는 고속의 비-원형 유출 제트로 유도한다. 유출 제트는 고온, 고 에너지 가스의 혼합물일 수 있고, 고압 가스 발생기 출구로부터의 도관 및 인입된 대기 온도 공기를 통해 추력 발생기에 제공될 수 있다. 인입된 공기는 추력 발생기 내부의 추진 장치에 공급되는 고압 가스로 운동량 전달을 통해 높은 운동 에너지 레벨로 흐르게 된다. 공기와 가스의 생성된 혼합물은 추력 발생기에서 나와 주로 차량 궤도의 방향과 반대 방향인 축 방향, 하류 방향으로 향하게 된다. 잘 혼합된 흐름은 고속으로 차가운 가스의 단 방향성 스트림을 제공하며, 이는 차가운 제트의 후류에 배치된 에어포일을 통해 추진, 호버링, 리프트 생성 및 자세 제어에 사용될 수 있다. 이것은 종래의 제트 연료 엔진 추진 차량에서는 보이지 않는다. 이 추력 발생기는 동체와 독립되어 있거나 차량의 전방 또는 후방에 동체가 내장되어 있거나 및/또는 스톨 거리 개선을 위해 날개에 내장되어 있을 수 있다.

레즈닉은 코안다 표면으로부터 분리된 일차 노즐을 갖는 원형 장치를 발명하였고, 따라서 벽 분사를 발생시키지 않았다. 레즈닉은 코안다 표면에 대한 오프셋으로 인해 추가적인 2차 유체가 허용되는 것을 개시하지만 그 적용은 엄격하게 원형이며 따라서 더 큰 흐름을 가진 항공기의 경우 보다 실용적인 적용에서 크기를 늘릴 수 없으며, 예를 들어 항력이 점점 커지면 날개와 통합될 수 있다. 또한 슬롯은 기하학 구성이 단순하고 혼합 향상을 위한 특정 3D 기능을 제공하지 않는 것처럼 보이다. 본 발명은 출구 평면에서 직사각형 형상의 유출을 발생시키는 유선형 프로펄서를 도입하고, 얇은 에어포일에서 추가적인 리프트 생성을 위한 에너지를 사용하기 위해, 자체 직경이 아닌 수평 비행에서의 리프트 생성을 위해 더 긴 에어포일을 따라 효과적으로 사용될 수 없고 본 발명의 실시예들 중 하나로서, 날개의 경계층을 인제스팅하기 위해 날개 위에 배치될 수 없는 레즈닉의 원형 적용으로부터의 개선과 이탈이다.

일차 노즐 형상.

설명된 모든 특허들에서, 발명자들은 제1 제트의 영역을 제2의 흐름으로 증가시키는 임의의 특징을 사용하지 않고, 따라서 설명된 발명의 한계가 존재한다는 점에 유의해야 한다. 또한, 쓰론슨의 센트럴 주 노즐의 존재를 제외하고는 코안다 장치에서 일차 노즐의 스태거링은 존재하지 않고, 이는 코안다 장치 상에 배치되지 않고 대신 코안다 주 노즐의 입구 둘레 중심에 위치된다. 따라서, 주 노즐은 일반적으로 동일한 축 방향 평면에 배치되고 스태거링 배치되지 않으며, 인접한 노즐과 크기가 다르지만 크기 및 형상이 동일하지 않다. 원형 코안다 장치의 경우, 이것은 임의로 유리한데, 그 입구 평면 최대 치수의 길이를 따라 코안다 주 노즐의 반대면 사이에 일정 간격을 갖는 비-원형 인 경우, 그 결과로 생긴 추력은 이상적인 상황에서 동등하게 분배되지만 레벨 비행 동안, 그러한 장치가 추력 생성을 위해 사용되면, 2차 유입 공기가 불규칙하게 장치에 허용되어 추력 발생으로 인해 날개 구조 및 설계에 어려움이 따를 것이다. 이것은 앞서 언급한 선행 기술에서, 이 장치는 항공기의 비행 초기 및 최종 단계에서 사용되었으며, 이륙에서 착륙까지, 호버링 및 수평 비행을 포함하여 미션 전체에 대한 단일 추력 생성 프로펄서로 사용되지 않기 때문이다. 실제로 쓰론슨의 발명은 터보 제트 또는 터보 팬을 통해 추력을 제공하는 수평 비행 기능을 인계하는 주력 발전소와 함께 수직 이륙 및 착륙 및 호버링에 적용할 수 있다. 따라서, 본 발명에서, 코안다 이젝터를 포함하는 장치는 셧다운되고, 수평 비행에서, 즉 이륙으로부터의 전이 후에 수평 비행 중에 작동하지 않거나 활성 상태가 아닌 날개의 에어포일을 형성한다. 한편, 레즈닉은 추력 증대를 위한 주 노즐을 갖는 원형 장치를 교시하지만, 수평 비행을 위한 날개를 내장하고 본 발명인 추력 발생 이외의 장치의 흡입 및 배출 모두를 이용하는 것은 아니다.

도 18a 내지 도 18d는 코안다 유형 이젝터에 대한 종래의 구성을 나타낸다. 도 18a는 종래 기술에 따른 원형의 전통적인 코안다 이젝터를 도시한다. 도 18b는 종래 기술의 윙에 내장된 편평한 코안다 유형 이젝터를 도시한다. 일차 유체의 공급원은 가스 터빈이며 이젝터는 수평 이륙 시 수직 이륙용으로 사용하고 수평 비행에서 차단하는 것이 유리하다. 도 18b는 직경, 각도 및 길이를 포함하는 쓰론슨의 변수로서 개시된 요소를 포함한다.

또한, 도 18c는 레즈닉의 도 3이며, 하이퍼믹싱 노즐이 사용되고 제1 유체 노즐이 이젝터의 벽으로부터 떨어져 있는 또 다른 원형의 실시예를 도시한다. 따라서 일차 제트는 더 이상 벽 제트가 아니다. 레즈닉은 이젝터의 원형 지오메트리만 커버하며, 확장성 제한으로 인해 이륙 보조 장치로 사용된다는 것을 의미한다.

또한, 도 18d는 제1 유체가 공급된 플리넘(211)을 갖는 원형 코안다 노즐 요소를 갖는 본 발명의 일 실시예를 도시하며, 제1 노즐(203)을 통해 가속되고 표면(204) 위에 벽 분사로서 주입된다.

쓰론슨은 비-원형 형태의 이젝터뿐만 아니라 직사각형 슬롯을 사용한다. 직사각형 슬롯은 이러한 적용에 유용하지만, 접근하는 2차 공기의 전단 제트 인입을 위한 제한된 표면을 생성한다. 실제로, 상기 발명자들에 의해 기술된 직사각형 슬롯은 주어진 치수의 직사각형 슬롯 둘레에 대한 제트 인입 특성을 생성하고, 2L+2h=2(L+h), 여기서 L은 길이이고, h는 각 슬롯의 높이이다. 3D 피쳐의 영향을 포함하여 더 큰 주 노즐이 사용되면 훨씬 많은 양의 2차 흐름이 인입된다. 도 18a 내지 도 18d에 도시된 바와 같이 주 노즐의 지그재그 형 또는 파형(정현파) 벽의 꼭짓점을 축 방향으로 스태거링하는 것은 본 명세서에 개시된 바와 같이 2차 공기의 인입을 크게 향상시킨다. 일차 노즐과 함께 유체 진동기를 삽입하는 것을 통한 펄스 작동은 이젝터의 효율 및 인입 특성을 더욱 향상시킨다.

도 19a 내지 도 19d는 보다 우수한 성능을 위해 일차 노즐에서 제안된 변화 중 일부를 도시한다. 도 19a는 이젝터의 입구 영역의 둘레를 따른 주 노즐의 지그재그 형상을 도시하고, 2차 흐름에 노출된 일차 제트 둘레는 단순한 슬롯 둘레에 비해 두 배가 되며, 따라서 상기 일차 노즐의 상기 지그재그 벽 사이에 발생하는 난류 전단 층을 통한 인입을 증가시킨다. 도 19b는 부가적인 난류를 발생시키기 위해 증가된 거친 외주를 갖는 직사각형 슬롯을 도시하고, 따라서 직사각형 슬롯의 원래의 매끄러운 벽에 비해 1.5 배 내지 4 배의 인입을 증가시킨다. 도 19b는 스파이크의 축 방향으로의 3 차원 구조가 설명되어 있는 제2 또는 인입된 공기에 대한 제1 제트 표면의 면적의 증가를 개략적으로 설명한다. 통상적으로 직사각형 슬롯 배열에서 2차 공기는 2개의 인접한 슬롯 사이 및 외부 반경 슬롯 측면에서 주로 인입되며, 표면 및 3D 효과를 통해 인입이 크게 향상된다. 도 19C는 제1 분사 및 제2 제트를 각각 설명하며, 3D 피쳐에 의해 생성된 난류는 제1 유동의 혼합 및 모멘텀을 짧은 거리에서 제2 유동으로 부여하는 것을 크게 개선한다. 도 19c는 상기 인접한 거친 벽 슬롯들로부터 생기는 상호 작용 및 유동을 도시하며, 적색 화살표는 주 유체를 나타내고 청색 화살표는 동반된 2차 유체를 나타낸다. 전단 층이 벽을 따라 형성되고 증가된 둘레로 인해 동일한 입력, 기본 유동 조건에 대한 2차 흐름의 현저한 상승이 발생한다. 주 노즐의 펄스 작동은 인입 비율을 더욱 향상시킨다.

본 발명의 다른 특징 하나의 실시예는 일차 노즐 내부에 유리한 특징을 도입하는 것이다(도 19e 및 도 19E 참조). 델타 윙 위의 흐름은 델타 윙의 중심을 향한 방향으로 반대되는 와류를 생성한다는 것은 잘 알려져 있다. 미니어처 피쳐가 주 노즐의 일부 또는 전부에 배치되어 주 노즐에서 나오는 그러한 와류를 생성한다. 이 경우, 와류는 유익하게는 상당히 많은 양의 2차 공기를 이젝터로 인입하여, 그것의 혼합물 및 주 노즐로부터 연속적 또는 펄스 방식으로 나오는 일차 유체에 의해 전달되는 운동량의 부여를 향상시킨다.

또한, 도 19e는 중심에서 일차 노즐 내부에 배치된 델타 날개 방해물 위로의 유동을 설명하고, 이는 압력 및 온도의 유동 속도의 변화를 요구하지 않으면서 정상 주 노즐 슬롯의 인입 비율을 상당히 증가시키도록 흐름의 패턴을 변경시킨다. 특히, 주 보텍스 코어는 상기 슬롯 또는 델타 날개의 중심을 향하는 방향으로 대향하며, 상기 슬롯 사이의 영역으로부터 상당한 2차 유체를 인입한다.

