KR20180099522A - 적어도 2개의 조립체와 1개의 보호판을 갖는 추력 발생 유닛 - Google Patents

적어도 2개의 조립체와 1개의 보호판을 갖는 추력 발생 유닛 Download PDF

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에어버스 헬리콥터스 도이칠란트 게엠베하
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Abstract

본 발명은 미리 결정된 방향에서 추력을 발생시키기 위한 추력 발생 유닛(3d)에 관한 것으로, 이러한 추력 발생 유닛(3d)은 적어도 2개의 로터 조립체(7d, 8d)와, 상기 적어도 2개의 로터 조립체(7d, 8d) 중 최대 1개를 수용하는 1개의 슈라우딩(6d)을 포함하고,
상기 슈라우딩(6d)은 공기 유입 구역(20e)과 공기 유출 구역(20f)에 의해 축 방향으로 경계가 정해지는 원통형 에어 덕트(20)를 정의하고,
상기 공기 유입 구역(20e)은 상기 원통형 에어 덕트(20)의 원주 방향에서 파도 모양인 기하학적 형태를 나타낸다.

Description

적어도 2개의 조립체와 1개의 보호판을 갖는 추력 발생 유닛{A THRUST PRODUCING UNIT WITH AT LEAST TWO ROTOR ASSEMBLIES AND A SHROUDING}
본 발명은 적어도 2개의 조립체와 1개의 보호판(shrouding)을 포함하고, 미리 결정된 방향으로 추력을 발생시키는 추력 생성 유닛에 관한 것이다. 본 발명은 또한 미리 결정된 방향으로 추력을 발생시키기 위한 적어도 1개의 추력 생성 유닛을 갖는 멀티로터(multirotor) 항공기에 관한 것이고, 이러한 추력 발생 유닛은 적어도 2개의 로터 조립체와 1개의 보호판을 포함한다.
예컨대, 문서 EP2551190A1, EP2551193A1, EP2551198A1, EP2234883A1, WO2015/028627A1, US D678169S, US6568630B2, US8393564B2, US7857253B2, US7946538B2, US8733690B2, US2007/0034738A1, US2013/0118856A1, DE102013108207A1, GB905911, 및 CN201306711U로부터 다양한 기존의 멀티로터 항공기가 알려져 있다. 예컨대 보잉(Boeing)사의 CH-47 탠덤(tandem) 로터 헬리콥터, 벨(Bell)사의 XV-3 틸트(tilt) 로터 항공기, 덕트가 있는(ducted) 로터들을 갖는 벨사의 XV-22 쿼드(quad) 틸트, 및 소위 드론(drone)과 같은 다른 멀티로터 항공기가 최근 기술 분야에서 알려져 있고, 더 구체적으로는 예컨대, 문서 US2015/0127209A1, DE102005022706A1, 및 KR101451646B1에서 설명된 것과 같은 소위 쿼드 드론이 또한 알려져 있다. 또, 예컨대 Skyflyer Technology GmbH사의 스카이플라이어(Skyflyer) SF MK Ⅱ와, 아바타(Avatar) 영화에 도시된 멀티콥터와 같은 멀티로터 항공기 연구와 픽션(fiction)도 존재한다.
이들 기존의 멀티로터 항공기 각각은 멀티로터 항공기가 작동하는 동안 미리 결정된 방향으로 추력을 발생시키기 위해 제공되는 2개 이상의 추력 발생 유닛을 구비하고 있다. 일반적으로, 각각의 추력 발생 유닛은 하나 이상의 로터 또는 프로펠러를 포함하고, 보통 특수한 비행 상태를 위해 설계된다. 예를 들면, 비행기 프로펠러로서 설계되는 추력 발생 유닛은 순항 상태에서 최적으로 작동하는데 반해, 컴파운드(compound) 헬리콥터의 프로펠러로서 설계되는 추력 생성 유닛은 호버(hover) 또는 전진(forward) 비행 상태에 관해 최적화되며, 예컨대, 소위 Fenestron
Figure pat00001
테일(tail) 로터를 구현하는 추력 발생 유닛은 특히 호버 비행을 위해 설계된다.
이들 예 모두에서, 각각의 추력 발생 유닛은 축(axial) 공기 흐름 상태에서 작동하기 위해 최적화되는데, 로터 축, 즉 적어도 대략적으로 주어진 1개 이상의 로터 또는 프로펠러의 각각의 회전축을 따라서 배향되는 공기 흐름 방향, 그리고 따라서 축 공기 흐름 방향이라고 부르는 방향으로 최적화된다. 하지만, 횡단하는 공기 흐름 방향, 즉 주어진 1개 이상의 로터 또는 프로펠러의 로터 축에 대해 가로로 배향되는 공기 흐름 방향, 그리고 따라서 비축(non-axial) 공기 흐름 방향이라고 부르는 방향으로 각각의 추력 발생 유닛이 작동된다면, 추력 발생 유닛의 각각의 효율이 보통 상당히 감소한다.
예를 들면, 2개 이상의 추력 발생 유닛을 갖는 멀티로터 항공기가 작동하는 경우, 추력 발생 유닛은 예컨대 수직 이륙 단계(phase) 동안에 축 공기 흐름 상태를 겪게 된다. 그 후, 추력 발생 유닛들에 의해 발생된 각각의 추력 벡터들이 멀티로터 항공기가 속도를 얻고 이전의 호버링 상태를 떠나서 추력 발생 유닛들이 횡단하는 공기 흐름 상태를 겪는 포워드 비행(forward flight)으로 전환하도록, 그에 따라 예컨대 추력 발생 유닛들을 회전시킴으로써, 미리 결정된 방향으로 기울어질 수 있다. 하지만, 횡단하는 공기 흐름 상태에서는, 축 공기 흐름 상태에서 유익한 각각의 덕트(duct) 또는 슈라우드(shroud)는 비교적 많은 양의 항력(drag)을 발생시킴으로써 불리하게 된다. 다시 말해, 호버링시 덕트 또는 슈라우드에 의해 제공된 근원적인 장점은 포워드 비행시에는 단점으로 판명되는데, 이는 포워드 비행시 멀티로터 항공기의 각각의 전진 속도(advancing speed)가 증가함에 따라서 증가한다.
또, 축 공기 흐름 상태에서는, 덕트가 있는 로터 또는 프로펠러, 즉 덕트 또는 보호판이 제공되는 로터 또는 프로펠러가 동등한 격리되거나 덕트가 없는 로터 또는 프로펠러, 즉 상당하는 전체적인 치수, 즉 직경과 평균 시위(mean chord)를 가지는 덕트 또는 보호판이 없는 로터 또는 프로펠러보다 대략 25% 내지 50%까지 더 효율적이라는 점이 주목되어야 한다. 다시 말해, 덕트 또는 보호판의 존재는 일정한 요구된 파워로 주어진 추력 발생 유닛의 각각의 발생된 추력을 증가시킨다. 그러므로 기존의 추력 발생 유닛들에는 종종 연관된 덕트 또는 보호판으로 완전히 둘러싸이는 하나 이상의 로터 또는 프로펠러가 제공된다. 이러한 종래의 구성은 덕트 또는 보호판으로부터도 추력을 발생시키기 위해 속도가 유도된 각각의 로터 또는 프로펠러를 사용한다.
일반적으로, 덕트 또는 보호판은 로터 또는 프로펠러의 각각의 공력 특성과 성능을 개선하기 위해 로터 또는 프로펠러 둘레에 배치되는 둘러싸인 고리 모양의 표면으로 형성된다. 기존의 덕트 또는 보호판은 보통 회전 가능하지 않은데, 즉 기울어질 수 없고, 주어진 로터 또는 프로펠러가 그 안에서 완전히 둘러싸이도록 선택되는 높이를 가진다.
하지만, 연관된 로터 또는 프로펠러를 둘러싸기 위해 일정한 높이 또는 길이를 덕트 또는 보호판이 가져야 하고 따라서 사이즈가 비교적 크기 때문에, 그러한 덕트 또는 보호판은 그것의 사이즈로 인해 각각의 멀티로터 항공기의 전체 무게를 증가시키고, 또한 예컨대 포워드 비행 동안에, 즉 횡단하는 공기 흐름 상태에서 항력을 증가시키며, 이는 그러한 덕트 또는 보호판이 기초가 되는 추력 벡터 방향의 조정을 위해 기울어질 수 없기 때문이다. 비교적 큰 사이즈는 또한 윈드(wind) 또는 윈드 거스트(wind gust)가 작용할 수 있는 비교적 큰 돌출부 표면(projection surface)을 가져온다. 이는 각각의 멀티로터 항공기에 관한 오버파워(overpower) 필요성 증가를 가져온다. 또, 만약 2개 이상의 로터 또는 프로펠러가 예컨대 서로의 위에서 축이 같에 위치한다면, 이들 로터 또는 프로펠러를 둘러싸기 위해 제공되는 주어진 덕트 또는 보호판이 심지어 더 큰 높이를 요구하게 되고 훨씬 더 무겁게 된다. 또한, 기존의 덕트 또는 보호판은 보통 활발하게 회전되지 않고, 비교적 뻣뻣하게 설계되어야 하는데, 이는 보통 로터 또는 프로펠러와 덕트 또는 보호판 표면 사이의 최소 간극(gap)이 요구되기 때문이다. 게다가, 각각의 추력 발생 유닛의 기존의 덕트 또는 보호판은 상이하게 구성된 로터 또는 프로펠러, 즉 상이한 경사, 위치 선정 및/또는 사이즈와 직경을 가지는 로터 또는 프로펠러를 둘러싸기에는 적합하지 않다.
요약하면, 덕트 또는 보호판을 갖는 기존의 추력 발생 유닛에서는, 축 공기 흐름 상태에서 작동중에 발생되는 추력 벡터는 추력 발생 유닛의 각각의 로터 또는 프로펠러의 로터 축과 일렬로 정렬되고 작동중에 로터 또는 프로펠러에 의해 유도된 속도 필드의 방향에 거스르게 방향이 정해진다. 로터 또는 프로펠러는 연관된 로터 또는 프로펠러 평면 또는 디스크를 통해 일정한 질량 유량(mass flow)을 빨라지게 한다. 그 결과로 인해 생기는 흐름 가속화는, 공기가 로터 또는 프로펠러 평면 또는 디스크를 횡단할 때 일어나고, 덕트 또는 보호판의 각각의 컬렉터(collector) 구역 둘레에서 압력을 받는 영역들을 형성하며, 따라서 추가적인 추력을 발생시킨다. 이러한 추가적인 추력의 발생은 덕트 또는 보호판의 사용으로부터 생기는 중요한 장점이지만, 이러한 덕트 또는 보호판의 사용은 포워드 비행시 불리하게 하는데, 즉 횡단하는 공기 흐름 상태에서, 덕트 또는 보호판에 의해 발생된 추가적인 항력 때문에 그러하다. 이러한 추가적인 항력은 덕트 또는 보호판의 높이와 폭의 곱(product)에 의해 정의되는 각각의 앞면 면적에 직접 비례한다. 그러므로 예를 들면 하나의 덕트 또는 보호판 내로 완전히 끼워넣어지는 2개의 로터 또는 프로펠러를 갖는 역회전하는 로터 또는 프로펠러 구성을 가지는 추력 발생 유닛에 관해서는, 추가적인 항력이 하나의 덕트 또는 보호판 내로 완전히 끼워 넣어지는 1개의 로터 또는 프로펠러만이 제공되는 추력 발생 유닛이 비해 거의 2배가 된다.
문서 US5150857A는 한 쌍의 축이 같고, 다수의 블레이드를 가진 역회전하는 로터를 에워싸는 도넛 모양의 동체를 가지는 무인 항공기(UAV)를 설명한다. 도넛 모양의 동체는 덕트 또는 보호판을 형성하고, 높은 호버 효율을 제공하고, 높은 양력을 제공하는 압력 분포를 발생시키기 위해 구성되는 에어포일 겉본(airfoil profile)을 가진다. 이러한 에어포일 겉본은 대칭적이고, 포워드 병진 운동 비행(translational flight)시 덕트가 있는 로타리 타입(rotary type) UAV들에 의해 겪는 바람직하지 않은 노즈-업(nose-up) 피칭 모멘트들을 방해하기 위해 적합하게 된다. 하지만, 이러한 도넛 모양의 동체에 의해 형성되는 대칭적인 덕트 또는 보호판은 포워드 비행시, 즉 횡단하는 공기 흐름 상태에서 전술한 단점들을 보여준다.
