KR102415393B1 - 상보적 앵글형 로터를 구비한 수직 이착륙 날개형 비행체 - Google Patents

상보적 앵글형 로터를 구비한 수직 이착륙 날개형 비행체 Download PDF

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Abstract

동체(110); 상기 동체의 양 측부로부터 연장되는 날개(120); 상기 날개의 제1 단부에 배치된 제1 모터 쌍(132b, 133b); 및 상기 날개의 제2 단부에 배치된 제2 모터 쌍(142b, 143b)을 가지며, 각각의 모터는 기설정된 항공기 운동을 위해, 프로펠러를 회전시킴으로써 생성된 순 토크에, 순 토크 추가분을 적용하는, 이에 부착된 상기 프로펠러(134, 135, 144, 145)에 의해 추력 성분을 제공하도록 각도를 이루는(381, 382, 391, 392) 항공기를 위한 시스템, 장치, 및 방법이 제공된다.

Description

상보적 앵글형 로터를 구비한 수직 이착륙 날개형 비행체
본 출원은 2016년 6월 3일자로 출원된 미국 가특허출원 제62/345,618호의 우선권 및 그 이익을 청구하며, 그 내용은 모든 목적을 위해 여기에 참조 인용된다.
실시예는 일반적으로 무인 항공기(unmanned aerial vehicle: UAV)에 관한 것으로서, 특히 수직 이착륙(vertical take-off and landing)(VTOL) UAV 에 관한 것이다.
수직 이착륙(VTOL) 항공기는 수직으로 이륙하고, 수직 비행으로부터 수평 비행으로 전환하며, 수평으로 전방으로 비행할 수 있다. 쿼드로터(quadrotor) 항공기는 쿼드로터의 길이방향 축선을 향해 모두 수직으로 정렬되는 4개의 모터 및 4개의 프로펠러를 갖는다. 쿼드로터에서 프로펠러의 크기는, 쿼드로터에 대해 적절한 제어를 제공하고 또한 상기 쿼드로터를 비행시키는 데 요구되는 동력을 감소시키기 위해, 쿼드로터의 전체 크기에 비해 중요하다.
예시적인 항공기 실시예는, 동체(fuselage); 상기 동체의 양 측부로부터 연장되고 제1 측부 및 제2 측부를 갖는 날개; 상기 동체로부터 말단에 있는 날개의 제1 단부에 배치된 제1 모터 쌍으로서, 상기 제1 모터 쌍 중 하나의 모터는 상기 날개의 제1 측부 상에 있고, 상기 제1 모터 쌍 중 다른 모터는 상기 날개의 제2 측부 상에 있는, 제1 모터 쌍; 상기 동체로부터 말단에 있는 날개의 제2 단부에 배치된 제2 모터 쌍으로서, 상기 날개의 제2 단부는 상기 날개의 제1 단부와 대향하고, 상기 제2 모터 쌍 중 하나의 모터는 상기 날개의 제1 측부 상에 있고, 상기 제2 모터 쌍 중 다른 모터는 상기 날개의 제2 측부 상에 있는, 제2 모터 쌍을 포함하며, 각각의 모터는 기설정된 항공기 운동을 위하여, 프로펠러를 회전시킴으로써 생성되는 순 토크에 순 토크 추가분을 적용할 수 있는, 이에 부착된 프로펠러에 의해 추력 성분을 제공하도록 각도를 이룰 수 있다. 각각의 모터는 항공기의 길이방향 축선으로부터 5 내지 35도 사이의 각도를 이룰 수 있다. 다른 실시예에 있어서, 각각의 모터는 항공기의 길이방향 축선으로부터 약 10도의 각도를 이룰 수 있다. 각각의 모터는 일반적으로 날개의 플랜폼(planform)과 직교하는 제1 평면 내에서 각도를 이룰 수 있다. 다른 실시예에 있어서, 각각의 모터는 일반적으로 날개의 플랜폼에 의해 정의된 평면과 직교하는 제1 평면 내에서 각도를 이룰 수 있다.
예시적인 방법의 실시예는, 수직 이륙을 달성하기 위해, 수직 이착륙(VTOL) 항공기의 탑 포트 모터(top port motor), 바닥 포트 모터(bottom port motor), 탑 우현 모터(top starboard motor), 및 바닥 우현 모터(bottom starboard motor)에 실질적으로 동일한 추력을 제공하는 단계로서, 상기 탑 및 바닥 포트 모터는 날개의 제1 단부에 배치될 수 있고, 상기 탑 및 바닥 우현 모터는 상기 날개의 제1 단부로부터 말단에 있는 날개의 제2 단부에 배치될 수 있으며, 상기 탑 및 바닥 우현 모터는 일반적으로 날개의 평면과 직교하는 제1 평면 내에서 서로 멀어지도록 각도를 이룰 수 있고, 상기 탑 및 바닥 포트 모터는 일반적으로 상기 날개의 평면과 직교하는 제2 평면 내에서 서로 멀어지도록 각도를 이룰 수 있는, 단계; VTOL 항공기의 질량 중심에 대한 순 모멘트(net moment)를 생성하여, 항공기가 전방으로 피치되도록 유발시키기 위해, 상기 탑 모터에 대한 추력을 증가시키는 단계, 및 바닥 모터에 대한 추력을 감소시키는 단계; 및 수평 비행을 달성하기 위해, 탑 모터에 대한 추력을 증가시키는 단계, 및 상기 바닥 모터에 대한 추력을 증가시키는 단계를 포함하며, 상기 VTOL 항공기의 날개는 수평 비행 시 1차 리프트를 제공한다.
추가적인 방법 실시예는, VTOL 항공기를 피치 다운(pitch down)시키기 위해, 수평 비행 시 2개의 탑 모터에 대한 추력을 증가시키는 단계, 및 2개의 바닥 모터에 대한 추력을 감소시키는 단계를 포함할 수 있다. 추가적인 방법 실시예는, VTOL 항공기를 피치 업(pitch up)시키기 위해, 수평 비행 시 2개의 탑 모터에 대한 추력을 감소시키는 단계, 및 2개의 바닥 모터에 대한 추력을 증가시키는 단계를 포함할 수 있다.
추가적인 방법 실시예는 VTOL 항공기를 VTOL 항공기의 후면도에 대해 시계 방향으로 롤링시키기 위해, 수평 비행 시 탑 포트 및 바닥 우현 모터에 대한 추력을 증가시키는 단계, 및 탑 우현 및 바닥 포트 모터에 대한 추력을 감소시키는 단계를 포함할 수 있다. 추가적인 방법 실시예는 VTOL 항공기를 VTOL 항공기의 후면도에 대해 반시계 방향으로 롤링시키기 위해, 수평 비행 시 탑 포트 및 바닥 우현 모터에 대한 추력을 감소시키는 단계, 및 탑 우현 및 바닥 포트 모터에 대한 추력을 증가시키는 단계를 포함할 수 있다.
추가적인 방법 실시예는 VTOL 항공기 우현을 요오(yaw)하기 위해, 수평 비행 시 상기 두 포트 모터에 대한 추력을 증가시키는 단계, 및 상기 두 우현 모터에 대한 추력을 감소시키는 단계를 포함할 수 있다. 추가적인 방법 실시예는 VTOL 항공기 포트를 요오하기 위해, 수평 비행 시 상기 두 포트 모터에 대한 추력을 감소시키는 단계, 및 상기 두 우현 모터에 대한 추력을 증가시키는 단계를 포함할 수 있다.
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도면의 구성 요소는 반드시 축척대로일 필요는 없으며, 대신 본 발명의 원리의 설명 시 강조된다. 유사한 도면 부호는 상이한 도면 전반에 걸쳐 대응하는 부분을 나타낸다. 실시예는 예로서 도시되었으며, 첨부된 도면의 모습에 제한되지 않는다.
도 1은 예시적인 수직 이착륙(VTOL) 항공기의 사시도를 도시하고 있다.
도 2는 그 모터에 의해 생성된 추력을 변화시킴으로써, 수직 비행으로부터 수평 비행으로 전환하는 예시적인 VTOL 항공기를 도시하고 있다.
도 3a는 수직 비행을 위해 수직으로 위치된 예시적인 VTOL 항공기의 개략적인 사시도를 도시하고 있다.
도 3b는 도 3a의 예시적인 VTOL 항공기의 개략적인 측면도를 도시하고 있다.
도 4는 각각의 모터가 VTOL 항공기의 중심선을 향하여 각도를 이루는, 예시적인 VTOL 항공기의 개략적인 사시도를 도시하고 있다.
도 5a는 각각의 윙렛이 날개의 평면으로부터 둔각으로 배치되는, 예시적인 VTOL 항공기의 사시도를 도시하고 있다.
도 5b는 도 5a의 예시적인 VTOL 항공기의 정면도를 도시하고 있다.
도 6a는 예시적인 VTOL 항공기를 위한 예시적인 프로펠러의 정면도를 도시하고 있다.
도 6b는 도 6a의 예시적인 프로펠러의 평면도를 도시하고 있다.
