KR20210047277A

KR20210047277A - 테일 시터

Info

Publication number: KR20210047277A
Application number: KR1020207037192A
Authority: KR
Inventors: 멘고티 리카르도 비안코
Original assignee: 레오나르도 에스피에이
Priority date: 2018-06-28
Filing date: 2019-06-28
Publication date: 2021-04-29
Also published as: EP3587264A1; JP2021529695A; US20210245875A1; CN112368206A; AU2019295946A1; CA3103779A1; US11772789B2; WO2020003239A3; WO2020003239A2; EP3587264B1

Abstract

폐쇄된 전방 섹션(C)을 구비한 날개(4)를 포함하는 테일 시터(1, 1', 1'', 1''', 1'''')가 설명된다.

Description

테일 시터

관련 출원에 대한 교차 -참조

본 특허 출원은 2018년 6월 28일에 출원된 유럽 특허 출원 제18180581.3호를 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 나셀을 회전해야 하므로, 구조적 관점에서 특히 복잡하다.

이러한 요구를 충족시키기 위해 제안된 추가 해결책은 수직 이착륙(VTOL) 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 꼬리 핀을 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 수직 방향으로 위치 설정된 동체를 갖도록 복귀하는 제 2 전환 단계를 고려한다.

이륙 및 착륙 단계에서, 테일 시터는 일반적으로 항공기의 꼬리 핀으로 운반되는 휠(wheel)을 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, US-A-2016/0311553호, 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 배치한 적이 없다. 결과적으로 테일 시터의 사용은 주로 VTOL 항공기에 유리하게 지난 50년 동안 실질적으로 포기되었다.

업계에서는 전통적인 항공기의 성능과 비슷한 기존 트림 성능을 갖는 테일 시터를 생산할 필요성에 대한 인식이 있다.

업계에서는 테일 시터의 이륙 및 착륙 작동을 더 쉽게 할 필요성에 대한 인식도 있다.

마지막으로, 업계에서는 감소된 테일 시터 크기와 기존 트림에서 앞서 언급한 개선된 비행 성능을 결합할 필요성에 대한 인식이 있다.

WO-A-2015/005954호는 청구항 1의 전제부에 따른 테일 시터를 개시한다.

EP-A-3243750호는 프레임, 분산 구성으로 프레임 내에 배치되거나 프레임에 부착된 복수의 유압 또는 전기 모터, 각각의 유압 또는 전기 모터에 작동 가능하게 연결된 프로펠러, 프레임 내에 배치되거나 프레임에 부착되고 프레임 내에 배치되거나 프레임에 부착된 각각에 결합되는 유압 또는 전력 공급원으로서, 유압 또는 전력 공급원은 선박이 선박의 작동을 달성하고 유지하기에 충분한 에너지 밀도를 제공하는, 유압 또는 전력 공급원, 유압 또는 전기 모터 각각에 결합된 제어기, 및 복수의 유압 또는 전기 모터의 작동 및 속도를 제어하는 각 제어기에 통신 가능하게 결합된 하나 이상의 프로세서를 포함하는 선박용 분산 추진 시스템을 개시한다.

EP-A-3263445호는 기체(airframe)를 갖는 비행 프레임, 기체에 부착된 추진 시스템, 및 추진 시스템과 작동 가능하게 연결된 비행 제어 시스템을 포함하는 항공기를 개시하며, 비행 프레임은 수직 이륙 및 착륙 모드와 전진 비행 모드를 갖는다. 포드 조립체(pod assembly)는 플라잉 프레임에 선택적으로 부착 가능하여 플라잉 프레임이 포드 조립체를 중심으로 회전 가능하며, 포드 조립체는 수직 이륙 및 착륙, 전진 비행, 및 그 사이의 전환 동안 일반적으로 수평 자세로 유지된다.

WO-A-2016/058502호는 항공기 몸체, 항공기 날개, 자세 제어 장치, 및 열 엔진을 동력 장치로 사용하는 주 추력 장치를 포함하는 테일 시터 항공기를 개시하며, 항공기 날개는 좌측 반쪽 날개 및 우측 반쪽 날개를 포함하고, 자세 제어 장치는 롤링 자세 조정 장치, 피칭 자세 조정 장치, 및 비행 제어 시스템을 포함한다.

