KR20170094518A - 자기 배향 멈춤쇠 - Google Patents

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Abstract

일 실시예에서, 하이브리드 항공기는 고정익 추진 시스템 및 다중로터 추진 시스템을 포함한다. 다중로터 추진 시스템은 모터 샤프트에 결합된 프로펠러를 포함한다. 모터는 모터 샤프트를 통해 프로펠러를 구동한다. 하이브리드 항공기는 다중로터 추진 시스템으로의 동력이 제거되면 다중로터 추진 시스템의 프로펠러가 회전하는 것을 방지하기 위한 자기 배향 멈춤쇠를 더 포함한다. 자기 배향 멈춤쇠는 모터 샤프트의 원주에 결합된 복수의 자석 및 복수의 자석에 자기적으로 결합되는 멈춤쇠 자석을 더 포함한다.

Description

자기 배향 멈춤쇠{MAGNETIC ORIENTATION DETENT}
본 개시내용은 일반적으로 항공기 동작, 더 구체적으로는 자기 배향 멈춤쇠에 관한 것이다.
고정익 항공기는 많은 상업적, 군사적 및 민간 업무를 수행한다. 공중으로 올라가면, 고정익 항공기는 장거리 순항 시에 동력 효율적이고 효과적이다. 그러나, 고정익 항공기는 이륙 및 착륙을 위한 충분한 활주로 공간을 전형적으로 필요로 한다. 최근, 하이브리드 항공기가 고정익 항공기와 다중로터 시스템을 통합하고 있다. 다중로터 시스템은 하이브리드 항공기가 수직으로 이륙 및 착륙할 수 있도록 하는 한편, 고정익 시스템은 일단 공중으로 올라가면 비행을 위해 사용된다. 그러나, 다중로터 시스템은 고정익 항공기의 비행 능력을 방해할 수 있다.
본 개시내용에 따르면, 자기 배향 멈춤쇠와 관련된 단점 및 문제점이 감소 또는 제거될 수 있다.
일 실시예에서, 하이브리드 항공기는 고정익 추진 시스템 및 다중로터 추진 시스템을 포함한다. 다중로터 추진 시스템은 모터 샤프트에 결합된 프로펠러를 포함할 수 있다. 모터는 모터 샤프트를 통해 프로펠러를 구동할 수 있다. 하이브리드 항공기는 다중로터 추진 시스템으로의 동력이 제거되면 다중로터 추진 시스템의 프로펠러를 유지하기 위한 자기 배향 멈춤쇠를 포함할 수 있다. 자기 배향 멈춤쇠는 모터 샤프트의 원주에 결합된 복수의 자석 및 복수의 자석에 자기적으로 결합되는 멈춤쇠 자석을 포함할 수 있다.
예시적인 실시예에서, 자기 배향 멈춤쇠를 적용하는 방법은 하이브리드 항공기의 다중로터 추진 시스템을 사용하여 하이브리드 항공기를 상승시키는 단계를 포함한다. 다중로터 추진 시스템은 복수의 프로펠러를 포함한다. 상기 방법은 또한 다중로터 추진 시스템을 사용하여 하이브리드 항공기를 가속하는 단계를 포함할 수 있다. 상기 방법은 그 후 다중로터 추진 시스템으로부터 동력을 제거하고 고정익 추진 시스템을 사용하여 비행할 수 있다. 상기 방법은 그 후 자기 배향 멈춤쇠를 복수의 프로펠러에 적용할 수 있다. 자기 배향 멈춤쇠는 복수의 프로펠러 중 적어도 1개를 구동하는 모터의 모터 샤프트에 결합된 1개 이상의 자석 및 1개 이상의 자석에 자기적으로 결합되는 멈춤쇠 자석을 포함할 수 있다. 멈춤쇠 자석은 동력이 다중로터 추진 시스템으로부터 제거되면 다중로터 추진 시스템의 적어도 1개의 프로펠러를 유지할 수 있다.
소정 실시예의 기술적 장점은 항력을 감소시킴으로써 하이브리드 항공기의 공기역학적 특성을 증가시키는 것을 포함할 수 있다. 다중로터 시스템의 프로펠러를 하이브리드 항공기의 기류와 일렬로 유지하는 것은, 모터 베어링의 과도한 마모를 유발하며 과도한 소음을 발생시킬 수 있는 비행 시의 프로펠러의 자유로운 회전을 방지할 수 있다. 자기 배향 멈춤쇠에 의해 제공되는 다른 장점은 고정익 추진 시스템에 의해 비행 시에 다중로터 추진 시스템의 동력 소비를 최소화함으로써 하이브리드 항공기의 비행 시간 능력을 연장시키는 것을 포함할 수 있다. 자기 배향에 의해 제공되는 다른 장점은, 하이브리드 항공기의 기계적 및 전기적 구성요소의 수를 감소시켜 고장날 수 있는 구성요소의 수를 감소시킬 수 있다는 것이다.
다른 기술적 장점은 후속하는 도 1 내지 도 4, 설명 및 청구항으로부터 통상의 기술자에게 명확해질 것이다. 또한, 특정한 장점이 위에서 열거되었지만, 다양한 실시예는 열거된 장점의 전부 또는 일부를 포함할 수 있으며 또는 아무것도 포함하지 않을 수도 있다.
도 1은 소정 실시예에 따른 발사 및 착륙 중인 하이브리드 항공기의 예시적인 시스템을 도시한다.
도 2는 소정 실시예에 따른 예시적인 하이브리드 항공기를 도시한다.
도 3a는 소정 실시예에 따른 다중로터 시스템의 프로펠러를 유지하기 위해 사용되는 예시적인 자기 배향 멈춤쇠의 확대도를 도시한다.
도 3b는 소정 실시예에 따른 다중로터 시스템의 프로펠러를 위한 예시적인 자기 배향 멈춤쇠의 저면도를 도시한다.
도 4는 소정 실시예에 따른 자기 배향 멈춤쇠를 갖는 하이브리드 항공기를 동작시키는 예시적인 방법을 도시한다.
본 개시내용의 보다 양호한 이해를 용이하게 하기 위해, 소정 실시예에 대한 이하의 예가 제공된다. 이하의 예는 본 개시내용의 범주를 제한하거나 한정하는 것으로 판독되어서는 안 된다. 본 개시내용의 실시예 및 실시예의 장점은 도 1 내지 도 4를 참조하면 가장 잘 이해될 것이며, 이들 도면에서 유사 도면부호는 유사하고 대응하는 부품을 나타내는데 사용된다.
