KR20190133799A - 대형 가변 속도 틸트 로터를 사용하는 eVTOL 항공기(EVTOL AIRCRAFT USING LARGE, VARIABLE SPEED TILT ROTORS) - Google Patents

대형 가변 속도 틸트 로터를 사용하는 eVTOL 항공기(EVTOL AIRCRAFT USING LARGE, VARIABLE SPEED TILT ROTORS) Download PDF

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KR20190133799A
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아브 카렘
윌리엄 마틴 웨이드
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카렘 에어크래프트, 인크.
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Abstract

전기 동력 수직 이착륙(eVTOL) 항공기를 위한 장치, 시스템 및 방법이 고려된다. 이러한 크래프트는 일반적으로 가변 속도 강성(비-연접식) 로터들인, 적은(예를 들어, 2 내지 4개) 로터들을 이용하여 적어도 500 파운드(대략 227 kg)에서 안전하게 수송하도록 설계된다. 하나 이상의 로터들이 로터이용 비행(예를 들어, 수직 이륙, 호버, 등) 중에 충분한 양의 리프트(예를 들어 70%)를 생성하고, 그리고 날개이용 비행 중에 전진 추진을 제공하기 위해 틸팅되는 것이 고려된다. 로터들은 바람직하게는 개별적인 블레이드 제어를 이용하고, 그리고 배터리 구동된다. 운송 수단은 바람직하게는 오토파일럿 또는 조정사가 없는 방식으로 비행하며 그리고 비교적 작은(예를 들어, 직경 45' 미만) 풋프린트를 가진다.

Description

대형 가변 속도 틸트 로터를 사용하는 eVTOL 항공기(EVTOL AIRCRAFT USING LARGE, VARIABLE SPEED TILT ROTORS)
본 발명의 기술분야는 수직 이착륙 항공기이다.
배경기술은 본 발명을 이해하는데 유용할 수 있는 정보를 포함한다. 본원에서 제공되는 임의의 정보가 현재 청구되는 발명에 관련되거나 또는 종래 기술임을, 또는 명시적 또는 암시적으로 참조되는 임의의 간행물이 종래 기술임을 인정하는 것은 아니다.
전기 동력 운송에 대한 상당한 수요가 존재한다.
재충전식 배터리들의 현재의 제약들(에너지 밀도 -220 Wh/Kg - 300 Wh/Kg, 방전심도, 충전/방전 속도 및 사이클-수명 문제들)로 인해, 배터리-동력 차량들(골프 카트와 같은 저속 단거리 차량들을 제외)의 시장 진입의 일반적인 순서는 다음과 같다.
● 자동차들 - 전력을 채용하기 가장 쉬운 차량이다. 자동차들은 무거운 배터리들을 수용할 수 있고, 상대적으로 배터리 소모율이 낮고, 배터리가 고갈되면 안전하게 작동이 멈춰질 수 있다.
● 동력 세일플레인들 - 여기서는 다른 방식의 안전한 글라이더를 발진시키기 위해 파워플랜트가 사용된다.
● 고정익 훈련 항공기 - 전문적인 강사들, 유지보수, 및 관리가 있는 기존 공항들에서 운영되고, 단기간 비행에 유용함
● 개인 소유의 고정익 - 높은 날개이용(wingborne) 양항비(lift to drag ratio)를 가지는, 롤링 이륙 및 착륙으로 인해 다음으로 가장 쉬움.
● 전기 VTOL (eVTOL) - 호버(hover)에 대해 높은 파워 요구치로 인해, 특히 고속 효율적인 순항이 또한 요구되는 경우에, 보다 도전적임.
eVTOL은 설비가 완비된 터미널들 간에 단거리 이동(trip)을 하는 “특수 운송” 항공기에서, 적어도 하나의 열악한 설비를 가지는 착륙 지점과 함께 보다 긴 이동을 하는 “어반 모빌리티”로 변함에 따라 더 도전적이게 되었다. 이 수요는 우버TM 의해 발행된 정보에 의해 예시되고, 그리고 종래 기술 도 1a 및 1b와 같이 본원에서 재생산된다. 도 1a는 우버®가 제안한 하이브리드-전기 수직 이착륙(eVTOL) 항공기에 대한 도래하는 도시 운송 시장의 개념도이다. 도 1b는 이러한 항공기를 개발 및 운용에 대한 프로젝트 일정이다.
안전성 및 효율성은 아마도 이러한 시장을 만족시키기 위한 eVTOL 항공기를 개발하기 위해 가장 중요한 요소들이다. 높은 안전성을 달성하기 위해, 대부분의 종래 기술은 6개, 8개 또는 더 많은 독립적으로 동작하는 로터들을 사용하는 항공기에 집중하고 있다. 임의의 단일 로터가 이러한 항공기에서 고장나는 경우, 다른 로터들이 안전하게 착륙하도록 할 수 있다. 단일 로터의 고장이 항공기를 충돌하게 할 수 있기 때문에, 네 개의 로터를 사용하는 항공기 조차도 특별히 내결함성이라고 생각되지 않는다.
다수의 제안된 프로토타입 항공기가 이러한 다수의 로터를 사용하는 전략을 사용하여 설계되고 있다. 예를 들어, 도 2a 및 도 2b는 종래 기술인 16개 로터의 Volocopter™에 대한 아티스트의 작업물들이고, 도 3은 종래 기술인 8개 로터의 Ehang™의 사진이며, 그리고 도 4는 종래 기술인 8개 로터의 CityAirbus™의 사진이다. 그러나, 모든 이러한 설계들은 로터들이 수직 리프트에서 전방 추진 위치들로 기울어지지 않고, 그리고 날개가 없기 때문에 문제가 된다. 이 조합은 전진 비행에 극히 비효율적이고, 이는 항공기를 상대적으로 짧은 거리로 제한한다.
다수의 로터를 이용하는 전략을 계속 사용하지만, 날개를 추가하여 전진 비행 효율을 개선하는 몇몇의 eVTOL 항공기가 개발되고 있다. 예를 들어, 도 5는 종래 기술인 36개의 로터의 Lilium™ eVTOL에 대한 아티스트의 작업물이고, 여기서 로터들은 전방 및 후미 날개에 대해 기울어진다. 제조사는 300 km 이동범위(range), 300 km/hr 속도를 주장한다. 그러나, 이 항공기는 높은 디스크 부하가 낮은 전력 부하(중량 당 높은 설치 전력)를 야기하고, 이는 효율성 및 이동범위를 감소시키고, 그리고 높은 노이즈 레벨들을 생성한다.
날개들에 대해 기울어지는 로터들을 가지는 대신, 날개들에 대해 고정된 위치에 배치되는 로터들을 가지고, 날개들을 기울이는 것이 가능하다. 해당 전략의 예시는 8개의 로터의 Airbus™ A3 Vahana에 대한 아티스트의 작업물인, 도 6에서 도시된다. 이 항공기는 수직 리프트에서 전진 비행으로 전이하는 동안 매우 높은 전력 요구사항을 위해 전진 비행에서 더 높은 효율성을 트레이드 오프하기 때문에 문제가 된다. 이러한 전이 동안, 날개들은 커다란 에어브레이크들로 작동한다.
하나 이상의 고정된 날개들에 대해 기울어지는 로터들을 가지는 것도 또한 가능하다. 사진이 이용 가능하지 않지만, 도 7은 Joby™의 6개의 로터의 eVTOL 컨셉에 대한 전산 유체 역학(CFD)의 이미지이다. 이 항공기는 위에서 언급된 몇몇의 문제점들을 해결하나, 다수의 로터를 사용하는 전략 수단의 이용은 로터들이 상대적으로 작다는 것을 의미한다. 이는 필수적으로 낮은 전력 부하(중량 당 높은 설치 전력) 및 높은 노이즈 레벨을 야기하는 높은 디스크 부하를 의미한다.
종래 기술이 고려하고 있는 것으로 보이는 유일한 다른 해결책은 수직 리프트 로터들을 전진 추진 로터들/프로펠러들로부터 분리하는 것이다. 아이디어는 상이한 리프트 및 순항 추진 시스템들의 사용이 각각의 시스템이 그 특정 기능에 대해 최적화되도록 허용하는 것이다. 도 8은 Aurora™ eVTOL 컨셉에 대한 아티스트의 작업물이며, 이는 8개의 리프팅 로터들 및 후미 배향 프로펠러를 이용한다. 중복 추진 시스템들은 더 무겁고 그리고 보다 비싼 하드웨어를 요구하고, 흔들림 없는 순항(level cruise)을 위해 순항 파워플랜트를 크기 조정(sizing)함으로 인해 날개이용 순항에서 한계 상승률(marginal climb rate)을 가지고, 그리고 잠재적으로 더 높은 순항 리프트 계수(더 작은 날개)를 위한 최적화를 설계함으로 인해 더 작은 날개이용 스톨 속도 마진 - 요동(gust) 돌입 및 회복을 가지게 되므로 이 설계는 문제가 된다.
예시: 130 mph로 비행 중인 경우, 20 Ft/sec의 수직 요동은 6 도만큼 받음각을 증가시키고, 이의 효율적인 0.9의 리프트 계수에서 작은 날개를 스톨링(stall)할 수 있으나, CL=0.5의 보다 큰 날개를 스톨링하지 못한다.
도 9a 및 도 9b는 유사한 설계인 Terrafugia™ eVTOL에 대한 아티스트들의 컨셉도들이다. 이 설계는 다중 추진 시스템들에 관한 상술한 약점들을 가지고, 또한, 트윈 틸트 로터 구성은 로터이용 비행에서 피치 제어를 위한 방법을 제공하지 않는다.
종래 기술에서의 모터 설비들은 또한 작은 토크 요구사항들을 가지는 작은 로터들에 관한 것이다.
예를 들어, 도 10은 Airbus™ A3 Vahana™의 모터 설비를 도시한다. 모터는 모터 및 프로펠러가 동일한 회전 속도로 스핀하는 직접-구동 구성으로 배치된다. 이 간단한 추진 시스템 해결책은 큰 토크 요구사항들을 가지는 큰 로터들에 대한 문제를 가진다.
관련된 물리학으로 인해, 단거리에 걸쳐 작은 탑재량(500 파운드 미만)을 운반하는 다수의 로터를 이용하는 eVTOL를 설계하는 것은 비교적 간단하다. 보다 큰 탑재량 중량 및 상업적으로 바람직한 이동범위를 위해, 다수의 로터들을 이용하는 전략은 점점 더 문제가 되고 있다. 보다 많은 수의 작은 로터들을 사용하는 것은 더 적은 수의 대형 로터들 보다 적은 디스크 면적을 제공하고, 항공기 중량 당 보다 많은 전력을 요구하고, 적은 전체 로터 디스크 면적은 더 높은 블레이드 팁(blade tip) 마하 수(Mach number) 또는 더 많은 수의 와이드-코드 블레이드(wide-chord blade)나 둘 다를 야기하기 때문에 낮은 노이즈에서 호버(hover)하는 것이 어려우며, 그리고 자동 회전 하강 속도가 로터 디스크 부하의 제곱근에 비례하여 증가하고 그리고 높은 하강 속도로부터의 회복은 위험하기 때문에 전력 손실 이후에 자동회전 비행을 보다 위험하게 만든다.
