KR20130035239A - 회전 날개를 가지는 하이브리드 항공기 - Google Patents

Abstract

본 발명은 항공기(1)에 관한 것으로, 상기 항공기(1)는 동체(2), 파워 플랜트(10), 적어도 하나의 주 회전자(16)를 가지는 회전 날개(15), 및 상기 동체(2)의 어느 한쪽에서 연장하는 2개의 절반 날개(21, 22)를 포함하는 고정 날개(20)를 가지고, 상기 항공기(1)는 상기 동체(2)의 어느 한쪽에 위치하고 각각의 절반 날개(21, 22) 위에 각각 위치한 적어도 2개의 추진 프로펠러들(30)을 또한 포함하며, 상기 항공기(1)는 안티-토크 및 한쪽으로 흔들림-제어 꼬리 회전자(35)를 포함한다. 전송 시스템(40)은 상기 파워 플랜트(10)를 각각의 주 회전자(16)와 상기 꼬리 회전자(35)에 연결하고, 각각의 프로펠러(30)가 순항 비행시 구동될 수 있고, 지면에서 또는 호버링시 상기 파워 플랜트(10)에 의해 회전 구동될 필요가 없도록 요청시 제어 가능한 각각의 차동 메커니즘(50)을 통해 각각의 프로펠러(30)에 상기 파워 플랜트(10)를 연결한다.

Description

회전 날개를 가지는 하이브리드 항공기{A HYBRID AIRCRAFT HAVING A ROTARY WING}

본 출원은 전문이 본 명세서에 참조로 통합되어 있고, 2011년 9월 29일에 출원된 프랑스 특허출원 1102947호의 이익을 주장하며, 여기서는 그 개시 내용 전체를 언급함으로써 인용한다.

본 발명은 회전 날개를 가지고, 고속으로 장거리를 이동하기에 적합한 하이브리드 항공기에 관한 것이다.

이러한 개선된 회전 날개 항공기 디자인은, 합리적인 비용으로 종래의 헬리콥터의 수직 비행에 있어서의 효율성과, 추진 프로펠러들과 현대식 엔진들을 사용함으로써 가능하게 된 높은 이동 속도 성능의 결합을 추구한다.

본 발명의 목적을 명확히 이해하기 위해서는, 항공기와 회전 날개 항공기에 해당하는 비행 기계의 주된 종류들을 상기하는 것이 적절하다.

"회전 날개 항공기"란 용어는 적어도 하나의 회전 날개에 의해 완전히 또는 부분적으로 리프트(lift)가 제공되는 임의의 항공기를 가리킨다. 회전 날개는 보통 항공기가 지상에 서 있을 때 실질적으로 수직인 축과 큰 직경을 가진 적어도 하나의 회전익을 포함한다.

회전 날개 항공기는 여러 가지 상이한 타입을 포함한다.

먼저, 적절한 엔진에 의해 구동 중인 적어도 하나의 주 회전자가 리프트와 추진 모두를 제공하는 역할을 하는 헬리콥터가 존재한다.

헬리콥터는 항공기에 리프트와 추진 모두를 제공하는 2개의 리프트 회전자를 가질 수 있다. 이 2개의 회전자들은 나머지 것 뒤에 배치된 것이거나 동일한 축에 있을 수 있다.

또한 회전자가 힘을 받지 않는 회전 날개 항공기인 오토자이로(autogyro)가 있지만, 이는 항공기의 전진 속도의 영향 하에 있는 자동 회전에 의한 리프트를 제공한다.

또한 헬리콥터와 오토자이로 사이의 중간인 회전 날개 항공기인 자이로다인이 존재하는데, 이 경우 회전자는 리프트만을 제공한다. 이 회전자는 보통 헬리콥터와 같이, 이륙, 호버링 또는 수직 비행, 및 착륙하는 단계들 동안 파워 플랜트에 의해 구동된다. 자이로다인은 또한 회전자 조립체와는 본질적으로 상이한 추가적인 추진 시스템을 가진다. 전진 비행에서, 회전자는 계속해서 리프트를 제공하지만, 이는 상기 회전자에 전송되는 힘 없이 오로지 자동 회전 모드에서만 그러하다.

또한 오토자이로와 같은 순항(cruising) 비행을 행하면서, 헬리콥터와 같이 이륙과 착륙하는 복합 회전 날개 항공기가 존재한다.

다양한 회전 날개 항공기 공식 중에서, 헬리콥터는 그것이 최대 전진 속도가 대략 시단당 300㎞로 기술적으로 좀더 복잡하고 좀더 고가인 복합 또는 컨버터블(convertible) 타입들의 공식으로 생각할 수 있는 속도 미만으로 느리다는 사실에도 불구하고 가장 널리퍼져 있을 정도로 가장 간단하다.

또 다른 새로운 공식은 "하이브리드(hybrid)" 헬리콥터로 알려져 있고, 이는 EP 2148814호에 기술되어 있다.

EP 2105378호는 회전 날개, 2개의 추진 프로펠러, 및 동체의 앞에서의 안정화기 표면을 가지는 항공기를 설명한다.

프로펠러들의 배치는 항공기 동체의 측면들이 자유롭게 되는 것, 예컨대 승객들을 태우거나 내리게 하는 것을 가능하게 한다. 또한, 이들 프로펠러들은 항공기의 뒤에 배치되어, 승객들에 의해 감지되는 프로펠러로 인해 발생하는 잡음의 양을 최소화하는 역할을 한다.

