초음속 비행기를 위한 수동적 공기역학적 음속 폭음 억제{PASSIVE AERODYNAMIC SONIC BOOM SUPPRESSION FOR SUPERSONIC AIRCRAFT}
고속 비행기 상에서 또는 그 주위에서 형성되는 충격파를 억제하여 음속 폭음을 감소시키려는 다양한 기술이 수년 동안 연구되었다. 그린(Greene)의 미국특허 제5,289,995호에서는 내부 통로, 인공 흡입 구조, 및 통로에 의해 흡입 구조에 연결되는 인공 배기 구조를 포함시키는 것을 개시하고 있다. 단면적은 필수적으로 비행기 동체 및 엔진 유입구의 결합이 되며, 이것은 동체 및 엔진으로부터의 충격파를 소거하는 것을 돕는다. 게르하르트(Gerhardt)의 미국특허 제4,582,276호에서는 U형 공기역학 구조를 초음속 비행기의 설계에 포함시키고 있으며, U형 구조는 그 삼각형 다리의 끝에서 발생하는 팽창파(expansion wave)에 의해 충격파(shock wave)의 소거를 가능하게 한다. 모겐스턴(Morgenstern)의 미국특허 제5,740,984호는 비행기의 기수 부분(nose section)에 또는 그 근처에 위치하는 조절 장치를 사용하여 충격파의 방향 및 형상을 변경시키는 것을 개시하고 있으며, 조절 장치는 비행기 상의 항력(drag)이 감소되는 축퇴(retracted) 위치 및 기수 부분에서의 공기 압력이 증가하는 연장(extended) 위치 사이에서 움직일 수 있는 조절 표면을 갖고, 공기 압력의 증가는 비행기에 의해 생성된 충격파 즉 지면에 충격을 주는 음속 폭음의 형상을 변경시킨다. 그라함(Graham)의 미국특허 제4,114,836호에서는 다수의 통로를 가진 비행기를 개시하고 있으며, 각 통로는 비행기의 비행 경로에 실질적으로 평행한 장축을 갖는다. 통로는 날개, 동체, 수평 승강타(elevator) 및 방향타(rudder)를 통해 연장하여, 이 영역을 통해 공기를 통과시킴으로써 항력 및 음속 폭음을 감소시킨다. 콜레프(Koleff)의 미국특허 제4,436,261호에서는 만곡진 측벽 및 절단된 단부를 가진 수직안정판(fin) 형태의 V/STOL 비행기용 음속 폭음 집중기(concentrator)를 개시하고 있다. 트레이시(Tracy)의 미국특허 제5,518,204호에서는 선단 상에서 및 날개의 인접 표면에서 층류 기류 상태가 유지되는, 장축 동체 및 측방향 연장 날개를 가진 초음속 비행기를 개시하고 있다. 일반적으로, 전술한 기술들은 충격파 소거, 영역(area)/양력(lift) 배치 맞춤(tailoring), 충격파 지향성(directionality) 변경, 및 슬롯 에지로서 분류될 수 있다. 각 기술은 음속 폭음 조절 및/또는 조파 항력(wave drag) 감소를 가능하게 한다. 그러나, 각 개념은 적절한 "충격파 부재(shock free)" 기체의 개발을 가로막는 제한 사항들을 독립적으로 가지고 있다. 공개된 특허에 더하여, 초음속 비행기와 관련된 항력 및 음속 폭음을 감소시키려는 논점이 특정 대학의 연구 과제가 되었다. 조지(George) 및 시바스(Seebass)에 의한 그러한 연구 프로그램은 지면에서의 음속 폭음 충격파 강도를 최소화 하기 위하여 길이에 대한 영역 및 양력 배치를 맞추는(tailoring) 이론에 관한 것이다. 또 다른 연구 프로그램은 도 1에 도시된 바와 같이, 1935년에 부즈만(Busemann)에 의해 제안된 2차원 충격파 소거 모델의 개발과 관련된다. 마지막으로, 조지는 폭음을 측방향으로 방향을 바꾸는 것을 관찰하였고, 원격지까지 지속되는 기체 하부의 방향이 변경된 폭음 감소를 어떻게 계산할 것인가를 보였다. 전술한 기술들은 인공적으로 무뎌진 선단(ABLE: Artificially Blunted Leading Edge), 영역/양력 배치 맞춤, 충격파 소거 및 충격파 지향성 변경으로 분류될 수 있다. 각 기술은 음속 폭음 조절 및/또는 조파 항력 감소를 가능하게 한다. 그러나, 각 개념은 적절한 "저 음속 폭음" 기체의 개발을 저지하는 제한 사항들을 독립적으로 갖는다.