작은 수(2, 3 또는 4)의 보다 큰 로터들의 사용은 위에서 논의된 몇몇의 문제점들을 해결할 수 있으나, 이 접근법은 일반적인 지식과는 완전히 상반된다. 무엇보다도, 수직 리프트를 최적화하는데 요구되는 특성은 전진 비행을 최적화하는데 요구되는 특성과 매우 상이하다. 또한, 본 기술분야의 통상의 기술자들은 이렇게 하는 것이 임의의 로터들의 모터 고장 시에 허용할 수 없을 정도로 안전성을 희생하고, 그리고 eVTOL에 대한 수용할 수 없는 불효율성을 초래할 것이므로 더 적은 로터들을 가지는 아이디어를 무시할 것이다. 또한, 이러한 문제들은 분리된 리프트 및 전진 추진 시스템들을 가짐으로써 적절하게 해결될 수 없다.
현존하는 기술의 배터리에 의해 구동되면서, 4개 이하의 로터들을 가지는 통합적인 리프트 및 전진 추진 시스템을 이용하는, 적어도 500 파운드의 탑재물을 안전하게 수송할 수 있는 수직 이착륙 로터크래프트(rotorcraft)가 여전히 요구된다.
본원에서 모든 간행물들은 각각의 개별적인 간행물 또는 특허 출원이 명시적으로 그리고 개별적으로 참조로서 통합되는 것으로 표시되는 것과 같은 정도로 참조로서 통합된다. 통합되는 참조에서의 용어의 사용 또는 정의가 본원에서 제공되는 해당 용어의 정의와 상반되거나 또는 불일치하는 경우, 본원에서 제공되는 해당 용어의 정의가 적용되고 그리고 참조에서의 해당 용어의 정의가 적용되지 않는다.
몇몇의 실시예들에서, 본 발명의 특정 실시예들을 설명하고 그리고 청구하는데 사용되는, 성분의 양들, 농도, 반응 조건과 같은 특성 등을 나타내기 위한 수들은 용어 “약(about)”에 의해 몇몇의 예시들에서 수정되는 것으로 이해되어야 한다. 따라서, 몇몇의 실시예들에서, 기재된 설명 및 첨부되는 청구항들에서 제시되는 수치 파라미터들은 특정 실시예에 의해 획득되도록 의도되는 원하는 특성들에 따라 변할 수 있는 근사치이다. 몇몇의 실시예들에서, 수치 파라미터들은 보고된 유효 자릿수의 개수에 비추어 그리고 일반적인 반올림 기법들을 적용함으로써 해석되어야 한다. 본 발명의 몇몇의 실시예들에 대한 넓은 범위를 제시하는 수치 범위들 및 파라미터들이 근사치임에도 불구하고, 특정 예시들에서 제시되는 수치값들은 가능한 정확하게 보고된다. 본 발명의 몇몇의 실시예들에서 제시된 수치 값들은 이들의 개별적인 시험 측정에서 발견되는 표준 편차로부터 발생하는 필연적인 특정 오차를 포함할 수 있다.
이하의 청구항들 전체에 걸쳐 그리고 본원의 설명에서 사용되는 바와 같이, “일(a)”, “일(an)”, 및 “상기(the)”의 의미는 문맥이 명백히 달리 지시하지 않는 한 복수 참조를 포함한다. 또한, 본원의 설명에서 사용되는 바와 같이, “내에(in)”의 의미는 문맥이 명백히 달리 지시하지 않는 한 “내에(in)” 및 “상에(on)”를 포함한다.
본원에서의 값들의 범위에 대한 언급은 단지 범위 내에 있는 각각의 개별 값들을 개별적으로 참조하는 약식 방법으로 기능하도록 의도된다. 본원에서 달리 지시되는 않는 한, 각각의 개별값은 본원에서 개별적으로 인용되는 것과 같이 본원에 통합된다. 본원에서 설명되는 모든 방법들은 본원에서 달리 지시되거나 또는 문맥상 명백하게 모순되지 않는 한 임의의 적합한 순서로 수행될 수 있다. 본원에서 특정 실시예들에 대하여 제공되는 임의의 그리고 모든 예시들, 또는 예시적인 언어(예를 들어, “~와 같은”)의 사용은 단지 본 발명을 보다 잘 설명하기 위해 의도된 것이며 그리고 달리 청구되지 않는 한 본 발명의 범위를 제한하지 않는다. 본 명세서의 어떠한 언어도 본 발명의 실시에 필수적인 어떠한 청구되지 않은 요소를 표시하는 것으로 해석되어서는 안된다. 반대되는 의미가 명시적으로 언급되지 않는 한, 모든 범위들은 이들의 종점들을 포함하고, 개방된 범위들은 상업적으로 실현가능한 실시예들에 의해 개방된 말단 상에 한정되는 것으로 해석되어야 한다.
본원에 개시되는 본 발명의 대안적인 요소들 또는 실시예들의 그룹화는 제한으로 해석되어서는 안된다. 각각의 그룹의 구성원은 본원에서 발견되는 다른 요소들 또는 그룹의 다른 구성원들과 임의의 조합으로 또는 개별적으로 청구되고 언급될 수 있다. 그룹의 하나 이상의 구성원들은 특허성 및/또는 편의의 이유로 그룹에서 삭제되거나 또는 그룹에 포함될 수 있다. 임의의 이러한 포함 또는 삭제가 발생하는 경우, 본 명세서는 수정된 그룹을 포함하는 것으로 간주되어 첨부되는 청구항들에서 사용되는 모든 마쿠스 그룹들의 기재된 설명을 충족한다.
본원에서 사용되는 바와 같이, 그리고 문맥이 달리 지시하지 않는 한, 용어 “~에 결합되는(coupled to)”은 직접 결합(서로 결합되는 두 요소가 서로 접촉함) 및 간접 결합(적어도 하나의 추가적인 요소가 두 요소 사이에 위치함) 둘 다를 포함하는 것으로 의도된다. 따라서, 용어 “~에 결합되는” 및 “~과 결합되는”은 동의어로 사용된다.
이하의 논의는 본 발명의 주제의 다수의 예시 실시예들을 제공한다. 각각의 실시예가 발명적인 요소들의 단일 조합을 나타내지만, 본 발명의 주제는 개시되는 요소들의 모든 가능한 조합들을 포함하는 것으로 간주된다. 따라서, 제 1 실시예가 구성요소 A, B, 및 C를 포함하고, 제 2 실시예가 구성요소 B 및 D를 포함하는 경우, 본 발명의 주제는 또한 명시적으로 개시되지 않는 경우에도, A, B, C, 또는 D의 다른 나머지 조합들을 포함하는 것으로 간주된다.
본 출원은 미국 가출원 번호 제 62/509666호(2017년 5월 22일 출원), 미국 가출원 번호 제 62/509674호(2017년 5월 22일 출원), 및 미국 가출원 번호 제 62/656971(2018년 4월 12일 출원)에 대한 우선권을 주장하고, 이의 개시는 참조로서 본원에 통합된다.
본 발명의 주제는 전기 수직 이착륙(eVTOL) 항공기가 감소된 개수(예를 들어, 2 내지 4)의 가변 속도 강성(비-연접식) 로터들을 이용하여 적어도 500 파운드(대략 227 kg)를 수송하도록 설계되는 장치, 시스템들, 및 방법들을 제공한다.
본 발명의 주제의 다양한 목적들, 특징들, 양상들 및 이점들이 동일한 번호가 동일한 요소들을 나타내는 첨부되는 도면들과 함께, 바람직한 실시예들에 대한 이하의 상세한 설명으로부터 보다 명확해질 것이다.
도 1a는 우버®가 제안한 하이브리드-전기 수직 이착륙(eVTOL) 항공기에 대한 도래하고 있는 도시 운송 시장에 대한 종래 기술인 개념도이다.
도 1b는 도 1a에 따른 항공기에 대한 개발 및 운용에 대한 종래 기술인 프로젝트 일정이다
도 2a 및 도 2b는 종래 기술인 16개 로터의 Volocopter™에 대한 아티스트의 작업물들이다.
도 3은 종래 기술인 8개 로터의 Ehang™의 아티스트의 작업물이다.
도 4는 종래 기술인 8개 로터의 CityAirbus™의 아티스트의 작업물이다.
도 5는 로터들이 전방 및 후미 날개들에 대해 기울어지는 종래 기술인 36개 로터의 Lilium™ eVTOL의 아티스트의 작업물이다.
도 6은 8개의 로터의 Airbus™ A3 Vahana™에 대한 아티스트의 작업물이다.
도 7은 종래 기술인 Joby™의 6개의 로터의 eVTOL 컨셉 항공기에 대한 전산 유체 역학(CFD) 유동 솔루션의 이미지이다.
도 8은 8개의 리프팅 로터들을 및 후미 배향 프로펠러를 사용하는, 종래 기술인 Aurora™ eVTOL 컨셉 항공기에 대한 아티스트의 작업물이다.
도 9a 및 9b는 Terrafugia™ eVTOL 항공기에 대한 아티스트들의 컨셉도들이다.
도 10은 종래 기술인 Airbus™ A3 Vahana™의 모터 설비를 도시한다.
도 11은 본원의 본 발명의 개념들에 따른 바람직한 VTOL 항공기의 개략적인 사시도이다.
도 12는 도 11의 항공기의 치수들 및 파라미터들의 표이다.
도 13a 및 도 13b는 도 11d의 항공기의 각각 치수화된 도안들의 개략적인 평면도 및 측면도이다.
도 13c는 도 11의 항공기의 계산된 중량들 및 가능한 좌석 배치를 설명하는 표이다.
도 13d 및 도 13e는 도어들 및 해치들이 열려 있는, 도 11의 항공기의 개략적인 사시도이다.
도 13f는 도 11의 항공기의 열려 있는 후미 램프의 개략적인 측면도이다.
도 13g는 도 11의 항공기의 측면 섹션의 개략도이다.
도 14는 4개의 상이한 위치에서 도시되는, 도 11의 항공기와 함께 사용될 수 있는 슬롯형 플랫(slotted flap)의 개략적인 측면도이다.
도 15a는 도 11의 항공기와 함께 사용될 수 있는 선외 날개 접힘 특징에 대한 개략적인 사시도이다.
도 15b는 도 11의 항공기의 접힌 방향에서의, 도 15a의 선외 날개의 개략적인 정면도이다.
도 15c는 항공기가 45' 직경의 투영된 원형 주차 공간에 피팅되도록, 접힌 방향으로 선외 날개를 가지는, 도 11의 항공기의 개략적인 평면도이다.
도 16a는 도 11의 항공기의 비-차원화 방사 스테이션(non-dimensional radial station)의 함수들로 계산된 로터 기하학적 형상 및 특성들을 설명하는 표이다.
도 16b 내지 16e는 도 11의 항공기의 제안된 로터 블레이드들의 계산된 빔 플랩 방향 굽힘 강성, 코드 방향 굽힘 강성, 비틀림 강성 및 단위 길이 당 질량을 도시하는 그래프이다.
도 17은 도 11의 항공기의, 로터 속도의 함수로 0도의 집합적 제어 설정(collective control setting)에서 계산된 최저 블레이드 고유 주파수들을 도시하는 그래프이다.
