KR20190040136A - 승객 또는 화물 수송용 자율 조종 항공기 - Google Patents

승객 또는 화물 수송용 자율 조종 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, 항공기는 요잉, 피치 및 롤에 대한 중복 제어 기능을 갖춘 효율적인 비행 동작을 위해 공기역학적으로 설계된다.

Description

승객 또는 화물 수송용 자율 조종 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 따른 충돌 회피 센서를 나타낸 블록도이다.
도 8은 충돌을 감지하고 회피하는 방법을 나타낸 흐름도이다.
도 9는 본 개시 내용의 일부 실시예에 따른, 도 1에 예시된 바와 같은 자율 조종형 VTOL 항공기를 제어하는 방법을 나타낸 흐름도이다.
도 10은 본 개시 내용의 일부 실시예에 따른, 도 9에 예시된 바와 같은 자율 조종형 VTOL 항공기의 사시도이다.
도 11은 본 개시 내용의 일부 실시예에 따라 배터리를 제거한, 도 1에 예시된 바와 같은 자율 조종형 VTOL 항공기의 사시도이다.
도 12는 본 개시 내용의 일부 실시예에 따라 배터리가 동체의 구획 내로 삽입된, 도 11에 예시된 바와 같은 자율 조종형 VTOL 항공기의 사시도이다.
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 kg의 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, 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 프로펠러 피치 작동 시스템(155)에 결합되고, 이 시스템은 효율적인 비행 특성을 달성하기 위해 필요할 수 있는 프로펠러 블레이드의 피치를 제어하는 데 사용될 수 있다.
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 공기역학적 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, 추력은 제어성을 위해 수직으로부터의 약간 오프셋될 수 있으며, 이 구성은 본원과 동등한 날짜에 출원되고 본 명세서에 참조로 포함된 "경사 날개 구성을 가지는 수직 이착륙 항공기"라는 제하의 공통 양도된 PCT 특허 출원 PCT US2017/018135에 더 상세히 설명된다. 프로펠러로부터의 추력이 실질적으로 수직이 되도록 날개(25~28)가 회전된 호버 구성의 항공기(20)의 상면도가 도 6에 예시되어 있다.
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 축에 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.
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.
전술한 바와 같이, 비행 중에(전진 비행 구성이든 또는 호버 구성 이든), 컨트롤러(110)는 충돌 회피 센서(136)를 사용하여 충돌 위협을 검출하고 항공기(20)를 제어하여 그러한 검출된 위협을 피하도록 구성될 수 있다. 도 7은 본 개시 내용의 일부 실시예에 따라 이러한 목적으로 컨트롤러(110)가 사용할 수 있는 예시적인 충돌 회피 센서(136)를 나타낸다. 도 7의 예시적인 충돌 회피 센서(136)는 광 검출 및 거리 측정(LIDAR) 센서(530), 무선 탐지 및 거리 측정(레이더) 센서(532) 및 광학 센서(534)를 포함한다. 도 7에 예시된 센서(136)는 다른 종류의 3개의 센서를 포함하지만, 다른 실시예에서, 충돌 회피 센서(136)는 여기에 설명된 충돌 회피 기능을 달성하기 위해 임의의 수, 조합 또는 종류의 센서를 포함할 수 있다. 단순한 예로서, 이러한 센서는 GPS 감지, 위성 내비게이션(예, 자동 종속 감시 방송 또는 ADS-B), 진동 모니터링, 차압 감지 또는 다른 센서를 위한 구성 요소 및 시스템을 포함할 수 있다.
LIDAR 센서(530)는 레이저, 자외선, 비가시광, 또는 근적외선의 반사된 펄스를 기초로 대상물을 이미지화하도록 구성된다. LIDAR 센서(530)는 대상물(예, 지형, 항공기 또는 장애물)의 표면을 조명하기 위한 광 펄스를 전송하고, 대상물의 표면으로부터 반사하는 광의 복귀를 검출하여 대상물의 이미지를 정의하고, 그 이미지를 나타내는 데이터를 컨트롤러(110)에 제공하도록 구성된다. 컨트롤러(110)는 LIDAR 센서(530)로부터의 데이터를 이용하여 항공기(20)에 근접한(예, 약 200 m 이하) 대상물을 탐지할 수 있다. 다른 실시예에서, LIDAR 센서(530)는 다른 범위 내의 대상물을 검출하는데 사용될 수 있으며, LIDAR 센서(530) 이외에 또는 LIDAR 센서(530) 대신에 짧은 범위 내의 대상물을 검출하기 위해 다른 유형의 센서가 사용될 수 있다.
레이더 센서(532)는 대상물의 존재를 감지하기 위해 무선파 또는 마이크로파의 펄스를 전송하고 대상물로부터 반사하는 펄스의 복귀를 검출하도록 구성된다. 레이더 센서(532)가 대상물을 검출할 때, 센서(532)는 대상물의 위치(예, 방향 및 거리)를 나타내는 데이터를 컨트롤러(110)에 제공한다. 일부 실시예에서, 컨트롤러(110)는 레이더 센서(532)로부터의 데이터를 이용하여 LIDAR 센서(530)와 같은 다른 개별 센서(136)를 사용하여 검출될 수 있는 것보다 (예를 들어, 약 1~2 마일 이내에) 항공기(20)로부터 더 멀리있는 대상물을 검출할 수 있다.
일부 실시예에서, 광학 센서(534)는 장면의 이미지를 캡처하도록 구성된 비디오 카메라 또는 다른 유형의 카메라와 같은 적어도 하나의 통상적인 카메라를 포함할 수 있다. 이러한 카메라는 항공기(20)가 비행하는 공역과 같은 영역으로부터 광을 수신하도록 위치된 적어도 하나의 렌즈를 구비하고, 렌즈를 통해 접수된 광을 컨트롤러에 의한 분석을 위한 디지털 데이터로 변환시킨다. 컨트롤러(110)는 항공기(20)의 부근에서 비행할 수 있는 다른 항공기를 감지하기 위해 배경에 대해 이동하는 대상물을 검출하기 위한 알고리즘을 사용하도록 구성될 수 있다. 이와 관련하여, 컨트롤러(110)는 이동하는 대상물을 식별하기 위해 캡처된 이미지의 다중 프레임을 분석 및 비교할 수 있다. 구체적으로, 컨트롤러(110)는 배경에 대해 대상물을 식별하고, 적어도 하나의 프레임 내의 식별된 대상물과 적어도 하나의 다른 프레임 내의 대상물을 비교하여 대상물이 이동한 정도를 판정할 수 있다. 이동하는 대상물은 항공기(20)에 대한 충돌 위협인 다른 항공기일 수 있다. 판정된 움직임을 기초로, 컨트롤러(110)는 대상물의 방향 및 속도를 추정할 수 있다.
일부 실시예에서, 레이더 센서(532) 및 광학 센서(534)는 전진 비행에서 항공기(20)에 위협을 가하는 대상물을 검출하는 데 사용될 수 있다. 레이더 센서(532)는 일반적으로 비교적 길고 넓은 범위를 가지므로 전진 비행에서 대상물을 감지하는데 특히 적합하다. 이륙 및 착륙을 위한 호버 구성에서, LIDAR 센서(530)는 항공기(20)에 위협이 되는 대상물을 검출하는 것과 같은 감지 및 회피 기능을 위해 사용될 수 있다. LIDAR 센서(530)는 착륙에 적합한 위치를 찾기 위해 지형을 매핑하는 데 사용될 수 있다. 이와 관련하여, 컨트롤러(110)는 항공기(20)에 위협을 가할 수 있는 장애물이 실질적으로 없는 비교적 평탄한 영역을 착륙을 위해 탐지 및 선택하도록 LIDAR 센서(530)에 의해 제공되는 맵을 사용할 수 있다. 원하는 경우, LIDAR 센서(530)는 LIDAR 센서(530)의 공간 해상도를 증가시키기 위해 LIDAR 센서(530)를 "스위핑(sweeping)" 동작으로 이동시키도록 배열된 기계적 짐벌(gimbal) 상에 장착될 수 있다.
