KR102668106B1 - 이젝터 및 에어포일 구조체 - Google Patents
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Abstract
차량과 연결되는 추진 시스템. 상기 시스템은 유출구 구조체를 포함한 이젝터를 포함하고 상기 유출구 구조체로부터 미리 정해진 조절가능한 속도로 추진 유체가 유동한다. 상기 이젝터로부터 추진 유체가 제1 제어 표면위로 유동하도록 리딩 에지를 가지는 제어표면은 상기 유출구 구조체의 바로 하류 위치에 배열된다.
Description
저작권 통지
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우선권 주장
본 출원은 2015년 9월 2일 출원된 미국 가출원 제62/213,465호를 우선권으로 주장하며, 상기 출원의 전체 공개내용은 본 출원에서 완전히 공개하는 것처럼 본 출원에서 참고한다.
수직으로 부양, 이륙 및 착륙할 수 있는 항공기가 흔히 수직 이착륙(VTOL) 항공기로서 언급된다. 상기 분류는 기울어질 수 있는 동력추진 로터들을 가진 항공기와 헬리콥터뿐만 아니라 고정익 항공기를 포함한다. 일부 수직이착륙 항공기는 단거리 이착륙(STOL)과 같은 다른 모드에서도 작동할 수 있다. VTOL은 V/STOL(수직 및/또는 단거리 이착륙)의 하위 세트(subset)이다.
설명을 위하여, VTOL 성능을 가진 최신 항공기의 예는 F- 35 라이트닝(lightning)이다. 수직 양력 공기유동(lift airflow)을 벡터링(vectoring)하기 위한 종래 기술의 방법은 서로 90도로 배열되고 외부 노즐에 위치한 두 세트의 평평한 플랩퍼 베인(flapper vane)을 이용하여 단일 방향으로 회전할 수 있는 노즐의 이용을 포함한다. 상기 F- 35 라이트닝의 추진 시스템은 유사하게 터빈 엔진으로부터 발생한 벡터링된 추력 및 수직방향의 양력 팬의 조합을 통해 수직 양력을 제공한다. 상기 양력 팬은 상부 및 하부 크램쉘 도어(clamshell doors)를 가진 베이(bay) 내부의 조종석 후방에 위치한다. 엔진은 추력을 수평으로부터 수직으로부터 단지 전방으로 휘어지게 할 수 있는 3- 베어링 회전 노즐을 통해 배출한다. 롤 제어 덕트(roll control duct)는 각각의 날개내에서 연장되고 엔진 팬으로부터 공기와 함께 추력을 공급받는다. 피치 제어는 양력 팬/엔진 추력 스플릿트(engine thrust split)에 의해 작용한다. 요우(yaw) 제어는 엔진 스위벨 노즐(engine swivel nozzle)의 요우 운동을 통해 수행된다. 롤 제어는 두 개의 롤 제어 덕트의 단부에서 구멍을 차동 개폐(differentially opening and closing)하여 제공된다. 상기 양력 팬은 전방 및 꼬리날개(aft) 방향으로 추력 전환(thrust deflection)하기 위해 텔레스코픽 "D" 형상의 노즐을 가진다. 상기 D 노즐은 출구 구멍에서 고정된 베인을 가진다.
항공기 또는 드론(drone)의 설계는 일반적으로 추진 요소들 및 추진 요소들이 일체구성되는 에어프레임(airframe)을 포함한다. 종래 기술에 의하면, 항공기의 상기 추진 장치는 터보젯, 터보팬, 터보프롭 또는 터보샤프트, 피스톤 엔진 또는 프로펠러가 장착된 전기 모터일 수 있다. 종래 기술에 의하면 소형 무인 항공 차량(UAVs)은 샤프트를 통해 한 개 또는 여러 개의 프로펠러로 동력을 제공하는 피스톤 엔진 또는 전기 모터이다. 무인 또는 유인의 상대적으로 큰 항공기용 추진기는 종래 기술에 따라 젯 엔진 또는 터보프롭이다. 상기 추진기는 일반적으로 하중을 항공기로 전달하고 부하를 지지할 수 있는 파일론(pylons) 또는 지지체에 의해 항공기의 날개 또는 몸체 또는 동체에 부착된다. 공기와 가스의 분출하는 혼합 젯(jet)(젯 유출물(jet efflux))이 상기 젯 유출물의 유동에 대해 반대 방향으로 항공기를 추진한다.