그러므로 본 발명의 목적은 새로운 추력 발생 유닛을 제공하는 것으로, 특히 멀티로터 항공기에서 사용하기 위한 것으로, 이는 횡단하는 공기 흐름 상태에서 개선된 공력 특성과 성능을 보여준다.
이러한 목적은 미리 결정된 방향에서 추력을 발생시키기 위한 추력 발생 유닛에 의해 해결되고, 이러한 추력 발생 유닛은 청구항 1의 특징들을 포함한다. 더 구체적으로, 본 발명에 따르면, 미리 결정된 방향에서 추력을 발생시키기 위한 추력 발생 유닛은 적어도 2개의 로터 조립체와, 적어도 2개의 로터 조립체 중 최대 하나를 수용하는 1개의 슈라우딩(shrouding)을 포함한다. 이러한 슈라우딩은 공기 유입(inlet) 구역과 공기 유출(outlet) 구역에 의해 축 방향으로 범위가 정해지는 원통형 에어 덕트(air duct)를 형성하고, 이 경우 공기 유입 구역은 원통형 에어 덕트의 원주 방향에서 파도 모양을 이루는 기하학적 형태를 나타낸다.
"슈라우딩"이라는 용어는 "덕트"와 "보호판(shroud)"이라는 용어들을 동시에 포함하는 것으로 이해되는 것이 주목되어야 한다. 다시 말해, 본 발명의 상황에서는, "슈라우딩"이라는 용어는 덕트 또는 보호판을 교환 가능하게 지칭한다.
유리하게, 본 발명의 추력 발생 유닛은 보호판이 있는(shrouded) 다수의 로터 조립체 구성으로서 구현되고, 이러한 구성은 예컨대 본 바명의 추력 발생 유닛을 사용하는 주어진 멀티로터 항공기의 포워드 비행시 횡단하는 공기 흐름 상태에서 항력을 상당히 감소시킨다. 이렇게 상당히 감소된 항력은 슈라우딩의 전체 높이가 상당히 감소될 수 있도록 슈라우딩에서 적어도 2개의 로터 조립체 중 최대 하나를 수용하는 것뿐만 아니라, 슈라우딩 자체의 본 발명의 설계(design)로부터 생기는 것이고, 특히 원통형 에어 덕트의 원주 방향에서의 공기 유입 구역의 파도 모양의 기하학적 형태로부터 생기는 것이다.
더 구체적으로, 본 발명의 슈라우딩과 모든 연관된 요소들은 바람직하게는 축 방향으로 비대칭적인데, 즉 슈라우딩의 방위각(Ψ)에 걸쳐 비대칭적이다. 다시 말해, 슈라우딩은 모든 연관된 요소들, 즉:
·높이 대(vs) 방위각(Ψ),
·공기 유입 구역 반경 대 방위각(Ψ),
·공기 유출 구역 반경 대 방위각(Ψ), 및/또는
·추가적인 양력면의 배치 대 방위각(Ψ)에 대한 가변 인자에 기초하여 설계된다.
특히, 슈라우딩의 가변적인 높이는 슈라우딩의 높이가 증가함에 따라 기본이 되는 효율이 증가하는 수직 이륙 및 호버링과, 슈라우딩의 높이가 감소함에 따라 기본이 되는 항력이 감소하는 포워드 비행 사이의 거래(trade-off)시 상당한 장점이 가능하게 하는데, 이는 이렇게 하는 것이 슈라우딩의 각각의 항력 영역을 감소시키기 때문이다.
또, 본 발명의 추력 발생 유닛은 2개의 로터 또는 프로펠러 조립체를 완전히 둘러싸는 1개의 슈라우딩을 가지면서, 축 방향 공기 흐름 상태에서, 즉 각각의 멀티로터 항공기의 호버 비행시 필적하는 성능을 가지는 기존의 보호판이 있는 추력 발생 유닛보다 상당히 적은 무게를 나타낸다. 실제로는, 2개 이상의, 우선적으로는 역회전하는 로터 또는 프로펠러 조립체를 완전히 둘러싸는 1개의 슈라우딩을 가지는 기존의 보호판이 있는 추력 발생 유닛은, 예컨대 본 발명의 추력 발생 유닛과 같은 2개 이상의 로터 또는 프로펠러 조립체 중 1개만을 둘러싸는 훨씬 더 짧은 슈라우딩을 가지면서, 다른 것(들)은 보호판이 없는, 즉 공기에 노출된 채로 있는 추력 발생 유닛보다 동일한 추력 대 파워 특징들을 제공한다는 점이 주목되어야 한다. 이는 전술한 추가적인 추력이 덕트 각각의 슈라우딩 자체에 의한 것이 아니라, 슈라우딩에 의해서만 정의된 공기 유입 구역에 의해서 발생된다는 사실 때문이다. 또한, 긴 슈라우딩과 짧은 슈라우딩이 있는, 적어도 2개의 로터 또는 프로펠러 조립체에 의해 유도된 각각의 속도 필드는, 공기 유입 구역에서 발생된 압력을 받는 필드가 길고 짧은 보호판 구성들에 관해서도 동일하게 되어 있다. 이는 마찬가지로 다수의 로터 또는 프로펠러 조립체가 특징인 구성에 적용되는데, 이러한 다수의 로터 또는 프로펠러 조립체 각각은 최소화된 높이를 가지는 1개의 연관된 슈라우딩에서 둘러싸여 있다.
바람직하게, 본 발명의 추력 발생 유닛의 슈라우딩은 본 발명의 추력 발생 유닛을 그 특징으로 하고, 따라서 슈라우딩에서 수용되는 적어도 2개의 로터 조립체 중 최대 1개의 각각의 파워 소비의 감소를 유익하게 허용하는 멀티로터 항공기의 호버 비행과 포워드 비행의 경우 동안에 추가적인 부양 장치로서 사용된다. 또한, 그러한 슈라우딩은 내부에 수용되는 적어도 2개의 로터 조립체 중 최대 1개의 적어도 기본 직경을 감소시키는 것을 유리하게 허용하는데, 이는 그러한 슈라우딩이 그것의 효율성을 증가시키기 때문이다. 게다가, 그러한 슈라우딩은 내부에 수용되는 적어도 2개의 로터 조립체 중 최대 1개에 대한 가림 효과를 유익하게 제공하고, 따라서 지면(ground) 상의 각각의 로터 노이즈 풋프린트(noise footprint)를 감소시키는 것을 유리하게 허용한다.
일 양태에 따르면, 본 발명의 추력 발생 유닛에는 예컨대 외부 물체(foreign object)들로부터 내부에 수용되는 적어도 2개의 로터 조립체 중 최대 1개를 보호하기 위해, 그리드(grid)에 의해 둘러싸임으로써, 외부 물체 보호가 제공될 수 있다. 그러한 외부 물체 보호는 개개인에 의한 그리고 개개인의 오용(misuse)과 사고, 예컨대 회전하는 부품들에 손이 끼이는 것을 유익하게 방지하고, 그로 인해 본 발명의 추력 발생 유닛의 작동상의 안전성 레벨을 증가시키게 된다.
유리하게, 본 발명의 추력 발생 유닛에 상이한 로터 평면들을 형성하는 적어도 2개의 로터 조립체를 제공하여, 그러한 로터 조립체가 서로의 위에 위치할 수 있고 역회전하는 방식으로 회전될 수 있음으로 인해, 증가된 안전성 레벨을 제공하고 연관된 멀티로터 항공기의 전체적인 치수 감소를 허용하는 추력 발생 유닛을 만들게 되는데, 이는 2개 이상의 로터 평면이 1개의 추력 발생 유닛에서 결합될 수 있기 때문이다. 바람직하게, 각각이 연관된 로터 평면 또는 표면을 형성하는, 본 발명의 추력 발생 유닛의 적어도 2개의 로터 조립체는, 축이 같게 또는 분래된 개별 로터 축을 가지게 서로의 위에 놓이고, 서로에 대해 기울어질 수 있다. 또한, 본 발명의 추력 발생 유닛은 그것의 역회전하는 로터 조립체의 결과로서 개별적으로 토크를 제공하기 위해 적합하게 되고, 이는 예컨대 요잉(yawing)에 대해서 본 발명의 추력 발생 유닛의 특징을 이루는 주어진 멀티로터 항공기의 방향 조종을 하기 위해 사용될 수 있다.
바람직한 일 실시예에 따르면, 원통형 에어 덕트는 그것의 원주 방향에서 변하는 원통형 에어 덕트의 축 방향에서 공기 유출 구역과 공기 유입 구역 사이에서 형성된 높이를 나타내고, 이 경우 원통형 에어 덕트의 원주 방향에서 변하는 그러한 높이는 공기 유입 구역의 파도 모양의 기하학적 형태를 정의한다.
또 다른 바람직한 실시예에 따르면, 원통형 에어 덕트는 원주 방향에서 리딩 에지 및 반대쪽의 트레일링 에지, 그리고 보드 측 측면 숄더(board side lateral shoulder) 및 반대쪽이 스타(star) 보드 측 측면 숄더를 포함하고, 이 경우 보드 측 측면 숄더와 스타 보드 측 측면 숄더는 각각 리딩 에지와 트레일링 에지 사이의 원통형 에어 덕트의 원주 방향에서 배치되며, 리딩 에지에서의 높이는 보드 측 측면 숄더 및/또는 스타 보드 측 측면 숄더에서의 높이보다 작다.
또 다른 바람직한 실시예에 따르면, 트레일링 에지에서의 높이는 보드 측 측면 숄더 및/또는 스타 보드 측 측면 숄더에서의 높이보다 작다.
또 다른 바람직한 실시예에 따르면, 트레일링 에지에서의 높이는 리딩 에지에서의 높이보다 작다.
또 다른 바람직한 실시예에 따르면, 보드 측 측면 숄더에서의 높이 및/또는 스타 보드 측 측면 숄더에서의 높이는 0.05*D와 0.5*D 사이의 범위에서 선택되고, 이 경우 D는 원통형 에어 덕트의 직경을 정의한다.
또 다른 바람직한 실시예에 따르면, 원통형 에어 덕트의 공기 유입 구역은 원통형 에어 덕트의 원주 방향에서 변하는 공기 유입 구역 반경을 나타내고, 이 경우 공기 유입 구역 반경은 리딩 에지, 트레일링 에지, 보드 측 측면 숄더, 및 스타 보드 측 측면 숄더 중 적어도 2개 사이에서 상이하다.
또 다른 바람직한 실시예에 따르면, 원통형 에어 덕트의 공기 유출 구역은 원통형 에어 덕트의 원주 방향에서 변하는 공기 유출 구역 반경을 나타내고, 이 경우 공기 유출 구역 반경은 리딩 에지, 트레일링 에지, 보드 측 측면 숄더, 및 스타 보드 측 측면 숄더 중 적어도 2개 사이에서 상이하다.
또 다른 바람직한 실시예에 따르면, 원통형 에어 덕트의 트레일링 에지는 적어도 본질적으로는 열려 있고, 보강(stiffening) 요소가 제공된다.
또 다른 바람직한 실시예에 따르면, 원통형 에어 덕트의 트레일링 에지는 플랩(flap)을 구비한다.
또 다른 바람직한 실시예에 따르면, 원통형 에어 덕트의 리딩 에지에는 추가적인 양력면이 제공된다.
또 다른 바람직한 실시예에 따르면, 적어도 2개의 로터 조립체의 제1 로터 조립체는 원통형 에어 덕트의 외면에 그리고 원통형 에어 덕트의 공기 유입 구역에 인접하게 배치되고, 이 경우 슈라우딩은 로터 조립체 중 적어도 2개의 제2 로터 조립체를 수용한다.
또 다른 바람직한 실시예에 따르면, 제1 로터 조립체는 제1 로터 축을 정의하고, 제2 로터 조립체는 제2 로터 축을 정의하며, 제1 로터 축과 제2 로터 축은 축이 같게 배치된다.
또 다른 바람직한 실시예에 따르면, 제1 로터 축과 제2 로터 축은 -60°와 +60°사이의 범위에 포함된 연관된 경사각들만큼 경사져 있다.
본 발명은 또한 전술한 바와 같이 구성되는 적어도 하나의 추력 발생 유닛을 포함하는 멀티로터 항공기에 관계된다.