컨트롤러(110)가 움직이는 대상물을 검출할 때, 컨트롤러(110)는 그 대상물이 컨트롤러(110)가 항공기(20)를 현재 경로로부터 이탈시키는 것이 바람직한 충돌 위협인지 여부를 평가할 수 있다. 이와 관련하여, 컨트롤러(110)는 대상물의 위치, 이동 방향 및 속도를 기초로 이동하는 대상물의 경로를 추정할 수 있고, 이러한 경로 및 항공기(20)의 현재 경로를 기초로 그 이동하는 대상물과 항공기(20)가 서로 임계 거리 내에 있을 가능성을 판정할 수 있다. 그렇다면, 컨트롤러(110)는 항공기(20) 및 대상물이 서로 적어도 임계 거리를 유지하게 하는 새로운 경로를 계산하는 것에 의해 항공기(20)를 현재 경로로부터 벗어나도록 구성될 수 있다. 컨트롤러(110)는 새로운 경로를 따라 비행하도록 항공기(20)를 제어할 수 있다. 예시적인 충돌 회피 알고리즘을 아래에 더 상세히 설명한다.
도 8은 본 개시 내용의 일부 실시예에 따른 충돌 회피를 위한 단계를 예시한다. 701 단계에서, 컨트롤러(110)는 충돌 회피 센서(136)로부터의 데이터를 기초로 위협을 감지한다. 컨트롤러(110)에 의해 감지된 위협은 항공기(20)의 현재 비행 경로의 임계 거리 내에 있거나 있을 가능성이 있는 대상물(정지 상태 및 이동 상태 모두), 비행, 이륙 또는 착륙 중에 항공기(20) 주위의 완충 반경 내의 대상물, 또는 항공기(20)의 비행 경로로부터의 이탈이 바람직한 항공기(20)의 안전 동작에 상당한 위험을 제공하는 다른 대상물을 포함할 수 있다. 일부 실시예에서, 컨트롤러(110)는 센서(136)로부터의 데이터에 알고리즘을 적용하여, 검출된 대상물이 (1) 항공기의 현재 경로 및 (2) 검출된 대상물의 위치 및/또는 속도를 기초로 항공기(20)로부터 떨어지거나 떨어질 수 있는 거리와 같은 항공기(20)의 안전 동작에 대한 위험을 나타내는 특성을 도출함으로써 위협의 존재를 확립할 수 있다. 컨트롤러(110)는 상기 특성을 임계치와 비교하고 그 비교를 기초로 위협의 존재를 판정할 수 있다. 예를 들어, 임계치의 초과 여부를 기초로, 컨트롤러(110)는 위협이 감지되었음을 판정할 수 있고 위협을 피하기 위한 조치를 취할 수 있다.
컨트롤러(110)가 위협이 감지되었다고 판정한 후에, 처리는 702 단계로 진행할 수 있다. 702 단계에서, 컨트롤러(110)는 위협이 감지되었다는 판정을 기초로 이탈 경로를 계산할 수 있다. 일부 실시예에서, 컨트롤러(110)는 위협을 피할 수 있게 하는 센서(136)로부터 수신된 데이터를 기초로 항공기(20)에 대한 이탈 경로를 계산할 수 있다. 컨트롤러(110)는 항공기(20)가 감지된 위협을 회피할 수 있게 하기 위해 이용 가능한 임의의 적절한 정보를 이용하여 이탈 경로를 계산할 수 있다. 예를 들어, 컨트롤러(110)는 위협 및 항공기(20)의 상대 위치, 위협 및 항공기(20)의 상대 속도, 궤적, 크기 및 다른 특성 및 영역 내의 대기 조건(예, 날씨)을 기초로 이탈 경로를 계산할 수 있다. 일부 실시예에서, 컨트롤러(110)는 이탈 경로를 계산하면서 예컨대 경고를 제공하는 것(예, 항공기(20)의 탑승자 또는 다가오는 항공기와 같은 위협과 관련된 다른 것에 대한 경고의 제공)과 같은 추가의 동작을 취할 수 있다.
컨트롤러(110)는 일정 시간에 걸쳐 위협을 계속 추적할 수 있고, 위협에 대해 검출된 변화를 기초로 항공기(20)에 대한 이탈 경로를 재계산하는 것이 바람직하다는 것을 결정할 수 있다. 예를 들어, 컨트롤러(110)는 항공기(20)에 대한 위협을 나타내는 대상물의 궤적 또는 위치가 변화되거나 컨트롤러(110)가 대상물을 놓치는 경우(즉, 더 이상 대상물을 탐지할 수 없음), 이탈 경로의 재계산 여부를 평가할 수 있다. 예로서, 컨트롤러(110)가 대상물을 놓치면, 컨트롤러(110)는 위협의 추정된 경로 또는 위치에 대해 더 큰 안전 마진(예, 이격 거리)을 제공하는 새로운 이탈 경로를 계산할 수 있다. 다른 실시예에서, 컨트롤러(110)는 임의의 적절한 데이터를 사용하여 이탈 경로를 계산하고 감지된 위협에 대한 변화를 기초로 그 경로의 재계산 여부를 결정할 수 있다. 이탈 경로가 계산된 후에, 처리는 704 단계로 계속되어 컨트롤러(110)에 의해 항공기(20)가 이탈 경로를 따라 비행하도록 제어된다.
706 단계에서, 컨트롤러(110)는 예를 들어 센서(136)로부터의 데이터를 기초로 항공기(20)가 701 단계에서 감지된 위협을 회피하였는지 여부를 결정할 수 있다. 일부 실시예에서, 컨트롤러(110)는 701 단계의 알고리즘을 센서(136)로부터의 후속 데이터에 적용하고, 항공기(20)의 안전한 동작에 대한 위험을 나타내는 특성을 도출하고, 그 특성을 임계치와 비교하는 것에 의해 위협이 회피되었는지를 평가할 수 있다. 상기 특성이 위협이 계속 존재함을 나타내는 경우, 컨트롤러(110)는 702 단계로 복귀하여 702 단계로부터의 처리를 재개할 수 있다. 특성이 위협이 더 이상 존재하지 않음을 나타내는 경우, 컨트롤러(110)는 위협이 성공적으로 회피되었다고 결정할 수 있으며, 처리는 708 단계로 계속될 수 있다.
708 단계에서, 컨트롤러(110)는 항공기(20)를 그 목적지에 대한 원래의 비행 경로로 복귀시킬 수 있다. 일부 실시예에서, 컨트롤러(110)는 이탈 후의 현재 위치를 기초로 그 목적지에 대한 새로운 비행 경로를 계산할 수 있거나, 이탈 경로는 목적지까지의 모든 경로를 정의할 수 있다. 목적지까지의 비행 경로가 계산되거나 다른 방식으로 결정되는 방식에 관계없이, 컨트롤러(110)는 항공기(20)를 목적지까지 비행하도록 제어하고 그 경로를 따라 새로운 위협이 탐지되면 도 8에 예시된 처리를 반복한다.
