KR102217846B1 - 적어도 8개의 추력 생성 유닛들을 구비한 수직 이륙 및 착륙 멀티로터 항공기 - Google Patents

적어도 8개의 추력 생성 유닛들을 구비한 수직 이륙 및 착륙 멀티로터 항공기 Download PDF

Info

Publication number
KR102217846B1
KR102217846B1 KR1020190153242A KR20190153242A KR102217846B1 KR 102217846 B1 KR102217846 B1 KR 102217846B1 KR 1020190153242 A KR1020190153242 A KR 1020190153242A KR 20190153242 A KR20190153242 A KR 20190153242A KR 102217846 B1 KR102217846 B1 KR 102217846B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
generating units
thrust generating
thrust
aircraft
assembly
Prior art date
Application number
KR1020190153242A
Other languages
English (en)
Other versions
KR20200063073A (ko
Inventor
우베 키즈베터
크리스티안 라이쉔스퍼거
루카스 팰러스젝
클라우스 킥커
Original Assignee
에어버스 헬리콥터스 도이칠란트 게엠베하
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 에어버스 헬리콥터스 도이칠란트 게엠베하 filed Critical 에어버스 헬리콥터스 도이칠란트 게엠베하
Publication of KR20200063073A publication Critical patent/KR20200063073A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR102217846B1 publication Critical patent/KR102217846B1/ko

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B64C29/0008—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded
    • B64C29/0016—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers
    • B64C29/0025—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers the propellers being fixed relative to the fuselage
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/08—Helicopters with two or more rotors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B64C29/0008—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded
    • B64C29/0016—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers
    • B64C29/0033—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers the propellers being tiltable relative to the fuselage
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft
    • B64C27/28—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft with forward-propulsion propellers pivotable to act as lifting rotors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/46—Arrangements of, or constructional features peculiar to, multiple propellers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/12—Rotor drives
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/20—Rotorcraft characterised by having shrouded rotors, e.g. flying platforms
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/52—Tilting of rotor bodily relative to fuselage
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B64C29/0091—Accessories not provided for elsewhere
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/10—Shape of wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C5/00—Stabilising surfaces
    • B64C5/02—Tailplanes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plant in aircraft; Aircraft characterised thereby
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plant
    • B64D27/24—Aircraft characterised by the type or position of power plant using steam, electricity, or spring force
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for

Abstract

본 발명은 에어프레임(2)과 적어도 8개의 추력 생성 유닛들(4a, 4b, 4c, 4d, 5a, 5b, 5c, 5d)을 구비한 수직 이륙 및 착륙 멀티로터 항공기(1)에 관한 것으로, 상기 적어도 8개의 추력 생성 유닛들(4a, 4b, 4c, 4d, 5a, 5b, 5c, 5d) 각각은 연관되는 미리 결정된 추력 방향으로 추력을 생성하기 위해 제공되고, 상기 적어도 8개의 추력 생성 유닛들(4a, 4b, 4c, 4d, 5a, 5b, 5c, 5d) 중 적어도 4개의 추력 생성 유닛들(4a, 4b, 4c, 4d)은 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리를 형성하고, 상기 적어도 8개의 추력 생성 유닛들(4a, 4b, 4c, 4d, 5a, 5b, 5c, 5d) 중 적어도 4개의 다른 추력 생성 유닛들(5a, 5b, 5c, 5d)은 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)를 형성하며, 상기 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)는 상기 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)과는 독립적으로 동작 가능하다.

