KR20200043980A

KR20200043980A - 항공 비히클용 수직 이륙 및 착륙 시스템을 위한 구성

Info

Publication number: KR20200043980A
Application number: KR1020207002478A
Authority: KR
Inventors: 안드레이 에버렛
Original assignee: 제톱테라 잉크.
Priority date: 2017-06-27
Filing date: 2018-06-27
Publication date: 2020-04-28
Also published as: IL271678B2; US20180370627A1; US11148801B2; EP3645854A4; IL307470A; WO2019005937A1; CA3068569A1; IL271678B1; US20220111957A1; CN111727312B; IL271678A; US11724803B2; JP7155174B2; BR112019027805A2; CN111727312A; EP3645854A1; JP2020525340A

Abstract

비히클은 본체를 포함한다. 유체 발생기는 본체에 결합되어 유체 스트림을 생성한다. 적어도 하나의 테일 도관이 발생기에 유체적으로 결합된다. 제 1 및 제 2 포어 이젝터는 본체에 결합되고 비히클의 우현 및 좌현에 각각 결합된다. 포어 이젝터는 각각 유체가 유출하는 아웃렛 구조를 포함한다. 적어도 하나의 테일 이젝터는 테일 도관에 유체적으로 결합된다. 테일 이젝터는 유체가 유출되는 아웃렛 구조를 포함한다. 주요 에어포일 요소는 선행 에지 및 후행 에지를 갖는 폐쇄형 날개를 포함한다. 상기 폐쇄형 날개의 선행 에지 및 후행 에지는 내부 영역을 정의한다. 적어도 하나의 추진 장치는 내부 영역 내에 적어도 부분적으로 배치된다.

Description

항공 비히클용 수직 이륙 및 착륙 시스템을 위한 구성

저작권 공고

본 개시는 미국 및/또는 국제 저작권법에 의해 보호된다. ⓒ 2018 Jetoptera, Inc. 모든 권리 보유함. 이 특허 문서의 공개의 일부에는 저작권 보호를 받는 자료가 포함되어 있다. 저작권 소유자는 특허 및/또는 상표국 특허 파일 또는 기록에 나와있는 것처럼 특허 문서 또는 특허 공개 중 어느 것에 의한 복사를 반대하지 않지만, 그렇지 않으면, 모든 저작권을 보유한다.

우선권 청구

본 출원은 2017년 6월 27일자로 출원된 미국 가출원 제 62/525,592호로부터 우선권을 주장한다.

모든 VTOL 항공기는 엔진(들)의 크기 및 힘의 밸런스에 대한 도전에 직면한다. 다니엘 레이머(Daniel Raymer), 항공기 설계: 개념적 접근(AIAA 교육 시리즈), 754 페이지(제5판 2012)를 참조하십시오.

수직 이륙은 높은 추력-대-중량비로 달성될 수 있다. 이에 반해, 수평 비행(순항) 동안, 양력이 항공기에 기여하며 추력 요구 사항이 훨씬 더 적다. 그러나, 일정 기간 동안 수평으로 비행하는 항공기를 설계하려는 경우, VTOL 요구 사항으로 인해 엔진 요구 사항이 너무 제한되어 기능성이 없이 순항 상태에서 수행되는 많은 무게가 추가된다. 따라서 순항-주도형 VTOL 항공기에 대한 엔진 크기 및 추력 일치가 주요 문제가 된다.

밸런스는 VTOL 항공기의 설계를 위한 가장 중요한 추진 요인 중 하나이다. 이륙 단계 동안, 항공기의 밸런스를 유지하기 위해 추력을 항공기 주위에 분배시켜야 하고 모멘트가 질량 중심 주위에서 밸런스를 맞추어야 한다. 추력원이 한 곳에만 있는 경우, 항공기의 밸런스를 맞출 수 없다. 예를 들어, 해리어(Harrier)와 같은 수평 항공기가 공중에서 밸런스를 잡을 때에도, 항공기는 항상 모멘트를 무효화하기 위해 특별히 선택된 위치에 여러 개의 추력 발생 요소를 사용해야 한다(힘(추력) × 항공기 질량의 중심 주변 모멘트 암으로 계산됨), 대부분의 추력이 예를 들어, 항공기의 후면 부분(일반적으로 VTOL 항공기에서 발견됨)에 위치하는 경우, 이는 달성하기가 어렵다.

도 1은 본 발명의 실시예의 평면도를 도시하고,
도 2는 도 1에 도시된 본 발명의 실시예의 배면도이고,
도 3은 도 1에 도시된 본 발명의 실시예의 정면도이고,
도 4는 본 발명의 다른 실시예를 분해 사시도로 도시하고,
도 5는 본 발명의 대안적인 실시예를 후방 사시도로 도시하고,
도 6a 내지 도 6d는 착륙/이륙 표면에 대한 이륙에서 수평 비행으로의 본 발명의 일 실시예의 진행을 도시하고,
도 7은 본 발명의 일 실시예에 따른 유동의 스테이션의 하이라이트를 갖는 터보샤프트/터보프롭 엔진의 상반부를 도시하고,
도 8은 본 발명의 일 실시예를 평면도로 도시하고,
도 9는 도 8에 도시된 실시예의 측 단면도이고,
도 10은 도 8에 도시된 실시예의 정면도이고,
도 11은 도 8에 도시된 실시예의 배면도이고,
도 12는 본 발명의 다른 실시예의 평면도이고,
도 13은 도 12에 도시된 실시예의 측 단면도이고,
도 14는 도 12에 도시된 실시예의 정면도이고,
도 15는 순항 전환으로 이륙하는 동안 도 8에 도시된 실시예의 측 단면도이고,
도 16은 도 8에 도시된 실시예의 순항 위치를 도시한다.

본 출원은 본 발명의 하나 이상의 실시예를 설명하기 위한 것이다. 특정 수량뿐만 아니라 "하여야 한다(must)", "할 것이다(will)" 등과 같은 절대 용어의 사용은 그러한 실시예들 중 하나 이상에 적용 가능한 것으로 해석되어야 하지만, 반드시 이러한 모든 실시예에 적용 가능한 것은 아님을 이해해야 한다. 이와 같이, 본 발명의 실시예는 그러한 절대 용어의 맥락에서 설명된 하나 이상의 특징 또는 기능의 생략 또는 수정을 포함할 수 있다. 또한, 본 출원에서의 표제는 단지 참조용이며 본 발명의 의미 또는 해석에 어떠한 방식으로도 영향을 미치지 않아야 한다.

본 출원은 일반적으로 무인 항공 비히클의 추력 증강에 관한 것이다. 특히, 본 출원에 개시된 본 발명의 하나 이상의 실시예는 수직 이착륙(VTOL) 및 단거리 이착륙(STOL) 항공기의 과제에 대한 고유한 해법을 제공한다. 본 명세서에서 사용되는 용어 "테일시터(Tailsitter)" 및 "비행 비히클(Flying Vehicle)"은 본 발명의 하나 이상의 실시예를 지칭할 수 있다.

본 발명의 일 실시예는 추력을 향상시키고 증강시킴으로써 엔진의 추력 대 중량비 및 사이징의 문제를 해결한다. 본 발명의 바람직한 실시예에서, 이젝터/스러스터 자체는 2:1을 초과하고 3:1에 가까운 증강을 허용하도록 설계된다. 이는 이러한 스러스터가 기존 터보제트에 의해 생성된 추력보다 2 내지 3배 큰 스러스트를 생성하도록 설계되었음을 의미한다. 추력 증강 설계는 2016년 7월 27일자로 출원되고 발명의 명칭이 유체 추진 시스템(FLUIDIC PROPULSIVE SYSTEM)인 미국 특허 출원 제 15/221,389호(" '389 출원") 및 2016년 9월 2일에 출원된 미국 특허 출원 제 15/256,178호(" '178 출원")에 개시되고, 각각의 출원은 본원에 완전히 제시된 것처럼 참조에 의해 본원에 포함된다. 본 명세서에서 사용된 바와 같이, "스러스터"는 '389 출원에 기술된 상당한 증강을 갖는 이러한 이젝터/스러스터 및 이의 후속 버전 또는 개선을 지칭한다.

본 발명의 바람직한 실시예에서, 스러스터는 1차 유동원으로서 가스 발생기와 함께 사용된다. 본 발명에서 1차 유동을 공급하는 가스 발생기와 함께 이러한 스러스터를 사용할 필요는 없지만, 그러한 스러스터를 사용하면 추력 증강의 효과를 향상시킬 수 있다.

예를 들어 슈라우드(shroud)로서 작용하는 테일시터의 폐쇄형/박스 날개와 함께 스러스터로부터의 배기를 사용함으로써 형성될 수 있는 2차 주요 이젝터를 통해 추가 증강이 달성될 수 있다. 날개는 또한 스러스터의 고속 배기가 날개("슈라우드") 및 스러스터에 의해 형성된 이젝터의 1차 노즐로서 작용할 수 있도록 설계된 임의의 다른 형상을 취할 수 있다. 슈라우드의 효과는 추력을 적어도 10-25% 만큼 더 향상시킬 수 있다. 사실상, 스러스터 및 슈라우드는 예를 들어, 1.1(슈라우드형 스러스터로부터)배 2.5(스러스터로부터) 증강의 스러스트 증강의 조합 효과를 가질 수 있으며, 이는 총 2.75의 증강을 초래한다. 따라서, 이러한 시스템은 단순한 터보제트에 의해 생성된 그렇지 않으면 ~2.75 추력(an otherwise ~2.75 thrust)을 증강시킴으로써 이륙시 항공기의 무게와 같은 추력을 생성할 수 있다.

테일에 수직으로 이륙하는 항공기에서, 항공기를 일정한 순항 속도로 전방으로 비행하기 위해 허용 가능한 자세로 수평을 유지하고 추력을 감소시키기 위해 자연적으로 자세를 조정해야 할 것이다. 스로틀 감속(throttle reduction)을 통한 추력 감소는 항공기의 항력을 극복하는데 필요한 전력을 조절할 수 있으며, 이는 전체 시스템의 성능이 저하되고 항공기를 전방으로 추진하고 속도를 유지하기에 충분할 수도 있다.

본 발명의 일 실시예에서, 150-lbs 항공기는 가스 발생기가 되도록 구성된 75- lbf 터보제트를 사용할 수 있다. 이 개념은 2015년 12월 4일자로 출원되고 발명의 명칭이 마이크로-터빈 가스 발생기 및 추진 시스템(MICRO-TURBINE GAS GENERATOR AND PROPULSIVE SYSTEM)인 미국 가특허 출원 제 62/263,407호(" '407 가출원") 및 2016년 12월 2일에 출원된 미국 특허 출원 제 15/368,428호(" '428 출원")에 개시된다. '407 가출원 및 '428 출원은 전체가 인용에 의해 본원에 포함된다. 본 실시예에서, 이러한 추력 증강 이젝터는 예를 들어 종래의 이젝터의 1.75 배의 증강을 생성할 수 있으며, 이는 75에 1.75를 곱한 것을 의미하며, 이는 131.25 lbf 증강된 추력을 초래한다. 스러스터 주위에 슈라우드가 없으면, 스러스트가 이 값으로 제한될 수 있으며 스러스트가 항공기를 지상에서 들어 올리지 못하게 할 수 있다. 그러나, 이러한 스러스터를 덮기 위해 메인 스러스터 주위에 박스 구조와 같은 날개가 있는 경우, 스러스트의 전체 증가는 예를 들어 1.15에 131.25를 곱하여 150.94 lbf가 되므로 항공기의 무게를 초과하고 항공기의 이륙을 허용한다.