본 발명은 고속 비행기, 특히 음속 폭음(sonic boom) 충격 억제 능력을 가진 장거리 초음속 순항 비행기에 대한 것이다.
도 1은 충격파 소거를 용이하게 하는 구조를 도시한 개략도이다. 도 2는 수동적 공기역학적 음속 폭음 억제가 있는 경우와 없는 경우의 원격지 음속 폭음 시그니처(signature)를 나타내는 개략도이다. 도 3은 조지와 시바스의 단순화된 가정을 도시한 것이다. 도 4는 조지와 시바스 기술을 사용하여 개발된 기체를 도시한 것이다. 도 5a, 5b 및 5c는 다양한 선단 구성과 그에 따른 충격파 형성을 도시한 것이다. 도 6a 및 6b는 대표적인 저-폭음 맞춤 비행기를 위해 설계된 다수의 인공으로 무뎌진 선단(ABLE)을 도시한 것이다. 도 7a 및 7b는 충격파 소거를 엔진 덮개에 일체화시킨 응용예를 도시한 것이다. 도 8은 충격파 소거가 영역/양력 배치의 맞춤을 어떻게 허용하는가를 나타낸 것이다. 도 9는 충격파 소거를 적용한 계산 결과를 나타낸 것이다. 도 10은 충격파 소거에 대한 2면각 효과를 도시한 것이다. 도 11a 및 11b는 충격파 지향성에 동체 형성화를 적용하는 것을 도시한 것이다. 도 12a, 12b, 12c 및 12d는 "충격파 지향성"을 위한 인공적으로 무뎌진 기수, 영역/양력 맞춤, 기체 형상화, 및 "충격파 소거"를 위한 엔진덮개(nacelle) 보호덮개(shroud)를 포함하는 본 발명의 개시에 따른 구조, 표면 및 구성을 포함하는 비행기를 도시한 것이다.
본 발명의 목적은 많은 상호 상승적인 수동적 충격파 감소 및 소거 장치 또는 기술을 포함시켜, 도 4, 11a, 11b, 12a, 12b, 12c 및 12d에 도시된 바와 같은 다른 배향과 함께 다양한 몸체 부분 배향, 예를 들어 양력체(lifting body), 무미익(flying-wing), 연속형 날개(blended-wing)를 이용하면서, 그러한 장치 또는 기술과 관련된 많은 단점 및 결함을 극복하는 신규한 "저 음속 폭음" 고속 비행기를 제공하는 것이다. 본 발명의 또 다른 목적은 초음속 비행이 가능한 고속 비행기에서 도 8 및 도 9에 도시된 바와 같이 엔진덮개(necelle) 주위에 충격파 소거 표면 구성을 포함시키고, 충격파의 지향성을 제공하도록 비행기 동체를 형상화하고, 비행기의 날개, 몸체 또는 커나드(canard)에 슬롯 에지를 포함시키며, 지면 충격파 강도를 맞추고 비행기의 조파 항력을 감소시키기 위해 영역 및 양력 배치를 설계하여 음속 폭음을 억제하는 것이다.