유리하게, 본 발명의 추력 발생 유닛의 슈라우딩은 본 발명의 추력 발생 유닛을 그 특징으로 하는 본 발명의 멀티로터 항공기의 각각의 전체적인 치수를 감소시키는 것을 허용한다. 또한, 보호판이 있는 추력 발생 유닛에 접근하는 개개인은 부상으로부터 보호되고, 예컨대 새 충돌이나 와이어 충돌과 같이, 작동시 추력 발생 유닛의 외부 물체로 인한 손상들이 확실하게 그리고 신뢰 가능하게 방지될 수 있으며, 연관된 멀티로터 항공기의 전반적인 작동성 안정성이 개선될 수 있다.
더욱이, 작동시 각각의 로터 블레이드 로딩(loading)을 감소시키고, 전반적인 파워 소비를 감소시키며, 각각의 소음 방출을 감소시키고, 본 발명의 멀티로터 항공기의 호버 비행과 포워드 비행에서의 기능을 좋게 함으로써, 각각의 공기 역학, 음향학, 및 성능이 개선될 수 있다. 또한, 추력 발생 유닛의 기본적인 요구된 직경이 감소될 수 있다. 추가적으로, 본 발명의 멀티로터 항공기의 양력이 슈라우딩 자체에 의해 개선되고, 본 발명의 멀티로터 항공기에 의해 요구된 전반적인 파워를 잠재적으로 감소시킨다.
비록 본 발명의 항공기가 다수의 로터 조립체를 갖는 멀티로터 구조물을 참조하여 위에서 설명되고 있지만, 다수의 프로펠러 조립체를 갖는 멀티프로펠러 구조물 또는 멀티프로펠러 및 멀티로터 구조물로서 마찬가지로 구현될 수 있다는 점이 주목되어야 한다. 더 구체적으로, 로터들이 일반적으로 충분히 관절로 이어져 있지만, 프로펠러들은 일반적으로 전혀 관절로 이어져 있지 않다. 하지만, 두 가지 경우 모두 추력을 발생시키기 위해 사용될 수 있고, 따라서 본 발명에 따른 추력 발생 유닛을 구현하기 위해 사용될 수 있다. 따라서, 본 발명의 멀티로터 항공기가 마찬가지로 멀티프로펠러 및/또는 멀티프로펠러 및 멀티로터 항공기로서 구현될 수 있도록, 본 설명에서의 로터들이나 로터 구조물들에 대한 임의의 참조가 프로펠러들과 프로펠러 구조물들에 대한 참조로서 마찬가지로 이해되어야 한다.
다시 말해, 본 발명은 주로 로터/프로펠러 비행기를 정의하고, 개별적으로 서로의 상부에 위치하게 선택될 수 있는 로터/프로펠러, 로터/프로펠러 중 최대 1개의 임의의 회전하는 부품들을 둘러싸기 위한 슈라우딩, 각각의 로터/프로펠러를 구동하는 적어도 하나의 전기 엔진을 갖는 다수의 추력 구성에 관한 것이고, 이 경우 제공된 안전성 레벨을 증가시키기 위해 각각의 엔진은 격리될 수 있고, 배터리와 전기 엔진들 사이에는 로직(logic) 연결이 바람직하게 존재하며, 그러한 로직 연결은 고장의 경우 안전성 레벨을 증가시키는 여분의 디자인(redundant design)을 우선적으로 포함하고, 고장인 경우에 적절한 안전성 레벨을 갖는 배터리 여분 설계(layout)가 바람직하게 제공된다.
유리하게, 본 발명은 멀티로터 항공기는 승객들의 수송을 위해 설계되고, 특히 도시 영역 내에서의 작동을 위해 보증되기에 알맞고 적합하게 되어 있다. 그것은 바람직하게는 비행이 쉽고, 다수의 여분성(redundancies)을 가지며, 관계 당국의 안전성 요구를 충족시키고, 설계시 비용면에서 효율적이며, 오직 비교적 적은 소음을 생성한다. 바람직하게, 본 발명의 멀티로터 항공기는 경량 설계와 고정된 입사각을 갖는 비교적 적은 로터 직경을 가지고, 그럼에도 불구하고 비록 이들 로터 특징들이 작동시 비교적 낮은 관성과 조정 가능하지 않는 토크를 가져올지라도 비상 착륙의 이행을 위히 적합하게 되어 있다.
일 양태에 따르면, 본 발명의 멀티로터 항공기는 호버링을 할 수 있고, 분배된(distributed) 추진 시스템을 포함한다. 그것은 또한 바람직하게는 자동회전 능력을 가지게 설계되고, 이러한 자동회전 능력은 전체 멀티로터 항공기에 관해 비행 시간마다 대략 최대 1*10-7회의 고장에 달하는 안전성 실패(failure) 모드들에 관한 예컨대 FAR 및 EASA 규칙과 같은 당국의 규칙을 충족하기 위해, 기타 규칙들 중에서도 특히 필수적이다. 항공 분야에서 이들 안전성 레벨은 보통 소위 DAL(Design Assurance Level) A 내지 D에 의해 정의된다.
바람직하게, 본 발명의 멀티로터 항공기는 승객들을 수송하기 위해 필요한 당국의 규칙의 안전성 레벨을 이행한다. 이는 우선적으로는
·추력 발생 유닛마다 적어도 2개의 개별 로터 조립체,
·여분의 격리된 배터리 설계,
·여분의 전원(power supply) 및 하네스(harness) 설계,
·기초가 되는 파워 관리의 물리적인 분리 및 격리,
·여분의 격리된 전기 엔진들, 및
·로터 조립체들의 피치 제어 및/또는 RPM 제어
의 결합 및 상관 관계에 의해 달성된다.
본 발명의 바람직한 실시예는 첨부된 도면을 참조하여 이어지는 설명에서의 예를 통해 개설된다. 이들 첨부 도면에서, 동일하거나 동일하게 기능을 하는 성분들과 요소들은 동일한 참조 번호와 글자로 라벨이 붙여지고, 그 결과 이어지는 설명에서도 한번만 설명된다.
도 1은 복수의 전형적인 추력 발생 유닛을 갖는 멀티로터 항공기의 사시도.
도 2는 도 1의 멀티로터 항공기의 상면도.
도 3은 포워드 비행 중인, 도 1 및 도 2의 멀티로터 항공기의 측면도.
도 4는 도 3의 멀티로터 항공기의 정면도.
도 5는 본 발명에 따른 슈라우딩을 갖는, 도 1 내지 도 4의 멀티로터 항공기의 추력 발생 유닛의 사시도.
도 6은 도 5의 추력 발생 유닛의 정면도.
도 7은 도 1 내지 도 4의 멀티로터 항공기의 수직 이륙 및 포워드 비행 중인 도 5 및 도 6의 추력 발생 유닛의 부분적으로 투명한 측면도.
도 8은 도 5 내지 도 7의 슈라우딩의 부분적으로 투명한 측면도.
도 9는 도 8의 슈라우딩의 사시도.
도 10은 도 8 및 도 9의 슈라우딩의 상면도.
도 11은 도 8 내지 도 10의 슈라우딩의 전형적인 단면도.
도 12는 도 1 내지 도 4의 멀티로터 항공기의 수직 이륙 및 포워드 비행 중인 도 5 및 도 6의 추력 발생 유닛의 부분적으로 투명한 측면도.
도 13은 도 1 내지 도 4의 멀티로터 항공기를 제어하기 위한 전형적인 제어 방법을 예시하는 도면.
도 14는 제1 변형예에 따른, 도 8 내지 도 10의 슈라우딩의 상면도.
도 15는 제2 변형예에 따른, 도 8 내지 도 10의 슈라우딩을 갖는 도 5 및 도 6의 추력 발생 유닛의 부분적으로 투명한 측면도.
도 16은 도 1 내지 도 4의 멀티로터 항공기의 수직 이륙 동안의, 도 15의 슈라우딩의 상면도.
도 17은 도 1 내지 도 4의 멀티로터 항공기의 포워드 비행 동안의, 도 15의 슈라우딩의 상면도.
도 1은 본 발명에 따른 항공기 에어프레임(2)을 갖는 멀티로터 항공기(1)를 보여준다. 항공기 에어프레임(2)은 이후 멀티로터 항공기(1)의 동체라고도 불리는 지지 구조물을 정의한다.
동체(2)는 세로 방향(1a)으로의 연장부(extension)와 측면 방향(1b)으로의 연장부를 가지고, 바람직하게는 멀티로터 항공기(1)가 전체로서 승객들의 수송을 위해 적합하게 되도록, 승객들의 수송을 위해 적어도 적합하게 되는 내부 볼륨(volume)(2a)을 정의한다. 내부 볼륨(2a)은 바람직하게는 예컨대 멀티로터 항공기(1)의 작동을 위해 요구되는 에너지 저장 시스템과 같은 작동(operation) 및 전기 장비를 수용하기 위해 또한 적합하게 되어 있다.
승객들의 수송을 위해 하지만 또한 작동 및 전기 장비의 수용을 위해 알맞은 내부 볼륨(2a)의 전형적인 구성은 당업자가 즉시 이용할 수 있고, 일반적으로 승객 수송에 관한 적용 가능한 당국의 규칙과 보증 요구조건을 따르도록 구현된다는 점이 주목된다. 그러므로 이와 같이 내부 볼륨(2a)의 이들 구성이 본 발명의 부분이 아니므로, 그것들은 간략함 및 간결함을 위해 상세하게 설명되지 않는다.
일 양태에 따르면, 멀티로터 항공기(1)는 복수의 추력 발생 유닛(3)을 포함한다. 바람직하게, 이러한 복수의 추력 발생 유닛(3)은 적어도 2개의 그리고 우선적으로는 4개의 추력 발생 유닛(3a, 3b, 3c, 3d)을 포함한다. 추력 발생 유닛(3a, 3b, 3c, 3d)은 멀티로터 항공기(1)가 임의의 전진 방향 또는 후진 방향으로 비행하는 것뿐만 아니라, 공중에서 멈춰 떠 있을 수 있도록, 작동시 추력을 발생하기 위해 구현된다(도 3에서의 9).
바람직하게, 추력 발생 유닛(3a, 3b, 3c, 3d)은 구조상 동체(2)에 연결되어 있다. 예를 들면, 이는 복수의 구조상 지지체(4)에 의해 이루어진다. 더 구체적으로, 추력 발생 유닛(3a)은 구조상 지지체(4a)를 통해 동체(2)에 바람직하게 연결되고, 추력 발생 유닛(3b)은 구조상 지지체(4b)를 통해 동체(2)에 바람직하게 연결되며, 추력 발생 유닛(3c)은 구조상 지지체(4c)를 통해 동체(2)에 바람직하게 연결되고, 추력 발생 유닛(3d)은 구조상 지지체(4d)를 통해 동체(2)에 바람직하게 연결되며, 이러한 구조상 지지체(4a, 4b, 4c, 4d)는 복수의 구조상 지지체(4)를 정의한다.
바람직하게, 추력 발생 유닛(3a, 3b, 3c, 3d) 중 적어도 하나는 기본이 되는 공력 특성을 개선하고 작동상 안전성을 증가시키기 위해, 연관된 슈라우딩을 포함한다. 예를 들면, 복수의 슈라우딩 유닛(6)은 4개의 분리된 슈라우딩(6a, 6b, 6c, 6d)으로 도시되어 있다. 예시적으로, 슈라우딩(6a)은 추력 발생 유닛(3a)과 연관되고, 슈라우딩(6b)은 추력 발생 유닛(3b)과 연관되며, 슈라우딩(6c)은 추력 발생 유닛(3c)과 연관되고, 슈라우딩(6d)은 추력 발생 유닛(3d)과 연관된다.
슈라우딩(6a, 6b, 6c, 6d)은 간단한 판금(sheet metal)으로 만들어질 수 있다. 하지만, 일 양태에 따르면, 슈라우딩(6a, 6b, 6c, 6d)은 예컨대 도 5를 참조하여 아래에서 설명된 것과 같이, 복잡한 기하학적 형태를 가진다.
또한, 슈라우딩(6a, 6b, 6c, 6d)은 추력 발생 유닛(3a, 3b, 3c, 3d)과 동체(2) 사이의 연결을 보강하기 위해 구조상 지지체(4a, 4b, 4c, 4d)와 함께 동체(2)에 연결될 수 있다. 대안적으로, 슈라우딩(6a, 6b, 6c, 6d)만이 동체(2)에 연결될 수 있다.
