KR102665805B1 - 경계 유입 유체 추진 요소를 갖는 유선형 기체 - Google Patents

경계 유입 유체 추진 요소를 갖는 유선형 기체 Download PDF

Info

Publication number
KR102665805B1
KR102665805B1 KR1020207037217A KR20207037217A KR102665805B1 KR 102665805 B1 KR102665805 B1 KR 102665805B1 KR 1020207037217 A KR1020207037217 A KR 1020207037217A KR 20207037217 A KR20207037217 A KR 20207037217A KR 102665805 B1 KR102665805 B1 KR 102665805B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
thrusters
coupled
vehicle
ejector
convex surface
Prior art date
Application number
KR1020207037217A
Other languages
English (en)
Other versions
KR20210042266A (ko
Inventor
안드레이 에버렛
Original Assignee
제톱테라 잉크.
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 제톱테라 잉크. filed Critical 제톱테라 잉크.
Publication of KR20210042266A publication Critical patent/KR20210042266A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR102665805B1 publication Critical patent/KR102665805B1/ko

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C21/00—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
    • B64C21/01—Boundary layer ingestion [BLI] propulsion
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C21/00—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
    • B64C21/02—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like
    • B64C21/025—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like for simultaneous blowing and sucking
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C21/00—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
    • B64C21/02—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like
    • B64C21/08—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like adjustable
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C23/00—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for
    • B64C23/005—Influencing air flow over aircraft surfaces, not otherwise provided for by other means not covered by groups B64C23/02 - B64C23/08, e.g. by electric charges, magnetic panels, piezoelectric elements, static charges or ultrasounds
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C3/00—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid
    • F02C3/04—Gas-turbine plants characterised by the use of combustion products as the working fluid having a turbine driving a compressor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C6/00—Plural gas-turbine plants; Combinations of gas-turbine plants with other apparatus; Adaptations of gas-turbine plants for special use
    • F02C6/04—Gas-turbine plants providing heated or pressurised working fluid for other apparatus, e.g. without mechanical power output
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/002—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto with means to modify the direction of thrust vector
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02K—JET-PROPULSION PLANTS
    • F02K1/00—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto
    • F02K1/36—Plants characterised by the form or arrangement of the jet pipe or nozzle; Jet pipes or nozzles peculiar thereto having an ejector
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D33/00—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for
    • B64D33/02—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes
    • B64D2033/0226—Arrangements in aircraft of power plant parts or auxiliaries not otherwise provided for of combustion air intakes comprising boundary layer control means
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/323—Application in turbines in gas turbines for aircraft propulsion, e.g. jet engines
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/10—Drag reduction

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Jet Pumps And Other Pumps (AREA)
  • Cosmetics (AREA)
  • Medicinal Preparation (AREA)

Abstract

운송 수단은 본체 및 본체에 결합되는 적어도 하나의 날개를 포함한다. 압축 유체의 공급원은 본체에 결합된다. 운송 수단은 제1 및 제2 추진기를 포함하고, 제1 및 제2 추진기의 각각은 흡기 구조를 가지며 제1 및 제2 추진기의 각각은 공급원과 유체 연통한다. 제1 추진기는 본체에 결합되며 제2 추진기는 적어도 하나의 날개에 결합된다. 제1 및 제2 추진기는, 제1 구성에 있을 때, 운송 수단의 움직임으로 인해 생성된 경계 층의 적어도 일부가 제1 및 제2 추진기의 흡기 구조에 의해 유입되도록 위치된다. 운송 수단은 압축 유체를 제1 및 제2 추진기에 선택적으로 제공하기 위한 시스템을 더 포함한다.

