KR20210120062A - 항공기 및 항공기 운행 방법 - Google Patents

Abstract

본 발명은 항공기(1)에 관한 것이다. 상기 항공기(1)는 의도한 대로 운행되는 경우 단면에서 볼 때 한 면이 하부 제1 프로필화 표면(4)에 의해 구분되고 다른 면은 에어포일 전이 지점(6)에서 제1 프로필화 표면(4)과 합류되는 상부 제2 프로필화 표면(5)에 의해 구분되는 날개를 특징으로 하며, 상기 제1 프로필화 표면(4)은 적어도 하나의 공기 입구 개구부(7)를 둘러싸고 제2 프로필화 표면(5)은 적어도 하나의 공기 출구 개구부(8)를 둘러싸며, 항공기(1)는 적어도 하나의 공기 입구 개구부(7)를 통해 공기를 흡입하고 적어도 하나의 공기 출구 개구부(8)를 통해 흡입 공기를 배출하도록 제공되고 설계된 공기 이송 장치(1)를 구비한 구동 장치(12)를 포함하고, 여기서 적어도 하나의 공기 출구 개구부(8)는 제2 프로필화 표면(5)과 함께 공기 출구 개구부(8)에 유동 연결되는 공기 출구 갭(16)의 범위를 한정하는 편향 요소(15)에 의해 적어도 부분적으로 중첩된다. 본 발명은 또한 항공기(1)의 운행 방법에 관한 것이다.

Description

항공기 및 항공기 운행 방법

본 발명은 항공기 및 항공기 운행 방법에 관한 것이다.

예를 들어, 공보 DE 20 2018 104 722 U1이 선행 기술에 공지되었다. 상기 공보는 프레임 구조 및 프레임 구조에 배열된 여러 개의 리프팅 로터를 가짐으로써 수직 상향 1차 양력 및 추진력이 생성될 수 있는 항공기를 기술하고 있다. 제트 터빈이 또한 제공되며, 이 제트 터빈의 추력 제트는 1차 양력과 실질적으로 평행하게 배향된 2차 양력이 생성될 수 있고 1차 양력에 겹쳐질 수 있도록 배향될 수 있다.

본 발명의 목적은 기존 항공기에 비해 이점을 갖고, 특히 페이로드와 관련하여 원하는 대로 확장될 수 있고 또한 특히 효율적인 운행을 가능케 하는 항공기를 제안하는 것이다.

상기 본 발명의 목적은 본 발명에 따라 청구항 1의 특징을 갖는 항공기로 달성된다. 상기 항공기는 항공기가 의도한 대로 운행되는 경우 단면에서 볼 때 한 면이 하부 제1 프로필화 표면에 의해 구분되고 다른 면은 에어포일 전이 지점에서 제1 프로필화 표면과 합류되는 상부 제2 프로필화 표면에 의해 구분되는 날개를 특징으로 하며, 상기 제1 프로필화 표면은 적어도 하나의 공기 입구 개구부를 둘러싸고 제2 프로필화 표면은 적어도 하나의 공기 출구 개구부를 둘러싸며, 항공기는 적어도 하나의 공기 입구 개구부를 통해 공기를 흡입하고 적어도 하나의 공기 출구 개구부를 통해 흡입 공기를 배출하도록 제공되고 설계된 공기 이송 장치를 구비한 구동 장치를 포함하고, 여기서 적어도 하나의 공기 출구 개구부는 제2 프로필화 표면과 함께 공기 출구 개구부에 유동 연결되는 공기 출구 갭의 범위를 한정하는 편향 요소에 의해 적어도 부분적으로 중첩된다.

원칙적으로, 항공기는 원하는 대로 설계될 수 있으며, 예를 들어 무인 항공기 또는 바람직하게는 항공기 형태이다. 항공기는 지구 대기권 내에서 비행하는 차량으로 이해해야 한다. 이 정도까지에서 항공기는 사람이나 물건 등을 운송하는 데 사용되는 이동식 운송 수단을 나타낸다. 따라서 항공기는 여객 운송 및/또는 화물 운송을 위해 고안되고 설계된다. 비행체나 항공기는 공기 보다 무겁고 구동 장치 또는 동력 구동 장치가 있어서 통틀어 항공기라고 할 수 있다. 매우 일반적인 용어로, 항공기는 공기 보다 무겁고, 회전하지 않는 리프트 표면을 가져 비행에 필요한 동적 양력을 생성한다.

본 발명에 따른 항공기는 날개를 갖고, 특히 항공기의 구조를 통해 바람직하게 서로 연결되는 복수의 날개가 또한 사용될 수 있는 것으로 이해하여야 한다. 후자의 경우, 날개, 바람직하게는 복수의 날개 또는 각각의 날개에 대해 다음 설명이 적용된다. 단면에서 볼 때, 날개는 두 개의 프로필화 표면, 즉 제1 프로필화 표면과 제2 프로필화 표면으로 구분된다. 제1 프로필화 표면 및 제2 프로필화 표면은 특히 날개 또는 항공기의 종 중심축에 대해 반대 방향으로 날개의 범위를 결정한다. 항공기가 의도한 대로 운행되는 경우, 제1 프로필화 표면은 하부에 배열되고 제2 프로필화 표면은 위에 배열되므로 제1 프로필화 표면은 지면을 향한 항공기 측에 있는 반면 제2 프로필화 표면은 지면에서 먼 쪽을 향해 있는 항공기 측면에 배열된다.

단면에서 볼 때, 제1 프로필화 표면과 제2 프로필화 표면은 에어포일 전이 지점에서 수렴하여 에어포일 전이 지점에서 서로 합류된다. 에어포일 전이 지점은 예를 들어 선, 특히 연속 코스 및/또는 연속 선이 있는 선이거나, 선을 따라 연속적으로 이어진다. 연속선이란 선이 자기 완결형(self-contained)이라는 의미, 즉 선의 시작점이 선의 끝점에 해당하고 시작점과 끝점이 연속적으로 연결되어 있음을 의미한다. 예를 들어, 선은 직선일 수 있다. 그러나, 바람직하게는 곡선 또는 원형 또는 타원형이다. 날개 전이 지점은 날개 외측에 해당하거나 여기에 존재할 수 있다. 날개의 외측은 종 중심축에서 가장 먼 날개의 지점을 나타내거나 이 지점에 위치한다. 예를 들어, 에어포일 전이 지점은 단면에서 볼 때 제1 프로필화 표면과 제2 프로필화 표면이 서로 불연속적으로 접하고 서로 합류되는 날개 전이 에지이다.

제1 프로필화 표면과 제2 프로필화 표면은 에어포일 전이 지점에서 수렴하지만, 단면에서 에어포일 전이 지점 반대쪽 날개의 내측에서 서로 이격될 수 있고, 특히 이들은 날개 내측에서 서로 이격될 수 있다. 제1 프로필화 표면과 제2 프로필화 표면은 예를 들어 단면에서 볼 때 에어포일 전이 지점에서 시작하여 날개 내측 방향으로 서로 멀어지므로 에어포일 전이 지점보다 날개 내측에서 서로 더 먼 거리에 있다. 이와 관련하여, 에어포일 전이 지점은 단면에서 볼 때 날개 내측면보다 더 바깥쪽에 있으며, 특히 종 중심축으로부터 더 이격되어 있다. 특히 바람직하게는, 제1 프로필화 표면과 제2 프로필화 표면 사이의 거리가 에어포일 전이 지점으로부터 시작하여 날개 내측 방향으로 연속적으로 증가하는 것이 제공된다. 이를 위해, 두 프로필화 표면이 그에 따라 설계 및/또는 배열된다. 그러나, 제1 프로필화 표면과 제2 프로필화 표면이 날개 내부에서 서로 계속해서 합류되는 것도 제공될 수 있다. 날개의 이러한 구성으로, 특히 낮은 난기류 및 따라서 공기 입구 개구부를 통한 공기의 손실 없는 유입이 달성될 수 있다.

항공기에는 공기 입구 개구부와 공기 출구 개구부가 있다. 항공기 운행 중에, 공기는 공기 입구 개구부를 통해 흡입되고 공기 출구 개구부를 통해 배출된다. 이를 위해, 공기 입구 개구부와 공기 출구 개구부가 서로 유동적으로 연결되어 공기 입구 개구부를 통해 흡입된 공기가 이어 공기 출구 개구부를 통해 배출되게 된다. 단 하나의 공기 입구 개구부만 있는 것이 제공될 수 있다. 대안적으로, 복수의 공기 입구 개구부가 구현된다. 따라서 이것은 공기 출구 개구부에도 적용되므로, 단일 공기 출구 개구부 또는 복수의 공기 출구 개구부가 있다. 이 설명의 맥락에서 공기 입구 개구부가 언급되는 경우 해당 설명은 항상 적어도 하나의 공기 입구 개구부에 적용되며 그 반대의 경우도 마찬가지이고, 여러 공기 입구 개구부의 경우 각 공기 입구 개구부에 적용된다. 유사하게, 공기 출구 개구부에 대한 설명은 항상 적어도 하나의 공기 출구 개구부에 적용되며 그 반대의 경우도 마찬가지이고, 여러 공기 출구 개구부의 경우 여러 공기 출구 개구부 각각에 적용된다. 이러한 의미에서, 한편으로 공기 입구 개구부와 적어도 하나의 공기 입구 개구부 및 다른 한편으로 공기 출구 개구부와 적어도 하나의 공기 출구 개구부라는 서술은 각각 동일한 의미로 제공된다.