일부 실시예에서, 컨트롤러(110)는 다른 항공기와 항공기 위치 및 속도를 통신함으로써 위협을 감지할 수 있다. 이와 관련하여, 다양한 항공기는 충돌 회피를 돕도록 서로의 위치 및 경로를 발견하기 위해 서로 자동으로 통신하도록 설계될 수 있다. 예로서, 컨트롤러(110)는 양방향 트랜스폰더(예, ADS-B) 또는 다른 통신 장비를 사용하여 항공기(20)의 위치 및 속도를 알릴 수 있다. 컨트롤러(110)는 다른 인접 항공기의 위치 및 속도를 지시하는 그 통신(예, 항공 교통 제어 또는 충돌 회피 동작에서 협력할 수 있는 항공기로부터의)에 대한 응답을 수신할 수 있다. 이후, 컨트롤러(110)는 응답에 기초하여 위협이 존재한다고 판정할 수 있다. 예를 들어, 컨트롤러(110)는 항공기(20)의 비행 경로(예, 위치 및 속도)를 알리는 통신에 대한 응답이 비행 경로를 따른 항공기(20)의 안전한 비행에 위험을 주는 비행 경로의 거리 내에 다른 운송 수단 또는 장애물이 존재함을 나타내면 위협이 존재한다고 판정할 수 있다. 이와 관련하여, 일단 컨트롤러(110)가 다른 항공기 또는 교통 컨트롤러와의 통신을 통해 해당 다른 항공기의 위치 및 속도를 결정하면, 컨트롤러(110)는 위협을 평가하고, 적절한 경우, 충돌 및 회피 센서(136)에 의해 감지된 항공기를 피하기 위해 전술한 기술을 사용하여 그 현재 경로로부터 벗어날 수 있다.
전술한 바와 같이, 컨트롤러(110)는 인간 조종사의 도움없이 항공기(20)를 조종 및 순항하도록 구성될 수 있다. 도 9는 본 개시 내용의 일부 실시예에 따라 컨트롤러(110)에 의한 자율 조종 비행을 위한 단계를 예시한다.
801 단계에서, 항공기(20)에 대한 경로가 선택된다. 경로는 하나 이상의 목적지 및 항공 여행을 위한 경로를 선택하기 위한 임의의 적절한 조건(예, 대기 조건, 항공기 특성, 목적지까지의 거리, 시간 등)을 기초로 선택될 수 있다. 경로 선택은 승객 또는 화물 운송 고객과 같은 사용자의 입력을 기초로 할 수 있음을 알아야 한다.
예로서, 컨트롤러(110)에 의해 사용되는 비행 데이터(210)는 목적지들의 미리 정의된 리스트 및 각각의 목적지마다 목적지로 비행하기 위한 적어도 하나의 사전 정의된 경로를 포함할 수 있다. 사용자 인터페이스(139)(도 3) 또는 다른 인터페이스(예, 도 3에 도시된 무선 통신 인터페이스(142)를 통해 컨트롤러(110)와 통신하는 휴대용 장치)를 사용하는 사람은 컨트롤러(110)와 통신하여 목적지 리스트를 검색 및 검토한 후에 목적지를 선택하기 위한 입력을 제공한다. 목적지 선택에 응답하여, 컨트롤러(110)는 비행 데이터(210)에 의해 지시된 미리 정의된 경로를 자동으로 선택할 수 있다. 대안적으로, 선택된 목적지와 관련된 사전 정의된 경로를 나타내는 데이터가 사용자에게 표시될 수 있고, 사용자는 표시된 경로 중 하나를 선택하기 위한 입력을 제공할 수 있다. 목적지까지의 경로가 미리 정의되지 않은 경우, 컨트롤러(110)는 하나 이상의 경로를 계산한 후에, 계산된 경로 중 하나를 선택하거나 사용자에 의한 선택을 위해 계산된 경로를 표시할 수 있다.
사전 정의된 목적지를 선택할 필요는 없음을 알아야 한다. 예로서, 비행 데이터(210)는 사용자에게 디스플레이될 수 있는 맵을 정의할 수 있고, 사용자는 항공기의 목적지로서 맵 상의 위치를 선택하도록 허용될 수 있다. 선택된 목적지가 미리 정의된 경로와 연관되지 않으면, 컨트롤러(110)는 전술한 바와 같이 목적지까지의 경로를 계산할 수 있다. 일단 목적지 및 경로가 선택되면, 처리는 802 단계로 계속될 수 있다.
802 단계에서, 컨트롤러(110)는 수직 이륙을 수행하기 위해 항공기(20)를 제어할 수 있다. 일부 실시예에서, 항공기(20)는 호버 구성으로 수직 이륙 동작을 시작할 수 있어서 항공기(20)가 이륙시 실질적으로 수직 비행 경로를 달성할 수 있게 한다. 상기 비행 센서(133)를 사용하여, 컨트롤러(110)는 원하는 방식으로 항공기(20)의 이동을 조정하고 제어하기 위해 프로펠러(41~48), 날개(25~28) 및 비행 제어 표면(95~98)을 제어하기 위한 제어 입력을 제공할 수 있다. 또한, 컨트롤러(110)는 항공기(20)의 짧은 거리 내의 대상물을 정확하게 탐지할 수 있는 충돌 회피 센서(136), 보다 구체적으로 LIDAR 센서(530)를 사용하여, 이륙 중에 항공기(20)를 제어하여 항공기가 탐지된 대상물과 충돌하지 않는 것을 보장한다. 항공기(20)가 수직 이륙을 수행한 후에, 처리는 804 단계로 계속될 수 있다.
804 단계에서, 항공기(20)는 전술한 바와 같이 전진 비행 구성으로 전환될 수 있다. 호버 구성에서 전진 비행 구성으로 원활한 변환은 제어기(100)로부터의 가이드를 기초로 일어날 수 있다. 이와 관련하여, 컨트롤러(110)는 항공기(20)가 컨트롤러(110)에 의해 결정된 다양한 비행 특성(예, 항공기 고도, 속도, 자세 등)을 기초로 전진 비행 구성으로의 전환 및 전진 비행 구성으로의 전환이 안전하게 수행될 수 있다는 평가 및 결정(예, 항공기(20)의 비행 경로에서 충돌 위협이 탐지되지 않는다는 결정)을 안전하게 수행할 수 있다는 것을 판정할 수 있다. 항공기(20)가 전진 비행 구성으로 변환된 후, 처리는 806 단계로 계속될 수 있다.
806 단계에서, 컨트롤러(110)는 선택된 경로에 따라 선택된 목적지로 항공기(20)를 조종하기 위해 항공기(20)를 제어할 수 있다. 항공기(20)가 이동함에 따라, 컨트롤러(110)는 충돌 회피 센서(136)를 사용하여 여기에 설명된 기술에 따라 그 경로를 따라 위협을 감지하고 회피할 수 있다. 비행 중의 조종은 GPS 감지, ADS-B 또는 다른 위성 내비게이션, 센서(136), 또는 다른 정보로부터의 데이터와 같이 컨트롤러(110)에 사용될 수 있는 임의의 적절한 정보와 관련하여 일어날 수 있음을 알아야 한다. 일부 실시예에서, 항공기(20)는 원격 제어를 통해 항공기(20)의 내비게이션에 적합한 구성 요소 또는 회로를 포함할 수 있다. 이와 관련하여, 예를 들어 항공기(20) 상의 시스템 고장 또는 항공기(20)가 안전한 자율 조종 비행을 달성하는 데 필요한 구성 요소의 기능성을 보유하지 않을 수 있는 다른 상황의 경우에 항공기(20)의 제어가 원하는 대로 전달될 수 있다. 일부 실시예에서, 항공기(20)는, 예를 들어 비상 사태시 승객이 항공기(20)의 작동을 제어하는 것을 허용하기에 충분한 구성 요소 및 회로를 포함할 수 있다. 일단 항공기(20)가 목적지에 가까운 지점에 도착하면, 처리는 808 단계로 계속될 수 있다.
