KR20130014453A

KR20130014453A - 전환식 항공기

Info

Publication number: KR20130014453A
Application number: KR1020120083541A
Authority: KR
Inventors: 제임스 왕
Original assignee: 아구스타웨스트랜드 에스.피.에이.
Priority date: 2011-07-29
Filing date: 2012-07-30
Publication date: 2013-02-07
Also published as: US20130026305A1; EP2551193B1; KR101958246B1; US8777150B2; RU2012132335A; EP2551193A1; JP2013032146A; CN102897315A

Abstract

전환식 항공기(1)가 기술되며, 전환식 항공기(1)는 한 쌍의 반날개들(3), 대응하는 제1축(B)을 중심으로 회전하고 헬리콥터 모드 및 비행기 모드 사이에서 반날개들(3)을 기준으로 제1축(B)과 함께 대응하는 제2축(C)에 대해 경사질 수 있는 제1 및 제2로터(4)를 포함하고, 제1축(B)은 헬리콥터 모드에서 사용시, 전환식 항공기(1)의 길이 방향(A)에 대해 직교하고, 비행기 모드에서 사용시, 길이 방향(A)에 대해 실질적으로 평행하며, 제1 및 제2로터들(4)은 서로에 대해 독립적으로 대응하는 제2축들(C)에 대해 경사질 수 있다.

Description

전환식 항공기{CONVERTIPLANE}

본 발명은 전환식 항공기에 관한 것으로서, 구체적으로 로터들이 항공기의 길이방향 축과 실질적으로 평행한 축들을 가지고 위치하는 "비행기" 구성, 및 로터들이 항공기의 길이방향 축에 대해 실질적으로 수직인 십자 방향 축들을 가지고 위치하는 "헬리콥터" 구성을 선택적으로 취할 수 있어 고정 날개 터보프롭(fixed-wing turboprop) 항공기와 헬리콥터의 장점을 결합하도록, 조정 가능한 로터들을 가진 하이브리드 항공기에 관한 것이다.

기술한 바와 같이 로터들을 조정하는 능력은, 전환식 항공기가 헬리콥터처럼, 즉 활주로 및 극히 가파른 궤적들을 필요로 하지 않고, 이륙 및 착륙을 할 수 있게 하여 지상 잡음을 최소화하고, 예컨대 도시 지역에서조차 이륙과 착륙을 할 수 있게 하고; 대략 500km/h의 순항 속도나 대략 300km/h의 헬리콥터 순항 속도보다 높은 속도와 대략 헬리콥터의 두 배가 되는 7500 미터의 통상적 순항 고도에 도달하여 유지할 수 있는 비행기처럼 비행하여 대부분의 구름층과 대기 요란을 상회하여 비행할 수 있게 한다.

다시 말하면, 종래의 헬리콥터에 비해 전환식 항공기는 거의 두 배의 순항 속도, 소정 유료 하중 및 연료 공급에 대해 실질적으로 두 배인 비행 거리와 시간이라는 이점을 가짐으로써 운전을 보다 저렴하게 할 수 있고; 두 배가 넘는 순항 고도라는 이점을 가짐으로써 대부분의 비행 중에 기상 조건(구름, 난류)에 대해 무감해 질 수 있다. 다른 한편, 종래의 비행기에 비해 전환식 항공기는 공중 맴돌기를 할 수 있고, 제한된 공간, 심지어 도심 지역 내에서 이착륙을 할 수 있다는 이점을 갖는다.

　현재, 실질적으로 다음 두 개의 전환식 항공기 구성들이 알려져 있다: "틸트 로터", 및 "날개 로터".

"틸트 로터" 구성에서, 반날개들은 실질적으로 고정 상태로 유지되며, 모터-로터 어셈블리들만이 반날개에 대해 회전한다.

또한, 틸트 메커니즘은 대응 로터들 및 액추에이터들을 연결하는 샤프트를 경사지게 하기 위한 한 쌍의 액추에이터들을 포함한다.

"틸트 로터" 구성 및 대응 틸트 메커니즘의 예들이 US 6,220,545 또는 US-A-2009/0256026에서 보여진다.

"틸트 날개" 구성에서, 로터 자세(rotor attitude)는 반날개 및 로터 시스템 어셈블리를 전체적으로 회전함으로써 조정된다.　"틸트 날개" 구성의 예가 EP-A-1057724에서 보여진다.

따라서, "틸트 로터" 및 "틸트 날개" 구성 모두에서, 로터들의 경사는 동시적이다.

두 구성에서, 각각의 로터는 실질적으로, 자체 축을 중심으로 회전하는 샤프트 및, 샤프트 위로 분절된 복수의 블레이드들을 포함한다.

각각의 블레이드는 가변 받음각, 즉 그 블레이드 상의 기준선 및, 블레이드와 공기 사이의 대응하는 모션을 규정하는 벡터 사이의 가변 각도를 가진다.

알려진 전환식 항공기들은 샤프트의 축에 대한 블레이드들의 회전 중에 모든 블레이드들의 받음각들을 주기적으로 변경하기 위한 주기적 제어를 포함한다. 다시 말하면, 블레이드들의 받음각은 샤프트의 축에 대한 블레이드들의 각위치(angular position)에 기초하여 변경된다.

주기적 제어는 특정 방향으로 샤프트의 고정 축에 대한 로터 디스크의 경사를 가져온다. 그에 따라, 로터 디스크의 경사는 그 특정 방향으로 추력(thrust)을 생성하며, 그에 따라 헬리콥터가 그 특정 방향으로 전진한다.

기존의 전환식 항공기에서, 주기적 제어를 통해 광범위한 기동작전들이 실행된다.

예를 들어, 기존의 "틸트 로터" 전환식 항공기들에서, 한 로터의 디스크를 전방으로 경사지고 동시에 다른 로터를 후방으로 경사짐으로써 헬리콥터 구성 내에서 요(yaw)가 제어된다.

그 결과, 한 로터는 전방으로 추력을 발생하고, 다른 로터는 후방으로 추력을 발생한다.

이들 두 추력은 서로 평행하며 엇갈려 배치되고, 그에 따라 전환식 항공기 상에 요잉 모멘트(yawing moment)를 생성한다.