공기 입구 개구부는 제1 프로필화 표면에 의해 테두리화되어 있고 공기 출구 개구부는 제2 프로필화 표면에 의해 테두리화되어 있다. 이것은 특히 공기 입구 개구부가 날개 내부의 제1 프로필화 표면의 측면에 의해 제한되고 공기 출구 개구부는 날개 내부의 제2 프로필화 표면 측면에 의해 제한된다는 의미로 이해되어야 한다. 특히, 각 경우 환형 방식으로 제1 프로필형 표면은 공기 입구 개구부를 둘러싸고 제2 프로필화 표면은 공기 출구 개구부를 둘러싼다. 그러나, 공기 입구 개구부가 제1 프로필화 표면을 통해 연장되고/거나 공기 출구 개구부가 제2 프로필화 표면을 통해 연장되는 것이 또한 제공될 수 있다.

항공기에는 구동 장치가 있으며, 이 장치에는 공기 이송 장치가 있다. 이것은 항공기가 의도한 대로 운행되는 경우 공기 입구 개구부에서 나오는 공기를 공기 출구 개구부 방향으로 이송하고 그 정도로 공기 입구 개구부를 통해 공기를 흡입하고 공기 출구 개구부를 통해 배출하도록 설계된다. 항공기는 이제 항공기가 의도한 대로 운행되는 경우 제1 프로필화 표면이 아래에 배열되고 제2 프로필화 표면이 위에 배열되는 방식으로 측지학적으로 배열된다. 즉, 제1 프로필화 표면은 지면을 향하는 반면 제2 프로필화 표면은 지면에서 먼쪽을 향한다. 이것은 구동 장치가 항공기의 아래쪽에서 위쪽으로 공기를 전달한다는 것을 의미한다. 구동 장치는 밑면인 제1 프로필화 표면의 측면에 있는 날개의 제1 측면으로부터 윗면인 제2 프로필화 표면의 측면에 있는 날개의 제2 측면으로 공기를 전달하도록 제공되고 설계된다.

그럼에도 불구하고, 양력을 생성하고 비행 작업을 가능하게 하기 위해 편향 요소가 공기 출구 개구부와 적어도 부분적으로 중첩된다. 편향 요소는 공기 출구 개구부를 통해 빠져나가는 공기를 편향시키는 역할을 하며, 이를 위해 제2 프로필화 표면과 함께 공기 출구 개구부와 유동 연결되는 공기 출구 갭의 범위를 한정한다. 편향 요소는 제2 프로필화 표면과 함께 공기 출구 갭의 범위를 한정하기 때문에, 공기 출구 개구부를 빠져나가고 후속적으로 공기 출구 갭으로 공급되는 공기는 제2 프로필화 표면과 적어도 부분적으로 평행하거나 완전히 평행하게 공기 출구 갭을 통해 나온다. 이것은 에어포일 전이 지점의 방향으로 제2 프로필화 표면 위로 흐르는 제2 프로필화 표면에 공기막을 형성한다. 따라서, 특히 제2 프로필화 표면에 평행한 공기 배출 및 제2 프로필화 표면 상에 공기막의 형성을 위해 공기 출구 갭이 제공되고 설계된다.

늦어도 에어포일 전이 지점에서 공기막은 제2 프로필화 표면 또는 전체 항공기를 벗어나 찢어져 자유 제트 기류의 형태로, 즉 지면 방향으로 계속 흐른다. 이 자유 제트 기류는 와류를 유발한다. 날개 내부에서, 공기 입구 개구부를 통한 공기의 흡입은 흡입 기류의 형태로 공기 입구 개구부로 공기를 흡입함으로써 지지 와류의 형성을 지원한다. 단면에서 볼 때, 자유 제트 기류는 이제 지지 와류로부터 자유 제트 방향으로 한쪽 면에서 흐르고 지지 와류의 다른 면에서는 흡입 방향으로 기류가 흡입되고, 여기서 자유 제트 방향과 흡입 방향은 각각 지지 와류에 접하고 서로 다른 방향을 가리키며 특히 서로 반대이다. 따라서 지지 와류는 적어도 자유 제트 기류에 의해 형성된다. 또한 흡입 기류는 (선택적으로) 와류 형성에 기여할 수 있다. 지지 와류는 바람직하게는 적어도 부분적으로 제1 프로필화 표면 아래, 즉 특히 제1 프로필화 표면과 지면 사이에 위치한다.

공기막은 단면으로 볼 때 제2 프로필화 표면으로부터 절취 지점에서 찢어진다. 이것은 에어포일 전이 지점에 해당하거나 이 지점에서 이격되어 있을 수 있다. 평균적으로, 제2 프로필화 표면을 따라 에어포일 전이 지점으로부터 날개 내부 또는 공기 출구 갭 사이의 거리를 기준으로, 다시 제2 프로필화 표면을 따라 한편으로 날개 내부 또는 공기 출구 갭과 다른 한편으로 절취 지점 사이의 거리는 적어도 50%, 적어도 60%, 적어도 70%, 적어도 80% 또는 적어도 90%이다. 공기막은 특히 바람직하게는 제2 프로필화 표면을 따라 에어포일 전이 지점까지 흐른다.

항공기에 작용하는 양력은 다양한 운행 메커니즘을 통해 달성된다. 한편으로는 공기 출구 갭에서 공기가 배출되기 때문에 날개 윗면에 공기막이 존재하는데, 이는 베르누이의 방정식에 따르면 높은 유속으로 인해 날개 윗면에 비해 부압을 유발한다. 제2 프로필화 표면의 측면에서의 공기 유속은 제1 프로필화 표면의 측면에서의 공기 유속보다 빠르기 때문에 제2 프로필화 표면의 측면에서의 압력은 제1 프로필화 표면의 측면에서의 프로필화 표면의 압력보다 작다. 제1 프로필화 표면 부분과 제2 프로필화 표면 부분의 압력 간 압력차, 즉 날개의 아래쪽과 위쪽 간 압력차가 이미 항공기에 작용하는 양력의 일부를 유발한다. 지지 와류가 나타나는 즉시 양력의 다른 부분이 제공된다. 지지 와류는 항공기와 지면 사이에 충분한 거리가 있을 때만 형성될 수 있음이 분명하다. 따라서 지지 와류에 의해 생성된 양력을 사용하려면 먼저 지면에서 항공기의 거리를 유지해야 한다. 이것은 바람직하게는 지면에 대해 항공기를 들어올리는 기계적 리프팅 장치의 도움으로 수행된다.

적어도 부분적으로 양력을 제공하기 위해 지지 와류를 사용하면 항공기를 즉시 들어올리는 데 필요한 에너지 양보다 훨씬 적은 비교적 적은 양의 에너지로 지지 와류의 생성 및 유지가 가능하기 때문에, 항공기가 특히 에너지 효율적인 방식으로 운행될 수 있다. 지지 와류는 또한 지지 와류가 많은 양의 공기를 차지하거나 항공기에 방대한 에어 쿠션을 생성하기 때문에 공중에서 항공기의 특히 높은 안정성으로 이어진다. 지지 와류 또한 원하는 대로 크기를 조정할 수 있기 때문에, 날개와 이 정도에서 항공기는 하중 지지 용량과 관련하여 원하는 대로 크기를 조정할 수 있다. 지지 와류는 잠재적 와류 방식으로 설계된다.

날개는 바람직하게는 단면이 대칭, 예를 들어 심지어는 회전 대칭이다. 기본적으로, 날개의 두 가지 다른 구성에 차이가 있을 수 있다. 제1 실시양태에 따르면, 날개는 직선이고 여기에서 단면으로 볼 때 대칭축에 대해 대칭으로 구성된다. 이 설명의 맥락에서 대칭축은 종 중심축이라고도 한다. 단면에서, 대칭축은 바람직하게는 공기 입구 개구부 및 공기 출구 개구부를 통해 중앙으로 이어진다. 따라서, 제1 프로필화 표면 및 제2 프로필화 표면은 에어포일 전이 지점으로부터 대칭축 방향으로 날개의 내부로 연장되며, 이는 바람직하게는 공기 입구 개구부 및/또는 공기 출구 개구부의 범위를 결정한다. 대칭축의 반대측에서, 제1 프로필 표면과 제2 프로필 표면은 (추가) 날개 내부측에서 (추가) 에어포일 전이 지점으로 차례로 확장되며, 차례로 이 지점에서 수렴된다. 이 정도로, 에어포일 전이 지점은 서로 멀리 떨어져 있으며 특히 서로 평행하다. 이들은 바람직하게는 각각 직선형이다. 단면에서 볼 때, 항공기는 공기 입구 개구부 및/또는 공기 출구 개구부에 대해 또는 공기 입구 개구부 및/또는 공기 출구 개구부를 통해 중앙으로 이어지는 대칭축에 대해 대칭이다. 이러한 구성에서, 지지 와류는 원통형이다.