종래 기술에 의하면, 프로펠러가 오늘날 존재하는 일부 적용예들(즉 벨 보잉 V-22 오스프리)의 일부에서와 같이 회전하지 못하면 대형 프로펠러의 공기 유동 유출물은 레벨 비행(level flight)에서 양력을 위해 이용되지 않고 상당량의 운동에너지는 항공기를 위해 이용되지 못한다. 오히려, 현재 존재하는 대부분의 항공기의 양력은 날개와 테일(tail)에 의해 형성된다. 또한, 심지어 오스프리에서 발견되는 상기 특정 VTOL 적용예들(예를 들어, 레벨 비행으로 전이를 통해 이륙)에서도, 프로펠러 자체에 의해 발생되는 양력은 레벨 비행동안 최소이고 대부분의 양력은 날개로부터 발생된다.
항공기에서 양력을 발생시키기 위한 종래 기술은 날개 및 날개 요소 일반적으로 에어포일(airfoils)위에서 발생되는 고속 공기 유동이다. 에어포일이 가지는 특징에 의하면 코드 라인(cord line)이 에어포일의 리딩에지로부터 트레일링 에지까지 주로 축 방향으로 연장된다. 유입 공기 유동(incident airflow) 및 상기 코드 라인사이에 형성된 영각(angle of attack)에 기초하고 에어포일 양력발생에 관한 이론에 의하면, 상대적으로 낮은 압력의 공기가 흡인(상부) 측부위에 유동하여 베르누이 법칙에 따라 하측부(압력 측부)보다 더 높은 속도로 이동한다. 항공기의 공기 속도가 더 낮을 수록 양력은 더 낮게 되고 이륙을 위해 상대적으로 더 큰 날개 표면적이 필요하고 상대적으로 더 큰 영각이 요구된다.
대형 UAVs도 예외없이 상기 법칙에 적용된다. 양력은 적합한 영각, 코드, 윙스팬(wingspan) 및 캠버(camber) 라인을 가진 날개 에어포일을 설계하여 발생된다. 플랩(flap ), 슬롯 및 다른 다수의 장치들은 날개의 표면적 및 양력 계수의 증가에 의해 양력을 최대화하기 위해 이용되는 종래 기술의 도구들이며 항공기의 공기 속도에 해당하는 양력을 발생시킨다. (상기 표면적(S)와 양력 계수(CL)이 증가하면 공식 L= 1/2 ρV2SCL에 따라 유사한 양력크기가 상대적으로 높은 항력 및 중량을 가지며 상대적으로 낮은 항공기 속도(V0)에서 발생될 수 있다. 상기 종래 기술은 또한 높은 횡 방향 바람을 가진 조건에서 상당한 효율 감소를 가지며 만족스럽지 못하게 수행된다.
상대적으로 작은 UAVs 가 틀림없이 차량에 대해 양력을 제공하기 위해 프로펠러에 의해 발생되는 추력을 이용하하는 반면에, 엄밀하게 말해서 최신 기술은 전기모터 속도의 제어에 의존하며 상대적으로 작은 UAV는 추력과 양력을 발생시키기 위해 모터를 회전시키거나 프로펠러를 기울여서 레벨 비행으로 전환시키는 능력을 가질 수 있다. 또한, 프로펠러 요소들을 이용하고 상대적으로 작은 UAVs는 배터리, 전력 밀도 및 대형 프로펠러와 관련한 비효율의 문제점을 가지며 후버링(hovering)시 효율적이지만 레벨 비행에서 비효율적이고 블레이드의 빠른 이동에 기인하여 작동시 어려움과 위험을 발생시킨다. 전기 모터 시스템과 배터리 중량이 이미 비행시 차량 중량의 70%를 초과하기 때문에, 대부분의 최신 쿼드콥터(quadcopters) 및 다른 전기 동력식 항공 차량은 단지 매우 짧은 비행시간을 가질 수 있고 효과적으로 대형 적재물을 효과적으로 부양시키거나 운반할 수 있다. 수송과정에서 전형적으로 이용되는 젯 연료 또는 다른 탄화수소 연료를 이용하는 유사한 차량은 적어도 한 자리 수 큰 수준으로 많은 연료를 가질 수 있다. 이것은 탄화수소 연료 기초 시스템이 가지는 전체 차량 중량에 대한 상대적으로 작은 중량 비율 및 배터리 시스템과 비교하여 탄화수소 연료가 가지는 훨씬 더 높은(적어도 한 자리 수 큰 수준으로) 에너지 밀도 때문이다.
