KR20190087446A - 강성 날개의 역학을 시뮬레이션하기 위해 회전자를 사용하는 vtol 항공기 - Google Patents

강성 날개의 역학을 시뮬레이션하기 위해 회전자를 사용하는 vtol 항공기 Download PDF

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Abstract

수직 이착륙(VTOL) 동작 및 전진 비행 동작을 위해 고정된 회전자를 사용하는 수직 이착륙 항공기. 상기 회전자는 합성 날개를 형성하고, 높은 스팬 효율을 달성하도록 위치된다. 상기 회전자는 상기 합성 날개의 스팬에 걸쳐 양력을 고르게 하도록 위치된다. 상기 합성 날개는 전진 비행 동안 양력을 제공할 뿐만 아니라 구조적 지지를 제공할 수 있는 좁은 전방 및 후방 익형을 더 가질 수 있다. 상기 날개 회전자는 전방으로 기울어져, 수평 비행 동안 일부 전진 추진력을 제공한다.

Description

강성 날개의 역학을 시뮬레이션하기 위해 회전자를 사용하는 VTOL 항공기
관련 출원에 대한 상호 참조
본 출원은, 전체 내용이 본 명세서에 병합된, 2017년 11월 2일자로 출원된, 미킥(Mikic) 등의 미국 가특허 출원 제62/416,168호에 대한 우선권을 주장한다.
기술 분야
본 발명은 항공 운송 수단(aerial vehicle)에 관한 것으로, 보다 상세하게는 강성 날개의 공기 역학을 시뮬레이션하기 위해 회전자를 사용하는 항공 운송 수단에 관한 것이다.
도 1a 내지 도 1d는 본 발명의 일부 실시예에 따라, 적층된 역 회전하는 프로펠러들을 사용하는 합성 날개(synthetic wing)를 갖는 항공 운송 수단을 음영으로 도시한 도면;
도 2a 내지 도 2d는 본 발명의 일부 실시예에 따라, 적층된 역 회전하는 프로펠러들을 사용하는 합성 날개를 갖는 항공 운송 수단을 도시하는 도면;
도 3은 본 발명의 일부 실시예에 따라 전진 비행 시 항공 운송 수단의 솔루션을 도시하는 도면;
도 4a 내지 도 4b는 본 발명의 일부 실시예에 따라 합성 날개를 갖는 항공 운송 수단을 음영으로 도시한 도면;
도 5a 내지 도 5c는 본 발명의 일부 실시예에 따라 합성 날개를 갖는 항공 운송 수단을 도시하는 도면;
도 6a 내지 도 6g는 다양한 파라미터 값에 대한 양력 항력 곡선을 도시하는 도면;
도 7은 본 발명의 일부 실시예에 따라 길이방향으로 엇갈려 배치된 회전자를 사용하는 합성 날개를 갖는 항공 운송 수단을 도시하는 도면;
도 8은 본 발명의 일부 실시예에 따라 수직으로 엇갈려 배치된 회전자를 사용하는 합성 날개를 갖는 항공 운송 수단을 도시하는 도면;
도 9a 내지 도 9e는 상이한 항공 운송 수단 형태에 대한 양력의 균일성을 도시하는 스케치;
도 10a 내지 도 10b는 본 발명의 일부 실시예에 따른 회전자를 도시하는 도면;
도 11a 내지 도 11c는 본 발명의 일부 실시예에 따른 항공 운송 수단을 도시하는 도면.
개요
수직 이착륙(vertical take-off and landing: VTOL) 및 전진 비행 동작에 고정된 회전자를 사용하는 수직 이착륙 항공기(aircraft). 회전자는 합성 날개를 형성하고 높은 스팬 효율(span efficiency)을 달성하도록 위치된다. 회전자는 합성 날개의 스팬에 걸쳐 양력을 고르게 하도록 위치된다. 합성 날개는 전진 비행 동안 양력을 제공할 뿐만 아니라 구조적 지지를 제공할 수 있는 좁은 전방 및 후방 익형(airfoil)을 더 가질 수 있다. 날개 회전자는 전방으로 기울어져 수평 비행 동안 일부 전진 추진력(forward propulsion)을 제공한다.
상세한 설명
본 발명의 일부 실시예에서, 합성 날개 또는 의사 날개(pseudo-wing)로서 수행하도록 구성된 회전자의 어레이를 갖는 항공 운송 수단이 제공된다. 회전자는 회전자 어레이의 양력이 의사 날개의 스팬을 따라 상대적으로 균일한 양력을 갖도록 항공 운송 수단 몸체에 대해 및 서로에 대해 위치된다. 합성 날개는 (상대적으로) 균일한 양력을 생성하고 상대적으로 균일한 후미 수직 속도(다운워시(downwash))를 생성한다. 흐름 와류(Shed vorticity)는 전통적인 익형 날개와 유사한 날개팁(wingtip)에 집중된다.