그러나, 항공기의 제2 실시양태가 바람직하며, 이에 따르면 날개는 원형 또는 타원형이어서 항공기는 예를 들어 비행 원반 방식으로 설계된다. 둥근 날개는 종 중심축에 대해 회전 대칭인 것이 바람직하고, 여기서 종 중심축은 단면에서 볼 때 날개의 거울축을 나타낸다. 에어포일 전이 지점은 바람직하게는 종 중심축에 대해 원주 방향으로 연속적으로 형성된다. 에어포일 전이 지점은 바람직하게는 원주 방향으로 연속적으로 일정한 곡률을 가지므로 에어포일 전이 지점은 궁극적으로 원형으로 이어진다. 이와 관련하여, 날개는 종 중심축에 대해 환형이다. 항공기의 제2 실시양태의 경우, 지지 와류는 환상체이고, 여기서 토러스(torus)는 원의 회전체, 특히 날개의 종 중심축에 대한 회전체로 이해된다. 원주 방향으로 폐쇄된 지지 와류의 이러한 설계는 항공기의 특히 에너지 효율적인 비행 운행을 가능하게 한다.

공기 출구 개구부 및 - 바람직하게는 - 날개는 특히 단면에서 볼 때 편향 요소에 의해 적어도 부분적으로 중첩된다. 편향 요소는, 예를 들어 반경 방향 외측으로, 즉 특히 종 중심축의 방향으로부터 시작하여 날개의 종 중심축에 대해 반경 방향으로 연장된다. 편향 요소의 제1 변형에서, 편향 요소는 반경 방향으로 적어도 5%, 적어도 10%, 적어도 15% 또는 적어도 20%에 걸쳐 그리고 이와 관련하여 부분적으로 그리고 50% 미만으로만 날개와 중첩된다. 제2 변형에서, 날개는 적어도 50%, 적어도 60%, 적어도 70%, 적어도 80% 또는 적어도 90%에 걸쳐 부분적으로만, 하지만 대부분이 중첩된다. 양력을 유발하는 공기를 특히 효율적으로 공급할 수 있는 제3 변형에서, 편향 요소는 종 중심축에서 시작하여 반경 방향으로 날개와 완전히 중첩되며, 특히 반경 방향으로 날개 너머로 돌출된다. 예를 들어, 편향 요소는 공기 출구 갭이 에어포일 전이 지점 또는 절취 지점에 의해 범위가 정해지는 방식으로 설계된다. 예를 들어, 공기 출구 갭은 단면에서 볼 때 외부에서 날개를 둘러싸고 편향 요소와 날개 사이에 환형 갭으로 존재한다. 이 경우, 공기 출구 갭은 특히 종 중심축에 수직인 가상 평면에 완전히 놓여진다. 이와 관련하여, 공기는 지면 방향으로 수직 방향으로 공기 출구 갭을 통해 빠져나간다.

본 발명의 추가 개발은 적어도 하나의 공기 입구 개구부가 제1 프로필화 표면의 중앙에 배열되고/거나, 적어도 하나의 공기 출구 개구부가 제2 프로필화 표면의 중앙에 배열되는 것을 제공한다. 다시 말해서, 공기 입구 개구부 또는 공기 출구 개구부는 단면에서, 특히 종 중심축에 대해 종 단면으로 각각의 프로필화 표면의 중앙에 형성된다. 이것은 항공기의 비행 운행 중 공기 출구 개구부에서 흘러 나오는 공기가 특히 공기막의 형태로 제2 프로필화 표면의 대부분 또는 전체 프로필화 표면 위로 흐른다는 것을 의미한다. 예를 들어, 공기는 평균적으로 제2 프로필화 영역의 적어도 50%, 적어도 60%, 적어도 70%, 적어도 80% 또는 적어도 90% 이상 흐른다. 제2 프로필화 표면 위로 흐를 때 특히 주변 공기 보다 높은 유속으로 인해 존재하는 흡입 효과로 인해 공기막은 주변 공기를 흡수하거나 동반하기 때문에, 공기막의 질량 흐름은 제2 프로필화 표면 위로 흘러감에 따라 증가한다. 이것은 궁극적으로 지지 와류를 생성하는 자유 제트 기류가 공기 출구 개구부 또는 공기 출구 갭에서 나온 직후의 공기막보다 적어도 일시적으로 더 큰 질량 유동을 가짐을 의미한다. 이것은 항공기의 에너지 효율을 더욱 향상시킨다.

본 발명의 추가 개발은 날개가 종 중심축에 대해 링 형상이고 종단면에서 볼 때 프로필화 표면이 축방향 영역에서 서로 이격되어 있는 것을 제공한다. 이것은 특히 전술한 항공기의 제2 실시양태에 적용된다. 이에 따르면, 날개는 환형이고 바람직하게는 종 중심축에 대해 회전 대칭이다. 종 중심축에 대해 종방향 단면에서 볼 때, 프로필화 표면은 축 방향으로, 즉 수렴하는 에어포일 전이 지점에서 멀리 떨어져 부분적으로 서로 이격되어 있다. 이러한 항공기 구성으로 앞서 언급한 특히 에너지 효율적인 비행 운행이 가능하다.

본 발명의 추가 개발은 적어도 하나의 공기 입구 개구부 및 적어도 하나의 공기 출구 개구부가 날개의 단면에 중앙에 형성된 유동 채널을 통해 유동 연결되는 것을 제공하며, 여기서 공기 이송 장치의 덕트 프로펠러가 회전축을 중심으로 회전할 수 있도록 유동 채널에 배열된다. 단면은 바람직하게는 날개의 종 중심축에 대한 종 단면으로 이해하여야 한다. 유동면에서 공기 입구 개구부와 공기 출구 개구부를 서로 연결하는 유동 채널은 바람직하게는 일정한 유동 단면적 또는 전체에 걸쳐 일정한 유동 단면적을 갖는다. 궁극적으로, 이것은 공기 입구 개구부와 공기 출구 개구부의 유동 단면적이 동일함을 의미한다.

공기 입구 개구부는 제1 프로필화 표면에 의해 종 중심축에 대해 원주 방향으로 연속적으로 구분되어, 제1 프로필화 표면은 날개 내부에서 공기 입구 개구부의 에지를 형성한다. 이와 유사하게, 제2 프로필화 표면은 원주 방향으로 연속적으로 공기 출구 개구부를 둘러싸고, 따라서 제2 프로필화 표면은 날개 내부에서 공기 출구 개구부의 에지를 형성한다. 공기 입구 개구부의 에지는 바람직하게는 가상의 제1 평면에 연속적으로 놓이고, 공기 출구 개구부의 에지는 바람직하게는 가상의 제2 평면에 연속적으로 놓인다. 2개의 가상 평면은 특히 서로 평행하게 배열되고 바람직하게는 각각 종 중심축에 수직이다. 이에 상응하여, 공기 입구 개구부의 법선 방향과 공기 출구 개구부의 법선 방향은 종 중심축에 평행하거나 일치하도록 배열된다.

공기 이송 장치의 덕트 프로펠러는 유동 채널에 배열되고 회전 가능하게 장착된다. 덕트 프로펠러는 항공기 비행 중에 공기 입구 개구부를 통해 공기를 흡입하고 공기 출구 개구부 방향으로 이송하여 공기 입구 개구부를 통해 흡입된 공기가 이어 공기 출구 개구부를 빠져나가도록 제공되고 설계된다. 덕트 프로펠러는 축 임펠러로 설계된 공기 이송 장치의 임펠러를 나타낸다. 덕트 프로펠러 외에, 공기 이송 장치는 덕트 프로펠러의 하류에 배열되고 이를 통해 흐르는 공기를 종 중심축에 평행하게 정렬하는 역할을 하는 가이드 휠을 가질 수 있다. 덕트 프로펠러는 한편으로는 덕트 프로펠러의 블레이드 팁에서의 흐름 손실을 감소시키고 다른 한편으로는 손상으로부터 확실하게 보호하기 때문에 매우 효율적으로 작동하는 방식으로 전체적으로 배치된다.