도 20은 높은 열역학적 효율을 얻기 위해 작동 유체 및 인입된 유체의 진화와 함께 현재의 열역학 사이클을 설명한다. 도 20은 공기의 인입이 추진 열역학 사이클 다이어그램에서 일차 가스와 2차 공기 사이의 혼합 조건을 나타내는 D 점의 온도와 엔트로피의 왼쪽과 낮은 값으로의 이동을 결정할 것이라는 것을 보여준다. 이것은 선택적으로 높은 추진 효율 장치에 유리하며, 대량의 공기가 인입되어 상대적으로 낮은 출구 제트 속도로 가속되며, 높은 추진 효율을 실현하기 위한 주요 성분인 더 높은 질량 유속으로 인해 높은 추진 수준을 유지한다. 도 19a에 도시된 바와 같이, 통상적인 직사각형 슬롯 주변의 각 길이를 동일 평면 내의 2x 더 긴 주변의 등변 삼각형으로 대체함으로써 주변의 증가가 2 배만큼 나타남을 알 수 있다. 주변은 다양한 평면에서 슬롯 벽의 모든 정점을 스태거링함으로써 더 증가될 수 있다(도 19b 참조). 이러한 일차 노즐의 결과는 형성된 전단 층 내부의 밀접한 혼합을 통해 제2 유체로서 인입되는 유체의 양을 적어도 15-50 %만큼 증가시키는 것이다. 2차 공기 초기 조건이 저속일 경우, 직사각형 및 비-직사각형 주변 형상의 성능은 크게 다를 수 없으며, 그러나, 이젝터가 전방으로 이동하고 접근하는 2차 공기 속도가 마하 0.0과 마하 0.25 사이와 같이 상당히 클 때, 일차 노즐의 스파이크된 프로파일 형상은 또한 일차 노즐의 가장 내측 및 가장 외측 스파이크를 상기 직사각형 슬롯의 축 방향 평면 앞에 그리고 뒤에 배치함으로써 상당히 향상될 수 있다. 다시 말해서, 각각의 주 노즐은 이제 효율적인 방식으로 2차 공기의 인입을 지연시키거나 예상하여 전반적인 인입 속도를 향상시키는 3 차원 구조가 된다. 코안다 이젝터에서, 모멘텀 전달을 위한 일차 공기와의 2차 공기 인입 및 혼합이 단거리에서 신속하게 일어나는 것이 유리하다. 이러한 그리고 다른 3D 요소를 주 노즐에 추가하면 이젝터의 성능이 향상된다.

이 실시예에 사용된 주 노즐과 관련된 또 다른 특징은 주 노즐 유로 내에서 유체 진동기의 도입이다. 이러한 유체 진동기는 예를 들어, 두 개의 인접한 일차 노즐 사이의 최대 2000Hz까지의 전환을 제공하여 벽 분사 흐름을 교대시키고 원동력 유체의 펄스 작동을 통해 인입 속도를 향상시킨다.

본 발명에서 구현되는 또 다른 특징은 코안다 표면을 따라 다양한 위치에 놓임으로써 벽 제트 방식으로 벽에 인접한 다중 축 방향 위치에서 그리고 제2 유체의 인입 및 혼합을 증가시키는 패턴으로 제1 유동을 도입함으로써 그 특징을 갖는 노즐의 스태거링이다. 예를 들어, 도 21은 정상적인 직사각형 슬롯과 비교할 때 V 형 와류 생성 피쳐가 스태거링되어 배치되어 일차 유체 매스 플로우의 균형이 순간적으로 주입되기 전에 전체 일차 유체의 25 % 이상을 주입하는 그러한 실시예를 도시한다. 직사각형 슬롯 이전의 이러한 주입은 이젝터의 성능을 현저하게 증가시키기에 충분한 인입 비율을 초래한다. 또한, 도 21에 도시된 바와 같이, 노즐(205)은 주 노즐(203) 앞에 주 유체를 분사한다. 노즐(205)은 전단 층을 통한 2차 흐름의 보다 바람직한 인입을 도입하는 특징을 가지며, 이들 노즐(205)은 주 노즐(203)과 비교할 때 축 방향 및 원주 방향으로 엇갈려있다. 일차 노즐(203)은 그 내부 가장 측면에서 주된 슬롯 구조의 중간 지점에 연결되어 방향으로 대향된 2개의 와류를 생성하도록 1차 유체 유동에 대해 가리키고 노즐(205)에 기인하는 일차 및 2차 유체 흐름의 이미 인입된 혼합물을 일차 노즐(203)의 양 측면으로부터 강하게 인입하는 델타 날개 구조를 갖는 지지 레그가 제공되는 델타 윙 피쳐를 갖는다. 일차 노즐의 와류 및 V 구조는 직사각형 비-스태거링된 슬롯과 비교하여 10-100 %의 인입의 향상시키고 일차 흐름에서 2차 흐름으로의 운동량 전달을 전반적으로 향상시킨다.

또한, 도 21은 매끄러운 벽 직사각형 주 슬롯과 비교하여 2 배 이상 인입 비율을 유리하게 증가시키는 특정 델타 윙 유동 및 전단 층을 형성하기 위해 매끄러운 벽 슬롯 내에서 페이스된 델타 윙릿을 사용하는 보다 간단한 구조를 도시한다. 이러한 모든 요소는 최상의 인입 비율을 위해 결합될 수 있다. 본 발명은 요소(221)를 통해 유동 분리 지연을 위한 표면을 개선한다. 상기 코안다 표면(204)이 주 노즐(203)로부터 방사상으로 기원하는 주 흐름 방향의 최단 거리 변화에 대해 추력 방향과 반대인 축 방향으로 목부(225)를 향해 상대적으로 적극적인 회전을 하는 코안다 표면(204)에 딤플을 배치한다. 딤플은 도 19d 및 도 19e에 도시된 델타 터뷸레이터와 함께 흐름의 분리를 방지하고 이젝터의 성능을 현저하게 향상시킨다.

도 23은 본 발명의 일 실시예에 따른 미리 결정된 특징을 나타낸다. 특히, 도 23은 쓰론슨이 본 발명의 이 실시예의 개선을 설명하기 위해 쓰론슨에 의해 사용된 비율과 함께 사용된 유사한 주 슬롯 높이를 비교한다. 이 실시예의 회전 대 슬롯 높이는 코안다 표면 상에 배치된 개선된 분리 지연 딤플을 갖는 5 : 1 이하이다. 도 23에 도시된 바와 같이, 유사한 슬롯 높이에 대해, 반경(R')은 쓰론슨에 의한 특허의 R 반경보다 약 2-3 배 작다. 곡선의 코안다 표면에서 딤플을 사용하는 것과 함께 대수 프로파일을 사용하여 일차 슬롯 출구에서 순수한 반경 방향으로 출구에서 순수한 반경 방향으로부터 보다 적극적으로 흐름을 전환하기 때문에 5 : 1보다 작은 비율이 가능하다. 결과적으로, 유동 분리가 없는 훨씬 더 빠른 회전이 뒤따르므로, 장치의 목부는 쓰론슨이 지정한 것보다 적어도 25-100 % 더 클 수 있다. 확산기의 절반 각도는 종래 기술에서보다 훨씬 더 적극적으로 이루어질 수 있어서 훨씬 짧은 확산기가 구현되고 일차 및 2차 플로우 사이에서보다 신속한 운동량 전달이 가능해진다. 이와 같이, 도 23은 특히 터뷸레이터, 주 노즐, 딤플 및 가동 벽과 같은 보다 공격적인 요소가 종래 기술을 향상시키는 본 발명과 종래 기술 사이의 차이점을 강조한다.

코안다 이젝터

일반적으로, 항공기에 적용되는 코안다 이젝터의 설계는 많은 공보에 기술되어 있다. 예를 들어, 미국 특허 제3,664,611호(해리스)는 수직 이륙 및 착륙 목적으로 날개에 내장된 코안다 유형 이젝터를 교시한다. 크루즈 중에는 장치가 작동하지 않는다(도 24 참조). 해리스는 탠덤 배열에서 더 많은 양력을 발생시키는 유출의 사용에 대해 침묵한다. 또한 해리스는 레벨 비행 환경에서 이 장치를 사용하지 않는다. 오히려 일반적인 관행과 일치하여 장치는 레벨 비행 조건에서 에어포일 날개로 붕괴된다.

한편, 모카스키는 코안다 이젝터에서, 원동력 유체라고도 불리는 일차, 고 에너지 유체가 벽면 제트로서 주입된다는 것을 교시하고, 이러한 장치의 원리는 주변 공기가 인입되고, 혼합하여 목부를 향한 수렴 영역이 후속되고, 혼합물을 고속으로 대기압으로 다시 팽창시키는 확산기가 후속되는 저압 영역을 결정하는 것이다. 미국 특허 제3,819,134호(쓰론슨)는 모카스키에 기재된이 개념을 수정하고 개선한다.

쓰론슨은 코안다 유형 이젝터의 중심에 일차 흐름을 추가하여 2차 유체를 더욱 인입시키고 노즐의 성능을 향상시킴으로써 기술의 향상을 기술하고 있으며, 일차 중앙 노즐은 30-70 %의 총 일차 유체를 사용하고, 나머지는 코안다 유형의 파라메트릭 노즐에 사용된다. 쓰론슨은 추력 증가가 이 조합에 의해 크게 향상되었으며 간단한 슬롯이나 오리피스처럼 보이는 기본 유체 노즐 형상에 대해서는 언급하지 않았다고 주장한다. 또한 슬롯은 연속적이거나 불연속적이고 특별한 기능이 없는 것처럼 보이다. 쓰론슨은 하류에서 리프트 생성을 위한 유출 제트의 사용에 대해 침묵하고 있으며 실제로는 해리스와 마찬가지로 크루즈 조건이 아닌 이륙 및 전환 및 착륙을 위한 장치만을 사용한다.

본 발명은 코안다 장치의 회전을 통해 모든 비행 조건에서 추력을 발생시키고 제트 유출부에 얇은 에어포일을 배치함으로써 더 많은 양력을 발생시킴으로써 코안다 이젝터를 더욱 개선시킨다. 이러한 터보 팬은 일반적으로 해리스 및 쓰론슨보다 적어도 두 가지 장점을 사용한다.

첫째, 날개의 하류에서 이젝터를 사용하여 크루즈 조건에서 해로운 경계층을 인제스팅하여 날개의 공기 역학적 성능을 향상시키고 높은 입사각을 허용하여 전반적인 성능을 향상시킨다. 본 발명은 또한 이륙으로부터 호버, 전이, 순항 및 착륙까지의 모든 비행 단계에서 이젝터의 작동을 허용한다. 일 실시예는 또한 날개의 플랩과 함께 세미-이젝터(쓰론슨 또는 해리스에 의해 기재된 플랫 이젝터의 1/2)의 사용을 허용하여, 상기 경계층의 외측 가장자리에만 경계층을 혼입시키고 상기 날개의 플랩으로 확산기를 형성하는 비대칭 코안다 이젝터를 형성하고, 플랩과 에어 나이프 타입의 코안다 이젝터를 이륙 및 착륙을 위한 조정으로 움직여 추력을 벡터링하는 것을 포함한다.

둘째로, 레벨 비행의 최소한에서 (이젝터의 와싱에서) 하류의 얇은 에어포일을 사용할 뿐만 아니라 고속 스트림에서 부가적인 리프트 생성을 위한 다른 비행 조건을 위해, 전술한 특허들에 개시된 것과 비교하여, 상당한 양력을 발생시키면서 에어포일 및 프로펄서 탠덤이 보다 콤팩트하고 효율적으로 될 수 있게 한다. 본 발명의 이 실시예에서, 프로펠러 유출 제트의 형상 및 프로파일은 그의 새로운 효율 및 기능을 달성하는데 중요하다. 상기 얇은 에어포일은 리프트를 최대화하기 위해 또한 유출 제트의 에너지가 주변으로 방출되기 전에 상기 이젝터/프로펄서의 출구 평면으로부터 편리한 거리에 배치된다. 이것은 모든 제트 추진 장치의 에너지가 대개 항공기 뒤의 매우 먼 거리에서만 방산되므로 편리하고 실용적이다.

또한 상기 탠덤의 두 요소가 개념에 유리한 특정 각도 및 속도로 이동하는 것을 포함하여 효율적이고 최적화된 방식으로 함께 작동해야 한다는 것을 이해하는 것이 중요하다. 스러스터/프로펄서는 추력 성분을 항공기 또는 메인 날개의 동체에 기계적으로 전달하며, 프로펄서의 하류의 얇은 에어포일은 프로펄서가 아닌 동체와 기계적으로 접촉하지만, 항공기의 상승을 최대화하고 상기 얇은 에어포일 상의 특정 표면의 이동을 통해 조작을 허용하는 방식으로 유출 제트를 받는다.