본 발명의 목적은 간단하고 저렴한 방식으로 전술한 요구 중 적어도 하나를 만족시킬 수 있는 테일 시터를 제공하는 것이다.

전술한 목적은 청구항 1에 따른 테일 시터에 관한 한 본 발명에 의해 달성된다.

본 발명의 더 나은 이해를 위해, 2개의 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 기동을 실행하는 동안 및 각각 이륙/착륙 위치 및 순항 위치에 있는 도 1 및 도 2의 테일 시터의 사시도이고,
- 도 9는 순항 위치에서 본 발명의 원리에 따라 제조된 테일 시터의 제 1 실시예의 사시도이고,
- 도 10은 이륙/착륙 위치에서 예시 목적으로만 도시된 테일 시터의 추가 실시예의 사시도이고,
- 도 11은 순항 위치에 있는 도 10의 테일 시터의 사시도이고,
- 도 12 및 도 13은 제 1 기동을 실행하는 동안 및 각각 이륙/착륙 위치 및 순항 위치에 있는 도 10 및 도 11의 테일 시터의 사시도이다.
- 도 14 및 도 15는 제 2 기동을 실행하는 동안 및 각각 이륙/착륙 위치 및 순항 위치에 있는 도 10 및 도 11의 테일 시터의 사시도이고,
- 도 16 및 도 17은 제 3 기동을 실행하는 동안 및 각각 이착륙 위치 및 순항 위치에 있는 도 10 및 도 11의 테일 시터의 사시도이고,
- 도 18 및 도 19는 각각 이륙/착륙 위치 및 순항 위치에서 예시 목적으로만 도시된 테일 시터의 추가 실시예의 사시도이고,
- 도 20은 본 발명의 원리에 따라 제조된 테일 시터의 제 2 실시예의 사시도이다.

도 1 및 2를 참조하면, 도면 번호 1은 본 발명에 따라 제조된 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 배열된다.

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 배열된 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 7); 및

- 요잉(yaw), 즉 Y-축선을 중심으로 한 회전(도 3).

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 유리하게는 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.

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 순항 위치에서 반쪽 날개(5) 위에 배열된 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, 상기 부분(6)과 반쪽 날개(5)는 서로 평행하다.

반쪽 날개(5) 및 상기 부분(6)은 주로 X-축선을 따라 연장한다.

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 배열된다.

동체(2)는 또한

- 동체(2)의 꼬리(12)에 배열된 한 쌍의 착륙 부재(11); 및

- 동체(2)의, 꼬리(12)에 대향하는, 기수(10) 근처에 배열된 한 쌍의 카나드(canard; 13)를 포함한다.

날개(4)는 또한:

- 날개(4)에 의해 운반되는, 한 쌍의 엔진(15a, 15b), 및

- 항공기(1)가 이륙/착륙 위치에 있을 때 지면에 놓이는 복수의 착륙 부재(20)를 지지한다.

각각의 엔진(15a 및 15b)은 특히:

- Y-축선에 평행하고 도시되지 않은 구동 부재에 의해 회전 구동되는 각각의 축선(A)을 중심으로 회전하는 허브(16); 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)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 배열된다.

엔진(15a, 15b)의 허브(16)의 축선(A)은 각각의 반쪽 날개(5)가 각각의 섹션(7)을 만나는 전방 섹션(C)에 투사한다.

엔진(15a, 15b)의 허브(16)의 축선(A)은 또한 Y-Z-축선에 평행하고 X-축선에 직교하는 동체(2)의 중앙 평면에 대해 동체(2)의 서로 마주 보는 측면에 배열된다.

각각의 엔진(15a, 15b)의 블레이드(17)의 주기적 피치는 고정된다.

도시된 경우에, 항공기(1)는 각각의 회전 축선(A) 및 기류에 대한 블레이드(17)의 집합 피치 각도를 중심으로 한 엔진(15a 및 15b)의 각속도를 서로 독립적으로 제어하도록 프로그래밍된 제어 유닛(19)(도 2, 4, 6 및 8에만 개략적으로 도시됨)을 포함한다.

이러한 방식으로, 제어 유닛(19)은 각각의 엔진(15a 및 15b)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.

더 상세하게, 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.

