KR101958328B1 - 전환식 항공기 - Google Patents

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KR101958328B1
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제임스 왕
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아구스타웨스트랜드 에스.피.에이.
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Abstract

전환식 항공기(1)가 기술되며, 전환식 항공기(1)는 한 쌍의 반날개들(3); 대응 제1 축(B)을 중심으로 회전하고 헬리콥터 모드 및 비행기 모드 사이에서 반날개들(3)을 기준으로 제1 축들(B)과 함께 제2 축들(C)에 대해 경사질 수 있는 적어도 두 개의 로터들(4)을 포함하고, 제1 축(B)은 헬리콥터 모드에서 사용시, 전환식 항공기(1)의 길이 방향(A)에 대해 직교하고, 비행기 모드에서 사용시, 길이 방향(A)에 대해 실질적으로 평행하며, 상기 전환식 항공기(1)는 사용 중에 상기 헬리콥터 및 상기 비행기 모드 사이에서 이동할 때, 대응 로터들(4)이 경사질 수 있는 적어도 두 개의 관통 개구들(8)을 더 포함한다.

Description

전환식 항공기{CONVERTIPLANE}
본 발명은 전환식 항공기에 관한 것으로서, 구체적으로 로터들이 항공기의 길이방향 축과 실질적으로 평행한 축들을 가지고 위치하는 "비행기" 구성, 및 로터들이 항공기의 길이방향 축에 대해 실질적으로 수직인 십자 방향 축들을 가지고 위치하는 "헬리콥터" 구성을 선택적으로 취할 수 있어 고정 날개 터보프롭(fixed-wing turboprop) 항공기와 헬리콥터의 장점을 결합하도록, 조정 가능한 로터들을 가진 하이브리드 항공기에 관한 것이다.
기술한 바와 같이 로터들을 조정하는 능력은, 전환식 항공기가 헬리콥터처럼, 즉 활주로 및 극히 가파른 궤적들을 필요로 하지 않고, 이륙 및 착륙을 할 수 있게 하여 지상 잡음을 최소화하고, 예컨대 도시 지역에서조차 이륙과 착륙을 할 수 있게 하고; 대략 500km/h의 순항 속도나 대략 300km/h의 헬리콥터 순항 속도보다 높은 속도와 대략 헬리콥터의 두 배가 되는 7500 미터의 통상적 순항 고도에 도달하여 유지할 수 있는 비행기처럼 비행하여 대부분의 구름층과 대기 요란을 상회하여 비행할 수 있게 한다.
다시 말하면, 종래의 헬리콥터에 비해 전환식 항공기는 거의 두 배의 순항 속도, 소정 유료 하중 및 연료 공급에 대해 실질적으로 두 배인 비행 거리와 시간이라는 이점을 가짐으로써 운전을 보다 저렴하게 할 수 있고; 두 배가 넘는 순항 고도라는 이점을 가짐으로써 대부분의 비행 중에 기상 조건(구름, 난류)에 대해 무감해 질 수 있다. 다른 한편, 종래의 비행기에 비해 전환식 항공기는 공중 맴돌기를 할 수 있고, 제한된 공간, 심지어 도심 지역 내에서 이착륙을 할 수 있다는 이점을 갖는다.
　현재, 실질적으로 다음 두 개의 전환식 항공기 구성들이 알려져 있다: 반날개가 실질적으로 고정 상태로 유지되고 모터-로터 어셈블리들만이 반날개들에 대해 회전하는 "틸트 로터"; 및 로터 자세가 반날개 및 로터 시스템 어셈블리를 전체로서 회전함으로써 조정되는 "틸트 날개".　
"틸트 로터" 구성의 예들이 US 6,220,545 또는 US-A-2009/0256026에서 보여진다. "틸트 날개" 구성의 예가 EP-A-1057724에서 보여진다.
알려진 전환식 항공기들은 실질적으로, 동체, 동체의 양측면 상에 튀어 나온 한 쌍의 반날개들, 및 개별 반날개들에 대해 회전하는 한 쌍의 나셀들을 포함한다.
각각의 나셀(nacelle)은, 대응하는 반날개에 대해 나셀과 함께 회전하는 상대적 모터-로터 어셈블리를 하우징한다.
특히, 반날개들은 직선이고, 각각의 나셀은 실질적으로 대응 반날개들의 끝에 정렬된다.
그에 따라, 나셀들의 위치가 반날개들의 양력면들을 감소시킨다.
산업계 안에서 비행기 및 헬리콥터 모드 둘 모두에서 틸트-로터 전환식 항공기에 작용하는 양력을 증가시키고자 하는 요구가 있다.
비행기 모드와 관련하여, 전환식 항공기의 양력면을 증가시켜야 한다는 요구가 있다.
헬리콥터 모드와 관련하여, 헬리콥터 모드의 제자리비행 중에 윈드 실딩(wind shielding) 효과를 감소시켜야 한다는 필요성이 대두된다. 더 정확히 말하면, 윈드 실딩 효과는 로터의 세류(downwash)가 반날개들에 부분적으로 악영향을 미침으로써 이용가능한 양력을 감소시킬 수 있다는 사실에 의해 일어난다.
또한, 산업계 내에서는 로터들에 의해 발생된 노이즈를 가능한 한 최대로 줄여야 한다는 필요성이 대두된다.
몇몇 관점으로부터, 전환식 항공기의 적응성을 크게 늘려야 한다는 필요성 역시 산업계 내에서 대두되고 있다
특히, 첫째로, 전환식 항공기가 임무(mission) 중에 비행기 모드에서 주로 동작될 때 항공기역학적 효율성을 최대화하고, 전환식 항공기가 임무 중에 헬리콥터 모드에서 주로 동작될 때 중량을 줄이고자 하는 필요성 역시 산업계 내에서 대두된다.
둘째로, 무인에서 유인 형상으로 쉽게 전환할 수 있는 모듈형의 전환식 항공기를 제조해야 할 필요성이 감지된다.
특히 헬리콥터 모드와 비행기 모드 사이의 전환 중에, 전환식 항공기의 안정성을 최대한 증가시키고자 하는 필요성이 산업계 내에서 감지된다.
마지막으로, 경사 로터(tilt rotor)들의 존재로 인해 반날개들에 작용하는 굽힘 모멘트(bending moment)를 줄이고자 하는 필요성 역시 대두된다.
US-A-2011/003135가 동체, 앞날개 및 뒷날개, 및 날개 사이에 뻗어 있고 각각이 로터를 지지하는 한 쌍의 붐들(booms)을 포함하는 전환식 항공기를 개시한다. 로터들은 동체의 양측에 정렬되며, 각각의 로터는 동체의 개별 측면과 앞뒤 날개로 정의되는 영역 안에서 경사진다.
US-A-6,434,768은 날개 및, 날개에 대해 경사질 수 있는 한 쌍의 카운터 로테이션(counter-rotating) 로터들을 포함하는 전환식 항공기를 개시한다. 카운터 로테이션 로터들은 동축으로 탑재되고, 그에 따라 둘 모두가 동일한 축을 회전하고 경사진다.