테일시터를 선적시 연료가 소비됨에 따라, 상기 비히클의 무게가 더 가벼워지고 상기 비히클의 가속도가 더 커져서, 이륙은 속도 및 가속도가 증가할 때 발생한다. 상기 비히클이 거주하지 않을 수 있으므로, 가속은 사람 안전 및 생명을 위협하지 않는 표준으로 제한되는 현재의 인간 제한 가속을 초과할 수 있다. 일 실시예에서, 가속도는 중력 가속도의 20배를 초과할 수 있다. 이와 같이, 짧은 시간 후에, 비히클은 스로틀 및 제어 표면 변경에 의해 그의 태도를 변경하고 수평 비행을 달성하는 능력을 가질 수 있다. 비히클의 자세가 변하면 리프트가 증가하는 반면, 스로틀 풀백(throttle pull back)으로 인해 조합된 증강의 가치가 또한 감소한다. 스러스터가 항력을 극복하기에 충분한 추력을 생성하면서, 테일시터는 엔진 하중(에르고 가스 발생기 1차 스트림)을 제 1 수준의 스러스터로 부수적으로 감소시키고 박스형 날개가 자세를 유지하기 위해 적절한 리프트를 생성하도록 함으로써 수평 비행이 달성된다.

반대로, 목적지에 접근할 때, 다시 전진 속도가 감소하고 항공기가 스러스터 및 이의 조합된 증강 효과에 의해 밸런싱된 항공기의 테일 부분 상에서 수직으로 착륙할 수 있기 때문에 항공기의 자세는 증가하는 영각(angle of attack)으로 조정될 수 있고 추력 증강은 다시 상승을 위한 필요성을 대체한다.

본 발명의 하나 이상의 실시예는 질량 중심 주위에서 밸런스를 맞추는데 필요한 것보다 더 작은 모멘트 암을 가짐으로써 힘과 모멘트의 밸런스를 맞추는 문제를 극복할 수 있으며, 이는 항공기의 다양한 장소에 걸쳐 스러스트의 분배를 가짐으로써 달성된다. 이것에 의해, 이들 실시예는 보다 많은 제어를 가질 수 있고 호버/직립 위치를 유지하기가 더 쉬워진다.

'389 및'407 출원에서 논의된 바와 같이, 고유한 기술은 다양한 스러스터(예를 들어, 전방에서 호버링 단계 이륙 및 착륙 및 수평 비행 중단에서 적용된 카나드 날개 후방의 "포어(fore) 이젝터" 및 후방에서 대부분의 추력을 발생하는 "테일 이젝터)에서 달성된 증강 수준으로, 항공기의 다양한 위치에 걸쳐 추력을 분배할 수 있게 한다.

종래의 소형(<250 lbf 추력) 소형 제트 엔진은 일반적으로 단일 위치, 전형적으로 배기 섹션의 중심에서 추력을 제공한다. 일부 소형 터보팬은 또한 항공기의 집중 지점에서 추력을 제공한다. 본 발명의 하나 이상의 실시예는 원형 방식과 반대로 거의 선형 및/또는 비-원형 방식으로 추력의 분배를 허용하고 날개 또는 다른 에어포일 및/또는 항공기의 제어 표면의 길이에 따른 추력을 분배시킨다. 테일시터에서, 압축기로부터의 스트림의 주, 고온 스트림 및 블리드 에어 부분 모두는 증강 스러스터를 위한 기동 유체로서 사용된다. 이 실시예는 선형, 주로 비 원형 및 분배된 집중 되지 않은 지점에 추력의 분배를 허용하기 때문에, 항공기의 추진 효율을 향상시킨다. 또한, 에어포일의 형상에 따라 스러스터를 몰딩하고 성형하는 선택적으로 유리한 특징이 있어서 더 나은 성능을 얻는다(예를 들어, 스러스터가 하류에 배치되는 경우 주어진 카나드 날개의 스톨 마진의 증가 또는 스러스터가 상기 주 날개의 상류의 최적 위치에 배치된 경우 주 날개의 리프트의 증강). 따라서, 분산 추력은 달리 75 lbf 터보제트 고온 및 고속 스트림을 터보제트 엔진의 후면의 집중된 위치로부터 예를 들어 항공기의 적어도 4개의 위치로 분배함으로써 항공기의 성능을 향상시킨다. 이 예에서, (i) 컴프레서 블리드 시스템으로부터 가압 공기 또는 가스 스트림 및 가스 발생기의 배기를 각각 수용하고 (ii) 그렇지 않으면 1.5 내지 3배에 의해 4개의 주 스트림의 간단한 등엔트로피 팽창으로부터 초래되는 4개의 추력의 각각을 증강하도록 하여, 스러스터는 최적 방식으로 비히클에 이러한 4개의 위치에 장착된다. 이는 또한 4개 위치에서 유리한 분산 유동과 추력을 발생시켜 항공기의 기동성과 추진 효율을 향상시킨다.

본 발명의 일 실시예(터보프롭 STOL 버전)는 가스 발생기의 블리드 시스템에 의해 제공되는 기동 유체에 기초한 추력의 증강을 포함한다. 블리드 시스템은 좌현 및 우현 전방 스러스터에 블리드로부터의 기동 공기를 제공한다. 전방 스러스터는 블리드 시스템에 의해 제공되는 각 lb/sec의 기동 공기에 대해 100 내지 300 lbf의 특정 추력에 해당하는 보강을 제공한다. 이 값은 구성요소의 효율성이 제한되고 고급 기술이 없기 때문에 소형 터보제트 엔진으로 얻을 수 있는 전형적인 50 내지 65 lbf/lb/sec 특정 추력을 훨씬 초과한다. 가스 발생기로 전환될 때, 압축 공기의 값은 시스템의 앞뒤에 스러스터를 사용하여 2:1 이상의 증강 비율을 가져와 활용한다. 따라서 동일한 에너지 입력에서 더 많은 추력을 얻을 수 있다.

이러한 실시예에서, 제어 밸브는 좌현와 우현 스러스터 사이의 유동의 밸런스를 제공하기 위해 사용된다. 공기의 조절은 엔진 블리드와 제어 밸브 박스 사이에 위치한 밸브로 얻을 수 있다. 밸브는 전방 스러스터 중 하나 또는 둘 모두에 대한 통로를 개방 또는 폐쇄하고 기동 유체 공급을 변경함으로써 2개의 전방 스러스터 사이의 기동 공기의 유동의 밸런스 및/또는 각각의 스러스터에서의 유동의 제어를 허용한다. 이는 결과적으로 추력 임밸런스(imblance)가 발생하고 임밸런스로 인해 항공기 자세가 변경된다. 스러스터는 주축을 중심으로 선회하면서 동시에 1차 유량(기동 유체 유동)을 조절할 수 있다. 이것은 피치 및 롤링(roll)에 대한 제어뿐만 아니라 요잉(yaw)에 대한 일부 제한된 제어 및 이들의 조합을 허용한다.

일 실시예에서, 스러스터는 전이 피스 또는 도관을 통해 발생기(배출 공기 빼기)에 의해 전달되는 고압 고온 배기 가스 스트림을 공급받는다. 전이 피스는 가스 발생기의 배기를 상기 후방 스러스터에 연결한다. 스러스터는 추력을 증가시키기 위한 기동 공기로 이 전달을 사용한다. 이 제트 증강 시스템은 추가 연료 소비 비용으로 비히클의 빠른 이동을 허용하도록 특별히 설계되어 비히클의 공기 속도가 200 MPH를 초과하고 추진 효율이 80 내지 90%에 가깝다. 이 시스템은 팬 또는 팬을 구동하는 터빈 없이 전형적인 낮은-우회 팬인 생성된 lbf 당 0.8 내지 1.1 lb/hr의 전형적인 비 연료 소비를 발생시킨다. 이 수준은 현재 드론 시장의 대부분인 소형 터보제트에서 일반적으로 얻을 수 있는 lbf 당 1.5 lb/hr보다 훨씬 성능이 우수하다. 이 시스템은 또한 자유 터빈과 팬 자체를 사용하지 않고도 훨씬 작은 규모로 낮은-우회 터보 팬의 특정 연료 소비 성능을 달성할 수 있어 전체 추진 시스템의 무게와 복잡성을 줄이고 팬/프리 터빈 조립체와 같이 대형 이동 조립체를 제거한다.

일 실시예에서, 항공기의 임무가 더 높은 추진 효율에서 지속 시간/범위가 길고 공기 속도가 더 느리면, 추진 시스템의 후방 부분은 공통의 동일한 가스 발생기(추진 시스템의 전방)을 유지하고 "콜드(cold)" 스러스터를 증강하면서 터빈/프로펠러 시스템으로 대체되기에 충분하게 유연하게 만들 수 있다. 터빈은 제트 증강 시스템의 경우와 동일한 유동을 수용하지만 가스 발생기 배기 유동에서 에너지를 추출하여 이젝터 타입 스러스터의 유동을 유동적으로 증가시키지 않고 프로펠러를 회전시키는데 사용되는 기계 작업으로 전환할 수 있다. 인터페이스는 매우 유사하고, 교체가 전이 피스 도관을 프로펠러를 구동하는 자유 터빈을 향하여 고온의 가압 가스를 유도하는 도관으로의 제거로 이루어지고, 그 후 배기 가스가 하류 방향으로 그리고 프로펠러의 세척으로 추진된다. 이러한 유연한 시스템의 장점은 유사한 구성으로 터보 프로펠러 푸셔 또는 제트 증강 시스템이 상호 교환할 수 있어 사용자가 임무에 따라 시스템을 선택할 수 있다는 점이다. 이와 같이, 설명된 터보 프로펠러 푸셔 시스템은 각 마력당 0.6 lb/h 미만 또는 달성된 동등한 추력 lbf 의 특정 연료 소비 수준을 달성할 수 있다. 본 발명의 일 실시예에서, UAV는 150 mbh의 평균 순항 속도로 이동하여 200 마일만큼 멀리 소포를 배달할 수 있다.

또한, 프로펠러는 예를 들어 본 명세서에 기술된 박스 날개 시스템에 의해 완벽하게 수용될 수 있고, 따라서 터보프롭에 의해 발생되는 소음은 직접(박스 날개) 및 간접 수단(날개 내부의 소음 저감 물질)에 의해 상당히 감소될 수 있다. 부가적으로, 터보프롭은 여전히 전방 스러스터의 존재 및 전방 스러스터로 동력을 공급하기 위한 블리드 에어의 사용이 여전히 유익하여 VTOL뿐만 아니라 적절한 경우 VTOL이 필요하지 않은 짧은 이착륙을 허용한다.

