KR20200093560A - 고정익 및 회전익 구성을 가진 vtol 항공기 - Google Patents

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데이비드 디 빌링슬리
브래드 에스 갤러웨이
리처드 엠 채프먼
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텍스트론 시스템즈 코포레이션
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Abstract

항공기는 고정익 섹션을 갖는 기체와, 복수의 관절식 전기 로터를 포함하며, 로터 중 적어도 일부는 로터 위치에 기초하여 상이한 작동 구성을 갖는 가변 위치 로터이다. 제 1 작동 구성은 로터가 수직 비행을 위한 수직 추력을 주로 발생시키는 수직 비행 구성이고, 제 2 작동 구성은 로터가 수평 고정익 비행을 위한 수평 추력을 주로 발생시키는 수평 비행 구성이다. 제어 회로는 추력 벡터링 조종을 제공하기 위해 가변 위치 로터의 로터 추력 및 로터 배향을 독립적으로 제어한다. 고정익 섹션은 제거가능한 날개 패널을 이용하여, 항공기가 상이한 미션을 위해 고정익 및 회전익 구성 모두로 전개될 수 있게 한다.

Description

고정익 및 회전익 구성을 가진 VTOL 항공기
본 발명은 항공기 시스템에 관한 것으로, 특히 수직 이착륙(vertical take-off and landing; VTOL) 능력을 갖는 항공기에 관한 것이다.
항공기 시스템은 특정 특성을 갖는 것으로 알려져 있다. 예시적인 시스템은 하기를 포함한다:
1) 무인의 소형 멀티-로터 쿼드-콥터("드론")
2) 무인의 전기식 고정익
3) 무인의 내연(IC) 엔진 고정익/회전익
4) 무인의 분리된 양력/추력 고정익 항공기(하이브리드-쿼드) 로터
5) 테일 시터(Tail-Sitter)
6) 유인의 단일 엔진 고정익 항공기
7) 유인의 회전익 항공기
상기 시스템은 비용 및 복잡성; 항속시간(endurance); 페이로드(payload) 용량; 발사/회수 특성(launch/recovery characteristics); 에너지 밀도; 확장성(scalability); 인간 조작자의 존재 등을 포함하여, 다양한 특성에 걸쳐 차이를 나타낸다.
소비자 "드론"과 그룹 2 무인 항공기 시스템(UAS) 사이의 기능적인 갭을 채울 수 있는 조립가능한 항공기가 개시되어 있다. 일 실시예에서, 항공기는 감소된 단가, 운전 비용 및 수명주기 비용과 함께 선형 및 수직 미션 동안에 정밀 조사 및 모니터링과 같은 응용에 사용가능하고 25 kg 이하(55 lb) 미만의 중량 등급 내에서 능력을 최대화한 모든 전기식 VTOL 가능 UAS이다. 일반적으로, 항공기는, 예를 들어 석유 및 가스, 보안, 들불/토지 관리(wildfire/land management), 해양 보안(maritime security), 환경 모니터링, 정밀 조사 및 매핑, 정밀 농업(precision agriculture), 재난 대응, 보험 리스크 관리(insurance risk management), 정보 수집(intelligence), 감시 및 정찰, 및 보험 청구 서비스에 이용될 수 있다. 전형적인 실시예에서, 항공기는 무인이지만, 대안적인 실시예에서는 유인 항공기일 수 있다.
일 실시예에서, 본 개념은, 예를 들어 55 lb 미만의 비교적 작은 총 중량을 갖는 항공기의 전체 잠재력을 활용하도록 설계된 관절식 프로펠러/모터(로터)를 갖는 혼합형 날개-동체 고정익 항공기이다. 항공기는 전통적인 비행 조종면(flight control surface)을 포함할 필요가 없어서, 주로 또는 오로지 추력 벡터링(thrust vectoring)을 통해 제어 권한(control authority)을 달성한다. 이 시스템은 저장, 변환 및 재생을 포괄하는 최상의 이용가능한 전기 에너지 해결책에 기초하여 성능을 확장하도록 모듈식으로 설계된다. 이것은 열 또는 화학 프로세스 기반 전력 생성(즉, 내장형 내연 엔진, 가스 터빈, 연료 전지) 또는 근거리 에너지 소기 장치(near-field energy scavenging device)(예를 들어, 광전지, 전자기 유도/정전용량/공진 커플링) 또는 원거리 전력 비밍(far-field power beaming)(즉, 마이크로파, 레이저)을 포함할 수 있다. 시스템은 설치된 추력 로터의 선택적인 활성화 또는 활공을 지원하기 위해 프로펠러 추력의 부재 시에 제어 권한을 제공하는 보조 조종면을 포함할 수 있다. 시스템은 수직 이착륙(VTOL) 가능하다. 이 시스템은 전통적인 멀티-로터 플랫폼으로 이용되거나, 보다 긴 항속시간 또는 범위/커버리지가 요구되는 응용을 위해 고정익 비행으로 전환(transition)할 수 있다.