반쪽 날개(5)는 또한 항공기(1)의 비행 상태를 참조하여 각각의 엔진(15a 및 15b)의 하류에 배열된 복수의 각각의 에일러론(aileron)(21)을 포함한다

따라서 에일러론(21)은 엔진(15a, 15b)에 의해 발생된 기류에 의해 타격된다.

도 4 및 도 5에 도시된 중립 위치에서 시작하여, 에일러론(21)은 제어 유닛(19)에 의해 제어될 수 있어:

- 대칭 방식으로, 즉 날개(4)에 대해 동일한 방향으로 그리고 동일한 각도로 기울어 지도록(도 7 및 도 8); 또는

- 비대칭 방식으로, 즉 날개(4)에 대해 반대 방향으로 그리고 동일한 각도로 기울어 지도록 한다(도 6 및 도 3).

도 3 내지 도 8을 참조하면, + 부호는 연관된 반쪽 날개(5)에 대한 에일러론(21)의 상승을 나타내고, - 부호는 상대적인 반쪽 날개(5)에 대한 에일러론(21)의 하강을 나타낸다.

항공기(1)는 날개(4) 이외의 꼬리 핀 또는 추가 이동 가능한 날개 구조를 갖지 않는다.

즉, 항공기(1)의 롤링, 피칭, 및 요잉 운동은 엔진(15a 및 15b)의 추력과 에일러론(aileron; 21)의 작동을 조정함으로써 배타적으로 제어된다.

대안적으로, 순항 위치에서 항공기(1)의 롤링 이동은 카나드(13)의 이동 가능한 표면에 의해 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 배열된 센서, 예를 들어 안테나 또는 로드에 의해 형성될 수 있다.

항공기(1)의 작동은 동체(2)의 Y-축선이 수직으로 배열되고 휠(11 및 20)이 지상에서 항공기(1)를 지지하는 이륙 상태(도 1)에서 시작하여 설명된다.

엔진(15a 및 15b)을 작동하면 항공기(1)가 이륙한다. 이 단계에서 엔진(15a 및 15b)은 항공기(1)의 무게 영향에 대응하고 이를 극복하여 지상에서 상승할 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 위치(도 2)를 달성하고, 일정 높이 비행의 경우, 실질적으로 수평하다.

이 단계에서, 엔진(15a 및 15b)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 및 15b)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.

Z-축선에 대한 항공기(1)의 기울기는 에일러론(21)을 중립 위치에 유지하고 엔진(15a)에 추력 값(S1) 및 엔진(15b)에 추력 값(S2)을 설정함으로써 획득되고 제어되어, 항공기(1)의 Z-축선에 대한 토크를 얻는다. 추력 값(S1 및 S2)가 서로 다르다는 점에 유의하는 것이 중요하다(도 4 및 도 5).

Z-축선에 대한 항공기(1)의 기울기는 항공기(1)가 이륙/착륙 상태(도 5)에 있을 때의 롤링 기동과 항공기(1)가 순항 위치에 있을 때(도 4) 요잉(yaw) 기동에 해당한다.

X-축선에 대한 항공기의 기울기는 항공기(1)의 X-축선에 대한 토크를 얻기 위해 대칭 방식으로 에일러론(21)을 제어함으로써, 즉, 에일러론들을 모두 위쪽 또는 아래쪽으로 기울임으로써, 얻어지고 제어된다(도 7 및 도 8). 대안적으로, 이 기울기는 카나드(13)에 의해 운반되는 이동 가능한 표면에 작용함으로써 달성될 수 있다.

X-축선에 대한 항공기(1)의 기울기는 항공기(1)가 이륙/착륙 상태에 있을 때(도 7) 및 항공기(1)가 순항 위치에 있을 때(도 8) 모두 피칭 기동에 해당한다.

Y-축선에 대한 항공기(1)의 기울기는 항공기(1)의 X-축선에 대한 토크를 얻기 위해 비대칭 방식으로 에일러론(21)을 기울임으로써, 즉, 하나는 위쪽으로, 다른 하나는 아래쪽으로 기울임으로써, 얻어지고 제어된다(도 3 및 도 6).

Y-축선에 대한 항공기(1)의 기울기는 항공기(1)가 이륙/착륙 상태에 있을 때 요잉(yaw) 기동(도 3)과 항공기(1)가 순항 상태에 있을 때 롤링(roll) 기동(도 6)에 해당한다.

