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KR101222466B1 - 잠입형 흡입관, 그 형성방법 및 이를 구비하는 비행체 - Google Patents

잠입형 흡입관, 그 형성방법 및 이를 구비하는 비행체 Download PDF

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KR101222466B1
KR101222466B1 KR1020100118318A KR20100118318A KR101222466B1 KR 101222466 B1 KR101222466 B1 KR 101222466B1 KR 1020100118318 A KR1020100118318 A KR 1020100118318A KR 20100118318 A KR20100118318 A KR 20100118318A KR 101222466 B1 KR101222466 B1 KR 101222466B1
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inlet
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lip
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이진규
정석영
강명구
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국방과학연구소
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Abstract

본 발명의 일 실시예에 따르는 잠입형 흡입관은 유선형의 동체의 일면에 입구가 형성되고, 상기 입구의 외주면으로부터 상기 동체의 내부에 배치된 엔진까지 연장되어 이루어지는 홀과, 상기 홀의 입구에 유체가 동체의 외부에서 내부로 유입되는 유체 흐름의 박리가능성을 감소시키도록 경사지게 형성되는 유입부와, 상기 유입부와 대향하는 위치의 홀의 입구에 동체의 설계 조건에 의하여 정해지는 립(lip)두께를 갖는 립(lip)부와, 상기 유체가 상기 동체내의 엔진으로 흡입되도록 상기 유입부로부터 상기 홀의 내주면을 따라 상기 엔진까지 연장되는 유입가이드부 및 상기 엔진과 결합되는 엔진결합부를 포함함으로써, 외부 노출형의 공기 흡입관과는 달리, 외부에 배치하는 경우의 설계요소들을 고려할 필요가 없고, 내부로 삽입함으로써, 전체적인 하중 감소로 인하여 구조적인 부담이 감소되며, 흡입관으로 인한 항력 발산을 감소시킬 수 있다. 또한 동체에서 돌출되는 부분을 최소화 할 수 있으므로 레이더 탐지면적이 감소되어 스텔스 성능을 향상시킬 수 있는 비행체를 제공할 수 있다.

Description

잠입형 흡입관, 그 형성방법 및 이를 구비하는 비행체{SUBMERGED INLET, FORMING METHOD FOR THE SAME AND AIRCRAFT HAVING THE SAME}
본 발명의 실시예들은 비행체의 동체내에 삽입되어 공기를 엔진에 공급하는 잠입형 흡입관, 그 형성방법 및 이를 구비하는 비행체에 관한 것이다.
엔진을 부착한 비행체의 경우 운용자가 요구하는 비행성능을 만족하기 위해서는 엔진의 정상적인 출력을 유지할 수 있도록 비행체의 모든 요소들이 각각 그 조건을 만족하여야 한다. 특히 엔진을 장착한 비행체의 경우 비행을 위한 추진력을 얻기 위하여 비행체의 엔진은 연료를 소모하게 되며, 이를 연소하기 위해 충분한 공기의 공급이 필요하게 된다. 이 때 비행체는 외부로부터 공기를 공급받기 위해서 관련 구조물이 필요하게 되며, 이를 비행체의 공기흡입관이라고 한다.
비행체의 성능은 엔진의 성능뿐만 아니라 엔진 공기흡입관의 최적 설계 여부에 따라 좌우될 수 있으며, 추가적으로 레이더에 탐지되지 않고 목표물로 비행이 가능하도록 레이더 탐지면적을 최소화할 수 있는 공기흡입관이 고려될 수 있다.
본 발명의 일실시예들은 순항시 또는 기동비행시에도 엔진의 정상적인 출력을 유지할 수 있도록, 비행체의 동체 내로 형성되는 잠입형 흡입관을 제공하기 위한 것이다.
또한, 본 발명의 일실시예들은 동체에서 돌출되는 부분을 최소화하여, 구조를 단순화 하고 레이더 탐지면적을 줄일 수 있도록 하는 비행체를 제공하기 위한 것이다.