일부 실시예에서, 회전자는 항공 운송 수단 본체에 결합된 구조물에 고정 장착된다. 회전자는 항공 운송 수단의 길이방향 축을 따른 차동 추력(differential thrusting)이 항공 운송 수단의 전진 피치(forward pitch)를 허용하여 회전자로부터 전진 추력 성분을 제공하도록 항공 운송 수단의 길이방향 축을 따라 엇갈려 배치될 수 있다. 피치 제어는 엘리베이터 제어와 같은 다른 수단을 사용하여 달성될 수도 있다. 일부 실시예에서, 회전자는 일부 굴절 가능한 양태를 가질 수 있다.
일부 실시예에서, 합성 날개를 구성하는 회전자 어레이는 회전자의 전방 쪽에 짧은 익현 전방 날개(short chord forward wing)를 가질 수 있다. 항공 운송 수단은 이륙하는 동안 수직 추력을 위해 회전자를 사용하기 때문에, 항공 운송 수단은 이륙 동작 동안 전통적인 날개로부터 상당한 양력을 요구하지 않는다. 짧은 익현 길이의 전방 날개는 더 높은 대기 속도(airspeed) 동작 동안 전진 비행 동안 양력을 허용한다. 항공 운송 수단은 또한 회전자의 후방 쪽에 짧은 후방 날개(short rear wing)를 가질 수 있다. 짧은 익현 길이를 갖는 후방 날개(rearward wing)는 더 높은 속력의 전진 비행 동작 동안 양력을 제공할 수 있다. 후방 날개는 또한 의사 날개의 다운워시를 더욱 더 고르게 할 수 있다. 전방 날개 및 후방 날개는 회전자를 지지하는 스트럿(strut)을 지지하는 구조 요소로서 사용될 수 있다. 전방 날개와 후방 날개는 외측 단부(outboard end)에서 결합될 수 있으며, 이에 의해 강도와 안정성이 향상될 수 있다. 추가적으로, 회전자 어레이의 (수평면에서) 외부 주위에 제 위치에 있는 전방 날개 및 후방 날개는 회전자의 스핀 블레이드(spinning blade) 주변의 차폐물로서 사용자와 지상 직원을 위한 안전 요소를 제공한다.
일부 실시예에서, 후미 날개(trailing wing)가 있을 수 있다. 일부 실시예에서, 선두 에지 날개(leading edge wing)만이 있을 수 있다. 일부 실시예에서, 선두 날개 및 후미 날개가 모두 있다.
일부 실시예에서, 하나 이상의 회전자가 전진 추력을 제공하는데 사용된다. 일부 양태에서, 단일 푸셔 회전자는 항공 운송 수단의 후방에서 사용될 수 있다. 일부 실시예에서, 날개 회전자의 회전축은 수직에 대해 기울어질 수 있다. 일부 실시예에서, 날개 회전자는 전방으로 기울어질 수 있다. 전방으로 기울어진 날개 회전자는 전진 비행 동안 항공 운송 수단의 전방 추력에 기여한다. 일부 실시예에서, 전진 비행 동안 총 전진 추력은 전방으로 기울어진 날개 회전자, 및 항공 운송 수단의 롤(roll) 축에 평행한 스핀 축을 갖는 하나 이상의 전통적인 회전자의 조합으로부터 도출된다.
항공 운송 수단은, 양력이 전진 비행 시에 날개 및 날개 회전자 모두에 의해 제공되고, 전진 추진력이 꼬리(tail) 프로펠러 및 전방으로 경사진 날개 회전자에 의해 제공되도록 구성될 수 있다.
전진 비행 동안 항공기의 효율(양력/항력 비)은 다른 항공기 파라미터를 균형 잡는 동안 실행 가능한 한 높게 되도록 추구될 수 있다. 예를 들어, 전진 비행 동안 스핀 날개 회전자의 팁 속도(tip speed)와 전진 비행 동안 항공기의 속도의 비는 효율성을 고려하여 설계할 때 고려해야 할 중요한 비다. 또한, 총 양력(날개와 날개 회전자)에 비해 날개 회전자에 의해 제공되는 양력의 퍼센트는 효율성을 고려하여 설계할 때 고려해야 할 중요한 비다. 또한 날개 회전자 및 전통적인 전진 추력 프로펠러(예를 들어, 꼬리 회전자) 모두에 전달되는 총 동력(power)과 날개 회전자 사이의 동력 분포의 비는 효율성을 고려하여 설계할 때 고려해야 할 중요한 비다. 이러한 비들 사이의 상호 작용은 복잡할 수 있으며 자명하게 최적화되는 것은 아니다. 기본 설계 파라미터는 날개 회전자가 항공기를 안전하게 이륙하고 착륙하기 위해 수직 이착륙 동안 충분한 수직 추력을 제공하는 것이다.