808 단계에서, 컨트롤러(110)는 수직 착륙을 수행하기 위해 항공기를 전진 비행 구성에서 호버 구성으로 변환하도록 항공기(20)를 제어할 수 있다. 이와 관련하여, 컨트롤러(110)는 날개(25~28)를 상방으로 회전시킴으로써 프로펠러(41~48)로부터의 추력이 도 5에 대체로 예시된 바와 같이 수직 방향으로 실질적으로 지향되도록 항공기(20)를 호버 구성으로 전환시킬 수 있다. 이러한 호버 구성은 항공기(20)가 효율적인 방식으로 실질적으로 수직 비행을 달성할 수 있게 한다. 항공기(20)를 전진 비행 구성으로부터 호버 구성으로 전환한 후, 처리는 810 단계로 계속될 수 있다.
810 단계에서, 컨트롤러(110)는 호버 구성에 있는 동안 항공기(20)가 수직 착륙을 수행하도록 제어한다. 호버 구성에 있는 동안, 프로펠러(41~48)로부터의 추력은 원하는 수직 속도를 달성하기 위해 항공기(20)의 중량을 상쇄시킨다. 또한, 횡방향 이동은 날개(25~28)를 약간 기울임으로써 프로펠러 추력 벡터에 대해 수직으로부터 작은 각도의 오프셋이 생기도록 하여 항공기(20)를 원하는 바와 같이 수형으로 이동시키기에 충분한 수평 추력 벡터 성분이 생기도록 하는 것에 의해 이루어질 수 있다. 요잉 제어는 날개 기울임뿐만 아니라, 비행 제어 표면(95~98)의 작동 및 프로펠러(41~48)의 블레이드 속도의 조작을 통해 달성될 수 있다.
일부 실시예에서, 공통 제어 하에 작동하는 복수의 항공기(이하, "선단(fleet)"이라고 함)(20)는 다양한 상업적 목적 및 다른 목적을 위해 서로 및 다른 항공기와 조화하여 자율 조종된 비행 조종을 수행할 수 있다. 예시적인 실시예에서, 선단은 상당한 수의 항공기(20)(예, 100,000~5백만 개의 활성 운송 수단)를 포함할 수 있고, 다른 항공기(예, 비상, 군대 또는 다른 항공기)와 협력하여 작동할 수 있다. 일 실시예에서, 선단의 동작 제어는 집중화될 수 있고, 선단 내의 각 항공기(20)의 동작의 완전한 제어 능력을 제공할 수 있다. 따라서, 이하에서 설명되는 바와 같이, 각 항공기(20)는 다른 항공기(20), 협력 항공기 또는 중앙 항공 교통 관리 네트워크와의 통신을 기초로 선단 내의 다른 항공기(20) 및 다른 협력 항공기와 관련하여 효율적으로 작동할 수 있다.
선단은 승객 및 화물의 수송을 포함하여 다양한 상업적 서비스를 수행할 수 있다. 일례로서, 선단의 항공기(20)는 선박 또는 지상 운송을 이용하여 달성될 수 있는 것보다 상딩히 적은 시간 내에 그리고 기존의 항공 수송(예, 통상의 헬리콥터를 사용하는)과 관련하여 상당히 절감된 비용으로 원격지 유정, 굴착 장치 또는 정유소에서 생산되는 석유 및 가스의 운송을 위해 구성될 수 있다. 다른 예에서, 선단의 항공기(20)는 패키지 배달(예, 의료 용품, 부패하기 쉬운 물품 또는 기타 시간에 민감한 패키지의 동일자 배달) 또는 다른 제품의 배달을 위해 구성될 수 있다. 일부 실시예에서, 선단의 항공기(20)는 중요하고, 시간에 민감하거나 또는 생명을 구하는 의료 돌봄이 필요한 환자(예, MedEvac 비행, 장기 기증 및 장기 이식 비행) 또는 의사의 도움에 시간 내에 또는 실제로 접근할 수 없는 원격지 위치에서 도움이 필요한 의사를 포함하는 승객의 수송용으로 구성될 수 있다. 이 점에서, 선단은 혼잡한 또는 통과할 수 없는 경로에서 지상 기반 차량을 사용하는 오랜 이동 시간을 우회할 수 있다. 또한, 일부 실시예에서, 통근자들은 통상적인 지상 이동과 관련하여 이동 시간 및 비용의 상당한 감소를 알 수 있다. 예로서, 통근자가 선단의 항공기(20)로 하루에 2번 이동할 수 있으면 상당한 절감이 누적될 수 있다. 이와 관련하여, 통근자는 혼잡하고 높은 교통량의 이동 경로를 일관되게 탐색하는 것과 관련된 비용을 피할 수 있다.
항공기(20)가 비행하는 영공은 항공 교통 관리 프로토콜의 사용을 통해 제어될 수 있다. 이와 관련하여, 영공은 영공의 블록들로 분할될 수 있고, 영공의 블록들은 충돌을 회피하기 위해 상이한 시간에 항공기(20)에 선택적으로 할당될 수 있다. 예를 들어, 어떤 주어진 순간에, 영공 블록은 유한 시간 동안 단일 항공기에 할당되어 해당 단일 항공기가 해당 기간 동안 지정된 영공 내에 있을 수 있는 유일한 항공기가 될 수 있다. 할당된 영공 블록의 제어는 각 항공기(20)가 영공 할당을 위해 중앙 서버와 통신하는 경우 중앙 집중화될 수 있다. 영공 할당은 항공 교통 관제 요원과 같이 수동으로 수행되거나 중앙 집중식 서버 또는 기타 방식으로 자동 수행될 수 있다.
일부 실시예에서, 다수의 항공기(20)(예, 선단)는 서로 통신하여 네트워크를 형성할 수 있으며, 항공 교통 관리 기능의 일부는 네트워크에 오프로드될 수 있다. 예컨대, 일단 컨트롤러(110)가 항공기(20)에 대한 경로를 선택하면, 컨트롤러(110)는 컨트롤러(110)가 그 비행 계획에 따른 비행 예상 시간에 대해 영공의 블록을 요청하는 메시지를 무선 송신할 수 있다. 각 요청은 영공 블록을 식별하는 영공 식별자와 식별된 영공 블록에 대해 요청된 시간을 식별하는 시간 식별자를 포함할 수 있다. 이전에 승인된 비행 계획을 가진 다른 항공기는 컨트롤러(110)에 의해 요청된 영공 블록이 그 비행 계획과 충돌하는지 여부를 평가할 수 있다. 이러한 충돌은 컨트롤러(110)가 이전에 승인된 비행 계획에 따라 다른 항공기에 이미 할당된 시간 동안 영공 블록을 요청했을 때 발생할 수 있다. 이러한 충돌이 존재하는 경우, 충돌과 관련된 이전에 승인된 비행 계획을 가지는 항공기는 충돌을 나타내는 응답을 가지는 컨트롤러의 요청에 응답한다. 이에 응답하여, 컨트롤러(110)는 이전에 승인된 다른 비행 계획과 충돌하지 않는 비행 계획을 찾기 위해 다른 경로를 선택하거나 상이한 비행 시간 또는 경로를 갖는 새로운 비행 계획을 생성할 수 있다.
