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이 발명은 경비행기에 관한 것으로서, 페달의 구동에 의해 주행하는 자전거의 추진력과 함께 공기력을 부여받아 서브포스트를 따라 이동하는 안내부재의 조정으로 절첩식의 날개가 단계적으로 펼쳐지면서 평지에서 이륙되어 비행되도록 함으로써, 경비행기의 이. 착륙거리가 단축되어 좁은 도로나 운동장에서도 비행이 가능해짐과 동시에 날개가 절첩식으로 접혀짐에 따라 이동 및 관리가 용이해져 공중 리크리에이션기(Air Recrational Vehile)로서의 실용성이 향상된다. 또한, 자전거의 앞바퀴가 원판형으로 핸들의 조정에 의해 방향타 역할을 수행함에 따라 비행방향의 선회가 용이해짐과 동시에 조정이 간단하여 비행의 안정성이 향상될 뿐만아니라, 간단한 구조로 소형화 및 경량화 제작되어 비행력이 향상되면서도 제작비용 및 유지비가 절감되며, 자전거의 짐받이에 프로펠러를 회전시키는 엔진등의 장착으로 동력화가 용이해지도록 한 것이다.
비행 안전을 향상시키고 많은 민간 비행 문제들을 해결하기 위한 새로운 접근방법이 개발되었다. 이 접근 방법은 주로 생태학적, 자원절약 데이터와 관련되어 있다. 항공교통시스템에서 사용되는 재래식 기계식 스캔 레이더는 time rate에 대한 현재 조건을 준수하지 못한다. 그러나 Phase-array 레이더의 이점은 새로운 통제 방법이 적용될 때만 완전히 발휘될 수 있다. 이 제안안의 기초는 전자공간 스캐닝 컨트롤와 다른 고급 radiotechnology 방법을 인공 지능과 시설을 결합한 것이다. 본 프로젝트는 멀티모드 phase-array 레이더를 위한 situation 중심의 통제의 비전통적인 방법이 개발에 초점을 맞추고 있다. 시추에이션 중심의 통제는 전문가 시스템과 데이터베이스의 도움으로 수행된다. 이 도움에는 최적의 결정을 내리기 위해 필요한 정보가 포함된다.본 프로젝트의 주 목표는 새로운 세대의 자동화 항공교통 관제레이더의 개발을 위한 기본 솔루션을 개발하는 것이다.
leading edge로부터 경계층을 흡수하는 방식을 통해 swept wing에 대한 마찰항력 감소시키는 실험적 조사 기술이 개발되었으며 레이놀즈 넘버 Re=(5-6)106에서 wing profile drag의 15~20%의 감소가 이루어졌다.층류-난류 전이 지역의 흐름을 설명하는 비선형방정식과 swept wing leading edge의 흐름 안정의 선형방정식의 계산을 위한 숫자 스킴이 개발되었다.향후 조사에 대해 5개의 주요 방향이 있다.(1) 구멍난 swept wing 코부분으로부터 경계층을 흡수함으로써 대형 swept wing 모델에 대한 항력 감소 효과의 계산 및 실험적 조사($45,000).(2) 기존 linear방법의 향상과 swept wing의 laminar-turbulent 전이의 계산을 위한 새로운 nonlinear 방법의 개발($50,000). (3) Swept wing에서 laminar와 turbulent 부착선 경계층을 통제하기 위한 기회의 숫치적 및 실험적 조사(50,000)(4) 꼬리날개 부위를 줄여 fuselage형 동체의 항력을 줄이는 가능성의 실험적 조사
본 제안서에서는 초음속과 극 초음속으로 비행하는 항공기 주변에 형성되는 공기 유동에 대한 심도 있는 지식을 얻기 위해 복잡한 수치해석 및 실험적인 연구에 관한 내용을 제안한다. 연구는 개선된 수치해석 방법과 공기 역학적인 특성들에 관한 실험적인 데이터와 수치해석 데이터들을 데이터 베이스화 하는 것에 기초한다. 예측되는 결과들은 연구될 모델의 모양들과 방법 선택의 복잡성 그리고 해석 방법들이 실제로 유사하지 않기 때문에 과학적인 참신함이 기대된다. TsAGI와 ITAM에 있는 첨단 실험 장비들과 Keldych 응용수학 연구소에 있는 병렬 처리용 슈퍼 컴퓨터를 이용하여 개발되는 새로운 수치 해석적인 방법에 의한 연구 결과들은 독창적이라고 할 수 있다. 최대 연산 능력이 수 GFLOP인 병렬처리 컴퓨터는 3차원 형상 주위에 생성되는 다차원 유동해석 문제를 해석하는데 적용하기 위해서 개발되었으며 이는 본 연구의 목적과도 부합한다. 따라서 본 연구의 목적은 연료 절감과 환경 보호적인 요구에 부합하는 초음속 및 극 초음속 비행기의 개발을 좀 더 효율적으로 설계하기 위한 효과적인 방법을 개발하는 것이다.연구결과는 차세대 비행기를 위한 수학적인 모델과 수치 해석적인 방법들을 개발하는데 필요한 기초 자료들로 사용될 것이다.