본 발명의 추가 개발은 공기 출구 개구부가 단면으로 볼 때 제2 프로필화 표면과 편향 요소 사이에 존재하는 연결 채널을 통해 공기 출구 갭에 유동 연결되는 것을 제공한다. 연결 채널은 단면, 특히 종 중심축에 대한 종방향 단면이 한편으로는 제2 프로필화 표면에 의해, 다른 한편으로는 편향 요소, 즉 반대 측면에 의해 범위가 결정된다. 연결 채널은 바람직하게는 상기 언급된 유동 채널에 대해 각을 이루므로, 연결 채널을 통해 흐르는 공기의 주요 유동 방향은 유동 채널을 통해 흐르는 공기의 주요 유동 방향에 대해 각을 이루며, 즉, 0°보다 크고 180°보다 작은 각도를 포함한다. 각도는 바람직하게는 최소 45° 및 최대 135°, 최소 60° 및 최대 120°, 최소 70° 및 최대 110°, 최소 80° 및 최대 100° 또는 대략 또는 정확히 90°이다.

연결 채널은 공기 출구 갭과 같이 바람직하게는 연속적으로, 그리고 특히 종 중심축에 대해 원주 방향으로 중단 없이 형성되어 제2 프로필화 표면의 공기막도 중단 없이 연속적으로 형성된다. 그 결과, 지지 와류가 특히 효율적으로 생성된다. 그러나 물론, 편향 요소를 날개에 연결하는 수단으로 얇은 웹이 있을 수 있다. 그렇다 하더라도, 유체의 관점에서 볼 때, 이들 웹은 중단되지 않은 연결 채널과 중단되지 않은 공기 출구 갭이 가정될 수 있는 방식으로 설계된다.

본 발명의 추가 개발은 연결 채널이 공기 출구 갭의 방향으로 증가하거나 감소하는 단면을 가지도록 하여 노즐 방식으로 설계되는 것을 제공한다. 유동 채널의 공기 유속에 따라, 연결 채널은 공기 출구 갭 방향으로 넓어지거나 좁아질 수 있다. 연결 채널의 모양은 특히 공기 출구 갭 또는 공기막의 공기가 공기 출구 갭을 통해 나온 직후 원하는 유속을 갖도록 선택된다. 이 유속은 바람직하게는 아음속 범위에 있으므로 유동 충격 등으로 인해 항공기에 부정적인 기계적 영향이 예상되지 않는다. 노즐 방식의 연결 채널 설계는 항공기의 효과적인 운행을 가능하게 한다.

본 발명의 추가 개발은 공기 출구 갭이 특히 종 중심축에 대해 원주 방향으로 연속하도록 설계되는 것을 제공한다. 이것은 이미 위에서 언급했었다. 이러한 구성은 공기막의 균일한 생성을 가능하게 하고 따라서 지지 와류의 특히 효율적인 여기를 가능하게 한다.

본 발명의 추가 개발은 제2 프로필화 표면이 에어포일 전이 지점으로부터 시작하는 제1 영역과 제1 영역에 인접하고 공기 출구 갭의 범위를 한정하는 제2 영역을 가지며, 여기서 제1 영역은 만곡지며, 특히 연속적이고 - 단면에서 볼 때 - 제2 영역은 만곡지거나 평평한 것을 제공한다. 따라서, 제2 프로필화 표면은 제1 영역을 갖고 제2 영역은 특히 제1 영역 및 제2 영역으로만 구성된다. 제1 영역 및 제2 영역은 바람직하게는 각각 환형 방식으로 구성되며, 여기서 제1 영역은 종 중심축에 대해 원주 방향으로 제2 영역을 둘러싸고 있다. 제1 영역은 제2 영역에 직접 인접하고, 특히 제1 영역은 제2 영역으로 이음새 없이 매끄럽게 연속적으로 합류된다.

단면, 특히 종 중심축에 대한 종방향 단면에서, 제2 프로필화 표면의 제1 영역은 편향 요소에서 멀리 외측으로 종 중심축에 대해 반경 방향으로 만곡된다. 이는 제2 프로필화 표면과 제1 영역의 편향 요소 사이의 축 방향 거리가 또한 반경 방향으로 거리가 증가함에 따라 증가한다는 것을 의미한다. 제1 영역은 특히 바람직하게는 연속적으로 만곡지며, 즉 단면 또는 종방향 단면에서 볼 때 0이 아닌 연속 곡률을 갖는다.

제2 영역은 또한 예를 들어 부분적으로 또는 연속적으로 만곡질 수 있다. 그러나, 완전히 평평하거나, 대안적으로 부분적으로 만곡지고 부분적으로 평평할 수도 있다. 예를 들어, 단면에서 볼 때 제2 영역은 편향 요소와 중첩된다. 다른 한편으로, 제1 영역은 편향 요소로부터 멀어지거나 외측에 반경 방향으로 존재한다. 제2 프로필화 표면을 제1 영역과 제2 영역으로 분할하면 특히 유리한 공기 흐름이 가능하므로 제2 프로필화 표면을 휩쓸고 있는 공기막이 날개에서 찢어진 후 특히 효과적인 방식으로 지지 와류를 생성한다.

본 발명의 추가 개발은 단면에서 볼 때 제1 프로필화 표면이 제2 프로필화 표면 방향으로 에어포일 전이 지점에 대해 부분적으로 후퇴되어 와류 챔버를 형성하고 그 주위를 에어포일 전이 지점이 둘러싸도록 제공한다. 단면은 바람직하게는 종 중심축에 대한 종방향 단면으로서 이해되어야 한다. 에어포일 전이 지점에 대해부분적으로 제1 프로필화 표면의 후퇴는 예를 들어, 제1 프로필화 표면의 만곡 및/또는 리세스, 즉 특히 단차 형성에 의해 구현된다. 만곡의 경우, 만곡의 곡률 반경은 바람직하게는 생성된 지지 와류의 반경보다 크거나 대략적으로 또는 정확히 이에 대응하도록 선택된다.

와류 챔버는 제1 프로필화 표면에 의해 위쪽으로 축 방향으로 범위가 지정되고 에어포일 전이 지점에서 외측으로 반경 방향으로 범위가 지정된다. 반경 내부 방향으로, 와류 챔버는 바람직하게는 공기 입구 개구부까지 연장된다. 와류 챔버는 항공기의 비행 운행 동안 특정 영역에서 지지 와류를 수용하는 역할을 하고 특히 반경 방향으로 지지 와류를 안정화하고 위치를 지정한다. 와류 챔버의 도움으로 지지 와류의 위치가 지정되기 때문에 특히 효과적인 양력 생성이 달성된다.

본 발명의 추가 개발은 단면에서 볼 때 제1 프로필화 표면 및 제2 프로필화 표면이 적어도 부분적으로 동일한 방향으로 만곡진 것을 제공한다. 동일한 방향으로의 만곡은 동일 부호를 가진 만곡으로 이해해야 한다. 이러한 방식으로, 항공기의 특히 재료 및 중량 절감 설계가 달성된다. 예를 들어, 제1 프로필화 표면은 에어포일 전이 지점에서 시작하여 날개 내측 또는 공기 입구 개구부까지 연속적으로 일정한 곡률을 갖는 것이 제공된다. 추가적으로 또는 대안적으로, 제1 프로필화 표면은 날개 내측 방향으로 에어포일 전이 지점으로부터 시작하여 변화하는, 특히 감소하는 곡률을 갖는다.

예를 들어, 에어포일 전이 지점 바로 그곳에서 직접 제1 프로필화 표면의 곡률은 제2 프로필화 표면의 곡률보다 크다. 그러나, 날개의 내부 방향에서, 제1 프로필화 표면의 곡률은 예를 들어 0의 곡률까지 감소한다. 특히 바람직하게는, 제1 프로필화 표면은 단면 또는 종방향 단면에서 보았을 때 에어포일 전이 지점으로부터 일정 거리에 직선 코스를 가지며, 여기서 가상 평면은 바람직하게는 종 중심축에 수직인 제1 프로필화 표면의 이 직선 코스를 수용한다. 직선 코스의 영역에서, 제1 프로필화 표면은 특히 바람직하게는 공기 출구 갭의 범위를 한정한다. 이러한 방식으로 특히 효과적인 공기 흐름이 달성된다.

본 발명의 추가 개발은 에어포일 전이 지점에서 제2 프로필화 표면이 에어포일 전이 지점을 지속적으로 수용하는 가상의 직선에 대해 수직인 가상의 직선에 대해 최소 0° 및 최대 60°인 각도로 제1 프로필화 표면으로 합류되는 것을 제공한다. 이것은 단면에서 특히 사실이며, 바람직하게는 종 단면에서 종 중심축에 대해 볼 수 있다. 가상 평면은 에어포일 전이 지점을 일관되게 수용해야 한다. 또한, 특히 바람직하게는 종 중심축에 수직이다. 직선은 차례로 가상 평면에 수직이고 이와 관련하여 바람직하게는 날개의 종 중심축에 평행하게 배열된다.

