KR20160030305A - 파워 플랜트의 날개 및 터빈 구조 - Google Patents

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Abstract

본 발명은 전력을 생산하는 파워 플랜트(10)에 관한 것이다. 상기 파워 플랜트는 구조체(7)와 비이클(11)을 포함하고, 상기 비이클(11)은 적어도 하나의 날개(3)를 포함하고, 상기 날개(3)는 제1 날개 부분(13) 및 제2 날개 부분(14)을 포함한다. 상기 비이클(11)은 적어도 하나의 테더(6)에 의해 상기 구조체(7)에 고정되도록 배치된다. 상기 비이클(11)은 상기 날개(3)를 통과하는 유체 흐름에 의해 소정의 궤적으로 이동하도록 배치된다. 상기 비이클(11)은 발전기를 포함하는 엔진실(nacelle)(4)을 포함하고, 상기 엔진실(4)은 터빈(12)에 부착되어 있다. 적어도 상기 제1 날개 부분(13)은 상기 날개(3)의 수평 중심 선(19)에 대해 제1 각도(α)에 배치된다. 상기 엔진실(4)은 상기 제1 날개 부분(13)이 경사진 방향과 대향하는 날개(3)의 표면에 부착된다.

Description

파워 플랜트의 날개 및 터빈 구조{ Wing and turbine configuration for power plant}
본 발명은 전력을 생산하는 파워 플랜트에 관한 것이다. 상기 파워 플랜트는 구조체 및 비이클을 포함하고, 상기 비이클은 적어도 하나의 날개를 포함하며, 상기 날개는 제1 날개 부분과 제2 날개 부분을 포함한다. 상기 비이클은 발전기를 포함하는 엔진실에 연결된 적어도 하나의 터빈을 포함한다.
전력을 생산하는 파워 플랜트는 EP 1816345에서 볼 수 있는 종래 기술로부터 잘 알려져 있다. EP 1816345에는 조수 흐름에 의해 구동되는 궤도를 따라 이동하는 구조체에 연결된 비이클을 포함하는 파워 플랜트가 개시되어 있다.
EP 1816345에 개시된 파워 플랜트는 상기 비이클이 최적 궤적보다 적게 위쪽으로 기울어지는 경향을 갖는 문제점이 발생할 수 있다. 이는 부력의 중심과 무게 중심이 일치하지 않는 점에서 발생하는 비이클의 부피 상 질량 분배의 치우침에 의해 발생된다. 만일 무게 중심과 부력의 중심 사이 거리가 큰 경우, 부력과 중력의 차이에 기인하는 토크가 비이클을 위쪽으로 기울게 할 것이다. 특히 낮은 속도 흐름에서 비이클의 날개의 유체 역학적 리프트는 부력 및 중력에 의하여 결과에 따른 리프트 력 이하 또는 그 동일한 정도의 크기인 점에서 문제가 있다.
이에 결과적으로 개선된 파워 플랜트의 제공이 요구된다.
본 발명의 하나의 목적은 전술한 문제점들을 부분적으로 피할 수 있는 발명된 파워 플랜트를 제공하는 것이다. 이러한 목적은 본 발명의 청구항 1의 특징부에 의해서 달성된다.
본 발명은 전력을 생산하는 파워 플랜트에 대한 것이다. 상기 파워 플랜트는 구조체와 비이클을 포함하고, 상기 비이클은 적어도 하나의 날개를 포함하고, 상기 날개는 제1 날개 부분 및 제2 날개 부분을 포함한다. 상기 비이클은 적어도 하나의 테더에 의해 상기 구조체에 고정되도록 배치된다. 상기 비이클은 상기 날개를 통과하는 유체 흐름에 의해 소정의 궤적으로 이동하도록 배치된다. 상기 비이클은 발전기를 포함하는 엔진실(nacelle)을 포함하고, 상기 엔진실은 터빈에 부착되어 있다. 적어도 상기 제1 날개 부분은 상기 날개의 수평 중심 선에 대해 제1 각도에 배치되고, 상기 엔진실은 상기 제1 날개 부분이 경사진 방향과 대향하는 날개의 표면에 부착된다.