Description

적어도 8개의 추력 생성 유닛들을 구비한 수직 이륙 및 착륙 멀티로터 항공기{A vertical take-off and landing multirotor aircraft with at least eight thrust producing units}
본 발명은 에어프레임(airframe)과 적어도 8개의 추력 생성 유닛들을 구비한 수직 이륙 및 착륙(VTOL) 멀티로터(multirotor) 항공기에 관한 것으로, 적어도 8개의 추력 생성 유닛들 각각은 연관된 미리 결정된 추력 방향으로 추력을 생성하기 위해 제공된다.
다양한 종래의 VTOL 멀티로터 항공기들은, 예컨대 문서들인 EP 2 551 190 A1, EP 2 551 193 A1, EP 2 551 198 A1, EP 2 234 883 A1, EP 2 571 762 A1, EP 2 985 220 A1, WO 2015/028627 A1, WO 2016/004852 A1, WO 2017/021918 A1, WO 2017/155348 A1, WO 2018/078388 A1, US 3,262,657, US 7 857 253 B2, US 7 946 528 B2, US 2007/0034738 A1, US 2017/0369162 A1, GB 905 911, CN 104176250 A, CN 105151292 A, CN 105270620 A, CN 105346719 A, CN 107539472 A, CN 107600405 A, CN 201306711 U, CN 202728571 U, CN 205098474 U, CN 205707349 U, CN 206012959 U, CN 206427269 U, 및 KR 20090101413 A로부터 알려져 있다. 예컨대, Boeing사의 CH-47 탠덤(tandem) 로터 헬리콥터, 벨(Bell)사의 XV-3 틸트(tilt) 로터 항공기, 벨사의 덕트 로터들이 장착된 XV-22 쿼드 틸트(quad tilt), 및 소위 드론(drone)들, 더 구체적으로는 예컨대 US 2015/0127209 A1, DE 10 2005 022 706 A1 및 KR 101 451 646 B1에 설명된 것과 같은 소위 쿼드 드론(quad drone)들과 같은 다른 VTOL 멀티로터 항공기들이 또한 관련 분야에서 알려져 있다. 또한, VTOL 멀티로터 항공기 연구들, 프로토타입(prototype)들 및 픽션(fiction)들이 또한 존재하는데, 예컨대 Airbus, Italdesign 및 Audi의 크로스오버-모빌리티 비히클 팝.업 넥스트(crossover-mobility vehicle Pop.Up Next), Bejing Yi-Hang Creation Science & Technology 주식회사의 오토노머스 에어리얼 비히클(autonomous aerial vehicle) Ehang 184, Skyflyer Technology GmbH의 skyflyer SF MK II, Airbus 그룹의 쿼드크루저(Quadcruiser), 및 아바타 영화에 나타난 멀티콥터가 그 예들이다. US2016236775, US6659394, US2003062443 및 GB2555439 문서들도 인용할 가치가 있다.
이들 VTOL 멀티로터 항공기들 각각은 멀티로터 항공기가 작동하는 동안 미리 결정된 추력 방향으로 추력을 생성하기 위해 제공되는 8개 미만의 추력 생성 유닛들이 구비되어 있다. 하지만, 예컨대 e-Volo GmbH의 멀티콥터 볼로콥터(multicopter Volocopter) 2X, Joby Aviation사의 VTOL 항공기 S2, Aurora Flight Sciences의 오로라(Aurora) eVTOL 및 라이트닝스트라이크(LightningStrike)(XV-24A), Electric Aircraft Concept의 EAC 휘스퍼(Whisper), Embraer S. A.의 드림메이커(DreamMaker), Hi-Lite Aircraft LLC의 Hi-Lite Lynx-us, Hoversurf Inc.의 포뮬라(Formula), Kitty Hawk Corp.의 코라(Cora), Napoleon Aero의 나폴레온 에로(Napoleon Aero) VTOL, Electric Visionary Aircrafts의 X01, HopFlyt의 벤튜리(Venturi), KARI의 Optionally Piloted Personal Air Vehicle, Lilium GmbH의 Lilium Jet, Neoptera Ltd.의 eOpter, Opener Inc.의 BlackFly, VerdeGo Aero의 PAT200, AMSL Aero Pty Ltd.의 Vertiia, Vimana Global Inc.의 AAV, Zenith Altitude Inc.의 EOPA, 및 Airbus A3의 eVTOL Vahana와 같은, 8개 이상의 추력 생성 유닛들이 구비된 VTOL 멀티로터 항공기들의 연구, 프로토타입 및 픽션들도 존재한다. 문서들 WO 2013/126117 A1, WO 2015/143093 A2, DE 10 2013 108 207 A1, US 6 568 630 B2, US D678 169 S, US 8 393 564 B2, US 8 733 690 B2, US 2013/0118856 A1, 및 CN 206218213 U에는 8개 이상의 추력 생성 유닛들을 구비한 또 다른 VTOL 멀티로터 항공기들이 설명된다.
일반적으로, 각각의 추력 생성 유닛은 하나 이상의 로터들 또는 프로펠러들을 포함하며, 보통 특정 비행 조건을 위해 설계된다. 예로서, 비행기 프로펠러로서 설계되는 추력 생성 유닛은 순항 조건에서 최적으로 동작하는데 반해, 복합형 헬리콥터의 프로펠러로서 설계되는 추력 생성 유닛은 본질적으로 호버(hover) 또는 전진 비행 조건을 위해 적응되고, 예컨대 소위 Fenestron
Figure 112021006337523-pat00012
테일 로터(tail rotor)를 구현하는 추력 생성 유닛은 특히 호버 조건을 위해 설계된다.
하지만, 어느 경우든 각각의 추력 생성 유닛은 축 방향 기류 조건, 즉 주어진 하나 이상의 로터들 또는 프로펠러들의 회전축인 각각의 로터 축을 따라 적어도 대략적으로 배향되고 따라서 축 방향 기류로 지칭되는 기류 방향으로의 동작에 최적화된다. 하지만, 만약 각각의 추력 생성 유닛이 횡방향 기류 조건, 즉 주어진 하나 이상의 로터들 또는 프로펠러들의 로터 축에 대해 횡방향으로 배향되고, 따라서 비축(non-axial) 기류 방향이라고 지칭되는 기류 방향으로 작동된다면, 추력 생성 유닛의 각각의 효율은 보통 상당히 감소한다. 결과적으로, 주로 3가지 다른 유형의 VTOL 멀티로터 항공기가 현재 개발되고 있다.
제1 VTOL 멀티로터 항공기 유형은 "기존 디자인"이라고 지칭될 수 있는 디자인을 나타낸다. 이러한 기존 디자인에 따르면, 제1 VTOL 멀티로터 항공기 유형은 보통 날개가 없고 각각의 에어프레임에 견고하게 부착되어 본질적으로 호버에 적응되지만, 그럼에도 불구하고 순항 동작시 추력을 제공하는 데 또한 사용되는 추력 생성 유닛들만 갖추고 있다. 이러한 제1 VTOL 멀티로터 항공기 타입에 대한 예는 e-Volo GmbH의 볼로콥터(Volocopter) 2X이다.
순항 동작 추력을 생성하기 위해 기존 디자인을 가지는 VTOL 멀티로터 항공기의 견고하게 부착된 추력 생성 유닛들을 사용하는 것은 보통, 추력 생성 유닛들이 견고하게 부착되는 에어프레임 전부를 경사지게 하는 것, 즉 전체 VTOL 멀티로터 항공기를 경사지게 한다는 것을 의미한다. 하지만, 특히 빠른 비행 및/또는 승객 운반 VTOL 멀티로터 항공기들에 관련되는 최근에 등장하는 VTOL 멀티로터 항공기 개념들에서, 전체 VTOL 멀티로터 항공기의 그런 경사는 예컨대 비교적 큰 전력 소비, 불균형(disproportional) 성능 한계들, 제한된 승객 편안함 등과 같은 다수의 기술적 문제점들과 단점들을 의미한다.
제2 VTOL 멀티로터 항공기 유형은 "컨버터블(convertible) 디자인"으로 지칭될 수 있는 디자인을 나타낸다. 이러한 컨버터블 디자인에 따르면, 제2 VTOL 멀티로터 항공기 유형은 호버를 위한 추력만을 생성하는 제1 위치와, 순항 동작을 위한 추력만을 생성하는 제2 위치 사이에서 틸팅가능한(tiltable) 틸팅가능 추력 생성 유닛들을 구비한다. 제2 VTOL 멀티로터 항공기 유형은 보통 고정 날개 또는 틸팅가능 날개 레이아웃(layout)으로 구현된다. 이러한 틸팅가능 날개들 레이아웃의 제2 VTOL 멀티로터 항공기 유형에 대한 일 예는 Airbus A3의 eVTOL Vahana이다.
하지만, 틸팅가능 추력 생성 유닛들의 제공은 요구되는 능동 작동 수단의 제어 및 감시의 필요성으로 인해 시스템 복잡성 및 시스템 무게가 높아진다. 이미 그런 요구된 능동 작동 수단의 제공은 보통 기본 시스템 복잡성과 무게를 상당히 증가시켜, 컨버터블 디자인의 그런 VTOL 멀티로터 항공기들의 각각의 유지 보수 비용들은 일반적으로 매우 높다. 또한, 컨버터블 디자인의 VTOL 멀티로터 항공기들은 보통 특정 비행 조건, 즉 호버 또는 순항 동작을 위해 설계되지만, 중간 비행 상태에 결코 최적화되지 않는다. 실제로, VTOL 멀티로터 항공기들은 순수한 "회전익기 동작"으로부터 순수한 "비행기 동작"으로 변경함으로써 호버로부터 순항 동작으로 거의 선형적으로 변환한다.
컨버터블 디자인의 VTOL 멀티로터 항공기의 주요 단점은 호버에서 순항 동작으로 또는 그 반대로 변환하는 동안 틸팅가능 추력 생성 유닛들의 안전 임계 회전(safety critical rotation)에 있다. 실제로, 변환 동안 틸팅가능 추력 생성 유닛들은 상당한 양의 부하, 즉 다중방향 부하들 및 모멘트들과 결합된 순수한 추력-관련 부하들을 생성한다. 다른 단점은 전면 및 후면 추력 생성 장치 간에 간섭이 발생하여 나타나고, 이는 컨버터블 디자인의 VTOL 멀티로터 항공기의 효율성을 크게 감소시킨다.
제3 VTOL 멀티로터 항공기 유형은 "복합형 디자인"이라고 지칭될 수 있는 디자인을 나타낸다. 이 복합형 디자인에 따르면, 제3 VTOL 멀티로터 항공기 유형은 본질적으로 호버에 적응되는 견고하게 장착된 추력 생성 유닛들 및 순항 동작을 위한 추력을 생성하기 위해 제공되는 견고하게 장착된 추력 생성 유닛들을 갖춘다. 제3 VTOL 멀티로터 항공기 유형은 보통 날개가 없거나 고정 날개 레이아웃으로 구현된다. 고정 날개 레이아웃의 이러한 제3 VTOL 멀티로터 항공기 유형에 대한 일 예는 Kitty Hawk Corp의 Cora이다.
하지만, 복합형 디자인의 VTOL 멀티로터 항공기에서 순항 동작을 위한 추력을 생성하기 위해 제공되는 견고하게 장착된 추력 생성 유닛들은 호버 모드에서 오프 모드(Off-mode)이고, 따라서 호버시 어떠한 양력(lift force)도 발생시키지 않는다. 따라서, 순항 동작을 위한 추력을 생성하기 위해 제공되는 이들 견고하게 장착된 추력 생성 유닛들은 단지 호버시 복합형 디자인의 VTOL 멀티로터 항공기에 막대한 무게 페널티(weight panalty)를 생성한다.
그러므로, 본 발명의 목적은 호버 및 순항 동작 모두에서 적어도 향상된 효율을 나타내는 새로운 VTOL 멀티로터 항공기를 제공하는 것이다.
이 목적은 청구항 1의 특징들을 포함하는 VTOL 멀티로터 항공기에 의해 해결된다. 더 구체적으로, 본 발명에 따르면, 에어프레임과 적어도 8개의 추력 생성 유닛들을 갖는 VTOL 멀티로터 항공기가 제공되고, 적어도 8개의 추력 생성 유닛들 각각은 연관되는 미리 결정된 추력 방향으로 추력을 생성하기 위해 제공된다. 적어도 8개의 추력 생성 유닛들 중 적어도 4개의 추력 생성 유닛들은 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(sub-assembly)를 형성하고, 적어도 8개의 추력 생성 유닛들 중 적어도 4개의 다른 추력 생성 유닛들은 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리를 형성하며, 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리는 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리와 독립적으로 동작 가능하다. 또한, 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리의 적어도 2개의 추력 생성 유닛들과 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리의 적어도 2개의 추력 생성 유닛들은 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리 및 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리의 교차 존(intersection zone)에 배열되고 수직 이륙 및 착륙 동안 적어도 양력을 생성하기 위해 에어프레임에 틸팅가능하지 않게 연결된다. 또한 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리의 적어도 2개의 추력 생성 유닛들은 항공기의 길이 방향에 관해 각도(β)로서 예시적으로 지칭되는 미리 결정된 경사각만큼 경사지고, 적어도 저속 순항 동작 동안에 전진 추력(forward thrust)을 발생시키기 위해 에어프레임에 틸팅가능하지 않게 연결된다. 또한, 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리의 적어도 2개의 추력 생성 유닛들은 적어도 고속 순항 동작 동안에 추가적인 전진 추력을 발생시키기 위해 에어프레임에 틸팅가능하게 연결된다.
유리하게, 본 발명의 VTOL 멀티로터 항공기는 호버 및 순항 동작, 즉 전진 비행 둘 모두에서, 향상된 효율 및 기능성(functioning)을 나타낸다. 또한, 본 발명의 VTOL 멀티로터 항공기의 전체 전력 소비는 위에서 설명된 바와 같이 종래의 VTOL 멀티로터 항공기들에 비해 유리하게 감소된다.
더 구체적으로, 본 발명의 VTOL 멀티로터 항공기는 전술한 일반적인 디자인 유형들, 즉 종래의 디자인, 컨버터블 디자인 및 복합형 디자인의 조합에 기초하는 향상된 구성을 가진다. 다시 말해, 상이한 유형의 항공기들이 새로운 방식으로 결합되어 탁월한 비행 안전성, 순항 동작에서의 효율성 및 광범위한 비행 속도들 내에서 비행 중 하나의 구성에서 다른 구성으로 변환할 수 있는 적응성을 보장한다.