일 양태에 따르면, 추력 발생 유닛(3a, 3b, 3c, 3d) 중 적어도 하나의 그리고 바람직하게는 각각은 적어도 2개의 로터 조립체를 구비한다. 예를 들면, 추력 발생 유닛(3a)은 2개의 로터 조립체(7a, 8a)를 구비하고, 추력 발생 유닛(3b)은 2개의 로터 조립체(7b, 8b)를 구비하며, 추력 발생 유닛(3c)은 2개의 로터 조립체(7c, 8c)를 구비하고, 추력 발생 유닛(3d)은 2개의 로터 조립체(7d, 8d)를 구비한다. 로터 조립체(7a, 7b, 7c, 7d)는 예시적으로 복수의 상부 로터 조립체(7)를 정의하고, 로터 조립체(8a, 8b, 8c, 8d)는 예시적으로 복수의 하부 로터 조립체(8)를 정의한다.
복수의 상부 및 하부 로터 조립체(7, 8)는 바람직하게는 복수의 기어박스 페어링(fairing)(5)에 의해 복수의 구조상 지지체(4)에 연결된다. 예시적으로, 상부 로터 조립체(7a) 및 하부 로터 조립체(8a)는 기어박스 페어링(5a)에 의해 구조상 지지체(4a)에 연결되고, 상부 로터 조립체(7b) 및 하부 로터 조립체(8b)는 기어박스 페어링(5b)에 의해 구조상 지지체(4b)에 연결되며, 상부 로터 조립체(7c) 및 하부 로터 조립체(8c)는 기어박스 페어링(5c)에 의해 구조상 지지체(4d)에 연결되고, 상부 로터 조립체(7d) 및 하부 로터 조립체(8d)는 기어박스 페어링(5d)에 의해 구조상 지지체(4d)에 연결되어 있다.
바람직하게, 상부 로터 조립체(7a, 7b, 7c, 7d) 각각은 연관된 상부 로터 평면(도 7에서의 21)을 정의하고, 하부 로터 조립체(8a, 8b, 8c, 8d) 각각은 연관된 하부 로터 평면(도 7에서의 22)을 정의한다. 바람직하게, 상부 로터 조립체 및 하부 로터 조립체(7a, 7b, 7c, 7d, 8a, 8b, 8c, 8d)는, 연관된 상부 로터 평면(도 7에서의 21)과 하부 로터 평면(도 7에서의 22)이 멀티로터 항공기(1)의 슈라우딩(6a, 6b, 6c, 6d) 안쪽에 위치하도록, 슈라우딩(6a, 6b, 6c, 6d)에서 각각 수용되는 상부 및 하부 로터 조립체들의 쌍(7a, 8a; 7b, 8b; 7c, 8c; 7d, 8d)을 정의한다.
일 양태에 따르면, 멀티로터 항공기(1)는 항공기 작동 구조물과 여분의 보안 아키텍처를 포함한다. 항공기 작동 구조물은 고장이 없는 작동 모드에서 멀티로터 항공기(1)의 작동을 위해 바람직하게 적합하게 되고, 여분의 보안 아키텍처는 항공기 작동 구조물의 고장의 경우에 멀티로터 항공기(1)의 작동을 위해 바람직하게 적어도 적합하게 된다. 특히, 여분의 보안 아키텍처는 승객 수송에 관한 적용 가능한 당국의 규칙과 보증 요구조건을 우선적으로 따르기 위해 제공된다.
바람직하게, 항공기 작동 구조물은 상부 및 하부 로터 조립체(7a, 7b, 7c, 7d, 8a, 8b, 8c, 8d)의 적어도 제1 부품을 포함하고, 여분의 보안 아키텍처는 상부 및 하부 로터 조립체(7a, 7b, 7c, 7d, 8a, 8b, 8c, 8d)의 적어도 제2 부품을 포함한다. 우선적으로, 각각의 추력 발생 유닛(3a, 3b, 3c, 3d)의 상부 및 하부 로터 조립체(7a, 8a, 7b, 8b, 7c, 8c, 7d, 8d) 중 첫 번째 것은 항공기 작동 구조물과 연관되는데 반해, 두 번째 것은 여분의 보안 아키텍처와 연관된다. 예를 들면, 상부 로터 조립체(7a, 7b, 7c, 7d)는 항공기 작동 구조물과 연관되고, 하부 로터 조립체(8a, 8b, 8c, 8d)는 여분의 보안 아키텍처와 연관된다. 그러므로 적어도 상부 로터 조립체(7a, 7b, 7c, 7d)가 고장인 경우, 예컨대 충돌(crash)을 회피하기 위해, 하부 로터 조립체(8a, 8b, 8c, 8d)가 멀티로터 항공기(1)를 작동시킨다.
하지만, 상부 로터 조립체(7a, 7b, 7c, 7d)가 항공기 작동 구조물과 연관되고, 하부 로터 조립체(8a, 8b, 8c, 8d)가 여분의 보안 아키텍처와 연관되는 위 구성은 단지 예로서 설명된 것이고, 본 발명을 그것으로 제한하려는 것은 아니라는 점이 주목되어야 한다. 대신, 대안적인 연관예가 마찬가지로 가능하고 예측된다. 예컨대, 로터 조립체(7a, 7c, 8b, 8d)는 항공기 작동 구조물과 연관될 수 있는데 반해, 로터 조립체(8a, 8c, 7b, 7d)는 여분의 보안 아키텍처와 연관된다. 대안적으로, 상부 및 하부 로터 조립체(7a, 7b, 7c, 7d, 8a, 8b, 8c, 8d)는 항공기 작동 구조물 및/또는 여분의 보안 아키텍처 등과 연관될 수 있다. 이와 같이 대안적인 연관예는 당업자가 즉시 이용할 수 있고, 그것들은 마찬가지로 본 발명의 부분인 것으로 예측되고 간주된다.
도 2는 동체(2)에 연결되는 추력 발생 유닛(3a, 3b, 3c, 3d)을 갖는, 도 1의 멀티로터 항공기(1)를 보여준다. 추력 발생 유닛(3a, 3b, 3c, 3d)은 각각 바람직하게는 일치하는 로터 축들(도 3 및 도 4에서의 12)과 사이드-바이-사이드(side-by-side) 구성으로 바람직하게 배치되는, 상부 및 하부 로터 조립체들(7a, 7b; 7b, 8b; 7c, 8c; 7d, 8d)을 포함한다. 우선적으로, 상부 및 하부 로터 조립체들(7a, 7b; 7b, 8b; 7c, 8c; 7d, 8d)이 적층되는, 즉 일치하는 로터 축들(도 3 및 도 4에서의 12)과 서로의 상부에 배치되도록, 상부 로터 조립체(7a, 7b, 7c, 7d)가 하부 로터 조립체(8a, 8b, 8c, 8d) 위에 배치된다. 하지만, 예컨대 축 방향으로 옮겨진 로터 축들과 같은 대안적인 구성이 마찬가지로 예측된다.
도 2로부터 더 볼 수 있는 것처럼, 추력 발생 유닛(3a, 3b, 3c, 3d)은 모두 전형적으로 동체(2)에 관해 옆으로, 즉 그것의 세로 방향(1a)에서 보여진 동체(2)의 좌측 또는 우측에서 배치된다. 예시적으로, 도 2에 도시된 것처럼, 좌측은 하부측에 대응하고, 우측은 동체(2)의 상부측에 대응한다. 또한, 동체(2)는 전형적으로 옆으로 배치된 추력 발생 유닛(3a, 3b, 3c, 3d)이 적어도 대략 사다리꼴 모양을 정의하도록 구현된다.
하지만, 이러한 전형적인 배치는 오직 예로서 설명되는 것이고, 그것에 본 발명을 제한하기 위한 것은 아니라는 점이 주목되어야 한다. 대신, 다른 배치도 가능하고 마찬가지로 예측된다. 예컨대, 추력 발생 유닛(3a, 3b, 3c, 3d) 중 2개는 각각 동체(2)의 앞쪽 섹션과 뒤쪽 섹션에 배치될 수 있다.
도 3은 전형적으로 고장이 없는 작동 모드에 있는, 도 1과 도 2의 멀티로터 항공기(1)를 보여준다. 이러한 전형적으로 고장이 없는 작동 모드에서는, 복수의 추력 발생 유닛(3)이 복수의 상부 및/또는 하부 로터 조립체(7, 8)에 의해 추력 발생 기류(airstream) 방향(9)에서 기류를 발생시키고, 이는 멀티로터 항공기(1)를 지면(10)으로부터 들어올리기에 적합하다.
복수의 상부 로터 조립체(7) 각각은 제1 로터 축을 정의하고, 복수의 하부 로터 조립체(8) 각각은 제2 로터 축을 정의한다. 바람직하게, 복수의 상부 로터 조립체(7)와 복수의 하부 로터 조립체(8)가 복수의 축이 같게 배치된 로터 축(12)을 정의하도록, 제1 로터 축과 제2 로터 축은 각각 일치하게, 즉 축이 같게 배치된다. 예시적으로, 상부 로터 조립체(7c)와 하부 로터 조립체(8c)는 일반적으로 로터 축(12c)이라고 부르는, 제1의 일치하는 로터 축과 제2의 일치하는 로터 축을 정의하고, 상부 로터 조립체(7d)와 하부 로터 조립체(8d)는 일반적으로 로터 축(12d)이라고 부르는 제1의 일치하는 로터 축과 제2의 일치하는 로터 축을 정의한다.
하지만, 다른 구성이 마찬가지로 예측된다. 예컨대, 로터 축들은 서로에 대해 평행하게 배치될 수 있다.
포워드 비행 동안에 멀티로터 항공기(1)의 기동성을 증가시키고, 멀티로터 항공기(1)의 세로 방향(1a)에서의 전반적인 경사를 감소시키기 위해, 바람직하게는 복수의 추력 발생 유닛(3)이 복수의 세로 경사각(11)에 의해 멀티로터 항공기(1)의 세로 방향(1a)에서 경사져 있다. 복수의 세로 경사각(11)은 멀티로터 항공기(1)의 수직 기준선(10a)과 복수의 축이 같게 배치된 로터 축(12) 사이에서 예시적으로 정의된다. 바람직하게, 복수의 세로 경사각(11)의 가능하고 실현된 개수는 제공된 추력 발생 유닛의 기초가 되는 개수에 의존한다.
더 구체적으로, 일 양태에 따르면 복수의 추력 발생 유닛(3) 중 적어도 하나는 멀티로터 항공기(1)의 수직 기준선(10a)과 복수의 추력 발생 유닛(3) 중 이러한 적어도 하나의 제1 및 제 2 일치하는 로터 축 사이에서 정의된 제1 세로 경사각에 의해 멀티로터 항공기(1)의 세로 방향(1a)에서 경사져 있다. 이러한 제1 세로 경사각은 바람직하게는 -45°와 +80°사이의 범위에 포함되고, 그리고 우선적으로는 7°이다.
예시적으로, 복수의 추력 발생 유닛(3)의 추력 발생 유닛(3c)은 수직 기준선(10a)과 로터 축(12c) 사이에서 정의된 제1 세로 경사각(11a)만큼 경사져 있고, 이 경우 제1 세로 경사각(11a)은 바람직하게는 -45°와 +80°사이의 범위에 포함되고, 그리고 우선적으로는 7°이다. 하지만, 도 1과 도 2의 추력 발생 유닛(3a)은 바람직하게는 제1 세로 경사각(11a)만큼 또한 경사져 있다는 점이 주목되어야 한다.
일 양태에 따르면, 복수의 추력 발생 유닛(3) 중 적어도 하나는 수직 기준선(10a)과, 복수의 추력 발생 유닛(3) 중 이러한 적어도 하나의 제1 및 제2 일치하는 로터 축들 사이에서 정의된 제2 세로 경사각만큼 멀티로터 항공기(1)의 세로 방향(1a)에서 경사져 있다. 제2 세로 경사각은 바람직하게는 또한 -45°와 +80°사이의 범위에 포함되고, 그리고 우선적으로는 7°이다.
예시적으로, 복수의 추력 발생 유닛(3)의 추력 발생 유닛(3d)은 수직 기준선(10a)과 로터 축(12d) 사이에서 정의된 제2 세로 경사각(11b)만큼 경사져 있고, 이 경우 제2 세로 경사각(11b)은 바람직하게는 -45°와 +80°사이의 범위에 포함되고, 그리고 우선적으로는 7°이다. 하지만, 도 1과 도 2의 복수의 추력 발생 유닛(3) 중 추력 발생 유닛(3b)은 바람직하게는 제2 세로 경사각(11b)만큼 또한 경사져 있다는 점이 주목되어야 한다.
도 4는 예시적으로 폭(2b)을 포함하는, 도 3의 동체(2)를 갖는 멀티로터 항공기(1)를 보여준다. 이러한 폭(2b)은 동체(2)의 표면들 중 각각의 가장 좌측 표면과 가장 우측 표면 사이의 멀티로터 항공기(1)의 세로 방향(1a)에 대해 직각으로 측정된 최대 거리로서 정의된다.
