KR20210042266A

KR20210042266A - 경계 유입 유체 추진 요소를 갖는 유선형 기체

Info

Publication number: KR20210042266A
Application number: KR1020207037217A
Authority: KR
Inventors: 안드레이 에버렛
Original assignee: 제톱테라 잉크.
Priority date: 2018-05-29
Filing date: 2019-05-29
Publication date: 2021-04-19
Also published as: KR102665805B1; EP3802323A4; ES2951509T3; CN112654558A; EP3802323A1; JP2021526094A; US12037104B2; EP3802323B1; IL279038A; CN112654558B; WO2019232060A1; AU2019279873A1; US20210215096A1; CA3102088A1; JP7547214B2

Abstract

운송 수단은 본체 및 본체에 결합되는 적어도 하나의 날개를 포함한다. 압축 유체의 공급원은 본체에 결합된다. 운송 수단은 제1 및 제2 추진기를 포함하고, 제1 및 제2 추진기의 각각은 흡기 구조를 가지며 제1 및 제2 추진기의 각각은 공급원과 유체 연통한다. 제1 추진기는 본체에 결합되며 제2 추진기는 적어도 하나의 날개에 결합된다. 제1 및 제2 추진기는, 제1 구성에 있을 때, 운송 수단의 움직임으로 인해 생성된 경계 층의 적어도 일부가 제1 및 제2 추진기의 흡기 구조에 의해 유입되도록 위치된다. 운송 수단은 압축 유체를 제1 및 제2 추진기에 선택적으로 제공하기 위한 시스템을 더 포함한다.

Description

경계 유입 유체 추진 요소를 갖는 유선형 기체

저작권 공고

본 개시내용은 미국 및/또는 국제 저작권법에 따라 보호된다. ⓒ 2019 Jetoptera, Inc. 복제 불허. 본 특허 문헌의 개시내용의 일부는 저작권 보호의 대상인 자료를 포함한다. 저작권 소유자는 특허 및/또는 상표청 특허 파일 또는 기록에 나타낸 것처럼 특허 문헌 또는 특허 개시내용에 의한 팩스 복제에 대해 이의를 제기하지 않지만, 그 이외에는 모든 저작권을 보유한다.

우선권 주장

본 출원은 "경계 유입 유체 추진 요소를 갖는 유선형 기체"라는 명칭으로 2018년 5월 29일자에 출원된 미국 가특허 출원 제62/677,419호로부터 우선권을 주장하며, 그 내용은 본원에서 완전히 제시된 바와 같이 참조로서 원용된다.

항공기 설계의 여러 목표 중에는 주요 회전 부품의 최소화 또는 제거, 항공기의 전체 중량 저감, 및 항공기의 전체 항력 프로파일 감소가 있다.

도 1은 이젝터의 상반부 및 내부 유동 내의 속도 및 온도의 프로파일을 나타낸 본 발명의 일 실시예의 단면도이고;
도 2는 일 실시예에 따른 도 1의 이젝터의 표면의 특징을 도시하고 있고;
도 3-4는 하나 이상의 실시예에 따른 흡기 구조의 부분 사시도를 나타내고 있고;
도 5는 일 실시예에 따른 이젝터 내부 기하학적 구조의 단면 변화를 도시하고 있고;
도 6은 일 실시예에 따른 항공기의 평면도를 나타내고 있고;
도 7-8은 일 실시예에 따른 날개 또는 동체 내의 수축 위치에서의 추진기를 도시하고 있고;
도 9-10은 일 실시예에 따라 전개 위치에서의 추진기를 도시하고 있다.

본 특허 출원은 본 발명의 하나 이상의 실시예를 설명하기 위한 것이다. 특정 수량 뿐만 아니라 "해야 하는", "할 것인" 등과 같은 절대적인 용어의 사용은 이러한 실시예 중 하나 이상에 적용 가능한 것으로 해석되어야 하지만 이러한 모든 실시예에 대해 반드시 적용 가능한 것이 아님을 이해해야 한다. 이와 같이, 본 발명의 실시예는 이러한 절대적인 용어와 관련하여 설명된 하나 이상의 특징 또는 기능을 생략하거나 또는 이의 수정을 포함할 수 있다.