Description

경계 유입 유체 추진 요소를 갖는 유선형 기체
저작권 공고
본 개시내용은 미국 및/또는 국제 저작권법에 따라 보호된다. ⓒ 2019 Jetoptera, Inc. 복제 불허. 본 특허 문헌의 개시내용의 일부는 저작권 보호의 대상인 자료를 포함한다. 저작권 소유자는 특허 및/또는 상표청 특허 파일 또는 기록에 나타낸 것처럼 특허 문헌 또는 특허 개시내용에 의한 팩스 복제에 대해 이의를 제기하지 않지만, 그 이외에는 모든 저작권을 보유한다.
우선권 주장
본 출원은 "경계 유입 유체 추진 요소를 갖는 유선형 기체"라는 명칭으로 2018년 5월 29일자에 출원된 미국 가특허 출원 제62/677,419호로부터 우선권을 주장하며, 그 내용은 본원에서 완전히 제시된 바와 같이 참조로서 원용된다.
항공기 설계의 여러 목표 중에는 주요 회전 부품의 최소화 또는 제거, 항공기의 전체 중량 저감, 및 항공기의 전체 항력 프로파일 감소가 있다.
도 1은 이젝터의 상반부 및 내부 유동 내의 속도 및 온도의 프로파일을 나타낸 본 발명의 일 실시예의 단면도이고;
도 2는 일 실시예에 따른 도 1의 이젝터의 표면의 특징을 도시하고 있고;
도 3-4는 하나 이상의 실시예에 따른 흡기 구조의 부분 사시도를 나타내고 있고;
도 5는 일 실시예에 따른 이젝터 내부 기하학적 구조의 단면 변화를 도시하고 있고;
도 6은 일 실시예에 따른 항공기의 평면도를 나타내고 있고;
도 7-8은 일 실시예에 따른 날개 또는 동체 내의 수축 위치에서의 추진기를 도시하고 있고;
도 9-10은 일 실시예에 따라 전개 위치에서의 추진기를 도시하고 있다.
본 특허 출원은 본 발명의 하나 이상의 실시예를 설명하기 위한 것이다. 특정 수량 뿐만 아니라 "해야 하는", "할 것인" 등과 같은 절대적인 용어의 사용은 이러한 실시예 중 하나 이상에 적용 가능한 것으로 해석되어야 하지만 이러한 모든 실시예에 대해 반드시 적용 가능한 것이 아님을 이해해야 한다. 이와 같이, 본 발명의 실시예는 이러한 절대적인 용어와 관련하여 설명된 하나 이상의 특징 또는 기능을 생략하거나 또는 이의 수정을 포함할 수 있다.
도 1은 비제한적인 예를 들어, 항공기와 같은 UAV 또는 유인 항공기와 같은 운송 수단(미도시)에 부착될 수 있는 이젝터(200)와 같은 추진기의 상반부의 단면을 도시하고 있다. 플리넘(211)에는, 예를 들어 운송 수단에 의해 이용될 수 있는 연소 기반 엔진으로부터, 주변보다 더 고온의 공기(즉, 가압된 구동 가스 스트림)가 공급된다. 화살표(600)로 표시된 이러한 가압된 구동 가스 스트림은 1차 노즐(203)과 같은 적어도 하나의 도관을 통해 이젝터(200)의 내부로 유입된다. 보다 구체적으로, 1차 노즐(203)은 구동 유체 스트림(600)을 벽 제트로서 볼록한 코안다 표면(204) 바로 위에서 가변적인 소정의 원하는 속도로 가속하도록 구성된다. 추가로, 1차 노즐(203)은 조절 가능한 용적의 유체 스트림(600)을 제공한다. 결과적으로, 이러한 벽 제트는 정지 중이거나 또는 화살표(1)로 표시된 방향으로부터 0이 아닌 속도로 이젝터(200)에 접근할 수 있는 2차 유체를, 예를 들어 화살표(1)로 표시된 주변 공기를, 흡기 구조(206)를 통해 혼입하는 역할을 한다. 다양한 실시예에서, 노즐(203)은 어레이로 그리고 곡선 방향, 나선형 방향, 및/또는 지그재그형 방향으로 배열될 수 있다.