본 발명의 다른 특징은 크루징 목적뿐만 아니라 항공기 호버링 및 착륙을 리프팅하기 위해 동일한 노즐을 사용할 수 있는 능력을 제공한다. 미국 특허 제8,910,464호(암브로스)에 개시된 리프트 시스템은 VTOL 제트 전투기의 공통 백본을 나타낸다. 크루즈 모드, 즉 리프트 팬과 그 보조 장치에서 운반되는 추가 중량으로 인해 한계가 있다. 현재의 VTOL 기술 하에서, 차가운 노즐(포워드 노즐) 및 리프팅 팬은 레벨 비행 동안 셧다운되어 크루즈와 같은 전진하는 조건에서 항공기를 앞으로 추진시키기 위한 반력을 제공하기 위해 주 배기 노즐을 떠난다. 본 발명의 일 실시예는 항공기의 추진 시스템과 코안다 노즐 추력 발생 요소를 결합하여 이젝터가 중량 최소화 및 이동 부품의 제거와 함께 비행의 모든 단계에서 사용될 수 있도록 한다. 또한, 이젝터를 사용하여 항력을 최소화하고 레벨 비행 중에 독특한 방식으로 리프트를 극대화할 수 있다.

모카스키는 동일한 기술을 주로 연속 또는 불연속 일차 유체 슬롯, 주로 원형 또는 선형의 코안다 장치에 대해 제공한다. 이 모든 특허에서 코안다 표면은 원형 또는 2D 부드러운 매끄러운 프로파일이며, 인입을 향상시키거나 코안다 표면의 공격적인 회전을 증가시키거나 그 분리를 지연시킬 수 있는 특별한 요소 없이 간단한 경계층 부착을 결정한다. 코안다 유형의 이젝터에서는 벽면의 경계층이 성장하고 2차 공기와 혼합되어 분리되지 않도록 표면의 회전이 중요한다. 일차 노즐로부터의 일차 흐름 제트가 분리되면, 코안다 이젝터는 효율적으로 또는 전혀 작동하지 않는다. 따라서 표면 곡률이 벽에서 분리되지 않고 2차 유체의 최대 경계층 성장 및 인입을 허용하고 그것과 혼합되는 것을 허용하는 것이 중요하다.

반면에, 곡률이 너무 크면, 장치는 비실용적으로 길고 직경이 커져, 2차 유체의 인입 및 혼합의 양을 제한하고 장치의 매우 긴 확산 부분을 유도한다. 코안다 회전의 반경에 대한 슬롯의 비율은 쓰론슨이 1:5 - 1:15 사이라고 설명하지만 1:5보다 작은 비율은 빠른 회전에 이상적이어야 한다. 코안다 커브의 회전은 쓰론슨의 의해 이상적으로는 장치의 축에 대해 30-110도 사이인 것으로 명확히 언급된다. 확산 섹션이 너무 커지면, 이것은 확산기의 길이가 항공기에 상당한 추가 항력과 중량을 부과하기 때문에 수평 비행 중인 항공기에 기술을 배치할 때 중요한 제한 사항이다. 회전이 > 110 도가 되면, 확산기가 더 짧아질 수 있고 훨씬 짧은 거리에서 혼합이 향상되어, 혼합기가 장치에서 나오기 전에 2차 흐름으로 친밀한 혼합 및 에너지 및 운동량을 전달하는 것을 보장한다. 확산기의 벽은 평평하고 혼합 과정을 향상시키기 위한 3D 요소가 없다는 점에 유의해야 한다. 본 발명의 일 실시예는 오히려 후술하는 방식으로 분할된 확산기 표면을 연장시킴으로써 수평축 주위로 전체 이젝터를 움직일 필요 없이 항공기의 수직 이륙 및 착륙에 유리한 방식으로 특히 이젝터의 확산 영역에서 목 부분을 지나 이동하는 벽을 도입한다.

코안다 표면.

레즈닉, 모카스키 및 쓰론슨에 의해 교시된 코안다 표면은 둥근 곡률이어야 하며, 쓰론슨은 슬롯 높이와 반경의 비율이 1:5에서 1:15까지의 범위라는 보다 정확한 세부 사항을 제공한다. 벽 제트의 분리 없이 가장 빠른 경계층 성장을 제공하기 때문에 로그 프로파일이 당업자에게 바람직하다. 그러나, 본 발명의 일 실시예는 코안다 표면 상에 딤플을 도입하여 혼합물의 혼합 및 슬로우 및 확산기로의 이동 동안 유동을 유지하기 위해 표면의 회전을 현저히 개선함으로써 훨씬 더 적극적인 회전을 달성한다. 공격적인 회전은 축 방향으로, 목부를 통해 확산기 구역으로의 흐름을 신속하게 혼합하고 회전시키는 능력을 허용하기 때문에 바람직하다. 빠른 속도로 움직이는 유체의 회전은 경계층이 부착된 채로 유지하면서 경계층이 성장하고 중앙 흐름과 혼합될 수 있다.

본 발명의 딤플은 상이한 크기일 수 있고, 지그재그형 또는 정렬될 수 있으며, 회전이 보다 공격적인 영역에 위치할 수 있고, 유체의 회전이 덜 공격적인 영역에는 위치할 수 없다. 상기 딤플은 또한 보다 공격적인 확산기에 적용될 수 있는데, 여기서 확산기의 반각은 일정하지 않지만 가변적이며, 이어서 도 14의 요소(105)에 의해 도시된 바와 같이 0으로 감소된다.

도 14는 특히 쓰론슨과 비교할 때, 본 발명에 의해 달성된 개선점 중 하나를 나타낸다. 도 14는 본 발명의 개선을 설명하기 위해 쓰론슨에 의해 사용된 유사한 주 슬롯 높이를 쓰론슨에서 제공된 비율과 비교한다. 특히, 도 14는 수직 이륙 및 호버링 및 순항 조건에서의 수평 비행 모두에 적합할 수 있는 더 양호하고 보다 유연하고 효율적인 이젝터를 함께 형성하는 반 이젝터의 상부 및 하부 절반을 도시한다. 하부(1401) 반-이젝터 벽은 보다 공격적으로 제1 노즐 벽 제트를 이용하여 축(102) 주위 및 표면(103), 즉 코안다 입구 표면 상으로 보다 공격적으로 회전시킨다. 이 곡선의 최대 높이 점은 요소(201)의 만곡된 벽의 가장 낮은 위치(청색으로 도시된 축에 대해 닫힌 위치)로부터 거리('G') 주위의 지점에서 축 방향으로 위치한다. 따라서, 2개의 반-이젝터(또는 에어 나이프 이젝터 벽)(1401, 201)는 엇갈려 배치되고, 즉 이들의 입구는 동일한 위치에서 축 방향으로 위치하지 않는다. 마찬가지로, 1401과 201의 최소 거리 축방향 위치는 거리 'G'만큼 스태거링되어 배치된다. 그들의 확산기(110 및 210)는 각각 액추에이터(115 및 215)에 의해 형상을 변경할 수 있고, 110 및 210을 형성하는 편평한 분할 표면은 각각 이젝터 내부의 유동을 미션에 의해 지시된 바와 같이 하향 또는 다양한 방향으로 향하게 하는 곡선형 단면(110a 및 210a)이 된다. 도 14는 또한 선행 기술과 비교된 비율의 변화를 나타낸다.

또한, 본 발명의 회전 대 슬롯 높이의 반경은 코안다 표면 상에 배치된 개선된 분리 지연 딤플을 사용하여 5:1 이하이다. 결과적으로, 유동 분리가 없는 훨씬 더 빠른 회전이 뒤따르므로, 장치의 목부는 쓰론슨이 지정한 것보다 적어도 25-100 % 더 클 수 있다. 더욱이, 확산기 부분의 반각의 일정한 변화(즉, 중심선으로부터 멀어지는 벽의 비선형 성장)를 적용하고 상기 확산기 내로 딤플된 표면을 사용함으로써, 그 크기는 흐름의 분리 없이 보다 공격적으로 증가할 수 있고, 결과적으로 장치의 전체 길이가 단축된다.

또한, 이젝터의 상부 및 하부 절반 모두가 유체 공급 및 기능성에 대해 개별적으로 작용하지만, 출구 플레넘으로의 혼합물의 혼입 및 혼합 및 확산을 위해 함께 작용할 수 있다면, 플랫 확산기의 상부 및 하부 표면 상의 부가적인 확산기 이동 벽에 의해 성능이 크게 개선된다. 이는 또한 전체 구조를 회전시킬 필요가 없는 수평 비행 또는 수직 이륙, 호버링 및 착륙 시 추진력을 위해 날개 구조와 함께 보다 소형의 장치를 구현할 수 있게 한다.

또한, 딤플의 사용은 초기 점으로부터 상기 이젝터 주변 둘레로의 출구까지의 벽의 변화를 가능하게 하여, 날개 구조와의 양호한 통합을 가능하게 한다. 이젝터의 둥근 끝 부분에는 다른 구조가 사용되며, 이젝터가 만족스럽게 작동하려면 기본 노즐의 딤플 또는 특수 기능이 필요하지 않을 수 있다. 도 22a는 본 발명에서 설명된 중요한 3D 피쳐를 갖는 이젝터를 도시한다. 또한, 확산기의 하부 벽에서의 회전의 가장 공격적인 영역에서, 딤플(도 21의 요소(221))의 사용은 또한 90°까지의 하향 또는 그 이상으로 더 크게 회전할 수 있게 한다. 이것은 종래 기술보다 더 공격적이다(예를 들어 쓰론슨;, 페른홀즈, H. H. "Z. Flugwiss. 15, 1967, Heft 4, pp136-142 참조). 도 14는 이 개시에서 설명된 중요한 3D 피쳐를 갖는 이젝터의 단면을 도시한다. 도 14는 또한 확산기 상의 대부분 세그먼트화된 벽을 나타내며, 이젝터 유출 제트를 방향 전환하고 확산기 영역 및 혼합 영역의 변화로부터 성능을 최대화할 수 있다. 이젝터의 입구 평면이 평면(평면이 아님)에 있지 않고, 경계층의 인제스팅이 날개의 에어포일 성능을 향상시키도록 날개 구조 위에 이젝터를 배치하는 것이 가능하며, 이는 도 14에서 볼 수 있는 바와 같이, 상부 및 하부 이젝터 절반부의 2개의 입구 사이의 치수(G)(갭)이다. 따라서, 코안다 표면(도 14의 103; 도 22a의 204)은 동일한 축 방향 위치에서 주 유체 벽 분사를 허용하지 않으며, 그러나 축 방향 시간-이력 방향으로 에어포일 표면의 근접에서 더 일찍 그리고 더 이후에 날개 에어포일 표면으로부터 멀리 떨어져 있다.

도 22a 내지 도 22f는 본 발명의 상이한 실시예를 도시하며, 입체 형상이 입구에 사용된다. 도 22f는 상부 반 이젝터를 특징으로 한다. 도 22b는 일차 노즐 내부에 배치된 델타 터뷸 레이터로서의 요소(212)를 도시하고, 2차 흐름의 인입을 상당히 개선시키고, 도 22a 내지 도 22f 및 도 14의 코안다 만곡 벽(803)의 가장 공격적인 회전에서도 부착을 향상시키고 분리를 방지하는 222와 같은 딤플을 포함한다.

도 22a 내지 도 22f에 도시된 바와 같이, 요소(212)는 또한 일차 노즐에 유입되어 인입을 향상시키며, 성능을 향상시기키 위해 조건에 따라 이젝터의 반대측에 채용되거나 그렇지 않을 수 있다. 딤플(221)은 윤곽(204) 및 확산기 상에 배치되어 최단 길이에서 양호한 운동량 전달을 보장하고 가능한 한 균일한 출구 속도 및 온도 프로파일을 생성하여 일차 및 2차 유체 혼합물의 분리를 방지한다. 이들 일차 유체는 가스 터빈 또는 이들의 혼합물로부터의 압축기 블리드 또는 가압된 배기 가스로부터의 압축 공기일 수 있고, 상부 및 하부 이젝터 절반부(1401, 201)에 개별적으로 공급될 수 있고, 추력 생성의 효율 극대화에 또 다른 자유도를 더한다.

