KR20050077732A - 경계층 유체흐름 제어 - Google Patents

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KR20050077732A
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최굉소
니콜라스 허친스
전호환
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대한민국(부산대학교 총장)
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Abstract

유체-표면 계면에서 경계층 내 유체흐름(14)을 제어하는 방법은, 사용중에 블레이드(11)들이 경계층 내 유체흐름(14)을 제어하도록 그 방위가 정해지도록 유체접촉표면에서 경계층내로 돌출하는 다수의 블레이드(11)들을 제공하는 단계를 포함한다.

Description

경계층 유체흐름 제어{Controlling Boundary Layer Fluid Flow}
본 발명은 유체-표면 계면(fluid-surface interface)에서의 경계층에서 유체흐름을 제어하는 것에 관한 것으로서, 특히 난류(亂琉)(turbulent flow)를 제어하는 것에 관한 것이다.
경계층(boundary layer)에서 유체흐름의 제어는 유체-표면 계면에서 마찰 또는 표면 저항(surface drag)을 감소시키거나 또는 증가시키는 효과를 가질 수 있다. 특히, 본 발명은 경계층에서 난류흐름의 제어에 관련된다.
본 발명은 운송수단들, 특히 유체를 통과해 이동하는 자동차, 도로 운송수단들, 열차들, 비행기들, 수상선박, 배, 잠수선박, 호버크래프트, 풍선기구와 같은 유동성 운송수단(fluid craft)의 유체-표면 계면에서 특별히 적용되고; 또한 유체흐름과 부수적인 마찰 또는 표면저항이 관련되는, 공기, 오일 또는 다른 유체들을 반송하는 파이프들 또는 배관들에 관련된다. 그러나, 바람발생 터빈 블레이드(wind turbine blades), 가스터빈 블레이드 또는 수영복와 같은, 유체-표면 계면을 가지는 소정의 상황에도 적용될 수 있다.
유체의 경계층은 유체에 대해 상대 운동을 가지는, 공기중의 항공기, 또는 가스 또는 액체 반송 파이프와 같은 소정의 고체 몸체 또는 표면을 둘러싼다. 특히, 경계층은 소정의 표면과 상기 표면 위의 메인 스트림 유체흐름(main stream fluid flow) 간의 유체의 층이다. 유체-표면 계면에서 표면과 유체의 상대속도(relative velocity)는 0 이다. 메인 스트림 유체흐름 속도에 도달하기 전까지, 유체 상기 표면을 떠나 상기 메인 스트림 유체흐름을 향해 갈 때 상기 표면에 인접한 경계층 처음에서부터 끝까지에서 속도의 변화가 있다.
경계층에서 유체흐름의 속성은 고체표면에서 표면마찰 또는 저항의 크기를 결정한다. 난류(turbulent flow)는 심각한 표면 마찰 또는 저항을 발생시키는데, 이는 경계층에서 유체흐름이 얇은 층류(laminar)일 때의 표면 마찰 또는 저항보다 두 배 이상 클 수 있다.
소정의 몸체가 점성매질을 통과할 때, 또는 점성의 매질이 소정의 몸체를 통과해 또는 위를 이동할 때마다, 저항력이 시스템의 기계적 효율을 저감시키게 된다. 항공기, 유체역학적 차량 또는 파이프라인들일 수 있는 이러한 시스템의 효과적인 동작은, 상기 저항력들이 가능한 낮아져야 하는 것을 필요로 한다.
표면에 작용하는 전체 저항은 압력저항(pressure drag), 유도저항(induced drag)와, 높은 마흐(high mach numbers)에서는 파저항(wave drag)들의 성분으로 나뉘어질 수 있다. 아음속(subsonic speed)에서의 유선형 몸체들에 대해서, 저항 중 대부분의 성분은 표면마찰로 인한 것이다.
항공기에서 저항 또는 표면마찰을 감소시키기 위하여, 경계층에서 난류를 감소시키고 또한 보다 많은 얇은 층류를 만드는 것이 바람직하다. 항공기의 외측표면에서 표면마찰의 감소는 연료 효율성을 개선시키는데, 예컨대 상업적 정기여객기에 소모되는 연료의 50%는 표면저항을 극복하는데 사용된다. 향상된 연료 효율성은 승객/화물 운송능력을 증가시키고, 비행기가 빨리 비행할 수 있도록 하며, 또한 보다 짧은 활주로를 사용할 수 있도록 할 뿐만 아니라, 잡음 레벨과 구조적 피로를 저감시킬 수 있다.
또한 저항 또는 표면마찰의 저감은, 유체-표면 계면에서의 열전도를 감소시키는데 사용될 수 있어서, 구조체를 극심한 온도로부터 보호한다.
다른 상황들에서, 저항 또는 표면마찰을 증가시키는 것이 바람직할 수 있다. 예컨대, 몇몇 항공기들은 이륙중에 상승력을 증가시키기 위하여 와류(vortex) 유도기 또는 발생기로 공지된 장치를 사용한다.
경계층에서 유체흐름의 처리를 해결하기 위해, 특히 항공기에서 표면마찰 또는 저항을 감소시키기 위해 많은 연구들이 수행되어 왔다. 이러한 연구는 크게 두 영역, 즉 수동제어와 능동제어의 영역을 나눌 수 있다. 수동기술은 포괄적인 표면마찰저감을 이루어기 위하여 에너지의 입력없이 난류 경계층에 대해 폭넓은 단계의 포괄적인 제어를 행하는 것이다. 능동제어는 로컬레벨에서 난류 흐름을 감지한 다음 상호작용하는 것으로서, 국부적인 표면마찰을 감소시키는 것이 목적인 한편 포괄적인 회생식의 매카니즘(regenertive mechanism)에 폭넓은 효과를 가진다.
본 출원인이 인지하고 있는 몇몇 선행기술을 아래에 나열하면 다음과 같다.
미국특허 US 4706910(왈쉬(Walsh) 외)는 공기역학적 및 유체역학적 표면들에서 표면마찰을 감소시키는 흐름제어의 수동시스템이 기술되어 있다. 표면마찰 또는 저항은 두 개의 장치 조합에 의해 감소된다. 즉, 상기 두 개의 장치 중 하나는 (ⅰ) 벽표면들 근처의 유체흐름에서 교란을 감소시키기 위해, 특히 벽 와류들(wall vortices)과 난류 파열(turbulent burst) 크기를 감소시키기 위해 0.05 내지 0.5 mm의 크기를 가지는 일련의 리블렛(riblets) 또는 흐름 정렬된 작은 'v'형 마이크로-홈들이고; 다른 하나는 (ⅱ) 큰 크기의 와류들의 중단을 야기시키기 위해 경계층의 두께의 약 50 내지 80%을 연장하는 약 7.5 내지 15 mm의, 공기흐름에 평행하거나 또는 공기흐름을 가로질로 스팬방향으로 연장하는 작은 에어포일(aerofoil) 또는 평탄한 리본들로 구성되는 큰 와류 파괴장치(large deddy break up:LEBU)장치이다.
미국특허 US5848769GH(프로네크(Fronek) 외)와 WO89/11343(최(Choi))호는 리블렛으로 형성된 표면마찰 또는 저항 저감장치를 기술하고 있다.
헤프너, 웨인스타인 그리고 부쉬넬(Hefner, Weinstein & Bushnell)(1979)이 발표한 Prog. Astronaut Aeronaut 72의 110 내지 127쪽에는, 네 개의 7.62cm 수직 구성요소들에 의해 지지되는, 하나, 두 개 또는 세 개의 수평 구성요소들의 22.86cm 스팬방향 어레이들을 사용하는 테스트들이 기술되어 있다. 상기 수직 구성요소들의 파라메터적 해석이 이루어지지 않았는데, 단지 지지목적만을 위해 제공된 것으로 판단된다.
사빌과 멈포드(Savill & Mumford)(1988)가 발표한 J. Fluid Mech. 191의 389 내지 418쪽에는, 표면에 평행하게 연장하는 수평 구성요소들로 구성되는 LEBU 장치들을 사용하는 연구가 기술되어 있다. 이 장치들은 다양한 고도와 익현(chords)들에서 시험되었고, 적층되었으며 또한 직렬로 배치되었다.