도 9를 참조하면, 도면 번호 1'는 본 발명의 제 1 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 배열된 추가 부분(30)을 포함한다는 점에서 항공기(1)와 상이하다.

부분(30)과 반쪽 날개(5)은 각각의 자유 단부(32 및 8)에서 제 1 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.

도 10 및 도 11을 참조하면, 도면 번호 1''는 추가 실시예에 따른 테일 시터를 나타낸다.

항공기(1'')는 항공기(1)와 유사하며 이후에는 차이점에 대해서만 설명하며, 가능한 경우, 항공기(1''및 1)의 동일하고 상응하는 부분은 동일한 도면 번호로 표시될 것이다.

특히, 항공기(1'')는

- 반쪽 날개(5)와 섹션(7) 사이, 그리고 섹션(7)과 부분(6) 사이의 교차 코너에 배열된 4개의 엔진(15a, 15b, 15c 및 15d)을 포함하고,

- 에일러론(21)을 포함하지 않고;

- 카나드(13)를 포함하지 않는 다는 점에서 항공기(1)와 다르다.

특히, 엔진(15a, 15b, 15c 및 15d)의 허브(16)의 축선(A)은 날개(4)의 전방 섹션(C), 반쪽 날개(5)와 섹션(7) 사이, 그리고 섹션(7)과 부분(6) 사이의 교차 코너에 투사한다.

즉, 축선(A)은 날개(4)의 전방 섹션(C)을 따라 배열된다.

엔진(15a 및 15b)의 허브(16)의 축선(A)은 반쪽 날개(5)의 각각의 단부(8)에서 전방 섹션(C)에 투사한다.

엔진(15c 및 15d)의 허브(16)의 축선(A)은 날개(4)의 단부(9)에 있는 부분(6)의 전방 섹션(C)에 투사한다.

특히, 엔진(15a 및 15b)의 허브(16)의 축선(A)은 반쪽 날개(5)과 섹션(7) 사이의 교차 코너에, 즉 각각의 반쪽 날개(5)의 단부(8)에 배열된다.

엔진(15c 및 15d)의 허브(16)의 축선(A)은 섹션(7)과 부분(6) 사이의 교차 코너, 즉 부분(6)의 단부(9)에 배열된다.

엔진(15a 및 15b)(15c 및 15d)의 허브(16)의 축선(A)은 동체(2)를 통과하고 X-Z-축선에 평행하고 Y-축선에 직교하는 평면을 기준으로 각각의 서로 마주보는 측면에 배열된다.

항공기(1)의 순항 상태를 참조하면, 엔진(15c)이 엔진(15a) 위에 배열되고 엔진(15d)이 엔진(15b) 위에 배열된다(도 11).

엔진(15a, 15b, 15c 및 15d)의 허브(16)는 서로 다른 회전 방향으로 각각의 축선(A)을 중심으로 회전한다.

특히, 엔진(15a 및 15d)은 제 1 회전 방향, 예를 들어 시계 방향(반시계 방향)으로 회전할 수 있다. 엔진(15b 및 15c)은 제 2 회전 방향, 예를 들어 반시계 방향(시계 방향)으로 회전할 수 있다.

테일 시터(1'')의 작동은 Y-축축에 대한 기울기가 엔진(15a 및 15d)에서 제 1 추력 값(S1) 및 엔진(15b 및 15c)에서 S1과 다른 제 2 추력 값(S2)을 설정함으로써 얻어지고 제어된다는 점에서 테일 시터(1)의 작동과 달라서, 항공기(1'')에 작용하는 Y-축선에 평행한 토크를 얻는다(도 15 및 도 16).

로터(15a, 15d)의 추력(S1)이 증가하면, 엔진(15b, 15c)의 추력(S2)이 동일한 값만큼 감소한다는 점에 유의하는 것이 중요하다. 이러한 방식으로, 항공기(1'')에 대한 결과적인 전체 추력은 변하지 않는 반면, Y-축선에 대한 항공기(1'')의 회전을 야기하는 Y-축선에 대해 토크가 발생된다.

또한, Z-축선에 대한 기울기는 엔진(15a, 15c)에 제 1 추력 값(S3) 및 엔진(15b 및 15d)에 S3와 다른 제 2 추력 값(S4)을 설정함으로써 얻어지고 제어되어, 항공기(1'')에 작용하는 Z-축선에 평행한 토크를 얻는다(도 14 및 도 17).