본 발명의 목적은 청구항 1에서 청구된 바와 같은 전환식 항공기를 제공하는 것이다.
본 발명의 바람직하고도 비한정적인 실시예가 첨부된 도면들을 참조하여 예로서 기술될 것이다.
도 1은 비행기 모드에 있는 본 발명의 따른 전환식 항공기의 투시도이다.
도 2는 헬리콥터 모드에 있는 도 1의 전환식 항공기의 투시도이다.
도 3은 헬리콥터 및 비행기 모드 사이의 전환 모드에 있는 도 1 및 도 2의 전환식 항공기의 투시도이다.
도 4는 제1 동작 구성 상의 도 1 내지 도 3의 전환식 항공기의 상면도이다.
도 5는 제2 동작 구성 상의 도 1 내지 도 3의 전환식 항공기의 상면도이다.
도 6 및 7은 도 4의 라인들 VI-VI 및 VII-VII을 따라 각기 취해진 도 4의 제1 컴포넌트들의 단면도들이다.
도 8은 제2 동작 구성 상의 도 1 내지 도 3의 전환식 항공기의 측면도이다.
도 9는 명료성을 위해 부품들이 제거된 도 1 내지 도 4의 전환식 항공기의 추가 컴포넌트의 투시도이다.
도 10은 도 9의 라인 X-X를 따라 취해진 제4 컴포넌트의 단면도이다.
도 11 내지 도 17은 명료성을 위해 부품들이 제거된 도 1 내지 도 4의 전환식 항공기의 개별 컴포넌트들의 투시도이다.
도 1 내지 도 3의 참조부호 1은 전체적인 전환식 항공기, 즉 비행기 모드(도 1)나 헬리콥터 모드(도 2)에서 선택적으로 동작될 수 있는 하이브리드 항공기를 나타낸다.
전환식 항공기(1)는 실질적으로 다음을 포함한다:
- 전환식 항공기(1)의 길이 방향 A를 따라 신장된 동체(2);
- 동체(2)의 양편 개별 측면 상에 튀어나온 한 쌍의 반날개들(semi-wings)(3); 및
한 쌍의 로터들(4).
보다 상세하게 동체(2)는, 방향 A를 따라 서로 반대편에 있으면서 전환식 항공기(1)의 양 단부를 이루는 전단(15) 및 후단(16)을 포함한다.
동체(2)는 또한 다음을 포함한다(도 6):
- 조종실(31) 하우징하는 전방 부분(12); 및
- 후방 부분(13).
각각의 로터(4)는 실질적으로 다음을 포함한다.
- 하우징(5);
- 대응 축 B 주위로 회전가능하게 하우징됨으로써 지지되는 샤프트(6); 및
- 대응 축 B 주위로 회전가능하게 샤프트(6)와 일체화된 원뿔꼴 두부(ogive)(14).
각각의 로터(4)는 또한, 도시된 실시예에서는 3 개인 복수의 블레이드들(27)을 포함하는데, 이 블레이드들은 허브(28)의 개재를 통해 샤프트(6)에 대해 분절되어 있다.
상세히 말하면, 로터들(4)은 대응 축들 B에 대해 반대 방향들로 회전한다. 이런 식으로, 전환식 항공기(1)는 회전 방지(anti-rotation) 장치를 필요로 하지 않는다.
도 6을 참조할 때, 방향 A에 평행하고 축 C에 대해 직교하는 평면 상의 동체(2) 횡단면은 에어포일(airfoil)(35)로서 형상화된다.
보다 정확히 말하면, 에어포일(35)은 다음을 포함한다:
- 전단(15)에 의해 정의되는 리딩 에지(leading edge);
- 후단(16)에 의해 정의되는 트레일링 에지(trailing edge);
- 양 단부들(15, 16)과 만나는 상부(37); 및
- 상부(37)의 양 단부들(15, 16)과 만나는 하부(38).
상부와 하부(37, 38)는 도시된 실시예에서 둘 다 볼록하다.
상부와 하부(37, 38)는 도시된 실시예에서, 전단 및 후단(15, 16)을 연결하는 직선 익현(rectilinear chord)(39)에 대해 대칭적이다.
이런 식으로, 기류 방향이 익현(39)과 평행하지 않다는 사실로 인해 전환식 항공기(1)가 수평 평면에 대해 살짝 기울어진 방향 A를 따라 비행할 때, 에어포일(35)은 양력을 생성한다.
전환식 항공기(1)는 또한 다음을 포함한다:
- 동체(2)의 일부(13)로부터 위쪽으로 튀어 나온 V 모양 꼬리(7); 및
- 반날개들(3)의 하부로부터 아래쪽으로 튀어 나온 복수의 착륙 기어들(9).
각각의 로터(4)는 또한 각자의 반날개(3)에 대해 각자의 축 B와 함께 경사질(기울어질) 수 있다. 특히, 로터(4) 및 대응 축 B는 방향 A에 직교하는 대응 축 C에 대해 기울어진다.
보다 정확히 말하면, 전환식 항공기(1)가 헬리콥터 모드로 동작될 때(도 2), 로터들(4)의 축들 B는 방향 A에 대해 실질적으로 직교한다.
이런 식으로, 전환식 항공기(1)는 "소위" 경사진 로터 전환식 항공기이다.
전환식 항공기(1)가 비행기 모드로 동작될 때(도 1), 로터들(4)의 축들 B는 방향 A에 대해 실질적으로 평행이 된다.
전환식 항공기(1)가 헬리콥터 및 비행기 모드 사이에서 이동할 때, 전환식 항공기(1)는 로터들(4)이 경사질 수 있는 한 쌍의 개구들(8)을 규정함이 바람직하다.
특히, 각각의 반날개(3)는 대응 개구(8)를 정의한다.
각각의 반날개(3)는 실질적으로 다음을 포함한다(도 4 및 5):
- 리딩 에지(10); 및
- 전환식 항공기(1)가 방향 A를 따라 나아갈 때, 리딩 에지(10)와 반대편에 있고 리딩 에지(10) 뒤에서 기류와 상호작용하는 트레일링 에지(11).
리딩 에지들(10)은 V 모양 꼬리(7)로부터 전단(15)으로 진행할 때, 각자 양측에서 동체(2)를 향해 모아진다.
더 정확히 말하면, 리딩 에지들(10) 사이에서 축 C에 평행하게 측정되는 거리는 V 모양 꼬리(7)에서 전단(15)으로 진행하면서 줄어든다.
각각의 리딩 에지(10)는 다음을 포함한다(도 4 및 도 5):
- 동체(2)의 대응 측에서 옆으로 튀어나온 제1 곡선 스트레치(41); 및
- 동체(2)의 대응 반대측에서 스트레치(41)의 연장부를 정의하는 직선 스트레치(42).