본 발명의 실시예에 따른 항공 운송 수단은 날개 회전자를 사용하는 수직 이착륙에 적응된다. 이륙을 위해 날개 회전자는 호버(hover) rpm 범위의 속도로 스핀업된다(spin up). 날개 회전자의 스핀축이 항공 운송 수단의 수평축에 대해 전방으로 기울어져 있는 실시예에서, 항공 운송 수단은 이착륙 동안 날개 회전자의 평면이 수평이 되도록 피칭업(pitched up)될 수 있다. 이륙 후 항공 운송 수단은 날개 회전자가 여전히 동력 하에 있는 동안 꼬리 회전자와 같은 전진 미는 (또는 당기는) 프로펠러를 스핀업시킬 수 있다. 항공 운송 수단이 전진 속도를 얻음에 따라 선두 날개와 후미 날개에 의해 양력이 생성되고, 날개 회전자에 의해 제공되는 양력의 비율이 감소한다. 항공기가 순항 속도(cruise velocity)에 가까워짐에 따라 날개 회전자의 rpm은 일반적으로 감소하지만, 날개 회전자는 동력 하에 있으면서 항공 운송 수단의 총 양력의 일부를 제공한다.
본 발명의 실시예에 따른 항공 운송 수단은 임의의 다른 제어 표면을 요구함이 없이 개별 회전자의 속도를 조작함으로써 요구되는 모든 기동 및 자세 조정을 포함하여 호버, 이륙, 착륙 및 전진 비행을 수행할 수 있다. 일부 실시예에서, 항공 운송 수단은 에일러론(aileron) 또는 엘리베이터, 또는 임의의 다른 제어 가능한 제어 표면을 갖지 않는다. 일부 실시예에서, 각각의 날개를 위한 날개 회전자는 직선 라인을 따라 또는 곡선 라인을 따라 배열되고, 각각의 회전자는 항공기 몸체로부터 더 멀리 위치된다. 날개 회전자는 또한 회전자가 항공기의 롤 축을 따라 상이한 스테이션(station)에 있도록 전방으로 또는 후방으로 경사진 형태(swept configuration)일 수 있다. 롤 축을 따라 차동 스테이션을 갖는 날개 회전자는 피치 축 주위로 제어를 제공할 수 있다. 항공기 몸체로부터 더 먼 거리에 이격된 날개 회전자는 롤 축을 중심으로 제어를 제공할 수 있다.
일부 실시예에서, 음영으로 나타낸 도 1a 내지 도 1d 및 라인으로 나타낸 도 2a 내지 도 2d에 도시된 바와 같이, 항공 운송 수단(100)은 적층된 역 회전하는 프로펠러들을 사용하여 우측 합성 날개(102) 및 좌측 합성 날개(103)에 결합된 본체(101)를 갖는다. 이 예시적인 실시예에서, 짧은 익현 선두 날개(107) 및 짧은 익현 후미 날개(108)를 사용하여 복수의 회전자 조립체(104)가 스팬 길이를 따라 위치된다. 회전자 조립체(104)는 선두 날개(107) 및 후미 날개(108)에 결합된 스팬 지지체(109) 상에 장착된다. 날개 팁 구획(110)은 선두 날개(107)를 후미 날개(108)에 결합시킨다.
회전자 조립체(104)는 제1 프로펠러(105) 및 제2 프로펠러(106)를 가질 수 있다. 일부 양태에서, 제1 프로펠러(105) 및 제2 프로펠러(106)는 반대 방향으로 스핀된다. 이러한 형태에서, 하나의 프로펠러의 선두 에지는 회전자의 스핀 축의 외측에서 전방으로 가고, 다른 프로펠러의 선두 에지는 프로펠러의 스핀 축의 내측에서 전방으로 간다. 전진 비행 모드에서, 프로펠러 블레이드는 나타나는 대기 속도 바람에 비해 후퇴할 때보다 나타나는 대기 속도 바람 쪽으로 전방으로 갈 때 더 높은 추력을 가진다. 역 회전하는 동축 프로펠러들을 사용하면 회전자 축의 내측과 외측에서의 하방 추력이 고르게 된다.
