KR20210006944A - 항공기 소음 완화를 위한 시스템 및 방법 - Google Patents

항공기 소음 완화를 위한 시스템 및 방법 Download PDF

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Abstract

항공기에 의해 방출되는 음향 소음의 심리음향적 불이익을 감소시키기 위한 시스템 및 방법은, 항공기에 결합된 다수의 추진 어셈블리로서, 여기서 상기 다수의 추진 어셈블리의 각각은 모터, 및 프로펠러에 의해 정의되는 다수의 블레이드를 포함하며, 상기 다수의 블레이드는 비대칭 블레이드 간격을 정의할 수 있는, 다수의 추진 어셈블리; 상기 항공기에 결합되고 또한 상기 다수의 추진 어셈블리의 각각의 모터에 통신 가능하게 결합되는 제어 서브시스템으로서, 여기서 상기 제어 서브시스템은 상기 방출된 음향 시그니처의 음향 파워 분배를 변조하기 위해, 상기 다수의 추진 어셈블리의 각각을 상이한 주파수로 회전시키도록 작동 가능한, 제어 서브시스템을 포함한다.

Description

항공기 소음 완화를 위한 시스템 및 방법
본 출원은 2018년 6월 1일에 출원된 미국 가특허출원 제62/679,411호의 이익을 주장하며, 그 전체가 여기에 참조 인용되었다.
본 발명은 일반적으로 항공기 분야에 관한 것으로서, 보다 구체적으로는 항공기 분야에서 소음 완화를 위한 신규하고 유용한 시스템 및 방법에 관한 것이다.
항공기는 본질적으로 가청 소음을 생성한다. 특히 회전익기(rotorcraft), 및 임의의 다른 프로펠러-구동식 또는 회전자(rotor)-구동식 항공기 또는 회전식 공기역학적 액추에이터에 의해 구동되는 항공기는, 상당한 양의 음향 소음을 방출할 수 있다. 이러한 전형적인 항공기는 회전 주파수, 블레이드 통과 주파수(blade pass frequency)(BPF), 및 그 고조파에서 가청 음향 시그니처(signature)를 발생할 수 있는 적어도 하나의 프로펠러(또는 회전자)를 포함하며, 이는 프로펠러의 분당 회전수(revolutions per minute)(RPM)를 변경시킴으로써 시프트될 수 있다. 그러나 이러한 전형적인 항공기는 내부-연소를 기반으로 하는 기계적 동력 발생 및 전송의 제한적인 특성으로 인해, 광범위한 프로펠러 RPM 에 대해 적절히 작동하지 못하는 경우가 종종 있다. 또한, 통상적인 많은 회전익기는 항공기에 양력을 제공하기 위해 적은 수(예를 들어, 1, 2, 등)의 프로펠러에 의존하거나 및/또는 배타적으로 프로펠러에만 의존하며, 이는 프로펠러 파라미터를 조정하여 비행 성능에 악영향을 끼침 없이 원하는 음향 시그니처를 얻기 위한 융통성을 제한할 수 있다. 이들과 같은 음향 시그니처는 심리음향적(psychoacoustic) 불이익을 수반할 수도 있으며, 여기서 상기 음향 시그니처의 높은 수준의 음조(tonality) 및/또는 다른 특성은, 항공기의 추진 시스템의 가청 범위에 있는 개인에 의해 상기 음향 시그니처의 부정적인 심리적 및/또는 생리적 인지를 유발시킬 수 있다.
따라서 항공기 분야에서는, 항공기 소음 완화를 위한 신규하고 유용한 시스템 및 방법을 개발이 요망되고 있다. 본 발명은 이러한 신규하고 유용한 시스템 및 방법을 제공한다.
도 1은 항공기 소음 완화를 위한 시스템의 변형예를 도시하고 있다.
도 2는 항공기 소음 완화를 위한 방법의 변형예를 도시하고 있다.
도 3은 대칭적으로 쌍을 이루는 비대칭 간격을 포함하는, 비대칭 프로펠러 블레이드 간격의 제1 예를 도시하고 있다.
도 4는 대칭적으로 쌍을 이루는 비대칭 간격을 포함하는, 비대칭 프로펠러 블레이드 간격의 제2 예를 도시하고 있다.
도 5A 및 5B는 호버 배열(hover arrangement) 및 전향 배열(forward arrangement)을 각각 정의하는 틸트로터(tiltrotor) 항공기와 협력하여 구현된 시스템의 예를 도시하고 있다.
도 6은 대칭적으로 이격된 프로펠러와 비대칭적으로 이격된 회전자 사이의 예시적인 상대적 블레이드 간격의 비교를 도시하고 있다.
도 7은 동일하게 이격된 블레이드를 갖는 프로펠러에 의해 방출된 음향 시그니처의 예시적인 주파수 스펙트럼을 도시하고 있다.
도 8은 비대칭 블레이드 간격을 갖는 프로펠러에 의해 방출되는 음향 시그니처의 예시적인 주파수 스펙트럼을 도시하고 있다.
도 9는 RPM 값의 범위에서 작동되는 다수의 프로펠러에 의해 방출된 음향 시그니처의 예시적인 주파수 스펙트럼을 도시하고 있다.
도 10은 방법의 예시적인 구현에 따라, 피드백에 기초하는 동적 음향 피크 확산(dynamic acoustic peak spreading)의 예를 도시하고 있다.
도 11은 방법의 예시적인 구현에 따라, 2개의 프로펠러 사이의 상대적 위치를 제어하는 예를 도시하고 있다.
도 12는 시스템의 예시적인 실시예와 함께 상기 방법의 예시적인 구현에 따라, RPM 값의 범위에서 작동하는 비대칭적으로 이격된 블레이드를 갖는 다수의 프로펠러에 의해 방출된 음향 시그니처의 예시적인 주파수 스펙트럼을 도시하고 있다.
도 13은 2개의 동축 프로펠러를 포함하는, 추진 어셈블리의 변형예의 측면도를 도시하고 있다.
도 14는 공회전(共回轉)(co-rotation) 중 방위각 위상 시프트에 의해 시프트된 2개의 동축 프로펠러를 포함하는, 추진 어셈블리의 변형예의 평면도를 도시하고 있다.
본 발명의 바람직한 실시예에 대한 이하의 기재는 본 발명을 이들 바람직한 실시예로 제한하려는 것이 아니라, 오히려 본 기술분야의 숙련자로 하여금 본 발명을 제작하고 사용할 수 있도록 하기 위한 것이다.
1. 개요
도 1에 도시된 바와 같이, 소음 완화를 위한 시스템(100)은 항공기(900)에 배치된 추진 어셈블리(110)를 포함한다. 상기 시스템(100)은 다수의 추진 어셈블리(110)를 바람직하게 포함한다; 그러나 상기 시스템은 대안적으로 단일의 추진 어셈블리(110)를 포함할 수 있다. 상기 시스템(100)은 또한 음향 센서(122)[예를 들어, 마이크로폰, 압전-변환기(piezo-transducer), 등]를 포함할 수 있는 제어 서브시스템(120), 및 임의의 다른 적절한 구성요소를 포함할 수도 있다. 추진 어셈블리(예를 들어, 단일의 추진 어셈블리, 다수의 추진 어셈블리의 추진 어셈블리, 등)는, 모터(112) 및 적어도 제1 프로펠러(114)를 포함한다.
상기 시스템(100)은 작동 중 항공기[예를 들어, 회전익기, 회전익 항공기, 틸트로터 항공기, 틸트-프롭(tilt-prop) 항공기, 프로펠러 구동식 항공기, 등]에 의해 방출되는 사운드의 심리음향적 불이익을 감소시킴으로써 소음의 영향을 완화시키도록 기능한다. 상기 사운드의 심리음향적 불이익은, 사람이 듣는 주파수 범위에 대해 상기 사운드의 사람의 인지, 주파수 스펙트럼의 음조[예를 들어, 블레이드 통과 주파수 및 그 정수 또는 분수의 배수에서의 음향 파워(acoustic power)의 농도], 및 상기 방출된 사운드의 청취자의 경험과 관련된 상기 방출된 사운드의 임의의 다른 특성과 관련하여, 상기 방출된 사운드의 주파수 스펙트럼의 형상(예를 들어, 상기 방출된 음향 시그니처의 주파수 범위에 대한 음향 파워의 분배)과 관련될 수 있다. 큰 심리음향적 불이익은 상기 방출된 사운드에 대한 청취자의 큰 부정적 반응과 관련될 수 있는 반면에(예를 들어, 여기서 청취자는 사운드를 불쾌한 것으로 인지한다), 작은 심리음향적 불이익(또는 심리음향적 불이익의 감소)은 상기 방출된 사운드에 대한 청취자의 작은 부정적인 반응 및/또는 긍정적인 반응(예를 들어, 여기서 청취자는 사운드를 불쾌하거나 유쾌하지 않은 것으로 인지한다)과 관련될 수 있다. 그러나 상기 심리음향적 불이익은 달리 적절히 정의될 수 있다. 상기 시스템은, 추가적으로 또는 대안적으로, 상기 방출된 사운드의 음향 주파수 스펙트럼을 확산시키도록; 상기 방출된 사운드의 음향 주파수 스펙트럼을 시프트하도록; 상기 방출된 사운드의 전체 음향 파워를 감소시키도록(예를 들어, 상기 방출된 사운드를 감쇠시키도록); 상기 방출된 사운드의 음향 주파수 스펙트럼을 동적으로 조정하도록; 그렇지 않으면 항공기(예를 들어, 회전익기)에 의해 발생되는 소음을 적절히 완화시키고 및/또는 임의의 다른 적절한 기능을 수행하도록; 기능할 수도 있다.
상기 시스템은 위치-제어 모드, 가변-RPM 모드, 위상-제어 모드, 및 확산-RPM 모드를 포함하는 다수의 작동 모드 사이에서 작동될 수 있다. 상기 위치-제어 모드에서는, 프로펠러의 방위각 위치가 절대적인 의미로 능동적으로 제어되며(예를 들어, 모터에 통신 가능하게 결합된 컴퓨팅 시스템에 의해); 상기 위상-제어 모드에서는, 각각의 프로펠러의 방위각 위치는 다수의 프로펠러(예를 들어, 다수의 추진 어셈블리)의 서로의 프로펠러의 방위각 위치에 대해 제어된다. 상기 가변-RPM 모드에서는, 프로펠러의 RPM 이 능동적으로 제어되며; 상기 확산-RPM 모드에서는, 동시에 작동되는 각각의 프로펠러(예를 들어, 다수의 추진 어셈블리)의 RPM 변화가 능동적으로 제어된다.
일부 변형예에 있어서, 시스템은 상기 확산-RPM 모드 및 위상-제어 모드에서 동시에 작동될 수 있으며; 마찬가지로, 추가적인 변형예에서, 시스템은 상기 가변-RPM 모드 및 위치-제어 모드에서 동시에 작동될 수 있다. 그러나 상기 시스템은 임의의 다른 적절한 작동 모드들 및/또는 그 조합들 사이에서 달리 적절히 작동될 수 있다.
상기 항공기(900)는 바람직하게는 회전익기이며, 그리고 전향 배열과 호버 배열 사이에서 작동 가능한 다수의 추진 어셈블리를 구비한 틸트로터 항공기가 더욱 바람직하다. 그러나 상기 항공기는 대안적으로 하나 또는 그 이상의 추진 어셈블리를 구비한 고정익 항공기, 하나 또는 그 이상의 추진 어셈블리를 구비한 헬리콥터, 및/또는 프로펠러에 의해 추진되는 임의의 다른 적절한 항공기 또는 차량일 수 있다. 상기 회전익기는 하나 또는 그 이상의 추진 어셈블리를 구동하기 위한 완전 전기적 동력 전달 장치(all-electric powertrain)(예를 들어, 배터리 구동식 전기 모터)를 바람직하게 포함하지만, 그러나 추가적으로 또는 대안적으로 하이브리드 동력 전달 장치(예를 들어, 내부-연소 발전기를 포함하는 가스-전기 하이브리드), 내부-연소 동력 전달 장치[예를 들어, 가스-터빈 엔진, 터보프롭(turboprop) 엔진, 등], 및 임의의 다른 적절한 동력 전달 장치를 포함할 수 있다.
대안적인 변형예에 있어서, 항공기(900)는 회전식 및/또는 분배식 추진 시스템을 갖는 임의의 적절한 항공기를 포함할 수 있으며, 여기서 상기 음향 시그니처(들)는 회전하는 공기역학적 액추에이터(예를 들어, 터보팬 구성요소, 터보제트 구성요소, 터빈, 프로펠러, 등), 또는 그 다수(예를 들어, 항공기 주위에 분포되는, 항공기에 근접하여 위치되는, 등)로부터 발생한다.