에어포일 전이 지점 바로 그곳에서, 제2 프로필화 표면은 직선과 최소 0° 및 최대 60°의 각도를 형성한다. 따라서, 제2 프로필화 표면이 직선에 평행한 제2 프로필화 표면으로 합류되도록 제공될 수 있다. 그러나, 각도는 바람직하게는 0°보다 크다. 예를 들어, 그것은 최소 15° 및 최대 60°, 최소 30° 및 최대 50° 또는 대략 또는 정확하게 0°, 대략 또는 정확하게 30° 또는 대략 또는 정확하게 50°이다. 전술한 각도 범위에서, 제2 프로필화 표면으로부터 공기막의 조기 분리가 확실하게 방지되어, 생성된 자유 제트 기류는 지지 와류를 특히 효과적으로 형성한다.

본 발명의 추가 개발은 편향 요소가 공기 출구 갭의 유동 단면적의 전체적 및/또는 국부적 변화를 위해 변위될 수 있는 것을 제공한다. 편향 요소는 특히 제어 드라이브에 의해 공기 출구 갭의 크기가, 즉 전체적으로 및/또는 국부적으로 변경되는 방식으로 변위될 수 있다. 공기 출구 갭 또는 공기 출구 갭의 유동 단면적의 전체적인 변화는 공기 출구 갭 또는 유동 단면적의 크기가 공기 출구 갭의 전체 범위에 걸쳐 균일하게 변경되는 것, 즉 증가하거나 감소됨을 의미하는 것으로 이해된다. 반면에, 국부적 변화는 특정 영역에서만 공기 출구 갭 또는 유동 단면적의 확대 또는 축소를 의미한다. 예를 들어, 국부적 변화의 경우, 편향 요소는 공기 출구 갭이 일부 영역에서 확대되고 일부 영역에서 축소되는 방식으로 변위된다. 공기 출구 갭의 유동 단면적을 변경함으로써 항공기, 특히 항공기의 비행 방향을 간단한 방식으로 제어할 수 있다.

본 발명의 추가적인 개발은 편향 요소와 제2 프로필화 표면 사이의 거리가 공기 출구 갭의 유동 단면적을 전체적으로 변경하기 위해 균일하게 변경될 수 있는 것을 제공한다. 균일한 변화는 공기 출구 갭의 균일한 확대 또는 균일한 축소를 의미하는 것으로 이해되어야 한다. 예를 들어, 이를 위해 편향 요소는 날개의 종 중심축에 평행하게, 즉 공기 배출구 표면을 확대하기 위해 제2 프로필화 표면에서 멀어지고 유동 표면적을 줄이기 위해 제2 프로필화 표면 쪽으로 변위된다. 이것은 지지 와류의 와류 강도를 조정하여 항공기를 특히 효과적으로 제어할 수 있다.

본 발명의 추가 개발은 공기 출구 갭의 유동 단면적을 국부적으로 변경하기 위해 편향 요소가 제2 프로필화 표면에 대해 기울어질 수 있는 것을 제공한다. 편향 요소를 기울이면, 공기 출구 갭이 국부적으로 변경되며, 특히 부분적으로 확대되고 부분적으로 축소된다. 기울임은, 예를 들어 날개의 종 중심축에 대해 발생한다. 편향 요소는 바람직하게는 종 중심축에 대한 편향 요소의 평행 정렬 및 이와 관련하여 0°의 각도로, 종 중심축에 대한 원주 방향의 공기 출구 갭이 전체에 걸쳐 일정한 크기를 갖도록 설계된다. 대조적으로, 각도가 변경되면 유동 단면적의 국부적 변화가 발생한다. 다시 말해, 이러한 구성은 항공기의 특히 효율적인 제어를 가능하게 한다.

본 발명의 추가 개발은 각각 제어 핀을 갖는 제1 제어 요소 및/또는 제2 제어 요소가 제1 프로필화 표면 및/또는 제2 프로필화 표면으로부터 연장되는 것을 제공한다. 제1 제어 요소와 제2 제어 요소는 공기막 및/또는 와류에 영향을 주어 항공기를 제어하는 데 사용된다. 제1 제어 요소만 존재하고 제2 제어 요소는 존재하지 않거나, 제2 제어 요소만 존재하고 제1 제어 요소는 존재하지 않는 것이 제공될 수 있다. 그러나, 제1 제어 요소 및 제2 제어 요소 모두가 구현되도록 제공될 수도 있다. 각 제어 요소에는 예를 들어 판이나 날개와 같이 설계된 제어 핀이 있다. 후자의 경우 제어 핀은 프로필화 코드에 대해 대칭이거나 유체 프로필을 가질 수 있다. 제1 프로필화 표면에서 유래하는 제1 제어 요소는 지지 와류에 직접 영향을 미치는 반면, 제2 프로필화 표면에서 유래하는 제2 제어 요소는 공기막에 직접 영향을 미치므로 와류에 간접적으로만 영향을 미친다. 제어 요소의 충격각에 따라 지지 와류 및/또는 공기막이 편향되어 항공기 제어가 효과적인 방식으로 구현된다. 제어 요소는 편향 요소의 변위 가능성에 추가로 또는 대안으로 구현될 수 있다. 제2 제어 요소는 예를 들어 제2 프로필화 표면의 제2 영역에 배열되거나 여기에서 지지된다.

본 발명의 추가적인 개발은 제1 제어 요소 및/또는 제2 제어 요소가 공통 커플링 요소를 통해 항공기의 제어 드라이브에 구동 결합되는 것을 제공한다. 제어 드라이브는 제어 요소를 조정하는 데 사용된다. 이것은 구동 기술 측면에서 공통 커플링 요소를 통해 제어 요소에 간접적으로만 연결된다. 이를 위해, 한편으로 제어 요소 및 다른 한편으로 제어 드라이브가 연결 요소에 작용한다. 특히, 제어 드라이브는 제어 요소에서 일정 거리에 있는 연결 요소에 작용한다. 이로써 제어 드라이브들이 제어 요소를 통해 동시에 조정될 수 있다. 편향 요소는 추가로 또는 대안으로 연결 요소에 연결될 수도 있다.

본 발명의 추가 개발은 커플링 요소가 각각의 경우에 볼 조인트 및 레버 암을 통해 제1 제어 요소 및/또는 제2 제어 요소 및/또는 제어 드라이브에 결합되는 것을 제공한다. 각 제어 요소 및/또는 제어 드라이브에는 볼 요소와 레버 암이 할당되어 드라이브 기술 측면에서 제어 드라이브에 연결된다. 볼 조인트를 사용하면 제어 드라이브를 통해 제어 요소를 매우 유연하게 조정할 수 있다.

본 발명의 추가 개발은 커플링 요소가 제어 링으로서 설계된 것을 제공한다. 제어 링은 바람직하게는 날개의 종 중심축을 원주 방향으로 연속적으로 그리고 완전히 둘러싼다. 이것은 제1 제어 요소와 제2 제어 요소 (있는 경우)를 모두 잡아 제어 드라이브에 연결한다. 제어 링은 종 중심축에 대해 원주 방향으로 회전 운동을 만들 수 있을 뿐만 아니라 기울어질 수 있으므로 스와시 판 형태로 배열된다. 이것은 제어 드라이브를 통해 제어 요소의 앞서 언급한 유연한 운행을 가능하게 한다.

본 발명의 추가적인 개발은 제어 드라이브가 드라이브 기술 관점에서 서로 일정 거리에서 커플링 요소에 각각 결합되는 복수의 운행 드라이브를 갖는 것을 제공한다. 액츄에이터는 바람직하게는 서로 균일하게 이격되어 있어, 2개의 액츄에이터의 경우 180°의 거리에서 커플링 요소와 맞물리고, 3개의 액츄에이터의 경우 120°의 거리에서 커플링 요소와 맞물리며, 4개의 액츄에이터의 경우 90°의 거리에서 커플링 요소와 맞물린다. 다중 액츄에이터의 사용은 커플링 요소가 종 중심축에 대해 원주 방향으로 변위될 뿐만 아니라 반경 방향으로도 변위될 수 있게 하여 이미 설명된 제어 요소의 유연한 조정이 구현되도록 한다.

본 발명은 또한 항공기, 특히 본 내용과 관련하여 이루어진 설명에 따른 항공기의 운행 방법에 관한 것이다. 항공기는 단면에서 볼 때 항공기가 의도한 대로 운행되는 경우 한편으로 하부 제1 프로필화 표면에 의해 구분되고 다른 한편으로 에어포일 전이 지점에서 제1 프로필화 표면과 합류되는 상부 제2 프로필화 표면에 의해 구분되는 날개를 특징으로 하며, 상기 제1 프로필화 표면은 적어도 하나의 공기 입구 개구부를 둘러싸고 제2 프로필화 표면은 적어도 하나의 공기 출구 개구부를 둘러싸며, 항공기는 적어도 하나의 공기 입구 개구부를 통해 공기를 흡입하고 적어도 하나의 공기 출구 개구부를 통해 흡입 공기를 배출하도록 작동되는 공기 이송 장치를 구비한 구동 장치를 포함하고, 여기서 적어도 하나의 공기 출구 개구부는 제2 프로필화 표면과 공기 출구 개구부에 유동 연결되는 공기 출구 갭의 범위를 한정하는 편향 요소에 의해 적어도 부분적으로 중첩되어 공기가 제2 프로필화 표면과 평행하게 배출되도록 하는 것이 제공된다.