다시 말하면, 기존의 전환식 항공기들에서 주기적 제어를 활용함으로써 제자리 비행 시의 요가 제어된다.

그 결과, 요 제어는 로터들의 샤프트들 상에 작용하는 상당한 제어 모멘트들을 가져온다.

이러한 제어 모멘트들이 샤프트에 상당한 응력을 유도하고, 그것이 로터들의 수명 감축과 높은 보수 비용을 가져온다.

요잉 모션에 의해 로터 컴포넌트들 상에 생성된 응력들을 줄임으로써 로터들의 수명을 늘리고 보수 비용을 감축할 수 있도록 해야 한다는 필요성이 산업계 내에서 대두된다.

또한, 기존의 전환식 항공기들과 관련하여, 최대 요잉 모멘트 및, 그에 따른 요잉의 민첩성은, 로터 블레이드들의 받음각들의 최대 변동 및 로터들의 축 간 거리에 좌우된다.

그에 따라, 요잉의 민첩성은 블레이드들의 받음각들의 최대 변동에 대한 상한이 존재한다는 사실에 의해 불리해진다.

산업계 내에서는 전환식 항공기의 요잉 민첩성을 가능한 최대로 높일 수 있어야 한다는 필요성이 대두된다.

또한, 로터 디스크들의 기울임을 통해, 즉 블레이드들의 받음각들을 주기적으로 가변함으로써, 헬리콥터 및 비행기 사이의 저속 전환 역시 이루어진다.

마지막으로, 기존의 전환식 항공기들은 전통적 헬리콥터들과 매우 유사한 방식으로 후방 이동한다. 더 자세히 말하면, 헬리콥터 모드에서, 디스크 로터들이 후방으로 기울어짐으로써 전환식 항공기에 대해 후방 추력을 생성시킨다.

또한 이 경우, 로터들의 샤프트들은 상당한 제어 모멘트들을 인가받고, 그에 따라 초래되는 상당한 응력을 경험한다.

위에서 확인된 전환식 항공기 모션에 의해 로터 컴포넌트들 상에 생성된 응력들을 줄임으로써 로터들의 수명을 늘리고 보수 비용을 감축할 수 있도록 해야 한다는 필요성이 산업계 내에서 대두된다.

본 발명의 목적은 수월하고 낮은 비용이 드는 방식으로 상기 요건들 중 적어도 한 가지를 충족하도록 설계된 전환식 항공기를 제공하고자 하는 것이다.

본 발명에 따르면, 청구항 1과 같은 전환식 항공기가 제공된다.

본 발명의 바람직하고도 비한정적인 실시예가 첨부된 도면들을 참조하여 예로서 기술될 것이다.
도 1은 비행기 모드에 있는 본 발명의 따른 전환식 항공기의 투시도이다.
도 2는 헬리콥터 모드에 있는 도 1의 전환식 항공기의 투시도이다.
도 3은 헬리콥터 및 비행기 모드 사이의 전환 모드에 있는 도 1 및 도 2의 전환식 항공기의 투시도이다.
도 4는 제1동작 구성 상의 도 1 내지 도 3의 전환식 항공기의 상면도이다.
도 5는 제2동작 구성 상의 도 1 내지 도 3의 전환식 항공기의 상면도이다.
도 6 및 도 7은 도 4의 라인들 VI-VI 및 VII-VII을 따라 각기 취해진 도 4의 제1컴포넌트들의 단면도들이다.
도 8은 제2동작 구성 상의 도 1 내지 도 3의 전환식 항공기의 측면도이다.
도 9는 명료성을 위해 부품들이 제거된 도 1 내지 도 4의 전환식 항공기의 추가 컴포넌트의 투시도이다.
도 10은 도 9의 라인 X-X를 따라 취해진 제4컴포넌트의 단면도이다.
도 11 내지 도 17은 명료성을 위해 부품들이 제거된 도 1 내지 도 4의 전환식 항공기의 개별 컴포넌트들의 투시도이다.
도 18은 도 1 내지 도 17의 전환식 항공기의 요잉을 개략적으로 도시한다.

도 1 내지 도 3의 참조부호 1은 전체적인 전환식 항공기, 즉 비행기 모드(도 1)나 헬리콥터 모드(도 2)에서 선택적으로 동작될 수 있는 하이브리드 항공기를 나타낸다.

전환식 항공기(1)는 실질적으로 다음을 포함한다:

- 전환식 항공기(1)의 길이 방향 A를 따라 신장된 동체(2);

- 동체(2)의 양편 개별 측면 상에 튀어나온 한 쌍의 반날개들(semi-wings)(3) ; 및

- 한 쌍의 로터들(4).

보다 상세히 말하면, 동체(2)는 방향 A를 따라 서로 반대편에 있고 전환식 항공기(1)의 양 단부를 이루는 전단(15) 및 후단(16)을 포함한다.

동체(2)는 또한 다음을 포함한다(도 6):

- 조종실(31)을 수용하는 전방 부분(12); 및

- 후방 부분(13).

각각의 로터(4)는 실질적으로 다음을 포함한다.

- 하우징(5);

- 대응 축 B에 대해 회전 가능하게 수용됨으로써 지지되는 샤프트(6); 및

- 대응 축 B에 대해 샤프트(6)와 회전 가능하게 일체화된 원뿔꼴 두부(ogive)(14).

각각의 로터(4)는 또한, 도시된 실시예에서는 3 개인 복수의 블레이드들(27)을 포함하는데, 이 블레이드들은 허브(28)의 개재를 통해 샤프트(6)에 대해 분절되어 있다.

상세히 말하면, 로터들(4)은 대응 축들 B에 대해 반대 방향들로 회전한다. 이런 식으로, 전환식 항공기(1)는 회전 방지(anti-rotation) 장치를 필요로 하지 않는다.

도 6을 참조할 때, 방향 A에 평행하고 축 C에 대해 직교하는 평면 상의 동체(2) 횡단면은 에어포일(airfoil)(35)로서 형상화된다.

보다 정확히 말하면, 에어포일(35)은 다음을 포함한다:

- 전단(15)에 의해 정의되는 리딩 에지(leading edge);

- 후단(16)에 의해 정의되는 트레일링 에지(trailing edge);

- 양 단부들(15, 16)과 만나는 상부(37); 및

- 상부(37)의 양 단부들(15, 16)과 만나는 하부(38).