여기서 사용되는 "회전자(rotor)"라는 용어는 회전자, 프로펠러, 및/또는 임의의 다른 적절한 회전식 공기역학적 액추에이터[예를 들어, 회전익 항공기의 주 추진 유닛, 회전익 항공기의 보조 추진 유닛, 고정형 또는 틸트-윙(tilt wing) 항공기의 추진 요소, 임의의 항공기 타입의 추력-제공 요소, 등]을 지칭할 수 있다. 프로펠러는 관절식 또는 반경질 허브를 사용하는 회전식 공기역학적 액추에이터를 지칭할 수 있지만(예를 들어, 블레이드의 허브로의 연결은 관절식, 가요성, 경질, 및/또는 달리 연결될 수 있음), 또한 프로펠러는 경질 허브를 사용하는 회전식 공기역학적 액추에이터를 지칭할 수 있지만(예를 들어, 블레이드의 허브로의 연결은 관절식, 가요성, 경질, 및/또는 달리 연결될 수 있음), 이러한 구별은 여기에 사용되었을 때는 명시적 또는 암시적이지 않으며, 프로펠러의 사용은 두 구성 중 어느 하나의 구성, 및 관절식 또는 경질 블레이드의 임의의 다른 가능한 구성, 및/또는 중심 부재 또는 허브에 대한 블레이드 연결부의 임의의 다른 가능한 구성을 지칭할 수 있다. 따라서 상기 틸트로터 항공기는 틸트-프로펠러 항공기, 틸트-프롭 항공기로 지칭될 수 있으며, 및/또는 달리 적절히 지칭되거나 기재될 수 있다.
도 2에 도시된 바와 같이, 방법(200)은 작동 중 음향 시그니처를 발생시키는 추진 어셈블리를 제공하는 단계(S210); 및 상기 음향 시그니처의 심리음향적 불이익을 감소시키기 위해 추진 어셈블리(및/또는 추진 어셈블리들)를 제어하는 단계(S220)를 포함할 수 있다. 블록(S210)은 다수의 추진 어셈블리를 제공하는 단계를 바람직하게 포함하고, 블록(S220)은 다수의 추진 어셈블리를 제어하는 단계를 바람직하게 포함하지만; 그러나 블록(S210, S220)은 추가적으로 또는 대안적으로 단일의 추진 어셈블리를 제공하는 단계 및 제어하는 단계를 각각 포함할 수 있다. 상기 방법(200)은 추진 어셈블리(및/또는 추진 어셈블리들)의 음향 시그니처(예를 들어, 음향 시그니처 데이터)을 결정하는 단계(S225); 및/또는 임의의 다른 적절한 프로세스 및/또는 블록을 제공하는 단계를 선택적으로 포함할 수 있다.
상기 방법(200)은 작동 중 항공기에 의해 방출되는 사운드의 심리음향적 불이익을 감소시키도록 기능한다. 상기 심리음향적 불이익은 실질적으로 전술한 바와 같이 바람직하게 정의되지만; 그러나 상기 심리음향적 불이익은 추가적으로 또는 대안적으로 적절히 정의될 수 있다. 상기 방법은 추가적으로 또는 대안적으로 음향 주파수 스펙트럼에 걸쳐 방출된 사운드의 음향 파워를 분산시키도록; 상기 방출된 사운드의 음향 주파수 스펙트럼을 시프트하도록; 상기 방출된 사운드의 총 음향 출력을 감소시키도록; 상기 방출된 사운드의 주파수 스펙트럼을 동적으로 조정하도록; 및/또는 임의의 다른 적절한 기능을 수행하도록 기능할 수 있다.
상기 방법은 실질적으로 전술한 바와 같이 그리고 이하의 섹션 3에 기재되는 바와 같은 시스템[예를 들어, 시스템(100)]에 의해 바람직하게 구현되지만; 그러나 상기 방법은 추가적으로 또는 대안적으로 임의의 다른 적절한 시스템에 의해 구현될 수 있다. 상기 방법은 통신 시스템(예를 들어, 지상-기반 통신 시스템, 공간-기반 통신 시스템, 항공 통신 시스템, 및 전술한 통신 시스템들의 임의의 조합, 등), 음향 특성화 시스템(예를 들어, 항공기에 및/또는 지상 위치에 배치된 음향 센서의 네트워크), 및 임의의 다른 적절한 시스템과 같은, 다양한 관련 시스템과 협력하여 구현될 수 있다.
2. 이점
상기 시스템 및 방법 그리고 그 변형예는 여러 이점 및/또는 장점을 제공할 수 있다.
첫째로, 상기 시스템 및 방법의 변형예는 작동 중 항공기에 의해 방출되는 음향 스펙트럼의 음조를 감소시킬 수 있다. 상기 스펙트럼의 음조(예를 들어, 기본 주파수 및 그 고조파에 집중되는 음향 파워의 정도, 주파수 확산량의 반대, 등)는 심리음향적 불이익을 수반할 수 있으며, 여기서 항공기에 의해 발생되는 소음은 등가의 총 음향 파워의 저음의 음향 스펙트럼보다 (예를 들어, 승객에 의해, 지상 관찰자에 의해, 등) 더 크게 및/또는 더 뚜렷하게(예를 들어, 더 거슬리게, 더 작게, 더 자극적으로, 등) 인지된다. 하나 또는 그 이상의 비대칭 블레이드 간격, RPM-확산, 위치 제어, 위상-시프트, 등을 사용하여 주파수 시그니처의 피크를 확산시킴으로써, 상기 시스템 및 방법의 변형예는 스펙트럼의 음조를 감소시킬 수 있다.
둘째로, 상기 시스템 및 방법의 변형예는 다수의 프로펠러를 사용하여 항공기에 추력을 제공하기 위해 광범위한 rpm 값이 사용될 수 있게 하며, 이는 항공기에 의해 방출되는 음향 스펙트럼을 확산시키는 능력을 강화시킬 수 있다. 예를 들어, 항공기는 실질적으로 평탄한 토크 곡선(torque curve)을 포함하는 전기식 프로펠러(예를 들어, 전기 구동 모터를 포함하는 추진 어셈블리)를 포함할 수 있으며, 이는 구동 토크의 희생 없이, 프로펠러가 넓은 RPM 범위로 구동될 수 있게 한다(예를 들어, 통상적인 항공기의 내연기관 및 기계적 동력 변속기에 비해). 항공기는 추가적으로 또는 대안적으로 피치 가변형 프로펠러 블레이드를 포함할 수 있으므로, 상기 프로펠러는 프로펠러 블레이드의 피치를 변경함으로써(예를 들어, 원하는 추력값에 대해 주어진 rpm 에 대응하도록) RPM 값의 범위에서 실질적으로 등가의 추력을 제공할 수 있다. 또 다른 예에 있어서, 상기 항공기는 적어도 3개의 추진 어셈블리를 포함하며, 추력 및/또는 RPM 은 전체 추력 및 모멘트 구속(예를 들어, 호버 구성 또는 호버 배열)에 기초하여 이들 사이에 분배될 수 있다. 관련된 또 다른 예에 있어서, 상기 추력 및/또는 RPM 은 전체 추력 구속(예를 들어, 전향-비행 구성 또는 전향-비행 배열)에 기초하여, 다수의 추진 어셈블리들 사이에 분배될 수 있으며, 여기서 모멘트 구속은 달리 충족될 수 있다[예를 들어, 추진 어셈블리와는 별도로, 항공기의 다른 반응기(effector)를 사용하여].
셋째로, 상기 시스템 및 방법의 변형예는 실질적으로 실시간으로 동적 음향 주파수 확산을 가능하게 할 수 있다. 예를 들어, 시스템은 차량 내부 위치에서 측정된(예를 들어, 탑재형 마이크를 통해 측정된) 음향 시그니처에 응답하여, 작동 중 다수의 추진 어셈블리의 주파수 확산을 조정하는 주파수-확산 프로펠러 제어기를 포함할 수 있다. 또 다른 예에 있어서, 상기 방법은 원하는 음향 응답을 나타내는 제어 입력(예를 들어, 조종사로부터 수신됨)에 기초하여, 하나 또는 그 이상의 프로펠러의 블레이드의 상대적 방위각 위치를 동적으로 조정하는 단계를 포함할 수 있다.
넷째로, 상기 시스템 및 방법의 변형예는 소정 범위의 RPM 값(예를 들어, 각각의 프로펠러에 대한 RPM 값의 각각의 분배는, 추진 어셈블리에 걸친 제어 입력 및 대응의 추력 분배 또는 단일의 추진 어셈블리의 추력값과 관련된다), 비대칭 블레이드 간격(예를 들어, 단일의 프로펠러의, 단일의 주 프로펠러의, 다수의 프로펠러의, 등), 및/또는 상기 다수의 프로펠러에 대한 블레이드 개수를 사용하여 정적 음향 주파수 확산을 가능하게 할 수 있다. 정적 음향 주파수 확산은, 항공기 작동 중 동적으로 조정될 수 있는(예를 들어, 음향 센서를 포함하는 폐쇄 루프 피드백 제어에 기초하여, 항공기의 각각의 작동 조건에 기초하여, 등) 동적 음향 주파수 확산과는 달리, 항공기의 각각의 작동 조건으로 고정될 수 있다(예를 들어, 미리 결정될 수 있다).
다섯째로, 상기 시스템 및 방법의 변형예는 직접 구동을 통해 정밀한 프로펠러 제어를 가능하게 할 수 있다(예를 들어, 상기 모터는 추진 어셈블리의 프로펠러에 직접 결합된다). 예를 들어, 프로펠러의 위치(예를 들어, 방위각 위치, 등)는 모터의 회전 부분(예를 들어, 모터의 전기 모터의 프로펠러)에 단단히 결합될 수 있으므로, 프로펠러 방위각 위치 및 상기 모터의 회전 부분의 방위각 위치가 동기화되며, 또한 프로펠러 방위각 위치 및/또는 위상(예를 들어, 회전 중 다른 프로펠러에 대한 상대적 방위각 위치)의 제어성은, 모터의 제어성과 동일하다(예를 들어, 변속기 또는 기타 분리 가능하거나 또는 가변적인 동력 변속기 링크장치를 포함하는 간접 모터와는 달리).
그러나 틸트로터 항공기 및 그 변형예는 추가적으로 또는 대안적으로 임의의 다른 적절한 이점 및/또는 장점을 제공할 수 있다.
3. 시스템
도 1에 도시된 바와 같이, 소음 완화를 위한 시스템(100)은 항공기에 배치된(예를 들어, 항공기에 통합된) 추진 어셈블리(110)를 포함한다. 상기 시스템(100)은 다수의 추진 어셈블리(110)를 바람직하게 포함하지만; 그러나 시스템은 대안적으로 단일의 추진 어셈블리를 포함할 수 있다. 상기 시스템(100)은 또한 음향 센서(예를 들어, 마이크로폰)를 포함할 수도 있다. 추진 어셈블리(예를 들어, 단일의 추진 어셈블리, 다수의 추진 어셈블리의 추진 어셈블리, 등)는, 프로펠러(114) 및 모터(112)를 포함한다. 상기 시스템은 추가적으로 또는 대안적으로 항공기에 적절한 임의의 다른 구성요소를 포함할 수 있다.
3.1 추진 어셈블리
상기 추진 어셈블리(110)는 모터(112) 및 프로펠러(114)를 포함한다. 상기 추진 어셈블리(110)는 항공기에 추진력을 제공하도록 기능한다. 상기 추진 어셈블리(110)는, 틸트로터 항공기와 협력하여 구현된 시스템의 변형예에서, 틸트 메커니즘(tilt mechanism)을 포함할 수 있다. 틸트 메커니즘을 포함하는 변형예에 있어서, 상기 추진 어셈블리(110)는 항공기에 수직 및 수평 추력 능력을 제공하도록 기능할 수 있다.
상기 시스템은 다수의 추진 어셈블리(110), 및 대응하는 다수의 프로펠러(114) 및 모터(112)를 바람직하게 포함하며, 여기서 상기 다수의 추진 어셈블리(110)의 각각은 항공기에 추력을 제공한다. 그러나 상기 시스템은 추가적으로 또는 대안적으로 단일의 추진 어셈블리(110), 및/또는 다수의 추진 어셈블리(110)를 포함할 수 있으며, 여기서 그 서브세트(subset)는 항공기에 추진 추력을 제공하지 않는다[예를 들어, 그 서브세트는 테일 로터(tail rotor)의 경우처럼 주로 항공기에 안정적인 힘을 제공한다]. 다른 대안적인 변형예에 있어서, 상기 시스템은 임의의 적절한 수의 추진 어셈블리(110)를 포함할 수 있다.
