KR20090008266A - 항력과 열응력 감소를 위한 통합된 엔진 배기 시스템 및 방법 - Google Patents

항력과 열응력 감소를 위한 통합된 엔진 배기 시스템 및 방법 Download PDF

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Abstract

항력 및 열적 부하를 감소시키는 통합된 엔진 배기 시스템 및 방법이 개시된다. 일 실시예에서, 추진 시스템은 항공기의 날개 어셈블리에 장착되도록 된 엔진 설비를 포함한다. 엔진 설비는 엔진과 이 엔진에 작동가능하게 결합된 배기 시스템을 포함한다. 배기 시스템은 엔진으로부터 배기 흐름을 배기시키도록 된 적어도 하나의 노즐을 포함한다. 노즐은 날개 어셈블리에 가까운 노즐 흐름필드의 적어도 일부분의 흐름필드 형상을 바꾸기 위하여 제1 형상에서 제2 형상으로 노즐의 출구개구를 변화시키도록 된 가변부를 포함하여, 날개 어셈블리에 항력 및 열적 부하 중 적어도 하나를 감소시킨다. 다른 실시예에서는, 배기 시스템은 코어 배기흐름을 배기시키는 안쪽 노즐과 제2 배기 흐름을 배기시키는 바깥쪽 노즐을 포함하고, 바깥쪽 노즐은 이 바깥쪽 노즐의 출구개구를 변화시키도록 된 가변부를 가진다.
항력, 열응력, 배기흐름, 흐름필드, 가변부, 출구개구

Description

항력과 열응력 감소를 위한 통합된 엔진 배기 시스템 및 방법 {INTEGRATED ENGINE EXHAUST SYSTEMS AND METHODS FOR DRAG AND THERMAL STRESS REDUCTION}
본 발명은 항공기 추진 시스템에 관한 것으로서, 더 상세하게는 항공기를 위한 감소된 항력 및/또는 열응력 감소를 제공하는 방법 및 통합된 엔진 배기 시스템에 관한 것이다.
수송기를 포함하는 많은 타입의 항공기가 날개에 장착된 터보팬 엔진을 갖추고 있다. 이 구성에 있어서, 날개에 장착된 엔진으로부터 나오는 배기 흐름이 날개의 표면에 부딪힐 수 있다. 일부 종래의 항공기는 배기 흐름을 사용하여 저속 운전시에 날개의 양력을 증대시켜서, 그러한 항공기에 대한 단거리 이륙 및 착륙을 가능하게 한다.
기존의 날개에 장착된 터보팬 엔진을 사용하여 원하는 결과들이 얻어졌지만, 개선의 여지가 있다. 예컨대, 감소된 항력은 거리가 짧은 비행장에서부터 조차 항공기 운전을 가능하게 할 것이다. 그리고, 일부 항공기 구조의 플랩 및 날개 표면들에 고온의 배기가 부딪히기 때문에, 이 표면들은 극심한 열적 부하를 견디도록 설계되어야 한다. 가혹한 열적 환경을 견디기 위해 알루미늄 플랩이 아닌 티타늄 플랩이 요구될 수 있다. 일반적으로, 이 설계 고려사항들에 의해 항공기의 중량이 증가하며 제조비용이 증가한다. 날개에 장착된 엔진들과 연관된 무게 및 비용에 따른 불이익을 완화시키는 신규한 시스템이 따라서 쓸모가 있을 것이다.
본 발명은 항공기를 위한 낮은 항력과 열응력 감소를 제공하는 통합된 엔진 배기 시스템 및 방법에 관한 것이다. 본 발명의 실시예들은 종래의 것에 비하여 유리하게는 감소된 이륙 및 착륙 거리, 감소된 항공기 중량, 감소된 연료소모, 감소된 제조 및 유지비, 및 감소된 소음레벨을 제공한다.
일 실시예에서, 항공기를 위한 추진 시스템은 항공기의 날개 어셈블리에 장착되도록 된 엔진 설비를 포함한다. 엔진 설비는 엔진과 이 엔진에 작동가능하게 결합된 배기 시스템을 포함한다. 배기 시스템은 엔진으로부터 배기 흐름을 배기시키도록 된 적어도 하나의 노즐을 포함한다. 노즐은 날개 어셈블리에 가까운 배기 흐름필드의 적어도 일부분의 흐름필드 형상을 바꾸기 위하여 제1 형상에서 제2 형상으로 노즐의 출구개구를 변화시키도록 된 가변부를 포함하여, 날개 어셈블리에 항력 및 열적 부하 중 적어도 하나를 감소시킨다. 다른 실시예에서는, 배기 시스템은 코어 배기흐름을 배기시키는 안쪽 노즐과 제2 배기 흐름을 배기시키는 바깥쪽 노즐을 포함하고, 바깥쪽 노즐은 이 바깥쪽 노즐의 출구개구를 변화시키도록 된 가변부를 가진다.