스트림(600)과 공기(1)의 혼합물은 이젝터(200)의 목부(225)에서 순전히 축 방향으로 이동할 수 있다. 디퓨저(210)와 같은 확산 구조에서의 확산을 통해, 혼합 및 평활화 프로세스가 지속되어 이젝터(200)의 축 방향으로의 온도(800) 및 속도(700)의 프로파일은 목부(225)에 존재하는 높은 값과 낮은 값을 더 이상 갖지 않지만, 디퓨저(210)의 말단(100)에서 더 균일하게 된다. 스트림(600)과 공기(1)의 혼합물이 말단(100)의 출구 평면에 접근함에 따라, 온도 및 속도 프로파일은 거의 균일하다. 특히, 혼합물의 온도는 날개 또는 조종면과 같은 에어포일을 향할 정도로 충분히 낮다.
일 실시예에서 그리고 도 2에 최적으로 도시된 바와 같이, V자형의 와류 생성 이차 노즐(205)은 통상적인 직사각형 1차 노즐(203)과 비교할 때 엇갈리게 배치되고, 유체 스트림 질량 유동의 잔부가 잠시 후 노즐(203)에 의해 분사되기 전에 전체 유체 스트림(600)의 적어도 25%를 분사한다. 노즐(203)에 앞서 노즐(205)에 의한 이러한 분사는 이젝터(200)의 성능을 상당히 증가시킬 만큼 충분히 더 높은 혼입 속도를 초래한다. 2차 노즐(205)은 전단 층을 통해 2차 유동의 더 유리한 혼입을 진행하고 1차 노즐(203)과 관련하여 축 방향 및 원주 방향으로 엇갈리게 배치된다.
1차 노즐(203)은 그의 최내측에서 1차 노즐(203) 구조의 중간 지점에 연결된 지지 레그가 제공되는 델타-윙 구조(226)를 포함할 수 있고, 델타-윙 구조 정점은 유체 스트림(600) 유동에 대항한다. 이는 결국 방향이 반대인 2개의 와류를 생성하고, 노즐(205)로부터 기인한 1차 및 2차 유체 유동의 이미 혼입된 혼합물을 1차 노즐(203)의 양측으로부터 강하게 혼입한다.
추가로, 실시예는 코안다 표면(204) 상에 배치된 딤플(221)과 같은 요소를 통해 유동 박리 지연을 위한 표면을 개선한다. 딤플(221)은 유동의 박리를 방지하고 이젝터(200)의 성능을 상당히 향상시킨다. 추가로, 디퓨저(210)(도 1 참조)의 표면은 또한 경계 층의 박리를 지연 또는 방지하는 딤플(222) 및/또는 다른 요소를 포함할 수 있다.
일 실시예에서, 흡기 구조(206)는 구성이 원형일 수 있다. 그러나, 다양한 실시예에서 그리고 도 3-4에 최적으로 도시된 바와 같이, 흡기 구조(206)는 비원형일 수 있고, 실제로 비대칭일 수 있다(즉, 흡기 구조를 양분하는 적어도 하나의 또는 대안적인 임의의 주어진 평면의 양측에서 동일하지 않음). 예를 들어, 도 3에 도시된 바와 같이, 흡기 구조(206)는 제1 및 제2 대향 에지(301, 302)를 포함할 수 있고, 제2 대향 에지는 제1 대향 에지를 향해 돌출하는 만곡부를 포함한다. 도 4에 도시된 바와 같이, 흡기 구조(206)는 제1 및 제2 측방향 대향 에지(401, 402)를 포함할 수 있고, 제1 측방향 대향 에지는 제2 측방향 대향 에지보다 더 큰 곡률 반경을 갖는다.