도 22a에 도시된 바와 같이, 3D 피처는 흐름에 노출된 주변을 증가시키고 높은 인입 비를 허용한다. 도 22b 및 도 22c에 도시된 바와 같이, 일차 슬롯의 중앙에 배치된 델타 날개와 같은 특별히 고안된 터뷸레이터는, 예를 들어, 가스 발생기에 의해 지속적으로 공급되는 주 유체 플레넘으로부터의 유동을 통로 내에서 가속되게 하고 상기 델타 터뷸레이터(212)를 통해 흐르게 한다. 상기 요소(212)는 전단 층, 회전 및 역 회전 난류 및 상기 주 노즐(203)의 증가된 젖은 주변 포함하는 일련의 기구를 통한 2차 흐름의 인입을 크게 개선시키는 패턴으로 유동을 가압한다. 일차 노즐 내에 유체 진동기를 내장하면 인접한 일차 노즐에서의 펄스 작동을 통해 인입을 위한 추가 기능을 제공한다.

도 25는 이젝터의 하부 립(22)이 상부 에어포일 벽면(20)에 더 가깝고 상기 에어포일의 정점을 넘어서 있고, 축 방향으로 엇갈리며, 상기 이젝터의 상부 립(23) 전방에 상기 에어포일 표면(20)으로부터 더 멀리 떨어져 위치되는 3D 입구를 갖는 장점을 갖는 이젝터의 구조를 도시한다. 립의 위치는 에어포일 근처의 공기 흐름으로 인한 가장 가능성 있는 경계층 속도 프로파일(21)과 일치하도록 모델링된다. 경계층의 립(23)의 인입과 비교하여, 립(22)을 갖는 에어포일 벽에 가장 가까운 흐름의 인입을 예상함으로써, 입구 및 이젝터 성능에서 보다 양호한 분포가 얻어진다. 본 발명의 일 실시예에서, 이젝터는 성능을 최적화하기 위해(상부 에어포일 벽에 수직 방향으로) 상하로 움직일 수 있다. 이렇게 하면 더 높은 인젝션 과정을 통해 보다 높은 공격 각도에서 이 에어포일의 성능을 향상시키고 이젝터 자체의 성능을 향상시킬 수 있다. 이 개시 내용과 종래 기술을 구별 짓는 3D 요소는 입구 립(22 및 23)의 위치, 곡선 벽(204)의 상대 위치, 목부 영역(24) 및 확산기 벽(25)의 위치를 포함한다. 일 실시예에서, 이젝터의 두 개의 절반부는 서로 및 에어포일에 대해 독립적으로 이동할 수 있어서, 항공기의 성능에 대해 지속적으로 최적화된 위치가 된다.

도 17a 내지 도 17c는 날개를 형성하고 독립적으로 움직일 수 있는 두 개의 절반부(도 17a 참조)를 갖는 에어포일에 배치된 편평한 이젝터를 도시하고, 또한 이젝터의 상부 절반부만이 에어 나이프와 유사하게 사용되지만, 필요한 성능(도 17b 참조)과 일치하는 에어포일 상에 날개 장소의 플랩을 갖는 목부 및 확산기를 형성하는 실시예이다. 이들 실시예에서, 플랩은 주 노즐을 포함할 수도 있고 가지지 않을 수도 있으며, 플랩은 에어 나이프로 기술된 상부 이젝터 절반으로부터 독립적으로 움직인다. 이러한 시스템의 장점은 보다 간단하다는 것이다. 그것은 경계층의 인제스팅을 통한 날개 스톨을 회피함으로써 현재의 개시에서 설명된 바와 같이 날개에 높은 입사각을 여전히 허용하고, 성능 및 기동성을 최적화하기 위해 날개 및 공기 나이프를 독립적으로 회전시키는 잠재력을 허용한다.

도 17a는 날개의 정점 뒤의 날개 상에 딤플과 같은 요소를 구비하고 상기 날개의 상부 표면 상에 경계층을 대부분 인제스팅하도록 전술한 편평한 이젝터의 실시예를 도시한다. 반면에, 도 17a 내지 도 17c는 항공기를 가속시키고 추진시키기 위해 날개의 상부로부터 인제스팅된 공기(제2 유체로서)를 강제로 내보내는 에어 나이프 타입의 이젝터의 사용을 도시한다. 이들 모든 실시예에서, 이젝터가 선회할 수 있다. 또한, 다른 실시예에서, 이젝터의 입구는 또한 제한된 방식으로 선회할 수 있고, 그들의 확산기 벽은 도 14에서 더 설명되는 바와 같이 연장될 수 있다. 비행 조건에 의해 지시되는 각도, 배기 영역의 변경 등이 있다. 1401, 201은 각각 축(102, 202)을 중심으로 독립적으로 회전할 수 있다.

유체 추진 시스템 및 사이클.

본 발명의 또 다른 실시예는 일반적으로 유체 운동량 전달을 통해 추진력을 제공하는 추진 사이클 및 시스템에 관한 것이다. 추진 시스템은 1) 고압 공기 또는 가스 공급원의 여러 스트림을 2) 상기 압축 유체를 3) 다양한 스테이션에서 항공기에 설치된 추력 발생 요소를 증대시키는 도관 네트워크로 제공하는 가스 발생기로 이루어진다. 증대된 추력 생성 요소는 원하는 방향으로 대부분 축 방향 속도 성분을 갖는 고속 유출 제트를 지향시키므로, 반대인 추력을 발생시킨다. 유출 제트는 고온, 고 에너지 가스의 혼합물이며, 압축기 블리드, 연소 블리드, 터빈 블리드 및/또는 배기 노즐과 같은 고압 가스 발생기 위치로부터의 도관을 통해 추력 발생 요소에 제공되며, 인입된 주변 공기가 매우 큰 인입 속도로 엔지니어링된다. 상기 인입된 공기는 상기 추력 발생 부재 내에서 상기 추력 발생 부재로 공급되는 고압 가스로 운동량 전달을 통해 높은 운동 에너지 레벨로 흐르게 되고; 생성된 공기와 가스의 혼합물은 추력 발생 부재로부터 나오고 주로 상기 하류 에어포일의 리프트를 최대로 하는 방향으로 에어포일의 상기 얇은 에어포일 선단 에지 및 주로 압력 측을 향하여 축 방향으로 향한다.

도 2 내지 도 7은 VTOL 구성에서 추진 장치를 특징으로 하는 본 발명의 일 실시예를 도시한다. 이젝터(201, 301)는 하방을 향하고 추력은 공중 차량을 상방으로 이동시킨다. 이젝터는 동기식으로 회전하며, 일차 유체의 흐름은 이젝터(201)용 압축기 블리드 및 이젝터(301)용 배기 가스로부터의 전진 및 후미 이젝터에 대한 추력의 필요성에 부합하도록 변조된다.

중거리 및 장거리 항공기 엔진을 위한 가장 효율적인 종래의 추진 시스템은 바이패스 고차 터보 팬이다. 종래의 터보 팬은 부스터, 고압 압축기 및 고압 터빈으로 구성될 수 있는 적어도 2개의 샤프트를 사용하며, 하나는 팬 및 저압 터빈에 공통이고 다른 하나는 코어에 공통이다. 터보 팬의 높은 효율은 높은 추진 효율을 결정하기 위해 높은 바이패스 비율, 낮은 팬 압력 비율에 의해 유도된다. 그리고 높은 전체 열 비율에 의해 높은 열효율을 제공한다. 항공기의 특정 연료 소비는 열 효율과 추진 효율의 곱에 반비례한다. 터보 팬의 열 손실은 압축기, 터빈 및 기계 효율과 같은 구성 요소의 연소 및 열역학적 손실이 100 % 미만인 경우가 대부분이다. 연소 과정의 비가역성은 일반적으로 열효율을 낮추는 주요 구성 요소이며 일반적인 고압 비율 발전소는 열효율이 40 %에 불과한다. 실용성 및 다른 항공기 제한(중량, 항력 등)은 인터쿨링, 열 회수 및 기타와 같은 열효율 개선을 위한 당업계에 공지된 방법의 실행을 방지한다.

반면 프로펄서 효율은 프로펄서가 항공기의 대기 속도 바로 위 및 가능한 한 근접한 작은 축 속도에서 가장 많은 양의 공기 질량 흐름을 가속시킬 때 최대로 된다. 그 결과 매우 큰 팬 지름과 높은 팬 속도가 필요하게 되어 항공기의 항력과 중량이 증가한다. 현재 가장 효율적이며 가장 효율적인 터보 팬은 팬 직경이 11 피트를 초과하여 매우 큽니다. 증가된 팬 지름이 추진 효율을 향상시키지만, 항력은 카울링의 크기로 인해 증가하며, 일반적으로 이상적인 시스템을 얻기 위해 절충이 수행된다. 현재의 추진 효율 수준은 85 %를 초과하며 추진력을 최대화하기 위해 날개에 스러스터를 분배하기 위해 노력하고 있다. 당 분야에서 대중적인 아이디어는 분산 추진 요소의 개념이다. 스러스터는 날개와 동체의 동체에 분포될 수 있다. 주로 날개에 배치되고 중앙 장치에서 기계 작업 또는 전력을 받는 전기 또는 기계 구동 팬이다. 이러한 개념은 관련된 네트워크의 복잡성, 전기 모터의 무게 및 높은 고도에서의 조작성, 기계적 전달 네트워크의 경우 효율성, 복잡성 및 무게 때문에 구현하기가 어렵다. 지배적인 디자인은 두 가지 엔진 디자인으로 남아 있다.

현재 지배적인 설계의 하나의 단점은 터보 팬이 무겁고 복잡하다는 것이다. 전체 중량의 30 % 이상이 팬 시스템 단독이고, 팬 액세서리 및 이를 구동하는 저압 터빈을 포함한다. 대형 회전 부품은 팁 속도의 제한, 저압 터빈 중량 및 치수에 대한 제한, 저압 터빈 입구 온도 등 추가 설계 제한이 있음을 의미한다. 팬 블레이드는 전용 팬 블레이드 인제스팅 및 팬 블레이드 아웃 테스트에서 인증 및 인증을 받아야 한다. 또한, 팬 케이스는 이러한 팬 블레이드의 해방을 포함하고 항공기의 무결성을 보호해야 한다. 더 작은 시스템의 경우 효율성을 유지하려면 복잡한 터보 팬 시스템을 축소하는 것이 중요한다. 특히 UAV 및 소형 항공기의 경우 바이패스 비율(BPR) 수준이 재료의 한계로 인해 훨씬 작다. 직경이 줄어들면 팬은 효율을 유지하기 위해 더 빨리 회전해야 하며 더 빠른 속도에서는 팁 손실이 발생하여 효율성이 낮아진다. 소형 터보 팬의 경우, 팬(및 압축기)의 크기를 줄이는 것이 회전 속도가 급격히 증가해야 한다는 것을 의미한다. 당해 기술 분야에 익숙한 사람들은 팬의 직경이 유체의 질량 흐름의 제곱근에 비례하여 비례한다는 것을 이해하며, 팬의 블레이드 팁 속도는 직경과 회전 속도의 곱(예를 들어, Pi*Diam*RPM)에 직접 비례한다. 따라서, 팬의 직경이 현저하게 감소되면, 반대로 동일한 팁 속도를 유지하기 위해 회전 속도가 증가할 필요가 있고(기계적 및 압축성 이유로), 그렇지 않으면 성능 손실이 크게 증가한다. 예를 들어, 50 인치 지름의 팬이 2000 RPM으로 회전하면 동일한 팁 속도로 20 인치 팬이 5000 RPM으로 회전해야 하고 10 인치 팬이 10000 RPM으로 회전해야 한다. 이는 또한 FPR(Fan Pressure Ratio)이 그에 따라 증가하여 더 작은 직경 범위에서 팬의 효율을 낮추는 것을 의미한다. 또한, 매우 높은 응력을 받는 팬 구성 요소의 봉쇄는 달성하기 어렵고, 더 두꺼운 팬 케이스가 발생하여 무게가 상승하고 시스템의 회전자 동력 및 베어링 서브 시스템과 관련하여 중대한 복잡성을 유발한다. 이것이 대형 팬이 소형 팬보다 훨씬 효율적이기 때문이다. 소형 터보 팬의 현상 유지는 대형 시스템보다 성능이 현저히 떨어지며 대형 팬 BPR보다 3~4 배 이상 더 작고, FPR이 더 높으며, 낮은 연료 효율(높은 연료 연소), 높은 회전 속도(높은 응력 및 유지) 및 까다로운 운용성 및 열 관리를 제공한다. 터보프롭은 똑같은 문제에 직면해 있다. 실제로 작은 시스템의 경우에도 최고의 추진력을 발휘한다. 그들의 주요 단점은 방대한 양의 공기를 이동시키고 VTOL 기능이 있는 시스템에서 구현하기 어려워지는 프로펠러의 크기가 크다는 것이다. 현대의 터보프롭은 프로펠러를 구동하기 위해 저압 터빈을 사용하고 기어 및 베어링과 하위 시스템, 피치 제어 장치 등의 보조 시스템을 추가로 사용한다.