도 18은 도 11의 항공기의, 특정 방사상 스테이션들에서 로터 블레이드들의 5개의 단면 에어포일 프로파일에 대한 개략도이다.
도 19a는 날개이용 비행을 위해 필요한 위치에서, 유선형 나셀에 에워싸인, 도 11의 항공기와 함께 사용될 수 있는 구동 시스템의 제 1 개략적인 사시도이다.
도 19b는 도 11의 항공기와 함께 사용될 수 있는 구동 시스템의 일부에 대한 제 2 개략적인 사시도이다.
도 20은 도 11의 항공기를 위한, 모터 중량에 대한 모터 속도의 계산된 효과들을 도시하는 그래프이다.
도 21a는 도 11의 항공기와 함께 사용될 수 있는 바람직한 개별 블레이드 제어(IBC) 구성의 수직 단면에 대한 개략도이다.
도 21b는 도 11의 항공기와 함께 사용될 수 있는 대안적인 바람직한 개별 블레이드 제어(IBC) 구성의 수직 단면에 대한 개략도이다.
도 22는 4개의 블레이드의 주 로터들 및 4개의 블레이드의 보조 로터들을 가지는, 도 21a 또는 도 21b에 따른 개별 블레이드 제어(IBC) 액츄에이터들을 가지는, 도 11의 항공기의 개략적인 사시도이다.
도 23a는 배터리가 날개 아래에 나셀 내부에 배치되는, 도 11의 항공기와 함께 사용될 수 있는 나셀의 개략적인 단면도이다.
도 23b는 배터리가 날개 내에 배치되는, 도 11의 항공기와 함께 사용될 수 있는 나셀 및 날개에 대한 개략적인 단면도이다.
도 24a 내지 도 24g는 본원의 발명 개념들에 따라 대안적인 바람직한 VTOL 항공기에 대한 개략적인 사시도이다. 이 버전은 보조 로터들을 가지지 않는다.
도 25a 내지 도 25b는 도 13g의 4개의 로터들의 것과 비교되는 3-열 좌석을 도시하는, 도 24a 내지 도 24g의 대안적인 VTOL 항공기에 대한 개략적인 수직 단면도이다.
도 26은 도 24a 내지 도 24g의 2개의 로터의 대안적인 VTOL 항공기에 대한 치수들 및 파라미터들의 표이다.
본 발명의 주제는 전기 동력 수직 이착륙(eVTOL) 항공기가 일반적으로 주 로터들 및 보조 로터들로 조립되는, 감소된 개수(2 내지 4개)의 가변 속도 강성(비-연접식(non-articulated)) 로터들을 이용하여 적어도 500 파운드(대략 227 kg)를 수송하도록 설계되는 장치, 시스템들 및 방법들을 제공한다. 로터들(주 또는 보조이든)은 바람직하게는 틸트 로터들이여서 하나 이상의 로터들이 로터이용 비행(예를 들어, 수직 이륙 등) 동안 상당한 양의 리프트를 제공하고, 그리고 날개이용 비행 동안 전진 추력(또는 에어 브레이킹)을 제공하도록 틸팅(tilted)될 수 있다.
몇몇의 고려되는 실시예에서, 각각의 로터는 그 자체의 전기 모터 또는 모터들에 의해 동력을 공급받으며, 그리고 다른 고려되는 실시예들에서, 다수의 로터들은 단일 전기 모터에 의해 동력을 공급받는다. 특히 바람직한 실시예들에서, 개별 로터들은 3개의 전기 모터들에 의해 동력을 공급받을 수 있다. 상이한 전기 모터들이 상이한 배터리 팩들에 의해 동력을 공급받을 수 있거나, 또는 다수의 전기 모터들이 단일 배터리 팩에 의해 동력을 공급받을 수 있다.
“배터리” 및 “배터리 팩”이라는 용어들은 전기를 생성하는 하나 또는 다수의 화학 전지를 지칭하는 것으로 본원에서 상호 교환적으로 사용될 수 있다. 배터리들은 바람직하게는 Li-ion 화학반응들을 이용하며, 그리고 약 100 kWh/lb의 특정한 에너지 밀도를 가진다. 다른 고려되는 배터리 화학반응들은 Li-Polymer 및 Li-Metal을 포함한다.
개별 블레이드 각도들의 변경이 VTOL 및 날개이용 순항 비행 둘 다에서 항공기의 피치를 제어하기 위해 힘 모멘트들을 적용하도록 사용될 수 있기 때문에 비-연접식(Non-articulated) 로터가 바람직하다. 블레이드 각도 제어는 피치 축에 축방향으로 피팅되는, 이들의 각각의 블레이드 내에 바람직하게 피팅되는 개별 블레이드 제어 액츄에이터에 의해 바람직하게 구현된다. 적어도 제 1 및 제 2 주 로터들에 이용되는 개별 블레이드 제어 시스템은 로터 상에 있는 블레이드들 사이에 상이한 집합 피치를 부여하여, 로터 추력(rotor thrust)이 대략 일정하게 유지하는 반면에, 샤프트 토크가 차동 집합(differential collective) 없이 필요한 토크 이상으로 증가된다. 상세한 내용은 계류 중인 가출원 제 62/513930호(Tigner) “A Propeller Or Rotor In Axial Flight For The Purpose Of Aerodynamic Braking” 및 제 62/513925호(Tigner) “Use Of Individual Blade Control To Enhance Rotorcraft Power Response Quickness”에서 찾을 수 있고, 이들 각각은 본원에 전체로서 참조로 통합된다.
바람직한 실시예들에서, 항공기는 주 및 보조 로터들을 가진다. 주 로터들은 로터 최대 리프트와 로터 반경의 6%의 곱, 보다 바람직하게는 로터 반경의 적어도 9%의 곱, 가장 바람직하게는 로터 반경의 12%의 곱과 적어도 동일한 힘 모멘트들을 제공하도록 구성되는 허브들 및 블레이드들을 포함한다.
4개 이하의 로터들 및 현재 이용가능한 배터리 기술들을 이용하여 상업적으로 실행가능한 비행 지속기간, 리프트 및 다른 특성들을 구현하기 위해, 적어도 주 로터들은 상대적으로 클 필요가 있다. 따라서, 각각의 주 로터들은 10 psf 보다 낮은 디스크 로딩 및 8 lb/HP 이상의 호버 전력 부하를 제공하도록 구성될 수 있다. 보다 바람직하게는, 각각의 주 로터들은 6 psf 보다 낮은 디스크 로딩 및 10 lb/HP 보다 높은 호버 전력 부하(hover power loading)를 제공하도록 구성될 수 있다. 다른 고려되는 항공기 실시예들은 8 lb/HP 전력 미만의 전력 부하를 가진다.
또한, 로터이용 및 날개이용 비행에서 높은 로터 효율을 구현하기 위해, 넓은 범위의 로터 RPM(20% 내지 100%와 같은)에 걸친 지속적인 로터 동작이 필요하고, 고려되는 실시예들은 미국 특허 제 6007298호(Karem) "Optimum Speed Rotor"(OSR) 및 제 6641365호(Karem) "Optimum Speed Tilt Rotor"(OSTR)에서 개시되는 로터 설계들을 이용한다.
OSR 및 OSTR의 교시들을 이용하여, 본원에서 고려되는 항공기는 바람직하게는 로터 회전 중심으로부터 측정되는 로터 반경의 30%에서, lbs-in2 단위로 측정되는, 단위 피트의 로터 직경의 4승의 100배 이상, 보다 바람직하게는 200배 이상인 블레이드 각각의 플랩 강성을 구현한다.
또한, OSR 및 OSTR의 교시들을 이용하여, 각각의 블레이드 단위 lbs 중량은 바람직하게는 입방 피트 단위(in feet cubed)로 로터의 직경의 0.004배를 초과하지 않는다.
제 1 및 제 2 주 로터들을 가지는 실시예들에서 적어도 하나의 선택적인 제 1 보조 로터를 포함하는 것이 고려되고, 이들 각각은 주 로터들의 각각의 디스크 면적의 50% 보다 크지 않다. 바람직한 실시예들에서, 보조 로터들의 각각은 주 로터들의 각각의 디스크 면적의 40% 보다 크지 않다. 보조 로터들은 서로 동일한 크기일 필요는 없다.
보조 로터 또는 로터들은 또한 바람직하게는 개별 블레이드들의 피치를 변경함으로써 피치 힘 모멘트들을 생성하도록 구성되는, 강성(비-연접식) 로터들이다. 적어도 제 1 보조 로터는 유리하게는 주 로터들의 집합 총 항공기 피치 힘 모멘트 이하의 최대 항공기 피치 힘 모멘트를 제공하도록 구성된다.
각각의 로터에 대해, 회전 허브, 대응하는 허브 베어링, 기어박스, 및 모터 마운팅 픽스쳐(motor mounting fixture)는 통합 로터 구동 시스템으로 모두 함께 구성된다. 바람직한 실시예는 주 로터 당 단일 기어 박스에 연결되는 3개의 독립적으로 제어되는 모터들을 포함한다. 3개의 독립적으로 제어되는 모터들은 중복성(redundancy)을 통해 안전상의 이점을 제공하고, 그리고 추가적으로 해당 구성은 가변 속도 로터에 의해 요구되는 높은 토크 출력을 위한 경량 솔루션으로 밝혀졌다.
바람직한 실시예들은 이들 각각이 날개에 대해 적어도 90°로 틸팅되도록 구성되는 로터 어셈블리에 배치되는, 적어도 제 1 및 제 2 로터들을 운반하는 날개를 포함한다. 특히 바람직한 실시예들에서, 대응하는 모터들 또는 다른 파워플랜트들은 로터 어셈블리들과 함께 틸팅되도록 구성된다. 적어도 주 로터들이 개방되는 경우(즉, 로터들이 틸팅함으로써), 이들은 공기-배향 밴드(air-directing band)에 의해 원주상으로 제한되지 않는다.
로터들과 마찬가지로, 날개는 탑재량 및 항공기의 중량에 비해 상대적으로 크다. 예를 들어, 날개는 90 KIAS 이하의 날개이용 스톨 속도 및 40 psf 이하의 날개 부하를 가능하게 하도록 크기 및 치수가 정해지는 것이 바람직하다. 특히 바람직한 날개들은 50 KIAS 보다 높지 않는 날개이용 스톨 속도 및 20 psf 보다 높지 않은 날개 부하를 가능하게 하도록 더 구성될 수 있다. 바람직한 날개들은 10 이상의 날개이용 순항 양항비(lift/drag ratio) 및 완전 로터이용 레벨 비행에서 완전 날개이용 레벨 비행으로 전이에서 20 KIAS 이상의 비행 속도 마진을 제공하도록 더 구성된다. 특히 바람직한 날개들은 40 KIAS 이상의 전이 비행 속도 마진을 제공하도록 더 구성된다.