고정익 항공기는 많은 상업적, 군사적 및 민간 업무를 수행한다. 공중으로 올라가면, 고정익 항공기는 장거리 순항 시에 동력 효율적이고 효과적이다. 그러나, 고정익 항공기는 이륙 및 착륙을 위한 충분한 활주로 공간을 전형적으로 필요로 한다. 최근, 하이브리드 항공기가 고정익 항공기와 함께 다중로터 시스템을 통합하고 있다. 다중로터 시스템은 하이브리드 항공기가 수직으로 이륙 및 착륙할 수 있도록 하는 한편, 고정익 시스템은 일단 공중으로 올라가면 비행을 위해 사용된다. 그러나, 다중로터 시스템은 고정익 항공기의 비행 능력을 방해할 수 있다.
예컨대, 하이브리드 항공기는 수직 발사 및 순항 속도로의 가속을 위해 다중로터 추진 시스템을 이용할 수 있다. 일단 하이브리드 항공기가 더 효율적인 고정익 추진 시스템을 이용한 비행을 위해 충분한 대기속도에 도달하면, 하이브리드 항공기는 다중로터 추진 시스템으로부터 고정익 추진 시스템으로 동력을 전환할 수 있다. 일단 하이브리드 항공기가 고정익 시스템으로 비행하게 되면, 다중로터 시스템으로의 동력이 제거될 수 있다. 그러나, 일단 동력이 제거되면, 다중로터 시스템으로부터의 프로펠러는 하이브리드 항공기가 비행하는 동안 풍차식회전을 할 수 있고 자유롭게 회전할 수 있다. 프로펠러에 의한 이러한 무관한 운동은 하이브리드 항공기의 항력을 증가시켜, 하이브리드 항공기의 효율 및 비행 성능을 방해할 수 있다. 또한, 자유 회전 프로펠러는 프로펠러를 구동하기 위해 사용되는 모터 베어링의 과도한 마모를 유발하여 다중로터 시스템의 수명을 감소시킬 수 있다.
다중로터 시스템의 자유 회전 프로펠러에 의해 나타나는 문제를 극복하기 위해서 몇몇 기술이 시도되었다. 예컨대, 몇몇 하이브리드 장치는 프로펠러를 잠겨진 위치에 유지시키기 위해서 다중로터 시스템에 동력을 적용한다. 그러나, 이 접근법은 배터리 전력을 소비시키기 때문에 하이브리드 항공기의 가용 비행 시간을 감소시킬 수 있다. 또한, 모터는 모터 샤프트의 위치를 감시하기 위해서 인코더 같은 추가적인 구성요소를 필요로 할 수 있다. 이는 하이브리드 항공기의 복잡성 및 비용을 증가시킨다.
고정익 시스템과의 간섭이 없는 다중로터 시스템의 이점을 이용하기 위해서, 개시내용의 실시예는 프로펠러가 이용되지 않을 때 다중로터 시스템의 프로펠러를 제자리에 유지시키기 위해서 자기 배향 멈춤쇠를 포함할 수 있다. 개시내용의 실시예에 따른 자기 배향 멈춤쇠를 적용하기 위해서, 복수의 자석이 다중로터 시스템의 프로펠러를 구동하는 모터의 샤프트에 결합될 수 있다. 또한, 멈춤쇠 자석이 모터 샤프트에 대해 직각으로 위치결정될 수 있다. 다중로터 시스템으로부터 동력이 제거되면, 모터 샤프트에 결합된 자석과 멈춤쇠 자석 사이의 자기력이 모터를 제자리에 유지시키도록 견인된다. 자석의 극성, 위치결정, 및 강도를 적절하게 선택함으로써, 프로펠러는 하이브리드 항공기의 비행과 일렬로 배향 및 유지될 수 있다. 동력이 다중로터 시스템에 재적용되면, 모터로부터의 힘이 자기 멈춤쇠를 극복하여 프로펠러를 구동할 수 있다.
다중로터 시스템의 프로펠러에 자기 배향 멈춤쇠를 적용함으로써 현재의 시스템에 의해 실현되지 않는 다수의 기술적 장점이 제공된다. 소정 실시예는 항력을 감소시킴으로써 하이브리드 항공기의 공기역학적 특성을 증가시킬 수 있다. 다중로터 시스템의 프로펠러를 하이브리드 항공기의 기류와 일렬로 유지하는 것은, 모터 베어링의 과도한 마모를 유발하며 과도한 소음을 발생시킬 수 있는 비행 시의 프로펠러의 자유로운 회전을 방지할 수 있다. 자기 배향 멈춤쇠에 의해 제공되는 다른 장점은 고정익 추진 시스템에 의한 비행 시에 다중로터 추진 시스템의 동력 소비를 최소화함으로써 하이브리드 항공기의 비행 시간 능력을 연장시키는 것을 포함할 수 있다. 자기 배향 멈춤쇠에 의해 제공되는 다른 장점은, 하이브리드 항공기의 기계적 및 전기적 구성요소의 수를 감소시켜 고장날 수 있는 구성요소의 수를 감소시킬 수 있다는 것이다. 도 1 내지 도 4는 이들 및 다른 장점을 제공할 수 있는 자기 배향 멈춤쇠의 추가적인 상세사항을 제공한다.
도 1은 소정 실시예에 따른 발사 및 착륙 중인 하이브리드 항공기(115)의 예시적인 시스템(100)을 도시한다. 도시된 실시예에서, 하이브리드 항공기(115)는 다중로터 시스템(120) 및 고정익 시스템(130)을 포함한다. 하이브리드 항공기(115)는 발사장(110)으로부터 이륙 및 착륙할 수 있다.
발사장(110)은 하이브리드 항공기(115)가 이륙 및/또는 착륙하는 것을 허용하는 임의의 적절한 장소를 나타낸다. 몇몇 실시예에서, 발사장(110)은 활주로를 수용할 수 없는 영역을 나타낼 수 있다. 예컨대, 발사장(110)은 선상의 헬리패드, 빌딩의 옥상, 고르지 않은 지형, 인구가 밀집한 행사장, 또는 활주로 공간을 필요로 하는 항공기에는 적합하지 않은 임의의 다른 장소일 수 있다.