따라서, 항공기 특히 UAVs 및 특정 유인 항공 차량에 대한 향상된 효율, 개선된 능력 및 다른 기술적 진보가 필요하다.
도 1은 이젝터의 상측 부분 및 내부 유동내에서 속도와 온도의 프로파일을 도시한 본 발명의 실시예에 관한 단면도.
도 2는 실시예를 따르는 흡기 구조체를 도시한 부분 사시도.
도 3은, 본 발명을 따르고 제어 표면의 전방에 배열된 이젝터를 도시한 측부 평면도.
도 4는 본 발명을 따르고 또 다른 제어 표면과 함께 제어 표면의 전방에 배열된 이젝터를 도시한 사시도.
도 5는 선택적 실시예의 상측 부분 단면도.
도 6은 선택적 실시예의 측부 사시도.
도 7은, 도 6에 도시된 실시예의 구성요소를 도시한 측면도.
도 8 및 도 9는 본 발명의 또 다른 선택적 실시예를 도시한 도면.
도 10은, 본 발명의 또 다른 선택적 실시예를 도시한 도면.
도 2는 실시예를 따르는 흡기 구조체를 도시한 부분 사시도.
도 3은, 본 발명을 따르고 제어 표면의 전방에 배열된 이젝터를 도시한 측부 평면도.
도 4는 본 발명을 따르고 또 다른 제어 표면과 함께 제어 표면의 전방에 배열된 이젝터를 도시한 사시도.
도 5는 선택적 실시예의 상측 부분 단면도.
도 6은 선택적 실시예의 측부 사시도.
도 7은, 도 6에 도시된 실시예의 구성요소를 도시한 측면도.
도 8 및 도 9는 본 발명의 또 다른 선택적 실시예를 도시한 도면.
도 10은, 본 발명의 또 다른 선택적 실시예를 도시한 도면.
본 출원은 본 발명에 관한 한 개이상의 실시예를 설명하기 위한 것이다. "해야 한다", "할 것이다" 등과 같은 용어 및 특정 양의 사용은 한 개이상의 상기 실시예들에 대해 적용될 수 있지만 모든 실시예에 대해 반드시 적용될 수 있는 것은 아니라는 것으로 해석되어야 한다. 따라서, 본 발명을 따르는 실시예들은 상기 용어들과 관련하여 설명된 한 개이상의 특징들 및 기능들의 수정을 생략하거나 포함할 수 있다. 또한, 본 출원의 제목은 본 발명의 의미와 해석에 대해 절대로 영향을 주지 않는다.
본 발명의 실시예는 주위 공기의 포획과 가속을 위한 유체역학을 이용하고 포획된 주위 공기 및 가스 발생기로부터 추진기로 공급된 고압 가스의 혼합물의 고속 젯 유출물을 전달하는 추진기를 포함한다. 필수적으로, 상기 목적은 볼록한 표면과 근접한 위치에서 가스를 방출하여 달성된다. 상기 볼록한 표면은 1936년 9월 1일에 헨리 코안다 씨에게 허여된 미국특허 제2,052,869호에 설명된 코안다 효과를 이용하는 소위 코안다 표면이다. 원리적으로, 상기 코안다 효과는 벽이 가지는 곡률 방향이 젯 축으로부터 떨어져 있더라도 젯 방출된 가스 또는 유체는 벽 윤곽과 근접하게 이동하려는 특성이다. 한 개이상의 실시예들에 관하여 여기서 설명되는 볼록한 코안다 표면들은 특정재료로 구성될 필요는 없다.
