KR102093374B1 - 에어프레임과 적어도 하나의 윙을 갖는 멀티로터 항공기 - Google Patents

Abstract

본 발명은 에어프레임(2)과 상기 에어 프레임(2)에 장착되는 적어도 하나의 윙(4)을 구비한 멀티로터 항공기(1)에 관한 것으로, 상기 적어도 하나의 윙(4)에는 상기 적어도 하나의 윙(4)의 날개 길이 방향(1b)으로 배치되는 적어도 4개의 추력 생성 유닛(3a, 3b, 3c, 3d, 3e, 3f)이 제공되고, 상기 적어도 4개의 추력 생성 유닛 각각(3a)은 연관된 보호판(6a)에 수용되는 적어도 하나의 로터 조립체를 포함하며, 상기 연관된 보호판(6a)은 상기 적어도 하나의 윙(4) 내로 통합되고,
상기 연관된 보호판(6a)은 흡기 구역과 배기 구역에 의해 축 방향으로 범위가 정해지는 급기관을 형성하고, 상기 흡기 구역은 상기 급기관의 원주 방향에서 적어도 2개의 상이한 공기역학적 프로필을 나타낸다.

Description

에어프레임과 적어도 하나의 윙을 갖는 멀티로터 항공기{A MULTIROTOR AIRCRAFT WITH AN AIRFRAME AND AT LEAST ONE WING}

본 발명은 에어프레임(airframe)과 에어프레임에 장착되는 적어도 하나의 윙(wing)을 구비한 멀티로터 항공기에 관한 것으로, 적어도 하나의 윙에는 미리 결정된 방향으로 추력을 발생시키기 위한 적어도 4개의 추력 발생 유닛이 제공된다.

예컨대, 특허 문서 EP2234883A1, US6568630B2, US7857253B2, US7946528B2, 및 DE102013108207A1로부터 다양한 기존의 멀티로터 항공기가 알려져 있다. 예컨대 보잉(Boeing)사의 CH-47 탠덤(tandem) 로터 헬리콥터와 같은 최첨단의 다른 멀티로터 항공기 또한 알려져 있다. 더 나아가, 특허 문서 US2015/0127209A1, DE102005022706A1, 및 KR101451646B1에서 설명된 것과 같은, 소위 드론(drone), 더 구체적으로는 소위 쿼드(quad) 드론이 또한 알려져 있다. 또한, 예컨대 스카이플라이어(Skyflyer) 테크놀로지 게엠베하(GmbH)로부터의 스카이플라이어 SF MK Ⅱ 및 아바타(Avatar) 영화에서 선보인 멀티콥터(multicopter)와 같은 다양한 멀티로터 항공기 연구 및 픽션(fiction)이 존재한다.

게다가, 최첨단의 날개 기반의(wing-based) 멀티로터 항공기가 알려져 있다. 그 예로는 특허 문서 US8733690B2, EP2551190A1, EP2551193A1, EP2551198A1, US D696618S, 및 CA2947974A1에서 설명된 틸트(tilt) 로터 항공기와 더불어 벨(Bell)사의 XV-3 틸트 로터 항공기, 덕트가 있는(ducted) 로터를 구비한 벨사의 XV-22 쿼드 틸트, 특허 문서 GB905911에서 설명된 지지 표면에 배치된 양력(lift) 발생 로터를 가지는 항공기, 특허 문서 US2007/0034738A1에서 설명된 공기역학적으로 안정한 수직 이착륙기, 특허 문서 WO2016/153580A2에서 설명된 멀티로터 개인 공중 비행체, 특허 문서 WO2016/059040A1에서 설명된 비행 장치(flying apparatus), 특허 문서 WO2015/028627A1에서 설명된 수직 이륙을 할 수 있는 항공기, 및 특허 문서 USD678169S, US2013/0118856A1, US8393564B2, WO2016/009376A1, 및 US2013/0140404A1에서 설명된 수직 이착륙 항공기가 있다.

이들 기존 멀티로터 항공기 각각은 멀티로터 항공기의 동작 중에 미리 결정된 방향으로 추력을 발생시키기 위해 제공되는 2개 이상의 추력 발생 유닛을 구비한다. 일반적으로, 각각의 추력 발생 유닛은 하나 이상의 로터 또는 프로펠러를 포함하고, 보통 특수한 비행 상태를 위해 설계된다. 예를 들면, 비행기 프로펠러로서 설계되는 추력 발생 유닛은 순항 상태에서 최적으로 동작하는데 반해, 복합형(compound) 헬리콥터의 프로펠러로서 설계되는 추력 발생 유닛은 호버(hover) 또는 포워드(forward) 비행 상태를 위해 최적화되며, 예컨대 소위 페네스트론(Fenestron

) 테일(tail) 로터를 구현하는 추력 발생 유닛은 특히 호버 상태를 위해 설계된다.

이들 예 모두에서, 각각의 추력 발생 유닛은 축(axial) 흐름 상태, 즉 적어도 대략적으로 주어진 하나 이상의 로터 또는 프로펠러의 회전 축인 각각의 로터 축을 따라 배향되어 축 공기 흐름 방향이라고 부르는 공기 흐름 방향에서 동작하기 위해 최적화된다. 하지만, 각각의 추력 발생 유닛이 가로 공기 흐름 상태, 즉 주어진 하나 이상의 로터 또는 프로펠러의 로터 축에 대해 가로질러 배향되어, 비축(non-axial) 공기 흐름 방향이라고 불리는 공기 흐름 방향에서 동작된다면, 추력 발생 유닛의 각각의 효율은 보통 상당히 감소한다.

예를 들면, 2개 이상의 추력 발생 유닛을 구비한 멀티로터 항공기의 일상적인 비행 경로(path)는 수직으로 이륙하여 주어진 목적지까지 포워드 비행을 수행한 다음 수직으로 착륙하는 것으로 이루어진다. 수직 이륙 및 착륙 단계(phase)들은, 예컨대 각각의 호버링 단계와 결합될 수 있다.

예컨대, 수직 이륙 단계 동안에 멀티로터 항공기의 추력 발생 유닛들은 축 공기 흐름 상태를 거치게 된다. 그럴 경우 수직 이륙 및/또는 각각의 호버링 단계 후, 멀티로터 항공기는 주어진 목적지까지 포워드 비행을 수행하기 위해 미리 결정된 포워드 비행 방향으로 가속될 필요가 있다.

가속 및 포워드 비행 동안의 발생하는 항력들의 보상을 위해 요구된 추진력들은 보통 수직 이륙 위치로부터 포워드 비행 위치로 추력 발생 유닛을 기울어지게 하는 각각의 틸팅(tilting)에 의해 발생된다. 다시 말해, 추력 발생 유닛들에 의해 발생된 각각의 추력 벡터들은 그에 따라 멀티로터 항공기가 속도를 얻고, 포워드 비행으로 전환하는 이전의 수직 이륙 또는 호버링 단계를 남기도록, 추력 발생 유닛들을 회전시킴으로써 미리 결정된 방향으로 기울어지고, 그러한 추력 발생 유닛들은 횡단하는 공기 흐름 상태를 거치게 된다.

주어진 목적지에 도달시, 추력 발생 유닛들은 보통 포워드 비행 위치로부터 수직 이륙 위치로 재차 기울어진다. 그러므로 주어진 목적지에 착륙하는 것이 수행될 수 있다.

하지만, 기울어질 수 있는 추력 발생 유닛들을 제공하는 것은 요구된 액티브(active) 액추에이션(actuation) 수단의 제어 및 감시의 필요성으로 인해, 높은 시스템 복잡성 및 시스템 무게를 초래한다. 특히, 그러한 멀티로터 항공기들의 각각의 유지 비용은 일반적으로 매우 높고, 따라서 그러한 멀티로터 항공기들의 사용을 적어도 주로 군사적 또는 정부 관련 적용으로 제한하도록, 이미 그러한 요구된 능동 액추에이션 수단의 제공은 보통 근본적인 시스템 복잡성 및 무게를 상당히 증가시킨다. 그러므로 현재의 멀티로터 항공기들에는 대부분 각각의 추력 발생 유닛들을 대응하는 멀티로터 항공기 에어프레임들에 단단히 부착시키기 위한 고정된 부착 유닛들이 제공된다.

각각의 추력 발생 유닛을 주어진 멀티로터 항공기의 에어프레임에 단단히 부착하는 고정된 부착 유닛의 경우, 하나 이상의 추력 발생 유닛을 기울어지게 하는 것은 완전한 에어프레임을 기울이는 것, 즉 전체 멀티로터 항공기를 기울이는 것에 대응한다. 하지만, 특히 빠른 비행 및/또는 승객 운반 멀티로터 항공기에 관련된 최근에 등장하는 멀티로터 항공기 개념들에 관해서는, 전체 멀티로터 항공기의 그러한 기울어짐은 다수의 기술적 문제점과 단점을 이후 설명된 바와 같이 수반한다.

더 구체적으로, 주어진 멀티로터 항공기에 있어서 그러한 고정된 부착 유닛을 사용할 때, 전체 멀티로터 항공기는 각각 요구된 추진력이 발생될 수 있도록 포워드 비행 동안에 기울어져야 한다. 하지만, 주어진 멀티로터 항공기가 더 빠르게 비행하려고 하면 할수록, 근본이 되는 기울어짐의 정도는 더 높게 선택되어야 하고, 특히 빠른 포워드 비행에 관해서 그러하다. 불행하게도, 더 높은 기울어짐 정도는 자동으로 더 높은 항력을 일으켜, 주어진 멀티로터 항공기의 얻을 수 있는 성능을 제한한다.

더 나아가, 승객의 안락함에 있어서 승객들이 받아들이고 편안한 정도에 대한 객실 기울어짐에 관한 전형적인 최대 경사각은 ±5°의 범위를 가진다. 하지만, 주어진 멀티로터 항공기에 있는 고정된 부착 유닛을 사용할 때, 이러한 전형적인 최대 경사각은 최대 달성 가능한 추진력의 달성 가능한 크기를 제한하게 되고, 이러한 최대 달성 가능한 추진력은 이는 주어진 경사각에서 각각 발생된 추력 벡터의 수평 성분이며, 따라서 주어진 멀티로터 항공기의 전반적인 달성 가능한 성능을 상당히 제한한다. 더 나아가, 고정된 부착 유닛은 추력 발생 유닛들의 진동을 주어진 멀티로터 항공기의 각각의 승객 객실로 직접 전파시키게 되고, 이는 승객의 안락함 정도를 한층 더 떨어뜨린다.

게다가, 주어진 멀티로터 항공기에 있는 고정된 부착 유닛을 사용할 때, 주어진 멀티로터 항공기는 기동 비행을 가능하게 하기 위한 추가적인 기동 엔진 오버파워(overpower)를 요구한다. 이러한 오버파워는 전체 멀티로터 항공기의 무게와 관성에 따라 정의되어야 한다. 다시 말해, 비교적 높은 기동 오버파워가 주어진 멀티로터 항공기의 각각의 총 질량(total mass)에 따라 설계되어야 한다.

마지막으로, 주어진 멀티로터 항공기에 있는 고정된 부착 유닛을 사용할 때, 전체 멀티로터 항공기는 동작 중에 돌풍의 임의의 영향을 보상하기 위해 움직여지거나 회전되어야 한다. 하지만, 이는 비교적 높은 파워 소비를 가져오게 된다.

그 결과, 모든 전술한 기존 멀티로터 항공기들의 주된 단점은 그것들이 현재 등장하고 있는 항공 수송 개념들에서 사용되기에 바로 알맞지 않다는 점에 있다. 더 구체적으로, 그러한 현재 등장하고 있는 항공 수송 개념들은 특히 승객들의 수송에 관한 것뿐만 아니라, 도시 영역, 더 구체적으로는 대도시 및/또는 소위 메가시티(maga-city)들에서 생산물과 재화의 수송에 관한 것이다. 그러므로 그러한 현재 등장하고 있는 수송 개념들에서 사용하기 위해 의도되는 멀티로터 항공기들은 특히 엄격한 적용 가능한 관계 당국의 규정(authority regulation)들, 자격 요건들, 및 안전성 요구 사항의 기초가 된다..

더 구체적으로, 그러한 현재 등장하고 있는 수송 개념들에서 사용하기 위해 의도되는 멀티로터 항공기의 주요 임무는, 비교적 짧은 범위에 걸쳐, 최대 4명과 같이 비교적 적은 수의 승객, 또는 생산물과 재화의 상대적인 부피의 항공 수송이다. 더 나아가, 그러한 현재 등장하고 있는 수송 개념들에서 사용하기 위해 의도되는 멀티로터 항공기는 적어도 환경오염 및 소음 발생의 감소를 위해 전기로 구동되어야 한다. 하지만, 동력원들로서 각각 제공된 전기 축전기의 기초가 되는 에너지 밀도로 인해 전기적 비행을 위해 제한된 에너지만이 이용 가능하다. 그 결과, 비교적 짧은 범위가 최대 30분인 비행시간까지 일반적으로 제한된다.

더 나아가, 보통의 수송 비행 동안, 그러한 현재 등장하고 있는 수송 개념들에서 사용하기 위해 의도되는 멀티로터 항공기의 각각의 호버링 시간은 보통 매우 짧고, 대부분의 시간 동안에 멀티로터 항공기는 포워드 비행을 수행하게 된다. 그러므로 호버링 비행과 포워드 비행 모두에 관해 높은 효율이 요구된다. 게다가, 알맞은 자동회전 능력은 그러한 현재 등장하고 있는 수송 개념들에서 사용하기 위해 의도되는 멀티로터 항공기의 안전성을 상당히 증가시키게 된다. 하지만, 그러한 알맞은 자동회전 능력은 모든 전술한 기존 멀티로터 항공기들에 관해 각각 불가능하게 매우 제한된다.

그러므로 본 발명의 목적은 도시 지역에서 승객들의 수송을 위해 알맞고 안전하며 신뢰 가능한 새로운 멀티로터 항공기를 제공하는 것이다.

이러한 목적은 청구항 1의 특징들을 포함하는 멀티로터 항공기에 의해 해결된다. 더 구체적으로, 본 발명에 따르면, 멀티로터 항공기는 에어프레임과 그러한 에어프레임에 장착되는 적어도 하나의 윙(wing)을 포함한다. 그러한 적어도 하나의 윙에는 미리 결정된 방향으로 추력을 발생시키기 위한 적어도 4개의 추력 발생 유닛이 제공된다. 적어도 4개의 추력 발생 유닛은 적어도 하나의 윙의 날개 길이 방향에 배치되고, 이 경우 적어도 4개의 추력 발생 유닛 각각은 연관된 보호판(shrouding)에 수용되는 적어도 하나의 로터 조립체를 포함하며, 그러한 연관된 보호판은 적어도 하나의 윙 내에 통합되어 있다. 연관된 보호판은 흡기 구역과 공기 출구 구역에 의해 축의 방향으로 경계가 정해지는 급기관(air duct)을 형성한다. 그러한 흡기 구역은 적어도 2개의 상이한 공기역학적 프로필을 그러한 급기관의 원주 방향에서 나타낸다.