많은 중요한 민간항공 문제들을 해결하고 비행 안전을 향상시키기 위해서 새로운 방법이 개발되었다. 먼저 이는 환경적이며 자원을 절감시키는 레이더와 관련된다. 전통적으로 공중 교통 제어 시스템에 사용되는 기계식 레이더들은 복잡한 상황에서 시간 변화에 따른 최근의 요구 조건들을 만족시키지 못한다. 그러나 위상-배열 레이더들은 새로운 제어 방법을 적용할 때만 그 장점을 발휘할 수 있다.이 제안서의 원리는 전기 공간 주사 제어법과, 인공지능 및 설비들을 갖춘 첨단 무선 기술의 조합으로 이루어져 있다. 상황 지향적 제어는 전문가 시스템과 정보를 담고있는 데이터베이스를 이용해서 작동되며 최적의 결정을 내릴 때 필요하다. 내려진 결정은 공중에 대한 해석이 시스템의 현재시간동안 정밀검사 계획을 실행하도록 하는데 적용된다(작동 모드의 선택이 관측된 항공기에 대해 개별적으로 수행됨).상황 지향적 제어 레이더는, 본 프로젝트에서 제안된 바와 같이, 미리 정해진 계획에 따라 상황을 연속적으로 해석하며 레이더의 전원을 관측된 목표물들에 국부적인 상황이 위험한 순으로 해서 분산시킨다. 이러한 제어를 통해서 잠재적으로 충돌의 위험이 있는 경우를 신속하게 결정할 수 있으며 또한 목표물들에 방사되는 전체출력의 양도 줄일 수 있다.본 연구의 중요한 목적은 차세대 자동화된 공중 교통 통제 레이더를 개발을 위해서 필요한 방법을 개발하는 것이다.
헬리콥터 제조와 관련된 기술적인 노하우는 중합체 복합 재료들에 있다. 특히 리브가 있는 꼬리 빔에 관한 기술이 개발된다.이러한 기술은 리브와 빔 구조의 강도를 동일하게 할 수 있으며 설계에서의 작동 특성을 증가시킨다.리브의 제조에서의 체적의 증가, 제조상의 품질, 부품의 물리적/기계적 그리고 작동 특성의 향상.
이 장치는 수상에서 긴급 착륙 시에 수면의 요동으로부터 헬리콥터를 보호하기위해 개발된 매우 효과적인 장치이다. 모듈형태로 설계되었으며, 각각의 모듈은 공기 슬롯, 압력 실린더, 작동기를 포함한다. 이러한 모듈 시스템은 각 모듈들에 맞게 다양한 방법으로 헬리콥터에 장착 시킬 수 있다.헬리콥터를 수상 긴급 착륙 시스템의 최적 설계 시에 적용될 수 있다.