그러나, 컨트롤러(110)가 현재 비행 계획과 관련된 요청들 중 임의의 요청에 대한 충돌을 나타내는 응답을 수신하지 않으면, 현재 비행 계획은 네트워크에 의해 "승인"된 것으로 간주될 수 있다. 그러면, 컨트롤러(110)는 항공기(20)를 그 비행 계획에 따라 영공을 통해 비행하도록 제어할 수 있다. 일단 비행 계획이 승인되면, 컨트롤러(110)는 다른 항공기로부터의 통신을 모니터링하여 영공 블록에 대한 요청이 컨트롤러의 승인된 비행 계획과의 충돌 여부를 결정할 수 있다. 그렇다면, 컨트롤러(110)는 전술한 바와 같이 다른 항공기에 충돌을 알리기 위해 상기 요청에 응답할 수 있다.
영공 블록에 대한 요청은 우선 순위가 부여된 방식으로 영공에 대한 충돌을 해결하는 데 사용되는 우선 순위가 할당될 수 있음을 알아야 한다. 예를 들어, 첫 번째 응답자가 사용하는 비상 항공기는 비상이 아닌 항공기보다 높은 우선 순위가 할당된다. 영공 할당에 대한 각 요청은 요청하는 항공기의 우선 순위를 나타내는 값을 포함할 수 있다. 우선 순위가 낮은 항공기가 요청이 비행 계획과 충돌하는 것으로 판단하는 경우, 다른 항공기는 비행 계획이 이미 승인된 경우에도 전술한 기술에 따라 충돌을 피하기 위해 그 비행 계획을 수정할 수 있다.
항공기(20)의 기체(예, 동체(33), 날개(25~28), 착륙 스키드(81) 등)는 바람직하게는 성능을 향상시키고 전력 시스템(163)의 전력 부담을 줄이기 위한 노력으로 경량 재료를 포함하지만, 해당 재료는 항공기(20)의 수명에 걸쳐 초래되는 힘 및 응력을 견디기에 충분한 기계적 무결성을 가져야 한다. 일부 실시예에서, 복합 재료가 기체에 사용된다. 예를 들어, 적합한 복합 재료는 고압 수지 전달 성형(HPRTM)과 같은 방법을 사용하여 제조될 수 있다. 이러한 방법은 높은 자동화를 제공하여 생산 비용을 줄이면서 폐기물 생산 비율이 낮을 수 있다. 항공기(20)용 복합 재료를 제조하기 위한 예시적인 공정을 이하에서 더 상세히 설명한다.
일부 실시예에서, 항공기(20)는 운영 안전성을 향상시키기 위한 다양한 구성 요소 및 시스템을 포함할 수 있다. 예를 들어, 항공기(20)의 프로펠러(41~48)는 적절한 안전 메카니즘이 없는 경우에 항공기(20)의 진입 또는 출항 중에 사람 승객에게 중상을 입힐 위험을 제기할 수 있다. 일부 실시예에서, 프로펠러(41~48)는 각각 특히 작동 중에 프로펠러(41~48)가 대상물과 접촉(예, 프로펠러(41~48)의 회전 반경 내로 이동될 수 있는 사람 또는 대상물과의 접촉)되지 않게 차단하는 프로펠러 슈라우드(미도시)를 포함할 수 있다. 이와 관련하여, 작동 중에 프로펠러(41~48)의 블레이드와의 접촉에 의해 야기되는 손상(예, 사람, 물체 또는 프로펠러(41~48))이 회피될 수 있다. 또한, 일부 실시예에서, 프로펠러 블레이드의 선단은 깨지기 쉬울 수 있다. 이와 관련하여, 프로펠러(41~48)의 블레이드 선단은 예를 들어 프로펠러(41~48))가 지형 또는 다른 대상물에 접촉되는 경우(예, 항공기(20)의 극한 착륙 중에)에 에너지를 소산시키거나 승객 또는 주변인의 부상을 최소화할 수 있는 충돌시 조각나거나 파손되도록 설계될 수 있다.
일부 실시예에서, 작동 안전 향상은 대피를 필요로 하는 항공기(20)의 시스템의 고장 시에 승객 또는 화물의 대피 및 회수를 위한 구성 요소 또는 시스템을 포함할 수 있다. 예로서, (비상 사태와 같은) 이벤트는 승객 또는 화물의 손상 또는 상해를 방지하기 위해 항공기(20)의 대피를 요구할 수 있다. 항공기(20)는 BRS(Ballistic Recovery System) 또는 안전한 대피를 위한 다른 시스템과 같은 대피 시스템을 포함할 수 있다. 대피 시스템은 원격으로 또는 항공기(20)의 승객에 의해 작동 개시될 수 있으며, 작동 개시는 항공기(20)가 안전한 대피를 수행할 수 있는 위치(예, 적절한 지형)에 도달하였음을 결정(즉, 항공기(20)의 컨트롤러(110) 또는 다른 부분에 의해)할 때까지 연기될 수 있음을 알아야 한다. 일부 실시예에서, 컨트롤러(110)는 적절한 착륙 위치를 식별하고 비행 경로를 전향하여 적절한 위치에 안전한 착륙을 시도할 수 있다. 경우에 따라, 전향은 중요하지 않은 고장 이벤트(예, 무선 연결 실패, GPS 감지 저하, 전력 손실 또는 배터리 고장)의 발생의 결정에 응답하여 행해질 수 있다. 또한, 수행된 착륙의 위치 및 유형은 검출된 고장의 유형에 기초할 수 있다. 일례로서, 일부 고장의 경우, 컨트롤러(110)는 항공기(20)를 대피를 위해 가장 가까운 적합한 위치로 전향시킨 다음 (예컨대, BRS 활성화 또는 다른 방법을 통해) 대피를 수행할 수 있는 반면, 덜 심각한 다른 고장의 경우, 컨트롤러(110)는 항공기(20)를 수직 착륙을 수행하기에 적합한 위치로 전향시킨다.
도 1을 참조로 전술한 바와 같이, 일부 실시예에서, 항공기(20)는 인간 승객을 수송하기 위해 구성될 수 있는 승객 모듈(55) 또는 다양한 종류의 화물을 수송하기 위해 구성될 수 있는 화물 모듈과 같은 특정 탑재물의 수송을 위해 구성된 분리 가능한 모듈형 격실을 포함할 수 있다. 도 1과 관련하여 언급된 바와 같이, 승객 모듈(55)은 바닥, 예컨대 경량의 충격 흡수 시트와 같은 적어도 하나의 시트(미도시) 및 투명 캐노피(63)를 포함할 수 있다. 승객 모듈(55)은 다른 실시예에서 캐빈 조명 장치, 환경 컨트롤러 및 방화벽/방연벽 등 승객을 편안하게 하기 위한 다른 구성 요소를 포함할 수 있다. 일부 실시예에서, 승객 모듈(55)은 또한 입력을 선택하고 출력을 표시하기 위한 터치 스크린을 포함할 수 있는 사용자 인터페이스(139)(도 3)를 포함할 수 있다. 또한, 모듈형 격실 및 프레임(52)은 비행 중의 안전한 수송을 위해 모듈형 격실(예, 승객 모듈(55))을 프레임(52)에 연결하기 위한 임의의 필요한 구성 요소(예, 하드웨어, 전자 장치 또는 다른 구성 요소)를 포함할 수 있다.