수중 파워 플랜트는 테더에 날개 아래 떨어진 부착 지점을 주기 위해 전방 및 후방 지주(struts)을 사용할 수 있다. 상기 지주는 비이클의 무게 분포를 변화시키는 것에 의해 피치 불안정성 및 정압 불균형의 효과를 감소시킨다. 그러나 이는 시스템이 상대적으로 약한 부품들 및 복수의 커플링을 포함하고 결과적으로 고안이 복잡하고 수중 플랜트의 제조 비용을 증가시킬 수 있다. 본 발명의 장점은 상기 날개의 수평 중심 선에 대해 제1 각도로 배치된 적어도 제1 날개 부분과 상기 제1 날개 부분과 제2 날개 부분이 경사진 방향에 대향하는 날개의 표면에 배치된 엔진실을 가짐으로써, 요구되는 구조적 강도 및 파워 플랜트의 비이클의 제어 안정성을 달성하기 위한 지주와 같은 구조적 성분이 더 이상 필요하지 않다는 것이다. 이러한 특징은 소정의 궤적을 따라 비이클의 핸들링이 더욱 쉬운 비이클의 보다 콤팩트한 구축을 가능하게 한다. 적어도 하나의 날개 부분이 상기 날개의 수평 중심 선에 대한 각도로 배치되어 있다는 사실은 지주가 없이도 안정성을 달성할 수 있다는 것을 보장한다. 게다가, 지주를 제거함으로써, 비이클이 소정의 궤적을 따라 이동하여 파워 플랜트에 의해 적은 드래그가 발생한다. 지주를 제거하는 것에 대한 또 다른 당점은 파워 플랜트의 곰팩트한 구축이 설치 및 유지 보수 동안 전송 및 핸들링을 단순화한다는 것이다.
게다가, 비이클의 보다 콤팩트한 구축은 비이클의 부력 중심 및 무게 중심 사이 거리의 감소를 가능하게 하고 이로 인해 상술한 종래 기술의 부작용을 감소하거나 또는 제거할 수 있다.
제2 날개 부분은 상기 날개의 수평 중심 선에 대해 제2 각도에 배치될 수 있다. 상기 엔진실은 제1 날개 부분 및 제2 날개 부분이 경사진 방향에 대향하는 날개의 표면에 부착될 수 있다.
상기 제1 날개 부분 및 제2 날개 부분은 모두 상기 날개의 수평 중심 선에 대한 각도에서 배치될 수 있다. 이는 바람직한 취급성 및/또는 설치 장소의 조건에 따라 다양한 구성에서 구축될 수 있는 가능성을 허용한다.
상기 엔진실은 파일런에 의해 상기 날개의 표면에 부착되고, 상기 비이클의 무게 중심과 상기 비이클의 부력 중심이 본질적으로 대응되도록 하기의 요소들 가운데 하나 이상이 선택될 수 있다.
- 상기 제1 각도 및 상기 제2 각도
- 상기 파일런의 높이
- 상기 엔진실의 무게
- 상기 날개의 두께
- 상기 비이클과 상기 테더 사이 커플링의 위치
- 상기 비이클과 상기 테더 사이 커플링의 무게
무게 중심 및 부력 중심이 본질적으로 대응되도록 비이클을 고안하는 것에 의해 낮은 속도에서 비이클의 틸팅 문제는 상당량이 감소되거나 또는 제거될 수 있다. 무게 중심 및 부력 중심이 본질적으로 대응되도록 비이클을 고안하는 것에 의해 위쪽으로 기우는 비이클의 경향을 감소하는 무게 중심 주위에 적은 토크가 적게 발생한다.
제1 날개 부분 및 제2 날개 부분의 각도는 상반각(dihedral angles)일 수 있다. 상기 테더는 커플링 상에 또는 비이클의 날개의 내부에 부착되는 것에 의해 상기 비이클에 부착될 수 있다.