고장이 없는 작동 모드에 있는 멀티로터 항공기(1)가 다시 본보기로 도시되어 있고, 이 경우 복수의 추력 발생 유닛(3)은 복수의 상부 로터 조립체(7)와 하부 로터 조립체(8)에 의해 추력 발생 기류 방향(9)에서 기류를 발생시킨다. 상부 로터 조립체(7c)와 하부 로터 조립체(8c)는 로터 축(12c)을 정의하고, 상부 로터 조립체(7d)와 하부 로터 조립체(8d)가 도 3을 참조하여 위에서 설명된 것처럼 로터 축(12d)을 정의한다.
또한, 상부 로터 조립체(7a)와 하부 로터 조립체(8a)는 본보기로 제1의 일치하는 로터 축과 제2의 일치하는 로터 축을 정의하고, 이들 로터 축은 흔히 로터 축(12a)이라고 부르며, 상부 로터 조립체(7b)와 하부 로터 조립체(8b)는 제1 일치하는 로터 축과 제2 일치하는 로터 축을 정의하며, 이들 로터 축은 흔히 로터 축(12b)이라고 부른다. 멀티로터 항공기(1)의 전반적인 복잡도, 시스템 무게, 및 기하학적 사이즈를 감소시키기 위해, 로터 축들(12a, 12b, 12c, 12d)이 바람직하게 구현된다는 점이 주목되어야 한다.
바람직하게는, 멀티로터 항공기(1)의 감소된 거스트(gust) 민감도를 제공하고 기동성을 증가시키기 위해, 복수의 측면 경사각(13)만큼 멀티로터 항공기(1)의 측면 방향(1b)에서 복수의 추력 발생 유닛(3)이 경사져 있다. 복수의 측면 경사각(13)은 예시적으로는 멀티로터 항공기(1)의 수직 기준선(10a)과 복수의 축이 같게 배치된 로터 축(12) 사이에서 예시적으로 정의된다. 바람직하게, 복수의 측면 경사각(13)의 가능하고 실현된 개수는 제공된 추력 발생 유닛들의 기초가 되는 개수에 의존한다.
더 구체적으로, 일 양태에 따르면 복수의 추력 발생 유닛(3) 중 적어도 하나는 멀티로터 항공기(1)의 수직 기준선(10a)과, 복수의 추력 발생 유닛(3) 중 이러한 적어도 하나의 제1 일치하는 로터 축 및 제2 일치하는 로터 축 사이에서 정의된 제1 측면 경사각만큼 멀티로터 항공기(1)의 측면 방향(1b)에서 경사져 있다. 제1 측면 경사각은 바람직하게는 -45°와 +80°사이의 범위에 포함되고, 그리고 우선적으로는 5°에 이른다.
예시적으로, 복수의 추력 발생 유닛(3) 중 추력 발생 유닛(3a)은 수직 기준선(10a)과 로터 축(12a) 사이에서 정의된 제1 측면 경사각(13a)만큼 경사져 있고, 이 경우 제1 측면 경사각(13a)은 바람직하게는 -45°와 +80°사이의 범위에 포함되고, 그리고 우선적으로는 5°에 이른다. 하지만, 도 1과 도 2의 복수의 추력 발생 유닛(3)의 추력 발생 유닛(3c)은 바람직하게는 제1 측면 경사각(13a)만큼 또한 경사져 있다는 점이 주목되어야 한다.
일 양태에 따르면, 멀티로터 항공기(1)의 수직 기준선(10a)과, 복수의 추력 발생 유닛(3) 중 이러한 적어도 하나의 제1 및 제2 일치하는 로터 축 사이에서 정의된 제2 측면 경사각만큼 멀티로터 항공기(1)의 측면 방향(1b)에서 복수의 추력 발생 유닛(3) 중 적어도 하나가 경사져 있다. 제2 측면 경사각은 바람직하게는 -45°와 +80°사이의 범위에 포함되고, 그리고 우선적으로는 5°에 이른다.
예시적으로, 복수의 추력 발생 유닛(3) 중 추력 발생 유닛(3b)은 수직 기준선(10a)과 로터 축(12b) 사이에서 정의된 제2 측면 경사각(13b)만큼 경사져 있고, 이 경우 제2 측면 경사각(13b)은 바람직하게는 -45°와 +80°사이의 범위에 포함되고, 그리고 우선적으로는 5°에 이른다. 하지만, 도 1과 도 2의 복수의 추력 발생 유닛(3)의 추력 발생 유닛(3d)은 바람직하게는 제2 측면 경사각(13b)만큼 또한 경사져 있다는 점이 주목되어야 한다.
도 5는 앞선 도면들의 추력 발생 유닛(3d)을 보여주는데, 그것의 본보기적 구성을 더 예시하기 위해, 그것의 상부 로터 조립체(7d), 그것의 하부 로터 조립체(8d), 그것의 기어박스 페어링(5d), 및 그것의 슈라우딩(6d)도 나타나 있다. 하지만, 간략함과 간결함을 위해 추력 발생 유닛(3d)만이 모든 추력 발생 유닛(3a, 3b, 3c, 3d)을 대표해서 설명되도록, 앞선 도면들의 추력 발생 유닛들(3a, 3b, 3c)은 바람직하게는 비슷한 구성들을 포함한다는 점이 주목되어야 한다.
바람직하게, 슈라우딩(6d)은 간단한 눌러지고, 구부러진 금속 시트로 만들어질 수 있는 지지 구조물(16)로 구성된다. 지지 구조물(16)에는 우선적으로 예컨대 앞선 도면들의 멀티로터 항공기(1)의 배터리 시스템을 위한 저장 볼륨으로서 사용될 수 있는 내부 볼륨이 제공된다. 예시적으로, 슈라우딩(6d)과, 더 구체적으로 지지 구조물(16)은 최대 1개인, 그리고 본보기적으로 하부 로터 조립체(8d)를 수용한다. 예시적으로, 하부 로터 조립체(8d)는 작동시 추력을 발생시키기 위해 적어도 2개의 그리고, 본보기적으로 3개인 로터 블레이드(19a, 19b, 19c)를 포함한다. 비슷하게, 상부 로터 조립체(7d)는 바람직하게는 작동시 추력을 발생시키기 위해 역시 적어도 2개 그리고 본보기적으로 3개인 로터 블레이드(18a, 18b, 18c)를 포함한다.
또한, 바람직하게는 작동시 로터 블레이드(18a, 18b, 18c), 즉 상부 로터 조립체(7d)를 구동하기 위해 적어도 하나의 제1 엔진(14a)이 제공되고, 작동시 로터 블레이드(19a, 19b, 19c), 즉 하부 로터 조립체(8d)를 구동하기 위해 적어도 하나의 제2 엔진(14b)이 제공된다. 적어도 하나의 제1 엔진(14a)은 도 1을 참조하여 위에서 설명된 항공기 작동 구조물과 바람직하게 연관되고, 적어도 하나의 제2 엔진(14b)이 도 1을 참조하여 위에서 설명된 여분의 보안 아키텍처와 바람직하게 연관된다. 예시적으로, 적어도 하나의 제1 엔진(14a)과 제2 엔진(14b)이 안쪽에 배치되고, 따라서 기어박스 페어링(5d)에 의해 둘러싸인다.
제1 엔진(14a)과 제2 엔진(14b) 중 적어도 하나와 로터 블레이드(18a, 18b, 18c, 19a, 19b, 19c) 사이에 임의로 1개 이상의 기어박스가 도입될 수 있다는 점이 주목되어야 한다. 1개 이상의 기어박스의 임의의 도입에 의해, 제1 엔진(14a)과 제2 엔진(14b) 중 적어도 하나의 작동 효율이 증가될 수 있는데, 이는 그것들의 회전 속도가 증가되기 때문이다.
제1 엔진(14a)과 제2 엔진(14b) 중 적어도 하나는, 터빈, 디젤 엔진, 오토(Otto)-모터, 전기 엔진 등과 같이 작동시 토크를 발생시킬 수 있고, 작동시 로터 블레이드(18a, 18b, 18c, 19a, 19b, 19c), 즉 상부 로터 조립체(7d)와 하부 로터 조립체(8d)를 회전시키기 위해, 이들 로터 블레이드(18a, 18b, 18c, 19a, 19b, 19c)에 연결될 수 있는 임의의 알맞은 엔진에 의해 구현될 수 있다는 점이 또한 주목되어야 한다. 하지만, 그와 같은 엔진들은 당업자에게 공지되어 있고, 본 발명의 부분이 아니기 때문에, 그것들은 간략함과 간결함을 위해 더 상세하게는 설명되지 않는다.
바람직하게, 상부 로터 조립체(7d)는 작동시 제1 로터 축(12e) 둘레에서 제1 회전 방향(15a)으로 회전되도록 적합하게 되어 있다. 비슷하게, 하부 로터 조립체(8d)는 작동시 제2 로터 축(12e)을 예시적으로 정의하는, 로터 축(12d) 둘레에서 제2 회전 방향(15b)으로 회전되도록 적합하게 되어 있다. 예시적으로, 제1 회전 방향(15a)과 제2 회전 방향(15b)은 바람직하게는 서로 반대 방향이다.
일 양태에 따르면, 제1 로터 축(12e)과 제2 로터 축(12d)은 예시적으로는 제2 로터 축(12d)에 대응하는, 슈라우딩(6d)의 각각의 세로 방향에 대해 연관된 경사각(12a, 22a)만큼 경사져 있을 수 있다. 연관된 경사각(21a, 22a)은 바람직하게는 -60°와 +60°사이의 범위에 포함된다. 더 구체적으로, 연관된 경사각(21a)은 바람직하게는 -10°와 +45°사이의 범위에 포함되고, 연관된 경사각(22a)은 바람직하게는 -5°와 +5°사이의 범위에 포함된다. 예시적으로, 제1 로터 축(12e)과, 따라서 상부 로터 조립체(7d)는 제2 로터 축(12d)에 대해, 그리고 따라서 하부 로터 조립체(8d)에 대해 본보기로 대략 30°인 연관된 경사각(21a)만큼 경사져 있다.
적어도 상부 로터 조립체(7d)와, 더 구체적으로 그것의 로터 블레이드(18a, 18b, 18c)에는 임의의 피치 변화(17)가 제공될 수 있다. 비슷하게, 하부 로터 조립체(8d), 즉 그것의 로터 블레이드(19a, 19b, 19c)에는 또한 그러한 임의의 피치 변화가 제공될 수 있다. 이 경우, 도 3과 도 4의 추력 발생 기류 방향(9)에서의 발생된 기류의 제어는 작동시 피치 변화에 의해 또는 RPM 변화에 의해, 또는 피치 변화와 RPM 변화의 결합에 의해 달성될 수 있다.
이에 반해, 예컨대 로터 블레이드(18a, 18b, 18c, 19a, 19b, 19c)가 고정된 피치 블레이드들로서 구현되는 것과 같이, 상부 로터 조립체(7d)와 하부 로터 조립체(8d)에 그러한 임의의 피치 변화가 제공되지 않는다면, 작동시 피치 변화에 의해 도 3과 도 4의 추력 발생 기류 방향(9)에서의 발생된 기류의 제어는 수행될 수 없다. 이 경우, RPM 변화만이 작동중인 상부 로터 조립체(7d)와 하부 로터 조립체(8d)에 의해 발생되는, 도 3과 도 4의 추력 발생 기류 방향(9)에서의 기류의 제어를 위해 사용될 수 있다.
바람직하게, 상부 로터 조립체(7d)와 하부 로터 조립체(8d) 각각은 개별적으로 사이즈가 정해지고, 도 4의 동체 폭(2b)의 0.05배와 6배 사이의 범위에 있는 직경을 포함하며, 이는 간략화를 위해 이후 W라고 표시된다. 다시 말해, 상부 로터 조립체(7d)와 하부 로터 조립체(8d) 각각의 직경은 바람직하게는 0.05*W와 6*W 사이의 범위에 있고, 우선적으로는 1.5*W에 이른다.
일 양태에 따르면, 슈라우딩(6d)은 지지 구조물(16)에 의해 예시적으로 방사상으로 경계가 전해지는, 원통형 에어 덕트(20)를 정의한다. 이러한 원통형 에어 덕트(20)는 바람직하게는 공기 유입 구역(20e)과 공기 유출 구역(20f)에 의해 축 방향으로 경계가 정해진다. 원통형 에어 덕트(20)의 외측과 바람직하게는 원통형 에어 덕트(20)의 공기 유입 구역(20e)에 인접하게, 제1 로터 조립체(7d)가 바람직하게 배치된다.
