KR20190039888A - 틸팅식 날개 구성을 가지는 수직 이륙 및 착륙 항공기 - Google Patents

틸팅식 날개 구성을 가지는 수직 이륙 및 착륙 항공기 Download PDF

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로딘 리아조프
제프리 씨 바워
재커리 러버링
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에이캐럿큐브드 바이 에어버스 엘엘씨
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Abstract

본 개시 내용은 비교적 긴 범위에 걸쳐 화물 수송 및 승객 수송을 위해 작동하기에 안전하고, 저소음이며, 비용 효과적인 자율 조종형 전기 수직 이륙 및 착륙(VTOL) 항공기에 관한 것이다. VTOL 항공기는 프로펠러 중복성을 제공하기 위해 각 날개에 하나 이상의 프로펠러가 장착된 탠덤 날개 구성을 가지므로 프로펠러 또는 다른 비행 제어 장치의 고장시 충분한 추진력 및 제어가 유지될 수 있다. 이러한 배열은 프로펠러가 전기적으로 구동될 수 있도록 하면서 비교적 낮은 블레이드 속도로 충분한 추력을 제공할 수 있어서 소음을 줄이는 데 도움이 된다. 또한, 항공기가 전진 비행과 호버 비행 사이에서 전환될 때 각 날개는 틸팅되어 프로펠러를 회전시키도록 설계된다. 호버 비행 중에 프로펠러는 프로펠러의 수평 추력 요소가 효율적인 요잉 제어를 제공하는 데 사용될 수 있도록 수직으로부터 오프셋될 수 있다.

Description

틸팅식 날개 구성을 가지는 수직 이륙 및 착륙 항공기
관련 출원에 대한 상호 참조
본 출원은 본원에 참고로 인용된, 2016년 5월 18일자로 출원된 "경사 날개형 수직 이착륙 항공기"라는 명칭의 미국 가출원 제62/338,273호의 우선권을 주장한다. 본 출원은 또한 본원에 참조로 인용된, 2016년 5월 18일자로 출원된 "승객 또는 화물 수송용 자율 항공기"라는 제목의 미국 가출원 제62/338,294호에 대한 우선권을 주장한다.
수직 이착륙(VTOL) 항공기는 활주로를 필요로 하는 다른 유형의 항공기에 비해 다양한 장점을 제공한다. 그러나, VTOL 항공기의 설계는 복잡할 수 있어 승객이나 화물을 수송하는 데 비용 효율적이며 안전한 VTOL 항공기를 설계하는 것이 어렵다. 예를 들어, 헬리콥터는 승객과 화물을 수송하는 데 통상적으로 사용되어 온 일반적인 VTOL 항공기이다. 일반적으로, 헬리콥터는 대형 로터를 사용하여 상승 및 전진 추력을 생성하므로 로터가 고속으로 동작하는 것을 필요로 한다. 로터의 설계는 복잡할 수 있으며, 로터의 고장은 치명적일 수 있다. 또한, 대형 로터의 고속 작동은 상당한 양의 소음을 발생시켜 불쾌감을 유발할 수 있으며 잠재적으로 헬리콥터의 작동이 허용되는 지역이 제한될 수 있다. 헬리콥터는 또한 제조 및 운영 비용이 고가일 수 있어서 상당한 양의 연료, 유지 보수 및 숙련된 조종사의 서비스가 필요하다.
통상적인 헬리콥터의 단점과 비용으로 인해, 전동 헬리콥터 및 무인 항공기(UAV)와 같은 전동식 VTOL 항공기가 특정 승객 및 화물 수송 응용 분야에서 고려되고 있다. 전력을 사용하여 추력과 양력을 발생시키면 소음을 다소 줄일 수 있지만, 항공기의 범위를 과도하게 제한하지 않고 승객 또는 화물 수송과 관련된 많은 적용예에 필요한 중량을 수용할 수 있는 전기 VTOL 항공기를 설계하는 것이 곤란하다는 것이 판명되었다. 또한, VTOL 항공기가 인간 조종사의 서비스를 필요로 하지 않고 자율 조종형으로 설계될 수 있다면 운영 비용을 저감될 수 있다. 그러나, 안전이 중요한 관심사이므로, 많은 소비자들은 안전상의 이유로 자율 조종 항공기를 경계한다.
상대적으로 긴 범위에 걸쳐 승객 수송 및 화물 운송을 위해 작동하기에 안전한 저소음 및 저비용의 자율 조종형 전동식 VTOL 항공기에 대해 당업계에서 지금까지 다루지 않은 요구가 존재한다.
본 개시 내용은 다음의 도면을 참조하면 더 잘 이해될 수 있다. 도면의 요소들은 서로 반드시 비율대로 작성되지는 않으며, 대신에 본 개시 내용의 원리를 명확하게 설명하는 것에 중점을 둔다.
도 1은 본 개시 내용의 일부 실시예에 따른 자율 조종형 VTOL 항공기의 사시도이다.
도 2a는 롤 및 피치 제어를 위해 비행 제어 표면이 작동되는, 도 1에 예시된 바와 같은 자율 조종형 VTOL 항공기의 정면도이다.
도 2b는 도 2a에 예시된 바와 같은 자율 조종형 VTOL 항공기의 사시도이다.
도 3은 도 1에 예시된 것과 같은 VTOL 항공기의 다양한 구성 요소를 나타낸 블록도이다.
도 4는 본 개시 내용의 일부 실시예에 따른, 도 1에 예시된 바와 같은 비행 제어 작동 시스템을 나타낸 블록도이다.
도 5는 본 개시 내용의 일부 실시예에 따른, 도 에 예시된 바와 같은 자율 조종형 VTOL 항공기의 사시도이다.
도 6은 날개 설치 프로펠러로부터의 추력이 실질적으로 수직이 되도록 날개가 틸팅된 호버(hover) 구성으로 된, 도 5에 예시된 바와 같은 자율 조종형 VTOL 항공기의 상면도이다.
도 7은 본 개시 내용의 일부 실시예에 따라 전진 비행 구성과 호버 구성 사이에서 전환되는 도 1에 예시된 바와 같은 자율 조종 VTOL 항공기의 사시도이다.
도 8은 본 개시 내용의 일부 실시예에 따른, 도 1에 예시된 바와 같은 자율 조종형 VTOL 항공기용 날개의 측면도이다.
도 9는 날개 회전 후의 도 8의 날개의 측면도이다.
도 10은 본 개시 내용의 일부 실시예에 따른, 도 1에 예시된 바와 같은 자율 조종형 VTOL 항공기의 사시도이다.
도 11은 본 개시 내용의 일부 실시예에 따른 도 10에 예시된 바와 같은 자율 조종형 VTOL 항공기의 사시도이다.
도 12는 본 개시 내용의 일부 실시예에 따른 도 5에 예시된 바와 같은 자율 조종형 VTOL 항공기의 측면도이다.
도 13은 본 개시 내용의 일부 실시예에 따른 호버 구성의 자율 조종형 VTOL 항공기의 상면도이다.
본 개시 내용은 일반적으로 틸트-날개(tilted-wing) 구성을 갖는 수직 이착륙(VTOL) 항공기에 관한 것이다. 본 개시 내용의 일부 실시예에 따른 자율 조종형의 전기식 VTOL 항공기는 탠덤-날개 구성을 가지는 데, 이 구성에서는 각각의 날개에 프로펠러 중복성을 제공하는 배열로 하나 이상의 프로펠러가 장착됨으로써 프로펠러 또는 다른 비행 제어 장치 중 하나 이상이 고장시 충분한 추진 및 제어가 유지될 수 있다. 이러한 배열은 또한 프로펠러가 전기적으로 구동될 수 있도록 하면서 비교적 낮은 블레이드 속도로 충분한 추력을 제공할 수 있어 소음을 줄이는 데 도움이 된다.
또한, 항공기가 전진 비행 구성과 호버 구성 사이를 전환할 때 각 날개가 틸팅되어 프로펠러를 회전하도록 설계된다. 이와 관련하여, 전진 비행 구성의 경우 프로펠러는 전방 추력을 제공하는 동시에 날개 위에 공기를 불어 넣어 날개의 양력 특성(예, 양항비(left-to-drag ratio))을 향상시키고, 날개 동작이 실질적으로 선형으로 유지하는 것을 보조하여 실속의 가능성을 줄일 수 있도록 위치된다. 호버 구성의 경우, 프로펠러가 항공기의 수직 이동을 제어할 수 있게 상향 추력을 제공하도록 날개가 틸팅된다. 호버 구성에서 날개와 프로펠러는 수직으로부터 오프셋되어 효율적인 요잉(yaw) 제어를 제공할 수 있다.
구체적으로, 호버 구성에서, 프로펠러는 원할 수 있는 바와 같이, 요잉 축에 대한 이동을 유도하는 데 사용될 수 있는 수평 추력 성분을 발생시키도록 수직으로부터 약간 오프셋될 수 있다. 또한, 날개에는 움직일 수 있는 비행 제어 표면이 구비되어 프로펠러로부터의 공기 흐름을 전환하여 호버 구성에서 추가적인 요잉 제어를 제공할 수 있다. 이러한 동일한 비행 제어 표면은 전진 비행 구성에서 피치 및 롤 제어를 제공하는 데 사용될 수 있다. 호버 구성으로부터 전진 비행 구성으로 전환하는 중에, 날개의 기울기를 조정하여 날개가 항공기의 비행 경로와 실질적으로 정렬되도록 유지하여 날개 동작을 선형으로 유지하고 실속을 방지하는 데 도움을 줄 수 있다.
따라서, 안전성과 성능이 향상된 자율 조종형 전기 VTOL 항공기를 구현할 수 있다. 여기에 설명된 구성을 사용하면, 안전하고 저소음인 자율 조종형 전기 VTOL 항공기를 설계할 수 있다. 본 출원의 교시에 따라 설계된 예시적인 항공기는 작은 풋프린트(예, 약 11 미터의 날개 길이) 및 질량(예, 약 600 킬로그램)을 가질 수 있고, 약 90 노트의 속도에서 약 80 ㎞까지의 범위에 걸쳐 약 100 ㎏의 페이로드를 지지할 수 있다. 또한, 이러한 항공기는 항공기가 대략 100 피트에 있을 때 지상에서 측정시 약 61 ㏈과 같은 비교적 적은 양의 소음을 생성하도록 설계될 수 있다. 다른 크기, 중량 및 성능 특성을 가진 항공기에 동일하거나 유사한 설계가 적용될 수 있다.
도 1은 본 개시 내용의 일부 실시예에 따른 VTOL 항공기(20)를 예시한다. 항공기(20)는 인간 조종사의 도움없이 전자 컨트롤러의 지시하에 승객 또는 화물을 선택된 목적지로 비행시킬 수 있다는 점에서 자율적이거나 자체 조종된다. 본 명세서에서 사용된 "자율적" 및 "자체 조정된"의 용어는 동의어이며 서로 교환되어 사용될 것이다. 또한, 항공기(20)는 전기적으로 작동되어 운전 비용의 감소를 돕는다. 전력을 제공하는 임의의 통상적인 방법이 고려된다. 원하는 경우, 항공기(20)는 컨트롤러에 의한 자율 조종에 전적으로 의존하기보다는 적어도 일시적으로 승객이 항공기를 조종할 수 있도록 승객에게 비행 제어를 제공하도록 장착될 수 있다.
도 1에 도시된 바와 같이, 항공기(20)는 동체(33)의 후방에 근접하여 한 쌍의 후방 날개(25, 26)가 장착되고, 동체(33)의 전방에 근접하여 "카나드(canards)"라고도 지칭될 수 있는 한 쌍의 전방 날개(27, 28)가 장착된 탠덤 날개 구성을 가진다. 각각의 날개(25~28)는 캠버(camber)를 가지며, 공기가 날개 표면 위로 유동할 때 양력(y-방향으로)을 발생시킨다. 후방 날개(25, 26)는 전방 날개(27, 28)의 후류(wake)에서 벗어나도록 전방 날개(27, 28)보다 높게 장착된다.