제1 및 제2 날개 부분들의 각도가 상반각을 가짐으로써 상기 비이클은 상반각 효과에 의해 안정될 것이다. 이는 비이클의 안정화를 위해 지주와 같은 구조적 성분의 필요성을 제거한다. 이러한 구조에서 상기 엔진실은 상기 날개가 위쪽으로 기울어짐에 따라 상기 비이클의 날개 상부측에 부착된다.
날개 위에 엔진실 사이 거리에서 엔진실이 이동하는 것에 의해, 그리하여 터빈 및 발전기, 및 구조체가 증가된다. 이는 날개가 동일 속도로 이동하는 동안 엔진실의 각 속도가 증가하는 것에 의해 터빈을 통한 유체 흐름의 속도가 증가된다. 이 구조에서 비이클 무게 중심 및 부력 중심 사이 거리가 엔진실이 날개 부분들 사이에 배치되는 것에 의해 감소된다. 이는 상술한 적절한 특성의 선택에 의해 무게 중심 및 부력 중심의 위치의 제어를 용이하게 한다.
제1 각도는 제2 각도와 다를 수 있다. 상기 테더는 제1 날개 부분 및 제2 날개의 부분의 중심 지점으로부터 분리된 지점에서 상기 비이클에 부착될 수 있다.
상기 비이클은 소정의 궤적에서 이동되도록 고안된다. 상기 비이클이 원형 또는 타원형의 소정 궤적으로 이동하면, 제1 날개 부분 및 제2 날개 부분에 대한 서로 다른 각도를 갖는 비이클을 고안하는 것은 비이클이 한 방향으로 회전하도록 편향되게 할 수 있다. 이는 비이클이 달리 필요 이상으로 비이클의 조향 이하의 소정 궤적을 따라 이동하는 것을 의미한다. 이 경우 바람직한 편향이 달성될 수 있도록 각도를 갖는 날개로부터의 효과를 균형있게 하기 위해 테더의 위치를 선택하는 것이 가능하다.
제1 날개 부분 및 제2 날개 부분의 각도는 하반각일 수 있다. 상기 테더는 엔진실의 엔클로져에서 커플링에 부착되는 것에 의해 비이클에 부착될 수 있다.
상반각의 대안으로서, 하반각이 사용될 수 있다. 이 구성에서 상기 엔진실은 상기 날개가 아래로 경사짐에 따라 상기 비이클의 날개의 하부측에 부착된다. 상기 테더는 상기 엔진실의 엔클로져에서 커플링에 부착되는 것에 의해 상기 비이클에 부착될 수 있다.
상반각에서와 동일한 방식으로, 하반각이 비이클의 안정성 및 기동성을 개선하는데 사용될 수 있다. 상기 날개 아래 장착된 엔진실을 구비하는 것에 의해 무게 중심이 낮아지고 그리하여 날개의 상면에 장착된 엔진실과 함께 상면각이 사용될 때와 같이 동일한 상면각 효과가 야기된다.
상기 제1 각도가 상반각일 때 상기 제1 각도는 상기 날개의 수평 중심 선에 대해 5° 및 20° 사이일 수 있고, 바람직하게는 상기 날개의 수평 중심 선에 대해 10° 및 15° 사이일 수 있으며, 상기 제1 각도가 하반각일 때 상기 제1 각도는 상기 날개의 수평 중심 선에 대해 -5° 및 -20° 사이일 수 있고 바람직하게는 상기 날개의 수평 중심 선에 대해 -10° 및 -15° 사이일 수 있다. 상기 제2 각도가 상반각일 때 상기 제2 각도는 상기 날개의 수평 중심 선에 대해 5° 및 20° 사이일 수 있고, 바람직하게는 상기 날개의 수평 중심 선에 대해 10° 및 15° 사이일 수 있고, 상기 제2 각도가 하반각일 때 상기 제2 각도는 상기 날개의의 수평 중심 선에 대해 -5° 및 -20° 사이일 수 있고, 바람직하게는 상기 날개의 수평 중심 선에 대해 -10° 및 -15° 사이일 수 있다. 양의 각도는 날개 부분의 위쪽 각도, 즉 상반각을 의미한다. 음의 각은 날개 부분의 아래 각도, 즉 하반각을 의미한다.