충격파에 의한 연소문제는 극 초음속 추진체를 항공기에 적용할 수 있다는 점에서 주목할 필요가 있다. 최근에 널리 사용되고 있는 이러한 시스템의 성능평가에 있어서 첫째 단계는 폭발에 의해서 발생하는 파동을 동반하는 유동을 가정하는데 기초한다. 그러나 유동의 구조는 기체 동역학, 화학, 내부 자유도의 여기 등과 같은 많은 과정들간의 상호작용 때문에 매우 복잡하다. 따라서 유동구조를 미리 가정하는 것은 부적당하다고 생각된다. 이와 같은 추진체의 적절한 성능을 내기 위해서는 특정한 문제들을 해결할 필요가 있다. 이러한 문제들 중의 하나는 경계층 벽면에서 연소폭발이 일어나기 전에 조기 점화 없이 미리 혼합하는 문제이다. 이를 위해서 충격 시스템에서 점화가 일어나기 전에 손실 없이 신속하게 혼합하는 문제를 해결하는 것이 필요하다. 이러한 연구의 목적중의 하나는 “폭발 파 엔진” 과 같은 혼합과정의 배치에 관한 권고 사항들을 공식화 하는 것이다. 두 번째 문제는 충격 시스템에서 점화와 연소의 안정화와 관련된 문제이다. 즉 실제 유동은 균일한 연료(공기 혼합체)와 같지 않다는 것을 고려하여, 충격파에 의한 점화 뒤에 신속하고도 효율적인 연소를 시킬 필요가 있다. 연소실 입구에서의 비균질성 매개변수의 분포를 비행하는 동안에 자유유동에서의 넓은 범위의 조건들에 대해서 고려해야만 한다. 충격 시스템 형상, 점화 지연, 점화 충격의 위치 등은 연소실 입구에서의 조건들에 매우 의존적이다. 혼합에서의 경계층 벽면의 역할, 점화 및 연소 과정들이 계산되어져야 한다. 연소 효율은 기체 동역학과 화학 반응의 상호작용에 매우 의존적이다. 진동이완의 효과 또한 충격파의 흐름을 따라서 계산되어져야 한다. 더욱이 내부 자유도의 여기 또한 연소 동역학에 영향을 미칠 수 있으며 반대의 경우도 마찬가지이다. 연소 효율에 있어서 난류와 화학 반응간의 상호작용의 영향의 평가 또한 중요한 문제이다. 유동 구조, 특히 충격파, 팽창 파, 혼합과 경계층, 흡기 지역, 열 방출 부분들에서의 양질의 결과를 얻기 위해서 수치해석이 요구된다. 따라서 이러한 수치해석을 위해서 효과적인 전산유체역학(CFD) 코드를 사용해야만 한다. 현재 복잡한 기체 동역학 구조와 난류 혼합이 수반되는 유동의 상호작용을 계산하기위한 모델과 컴퓨터 코드가 보편적인 난류모델을 포함하여 CIAM에서 개발이 되로 있는 중이다. 진동 여기와 화학 반응의 모델들(수소화 공기 간의 진동 여기에 의한 상호작용)의 개발이 진행중이다. 충격파에 기인한 연소 및 추진체의 성능평가를 위한 기술들은 아직까지는 개발 단계에 있다.충격파에 기인한 연소의 연구배경에 기초해서 Shcramjets의 성능평가를 위한 기술이 개발될 것이다. 이를 위해서는 기체 동역학과 화학 반응들 간의 상호작용을 고려하여야 하며 화학 반응과 진동 이완에 대한 구체적인 시뮬레이션이 수행되어야 한다. Shcramjets에서의 연소 과정을 충격을 이용하여 점화와 연소의 안정화 시키는 방법을 이용함으로써 합리적인 계획이 공식화 될 것이다. 일반적인 Shcramjet과의 비교도 이루어 질 것이다.
항공기용 복합재료 셸의 열강도 분야에 대해서 체계화된 연구가 이미 TsAGI에서 수년동안 진행되어오고 있다. 극한하중을 결정하는 이론들이 전통적이고 현상학적인 접근 방법들에 기초하여 일정하지않은 온도장 하에 있는 복합재료 셸에 대해서 정의 된다. 가열, 유연하면서도 강화된 셸의 설계, 길이방향으로의 압축과 외부 압력 그리고 토크와 단면 굽힘과 이들의 조합된 하중 하에서 유리와 탄소, 유기 플라스틱 등과 같은 요소들에 대해서 극한하중 하에서 이들 조건들에 따른 변화의 법칙들이 연구되어 왔다. 수치해석 결과와 실험데이터 간의 비교가 이루어 질 것이며 설치 및 실험 방법들에 대한 전체적인 계획이 짜여질 것이다.본 연구내용은 항공공학에서의 셸 설계에 대한 기술개발과 관련하여 현재 러시아, 미국, 독일, 일본, 한국, 중국에서 출판될 예정이다.