도 6c는 도 6a의 예시적인 프로펠러의 사시도를 도시하고 있다.
도 7은 동체에 인접하고 또한 날개의 평면에 평행한 평면에서 각도를 이루는 모터를 갖는, 제한된 수직 이착륙(VTOL) 항공기의 정면도를 도시하고 있다.
도 8은 측풍(crosswind)에서 착륙하는 예시적인 VTOL 항공기의 사시도를 도시하고 있다.
본 시스템은 수직으로부터 각도를 이루는 4개의 모터를 갖는 수직 이착륙(VTOL) 항공기를 허용한다. 2세트의 모터가 항공기의 날개의 각각의 단부 상에 있으며, 상기 모터는 각각의 윙렛에 의해 날개의 단부로부터 분리된다. 2개의 모터가 항공기의 상단측 상에 있고, 또한 2개의 모터가 바닥측 상에 있다. 날개의 평면에 대한 상기 모터의 앵글링(angling)은, 각각의 모터를 위한 추력의 횡방향 성분을 제공한다. 이 추력은 로터를 회전시킴으로써 생성된 순 토크(net torque)에, 순 토크 추가분으로 작용할 수 있다. 각각의 모터의 추력 변화는, 모터의 각도 또는 그 각각의 프로펠러 블레이드 피치를 변화시키지 않으면서, 항공기가 항공기의 질량 중심에 대해 회전하도록 가압하는 모멘트를 부여한다. 날개의 팁(tip)에서 각도를 이루는 모터의 위치는 항공기의 중심선 또는 질량 중심으로부터 연장된 거리를 제공하며, 이는 항공기의 기설정된 운동을 달성하는 데 더 적은 양의 횡방향 추력이 요구되도록 더 긴 모멘트 아암을 생성한다. 고정형 피치 프로펠러의 사용은, 가변형 피치 프로펠러를 위한 더 비싼 허브의 필요성을 줄이며, 항공기의 필요로 하는 기동성을 여전히 제공하면서, 항공기의 내구성을 증가시키고, 또한 항공기의 중량을 감소시킨다. 항공기는 지상 제어 시스템을 통해 원격 사용자에 의해 자율적일 수 있으며 및/또는 제어될 수 있다.
도 1은 예시적인 수직 이착륙(VTOL) 항공기(100)의 사시도를 도시하고 있다. 항공기(100)는 수직 이착륙, 호버링(hovering), 수직 비행, 수직 방향으로의 기동성, 수직 비행과 수평 비행 사이에서의 전환, 및 전방 비행 중 수평 방향으로의 기동성이 가능할 수 있다. 항공기(100)는 각각의 모터(132b, 133b, 142b, 143b) 및 제어면(122, 124)에 대한 추력을 조정하는 탑재형(on-board) 제어 시스템에 의해 제어될 수 있다. 상기 탑재형 제어 시스템은 어드레스 가능한 메모리를 갖는 프로세서를 포함할 수 있고, 또한 항공기(100)에 힘과 토크 모두를 적용하기 위해 모터(132b, 133b, 142b, 143b)의 차동 추력을 적용할 수 있다.
항공기(100)는 동체(110), 및 상기 동체(110)의 양 측부로부터 연장되는 날개(120)를 포함한다. 상기 날개(120)는 동체(110)의 양 측부 상에 위치된 제어면(122, 124)을 포함할 수 있다. 일부 실시예에 있어서, 상기 날개(120)는 중량 및 복잡성을 감소시키기 위해 임의의 제어면을 포함할 수 없다. 상기 날개(120)의 상단측 또는 제1 측부(128)는, 수평 비행 중 지면에 대해 상향으로 배향될 수 있다. 날개(120)의 바닥측 또는 제2 측부(126)는, 수평 비행 중 지면에 대해 하향으로 배향될 수 있다. 상기 날개(120)는 날개 평면(125)에 및/또는 날개 평면(125)에 대해 위치된다. 상기 날개 평면(125)은 도 1에 도시된 바와 같이 x-y-z 좌표계에 의해 정의된 x-y 평면에 평행할 수 있으며, 여기서 x 방향은 항공기(100)의 길이방향 축선을 향하고, y 방향은 날개(120)를 따라 외향하는 방향을 향하고 있다. 상기 날개(120)는 일반적으로 날개 평면(125)에 놓이거나 및/또는 이와 정렬될 수 있다. 일부 실시예에 있어서, 상기 날개(120)는 날개가 적어도 대칭으로 위치되는 평면을 한정하는, 날개의 플랜폼을 정의하거나 또는 그렇지 않다면 상기 플랜폼을 가질 수 있다.
하나 또는 그 이상의 센서(104)는 수평 전방 비행 중 데이터를 포착하기 위해, 항공기(100)의 동체(110)에서 제2 측부(126)상에 배치될 수 있다. 상기 센서(104)는 카메라일 수 있고, 항공기(100)의 비행 중 포착된 임의의 이미지는 외부 장치에 저장 및/또는 송신될 수 있다. 상기 센서(104)는 항공기(100)의 동체(110)에 대해 고정되거나 또는 피봇될 수 있다. 일부 실시예에 있어서, 상기 센서(104)는 야간 비행을 위해 적외선 카메라를 구비한 LIDAR 를 교체하는 바와 같은, 임무의 요구에 기초하여 교체될 수 있다.
항공기(100)는 이륙 전에 또는 착륙 후에 지면 상에 위치될 것이므로, 수직 방향으로 도시된다. 착륙 기어(103)는 항공기(100)를 이러한 수직 방향으로 유지시킬 수 있다. 일부 실시예에 있어서, 상기 착륙 기어(103)는 항공기(100)의 수평 전방 비행 중 수직 안정기(vertical stabilizer)로서 작용할 수 있다.
제1 모터 조립체(130)는 동체(110)로부터 말단에 있는 날개(120)의 제1 단부 또는 팁에 배치된다. 상기 제1 모터 조립체(130)는 포드 구조체(132a, 133a) 및 모터(132b, 133b)를 포함하는 한 쌍의 모터 포드(132, 133); 윙렛(138, 139); 및 프로펠러(134,135)를 포함한다. 탑 포트 모터 포드(132)는 탑 포트 모터(132b)를 지지하는 탑 포트 포드 구조체(132a)를 포함할 수 있다. 로터 또는 프로펠러(134)는 항공기(100)를 위한 추력을 제공하기 위해, 탑 포트 모터(132b)에 의해 구동될 수 있다. 탑 포트 모터 포드(132)는 날개(120)의 제1 측부(128) 상에 배치될 수 있고, 또한 스페이서 또는 윙렛(138)에 의해 상기 날개(120)의 제1 단부로부터 분리될 수 있다. 상기 모터(132b)는 프로펠러를 회전시키기 위해 프로펠러(134) 상에 모멘트 또는 토크를 적용하고, 이렇게 함으로써 항공기(100) 상에 대향의 모멘트 또는 토크(136)를 적용한다. 상기 대향의 모멘트(136)는 항공기(100)를 회전시키거나 가압하여, 그 질량 중심(102)에 대해 회전하도록 동작한다. 상기 모멘트(136)는, 프로펠러(134)가 가속되거나 또는 감속됨에 따라, 프로펠러(134)의 속도와 관련하여 변할 수 있다. 상기 프로펠러(134)는 고정형 또는 가변형 피치 프로펠러일 수 있다.
모터 포드(132), 모터(132b), 및 프로펠러(134)는 날개(120)의 제1 측부(128)의 방향으로, 음의 z 방향으로 x-y 평면으로부터, 윙렛(138)의 평면 내에 있을 동안 수직으로부터 각도를 이루도록 모두 정렬될 수 있으므로, 프로펠러(134)에 의해 발생된 임의의 힘 및 그 힘 성분은 윙렛(138)의 평면을 정렬시키므로 및/또는 윙렛의 평면 내에 있으므로, 상기 윙렛(138)의 평면에 대한 횡방향 힘이 최소화되거나 또는 발생되지 않는다. 모터(132b)와 프로펠러(134)의 정렬은, 그 각각의 회전 축선의 동축 정렬일 수 있다.
모터(132b) 및 로터(134) 축선들이 수직한 x 방향으로부터의 각도는 5도부터 35도까지 변할 수 있다. 예시적인 일 실시예에 있어서, 상기 각도는 수직으로부터 약 10도일 수 있다. 모터(132b) 및 로터(134) 축선들의 각도는, 날개(120) 상의 바람 효과(wind effect)를 극복하는 데 필요한 바와 같이, 수직 비행 시 충분한 요오를 및/또는 수평 비행 시 충분한 롤링을 제공하는 데 필요한 기설정된 횡방향 힘 성분에 의해 결정될 수 있다. 이런 각도는, 수직 비행을 위한 수직 추력 성분 및 수평 비행을 위한 전방 추력 성분을 최대화하도록, 최소화될 수 있다.