상기 제1 날개 부분이 위를 향해 각이 질 수 있고 제2 날개 부분이 아래를 향해 각이 질 수 있으며 그 반대를 상정할 수 있음은 물론이다. 본 발명에 따른 비이클은 또한 다면체의 날개, 즉, 제1 날개 부분 및 제2 날개 부분이 날개의 수평 중심 선의 길이를 따라 서로 다른 각도로 배치되는 날개를 가질 수 있다.
날개 플팻폼 구조의 날개 스윕은 직선 날개(straight wing), 굽은 날개(swept wing) 또는 앞으로 굽은 날개(forward swept wing) 가운데 하나일 수 있다. 상기 날개의 플랫폼 구조의 날개 코드는 타원형 코드, 직사각형 코드(constant chord), 테이퍼진 코드 또는 사다리꼴 코드 가운데 하나일 수 있다.
날개 플랫폼을 변경하는 것에 의해 상반각 효과는 바람직한 물성을 갖도록 조정될 수 있다. 상기 날개 플랫폼은 무게 중심 및 부력 중심의 제어에 사용될 수 있다.
상기 비이클은 제어 배열을 포함할 수 있고, 상기 배열은 V-테일 러더(V-tail rudder), 이동가능 테더 커넥션 또는 엘리베이터 가운데 하나일 수 있다.
상기 비이클은 전력 생산을 증가하기 위해 소정의 궤적을 따라 조향된다. 이는 EP 1816345에 기술되어 있고 종래 기술 비이클의 제어 표면이 기술되어 있다. 본 발명의 비이클을 제어하기 위해 제어 배열이 필요하다. V-테일, 테더가 피치 컨트롤이 가능한 이동 가능 커플링을 갖는 이동가능 테더 연결 커넥션, 또는 엘리베이터가 비이클의 피치를 제어하기 위한 세가지 가능성을 상정할 수 있다. 엘리베이터와 러더의 기능을 결합한, 상기 V-테일은, 비이클의 요각(yaw)을 제어하기 위한 러더의 필요성을 감소시킨다. 이동 가능 테더 커넥션 또는 엘리베이터 각각은 비이클의 피치와 요각 모두를 제어할 수 있는 러더를 필요로 한다. 상기 러더는 이 경우 상기 엘리베이터가 날개 상 및/또는 엔진실 상에 위치할 수 있는 반면 상기 엔진실 상에 위치한다.
상기 제1 날개 부분 및/또는 상기 제2 날개 부분은 윙팁(wingtip) 장치를 포함할 수 있다. 상기 윙팁 장치는 비이클의 드래그를 감소하기 위해 구성된다. 상기 윙팁 장치는 예로서 스쿼드-오프 윙팁(squared-off wingtips), 알루미늄 뉴브 보우 윙팁(aluminium tube bow wingtips), 둥근 윙팁(rounded wingtips), 뿔 스타일 윙팁(Hoerner style wingtips), 윙릿(winglets), 드룹 팁(drooped tips), 경사진 윙팁(raked wingtips), 펜스(fences) 또는 엔드 플레이트(end plates) 가운데 어느 하나일 수 있다.
상기 파워 플랜트는 수중 파워 플랜트일 수 있다. 상기 파워 플랜트는 예로서 해수 또는 호수에 잠겨 있을 때 작동할 수 있다. 이 경우 유체 흐름은 물의 흐름, 예로서 조수 흐름, 해수 흐름 또는 호수 흐름이다.
도 1은 종래 기술에 따른 파워 플랜트를 나타낸 도면이다.
도 2는 종래 기술에 따른 파워 플랜트를 나타낸 도면이다.
도 3은 본 발명에 따른 파워 플랜트를 나타낸 사시도이다.
도 4는 본 발명에 따른 파워 플랜트의 비이클을 나타낸 정면도이다.
도 5는 본 발명에 따른 파워 플랜트의 비이클을 나타낸 정면도이다.
도 6은 본 발명에 따른 파워 플랜트의 비이클을 나타낸 정면도이다.