본 발명의 실시예들이 다음의 도면을 참조하면서 이하에서 살세히 설명된다.
도1은 본 발명의 실시예에 따른 항공기의 부분등각투상도이다.
도2는 종래의 동작모드에서 동작하는 도1의 항공기 배기 시스템의 확대등각투상도이다.
도3은 본 발명의 실시예에 따라 대표적인, 비종래 동작모드에서 동작하는 도1의 항공기 배기 시스템의 확대등각투상도이다.
도4는 배기 흐름필드의 절개도를 포함하는 도2에 도시된 바와 같은 종래의 동작모드에서 동작하는 배기 시스템의 등각투상도이다.
도5는 배기 흐름필드의 절개도를 포함하는 도3에 도시된 바와 같은 비종래 동작모드에서 동작하는 배기 시스템의 등각투상도이다.
도6은 종래의 동작모드에서 동작하는 배기 시스템을 위한 날개 어셈블리 상의 작용패턴과 도4의 배기 흐름필드의 등각투상도이다.
도7은 대표적인, 비종래 동작모드에서 동작하는 배기 시스템을 위한 날개 어셈블리 상의 작용패턴과 도5의 배기 흐름필드의 등각투상도이다.
도8은 본 발명의 실시예에 따른 스팬하중 분포에 관한 엔진 배기의 영향을 나타낸다.
도9는 도2에 도시된 바와 같은 종래의 동작모드에서 동작하는 배기 시스템의 날개 온도 분포의 정면저면도이다.
도10은 도3에 도시된 바와 같은 비종래 동작모드에서 동작하는 배기 시스템의 날개 온도 분포의 정면저면도이다.
도11과 도12는 본 발명의 다른 실시예에 따른 항공기 배기 시스템의 등각투상도이다.
본 발명은 항공기를 위한 낮은 항력 및 열응력 감소를 제공하는 통합된 엔진 배기 시스템 및 방법에 관한 것이다. 본 발명의 실시예들의 이해를 돕기 위하여 실시예들 중 많은 상세사항들이 이하의 설명 및 도1 내지 도12에 기재된다. 그러나 본 발명은 추가 실시예들을 가질 수 있으며 또는 후술하는 내용들 중 하나 이상이 없이 실시될 수 있다.
본 발명에 따른 통합된 엔진 배기 시스템과 방법은 결합 추진(coupled propulsion) 및 높은 양력 (또는 파워 양력(powered-lift)) 시스템을 가진 항공기의 공기역학적 항력, 하중, 제조 및 유지 비용을 감소시킬 수 있다. 일반적으로, 본 발명의 실시예들은 가변형상의 팬(fan) 배기 노즐을 사용하여 작동시의 배기흐름 필드(field) 형태를 제어한다. 결과적인 배기 흐름 필드(바깥쪽 흐름 필드 및 안쪽 흐름 필드 중 하나 또는 양쪽 모두를 포함)는 날개의 스팬하중(spanload)에 영향을 미쳐서, 종래의 시스템에 비하여 날개 어셈블리에 적은 유도항력 및 감소된 열응력을 가져온다.
도1은 본 발명의 실시예에 따른 항공기(100)의 부분등각투상도이다. 항공기(100)는 동체(102)와, 주날개 부분(106)을 포함하는 날개 어셈블리(104)를 포함한다. 얇은 판(slat) 부분(108)이 주날개 부분(106)의 앞전(leading edge)을 따라서 뻗어있고, 플랩 부분(110)이 주날개부분(106)의 뒷전(trailing edge)을 따라서 뻗어있다.