상기 시스템은 위치-제어 모드, 가변-RPM 모드, 위상-제어 모드, 및 확산-RPM 모드를 포함하는, 다수의 작동 모드 사이에서 작동될 수 있다.
상기 모터(112)는 RPM 값 범위(예를 들어, 100-1000 rpm, 550-850 rpm, 625-675 rpm, 등)에서 상기 RPM 값 범위에 걸쳐 고효율로(예를 들어, 추진 효율로, 샤프트 출력 전력과 전기 입력 전력 간의 비율로, 등) 작동 가능한 직접 모터(112)[예를 들어, 직접 구동 전기 모터(112), 가변형 기어박스 또는 다른 간접 동력 전달 메커니즘이 생략된 파워플랜트(powerplant), 지속적으로 기어 변환되는 모터(112), 등]가 바람직하다. 넓은 범위의 RPM 값에서의 모터(112)(예를 들어, 전기 모터)의 고효율, 및 상기 넓은 범위의 RPM 값으로 충분한 샤프트 전력(예를 들어, 원하는 작동 조건을 위한 충분한 샤프트 전력)을 생성하는 그 능력은, 광범위한 RPM 값에 대해(예를 들어, 탑재된 전력의 가용성에 의해 제한되지 않거나 또는 전력-제한되지 않고, 작동을 비현실적으로 되게 하는 다른 요소에 의한 제한 없이), 추진 어셈블리(110)의 실제 작동[예를 들어, 과도한 전력 소비 없이 원하는 추력을 제공하기 위한 추진 어셈블리(110)의 작동]을 촉진시킬 수 있다. 일부 변형예에 있어서, 상기 모터(112)는 낮은 RPM 값에서 높은 토크를 생성하도록 구성될 수 있으며[예를 들어, 여기서 모터(112)는 실질적으로 평탄한 토크 곡선을 정의하며, 또한 상기 모터(112)는 임의의 다른 적절한 토크 곡선을 정의한다, 등], 이는 높은 전력 및 낮은 RPM 체제에서 추진 어셈블리(110)의 작동을 가능하게 한다(예를 들어, 소음을 감소시킬 수 있다). 그러나 모터(112)는 출력 전력 요구(예를 들어, 원하는 작동 조건에 의해 결정됨)가 작동 범위 내의 임의의 RPM(예를 들어, RPM 값의 적절한 범위)으로 부합하도록, RPM 값의 함수로서 임의의 적절한 출력 토크를 생성하도록 달리 적절히 구성될 수 있다. 추가적인 또는 대안적인 변형예에 있어서, 모터(112)는 프로펠러(114)[예를 들어, 다수의 회전자의 각각의 프로펠러(114)]의 방위각 위치의 정밀한 제어를 가능하게 하도록 구성될 수 있다. 모터(112)의 직접-구동 특성은 프로펠러(114)의 방위각 위치가, 모터(112)의 회전 출력이 제어될 수 있는 바와 동일한 정도로 제어되도록 할 수 있으며; 예를 들어, 스테퍼 모터(stepper motor)(112)를 포함하는 모터(112)는 프로펠러(114)의 방위각 위치[및 다수의 프로펠러(114)를 포함하는 변형예에서, 다수의 다른 프로펠러(114)에 대한 프로펠러(114)의 위상]를, 상기 스테퍼 모터(112)의 하나의 단계 내에서 제어할 수 있다. 모터(112)의 토크 곡선은 다른 성능 특성[예를 들어, 모터(112) 작동 효율, 추진 효율, 공기역학적 효율, 전력 출력, 토크 출력, 등]을 과도하게 희생하지 않고 RPM 이 정밀하게 제어될 수 있게 하며, 특히 피치 가변형 블레이드와 함께 사용되었을 때 이러한 정밀한 제어를 가능하게 할 수 있다[예를 들어, 블레이드가 실속 상태(stall condition)가 아닐 동안, 가변 RPM 에 대해 추력이 일정하게 유지될 수 있도록].
상기 위치-제어 모드에 있어서, 프로펠러(114)의 방위각 위치는 회전자의 음향 방출에 기초하여[예를 들어, 제어 서브시스템(120)에 의해] 바람직하게 제어되며; 예를 들어, 프로펠러(114)의 방위각 위치는 원하는 주파수 스펙트럼을 달성하기 위해 변조될 수 있다. 방위각 위치 변조는 시간의 함수(예를 들어, 일정한 회전 주파수)로서 일정한 회전 속도를 유지하는 단계, 임의의 적절한 변조 주파수(예를 들어, 단일의 회전 주기 내의)에서 기본 주파수에 대해 순간 주파수를 변조하는 단계, 및/또는 상기 프로펠러(114)의 방위각 위치를 달리 적절히 제어하는 단계를 포함할 수 있다. 그러나 상기 위치-제어 모드는 추가적으로 또는 대안적으로 임의의 적절한 방식으로 프로펠러(114) 작동을 포함할 수 있다.
상기 가변-RPM 모드에 있어서, RPM 은 프로펠러(114)의 음향 방출에 기초하여 RPM 값 범위 사이에서 정밀하게 바람직하게 제어되고, 그리고 회전자에 의해 발생된 추력과는 독립적으로 제어되는 것이 더욱 바람직하며; 예를 들어, 블레이드 피치는 증가될 수 있고(예를 들어, 블레이드 스팬을 따라 실속 상태를 최소화하거나 및/또는 이를 피하면서), 또한 실질적으로 동등한 추력을 유지하면서, 기본 주파수(예를 들어, 회전자의 하나의 블레이드 하나의 전체 회전 주파수) 및 방출된 음향 시그니처의 관련된 고조파를 낮추기 위해 RPM 값이 감소될 수 있다. 상기 가변-RPM 모드에 있어서, 그리고 프로펠러(114)의 주어진 직경에 대해, 상기 프로펠러(114)는 낮은 팁 속도 체제에서 바람직하게 작동되지만; 그러나 프로펠러(114)는 추가적으로 또는 대안적으로 높은 팁 속도 체제 및/또는 임의의 다른 적절한 범위의 팁 속도로 작동될 수 있다. 특정 예에 있어서, 상기 낮은 팁 속도 체제 및 프로펠러(114) 직경은, 항공기의 호버 모드 또는 호버 배열에서는 약 650 RPM ±약 50 RPM 에 대응하고, 또한 항공기의 전향 모드 또는 전향 배열에서는 650 RPM 미만에 대응한다. 그러나 상기 가변-RPM 모드는 추가적으로 또는 대안적으로 임의의 적절한 방식으로 프로펠러(114)의 작동을 포함할 수 있다.
다수의 추진 어셈블리(110)를 포함하는 시스템의 변형예에 있어서, 다수의 작동 모드는 확산-RPM 모드 및 위상-제어 모드를 포함할 수 있다. 상기 확산-RPM 모드에서는, 각각의 프로펠러(114)는 그 대응의 모터(112)에 의해 고유의 RPM[예를 들어, 다수의 회전자의 서로의 프로펠러(114)에 대해 상대적인]으로 구동되는 것이 바람직하다; 그러나 확산 RPM 모드는, 추가적으로 또는 대안적으로, 다수의 프로펠러 중 다른 프로펠러(114)의 각각이 작동되는 RPM 과는 상이한 RPM 으로, 다수의 프로펠러 중 단일의 프로펠러(114)의 작동[예를 들어, 여기서 다수의 프로펠러 중 오직 단일의 프로펠러(114)만 상기 회전자의 나머지와는 구별되는 RPM 으로 작동된다], 및 제1 RPM 에서 그 서브세트 및 제2 RPM 에서 그 또 다른 서브세트의 작동, 및/또는 다수의 추진 어셈블리(110)의 프로펠러(114)에 대한 RPM 값의 임의의 다른 적절한 대응을 포함할 수 있다.
상기 위상-제어 모드에 있어서, 각각의 프로펠러(114)의 위상[예를 들어, 실질적으로 동일한 RPM 값으로 회전하는 항공기의 프로펠러(114)와 임의의 다른 적절한 프로펠러(114) 사이의 각위치의 편차]은, 상기 위치-제어 모드와 관련하여 기재된 바와 실질적으로 동일한 방식으로, 서로의 프로펠러(114)에 대해 능동적으로(예를 들어, 자동으로) 바람직하게 제어되고, 다수의 프로펠러(114)의 작동에 적절히 확장된다. 일부 변형예에 있어서, 각각의 프로펠러(114)의 위상은 작동 중 서로의 프로펠러(114)의 위상과 상이하도록 제어된다[예를 들어, 하나를 제외한 모든 프로펠러(114)의 위상은 0 이 아니며, 여기서 적어도 하나의 프로펠러(114)의 위상은 0 이 아니다, 등]. 추가적인 변형예에 있어서, 하나 또는 그 이상의 프로펠러(114)의 위상은 하나 또는 그 이상의 프로펠러(114)의 음향 시그니처(들)이 상기 하나 또는 그 이상의 프로펠러(114)에 대해 소정의 위치에서 파괴적으로 간섭하도록 제어될 수 있다. 예를 들어, 공간에서 한 점에 등거리로 배치된 2개의 프로펠러(114)의 위상은 상보적인 위상을 갖도록 제어될 수 있으므로, 상기 2개의 프로펠러(114)의 음향 시그니처는 공간의 한 점에서 취소된다. 전술한 예에서 그리고 관련된 예에서 공간의 한 점은, 항공기의 객실 내에, 지상에, 또는 항공기로부터 멀리 떨어진 지상 구조물에 있을 수 있다. 그러나 위상-제어 모드의 대안적인 변형예에서, 임의의 적절한 수의 프로펠러는 작동 중 임의의 적절한 상대 위상(예를 들어, 서로의 회전자에 대해)을 갖도록 제어될 수 있다. 일부 변형예에 있어서, 상기 시스템은 확산-RPM 모드 및 위상-제어 모드에서 동시에 작동될 수 있다.
3.1.1 프로펠러
상기 추진 어셈블리(110)의 프로펠러(114)는 항공기에 추진력(propulsive force)을 제공하도록 기능한다. 프로펠러(114)는, 항공기에 추진력을 제공한 결과로서, 음향 시그니처[예를 들어, 다수의 추진 어셈블리(110) 및/또는 다수의 프로펠러(114)를 포함하는 추진 어셈블리(110)를 포함하는 항공기의 경우, 총 음향 시그니처의 일부]를 발생하도록 기능할 수도 있다. 상기 프로펠러(114)는 프로펠러(114) 디스크를 정의할 수 있으며, 이는 회전 중 프로펠러(114)의 스윕 영역 및/또는 스윕 부피를 포함할 수 있다. 프로펠러(114)는 또한 임의의 적절한 값의 직경, 및 임의의 다른 적절한 기하학적 파라미터(예를 들어, 두께, 깊이, 형상, 등)를 정의할 수 있다. 프로펠러(114)에 의해 생성된 음향 시그니처는, 기본 주파수[예를 들어, 주어진 RPM 에서 프로펠러(114)의 하나의 블레이드의 단일의 회전 주파수]에서 프로펠러(114) 블레이드로부터; 프로펠러(114) 블레이드의 수 및 프로펠러(114)가 회전하는 RPM 에 기초할 수 있고, 또한 균일한 간격의 블레이드를 포함하는 프로펠러(114)에 대해 잘 정의된, 블레이드 통과 주파수(BPF)로부터; 기본 주파수의 고조파(예를 들어, 기본 주파수의 정수배)로부터; 및 BPF(예를 들어, 2 x BPF, 3 x BPF, BPF의 정수배, 등)의 고조파에서에서의 기여분(contribution)을 포함한다(예를 들어, 음향 파워 스펙트럼). 상기 음향 시그니처는 또한 프로펠러(114)의 진동 모드[예를 들어, 프로펠러(114)의 전진, 프로펠러(114)의 블레이드의 진동, 프로펠러(114)의 디스크의 면외 진동(out-of-plane), 등]로부터의 기여분을 포함할 수도 있다. 상기 음향 시그니처는 또한 블레이드 와류 상호 작용(blade vortex interactions)(BVI)으로부터의, 그리고 프로펠러(114) 작동과 관련된 임의의 다른 적절한 소음원으로부터의, 기여분을 포함할 수 있다.