발사장(110)으로부터 이륙하기 위해, 하이브리드 항공기(115)는 발사 경로(140)를 따라 하이브리드 항공기(115)를 수직으로 이륙 및 상승시키기 위해서 다중로터 시스템(120)에 동력공급을 행할 수 있다. 다수의 요인이 발사 경로(140)의 고도 및 방향을 결정할 수 있다. 이들 요인은 하이브리드 항공기(115)의 비행 경로 및 임무, 주변 환경 조건(예컨대, 인근 빌딩, 펜스 등), 규정(예컨대, 연방 항공 규정 또는 지방 조례), 바람 및 기상 패턴, 및 하이브리드 항공기(115)의 설계 한계(예컨대, 배터리 용량, 날개 길이 등)를 포함할 수 있다. 발사 경로(140)는 또한 상승 속도 및 이륙 용량과 같은 다중로터 시스템(120)의 능력에 기초할 수 있다.
예시적인 실시예에서, 하이브리드 항공기(115)는 다중로터 시스템(120)을 사용하여 발사장(110)으로부터 수직으로 이륙할 수 있다. 하이브리드 항공기(115)는 500 분당 피트(fpm)의 속도에서 1000 피트의 해제 고도까지 상승할 수 있다. 이 상승 속도에서, 하이브리드 항공기(115)는 해제 고도까지 상승하는데 대략 2분 정도 걸릴 수도 있다. 하이브리드 항공기(115)의 상승 및 오름 속도는 하이브리드 항공기(115)의 용례 및 기술적 사양에 의존할 수 있다.
몇몇 실시예에서, 원하는 고도에 도달하면, 하이브리드 항공기(115)는 비행 경로(150)에 따라 전진 방향으로 전환할 수 있다. 몇몇 실시예에서, 다중로터 시스템(120)은 비행 경로(150)의 방향으로 발사 경로(140) 동안 소정 각도로 상승할 수 있다. 다중로터 시스템(120)은 고정익 시스템(130)으로 전환하기에 충분한 속도에 도달할 때까지 비행 경로(150)를 따라 가속을 지속할 수 있다.
고정익 시스템(130)의 크기 및 능력에 따라, 다중로터 시스템(120)은 다중로터 시스템(120)으로의 동력이 감소 또는 차단된 후에 고정익 시스템(130)이 비행을 유지하는 것을 허용하는 임의의 적절한 속도로 가속할 수 있다. 예컨대, 하이브리드 항공기(115)는 농작물 살포기로서 살충제를 살포하는데 이용될 수 있다. 작물 살포시에, 하이브리드 항공기(115)는 30-40km/h로 비행할 수 있다. 따라서, 하이브리드 항공기(115)는 다중로터 시스템(120)을 사용하여 30-40km/h까지 가속한 후 작물 살포를 실행하기 위해 고정익 시스템(130)으로 동력을 전환할 수 있다.
다른 예로서, 하이브리드 항공기(115)는 정찰 임무를 위해 사용될 수 있으며 더 높은 순항 속도에서 장거리를 비행하는데 필요할 수 있다. 하이브리드 항공기(115)는 이륙하여 고정익 시스템(130)이 독립적으로 동작하기에 충분한 최소 대기속도까지 가속하기 위해 다중로터 시스템(120)을 이용할 수 있다. 충분한 대기속도에 도달하면, 하이브리드 항공기(115)는 동력을 고정익 시스템(130)으로 전환할 수 있다.
몇몇 실시예에서, 하이브리드 항공기(115)는 하이브리드 항공기(115)의 가속을 향상시키기 위해서 다중로터 시스템(120) 및 고정익 시스템(130)의 양자 모두를 이용할 수 있다. 이는 원하는 전화 속도까지 가속하는데 필요한 시간을 감소시킬 수 있으며, 일단 다중로터 시스템(120)으로의 동력이 제거되면 고정익 시스템(130)이 비행을 유지하는데 충분한 속도에서 동작하는 것을 보장할 수 있다.
이와 같이, 하이브리드 항공기(115)는 다중로터 시스템(120)을 사용하여 수직으로 이륙하고 가속할 수 있다. 그 후 하이브리드 항공기(115)는 동력을 절약하고 비행 효율을 증가시키기 위해 고정익 시스템(130)으로 전환할 수 있다.
도 2 및 도 3에 상사하게 도시된 바와 같이, 일단 다중로터 시스템(120)으로의 동력이 차단되고 하이브리드 항공기(115)가 고정익 시스템(130)을 사용하여 비행하게 되면, 다중로터 시스템(120)의 프로펠러((예컨대, 프로펠러(122))는 자유롭게 회전하기 시작할 수 있다. 이는 하이브리드 항공기(115)의 항력을 증가시켜 고정익 시스템(130)의 비행 효율을 감소시킬 수 있다. 또한, 자유 회전 프로펠러는 프로펠러의 모터 베어링의 과도한 마모를 유발할 수 있으며 소음을 발생시킬 수 있다.
이러한 문제를 극복하기 위해서, 다중로터 시스템(120)의 프로펠러는 하이브리드 항공기(115)가 비행하는 방향과 일렬로 유지될 수 있다. 몇몇 실시예에서, 다중로터 시스템(120)의 프로펠러는 프로펠러의 모터 샤프트에 부착된 자기 배향 멈춤쇠를 사용하여 제자리에 유지된다. 따라서, 다중로터 시스템(120)의 프로펠러는 하이브리드 항공기(115)가 고정익 시스템(130)을 사용하여 비행하는 동안 제자리에 유지될 수 있다.
일단 하이브리드 항공기(115)가 고정익 시스템(130)을 사용한 비행을 종료하면, 하이브리드 항공기(115)는 복귀 경로(160)를 따라 발사장(110)으로 복귀할 수 있다. 발사장(110)으로 다시 비행하는 동안, 하이브리드 항공기(115)는 하이브리드 항공기(115)가 발사장(110)에서 수직으로 착륙할 수 있도록 가속되기 시작한다. 예컨대, 하이브리드 항공기(115)는 하이브리드 항공기(115)가 대기속도를 감소시키도록 고정익 시스템(130)으로의 동력을 감소시킬 수 있다. 하이브리드 항공기(115)는 다중로터 시스템(120)이 주 추진 시스템이 될 때까지 고정익 시스템(130)으로의 동력을 감소시키면서 다중로터 시스템(120)으로의 동력을 증가시킬 수 있다. 다중로터 시스템(120)에 제공된 동력은 프로펠러(120)를 제자리에 유지시키는 자기 배향 멈춤쇠를 극복하기에 충분할 수 있다. 몇몇 실시예에서, 다중로터 시스템(120)은 하이브리드 항공기(115)가 하버링상태가 되게 하고 발사장(110) 위로 수직으로 하강하도록 할 수 있다.