예시적인 실시예에서, 항공 운송 수단은 한 명의 승객을 수용할 수 있고 315 kg의 이륙 질량을 가질 수 있다. 날개의 스팬은 6m일 수 있으며 항공 운송 수단의 길이는 3.5m일 수 있고, 높이는 1.5m일 수 있다. 의사 날개는 각각이 4개의 동축 회전자 조립체로 구성될 수 있으며, 각각은 한 쌍의 역 회전하는 프로펠러들을 갖는다. 각각의 프로펠러는 0.05m의 75% 반경에 블레이드 익현이 있는 3개의 블레이드를 갖는다. 항공 운송 수단은 평균 0.5m의 익현이 있는 짧은 익현 전방 날개, 및 평균 0.75m의 익현이 있는 짧은 익현 후방 날개를 갖는다. 이상적인 순항 속도는 100 노트이며, 최고 순항 속도는 150 노트이다. 이상적인 순항 시의 전력 소비는 20 kW이며, 호버 모드 시의 전력 소비는 80 kW이다. 배터리 질량은 50 kg이고 항공 운송 수단의 범위는 50 마일이다.
합성 날개의 일 양태는 회전자들이 합성 날개의 스팬을 따라 비교적 균일한 추력을 제공하도록 구성된다는 것이다. 하나의 접근법은, 위에서 논한 바와 같이, 회전자 조립체에서 역 회전하는 프로펠러들이 의사 날개의 스팬을 따라 서로 인접해 배치되는 것이다. 역 회전하는 동축 프로펠러들을 사용하지 않는 다른 접근법은 중첩되는 후퇴 및 전방으로 가는 블레이드 영역을 갖는 프로펠러를 갖는 것이다. 예를 들어, 회전자는 외측에서 전방으로 이동하는 블레이드를 갖고 내측에서는 후퇴하는 방향으로 배치될 수 있다. 이 회전자의 바로 내측은 외측에 전방으로 이동하는 블레이드를 갖는 다른 회전자일 수 있다. 회전자는 이러한 중첩을 허용하도록 수직으로 이격될 수 있다. 일부 양태에서, 회전자는 이러한 중첩을 허용하기 위해 길이방향 축을 따라 이격될 수 있다.
도 3은 예시적인 실시예로서 항공 운송 수단 본체의 각각의 측면에 3개의 역 회전하는 회전자 조립체를 갖는 항공 운송 수단을 사용하는 합성 날개의 기능적 양태를 도시한다. 이 도면의 왼쪽은 날개 뒤의 수직 속도를 나타내며, 이 도면의 오른쪽은 와류의 크기를 나타낸다. 합성 날개의 설계의 목표는 합성 날개의 스팬에 걸쳐 양력의 변화를 감소시키는 것이다. 날개의 스팬을 따라 양력의 변동을 감소시키는 것은 날개 뒤의 수직 속도를 모델링하는 것에 의해 분명해질 수 있다. 이 도면의 왼쪽은 스팬을 따라 상대적으로 일정한 양의 수직 속도를 보여주어서, 3개의 역 회전하는 회전자 조립체를 사용하는 합성 날개가 공기 역학적인 면에서 중실 익형(solid airfoil) 형상을 사용하여 구성된 정규 날개처럼 기능하는 것을 입증한다.
이 도면의 우측은 날개의 스팬을 따라 및 그 팁에서 와류의 크기를 도시한다. 위에서 논의한 것처럼 스팬을 따른 수직 속도의 균일성은, 제1 근사값으로서, 와류의 크기의 상응하는 균일성을 나타내야 한다. 합성 날개로 어레이된 회전자를 사용할 때 스팬을 따라 높은 와류 지점을 실제 도입할 가능성이 있다. 회전자의 위치는 스팬을 따라 흐름 와류의 크기를 최소화하는 데 매우 중요하다.
도 3에 도시된 결과는 모델링된 합성 날개에 대한 출력을 나타내지만 시간에 따라 블레이드 위치의 변화와 관련된 출력에 특정 양의 시간 의존적인 변화가 있는 것으로 이해된다.
일부 실시예에서, 음영으로 나타낸 도 4a 내지 도 4b 및 라인으로 나타낸 도 5a 내지 도 5c에서 도시된 바와 같이, 항공 운송 수단(200)은 날개에 장착된 회전자를 사용하여 우측 합성 날개(202) 및 좌측 합성 날개(203)에 결합된 본체(201)를 갖는다. 이 예시적인 실시예에서, 짧은 익현 선두 날개(207) 및 짧은 익현 후미 날개(208)를 사용하여 복수의 날개 회전자 조립체(204)가 스팬 길이를 따라 위치된다. 날개 회전자 조립체(204)는 선두 날개(207) 및 후미 날개(208)에 결합된 스팬 지지체(209)에 장착된다. 날개 팁 구획(210)은 선두 날개(207)를 후미 날개(208)에 결합시킨다. 항공 운송 수단(200)은 역 회전하는 적층형 회전자 조립체를 사용하지 않는다. 적층된 조립체는 하중(load) 분배와 관련하여 뚜렷한 장점을 가질 수 있지만, 수평 비행 동안 회전자에 의해 전달된 양력의 퍼센트가 더 낮은 일부 실시예에서는 효율적인 비행이, 예를 들어, 항공 운송 수단(200)에서 단일 회전자로 달성될 수 있다. 또한 단일 회전자는 비용과 복잡성을 줄일 수 있다.
