KR20210024485A - 테일 시터 - Google Patents

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KR20210024485A
KR20210024485A KR1020207037193A KR20207037193A KR20210024485A KR 20210024485 A KR20210024485 A KR 20210024485A KR 1020207037193 A KR1020207037193 A KR 1020207037193A KR 20207037193 A KR20207037193 A KR 20207037193A KR 20210024485 A KR20210024485 A KR 20210024485A
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KR1020207037193A
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멘고티 리카르도 비안코
Original Assignee
레오나르도 에스피에이
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Abstract

테일 시터 항공기(1')가 설명되며, 상기 테일 시터 항공기는 상기 항공기의 이륙/착륙 위치에 수직하게 그리고 순항 위치에서 수직 방향에 대해 횡방향으로 배치되는, 동체(2); 단일 날개(4); 상기 테일 시터에서 각각의 제 1 축선을 따라 지향되는 각각의 제 1 추력을 가하도록 구성된 적어도 2개의 제 1 엔진(15a, 15b); 및 상기 순항 위치를 기준으로, 상기 제 1 엔진(15a, 15b)의 상기 제 1 축선(A) 위에 배치된 각각의 제 2 축선(A)을 중심으로 회전하는 적어도 2개의 제 2 엔진(15c, 15d)으로서, 상기 적어도 2개의 제 2 엔진은 상기 테일 시터(1')에서 각각의 제 2 축선(A)을 따라 지향되는 각각의 제 2 추력을 가하도록 구성되는, 적어도 2개의 제 2 엔진를 포함하며, 상기 제 1 및 제 2 엔진은 상기 단일 날개에 의해 운반되고; 상기 단일 날개는 서로 상호 엇갈리게 배치되는 제 1 부분(5) 및 제 2 부분(6)을 포함하고; 상기 제 2 부분은 상기 순항 위치에 대해 상기 제 1 부분 위에 배치되며, 상기 제 1 부분은 상기 동체의 대향 측면으로부터 연장되는 2개의 반쪽 날개를 포함하고, 상기 날개는 상기 항공기의 상기 순항 위치를 참조하여 상기 제 1 부분 아래에 배치된 제 3 부분(30)을 더 포함한다.

Description

테일 시터
관련 출원에 대한 교차 -참조
본 특허 출원은 2018년 6월 28일에 출원된 유럽 특허 출원 제18180590.4호를 우선권으로 청구하며, 상기 유럽 특허 출원의 전체 개시 내용은 참조에 의해 본원에 포함된다.
기술 분야
본 발명은 테일 시터(tail sitter)에 관한 것이다.
20세기 중반부터, 항공 업계에서는 수직 이륙 및 착륙이 가능하고 중/장거리 노선을 신속하게 커버할 수 있을 만큼 충분히 높은 순항 속도를 가진 항공기가 필요하다는 인식이 있었다.
이러한 요구에 대한 부분적인 해결책은 헬리콥터와 전환식 비행기(convertiplane)로 구성되지만 이는 단점이 없는 것은 아니다.
헬리콥터의 최대 속도는 실제로 약 350km/h이다. 전환식 비행기는 헬리콥터 구성과 비행기 구성 사이에서 로터가 있는 나셀(nacelle)을 회전해야 하므로, 구조적 관점에서 특히 복잡하다.
이러한 요구를 충족시키기 위해 제안된 추가 해결책은 VTOL(수직 이착륙) 항공기로 구성된다. 수직 이착륙 항공기는 동체가 수평인 이륙/착륙 구성과 이륙/착륙시 추력을 수직 방향으로 또는 수평 병진 비행 중 수평 방향으로 지향하게 할 수 있는 엔진이 있다.
VTOL 항공기의 광범위한 사용과 효율성에도 불구하고 VTOL 항공기의 구조적 구성은 특히 복잡하다. 이는 항공기의 이륙/착륙/비행 상태에 따라 엔진의 추력 방향을 선택적으로 지향하는 것이 필요하다는 사실에서 비롯된다.
앞서 언급한 요구를 충족시키기 위해 제안된 추가 해결책은 20세기 40~60 년대 사이에 개발되었으며 테일 시터로 구성된다.
이러한 항공기는 기본적으로 동체, 한 쌍의 반쪽 날개(half-wing), 일반적으로 동체에 의해 운반되는 하나 이상의 구동 부재 및 항공기를 제어하기 위한 이동가능한 표면이 장착된 테일 핀(tail fin)을 포함한다.
테일 시터의 비행 프로파일은 항공기의 동체를 수직으로 위치 설정된 이륙, 항공기가 순항 위치를 취하기 위해 90도 회전하는 제 1 전환 단계, 및 항공기가 착륙을 수행하기 위해 수직으로 위치 설정된 동체를 갖도록 복귀하는 제 2 전환 단계를 고려한다.
이륙 및 착륙 단계에서, 테일 시터는 일반적으로 항공기의 테일 핀으로 운반되는 착륙 부재를 통해 지상에 놓인다.
그 결과, 모터의 추력은 이륙/착륙 상태에서 테일 시터의 무게와 비행 상태에서 공기의 공기 역학적 저항에 대응한다.
이러한 해결책의 프로토 타입은 록히드(Lockheed) XFV-1, 컨베어(Convair) XFY-1 포고(Pogo), 및 라이언(Ryan) X-13 버티제트(Vertijet) 항공기로 대표된다.
US 1,665,114호, US-2017/0297699호, CN-A-106938701호, US-A-2017/0166305호, WO-A-2016/209350호, 및 US-B-5,114,096호는 공지된 테일 시터 해결책을 설명한다.