더 구체적으로, 본 발명의 VTOL 멀티로터 항공기는 적어도 2개의 "서브-멀티콥터(sub-multicopter)"들을 유리하게 결합하고, 이러한 서브-멀티콥터 각각에는 적어도 4개의 연관된 추력 생성 유닛들이 제공되며, 적어도 2개의 서브-멀티콥터들은 교차 존에서 서로 중첩되고, 날개(wing), 블로운-날개(blown-wing), 하나 이상의 부분 보호판(shrouding), 또는 전체 보호판들 중 적어도 하나가 교차 존에 위치될 수 있다. 하지만 또 다른 진화된 구성예들이 또한 고안되고, 예컨대 전진 비행 전용인 푸셔(pusher) 프로펠러들과 같은 추가적인 추력 생성 유닛들이 또한 교차 존에 배열될 수 있다. 그럼에도 불구하고, 어느 경우든 본 발명의 VTOL 멀티로터 항공기의 무게중심과 양력의 중심은 교차 존에 위치되어야 한다.
바람직하게, 서브-멀티콥터들 중 적어도 하나는 저속 순항 동작을 담당하고 호버를 위해 최적화된 반면, 다른 서브-멀티콥터는 중간 속도 순항 동작을 담당하고 순항 동작을 위해 최적화되고 적어도 2개의 견고하게 (미리) 경사진 추력 생성 유닛들이 제공된다. 따라서, 순항 동작에서 본 발명의 VTOL 멀티콥터 항공기의 각각의 비행 속도의 증가 동안에 본 발명의 VTOL 멀티콥터 항공기의 동작시, 기본적인 추력의 균형은 특정한 각각의 비행 상황을 고려함으로써 하나의 서브 멀티콥터에서 다른 서브 멀티콥터로 이동될 수 있다.
유리하게, 모든 서브-멀티콥터들, 하지만 적어도 2개의 전술한 서브-멀티콥터들은 완전히 격리되는 방식으로 또는 동시에 함께 작동할 수 있다. 바람직하게, 적어도 2개의 서브-멀티콥터들의 호버 구성으로부터 전진 비행 구성으로의 비행 중 변환은 적어도 본 발명의 VTOL 멀티콥터 항공기의 미리 규정된 순항 속도의 대략 30% 내지 70%의 비행 속도들에서 수행될 수 있다. 이는 예컨대, 각각의 전진 추력 생성 유닛들의 연관된 로터 어셈블리들의 각각의 회전 속도가 현재 비행 속도를 증가시킴으로써 감소될 수 있는 것과 같은 부정적인 상호작용 효과들을 회피하기 위해, 그리고 예컨대 각각의 로터 어셈블리들이 비행 중 변환 동안에 오프-모드에 있거나 오프에 가까운 것과 같이 각각의 결함 감내(failure tolerant) 비행 모드와 같은 중대하지 않은 상황에서 적어도 하나의 추력 생성 유닛의 동작으로 인한 비행 안전을 증가시키기 위해 하나의 종류의 항공기로의 본 발명의 VTOL 멀티로터 항공기의 변환에 의한 공기역학적 효율을 획득하는 것을 허용한다. 바람직하게, 각각의 비행 중 변환 속도의 구역에서, 적어도 하나의 서브-멀티콥터, 바람직하게는 호버를 위해 최적화된 것은 스위치 오프(switch off)될 수 있고, 예컨대 적어도 하나의 추력 생성 유닛을 경사지게 함으로써 비행기 모드로 변환될 수 있다.
유리하게, 본 발명의 VTOL 멀티콥터 항공기는, 예컨대 완전히 전기적인, 부분적으로 전기적인, 가스 터빈 구동되는, 기존의 연소 엔진 작동식 등과 같은 상이한 유형의 추진 방법들을 처리할 수 있다. 따라서, 상이한 종류의 엔진들이 독특한 조합으로 실현될 수 있다. 특히, 일 양태에 따르면, 각각의 서브-멀티콥터의 적어도 하나의 추력 생성 유닛은 나머지와 비교하여 대안적인 추진 방법에 의해 동작된다. 또한, 추력 생성 유닛들의 각각의 로터 어셈블리들은 직접적인 구동들에 의해 구동되거나 쌍들에 의해 교차 연결될 수 있다.
또한, 본 발명의 VTOL 멀티콥터 항공기는 바람직하게는 향상된 요 안정화(yaw stabilization)를 허용하도록 배열된다. 이는 요를 능동 제어하는 것 및/또는 예컨대 대칭적인 페네스트론(fenestron)을 사용함으로써 행해질 수 있다.
일 양태에 따르면, 저속 순항 동작은 0.3*Vh 내지 0.7*Vh 미만의 속도에서의 동작을 포함하고, 고속 순항 동작은 적어도 0.7*Vh의 속도에서의 동작을 포함한다. Vh는 항공기의 미리 규정된 순항 속도이고 따라서 바람직하게는 전용 적용된다.
적어도 고속 순항 동작 동안에 추가적인 전진 추력을 발생시키기 위해 에어프레임에 틸팅가능하게 연결되는 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리의 적어도 2개의 추력 생성 유닛들은 저속 순항 동작 동안에 틸팅될 수 있다.
바람직하게, 적어도 고속 순항 동작 동안에 추가적인 전진 추력을 발생시키기 위해 에어프레임에 틸팅가능하게 연결되는 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리의 적어도 2개의 추력 생성 유닛들은 -90°내지 0°의 범위의 연관되는 경사각만큼 항공기의 길이 방향에 관해 틸팅가능하고, 연관되는 경사각은 예시적으로 각도(α)로 지칭된다.
교차 존에는 날개, 블로운-날개, 하나 이상의 부분 보호판들, 또는 전체 보호판들 중 적어도 하나가 제공될 수 있다.
바람직하게, 각각의 부분 보호판 및/또는 각각의 전체 보호판은 예컨대 본 발명의 VTOL 멀티로터 항공기의 전진 비행시 횡방향 기류 조건에서 상당히 감소된 공기 역학적 항력을 유도하는 공기 역학적으로 향상된 디자인을 나타낸다. 이런 상당히 감소된 공기 역학적 항력은 각각의 보호판 자체의 바람직한 디자인으로부터, 특히 원통형 에어 덕트(air duct)의 원주 방향으로 공기 입구 구역의 기본 기복형(undulated) 기하구조로부터 적어도 부분적으로 발생한다.
더 구체적으로, 주어진 추력 생성 유닛과 모든 연관된 요소들의 각각의 부분 또는 전체인 보호판은 바람직하게는 축 방향으로 비대칭적인데, 즉 보호판의 방위각(Ψ)에 걸쳐 비대칭적이다. 다시 말해, 각각의 부분 또는 전체 보호판은 모든 연관된 요소들에 관하여 가변 인자(varizble factor), 즉:
·높이 대 방위각(Ψ),
·공기 입구 구역 반경 대 방위각(Ψ),
·공기 출구 반경 대 방위각(Ψ), 및/또는
·추가적인 리프팅 표면(lifting surface)들의 배열 대 방위각(Ψ)에 기반하여 디자인된다.
특히, 각각의 부분 또는 전체 보호판의 가변 높이는 수직 이륙과 호버링 사이의 트레이드-오프(trade-off)에서 상당한 장점들을 가능하게 하고, 기본 효율은 각각의 부분 또는 전체 보호판과 전진 비행의 높이의 증가에 따라 증가하고, 기본 항력은 각각의 부분 또는 전체 보호판의 높이의 감소에 따라 감소하는 데, 이는 이것이 각각의 부분 또는 전체 보호판의 각각의 항력 영역(drag area)을 감소시키기 때문이다.
유리하게, 각각의 부분적 또는 전체 보호판은 본 발명의 VTOL 멀티로터 항공기의 호버 및 전진 비행 경우들 동안에 추가적인 리프팅 디바이스로서 사용될 수 있고, 따라서 본 발명의 VTOL 멀티로터 항공기의 각각의 전력 소비의 감소를 유리하게 허용한다. 또한, 각각의 부분 또는 전체 보호판은 내부에 수용되는 로터 어셈블리에 관한 차폐 효과(shielding effect)를 위해 제공하고 따라서 지면에서의 각각의 로터 소음 풋프린트(rotor noise footprint)를 감소시키는 것을 유리하게 허용한다.
바람직하게, 교차 존에 배열된 본 발명의 VTOL 멀티로터 항공기의 추력 생성 유닛들의 적어도 각각에 상이한 로터 평면들을 규정하는 적어도 2개의 로터 어셈블리들을 제공함으로써, 로터 어셈블리들은 서로의 위에 위치되고, 역회전 방식으로 회전될 수 있어서, 추력 생성 유닛들이 증가된 안전 레벨을 제공하고 본 발명의 VTOL 멀티로터 항공기의 전체 치수들의 감소를 하용함으로써, 비교적 작은 항공기를 초래하는 데, 이는 2개 이상의 로터 평면들이 단일 추력 생성 유닛에서 각각 결합될 수 있기 때문이다.
바람직하게, 각각의 부분 또는 전체 보호판은 적어도 하나의 연관된 전기 엔진을 수용하고 유리하게 추가 양력을 생성한다. 이것은 본 발명의 VTOL 멀티로터 항공기 및 그것의 전기 엔진들의 기본 효율을 전체적으로 향상시키기 위해 중요하다.
더 구체적으로, 바람직하게는 각각의 추력 생성 유닛은 적어도 하나의 전기 엔진의 장착에 사용되는 캐리어 빔(carrier beam)을 포함하는 하중 운반 프레임워크를 포함한다. 이 캐리어 빔은 유리하게는 적어도 하나의 전기 엔진으로부터의 하중들을 각각의 추력 생성 유닛의 연관된 전방 빔 및 후방 빔으로 전달하고, 각각의 추력 생성 유닛을 자신의 가장 높은 하중을 받는(loaded) 위치들에서 지지함으로써 동작시 왜곡(ovalisation)을 방지하기 위해 VTOL 멀티로터 항공기의 에어프레임의 길이 방향으로 부분 또는 전체 보호판을 보강한다. 또한, 본 발명의 VTOL 멀티로터 항공기의 에어프레임의 길이 방향 연장과 평행한 자신의 길이 방향으로 인해, 캐리어 빔은 단지 완전히 무시할 수 있는 방식으로 본 발명의 VTOL 멀티로터 항공기의 전체 공기 역학적 항력에 기여한다. 특히, 캐리어 빔이 주어진 로터 어셈블리의 로터 블레이드들에 대해 방사상으로 배열되지 않기 때문에, 그것의 소음 방출에 대한 기여와 관련하여 상당한 이점들을 나타낸다.
또한, 캐리어 빔에 연결되는 전방 빔 및 후방 빔은 바람직하게는 각각의 추력 생성 유닛의 부분 또는 전체 보호판을 본 발명의 VTOL 멀티로터 항공기의 에어프레임에 부착시킨다. 전방 빔 및 후방 빔에는 굽힘 하중(bending load)들에 대해 가능한 한 강성을 유지하기 위해 연속 플랜지들이 제공될 수 있다. 또한, 비틀림 하중을 고려되어야 하고 중요한 경우, 전방 빔 및 후방 빔, 즉 각각의 연속 플랜지들에 의해 규정되는 각각의 지지 구조에 대한 폐쇄 프로파일들이 사용될 수 있다.
바람직하게, 각각의 추력 생성 유닛에 의해 규정된 원통형 에어 덕트의 외측에 전방 빔 및 후방 빔이 위치된다. 따라서, 전면 및 후방 빔들은 각각의 추력 생성 유닛의 하강기류(downwash)에 악영향 없이 임의의 수단에 의해 공기 역학적으로 유리하게 형상화된다. 바람직하게는, 전방 빔 및 후방 빔은 각각의 추력 생성 유닛의 부분 또는 전체 보호판 내에 통합된다.
또한, 부분 또는 전체 보호판의 사용은 부분적 또는 전체 보호판 내로의 각각의 전기 엔진 및 냉각부의 통합을 유리하게 허용한다. 또한, 원통형 에어 덕트 내에 길이 방향으로 배열된 캐리어 빔으로 인해, 각각의 전기 엔진은 편심적으로, 즉 캐리어 빔의 옆에 통합될 수 있다. 이는 캐리어 빔이 임의의 테이퍼링(tapering) 및 단면 변동(variance)들 없이 연속적인 굽힘 빔으로서 작동하는 것을 허용한다. 이것은 강성, 응력 및 피로와 관련하여 중요한 장점을 가진다. 또한, 캐리어 빔은 횡방향 기류를 따라 또한 배향되는 큰 영역을 제공하고, 따라서 전기 엔진을 위한 큰 냉각 영역이 제공되고 이용 가능하지만, 이는 본 발명의 VTOL 멀티로터 항공기의 전체적인 공기 역학적 항력에 기여하지 않는다.
바람직하게는, 캐리어 빔은 원통형 에어 덕트의 내부에 편심적으로 배열되고 적어도 본질적으로 원통형 에어 덕트의 단면과 동일 평면에 배열된다. 적어도 하나의 전기 엔진은 캐리어 빔에 편심적으로 장착될 수 있다. 캐리어 빔은 우선적으로는 캔틸레버(cantilever)이다. 캐리어 빔은 원통형 에어 덕트의 트레일링(trailing) 에지 영역에서 부분 보호판 또는 전체 보호판에 장착될 수 있다.
또 다른 양태에 따르면, 캐리어 빔은 막대(bar)-모양이고, 부분 보호판 또는 전체 보호판의 리딩(leading) 에지 영역으로부터 트레일링 에지 영역까지 연장된다. 바람직하게, 부분 보호판 또는 전체 보호판은 에어프레임에 캐리어 빔을 모두 연결하는 전방 빔 및 후방 빔을 포함하고, 전방 빔과 후방 빔은 원통형 에어 덕트의 외측에 배열된다. 전방 빔은 전방 플랜지를 포함할 수 있고, 후방 빔은 후방 플랜지를 포함할 수 있으며, 전방 플랜지 및 후방 플랜지는 에어프레임에 부착된다. 전방 빔과 전방 플랜지는 일체로 형성될 수 있고, 후방 빔과 후방 플랜지는 마찬가지로 일체로 형성될 수 있다. 바람직하게, 전방 플랜지와 후방 플랜지는 일체로 형성된다.
일 양태에 따르면, 보호판에는 원통형 에어 덕트의 리딩 에지 영역에 추가적인 리프팅 표면이 제공된다. 더 구체적으로, 공기 입구 구역은 원통형 에어 덕트의 원주 방향으로 기복형 기하구조를 나타낼 수 있다. 원통형 에어 덕트는 원주 방향으로 리딩 에지 구역과 정반대의 트레일링 에지 구역, 및 보드측(board side) 측면 구역과 정반대의 우현측 측면 구역을 포함하고, 보드측 측면 구역 및 우현측 측면 구역은 원통형 에어 덕트의 원주 방향으로 리딩 에지 영역과 트레일링 에지 영역 사이에 각각 배열된다. 리딩 에지 구역의 높이는 보드측 측면 구역 및/또는 우현측 측면 구역의 높이보다 바람직하게는 더 작다.
원통형 에어 덕트는 공기 출구 구역과 공기 입구 구역 사이에서 원통형 에어 덕트의 원주 방향으로 가변하는 원통형 에어 덕트의 축 방향으로 규정된 높이를 나타낼 수 있다. 원통형 에어 덕트의 원주 방향으로 가변하는 높이는 공기 입구 구역의 기복형 기하구조를 규정한다.
트레일링 에지 구역의 높이는 보드측 측면 구역 및/또는 우현측 측면 구역의 높이보다 바람직하게는 더 작다. 우선적으로, 트레일링 에지 구역의 높이는 리딩 에지 구역의 높이보다 더 작다.
또한, 부분 보호판 또는 전체 보호판은, 추가적인 양력을 제공하도록 디자인될 수 있다는 점에서 공기 역학 및 성능과 관련하여 최적화될 수 있다. 특히, 보호판의 리딩 에지 구역은 이러한 추가 양력을 제공하도록 디자인될 수 있다.
일 양태에 따르면, 본 발명의 VTOL 멀티로터 항공기의 교차 존은 그러한 교차 존에 배열되는 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리의 적어도 2개의 추력 생성 유닛들의 각각의 유닛 및/또는 교차 존에 배열되는 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리의 적어도 2개의 추력 생성 유닛들 중 각각의 유닛을 적어도 부분적으로 수용하는 날개를 포함한다.
날개에 수용되는 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리의 적어도 2개의 추력 생성 유닛들 각각의 유닛 및/또는 날개에 수용되는 제2 추력 생성들 서브-어셈블리의 적어도 2개의 추력 생성 유닛들 각각의 유닛에 대해 부분 보호판이 제공될 수 있다. 이러한 부분 보호판은 전술한 바와 같이 구성될 수 있다.