아래 설명은 당업자가 본 발명을 제작 및 사용할 수 있게 하고, 본 발명을 실현한 발명자가 최적의 개시예로서 의도한 것이다. 그러나, 많은 장기간 필요로 한 특징을 포함하는 비행기 구성에 대한 교시 내용을 상세하게 제공하도록 본 발명의 일반 원리만이 본원에 정의되었으므로, 변형예가 당업자에게 자명할 것이다. 본 발명은 초음속 비행기의 음속 폭음을 감소시키기 위하여, 특히 기체의 항력을 감소시키고 "실용적 설계"를 유지하면서 12-25 dBA 정도의 음속 폭음을 감소시키기 위하여, 상호 상승적으로 조합된 기술의 조합을 사용하였다. 통상, 지면 위에서의 상업적인 초음속 비행은 음속 폭음의 매우 성가시게 인식되는 소리의 세기 때문에 금지되어 왔다. 그렇게 인식되는 소리의 세기는 충격파 강도의 크기(압력 변화)의 함수이다. 통상적인 N-파 음속 폭음은 처음에 급속한 압력 급등 또는 충격에 이어, 점진적인 팽창, 및 마지막으로 끝에서 급속한 재압축 충격으로 이루어진다. 이러한 2개의 충격은 기체, 대개 날개 및 유입구/엔진덮개(도 2)로부터 발산하는 다른 파장과 합체하여 크기가 증폭된다. 음속 폭음과 특성적으로 관련되는 2개의 충격파 "꽝-꽝" 소리를 형성하는 충격파만이 청취가능하다. 따라서, 음속 폭음의 소리 세기를 감소시키기 위하여, 충격파의 크기가 감소되어야 한다고 결정되었다. 조지와 시바스는 비행기 중량, 비행 고도 및 마하수의 주어진 매개변수로 지면에서의 충격파 강도를 최소화 하도록 영역 및 양력 배치를 길이에 대하여 맞추는 이론을 개발하였다. 충격파 강도를 최소화하기 위하여, 영역 및 양력의 합이 조지와 시바스의 배치에 정확이 따라야 한다. 다든(Darden)은 이러한 배치를 자동으로 계산하도록 컴퓨터 프로그램내에서 이론을 실행시켰다. 이들이 본원에 사용된 수동적 음속 폭음 감소를 위한 출발점을 제공하였다. 그러나, 조지와 시바스의 충격파-최소화 배치의 3가지 특성은 상기 배치가 하기를 필요조건으로 하므로 비실제적인 비행기 설계를 초래하였다: 1) 최소 항력 형상보다 더 무딘 기수 - 감소된 성능을 초래 2) 엔진덮개 영역에 걸친 부드러운 배치 - 현재 엔진 설계에서 불가능 3) 1차원적으로 단순화된 가정 - 배치가 기체 아래에서만 직접적으로 계산됨; 비평면적으로 방위각으로 변화하는 효과를 고려하지 않음(도 3). 낮은 음속 폭음 기체 형상은 이러한 맞춤(tailoring) 이론을 적용하여 개발되었다. 하나의 그러한 개념이 도 4에 도시되었다. 이론적으로, 이러한 구조는매우 낮은 음속 폭음을 나타내고, 영역/양력 배치 맞춤을 통해 상당한 이점이 달성되는 것으로 제시하였다. 엔진덮개의 추가는 아래에서 강한 충격파를 생성하고, 날개 외부의 보다 낮은 소인속도(sweep)가 측면에서 일탈한 방위각으로 강한 충격파를 생성하는 것으로 나중에 결론이 났다. 실제 비행기에서는 모든 충격파 발생원을 억제하기 위하여 추가적인 기술이 요구된다. 실제적 형상을 갖는 충격파-최소화 시그니처를 달성하기 위하여, 3개의 다른 이론이 영역/양력 배치 맞춤에 개별적으로 또는 조합하여 결합되었다: 1) 인공적으로 무뎌진 선단(ABLE), 2) 충격파 소거, 3) 비평면 충격파 지향성. 영역/양력 맞춤과 ABLE 충격파 감소를 달성하기 위한 ABLE 실행은 중간지역 및 원격지의 과압이 무뎌진 선단으로 최소화된다는 것을 보인(도 5a가 아님) 초기 연구에 기초하고 있다. 날카로운 선단(도 5b)은 합체되어 강한 원격지 과압력을 생성하는 강한 압축을 기체를 따라 발생시킨다. 무딘 선단 또는 기체 기수는 강한 선수(bow) 충격파를 생성하지만, 후속하여 압축이 약해지고 합체 가능성이 적어진다. 