각각의 트레일링 에지(11)는 다음을 포함한다:
- 축 C와 평행하게 V-모양 꼬리(7)의 대응 양측 상에서 뻗어나간 직선 스트레치(43);
- 곡선 스트레치(44); 및
- 스트레치(43)에 대해 스트레치(44)와 반대이고 축 C에 대해 기울어진 직선 스트레치(45).
트레일링 에지 및 리딩 에지들(11, 10)의 구조에 따라, 반날개들(3)은 "소위" 삼각 날개(delta wing)를 형성한다.
해당 스트레치들(42, 45)은 방향 A 및 축 C에 의해 규정된 평면으로부터 위쪽으로 튀어나옴으로써, 동체(2)의 개별 양측 상에 정렬되는 대응 소날개들(19)을 형성한다.
각각의 개구(8)는 동체(2) 및 대응 소날개(19) 사이에서 대응 축 C에 대해 나란하게 정렬되며, 스트레치들(41, 43) 사이에서 방향 A와 평행하게 정렬된다.
각각의 개구(8)는 축 D를 중심으로 넓어지며, 도시된 실시예에서는 원형이다.
또한, 각각의 개구(8)는 도시된 실시예에서 원형인 에지(29)를 가진다.
전환식 항공기(1)가 비행기 모드로 동작될 때(도 1), 축 B는 대응 축 D에 대해 직교하며, 로터들(4)은 대응 개구(8)의 마주보는 위 및 아래 면들로부터 튀어 나온다.
축들 B는 또한 대응 축들 C에 대해 직교한다.
전환식 항공기(1)가 헬리콥터 모드로 동작될 때(도 2), 축 B는 대응 축 D에 대해 평행하며, 로터들(4)은 대응 개구(8) 안에 축 방향으로 수용된다.
특히, 전환식 항공기(1)가 헬리콥터 모드로 동작될 때, 축 D와 평행한 로터들(4)의 두께는 축 D와 평행한 대응 개구들(8)의 두께보다 작거나 동일하다.
또한, 전환식 항공기(1)의 중력의 중심은 축들 C에 의해 규정된 공통 방향 상에 있으며, 축들 D로부터 동일한 거리에 정렬된다.
이런 식으로, 전환식 항공기(1)가 "헬리콥터 모드"로서 동작될 때, 전환식 항공기(1)의 하강 중량 벡터는 로터들(4)의 상향 추력 벡터들에 의해 균형을 이루며, 방향 A에 대한 어떠한 안정성을 해치는 결합도 발생하지 않는다.
각각의 반날개(3)는 다음을 포함한다(도 4 및 5):
- 개구(8)를 정의하는 몸체(17); 및
- 동체(2)의 양측 각각에 있는 몸체(17)와 분리가능하게 연결된 한 쌍의 바깥쪽 날개들(18).
그 결과, 전환식 항공기(1)는
- 날개들(18)이 동체(2)의 양측에서 몸체(17)에 연결되어 그로부터 튀어나오는 제1 구성 안에서 동작될 수 있고(도 4);
- 날개들(18)이 몸체(17)로부터 분리된 제2 구성 안에서 동작될 수 있다(도 5 및 8).
보다 자세히 말하면, 몸체(17)는 동체(2) 및 V 모양 꼬리(7) 및 개구들(8)을 포함한다.
몸체(17)는 스트레치들(41), 스트레치들(43, 44) 및 축 C에 직교하는 평면에 놓인 한 쌍의 벽들(32)로 경계 지어진다.
축 C에 직교하는 평면 상에서 취해진 몸체(17) 단면은 한 쌍의 에어포일들(60, 65)을 포함한다(도 7).
에어포일(60)은 방향 A를 따라 에지(29)의 전방 부분(47)과 리딩 에지(10) 사이에서 경계를 이룬다.
에어포일(60)은 에지들(10) 및 전방 부분(47)과 만나는 상부(61) 및 하부(62)를 포함한다.
에어포일(60)은 트레일링 에지(11) 및 전방 부분(47)과 만나는 직선 익현(63)을 중심으로 대칭적으로 뻗어 있다.
상부와 하부(61, 62)는 도시된 실시예에서 둘 다 볼록하다.
에지(29)의 전방 부분(47)으로부터 리딩 에지(10)로 진행할 때, 익현(63)에 대해 수직으로 측정되는 상부(61) 및 하부(62) 사이의 거리는 처음에는 증가하다가 이후 감소된다.
에어포일(65)은 방향 A를 따라 에지(29)의 후방 부분(48)과 트레일링 에지(11) 사이에서 경계를 이룬다.
에어포일(65)은 후방 부분(48) 및 트레일링 에지(11)와 만나는 상부(66) 및 하부(67)를 포함한다.
에어포일(65)은 트레일링 에지(11) 및 후방 부분(48)과 만나는 직선 익현(68)을 중심으로 대칭적으로 뻗는다.
상부와 하부(66, 67)는 도시된 실시예에서 둘 다 볼록하다.
트레일링 에지(11)로부터 에지(29)의 후방 부분(48)으로 진행할 때, 익현(63)에 대해 수직으로 측정되는 상부(66) 및 하부(67) 사이의 거리는 처음에는 증가하다가 이후 감소된다.
또한 이 경우, 기류 방향이 익현들(63, 68)과 평행하지 않다는 사실로 인해 전환식 항공기(1)가 수평 평면에 대해 살짝 기울어진 방향 A를 따라 비행할 때, 에어포일(65)은 양력을 생성한다.
각각의 날개(18)는 대응 소날개(19)를 포함하고, 양측면에서 상대적 스트레치들(42, 45)로 경계 지워진다.
각각의 날개(18)는 또한 대응 소날개(19)의 맞은 편에 있는 벽(33)으로 경계 지어진다.
각각의 날개(18)의 벽(33)은 몸체(17)의 대응 벽(32)에 분리 가능하게 연결된다.
각각의 날개(18)는 특히, 전복 방지 안정성(roll stadbility)를 제공하도록 후방으로 쓸려 있어, 주어진 정도의 양력(lift)을 얻기 위한 날개폭을 줄일 수 있다.
전환식 항공기(1)는 또한 개별 스트레치들(45)과 V 모양 꼬리의 개별 측면들 상에 배열된 엘러본(elevon)들(40)의 쌍을 포함한다.
엘러본들(40)은 축 C와 평행한 축 H에 대해 몸체(17)에 힌지된다(hinged). 이런 방식으로, 엘러본들(40)은 수평 비행 중에 상하 진동(pitch) 및 좌우 진동(roll)을 제어하기 위해 몸체(17)에 대해 위 아래로 이동할 수 있다.
로터들(4)이 반날개들(3)로부터 튀어나와 있다는 사실로 인해, 전환식 항공기(1)가 비행기로서 동작될 때, 엘러본들(40)에 작용하는 기류의 속도가 특히 빠르고, 그에 따라 엘러본들(40)의 효율성을 높일 수 있다.