항공기는 꼬리 붐(boom)이나 수직 꼬리 핀(fin)를 가지지 않아, "꼬리 흔들림(tail shake)"이라고 알려진 현상을 적어도 최소화하는 역할을 한다는 점 또한 관찰된다.

또 다른 양상에서는, 항공기의 전면에 놓인 안정화기 표면은 "애티튜드 험프(attitude hump)" 현상(불어 "bossed'assiette"로부터 유래)을 적어도 최소화하는 역할을 한다.

회전 날개 항공기는 또한 함께 항공기에 리프트를 제공하도록 작용하지만 안티-토크(anti-torque) 장치를 필요로 하지 않는 공통 축 상에 2개의 주 회전자를 가지는 것으로 알려져 있다.

그러한 회전 날개 항공기는 또한 순항 비행시 항공기에 추진을 제공하기 위해 항공기의 뒤쪽 끝에 위치한 프로펠러와, 추진 프로펠러가 구동되거나 구동되지 않게 하는 디클러칭(declutching) 시스템을 포함한다.

그러므로 회전 날개 항공기는 비교적 복잡한 주 회전자들에 힘을 전송하기 위한 시스템을 소유한다.

또한, 프로펠러는 동체와 주 회전자의 항적(wake)에 잠재적으로 위치하고, 이는 잡음과 "꼬리 흔들림"이라고 알려진 현상을 일으킬 수 있다.

더 나아가, 회전 날개 항공기는 호버링 비행시 항공기에 리프트를 제공하고, 순한 비행시에는 그것의 리프트 전부 또는 일부를 제공하며, 또한 순항 비행시 그것의 추진의 일부를 제공하는 주 회전자를 가지는 것으로 알려져 있다.

회전 날개 항공기는 또한 안티-토크 기능과, 한쪽으로 기우뚱해진 항공기를 제어하는 기능을 제공하는 꼬리 회전자를 가지고, 순항 비행시 추가적인 리프트를 제공하는 고정된 날개, 및 추진에 기여하기 위한 항공기의 뒤쪽 끝에 위치한 풀릴 수 없는 프로펠러를 가진다.

특히 호버링 비행시 프로펠러가 힘을 필요로 하는, 심지어 어떠한 밀침도 제공하지 않을 때에도 회전하는 것을 중지시키는 것이 가능하지 않다는 점이 관찰된다.

문헌 미국특허 제 3448946호는 추진 꼬리 회전자와 안티-토크 꼬리 회전자를 지닌 복합 회전 날개 항공기를 제안한다.

문헌 미국특허 제 US3105659호는 헬리콥터 모드와 오토자이로 모드 모두에서 동작하는 2가지 모드를 지닌 항공기를 기술한다.

문헌 미국특허 제 US2002/0011539호는 안티-토크 기능을 제공하는 추진 프로펠러들을 가지는 항공기를 제시한다.

문헌 중국특허 1098688호는 차동 메커니즘을 가지는 항공기를 제시한다.

이 외에도 다음 문헌들, 즉 US2665859A, US2005/151001A1, GB215366A, GB2197629A, 및 GB895590A가 알려져 있다.

따라서, 본 발명의 목적은 전술한 결점들을 가능한 많이 제한하는 경향이 있는 회전 날개 항공기를 제안하는 데 있다.

본 발명에 따르면, 항공기는 동체, 발전 장치(power plant), 적어도 항공기 리프트 부분을 제공하는 적어도 하나의 주 회전자를 가지는 회전 날개, 및 적어도 순항 비행시 항공기의 리프트 부분을 제공하고 동체의 어느 한쪽에서 연장하는 2개의 절반 날개(half-wing)를 포함하는 고정 날개를 포함하고, 이 경우 항공기는 동체의 어느 한 쪽에 위치한 적어도 2개의 추진 프로펠러를 포함하며, 이들 추진 프로펠러 각각은 각각의 절반 날개에 놓여있으며, 항공기는 안티-토크 및 요(yaw)-제어 꼬리 회전자를 포하마한다.

또한, 항공기는 파워 플랜트를 각각의 주 회전자와 꼬리 회전자에 연결시켜 비행중에 주 회전자와 꼬리 회전자를 연속적으로 구동시키는 전송 시스템을 포함하는데, 이 전송 시스템은 각각의 프로펠러가 순항 비행시 구동될 수 있고 지상에서 및/또는 호버링 비행시 파워 플랜트에 의해 회전 구동될 필요가 없도록, 파일럿이나 오토파일럿 메커니즘에 의한 요구시 제어 가능한 상이한 메커니즘을 통해 각각의 프로펠러에 파워 플랜트를 연결한다.

"순항 비행"이란 용어는 0이 아닌 종속(longitudinal speed)으로 수행되는 비행 단계를 의미하는데 사용된다.

그에 비해, "호버링 비행"이란 용어는 0이 아닌 종속으로 일어나는 비행 단계를 의미하는데 사용된다.

그러므로, 요 제어와 안티-토크 기능은 특히 꼬리 회전자에 의해 제공된다.

항공기의 리프트는 회전 날개와 고정 날개에 의해 제공된다. 리프트에 대한 고정 날개의 기여도는 항공기의 전진 속도가 증가함에 따라 증가한다.