에어 덕트(20)는 오직 예로서 "원통형(cylindrical)" 에어 덕트인 것으로 표시된 것이고, 그에 따라 본 발명을 제한하는 것이 아님이 주목되어야 한다. 다시 말해, 에어 덕트의 "원통형" 성형(shaping)은 공기 유입 구역(20e)으로부터 공기 유출 구역(20f)까지 에어 덕트(20)를 따라서 같은 반경을 가진다는 것을 암시하지만, 대안적인 구성예가 마찬가지로 예측된다. 예컨대, 에어 덕트(20)는 그것의 반경이 예컨대 공기 유입 구역(20e)에서보다 공기 유출 구역(20f)에서 더 크도록 절두체(frustum)의 형태를 나타낼 수 있다. 그러므로 "원통형 에어 덕트"라는 표현은 에어 덕트(20)의 그러한 대안적인 구성예들을 또한 포함하는 것을 의미한다는 점이 이해되어야 한다.
공기 유입 구역(20e)은 바람직하게 원통형 에어 덕트(20)의 원주 방향에서 파도 모양의 기하학적 형태를 나타낸다. 더 구체적으로, 이러한 파도 모양의 기하학적 형태는 공기 유입 구역(20e)을 따라서 원통형 에어 덕트(20)의 원주 방향으로 움직일 때, 굽이치는 운동(motion), 즉 파도 모양의 움직임이 수행된다는 것을 암시한다.
예시적으로, 슈라우딩(6d), 즉 원통형 에어 덕트(20)는 리딩 에지(20a)와 트레일링 에지(20b)를 나타낸다. 오직 명확함을 위해, 리딩 에지(20a)는 트레일링 에지(20b)에 대해 위쪽 위치에서 도 1 내지 도 4의 멀티로터 항공기가 포워드 비행하는 동안에 배치되는 슈라우딩(6d), 즉 원통형 에어 덕트(20)의 에지라는 점이 주목되어야 한다. 또한, 슈라우딩(6d), 즉 원통형 에어 덕트(20)는 우선적으로는 공기 유입 구역(20e)에 위치하는 보드 측 측면 숄더와 스타 보드 측 측면 숄더(20d)를 나타낸다.
더 구체적으로, 리딩 에지(20a)는 슈라우딩(6d), 즉 원통형 에어 덕트(20)의 원주 방향에서 트레일링 에지(20b)의 반대쪽에 있고, 보드 측 측면 숄더(20c)는 스타 보드 측 측면 숄더(20d)의 반대쪽에 있다. 또한, 보드 측 측면 숄더(20c)와 스타 보드 측 측면 숄더(20d)는 각각 슈라우딩(6d), 즉 원통형 에어 덕트(20)의 원주 방향에서 리딩 에지(20a)와 트레일링 에지(20b) 사이에 배치된다.
도 6은 공기 유입 구역(20e)의 파도 모양의 기하학적 형태를 더 예시하기 위해, 상부 로터 조립체(7d), 하부 로터 조립체(8d), 및 공기 유입 구역(20e)과 공기 유출 구역(20f)에 의해 바람직하게 축 방향으로 경계가 전해지는, 원통형 에어 덕트(20)를 정의하는 슈라우딩(6d)을 갖는, 도 5의 추력 발생 유닛(3d)를 보여준다. 도 6은 또한 하부 로터 조립체(8d)에 대해 연관된 경사각(21a)만큼 상부 로터 조립체(7d)의 경사져 있는 것을 예시한다.
도 7은 우선적으로는 각각의 로터 축(12e, 12d) 둘레에서 회전하는, 상부 로터 조립체(7d)와 하부 로터 조립체(8d)를 갖는, 도 5와 도 6의 추력 발생 유닛(3d)의 개략도를 보여준다. 바람직하게, 상부 로터 조립체(7d)와 하부 로터 조립체(8d)는 요구된 안전성 레벨과 만족스러운 비행 기계적 거동에 도달하기 위해, 분리된 로터 평면(21, 22)을 정의한다. 예시적으로, 로터 평면(21, 22)은 서로의 상부에 배치된다. 우선적으로, 로터 평면(21, 22) 사이의 미리 결정된 거리는 0.01*DR과 2*DR 사이의 범위에 포함되고, 바람직하게는 0.17*DR에 이르며, 이 경우 DR은 제2 로터 조립체(8d)의 직경을 정의한다.
전술한 바와 같이, 슈라우딩(6d)은 공기 유입 구역(20e)과 공기 유출 구역(20f) 사이에서 축 방향으로 경계가 정해지는 원통형 에어 덕트(20)를 정의한다. 하부 로터 조립체(8d)는 슈라우딩(6d)의 안쪽에 배치되고, 상부 로터 조립체(7d)는 슈라우딩(6d)의 바깥쪽에 배치되는데, 즉 원통형 에어 덕트(20)의 바깥쪽과 바람직하게는 공기 유입 구역(20e)에 인접하게 배치된다.
추력 발생 유닛(3d)의 작동시, 공기 유입 구역(20e)은 바람직하게는 공기 수집기로서 기능을 하고, 따라서 이후 간략함과 명확함을 위해, "컬렉터(collector)(20e)"라고도 부른다. 공기 유출 구역(20f)은 디퓨저(diffusor)로서 구현되고 기능을 할 수 있지만, 반드시 그러한 것은 아니고, 따라서 이후 간략함과 명확함을 위해 "디퓨저(20f)"라고도 부른다.
도 7의 (A) 부분은 축 방향 공기 흐름 상태에서, 즉 도 1 내지 도 4의 멀티로터 항공기(1)가 수직 이륙하고 호버링하는 동안에서의 추력 발생 유닛(3d)의 전형적인 작동을 예시한다. 하지만, 도 5와 도 6과는 대조적으로, 로터 축(12e, 12d)은 서로에 대해 축이 같게 본보기적으로 배치되어 있다.
예시적으로, 축 방향 공기 흐름 상태에서는, 축 방향 기류(23a)가 컬렉터(20e)를 통해 원통형 에어 덕트(20)로 들어가고, 상부 로터 조립체(7d) 및 하부 로터 조립체(8d)에 의해 가속이 이루어지며, 디퓨저(20f)를 통해 원통형 공기 덕트(20)로부터 빠져나온다. 기류(23a)는 적어도 대략적으로는 축이 같게 배치된 로터 축(12e, 12d)에 평행하게 배향되기 때문에, "축(axial)" 기류라고 부른다는 점이 주목되어야 한다.
축 방향 기류(23a)는 스스로 추력을 발생시키고, 또한 슈라우딩(6d), 즉 원통형 에어 덕트(20)에 작용함으로써 추가적인 추력을 발생시킨다. 이는 추력 벡터(23)에 의해 예시된 총 추력을 가져오게 되고, 이는 도 1 내지 도 4의 멀티로터 항공기(1)가 들어올려지는 것을 허용하게 된다. 동일한 추력 레벨에서, 상부 로터 조립체(7d)와 하부 로터 조립체(8d)를 구동하기 위해 도 5와 도 6의 제1 엔진(14a)과 제 2 엔진(14b) 중 적어도 하나에 의해 필요한 파워의 각각의 양은 슈라우딩(6d) 없이 상부 로터 조립체(7d)와 하부 로터 조립체(8d)를 구동하기 위해 필요로 하는 파워보다 상당히 낮아지게 된다는 점이 주목되어야 한다.
도 7의 (B) 부분은 횡단하는 공기 흐름 상태, 즉 도 1 내지 도 4의 멀티로터 항공기(1)의 포워드 비행 동안에 추력 발생 유닛(3d)의 전형적인 작동을 예시한다. 로터 축(12e, 12d)은 예시적으로 여전히 (A) 부분에 따라 서로에 대해 축이 같게 배치되지만, 이제는 컬렉터(20e)를 통해 원통형 에어 덕트(20)로 횡단하는 기류(23b)가 들어가고, 상부 로터 조립체(7d)와 하부 로터 조립체(8d)에 의해 가속이 이루어지며, 디퓨저(20f)를 통해 원통형 에어 덕트(20)를 빠져 나간다. 기류(23b)는 "횡단하는" 기류라고 불리는 점이 주목되어야 하는데, 이는 그것이 적어도 대략적으로 축이 같게 배치된 로터 축(12e, 12d)에 횡단하는 방향으로 배향되기 때문이다.
(B) 부분에 따른 추력 발생 유닛(3d)을 갖는 도 1과 도 2의 멀티로터 항공기(1)의 포워드 비행을 허용하기 위해, 바람직하게는 RPM 변동이 원통형 에어 덕트(20)에서의 횡단하는 기류(23b)의 제어를 위해 사용된다. 더 구체적으로, 상부 로터 조립체(7d)는 바람직하게는 로터 축(12d) 둘레에서 하부 로터 조립체(8d)보다 높은 회전 속도를 가지고 로터 축(12e) 둘레에서 회전된다. 그러므로 여전히 (A) 부분에서와 같이 도시되어 있는, 추력 벡터(23)에 의해 예시된 총 추력의 기초가 되는 방향은, 도 1 내지 도 4의 멀티로터 항공기(1)의 포워드 비행을 허용하기 위해, (C) 부분에 예시된 것처럼 다시 배향된다.
도 7의 (C) 부분은 횡단하는 공기 흐름 상태에서, 즉 본 발명에 따른 도 1 내지 도 4의 멀티로터 항공기(1)의 포워드 비행 동안 추력 발생 유닛(3d)의 또 다른 전형적인 작동을 예시하고, 이 경우 (B) 부분에 따른 횡단하는 기류(23b)는 컬렉터(20e)를 통해 원통형 에어 덕트(20)로 들어가고, 상부 로터 조립체(7d)와 하부 로터 조립체(8d)에 의해 가속이 이루어지며, 디퓨저(20f)를 통해 원통형 에어 덕트(20)를 빠져 나간다. 하지만, (B) 부분과는 대조적으로 이제 로터 축(12e)은 도 5와 도 6을 참조하여 위에서 설명된 것처럼, 경사각(12a)만큼 경사져 있다. 그러므로 추력 벡터(23)는 도 1 내지 도 4의 멀티로터 항공기(1)의 증강된 포워드 비행 상태를 허용하기 위해, 전형적으로 예시된 것처럼 다시 배향된다.
도 8은 원통형 에어 덕트(20)를 정의하고 바람직하게는 컬렉터(20e)와 디퓨저(20f)에 의해 축 방향으로 경계가 정해지며, 리딩 에지(20a), 트레일링 에지(20b), 보드 측 측면 숄더(20c), 및 스타 보드 측 측면 숄더(20d)를 포함하는 슈라우딩(6d)을 갖는 도 5와 도 6의 추력 발생 유닛(3d)의 또 다른 개략적인 도면을 보여준다. 하지만, 간략함과 명확함의 목적으로, 상부 로터 조립체(7d)와 하부 로터 조립체(8d)의 예시는 생략되었다.
일 양태에 따르면, 원통형 에어 덕트(20)는 그것의 원주 방향에서 변하는 원통형 에어 덕트(20)의 축 방향에서 디퓨저(20f)와 컬렉터(20e) 사이에서 정의된 높이를 나타낸다. 이러한 높이는 원통형 에어 덕트(20)의 원주 방향에서 변하고, 따라서 도 5를 참조하여 위에서 설명된 것처럼 컬렉터(20e)의 파도 모양의 기하학적 형태를 정의한다.
더 구체적으로, 리딩 에지(20a)에서의 높이(24a)는 바람직하게는 보드 측 측면 숄더(20c) 및/또는 스타 보드 측 측면 숄더(20d)에서의 높이(24c)보다 작다. 또한, 트레일링 에지(20b)에서의 높이(24b)는 바람직하게는 보드 측 측면 숄더(20c) 및/또는 스타 보드 측 측면 숄더(20d)에서의 높이(24c)보다 작다. 또, 트레일링 에지(20b)에서의 높이(24b)는 바람직하게는 리딩 에지(20a)에서의 높이(24a)보다 작다. 일 양태에 따르면, 보드 측 측면 숄더(20c) 및/또는 스타 보드 측 측면 숄더(20d)에서의 높이(24c)는 0.05*D와 0.5*D 사이의 범위에서 선택되고, 이 경우 D는 원통형 에어 덕트(20)의 직경, 바람직하게는 내부 직경(도 10에서의 20g)을 정의한다.