본 연구는 공기 역학적인 설계 단계에서의 일반 항공기의 비행안전을 보장에 기여할 것이다. 항공기의 공기 역학적인 특성들과 안정성, 치명적인 영역(실속, 회전, 비행 제어기의 고장, 엔진고장, 소용돌이 후류, 착빙)에서의 제어 및 비행안전 특성들에 대한 수치해석과 실험적인 결과에 기초하여 수행될 것이다.- 다양한 형태의 특성들을 갖는 항공기에 대한 실험적인 연구;- 프로펠러의 후류, 엔진 고장, 착빙, 풍동에서의 항공기의 공기 역학적인 특성들에 대한 실험적인 연구;- 모의 조종 시뮬레이터를 이용한 위험한 비행 영역에서의 안정성 및 제어 특성에 관한 연구;연구결과는 차세대 항공기와 현재 사용되고 있는 항공기의 비행 안전성을 향상시키는데 적용됨.
본 연구에서는 공항의 수용용량을 증대 시키기 위해서 이착륙에서의 안전거리를 줄이기 위한 방법을 연구한다. 이를 위해서 풍동에서 항공기 모형에 대한 소용돌이 후류의 영향을 수치해석과 실험적인 시뮬레이션이 수행될 것이다. 또한 몇 가지 소용돌이 후류의 조건들에 대한 수학적인 비행 동역학 시뮬레이션도 수행될 것이다. 연구방향을 다음과 같다.- 항공기의 공기 역학적인 소용돌이 후류의 영향과 비행 동역학, 실험 및 수치해석을 이용한 높은 각도의 유동의 흐름에 대한 연구가 수행됨;- 소용돌이 후류를 만났을 때 항공기에 가해지는 비해 동역학 및 공기 역학적인 조건들의 공식화;- 후류에서의 비행시의 모의 조종 시뮬레이션에 대한 항공기 제어용 알고리즘의 선택;- 공기역학 및 비행 동역학과 수치해석을 이용한 소용돌이 후류의 영향의 계산;- 소용돌이 후류의 영향을 보상하기 위한 회전 및 좌우요동의 제어 모멘트를 증가시키기 위한 풍동 실험;- 소용돌이 후류의 다양한 강도 하에서 항공기 구조들에 대한 공기 역학적인 하중의 해석.연구결과는 소용돌이 후류를 보상해주는 시스템을 장착한 신형 항공기의 설계에 적용될 것이다. 이러한 결과를 기준으로 항공기가 소용돌이 후류를 만났을 때 생존성을 향상시키기 위한 기술적인 결정들이 적용될 것이다.
날개 선단에서 발달하는 경계층의 흡입을 통해서 날개 가해지는 마찰 항력을 감소시키기 위한 실험적인 방법이 개발된다. 또한 레이놀드 수 Re=(5-6)106와 마하 수 M=0.2-3에서 날개의 마찰 항력이 감소한다. 비선형 방정식의 수치 해석적인 기법, 층류-난류 천이영역에서의 유동의 묘사, 날개의 선단을 따라 흐르는 유동의 안정성을 묘사하는 선형방정식이 개발된다.국부적으로 가열되는 부분에서의 경계층, 음향 장애의 수용성의 감소, 난류 경계층이 분리되는 영역의 감소와 같이 항력을 감소시켜주는 방법의 효율 평가.수용성을 감소시키는 방법, 난류 경계층이 분리되는 영역을 감소시키는 방법 은 독창적이며 유사하지 않안 방법들이다.새로운 층류 유동 제어 시스템의 개발, 수송기의 경제적인 효율의 증가.
지난 15년 동안 극한 날개와 익형이 고속 비행산업에서 널리 적용되어왔다. 이들의 목적은 항공기의 순항속도(마하 수)의 증가와 파동 항력의 감소이다. 극한기술을 이용한 순항속도의 증가는 꼬리 날개쪽의 윗면에서 발생하는 유동 박리 때문에 제한을 받고 있다. 좀 더 높은 순항 마하 수(익형에 대해서는 0.8-0.9, 날개에서는 >0.9)를 내기 위해서 개발된 공기 역학적인 형상의 설계와 이착륙 지역에서의 최대 양력의 증가를 목적으로 하는 고속/ 고양력 익형과 날개에 대한 새로이 제안된 개념은 꼬리 날개쪽의 윗면에서의 접선방향으로 유동을 발생시키는데 있다. 연구의 첫번째 단계는 문제를 분석하기 위해 필요한 전산 유체 역학적인 도구들의 수정에 있으며, 이는 충격에 의한 손실과 최대 양력과 충격파 항력의 발생간의 균열을 고려함으로써 최적의 익형/날개를 수치 해석적으로 설계하는 것이다. 두 번째 단계는 새로운 형상을 가지고 풍동에서 실험을 하는 것이다. TsAGI 실험 장치들은 실험적인 연구를 가능하게 할 것이다.이착륙 지역에서의 높은 순항 마하 수와 높은 최대 양력 하에서 고속의 아음속 비행을 위한 새로운 유형의 익형과 날개의 개발.