또한, 항공기의 추진은 회전 날개와 프로펠러들에 의해 제공될 수 있다.

본 발명에 따르면, 차동 메커니즘이 파일럿이나 오토파일럿 시스템의 요구시 프로펠러들이 회전 구동될 수 있는지 여부를 가능하게 한다.

그러므로, 특히 예컨대 높은 전진 속도에 도달하고, 특히 지상 및/또는 호버링 비행시 프로펠러들을 구동하는 것을 회피하도록 순항 비행시 프로펠러들을 구동하는 것이 가능해진다.

그러므로 본 발명은 종래의 헬리콥터에 비해 다음과 같은 장점들을 하나 이상 제시하는 것을 가능하게 한다.

·프로펠러 추진력과, 고정 날개에 의한 회전 날개로부터의 공기 역학 부하의 제거로 인한 고속 비행 능력;

·프로펠러들 때문에 실질적으로 0°인 비행 자세를 지닌 레벨 비행 중에 가속하고 감속하는 능력;

·매우 높은 수직 속도로 상승하는 능력;

·고정 날개로 인한 큰 부하 인자들을 수용하는 능력;

·프로펠러들이 연동하는 경우 호버링하면서 비행 자세를 변화시키는 능력; 및

고정 날개로 인한 비율을 끌어 올리는 더 나은 전반적인 공기 역학 리프트.

게다가, 지상에 있으면서 프로펠러들이 정지될 수 있게 함으로써 차동 메ㅓ니즘은 지상에 있는 동안 발생되는 잡음을 최소화하고 항공기에 가까운 지상에 있는 사람들에게 일어나는 사고 발생 위험을 최소화하며, 특히 회전 날개가 계속해서 회전하는 동안 승선 및 하선하고자 하는 승객들에 일어날 수 있는 사고 발생 위험을 최소화한다.

호버링 비행하면서 프로펠러들을 정지하게 함으로써, 차동 메커니즘은 요구되는 힘과 발생된 소음을 최소화하고, 헬리콥터 동체에서의 열려진 측면으로부터 승선 중인 승무원이 작업하는 것을 가능하게 한다.

프로펠러 피치(pitch) 제어 시스템은 그것이 매우 반동적일 필요가 없고, 중복적인 필요가 없는 한 단순화될 수 있다는 점이 또한 관찰된다. 프로펠러들은 한쪽으로 흔들리는 비행기를 제어하는데 기여하지 않거나 한쪽으로 흔들리는 항공기를 제어하는데 관여하나 오직 꼬리 회전자에 추가되어 관여하기 때문에, 프로펠러 피치 제어 시스템은 특별히 빠르고 신뢰할 수 있어야 할 필요는 없다. 예를 들면, 프로펠러 피치 제어 시스템은 항공기에서처럼 종래의 프로펠러 피치 액추에이터에 제한될 수 있다.

유사하게, 프로펠러들 사이에 공간을 정하는 것은 안티-토크 기능을 수행하기 위한 요구 조건과는 무관한데, 이는 상기 기능이 꼬리 회전자에 의해 적어도 대부분에 관해 수행되기 때문이다. 그러므로, 동체에 관한 프로펠러들의 위치들을 선택하고, 그것들을 운반하는 날개의 치수들을 선택할 때 유일하게 알맞은 만족스러운 절충안을 찾을 필요가 없다.

게다가, 각각의 프로펠러는 안티-토크 기능에 기여하기 위한 동작의 "역(reverse)" 모드를 가능하게 하는 임의의 절충안 없이, 추진을 위해 최적화될 수 있다.

항공기는 또한 다음과 같은 하나 이상의 추가적인 특징들을 포함할 수 있다.

그러므로, 특별한 프로펠러의 차동 메커니즘은

·전송 시스템의 측면 부분을 통한 파워 플랜트에 의해 구동되고 적어도 하나의 플래닛(planet) 기어를 운반하는 쉘(shell)에 고정되는 흡입 기어휠(inlet gearwheel);

·흡입 기어휠를 통과하고, 플래닛 기어와 맞물리고 흡입 기어에 대해 자유롭게 회전하는 흡입 태양 기어(sun gear)와 회전하도록 구속되는 아이들러 샤프트;

·특정 프로펠러를 구동하고, 플래닛 기어와 맞물리는 배출 태양 기어와 회전하도록 구속되는 프로펠러 샤프트; 및

·프로펠러 샤프트에 브레이크를 걸기 위한 프로펠러 브레이크와 아이들러 샤프트에 브레이크를 걸기 위한 흡입 브레이크를 포함할 수 있다.

그러므로 이러한 메커니즘은 특히 간단하고 구현하기 쉽다.

차동 메커니즘의 첫 번째 이용시, 프로펠러 샤프트에 브레이크를 걸고, 아이들러 샤트르를 풀음으로써, 프로펠러가 정지해 있으면서 전송 시스템이 아이들러 샤프트를 구동할 수 있다.

에너지를 소모하는 부재가 없을 때에는, 아이들러 샤프트에 의해 소비된 힘은 무시할 수 있다. 반대로, 파워 플랜트에 의해 회전 날개와 꼬리 날개에 전달된 힘은 최대화되는데, 심지어 구동 시스템들이 고정 날개에 배치되는 부재, 특히 이 예에서는 아이들러 샤프트를 계속해서 구동하는 경우에도 그러하다.