수직으로부터, 그러나 윙렛(138)의 평면과 및/또는 날개 평면(125)과 직교하는 평면과 정렬되는, 모터(132b) 및 프로펠러(134)의 회전 축선의 앵글링은, x 방향으로 수직인 프로펠러(134)의 작동에 의해 발생된 추력의 성분, 및 음의 z 방향으로 날개(120)와 직교하는 추력의 다른 성분을 제공한다. 추력의 이러한 직교 성분은, 날개(120)를 따라 항공기(100)의 질량 중심(102)에 대한 모멘트 아암에 따라, 모멘트를 부여하여 항공기(100)가 수직 비행일 때 항공기를 그 수직 축선에 대해 회전시키고, 또한 항공기가 전방 수평 비행일 때 수평 축선에 대해 롤링하도록 유발시키거나 또는 적어도 가압하도록 동작할 수 있다. 일부 실시예에 있어서, 날개(120)와 직교하는 또는 음의 z 방향으로 추력의 상기 성분은, 항공기(100)에 모멘트를 적용하여 항공기(100)가 그 질량 중심에 대해 피치되도록 유발시키거나 또는 적어도 가압하는 바와 같이, 항공기(100)의 질량 중심(102)으로부터 일정 거리만큼 변위된 프로펠러(134)에서의 위치에 적용될 수도 있다. 이런 피칭(pitching)은 수직 비행으로부터 수평 비행으로 또한 수평 비행으로부터 수직 비행으로 항공기의 전환을 유발시키거나 또는 적어도 촉진시킬 수 있다.
바닥 포트 모터 포드(133)는, 바닥 포트 모터(133b)를 지지하는 바닥 포트 포드 구조체(133a)를 포함할 수 있다. 상기 바닥 포트 모터(133b)는, 탑 포트 모터(132b)에 대향하는 날개(120)의 제2 측부(126) 상에 배치된다. 로터 또는 프로펠러(135)는 항공기(100)를 위한 추력을 제공하기 위해, 상기 바닥 포트 모터(133b)에 의해 구동될 수 있다. 상기 바닥 포트 모터 포드(133)는 날개(120)의 제2 측부(126) 상에 배치될 수 있으며, 또한 스페이서 또는 윙렛(139)에 의해 날개(120)의 제1 단부로부터 분리될 수 있다.
모터(133b)는 프로펠러(135) 상에 모멘트 또는 토크를 적용하여 이를 회전시키며, 또한 이렇게 함으로써 항공기(100) 상에 대향의 모멘트 또는 토크(137)를 적용한다. 상기 대향의 모멘트(137)는 항공기(100)를 회전하거나 또는 가압하여, 그 질량 중심(120)에 대해 회전시키도록 동작한다. 상기 모멘트(137)는, 프로펠러(135)가 가속 또는 감속됨에 따라, 프로펠러(135)의 속도와 관련하여 변할 수 있다. 프로펠러(135)는 고정형 또는 가변형 피치 프로펠러일 수 있다.
모터 포드(133), 모터(133b), 및 프로펠러(135)는 날개(120)의 제2 측부(126)의 방향으로, xy 평면으로부터 z 방향으로, 윙렛(139)의 평면 내에 있을 동안 수직으로부터 각도를 이루도록 모두 정렬될 수 있으므로, 프로펠러(135)에 의해 발생된 임의의 힘 및 그 힘 성분이 상기 윙렛(139)의 평면을 정렬시키므로 및/또는 윙렛(139)의 평면 내에 있으므로, 상기 윙렛(139)의 평면에 대한 횡방향 힘이 최소화되거나 또는 발생되지 않는다. 모터(133b) 및 프로펠러(135)의 정렬은, 그 각각의 회전 축선의 동축 정렬일 수 있다.
모터(133b) 및 프로펠러(135) 축선들이 수직한 x 방향으로부터의 각도는 5도부터 35도까지 변할 수 있다. 예시적인 일 실시예에 있어서, 상기 각도는 수직으로부터 약 10도일 수 있다. 모터(133b) 및 프로펠러(135) 축선들의 각도는, 날개(120) 상의 바람 효과를 극복하는 데 필요한 바와 같이, 수직 비행 시 충분한 요오를 및/또는 수평 비행 시 충분한 롤링을 제공하는 데 필요한 기설정된 횡방향 힘 성분에 의해 결정될 수 있다. 이런 각도는, 수직 비행을 위한 수직 추력 성분 및 수평 비행을 위한 전방 추력 성분을 최대화하도록, 최소화될 수 있다.
수직으로부터, 그러나 윙렛(139)의 평면과 및/또는 날개 평면(125)과 직교하는 평면과 정렬되는, 모터(133b) 및 프로펠러(135)의 회전 축선의 앵글링은, x 방향으로 수직인 프로펠러(135)의 작동에 의해 발생된 추력의 성분, 및 z 방향으로 날개(120)와 직교하는 추력의 다른 성분을 제공한다. 추력의 이러한 직교 성분은, 날개(120)를 따라 항공기(100)의 질량 중심(102)에 대한 모멘트 아암에 따라, 모멘트를 부여하여 항공기(100)가 수직 비행일 때 항공기를 그 수직 축선에 대해 회전시키고, 또한 항공기가 전방 수평 비행일 때 수평 축선에 대해 롤링하도록 유발시키거나 또는 적어도 가압하도록 동작할 수 있다. 일부 실시예에 있어서, 날개(120)와 직교하는 또는 z 방향으로 추력의 상기 성분은, 항공기(100)에 모멘트를 적용하여 항공기(100)가 그 질량 중심(102)에 대해 피치되도록 유발시키거나 또는 적어도 가압하는 바와 같이, 항공기(100)의 질량 중심(102)으로부터 일정 거리만큼 변위된 프로펠러(134)에서의 위치에 적용될 수도 있다. 이런 피칭은 수직 비행으로부터 수평 비행으로 또한 수평 비행으로부터 수직 비행으로 항공기의 전환을 유발시키거나 또는 적어도 촉진시킬 수 있다.
일부 실시예에 있어서, 날개(138, 139)는 날개 평면(125)과 직교하는 제1 윙렛 평면에 대해 적어도 실질적으로 대칭일 수 있다. 상기 제1 윙렛 평면은 도 1에 도시된 좌표계의 x-z 평면에 실질적으로 평행할 수 있다. 윙렛 평면에서의 수직은 날개 평면(125)과 윙렛(138, 139)의 평면의 교차에 의해 정의될 수 있으며, 이는 도시된 x-방향일 수 있다.
제2 모터 조립체(140)는 동체(110)로부터 말단에 있고 또한 상기 제1 모터 조립체(130)로부터 말단에 있는 날개(120)의 제2 단부 또는 팁에 배치된다. 상기 제2 모터 조립체(140)는 포드 구조체(143a, 144a) 및 모터(143b, 144b)를 포함하는 한 쌍의 모터 포드(143, 144); 윙렛(148, 149); 및 프로펠러(144, 145)를 포함한다. 탑 우현 모터 포드(143)는 탑 우현 모터(143b)를 지지하는 탑 우현 포드 구조체(143a)를 포함할 수 있다. 로터 또는 프로펠러(145)는 항공기(100)를 위한 추력을 제공하기 위해 상기 탑 우현 모터(143b)에 의해 구동될 수 있다. 탑 우현 모터 포드(143)는 날개(120)의 제1 측부(128) 상에 배치될 수 있고, 또한 스페이서 또는 윙렛(149)에 의해 날개(120)의 제2 단부로부터 분리될 수 있다. 모터(143b)는 프로펠러(145) 상에 모멘트 또는 토크를 적용하여 이를 회전시키고, 또한 이렇게 함으로써 항공기(100) 상에 대향의 모멘트 또는 토크(147)를 적용한다. 상기 대향의 모멘트(147)는 항공기(100)를 회전하거나 또는 가압하여 그 질량 중심(102)에 대해 회전하도록 동작한다. 상기 모멘트(147)는, 프로펠러(145)가 가속 또는 감속됨에 따라, 프로펠러(145)의 속도와 관련하여 변할 수 있다. 프로펠러(145)는 고정형 또는 가변형 피치 프로펠러일 수 있다.
모터 포드(143), 모터(143b), 및 프로펠러(145)는 날개(120)의 제1 측부(128)의 방향으로, xy 평면으로부터 음의 z 방향으로, 윙렛(149)의 평면 내에 있을 동안 수직으로부터 각도를 이루도록 모두 정렬될 수 있으므로, 프로펠러(147)에 의해 발생된 임의의 힘 및 그 힘 성분이 상기 윙렛(149)의 평면을 정렬시키므로 및/또는 윙렛(149)의 평면 내에 있으므로, 상기 윙렛(149)의 평면에 대한 횡방향 힘이 최소화되거나 또는 발생되지 않는다. 모터(143b)와 프로펠러(145)의 정렬은, 그 각각의 회전 축선의 동축 정렬일 수 있다.