본 발명의 하나 이상의 실시예에서, 짧은 이륙 및 착륙(STOL) 개념은 전방 스러스터의 채용에 의해 달성될 수 있으며, 이륙에 필요한 활주로 길이를 상당히 줄인다. 스러스터를 선회시킴으로써, 종래의 항공기에 비해 추가의 벡터 스러스트가 이륙하는 동안 피치를 증가시키고 필요한 길이를 감소시키도록 배향될 수 있다. 프론트 스러스터는 순항 또는 로이터링 중에 차단되거나 비행의 다양한 단계에서 다시 활성화되어 리프트, 또는 스러스터 또는 둘다를 증강시킬 수 있다. 스러스터의 증강은 스러스터의 바로 그 설계를 통해 달성될 수 있다. 리프트의 보강은 카나드(전면 날개) 및 메인 박스 날개와 관련하여 전방 스러스터를 배치함으로써 달성될 수 있다. 전방 스러스터의 하류 위치는 카나드 날개의 스톨을 지연시켜 스톨이 발생하기 전에 더 높은 영각 및 더 높은 리프트 계수에서 동작을 허용한다. 이는 스러스터 전방에서 발생하는 낮은 압력에 의해 날개 상단에서의 분리가 지연되어 높은 영각에서 대부분의 날개에서의 스톨의 주 원인이 된다. 메인 날개로 인한 리프트 증강은 주로 비히클의 공기 속도보다 국부적으로 더 높은 전방 스러스터로부터 초래하는 증가된 유동에 의하며, 상기 유동은 박스 날개의 바닥 부분으로 안내되며 이 문제에 익숙한 사람들에게 알려진 바와 같이, 메인 날개의 리프트를 보강합니다.

도 1 내지 도 3은 본 발명의 실시예에 따른 비히클(100)을 상이한 사시도로 도시한다. 도 1 내지 도 3에서, 비히클(100)은 VTOL 능력에 특히 중점을 둔 제트 증강 추진 시스템을 갖는다. 보다 구체적으로, 비히클(100)은 포어 부분(102) 및 테일 부분(103)을 갖는 본체(101)를 포함한다. 본체(101)는 비히클(100)의 유인 조작을 가능하게 하도록 구성된 조종석 부분(도시되지 않음)을 포함할 수 있다. 모든 비행체/항해체와 같이, 비히클(100)은 우현 및 좌현을 갖는다. 유체 발생기(104)는 본체(101)에 결합되고 유체 스트림을 생성한다. 일 실시예에서, 유체 발생기(104)는 본체(101)에 배치된다. 적어도 하나의 포어 도관(도 3의 111) 및 적어도 하나의 테일 도관(112)은 발생기(104)에 유체적으로 결합된다.

제 1 및 제 2 포어 이젝터(105, 106)는 적어도 하나의 포어 도관(111)에 유체적으로 결합되고, 포어 부분(102)에 결합되고 각각 우현 및 좌현에 결합된다. 포어 이젝터(105, 106)는 각각 적어도 하나의 포어 도관(111)으로부터의 유체가 소정의 조정 가능한 속도로 유동하는 아웃렛 구조(107, 108)를 포함한다. 또한, 각각의 포어 이젝터(105, 106) 전체는 포어 이젝터의 선행 에지에 평행하게 배향된 축선(즉, 횡축)을 중심으로 회전 가능하여 포어 구성 요소 및 상향 구성요소 모두로 스러스터 배향을 제공하며, 예를 들면, 비히클(100)이 더 가파른 영각에서 이륙 및 계속적으로 상승하여 필요한 활주로 길이를 줄인다. 상승이 끝날 때 또는 상승 중에, 엔진/가스 발생기(104)의 블리드 밸브를 차단하고 이에 따라 가스 발생기의 속도 및 작동을 조정하고 후방 추진 시스템(예를 들면, 테일 이젝터(109, 110)를 구동함으로써 포어 이젝터(105, 106)가 주 비행 방향으로 재정렬하거나 완전히 차단할 수 있다. 착륙 후, 포어 이젝터(105, 106)는 착륙 방향에 대해 추력 역전을 제공하여 착륙 길이를 단축시키기 위해 180도 선회될 수 있다. 일 실시예에서, 각각의 포어 이젝터(105, 106) 전체는 포어 이젝터의 선행 에지에 직각으로 배향된 축선을 중심으로 회전 가능하다.

제 1 및 제 2 테일 이젝터(109, 110)는 적어도 하나의 테일 도관(112)에 유체적으로 결합되고 테일 부분(103)에 결합된다. 테일 이젝터(109, 110)는 적어도 하나의 테일 도관(12)으로부터 유체가 미리 정해전 조정 가능한 속도로 유동하는 아웃렛 구조(113, 114)를 포함한다. 또한, 각각의 테일 이젝터(109, 110) 전체는 테일 이젝터의 선행 에지에 평행하게 배향된 축선(즉, 횡축선)을 중심으로 회전 가능하다. 일 실시예에서, 각각의 테일 이젝터(109, 110) 전체는 테일 이젝터의 선행 에지에 수직으로 배향된 축선을 중심으로 회전 가능하다.

일 실시예에서, 유체 발생기(104)는 유체 스트림이 저온인 제 1 영역 및 유체 스트림이 고온인 제 2 영역을 포함한다. 적어도 하나의 포어 도관(111)은 제 1 영역으로부터 포어 이젝터(105, 106)로 유체를 제공하고, 적어도 하나의 테일 도관(112)은 제 2 영역으로부터 후방 이젝터(109, 110)로 유체를 제공한다.

주요 에어포일 요소(115)는 테일 부분(103)에 결합된다. 엘리먼트(115)는 포어 이젝터로부터 유체가 주요 에어포일 요소의 적어도 하나의 공기 역학적 표면 위로 유동하도록 포어 이젝터(105, 106)의 바로 하류에 위치된다. 일 실시예에서, 주요 에어포일 요소(115)는 선행 에지(121) 및 후행 에지(122)를 갖는 폐쇄형 날개이며, 폐쇄형 날개의 선행 에지 및 후행 에지는 내부 영역(123)을 형성한다. 테일 이젝터(109, 110)는 내부 영역(123)(즉, 선행 에지(121) 및 후행 에지(122) 사이) 내에 적어도 부분적으로 배치되고 에어포일 요소(115)에 대해 내부 영역 내에서 제어 가능하게 이동 가능(예를 들어, 전진, 후진 등)하다. 이와 같이, 슈라우드는 테일 이젝터(109, 110) 주위의 주요 에어포일 요소(115)에 의해 형성되어 매크로-이젝터를 형성한다.

비히클(100)은 포어 부분(102)에 결합되고 우현 및 좌현에 각각 결합된 제 1 및 제 2 카나드 날개(117, 118)를 더 포함한다. 카나드 날개(117, 118)는 비히클(100)이 움직일 때 카나드 날개 위로 유동하는 주변 공기의 경계층을 성장시키도록 구성된다. 카나드 날개(117, 118)는 각각 포어 이젝터가 경계층에 유체적으로 결합되도록 포어 이젝터(105, 106)의 바로 상류에 위치된다. 포어 이젝터(105, 106)는 각각 인렛 부분(즉, 선행 에지)(119, 120)을 포함하고, 포어 이젝터는 경계층이 인렛 부분에 의해 흡입되도록 배치된다.

도 4는 대안적인 실시예에 따른 비히클(400)을 분해도로 도시한다. 간결성을 위해, 도 1 내지 도 3에 도시된 대응 부품과 동일한 특성을 갖는, 도 4에 도시된 요소들은 동일한 도면 부호를 사용하여 표시된다. 비히클(400)은 유체 발생기(104), 테일 이젝터(109, 110), 테일 이젝터로 고온 가압 배기 가스를 안내하기 위한 테일 도관(112), 및 후방 스러스터 지지 스트럿(401)을 포함한다. 비히클(400)은 카나드 날개(117, 118), 블리드 공기 매니폴드(402), 및 블리드 에어 매니폴드를 포어 이젝터(105, 106) 로의 유체 유동과 포어 이젝터들 사이의 1차 유동 공급의 밸런스를 조절하는 모터 제어 밸브(404)를 갖는 제어 밸브 박스(403)에 링크하는 포어 도관(111)을 더 포함한다. 가요성 라인(405)은 압축 블리드 공기를 제어 밸브 박스(403)로부터 포어 이젝터(105, 106)로 안내한다. 각각의 포어 이젝터(105, 106)는 프렌지(406) 및 샤프트(408)를 중심으로 포어 이젝터를 선회시키기위한 모터(407)를 포함한다.

비히클(400)은 러더(rudder), 엘레본(elevon), 엘리베이터 등과 같은 제어 표면을 갖는 주요 에어포일 요소(115), 추가의 폐쇄형 날개 에어포일 요소(409) 및 2차 폐쇄형 날개 에어포일 요소(410)를 더 포함한다. 2차 에어포일 요소(410)는 테일 이젝터(109, 110)의 아웃렛 구조(113, 114)의 바로 하류에 위치하는 선행 에지를 가져서 테일 이젝터로부터의 유체가 적어도 하나의 2차 에어포일 요소의 표면 위로 유동하도록 한다. 비히클(400)은 중앙 핀 및 러더(124), 탱크를 운반하는 테일 부분(103), 유체 발생기(104), 및 제어부, 및 포어 부분(102)을 더 포함한다.

도 5는 대안적인 실시예에 따른 비히클(500)을 도시한다. 간결성을 위해, 도 1 내지 도 3에 도시된 대응 부품과 동일한 특성을 갖는 도 5에 도시된 요소들은 동일한 도면 번호를 이용하여 표시된다. 비히클(500)은 특히 짧은 이륙 및 착륙(STOL) 기능에 중점을 둔 터보-프로펠러 추진 시스템을 포함한다. 비히클(500)은 테일 이젝터(109, 110)를 제외한 비히클(100)의 모든 특징을 포함한다. 대신에, 비히클(500)은 터빈(도시되지 않음)에 의해 구동되는 프로펠러(510)를 포함하며, 이는 차례로 유체 발생기(104)에 의해 구동된다. 일 실시예는, 비히클(500)이 정지 상태에 있을 때 프로펠러(510)와 착륙/이륙면 사이에 충분한 공간 및/또는 오프셋이 있도록 비히클(500)에 지지를 제공하는 다리 또는 다른 적절한 장치와 같은 지지 조립체(520)를 포함할 수 있다. 지지 조립체(520)는 바람직하게는 테일 부분(103)으로부터 연장되고 본체(101)와 실질적으로 평행하다.