차동 메커니즘의 두 번째 이용시에는, 프로펠러 샤프트를 풀면서 아이들러 샤프트에 브레이크를 검으로써, 전송 시스템은 아이들러 샤프트가 멈춰있는 상태에서 프로펠러를 구동할 수 있다.

이를 위해, 항공기는

·프로펠러 샤프트가 회전하는 것을 방지하도록 프로펠러 브레이크를 제어하고, 측면 부분에 의해 아이들러 샤프트가 구동되는 것을 허용하면서 프로펠러를 정지시키는 기능을 수행하기 위해, 아이들러 샤프트를 풀도록 흡입 브레이크를 제어하기 위한 제어 수단과,

프로펠러 샤프트를 풀기 위해 프로펠러 브레이크를 제어하고, 프로펠러를 회전시키기 위해, 측면 부분으로부터 프로펠러 샤프트로의 회전 움직임을 전송하는 기능을 수행하도록 아이들러 샤프트를 차단하기 위해 흡입 브레이크를 제어하기 위한 수단을 포함할 수 있다.

제어 수단은 차동 메커니즘의 전술한 용도 중 하나 또는 나머지 것이 요구되는 것을 가능하게 하는 2개의 위치들을 가지는 레버일 수 있다.

제 1 변형예에서는, 아이들러 샤프트가 액세서리 기어박스와 맞물린다.

이 액세서리 기어박스는 회전에 의한 전기, 수압, 공기압, 또는 다른 힘을 발생시키는 역할을 한다. 예컨대, 액세서리 기어박스는 절반 날개 또는 실제로는 예컨대 절반 날개에 통합된 윈치(winch)를 접기 위한 메커니즘을 작동시킬 수 있다.

액세서리 기어박스는 아이들러 샤프트 회전의 결과 전기를 발생시키기에 적합한 전기 부재일 수 있다.

제 2 변형예에서는, 엔진 고장시 추가적인 힘으로부터 이익을 얻기 위해, 운동 에너지를 저장하기 위해 시스템에 연결된다.

그러한 시스템들은 특히 자동차 분야에서, 경주용 차들의 바퀴들에서 구현되는 것으로 알려져 있다.

각각의 아이들러 샤프트는 또한 기어박스와 맞물릴 수 있고, 운동 에너지를 저장하기 위한 시스템에 연결될 수 있음이 이해될 수 있다.

또 다른 양상에서는, 전송 시스템이 꼬리 회전자와 회전 날개에 연결된 중심 부분을 포함할 수 있고, 프로펠러마다 존재하는 하나의 측면 부분은 상기 중심 부분을 프로펠러의 차동 메커니즘에 연결하며, 프로펠러들을 구비한 절반 날개들, 측면 부분들, 및 차동 메커니즘들을 포함하는 조립체는 제거 가능하다.

회전 날개 구성으로부터 고정 날개 구성으로 변화할 수 있는 항공기를 종래의 헬리콥터에 해당하는 구성으로 변환하는 것이 가능하다.

게다가, 이러한 전송 시스템은 파워 플랜트를

·파일럿에 의해 제어 가능한 제 1 차동 메커니즘을 통해 제 1 프로펠러에 연결하여, 상기 제 1 프로펠러가 순항 비행과 호버링 비행시 파워 플랜트에 의해 구동될 수 있고 지상에서나 호버링 비행시 파워 플랜트에 의해 회전시 구동될 필요가 없고,

·파일럿에 의해 제어 가능한 제 2 차동 메커니즘을 통해 제 2 프로펠러에 연결하여, 상기 제 2 프로펠러가 순항 비행과 호버링 비행시 파워 플랜트에 의해 구동될 수 있고 지상에서나 호버링 비행시 파워 플랜트에 의해 회전시 구동될 필요가 없게 될 수 있다.

그러므로, 파워 플랜트는

·제 1 동작 모드에서는, 높은 속도에 도달하기 위해, 순항 비행시 회전 날개, 꼬리 회전자, 및 프로펠러들을 구동할 수 있고,

·제 2 동작 모드에서는, 특히 항공기 부근에서 움직이는 사람들을 보호하고, 항공기에 의해 발생된 소음을 제한하기 위해, 프로펠러들이 정지된 상태에서 지상에서 회전 날개와 꼬리 회전자를 구동시킬 수 있다.

게다가, 제 3 동작 모드에서는, 호버링 비행시 프로펠러들이 정지된 상태에서 파워 플랜트가 회전 날개와 꼬리 회전자를 구동시킨다.

그러므로, 호버링 비행시 프로펠러들을 정지시키는 능력은 다음 결점 중 적어도 하나를 제한할 수 있다.

·소리 레벨;

·물이나 준비되지 않은 착륙 지면에 착륙하면서 프로펠러들이 파괴될 위험성;

·깊게 경사진 지형에 착륙할 때 프로펠러들이 파괴될 위험성;

·항공기의 착륙 기어가 망가진 경우 프로펠러들이 파괴될 위험성; 및

·호버링 하면서, 임의의 프로펠러들과의 간섭 위험성 없이, 동체에 있는 측면 문을 통해 윈치와 같은 선택적인 장비를 사용하는 능력.