도 1은 종래 기술의 비이클(2)을 포함하는 종래 기술의 파워 플랜트(1)를 나타낸 도면이다. 종래의 비이클(2)은 날개(3) 및 발전기를 포함하는 엔진실(nacelle)(4)을 포함한다. 상기 엔진실(4)은 터빈에 부착되어 있다. 상기 엔진실(4)은 상기 날개(3)의 하부측에 부착된 파일런(5)에 의해 상기 날개(3)에 부착되어 있다. 테더(6)는 구조체(7)에 종래의 비이클(2)을 부착한다. 종래의 비이클(2)은 무게 중심(CG) 및 부력 중심(CB)을 포함한다. 종래의 비이클(2)에서 상기 CG는 엔진실(4) 근처에 위치하고 상기 CB는 날개(3) 근처에 위치한다. CG 및 CB의 위치는 단지 종래의 비이클(2)의 단점을 설명하기 위해 예시되는 것이다. 하향 중력 Fg가 CG에서 종래 비이클(2) 상에 가해진다. 부력(Fb)는 CB에서 종래의 비이클(2) 상에 가해진다. 종래 비이클은 전체 부력이 유체 주변에서 중립적으로 조정되도록 하는 가능성을 가지도록 설계된다. 비이클의 변위를 통한 질량 불균일 분포는 수직 하방 포인팅 중력(Fg)이 결과적인 모멘트를 야기하는 것과 같이 동일한 값에 대해 수직 상향 포인팅 부력(Fb)을 생성한다. 얻어진 모멘트의 크기는 수평 방향에서 힘 벡터 Fb 및 Fg 사이 거리 상에 의존한다. CG 및 CB 사이 수평 거리(L)는 테더(6)가 엔진실(6)에 부착된 부착 지점(9) 주위에 토크를 가하는 것을 야기하는 레버-암(8)을 일으킨다. 상기 토크의 결과는 도 2에 도시된 바와 같이 테더가 엔진실(4)에 부착된 부착 지점(9) 주위에 가해진다.
도 2는 종래 파워 플랜트(1)의 종래 비이클(2)을 도시한 도면이다. 도 2에서는 종래 비이클(2)이 대안적으로 지주와 같은 또 다른 구조적 특징 또는, 테더(6)가 엔진실(4)에 부착된 부착 지점(9) 주위에 설정되어 있음을 볼 수 있다. 이는 종래의 비이클(2)이 전력 생산을 위한 최적의 위치가 아님을 나타낸다. 종래의 비이클(2)의 위치를 종래의 파워 플랜트(1)가 최적의 전력량 보다 적게 생산하는 것을 야기하는 도 1의 위치로 다시 보정하는 것이 항상 가능하지는 않다.
도 3은 본 발명에 따른 파워 플랜트(10)의 비이클(11)을 나타내는 정면도이다. 상기 비이클(11)은 날개(3)와 터빈(12)에 연결된 엔진실(4)을 포함한다. 상개 날개(3)는 제1 날개 부분(13) 및 제2 날개 부분(14)을 포함한다. 상기 엔진실(4)은 터빈의 회전으로 전기 에너지를 생산하는 발전기를 포함한다. 터빈(12)을 통한 유체 흐름에 의한 상기 터빈(12)의 회전은 전력 생산을 야기하는 엔진실(4) 내 발전기를 회전시킨다. 상기 엔진실(4)은 비이클을 조향하고 V-테일의 형상을 갖는 제어 배열(15)을 더 포함한다. 상기 V-테일의 제어 표면은 전체적으로 V-테일이거나 또는 부분적으로 V-테일일 수 있다. 상기 비이클(11)은 테더(6)에 의해 구조체(미도시)에 부착된다. 상기 테더(6)는 날개 상에서 또는 날개(3) 내부에서 커플링(16)에 의해서 상기 날개(3)에 부착된다. 상기 커플링(16)은 도 3에서 상기 날개의 중심 지점, 즉, 제1 날개 부분(13) 및 제2 날개 부분(14) 사이 위치한 지점에 부착된다.