도 6a 내지 도 6d는 비히클(100)의 착륙/이륙면(600)에 대해 이륙으로부터 수평 비행으로의 진행을 도시한다. 이동 가능한 이젝터(105, 106)는 비히클(100) 비행 자세의 수평 비행(순항)까지의 미세 조정을 담당할 수 있다. 이 실시예의 일 양태는 더 크고 1차 유체로서 고온 가스를 사용하는 테일 이젝터(109, 110)가 반드시 자세를 제어하기 위해 선회할 필요는 없지만, 더 작고 압축기 배출 또는 블리드로부터 더 차가운 가스로 작동하는 포어 이젝터(105, 106)는 상기 자세 및 비히클(100)의 자세를 유지하고 비행중 배향을 원하는 위치 및 자세로 구동하도록 선회될 수 있다. 그 후, 포어 이젝터(105, 106)는 블리드 포트를 폐쇄하는 중앙 제어 밸브로부터 차단될 수 있고 및/또는 포어 부분(102) 내부에서 수축되어 유체 발생기(104)가 스로틀 풀링 상태(100 % 속도 미만)에서 작동하게 하고 1차 유체, 블리드 밸브가 닫힌 상태에서 테일 이젝터(109, 110)에 공급하기 위해 여전히 후면에 고온 가스를 발생시킨다. 테일 이젝터(109, 110) 및 에어포일 요소(115) 자체에 의해 형성된 더 큰 또는 매크로(macro)-이젝터에 대한 슈라우드로서 작용하는 박스형 날개로부터의 기여가 미미하거나 전혀 수평 수준 비행에서 2:1의 확대가 여전히 가능하다.

고속 기류를 발생시키는 테일 이젝터(109, 110)를 주요 에어포일 요소(115)와 조합하여 추가적인 추력 증강을 생성하는 유리한 효과는 테일시터 구성에서 이륙할 때 특히 유용하다. 테일 이젝터(109, 110)는 전형적인 이젝터의 주요 노즐이 된다. 그 후, 매크로-이젝터를 형성하기 위해 테일 이젝터(109, 110)와 함께 주요 에어포일 요소(115)는 슈라우드가 없는 단순한 스러스터에 비해 대략 1.1 내지 1.2의 스러스트 증강을 생성한다. 테일 이젝터(109, 110) 자체는 또한 아마도 3:1에 가까운 2 초과의 추력 증강을 생성할 수 있다. 이와 같이, 두 개의 터보제트를 간단히 사용하여 추력 단위를 얻는 대신 최소 2 * 1.1 = 2.2의 총 추력 증강 및 최대 3 * 1.2 = 3.6까지의 증강 팩터가 얻어져서 더 무거운 비히클의 이륙을 허용한다. 크루스 상태로 수평 유지되면, 엔진이 다시 조절될 수 있으며 증강은 또한 수준 비행에서 비히클을 전방으로 끌어 당기고 추진하는 것을 맞추고 극복하기 위해 감소한다.

도 7은 유동 스테이션의 하이라이트를 갖는 터보 샤프트/터보프롭 엔진의 상부 절반을 도시한다. 하부 절반은 샤프트를 제거하고 샤프트를 구동하는 터빈(이 경우 프로펠러를 구동하는 자유 터빈)과 가스 발생기를 사용하여 본 발명의 바람직한 실시예의 제트 증강 시스템을 구동하는 동일한 엔진을 포함한다. 도 7은 터보샤프트 설계 엔진을 제트 증강 시스템을 위한 가스 발생기로 변환하는데 선택적으로 유리할 변화를 도시하고 개시된 시스템의 호환성을 강조한다.

도 7에서, 풀러 프로펠러 구성이 상부 절반에 도시되어 있다. 대조적으로, 본 발명의 일 실시예는 푸셔 프로펠러가 위치되는 우측을 가리키는 샤프트를 갖는다. 상부 절반은 압축기, 연소기, 및 2개의 터빈을 포함하는데, 하나는 샤프트를 통해 압축기에 연결되고 다른 하나는 프로펠러에 연결된다. 스테이션(2)은 컴프레서 인렛, 압축기 아웃렛 스테이션(3); 연소기 인렛(31); 연소기 아웃렛(4); (압축기에 연결되어 구동하는) 제 1 터빈 인렛(41); 제 1 터빈 아웃렛(44); 자유 터빈으로의 인렛(45); 자유 터빈으로부터의 출구(5), 터빈 및 배기구로부터의 아웃렛(6); 배기부(전체 시스템으로부터)(8)를 포함한다. 스테이션(3)으로부터의 블리드 시스템은 시스템의 전방 스러스터를 위한 기동 유체로서 사용된다. 나머지 작동 유체는 가스 발생기에 의해 자유 터빈을 구동하기 위해 사용되며, 이는 프로펠러를 구동하기 위한 동력을 추출한다. 하반부에서 시스템은 자유 터빈과 샤프트(및 암시적으로 프로펠러)에서 분해되지만 다른 모든 요소는 동일하게 유지된다. 프리 터빈이 제거된 것을 제외하고, 시스템은 압축기를 구동하는 제 1 터빈과 유사하며, 시스템은 스테이션(44)에서 1248.65 켈빈의 총 온도에서 202.514 킬로파스칼의 총 압력을 생성하는 가스 발생기가 될 수 있다. 이 에너지 운반 유동은 이제 본 발명의 바람직한 실시예의 제트 증강 시스템의 테일 이젝터(109, 110)를 위한 기동 유체로서 사용될 수 있다.

다른 가스 발생기는 정상 작동 조건에서 약 2의 압력비를 생성하도록 설계될 수 있다. 본 발명의 일 실시예는 1.5를 초과하는 증강비를 초래할 수 있고 스러스터의 다양한 설계는 2.75:1 증강 비율을 포함한다. 이와 같이, 이러한 조건에서 작동하는 본 실시예의 제트 증강 시스템은 추력을 1.4 내지 3배 증가시킬 수 있다. 반대로, 동일한 양의 연료가 스테이션(44)에서 조건을 생성하기 위해 사용됨에 따라 특정 연료 소비가 감소되고, 그 상태에서 배기 가스로부터 1.4배 더 많은 추력이 얻어지고, 후방 및 전방 스러스터에서 기동 유체로 사용된다. 통상적인 소형 터보제트의 연료 소비, 일반적으로 lbf 당 1.5 lb/hr와 비교할 때, 개시된 제트 증강 시스템에 의한 특정 연료 소비는 생산된 각각의 lbf 당 약 1.07 lb/hr 연료로 1.4배 감소된다. 하나 이상의 실시예는 생산된 1 lbf 당 원래의 1.5 lb/hr의 연료에 비해 최대 2.0배의 감소를 보여 주어, 시스템을 자유 터빈을 사용하지 않고 생산된 1 lbf 스러스트 당 높은 성능의 0.75 lb/hr의 연료를 야기한다.

본 발명의 실시예는 2개의 후방 가스 발생기; 제 1 후방 대형의 이동 가능한 스러스터; 제 2 후방의 크고 움직일 수 있는 스러스터; 각각의 후방 가스 발생기로부터 후방 가압기로 고온 가압 배기 가스를 안내하는 전이 피스; 서포트 스러스터; 매니폴드, 압축기 블리드 공기; 밸브 박스를 제어하기 위한 파이프 링킹 블리드 매니폴드; 추가적인 기동 유체로서 전방 스러스터들에 대한 유동 및 전방 스러스터들 사이의 밸런스를 조절하는 제어 밸브; 모터 제어 밸브; 제어 밸브 박스에서 전방 스러스터로 압축된 블리드 공기를 안내하는 가요성 라인; 전방 스러스터 본체; 전방 스러스터 프렌지; 전방 스러스터를 선회시키기 위한 모터; 샤프트; 엔드 패널/윙렛 카나드 날개; 포어 이동형 카나드; 제 1 디자인 박스 날개, 및 제어 표면(러더, 엘레본, 엘리베이터); 제 2 디자인 박스 날개; 디자인 스윕 백 박스 날개; 중앙 핀 및 러더; 동체 운반 탱크, 가스 발생기, 제어부의 메인 박스; 포어 동체; 및 전방 스러스터용 포어 가스 발생기를 포함한다.

도 8 내지 도 11은 VTOL 능력에 특히 중점을 둔 제트 증강 추진 시스템을 갖는 본 발명의 일 실시예의 상이한 사시도를 도시한다. 도 12 내지 도 14는 제어 에어포일을 포함하는 다른 실시예의 상이한 사시도를 도시한다. 도 15 및 도 16에서, 비행 비히클은 수직 이륙에서 순항 상태로의 전환 위치에 도시되어 있다.

본 발명의 일 실시예는 추력을 증강 및 증강시키고 비행 비히클 전체에 분배된 몇몇 가스 발생기를 사용하여 엔진의 추력 대 중량비 및 사이징의 제 1 문제를 해결한다. 본 발명의 바람직한 실시예에서, 스러스터 자체는 2:1을 초과하고 3:1에 가까운 증강을 허용하도록 설계된다. 이는 이러한 스러스터가 기존 터보제트에 의해 생성된 스러스트보다 2 내지 3배 큰 스러스트를 생성하도록 설계되었음을 의미한다. 추력 보강 설계는 '389 출원에 개시되어 있다.

본 발명의 바람직한 실시예에서, 스러스터는 1차 유동원으로서 가스 발생기와 함께 사용된다. 도 8 내지 도 11은 본 발명의 실시예에 따른 비히클(5)을 상이한 사시도로 도시한다. 도 8 내지 도 11에서, 비히클(5)은 VTOL 능력에 특히 중점을 둔 제트 증강 추진 시스템을 갖는다. 보다 구체적으로, 비히클(5)은 포어 부분(60) 및 테일 부분(65)을 갖는 본체(55)를 포함한다. 본체(55)는 비히클(5)의 유인 작동을 가능하게 하도록 구성된 조종석 부분(35)을 포함할 수 있다. 모든 비행체/항해체와 같이, 비히클(5)은 우현과 좌현을 갖는다. 유체 발생기(45a, 45b)는 본체(55)에 결합되어 유체 스트림을 생성한다. 일 실시예에서, 유체 발생기(45a, 45b)는 본체(55)에 배치된다. 테일 도관(70a, 70b)은 발생기(45a, 45b)에 유체적으로 결합된다.

포어 유체 발생기(25a, 25b)는 포어 부분(60)을 향해 본체(55)에 결합된다. 제 1 및 제 2 포어 이젝터(20a, 20b)는 제 1 및 제 2 포어 도관(75a, 75b)에 의해 포어 유체 발생기(25a, 25b)에 유체적으로 결합되고 포어 부분(60)에 결합되고 우현 및 좌현에 각각 결합된다. 포어 이젝터(20a, 20b)는 각각 포어 유체 발생기(25a, 25b)로부터의 유체가 소정의 조정 가능한 속도로 유동하는 아웃렛 구조(도시되지 않았지만, 도 1에 도시된 아웃렛 구조(107, 108)와 유사)를 포함한다. 부가적으로, 각각의 포어 이젝터(20a, 20b) 전체는 포어 및 상방의 구성요소 모두에 대한 추력 배향을 제공하기 위해, 포어 이젝터의 선행 에지에 평행하게 배향된 축선(즉, 횡축선)을 중심으로 회전 가능하며, 예를 들면, 비히클(5)이 훨씬 더 가파른 영각에서 이륙하고 계속 상승하여 필요한 활주로 길이를 줄인다.