X-축선에 대한 항공기(1'')의 기울기는 엔진(15a 및 15b)에 제 1 추력 값(S5) 및 엔진(15b 및 15c)에 S5와 다른 제 2 추력 값(S6)을 설정함으로써 얻어지고 제어되어, 항공기(1'')에 작용하는 X-축선에 평행한 토크를 얻는다(도 12 및 도 13).

도 18 및 도 19를 참조하면, 도면 번호 1 '''은 추가 실시예에 따른 테일 시터를 나타낸다.

항공기(1''')는 유사한 항공기(1'')이며, 이하에서는 차이점에 대해서만 설명하고, 가능한 경우, 항공기(1''') 및 항공기(1'')의 동일하고 상응하는 부분은 동일한 도면 번호로 표시된다.

특히, 항공기(1''')는

- 섹션(7)과 부분(6) 사이의 교차 코너에 배열된 2개의 엔진(15a 및 15b)을 포함하고,

- 동체(2)의 기수(10)에 배열된 추가 엔진(15'')을 포함한다는 점에서 항공기(1'')와 상이하다.

도 20을 참조하면, 도면부호 1''''는 본 발명의 일 실시예에 따른 테일 시터를 나타낸다.

항공기(1'''')는 항공기(1'')와 유사하며 이후에는 차이점에 대해서만 설명하고, 가능한 경우, 항공기(1'''' 및 1'')의 동일하고 상응하는 부분은 동일한 도면 번호로 표시된다.

특히, 항공기(1'''')는 항공기(1)의 순항 위치를 참조하여 날개(4)가 반쪽 날개(5) 아래에 배열된 추가 부분(30)을 포함한다는 점에서 항공기(1'')와 다르다.

부분(30)과 반쪽 날개(5)는 각각의 자유 단부(32 및 8)에서 제 1 섹션(31)에 의해 연결된다. 또한, 부분(30)의 중앙 부분은 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 휠(20)이 제공된다.

항공기(1'''')의 작동은 항공기(1'')의 작동과 유사하므로 자세히 설명되지 않는다.

본 발명에 따른 테일 시터(1', 1'''')의 특성을 살펴보면, 이를 통해 얻을 수 있는 이점이 분명하다.

특히, 날개(4)는 폐쇄된 전방 섹션(C)을 갖는다.

이는 순항 위치에서 항공기(1', 1'''')의 효율성을 높일 수 있을 뿐만 아니라 테일 시터(1', 1'''')에만 적용함으로써 다음과 같은 이점을 얻을 수 있음을 의미한다:

- 항공기(1', 1'''')가 이륙/착륙 위치에 있을 때 바람에 노출되는 표면을 최소화하여 이륙/착륙 단계 동안 바람의 돌풍에 대한 민감도를 최소화하고,

- 이륙/착륙 단계에서 X-축선에 평행한 제한된 크기의 날개(4)가 필요하기 때문에 기하학적 제약 조건을 충족한다.

또한, 항공기(1', 1''')는 종방향 안정성을 보장하기 위해 꼬리 핀의 존재를 요구하지 않는다. 실제로, 항공기(1'''')는 대칭 방식으로 사용되는 카나드(canard, 13) 또는 에일러론(21)의 존재조차 요구하지 않으므로, 반쪽 날개(5)와 부분(6)의 상대적 위치 설정과 날개 프로파일에 의해 종방향 안정성이 보장될 수 있다. 이는 항공기(1', 1'''')의 복잡성 및 무게(1')를 더 감소시킬 수 있다.

항공기(1')를 참조하면, 에일러론(21)은 엔진(15a 및 15b)의 바로 하류에 배열된다. 이러한 방식으로, 항공기(1')가 순항 위치에 있을 때, 에일러론(21)은 각각의 엔진(15a 및 15b)의 역류에 의해 타격된다.

이로 인해, 엔진(15a, 15b)의 추력(S1 및 S2)을 차동 방식으로 간단히 제어하고 및/또는 에일러론(21)을 바람(4)에 대해 동일한 방향 또는 반대 방향으로 회전시킴으로써 X-Y-Z-축선을 중심으로 한 항공기(1 ')의 회전을 제어할 수 있다.

이는 항공기(1')의 추가 단순화 및 중량 감소를 초래한다.