렉쳐 노트 인 피직스 볼륨 76 249-260 쪽(Lecture Notes in Physics, Vol: 76, 249-260)의 Structur and Mechanism of Turbulence 에서 야닉과 아카르야(Yajnik & Acharya)(1977)는 50% cf(표면마찰) 저감을 이루는, 거의 경계층 높이의 작은 벌집형 펜스들(honycomb fences)로 구성되는 LEBU 장치들을 기술하고 있다. 그러나, 전체 저항은 수백 퍼센트 증가하는 것을 관측되었다.
비행동안 저항 또는 표면마찰을 저감시키기 위하여 LEBU장치들이 항공기에 적용되어 왔다. 이러한 장치들은 일반적으로, 항공기 외측 프레임에서부터 현수되어, 항공기의 표면에 평행하게 연장하면서 유체흐름의 방향을 가로지르는 방향으로 향하는 작은 에어포일들 또는 수평장치들로 구성된다. 일반적으로, LEBU장치들은 경계층의 모서리에 인접하게 위치되어 큰 소용들이를 분쇄한다.
LEBU장치들이 표면으로부터 현수되어야 한다는 필요사항은 장치의 견고성과 안정성의 문제점을 낳았다. 만일 얇은 시트(sheet)로서 구성된다면, LEBU장치들은 충분히 지지를 받지 못한다면 나부끼게 되는 경향이 있다. 그러나, 보다 많은 지지물이 도입되거나 또는 장치의 두께를 증가시키면, 장치 저항의 손실이 발생하게 된다. 실제로 높은 레이놀드수(Reynolds numbers)에서, 바람직한 디자인의 LEBU장치들은 프로파일 형상의 감도와, 어택의 각도(angle of attack)와 익현 레이놀드수로 인한 관련 문제점들에 따라 에러포일 섹션(낮은 저항, 높은 강도구조)으로 전환한다.
레이놀드(Re)수는 로서 규정되는데, 여기에서 U는 흐름속도이고, x는 몸체의 길이이고 그리고 ν는 유체의 역학적 점성율이다. 항공기에 대한 경계층의 레이놀드수는 풍동(wind tunnel) 또는 실험실 실험에 비해 "높은데" 이는 U(항공기 속도)와 x(몸체 길이)가 항공기에서 크기 때문이다.
상기에서 x를 제외하고 설명한 익현 레이놀드수를 설명했는데, x는 블레이드들이 위치하는 몸체의 길이보다는 블레이드들의 익현 길이이다.
영국특허청은 본 발명에 대해 신규성 검색을 수행하여, 미국특허 제5988568호와, 독일특허 35354268호와, 독일특허 3609541호와, 미국특허 4425942호와, 미국특허 4836473호와, 미국특허 5734990호와 그리고 영국특허 1034370호를 찾아냈는데, 이들은 일반적으로 유체표면 계면에서 이른바 저항을 감소시키기 위해 와류(vortex)을 도입하기 위한 장치와 방법에 관한 것이다.
표면마찰 감소는 근접 벽 구조물(near wall structures)을 중단시키기 위해 유체흐름들에 중합체사슬(polymer cahins)을 주입하거나 또는 액체흐름에 마이크로-기포(micro-bubbles)를 주입함으로써 실현되어 왔다. 택일적으로, 표면마찰은 표면들을 스팬방향으로 진동시키거나 또는, 예컨대 바닷물의 로렌즈힘 제어(Lorenz force control)을 사용하여 스팬방향으로 흐름을 진동시킴으로써 감소될 수 있다.
도 1A는 경계층의 위치를 개략적으로 보여주는 도면.
도 1B는 흐름 조정 블레이드들의 열의 일부가 착설되는 표면의 개략적인 사시도.
도 2는 도 1과 유사한, 흐름 조정 블레이드의 어레이의 위에서 본 개략적인 도면.
도 3은 항공기에 적용되는 흐름 조정 블레이드들의 개략적인 사시도.
도 4A와 4B는 파이프의 내부표면에 적용되는 흐름 조정 블레이드들의 도면.
도 5는 유체흐름 실험들에서 사용되는 흐름 조정 블레이드들의 개략적인 사시도.
도 6은 도 5에서 도시된 것에 대한 다른 블레이드 간격, 폭 및 높이를 도시한 도면.
도 7 및 8은 다양한 블레이드 높이들에 대한 표면마찰 레벨들에서 흐름 조정 블레이드 간격을 가변시켰을 때의 영향을 도식적으로 도시한 도면.
도 9 및 10은 다양한 흐름 조정 블레이드 간격들에 대한 표면마찰 레벨들에서 흐름 조정 블레이드높이의 영향을 도식적으로 도시한 도면.
도 11은 표면마찰 레벨들에서 흐름 조정 블레이드 익현의 영향을 도식적으로 도시한 도면.
도 12는 스트림 상에 열로써 착되는 흐름 조정 블레이드들의 개략적인 사시도.
도 13A 및 13B는 패치 상에 열로써 착설되는 흐름 조정 블레이드들의 개략적인 사시도.
도 14A 내지 14D는 흐름 조정 블레이드들의 다른 어레이구성을 위에서 본 개략적인 도면.
도 15는 유체흐름의 방향에 수직으로 위치되는 흐름 조정 블레이드들의 개략적인 도면.
도 16A 내지 16C는 이동가능한 블레이드들의 개략적인 도면.
도 17은 '지능형' 흐름 조정 블레이드들이 고정된 항공기의 개략적 대표도.
도 18A 내지 18H는 다른 흐름 조정 블레이드 형상을 보여주는 도면.
도 19A 내지 19D는 상이한 흐름 조정 블레이드 착설 각도를 보여주는 도면.
도 20은 경계층 유체흐름을 조정할 때 사용하기 위한 일련의 핀들을 보여주는 도면.
본 발명의 한 특징에 따라서, 유체-표면 계면의 경계층에서 유체흐름을 제어하는 방법이 제공되는데, 상기 방법은, 사용중에 경계층에서 유체흐름을 제어하도록 블레이드들의 방위가 정해지도록, 유체접촉표면에서 경계층으로 돌출하는 다수의 블레이드들을 제공하는 단계를 포함한다.
바람직하게, 상기 블레이드들은 자주식(self supporting)이다.
한 바람직한 구성에서, 블레이드들은 유체흐름을 직선화시키도록 그 방위가 정해져, 따라서 유체흐름의 방향과 일치하게 그 방위가 정해진다. 이 구성에서, 블레이드들은 경계층에서 난류흐름을 '제거(comb)' 및 '직선화(straighten)'하는 흐름 조종 블레이드들을 포함한다. 따라서, 블레이드들의 유체흐름 다운스트림(fluid flow downstream)은 블레이드들의 업스트림에서보타 덜 교란되고, 또한 유체-표면 계면에서 난류에 의해 야기되는 마찰 도는 표면저항이, 블레이드들이 없는 동일 표면에 비해 감소된다.
또는 다르게, 블레이드들은 유체흐름에서 교란을 유도하거나 또는 와류을 발생시키도록 그 방위가 정해질 수 있다. 보다 상세히 설명하면, 이는 블레이드들, 특히 날개 및/또는 안정장치(stabilizer)에 있는 블레이드들이 유체흐름의 방향을 가로지르는 각도로 그 방위를 가도록 함으로써 유체흐름에서 교란 또는 와류을 유도하게 된다. 이는 표면에서 표면마찰 또는 저항을 증가시킬 수 있다.
한 바람직한 방법에서, 블레이드들은 항공기와 같은 운송수단의 유체접촉표면에 사용되거나 또는 파이프와 같은 유체반송배관의 유체접촉표면에 작용된다.
바람직하게, 표면저항 도는 마찰의 저감은 공기역학적 잡을과 구조적 피로를 감소시키게 될 뿐만 아니라 중량감소를 실현하게 된다. 전형적으로, 열전도는 표면마찰 또는 저항의 감소에 따르게 되므로, 블레이드들이 사용되는 구조물/표면들을 극심한 온도로부터 보호할 수 있게 된다. 바람직하게, 표면저항의 2%, 5%, 10% 또는 15% 감소에서, 잡음레벨들의 감소, 연료소비의 감소 또는 속도증가를, 유체접촉표면으로부터 돌출하는 흐름 조정 블레이드들이 없는 항공기와 같은 운송수단과 비교해 측정하였다.
적어도 100개의 블레이드들을 사용할 수 있다. 또는 다르게, 적어도 1000개의 블레이드들을 사용할 수 있다. 또 달리, 적어도 10000개의 블레이드들을 사용할 수 있다.