각각의 로터(4) 다음을 포함한다(도 9):
- 대응 블레이드들(27)을 덕트로 형성하는 환상형 보호덮개(annular shroud)(20); 및
- 대응 양 에지들 상에서 개별 보호덮개(20) 및 하우징(5) 사이에 개재되는 복수의 스포크들(spokes)(30).
이런 식으로, 전환식 항공기(1)가 헬리콥터에서 비행기 모드로 그리고 비행기에서 헬리콥터 모드로 이동할 때, 보호덮개(20)와 스포크들(30)은 대응 축 C에 대해 각각의 로터(4)의 블레이드들(27)과 일체로 함께 회전한다.
그와 달리, 보호덮개(20)와 스포크들(30)은 각각의 로터(4)의 축 B에 대해 고정된다.
보다 상세히 말하면, 각각의 보호덮개(20)는 대응 축 B를 중심으로 확장되고, 대응 축 B와 직교하는 대응 축 E를 중심으로 어떤 두께를 가진다(도 9 및 도 10).
각각의 보호덮개(20)는 다음을 포함한다(도 10):
- 대응 축 B를 따라 서로 반대 편에 있는 리딩 에지 및 트레일링 에지들(21, 22);
- 리딩 에지 및 트레일링 에지들(21, 22)과 만나는 상부(23); 및
- 상부(23)와 반대 측에 있고 리딩 에지 및 트레일링 에지(21, 22)와 만나는 하부(24).
도 9 및 도 10으로부터 명백히 알 수 있듯이, 대응 축들 E, B로 규정되는 평면에서 취해진 보호덮개(20)의 단면은 에어포일(25)로서 구성된다.
즉, 상부(23)와 하부(24)는 리딩 에지 및 트레일링 에지들(21, 22)과 만나는 익현(26)에 대해 비대칭적이다.
상세하게는, 상부(23) 및 하부(24) 모두 볼록하다.
또한, 에어포일(25)의 두께, 즉 익현(26)에 직교하는 방향으로 측정된 상부(23) 및 하부(24) 사이의 거리는 리딩 에지(21)에서 트레일링 에지(22)로 진행하면서 처음에는 증가하다가 이후 감소된다.
전환식 항공기(1)는 다음을 포함한다:
- 대응 로터들(4)과 유효하게 연결되고 대응 축 C에 대해 로터들(4)을 경사지도록 된 한 쌍의 엑추에이터들(52); 및
- 엑추에이터들(52)을 서로에 대해 독립적으로 제어함으로써 로터들(4)이 대응 축들 C에 대해 서로 독립적으로 경사질 수 있도록 한 비행 제어 컴퓨터(49)(도 11에 개략적으로만 도시됨).
각각의 엑추에이터(52)는 다음을 포함한다:
- 고정 부분(53);
- 파트(53)에 대해 방향 A와 평행하게 미끄러질 수 있는 램(ram)(54); 및
- 축 C와 평행한 축에 대해 램(54)에 힌지된 제1 단부(56), 및 축 C에 대해 로터(4)의 보호덮개(20)와 함께 일체화하여 경사진 단부(58)를 가진 막대(55).
각각의 엑추에이터(52)는 또한 방향 A와 평행한 램(54)의 이동을 제어하기 위한 제어 유닛(51)을 포함한다.
제어 유닛들(51)은 복수의 비행 및 임무(mission) 파라미터들에 기초하여 비행 제어 컴퓨터(49)에 의해 제어된다.
고정 부분(53)에 대한 램(54)의 이동은 전기 모터(미도시)에 의해 유도된다.
또한, 각각의 엑추에이터(52)는 대응 축 C와 평행하게 뻗은 바(59)를 포함한다.
각각의 엑추에이터(52)의 바(59)는 다음을 포함한다(도 11 및 12):
- 막대(55)의 단부(58)와 일체화된 단(90); 및
- 단부(90)의 반대편에서 보호덮개(20)에 맞춰진 단(91).
보다 상세히 말하면, 전환식 항공기(1)는 대응 스포크들(30)을 보호덮개(20)에 연결하기 위한 복수의 연결 요소들(92)(이들 중 하나 만이 도 12에 도시됨)을 포함한다.
상세히 말하면, 각각의 연결 요소(92)는 대응 스포크(30)에 맞춰진 한 쌍의 벽들(94), 및 보호덮개(20)의 주변부에 맞춰지고 바(59)의 단부(91)와 연결된 중심부(95)를 포함한다.
특히, 각각의 단부(91) 및 대응하는 중심부(95)가 스플라인 맞춤(splined fitting)을 이용하여 결합된다.
상세히 말하면, 중심부들(95) 및 바들(59)의 단부들(91)은 보호덮개(20)에 의해 정의된 공동(cavity) 안에 부분적으로 하우징된다 (도 12).
헬리콥터 모드에서 시작할 때, 각각의 엑추에이터(52)는 전단(15) 쪽이나 후단(16) 쪽으로 대응 로터(4)를 경사지게 할 수 있다.
즉, 헬리콥터에서 비행기 모드로 전환하는 도중에, 각각의 엑추에이터(52)는 축 D에 대해 전방이나 후방으로 대응 로터(4)를 경사지게 할 수 있다.
도 13 내지 16과 관련하여, 전환식 항공기(1)는 전력 저장 장치(70); 및 두 쌍의 전동기들(71)을 포함한다.
각각의 전동기(71)는 저장 장치(70)에 전기적으로 연결된 고정자(72), 및 대응 로터(4)의 샤프트(6)에 연결된 로터(73)를 포함한다;
각각의 전동기(71)는
- 저장 장치(70)에 저장된 전력을 이용하여, 대응 축들 B를 중심으로 대응 샤프트(6)를 직접적으로 회전 구동하는 전기 모터; 또는
- 풍력 에너지를 이용하여 로터(4)의 회전을 일으킴으로써 저장 장치(70)를 충전하는 전력 발전기로서 동작될 수 있다.
특히 로터들(73)은 샤프트들(6)과 직접 연결된다.
현재의 내용에서, "직접 연결된다"는 표현은 로터(73)와 샤프트(6) 사이에 아무 트랜스미션(transmission) 시스템도 개재되지 않는다는 것을 나타내는데 사용된다.
따라서, 샤프트(6) 및 대응 로터들(73)의 축들 B에 대한 각속도는 동일하다.
상세히 말하면, 전동기들(71)이 전기 모터들로서 동작될 때, 이들은 저장 장치(70)에 의해 전류가 공급된다.
상세히 말하면, 각각의 전동기(71)의 고정자(72)가 대응 로터(4)의 하우징(5) 안에 끼워지고, 각각의 전동기(71)의 로터(73)는 고정자(72)에 의해 회전가능하게 지지된다(도 13).