하기는 적어도 일부 실시예들에 있어서의 추가적인 특정 특징들이 있다:
- 발사에 대한 조력이 없는 완전-전기 고정익 능력
- 25 kg(55 lb) 미만의 총 중량
- 추력 벡터링된 공기역학적 제어
- 전통적인 조종면에 대한 필요성이 없는 단순화된 대용량 혼합형 날개
- 독립적으로 제어되는 관절식 벡터 추진 및 제어 추력 모듈
- 비동력 활공 제어를 위한 추력 모듈 에어포일
- 독립형 회전익(예를 들면, 쿼드-콥터)을 형성하는 중앙 섹션
- 모터 추력에 의한 고속 대시(dash)/고고도 작동
상기 및 다른 목적, 특징 및 장점은, 유사한 참조 부호가 상이한 도면 전체에 걸쳐 동일한 부분을 지칭하는 첨부 도면에 도시된 바와 같은 본 발명의 특정 실시예에 대한 하기의 설명으로부터 명백해질 것이다.
도 1은 항공기의 등각도이고,
도 2는 항공기의 측면도이고,
도 3 내지 도 5는 조립가능성을 나타내는 항공기의 도면이고,
도 6은 추력 벡터링 추진을 나타내는 항공기의 등각도이고,
도 7은 비행 제어 시스템의 블록도이고,
도 8은 상세 레벨에서의 비행 제어의 블록도이고,
도 9는 항공기의 전개 개념의 개략도이고,
도 10은 항공기의 다른 전개 개념의 개략도이고,
도 11 및 도 12는 로터 및 그 관절의 도면이고,
도 13은 추력 벡터링을 이용하는 다양한 전진 비행 조종의 유사-개략도이고,
도 14는 광기전 태양 전지판을 이용하는 항공기의 평면도이고,
도 15 및 도 16은 다른 기체 유형과 관련하여 사용될 수 있는 모듈식 구성요소의 개략도이고,
도 17 내지 도 19는 각각 모듈식 구성요소를 이용하는 다른 기체 유형의 제 1 항공기의 평면도, 정면도 및 측면도이고,
도 20 내지 도 22는 각각 모듈식 구성요소를 이용하는 다른 기체 유형의 제 2 항공기의 평면도, 정면도 및 측면도이고,
도 23 및 도 24는 로터 관절 범위의 유사-개략도(각각 평면도 및 측면도)이고,
도 25는 2차원 로터 관절에 관한 세부사항을 도시하는 등각도이고,
도 26 내지 도 28은 상이한 추진 구성을 갖는 항공기의 측면도이고,
도 29 내지 도 31은 도 26 내지 도 28의 3 개의 구성들 사이에서의 비행 제어 및 역학의 차이의 유사-개략도이고,
도 32는 상이한 추진 포드 기하형상의 유사-개략도이고,
도 33은 페이로드/배터리 격실이 노출된 상태의 항공기의 도면이고,
도 34 및 도 35는 페이로드/배터리 격실의 페이로드 및 배터리 섹션의 배열의 개략도이고,
도 36은 랜딩 기어가 장착된 상태의 붐의 등각도이며,
도 37 및 도 38은 항공기에 대한 지지 붐의 모듈식 부착을 도시하는 등각도이다.
도 1 및 도 2는 본 발명의 일 실시예에 따른 항공기(10)를 도시하고 있다. 도 1은 (상부 정면 우측으로부터의) 등각도이고, 도 2는 측면도이다.