도 5를 참조하면, 일 실시예는 이젝터(200)의 외면(603, 604)과 내면(605, 606) 사이에 배치된 적어도 하나의 내부 작동 요소(예를 들어, 액추에이터 및/또는 링키지)(601, 602)를 포함할 수 있다. 도시된 실시예에서, 액추에이터(601)는 제2 표면이 움직이지 않을 때 제2 표면(606)에 대해 제1 표면(605)을 (예를 들어, 이젝터(200)의 중심 축을 향해 및 그로부터 멀어지게) 이동시키도록 구성된다. 유사하게, 제2 액추에이터(602)는 제1 표면이 움직이지 않을 때 제1 표면(605)에 대해 제2 표면(606)을 이동시키도록 구성된다. 이젝터(200)의 내부 기하학적 구조를 다수의 구성으로 변경하는 이러한 능력을 통해 이젝터는 다수의 비행 조건(예를 들어, 수직 이륙, 이륙, 순항 비행 등)에서 최적으로 작동할 수 있다.
하나 이상의 실시예는 주로 유체 추진 이젝터/추진기 시스템(FPS) 추진력을 사용한다. 예시적인 FPS 시스템은 예를 들어 미국 특허 출원 제15/456,450호, 제15/221,389호, 및 제15/256,178호에 설명되어 있으며, 이는 본원에 완전히 제시된 바와 같이 참조로서 원용된다. 하나 이상의 실시예는 하나 이상의 유체 추진 이젝터/추진기 시스템(FPS)과 분산 추진력을 조합하여, 운송 수단에서 외부로 돌출하는 "돌기"를 제거하고 기체를 완전히 유선형으로 만들고 항력이 형성되는 경계 층을 적극적으로 유입/제어해서, 연료를 절감하고 이동 범위를 확장한다.
도 6을 참조하면, 일 실시예는 하나 이상의 가스 발생기(610a-c)를 사용하여, 일련의 도관(616)을 통해, 동체(612)와 같은 본체 및 날개(614)에 부착된 코안다 효과 기반 이젝터(200)를 공급해서, 항력을 낮추고, (항력과 조기 실속을 유발하는) 유동 박리를 지연시키고, 동체와 날개 전체에 걸쳐 분산 추진력을 포함하도록 흡입 및 벽 제트 양자를 제공할 수 있다.
이젝터(200)의 하나 이상의 실시예는 라운드형과 다른 형태로 구성될 수 있고, 1차 유체를 사용하여 대량의 공기를 혼입(흡입 또는 유입)하고 이러한 공기를 1차 및 2차(혼입된) 유체(예를 들어, 터빈으로부터의 가스 및 주변 공기)를 혼합함으로써 더 높은 속도로 가속할 수 있다. 일 실시예는 복수의 이러한 이젝터(200)를 (대부분의 분산 추진 시스템과 유사한 기계적 네트워크가 아닌 공압 네트워크를 통해) 공급하는 가스 터빈을 포함할 수 있는 데, 복수의 이러한 이젝터(200)는 항공기 동체(612) 및/또는 날개(614)와 거의 "동일한 높이"로 장착되고, 압축된 고온의 유체를 동체 내부 또는 다른 기내 위치로부터 수용하고, 그리고 이러한 유체를 사용하여 더 많은 공기를 이젝터 전방의 동체 위에 형성된 경계 층에서 혼입하고, 이젝터 내의 고온 가스와 혼합하고, 그리고 벽 제트 방식으로 동체에 평행하거나 접선 방향으로 하류로 배출한다.