탠덤 날개 구성에서, 항공기(20)의 무게 중심은 후방 날개(25, 26)로부터 양력에 의해 발생된 모멘트가 전진 비행에서 전방 날개(27, 28)로부터 양력에 의해 발생된 모멘트를 상쇄하도록 후방 날개(25, 26)와 전방 날개(27, 28) 사이에 있다. 따라서, 항공기(20)는 하향으로 양력을 발생시켜 날개에 의해 발생된 양력을 비효율적으로 상쇄하게 되는 수평 안정기를 필요로 하지 않고 피치 안정성을 달성할 수 있다. 일부 실시예에서, 후방 날개(25, 26)는 전방 날개(27, 28)와 동일한 날개 길이, 종횡비 및 평균 코드(chord)를 가지지만, 다른 실시예에서 날개의 크기 및 구성이 다를 수 있다.
전방 날개(27, 28)는 예컨대, 후방 날개(25, 26)와는 다른 다소 높은 받음각(angl of attack) 또는 다른 날개 특성을 가지는 것에 의해, 후방 날개(25, 26)보다 많은 양력을 발생시키도록 설계될 수 있다. 예로서, 일부 실시예에서, 전방 날개(27, 28)는 전진 비행에서 항공기의 전체 하중의 약 60%를 견디도록 설계될 수 있다. 다소 높은 받음각을 가지는 것은 전방 날개(27, 28)가 후방 날개(25, 26) 앞에서 실속되어 안정성이 확실하게 증가되는 것을 돕는다. 이와 관련하여, 전방 날개(27, 28)가 후방 날개(25, 26) 앞에서 실속되면, 그 실속에 따른 전방 날개(27, 28)에서의 감소된 양력은 무게 중심이 전방 날개(27, 28)와 후방 날개(25, 26) 사이에 있기 때문에 항공기(20)가 전방으로 피치되게 해야 한다. 이러한 경우, 항공기의 선단의 하향 이동은 전방 날개(27, 28)에 대한 받침각을 감소시켜 실속에서 벗어나야 한다.
복수의 프로펠러(41~48)가 날개(25~28) 상에 장착된다. 일부 실시예에서, 도 1에 예시된 바와 같이 총 8개의 프로펠러(41~48)에 대해 각각의 날개 (25-28) 상에 2개의 프로펠러가 장착되지만, 다른 실시예에서 다른 수의 프로펠러(41~48)가 가능하다. 또한, 각각의 프로펠러는 날개에 장착될 필요가 없다. 예로서, 항공기(20)는 전방 날개(27, 28)와 후방 날개(25, 26) 사이의 지점과 같은 동체(33)에, 양력을 발생시키지 않는 구조(예, 로드(rod) 또는 다른 구조)에 의해 결합된 하나 이상의 프로펠러(미도시)를 가질 수 있다. 이러한 프로펠러는 프로펠러를 동체(33)에 결합시키는 로드 또는 다른 구조를 회전시키거나 다른 방법에 의해 동체(33)에 대해 회전될 수 있다.
전진 비행을 위해, 날개(25~28) 및 프로펠러(41~48)는 프로펠러(41~48)에 의해 생성된 추력이 항공기(20)를 전방으로 이동시키도록 실질적으로 수평(x-방향)이 되도록 도 1에 도시된 바와 같이 위치된다. 또한, 각각의 프로펠러(41~48)는 각각의 날개(25~28) 상에 장착되고, 프로펠러가 날개의 표면 위로 공기를 불어 넣어 날개의 양력 특성을 향상시키도록 날개의 선단 가장자리 앞에 위치된다. 예를 들어, 프로펠러(41, 42)가 날개(25)의 표면에 장착되어 그 위에 공기를 송풍하고; 프로펠러(43, 44)가 날개(26)의 표면에 장착되어 그 위에 공기를 송풍하고; 프로펠러(45, 46)가 날개(28)의 표면에 장착되어 그 위에 공기를 송풍하고; 프로펠러(47, 48)가 날개(27)의 표면에 장착되어 그 위에 공기를 송풍한다. 프로펠러 블레이드의 회전은 추력을 발생시키는 것 외에도 날개(25~28) 주위의 기류의 속도를 증가시켜 항공기(20)의 주어진 공기 속도에서 더 많은 양력이 날개(25~28)(27)에 의해 발생된다. 다른 실시예에서, 다른 유형의 추진 장치를 사용하여 추력을 발생시킬 수 있고, 각각의 날개(25~28)가 프로펠러 또는 다른 추진 장치를 탑재할 필요는 없다.
일부 실시예에서, 프로펠러(41-48)의 블레이드는 각 날개(25-28)의 거의 전체 폭이 프로펠러(41~48)에 의해 송풍되도록 크기가 정해진다. 예로서, 프로펠러(41, 42)의 블레이드는 날개(25)의 전체 폭 또는 거의 전체 폭(예, 약 90%)에 걸쳐 프로펠러(41, 42)에 의해 공기가 송풍되도록 함께 날개(25)의 거의 전체 폭에 걸쳐 있다. 또한, 다른 날개(26-28)에 대한 프로펠러(43~48)의 블레이드도 유사하게 날개(26~28)의 전체 폭 또는 거의 전체 폭에 걸쳐서 프로펠러(43~48)에 의해 공기가 송풍되도록 날개(26~28)의 거의 전체 폭에 걸쳐 있다. 이러한 구성은 공기를 받는 날개에 대해 전술한 성능 향상의 증가를 돕는다. 그러나, 다른 실시예에서, 공기는 임의의 날개(25~28)에 대해 더 작은 폭에 걸쳐 송풍될 수 있으며, 공기는 각 날개(25~28)에 걸쳐 송풍될 필요는 없다.
당업계에 공지된 바와 같이, 에어포일이 공기 역학적 양력을 발생시키는 경우, 와류("날개 선단 와류"로 지칭됨)가 통상적으로 날개 위로 통과하는 공기 흐름에 의해 형성되고 날개 선단에서 날개로부터 벗어난다. 이러한 날개 선단 와류는 날개 선단 와류의 강도가 증가함에 따라 대체로 증가하는 상당량의 유도 항력과 관련된다.
각각의 후방 날개(25, 26)의 단부는 대체로 수직 방향으로 연장되는 각각의 윙릿(winglet)(75, 76)을 형성한다. 윙릿(75, 76)의 형상, 크기 및 배향(예, 각도)은 상이한 실시예에서 변할 수 있다. 일부 실시예에서, 윙릿(75, 76)은 평탄한 에어포일(캠버는 없음)이지만, 다른 유형의 윙릿도 가능하다. 당업계에 공지된 바와 같이, 윙릿(75, 76)은 날개 선단 부근의 기류를 잔잔하게 함으로써 날개 선단 와류의 강도를 감소시키는 것을 돕는 것에 의해 항력의 감소를 지원할 수 있다. 윙릿(75, 76)은 또한 전진 비행 중에 요잉에 저항하는 경향이 있는 공기 역학적 힘을 발생시킴으로써 요잉 축에 대해 측면 안정성을 제공한다. 다른 실시예에서, 윙릿(75, 76)의 사용이 불필요하며, 다른 기술이 요잉을 제어 또는 안정화하는 데 사용될 수 있다. 또한, 후방 날개(25, 26)에 추가로 또는 후방 날개(25, 26) 대신에 전방 날개(27, 28)에 윙릿이 형성될 수 있다.
일부 실시예에서, 적어도 일부 프로펠러(41, 44, 45, 48)는 날개 선단에 장착된다. 즉, 프로펠러(41, 44, 45, 48)는 이들 프로펠러(41, 44, 45, 48)가 날개 선단 위로 공기를 송풍하도록 날개 선단 근처의 날개(25~28)의 단부에 각각 장착된다. 전방 날개(27, 28)의 단부의 프로펠러(45, 48)의 블레이드는 항공기(20)의 정면에서 보았을 때 각각 반시계 방향 및 시계 방향으로 회전한다. 따라서, 프로펠러(45, 48)의 블레이드는 이들 블레이드가 날개 선단(즉, 프로펠러(45, 48)의 바깥쪽에)을 통과시 하향 이동하며, 이러한 블레이드는 프로펠러(45, 48)의 내측의 날개를 통과시 상향으로 이동한다. 당업계에 알려진 바와 같이, 프로펠러는 프로펠러 블레이드가 아래쪽으로 이동하는 일측의 다운워시(downwash)(즉, 공기의 하향 편향) 및 프로펠러 블레이드가 상향으로 이동하는 측면 상의 업워시(upwash)(즉, 공기의 상향 편향)를 발생시킨다. 날개 위를 흐르는 업워시는 업워시가 흐르는 날개 부분에 대한 유효 받침각을 증가시키는 경향이 있어, 종종 상기 날개 부분이 더 많은 양력을 발생하게 하고, 날개 위로 흐르는 다운워시는 다운워시가 흐르는 날개 부분의 유효 받침각을 감소시키는 경향이 있어, 종종 상기 날개 부분이 양력을 덜 발생하게 한다.
프로펠러(45, 48)의 블레이드 회전 방향으로 인해, 각각의 프로펠러(45, 48)는 그 내측에 업워시를 그리고 그 외측에 다운워시를 발생시킨다. 프로펠러(45, 48)의 내측(도 2a에서 참조 화살표(101, 102)로 표시됨)상의 프로펠러(45, 48) 뒤의 날개(27, 28)의 부분은 프로펠러(45, 48)로부터의 업워시로 인해 증가된 양력을 발생시킨다. 또한, 프로펠러(45, 48)를 날개 선단에 배치하면, 각각의 프로펠러(45, 48)의 다운워시의 상당 부분은 전방 날개(27, 28)를 통과하지 않고 오히려 날개 선단의 외측의 영역(도 2a에서 참조 화살표(103, 104)로 지시됨) 내에 흐른다. 따라서, 각각의 전방 날개(27, 28)의 경우, 다운워시로부터 양력의 상당한 감소를 발생시키지 않고 프로펠러(45, 48) 중 하나의 업워시로부터 증가된 양력이 실현됨으로써 더 높은 양항비가 얻어진다.
후술하는 제어성의 이유로 인해, 후방 날개(25, 26) 상의 외부 프로펠러(41, 44)가 그 블레이드를 동일한 방향으로 회전시키지 않고 전방 날개(27, 28) 상의 외부 프로펠러가 그 블레이드를 동일한 방향으로 회전시키지 않도록 항공기(20)를 설계하는 것이 바람직할 수 있다. 따라서, 일부 실시예에서, 외부 프로펠러(44, 45)는 그 블레이드를 프로펠러(41, 48)와 반대인 반시계 방향으로 회전시킨다. 이러한 실시예에서, 프로펠러(41, 44)를 날개 선단에 배치하는 것은 전방 날개(27, 28)의 외부 프로펠러(45, 48)에 대해 전술한 동일한 성능 장점을 가지지 않는다. 그러나, 공기를 윙릿(75, 76)에 송풍하는 것은 윙릿(75, 76)과 관련된 적어도 약간의 성능 향상을 제공한다. 보다 구체적으로, 프로펠러(41, 44)로부터의 업워시는 윙릿(75, 76)의 양력 방향에 근접한 방향에 있다. 이는 윙릿(75, 76)이 원하는 레벨의 안정성을 위해 더 작게 설계되도록 하여 윙릿(75, 76)으로부터의 항력이 감소된다. 또한, 전방 날개(27, 28)가 전술한 바와 같이 후방 날개(25, 26)보다 많은 양력을 제공하도록 설계된 실시예에서, 전방 날개(27, 28) 상의 외부 프로펠러(45, 48)를 선택하여 날개 선단 장착과 관련된 성능상의 이점을 실현하는 것에 의해 더 효율적인 구성이 얻어진다. 이와 관련하여, 이러한 성능상의 이점은 보다 큰 양력을 발생시키는 날개에 적용될 때 더 큰 전체 효과를 제공한다.