투명한 모델을 이용한 고온환경에서의 공기 터빈 날개용 냉각 시스템의 제작은 냉각 효율과 안전성과 관련된 차세대 날개의 특성들을 신속하고도 저렴하게 얻을 수 있게 해 주며 실제로 제작하지 않고도 날개의 최종 설계도면을 제작할 수 있게 해주는 냉각 공기의 특성들을 계산할 수 있게 해준다. 보호피막과 세라믹 단열용 덮개에 적용하기 위해서는 세라믹 덮개의 단열 특성과 열 유동에서의 박막의 영향에 대한 특별한 연구를 필요로 한다.새롭고도 전망이 있는 공기 가스 터빈 날개의 제작.
최근의 통계에 의하면 항공기 사고의 주된 요인들은 항공기를 조작 특성이 중요한 역할을 하는 조종사에 의한 실수와 관련된다. 이러한 상황은 상당히 강화된 차세대 항공기에서 전형적으로 발생한다. 이러한 유형의 항공기는 비행사가 비행사/항공기 시스템 루프에 접근할 때 특별한 상황의 발생에 의해서 특징지어진다. 현재 비행 제어 시스템의 설계에 적용되는 기술과 조작 특성을 예측하는데 사용되는 기준은 개방형 루프 비행기-항공기 시스템에 기초한다. 그러나 이 기준은 최적의 해결방법을 정의하는, 즉 최고의 비행 안전성과 임무 효율을 제공하는 것을 허용하지 않는다. 본 연구의 목적은 비행사-항공기 폐 루프 시스템을 이용하는 차세대 항공기의 조작 특성을 향상시킴으로써 비행안전을 향상시키는데 있다. 이러한 목적은 두 가지 방법에 의해서 이루어질 수 있다. 첫째로, 비행 제어 설계기술과 미국, 서유럽과 러시아에서 축적된 경험들을 종합하는 것이다. 둘째로, 민간 항공기의 비행 제어 시스템 설계에 사용될 수 있는 조작 특성들에 대한 광범위한 데이터 베이스를 구축하는 것이다.최상의 효율과 비행 안전성을 제공하는 비행 제어 시스템 유형과 조작 특성의 요건에 대한 새로운 기준의 개발.
차분방정식(difference equation)이라는 역학적으로 일관된 시스템(KCSDE)에 대한 풀이에 바탕을 둔, 기체역학적 흐름을 수치적으로 시뮬레이션하는 새로운 접근방법이 제안되었다. 이러한 방정식을 가진 시스템은 점성 기체의 흐름을 기술하는 방정식을 근사하여 해석할 수 있다. 이 점성 기체의 흐름은 볼쯔만 방정식으로부터 직접 유도할 수 있다. 차분방정식에 대한 미분적 분석은 알려진 대로 방정식의 의사기체 역학 시스템이며, Navier-Stokes 방정식의 경우에서와 같이 점성기체와 같게 묘사된다. 그러나, 추가 규정 항목을 넣으면 이 시스템은 기체 역학 문제에 대한 더욱 효과적인 해를 제공한다. 특히, KCSDE는 다량의 병렬 분포된 메모리 컴퓨터 시스템의 구조에 잘 맞으며 구조화되지 않은 메쉬(mesh; 삼각 메쉬, Dirichlet 셀)에 적용된다.이 프로젝트에서 고안된 소프트웨어는 최적의 항공기 형태와 재료를 선택하기 위해 항공산업에 사용할 수 있다.