이러한 항공기 구성이나 절차의 장점은 이미 검토되었다. 항공기와 그의 운행 방법은 모두 본 설명의 내용에 따라 개발될 수 있으므로 이에 관한 것이 참조된다.

본 발명의 추가 개발은, 구동 장치에 의해, 공기가 공기 입구 개구부를 통해 한 흡입 방향으로 흡입 공기 흐름 형태로 흡입되고 에어포일 전이 지점에서 공기가 자유 제트 방향으로 자유 제트 공기 흐름을 형성하여 제1 프로필화 표면 아래에 적어도 부분적으로 존재하고 흡입 공기 흐름과 자유 제트 공기 흐름 사이에 지지 와류가 형성되도록 흡입 방향에 대해 각이 있는 출구 방향으로 공기 출구 갭을 통해 배출되는 것을 제공한다. 이것 역시 이미 논의된 바 있다.

본 발명은 본 발명을 제한하지 않는 도면에 도시된 실시양태를 참조하여 이하에서 더 상세히 설명된다. 이것은 다음을 나타낸다:
도 1은 종 중심축에 대한 종 단면의 항공기의 제1 실시양태의 개략도이고,
도 2는 제2 실시양태의 항공기의 간략 개략도이고,
도 3은 제3 실시양태의 항공기의 개략도이다.

도 1은 날개(2)의 종 중심축(3)에 대한 단면이 원형 또는 링 형상인 적어도 하나의 날개(2)를 갖는 제1 실시양태의 항공기(1)의 개략도를 도시한다. 지지 표면(2)은 제1 프로필화 표면(4)에 의해 제1 방향으로 그리고 제2 프로필화 표면(5)에 의해 제2 방향으로 종 중심축(3)에 대해 축방향으로 범위가 결정된다. 프로필화 표면(4 및 5) 각각은 자체로 링-형상이다. 2개의 프로필화 표면(4 및 5)은 에어포일 전이 지점(6)에서 합류되며, 여기서 프로필화 표면(4 및 5) 사이의 전이는 단면에서 볼 때 바람직하게는 이 지점에서 불연속적이다. 따라서, 프로필화 표면(4 및 5)은 바람직하게는 에어포일 전이 지점(6)에서 에지를 공동으로 형성한다. 이를 위해, 에어포일 전이 지점(6)은 기하학적 원 형태이며, 제1 프로필화 표면(4)이 제1 지점에서 개방되고, 제2 프로필화 표면(5)은 제1 각도와 다른 제2 각도에서 개방된다.

제1 프로필화 표면(4)은 공기 입구 개구부(7)를 둘러싸고 제2 프로필화 표면(5)은 공기 출구 개구부(8)를 둘러싼다. 공기 입구 개구부(7)와 공기 출구 개구부(8)는 유동 채널(9)을 통해 서로 유동 연결되어 있고, 여기서 공기 이송 장치(11)의 덕트 프로펠러(10)가 유동 채널(9)에 회전 가능하게 장착된다. 공기 이송 장치(11)는 항공기(1)의 구동 장치(12)의 일부이다. 제1 프로필 표면(4)은 지면(13)을 향하는 항공기(1)의 측면에 존재하는 반면, 제2 프로필 표면(5)은 바닥(13)으로부터 멀어지는 면을 향하고 있음을 명확하게 알 수 있다. 여기서의 항공기(1)는 정상 및 의도된 비행 운행 중에 있는 것이다.

공기 입구 개구부(7) 및 공기 출구 개구부(8)는 종 중심축(3)에 대해 중앙에 위치되며, 반경 방향으로 날개 내측면(14)에서 제1 프로필화 표면(4) 및 제2 프로필화 표면(5)으로 각각 둘러싸여 있다. 공기 입구 개구부(7)와 공기 출구 개구부(8)를 유체적으로 연결하는 유동 채널(9)은 예를 들어 실린더 형태, 특히 원형 실린더 형태이며, 특히 바람직하게는 직선 원형 실린더 형태이다. 공기 입구 개구부(7) 및 공기 출구 개구부(8)는 특히 바람직하게는 동일한 유동 단면을 갖는다. 공기 입구 개구부(7)는 항공기(1)의 하부면에 배치되고 공기 출구 개구부(8)는 상부면에 배열된다. 공기 출구 개구부(8)는 제2 프로필화 표면(5)과 함께 공기 출구 갭(16)의 범위를 한정하는 편향 요소(15)에 의해 적어도 부분적으로, 여기에 도시된 실시양태에서는 완전히 중첩된다. 따라서 공기 출구 갭(16)은 종단면에서 볼 때 편향 요소(15)와 제2 프로필화 표면(5) 사이에 있다.

공기 출구 갭(16)은 연결 채널(17)을 통해 공기 출구 개구부(8)에 유동 연결되며, 여기서 연결 채널(17)은 또한 편향 요소(15) 및 제2 프로필화 표면(5)에 의해 적어도 부분적으로 경계가 정해진다. 여기에 도시된 실시양태에서, 공기 출구 갭(16) 및 연결 채널(17)은 둘 다 종 중심축(3)에 대해 원주방향으로 연속적으로 형성되고 각각 종 중심축(3)을 완전히 둘러싼다. 도시된 실시양태에 따르면, 연결 채널(17)의 유동 단면은 공기 출구 갭(16)의 방향으로 감소되어, 연결 채널(17)은 노즐 형태이고 공기 출구 갭(16)은 이 노즐의 오리피스를 나타낸다.

편향 요소(15)는 공기 출구 갭(16)의 유동 단면적이 국부적으로 및/또는 전체적으로 변경될 수 있는 방식으로 변위될 수 있다. 이를 위해, 편향 요소(15)는 예를 들어, 여기에 도시되지 않은 항공기(1)의 제어 드라이브와 구동 기술 관점으로 결합된다. 추가적으로 또는 대안적으로, 여러 제1 제어 요소(18)가 제어 드라이브에 구동 기술 관점으로 연결된다. 제1 제어 요소(18)에 추가로 또는 대안으로서, 제2 제어 요소(여기에 도시되지 않음)가 존재할 수 있다. 제1 제어 요소(18)는 제1 프로필화 표면(4)을 기반으로 하고; 제2 제어 요소는 제2 프로필화 표면(5)을 기반으로 한다. 제어 요소(18)는 각각 제어 핀(19)을 가지며 각각 레버 암(도시되지 않음) 및 볼 조인트(도시되지 않음)를 통해 예를 들어 제어 링으로 존재하는 커플링 요소(20)와 구동 연결된다. 커플링 요소(20)는 제어 드라이브, 특히 미도시된 제어 드라이브의 여러 액츄에이팅 드라이브에 대한 제어 요소(18)의 드라이브 연결에 사용된다.

항공기(1)의 비행 운항 중에, 구동 장치(12)는 공기를 항공기(1)의 밑에서 위쪽 방향으로 이송하는 방식 또는 공기가 흡기류(21) 형태로 공기 입구 개구부(7)를 통해 흡입 방향으로 흡입되고 공기 출구 개구부(8) 방향으로 유동 채널(9)을 통해 전달되는 방식으로 작동된다. 전달된 공기는 공기 출구 개구부(8)를 통해 배출되고 연결 채널(17)을 통해 공기 출구 갭(16)으로 공급된다. 공기는 공기막(22)이 제2 프로필화 표면(5)에 멈춰지는 방식으로 공기막(22) 형태로 공기 출구 갭(16)을 통해 출구 방향으로 배출된다. 이를 위해, 공기막(22)은 바람직하게는 제2 프로필화 표면(5)에 평행한 공기 출구 갭(16)에 적용된다.

코안다(

) 효과로 인해, 공기막(22)은 제2 프로필화 표면(5)을 따라 에어포일 전이 지점(6)까지 이어진다. 거기에서 공기막(22)은 날개(2)에서 분리되어 자유 제트 기류(23)로 차례로 항공기(1)의 밑면, 즉 자유 제트 방향으로 흐른다. 여기서, 자유 제트 기류(23)는 항공기(1)에 양력의 적어도 일부를 제공하는 지지 와류(24)를 자극한다. 지지 와류(24)는 흡입 기류(21)에 의해 강화된다. 자유 제트 기류(23)와 흡입 기류(21)는 각각 지지 와류(24)에 접하는 것을 알 수 있다. 날개(2)의 환형 형상으로 인해, 형성된 지지 와류(24)는 환상체 형상을 갖는다. 명확성을 위해, 지지 와류(24)는 날개(2)의 한 면에만 도시되어 있다. 그러나, 물론 지지 와류(24)는 바람직하게는 원주 방향으로 종 중심축(3)을 완전하고 연속적으로 둘러싼다. 고속 공기막(22)으로 인해 주변 공기에 대한 흡입 효과가 발생한다. 이는 제2 프로필화 표면(5) 위로 유동할 때 공기막(22)에 추가 공기가 공급됨을 의미한다. 이는 화살표(25)로 표시된다.