상승의 끝에서 또는 상승 동안, 포어 이젝터(20a, 20b)는 포어 유체 발생기(25a, 25b)를 끄고 포어 이젝터를 본체(55)로 후퇴시키고, 이에 따라 가스 발생기의 속도 및 작동을 조정하고 후방 추진 시스템(예를 들면, 테일 이젝터(10a, 10b))를 구동시킴으로써 주 비행 방향으로 재정렬할 수 있거나 완전히 차단할 수 있다. 착륙시에, 포어 이젝터(20a, 20b)는 착륙 방향에 대해 추력 역전을 제공하여 착륙 길이를 단축시키기 위해 180도 선회될 수 있다. 일 실시예에서, 각각의 포어 이젝터(20a, 20b) 전체는 포어 이젝터의 선행 에지에 수직하게 배향된 축선을 중심으로 회전 가능하다.

제 1 및 제 2 테일 이젝터(10a, 10b)는 테일 도관(70a, 70b)에 유체적으로 결합되고 테일 부분(65)에 결합된다. 테일 이젝터(10a, 10b)는 아웃렛 구조(도시되지는 않지만 도 1에 도시된 아웃렛 구조(113, 114)와 유사함)를 포함하고, 테일 도관(70a, 70b)으로부터의 유체가 미리 결정된 조정가능한 속도로 유동한다. 또한, 각각의 테일 이젝터(10a, 10b)는 테일 이젝터의 선행 에지에 평행하게 배향된 축선(즉, 횡축선)을 중심으로 회전 가능하다. 일 실시예에서, 각각의 테일 이젝터(10a, 10b) 전체는 테일 이젝터의 선행 에지에 수직으로 배향된 축선을 중심으로 회전 가능하다.

주요 에어포일 요소(15)는 테일 부분(65)에 결합된다. 상기 요소(15)는 포어 이젝터(20a, 20b)의 바로 하류에 위치되어, 포어 이젝터로부터의 유체가 주요 에어포일 요소의 적어도 하나의 공기 역학적 표면 위로 흐른다. 일 실시예에서, 주요 에어포일 요소(15)는 (도 1을 참조하여 설명되고 논의된 요소(121, 122 및 123과 유사)) 선행 에지 및 후행 에지를 갖는 폐쇄형 날개이고 상기 폐쇄형 날개의 상기 선행 및 후행 에지들은 내부 영역을 정의한다. 테일 이젝터(10a, 10b)는 내부 영역 내에(즉, 선행 에지와 후행 에지 사이에) 적어도 부분적으로 배치되고 에어포일 요소(15)에 대해 내부 영역 내에서 제어 가능하게 이동 가능하다(예를 들어, 전진, 후진 등). 이와 같이, 슈라우드는 테일 이젝터(10a, 10b) 주위에 주요 에어포일 요소(15)에 의해 형성되어, 매크로-이젝터를 형성한다.

비히클(100)은 포어 부분(60)에 결합되고 우현 및 좌현에 각각 결합된 제 1 및 제 2 카나드 날개(30a, 30b)를 더 포함한다. 카나드 날개(30a, 30b)는 비히클(5)이 움직일 때 카나드 날개 위로 유동하는 주변 공기의 경계층을 성장시키도록 구성된다. 카나드 날개(30a, 30b)는 각각 포어 이젝터가 경계층에 유체적으로 결합되도록 포어 이젝터(20a, 20b)의 바로 상류에 위치된다. 포어 이젝터(20a, 20b)는 각각 인렛 부분(즉, 도 1을 참조하여 도시되고 논의된 인렛 부분(119, 120)과 유사)을 포함하고, 포어 이젝터는 경계층이 인렛 부분에 의해 흡입되도록 위치 설정된다. 제 1 및 제 2 카나드 날개(30a, 30b)는 각각 선행 에지를 가지며, 제 1 및 제 2 카나드 날개 각각 전체는 선행 에지에 평행하게 배향된 축선을 중심으로 회전 가능하다.

수평 비행 동안, 예를 들어 슈라우드로서 작용하는 비히클(5)의 박스형 날개(15)와 함께 스러스터(10a, 10b)로부터의 배기를 사용함으로써 형성될 수 있는 2차 주 이젝터를 통해 추가 증강이 달성될 수 있다. 날개는 또한 스러스터(10a, 10b)의 고속 배기가 날개(15)( "슈라우드") 및 스러스터에 의해 형성된 이젝터의 주 노즐로서 기능하도록 하는 방식으로 설계된 임의의 다른 형상을 가질 수 있다. 슈라우드의 효과는 추력을 적어도 10 내지 25% 만큼 추가로 향상시킬 수 있다. 사실상, 스러스터(10a, 10b) 및 슈라우드는 예를 들어, 1.1(슈라우드형 스러스터로부터)배 2.5(스러스터로부터) 증강의 스러스트 증강의 조합 효과를 가질 수 있으며, 이는 총 2.75의 증강을 초래한다. 따라서, 당업자는 이러한 시스템이 단순한 터보제트에 의해 생성된 그렇지 않으면 ~2.75 스러스트(an otherwise ~2.75 thrust)를 증가시킴으로써 속도로 움직이는 비히클의 항력을 물리치는 추력을 생성할 것을 이해할 것이다.

박스 날개(15)와 조합된 스러스터(10a, 10b)는 추가적인 스러스트 증강을 발생시킨다. 이 효과는 이륙시 특히 유용하다. 스러스터(10a, 10b)는 전형적인 이젝터의 주요 노즐이 된다. 그리고 슈라우드(스러스터(10a, 10b)와 함께 매크로-이젝터를 형성함)는 슈라우드가 없는 단순한 스러스터에 비해 대략 1.1 내지 1.2의 스러스트 증강을 생성한다. 스러스터(10) 자체는 또한 실시예에 따른 스러스터가 사용되는 경우 3 : 1에 근접한 2 초과의 스러스트 증강을 생성할 수 있다. 이와 같이, 두 개의 터보제트를 간단히 사용하여 추력 단위를 얻는 대신, 최소 2 * 1.1 = 2.2 및 최대 3 * 1.2 = 3.6 증강 팩터까지의 총 추력 증강을 얻을 수 있어, 더 무거운 비히클의 이륙을 허용한다. 순항 상태로 수평 이동하면, 엔진이 다시 스로틀링되고 증강이 또한 감소하여 이에 맞추어 항력을 극복하고 포어 수평 비행으로 비히클(5)을 추진한다.

수직으로 이륙하는 임의의 항공기에서, 항공기는 항공기가 일정한 순항 속도로 전방으로 비행하도록 하기 위해 당연히 허용 가능한 자세로 수평을 유지하고 추력을 감소시키기 위해 자세를 조정해야 할 것이다. 스로틀 감소를 통한 추력 감소는 항공기의 항력만 극복하는 데 필요한 전력을 조정할 수 있으며, 이는 전체 시스템의 더 적은 증강을 의미할 수 있고 항공기를 전방으로 추진하고 속도를 유지하기에 충분할 수도 있다.

본 발명의 일 실시예에서, 1500-lbs 항공기는 항공기 후방에서 가스 발생기가 되도록 구성된 2개의 300- lbf 터보제트(후방 가스 발생기) 및 항공기의 노우즈에 있는 가스 발생기(포어 가스 발생기)가 되도록 구성된 다른 2개의 150 lbf 급 터보제트를 채택할 수 있다. 이 실시예에서, 이러한 추력 증강 이젝터는 예를 들어, 종래 기술의 1.75 배의 증강을 생성할 수 있으며, 이는 300에 1.75를 곱한 것을 의미하며, 이는 각각의 트러스터에 대해 525 lbf의 증가된 추력을 초래하므로, 항공기의 후면에 총 1050 lbf를 초래한다. 스러스터(10)는 스러스터의 회전 또는 전체 가스 발생기 및 스러스터 조립체의 회전에 의해 아래쪽으로 향하도록 선회될 수 있다. 비행 비히클(5)이 고도를 얻음에 따라, 스러스터(10) 또는 전체 조립 가스 발생기-스러스터는 전방으로 이동하는 수평 비행 위치에서 회전하며, 스러스터의 고온 가스는 박스 날개(15)를 통해 배향되어 최종 수준 비행 위치에서 슈라우드를 형성한다. 메인 스러스터(10a, 10b) 주위의 박스형 구조와 같은 날개를 사용하여 이러한 스러스터를 수평 비행에서 가리면, 스러스트의 전체 증가는 예를 들어 1.15에 525 lbf를 곱하여 603.75 lbf가 되므로 비히클을 전방으로 빠르게 가속한다.

전방 발전기(25a, 25b)는 항공기(5)의 포어 영역에 조합된 ~525 lbf를 얻기 위해 추력을 유사하게 보강하여 비히클의 밸런스를 맞추고 안전한 이륙 및 착륙 자세를 제공할 것이다. 비히클(5)이 안전한 고도 및 전진 속도에 도달하면, 전방 발전기(25a, 25b)는 정지될 수 있고, 관련된 전방의 스러스터(20)는 동체 내부에서 후퇴하여 항력을 감소시킬 수 있다. 전방의 스러스터(20)는 포어 가스 발생기 재시작에 수반하여 착륙 또는 호버링하도록 이행에 가까워질 때 다시 연장될 수 있다. 스러스터(10, 20)는 터보제트 및/또는 터보 프로펠러를 포함하거나 이로 구성될 수 있음에 유의해야 한다.

비히클(5) 탑승시 연료가 소비됨에 따라, 비히클의 무게가 가벼워지고 비히클의 가속도가 커져서 속도와 가속도가 증가한다. 비히클(5)이 거주하기 때문에, 가속은 인간의 안전 및 생명을 위협하지 않는 표준으로 제한되는 현재의 인간 제한 가속을 초과할 필요는 없다. 이와 같이, 짧은 시간 후에, 비히클(5)은 스로틀 및 제어 표면 변화에 의해 그의 자세를 변경하고 수평 비행을 달성하는 능력을 가질 수 있다. 비히클(5)이 그 자세가 변하면 리프트가 증가하는 반면, 스로틀 풀백(throttle pullback)으로 인해 조합된 증강도 값이 감소한다. 이어서, 비히클(5)은 엔진 로드(에르고 가스 발생기 1차 스트림)를 제 1 수준에서 스러스터(10)로 동시에 감소시키고 박스형 날개(15)가 자세를 유지하는데 필요한 리프트를 생성하게 하는 한편, 스러스터는 단지 항력을 극복하기에 충분한 추력을 생성한다.

반대로, 목적지에 접근할 때, 항공기(5)의 자세는 증가된 영각으로 조정될 수 있으며 추력 증가는 다시 전진 속도가 감소하고 항공기가 수직으로 착륙 할 수 있기 때문에 다시 상승의 필요성을 대체하고, 항공기의 테일 상에 스러스터(10, 20) 및 이의 조합된 증강 효과에 의해 밸런스를 이룬다.