게다가, 호버링 비행시 프로펠러들을 정지시키는 능력은, 클러치를 풀 수 없는 프로펠러들을 포함하는 항공기에 비해, 호버링 하면서 항공기의 힘 효율을 최적화할 수 있다.

제 4 동작 모드에서는, 호버링 중에 파워 플랜트는 회전 날개, 꼬리 회전자, 및 프로펠러들 중 하나를 구동하고, 그 동안 다음 프로펠러는 정지된다.

그러므로, 호버링 중에 회전 구동하는 프로펠러는 동체에 있는 회전 날개의 주 회전자에 의해 가해지는 토크를 보상하도록 꼬리 회전자와 협력한다.

이는 안티-토크 기능에 관해 최적화된 힘 효율성을 초래한다.

마지막으로, 루트 존(root zone)으로부터 프로펠러를 운반하는 중간 구역을 통해 엔드 존(end zone)까지 각각의 절반 날개가 상기 동체로부터 가로질러 연장하고, 이 경우 엔드 존은 그것이 제어 가능한 힌지(hinge)에 의해 중간 존에 연결되어, 충격을 주는 회전 날개를 통과하는 공기를 가지는 고정 날개의 영역을 최소화하여 프로펠러가 지면과 접하게 되는 것으로부터 보호하기 위해 호버링 비행 중 지면 쪽으로 이동되고 향할 수 있게 된다.

그러한 상황에서는, 호버링 비행 중 날개로부터 초래되는 리프트의 손실이 최소화된다.

날개의 엔드 존은 또한 소위 "접힌(folded)" 위치에서 지지 레그로서의 역할을 하는 것이 관찰되는데, 이 경우 엔드 존은 이러한 접힌 위치에서 지면 쪽을 향하도록 이동된다.

힌지는 차동 메커니즘의 아이들러 샤프트와 협력하는 액세서리 기어박스에 의해 힘이 전달된 모터에 의해 동작할 수 있다.

본 발명과 그것의 장점은 예시로 주어진 실시예들의 이어지는 설명과 첨부된 유일한 도면을 참조하여 더 상세히 드러난다.

3개의 상호 직교하는 방향들(X, Y, Z)이 도면에 도시되는 것으로 관찰된다.

첫 번째 방향(X)은 "세로 방향의(longitudinal)"라고 언급된다. "세로 방향의"라는 용어는 첫 번째 방향(X)에 평행한 임의의 방향에 관련된다.

두 번째 방향(Y)은 "가로지르는(transverse)"이라고 언급된다. "가로지르는"이라는 용어는 두 번째 방향(Y)에 평행한 임의의 방향에 관련된다.

마지막으로, 세 번째 방향(Z)은 "높이 방향의(in elevation)"이라고 언급된다. "높이 방향의"이라는 용어는 세 번째 방향(Z)에 평행한 임의의 방향에 관련된다.

도 1은 동체(2)를 가지는 항공기(1)를 도시한다.

동체(2)는 전후 방향의 대칭인 평면(P)을 따라 항공기의 앞부분(nose)(3)으로부터 후면 단부(4)로 세로 방향으로 연장하고, 제 1 측면(5)으로부터 제 2 측면(6)으로 가로질러 연장하며, 높이 방향으로는 하부 부분(7)으로부터 상부 부분(8)으로 연장한다.

항공기는 또한 동체의 상부 부분(8) 위에 회전 날개(15)를 포함하고, 이 회전 날개는 적어도 하나의 주 회전자(16)를 포함한다.

항공기에는 또한 후면 단부(4)에 배치된 꼬리 회전자(35)가 제공된다. 이 꼬리 회전자(35)는 동체(2)에서 주 회전자(16)에 의해 가해진 토크를 받아치고 한쪽으로 흔들리는 항공기를 제어하기 위해 특히 가로축(AX)에 대해 회전한다.

게다가, 항공기(1)는 예컨대 가로지르는 방향으로 동체의 양쪽 측면에서 연장하는 2개의 절반 날개(21, 22)를 포함하는 고정 날개(20)를 가진다.

각각의 절반 날개(21, 22)는 추진 프로펠러(30)를 운반하고, 그 중 첫 번째 절반 날개(21)는 제 1 프로펠러(31)를 운반하며, 두 번째 절반 날개(22)는 제 2 프로펠러(32)를 운반한다.

그러므로, 가로질러 진행하고 동체(2)로부터 멀어져 가는 각각의 절반 날개(21, 22)는 루트 존(23), 프로펠러(30)를 운반하는 중간 존(24), 및 또한 가능하게는 프로펠러 엔진실(nacelle), 및 엔드 존(25)으로 이루어져 있다.

엔드 존(25)은 힌지(26)에 의해 중간 존(24)에 선택적으로 연결된다. 이 힌지는 모터(27)에 의해 제어될 수 있어, 호버링 비행 중에 엔드 존(25)이 요청시 지면 쪽으로 향하도록 이동된다.

그 결과 접힌 위치에서는, 회전 날개를 통과하는 워시(wash)에 의해 부딪히는 날개 영역이 최소화된다. 그 결과 고정 날개에 의해 야기된 리프트의 손실이 호버링 중에 최소화된다.

엔드 존은 프로펠러 엔진실과 날깨 끝부분(tip) 사이에서 연장하는 절반 날개의 부분을 나타낼 수 있음이 이해될 수 있다.