도 1의 횡단면은, 예를 들어, 본 발명을 제한하지 않는 UAV 또는 항공기와 같은 항공 차량의 (도면에 도시되지 않은) 차량에 부착될 수 있는 이젝터(ejector)(200)의 상측부를 도시한다. 공간(211)은 예를 들어, 차량에 의해 이용될 수 있는 연소기초 엔진으로부터 주위보다 고온인(hotter than ambient) 공기(즉 가압된 운동 가스 유동)로 공급된다. 화살표(600)로 표시된 가압 운동가스 유동은 일차 노즐(203)과 같은 적어도 한 개의 도관을 통해 상기 이젝터(200) 내부로 도입된다. 좀 더 구체적으로, 상기 일차 노즐(203)은 벽 젯(wall jet)으로서 상기 운동 가스 유동(600)을 볼록한 코안다 표면(204) 바로 위에서 미리 정해진 가변 목표 속도까지 가속하도록 구성된다. 추가로, 일차 노즐(203)은 유체 유동(600)의 조절가능한 체적을 제공한다. 다음에 상기 벽 젯은, 유입 구조체(206)를 통해 화살표로 표시된 정지된 상태를 가질 수 있는 주위 공기와 같은 이차 유체를 포착하거나 화살표로 표시된 방향으로부터 이젝터(200)를 영이 아닌(non zero) 속도로 근접하게 만든다. 다양한 실시예들에서, 노즐(203)은 배열을 가지고 곡선 방향, 나선형 방향 및/또는 지그재그 방향으로 배열된다.
상기 유동(600)과 공기(1)의 혼합물은 이젝터(200)의 목 부분(throat section)(225)에서 완전히 축 방향으로 이동할 수 있다. 디퓨저(210)와 같은 확산 구조의 확산작용을 통해 혼합 및 스무딩 아웃(smoothing out) 과정이 계속되어 이젝터(200)의 축 방향을 따라 온도(800)와 속도(700)의 프로파일은 목 부분(225)의 높고 낮은 값을 가지지 않고 디퓨저(210)의 터미널 단부(101)에서 더욱 균일하게 된다. 상기 유동(600)과 공기(1)의 혼합물이 터미널 단부(101)의 출구 평면으로 접근함에 따라 온도 및 속도 프로파일은 거의 균일하다. 특히, 상기 혼합물의 온도는 날개 또는 제어 표면으로서 에어포일을 향하도록 충분히 낮다.
실시예에서, 흡기 구조체(206) 및/또는 터미널 단부(101)는 원형 형상을 가질 수 있다. 그러나 다양한 실시예에서, 도 2에 가장 잘 도시된 것처럼, 터미널 단부(101)뿐만 아니라 흡기 구조체(206)는 비원형일 수 있고 사실상 비대칭 구조(즉 상기 흡기 구조체를 절단하는 적어도 한 개의 또는 선택적으로 주어진 모든 평면의 모든 측부들에서 동일하지 않은 구조)를 가질 수 있다. 예를 들어, 도 2에 도시된 것처럼, 상기 흡기 구조체(206)는 제1 및 제2 측방향 대향 에지(401, 402)들을 포함할 수 있고, 상기 제1 측방향 대향 에지는 제2 측방향 대향 에지보다 더 큰 곡률반경을 가진다. 터미널 단부(101)는 유사한 구조를 가질 수 있다.