상부와 하부(37, 38)는 도시된 실시예에서 둘 다 볼록하다.

상부와 하부(37, 38)는 도시된 실시예에서, 전단 및 후단(15, 16)을 연결하는 직선 익현(rectilinear chord)(39)에 대해 대칭적이다.

전환식 항공기(1)는 또한 다음을 포함한다:

- 동체(2)의 일부(13)로부터 위쪽으로 튀어나온 V 모양 꼬리(7); 및

- 반날개들(3)의 하부로부터 아래쪽으로 튀어나온 복수의 착륙 기어들(9).

각각의 로터(4)는 또한 각자의 반날개(3)에 대해 각자의 축 B와 함께 경사질(기울어질) 수 있다. 특히, 로터(4) 및 대응 축 B는 방향 A에 직교하는 대응 축 C에 대해 기울어진다. 축들 B는 또한 대응 축들 C에 대해 직교한다.

보다 정확히 말하면, 전환식 항공기(1)가 헬리콥터 모드로 동작될 때(도 2), 로터들(4)의 축들 B는 방향 A에 대해 실질적으로 직교한다.

이런 식으로, 전환식 항공기(1)는 "소위" 경사진 로터 전환식 항공기이다.

전환식 항공기(1)가 비행기 모드로 동작될 때(도 1), 로터들(4)의 축들 B는 방향 A에 대해 실질적으로 평행이 된다.

전환식 항공기(1)가 헬리콥터 및 비행기 모드 사이에서 이동할 때, 전환식 항공기(1)는 대응 로터들(4)이 대응 축 C에 대해 경사질 수 있는 한 쌍의 관통 개구들(8)을 규정한다.

특히, 각각의 반날개(3)가 대응 개구(8)를 정의한다.

각각의 반날개(3)는 실질적으로 다음을 포함한다:

- 리딩 에지(10); 및

- 전환식 항공기(1)가 방향 A를 따라 나아갈 때, 리딩 에지(10)와 반대편에 있고 리딩 에지(10) 뒤에서 기류와 상호작용하는 트레일링 에지(11).

리딩 에지들(10)은 V 모양 꼬리(7)로부터 전단(15)으로 진행할 때, 각자 양측에서 동체(2)를 향해 모아진다.

더 정확히 말하면, 리딩 에지들(10) 사이에서 축 C에 평행하게 측정되는 거리는 V 모양 꼬리(7)에서 전단(15)으로 진행하면서 줄어든다.

각각의 리딩 에지(10)는 다음을 포함한다(도 4 및 도 5):

- 동체(2)의 대응하는 측에서 옆으로 튀어나온 제1곡선 스트레치(41); 및

- 동체(2)의 대응 반대측에서 스트레지(41) 연장부를 정의하는 직선 스트레치(42).

각각의 트레일링 에지(11)는 다음을 포함한다:

- 방향 C와 평행하게 V-모양 꼬리(7)의 대응하는 양측 상에서 뻗어나간 직선 스트레치(43);

- 곡선 스트레치(44); 및

- 스트레치(43)에 대해 스트레치(44)와 반대이고 방향 C에 대해 기울어진 직선 스트레치(45).

리딩 에지 및 리딩 에지들(11, 10)의 구조에 따라, 반날개들(3)은 "소위" 삼각 날개(delta wing)들로서 구성된다.

해당 에지(edge)들(42, 45)은 방향 A 및 축 C에 의해 규정된 평면으로부터 위쪽으로 튀어나옴으로써, 동체(2)의 개별 양측 상에 정렬되는 대응하는 소날개들(19)을 형성한다.

각각의 개구(8)는 동체(2) 및 대응하는 소날개(19) 사이에서 대응 축 C에 대해 나란하게 정렬되며, 리딩 에지 및 트레일링 에지(10, 11) 사이에서 방향 A와 평행하게 정렬된다.

각각의 개구(8)는 축 D를 중심으로 넓어지며, 도시된 실시예에서는 원형이다.

또한, 각각의 개구(8)는 도시된 실시예에서 원형인 에지(29)를 가진다.

전환식 항공기(1)가 비행기 모드로 동작될 때(도 1), 축 B는 대응 축 D에 대해 직교하며, 로터들(4)은 대응 개구(8)의 마주보는 위 및 아래 면들로부터 튀어 나온다.

전환식 항공기(1)가 헬리콥터 모드로 동작될 때(도 2), 축 B는 대응 축 D에 대해 평행하며, 로터들(4)은 대응 개구(8) 안에 축 방향으로 수용된다.

특히, 전환식 항공기(1)가 헬리콥터 모드로 동작될 때, 축 D와 평행한 로터들(4)의 두께는 축 D와 평행한 대응 개구들(8)의 두께보다 작거나 동일하다.

각각의 반날개(3)는 다음을 포함한다(도 4 및 5):

- 개구(8)를 정의하는 몸체(17); 및

- 동체(2)의 양측 각각에 있는 몸체(17)와 분리가능하게 연결된 한 쌍의 바깥쪽 날개들(18).

그 결과 전환식 항공기(1)는

- 날개들(18)이 동체(2)의 양측에서 몸체(17)에 연결되어 그로부터 튀어나오는 제1구성 안에서 동작될 수 있고(도 4);

- 날개들(18)이 몸체(17)로부터 분리된 제2구성 안에서 동작될 수 있다(도 5 및 8).

보다 자세히 말하면, 몸체(17)는 동체(2) 및 V 모양 꼬리(7) 및 개구들(8)을 포함한다.

몸체(17)는 스트레치들(41), 스트레치들(43, 44) 및 축 C에 직교하는 평면에 놓인 한 쌍의 벽들(32)로 경계 지어진다.

축 C에 직교하는 평면 상에서 취해진 몸체(17) 단면은 한 쌍의 에어포일들(60, 65)을 포함한다(도 7).

에어포일(60)은 방향 A를 따라 에지(29)의 전방 부분(47)과 리딩 에지(10) 사이에서 경계를 이룬다.