항공기(100)는 파일런(pylon)(112)에 의해 날개 어셈블리(104)에 결합된 엔 진설비(120)를 더 포함한다. 엔진 설비(120)는 엔진 나셀(nacelle)(122)을 포함하고, 배기 시스템(124)은 엔진설비(120)의 하류측 (또는 후미측) 단부에 위치된다. 임의의 적절한 터보팬 엔진들이 채택될 수 있는데, 예를 들어 이 엔진들은 커네티컷주의 페어필드에 있는 제네렐 일랙트릭사와, 커넷티컷주의 이스트 하포드에 있는 프랫 앤 휘트니사와 영국 런던의 롤스로이스사에 의해 제조된 엔진들을 포함한다.
도2는 도1의 배기시스템(124)의 확대 등각투상도이다. 배기시스템(124)은 엔진설비(120)의 연소실부분으로부터 코어 배기 흐름을 배기시키도록 구성된 기다란 안쪽 노즐(126)과, 이 안쪽 노즐(126) 둘레에 배치되고 엔진 나셀(122)의 뒷전 가까이에 위치된 비교적 짧은 바깥쪽 노즐(128)을 포함한다. 바깥쪽 노즐(128)은 엔진설비(120)를 통과하는 비교적 차가운 팬 흐름을 배기시키도록 구성된다. 이 타입의 노즐은 분리형 흐름 노즐이라 한다. 혼합형 흐름 노즐(미도시)은 반대쪽에 구성되어, 안쪽의 코어(core) 노즐은 짧고 팬 노즐은 길다. 코어 노즐은 바깥쪽 팬 노즐의 내부에 매립된다. 본 발명의 실시예는 혼합형 흐름 노즐에 적용될 수도 있다.
바깥쪽 노즐(128)은 그 출구개구의 형상에 변화를 제공하기 위하여 제어가능하게 조절되도록 구성된다. 예를 들면, 도2에 도시된 바와 같이, 종래의 동작모드(130)에서, 바깥쪽 노즐(128)은 원형 출구개구를 가진다. 안쪽 노즐(126)의 바깥쪽면과 협력하여, 바깥쪽 노즐(128)은 종래의 동작모드(130)에서 팬 흐름을 배기시키기 위하여 고리형상의 노즐 출구(132)를 형성한다.
본 발명의 실시예들에 따르면, 바깥쪽 노즐(128)의 출구 개구 형상은 비원형으로 조정될 수 있다. 도3은 비종래 동작모드(134)에서의 배기시스템(120)을 나타 낸다. 이 실시예에서, 바깥쪽 노즐(128)의 출구개구는 편평한 상부(136)를 포함하고, 출구개구의 나머지는 출구영역이 종래 노즐의 출구면적과 같도록 수정된다. 비종래(non-conventional) 노즐의 출구개구 의 면적을 종래 엔진의 것과 같게 유지하면 유사한 엔진 추력 레벨이 보장되고 엔진 사이클의 호환성이 유지된다. 따라서, 안쪽 및 바깥쪽 노즐(126, 128)은 비종래 동작모드(134)에서 팬 흐름을 배기시키기 위하여 고리형상이 아닌 노즐출구(138)를 협동하여 형성한다. 하나의 특별한 실시예에 있어서, 예를 들어 비종래 동작모드(134)에서는 안쪽 노즐(126)과 그리고 바깥쪽 노즐(128)의 편평한 상부(136) 사이의 간격은 종래의 동작모드(130)에서의 안쪽 및 바깥쪽 노즐(126, 128) 사이의 대응하는 간격의 절반(50%)으로 감소된다.
바깥쪽 노즐(128)은 원하는 출구개구의 형상 변화를 얻기 위하여 다양한 메커니즘을 채택할 수 있다. 예를 들어, 일 실시예에서는, 바깥쪽 노즐(128)은 출구개구를 총괄하여 형성하는 복수의 플랩을 포함한다. 플랩들은 바깥쪽 노즐(128)의 출구개구를 비원형으로 조정가능하게 하는 한 세트의 액츄에이터에 의해 제어가능하게 조절될 수 있다. 복수의 플랩이 유압, 전기 또는 형상기억합금(SMA) 작동을 포함하는 임의의 공지수단에 의해 제어가능하게 작동될 수 있다. 더 상세하게는, 바깥쪽 노즐(128)의 연관된 작동 시스템 및 복수의 플랩은 예를 들어 레이 등에게 허여된 미국특허 제7,004,047 B2와 브루쉐즈 등에게 허여된 미국특허 제5,893,518호와 바아짜에게 허여된 미국특허 제5,245,823호와 하우어에게 허여된 미국특허 제4,994,660호와 프라이드에게 허여된 미국특허 제4,245,787호와 내쉬 등에게 허여된 미국특허 제4,000,610호 및 웹스터가 출원한 미국특허출원 제11/014,232호와 레이 등이 출원한 미국특허출원 제11/049,920호에 일반적으로 개시된 시스템 및 방법들 중 임의의 것을 포함할 수 있다.