본 발명의 다른 특징에 따라서, 경계층 흐름제어 장치가 제공되는데, 상기 장치는 경계층에서 유체가 그 위를 흘러가게 되는 표면과; 그리고 표면으로부터 돌출하는 다수의 블레이드들을 포함한다. 상기 블레이드들은, 사용중에 경계층 내에서 유체의 흐름을 제어할 수 있도록 구성된다.
한 바람직한 실시예에서, 블레이드들은 예상되는 유체흐름의 방향과 일치하게 되어, 사용중에 경계층에서 유체흐름을 직선화시킬 수 있어서, 이와 같은 흐름제어장치를 사용하지 않는 동일 표면과 비교했을 때 표면마찰 또는 저항을 감소시키게 된다.
또는 다르게, 블레이드들은 예상되는 유체흐름의 방향을 가로지르는 각도로 그 방위가 정해지고, 또한 사용중에 경계층에서 유체흐름에 교란 또는 와류을 유도할 수 있어서, 흐름제어장치를 사용하지 않는 동일 표면과 비교했을 때 표면마찰 또는 저항을 증가시키게 된다.
한 바람직한 구성에서, 블레이드들은 표면 위에 실질적으로 수직으로 착설될 수 있고, 직사각형인 평탄한 플레이트로 구성될 수 있다. 바람직하게, 블레이드들은 블레이드의 길이 및/또는 폭을 가로질러 일정한 단면을 가진다. 또한, 블레이드들은 일반적으로 사용에 있어서 평행하게 착설 될 수 있고 또한 균일 높이 및/또는 폭, 및/또는 익현(chord), 및/또는 간격(spacing), 및/또는 방위 및/또는 크기 및/또는 강도로 구성될 수 있다. 또 다르게는, 블레이드크기는 표면을 가로질러 변할 수 있다.
바람직하게, 블레이들은 100 내지 200 월 유닛(wall units)으로, 경계층 깊이의 약 25% 와 약 50% 사이로 경계층내로 돌출된다. 상기 월 유닛은 국부적 내측흐름 조건, 를 기반으로 하는 비-치수적 단위(유닛)들이다. 여기에서 h+ 는 비-치수적 블레이드 높이이고, h는 실제 높이이고, u*는 마찰속도(friction velocity)이고, ν는 역학적 점성율이다. 블레이드는 1mm 높이일 수 있고, 1mm 익현을 가질 수 있고 또한 1mm로 이격될 수 있다. 바람직하게, 블레이드 높이 대 폭 대 익현의 비율은 아래 리스트로부터 선택된다.
1:1:1, 1:2:1, 1:3:1, 1:4:1, 1:5:1, 1:6:1
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4:1:2, 4:2:2, 4:3:2, 4:4:2, 4:5:2, 4:6:2
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1:1:6, 1:2:6, 1:3:6, 1:4:6, 1:5:6, 1:6:6
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3:1:6, 3:2:6, 3:3:6, 3:4:6, 3:5:6, 3:6:6
4:1:6, 4:2:6, 4:3:6, 4:4:6, 4:5:6, 4:6:6
5:1:6, 5:2:6, 5:3:6, 5:4:6, 5:5:6, 5:6:6
6:1:6, 6:2:6, 6:3:6, 6:4:6, 6:5:6, 6:6:6
블레이드 높이, 익현 또는 간격은 2mm 와 10mm 사이일 수 있다. 블레이드폭은 약 0.1mm 일 수 있고, 또는 다르게 블레이드들은 0.2 내지 100mm 두께일 수 있다.
브레이드 높이는 약 0.5mm 일 수 있다. 또는 다르게, 블레이드 높이는 0.6mm 와 100mm 높이 사이일 수 있다.
블레이드들은 0.5mm의 익현을 가질 수 있다. 또는 다르게, 블레이드들은 0.6 내지 10mm의 익현을 가질 수 있다. 블레이드들은 약 0.3mm로 이격될 수 있다. 또는 다르게, 블레이드들은 0.4 내지 10mm로 이격될 수 있다.
블레이드 높이 및/또는 익현 및/또는 간격은 블레이드들이 착설되는 표면 위에서 변할 수 있다.
또 다른 실시예에서, 블레이드 방위는 유체흐름의 방향에 대해 조정될 수 있고, 실제로, 유체흐름의 방향에 대해 고정된 방위를유지하도록 블레이드 방위가 조정될 수 있다.
바람직하게, 블레이드들은, 그들의 위치가 어택(attck;유체유입)의 양(유체흐름과 일치)의 각도와 음(유체흐름을 가로지르는 방향)의 각도 사이에서 교대할 수 있도록 능동적으로 조정될 수 있다. 항공기에서 블레이드들의 역회전(counter rotation)은 경계층을 에너지를 주는데 사용될 수 있고 또한 높은 항공기 영각(迎角)(aircraft incidence)에서 실속(失速) 박리(stall separstion)와 같은, 비행영역(flight envelope)의 소정 지점에서 발생하는 박리(separation:공기흐름의 분리)를 방지하는데 사용될 수 있다. 박리제어가 필요치 않은 경우, 블레이드들은 흐름에 대해 다시 정렬되어 표며마찰 저감을 제공할 수 있다. 블레이드 회전이 이루어지도록 하기 위하여, 스트림방향 간격의 조정이 필요하다.
능동적으로 조정할 수 있는 블레이드들은 또한, 유체흐름의 국부적 또는 선택적 방향 조정이 이루어지도록 지향성 제어를 제공한다. 예컨대, 항공기에서, 한 날개에서 표면마찰을 저감시키고 또한 다른 날개에서 표면마찰을 증가시킴으로써, 국부적인 요잉 모멘트(yawing moments) 가 발생될 수 있다. 유사하게, 비행 안정장치(stabiliser) 주위의 공기 흐름을 조작하게 되면 피칭 모멘트(pitching moments)가 발생될 수 있다.
상기에서 논의된 바람직한 구성에서, 블레이드들이 얇은 사각형 요소들로 형성되고, 표면에서부터 직접 연장하도록 설치되지만, 다양한 블레이드 형상과 입사각도를 포함하는 다른 구성들을 생각해 볼 수 있다.
본 발명의 또 다른 실시예에서, 적어도 하나의 평행한 블레이드들의 열(row)로 이루어진 블레이드 어레이를 생각할 수 있다. 그러나, 유체흐름 경계층에서 블레이드들의 직선화 효과(straightening effect)는 단지 일시적이기 때문에, 유체가 블레이들의 열을 지나 상당한 거리로 흘러간 후에 교란이 흐름에서 다시 나타나기 시작할 수 있다. 그러므로, 유체흐름에서 심각한 교란이 다시 나타나는 것을 방지하기 위해, 간격을 두고서 반복되는 블레이드들의 열을 사용할 수 있다. 바람직한 블레이드 어레이에서, 상기 간격은 블레이드 높이의 약 50 내지 100이다. 또는 다르게, 블레이드들의 열들은 스트림방향으로 80mm 내지 200mm로 이격될 수 있다.
바람직하게, 블레이드들의 어레이는 적어도 두 개의 블레이드들의 열을 포함한다. 첫 번째 열은 유체흐름의 방향과 정렬(일치)된 다수의 평행한 블레이드들을 포함하고, 두 번째 열은 유체흐름의 방향과 정렬된 다수의 평행한 블레이드들을 포함한다. 바람직하게, 두 개의 블레이드 열들 사이의 갭(gap)에는 블레이드들이 없다. 바람직하게, 첫 번째 열의 블레이드들은 두 번째 열의 블레이드들과 함께 실질적으로 공동 세로축(common longitudinal axis)을 공유한다.
이는, 저항 또는 표면마찰의 저감이 예기되는 표면 전체에 대해 적용되어야만하는 미국특허 제4706910호에 기재된 리블렛과는 대비된다. 또한, 작은 'v'형 홈들(0.05 - 0.5mm)로 된 리블렛의 구성은, 그 안에 파편 또는 먼지가 적재되게 된다는 문제점이 있어서, 높은 유지보수성을 필요로 한다.
본 발명의 또 다른 특징에 따라서, 본 발명은 본 발명에 따른 경계층 흐름제어 장치가 착설되는 표면을 제공한다.
바람직하게 상기 표면은 비행기와 같은 운송수단 또는 파이프 위에 있다.