이와 같은 본 발명의 해결 과제를 달성하기 위하여, 본 발명의 일 실시예에 따르는 잠입형 흡입관은 유선형의 동체의 일면에 입구가 형성되고, 상기 입구의 외주면으로부터 상기 동체의 내부에 배치된 엔진까지 연장되어 이루어지는 홀과, 상기 홀의 입구에 유체가 동체의 외부에서 내부로 유입되는 유체 흐름의 박리가능성을 감소시키도록 경사지게 형성되는 유입부와, 상기 유입부와 대향하는 위치의 홀의 입구에 동체의 설계 조건에 의하여 정해지는 립(lip)두께를 갖는 립(lip)부와, 상기 유체가 상기 동체내의 엔진으로 흡입되도록 상기 유입부로부터 상기 홀의 내주면을 따라 상기 엔진까지 연장되는 유입가이드부 및 상기 엔진과 결합되는 엔진결합부를 포함한다.
본 발명과 관련한 일 예에 따르면, 상기 유입부는 상기 동체의 연장면을 기준으로 내측으로 3°내지 10°로 경사지게 형성된다.
본 발명과 관련한 일 예에 따르면, 상기 엔진결합부는, 상기 엔진으로의 유체의 흐름을 간섭하지 않도록, 상기 엔진과 상기 엔진결합부의 결합각이 상기 엔진의 결합면을 기준으로 0° 내지 5°로 경사지게 형성된다.
또한 상기한 과제를 실현하기 위하여 본 발명은 유체 흐름의 박리를 낮출 수 있도록 유입부의 기울기(θL)를 설정하는 단계와, 결합되는 엔진부의 설계조건에 맞추어 엔진결합부의 기울기(θE)를 설정하는 단계와, 상기 유입부의 기울기(θL)와 상기 엔진결합부의 기울기(θE)를 만족하도록 유입가이드부에 가상의 곡면을 설정하는 단계와, 상기 가상의 곡면상에서 C1 연속성(C1 Continuity)을 만족하는 연속점(C)을 구하는 단계 및 상기 유입부의 위치(A)와 기울기(θL), 상기 엔진결합부의 위치(B)와 기울기(θE), 상기 연속점의 위치(C)와 기울기(θT)를 경계조건으로 하여 유입가이드부를 설계하는 단계를 포함하는 잠입형 흡입관의 형성방법을 개시한다.
본 발명과 관련한 일 예에 따르면, 상기 유입가이드부를 설계하는 단계는, 상기 연속점을 기준으로 제 1가이드라인와 제 2가이드라인으로 분리하고, 상기 경계조건을 기준으로 각각의 가이드라인의 기준선을 설정하고 이를 이용하여, 상기 가이드라인들의 곡면들을 설계하는 단계를 포함한다.
본 발명과 관련한 일 예에 따르면, 제 1가이드라인와 제 2가이드라인상의 곡면을 설계하는 단계는,
Figure 112010077318775-pat00001
수식에 상기 경계조건들을 이용하여 상수 a, b, c 값들을 각각 결정하고, 상기 수식에 상수들을 대입하여 상기 제 1가이드라인 및 제 2가이드라인의 기준선의 함수를 구하는 단계를 포함한다.
본 발명과 관련한 일 예에 따르면, 립두께를 정하고, 상기 제 1가이드라인 또는 제 2가이드라인에 대향하는 위치에 제 1대향점 및 제 2대향점을 정하고, 상기 제1대향점의 위치(C')와 기울기(θT) 및 상기 제 2대향점의 위치(B)와 기울기(θE)를 경계조건으로 하여 제 3가이드라인를 설계하는 단계를 더 포함한다.
본 발명과 관련한 일 예에 따르면, 제 3가이드라인의 곡면을 설계하는 단계는,
Figure 112010077318775-pat00002
수식에 상기 경계조건들을 이용하여 상수 a, b, c 값들을 각각 결정하고, 상기 수식에 상수들을 대입하여 상기 제 3가이드라인의 기준선의 함수를 구하는 단계를 포함한다.
본 발명과 관련한 일 예에 따르면, 첨단에서 제 1대향점까지는 장축과 단축의 비가 4 대 1인 타원형 곡선으로 설정하고, 첨단에서 동체와 만나는 지점까지는 각각의 기울기와 C1 연속성 조건을 만족하는 스플라인(spline)곡선으로 설정하여 립부를 설계하는 단계를 더 포함한다.
또한 상기한 과제를 실현하기 위하여 본 발명은, 공기의 저항을 감소시키도록 유선형으로 형성되는 동체와 상기 동체에 삽입되는 엔진 및 상기 엔진에 공기를 공급하면서, 레이더 탐지 면적을 감소시키도록, 상기 동체의 외주면으로부터 상기 엔진까지, 상기한 잠입형 흡입관 설계기법에 의하여 형성되는 잠입형 흡입관을 포함하는 비행체를 개시한다.