도4는 (도2의) 종래의 동작모드(130)에서 동작하는 배기시스템(124)의 등각투상도로서, 배기 흐름필드(400)의 절개도를 포함한다. 종래의 동작모드(130)에서는, 바깥쪽 노즐(128)의 출구개구가 원형이고, 배기 흐름필드(400)는 일반적으로 축대칭이다. 고리형상의 팬 흐름(402)이 바깥쪽 노즐(128)로부터 퍼져나와 안쪽 노즐(126)로부터 발산하는 중앙의 대략 축대칭인 코어 흐름(404) 주위에 배치된다.
비교하기 위하여, 도5는 (도3의) 비종래(nonconventional) 동작모드(134)에서 동작하는 배기시스템(124)의 등각투상도로서, 배기 흐름필드(500)의 절개도를 포함한다. 비종래 동작모드(134)에서는, 바깥쪽 노즐(128)의 출구개구가 비원형이고, 편평한 상부(136)를 포함한다. 따라서 배기 흐름필드(500)는 바깥쪽 노즐(128)로부터 발산하는 고리형상이 아닌 팬 흐름(502)을 가진 비축대칭이고 안쪽 노즐(126)로부터 발산하는 대략 축대칭인 코어 흐름(504) 주위에 배치된다. 도5에 도시된 바와 같이, 비종래 배기 흐름필드(500)의 상부(506)는 형상이 변하며 도4에 도시된 축대칭의 종래의 배기 흐름필드(400)의 비교가능한 상부(406)보다 덜 집중된다.
도6은 (도2의) 종래의 동작모드(130)에서 동작하는 배기 시스템(124)에 대하여 날개 어셈블리(104)에 미치는 압력분포(600)와, 도4의 배기 흐름필드(400, 마하수로 도시)의 등각투상도이다. 비슷하게, 도7은 (도3의) 비종래 동작모드(130)에서 동작하는 배기 시스템(124)의 압력분포(700)와, (도5의) 배기 흐름필드(500, 마하 수로 도시)의 등각투상도이다. 도6과 도7에 도시된 압력분포(600, 700)를 비교하면 비종래 동작모드(134)에서는 종래의 배기흐름필드(400)에 비하여 배기 흐름필드(500)가 날개 어셈블리(104)의 날개 플랩(110)에 더 균일한 압력분포를 가져온다는 것을 보여준다. 더 상세하게는, 본 실시예에서는, (도6의) 종래의 동작모드(130)에 대한 압력분포(600)가 (중앙의 어두운 영역으로 도시된) 중앙의 비교적 높은 피크 압력치를 가진 비교적 집중된 압력 패턴에 의해 표시된다. 한편, 비종래 동작모드(134)에 대한 압력분포(700)는 (중앙의 비교적 밝은 영역으로 도시된) 비교적 낮은 압력치를 가진 비교적 덜 집중된 압력패턴을 나타낸다. 따라서, 비종래 동작모드(134)에서 날개 어셈블리(104)에 미치는 유도항력의 감소 및 더 매끄러운 스팬하중 분포가 존재한다.
도8은 본 발명의 실시예에 따른 스팬하중 분포에 관한 엔진 배기의 형상 변화의 효과를 나타낸다. 더 상세하게는, 도8은 날개를 따른 스팬 방향의 위치 대 단면 양력의 그래프(1200)를 나타낸다. 제1 양력분포(1202)는 (도2) 종래의 동작모드(130)에서 동작하는 배기 시스템(124)에 대한 예상 항력 데이터(오스왈드 효율계수 "e"로 표기)를 나타내고, 제2 하중분포(1204)는 (도3) 비종래 동작모드(134)에서 동작하는 배기시스템(124)에 대한 예상 항력 데이터를 나타낸다. 도8에 도시된 바와 같이, 비종래 동작모드(134)는 상대적으로 낮은 피크 압력치를 가진 비교적 덜 집중된 압력패턴으로 인해 종래의 동작모드(130)보다 더 유리한 하중분포를 제공한다. 트윈엔진(twin engine) 항공기에 대하여, 가변 팬 배기에 따른 예상 공기역학적 효율은 종래의 축대칭 구성에 비하여 약 10%만큼 증가한다. 이 효율은 항력 의 유도성분에 비례적으로 관련된다. 따라서 전체 항력에 상당한 감소가 실현될 수 있는데, 유도항력은 높은 양력 상태 동안을 포함하여 비행기 항력의 가장 큰 성분이기 때문이다. 공기역학적 효율의 비례적으로 큰 이득이 4-엔진 항공기로부터 실현될 수 있다. 감소된 전체 항력에 의해 감소된 필수엔진출력의 결과가 이어지며, 따라서 더 짧은 이륙거리로 이어진다.