에어포일(60)은 리딩 에지(10) 및 전방 부분(47)과 만나는 상부(61) 및 하부(62)를 포함한다.

에어포일(60)은 트레일링 에지(11) 및 전방 부분(47)과 만나는 직선 익현(63)을 중심으로 대칭적으로 뻗어 있다.

상부와 하부(61, 62)는 도시된 실시예에서 둘 다 볼록하다.

에지(29)의 전방 부분(47)으로부터 리딩 에지(10)로 진행할 때, 익현(63)에 대해 수직으로 측정되는 상부(61) 및 하부(62) 사이의 거리는 처음에는 증가하다가 감소된다.

에어포일(65)은 방향 A를 따라 에지(29)의 후방 부분(48)과 트레일링 에지(11) 사이에서 경계를 이룬다.

에어포일(65)은 후방 부분(48) 및 트레일링 에지(11)와 만나는 상부(66) 및 하부(67)를 포함한다.

에어포일(65)은 트레일링 에지(11) 및 전방 부분(47)과 만나는 직선 익현(68)를 중심으로 대칭적으로 뻗어 있다.

상부와 하부(65, 66)는 도시된 실시예에서 둘 다 볼록하다.

트레일링 에지(11)로부터 에지(29)의 후방 부분(48)으로 진행할 때, 익현(68)에 대해 수직으로 측정되는 상부(66) 및 하부(67) 사이의 거리는 처음에는 증가하다가 이후 감소된다.

각각의 날개(18)는 대응하는 소날개(19)를 포함하고, 양측면에서 대응하는 스트레치들(42, 45)로 경계 지어진다.

각각의 날개(18)는 또한 대응하는 소날개(19)의 맞은 편에 있는 벽(33)으로 경계 지어진다.

각각의 날개(18)의 벽(33)은 몸체(17)의 대응하는 벽(32)에 분리 가능하게 연결된다.

각각의 날개(18)는 특히, 전복 방지 안정성(roll stadbility)를 제공하도록 후방으로 쓸려 있어, 주어진 정도의 양력(lift)을 얻기 위한 날개폭을 줄일 수 있다.

전환식 항공기(1)는 또한 개별 스트레치들(45)과 V 모양 꼬리의 개별 측면들 상에 배열된 엘러본(elevon)들(40)의 쌍을 포함한다.

엘러본들(40)은 축 C와 평행한 축 H에 대해 몸체(17)에 힌지된다(hinged). 이런 방식으로, 엘러본들(40)은 수평 비행 중에 상하 진동(pitch) 및 좌우 진동(roll)을 제어하기 위해 몸체(17)에 대해 위 아래로 이동할 수 있다.

로터들(4)이 반날개들(3)로부터 튀어나와 있다는 사실로 인해, 전환식 항공기(1)가 비행기로서 동작될 때, 엘러본들(40)에 작용하는 기류의 속도가 특히 빠르고, 그에 따라 엘러본들(40)의 효율성을 높일 수 있다.

각각의 로터(4)는 다음을 포함한다:

- 대응 블레이드들(27)을 덕트로 형성하는 환상형 보호덮개(annular shroud)(20); 및

- 대응 양 에지들 상에서 개별 보호덮개(20) 및 하우징(5) 사이에 개재되는 복수의 스포크들(spokes)(30).

이런 식으로, 전환식 항공기(1)가 헬리콥터에서 비행기 모드로 그리고 비행기에서 헬리콥터 모드로 이동할 때, 보호덮개(20)와 스포크들(30)은 대응 축 C에 대해 각각의 로터(4)의 블레이드들(27)과 일체로 함께 회전한다.

그와 달리, 보호덮개(20)와 스포크들(30)은 각각의 로터(4)의 축 B에 대해 고정된다.

보다 상세히 말하면, 각각의 보호덮개(20)는 대응 축 B를 중심으로 확장되고, 대응 축 B와 직교하는 대응 축 E를 중심으로 어떤 두께를 가진다(도 9 및 도 10).

각각의 보호덮개(20)는 다음을 포함한다:

- 방향 B를 따라 서로 반대 편에 있는 리딩 에지 및 트레일링 에지들(21, 22);

- 리딩 에지 및 트레일링 에지들(21, 22)과 만나는 상부(23); 및

- 상부(23)와 반대 측에 있고 리딩 에지 및 트레일링 에지(21, 22)와 만나는 하부(24).

도 9 및 도 10으로부터 명백히 알 수 있듯이, 대응 축들 E, B로 규정되는 평면에서 취해진 보호덮개(20)의 단면은 에어포일(25)로서 구성된다.

즉, 상부(23)와 하부(24)는 리딩 에지 및 트레일링 에지들(21, 22)과 만나는 익현(26)에 대해 비대칭적이다.

상세하게는, 상부(23) 및 하부(24) 모두 볼록하다.

또한, 에어포일(25)의 두께, 즉 방향 E를 따라 측정된 상부(23) 및 하부(24) 사이의 거리는 리딩 에지(21)에서 트레일링 에지(22)로 진행하면서 처음에는 증가하다가 이후 감소된다.

대응 축들에 대해 로터들(4)은 서로 독립적으로 경사됨이 바람직할 수 있다.

상세히 말하면, 전환식 항공기(1)는 다음을 포함한다:

- 대응 로터들(4)과 유효하게 연결되고 대응 축 C에 대해 로터들(4)을 경사지도록 된 한 쌍의 액추에이터들(52); 및

- 액추에이터들(52)을 서로에 대해 독립적으로 제어함으로써 로터들(4)이 대응 축들 C에 대해 서로 독립적으로 경사질 수 있도록 한 비행 제어 시스템(49)(도 11에 개략적으로만 도시됨).

각각의 액추에이터(52)는 다음을 포함한다:

- 고정 부분(53);

- 파트(53)에 대해 방향 A와 평행하게 미끄러질 수 있는 램(ram)(54); 및

- 축 C와 평행한 축에 대해 램(54)에 힌지된 제1단부(56), 및 축 C에 대해 로터(4)의 보호덮개(20)와 함께 일체화하여 경사지는 단부(58)를 가진 막대(55).

각각의 액추에이터(52)는 또한 방향 A와 평행한 램(54)의 이동을 제어하기 위한 제어 유닛(51)을 포함한다.