각각의 전동기(71)의 고정자(72)는 대응 축들 B를 따라 신장되고, 복수의 각도 이격 시트들(angularly-spaced seats)(121)을 정의하는 환상형 몸체(120)를 포함한다. 특히, 각각의 전동기(71)의 시트들(121)은 대응 축 B에 대해 방사상으로 뻗어 있다.
고정자(72) 또한, 나선형 슬롯(78)(도 13에는 도시되지 않고, 도 14에만 도시됨)을 정의하는 자기 코어(79)를 포함한다.
코어(79)는 몸체(120) 안에 하우징되며, 슬롯(78)은 축 B를 중심으로 환상형이다.
각각의 전동기(71)의 로터(73)는 대응 고정자(72)의 대응하는 반대 축 면들에 배열된 한 쌍의 환상형 플레이트들을 포함한다.
도시된 실시예에서 전동기들(71)은 축 자속 브러쉬리스(axial flux brushless) 전동기들, 즉 축 B를 중심으로 주로 뻗어 나가는 자속을 발생하는 종류의 전동기들이다.
각각의 전동기(71) 또한 다음을 포함한다:
- 슬롯(78) 안에 하우징되어, 코어(79)에 감겨지고 사용 시 저장 장치(70)에 의해 교류가 공급되는 복수의 코일들(75); 및
로터(73)와 각을 이루며 일체화되고 몸체(120) 및 로터들(73)의 플레이트들 사이에 축 방향으로 개재되어, 코일들(75)에 의해 발생된 자계에 의해 대응 축 B를 중심으로 회전 구동되는 복수의 영구자석들(76).
각각의 전동기(71)의 영구 자석들(76)은 대응 축 B에 대해 각을 이루면서 동일한 거리로 이격되어 있다.
각각의 로터(4)의 전동기들(71)은 샤프트(6)와 관련하여 직렬로 배열된다. 즉, 축 B를 중심으로 샤프트(6)에 가해지는 전체 토크는 각각의 전기 모터(71)에 의해 발휘되는 토크들의 합에 해당한다.
코일들(75)은 와이어들을 이용하여 저장 장치(70)와 전기적으로 연결된다.
저장 장치(70)는 다음을 포함할 수 있다(도 15 및 도 16):
- 하나 혹은 그 이상의 전기 배터리(81); 또는
- 하이브리드 배터리(82) 및, 상기 하이브리드 배터리(82)와 유효하게 연결된 내연 기관(83).
도 15에 도시된 실시예에서, 내연 기관(83)은 하이브리드 배터리(82)를 충전한다. 특히, 내연 기관(83)은 디젤 엔진이며, 탱크(84)를 포함한다.
전환식 항공기(1)는 또한 다음을 포함한다:
- 반날개들(3), 동체(2), 로터들(4) 및 전동기(71)를 포함하는 공통 핵심부; 및
- 상기 공통 핵심부에 선택적으로 연결될 수 있는 저장 장치(70)를 구비한 모듈에 의해 형성된다.
도시된 실시예에서, 저장 장치(70)는 리튬 이온(Li-Ion) 배터리이다.
전환식 항공기(1)는 또한 저장 장치(70)로부터 전력을 받아 로터들(4)의 샤프트들(6)의 모션을 제어하도록 전동기들(71)로 입력되는 전력을 조절하는 모터 제어기(130)(도 15 및 도 16)를 포함한다.
상세히 말하면, 모터 제어기(130)는 저장 장치(70)에 의해 연속 전류가 공급되고, 그 연속 전류를 교류로 변환하여, 전동기들(71)로 교류를 공급한다.
전동기들(71)은 또한, 대응 샤프트(6)의 제동 국면 도중에 전기 발전기로서 동작될 수도 있다. 이러한 상태에서, 전동기들(71)은 배터리(81)나 배터리(82) 안에 저장되는 전류를 생성한다. 다시 말해, 전동기들(71)은 전기 발전기로서 동작될 때, 대응 로터들(4)의 샤프트들(6)을 제공하기 위한 제동 수단을 정의한다.
또한, 전환식 항공기(1)는 착륙이 완료된 후, 비행기 모드로 준비될 수 있다.
그러한 상태에서, 블레이드들(27)에 작용하는 기류가 샤프트(6)의 회전을 일으킨다.
역시 이러한 상태에서, 전동기들(71)은 전기 발전기로서 동작되고, 저장 장치(70) 안에 저장되는 전류를 생성한다.
액추에이터들(52)과 배터리(81)(또는 83)는 동체(2)의 일부분(13) 안에서 배열된다.
동체(2)는 유료하중 팰릿(payload pallet) 및/또는 센서 패키지를 하우징할 수 있다.
전환식 항공기(1)는 또한 각각의 로터(4)마다, 하우징(5) 및 대응 블레이드들(27) 사이에 개재되는 세 개의 가변 길이 엑추에이터들(100)을 포함한다(도 17).
상세히 말하면, 각각의 블레이드(27)(도 17에서 개략적으로만 도시됨)는 대응 축 G를 따라 뻗어 있고, 대응 루트 연결 소자(99)에 의해 허브(28)로 연결된다.
각각의 연결 소자(99)는 각자의 축 G에 대해 편심인 C 형 어펜딕스(appendix)(101)를 포함한다.
각각의 엑추에이터(100)는 하우징(5)에 연결된 제1 단부(102) 및 대응 블레이드(27)의 어펜딕스(101)에 연결된 제2 단부(103)를 가진다.
각각의 엑추에이터(100)의 단부(103)는 단부(102)에 대해 미끄러질 수도 있다.
이런 식으로 엑추에이터들(100)은 대응 축 G를 중심으로 대응 블레이드들(27)의 회전을 일으킨다.
따라서, 각각의 블레이드(27)의 받음각(angle of attck)은 가변된다.
특히, 엑추에이터들(100)이 다음의 두 가지를 모두 가변시킬 수 있다:
- 모든 대응 블레이드들(27)의 받음각, 즉 소위 "콜렉티브 피치(collective pitch)"; 및
- 축 B 중심의 회전 중에 대응 블레이드들(27)의 받음각들의 주기적 변동, 즉 소위
"주기적 피치"; 및
- 각각의 블레이드(27)에 의해 발생된 양력이 동일하도록 보장하여, 양력의 불균형으로 인한 로터들(4)의 변동을 피하도록 한, 모든 대응 블레이드들(27)의 피치 각도들.
각각의 엑추에이터(100)는 대응 블레이드(27) 상에 소정의 힘을 발휘하여 그 블레이드(27)의 변동을 억제하도록 하는 데 사용될 수도 있다.
도시된 실시예에서, 엑추에이터들(100)은 전기 기계적이다.
전환식 항공기(1)는 또한 길이방향 안정성을 강화하기 위해 귀날개(canard)들 및/또는 수평꼬리날개를 포함할 수도 있다.
전환식 항공기(1)가 헬리콥터 모드에서 동작되고 날개들(18)이 동체(2) 및 반날개들(3)로 이루어진 몸체(17)에 연결된 상황에서 시작하여, 전환식 항공기(1)의 동작이 설명된다.