항공기(10)는 중앙 본체(12) 및 측방향 연장 날개 패널(14)을 갖는다. 4개의 모터/로터 조립체(16)는 2 개의 지지 붐(support boom)(18)의 각각의 단부에 부착되며, 지지 붐(18) 각각은 도시된 바와 같이 종방향으로 연장되고 하측부에 장착된다. 조립체(16)는 본원에서 "로터" 및 "추진 포드(propulsion pod)" 또는 "포드"로도 지칭된다. 후술하는 바와 같이, 날개 패널(14)은 항공기(10)의 작동 구성을 변경하기 위해 제거가능하다. 항공기는 두 가지 주요 방식으로 구성될 수 있다: 수직 이착륙(VTOL)을 갖는 고정익과, 후술하는 VTOL 쿼드콥터(보다 일반적으로, 회전익). 중앙 본체(12)는 전익기(flying wing)의 형상, 즉 수평 기류에서 양력을 제공할 수 있는 날개형 형상을 갖도록 윤곽 형성된다. 쿼드-로터 실시예에서, 로터(16)는 중앙 본체(12)의 각각의 코너에 배열된다. 전방 로터(16)는 상향으로 배향되고, 후방 로터(16)는 하향으로 배향되며, 로터(16) 중 적어도 일부(예를 들어, 모든 로터, 전방 로터만, 후방 로터만)가 관절식이거나 위치 가변식이다. 고정익 작동에서, 위치 제어는 후술하는 추력 벡터링에 의해 달성된다. 항공기(10)는 플랩(flap), 안정판(stabilizer) 등과 같은 종래의 조종면 없이 실현될 수 있다. 이러한 조종면을 생략하는 것은, 기체 소음을 감소시키는 것을 도울 수 있으며, 이는 특정 응용에서 유리할 수 있다. 상이한 실시예들에서, 유사한 항공기는 로터 구성의 다양한 조합 및 분배로 구성될 수 있으며, 2개의 로터로도 실현될 수 있다. 전형적인 배열은 도시된 바와 같이 4개의 로터(16)를 포함하고; 다른 배열도 가능하다.
도시된 실시예에서, 전방/후방 쌍의 로터(16)는 도시된 바와 같이 항공기의 종축에 평행한 라인 상에서 동일 선상에 있다. 대향하는 상향/하향 로터 배향은 후방에 푸셔 프로펠러(pusher propeller)를 이용하고 전방에 트랙터 프로펠러(tractor propeller)를 이용한다. 이것은 전방 및 후방 로터(16) 모두가 90도 이상 회전할 수 있게 하며, 따라서 호버링(hovering) 또는 수직 비행(이륙/착륙)과 전진 비행 사이의 전환을 통해 양의 추력을 유지하게 한다. 대안적인 실시예에서, 지지 붐(18)은 전후보다는 측방향으로 연장될 수 있다.
로터(16)는 작동식 추진기 및/또는 가변 피치 프로펠러에 대한 연장부로서 통합된 조종면을 포함할 수 있다. 이들 특징부는 항공기에 부여되는 힘 및 결과적인 기체 모멘트를 제어하도록 동시에 또는 독립적으로 구현될 수 있다. 추진기는 도시된 바와 같이 가변 피치 프로펠러 및/또는 일정한 회전 속도에서 가변 추력으로 작동하기 위한 가변 피치 로터를 포함할 수 있다. 로터는 또한 도시된 바와 같이 동축, 역회전, 교차반전 로터(intermeshing rotor), 덕트형 팬 및 허브리스 로터(hub-less rotor)를 포함하여, 다양한 방식으로 구현될 수 있다. 또한, 중앙 본체(12)의 테일 섹션은 피치 제어를 제공하도록 관절연결, 틸팅, 모핑될 수 있다.
도 3 내지 도 5는 항공기(10)의 조립가능성을 도시하고 있다. 도 3은 제거가능한 날개 패널(14)이 중앙 본체(12)로부터 분리된 상태의 항공기(10)를 도시하고 있다. 이것은 상기에서 언급된 회전익 구성이다. 중앙 본체(12)는 상기에 언급된 바와 같이 수평 기류에서 약간의 양력을 제공하지만, 작동은 본질적으로 회전익의 작동이어서, 수평 비행에서 고도를 유지하기 위해 로터로부터 상당한 상향 추력을 필요로 한다.
도 4는 중앙 본체(12)에 대한 날개 패널(14)의 부착을 도시하고 있다. 이것은 블라인드-정합 인터로킹 날개보 구성체(blind-mating interlocking spar arrangement)의 일 예이며, 날개보(20)는 본체(12)의 대응하는 채널(22) 내로 연장되고, 신속-해제 핀(quick-release pin)(24)(예를 들어, 스프링-부하식일 수 있음)에 의해 보유된다.
도 5는 제거가능한 날개 패널(14')에 부착된 추가 붐(32) 상에 추가 로터(30)가 제공되는 대안적인 구성을 도시하고 있다. 이러한 구성은 보다 큰 전체 추력을 제공하며, 그에 따라 응용들에 적합할 수 있다.