항공기(1'''')를 참조하면, 상이한 방식으로 엔진(15a, 15b, 15c, 및 15d)의 추력(S1, S2, S3, S4, S5, S6)을 간단히 제어하여 순항 위치 및 이륙/착륙 위치에서 X-Y-Z-축선을 중심으로 한 회전의 제어가 달성된다.

따라서, 항공기(1'''')는 항공기(1)보다 훨씬 덜 복잡하다.

엔진(15a 및 15b), 착륙 부재(20), 및 에일러론(21)은 날개(4)에 의해 운반된다. 이것은 항공기(1', 1'''')가 무인인 경우 동체(2)를 최소로 줄이거나 심지어 제거할 수 있다는 것을 의미하여, 감소된 복잡성의 특히 가벼운 항공기(1', 1'''')를 얻는다.

마지막으로, 항공기(1', 1'''')가 무인인 경우, 심지어 동체(2)를 포함하지 않을 수도 있다. 이러한 상황에서, 항공기(1', 1'''')는 실질적으로 날개(4)와 안테나 또는 센서 또는 날개(4)에 탑재된 하중과 같은 장비에 의해 형성된다.

항공기(1'''')의 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', 1'''')는 착륙/이륙 위치 사이의 전환을 수행하기 위해 엔진 또는 로터의 회전을 필요로 하지 않는 테일 시터의 구조적 단순성을 결합할 수 있어-비행기의 순항 속도 및 성능과 비슷한 순항 속도와 성능을 달성한다.

즉, 항공기(1', 1'''')는 테일 시터 설계 해결책을 사용 가능하게 만들어, 개발을 방해한 수많은 단점을 극복할 수 있다.

이것은 항공기(1', 1'''')가 무인인 경우 더욱 유리하다. 실제로, 이러한 상황에서, 항공기(1', 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', 1'''')에 수정 및 변형이 이루어질 수 있음이 분명하다.

특히, 날개(4)는 링, 다이아몬드 또는 다각형 형상일 수 있다.