상기 프로펠러(114)는 임의의 적절한 수의 블레이드를 가질 수 있으며; 상기 프로펠러(114)는 5개의 블레이드를 바람직하게 갖지만, 그러나 대안적으로 3개의 블레이드, 4개의 블레이드, 6개의 블레이드, 및 임의의 다른 적절한 수의 블레이드를 가질 수 있다. 상기 블레이드는 허브에 견고하게 고정될 수 있고, 허브에 고정되고, 피치 가변 능력(예를 들어, 적절한 피치 가변형 링크장치, 순환 피치 제어 등에 의한)을 포함할 수 있으며, 및/또는 공기역학적 로딩 하에서 프로펠러(114)의 회전 중 블레이드가 상기 허브 또는 프로펠러(114) 헤드에 대해 리드할 수 있도록, 지연시킬 수 있도록, 및/또는 플랩할 수 있도록 하기 위해, 하나 또는 그 이상의 힌지(예를 들어, 드래그 힌지, 플랩 힌지, 등)에 의해 허브 또는 프로펠러(114) 헤드에 연결될 수 있다. 그러나 상기 블레이드는 달리 적절히 서로 결합될 수 있고, 및/또는 프로펠러(114)의 적어도 일부를 형성하기 위해 달리 적절히 기계적으로 링크될 수 있다.
상기 프로펠러(114) 블레이드는 블레이드 팁에서 (예를 들어, 임의의 종류의 기계적 구조물에 의해) 바람직하게 구속되지 않지만(예를 들어, 밀폐되지 않지만), 그러나 프로펠러(114)는 추가적으로 또는 대안적으로 상기 블레이드 팁을 둘러싸는 페어링(pairing)[예를 들어, 덕트형 팬의 덕트(duct)와 같은]을 포함한다. 이러한 변형예에 있어서, 상기 페어링은 회전 중 블레이드 팁으로부터 기원되는 음향 시그니처 구성요소(예를 들어, 음파)를 감쇠시키도록 기능할 수 있다. 그러나 상기 프로펠러(114) 블레이드는 추가적으로 또는 대안적으로 임의의 적절한 방식으로 구속되거나 구속되지 않을 수 있다.
다수의 추진 어셈블리(110)를 포함하는 시스템의 변형예에 있어서, 각각의 프로펠러(114)는 동일한 수의 블레이드를 바람직하게 포함한다. 그러나 대안적인 변형예에 있어서, 다수의 상이한 프로펠러(114)는 상이한 수의 블레이드를 포함할 수 있으며, 이는 음향 스펙트럼을 확산시키도록 기능할 수 있다(예를 들어, 상이한 BPF 및 관련의 고조파에 대응하는 상이한 블레이드 수로 인해). 제1 특정 예에 있어서, 상기 시스템은 짝수의 추진 어셈블리(110)(예를 들어, 6개)를 포함하고, 짝수의 추진 어셈블리(110)의 각각의 쌍은 단일의 BPF(및 관련의 고조파), 한 세트의 BPF(및 관련의 고조파)에 대응하는 피크로부터 멀리 음향 파워를 전체 음향 스펙트럼 내에 확산시키기 위해, 서로의 쌍과는 상이한 수의 블레이드를 포함하며[예를 들어, 6개 추진 어셈블리(110) 한 세트는 3개의 블레이드를 갖는 2개의 프로펠러(114), 4개의 블레이드를 갖는 2개의 프로펠러(114), 및 5개의 블레이드를 갖는 2개의 프로펠러(114)를 포함한다], 각각의 BPF 는 한 쌍의 프로펠러(114)에 대응한다. 그러나 추가적인 예에 있어서, 상기 시스템은 임의의 적절한 수의 추진 어셈블리(110)를 포함할 수 있으며, 여기서 각각의 추진 어셈블리(110)는 (예를 들어, 적절히 확산된 음향을 생성하기 위해) 임의의 적절한 수의 블레이드를 갖는 프로펠러(114)를 포함한다.
상기 프로펠러(114)의 블레이드와 관련하여, 상기 블레이드는 비대칭적으로 이격될 수 있다. 각각의 블레이드 사이의 간격(예를 들어, 블레이드 간 간격)은 작동 중(예를 들어, 회전 중) 프로펠러(114)에 의해 발생된 음향 스펙트럼의 음조를(예를 들어, 이에 의한 심리음향적 불이익을) 감소시키기 위해 다양한 방식으로 변조될 수 있다. 상기 블레이드 간 간격은 무작위로 변조될 수 있고, 프로펠러(114) 모델 또는 블레이드 모델(예를 들어, RPM 의 함수로서의 음향 파워 발생의) 기초한 계산적인 예측에 따라 변조될 수 있고, 및/또는 달리 적절히 변조될 수 있다.
상기 간격은 변조 크기에 대한 구속 하에서 무작위로 변조될 수 있으며; 예를 들어, 대칭 간격 각도[예를 들어, 블레이드가 3개인 프로펠러(114)의 경우 120°, 블레이드가 4개인 프로펠러(114)의 경우 90°, 블레이드가 5개인 프로펠러(114)의 경우 72°, 블레이드가 6개인 프로펠러(114)의 경우 60°, 등]의 최대 변화는, 최대값(예를 들어, 5°, 2°, 10°, 등)으로 구속될 수 있으며, 상기 변조는 무작위로 발생될 수 있다(예를 들어, 의사 랜덤 발생될 수 있다, 확률적 프로세스에 의해 발생될 수 있다, 등). 구속된 무작위 변조의 또 다른 예에 있어서, 상기 대칭 간격 각도의 변화는 대칭으로부터의 RMS 값(Root-Mean-Squared value)(예를 들어, 5°, 2°, 10°, 등)으로 제한될 수 있다. 그러나 상기 블레이드 간 간격은 대안적으로 구속되지 않은 방식으로 무작위로 변조될 수 있고 및/또는 대안적인 구속(예를 들어, 최대 디스크 로딩 비대칭 구속, 최대 프로펠러(114) 샤프트 로딩 구속, 등) 하에서 변조될 수 있다.
일부 변형예에 있어서, 상기 비대칭 블레이드 간격은 2보다 큰 짝수의 블레이드를 포함하는 프로펠러(114)에 대해, 대칭적으로 쌍을 이루는 비대칭 간격을 포함할 수 있다. 예를 들어, 도 3에 도시된 바와 같이, 비대칭 블레이드 간격을 갖는 4개의 블레이드를 갖는 프로펠러(114)는 X 형 배열을 정의할 수 있으며, 여기서 블레이드 간 방위각 간격(예를 들어, 블레이드 간 각도)은 제1 예각, 제1 둔각, 제1 예각, 및 제1 둔각 사이에서 교호한다. 대칭적으로 쌍을 이루는 비대칭 간격의 또 다른 예에 있어서, 6개의 블레이드를 갖는 프로펠러(114)는 도 4에 도시된 바와 같이 블레이드 간 방위각 간격이 제1 예각(예를 들어, 60°), 제2 예각(예를 들어, 58°), 제3 예각(예를 들어, 62°), 제1 예각(예를 들어, 60°), 제2 예각(예를 들어, 58°), 제3 예각(예를 들어, 62°) 사이에서 교호하는 배열을 정의할 수 있다. 또 다른 특정 예에 있어서, 다수의 추진 어셈블리(110)의 다수의 블레이드의 적어도 하나의 비대칭 블레이드 간격은, 약 68.5°의 제1 블레이드 간 각도, 약 76.3°의 제2 블레이드 간 각도, 약 68.5°의 제3 블레이드 간 각도, 약 73.3°의 제4 블레이드 간 각도, 및 약 73.4°의 제5 블레이드 간 각도를 포함한다. 5개의 블레이드를 포함하는 관련의 예에 있어서, 상기 블레이드 간 각도는 전술한 5개의 블레이드 간 각도로부터 소량(예를 들어, ±.1°, ±.2°, ±.3°, 등) 변할 수 있으며, 그리고 실질적으로 동일한 기능을 달성할 수 있다.
상기 비대칭 블레이드 간격은 추가적으로 또는 대안적으로 완전 비대칭 블레이드 간 방위각 간격을 포함할 수 있으며, 여기서 프로펠러(114)의 임의의 2개의 블레이드 사이의 블레이드 간 간격(예를 들어, 각도 값)은, 상기 블레이드 간 간격과 구별된다. 상기 비대칭 블레이드 간격은 추가적으로 또는 대안적으로 블레이드의 개수로 나눈 360°와는 상이한(예를 들어, 이 보다 크거나 작은) 임의의 적절한 각도 값의 블레이드 간 방위각 간격을 포함할 수 있다.
상기 비대칭 블레이드 간격은 기본 프로펠러 회전 주파수의 모든 배수에 걸쳐 음향 스펙트럼의 변화를 최소화함으로써, 그리고 선택적으로 다양한 실제 구속에 의해 바람직하게 결정된다. 이런 방식으로 비대칭 블레이드 간격을 결정하는 단계는, 상기 프로펠러의 각각의 블레이드가 특성 주기 압력 신호
Figure pct00001
Figure pct00002
Figure pct00003
를 생성하는 것으로 가정하는 단계를 바람직하게 포함하며, 여기서 φ = t를 갖는 2πt/T는 시간을 나타내고, T 는 시간을 나타낸다. 프로펠러 세트의 전체 음향 출력(예를 들어, 소음)은, 위상차 압력 신호,
Figure pct00004
Figure pct00005
의 중첩이며,
Figure pct00006
는 허브 상의 프로펠러 블레이드의 각도를 나타내고, N 은 블레이드 수를 나타낸다. 퓨리에 영역에서의 음향 출력은, 즉
Figure pct00007
Figure pct00008
이므로,
Figure pct00009
Figure pct00010
이며, 여기서
Figure pct00011
는 예를 들어,
Figure pct00012
가 최소가 되도록
Figure pct00013
의 변화를 최소화하는 비대칭 블레이드 간격을 결정할 과제를 감소시킨다. p > 2 에 대해, 비대칭 블레이드 간격은 이러한 최소 솔루션으로 이어지며, 균일성이 p 에 따라 증가하는 더욱 균일한 분포를 선호한다. 상기 비대칭 블레이드 간격을 결정하는 일부 변형예에 있어서, 간격 솔루션은 구조적, 성능, 및/또는 패키징 구속에 의해 추가로 제한될 수 있다. 바람직하게는, 1차 모멘트
Figure pct00014
인 분포가 사용되며(예를 들어, 균형 문제를 피하기 위해); 대안적으로, 제1 모멘트가 0 이 아닌 분배가 사용될 수 있다. 블레이드 간 최소 간격이 68.5°이상이어야 하고 제1 모멘트 g0 = 0 이어야 하는 추가적인 구속 하에서 블레이드가 5개인 프로펠러에 적용된 위의 특정 예에 있어서, 블레이드 각도 분포
Figure pct00015
는 p ≥ 3 의 합리적인 값에 대해 전력 p 와는 독립적이고 또한 단일의 블레이드 스펙트럼 신호
Figure pct00016
와는 독립적인 결과이며, 또한 여기에 기재된 바와 같이 프로펠러의 변형예 및 예에 사용될 수 있다. 변환
Figure pct00017
,
Figure pct00018
, 또는 그 조합 하에서의 임의의 유사한 블레이드 각도 분포가 추가적으로 또는 대안적으로 사용될 수 있다. 동일하거나 유사한 효과를 얻기 위해, 수십 분의 1 도 정도의 블레이드 각도 분포의 변화가 추가적으로 또는 대안적으로 사용될 수 있다. 그러나 추가적인 또는 대안적인 변형예에 있어서, 상기 비대칭 블레이드 간격은 달리 적절히 결정될 수 있다.
상기 비대칭 블레이드 간격은 주어진 프로펠러(114)[예를 들어, 다수의 추진 어셈블리(110)에 대응하는 다수의 프로펠러(114)]에 대해 바람직하게 고정되지만[예를 들어, 프로펠러(114) 허브, 프로펠러(114) 헤드 등에], 그러나 추가적으로 또는 대안적으로 조정 가능하다(예를 들어, 수동으로 조정 가능하다, 액추에이터에 의해 자동으로 조정 가능하다, 등). 다수의 추진 어셈블리(110)를 포함하는 항공기 변형예에 있어서, 다수의 각각의 프로펠러(114)에 대한 비대칭 블레이드 간격은 동일할 수 있고, 다수의 각각의 프로펠러(114)에 대해 상이할 수 있으며, 그 서브세트에 대해 동일할 수 있고, 및 그 또 다른 서브세트에 대해 상이할 수 있으며, 또는 다수의 프로펠러(114)에 의해 달리 적절히 나타낼 수 있다. 각각의 프로펠러(114)의 비대칭 블레이드 간격은 제어 서브시스템(120)에 의해 작동 중 독립적으로 조정될 수 있다(예를 들어, 음향 시그니처 데이터에 기초하여). (예를 들어, 각각의 회전자의) 비대칭 블레이드 간격이 고정되는 변형예에 있어서, 블레이드 간 간격은 음향 스펙트럼 분포의 최적화에 기초하여 미리 결정될 수 있다. 예를 들어, 블레이드 간 간격은 주파수의 함수로서 음향 강도의 제곱의 총합을 최소화하도록 계산될 수 있다(예를 들어, 음향 강도 제곱의 적분을 최소화하기 위해). 전술한 예에 있어서, 주파수 함수로서의 음향 강도는 회전하는 블레이드의 계산적인 유체역학 시뮬레이션 및 공간의 한 점에서 결과적인 압력 섭동(pressure perturbation)(예를 들어, 음향파)을 사용하여 결정될 수 있다. 관련의 예에 있어서, 주파수 함수로서의 음향 강도는 음향 센서(122)를 사용하여 측정될 수 있으며(예를 들어, 회전하는 블레이드에 대해 공간의 한 점에 고정됨),음향 강도의 통합 된 면적(integrated square)을 최소화함으로써 블레이드 간 간격이 결정되어 프로펠러(114)에 실시될 수 있다(예를 들어, 수동으로, 제조 중에, 제조 후에, 작동 중 동적으로, 등).