도 6은 4 개의 치수, 즉 로터 조립체 종방향 틸트각(θ), 로터 조립체 측방향 틸트각(ψ), 로터 RPM(ω) 및 로터 블레이드 피치(φ)의 제어에 의한 추력 벡터링 추진의 특성을 도시하고 있다. T는 합성 추력 벡터를 나타낸다. 숫자 첨자는 4개의 개별 로터(16)를 지칭한다. 일반적으로, 로터(16) 각각은 독립적으로 제어될 수 있지만, 후술하는 바와 같이, 로터 중 일부가 고정되거나 다른 로터에 비해 제한되는 구성이 존재할 수 있다. 로터에 대한 모든 제어 치수는 독립적으로 작동 및 제어된다. 각 로터는 독립적으로 제어된다. 제어기는 복수의 로터에 의해 제공되는 모든 제어 치수를 조화시켜서 수직 및 고정익 비행 모두에 대해 합성 공기역학적 효과를 생성한다. 본 도면은 단일축 틸트만을 가정하지만, 또한 후술하는 바와 같이, 틸트는 다축으로 제공되어 훨씬 더 큰 조종성을 제공할 수 있다.
도 7은 하기를 포함하여, 비행 제어에 수반되는 주요 구성요소를 도시하고 있다:
- 에너지 생성(예를 들어, 태양 전지판), 에너지 저장(예를 들어, 배터리), 에너지 분배 및 모니터링, 저장된 에너지 관리 및 에너지 생성 관리를 포함하는 에너지 관련 구성요소(40).
- 외부 통신용 데이터 링크, 페이로드, 비행 제어, 내비게이션, 내비게이션 감지 및 내부 측정을 포함하는 내비게이션 및 관련 구성요소(42).
도 8은 항공기의 플랜트 역학(plant dynamics)(52)과 상호작용하는 컴퓨터 구현된 비행 제어기(50)를 수반하는 비행 제어의 세부사항을 제공한다. 비행 제어기(50)는 상기에 언급된 바와 같이 θ, ω, φ 및 ψ 값을 나타내는 신호를 포함하는 제어 출력을 생성하고, 이는 그에 맞춰 물리적 항공기(10)가 그 환경과 상호작용하게 한다. 도시된 바와 같이, 비행 제어기(50)는 예측 제어를 위해 항공기 물리 플랜트의 모델을 포함하는 모델 기반 제어기로서 실현될 수 있다. 감지된 결과는 대기속도(airspeed) 및 방향뿐만 아니라 고도 및 궤적의 상태 평가 및 추정을 위해 제어기(50)에 제공되며, 이 추정은 제어 출력을 업데이트하기 위해 다른 입력과 함께 비행 제어기(50)에 다시 제공된다. 언급된 바와 같이, 제어 방법은 플랩 등과 같은 조종면에 의존하는 다른 항공기와 대조적으로, 벡터링된 추력에 기초하고 있다. 비행 제어기는 모든 제어 신호를 독립적으로 작동하여, 수직 및 고정익 비행 모두에 대해 항공기 시스템의 조화된 합성 추진력 및 제어 모멘트를 제공한다.
도 9는 항공기(10)의 전개의 일 개념을 도시하며, 이 전개는 본질적으로, 개선된 작동 유연성을 수반하는 VTOL을 이용하는 고정 비행 미션의 전개이다. 운송(60) 및 임의의 비행전 유지보수(62)로부터 시작하여, 작동은 수직 이륙(64), 수평 비행으로의 전환(66), 비행 실행(68), 다시 수직 비행으로의 전환(70), 및 수직 착륙(72)으로 진행된다. 이것은 비행후 유지보수 및 그 후에 보관 또는 후속 미션을 위한 후속 운송으로 이어질 수 있다.
도 10은 "스테이션 유지(station keeping)"(항공기(10)가 단일 위치 위에 연장된 기간 동안 호버링하는 미션)으로 지칭되는 항공기(10)의 다른 전개의 개념을 도시하고 있다. 작동은 이륙 위치(80)에서의 VTOL 이륙으로부터, 고정익 비행으로의 전환 및 스테이션 위치(82)로의 이동, 스테이션 위치(82)에서의 호버 또는 스테이션 유지로의 전환, 그 후에 이어서 다시 고정익 비행으로의 전환, 착륙 위치(84)로의 이동, 및 VTOL 착륙으로 진행된다.
항공기(10)의 하나의 장점은 날개형 중앙 본체(12)가 기류에서의 양력을 제공하는 능력이다. 스테이션 유지 미션에서의 항공기의 항속시간은, 스테이션 유지 동안 상층풍(winds aloft)에 의해 전개될 때 항속시간이 일반적으로 감소하는 종래의 회전익 항공기와 비교하여, 상층풍(winds aloft)에 의해 전개될 때 더 클 수 있다.