도9와 도10은 종래의 동작모드(130)와 비종래 동작모드(134)에서 각각 동작하는 배기시스템(124)에 대한 날개의 온도분포(800, 900)를 나타낸다. 도9와 도10에 도시된 날개의 온도분포(800, 900)를 비교하면 비종래 동작모드(134)에서는 배기 흐름필드(500)가 종래의 배기 흐름필드(400)에 비하여 날개 플랩(110)에서 더 낮은 온도를 나타낸다는 것을 보여준다. 더 상세하게는, 본 실시예의 경우, 종래의 동작모드(130)(도9)에 대한 온도분포(800)는 중앙의 비교적 높은 피크 온도값(중앙의 어두운 영역으로 도시)을 가진 상대적으로 집중된 온도패턴을 나타낸다. 한편, 비종래 동작모드(134)에 대한 온도분포(900)는 상대적으로 낮은 피크 온도값(중앙의 비교적 밝은 영역으로 도시)을 가진 비교적 덜 집중된 온도패턴을 나타낸다. 따라서, 비종래 동작모드(134)에서는 날개 어셈블리(104)에 미치는 열 부하가 적다.
본 발명의 실시예들은 종래의 것들에 대하여 상당한 장점들을 제공한다. 엔진 나셀을 지나가는 주변 흐름과 그리고 엔진 코어 배기와 비원형 팬 배기의 상호작용을 활용함으로써, 본 발명의 실시예들은 날개 및 플랩 표면들과의 노즐 흐름필드의 상호작용이 종래의 흐름필드의 작용에 비하여 더 매끄러운 압력증대 및 감소된 온도의 결과를 가져오도록 배기 흐름의 난류혼합을 변경시킨다. 따라서, 본 발 명의 실시예들은 날개스팬의 하중분포를 조정하고, 유도항력을 감소시키고, 제트 혼합을 증진시키며 온도 하락을 가속시키는데 사용될 수 있다.
본 발명에 의해 제공된 항력 감소의 경제적 효과 및 조작상의 효과는 실체적일 수 있고, 더 작은 엔진 또는 더 짧은 활주로를 사용할 수 있게 한다. 감소된 엔진 크기는 차례로 감소된 항공기 무게, 감소된 연료소비, 감소된 유지비용 및 감소된 소음레벨을 가져올 수 있다. 비슷하게, 구조적인 온도 한계의 감소는 티타늄 플랩이 아닌 알루미늄 플랩을 사용할 수 있게 하는데, 이는 제조비용의 감소 및 항공기 중량의 감소로 이어진다.
본 발명의 다양한 다른 실시예들이 안출될 수 있고, 본 발명은 상술한 특정 실시예들에 한정되는 것은 아니라는 점이 명백할 것이다. 이하의 다른 실시예들의 설명에 있어서, 전술한 실시예들로부터 바뀌지 않고 남아있는 구성요소들은 같은 참조번호를 부여한다. 간단히 하기 위하여, 전술한 실시예들과의 실질적인 구조적 차이 및 작동상의 차이들만이 설명될 것이다.
도11은 본 발명의 다른 실시예들에 따른 항공기 배기 시스템(1024)의 등각투상도이다. 본 실시예에서, 비종래 동작모드(1034)의 경우, 배기시스템(1024)의 바깥쪽 노즐(1028)은 편평한 상부(1036)와 편평한 하부(1038) 모두를 포함한다. 바깥쪽 노즐(1028)의 결과적인 출구개구는 축대칭의 안쪽 노즐(126) 주위로 배치된 비원형이다. 따라서, 결과적으로 얻어지는 비종래의 배기 흐름필드(미도시)는 날개 어셈블리에 가깝게 모양이 변하고, 도4에 도시된 축대칭의 종래의 배기 흐름필드(400)의 비교가능한 상부(406)보다 덜 집중된다(예를 들어 날개 어셈블리(104)의 표면들에서 비교적 낮은 피크 압력과 온도값들을 가짐).