동체(33)는 제거 가능한 승객 모듈(55) 및 날개(25~28)가 장착되는 프레임(52)을 포함한다. 승객 모듈(55)은 적어도 한 명의 승객을 위한 적어도 하나의 시트(도 1에 미도시)가 장착되는 바닥부(도 1에 미도시)를 가진다. 승객 모듈(55)은 승객이 볼 수 있는 투명한 캐노피(63)를 가진다. 이하에서 더 상세히 설명되는 바와 같이, 승객 모듈(55)은 프레임(52)으로부터 제거될 수 있고, 예컨대 승객 수송에서 화물 수송으로 항공기(20)의 유용성을 변경하도록 상이한 모듈(예, 화물 모듈)로 대체될 수 있다.
도 1에 예시된 바와 같이, 예시적인 항공기는 요잉 축에 대해 측방 안정성을 제공하기 위해 공기 역학적으로 설계된 "후방 스트럿(rear struts)"으로 지칭되는 랜딩 스트럿(83)을 구비한다. 이와 관련하여, 후방 스트럿(83)은 전진 비행 중에 요잉에 저항하는 경향이 있는 공기 역학적 힘을 발생시키는 편평한 에어포일(캠버 없음)을 형성한다. 다른 실시예에서, 후방 스트럿(83)은 원하는 바와 같이 다른 형태의 에어포일을 형성할 수 있다. 도 1에 예시된 실시예에서, 각각의 후방 스트럿(83)은 수평 바(84)에 의해 스트럿(83)에 결합된 전방 스트럿(82)을 갖는 각각의 랜딩 스키드(81)의 일부를 형성한다. 다른 실시예에서, 랜딩 기어는 다른 구성을 가질 수 있다. 예를 들어, 스키드(81)를 사용하기보다는, 후방 스트럿이 휠에 결합될 수 있다. 측면 안정성을 제공하기 위한 후방 스트럿(83)의 사용은 윙릿(75, 76)의 크기가 감소되도록 하여 소망하는 수준의 요잉 안정성을 여전히 달성하면서 윙릿(75, 76)에 의해 유도된 항력을 감소시킨다. 일부 실시예에서, 각 윙릿(75, 76)의 높이는 윙릿(75, 76)의 리프팅 표면을 프로펠러 후류(slipstream) 내에 유지하도록 프로펠러 반경(즉, 프로펠러 회전 중심으로부터 프로펠러 선단까지의 거리)과 동일하거나 그보다 작다.
도 1에 예시된 바와 같이, 날개(25~28)는 전진 비행 중에 항공기(20)의 롤 및 피치를 제어하기 위해 각각 힌지된 비행 제어 표면(95~98)을 가진다. 도 1은 각 비행 제어 표면(95~98)이 날개 표면의 나머지 부분과 정렬되는 중립 위치에 있는 비행 제어 표면(95~98) 각각을 예시한다. 따라서, 공기 흐름은 중립 위치에 있는 비행 제어 표면(95~98)에 의해 크게 방향 전환되거나 교란되지 않는다. 각각의 비행 제어 표면(95~98)은 상향으로 회전될 수 있으며, 이는 양력을 감소시키는 효과를 제공하며, 각 비행 제어 표면(95~98)은 하향으로 회전될 수 있으며, 이는 양력을 증가시키는 효과를 제공한다.
일부 실시예에서, 후방 날개(25, 26)의 비행 제어 표면(95, 96)은 롤을 제어하는 데 사용될 수 있고, 전방 날개(27, 28)의 비행 제어 표면(97, 98)은 피치를 제어하는 데 사용될 수 있다. 이와 관련하여, 항공기(20)를 롤링시키기 위해, 비행 제어 표면(95, 96)은 항공기(20)가 롤링되는 방향에 따라 도 2a 및 도 2b에 예시된 바와 같이 비행 제어 표면(95, 96) 중 하나가 아래쪽으로 회전하는 반면, 비행 제어 표면(95, 96)의 나머지가 위쪽으로 회전되도록 전진 비행 중에 반대 방향으로 제어될 수 있다. 하향 회전된 비행 제어 표면(95)은 양력을 증가시키고, 상향 회전된 비행 제어 표면(96)은 항공기(20)가 상향 회전된 비행 제어 표면(96)이 위치된 측면 측으로 롤링되도록 양력을 감소시킨다. 따라서, 비행 제어 표면(95, 96)은 전진 비행에서 보조익으로서 기능할 수 있다.
비행 제어 표면(97, 98)은 전진 비행 중에 조화롭게 제어될 수 있다. 항공기(20)의 피치를 증가시키는 것이 바람직할 때, 비행 제어 표면(97, 98)은 모두 도 2a 및 도 2b에 예시된 바와 같이 하방으로 회전되어 날개(27, 28)의 양력을 증가시킨다. 이 증가된 양력은 항공기(20)의 선단이 위쪽으로 피치되게 한다. 반대로, 항공기(20)를 아래쪽으로 피치되는 것이 바람직할 때, 비행 제어 표면(97, 98)은 모두 상방으로 회전하여 날개(27, 28)에 의해 발생된 양력을 감소시킨다. 이 감소된 양력은 항공기(20)의 선단이 하방으로 피치되게 한다. 따라서, 비행 제어 표면(97, 98)은 전진 비행에서 엘리베이터로서 기능할 수 있다.
비행 제어 표면(95~98)은 다른 실시예에서 다른 방식으로 사용될 수 있음을 알아야 한다. 예를 들어, 비행 제어 표면(97, 98)은 보조익으로서 기능할 수 있고, 비행 제어 표면(95, 96)은 엘리베이터로서 기능하는 것이 가능하다. 또한, 임의의 비행 제어 표면(95~98)은 소정 시간 구간 중에 하나의 목적(예, 보조익으로서)으로, 그리고 다른 시간 구간 중에 다른 목적(예, 엘리베이터로서)으로 사용될 수 있다. 사실상, 아래에 더 상세히 설명되는 바와 같이, 임의의 비행 제어 표면(95~98)은 날개(25~28)의 방향에 따라 요잉을 제어하는 것이 가능하다.
전진 비행 중에, 피치, 롤 및 요잉은 프로펠러(41~48)를 통해 제어될 수 있다. 예로서, 피치를 제어하기 위해, 컨트롤러(110)는 전방 날개(27, 28) 상의 프로펠러(45~48)의 블레이드 속도를 조절할 수 있다. 블레이드 속도의 증가는 전방 날개(27, 28)를 지나는 공기의 속도를 증가시켜 전방 날개(27, 28) 상의 양력을 증가시키며, 그에 따라 피치를 증가시킨다. 반대로, 블레이드 속도의 감소는 전방 날개(27, 28)를 지나는 공기의 속도를 감소시켜 전방 날개(27, 28)의 양력을 감소시키며, 그에 따라 피치를 감소시킨다. 프로펠러(41~44)는 피치 제어를 제공하도록 유사하게 제어될 수 있다. 또한, 항공기(20)의 일측의 블레이드 속도를 증가시키고 타측의 블레이드 속도를 감소시키면, 일측의 양력 증가 및 타측의 양력 감소에 의한 롤링이 야기될 수 있다. 또한, 블레이드 속도를 이용하여 요잉을 제어하는 것이 가능하다. 비행 제어를 위해 중복 메커니즘을 갖추는 것은 안전성의 향상에 도움이 된다. 예를 들어, 하나 이상의 비행 제어 표면(95~98)이 고장난 경우, 컨트롤러(110)는 프로펠러(41~48)의 블레이드 속도를 이용하는 것에 의해 고장을 완화하도록 구성될 수 있다.
날개(25~28)의 크기, 수 및 배치뿐만 아니라 프로펠러(41~48) 및 비행 제어 표면(95~98)의 배열을 포함하여 전술한 날개의 구성은 단지 항공기 비행을 제어하는 데 사용할 수 있는 예시적인 유형의 날개의 구성임이 강조되어야 한다. 전술한 날개의 구성에 대한 다양한 수정 및 변경은 본 개시 내용의 이해를 통해 당업자에게 분명할 것이다.
도 3을 참조하면, 항공기(20)는 하드웨어 또는 하드웨어, 소프트웨어 및 펌웨어의 임의의 조합으로 구현될 수 있는 기내 컨트롤러(110)의 지시 및 제어 하에서 운용할 수 있다. 컨트롤러(110)는 아래에 더 상세히 설명되는 바와 같이 적어도 프로펠러(41~48), 날개(25~28) 및 비행 제어 표면(95~98)을 제어함으로써 항공기(20)의 비행 경로 및 비행 특성을 제어하도록 구성될 수 있다.
컨트롤러(110)는 복수의 모터 컨트롤러(221~228)에 결합되는 데, 여기서 각각의 모터 컨트롤러(221~228)는 컨트롤러(110)로부터의 제어 신호를 기초로 각각의 프로펠러(41~48)의 블레이드 속도를 제어하도록 구성된다. 도 3에 예시된 바와 같이, 각각의 모터 컨트롤러(221~228)는 대응하는 프로펠러(41~48)를 구동시키는 각각의 모터(231~238)에 결합된다. 컨트롤러(110)는 프로펠러(41~48)의 블레이드 속도를 조절할 것을 결정하면, 해당 모터 컨트롤러(221-238)에 의해 사용되어 프로펠러 블레이드의 회전 속도를 설정하는 제어 신호를 송신하여 프로펠러(41~48)에 의해 제공된 추력을 제어한다.
예로서, 프로펠러(41)의 블레이드 속도를 설정하기 위해, 컨트롤러(110)는 프로펠러(41)에 결합된 대응하는 모터 컨트롤러(221)에 원하는 블레이드 속도를 나타내는 제어 신호를 송신한다. 이에 응답하여, 모터 컨트롤러(221)는 원하는 블레이드 속도를 달성할 수 있게 프로펠러(41)를 적절히 구동시키도록 모터(231)를 제어하기 위해 적어도 하나의 아날로그 신호를 제공한다. 다른 프로펠러(42~48)는 유사한 방식으로 제어될 수 있다. 일부 실시예에서, 각각의 모터 컨트롤러(221~228)(및 대응하는 모터(231~238))는 해당 컨트롤러가 결합되는 각각의 프로펠러(41~48) 바로 뒤에 있는 날개(25~28) 내에 장착된다. 또한, 모터 컨트롤러(221~228) 및 모터(231~238)는 날개를 통과하고 모터 컨트롤러(221~228) 및 모터(231~238)에 열적으로 결합된 히트 싱크(미도시)를 통해 기류의 일부를 유도함으로써 수동으로 냉각된다.
컨트롤러(110)는 컨트롤러(110)의 지시 및 제어 하에서 비행 제어 표면(95~98)의 이동을 제어하도록 구성된 비행 제어 작동 시스템(124)에 결합된다. 도 4는 비행 제어 작동 시스템(124)의 일 실시예를 보여준다. 도 4에 예시된 바와 같이, 시스템(124)은 비행 제어 표면(95~98)의 이동을 각각 제어하는 복수의 모터(135~138)에 결합된 다수의 모터 컨트롤러(125~128)를 포함한다. 컨트롤러(110)는 원하는 대로 비행 제어 표면(95~98)의 위치를 설정하는 데 사용될 수 있는 제어 신호를 제공하도록 구성된다.
예로서, 비행 제어 표면(95)의 위치를 설정하기 위해, 컨트롤러(110)는 비행 제어 표면(95)에 결합된 대응하는 모터 컨트롤러(125)에 원하는 위치를 나타내는 제어 신호를 전송한다. 이에 응답하여, 모터 컨트롤러(125)는 해당 컨트롤러가 비행 제어 표면(95)을 적절히 원하는 위치로 회전시키도록 모터(135)를 제어하기 위한 적어도 하나의 아날로그 신호를 제공한다. 다른 비행 제어 표면(96~98)은 유사한 방식으로 제어될 수 있다.
도 3에 예시된 바와 같이, 컨트롤러(110)의 제어 기능을 보조하기 위해 컨트롤러(110)는 컨트롤러(110)에 결합되고 컨트롤러(110)가 제어 결정을 내릴 수 있는 다양한 입력을 컨트롤러(110)에 제공하는 복수의 비행 센서(133)를 가질 수 있다. 일례로서, 비행 센서(133)는 풍속 센서, 자세 센서, 방위 센서, 고도계, 수직 속도 센서, GPS 수신기, 또는 항공기(20)를 비행 및 조종하기 위한 제어 결정을 내리는 데 사용될 수 있는 임의의 다른 종류의 센서를 포함할 수 있다.