도 11 및 도 12는 로터(16) 및 그 관절을 추가적으로 상세하게 도시하고 있다. 이러한 배열은 병렬 탠덤 서보 제어(parallel tandem servo control)를 이용하고, 즉 도 12에서 가장 잘 보이는 바와 같이 2개의 개별 서보 메커니즘(90)이 병렬로 배열되어 있다. 이러한 배열에서, 회전축(92)은 도 11에서 가장 잘 보이는 바와 같이 로터(16)의 무게 중심을 통해 연장된다. 직접 온축 서보(들)(direct on-axis servo(s)), 직렬 탠덤 서보, 비-무게 중심 회전, 공압 또는 유압 메커니즘, 벨트 또는 기어 구동식 구성체 등과 같은 대안적인 메커니즘이 이용될 수 있다. 상기에서 언급된 바와 같이, 가변 위치설정은 하나의 축으로 제한될 수 있거나, 다축, 예를 들어 틸트/요(yaw)일 수 있다.
도 13은 다양한 전진 비행 조정을 도시하며, 이들 모두는 추력 차이(항공기의 상이한 측면에서 로터(16)에 인가된 상이한 추력)만을 사용하여 수행될 수 있는 순수한 요 운동(우측 요(yaw right), 좌측 요(yaw left))을 제외하고 추력 벡터링을 이용한다. 필요한 추력 벡터가 개략적으로 도시되어 있다. 따라서, 예를 들어 피치(pitch)를 높이기 위해, 전방 로터는 상향으로 보다 높은 추력을 인가하는 한편, 후방 로터는 하향으로 추력을 인가한다.
도 14는 작동을 위한 전력을 제공하기 위해 항공기(100)의 표면 상에의 광기 전 태양 전지판(100)의 사용을 도시하고 있다. 이러한 접근법은 집전(collection potential)을 위해 항공기 표면적을 활용한다. 날개 패널(14) 상의 전지판(100)을 모듈화하는 것이 가능할 수 있다. 내부적으로, 항공기(10)는 배터리 및/또는 변환 기술, 예컨대 내연, 오토/디젤 사이클(Otto/diesel cycle), 터빈(연소 가스 또는 압축 가스), 연료 전지(예를 들어, 수소 또는 프로판), 또는 핵과 같은 일정한 에너지원을 포함하는 다른 에너지 구성요소를 이용할 수 있다.
도 15 및 도 16은 후술하는 바와 같이 다양한 상이한 항공기 유형에서 일반적인 추력 벡터링 접근법을 사용 가능하게 할 수 있는 시스템 구성요소의 특정 모듈성을 도시하고 있다. 벡터링된 추력 운동의 관련 액추에이터 및 구성요소를 갖는 로터(16) 및 작동 제어 시스템(110)(도시된 바와 같은 에너지 저장, 에너지 분배 및 다른 구성요소를 포함함)을 포함하는 추진 시스템은 기존의 고정익 시스템의 개장(retrofitting)을 포함하여, 다른 기체 유형에 적합화될 수 있다.
도 17 내지 도 22는 다른 기체 유형에 대한 적용 예를 도시하고 있다. 도 17 내지 도 19는 항공기(10)와 유사한 날개의 하측부에 부착된 로터(16) 및 붐(18)을 갖도록 구성된 단일 연소 엔진을 전형적으로 이용하는 유형의 종래의 소형 고정익 기체(120)의 평면도, 정면도 및 측면도이다. 도 20 내지 도 22는 유사하게 붐 장착형 로터(16)를 갖도록 구성된 고정익 항공기(130)의 제 2 유형의 평면도, 정면도 및 측면도이다.
도 23 및 도 24는 로터(16)의 관절 범위(스윕-아크(swept-arc) 형상) 및 예시적인 관절 각도(파선)를 도시하고 있다. 이러한 예에서, 도 23은 대체로 수직축(요축)에 대한 관절을 도시하는 한편, 도 24는 대체로 수평축(틸트축)에 대한 관절을 도시하고 있다. 일반적으로, 개별 추진 포드는 기체/양력면/본체에 대해 회전하는 하나 이상의 자유도를 가질 수 있다. 관절의 축은 스윕 범위의 단부 효과 모션(end effect motion)을 달성하도록 분리되거나 결합될 수 있다.
도 25는 (1) 전후 회전(틸트) 및 (2) 좌우(port-to-starboard) 회전(요)을 갖는 2차원 굴절에 관한 추가 세부사항을 도시하고 있다.