일부 변형예에 있어서, 다수의 블레이드는 단일의 프로펠러(114) 보다 많은 프로펠러에 의해[예를 들어, 2개 또는 그 이상의 동축 프로펠러(114)에 의해] 정의될 수 있고, 상기 비대칭 블레이드 간격은 2개 또는 그 이상의 동축 프로펠러(114)(예를 들어, 작동 중인) 사이의 방위각 시프트에 의해 달성될 수 있다. 예를 들어, 도 13 및 14에 도시된 바와 같이, 추진 어셈블리(110)의 다수의 블레이드는 제1 프로펠러(114)와 동축인 제2 프로펠러(114)에 의해 추가로 정의될 수 있다. 이러한 예에 있어서, 상기 2개의 동축 프로펠러(114)는 작동 중에는 동일한 방향으로 회전하며, 상기 프로펠러(114)는 작동 중 방위각 위상 시프트에 의해 시프트된다(예를 들어, 도 3에 도시된 바와 같이 X-형 구성 및 상기 방출된 음향 시그니처의 음조의 관련의 감소를 달성하기 위해). 다수의 동축 공회전 프로펠러들(114) 사이의 방위각 위상 시프트는, 가변적인 비대칭 블레이드 간격을 달성하기 위해 동적으로 제어될 수 있다. 이러한 동적 제어는 음향 출력 특성(예를 들어, 피드백 제어를 자동으로 사용하여), 명령 지시(예를 들어, 수동으로, 개방-루프 제어를 통해, 등)에 기초될 수 있으며, 또는 달리 적절히 기초될 수 있다.
동축, 공회전 구성의 2개 또는 그 이상의 프로펠러(114)는, 다양한 수의 블레이드를 포함할 수 있다. 일 예에 있어서, 제1 및 제2 프로펠러(114) 각각은, 추진 어셈블리(110)의 제1 및 제2 프로펠러(114)에 의해 정의된 다수의 블레이드가 4 개의 블레이드를 포함하도록, 2개의 블레이드를 갖는다. 또 다른 예에 있어서, 상기 제1 및 제2 프로펠러(114) 각각은, 추진 어셈블리(110)의 제1 및 제2 프로펠러(114)에 의해 정의된 다수의 블레이드가 6개의 블레이드를 포함하도록, 3개의 블레이드를 갖는다. 또 다른 예에 있어서, 상기 제1 프로펠러(114)는 3개의 블레이드를 갖고, 제2 프로펠러(114)는 다수의 블레이드가 5개의 블레이드를 포함하도록 2개의 블레이드를 갖는다. 그러나 2개 또는 그 이상의 프로펠러(114)의 각각의 프로펠러(114)는, 추진 어셈블리(110)의 다수의 블레이드를 정의하기 위해 임의의 적절한 수의 블레이드를 포함할 수 있다. 추가적인 또는 대안적인 변형예에 있어서, 임의의 적절한 수의 블레이드(예를 들어, 2개, 3개, 4 개, 등)를 갖는 임의의 적절한 수의 프로펠러(예를 들어, 2, 3, 4, 등)는, 하나 또는 그 이상의 추진 어셈블리 중에서 단일의 추진 어셈블리의 다수의 블레이드를 정의하기 위해 동축 공회전 구성에 사용될 수 있다.
3.1.2 모터
추진 어셈블리(110)의 모터(112)는, 프로펠러(114)에 토크를 제공하고 또한 이에 의해 프로펠러(114)를 회전시키도록 기능한다(예를 들어, 항공기에 추진력을 제공하기 위해). 상기 모터(112)는 작동 중 프로펠러(114)의 RPM 을 제어하도록 기능할 수도 있다. 일부 변형예에 있어서, 모터(112)는 작동 중 RPM 을 동적으로 조정하도록(예를 들어, 제어 명령에 응답하여) 기능할 수 있다. 모터(112)는 전기 모터(112)를 바람직하게 포함하지만, 그러나 추가적으로 또는 대안적으로 임의의 다른 적절한 타입의 모터(112) 또는 회전 액추에이터(예를 들어, 내연기관, 가스 터빈 엔진, 등)를 포함할 수 있다. 상기 모터(112)는 프로펠러(114)에 직접 바람직하게 연결되지만(예를 들어, 샤프트, 직접 링크장치에 의해), 그러나 대안적으로 동력 변속기 링크장치(예를 들어, 기어박스, 오프셋 샤프트, 클러치, 간접 링크장치, 등)를 통해 프로펠러(114)에 연결될 수 있다. 상기 모터(112)는 또한 프로펠러(114)의 물리적 방향을 기계적으로 조정하도록 기능하는 트림 메커니즘(trim mechanism)을 포함할 수도 있다(예를 들어, 각각의 블레이드의 블레이드 피치, 각각의 블레이드 쌍 사이의 블레이드 간 간격, 등)
상기 모터(112)가 전기 모터(112)를 포함하는 변형예에 있어서, 상기 전기 모터(112)는 전자기 모터(112), 정전 모터(112), 압전 모터(112), 및 임의의 다른 적절한 타입의 모터(112)와 같은, 임의의 적절한 타입의 전기 모터(112)를 포함할 수 있다. 상기 전기 모터(112)는 자체-정류 모터(112)[예를 들어, 브러시형 DC 모터(112), 무브러시 DC 모터(112), 절환형 리럭턴스 모터(switched reluctance motor)(112), 범용 AC-DC 모터(112), 또는 정류 전기 여기 직렬 또는 병렬 권선 모터(112), 등], 또는 외부 정류 모터(112)[예를 들어, 유도 모터(112), 토크 모터(112), 동기 모터(112), 이중 공급 전기 모터(doubly-fed electric motor)(112), 단일 공급 전기 모터(singly-fed electric motor)(112), 등]일 수 있다. 대안적인 변형예에 있어서, 상기 전기 모터(112)는 코어리스(coreless) 프로펠러(114) 모터(112), 축방향 프로펠러(114) 모터(112), 스테퍼 모터(112), 및 임의의 다른 적절한 타입의 전기 모터(112)를 포함할 수 있다. 일부 변형예에 있어서, 상기 프로펠러(114)는 전기 모터(112)의 일부[예를 들어, 모터(112)의 2차 권선, 모터(112)의 고정자와 전자기적으로 소통하는 모터(112)의 프로펠러(114), 등]를 형성한다. 그러나 추가적인 또는 대안적인 변형예에 있어서, 추진 어셈블리(110)의 부분들은 모터(112)의 임의의 적절한 부분[예를 들어, 프로펠러(114), 고정자, 하우징, 전원, 등]을 형성할 수 있다.
상기 추진 어셈블리(110)[예를 들어, 다수의 각각의 추진 어셈블리(110)]는 틸트 메커니즘을 선택적으로 포함할 수 있다. 상기 틸트 메커니즘은, 항공기가 틸트로터 항공기로 구성되는 변형예에서, 전향 배향[예를 들어, 프로펠러(114)의 회전 축선이 항공기의 길이방향 축선에 실질적으로 평행함]과 호버 배향[예를 들어, 여기서 프로펠러(114)의 회전 축선은 항공기의 수직 축선과 실질적으로 평행함] 사이에서 추진 어셈블리(110)의 프로펠러(114)를 회전시키도록 기능한다.
3.2 제어 서브시스템(120)
상기 시스템은 상기 시스템의 하나 또는 그 이상의 추진 어셈블리(110)를 제어하도록 기능하는 제어 서브시스템(120)을 포함할 수 있다(예를 들어, 이전에 기재된 바와 같은 임의의 적절한 작동 모드에서 및/또는 다른 적절한 작동 모드에서). 상기 제어 서브시스템(120)은 탑재형 컴퓨터를 바람직하게 포함하지만, 그러나 추가적으로 또는 대안적으로 항공기 및 그 추진 어셈블리(110)에 통신 가능하게 결합된(예를 들어, 무선 주파수 송수신기를 통해) 원격 컴퓨터, 및 임의의 다른 적절한 컴퓨팅 시스템을 포함한다. 상기 제어 서브시스템(120)은 추가적으로 또는 대안적으로 항공기의 제어면의 제어 및/또는 작동과 관련된, 임의의 다른 적절한 구성요소를 포함할 수 있다.
상기 제어 서브시스템(120)은 하나 또는 그 이상의 음향 센서(122)를 포함할 수 있다. 상기 음향 센서(122)는 작동 중 상기 시스템에 의해 방출되는 음향 시그니처을 모니터링하도록 기능한다. 상기 음향 센서(122)는 또한 상기 제어 서브시스템(120)에 피드백을 제공하도록 기능할 수도 있고, 이에 의해 시스템의 피드백 제어를 가능하게 할 수도 있다(예를 들어, 상기 방출된 음향 시그니처에 기초하여). 상기 음향 센서(122)는 콘덴서 마이크로폰(capacitor microphone), 일렉트릿 마이크로폰(electret microphone), 다이나믹 마이크로폰(dynamic microphone), 리본 마이크로폰(ribbon microphone), 카본 마이크로폰(carbon microphone), 압전 마이크로폰(piezo microphone), 광섬유 마이크로폰(fiber optic microphones), 레이저 마이크로폰(laser microphone), MEMS 마이크로폰, 반대로 마이크폰으로서 사용되는 스피커와 같은 출력부와 같은 마이크로폰, 및 음향파를 감지하기에 적절한 임의의 다른 변환기를 포함할 수 있다. 상기 마이크로폰은 단방향, 양방향, 다방향 및/또는 무 지향성 마이크로폰일 수 있다. 상기 음향 센서(122)는 (예를 들어, 지상 위치에서, 지상 기반 구조물 등에서) 상기 추진 어셈블리(110)로부터 원격인 추진 어셈블리(110)에 근접하여 항공기의 내부(예를 들어, 객실)에, 또는 항공기의 외면에, 항공기와는 구별되는 다른 항공기(예를 들어, 모니터링 풍선, 다른 항공기, 등)에, 및 임의의 다른 적절한 위치에 배치될 수 있다(예를 들어, 항공기에 통합될 수 있다). 상기 시스템은 임의의 적절한 수의 음향 센서(122)[예를 들어, 단일의 음향 센서(122), 하나 또는 그 이상의 잠재적 비행 경로를 따라 시스템으로부터 원격으로 배치된 음향 센서(122)의 어레이, 상기 둘 모두에 배치되고 항공기로부터 원격인 한 세트의 음향 센서(122), 등]를 포함할 수 있다.
3.3 추가적인 예-시스템
상기 시스템의 특정 예는 항공기에 결합된 다수의 추진 어셈블리(110)를 포함하며, 여기서 다수의 추진 어셈블리(110)의 각각은 모터(112), 및 적어도 제1 프로펠러(114)에 의해 정의되고 또한 비대칭 블레이드 간격을 정의하는 다수의 블레이드(예를 들어, 일부 변형예에서는 제2 프로펠러)를 포함한다. 이런 예에 있어서, 상기 제1 프로펠러(114)는 모터(112)에 결합되고, 또한 작동 중에는 회전 주파수로 회전한다. 또한, 이런 예는, 항공기에 결합되고 그리고 다수의 추진 어셈블리(110)의 각각의 모터(112)에 통신 가능하게 결합되는 제어 서브시스템(120)을 포함하며, 상기 제어 서브시스템(120)은 각각의 프로펠러(114)의 회전 주파수를 제어하도록 작동 가능하다[예를 들어, 제1 프로펠러(114), 제1 및 제2 프로펠러(114), 등].