비슷하게, 도12는 본 발명의 또 다른 실시예들에 따른 항공기 배기 시스템(1124)의 등각투상도이다. 비종래 동작모드(1134)의 경우, 배기시스템(1124)의 바깥쪽 노즐(1128)은 수직 단축을 가진 대체로 타원형상으로 제어가능하게 위치된다. 또 다시, 결과적으로 얻어지는 비종래의 배기 흐름필드(미도시)는 모양이 변화되고, 도4에 도시된 축대칭의 종래의 배기 흐름필드(400)의 비교가능한 상부(406)보다 덜 집중된다(예를 들어 날개 어셈블리(104)의 표면들에서 비교적 낮은 피크 압력과 온도값들을 가짐). 따라서, 감소된 항력과 감소된 열적 부하의 장점들은 상기에서 더 자세히 설명된 바와 같이 다양한 다른 배기 시스템의 실시예들을 사용하여 달성될 수 있다.
본 발명의 바람직한 그리고 택일가능한 실시예들이 상술한 바와 같이 도시되고 설명되었지만, 많은 변형예들이 본 발명의 정신 및 범위를 벗어나지 않고 이루어질 수 있다. 따라서, 본 발명의 범위는 바람직한 실시예의 개시내용에 의해 제한되지 않는다. 대신에, 본 발명은 이하의 청구범위의 참조에 의해 전적으로 결정되어야 한다.

Claims (14)

  1. 항공기의 엔진 배기 시스템을 작동시키는 방법으로서,
    배기흐름을 배출하도록 된 적어도 하나의 노즐을 가진 배기 시스템을 포함하는 엔진 설비를 항공기의 날개 어셈블리에 제공하는 단계;
    적어도 하나의 노즐로부터 발산하는 배기 흐름을 포함하는 노즐 흐름필드를 제공하기 위하여 엔진설비의 엔진을 작동시키는 단계;
    날개 어셈블리에 가까운 노즐 흐름필드의 적어도 일부분의 흐름필드 형상을 변화시켜서 날개 어셈블리에 항력 및 열적 부하 중 적어도 하나를 감소시키기 위하여 제1 형상에서 제2 형상으로 적어도 하나의 노즐의 출구개구 형상을 제어가능하게 변화시키는 단계;를 구비하는 항공기의 엔진 배기 시스템을 작동시키는 방법.
  2. 제1항에 있어서, 적어도 하나의 노즐의 출구개구 형상을 제어가능하게 변화시키는 단계는 편평한 상부와 편평한 하부 중 적어도 하나를 가진 비원형 출구개구를 제공하기 위하여 적어도 하나의 노즐의 출구개구 형상을 제어가능하게 변화시키는 단계를 포함하는, 항공기의 엔진 배기 시스템을 작동시키는 방법.
  3. 제1항에 있어서, 적어도 하나의 노즐의 출구개구 형상을 제어가능하게 변화시키는 단계는 대략 타원형상의 출구개구를 제공하기 위하여 적어도 하나의 노즐의 출구개구 형상을 제어가능하게 변화시키는 단계를 포함하는, 항공기의 엔진 배기 시스템을 작동시키는 방법.
  4. 제1항에 있어서,
    적어도 하나의 노즐을 가진 배기 시스템을 포함하는 엔진설비를 제공하는 단계는 코어 배기 흐름을 배기시키도록 된 안쪽 노즐과 그리고 안쪽 노즐 주위에 배치되고 제2 배기 흐름을 배기시키도록 된 바깥쪽 노즐을 가진 배기 시스템을 포함하는 엔진설비를 제공하는 단계를 포함하고,
    엔진설비의 엔진을 작동시키는 단계는 안쪽 노즐로부터 발산하는 코어 배기흐름과 그리고 바깥쪽 노즐로부터 발산하는 제2 배기 흐름을 포함하는 노즐 흐름필드를 제공하기 위하여 엔진설비의 엔진을 작동시키는 단계를 포함하고,
    출구개구 형상을 제어가능하게 변화시키는 단계는 날개 어셈블리에 가까운 노즐 흐름필드의 적어도 일부분의 흐름필드 형상을 바꾸기 위하여 제1형상에서 제2 형상으로 바깥쪽 노즐의 출구개구 형상을 제어가능하게 변화시키는 단계를 포함하는, 항공기의 엔진 배기 시스템을 작동시키는 방법.