도 26 내지 도 28은 상기에서 간략하게 언급된 바와 같은 상이한 추진 구성의 예를 도시하고 있다. 도 26은 가변 위치 전방 포드(로터) 및 가변 위치 후방 포드를 갖는 대칭 구성이며, 여기서 "위치"는 도 23 및 도 24에 도시된 것과 같은 각도 관절을 지칭한다. 도 27은 가변 위치 전방 포드 및 반고정(제한된 가변성) 위치 후방 포드를 갖는 비대칭 구성이다. 도 28은 가변 위치 전방 포드 및 고정 위치 후방 포드를 갖는 다른 비대칭 구성이다.
하기의 표는 상이한 비행 단계에 있어서 도 26 내지 도 28의 상이한 구성에 대한 기능적 세부사항을 설명한다.
Figure pct00001
도 26의 대칭 배열의 경우, 모든 추진 포드는 동등한 운동 범위를 가지며, 모든 비행 단계 동안에 사용된다. 그러나, 시스템은 한 쌍/세트의 추진 시스템만이 모든 비행 제어를 제공하도록 작동하는 상태로 작동할 수 있다(나머지는 추력 벡터링 능력이 제한되거나 없는 상태로 작동함). 4개의 로터를 갖는 실시예에서, 이것은 전방 쌍의 로터 또는 후방 쌍의 로터에 의해 달성될 수 있다. 고정익 비행이 순항 동안에 가장 효율적인 프로펠러 상태를 달성하기 위해 전방 쌍의 로터가 선호될 수 있으며; 따라서, 후방 모터는 규정된 위치에서 정지되고 고정익 비행 단계 동안에 활성화되어, 시스템 전기 효율을 증대시키고 음향 신호(acoustic signature)를 감소시킬 수 있다. 다음에, 후방/후측 로터는 고정익 비행 동안에 대시 속도 또는 상승 능력을 높이고 비행 종료 시에 회수를 위해 VTOL로 전환하도록 재활성화될 수 있다. 또한, 이러한 비대칭 제어 기능은 시스템이 운동 범위가 제한되거나 틸팅/요 추력 벡터링 능력이 없는 로터 쌍/세트를 이용하여 설치된 추진 시스템의 중량 및 복잡성을 감소시킬 수 있게 한다. 4개 초과의 추진 포드를 갖는 실시예의 경우, 대안적인/제한된 관절 능력의 지정이 전방 및 후방 추진 시스템 사이에 적용될 수 있고, 그에 따라 전방 및 후방 세트는 제한된/고정된 추진 포드와 완전히 가능한 관절 능력의 혼합을 가질 수 있다. 항공기 상의 추진 모듈을 교환 및 교체함으로써 이러한 대안적인 제어 방식의 선택이 이루어질 수 있다.
도 29 내지 도 31은 각각 도 26 내지 도 28의 3 개의 구성 중에서 비행 제어와 역학의 차이를 도시하고 있다. 즉, 도 29는 도 26의 대칭 구성을 갖는 항공기에 대한 작동을 도시하고; 도 30은 도 27의 제한된 구성을 갖는 항공기에 대한 작동을 도시하며; 도 31은 도 28의 제한된 고정 구성을 갖는 항공기에 대한 작동을 도시하고 있다. 모두가 급격한 이륙을 실현할 수 있지만, 전진 비행으로의 전환 특성은 다르며, 급속한 전환(rapid transition)(도 29, 도 26의 대칭 구성의 경우)으로부터 완만한 전환(mild transition)(도 30, 도 27의 제한된 구성의 경우)으로 그리고 얕은 전환(shallow transition)(도 31, 도 28의 고정 구성의 경우)까지의 범위를 가질 수 있다.
도 32는 사용될 수 있는 상이한 추진 포드 기하형상(붐 장착형 로터의 구성)의 유사-개략도이다. 5개의 구성(140-1 내지 140-5)이 도시되어 있다. 각각의 구성(140)에 대해, 3개의 도면이 도시되어 있다: (도 32에서 하향으로 진행하여) 평면도, 정면도 및 측면도. 항공기 본체에 대한 추진 포드 배치 및 부착의 상이한 구현은 오프셋부 및 측방향 지지부와 같은 변형을 포함한다.