고온 유체를 이젝터(200)로 분산하는 것은 제어 밸브를 사용하여 제어 가능한 방식으로 수행될 수 있다. 개수가 많고 박형 금속의 세라믹 복합재로 이루어질 수 있는 이러한 이젝터(200)는 새의 깃털과 유사하게 동체(612) 및 날개(614)에 배치되어, 항공기의 넓은 영역을 커버하도록 지능적으로 분산된(즉, 엇갈리게 배치된) 벽 제트에서 흡입/혼입 유입 및 배기를 위해 서로 보완할 수 있다. 다양한 실시예에 따른 이젝터(200)는 임의의 형상(직사각형, 라운드형, 초승달형, 곡선형 등)으로 주어질 수 있기 때문에, (노이즈 및 효율성을 위해 RPM 제한을 유도하는 대형 회전 부품(로터/팬)을 도입할 뿐만 아니라 국부적 조건에 대한 영향을 제한하고 효과적이지 않은, 대형 항공기의 동체의 단부에 흡입측을 배치하는 것과는 대조적으로) 항공기의 어떠한 부품도 커버될 수 있다. 더욱이, 분산 네트워크에 의해 이젝터(200)로 공급되는 가스의 높은 레이놀즈 수 및 고온의 조건에서, 손실은 최소화되고 FPS 시스템은 실제로 중량을 줄이면서 주요 회전 부품을 제거할 것이다. 고온 도관(616)의 네트워크는 초경량 재료로 절연될 수 있으며, 밸브는 필요한 경우에 그리고 필요할 때 이젝터(200)로의 유동을 가능하게 하거나 또는 이를 거부하게 작동하도록 사용될 수 있다.
도 6-10에 도시된 바와 같이, 일 실시예는 도 7-8에 최적으로 도시된 제1 구성에서 동체(612) 또는 날개(614)의 내부 내에 비활성화되고 배치되는 다수의 이젝터(200)와 유동적으로 연결된 하나 이상의 가스 발생기(610a-c)를 포함한다. 도 9-10에 최적으로 도시된 바와 같이, 이젝터(200)는 필요에 따라 적절한 작동 수단에 의해 야기되어 동체(612) 또는 날개(614)의 내부로부터 나올 수 있어, 가스 발생기(610a-c)에 의해 생성된 가스의 유동을 강제하여 대량의 공기를 혼입하고 항공기의 바디의 대부분에 걸쳐 흡입 영역을 생성한다. 이러한 구성의 특정 이점은 경계 층이 "재활성화"되어 추력을 생성할 수 있는 제트로 전환된다는 점이다. 추가로, 추력은 이제 항공기에 걸쳐 엄밀히 "분산"되어 매우 큰 추진 효율을 보장한다. 적어도 20:1의 압력비를 갖는 가스 발생기로부터의 높은 열효율과의 이러한 조합은 이젝터(200)의 분산에 의해 보장되는 낮은 항력을 비롯하여 항공기를 매우 효율적으로 만들 것이다.
본 개시내용의 바람직한 실시예가 도시되고 설명되었지만, 전술한 바와 같이, 본 개시내용의 사상 및 범위를 벗어남이 없이 여러 변경이 이루어질 수 있다. 따라서, 설명된 시스템 및 기술의 범위는 바람직한 실시예의 개시내용에 의해 제한되지 않는다. 대신, 설명된 시스템 및 기술은 다음의 청구 범위를 참조하여 전적으로 결정되어야 한다.
배타적 소유권 또는 특권을 주장하는 본 개시내용의 실시예는 다음과 같이 정의된다.