항공기(110)는 충돌 위협을 제기할 수 있는 지형, 장애물, 항공기 및 다른 대상물을 검출하는데 사용되는 충돌 회피 센서(136)를 더 구비할 수 있다. 컨트롤러(110)는 센서(136)에 의해 감지된 대상물과의 충돌을 피하도록 항공기(20)의 비행 경로를 제어하기 위해 충돌 회피 센서(136)로부터의 정보를 사용하도록 구성된다.
도 3에 예시된 바와 같이, 항공기(20)는 승객과 같은 사용자로부터 입력을 수신하거나 사용자에 대해 출력을 제공하는 데 사용될 수 있는 사용자 인터페이스(139)를 가질 수 있다. 예로서, 사용자 인터페이스(139)는 사용자로부터 입력을 수신할 수 있는 키보드, 키패드, 마우스 또는 다른 장치를 포함할 수 있고, 사용자 인터페이스(139)는 사용자에게 시각적 또는 음성 출력을 제공하기 위한 디스플레이 장치 또는 스피커를 포함할 수 있다. 일부 실시예에서, 사용자 인터페이스(139)는 출력을 디스플레이하고 터치 입력을 수신할 수 있는 디스플레이 스크린을 구비한 터치 감지형 디스플레이 장치를 포함할 수 있다. 아래에 더 상세히 설명되는 바와 같이, 사용자는 항공기(20)에 의한 비행을 위한 목적지를 선택하거나 지정하는 것과 같은 다양한 목적으로 사용자 인터페이스(139)를 이용할 수 있다.
항공기(20)는 외부 장치와의 무선 통신을 가능하게 하는 무선 통신 인터페이스(142)도 구비한다. 무선 통신 인터페이스(142)는 하나 이상의 무선 주파수(RF) 수신기, 휴대용 수신기, 또는 장거리 통신을 위한 다른 장치를 포함할 수 있다. 예로서, 비행 중에, 컨트롤러(110)는 원격지로부터 제어 명령 또는 정보를 수신한 후에 그러한 명령 또는 정보를 기초로 항공기(20)의 동작을 제어할 수 있다. 컨트롤러(110)는 단거리 통신을 위한 블루투스 장치와 같은 단거리 통신 장치도 포함할 수 있다. 예로서, 사용자는 휴대용 전화기와 같은 무선 장치를 사용하여 사용자 인터페이스(139) 대신에 또는 추가로 입력을 제공할 수 있다. 사용자는 장거리 통신을 사용하거나 대안적으로 단거리 통신을 사용하여 예컨대, 사용자가 항공기(20)에 물리적으로 존재할 때, 컨트롤러(110)와 통신할 수 있다.
도 3에 예시된 바와 같이, 컨트롤러(110)는 컨트롤러(110)의 지시 및 제어 하에서 날개(25~28)를 회전시키도록 구성된 날개 작동 시스템(152)에 결합된다. 또한, 컨트롤러(110)는 아래에 더 상세히 설명되는 프로펠러 피치 작동 시스템(155)에 결합된다.
도 3에 추가로 예시된 바와 같이, 항공기(20)는 컨트롤러(110), 모터 컨트롤러(221~228, 125~128) 및 모터(231~238, 135~138)를 포함하는 항공기(20)의 다양한 구성 요소에 전력을 공급하기 위한 전력 시스템(163)을 구비한다. 일부 실시예에서, 프로펠러(41~48)를 구동하기 위한 모터(231~238)는 시스템(163)으로부터의 전력에 의해 전적으로 전력이 공급되지만, 다른 실시예에서 다른 유형의 모터(231~238)(예, 연료 공급식 모터)가 사용될 수 있다.
전기 시스템(163)은 다양한 위치에서 프레임(52) 상에 장착된 복수의 배터리(166)를 포함하는 분산된 전원을 구비한다. 각각의 배터리(166)는 배터리(166)로부터 전력을 수용하고 이러한 전력을 항공기(20)의 전기적 구성 요소에 분배하도록 조절하는(예, 전압을 조절) 전력 조절 회로(169)에 결합된다. 구체적으로, 전력 조절 회로(166)는 다수의 배터리(166)로부터의 전력을 결합하여 항공기의 전기적 구성 요소에 대해 적어도 하나의 직류(DC) 전력 신호를 제공한다. 어떤 배터리(166)가 고장나면, 나머지 배터리(166)는 항공기(20)의 전력 요건을 충족시키는 데 사용될 수 있다.
전술한 바와 같이, 컨트롤러(110)는 하드웨어, 소프트웨어, 또는 이들의 임의의 조합으로 구현될 수 있다. 일부 실시예에서, 컨트롤러(110)는 컨트롤러(110)에 대해 본 명세서에서 설명된 제어 기능을 구현하기 위해 프로세서 상에서 실행하기 위한 적어도 하나의 프로세서 및 소프트웨어를 포함한다. 컨트롤러(110)의 다른 구성도 다른 실시예에서 가능하다. 제어 기능을 다수의 기내 프로세서와 같은 여러 프로세서에 걸쳐 분산하고, 제어 기능을 여러 위치에 분산시키는 것이 가능하다. 예로서, 일부 제어 기능은 한 곳 이상의 원격 위치에서 수행될 수 있으며, 제어 정보 또는 명령은 무선 통신 인터페이스(142)(도 3) 또는 다른 방법에 의해 이러한 원격 위치와 항공기(20) 사이에서 통신될 수 있다.
도 3에 예시된 바와 같이, 컨트롤러(110)는 항공기(20)를 제어하기 위해 컨트롤러(110)에 의해 사용될 수 있는 비행 데이터를 저장하거나 그렇지 않으면 접근할 수 있다. 예로서, 비행 데이터(210)는 승객 또는 다른 사용자에 의해 선택될 수 있는 하나 이상의 미리 정의된 비행 경로를 정의할 수 있다. 컨트롤러(110)는 이후 더 상술되는 바와 같이 원하는 목적지에 도달하기 위해 선택된 비행 경로를 비행하도록 비행 데이터(210)를 사용하여 항공기(20)를 자율 조종하도록 구성될 수 있다.
전술한 바와 같이, 일부 실시예에서, 날개(25~28)는 컨트롤러(110)의 지시 및 제어 하에서 회전하도록 구성된다. 도 1은 전방 비행에 대해 바랄 수 있는 바와 같이 날개(25~28)가 항공기(20)의 중량을 상쇄시키기에 충분한 공기 역학적 양력을 발생시키도록 위치되는 "전진 비행 구성"으로서 본 명세서에서 언급된 구성에서 전방 비행을 위해 위치된 날개(25~28)를 예시한다. 이러한 전진 비행 구성에서, 날개(25~28)는 각 날개(25~28)의 코드가 전진 비행을 위해 양력을 효율적으로 생성하는 받침각을 가지도록 일반적으로 도 1에 예시된 바와 같이 수평에 가깝게 위치된다. 날개(25~28)에 의해 발생된 양력은 일반적으로 원하는 바와 같이 비행을 유지하기에 충분하다.
원하는 경우, 예컨대 항공기(20)가 목적지에 접근할 때, 날개(25~28)는 날개(25~28)의 구성을 도 1에 예시된 전진 비행 구성으로부터 수직 이륙 및 착륙을 수행하는데 도움이 되는 "호버 구성"으로 본 명세서에서 언급된 구성으로 전환되도록 회전될 수 있다. 호버 구성에서, 날개(25~28)는 프로펠러(41~48)에 의해 발생된 추력이 수직 비행에 대해 요구될 수 있는 항공기(20)의 중량을 상쇄시키기에 충분하도록 위치된다. 이러한 호버 구성에서, 날개(25~28)는 도 5에 예시된 바와 같이 수직에 가깝게 위치됨으로써, 프로펠러(41~48)로부터의 추력은 원하는 수직 속도를 달성하기 위해 항공기(20)의 중량에 대항하기 위해 전체적으로 위를 향하지만, 아래에 더 상세히 설명되는 바와 같이 추력은 제어성을 위해 수직으로부터의 약간 오프셋될 수 있다. 프로펠러로부터의 추력이 실질적으로 수직이 되도록 날개(25~28)가 회전된 호버 구성의 항공기(20)의 상면도가 도 6에 예시되어 있다.
도 7은 항공기(20)가 전진 비행 구성과 호버 구성 사이에서 전환할 때를 예시한다. 도 7에 도시된 바와 같이, 날개(25~28)는 수직에 대해 약 45°의 각도로 위치된다. 이러한 상태에서, 항공기(20)의 중량은 날개에 의해 발생된 상당한 양력 성분 및 프로펠러(41~48)에 의해 발생된 상당한 추력 성분에 의해 상쇄될 수 있다. 즉, 날개(25~28)로부터의 공기 역학적 양력의 수직 성분 및 프로펠러(41~48)에 의해 발생된 추력의 수직 성분 모두에 의해 비행이 유지될 수 있다. 날개(25~28)가 예컨대 수직 착륙을 위해 전진 비행 구성으로부터 호버 구성으로 전환하도록 회전될 때, 날개(25~28)로부터의 양력의 수직 성분은 대체로 감소하지만, 프로펠러(41~48)로부터의 추력의 수직 성분은 대체로 증가하여 양력의 수직 성분의 감소를 상쇄함으로써 원하는 수직 속도를 달성한다. 반대로, 예컨대 수직 이륙을 위해 날개(25~28)가 호버 구성으로부터 전진 비행 구성으로 전환하도록 회전될 때, 프로펠러(41~48)로부터의 추력의 수직 성분은 대체로 감소하지만, 날개(25~28)는 대체로 추력의 수직 성분의 감소를 상쇄하여 원하는 수직 속도를 달성한다.
호버 구성으로부터 전진 비행 구성으로의 전환 중에 날개(25~28)의 회전은 기류의 방향의 변경시 날개(25~28)의 받침각이 양력을 효율적으로 발생시킬 수 있게 조정되도록 날개(25~28)의 배향이 변화될 수 있게 한다. 구체적으로, 날개(25~28)는 비행 경로가 이륙을 위한 실질적으로 수직인 경로로부터 전진 비행을위한 실질적으로 수평인 경로로 변할 때 비행 경로의 방향과 실질적으로 정렬되게 유지되도록 회전될 수 있다.
이와 관련하여, 도 8은 호버 구성으로 위치될 때의 날개(25)의 측면도를 보여준다. 이륙시 수직 비행 중에, 기류의 대략적인 방향은 기준 화살표(301)로 나타낸다. 수직 이륙의 실행시, 기류의 방향은 기준 화살표(301)로 나타낸 방향으로부터 기준 화살표(304)로 나타낸 바와 같이 실질적으로 수평인 방향으로 점차 변한다. 기준 화살표(306)는 수직 비행에서 전진 비행으로의 임의의 지점에서의 기류의 방향을 나타낸다. 도 8로부터 알 수 있는 바와 같이, 날개(25)의 배향이 변경되지 않으면, 항공기(20)가 수직 비행에서 전진 비행으로 전환시 날개(25)의 받침각이 증가된다. 받침각이 증가함에 따라, 날개(25)의 표면 위의 공기 흐름은 더욱 분열되어, 날개(25)가 결국 정지할 때까지 날개의 양항 비율이 감소된다. 그러나, 기류 방향의 변화에 대응하는 양만큼 전환 중에 날개(25)를 연속적으로 회전시키는 것에 의해, 받침각은 효율적으로 양력을 발생시키고 실속을 방지하기 위해 더 바람직한 범위에 유지될 수 있다. 이와 관련하여, 도 9는 도 8에 도시된 위치로부터 회전된 후의 날개(25)를 예시한다. 도 8 및 도 9를 비교하는 것에 의해 알 수 있는 바와 같이, 날개(25)는 수직 비행(예, 기류의 방향이 도 8의 기준 화살표(301)에 의해 지시됨) 중의 받침각에 비해 전진 비행(예, 기류의 방향이 도 9의 기준 화살표(306)로 지시됨)으로의 전환 중의 받침각과 유사할 수 있다.