상기와 같이 구성되는 본 발명의 적어도 하나의 실시예에 관련된 잠입형 흡입관 및 이를 구비한 비행체는 동체내에 유체를 흡입하도록 형성되는 잠입형 흡입관을 포함함으로써, 외부 노출형의 공기 흡입관과는 달리, 외부에 배치하는 경우의 설계요소들을 고려할 필요가 없고, 내부로 삽입함으로써, 전체적인 하중 감소로 인하여 구조적인 부담이 감소되며, 흡입관으로 인한 항력 발산을 감소시킬 수 있다. 또한 동체에서 돌출되는 부분을 최소화 할 수 있으므로 레이더 탐지면적이 감소되어 스텔스 성능을 향상시킬 수 있다.
도 1은 본 발명의 일실시예에 따르는 잠입형 흡입관의 개념도.
도 2는 도 1의 평면도.
도 3은 도 1의 단면도.
도 4는 도 3의 유입가이드부를 도시한 개념도.
도 5는 본 발명의 일실시예에 따른 잠입형 흡입관의 설계를 위하여 각 부위와 그 치수를 도시한 참고도.
도 6a 내지 도 6d는 도 5의 각각의 단면을 치수와 함께 도시한 참고도.
도 7은 본 발명의 일실시예에 따르는 비행체의 개념도.
이하, 본 발명의 일실시예에 따르는 잠입형 흡입관, 그 형성방법 및 이를 구비하는 비행체에 대하여 도면을 참조하여 보다 상세하게 설명한다. 본 명세서에서는 서로 다른 실시예라도 동일·유사한 구성에 대해서는 동일·유사한 참조번호를 부여하고, 그 설명은 처음 설명으로 갈음한다. 본 명세서에서 사용되는 단수의 표현은 문맥상 명백하게 다르게 뜻하지 않는 한, 복수의 표현을 포함한다.
도 1은 본 발명의 일실시예에 따르는 잠입형 흡입관(100)의 개념도이고, 도 2는 도 1의 평면도이며, 도 3은 도 1의 단면도이다.
도시한 바와 같이, 잠입형 흡입관(100)은 홀(120), 유입부(110), 립(lip)부(130), 유입가이드부 및 엔진결합부(140)를 포함한다.
홀(120)은 유선형 동체(200)의 일면에 형성되는 입구로부터 동체(200)에 삽입된 엔진까지 연장되어 형성된다. 비행체(1)의 외주면을 지나는 공기의 흐름이 상기 홀(120)로 유입되어 엔진에 공급되게 된다. 홀(120)은 입구면과 출구면을 갖는데, 입구면은 동체(200)의 외주면의 연장면으로부터 내부로 경사를 갖기 시작하는 유입부(110)와 유입부(110)와 대향하는 위치에 유체의 흐름이 갈라지는 립(lip)부(130)를 갖는다.
유입부(110)는 유체 흐름의 박리가능성을 감소시키기 위하여 경사도를 완만하게 하여 형성한다. 일 예로, 동체(200)의 연장면을 기준으로 내측으로 3°내지 10°로 경사지게 유입부(110)를 형성하면 유체 흐름의 박리현상을 완화시킬 수 있다.
립(lip)부(130)는 홀(120)의 입구면의 입술 모양의 부분인데, 동체(200)의 외주면을 따라 흐르는 유체가 이 부분에서 갈라져 일부는 흡입관으로 일부는 동체(200)의 외주면을 따라 흐르게 된다. 이때, 립(lip)부(130)는 동체 설계 조건 및 립(lip)부(130)의 재질에 따라 립두께가 형성된다. 이러한 립두께는 후술하는 바와 같이 유입가이드부의 형상에 영향을 줄 수 있다.
유입가이드부는 홀(120)의 내주면으로서 후술하는 바와 같이, 연속점(C)를 기준으로 제1가이드라인과 제2가이드라인으로 구분되며, 립(lip)부(130)를 따라 엔진결합부(140)까지 연결되는 제3가이드라인이 있다.
엔진결합부(140)는 유입가이드의 일단에 형성되는데, 유체의 흐름을 간섭하지 않도록, 유입가이드와 엔진의 입구의 연장선이 경사지지 않도록 형성되는 것이 바람직하다. 일 예로 엔진과 엔진결합부(140)의 결합각이 엔진의 결합면을 기준으로 5°이내로 경사지게 형성하면 유체 흐름에 대한 간섭을 최소화할 수 있다. 더욱 바람직하게는 엔진과 엔진결합부(140)의 결합각이 엔진의 결합면을 기준으로 일치시킨다.