몇몇 실시예에서, 하이브리드 항공기(115)는 감속 과정을 지원하기 위해 다중로터 시스템(120) 및 고정익 시스템(130)의 양자 모두의 추진 시스템을 이용할 수 있다. 이런 방식으로, 다중로터 시스템(120)과 고정익 시스템(130) 양자 모두는 제어된 그리고 안전한 방식으로 발사장(110)으로 복귀할 수 있다.
본 개시내용의 범주 내에서 시스템(100)에 대한 변경, 추가 또는 생략이 이루어질 수 있다. 몇몇 실시예에서, 하이브리드 항공기(115)는 원격 위치된 제어 영역에서 조종사에 의해 제어될 수 있다. 몇몇 실시예에서, 하이브리드 항공기(115)는 발사 경로(140)를 따라 이륙하고 복귀 경로(160)를 따라 착륙하도록 자율적으로 동작할 수 있다. 예컨대, 하이브리드 항공기(115)는 사전프로그래밍된 발사 경로(140)를 추종하고 특정 속도에서 특정 고도까지 상승할 수 있다. 그 후 하이브리드 항공기(115)는 고정익 시스템(130)의 사용으로 전환할 수 있다.
다른 예로서, 하이브리드 항공기(115)가 운용될 수 있는 장소를 최대화하기 위해, 소정 실시예에서 하이브리드 항공기(115)는 이용가능한 경우 활주로를 사용하기 위해 착륙 기어를 포함할 수 있으며 활주로가 이용불가능한 경우에는 다중로터 시스템(120)에 의존할 수 있다. 이는 하이브리드 항공기(115)가 활주로를 위한 충분한 영역을 갖는 제1 장소로부터 발사되지만 활주로를 지원할 수 없는 제2 장소로 이동하는 경우에 유리할 수 있다(또는 역으로도 가능하다). 따라서, 제2 장소는 다중로터 시스템(120)의 수직 착륙 능력에 기초하여 하이브리드 항공기(115)에 계속 의존하여 하이브리드 항공기를 이용할 수 있다.
도 2는 소정 실시예에 따른 예시적인 하이브리드 항공기(115)를 도시한다. 도시된 실시예에서, 하이브리드 항공기(115)는 다중로터 시스템(120) 및 고정익 시스템(130)을 포함한다.
다중로터 시스템(120)은 하이브리드 항공기(115)의 이륙 및 착륙을 보조할 수 있는 임의의 적절한 장치를 나타낸다. 도시된 실시예에서, 다중로터 시스템(120)은 모터(124a-d)(집합적으로 "모터(124)")에 의해 구동되는 4개의 프로펠러(122a-d)(집합적으로 "프로펠러(122)")를 포함한다.
모터(124)는 다중로터 시스템(120)의 프로펠러(122)를 구동하기 위한 임의의 적절한 모터를 나타낸다. 모터(124)의 크기 및 능력(예컨대, 동력, 추진력, rpm 등)은 하이브리드 항공기(115)의 용례에 의존할 수 있다. 마찬가지로, 모터(124)의 동력 및 추진 능력은 하이브리드 항공기(115)의 중량, 프로펠러(122)의 길이 및 피치, 모터(124)의 원하는 효율, 하이브리드 항공기(115)에 실린 임의의 유료 하중, 및 하이브리드 항공기(115)의 원하는 이륙 능력(예컨대, 오름 속도) 같은 추가적인 요인에 의존할 수 있다. 몇몇 실시예에서, 모터(124)는 DC 모터일 수 있다.
하이브리드 항공기(115)는 하이브리드 항공기(115)를 수직으로 발사 및 착륙시키기 위해 프로펠러(122)를 구동하도록 모터(124)에 동력을 공급할 수 있다. 또한, 각 개별 모터(124)로의 동력을 변화시킴으로써, 하이브리드 항공기(115)는 하이브리드 항공기(115)의 방향, 속도, 피치, 및 요(yaw)를 제어할 수 있다.
도시된 실시예에서, 고정익 시스템(130)은 고정익 프로펠러(132) 및 날개(134)를 포함한다. 고정익 프로펠러(132)는 하이브리드 항공기(115)를 추진하기 위해 사용될 수 있다. 도시된 실시예에서, 고정익 프로펠러(132)는 하이브리드 항공기(115)의 후방에 위치결정될 수 있다. 그러나, 고정익 프로펠러(132)는 하이브리드 항공기(115)의 앞부분 같은 임의의 적절한 위치에 위치결정될 수 있다. 날개(134)는 하이브리드 항공기(115)를 비행시키는데 필요한 크기, 중량 및 양력 의존하여 크기 및 형상이 변화될 수 있다.
도 2는 또한 본 개시내용의 실시예에 따라 자기 배향 멈춤쇠를 이용하여 프로펠러(122)의 적절한 및 부적절한 위치결정을 도시한다. 상술한 바와 같이, 일단 하이브리드 항공기(115)가 다중로터 시스템(120)을 이용하여 충분한 대기속도에 도달하면, 고정익 시스템(130)으로 동력이 전환될 수 있다. 그 후 자기 배향 멈춤쇠는 하이브리드 항공기(115)가 비행하는 방향과 일렬로 프로펠러(122)를 유지할 수 있다. 도시된 실시예에서, 프로펠러(122a 및 122b)는 유선형화된 비행을 위해 적절히 정렬된다. 프로펠러(122a 및 122b)는 하이브리드 항공기(115)의 전진 방향과 일렬로 위치결정된다. 프로펠러(122a 및 122b)의 위치결정은 하이브리드 항공기(115)가 고정익 시스템(130)을 이용하여 비행할 때 하이브리드 항공기를 유선형화하는 것을 ?ㅄ쨈?.
대조적으로, 프로펠러(122c 및 122d)는, 다중로터 시스템(120)으로부터 동력이 제거되고 나서 부적절하게 정렬된 프로펠러 또는 자유롭게 회전하는 것이 허용되는 프로펠러를 도시한다. 비행 방향과 정렬되지 않음으로써, 프로펠러(122c 및 122d)는 하이브리드 항공기(115)에 과도한 항력을 유발시킨다. 또한, 프로펠러(122c 및 122d)의 모터는 프로펠러(122c 및 122d)가 자유롭게 회전함에 따라 모터(124c 및 124d)의 베어링을 마모시킬 수 있다. 이는 하이브리드 항공기(115)의 유용한 수명을 감소시킬 수 있다.