또한, 강한 초기 충격파의 고도에 따른 소산이 보다 커진다. 무딘 선단 또는 기수의 큰 조파 항력은 전통적으로 실제 적용을 방해하였다. 이것은 "낮은 폭음, 높은 항력"이라는 역설로 표현되었다. 이러한 현상을 처리하기 위하여, "슬롯 에지(slotted edge)" 기술이 개발되었고, 이것은 무딘 기수/무딘 선단 설계와 관련된 항력뿐만 아니라 선단 충격파의 원격지 과압력을 상당히 감소시켰다. 이것의 일 구체예가 도 5c에 도시되었고, "날개-내-슬롯(slot-in-wing)" 구조의 형태를 취한다. 상당히 작은 통로 때문에, 조름된(choked) 내부 유동은 기수의 전면에서 강한 정상 충격파를 유도한다. 결과적으로 유효한 무딘 몸체(body)는 통상의 무딘 기하구조와 유사한 외부 유동 구조를 생성하지만, 그것은 보다 상당히 낮은 조합된 압력 및 마찰 항력이다. CFD는 동등한 무딘 에어포일(airfoil)에 비하여 40% 이하의 항력 감소를 나타냈다. 이러한 "슬롯 에지" 기술을 "낮은 폭음" 초음속 비행기에 포함시키는 데는 많은 방법이 있다. 하나의 방법은 "슬롯 에지"를 비행기 날개의 선단을 따라 포함시키는 것이다. 두 번째 방법은 동체상에 슬롯을 가진 무딘 기수가 된다. 이것은 정상 충격파 유입을 기수에 위치시켜 대개 무딘형상에 기인한 강한 충격파를 발생시키고, 루핀(Dr. Ruffin)의 특허출원에서 설명된 바와 같이 유동이 정체하지 않고 ABLE 통로를 통해 유동하기 때문에 적은 항력을 갖는다. 낮은 항력 수준과 함께- 맞춤(tailored) 배치에서 요구되는 무딤성(bluntness)을 만족시키기 위하여 ABLE 기수를 사용하였다. 개념의 제 1구체예는 무미익 구성으로서 도 5c가 될 것이다. 맞춰진 기체의 앞쪽 몸체에 대한 가능한 ABLE 적용예가 도 6a 및 6b에 도시되었다(그리고 NASA Ames의 탄도 범위내에서 맞춰진 적은 폭음을 성공적으로 달성하였다). 맞춰진 배치에서 요구되는 무딤성은 충격파 합체를 방지하는 데 기본이 된다. 충격파 소거 도 1은 참조하면, 1935년 부스만(Busemann)에 의해 개발된, 평행한 평면을 나타내는 2평면 구조를 포함하는 모델에 대응하는 2차원 충격파-부재 환경이 도시되었다. 부스만의 연구는 어떻게 평행한 표면의 충격파-부재 환경이 충격파 소거에 의해 0인 조파 항력(부피 때문에)에 이르게 되는지를 설명하는데 조력하였다. 0인 입사각에서의 부스만 2평면에서는, 도 1에 도시된 바와 같이, 선단에서 발생한 충격파가 반대편 표면의 숄더(shoulder)에서의 팽창에 의해 소거된다. 그 후, 팽창파는 트레일링(tailing) 에지에서의 충격파에 의해 소거된다. 결과적으로 낮은 조파 항력, 음속 폭음 없음, 양력 없음을 초래한다. 양력을 생성하기 위하여 입사각이 증가되는 경우, 바람직하지 않은 충격파가 낮은 표면에서 발생한다. 이것은 양력-생성, "적은 폭음"의 초음속 비행기에 대하여 부스만 2평면 구성을 비실제적으로 만든다. 그러나, 부스만 구조는 엔진 덮개와 같이 "양력-비생성" 구조로부터 충격파를 소거하도록 비행기에 포함될 수 있다. 엔진덮개(nacelle) 보호덮개(shroud) 및 뒤로 휜(reflexed) 날개에 이러한 개념을 포함시키는 것이 도 7a 및 도 7b에 도시되었다. 날개를 최소 항력 정도를 넘게 뒤로 휘어서(reflexing) 엔진덮개 충격파를 추가로 감소시키는 것은 영역/양력 맞춤에 대하여 추가로 유리할 수 있다. 도 8은 충격파 소거가 어떻게 맞추어진 영역/양력 배치가 대응되게 하는가를 나타낸다. 도 9는 심지어 짧은 보호덮개가 어떻게 크게 충격파 강도를 감소시키고 충격파 위치를 추가로 꼬리날개로 이동시켜서 영역/양력을 맞추는데 조력하는지를 나타낸다. 