모터(143b) 및 프로펠러(145) 축선들이 수직한 x 방향으로부터의 각도는 5도부터 35도까지 변할 수 있다. 예시적인 일 실시예에 있어서, 상기 각도는 수직으로부터 약 10도일 수 있다. 모터(143b) 및 프로펠러(145) 축선들의 각도는, 날개(120) 상의 바람 효과를 극복하는 데 필요한 바와 같이, 수직 비행 시 충분한 요오를 및/또는 수평 비행 시 충분한 롤링을 제공하는 데 필요한 기설정된 횡방향 힘 성분에 의해 결정될 수 있다. 이런 각도는, 수직 비행을 위한 수직 추력 성분 및 수평 비행을 위한 전방 추력 성분을 최대화하도록, 최소화될 수 있다.
수직으로부터, 그러나 윙렛(149)의 평면과 및/또는 날개 평면(125)과 직교하는 평면과 정렬되는, 모터(143b) 및 프로펠러(134)의 회전 축선의 앵글링은, x 방향으로 수직인 프로펠러(145)의 작동에 의해 발생된 추력의 성분, 및 음의 z 방향으로 날개(120)와 직교하는 추력의 다른 성분을 제공한다. 추력의 이러한 직교 성분은, 날개(120)를 따라 항공기(100)의 질량 중심(102)에 대한 모멘트 아암에 따라, 모멘트를 부여하여 항공기(100)가 수직 비행일 때 항공기를 그 수직 축선에 대해 회전시키고, 또한 항공기가 전방 수평 비행일 때 수평 축선에 대해 롤링하도록 유발시키거나 또는 적어도 가압하도록 동작할 수 있다. 일부 실시예에 있어서, 날개(120)와 직교하는 또는 음의 z 방향으로 추력의 상기 성분은, 항공기(100)에 모멘트를 적용하여 항공기(100)가 그 질량 중심에 대해 피치되도록 유발시키거나 또는 적어도 가압하는 바와 같이, 항공기(100)의 질량 중심(102)으로부터 일정 거리만큼 변위된 프로펠러(145)에서의 위치에 적용될 수도 있다. 이런 피칭은 수직 비행으로부터 수평 비행으로 또한 수평 비행으로부터 수직 비행으로 항공기의 전환을 유발시키거나 또는 적어도 촉진시킬 수 있다.
바닥 우현 모터 포드(142)는 바닥 우현 모터(142b)를 지지하는 바닥 우현 포드 구조체(142a)를 포함할 수 있다. 상기 바닥 우현 모터(142b)는 탑 우현 모터(143b)에 대향하는 날개(120)의 제2 측부(126) 상에 배치된다. 로터 또는 프로펠러(144)는 항공기(100)를 위한 추력을 제공하기 위해 상기 바닥 우현 모터(142b)에 의해 구동될 수 있다. 상기 바닥 우현 모터 포드(142)는 날개(120)의 제2 측부(126) 상에 배치될 수 있고, 또한 스페이서 또는 윙렛(148)에 의해 날개(120)의 제2 단부로부터 분리될 수 있다.
모터 포드(142), 모터(142b), 및 프로펠러(144)는 날개(120)의 제2 측부(126)의 방향으로, xy 평면으로부터 z 방향으로, 윙렛(148)의 평면 내에 있을 동안 수직으로부터 각도를 이루도록 모두 정렬될 수 있으므로, 프로펠러(144)에 의해 발생된 임의의 힘 및 그 힘 성분이 상기 윙렛(148)의 평면을 정렬시키므로 및/또는 윙렛(139)의 평면 내에 있으므로, 상기 윙렛(148)의 평면에 대한 횡방향 힘이 최소화되거나 또는 발생되지 않는다. 모터(142b)와 프로펠러(144)의 정렬은, 그 각각의 회전 축선의 동축 정렬일 수 있다.
모터(142b) 및 프로펠러(144) 축선들이 수직한 x 방향으로부터의 각도는 5도부터 35도까지 변할 수 있다. 예시적인 일 실시예에 있어서, 상기 각도는 수직으로부터 약 10도일 수 있다. 모터(142b) 및 프로펠러(144) 축선들의 각도는, 날개(120) 상의 바람 효과를 극복하는 데 필요한 바와 같이, 수직 비행 시 충분한 요오를 및/또는 수평 비행 시 충분한 롤링을 제공하는 데 필요한 기설정된 횡방향 힘 성분에 의해 결정될 수 있다. 이런 각도는, 수직 비행을 위한 수직 추력 성분 및 수평 비행을 위한 전방 추력 성분을 최대화하도록, 최소화될 수 있다.
수직으로부터, 그러나 윙렛(148)의 평면과 및/또는 날개 평면(125)과 직교하는 평면과 정렬되는, 모터(142b) 및 프로펠러(144)의 회전 축선의 앵글링은, x 방향으로 수직인 프로펠러(144)의 작동에 의해 발생된 추력의 성분, 및 z 방향으로 날개(120)와 직교하는 추력의 다른 성분을 제공한다. 추력의 이러한 직교 성분은, 날개(120)를 따라 항공기(100)의 질량 중심(102)에 대한 모멘트 아암에 따라, 모멘트를 부여하여 항공기(100)가 수직 비행일 때 항공기를 그 수직 축선에 대해 회전시키고, 또한 항공기가 전방 수평 비행일 때 수평 축선에 대해 롤링시키거나 또는 적어도 가압하도록 동작할 수 있다. 일부 실시예에 있어서, 날개(120)와 직교하는 또는 z 방향으로 추력의 상기 성분은, 항공기(100)에 모멘트를 적용하여 항공기(100)가 그 질량 중심(102)에 대해 피치되도록 유발시키거나 또는 적어도 가압하는 바와 같이, 항공기(100)의 질량 중심(102)으로부터 일정 거리만큼 변위된 프로펠러(144)에서의 위치에 적용될 수도 있다. 이런 피칭은 수직 비행으로부터 수평 비행으로 또한 수평 비행으로부터 수직 비행으로 항공기의 전환을 유발시키거나 또는 적어도 촉진시킬 수 있다.
일부 실시예에 있어서, 상기 윙렛(148, 149)은 날개 평면(125)과 직교하는 제2 윙렛 평면에 대해 적어도 실질적으로 대칭일 수 있다. 제1 윙렛 평면은 제2 윙렛 평면에 평행할 수 있다. 상기 제2 윙렛 평면은 도 1에 도시된 좌표계의 x-z 평면에 실질적으로 평행할 수 있다. 윙렛 평면의 수직은 날개 평면(125)과 상기 윙렛(148, 149)의 평면과의 교차에 의해 정의될 수 있으며, 이는 x 방향일 수 있다.
모터(132b, 133b, 142b, 143b)는, 추력의 변화, 또는 고정된 피치 로터를 위한 회전, 또는 모터 쌍의 순 토크나 모멘트가 항공기(100)에 적용된 순 모멘트를 생성할 수 있어서 이를 제어된 방식으로 이동시키도록 작동한다. 모터(132b, 133b, 142b, 143b)의 작동 편차에 의해 부여된 모멘트와 함께, 각각의 모터(132b, 133b, 142b, 143b)의 호버에서 수직하고 또한 전방 수평 비행 시 수평인 항공기 길이방향 중심선의 앵글링 오프(angling off) 때문에, 상보적 힘 성분이 발생되어 항공기에 적용되고, 이를 동일한 방식으로 이동시킨다.
수평 비행 시 2개의 탑 모터(132b, 143b)에 대한 추력 증가, 및 2개의 바닥 모터(133b, 142b)에 대한 추력 감소는, 항공기(100)의 피치 다운을 유발시킬 것이다. 수평 비행 시 2개의 탑 모터(132b, 143b)에 대한 추력 감소, 2개의 바닥 모터(133b, 142b)에 대한 추력 증가는, 항공기(100)의 피치 다운을 유발시킬 것이다. 2개의 탑 모터(132b, 143b) 및 2개의 바닥 모터(133b, 142b)의 추력 사이의 차이는, 수평 비행 중 항공기(100)의 피치를 제어하는 데 사용될 수 있다. 일부 실시예에 있어서, 날개(120) 상의 제어면(122, 124)은 항공기(100)의 피치 제어를 보완하는 데 사용될 수 있다. 그 각각의 윙렛에 의한 탑 및 바닥 모터들의 분리는, 항공기의(100)의 피치 모멘트를 생성하는 데 필요하다.
수평 비행 시 탑 포트 모터(132b) 및 바닥 우현 모터(142b)에 대한 추력 증가, 및 탑 우현 모터(143b) 및 바닥 포트 모터(133b)에 대한 추력 감소는, 항공기(100)를 항공기(100)의 후면도(rear view)에 대해 시계 방향으로 롤링시킬 것이다. 수평 비행 시 탑 포트 모터(132b) 및 바닥 우현 모터(142b)에 대한 추력 감소, 및 탑 우현 모터(143b) 및 바닥 포트 모터(133b)에 대한 추력 증가는, 항공기(100)를 항공기(100)의 후면도에 대해 반시계 방향으로 롤링시킬 것이다. 탑 포트 및 바닥 우현 모터의 추력과 탑 우현 및 바닥 포트 모터 사이의 차이는, 수평 비행 중 항공기(100)의 롤링을 제어하는 데 사용될 수 있다. 일부 실시예에 있어서, 날개(120)상의 제어면(122, 124)은 항공기(100)의 롤링 제어를 보완하는 데 사용될 수 있다.