도 3에서 볼 수 있는 것처럼, 상기 제1 날개 부분(13) 및 제2 날개 부분(14)은 상반각으로 상향 경사를 갖는다. 상기 엔진실(4)은 상기 날개(3)의 상면(17) 상에, 즉, 제1 날개 부분(13) 및 제2 날개 부분(14)이 경사진 방향에 대향하는 날개의 표면 상에 장착된다. 상기 엔진실(4)은 파일런(5)에 의해 날개(3)에 장착된다. 상기 제1 날개 부분(13) 및 제2 날개 부분(14)은 윙팁 장치(18)를 더 포함할 수 있다.
상기 엔진실(4)은 날개(3)의 상면(17) 상에, 즉 도 1 및 2에서 본 효과를 상당히 감소시키도록 주어지는, 제1 날개 부분(13) 및 제2 날개 부분(14)이 경사진 상향 날개 측면 상에 장착되는 것이다. 이는 CG 및 CB 사이 거리가 감소하고 질량 분포가 종래 예시보다 보다 균일한 것에 기인한다. CG 및 CB 사이 거리는 날개(3)의 플랫폼 구조가 많은 팩터들 가운데 하나인 팩터들의 조합에 의해 제어될 수 있다. 다른 팩터들은 파일런의 높이일 수 있고, 엔진실의 무게, 날개의 무게 및 두께, 및/또는 위치, 고안 및 테더와 비이클 사이 커플링의 무게일 수 있다.
도 3에서 제1 날개 부분(13)의 제1 각도(α) 및 제2 날개 부분(14)의 제2 각도(β)가 측정되도록 상대적인 상상의 수평 중심 선(19)이 나타나 있다. 제1 날개 부분(13) 및 제2 날개 부분(14)은 또한 윙팁 장치(18)를 포함한다.
도 4는 본 발명에 따른 파워 플랜트(10)의 비이클(11)을 나타내는 정면도이다. 도 4에서 제1 날개 부분(13)의 제1 각도(α) 및 제2 날개 부분(14)의 제2 각도(β)가 측정되도록 상대적인 상상의 수평 중심 선(19)이 나타나 있다. 도 4에서 파워 플랜트(10) 비이클(11)의 제1 날개 부분(13) 및 제2 날개 부분(14)은 하반각으로 하향 경사를 갖는다. 상기 엔진실(4)은 날개(3)의 하부면(20) 상에, 즉, 제1 날개 부분(13) 및 제2 날개 부분(14)이 경사진 방향에 대향하는 날개의 표면 상에 장착된다. 날개(3)의 아래에 엔진실(4)이 장착되는 것에 의해 제1 날개 부분(13) 및 제2 날개 부분(14)이 상반각을 나타낼 때와 동일한 효과가 얻어질 수 있다. 이는 엔진실 위에 날개의 위치가, CG 및 CB 사이 거리가 감소되고 질량 분포가 종래 예시보다 더 균일한 것을 야기하는, 날개가 비이클의 무게 중심 위에 위치하도록 하는 것에 기인한다.
상기 날개의 두께는 상면(17)에서 하면(20)까지 측정된다.
도 3 및 4에서 상기 날개(3)는 다면체이다. 상술한 바와 같이 이는 단지 본 발명에 따른 날개(3)의 하나의 예시이다.
도 5는 본 발명에 따른 파워 플랜트(10)의 비이클(11)을 나타내는 정면도이다. 도 5에서 제1 날개 부분(13) 및 제2 날개 부분(!4)은 상반각으로 연속적으로 상향 커브를 갖는다. 상기 터빈은 상기 날개의 상면에 부착되어 있다. 연속적으로 커브를 갖는 날개가 날개의 하면에 부착된 터빈과 하반각으로 하향 커브를 가질 수도 있다.