터보 팬 및 터보프롭과 같은 최신의 항공기 추진 제트의 또 다른 요소는 엔진 자체의 작동 성을 위해 선내 가압, 터빈 냉각 및 배출 선외 배출을 위해 압축기에서 일정량의 블리드 공기가 필요하다는 것이다. 전형적인 현대식 제트 엔진의 압축기 블리드 에어는 총 압축기 배출 공기의 최대 20 %이다. 항공기가 저공 비행을 하거나 무인 항공기인 경우 기내 가압용 압축기 블리드는 필요하지 않으며 이 부분은 전체 블리드의 10 % 이상을 구성한다. 터빈이 냉각되지 않는다면, 압축기 공기의 약 10 %가 연소에 도달하기 전에 추출될 수 있어 연소 온도가 낮아지고 사이클 효율이 저하된다. 그러나 새로운 비금속 물질 및 고온 및 응력 기능의 발전으로 인해, 터빈 및 실제로, 고온부의 대부분은 냉각 기류에 대한 필요성을 제거할 뿐만 아니라 더 높은 연소 온도를 허용하는 세라믹 매트릭스 복합체로 제조될 수 있다. 예를 들어 현재의 비 냉각 금속 구성 요소에 대한 터빈 입구 온도 제한은 주제에 익숙한 사람들이 약 1750F로 알고 있지만 현재의 CMC 재료는 비 냉각 2000 F 터빈 점화 온도 이상을 지원할 수 있다. 이로 인해 훨씬 더 높은 효율 주기가 발생하고 대부분의 경우 엔진 무게가 줄어들어 항공기에 전반적인 이점이 제공된다. 1750 F 점화 온도 사이클, 냉각되지 않은 20 % 압축기 배출 공기를 갖는 모든 금속 부품 엔진이 세라믹 부품으로 2000 F에서 연소하는 50 % 공기 블리드 압축기로 대체되는 경우, 컴프레서 배출 스테이션에서 압축 공기의 50 %가 다른 용도로 사용 가능하게 되는 반면 사이클의 효율은 비슷할 수 있다.

표 1은 요구되는 입력 동력을 압축기에 공급하는 동일한 단위 유동(즉, 1kg/s) 및 다양한 블리드 백분율 및 동일한 동력 출력을 갖는 2개의 비 냉각 엔진에 대한 다양한 공기 블리드에 대한 이러한 비교를 도시한다. 첫 번째 줄은 사이클의 압력 비율을 보여주고 두 번째 줄은 압축기 블리드를 보여주고, 금속 엔진의 열효율 계산은 제3 줄에 나와 있으며 금속판과 비교하여 동일한 배출량과 최대 배출량을 갖는 CMC 버전의 열효율은 마지막 두 줄에 표시된다. 일반적인 가정은 터빈이 모든 경우에 비 냉각이지만 다른 목적을 위해 압축기에서 공기가 빠져 나간다는 것이다. 표에서는 금속 및 CMC 버전 간에 블리드 비율이 동일하게 유지된 경우 사이클 압력 비율이 8을 초과하면 CMC 엔진이 보다 효율적으로 작동함을 보여준다. 반대로, 엔진의 효율이 금속성과 유사하게 유지되어야 한다면, 블리드 에어 백분율은 극적으로 증가될 수 있다. 이는 연소와 동일한 연료 흐름을 유지하면서 연소 온도가 1750 F(최대 금속 비 냉각 기술)에서 2000F(CMC 비 냉각 기술)가 될 때까지 공기의 흐름을 줄임으로써 설명할 수 있다. 터빈으로부터 동일한 전원 콘센트를 생산하여 압축기 동력 입구의 균형을 유지함으로써 보다 높은 압축 공기를 보다 높은 연소 온도로 사용할 수 있다. 이를 토대로, 본 발명자는 다량의 압축기 블리드가 유동 네트워크를 통해 라우팅되고, 항공기의 유사하거나 더 나은 열 및 전반적인 효율로 현재의 최첨단 추진 효율을 향상시키고 향상시키는 위치에 배치된 분산 증대된 추력 장치의 어레이를 공급할 수 있는 사이클을 생각해 냈다.

표 1

따라서, 종래의 프로펄서는 그 효율에 상당한 타협 없이 스케일 다운될 수 없다. 본 발명의 일 실시예는 팬 서브 시스템을 저압 터빈과 함께 제거하는 개선된 사이클의 사용을 통해 현재의 단점을 극복한다. 이와 같이, 본 발명의 이 실시예는 소형 항공기 시스템 및 UAV, 특히 그것의 효율적이고 소형이며 고도로 집적된 발전소로 인해 VTOL 및 STOL 작동이 가능해야하는 시스템에 특히 적합한 시스템이다.

프로펄서는 가스 발생기, 이젝터에 연결된 도관 네트워크 및 추력 증대 이젝터를 형성하기 위해 고압 터빈과 동일한 샤프트 상에 배치된 "초핑된(chopped)" 팬 및 고압 압축기로 구성된다. 사이클은 초핑된 팬(코어 만 사전 압축)과 고압 단일 또는 다단 압축기, 바람직하게는 수 개의 블리드 포트가 있는 원심 압축기로 구성된 압축기 시스템을 사용한다. 압축기 블리드 포트는 시스템의 전체 공기 흐름의 최대 50 %까지 블리딩될 수 있으며 나머지는 연소기 시스템으로 보내진다. 연소는 일정한 압력 또는 부피의 연료 형태로 열을 추가하고 터빈을 향하는 고온 가스를 생성한다. 고압 터빈은 종래의 팽창 공정에서 고온 유체를 터빈 입구 압력 및 온도보다 낮은 압력 및 온도로 팽창시킨다. 바람직하게는, 터빈 및 연소는 현대의 CMC와 같이 냉각 흐름을 거의 또는 전혀 필요로 하지 않는 고온 재료이다. 적어도 하나의 단계에서 구심력 또는 축 방향일 수 있는 터빈은 압축 시스템을 구동하는데 필요한 작업을 제공한다. 터빈을 떠나는 배기 가스는 터빈의 입구 조건보다 낮은 압력 및 온도이지만, 주변 공기의 압력의 2 배 이상 및 현재의 터보 팬 저압 터빈 수준의 전형적인 온도, 즉 1500-1800 이다. 따라서, 고압 터빈의 팽창 과정은 여전히 고압, 고온 및 압력 흐름을 초래하여 저압 터빈으로 향하는 대신 도관을 통해 항공기의 다양한 위치로 유체 추진력 발생기로 향하게 된다.

도관은 또한 절연되고 CMC와 같은 고온 물질을 이용할 수 있다. 가압된 공기 또는 고온의 가스를 수용하는 추진 장치 요소는 제1 섹션에서 주변 공기의 유입 및 가속을 위해 유체 장치를 사용하고; 동기 유체와 주변 공기를 혼합하고 고 에너지에서 저 에너지(주변 공기)로의 완전한 운동량 전달을 완료한 후, 제2 확산 섹션에서 혼합된 흐름을 가속시키고, (가스 발생기로부터의 프로펄서에 공급되는) 고압 가스와 인입된 주변 공기의 혼합물로서 고속으로, 바람직하게는 대부분 축 방향으로, 당업계에 공지된 특정 축 방향 속도 프로파일을 갖는 고속 제트 유출을 전달한다. 상기 프로펄서 요소의 인입 속도는 전달되는 고압 유체의 각 부분 당 3 내지 15 및 25까지이다. 높은 유입 및 난류, 철저한 혼합으로 인해 제트 유출은 온도가 훨씬 낮아진다. 혼합 및 운동량 전달에 관한 물리 법칙에 따르면, 추진 장치 요소로부터의 제트 유출 속도는 항공기 속도와 비슷하지만 항공기 속도를 초과한다. 제트 유출은 또한 사실상 비-원형이며, (터보프롭 또는 터보 팬의 대형 프로펠러와는 달리), 회전 구성 요소가 거의 없거나 전혀 없으며, 예를 들어 리프트를 발생시키기 위해 프로펄서 뒤쪽의 일정한 거리에 배치된 짧은 날개의 선단을 향한 추력을 발생시킨 후 일부 에너지를 추가로 회수하기 위해 에어포일로 향할 수 있다. 모든 실시예에서, 가스 발생기는 코어 유동만을 제공하도록 팬이 초핑된 변형된 터보 팬이다.

도 26a는 대부분의 유동을 우회하고 터보 팬의 출구에서 코어 및 바이패스 유동을 혼합하는 종래의 우회 터보 팬을 도시한다. 도 26b는 코어만을 허용하고 프로펄서에 필요한 추진력을 생성하기 위해 압축기로부터 블리드 유출되는 초핑 팬을 갖는 터보 팬을 도시한다. 압축기로부터의 블리드는 발생기의 고온부(2602)와는 대조적으로 가스 발생기(800)의 저온부(2601)에 편리하게 위치하여 운전 중 언제든지 최대의 효율을 가능하게 한다. 예를 들어, 이륙 시, 압축기로부터의 더 많은 블리드가 요구될 수 있고 로터의 고속이 임의로 유리할 수 있다. 미션 중이 부분에서 블리드 포트는 압축기 작동이 블리드가 존재하지 않는 경우보다 더 유리한 조건에서 서지 라인으로부터 멀어지도록 개방되어 있다. 도 26a에 도시된 바와 같은 현재의 터보 팬은 미션 내내 최대 15 %의 블리드만을 허용할 수 있지만, 양호한 방식으로 초핑 팬 설계를 변경함으로써, 엔진을 가로지르는 총 공기의 50 % 이하의 블리드를 포함하여, 보다 많은 코어 유동 및 더 많은 압축기 오프된 블리드가 본 발명에서 유도될 수 있다. 당업자들이 인식할 수 있는 것처럼, 다중 블리드다 시스템의 효율성을 높이고, 낮은 단계에서의 블리드를 극대화하며, 고압에서의 블리드를 최소화하기 위해 포함될 수 있다. 그러나, 블리딩 사이클에만 의도적으로 포함되는 유동의 양이 특히 본 발명에 적용된다. 압축기 블리드 포트로부터의 블리드 공기는 증대된 추력을 위해 도관을 통해 프로펄서에 전달되어, 에어포일의 상부 표면 또는 높은 입사각의 에어포일 바로 뒤에 배치된다.