도 33 내지 도 35는 항공기의 무게 중심을 관리하기 위한 배터리 배치 및 동적 위치설정의 양태를 도시하고 있다. 도 33은 중앙 본체(12) 내에 격실(compartment)(150)을 갖는 항공기(10)를 도시하고 있다. 이러한 격실은 중앙 페이로드 격실(152) 및 4개의 주위 배터리 격실(154)로 분할된다. 이러한 내부 레이아웃은 항공기 또는 다른 지원 시스템의 변형 없이 의도적이고 제어된 방식으로 항공기의 무게 중심(CG)을 관리하기 위한 유연성을 제공하는 가변 배터리 설치 스테이션을 포함한다. 이것이 도 34 및 도 35에 도시되어 있다. 도 34는 페이로드(158)가 무게 중심(CG)에 정렬되고 그에 따라 배터리(160)가 대칭적으로 배열된 상태를 도시하고 있다. 도 35는 페이로드(158)가 무게 중심(CG)에 정렬되어 있지 않고 그에 따라 배터리(160)가 보상을 위해 비대칭 방식으로 위치되어, 도 34의 상황에서와 동일한 중심설정된 위치에 무게 중심(CG)을 유지하는 다른 상황을 도시하고 있다.
도 36은 랜딩 기어 디자인 및 부착 방법의 양태를 도시하고 있다. 도시된 바와 같이, 일 실시예에서, 랜딩 기어(170)는 붐(18)에 부착되고, 붐(18) 상의 랜딩 기어(170)의 위치는 원하는 무게 중심(CG)을 달성하도록 (예를 들어, 슬라이딩 클램프(172)를 사용하여) 스테이션-조정가능할 수 있다. 모든 랜딩 기어(170)는 동일한 원료 자재(stock component)를 사용하여 제작될 수 있고, 다양한 레이업 스케줄(layup schedule)을 이용하여 상이한 항공기 중량 및 하중 조건(load case)에 기초하여 조절할 수 있다. 이것은 항공기의 나머지부의 구조적 질량 분율을 최적화하게 할 수 있어, 페이로드/항속시간 능력을 증가시키면서 다양한 로드아웃(loadout) 및 구성을 가능하게 한다.
도 37 및 도 38은 항공기에 대한 지지 붐(18)의 모듈식 부착을 도시하고 있다. 각각의 붐(18)은 하측부 양력 기체, 예를 들어 중앙 본체(12)에 모듈식으로 부착된다. 항공기 하부와 붐(18) 사이에 조정가능한 심(shim)(180)이 배치되어, 추진 시스템(붐 장착형 로터(16))이 항공기(10)에 대해 정렬되어 원하는 추력 라인, 영각(angle-of-attack) 및 트림(trim)을 달성할 수 있게 한다.
하기의 표는 항공기 시스템에 관한 추가 정보를 제공한다.
Figure pct00002
Figure pct00003
본 발명의 다양한 실시예가 특별히 도시 및 설명되었지만, 당업자는 첨부된 청구범위에 의해 규정된 바와 같이 본 발명의 사상 및 범위로부터 벗어남이 없이 형태 및 세부사항의 다양한 변경이 거기에서 이루어질 수 있다는 것이 이해될 것이다.

Claims (21)

  1. 항공기에 있어서,
    고정익 섹션을 갖는 기체와,
    상기 기체에 부착된 복수의 관절식 전기 로터로서, 상기 로터 중 적어도 일부는 제 1 및 제 2 작동 구성을 갖고 상기 로터에 제공된 로터 위치 신호에 기초하여 상기 제 1 및 제 2 작동 구성 사이의 전환을 갖는 가변 위치 로터이며, 상기 제 1 작동 구성은 상기 로터가 동시적으로 항공기의 수직 비행을 위한 수직 추력을 주로 발생시키는 수직 비행 구성이고, 상기 제 2 작동 구성은 상기 로터가 동시적으로 수평 고정익 비행을 위한 수평 추력을 주로 발생시키는 수평 비행 구성인, 상기 복수의 관절식 전기 로터와,
    상기 전기 로터에 전력을 공급하기 위한 전력 공급원과,
    (i) 수직 비행 구성과 고정익 수평 비행 구성 사이의 대응하는 전환 동안 상기 제 1 작동 구성과 상기 제 2 작동 구성 사이의 전환, 및 (ii) 수직 비행 구성 및 수평 비행 구성 모두에서의 항공기의 명령된 추력 벡터링 조종을 제공하기 위해, 상기 가변 위치 로터 각각의 적어도 로터 추력 및 로터 배향을 독립적으로 제어하도록 구성 및 작동하는 제어 회로를 포함하는
    항공기.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 기체는 상기 로터가 주위에 배치된 날개형 중앙 본체를 가지며, 상기 중앙 본체는 수직 이착륙을 갖는 고정익 비행을 위한 고정익 섹션을 구성하기 위해 제거가능한 날개 패널을 수용하도록 구성되는
    항공기.