도 4 내지 도 6은 본 발명의 일실시예에 따르는 잠입형 흡입관(100)의 형성방법을 설명하기 위하여 각 부분의 형상 및 도면번호를 기입한 것이다. 도 4는 도 3의 유입가이드부를 도시한 개념도이고, 도 5는 본 발명의 일실시예에 따른 잠입형 흡입관(100)의 설계를 위하여 각 부위와 그 치수를 도시한 참고도이며, 도 6a 내지 도 6d는 도 5의 각각의 단면을 치수와 함께 도시한 참고도이다.
도시한 바와 같이, 홀(120)의 내주면에 형성되는 유입가이드부는 가상의 곡면상에서 C1 연속성(C1 Continuity)을 만족하는 연속점(C)을 기준으로 제1가이드라인(A 와 C 를 잇는 라인)과 제2가이드라인(C 와 B 를 잇는 라인)으로 나누어지고, 이에 대향하는 위치에는 제3가이드라인(C' 와 B" 를 잇는 라인)이 형성된다. 상기 각각의 라인은 잠입형 흡입관(100) 곡면의 설계시 기준선이 된다.
기준선 선정에서 고려할 부분은 작도를 위한 기준점과 곡선의 함수가 명확해야 하며, 유체 흐름의 박리가능성을 최소화할 수 있도록 곡선의 함수가 선정되어야 한다.
본 발명의 일실시예에 따르는 잠입형 흡입관(100)의 형성방법은 다음과 같다.
먼저 홀(120)의 입구면의 위치 및 유체 흐름의 박리를 낮출 수 있도록 유입부(110)의 기울기(θL)를 설정하고, 결합되는 엔진부의 설계조건에 맞추어 엔진결합부(140)의 기울기(θE)를 설정한다. 그리고, 상기 유입부(110)의 기울기(θL)와 상기 엔진결합부(140)의 기울기(θE)를 만족하도록 유입가이드부에 가상의 곡면을 설정한 뒤, 상기 가상의 곡면상에서 C1 연속성(C1 Continuity)을 만족하는 연속점(C)을 구한다.
C1 연속성은 곡선의 기울기가 동일, 즉 1차 도함수가 동일한 것을 뜻하는 데, 유입부(110)의 기울기(θL)와 엔진결합부(140)의 기울기(θE)를 정한뒤, 유입부(110)와 엔진결합부(140)를 잇는 가상의 곡선상에서 시행착오를 거쳐 C1 연속성을 만족하는 연속점(C)을 구하게 된다.
앞서 구한, 입부의 위치(A)와 기울기(θL), 상기 엔진결합부(140)의 위치(B)와 기울기(θE), 상기 연속점의 위치(C)와 기울기(θT)를 경계조건으로 하여 유입가이드부의 기준선을 정하게 된다.
유입가이드부의 기준선을 정하는 방법을 보다 상세하게 설명하자면, 상술한 바와 같이 연속점을 기준으로 제 1가이드라인와 제 2가이드라인로 분리하고, 상기 경계조건을 기준으로 각각의 가이드라인의 곡면들을 설계하게 된다. 또한, 상기 경계조건은 제 1가이드라인와 제 2가이드라인의 각 시작점과 끝점사이에서 곡선의 변곡점이 존재하도록 설정되어야 한다.
제 1가이드라인와 제 2가이드라인상의 곡면을 설계하는 단계는,
Figure 112010077318775-pat00003
상기 수식에 상기 경계조건들을 이용하여 상수 a, b, c 값들을 각각 결정하고, 상기 수식에 상수들을 대입하여 상기 제 1가이드라인 및 제 2가이드라인의 기준선의 함수를 구하게 된다.
일 예로, 기준선의 함수를 f(x)라고 하고, 시작점의 좌표를 원점(0), 끝점의 좌표를 (L , D), 시작점과 끝점에서의 기울기를 각각 θ1 과 θ2 라고 하며, 다음과 같이 기준선을 표현할 수 있다.