도 10은 본 개시 내용의 일부 실시예에 따른 화물 수송을 위해 구성된 예시적인 항공기(20)를 예시한다. 일부 실시예에서, 모듈형 격실은 화물 모듈(955)로서 구현될 수 있고, 화물(즉, 인간 승객 이외의 탑재물) 수송을 위해 원하는 대로 구성될 수 있다. 일 실시예에서, 항공기(20)는 도 10에 예시된 바와 같이 항공기(20)로부터 승객 모듈(55)을 들어올려 제거하고 이를 화물 모듈(955)로 교체함으로써 승객 수송 구성에서 화물 수송 구성으로 전환될 수 있다. 일부 실시예에서, 화물 모듈(955)은 바닥부, 화물을 유지하는 내부 공간, 및 불투명 캐노피(363)를 포함할 수 있지만, 다른 형태의 캐노피 및 구조가 가능하다. 화물 모듈(955)은 예를 들어 구속기(restraint), 브레이싱 또는 다른 구성 요소를 사용하여 항공기(20) 상의 안전한 수송을 위해 화물 모듈(955) 내에 수용된 화물을 고정시키는 데 필요한 임의의 구성 요소를 포함할 수 있다. 또한, 화물 모듈(955) 및 프레임(52)은 비행 중 안전한 수송을 위해 화물 모듈(955)을 프레임(52)에 연결하는데 필요한 임의의 구성 요소(예, 하드웨어, 전자 장치 또는 다른 구성 요소)를 포함할 수 있다. 화물 모듈(955)은 승객 모듈(55)과 실질적으로 동일한 외부 치수 및 형상을 가질 수 있음을 알아야 한다. 이와 관련하여, 항공기(20)의 표면의 형상 및 치수는 일정하게 유지될 수 있고, 항공기(20)(예, 동체(33))의 표면을 가로지른 기류의 특성은 항공기(20)의 모듈형 격실이 승객 또는 화물의 수송을 위해 구성된 것(예, 승객 모듈(55)) 또는 화물 모듈(955))에 무관하게 일관되게 유지될 수 있다.
도 11은 본 개시 내용의 일부 실시예에 따른 항공기(20)의 배면도이다. 도 11은 설명을 위해 항공기(20)로부터 제거된 배터리를 예시하고, 도 12는 동체(33)에 위치된 배터리(166)를 예시한다. 도 11에 예시된 실시예에서, 항공기(20)의 다양한 구성 요소에 전력을 공급하기 위한 복수의 배터리(166)(도 3)가 동체(33)(도 1) 아래의 프레임(52) 내의 하나 이상의 배터리 격실(970)에 수용될 수 있다. 배터리(166)는 배터리(166)로부터 항공기(20)의 다양한 구성 요소 및 시스템에 전력을 공급하기 위해 배터리 격실(970)에 적재되고 전기적 인터페이스(미도시)에 결합될 수 있다. 이와 관련하여, 각 격실(970)마다, 프레임(52)은 배터리(972)가 격실(970) 내에 통과되어 적재될 수 있는 포트(예, 공기 흡입구 또는 공기 배출구)를 구비할 수 있다. 일부 실시예에서, 레일, 가이드, 트랙 또는 다른 구성 요소가 배터리(166)를 고정시키고 배터리(166)의 적재 및 제거를 돕기 위해 각각의 배터리 격실(970) 내의 프레임(52)에 결합될 수 있다. 배터리(166)는 항공기(20)의 전원을 끄지 않고도 제거 및 교체될 수 있다는 점에서 "핫-스왑퍼블(hot-swappable)"할 수 있음을 알아야 한다.
일부 실시예에서, 프레임(52)은 비행 중에 배터리(166)의 수동 냉각을 위해 격실(970) 내로 공기의 유동을 허용하는 각 격실(970)에 대한 공기 흡입구(975)(도 2a)를 포함할 수 있다. 이와 관련하여, 각각의 격실은 공기가 격실(970)을 통해 흡입구(975) 내로 유동하고 유출구(971)를 통해 배출될 수 있도록 공기 흡입구(970)로부터 공기 유출구(971)까지 연장된다. 다른 실시예에서 공기 흡입구(975), 배터리 격실(970) 및 공기 유출구(971의 다른 구성이 가능하다.
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.
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 (38)

  1. 수직 이륙 및 착륙을 수행하는 자율 조종형 전기 항공기로서:
    제1 측면 및 상기 제1 측면에 대향하는 제2 측면을 가지는 동체;
    상기 동체에 탠덤-날개 구성으로 결합된 복수의 날개로서, 상기 동체의 제1 측면 상에 위치되는 적어도 제1 후방 날개 및 제1 전방 날개와 상기 동체의 제2 측면 상에 위치된 적어도 제2 후방 날개 및 제2 전방 날개를 포함하는, 복수의 날개;
    상기 제1 전방 날개에 결합되고 상기 제1 전방 날개 위로 공기를 송풍하도록 배치된 제1 전동 프로펠러;
    상기 제2 전방 날개에 결합되고 상기 제2 전방 날개 위로 공기를 송풍하도록 배치된 제2 전동 프로펠러;
    상기 제1 후방 날개에 결합되고 상기 제1 후방 날개 위로 공기를 송풍하도록 배치된 제3 전동 프로펠러;
    상기 제2 후방 날개에 결합되고 상기 제2 후방 날개 위로 공기를 송풍하도록 배치된 제4 전동 프로펠러;
    제5 전동 프로펠러;
    복수의 비행 센서; 및
    상기 비행 센서로부터 입력을 수신하고 상기 입력을 기초로 상기 항공기를 조종하도록 구성된 컨트롤러로서, 각각의 상기 프로펠러가 전진 비행을 위한 위치로부터 수직 비행을 위한 위치로 회전되도록 상기 프로펠러 각각의 위치를 제어하도록 구성되고, 상기 프로펠러 각각이 전진 비행 및 수직 비행 중에 추력을 제공하도록 상기 프로펠러 각각을 제어하도록 구성된, 컨트롤러
    를 포함하는 항공기.
  2. 제1항에 있어서, 상기 컨트롤러는 복수의 상기 프로펠러의 블레이드 속도를 선택적으로 조정하는 것에 의해 상기 항공기의 피치, 롤 및 요잉을 제어하도록 구성된 것인 항공기.
  3. 제1항에 있어서, 복수의 배터리를 더 포함하고, 상기 프로펠러는 각각 상기 복수의 배터리에 전기적으로 결합된 것인 항공기.
  4. 제1항에 있어서, 상기 동체는 프레임 및 상기 프레임에 결합된 제거 가능한 승객 모듈을 포함하고, 상기 승객 모듈은 적어도 하나의 승객 시트를 구비하는 것인 항공기.
  5. 제1항에 있어서, 상기 프로펠러 중 적어도 하나의 프로펠러에 전기적으로 결합된 배터리를 더 포함하고, 상기 동체는 흡입구 및 유출구를 가지며, 상기 배터리는 상기 흡입구로부터의 공기가 상기 동체의 격실을 통해 상기 유출구로 유동하여 비행 중에 상기 배터리를 수동으로 냉각하도록 상기 흡입구로부터 상기 유출구까지의 공기 흐름 경로 내에서 상기 동체의 격실 내에 배치된 것인 항공기.
  6. 제1항에 있어서, 상기 컨트롤러는 상기 항공기의 상이한 프로펠러 작동 상태에 대해 상기 프로펠러 각각에 의해 제공될 추력을 나타내는 미리 정의된 데이터를 저장하도록 구성되며, 상기 컨트롤러는 상기 항공기의 현재 프로펠러 작동 상태를 결정하도록 구성되며, 상기 현재 프로펠러 작동 상태는 상기 프로펠러 중 적어도 하나의 작동 여부를 나타내고, 상기 컨트롤러는 상기 프로펠러 작동 상태 및 적어도 하나의 비행 파라미터를 기초로 상기 미리 정의된 데이터를 분석하여 상기 프로펠러 중 적어도 하나를 제어하기 위한 값을 결정하도록 구성되며, 상기 컨트롤러는 상기 값을 기초로 상기 적어도 하나의 프로펠러에 의해 제공되는 추력을 제어하도록 구성된 것인 항공기.