본 발명의 하나 이상의 실시예는 항공기 내의 다양한 위치에 걸쳐 추력의 분배를 가짐으로써 질량 중심 주위에서 밸런스를 맞추는데 필요한 더 작은 모멘트 암(moment arm)을 가짐으로써 힘과 모멘트의 밸런스를 맞추는 두 번째 문제를 극복할 수 있다. 이는 이어서 이들 실시예가 보다 많은 제어를 가질 수 있고 호버링/직립 위치를 유지하기가 더 쉬워진다.

'389 및 '407 출원에서 논의된 바와 같이, 고유한 기술은 다양한 스러스터(예를 들어, 전방에서, 단지 호버링 단계, 이륙 및 착륙 및 수평 비행 중단에서만 적용되는 카나드 날개(이동 가능한 카나드)(30a, 30b) 뒤의 스러스터(20), 및 후방에서, 대부분의 추력을 발생시키는 "고온 스러스터(10)")에서 달성된 증강 수준으로 항공기의 다양한 위치에 걸쳐 추력을 분배할 수 있게 한다.

도 8의 1500# 무거운 비히클(5)의 실시예에서, 2개의 더 작은 전방 발전기(25a, 25b)가 각각 더 작은 스러스터(10a, 10b)를 공급하는 비히클의 노우즈에 배치된다. 카나드(30) 근처에 배치되는 이들 전방 발전기(25a, 25b) 및 스러스터(20a, 20b)의 역할은 후방, 더 큰 스러스터(10)와 함께 모멘트 및 힘의 밸런스를 맞춤으로써 이륙을 보조하고 수평 비행 상태를 달성하는 것으로, 이러한 상태에 대해 충분한 양력이 비히클(5)의 공기 역학적 특징에 의해 생성되고 후방 스러스터 시스템에 의해 보완된다.

비히클(5)에 의해 발생된 리프트가 충분해지는 지점에서, 전방 발전기(25a, 25b) 및 스러스터(20)는 동체 내에서 차단 및 후퇴하며, 후방 스러스터(10)만이 작동할 때 항력을 감소시키고 비히클의 고속을 허용한다.

일 실시예에서, 1500 # 비행 비히클은 150 lbf 터보제트로부터 변형된 2개의 전방 발전기(25a, 25b)에 의해 가스가 공급되는 노우즈에 조합된 500# 증강 스러스터(20)를 사용한다. 1.75의 증가는 525 lbf의 조합된 노우즈 스러스트에 대해, 각 시스템에 대해 262.5 lbf의 추력을 제공한다. 비히클(5)이 공기 역학적 양력이 충분한 속도에 도달하고, 스러스터(10a, 10b)가 순항 위치로 완전히 선회하여 항력을 극복하기에 충분한 추력을 생성할 때 이들 전방 발전기(25a, 25b)는 점차적으로 속도를 낮추어 결국 차단된다.

접근 및 착륙시, 전방 스러스터(20)는 리프트 감소를 보완하고 비히클(5)이 제어되도록 발생기(45a, 45b)의 압축기 배출 포트로부터의 고온 블리드 공기로부터의 도움으로 다시 한번 시동되고 그 동안 후방 스러스터(10)는 착륙/이륙 위치에서 방향을 바꾼다.

종래의 소형(<1500 lbf 추력) 소형 제트 엔진은 일반적으로 단일 위치, 전형적으로 배기 섹션의 중심에서 추력을 제공한다. 일부 소형 터보팬은 또한 항공기의 집중 지점에서 추력을 제공한다. 본 발명의 하나 이상의 실시예는 기존의 종래 기술에서의 경우와 같이 원형 방식과 달리, 거의 선형 및/또는 비-원형 방식으로 추력의 분배를 허용하고, 따라서 항공기의 날개의 길이 또는 다른 에어포일 및/또는 제어 표면당 추력을 분배한다. 비히클(5)에서, 모든 가스 발생기 및 압축기 블리드 공기 스트림은 증강 스러스터를 위한 기동 유체로서 사용될 수 있다. 이 실시예는 집중 지점이 아닌, 선형, 주로 비-원형 및 분산으로 추력을 분배할 수 있기 때문에, 항공기의 추진 효율을 향상시킨다. 또한, 더 나은 성능을 얻기 위하여 에어포일의 형상에 따라 스러스터를 몰딩하고 성형하는 선택적으로 유용한 특징이 있다(예를 들어, 스러스터가 하류에 배치되는 경우 주어진 카나드 날개의 스톨 마진의 증가 또는 스러스터가 상기 주요 날개의 하류의 최적 위치에 배치되는 경우 메인 날개 상의 리프트 증가). 분산 추력은 예를 들어 항공기 상의 적어도 4개의 위치에서 터보제트 엔진의 후방에서 집중된 위치로부터 그렇지 않으면 예를 들어 600 lbf를 분배함으로써 항공기의 성능을 개선한다. 또한 VTOL 또는 STOL을 허용한다. 이 예에서, 스러스터는 (i) 컴프레서 블리드 시스템으로부터 가압된 공기 또는 가스 스트림 및 가스 발생기의 배기 가스 또는 이들의 조합을 수용하도록 (ii) 그렇지 않으면 4개의 1차 스트림의 간단한 등엔트로피 팽창으로 인해 발생하는 4개의 추력 각각을 1.5 내지 3배 증가시키도록, 최적의 방식으로 비히클의 이들 4개 위치에 장착된다. 이로 인해 4개 지역에서 유리한 분산 유동과 추력이 발생하여 항공기의 기동성과 추진 효율이 향상된다.

도 15 내지 도 16은 테일-단부에 이동 가능한 후방 스러스터(들)(10) 및 포어-단부에 집어넣을 수 있는 노우즈 스러스터(들)(20)를 갖는 비히클(5)의 이륙에서 수평 순항 비행까지의 진행을 수평 비행(순항)까지의 비행에서 항공기 자세의 미세 튜닝을 담당하는 노우즈 스러스터와 함께 도시한다. 이 실시예의 장점 중 하나는 소형이고 1차 유체로서의 전방 발전기(25a, 25b)로부터의 고온 가스를 사용하는 노우즈 스러스터(20)가 제어 표면이 스러스터의 하류 위치에 놓이는 경우 자세를 제어하기 위하여 많이 선회하는 것이 반드시 필요하지 않거나 심지어 전혀 필요하지 않은 반면, 더 크고 발생기(45a, 45b)로부터 배기 가스로 작동하는 후방 스러스터(10)는 자세 및 항공기의 자세를 유지하고 원하는 위치 및 자세로 비행 배향을 구동하도록 선회될 수 있다. 노우즈 스러스터(20)는 전방 발전기(25a, 25b)를 차단함으로써 및/또는 동체 내부로 후퇴하여 정지될 수 있어 비히클이 스로틀 풀링 상태(100% 속도 미만)로 작동하는 후방 엔진에서만 비행할 수 있게 하고 여전히 고온 스러스터(10)에 1차 유체를 공급하기 위해 고온 가스를 발생시킨다. 2:1의 증강이 고온 스러스터(들) 및 날개 자체에 의해 형성된 더 크거나 매크로-이젝터에 대해 슈라우드로서 작용하는 박스형 날개(15)로부터 미미한 기여 또는 기여 없이, 수평 비행에서 여전히 가능하다.

일 실시예는 본 발명의 터보프롭 STOL 버전을 포함한다. 증강 추진 시스템의 터보프롭 버전은 두 노우즈 가스 발생기에 의해 제공되는 기동 유체에 기초한 추력 증강의 동일한 포어 시스템으로 구성된다. 발생기(45a, 45b)의 블리드 시스템은 또한 좌현 및 우현 전방 스러스터(20a, 20b)에 후방 가스 발생기의 압축기의 블리드로부터 추가적인 기동 공기를 제공함으로써 전방 스러스터의 추가 증강에 사용될 수 있다. 전방 스러스터는 블리드 시스템 및 포어 가스 발생기 배기 장치에 의해 제공되는 배기 가스의 기동 공기의 각각의 lb/sec에 대해 100 내지 300 lbf의 특정 추력에 해당하는 증강을 제공한다. 이 값은 구성요소의 효율성이 제한되고 고급 기술이 없기 때문에 소형 터보제트 엔진으로 얻어진 전형적인 50 내지 65 lbf/lb/sec 특정 추력을 훨씬 능가한다. 가스 발생기로 전환될 때, 압축 공기 및 배기 가스의 조합된 값은 시스템의 앞뒤에 스러스터를 사용하여 2:1 이상의 증강 비율을 초래함으로써 활용된다. 이와 같이, 동일한 에너지 입력에서 더 많은 추력을 얻을 수 있다.

일 실시예에서, 제어 밸브는 좌현 및 우현 스러스터(10a, 10b) 사이의 유동의 밸런스를 제공하기 위해 사용된다. 공기의 조절은 엔진 블리드와 제어 밸브 박스(80) 사이에 배치된 밸브를 사용하여 얻을 수 있다. 밸브는 각각의 스러스터에서의 유동의 제어 및/또는 전방 스러스터들 중 하나 또는 둘 모두에 대한 통로를 개방 또는 폐쇄하고 기동 유체 공급을 변경함으로써 두 개의 전방 스러스터들 사이의 기동 공기의 유동의 밸런스를 허용한다. 이는 이어서 추력에 임밸런스를 생성하고 임밸런스는 항공기 자세에서의 변화를 초래한다. 스러스터는 주요 축선을 중심으로 선회하면서 동시에 1차 유동(기동 유체 유량)을 조절할 수 있다. 이것은 피치 및 롤링에 대한 제어뿐만 아니라 요잉에 대한 일부 제한된 제어 및 이들의 조합을 허용한다.

일 실시예는 본 발명의 제트 증강 추진 시스템 STOL 버전을 포함한다. 이 실시예에서, 비히클 후방 추진 시스템은 제트 증강 시스템으로 구성된다. 터보제트는 항공기의 박스 날개를 통해 고속 배기 가스를 공급하여 사실상 원래 추력의 최소 1.05배에서 최대 1.15배까지 증가시킨다. 터보제트는 사실상 슈라우드가 박스 날개 자체인 매크로-이젝터에서 추력을 증가시키기 위해 구동 가스를 전달하고 있다. 제트 증강 시스템은 추가 연료 소비 비용으로 비히클의 빠른 이동을 허용하도록 특별히 설계되어 비히클의 공기 속도가 200 MPH를 초과하고 추진 효율이 75%를 초과한다. 이 시스템은 생성된 lbf 당 1.3-1.4 lb/hr의 전형적인 비(specific) 연료 소모를 발생시키며, 이는 소형 터보제트의 1.5 전형적인 속도보다 경제적이다. 이 수준은 일반적으로 드론의 현재 시장의 대부분인 소형 터보제트에서 일반적으로 얻어진 lbf 당 1.5 lb/hr보다 훨씬 성능이 우수하다. 이 시스템은 또한 자유 터빈과 팬 자체를 사용하지 않고도 훨씬 작은 규모로 저-우회 터보팬의 특정 연료 소비 성능을 달성할 수 있어 전체 추진 시스템의 무게와 복잡성을 줄이고 팬/프리 터빈 조립품과 같은 대형 이동 조립체를 제거한다.