테일 시터는 비행기의 구성과 실질적으로 유사한 구성을 가지므로, 특히 전환식 비행기 및 VTOL 항공기의 구성과 비교할 때 구성이 간단하기 때문에 특히 유리하다.
또한, 헬리콥터와 달리, 테일 시터는 최대 순항 속도에 대한 특별한 제한이 없는데, 이는 기존 비행기의 구성과 비슷하다.
그럼에도 불구하고, 테일 시터의 수직 이륙 및 착륙 위치는 특히 테일 시터의 무게가 특정 임계 값을 초과할 때, 반쪽 날개(half-wings)의 모양에 기하학적 및 운영상의 제약을 부과한다. 예를 들어, 이륙 및 착륙 단계에서 바람의 돌풍에 대한 민감도를 최소화하기 위해 바람에 노출되는 반쪽 날개의 표면을 최소화할 필요가 있다.
결과적으로, 순항 위치에서 테일 시터의 성능은 이러한 반쪽 날개의 구성에 의해 불이익을 받는다.
이것은 테일 시터의 효과적인 사용을 실질적으로 방해한다. 사실, 앞서 언급한 프로토 타입의 대부분은 실제로 항공기를 실전 배치한 적이 없다. 결과적으로 테일 시터의 사용은 주로 VTOL 항공기에 유리하게 지난 50년 동안 실질적으로 포기되었다.
순항 상태에서 테일 시터의 공기 역학적 효율성을 높이기 위해, US- A-2017/0166305호에 설명된 항공기가 제안되었다.
이 항공기는 기본적으로
- 동체;
- 동체 위에 배치된 한 쌍의 제 1 엔진; 및
- 동체 아래에 배치된 한 쌍의 제 2 엔진을 포함한다.
US-A-2017/0166305호에 설명된 항공기의 제 1 실시예에서, 항공기는 동체의 각각의 서로 반대쪽 측면에서 돌출하는 한 쌍의 평평한 반쪽 날개를 포함한다.
이러한 제 1 실시예에서, 제 1 엔진은 반쪽 날개 위에 캔틸레버 방식으로 돌출된 각각의 제 1 지지 구조물을 통해 반쪽 날개의 각각의 상부 표면에 고정되고, 제 2 엔진은 반쪽 날개 아래에 캔틸레버 방식으로 돌출된 제 2 지지 구조물을 통해 반쪽 날개의 각각의 하부 표면에 고정된다.
더 구체적으로, 반쪽 날개는 유한한 길이를 갖고 평평하다. 제 1 및 제 2 엔진의 축선은 윤곽 반쪽 날개에 대해 엇갈리게 배치되고 각각이 프로파일 위와 아래에 배치된다.
제 2 실시예에서, US-A-2017/0166305호에 설명된 항공기는:
- 하반각을 이루고 동체의 상호 반대쪽 측면에서 캔틸레버 방식으로 돌출되는 제 1 반쪽 날개; 및
- 제 1 반쪽 날개보다 짧고 상반각을 이루고 동체의 각각의 상호 반대쪽 측면에서 캔틸레버 방식으로 돌출하는, 제 2 반쪽 날개를 포함한다.
제 1 엔진은 동체 아래에 배치되고 각각의 제 3지지 구조물을 통해 각각의 제 1 반쪽 날개의 하부 표면에 고정된다.
제 2 엔진은 제 2 반쪽 날개의 자유 단부에 배치된다.
보다 구체적으로, 제 1 및 제 2 반쪽 날개는 유한한 길이를 갖고 평평하다. 제 1 및 제 2 엔진의 축선은 각각의 제 1 반쪽 날개의 프로파일에 대해 엇갈리게 배치되고 이러한 프로파일의 위 및 아래에 각각 배치된다.
제 1 및 제 2 엔진의 축선이 반쪽 날개에 대해 엇갈리게 배치된다는 사실에 의해, 제 US-A-2017/0166305호에 설명된 항공기는 이에 따라 로터-블로우 날개(Rotor-Blown Wing; RBW) 구성을 구현하며, 이 로터-블로우 날개에서, 반쪽 날개는 제 1 및 제 2 엔진에서 생성된 기류와 충돌한다.
이러한 구성은 반쪽 날개를 향한 기류의 편향을 통해 반쪽 날개의 양력을 증가시켜, 반쪽 날개의 볼록한 부분(belly)에 과압 및 반쪽 날개의 상단 표면에 함몰을 발생시켜, 결과적으로 반쪽 날개에 의해 생성되는 양력을 증가시킨다.
지지 구조의 존재와, 제 2 실시예만을 참조하면, 동체로부터 캔틸레버 방식으로 돌출하는 제 1 및 제 2 반쪽 날개의 존재는 US-A-2017/0166305호에 설명된 항공기의 구성을 구성하기에 특히 복잡하게 만든다.
순항 상태에서 성능을 높이고 동시에 가능한 가장 간단한 구성을 갖도록 공기 역학적으로 효율적인 날개 구조를 갖춘 테일 시터를 갖는 것이 필요하다는 것을 업계에서 인식하고 있다.
EP-A-3263445호는 청구항 1의 전제부에 따른 테일 시터를 개시한다.
US-A-2017/0158327호는 효율적인 수직 이륙 및 착륙 성능을 제공하는 날개판 조립체가 있는 UAV를 개시한다.