본 발명의 또 다른 실시예에서, 흐름 조정 블레이요소들이 스트립 또는 패치 상에 착설되어, 물품 또는 표면제조 동안에 표면에 일체화 될 수 있거나, 또는 현존하는 표면들에 적용될 수 있다. 예컨대, 블레이드들은 운송수단 또는 파이프에서 표면에 개장될 수 있다. 특히, 블레이드들은 항공기의 표면에 적용될 수 있다. 또는 다르게, 블레이드들은 소정의 유체-반송 배관 또는 파이프의 유체-표면 계면에 적용될 수 있다.
몸체, 날개 및 꼬리부분을 가지는 항공기에서, 경계층 제어장치가 몸체, 날개, 및/또는 꼬리부분에 착설될 수 있다.
파이프에서, 경계층 흐름제어장치는 내부표면에 착설될 수 있다. 바람직하게, 파이프는 중심측을 가져, 흐름 조정 블레이드들이 중심축 주위로 방사상으로 위치하고, 중심축을 향해 내측으로 연장한다. 상기 블레이드들은 파이프의 내측 표면상에 하나의 개별적인 밴드(discrete band) 또는 다수의 개별적인 밴드의 형태로 위치될 수 있다.
본 발명의 또 다른 특징에 따라서, 본 발명은 표면위에 착설되는 본 발명에 따른 따른 경계층 흐름제어 장치를 항공기에 제공하는데, 블레이드들은 블레이드들이 경계층에서 유체흐름을 직선화하도록 그 방위가 정해지는 제1구성과, 블레이드들이 경계층에서 교란을 유도하도록 그 방위가 정해지는 제2구성 간을 이동할 수 있다.
본 발명의 또 다른 특징에 따라서, 본 발명은 표면 외장(surface skin)에 다수의, 바람직하게는 적어도 오백개의 흐름 조정 제어 블레이드들을 부착하는 단계를 포함하는, 외측 표면외장을 가지는 항공기의 표면저항을 저감시키는 방법을 제공하는데, 상기 블레이드들은 항공기의 표면을 통과하리라 예상되는 유체흐름의 방향에 정렬된다.
또는 달리, ㅈ거어도 1천개의 블레이드들이 표면외장에 고정될 수 있거나, 또는 적어도 1만개의 블레이드들이 표면외장에 부착될 수 있다.
본 발명의 다른 특징에 따라, 본 발명은 내측표면에 흐름 조정 제어 블레이드들을 부착하는 단계를 포함하는, 내측표면을 가지는 파이프 또는 배관에서 표면저항을 저감하는 방법을 제공하는데, 상기 블레이드들은 표면을 지나게 되는 유체흐름의 예상 방향에 정렬된다.
본 발명의 블레이드들은 자주식이어서, 서스펜션을 필요로 하는 LEBU장치의 제약으로부터 상당히 자유롭다.
블레이드들이 표면마찰 또는 저항을 감소시키도록 구성되고, 또한 흐름정렬(flow aligned)이 되도록 구성되는 경우에, 어떠한 장치의 저항도 극소화되게 된다. 상기 장치 두께는 낮은 저항을 제공하도록 충분히 얇다.
흐름정렬된 수직 블레이드요소들을 사용할 때 표면마찰 또는 저항의 감소가 관측되었는데, 이는 근접 벽 구조물(near wall structure)과 관련된 상승된(lifted) 세로방향 와류들의 붕괴를 포함하는 다수의 효과들로 인한 것이다. 또한 세로방향 와류들의 니어 필드(near field) 붕괴가 관측되었다. 또한, 벽/표면들로부터 블레이드요소들이, 헤어핀 또는 말편자형(horseshoe) 와류들의 머리(head)와 목부분(neck)과 상호작용하여, 와류들을 상쇄하고 또한 해산(unwinding)시켜 표면마찰 또는 저항을 감소시킨다. 또한, 블레이드요소들은, 경계층에서 스팬방향 교란 운동을 금지하는, 플레이트 효과(plate effect)와 항적(wake)효과를 가져, 벽 수직 및 세로방향 와류성분을 저감시킨다.
본 발명의 소정 특징과 관련해 논의된 임의의 특성들은 본 발명의 모든 특징에 적용될 수 있다는 것은 자명할 것이다.
첨부도면을 참조하여 예로써, 본 발명의 실시예들을 보다 상세히 설명한다.
도 1A는 경계층의 위치를 설명하기 위해 표면(3) 위의 유체흐름의 흐름(4,6)을 개략적으로 보여준다. 본질적으로, 표면(3) 위에 유체(4)의 주 스트림 흐름이 있다. 표면과 접촉하면, 유체-표면 계면에서 흐름이 교란된다. 표면(3)과 메인스트림 흐름(4) 간의 이 교롼된 공기흐름(6)의 층은 경계층(8)으로 알려져 있다. 경계층은 깊이는 공기이동의 상대속도와 방향과, 유체의 점성율에 따라 변한다.
도 1B는 표면(13) 위에 착설된 흐름 조정 블레이드(flow manipulator blades)(11) 어레이(17)의 사시도이다. 유체(14)-표면(13) 계면에서 일반적인 유체흐름(14)의 난류(15)를 설명한다.
표면(13)은 여섯개의 영역들로 묘사되는데, 표면의 최상부에 있는 세개의 영역(21, 22 및 23)들과, 최하부에 있는 세개의 영역(24, 25 및 26)들이다. 영역(21, 22 및 23)들은 경계층에서 유체흐름(14)에 대한 흐름 조정 블레이드(11)들의 영향을 설명한다. 반대로, 영역(24, 25 및 26)들은 흐름 조정 블레이드들이 없는 깨끗한 평탄 평면표면 위를 흐르는 유체흐름을 설명한다.
깨끗한 표면인, 표면(13)의 최하부 영역들(24, 25 및 26)을 먼저 고려하면, 영역(24)의 표면 위를 유체흐름(14)이 통과할 때, 난류(15)가 경계층에서 나타나기 시작한다. 유체흐름이 영역(25 및 26)들을 통해 계속진행하면, 난류(18)ㅏ 증가한다. 이 증가된 난류(18)는 표면마찰 또는 저항을 증가시키게 된다.
반대로, 최상부 영역(21, 22 및 23)들은 경계층에서 유체흐름에 대한 흐름 조정 블레이드(11)들의 영향을 설명한다. 저부 영역(24)에 도시되어 있듯이, 영역(21)의 표면(13) 위를 유체흐름이 통과하면, 유체흐름이 분열되어 난류(15)가 경계층에서 나타나기 시작한다. 난류 유체흐름(15)이 영역(22)으로 도입되어, 표면(13) 위에 어레이(17)형태로 수직으로 평행하게 착설된 얇은 사각형의 블레이드요소(11)들을 통과하면, 흐름이 직선화되어 자연적으로 층류(laminar)(16)가 된다.
본 실시예에서, 블레이드(11)들은 열로써 위치되는 평행한 블레이드(11)들의 어레이(17)로써 구성되는데, 블레이드(11) 각각은 유체흐름(14)의 방향에 정렬(일치)되어, 유체흐름에 대해 0의 어택각도를 이루게 된다. 블레이드(11)들은 균일하게 이격(spacing)되어, 표면(13)에 직각으로 위치되고 그리고 모두가 일정한 높이, 익현 및 폭을 가진다.
그러나, 흐름에 대한 직선화효과는 단지 일시직이고, 일반적인 층류(16)에서 난류(19)가 다시 나타나기 시작하는 영역(23)에 도시되어 있듯이, 블레이드(11)로 얼마간의 간격을 둔 다운스트림에서 난류가 다시 형성되기 시작하게 된다.
도 2는 유체흐름(14')에 대한 흐름 조정 블레이드(11')들의 일시적인 직선화효과를 더 설명한다. 흐름 조정 블레이드(11') 열(17')의 제1어레이(도 1의 어레이(17)와 유사함)와 함께, 이 어레이(17')에 대해 평행한 블레이드(11'')의 제2어레이 또는 열(29)이 함께 도시되어 있다. 상기 제2어레이(29)는 제1어레이(17')의 다운스트림에 위치하고 또한 이전에 직선화된 유체흐름(16')이 붕괴되어 난류(19')가 다시 시작되는 곳에 위치한다. 상기 제2어레이(19)는 유체흐름을 재-직선화시키는 역할을 하여, 표면(13')의 보다 큰 길이 위에서 보다 많은 층류(16'')를 유지한다. 예컨대, 블레이드들이 100 내지 200 월 유닛으로 경계층 내로 연장하면, 블레이드들의 제2열들이 브레이드 높이 다운스트림보다 50 내지 100 배 위치하게 될것이라는 것을 예상할 수 있다. 제1블레이드(11')의 세로방향 축은 제2블레이드(11')의 세로방향 축과 동일한 평면에 있다.