  7. 제6항에 있어서, 상기 적어도 하나의 비행 파라미터는 상기 항공기의 원하는 양의 롤, 피치 또는 요잉을 나타내는 값을 포함하는 것인 항공기.
  8. 제1항에 있어서, 광 검출 및 거리 측정(LIDAR) 센서;
    무선 탐지 및 거리 측정(레이더) 센서; 및
    카메라
    를 더 포함하고, 상기 컨트롤러는 상기 LIDAR 센서, 상기 레이더 센서 및 상기 카메라를 기초로 대상물을 검출하고 상기 검출된 대상물을 회피하기 위해 상기 항공기를 조종하도록 구성된 것인 항공기.
  9. 제8항에 있어서, 상기 컨트롤러는 전진 비행 중에 상기 레이더 센서 및 상기 카메라 센서를 기초로 대상물을 검출하도록 구성되고, 상기 컨트롤러는 수직 비행 중에 상기 LIDAR 센서를 기초로 대상물을 검출하도록 구성된 것인 항공기.
  10. 제1항에 있어서, 상기 복수의 날개는 각각 상기 동체에 대해 회전 가능한 것인 항공기.
  11. 제10항에 있어서, 상기 컨트롤러는 상기 복수의 날개를 각각 회전시켜, 이에 따라 상기 프로펠러를 각각 회전시켜, 상기 항공기를 전진 비행과 수직 비행 사이에서 전환시키도록 구성된 것인 항공기.
  12. 제1항에 있어서, 상기 제1 후방 날개의 단부는 요잉 안정성을 제공하는 윙릿(winglet)을 형성하고, 상기 제2 후방 날개의 단부는 요잉 안정성을 제공하는 윙릿을 형성하는 것인 항공기.
  13. 제12항에 있어서, 요잉 안정성을 제공하도록 공기 역학적으로 설계된 적어도 하나의 랜딩 스트럿을 더 포함하는 항공기.
  14. 제1항에 있어서, 상기 제5 전동 프로펠러는 상기 제1 전방 날개에 결합되고 상기 제1 전방 날개 위에 공기를 송풍하도록 배치되며, 상기 항공기는:
    상기 제2 전방 날개에 결합되고 상기 제2 전방 날개 위로 공기를 송풍하도록 배치된 제6 전동 프로펠러;
    상기 제1 후방 날개에 결합되고 상기 제1 후방 날개 위로 공기를 송풍하도록 배치된 제7 전동 프로펠러; 및
    상기 제2 후방 날개에 결합되고 상기 제2 후방 날개 위로 공기를 송풍하도록 배치된 제8 전동 프로펠러
    를 더 포함하는 것인 항공기.
  15. 제14항에 있어서, 상기 제1 전동 프로펠러는 상기 제4 전동 프로펠러의 블레이드와 동일한 방향으로 회전하도록 구성된 블레이드를 구비하고, 상기 제2 전동 프로펠러는 상기 제3 전동 프로펠러의 블레이드와 동일한 방향으로 회전하도록 구성된 블레이드를 구비하며, 상기 제1 전동 프로펠러의 블레이드 및 상기 제4 전동 프로펠러의 블레이드의 회전 방향은 상기 제2 전동 프로펠러의 블레이드 및 상기 제3 전동 프로펠러의 블레이드의 회전 방향과 반대인 것인 항공기.
  16. 제15항에 있어서, 상기 제5 전동 프로펠러는 상기 제8 전동 프로펠러의 블레이드와 동일한 방향으로 회전하도록 구성된 블레이드를 구비하고, 상기 제6 전동 프로펠러는 상기 제7 전동 프로펠러의 블레이드와 동일한 방향으로 회전하도록 구성된 블레이드를 구비하며, 상기 제5 전동 프로펠러의 블레이드 및 상기 제8 전동 프로펠러의 블레이드의 회전 방향은 상기 제6 전동 프로펠러의 블레이드 및 상기 제7 전동 프로펠러의 블레이드의 회전 방향과 반대인 것인 항공기.
  17. 제14항에 있어서, 상기 제5 전동 프로펠러는 상기 제1 전방 날개 상에 날개 선단에 장착된 것인 항공기.
  18. 제17항에 있어서, 상기 제6 전동 프로펠러는 상기 제2 전방 날개 상에 날개 선단에 장착된 것인 항공기.
  19. 제18항에 있어서, 상기 제7 전동 프로펠러는 상기 제1 후방 날개 상에 날개 선단에 장착되고, 상기 제8 전동 프로펠러는 상기 제2 후방 날개 상에 날개 선단에 장착된 것인 항공기.
  20. 제19항에 있어서, 상기 제5 전동 프로펠러는 상기 제5 전동 프로펠러가 상기 제5 전동 프로펠러의 내측에 업워시(upwash)를 생성하도록 제1 방향으로 회전하도록 구성된 블레이드를 구비하는 것인 항공기.
  21. 제20항에 있어서, 상기 제6 전동 프로펠러는 상기 제6 전동 프로펠러가 상기 제6 전동 프로펠러의 내측에 업워시를 생성하도록 상기 제1 방향과 반대인 제2 방향으로 회전하도록 구성된 블레이드를 구비하는 것인 항공기.
  22. 제21항에 있어서, 상기 제7 전동 프로펠러는 상기 제2 방향으로 회전하도록 구성된 블레이드를 구비하고, 상기 제8 전동 프로펠러는 상기 제1 방향으로 회전하도록 구성된 블레이드를 구비하는 것인 항공기.
  23. 제22항에 있어서, 상기 제1 후방 날개의 단부는 윙릿을 형성하고, 상기 제2 후방 날개의 단부는 윙릿을 형성하는 것인 항공기.
  24. 제22항에 있어서, 상기 제1 전동 프로펠러는 상기 제4 전동 프로펠러의 블레이드와 동일한 방향으로 회전하도록 구성된 블레이드를 구비하고, 상기 제2 전동 프로펠러는 상기 제3 전동 프로펠러의 블레이드와 동일한 방향으로 회전하도록 구성된 블레이드를 구비하며, 상기 제1 전동 프로펠러의 블레이드 및 상기 제4 전동 프로펠러의 블레이드의 회전 방향은 상기 제2 전동 프로펠러의 블레이드 및 상기 제3 전동 프로펠러의 블레이드의 회전 방향과 반대인 것인 항공기.