도 3은, 리딩 에지(302)를 가지고 양력(400)을 발생시키는 에어포일(100)와 같은 제어 표면의 전방에 위치한 추진기/이젝터(200)를 도시한다. 도시된 것처럼, 에어포일(100)은 이젝터의 디퓨저(210)의 터미널 단부(101)와 같은 유출구 구조체의 바로 뒤(즉, 하류 직후)에 배치되어 상기 이젝터(200)로부터 추진 유체가 상기 에어포일 위로 흘러간다. 사실상 실시예에서, 에어포일(100)은 터미널 단부(101)와 충분히 근접하게 위치하여 다른 주위 공기는 제외하고 단지 이젝터(200)로부터 추진 유체가 에어포일 위로 흐른다. 여기서 사용되는 것처럼, 상기 "바로 뒤(직후)"는, 리딩 에지(302)의 적어도 일부분이 a) 상기 리딩 에지와 평행한 터미널 단부(101)의 표면들에 의해 점유되고, b) 이젝터(200)에 대해 축 방향으로(즉 아래 설명되는 화살표(300) 방향으로) 연장되는 평면들 중 한 개 내에 위치하거나 정렬되는 것을 의미하는 것으로 해석될 수 있다.
화살표(500)로 표시된 항공기 공기속도(airspeed)와 비교하여 화살표(300)로 표시된 이젝터(200)의 유출 젯 유출물 속도가 더 크기 때문에 에어포일(100)위에서 국소 유동은 항공기 속도보다 더 큰 속도를 가진다. 상기 이젝터(200)는 높은 포착 율(entrainment rate)을 가지며 상대적으로 고온인 운동 유동(600)과 유입되는 차가운 주위 공기 유동을 적극적으로 혼합한다. 추가적인 제어 표면들이 엘리베이터 표면(150)과 같은 에어포일(100)위에 형성될 수 있다. 실시예에서 상기 제어 표면의 전체는 상기 리딩 에지(302)와 평행하게 향하는 축을 중심으로 회전할 수 있다. 상기 표면(100 및/또는 150)들의 각도를 변경하면, 항공기의 자세는 젯 유출물(300)이 가지는 상대적으로 높은 국소 속도에 의해 어려움 없이 신속하게 변경될 수 있다. 상기 에어포일(100 또는 150)에 대해 기계적으로 또는 구조적으로 부정적인 영향을 주지 않는 혼합물 온도 프로파일(800)까지 이젝터(200)의 고온 운동 유동(600)이 가지는 온도를 감소시키기 위해 상기 혼합물은 충분히 균질한 상태를 가진다. 추진기를 떠나는 유출물 젯의 속도 프로파일(700)에 의하면, 상대적으로 더 높은 국소 속도에 의해 더 많은 양력(400)이 에어포일(100)로부터 발생될 수 있다.
도 4를 참고할 때 추진기/이젝터(200)는 도 3에 도시된 제어 표면들이 가지는 구조와 다른 구조를 가지고 다른 에어포일(1000)과 함께 제어표면(1500)의 전방에 배열될 수도 있다. 도시된 실시예에서, 제어표면(1500)의 리딩에지(1501)는 에어포일(1000)의 리딩에지(1001)에 대해 대략 90도 각도로 배열된다. 상기 이젝터(200)는 비 축대칭(non axisymmetic) 형상을 가지며 제어표면은 상기 이젝터(200)의 위치(wake)에 정확하게 배열될 수 있다. 상기 이젝터(200)는 높은 포착 율(entrainment rate)을 가지며 상대적으로 고온인 운동 유동(600)(도 1)과 유입되는 차가운 주위 공기 유동을 적극적으로 혼합한다. 유사하게, 상기 제어표면(1500)에 대해 기계적으로 또는 구조적으로 부정적인 영향을 주지 않는 혼합물 온도 프로파일까지 이젝터(200)의 고온 운동 유동(600)이 가지는 온도를 감소시키기 위해 상기 혼합물은 충분히 균질한 상태를 가진다. 상기 실시예에서, 요우(yaw)는 상기 제어표면(1500)의 방향을 변경하여 제어될 수 있다. 유사하게 그리고 항공기 동체와 같은 차량 주요 몸체에 대해 상기 제어표면(1500)의 방향을 변경하면, 피치(pitch) 및 롤(roll)이 동일하게 제어될 수 있다. 이젝터(200)의 기능은 추력을 발생시키는 것이지만 이젝터는 양력 또는 자세 제어를 제공할 수도 있다. 상기 실시예에서, 요우 제어는 항공기 축(10) 주위에서 회전을 형성하는 방향(151)으로 수행된다.