꼬리 회전자와 프로펠러들의 회전 날개의 회전 구동을 위해, 항공기는 파워 플랜트(10)를 포함한다. 도시된 예에서, 파워 플랜트는 복수의 엔진, 특히 2개의 엔진(11, 12)을 포함할 수 있다.

파워 플랜트(10)는 힘 전송 시스템(10)이 연속적으로 움직일 수 있게 하기 위해 꼬리 회전자와 프로펠러들의 회전 날개의 회전을 구동한다.

예컨대, 힘 전송 시스템(10)은 파워 플랜트(10)에 의해 구동된 중심 부분(41)을 포함한다.

이후 중심 부분(41)은 꼬리 기어박스(44')로 이끄는 꼬리 전송 샤프트에 의해 꼬리 회전자에 연결된다.

중심 부분(41)은 또한 주 회전자(16)의 허브를 구동하는 마스트(mast)를 포함할 수 있다.

이후 회전 날개와 꼬리 회전자는 파워 플랜트에 의해 연속적으로 구동된다.

또한, 전송 시스템은 각각의 프로펠러 쪽으로 중심 부분으로부터 연장하는 각각의 프로펠러(30)에 관한 하나의 측면 부분(45)을 포함할 수 있다. 그러므로, 전술한 전송 시스템은 중심 부분으로부터 제 1 프로펠러(31)로 진행하는 제 1 측면 부분(42)과, 중심 부분(41)으로부터 제 2 프로펠러(32)로 진행하는 제 2 측면 부분(43)을 포함한다.

전송 시스템은 본 발명의 영역을 벗어남이 없이 다양한 방식으로 구현될 수 있음이 이해될 수 있다. 그렇지만, 프로펠러마다의 하나의 측면 부분에 관해, 회전 날개의 구동을 위한 부분과 꼬리 회전자의 구동을 위한 부분을 준비하는 것이 적절하다.

차동 메커니즘(50)은 첫 번째는 일정한 비행 구성에서 연관된 측면 위치에 의해 프로펠러가 구동될 수 있게 하고, 두 번째는 다른 비행 구성들에서 연관된 측면 부분에 의해 프로펠러가 구동되는 것을 방지하기 위해, 각각의 측면 부분과 그것의 프로펠러 사이에 개재된다. 각각의 차동 메커니즘(50)은 해당하는 프로펠러 엔진실에 배치될 수 있다.

그러므로, 첫 번째 차동 메커니즘(50')은 제 1 측면 부분(42)과 제 1 프로펠러(31) 사이에 개재되고, 제 2 차동 메커니즘(50")은 제 2 측면 부분(43)과 제 2 프로펠러(32) 사이에 개재된다.

절반 날개(21, 22)를 포함하는 조립체와 프로펠러들(30), 및 차동 메커니즘(50)을 지닌 측면 부분들(45)을 포함하는 조립체가 제거될 수 있음이 관찰된다.

요청시, 차동 메커니즘은 특히 순항 비행시 각각의 프로펠러(30)가 구동될 수 있게 하면서 또한 각각의 프로펠러(30)가 특히 지면에 있을 때 구동되지 않게 할 수 있다.

그러므로, 호버링 동안 모든 프로펠러들(30)을 구동하는 것을 회피하거나 호버링 동안 하나의 프로펠러만을 구동하는 것이 가능하다.

그러한 상황에서는, 항공기가 특히 다음 4가지 모드에서 동작할 수 있다.

·"순항(cruising)" 모드라 부르는 첫 번째 동작 모드에서는, 회전 날개, 꼬리 회전자, 및 프로펠러들이 순항 비행시 파워 플랜트에 의해 모두 구동된다;

·"지면(ground)" 모드라고 부르는 두 번째 동작 모드에서는, 회전 날개와 꼬리 회전자가 지면에 있는 파워 플랜트에 의해 구동되면서 2개의 프로펠러가 정지된다;

·"호버링(hovering)"이라고 부르는 세 번째 동작 모드에서는, 파워 플랜트가 호버링 비행시 회전 날개와 꼬리 회전자를 구동하면서, 프로펠러들이 정지된다;

·"지원형 호버링(assisted hovering)" 모드라고 부르는 네 번째 동작 모드에서는, 다른 프로펠러는 정지된 채로, 호버링 비행시 회전 날개, 꼬리 회전자, 및 프로펠러들 중 하나를 파워 플랜트가 구동한다.

이러한 목적을 위해, 각각의 차동 메커니즘(50)은 지원형 측면 부분(45)의 기어휠과 맞물리는 흡입 기어휠(51)을 가진다.

흡입 기어휠(51)은 지지 샤프트(53) 위의 플래닛(planet) 기어(54)를 운반하는 속이 빈 쉘(shell)(52)에 고정된다.

이후 흡입 기어휠(51)과 쉘(52)은 흡입 기어휠(51)의 대칭인 가로축(AX1)에 대해 함께 회전하도록 구속된다. 반대로, 플래닛 기어(54)는 방향(AX2)에 관해 쉘(51)에 대한 상대적인 위치 이동을 행할 수 있다.

게다가, 대칭인 가로축(AX1)을 따라 연장하는 아이들러 샤프트(55)가 차동 메커니즘(50)에 제공된다. 이 아이들러 샤프트(55)는 흡입 기어휠을 통과한다.