일 양태에 따르면, 본 발명의 멀티로터 항공기는 예컨대 본 발명의 멀티로터 항공기의 횡축(lateral axis)에 대한 적어도 하나의 윙의 높은 각도와 같은 공기역학적 특징들을 나타내는데, 이러한 높은 각도는 고장인 경우에도 그러한 멀티로터 항공기가 세일플레인(sailplane)의 착륙을 닮는 방식으로 안전하게 착륙하는 것을 허용한다. 이는 전술한 바와 같이 자동회전을 수행할 가능성의 지연(lag)인, 멀티콥터들의 중요한 일반적인 문제점을 해결한다. 그러므로 신뢰할 수 있고 안전한 페일-세이프(fail-safe) 특징이 구현될 수 있고, 이는 추력 발생 유닛들, 각각의 전원 공급 기구들 및/또는 각각의 동력원들이 고장인 경우들에서 바로 이용 가능하다.

유리하게, 본 발명의 멀티로터 항공기는 미리 결정된 방향으로 추력을 발생시키기 위해 적어도 4개의 추력 발생 유닛들 외에 적어도 하나의 윙을 포함한다. 바람직하게, 적어도 4개의 추력 발생 유닛을 제공하는 것은 적어도 하나의 윙의 각각의 절반(half) 윙에서 날개 길이 방향으로 배향되는 적어도 2개의 그러한 추력 발생 유닛을 제공하는 것에 대응한다. 특히, 적어도 하나의 윙을 제공하는 것은 윙(들)의 양력으로 포워드 비행시 본 발명의 멀티로터 항공기의 기초가 되는 에너지 효율을 증대시킨다. 이러한 양력은 윙(들)의 안쪽에 배치되는 추력 발생 유닛들이 적당한 RPM으로 작용하고 있을 때 위쪽 방향으로 윙(들)을 통한 약간의 수직 기류에 의해 지탱될 수 있다.

바람직한 구현예는 소위 탠덤(tandem) 윙 구성을 포함한다. 이러한 구성에서는, 우선적으로 동일한 개수의 추력 발생 유닛과 더불어, 적어도 대략적으로 동일한 날개 길이를 갖는 2개의 윙이 제공된다. 이는 연관된 헬리포트(heliport)의 주어진 연장선(elongation)에 관한 최대 추력 발생 유닛 면적(area)을 가져온다. 이는 호버 비행시 증대된 효율에 관해 중요한 것이다.

유리하게, 추력 발생 유닛들과 따라서 그것의 각각의 로터 조립체는 윙(들)에 의해 둘러싸인다. 따라서, 그것들은 이륙 및/또는 착륙 동안에 본 발명의 멀티로터 항공기 둘레에서 머물러 있는 사람들에게 덜 위험하다. 더 나아가, 추력 발생 유닛들을 부술 수 있는, 포워드 비행 동안에 장애물에 추력 발생 유닛들이 접촉할 임의의 위험이 상당히 감소된다. 또한, 추력 발생 유닛들을 윙(들)에 통합하는 것으로 인해, 페네스트론(fenestron) 효과와 비슷한 효과가 달성될 수 있다. 더 구체적으로, 페네스트론에서, 발생된 추력의 거의 절반이 비행기 위의 기류로부터 나오고, 추력의 절반만이 각각의 로터 조립체 자체로부터 전달되어야 한다. 그러므로 본 발명의 멀티로터 항공기의 추력 발생 유닛들은 호버 비행시 효율 증가를 제공하게 된다. 게다가, 적어도 4개의 추력 발생 유닛을 제공함으로써, 몇몇 착륙 플랫폼(platform)에 관해 중요한, 본 발명의 멀티로터 항공기의 소위 풋프린트(footprint)가 더 작을 수 있다.

일 양태에 따르면, 동작시 수직 양력을 위해 작용하는, 즉 적어도 본질적으로 주로 수평으로 정렬된 회전 영역을 나타내는 로터 조립체들이 제공되는 모든 추력 발생 유닛은, 에어프레임과 적어도 하나의 윙 사이의 각각의 전이(transition) 영역에 또는 적어도 하나의 윙의 안쪽에 위치하는 짧은 덕트에 바람직하게 통합된다. 게다가, 적어도 하나의 윙에 위치한 각각 가장 외측에 배치된 추력 발생 유닛의 외측에는 수평으로 그리고 또한 수직 방향으로 윙이 연장된 부분이 존재할 수 있다. 특히, 프런트 윙(front wing)과 후방 윙(rear wing)이 제공된다면, 수직 방향으로 후방 윙에서 제공된 윙릿(winglet)들과 같은, 윙의 그러한 연장된 부분들은 동작시 수직 핀(fin) 즉 수직 안정판(stabilizer)과 같이 작용할 수 있다.

유리하게, 짧은 덕트가 적어도 하나의 윙의 안쪽에 위치할 때 비교적 짧게 구현될 수 있다. 더 구체적으로, 그러한 짧은 덕트는 그러한 덕트의 앞쪽, 뒤쪽, 및 옆쪽에 제공된 공기역학적 프로필들 내로 통합된다. 짧은 덕트의 앞쪽 끝에 있는 공기역학적 프로필은 그것의 트레일링(trailing) 에지(edge)에서 바람직하게 약간 잘리고, 덕트는 연관된 회전하는 축의 중심을 통한 단면에 관하여 관련된 공기역학적 프로필의 가장 높은 두께 뒤로 각각의 절단된(cut) 프로필의 길이의 적어도 10%만큼 우선적으로 위치한다. 짧은 덕트의 옆쪽에서의 공기역학적 프로필들은 그러한 짧은 덕트의 기초가 되는 높이 이상인 최소 높이를 바람직하게 나타낸다. 짧은 덕트의 뒤쪽 끝에서의 공기역학적 프로필은 정상적인 비행 상태 동안에 이러한 로터 조립체의 편향 외에, 외측 끝에서의 각각 연관된 로터 조립체의 높이보다 우선적으로는 크지 않은 높이를 갖는 작은 평탄한(flat) 영역을 바람직하게 나타낸다. 하지만, 뒤쪽 프로필의 중심부에서의 평탄한 영역의 최소 높이는 0일 수 있다. 짧은 덕트의 부분으로서 평탄한 영역의 이러한 최소 높이는 그러한 짧은 덕트의 뒤쪽 부분에 바람직하게 위치하고, 그러한 짧은 덕트의 옆쪽을 향해 배향되는 옆 영역들에서 그것의 최대 높이에 우선적으로 도달한다. 앞쪽 영역과 뒤쪽 영역에서의 상이한 공기역학적 프로필은 옆쪽에서, 즉 에지(edge)나 꼬임(kink) 없이 제공된 각각의 공기역학적 프로필로의 매끄러운 전이를 가지고 구현된 일 양태에 따른 것이다. 마찬가지로, 앞쪽과 뒤쪽에서의 수직의 평탄한 영역들은 에지나 꼬임 없이, 옆쪽에서 각각의 평탄하고 거의 수직으로 구현된 영역들로의 매끄러운 전이들로서 바람직하게 구현된다.

일 양태에 따르면, 적어도 하나의 짧은 덕트에는 비대칭적인 덕트 단면이 제공될 수 있는데, 즉 짧은 덕트의 세로축에 대해 비대칭적으로 구현되는 각각의 덕트 영역이 제공될 수 있다. 그러므로 짧은 덕트 둘레의 각각의 공기역학적 프로필 영역들은, 예컨대 각각의 로터 조립체의 연관된 모터/기어박스와 같은 스트럿츠 홀딩(struts holding)과 함께 특히 포워드 비행시 들어오는 기류에 영향을 미치기 위해 비대칭적으로 배치될 수 있다.

더 나아가, 본 발명의 멀티로터 항공기는 또한 덕트가 바람직하게 제공되고 멀티로터 항공기의 에어프레임의 세로 방향으로 우선적으로 배치되는 추가적인 추력 발생 유닛을 구비할 수 있다. 이러한 추가적인 추력 발생 유닛은 기존의 항공기에서 제공된 기존의 프로펠러와 비슷하게 동작하기 위해 바람직하게 제공된다.

유리하게, 이러한 추가적인 추력 발생 유닛과, 적어도 하나의 윙에 배치되는 추력 발생 유닛들은 리던던시(redundancy)가 구현될 수 있도록 독립적인 시스템들로서 작용할 수 있다. 그러므로 적어도 하나의 윙에 배치되는 추력 발생 유닛들이 고장난다면, 본 발명의 멀티로터 항공기는 여전히 추가적인 추력 발생 유닛의 도움으로 앞으로 비행할 수 있고, 그 경우 양력은 적어도 하나의 윙에 의해 제공된다. 반대로, 만약 추가적인 추력 발생 유닛이 고장난다면, 본 발명의 멀티로터 항공기는 적어도 하나의 윙에 배치되는 추력 발생 유닛들의 도움으로 여전히 비행하고 착륙할 수 있다.

또한, 일 양태에 따르면, 본 발명의 멀티로터 항공기는 전기 비행을 위한 전력 소스들로서 복수의 전기 축전기를 포함한다. 바람직하게, 그러한 전기 축전기는 비상 착륙 동안 각각의 윙 하중(loading)을 감소시키기 위해, 비상시인 경우 적어도 미리 결정된 그것의 부분이 사출, 즉 떨어뜨려 질 수 있다.

그 결과로서, 비상 착륙 전에 그러한 축전기들의 적어도 미리 결정된 부분을 떨어뜨릴 때, 충돌의 위험은 낮추어진 윙(들)에 의해서 또는 감소된 전반적인 항공기 하중에 의해 감소될 수 있다.

바람직한 일 구현예에 따르면, 급기관은 원통 모양을 하고 있고, 앞쪽 덕트 벽, 보드(board) 측 덕트 벽, 뒤쪽 덕트 벽, 및 스타 보드(star board) 측 덕트 벽을 포함한다. 적어도 앞쪽 덕트 벽과 보드 측 및 스타 보드 측 덕트 벽은 그러한 급기관의 축 방향으로 상이한 높이를 나타내고, 그러한 경우 그러한 상이한 높이들은 파도 모양의 기하학적 형태를 형성한다.

또 다른 바람직한 구현예에 따르면, 보드 측 및 스타 보드 측 덕트 벽들의 높이는 앞쪽 덕트 벽의 높이보다 크고, 이러한 앞쪽 덕트 벽의 높이는 뒤쪽 덕트 벽의 높이보다 크다.

또 다른 바람직한 구현예에 따르면, 앞쪽 덕트 벽은 공기역학적인 모양을 갖는 전이에 의해, 보드 측 덕트 벽과 스타 보드 측 덕트 벽에 연결된다.

또 다른 바람직한 구현예에 따르면, 적어도 하나의 윙에는 공기역학적 프로필이 제공되고, 그러한 경우 급기관의 멀티로터 항공기 업스트림(upstream)의 포워드 비행 방향에 대해 위치하는 적어도 하나의 윙의 앞쪽 섹션에는 제1의 상이한 공기역학적 프로필이 제공된다.

또 다른 바람직한 구현예에 따르면, 동작시 급기관 내로 흐르는 유입 공기 흐름(stream)의 상이한 받음각들을 섹션들에서 생성하도록 제1의 상이한 공기역학적 프로필은 적어도 하나의 윙의 날개 길이 방향으로 모양을 이루고 있다.

또 다른 바람직한 구현예에 따르면, 급기관의 멀티로터 항공기 다운스트림(downstream)의 포워드 비행 방향에 대하여 위치하는 적어도 하나의 윙의 뒤쪽 섹션에는 제2의 상이한 공기역학적 프로필이 제공된다.

또 다른 바람직한 구현예에 따르면, 적어도 부분적으로 예리한(sharp) 모서리가 있는 급기관의 원주 방향으로 공기 출구 구역이 제공된다.

또 다른 바람직한 구현예에 따르면, 예리한 모서리는 간단한 절단면(cut edge)에 의해 구현된다.

또 다른 바람직한 구현예에 따르면, 예리한 모서리는 거니 플랩(Gurney flap) 또는 덮여진(covered) 거니 플랩에 의해 구현된다.

또 다른 바람직한 구현예에 따르면, 급기관의 안쪽에 스테이터 블레이드(stator blade)가 배치되고, 그러한 스테이터 블레이드는 미리 결정된 방향으로 유입 공기 흐름의 적어도 일 부분을 다시 향하게 하도록 구성된다.

또 다른 바람직한 구현예에 따르면, 미리 결정된 방향으로 유입 공기 흐름의 적어도 일 부분을 다시 향하게 하기 위해 급기관에 인접하게 적어도 하나의 와류 발생 장치(vortex generator)가 제공된다.

또 다른 바람직한 구현예에 따르면, 적어도 하나의 윙은 에어프레임에 장착되는 보드 측 하프 윙(half wing) 및 스타 보드 측 하프 윙을 포함하고, 그러한 보드 측 하프 윙에는 보드 측 하프 윙의 날개 길이 방향으로 배치되는 적어도 2개의 추력 발생 유닛이 제공되어 있고, 스타 보드 측 하프 윙에는 스타 보드 측 하프 윙의 날개 길이 방향으로 배치되는 적어도 2개의 추력 발생 유닛이 제공되어 있다.

또 다른 바람직한 구현예에 따르면, 적어도 하나의 전방 윙(front wing)과 적어도 하나의 후방 윙(rear wing)이 에어프레임에 장착되고, 이 경우 적어도 하나의 전방 윙에는 미리 결정된 방향으로 추력을 발생시키기 위한 적어도 4개의 추력 발생 유닛이 제공되며, 적어도 하나의 전방 윙의 적어도 4개의 추력 발생 유닛은 적어도 하나의 전방 윙의 날개 길이 방향으로 배치되어 있으며, 적어도 하나의 후방 윙에는 미리 결정된 방향으로 추력을 발생시키기 위한 적어도 4개의 추력 발생 유닛이 제공되고, 적어도 하나의 후방 윙의 적어도 4개의 추력 발생 유닛은 적어도 하나의 후방 윙의 날개 길이 방향으로 배치되어 있다.