본 개시내용의 범주 내에서 하이브리드 항공기(115)에 대한 변경, 추가 또는 생략이 이루어질 수 있다. 예컨대, 도시된 실시예는 4개의 프로펠러(122a-d)를 갖는 다중로터 시스템(120)을 나타낸다. 그러나, 다중로터 시스템(120)은 임의의 적절한 수의 프로펠러(122)를 가질 수 있다. 또한, 몇몇 실시예에서, 단일 프로펠러(122)를 갖는 대신에, 다중로터 시스템(120)은 프로펠러(122)의 클러스터를 포함할 수 있다. 예컨대, 다중로터 시스템(120)은 수직 가속 및 상승 속도를 제어하기 위해 가변 피치를 갖는 프로펠러 클러스터를 포함할 수 있다. 몇몇 실시예에서, 프로펠러 클러스터는 비행 속도 및 방향을 제어하기 위대 각각 독립적으로 제어될 수 있는 고정 피치 블레이드일 수 있다. 마찬가지로, 도시된 실시예는 고정익 프로펠러(132)를 포함하는 고정익 시스템(130)을 나타내지만, 고정익 시스템(130)의 추진 기구는 제트 엔진 같은 임의의 적절한 추진 기구를 이용할 수 있다.
또한, 몇몇 실시예에서, 하이브리드 항공기(115)는 착륙 기어의 필요 없이 하이브리드 항공기(115)가 발사장(110)에 착륙 및/또는 이륙하는 것을 허용하는 착륙 지원부를 포함할 수 있다. 예컨대, 착륙 지원부는 발사장(110)에 정지되어 있을 때 다중로터 시스템(120) 및 고정익 시스템(130)의 양자 모두를 지원하기 위해 길이가 충분히 길 수 있다.
하이브리드 항공기(115)의 자기 배향 멈춤쇠의 보다 양호한 이해를 제공하기 위해서, 도 3a 및 도 3b는 소정 실시예에 따른 다중로터 시스템(120)의 추진 시스템의 확대도를 도시한다.
도 3a는 소정 실시예에 따른 다중로터 시스템(120)의 프로펠러(122)를 유지하기 위해 사용되는 예시적인 자기 배향 멈춤쇠의 확대도(300A)를 도시한다. 도시된 실시예에서, 프로펠러(122a)는 모터 샤프트(310)를 통해 모터(124a)에 의해 구동된다. 프로펠러(122a)에 자기 배향 멈춤쇠를 적용하기 위해서, 모터 샤프트(310)는 모터(124a) 아래에 연장될 수 있으며 1개 이상의 자석(322)에 결합될 수 있다. 멈춤쇠 자석(330)은 모터 샤프트(310) 및 자석(322)에 대해 직각으로 정렬될 수 있다. 이러한 방식으로, 모터(124a)는 하이브리드 항공기(115)에 의해 동력공급을 받을 때 프로펠러(122a)를 구동할 수 있다. 그러나, 모터(124a)로부터 동력이 제거되면, 멈춤쇠 자석(330)과 자석(322) 사이의 자기 견인이 모터 샤프트(310)를 제자리에 유지시켜 프로펠러(122a)가 자유롭게 회전하는 것을 방지한다.
자석(322) 및 멈춤쇠 자석(330)은 자기 배향 멈춤쇠를 프로펠러(122a)에 제공할 수 있는 임의의 적절한 자석을 나타낸다. 또한, 자석(322) 및 멈춤쇠 자석(330)은 임의의 적절한 형상, 크기, 강도, 및 재료일 수 있다. 자석(322) 및 멈춤쇠 자석(330)의 설계에 영향을 주는 요인은 자기 배향 멈춤쇠에 의해 요구되는 동작 온도 범위, 요구 산화 저항성, 자기소거에 대한 민감성, 기계적인 강도, 및 자기장 강도를 포함할 수 있다.
자석(322) 및 멈춤쇠 자석(330)은 임의의 적절한 재료로 구성될 수 있다. 예로서, 그리고 비제한적으로, 자석(322) 및 멈춤쇠 자석(330)은 네오디뮴 철 붕소(NdFeB), 사마륨 코발트(SmCo), 알니코, 및/또는 세라믹 또는 페라이트 자석을 포함할 수 있다.
자석(322)의 극성 및/또는 자기 배향은 다중로터 시스템(120)으로의 동력이 제거되면 프로펠러(122)를 제자리에 유지시키기 위해 자석(322)이 멈춤쇠 자석(330)과 자기적으로 결합되는 것을 허용하는 임의의 적절한 형태로 선택될 수 있다. 예컨대, 자석(322)은 원호형 자석(322)으로서 형성될 수 있다. 원호형 자석의 극성은, 외측 대면 측이 제1 극성(예컨대, N극)이고 내측 대면 측(즉, 모터 샤프트(310)에 대면하는 측)이 반대 극성(예컨대, S극)이 되도록 반경방향으로 배향될 수 있다.
모터 샤프트(310), 자석(322), 및 멈춤쇠 자석(330) 사이의 관계의 보다 양호한 이해를 위해서, 도 3b는 소정 실시예에 따른 다중로터 시스템(120)의 프로펠러(122a)를 위한 예시적인 자기 배향 멈춤쇠의 저면도(300B)를 도시한다. 도시된 실시예에서, 자석(322a-d)은 모터 샤프트(310)의 원주에 합치되는 원호형 자석으로서 나타나 있다. 모터 샤프트(310)에 결합된 4개의 자석(322)을 갖는 것으로 도시되어 있지만, 임의의 적절한 수의 자석(322)이 모터 샤프트(310)에 결합될 수 있다.
몇몇 실시예에서, 멈춤쇠 자석(330)은 하이브리드 항공기(115)에 고정될 수 있으며 모터 샤프트(310) 및 자석(322)에 대해 직각으로 위치결정될 수 있다. 도시된 실시예에서, 멈춤쇠 자석(330)은 정육면체 형상 자석으로서 나타나 있다. 그러나, 멈춤쇠 자석(330)은 임의의 적절한 형상의 자석일 수 있다. 예컨대, 멈춤쇠 자석(330)은 자석(322)과 동일한 형상일 수 있으며 동일하거나 변화하는 자기 특성을 가질 수 있다.