노즐을 통해 화학적 비평형 반응을 하는 기체의 층류와 난류를 시뮬레이션하는 새로운 모델이 개발되었다. 이 모델은 Navier-Stokes 방정식을 특수하게 단순화한 모델을 바탕으로 한다. 일반적으로 이 새로운 방정식은 완전 NS방정식에 비유할 수 있지만, 이 단순화한 방정식은 신속한 계산을 위한 수치론적 계산의 전개방법을 가능하게 하였다. 이 모델에는 큰 난류가 없는 화학 반응을 하는 기체에 대한 최신 난류 모델이 포함된다. 새로운 방정식은 벽의 곡률이 상당히 큰 다양한 표면적을 가진 송수관들을 통해 흐르는 내부 흐름으로부터 유도하였다. 즉, 이러한 형태에 딱 맞는 원래의 원통형 좌표계를 사용하여, 이 통로와 새로운 알고리즘, 그리고 수치론적 방법은 노즐의 음속 이하, 음속 근접, 초음속 흐름에 대한 경제적인 계산법을 제공한다. 대체로 향상된 수학적 모델과 효율적인 수치론적 방법은 다음과 같은 중대한 응용 문제를 해결할 수 있게 해준다.이 모델은 물리학과 유체역학, 비선형 에너지, 증기화학, 환경보호 등에 실제로 적용하는데 유용한 도구가 될 것이다.
여기서 제안된 프로젝트는 앞으로 유망한 초음속 및 극초음속 항공기 주위에서 발생하는 공기흐름에 대한 더욱 풍부한 지식을 얻기 위한 목적으로 수치적, 실험적 연구를 함을 의미한다. 이 연구는 향상된 수치적 방법론에 바탕을 두고 있으며 항공역학적 특성에 대한 실험적, 수치적 자료를 보유한 전문적 데이터베이스의 개발을 기반으로 한다. 예상된 결과의 과학적 고유성은 이 모델이 연구될 수 있는 형태를 가졌으며 방법을 선택하는 복잡한 접근법과 이들을 분석하는 수단이 실제로 서로 다르다는 사실로 확인할 수 있다. 결과의 고유성은 TsAGI와 ITM에서 개발한 발전된 실험 장치를 사용한 새로운 수치적 방법을 썼다는 것과 Keldych Institute of Applied Mathematics에서 사용하고 있는 병렬 시스템을 이용한 수퍼컴퓨터를 사용했다는 것을 확인할 수 있다. 여러 개의 GFLOP라는 피크의 성능을 가진 다중처리 컴퓨터 시스템이 개발되어3차원 구조 주위의 흐름에 대한 다차원 문제를 해결하는데 적용되었다. 이는 현재 프로젝트의 목표를 위해 가장 선호하는 방법이다.유망한 항공기에 대한 수학적 모델과 수치적 방법을 설정하는 기초로서 얻어진 결과 사용
각 날개(vane)와 블레이드(blade)를 상세히 고려하여 다단계의 터보 기계에서 흐름경로를 계산하면서, 기체 흐름에 대한 많은1차, 2차, 3차원적 불안정 해법이 개발되었다. 이러한 방법은 손실과 냉각 공기 주입(선택 사항) 등의 추가 항목을 포함한 불안정 오일러 방정식에 바탕을 둔다. 이러한 접근 방법은 충격파, 초크(choked) 흐름 등등을 가진 흐름을 포함하여 넓은 범위의 조건에 잘 맞으며, 특히 터빈, 압축기, 팬 등에 광범위하게 응용된다. 컴퓨터 코드는 손실이나 막힘, 그리고 다른 실제적인 정보 등에 대한 상관관계가 쉽게 입력될 수 있도록 설계된다. 이러한 코드는 하나의 시스템에 통합되어 컴퓨터 터보 시험 장치라고 일컫는다. 이 시스템은 전체 가스 터빈 엔진 흐름경로를 통한 유일한 흐름으로 볼 수 있다.고려한 엔진에 대한 실제 데이터 작성 작업이 끝난 이후에 컴퓨터 터보 시험 장치는 원칙적으로 다음을 허용한다.
가까운 미래에 나타날 제2세대 초음속 민간 항공기(SST-2)의 심각한 제트기류와 후류에 대한 이론적 연구는 이제 기체상태의 화학반응과 수증기 응축을 고려하게 되면서 완성되고 있다. 더욱이, 제트기류와 후류에서 나타나는 물질의 원거리 소음이나 상의 종류는 지구 대기권의 오존층상에서 비행할 경우에 나타나는 전체적 충격과 함께 이론적으로 조사되었다.지구 대기 환경에 대해 비행 안전을 높이고, 비행로의 환경을 좋게 하고, 현재와 가까운 미래의 비행에서 나타날 전체 충격 줄이기