또 다른 바람직한 구현예에 따르면, 적어도 하나의 추가 추력 발생 유닛이 동작시 멀티로터 항공기의 세로 방향으로 추력을 발생시키기 위해 제공되고, 그러한 적어도 하나의 추가 추력 발생 유닛은 윙에는 독립적인 보호판에 바람직하게 수용되어 있다.

일 양태에 따르면, 본 발명의 멀티로터 항공기, 그리고 더 구체적으로는 연관된 윙릿들이 제공될 수 있는 윙(들), 및 그러한 윙(들)에 배치된 급기관들은 적어도 하나의 추가 추력 발생 유닛에 의해서만, 하지만 윙(들)에 배치되는 추력 발생 유닛들의 도움 없이, 기존 항공기의 비행과 비슷한 본 발명의 멀티로터 항공기의 제어된 비행을 허용하기 위해 알맞은 제어 표면들을 가지고 구현될 수 있다. 그러므로 그러한 윙(들)에 배치되는 추력 발생 유닛들의 시스템 고장의 경우 유리하게 안전성이 보장될 수 있다. 바람직하게, 연관된 윙릿들이 제공될 수 있는 윙(들)과 그러한 윙(들)에 배치된 급기관들이 글라이더(glider), 즉 세일플레인의 비행과 비슷한 모든 추력 발생 유닛들이 고장인 경우에 본 발명의 멀티로터 항공기의 제어된 비행도 허용하기 위해 추가로 구현된다.

모든 이들 추력 발생 유닛이 서로 독립적인 2개의 상이한 추력 발생 유닛 시스템들을 형성하도록 윙(들)에 배치되는 추력 발생 유닛들과 적어도 하나의 추가 추력 발생 유닛의 에너지 공급을 구분, 즉 분리함으로써 또 다른 페일-세이프(fail-safe) 특징이 제공될 수 있다. 그러므로 2개의 시스템 중 하나가 고장인 경우가 나머지 시스템에 영향을 주지 않는다.

또한, 일 양태에 따르면, 윙(들)에서 배치되는 추력 발생 유닛들에 의해서만, 즉 적어도 하나의 추가적인 추력 발생 유닛 없이 헬리콥터 모드에서의 제어된 비행이 유리하게 가능해진다. 이러한 경우에서도, 본 발명의 멀티로터 항공기의 수직 비행/호버를 제어하기 위해 구현되는 알맞은 제어 프로그램이, 윙(들)에서 배치되는 추력 발생 유닛들의 서브세트(subset)의 고정(failure)이 헬리콥터 모드에서 비행에 영향을 주지 않도록 바람직하게 구성된다.

비록 본 발명의 멀티로터 항공기가 다수의 로터 조립체를 갖는 멀티로터 구조를 참조하여 이후 설명되지만, 다수의 프로펠러 조립체를 갖는 멀티프로펠러 구조로서 또는 멀티프로펠러 및 멀티로터 구조로서 마찬가지로 구현될 수 있다는 점이 주목되어야 한다. 더 구체적으로, 로터들은 일반적으로 완전히 관절로 이어져 있는데 반해, 프로펠러들은 일반적으로 전혀 관절로 이어져 있지 않다. 하지만, 둘 다 추력을 생성하기 위해 사용될 수 있고, 따라서 본 발명에 따른 추력 발생 유닛을 구현하기 위해 사용될 수 있다. 그 결과, 본 설명에서의 로터들, 로터 조립체들 또는 로터 구조물들에 대한 임의로 참조하는 것은, 본 발명의 멀티로터 항공기가 멀티프로펠러 및/또는 멀티프로펠러 및 멀티로터 항공기로서 마찬가지로 구현될 수 있도록, 프로펠러들, 프로펠러 조립체들 또는 프로펠러 구조물들에 대한 참조로서 마찬가지로 이해되어야 한다.

바람직하게, 본 발명의 멀티로터 항공기는 승객들의 수송을 위해 설계되고, 특히 도시 영역들 내의 동작을 작동을 위해 검증되기에 알맞고 적합하게 된다. 하지만, 본 발명의 멀티로터 항공기는 그럼에도 불구하고 승객들의 수송에 국한되지 않고, 예컨대 생산물과 재화들의 수송 등을 위해 대안적으로 사용될 수 있다. 그것은 바람직하게는 비행하기 쉽고, 다수의 리던던시(redundancy)를 가지며, 관계 당국의 안전성 요구 조건을 충족시키고, 설계 비용면에서 효율적이며, 비교적 낮은 소음(noise)을 생성한다. 바람직하게, 본 발명의 멀티로터 항공기는 경량의 설계로 된 비교적 작은 로터 직경과 고정된 입사각을 가지고, 그럼에도 불구하고 비록 이들 로터 특징들이 비교적 낮은 관성과 작동시의 조정 가능하지 않은 토크(torque)를 유발하더라도 비상 착륙의 실현을 위해 적합하게 되어 있다.

일 양태에 따르면, 본 발명의 멀티로터 항공기는 호버링을 행할 수 있고, 분산된 추진 시스템을 포함한다. 그것은 전체 멀티로터 항공기에 관한 비행시간당 대략 1*10^-9회의 고장에 달하는 안전 실패 모드들에 관한 FAR 및 EASA 규정과 같은 관계 당국의 규정을 충족시키기 위해, 글라이더, 즉 세일플레인과 같이 바람직하게 비행할 수 있기 때문에 강제적이지 않은 자동회전 능력을 가지도록 선택 사양으로 설계될 수 있다. 항공 분야에서, 이들 안전성 레벨은 보통 소위 DAL(Design Assurance Levels) A 부터 D까지에 의해 정의된다.

바람직하게, 본 발명의 멀티로터 항공기는 승객들을 수송하기 위해 필요한 관계 당국 규정의 안전성 레벨을 충족시킨다. 이는 우선적으로는

추력 발생 유닛마다 1개 이상의 개별 로터 조립체들,

여분의 분리된 배터리 배치(layout),

여분의 파워 서플라이 및 장비(harness) 배치,

기초가 되는 파워 관리의 물리적인 구분 및 분리,

여분의 분리된 전기 엔진들, 및

로터 조립체들의 피치 제어 및/또는 RPM 제어의 조합 및 상호 관계에 의해 달성된다.

본 발명의 바람직한 실시예들은 첨부된 도면들을 참조하여 이어지는 설명에서 예를 통해 개설된다. 이들 첨부된 도면에서, 동일하거나 동일하게 기능을 하는 성분들과 요소들은 동일한 참조 번호와 문자들로 표시되고, 따라서 이어지는 설명에서 한 번만 설명된다.

도 1은 일 양태에 따른 미리 결정된 개수의 추력 생성 유닛이 있는 윙-구성을 구비한 멀티로터 항공기의 상면도.
도 2는 도 1에서 방향(Ⅱ)에서 보여진, 도 1의 멀티로터 항공기의 윙의 정면도.
도 3은 도 1에서 절단선인 Ⅲ-Ⅲ을 따라 보여진, 하나의 추력 생성 유닛이 있는, 도 1 및 도 2의 윙의 단면도.
도 4는 도 3의 확대된 세부 도면(Ⅳ).
도 5는 제1 변형예에 따른 도 4의 확대된 세부 도면.
도 6은 제2 변형예에 따른 도 4의 확대된 세부 도면.
도 7은 제3 변형예에 따른 도 4의 확대된 세부 도면.
도 8은 추력 생성 유닛에서 포워드 비행시의 실제 기류가 있는 도 3의 추력 생성 유닛의 상면도들.
도 9는 제1 변형예에 따른 도 8의 추력 생성 유닛에서 포워드 비행시의 수정된 기류를 보여주는 도면.
도 10은 제2 변형예에 따른 도 8의 추력 생성 유닛에서 포워드 비행시의 기류를 보여주는 도면.
도 11은 제3 변형예에 따른 실제의 그리고 수정된 기류가 있는 후퇴하는 로터 블레이드를 통한 단면의 개략도.
도 12는 제4 변형예에 따른 실제의 그리고 수정된 기류가 있는 전진하는 로터 블레이드의 개략도.
도 13은 도 3의 추력 생성 유닛의 상면도.
도 14는 도 13에서 절단선인 ⅩⅣ-ⅩⅣ를 따라서 본, 실제 기류가 있는 후퇴하는 로터 블레이드의 개략도.
도 15는 도 13에서 절단선인 ⅩⅤ-ⅩⅤ를 따라 본, 실제의 그리고 방향이 다시 바뀐 기류가 있는 전진하는 로터 블레이드의 개략도.
도 16은 일 양태에 따른 와류 발생기가 있는, 도 3의 윙과 추력 생성 유닛의 상면도.
도 17은 도 16에서 절단선인 ⅩⅦ-ⅩⅦ를 따라 본, 도 16의 윙, 추력 생성 유닛, 및 와류 발생기의 단면도.
도 18은 제1 변형예에 따른 도 4의 배치를 보여주는 도면.
도 19는 제2 변형예에 따른 도 4의 배치를 보여주는 도면.
도 20은 도 3의 추력 생성 유닛과 윙의 상면도.
도 21은 도 20에서 절단선인 ⅩⅩⅠ-ⅩⅩⅠ를 따라 본, 도 20의 추력 생성 유닛과 윙의 단면도.
도 22는 도 20에서 절단선인 ⅩⅩⅡ-ⅩⅩⅡ를 따라 본, 도 20의 추력 생성 유닛과 윙의 단면도.
도 23은 일 양태에 따른 도 3의 추력 생성 유닛의 뒤쪽 단면의 확대된 세부 도면.
도 24는 또 다른 양태에 따른 도 3의 추력 생성 유닛의 뒤쪽 단면의 확대된 세부 도면.
도 25는 일 변형예에 따른 도 1의 하나의 윙의 상면도.
도 26은 일 양태에 따른 분할된(split) 걸윙(gullwing) 및 휠(wheel) 타입 착륙 기어(gear)가 있는, 도 1의 본 발명의 멀티로터 항공기의 일 부분의 측면도.
도 27은 도 26에 따른 본 발명의 멀티로터 항공기의 상면도.
도 28은 도 26 및 도 27에 따른 본 발명의 멀티로터 항공기의 정면도.
도 29는 일 변형예에 따른 도 26의 본 발명의 멀티로터 항공기의 측면도.

도 1은 본 발명에 따른 항공기 에어프레임(2)이 있는 멀티로터 항공기(1)를 보여준다. 에어프레임(2)은 멀티로터 항공기(1)의 지지 구조물을 형성하고, 보드 측(2b) 및 스타 보드 측(2c)을 예시적으로 가진다.

에어프레임(2)은 세로 방향(1a)에서 연장부를, 옆 방향(1b)에서 연장부를, 그리고 수직 방향(도 2에서 1c)에서 연장부를 가지고, 바람직하게는 내부 용적(2a)을 형성한다. 일 양태에 따르면, 전체로서 멀티로터 항공기(1)가 승객들의 수송을 위해 적합하게 되도록, 내부 용적(2a)이 적어도 승객들의 수송을 위해 개조된다. 대안적으로, 또는 추가로, 내부 용적(2a)은 생산물이나 재화의 수송을 위해 개조될 수 있다. 내부 용적(2a)은 멀티로터 항공기(1)의 작동을 위해 요구되는 에너지 저장 시스템과 같은 조작상 전기 장비를 수용하기 위해 바람직하게 더 개조된다. 더 구체적으로, 내부 용적(2a)은 바람직하게는 전기 비행을 위한 동력원으로서 전기 축전기를 수용하기 위해 바람직하게 개조된다.

승객들의 수송을 위해 하지만 또한 조작상 전기 장비의 수용을 위해 알맞은 내부 용적(2a)의 전형적인 구성들은 당업자에게 즉시 이용 가능하고, 일반적으로 적용 가능한 관계 당국 규정들 및 승객 수송에 관한 자격 요건들을 따르기 위해 구현된다는 점이 주목되어야 한다. 그러므로 그와 같은 멀티로터 항공기(1)의 내부 용적(2a)의 이들 구성이 본 발명의 부분이 아니기 때문에, 간단함과 간결함을 위해 상세히 설명되지 않는다.

일 양태에 따르면, 멀티로터 항공기(1)는 포워드 비행 방향(1d)에서뿐만 아니라 포워드 비행 방향(1d)에 반대되는 뒤쪽으로의 비행 방향에서의 비행과 함께, 수직 이착륙, 호버링을 위해 구현된다. 그러므로 멀티로터 항공기(1)는 미리 결정된 개수의 추력 생성 유닛(3)을 포함한다. 바람직하게, 이러한 미리 결정된 개수의 추력 생성 유닛(3)은 적어도 4개, 우선적으로는 적어도 5개, 그리고 예시적으로 13개의 추력 생성 유닛(3a, 3b, 3c, 3d, 3e, 3f, 3g, 3h, 3i, 3j, 3k, 3l, 3m)을 포함한다. 추력 생성 유닛(3a, 3b, 3c, 3d, 3e, 3f, 3g, 3h, 3i, 3j, 3k, 3l, 3m)은, 멀티로터 항공기(1)가 전술한 바와 같이 이륙하고 비행할 수 있도록, 작동시 미리 결정된 방향으로 추력을 생성하기 위해 구현된다.

바람직하게, 추력 생성 유닛(3a, 3b, 3c, 3d, 3e, 3f, 3g, 3h, 3i, 3j, 3k, 3l)은 수직 방향(도 2에서 1c)에서 적어도 대략적으로 추력을 생성하기 위해 제공된다. 그에 반해, 추력 생성 유닛(3m)은 세로 방향(1a)에서 적어도 대략적으로 추력을 생성하기 위해 제공된다. 일 변형예에 따르면, 단일 추력 생성 유닛(3m)만을 제공하는 대신, 세로 방향(1a)에서 적어도 대략적으로 추력을 생성하기 위한 2개 이상의 추력 생성 유닛이 제공될 수 있다.