이러한 구성은 전환식 항공기(1)의 이륙 및/또는 착륙에 있어 일반적이다.
증가된 양력 값이 요구될 때, 날개들(18)이 몸체(17)에 연결된다.
특히, 전환식 항공기(1)가 헬리콥터 모드에서 동작될 때, 축들 B는 방향 A에 직교하고 축들 D에 평행이 된다. 또한, 로터들(4) 및 대응 보호덮개들(20)이 대응 개구들(8) 안에 완전히 수용된다. 즉, 로터들(4) 및 보호덮개들(20)의 두께가 해당 축들 D에 평행한 대응 개구들(8)의 사이즈 안에 수용된다.
로터들(4)이 서로에 대해 반대 방향으로 대응 축들 C 주위를 회전함으로써, 로터들(4)에 의해 발휘되는 토크들이 균형을 이루게 된다.
상세히 말하면, 각각의 로터(4)의 샤프트(6)가, 이 경우 전기 모터로서 동작되는 전동기들(71)의 대응 쌍에 의해 대응 축 B를 중심으로 회전 구동된다.
아주 간단히 말하면, 코일들(75)은 저장 장치(70)에 의해 교류가 공급되어서 영구 자석들(76) 상에 가변 자속을 생성시킨다.
그 결과, 영구 자속들(76) 및 그에 따른 로터(73)와 샤프트들(6)이 대응 축 B를 중심으로 회전 구동된다.
엑추에이터들(100)은 이하의 두 가지 모두를 위해 사용된다:
- 모든 대응 블레이드들(27)의 받음각 가변, 따라서 소위 "콜렉티브 피치(collective pitch)"의 가변; 및/또는
- 축 B를 중심으로 한 회전 중에 대응 블레이드들(27)의 받음각들의 주기적 변동의 가변, 그에 따른 소위 "주기적 피치" 가변.
전환식 항공기(1)가 헬리콥터 모드로 동작될 때, 한 로터(4)를 동체(2)의 전단(15)을 향해 기울어지고, 다른 로터(4)를 동체(2)의 후단(16)을 향해 기울어짐으로써 요잉(yawing)이 제어된다.
이런 식으로, 로터들(4)은 서로에 대해 동일하면서 반대가 되는 방향 A에 평행한 개별 힘들을 발생한다. 그 결과 전환식 항공기(1)가 요잉될 수 있다(yaw).
상세히 말하면, 비행 제어 시스템(49)은, 대응 로터들(4)을 대응 축들 C에 대해 경사지고 서로에 대해 독립적인 엑추에이터들(52)을 제어한다.
각각의 제어 유닛(51)은 방향 A에 평행한 램(54)의 슬라이딩(미끄러짐)을 제어한다.
램들(54)의 병진운동(translations)은 대응 축들 C를 중심으로, 막대들(55), 및 그에 따른 대응 로터들(4)과 보호덮개들(20)의 회전을 일으킨다.
전환식 항공기(1)를 비행기 모드에서 동작해야 할 때, 엑추에이터들(52)은 대응 축들 C를 중심으로 전단(15)을 향해 로터들(4) 및 대응 보호덮개들(20)을 기울인다.
전환식 항공기(1)가 비행기 모드로 동작될 때, 로터들(4)과 보호덮개들(20)은 일부가 대응 반날개들(3) 위로 튀어 나오고, 일부는 반날개들(3) 아래로 튀어 나온다.
이런 식으로, 로터들(4)에 의해 생성된 기류는 로터들(4)과 엘러본들(40) 아래에 배열된 반날개들(3)의 양 부분에 부딪친다.
또한 전환식 항공기(1)가 비행기 모드로 동작될 때, 수평 평면에 대해 살짝 기울어진 방향 A로 날기 때문에, 기류는 에어포일들(36, 60, 65)의 익현들(39, 63, 68)과 널(null) 아닌 각도를 형성한다.
대다수의 양력은 날개들(18)에 의해 제공된다. 양력의 나머지 부분은 대응 로터들(4)을 덕트로 형성하는 보호덮개들(20) 및 동체(2)에 의해 제공된다.
소날개들(19)은 전환식 항공기(1)의 전체적 공기역학 효율을 높인다.
수평 비행 중에, 좌우 및 상하 진동은 축 H를 중심으로 회전하는 엘러본들(40)에 의해 제어된다. 상세히 말하면, 엘러본들(40)은 서로에 대해 독립적으로 제어될 수 있다.
V 형 꼬리(7)는 미도시된 관례적 이동성 수직 표면들 덕분에, 수평 비행의 길이 방향 안정성을 보장한다.
로터들(4)은 전동기(71)를 전기 모터가 아닌 교류 전기 발전기로서 동작시킴으로써 제동될 수 있다.
이런 식으로, 로터들(4) 및, 그에 따른 샤프트들(6)의 감속이 배터리들(81)(또는 82) 내 전기 에너지 저장을 유도한다.
임무형상(mission profile)이 주로 전환식 항공기(10)가 주로 헬리콥터 모드로 동작될 것을 요구하는 경우, 앞서 기술된 전환식 항공기(1)의 동작 변경 없이 날개들(18)이 몸체(17)로부터 분리된다.
전환식 항공기(1)가 비행기 모드로 동작될 때, 그것은 양 로터들(4)을 모두 후단(16)을 향해 경사짐으로써, 방향 A와 실질적으로 평행한 축들 B와 맞물려 후방으로 움직일 수 있다.
전환식 항공기(1)가 지상에 있고 저장 장치(70)가 충전되어야 할 때, 로터들(4)은 바람의 흐름에 마주하는 방향으로 대응 축들 C에 대해 기울어진다.
이 단계에서, 바람의 흐름은 로터들(4)의 샤프트들(6)을 회전 구동하고, 그러면 그 샤프트들(6)이 고정자들(72)에 대해 전동기들(71)의 로터들(4)의 회전을 일으킨다.
즉, 전동기들(71)이 저장 장치(70)를 충전시키는 전력 발전기들로서 동작된다.
본 발명에 따른 전환식 항공기(1)의 이점이 상기 내용으로부터 명백해질 수 있다.
특히, 전환식 항공기(1)는 로터들(4)이 경사진 한 쌍의 관통 개구들(8)을 정의한다.
이런 식으로, 전환식 항공기(1)가 헬리콥터 모드로 동작될 때, 로터들(4)로부터의 세류는 실질적으로 반날개들(3)로 향하지 않는다.
그 결과, 전환식 항공기(1)가 헬리콥터 모드로 동작될 때, 반날개들(3)은 제자리 비행 중에 윈드 실딩 효과로 인한 어려움을 거의 겪지 않는다.
또한 로터들(4)은 반날개들(3)에 의해 정의되는 개구들(8) 안에서 경사진다.
그 결과 반날개들(3)은 선행 기술의 해법에서와 같이 튀어나온 베어링 로터들이 아닌, 대응 로터(4)를 둘러싼다.