DE-U-202017104421호는 본체; 본체의 양측에 고정된 고정 날개; 각각의 로터 지지 부재에 의해 고정 날개의 양측에 연결되는 복수의 로터; 항공기의 비행 데이터를 수집하기 위한 공중 센서 시스템; 및 비행 데이터에 기초하여 고정 날개 및/또는 로터의 상태 및 항공기의 추가 비행 상태를 조정하기 위해 공중 센서 시스템에 결합된 비행 제어 시스템을 포함하는 무인 항공기를 개시한다.
DE-A-102011012503호는 사각형 동체, 동체에 배치된 복수의 개별적으로 제어 가능한 로터 및 박스형 날개를 포함하는, 화물 운반용 초경량 항공기를 개시한다.
US-A-2016/0144957호은 고속 다중 로터 수직 이륙 및 착륙 항공기를 개시한다.
본 발명의 목적은 간단하고 저렴한 방식으로 전술한 요구를 만족시킬 수 있는 테일 시터를 제공하는 것이다.
전술한 목적은 청구항 1에 청구된 본 발명에 의해 달성된다.
본 발명의 더 나은 이해를 위해, 하나의 바람직한 실시예가 순전히 비 제한적인 예로서 첨부된 도면을 참조하여 이하에서 설명될 것이고,
- 도 1은 이륙/착륙 위치에서, 예시 목적으로만 도시된 테일 시터의 실시예의 사시도이고,
- 도 2는 순항 위치에 있는 도 1의 테일 시터의 사시도이고,
- 도 3 및 도 4는 제 1 기동을 실행하는 동안 그리고 각각 이륙/착륙 위치 및 순항 위치에 있는 도 1 및 도 2의 테일 시터의 사시도이고,
- 도 5 및 도 6은 제 2 기동의 실행 동안 및 각각 이륙/착륙 위치와 순항 위치에 있는 도 1 및 도 2의 테일 시터의 사시도이고,
- 도 7 및 도 8은 제 3 기동의 실해 동안 및 각각 이륙/착륙 위치와 순항 위치에 있는 도 1 및 도 2의 테일 시터의 사시도이고,
- 도 9는 본 발명의 교시에 따라 제조된 테일 시터의 실시예의 사시도이다.
도 1 및 도 2를 참조하면, 도면 번호 1은 예시 목적으로만 도시된 테일 시터를 나타낸다.
항공기(1)는 동체(2)를 포함한다.
항공기(1)의 중심에서 원점을 가지며
- 동체(2)의 연장 방향에 평행한 축선 Y;
- Y-축선에 직교하는 축선 X; 및
- X-Y-축선에 직교하는 축선 Z에 의해 형성되는, 항공기(1)와 일체의 3개의 축선 세트를 식별하는 것이 가능하다.
항공기(1)는 공지된 방식으로 순항 위치(도 2에 도시됨)를 취할 수 있다. 이러한 순항 위치에서, Y-축선은 수직 방향에 대해 기울어진다. 특히, 일정한 높이의 전진 비행의 경우, Y-축선이 수평으로 배치된다.
본 설명에서 "순항 위치(cruising position)"라는 표현은 항공기(1)가 적어도 수평 비행 성분을 갖는 속도로 진행하는 비행 구성을 나타내기 위해 사용된다.
항공기(1)의 이러한 순항 위치에서, X-Y-Z-축선을 중심으로 한 항공기(1)의 회전은 다음과 같은 기동과 관련된다:
- 롤링(roll), 즉 Y-축선을 중심으로 한 회전(도 6);
- 피칭(pitch), 즉 X-축선을 중심으로 한 회전(도 4);
- 요잉(yaw), 즉 Z-축선을 중심으로 한 회전(도 8).
항공기(1)는 또한 Y-축선이 수직으로 배치된 도 1에 도시된 이륙/착륙 위치를 취할 수 있다.
이 이륙/착륙 위치에서, X-Y-Z-축선을 중심으로 한 항공기(1)의 회전은 다음과 같은 기동과 관련된다:
- 롤링(roll), 즉 Z-축선을 중심으로 한 회전(도 5);
- 피칭(pitch), 즉 X-축선을 중심으로 한 회전(도 3); 및
- 요잉(yaw), 즉 Y-축선을 중심으로 한 회전(도 7).
항공기(1)의 비행 프로파일은 순항 위치를 유지하면서 이륙 위치에서 순항 위치로의 제 1 전환 및 순항 위치에서 착륙 위치로의 제 2 전환을 제공한다.
항공기(1)는 동체(2)로부터 연장되는 폐쇄된 전방 섹션(C)을 갖는 날개(4)를 포함한다.
이러한 설명에서, 용어 "폐쇄된 전방 섹션을 갖는 날개(wing with a closed front section)"는 자유 단부없이 자체적으로 폐쇄된 비-평면형 날개를 의미한다.
폐쇄된 전방 섹션(C)은 Y-축선에 직교하는 평면에서 날개(4)의 돌출에 의해 정의된다.
더 자세히 말하면, 날개(4)는 기본적으로:
- 동체(2)의 서로 마주 보는 각각의 측면으로부터 캔틸레버 방식으로 돌출하는 한 쌍의 반쪽 날개(5);
- 항공기(1)의 일정한 높이의 비행 위치에서 반쪽 날개(5) 위에 배치된 부분(6); 및
- 각각 반쪽 날개(5)의 각각의 자유 단부(8)와 상기 부분(6)의 각각의 자유 단부(9) 사이에서 연장하는, 한 쌍의 연결 섹션(7)을 포함한다.
도시된 경우, 부분(6)과 반쪽 날개(5)는 서로 평행하다.
반쪽 날개(5) 및 부분(6)은 주로 X-축선을 따라 연장 방향을 갖는다.