제어 유닛들(51)은 복수의 비행 및 임무(mission) 파라미터들에 기초하여 비행 제어 시스템(49)에 의해 제어된다.

고정 부분(53)에 대한 램(54)의 이동은 전기 모터(미도시)에 의해 유도된다.

또한, 각각의 액추에이터(52)는 대응 축 C와 평행하게 뻗은 바(59)를 포함한다.

각각의 액추에이터(52)의 바(59)는 다음을 포함한다(도 11 및 12):

- 막대(55)의 단부(58)와 일체화된 단부(90); 및

- 단부(90)의 반대편에서 보호덮개(20)에 맞춰진 단부(91).

보다 상세히 말하면, 전환식 항공기(1)는 대응 스포크들(30)을 보호덮개(20)에 연결하기 위한 복수의 연결 요소들(92)(이들 중 하나 만이 도 12에 도시됨)을 포함한다.

상세히 말하면, 각각의 연결 요소(92)는 대응 스포크(30)에 맞춰진 한 쌍의 벽들(94), 및 보호덮개(20)의 주변부에 맞춰지고 바(59)의 단부(91)과 연결된 중심부(95)를 포함한다.

특히, 각각의 단부(91) 및 대응하는 중심부(95)가 스플라인 맞춤(splined fitting)을 이용하여 결합된다.

상세히 말하면, 중심부들(95) 및 바들(59)의 단부들(91)은 보호덮개(20)에 의해 정의된 공동(cavity) 안에 부분적으로 수용된다 (도 12).

헬리콥터 모드에서 시작할 때, 각각의 액추에이터(52)는 전단(15) 쪽이나 후단(16) 쪽으로 대응 로터(4)를 경사지게 할 수 있다.

즉, 헬리콥터에서 비행기 모드로 전환하는 도중에, 각각의 액추에이터(52)는 축 D에 대해 전방이나 후방으로 대응 로터(4)를 경사지게 할 수 있다.

도 13 내지 16과 관련하여, 전환식 항공기(1)는 전력 저장 장치(70); 및 두 쌍의 전기장치들(71)을 포함한다.

각각의 전기장치(71)는 저장 장치(70)에 전기적으로 연결된 고정자(72), 및 대응 로터(4)의 샤프트(6)에 연결된 로터(73)를 포함한다;

각각의 전기장치(71)는

- 저장 장치(70)에 저장된 전력을 이용하여, 대응 축들 B를 중심으로 대응 샤프트(6)를 직접적으로 회전 구동하는 전기 모터; 또는

- 풍력 에너지를 이용하여 로터(4)의 회전을 일으킴으로써 저장 장치(70)를 충전하는 전력 발전기로서 동작될 수 있다.

특히 로터들(73)은 샤프트들(6)과 직접 연결된다.

현재의 내용에서, "직접 연결된다"는 표현은 로터(73)와 샤프트(6) 사이에 아무 트랜스미션(transmission) 시스템도 개재되지 않는다는 것을 나타내는데 사용된다. 따라서, 샤프트(6) 및 대응 로터들(73)의 축들 B에 대한 각속도는 동일하다.

상세히 말하면, 전기장치들(71)이 전기 모터들로서 동작될 때, 이들은 저장 장치(70)에 의해 전류를 급전 받는다.

상세히 말하면, 각각의 전기장치(71)의 고정자(72)가 대응 로터(4)의 하우징(5) 안에 끼워지고, 각각의 전기장치(71)의 로터(73)는 고정자(72)에 의해 회전가능하게 지지된다(도 13).

각각의 전기장치(71)의 고정자(72)는 대응 축들 B를 따라 신장되고, 복수의 각도 이격 시트들(angularly-spaced seats)(121)을 정의하는 환상형 몸체(120)를 포함한다. 특히, 각각의 전기장치(71)의 시트들(121)은 대응 축 B에 대해 방사상으로 뻗어 있다.

고정자(72) 또한, 나선형 슬롯(78)(도 13에는 도시되지 않고, 도 14에만 도시됨)을 정의하는 자기 코어(79)를 포함한다.

코어(79)는 몸체(120) 안에 수용되며, 슬롯(78)은 축 B를 중심으로 환상형이다.

각각의 전기장치(71)의 로터(73)는 대응하는 고정자(72)의 대응하는 반대 축 면들에 배열된 한 쌍의 환상형 플레이트들을 포함한다.

도시된 실시예에서 전기장치들(71)은 축 자속 브러쉬리스(axial flux brushless) 전기장치들, 즉 축 B를 중심으로 주로 뻗어나가는 자속을 발생하는 종류의 전기장치들이다.

각각의 전기장치(71)는 또한 다음을 포함한다:

- 슬롯(78) 안에 수용되어, 코어(79)에 감겨지고 사용 시 저장 장치(70)에 의해 교류가 급전되는 복수의 코일들(75); 및

- 로터(73)와 각을 이루며 일체화되고 몸체(120) 및 로터들(73)의 플레이트들 사이에 축 방향으로 개재되어, 코일들(75)에 의해 발생된 자계에 의해 대응 축 B를 중심으로 회전 구동되는 복수의 영구자석들(76).

각각의 전기장치(71)의 영구 자석들(76)은 대응 축 B에 대해 각을 이루면서 동일한 거리로 이격되어 있다.

각각의 로터(4)의 전기장치들(71)은 샤프트(6)와 관련하여 직렬로 배열된다. 즉, 축 B를 중심으로 샤프트(6)에 가해지는 전체 토크는 각각의 전기 모터(71)에 의해 발휘되는 토크들의 합에 해당한다.

코일들(75)은 와이어들을 이용하여 저장 장치(70)와 전기적으로 연결된다.

저장 장치(70)는 다음을 포함할 수 있다(도 15 및 도 16):

- 하나 혹은 그 이상의 전기 배터리(81); 또는

- 하이브리드 배터리(82) 및, 상기 하이브리드 배터리(82)와 유효하게 연결된 내연 기관(83).

도 15에 도시된 실시예에서, 내연 기관(83)은 하이브리드 배터리(82)를 충전한다. 특히, 내연 기관(83)은 디젤 엔진이며, 탱크(84)를 포함한다.