수평 비행 시 두 포트 모터(132b, 133b)에 대한 추력 증가 및 두 우현 모터(142b, 143b)에 대한 추력 감소는, 항공기(100)를 우현을 향해 요오시킬 것이다. 수평 비행 시 상기 두 포트 모터(132b, 133b)에 대한 추력 감소 및 상기 두 우현 모터(142b, 143b)에 대한 추력 증가는, 항공기(100)를 포트를 향해 요오시킬 것이다. 탑 및 바닥 우현 모터(142b, 143b)의 추력과 탑 및 바닥 포트 모터(132b, 133b) 사이의 차이는 수평 비행 중 항공기(100)의 요오를 제어하는 데 사용될 수 있다.
일부 실시예에 있어서, 모터(132b, 133b, 142b, 143b)는, 손상되거나 결함 있는 모터를 신속하게 교체할 수 있도록, 그 각각의 포드 구조체(132a, 133a, 142a, 143a)로부터 분리될 수 있다. 다른 실시예에 있어서, 모터 조립체(130, 140)는 착륙으로 인한 또는 비행 중 손상처럼, 손상되거나 또는 결함 있는 모터, 하우징, 또는 윙렛의 신속한 교체를 허용하도록, 날개(120)의 팁으로부터 분리될 수 있다. 모터(132b, 133b, 142b, 143b), 포드 구조체(132a, 133a, 142a, 143a) 및/또는 모터 조립체(130, 140)는, 증가된 바람 조건에 대해 더 큰 추력이나 또는 더 긴 임무를 위한 더 큰 효율성과 같은, 기설정된 비행 임무에 기초하여 다른 부품으로 교체될 수 있다. 일부 실시예에 있어서, 프로펠러(134, 135, 144, 145)는 항공기(100)의 무게 중심(102)의 전방에 배치될 수 있다.
도 2는 그 모터에 의해 생성된 추력을 변화시킴으로써 수직 비행으로부터 수평 비행으로 전환하는 예시적인 VTOL 항공기(200)를 도시하고 있다. 상기 항공기(200)는 수직 이륙 준비를 위해 지상에서 제1 위치(201)에 있다. 상부 프로펠러(212)에 연결된 탑 모터(210)는, 수직으로부터 외향으로 각도를 이루고 또한 날개(230)로부터 멀리 있다. 바닥 프로펠러(222)에 연결된 바닥 모터(220)는, 수직으로부터 외향으로 각도를 이루며, 또한 날개(230)로부터 멀리 있다. 탑 모터(210) 및 바닥 모터(220)는 항공기(200)의 날개(230)의 단부에 위치되고, 또한 윙렛 또는 스페이서에 의해 날개(230)로부터 분리될 수 있다. 추가의 탑 및 바닥 모터 및 대응의 프로펠러는, 상기 탑 모터(210) 및 바닥 모터(220)의 뒤에 제공될 수 있고, 또한 도 1에 도시된 바와 같이 날개(230)의 대향 단부 상에 위치될 수 있다.
프로세서 및 어드레스 가능한 메모리를 갖는 탑재형 컨트롤러는, 수직 이륙 및 비행 중 추력에 대한 후속 조정에 필요한 추력을 생성하기 위해 모터에 신호를 전송한다. 비행 제어는 지상 제어 시스템에서 익명으로, 사전-프로그래밍되고, 및/또는 외부 사용자에 의해 제어될 수 있다. 상기 탑 모터(210)는 탑 추력(214)을 생성하고, 바닥 모터는 바닥 추력(224)을 생성한다. 수직 이륙 중, 상기 탑 추력(214) 및 바닥 추력(224)은 실질적으로 동일할 수 있다. 탑 추력(214) 및 바닥 추력(224)은 수직 및 횡방향 성분 모두를 갖기 위해, 각각의 모터(210, 220) 및 프로펠러(212, 222)의 각도에 기초하여 각도를 이루는 것으로 도시되어 있다.
항공기(200)는 수직 비행으로부터 수평 비행으로 전환하는 제2 위치(203)에 있다. 항공기(200)는 탑 모터(210)에 의해 생성된 탑 추력(216)을 증가시킴으로써, 또한 바닥 모터(220)에 의해 생성된 바닥 추력(226)을 감소시킴으로써 전방으로 피치된다. 이런 추력 차이는 항공기(200)의 질량 중심(202)에 대해 순 모멘트를 생성하며, 이는 항공기를 전방으로 피치시킨다. 탑 추력(216)의 횡 방향(217)으로의 성분은, 바닥 추력(226)으로부터의 대향하는 횡방향 추력(219)보다 더 크며, 횡방향 추력(217)은 날개(230)에 의해 생성된 리프트(lift)(236)에 추가된다.
상기 항공기(200)는 전방 수평 비행 시 제3 위치(205)에 있다. 날개 리프트(238)는 항공기(200)의 중량을 운반한다. 탑 추력(218) 및 바닥 추력(228)이 조정됨에 따라, 항공기(200)는 피치 업되거나 또는 피치 다운될 수 있다. 항공기(200)의 날개(230)의 대향 단부 상에서 모터에 대한 추력 조정은, 항공기(200)가 우측과 좌측 사이의 차동 추력에 의해 좌측 또는 우측으로 요오되는 것을 허용할 수 있다.
도 3a는 수직 비행을 위해 수직으로 위치된 예시적인 VTOL 항공기(300)의 개략적인 사시도를 도시하고 있다. 도 3b는 도 3의 예시적인 VTOL 항공기(300)의 개략적인 측면도를 도시하고 있다. 항공기(300)는 중심선 상에 질량 중심(316)을 포함한다. 항공기의 날개(321, 323) 및 윙렛(338, 339, 348, 349)은 실선으로 도시되어 있다.
바닥 우현 모터 포드(332)는 윙렛(338)의 단부에서 점선으로 도시되어 있다. 상기 모터 포드(332)는 윙렛(338, 339)을 따라 상하로 연장되는 평면 X-Z1에서 수직으로부터 각도(392)에 위치된 회전 축선을 갖는다. 상기 각도(392)는 약 5 내지 35도 범위일 수 있다. 일부 실시예에 있어서, 상기 각도(392)는 약 10도 또는 약 10도일 수 있다. 상기 모터 포드(332)는 도 3에서처럼 항공기(300)의 정면에서 보았을 때, 항공기(300)에 반시계 방향으로 토크 또는 모멘트를 적용하는 프로펠러(334)를 포함할 수 있다. 상기 프로펠러(334)에 의해 생성된 추력(352)은 횡방향 성분(354)을 가지며, 이는 항공기(300)에 대해 토크 또는 모멘트를 유사하게 부여한다.
탑 우현 모터 포드(333)는 윙렛(339)의 단부에서 점선으로 도시되어 있다. 상기 모터 포드(333)는 윙렛(338, 339)을 따라 상하로 연장하고 또한 날개(321, 323)와 직교하는 평면(X-Z1)에서 수직으로부터 각도(391)에 위치된 회전 축선을 갖는다. 상기 각도(391)는 약 5 내지 35도 범위일 수 있다. 일부 실시예에 있어서, 상기 각도(391)는 10도일 수 있거나 또는 약 10도일 수 있다. 탑 우현 모터 포드(333)의 각도(391)는, 바닥 우현 모터 포드(332)의 각도(392)와 동일할 수 있다. 상기 모터 포드(333)는 항공기의 정면에서 보았을 때, 항공기(300)에 시계 방향으로 토크 또는 모멘트(337)를 적용하는 프로펠러(335)를 포함할 수 있다. 프로펠러(335)에 의해 생성된 추력(351)은 횡방향 성분(353)을 가지며, 이는 항공기(300)에 대해 토크 또는 모멘트를 유사하게 부여한다. 횡방향 추력(354)에 의해 생성된 모멘트는, 횡방향 추력(353)에 의해 생성된 모멘트의 대향 방향에 있을 것이다. 상기 횡방향 추력(354)은 각각의 추력(352, 351)에 따라 횡방향 추력(353)보다 더 클 수 있다.
탑 포트 모터 포드(342)는 윙렛(348)의 단부에서 점선으로 도시되어 있다. 모터 포드(342)는 윙렛(348, 349)을 따라 상하로 연장하고 날개(321, 323)와 직교하는 평면(X-Z2)에서 수직으로부터 각도(382)에 위치된 회전 축선을 갖는다. 상기 각도(382)는 약 5 내지 35도 범위일 수 있다. 일부 실시예에 있어서, 상기 각도(382)는 10도이거나 또는 약 10도일 수 있다. 탑 포트 모터 포드(342)의 각도(382)는, 탑 우현 모터 포드의 각도(391) 및/또는 바닥 우현 모터 포드(332)의 각도(392)의 역수(inverse)와 동일할 수 있다. 상기 모터 포드(342)는 항공기(300)의 전방에서 보았을 때, 항공기(300)에 대해 반시계 방향으로 토크 또는 모멘트(346)를 적용하는 프로펠러(344)를 포함할 수 있다. 상기 프로펠러(344)에 의해 생성된 추력(362)은 횡방향 성분(364)을 가지며, 이는 항공기(300)에 대해 추력 또는 모멘트를 유사하게 부여한다.