  5. 제4항에 있어서, 바깥쪽 노즐의 출구개구 형상을 제어가능하게 변화시키는 단계는 편평한 상부와 편평한 하부 중 적어도 하나를 가진 비원형 출구개구를 제공하기 위하여 바깥쪽 노즐의 출구개구 형상을 제어가능하게 변화시키는 단계를 포함하는, 항공기의 엔진 배기 시스템을 작동시키는 방법.
  6. 제4항에 있어서, 엔진설비의 엔진을 작동시키는 단계는 안쪽 노즐로부터 발산하는 코어 배기 흐름과 바깥쪽 노즐로부터 발산하는 팬 배기 흐름을 포함하는 노즐 흐름필드를 제공하기 위하여 터보팬 엔진을 작동시키는 단계를 포함하는, 항공기의 엔진 배기 시스템을 작동시키는 방법.
  7. 제4항에 있어서, 날개 어셈블리에 엔진 설비를 제공하는 단계는 축대칭인 안쪽노즐을 가진 배기 시스템을 포함하는 엔진설비를 제공하는 단계를 포함하는, 항공기의 엔진 배기 시스템을 작동시키는 방법.
  8. 제7항에 있어서, 바깥쪽 노즐의 출구개구 형상을 제어가능하게 변화시키는 단계는 안쪽 노즐을 축대칭의 안쪽 노즐로서 유지하는 단계를 포함하고, 그리고 편평한 상부를 가진 비원형 출구개구를 제공하는 단계와 편평한 상부와 편평한 하부를 가진 비원형 출구개구를 제공하는 단계와 대략 타원형상의 출구개구를 제공하는 단계 중 적어도 하나를 포함하며,
    바깥쪽 노즐의 출구개구 형상을 제어가능하게 변화시키는 단계는 날개 어셈블리에 미치는 항력과 열적 부하 중 적어도 하나를 감소시키는 단계를 더 포함하는, 항공기의 엔진 배기 시스템을 작동시키는 방법.
  9. 항공기를 위한 추진 시스템으로서,
    항공기의 날개 어셈블리에 장착되도록 된 엔진 설비를 구비하고,
    상기 엔진 설비는,
    엔진;과,
    이 엔진에 작동가능하게 결합된 배기 시스템;을 포함하고,
    상기 배기 시스템은 엔진으로부터 배기 흐름을 배기시키도록 된 적어도 하나의 노즐을 가지며,
    상기 적어도 하나의 노즐은 날개 어셈블리에 가까운 노즐 흐름필드의 적어도 일부분의 흐름필드 형상을 변화시켜서 제1 형상으로 작동하는 가변부에 비하여 날개 어셈블리에 미치는 항력 및 열적 부하 중 적어도 하나를 감소시키기 위하여 제1 형상에서 제2 형상으로 적어도 하나의 노즐의 출구개구를 변화시키도록 된 가변부를 포함하는, 항공기를 위한 추진 시스템.
  10. 제9항에 있어서, 적어도 하나의 노즐의 가변부는 편평한 상부와, 편평한 하부 중 적어도 하나와 대체로 타원형상의 출구개구를 가진 비원형 출구개구를 제공하도록 된, 항공기를 위한 추진 시스템.
  11. 제9항에 있어서, 상기 배기 시스템은 엔진으로부터 코어 배기흐름을 배기시키도록 된 안쪽 노즐과 그리고 안쪽 노즐 주위에 배치되고 엔진으로부터 제2 배기 흐름을 배기시키도록 된 바깥쪽 노즐을 가지며, 바깥쪽 노즐은 이 바깥쪽 노즐의 바깥쪽 출구개구를 변화시키도록 된 가변부를 포함하는, 항공기를 위한 추진 시스템.
  12. 제11항에 있어서, 안쪽 노즐은 축대칭의 안쪽 노즐을 구비하는, 항공기를 위한 추진 시스템.
  13. 제12항에 있어서, 제2 형상은 편평한 상부와 편평한 하부 중 적어도 하나 및 대체로 타원형상의 출구개구를 포함하는, 항공기를 위한 추진 시스템.
  14. 제11항에 있어서, 엔진은 터보팬 엔진을 구비하는, 항공기를 위한 추진 시스템.
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