부분 보호판의 제공은 그와 같이 보호판의 전체 항력을 감소시키는 것을 유리하게 허용한다. 따라서, 부분 보호판은 각각의 순항 동작, 즉 전진 비행의 고유한 페널티들을 최소화할 수 있는데 반해, 호버에서는 각각의 추력 생성 유닛의 연관된 특징들을 향상시키는 것을 여전히 허용한다.
바람직하게는, 적어도 고속 순항 동작 중 추가 전진 추력을 발생시키기 위해 에어프레임에 틸팅가능하게 연결되는 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리의 적어도 2개의 추력 생성 유닛들은 항공기의 길이 방향으로 날개의 업스트림(upstream)에 배열된다.
바람직하게, 적어도 8개의 추력 생성 유닛들의 적어도 25%는 항공기의 길이 방향으로 날개의 업스트림에 배열된다.
미리 결정된 경사각(β)은 -25°내지 -45°범위에 있을 수 있다.
적어도 저속 순항 동작 중에 항공기의 길이 방향에 대해 미리 결정된 경사각(β)만큼 경사지고 전진 추력을 발생시키기 위해 에어프레임에 틸팅가능하지 않게 연결되는 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리의 적어도 2개의 추력 생성 유닛들은 후방(rear) 안정화기에 장착될 수 있다.
적어도 고속 순항 동작 중에 항공기의 길이 방향에 대해 적어도 대략 -90°만큼 경사지고 추가 전진 추력을 발생시키기 위해 에어프레임에 틸팅가능하지 않게 연결되는 적어도 2개의 추가 추력 생성 유닛들이 제공될 수 있다.
바람직하게는, 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리는 수직 이륙 및 착륙의 제어 전용이며, 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리는 저속 순항 동작의 제어 전용이다.
바람직하게, 적어도 8개의 추력 생성 유닛들의 적어도 50%는 전기적으로 구동된다.
일 양태에 따르면, 에어프레임은 승객들의 운송을 위해 적응된다.
유리하게, 본 발명의 VTOL 멀티로터 항공기는 승객의 운송을 위해 디자인될뿐만 아니라, 특히 도시 영역들 내에서 동작을 위해 인증되도록 적응된다. 이는 바람직하게는 비행이 용이하고, 다수의 중복(redundancy)들을 가지며, 당국의 안전성 요구를 충족시키며, 디자인 비용이 저렴하며, 비교적 적은 소음만을 생성한다. 바람직하게, 본 발명의 VTOL 멀티로터 항공기는 경량 디자인으로 비교적 작은 로터 직경들을 가지며, 그럼에도 불구하고 비상 착륙의 이행을 위해 적응된다.
또한, 본 발명의 VTOL 멀티로터 항공기는 바람직하게는 호버링할 수 있고, 분배된 추진 시스템을 포함한다. 또한, 바람직하게는 자동 회전 능력을 갖도록 디자인되고, 이는 전체 멀티로터 항공기의 비행 시간당 대략 최대 1*10-7회의 고장에 달하는 안전 실패 모드들에 관하여 FAR 및 EASA 규정들과 같은 당국 규정들을 충족시키기 위해 다른 요구 사항들 중에서도 필수적이다. 항공 분야에서, 이러한 안전 레벨들은 일반적으로 소위 DAL(Design Assurance Levels) A 내지 D로 규정된다.
바람직하게, 본 발명의 VTOL 멀티로터 항공기는 승객 운송에 필요한 당국의 규제 안전 레벨을 충족한다. 이는 우선적으로
·추력 생성 유닛당 적어도 2개의 개별 로터 어셈블리들,
·중복의, 구분된 배터리 레이아웃,
·중복의 전원 공급 및 장비(harness) 레이아웃,
·기본 전력 관리의 물리적 분리 및 구분,
·중복의, 구분된 전기 엔진들, 및
·로터 어셈블리들의 피치 제어 및/또는 RPM 제어의
조합 및 상관에 의해 달성된다.
유리하게, 본 발명의 VTOL 멀티로터 항공기는 VTOL 멀티로터 항공기들 각각의 비행 능력 및 경제성을 상당히 증가시킨다. 그럼에도 불구하고, 본 발명의 VTOL 멀티로터 항공기의 각각의 피치 자세(pitch attitude)는 예컨대 전진 비행시 50㎞/h 내지 150㎞/h의 비교적 넓은 순항 속도 항공로들 내에서 기존의 VTOL 멀티로터 항공기들의 ±45°에 비해 대략 ±10°의 허용가능한 범위 내에서 유지될 수 있다. 또한, 롤링 이륙(rolling take-off)들을 위해 지상에서 또는 50㎞/h 내지 150㎞/h의 전진 비행 동안 본 발명의 VTOL 멀티로터 항공기의 비행 중 변환은 임의의 다른 변환 항공기에 비해 증가된 비행 안전을 보장하는데, 이는 각각 영향을 받는 추력 생성 유닛들이 비행 중 변환과 가깝게 비행 상태의 본 발명의 VTOL 멀티로터 항공기를 들어올리는 것이 요구되지 않기 때문이다. 또한, 추력 생성 유닛들의 본 발명의 배열은 본 발명의 VTOL 멀티로터 항공기의 전면부와 후면부 사이의 부정적인 상호 작용 효과들의 상당한 감소를 허용한다.
비록 본 발명의 VTOL 멀티로터 항공기가 다수의 로터 어셈블리들을 구비한 멀티로터 구조를 참조하여 위에서 설명되지만, 마찬가지로 다수의 프로펠러 어셈블리들을 구비한 멀티프로펠러 구조나 멀티프로펠러 및 멀티로터 구조로서 구현될 수 있다는 점이 주목되어야 한다. 더 구체적으로, 로터들이 일반적으로 완전히 관절식으로 연결되지만, 프로펠러들은 일반적으로 전혀 관절식으로 연결되지 않는다. 하지만, 둘 모두는 추력을 발생시키기 위해 그리고 따라서 본 발명에 따른 VTOL 멀티로터 항공기의 추력 생성 유닛들을 구현하기 위해 사용될 수 있다. 결과적으로, 본 설명에서 로터들 또는 로터 구조들에 대한 임의의 참조는 마찬가지로 프로펠러들 및 프로펠러 구조들에 대한 참조로서 이해되어야 하며, 따라서 본 발명의 VTOL 멀티로터 항공기는 마찬가지로 멀티프로펠러 및/또는 멀티프로펠러 및 멀티로터 항공기로서 구현될 수 있다.
즉, 본 발명은 주로 개별적으로 서로의 위에 위치되도록 선택될 수 있는, 로터/프로펠러 평면들을 규정하는 로터들/프로펠러들, 로터들/프로펠러들 중 최대 하나의 임의의 회전부들을 둘러싸기 위한 부분 또는 전체 보호판, 바람직하게는 각각의 로터/프로펠러를 구동하는 적어도 하나의 전기 엔진을 구비한 다중 추력 구성예에 관한 것이고, 각각의 엔진은 제공된 안전 레벨을 증가시키기 위해 구분될 수 있고, 배터리와 전기 엔진들 사이에 바람직하게는 논리 연결(logic connection)이 존재하며, 논리 연결은 우선적으로는 고장의 경우 안전 레벨을 증가시키는 중복 디자인을 포함하고, 바람직하게는 고장의 경우 적절한 안전 레벨을 갖는 배터리 중복 레이아웃이 제공된다.
삭제
본 발명의 바람직한 실시예들은 첨부된 도면들을 참조하여 후속하는 설명에서 예로서 서술된다. 이들 첨부된 도면들에서 동일하거나 동일하게 기능하는 구성 성분들과 요소들은 동일한 참조 번호들과 문자들로 표시되고, 결과적으로 후속하는 설명에서 오직 한번만 설명된다.
도 1은 수직 이륙 및 착륙 동안에 본 발명의 일 양태에 따른 날개와 복수의 추력 생성 유닛들을 구비한 VTOL 멀티로터 항공기의 측면도를 도시한다.
도 2는 복수의 추력 생성 유닛들과 날개를 구비한, 도 1의 VTOL 멀티로터 항공기의 사시도를 도시한다.
도 3은 복수의 추력 생성 유닛들과 날개를 구비한, 도 2의 VTOL 멀티로터 항공기의 평면도를 도시한다.
도 4는 순항 동작 동안의 복수의 추력 생성 유닛들과 날개를 구비한, 도 1의 VTOL 멀티로터 항공기의 측면도를 도시한다.
도 5는 복수의 추력 생성 유닛들과 날개를 구비한, 도 4의 VTOL 멀티로터 항공기의 사시도를 도시한다.
도 6은 복수의 추력 생성 유닛들과 날개를 구비한, 도 5의 VTOL 멀티로터 항공기의 평면도를 도시한다.
도 7은 비행 중 변환(in-flight transformation)동안의, 복수의 추력 생성 유닛들과 날개를 구비한, 도 1 및 도 4의 VTOL 멀티로터 항공기의 측면도를 도시한다.
도 8은 도 7의 VTOL 멀티로터 항공기에 대한 전력-속도-다이어그램(power-velocity-diagram)을 도시한다.
도 9는 수직 이륙 및 착륙 동안의, 복수의 추력 생성 유닛들, 날개, 및 추가적인 추력 생성 유닛들을 갖는 도 1의 VTOL 멀티로터 항공기의 사시도를 도시한다.
도 10은 복수의 추력 생성 유닛들, 날개, 및 추가적인 추력 생성 유닛들을 갖는, 도 9의 VTOL 멀티로터 항공기의 평면도를 도시한다.
도 1은 항공기 에어프레임(2)을 구비한 예시적인 VTOL 멀티로터 항공기(1)를 도시한다. 항공기 에어프레임(2)은 이후 VTOL 멀티로터 항공기(1)의 "동체"라고 또한 지칭되는 지지 구조를 규정한다.
동체(2)는 VTOL 멀티로터 항공기(1)의 전진 비행 방향을 역시 예시적으로 나타내는 화살표(1a)에 의해 예시적으로 나타내어지는 길이 방향으로의 연장부(extention), 측 방향으로의 연장부(도 2, 도 3, 도 5, 도 6, 도 9 및 도 10에서의 1b), 및 수직 이륙 방향을 또한 예시적으로 나타내는 화살표(1c)에 의해 예시적으로 나타내어지는 수직 방향으로의 연장부를 가진다. 동체(2)는 예컨대, 스키드(skid) 또는 휠(wheel) 유형 착륙 기어와 같은 임의의 적합한 이착륙장치(undercarriage)에 연결될 수 있다.
바람직하게, 동체(2)는, VTOL 멀티로터 항공기(1)가 전체적으로 승객들의 수송을 위해 적응되도록 적어도 승객들의 수송을 위해 적응된 내부 부피(2a)를 규정한다. 내부 부피(2a)는 바람직하게는 예컨대, 추가로 또는 대안적으로 VTOL 멀티로터 항공기(1)의 동작을 위해 요구되는 에너지 저장 시스템과 같은 동작 및 전기 장비를 수용하도록 적응된다.
승객들의 수송을 위해, 하지만 또한 또는 대안적으로 동작 및 전기 장비의 수용을 위해 적합한 내부 부피(2a)의 예시적인 구성들이 통상의 기술자에게 쉽게 이용 가능하고, 일반적으로 예컨대 승객 수송에 관한 적용 가능한 관련 기관의 규정들 및 인증 요구사항들을 준수하기 위해 구현된다는 점이 주목되어야 한다. 따라서, 그와 같은 내부 부피(2a)의 이들 구성들이 본 발명의 부분이 아니기 때문에, 그것들은 간략성 및 간결함을 위해 상세히 설명되지 않는다.
예시적으로, VTOL 멀티로터 항공기(1)는 복수의 추력 생성 유닛(3)들을 포함한다. 바람직하게, 복수의 추력 생성 유닛(3)들 각각은 연관된 미리 결정된 추력 방향으로 추력을 생성하기 위해 제공된다.
복수의 추력 생성 유닛들(3)은 바람직하게는 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)와 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)로 나누어진다. 예를 들면, 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)는 예시적으로 추력 생성 유닛들(4a, 4b)을 포함하고, 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)는 예시적으로 추력 생성 유닛들(5a, 5b)을 포함한다. 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)와 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)의 구성 및 구조는 도 2를 참조하여 아래에서 더 설명된다.
일 양태에 따르면, VTOL 멀티로터 항공기(1)는 날개(6)를 포함한다. 날개(6)는 예시적으로 우현측 절반 날개(6a)와 보드측(board side) 절반 날개(도 2, 도 3, 도 5, 도 6, 도 9 및 도 10에서의 6b)를 포함한다.
또한, VTOL 멀티로터 항공기(1)는 바람직하게는 후방 안정화기(rear stabilizer)(7)를 포함한다. 후방 안정화기(7)는 우선적으로는 지지 구조(7a)를 포함하고, 이러한 지지 구조(7a)는 예를 들면 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)의 추력 생성 유닛(5b)에 예시적으로 연결된다.
도 2는 길이 방향(1a), 수직 방향(1c), 및 화살표 1b에 의해 예시적으로 나타내어지는 측 방향으로 연장되는 동체(2)를 구비한 도 1의 VTOL 멀티로터 항공기(1)를 보여준다. VTOL 멀티로터 항공기(1)는 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)와 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)를 구비한 도 1의 복수의 추력 생성 유닛들(3)을 포함한다. 또한, VTOL 멀티로터 항공기(1)는 우현측 절반 날개(6a)와 보드측 절반 날개(6b), 및 도 1의 후방 안정화기(7)를 구비한 도 1의 날개(6)를 포함한다.
예를 들면, 복수의 추력 생성 유닛들(3)은 8개의 추력 생성 유닛들, 즉 도 1의 추력 생성 유닛들(4a, 4b, 5a, 5b) 및 추력 생성 유닛들(4c, 4d, 5c, 5d)을 포함한다. 이들 8개의 추력 생성 유닛들(4a, 4b, 4c, 4d, 5a, 5b, 5c, 5d) 각각은 연관된 미리 결정된 추력 방향으로 추력을 생성하기 위해 제공된다. 바람직하게, 8개의 추력 생성 유닛들(4a, 4b, 4c, 4d, 5a, 5b, 5c, 5d) 중 적어도 50%는 전기 구동된다.
추력 생성 유닛들(4a, 4b, 4c, 4d)은 예시적으로 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)를 형성하고, 추력 생성 유닛들(5a, 5b, 5c, 5d)은 예시적으로 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)를 형성한다. 즉, 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)는 예시적으로 4개의 추력 생성 유닛들을 포함하고, 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)는 또한 예시적으로 4개의 추력 생성 유닛들을 포함한다. 바람직하게, 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)는 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)와는 독립적으로 동작 가능하다.