도 5의 실시예에 의하면, 추력을 발생시키기 위해 항공기 날개위에 젯 엔진을 배열하는 종래 기술의 접근법의 대안이 제공된다. 도 5에서 가스 발생기(501)는 일련의 이젝터(502)들에 대해 동력을 제공하기 위한 운동공기의 유동을 발생시키고 상기 이젝터(502)들은 제1 에어포일들의 트레일링 에지로부터 직접 가스 유동을 방출하여 전방추진을 하도록 날개(503)와 같은 제1 에어포일내에 고정된다. 상기 실시예에서 상기 가스 발생기(501)는 항공기의 주요 몸체 동체(504)속에 고정되고 도관(505)에 의해 이젝터(502)와 유체 연결되며 항공기의 유일한 추진 수단이다. 이젝터(502)들은 도 2의 실시예와 같이 원형 또는 비원형 구조를 가질 수 있고 터미널 단부(101)와 유사한 해당 유출구 구조를 가질 수 있고 미리 정해진 조절가능한 속도에서 가스 발생기(501) 및 도관(505)으로부터 가스 유동을 제공할 수 있다. 또한, 이젝터(502)들은 플랩(flaps) 또는 에일러론(ailerons)과 유사하게 운동하며 180°회전할 수 있고 목표 추력을 공급할 뿐만 아니라 항공기의 자세 제어를 위해 작동할 수 있다. 리딩 에지(507)를 가진 제2 에어포일(506)들은 이젝터(502)의 바로 뒤에서 날개(503)와 탠댐(tandem) 방식으로 배열되어 이젝터(502)로부터 가스 유동은 제2 에어포일(506)위로 유도한다. 제2 에어포일(506)은 항공기 속도보다 훨씬 더 높은 속도를 가지며 따라서 양력은 공기속도의 제곱에 비례하기 때문에 제2 에어포일(506)은 높은 양력을 발생시킨다. 전체 제2 에어포일(506)은 리딩 에지(507)와 평행한 축 주위에서 회전할 수 있다.
본 발명의 상기 실시예에서, 제2 에어포일(506)은 각각의 일차 유체 부분에 대한 이차 유체의 5- 25 개의 부분들사이에서 일정비율로 운동 유체에 의해 포착되는 주위 공기의 이차 유체 및 가스 발생기(501)로부터 발생되는 운동 유체의 혼합물에 의해 적당하게 더 높은 온도를 가지게 된다. 따라서, 공식 Tmax= (Tmotive+ ER*Tamb)/(1+ER) 여기서 Tmax는 이젝터(502)로부터 유출되는 젯 유출물이 가지는 최종 유체혼합물의 온도, ER은 운동 또는 제1 유체의 더 높은 온도 및 Tamb는 접근하는 주위 온도의 온도라는 것을 감안할 때, 상기 제2 에어포일(506)이 가지는 온도는 주위 온도보다 약간 더 높지만 운동 유체보다 상당히 낮아서, 제2 날개의 재료는 양력 부하(lift loads)를 지지하고 견디는 것을 허용한다.
도 6은 선택적 실시예를 따르는 차량(700)의 추진 시스템을 도시한다. 제1 확장 에어포일(augmenting airfoil)(702)이 상기 차량(700)에 연결되고 차량의 제1 에어포일(701)위로 유동하는 유체의 하류 위치에 배열된다. 제1 확장 에어포일(702)은 축(707) 주위에서 회전하도록 구성되고 액추에이터(708)에 의해 제어된다. 도 7에 가장 잘 도시된 것처럼, 상기 제1 확장 에어포일(702)은 마주보는 노즐 표면(705,706)들과 같은 제1 출력 구조체 및 노즐 표면들에 의해 형성된 터미널 단부(703)와 유체 교환하는 공간(704)과 같은 적어도 한 개의 도관을 포함한다. 노즐표면(705,706)은 도 1을 참고하여 설명한 노즐(203)과 유사한 노즐들을 포함할 수 있다. 또한, 한 개이상의 노즐 표면(705,706)들은 볼록 표면을 포함하여 결과적으로 코안다 효과를 촉진시키며 날카롭거나 돌출하는(abrupt) 코너 없이 연속적으로 둥근 표면을 가질 수 있다. 공간(704)은, 예를 들어, 차량(700)에 의해 이용될 수 있는 연소 기반 엔진으로부터 발생되는 주위보다 고온인 공기(즉 가압된 운동 가스 유동)를 공급받는다. 공간(704)은, 가스 유동의 이탈이 상기 제1확장 에어포일(702)로부터 제1 에어포일(701)을 향해 제공되도록 구성되는 터미널 단부(703)에 가스 유동을 도입하도록 구성된다.