바닥 포트 모터 포드(343)는 윙렛(349)의 단부에서 점선으로 도시되어 있다. 상기 모터 포드(343)는 윙렛(348, 349)을 따라 상하로 연장하고 날개(321, 323)와 직교하는 평면(X-Z2)에서 수직으로부터 각도(381)에 위치된 회전 축선을 갖는다. 상기 각도(381)는 약 5 내지 35도 범위일 수 있다. 일부 실시예에 있어서, 상기 각도(381)는 10도이거나 또는 약 10도일 수 있다. 상기 바닥 포트 모터 포드(343)의 각도(381)는, 바닥 우현 모터 포드(332)의 각도(392)와, 탑 포트 모터 포드(342)의 각도(382)의 역수와, 및/또는 탑 우현 모터 포드의 각도(391)의 역수와 동일할 수 있다. 상기 모터 포드(343)는 항공기(300)의 정면에서 보았을 때 항공기(300)에 대해 시계 방향으로 토크 또는 모멘트(347)를 적용하는 프로펠러(345)를 포함할 수 있다. 상기 프로펠러(345)에 의해 생성된 추력(361)은 횡방향 성분(363)을 가지며, 이는 항공기에 대해 토크 또는 모멘트를 유사하게 부여한다. 횡방향 추력(364)에 의해 생성된 모멘트는, 횡방향 추력(363)에 의해 생성된 모멘트의 대향 방향에 있을 것이다. 상기 횡방향 추력(363)은 그 각각의 추력(361, 362)에 따라 횡방향 추력(364)보다 더 클 수 있다.
도 3b에 도시된 바와 같이, 횡방향 추력 성분(364) 및 횡방향 추력 성분(363)은 X-Z2 평면에서 대향 방향으로 지향되므로, 그 각각의 프로펠러(344, 345)가 예를 들어 호버에서 또는 정상-상태의 전방 비행 시 동일한 추력(361, 362)을 생성할 때, 상기 횡방향 추력 성분(363, 364)은 서로 상쇄되어, y 축선에 대해 항공기(300) 상으로 순 모멘트 또는 토크를 제공하지 않는다. 그러나 추력 성분(361, 362) 중 어느 하나가 더 크다면, 상기 횡방향 추력 성분(363, 364) 중 다른 하나는 상이하게 되어, 질량 중심(316)에 대해 모멘트 아암(390)에 적용된 순 힘(net force)으로 나타나서 모멘트 또는 토크(393)를 생성하고, 이는 항공기(300)를 대응 방향으로 피치시킬 수 있다. 구성된 바와 같이, 이런 피칭 모멘트는 프로펠러(344, 345)에 의해 생성된 x 방향의 차동 추력 성분에 의해 생성된 피칭 힘에 상보적이다. 마찬가지로, 이는 도 3a에 도시된 바와 같이 우현 모터 포드 및 프로펠러의 횡방향 추력 성분구성 요소(353, 354)를 갖는 경우이다.
도 4는 각각의 모터가 항공기(400)의 중심선을 향해 추가로 각도를 이루는 예시적인 VTOL 항공기(400)의 개략적인 사시도를 도시하고 있다. 프로펠러 또는 로터(434, 435, 444, 445)는 그 추력 힘이 중심선(410)으로 복귀하는 직선 또는 항공기(400)의 질량 중심(416)과 직교하도록 위치되지만, 그러나 프로펠러(434, 435, 444, 445) 중 그 어느 것도 다른 프로펠러(434, 435, 444, 445)와 평행하지 않다. 항공기(400)의 구조는 날개(423) 및 윙렛(438, 439, 448, 449)을 포함하여, 실선으로 표시된다. 라인(401, 402, 403, 404)은 각각의 모터 포드와 질량 중심(416)사이에 각각 도시되어 있으며, 또한 중심/추력 라인 및 회전 축선은 질량 중심(416)에 대한 각각의 직선에 평행한 평면 내에 있다.
바닥 우현 모터 포드(432)는 x 방향으로 수직으로부터 각도를 이루지만, 그러나 항공기(400)의 중심선(410) 또는 질량 중심(416)으로의 직선(403)과 직접적으로 직교(408)하도록 정렬된다. 모터 포드(432)의 중심선, 모터 및 프로펠러(434)의 회전 축선은 라인(403)과 직교하는 평면 내에 위치된다. 모터 포드(432)의 이런 위치는 음의 y 방향으로, 내향하는 틸트(tilt), 캔트(cant), 또는 수직 x 방향으로부터의 각도로 나타날 것이다.
탑 우현 모터 포드(433)는 x 방향으로 수직으로부터 각도를 이루지만, 그러나 항공기(400)의 중심선(410) 또는 질량 중심(416)으로의 직선(404)과 직접적으로 직교(408)하도록 정렬된다. 모터 포드(433)의 중심선, 그 모터 및 프로펠러(435)의 회전 축선은 라인(404)과 직교하는 평면 내에 위치된다. 모터 포드(433)의 이런 위치는 음의 y 방향으로, 내향하는 틸트, 캔트, 또는 수직 x 방향으로부터의 각도로 나타날 것이다.
탑 포트 모터 포드(442)는 x 방향으로 수직으로부터 각도를 이루지만, 그러나 항공기(400)의 중심선(410) 또는 질량 중심(416)으로의 직선(401)과 직접적으로 직교(405)하도록 정렬된다. 모터 포드(442)의 중심선, 그 모터 및 프로펠러(444)의 회전 축선은 라인(401)과 직교하는 평면 내에 위치된다. 모터 포드(442)의 이런 위치는 y 방향으로, 내향하는 틸트, 캔트, 또는 수직 x 방향으로부터의 각도로 나타날 것이다.
바닥 포트 모터 포드(443)는 x 방향으로 수직으로부터 각도를 이루지만, 그러나 항공기(400)의 중심선(410) 또는 질량 중심(416)으로의 직선(402)과 직접적으로 직교(406)하도록 정렬된다. 모터 포드(443)의 중심선, 그 모터 및 프로펠러(445)의 회전 축선은 라인(402)과 직교하는 평면 내에 위치된다. 모터 포드(443)의 이런 위치는 y 방향으로, 내향하는 틸트, 캔트, 또는 수직 x 방향으로부터의 각도로 나타날 것이다.
도 5a는 각각의 윙렛(538, 539, 548, 549)이 날개(520)의 평면으로부터 둔각(501, 503, 505, 507)으로 배치되는 예시적인 VTOL 항공기(500)의 사시도를 도시하고 있다. 도 5b는 도 5a의 예시적인 VTOL 항공기(500)의 정면도를 도시하고 있다. 윙렛(538, 539, 548, 549)은 각각의 모터 포드(532, 533, 542, 543)를 향해 날개(520) 또는 날개 평면으로부터 각도를 이루고 있다. 윙렛(538, 539, 548, 549)의 이러한 앵글링은 윙팁 와류(wingtip vortice)의 형성을 제한하거나 방지하는 데 도움을 주며, 이는 다시 날개(520)의 성능 및 효율을 증가시킨다. 윙렛(538, 539, 548, 549)은 상기 윙팁 와류의 효과에 대응하기 위해, 0 이 아닌 공격 각도(angle of attack)로 위치되거나 또는 그렇지 않으면 0 이 아닌 공격 각도로 형성된다.
항공기(500)의 날개(520) 위 및 동체(521)에 대한 기류(airflow)(526)의 부분은 화살표로 표시되어 있다. 기류(526a)는 전방 수평 또는 크루즈 비행 중 발생하는 바와 같은, 날개에 대해 0 인 공격 각도의 또는 약 0 인 공격 각도의, 또는 실질적으로 0 인 공격 각도의 기류를 나타내고 있다. 기류(526b)는 피치 다운 중 수평 비행 및/또는 저속 비행 수직 비행으로, 수평 비행 및/또는 저속 비행 수직 비행으로부터 전환과 같은, 날개에 대해 공격 각도(0 이 아님)를 나타내고 있다. 항공기(500)는 기류(526)에 의해 수평 비행 시 공기를 통해 이동함에 따라 날개(520) 가까이에 일부 난류(527a)를 생성하며, 상기 날개는 전형적으로 1차 리프트를 제공하고 있다. 또한, 항공기(500)는 비행 중 동체(521) 가까이에 난류(528)를 생성한다. 크루즈 수평 비행 중과 같은, 낮은 각도의 또는 0 인 각도의 기류(526a)에서, 날개(520)로부터의 난류(527a)의 효과는 도 5a에 도시된 바와 같이 날개(520)에 비해 비교적 작고 그리고 가깝다. 피치 다운 기동 중과 같은, 기류(526b)의 더 높은 공격 각도에서, 날개(520)로부터의 난류(527b)의 영향은 도 5a에 도시된 바와 같이 증가되어 날개(520)로부터 더 멀리 변위될 수 있다. 기류(526a 또는 526b) 및 난류(527a 또는 527b) 조건에 의해, 윙렛(538, 539, 548, 549)은 모터 및 대응의 프로펠러를, 날개(520)로부터 오는 난기류(527)의 전방에 그리고 멀리 청정한 공기 영역(522, 523, 524, 525) 527)에 위치시킨다. 또한, 윙렛(538, 539, 548, 549) 상에서 모터(532, 533, 542, 543)의 위치는, 모터 상의 로터 또는 프로펠러가 불안한 공기의 영역에 있을 가능성이 낮도록, 동체 난류(529) 영역으로부터 충분히 멀리 떨어져 있다. 또한, 모터 및 대응의 프로펠러가 난기류의 영역이나 또는 불안한 공기의 영역에 있더라도, 상기 난기류 또는 불안한 공기의 강도는, 이것이 하나 또는 그 이상의 충격 받은 모터 및 대응의 프로펠러에 도달하는 시간에 의해 상당히 감소된다.