비평면적 충격파 지향성 영역/양력 배치를 맞추는데 조력하기 위하여, 유입구/엔진덮개 및 날개 충격파 양자가 감소될 필요가 있다. 조지에 의해 제안된 바와 같이, 충격파 지향성은양력에 기인한 날개 충격파를 감소시키는데 사용될 수 있다. 하나의 양력 충격파를 감소시키는 방법은 2면각 효과를 일체화하여 비평면 충격파 지향성을 이용하는 것이다. 초음속 비행기에 공통되는 매우 높은 소인각도(sweep angle)에 의해, 2면각의 각도를 증가시키는 것은 기체 시그니처를 길게하고 충격파를 측부로 향하게 하는 효과를 가지며, 이들 효과는 지면에서의 음속 폭음 시그니처를 감소시킨다. 도 10은 2면각 효과와 그에 따른 시그니처 길이 신장 및 비례하는 강도 감소를 도시하며, 이들은 추가적 감소를 위해 영역/양력 맞춤을 보다 용이하게 하도록 조합된다. 양력 충격파 감소를 위해 비평면 충격파 지향성을 이용하는 또다른 방법은 도 11a에 도시된 바와 같이, 날개 위의 동체 중간체(midbody)의 부피를 날개 아래에서와 같이 감소시키지 않으면서 조파 항력 감속에 필요한 정도를 넘어 감소시키는 것이다. 이것은 팽창 팬(fan)이 덮고 있는 어디에서나 날개 위의 압력을 감소시키는 팽창을 초래하며, 이것은 날개 아래의 압력은 변화시키지 않으면서 양력을 증가시킨다. 이러한 구조에 의해, 동일한 양력을 발생시키기 위해 필요한 받음각(angle of attack)이 보다 작아지고, 이것은 이러한 구조가 없는 경우에 비해 날개 아래의 압력을 감소시킨다. 이것은 영역/양력 맞춤을 보다 용이하게 하는 양력 충격파를 감소시킨다. 도 11b는 날개 아래에 비하여 날개 위에서 보다 낮은 압력을 기체의 후미까지 운반하여(또한 양력으로 공지됨), 영역/양력 맞춤에서 꼬리날개 충격파 합체를 방지하기 위하여 필요한 보다 작은 팽창 스파이크(spike)가 날개의 트레일링 에지뒤에서 발생될 수 있다는 것을 도시한다. 날개의 상부 표면에서의 보다 낮은 압력은 그것이 날개의 후미로부터 유출될 때 이러한 스파이크(도 2)를 발생시키게 그것의 캠버(camber)가 설계되도록 해야 한다. 스파이크를 위한 캠버 설계는 위에서 서술된 중간체 유도된 팽창과 관련되어 수행된다. 스파이크를 발생시키는 이러한 방법은 영역/양력 맞춤으로 사용될 수 있는 길이를 최대화 하고, 이것은 맞춤에 의해 이론적으로 가능한 최소 지면 충격파 강도를 달성하게 한다. 도 12a -12d는 전부는 아니라도 상술된 다양한 기술을 포함하는 본 발명의 교시 내용에 따라 건조된 비행기(100)를 나타낸다. 기수 부분(102)은 항력 감소를 위해 슬롯을 구비한 ABLE 무뎌진 기수(103)를 포함하여 도시되었다. 날개(104), 날개 2면각(105), 및 중간체(106)는 양력 충격파 강도를 감소시키는 충격파 지향성을 위해 성형되었고, 이것은 맞춰진 영역/양력 배치를 보다 용이하게 달성되게 한다. 먼 꼬리날개 트레일링 에지에서의 날개위의 보다 낮은 압력은 꼬리날개 충격파 합체를 방지하는데 필요한 팽창 스파이크를 발생시키게 유출된다. 충격파 소거 표면은 엔진덮개(108) 주위에 포함되었고, 엔진덮개 위의 날개를 리플렉스시켰다. 비행기는 추가적인 조파 항력 감소 및 음속 폭음 감소를 위해 영역 및 양력 배치 맞춤을 추가로 포함한다. 당업자는 상술된 본 발명의 다양한 수정 및 변형이 본 발명의 사상의 범주를 벗어나지 않고 구성될 수 있다는 것을 이해할 것이다. 그러므로, 첨부된 청구항의 범주내에서, 본 발명이 본원에서 상세하게 설명된 것을 넘어 실현될 수 있다는 것을 이해할 것이다. |