대안적으로 또는 추가로, 항공기의 임무가 더 높은 추진 효율에서 지속 시간/범위가 길고 공기 속도가 느리면, 추진 시스템의 후방 부분은 터빈/프로펠러 시스템으로 대체될 수 있을 정도로 유연하게 만들어질 수 있는 동안 공통의 동일한 가스 발생기(추진 시스템의 전면)를 유지하고 스러스터를 보강한다. 터빈은 제트 증강 시스템의 경우와 동일한 유동을 수용하지만 가스 발생기 배기 유동에서 에너지를 추출하여 이젝터 타입 스러스터의 유동을 유동적으로 증가시키는 대신 프로펠러를 회전시키는데 사용되는 기계 작업으로 전환한다. 인터페이스는 매우 유사하고 전이 피스 도관을 프로펠러를 구동하는 프리 터빈을 향하여 고온 가압 가스를 안내하고 그 후 배기 가스가 하류 방향으로 그리고 프로펠러의 세척으로 방출하는 도관으로 대체가 이루어진다. 이러한 유연한 시스템의 장점은 유사한 구성으로 터보 프로펠러 푸셔 또는 제트 증강 시스템을 상호 교환할 수 있어 고객이 즉시 미션에 따라 시스템을 선택할 수 있다는 점이다. 이와 같이, 설명된 터보 프로펠러 푸셔 시스템은 각 마력당 0.6 lb/h 미만의 특정 연료 소비 수준 또는 달성되는 등가 추력 lbf를 달성할 수 있다. 본 발명의 일 실시예에서, 비행 비히클은 150mph의 평균 순항 속도로 이동하면서 200 마일 떨어진 한 사람을 운송할 수 있다.

또한, 예를 들어, 다른 곳에 기술된 박스 날개 시스템에 의해 프로펠러가 완벽하게 수용될 수 있고, 따라서 터보프롭에 의해 발생되는 소음은 직접(박스 날개) 및 간접 수단(날개 내부의 소음 저감 물질)에 의해 상당히 감소될 수 있다. 또한 터보프롭은 여전히 전방 스러스터의 존재 및 전방 스러스터에 동력을 공급하기 위한 블리드 에어의 사용에 장점이 있어서, VTOL뿐만 아니라 적절한 경우 VTOL이 필요하지 않은 경우 짧은 이륙 및 착륙이 가능하다.

본 발명의 하나 이상의 실시예에서, 짧은 이륙 및 착륙(STOL) 개념은 전방 스러스터의 채용에 의해 달성될 수 있으며, 이륙에 필요한 활주로 길이를 상당히 줄인다. 스러스터를 선회시킴으로써, 추가의 벡터 스러스트가 이륙하는 동안 피치를 증가시키고 종래의 항공기에 비해 필요한 길이를 감소시키도록 배향될 수 있다. 프론트 스러스터는 순항 또는 로이터링 중에 차단되거나 비행의 다양한 단계에서 다시 활성화되어 리프트, 추력, 또는 둘다를 증가시킬 수 있다. 추력의 증강은 스러스터의 설계를 통해 달성될 수 있다. 리프트의 보강은 카나드(포어 날개) 및 메인 박스 날개와 관련하여 전방 스러스터를 배치함으로써 달성될 수 있다. 포어 날개의 하류 위치는 프론트 날개의 스톨을 지연시켜 스톨이 발생하기 전에 더 높은 영각 및 더 높은 리프트 계수에서의 작동을 허용한다. 이는 스러스터 전방에서 발생하는 압력이 낮아서 날개 상부에서의 분리가 지연되어 높은 영각으로 대부분의 날개에서 스톨의 주 원인이 된다. 메인 날개로 인한 리프트 증강은 주로 비히클의 공기속도보다 국부적으로 더 높은 전방 스러스터에서 발생하는 증가된 유동 때문이고, 상기 유동은 박스 날개의 바닥 부분으로 안내되며 이 문제와 친숙한 사람들에게 알려진 바와 같이 메인 날개의 리프트를 보강한다.

동일한 원리가 STOL 실시예에 적용될 수 있다. 일 실시예에서, 좌현 전방 스러스터는 포어 구성요소 및 상향 구성요소 모두에서 스러스트 배향에 유리한 각도로 선회되어, 비히클이 훨씬 더 가파른 영각에서 이륙하고 계속 상승하여 필요한 활주로 길이를 줄인다. 상승이 끝났을 때 또는 상승 중에 전방 스러스터는 엔진/가스 발생기의 블리드 밸브를 차단하고 가스 발생기의 속도와 작동을 조정하여 후방 추진 시스템(예를 들어, 제트 증강 시스템 또는 터보 프로펠러)만 구동함으로써 주 비행 방향으로 다시 정렬하거나 완전히 차단할 수 있다. 착륙 후, 전방 스러스터는 180도 선회하여 착륙 방향에 대해 추력 역전을 제공하여 착륙 길이를 단축시킬 수 있다.

일 실시예에서, 도 12 내지 도 14를 참조하여, 비히클(1200)은 VTOL 능력에 특히 중점을 둔 제트 증강 추진 시스템을 갖는다. 보다 구체적으로, 비히클(1200)은 포어 부분 및 테일 부분을 갖는 본체(55)와 유사한 본체를 포함한다. 본체는 비히클(1200)의 유인 작동을 가능하게 하도록 구성된 조종석 부분(1208)을 포함할 수 있다. 모든 비행체/항해체와 같이, 비히클(1200)은 우현 및 좌현을 갖는다. 적어도 하나의 유체 발생기(1211)는 본체에 결합되고 유체 스트림을 생성한다. 일 실시예에서, 유체 발생기(1211)는 본체에 배치된다. 적어도 하나의 포어 도관 및 적어도 하나의 테일 도관이 발생기(1211)에 유체적으로 결합된다.

제 1 및 제 2 포어 이젝터(1201, 1202)는 적어도 하나의 포어 도관에 유체적으로 결합되고 포어 부분에 결합되고, 각각 우현 및 좌현에 결합된다. 포어 이젝터(1201, 1202)는 각각 적어도 하나의 포어 도관으로부터의 유체가 미리 결정된 조정 가능한 속도로 유동하는 아웃렛 구조를 포함한다. 부가적으로, 각각의 포어 이젝터(1201, 1202) 전체는 포어 및 상방 구성요소 모두에 추력 배향을 제공하기 위해, 포어 이젝터의 선행 에지에 평행하게 배향된 축선(즉, 횡축선)을 중심으로 회전 가능하며, 예를 들면, 비히클(1200)은 훨씬 더 가파른 영각에서 이륙하고 계속 상승하여 필요한 활주로 길이를 줄인다. 상승이 끝났을 때 또는 상승 중에, 포어 이젝터(1201, 1202)는 엔진/유체 발생기(1211)의 블리드 밸브를 차단하고 포어 이젝터를 후퇴시키고, 이에 따라 가스 발생기의 속도 및 작동을 조정하여 후방 추진 시스템(예를 들면, 테일 이젝터(1203, 1204)를 구동함으로써 주 비행 방향으로 재정렬되거나 완전히 차단될 수 있다. 착륙시에, 포어 이젝터(1201, 1202)는 착륙 방향에 대해 추력 역전을 제공하여 착륙 길이를 단축시키기 위해 180도 선회될 수 있다. 일 실시예에서, 각각의 포어 이젝터(1201, 1202) 전체는 포어 이젝터의 선행 에지에 수직하게 배향된 축선을 중심으로 회전 가능하다.

제 1 및 제 2 테일 이젝터(1203, 1204)는 적어도 하나의 테일 도관에 유체적으로 결합되고 테일 부분에 결합된다. 테일 이젝터(1203, 1204)는 적어도 하나의 테일 도관으로부터의 유체가 미리 결정된 조정 가능한 속도로 유동하는 아웃렛 구조를 포함한다. 또한, 각각의 테일 이젝터(1203, 1204) 전체는 테일 이젝터의 선행 에지에 평행하게 배향된 축선(즉, 횡축선)을 중심으로 회전 가능하다. 일 실시예에서, 각각의 테일 이젝터(1203, 1204) 전체는 테일 이젝터의 선행 에지에 수직하게 배향된 축선을 중심으로 회전 가능하다.

일 실시예에서, 유체 발생기(1211)는 유체 스트림이 저온인 제 1 영역 및 유체 스트림이 고온인 제 2 영역을 포함한다. 적어도 하나의 포어 도관은 제 1 영역으로부터 포어 이젝터(1201, 1202)로 유체를 제공하고, 적어도 하나의 후방 도관은 제 2 영역으로부터 후방 이젝터(1203, 1204)로 유체를 제공한다.

주요 에어포일 요소(1215)는 테일 부분에 결합된다. 요소(1215)는 포어 이젝터(1201, 1202)의 바로 하류에 위치되어 포어 이젝터로부터의 유체가 주요 에어포일 요소의 적어도 하나의 공기 역학적 표면 위로 유동한다. 일 실시예에서, 주요 에어포일 요소(1215)는 선행 에지 및 후행 에지를 갖는 폐쇄형 날개이며, 폐쇄형 날개의 선행 에지 및 후행 에지는 내부 영역을 정의한다. 테일 이젝터(1203, 1204)는 내부 영역 내에(즉, 선행 에지와 후행 에지 사이에) 적어도 부분적으로 배치되고 에어포일 요소(1215)에 대해 내부 영역 내에서 제어 가능하게 이동 가능(예를 들어, 전진, 후진, 등)하다. 이와 같이, 슈라우드는 테일 이젝터(1203, 1204) 주위에 주요 에어포일 요소(1215)에 의해 형성되어, 매크로-이젝터를 형성한다.

비히클(1200)은 포어 부분에 결합되고 우현 및 좌현에 각각 결합된 제 1 및 제 2 카나드 날개(1209, 1210)를 더 포함한다. 카나드 날개(1209, 1210)는 비히클(1200)이 움직일 때 카나드 날개 위로 유동하는 주변 공기의 경계층을 성장시키도록 구성된다. 카나드 날개(1209, 1210)는 각각 포어 이젝터가 경계층에 유체적으로 결합되도록 포어 이젝터(1201, 1202)의 바로 상류에 위치된다. 포어 이젝터(1201, 1202)는 각각 인렛 부분(즉, 선행 에지)을 포함하고, 포어 이젝터는 경계층이 인렛 부분에 의해 흡입되도록 배치된다. 비히클(1200)은 제어 에어포일(1205, 1206, 1207)을 더 포함할 수 있다.