그에 반해, 아이들러 샤프트는 흡입 기어휠(51)과 회전하도록 구속되지 않고, 예컨대 롤링(rolling) 베어링 수단이 아이들러 샤프트와 흡입 기어휠 사이에 개재된다.

이후 쉘(52)의 내부로 돌출하는 아이들러 샤프트의 제 1 단부는 원뿔 플래닛 기어(54)와 맞물리는 원뿔 흡입 태양 기어(56)에 고정된다.

반대로, 아이들러 샤프트의 제 2 단부는 흡입 브레이크(65)와 협력한다. 이 흡입 브레이크(56)는 제어 수단(70)의 요청시 아이들러 샤프트의 어깨부(shoulder)(55')에서 클램핑하기에 적합한 턱(jaw)을 포함할 수 있다.

게다가, 차동 메커니즘은 대칭인 가로축(AX1)을 따라 연장하는 프로펠러 샤프트(58)를 포함한다. 프로펠러 샤프트(58)의 제 1 단부는 쉘(52)을 통과한다. 프로펠러 샤프트(58)는 대칭인 가로축(AX1)에 대해 쉘(52)과 회전하도록 구속되지 않고, 예컨대 롤링 베어링 수단이 쉘(52)과 프로펠러 샤프트(58) 사이에 개재된다.

이후, 프로펠러 샤프트(58)의 제 1 단부 부분이 원뿔 플래닛 기어(54)와 맞물리는 원뿔 흡입 태양 기어(57)에 고정된다. 그러므로 배출 태양 기어(57)는 흡입 태양 기어(56)와 나란하다.

프로펠러 샤프트(58)의 제 2 단부는 프로펠러 브레이크(60)와 협력한다. 프로펠러 브레이크(60)는 제어 수단(70)의 요청시 프로펠러 샤프트(58)의 어깨부(58') 위에서 클램핑하기에 적합한 턱을 포함할 수 있다.

따라서, 파일럿이 프로펠러(30)의 회전을 정지시키는 제어 수단(70)을 동작시킬 때, 제어 수단(70)은 프로펠러 샤프트(58)의 어깨부(58')가 움직이는 것을 정지시키는 프로펠러 브레이크(60)의 도움으로 프로펠러 샤프트(58)가 움직이는 것을 방지한다.

동시에, 제어 수단(70)은 아이들러 샤프트(55)의 움직임을 막기 위해 흡입 브레이크(65)를 사용하지 않고, 이 흡입 브레이크는 아이들러 샤프트(55)의 어깨부(55')와 맞물리지 않는다.

따라서, 측면 부분은 흡입 기어휠(51)이 대칭인 가로축(AX1)에 대하여 회전하게 한다. 이 흡입 기어휠은 대칭인 가로축(AX1)에 대한 회전시 플래닛 기어(54)와 쉘(52)의 회전을 구동한다.

플래닛 기어(54)는 흡입 태양 기어(56)가 회전하게 하고 따라서 아이들러 샤프트를 회전시킨다.

아이들러 샤프트에 의해 소비된 힘은 무시할 수 있다.

그렇지만, 아이들러 샤프트(55)는 액세서리 기어박스(75)와 맞물릴 수 있고/있거나 운동 에너지 저장 시스템(80)에 연결될 수 있다는 점이 관찰된다.

그에 반해, 파일럿이 프로펠러(30)를 회전 구동하기 위해 제어 수단(70)을 동작시킬 때, 제어 수단(70)은 흡입 브레이크(65)에 의해 아이들러 샤프트(55)가 움직이는 것을 방지하고, 이러한 흡입 브레이크는 아이들러 샤프트(55)의 어깨부(55')가 움직이는 것을 방지한다.

동시에, 제어 수단(70)은 프로펠러 샤프트(58)가 움직이는 것을 방지하기 위해 프로펠러 브레이크(60)를 사용하지 않고, 이 프로펠러 브레이크는 프로펠러 샤프트(58)의 어깨부(58')가 움직이는 것을 방지하지 않는다.

따라서, 측면 부분은 대칭인 가로축(AX1)에 대해 흡입 기어휠(51)을 회전시킨다. 이 흡입 기어휠은 쉘(52)과 플래닛 기어(54)를 대칭인 가로축(AX1)에 대해 회전 구동시킨다.

이후 플래닛 기어(54)는 배출 태양 기어(57)를 회전하도록 설정하고, 따라서 프로펠러 샤프트(58)를 회전시킨다.

물론, 본 발명은 그것의 구현에 있어서 다양한 변형예가 있게 된다. 비록 여러 개의 실시예가 위에서 설명되었지만, 모든 가능한 실시예들을 철저하게 식별하는 것은 생각할 수 없다는 것이 쉽게 이해된다. 물론 본 발명의 영역을 벗어나지 않고 등가적인 수단에 의해 설명된 수단 중 임의의 것을 대체하는 것을 예상하는 것은 가능하다.