몇몇 실시예에서, 자석(322)은 반경방향 자기 극성을 갖도록 설계될 수 있다. 예컨대, 자석(322)의 외측 대면 자기 극성은, 자석(322b 및 322d)이 외측 대면 S 극성을 갖는 한편 자석(322a 및 322c)이 외측 대면 N 극성을 갖도록 선택될 수 있다. 이러한 방식으로, 자석(322)에 의해 형성되는 외측 대면 자기장이 N-S-N-S으로 교번될 수 있다. 자석(322)의 극성을 교번시킴으로써, 멈춤쇠 자석(330)은 동일한 극성의 자석을 밀어내고 반대 극성의 자석을 견인할 수 있다.
프로펠러(122a)가 하이브리드 항공기(115)의 비행 방향과 일렬로 위치결정되는 것을 보장하기 위해서, 자석(322)은 자석(322d 또는 322b)과 멈춤쇠 자석(330)과의 정렬이 모터 샤프트(310), 및 그에 따른 프로펠러(122a)를 비행 방향과 일렬로 유지시키도록 모터 샤프트(310)에 부착될 수 있다. 예컨대, 도시된 바와 같이, 멈춤쇠 자석(330)은 자석(322b 및 322d)에 견인될 것이고 자석(322a 및 322c)을 밀어낼 것이다. 프로펠러(122a)는, 자석(322b 또는 322d)이 멈춤쇠 자석(330)과 자기적으로 결합될 때 프로펠러(122a)가 하이브리드 항공기(115)의 비행 방향과 일렬이 되도록 모터 샤프트(310)에 부착될 수 있다.
예컨대, 프로펠러(122a)가 자석(322a)이 멈춤쇠 자석(330)에 대면하는 상태로 정지되면, 멈춤쇠 자석(330)은 자석(322a)을 밀어내서 자석(322b 또는 322d)이 멈춤쇠 자석(330)에 대면할 때까지 모터 샤프트(310)가 회전되도록 할 수 있다. 멈춤쇠 자석(330)과 자석(322d)은 반대 자기 극성을 갖기 때문에, 이들은 견인되어 모터 샤프트(310)가 제자리에 유지되도록 한다. 이러한 자석(322)의 배치는 프로펠러(122a)가 하이브리드 항공기(115)의 비행 방향과 일렬이 되도록 모터 샤프트(310) 및 그에 따른 프로펠러(122a)가 위치결정되는 것을 보장할 수 있다.
멈춤쇠 자석(330) 및 자석(322)에 의해 형성되는 자기 배향 멈춤쇠는 비행 동안 프로펠러(122)를 제자리에 유지시키기에 충분히 강해야 한다. 자기 배향 멈춤쇠의 유지력은 멈춤쇠 자석(330)과 자석(322) 사이의 거리, 멈춤쇠 자석(330)과 자석(322)에 의해 발생되는 자기장 강도, 및 자석(322)과 멈춤쇠 자석(330)의 형상을 포함하는 다수의 요인에 의존할 수 있다.
자기 배향 멈춤쇠의 적용을 나타내기 위해서, 예시적인 실시예가 제공된다. 일 예에서, 멈춤쇠 자석(330)은 자석(322)에 대해 직각인 N 자기 극성을 가질 수 있다. 자석(322a 및 322c)은 또한 외측 대면 N 자기 극성을 가질 수 있다. 자석(322b 및 322d)은 외측 대면 S 자기 극성을 가질 수 있다.
하이브리드 항공기(115)는 발사장(110)으로부터 수직으로 이륙하도록 다중로터 시스템(120)에 동력을 공급할 수 있다. 충분한 대기속도에 도달한 후, 하이브리드 항공기(115)는 다중로터 시스템(120)으로부터 고정익 시스템(130)으로 동력을 전환할 수 있다. 일단 모터(124a)로부터 동력이 제거되면, 모터 샤프트(310)의 회전은 느려지기 시작할 것이다. 모터 샤프트(310)가 회전을 정지함에 따라, 멈춤쇠 자석(330)은 자석(322a 및 322c)을 밀어내고 자석(322b 및 322d)을 견인할 것이다. 자석(322b 및 322d)을 적절히 위치결정함으로써, 모터 샤프트(310)는 멈춤쇠 자석(330) 및 자석(322b/d)을 사용하여 제자리에 유지될 것이다. 하이브리드 항공기(115)가 모터(124a)로의 동력을 증가시키면, 모터 샤프트(310)는 회전하기 시작하고 멈춤쇠 자석(330) 및 자석(322b/d)에 의해 형성되는 자기 배향 멈춤쇠를 극복할 것이다.
본 개시내용의 범주 내에서 하이브리드 항공기(115)에 대한 변경, 추가 또는 생략이 이루어질 수 있다. 예컨대, 도 3a 및 도 3b는 프로펠러(122a) 및 모터(124a)를 사용하여 도시되어 있지만, 다중로터 시스템(120)의 각각의 프로펠러(122)는 도시된 자기 배향 멈춤쇠를 통합할 수 있다. 또한, 몇몇 실시예에서, 1개 초과의 멈춤쇠 자석(330)이 프로펠러(122)를 제자리에 유지시키기 위해 사용될 수 있다. 예컨대, 멈춤쇠 자석(330)과 반대의 자기 극성을 갖는 추가적인 멈춤쇠 자석이 자기 배향 멈춤쇠의 유지 능력을 증가시키기 위해 자석(322a)에 대해 수직으로 추가될 수 있다. 자기 배향 멈춤쇠는 도시된 실시예에서 모터(124) 아래에 적용되지만, 자기 배향 멈춤쇠는 예컨대 모터(124a)와 프로펠러(122a) 사이의 임의의 적절한 위치에 적용될 수 있다.
도 4는 소정 실시예에 따른 자기 배향 멈춤쇠를 갖는 하이브리드 항공기(115)를 동작시키는 예시적인 방법(400)을 도시한다. 단계 410에서, 하이브리드 항공기(115)는 다중로터 시스템(120)을 사용하여 발사장(110)으로부터 이륙될 수 있다. 다중로터 시스템(120)은 1개 이상의 프로펠러(122)를 사용하여 수직으로 발사장(110)으로부터 하이브리드 항공기(115)를 상승시킬 수 있다. 다중로터 시스템(120)은 원하는 고도 및 대기속도로 하이브리드 항공기(115)를 상승시킬 수 있다. 예컨대, 몇몇 실시예에서, 다중로터 시스템(120)은 발사장(110)으로부터 떨어진 위치에 머무는 조작자로부터 발사 신호를 접수하면 상승 과정을 개시한다. 발사 신호를 접수하면, 다중로터 시스템(120)은 원하는 고도까지 발사 경로(140)를 추종할 수 있다.