또한, 항공기(20)가 이륙 중에 수직 비행에서 전진 비행으로 전환시, 컨트롤러(110)는 각각의 날개(25~28)의 받침각이 최적의 날개 성능을 위해 원하는 범위 내에 유지하도록 날개(25~28)를 회전시킬 수 있다. 구체적으로, 컨트롤러(110)는 날개(25~28)로부터의 유동 분리를 방지 또는 감소시키고 전환 중에 각 날개(25~28)의 날개 움직임을 실질적으로 선형으로 유지하도록 각각의 날개(25~28)의 받침각이 최적 범위 내에서 실질적으로 일정하게 유지되도록 하기 위한 노력으로 날개가 비행 경로의 방향과 실질적으로 정렬되게 유지하도록 날개(25~28)을 회전시킬 수 있다. 또한, 프로펠러(41~48)에 의해 날개(25~28) 위로 공기를 송풍하는 것은 날개(25~28)에 걸친 기류의 속도를 증가시키고 효과적인 받침각을 감소시키는 것을 돕는다. 따라서, 공기가 송풍되는 날개(25~28)를 사용하는 것은 날개 성능을 향상시키고 전환 중에 날개의 동작이 실질적으로 선형으로 유지되도록 보장하여 날개(25~28)로부터의 기류 분리가 방지 또는 감소되는 것을 돕는다.
전진 비행에서 호버 비행으로의 전환시, 비행 경로가 수평에서 수직으로 변함에 따라 그리고 날개(25~28)가 호버 구성에서 수직 비행을 위해 프로펠러(41~48)을 위치시키도록 상향으로 회전됨에 따라 실속에 대한 임계 받침각이 신속하게 도달될 수 있다. 유효 받침각을 감소시키는 것에 의해, 프로펠러(41~48)를 사용하여 날개(25~28) 위에 공기를 송웅하는 것은 공기 송풍 날개 구성이 없이 가능한 경우보다 전환 중에 더 긴 시간 동안 날개 동작을 실질적으로 선형으로 유지하는 것을 도와서 전환 중에 제어 가능성을 유지하는 데 도움이 된다.
전진 비행 구성과 호버 구성 사이의 전환 중에, 컨트롤러(110)는 프로펠러(41~48)의 블레이드 피치를 조정하도록 구성된다. 이와 관련하여, 전진 비행의 경우, 일반적으로 프로펠러 블레이드가 높은 피치(즉, 블레이드에 대한 높은 받침각)를 갖는 것이 바람직하며, 호버 비행의 경우, 일반적으로 프로펠러 블레이드는 낮은 피치(즉, 블레이드에 대한 낮은 받침각)를 가지는 것이 바람직하다. 일부 실시예에서, 프로펠러(41~48)는 컨트롤러(110)의 지시 및 제어 하에 동작하는 프로펠러 피치 작동 시스템(155)(도 3)의 기계적 구성 요소에 의해 조정될 수 있는 블레이드 피치를 갖는 가변 피치 프로펠러에 의해 구현된다. 이와 관련하여, 컨트롤러(110)는 블레이드가 항공기 구성과 관련하여 고려되는 비행의 유형에 대해 적절한 피치로 설정되도록 블레이드가 전진 비행 구성과 호버 구성 사이의 전환 중에 조정되도록 프로펠러 피치 작동 시스템(155)을 제어한다.
이하에서 "블레이드 방향"으로 지칭되는 프로펠러 블레이드의 회전 방향은 항공기(20)가 호버 구성으로 있는 동안 제어성을 포함하는 다양한 요인을 기초로 선택될 수 있음을 알아야 한다. 일부 실시예에서, 동체(33)의 일측의 외부 프로펠러(41, 45)의 블레이드 방향은 동체(33)의 타측의 외부 프로펠러(44, 48)의 블레이드 방향을 반영한다. 즉, 외부 프로펠러(41)는 외부 프로펠러(48)에 대응하고 동일한 블레이드 방향을 갖는다. 또한, 외부 프로펠러(44)는 외부 프로펠러(45)에 대응하고 동일한 블레이드 방향을 갖는다. 또한, 대응하는 외부 프로펠러(44, 45)의 블레이드 방향은 대응하는 외부 프로펠러(41, 48)의 블레이드 방향과 반대이다. 따라서, 외부 프로펠러(41, 44, 45, 48)는 블레이드를 동일한 방향으로 회전시키는 대각선 방향으로 대향하는 한 쌍의 프로펠러(41, 48)와 블레이드를 동일한 방향으로 회전시키는 대각선 방향으로 대향하는 한 쌍의 프로펠러(44, 45)를 가지는 대칭형 4-배열의 프로펠러를 형성한다.
도 5에 예시된 예시적인 실시예에서, 외부 프로펠러(41, 48)는 시계 방향 블레이드 방향(항공기(20)의 정면에서 보았을 때)으로 선택되고, 외부 프로펠러(44, 45)는 반시계 방향 블레이드 방향(항공기(20)의 정면에서 보았을 때)으로 선택되어 프로펠러(45, 48)에 대해 전술한 날개 선단 장착의 장점을 실현한다. 그러나, 프로펠러(41, 48)의 블레이드가 반시계 방향으로 회전하고 프로펠러(44, 44)의 블레이드가 시계 방향으로 회전하도록 원한다면 상기 선택이 반대로 될 수 있다.
또한, 동체(33)의 일측의 내부 프로펠러(42, 46)의 블레이드 방향은 동체(33)의 타측의 내부 프로펠러(43, 47)의 블레이드 방향을 반영한다. 즉, 내부 프로펠러(42)는 내부 프로펠러(47)에 대응하고 동일한 블레이드 방향을 갖는다. 또한, 내부 프로펠러(43)는 내부 프로펠러(46)에 대응하고 동일한 블레이드 방향을 갖는다. 또한, 대응하는 내부 프로펠러(43,46)의 블레이드 방향은 대응하는 내부 프로펠러(42,47)의 블레이드 방향과 반대이다. 따라서, 내부 프로펠러(42, 43, 46, 47)는 블레이드를 동일한 방향으로 회전시키는 대각선 방향으로 대향하는 한 쌍의 프로펠러(42, 47)와, 블레이드를 동일한 방향으로 회전시키는 대각선 방향으로 대향하는 한 쌍의 프로펠러(43, 46)를 가지는 대칭형 4-배열의 프로펠러를 형성한다. 다른 실시예에서, 항공기(20)는 임의의 수의 4-배열의 프로펠러를 가질 수 있고, 프로펠러(41~48)는 본 명세서에 기술된 대칭형 4-배열로 위치될 필요는 없다.
도 5에 도시된 예시적인 실시예에서, 대응하는 내부 프로펠러(42, 47)는 반시계 방향 블레이드 방향(항공기(20)의 정면에서 보았을 때)이 선택되고 대응하는 내부 프로펠러(43, 46)는 시계 방향 블레이드 방향(항공기(20)의 정면에서 보았을 때)이 선택된다. 이러한 선택은 프로펠러(42, 43)의 내측의 후방 날개(25, 26)의 부분이 프로펠러(42, 43)의 외부측의 날개(25, 26)의 부분 앞에서 프로펠러(42, 43)로부터의 업워시로 인해 멈추는 것을 보장하는 장점을 갖는다. 이것은 받침각이 증가함에 따라 비행 제어 표면(95, 96)이 위치된 날개(25, 26)의 표면에 기류가 밀착되게 유지하는 것을 지원하여 실속이 가까워짐에 따라 비행 제어 표면(95, 96)이 항공기(20)를 제어하도록 작동하는 것을 유지하는 것을 돕는다. 그러나, 이러한 선택은 도 13에 예시된 바와 같이 프로펠러(42, 47)의 블레이드가 시계 방향으로 회전하고 프로펠러(43, 46)의 블레이드가 반시계 방향으로 회전하도록 원한다면 반대로 될 수 있다. 다른 실시예에서는 또 다른 블레이드 방향 조합이 가능하다.
전술한 바와 같이, 각각의 4-배열에서 블레이드 방향을 대칭화함으로써, 소정의 유리한 제어성이 실현될 수 있다. 예를 들어, 대응하는 프로펠러(예, 대칭형 4-배열 내의 대각선 방향으로 대향된 한 쌍의 프로펠러)는 항공기(20)가 원하는 대로 처지도록(trimmed) 반작용 또는 상쇄되는 경향이 있는 모멘트를 생성할 수 있다. 프로펠러(41~48)의 블레이드 속도는 원하는 롤, 피치 및 요잉 모멘트를 달성하도록 선택적으로 제어될 수 있다. 예로서, 프로펠러의 블레이드가 소정 속도(예, 대략 동일한 속도)로 회전시 피치 및 롤 모멘트가 상쇄되도록 해당 프로펠러의 배치 및 구성을 설계하는 것이 가능하다(예, 해당 프로펠러를 항공기의 무게 중심에서 동일한 거리에 배치). 이러한 경우, 대응하는 프로펠러의 블레이드 속도는 롤 축과 피치 축을 중심으로 항공기(20)의 변위를 야기하는 롤 및 피치 모멘트를 발생시키지 않고 아래에 더 상세하게 설명되는 바와 같이 요잉을 제어하기 위해 거의 동일한 속도로 또는 다른 방식으로 변경(즉, 증가 또는 감소)될 수 있다. 롤 및 피치 모멘트가 상쇄되도록 프로펠러(41~48) 모두를 제어함으로써, 컨트롤러(110)는 롤 축 및 피치 죽에 대한 항공기(20)의 변위를 야기하지 않고 원하는 요잉 모멘트을 생성하도록 프로펠러의 적어도 일부의 속도를 변화시킬 수 있다. 유사하게, 프로펠러(41~48)의 블레이드 속도를 차동적으로 변화시킴으로써 원하는 롤 및 피치 모멘트가 유도될 수 있다. 다른 실시예에서, 롤, 피치 및 요잉 모멘트를 제어하기 위해 다른 기술이 사용될 수 있다.
[0072] 임의의 프로펠러(41~48)가 고장난 경우, 제어 가능한 상태를 유지하면서 고장난 프로펠러를 수용하기 위해 작동 상태를 유지하는 다른 프로펠러의 블레이드 속도를 조정할 수 있다. 일부 실시예에서, 컨트롤러(110)는 소정의 작동 조건(예를 들어, 원하는 롤, 피치 및 요잉 모멘트) 하의 프로펠러 작동 상태(예, 어떤 프로펠러(41~48)가 작동 중인지)와 관련하여 프로펠러(41~48)에 의해 제공되는 원하는 추력(예, 최적 추력 비율)을 나타내는 "추력 비율 데이터"로 이하 지칭되는 미리 정해진 데이터를 저장한다. 이 추력 비율 데이터를 기초로, 컨트롤러(110)는 어느 프로펠러(41~48)가 현재 작동 중인지에 따라 프로펠러(41-48)의 블레이드 속도를 제어하여 최적의 추력 비율을 달성하여, 원하는 항공기 동작을 달성하면서 프로펠러(41~48)에 의해 제공된 총 추력 및 이에 따라 프로펠러(41~48)에 의해 소비된 총 동력을 감소시키도록 구성된다. 예로서, 호버 비행의 경우, 주어진 총 추력에 대해 최대 요잉 모멘트를 달성하는 추력 비율을 결정할 수 있다.
일부 실시예에서, 추력 비율 데이터는 프로펠러(41~48)의 소정의 작동 상태와 각각 관련된 매트릭스 또는 다른 데이터 구조의 형태이다. 예를 들어, 하나의 매트릭스가 프로펠러(41~48) 모두가 작동 가능한 상태에 사용될 수 있고, 다른 매트릭스가 하나의 프로펠러(예를 들어, 프로펠러(42))가 고장난 상태에 사용될 수 있고, 또 다른 매트릭스가 다른 프로펠러(예, 프로펠러(43))가 고장난 상태에 사용된다. 가능한 각각의 프로펠러 작동 상태와 관련하여 적어도 하나의 매트릭스가 있을 수 있다.