도 1은 비제한적인 예를 들어, 항공기와 같은 UAV 또는 유인 항공기와 같은 운송 수단(미도시)에 부착될 수 있는 이젝터(200)와 같은 추진기의 상반부의 단면을 도시하고 있다. 플리넘(211)에는, 예를 들어 운송 수단에 의해 이용될 수 있는 연소 기반 엔진으로부터, 주변보다 더 고온의 공기(즉, 가압된 구동 가스 스트림)가 공급된다. 화살표(600)로 표시된 이러한 가압된 구동 가스 스트림은 1차 노즐(203)과 같은 적어도 하나의 도관을 통해 이젝터(200)의 내부로 유입된다. 보다 구체적으로, 1차 노즐(203)은 구동 유체 스트림(600)을 벽 제트로서 볼록한 코안다 표면(204) 바로 위에서 가변적인 소정의 원하는 속도로 가속하도록 구성된다. 추가로, 1차 노즐(203)은 조절 가능한 용적의 유체 스트림(600)을 제공한다. 결과적으로, 이러한 벽 제트는 정지 중이거나 또는 화살표(1)로 표시된 방향으로부터 0이 아닌 속도로 이젝터(200)에 접근할 수 있는 2차 유체를, 예를 들어 화살표(1)로 표시된 주변 공기를, 흡기 구조(206)를 통해 혼입하는 역할을 한다. 다양한 실시예에서, 노즐(203)은 어레이로 그리고 곡선 방향, 나선형 방향, 및/또는 지그재그형 방향으로 배열될 수 있다.

스트림(600)과 공기(1)의 혼합물은 이젝터(200)의 목부(225)에서 순전히 축 방향으로 이동할 수 있다. 디퓨저(210)와 같은 확산 구조에서의 확산을 통해, 혼합 및 평활화 프로세스가 지속되어 이젝터(200)의 축 방향으로의 온도(800) 및 속도(700)의 프로파일은 목부(225)에 존재하는 높은 값과 낮은 값을 더 이상 갖지 않지만, 디퓨저(210)의 말단(100)에서 더 균일하게 된다. 스트림(600)과 공기(1)의 혼합물이 말단(100)의 출구 평면에 접근함에 따라, 온도 및 속도 프로파일은 거의 균일하다. 특히, 혼합물의 온도는 날개 또는 조종면과 같은 에어포일을 향할 정도로 충분히 낮다.

일 실시예에서 그리고 도 2에 최적으로 도시된 바와 같이, V자형의 와류 생성 이차 노즐(205)은 통상적인 직사각형 1차 노즐(203)과 비교할 때 엇갈리게 배치되고, 유체 스트림 질량 유동의 잔부가 잠시 후 노즐(203)에 의해 분사되기 전에 전체 유체 스트림(600)의 적어도 25%를 분사한다. 노즐(203)에 앞서 노즐(205)에 의한 이러한 분사는 이젝터(200)의 성능을 상당히 증가시킬 만큼 충분히 더 높은 혼입 속도를 초래한다. 2차 노즐(205)은 전단 층을 통해 2차 유동의 더 유리한 혼입을 진행하고 1차 노즐(203)과 관련하여 축 방향 및 원주 방향으로 엇갈리게 배치된다.

1차 노즐(203)은 그의 최내측에서 1차 노즐(203) 구조의 중간 지점에 연결된 지지 레그가 제공되는 델타-윙 구조(226)를 포함할 수 있고, 델타-윙 구조 정점은 유체 스트림(600) 유동에 대항한다. 이는 결국 방향이 반대인 2개의 와류를 생성하고, 노즐(205)로부터 기인한 1차 및 2차 유체 유동의 이미 혼입된 혼합물을 1차 노즐(203)의 양측으로부터 강하게 혼입한다.

추가로, 실시예는 코안다 표면(204) 상에 배치된 딤플(221)과 같은 요소를 통해 유동 박리 지연을 위한 표면을 개선한다. 딤플(221)은 유동의 박리를 방지하고 이젝터(200)의 성능을 상당히 향상시킨다. 추가로, 디퓨저(210)(도 1 참조)의 표면은 또한 경계 층의 박리를 지연 또는 방지하는 딤플(222) 및/또는 다른 요소를 포함할 수 있다.

일 실시예에서, 흡기 구조(206)는 구성이 원형일 수 있다. 그러나, 다양한 실시예에서 그리고 도 3-4에 최적으로 도시된 바와 같이, 흡기 구조(206)는 비원형일 수 있고, 실제로 비대칭일 수 있다(즉, 흡기 구조를 양분하는 적어도 하나의 또는 대안적인 임의의 주어진 평면의 양측에서 동일하지 않음). 예를 들어, 도 3에 도시된 바와 같이, 흡기 구조(206)는 제1 및 제2 대향 에지(301, 302)를 포함할 수 있고, 제2 대향 에지는 제1 대향 에지를 향해 돌출하는 만곡부를 포함한다. 도 4에 도시된 바와 같이, 흡기 구조(206)는 제1 및 제2 측방향 대향 에지(401, 402)를 포함할 수 있고, 제1 측방향 대향 에지는 제2 측방향 대향 에지보다 더 큰 곡률 반경을 갖는다.