  3. 제 2 항에 있어서,
    상기 날개 패널 및 상기 중앙 본체는 상기 날개 패널을 상기 중앙 본체에 고정시키기 위한 인터로킹 날개보 구성체에 의해 함께 구성되는
    항공기.
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 로터는 상기 항공기의 중심의 전방에 위치된 전방 로터 및 상기 항공기의 중심의 후방에 위치된 후방 로터를 포함하며, 상기 전방 로터는 상향 또는 하향 배향을 갖고, 상기 후방 로터는 상기 전방 로터의 배향과 반대 배향을 갖는
    항공기.
  5. 제 4 항에 있어서,
    상기 전방 로터는 트랙터 추진력(tractor propulsion)을 제공하는 상향 배향을 가지며, 상기 후방 로터는 푸셔 추진력(pusher propulsion)을 제공하는 하향 배향을 갖는
    항공기.
  6. 제 1 항에 있어서,
    상기 가변 위치 로터는 상기 항공기의 운동 방향에 대한 틸트축을 중심으로 한 가변 각도 위치를 위해 구성되는
    항공기.
  7. 제 6 항에 있어서,
    상기 가변 위치 로터는 상기 항공기의 운동 방향에 대한 요축을 중심으로 한 가변 각도 위치를 위해 추가로 구성되며, 틸트축 및 요축을 중심으로 한 가변 각도 위치의 조합은 틸트축 및 요축을 중심으로 한 각각의 각도 성분을 갖는 합성 로터 배향을 제공하는
    항공기.
  8. 제 1 항에 있어서,
    상기 로터 중 하나 이상은 각각의 로터 블레이드의 가변 피치를 위해 추가로 구성되고, 상기 제어 회로는 상기 항공기의 명령된 조종에 있어서 상기 로터 블레이드의 가변 피치의 제어를 추가로 제공하는
    항공기.
  9. 제 1 항에 있어서,
    상기 가변 위치 로터는 상기 가변 위치 로터의 명령된 위치설정을 위한 각각의 서보 제어 메커니즘을 포함하는
    항공기.
  10. 제 9 항에 있어서,
    상기 서보 제어 메커니즘은 병렬 탠덤 서보 메커니즘인
    항공기.
  11. 제 1 항에 있어서,
    상기 로터는 상기 가변 위치 로터의 가변 위치설정보다 제한되는 제한 가변 위치설정을 갖는 제한형 로터(constrained rotor)를 포함하는
    항공기.
  12. 제 1 항에 있어서,
    상기 로터는 비가변 위치를 갖는 고정 위치 로터(fixed-position rotor)를 포함하는
    항공기.
  13. 제 1 항에 있어서,
    상기 로터는 각각의 지지 붐의 각각의 단부에 장착되고, 각 지지 붐은 상기 기체의 각각의 영역에 부착되는
    항공기.
  14. 제 13 항에 있어서,
    각 지지 붐은 상기 기체의 중앙 본체에 부착되고, 상기 중앙 본체는 수직 이착륙을 갖는 고정익 비행을 위한 고정익 섹션을 구성하기 위해 제거가능한 날개 패널을 수용하도록 구성되는
    항공기.
  15. 제 14 항에 있어서,
    추가 로터가 장착된 추가 지지 붐을 더 포함하며, 상기 추가 지지 붐은 상기 제거가능한 날개 패널에 부착되는
    항공기.
  16. 제 13 항에 있어서,
    상기 지지 붐은 전후 방향으로 연장되는
    항공기.
  17. 제 13 항에 있어서,
    상기 지지 붐은 상기 항공기의 전후 방향과 정렬되지 않은 축외 방향(off-axis direction)으로 연장되는
    항공기.
  18. 제 17 항에 있어서,
    상기 지지 붐은 상기 항공기의 전후 방향에 수직인 측방향으로 연장되는
    항공기.
  19. 제 13 항에 있어서,
    상기 지지 붐에 부착된 위치 조정가능한 랜딩 기어를 더 포함하는
    항공기.
  20. 제 13 항에 있어서,
    상기 지지 붐 각각은 조정가능한 심을 통해 상기 기체에 모듈식으로 부착되고, 상기 심은 원하는 추력 라인(thrust line), 영각(angle-of-attack) 및 트림(trim)을 달성하기 위해 상기 항공기에 대해 붐 장착형 로터를 정렬시키도록 조정되는
    항공기.
  21. 제 1 항에 있어서,
    상기 중앙 본체는 상기 항공기의 전체 무게 중심을 관리하기 위해 각각의 배터리를 조정가능하게 위치시키도록 구성된 배터리 격실에 의해 둘러싸인 페이로드 격실을 포함하는
    항공기.
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