단계 420에서, 다중로터 시스템(120)은 고정익 시스템(130)이 하이브리드 항공기(115)의 비행을 인계받는 것을 허용하기에 충분한 대기속도까지 하이브리드 항공기(115)를 가속시킬 수 있다. 고정익 시스템(130)으로 전환되기 전에 필요한 대기속도는 하이브리드 항공기(115)의 중량, 고도, 및 하이브리드 항공기(115)의 수직 및 측방 가속을 포함하는 다수의 요인에 의존할 수 있다. 몇몇 실시예에서, 다중로터 시스템(120)으로부터 고정익 시스템(130)으로 전환하기 전에 하이브리드 항공기(115)에 의해 필요로 되는 대기속도는 적어도 하이브리드 항공기(115)의 실속 속도일 수 있다. 소정 실시예에서, 고정익 시스템(130)은 다중로터 시스템(120)으로부터 동력이 제거되기 전에 가속 과정에서 다중로터 시스템(120)을 보조하기 위해 그 자체의 추진 시스템을 이용할 수 있다.
단계 430에서, 하이브리드 항공기(115)는 다중로터 시스템(120)으로부터 동력을 제거할 수 있고 고정익 시스템(130)을 이용할 수 있다. 일단 다중로터 시스템(120)으로부터 동력이 제거되면, 단계 440에서, 멈춤쇠 자석(330) 및 자석(322)에 의해 형성되는 자기 배향 멈춤쇠는 프로펠러(122)를 하이브리드 항공기(115)의 비행 방향과 일렬로 유지할 수 있다. 예컨대, 모터(124a)로부터 동력이 제거됨에 따라, 모터 샤프트(310)는 그 회전이 느려진다. 모터 샤프트(310)가 정지하게 됨에 따라, 멈춤쇠 자석(330)은 동일한 극성을 갖는 자석(322)을 밀어내는 한편 반대 극성을 갖는 자석(322)을 견인한다. 이러한 방식으로, 모터 샤프트(310)는 멈춤쇠 자석(330) 및 자석(322)에 의해 형성되는 자기 멈춤쇠에 의해 회전을 정지하고 제자리에 유지될 것이다. 자석(322)의 적절한 배향 및 위치결정을 선택함으로써, 모터 샤프트(310)의 위치는 하이브리드 항공기(115)가 비행하는 방향과 일렬로 프로펠러(122)를 정렬시킬 수 있다.
단계 450에서, 하이브리드 항공기(115)는 다중로터 시스템(120)으로 동력을 복귀시킬 수 있다. 모터(124)에 적용된 동력은 멈춤쇠 자석(330) 및 자석(322)에 의해 형성되는 자기 배향 멈춤쇠를 극복하고 프로펠러(122)를 구동하는데 충분할 수 있다. 몇몇 실시예에서, 하이브리드 항공기(115)는 하이브리드 항공기(115)를 수직으로 착륙시키기 위해서 발사장(110)에 접근하게 되면 다중로터 시스템(120)에 동력을 복귀시킬 수 있다. 예컨대, 발사장(110)으로 복귀하는 동안, 하이브리드 항공기(115)는 고정익 시스템(130) 및 다중로터 시스템(120)의 양자 모두가 비행 중인 하이브리드 항공기(115)에서 이용되도록 다중로터 시스템(120)으로의 동력을 증가시킬 수 있다.
단계 460에서, 하이브리드 항공기(115)는 하이브리드 항공기(115)가 다중로터 시스템(120)을 이용할 때까지 감속될 수 있다. 몇몇 실시예에서, 하이브리드 항공기(115)는 하버링상태까지 감속되고 발사장(110)으로 하강될 수 있다. 이러한 방식으로, 하이브리드 항공기(115)는 발사장(110)이 활주로를 위한 충분한 공간을 갖지 않는 경우에도 고정익 시스템(130)에 의해 형성된 비행 효율을 이용할 수 있다.
다양한 실시예는 상술된 단계들 중의 일부나 전부를 수행하거나, 또는 전혀 수행하지 않을 수도 있다. 또한, 소정 실시예는 이들 단계를 다른 순서로 또는 병행하여 수행할 수도 있다. 또한, 하나 이상의 단계가 반복될 수 있다. 임의의 적절한 구성요소가 상기 방법의 1개 이상의 단계를 수행할 수 있다.
본 개시내용의 범주는 통상의 기술자가 이해할 본 명세서에 기재되거나 도시된 예시적인 실시예에 대한 모든 변화, 치환, 변형, 변경, 및 수정을 포함한다. 본 개시내용의 범주는 본원에서 기재되거나 도시된 예시적인 실시예로 한정되지 않는다.
또한, 본 개시내용은 특정 구성요소, 요소, 기능, 동작, 또는 단계를 포함하는 것으로서 본원의 각각의 실시예를 기재하고 도시하고 있지만, 이들 실시예 중 어떤 것은 통상의 기술자가 이해할 본원의 임의의 곳에서 기재되거나 도시된 구성요소, 요소, 기능, 동작, 또는 단계 중 임의의 것의 임의의 조합 또는 치환을 포함할 수 있다.
또한, 특정 기능을 수행하는데 적합하게 되어 있는, 그 기능을 수행하도록 배치되어 있는, 그 기능을 수행할 수 있는, 그 기능을 수행하도록 구성되어 있는, 그 기능을 수행할 수 있게 하는, 그 기능을 수행하도록 동작가능한 또는 그 기능을 수행하도록 작용하는 장치 또는 시스템 또는 장치 또는 시스템의 구성요소에 대한 첨부된 청구항에서의 언급은, 그 장치, 시스템 또는 구성요소가 그렇게 적합하게 되어 있고, 배열되어 있고, 가능하게 하고, 구성되고, 수행할 수 있게 하고, 동작가능하고, 작용하는 한, 장치, 시스템, 구성요소 또는 그 특정의 기능이 활성화되거나, 켜지거나, 또는 잠금해제되어 있는지의 여부에 관계 없이 그 장치, 시스템, 구성요소를 포함한다.

Claims (20)

  1. 하이브리드 항공기이며,
    고정익 추진 시스템,
    다중로터 추진 시스템으로서,
    모터 샤프트에 결합되는 프로펠러, 및
    모터 샤프트를 사용하여 프로펠러를 구동하도록 동작가능한 모터를 포함하는, 다중로터 추진 시스템, 및
    다중로터 추진 시스템으로의 동력이 제거되면 다중로터 추진 시스템의 프로펠러가 회전하는 것을 방지하도록 동작가능한 자기 배향 멈춤쇠로서,
    모터 샤프트에 결합되는 복수의 자석, 및
    복수의 자석에 자기적으로 결합되는 멈춤쇠 자석을 포함하는, 자기 배향 멈춤쇠를 포함하는,하이브리드 항공기.