도시된 경우, X-축선을 따른 반쪽 날개(5)의 전체 길이는 X-축선을 따른 부분(6)의 길이와 동일하다.
도시된 경우, 반쪽 날개(5)와 부분(6)은 또한 일정한 현, 제로 날개 스위프 및 제로 상반각을 갖는 직선형이다.
섹션(7)은 서로 평행하고 X-Y-축선에 직교하는 Z-축선을 따라 연장한다.
항공기(1)는 또한 동체(2)와 부분(6)의 중앙 섹션(18) 사이에서 연장하는 추가 연결 섹션(14)을 포함한다.
특히, 섹션(14)은 섹션(7)에 평행한 방향(Z)을 따라 연장하고 섹션(7)들 사이 중심에 위치한다.
항공기(1)의 순항 위치를 참조하여 도시된 경우, 부분(6)은 반쪽 날개(5) 위에 배치된다.
동체(2)는 또한 동체(2)의 꼬리(12)에 배치된 한 쌍의 착륙 부재(11)를 포함한다.
날개(4)는 또한:
- 날개(4)에 의해 운반되는, 복수의, 도시된 경우에, 4개의 엔진(15a, 15b, 15c, 및 15d), 및
- 항공기(1)가 이륙/착륙 위치에 있을 때 지면에 놓이는 복수의 착륙 부재(20)를 지지한다.
각각의 엔진(15a, 15b, 15c 및 15d)은 특히:
- Y-축선에 평행하고 도시되지 않은 구동 부재에 의해 회전 구동되는 각각의 축선(A)을 중심으로 회전하는 허브(16)(도 1 및 도 2에만 표시됨); 및
- 각각의 축선(B)을 따라 허브(16)로부터 캔틸레버 방식으로 돌출하는 복수의 블레이드(17)를 포함한다.
특히, 블레이드(17)는 각각의 축선(A)을 중심으로 허브(16)와 일체로 회전한다.
엔진(15a, 15b, 15c 및 15d)의 허브(16)는 서로 다른 회전 방향으로 각각의 축선(A)을 중심으로 회전한다.
엔진(15a, 15b, 15c 및 15d)의 허브(16)의 축선(A)은 날개(4)의 전방 섹션(C)에 투사한다.
즉, 축선(A)은 날개(4)의 전방 섹션(C)을 따라 배치된다.
엔진(15a, 15b)의 허브(16)의 축선(A)은 각각의 반쪽 날개(5)의 전방 섹션(C)에 투사한다.
엔진(15c, 15d)의 허브(16)의 축선(A)은 날개(4)의 부분(6)의 전방 섹션(C)에 투사한다.
보다 구체적으로, 엔진(15a, 15b, 15c 및 15d)의 허브(16)의 축선(A)은 반쪽 날개(5)와 섹션(7) 사이 및 섹션(7)과 부분(6) 사이의 교차 코너에 배치된다.
특히, 엔진(15a 및 15b)의 허브(16)의 축선(A)은 반쪽 날개(5)와 섹션(7) 사이의 교차 코너에, 즉 각각의 반쪽 날개(5)의 단부(8)에 배치된다.
엔진(15c, 15d)의 허브(16)의 축선(A)은 섹션(7)과 부분(6) 사이의 교차 코너, 즉 부분(6)의 단부(9)에 배치된다.
엔진(15a, 15c) 및 엔진(15b, 15d)은 Y-Z-축선에 평행하고 X-축선에 직교하는 동체(2)의 중앙 평면을 기준으로 서로 마주보는 측면에 각각 배치된다.
항공기(1)의 순항 상태를 참조하면, 엔진(15c)이 엔진(15a) 위에 배치되고 엔진(15d)이 엔진(15b) 위에 배치된다(도 1).
특히, 엔진(15a 및 15d)은 예를 들어 시계 방향(반시계 방향)과 같은 제 1 회전 방향으로 회전할 수 있다. 엔진(15b 및 15c)은 예를 들어 반시계 방향(시계방향)과 같은 제 2 회전 방향으로 회전할 수 있다.
도시된 경우에, 항공기(1)는 각각의 회전 축선(A) 및 기류에 대한 블레이드(17)의 집합 피치 각도를 중심으로 한 엔진(15a, 15b, 15c 및 15d)의 각속도를 서로 독립적으로 제어하도록 프로그래밍된 제어 유닛(19)(도 1, 3, 5 및 7에만 개략적으로 도시됨)을 포함한다.
이러한 방식으로, 제어 유닛(19)은 각각의 엔진(15a, 15b, 15c 및 15d)에 의해 발생된 추력을 서로 독립적으로 제어하도록 프로그래밍된다.
블레이드(17)는 측면의 날개(4)로부터 동체(2)의 기수(10)를 향해 캔틸레버 방식으로 돌출한다.
각각의 엔진(15a, 15b, 15c, 15d)의 블레이드(17)의 주기적 피치는 고정된다.
착륙 부재(20)는 반쪽 날개(5)와 섹션(7) 사이 및 섹션(7)과 부분(6) 사이의 교차 코너에 위치된다.
착륙 부재(20)는 측면의 날개(4)로부터 동체(2)의 꼬리(12)를 향해 돌출된다.
도시된 경우, 4 개의 착륙 부재(20)가 있다.
항공기(1)는 날개(4) 이외의 테일 핀 또는 추가 이동 가능한 날개 구조를 갖지 않는다.
즉, 항공기(1)의 롤링, 피칭, 및 요잉 운동은 엔진(15a, 15b, 15c 및 15d)의 추력과 에일러론(aileron; 21)의 작동을 조정함으로써 배타적으로 제어된다.