도 5를 참조하면, 일 실시예는 이젝터(200)의 외면(603, 604)과 내면(605, 606) 사이에 배치된 적어도 하나의 내부 작동 요소(예를 들어, 액추에이터 및/또는 링키지)(601, 602)를 포함할 수 있다. 도시된 실시예에서, 액추에이터(601)는 제2 표면이 움직이지 않을 때 제2 표면(606)에 대해 제1 표면(605)을 (예를 들어, 이젝터(200)의 중심 축을 향해 및 그로부터 멀어지게) 이동시키도록 구성된다. 유사하게, 제2 액추에이터(602)는 제1 표면이 움직이지 않을 때 제1 표면(605)에 대해 제2 표면(606)을 이동시키도록 구성된다. 이젝터(200)의 내부 기하학적 구조를 다수의 구성으로 변경하는 이러한 능력을 통해 이젝터는 다수의 비행 조건(예를 들어, 수직 이륙, 이륙, 순항 비행 등)에서 최적으로 작동할 수 있다.

하나 이상의 실시예는 주로 유체 추진 이젝터/추진기 시스템(FPS) 추진력을 사용한다. 예시적인 FPS 시스템은 예를 들어 미국 특허 출원 제15/456,450호, 제15/221,389호, 및 제15/256,178호에 설명되어 있으며, 이는 본원에 완전히 제시된 바와 같이 참조로서 원용된다. 하나 이상의 실시예는 하나 이상의 유체 추진 이젝터/추진기 시스템(FPS)과 분산 추진력을 조합하여, 운송 수단에서 외부로 돌출하는 "돌기"를 제거하고 기체를 완전히 유선형으로 만들고 항력이 형성되는 경계 층을 적극적으로 유입/제어해서, 연료를 절감하고 이동 범위를 확장한다.

도 6을 참조하면, 일 실시예는 하나 이상의 가스 발생기(610a-c)를 사용하여, 일련의 도관(616)을 통해, 동체(612)와 같은 본체 및 날개(614)에 부착된 코안다 효과 기반 이젝터(200)를 공급해서, 항력을 낮추고, (항력과 조기 실속을 유발하는) 유동 박리를 지연시키고, 동체와 날개 전체에 걸쳐 분산 추진력을 포함하도록 흡입 및 벽 제트 양자를 제공할 수 있다.

이젝터(200)의 하나 이상의 실시예는 라운드형과 다른 형태로 구성될 수 있고, 1차 유체를 사용하여 대량의 공기를 혼입(흡입 또는 유입)하고 이러한 공기를 1차 및 2차(혼입된) 유체(예를 들어, 터빈으로부터의 가스 및 주변 공기)를 혼합함으로써 더 높은 속도로 가속할 수 있다. 일 실시예는 복수의 이러한 이젝터(200)를 (대부분의 분산 추진 시스템과 유사한 기계적 네트워크가 아닌 공압 네트워크를 통해) 공급하는 가스 터빈을 포함할 수 있는 데, 복수의 이러한 이젝터(200)는 항공기 동체(612) 및/또는 날개(614)와 거의 "동일한 높이"로 장착되고, 압축된 고온의 유체를 동체 내부 또는 다른 기내 위치로부터 수용하고, 그리고 이러한 유체를 사용하여 더 많은 공기를 이젝터 전방의 동체 위에 형성된 경계 층에서 혼입하고, 이젝터 내의 고온 가스와 혼합하고, 그리고 벽 제트 방식으로 동체에 평행하거나 접선 방향으로 하류로 배출한다.

고온 유체를 이젝터(200)로 분산하는 것은 제어 밸브를 사용하여 제어 가능한 방식으로 수행될 수 있다. 개수가 많고 박형 금속의 세라믹 복합재로 이루어질 수 있는 이러한 이젝터(200)는 새의 깃털과 유사하게 동체(612) 및 날개(614)에 배치되어, 항공기의 넓은 영역을 커버하도록 지능적으로 분산된(즉, 엇갈리게 배치된) 벽 제트에서 흡입/혼입 유입 및 배기를 위해 서로 보완할 수 있다. 다양한 실시예에 따른 이젝터(200)는 임의의 형상(직사각형, 라운드형, 초승달형, 곡선형 등)으로 주어질 수 있기 때문에, (노이즈 및 효율성을 위해 RPM 제한을 유도하는 대형 회전 부품(로터/팬)을 도입할 뿐만 아니라 국부적 조건에 대한 영향을 제한하고 효과적이지 않은, 대형 항공기의 동체의 단부에 흡입측을 배치하는 것과는 대조적으로) 항공기의 어떠한 부품도 커버될 수 있다. 더욱이, 분산 네트워크에 의해 이젝터(200)로 공급되는 가스의 높은 레이놀즈 수 및 고온의 조건에서, 손실은 최소화되고 FPS 시스템은 실제로 중량을 줄이면서 주요 회전 부품을 제거할 것이다. 고온 도관(616)의 네트워크는 초경량 재료로 절연될 수 있으며, 밸브는 필요한 경우에 그리고 필요할 때 이젝터(200)로의 유동을 가능하게 하거나 또는 이를 거부하게 작동하도록 사용될 수 있다.