도 5A-5B에 도시된 바와 같이, 시스템의 특정 예는 호버 배열과 전향 배열 사이에서 작동 가능한 6개의 추진 어셈블리(110)를 갖는 틸트로터 항공기를 포함한다. 이런 예에 있어서, 상기 6개의 추진 어셈블리(110)의 각각의 프로펠러(114)는 각각의 프로펠러(114)의 회전 축선이 호버 배열에서의 작동 중에는 항공기의 수직 축선에 평행하도록 배향되며, 또한 상기 6개의 추진 어셈블리(110)의 각각의 프로펠러(114)는 각각의 프로펠러(114)의 회전 축선이 전향 배열에서의 작동 중에는 항공기의 길이방향 축선에 평행하도록 배향된다. 이런 예에 있어서, 상기 6개의 추진 어셈블리(110)의 각각의 프로펠러(114)는, 5개의 블레이드 사이의 비대칭 블레이드 간격을 정의하며[예를 들어, 다수의 추진 어셈블리(110)의 각각은 단일의 프로펠러(114)를 포함하고, 다수의 추진 어셈블리(110)의 각각의 프로펠러(114)는 정확히 5개의 블레이드를 정의한다], 여기서 각각의 프로펠러(114)의 비대칭 블레이드 간격은 고정되고, 각각의 프로펠러(114) 사이는 상이하며, 각각의 프로펠러(114)에 대한 대칭 간격 각도의 5°의 RMS 값 내에 있다. 이런 예의 6개의 추진 어셈블리(110)의 각각의 프로펠러(114)는, 제어 가능한 피치 가변형 블레이드를 포함하고, 또한 샤프트에 의해 프로펠러(114)[예를 들어, 프로펠러(114)의 프로펠러(114) 헤드, 프로펠러(114), 등]에 직접적으로 그리고 견고하게 결합된 전기 모터(112)를 포함하는 모터(112)에 의해 구동된다. 이런 예에 있어서, 상기 다수의 추진 어셈블리(110)는 전술한 바와 같이 확산-RPM 모드로 작동 가능하다.
전향 배열과 호버 배열 사이에서 작동 가능한 틸트로터 항공기에서 구현된 시스템의 예 및 변형예에 있어서, 다수의 추진 어셈블리(110)의 제어 가능한 작동 파라미터[예를 들어, 각각의 프로펠러(114)의 RPM, 각각의 프로펠러(114)의 위상, 등]는 전향 배열과 호버 배열 사이의 동작이 상이할 수 있다. 예를 들어, 상기 시스템은 호버 배열로 작동하는 중에는 확산-RPM 모드로 작동하며, 그리고 전향 배열로 작동하는 중에는 위상-제어 모드로 작동될 수 있다. 또 다른 예에 있어서, 시스템은 호버 배열로 작동하는 중에는 다수의 추진 어셈블리(110)의 프로펠러(114)에 대응하는 제1 세트의 RPM 값을 정의하는 확산-RPM 모드로 작동될 수 있으며, 전향 배열로 작동하는 중에는 다수의 추진 어셈블리(110)의 프로펠러(114)에 대응하는 제2 세트의 상이한 RPM 값을 정의하는 확산-RPM 모드로 작동될 수 있다. 상기 RPM 값은 호버 배열보다 전향 배열에서 더 낮은 것이 바람직하지만, 그러나 추가적으로 또는 대안적으로 전향 배열 또는 호버 배열에서 임의의 적절한 값을 포함할 수 있다. 상기 시스템은 추가적으로 또는 대안적으로, 이러한 배열로 작동하도록 구성된 항공기(예를 들어, 틸트로터 항공기)에서 구현되는 시스템의 이러한 예 및 변형예에서, 전향 배열 및/또는 호버 배열에서 작동하는 중에는 임의의 적절한 작동 모드로 달리 적절히 작동될 수 있다.
또 다른 특정 예에 있어서, 상기 시스템은 다수의 추진 어셈블리(110)를 갖는 고정익 항공기를 포함하며, 상기 다수의 추진 어셈블리(110)의 각각은 전기 모터(112)를 갖는 모터(112)에 의해 구동된다. 이런 예에 있어서, 각각의 프로펠러(114)는 대칭 각도(예를 들어, 5개 블레이드를 갖는 회전자의 경우 72°)로부터 5°의 RMS 각도만큼 섭동된 비대칭 블레이드 간격을 정의하며, 여기서 상기 비대칭 간격은 전술한 구속된 RMS 값 내에서 무작위로 결정되며(예를 들어, 계산되며), 그리고 다수의 프로펠러(114) 중 임의의 2개의 인접한 블레이드가 [예를 들어, 동일한 프로펠러(114) 상의, 상이한 프로펠러(114) 상의, 등] 임의의 다른 2개의 인접한 블레이드와 동일한 각도 값으로 분리되지 않도록, 사후 조정된다.
시스템의 또 다른 특정 예에 있어서, 다수의 추진 어셈블리(110)의 각각은 비대칭적으로(예를 들어, 불균일하게) 이격된 블레이드를 정의하는 5개의 동일한 블레이드를 갖는 프로펠러(114)를 포함하고, 도 6 및 도 7에 예시적으로 도시된 바와 같이 대칭 간격으로부터 섭동된 중심선(예를 들어, 베이스로부터 팁까지)은, 주어진 RPM 값에서 대칭적으로(예를 들어, 균일하게) 이격된 5개의 블레이드를 갖는 프로펠러(114)에 대응하는 음향 시그니처의 예시적인 주파수 스펙트럼을 도시하고 있으며, 이와는 달리 도 8은 도 6에 도시된 바와 같이 그리고 전술한 바와 같이 비대칭적으로 이격된 5개의 블레이드를 갖는 프로펠러(114)에 대응하는 음향 시그니처의 예시적인 주파수 스펙트럼을 도시하고 있다.
4. 방법
도 2에 도시된 바와 같이, 방법(200)은 작동 중 음향 시그니처를 생성하는 추진 어셈블리를 제공하는 단계(S210); 및 상기 음향 시그니처의 심리음향적 불이익을 감소시키기 위해 상기 추진 어셈블리를 제어하는 단계(S220)를 포함한다.
4.1 추진 어셈블리 제공 단계(S210)
블록(S210)은 추진 어셈블리를 제공하는 단계를 포함하며, 여기서 상기 추진 어셈블리는 작동 중 음향 시그니처를 발생시킨다. 블록(S210)은 항공기에 추진 메커니즘을 제공하도록 기능하며, 여기서 상기 추진 메커니즘은 프로펠러를 포함한다. 제공된 상기 추진 어셈블리는 실질적으로 섹션 3 및/또는 그 변형예에서 전술한 바와 같은 추진 어셈블리가 바람직하지만; 그러나 상기 추진 어셈블리는 추가적으로 또는 대안적으로 차량에 추진력을 제공하기 위한 임의의 적절한 메커니즘을 포함할 수 있으며, 여기서 상기 메커니즘은 프로펠러를 포함한다.
블록(S210)은 다수의 추진 어셈블리를 제공하는 단계를 바람직하게 포함하며, 여기서 다수의 추진 어셈블리의 각각은 항공기에 추진력(예를 들어, 호버 모드에서는 항공기의 작동 중 수직력, 전형 모드에서는 항공기 작동 중 수평력)을 제공하도록 구성되지만; 그러나 블록(S210)은 대안적으로 단일의 추진 어셈블리(예를 들어, 항공기가 헬리콥터인 단일의 주 프로펠러에 대응하는) 및/또는 다수의 추진 어셈블리를 제공하는 단계를 포함할 수 있으며, 여기서 다수의 서브세트는 항공기에 추진력 대신에 안정화 힘을 제공하도록 구성된다[예를 들어, 다수의 프로펠러 중 하나는 테일 프로펠러(tail propeller)로 구성되고 및/또는 그렇지 않으면 다수의 나머지 프로펠러의 회전 축선에 평행하지 않은 축선을 중심으로 회전한다].
블록(S210)은 추진 어셈블리를 제공하는 단계를 포함할 수 있으며, 여기서 추진 어셈블리의 프로펠러의 블레이드는 비대칭적으로 이격되어 있다(예를 들어, 하나 또는 그 이상의 추진 어셈블리의 다수의 블레이드는, 비대칭 블레이드 간격을 정의한다). 따라서 제공된 상기 추진 어셈블리는 실질적으로 섹션 3에 기재된 바와 같은 추진 어셈블리가 바람직하며, 또한 실질적으로 전술한 방식 및/또는 임의의 다른 적절한 방식으로 비대칭적으로 이격된 블레이드를 포함할 수 있다.
특정 예에 있어서, 블록(S210)은 비대칭 블레이드 간격을 포함하는 다수의 추진 어셈블리를 제공하는 단계를 포함할 수 있으며, 여기서 상기 다수의 추진 어셈블리의 각각의 추진 어셈블리의 다수의 블레이드의 비대칭 블레이드 간격은 동일하다. 대안적인 특정 예에 있어서, 다수의 추진 어셈블리 중 2개 또는 그 이상의 다수의 블레이드의 비대칭 블레이드 간격은 상이할 수 있다.
변형예에 있어서, 블록(S210)은 조정 가능한 블레이드 간격을 갖는 프로펠러를 포함하는 추진 어셈블리를 제공하는 단계를 포함한다. 상기 블레이드 간격은 수동으로 조정 가능하며[예를 들어, 항공기가 지상에 있거나 또는 달리 작동하지 않는 기간 동안; 여기서 상기 블레이드는 블레이드의 방위각 위치가 수동으로 조정되어 하나 또는 그 이상의 파스너에 의해 고정될 수 있는 원주방향 고정부 또는 홈(groove)을 포함하는 허브에 억류되어 있다; 등], 동적으로 조정 가능하며(예를 들어, 항공기가 작동하는 기간 동안; 여기서 블레이드의 방위각 위치는 동력을 받는 액추에이터에 의해 제어될 수 있다; 등], 및/또는 달리 적절히 조정 가능하다. 대안적인 변형예에 있어서, 블록(S210)은 고정된 블레이드 간격(예를 들어, 대칭 블레이드 간격, 비대칭 블레이드 간격, 등)을 갖는 프로펠러를 포함하는 추진 어셈블리를 제공하는 단계를 포함할 수 있다.
4.2 추진 어셈블리 제어 단계(S220)
블록(S220)은 음향 시그니처의 심리음향적 불이익을 감소시키기 위해 상기 추진 어셈블리를 제어하는 단계를 포함한다. 블록(S220)은 작동 중 상기 추진 어셈블리에 의해 발생된 음향 시그니처의 심리음향적 불이익이 감소되도록, [예를 들어, 블록(S210)의 하나 또는 그 이상의 변형예에 따라 제공되는] 추진 어셈블리를 작동시키도록 기능한다. 상기 방법(200)이 수행되는 항공기가 다수의 추진 어셈블리를 포함하는 변형예에 있어서, 블록(S220)은 다수의 추진 어셈블리를 제어하는 단계를 바람직하게 포함하지만(예를 들어, 다수의 추진 어셈블리에 의해 발생된 음향 시그니처의 심리음향적 불이익을 감소시키기 위해); 그러나 블록(S220)은, 항공기가 다수의 추진 어셈블리를 포함하는 경우에도 단일의 추진 어셈블리를 제어하는 단계, 또는 하나 또는 그 이상의 추진 어셈블리를 달리 적절히 제어하는 단계를 대안적으로 포함할 수 있다.
변형예에 있어서, 블록(S220)은 RPM 값의 범위에서 다수의 추진 어셈블리를 제어하는 단계를 포함할 수 있으며, 여기서 적어도 하나의 프로펠러는 적어도 하나의 다른 프로펠러가 회전되는 RPM 값과는 상이한 RPM 값으로 회전된다. 이런 변형예에 있어서, 블록(S220)은 확산-RPM 작동 모드와 관련하여 전술한 바와 같이 실질적으로 음향 스펙트럼을 확산시키도록 기능할 수 있다. 그러나 블록(S220)은 추가적으로 또는 대안적으로 모터에 의해 활성화되는 임의의 적절한 RPM 값으로 또는 RPM 값 범위로 추진 어셈블리를 제어하는(예를 들어, 모터의 작동 특성, 모터의 토크 곡선 등에 의해) 단계를 포함할 수 있다. 도 9는 블록(S220)의 특정 예에 따라 작동되는 6개의 프로펠러에 의해 방출되는 음향 시그니처의 예시적인 주파수 스펙트럼을 도시하고 있으며, 여기서 각각의 프로펠러의 RPM 값은 공칭 값에 대해 ±5% 만큼 이탈된다(예를 들어, 다수의 추진 어셈블리의 각각의 회전 주파수는 다수의 추진 어셈블리 중 적어도 하나의 다른 회전 주파수로부터, 공칭 회전 주파수, 중앙 회전 주파수, 평균 회전 주파수 등의 적어도 5% 만큼 분리된다).