도 8 내지 도 9를 참고할 때, 실시예는 에어포일(702)과 유사한 제2 확장 에어포일(902)을 포함할 수 있고 각각의 트레일링 에지(714,914)는 다른 트레일링 에지로부터 갈라진다(diverging). 좀 더 구체적으로, 제2 확장 에어포일(902)은 차량(700)과 연결되고 차량의 제1 에어포일(701)위로 유동하는 유체의 하류 위치에 배열된다. 제2 확장 에어포일(902)은 에어포일(702)을 참고하여 설명한 것과 동일하게 회전하도록 구성된다. 제2 확장 에어포일(902)은 마주보는 노즐 표면(905,906)들과 같은 제1 출력 구조체 및 노즐 표면들에 의해 형성된 터미널 단부(903)와 유체 교환하는 공간(904)과 같은 적어도 한 개의 도관을 포함한다. 노즐 표면(905,906)은 도 1을 참고하여 설명한 노즐(203)과 유사한 노즐들을 포함할 수 있다. 또한, 한 개이상의 노즐 표면(905,906)들은 볼록 표면을 포함하여 결과적으로 코안다 효과를 촉진시킨다. 공간(904)은, 예를 들어, 차량(700)에 의해 이용될 수 있는 연소 기반 엔진으로부터 발생되는 주위보다 고온인 공기(즉 가압된 운동 가스 유동)를 공급받는다. 공간(904)은, 가스 유동의 이탈이 상기 제1확장 에어포일(902)로부터 제1 에어포일(901)을 향해 제공되도록 구성되는 터미널 단부(903)에 가스 유동을 도입하도록 구성된다.
각각의 제1 및 제2 확장 에어포일(702, 902)은 제1 에어포일을 향해 배열된 리딩 에지(716, 916)를 가지며 제1 확장 에어포일은 제2 확장 에어포일과 마주보게 배열된다. 작동시 상기 제1 및 제2 확장 에어포일(702, 902)은 본 명세서에서 설명되는 디퓨저(210)와 유사한 기능을 가지고 에어포일의 길이부들사이에서 길이부를 따라 확산 영역(diffusing region)(802)을 형성한다. 상기 리딩 에지(716, 916)는 공간(704, 904)으로 가스 유동 및 제1 에어포일(701)위로 유동하는 유체를 수용하고 상기 확산 영역(802)으로 도입하도록 구성된 흡기 영역(804)을 형성한다. 상기 확산 영역(802)은, 도입된 가스 유동 및 제1 에어포일(701)위로 유동하는 유체에 대해 확산 영역으로부터 이탈을 제공하도록 구성된 제1 터미널 단부(806)를 포함한다.
도 10은, 탠뎀 날개(tandem wings)들을 가지고 본 발명을 따르는 선택적 실시예를 도시한다. 도시된 실시예에서, 제2 에어포일(1010)은 상기 확장 에어포일(702, 902)의 바로 하류위치에 배열되어 제1 에어포일(701)위로 유동하는 유체 및 확장 에어포일로부터 가스 유동은 제2 에어포일위로 유동한다. 상대적으로 짧은 두 개의 날개(701, 1010)들의 조합은 확장 에어포일(702, 902)을 가지지 않고 추력을 발생시키기 위해 상대적으로 큰 날개에 부착된 젯 엔진에 의존하며 훨씬 더 크게 확대된(larger spanned) 날개의 양력보다 더 큰 양력을 발생시킨다.