경계층에서 유체의 흐름을 직선화시킴으로써, 난류가 감소하고, 또한 유체-표면 계면에서의 마찰 또는 표면저항이 감소하게 된다.
경계층 유체흐름 난류의 저감와, 이에 따른 저항 또는 표면마찰의 저감은 항공기설계에서 오랫동안 관심사였다. 본 발명의 주제인, 유체흐름 조정 블레이드요소들이, 마찰을 감소시키기 위해 항공기의 외측표면 위에 착설하기에 적합하다는 것을 상상할 수 있다.
도 3은 난류와 마찰이 문제점이 될 수 있고, 또한 예상되는 유체흐름의 방향에 정렬된 흐름 조정 블레이드(31)들이 유체흐름을 직선화시켜 마찰을 감소시키는 역할을 하는 영역(34)을 강조하는 개략적인 항공기(32)를 도시한다. 경제적인 이유로, 흐름 조정 블레이드들이 전제 항공기표면에 착설되리라고는 생각되지 않고, 기수 주위와, 기체와 날개의 전방부분과, 기미(꼬리)와 안정장치와 같이 현저하게 층류가 나타나게 되는 영역들에 착설되리라고는 생각되지 않는다. 흐름 조정 블레이드(31)들은 저항 또는 표면마찰이 문제점인 영역(34)들에만 적용되게 되리라 생각된다. 실제로, 도 2에서 논의한 바와 같이 일시적인 직선화효과를 극복하여 영역(34)에서 스트립(striped) 또는 '레머 테일(lemur tail)' 효과를 발생시키기 위하여 블레이드들은 이격되게 된다. 분해도(36)는 항공기표면(37)의 영역을 설명하고 또한 두 개의 이격된 블레이드(31)들의 열(38 및 38')들을 보여준다. 이외에도, 블레이드들은 인테이크(intake)의 효율을 개선시키기 위해 공기 인테이크의 업스트림에 위치될 수 있다.
약 10000개의 흐름 조정 블레이드들이, 80 내지 200mm로 이격되고 또한 날개들, 기수, 기미 및 안정장치의 후부와 기수 및 최전방 영역들을 제외한 동체의 길이를 따라 위치되는 블레이드들의 열들(rows)로써 항공기에 적용되게 되는 것을 예상할 수 있다. 상당히 많은 블레이드들이 사용되게 된다는 것은, 소정의 한 블레이드에 대한 손실 또는 손상이 블레이드 어레이들의 전체 효과에 심각한 영향을 주지 않으리나는 것을 의미한다.
전형적으로, 항공기에서, 블레이드들은 항공기가 순항할 때 흐름 정렬되게 된다. 대부분의 항공기에 대해, 항공기의 다양한 부분 위를 지나는 대한 유체흐름의 방향에 대응하는 흐름벡터가 알려져 있는데, 실지로 이들은 층류/난류 천이점들이다.
도 4A와 4B는 설명한 흐름 조정 블레이드(41)들에 대한 다른 실제적 사용을 설명하는 것으로, 블레이드들은 파이프(43)의 내부표면(42) 위에 착설된다. 실제로, 블레이드들은 개수로(open channel)과 같은, 소정의 유체반송배관의 유체-표면 계면 위에 위치될 수 있다.
보다 상세히 설명하면, 도 4A는 내부표면(42)에서 흐름 조정 블레이드요소(41)(도 4A에서는 보이지 않음)가 착설되는 파이프(43)를 보여준다. 블레이드들은 파이프 내에서 유체흐름과 정렬되게 그 방위가 정해지고 또한 유체-표면 계면에서 경계층에서의 유체흐름을 직선화시키는 역할을 한다. 블레이드들은 파이프(43)의 길이를 따라 이격된 간격으로 일련의 밴드(44)로 위치되고, 다운스트림 밴드는 심각한 난류가 다시 나타나기 전에 유체흐름을 재-직선화하는데 사용된다. 1.5m3/s 의 흐름율을 가지는 직경 1.2m의 물반송 파이프는 약 1.8mm 간격으로 이격된 크기 3.6mm의 블레이드들을 가질 수 있다.
도 4B는 도 4A의 Ⅳ-Ⅳ를 따른 단면도를 보여준다. 흐름 조정 블레이드요소(41)들은 파이프(43)의 내측표면(42)에서부터 유체흐름 속으로 돌출하는데, 보다 상세히 말히면, 블레이드들은 파이프의 중심축 주위에 방사상으로 위치하여, 중심축을 향해 내측으로 연장한다. 블레이드(41)들은 유체흐름의 방향과 정렬되게 그 방위가 정해진다.
흐름 조정 블레이드들의 실제 사용예들은 이에 한정되는 것이 아니고, 블레이드들은 유체-표면 계면이 있는 곳이라면 마찰을 감소 또는 증가시키는데 사용될 수 있다.
도 5 내지 11은 다양한 크기로 표면마찰 레벨들을 수정하고, 또한 흐름정렬되고(0의 어택각도) 또한 표면에 대해 수직으로 착설되는 평평한 플레이트 평행 직사각형 블레이드요소의 열을 이격시켰을 때 효율을 연구하기 위해 행한 풍동 실험의 결과를 보여준다.
이들 실험을 위해 풍동에서 사용되는 공기속도는 2.5ms-1 이었는데, 이는 비행 동안에 항공기 위를 통과하는 공기속도 보다 상당히 낮다.
풍동실험에서 감소된 공기속도를 사용하는 것은, 높은 유체속도에서 필수적인 것보다 더 큰 블레이드들이 사용하여야 하는 것을 필요로 한다. 항공기에 적용했을 때 블레이드들은 단지 수 밀리미터의 익현, 높이 및 간격을 가지게 될 것이라는 것을 알 수 있다. 전형적으로, 큰 승객수송용 항공기에서, 블레이드들은 스팬방향 어레이으로 경계층의 시작점에서부터 배열되게 되고, 스팬방향 간격은 70 내지 150 월 유닛이고 또한 높이는 100 내지 200 월 유닛이다.
그러므로, 269ms-1의 속도에서 순항하고, 공기점성율이 3.5303e-5 m2s-1 이고 또한 변이점(난류 흐름이 나타나기 시작하는 점)에서부터 날개뒷전(trailing edge)까지 거의 50m의 동체부를 가지는 항공기에 있어서, 천이점에서의 약 0.7mm에서부터 동체끝단에서 1mm까지의 높이의 범위로, 또한 0.3mm 내지 0.4mm의 특유한 간격 범위로 블레이드들을 사용함으로써 표면마찰 또는 저항을 감소시킬 수 있다. 블레이드들은 정확한 장소와 최적화에 따라 거의 80 내지 200mm 마다 스트리방향으로 반복된다. 이를, 전형적으로 거의 50 마이크론의 높이와 간격인 훨씬 더 작은 '리블렛'장치들과, 전방 위치에서 벽으로부터 20mm 위치에서부터 동체 꼬리 말단에서 벽으로부터 0.4mm 까지의 범위인 훨씬 더 큰 LEBU 비교하였다.
풍동실험으로부터의 데이터가 스케일링 법칙/디자인 룰 h+ = hu*/ν 를 사용하여 소정의 주어진 공기속도에 적용하기 위해 스케일될 수 있다.
풍동실험들에서 사용된 모든 블레이드들은 ~0.3 mm(0.012 인치)의 플라스틱 또는 강철재 쐐기(shim)으로 만들어졌다. 두께는 표면마찰 감소에 있어서 큰 역할을 하는 것으로 여겨지지는 않지만, 전체 장치 저항을 고려할 때 큰 역할을 할 수 있다. 장치가 얇으면 얇을수록 장치 저항 감소한다.
도 5는 흐름 제어 블레이드 형상과 간격(spacing)을 설명하기 위해 후속 연구에서 사용된 크기 명칭을 설명하는데 유용하다. 연구에서는 다음의 파라메터들을 고려한다:
● 블레이드 높이 h - 표면(벽)에서 블레이드의 높이-전형적인 y방향; 및
● 블레이드 익현 c - 스트림방향 x 방향에서 블레이드의 길이;
● 블레이드 패킹(blade packing) = 스팬방향 z 방향으로 블레이드들 간의 간격
그러므로, 30x10z20으로 기술된 블레이드는:
● 30의 블레이드 높이 = 30mm
● 10의 블레이드 익현 = 10mm;
● z20의 블레이드 패킹 = 20mm.