전환식 항공기(1)는 또한 다음을 포함한다:

- 반날개들(3), 동체(2), 로터들(4) 및 전기장치(71)를 포함하는 공통 핵심부; 및

- 상기 공통 핵심부에 선택적으로 연결될 수 있는 저장 장치(70)를 구비한 모듈에 의해 형성된다.

도시된 실시예에서, 저장 장치(70)는 리튬 이온(Li-Ion) 배터리이다.

전환식 항공기(1)는 또한 저장 장치(70)로부터 전력을 받아 로터들(4)의 샤프트들(6)의 모션을 제어하도록 전기장치들(71)로 입력되는 전력을 조절하는 모터 제어기(130)(도 15 및 도 16)를 포함한다.

상세히 말하면, 모터 제어기(130)는 저장 장치(70)에 의해 연속 전류를 급전 받고, 그 연속 전류를 교류로 변환하여, 전기장치들(71)로 교류를 공급한다.

전기장치들(71)은 또한, 대응 샤프트(6)의 제동 국면 도중에 전기 발전기로서 동작될 수도 있다. 이러한 상태에서, 전기장치들(71)은 배터리(81)나 배터리(82) 안에 저장되는 전류를 생성한다. 다시 말해, 전기장치들(71)은 전기 발전기로서 동작될 때, 대응 로터들(4)의 샤프트들(6)을 제공하기 위한 제동 수단을 정의한다.

또한, 전환식 항공기(1)는 착륙이 완료된 후, 비행기 모드로 준비될 수 있다.

그러한 상태에서, 블레이드들(27)에 작용하는 기류가 샤프트(6)의 회전을 일으킨다.

역시 이러한 상태에서, 전기장치들(71)은 전기 발전기로서 동작되고, 저장 장치(70) 안에 저장되는 전류를 생성한다.

액추에이터들(52)과 배터리(81)(또는 83)는 동체(2)의 일부분(13) 안에서 배열된다.

동체(2)는 유료하중 팰릿(payload pallet) 및/또는 센서 패키지를 수용할 수 있다.

전환식 항공기(1)는 또한 각각의 로터(4)마다, 하우징(5) 및 대응 블레이드들(27) 사이에 개재되는 세 개의 가변 길이 액추에이터들(100)을 포함한다(도 17).

상세히 말하면, 각각의 블레이드(27)(도 17에서 개략적으로만 도시됨)는 대응 축 G를 따라 뻗어 있고, 대응하는 루트 연결 소자(99)에 의해 허브(28)로 연결된다.

각각의 블레이드(27)는 각자의 축 G에 대해 편심인 C 형 어펜딕스(appendix)(101)를 포함한다.

각각의 액추에이터(100)는 하우징(5)에 연결된 제1단부(102) 및 대응 블레이드(27)의 어펜딕스(101)에 연결된 제2단부(103)를 가진다.

각각의 액추에이터(100)의 단부(103)는 단부(102)에 대해 미끄러질 수도 있다.

이런 식으로 액추에이터들(100)은 대응 축 G를 중심으로 대응 블레이드들(27)의 회전을 일으킨다.

따라서, 각각의 블레이드(27)의 받음각(angle of attck)은 가변된다.

특히, 액추에이터들(100)이 다음의 두 가지를 모두 가변시킬 수 있다:

- 모든 대응 블레이드들(27)의 받음각, 즉 소위 "콜렉티브 피치(collective pitch)"; 및

- 축 B 중심의 회전 중에 대응 블레이드들(27)의 받음각들의 주기적 변동, 즉 소위

"주기적 피치".

각각의 액추에이터(100)는 대응 블레이드(27) 상에 소정의 힘을 발휘하여 그 블레이드(27)의 변동을 억제하도록 하는 데 사용될 수도 있다.

도시된 실시예에서, 액추에이터들(100)은 전기 기계적이다.

전환식 항공기(1)가 헬리콥터 모드에서 동작되고 날개들(18)이 동체(2) 및 반날개들(3)로 이루어진 몸체(17)에 연결된 상황에서 시작하여, 전환식 항공기(1)의 동작이 설명된다.

이러한 구성은 전환식 항공기(1)의 이륙 및/또는 착륙에 있어 일반적이다.

증가된 양력 값이 요구될 때, 날개들(18)이 몸체(17)에 연결된다.

특히, 전환식 항공기(1)가 헬리콥터 모드에서 동작될 때, 축들 B는 방향 A에 직교하고 축들 D에 평행이 된다. 또한, 로터들(4) 및 대응 보호덮개들(20)이 대응 개구들(8) 안에 완전히 수용된다. 즉, 로터들(4) 및 보호덮개들(20)의 두께가 해당 축들 D에 평행한 대응 개구들(8)의 사이즈 안에 수용된다.

로터들(4)이 서로에 대해 반대 방향으로 대응 축들 C 주위를 회전함으로써, 로터들(4)에 의해 발휘되는 토크들이 균형을 이루게 된다.

상세히 말하면, 각각의 로터(4)의 샤프트(6)가, 이 경우 전기 모터들로서 동작되는 각각의 대응하는 전기장치들(71)에 의해 대응 축 B를 중심으로 회전 구동된다.

아주 간단히 말하면, 코일들(75)은 저장 장치(70)에 의해 교류를 급전 받아서 영구 자석들(76) 상에 가변 자속을 생성시킨다.

그 결과, 영구 자속들(76) 및 그에 따른 로터(73)와 샤프트들(6)이 대응 축 B를 중심으로 회전 구동된다.

액추에이터들(100)은 이하의 두 가지 모두를 위해 사용된다:

- 모든 대응 블레이드들(27)의 받음각 가변, 따라서 소위 "콜렉티브 피치(collective pitch)"의 가변; 및/또는

- 축 B를 중심으로 한 회전 중에 대응 블레이드들(27)의 받음각들의 주기적 변동의 가변, 그에 따른 소위 "주기적 피치" 가변.

전환식 항공기(1)가 헬리콥터 모드로 동작될 때, 한 로터(4)를 동체(2)의 전단(15)을 향해 경사지고, 다른 로터(4)를 동체(2)의 후단(16)을 향해 경사짐으로써 요잉(yawing)이 제어된다(도 18).