일 양태에 따르면, 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)의 추력 생성 유닛들(4a, 4b, 4c, 4d)은 전기적으로 구동되는데 반해, 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)의 추력 생성 유닛들(5a, 5b, 5c, 5d)은 예컨대 연소 엔진 및/또는 터빈 엔진과 같은 상이한 전력 유닛들로 구동된다. 대안적으로, 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)의 추력 생성 유닛들(5a, 5b, 5c, 5d)은 전기적으로 구동될 수 있는데 반해, 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)의 추력 생성 유닛들(4a, 4b, 4c, 4d)은 예컨대 연소 엔진 및/또는 터빈 엔진과 같은 상이한 전력 유닛들로 구동된다. 역시 대안적으로, 추력 생성 유닛들(4b, 4d, 5a, 5c)과 같은, 제1 및 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리들(4, 5)로부터 선택된 추력 생성 유닛들은 전기적으로 구동될 수 있는데 반해, 제1 및 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리들(4, 5)로부터의 나머지 추력 생성 유닛들, 즉 추력 생성 유닛들(4a, 4c, 5b, 5d)은 예컨대 연소 및/또는 터빈 엔진과 같은 상이한 전력 유닛들로 구동된다.
바람직하게, 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)는 수직 이륙 및 착륙의 제어 전용이다. 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)는 바람직하게는 저속 순항 동작의 제어 전용이다.
일 양태에 따르면, 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)의 추력 생성 유닛들(5b, 5d)은 VTOL 멀티로터 항공기(1)의 길이 방향(1a)에 관해 미리 결정된 경사각(도 4에서 β)만큼 경사진다. 추력 생성 유닛들(5b, 5d)은 바람직하게는 적어도 저속 순항 동작 동안에 전진 추력을 발생시키기 위해 동체(2)에 틸팅가능하지 않게 연결된다. 더 구체적으로, 추력 생성 유닛들(5b, 5d)은 예시적으로 후방 안정화기(7)의 지지 구조(7a)에 견고하게 장착된다.
차례로, 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)의 추력 생성 유닛들(4a, 4c)은 바람직하게는 적어도 고속 순항 동작 동안에 추가적인 전진 추력을 발생시키기 위해 동체(2)에 틸팅가능하게 연결된다. 하지만, VTOL 멀티로터 항공기의 동체에 추력 생성 유닛들을 틸팅가능하게 연결하는 것이 관련 분야에 공지된 것이고, 따라서 본 발명의 목적이 아니라는 점이 주목되어야 한다. 그러므로 동체(2)에 대한 추력 생성 유닛들(4a, 4c)의 틸팅가능 연결은 더 상세하게 설명되지 않는다.
바람직하게, 고속 순항 동작은 적어도 0.7*Vh 속도의 동작을 포함하고, 저속 동작은 0.3*Vh 내지 0.7*Vh 미만의 속도에서의 VTOL 멀티로터 항공기(1)의 동작을 포함한다. Vh는 VTOL 멀티로터 항공기(1)의 미리 규정된 순항 속도이고, 이는 각각 적용된 항공기에 따를 수 있다.
예시적으로, 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)의 추력 생성 유닛들(4b, 4d)과 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)의 추력 생성 유닛들(5a, 5c)은 날개(6)에 연결된다. 더 구체적으로, 우현측 절반 날개(half wing)(6a)는 바람직하게는 추력 생성 유닛들(4b, 5a)을 적어도 부분적으로 수용하는데 반해, 보드측 절반 날개(6b)는 바람직하게는 추력 생성 유닛들(4d), 5c)을 적어도 부분적으로 수용한다.
예로서, 추력 생성 유닛(4b)은 우현측 절반 날개(6a)의 인보드 섹션(inboard section)(6c)에 배열되고, 추력 생성 유닛(5a)은 우현측 절반 날개(6a)의 아웃보드 섹션(6a)에 배열된다. 마찬가지로, 추력 생성 유닛(4d)은 예시적으로 보드측 절반 날개(6b)의 인보드 섹션(6e)에 배열되고, 추력 생성 유닛(5c)은 예시적으로 보드측 절반 날개(6b)의 아웃보드 섹션(6f)에 배열된다.
바람직하게, 적어도 고속 순항 동작 동안에 추가적인 전진 추력을 발생시키기 위해 동체(2)에 틸팅가능하게 연결되는 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)의 추력 생성 유닛들(4a, 4c)은 VTOL 멀티로터 항공기(1)의 길이 방향(1a)으로 날개(6)의 업스트림에 배열된다. 더 일반적으로, 8개의 추력 생성 유닛들(4a, 4b, 4c, 4d, 5a, 5b, 5c, 5d)의 적어도 25%는 VTOL 멀티로터 항공기(1)의 길이 방향(1a)으로 날개(6)의 업스트림에 배열된다. 예시된 예에서, 8개의 추력 생성 유닛들 중 2개, 즉 8개의 추력 생성 유닛들(4a, 4b, 4c, 4d, 5a, 5b, 5c, 5d) 중 정확히 25%만이 길이 방향(1a)으로 날개(6)의 업스트림에 배열된다.
하지만, VTOL 멀티로터 항공기(1)의 길이 방향(1a)으로 날개(6)의 업스트림에 배열되는 모든 추력 생성 유닛들 사이의 원치 않는 기생 상호 작용들을 회피하기 위해, VTOL 멀티로터 항공기(1)의 길이 방향(1a)으로 날개(6)의 업스트림에 배열되는 각각의 추력 생성 유닛들의 수가 제한되는 것이 바람직하다. 따라서, 유리하게는 추력 생성 유닛들(4a, 4b, 4c, 4d, 5a, 5b, 5c, 5d)의 본 예에서는 모든 추력 생성 유닛들의 40% 이하가 VTOL 멀티로터 항공기(1)의 길이 방향(1a)으로 날개(6)의 업스트림에 배열되어야 한다.
일 양태에 따르면, 연관된 상호연결 빔(8a)에 의해 추력 생성 유닛들(4a, 4b)이 상호연결된다. 마찬가지로, 추력 생성 유닛들(4c, 4d)은 바람직하게는 연관된 상호연결 빔(8b)에 의해 상호연결된다. 상호연결 빔들(8a, 8b)은 각각의 추력 생성 유닛들(4a, 4b; 4c, 4d)을 구동 가능하게 상호연결하는 적합한 구동 샤프트들을 포함할 수 있다. 대안적으로, 각각의 추력 생성 유닛들(4a, 4b, 4c, 4d) 각각은 각각 기여된 전기 엔진에 의해 구동될 수 있다.
도 3은 제1 및 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4, 5)를 포함하는 복수의 추력 생성 유닛들(3), 날개(6), 및 후방 안정화기(7)를 갖는 도 2의 VTOL 멀티로터 항공기(1)를 도시한다. 도 1 및 도 2와 유사하게, VTOL 멀티로터 항공기(1)는 수직 이륙 및 착륙에 대응하는 동작 모드에서 예시된다.
일 양태에 따르면, 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)의 추력 생성 유닛들(4b, 4d)과 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)의 추력 생성 유닛들(5a, 5c)은 제1 및 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4, 5)의 교차 존(9)에 배열된다. 교차 존(9)에서의 추력 생성 유닛들(4b, 4d, 5a, 5c)은 우선적으로는 적어도 수직 이륙 및 착륙 동안 양력을 발생시키기 위해 동체(2)에 틸팅가능하지 않게 연결된다.
바람직하게, 8개의 추력 생성 유닛들(4a, 4b, 4c, 4d, 5a, 5b, 5c, 5d)의 적어도 25%가 교차 존(9)에 배열되고, 우선적으로는 날개(6)에 배열된다. 예시된 예에서, 8개의 추력 생성 유닛들 중 4개, 즉 8개의 추력 생성 유닛들(4a, 4b, 4c, 4d, 5a, 5b, 5c, 5d)의 정확히 50%인 추력 생성 유닛들(4b, 4d, 5a, 5c)은 날개(6)에서 각각 교차 존(9)에 배열된다.
예시적으로, 교차 존(9)에는 날개(6)가 제공된다. 교차 존(9)에서의 날개(6)는 바람직하게는 교차 존(9)에 배열되는 추력 생성 유닛들(4b, 4d, 5a, 5c)의 각각을 적어도 부분적으로 수용한다.
VTOL 멀티로터 항공기(1)의 예시적인 동작에서, 제1 및 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4, 5)는 양력을 제공하기 위해 수직 이륙 동안 동작한다. 하지만, 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)와 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5) 사이의 각각의 추력 균형은 바람직하게는, 본질적으로 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)가 양력을 제공하도록 제어된다. 즉, 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)에 의해 제공된 양력은 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)에 의해 제공된 양력보다 상당히 작을 것이다. 수직 이륙으로부터 순항 동작으로 전환하기 위해, 각각의 추력 균형은 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)로부터 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)로 전환된다. 따라서, VTOL 멀티로터 항공기(1)는 적어도 처음에는 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)의 (미리) 경사진 추력 생성 유닛들(5b, 5d)로 인해 길이 방향(1a)으로 제어될 수 있다. 더 구체적으로, VTOL 멀티로터 항공기(1)의 저속 동작 동안, 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)의 추력 생성 유닛들(4a, 4c)에 의한 전진 비행을 위한 추가 추진력은 필요하지 않다. 하지만, 만약 고속 동작으로의 전이가 요구되면, 각각의 경사짐(inclination)에 의한 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)의 비행 중 변환, 즉 추력 생성 유닛들(4a, 4c)의 능동 틸팅이 수행된다.
대안적으로, 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)는 수직 이륙 동안에 양력을 제공하기 위해 동작할 수 있는데 반해, 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)는 수직 이륙 동안에 오프-모드에 있을 수 있다. 이어서, 수직 이륙으로부터 순항 동작으로 전환하기 위해, 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)는, 추력 생성 유닛들(5b, 5d)이 전진 추력을 발생하도록 활성화될 수 있는데 반해, 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)의 추력 생성 유닛들(5a, 5c)은 순항 동작에서 충분한 양력을 제공할 수 있다. 따라서, 수직 이륙으로부터 순항 동작으로의 VTOL 멀티로터 항공기(1)의 각각의 비행 중 변환을 수행한 후, 예컨대 저속 순항 동작만이 요구되는 경우 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)는 예컨대 완전히 턴 오프될 수 있거나, 대안적으로 고속 순항 동작이 가능하게 되도록 추가적인 전진 추력을 발생시키기 위해, 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)의 추력 생성 유닛들(4a, 4c)은 틸팅될 수 있다. 이 경우, 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)의 추력 생성 유닛들(4b, 4d)만이 턴 오프될 수 있다.
역시 대안적으로, 만약 저속 순항 동작만이 요구되는 경우, 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)의 추력 생성 유닛들(5b, 5d)은 오프 모드에 남아 있을 수 있고, 저속 순항 동작을 위해 요구되는 전진 추력을 발생시키도록 비행 중 변환 동안 추력 생성 유닛들(4a, 4c)이 틸팅될 수 있게끔 추력 생성 유닛들(4b, 4d, 5a, 5c)이 VTOL 멀티로터 항공기(1)에 대한 충분한 양력을 제공하도록 비행 중 변환 동안에 추력 생성 유닛들(5a, 5c)만이 턴 온된다.
도 4는 이제 예시적인 순항 동작시 예로서 예시된 도 1 내지 도 3의 VTOL 멀티로터 항공기(1)를 도시한다. 도 1 내지 도 3에 대응하여, VTOL 멀티로터 항공기(1)는 동체(2), 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4) 및 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)를 포함하는 복수의 추력 생성 유닛들(3), 날개(6) 및 후방 안정화기(7)를 포함한다.
도 3을 참조하여 위에서 설명된 것처럼, 순항 동작 동안에 추력 생성 유닛(4a)(그리고 도 2 및 도 3의 추력 생성 유닛(4c))은 동체(2)에 관해, 즉 수평 방향(10)과 같은 기준 방향에 관해 연관된 경사각(α)만큼 틸팅될 수 있다. 수평 방향(10)은 예시적으로 VTOL 멀티로터 항공기(1)의 길이 방향(1a)에 대응, 즉 평행하다.
연관된 경사각(α)은 바람직하게는 -90°내지 0°의 간격의 범위를 가지며, 예시적으로는 -90°에 달한다. 바람직하게, 적어도 고속 순항 동작 동안에는 연관된 경사각(α)은 -90°에 달한다.
일 양태에 따르면, 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)의 추력 생성 유닛(4a)(그리고 도 2 및 도 3의 추력 생성 유닛(4c))은 이미 저속 순항 동작 동안에 틸팅될 수 있지만, 바람직하게는 도 5를 참조하여 아래에서 더 상세하게 설명된 것처럼 추가적인 전진 추력을 발생시키기 위해 고속 순항 동작 동안에 적어도 틸팅된다.
도 4는 수평 방향(10)에 관해 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)의 추력 생성 유닛(5b)(그리고 도 2 및 도 3의 추력 생성 유닛(5d))의 예시적인 미리 결정된 경사각(β)을 또한 예시한다. 바람직하게, 미리 결정된 경사각(β)은 -25°내지 -45°의 범위를 가지고, 예시적으로는 -30°에 달한다.