항공기 스톨 속도를 더 줄이기 위해, 바람직한 날개는 작동식 슬롯형 플랫(actuated slotted flap)과 피팅된다. 특히 바람직한 구성에서, 플랩은 항공기 롤 제어를 제공하는데 사용될 수 있다. 날개는 바람직하게는 (a) 호버에서 감소된 날개 하향 부하를 제공하고; (b) 횡풍(cross wind)에서 천천히 이착륙 지상 이동(taxi)시에 롤 서포트(roll support)를 제공하고; 그리고 항공기 타이 다운(tie down)을 제공하도록 20 내지 90도 사이의 하반각(anhedral angle)으로 날개 팁들을 조정하는 전기 또는 다른 액츄에이터들 및 제어 시스템을 가지는 날개 팁 섹션으로 구성된다.
본원에서 논의되는 날개, 로터들 및 다른 요소들 및 특징들은 바람직하게는 항공기가 고도나 속도의 손실없이 최대 중량에서 3 g로 기동(maneuver)하면서, 모터가 고장나는 경우에 낮은 지속되는 자동회전 감소 속도(low sustained autorotation descent rate)를 가지는 항공기를 제공하도록 설계된다. 바람직한 실시예는 1,000 ft/min 미만의 지속되는 자동회전 감소 속도를 가진다.
몇몇의 실시예들에서, 적어도 제 1 배터리 또는 다른 전력 공급원이 날개에 배치된다. 또한, 몇몇의 실시예들에서, 랜딩 기어는 동체(fuselage) 및 날개 중 적어도 하나로부터 연장된다.
또 다른 바람직한 실시예에서, 적어도 제 1 배터리 또는 다른 전력 공급원은 주 로터 나셀(nacelle)에 배치된다.
이들 각각이 바람직하게는 날개의 것의 10% 내지 100% 사이의 면적을 가지는 리프팅 표면을 가지는, 테일 및/또는 카나드(canard)를 가지는 실시예들이 고려된다.
고려되는 실시예들은 유인 및 무인 항공기 둘 다를 포함한다. 따라서, 동체가 존재하는 경우, 이는 사람이 앉도록 구성되는 적어도 하나의 좌석을 가지는 승객 구역을 가질 수 있다.
탑승한 인간 파일럿이 없이 항공기를 비행시키기에 충분한, 전자 제어들이 또한 고려된다.
도 11은 본원의 본 발명 개념들에 따른 바람직한 VTOL 항공기의 사시도이다. 항공기는 날개(1101), 정적 나셀(1102), 틸팅 나셀(1103), 동체(1150), 테일 표면(1130), 및 제 1 틸팅 로터 시스템(1110)을 가진다. 특히 바람직한 실시예는 제 1 틸팅 보조 로터 시스템(1140)을 포함한다.
로터 시스템(1110)은 로터 블레이드들(1120)을 포함한다. 로터 블레이드들은 예를 들어 미국 특허 번호 제 6641365호(Karem)에서 기술되는 것을 포함하는, 강성 힌지리스 유형이다. 로터 시스템은 화살표(1113)으로 표시되는 추력 및 힘 모멘트(1114)를 집합적으로 제공한다. 모멘트들 및 힘들은 블레이드(1120)의 길이로 연장하는 피쳐 축(1121)에 대해 블레이드들을 회전시킴으로써 제어될 수 있다. 피쳐 축(1121)에 대한 피치 각도는 화살표(1122)로 표시된다. 로터 블레이드의 팁은 원(1116)으로 표시되는 회전 궤적을 따른다. 로터 블레이드들(1120) 및 틸팅 나셀(1103)은 틸트 축(1112)에 대해 화살표(1111)로 표시되는 경로를 따라 틸팅한다. 틸팅 로터 기능을 설명하기 위해, 오른쪽 나셀은 날개이용 비행 방향으로 있고, 반면에 외쪽 나셀은 로터비행 방향으로 있다. 나셀들은 통상적인 동작 동안에 유사한 방향으로 있게 된다.
날개(1101)는 로터 시스템으로부터의 부하들을 동체(1150)로 전달한다. 동체(1150)는 탑재물 및 승객들을 수송하고 그리고 랜딩 기어를 포함하는 다양한 시스템들을 수용하도록 설계된다.
도 12는 바람직한 실시예의 치수들 및 파라미터들의 표이고, “*”는 난류(turbulent flow)를 가리킨다. 표에 의해 설명되는 바람직한 실시예는 대략 1,100 lbs의 공칭 탑재량 및 4,767 lbs의 기본 미션 이륙 중량을 위해 설계된다. 250 sq. ft.의 면적은 19.1 psf의 날개 하중을 생성한다. 849 sq. ft.의 총 디스크 면적은 기체프레임 상에 로터 기류(rotor wash)의 효과를 포함하는 경우에 6.62 lb/ft2의 호버 디스크 부하를 부여한다.
도 13a 및 13b는 도 11에 도시되는 항공기와 일치하는 바람직한 실시예들의 각각의 치수화된 도안들의 평면도 및 측면도를 도시한다. 1310은 동체(1150)에 부착되는 메인 랜딩 기어 휠이다. 1311은 동체(1150)에 부착되는 노즈 랜딩 기어 휠이다. 이전에 번호가 매겨진 모든 요소들은 위에서 설명한 바와 같다.
도 13b는 바람직한 실시예의 항공기의 2개의 상향 개방 노즈 해치들(1312), 자동차형 4개의 문들(1313 및 1314), 및 수하물 구역(1315)을 도시하는 측면도이고, 이 항공기는 3가지의 가능한 구성( a) 한 명의 파일럿 및 4명의 승객이 있는 에어 택시, b) 8명까지의 승객을 가지는 가정용, 및 c) 수하물 구역을 대체하는 선택적 램프(ramp) 및 접히는 후미열 좌석들을 가지는 화물/응급용)을 가진다. 1,350 Lb 탑재 용량을 가지는, 가정용 구성은 2개의 노즈 해치들을 가지는 항공기가 4 도어 SUV와 비교하여 6 도어의 상당하는 것을 제공하는 점을 제외하고, 대형 SUV의 것과 유사한 방식으로 가족을 수용하는 것을 목표로 한다.
도 13c는 바람직한 항공기의 좌석 배치 및 계산된 중량을 설명하는 표이다.
1,350 Lb 탑재용량, 3 열의 좌석 및 특히 400 lb의 수하물 구역 또는 후미 램프를 적재하는데 요구되는 적재 유연성은 8.5 인치까지의 넓은 항공기 C.G 시프트(적재 벡터(loading vector))를 야기한다(날개 평균 역학적 코드의 13.2%). 넓은 항공기 C.G 시프트와 같은 제어 및 항공기 안전성을 제공하는 것은 바람직한 실시예의 보조 로터들 및 강성 주 로터들의 피치 모멘트의 강력한 피치 제어 조합에 의한 로터이용 비행에서, 그리고 강성 주 로터들의 피치 모멘트 및 대형 테일 엘리베이터의 강력한 피치 제어 조합에 의한 날개이용 비행에서 가능하다.
도 13d 및 도 13e는 도어들 및 해치들이 열려 있는, 바람직한 실시예의 항공기의 도면을 도시한다.
도 13f는 열려 있는 후미 램프(1316)를 도시한다. 노즈 기어(1311)는 선택적으로 가변 높이를 가져, 지면 각도에 대한 동체의 조정을 허용하여, 열리는 램프에서 추가적인 여유를 제공한다.
도 13g는 도 13c와 일치하는 제안된 좌석 배치를 가지는 동체의 측면도이다. 탑승한 인간 파일럿 없이 항공기를 비행시킬 수 있는 전자장치(1317)는 미래의 작업들에 대해 구상 중이다.
공기역학 설계
본원에서 고려되는 항공기는 효율적인 수직 및 순항 비행을 위해 설계된다. 추가적으로, 이러한 항공기는 안정한 비행을 제공하고 그리고 “전이 (transition)”로 알려진 완전 날개이용 및 로터이용 비행 사이의 중간 비행 상태에 잘 작동하도록 설계된다.
수직 비행을 위해 요구되는 로터 추력은 효율적인 순항 비행을 위해 요구되는 것의 10배 정도이다. 바람직한 실시예의 항공기는 저속 날개이용 비행에서의 100 RPM에서 12,000 피트 호버 시의 460 RPM까지의 높은 효율을 구현하기 위해 미국 특허 제 6641365호(Karem)에서 설명되는 가변 속도 로터를 이용한다. 로터 공기역학 설계는 이러한 로터를 이용하여 이용가능한 통상적으로 5:1 범위로 호버 대 순항 비행을 위한 최적의 특성의 비교적 작은 타협을 제시한다. 수직 및 순항 비행 상태들의 균형을 맞추는 코드 분포들 및 트위스트와 어택의 넓은 범위의 각도에 걸쳐 선형 리프트 특성을 가지는 에어포일 설계들의 조합이 필요하다. XFOIL과 같은 분석 툴들 및 구역 에어포일 설계가 원하는 특성을 구현하는 에어포일들을 설계하고 그리고 조사하는데 사용될 수 있다. CHARM(CDI)와 같은 호버 로터 성능에 대한 소프트웨어 및 XROTOR와 같은 순항에 대한 로터 분석 소프트웨어는 원하는 성능 특성을 위한 로터 기하학적 형상을 최적화하는데 사용될 수 있다. 결과적으로 바람직한 로터 기하학적 형상은 도 16에서의 표 및 도 18의 에어포일 섹션으로 주어진다.
효율적인 순항 비행을 위해, 적어도 10의 높은 양항비가 요구된다. 구조적 요구사항들을 위한 그리고 탑재량 및 추진을 위한 체적과 같은 실제 고려 사항에 종속하는 형상을 분석하고 그리고 반복적으로 최적화하기 위해, 전산 유체 역학(CFD) 프로그램(예를 들어, STAR-CCM+)들을 이용함으로써 나셀 및 동체의 드래그가 최소화된다. 날개 에어포일은 상술한 XFOIL과 같은 에어포일 툴들을 이용하여 최적화될 수 있다. 날개 최적화에 관련된 고려사항들은 순항 드래그(cruise drag), 수직 비행에서의 하향부하(download), 전이에서의 최대 리프트, 및 구조적 요구사항들 간의 절충을 포함한다.
순항 드래그에 부정적으로 영향을 주지 않고 전이에서의 최대 리프트를 향상시키기 위한 바람직한 방법은 도 14의 단면도에서 도시되는 바와 같은 슬롯형 플랩이다. 도면은 다수의 플랩 편향 각도 위치(최대 상향 편향(-8), 무편향(0), 최대 CL(+22), 최대 하향 편향(+65))를 포함한다. 플랩(1401)은 단순한 힌지(1404)에 대한 회전한다. 후퇴시에(위치 0), 플랩(1401)은 단일 요소 에어포일에 비해 최소의 추가 드래그를 발생시킨다. 최적의 높은 리프트 각도(위치 +22)로 전개되는 경우, 제 1 요소(1402)의 하부 측으로부터의 기류가 플랩 요소(1401)를 통과하도록 허용하는 슬롯이 노출된다. 바람직한 실시예에서, 플랩 및 슬롯 형상은 슬롯형 플랩들이 항공기 롤 제어를 위한 에일러론(aileron)들로 추가적으로 정밀하게 제어할 수 있도록 작은 편향 각도들에 응답하는 선형 리프트를 제공하도록 설계된다. 바람직한 슬롯형 플랩은 추진 시스템 나셀에서 중단되는 날개 팁까지 동체 측면으로부터 날개길이 방향(spanwise)으로 연장한다. 플랩은 날개 변형에 의해 유도되는 응력들을 감소시키기 위해 다수의 날개길이 방향의 구역들로 분할된다. 플랩 힌지는 플랩이 아래쪽으로 편향됨에 따라 슬롯이 열리도록 날개 표면으로부터 오프셋된다. 플랙서블한 상부 표면 실(seal)(1403)은 플랩이 그 후퇴 위치에 있는 경우 드래그를 최소화한다.