항공기(1)는 동체(2)에 적절한 장비가 제공된 드론일 수 있다.
대안적으로, 동체(2)는 승무원을 수용할 수 있다.
도시되지 않은 추가 실시예에서, 항공기(1)는 동체(2)를 포함하지 않고 단지 날개(4)에 의해, 그리고 필요하다면 날개(4)에 배치된 센서, 예를 들어 안테나에 의해 형성될 수 있다.
항공기(1)의 작동은 동체(2)의 Y-축선이 수직으로 배치되고 착륙 부재(11 및 20)가 지상에서 항공기(1)를 지지하는 이륙 상태(도 1)에서 시작하여 설명된다.
엔진(15a, 15b, 15c 및 15d)을 작동하면 항공기(1)가 이륙한다. 이 단계에서 엔진(15a, 15b, 15c, 15d)은 항공기(1)의 무게 영향에 대응하고 이를 극복하여 지상에서 이륙할 수 있게 한다.
그런 다음, 항공기(1)는 제 1 전환을 수행하고, 제 1 전환의 끝에서 항공기는 동체(2)의 Y-축선이 수직 방향에 대해 기울어진 순항 위치를 달성하고, 일정 높이 비행의 경우, 실질적으로 수평하다.
이 단계에서, 엔진(15a, 15b, 15c 및 15d)은 공기 저항에 대응하고 날개(4)는 비행 중에 항공기(1)를 유지하는 데 필요한 양력을 생성한다.
이후, 항공기(1)는 제 2 전환을 수행하고, 제 2 전환의 끝에서, 항공기는 이륙 위치와 완전히 유사한 착륙 위치를 달성한다. 이러한 착륙 위치에서, 동체(2)의 Y-축선은 수직 방향과 평행하고 엔진(15a, 15b, 15c, 및 15d)이 항공기(1)의 무게 영향에 대응하여 지상에 점진적으로 접근할 수 있게 한다.
항공기(1)의 고도는 착륙 부재(20)가 지면에 안착할 때까지 서서히 감소하여 착륙 기동이 완료된다.
전술한 비행 단계 동안, 항공기(1)는 다음과 같이 제어된다.
Y-축선에 대한 기울기는 엔진(15a 및 15d)에 제 1 추력 값(S1)을 설정하고 엔진(15b 및 15c)에 S1와 다른 제 2 추력 값(S2)을 설정하여 얻고 제어하여, 항공기(1)에 작용하는 Y-축선에 평행한 토크를 얻는다(도 6 및 도 7).
Y-축선을 중심으로 한 항공기(1)의 회전은 순항 위치(도 6)에서의 롤링 기동과 이륙/착륙 위치(도 7)의 요잉 기동에 해당한다.
로터(15a, 15d)의 추력(S1)이 증가하면, 엔진(15b, 15c)의 추력(S2)도 같은 값만큼 감소한다는 점에 유의하는 것이 중요하다. 이러한 방식으로, 항공기(1)에 대한 결과적인 전체 추력은 변하지 않는 반면, Y-축선을 중심으로 한 항공기(1)의 회전을 야기하는 Y-축선에 대해 토크가 발생된다.
또한, Z-축선에 대한 기울기는 엔진(15a 및 15c)에 제 1 추력 값(S3)을 설정하고 엔진(15b 및 15d)에 S3과 다른 제 2 추력 값(S4)을 설정함으로써 얻어지고 제어되어, 항공기(1)에 작용하는 Z-축선에 평행한 토크를 얻는다(도 5 및 도 8).
Z-축선을 중심으로 한 항공기(1)의 회전은 순항 위치(도 8)의 요잉(yaw) 기동과 이륙/착륙 위치(도 5)의 롤 기동에 해당한다.
X-축선에 대한 항공기(1)의 기울기는 엔진(15a 및 15b)에 제 1 추력 값(S5)을 설정하고 엔진(15c 및 15d)에 S5와 다른 제 2 추력 값(S6)을 설정함으로써 얻어지고 제어되어, 항공기(1)에 작용하는 X-축선에 평행한 토크를 얻는다(도 3 및 도 4).
X-축선을 중심으로 한 항공기(1)의 회전은 순항 위치(도 4)와 이륙/착륙 위치(도 3) 모두에서 피치 기동에 해당한다.
도 9를 참조하면, 도면 번호 1'는 본 발명의 일 실시예에 따른 테일 시터를 나타낸다.
항공기(1')는 항공기(1)와 유사하며 이후에는 차이점에 대해서만 설명되며, 가능한 경우, 항공기(1')와 항공기(1)의 동일하고 상응하는 부분은 동일한 도면 번호로 표시될 것이다.
특히, 항공기(1')는 항공기의 순항 위치와 관련하여 날개(4)가 반쪽 날개(5) 아래에 배치된 추가 부분(30)을 포함한다는 점에서 항공기(1)와 상이하다.
부분(30)과 반쪽 날개(5)은 각각의 자유 단부(32 및 8)에서 섹션(31)에 의해 연결된다. 또한, 부분(30)의 중앙 섹션은 X-축선을 따라 섹션(31)들 사이에 개재된 섹션(33)에 의해 동체(2)에 연결된다. 섹션(31 및 33)은 Z-축선에 평행하게 연장한다.
부분(30)에는 추가 착륙 부재(20)가 제공된다.
항공기(1')의 작동은 항공기(1)의 작동과 유사하므로, 상세히 설명하지 않는다.
테일 시터(1')의 특성을 살펴보면, 그것으로 얻을 수 있는 이점이 분명하다.