날개(2) 아래 지지 와류(24)의 정확한 위치를 달성하기 위해, 날개(2)에 와류 챔버(26)가 형성되며, 이것은 에어포일 전이 지점(6)에 의해 반경 방향 외측으로 범위가 결정된다. 예를 들어, 제1 프로필화 표면(4)의 만곡부 또는 리세스에 의해 와류 챔버(26)가 형성된다. 공기막(22)을 통해 제2 프로필화 표면(5) 주위에 특히 유리한 흐름을 달성하기 위해, 제2 프로필화 표면(5)이 에어포일 전이 지점(6)에서 각도 α로 제1 프로필 표면(4)으로 합류되며, 에어포일 전이 지점(6)을 지나는 종 중심축(3)에 평행한 직선(27)에 대해 결정된다. 직선(27)은 특히 에어포일 전이 지점(6)을 지속적으로 수용하는 가상 직선에 수직이다.

환형 날개(2)로서 본원에서 설명된 날개(2)의 구성은 단지 유리한 실시양태를 나타내는 것일 뿐이라는 것을 언급하고자 한다. 날개(2)는 또한 기본적으로 직선일 수 있고, 이 경우에는 예를 들어 도시된 단면을 갖는다. 설명된 이점은 원칙적으로 이러한 구성으로도 달성될 수 있다.

도 2는 항공기(1)의 제2 실시양태를 개략적이고 단순하게 도시한 것으로, 명료함을 위해 일부 요소는 도시되지 않았다. 원칙적으로, 제2 실시양태는 제1 실시양태에 대응하므로 대응하는 설명을 참조하고 차이점만 아래에서 논의한다. 차이점은 한편으로 각도 α가 음수이거나 180°보다 크다는 사실에 의한다. 예를 들어, 각도 α는 최소 270°이고 360° 미만이다. 대안적으로, 각도 α는 최소 300° 및 최대 345° 또는 최대 330°이다. 이것은 제2 프로필화 표면(5)이 에어포일 전이 지점(6)에서 제1 프로필화 표면(4)으로 합류되기 전에, 종 중심축(3)으로부터 가장 멀리 떨어져 있는 날개의 외측에서 시작하여 종 중심축(3)에 다시 접근한다는 것을 의미한다.

또 다른 차이점은 공기 입구 개구부(7)가 에어포일 전이 지점(6)을 연속적으로 수용하는 가상 평면으로부터 종 중심축(3)에 대해 축 방향으로 명확하게 이격된다는 점이다. 예를 들어, 거리는 평면과 제2 프로필 표면(5)의 지점 또는 축 방향에서 볼 때 평면으로부터 가장 멀리 떨어진 공기 출구 개구부 사이 축 거리의 적어도 20%, 적어도 30%, 적어도 40% 또는 적어도 50%이다. 그 결과, 공기 입구 개구부(7)는 대응하는 거리만큼 평면으로부터 떨어져 배열되어, 지지 와류의 형성이 용이해진다.

또 다른 차이점은 제2 프로필화 표면(5)이 연속적으로 만곡되지 않고 오히려 제1 영역(28)과 제2 영역(29)으로 구성된다는 사실에서 알 수 있다. 제1 영역(28)은 단면에서 볼 때 에어포일 전이 지점(6)에서 시작하여 제2 영역(29)까지 직접 연장된다. 단면에서 볼 때 연속적으로 만곡되는 것이 바람직하다. 그러나, 제2 영역(29)은 단면에서 볼 때 평면이거나 제1 영역(28)과 상이한 곡률을 갖는다. 예를 들어, 제1 영역(28)과 제2 영역(29) 사이의 전이는 단면에서 볼 때 불연속적이다. 그러나, 대안적으로는 연속적으로 설계할 수도 있다.

언급된 각각의 차이점은 제1 실시양태에 적용할 수 있다는 점에 유의해야 한다. 따라서 차이가 항상 서로 결합하여 발생할 필요는 없다.

도 3은 제3 실시양태의 유체 본체(1)의 개략도를 도시한다. 기본적으로, 위의 설명을 다시 참조하고 제1 실시양태 및 제2 실시양태와의 차이점만 아래에서 논의한다. 차이점은 본질적으로 편향 요소(15)가 단면에서 볼 때 날개(2)와 완전히 중첩되어 날개(2)의 종 중심축(3)에서 시작하여 반경 방향으로 날개의 외측을 넘어 연장된다는 점이다. 공기 입구 개구부(7) 및 공기 출구 개구부(8)는 바람직하게는 서로 평행하게 이격되고 종 중심축(3)에 수직이고 반대 측에서의 날개(2)에 대해 지지하는 가상의 평면에 위치된다. 공기 입구 개구부(7)가 존재하는 평면은 날개(2)의 하부에 배치되고 공기 유출구(8)가 존재하는 평면은 날개(2)의 상부에 배치된다.

공기 출구 갭(16)은 환형 갭 형태이고 종 중심축(3)에 수직인 가상 평면에 완전히 수용된다. 이 가상 평면은 바람직하게는 공기 입구 개구부(7)와 공기 출구 개구부(8)의 평면 사이에 위치하며, 특히 전자에 더 가까이 위치한다. 그러나, 이것은 또한 공기 출구 개구부(8)로부터 멀어지는 쪽을 향하는 공기 입구 개구부의 측면에 존재할 수도 있다. 설명된 실시양태는 특히 코안다 효과를 이용하지 않고 출구 개구부(8)로부터 공기 출구 갭(16)으로의 공기의 효과적인 유도를 가능하게 한다. 공기 출구 개구부(8)와 공기 출구 갭(16)을 유체적으로 연결하는 연결 채널(17)은 단면에서 볼 때 단면이 적어도 연속적으로, 특히 연속적으로 감소하는 유동 단면을 가지며, 여기서 공기 출구 갭(16)의 유동 단면은 공기 출구 개구부(8)에서보다 작다. 전적으로 선택적으로 편향 요소(15)가 복수의 공기 유도 웹을 갖는 것이 제공될 수 있다. 공기 유도 웹은 편향 요소(15)의 기본 본체에서 시작하여 연결 채널(17)로 돌출된다. 공기 유도 웹은 반경 방향으로 연장되며 바람직하게는 종 중심축(3)에 대해 원주 방향으로 균일하게 분포된다. 공기 유도 웹은 공기 출구 개구부(8)로부터 연결 채널(17)로 유입되는 공기를 유도하는 역할을 한다. 이들은 여기에 도시되지 않은 공기 이송 장치(11)로 인해 있을 수 있는 공기의 와류를 감소시킨다. 또한, 여기에 도시된 실시양태에서, 공기 이송 장치(11)는 바람직하게 편향 요소(15)에 고정되고, 특히 이를 통해 지지면(2)에만 고정된다.

항공기(1)의 제어가 또한 바람직하게는 여기에 도시되지 않은 제1 제어 요소(18) 및/또는 제2 제어 요소를 가지는 제3 실시양태에서 실시된다. 제1 제어 요소(18) 및 제2 제어 요소는 상기 설명에 따라 구성될 수 있다. 제2 제어 요소의 경우, 특히 바람직하게는 날개(2)와 편향 요소(15) 모두에 장착이 구현될 수 있다. 따라서, 제2 제어 요소는 한편으로는 날개(2)에, 다른 한편으로는 편향 요소(15)에 회전 가능하게 장착된다. 그러나, 대안으로, 장착은 또한 날개(2) 또는 편향 요소(15)에서만 일어날 수 있으므로, 제어 요소 또는 제어 요소를 지지하는 데 사용되는 샤프트가 편향 요소(15) 또는 날개(2)로부터 이격된다.

전적으로 선택적으로, 제1 실시양태와 비교하여 제1 제어 요소(18) 및/또는 제2 제어 요소가 생략되는 것이 또한 제공될 수 있다. 항공기(1)는 예를 들어 날개(2)의 일부를 형성하고 날개(2)의 기본 본체로부터 시작하는 제어 요소를 변위 및/또는 변형함으로써 제어된다. 제어 요소는 기본 본체에 반경 방향으로 외측에 놓인 기본 본체의 측면에 배열 및/또는 관절식으로 연결된다. 기본 본체에 대해 제어 요소를 변위 및/또는 회전시킴으로써, 공기 출구 갭(16)을 통해 나가는 공기가 편향될 수 있고 따라서 항공기(1)가 제어될 수 있다. 제어 요소는 바람직하게는 서로 독립적으로 변위 및/또는 회전될 수 있다. 그러나, 이들은 또한 예를 들어 공통 액츄에이터에 의해 변위 및/또는 회전이 일어나도록 서로 결합될 수도 있다.