①
Figure 112010077318775-pat00004
②
Figure 112010077318775-pat00005
③
Figure 112010077318775-pat00006
④
Figure 112010077318775-pat00007
여기서, L 과 D 는 원점에 대한 상대적 거리와 높이이다. 이상과 같이 4개의 경계조건을 사용하여 구성할 수 있는 함수의 최고차수는 3차이며, 다음과 같이 표현된다.
Figure 112010077318775-pat00008
상기 함수 에 각각의 경계조건을 적용하면 아래와 같다.
①
Figure 112010077318775-pat00009
:
Figure 112010077318775-pat00010
②
Figure 112010077318775-pat00011
:
Figure 112010077318775-pat00012
③
Figure 112010077318775-pat00013
:
Figure 112010077318775-pat00014
④
Figure 112010077318775-pat00015
:
Figure 112010077318775-pat00016
상기 식을 이용하여, 상수 a, b, c 값을 각각 구하면, 상기 제 1가이드라인 및 제 2가이드라인의 기준선의 함수를 구할 수 있게 된다.
제 3가이드라인을 구하는 방법도 상기 기술된 바와 유사하다. 다만, 립두께를 정하고, 상기 제 1가이드라인 또는 제 2가이드라인에 대향하는 위치에 제 1대향점 및 제 2대향점을 정하고, 상기 제1대향점의 위치(C')와 기울기(θT) 및 상기 제 2대향점의 위치(B'')와 기울기(θE)를 경계조건으로 하여 제 3가이드라인의 기준선을 구하게 된다.
립(lip)부(130)는 유체의 흐름이 갈라지는 부분으로서, 일반적으로 잠입형 흡입관의 립(lip)부(130)가 유체의 흐름에 평행하게 놓여져 있는 경우, 설계점보다 높은 비행 속도에서는 정체점이 흡입관의 내면에 존재하고, 설계점보다 낮은 비행속도에서는 정체점이 흡입관의 외면에 존재한다. 이때 설계점보다 낮은 비행속도의 경우에는 유입구 근처에서 유체 흐름의 속도 구배와 정압 구배가 너무 커서 유체 흐름이 표면에서 분리될 가능성이 아주 크다. 저속에서의 성능을 좋게 하고, 유체 흐름의 박리를 지연시키기 위해서, 유입구 모양은 아주 매끄럽게 변하는 단면이어야 하며, 구속 조건이 허용하는 한 두껍고 경사의 구배가 크지 않아야 받음각 등 자세의 영향을 덜 받는다. 이와 같은 조건을 만족시키기 위해서 립(lip)부(130)의 첨단(흡입관의 내면과 동체(200)의 외면이 만나는 점)에서는 립부 내면의 두께(도 5의 C'-C''를 기준으로 자른 단면에서 C'에 근접한 립부의 두께)가 립부 외면의 두께(도 5의 C'-C''를 기준으로 자른 단면에서 C''에 근접한 립부의 두께)보다 좀더 두텁도록 설계되어야 하며, 첨단에서 제 1대향점까지는 장축과 단축의 비가 4 대 1인 타원형 곡선으로 설정하고, 첨단에서 동체(200)와 만나는 지점(C")까지는 각각의 기울기와 C1 연속성 조건을 만족하는 스플라인(spline)곡선으로 설정하여 설계한다.
도 7은 본 발명과 관련한 잠입형 흡입관(100)의 다른 일 실시예를 나타내는 개념도로서, 비행체(1)에 잠입형 흡입관(100)이 장착된 상태에서의 실시상태를 도시한 것이다. 본 실시예에서는 앞선 실시예와 동일 또는 유사한 구성에 대해서는 동일 또는 유사한 참조번호를 부여하고, 그 설명은 처음 설명으로 갈음한다. 본 도면을 참조하면, 비행체(1)는 동체, 엔진 및 잠입형 흡입관(100)을 포함한다.
동체는 유도탄, 유인 항공기 또는 무인항공기의 동체가 될 수 있으며, 비행경로 수정장치 및 조향장치가 포함될 수 있으며, 공기의 저항을 감소시키도록 유선형으로 형성된다. 상기 동체에는 엔진이 삽입되고, 상기 엔진에 공기를 공급하는 수단으로서 앞서 상술한 잠입형 흡입관(100)이 이용된다.