특히, 엔진(15c, 15d)은 Z-축선에 평행한 엔진(15a, 15b)에 대해 엇갈리게 배치되고 엔진(15a, 15b, 15c 및 15d)의 축선(A)은 날개(4)의 전방 섹션(C)에 투사한다.
이것은 한편으로 엔진(15c, 15d)을 Z-축선을 따라 엔진(15a 및 15b)에 대해 엇갈린 위치에서 지지하도록 구성된 날개(4)의 형상의 더 큰 공기 역학적 효율로 인해 순항 위치에서 항공기(1')의 공기 역학적 효율을 증가시킬 수 있음을 의미한다.
다른 한편으로, 축선(A)이 전방 섹션(C)에 투사하기 때문에, 이 설명의 도입 부분에서 논의되고 공지된 해결책에 존재하는 지지 구조 및 추가 반쪽 날개를 피할 수 있다.
이러한 방식으로, 공지된 해결책과 관련하여 획득하기가 특히 간단하고 본 설명의 도입 부분에서 논의되는 항공기(1')의 구성으로 순항 상태에서 고성능을 달성할 수 있다.
사실, 전술한 공지된 해결책과 달리, 날개(4)의 공기 역학적 효율의 증가는 날개에 추가적인 압력 구배를 발생하여 기류를 편향시키기 위해 날개(4)의 전방 섹션(C)으로부터 엔진 축선을 엇갈리게 함으로써 달성되지 않는다.
반대로, 날개(4)의 공기 역학적 효율의 증가는 날개(4)를 2 차원 또는 심지어 폐쇄된 레이아웃으로 성형함으로써 달성된다.
또한, 항공기(1')는 종방향 안정성을 보장하기 위해 테일 핀의 존재를 요구하지 않는다. 실제로, 항공기(1')는 카나드(canard) 또는 꼬리 날개 표면의 존재조차 요구하지 않으므로, 반쪽 날개(5)와 부분(6)의 상대적 위치 설정과 날개 프로파일에 의해 종방향 안정성이 보장될 수 있다. 이는 항공기의 복잡성 및 무게(1')를 더 감소시킬 수 있다.
순항 위치 및 이륙/착륙 위치에서 XYZ-축선을 중심으로 한 회전 제어는 차동 방식으로 엔진(15a, 15b, 15c 및 15d)의 추력(S5, S6, S1, S2, S3 및 S4)를 간단히 제어함으로써 달성된다.
엔진(15a, 15b, 15c, 및 15d) 및 착륙 부재(20)는 날개(4)에 의해 운반된다. 이것은 항공기(1')가 무인인 경우 동체(2)를 최소로 줄이거나 심지어 제거할 수 있다는 것을 의미하여, 감소된 복잡성의 특히 가벼운 항공기(1')를 얻는다.
마지막으로, 항공기(1')가 무인인 경우, 심지어 동체(2)를 포함하지 않을 수도 있다. 이러한 상황에서, 항공기(1')는 실질적으로 날개(4)와 안테나 또는 센서 또는 날개(4)에 탑재된 하중과 같은 장비에 의해 형성된다.
엔진(15a, 15b, 15c 및 15d)은 모두 날개(4)에 의해 운반된다. 결과적으로, 동체(2)는 그 위에 직접 장착된 추가 엔진에 의해 발생된 진동에 의해 직접 영향을 받지 않는다.
동체(2)가 승무원을 수용하는 경우, 이는 승무원의 편안함을 높일 수 있다. 반대로, 동체(2)가 센서 또는 장비만을 수용하는 경우, 이는 시간이 지남에 따라 센서와 장비의 위치를 보다 안정적으로 만들 수 있다.
앞서 언급한 내용의 결과로서, 항공기(1')는 테일 시터 설계 해결책을 사용 가능하게 만들어, 개발을 방해한 수많은 단점을 극복할 수 있다.
이것은 항공기(1')가 무인인 경우 더욱 유리하다. 실제로, 이러한 상황에서, 항공기(1')는 이륙/착륙 기동 중에 특히 불편한 승무원 위치를 요구하는 테일 시터의 불가피한 결점조차 갖지 않는다.
마지막으로, 첨부된 청구 범위에 정의된 범위를 벗어나지 않고 본 명세서에 설명되고 예시된 테일 시터(1')에 수정 및 변형이 이루어질 수 있음이 분명하다.
특히, 날개(4)는 링, 다이아몬드 또는 다각형 형상일 수 있다.
더욱이, 단일 날개(4)는 개방된 2차원 전방 섹션(C), 예를 들어 C-형 전방 섹션을 가질 수 있다.