도 5a 및 5b에 도시된 바와 같은 항공기(500)의 구성과는 달리, 도 7의 제한된 VTOL 항공기(700)는, 상기 모터 및 그 각각의 로터(706, 708)가 날개 위에 및/또는 날개에 대해 기류에 의해 유발된 난류 영역(727) 내에, 그리고 동체(710) 위의 및/또는 동체에 대해 기류에 의해 유발된 난류 영역(729) 내에 있도록, 동체(710)에 인접하여 위치된 그 모터(702, 704)를 갖는다.
모터의 앵글링(angling)은 샤프트 토크 요구사항을 감소시킨다. 상기 샤프트 토크 요구 사항의 감소는, 모터 중량 요구사항을 상당히 감소시키고, 또한 수평 프로펠러 효율을 증가시킨다. 상기 모터의 앵글링은 후류(propeller wash)가 지지 파일론(pylon)과 일치하도록 유지시킨다.
탑 윙렛(539, 548) 길이에 대한 날개(520) 길이의 비율은, 약 1.04:0.16 일 수 있다. 바닥 윙렛(538, 549)의 길이에 대한 날개(520) 길이의 비율은 약 1.04:0.13 일 수 있다. 바닥 윙렛(538, 549) 길이에 대한 탑 윙렛 길이(539, 548)의 비율은, 약 0.82:0.66 일 수 있다. 날개(520) 평면으로의 바닥 모터 거리에 대한 날개(520) 평면으로의 탑 모터 거리의 비율은, 약 0.75:0.57 일 수 있다. 항공기(500) 길이에 대한 날개(520) 길이의 비율은, 약 7.1:3.7 일 수 있다. 프로펠러 길이에 대한 날개(520) 길이의 비율은 약 5.2:1.3 일 수 있다. 날개 평면에 평행한 질량 중심과 정렬된 평면으로의 바닥 모터 거리에 대한 날개(520) 평면에 평행한 질량 중심에 정렬된 평면으로의 탑 모터 거리의 비율은, 약 1:1 일 수 있다. 바닥 우현 모터로부터 탑 포트 모터까지의 거리에 대한 탑 우현 모터로부터 바닥 포트 모터까지의 거리의 비율은, 약 1:1 일 수 있다.
바닥 우현 모터를 탑 포트 모터에 연결하는 라인의 각도는, 날개(520)의 평면에 평행한 평면으로부터 약 13도일 수 있다. 바닥 포트 모터를 탑 우현 모터에 연결하는 라인의 각도는, 날개(520)의 평면에 평행한 평면으로부터 약 13도일 수 있다. 날개(520)의 평면에 대한 바닥 윙렛(538, 549)의 각도(503, 507)는, 약 120도일 수 있다. 날개(520)의 평면에 대한 탑 윙렛(539, 548)의 각도(501, 505)는 약 115도일 수 있다.
도 6a는 예시적인 VTOL 항공기를 위한 예시적인 프로펠러(600)의 정면도를 도시하고 있다. 도 6b는 도 6a의 예시적인 프로펠러(600)의 평면도를 도시하고 있다. 도 6c는 도 6a의 예시적인 프로펠러(600)의 사시도를 도시하고 있다. 개시된 VTOL 항공기에 사용되는 프로펠러(600)의 크기는, 기존의 쿼드콥터 및 VTOL 항공기보다 상당히 작다. 프로펠러(600)의 앵글링은, 전방 수평 비행 시 덜 효율적일 수 있는 더 큰 프로펠러를 요구하지 않고, VTOL 항공기의 기동성을 증가시키기 위해, 기설정된 모멘트에 추가적인 토크를 제공한다. 상기 프로펠러(600)는 수직 비행을 수용하지만 수평 비행 시의 효율을 최대화하도록 최적화되어 있다. 플랜폼, 트위스트, 및 블레이드의 에어포일(airfoil)은, 수평 비행 효율을 전용 비행기 프로펠러의 효율에 가깝게 유지시키며, 수직 비행 시 모터에 대한 토크 요구사항을 감소시키고, 또한 설계 추력 마진(design thrust margin)을 높게 유지하는 방식으로 맞춰진다.
도 7은 동체에 인접하고 또한 날개(712, 714)의 평면에 평행한 평면에서 각도를 이루는 모터를 갖는 제한된 수직 이착륙(VTOL) 항공기(700)의 정면도를 도시하고 있다. 2개의 추가 모터 및 대응의 프로펠러가, 항공기(700)의 다른 측부 상에 제공된다. 제한된 항공기(700)는 날개(712, 714)의 평면에 평행한 평면에서만 각도를 이루는 2개의 모터(702, 704) 및 대응의 프로펠러(706, 708)를 가지며, 즉 모터(702, 704)의 각도는 도 1 및 5a-5b에서처럼 여기에 기재된 예시적인 실시예에 개시된 모터의 각도와 직교한다. 상기 제한된 항공기(700)는 윙스팬(wingspan)과 직교하기 보다는 상기 윙스팬을 따른 평면의 방향으로 경사진 모터(702, 704)를 갖는다. 상기 윙스팬을 따른 이런 평면에서 상기 제한된 항공기(700)의 모터(702, 704)의 앵글링은, 그 방향의 모멘트로는 피칭을 촉진시키지 않는다. 또한, 프로펠러의 하강 기류(downwash)는 수직 비행 시 지지 파일런/핀(fin) 상에 카운터 모멘트 및 추가된 하향 힘을 생성한다.
또한, 상기 제한된 VTOL 항공기(700)는 모터(702, 704)를, 질량 중심 근처의 동체(710)에 근접하게 위치시킨다. 수직 비행 중에는, 측풍으로 인해 동체(710) 및/또는 날개(712, 714)로부터 증가된 난류(716)가 있다. 길이방향으로의 측풍은, 제어가 가장 중요할 때, 수평 비행으로의 전환 및 수평 비행으로부터의 전환 중 정체된 공기의 흡입을 유발시킬 것이다. 이런 증가된 난류(716)는 동체(710)에 인접하게 배치된 모터(702, 704) 상에 부정적인 영향을 발생시킨다. 이와는 대조적으로, 두 세트의 모터가 여기에 개시된 예시적인 실시예에서 예시적인 항공기의 윙팁에 근접하게 배치된다. 여기에 개시된 예시적인 실시예의 윙팁의 근처에 제공된 청정 공기 영역(718, 720)은, 측풍으로부터 더 큰 모멘트 아암 및 감소된 난류를 허용한다. 여기에 개시된 예시적인 실시예에 있어서, 날개 평면과 직교하고 또한 윙팁 근처의 모터의 앵글링은, 지지 파일런/핀 상에 공격 각도를 유도하지 않으며, 또한 벡터화된 추력에 의해 생성된 제어 권한(control authority)을 벗어나지 않으며, 그리고 비행에 요구되는 동력을 감소시킨다.
도 8은 측풍(822)에서의 예시적인 VTOL 항공기(800) 랜딩(801)의 사시도를 도시하고 있다. 측풍은 항공기의 이동 방향에 대해 직교하는 성분을 갖는 바람이다. 측풍은 활주로를 사용하는 항공기의 이착륙을 더 어렵게 할 수 있다. 측풍의 영향은 날개의 확장된 면적과 이러한 측풍에 노출된 동체로 인해, 수직 이착륙 동안 VTOL 항공기에 의해 확대될 수 있다. 이들 표면은 프로펠러의 작동 및 효율에 부정적인 영향을 줄 수 있는 난기류 영역을 생성할 수 있다. 일부 VTOL 항공기에서, 이는 측풍의 영향을 상쇄하기 위해 더 큰 모터 및/또는 프로펠러를 필요로 할 수 있다.