이런 식으로, 본 내용의 도입 부분에서 설명한 전환식 항공기 해법과 비교할 때, 반날개들(3)은 상당한 양의 양력을 발생하도록 구성될 수 있다.
또한, 전환식 항공기(1)가 비행기 모드로 동작되고 축들 B이 방향 A에 대해 기울어질 때, 보호덮개들(20)은 에어포일(25), 즉 기류와 부딪칠 때 양력을 생성하는 횡단부를 가진다.
마지막으로, 동체(2) 역시 에어포일(35)을 정의하며, 에어포일들(60, 65)를 정의한 몸체(17)와 완만하게 합류된다.
이런 식으로, 전환식 항공기(1)가 비행기 모드로 동작되고 방향 A가 수평 평면에 대해 살짝 기울어져 있을 때, 동체(2) 및 몸체(17) 역시 양력 생성에 기여한다. 사실상, 이러한 조건에서 기류는 개별 에어포일들(35, 60, 65)의 익현들(39, 63, 68)에 대해 기울어진다.
그에 따라 본 내용의 도입부에서 기술된 전환식 항공기 해법들과 비교할 때, 비행기 및 헬리콥터 모드 둘 모두와 관련하여 전환식 항공기(1)에 의해 생성되는 양력이 크게 증가된다.
전환식 항공기(1)는 또한, 로터들(4)을 덕트로 형성하고 해당 축들 C에 대해 로터들(4)과 함께 경사진 보호덮개들(20)을 포함한다.
이런 식으로, 동일한 직경에 대해 로터(4)로서 덕트로 형성된 프로펠러의 추력이 자유 프로펠러의 추력보다 크기 때문에 로터(4)의 효율성은 특히 높다.
또한, 보호덮개들(20)은 대응 로터들(4)에 의해 생성된 노이즈 감소에 있어 효과적이다.
전환식 항공기(1)는 또한 반날개들(3)의 트레일링 에지(11)에 정렬된 한 쌍의 엘러본들(40)을 포함한다.
이런 식으로, 전환식 항공기(1)가 비행기 모드에서 동작될 때, 로터들(4)에 의해 생성된 기류가 엘러본들(4)로 향하게 된다.
그에 따라, 엘러본들(40) 상에서의 기류 속도가 증가되고, 그에 따라 엘러본들(40)의 효율성이 증가된다.
날개들(18)은 몸체(17)에 분리가능하게 연결된다. 이런 식으로, 전환식 항공기(1)의 비행 형상이 이행할 임무에 따라 최적화될 수 있다.
상세히 말하면, 임무형상이 주로 전방 비행 부분들을 포함할 때, 즉 전환식 항공기(1)가 헬리콥터 모드에서 보다는, 높은 순항 속도의 비행기 모드로 주로 동작될 때, 날개들(18)이 몸체(17)에 결합된다. 이런 식으로, 항공역학적 효율성이 크게 향상된다.
반대로, 임무형상이 전환식 항공기(1)가 주로 헬리콥터 모드 및 저속 비행기 모드로 동작될 것을 요할 때, 날개들(18)은 몸체(17)로부터 분리된다. 이런 식으로, 임무형상에 의해 감소된 양력의 양이 필요로 되므로, 전환식 항공기(1)의 전체 중량이 줄어든다.
반날개들(3)은 삼각 날개를 형성한다. 이 삼각 날개 모양은 축들 C의 공통 방향으로, 축들 D로부터 동일한 거리에서 전환식 항공기(1)의 중력 중심을 가져온다.
이런 식으로, 전환식 항공기(1)의 안정성이 비행기 및 헬리콥터 모드 및 이 두 모드들 사이의 전환 중에 크게 개선된다.
특히, 전환식 항공기(1)가 "헬리콥터 모드"로서 동작될 때, 전환식 항공기(1)의 하강 중량 벡터는 로터들(4)의 상향 추력 벡터들에 의해 완벽하게 균형을 이루며, 방향 A에 대한 어떠한 안정성을 해치는 결합도 발생하지 않는다.
날개들(18)은 또한 후방으로 쓸려 있다. 이렇게 하여, 날개들(18)의 폭이 줄어들면서 날개들(18)에 의해 생성된 양력은 동일하다.
또한, 날개들(18)의 폭 감소는 또한, 전환식 항공기(1)의 시각적 시그니처(visual signiture) 축소에도 유용하다.
동체(2)는 조종실(31) 및/또는 유료하중 팰릿(payload pallet) 및/또는 센서 패키지를 쉽게 하우징할 수 있다.
이렇게 하여, 전환식 항공기(1)는 다양한 역할, 예컨대 감시기능, 정보기능, 소화기능, 재난 구호 기능에 대해 최적화될 수 있는 공통 핵심부를 가진 모듈형 설계를 가진다.
마지막으로, 축들 D는 반날개들(3)의 양끝보다 전환식 항공기(1)의 중력 중심(동체(2) 상에 정렬됨)에 더 가깝다. 이런 식으로, 본 내용의 도입부에서 기술된 로터들에 의해 생성되는 굽힘 모멘트들과 비교할 때, 로터들(4)의 중량에 의해 생성된 굽힘 모멘트들이 크게 감소된다.
그러나, 첨부된 청구범위에 규정된 바와 같은 본 발명의 범위로부터 벗어나지 않으면서, 여기 기술되고 예시된 바와 같은 전환식 항공기(1)에 대한 변경이 이뤄질 수 있다는 것은 자명한 사실이다.
특히, 각각의 로터(4)는 한 쌍의 카운터 로테이션 로터들(4)로 대체될 수 있을 것이다. 이 경우, 자이로스코프 관성은 거의 0이고, 각 쌍의 로터들(4)의 경사진 축들 C에 대해 감소된 토크를 요할 것이다.