Claims (12)

  1. 테일 시터 항공기(1')로서,
    - 사용 중에, 상기 항공기(1')의 이륙/착륙 위치에 수직으로 배치되는, 동체(2);
    - 단일 날개(4);
    - 사용 중에 상기 테일 시터(1, 1')상의 각각의 제 1 축선(A)을 따라 지향되는 각각의 제 1 추력(S1, S5, S3; S2, S5, S4)을 가하도록 구성된 적어도 2개의 제 1 엔진(15a, 15b); 및
    - 상기 순항 위치를 참조하여, 상기 제 1 엔진(15a, 15b)의 상기 제 1 축선(A) 위에 배치된 각각의 제 2 축선(A)을 중심으로 회전하는 적어도 2개의 제 2 엔진(15c, 15d)으로서, 상기 적어도 2개의 제 2 엔진(15c, 15d)은 사용 중에 상기 테일 시터(1')에서 각각의 제 2 축선(A)을 따라 지향되는 각각의 제 2 추력(S2, S6, S3; S1, S6, S4)을 가하도록 구성되는, 적어도 2개의 제 2 엔진(15c, 15d)를 포함하며,
    상기 제 1 및 제 2 엔진(15a, 15b; 15c, 15d)은 상기 단일 날개(4)에 의해 운반되고;
    상기 단일 날개(4)는 서로 상호 엇갈리게 배치되는 제 1 부분(5) 및 제 2 부분(6)을 포함하고;
    상기 제 1 부분(5)은 사용 중에 상기 항공기(1')의 상기 순항 위치를 참조하여 상기 제 2 부분(6) 위에 배치되는, 테일 시터 항공기(1')에 있어서,
    상기 제 1 부분(5)은 상기 동체(2)의 대향 측면으로부터 연장되는 2개의 반쪽 날개(5)를 포함하고,
    상기 동체(2)는 사용 중에 상기 항공기(1')의 순항 위치에서 수직 방향에 횡방향으로 배치되고,
    상기 날개(4)는 사용 중에 상기 항공기(1')의 상기 순항 위치를 참조하여 상기 제 1 부분(5) 아래에 배치된 제 3 부분(30)을 더 포함하는 것을 특징으로 하는, 테일 시터 항공기(1').
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 단일 날개(4)는:
    - 상기 제 1 부분(5)과 상기 제 2 부분(6)의 각각의 단부들(8, 9) 사이에 개재되는 제 1 및 제 2 연결 섹션(7)을 포함하는 것을 특징으로 하는, 테일 시터 항공기(1').
  3. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
    상기 제 1 엔진(15a, 15b)은 상기 제 1 부분(5)의 각각의 제 1 단부(8)에 배치되고;
    상기 제 2 엔진(15c, 15d)은 상기 제 2 부분(6)의 각각의 제 2 단부(9)에 배치되는 것을 특징으로 하는, 테일 시터 항공기(1').
  4. 제 1 항 내지 제 3 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 날개(4)는 폐쇄된 전방 섹션(C)을 갖고;
    상기 날개(4)는 자체적으로 폐쇄되고 자유 단부 없는 비-평면형 날개(non-planar wing)이고; 상기 전방 섹션(C)은 상기 동체(2)의 연장 방향에 평행한 제 3 축선(Y)에 직교하는 평면상의 상기 날개(4)의 돌출에 의해 정의되는 것을 특징으로 하는, 테일 시터 항공기(1').
  5. 제 4 항에 있어서,
    상기 제 3 부분(30) 및 상기 제 1 부분(5)은 각각의 자유 단부(32, 8)에서 제 1 섹션(31)에 의해 연결되는 것을 특징으로 하는, 테일 시터 항공기(1').
  6. 제 5 항에 있어서,
    상기 부분(30)의 중심은 제 4 축선(X)을 따라 제 1 섹션(31)들 사이에 개재된 제 2 섹션(33)에 의해 상기 동체(2)에 연결되고; 상기 제 1 및 제 2 섹션(31, 33)은 상기 제 4 축선(X)에 직교하는, 제 5 축선(Z)에 평행하게 연장하는 것을 특징으로 하는, 테일 시터 항공기(1').
  7. 제 1 항 내지 제 6 항 중 어느 한 항에 있어서,
    드론인 것을 특징으로 하거나
    상기 동체(2)가 승무원을 수용하도록 구성되는 것을 특징으로 하는, 테일 시터 항공기(1').
  8. 제 1 항 내지 제 7 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 제 1 엔진(15a, 15b)은 각각 상대적인 제 1 축선(A)을 중심으로 회전하는 상대적인 허브(16) 및 상기 허브(16)로부터 캔틸레버 방식(cantilever fashion)으로 연장하고 각각의 피치 각도를 갖는 복수의 블레이드(17)를 포함하고,
    상기 항공기(1')는 상기 블레이드(17)의 피치 각도 및 나머지 상기 제 1 및 제 2 엔진(15a, 15b; 15c, 15d)의 상기 허브(16)의 회전 속도와는 독립적으로 각각의 제 1 및 제 2 엔진(15a, 15b)의 상기 허브(16)의 상기 각속도 및 상기 블레이드(17)의 상기 피치 각도를 조정하도록 프로그래밍된 제어 유닛(19)을 더 포함하고, 상기 블레이드(7)의 상기 주기적 피치가 고정되는 것을 특징으로 하는, 테일 시터 항공기(1').
  9. 제 8 항에 있어서,
    상기 제 3 축(Y)을 중심으로 상기 항공기(1')를 회전시킬 필요가 있는 경우, 상기 제 1 및 제 2 엔진(15a, 15b; 15c, 15d)을 제어하기 위해 제어 유닛(19)이 프로그래밍되어,
    - 상기 제 1 엔진(15a, 15b) 중 하나의 엔진(15a)은 상기 제 1 추력(S1, S5, S3; S2, S5, S4) 중 제 1 값(S1)을 생성하고 상기 제 1 엔진(15a, 15b)의 다른 하나의 엔진(15b)은 상기 제 1 값(S1)과 상이한 상기 제 2 추력(S2, S6, S3; S1, S6, S4) 중 제 2 값(S2)을 생성하고,
    - 상기 제 2 엔진(15c, 15d) 중 하나의 엔진(15d)은 상기 제 2 추력(S2, S6, S3; S1, S6, S4) 중 상기 제 1 값(S1)을 생성하고, 상기 제 2 엔진(15c, 15d) 중 다른 하나의 엔진(15c)은 상기 제 1 값(S1)과 상이한 상기 제 2 추력(S2, S6, S3; S1, S6, S4) 중 상기 값(S2)을 생성하고;
    상기 제 1 엔진(15a, 15b) 중 상기 하나의 엔진(15a) 및 상기 제 1 엔진(15a, 15b) 중 다른 하나의 엔진(15b)은 상기 제 3 축선(Y)에 평행하고 상기 제 2 부분(5) 및 제 3 부분(6) 중 하나의 연장 방향에 실질적으로 평행한 제 4 축선(X)에 직교하는 상기 동체(2)의 중앙 평면의 상호 마주하는 측면에 배치되고;
    상기 제 2 엔진(15c, 15d) 중 상기 하나의 엔진(15c) 및 상기 제 2 엔진(15c, 15d) 중 다른 하나의 엔진(15d)은 상기 동체(2)의 상기 중앙 평면의 상호 마주하는 측면 상에 배치되는 것을 특징으로 하는, 테일 시터 항공기(1').