도 27a는 본 발명에 구현된 블리드 및 도관 네트워크의 예를 도시한다. 상기 네트워크는 압축기 블리드 포트(251, 351)를 통해 여러 개의 냉각 추력 증대 이젝터(801) 및 고온 추력 증강 이젝터(901)를 각각 공급하는 가스 발생기(800)를 포함한다. 압력 및 온도 센서는 요소(1702)(차가움) 및 1707(고온)으로부터의 신호가 마이크로 컨트롤러(900)(도시되지 않음)에 공급됨으로써 흐름 측정을 취할 수 있다. 가스 발생기(800)로부터 압축기 블리드 도관(251)을 통해 추력 증가 이젝터(801)로의 흐름은 마이크로 제어기(900)에 의해 제어되는 제어 밸브(1703)에 의해 지시된다. 동일한 제어기는 스위블 조인트(1701)(요소(801)에 대해) 및 1705(요소(901)에 대해)의 작동을 지시한다. 도 27a는 또한 상기 가스 발생기(800)의 압축기의 동일한 포트(251)로부터 공급되고 마이크로 제어기(900)에 의해 제어되는 일련의 4개의 추력 증대 이젝터(801)를 도시한다.

도 27b는 도 27a에 도시된 것과 유사한 네트워크를 도시하디만, 가스 발생기(800)로부터 압축기 블리드 포트에 의해 공급되는 2개의 냉 추력 증대 이젝터만이 있다. 스위블 조인트(1701)는 요소(801)의 다수 방향 회전을 허용하고 또한 상기 이젝터(801)로의 유체의 통과를 허용할 수 있다. 항공기에 대한 상기 이젝터의 위치는 마이크로 제어기(900)로부터 전기 또는 공압 또는 기계적 수단을 통해 제어된다. 블리드 포트(251) 하류의 도관에서 유속, 압력 및 온도를 측정하기 위한 센서(1702)는 정보를 마이크로 제어기에 공급하는데 사용된다. 차례로, 마이크로 제어기는 제어 밸브(1703)를 통한 유동 조정을 명령하는 것과 동시에 스위블 조인트(1701) 주위의 요소(801)의 회전을 명령한다. 유사하게, 요소(901)의 추력 크기 및 방향은 제어 밸브(1707)를 통한 유속의 조정 및 항공기의 위치가 수용 가능할 때까지 선회 조인트(1705)에 대한 방향 조정을 통해 조정될 수 있다. 따라서, 제어기는 프로펄서 도관 네트워크로부터의 정보, 가스 발생기 작동 매개 변수 및 추력 증대 이젝터 각각에 대한 추진력의 방향 및 크기 정보를 공급 받는다.

도 27c는 적어도 12개의 입력 및 적어도 4개의 출력을 나타내는 마이크로 제어기(900) 및 그 네트워크를 도시한다. 출력은 주로 미션 수행 중 언제든지 항공기의 자세를 제어하기 위해 유속 및 추력(이젝터) 방향을 제어한다.

도 27d는 네트워크에 대해 더 자세히 설명한다. 압축기 블리드 포트(251) 및 배기 가스(351)로부터의 유동은 추력 증가 이젝터(801 및 901)로 공급된다. 마이크로 제어기(900)로의 입력은 입력(11)을 통해 가스 발생기의 파라미터(rpm, 압축기 블리드 공기 온도 및 압력, 배기 압력 및 온도 등)를 포함한다. 입력(26)은 시스템에 포함된 가속도계로부터의 피드를 포함한다. 입력(30)은 자이로스코프이다. 입력(40)은 항공기의 고도를 신호하는 초음파 또는 기압 고도 센서 입력이다. 입력(50)은 GPS 입력이다. 입력(70)은 블루투스 입력이다. 입력(80)은 R/C 수신기이다.

또한, 도 27d는 공급 밸브(2702 및 2706)로서 도시된 도관 상의 센서로부터 제어 밸브(1703 및 1707)의 작동을 통한 유동 조정을 위한 제어기로의 피드백을 도시한다. 제어 밸브는 각각 케이블(2703 및 2707)을 통해 제어기에 연결되고 제어기로부터 수신된 입력을 기반으로 조정된다. 흐름은 센서(1702 및 1706)에 의해 적절하게 조정되고 측정되며, 센서(1702 및 1706)는 제어기에 그에 대한 조정이 이루어졌음을 알리는 피드백 정보를 제공한다. 유사하게, 개별적으로 또는 함께, 다른 센서(11, 26, 30, 40, 50, 60, 70 및 80)는 제어기에 의해 처리되고 이젝터(801 및 901) 위치의 조정은 케이블(2701 및 2705)을 통해 전송된다.

본 발명의 다른 실시예에서, 프로펄서는 수직 이륙 또는 단거리 이륙에 대한 항공기의 자세를 변경하기 위한 추력을 지시하도록 아래쪽으로 선회될 수 있다. 도 28a 내지 도 28e는 본 발명의 프로펄서의 가능한 형상을 도시한다. 도 28a는 중앙의 가스 발생기에 의해 공급되는 이젝터를 갖는 비교적 단순한 쿼드로- 이젝터 시스템을 도시한다. 2개의 이젝터(냉기)는 압축 공기를 동기(또는 일차) 공기로서 압축기 블리드 포트로부터 공급받는 반면, 뜨거운 이젝터는 가스 발생기의 배기 포트로부터 배기 가스를 수용한다. 4개의 이젝터 모두가 호버링 모드에서 하향을 향하고 있지만, 항공기 자세의 조정은 도 27a 내지 도 27d에서 언급된 파라미터의 변경을 통해 가능하다. 도 28b는 장치(들)가 항공기에 내장될 수 있는 본 발명의 실시예를 도시한다. 도 28b에서, 단지 2개의 콜드 이젝터가 도시되어 있다(4 개 중). 이젝터는 평평하고 메인 윙의 정점 뒤쪽에 배치되어 메인 윙의 스톨 마진을 확장하고 다운 스트림 리프트 생성 구조물에 사용하기 위해 고속 유출을 생성한다. 평평한 이젝터는 날개의 주축을 따라 회전하여 호버링(주로 지면을 향해 아래로 향함)하거나 기내 고도를 조정할 수 있다. 도 28c는 4개의 이젝터(2개의 고온, 테일 위치 및 2개의 저온, 카나드 에어포일 뒤에 배치됨) 및 카나드(차가운) 이젝터 측면의 하우징 시스템 내부의 임베디드 이젝터로 구성된 보다 복잡한 카나드 형 시스템을 도시한다. 이젝터는 편평하고 주로 출구 평면에서 비행의 축 방향으로 직사각형 형태의 제트 유출물을 생성한다. 대안적으로, 3D 요소를 갖는 이젝터가 도 28d에 도시되고, 입구 및 목부 및 확산기는 본질적으로 2D가 아닌 3D이므로, 인입 및 전반적인 성능을 향상시킨다. 편평한 이젝터의 상부 절반부만이 도 28e의 날개 위에 도시되어 있고, 상기 날개의 플랩과 짝을 이루어 이젝터의 상부 절반부에만 도입된 일차 유체로 완전한 구조를 형성한다(절반의 이젝터, 날개의 플랩과 짝을 이룸).

도 29는 본 발명의 일 실시예에서 이륙 또는 호버링 시의 추진 시스템의 하나의 가능한 배치를 나타낸다. 이젝터는 기체를 리프트시키고 호버링 위치로 유지하기 위해 아래로 향하게 한다.

도 13은 추진 시스템을 구비한 UAV의 기동성을 도시한다. 테일(뜨거운) 및 차가운(카나드) 이젝터 모두에 대해 이젝터의 피치, 롤 및 요 위치가 표시된다.

본 발명의 일 실시예에서, 압축기 배출 공기(주변 공기 압력에서 적어도 2배) 및 고압 터빈으로부터의 고온 가스 유출(적어도 주변 압력의 2배) 모두를 수용하는 프로펄서가 이 실시예에서 리프트 오프를 위해 UAV 중량을 초과하는 반대 추력을 발생시켜 이륙 시 아래로 향하게 한다. 미국 특허 제8,087,618호(시밀로비치 등)에는 날개 시스템에 내장된 이러한 장치의 사용이 개시되어 있으며, 날개 위의 추가적인 흐름 제어를 위해 이륙 시에만 배기 가스 또는 압축 공기를 유도하기 위해 터보 제트 엔진 배기를 사용하고 압축기 블리드 공기의 사소한 부분(15 % 미만이 언급 됨)을 사용한다. 특히 추력을 증가시키는 것이 아니라 이륙 중에 압축 공기로 제어하여 배기 흐름을 방향을 전환하는 것이다. 본 발명의 일 실시예는 특히 압축기로부터 20 %를 초과하는 블리드 공기를 추출하여 이륙에서 착륙까지 비행 동안 상기 프로펄서로 향하게 하는 특수 설계된 발전소를 사용한다. 이것이 달성되는 특별한 방법은 더 많은 흐름을 수용할 수 있는 더 개방된 제1 단계로 압축기를 설계한 다음, 전체 공기 흐름의 최대 50 %와 같이 다량으로 흐름의 일부를 블리딩하고, 이 부분을 찬 가스 프로펄서에 항상 향하게 하고, 고온 가스 추진 장치로 향한 유동 후 고압 터빈의 에너지의 잔류물과 함께 열역학적 사이클을 위한 나머지 흐름의 전체 부분을 이용하는 것이다. 압축기 블리드 유동은 또한 프로펠러로의 유동 전달을 조절하는 제어 밸브 또는 유체 밸브와 같은 유동 제어 장치를 사용하여 조절할 수 있다. 차가운 고온의 두 가지 유형의 프로펄서는 적어도 90도에서 120도까지 전방 비행 방향과 비교하여 독립적으로 아래로 그리고 위로 향하게 선회할 수 있다. 차가운 가스 프로펄서는 날개에 매립되거나 숨겨지거나 또는 바람직하게는 매우 높은 입사각의 제1 날개(카나드 날개)의 후류에서 프로펄서의 입구를 카나드 에어포일 근처에 및 바람직하게는 그 코드의 마지막 제3에서 그리고 후단 에지에 더 가깝게 배치함으로써 그 스톨 마진을 상당히 향상시킨다. 높은 입사각은 분리 및 스톨을 야기할 수 있지만, 상기 위치에서 프로펄서를 추가하면 스톨 지점을 훨씬 넘어 작업성이 연장될 것이다.

다른 실시예에서, 고온 프로펄서로 전달되는 고온 가스를 냉각시키기 위해 물 또는 액체 질소와 같은 유체의 주입은 원동기의 질량 유량의 증가를 통해 상기 프로펄서에 의해 발생된 이륙 추력을 증가시킬 수 있다. 추진 시스템이 UAV에 내장되어 있는 경우, 항공기의 보드 상의 물의 양은 이륙 후 미션이 종료된 후 선내 연료가 거의 소모되었을 때 착륙이 추가 추력을 적어도 25 %에서 최대 50 %까지 필요로 하지 않도록 이루어진다.

또 다른 실시예에서, 고온의 이젝터로의 주/동기 유체로서 고압 터빈으로부터의 배기 가스의 사용은 추가적인 냉기 압축기 블리드로 증대될 수 있으며, 특히 레벨 비행 중에 주요 고온 프로펄서의 주 노즐에 대한 혼합 공급의 온도를 더 낮게 유지할 수 있다. 이러한 방식으로, 일정한 압력에서 혼합하고 가스 혼합물의 온도를 낮추면, 더 긴 수명 및/또는 보다 저렴한 재료가 도관에 이용될 수 있다. 저온 압축기 공기 블리드의 조절은 저온 프로펄서를 공급하는 것으로부터 고온 프로펄서를 공급하는 도관으로 유동을 스위칭하는 도관을 통해, 또는 고온 프로펄서의 플리넘으로의 제2 유입구를 통해 수행되어 그 수명을 연장시킬 수 있다. 이 경우 차가운 프로펄서는 주 날개 시스템과 정렬되거나 또는 동체 내부로 수축되어 추력 생성에 참여하지 않을 수 있다.