  2. 제1항에 있어서,
    모터 샤프트에 결합된 복수의 자석은 교번하는 자기 극성을 갖는 4개의 원호형 자석을 포함하며,
    멈춤쇠 자석은 모터 샤프트에 결합된 복수의 자석에 대해 직각으로 위치결정되는, 하이브리드 항공기.
  3. 제1항에 있어서, 모터 샤프트에 결합된 복수의 자석은 반경방향 배향 자기 극성을 갖는 원호형 자석을 포함하는, 하이브리드 항공기.
  4. 제1항에 있어서, 멈춤쇠 자석은 제1 자기 극성을 갖고, 모터 샤프트에 결합된 복수의 자석 중 적어도 1개는 제2 자기 극성을 가지며, 제2 자기 극성은 제1 자기 극성의 극성과 반대인, 하이브리드 항공기.
  5. 제1항에 있어서, 모터 샤프트에 결합된 복수의 자석 중 적어도 1개 및 멈춤쇠 자석은 동일한 자기 극성을 갖는, 하이브리드 항공기.
  6. 제1항에 있어서, 멈춤쇠 자석 및 복수의 자석은 네오디뮴-철-붕소를 포함하는, 하이브리드 항공기.
  7. 제1항에 있어서, 프로펠러는 모터 위의 모터 샤프트의 제1 단부에 결합되며, 복수의 자석은 모터 아래의 모터 샤프트의 제2 단부에 결합되는, 하이브리드 항공기.
  8. 자기 배향 멈춤쇠를 적용하는 방법이며, 상기 방법은,
    다중로터 추진 시스템을 사용하여 하이브리드 항공기를 상승시키는 단계로서, 다중로터 추진 시스템은 복수의 프로펠러를 포함하는, 상승 단계,
    다중로터 추진 시스템을 사용하여 하이브리드 항공기를 제1 대기속도로 가속하는 단계,
    다중로터 추진 시스템으로부터 동력을 제거하는 단계,
    고정익 추진 시스템을 사용하여 하이브리드 항공기를 비행시키는 단계, 및
    자기 배향 멈춤쇠를 사용하여 복수의 프로펠러가 회전하는 것을 방지하는 단계를 포함하고, 자기 배향 멈춤쇠는,
    모터의 모터 샤프트에 결합된 1개 이상의 자석으로서, 모터는 복수의 프로펠러 중 적어도 1개를 구동하도록 구성되는, 1개 이상의 자석, 및
    1개 이상의 자석에 자기적으로 결합되는 멈춤쇠 자석으로서, 멈춤쇠 자석은 다중로터 추진 시스템으로부터 동력이 제거되면 다중로터 추진 시스템의 적어도 1개의 프로펠러가 회전하는 것을 방지하도록 구성되는, 멈춤쇠 자석을 포함하는, 방법.
  9. 제8항에 있어서,
    다중로터 추진 시스템에 동력을 적용하는 단계로서, 다중로터 추진 시스템에의 동력 적용에 응답하여 1개 이상의 프로펠러가 자기 배향 멈춤쇠를 극복하도록 구성되는, 동력 적용 단계,
    다중로터 추진 시스템을 사용하여 하이브리드 항공기를 하버링상태까지 감속하는 단계, 및
    다중로터 추진 시스템을 사용하여 하이브리드 항공기를 발사장으로 하강시키는 단계를 더 포함하는, 방법.
  10. 제8항에 있어서, 자기 배향 멈춤쇠를 사용하여 복수의 프로펠러가 회전하는 것을 방지하는 단계는 복수의 프로펠러를 하이브리드 항공기의 비행 방향과 일렬로 유지하는 단계를 포함하는, 방법.
  11. 제8항에 있어서, 복수의 자석은 네오디뮴-철-붕소를 포함하는, 방법.
  12. 제8항에 있어서, 멈춤쇠 자석은 모터 샤프트에 결합된 1개 이상의 자석에 대해 직각으로 위치결정되는, 방법.
  13. 제8항에 있어서, 모터 샤프트에 결합된 1개 이상의 자석 중 적어도 1개와 멈춤쇠 자석은 동일한 자기 극성을 갖는, 방법.
  14. 제8항에 있어서, 모터 샤프트에 결합된 1개 이상의 자석 중 적어도 1개와 멈춤쇠 자석은 반대 자기 극성을 갖는, 방법.
  15. 자기 배향 멈춤쇠이며,
    모터의 모터 샤프트에 결합된 복수의 자석으로서, 모터는 프로펠러를 구동하도록 구성되는, 복수의 자석, 및
    복수의 자석에 자기적으로 결합되는 멈춤쇠 자석으로서, 멈춤쇠 자석은 모터로부터 동력이 제거되면 프로펠러가 회전하는 것을 방지하도록 구성되는, 멈춤쇠 자석을 포함하는, 자기 배향 멈춤쇠.
  16. 제15항에 있어서, 모터 샤프트에 결합된 복수의 자석은 모터 샤프트의 원주를 둘러싸는 4개의 원호형 자석을 포함하고, 4개의 원호형 자석은 극성이 교번하는 반경방향으로 배향된 자석 극성을 갖는, 자기 배향 멈춤쇠.
  17. 제15항에 있어서, 멈춤쇠 자석은 제1 자기 극성을 갖고 모터 샤프트에 결합된 복수의 자석 중 적어도 1개는 제2 자기 극성을 가지며, 제2 자기 극성은 제1 자기 극성의 극성과 반대인, 자기 배향 멈춤쇠.
  18. 제15항에 있어서, 모터 샤프트에 결합된 복수의 자석 중 적어도 1개와 멈춤쇠 자석은 동일한 자기 극성을 갖는, 자기 배향 멈춤쇠.
  19. 제15항에 있어서, 복수의 자석은 네오디뮴-철-붕소를 포함하는, 자기 배향 멈춤쇠.
  20. 제15항에 있어서, 프로펠러는 모터 위의 모터 샤프트의 제1 단부에 결합되며, 복수의 자석은 모터 아래의 모터 샤프트의 제2 단부에 결합되는, 자기 배향 멈춤쇠.
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