이런 식으로, 로터들(4)은 서로에 대해 동일하면서 반대가 되는 방향 A에 평행한 개별 힘들을 발생한다. 그 결과 로터(4)가 요잉될 수 있다(yaw).

상세히 말하면, 비행 제어 시스템(49)은, 대응 로터들(4)을 대응 축들 C에 대해 경사지고 서로에 대해 독립적인 액추에이터들(52)을 제어한다.

각각의 제어 유닛(51)은 방향 A에 평행한 램(54)의 슬라이딩(미끄러짐)을 제어한다.

램들(54)의 병진운동(translations)은 대응 축들 C를 중심으로, 막대들(55), 및 그에 따른 대응 로터들(4)과 보호덮개들(20)의 회전을 일으킨다.

전환식 항공기(1)를 비행기 모드에서 동작해야 할 때, 액추에이터들(52)은 대응 축들 C를 중심으로 전단(15)을 향해 로터들(4) 및 대응 보호덮개들(20)을 경사지게 한다.

이렇게, 축들 B가 먼저 축들 D에 대해 살짝 기울어지고(도 3), 그런 다음 방향 A와 실질적으로 평행하게 정렬된다(도 1).

전환식 항공기(1)가 비행기 모드로 동작될 때, 로터들(4)과 보호덮개들(20)은 일부가 대응 반날개들(3) 위로 튀어 나오고, 일부는 반날개들(3) 아래로 튀어 나온다.

이런 식으로, 로터들(4)에 의해 생성된 기류는 로터들(4)과 엘러본들(40) 아래에 배열된 반날개들(3)의 양 부분에 부딪친다.

또한 전환식 항공기(1)가 비행기 모드로 동작될 때, 수평 평면에 대해 살짝 기울어진 방향 A로 날기 때문에, 기류는 에어포일들(36, 60, 65)의 익현들(39, 63, 68)과 널(null) 아닌 각도를 형성한다.

대다수의 양력은 날개들(18)에 의해 제공된다. 양력의 나머지 부분은 대응 로터들(4)을 덕트로 형성하는 보호덮개들(20) 및 동체(2)에 의해 제공된다.

소날개들(19)은 전환식 항공기(1)의 전체적 공기역학 효율을 높인다.

수평 비행 중에, 좌우 및 상하 진동은 축 H를 중심으로 회전하는 엘러본들(40)에 의해 제어된다. 상세히 말하면, 엘러본들(40)은 서로에 대해 독립적으로 제어될 수 있다.

V 형 꼬리(7)는 미도시된 관례적 이동성 수직 표면들 덕분에, 수평 비행의 길이 방향 안정성을 보장한다.

로터들(4)은 전기장치(71)를 전기 모터가 아닌 교류 전기 발전기로서 동작시킴으로써 제동될 수 있다.

이런 식으로, 로터들(4) 및, 그에 따른 샤프트들(6)의 감속이 배터리들(81)(또는 82) 내 전기 에너지 저장을 유도한다.

임무형상(mission profile)이 전환식 항공기(10)가 주로 헬리콥터 모드로 동작될 것을 요구하는 경우, 앞서 기술된 전환식 항공기(1)의 동작 변경 없이 날개들(18)이 몸체(17)로부터 분리된다.

전환식 항공기(1)는 블레이드들(27)의 주기적 피치를 변동하지 않고, 양 로터들(4)을 후단(16)을 향해 경사짐으로써 후방으로 이동할 수 있다.

블레이드들(27)의 주기적 피치를 변동하지 않고, 로터들(4)을 전단(15)이나 후단(16)을 향해 경사짐으로써 헬리콥터 모드 및 비행기 모드 사이의 저속 전환이 이루어질 수 있다. 이러한 전환 시, 동체(2)는 수평이 유지된다.

전환식 항공기(1)가 지상에 있고 저장 장치(70)가 충전되어야 할 때, 로터들(4)은 바람의 흐름에 마주하는 방향으로 대응 축들 C에 대해 경사진다.

이 단계에서, 바람의 흐름은 로터들(4)의 샤프트들(6)을 회전 구동하고, 그러면 그 샤프트들(6)이 고정자들(72)에 대해 전기장치들(71)의 로터들(4)의 회전을 일으킨다.

즉, 전기장치들(71)이 저장 장치(70)를 충전시키는 전력 발전기들로서 동작된다.

본 발명에 따른 전환식 항공기(1)의 이점이 상기 내용으로부터 명백해질 수 있다.

특히, 로터들(4)은 대응 축들 C에 대해 서로 독자적으로 경사질 수 있다.

이런 식으로, 전환식 비행기(1)가 헬리콥터로서 동작될 때, 로터들(4)의 블레이드들(27)의 콜렉티브 피치를 변동하지 않으면서 요잉 모멘트를 생성하는 것이 가능하다.

사실상, 요잉은 축 D에 대해 동일 각도로 한 로터(4)를 전방으로(전단(15)을 향해) 경사지고 다른 로터(4)를 후방으로(즉, 후단(16)을 향해) 경사짐으로써 쉽게 제어될 수 있다.

이런 식으로, 로터들(4)의 추력들은 서로에 대해 동일하면서 엇갈리는 방향 A에 평행한 개별 힘들을 발생하며, 그에 따라 전환식 항공기(1)에 대해 작용하며 축들 B에 평행한 요 모멘트를 파생할 수 있다.

위에 비추어 볼 때, 로터들(4)의 블레이드들(27)의 주기적 제어에 대한 개입 없이 전환식 항공기(1)의 요잉이 이루어질 수 있다.

그 결과, 본 내용의 도입 부분에서 기술된 해법과 비교할 때, 샤프트들(6)은 감소된 제어 모멘트들을 인가받고, 그에 따라 감소된 응력을 경험한다.

그에 따라, 본 내용의 도입 부분에서 기술된 해법과 비교할 때, 로터들(4)의 수명이 늘어나고 보수 비용이 감소된다.

또한, 한 로터(4)를 전단(15)을 향해 경사지게 하고 다른 로터(4)를 후단(16)을 향해 경사지게 할 가능성에 의해 전환식 항공기(1)에서 이용 가능한 요 모멘트가 증가된다.