일부 양태에서, 날개 회전자 조립체(204)는 항공기의 일정 고도 순항 평면에 대해 수직이 아니고, 각도(212)로 전방으로 기울어진다. 일부 양태에서, 회전자는 5도 내지 20도 범위로 전방으로 기울어진다. 일부 양태에서, 회전자는 5도 내지 15도 범위로 전방으로 기울어진다. 일부 양태에서, 회전자는 8도 내지 20도 범위로 전방으로 기울어진다. 일부 양태에서, 회전자는 8도 내지 12도 범위로 전방으로 기울어진다. 예시적인 실시예에서, 회전자는 10도로 기울어진다. 기울기 각도는 일부 실시예에서 후미 날개일 수 있는 가장 큰 날개의 평균 공기 역학적 익현 라인과 회전자 축 사이의 각도로서 정의될 수 있다.
항공 운송 수단(200)은 정규 비행 동안 수평 추력을 제공하도록 적응된 수평 추력 후방 회전자 조립체(211)를 갖는다. 항공 운송 수단(200)의 예시적인 실시예의 크기 및 형태의 상세는 표 1에 표시되어 있다. 도 A-B는 전기 모터 및 블레이드(220)를 포함할 수 있는 중심 허브(221)를 갖는 회전자(204)를 도시한다.
일부 양태에서, 날개 회전자 조립체(204)는 전기 모터를 갖는 회전하는 프로펠러를 갖는다. 일부 양태에서, 수평 추력 후방 회전자 조립체(211)는 전기 모터를 갖는다. 일부 양태에서, 모터는 배터리 또는 복수의 배터리와 같은 전기 전력 소스에 의해 전력이 공급된다.
Figure pct00001
Figure pct00002
전방으로 기울어진 날개 회전자 조립체를 사용하면 전진 추진력이 부분적으로 날개 회전자 조립체에 의해 제공되고 부분적으로 정규 수평 추력 프로펠러에 의해 제공될 수 있다. 이 전진 추진력을 공유함에 있어 고려해야 할 인자(factor)는 전진 순항 비행 동안 날개 회전자와 정규 프로펠러 모두에 전달되는 총 전력에 비해 날개 회전자에 전달되는 총 전력의 분율(fraction)이다.
고려해야 할 또 다른 인자는 전진 비행 동안 날개(들) 및 날개 회전자 모두에 의해 제공되는 총 양력에 대해 날개 회전자에 의해 운반되는 양력의 분율이다. 롤 제어를 포함한 모든 자세 제어를 날개 회전자 모터 속도를 조작하는 것에 의해 유도하거나 유지하는 실시예에서, 날개 회전자에 의해 제공되는 양력의 분율은 날개 회전자를 조작하는 것이 항공기 자세를 제어하는데 효과적일 만큼 충분히 높아야만 한다. 일부 양태에서, 순항 속도에서 날개 회전자에 의해 제공되는 양력의 분율은 0.2보다 더 크다. 일부 양태에서, 날개 회전자에 의해 제공되는 양력의 분율은 0.25보다 더 크다. 일부 양태에서, 날개 회전자에 의해 제공되는 양력의 분율은 0.3보다 더 크다.
고려해야 할 다른 인자는 전진 비행 동안 항공기의 속도에 대한 날개 회전자의 팁 속도의 비(ratio)이다. 이 인자는 하나 이상의 날개 회전자의 속도가 하강하여 하나의 날개에서의 양력이 감소하여 롤이 수행될 때 작용하기 시작할 수 있다. 이러한 기동에서는 다른 쪽 날개에 있는 날개 회전자는 스핀업되어 양력이 증가될 수 있다. 명목상 낮은 배수의 항공기 속도로 주행할 때 후퇴하는 회전자 날개에서 실속(stall)할 위험이 발생한다. 일부 양태에서, 공칭 순항 날개 회전자 팁 속도는 항공기 순항 속도의 2.0배보다 더 크다. 일부 양태에서, 공칭 순항 날개 회전자 팁 속도는 항공기 순항 속도의 2.5배보다 더 크다.