더 구체적으로, 추력 생성 유닛(3a, 3b, 3c, 3d, 3e, 3f, 3g, 3h, 3i, 3j, 3k, 3l)은 멀티로터 항공기(1)의 호버링뿐만 아니라, 수직 이착륙을 가능하게 하기 위해 적어도 바람직하게 제공된다. 일 양태에 따르면, 추력 생성 유닛(3a, 3b, 3c, 3d, 3e, 3f, 3g, 3h, 3i, 3j, 3k, 3l)은 또한 멀티로터 항공기(1)의 앞쪽으로의 비행 또는 뒤쪽으로의 비행을 가능하게 하기 위해 제공된다. 다시 말해, 추력 생성 유닛(3a, 3b, 3c, 3d, 3e, 3f, 3g, 3h, 3i, 3j, 3k, 3l)은 소위 헬리콥터 모드에서의 멀티로터 항공기(1)의 동작, 즉 기존 헬리콥터의 동작과 비슷한 동작을 가능하게 하기 위해 바람직하게 제공된다. 우선적으로, 헬리콥터 모드에서 멀티로터 항공기(1)의 동작을 제어하기 위해 알맞은 제어 프로그램이 제공되고, 헬리콥터 모드에 있는 추력 생성 유닛(3a, 3b, 3c, 3d, 3e, 3f, 3g, 3h, 3i, 3j, 3k, 3l)의 서브세트의 고장이 멀티로터 항공기(1)의 동작에 영향을 주지 않도록 구성된다.

추력 생성 유닛(3m)은 바람직하게는 소위 비행기 모드에 있는 멀티로터 항공기(1)의 동작, 즉 기존 비행기의 동작과 비슷한 동작을 가능하게 하기 위해 제공된다. 비행기 모드에서의 동작을 허용하기 위해, 멀티로터 항공기(1)는 바람직하게는 적어도 하나, 그리고 우선적으로는 적어도 2개의 윙(4, 5)을 포함한다. 윙(4, 5)은 윙(4)이 예시적으로 전방 윙을 정의하고, 윙(5)이 예시적으로 후방 윙을 정의하도록 에어프레임(2)에 장착된다. 우선적으로, 전방 윙(4)과 후방 윙(5)은 위쪽 방향으로의 양력을 얻기 위해 최적화된다.

전방 윙(4)은 선택적인(optional) 윙릿(4a)을 바람직하게 구비하고, 보드 측 전방 하프 윙(4b)과 스타 보드 측 전방 하프 윙(4c)으로 분할된다. 비슷하게, 후방 윙(5)은 선택적인 윙릿(5a)을 바람직하게 구비하고, 보드 측 후방 하프 윙(5b)과 스타 보드 측 후방 하프 윙(5c)으로 분할된다. 대안적으로, 또는 추가로 전방 윙(4)과 후방 윙(5)에는 측면 연장부가 제공될 수 있다.

일 양태에 따르면, 전방 윙(4)과 후방 윙(5), 그리고 더 일반적으로는 그와 같은 멀티로터 항공기(1)는 알맞은 제어 표면(7)을 구비하여 추력 생성 유닛(3m)에 의해서만, 하지만 추력 생성 유닛(3a, 3b, 3c, 3d, 3e, 3f, 3g, 3h, 3i, 3j, 3k, 3l)의 도움 없이, 비행기 모드에서 멀티로터 항공기(1)의 제어된 비행을 허용한다. 더 구체적으로, 전방 윙(4)에는 롤(roll)을 변경하기 위한 에일러론(aileron)(7a)이 바람직하게 제공되고, 후방 윙(5)에는 피치를 변경하기 위한 엘리베이터(elevator)(7c, 7b)가 바람직하게 제공되며, 요(yaw)를 변경하기 위한 방향키(rudder)(7e, 7f, 7g)가 제공된다. 더 나아가, 에일러론 및 피치 변경의 기능을 전방 윙과 후방 윙 사이에서 교환될 수 있거나 이들 기능이 결합될 수 있다. 또한, 전방 윙(4)은 알맞은 공기역학적 프로필(4e)로 바람직하게 구현되고, 후방 윙(5)은 알맞은 공기역학적 프로필(5d)로 바람직하게 구현된다. 우선적으로, 전방 윙(4) 및 후방 윙(5), 선택적인 윙릿(4a, 5a), 공기역학적 프로필(4e, 5d), 및 제어 표면(7)들은 추력 생성 유닛(3a, 3b, 3c, 3d, 3e, 3f, 3g, 3h, 3i, 3j, 3k, 3l, 3m)의 도움 없이, 비행기 모드에 있는 글라이더 즉 세일플레인의 비행과 비슷한 멀티로터 항공기(1)의 제어된 비행을 또한 허용하기 위해 추가로 구현된다.

제어 표면(7, 8)을 구현하기 위해 사용될 수 있는 알맞은 제어 표면들과, 공기역학적 프로필(4e, 5d)을 구현하기 위해 사용될 수 있는 알맞은 공기역학적 프로필은 당업자에게 잘 알려 있고 본 발명의 부분이 아니라는 점이 주목되어야 한다. 그러므로 제어된 표면(7)들과 공기역학적 프로필들(4e, 5d)의 더 상세한 설명은 간단함과 간결함을 위해 생략된다. 더 나아가, 알맞은 수정 및 결합, 즉 제어 표면(7)들의 서브세트들의 가능한 생략이 당업자에게 바로 이용 가능하고, 따라서 마찬가지로 생각된다. 대안적으로, 또는 추가로 멀티로터 항공기(1)의 제어는 추력 생성 유닛(3a, 3b, 3c, 3d, 3e, 3f, 3g, 3h, 3i, 3j, 3k, 3l, 3m) 중 선택된 것들의 상이한 작동 속도 또는 공기역학적 제어 표면들과 상이한 작동 속도들의 결합에 의해 수행될 수 있다.

또한, 전방 윙(4) 및 후방 윙(5)은 추가로 또는 대안적으로 멀티로터 항공기(1)의 소위 풋 프린트(foot print), 즉 그것의 투영된 영역을 증가시키지 않고, 전방 윙(4) 및 후방 윙(5)의 각각의 공기역학적 연장부를 확대하기 위해, 윙릿(4a, 5a)과 비슷한 각각의 측면 단부(lateral end)에서 수직 평면들을 가지는 것을 또한 주목해야 한다. 만약 이들 수직 평면이 후방 윙(5)에 고정된다면, 그것들의 기능은 또한 멀티로터 항공기(1)를 안정화해야 하고, 또한 예컨대 이들 수직 평면에 있는 플랩(flap)들과 결합하여 멀티로터 항공기(1)의 각각의 수직축을 제어하여 핀 테일(fin tail)과 같이 작동할 수 있다. 하지만, 모든 수직 평면이 동일한 연장부를 가지거나 동일한 양의 덕트(duct) 및 추력 생성 유닛을 가져야 하는 것은 아니다. 그러므로 예컨대 카나드 윙(canard wing) 구성, 탠덤(tandem) 윙 구성, 표준 윙 구성, 표준 윙 구성이 있는 카나드 윙 등과 같은 다양한 상이한 구성이 생각된다. 하지만, 예시되고 설명된 탠덤 윙 구성이 바람직하다.

추력 생성 유닛(3a, 3b, 3c, 3d, 3e, 3f, 3g, 3h, 3i, 3j, 3k, 3l)은 바람직하게는 전방 윙(4)과 후방 윙(5)의 날개 길이 방향으로 배치된다. 더 구체적으로, 추력 생성 유닛(3a, 3b, 3c)은 스타 보드 측 전방 하프 윙(4c)에서 날개 길이 방향으로 바람직하게 배치 및 정렬되고, 추력 생성 유닛(3d, 3e, 3f)은 보드 측 전방 하프 윙(4b)에서 날개 길이 방향으로 바람직하게 배치 및 정렬되며, 추력 생성 유닛(3g, 3h, 3i)은 스타 보드 측 후방 하프 윙(5c)에서 날개 길이 방향으로 바람직하게 배치 및 정렬되고, 추력 생성 유닛(3j, 3k, 3l)은 보드 측 전방 하프 윙(5b)에서 날개 길이 방향으로 바람직하게 배치 및 정렬된다.

일 양태에 따르면, 적어도 하나, 그리고 우선적으로 추력 생성 유닛(3a, 3b, 3c, 3d, 3e, 3f, 3g, 3h, 3i, 3j, 3k, 3l, 3m) 각각은 기초가 되는 공력 특성을 향상시키고 동작상 안전성을 증가시키기 위해, 연관된 보호판을 포함한다. 예를 들면, 13개의 별개인 보호판(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f, 6g, 6h, 6i, 6j, 6k, 6l, 6m)이 있는 복수의 보호판 유닛(6)이 도시된다. 예시적으로, 보호판(6a)은 추력 생성 유닛(3a)과 연관되고, 보호판(6b)은 추력 생성 유닛(3b)과 연관되면, 보호판(6c)은 추력 생성 유닛(3c)과 연관되고, 보호판(6d)은 추력 생성 유닛(3d)과 연관되는 식이다.

보호판(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f, 6g, 6h, 6i, 6j, 6k, 6l, 6m)은 간단한 박판금(sheet metal)으로 만들어질 수 있고/있거나 복잡한 기하학적 형태를 가질 수 있다. 바람직하게, 보호판(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f, 6g, 6h, 6i, 6j, 6k, 6l)은 전방 윙(4) 및 후방 윙(5) 내로 통합되고, 보호판(6m)은 윙에 무관한(wing-independent) 보호판으로서 구현된다. 더 구체적으로, 보호판(6a, 6b, 6c)은 스타 보드 측 전방 하프 윙(4c) 내로 바람직하게 통합되고, 보호판(6d, 6e, 6f)은 보드 측 전방 하프 윙(4b) 내로 바람직하게 통합되며, 보호판(6g, 6h, 6i)은 스타 보드 측 후방 하프 윙(5c) 내로 바람직하게 통합되고, 보호판(6j, 6k, 6l)은 보드 측 전방 하프 윙(5b) 내로 바람직하게 통합된다.

바람직하게, 윙에 무관한 보호판(6m)은 보호판들(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f, 6g, 6h, 6i, 6j, 6k, 6l) 중 그 어느 것보다 기류 방향에서 더 큰 세로 연장부를 가진다. 우선적으로, 윙에 무관한 보호판(6m)은 그것이 멀티로터 항공기(1)를 그것의 수직축과 옆 축 둘레에서 안정화시키는 데 기여하도록 구성되고, 따라서 수평 및 수직 안정화기(stabilizer)의 기능의 일부를 또한 부분적으로 가진다.

일 양태에 따르면, 전방 윙(4)과 후방 윙(5)에 있는 보호판들(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f, 6g, 6h, 6i, 6j, 6k, 6l, 6m)은 각각 연관된 사이의 공간들에 의해 분리된다. 예시적으로, 보호판(6a, 6b) 사이의 공간만이 도면의 간단함과 명료함을 위해 참조 기호인 6n으로 표시가 되어 있다.

도 2는 도 1의 멀티로터 항공기(1)의 에어프레임(2)의 수직 방향(1c)에서의 윙릿(4a)의 구현예를 예시하기 위해, 윙릿(4a)들이 있는 도 1의 전방 윙(4)을 보여준다. 도 1과는 대조적으로, 이제 전방 윙(4)은 단일의 한 조각(piece) 윙으로서 예시된다. 하지만, 전방 윙(4)은 마찬가지로 도 1에 예시된 바와 같이 구현되는데, 즉 도 1의 보드 측 전방 하프 윙(4b)과 스타 보드 측 전방 하프 윙(4c)으로 나누어지고, 이들 모두 도 1의 멀티로터 항공기(1)의 에어프레임(2)에 옆으로 장착된다.

전방 윙(4)은 ±30°까지의 스윕 각(sweep angle)을 가질 수 있다. 전방 윙(4)은 또한, 옆 축에 대해, 즉 도 1의 옆 방향(1b)으로 -5°부터 +20°까지의 각도를 가질 수 있다. 만약 이러한 각도가 충분히 크다면, 롤-에일러론(roll-aileron), 즉 도 1의 에일러론(7a, 7b) 없이, 도 1의 멀티로터 항공기(1)의 방향 변경이 가능하고, 요 방향키, 즉 도 1의 방향키(7e, 7f, 7g)만을 가지고 제어될 수 있다. 하지만, 멀티로터 항공기(1)은 바람직하게는 세로축을 따라서, 즉 도 1의 세로 방향(1a)으로 또한 안정하다. 그러므로 비행기 모드에서 추력 생성 유닛(3a, 3b, 3c, 3d, 3e, 3f, 3g, 3h, 3i, 3j, 3k, 3l)이 고장인 경우 복잡성이 감소될 수 있다. 동일한 목적을 위해, 전방 윙(4)의 각각의 외측 끝은 80°까지 위쪽으로 구부러질 수 있고, 추가적으로 선택적인 윙릿(4a)과 결합될 수 있다.

전방 윙(4)은 오로지 대표적인 방식으로 더 상세히 설명되었음이 주목되어야 한다. 다시 말해, 전방 윙(4)의 설명된 구성은 후방 윙(5)에 비슷하게 적용될 수 있다.

도 3은 공기역학적 프로필(4e)을 가지는 도 1의 전방 윙(4)에서, 그리고 더 구체적으로는 도 1의 스타 보드 측 전방 하프 윙(4c)에 배치되는 도 1의 추력 생성 유닛(3a)을 보여준다. 하지만, 도 1의 모든 다른 추력 생성 유닛(3b, 3c, 3d, 3e, 3f, 3g, 3h, 3i, 3j, 3k, 3l)을 대표하여 추력 생성 유닛(3a)만이 도시되고 더 상세히 설명됨이 주목되어야 한다. 윙에 무관한 보호판(6m)이 있는 추력 생성 유닛(3m)만이 당업자에게 잘 알려진 기존 방식으로 구현될 수 있고, 따라서 간단함과 간결함을 위해 더 상세히 설명되지 않는다.

추력 생성 유닛(3a)은 전술한 바와 같이, 스타 보드 측 전방 하프 윙(4c) 내로 통합되는 보호판(6a)을 바람직하게 포함한다. 일 양태에 따르면, 추력 생성 유닛(3a)은 보호판(6a)에서 수용되는 적어도 하나의 로터 조립체(8)를 더 포함한다.

적어도 하나의 로터 조립체(8)는 적어도 2개 그리고 전형적으로는 정확히 2개의 로터 블레이드(8a, 8b)를 바람직하게 구비한다. 다시 말해, 로터 블레이드의 개수는 2개의 로터 블레이드(8a, 8b)보다 많이 제공될 수 있도록, 적용예 특정(application-specific) 방식으로 조정 가능하다(scalable). 우선적으로, 적어도 하나의 로터 조립체(8)는 스타 보드 측 전방 하프 윙(4c)에 의해 형성된 가로축(9a)에 대해 각각의 경사각(9b)에 의해 바람직하게 경사진 회전축(9)을 가진다. 그러므로 적어도 하나의 로터 조립체(8)는 적어도 주로 수평으로 배향되는 회전 평면을 바람직하게 형성한다.