일 양태에 따르면, 원통형 에어 덕트(20)의 컬렉터(20e)는 원통형 에어 덕트(20)의 원주 방향에서 변하는 반경을 나타낸다. 다시 말해, 컬렉터(20e)에는 바람직하게는 편평한 상부 에지, 즉 디퓨저(20f)로부터 멀어지게 향하지만 둥근 상부 에지가 있는 그것의 에지가 제공되지 않는다. 우선적으로, 이후 간략함과 명확함을 위해 "컬렉터 반경"이라고도 불리는, 컬렉터(20e)의 반경은 리딩 에지(20a), 트레일링 에지(20b), 보드 측 측면 숄더(20c), 및 스타 보드 측 측면 숄더(20d) 중 적어도 2개 사이에서 상이하다.
바람직하게, 리딩 에지(20a)에서의 컬렉터 반경(25a)은 0.01*D와 0.25*D 사이의 범위에서 선택되고, 트레일링 에지(20b)에서의 컬렉터 반경(25b)은 0과 0.25*D 사이의 범위에서 선택되며, 보드 측 측면 숄더(20c) 및/또는 스타 보드 측 측면 숄더(20d)에서의 컬렉터 반경(25c)은 0.01*D와 0.25*D 사이의 범위에서 선택된다. 이미 언급된 것처럼, D는 원통형 에어 덕트(20)의 직경, 바람직하게는 내부 직경(도 10에서의 20g)을 정의한다.
마찬가지로, 원통형 에어 덕트(20)의 디퓨저(20f)는 원통형 에어 덕트(20)의 원주 방향에서 변하는 반경을 나타낼 수 있다. 다시 말해, 디퓨저(20f)는 반드시 편평한 하부 에지, 즉 컬렉터(20e)로부터 멀어지게 향하지만 둥근 하부 에지가 있는 그것의 에지가 예시된 것처럼 제공되는 것은 아니다. 우선적으로, 이후 간략함과 명확함을 위해 "디퓨저 반경"이라고도 불리는, 디퓨저(20f)의 반경은 리딩 에지(20a), 트레일링 에지(20b), 보드 측 측면 숄더(20c), 및 스타 보드 측 측면 숄더(20d) 중 적어도 2개 사이에서 상이하다.
바람직하게, 리딩 에지(20a)에서의 디퓨저 반경(26a)은 0과 0.1*D 사이의 범위에서 선택되고, 트레일링 에지(20b)에서의 디퓨저 반경(26b)은 0과 0.1*D 사이의 범위에서 선택되며, 보드 측 측면 숄더(20c) 및/또는 스타 보드 측 측면 숄더(20d)에서의 디퓨저 반경(26c)은 0과 0.1*D 사이의 범위에서 선택된다. 다시, 이미 언급된 것처럼, D는 원통형 에어 덕트(20)의 직경, 바람직하게는 내부 직경(도 10에서의 20g)을 정의한다.
도 9는 원통형 에어 덕트(20)를 정의하는 도 5 내지 도 8의 슈라우딩(6d)을 보여주고, 이러한 원통형 에어 덕트(20)는 바람직하게는 컬렉터(20e)와 디퓨저(20f)에 의해 축 방향으로 경계가 정해지며, 리딩 에지(20a), 트레일링 에지(20b), 보드 측 측면 숄더(20c), 및 스타 보드 측 측면 숄더(20d)를 포함한다. 일 양태에 따르면, 리딩 에지(20a)에는 추가적인 양력면(27)이 제공된다.
도 10은 원통형 에어 덕트(20)를 정의하는 도 5 내지 도 8의 슈라우딩(6d)을 보여주고, 이러한 원통형 에어 덕트(20)는 리딩 에지(20a), 트레일링 에지(20b), 보드 측 측면 숄더(20c), 및 스타 보드 측 측면 숄더(20d)를 포함한다. 예시적으로, 원통형 에어 덕트(20)의 직경, 그리고 더 구체적으로는 내부 직경(D)이 참조 기호인 20g로 라벨이 붙여져 있다. 또한, 원통형 에어 덕트(20), 즉 슈라우딩(6d)의 방위각(Ψ)이 참조 기호인 20h로 라벨이 붙여져 있다. 예를 들면, 그러한 방위각(Ψ)은 예시된 것처럼 슈라우딩(6d)의 시계 방향에서 정의되고, 트레일링 에지(20b)에서 Ψ=0이도록 트레일링 에지(20b)로부터 돌기 시작하는 것으로 추정된다.
도 11은 원통형 에어 덕트(20)를 정의하고, 바람직하게는 컬렉터(20e)와 디퓨저(20f)에 의해 축 방향으로 경계가 정해지며, 리딩 에지(20a), 트레일링 에지(20b), 보드 측 측면 숄더(20c), 및 스타 보드 측 측면 숄더(20d)를 포함하는 슈라우딩(6d)의 전형적인 단면을 보여준다. 각각의 단면은 도 10의 주어진 방위각(Ψ)에서의 슈라우딩(6d)의 단면도에 대응한다.
더 구체적으로, 제1 단면도는 도 10의 절단선(A-A)의 방향에서 본 방위각 Ψ=180°에서의 전형적인 슈라우딩(6d)을 예시한다. 이러한 제1 단면도는 도 9의 추가적인 양력면(27)이 제공되는 슈라우딩(6d)의 리딩 에지(20a)를 예시한다. 예를 들면, 컬렉터(20e)는 둥근 상부 에지를 가지고 도 8을 참조하여 위에서 설명된 것처럼 리딩 에지(20a)에서 제공되고, 디퓨저(20f)는 편평한 하부 에지가 예시적으로 제공된다.
제2 단면도는 도 10의 절단선(A-A)의 방향에서 본 방위각 Ψ=0°에서의 슈라우딩(6d)의 전형적인 단면을 예시한다. 이러한 제2 단면도는 슈라우딩(6d)의 트레일링 에지(20b)를 예시한다. 예를 들면, 그리고 도 8을 참조하여 위에서 설명된 것처럼, 둥근 상부 에지를 가진 트레일링 에지(20b)에서는 컬렉터(20e)가 제공되고, 둥근 하부 에지를 가진 디퓨저(20f)가 제공된다.
제3 단면도는 도 10의 절단선(B-B)의 방향에서 본 방위각 Ψ=90°에서의 슈라우딩(6d)의 전형적인 단면을 예시한다. 이러한 제2 단면도는 슈라우딩(6d)의 보드 측 측면 숄더(20c)를 예시한다. 예를 들면, 둥근 상부 에지를 가지고 도 8을 참조하여 설명된 것처럼 보드 측 측면 숄더(20c)에 컬렉터(20e)가 제공되고, 디퓨저(20f)에는 편평한 하부 에지가 예시적으로 제공된다.
제4 단면도는 도 10의 절단선(B-B)의 방향에서 본 방위각 Ψ=270°에서의 슈라우딩(6d)의 전형적인 단면을 예시한다. 이러한 제4 단면도는 슈라우딩(6d)의 스타 보드 측 측면 숄더(20d)를 예시한다. 예를 들면, 둥근 상부 에지를 가지고 도 8을 참조하여 설명된 것처럼 스타 보드 측 측면 숄더(20d)에 컬렉터(20e)가 제공되고, 디퓨저(20f)에는 편평한 하부 에지가 예시적으로 제공된다.
도 12는 도 7의 부분(c)에 따르고, 슈라우딩(6d)과 상부 및 하부 로터 조립체(7d, 8d)를 갖는, 도 5와 도 6의 추력 발생 유닛(3d)을 보여준다. 상부 로터 조립체(7d)는 작동시 로터 축(12e) 둘레에서 회전하고, 로터 평면(21)을 정의하며, 하부 로터 조립체(7d)는 작동시 로터 축(12d)의 둘레에서 회전하고, 로터 평면(22)을 정의한다. 로터 축(12e)은 전술한 바와 같이, 로터 축(12d)에 대해 경사져 있다.
더 구체적으로, 도 12는 RPM 변화에 의해 추력 발생 유닛(3d)을 제어하기 위한 전형적인 제어 방법을 예시한다. 다시 말해, 만약 예컨대 상부 로터 조립체(7d)가 하부 로터 조립체(8d)의 회전 속도(Ω1)보다 높은 회전 속도(Ω2)로 작동한다면, 추력 벡터(23)가 참조 기호인 28로 라벨이 붙여져 있는 연관된 추력 배향각(ε)만큼 전형적인 기준 평면(28a)에 대해 경사져 있다. 도 12의 좌측에 예시된 것처럼, 연관된 추력 배향각(ε)이 90°보다 작은, 즉 ε<90°인 한, 도 1 내지 도 4의 멀티로터 항공기(1)는 포워드 비행시 작동된다. 하지만, 도 12의 우측에 예시된 것처럼, 연관된 추력 배향각(ε)이 90°와 같다면, 즉 ε=90°이라면, 도 1 내지 도 4의 멀티로터 항공기(1)는 호버 또는 수직 이륙시 작동된다.
하지만, 이러한 기능 작용은 또한 상부 로터 조립체(7d)와 하부 로터 조립체(8d)의 특별한 구현예에 의존한다는 점이 주목되어야 한다. 더 구체적으로, 요구된 회전 속도 차이는, 예컨대 상부 로터 조립체와 하부 로터 조립체 사이의 피치 차이 또는 로터 축(12e)과 로터 축(12d) 사이의 경사도(inclination) 등에 따라 달라질 수 있다. 하지만, 상세한 기능 작용은 당업자에게 즉시 이용 가능한 것으로 간주되고, 그 자체로는 본 발명의 주제가 아니다. 그러므로 그것의 더 상세한 설명은 간략함과 간결함을 위해 생략된다.
도 13은 도 1 내지 도 4의 멀티로터 항공기(1)의 작동을 예시하는 전형적인 RPM 오프셋(offset) 제어도(29)를 보여준다. 제어도(29)는 예시적으로 비행 모드 축(29a)과 회전 속도 축(29b)을 포함한다.
제어도(29)에서는, 2개의 그래프(30, 31)가 예시적으로 표현되어 있다. 그래프(30)는 도 12의 상부 로터 조립체(7d)의 회전 속도(Ω2)의 예를 보여주는 것이고, 그래프(31)는 하부 로터 조립체(8d)의 회전 속도(Ω1)의 예를 보여주는 것이다.
도 1 내지 도 4의 멀티로터 항공기(1)의 작동이 시작될 때, 상부 로터 조립체(7d)는 화살표(32a)로 표시된 것처럼, 하부 로터 조립체(8d)의 회전 속도(Ω1)보다 낮은 회전 속도(Ω2)로 바람직하게 작동된다. 그러므로 도 1 내지 도 4의 멀티로터 항공기(1)는 연관된 호버(hover) 모드, 즉 호버들에서 작동된다.
그 다음, 상부 로터 조립체(7d)의 회전 속도(Ω2)가 바람직하게 증가하고, 하부 로터 조립체(8d)의 회전 속도(Ω1)가 바람직하게 감소한다. 그럴 경우, 상부 로터 조립체(7d)가 하부 로터 조립체(8d)의 회전 속도(Ω1)보다 높은 회전 속도(Ω2)로 작동될 때에는, 도 1 내지 도 4의 멀티로터 항공기(1)가 화살표(32b)로 표시된 것처럼, 연관된 포워드 비행 모드에서 작동된다.
도 14는 원통형 에어 덕트(20)를 정의하는 도 5 내지 도 12의 슈라우딩(6d)을 보여주고, 이러한 원통형 에어 덕트(20)는 리딩 에지(20a), 트레일링 에지(20b), 보드 측 측면 숄더(20c), 및 스타 보드 측 측면 숄더(20d)를 포함한다. 하지만, 도 5 내지 도 12에 따른 슈라우딩(6d)의 구현과는 대조적으로, 원통형 에어 덕트(20)의 트레일링 에지(20b)는 이제 적어도 본질적으로는 열려 있고, 단지 보강 요소(33)가 제공된다. 바람직하게, 원통형 에어 덕트(20)는 예컨대 30°내지 60°의 미리 결정된 개방각(33a)에 걸쳐 트레일링 에지(20b)에서 열려 있고, 이는 보강 요소(33)의 확대각(extension angle)에 대응한다.
도 15는 도 7의 부분(c)에 따른, 도 5와 도 6의 추력 발생 유닛(3d)과, 슈라우딩(6d)과, 상부 로터 조립체(7d) 및 하부 로터 조립체(8d)를 보여준다. 슈라우딩(6d)은 리딩 에지(20a)와 트레일링 에지(20b)를 포함한다. 상부 로터 조립체(7d)는 작동시 로터 축(12e) 둘레에서 회전하고 로터 평면(21)을 정의하며, 하부 로터 조립체(8d)는 작동시 로터 축(12d) 둘레에서 회전하고 로터 평면(22)을 정의한다.