각각의 매트릭스는 컨트롤러(110)가 이러한 작동 상태에 대한 원하는 추력을 결정하는데 사용될 수 있는 표현(예, 계수)의 세트를 도출하기 위해 연관된 프로펠러 작동 상태에 대해 수행된 테스트를 기초로 정의될 수 있다. 예로서, 소정의 작동 상태(예, 특정 프로펠러(41~48)의 고장 등)에 대해, 항공기(20)를 트림 상태로 유지하기 위해 작동 프로펠러에 대한 추력의 최적 비율을 결정하도록 테스트를 수행할 수 있다. 이러한 작동 상태와 관련된 매트릭스는 원하는 비행 파라미터를 나타내는 값(예, 원하는 양의 요잉 모멘트를 나타내는 값, 원하는 양의 피치 모멘트를 나타내는 값, 원하는 양의 롤 모멘트를 나타내는 값, 및 총 원하는 양의 총 추력을 나타내는 값)이 매트릭스와 수학적으로 결합시, 그 결과가 원하는 비행 파라미터를 달성하도록 각각의 작동 프로펠러에 대한 최적의 추력을 나타내는 적어도 하나의 값을 제공하도록 정의될 수 있다. 따라서, 작동 중에 항공기(20)에 대한 원하는 비행 파라미터를 결정한 후에, 컨트롤러(110)는 항공기(20)의 현재 프로펠러 작동 상태를 판정한 다음, 그러한 작동 상태 및 하나 이상의 비행 파라미터를 기초로 추력 비율 데이터를 분석하여 프로펠러(41~48) 중 적어도 하나를 제어하기위한 값을 결정할 수 있다. 예로서, 컨트롤러(110)는 각각의 작동 프로펠러(41~48)를 제어하기 위한 적어도 하나의 값을 결정하기 위해 항공기(20)의 현재 프로펠러 작동 상태와 관련된 매트릭스 및 원하는 비행 파라미터를 나타내는 값을 조합하도록 구성될 수 있다. 프로펠러(41~48)의 작동 상태를 모니터링하기 위한 모터 컨트롤러(221~228)(도 3) 또는 센서(구체적으로 도시되지 않음)는 어느 프로펠러(41~48)가 현재 작동하는지를 컨트롤러(110)에 알릴 수 있다.
도 10 및 도 11은 본 명세서에 설명된 바와 같이 날개(25~28)를 회전시키기 위한 날개 작동 시스템(152)의 예시적인 구성 요소를 도시한다. 도 10 및 도 11에 도시된 바와 같이, 날개 작동 시스템(152)은 후방 날개(25, 26) 및 전방 날개(27, 28)에 각각 결합되는 복수의 선형 액추에이터(260)를 포함한다. 예를 들어, 로드(rod)(262)를 갖는 선형 액추에이터(260)가 후방 날개(25, 26)에 결합되어 컨트롤러(110)의 지시 및 제어 하에 후방 날개(25, 26)를 회전시킨다. 로드(262)는 날개(25, 26)용 스파(spar)(264)도 역시 통과하는 회전 요소(263)를 통과한다. 날개(25, 26)는 스파(264)가 선형 액추에이터(260)에 의해 회전될 때 회전하도록 스파(264)에 결합된다. 이와 관련하여, 선형 액추에이터(260)는 로드(262)를 선형 이동시키도록 설계되고, 로드(262)의 선형 이동은 스파(264)의 회전 이동으로 변환되어, 동체(33)에 대해 날개(25, 26)가 회전된다. 전방 날개(27, 28)에 결합된 선형 액추에이터(260)는 전방 날개(27, 28)를 동일한 방식으로 회전시키도록 설계된다. 다른 실시예에서, 날개(25~28)를 회전시키기 위한 다른 유형의 장치 및 구성이 가능하다. 도 10 및 도 11은 항공기(20)에 사용될 수 있는 예시적인 배터리(166)를 도시하고, 도 10은 설명을 위해 동체(33)로부터 제거된 배터리(166)를 예시한다. 배터리(166)의 다른 구성 및 위치가 가능하다.
일부 실시예에서, 항공기(20)는 요잉을 제어하기 위한 방향타(rudder)를 구비하지 않지만, 다른 실시예에서 항공기(20)는 방향타를 구비할 수 있음을 알아야 한다. 도 1에 예시된 실시예에서, 전진 비행을 위한 윙릿(75, 76) 및 후방 스트럿(83)에 의해 요잉 안정성이 제공되고, 방향타는 불필요하다. 또한, 아래에 보다 상세히 설명되는 바와 같이, 호버 비행을 위해 요잉을 제어하는 데 사용될 수 있는 다양한 기술이 존재한다.
예로서, 프로펠러 모터(231~238)로부터의 차동 토크를 이용하여 호버 구성에서 요잉을 제어할 수 있다. 이와 관련하여, 프로펠러(41~48)의 회전 블레이드에 작용하는 공기 저항으로 인해, 회전 프로펠러(41~48)는 블레이드를 회전시키고 있는 모터(231~238)를 통해 항공기(20)에 토크를 인가한다. 이 토크는 일반적으로 회전 속도에 따라 변한다. 프로펠러(41~48) 중 적어도 일부의 속도를 상이하게 변경함으로써, 차동 토크가 회전 프로펠러(41~48)에 의해 발생되어 항공기(20)를 요잉시키거나, 다시 말해 요잉 축을 중심으로 회전시킬 수 있다.
요잉 제어를 위해 차동 토크에 의해 적용될 수 있는 힘의 양은 제한됨을 알아야 한다. 또한, 공기 저항과 같은 기생의 힘을 감소시키기 위해 프로펠러(41~48)의 효율을 증가시키는 것은 프로펠러(41~48)에 의해 항공기(20)에 적용될 수 있는 차동 토크의 양을 감소시키는 효과를 제공한다. 적어도 일부 실시예에서, 항공기(20)는 차동 토크에 추가로 또는 차동 토크 대신에 요잉 제어를 제공하기 위해 다른 기술을 사용하도록 설계된다.
예로서, 날개(25~28)가 동체(33)에 대해 회전할 수 있는 틸트형 날개 구성을 사용하는 것에 의해, 전술한 바와 같이, 컨트롤러(110)는 항공기(20)가 호버 구성에 있을 때 요잉 제어를 제공하도록 날개(25~28)를 선택적으로 틸팅하도록 구성될 수 있다. 날개 경사를 제어하는 것에 의해, 컨트롤러(110)는 프로펠러의 추력 벡터가 원하는 수평 성분을 갖도록 프로펠러(41~48)를 위치시킬 수 있다. 약 10° 이하와 같은 수직으로부터의 작은 오프셋이라도 항공기(20)의 중량을 지지하는 데 필요한 추력 벡터의 크기를 고려하여 요잉 제어를 위해 상당한 측방향 힘을 유도할 수 있다. 이와 관련하여, 항공기(20)가 도 5에 도시된 바와 같이 8개의 프로펠러(41~48)를 가지고, 약 600 ㎏의 질량을 갖는 것으로 가정하면, 각 프로펠러(41~48)는 항공기 질량의 약 1/8 또는 약 75 ㎏만큼 발생된 중량을 지지하는 데 충분한 추력을 제공하도록 구성될 수 있다. 프로펠러 추력 벡터의 방향이 수직으로부터 단지 약간만 기울어지도록 날개(25~28)를 틸팅하는 것은 추력 벡터의 수평 성분이 제공된 총 추력에 비해 작지만 요잉 제어의 관점에서 상당한 값을 가지게 된다.
도 5 및 도 12는 날개(25~28)가 각각의 프로펠러(41~48)에 의해 생성된 추력이 수직으로부터 몇 도만큼 오프셋된 방향으로 배향되도록 수직으로부터 소정 각도(α)만큼 약간 기울어진 항공기(20)를 예시한다. 구체적으로, 후방 날개(25, 26)는 프로펠러(41~44)에 의해 발생된 추력이 수직에 대해 작은 각도가 되도록 항공기(20)의 후방 측으로 약간 틸팅된다. 이와 관련하여, 프로펠러(41~44)로부터의 추력의 수평 성분은 (-) x-방향이다. 또한, 전방 날개(27, 28)는 프로펠러(45~48)에 의해 발생된 추력이 수직에 대해 작은 각도가 되도록 항공기(20)의 전방 측으로 틸팅된다. 따라서, 프로펠러(45~48)로부터의 추력의 수평 성분은 (+) x-방향이다.
일부 실시예에서, 각각의 프로펠러(41~48)의 배향은 프로펠러(41~48)에 의해 발생된 추력의 방향이 날개에 대해 일정하도록 프로펠러가 장착된 날개에 대해 고정되어 있다. 따라서, 전술한 바와 같이 프로펠러(41~48)를 수직으로부터 오프셋된 방향으로 배향시키기 위해 프로펠러의 날개는 프로펠러(41~48)를 원하는 배향으로 위치시키도록 충분히 틸팅된다. 다른 실시예에서, 프로펠러(41~48)는 동체(33)에 대한 프로펠러의 배향을 제어하는 것을 돕기 위해 프로펠러가 장착되는 날개에 대해 틸팅되거나 이와 달리 이동되도록 설계될 수 있다.
도 5에 예시된 바와 같이 프로펠러(41~48)가 틸팅시 제어될 수 있는 다양한 방법이 존재한다. 예로서, 항공기(20)의 일측의 프로펠러(41, 42, 45, 46) 중 하나 이상의 프로펠러의 블레이드 속도가 증가될 수 있고, 항공기(20)의 타측의 프로펠러(43, 44, 47, 48) 중 하나 이상의 프로펠러의 블레이드 속도가 감소되어 항공기(20)를 일 방향으로 요잉시킬 수 있다. 예를 들어, 프로펠러(41, 42, 47, 48)의 블레이드 속도가 증가되고 프로펠러(43, 44, 45, 46)의 블레이드 속도가 감소되어 항공기(20)를 일 방향으로 요잉시키도록 수평 추력 성분을 발생시킬 수 있다. 대안적으로, 프로펠러(43, 44, 45, 46)의 블레이드 속도가 증가되고, 프로펠러(41, 42, 47, 48)의 블레이드 속도가 감소되어 항공기(20)를 반대 방향으로 요잉시키도록 수평 추력 성분을 발생시킬 수 있다. 다른 예에서, 요잉 제어를 위한 다른 기술이 가능하다. 일례로, 후방 날개(25, 26) 또는 전방 날개(27, 28)의 틸팅각을 변화시키는 것은 움직이는 날개 상의 프로펠러의 수평 추력 성분을 변화시켜 요잉 동작을 변화시킨다.
날개(25~28)를 도 5에 도시된 실시예에 비해 다르게 틸팅하는 것도 가능하다. 일례로, 후방 날개(25, 26)는 프로펠러(41~44)로부터의 추력의 수평 성분이 플러스 (+) x-방향이 되도록 항공기(20)의 전방 측으로 틸팅될 수 있고, 전방 날개(27, 28)는 프로펠러(45~48)로부터의 추력의 수평 성분이 (-) x-방향이 되도록 항공기(20)의 후방 측으로 틸팅될 수 있다.
도 5에 도시된 바와 같이, 전방 날개(27, 28) 및 후방 날개(25, 26)를 반대 방향으로 틸팅시키는 것은 항공기(20)가 그 롤링 축을 따라 수평으로(예, x-방향) 이동되게 하지 않고 프로펠러 추력 벡터가 요잉 제어에 사용될 수 있게 한다. 이와 관련하여, 프로펠러 추력은 추력 벡터의 수평 성분이 서로 대응하는 동안 항공기(20)가 그 요잉 축을 중심으로 회전되게 하는 모멘트를 발생시킬 수 있다. 따라서, 추력 벡터의 수평 성분이 상쇄되어 항공기(20)가 그 롤링 축을 따라 측방향으로 이동하지 않도록 요잉이 유도되도록 컨트롤러(110)가 프로펠러 블레이드 속도를 설정하는 것이 가능하다. 호버 구성에서 롤링 축을 따라 측방향 이동이 요구된다면, 후방 날개(25, 26) 또는 전방 날개(27, 28)가 틸팅되거나, 모든 날개(25~28)가 추력 벡터의 수평 성분이 동일한 방향(즉, 원하는 틸팅 방향에 따라 (+) 또는 (-) x-방향)에 있도록 동일한 방향으로 틸팅될 수 있다. 예를 들어, 원하는 목적지가 항공기의 이륙 위치와 가까운 경우, 전진 비행을 위해 추진력을 제어하기 위해 날개 틸팅을 사용하는 호버 구성에서 목적지로 비행하는 데 비용 효과적일 수 있다. 이러한 예에서 프로펠러 추력 벡터의 수직 성분은 기체의 중량에 반작용하여 항공기의 수직 속도를 제어하며, 프로펠러 추력 벡터의 수평 성분은 기체의 수평 속도를 제어한다.