상기 논의된 인자는 항공기의 받음각(angle of attack)에 대해 날개의 팁 속도 대 항공기의 전진 속도의 함수로서 항공 운송 수단(200)에 대한 양력 대 항력 비(L/De)(유효 항력)를 결정하기 위해 모델링되었고, 이 데이터는 그래픽으로 표현되었다. 양력 대 항력 비는 양력 대 항력 비를 나타내는 색상 코딩으로 볼 수 있다. 양력 대 항력 비(유효 항력)는 항공기의 결합된 샤프트 동력을 항공기의 전진 속도로 나눈 것이다. 이 색상 코딩 위에는 위에 논의된 다른 인자, 즉 날개 회전자에 전달되는 총 전력의 분율, 날개 회전자에 의해 운반되는 양력의 분율, 및 또한 항공기 속도를 나타내는 등고선(contour line)이 놓여 있다. 양력 대 항력 비는 날개 회전자에 대한 서로 다른 전방 기울기 각도에서 그리고 또한 다른 날개 회전자 블레이드 피치로 모델링된다. 그래프 부분에서 항공기(200)의 순항 속도 범위(50m/s 내지 75m/s) 사이를 괄호로 묶고(bracketing) 날개 회전자 팁 속도 대 항공기 속도의 비가 2.0을 초과하는 영역을 검토함으로써, 자명하지 않은 범위의 파라미터가 양력 대 항력 비가 가장 높은 동작 모드를 제공하는 것으로 밝혀졌다. 바람직한 결과는 앞서 논의한 제약 값 내에서 8을 초과하는 양력 대 항력 비를 갖는 것인데, 이보다 더 높은 9 또는 10의 비가 훨씬 더 바람직하다.
도 6a 내지 도 6g는 항공 운송 수단의 상이한 버전에 대해 전술된 파라미터를 가중한 CFD 결과이다. 도 6a는 전술한 항공 운송 수단(200)에 대한 결과를 도시한다. 윤곽선(601)은 순항 속도 50m/s 및 75m/s에 의해 한정되고 회전자 팁 속도 대 항공기 속도 비가 2.0을 초과하는 영역 주위의 경계를 형성한다. 도시된 바와 같이, 9를 초과하는 및 일부 10을 초과하는 상당한 영역을 포함하여, 8을 초과하는 L/De의 상당한 영역이 존재한다. 이것은 10도 전방으로 기울어진 날개에 장착된 회전자를 갖는 항공 운송 수단이 다양한 동작 시나리오에서 이러한 L/De 비를 달성할 수 있는 것을 나타낸다.
도 6b는 0도 전방 기울기의 회전자를 갖는 유사한 항공 운송 수단을 도시한다. 도시된 바와 같이, 2.0 속도 비 선을 초과하여 9만큼 높은 L/De 영역은 거의 없다.
도 6c는 20도 기울기의 회전자를 갖는 유사한 항공 운송 수단을 도시한다. 도시된 바와 같이, 동작하는데 이용 가능한 8을 초과하는 L/De의 영역은 없다.
도 6d는 도 6b의 경우보다 5도 더 높은 피치를 갖는 회전자 블레이드를 갖는 0도 전방 기울기의 회전자를 갖는 유사한 항공 운송 수단을 도시한다. 도시된 바와 같이, 2.0 속도 비 선을 초과하여 8만큼 높은 L/De 영역은 거의 없다.
도 6e는 도 6a의 경우보다 5도 더 높은 피치를 갖는 회전자 블레이드를 갖는 10도 전방 기울기의 회전자를 갖는 유사한 항공 운송 수단을 도시한다. 도시된 바와 같이, 2.0 속도 비 선을 초과하여 8만큼 높은 L/De 영역은 거의 없지만, 회전자 블레이드에서 5도 더 높은 피치를 갖는 다른 경우에 비해 이것이 최적인 것으로 보인다.
도 6f는 20도 전방 기울기의 회전자를 갖지만, 도 6c의 경우보다 5도 더 높은 피치를 갖는 회전자 블레이드를 갖는 유사한 항공 운송 수단을 도시한다. 도시된 바와 같이, 특히 레벨 비행 영역(0도 AOA)에서 2.0 속도 비 선을 초과하여 9만큼 높은 L/De 영역은 거의 없다.
본 발명의 일부 실시예에서, 도 7에 도시된 바와 같이, 좌측 합성 날개(202)(우측 합성 날개는 도시되지 않음)를 갖는 항공 운송 수단(200)은 길이방향 축을 따라 엇갈려 배치된 회전자를 갖는다. 내측 회전자(207)는 프로펠러(208)의 전방 측과 복귀 측(returning side)(209)을 갖는다. 내측 회전자(207)의 복귀 측(209)은 의사 날개(202)의 스팬 방향을 따라 다음 회전자(204)의 전방 측과 상당히 중첩된다. 이것은 후속하는 회전자(205, 206)에서 반복된다. 인접한 회전자의 전방 측 및 복귀 측의 이러한 상당한 중첩은 전진 비행 속도가 프로펠러 회전의 전방 주행 부분에서 양력을 향상시키기 때문에 전진 비행 동안 제공된 양력을 고르게 한다.