예시적인 VTOL 항공기(800)는 도 8의 축선 상에 도시된 바와 같이 음의 x 방향으로의 랜딩(801)이다. z 방향 및 음의 y 방향으로의 강한 측풍(822)은, 항공기(800)가 그 의도된 착륙 위치로부터 멀어지게 한다. 측풍(822)은 포트 날개(804)에 충돌하고, 이는 포트 날개(804)의 바닥 측부에 인접한 난기류(824)의 영역을 유발시킨다. 상기 측풍(822)은 동체(802)에도 충돌하고, 이는 상기 동체(802)의 바닥 측부에 인접한 난기류(826)의 영역을 유발시킨다. 상기 측풍(822)은 우현 날개(805)에도 충돌하고, 이는 우현 날개(805)의 바닥 측부에 인접한 난기류(828)의 영역을 유발시킨다.
프로펠러(814, 816, 818, 820)는 대응하는 윙렛(806, 808, 810, 812)에 의해 날개(804, 805)로부터 각각 멀리 위치된다. 윙렛(806, 808, 810, 812)이 날개(804, 805)와 직교하는 것으로 도시되었지만, 이들은 도 5a-5b에서처럼 날개에 대해 각도를 이루어 위치될 수 있다. 또한, 프로펠러(814, 816, 818, 820)는 날개(804, 805)의 선단 엣지 위에 위치된다. 따라서 측풍(822)은 바닥 우현 프로펠러(820)에 영향을 끼치는 난기류(828)의 영역만 생성할 수 있으며, 다른 프로펠러(814, 816, 818)는 날개(804, 805) 및/또는 동체(802)에서 발생된 난기류에 의해서는 영향을 받지 않는다. 그러나 난기류 또는 불안한 공기(828)의 강도가 크게 감소되고, 이는 바닥 우현 프로펠러(820)에 도달할 때 흩어지는데, 그 이유는 윙렛(812)에 의해 날개로부터 멀리 그리고 날개(805)의 선단 엣지 위에 위치하는 프로펠러(820) 때문이다. 프로펠러(818, 814, 816)는 청정 공기 영역에 있다. 따라서 날개(804, 805) 및 동체(802)로부터 멀리 있는 프로펠러(814, 816, 818, 820)의 위치에 의해 측풍의 영향이 상쇄됨에 따라, 항공기(800)는 더 작은 모터 및/또는 프로펠러를 사용할 수 있다.
특징부의 다양한 조합 및/또는 서브 조합과 상기 실시예의 양태가 이루어질 수 있으며, 또한 여전히 본 발명의 범위 내에 속하는 것임을 인식해야 한다. 따라서 기재된 실시예의 다양한 특징 및 양태는 개시된 발명의 다양한 모드를 형성하기 위해 서로 조합되거나 대체될 수 있음을 인식해야 한다. 또한, 본 발명의 범주는 여기에 실시예로 기재되어 있고, 또한 전술한 특별한 실시예에 의해 제한되어서는 안 되는 것을 인식해야 한다.

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  5. 삭제
  6. 방법으로서:
    수직 이륙을 달성하기 위해, 수직 이착륙(VTOL) 항공기의 탑 포트 모터, 바닥 포트 모터, 탑 우현 모터, 및 바닥 우현 모터에 동일한 추력을 제공하는 단계로서, 상기 탑 및 바닥 포트 모터는 날개의 제1 단부에 배치되고, 상기 탑 및 바닥 우현 모터는 상기 날개의 제1 단부로부터 말단에 있는 상기 날개의 제2 단부에 배치되고, 상기 탑 및 바닥 우현 모터는 상기 날개의 평면과 직교하는 제1 평면 내에서 서로 멀어지도록 각도를 이루고, 상기 탑 및 바닥 포트 모터는 상기 날개의 평면과 직교하는 제2 평면 내에서 서로 멀어지도록 각도를 이루는, 단계;
    VTOL 항공기의 질량 중심에 대한 순 모멘트(net moment)를 생성하여, 상기 항공기가 전방으로 피치되도록 유발시키기 위해, 상기 탑 모터들에 대한 추력을 증가시키고 상기 바닥 모터들에 대한 추력을 감소시키는 단계; 및
    수평 비행을 달성하기 위해, 상기 탑 모터들에 대한 추력을 증가시키고 상기 바닥 모터들에 대한 추력을 증가시키는 단계를 포함하며,
    상기 VTOL 항공기의 날개는 수평 비행 시 1차 리프트를 제공하는, 방법.
  7. 제 6항에 있어서,
    상기 VTOL 항공기를 피치 다운시키기 위해, 수평 비행 시 상기 2개의 탑 모터에 대한 추력을 증가시키고 상기 2개의 바닥 모터에 대한 추력을 감소시키는 단계를 더 포함하는, 방법.
  8. 제 6항에 있어서,
    상기 VTOL 항공기를 피치 업시키기 위해, 수평 비행 시 상기 2개의 탑 모터에 대한 추력을 감소시키고 상기 2개의 바닥 모터에 대한 추력을 증가시키는 단계를 더 포함하는, 방법.
  9. 제 6항에 있어서,
    상기 VTOL 항공기를 VTOL 항공기의 후면도에 대해 시계 방향으로 롤링시키기 위해, 수평 비행 시 상기 탑 포트 및 바닥 우현 모터에 대한 추력을 증가시키고 상기 탑 우현 및 바닥 포트 모터에 대한 추력을 감소시키는 단계를 더 포함하는, 방법.
  10. 제 6항에 있어서,
    상기 VTOL 항공기를 VTOL 항공기의 후면도에 대해 반시계 방향으로 롤링시키기 위해, 수평 비행 시 상기 탑 포트 및 바닥 우현 모터에 대한 추력을 감소시키고 상기 탑 우현 및 바닥 포트 모터에 가해지는 추력을 증가시키는 단계를 더 포함하는 방법.
  11. 제 6항에 있어서,
    VTOL 항공기 우현을 요오하기 위해, 수평 비행 시 상기 두 포트 모터에 대한 추력을 증가시키고 상기 두 우현 모터에 대한 추력을 감소시키는 단계를 더 포함하는 방법.
  12. 제 6항에 있어서,
    VTOL 항공기 포트를 요오하기 위해, 수평 비행 시 상기 두 포트 모터에 대한 추력을 감소시키고 상기 두 우현 모터들에 대한 추력을 증가시키는 단계를 더 포함하는 방법.
  13. 삭제
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  19. 삭제
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  21. 제 6 항에 있어서,
    각각의 모터는 상기 항공기의 종축으로부터 5 내지 35도 각도 사이에서 각을 이루는 것을 특징으로 하는 방법.
  22. 제 6 항에 있어서,
    상기 날개에 대한 상기 각각의 모터가 이루는 각도에 기초하여 각각의 모터를 위한 추력의 횡방향 성분을 제공하는 것을 더 포함하는 방법.
  23. 제 6 항에 있어서,
    각각의 모터는, 상기 VTOL 항공기의 수직 방향 비행에 충분한 요오(yaw)를 제공하는데 필요한 횡방향 힘성분에 기초하여 상기 항공기의 종축으로부터 소정 각을 이루는 것을 특징으로 하는 방법.
  24. 제 6 항에 있어서,
    각각의 모터는, 상기 VTOL 항공기의 횡방향 비행에 충분한 롤링(roll)을 제공하는데 필요한 횡방향 힘 성분에 기초하여 상기 항공기의 종축으로부터 소정 각을 이루는 것을 특징으로 하는 방법.
  25. 제 6 항에 있어서,
    각각의 모터에 프로펠러가 부착되는 것을 특징으로 하는 방법.
  26. 제 25 항에 있어서,
    각각의 프로펠러는, 상기 날개로부터 말단에 배치되어, 수평 비행 동안 상기 날개 및 동체에서 생기는 난기류로부터 떨어져 있는 안정한 상태의 공기 영역에 있는 것을 특징으로 하는 방법.
  27. 제 25 항에 있어서,
    각각의 프로펠러는 고정형 피치 플로펠러인 것을 특징으로 하는 방법.
  28. 제 6 항에 있어서,
    상기 VTOL 항공기의 동체에 설치되는 하나 또는 다수의 센서들을 통하여 수평 방향으로 비행하는 동안 데이터를 포착하는 것을 더 포함하는 방법.
  29. 제 28 항에 있어서,
    상기 하나 또는 다수의 센서는 카메라인 것을 특징으로 하는 방법.
  30. 제 28 항에 있어서,
    상기 하나 또는 다수의 센서는 상기 VTOL 항공기의 동체에 대하여 고정되는 것을 특징으로 하는 방법.
  31. 제 28 항에 있어서,
    상기 하나 또는 다수의 센서는 상기 VTOL 항공기의 동체에 대하여 피봇 가능한 것을 특징으로 하는 방법.
  32. 제 6 항에 있어서,
    수직 안정기를 통하여 수평 방향 비행 중인 상기 VTOL 항공기에 안정화(stabilization)를 제공하는 것을 더 포함하는 방법.
  33. 제 32 항에 있어서,
    상기 수직 안정기를 통하여 착륙한 이후 또는 이륙 전에 수직 방향으로 상기 VTOL 항공기를 유지하는 것을 더 포함하는 방법.

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