통상적인 제트 엔진의 열역학적 사이클이 도 30a에 제시되어 있다. 작동 유체의 진화는 3-4 단계에서 등압 공정을 통해 일정 압력에서 압축 공정, 연료 추가 및 연소를 통해 4-5 단계의 터빈을 통해 팽창하는 과정을 통해 입구(지점 2)의 단부에서부터 3 단계까지 설명된다. 후자는 터보 제트의 경우 터보 팬을 위해 팬을 구동하거나(팬에 연결된 터빈을 통해) 팬을 구동하거나 노즐을 통해 대기로 직접 팽창하는데 사용할 수 있는 압축기 및 추가 에너지에 필요한 작업을 제공한다. 본 발명의 이 실시예는 팬을 구동하는데 요구되는 자유 터빈을 제거하고, 초핑된 팬을 엔진의 메인 샤프트에 연결하고 45번 지점에서 연소 가스의 에너지를 사용하여 항공기 미션 중 모든 지점에서(이륙, 전환, 수평 비행, 공중 선회 및 착륙) 항공기에 내장된 특수 설계된 이젝터를 통해 추력을 인입하고 증대시킨다. 발명된 사이클의 열역학 발전은 거의 등엔트로피 팽창을 통해 45개의 가스를 터빈을 통한 팽창보다 훨씬 높은 고효율에서 낮은 압력으로 전환시킨다. 프로세스(45-A')는 진화를 설명하고 이 유형의 노즐 팽창이 매우 높은 효율을 갖는 것으로 알려져 있기 때문에 거의 등 엔트로피로 인식될 수 있다. 작동 유체의 진화(45-A')는 전술한 이젝터 내에 위치하는 다수의 주 슬롯을 통해 발생한다. 팽창은 p2static 조건에서 접근 대기와 혼합되는 일정한 압력 또는 일정 영역에 의해 계속된다. 진화는 작동 유체에 대해 A'-D'를 따르는 반면 주변 공기는 입구 조건 지점 C 내지 D'에서 일정한 압력으로 유지된다. 일정 압력에서 혼합하는 이 과정에서, 혼합물의 최종 온도는 이젝터로 들어오는 대기의 인입 비율에 달려 있다. 후술하는 바와 같이, 본 발명에서 특별히 고안된 이젝터는 상기 일차 노즐의 여러 요소 및 이젝터의 혼합 섹션을 통해 5:1을 초과하는 값으로 인입 비율을 최대화한다(일차 작동 유체의 각 부분 당 인입 공기의 5개 부분). 더 높은 온도, 일차 유체 및 인입된 주변 공기의 혼합물의 온도와 압력을 각각 pamb보다 더 높은 Tmix와 Pmix로 높이는 펌핑 효과가 다음에 있다. 이것은 도 30b의 다이어그램 상의 지점 D이다. 혼합물의 거의 등 엔트로피 확산 및 분출은 진화 D-E이고, Pexit가 항공기 속도에서 주변 압력과 동일한 경우, Texit 및 Pexit의 최종 온도 및 압력이다. 지점 D 위치는 지점 2와 지점 5 사이에 있으며 지점 2에 가까워 높은 인입 비율을 나타낸다. 그런 시스템의 장점은 명백하며, 혼합물의 온도와 속도가 낮을 때 많은 양의 공기가 인입되고 에너지를 받아 추력을 발생시킬 수 있다는 점이다. 이는 차례로 이러한 열역학적 사이클의 배출이 추력 생성뿐만 아니라 추가적인 리프트 생성을 위한 다양한 에어포일에 유리하게 사용되도록 허용하거나, 또는 사이클의 끝에서 항공기의 VTOL 및 STOL 기능을 위해 벡터링한다. 또한, 일부 실시예에서 상기 이젝터의 인입 입구의 배치는 날개와 같은 에어포일에 기인한 경계층 인제스팅이 발생하여 보조 에어포일 날개의 스톨 마진에 추가적인 이점을 가져올 수 있다. 일 실시예에서, 날개 에어포일의 제1 세트는 그것이 매우 큰 입사 각도로 작동하고, 스톨 마진이 매우 작도록 배치된다. 상기 이젝터를 상기 에어포일 정점의 바로 뒤에, 경계층의 분리를 발생시키기 쉬운 영역에 위치시킴으로써, 흡기 측(즉, 이젝터의 인입 측 또는 입구 측)은 스톨 마진이 현저하게 향상되어 상기 에어포일/날개 상의 매우 높은 리프트 생성이 얻어지거나 스톨이 없는 것을 결정한다.

또한, 짧은 이륙 거리가 요구되는 몇몇 경우에서, 터보 팬으로부터의 배기 가스는(플랩과 같은) 에어포일의 흡입 측 상으로 지향될 수 있다. 이 기술을 사용하는 몇 가지 개념이 있지만 제한된 결과가 있다. 본 발명의이 실시예에서, 추력 요소 발생 제트에 노출된 날개의 적어도 부분에 대해, 보다 높은 국부 속도 제곱에 비례하는 더 높은 리프트가 존재하며, 그것은 높은 운동 에너지 유체(배기 가스 혼합물의 공기)를 날개 또는 플랩의 압력 측으로 직접 또는 (터빈과 같은) 터보 기계 에어포일의 방식으로 선단 에지에 직접 향하게 하는 이점을 이용하기 때문이다.

또한, 이젝터의 배기 가스는 대기 속도보다 현저히 낮은 온도 및 더 높은 평균 출구 속도를 가지며, 제2의 하류의 얇은 에어포일을 향하게 될 수 있다. 이젝터는 유출 제트를 얇은 에어포일쪽으로 향하게 하고 강화 복합 재료로 제조될 수 있다. 더 높은 유출 제트 속도는 상기 에어포일에 의해 발생된 리프트에 비해 상기 에어포일상의 높은 리프트 힘을 결정하여 항공기의 유속 흐름만을 수용한다. 반대로, 에어포일의 크기 및 형상은 매우 큰 날개와 유사한 양력을 생성하기 위해 상당히 감소될 수 있다. 이제 이젝터의 입구로 복귀하고 에어포일(803) 바로 위의 배치를 주목하면, 상기 에어포일(803)의 정점을 지나서 이젝터 내로 전개된 상기 경계층의 인제스팅 및 상기 이젝터에 의해 흡입되는 상기 경계층은 에어포일(803)의 보다 양호한 스톨 여유를 결정하고 보다 높은 입사각에서 효율적으로 작동하게 한다.

도 31에 도시된 다른 실시예에서, 상기 콜드 이젝터(801)는 에어포일(803)의 후방 및 에어포일(802)의 전방에 배치되어, 상기 에어포일(803)의 경계층의 흡인으로 인해 스톨 마진을 증가시키고 801의 출구에서 유출 제트의 보다 빠른 속도로 인한 리프트 힘은 효율적으로 에어포일(802)쪽으로 향하게 된다. 이는 에어포일(803 및 802)의 보다 공격적인 수평 비행 위치, 수직 이륙용 이젝터의 동일한 리프트 및 선회를 위한 보다 짧은 에어포일, 항공기의 호버링 및 기동을 허용한다. 또한, 최신의 제트 엔진의 경우와 같이, 열역학 장치의 유출 제트를 리프트 생성에 사용하고 환경에 낭비하지 않고 보다 유용하게 사용할 수 있다.

이것이 완전한 리스트가 되는 것은 아니지만, 본 발명의 다른 실시예는 다음의 개선점 및 장점의 일부 또는 전부를 제공하도록 설계된다:

비행의 모든 조건에서 코안다 유형 플랫 이젝터로부터의 제트 유출의 추력 증대 및 벡터링을 최대화하는 능력의 향상;

일차 노즐 및 코안다 표면에 특정 3D 피쳐의 도입을 통해 항공기의 날개 또는 동체와의 보다 양호한 통합을 위한 효율을 높이고 장치를 단축시킨다;

항공기의 효율을 향상시키기 위해 날개의 특정 기하학적 형상을 이용하기 위한 날개를 가진 그러한 장치를 내장한다;

일차 노즐 효율을 향상시켜 부가적인 피처를 통해 장치의 최단주기 및 길이에서 2차 유체를 인입시키고 혼합한다;

이륙, 호버링 및 착륙 이외에 항공기의 수평 비행에서 효율적인 작동을 가능하게 하기 위해 비-원형 방식으로 전체 기하학적 구조를 향상시키고, 항공기의 추진 효율을 향상시키고 항공기의 날개 및 동체에 나셀 및 주 추진 엔진의 존재를 제거한다;

통상적으로 기계적 연결을 통해 단지 추력을 발생시키는 제트 유출의 잔류 운동 에너지를 사용함으로써 날개 위의 제트의 더 높은 국부 속도에 기인한 추가적인 추력 및 양력을 발생시킨다;

프로펄서 및 리프트 발생 장치로서 프로펄서의 확산기 벽의 연장을 통해 동일한 리프트를 유지하면서 날개를 짧게 한다;

고정 기하학의 이젝터의 이상적인 조건들로부터 벗어나는 조건들에서 더 양호하게 작동하도록 이젝터를 개선시킨다(예를 들어, 이젝터의 2개 절반부를 사용하여 서로를 움직일 수 있고, 이젝터 확산기 벽을 완전히 팽창시키고 붕괴시키기 위해 플랩과 유사한 특징을 부가함으로써 작동 및 추진 열역학 사이클을 최적화한다);

프로펄서로부터 나오는 제트 유출 혼합물의 상대적으로 낮은 온도 및 항공기의 속도보다 높은 값의 축 방향 속도 성분으로 인한 날개 길이당 리프트 비율을 증가시킨다;

신생 혼합 제트 유출의 보다 높은 온도를 견딜 수 있는 능력으로 인해 얇은 에어포일에 사용되는 재료의 유형으로서 복합재를 포함시킨다;

에어포일은 폭이 더 얇고 날개 길이가 더 짧을 수 있고 응력에 대한 높은 기계적 저항력을 갖기 때문에 항공기의 전체적인 치수 및 무게를 감소시킨다.

프로펄서 및 에어포일의 유동을 선회 및 조절을 통해 V/STOL 및 호버링을 허용하는 것을 포함하여 항공기의 기동성 및 융통성을 현저하게 향상시킨다; 및/또는

특히 UAV, UAS 및 무인 항공기에서 작은 스윙 및 분산 추진 시스템을 갖는 소형 시스템을 허용함으로써 항공기 자세 제어, 호버링 및 VTOL의 성능을 향상시킨다.

또한, 전술한 많은 특징에 더하여, 본 발명의 다른 실시예는 다음의 개선점 및 장점의 일부 또는 전부를 또한 가질 수 있다:

열역학 사이클은 전체 팬 및 저압 터빈 서브 시스템 기능을 대체하는 이젝터/이덕터 유형 요소로 보다 간단해지고, 따라서 시스템의 중량을 적어도 30 % 감소시킨다. 이는 터보 팬이 위에 설명된 이유로 인해 효율적이지 않은 소형 UAV 유형 시스템에 특히 유리한다.

이덕터 타입 프로펄서를 독립적으로 스위블 또는 벡터링할 수 있고, 큰 회전 부품을 이동시키지 않고 이륙 및 착륙을 허용할 수 있는 가능성;

이륙 및 수평 비행 시뿐만 아니라 착륙 및 비상 시에 이들 프로펄서로의 흐름을 조절하여 항공기의 다양한 위치에서 상이한 추진 레벨을 적용하고 상기 프로펄서의 임의의 개수를 완전히 격리시킬 수 있는 가능성;

동일한 기능성의 비-이동 부품, 즉 유체 프로펄서/이덕터로 대체된 팬으로 큰 회전 부품을 제거할 수 있는 가능성; 팬의 크기가 매우 높은 속도를 필요로 하는 소형 UAV 및 항공기의 경우 회전 부품 vs. 움직이지 않는 부품의 부품 수명이 직접 개선될 것으로 예상된다.