도 5는 동체(2), 제1 및 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4, 5)를 포함하는 복수의 추력 생성 유닛들(3), 날개(6) 및 후방 안정화기(7)를 갖는 도 4의 VTOL 멀티로터 항공기(1)를 도시한다. 도 4에 따라, 순항 동작 동안의 VTOL 멀티로터 항공기(1)가 다시 도시된다.
도 4를 참조하여 위에서 설명된 것처럼, 순항 동작시 그리고 더 구체적으로 적어도 고속 순항 동작 동안에, 추력 생성 유닛(4a)은 도 4의 미리 결정된 경사각(α)만큼 경사지고, 이는 도 4 및 도 5에서 예시적으로 -90°에 달한다. 마찬가지로, 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)의 추력 생성 유닛(4c)은 유사하게 도 4의 미리 결정된 경사각(α)만큼 경사진다. 그러므로 추력 생성 유닛(4c)은 예시적으로 또한 -90°의 각도만큼 경사진다.
도 6은 순항 동작 동안의 도 4 및 도 5의 VTOL 멀티로터 항공기(1)를 도시하고, 이러한 항공기(1)는 동체(2), 제1 및 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4, 5)를 포함하는 복수의 추력 생성 유닛들(3), 날개(6) 및 후방 안정화기(7)를 갖는다. 도 6은 추력 생성 유닛들(4a, 4b, 4c, 4d)을 포함하는 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)와, 추력 생성 유닛들(5a, 5b, 5c, 5d)을 포함하는 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)의 구성을 추가로 예시한다.
또한, 도 6은 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)의 틸팅가능 추력 생성 유닛들(4a, 4c)과, 미리 경사지지만 후방 안정화기(7)의 지지 구조(7a)에 틸팅가능하지 않게 배열되는 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)의 추력 생성 유닛들(5b, 5d)의 경사짐을 추가로 예시한다. 마지막으로, 도 6은 교차 존(6)을 다시 예시하고, 이 경우 예시적으로 날개(6) 및 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)의 추력 생성 유닛들(4b, 4d)과 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)의 추력 생성 유닛들(5a, 5c)이 배열된다.
도 7은 도 4에 따른 구성으로의 비행 중 변환, 즉 도 1에 따른 각각의 예시적인 이륙 및 착륙 구성으로부터 도 4에 따른 각각의 순항 동작으로의 비행 중 변환 동안 도 1에 따른 구성의 VTOL 멀티로터 항공기(1)를 도시한다. 도 3을 참조하여 위에서 설명된 것처럼, 비행 중 변환은 VTOL 멀티로터 항공기(1)(도 3 참조)의 제1 및 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4, 5)의 적합한 제어에 의해 수행된다. 도 4에 관해 위에서 설명된 것처럼, 비행 중 변환 요소들 중 하나는 도 4의 미리 결정된 경사각(α)만큼 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)의 추력 생성 유닛(4a)(그리고 도 2, 도 3, 도 5, 도 6의 추력 생성 유닛(4c))의 틸팅에 있다.
도 8은 속도를 나타내는 가로 좌표의 축(11a) 및 도 1 내지 도 7의 VTOL 멀티로터 항공기(1)의 각각 필요한 전력을 나타내는 세로 좌표의 축(11b)을 갖는 예시적인 전력-속도 다이어그램(11)을 도시한다. 예로서, 이러한 전력-속도 다이어그램(11)은 3개의 예시적인 비행 단계(phase)들(12a, 12b, 12c)의 원하는 속도를 얻기 위해 요구되는 각각의 전력을 예시한다.
비행 단계(12a)는 도 1 내지 도 3에 따른 VTOL 멀티로터 항공기(1)의 예시적인 이륙 또는 착륙을 나타낸다. 비행 단계(12b)는 도 7에 따른 VTOL 멀티로터 항공기(1)의 예시적인 비행 중 변환, 즉 도 1 내지 도 3에 따른 이륙 및 착륙 구성으로부터 도 4 내지 도 6에 따른 예시적인 순항 동작 구성으로의 비행 중 변환을 나타낸다. 비행 단계(12c)는 도 4 내지 도 6에 따른 VTOL 멀티로터 항공기(1)의 순항 동작을 예시적으로 예시한다.
예로서, 바람직한 각각의 최적 순항 전력 범위를 예시하는 범위(13a)가 표시된다. 최적의 순항 전력 범위(13a) 아래로 내려가지 않도록 하기 위해, VTOL 멀티로터 항공기(1)의 비행 중 변환이 요구된다. 예로서, 제1 추력 생성 시스템 변환 범위(13b)에서 시작하는 이전 도면들의 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)를 통해 도 7에 관해 위에서 설명된 것처럼 비행 중 변환이 수행된다.
예시적으로, VTOL 멀티로터 항공기(1)의 비행 중 변환은 지점(13c)에서 끝나고, 이는 각각 VTOL 멀티로터 항공기(1)의 바람직한 최적의 순항 속도를 예시한다.
본 발명의 전술한 양태들의 수정들이 또한 통상의 기술자의 공통 지식 내에 있고, 따라서 본 발명의 부분인 것으로 간주된다는 점이 주목되어야 한다. 이후 그러한 수정들에 대한 일 예가 도 9 및 도 10을 참조하여 설명된다.
도 9는 도 1 내지 도 3에 따른 예시적인 이륙 및 착륙 구성인 도 1 내지 도 3의 VTOL 멀티로터 항공기(1)를 도시한다. VTOL 멀티로터 항공기(1)는 전술한 도 1 내지 도 3에 따른 동체(2), 제1 및 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4, 5)를 포함하는 복수의 추력 생성 유닛들(3), 날개(6) 및 후방 안정화기(7)를 포함한다. 하지만, 이와 대조적으로 이제 VTOL 멀티로터 항공기(1)는 2개의 추가적인 추력 생성 유닛들(14a, 14b)을 포함한다. 추가적인 추력 생성 유닛들(14a, 14b)은 예시적으로 길이 방향(1a), 즉 도 4의 수평 방향(10)에 관해 대략 -90°만큼 경사진다. 바람직하게, 추가적인 추력 생성 유닛들(14a, 14b)은 적어도 고속 순항 동작 동안에 추가적인 전진 추력을 발생시키기 위해 동체(2)에 틸팅가능하지 않게 연결된다.
일 양태에 따르면, 추가적인 추력 생성 유닛들(14a, 14b)은 각각 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)의 추력 생성 유닛들(5a, 5c)에 연관된 상호연결 빔들(8c, 8d)에 의해 연결된다. 도 2의 상호연결 빔들(8a, 8b)을 참조하여 위에서 설명된 것처럼, 상호연결 빔들(8c, 8d)은 대응하는 추력 생성 유닛들(14a, 5a 및 14b, 5c)을 구동 가능하게 상호연결하는 각각의 구동 샤프트들을 포함할 수 있다. 따라서, 추가적인 추력 생성 유닛들(14a, 14b)은 바람직하게는 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)의 부분을 형성한다. 하지만, 추력 생성 유닛들(14a, 5a 및 14b, 5c) 각각은 또한 예컨대 하나 이상의 연관된 전기 엔진들에 의해 개별적으로 구동될 수 있다.
추가적인 추력 생성 유닛들(14a, 14b)이 예시적으로 VTOL 멀티로터 항공기(1)의 길이 방향(1a)으로 날개(6)의 업스트림에 예시적으로 배열된다는 점이 주목되어야 한다. 따라서, 도 9의 예에서, 10개의 추력 생성 유닛들(4a, 4b, 4c, 4d, 5a, 5b, 5c, 5d, 14a, 14b) 중 4개, 즉 10개의 추력 생성 유닛들(4a, 4b, 4c, 4d, 5a, 5b, 5c, 5d, 14a, 14b) 중 정확히 40%가 길이 방향(1a)으로 날개(6)의 업스트림에 배열된다.
도 10은 동체(2), 제1 및 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4, 5)를 포함하는 복수의 추력 생성 유닛들(3), 날개(6) 및 후방 안정화기(7)를 갖는 도 9의 VTOL 멀티로터 항공기(1)를 도시한다. 도 10은 또한 도 3을 참조하여 위에서 설명된 바와 같이, 상호연결 존(9) 내의 추력 생성 유닛들(4b, 4d, 5a, 5c)의 배열을 예시한다. 하지만, 도 10은 교차 존(9) 내의 도 9의 추가적인 추력 생성 유닛들(14a, 14b)의 배열 역시 추가로 예시한다.
도 1 내지 도 7 그리고 도 9 및 도 10을 참조하여 위에서 설명된 바와 같이, 교차 존(9)은 예시적으로 날개(6)를 포함한다. 하지만, 날개(6)의 사용이 단지 예로서 설명된 것이고, 이에 따라 본 출원을 제한하기 위한 것이 아님이 주목되어야 한다. 대신, 예컨대 블로운 날개 대신, 하나 이상의 부분 보호판들 및/또는 전체 보호판들이 마찬가지로 VTOL 멀티로터 항공기(1)와 함께 사용될 수 있다.
날개(6)를 갖는 예시적인 구성에서, 바람직하게는 날개(6)에 수용되는 추력 생성 유닛들 각각에 대해 부분 보호판(15a, 15b, 15c, 15d)이 제공된다. 따라서, 공기역학적 항력이 상당히 감소될 수 있다.
예시적으로, 부분 보호판(15a)이 추력 생성 유닛(5a)을 위해 제공되고, 부분 보호판(15b)은 추력 생성 유닛(4b)을 위해 제공되며, 부분 보호판(15c)은 추력 생성 유닛(4d)을 위해 제공되고, 부분 보호판(15d)이 추력 생성 유닛(5c)을 위해 제공된다. 이는 마찬가지로 도 1 내지 도 7 및 도 9를 참조하여 위에서 설명된 VTOL 멀티로터 항공기(1)의 모든 구성들에 적용된다. 그럼에도 불구하고, 부분 보호판들(15a, 15b, 15c, 15d)이 또한 단지 예로서 설명되고, 예컨대, 부분 보호판들(15a, 15b, 15c, 15d) 중 하나 이상이 전체 보호판들로 대체될 수 있기 때문에, 이에 따라 본 발명을 제한하기 위한 것이 아니라는 점이 주목되어야 한다.
부분 보호판들(15a, 15b, 15c, 15d)을 구현하기 위해 사용될 수 있는 적합한 부분 보호판들 및 각각의 전체 보호판들을 구현하기 위해 사용될 수 있는 적합한 전체 보호판들이 통상의 기술자에게 공지되어 있고, 따라서 본 발명의 목적이 아닌 점이 주목되어야 한다. 예로서, 각각의 보호판들은 공동 계류중인 유럽 특허 출원 EP1740008.3호 및 EP18400003.2호에서 설명된다. 이들 2개의 공동 계류중인 유럽 특허 출원들의 내용이 인용에 의해 완전히 통합되고, 따라서 완전히 본 발명의 부분을 형성하는 것으로 간주되어, 각각의 보호판들의 더 상세한 설명이 간략함 및 간결함을 위해 생략될 수 있다는 점이 주목되어야 한다.
또한, 부분 보호판들(15a, 15b, 15c, 15d) 및/또는 각각의 전체 보호판들이 바람직하게는, 예컨대 공동 계류중인 유럽 특허 출원 18400014.9호에서 설명된 것과 같이 길이 방향으로 지향되는 캐리어 빔들로 바람직하게 구성된다는 점이 주목되어야 한다. 다시, 이러한 유럽 특허 출원의 내용은 인용에 의해 완전히 통합되고, 따라서 완전히 본 발명의 부분을 형성하는 것으로 간주되어, 그러한 길이 방향으로 배향된 캐리어 빔들의 더 상세한 설명이 간략함 및 간결함을 위해 생략될 수 있다.
마지막으로, 도 1 내지 도 7에 관해 정확히 8개의 추력 생성 유닛들이 예시된다는 점이 주목되어야 한다. 결과적으로, 도 9 및 도 10에 관해, 10개의 추력 생성 유닛이 예시된다. 따라서, 본 발명의 VTOL 멀티로터 항공기(1)가 바람직하게 적어도 8개의 추력 생성 유닛들을 포함하지만, 예컨대 의도된 특정 용도 구현에 따라서 8개 초과의 추력 생성 유닛들이 제공될 수 있다는 것이 명백하다. 따라서, 제1 및 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4, 5) 각각은 적어도 4개의 추력 생성 유닛을 포함하지만, 도 9 및 도 10에 예시된 바와 같이 4개 초과의 추력 생성 유닛을 포함할 수 있다. 또한, 바람직하게는 제1 및 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4, 5) 각각의 적어도 2개의 추력 생성 유닛들은 교차 존(9)에 배열되고, 바람직하게는 제1 추력 생성 유닛 서브-어셈블리(4)의 적어도 2개의 추력 생성 유닛들은 날개(6)의 업스트림에 배열되고, 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)의 적어도 2개의 추력 생성 유닛들은 미리 결정된 경사각(β)만큼 고정적으로 경사지고, 제1 추력 생성 유닛 서브-어셈블리(4)의 적어도 2개의 추력 생성 유닛들은 에어프레임에 틸팅가능하게 연결된다.
1: 수직 이륙 및 착륙 멀티로터 항공기
1a: 각각 항공기 길이 방향, 즉 길이 방향 및 전진 비행 방향
1b: 각각 항공기 측 방향, 즉 폭 방향
1c: 각각 항공기 수직 방향, 즉 높이 방향 및 수직 이륙 방향
2: 항공기 에어프레임
2a: 항공기 에어프레임 내부 부피
3: 추력 생성 유닛들
4: 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리
4a, 4b, 4c, 4d: 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리의 추력 생성 유닛들
5: 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리
5a, 5b, 5c, 5d: 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리의 추력 생성 유닛들
6: 날개
6a: 우현측 절반 날개
6b: 보드측 절반 날개
6c: 우현측 절반 날개 인보드 섹션
6d: 우현측 절반 날개 아웃보드 섹션
6e: 보드측 절반 날개 인보드 섹션
6f: 보드측 절반 날개 아웃보드 섹션
7: 후방 안정화기
7a: 추력 생성 유닛 지지 구조
8a, 8b, 8c, 8d: 추력 생성 유닛 상호연결 빔들
9: 교차 존
10: 수평 배향
11: 전력-속도-다이어그램
11a: 속도를 나타내는 가로 좌표축
11b: 전력을 나타내는 세로 좌표축
12a, 12b, 12c: 비행 단계들
13a: 최적의 순항 전력 범위
13b: 제1 추력 생성 시스템 변환 범위
13c: 최적의 순항 속도
14a. 14b: 추가적인 추력 생성 유닛들
15a, 15b, 15c, 15d: 부분 보호판들
α, β: 추력 생성 유닛들 경사각들