도 6-10에 도시된 바와 같이, 일 실시예는 도 7-8에 최적으로 도시된 제1 구성에서 동체(612) 또는 날개(614)의 내부 내에 비활성화되고 배치되는 다수의 이젝터(200)와 유동적으로 연결된 하나 이상의 가스 발생기(610a-c)를 포함한다. 도 9-10에 최적으로 도시된 바와 같이, 이젝터(200)는 필요에 따라 적절한 작동 수단에 의해 야기되어 동체(612) 또는 날개(614)의 내부로부터 나올 수 있어, 가스 발생기(610a-c)에 의해 생성된 가스의 유동을 강제하여 대량의 공기를 혼입하고 항공기의 바디의 대부분에 걸쳐 흡입 영역을 생성한다. 이러한 구성의 특정 이점은 경계 층이 "재활성화"되어 추력을 생성할 수 있는 제트로 전환된다는 점이다. 추가로, 추력은 이제 항공기에 걸쳐 엄밀히 "분산"되어 매우 큰 추진 효율을 보장한다. 적어도 20:1의 압력비를 갖는 가스 발생기로부터의 높은 열효율과의 이러한 조합은 이젝터(200)의 분산에 의해 보장되는 낮은 항력을 비롯하여 항공기를 매우 효율적으로 만들 것이다.

본 개시내용의 바람직한 실시예가 도시되고 설명되었지만, 전술한 바와 같이, 본 개시내용의 사상 및 범위를 벗어남이 없이 여러 변경이 이루어질 수 있다. 따라서, 설명된 시스템 및 기술의 범위는 바람직한 실시예의 개시내용에 의해 제한되지 않는다. 대신, 설명된 시스템 및 기술은 다음의 청구 범위를 참조하여 전적으로 결정되어야 한다.

배타적 소유권 또는 특권을 주장하는 본 개시내용의 실시예는 다음과 같이 정의된다.

Claims

운송 수단으로서,
본체;
상기 본체에 결합되는 적어도 하나의 날개;
상기 본체에 결합되는 압축 유체의 공급원;
제1 및 제2 추진기로서, 상기 제1 및 제2 추진기의 각각은 흡기 구조를 가지며, 상기 제1 및 제2 추진기의 각각은 상기 공급원과 유체 연통하고, 상기 제1 추진기는 상기 본체에 결합되며 상기 제2 추진기는 상기 적어도 하나의 날개에 결합되고, 상기 제1 및 제2 추진기는, 제1 구성에 있을 때, 상기 운송 수단의 움직임으로 인해 생성된 경계 층의 적어도 일부가 상기 제1 및 제2 추진기의 흡기 구조에 의해 유입되도록 위치되는, 제1 및 제2 추진기; 및
상기 압축 유체를 상기 제1 및 제2 추진기에 선택적으로 제공하기 위한 시스템을 포함하는, 운송 수단.
제1항에 있어서, 제2 구성에서, 상기 제1 및 제2 추진기 중 적어도 하나는 상기 본체 및 상기 적어도 하나의 날개 중 적어도 하나 내에 완전히 수용되는, 운송 수단.
제1항에 있어서, 상기 제1 및 제2 추진기는 각각
볼록면;
상기 볼록면에 결합되는 확산 구조; 및
상기 볼록면에 결합되고 상기 압축 유체를 상기 볼록면에 유입하도록 구성되는 적어도 하나의 도관을 포함하는, 운송 수단.
제3항에 있어서, 상기 제1 및 제2 추진기의 각각에 대해, 상기 흡기 구조는 상기 볼록면에 결합되고, 상기 확산 구조는 상기 압축 유체 및 경계 층을 위해 상기 시스템으로부터 출구를 제공하도록 구성된 말단을 포함하는, 운송 수단.
제3항에 있어서, 상기 제1 및 제2 추진기 중 적어도 하나의 볼록면은 복수의 리세스를 포함하는, 운송 수단.
제1항에 있어서, 상기 제1 및 제2 추진기 중 적어도 하나의 흡기 구조는 비대칭인, 운송 수단.