블록(S220)은 항공기 작동 중 하나 또는 그 이상의 프로펠러의 RPM 값(들)을 동적으로 조정하는 단계를 포함할 수 있으며, 이는 상기 방출된 음향 시그니처의 심리음향적 불이익을 감소시키도록 기능할 수 있다. 하나 또는 그 이상의 프로펠러의 RPM 값을 동적으로 조정하는 단계는, 항공기의 비행을 제어하도록 기능할 수도 있지만(예를 들어, 회전자에 의해 발생된 추력을 조정함으로써); 그러나 RPM 값을 조정하는 단계는 추가적으로 또는 대안적으로 가변 RPM 에서 상기 추력을 실질적으로 일정하게 유지하기 위해 블레이드 피치 또는 다른 프로펠러 공기역학적 특성을 조정하는 단계와 동시에 및/또는 이와 함께 수행될 수 있다(예를 들어, 추진 어셈블리의 모터의 트림 메커니즘을 사용하여). 일부 변형예에 있어서, 블록(S220)은 추력 분배를 조정하고(예를 들어, 호버 배열에서 항공기의 하나 또는 그 이상의 축선들에 대해 모멘트를 생성하도록) 또한 동일한 동작에 의해 심리음향적 불이익을 감소시키기 위해(예를 들어, 피크를 확산시키거나 또는 음향 스펙트럼의 음조를 감소시킴으로써), 다수의 프로펠러 각각을 동시에 제어하는 단계를 포함할 수 있다. 측정된(또는 달리 적절히 획득된) 피드백에 기초하여, 2개 또는 그 이상의 프로펠러의 RPM 값의 확산을 동적으로 조정하는 단계가 수행될 수 있으며; 예를 들어, 블록(S220)은 (예를 들어, 지상 기반 음향 센서로부터) 항공기의 비행 경로를 따라 원격 관찰자로부터 인지된 상기 방출된 음향 시그니처의 음향 파워 스펙트럼을 수신하는(예를 들어, 실시간으로, 거의 실시간으로, 등) 단계; 상기 음향 파워 스펙트럼의 하나 또는 그 이상의 피크가 소정의 임계값보다 큰지의 여부를 결정하는 단계(예를 들어, 탑재된 컴퓨팅 시스템에서 결정하는 단계, 원격 컴퓨팅 시스템에서 결정하는 단계, 등); 및 상기 하나 또는 그 이상의 피크가 소정의 임계값 아래로 떨어질 때까지 2개 또는 그 이상의 프로펠러들 사이의 RPM 값의 확산을 조정하는 단계를 포함한다. 관련의 예에 있어서, 상기 임계값은 동적으로 결정될 수 있다(예를 들어, 수신된 명령에 기초하여, 하루 중 시간에 기초하여, 그리고 관련의 잡음 조례 등에 기초하여).
블록(S220)은 하나 또는 그 이상의 프로펠러의 블레이드 간격을 조정하는 단계를 포함하며, 이는 상기 하나 또는 그 이상의 프로펠러에 의해 방출된 음향 시그니처의 심리음향적 불이익을 감소시키도록 기능할 수 있다. 예를 들어, 블록(S220)은 작동 중 다수의 추진 어셈블리 중 적어도 하나의 추진 어셈블리의 다수의 블레이드의 비대칭 블레이드 간격을 조정하는 단계를 포함할 수 있다. 상기 블레이드 간격을 조정하는 단계는, 측정된(또는 달리 적절히 획득된) 피드백에 기초하여 수행될 수 있으며; 예를 들어, 블록(S220)은 프로펠러의 BPF 의 고조파에 대응하는 스펙트럼 대역에서 음향 파워 스펙트럼을 검출하는 단계[예를 들어, 블록(S225)의 하나 또는 그 이상의 변형예에 따라 탑재형 음향 센서, 지상-기반 음향 센서를 사용하여]; 상기 대역 내의 피크 전력이 임계값 수준(예를 들어, 임계값 dB 수준)보다 큰지의 여부를 결정하는 단계; 및 도 10에 도시된 바와 같이 상기 대역 내의 피크 전력이 임계값 아래로 떨어질 때까지 하나 또는 그 이상의 프로펠러(예를 들어, 피드백을 측정하는 데 사용된 음향 센서에 가장 가까운 프로펠러)의 블레이드 간격을 조정하는 단계를 포함할 수 있다. 그러나 상기 블레이드 간격을 조정하는 단계는, 추가적으로 또는 대안적으로 임의의 다른 적절한 기준으로 그리고 비행(예를 들어, 온도, 습도 등과 같은 전후 사정 또는 환경적 특성에 기초한 비행 전 모델링)에 대한 임의의 적절한 시간에 수행될 수 있다. 일부 변형예에 있어서, 상기 블레이드는 고정된 간격을 가질 수 있으며, 블록(S220)은 블레이드 간격 조정을 생략할 수 있다.
블록(S220)은 하나 또는 그 이상의 프로펠러의 위상(예를 들어, 상대적 방위각 위치)을 시프트하는 단계 및/또는 정확하게 제어하는 단계를 포함할 수 있으며, 이는 상기 하나 또는 그 이상의 프로펠러에 의해 방출된 음향 시그니처의 심리음향적 불이익을 감소시키도록 기능할 수 있다. 예를 들어, 블록(S220)은 프로펠러의 블레이드의 방위각 위치(들) 사이의 위상차를 최대화하기 위해[예를 들어, 도 11의 예에 도시된 바와 같이, 3개의 블레이드를 갖는 2개의 프로펠러들(two three bladed propellers) 사이에 60°상대 위상 이동을 강제하는] 한 세트의 프로펠러의 각각의 상대 위상을 시프트하는 단계를 포함할 수 있으며, 이는 상기 한 세트의 프로펠러에 대해 고정된 위치에서 청취자에 의해 수신된 바와 같은 상기 한 세트의 프로펠러 세트에 의해 발생된 가청 사운드의 인지를 변경하고, 그리고 사운드의 심리음향적 불이익을 감소시킬 수 있다.
상기 가변 블레이드 간격이 다수의 동축 프로펠러(예를 들어, 섹션 3에서 전술한 바와 같이)에 의해 달성되는 변형예에 있어서, 블록(S220)은 회전하는 중에는 상기 동축 프로펠러들 사이의 위상 시프트를 유지하는 단계 및/또는 변경하는 단계를 포함할 수 있다. 예를 들어, 적어도 하나의 추진 어셈블리의 다수의 블레이드는 제1 프로펠러와 동축인 제2 프로펠러에 의해 추가로 정의되며, 블록(S220)은 추력을 발생시키기 위해 상기 제1 프로펠러 및 제2 프로펠러를 동일한 방향으로 회전시키는 단계를 포함할 수 있으며, 여기서 상기 제1 프로펠러는 제1 프로펠러 및 제2 프로펠러를 회전시킬 동안, 상기 제2 프로펠러로부터 방위각 위상 시프트에 의해 시프트된다. 상기 방위각 위상 시프트는 블록(S220)의 수행과 일관되게 작동할 동안 동적으로 및/또는 자동으로 변경될 수 있다[예를 들어, 블록(S220)은 음향 시그니처 데이터, 명령 지시 등에 기초하여 방위각 위상 시프트를 조정하는 단계를 포함한다].
변형예에 있어서, 블록(S220)은 추력 분배를 변조하기 위해 추진 어셈블리를 제어하는 단계를 포함할 수 있다. 상기 추력 분배는 음향 출력 구속[예를 들어, 블록(S225)의 하나 또는 그 이상의 변형예에서 결정된 음향 시그니처 데이터에 대해 측정된]을 동시에 충족시키면서, 명령 목표(예를 들어, 특정 차량 기동)를 달성하도록 변조될 수 있다. 예를 들어, 블록(S220)은 탑재형 제어 시스템에서 명령 지시의 수신에 응답하여 상기 음향 시그니처 데이터에 기초하여 추력 분배를 변조하는 단계를 포함할 수 있다.
4.3 음향 시그니처 결정 단계(S225)
상기 방법(200)은 블록(S225)을 포함할 수 있으며, 이는 추진 어셈블리의 음향 시그니처를 결정하는 단계를 포함한다. 블록(S225)은 방법(200)의 다른 블록들에 사용하기 위한 음향 메트릭(acoustic metric)을 제공하도록 기능한다[예를 들어, 블록(S220)의 하나 또는 그 이상의 변형예에 대한 피드백 입력으로서]. 블록(S225)은 또한 차량의 음향 출력에 관한 정보를 차량 운용자(예를 들어, 항공기에 탑승한 조종사, 원격 조종자, 등)에 제공하도록 기능할 수도 있다(예를 들어, 지리적 영역과 관련된 음향 조례에 순응하여 차량 운용을 제어하기 위해, 비정상적인 음향 시그니처 또는 소음 등에 대한 차량 작동을 모니터링하기 위해).
블록(S225)은 음향 센서를 사용하여 음향 시그니처를 측정하는 단계를 포함할 수 있으며; 이러한 경우에, 블록(S225)은 실질적으로 상기 섹션 3에서 전술한 바와 같이 음향 센서에서 적어도 부분적으로 바람직하게 수행되지만, 그러나 추가적으로 또는 대안적으로 임의의 다른 적절한 센서 또는 메커니즘(예를 들어, 사운드의 인간 관찰자의 인지를 기록하기 위한 사용자-입력 장치)을 사용하여 수행될 수 있다. 상기 센서는 항공기 센서(예를 들어, 음향 센서가 항공기에 배치되어 결합되는), 지상 센서(예를 들어, 음향 센서가 지상-기반 시설에 배치되는), 및/또는 임의의 다른 적절한 센서 또는 센서의 조합(예를 들어, 서브세트가 지상 센서이고 또 다른 서브세트가 항공기 센서인, 한 세트의 센서)일 수 있다.
블록(S225)은 추가적으로 또는 대안적으로 항공기의 음향 모델을 사용하여 음향 시그니처 데이터를 결정하는 단계를 포함할 수 있다. 상기 음향 모델은 항공기의 추진 어셈블리의 작동 상태(예를 들어, RPM, 블레이드 피치, 블레이드 간격, 등)의 함수로서 항공기에 의해 출력되는 음향 시그니처를 바람직하게 설명한다. 상기 음향 모델은 미리 결정될 수 있고(예를 들어, 시뮬레이션된 음향 출력에 기초하여, 경험 측정값에 기초하여, 등), 동적으로 결정될 수 있고(예를 들어, 온라인 교육 방법을 사용하여 업데이트될 수 있고, 정상적인 작동 중 수집된 음향 측정값에 대해 검증 될 수 있고), 또는 달리 적절히 결정될 수 있다.
변형예에 있어서, 블록(S225)은 음향 센서로부터 탑재형 제어 시스템에서 음향 시그니처 데이터를 수신하는 단계를 포함할 수 있으며(예를 들어, 음향 시그니처 데이터를 측정), 상기 방법은 음향 시그니처 데이터에 기초하여 다수의 추진 어셈블리 중 적어도 하나의 회전 주파수를 조정하는 단계를 포함하는 블록(S220)의 변형예를 포함할 수 있다. 예를 들어, 음향 시그니처 데이터는 임계값보다 큰 음향 출력의 음조 정도를 나타낼 수 있으며, 블록(S220)은 음조를 임계값 미만으로 감소시키기 위해 다수의 추진 어셈블리의 각각의 RPM 값의 확산을 자동으로 증가시키는 단계를 포함할 수 있다.
전술한 방법(200) 및 그 블록의 변형예에 있어서, 단일의 추진 어셈블리와 관련하여 기재된 임의의 블록[예를 들어, 블록(S210, S220, S225), 등]의 양태는 다수의 추진 어셈블리에 적용될 수 있다. 예를 들어, 비대칭 블레이드 간격을 갖는 프로펠러를 포함하는 추진 어셈블리를 제공하는 단계를 포함하는 블록(S210)의 변형예는, 다수의 추진 어셈블리를 제공하는 단계를 포함하며, 여기서 각각의 프로펠러는 비대칭 블레이드 간격을 정의한다(예를 들어, 다수의 회전자에 대한 등가의 비대칭 블레이드 간격; 다수의 프로펠러 각각에 대한 상이한 비대칭 블레이드 간격 패턴, 등). 그러나 단일의 프로펠러 또는 추진 어셈블리와 관련하여 기재된 블록의 양태는 다수의 추진 어셈블리에 달리 적절히 적용될 수 있다.