Claims (15)

  1. 에어프레임(airframe)(2) 및 적어도 8개의 추력 생성 유닛들(4a, 4b, 4c, 4d, 5a, 5b, 5c, 5d)을 갖는 수직 이륙 및 착륙 멀티로터 항공기(1)에 있어서,
    상기 적어도 8개의 추력 생성 유닛들(4a, 4b, 4c, 4d, 5a, 5b, 5c, 5d) 각각은 연관되는 미리 결정된 추력 방향으로 추력을 생성하기 위해 제공되고,
    상기 적어도 8개의 추력 생성 유닛들(4a, 4b, 4c, 4d, 5a, 5b, 5c, 5d) 중 적어도 4개의 추력 생성 유닛들(4a, 4b, 4c, 4d)은 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(first thrust producing units sub-assembly)를 형성하고, 상기 적어도 8개의 추력 생성 유닛들(4a, 4b, 4c, 4d, 5a, 5b, 5c, 5d) 중 적어도 4개의 다른 추력 생성 유닛들(5a, 5b, 5c, 5d)은 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)를 형성하고, 상기 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)는 상기 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)와는 독립적으로 동작 가능하고,
    상기 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)의 적어도 2개의 추력 생성 유닛들(4b, 4d) 및 상기 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)의 적어도 2개의 추력 생성 유닛들(5a, 5c)은 상기 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4) 및 상기 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)의 교차 존(intersection zone)(9)에 배열되고 적어도 수직 이륙 및 착륙 동안 양력을 발생시키기 위해 상기 에어프레임(2)에 틸팅가능하지 않게(non-tiltably) 연결되고,
    상기 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)의 적어도 2개의 추력 생성 유닛들(5b, 5d)은 상기 항공기(1)의 길이 방향(1a)에 관해 미리 결정된 경사각(β)만큼 경사지고, 적어도 저속 순항 동작 동안에 전진 추력(forward thrust)을 발생시키기 위해 상기 에어프레임(2)에 틸팅가능하지 않게 연결되고,
    상기 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)의 적어도 2개의 추력 생성 유닛들(4a, 4c)은 적어도 고속 순항 동작(low-speed cruise operation) 동안에 추가적인 전진 추력을 발생시키기 위해 상기 에어프레임(2)에 틸팅가능하게 연결되는, 수직 이륙 및 착륙 멀티로터 항공기.
  2. 제1 항에 있어서,
    저속 순항 동작은 0.3*Vh 내지 0.7*Vh 미만의 속도의 동작을 포함하고, 고속 순항 동작은 적어도 0.7*Vh의 속도의 동작을 포함하며, Vh는 상기 항공기(1)의 미리 규정된 순항 속도인, 수직 이륙 및 착륙 멀티로터 항공기.
  3. 제1 항 또는 제2 항에 있어서,
    적어도 고속 순항 동작 동안에 추가적인 전진 추력을 발생시키기 위해 상기 에어프레임(2)에 틸팅가능하게 연결되는 상기 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)의 상기 적어도 2개의 추력 생성 유닛들(4a, 4c)은 저속 순항 동작 동안에 틸팅되는, 수직 이륙 및 착륙 멀티로터 항공기.
  4. 제1 항에 있어서,
    적어도 고속 순항 동작 동안에 추가적인 전진 추력을 발생시키기 위해 상기 에어프레임(2)에 틸팅가능하게 연결되는 상기 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)의 상기 적어도 2개의 추력 생성 유닛들(4a, 4c)은 -90°내지 0°의 범위에서 연관되는 경사각(α)만큼 상기 항공기(1)의 길이 방향(1a)에 관해 틸팅가능한, 수직 이륙 및 착륙 멀티로터 항공기.
  5. 제1 항에 있어서,
    교차 존(9)에는 날개(wing)(6), 블로운-날개(blown-wing), 하나 이상의 부분 보호판(partial shrouding)들(15a, 15b, 15c, 15d), 또는 전체 보호판(full shrouding)들 중 적어도 하나가 제공되는, 수직 이륙 및 착륙 멀티로터 항공기.
  6. 제1 항에 있어서,
    교차 존(9)은 상기 교차 존(9)에 배열되는 상기 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)의 적어도 2개의 추력 생성 유닛들(4b, 4d)의 각각의 유닛 및 상기 교차 존(9)에 배열되는 상기 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)의 상기 적어도 2개의 추력 생성 유닛들(5a, 5c)의 각각의 유닛 중 적어도 하나를 적어도 부분적으로 수용하는 날개(6)를 포함하는, 수직 이륙 및 착륙 멀티로터 항공기.
  7. 제6 항에 있어서,
    상기 날개(6)에 수용되는 상기 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)의 상기 적어도 2개의 추력 생성 유닛들(4b, 4d)의 각각의 유닛 및 상기 날개(6)에 수용되는 상기 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)의 상기 적어도 2개의 추력 생성 유닛들(5a, 5c)의 각각의 유닛 중 적어도 하나에 대해 부분 보호판(15a, 15b, 15c, 15d)이 제공되는, 수직 이륙 및 착륙 멀티로터 항공기.
  8. 제6 항에 있어서,
    적어도 고속 순항 동작 동안에 추가적인 전진 추력을 발생시키기 위해 상기 에어프레임(2)에 틸팅가능하게 연결되는 상기 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)의 상기 적어도 2개의 추력 생성 유닛들(4a, 4c)은 상기 항공기(1)의 상기 길이 방향(1a)으로 상기 날개(6)의 업스트림(upstream)에 배치되는, 수직 이륙 및 착륙 멀티로터 항공기.
  9. 제6 항에 있어서,
    상기 적어도 8개의 추력 생성 유닛들(4a, 4b, 4c, 4d, 5a, 5b, 5c, 5d)의 적어도 25%는 상기 항공기(1)의 상기 길이 방향(1a)으로 상기 날개(6)의 업스트림에 배열되는, 수직 이륙 및 착륙 멀티로터 항공기.
  10. 제1 항에 있어서,
    상기 미리 결정된 경사각(β)은 -25°내지 -45°의 범위에 있는, 수직 이륙 및 착륙 멀티로터 항공기.
  11. 제1 항에 있어서,
    상기 항공기(1)의 상기 길이 방향(1a)에 관해 상기 미리 결정된 경사각(β)만큼 경사지고 적어도 저속 순항 동작 동안에 전진 추력을 발생시키기 위해 상기 에어프레임(2)에 틸팅가능하지 않게 연결되는 상기 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)의 상기 적어도 2개의 추력 생성 유닛들(5b, 5d)은 후방 안정화기(rear stabilizer)(7)에 장착되는, 수직 이륙 및 착륙 멀티로터 항공기.
  12. 제1 항에 있어서,
    적어도 2개의 추가적인 추력 생성 유닛들(14a, 14b)이 제공되고, 상기 적어도 2개의 추가적인 추력 생성 유닛들(14a, 14b)은 상기 항공기(1)의 길이 방향(1a)에 관해 적어도 -90°만큼 경사지고, 적어도 고속 순항 동작 동안에 추가적인 전진 추력을 발생시키기 위해 상기 에어프레임(2)에 틸팅가능하지 않게 연결되는, 수직 이륙 및 착륙 멀티로터 항공기.
  13. 제1 항에 있어서,
    상기 제1 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(4)는 수직 이륙 및 착륙의 제어에 전용되고, 상기 제2 추력 생성 유닛들 서브-어셈블리(5)는 저속 순항 동작의 제어에 전용되는, 수직 이륙 및 착륙 멀티로터 항공기.
  14. 제1 항에 있어서,
    상기 적어도 8개의 추력 생성 유닛들(4a, 4b, 4c, 4d, 5a, 5b, 5c, 5d)의 적어도 50%는 전기 구동되는, 수직 이륙 및 착륙 멀티로터 항공기.
  15. 제1 항에 있어서,
    상기 에어프레임(2)은 승객들의 수송을 위해 적응되는, 수직 이륙 및 착륙 멀티로터 항공기.
KR1020190153242A 2018-11-26 2019-11-26 적어도 8개의 추력 생성 유닛들을 구비한 수직 이륙 및 착륙 멀티로터 항공기 KR102217846B1 (ko)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP18400033.9A EP3656669B1 (en) 2018-11-26 2018-11-26 A vertical take-off and landing multirotor aircraft with at least eight thrust producing units
EP18400033.9 2018-11-26