상기 내용이 서로 다른 다수의 실시예들에 관한 상세한 설명을 공개하지만, 보호 범위는 하기 청구항의 내용에 의해 정해진다는 것을 이해해야 한다. 모든 가능한 실시예를 설명하는 것이 불가능한 것은 아니지만 실용적인 것은 아니기 때문에 상기 상세한 설명은 단지 예로서 이해되어야 하며 모든 가능한 실시예를 설명하는 것은 아니다. 다수의 선택적인 실시예들이 최신 기술 또는 청구범위에 아직까지 속하는 본 특허의 출원일 이후에 개발된 기술을 이용하여 실시될 수 있다.
따라서, 다수의 수정 및 변형이 본 발명의 사상 및 청구범위내에서 상기 도시된 기술과 구조에 대해 이루어질 수 있다. 따라서, 본 명세서에서 설명된 방법과 장치는 단지 설명을 위한 것이며 청구범위를 제한하지 않는다.
200......이젝터,
600......유동,
225......목 부분,
210......디퓨저,
700......속도,
800......온도,
101......터미널 단부.
600......유동,
225......목 부분,
210......디퓨저,
700......속도,
800......온도,
101......터미널 단부.
Claims (20)
- 차량에 연결된 추진 시스템으로, 상기 추진 시스템은:
미리 정해진 조절 가능한 속도로 추진 유체가 흘러가는 유출구 구조를 구비하는 이젝터 - 상기 이젝터는 확장 구조체, 상기 확장 구조체에 연결되어 차량에 의해 발생된 1차 유체를 확장 구조체에 도입하도록 구성된 적어도 하나의 도관, 및 상기 확장 구조체에 연결되어 차량에 접근 가능한 2차 유체를 확장 구조체에 도입하도록 구성된 흡기 구조체를 더 포함하고, 상기 확장 구조체는 유출구 구조를 갖고, 추진 유체는 1차 유체 및 2차 유체를 포함함 -; 그리고
이젝터에 대해 축방향으로 연장되는 평면에 정렬된 리딩 에지를 갖는 제1 제어 표면 - 상기 제1 제어 표면은 이젝터로부터의 추진 유체가 다른 주변 유체를 제외하고 제1 제어 표면 위로 흐르도록, 유출구 구조의 하류 직후에 배치됨 -;을 포함하는 것을 특징으로 하는 추진 시스템. - 제1항에 있어서, 상기 추진 시스템이 작동하는 동안, 이젝터로부터의 추진 유체만이 제1 제어 표면위로 흐르도록 한 것을 특징으로 하는 추진 시스템.
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- 제1항에 있어서, 상기 이젝터는 추가로, 볼록한 표면을 포함하고, 확장 구조체는 상기 볼록한 표면에 연결되며, 적어도 한 개의 도관은 상기 볼록한 표면에 연결되고, 1차 유체를 상기 볼록한 표면에 도입하도록 구성되는 것을 특징으로 하는 추진 시스템.
- 제1항에 있어서, 상기 제1 제어 표면의 전체가 리딩 에지와 평행하게 향하는 축을 중심으로 회전가능한 것을 특징으로 하는 추진 시스템.
- 제1항에 있어서, 상기 유출구 구조는 비대칭 구조인 것을 특징으로 하는 추진 시스템.
- 제6항에 있어서, 상기 유출구 구조는 제1 및 제2 측방향 대향 에지를 포함하고, 제1 측방향 대향 에지는 제2 측방향 대향 에지보다 큰 곡률 반경을 갖는 것을 특징으로 하는 추진 시스템.
- 제1항에 있어서, 리딩 에지를 갖고 차량에 직접 연결되는 제2 제어 표면을 추가로 포함하며, 상기 제1 제어 표면은 제1 제어 표면의 리딩 에지가 상기 제2 제어 표면의 리딩 에지에 대해 영이 아닌 각도로 형성되도록 상기 제2 제어 표면에 연결되는 것을 특징으로 하는 추진 시스템.
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