풍동실험에서, 블레이드(51)들은 테스트표면(도면에서는 도시되지 않음)과 같은 높이의, 슬롯이 형성된 황동 페그(slotted brass pegs)(52)에 착설된다.
아래에서 논의하는 풍동실험에서, 흐름 조정 블레이드(51)들은 유체흐름(54)의 방향에 정렬(일치)되었다.
도 6은 후속 실험들에서 사용되는 것과 같은, 다른 흐름 조정 블레이드 간격, 높이 및 익현크기들의 예를 설명한다. 풍동실험에서, 블레이드요소들은 10mm 페그(55)들에 착설되고, 또한 최소 10mm간격으로 이격될 수 있다. 10mm(z10), 20mm(z20), 30mm(z30) 및 60mm(z60) 간격을 설명한다. 다양한 익현 및 높이크기의 조합들이 설명되는데, 예컨대 60x15는 블레이드가 60mm의 높이와, 15mm의 익현을 가진다는 것을 나타낸다.
도 7 내지 11은 표면마찰 레벨들에 대한 블레이드 형상의 영향을 연구하기 위해, 앞서 설명한 조건들에 따라서 풍동에서 이루어진 파라메터적 연구의 결과들을 설명한다. 연구에서는, 블레이드 날개뒷전에서부터 740mm 다운스트림까지 조사를 하였다. 다운스트림 장소들은 x(mm)로서 그래프에 나타나 있다.
블레이드들의 스팬방향 패킹(Spanwise Packing of Blades)
도 7 및 8은 유체-표면 계면에서 관측되는 표면마찰 레벨들에 대한 블레이드들의 스팬방향 패킹, 즉 상대 간격의 효과를 고려한다.
도 7은 블레이드 높이 = 30mm 와 익현 = 15mm에 대해 평균 cf에 대한 스팬방향 흐름 조정 블레이드 패킹의 영향을 도식적으로 설명한다. 블레이드 패킹은 10mm, 20mm, 30mm 및 60mm 간격으로 변하였다.
표면마찰은, <±1.5% 에러까지 상대적인 표면마찰결과를 제공하는 cf 측정기술을 사용하여 기록되고, 또한 허친스(Hutchins)와 최(Choi)가 AAIA(American Institue of Aeronautics and Atronaustics)에 발표한 논문 2001-2914에 기술되어 있다. cf는 몸체표면에 인접한 속도 경사도(gradient)에 비례하고, 또한 cf을 결정하기 위하여 벽 근에서 속도으 정확한 측정을 행함으로써 결정된다. 본질적으로, cf는 표면마찰의 척도로서 여길 수 있고 또한 용어들은 교환가능하게 사용된다.
백분율 cf 감소는 장치의 트레일링 엔드(trailing end)에서부터 다운스트림으로 740mm까지의 간격에서 결정된다. 연구영역의 폭은 60mm이다.
결과는, 표면마찰(백분율 cf) 감소는 증가된 스팬방향 패킹에 대해 증가한다는 것을 보여준다(즉 블레이드들이 함께 가까이 있다). 스팬방향 패킹이 증가하면, 보다 많은 물질들이 흐름의 경로내로 들어가기 때문에 전혀 놀랄 일은 아니다. 즉 보다 많은 전방영역과, 보다 많은 표면영역과 또한 보다 많은 웨이크(wake)가 경계층에 들어간다.
예컨대, 단일의 30x15(30mm 높이와 15mm 익현) 블레이드요소인 z60(60mm 블레이드 간격)을 고려하면, 이 경우에 60mm x(by) 740mm 면적에 걸쳐, cf 에서 거의 2.6%의 감소가 측정되었다.
반대로, 여섯개의 30x15 블레이드요소들로 z10(10mm 블레이드 간격) 스팬방향 패킹에 대해, 동일한 60mm x 740mm 면적에서, cf 에서 24% 감소가 관측되었다. z60에서 감소보다 여섯배 약간 이상이다. 그러므로, 스팬방향 패킹은 단순한 부가적인 프로세스로 여겨질 수 없고, 보다 가깝게 패킹된 어레이들이 표면마찰 감소에 있어서 보다 효과적이다.
도 8은 15mm의 고정된 익현 c와 (도 7에서 30mm 보다는)20mm의 높이 h를 가지는 흐름 조정 블레이드들에 대해, 10mm, 20mm 및 30mm 사이에서 스팬방향 패킹을 변경했을 때 cf (표면마찰)값에 대한 영향을 보다 작은 범위의 변수들로 도식적으로 설명한다. 다시, 표면마찰감소에서 유사한 경향이 나타났는데, 블레이드들을 가깝게 할수록 백분율 cf 감소가 더 크게 된다.
블레이드 높이
도 9는 표면마찰 레벨들의 블레이드 높이의 영향을 설명하는 것으로서, 일반적으로 블레이드 높이가 증가하면 표면마찰의 감소가 온다.
보다 상세히 설명하면, 도 9는 블레이드 높이를 5와 60mm 사이에서 변경할 때 백분율 cf 감소에 대한 영향을 도식적으로 설명하고, 데이터들은 장치의 트레일링 에지에서부터 740mm 다운스트림까지의 다양한 간격들에서 취해졌다. 익현 c는 15mm로 고정되었고 또한 스팬방향 패킹도 10mm 간격에서 고정되었다. 관측된 백분율 cf 감소는 적어도 첫번째 740mm에 대해, (블레이드 높이)h=30mm의 한계까지 블레이드 높이와 함께 증가하였고, 이후에 더 많은 블레이드 높이 증가에 대해 추가적인 cf 감소는 미미하다.
도 10은 블레이드 높이가 z20(20mm 블레이드 간격)의 스팬방향 패킹에 대해 변할 때, 도 9의 표면마찰 레벨들에 대한 효과와 유사한 표면마찰 레벨들에 대한 효과를 도식적으로 설명한다. 도 7과 8과 일관되게, 피크 cf 감소의 전체적인 크기는 도 9의 것보다 상당히 낮은데, 이는 증간된 스팬방향 간격에 인한 것이다.
다시, 백분율 cf 감소가 적어도 블레이드 어레이의 740mm 다운스트림까지의 영역에서, (블레이드 높이)h=30mm 의 한계까지 블레이드 높이 증가와 함께 증가하는 것을 볼 수 있다. 실제로, 30, 40 및 60mm의 블레이드 높이들에 대해 모두가 상당히 유사하다. 필수적으로, cf 측정치에 대해 ±1% 정확도가 포함된다. (740mm를 넘어서는) 더 이상의 다운스트림에서 효과의 지속성은 분석되지 않았다.
블레이드 익현(Blade Chord)
도 11은 스팬방향 패킹 z10(10mm 블레이드 간격)과 높이 h=30mm에 대해 스팬방향 평균 cf 감소에 대한 흐름 조정 블레이드 익현c의 영향을 도식적으로 설명한다. 블레이드 익현은 5와 50mm 사이에서 가변된다. cf 레벨들은 블레이드 어레이 트레일링 에지의 740mm 다운스트림까지 간격들에서 기록되었다.
블레이드 익현이 5에서부터 50mm까지 증가하면, 표면마찰(cf )감소에서 상응하는 증가가 있다.
흐름 조정 블레이드들의 응용
흐름 조정 블레이드들은 제조 동안에 소정의 표면에 통합될 수 있거나 또는 소정의 품목에 개장될 수 있다. 즉 표면에 후-생산품으로써 고정된다. 이는 이미 서비스중인 항공기에 블레이드들을 고정될 수 있도록 해주거나 또는 파이프들이 제조된 후 그렇지만 파이프들이 설비되기 전에 파이프에 부가될 수 있다.
블레이드들은 개별적으로 또는 그룹으로 사용될 수 있다. 도 12는 항공기의 날개와 같은 표면 위에 부착을 위해 준비된 스트립 또는 테이프(72) 상에 열(73)로써 수평으로 착설되는 평행한 직사각형 블레이드(71)들의 어레이를 설명한다.