본 발명의 일부 실시예에서, 도 8에 도시된 바와 같이, 좌측 합성 날개(301) 및 우측 합성 날개(302)를 갖는 항공 운송 수단(300)은 합성 날개의 스팬을 따라 수직으로 엇갈려 배치된 회전자를 갖는다. 내측 회전자(303)는 프로펠러(307)의 전방 측 및 복귀 측(308)을 갖는다. 내측 회전자(303)의 복귀 측(308)은 합성 날개(301)의 스팬 방향을 따라 다음 회전자(304)의 전방 측과 상당히 중첩된다. 이것은 후속하는 회전자에서 반복된다. 인접한 회전자의 전방 측과 복귀 측의 이러한 상당한 중첩은 전진 비행 속도가 프로펠러 회전의 전방 주행 부분에서 양력을 향상시키기 때문에 전진 비행 동안 제공되는 양력을 고르게 한다.
도 9a 내지 도 9e는 전통적인 날개 및 합성 날개에 대한 스팬 방향의 양력 분포를 도시한다. 도 9a는 전통적인 날개에서 볼 수 있는 가상의 균일한 스팬-방향의 양력 분포를 도시한다. 도 6b 내지 도 6e는 다양한 유형의 합성 날개의 양력 분포 프로파일을 도시하며, 여기서 각각의 양력 분포 프로파일은 타원형의 이상적인 양력 분포(점선으로 도시됨)에 대비된다. 보다 균일한 스팬 방향 양력 분포를 갖는 회전자 어레이 형태는 이상적인 하중을 받는 중실 익형 날개에 비해 유도 항력의 비가 더 낮다. 더 적은 개수의 더 큰 회전자와 달리 더 많은 개수의 더 적은 회전자를 사용하는 양태는 주어진 스팬 길이에 대해 총 블레이드 면적이 더 적고 항력이 더 적다는 것이다. 일반적으로 평균 블레이드 익현은 주어진 총 양력 및 팁 속도에 대해 회전자의 수에 따라 변하지 않으므로 더 적은 회전자는 보다 바람직한 종횡비(반경 대 평균 익현 비)를 갖는다.
도 9b는 4개의 회전자 시스템(합성 날개마다 2개의 회전자)을 도시한다. 하중 변동은 회전자 형태로 인해 20%이다. 이상적인 하중을 받는 날개에 대해 이러한 형태의 유도 항력의 비는 1.22이다. 도 9c는 8개의 회전자 시스템(합성 날개마다 4개의 회전자)을 도시한다. 하중 변동은 회전자 형태로 인해 20%이다. 이상적인 하중을 받는 날개에 대해 이러한 형태의 유도 항력의 비는 1.43이다.
도 9d는 4개의 회전자 시스템(합성 날개마다 2개의 회전자)을 도시한다. 하중 변동은 회전자 형태로 인해 40%이다. 이상적인 하중을 받는 날개의 유도 항력에 대해 이러한 형태의 유도 항력의 비는 1.88이다. 도 9e는 8개의 회전자 시스템(합성 날개마다 4개의 회전자)을 도시한다. 하중 변동은 회전자 형태로 인해 40%이다. 이상적인 하중을 받는 날개의 유도 항력에 대해 이러한 형태의 유도 항력의 비는 2.71이다.
도 10은 본 발명의 일부 실시예에 따른 회전자를 도시한다. 도시된 바와 같이, 회전자 블레이드의 내측 단부에 상당한 반경이 있다(표 1과 표 2에 치수가 있음). 이러한 형태에서, 회전자 블레이드의 내측 단부는 블레이드가 스핀 축 쪽으로 더 이동한 형태에 비해 후퇴하는 블레이드가 실속하는 일이 더 쉽지 않게 한다. 회전자의 이 중심 영역은 개별 모터(또는 역 회전하는 블레이드 형태에서 한 쌍의 모터)를 배치할 수 있게 한다. 따라서, 회전자 블레이드는 (스핀 축에 대해) 모터 자체의 반경 방향 외측에서 시작될 수 있다.
일부 실시예에서, 도 11a 내지 도 11c에 도시된 바와 같이, 항공 운송 수단(300)은 우측 의사 날개(302) 및 좌측 의사 날개(303)를 형성하는 전방으로 기울어진 회전자의 이중 세트를 가질 수 있다. 선두 에지 날개 및 후미 날개는 또한 전진 비행 동안에도 양력을 제공한다. 항공 운송 수단 본체(301)는 전진 추력 꼬리 회전자(311)를 지지한다. 예시적인 실시예의 상세 및 치수는 표 2에 표시된다.
Figure pct00003
Figure pct00004
날개 회전자의 이중 열을 갖는 일부 실시예에서, 날개 회전자의 열(row)들은 분리될 수 있고, 열들 사이에 하나 이상의 날개 요소를 포함할 수 있다. 일부 실시예에서, 날개 회전자의 2개를 초과하는 열이 있을 수 있다.