로터 축(12e)은 전술한 바와 같이 로터 축(12d)에 대해 경사져 있다. 도 15에서, 이러한 기울어짐은 수평 기준 평면(34)에 대해 분명하다. 더 구체적으로, 로터 축(12e)은 참조 기호인 34a로 라벨이 붙여져 있는, 연관된 경사각(α)만큼 수평 기준 평면(34)에 대해 경사져 있고, 로터 축(12d)은 참조 기호인 34b로 라벨이 붙여져 있는, 연관된 경사각(β)에 의해 예시된 것처럼, 수평 기준 평면(34)에 수직인 것으로 예시되어 있다.
또한, 일 양태에 따르고, 도 5 내지 도 12에 따른 슈라우딩(6d)의 구현예와는 대조적으로, 이제 트레일링 에지(20b)는 우선적으로는 에어포일(airfoil)로서 설계되는 플랩(35)을 구비한다. 플랩(35)은 바람직하게는 연관된 회전축(35d) 둘레에서 회전 가능하고, 전형적인 포워드 비행 위치(35b)에서의 점선들과 함께, 전형적인 호버 위치(35a)에서의 연속선들로 예시되어 있다.
도 16은 트레일링 에지(20b)에서 플랩(35)이 제공되는 도 15의 추력 발생 유닛(3d)의 슈라우딩(6d)을 보여준다. 예시적으로, 플랩(35)은 슈라우딩(6d)의 트레일링 에지(20b)에서 확대각(35c)에 걸쳐서 확대, 즉 연장한다. 예를 들면, 플랩(35)은 도 15의 그것의 전형적인 호버 위치(35a)에 있는 것으로 도시되어 있다.
도 17은 도 16에 따른 슈라우딩(6d)의 트레일링 에지(20b)에서 확대각(35c)에 걸쳐서 확대, 즉 연장하는 트레일링 에지(20b)에서 플랩(35)이 제공되는 도 15의 추력 발생 유닛(3d)의 슈라우딩(6d)을 보여준다. 예를 들면, 플랩(35)은 이제 도 15의 전형적인 그것의 포워드 비행 위치(35b)에 있는 것으로 도시되어 있다.
마지막으로, 본 발명의 전술한 양태들의 수정예 또한 당업자의 상식 내에 있고, 따라서 본 발명의 부분인 것으로 간주된다는 점이 주목되어야 한다.
1: 멀티로터 항공기 1a: 항공기 세로 방향
1b: 항공기 측면 방향 2: 항공기 에어프레임
2a: 항공기 에어프레임 내부 볼륨 2b: 항공기 에어프레임 폭
3: 추력 발생 유닛들 3a, 3b, 3c, 3d: 추력 발생 유닛
4: 추력 발생 유닛들 구조상 지지체들
4a, 4b, 4c, 4d: 추력 발생 유닛 구조상 지지체
5: 기어박스 페어링들 5a, 5b, 5c, 5d: 기어박스 페어링
6: 슈라우딩 유닛들 6a, 6b, 6c, 6d: 슈라우딩
7: 상부 로터 조립체들 7a, 7b, 7c, 7d: 상부 로터 조립체
8: 하부 로터 조립체들 8a, 8b, 8c, 8d: 하부 로터 조립체
9: 추력 발생 기류 방향 10: 지면
10a: 수직의 각각의 직각을 이루는 기준선
11: 세로 경사각들 11a, 11b: 세로 경사각
12: 로터 축들 12a, 12b, 12c, 12d: 로터 축
13: 측면 경사각들 13a, 13b: 측면 경사각
14a: 상부 로터 조립체 엔진 14b: 하부 로터 조립체 엔진
15a: 상부 로터 조립체 회전 방향 15b: 하부 로터 조립체 회전 방향
16: 지지 구조물 17: 피치 변화
18a, 18b, 18c: 상부 로터 조립체 로터 블레이드
19a, 19b, 19c: 하부 로터 조립체 로터 블레이드
20: 에어 덕트 20a: 리딩 에지
20b: 트레일링 에지 20c: 보드 측 측면 숄더
20d: 스타 보드 측 측면 숄더 20e: 컬렉터
20f: 디퓨저 20g: 에어 덕트 내부 직경(D)
20h: 에어 덕트 방위각(Ψ) 21: 상부 로터 조립체 로터 평면
21a: 상부 평면 경사각 22: 하부 로터 조립체 로터 평면
22a: 하부 평면 경사각 23: 추력 벡터
23a: 호버 기류 방향 23b: 포워드 비행 기류 방향
24a: 에어 덕트 리딩 에지의 총 높이(HL)
24b: 에어 덕트 트레일링 에지의 총 높이(HT)
24c: 에어 덕트 측면 숄더의 총 높이(HS)
25a: 에어 덕트 리딩 에지에서의 컬렉터 반경(CRL)
25b: 에어 덕트 트레일링 에지에서의 컬렉터 반경(CRT)
25c: 에어 덕트 측면 숄더에서의 컬렉터 반경(CRS)
26a: 에어 덕트 리딩 에지에서의 디퓨저 반경(DRL)
26b: 에어 덕트 트레일링 에지에서의 디퓨저 반경(DRT)
26c: 에어 덕트 측면 숄더에서의 디퓨저 반경(DRS)
27: 추가적인 양력면 28: 추력 배향각(ε)
28a: 기준 평면 29: RPM 오프셋 제어도
29a: 비행 모드 축 29b: 회전 속도
30: 상부 로터 조립체 회전 속도(Ω2)
31: 하부 로터 조립체 회전 속도(Ω1)
32a: 호버 모드 32b: 포워드 비행 모드
33: 보강 요소 33a: 보강 요소 확대각
34: 로터 조립체 경사 기준 평면 34a: 상부 로터 조립체 경사각(α)
34b: 하부 로터 조립체 경사각(β) 35: 플랩
35a: 플랩 호버 위치 35b: 플랩 포워드 비행 위치
35c: 플랩 확대각 35d: 플랩 회전축

Claims (15)

  1. 미리 결정된 방향(23)에서 추력을 발생시키기 위한 추력 발생 유닛(3d)으로서,
    적어도 2개의 로터 조립체(7d, 8d)와, 상기 적어도 2개의 로터 조립체(7d, 8d) 중 최대 1개를 수용하는 1개의 슈라우딩(shrouding)(6d)을 포함하고,
    상기 슈라우딩(6d)은 공기 유입 구역(20e)과 공기 유출 구역(20f)에 의해 축 방향으로 경계가 정해지는 원통형 에어 덕트(20)를 정의하고,
    상기 공기 유입 구역(20e)은 상기 원통형 에어 덕트(20)의 원주 방향에서 파도 모양인 기하학적 형태를 나타내는, 추력 발생 유닛.
  2. 제1 항에 있어서,
    상기 원통형 에어 덕트(20)는 상기 원통형 에어 덕트(20)의 원주 방향에서 변하는 상기 원통형 에어 덕트(20)의 축 방향에서 공기 유출 구역(20f)과 공기 유입 구역(20e) 사이에서 정의된 높이(24a, 24b, 24c)를 나타내고,
    상기 원통형 에어 덕트(20)의 원주 방향에서 변하는 상기 높이(24a, 24b, 24c)는 상기 공기 유입 구역(20e)이 상기 파도 모양인 기하학적 형태를 정의하는 것을 특징으로 하는 추력 발생 유닛.
  3. 제2 항에 있어서,
    상기 원통형 에어 덕트(20)는 원주 방향에서 리딩 에지(20a) 및 반대측의 트레일링 에지(20b)를 포함하고, 보드 측 측면 숄더(20c) 및 반대측의 스타 보드 측 측면 숄더(20d)를 포함하고,
    상기 보드 측 측면 숄더(20c)와 상기 스타 보드 측 측면 숄더(20d)는 상기 리딩 에지(20a)와 상기 트레일링 에지(20b) 사이의 상기 원통형 에어 덕트(20)의 원주 방향에서 각각 배치되고, 상기 리딩 에지(20a)의 높이(24a)는 상기 보드 측 측면 숄더(20c) 및/또는 상기 스타 보드 측 측면 숄더(20d)에서의 높이(24c)보다 작은 것을 특징으로 하는 추력 발생 유닛.
  4. 제3 항에 있어서,
    상기 트레일링 에지(20b)에서의 높이(24b)는 상기 보드 측 측면 숄더(20c) 및/또는 상기 스타 보드 측 측면 숄더(20d)에서의 높이(24c)보다 작은 것을 특징으로 하는 추력 발생 유닛.
  5. 제3 항에 있어서,
    상기 트레일링 에지(20b)에서의 높이(24b)는 상기 리딩 에지(20a)에서의 높이(24a)보다 작은 것을 특징으로 하는 추력 발생 유닛.
  6. 제3 항에 있어서,
    상기 보드 측 측면 숄더(20c) 및/또는 상기 스타 보드 측 측면 숄더(20d)에서의 높이(24c)는, 0.05*D와 0.5*D 사이의 범위에서 선택되고, D는 상기 원통형 에어 덕트(20)의 직경(20g)을 정의하는 것을 특징으로 하는 추력 발생 유닛.
  7. 제3 항에 있어서,
    상기 원통형 에어 덕트(20)의 공기 유입 구역(20e)은 상기 원통형 에어 덕트(20)의 원주 방향에서 변하는 공기 유입 구역 반경(25a, 25b, 25c)을 나타내고, 상기 공기 유입 구역 반경(25a, 25b, 25c)은 리딩 에지(20a), 트레일링 에지(20b), 보드 측 측면 숄더(20c), 및 스타 보드 측 측면 숄더(20d) 중 적어도 2개 사이에서 상이한 것을 특징으로 하는 추력 발생 유닛.
  8. 제3 항에 있어서,
    상기 원통형 에어 덕트(20)의 공기 유출 구역(20f)은 상기 원통형 에어 덕트(20)의 원주 방향에서 변하는 공기 유출 구역 반경(26a, 26b, 26c)을 나타내고, 상기 공기 유출 구역 반경(26a, 26b, 26c)은 리딩 에지(20a), 트레일링 에지(20b), 보드 측 측면 숄더(20c), 및 스타 보드 측 측면 숄더(20d) 중 적어도 2개 사이에서 상이한 것을 특징으로 하는 추력 발생 유닛.
  9. 제3 항에 있어서,
    상기 원통형 에어 덕트(20)의 트레일링 에지(20b)는 적어도 본질적으로는 열려 있고 보강 요소(33)가 제공되는 것을 특징으로 하는 추력 발생 유닛.
  10. 제3 항에 있어서,
    상기 원통형 에어 덕트(20)의 트레일링 에지(20b)는 플랩(flap)(35)을 구비하는 것을 특징으로 하는 추력 발생 유닛.
  11. 제3 항에 있어서,
    상기 원통형 에어 덕트(20)의 리딩 에지(20a)에는 추가적인 양력면(27)이 제공되는 것을 특징으로 하는 추력 발생 유닛.
  12. 제1 항에 있어서,
    적어도 2개의 로터 조립체(7d, 8d) 중 제1 로터 조립체(7d)는 상기 원통형 에어 덕트(20)의 외측에, 그리고 상기 원통형 에어 덕트(20)의 공기 유입 구역(20e)에 인접하게 배치되고,
    상기 슈라우딩(6d)은 로터 조립체 중 적어도 2개의 제2 로터 조립체(8d)를 수용하는 것을 특징으로 하는 추력 발생 유닛.
  13. 제12 항에 있어서,
    상기 제1 로터 조립체(7d)는 제1 로터 축(12d)을 정의하고, 상기 제2 로터 조립체(8d)는 제2 로터 축(12d)을 정의하며,
    상기 제1 로터 축(12d)과 상기 제2 로터 축(12d)은 축이 같게 배치되는 것을 특징으로 하는 추력 발생 유닛.
  14. 제13 항에 있어서,
    상기 제1 로터 축(12d)과 상기 제2 로터 축(12d)은 -60°와 +60°사이의 범위에 포함된 연관된 경사각(21a, 22a)만큼 경사져 있는 것을 특징으로 하는 추력 발생 유닛.
  15. 멀티로터 항공기(1)로서,
    제1 항 내지 제14 항 중 어느 한 항에 따라 구성되는 적어도 하나의 추력 발생 유닛(3d)을 포함하는 멀티로터 항공기.
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