각각의 경사각(9b)은 바람직하게는 1°와 20°사이의 범위에 포함된다. 그러므로 비행기 모드에서 도 1의 멀티로터 항공기(1)의 활공비(glide ratio)를 향상시키기 위해 적어도 하나의 로터 조립체(8)가 배치된다.

예를 들면, 적어도 하나의 로터 조립체(8)는 보호판(6a)의 안쪽에도 배치되는 기어박스 페어링(fairing)(10)을 포함한다. 하지만, 그러한 기어박스 페어링(10)은 단지 예로서 도시되는 것일 뿐 본 발명을 그것에 국한하는 것이 아니라는 점이 주목되어야 한다. 대신에 추력 생성 유닛(3a)은 예컨대 보호판(6a)에 배치된 전기 모터를 직접 구비할 수 있다.

일 양태에 따르면, 보호판(6a)은 급기관(11)을 형성한다. 더 구체적으로, 급기관(11)은 바람직하게는 원통 모양을 가지고, 전방 측 덕트 벽(11a), 보드 측 덕트 벽(11b), 후방 측 덕트 벽(11c), 및 스타 보드 측 덕트 벽(도 8에서 11d)을 포함하고, 이들은 방사상 방향으로 급기관(11)의 범위를 정한다. 전방 측 덕트 벽(11a)은 후방 측 덕트 벽(11c)과 정반대 측에 있고, 보드 측 덕트 벽(11b)은 스타 보드 측 덕트 벽(도 8에서의 11d)과 정반대 측에 있다.

축 방향에서, 급기관(11)은 흡기 구역(11e)과 배기 구역(11f)에 의해 범위가 정해진다. 흡기 구역(11e)은 물결 모양의 기하학적 모양을 급기관(11)의 원주 방향에서 바람직하게 나타낸다. 더 구체적으로, 적어도 전방 측 덕트 벽(11a)과 보드 측 및 스타 보드 측 덕트 벽(11b)(그리고 도 8에서 11d)이 급기관(11)의 축 방향에서 상이한 높이를 바람직하게 나타내고, 그러한 상이한 높이는 물결 모양의 기하학적 모양을 형성한다. 예를 들면, 보드 측 및 스타 보드 측 덕트 벽(11b)(그리고 도 8에서 11d)의 높이는 전방 측 덕트 벽(11a)의 높이보다 크고, 이러한 전방 측 덕트 벽(11a)의 높이는 후방 측 덕트 벽(11c)의 높이보다 크다.

더 구체적으로, 전방 측 덕트 벽(11a)은 적어도 대략적으로 최소 높이가 그것의 중앙 부분에 위치하는 원통 부분으로서 바람직하게 구현되고, 이 경우 가능한 편차는 ±30°이다. 이러한 최소 높이는 바람직하게는 적어도 하나의 로터 조립체(8)의 각각의 직경의 최대 30%에 달한다. 바람직하게, 전방 측 덕트 벽(11a)의 원통 부분의 높이는 도 2의 수직 방향(1c)에서 보드 측 및 스타 보드 측 덕트 벽(11b)(그리고 도 8에서 11d) 쪽으로 증가된다.

바람직하게, 전방 측 덕트 벽(11a)은 보드 측 덕트 벽(11b)과 스타 보드 측 덕트 벽(11b)(그리고 도 8에서 11d)에 공기역학적으로 모양을 이룬 전이(transition)에 의해 연결된다. 다시 말해, 전방 측 덕트 벽(11a)은 연관된 반경을 가지고 매끄러운 전이에 의해 보드 측 덕트 벽(11b)과 스타 보드 측 덕트 벽(도 8에서 11d)에 연결되지만, 이는 임의의 예리한 모서리, 가장자리, 꼬인 부분, 숄더(shoulder), 및/또는 단차(step)들 없이 이루어진다. 바람직하게, 보드 측 덕트 벽(11b)과 스타 보드 측 덕트 벽(더 8에서 11d)은 스타 보드 측 전방 하프 윙(4c)의 각각의 부분을 잘라냄으로써 구현된다. 상면도에서, 이들 잘라 내어진 부분들은 급기관(11)의 부분을 구축하는 원의 부분을 각각 우선적으로 형성한다.

예시적으로, 전방 측 덕트 벽(11a)은 전방 윙(4), 즉 스타 보드 측 전방 하프 윙(4c)의 전방 섹션(4d)에 의해 형성된다. 비슷하게, 후방 측 덕트 벽(11c)은 전방 윙(4), 즉 스타 보드 측 전방 하프 윙(4c)의 후방 섹션(4f)에 의해 예시적으로 형성된다. 보드 측 덕트 벽(11b)은 전방 윙(4), 즉 스타 보드 측 전방 하프 윙(4c)의 보호판 사이 공간(6n)에 의해 예시적으로 형성된다. 이는 스타 보드 측 덕트 벽(도 8에서 11d)에 마찬가지로 적용된다.

일 양태에 따르면, 전방 윙(4), 즉 스타 보드 측 전방 하프 윙(4c)의 전방 섹션(4d)은, 도 1의 멀티로터 항공기(1)의 도 1의 포워드 비행 방향(1d)에 대해 급기관(11)의 상류로 위치하고, 전방 윙(4)의 공기역학적 프로필(4e)과는 상이한 제1 공기역학적 프로필(12)이 제공된다.

제1 공기역학적 프로필(12)은 위로 향하는 양력을 제공하기 위해 바람직하게 구현된다. 일 양태에 따르면, 급기관(11)은 제1 공기역학적 프로필(12)의 각각의 가장 높은 두께 뒤에서 미리 결정된 길이(12b)를 시작한다. 예시적으로, 예를 들어 화살표(12a)로 각각의 가장 높은 두께가 표시된다. 미리 결정된 길이(12b)는 세로 방향에서 제1 공기역학적 프로필(12)의 전체 길이의 적어도 10%에 바람직하게 달하고, 이는 예시적으로 도 1의 에어프레임(2)의 세로 방향(1a)에 대응한다. 우선적으로, 미리 결정된 길이(12b)는 세로 방향에서 제1 공기역학적 프로필(12)의 전체 길이의 40%부터 80%까지의 범위에서 선택된다. 예시적으로, 하지만 반드시 그러한 것은 아니며 본 발명을 국한하지 않게, 미리 결정된 길이(12b)는 제1 공기역학적 프로필(12)의 대략 66%에 달한다.

일 양태에 따르면, 전방 윙(4), 즉 스타 보드 측 전방 하프 윙(4c)의 후방 섹션(4f)은 급기관(11)의 아래쪽에서 포워드 비행 방향(1d)에 대하여 위치하고, 제2 공기역학적 프로필(12c)이 바람직하게 제공된다. 이러한 제2 공기역학적 프로필(12c)은 바람직하게는, 전방 윙(4)의 공기역학적 프로필(4e)과는 상이하고, 우선적으로는 제1 공기역학적 프로필(12)과 또한 상이하다.

더 구체적으로, 급기관(11)의 뒤쪽 부분에서 급기관(11)은 바람직하게는 후방 측 덕트 벽(11c)에 위치한 공기역학적 프로필(12c)의 리딩 에지의 부분이다. 후방 측 덕트 벽(11c)의 최소 높이, 그리고 바람직하게는 전체 급기관(11)의 최소 높이는 후방 측 덕트 벽(11c)의 중앙 위치에서 적어도 대략적으로 위치하고, 이 경우 가능한 편차는 ±30%이다. 후방 측 덕트 벽(11c)의 최소 높이는 바람직하게는 전방 측 덕트 벽(11a)의 최소 높이 이하이다. 일 양태에 따르면, 후방 측 덕트 벽(11c)의 최소 높이는 제2 공기역학적 프로필(12c)이 급기관(11)에 의해 영향을 받지 않고, 정상적인 프로필 반경이 제공될 수 있도록 0일 수 있다. 다시 말해, 후방 측 덕트 벽(11c)은 옆 방향으로 유리하게 평평해질 수 있다.

보드 측 덕트 벽(11b)과 스타 보드 측 덕트 벽(도 8에서 11d)에는 전방 윙(4)의 공기역학적 프로필(4e)이 바람직하게 제공된다는 점이 주목되어야 한다. 이러한 공기역학적 프로필(4e)은 우선적으로는 제1 공기역학적 프로필(12) 및 제2 공기역학적 프로필(12c)보다 큰 세로 연장부를 포함한다.

요약하면, 급기관(11)의 높이는 주된 들어올리는 윙으로서 공기역학적 프로필(4d)의 유효성에 영향을 주지 않기 위해 가능한 작게 바람직하게 설계된다. 더 나아가, 급기관(11)의 흡기 구역(11e)은 일 양태에 따라 급기관(11)의 원주 방향에서 적어도 2개의 상이한 공기역학적 프로필을 나타내고, 예시적으로 3개의 공기역학적 프로필, 즉 공기역학적 프로필(4e, 12, 12c)을 나타낸다.

일 양태에 따르면, 도 1의 멀티로터 항공기(1)의 호버링 동안, 모든 추력 생성 유닛(3a, 3b, 3c, 3d, 3e, 3f, 3g, 3h, 3i, 3j, 3k, 3l)은 예컨대 안정한 비행을 위해 최첨단 전자 장치를 가지고 각각의 로터 조립체의 RPM을 제어함으로써 제어된다. 이들 로터 조립체가 고장인 경우, 멀티로터 항공기(1)의 공기역학적 설계는 기초가 되는 질량 분포와 더불어 비행기 모드에서의 안정한 비행과 같은 비행기를 허용해야 한다. 하지만, 모든 로터 조립체는 유리한 기류 및 안정성을 위해 수직축에 대한 미리 결정된 경사각을 바람직하게 나타낸다. 마찬가지로, 추력 생성 유닛(3m)도 도 1의 세로 방향(1a)에 대한 미리 정해진 기울기를 나타낼 수 있다. 마지막으로, 로터 조립체에 전력을 공급하기 위한 임의의 축전기, 또는 이들 축전기 중 적어도 일부는 비상 착륙의 경우 떨어뜨려 질 수 있다. 그러므로 충돌의 경우에 더 적은 에너지가 흡수되어야 한다.

도 4는 전방 윙(4), 즉 도 3의 제1 공기역학적 프로필(12)이 제공되는 도 3의 스타 보드 측 전방 하프 윙(4c)의 전방 섹션(4d)과 함께, 도 3의 로터 블레이드(8a)가 있는 로터 조립체(8)를 보여준다. 도 4는 도 3의 급기관(11)의 전방 측 덕트 벽(11a)을 더 상세히 예시한다.

더 구체적으로, 로터 조립체(8) 쪽으로 제1 공기역학적 프로필(12)을 따라서 도 1의 포워드 비행 방향(1d)에서 도 1의 멀티로터 항공기(1)의 포워드 비행 및 호버 동안에 흐르는 유입 기류(13)가 예시된다. 이러한 유입 기류(13)는 적어도 전방 섹션(4d)의 뒤쪽 부분에서 바람직하게 제공되는 둥근 가장자리(14a)에 의해 로터 조립체(8) 쪽으로 방향이 바뀐다. 더 구체적으로, 둥근 가장자리(14a)는 로터 조립체(8)의 상류 위치, 즉 도 3의 주입 구역(11e)에서 유입 기류(13)에 대해 배치된다.

하지만, 로터 조립체(8)의 상류에 배치되는 이러한 둥근 가장자리(14a)와는 대조적으로, 전방 섹션(4d)의 뒤쪽 부분에는 예리한 모서리(14b)가 제공되고 로터 조립체(8)의 하류 위치에서 유입 기류(13)에 대해 배치된다. 다시 말해, 예리한 모서리(14b)는 바람직하게는 도 3의 배기 구역(11f)에서 바람직하게 배치된다. 그러한 설계를 가지고, 급기관(11)은 쉽게 길어질 수 있고, 전방 섹션(4d)의 양력이 증가될 수 있다. 더 일반적으로, 일 양태에 따르면 제1 공기역학적 프로필(12)은, 작동시 급기관(11) 내로 흐르는 유입 기류(13)의 상이한 받음각을 섹션들에서 생성하도록, 도 3의 전방 윙(4)의 날개 길이 방향으로 모양이 정해진다.

도 5는 전방 윙(4), 즉 도 3의 스타 보드 측 전방 하프 윙(4c)의 도 4의 전방 섹션(4d)과 함께, 도 4의 로터 블레이드(8a)를 갖는 로터 조립체(8)를 보여준다. 도 4에 따르면, 전방 섹션(4d)에는 둥근 가장자리(14a)와 예리한 모서리(14b)가 제공된다. 하지만, 도 4와는 대조적으로, 예리한 모서리(14b)는 이제 간단한 절단면(cut edge)(15a)에 의해 구현된다.

도 6은 도 3의 전방 윙(4), 즉 스타 보드 측 전방 하프 윙(4c)의 도 4의 전방 섹션(4d)과 함께, 도 4의 로터 블레이드(8a)가 있는 로터 조립체(8)를 보여준다. 도 4에 따르면, 전방 섹션(4d)에는 둥근 가장자리(14a)와 예리한 모서리(14b)가 제공된다. 하지만, 도 4와는 대조적으로, 예리한 모서리(14b)는 이제 소위 거니 플랩(15b)에 의해 구현된다. 이러한 설계를 통해, 급기관(11)은 쉽게 길어질 수 있고, 전방 섹션(4d)의 양력이 증가될 수 있다.

도 7은 도 3의 전방 윙(4), 즉 스타 보드 측 전방 하프 윙(4c)의 도 4의 전방 섹션(4d)과 함께, 도 4의 로터 블레이드(8a)가 있는 로터 조립체(8)를 보여준다. 도 4에 따르면, 전방 섹션(4d)에는 둥근 가장자리(14a)와 예리한 모서리(14b)가 제공된다. 하지만, 도 4와는 대조적으로, 예리한 모서리(14b)는 이제 덮여진 거니 플랩(15c)에 의해 구현된다.

도 8의 (A) 부분에서는 도 3의 로터 블레이드(8a, 8b)를 가지는 로터 조립체(8)가 있는, 도 3의 전방 윙(4), 즉 스타 보드 측 전방 하프 윙(4c)의 부분이 보여진다. 로터 조립체(8)는 도 3의 급기관(11)을 형성하는 도 3의 보호판(6a)의 안쪽에 배치된다. 도 3에 따르면, 급기관(11)은 전방 측 덕트 벽(11a), 보드 측 덕트 벽(11b), 후방 측 덕트 벽(11c), 및 스타 보드 측 덕트 벽(11d)을 포함한다. 예시적으로, 이러한 급기관(11)은 대칭축(16)을 나타낸다. 로터 조립체(8)는 로터 블레이드(8a, 8b)가 도 3의 경사진 회전축(9) 둘레에서 회전 방향(17)으로 회전하도록, 바람직하게 구성된다.