날개가 있는 eVTOL 비행의 비행 안정성에 가장 중요한 페이즈는 완전 로터이용에서부터 안전한 전진 속도에서의 날개이용으로 전이이다. 이는 낮은 고도의 도시 환경에서의, 난기류 조건들에서 특히 중요하다. 종래 기술과 달리, 및 큰 날개 면적 및 큰 주 로터의 사용이 안전한 전이를 제공하기 위해 결합된다.
바람직한 실시예에서(2개의 보조 로터들을 가지는), 큰 로터들의 사용은 495 RPM에서의 2g 로터이용 기동, 효율적인 스테디 호버, 및 낮은 노이즈(0.35 보다 낮은 로터 팁 마하수, 350 RPM)를 생성하는 디스크 부하를 발생시킨다. 22도에서의 슬롯형 플랩을 가지는 큰 날개(250 Ft^2)와 함께, 항공기는 4,767 Lb의 항공기 중량에서 50 KIAS의 스톨 속도를 제공하도록 설계된다. 550 RPM의 로터 속도에서, 항공기는 최소 날개이용 속도 보다 40 KIAS 높은, 완전 로터이용(제로 날개 및 테일 리프트)일 수 있고, 그리고 2.5g의 순간 로터 리프트를 전달할 수 있다. 90 KIAS에서, 항공기는 3.25g 날개이용 리프트를 가질 수 있다. 이러한 큰 마진들을 저속 비행으로 인한 대부분의 비행사고 및 극심한 날씨에서의 전이 및 저속 비행으로 인한 제어 사고를 방지한다.
선외 날개 접힘
선외 날개 접힘 특징은 도 15a에서 도시된다. 선외 날개(1501)는 힌지라인(1503)을 중심으로 선내 날개(1502)에 대해 접히며, 그리고 이 움직임은 폴드 액츄에이터(미도시)에 의해 제어된다. 날개를 접는 동작은 비행 및 지상 부하들을 견딜 수 있도록 설계된다. 이는 착륙시에 지상에 접하는 날개 팁에 있는 스프렁 스키드(sprung skid)(1504)를 특징으로 한다. 수용가능한 전이 특성 및 효율적인 비행을 위해 필요한 큰 날개폭(wingspan)은 항공기가 지상의 돌풍(wind gust) 및 측풍(cross wind)에 민감하게 만든다. 팁 스키드들은 항공기에 추가적인 지상 안정성 및 안전을 제공한다. 날개팁은 또한 주차 동안에 항공기를 고정하기 위한 고정(tie-down) 특징들(미도시)을 포함할 수 있다. 로터이용 비행에서, 선외 날개 상의 로터 기류로 인한 하향부하는 감소되며, 이는 하향부하가 로터-날개 분리 거리에 반비례하기 때문이다. 도 15b는 접혀 있는 선외 날개들을 가지는 항공기의 정면도이다. 추가적으로, 접혀 있는 항공기는 더 작은 주차 면적에 피팅될 수 있다. 도 15c는 45' 직경의 투영된 원형 주차 공간에 피팅되는, 항공기의 평면도를 도시한다.
블레이드 설계
도 16a는 비-차원화 방사 스테이션(non-dimensional radial station)의 함수들로 로터 기하학적 형상 및 특성들을 제공한다. 도 18은 특정 방사 스테이션에서 로터 블레이드의 단면 에어포일 프로파일들을 도시한다.
도 16b는 원점에서의 방사 스테이션 0에서부터 팁에서의 방사 스테이션 1까지의 예시적인 실시예의 로터 블레이드의, 코드에 수직이거나, 또는 플랩 방향(flapwise)의 굽힘 강성을 도시한다. 도 16c는 원점에서의 방사 스테이션 0에서부터 팁에서의 방사 스테이션 1까지의 예시적인 실시예의 로터 블레이드의 래그(lag), 또는 코드방향(chordwise) 굽힘 강성을 도시한다. 도 16d는 원점에서 방사 스테이션 0에서부터 팁에서의 방사 스테이션 1까지의 예시적인 실시예의 로터 블레이드의 비틀림 강성을 도시한다. 도 16e는 원점에서 방사 스테이션 0에서부터 팁에서의 방사 스테이션 1까지의 예시적인 실시예의 로터 블레이드의 단위 길이 당 질량을 도시한다. 도 16f는 원점에서 방사 스테이션 0에서부터 팁에서의 방사 스테이션 1까지의 예시적인 실시예의 로터 블레이드의 블레이드 피치 축에 대한 코드방향 cg 위치를 도시한다.
도 16c 내지 도 16e는 제안된 실시예의 블레이드들의 빔 플랩 방향 굽힘 강성, 코드방향 굽힘 강성 및 비틀림 강성을 도시한다. 높은 질량 대 강성은 큰 범위의 로터 속도에 걸쳐 로터를 동작시키면서 구조적 역학 문제점들을 방지하기 위해 필요하다. 제안된 실시예의 블레이드의 블레이드 질량 분포는 도 20f에서 도시된다. 공탄성(aeroelastic) 불안전성들을 방지하기 위해, 로터 블레이드의 코드방향 질량 중심은 블레이드 피치, 또는 특징, 축 보다 훨씬 더 후미일 수 없다. 실시예의 로터 블레이드는 도 16f에서 도시되는 바와 같이 균형을 이루는 질량 중심을 가지는 동작 조건들을 걸쳐 공탄성 불안정성들이 없는 것으로 밝혀졌다.
도 17은 로터 속도의 함수로서 0의 집합적 설정에서 최저 블레이드 고유 주파수들을 도시한다. 원점에서 나오는 선들은 로터의 1/rev, 2/rev … 10/rev의 고조파 주파수들을 나타낸다. 동작 속도 범위들은 가로축 상에 표시되어 있다. 도 16a 내지 도 16f의 강성 및 질량 분포들은 로터 블레이드 고유 주파수들 상에 주요한 영향을 미친다. 고유 주파수들은 동작 범위에 걸쳐 서로 잘 분리되어 있다. 중량 설계에 대한 높은 강성의 결과로, 고유 주파수들은 통상적인 로터 블레이드들 보다 훨씬 높다. 제 1 플랩 모드는 전체 동작 범위에 걸쳐 로터의 3/rev의 여기 주파수(excitation frequency) 이상으로 유지되는 반면에, 보다 약하게 감쇠되는 제 1 래그 모드는 4/rev 여기 주파수 이상으로 유지된다. 3/rev의 주 로터 여기 주파수 이상의 이러한 분리는 공진으로 인한 과도한 진동 부하들 또는 진동들이 없이 광범위한 로터 속도에 걸친 동작을 허용한다.
CHARM 및 CAMRAD와 같은 로터 동적 시뮬레이션 및 최적화 소프트웨어 프로그램들이 기술되는 원하는 특성에 종속하는 로터 블레이드 설계를 반복(iterate)하는데 사용될 수 있다. 유한 요소 해석(FEA) 소프트웨어가 더 높은 정확성의 구조 분석을 위해 사용될 수 있고, 그리고 CFD 코드들이 더 높은 정확성의 공기 역학 분석 및 개선(refinement)을 위해 사용될 수 있다.
바람직한 보조 로터 및 블레이드들은 더 작은 직경을 가지는 주 로터들로 동일한 성능 제약들을 따라 설계된다.
허브 구동 시스템
구동 시스템은 날개이용 비행을 위해 필요한 위치에서 도 19a에서 도시되는, 유선형 나셀(streamlined nacelle)에 에워싸인다. 로터의 회전축은 X-X로 표시되고 그리고 비행 방향은 화살표 A로 표시된다. 틸트 로터 항공기는, 정의상, 수평 비행 상태에서 수직 리프트 상태로 회전되도록 하는 로터의 추력축을 요구한다. 이 각도는 90도 이상이며, 그리고 105도이거나 이상일 수 있다. 모든 구동 요소들을 포함하여, 나셀의 전방 섹션이 기울어지는 축은 Y-Y로 도시된다.
블레이드 생크(Blade Shanks)(1901)들은 보다 큰 직경의 베어링(1904) 상에 지지되는 회전 허브(1903)에 볼트로 고정되는, 페더 베어링 고정 후프(Feather Bearing Containment Hoops)(1902)에 장착된다. 3개의 모터들(1905)은 허브 중심에 대칭적으로 배치되고, 이들 중 하나는 구역으로 분할되어 도시된다(1906). 출력 선 기어(1907)는 스프래그 클러치(Sprag Clutch)(1908)에 의해 구동된다. 플래넷 기어들(1909)은 출력 피니언(1911)에 부착되는, 플래넷 캐리어(1910)에 장착된다. 3개의 동일한 출력 피니언들은 링 기어(1912)와 톱니끼리 맞물린다(mesh). 허브 부하(hub load)들은 모노코트 복합 구조의 나셀(1914)에 본딩 결합(bonding)하고 그리고 리벳 결합(riveting)함으로써 부착되는 중간 구조(1913)를 통해 허브 베이링으로부터 운반된다. 쉘 구조는 액츄에이터 부착 브라켓(1917)에서 양쪽의 나셀 요소들을 연결시키는, 틸트 작동 트러스(tilt actuation Truss)(1916)와 함께, 힌지 지점들(1915)에서 후미 나셀에 부착된다. 전기 모터 드라이버 박스들(1918)은 모터들에 대한 페이즈 커넥션들(1919)과 함께, 중복성(redundancy)을 위해 개별적으로 팩키징된다. 모터 액체 냉각 커넥션(1920)은 오일 밀폐 섬프(Oil Containment Sump)(1921)과 같이 도시된다. 대안적인 로터리 틸트 액츄에이터(1922)는 가로 회전축 상에 장착된 것으로 도시된다.
도 19b는 도 19a에 도시되는 유선형 나셀의 일부에 대한 대안적인 사시도를 도시한다. 도 19b는 큰 직경의 베어링(1904) 상에서 지지되는, 회전 허브(1903)에 대한 페더 베어링 고정 후프(1902)의 볼트 결합 뿐만 아니라, 페더 베어링 고정 후프(1902)에 장착되는 블레이드 생크(1901)에 대한 상세도를 제공한다.