  10. 제 8 항 또는 제 9 항에 있어서,
    상기 제어 유닛(19)은 상기 제 4 축선(X)을 중심으로 상기 항공기(1')를 회전시킬 필요가 있는 경우, 상기 제 1 및 제 2 엔진(15a, 15b; 15c, 15d)을 제어하도록 프로그래밍되어, 상기 제 1 엔진(15a, 15b)이 상기 제 1 추력(S1, S5, S3; S2, S5, S4) 중 제 3 값(S5)을 생성하고, 상기 제 2 엔진(15c, 15d)은 상기 제 2 추력(S2, S6, S3; S1, S6, S4) 중 제 4 값(S6)을 생성하고, 상기 제 3 값(S5) 및 제 4 값(S6)이 서로 상이한 것을 특징으로 하는, 테일 시터 항공기(1').
  11. 제 8 항 내지 제 10 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 제어 유닛(19)은, 상기 제 3 축선(Y) 및 제 4 축선(X)에 직교하는 제 5 축선(Z)을 중심으로 상기 항공기(1')를 회전시킬 필요가 있는 경우에, 상기 제 1 및 제 2 엔진(15a, 15b; 15c, 15d)을 제어하도록 프로그래밍되어,
    - 상기 제 1 엔진(15a, 15b) 중 하나의 엔진(15a)은 상기 제 1 추력(S1, S5, S3; S2, S5, S4) 중 제 5 값(S3)을 생성하고 상기 제 1 엔진(15a, 15b) 중 다른 하나의 엔진(15b)은 상기 제 1 값(S3)과 상이한 상기 제 1 추력(S1, S5, S3; S2, S5, S4) 중 제 6 값(S4)을 생성하고;
    - 상기 제 2 엔진(15c, 15d) 중 하나의 엔진(15c)은 상기 제 2 추력(S2, S6, S3; S1, S6, S4) 중 상기 제 5 값(S3)을 생성하고, 상기 제 2 엔진(15c, 15d) 중 다른 하나의 엔진(15d)은 상기 제 5 값(S3)과 상이한 상기 제 2 추력(S2, S6, S3; S1, S6, S4) 중 상기 제 6 값(S4)을 생성하고;
    상기 제 1 엔진(15a, 15b) 중 하나의 엔진(15a) 및 상기 제 2 엔진(15c, 15d) 중 하나의 엔진(15c)은 상기 동체(2)의 상기 중앙 평면의 동일한 제 1 측면에 배치되고;
    상기 제 1 엔진(15a, 15b) 중 다른 하나의 엔진(15b) 및 상기 제 2 엔진(15c, 15d) 중 다른 하나의 엔진(15d)은 상기 동체(2)의 중앙 평면에 대해 상기 제 1 측면에 대향하는 상기 동체(2)의 동일한 제 2 측면에 배치되는 것을 특징으로 하는, 테일 시터 항공기(1').
  12. 제 1 항 내지 제 11 항 중 어느 한 항에 있어서,
    - 상기 제 1 엔진(15a, 15b) 중 하나의 엔진(15a)의 상기 허브(16)는 제 1 회전 방향으로 회전 가능하고, 상기 제 1 엔진(15a, 15b) 중 다른 하나의 엔진(15b)의 상기 허브(16)는 상기 제 1 회전 방향과 반대인 제 2 회전 방향으로 회전 가능하고;
    - 상기 제 2 엔진(15c, 15d) 중 하나의 엔진(15d)의 상기 허브(16)는 상기 제 1 회전 방향으로 회전 가능하고, 상기 제 2 엔진(15c, 15d) 중 다른 하나의 엔진(15c)의 상기 허브(16)는 상기 제 2 회전 방향으로 회전 가능하고;
    - 상기 제 1 엔진(15a, 15b) 중 하나의 엔진(15a) 및 상기 제 2 엔진(15c, 15d) 중 하나의 엔진(15c)은 상기 동체(2)의 중앙 평면의 제 1 측면에 배치되고, 상기 제 1 엔진(15a, 15b) 중 다른 하나의 엔진(15b) 및 상기 제 2 엔진(15c, 15d) 중 다른 하나의 엔진(15d)은 상기 동체(2)의 상기 중앙 평면에 대해 상기 제 1 측면에 대향하는 상기 동체(2)의 제 2 측면에 배치되고,
    - 상기 제 1 엔진 및 제 2 엔진(15a, 15c; 15b, 15d)의 상기 허브(16)들은 상기 동체(2)의 중앙 평면에 대해 동일한 측면에 배치되며, 하나의 허브는 상기 제 1 회전 방향으로 회전 가능하고 다른 하나의 허브는 상기 제 2 회전 방향으로 회전 가능한 것을 특징으로 하는, 테일 시터 항공기(1').
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