이러한 흡입관을 이용하는 비행체(1)는 외부 노출형의 공기 흡입관과는 달리, 외부에 배치하는 경우의 설계요소들을 고려할 필요가 없고, 내부로 삽입함으로써, 전체적인 하중 감소로 인하여 구조적인 부담이 감소되며, 흡입관으로 인한 항력 발산을 감소시킬 수 있다. 또한 동체에서 돌출되는 부분을 최소화 할 수 있으므로 레이더 탐지면적이 감소되어 스텔스 성능을 향상시킬 수 있다.
상기와 같이 설명된 잠입형 흡입관, 그 형성방법 및 이를 구비하는 비행체는 상기 설명된 실시예들의 구성과 방법이 한정되게 적용될 수 있는 것이 아니라, 상기 실시예들은 다양한 변형이 이루어질 수 있도록 각 실시예들의 전부 또는 일부가 선택적으로 조합되어 구성될 수도 있다.

Claims (10)

  1. 삭제
  2. 삭제
  3. 삭제
  4. 홀, 상기 홀 입구의 일측에 형성되는 유입부, 상기 유입부에 대향하여 상기 홀 입구의 타측에 형성되는 립부 및 상기 홀 출구에 형성되는 엔진 결합부를 포함하는 비행체의 잠입형 흡입관 설계방법에 있어서,
    유체 흐름의 박리를 낮출 수 있도록 상기 유입부의 기울기(θL)를 설정하고, 결합되는 엔진부의 설계조건에 맞추어 상기 엔진결합부의 기울기(θE)를 설정하고, 상기 립부의 단면(C-C'를 기준으로 자른면)이 일정한 각도(90°-θT)를 갖도록 중심 기울기(θT)를 설정하는 단계;
    상기 유입부의 기울기(θL)와 상기 엔진결합부의 기울기(θE)를 만족하도록 가상의 곡선을 설정하는 단계;
    상기 가상의 곡선과 상기 립부의 단면이 만나는 연속점을 구하는 단계; 및
    상기 유입부의 위치(A)와 기울기(θL), 상기 엔진결합부의 위치(B)와 기울기(θE) 및 상기 연속점의 위치(C)와 상기 연속점의 전후로 곡선의 기울기가 동일한 C1 연속성(C1 Continuity)을 만족하도록 각 위치에서의 경계조건을 대입하여 상기 유입부로부터 상기 엔진 결합부까지 연장되는 유입가이드부의 기준선을 구하는 단계를 포함하고,
    상기 기준선은,
    상기 연속점을 기준으로 제 1가이드라인와 제 2가이드라인으로 분리되고,
    상기 제 1가이드 라인과 제 2가이드 라인은,
    Figure 112012061038937-pat00029

    수식에 상기 경계조건들을 이용하여 상수 a, b, c 값들을 각각 구하여 형성되는 곡선인 것을 특징으로 하는 잠입형 흡입관의 형성방법.
  5. 삭제
  6. 삭제
  7. 제 4항에 있어서,
    상기 립부 단면의 두께를 정하고, 상기 제 1가이드라인 또는 제 2가이드라인에 대향하는 위치에 제 1대향점 및 제 2대향점을 정하고, 상기 제 1대향점의 위치(C')와 기울기(θT) 및 상기 제 2대향점의 위치(B'')와 기울기(θE)를 경계조건으로 하여 제 3가이드라인를 설계하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 잠입형 흡입관의 형성방법.
  8. 제 7항에 있어서,
    제 3가이드라인의 곡면을 설계하는 단계는,
    Figure 112010077318775-pat00018

    수식에 상기 경계조건들을 이용하여 상수 a, b, c 값들을 각각 결정하고, 상기 수식에 상수들을 대입하여 상기 제 3가이드라인의 기준선의 함수를 구하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 잠입형 흡입관의 형성방법.
  9. 제 7항에 있어서,
    상기 립부의 첨단에서 제 1대향점(C')까지는 장축과 단축의 비가 4 대 1인 타원형 곡선으로 설정하고, 첨단에서 동체와 만나는 지점(C'')까지는 각각의 기울기와 C1 연속성 조건을 만족하는 스플라인(spline)곡선으로 설정하여 립부를 설계하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는 잠입형 흡입관의 형성방법.
  10. 공기의 저항을 감소시키도록 유선형으로 형성되는 동체;
    상기 동체에 삽입되는 엔진; 및
    상기 엔진에 공기를 공급하면서, 레이더 탐지 면적을 감소시키도록 상기 제4항을 따르는 잠입형 흡입관의 형성방법에 의하여 형성되는 잠입형 흡입관을 포함하는 비행체.
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