전기 드라이브와 결합하는 피치 작동 시스템 및 블레이드 페더 베어링들을 포함하는, 전체 로터 허브는 통합 어셈블리를 형성한다. 시스템은 3-블레이드 배열로 도시된다; 다른 개수의 블레이드들도 유사하게 설치된다. 회전 프레임에서부터 나셀 구조까지의 어셈블리를 통해 해소되는(resolved) 4가지 주요 부하들은 블레이드 플랩 부하들, 마스트(mast) 모멘트, 추력 또는 리프트 벡터 및 구동 토크이다. 큰 직경의, 모멘트-전달 베어링은 나셀 구조로 회전 허브 요소를 연결시킨다. 크고, 저속-회전하는 로터는 로터 토크/속도 특성이 직접-구동 모터의 성능을 훨씬 뛰어넘는 구동 조건을 생성한다. 모토 중량 상의 모터 속도의 효과에 분석 요약은 도 20에 도시되고, 일정한 전력에 대해, 기어 감소가 된 고속 모터는 기어 비율이 증가함과 함께 중량 감소를 제공하고, 그리고 추가적인 중량 감소는 다중성(multiplexing)에 의해 실현됨을 표시한다. 비행 안정은 가장 중요한 것이기 때문에, 다중성 모터들은 완전한 전기 중복성을 제공한다. 각각의 모터 출력 샤프트들 상에 일 방향 클러치(“스프래그” 클러치)를 포함시킴으로써 어느 정도의 기계적 중복성이 또한 제공된다. 도시되는 시스템은 3개의 모터들을 가지나 모터들이 보다 많이 보충되는 경우에도 적용 가능하다.
eVTOL 리프트 로터들을 위한 직접 구동 전기 모터의 일반적인 응용은 여러 이점들을 가진다. 이는 단순하고, 그리고 단순함과 함께 고유한 신뢰성을 준다. 또한, 이는 기어 박스의 추가적인 중량을 방지한다. 그러나, 중량 감소는 또한 전기 모터 RPM을 증가시키고 그리고 출력단을 연동함(gearing)으로써 가능하다. 고정 전력에서의 RPM에 대한 토크를 조정함으로써, 상당한 중량 감축이 가능하다. 크기가 감소함에 따라 냉각을 위한 제한된 능력에 기초하여 중략 감소에 대한 한계가 존재한다. 따라서, 중략 최적화를 위한, 직접 구동 및 연동 모터 사이의 선택은 원하는 전력 출력 및 원하는 RPM에 따른다. 낮은 출력 RPM에서, 연동 구동은 중량 이점을 제공하고 그리고 높은 RPM에서 직접 구동은 보다 중략 효율적이다. 도 20은 바람직한 실시예들에서의 주 로터의 300 HP 정격 출력의 구동 및 모터들의 중량을 도시한다. 이 경우 중량 중단점(breakpoint)은 2000 RPM 근처이다. 바람직한 실시예에서, 고-전력 호버 시의 주 로터 RPM은 400 내지 460이고 그리고 고-전력 날개이용 상승에서의 RPM은 350이며, 결과적으로 연동 모터 구동이 선호된다.
설계에서 하나 이상의 모터를 포함시키는 것에는 여러 이점들이 있다. A) 더 많은 모터들이 더 중량 효율적일 수 있다. 열을 방산하는 능력은 모터의 표면 면적으로 크기 조정(scale)되고 그리고 고정 RPM에 대한 전력은 모터의 부피, 따라서 중량으로 크기 조정된다. 보다 큰 표면적 대 부피 비율은 보다 나은 냉각을 허용한다. 최소 중량이 냉각을 위한 능력에 의해 주로 결정되는 경우, 보다 많은 모터들은 이들이 더 높은 표면적 대 부피 비율을 가지기 때문에 보다 나은 중량 효율을 제공한다. B) 중복성을 통해 신뢰성이 증가될 수 있다. 수용가능 출력 전력이 하나 이상의 구동 모터들이 고장난 상태에서 유지될 수 있는 구성에서, 전체 신뢰성은 중복성을 통해 증가된다. 그러나, 다수의 모터들의 복잡성은 신뢰성을 감소시킨다.
기어 비율이 높을수록 중량을 더 절감한다. 기어박스 중량은 고-토크 출력 단계에 따르기 때문에, 먼저, 기어박스 중량은 기어 비율에 독립적이다. 도 20에 도시되는 바와 같이, 모터들의 중량은 RPM에 반비례하여 크기 조정된다. 그러나, 중량 절감은 크기가 감소함에 따라 열 분산을 위한 능력이 감소됨으로써 제한된다. 또한, 높은 원심력 하에서의 자석들의 보유(해당 설계 유형의 모터들에 대한), 이용가능한 베어링 속도들에서의 한계들, 및 모터 정류를 위한 전기 스위칭 속도들의 한계들을 포함하는 모터 RPM의 실제적 한계들이 있다.
현재 예시에서, 20:1의 기어 비율은 매우 높은 모터 RPM들의 과제(challenge)들을 제한하면서 중량 감소를 제공한다. 다른 고려되는 실시예들에서, 기어박스는 3:1, 5:1, 10:1, 20:1, 또는 30:1의 비율들을 가질 수 있다.
20:1에 가깝거나 또는 초과하는 전체 기어비와 함께, 기어 감소의 2 단계들은 실현되어야 하는 고속 모터들의 완전한 중량-절감 이점들을 위해 필요하다. 각각의 모터는 허브에 부착되는 연합 링 기어를 구동시키는 유성 감소 세트(planetary reduction set)를 구비한다. 어셈블리의 모든 특징들은 최소 중량을 위해 최적화되고, 예를 들어, 단일한 대형 링 기어와 결속하는 3개의 드라이버 피니언들의 사용은 링의 이폭(face width)을 최소화하여 결과적으로 재료를 절감한다.
모터들, 이들의 구동 전자 장치들 및 기어박스는 전체적으로 냉각을 필요로 한다. 모터 및 전자 장치들의 냉각을 위한 바람직한 유체는 물/글리콜이고, 추가적인 액체 대 오일 열 교환기가 기어박스 오일 냉각을 위해 사용된다. 기어박스 오일은 기어박스 하우징의 하부 후미 말단에 위치하는 섬프에 수용된다.
나셀 틸트 시스템은 3개의 선형 액츄에이터들(나셀 주행의 60도를 제공하는 후미 쌍 및 나머지 55도의 전방 액츄에이터)의 시스템으로 도시된다. 대안적인 시스템은 4-바 링크를 통해 동작하는 고-토크 로터리의 응용이다. 그 실행을 상세하게 설명하는 미국 특허 제 US7871033호(Karem 등)의 로터리 액츄에이터가 참조로 인용된다.
개별 블레이드 제어
바람직한 실시예에서, 개별 블레이드 제어(IBC) 액츄에이터들(2101)은 로터 블레이드 궤적의 정밀하고, 독립적인 제어를 가능하게 한다. 블레이드 각도를 독립적으로 제어함으로써, 로터 모멘트 및 힘들이 제어될 수 있다. 도 22는 제 1 틸팅 로터 시스템(2210) 및 제 1 틸팅 보조 로터 시스템(2240)이 4-블레이드 로터 응용들인 것을 제외하고는, 도 11에서 도시되는 것과 유사한 것을 도시한다. 4-블레이드 로터를 가지는 IBC 동작의 응용은 큰 허브 모멘트들을 도입하지 않고 날개이용 비행에서 항공기 제동(음성 로터 추력)을 가능하게 한다. 도 11에서와 같이 유사하게 번호가 매겨진 모든 요소들은 전술한 바와 같다. 상세한 내용은 계류 중인 가출원 제 62/513930호(Tigner) "A Propeller Or Rotor In Axial Flight For The Purpose Of Aerodynamic Braking", 및 제 62/513925호(Tigner) "Use Of Individual Blade Control To Enhance Rotorcraft Power Response Quickness"에서 찾을 수 있으며, 이들 각각은 본원에 그 전체로서 참조로 통합된다.
바람직한 IBC 구성은 도 21a에서 도시된다. 설계 접근법은 액츄에이터 및 블레이드 테더 축들이 일치하도록 위치하는 블레이드 자체 내에 전기 액츄에이터를 위치시키는 것이다. 이러한 접근법이 실현 가능하도록 특정 블레이드 설계 조건들이 충족되어야 한다. OSTR 로터는 종래 로터 블레이드들에서 볼 수 있는 것 보다 훨씬 더 굵은 두께 및 루트 섹션 코드들을 유도하는 리드-래그(lead-lag) 및 플랩 굽힘에서의 높은 강도를, 매우 유리하게, 가져야한다. 결과적인 블레이드 스파(spar)(중공이며 그리고 적절한 직경의)은 원통형 전기 액츄에이터를 알맞게 수용한다. 감축 기어박스와 함께, 전기 모터 드라이브는 기계적인 링크들이 없이 회전 식으로 허브에 블레이드를 연결시킬 수 있고 그리고 다른 비행 제어 액츄에이터들과 같이 정확하게 명령되고 정의될 수 있음을 알 수 있을 것이다. 이 유형의 작동에 적용되는 일반적인 용어는 전제척으로 새롭고 그리고 최적화된 매트릭스의 블레이드 방위각 및 피치 각도를 허용하는 개별 블레이드 제어(IBC)이다.
추가적으로, 선박용(ship-borne) 동작들에 연동되는(engaged) 군용 헬리콥터들은 접는 방식으로 소형화되어야 한다. 피칭 연결부(pitch linkage)의 무결성을 유지하는 것과 기존의 최신 로터 블레이드를 접는 것은 기계적 파츠들의 복잡한 구성들을 야기한다. 본 발명의 주제는 이러한 복잡성을 제거한다; 그리고 블레이드 내부의, 액츄에이터 설계를 위한 새로운 요구사항은 전기 케이블이 굽힘 각도로 구부러지는 것이다. 이 요구사항은 쉽고 간단하게 달성된다.
중공 블레이드 스파(2101)는 실(seal)(2105)에 의해 밀봉되고 그리고 내부 레이스(2104) 상에서 연장하는 베어링(2103)에 블레이드를 지지하는 허브(2102)의 수용 보어 내로 삽입된다. 접히는 것이 필요한 경우, 블레이드 및 허브 부분은 힌지(2106)에 대해 회전한다. 하나의 모터 스테이터(2107) 또는 2개의 스테이터들(2017 및 2108) 어느 쪽이든 로터 베어링(2111) 및 테일 베어링(2110)에 의해 가이드되는 로터(2109)를 작동시킨다. 모터 로터들의 위치 및 그에 따른 블레이드 각도 위치는 고정 코어(2113)에 의한 정적 기준(static reference)으로 엔코더(2112)에 의해 센싱된다. 모터들은 고정 장치들(2115)에 의해 블레이드 루트에 고정되는 기어박스(2114)를 구동시킨다. 기어박스 반작용 토크(reaction torque)는 플렉서블 커플링(2116)에 의해 전달되고, 이의 목적은 블레이드 플랩 및 리드-래그 부하들로부터 발생하는 모멘트-유도 편향들로부터 기어박스를 분리시키는 것이다. 모멘트-유도 방사 부하 뿐만 아니라 원심성 부하(Centrifugal load)들은 테이퍼 롤러 베어링(2217)에 의해 전달된다. 블레이드 작동 토크는 스플라인(2117)을 통해 반응되고 그리고 원심력은 너트(2119)에 의해 반응된다. 플렉서블 전기 연결 케이블(2120)은 에어프레임 구조(2123)에 의해 지지되는 슬립 링의 고정 부분으로 허브 회전축(2122)(축 X-X로 도시됨)에 대해 회전하는, 슬립 링(2122)으로부터 제어 정보 및 모터 파워를 전달한다. 냉각 유체 흐름 및 반환 선들(2124)은 로터리 글랜드(2125)를 통해 공급된다.