더 구체적으로, (A) 부분은 도 1의 포워드 비행 방향(1d)에서 도 1의 멀티로터 항공기(1)의 포워드 비행 동안에 전방 윙(4)을 공격하는 도 4에 따른 유입 기류(13)를 예시한다. 따라서, 유입 기류(13)와 회전 방향(17)에 대해, 예시된 바와 같은 로터 블레이드(8a)는 후퇴하는 로터 블레이드를 나타내고, 예시된 바와 같은 로터 블레이드(8b)는 전진하는 로터 블레이드를 나타낸다. 그러므로 명료함과 단순화를 위해, 이후 로터 블레이드(8a)는 "후퇴하는(retreating) 로터 블레이드(8a)"라고 부르고, 로터 블레이드(8b)는 "전진하는(advancing) 로터 블레이드(8b)"라고 부른다.

하지만, 회전 방향(17)에서의 로터 블레이드(8a, 8b)의 회전과, 도 1의 멀티로터 항공기(1)의 각각 발생된 포워드 비행 속도로 인해, (B) 부분에 예시된 실제 공기 흐름(18)은 로터 블레이드(8a, 8b)에서 감지된다. 쉽게 인지될 수 있는 것처럼, 실제 공기 흐름(18)의 각각의 속도는 전진하는 로터 블레이드(8b)에서 후퇴하는 로터 블레이드(8a)보다 상당히 크다. 다시 말해, 실제 공기 흐름(18)은 로터 조립체(8)에서 고르지 않게 분포한다.

로터 조립체(8)에서의 실제 공기 흐름(18)의 속도의 고르지 않은 분포는 로터 조립체(8)의 효율을 감소시키고, 양력의 같지 않은 발생 및 분포를 가져오는 점이 주목되어야 하는데, 이는 후퇴하는 로터 블레이드(8a)가 전진하는 로터 블레이드(8b)보다 양력을 덜 발생시키는 것이 명확하기 때문이다. 이러한 문제점을 고치기 위해, 급기관(11)은 그것의 회전축에 대해, 즉 도 3을 참조하여 위에서 설명된 것처럼 그것의 세로축에 대해 비대칭적으로 바람직하게 구현된다. 하지만, 게다가 실제 공기 흐름(18)은 수정, 즉 도 1의 멀티로터 항공기(1)의 포워드 비행 및 호버시 영향을 받을 수 있다. 그러한 수정, 즉 영향의 목적은 로터 조립체(8) 상에서의 하중의 감소와 효율성 증가를 위해 로터 조립체(8)에서 적어도 대략적으로 동등하게 된 실제 기류와 함께, 포워드 비행시 로터 조립체의 더 많은 효율성을 위해 적어도 대략적으로 동등하게 된 양력 분포를 얻기 위함이다.

도 9는 후퇴하는 로터 블레이드(8a)와 전진하는 로터 블레이드(8b)가 있는 도 8의 (B) 부분의 로터 조립체(8)를 보여준다. 더 구체적으로, 도 9는 도 1의 멀티로터 항공기(1)의 포워드 비행 및 호버시 로터 조립체(8)에서의 실제 공기 흐름(18)을 수정하는, 즉 영향을 주는 제1 변형예를 예시한다.

일 양태에 따르면, 방향이 바뀐 기류(19)가 전진하는 로터 블레이드(8b)에서 공격하도록 로터 조립체(8)에서의 실제 공기 흐름(18)의 기초가 되는 방향이 수정, 즉 영향을 받는다. 방향이 바뀐 기류(19)는 전진하는 로터 블레이드(8b)에 의해 발생된 양력이 감소하도록 전진하는 로터 블레이드(8b)를 바람직하게 공격한다. 비슷하게, 또는 추가적으로, 수정되지 않은, 즉 영향을 받지 않은 것으로 전형적으로 도시되는, 후퇴하는 로터 블레이드(8a)에서의 실제 공기 흐름(18)은 후퇴하는 로터 블레이드(8a)에 의해 발생된 양력이 증가하도록 수정, 즉 영향을 받을 수 있다. 그러므로 발생된 양력의 분포는 유리하게 동등해질 수 있다.

도 10은 후퇴하는 로터 블레이드(8a)와 전진하는 로터 블레이드(8b)가 있는, 도 8의 (B) 부분에서의 로터 조립체(8)를 보여준다. 더 구체적으로, 도 10은 도 1의 멀티로터 항공기(1)의 포워드 비행 및 호버시 로터 조립체(8)에서의 실제 공기 흐름(18)을 주어, 즉 영향을 주는 제2 변형예를 예시한다.

일 양태에 따르면, 로터 조립체(8)에서의 실제 공기 흐름(18)의 기초가 되는 공기 속도는 속도가 감소한 기류(20)가 전진하는 로터 블레이드(8b)에서 공격하도록 수정, 즉 영향을 받는다. 전진하는 로터 블레이드(8b)에 의해 발생된 양력이 감소하도록, 속도가 감소한 기류(20)는 전진하는 로터 블레이드(8b)를 바람직하게 공격한다. 그러므로 발생된 양력의 분포는 유리하게 동등해질 수 있다.

도 11은 도 8의 (B) 부분에 있는 로터 조립체(8)의 후퇴하는 로터 블레이드(8a)의 한 섹션만을 보여준다. 더 구체적으로, 도 11은 로터 조립체(8)에서, 그리고 더 구체적으로는 도 1의 멀티로터 항공기(1)의 포워드 비행 및 호버시 후퇴하는 로터 블레이드(8a)에서 실제 공기 흐름(18)을 수정, 즉 영향을 주는 제3 변형예를 예시한다.

일 양태에 따르면, 실제 공기 흐름(18)은 후퇴하는 로터 블레이드(8a)에서의 실제 공기 흐름(18)의 기초가 되는 받음각이 수정을 받는, 즉 영향을 받도록 적어도 부분적으로 방향이 바뀐다. 따라서, 후퇴하는 로터 블레이드(8a)에서 받음각이 증가한, 방향이 바뀐 기류(21)가 발생될 수 있다. 받음각이 증가한, 방향이 바뀐 기류(21)는, 후퇴하는 로터 블레이드(8a)에 의해 발생된 양력이 증가하도록 후퇴하는 로터 블레이드(8a)를 바람직하게 공격한다. 그러므로 발생된 양력의 분포는 유리하게 동등해질 수 있다.

도 12는 도 8의 (B) 부분에 있는 로터 조립체(8)의 전진하는 로터 블레이드(8b)만을 보여준다. 더 구체적으로, 도 12는 로터 조립체(8)에서, 그리고 더 구체적으로는 도 1의 멀티로터 항공기(1)의 포워드 비행 및 호버시 전진하는 로터 블레이드(8b)에서 실제 공기 흐름(18)을 수정, 즉 영향을 주는 제4 변형예를 예시한다.

일 양태에 따르면, 실제 공기 흐름(18)은 전진하는 로터 블레이드(8b)에서의 실제 공기 흐름(18)의 기초가 되는 받음각이 수정을 받는, 즉 영향을 받도록 적어도 부분적으로 방향이 바뀐다. 따라서, 전진하는 로터 블레이드(8b)에서 받음각이 감소한, 방향이 바뀐 기류(22)가 발생될 수 있다. 받음각이 감소한, 방향이 바뀐 기류(22)는, 전진하는 로터 블레이드(8b)에 의해 발생된 양력이 감소하도록 전진하는 로터 블레이드(8b)를 바람직하게 공격한다. 그러므로 발생된 양력의 분포는 유리하게 동등해질 수 있다.

도 13은 전방 윙(4), 즉 도 3의 로터 블레이드(8a, 8b)를 가지는 로터 조립체(8)가 있는, 도 3의 스타 보드 측 전방 하프 윙(4c)의 부분을 보여준다. 더 나아가, 알맞은 버팀대(strut)(10a)에 의해 도 3의 보호판(6a)에 바람직하게 장착되는 도 3의 기어박스 페어링(10)이 도시되어 있다. 버팀대(10a)는 도 3의 급기관(11) 안쪽에 배치되고, 미리 전해진 방향에서 뒤쪽 공기 흐름(18)의 적어도 일 부분의 방향이 바뀌게 바람직하게 구성된다.

더 구체적으로, 기어박스 페어링(10), 즉 보호판(6a)의 가운데에 위치한 주어진 기어박스 또는 엔진은 하나 이상의 버팀대(10a)를 가지고 고정되어야 하고, 이러한 버팀대(10a)는 또한 이후 스테이터 블레이드라고 부른다. 도 1의 포워드 비행 방향(1d)에서 도 1의 멀티로터 항공기(1)의 포워드 비행으로부터 및/또는 로터 조립체(8)로부터 발산하는 각각의 기류로 인해 항력의 감소를 허용하는 프로필을 가지는 버팀대(10a)가 설계되는 것이 바람직하다.

각각의 버팀대(10a)는 그것의 위치 및 배향에 의존적인 상이한 받음각을 가질 수 있다. 더 나아가, 버팀대(10a)는 로터 조립체(8)의 상류 또는 하류에 위치할 수 있다. 일 양태에 따르면, 도 14와 도 15를 참조하여 이후 설명되는 바와 같이, 로터 블레이드(8a, 8b)에서 도 8의 (B) 부분에 따른 실제 공기 흐름(18)의 기초가 되는 받음각에 영향을 주기 위해 버팀대(10a)가 사용된다.

도 14는 도 13의 로터 조립체(8)의 후퇴하는 로터 블레이드(8a)와, 도 13의 버팀대(10a)의 스테이터 블레이드(23)만을 보여준다. 더 일반적으로, 강하게 만곡된 프로필 뒤에서 및/또는 도 15에서 스테이터 블레이드(24)에 관해 제공된 것과 같은 스테이터 블레이드에서의 높은 받음각을 가지고, 실제 공기 흐름(18)은 더 아래쪽으로 배향된다. 이러한 아래쪽으로의 배향은 스테이터 블레이드의 프로필이 더 많이 만곡되고 이러한 프로필의 받음각이 더 높을수록 더 커진다. 하지만, 도 13의 전진하는 로터 블레이드와는 대조적으로, 후퇴하는 로터 블레이드(8a)의 받음각은 실제 공기 흐름(18)의 기초가 되는 더 낮은 공기속도를 보상하기 위해 바람직하게는 증가되어야 한다. 하지만, 이는 위쪽으로의 기류를 야기하고, 이는 주어진 완전한 들어올리는 시스템에 관해서는 불리하다.

스테이터 블레이드(23)는 도 1의 멀티로터 항공기(1)의 포워드 비행 및 호버시 낮은 항력을 위해서만 최적화된다는 점이 주목되어야 한다. 특히, 실제 공기 흐름(18)에 대한 스테이터 블레이드(23)의 받음각은 감소된다.

도 15는 도 13의 로터 조립체(8)의 전진하는 로터 블레이드(8b)와, 도 13의 버팀대(10a)의 스테이터 블레이드(24)만을 보여준다. 하지만, 스테이터 블레이드(24)는 도 14의 스테이터 블레이드(23)와는 상이한 방식으로 설계된다. 더 구체적으로, 스테이터 블레이드(24)는 스테이터 블레이드(23) 보다 더 큰 굴곡 및/또는 더 큰 받음각을 가진다. 그러므로 도 14에 비해 더 큰 받음각을 갖는 기류(25)가 발생된다. 추가로, 그러한 스테이터 블레이드(24)가 2개 또는 3개 있을 수 있다.

도 16은 도 3의 로터 블레이드(8a, 8b)를 가지는 로터 조립체(8)가 있는 도 3의 전방 윙(4), 즉 스타 보드 측 전방 하프 윙(4c)의 부분을 보여준다. 하지만, 도 3과는 대조적으로, 전방 윙(4), 즉 스타 보드 측 전방 하프 윙(4c)에는 이제 와류 발생기(26)가 제공된다. 더 구체적으로, 와류 발생기(26)는 도 8의 (A) 부분의 유입 기류(13)의 적어도 일 부분의 각각의 방향을 변경하기 위해, 그리고 따라서 로터 조립체(8)의 도 8의 (B) 부분의 실제 공기 흐름(18)을 수정, 즉 영향을 주기 위해 제공된다.

일 양태에 따르면, 와류 발생기(26)는 적어도 하나, 그리고 바람직하게는 도 1의 멀티로터 항공기(1)의 포워드 비행시 전진하는 로터 블레이드(8b)에서 도 8의 (A) 부분의 유입 기류(13)의 방향을 바꾸기 위해 적합하게 되는 전방 윙(4), 즉 스타 보드 측 전방 하프 윙(4c)에 배치된 3개의 수직 핀(fin)(26a)에 의해 형성된다. 그러므로 전진하는 로터 블레이드(8b)에 의해 발생된 양력은 감소되고, 따라서 발생된 양력의 분포는 유리하게 동등해질 수 있다.

도 17은 도 16의 와류 발생기(26)를 더 예시하기 위해 도 16의 로터 블레이드(8a, 8b)를 가지는 로터 조립체(8)가 있는 도 16의 전방 윙(4), 즉 스타 보드 측 전방 하프 윙(4c)을 보여준다. 이러한 와류 발생기(26)는 바람직하게는 그것들의 바라는 기능에 영향을 주지 않으면서 우선적으로는 가능한 작고 경량인 핀(26a)들에 의해 형성된다.

도 18은 도 4의 전방 윙(4), 즉 스타 보드 측 전방 하프 윙(4c)의 전방 섹션(4d)과 함께 도 4의 로터 조립체(4)를 보여준다. 도 4에 따르면, 로터 조립체(8)는 전방 측 덕트 벽(11a)을 가지고 급기관(11) 내에 수용되고, 전방 섹션(4d)에는 둥근 가장자리(14a)와 예리한 모서리(14b)가 제공된다.

하지만, 도 4와는 대조적으로 후퇴하는 로터 블레이드(8a) 대신에 전진하는 로터 블레이드(8b)가 도시되어 있다. 더 나아가, 역시 도 4와는 대조적으로, 이제 전방 섹션(4d)은 적어도 제1 윙 프로필(27a)과 제2 윙 프로필(27b)을 바람직하게 나타낸다. 더 구체적으로, 일 양태에 따르면 도 8의 (A) 부분의 유입 기류(13)가 예컨대 전진하는 로터 블레이드(8b)에서 도 8의 (B) 부분의 실제 공기 흐름(18)의 받음각이 감소하도록 수정, 즉 영향을 받을 수 있도록, 전방 섹션(4d)의 날개 방향 길이에 걸쳐 제1 윙 프로필(27a)로부터 제2 윙 프로필(27b)까지 전방 섹션(4d)의 전체 윙 프로필의 각각의 모양이 바뀐다. 따라서, 전진하는 로터 블레이드(8b)에 의해 발생된 양력이 감소된다. 그러므로 발생된 양력의 분포는 유리하게 동등해질 수 있다.