이 점에 있어서, 경사진 로터들(4)의 축들 D과 축들 B 사이의 각도가 클수록, 요 모멘트의 크기도 커진다는 것을 언급하는 것이 중요하다.

축들 B가 방향 A에 평행하고 로터들(4)이 방향 A와 평행하게 하나는 뒤로 경사지고 다른 하나는 후방으로 경사질 때, 한계 상황에 도달된다.

이 상황에서, 요잉 모멘트는 각각의 로터(4)의 추력을 축들 C 사이의 거리로 곱한 것에 해당하는 최대 값에 달한다.

또한, 로터들(4)은 헬리콥터 모드로부터 시작할 때, 대응 축들 C에 대해 후방으로-즉, 후단(16)을 향해- 경사질 수 있다.

이런 식으로, 로터들(4)의 블레이드들(27)의 주기적 제어에 대한 개입 없이, 전환식 항공기(1)가 후방으로 이동할 수 있다.

마지막으로, 단순히 두 로터들(4)을 대응 축들 C에 대해 전단(15)(또는 후단(16))을 향해 경사지게 함으로써, 헬리콥터 및 비행기 모드 사이의 전방(또는 후방) 저속 전환이 수행될 수 있다.

이러한 저속 전환 중에, 동체(2)는 수평으로 유지된다.

또한 이런 식으로, 로터들(4)의 블레이드들(27)의 주기적 제어에 대한 개입 필요성이 존재하지 않는다.

따라서, 위에서 확인된 전환식 항공기(1)의 모션들에 있어서, 본 내용의 도입 부분에서 기술된 해법과 비교할 때, 샤프트들(6)은 감소된 제어 모멘트들을 인가받고, 그에 따라 감소된 응력을 경험한다.

그러나, 첨부된 청구범위에 규정된 바와 같은 본 발명의 범위로부터 벗어나지 않으면서, 여기 기술되고 예시된 바와 같은 전환식 항공기(1)에 대한 변경이 이뤄질 수 있다는 것은 자명한 사실이다.

Claims

- 한 쌍의 반날개들(3);
- 대응하는 제1축(B)을 중심으로 회전하고 헬리콥터 모드 및 비행기 모드 사이에서 상기 반날개들(3)을 기준으로 상기 제1축(B)과 함께 제2축(C)에 대해 경사지게 될 수 있는 제1 및 제2 로터(4)를 포함하는 전환식 항공기(1)로서,
상기 제1축(B)은 상기 헬리콥터 모드에서 사용시, 상기 전환식 항공기(1)의 길이 방향(A)에 대해 직교하고, 상기 비행기 모드에서 사용시, 상기 길이 방향(A)에 대해 실질적으로 평행하게 구성되고,
상기 제1 및 제2로터(4)는 서로에 대해 독립적으로 대응하는 제2축들(C)에 대해 경사지는 것이 가능하고,
또한 상기 전환식 항공기(1)는
- 상기 제1로터(4)와 유효하게 연결되고 대응되는 제2축(C)에 대해 상기 제1로터(4)를 경사지도록 된 제1액추에이터(52); 및
- 상기 제2로터(4)와 유효하게 연결되고 대응 제2축(C)에 대해 상기 제2로터(4)를 경사지도록 된 제2액추에이터(52)를 더 포함하고, 여기에
- 제1 및 제2액추에이터들(52)을 서로에 대해 독립적으로 제어하도록 된 비행 제어 시스템(49)을 더 포함함을 특징으로 하고,
상기 제1 및 제2액추에이터(50, 52) 각각은
- 고정 부분(53);
- 상기 고정 부분(53)에 대해 미끄러질 수 있고 사용 중에 상기 비행 제어 시스템(49)에 의해 제어되는 피스톤(54); 및
- 대응하는 제2축(C)을 중심으로 회전할 수 있고, 상기 피스톤(54)에 힌지되고, 상기 상대적 제1 및 제2로터(4)에 연결되어, 대응하는 제2축(C)에 대해 상기 제1 및 제2로터(4)의 경사를 이루도록 하는 막대(55)를 포함하는 것을 특징으로 하는 전환식 비행기.
제1항에 있어서, 상기 헬리콥터 모드에서 상기 비행기 모드로 전환 중에, 상기 각각의 제1 및 제2로터(4)는 각기, 제1 및 제2액추에이터(50)에 의해 상기 전환식 항공기(1)의 전단(15)이나 후단(16)을 향해 경사질 수 있음을 특징으로 하는 전환식 비행기.
제1항 또는 제2항에 있어서, 상기 제1액추에이터(52)는 상기 피스톤(54)이 상기 고정 부분(53)에 대해 미끄러지게 하기 위한 전기 모터를 포함함을 특징으로 하는 전환식 비행기.
제1항 내지 제3항 중 어느 한 항에 있어서, 덕트로 형성하고 상기 제1로터(4)에 연결되는 제1보호덮개(20)를 포함하고,
상기 제1액추에이터(52)는 사용 중에 상기 막대(55) 및 상기 보호덮개(30)와 일체화하여 상기 축(C)을 중심으로 회전하는 바(59)를 포함함을 특징으로 하는 전환식 항공기.
제4항에 있어서, 상기 제1로터(4)는
- 하우징(5);
- 상기 보호덮개(20) 및 상기 하우징(5) 사이에 개재되는 복수의 스포크들(30); 및
- 대응 스포크들(30)을 상기 보호덮개(20)에 연결하기 위한 복수의 연결 요소들(92)을 포함하고,
상기 바(59)는 상기 연결 요소들(92) 중 한 개와 연결됨을 특징으로 하는 전환식 항공기.
제5항에 있어서, 상기 바(59)는 스플라인 맞춤(splined fitting)을 통해 상기 한 개의 연결 요소(92)에 연결됨을 특징으로 하는 전환식 항공기.
제1항 내지 제6항 중 어느 한 항에 있어서, 상기 반날개들(3)이 대응하는 양측에서 튀어나온 동체(2)를 포함하고,
상기 동체(2)는 상기 제1 및 제2액추에이터(52)를 수용함을 특징으로 하는 전환식 항공기.