Claims

테일 시터(tail sitter) 항공기(1', 1'''')로서,
폐쇄된 전방 섹션(C)을 갖는 날개(4);
동체(2)로부터 상기 날개(4)가 연장되고; 제 1 축선(Y)에 평행하게 연장되는, 동체(2)를 포함하고;
상기 날개(4)는 그 자체로 폐쇄되고 자유 단부가 없는 비평면형 날개(non-planar wing)이고; 상기 전방 섹션(C)은 상기 제 1 축선(Y)에 직교하는 평면상의 상기 날개(4)의 돌출에 의해 정의되고,
상기 날개(4)는:
- 상기 동체(2)로부터 돌출하는 제 1 부분(5);
- 상기 제 1 부분(5)으로부터 이격된 제 2 부분(6); 및
- 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 포함하고,
상기 제 1 부분(5) 및 상기 제 2 부분(6)은 서로 평행하고 상기 제 1 축선(Y)에 직교하는 제 2 축선(X)에 평행하게 연장되고;
상기 제 1 축선(Y)은 사용 중 이륙/착륙 위치에서 수직으로 배열되고 순항 위치에서 수직 방향에 대해 기울어지는, 테일 시터 항공기(1', 1'''')에 있어서,
상기 제 1 및 제 2 연결 섹션(7)은 상기 제 2 축선(X) 및 상기 제 1 축선(Y)에 직교하는 제 3 축선(Z)에 평행하게 연장되고;
폐쇄된 전방 섹션(C)을 갖는 상기 날개(4)는, 상기 제 2 부분(6)에 대해 상기 제 1 부분(5)의 반대쪽에 배열되고 상기 제 3 축선(Z)에 평행하게 연장하는 제 1 섹션(31)에 의해 각각의 단부(32, 8)에서 상기 제 1 부분(5)에 연결된 제 3 부분(30)을 포함하는 것을 특징으로 하는, 테일 시터 항공기(1', 1'''').
제 1 항에 있어서,
상기 부분(30)은 착륙 부재(20)와 함께 제공되는 것을 특징으로 하는, 테일 시터 항공기(1', 1'''').
제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
상기 제 3 부분(30)의 중앙 섹션은 상기 제 2 축선(X)을 따라 제 1 섹션(31)들 사이에 개재된 제 2 섹션(33)에 의해 상기 동체(2)에 연결되는 것을 특징으로 하는, 테일 시터 항공기(1', 1'''').
제 3 항에 있어서,
제 2 섹션(33)이 상기 제 3 축선(Z)에 평행하게 연장되는 것을 특징으로 하는, 테일 시터 항공기(1', 1'''').
제 1 항 내지 제 4 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 동체(2)와 상기 제 2 부분(6) 사이에 개재되는 제 3 연결 섹션(14)을 포함하는 것을 특징으로 하는, 테일 시터 항공기(1', 1'''').
제 1 항 내지 제 5 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 제 2 부분(6)은, 상기 항공기(1'''')의 수평 병진 비행 상태 및 상기 동체(2)의 상기 연장 방향에 평행한 상기 제1 축선(Y)이 사용 중 수평 방향으로 배열되는, 일정 높이 전방 비행을 참조하여 상기 제 1 부분(5) 위에 배열되는 것을 특징으로 하는, 테일 시터 항공기(1', 1'''').
제 1 항 내지 제 6 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 날개(4)에 의해 운반되고 상기 항공기(1'''')의 이륙 전 및 착륙 후에 지상에 놓이도록 구성된 하나 이상의 추가 착륙 부재(20)를 포함하는 것을 특징으로 하는, 테일 시터 항공기(1', 1'''').
제 7 항에 있어서,
적어도 하나의 제 1 추가 착륙 부재(20)는 상기 날개(4)의 상기 제 1 부분(5)에 의해 운반되고, 적어도 하나의 제 2 추가 착륙 부재(20)는 상기 날개(4)의 상기 제 2 부분(6)에 의해 운반되는 것을 특징으로 하는, 테일 시터 항공기(1', 1'''').
제 1 항 내지 제 8 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 날개(4)에 의해 운반되는 적어도 제 1 및 제 2 구동 부재(15a, 15b; 15a, 15b, 15c, 15d)를 포함하는 것을 특징으로 하는, 테일 시터 항공기(1', 1'''').
제 9 항에 있어서,
상기 제 1 및 제 2 구동 부재(15a, 15b; 15a, 15b, 15c, 15d)는 상기 제 1 부분(5) 및 제 2 부분(6) 중 하나의 각각의 단부(8, 9)에 배열되는 것을 특징으로 하는, 테일 시터 항공기(1', 1'''').
제 9 항 또는 제 10 항에 있어서,
각각의 상기 제 1 및 제 2 구동 부재(15a, 15b; 15a, 15b, 15c, 15d)는
- 각각의 제 4 축선(A)을 중심으로 회전하는 허브(16); 및
- 각각의 피치 각도를 동일한 값으로 선택적으로 조정할 수 있도록 각각의 제 5 축선(B)을 중심으로 상기 허브(16)와 일체로 회전하고 상기 허브(16)에 힌지 연결되는, 복수의 블레이드(17)를 포함하고,
상기 허브(16)의 각속도 및 상기 블레이드(17)의 각각의 피치 각도는 서로 독립적으로 조정 가능한 것을 특징으로 하는, 테일 시터 항공기(1', 1'''').
제 10 항 또는 제 11 항에 있어서,
상기 항공기의 병진 비행 상태를 참조하여, 각각의 상기 제 1 및 제 2 구동 부재(15a, 15b)의 하류에 배열된 제 1 및 제 2 에일러론(aileron)(21)을 포함하고,
상기 제 1 및 제 2 에일러론(21)은 사용 중 각각의 제 1 및 제 2 구동 부재(15a, 15b)에 의해 발생된 제 1 및 제 2 기류에 의해 각각 타격되는 위치에 배열되고;
상기 제 1 및 제 2 에일러론(21)은 상기 날개(4)에 대해 동일한 방향 또는 상호 반대 방향으로 기울어 질 수 있는 것을 특징으로 하는, 테일 시터 항공기(1', 1'''').
제 1 항 내지 제 12 항 중 어느 한 항에 있어서,
테일 핀(tail fin)이 없는 것을 특징으로 하는, 테일 시터 항공기(1', 1'''').
제 12 항 또는 제 13 항에 있어서,
드론이거나 상기 동체(2)가 승무원을 수용하도록 구성되는 것을 특징으로 하는, 테일 시터 항공기(1', 1'''').