전술한 내용은 다수의 상이한 실시예들의 상세한 설명을 제시하지만, 보호 범위는 다음의 청구 범위의 내용에 의해 정의된다는 것이 이해되어야 한다. 상세한 설명은 단지 예시적인 것으로 해석되어야 하고 가능한 모든 실시예가 불가능하지 않은 경우 비현실적이기 때문에, 가능한 모든 실시예를 설명하지는 않는다. 본 특허 출원일 이후에 개발된 현재 기술 또는 기술을 사용하여 다수의 대안적인 실시예가 구현될 수 있으며, 이는 여전히 청구 범위의 범주 내에 있다.

따라서, 본 청구 범위의 사상 및 범위를 벗어나지 않으면서 본 명세서에 기술되고 예시된 기술 및 구조에서 많은 수정 및 변형이 이루어질 수 있다. 따라서, 본 명세서에 기술된 방법 및 장치는 단지 예시적인 것이며 청구 범위의 범주를 제한하지 않는 것으로 이해되어야 한다.

Claims

비히클로서,
포어(fore) 부분, 테일(tail) 부분, 우현, 좌현, 및 인간 조종사를 수용하기 위해 내부에 형성된 조종석을 갖는, 본체;
본체에 결합되어 제 1 유체 스트림을 생성하는 제 1 유체 발생기;
상기 제 1 발생기에 유체적으로 결합된 적어도 하나의 테일 도관;
상기 포어 부분에 결합되고 상기 우현 및 좌현에 각각 결합된, 제 1 및 제 2 포어 이젝터로서, 상기 포어 이젝터는 유체를 소정의 조정 가능한 속도로 유출하는 아웃렛 구조를 가각 포함하는, 제 1 및 제 2 포어 이젝터;
상기 적어도 하나의 테일 도관에 유체적으로 결합되고 상기 테일 부분에 결합된, 적어도 하나의 테일 이젝터로서, 상기 적어도 하나의 테일 이젝터는 상기 적어도 하나의 테일 도관으로부터의 유체가 미리 결정된 조정 가능한 속도로 유출하는 아웃렛 구조를 포함하는, 적어도 하나의 테일 이젝터; 및
상기 테일 부분에 결합되고 선행 에지 및 후행 에지를 갖는 폐쇄형 날개를 포함하는 주요 에어포일 요소(primary airfoil element)로서, 상기 폐쇄형 날개의 상기 선행 에지 및 후행 에지는 내부 영역을 규정하며, 상기 적어도 하나의 테일 이젝터는 상기 내부 영역 내에 적어도 부분적으로 배치되는, 주요 에어포일 요소;를 포함하는,
비히클.
제 1 항에 있어서,
상기 포어 부분에 결합되고 상기 우현 및 좌현에 각각 결합된, 제 1 및 제 2 카나드 날개(canard wing)를 더 포함하고,
상기 카나드 날개는 상기 비히클이 이동 중일 때 상기 카나드 날개에 걸쳐 유동하는 주변 공기의 경계층을 성장시키도록 구성되고,
상기 제 1 및 제 2 포어 이젝터가 상기 경계층에 유체적으로 결합되도록 상기 카나드 날개가 상기 제 1 및 제 2 포어 이젝터의 바로 상류에 각각 위치되는,
비히클.
제 2 항에 있어서,
각각의 상기 제 1 및 제 2 카나드 날개는 선행 에지를 가지며, 상기 제 1 및 제 2 카나드 날개 각각의 전체는 상기 선행 에지에 평행하게 배향된 축을 중심으로 회전 가능한,
비히클.
제 2 항에 있어서,
각각의 상기 제 1 및 제 2 포어 이젝터는 제 1 및 제 2 인렛(inlet) 부분을 포함하고, 상기 제 1 및 제 2 포어 이젝터는 상기 경계층이 상기 인렛 부분에 의해 흡입되도록 위치되는,
비히클.
제 1 항에 있어서,
상기 본체에 결합되어 제 2 유체 스트림 및 제 3 유체 스트림을 각각 생성하는 제 2 및 제 3 유체 발생기; 및
상기 제 2 및 제 3 발생기에 각각 유체적으로 결합된 제 1 및 제 2 포어 도관으로서, 상기 제 1 및 제 2 포어 이젝터는 상기 제 1 및 제 2 포어 도관에 각각 유체적으로 결합되고, 상기 제 2 및 제 3 유체 스트림을 각각 수용하는, 제 1 및 제 2 포어 도관;을 더 포함하는,
비히클.
제 1 항에 있어서,
상기 제 1 발생기에 의해 생성된 상기 제 1 유체 스트림은 상기 비히클의 유일한 추진 수단인,
비히클.
제 1 항에 있어서,
각각의 상기 제 1 및 제 2 포어 이젝터는 선행 에지를 가지며, 상기 제 1 및 제 2 포어 이젝터 각각의 전체는 상기 선행 에지에 평행하게 배향된 축을 중심으로 회전 가능한,
비히클.
제 1 항에 있어서,
상기 제 1 및 제 2 포어 이젝터는 상기 비히클의 순항 상태 동안 상기 본체 내로 집어넣을 수 있는,
비히클.
제 1 항에 있어서,
상기 적어도 하나의 테일 이젝터는 선행 에지를 가지며, 상기 적어도 하나의 테일 이젝터 전체는 상기 선행 에지에 평행하게 배향된 축을 중심으로 회전 가능한,
비히클.
제 1 항에 있어서,
상기 테일 이젝터는 상기 비히클이 비행하는 동안 상기 내부 영역에 대해 제어 가능하게 이동 가능한,
비히클.
제 1 항에 있어서,
상기 유체 발생기는 상기 유체 스트림이 저온인 제 1 영역 및 상기 유체 스트림이 고온인 제 2 영역을 포함하고,
상기 적어도 하나의 포어 도관은 상기 제 1 영역으로부터 상기 제 1 및 제 2 포어 이젝터로 유체를 제공하고,
상기 적어도 하나의 테일 도관은 상기 제 2 영역으로부터 상기 적어도 하나의 테일 이젝터로 유체를 제공하는,
비히클.
비히클로서,
포어 부분, 테일 부분, 좌현, 우현, 및 인간 조종사를 수용하기 위한 조종석을 갖는 본체;
상기 본체에 결합되고 제 1 유체 스트림을 생성하는 제 1 유체 발생기;
상기 제 1 발생기에 유체적으로 결합된 적어도 하나의 테일 도관;
상기 포어 부분에 결합되고 상기 우현 및 좌현에 각각 결합된 제 1 및 제 2 포어 이젝터로서, 상기 포어 이젝터는 유체가 소정의 조정 가능한 속도로 유출하는 아웃렛 구조를 각각 포함하는, 제 1 및 제 2 포어 이젝터;
상기 적어도 하나의 테일 도관에 유체적으로 결합되고 상기 테일 부분에 결합된 적어도 하나의 프로펠러; 및
선행 에지 및 후행 에지를 갖는 폐쇄형 날개를 포함하는, 주요 에어포일 요소로서, 상기 폐쇄형 날개의 상기 선행 에지 및 후행 에지가 내부 영역을 규정하며, 적어도 하나의 프로펠러가 상기 내부 영역 내에 적어도 부분적으로 배치된, 주요 에어포일 요소를 포함하는,
비히클.
제 12 항에 있어서,
상기 포어 부분에 결합되고 상기 우현 및 좌현에 각각 결합된 제 1 및 제 2 카나드 날개를 더 포함하고,
상기 카나드 날개는 상기 비히클이 이동 중일 때 상기 카나드 날개 위로 유동하는 주변 공기의 경계층을 성장시키도록 구성되고,
상기 제 1 및 제 2 포어 이젝터가 상기 경계층에 유체적으로 결합되도록 상기 카나드 날개가 상기 제 1 및 제 2 포어 이젝터의 바로 상류에 각각 위치되는,
비히클.
제 13 항에 있어서,
각각의 상기 제 1 및 제 2 카나드 날개는 선행 에지를 가지며, 각각의 상기 제 1 및 제 2 카나드 날개 전체는 상기 선행 에지에 평행하게 배향된 축을 중심으로 회전 가능한,
비히클.
제 13 항에 있어서,
상기 제 1 및 제 2 포어 이젝터는 제 1 및 제 2 인렛 부분을 각각 포함하고,
상기 제 1 및 제 2 포어 이젝터는 상기 경계층이 상기 인렛 부분에 의해 흡입되도록 배치되는,
비히클.
제 12 항에 있어서,
상기 본체에 결합되어 제 2 유체 스트림 및 제 3 유체 스트림을 각각 생성하는, 제 2 및 제 3 유체 발생기; 및
상기 제 2 및 제 3 발생기에 각각 유체적으로 결합된 제 1 및 제 2 포어 도관으로서, 상기 제 1 및 제 2 포어 이젝터는 상기 제 1 및 제 2 포어 도관에 각각 유체적으로 결합되고, 상기 제 2 및 제 3 유체 스트림을 각각 수용하는, 제 1 및 제 2 포어 도관;을 더 포함하는,
비히클.
제 12 항에 있어서,
각각의 상기 제 1 및 제 2 포어 이젝터는 선행 에지를 가지며,
각각의 상기 제 1 및 제 2 포어 이젝터 전체는 상기 선행 에지에 평행하게 배향된 축선을 중심으로 회전 가능한,
비히클.
제 12 항에 있어서,
상기 제 1 및 제 2 포어 이젝터는 상기 비히클의 순항 상태 동안 상기 본체 내로 집어넣을 수 있는,
비히클.
제 12 항에 있어서,
상기 유체 발생기는 상기 유체 스트림이 저온인 제 1 영역 및 상기 유체 스트림이 고온인 제 2 영역을 포함하고;
상기 적어도 하나의 포어 도관은 상기 제 1 영역으로부터 상기 제 1 및 제 2 포어 이젝터로 유체를 제공하고;
상기 적어도 하나의 테일 도관은 상기 제 2 영역으로부터 상기 적어도 하나의 프로펠러에 결합된 터빈으로 유체를 제공하는,
비히클.
비히클으로서,
포어 부분, 테일 부분, 우현, 좌현, 및 인간 조종사를 수용하기 위해 조종석을 갖는 본체;
상기 테일 부분에 결합된 적어도 하나의 추진 장치로서, 상기 적어도 하나의 추진 장치는 상기 적어도 하나의 추진 장치로부터의 유체가 미리 결정된 조정 가능한 속도로 유출하는 아웃렛 구조를 포함하는, 적어도 하나의 추진 장치; 및
선행 에지 및 후행 에지를 갖는 폐쇄형 날개를 포함하는, 주요 에어포일 요소로서, 상기 폐쇄형 날개의 상기 선행 에지 및 후행 에지는 내부 영역을 규정하고, 상기 적어도 하나의 추진 장치는 상기 내부 영역 내에 적어도 부분적으로 배치되는, 주요 에어포일 요소를 포함하는,
비히클.
제 20 항에 있어서,
상기 아웃렛 구조는 전체적으로 상기 내부 영역 내에 배치되는,
비히클.
제 20 항에 있어서,
상기 적어도 하나의 추진 장치는 터보제트를 포함하는,
비히클.