도 19는 도 4의 후퇴하는 로터 블레이드(8a)와, 도 4의 전방 윙(4), 즉 스타 보드 측 전방 하프 윙(4c)의 전방 섹션(4d)이 있는 로터 조립체(8)를 보여준다. 도 4에 따르면, 로터 조립체(8)는 전방 측 덕트 벽(11a)을 가지고 급기관(11) 내에 수용되고, 전방 섹션(4d)에는 둥근 가장자리(14a)와 예리한 모서리(14b)가 제공된다.

하지만, 도 4와는 대조적으로, 전방 섹션(4d)은 이제 적어도 도 18의 제1 윙 프로필(27a)과 또 다른 윙 프로필(27c)을 바람직하게 나타낸다. 더 구체적으로, 일 양태에 따르면, 도 8의 (A) 부분의 유입 기류(13)가 예컨대 후퇴하는 로터 블레이드(8a)에서 도 8의 (B) 부분의 실제 공기 흐름(18)의 받음각이 증가하도록 수정, 즉 영향을 받을 수 있도록, 전방 섹션(4d)의 날개 방향 길이에 걸쳐 제1 윙 프로필(27a)로부터 다른 윙 프로필(27c)까지 전방 섹션(4d)의 전체 윙 프로필의 각각의 모양이 바뀐다. 따라서, 후퇴하는 로터 블레이드(8a)에 의해 발생된 양력이 증가된다. 그러므로 발생된 양력의 분포는 유리하게 동등해질 수 있다.

더 구체적으로, 다른 윙 프로필(27c)은 미리 결정된 비틀림 회전축 둘레의 비틀림 회전 방향으로 비틀려지는, 제1 윙 프로필(27a)에 바람직하게 대응한다. 전형적인 비틀림 회전 방향은 참조 번호 28a로 예시적으로 표시되고, 전형적인 미리 결정된 비틀림 회전 축은 참조 번호 28b로 예시적으로 표시되어 있다.

도 18과 도 19를 참조하여 설명된 특징들은 유리하게 결합될 수 있음이 주목되어야 한다. 그러므로 발생된 양력의 분포는 더 동등해질 수 있다.

도 20은 도 3의 로터 블레이드(8a, 8b)를 가지는 로터 조립체(8)가 있는, 도 3의 전방 윙(4), 즉 스타 보드 측 전방 하프 윙(4c)의 밑면의 부분을 보여준다. 도 6의 거니 플랩(15b)이 제공되는, 보호판(6a) 내에 로터 조립체(8)가 수용된다.

도 21은 거니 플랩(15b)이 제공되는, 도 20의 전방 윙(4), 즉 스타 보드 측 전방 하프 윙(4c)의 도 4의 전방 섹션(4d)과 함께, 도 20의 로터 블레이드(8a)가 있는 로터 조립체(8)를 보여준다. 일 양태에 따르면, 거니 플랩(15b)은 예시적으로 비교적 작은 높이(29a)를 나타낸다.

도 22는 거니 플랩(15b)이 제공되는, 도 20의 전방 윙(4), 즉 스타 보드 측 전방 하프 윙(4c)의 도 4의 전방 섹션(4d)과 함께, 도 20의 로터 블레이드(8a)가 있는 로터 조립체(8)를 보여준다. 일 양태에 따르면, 거니 플랩(15b)은 도 21의 높이(29a)보다 예시적으로 큰 높이(29b)를 나타낸다. 그러므로 발생된 양력의 분포는 유리하게 동등해질 수 있다.

도 23은 도 3의 전방 윙(4), 즉 스타 보드 측 전방 하프 윙(4c)의 후방 섹션(4f)과 함께, 도 3의 전진하는 로터 블레이드(8b)가 있는 로터 조립체(8)를 보여준다. 도 23은 도 3의 급기관의 후방 측 덕트 벽(11c)을 더 상세히 추가로 예시한다.

일 양태에 따르면, 후방 섹션(4f)은 적어도 제1 윙 프로필(30a)과 제2 윙 프로필(30b)을 바람직하게 나타낸다. 더 구체적으로, 일 양태에 따르면 후방 섹션(4f)의 전체 윙 프로필의 각각의 모양은 후방 섹션(4f)의 날개 방향 길이에 걸쳐 제1 윙 프로필(30a)로부터 제2 윙 프로필(30b)까지 바뀌고, 이 경우 후방 섹션(4f), 즉 후방 측 덕트 벽(11c)에서의 기류가 예컨대 전진하는 로터 블레이드(8b)에 의해 발생된 양력이 감소되도록 수정, 즉 영향을 받을 수 있도록 제2 윙이 프로필(30b)이 양력이 감소하는 윙 프로필을 바람직하게 구현한다. 이는 후방 섹션(4f), 즉 후방 측 덕트 벽(11c)에서의 각각의 아래쪽 기류를 증가시키고, 그에 따라 전진하는 로터 블레이드(8b)에서의 대응하는 받음각을 감소시킴으로써 달성될 수 있다. 그러므로 발생된 양력의 분포는 유리하게 동등해질 수 있다.

도 24는 도 3의 전방 윙(4), 즉 스타 보드 측 전방 하프 윙(4c)의 후방 섹션(4f)과 함께, 도 3의 후퇴하는 로터 블레이드(8a)가 있는 로터 조립체(8)를 보여준다. 도 24는 도 3의 급기관(11)의 후방 측 덕트 벽(11c)을 더 상세히 추가로 예시한다.

일 양태에 따르면, 후방 섹션(4f)은 적어도 제1 윙 프로필(30a)과 또 다른 윙 프로필(30c)을 나타낸다. 더 구체적으로, 일 양태에 따르면 후방 섹션(4f)의 전체 윙 프로필의 각각의 모양은 후방 섹션(4f)의 날개 방향 길이에 걸쳐 제1 윙 프로필(30a)로부터 다른 윙 프로필(30c)까지 바뀌고, 이 경우 후방 섹션(4f), 즉 후방 측 덕트 벽(11c)에서의 기류가 예컨대 후퇴하는 로터 블레이드(8a)에 의해 발생된 양력이 증가되도록 수정, 즉 영향을 받을 수 있도록 다른 윙 프로필(30c)이 양력이 증가하는 윙 프로필을 바람직하게 구현한다. 이는 후방 섹션(4f), 즉 후방 측 덕트 벽(11c)에서의 각각의 아래쪽 기류를 감소시키고, 그에 따라 후퇴하는 로터 블레이드(8b)에서의 대응하는 받음각을 증가시킴으로써 달성될 수 있다. 그러므로 발생된 양력의 분포는 유리하게 동등해질 수 있다.

도 23과 도 24를 참조하여 설명된 특징들은 유리하게 결합될 수 있다는 점이 주목되어야 한다. 그러므로 발생된 양력의 분포는 더 동등해질 수 있다.

도 25는 도 1에 예시된 바와 같이, 간단한 평면 도형(31a)이 있는 도 1의 보드 측 전방 하프 윙(4b)을 보여준다. 이러한 간단한 평면 도형은 비행기 윙들의 기존 평면 도형에 예시적으로 대응한다.

일 양태에 따르면, 보드 측 전방 하프 윙(4b)은 각각 전진하는 로터 블레이드에서 양력을 감소시키기 위해, 수정된 평면 도형을 나타낸다. 그러한 평면 도형 수정은 도 16의 와류 발생기(26) 대신 또는 추가로 제공될 수 있다. 예를 들면, 물결 모양의 수정된 평면 도형(31b)이 예시된다.

물결 모양의 수정된 평면 도형(31b)은, 예를 들어 보드 측 전방 하프 윙(4b)에 대해서만 예시되고, 그러한 예에 본 발명을 국한하는 것이 아니라는 점이 주목되어야 한다. 대신, 물결 모양의 수정된 평면 도형(31b)은 도 1의 하프 윙(4c, 5b, 5c) 중 하나에 서로 비슷하게 적용될 수 있다.

도 26은 동체(2)가 있는 도 1의 멀티로터 항공기(1)를 보여준다. 더 구체적으로, 전방 윙(4)과 세로 방향(1a) 및 수직 방향(c)이 있는 멀티로터 항공기(1)의 스타 보드 측(2c)의 일부만이 예시된다.

하지만, 전방 윙(4)이 각각 동체(2)의 보드 측(2b)과 스타 보드 측(2c)에 직접 장착되는, 보드 측 전방 하프 윙(4b)과 스타 보드 측 전방 하프 윙(4c)으로 나누어지는 도 1과는 대조적으로, 이제 전방 윙(4)은 동체(2)의 상부에 장착되는 나누어진 갈매기형 날개(gullwing)(32)로서 바람직하게 구현된다. 그러므로 나누어진 갈매기형 날개(32)는, 도 27을 참조하여 아래에서 설명된 것처럼, 전방 부분(32a), 보드 측 후방 부분(32b), 및 스타 보드 측 후방 부분(도 27에서의 32c)을 바람직하게 포함한다.

일 양태에 따르면, 나누어진 갈매기형 날개(32)는 미리 결정된 거리만큼 도 1의 수직 방향(1c)에서 동체(2)로부터 떨어져 있다. 이러한 미리 결정된 거리는 당업자의 상식에 따라, 호버시 분산된 물체들로부터 장애물 손상을 피하기에 충분히 크게 선택되어야 한다. 그러므로 예컨대 이륙 동안에 멀티로터 항공기(1) 둘레에서의 사람들의 부상도 유리하게 감소될 수 있다.

나누어진 갈매기형 날개(32)로서의 전방 윙(4)의 구현은 단지 예로서 설명된 것이고 그것에 본 발명을 국한하는 것이 아니라는 점이 주목되어야 한다. 대신, 도 1의 후방 윙(5)이 도 26의 가르침에 따라 나누어진 갈매기형 날개로서 또한 추가로 또는 대안적으로 구현될 수 있다.

일 양태에 따르면, 이제 멀티로터 항공기(1)는 전방 휠(33a), 보드 측 후방 휠(도 28에서의 33b), 및 스타 보드 측 후방 휠(33c)을 더 포함한다. 전방 휠(33a)은 미리 결정된 거리만큼, 도 1의 세로 방향(1a)에서 보드 측 후방 휠(도 28에서의 33b)과 스타 보드 측 후방 휠(33c)로부터 떨어져 있는 것으로 예시되어 있다. 전방 휠(33a), 보드 측 후방 휠(도 28에서의 33b), 및 스타 보드 측 후방 휠(33c)은 바람직하게는 멀티로터 항공기(1)의 우선적으로 전기적으로 제어된 랜딩 기어(landing gear)를 형성한다.

전방 휠(33a)의 적어도 2개의 휠, 보드 측 후방 휠(도 28에서의 33b), 및 스타 보드 측 후방 휠(33c)에는 우선적으로 안쪽, 즉 랜딩 기어의 부분으로서 휠에 인접하게 배치되는 각각 연관된 전기 모터가 바람직하게 제공된다. 다시 말해, 지상 주행(taxiing) 동안에 랜딩 기어를 제어하기 위한 임의의 기계적 장치들이 바람직하게 생략된다. 더 나아가, 바람직하게는 적어도 하나의 휠, 그리고 우선적으로는 전방 휠(33a)이 자유롭게 회전한다. 그러므로 보드 측 후방 휠(도 28에서의 33b)과 스타 보드 측 후방 휠(33c)의 각각의 회전 속도와 방향을 제어함으로써, 전방으로 및 후방으로 임의의 선택된 방향에서 멀티로터 항공기(1)가 지상 주행하는 것과 또한, 역회전 방향으로 멀티로터 항공기(1)를 돌게 하는 것이 가능하다.

도 27은 도 26의 멀티로터 항공기(1)를, 동체(2)와 나누어진 갈매기형 날개(32)와 함께 보여준다. 나누어진 갈매기형 날개(32)는 도 26의 전방 부분(32a)과 보드 측 후방 부분(32b), 그리고 더 나아가 스타 보드 측 후방 부분(32c)과 함께, 도 1의 보드 측 전방 하프 윙(4b) 및 스타 보드 측 전방 하프 윙(4c)을 바람직하게 포함한다.

일 양태에 따르면, 보드 측 전방 하프 윙(4b)과 스타 보드 측 전방 하프 윙(4c)은 전방 부분(32a)을 통해 서로 연결된다. 바람직하게, 전방 부분(32a)은 임의의 상당한 꼬임 없이 곧게 유지된다. 그러므로 나누어진 갈매기형 날개(32)의 가운데에서의 모든 휨 모멘트는 전방 부분(32a)을 구현하는 곧은 빔(beam)을 통해 전달될 수 있다.

바람직하게, 유닛으로서의 나누어진 갈매기형 날개(32)는 비행기 갈매기형 날개의 안쪽 부분과 비슷하게, 보드 측 후방 부분(32b)과 스타 보드 측 후방 부분(32c)에 의해 구현되는 2개의 경사진 공기역학적으로 모양을 가진 짧은 윙들을 통해 동체(2)에 연결된다. 보드 측 후방 부분(32b)과 스타 보드 측 후방 부분(32c)은 바람직하게는 전방 부분(32a)의 뒤에서 적어도 부분적으로 도 26의 세로 방향(1a)에 주로 위치한다. 보드 측 후방 부분(32b)과 스타 보드 측 후방 부분(32c)을 통해 나누어진 갈매기형 날개(32)로부터 동체(2)로 모든 하중(load)이 전달된다.

바람직하게, 보드 측 후방 부분(32b)과 스타 보드 측 후방 부분(32c)은 전방 부분(32a)에 연결된다. 그러한 연결은 전방 부분(32a)의 가장 큰 두께의 위치에 있거나 그러한 위치 뒤에 있을 수 있다.

도 28은 도 26과 도 27의 멀티로터 항공기(1)를, 동체(2), 나누어진 갈매기형 날개(32), 및 전방 휠(33a), 보드 측 후방 휠(33b), 그리고 스타 보드 측 후방 휠(33c)에 의해 형성되는 랜딩 기어와 함께 보여준다. 도 28은 또한 도 27의 전방 부분(32a) 뒤에 전형적으로 배치되는 도 27의 보드 측 후방 부분(32b)과 스타 보드 측 후방 부분(32c)과 함께 나누어진 갈매기형 날개(32)를 예시한다.