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR20200063073A KR20200063073A (ko) 2020-06-04
KR102217846B1 true KR102217846B1 (ko) 2021-02-19

Family

ID=65003162

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020190153242A KR102217846B1 (ko) 2018-11-26 2019-11-26 적어도 8개의 추력 생성 유닛들을 구비한 수직 이륙 및 착륙 멀티로터 항공기

Country Status (4)

Country Link
US (1) US11554862B2 (ko)
EP (1) EP3656669B1 (ko)
KR (1) KR102217846B1 (ko)
CN (1) CN111216883B (ko)

Families Citing this family (19)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20210001979A1 (en) 2017-11-02 2021-01-07 Joby Aero, Inc. Vtol aircraft using fixed forward canted rotors to simulate rigid wing dynamics
BR112022002861A2 (pt) * 2019-08-16 2022-05-17 Textron Systems Corp Aeronave
USD921565S1 (en) * 2019-10-02 2021-06-08 Kitty Hawk Corporation Fixed wing aircraft with tilt rotors
CA3167783A1 (en) * 2020-01-31 2021-08-05 Wisk Aero Llc Aircraft with tilting fan assemblies
USD1009696S1 (en) 2020-02-18 2024-01-02 Aurora Flight Sciences Corporation, a subsidiary of The Boeing Company Aircraft
US11554865B2 (en) * 2020-02-18 2023-01-17 Aurora Flight Sciences Corporation Vertical take-off and landing (VTOL) aircraft and related methods
US11472546B2 (en) 2020-02-24 2022-10-18 Aurora Flight Sciences Corporation Fixed-wing short-takeoff-and-landing aircraft and related methods
US11053017B1 (en) * 2020-08-20 2021-07-06 Kitty Hawk Corporation Rotor noise reduction using signal processing
US11772773B2 (en) 2021-01-04 2023-10-03 Aurora Flight Sciences Corporation, a subsidiary of The Boeing Company Aircraft and related methods
DE102021110634A1 (de) * 2021-04-26 2022-10-27 Wingcopter GmbH Senkrecht startendes Fluggerät
RU2759061C1 (ru) * 2021-05-24 2021-11-09 Закрытое акционерное общество "Инновационный центр "Бирюч" (ЗАО "ИЦ "Бирюч") Летательный аппарат вертикального взлета и посадки с дополнительными грузовыми модулями и выдвигаемыми воздушными винтами
US11541999B2 (en) * 2021-06-01 2023-01-03 Hoversurf, Inc. Methods of vertical take-off/landing and horizontal straight flight of aircraft and aircraft for implementation
US11691724B2 (en) * 2021-06-09 2023-07-04 Archer Aviation, Inc. Systems and methods for controlling rotor tilt for a vertical take-off and landing aircraft
EP4105124B1 (en) * 2021-06-18 2023-07-26 Leonardo S.p.a. Series of convertible aircrafts capable of hovering and method for configuring a convertible aircraft capable of hovering
EP4105123B1 (en) * 2021-06-18 2023-08-30 Leonardo S.p.A. Convertible aircraft capable of hovering and relative control method
EP4105125B1 (en) * 2021-06-18 2023-09-06 Leonardo S.p.a. Series of convertible aircrafts capable of hovering and method for configuring a convertible aircraft capable of hovering
US20220402603A1 (en) * 2021-06-22 2022-12-22 Kitty Hawk Corporation Vehicle with tractor tiltrotors and pusher tiltrotors
US11745886B2 (en) * 2021-06-29 2023-09-05 Beta Air, Llc Electric aircraft for generating a yaw force
CN113443132B (zh) * 2021-07-29 2023-01-31 上海交通大学 微型纵列反转双旋翼飞行器

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20160236775A1 (en) 2015-02-18 2016-08-18 Siniger LLC Vertical takeoff and landing aircraft

Family Cites Families (52)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB905911A (en) 1957-11-19 1962-09-12 Maurice Louis Hurel Improvements in aircraft having a lift producing rotor disposed in a supporting surface
US3262657A (en) 1965-01-25 1966-07-26 Sonya And Geo Goforth Vtol short hop aircraft
US6659394B1 (en) * 2000-05-31 2003-12-09 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Compound tilting wing for high lift stability and control of aircraft
US6568630B2 (en) 2001-08-21 2003-05-27 Urban Aeronautics Ltd. Ducted vehicles particularly useful as VTOL aircraft
US20030062443A1 (en) * 2001-10-02 2003-04-03 Joseph Wagner VTOL personal aircraft
US7032861B2 (en) 2002-01-07 2006-04-25 Sanders Jr John K Quiet vertical takeoff and landing aircraft using ducted, magnetic induction air-impeller rotors
US7857253B2 (en) 2003-10-27 2010-12-28 Urban Aeronautics Ltd. Ducted fan VTOL vehicles
ES2327987B1 (es) * 2005-02-16 2010-09-06 F. Javier Porras Vila Avion con helices de despegue vertical y, a la vez, de avance, con eje de giro sin desplazamiento.
US7946528B2 (en) 2005-04-15 2011-05-24 Urban Aeronautics, Ltd. Flight control system especially suited for VTOL vehicles
DE102005022706A1 (de) 2005-05-18 2006-11-23 Dolch, Stefan, Dipl.-Ing. (FH) Hubschrauber mit einer Kamera
EP2234883B1 (en) 2007-12-14 2017-08-02 Urban Aeronautics Ltd. Vtol vehicle and method of operating
CN201306711Y (zh) 2008-11-04 2009-09-09 王国良 二甲醚环保节能专用燃烧器
KR20090101413A (ko) 2009-08-21 2009-09-28 곽상호 수직이착륙기
US8733690B2 (en) 2009-08-24 2014-05-27 Joby Aviation, Inc. Lightweight vertical take-off and landing aircraft and flight control paradigm using thrust differentials
US8800912B2 (en) * 2009-10-09 2014-08-12 Oliver Vtol, Llc Three wing, six-tilt propulsion unit, VTOL aircraft
DE102010021022A1 (de) 2010-05-19 2011-11-24 Eads Deutschland Gmbh Kippflügel-Flugzeug
EP2595882B1 (en) 2010-07-19 2016-06-08 Zee.Aero Inc. Personal aircraft
PT2551190E (pt) 2011-07-29 2014-01-23 Agustawestland Spa Avião convertível
PT2551198E (pt) 2011-07-29 2013-12-27 Agustawestland Spa Avião convertível
EP2551193B1 (en) 2011-07-29 2016-04-13 AGUSTAWESTLAND S.p.A. Convertiplane
USD678169S1 (en) 2011-09-19 2013-03-19 Zee.Aero Inc. Aircraft
US8602942B2 (en) 2011-11-16 2013-12-10 Zee.Aero Inc. Centrifugal de-clutch
US10427784B2 (en) 2011-12-05 2019-10-01 Aurora Flight Sciences Corporation System and method for improving transition lift-fan performance
CN202728571U (zh) 2012-04-09 2013-02-13 陶兆君 私人飞行器
FR2999150B1 (fr) 2012-12-10 2015-10-09 Bermond Gerome Maurice Paul Aeronef convertible pourvu de deux rotors carenes en bout d'aile et d'un fan horizontal dans le fuselage
CN104176250B (zh) 2013-05-23 2016-08-10 中国直升机设计研究所 一种机翼内置涵道的垂直起降旋翼飞行器
DE102013108207A1 (de) 2013-07-31 2015-02-05 E-Volo Gmbh Fluggerät, insbesondere Multicopter
US10071801B2 (en) * 2013-08-13 2018-09-11 The United States Of America As Represented By The Administrator Of Nasa Tri-rotor aircraft capable of vertical takeoff and landing and transitioning to forward flight
DE102013109392A1 (de) 2013-08-29 2015-03-05 Airbus Defence and Space GmbH Schnellfliegendes, senkrechtstartfähiges Fluggerät
US20150127209A1 (en) 2013-11-05 2015-05-07 King Fahd University Of Petroleum And Minerals Bird repellent system
US10625852B2 (en) 2014-03-18 2020-04-21 Joby Aero, Inc. Aerodynamically efficient lightweight vertical take-off and landing aircraft with pivoting rotors and stowing rotor blades
CN105292444A (zh) 2014-07-08 2016-02-03 吴建伟 一种垂直起降飞行器
KR101451646B1 (ko) 2014-07-16 2014-10-16 (주)테크맥스텔레콤 다기능 덕트형 무인비행체
US9845152B2 (en) 2014-08-11 2017-12-19 Dusan Milivoi Stan Apparatus and method for providing control and augmenting thrust at reduced speed and ensuring reduced drag at increased speed
CN105151292B (zh) 2015-05-25 2017-05-17 郝思阳 分布式矢量推进系统
CN105270620B (zh) 2015-10-29 2017-09-15 西北工业大学 一种升浮一体式垂直起降通用飞行器
CN205098474U (zh) 2015-11-18 2016-03-23 陈佳伟 具有垂直起降功能的涵道式倾转飞行器
CN105346719B (zh) 2015-11-18 2017-11-03 珠海磐磊智能科技有限公司 垂直起降飞行器
US20180162525A1 (en) * 2016-12-08 2018-06-14 Aurora Flight Sciences Corporation Double-Blown Wing Vertical Takeoff and Landing Aircraft
KR101749863B1 (ko) 2016-03-11 2017-06-22 한국항공우주연구원 수직 이착륙 비행체
CN205707349U (zh) 2016-05-22 2016-11-23 张飞 飞翼复合式飞行器
US10293932B2 (en) 2016-06-28 2019-05-21 Saeid A. ALZAHRANI Multi-mode unmanned aerial vehicle
CN206012959U (zh) 2016-09-08 2017-03-15 朗星无人机系统有限公司 一种多涵道垂直起降无人机
GB2555439A (en) 2016-10-27 2018-05-02 Mono Aerospace Ip Ltd Vertical take-off and landing aircraft and control method
CN206218213U (zh) 2016-11-03 2017-06-06 湖南星思科技有限公司 一种涵道式仿生飞行器
CN206427269U (zh) 2017-01-24 2017-08-22 兖州市顺通机械有限公司 一种基于多旋翼飞行器的可载人空中作业平台
US10577091B2 (en) * 2017-04-24 2020-03-03 Bcg Digital Ventures Gmbh Vertical take-off and landing aircraft
US10676176B1 (en) * 2017-05-25 2020-06-09 Amazon Technologies, Inc. Adjustable configurations for aerial vehicle safety
CN107600405A (zh) 2017-09-11 2018-01-19 中国直升机设计研究所 一种涵道式垂直起降升力体无人机
CN107539472A (zh) 2017-09-29 2018-01-05 清华大学 一种基于倾转涵道的单升力涵道垂直起降飞机
US10593215B2 (en) * 2018-05-07 2020-03-17 Uber Technologies, Inc. Dynamic aircraft routing
IL263301B2 (en) * 2018-11-25 2023-09-01 Israel Aerospace Ind Ltd Aircraft and the method of operation of aircraft

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20160236775A1 (en) 2015-02-18 2016-08-18 Siniger LLC Vertical takeoff and landing aircraft

Also Published As

Publication number Publication date
CN111216883B (zh) 2023-04-07
KR20200063073A (ko) 2020-06-04
EP3656669A1 (en) 2020-05-27
CN111216883A (zh) 2020-06-02
EP3656669B1 (en) 2021-01-13
US20200164972A1 (en) 2020-05-28
US11554862B2 (en) 2023-01-17

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR102217846B1 (ko) 적어도 8개의 추력 생성 유닛들을 구비한 수직 이륙 및 착륙 멀티로터 항공기
CN111619785B (zh) 适于垂直起飞和着陆的多旋翼飞行器
CN111247066B (zh) 用于电动竖直起降(vtol)航空器的机翼倾斜致动系统
US10981650B2 (en) Multirotor joined-wing aircraft with VTOL capabilities
EP3354560B1 (en) A thrust producing unit with at least two rotor assemblies and a shrouding
US11220325B2 (en) Thrust producing unit with at least two rotor assemblies and a shrouding
KR102093374B1 (ko) 에어프레임과 적어도 하나의 윙을 갖는 멀티로터 항공기
EP2738091B1 (en) Vertical take-off and landing (VTOL) aerial vehicle and method of operating such a VTOL aerial vehicle
US20220306292A1 (en) Tilting hexrotor aircraft
US11465733B2 (en) Multirotor aircraft with a thrust producing unit that comprises an aerodynamically optimized shrouding
US20200079503A1 (en) Folding Multi-rotor Vertical Takeoff and Landing Aircraft
US20180208295A1 (en) Thrust producing unit with at least two rotor assemblies and a shrouding
US11691725B2 (en) Twin fuselage tiltrotor aircraft
CN116323391A (zh) 飞行器旋翼布置
EP3770063B1 (en) A multirotor aircraft with ducted rotors

Legal Events

Date Code Title Description
E902 Notification of reason for refusal
E701 Decision to grant or registration of patent right
GRNT Written decision to grant