  25. 수직 이륙 및 착륙(VTOL) 항공기를 제어하는 방법으로서:
    상기 VTOL 항공기의 전진 비행 및 수직 비행 중에 상기 VTOL 항공기의 제1 전방 날개에 연결된 제1 전동 프로펠러에 의해 상기 제1 전방 날개 위로 공기를 송풍하는 단계;
    상기 VTOL 항공기의 전진 비행 및 수직 비행 중에 상기 VTOL 항공기의 제2 전방 날개에 연결된 제2 전동 프로펠러에 의해 상기 제2 전방 날개 위로 공기를 송풍하는 단계;
    상기 VTOL 항공기의 전진 비행 및 수직 비행 중에 상기 VTOL 항공기의 제1 후방 날개에 연결된 제3 전동 프로펠러에 의해 상기 제1 후방 날개 위로 공기를 송풍하는 단계;
    상기 VTOL 항공기의 전진 비행 및 수직 비행 중에 상기 VTOL 항공기의 제2 후방 날개에 연결된 제4 전동 프로펠러에 의해 상기 제2 후방 날개 위로 공기를 송풍하는 단계로서, 상기 제1 후방 날개 및 상기 제1 전방 날개는 상기 VTOL 항공기의 동체에 결합되고 상기 동체의 제1 측면 상에 배치되며, 상기 제2 후방 날개 및 상기 제2 전방 날개는 상기 동체에 결합되고 상기 제1 측면과 대향하는 상기 동체의 제2 측면 상에 배치되는 것인 단계;
    상기 VTOL 항공기의 전진 비행 및 수직 비행 중에 제5 전동 프로펠러에 의해 상기 VTOL 항공기에 추력을 제공하는 단계;
    복수의 비행 센서에 의해 상기 VTOL 항공기의 자세, 고도 및 속도를 나타내는 파라미터를 감지하는 단계; 및
    상기 감지된 파라미터를 기초로 컨트롤러로 항공기를 제어하는 단계로서, 상기 프로펠러를 각각 전진 비행 위치로부터 수직 비행 위치로 회전시키는 것을 포함하는 단계
    를 포함하는 방법.
  26. 제25항에 있어서, 상기 제어 단계는 복수의 프로펠러의 블레이드 속도를 선택적으로 조정하는 것에 의해 상기 VTOL 항공기의 피치, 롤 및 요잉을 제어하는 단계를 포함하는 것인 방법.
  27. 제25항에 있어서, 복수의 배터리로부터 상기 프로펠러 중 적어도 하나에 전력을 공급하는 단계를 더 포함하는 방법.
  28. 제25항에 있어서, 상기 동체는 프레임과 상기 프레임에 결합된 제거 가능한 승객 모듈을 포함하고, 상기 승객 모듈은 적어도 하나의 승객 시트를 가지며, 상기 방법은:
    상기 승객 모듈을 상기 프레임으로부터 제거하는 단계; 및
    화물 모듈을 상기 프레임에 결합시키는 단계
    를 더 포함하는 것인 방법.
  29. 제25항에 있어서, 상기 회전 단계는 상기 날개 각각을 회전시키고, 이에 따라 상기 프로펠러 각각을 회전시켜, 상기 VTOL 항공기를 전진 비행과 수직 비행 사이에서 전환시키는 단계를 포함하는 것인 방법.
  30. 제25항에 있어서, 상기 프로펠러 중 적어도 하나에 대해, 상기 동체의 격실 내에 배치된 배터리로부터의 전력을 제공하는 단계; 및
    상기 격실을 통해 상기 동체의 흡입구로부터 상기 동체의 유출구로 흐르는 공기로 상기 배터리를 수동으로 냉각하는 단계
    를 더 포함하는 방법.
  31. 제30항에 있어서, 상기 흡입구 또는 유출구를 통해 상기 격실 내로 상기 배터리를 삽입하는 단계를 더 포함하는 방법.
  32. 제25항에 있어서, 상기 제1 전동 프로펠러는 상기 제1 전방 날개에 결합되고, 상기 추력을 제공하는 단계는 상기 VTOL 항공기의 상기 제1 전방 날개 위에 상기 제5 전동 프로펠러로 공기를 송풍하는 단계를 포함하고, 상기 방법은:
    상기 VTOL 항공기의 상기 제2 전방 날개에 결합된 제6 전동 프로펠러에 의해 상기 제2 전방 날개 위로 공기를 송풍하는 단계;
    상기 VTOL 항공기의 상기 제1 후방 날개에 결합된 제7 전동 프로펠러에 의해 상기 제1 후방 날개 위로 공기를 송풍하는 단계; 및
    상기 VTOL 항공기의 상기 제2 후방 날개에 결합된 제8 전동 프로펠러에 의해 상기 제2 후방 날개 위로 공기를 송풍하는 단계
    를 더 포함하는 것인 방법.
  33. 제32항에 있어서, 상기 제4 전동 프로펠러의 블레이드를 회전시키는 단계;
    상기 제4 전동 프로펠러의 블레이드와 동일한 방향으로 상기 제1 전동 프로펠러의 블레이드를 회전시키는 단계;
    상기 제3 전동 프로펠러의 블레이드를 회전시키는 단계; 및
    상기 제3 전동 프로펠러의 블레이드와 동일한 방향으로 상기 제2 전동 프로펠러의 블레이드를 회전시키는 단계
    를 더 포함하고,
    상기 제1 전동 프로펠러의 블레이드 및 상기 제4 전동 프로펠러의 블레이드의 회전 방향은 상기 제2 전동 프로펠러의 블레이드 및 상기 제3 전동 프로펠러의 블레이드의 회전 방향과 반대인 것인 방법.
  34. 제33항에 있어서, 상기 제8 전동 프로펠러의 블레이드를 회전시키는 단계;
    상기 제8 전동 프로펠러의 블레이드와 동일한 방향으로 상기 제5 전동 프로펠러의 블레이드를 회전시키는 단계;
    상기 제7 전동 프로펠러의 블레이드를 회전시키는 단계; 및
    상기 제7 전동 프로펠러의 블레이드와 동일한 방향으로 상기 제6 전동 프로펠러의 블레이드를 회전시키는 단계
    를 더 포함하고, 상기 제5 전동 프로펠러의 블레이드 및 상기 제8 전동 프로펠러의 블레이드의 회전 방향은 상기 제6 전동 프로펠러의 블레이드 및 상기 제7 전동 프로펠러의 블레이드의 회전 방향과 반대인 것인 방법.
  35. 제32항에 있어서, 상기 제5 전동 프로펠러는 상기 제1 전방 날개 상에 날개 선단에 장착되고, 상기 제6 전동 프로펠러는 상기 제2 전방 날개 상에 날개 선단에 장착되며, 상기 제7 전동 프로펠러는 상기 제1 후방 날개 상에 날개 선단에 장착되고, 상기 제8 전동 프로펠러는 상기 제2 후방 날개 상에 날개 선단에 장착되는 것인 방법.
  36. 제35항에 있어서, 상기 제5 전동 프로펠러가 상기 제5 전동 프로펠러의 내측에 업워시를 생성하도록 상기 제5 전동 프로펠러의 블레이드를 제1 방향으로 회전시키는 단계; 및
    상기 제6 전동 프로펠러가 상기 제6 전동 프로펠러의 내측에 업워시를 생성하도록 상기 제6 전동 프로펠러의 블레이드를 상기 제1 방향과 반대인 제2 방향으로 회전시키는 단계
    를 더 포함하는 방법.
  37. 제36항에 있어서, 상기 제7 전동 프로펠러의 블레이드를 상기 제2 방향으로 회전시키는 단계; 및
    상기 제8 전동 프로펠러의 블레이드를 상기 제1 방향으로 회전시키는 단계
    를 더 포함하는 방법.
  38. 제37항에 있어서, 상기 제4 전동 프로펠러의 블레이드를 회전시키는 단계;
    상기 제4 전동 프로펠러의 블레이드와 동일한 방향으로 상기 제1 전동 프로펠러의 블레이드를 회전시키는 단계;
    상기 제3 전동 프로펠러의 블레이드를 회전시키는 단계; 및
    상기 제3 전동 프로펠러의 블레이드와 동일한 방향으로 상기 제2 전동 프로펠러의 블레이드를 회전시키는 단계
    를 더 포함하고, 상기 제1 전동 프로펠러의 블레이드 및 상기 제4 전동 프로펠러의 블레이드의 회전 방향은 상기 제2 전동 프로펠러의 블레이드 및 상기 제3 전동 프로펠러의 블레이드의 회전 방향과 반대인 것인 방법.
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