또는 다르게, 블레이드들은 도 13A에 도시된 것과 같이 표면에 부착을 위해 준비된 패치(76) 상에 어레이(75)로써 착설될 수 있다. 평행한 열들(77, 77')들의 간격은, 블레이드(77)의 전방 열에 의해 이미 직선화되었던 유체흐름에서 난류의 재-시작을 방지하는데 사용하기 위해 최적화된다. 도 13B는 도 13A의 다른 대안으로써, 표면(88)을 가로지르는 각 열(85, 86 및 87)에서 블레이드 높이가 증가한다. 즉 블레이드(81)는 블레이드(82)보다 높고, 블레이드(82)는 블레이드(83)보다 높다. 열들의 간격은 난류 흐름의 재현을 감소시키도록 최적화된다. 블레이드(81, 82 및 83)들은 공통의 세로축을 공유한다.
도 14A 내지 14D는 평면에서 다양한 개략적 블레이드 어레이를 보여준다. 도 14A는 흐름 조정 블레이드(91)들의 어레이(92)가 개별적인 흐름 조정 블레이드(91)들의 두 개의 평행한 열(93)들로써 구성된다. 개별적인 블레이드(91)들은 유체흐름(94)의 방향에 일직선으로 향한다.
이와는 대조적으로, 도 14B는 대안적 어레이(95)를 도시하는데, 개별적인 흐름 조정 블레이드(91')들이 두 개의 평행한 갈매기형(chevrons)(96)으로 배열된다. 개별적인 블레이드(91')들은 유체흐름(94')의 방향에 일직선으로 향한다.
또 다른 어레이(97)가 도 14C에 도시되어 있다. 이 경우에, 개별적인 블레이드 요소들은 두 개의 평행한 사선형(diagonal)열(98)에 배열된다. 개별적인 블레이드(91')들은 유체흐름(94)의 방향에 일직선으로 향한다.
또 다른 어레이(100)가 도 14D에 도시되어 있는데, 개별적인 흐름 조정 블레이드(91''')로 된 두 개의 평행한 열들(99, 99')로 구성된다. 개별적인 블레이드(91''')들은 유체흐름(94''')의 방향에 일직선으로 향한다. 도 14A와는 대조적으로, 블레이드들의 제1열(99)과 제2열(99')들은 약간 오프셋된다.
각각의 경우에서, 두 개의 열들 또는 두 개의 갈매기형 배열이 설명되었고, 첫번째 열은 블레이드들을 통과할 때 유체흐름을 직선화시키는 역할을 하고, 두번째 열 또는 갈매기형 배열은 난류가 다시 나타나기 시작하는 흐름을 재-직선화시키기 위한 것이다. 도면에서 단지 두 개의 열들이 도시되었지만, 실제로 소정수의 열들을 사용할 수 있다.
만일 블레이드들이 항공기에 고정되게 되거나, 또는 실지로 소정의 리벳이 박힌 표면에 고정되게 된다면, 리벳들과 일체화될 수 있는(도시되지 않음) 흐름 조정 블레이드를 포함하도록 리벳들을 제조하는 것이 편리할 수 있다.
경계층에서 보다 많은 층류를 생성하도록 흐름 정렬된 블레이드들을 사용하여 유체흐름을 직선화시켜 저항 또는 표면마찰을 저감시킬 수 있다. 몇몇 상황에서, 경계층에서 유체흐름을 붕괴시켜 난류를 증가시켜서, 저항 또는 표면마찰을 증가시키는 것이 바람직할 수도 있다.
도 15에 도시된 바와 같이, 유체흐름(103)을 방해하도록 블레이드(101)의 어택 각도를 조정함으로써, 블레이드는 유체흐름에서 난류 또는 와류(105)를 유도하여 저항 또는 표면마찰을 증가시키도록 역할할 수 있다. 이는 이륙 또는 착륙 동안에 항공기의 양력(lift)을 증가시키는데 바람직할 수 있다.
몇몇 상황에서, 블레이드들의 사용을 변경하는 것이 바람직할 수 있다. 예컨대, 요잉(yawing)모멘트를 발생시키기 위해 항공기의 한 날개에서는 표면마찰이 감소하고 또한 다른 날개에서는 증가할 수 있고, 또는 피칭 모멘트를 발생시키기 위해는 안정장치에서 표면마찰이 증가될 수 있다.
또한, 바람직한 어택각도로 이동할 수 있는 흐름 조정 블레이드요소들의 사용을 생각해 볼 수 있다. 도 16A, 16B 및 16C는 이동가능한(본 경우에서는 회전가능한) 블레이드요소를 도시하고 있다. 도 16A에서, 블레이드(101')는 유체흐름(103')을 방해하는, 수직인 어택 각도를 가지도록 구성되어, 유체흐름에 난류(105')를 유도한다. 이와는 대조적으로, 도 16B에서, 블레이드(101'')는 회전이 되어, 유체흐름(103'')에 평행하게 정렬되어, 블레이드(101'')가 유체흐름을 직선화시키는 역할을 하고 또한 블레이드(101'')의 유체흐름 다운스트림은 자연적으로 보다 많은 층류(106)가 된다. 도 16C는 또 다른 변형을 보여주는 것으로서, 블레이드(101''')는 유체흐름(103''')을 방해하는 어택의 다른 각도를 가지도록 구성되어, 다시 난류(105'')가 유도된다.
블레이드 회전은 수동으로 제어할 수 있거나 또는 센서시스템에 응해 컴퓨터로 제어할 수 있다.
소정의 주어진 표면에 대해, 상기 표면을 둘러싸는 경계층에서의 유체흐름은, 흐름속도, 표면각도, 온도, 표면끝단 근접도, 유체의 속성 등을 포함하는 다수의 요인들에 따라 변하게 된다.
표면마찰 또는 저항을 감소시킴에 잇어서 최적의 효율을 위해, 흐름 조정 블레이드들의 어레이는 표면 위에서 예상되는 유체의 흐름과 정렬이 되도록 표면 위에 위치될 수 있다. 예컨대, 블레이드들이 운송수단에 적용되게 된다면, 특정 매질을 통해 이동하는 동안 특정 속도에 대해 상기 정렬이 최적화되게 된다. 즉, 시간당 650 킬로미터의 속도로 9144미터(30,000 피트)에서 이동하는 항공기의 경우, 상기 높이에서 조우하기 되는, 공기 점성율, 온도, 표면 위 흐름의 경로를 포함하는 전형적인 공기의 특성들이 알려져 있어, 경계층에서 난류를 저감시킴으로써 표면마찰을 감소시키도록 블레이드들은 정렬될 수 있다.
최종 구성은 평행한 블레이드들의 열과 상기 표면의 길이가 아닐 수 있지만, 이는 만족스러운 근사치일 수 있다.
유체흐름에 대해 정렬된 블레이드들의 어택 각도는 저항 또는 표면마찰의 감소 또는 증가에 따라 다르다.
좀 더 정교한 변형예에서, 블레이드들의 어레이는 국부적인 유체흐름에 스스로 정렬할 수 있도록 구성될 수 있다. 예컨대, 유체흐름의 방향을 결정할 수 있는 블레이드들의 앞부분에 일련의 센서들이 위치될 수 있다. 분석을 위해 중앙처리유닛으로 전송되게 되는 센서로부터의 정보에 응해, 블레이드들은 국부적인 유체흐름에 대해 지속적으로 조정될 수 있다.
도 17은 항공기(112)에 '지능형' 블레이 어레이(111)의 사용을 도시한 도면이다. 항공기의 몸체에 위치하는 센서(114)들은 국부적인 공기흐름의 방향에 관한 정보를 수집하여, 분석을 위해 중앙처리유닛(115)으로 전송한다. 수신한 국부적 정보에 응해, 블레이드들의 정렬은 자동적으로 조절되게 된다. 항공기가 순항중이면, 모든 블레이드들이 경계층에서 공기흐름을 직선화시키기 위해 흐름정렬되게 되어 표면마찰을 감소시키게 될 것이다. 그러나, 이륙 또는 착륙시에, 항공기의 몇몇 영역에서 마찰 또는 표면저항을 증가시키는 것이 바람직할 수 있다. 즉, 양력을 증가시키거나 또는 줄이는 것이 바람직할 수 있는데, 이들 상황에서 경계층에서 난류를 유도하기 위해 적절한 블레이드들이 국부적 흐름에 대해 소정의 각도로 회전할 수 있다.