4.4 추가적인 예-방법
특정 예에 있어서, 상기 방법(200)은 다수의 추진 어셈블리를 제공하는 단계를 포함하며, 여기서 상기 다수의 추진 어셈블리의 각각은 모터, 및 적어도 제1 프로펠러에 의해 정의된 다수의 블레이드를 포함한다. 이런 예에 있어서, 상기 방법은 추력 생성의 부산물로서 음향 시그니처를 생성하는 추력을 생성하기 위해, 항공기의 다수의 추진 어셈블리를 제어하는 단계를 포함한다. 따라서 다수의 추진 어셈블리는, 추력 분배(예를 들어, 항공기에 대해 한 세트의 힘 및 모멘트를 정의하기 위한, 항공기에 대한 추력의 기하학적 분배)와 함께, 음향 파워 분배(예를 들어, 주파수의 함수로서 음향 파워 분배)를 정의하는 음향 시그니처를 발생시킨다. 이런 예에 있어서, 상기 방법은 탑재형 제어 시스템에서 (예를 들어, 항공기의 음향 시그니처를 나타내는) 음향 시그니처 데이터를 결정하는 단계, 및 실질적으로 상기 추력 분배를 동시에 유지할 동안 상기 음향 시그니처의 음향 파워 분배를 변조하기 위해, 상기 음향 시그니처 데이터에 기초하여 상이한 주파수에서 다수의 추진 어셈블리 각각을 회전시키는 단계를 포함한다. 음향 파워 분배를 변경하면서 추력 분배를 유지하는 단계는, 프로펠러의 다수 블레이드의 블레이드 피치를 변경하는 단계를 포함할 수 있다[예를 들어, 회전 주파수의 감소 또는 증가에 각각 비례하여 블레이드의 받음각(angle of attack)을 증가시키거나 또는 감소시키기 위해]. 대안적인 예에 있어서, 상기 방법은 음향 파워 분배를 변조하기 위해 상기 추력 분배가 변경되는 것을 허용하는 단계[예를 들어, 음향 시그니처의 심리음향적 불이익을 감소시키는 부산물에 의해 의도적으로 항공기 상에 모멘트 또는 순 힘(net force)을 생성하는 단계]를 포함할 수 있다.
또 다른 특정 예에 있어서, 상기 방법(200)은 6개의 추진 어셈블리 한 세트를 제공하는 단계로서, 여기서 6개의 추진 어셈블리의 각각의 프로펠러는 비대칭적으로 이격되고, 각각의 프로펠러는 5개의 블레이드 간 간격 값에 의해 분리되는 5개의 블레이드를 포함하고, 5개의 각각의 값은 대칭 간격 각도로부터 5°미만으로 이탈되는, 단계; 및 다수의 프로펠러 각각의 프로펠러를, 공칭 RPM 값의 5% 이하로 이탈되는 RPM 값의 범위로 회전시키기 위해 다수의 추진 어셈블리를 제어하는 단계를 포함하며, 여기서 상기 공칭 RPM 값은 추진 어셈블리의 원하는 값에 기초하여 결정되고, RPM 값의 범위의 각각의 값은 상기 RPM 값에서 원하는 추력 출력을 달성하기 위해 조정된 피치 각도와 함께 결정된다. 도 12는 이런 예의 방법에 따라 발생된 음향 시그니처의 예시적인 주파수 스펙트럼을 도시하고 있으며, 여기서 비대칭적으로 이격된 블레이드를 포함하는 6개의 추진 어셈블리는 상기 방출된 음향 시그니처의 심리음향적 불이익을 감소시키기 위해 RPM 값 범위에서 작동된다(예를 들어, 상기 음향 스펙트럼의 음조를 감소시킴으로써).
바람직한 실시예 및 그 변형예의 시스템 및 방법은, 컴퓨터-판독 가능한 명령을 저장하는 컴퓨터-판독 가능한 매체를 수신하도록 구성된 기계로서 적어도 부분적으로 실시되거나 및/또는 구현될 수 있다. 상기 명령은 시스템에 통합된 컴퓨터-실행 가능한 구성요소 및 그 하나 또는 그 이상의 구성요소에 의해 바람직하게 실행된다. 상기 컴퓨터-판독 가능한 매체는 RAM, ROM, 플래시 메모리, EEPROM, 광학 디바이스(CD 또는 DVD), 하드 드라이브, 플로피 드라이브, 또는 임의의 적절한 디바이스와 같은 임의의 적절한 컴퓨터-판독 가능한 매체에 저장될 수 있다. 상기 컴퓨터-실행 가능한 구성요소는 범용 또는 애플리케이션 특정 프로세서가 바람직하지만, 그러나 임의의 적절한 전용 하드웨어 또는 하드웨어/펌웨어 조합 디바이스가 대안적으로 또는 추가적으로 상기 명령을 실행할 수 있다.
간결함을 위해 생략되었지만, 바람직한 실시예는 임의의 적절한 치환 또는 조합으로 조합될 수 있고 및/또는 바람직한 실시예의 변형예들로부터 전체적으로 또는 부분적으로 생략될 수 있는, 다양한 시스템 구성요소의 모든 조합과 치환, 및 다양한 방법 블록의 모든 조합 및 순서를 포함한다.
본 기술분야의 숙련자는 이전의 상세한 설명과 도면 및 청구 범위로부터 인식할 수 있는 바와 같이, 다음 청구 범위에서 정의된 본 발명의 범위를 벗어나지 않고 본 발명의 바람직한 실시예에 대한 수정 및 변경이 이루어질 수 있다.

Claims (20)

  1. 항공기에 의해 방출되는 음향 소음의 심리음향적 불이익을 감소시키기 위한 시스템으로서:
    상기 항공기에 결합되는 다수의 추진 어셈블리로서, 상기 다수의 추진 어셈블리의 각각은 이하에 기재되는 것을 포함하는, 다수의 추진 어셈블리;
    모터, 및
    적어도 하나의 제1 프로펠러에 의해 정의되는 다수의 블레이드로서, 여기서 상기 제1 프로펠러는 상기 모터에 결합되어 회전 주파수로 회전하며, 상기 다수의 블레이드는 비대칭 블레이드 간격을 정의하는, 다수의 블레이드;
    상기 항공기에 결합되고, 또한 상기 다수의 추진 어셈블리 각각의 모터에 통신 가능하게 결합되는 제어 서브시스템으로서, 여기서 상기 제어 서브시스템은 상기 다수의 추진 어셈블리의 각각의 상기 제1 프로펠러의 상기 회전 주파수를 제어하도록 작동 가능한, 제어 서브시스템을 포함하는, 시스템.
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 다수의 추진 어셈블리의 각각의 상기 다수의 블레이드의 상기 비대칭 블레이드 간격은 동일한, 시스템.
  3. 제 1 항에 있어서,
    상기 다수의 추진 어셈블리의 각각의 상기 제1 프로펠러는 정확히 5개의 블레이드를 정의하는, 시스템.
  4. 제 3 항에 있어서,
    상기 다수의 추진 어셈블리의 다수의 블레이드의 적어도 하나의 상기 비대칭 블레이드 간격은, 약 68.5°의 제1 블레이드 간 각도, 약 76.3°의 제2 블레이드 간 각도, 약 68.5°의 제3 블레이드 간 각도, 약 73.3°의 제4 블레이드 간 각도, 및 약 73.4°의 제5 블레이드 간 각도를 포함하는, 시스템.
  5. 제 1 항에 있어서,
    적어도 하나의 추진 어셈블리의 상기 다수의 블레이드는, 상기 제1 프로펠러와 동축인 제2 프로펠러에 의해 추가로 정의되고, 상기 제1 프로펠러 및 상기 제2 프로펠러는 작동 중 동일한 방향으로 회전하고, 상기 제1 프로펠러는 작동 중 상기 제2 프로펠러로부터 방위각 위상 시프트에 의해 이동되는, 시스템.
  6. 제 5 항에 있어서,
    상기 제1 프로펠러는 상기 다수의 블레이드 중 2개의 블레이드를 정확히 정의하고, 상기 제2 프로펠러는 상기 다수의 블레이드 중 2개의 블레이드를 정확히 정의하는, 시스템.
  7. 제 5 항에 있어서,
    상기 제1 프로펠러와 상기 제2 프로펠러 사이의 상기 방위각 위상 시프트는, 음향 출력 시그니처에 기초하여 작동 중 상기 제어 서브시스템에 의해 동적으로 제어되는, 시스템.
  8. 제 1 항에 있어서,
    각각의 프로펠러의 상기 비대칭 블레이드 간격은 상기 제어 서브시스템에 의해 작동 중 독립적으로 조정 가능한, 시스템.
  9. 제 1 항에 있어서,
    상기 다수의 추진 어셈블리는 상기 제어 서브시스템에 의해 다수의 모드 사이에서 작동 가능하고, 상기 다수의 모드는 확산-RPM 모드를 포함하고, 상기 확산-RPM 모드는 작동 중 상이한 회전 주파수에서 상기 다수의 추진 어셈블리의 각각의 상기 제1 프로펠러의 회전을 포함하는, 시스템.
  10. 항공기에 의해 방출되는 음향 소음의 심리음향적 불이익을 감소시키기 위한 방법으로서:
    다수의 추진 어셈블리를 제공하는 단계로서, 여기서 상기 다수의 추진 어셈블리의 각각은 이하에 기재되는 것을 포함하는, 단계;
    모터, 및
    적어도 제1 프로펠러에 의해 정의되는 다수의 블레이드;
    항공기의 탑재형 제어 시스템에서, 추력을 발생하기 위해 상기 항공기의 상기 다수의 추진 어셈블리를 제어하는 단계로서, 여기서 상기 다수의 추진 어셈블리는 음향 파워 분배를 정의하는 음향 시그니처를 발생시키고, 상기 다수의 추진 어셈블리는 추력 분배를 발생시키는, 단계;
    상기 탑재형 제어 시스템에서 음향 시그니처 데이터를 결정하는 단계; 및
    상기 추력 분배를 실질적으로 유지하면서 동시에 상기 음향 시그니처의 상기 음향 파워 분배를 변조하기 위해, 상기 음향 시그니처 데이터에 기초하여 상이한 주파수로 다수의 추진 어셈블리 각각을 회전시키는 단계를 포함하는, 방법.
  11. 제 10 항에 있어서,
    상기 다수의 추진 어셈블리의 각각의 상기 다수의 블레이드는, 비대칭 블레이드 간격을 정의하는, 방법.
  12. 제 11 항에 있어서,
    상기 다수의 추진 어셈블리의 각각의 상기 다수의 블레이드의 상기 비대칭 블레이드 간격은 동일한, 방법.
  13. 제 11 항에 있어서,
    작동 중 상기 다수의 추진 어셈블리 중 적어도 하나의 상기 다수의 블레이드의 상기 비대칭 블레이드 간격을 조정하는 단계를 더 포함하는, 방법.
  14. 제 10 항에 있어서,
    상기 다수의 추진 어셈블리의 각각의 회전 주파수는, 상기 다수의 추진 어셈블리 중 적어도 다른 하나의 상기 회전 주파수로부터, 상기 회전 주파수의 적어도 5% 만큼 분리되는, 방법.
  15. 제 10 항에 있어서,
    음향 센서로부터 상기 탑재형 제어 시스템에서 상기 음향 시그니처 데이터를 수신하는 단계, 및 상기 음향 시그니처 데이터에 기초하여 상기 다수의 추진 어셈블리 중 적어도 하나의 상기 회전 주파수를 조정하는 단계를 더 포함하는, 방법.
  16. 제 15 항에 있어서,
    상기 음향 센서는 지상-기반 시설 구성요소에 배치되는, 방법.
  17. 제 15 항에 있어서,
    상기 음향 센서는 상기 항공기에 배치되어 이에 결합되는, 방법.
  18. 제 10 항에 있어서,
    상기 탑재형 제어 시스템에서 명령 지시를 수신하는 단계에 응답하여, 상기 음향 시그니처 데이터에 기초하여 상기 추력 분배를 변조하는 단계를 더 포함하는, 방법.
  19. 제 10 항에 있어서,
    적어도 하나의 추진 어셈블리의 상기 다수의 블레이드는 상기 제1 프로펠러와 동축인 제2 프로펠러에 의해 추가로 정의되고, 추력을 발생하기 위해 상기 제1 프로펠러 및 제2 프로펠러를 동일한 방향으로 회전시키는 단계를 더 포함하며, 상기 제1 프로펠러는 상기 제1 프로펠러 및 제2 프로펠러를 회전시키면서 상기 제2 프로펠러로부터 방위각 위상 시프트에 의해 시프트되는, 방법.
  20. 제 19 항에 있어서,
    상기 음향 시그니처 데이터에 기초하여 상기 방위각 위상 시프트를 조정하는 단계를 더 포함하는, 방법.
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