Claims (6)

1. 항공기(1)에 있어서,
   동체(2), 파워 플랜트(10), 상기 항공기(1)의 적어도 리프트 부분을 제공하는 적어도 하나의 주 회전자(16)를 가지는 회전 날개(15), 순항 비행시 상기 항공기(1)의 적어도 리프트 부분을 제공하는 고정 날개(20)를 포함하고,
   상기 고정 날개(20)는 상기 동체(2)의 어느 한쪽에서 연장하는 2개의 절반 날개(half-wing)(21, 22)를 포함하며, 상기 항공기(1)는 상기 동체(2)의 어느 한쪽에 위치하고 각각의 절반 날개(21, 22) 위에 각각 위치한 적어도 2개의 추진 프로펠러들(30)을 포함하고, 상기 항공기(1)는 안티-토크(anti-torque) 및 한쪽으로 흔들림(yaw)-제어 꼬리 회전자(35)를 포함하며,
   상기 항공기는 각각의 주 회전자(16)와 상기 꼬리 회전자(35)를 연속적으로 구동하기 위해, 상기 파워 플랜트(10)를 각각의 주 회전자(16)와 상기 꼬리 회전자(35)에 연결하는 전송 시스템을 포함하고, 상기 전송 시스템(40)은 각각의 프로펠러(30)가 순항 비행시 구동될 수 있고, 지면에서 상기 파워 플랜트(10)에 의해 회전 구동될 필요가 없도록 요청시 제어 가능한 차동 메커니즘(50)을 통해 각각의 프로펠러(30)에 상기 파워 플랜트(10)를 연결하며, 특정 프로펠러(30)의 상기 차동 메커니즘은
   ·상기 전송 시스템(40)의 측면 부분(45)을 통해 상기 파워 플랜트(10)에 의해 구동되고, 적어도 하나의 플래닛(planet) 기어(54)를 운반하는 쉘(shell)(52)에 고정되는 흡입 기어휠(51);
   ·상기 흡입 기어휠(51)을 통과하고, 상기 플래닛 기어(54)와 맞물리며 상기 흡입 기어휠(51)에 자유롭게 회전하는 흡입 태양 기어(56)와 회전하도록 구속되는 아이들러 샤프트(idler shaft)(55);
   ·상기 특정 프로펠러(30)를 구동하고, 상기 플래닛 기어(54)와 맞물리는 배출 태양 기어(57)와 회전하도록 구속되는 프로펠러 샤프트(58); 및
   ·상기 프로펠러 샤프트에 브레이크를 걸기 위한 프로펠러 브레이크와 상기 아이들러 샤프트에 브레이크를 걸기 위한 흡입 브레이크를 포함하는, 항공기.
   
2. 제 1 항에 있어서,
   상기 항공기는
   ·상기 프로펠러 샤프트(58)가 회전하는 것을 방지하도록 상기 프로펠러 브레이크(60)를 제어하고, 상기 측면 부분(45)에 의해 상기 아이들러 샤프트(55)가 구동되는 것을 허용하면서, 상기 프로펠러(30)를 정지시키는 기능을 수행하기 위해, 상기 아이들러 샤프트(55)를 풀도록 상기 흡입 브레이크(60)를 제어하고,
   상기 프로펠러 샤프트(58)를 풀기 위해 상기 프로펠러 브레이크(60)를 제어하고, 상기 프로펠러(30)를 회전시키기 위해, 상기 측면 부분(45)으로부터 상기 프로펠러 샤프트(58)로의 회전 움직임을 전송하는 기능을 수행하도록 상기 아이들러 샤프트(55)를 차단하기 위해 상기 흡입 브레이크(65)를 제어하기 위한 제어 수단(70)을 포함하는, 항공기.
   
3. 제 1 항에 있어서,
   상기 아이들러 샤프트(55)는 액세서리 기어박스(accessory gearbox)(75)와 맞물리는, 항공기.
   
4. 제 1 항에 있어서,
   상기 아이들러 샤프트(55)는 운동 에너지 저장 시스템(80)에 연결되는, 항공기.
   
5. 제 1 항에 있어서,
   상기 전송 시스템(40)은 상기 파워 플랜트(10)를
   ·파일럿에 의해 제어 가능한 제 1 차동 메커니즘(50')을 통해 제 1 프로펠러(31)에 연결하여, 상기 제 1 프로펠러(31)가 순항 비행과 호버링 비행시 상기 파워 플랜트(10)에 의해 구동될 수 있고 지상에서나 호버링 비행시 상기 파워 플랜트(10)에 의해 회전시 구동될 필요가 없고,
   ·파일럿에 의해 제어 가능한 제 2 차동 메커니즘(50")을 통해 제 2 프로펠러(32)에 연결하여, 상기 제 2 프로펠러(32)가 순항 비행과 호버링 비행시 상기 파워 플랜트(10)에 의해 구동될 수 있고 지상에서나 호버링 비행시 상기 파워 플랜트(10)에 의해 회전시 구동될 필요가 없는, 항공기.
   
6. 제 1 항에 있어서,
   루트 존(root zone)(23)으로부터 프로펠러(30)를 운반하는 중간 존(24)을 통해 엔드 존(end zone)(25)쪽으로 각각의 절반 날개가 상기 동체(22)로부터 가로질러 연장하고, 상기 엔드 존(25)은 상기 엔드 존(25)이 제어 가능한 힌지(hinge)(26)에 의해 상기 중간 존(24)에 연결되어, 충격을 주는 회전 날개를 통과하는 공기를 가지는 상기 고정 날개(20)의 영역을 최소화하여 상기 프로펠러가 지면과 접하게 되는 것으로부터 보호하기 위해 호버링 비행 중 지면 쪽으로 이동되고 향할 수 있는, 항공기.
   

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