도 21b는 대안적인 요소들의 배치를 도시한다. 로터 블레이드가 접힐 필요가 없으며, 그리고 블레이드 페더 축이 강성 페더 베어링들에 의해 허브에 대해 타이트하게(tightly) 제어되는 경우, 피치 액츄에이터가 블레이드-장착되지 않고 허브-장착될 수 있다. 이러한 배치에서, 필요한 센서들 및 연결 와이어링, 리덕션 기어박스, 및 모터 또는 모터들로 구성되는 액츄에이터 어셈블리는 허브에 연결된다. 이 연결은 비틀림에 강하지만, 고-부하 블레이드들에 고유한 휨(deflection)을 수용하도록 유연하게 배치된다. 스플라인 출력 구동 디스크는 블레이드 내부에 결합 스플라인과 연결된다. 단일 허브 상에 액츄에이터들의 셋을 공동-장착하는 것은 이들이 통상적인 드라이버, 파워 및 냉각 경로들과 전기적으로 연결될 수 있기 때문에, 실제적인 시스템 이점이 있다.
원통형 블레이드 스파(2131)는 베어링 리테이너 후프(2132), 외부 레이스(2133), 롤러들 및 케이지(Rollers and Cage)(2134), 내부 레이스(2135) 및 실(seal)들(2136)로 구성되는 선외 페더 베어링 어셈블리에서 지지된다. 블레이드 루트는 리벳들(2138)로 고정되는, 내부 다이어프램(2137)로 안정화된다. 다이어프램은 플렉서블 드라이브 벨로우즈(2140)로부터의 토크 전달을 위해 2139에서 내부적으로 스플라인되며(splined), 이는 제거된 블레이드가 고정된 액츄에이터 위로 인출되는 경우에 분리 지점이다.
스플릿 블레이드 리테이닝 클램프(2141)는 선내 루트 피팅(2142)을 선내 페더 베어링 외부 레이스(2143)에 고정시킨다. 테이퍼 롤러 및 케이지(2144)는 실(2146)에 의해 실링되는, 내부 레이스(2145) 상으로 연장한다. 베어링 프리로드(pre-load)는 스러스트 와셔(Thrust Washer)(2148) 상에 동작하는, 밸리빌리 스프링(Belleville Spring)(2147)에 의해 제공된다.
블레이드 원심력은 패스너 셋(2150)에 의해 유지되는, 액츄에이터 하우징(2149)에 의해 반응되며, 이는 또한 고정 코어(2151)를 회전 허브 요소(2152)에 고정시킨다. 고정 코어는 모터 스태터 권선들(2153) 및 위치 엔코더(2154) 둘 다를 캐리한다(carry). 전기 모터 로터(2155)는 저널 베어링(2156) 및 테일 베어링(2157)에서 지지되고, 그리고 리덕션 기어박스(2158)를 구동시킨다. 회전되지 않는, 에어프레임에 부착되는, 튜브형 익스텐션(2159)은 슬립 링(2160)을 캐리하여(carry), 전류 및 제어 신호들을 액츄에이터로 고정 와이어링 하니스(2161)를 통해 제공한다.
배터리
바람직한 배터리 설비가 도 23a의 나셀 단면도에 도시된다. 배터리(2301)는 나셀 (2303) 내부에 그리고 날개(2302) 아래에 배치된다. 비행 방향은 블록 화살표 B로 표시된다. 나셀의 후미 부피는 전기 추진 시스템을 위해 필요한 냉각 시스템의 부분들을 포함하기에 충분한 부피를 포함한다. 대안적으로, 배터리(2311)는 도 23b에서 도시되는 바와 같이 날개 구조(2312)에 수용될 수 있다. 배터리(2311)는 도 23a에서 보다 작은 단면 치수로 도시되나, 이는 긴 날개(2321)에 의해 둘러싸여 있기 때문에 동일한 부피를 제공한다. 나셀(2313)은 주 바람직한 실시예에서 보다 충분히 작고 낮은 드래그(drag)일 수 있다. 대안적으로, 내연기관 및 발전기(하이브리드 추진)를 가지는 나셀 배열은 전기 모터들 및 다른 항공기 시스템들을 구동시키고 그리고 실질적으로 더 긴 이동거리를 제공하는데 사용될 수 있다.
대안적인 구성
도 24a 내지 도 24g는 보조 로터들이 없는 대안적인 바람직한 실시예를 도시한다. 이 바람직한 실시예는 로터이용 비행에서의 주 로터들(2401)의 강력한 피치 제어 및 날개이용 비행에서의 롱 컨트롤 암 카나드 표면(2411)의 피치 제어를 이용하여, 낮은 중량, 드래그, 설치 전력 및 비용의 항공기를 가능하게 하여, 보조 로터들 및 큰 테일 면적을 가지는 바람직한 실시예들과 비교하여 동일한 항공기 성능을 전이 및 돌풍에서 감소된 항공기 제어 및 감소된 레벨의 C.G 시프트(C.G. shift) 및 탑재량 다능성(payload versatility)과 함께 제공한다.
대안적인 바람직한 실시예는 동체(2421), 날개(2431), 로터 블레이드들(2401), 및 카나드(2411)를 특징으로 한다. 내구 구성은 주요 바람직한 실시예와 유사하다. 동체는 3개의 좌석열(전방 좌석(2501), 중간열(2502), 및 후미열(2503))을 가진다.
2-로터의 대안적인 구성의 선실 부피는 4 로터를 가지는 것과 비슷하지만, 이의 날개이용 드래그는 a) 250 Ft^2에서 140 Ft^2로의 날개 면적, c) 테일 섹션 없음, c) 보조 로터 나셀들이 없음, d) 선실 뒤 동체 부착 날개 (하부 전방 영역) 및 f) 낮은 순항 중량으로 인한 낮은 순항 드래그(경량화된 에어프레임 및 작은 배터리로 인해 817 lb로 추정)에 의해 감소된다.
도 25a 및 도 25b는 4 로터들의 구성의 것에 비슷한 3-열 좌석을 보여주는 2-로터 대체 구성의 선내 프로파일을 도시한다. 도 26은 2-로터 대체 구성의 치수 및 파라미터들을 표이다.
변형
이미 기술된 것들 이외에 보다 많은 변형들이 본원의 본 발명의 개념을 벗어나지 않고 가능하다는 점이 통상의 기술자들에게 명백할 것이다. 따라서 본 발명의 주제는 첨부되는 청구항들의 사상을 제외하고는 제한되지 않아야 한다.

Claims (57)

  1. 적어도 500 파운드의 탑재량을 수송하는 전기 동력 VTOL 항공기에 있어서,
    동체;
    상기 동체와 기계적으로 연결되는 날개;
    상기 동체의 리프트(lift)를 제공하도록 구성되는 적어도 제 1 및 제 2 주 가변 속도 강성 로터들 - 상기 제 1 및 제 2 로터들의 각각은 개방되어 있고, 상기 날개에 내장되지 않음(not embedded) -; 및
    적어도 하나의 전기 모터에 의해 구동되는 각각의 상기 제 1 및 제 2 주 로터 - 상기 제 1 및 제 2 주 로터들은 수직 이륙 시에 리프트의 적어도 70%를 집합적으로 제공하도록 크기 및 치수가 정해짐 -;
    를 포함하고,
    상기 적어도 하나의 전기 모터는 적어도 제 1 전력 공급원에 의해 구동되는,
    항공기.
  2. 제 1 항에 있어서,
    적어도 80°만큼 상기 제 1 로터를 틸팅하도록 구성되는 파워플랜트/로터 어셈블리를 더 포함하는,
    항공기.
  3. 제 1 항에 있어서,
    각각의 상기 제 1 및 제 2 주 로터들은 VTOL 및 날개이용(wingborne) 순항 비행 둘 다에서 상기 항공기의 피치를 조정하기 위해 힘 모멘트들을 적용하도록 구성되는,
    항공기.
  4. 제 3 항에 있어서,
    상기 제 1 및 제 2 주 로터들은 로터 최대 리프트와 로터 반경의 6%의 곱과 적어도 동일한 힘 모멘트들을 제공하도록 구성되는 허브들 및 블레이드들을 포함하는,
    항공기.
  5. 제 1 항에 있어서,
    각각의 상기 제 1 및 제 2 주 로터들은 8 lb/HP 이상의 호버 전력 부하(hover power loading) 및 10 psf 이하의 디스크 부하를 제공하도록 구성되는,
    항공기.
  6. 제 1 항에 있어서,
    상기 날개는 90 KIAS 이하의 날개이용 스톨 속도 및 40 psf 이하의 날개 부하를 제공하도록 구성되는,
    항공기.
  7. 제 6 항에 있어서,
    상기 날개는 로터이용(rotor borne)에서 날개이용 비행으로 전이하는 경우에 20 KIAS 이상의 비행 속도 마진(flight speed margin)을 제공하도록 더 구성되는,
    항공기.
  8. 제 6 항에 있어서,
    상기 날개는 상기 항공기가 10 이상의 순항 양항비(lift/drag ratio)를 구비하도록 더 구성되는,
    항공기.
  9. 제 6 항에 있어서,
    상기 날개는 20 내지 90도 사이의 하반각(anhedral angle)으로 날개 팁들을 움직이도록 작동하는 날개 팁 섹션들을 가지는,
    항공기.
  10. 제 6 항에 있어서,
    상기 날개는 적어도 2.0의 국지 스톨 리프트 계수(sectional stall lift coefficient)를 제공하는 작동식 슬롯형 플랩(actuated slotted flap)을 가지는,
    항공기.
  11. 제 10 항에 있어서,
    상기 슬롯형 플랩은 항공기 롤 제어를 위한 에일로런(aileron)으로 사용하기 위해 적어도 상하 5도의 편향들을 가지는,
    항공기.
  12. 제 1 항에 있어서,
    상기 제 1 주 로터의 디스크 면적의 50% 이하를 가지는 제 1 보조 로터를 더 포함하는,
    항공기.
  13. 제 12 항에 있어서,
    상기 제 1 주 로터의 디스크 면적의 50% 이하를 가지는 제 2 보조 로터를 더 포함하는,
    항공기.
  14. 제 12 항에 있어서,
    로터이용 동작 중에, 상기 제 1 보조 로터는 상기 제 1 및 제 2 주 로터들의 집합 항공기 피치 힘 모멘트 이하인 최대 항공기 피치 힘 모멘트를 제공하는,
    항공기.
  15. 제 1 항에 있어서,
    상기 날개의 10% 내지 100% 사이의 면적을 가지는 테일 리프팅 표면(tail lifting surface)을 더 포함하는,
    항공기.
  16. 제 1 항에 있어서,
    상기 날개의 10% 내지 100% 사이의 면적을 가지는 카나드 리프팅 표면(canard lifting surface)을 더 포함하는,
    항공기.
  17. 제 1 항에 있어서,
    상기 동체는 사람이 앉도록 구성되는 적어도 하나의 좌석을 가지는 승객 구역을 가지는,
    항공기.
  18. 제 1 항에 있어서,
    상기 적어도 제 1 전력 공급원은 상기 날개에 적어도 부분적으로 배치되는,
    항공기.