Claims (6)

  1. 운송 수단으로서,
    본체;
    상기 본체에 결합되는 적어도 하나의 날개;
    상기 본체에 결합되는 압축 유체의 공급원;
    제1 및 제2 추진기로서, 상기 제1 및 제2 추진기의 각각은 흡기 구조를 가지며, 상기 제1 및 제2 추진기의 각각은 상기 공급원과 유체 연통하고, 상기 제1 추진기는 상기 본체에 결합되며 상기 제2 추진기는 상기 적어도 하나의 날개에 결합되고, 상기 제1 및 제2 추진기는, 제1 구성에 있을 때, 상기 운송 수단의 움직임으로 인해 생성된 경계 층의 적어도 일부가 상기 제1 및 제2 추진기의 흡기 구조에 의해 유입되도록 위치되는, 제1 및 제2 추진기; 및
    상기 압축 유체를 상기 제1 및 제2 추진기에 선택적으로 제공하기 위한 시스템을 포함하는, 운송 수단.
  2. 제1항에 있어서, 제2 구성에서, 상기 제1 및 제2 추진기 중 적어도 하나는 상기 본체 및 상기 적어도 하나의 날개 중 적어도 하나 내에 완전히 수용되는, 운송 수단.
  3. 제1항에 있어서, 상기 제1 및 제2 추진기는 각각
    볼록면;
    상기 볼록면에 결합되는 확산 구조; 및
    상기 볼록면에 결합되고 상기 압축 유체를 상기 볼록면에 유입하도록 구성되는 적어도 하나의 도관을 포함하는, 운송 수단.
  4. 제3항에 있어서, 상기 제1 및 제2 추진기의 각각에 대해, 상기 흡기 구조는 상기 볼록면에 결합되고, 상기 확산 구조는 상기 압축 유체 및 경계 층을 위해 상기 시스템으로부터 출구를 제공하도록 구성된 말단을 포함하는, 운송 수단.
  5. 제3항에 있어서, 상기 제1 및 제2 추진기 중 적어도 하나의 볼록면은 복수의 리세스를 포함하는, 운송 수단.
  6. 제1항에 있어서, 상기 제1 및 제2 추진기 중 적어도 하나의 흡기 구조는 비대칭인, 운송 수단.
KR1020207037217A 2018-05-29 2019-05-29 경계 유입 유체 추진 요소를 갖는 유선형 기체 KR102665805B1 (ko)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US201862677419P 2018-05-29 2018-05-29
US62/677,419 2018-05-29
PCT/US2019/034409 WO2019232060A1 (en) 2018-05-29 2019-05-29 Streamline airframe with boundary ingestion fluidic propulsive elements