일부 실시예에서, 후방 날개(25, 26)는 함께 회전하도록 구성되고, 전방 날개(27, 28)는 함께 회전하도록 구성된다. 이러한 실시예에서, 동일한 기계적 구성 요소(예, 단일 모터 또는 선형 액추에이터)가 양측 후방 날개(25, 26)를 회전시키는 데 사용될 수 있고, 동일한 기계적 구성 요소(예, 단일 모터 선형 액추에이터)가 양측 전방 날개(27, 28)를 회전시키는 데 사용될 수 있다. 동일한 구성 요소를 사용하여 다수의 날개를 회전시키는 것은 중량 및 그에 따른 전력을 보존하는 데 도움이 된다. 그러나, 다른 실시예에서, 각각의 날개(25~28)가 다른 날개와 독립적으로 회전되는 것이 가능하다. 예로서, 항공기(20)를 일 방향으로 요잉시키기 위해, 항공기(20)의 일측의 날개(25, 27)가 일 방향으로 회전될 수 있는 반면, 항공기(20)의 타측의 날개(26, 28)는 반대 방향으로 회전된다. 이러한 실시예에서, 프로펠러(20)의 블레이드 속도는 동일할 수 있고, 항공기(20)의 횡방향 회전 속도(즉, 요잉 속도)는 날개 틸팅각에 의해 제어될 수 있다. 원한다면, 프로펠러(20)의 블레이드 속도는 추가적인 요잉 제어를 제공하도록 변경될 수도 있다.
또한, 호버 구성에 있을 때, 컨트롤러(110)는 요잉을 제어하기 위해(예, 프로펠러(41~48) 또는 다른 구성 요소에 의해 제공되는 요잉 제어를 증가시키기 위해) 비행 제어 표면(95~98)을 선택적으로 제어할 수 있다. 이와 관련하여, 중립 위치로부터 선회되도록 비행 제어 표면(95~98)을 작동시키는 것은 일반적으로 동일한 날개(25~28) 상에 장착된 프로펠러(41~48) 중 하나 이상으로부터 공기 흐름을 재유도한다. 예로서, 도 5에서. 프로펠러(47, 48)로부터의 공기는 비행 제어 표면(97)이 중립 위치에 있을 때 일반적으로 날개(27)에 의해 기준 화살표(351)로 지시된 방향으로 유도된다. 도 5에 예시된 바와 같이, 비행 제어 표면(97)을 작동시킴으로써, 프로펠러(47, 48)로부터의 적어도 일부의 공기 흐름은 기준 화살표(352)에 의해 지시된 방향으로 재유도된다. 기류의 모멘텀은 항공기(20)를 떠날 때 기류의 방향에 대해 대체로 반대 방향인 힘을 항공기(20)에 인가한다. 기류의 방향을 변경함으로써, 비행 제어 표면(97)은 기류의 모멘텀에 의해 항공기(20)에 인가되는 힘의 방향을 변화시킨다. 따라서, 컨트롤러(110)는 비행 제어 표면(95~98)의 위치를 제어함으로써 요잉을 제어할 수 있다. 예로서, 컨트롤러(110)는 항공기(20)의 일측의 비행 제어 표면(96, 97)을 일 방향으로 중립에서 회전시킬 수 있고 동시에 항공기(20)의 타측의 비행 제어 표면(97, 98)을 반대 방향으로 회전시켜 요잉 축에 대한 항공기(20)의 회전 모멘트를 증가 또는 감소시칼 수 있다.
다른 예에서, 비행 제어 표면(95~98)은 요잉을 임의의 원하는 방식으로 제어하기 위해 다른 방식으로 작동될 수 있다. 실제로, 비행 제어 표면(95-98) 중 임의의 표면을 임의의 방식으로 제어하는 것이 가능하고, 호버 구성에서 비행 제어 표면(95~98)의 작동이 전진 비행 구성에서의 동작에 대응할 필요는 없다. 예로서, 비행 제어 표면(95, 96)이 반대 방향으로 회전되도록 전진 비행 구성에서 에일러론(aileron)으로서 작동되는 경우, 비행 제어 표면(95, 96)이 호버 구성에서 반대 방향으로 회전하도록 제어될 필요는 없다. 즉, 비행 제어 표면(95~98)은 컨트롤러(110)에 의해 독립적으로 제어 가능하다.
따라서, 여기에 기술된 VTOL 항공기(20)의 다양한 실시예는 예를 들어, 원하는 경우, 항공기(20)가 공항과 독립적으로 작동하게 함으로써, 헬리콥터와 같은 다른 VTOL 항공기와 유사한 장점을 제공한다. 그러나, 전진 비행을 위한 낮은 선단 속도를 허용하는 배치의 전동 프로펠러를 사용하는 것에 의해, 여기에 기술된 VTOL 항공기(20)에 의해 생성된 소음은 상당히 적을 수 있다. 또한, 전술한 바와 같이 다수의 프로펠러를 사용하면 안전을 크게 증가시키는 추진력 및 비행 제어 중복성을 제공하며, 프로펠러에 의해 공기가 송풍된 기울어진 날개를 사용하면 공기 역학을 개선하고 항공기(20)를 쉽게 제어할 수 있게 하여, 항공기의 설계가 단순화된다. 항공기의 공기 역학 및 제어의 효율적인 설계를 통해 항공기(20)의 성능 및 범위가 크게 증가되어 다양한 항공 수송 애플리케이션을 위한 비용 효과적인 해법을 실현할 수 있다.
전술한 내용은 단지 본 개시 내용의 원리를 설명하기 위한 것으로, 본 개시 내용의 범위를 벗어나지 않으면서 당업자에 의해 다양한 변형이 이루어질 수 있다. 상기 설명된 실시예는 설명의 목적으로 제공되며 한정하기 위한 것이 아니다. 본 개시 내용은 여기에 명시적으로 기재되지 않은 다수의 형태를 취할 수 있다. 따라서, 본 개시 내용은 명시적으로 개시된 방법, 시스템 및 장치에 한정되지 않으며, 하기의 청구범위의 사상 내에 있는 변형 및 변경을 포함하는 것으로 의도된다는 것을 강조한다. 단순한 예로서, 틸트형 날개 구성은 자율 조종형 전동 VTOL 항공기와 관련하여 상기 다양한 실시예에서 전술된다. 그러나, 이러한 틸트형 날개 구성(및 본원에 기술된 항공기(20)의 다른 양태)은 다른 유형의 항공기에 사용될 수 있다.
추가적인 예로서, 여기에 예시되고 설명된 바와 같이, 제공된 구조, 장치 및 방법을 더 최적화하기 위해 장치 또는 공정 파라미터(예, 치수, 구성, 구성 요소, 처리 단계 순서 등)의 변경이 이루어질 수 있다. 임의의 경우에, 여기에 기술된 구조와 장치 및 관련 방법은 다수의 적용례를 가진다. 따라서, 개시된 주제는 본 명세서에 설명된 임의의 단일 실시예에 한정되어서는 안되고, 오히려 첨부된 청구범위에 따른 폭 및 범위로 해석되어야 한다.

Claims (33)

  1. 자율 조종형 전기적 수직 이륙 및 착륙(VTOL) 항공기로서:
    제1 측면 및 상기 제1 측면에 대향하는 제2 측면을 구비하는 동체;
    상기 동체에 대해 회전 가능하고, 상기 동체의 제1 측면 상에 배치된 제1 후방 날개;
    상기 동체에 대해 회전 가능하고, 상기 동체의 제2 측면 상에 배치된 제2 후방 날개;
    상기 동체에 대해 회전 가능하고, 상기 동체의 제1 측면 상에 배치된 제1 전방 날개;
    상기 동체에 대해 회전 가능하고, 상기 동체의 제2 측면 상에 배치된 제2 전방 날개;
    상기 제1 전방 날개에 결합되고 상기 제1 전방 날개 위로 공기를 송풍하도록 배치된 제1 프로펠러;
    상기 제2 전방 날개에 결합되고 상기 제2 전방 날개 위로 공기를 송풍하도록 배치된 제2 프로펠러;
    상기 제1 후방 날개에 결합되고 상기 제1 후방 날개 위로 공기를 송풍하도록 배치된 제3 프로펠러;
    상기 제2 후방 날개에 결합되고 상기 제2 후방 날개 위로 공기를 송풍하도록 배치된 제4 프로펠러; 및
    상기 동체에 대해 전진 비행 위치로부터 호버 위치로 상기 날개 각각을 회전시키도록 구성된 컨트롤러
    를 포함하고,
    상기 제1 전방 날개가 그 각각의 호버 위치에 있을 때 상기 제1 프로펠러의 추력의 방향은 수직으로부터 오프셋되어 상기 제1 프로펠러로부터의 제1 수평 추력 성분을 제공하고, 상기 제2 전방 날개가 그 각각의 호버 위치에 있을 때 상기 제2 프로펠러의 추력의 방향은 수직으로부터 오프셋되어 상기 제2 프로펠러로부터의 제2 수평 추력 성분을 제공하고, 상기 제1 후방 날개가 그 각각의 호버 위치에 있을 때 상기 제3 프로펠러의 추력의 방향은 수직으로부터 오프셋되어 상기 제3 프로펠러로부터의 제3 수평 추력 성분을 제공하고, 상기 제2 후방 날개가 그 각각의 호버 위치에 있을 때 상기 제4 프로펠러의 추력의 방향은 수직으로부터 오프셋되어 상기 제4 프로펠러로부터의 제4 수평 추력 성분을 제공하고, 상기 컨트롤러는 상기 수평 추력 성분들이 호버 비행의 경우 상기 항공기의 요잉 동작을 유도하도록 상기 제1, 제2, 제3 및 제4 프로펠러에 대한 추력을 조정하는 것에 의해 상기 항공기의 요잉을 제어하도록 구성된 것인 항공기.
  2. 제1항에 있어서, 상기 제1 수평 추력 성분 및 상기 제2 수평 추력 성분은 각각의 날개가 각각의 호버 위치에 있을 때 상기 제3 수평 추력 성분 및 상기 제4 수평 추력 성분을 상쇄시키는 것인 항공기.
  3. 제1항에 있어서, 상기 제1 프로펠러는 상기 제1 전방 날개 상에 날개 선단에 장착되고, 상기 제2 프로펠러는 상기 제2 전방 날개 상에 날개 선단에 장착된 것인 항공기.
  4. 제1항에 있어서, 상기 제1 전방 날개에 결합되고 상기 제1 전방 날개 위로 공기를 송풍하도록 배치된 제5 프로펠러;
    상기 제2 전방 날개에 결합되고 상기 제2 전방 날개 위로 공기를 송풍하도록 배치된 제6 프로펠러;
    상기 제1 후방 날개에 결합되고 상기 제1 후방 날개 위로 공기를 송풍하도록 배치된 제7 프로펠러; 및
    상기 제2 후방 날개에 결합되고 상기 제2 후방 날개 위로 공기를 송풍하도록 배치된 제8 프로펠러
    를 더 포함하는 항공기.
  5. 제1항에 있어서, 상기 제1 전방 날개는 제1 가동 비행 제어 표면을 가지며, 상기 제2 전방 날개는 제2 가동 비행 제어 표면을 갖고, 상기 제1 후방 날개는 제3 가동 비행 제어 표면을 가지며, 상기 제2 후방 날개는 제4 가동 비행 제어 표면을 갖고, 상기 컨트롤러는 호버 비행을 위해 상기 항공기의 요잉 동작을 제어하도록 상기 가동 비행 제어 표면 각각을 조정하도록 구성된 것인 항공기.