도 6은 본 발명에 따른 파워 플랜트(10)를 나타낸 사시도이다. 상기 파워 플랜트(10)는 비이클(11)을 포함하고, 이는 날개(3) 및 터빈(12)에 연결된 엔진실(4)을 포함한다. 상기 비이클(11)은 테더(6)에 의해 구조체(7)에 부착되어 있고 날개(3)를 통과하는 유체 흐름에 의해 소정의 궤적을 이동하도록 배치된다. 전력은 발전기가 비이클로부터 테더(6)를 통해 구조체(7)로 전달되는 것에 의해 생성된다. 구조체(7)로부터 전력은 파워 플랜트(10)의 구조체(7)에 연결된 파워 그리드를 통해 다양한 위치로 분배된다.
청구범위에서 언급된 참조 부호들은 청구범위에 의해 보호되는 대상의 범위를 제한하는 것으로 보아서는 안되며, 이들은 본 청구범위를 보다 쉽게 이해하기 위한 것이다.
이해되는 바와 같이, 본 발명은 모두 본 청구범위를 벗어나지 않는 범위에서 여러가지 상이한 형태가 될 수 있다. 따라서, 도면 및 상세한 설명은 본질적으로 예시된 것으로 간주되어야 하고, 이에 제한적인 것은 아니다.

Claims (15)

  1. 전력을 생산하는 파워 플랜트(10)에 있어서,
    상기 파워 플랜트는 구조체(7)와 비이클(11)을 포함하고, 상기 비이클(11)은 적어도 하나의 날개(3)를 포함하고, 상기 날개(3)는 제1 날개 부분(13) 및 제2 날개 부분(14)을 포함하고,
    상기 비이클(11)은 적어도 하나의 테더(6)에 의해 상기 구조체(7)에 고정되도록 배치되고,
    상기 비이클(11)은 상기 날개(3)를 통과하는 유체 흐름에 의해 소정의 궤적으로 이동하도록 배치되고,
    상기 비이클(11)은 발전기를 포함하는 엔진실(nacelle)(4)을 포함하고, 상기 엔진실(4)은 터빈(12)에 부착되어 있으며,
    적어도 상기 제1 날개 부분(13)은 상기 날개(3)의 수평 중심 선(19)에 대해 제1 각도(α)에 배치되고, 상기 엔진실(4)은 상기 제1 날개 부분(13)이 경사진 방향과 대향하는 날개(3)의 표면(17; 20)에 부착되는 것을 특징으로 하는,
    파워 플랜트(10).
  2. 제1항에 있어서,
    상기 제2 날개 부분(14)은 상기 날개(3)의 수평 중심 선(19)에 대해 제2 각도(β)에 배치되고, 상기 엔진실(4)은 상기 제1 날개 부분(13) 및 상기 제2 날개 부분(14)이 경사진 방향과 대향하는 날개(3)의 표면(17; 20)에 부착되는 것을 특징으로 하는,
    파워 플랜트(10).
  3. 제1항 또는 제2항에 있어서,
    상기 엔진실(4)은 파일런(pylon)(5)에 의해 상기 날개(3)의 표면(17; 20)에 부착되고,
    상기 비이클(11)의 무게 중심과 상기 비이클(11)의 부력 중심이 본질적으로 대응되도록 하기의 요소들 가운데 하나 이상이 선택되는 것을 특징으로 하는,
    파워 플랜트(10).
    - 상기 제1 각도(α) 및 상기 제2 각도(β)
    - 상기 파일런(5)의 높이
    - 상기 엔진실(4)의 무게
    - 상기 날개(3)의 두께
    - 상기 비이클(11)과 상기 테더(5)를 부착하는 커플링(16)의 위치
    - 상기 비이클(11)과 상기 테더(5)를 부착하는 커플링(16)의 무게
  4. 제2항 또는 제3항에 있어서,
    상기 제1 날개 부분(13)의 제1 각도(α) 및 상기 제2 날개 부분(14)의 제2 각도(β)는 상반각(dihedral angles)인 것을 특징으로 하는,
    파워 플랜트(10).
  5. 제4항에 있어서,
    상기 비이클(11)에 테더(6)를 부착하는 커플링(16)은 상기 날개(3) 상에 위치하거나 또는 상기 비이클(11)의 상기 날개(3) 내부에 위치하는 것을 특징으로 하는,
    파워 플랜트(10).