직가각형 블레이드요소들 뿐만 아니라, 다른 기하학적 형태가 흐름 제어 블레이드들로서 사용될 수 있는데, 삼각형(121, 125, 126), 정사각형(122), 수평으로 신장된 평행사변형(123) 또는 수직으로 신장된 평행사변형(124), 무딘 선단부를 가지는 직사각형(127) 및 날카로운 트레일링 에지를 가지는 직사각형(128)과 같은 다양한 블레이드 형상들이 도 18에서 A 내지 H 까지 예들로서 도시되어 있다. 이 리스트는 독점적인 것이 아니다. 선택적으로, 블레이드들은 에어포일 섹션(도시되지 않음)으로 구성될 수 있다.
앞서 논의한 블레이드 요소들은 도 19A에 도시된 것과 같이, 모두 표면에 대해 90°로 수직으로 착설된다. 그러나, 블레이드들은 90°보다 작은 예각(132)으로 착설될 수 있는데, 이의 예가 도 19B에 도시되어 있다. 또는 다르게, 블레이드들은 도 19C에 도시된 것과 같이 만곡(133)될 수 있거나 또는 도 19D에서와 같이 사인곡선(134)으로 될 수 있다.
도 20은 상기에서 논의한 블레이드들의 대안으로써, 단독으로 또는 일렬로 사용될 수 있는 일련의 핀들(138)들 도시하고 있다. 핀들의 열이 '블레이드'를 구성할 수 있다.
본 발명의 장치가, 와류 발생기, LEBU 장치들, 리블렛, 컴플리안트 코팅(compliant coating), 폴리머/계면활성제(polymers/surfactants) 및/또는 마이크로-기포들을 포함하는, 다른 표면마찰 변형기술과 조합하여 사용될 수 있다는 것을 알 것이다.

Claims (22)

  1. 유체-표면 계면(3)에서 경계층(8) 내 유체흐름(4, 6;14)을 제어하기 위한 방법에 있어서, 상기 방법은: 사용중에 경계층(8) 내 유체흐름(4, 6)을 제어하도록 블레이드들(11)이 그 방위가 정해지도록 유체접촉표면(3)에서 경계층(8)으로 돌출하는 다수의 블레이드(11)들을 제공하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  2. 제1항에 있어서, 상기 블레이드(11)들은 유체흐름(4, 5;14)들을 직선화(16)시키도록 그 방위가 정해지는 것을 특징으로 하는 방법.
  3. 제1항 또는 제2항에 있어서, 상기 블레이드들이 상기 유체흐름을 직선화시키기 위해 유체흐름의 방향과 정렬되도록 그 방위가 정해지는 것을 특징으로 하는 방법.
  4. 상기 항들 중 어느 한 항에 있어서, 상기 블레이드들은 상기 유체접촉표면에서 저항 또는 표면마찰을 감소시키도록 그 방위가 정해지는 것을 특징으로 하는 방법.
  5. 제1항에 있어서, 상기 블레이드(101)들은 유체흐름(103)에서 난류 또는 와류(105)를 유도하도록 그 방위가 정해지는 것을 특징으로 하는 방법.
  6. 제1항 또는 제5항에 있어서, 상기 블레이드들은 유체흐름에서 난류 또는 와류를 유도하도록 유체흐름의 방향을 가로지르는 각도로 그 방위가 정해지는 것을 특징으로 하는 방법.
  7. 상기 항들 중 어느 한 항에 있어서, 상기 유체접촉표면이 운송수단 또는 유체반송배관의 표면인 것을 특징으로 하는 방법.
  8. 그 위의 경계층에서 유체(14)가 흐를수 있는 표면(13)과, 상기 표면(13)으로부터 돌출하는 다수의 블레이드(11)들을 포함하고, 상기 블레이드(11)들은 사용중에 경계층 내에서 유체의 흐름을을 제어할 수 있도록 구성되는 것을 특징으로 하는 경계층 흐름 제어장치.
  9. 제8항에 있어서, 상기 블레이드(11)들은 예상되는 유체흐름(14)의 방향에 정렬되고, 또한 사용중에 경계층에서 유체흐름(16)을 직선화시킬 수 있어서, 흐름제어장치가 없는 동일 표면과 비교했을 때 표면마찰 또는 저항을 감소시키는 것을 특징으로 하는 장치.
  10. 제8항에 잇어서, 상기 블레이드들은 예상되는 유체흐름의 방향을 가로지르는 각도에서 그 방위가 정해지고, 또한 사용중에 경계층에서 유체흐름에 난류 또는 와류들을 유도할 수 있어서 흐름제어장치가 없는 동일 표면과 비교했을 때 표면마찰 또는 저항을 증가시키는 것을 특징으로 하는 장치.
  11. 제1항 내지 제7항 중 어느 한 항 또는 제8항 내지 제10항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 블레이드들은 표면으로부터 직접 연장하여 착설되는 것을 특징으로 하는 방법 또는 장치.
  12. 제1항 내지 제7항 중 어느 한 항 또는 제8항 내지 제11항 중 어느 한 항에 있어서, 블레이드들이 적어도 다음의 것들: (a) 평평한 플레이트 요소들로 구성되고; (b) 직사각형으로 구성되고; (c) 평행하게 구성되고; (d) 균일한 높이로 구성되고; (e) 균일한 폭으로 구성되고; (f) 균일한 익현으로 구성되고; (g) 균일한 간격으로 구성되고; (h) 균일한 방위로 구성되고; (i) 균일한 크기로 구성되고; 또는 (j) 표면을 가로질러 변하는 크기로 구성되는 것들 중 적어도 하나 인것을 특징으로 하는 방법 또는 장치.
  13. 제1항 내지 제7항, 제11항 내지 제12항 중 어느 한 항 또는 제8항 내지 제12항중 어느 한 항에 있어서, 상기 블레이드들이 100 내지 200 월 유닛으로 상기 경계층 내로 돌출하는 것을 특징으로 하는 방법 또는 장치.
  14. 제1항 내지 제7항중 어느 한 항에 또는 제11항 내지 제13항 중 어느 한 항 또는 제8항 내지 제13항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 블레이드 방위가 유체흐름의 방항에 대해 조정될 수 있는 것을 특징으로 하는 방법 또는 장치.
  15. 제1항 내지 제7항 중 어느 한 항 또는 제11항 내지 제14항 중 어느 한 항 또는 제8항 내지 제14항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 블레이드(11', 11'')들은 다수의 반복되는 열(17', 29)들의 어레이로서 배열되는 것을 특징으로 하는 방법 또는 장치.
  16. 제1항 내지 제7항 중 어느 한 항 또는 제11항 내지 제15항 중 어느 한 항 또는 제8항 내지 제15항 중 어느 한 항에 있어서, 블레이드들은 X:Y:Z 의 높이, 폭 및 익현 비율을 가지고, 상기 X는 1과 6 사이이고, 상기 Y는 1과 6 사이이고, 상기 Z는 1과 6 사이인 것을 특징으로 하는 방법 또는 장치.
  17. 제7항에 있어서,
    (a) 표면저항의 감소;
    (b) 잡음레벨의 감소;
    (c) 연료소모의 감소; 또는
    (d) 속도증가
    에서 적어도 2%, 5%, 10% 또는 15% 개선이, 유체접촉표면으로부터 돌출하는 흐름 조정 블레이드들이 없는 항공기를 포함하는 운송수단과 비교했을 때 관측되는 것을 특징으로 하는 방법.
  18. 제8항 내지 제16항에 따른 경계층 흐름 제어 장치가 착설되는 표면.
  19. 동체, 날개 및/또는 꼬리부분에 착설되는 제8항 내지 제16항 중 어느 한 항의 경계층 흐름 제어장치를가지는 동체, 날개 및 꼬리부분을 가지는 항공기.
  20. 제8항 내지 제16항 중 어느 한 항의 경계층 흐름 제어장치가 착설되는 내부표면을 가지는 파이프.
  21. 외측표면을 가지는 항공기의 표면저장을 감소시키기 위한 방법에 있어서, 적어도 오백개의 흐름 조정 제어 블레이드들을 표면에 부착하는 단계를 포함하고, 상기 블레이드들은 항공기표면을 통과하는 유체흐름의 예상방향과 정렬되는 것을 특징으로 하는 방법.
  22. 내측표면을 가지는 파이프 또는 배관에서 표면저항을 감소시키기 위한 방법에 있어서, 흐름 조정 제어 블레이드들을 내부표면에 부착시키는 단계를 포함하고, 상기 블레이드들은 상기 표면을 지나는 유체흐름의 예상방향과 정렬되는 것을 특징으로 하는 방법.
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