Claims (15)

  1. - 한 쌍의 반날개들(3);
    - 제1 축(B)을 중심으로 회전하고 헬리콥터 모드 및 비행기 모드 사이에서 상기 반날개들(3)에 대해, 그리고 상기 제1 축들(B)과 함께 제2 축들(C)에 대해 경사질 수 있는 적어도 두 개의 로터들(4)로서, 상기 제1 축들(B)은 상기 헬리콥터 모드에서 사용시, 상기 전환식 항공기(1)의 길이 방향(A)에 대해 직교하고, 상기 비행기 모드에서 사용시, 상기 길이 방향(A)에 대해 평행한 로터들(4);
    - 적어도 두개의 관통 개구들(8)로서, 상기 전환식 항공기(1)가 사용시 상기 헬리콥터 및 상기 비행기 모드 사이에서 이동할 때, 상기 관통 개구들(8) 내에서 상기 로터들(4)이 경사질 수 있는 관통 개구들(8);
    - 동체(2)로서, 이로부터 양편 개별 측면 상에 한 쌍의 반날개들(3)이 튀어나오고, 전진 방향에 따라 진행할 때 상기 전환식 항공기(1)의 전단(15)을 정의하는 동체(2); 및
    - 상기 동체(2)의 후방 부분(13)으로부터 튀어나온 꼬리(7);를 포함하는 전환식 항공기에 있어서,
    각각의 상기 반날개들(3)은
    - 상기 동체(2)의 대응 측에서 옆으로 튀어나온 제1 곡선 스트레치(41)를 포함하는 각각의 리딩 에지(10); 및
    - 상기 방향(A)를 따라 나아갈 때, 리딩 에지(10)와 반대편에 있는 각각의 트레일링 에지(11);를 포함하며,
    각각의 상기 리딩 에지(10)는 상기 동체(2)의 대응 반대측에서 상기 제1 곡선 스트레치(41)의 연장부를 정의하는 제2 직선 스트레치(42);를 더 포함하고,
    각각의 상기 트레일링 에지(11)는
    - 대응 제2 축(C)과 평행하게 상기 꼬리(7)의 대응 측 상에서 뻗어나간 제3 직선 스트레치(43);
    - 제4 곡선 스트레치(44); 및
    - 상기 제4 스트레치(44)와 반대이고 상기 제2 축(C)에 대해 기울어진 제5 직선 스트레치(45);를 포함하고,
    각각의 상기 개구(8)는 상기 방향(A)를 따라 진행할 때, 상기 대응 반날개들(3)의 제1 및 제3 스트레치(41, 43) 사이에 배열되며,
    상기 반날개들(3)은 상기 제2 축들(C)의 공통 방향으로 삼각 날개를 형성하는 것을 특징으로 하는 전환식 항공기.
  2. 제1항에 있어서, 상기 전환식 항공기(1)가 상기 헬리콥터 모드에서 동작될 때, 상기 로터들(4)은 상기 개구들(8) 안에 완전히 수용됨을 특징으로 하는 전환식 항공기.
  3. 제1항에 있어서, 대응 로터들(4)을 덕트로 형성된 상기 반날개들(3)에 대하여 상기 대응 로터들(4)과 함께 경사질 수 있는 적어도 두 개의 보호덮개(annular shroud)(20)를 포함함을 특징으로 하는 전환식 항공기.
  4. 제3항에 있어서, 각각의 상기 보호덮개(20)는 제1 축(B)과 평행한 평면에서 취해진 단면이 제1 에어포일(25)로서 형상화되고,
    상기 제1 에어포일(25)은
    - 추가 리딩 에지(21);
    - 추가 트레일링 에지(22);
    - 상기 제1 리딩 에지 및 제1 트레일링 에지(21, 22)를 연결하는 익현(26)을 포함하고,
    상기 제1 에어포일(25)은 이의 상부(23)와 하부(24)가 모두 볼록하여 상기 제1 리딩 에지 및 제1 트레일링 에지들(21, 22)과 만나는 상기 익현(26)에 대해 비대칭인 것을 특징으로 하는 전환식 항공기.
  5. 제1항에 있어서, 상기 전환식 항공기(1)가 상기 비행기 모드에서 동작될 때, 각각의 상기 로터(4)는 상기 반날개(3)의 상부에서 돌출되는 것을 특징으로 하는 전환식 항공기.
  6. 제5항에 있어서, 상기 제2 축(C)에 직교하는 평면에서 취해진 상기 반날개(3)의 단면은
    - 제2 에어포일(60); 및
    - 상기 제2 에어포일(60)에 대응하는 상기 개구(8)의 반대 측에 정렬되는 제3 에어포일(65))을 포함하고,
    상기 제2 에어포일(60)은 상기 제2 리딩 에지(10) 및 제3 트레일링 에지( 47)에 의해 경계가 이루어지고;
    상기 제3 에어포일(65)은 제3 리딩 에지(29; 48) 및 상기 제2 트레일링 에지(11)에 의해 경계가 이루어지고;
    상기 제3 리딩 에지(29; 48) 및 트레일링 에지(47)는 상기 방향(A)에 대해 양 측면에 있는 상기 개구(8)와 경계를 이룸을 특징으로 하는 전환식 항공기.
  7. 제5항에 있어서, 상기 방향(A)을 따라 진행하면서, 각각의 반날개들(3)에 대응하여 이동가능하고 상기 제2 트레일링 에지(11)에 의해 정의되는 한 쌍의 엘러본들(elevons)(40)을 포함함으로써, 상기 전환식 항공기(1)가 상기 비행기 모드에서 동작될 때 상기 로터들(4)이 상기 엘러본들(40)에 대한 기류를 생성하도록 함을 특징으로 하는 전환식 항공기.
  8. 제5항에 있어서, 상기 동체(2)는 상기 반날개들(3)과 완만하게 합류되어, 상기 제2 축(C)에 직교하는 평면 상의 단면에서 제4 에어포일(35)로서 구성됨을 특징으로 하는 전환식 항공기.
  9. 제1항에 있어서, 각각의 반날개(3)는
    - 메인 몸체(17); 및
    - 상기 메인 몸체(17)에 분리가능하게 연결된 한 쌍의 날개들(18)을 포함함으로써, 상기 전환식 항공기(1)가
    - 상기 날개들(18)이 상기 메인 몸체(17)에 연결되는 제1 구성; 및
    - 상기 날개들(18)이 상기 메인 몸체(17)로부터 분리된 제2 구성으로 선택적으로 동작되도록 함을 특징으로 하는 전환식 항공기.
  10. 제9항에 있어서, 상기 날개들(18)은 후방으로 쓸려 있음을 특징으로 하는 전환식 항공기.
  11. 제8항에 있어서,
    - 상기 반날개들(3), 상기 개구들(8) 및 상기 로터들(4)을 포함하는 공통 핵심부; 및
    - 상기 동체(2) 안에서 선택적으로 하우징될 수 있는 모듈을 포함하고,
    상기 모듈은 조종실(31), 유료하중 팰릿 및/또는 센서 어셈블리 중 적어도 한 개를 포함함을 특징으로 하는 전환식 항공기.
  12. 제1항 내지 제11항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 로터(4)는
    - 샤프트(6);
    - 상기 제1 축(B)에 대해 상기 샤프트(6)와 일체화하여 회전가능하고 개별 제3 축들(G)을 중심으로 상기 샤프트(6)에 대해 분절된 복수의 블레이드들(27); 및
    - 상기 제3 축들(G)을 중심으로 상기 블레이드들(27)의 회전을 일으키고/일으키거나 상기 블레이드들(27)의 진동을 억제하도록 주어지는 힘을 개별 블레이드들(27) 상에 발휘하기 위해, 대응 블레이드들(27)과 연결된 복수의 엑추에이터들(100)을 포함함을 특징으로 하는 전환식 항공기.
  13. 제12항에 있어서, 상기 엑추에이터들(100)은 전기 기계적 엑추에이터들(100)임을 특징으로 하는 전환식 항공기.
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