도관 및 프로펄서에 대한 복합 재료, 탄소 섬유 기반 재료 및 CMC와 같은 광 및 고온 재료를 사용할 수 있는 가능성;

레벨 비행에서 고온 프로펄서만이 고온 가스 또는 고온 배기 가스 및 저온 발생기의 보다 차가운 압축기 공기 블리드가 공급되도록 블리드를 조절할 수 있는 가능성;

서지 또는 스톨 라인으로부터 멀리 떨어져서 이륙과 크루즈 사이의 RPM에서 큰 편위 없이 선택적으로 유리하게 동일한 회전 속도로 가스 발생기가 작동되는 장점;

프로펄서에 임의의 형상을 부여하고 항공기의 동체 및 날개와 크게 통합할 수 있는 장점;

더 높은 속도의 제트를 사용하여 더 많은 리프트를 발생시키는 것을 포함하여, 상기 배기 가스로부터의 제트 유출이 항공기의 리프트 또는 자세 제어를 위한 에어포일이 극복하고 적절하게 기능할 수 있도록 온도가 충분히 낮도록 상기 프로펄서 내부에 큰 인입 및 난류 혼합을 갖는 장점

프로펄서를 날개의 캠버 정점 뒤의 날개에 매설하는 이점은 그렇지 않으면 높은 입사각에서 경계층이 분리되는 것이고, 그로 인해 상기 경계층을 인제스팅하고 그것의 분리를 지연시키고 수평 비행 시 상기 날개의 큰 마진을 증가시킨다.

이젝터들(701, 801, 901) 중 임의의 것이 본원에 기술된 임의의 이젝터 형상을 사용하여 구성될 수 있다는 것을 알아야 한다.

전술한 내용은 다수의 상이한 실시예에 대한 상세한 설명을 기술하지만, 보호 범위는 이하의 청구 범위의 단어에 의해 한정된다는 것을 이해해야 한다. 상세한 설명은 모든 가능한 실시예를 기술하는 것이 불가능하지는 않더라도 실용적이지 않기 때문에 단지 예시적인 것으로 해석되어야 하고 모든 가능한 실시예를 기술하지는 않는다. 현재의 기술 또는 이 특허의 출원일 이후에 개발된 기술을 사용하여 다수의 대안적인 실시예가 구현될 수 있으며, 이는 여전히 청구 범위 내에 있다.

따라서, 본 특허 청구 범위의 사상 및 범위를 벗어나지 않고 본 명세서에 기술되고 도시된 기술 및 구조에 많은 수정 및 변형이 이루어질 수 있다. 따라서, 여기에 기술된 방법 및 장치는 단지 예시적인 것이며 청구 범위의 범위를 제한하는 것이 아니라는 것을 이해해야 한다.

Claims (23)

1. 공중 차량에 있어서,
   전방부, 테일부, 우현측 및 포트측을 갖는 본체;
   상기 본체에 결합되어 가스 스트림을 생성하는 가스 발생기;
   상기 가스 발생기에 유체적으로 연결된 적어도 하나의 전방 도관;
   상기 가스 발생기에 유체적으로 연결된 적어도 하나의 테일 도관;
   상기 적어도 하나의 전방 도관에 유체적으로 연결되고, 상기 전방부에 결합되고, 각각 상기 우현측 및 포트측에 결합되는 제1 및 제2 전방 이젝터 - 상기 전방 이젝터는 각각 상기 적어도 하나의 전방 도관으로부터의 가스가 미리 결정된 조정 가능한 속도로 유동하는 출구 구조체를 포함함 - ;
   상기 적어도 하나의 테일 도관에 유동적으로 연결되고 상기 테일부에 결합되는 적어도 하나의 테일 이젝터 - 상기 적어도 하나의 테일 이젝터는 상기 적어도 하나의 테일 도관으로부터의 가스가 미리 결정된 조정 가능한 속도로 유동하는 출구 구조체를 포함함 - ;
   선단 에지를 갖는 제1 및 제2 일차 에어포일 요소 - 상기 일차 에어포일 요소는 상기 우현측 및 포트측에 각각 결합되고, 상기 제1 및 제2 일차 에어포일 요소의 상기 선단 에지는 각각 상기 제1 및 제2 전방 이젝터의 바로 하류에 위치되어 상기 전방 이젝터로부터의 가스가 상기 일차 에어포일 요소의 선단 에지 위로 유동함 - ;
   선단 에지를 가지며 상기 본체에 결합된 적어도 하나의 2차 에어포일 요소 - 상기 적어도 하나의 2차 에어포일 요소의 상기 선단 에지는 상기 적어도 하나의 테일 이젝터의 출구 구조체의 바로 하류에 위치하여 상기 적어도 하나의 테일 이젝터로부터의 가스는 상기 적어도 하나의 2차 에어포일의 선단 에지 위로 유동함 - ; 및
   상기 전방부에 결합되고 각각 상기 우현측 및 포트측에 결합되는 제1 및 제2 카나드 날개를 포함하며, 상기 카나드 날개는 상기 공중 차량이 움직일 때 상기 카나드 날개 위로 유동하는 주변 공기의 경계층을 형성하도록 구성되고, 상기 카나드 날개는 상기 제1 및 제2 전방 이젝터가 상기 경계층에 유체적으로 연결되도록 각각 상기 제1 및 제2 전방 이젝터의 바로 상류에 위치되고,
   상기 제1 및 제2 전방 이젝터는 각각 제1 및 제2 입구부를 포함하고, 상기 제1 및 제2 전방 이젝터는 상기 경계층이 상기 입구부에 의해 인제스팅되도록(ingested) 위치되는 것인, 공중 차량.
2. 삭제
3. 삭제
4. 제1항에 있어서,
   상기 가스 발생기는 상기 본체에 배치되는 것인, 공중 차량.
5. 제1항에 있어서,
   상기 가스 발생기에 의해 생성된 가스 스트림은 상기 공중 차량의 추진의 유일한 수단인 것인, 공중 차량.
6. 제1항에 있어서,
   상기 제1 및 제2 전방 이젝터는 각각 선단 에지를 가지며, 상기 제1 및 제2 전방 이젝터 각각의 전체는 상기 선단 에지에 평행하게 배향된 축을 중심으로 회전 가능한 것인, 공중 차량.
7. 제1항에 있어서,
   상기 제1 및 제2 전방 이젝터는 각각 선단 에지를 가지며, 상기 제1 및 제2 전방 이젝터 각각의 전체는 상기 선단 에지에 수직하게 배향된 축을 중심으로 회전 가능한 것인, 공중 차량.
8. 제1항에 있어서,
   상기 적어도 하나의 테일 이젝터는 선단 에지를 가지며, 상기 적어도 하나의 테일 이젝터의 전체는 상기 선단 에지에 평행하게 배향된 축을 중심으로 회전 가능한 것인, 공중 차량.
9. 제1항에 있어서,
   상기 적어도 하나의 테일 이젝터는 선단 에지를 가지며, 상기 적어도 하나의 테일 이젝터의 전체는 상기 선단 에지에 수직하게 배향된 축을 중심으로 회전 가능한 것인, 공중 차량.
10. 제1항에 있어서,
    상기 출구 구조체 중 적어도 하나는 비-원형인 것인, 공중 차량.
11. 제1항에 있어서,
    상기 공중 차량의 유인 작동을 가능하게 하도록 구성된 조종부를 더 포함하는 것인, 공중 차량.
12. 제1항에 있어서,
    상기 가스 발생기는 가스 스트림이 저온에 있는 제1 영역 및 가스 스트림이 고온에 있는 제2 영역을 포함하며;
    상기 적어도 하나의 전방 도관은 상기 제1 영역으로부터 상기 제1 및 제2 전방 이젝터로 가스를 제공하고;
    상기 적어도 하나의 테일 도관은 상기 제2 영역으로부터 상기 적어도 하나의 테일 이젝터로 가스를 제공하는 것인, 공중 차량.
13. 공중 차량에 있어서,
    전방부, 테일부, 우현측 및 포트측을 갖는 본체;
    상기 본체에 결합되고 가스 스트림을 생성하는 가스 발생기 - 상기 가스 발생기는 상기 가스 스트림이 저온에 있는 제1 영역 및 상기 가스 스트림이 고온에 있는 제2 영역을 포함함 - ;
    상기 가스 발생기에 유체적으로 연결된 적어도 하나의 전방 도관;
    상기 가스 발생기에 유체적으로 연결된 적어도 하나의 테일 도관;
    상기 적어도 하나의 전방 도관에 유체적으로 연결되고, 상기 전방부에 결합되고, 각각 상기 우현측 및 포트측에 결합되는 제1 및 제2 전방 이젝터 - 상기 전방 이젝터는 각각 적어도 하나의 전방 도관으로부터의 가스가 미리 결정된 조정 가능한 속도로 유동하는 출구 구조체를 포함하며, 상기 적어도 하나의 전방 도관은 상기 제1 영역으로부터 상기 제1 및 제2 전방 이젝터로 가스를 제공함 - ; 및
    상기 적어도 하나의 테일 도관에 유동적으로 연결되고 테일부에 결합되는 적어도 하나의 테일 이젝터 - 상기 적어도 하나의 테일 이젝터는 상기 적어도 하나의 테일 도관으로부터의 가스가 미리 결정된 조정 가능한 속도로 유동하는 출구 구조체를 포함하며, 상기 적어도 하나의 테일 도관은 상기 제2 영역으로부터 상기 적어도 하나의 테일 이젝터로 가스를 제공함 -
    를 포함하는, 공중 차량.
14. 제13항에 있어서,
    선단 에지를 갖는 제1 및 제2 일차 에어포일 요소를 더 포함하고, 상기 일차 에어포일 요소는 상기 우현측 및 포트측에 각각 결합되고, 상기 제1 및 제2 일차 에어포일 요소의 상기 선단 에지는 각각 상기 제1 및 제2 전방 이젝터의 바로 하류에 위치되어 상기 전방 이젝터로부터의 가스가 상기 일차 에어포일 요소의 상기 선단 에지 위로 유동하는 것인, 공중 차량.
15. 제13항에 있어서,
    상기 전방부에 결합되고 상기 우현측 및 포트측에 각각 결합되는 제1 및 제2 카나드 날개를 더 포함하고, 상기 카나드 날개는 공중 차량이 움직일 때 상기 카나드 날개 위로 유동하는 주변 공기의 경계층을 형성하도록 구성되고, 상기 카나드 날개는 각각 상기 제1 및 제2 전방 이젝터의 바로 상류에 위치되어 상기 제1 및 제2 전방 이젝터는 상기 경계층에 유체적으로 연결되는 것인, 공중 차량.
16. 제15항에 있어서,
    상기 제1 및 제2 전방 이젝터는 각각 제1 및 제2 입구부를 포함하고, 상기 제1 및 제2 전방 이젝터는 상기 경계층이 상기 입구부에 의해 인제스팅되도록 위치되는 것인, 공중 차량.
17. 제13항에 있어서,
    상기 가스 발생기는 상기 본체에 배치되는 것인, 공중 차량.
18. 제13항에 있어서,
    상기 제1 및 제2 전방 이젝터는 각각 선단 에지를 가지며, 상기 제1 및 제2 전방 이젝터 각각의 전체는 상기 선단 에지에 평행하게 배향된 축을 중심으로 회전 가능한 것인, 공중 차량.
19. 제13항에 있어서,
    상기 제1 및 제2 전방 이젝터는 각각 선단 에지를 가지며, 상기 제1 및 제2 전방 이젝터 각각의 전체는 상기 선단 에지에 수직하게 배향된 축을 중심으로 회전 가능한 것인, 공중 차량.
20. 제13항에 있어서,
    상기 적어도 하나의 테일 이젝터는 선단 에지를 가지며, 상기 적어도 하나의 테일 이젝터의 전체는 상기 선단 에지에 평행하게 배향된 축을 중심으로 회전 가능한 것인, 공중 차량.
21. 제13항에 있어서,
    상기 적어도 하나의 테일 이젝터는 선단 에지를 가지며, 상기 적어도 하나의 테일 이젝터의 전체는 상기 선단 에지에 수직하게 배향된 축을 중심으로 회전 가능한 것인, 공중 차량.
22. 제13항에 있어서,
    상기 출구 구조체 중 적어도 하나는 비-원형인 것인, 공중 차량.
23. 제13항에 있어서,
    상기 공중 차량의 유인 작동을 가능하게 하도록 구성된 조종부를 더 포함하는 것인, 공중 차량.