  19. 제 1 항에 있어서,
    상기 적어도 제 1 전력 공급원은 상기 나셀에 적어도 부분적으로 배치되는,
    항공기.
  20. 제 1 항에 있어서,
    상기 동체 및 상기 날개 중 적어도 하나로부터 연장하는 랜딩 기어를 더 포함하는,
    항공기.
  21. 제 1 항에 있어서,
    탑승한 인간 파일럿 없이 상기 항공기를 비행시키도록 구성되는 전자장치를 더 포함하는,
    항공기.
  22. 제 1 항에 있어서,
    샤프트 토크가 차동 집합(differential collective) 없이 필요한 토크 이상으로 증가되는 동안에, 로터 추력(rotor thrust)이 대략 일정하게 유지되도록, 로터 상의 블레이드들 사이의 차동 집합 피치를 가지는, 각각의 상기 제 1 및 제 2 주 로터들에 대한 개별 블레이드 제어 시스템을 더 포함하는,
    항공기.
  23. 제 1 항에 있어서,
    각각의 상기 제 1 및 제 2 주 로터 상의 각각의 상기 블레이드은 피치 축에 축방향으로 피팅되는, 상기 블레이드 내부에 액츄에이터를 가지는,
    항공기.
    .
  24. 제 1 항에 있어서,
    통합 로터 구동 시스템으로 함께 구성되는 회전 허브, 허브 베어링, 기어박스 및 모터 마운팅 픽스쳐를 더 포함하는,
    항공기.
  25. 제 1 항에 있어서,
    상기 제 1 주 로터는 로터 허브 및 상기 허브에 방사 방향으로 연결되는 적어도 2개의 블레이드들을 가지고, 각각의 블레이드는 상기 허브에 근위인 루트 및 상기 허브에 원위인 팁을 가지고, 각각의 블레이드의 단위 lbs 중량은 입방 피트 단위로 상기 로터의 직경의 0.004배를 초과하지 않는,
    항공기.
  26. 제 1 항에 있어서,
    각각의 블레이드 단위 lbs 중량은 입방 피트 단위로 상기 로터의 직경의 0.04배를 초과하지 않는,
    항공기.
  27. 제 25 항에 있어서,
    로터 회전 중심으로부터 측정되는 상기 로터 반경의 30%에서 lbs-in2 단위의 각각의 블레이드의 플랩 강도는 피트 단위의 로터 직경의 4승의 200배 이상인,
    항공기.
  28. 제 25 항에 있어서,
    로터 회전 중심으로부터 측정되는 상기 로터 반경의 30%에서 lbs-in2 단위의 각각의 블레이드의 상기 플랩 강도는 피트 단위의 로터 직경의 4승의 200배 이상인,
    항공기
  29. 항공기에 대한 디자인을 설계(engineering)하는 방법에 있어서,
    2, 3 또는 4개의 틸팅 로터들을 가지도록 상기 디자인을 설계하는 단계- 상기 틸팅 로터들 중 적어도 하나는 제 1 전기 모터에 의해 구동되고, 그리고 각각의 상기 로터들은 7 lb/Ft^2 미만의 디스크 부하를 가짐 -;
    24 lb/Ft^2 미만의 날개 부하를 가지는 날개를 상기 디자인에 포함하는 단계; 및
    500 lb 내지 10000 lb 사이의 비행 중량을 가지도록 상기 항공기를 구성하는 단계;
    를 포함하는,
    방법.
  30. 제 29항에 있어서,
    상기 제 1 전기 모터에 전력을 간접적으로 공급하는 연료-동력 엔진(a fuel-powered engine)을 상기 디자인에 포함하는 단계를 더 포함하는,
    방법.
  31. 제 29항에 있어서,
    상기 제 1 전기 모터에 적어도 일부의 전력을 공급하는 배터리를 상기 디자인에 포함하는 단계를 더 포함하는,
    방법.
  32. 제 29항에 있어서,
    상기 제 1 전기 모터에 의해 사용되는 모든 전력을 공급하는 배터리를 상기 디자인에서 포함하는 단계를 더 포함하는,
    방법.
  33. 제 29 항에 있어서,
    상기 틸팅 로터들 중 적어도 하나가 제 2 전기 모터에 의해 구동되도록 상기 디자인을 설계하는 단계를 더 포함하는,
    방법.
  34. 제 33 항에 있어서,
    각각의 상기 로터들을 개별적으로 구동하기 위한 추가 전기 모터들을 상기 디자인에서 포함하는 단계를 더 포함하는,
    방법.
  35. 제 33 항에 있어서,
    배터리가 상기 제 1 및 제 2 전기 모터들 둘 다에 전력을 공급하도록 상기 디자인을 설계하는 단계를 더 포함하는,
    방법.
  36. 제 33 항에 있어서,
    상기 틸팅 로터들 중 적어도 하나가 제 3 전기 모터에 의해 추가적으로 구동되도록 상기 디자인을 설계하는 단계를 더 포함하는,
    방법.
  37. 제 29 항에 있어서,
    각각의 상기 로터들이 전기적으로 구동되도록 상기 디자인을 설계하는 단계를 더 포함하는,
    방법.
  38. 제 29 항에 있어서,
    각각의 상기 로터들이 개별 전기 모터에 의해 구동되고, 그리고 모든 전기 모터들에 대해 모든 전력을 공급하는 배터리를 상기 디자인에서 포함하는 단계를 더 포함하는,
    방법.
  39. 제 29 항에 있어서,
    호버 시에 모든 로터들의 팁 속도들이 450 피트/초 미만이도록 상기 디자인을 설계하는 단계를 더 포함하는,
    방법.
  40. 제 29 항에 있어서,
    상기 로터들 중 적어도 하나가 최대 RPM의 60% 내지 100% 사이의 연속적인 범위의 속도로 지속적인 호버 시에 동작될 수 있도록 상기 디자인을 설계하는 단계를 더 포함하는,
    방법.
  41. 제 29 항에 있어서,
    상기 로터들 중 적어도 하나는 최대 RPM의 20% 내지 60% 사이의 연속적인 범위의 속도로 지속적인 날개이용 비행 시에 동작될 수 있도록 상기 디자인을 설계하는 단계를 더 포함하는,
    방법.
  42. 제 29 항에 있어서,
    상기 로터들 중 적어도 하나는 상기 항공기를 피치로 제어하기 위한 힘 모멘트를 적용할 수 있도록 상기 디자인을 설계하는 단계를 더 포함하는,
    방법.
  43. 제 29 항에 있어서,
    날개이용 비행의 최대 양항비(lift to drag ratio)가 적어도 10이 되도록 상기 디자인을 설계하는 단계를 포함하는,
    방법.
  44. 제 29 항에 있어서,
    상기 항공기는 모터가 고장나는 경우 1,000 ft/min 미만의 지속적인 감소 속도 자동회전을 가지도록 상기 로터들을 설계하는 단계를 더 포함하는,
    방법.
  45. 제 29 항에 있어서,
    상기 항공기가 VTOL에서 날개이용 비행으로의 전이 시에 20 KIAS 이상의 비행 속도 마진을 가지도록 상기 로터들 및 상기 날개를 설계하는 단계를 더 포함하는,
    방법.
  46. 제 29 항에 있어서,
    상기 항공기는 속도 또는 고도의 손실없이 최대 중량에서 3g로 기동(maneuver)할 수 있도록 상기 로터들 및 상기 날개를 설계하는 단계를 더 포함하는,
    방법.
  47. 제 29 항에 있어서,
    상기 날개는 20 내지 90도의 하반각으로 상기 날개 팁을 움직이도록 작동하는 날개 팁 섹션들을 가지도록 상기 디자인을 설계하는 단계를 더 포함하는,
    방법.
  48. 제 47 항에 있어서, 호버 시에 감소된 날개 하향 부하(down load)를 제공하기 위해 상기 하반각 날개(anhedral wing)를 조정하는 제어 시스템을 가지는 상기 디자인을 설계하는 단계를 더 포함하는,
    방법.
  49. 제 47 항에 있어서, 횡풍(cross wind)에서 이착륙 지상 이동(taxi) 시에 롤 서포트(roll support)를 제공하기 위해 상기 하반각 날개를 조정하는 제어 시스템을 가지는 상기 디자인을 설계하는 단계를 더 포함하는,
    방법.
  50. 제 47 항에 있어서,
    항공기 타이 다운(aircraft tie down)을 제공하기 위해 하반각 날개 팁을 조정하는 제어 시스템을 가지는 상기 디자인을 설계하는 단계를 더 포함하는,
    방법.
  51. 제 29항에 있어서,
    상기 로터들 중 적어도 하나는 상기 제 1 로터의 디스크 면적의 50% 이하를 가지는 보조 로터이고, 그리고 호버 시에 추가적인 리프트 및 피치 제어를 제공하도록 상기 디자인을 설계하는 단계를 더 포함하는,
    방법.
  52. 적어도 500 파운드의 탑재량을 수송하는 전기 동력 VTOL 항공기에 있어서,
    동체;
    상기 동체와 기계적으로 연결되는 날개 - 상기 날개는 40 psf 이하의 날개 부하 및 90 KIAS 이하의 날개이용 스톨 속도를 제공하도록 크기 및 치수가 정해짐 -;
    상기 동체에 대한 리프트를 제공하도록 구성되는 적어도 제 1 및 제 2 주, 가변 속도, 강성 로터들 - 각각의 상기 제 1 및 제 2 로터들은 개방되어 있고, 상기 날개에 내장되지 않음 -;
    로터 회전 중심으로부터 측정되는 로터 반경의 30%에서, lbs-in2 단위로 측정되는, 피트 단위의 상기 로터 직경의 200배 이상인 플랩 강도 및 개별적인 블레이드 제어를 가지는 블레이드들을 가지는 각각의 상기 로터들;
    수직 이륙시에 리프트의 적어도 70%를 집합적으로 제공하도록 크기 및 치수가 정해지고, 그리고 적어도 하나의 전기 모터에 의해 적어도 구동되는 상기 제 1 및 제 2 로터들;
    상기 적어도 하나의 전기 모터는 적어도 제 1 전력 공급원에 의해 구동되는,
    항공기.
  53. 제 52 항에 있어서,
    각각의 상기 주 로터들은 10 psf 미만의 디스크 부하를 제공하고, 그리고 8 lb/HP 이상의 호버 전력 부하를 제공하도록 구성되는,
    항공기.
  54. 제 53 항에 있어서,
    통합 로터 구동 시스템으로 함께 구성되는 허브 베어링, 기어박스, 및 모터 마운팅 픽스쳐를 더 포함하는,
    항공기.
  55. 제 54 항에 있어서,
    적어도 상기 제 1 주 로터는 3개의 전기 모터들에 의해 구동되는,
    항공기.
  56. 제 55 항에 있어서,
    20 내지 90도 사이의 하반각으로 상기 날개 팁들을 조정하는 액츄에이터를 가지는 날개 팁 섹션을 더 포함하는,
    항공기.
  57. 제 56 항에 있어서,
    상기 날개의 10% 내지 100% 사이의 면적을 가지는 리프팅 표면을 각각 가지는, 테일 및/또는 카나드를 더 포함하는,
    항공기.
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