  6. 제4항 또는 제5항에 있어서,
    상기 제1 각도(α)는 상기 제2 각도(β)와 다르고,
    상기 비이클에 상기 테더(6)를 부착하는 상기 커플링(16)은 상기 제1 날개 부분(13)과 상기 제2 날개 부분(14)의 중심에서 분리된 지점에 부착되는 것을 특징으로 하는,
    파워 플랜트(10).
  7. 제2항 또는 제3항에 있어서,
    상기 제1 날개 부분(13)의 제1 각도(α) 및 상기 제2 날개 부분(14)의 제2 각도(β)는 하반각(anhedral angles)인 것을 특징으로 하는,
    파워 플랜트(10).
  8. 제7항에 있어서,
    상기 비이클(11)에 상기 테더(6)를 부착하는 상기 커플링(16)은 상기 엔진실(4) 상에 위치하거나 또는 상기 엔진실(4)의 엔클로져 내에 위치하는 것을 특징으로 하는,
    파워 플랜트(10).
  9. 제1항 내지 제8항 가운데 어느 한 항에 있어서,
    상기 제1 각도(α)가 상반각일 때 상기 제1 각도(α)는 상기 날개(3)의 수평 중심 선(19)에 대해 5° 및 20° 사이이며, 바람직하게는 상기 날개(3)의 수평 중심 선(19)에 대해 10° 및 15° 사이이고,
    상기 제1 각도(α)가 하반각일 때 상기 제1 각도(α)는 상기 날개 (3)의 수평 중심 선에 대해 -5° 및 -20° 사이이며, 바람직하게는 상기 날개(3)의 수평 중심 선에 대해 -10° 및 -15° 사이인 것을 특징으로 하는,
    파워 플랜트(10).
  10. 제2항 내지 제8항 가운데 어느 한 항에 있어서,
    상기 제2 각도(β)가 상반각일 때 상기 제2 각도(β)는 상기 날개(3)의 수평 중심 선(19)에 대해 5° 및 20° 사이이며, 바람직하게는 상기 날개(3)의 수평 중심 선(19)에 대해 10° 및 15° 사이이고,
    상기 제2 각도(β)가 하반각일 때 상기 제2 각도(β)는 상기 날개(3)의 수평 중심 선에 대해 -5° 및 -20° 사이이며, 바람직하게는 상기 날개의(3)의 수평 중심 선에 대해 -10° 및 -15° 사이인 것을 특징으로 하는,
    파워 플랜트(10).
  11. 제1항 내지 제10항 가운데 어느 한 항에 있어서,
    상기 날개의 플랫폼 구조의 날개 스윕은 직선 날개(straight wing), 굽은 날개(swept wing) 또는 앞으로 굽은 날개(forward swept wing) 가운데 하나인 것을 특징으로 하는,
    파워 플랜트(10).
  12. 제1항 내지 제11항 가운데 어느 한 항에 있어서,
    상기 날개의 플랫폼 구조의 날개 코드는 타원형 코드, 직사각형 코드(constant chord), 테이퍼진 코드 또는 사다리꼴 코드 가운데 하나인 것을 특징으로 하는,
    파워 플랜트(10).
  13. 제1항 내지 제12항 가운데 어느 한 항에 있어서,
    상기 비이클(11)은 제어 배열(15)을 포함하고, 상기 배열은 V-테일 러더(V-tail rudder), 이동가능 테더 커넥션 또는 엘리베이터 가운데 하나인 것을 특징으로 하는,
    파워 플랜트(10).
  14. 제1항 내지 제13항 가운데 어느 한 항에 있어서,
    상기 제1 날개 부분(13) 및/또는 상기 제2 날개 부분(14)은 윙팁(wingtip) 장치(18)를 포함하는 것을 특징으로 하는,
    파워 플랜트(10).
  15. 제1항 내지 제14항 가운데 어느 한 항에 있어서,
    상기 파워 플랜트(10)는 수중 파워 플랜트인 것을 특징으로 하는,
    파워 플랜트(10).
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