상기 설명으로부터 명백한 바와 같이, 본 명세서에 제공된 설명으로부터 다양한 실시예가 구성될 수 있고, 이 기술 분야에 통상의 지식을 가진 자에게는 추가적인 장점 및 수정이 용이하게 일어날 수 있을 것이다. 따라서, 보다 넓은 관점에서 본 발명은 본 명세서에 설명되고 도시된 특정 상세 및 예시적인 예로 국한되는 것은 아니다. 따라서, 출원인의 일반적 발명의 사상 또는 범위를 벗어나지 않고 이러한 상세를 벗어나는 일이 일어날 수 있다.

Claims (12)

  1. 전통적인 날개의 공기 역학을 시뮬레이션하기 위해 회전자를 사용하여 수직 이륙 및 수평 비행에 적응된 항공 운송 수단(aerial vehicle)으로서,
    항공 운송 수단 본체;
    우측 날개 조립체로서,
    제1 스팬(span) 방향을 따르는 복수의 우측 날개 회전자로서, 상기 우측 날개 회전자의 스핀 축은 전방으로 기울어져 있는, 상기 복수의 우측 날개 회전자; 및
    우측 후미 에지 날개(right side trailing edge)로서, 상기 우측 후미 에지 날개는 상기 항공 운송 수단 본체에 제1 단부를 갖고, 상기 복수의 우측 날개 회전자의 후방으로 상기 제1 스팬 방향을 따라 외측(outboard)으로 이동하는, 상기 우측 후미 에지 날개를 포함하는, 상기 우측 날개 조립체; 및
    좌측 날개 조립체로서,
    스팬 방향을 따르는 복수의 좌측 날개 회전자로서, 상기 좌측 날개 회전자의 스핀 축은 전방으로 기울어져 있는, 상기 복수의 좌측 날개 회전자; 및
    좌측 후미 에지 날개로서, 상기 좌측 후미 에지 날개는 상기 항공 운송 수단 본체에 제1 단부를 갖고, 상기 복수의 좌측 날개 회전자의 후방으로 상기 제1 스팬 방향을 따라 외측으로 이동하는, 상기 좌측 후미 에지 날개를 포함하는 상기 좌측 날개 조립체를 포함하는, 항공 운송 수단.
  2. 제1항에 있어서, 상기 우측 날개 회전자의 스핀 축은 8도 내지 12도 범위의 각도로 전방으로 기울어지고, 상기 좌측 날개 회전자의 스핀 축은 8도 내지 12도 범위의 각도로 전방으로 기울어진, 항공 운송 수단.
  3. 제1항에 있어서, 상기 우측 날개 회전자의 스핀 축은 5도 내지 15도 범위의 각도로 전방으로 기울어지고, 상기 좌측 날개 회전자의 스핀 축은 5도 내지 15도 범위의 각도로 전방으로 기울어진, 항공 운송 수단.
  4. 제2항에 있어서, 상기 우측 날개 회전자의 기울기 각도 및 상기 좌측 날개 회전자의 기울기 각도는 조정 가능하지 않은, 항공 운송 수단.
  5. 제3항에 있어서, 상기 우측 날개 회전자의 기울기 각도 및 상기 좌측 날개 회전자의 기울기 각도는 조정 가능하지 않은, 항공 운송 수단.
  6. 제1항에 있어서, 상기 우측 날개 회전자의 스핀 축은 5도 내지 20도 범위의 각도로 전방으로 기울어지고, 상기 좌측 날개 회전자의 스핀 축은 5도 내지 20도 범위의 각도로 전방으로 기울어진, 항공 운송 수단.
  7. 제2항에 있어서, 상기 항공 운송 수단은 제어 가능한 제어 표면을 갖지 않는, 항공 운송 수단.
  8. 제3항에 있어서, 상기 항공 운송 수단은 제어 가능한 제어 표면을 갖지 않는, 항공 운송 수단.
  9. 제4항에 있어서, 상기 항공 운송 수단은 제어 가능한 제어 표면을 갖지 않는, 항공 운송 수단.
  10. 제5항에 있어서, 상기 항공 운송 수단은 제어 가능한 제어 표면을 갖지 않는, 항공 운송 수단.
  11. 제1항에 있어서, 각각의 날개 회전자는 복수의 블레이드 및 전기 모터를 갖되, 상기 전기 모터는 상기 회전자의 스핀 축의 중심에 장착되고, 상기 스핀 축에 대해 상기 블레이드의 내측 단부는 상기 모터의 외측에 있는, 항공 운송 수단.
  12. 제2항에 있어서, 각각의 날개 회전자는 복수의 블레이드 및 전기 모터를 갖되, 상기 전기 모터는 상기 회전자의 스핀 축 중심에 장착되고, 상기 스핀 축에 대해 상기 블레이드의 내측 단부는 상기 모터의 외측에 있는, 항공 운송 수단.
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