일 양태에 따르면, 전방 휠(33a)은 연관된 회전축(34) 둘레에서 자유롭게 회전한다. 따라서, 전방 휠(33a)은 소위 밀어지거나 끌어진 휠, 즉 임의의 능동(active) 조종 장치(steering mechanism) 없이 제공되는 수동(passive) 휠로서 구현된다. 바람직하게, 보드 측 후방 휠(33b)과 스타 보드 측 후방 휠(33c) 각각은 도 26에서 설명된 것처럼 셀프-로킹 기어(self-locking gear)와 결합될 수 있는 연관된 전기 모터를 가진다. 이 경우, 어떠한 여분의 제동기(brake)도 요구되지 않는다.

멀티로터 항공기(1)가 작동 중일 때, 움직임의 제어는 수직축 둘레, 즉 도 1의 수직 방향(1c) 둘레에서의 회전의 제어를 위해 비행 중에 사용될 수 있는 각각의 페달(pedal)에 이어질 수 있다. 보드 측 후방 휠(33b)과 스타 보드 측 후방 휠(33c)의 연관된 전기 모터들의 앞쪽으로의 속도 및 뒤쪽으로의 속도는, 예컨대 멀티로터 항공기(1)에서의 레버에 의해 제어될 수 있다.

더 구체적으로는, 조종사 없이 지면에서의 멀티로터 항공기(1)의 움직임을 위해, 일 양태에 따르면 연관된 제어 모터가 예컨대 장난감 자동차들을 가지고 사용되는 것들과 비슷한 원격 제어와 같은 원격 제어 트랜스미터(transmitter)를 가지고 제어될 수 있다. 그러므로 원격 제어 트랜스미터는 멀티로터 항공기(1)의 외측의 각 위치로부터 다루어질 수 있다. 더 나아가, 원격 제어 트랜스미터는 또한 멀티로터 항공기(1)의 각각의 조종실에서 사용될 수 있다. 그것은, 예컨대 후크(hook)와 루프 테이프(loop tape), 자기 장치 또는 스프링 로크(lock)를 가지고 동체(2) 안쪽에서 제거 가능하게 고정될 수 있다.

도 29는 도 26의 멀티로터 항공기(1)를, 동체(2) 및 나누어진 갈매기형 날개(32)와 함께 보여준다. 하지만, 도 26과는 대조적으로, 이제 나누어진 갈매기형 날개는 수직 배향 대신에 앞쪽으로의 기울어짐을 나타낸다. 비슷하게, 뒤쪽으로의 기울어짐이 구현될 수 있다.

마지막으로, 본 발명의 전술한 양태들을 수정한 것은 또한 당업자의 상식 내에 있고, 따라서 본 발명의 부분인 것으로 간주된다는 점이 주목되어야 한다.

1: 멀티로터 항공기 1a: 항공기 세로 방향
1b: 항공기 옆 방향 1c: 항공기 수직 방향
1d: 포워드 비행 방향 2: 항공기 에어프레임
2a: 항공기 에어프레임 내부 용적
2b: 항공기 에어프레임 보드 측
2c: 항공기 에어프레임 스타 보드 측
3: 추력 생성 유닛들
3a, 3b, 3c, 3d, 3e, 3f, 3g, 3h, 3i, 3j, 3k, 3l, 3m: 추력 생성 유닛
4: 전방 윙 4a: 전방 윙 윙릿들
4b: 보드 측 전방 하프 윙
4c: 스타 보드 측 전방 하프 윙
4d: 스타 보드 측 전방 하프 윙 전방 섹션
4e: 전방 윙 공기역학적 프로필
4f: 스타 보드 측 전방 하프 윙 후방 섹션
5: 후방 윙 5a: 후방 윙 윙릿들
5b: 보드 측 후방 하프 윙 5c: 스타 보드 측 후방 하프 윙
5d: 후방 윙 공기역학적 프로필 6: 보호판 유닛들
6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f, 6g, 6h, 6i, 6j, 6k, 6l, 6m: 보호판
6c: 보호판 사이의 공간 7: 제어 표면들
7a, 7b: 에일러론 7c, 7d: 엘리베이터
7e, 7f, 7g: 방향키 8: 로터 조립체
8a, 8b: 로터 블레이드 9: 경사진 회전축
9a: 경사지지 않은 회전축 9b: 경사각
10: 기어박스 페어링 10a: 기어박스 페어링 버팀대
11: 급기관 11a: 전방 측 덕트 벽
11b: 보드 측 덕트 벽 11c: 후방 측 덕트 벽
11d: 스타 보드 측 덕트 벽 11e: 흡기 구역
11f: 배기 구역 12: 전방 섹션 공기역학적 프로필
12a: 가장 높은 프로필 두께 12b: 미리 결정된 길이
12c: 후방 섹션 공기역학적 프로필
13: 유입 기류 14a: 둥근 가장자리
14b: 예리한 모서리 15a: 간단한 절단면
15b: 거니 플랩 15c: 덮여진 거니 플랩
16: 대칭축 17: 회전 방향
18: 로터 조립체에서의 후방 공기 흐름
19: 전진하는 로터 블레이드에서의 방향이 바뀐 공기 흐름
20: 전진하는 로터 블레이드에서의 속도가 감소한 공기 흐름
21: 후퇴하는 로터 블레이드에서 받음각이 증가한 방향이 바뀐 공기 흐름
22: 전진하는 로터 블레이드에서 받음각이 감소한 방향이 바뀐 공기 흐름
23: 후퇴하는 로터 블레이드 측에서의 스테이터 블레이드
24: 전진하는 로터 블레이드에서의 스테이터 블레이드
25: 전진하는 로터 블레이드 측에서 스테이터 블레이드 뒤의 공기 흐름
26: 와류 발생기 26a: 수직 핀들
27a: 스타 보드 측 전방 하프 윙 전방 섹션 프로필
27b: 수정된 프로필 모양 27c: 비틀린 프로필 모양
28a: 비틀림 회전 방향 28b: 비틀림 회전축
29a: 더 작은 거니 플랩 높이 29b: 더 큰 거니 플랩 높이
30a: 스타 보드 측 전방 하프 윙 후방 섹션 프로필
30b: 양력 감소 프로필 모양 30c: 양력 증가 프로필 모양
31a: 간단한 평면 도형 31b: 수정된 평면 도형
32: 나누어진 갈매기형 날개 32a: 나누어진 갈매기형 날개의 전방 부분
323b: 나누어진 갈매기형 날개의 보드 측 후방 부분
32c: 나누어진 갈매기형 날개의 스타 보드 측 후방 부분
33a: 전방 휠 33b: 보드 측 후방 휠
33c: 스타 보드 측 후방 휠 34: 전방 휠 회전축

Claims (15)

1. 멀티로터 항공기(1)로서,
   에어프레임(2)과 상기 에어 프레임(2)에 장착되는 적어도 하나의 윙(4)을 구비하고,
   상기 적어도 하나의 윙(4)에는 미리 결정된 방향으로 추력을 생성하기 위한 적어도 4개의 추력 생성 유닛(3a, 3b, 3c, 3d, 3e, 3f)이 제공되며, 상기 적어도 4개의 추력 생성 유닛(3a, 3b, 3c, 3d, 3e, 3f)은 상기 적어도 하나의 윙(4)의 날개 길이 방향(1b)으로 배치되고,
   상기 적어도 4개의 추력 생성 유닛 각각(3a)은 연관된 보호판(shrouding)(6a) 내에 수용되는 적어도 하나의 로터 조립체(8)를 포함하고, 상기 연관된 보호판(6a)은 상기 적어도 하나의 윙(4) 내로 통합되고,
   상기 연관된 보호판(6a)은 흡기 구역(11e)과 배기 구역(11f)에 의해 축 방향으로 범위가 정해지는 급기관(11)을 형성하고,
   상기 흡기 구역(11e)은 적어도 2개의 상이한 공기역학적 프로필(12, 12c)을 상기 급기관(11)의 원주 방향으로 나타내고,
   상기 적어도 하나의 윙(4)에는 공기역학적 프로필(4e)이 제공되고,
   상기 멀티로터 항공기(1)의 포워드(forward) 비행 방향(1d)에 대해 상기 급기관의 상류쪽으로 위치하는 적어도 하나의 윙(4)의 전방 섹션(4d)에는 제1 공기역학적 프로필(12)이 제공되고,
   상기 적어도 하나의 윙(4)의 상기 공기역학적 프로필(4e)과 상이한 상기 제1 공기역학적 프로필(12)은 상기 전방 섹션(4d)에 위로 향하는 양력을 제공하도록 구현되고,
   상기 급기관(11)은 원통 모양을 가지고, 전방 측 덕트 벽(11a), 보드 측 덕트 벽(11b), 후방 측 덕트 벽(11c), 및 스타 보드 측 덕트 벽(11d)을 포함하며,
   적어도 상기 전방 측 덕트 벽(11a), 상기 보드 측 덕트 벽(11b), 및 상기 스타 보드 측 덕트 벽(11d)은 상기 급기관(11)의 축 방향으로 상이한 높이를 나타내고, 상기 상이한 높이는 물결 모양의 기하학적 모양을 형성하는 것을 특징으로 하는 멀티로터 항공기.
2. 제1 항에 있어서,
   상기 보드 측 덕트 벽(11b)의 높이와 스타 보드 측 덕트 벽(11d)의 높이는, 상기 후방 측 덕트 벽(11c)의 높이보다 큰 상기 전방 측 덕트 벽(11a)의 높이보다 큰 것을 특징으로 하는 멀티로터 항공기.
3. 제1 항에 있어서,
   상기 전방 측 덕트 벽(11a)은 공기역학적으로 모양이 형성된(aerodynamically shaped) 전이(transition)에 의해 상기 보드 측 덕트 벽(11b)과 상기 스타 보드 측 덕트 벽(11d)에 연결되는 것을 특징으로 하는 멀티로터 항공기.
4. 제1 항에 있어서,
   상기 제1 공기역학적 프로필(12)은 작동중인 상기 급기관(11) 내로 흐르는 유입 공기 흐름의 상이한 받음각들을 섹션(section)들에서 생성하도록, 상기 적어도 하나의 윙(4)의 날개 길이 방향으로 모양이 형성되어 있는 것을 특징으로 하는 멀티로터 항공기.
5. 제4 항에 있어서,
   상기 멀티로터 항공기(1)의 상기 포워드 비행 방향(1d)에 대해 상기 급기관(11)의 하류쪽으로 위치하는 상기 적어도 하나의 윙(4)의 후방 섹션(4f)에는, 상기 적어도 하나의 윙(4)의 상기 공기역학적 프로필(4e)과 상이하고 상기 전방 섹션(4d)에 위로 향하는 양력을 제공하도록 구현되는 제2 공기역학적 프로필(12c)이 제공되는 것을 특징으로 하는 멀티로터 항공기.
6. 제1 항에 있어서,
   상기 배기 구역(11f)에는 적어도 부분적으로 상기 급기관(11)의 원주 방향으로 예리한 모서리(14b)가 제공되는 것을 특징으로 하는 멀티로터 항공기.
7. 제6 항에 있어서,
   상기 예리한 모서리(14b)는 간단한 절단면(cut edge)(15a)에 의해 구현되는 것을 특징으로 하는 멀티로터 항공기.
8. 제6 항에 있어서,
   상기 예리한 모서리(14b)는 거니 플랩(Gurney flap)(15b) 또는 덮여진(covered) 거니 플랩(15c)에 의해 구현되는 것을 특징으로 하는 멀티로터 항공기.
9. 제1 항에 있어서,
   상기 급기관(11)의 안쪽에는 스테이터 블레이드(23, 24)가 배치되고,
   상기 스테이터 블레이드(23, 24)는 미리 정해진 방향으로 유입 기류(13)의 적어도 일부의 방향을 바꾸도록 구성되는 것을 특징으로 하는 멀티로터 항공기.
10. 제1 항에 있어서,
    미리 정해진 방향으로 유입 기류(13)의 적어도 일부의 방향을 바꾸기 위해 상기 급기관(11)에 인접하게 적어도 하나의 와류 발생기(26)가 제공되는 것을 특징으로 하는 멀티로터 항공기.
11. 제1 항에 있어서,
    상기 적어도 하나의 윙(4)은, 상기 에어프레임(2)에 장착되는 보드 측 하프(half) 윙(4b) 및 스타 보드 측 하프 윙(4c)을 포함하고, 상기 보드 측 하프 윙(4b)에는 상기 보드 측 하프 윙(4b)의 날개 길이 방향(1b)으로 배치되는 적어도 2개의 추력 생성 유닛(3d, 3e, 3f)이 제공되고,
    상기 스타 보드 측 하프 윙(4c)에는 상기 스타 보드 측 하프 윙(4c)의 날개 길이 방향(1b)으로 배치되는 적어도 2개의 추력 생성 유닛(3a, 3b, 3c)이 제공되는 것을 특징으로 하는 멀티로터 항공기.
12. 제1 항에 있어서,
    적어도 하나의 전방 윙(4)과 적어도 하나의 후방 윙(5)이 상기 에어프레임(2)에 장착되고, 상기 적어도 하나의 전방 윙(4)에는 미리 결정된 방향으로 추력을 생성하기 위한 적어도 4개의 추력 생성 유닛(3a, 3b, 3c, 3d, 3e, 3f)이 제공되며,
    상기 적어도 하나의 전방 윙(4)의 적어도 4개의 추력 생성 유닛(3a, 3b, 3c, 3d, 3e, 3f)은 상기 적어도 하나의 전방 윙(4)의 날개 길이 방향(1b)으로 배치되고,
    상기 적어도 하나의 후방 윙(5)에는 미리 결정된 방향으로 추력을 생성하기 위한 적어도 4개의 추력 생성 유닛(3g, 3h, 3i, 3j, 3k, 3l)이 제공되며,
    상기 적어도 하나의 후방 윙(5)의 상기 적어도 4개의 추력 생성 유닛(3g, 3h, 3i, 3j, 3k, 3l)은 상기 적어도 하나의 후방 윙(5)의 날개 길이 방향(1b)으로 배치되는 것을 특징으로 하는 멀티로터 항공기.
13. 제1 항에 있어서,
    작동 중인 상기 멀티로터 항공기(1)의 세로 방향(1a)으로 추력을 생성하기 위해 적어도 하나의 추가 추력 생성 유닛(3m)이 제공되고,
    상기 적어도 하나의 추가 추력 생성 유닛(3m)은 윙과 무관한 보호 판(6m)에 수용되는 것을 특징으로 하는 멀티로터 항공기.
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