  6. 제5항에 있어서, 상기 컨트롤러는 전진 비행 중에 상기 항공기의 피치 또는 롤링을 제어하도록 상기 가동 비행 제어 표면 중 적어도 하나를 조정하도록 구성된 것인 항공기.
  7. 수직 이륙 및 착륙(VTOL) 항공기로서:
    동체;
    상기 동체에 탠덤 날개 구성으로 결합된 복수의 날개로서, 상기 동체에 대해 회전 가능한 적어도 하나의 후방 날개 및 상기 동체에 대해 회전 가능한 적어도 하나의 전방 날개를 포함하는, 복수의 날개;
    상기 전방 날개에 결합된 제1 추진 장치;
    상기 후방 날개에 결합된 제2 추진 장치; 및
    상기 전방 날개를 전진 비행을 위한 제1 위치로부터 호버 비행을 위한 제2 위치로 상기 동체에 대해 회전시키도록 구성된 컨트롤러
    를 포함하고,
    상기 전방 날개가 상기 제2 위치에 있을 때 상기 제1 추진 장치에 대한 추력의 방향이 수직으로부터 오프셋되어 상기 제1 추진 장치로부터 제1 수평 추력 성분이 제공되며, 상기 컨트롤러는 상기 후방 날개를 전진 비행을 위한 제3 위치로부터 호버 비행을 위한 제4 위치로 상기 동체에 대해 회전시키도록 구성되고, 상기 후방 날개가 상기 제4 위치에 있을 때 상기 제2 추진 장치에 대한 추력의 방향이 수직으로부터 오프셋되어 상기 제2 추진 장치로부터 제2 수평 추력 성분이 제공되며, 상기 컨트롤러는 상기 제1 수평 추력 성분 및 상기 제2 수평 추력 성분을 기초로 호버 비행에서 상기 항공기의 요잉을 제어하도록 구성된 것인 항공기.
  8. 제7항에 있어서, 상기 제1 수평 추력 성분은 상기 전방 날개가 호버 비행을위한 상기 제2 위치에 있고 상기 후방 날개가 호버 비행을 위한 상기 제4 위치에 있을 때 상기 제2 수평 추력 성분을 상쇄시키는 것인 항공기.
  9. 제8항에 있어서, 상기 동체는 제1 측면 및 해당 제1 측면에 대향하는 제2 측면을 가지며, 상기 전방 날개가 호버 비행을 위한 상기 제2 위치에 있을 때 상기 제1 추진 장치의 수직 추력 성분에 의해 발생된 롤링 모멘트가 상기 후방 날개가 호버 비행을 위한 상기 제4 위치에 있을 때 상기 제2 추진 장치의 수직 추력 성분에 의해 발생된 롤링 모멘트를 상쇄하도록 상기 전방 날개가 상기 동체의 제1 측면 상에 위치되고 상기 후방 날개가 상기 동체의 제2 측면 상에 배치된 것인 항공기.
  10. 제9항에 있어서, 상기 항공기의 무게 중심은 상기 전방 날개가 호버 비행을 위한 상기 제2 위치에 있을 때 상기 제1 추진 장치의 수직 추력 성분에 의해 발생된 피치 모멘트가 상기 후방 날개가 호버 비행을 위한 상기 제4 위치에 있을 때 상기 제2 추진 장치의 수직 추력 성분에 의해 발생된 피치 모멘트를 상쇄하도록 상기 전방 날개와 상기 후방 날개 사이에 있는 것인 항공기.
  11. 제7항에 있어서, 상기 제1 추진 장치는 상기 전방 날개 위로 공기를 송풍하도록 배치된 제1 프로펠러를 포함하고, 상기 제2 추진 장치는 상기 후방 날개 위로 공기를 송풍하도록 배치된 제2 프로펠러를 포함하는 것인 항공기.
  12. 제11항에 있어서, 상기 제1 프로펠러는 상기 전방 날개 상에 날개 선단에 장착된 것인 항공기.
  13. 제11항에 있어서, 상기 컨트롤러는 전진 비행 및 호버 비행 중에 상기 항공기를 자율 조종하는 것인 항공기.
  14. 제11항에 있어서, 상기 컨트롤러는 호버 비행으로부터 전진 비행으로의 전환 중에 상기 전방 날개의 실속을 방지할 수 있게 상기 전방 날개의 날개 동작이 실질적으로 선형으로 유지되도록 상기 전환 중에 상기 제2 위치로부터 상기 제1 위치로의 상기 전방 날개의 회전을 제어하도록 구성된 것인 항공기.
  15. 제11항에 있어서, 상기 제1 프로펠러 및 상기 제2 프로펠러는 전동식인 것인 항공기.
  16. 제15항에 있어서, 상기 제1 프로펠러 및 상기 제2 프로펠러 각각에 결합된 복수의 배터리를 더 포함하는 항공기.
  17. 제7항에 있어서, 상기 전방 날개는 제1 가동 비행 제어 표면을 갖고, 상기 컨트롤러는 상기 제1 가동 비행 제어 표면이 상기 제1 추진 장치로부터의 공기 흐름을 재유도하도록 상기 제1 가동 비행 제어 표면을 이동시켜 호버 비행에서 요잉을 제어하도록 구성된 것인 항공기.
  18. 제17항에 있어서, 상기 컨트롤러는 상기 항공기의 피치 또는 롤링을 제어하기 위해 전진 비행 중에 상기 제1 가동 비행 제어 표면을 제어하도록 구성된 것인 항공기.
  19. 제17항에 있어서, 상기 후방 날개는 제2 가동 비행 제어 표면을 갖고, 상기 컨트롤러는 상기 제2 가동 비행 제어 표면이 상기 제2 추진 장치로부터의 공기 흐름을 재유도하도록 상기 제2 가동 비행 제어 표면을 이동시켜 호버 비행에서 요잉을 제어하도록 구성된 것인 항공기.
  20. 제7항에 있어서, 상기 후방 날개에 결합된 제3 추진 장치; 및
    상기 전방 날개에 결합된 제4 추진 장치
    를 더 포함하는 항공기.
  21. 제20항에 있어서, 상기 복수의 날개는 상기 동체에 대해 회전 가능한 제2 전방 날개 및 상기 동체에 대해 회전 가능한 제2 후방 날개를 포함하며, 상기 항공기는:
    상기 제2 전방 날개에 결합된 제5 추진 장치;
    상기 제2 전방 날개에 결합된 제6 추진 장치;
    상기 제2 후방 날개에 결합된 제7 추진 장치; 및
    상기 제2 후방 날개에 결합된 제8 추진 장치
    를 더 포함하는 것인 항공기.
  22. 탠덤 날개 구성으로 배열된 복수의 날개를 가지는 수직 이륙 및 착륙(VTOL) 항공기를 제어하는 방법으로서:
    상기 복수의 날개 중 제1 날개에 결합된 제1 추진 장치에 의해 추력을 발생시키는 단계;
    상기 복수의 날개 중 제2 날개에 결합된 제2 추진 장치에 의해 추력을 발생시키는 단계;
    전진 비행을 위한 제1 위치로부터 호버 비행을 위한 제2 위치로 상기 제1 날개를 항공기의 동체에 대한 회전시키는 단계로서, 상기 제1 추진 장치에 의해 발생된 추력의 방향은 상기 제1 날개가 상기 제2 위치에 있을 때 수직으로부터 오프셋되어 제1 수평 추력 성분을 제공하는 단계;
    전진 비행을 위한 제3 위치로부터 호버 비행을 위한 제4 위치로 상기 제2 날개를 항공기의 동체에 대한 회전시키는 단계로서, 상기 제2 추진 장치에 의해 발생된 추력의 방향은 상기 제2 날개가 상기 제4 위치에 있을 때 수직으로부터 오프셋되어 제2 수평 추력 성분을 제공하는 단계; 및
    호버 비행 중에 컨트롤러에 의해 상기 항공기의 요잉을 제어하는 단계로서, 호버 비행 중에 상기 제1 수평 추력 성분 및 상기 제2 수평 추력 성분이 상기 항공기의 요잉 동작을 유도하도록 상기 제1 날개가 호버 비행을 위한 상기 제2 위치에 있고 상기 제2 날개가 호버 비행을 위한 상기 제4 위치에 있는 동안 상기 제1 추진 장치에 의해 발생된 추력 및 상기 제2 추진 장치에 의해 발생된 추력을 조정하는 것을 포함하는 단계
    를 포함하는 방법.
  23. 제22항에 있어서, 상기 제1 날개가 호버 비행을 위한 상기 제2 위치에 있고 상기 제2 날개가 호버 비행을 위한 상기 제4 위치에 있을 때 상기 제1 수평 추력 성분은 상기 제2 수평 추력 성분을 상쇄시키는 것인 방법.
  24. 제22항에 있어서, 상기 항공기의 무게 중심은 상기 제1 날개가 호버 비행을 위한 상기 제2 위치에 있을 때 상기 제1 추진 장치에 의해 발생된 피치 모멘트가 상기 제2 날개가 호버 비행을 위한 상기 제4 위치에 있을 때 상기 제2 추진 장치에 의해 발생된 피치 모멘트를 상쇄하도록 상기 제1 날개와 상기 제2 날개 사이에 있는 것인 방법.
  25. 제22항에 있어서, 상기 제1 날개 및 상기 제2 날개는 상기 제1 날개가 호버 비행을 위한 상기 제2 위치에 있을 때 상기 제1 추진 장치에 의해 발생된 롤링 모멘트가 상기 제2 날개가 호버 비행을 위한 상기 제4 위치에 있을 때 상기 제2 추진 장치에 의해 발생된 롤링 모멘트를 상쇄하도록 상기 동체의 대향 측면 상에 배치된 것인 방법.
  26. 제22항에 있어서, 상기 제1 추진 장치로 상기 제1 날개 위로 공기를 송풍하는 단계; 및
    상기 제2 추진 장치로 상기 제2 날개 위로 공기를 송풍하는 단계
    를 더 포함하는 방법.
  27. 제22항에 있어서, 상기 제1 추진 장치 및 상기 제2 추진 장치는 전동식인 것인 방법.
  28. 제22항에 있어서, 상기 제1 날개의 실속이 방지될 수 있게 상기 제1 날개의 날개 동작이 실질적으로 선형으로 유지되도록 호버 비행을 위한 상기 제2 위치로부터 전진 비행을 위한 상기 제1 위치로 상기 제1 날개를 상기 항공기의 동체에 대해 회전시키는 단계를 더 포함하는 방법.
  29. 제22항에 있어서, 상기 제어 단계는:
    상기 제1 날개의 가동 비행 제어 표면을 조정하는 단계; 및
    상기 제2 날개의 가동 비행 제어 표면을 조정하는 단계
    를 포함하는 것인 방법.
  30. 제29항에 있어서, 전진 비행 중에 상기 컨트롤러에 의해 상기 항공기의 롤링 또는 피치를 제어하는 단계를 더 포함하며, 상기 항공기의 롤링 또는 피치를 제어하는 단계는:
    상기 제1 날개의 상기 가동 비행 제어 표면을 조정하는 단계; 및
    상기 제2 날개의 상기 가동 비행 제어 표면을 조정하는 단계
    를 포함하는 것인 방법.
  31. 제22항에 있어서, 상기 제1 날개에 결합된 제3 추진 장치에 의해 추력을 발생시키는 단계; 및
    상기 제2 날개에 결합된 제4 추진 장치에 의해 추력을 발생시키는 단계
    를 더 포함하는 방법.
  32. 제31항에 있어서, 상기 복수의 날개 중 제3 날개에 결합된 제5 추진 장치에 의해 추력을 발생시키는 단계;
    상기 제3 날개에 결합된 제6 추진 장치에 의해 추력을 발생시키는 단계;
    상기 복수의 날개 중 제4 날개에 결합된 제7 추진 장치에 의해 추력을 발생시키는 단계; 및
    상기 제4 날개에 결합된 제8 추진 장치에 의해 추력을 발생시키는 단계
    를 더 포함하는 방법.
  33. 제22항에 있어서, 상기 컨트롤러에 의해 수직 이륙 및 착륙 중에 상기 VTOL 항공기를 자율 조종하는 단계를 더 포함하는 방법.
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