제3 실시양태에 관한 설명은 제1 실시양태 및 제2 실시양태에 대해서도 사용될 수 있음을 언급하고자 한다. 따라서, 예를 들어 설명된 차이점에 따라 편향 요소(15)가 날개(2)와 완전히 중첩되지만 제어 요소 대신에 제3 실시양태의 선택적인 제어 요소가 존재하는 것이 또한 제공될 수 있다. 편향 요소도 물론 존재할 수 있지만 편향 요소(15)는 날개(2)와 부분적으로만 중첩된다. 이 정도로, 편향 요소는 또한 제1 실시양태 또는 제2 실시양태와 관련하여 사용될 수 있다.

설명된 항공기(1)는 양력의 적어도 일부를 제공하기 위해 지지 와류(24)를 사용함으로써 모든 실시양태에서 상당히 에너지 효율적으로 운행한다는 이점을 갖는다. 또한, 항공기(1)는 변위 가능한 편향 요소(15) 및/또는 제어 요소(18)에 의해 매우 정밀하게 제어될 수 있다. 특히, 항공기(1)는 헬리콥터와 유사하게 공중에서 계속 정지(호버링)해 있을 수 있다. 그럼에도 불구하고, 헬리콥터와 달리 로터의 블레이드 팁에서 최대 유속의 제한을 받지 않기 때문에 매우 빠른 속도를 낼 수 있다.

Claims (15)

1. 항공기(1)로서, 상기 항공기(1)가 의도한 대로 운행되는 경우 단면에서 볼 때 한 면이 하부 제1 프로필화 표면(4)에 의해 구분되고 다른 면은 에어포일 전이 지점(6)에서 상기 제1 프로필화 표면(4)과 합류되는 상부 제2 프로필화 표면(5)에 의해 구분되는 날개를 특징으로 하며, 상기 제1 프로필화 표면(4)은 적어도 하나의 공기 입구 개구부(7)를 둘러싸고 제2 프로필화 표면(5)은 적어도 하나의 공기 출구 개구부(8)를 가지며, 항공기(1)는 적어도 하나의 공기 입구 개구부(7)를 통해 공기를 흡입하고 적어도 하나의 공기 출구 개구부(8)를 통해 흡입 공기를 배출하도록 제공되고 설계된 공기 이송 장치(1)를 구비한 구동 장치(12)를 포함하고, 여기서 적어도 하나의 공기 출구 개구부(8)는 제2 프로필화 표면(5)과 함께 공기 출구 개구부(8)에 유동 연결되는 공기 출구 갭(16)의 범위를 한정하는 편향 요소(15)에 의해 적어도 부분적으로 중첩되는, 항공기(1).
2. 제1항에 있어서, 적어도 하나의 공기 입구 개구부(7)는 제1 프로필화 표면(4)의 중앙에 배치되고/하거나 적어도 하나의 공기 출구 개구부(8)는 제2 프로필화 표면(5)의 중앙에 배치되는 것을 특징으로 하는, 항공기.
3. 제1항 또는 제2항에 있어서, 날개(2)는 중심 종축(3)에 대해 링 형상이고 프로필화 표면(4, 5)은 축 방향으로 적어도 부분적으로 서로 이격되어 있는 것을 특징으로 하는 항공기.
4. 제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서, 적어도 하나의 공기 입구 개구부(7)와 적어도 하나의 공기 출구 개구부(8)는 날개(2)에서 단면 중앙에 형성된 유동 채널(9)을 통해 유동 연결되고, 상기 유동 채널(9)에서, 공기 이송 장치(11)의 덕트 프로펠러(10)는 회전 축을 중심으로 회전 가능하도록 배열된 것을 특징으로 하는 항공기.
5. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서, 공기 출구 개구부(8)는 단면에서 볼 때 제2 프로필화 표면(5)과 편향 요소(15) 사이에 있는 연결 채널(17)을 통해 공기 출구 갭(16)에 유동 연결되는 것을 특징으로 하는 항공기.
6. 제1항 내지 제5항 중 어느 한 항에 있어서, 연결 채널(17)은 공기 출구 갭(16)의 방향으로 증가하거나 감소하는 단면을 가져 노즐 방식으로 설계되는 것을 특징으로 하는 항공기.
7. 제1항 내지 제6항 중 어느 한 항에 있어서, 제2 프로필화 표면(5)은 에어포일 전이 지점(6)에서 시작하는 제1 영역과 상기 제1 영역에 인접하고 공기 출구 갭(16)의 범위를 한정하는 제2 영역을 갖고, 단면으로 보았을 때 상기 제1 영역은 만곡지고 제2 영역은 만곡지거나 편평한 것을 특징으로 하는 항공기.
8. 제1항 내지 제7항 중 어느 한 항에 있어서, 단면에서 볼 때, 제1 프로필화 표면(4)은 제2 프로필화 표면(5) 방향으로 에어포일 전이 지점(6)에 대해 일부 영역이 후퇴되어 있어 에어포일 전이 지점(6)에 의해 둘러싸이는 와류 챔버(26)가 형성는 것을 특징으로 하는 항공기.
9. 제1항 내지 제8항 중 어느 한 항에 있어서, 제1 프로필화 표면(4) 및 제2 프로필화 표면(5)은 단면이 동일한 방향으로 적어도 부분적으로 만곡된 것을 특징으로 하는 항공기.
10. 제1항 내지 제9항 중 어느 한 항에 있어서, 에어포일 전이 지점(6)에서 제2 프로필화 표면(5)은 에어포일 전이 지점(6)을 연속적으로 수용하는 가상 평면에 대해 수직인 직선(27)에 대해 최소 0°에서 최대 60°의 각도로 제1 프로필화 표면(4)으로 합류되는 것을 특징으로 하는 항공기.
11. 제1항 내지 제10항 중 어느 한 항에 있어서, 편향 요소(15)는 공기 출구 갭(16)의 유동 단면적의 전체 및/또는 국부적 변화를 위해 변위될 수 있는 것을 특징으로 하는 항공기.
12. 제1항 내지 제11항 중 어느 한 항에 있어서, 각각 제어 핀(19)을 갖는 제1 제어 요소(18) 및/또는 제2 제어 요소는 제1 프로필화 표면(4) 및/또는 제2 프로필화 표면(5)으로부터 연장된 것을 특징으로 하는 항공기.
13. 제1항 내지 제12항 중 어느 한 항에 있어서, 제1 제어 요소(18) 및/또는 제2 제어 요소는 공통 커플링 요소(20)를 통해 항공기(1)의 제어 드라이브에 구동 결합되는 것을 특징으로 하는 항공기.
14. 항공기(1), 특히 제1항 내지 제13항 중 어느 한 항에 따른 항공기(1)의 운행 방법으로서, 상기 항공기(1)는 상기 항공기(1)가 의도한 대로 운행되는 경우 단면에서 볼 때 한 면이 하부 제1 프로필화 표면(4)에 의해 구분되고 다른 면은 에어포일 전이 지점(6)에서 제1 프로필화 표면(4)과 합류되는 상부 제2 프로필화 표면(5)에 의해 구분되는 날개(2)를 갖고, 상기 제1 프로필화 표면(4)은 적어도 하나의 공기 입구 개구부(7)를 둘러싸고 제2 프로필화 표면(5)은 적어도 하나의 공기 출구 개구부(8)를 둘러싸며, 항공기(1)는 적어도 하나의 공기 입구 개구부(7)를 통해 공기를 흡입하고 적어도 하나의 공기 출구 개구부(8)를 통해 흡입 공기를 배출하기 위해 사용되는 공기 이송 장치(1)를 구비한 구동 장치(12)를 포함하고, 여기서 적어도 하나의 공기 출구 개구부(8)는 제2 프로필화 표면(5)과 함께 공기 출구 개구부(8)에 유동 연결되는 공기 출구 갭(16)의 범위를 한정하는 편향 요소(15)에 의해 적어도 부분적으로 중첩되어 공기가 제2 프로필화 표면(5)과 평행하게 배출되도록 하는 것을 특징으로 하는 방법.
15. 제14항에 있어서, 구동 장치(12)에 의해, 공기가 공기 입구 개구부(7)를 통해 흡입 방향으로 흡기류(21) 형태로 흡입되고 에어포일 전이 지점(6)에서 공기가 자유 제트 방향으로 자유 제트 기류(23)를 형성하도록 흡입 방향에 대해 각이 있는 출구 방향으로 공기 출구 갭(16)을 통해 배출됨으로써 적어도 부분적으로 제1 프로필화 표면(4) 아래에 있는 흡입 공기 흐름(21)과 자유 제트 공기 흐름(23) 사이에 지지 와류(24)가 형성되는 것을 특징으로 하는 방법.

Images