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20210042266A KR20210042266A (ko) 2021-04-19
KR102665805B1 true KR102665805B1 (ko) 2024-05-14

Family

ID=68698401

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020207037217A KR102665805B1 (ko) 2018-05-29 2019-05-29 경계 유입 유체 추진 요소를 갖는 유선형 기체

Country Status (10)

Country Link
US (1) US20210215096A1 (ko)
EP (1) EP3802323B1 (ko)
JP (1) JP2021526094A (ko)
KR (1) KR102665805B1 (ko)
CN (1) CN112654558A (ko)
AU (1) AU2019279873A1 (ko)
CA (1) CA3102088A1 (ko)
ES (1) ES2951509T3 (ko)
IL (1) IL279038A (ko)
WO (1) WO2019232060A1 (ko)

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20200339247A1 (en) * 2019-01-18 2020-10-29 Jetoptera, Inc. Fluidic propulsive system
CN116571371B (zh) * 2023-07-06 2023-09-08 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种分布式二元喷管与传统环缝相结合的引射器装置

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20170057648A1 (en) 2015-09-02 2017-03-02 Jetoptera, Inc. Ejector and airfoil configurations

Family Cites Families (28)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3005496A (en) * 1959-08-24 1961-10-24 Hiller Aircraft Corp Airfoil boundary layer control means
GB1131378A (en) * 1967-08-31 1968-10-23 Rolls Royce Air intake for a gas turbine engine
DE3274535D1 (en) * 1981-10-15 1987-01-15 Aeritalia Spa Aircraft with jet propulsion
WO1991009776A1 (en) * 1989-12-29 1991-07-11 Venturi Applications, Inc. Venturi-enhanced airfoil
US5992792A (en) * 1995-09-29 1999-11-30 Verkfaedistofa Kristjans Armasonar Aircraft with jet flap propulsion
US7150432B2 (en) * 2004-06-18 2006-12-19 The Boeing Company Horizontal augmented thrust system and method for creating augmented thrust
US20060202082A1 (en) * 2005-01-21 2006-09-14 Alvi Farrukh S Microjet actuators for the control of flow separation and distortion
US20090261206A1 (en) * 2005-01-21 2009-10-22 Alvi Farrukh S Method of using microjet actuators for the control of flow separation and distortion
US7726609B2 (en) * 2007-03-16 2010-06-01 The Boeing Company High-performance low-noise aircraft exhaust systems and methods
US20110215204A1 (en) * 2007-06-20 2011-09-08 General Electric Company System and method for generating thrust
ITTO20070468A1 (it) * 2007-06-29 2008-12-30 Alenia Aeronautica Spa Metodo per incrementare la portanza di superfici aerodinamiche e per ridurre la resistenza all'avanzamento
US8087618B1 (en) * 2007-10-29 2012-01-03 The Boeing Company Propulsion system and method for efficient lift generation
US8359825B2 (en) * 2008-05-21 2013-01-29 Florida State University Research Foundation Microjet creation and control of shock waves
US20100162680A1 (en) * 2008-12-31 2010-07-01 Syed Jalaluddin Khalid Gas turbine engine with ejector
US9108711B2 (en) * 2009-03-23 2015-08-18 Southern Methodist University Generation of a pulsed jet by jet vectoring through a nozzle with multiple outlets
KR20110032974A (ko) * 2009-09-24 2011-03-30 조효석 제트엔진 항공기 회전날개
GB201120256D0 (en) * 2011-11-24 2012-01-04 Rolls Royce Plc An aircraft
US9714082B2 (en) * 2012-11-29 2017-07-25 The Boeing Company Methods and apparatus for robust lift generation
US9108725B1 (en) * 2012-11-29 2015-08-18 The Boeing Company Method and apparatus for robust lift generation
US8894019B2 (en) * 2012-12-31 2014-11-25 Florida State University Office of Commercialization Method of using microjet actuators for the control of flow separation and distortion
ITTO20130495A1 (it) * 2013-06-14 2014-12-15 Nimbus S R L Velivolo con apparato propulsivo a effetto coanda
US9193436B2 (en) * 2013-07-03 2015-11-24 The Boeing Company Flow control structure and associated method for controlling attachment with a control surface
US10464668B2 (en) * 2015-09-02 2019-11-05 Jetoptera, Inc. Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles
US20170283080A1 (en) * 2015-09-02 2017-10-05 Jetoptera, Inc. Winglet ejector configurations
FR3042010B1 (fr) * 2015-10-05 2018-07-13 Safran Aircraft Engines Aeronef avec un ensemble propulsif a soufflantes multiples fixe sous aile
RO131966B1 (ro) * 2015-12-18 2022-11-29 Răzvan Sabie Aparat de zbor cu decolare şi aterizare verticală şi procedeu de operare a acestuia
CN109071033B (zh) * 2016-03-11 2022-12-06 杰托普特拉股份有限公司 用于飞行交通工具的垂直起飞和降落系统的构造
CN109850127A (zh) * 2017-11-30 2019-06-07 空中客车德国运营有限责任公司 用于提供所需的流体流的半有源系统

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20170057648A1 (en) 2015-09-02 2017-03-02 Jetoptera, Inc. Ejector and airfoil configurations
US20170057621A1 (en) 2015-09-02 2017-03-02 Jetoptera, Inc. Fluidic propulsive system and thrust and lift generator for aerial vehicles

Also Published As

Publication number Publication date
CN112654558A (zh) 2021-04-13
KR20210042266A (ko) 2021-04-19
US20210215096A1 (en) 2021-07-15
JP2021526094A (ja) 2021-09-30
ES2951509T3 (es) 2023-10-23
EP3802323A1 (en) 2021-04-14
EP3802323A4 (en) 2022-03-02
CA3102088A1 (en) 2019-12-05
AU2019279873A1 (en) 2020-12-17
IL279038A (en) 2021-01-31
EP3802323B1 (en) 2023-07-05
WO2019232060A1 (en) 2019-12-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US20220041297A1 (en) Fluidic propulsive system and thrust and lift generator for aerial vehicles
US10393020B2 (en) Injector nozzle configuration for swirl anti-icing system
US9758254B2 (en) Jet noise suppressor
KR102518099B1 (ko) 흡입구 흐름 제한기
KR102665805B1 (ko) 경계 유입 유체 추진 요소를 갖는 유선형 기체
US20220009617A1 (en) Vertical take off and landing aircraft with fluidic propulsion system
WO2021242463A9 (en) Vertical take off and landing aircraft with fluidic propulsion system
CN111655580B (zh) 小翼喷射器构造
US20220009627A1 (en) Vertical take off and landing aircraft with fluidic propulsion system
KR102668106B1 (ko) 이젝터 및 에어포일 구조체

Legal Events

Date Code Title Description
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant