KR20210124978A - 전환식 비행기 및 관련된 제어 방법 - Google Patents

Abstract

전환식 비행기(1)는 동체(2), 한 쌍의 날개(3, 3'), 날개(3,3')에 대해 고정된 한 쌍의 나셀(4), 및 각각의 제 2 축(B)을 중심으로 회전 가능하고 상기 전환식 비행기(1)가 비행기 구성에 있을 때 도달하는 제 1 위치와 상기 전환식 비행기(1)가 헬리콥터 구성일 때 도달하는 제 2 위치 사이에서 제 3 축(C)을 중심으로 기울일 수 있는 한 쌍의 로터(5)를 포함한다. 상기 날개(3, 3')는 날개 상자(20)와 전환식 비행기(1)가 비행기 구성에 있을 때 제 1 중립 위치, 제 2 상승된 작동 위치, 및 제 3 하강된 작동 위치 사이에서 가동되는 제 1 부속물(22)을 포함하고, 상기 날개(3, 3')는 전환식 비행기(1)가 비행기 구성에 있을 때 취해지고 날개 박스(20)의 연장을 규정하는 제 1 중립 위치와 상기 전환식 비행기(1)가 헬리콥터 구성에 있을 때 취해지고 날개 박스(20)와 함께 상기 로터(5)에 의해 생성된 세류가 관통하여 흐를 수 있는 개구를 규정하는 제 2 위치 사이에서 가동되는 제 2 부속물(21, 21')을 포함한다.

Description

전환식 비행기 및 관련된 제어 방법

관련 출원에 대한 교차 참조

본 특허 출원은 2018년 12월 28일에 출원된 유럽 특허 출원 제 18248242.2호를 우선권으로 주장하며, 상기 유럽 특허 출원의 전체 내용은 인용에 의해 본원에 포함된다.

기술 분야

본 발명은 전환식 비행기(convertiplane) 및 관련된 제어 방법에 관한 것이다.

항공 산업에서, 비행기는 일반적으로 높은 순항 속도, 특히 150 노트 초과 및 높은 고도, 예를 들면, 30,000 피트 초과에서 사용된다. 높은 순항 속도 및 고도에 대해, 비행기는 고정 날개를 사용하여 비행기를 공중에서 유지하는 데 필요한 양력을 생성한다. 충분한 양의 양력은 상당히 긴 활주로에서 비행기를 가속해야만 얻을 수 있다. 이 활주로는 비행기가 착륙하는데도 필요한다.

반대로, 헬리콥터는 메인 로터 블레이드의 회전을 통해 필요한 양력을 생성한다. 결과적으로, 헬리콥터는 수평 속도에 대한 요구 없이 그리고 특히 작은 영역을 사용하여 이륙/착륙할 수 있다. 또한 헬리콥터는 상대적으로 낮은 고도와 속도에서 호버링(hovering) 및 비행이 가능하므로, 특히 취급하기가 용이하고 산악 또는 해상 구조 작업과 같은, 까다로운 기동에 적합하다.

그럼에도 불구하고, 헬리콥터에는 약 20,000 피트인 최대 작동 고도 및 150노트를 초과할 수 없는 최대 작동 속도에 대한 본질적인 한계가 있다.

헬리콥터와 동일한 기동성과 사용 용이성을 가질 수 있는 항공기에 대한 수요를 충족하고 동시에 위에 표시된 본질적인 한계를 극복하기 위해, 전환식 비행기가 공지된다.

더 자세히, 공지된 전환식 비행기 유형은 기본적으로:

- 제 1 종축을 따라 연장되는 동체(fuselage);

- 동체의 대향 측면에서 돌출하고 동체에 대향하는 각각의 자유 단부를 가지며 제 1 종축에 실질적으로 직교하는 제 2 횡축을 따라 정렬된, 한 쌍의 캔틸레버식 날개(cantilever wing);

- 각각의 엔진을 지지하고 연관된 날개에 대해 고정된, 한 쌍의 나셀(nacelle); 및

- 각각의 제 3 축을 중심으로 회전 가능하고 각각의 엔진에 작동 적으로 연결된 한 쌍의 로터(rotor)를 포함한다.

이러한 실시예 해법에서, 예를 들어 BELL V-280 항공기에서, 로터는 제 2 축에 대해 평행한 관련된 제 4 축을 중심으로 연관된 엔진 및 나셀 및 연관된 날개에 대해 틸트 가능(tiltable)하다.

전환식 비행기는 또한:

- 로터가 전환식 비행기의 제 1 축에 대해 실질적으로 평행한 각각의 제 3 축으로 배열되는 "비행기(aeroplane)" 구성; 또는

- 로터가 전환식 비행기의 제 1 축에 대해 실질적으로 수직이고 횡단하는 각각의 제 3 축으로 배열되는, "헬리콥터(helicopter)" 구성을 선택적으로 취할 수 있다.

로터를 틸팅하는 가능성으로 인해, 전환식 비행기는 활주로의 필요 없이 헬리콥터처럼, 즉, 전환식 비행기의 제 1 종축에 대해 실질적으로 수직인 방향으로 이륙 및 착륙할 수 있다.

또한, 전환식 비행기는 거친 지형에서도 그리고 도시 지역에 맞지 않는 소음 수준을 생성하지 않으면서 이륙 및 착륙할 수 있다.

또한, 전환식 비행기는 헬리콥터 구성(helicopter configuration)으로 배열될 때 호버링할 수 있다.

전환식 비행기는 또한 항공기 구성으로 배열될 때 약 250 내지 300 노트의 순항 속도와 약 30,000 피트의 비행 고도에 도달하고 유지할 수 있다.

이러한 순항 속도는 헬리콥터의 최대 순항 속도를 규정하는 약 150 노트보다 훨씬 높다.

유사하게, 앞서 언급한 고도는 헬리콥터의 일반적인 고도보다 훨씬 높으며, 낮은 고도의 구름 및 대기 교란 특징을 회피하기 위해 비행기 구성(aeroplane configuration)으로 배열된 전환식 비행기를 가능하게 한다.

공지된 방식에서, 항공기의 날개는 각각 고정된 방식으로 동체에 연결된 날개 박스 및 이동 가능한(movable) 부속물을 포함한다.

이러한 이동 가능한 부속물은 해당 날개의 각각의 트레일링 에지(trailing edge)를 규정하기 위해 본체에 힌지 연결된다(hinged).

에일러론(aileron)과 플랩(flap)은 이러한 이동 가능한 부속물의 예를 구성한다.

에일러론은 항공기의 롤링, 즉 동체의 종축을 중심으로 한 항공기의 기울기를 제어하도록 구성된다.

이를 위해 에일러론은 동체에 대해 서로 대향하는 방향으로 틸트되어 하나의 날개의 양력을 높이고 다른 날개의 양력을 줄인다.

대신, 날개에 의해 생성되는 전체 양력을 늘리거나 줄이기 위해 플랩이 모두 동일한 방향으로 틸트된다.

전체 치수를 줄이기 위해, 에일러론과 플랩을 하나의 이동 가능한 부속물에 조합하는 것으로도 공지되어 있으며, 이는 항공 산업에서 플래퍼론(flaperon)으로 공지되어 있다.

플래퍼론은 플랩처럼 작동한다, 즉, 항공기의 이륙 또는 착륙 단계에서 날개에 의해 생성되는 양력을 줄이거나 높인다.

플래퍼론은 에일러론처럼 작동한다, 즉, 항공기가 롤링 기동을 수행해야 할 때 하나의 날개의 양력을 줄이고 다른 날개의 양력을 높인다.

전환식 비행기가 비행기 구성에 있을 때 날개의 공기 역학적 효율성을 향상시키기 위해, 날개와 각각의 이동 가능한 부속물 사이의 경계면에서 기류의 어떠한 방해를 가능한 한 줄여야 한다.

즉, 날개와 각각의 이동 가능한 부속물 사이의 경계면에서 기류가 최소한으로 방해된 방식으로 흐르도록 하는 것이 필요한다.

더 구체적으로, 날개의 트레일링 에지와 이동 가능한 부속물 사이의 각각의 통공은 항공기의 날개에서 생성되는 전체 저항을 크게 증가시켜 항공기의 탑재 하중과 성능에 부정적인 결과를 초래한다.

이러한 부정적인 영향을 줄이기 위해, US 5,094,412호는 플래페론이 장착된 전환식 비행기를 설명한다. 각각의 플래페론은 연관된 날개의 트레일링 에지에 힌지 연결된 연관된 리딩 에지(leading edge)를 포함한다.

각각의 날개에 대해, 이 전환식 비행기는 또한 각각의 날개와 상응하는 플래페론 사이에 개재된(interposed) 밀봉 요소를 포함하며, 상기 밀봉 요소는 상응하는 플래페론이 작동될 때 각각의 날개와 상응하는 플래페론 사이의 통공를 폐쇄하도록 구성된다.

특히, 전환식 비행기는 플래페론이 작동될 때 플래페론의 미리 결정된 각도 위치에 대해 전술한 통공의 폐쇄 위치에 연관된 밀봉 요소를 배열하도록 구성된 각각의 날개에 대한 연결 구조를 포함한다.

각각의 날개는 또한 연관된 트레일링 에지의 측면에 배열되고 날개의 연장 방향에 직교하는 평면에 평평한 섹션을 갖는 단부 스파(spar)를 포함한다.

위에서 설명한 해법은 개선의 여지가 있다.

특히, 밀봉 요소는 특정 공간 점유 및 전용 연결 구조를 필요로하는 추가 요소를 규정한다.

산업계에서는 날개의 부피를 최대한 제한하고 제조를 단순화하면서, 이동 가능한 부속물의 상이한 틸트 각도에 대해 각각의 날개 박스와 연관된 이동 가능한 부속물 사이의 경계면의 공기 역학적 거동을 최적화해야 할 필요성을 인식하고 있다.

산업계에서는 "비행기" 구성에서 전환식 비행기의 제어를 가능하게하는 것 외에도, 전환식 비행기가 "헬리콥터" 구성에 있을 때 로터의 작용에 의해 생성되는 세류(downwash)를 가능한 한 적게 방해하는 배열된 이동 가능한 부속물에 대한 필요성에 대한 인식이 있다.

이러한 요구는 나셀이 날개에 대해 고정되고 로터가 연관된 나셀에 대해 틸트 가능한 이전에 언급된 구현 해법에서 더욱 가중된다.

실제로, 이 해법에서, 로터의 세류에 노출된 나셀 표면은 특히 중요하므로, "헬리콥터" 구성에서 로터의 효율에 불이익을 주고 결과적으로 전체 부피의 명백한 문제와 함께 더 큰 로터가 필요하다.

XP055391132호는 틸트-로터 시연기(tilt-rotor demonstrator)를 개시한다.

US-A-2017/305565호는 기체에 의해 지지되는 엔진과 엔진에 작동 가능하게 결합된 고정된 기어박스를 갖춘 틸트로터 항공기용 추진 시스템을 개시한다. 선내 및 선외 받침대는 기체에 의해 지지되고 날개 위에 위치한다. 파일론 조립체(pylon assembly)는 선내 및 선외 받침대 사이에서 회전 가능하게 결합된다. 파일론 조립체는 입력 기어를 갖는 스핀들 기어박스, 입력 기어에 작동 가능하게 결합된 마스트, 및 마스트와 함께 회전하도록 작동 가능한 프로프로터 조립체(proprotor sasembly)를 포함한다. 스핀들 기어박스는 헬리콥터 모드와 비행기 모드 사이에서 틸트로터 항공기를 선택적으로 작동하기 위해 변환 축을 중심으로 회전할 수 있다. 변환 축을 중심으로 회전 가능한 공통 샤프트는 고정 기어박스의 출력 기어에서 스핀들 기어박스의 입력 기어로 토크를 전달하도록 구성된다. 선내 및 선외 받침대 각각은 파일론 조립체와의 견고한 결합을 제공하는 저널 베어링이 포함되어 있다.

US-A-2018/305037호는 항공기용 연료 시스템을 개시한다. 연료 시스템은 제 1 측면을 포함하는 복수의 측면 및 고정 단부와 자유 단부를 갖는 적어도 하나의 변형 가능한 클립을 갖는 연료 전지를 포함한다. 고정 단부는 연료 전지의 제 1 측면 및 항공기의 기체와 중첩되는 자유 단부에 결합되어 연료 전지의 제 1 측면이 기체에 인접하게 위치한다. 적어도 하나의 변형 가능한 클립은 항공기의 충격에 반응하여 연료 전지가 기체와 독립적으로 움직일 수 있도록 변형 가능하여, 충격으로 인한 손상으로부터 연료 전지를 보호한다.

FR-A-2791634호는 틸트 날개 항공기(tilt wing aircraft)를 개시한다. 항공기에는 로터와 함께 틸트되는 전방 섹션과 엔진을 수용하는 고정된 후방 섹션을 구비한 나셀을 갖는다. 전방 틸팅 섹션에는 하부 카울링을 가지며, 상기 하부 카울링은 항공기 모드에서 재 곡면화 캡(re-curved cap)에 의해 후방에서 연장된다. 캡은 엔진이 헬리콥터 모드일 때 매끄러운 흐름 표면을 제공한다.

본 발명의 목적은 간단하고 저렴한 방식으로 전술한 요구 중 적어도 하나를 만족시킬 수 있는 전환식 비행기의 실시예이다.

본 발명에 따르면, 이 목적은 청구항 1에 청구된 바와 같은 전환식 비행기에 의해 달성된다.

본 발명은 또한 청구항 12에 청구된 바와 같은 전환식 비행기를 제어하는 방법에 관한 것이다.

본 발명의 더 나은 이해를 위해, 비-제한적인 바람직한 실시예가 순전히 예로서 그리고 첨부된 도면의 도움으로 이하에 설명된다.
- 도 1은 "헬리콥터" 구성으로 본 발명의 교시에 따라 제조되고 제 1 실시예의 원리에 따라 제조된 한 쌍의 날개를 포함하는 전환식 비행기의 평면도이고,
- 도 2는 "비행기" 구성에서 도 1의 전환식 비행기의 평면도이고,
- 도 3은 "헬리콥터" 구성의 왼쪽 날개와 "비행기" 구성의 오른쪽 날개를 보여주는, 도 1 및 도 2의 전환식 비행기의 정면도이고,
- 도 4는 제 1 작동 구성에서 도 1 내지 도 3의 날개의 도 1의 IV-IV 선을 따른 단면도이고,
- 도 5는 제 2 작동 구성에서 도 1 내지 도 4의 날개의 도 2의 V-V 선을 따른 단면도이고,
- 도 6은 제 2 작동 구성에서 도 1 내지 도 5의 날개의 분해 측면도이고,
- 도 7은 명확성을 위해 부분이 제거된, 도 1 내지 도 6의 날개의 사시도이고,
- 도 8은 명확성을 위해 부분이 제거된, 다른 시야각에서 도 1 내지 도 7의 날개의 추가 사시도이고,
- 도 9는 "헬리콥터" 구성에 있고 추가 실시예에 따라 제조된 한 쌍의 날개를 포함하는 전환식 비행기의 평면도이다.

도 1 내지 도 8을 참조하면, 참조 번호 1은 항공기, 특히 전환식 비행기를 나타낸다.

전환식 비행기(1)는 기본적으로:

- 종방향 연장의 축(A)을 갖는 동체(2);

- 동체(2)의 서로 마주 보는 각각의 측면으로부터 그리고 축(A)에 대해 횡방향으로 연장하는 한 쌍의 캔틸레버식 날개(3);

- 도시되지 않은 각각의 엔진을 수용하고 대응하는 날개(3)에 대해 고정된 한 쌍의 나셀(4); 및

- 각각의 엔진에 작동적으로 연결된 한 쌍의 로터(5)를 포함한다.

동체(2)는 또한 축(A)을 따라 서로 대향하는 전방에 배열된 비형부(nose; 12) 및 꼬리 부분(13)을 포함한다.

동체(2)에 대향하는 각각의 날개(3)의 자유 에지(9)는 축(A)에 직교하는 축(E)을 따라 정렬된다.

본 설명에서 사용된 "전방에서(at the front)", "꼬리(tail)", "종방향(longitudinal)", "측면(side)", "위(above)", "아래(below)" 등의 용어는 도 1 내지 도 3에 도시된 전환식 비행기(1)의 전방 비행의 정상적인 방향을 지칭한다.

보다 상세하게는, 각각의 로터(5)는 기본적으로:

- 축(B)을 중심으로 회전 가능한 구동 샤프트;

- 구동 샤프트에 의해 회전 구동되는 허브(7); 및

- 허브(7)에 힌지 연결된 복수의 블레이드(blade; 8)를 포함한다.

로터(5)는 연관된 날개(3) 및 연관된 나셀(4)에 대해 축(C)을 중심으로 틸트 가능하다.

축(C)은 축(A)과 축(B)을 가로지른다.

축(C)도 축(E)과 평행한다.

전환식 비행기(1)는:

- 로터(5)의 축(B)이 축(A) 및 축(C)에 직교하는 "헬리콥터" 구성(도 1에 도시됨)으로; 그리고

- 로터(5)의 축(B)이 축(A)에 평행하고 축(C)에 직교하는 "비행기" 구성(도 2에 도시됨)으로 선택적으로 배열된다.

로터(5)가 동일하기 때문에, 이하 개별 로터(5)를 참조할 것이다.

블레이드(8)는 각각의 축을 따라 연장되고 각각의 자유 팁(tip; 11)을 포함한다.

회전하는 동안, 로터(5)의 블레이드(8)의 자유 팁(11)은 이하 본 설명에서 로터 디스크(10)로서 표시된 가상의 원주를 따라 간다.

날개(3)가 동일하기 때문에, 이하 설명의 간결함을 위해 전환식 비행기(1)의 개별 날개(3)를 참조한다.

보다 상세하게는 날개(3)는:

- 날개 박스(wing box; 20); 및

- 날개 박스(20)에 독립적으로 힌지 연결되고, 특히 축(E)을 중심으로 날개 박스(20)에 힌지 연결된 한 쌍의 이동 가능한 부속물(21, 22)을 포함한다.

또한, 로터(5)는 날개(3)의 에지(9)에 배열된다.

특히, 이동 가능한 부속물(21, 22)은 동체(2)로부터 로터(5)를 향해 진행하면서 축(E)을 따라 차례로 배열된다.

특히 도 1에 도시된 "헬리콥터" 구성을 참조하면, 이동 가능한 부속물(21, 22)이 로터(5) 아래에 배열된다.

즉, 이동 가능한 부속물(21, 22)은 로터 디스크(10)를 축(B)에 평행하게 연장함으로써 얻어진 이상적인 실린더 내부에 배열된다.

보다 구체적으로, 이동 가능한 부속물(21)은 로터 디스크(10) 아래, 즉 블레이드(8)가 최대 접선 속도를 가지며 로터(5)에 의해 생성된 세류의 효과가 더 큰 영역에 배열된다.

날개 박스(20)는(도 7):

- 축(E)에 직교하고 축(A)에 평행하게 연장하는 각각의 평면에 놓인 복수의 리브(25a 및 25b);

- 축(E)에 평행하게 연장되고 리브(25a 및 25b)에 직교하고 축(A)를 따라 서로 이격된 복수의 스파(spar; 26a, 26b, 및 26c); 및

- 날개 박스(20)에 원하는 공기 역학적 형태의 날개 프로파일(28)의 형상을 제공하도록 구성된 커버링(27)을 포함한다.

다음으로, 커버링(27)은:

- 비형부(12)를 향하고 축(E)에 평행하게 연장하는 리딩 에지(29);

- 꼬리 부분(13)을 향하여 축(E)에 평행하게 연장되고 축(A)에 대해 리딩 에지(29)에 대향하는 트레일링 에지(30);

- 이후 상부 표면(31)으로 규정되고 리딩 에지(29)과 트레일링 에지(30) 사이에서 연장되는 공기 역학적 형상의 제 1 표면; 및

- 이후 하부 표면(32)으로 규정되고 상부 표면(31)과 반대측에서 리딩 에지(29)와 트레일링 에지(30) 사이에서 연장되는, 공기역학적으로 형성된 제 2 표면을 규정한다.

트레일링 에지(30)로부터 리딩 에지(29)로 진행하면서, 스파(26a, 26b 및 26c)가 순차적으로 배열된다.

부속물(21, 22)은 날개 박스(20)의 트레일링 에지(30)의 측면에 배열된다.

각각의 부속물(21, 22)은 각각의 날개 프로파일(35, 36)을 규정하고, 다음으로:

- 날개 박스(20)에 힌지 연결된 각각의 단부 벽(41 또는 42);

- 벽(41 또는 42)에 대향하는 각각의 트레일링 에지(43 또는 44);

- 각각의 벽(41 또는 42)과 연관된 트레일링 에지(43 또는 44) 사이에서 연장되는, 이후 상부 표면(45 또는 46)으로 규정되는 각각의 공기 역학적 형상의 표면; 및

- 각각의 벽(41 또는 42)과 대응하는 상부 표면(45 또는 46)의 대향하는 측에서 연관된 트레일링 에지(43 또는 44) 사이에서 연장되는, 이후 하부 표면(47 또는 48)으로 규정되는 각각의 공기 역학적 형상의 표면을 포함한다.

부속물(22)은 축(E)에 평행한 날개 박스(20)에 힌지 연결된다.

전환식 비행기(1)가 "비행기" 구성(도 2)에 있을 때, 부속물(22)은 플래퍼론처럼 제어된다.

보다 구체적으로, 부속물(22)은 일반적으로 도 2에 도시된 바와 같이 중립 위치에 배열되며, 여기서 상부 표면(46) 및 하부 표면(48)은 날개 박스(20)의 상부 표면(31) 및 하부 표면(32)의 각각의 연장을 규정한다.

더욱이, 부속물(22)은 중립 위치에서 제 1 상승된 작동 위치 및 제 2 하강된 작동 위치로 선택적으로 이동 가능하다.

특히, 부속물(22) 중 하나를 제 1 상승된 위치에 설정하고 다른 부속물(22)을 제 2 하강된 작동 위치에 설정함으로써, 항공기(1)에서 축(A)을 중심으로 롤링 모멘트를 생성할 수 있다.

반대로, 양쪽 부속물(22)을 각각의 제 1 상승된 작동 위치 또는 제 2 하강된 작동 위치에 설정함으로써, 날개(3)에 의해 생성되는 전체 양력이 각각 감소 또는 증가된다.

바람직하게는, 부속물(22)은 전환식 비행기(1)가 특정 순항 속도를 초과할 때, 에어 브레이크를 규정하기 위해, 각각의 중립 위치와 제 1 상승된 작동 위치 사이에 개재된 각각의 제 3 작동 위치에 선택적으로 배열될 수 있다.

도시된 경우, 중립 위치와 제 1 상승된 작동 위치 사이의 각도는 30 도이다. 중립 위치와 제 2 하강된 작동 위치 사이의 각도는 30 도이다. 중립 위치와 제 3상승된 작동 위치 사이의 각도는 약 5도이다.

전환식 비행기(1)가 "헬리콥터" 구성(도 1)에 있을 때, 부속물(22)은 제 4 하강된 위치에 배열된다.

바람직하게는, 제 4 하강된 위치와 중립 위치 사이의 부속물(22)의 운동(movement)의 각도(α)는 "헬리콥터" 모드에서 전환식 비행기(1)상의 전진 속도에 따라 가변적이다.

전술한 운동의 최대 각도(α)는 제 2 하강된 작동 위치와 중립 위치 사이의 부속물(22)에 의해 규정된 각도보다 크고, 도시된 경우에 70도이다.

중립 위치에서 제 4 하강된 위치로의 부속물(22)의 운동은 "비행기" 구성에서 "헬리콥터" 구성으로 또는 그 반대로 전환식 비행기(1)의 전환 후에 발생한다.

대안적으로, 전환식 비행기(1)의 전진 속도가 임계 값 아래로 떨어질 때 이러한 운동이 발생한다.

유리하게는, 부속물(21)은 날개 박스(20)에 힌지 연결되고,

- 전환식 비행기(1)가 "비행기" 구성에 있을 때 취해지고 날개 박스(20)의 연장을 규정하는, 제 1 중립 위치(도 5)와,

- 전환식 비행기(1)가 "헬리콥터" 구성에 있을 때 취해지고 날개 박스(20)와 함께 로터(5)에 의해 생성된 세류가 통과할 수 있는 개구(50)를 규정하는, 제 2 하강된 작동 위치(도 4) 사이에서 선택적으로 이동 가능하다.

제 1 중립 위치(도 5)에서, 날개 프로파일(35 및 28)은 서로 인접하고 있으며, 트레일링 에지(43)에 인접한 상부 표면(45) 및 하부 표면(47)의 부분은 날개 박스(20)의 상부 표면(31) 및 하부 표면(32)의 각각의 연장을 규정한다.

제 2 하강된 작동 위치(도 4)에서, 날개 프로파일(35 및 28)은 서로 분리되고, 상부 표면(45) 및 하부 표면(47)은 각각 날개 박스(20)의 상부 표면(31) 및 하부 표면(32)으로부터 분리된다.

스파(26a)는 축(E)에 직교하는 평면에서 만곡되고(curved), 부속물(21)이 제 1 중립 위치에 있을 때 부속물(21)의 벽(41)은 전체 길이가 스파(26a)에 접하도록 배열된다.

부속물(21)이 제 2 하강된 작동 위치(도 4)에 있을 때 부속물(21)의 상부 표면(45)은 스파(26a)의 연장을 규정한다.

개구(50)는 리딩 에지(29)에 대향하는 측에서 개방되고, 서로 연속하는 2개의 리브(25b) 및 리브(25b) 사이에서 연장되는 스파(26a)의 섹션(53)에 의해 한정된다.

날개 박스(20)의 트레일링 에지(30)는 이 개구(50)에서 차단된다.

부속물(21)이 제 1 중립 위치(도 5)에 배치될 때, 부속물(21)은 개구(50) 내부에 적어도 부분적으로 수용된다.

보다 구체적으로, 벽(41) 및 벽(41)에 인접한 상부 표면(45) 및 하부 표면(47)의 부분 은 부속물(21)이 제 1 중립 위치에 배열될 때 개구(50) 내부에 수용된다.

벽(41)은 또한 축(E)에 직교하는 평면에서 얻어진 단면에서 상부 표면(45)으로부터 하부 표면(47)을 향해 진행하는 트레일링 에지(43)를 향하는 곡률을 갖는다.

부속물(21)이 제 1 중립 위치에 배치될 때, 날개 박스(20) 및 부속물(21)을 따라 흐르는 기류는 효과적으로 중단되지 않으며, 전환식 비행기(1)가 비행기 구성에 있을 때 날개(3)의 거동을 최적화한다.

반대로, 부속물(21)이 제 2 하강된 작동 위치에 배열될 때, 로터(5)에 의해 생성된 세류는 스파(26a)를 따라 개구(50)를 통해 흐른다. 결과적으로, 부속물(21)은 로터(5)에 의해 생성된 세류와 실질적으로 제한된 방식으로 간섭하여, 전환식 비행기(1)가 "헬리콥터" 구성에 있을 때 날개(3)의 거동을 최적화한다.

전환식 비행기(1)의 "비행기" 구성을 참조하면, 날개(3)의 트레일링 에지는 날개 박스(20)의 트레일링 에지(30) 및 리브(25a 및 25b) 사이의 부속물(22)의 트레일링 에지(44) 및 리브(25b) 사이의 부속물(21)의 트레일링 에지(43)에 의해 규정된다.

또한, 날개 박스(20)는:

- 스파(26a 및 26b) 및 이들 스파(26a 및 26b) 사이의 상부 표면(31) 및 하부 표면(32)의 부분에 의해 구획된 격실(51); 및

- 스파(26b 및 26c) 및 이들 스파(26b 및 26c) 사이의 상부 표면(31) 및 하부 표면(32) 범위의 부분에 의해 구획된 격실(52)을 규정한다.

격실(51)은 연료 탱크의 일부를 규정한다.

격실(52)은 로터(5)를 서로 연결하는 상호 연결 샤프트(55)를 수용한다.

특히, 스파(26a)는 C-형 섹션을 갖고 스파(26b 및 26c)는 축(E)에 직교하는 평면에서 I-형 섹션을 갖는다.

또한, 스파(26a)는 날개 박스(20)의 상부 표면(31)으로부터 하부 표면(32)으로 진행하는 축(E)에 직교하는 평면에서 트레일링 에지(30)를 향하는 곡률을 갖는다.

전환식 비행기(1)는:

- 제어 유닛(70)(도 6에만 개략적으로 도시됨);

- 각각의 중립 위치와 작동 위치 사이에서 부속물(22)을 이동시키기 위해 제어 유닛(70)에 기능적으로 연결된 복수의, 도시된 경우에 3개의 작동 기구(본 발명의 부분을 형성하지 않으므로 상세하게 설명되지 않음); 및

- 각각의 제 1 중립 위치와 제 2 작동 위치 사이에서 부속물(21)을 이동시키기 위해 제어 유닛(70)에 기능적으로 연결된 한 쌍의 작동 기구(75)(도 4 내지 도 6 및 도 8)를 더 포함한다.

보다 상세하게는, 작동 기구(75)는, 도 8에 도시된 바와 같이, 부속물(21)의 서로 마주 보는 각각의 측면 에지에 배열된다.

각각의 작동 기구(75)는:

- 스파(26a, 26b) 사이에 개재된 위치에서 하부 표면(32)에 의해 규정된 축(F)을 중심으로 날개 박스(20)에 힌지 연결되고 축(G)을 중심으로 부속물(21)의 벽(41)에 힌지 연결되는, 레버(80), 및

- 제어 유닛(70)에 의해 제어되고, 스파(26a)와 트레일링 에지(30) 사이에 개재된 위치에서 날개 박스(20)의 하부 표면(32)에 배열된 축(H)에 대해 힌지 연결되고 축(F)와 축(G) 사이의 중간 위치에서 축(I)에 대한 레버(80)에 힌지 연결된, 가변 길이 텔레스코픽 액추에이터(81)를 포함한다.

특히, 액추에이터(81)는 슬리브(93)와 슬리브(93)에 대해 슬라이딩하는 피스톤(94)을 포함한다.

도시된 경우, 축(F), 축(G), 축(H), 및 축(I)은 서로 평행하고 축(E)에 평행한다.

또한, 각각의 작동 기구(75)의 축(H) 및 축(F)은 각각의 리브(25b)에 고정된 각각의 브래킷(77 및 76) 상에 배열된다.

각각의 작동 기구(75)는:

- 부속물(21)에 의해 지지되고 롤러(83)가 장착된 암(82); 및

- 축(E)에 직교하고 스파(26a)와 트레일링 에지(30) 사이에 개재된 위치에서 날개 박스(20)에 의해 규정된 평면에서 C-형 섹션을 갖는 슬롯(84)을 더 포함한다.

롤러(83)는 제 2 하강된 위치로부터 제 1 중립 위치로 부속물(21)의 운동에 따라 슬롯(84) 내부로 미끄러진다.

날개 박스(20)는, 부속물(21)이 제 1 위치에 있을 때, 각각의 암(82)에 의해 지지되는 대응하는 돌출부(87)에 의해 맞물리는 각각의 시트(86)를 규정하는 한 쌍의 정지 요소(85)를 더 포함한다.

특히, 각각의 돌출부(87)는 롤러(83)로부터 연관된 아암(82)을 가로 지르는 방향으로 연장된다.

각각의 작동 기구(75)는:

- 축(H)을 중심으로 날개 박스(20)에 힌지 연결되고 각각의 액추에이터(81)가 축(J)에 대해 힌지 연결되는, 커넥팅 로드(90); 및

- 연관된 축(I)에 대해 연관된 커넥팅 로드(90)에, 그리고 축(F)에 대해 날개 박스(20) 및 레버(80)에 힌지 연결된, 한 쌍의 로드(91)를 더 포함한다.

축(J)은 각각의 축(F), 축(G), 축(H). 및 축(I)에 평행한다.

작동 기구(75)의 레버(80)는 로드(92)(도 8에 도시됨)에 의해 서로 연결되어, 작동 기구(75) 중 하나가 고장난 경우 부속물(21)의 정확한 운동을 보장한다.

도 8에 도시된 바와 같이, 각각의 작동 기구(75)의 액추에이터(81) 및 레버(80)는 서로 평행하고 이격된 축(E)에 직교하는 각각의 평면 상에 놓인다.

각각의 작동 기구(75)의 축(I)을 중심으로 한 액추에이터(81)와 레버(80) 사이의 힌지는 대응하는 축(I)을 따라 연장되고 각각의 액추에이터(81) 및 레버(80)에 연결된 연관된 핀(89)(도 8)을 통해 얻어진다.

각각의 작동 기구(75)의 슬롯(84)은 대응하는 축(E)을 따라 대응하는 액추에이터(81)와 레버(80) 사이에 개재된다.

각각의 작동 기구(75)의 슬롯(84)은 연관된 아암(82)의 측면에서 개방되고 연관된 리브(25b)에 의해 규정된다.

각각의 슬롯(84)은 날개 박스(20)의 상부 표면(31)에 의해 형성된 연관된 시트(86)로부터 날개 박스(20)의 하부 표면(32) 아래에 배열된 자유 단부(88)까지 연장된다.

보다 구체적으로, 각각의 슬롯(84)은 연관된 시트(86)로부터 연관된 단부(88)로 진행하는 축(E)에 직교하는 평면에서 트레일링 에지(30)를 향하는 곡률을 갖는다.

각각의 작동 기구(75)의 액추에이터(81)는 대응하는 축(E)을 따라 각각의 로드(91) 사이에 개재된다.

부속물(21)이 중립 위치(도 5)에 있을 때, 각각의 작동 기구(75)의 액추에이터(81), 레버(80), 로드(91), 및 축(G)은 축(E)에 직교하는 평면에서 연관된 슬롯(84)이 차지하는 공간 내에 포함된다.

바람직하게는, 각각의 작동 기구(75)의 액추에이터(81), 레버(80), 및 로드(91)의 연장 축은 서로 실질적으로 평행하다.

반대로, 부속물(21)이 각각의 제 2 하강된 작동 위치(도 4)에 배열될 때, 축(G)은 각각의 슬롯(84)의 정지 요소(85)에 대향하는 자유 단부(88)에서 축(E)에 직교하는 평면 아래에 배열된다.

이러한 상태에서, 축(G) 및 암(82)은 바람직하게 축(E)에 직교하는 평면에서 단부(88) 아래에 배열된다.

날개(3)는 또한, 부속물(21)이 제 1 중립 위치에 있을 때, 작동 기구(75)를 수용하는 페어링(95)(도 4 및 도 5에만 개략적으로 도시됨)을 포함하여 전환식 비행기(1)의 공기 역학에 미치는 영향을 제한한다.

이 페어링(95)은, 부속물(21)이 제 1 중립 위치와 제 2 하강된 작동 위치 사이에서 이동할 때, 부속물(21)의 하강 및 작동 기구(75)의 운동을 허용하도록 적절하게 구성된다.

도시되지 않은 실시예에서, 부속물(21)는 에어 브레이크를 규정하기 위해, 전환식 비행기(1)가 비행기 구성에 있을 때 각각의 제 3 상승된 작동 위치(도시안됨)에 선택적으로 배열될 수 있다.

부속물(21)의 각각의 제 1 중립 위치는 각각의 제 2 하강된 작동 위치와 각각의 제 3 상승된 작동 위치 사이에 각지게(angularly) 개재된다.

전환식 비행기(1)의 기능은 도 1(도 2)에 표시된 전환식 비행기(1)의 "비행기" 구성에서 시작하여 단일 날개(3)을 참조하여 아래에 자세히 설명된다.

이러한 상태에서, 로터(5)의 축(B)은 축(A)에 평행하고 축(C)에 직교한다.

이 "비행기" 구성에서, 부속물(21)은 제 1 중립 위치에 배열되고 부속물(22)은 플래페론처럼 제어된다.

이 제 1 중립 위치에서, 부속물(21)의 벽(41)은 스파(26a)에 접하고 부속물(21)의 정면 부분이 개구(50)에 맞물린다.

즉, 부속물(21)은 날개 박스(20)의 연장을 규정한다. 또한, 작동 기구(75)는 페어링(95) 내부에 수용된다.

결과적으로, 날개 박스(20) 및 부속물(21)을 따라 흐르는 기류는 효과적으로 중단되지 않으며, 전환식 비행기(1)가 비행기 구성에 있을 때 날개(3)의 거동을 최적화한다.

보다 상세하게는, 부속물(22)은 일반적으로, 도 2에 도시된, 중립 위치에 배열되고, 제 1 상승된 작동 위치 또는 제 2 하강된 작동 위치로 선택적으로 이동 가능하다.

특히, 날개(3)에 의해 생성된 양력을 각각 낮추거나 높이는 것이 필요하다면, 양쪽 부속물(22)은 각각의 제 1 상승된 작동 위치 또는 제 2 하강된 작동 위치에 배열된다. 이러한 상태에서, 부속물(22)은 플랩처럼 작동한다. 반대로, 전환식 비행기(1)에서 축(A)을 중심으로 지향되는 롤링 모멘트를 생성해야 하는 경우, 부속물(22) 중 하나는 제 1 상승된 위치에 배열되고 다른 부속물(22)은 제2 하강된 위치에 배열된다. 이러한 상태에서, 부속물(22)은 전통적인 에일러론처럼 행동한다.

특수 비행 작동 상태에서, 부속물(21 및 22)은 각각의 제 3 상승된 작동 위치에 선택적으로 배열되며, 여기서 부속물은 에어 브레이크를 규정한다.

"헬리콥터" 구성에서 전환식 비행기(1)를 작동해야 하는 경우, 로터(5)는 축(C)을 중심으로 동체(2)의 꼬리 부분(13)을 향해 90도 회전된다. 이 회전의 단부에서, 축(B)은 축(A)과 축(C)에 직교한다(도 1).

이러한 상태에서, 로터(5)에 의해 생성된 세류는 부속물(21 및 22)을 규정하는 날개(3)의 부분을 타격한다.이 세류는 전환식 비행기(1)가 "헬리콥터" 구성에서 비행 중에 이륙하는 데 필요한 양력을 생성한다.

또한, 날개 박스(20)의 개구(50)는 로터 디스크(10) 아래, 즉 로터(5)에 의해 생성된 세류가 더 강한 영역에 배열된다.

이 "헬리콥터" 구성에서, 부속물(21)는 제 2 하강된 작동 위치에 배열되고 부속물(22)는 제 4 하강된 위치에 배열된다.

부속물(21)이 각각의 제 2 하강된 작동 위치(도 4)에 배열됨에 따라, 로터(5)에 의해 생성된 세류는 부속물(21)에 의해 해제된 개구(50)를 통해 흐른다. 또한,이 기류는 스파(26a) 및 부속물(21)의 상부 표면(45)을 따라 실질적으로 방해받지 않고 흐르며, 이는 연장을 효과적으로 규정한다.

이 기류는 또한 날개(3)로 한정된 개구를 통해 흐르고 제 4 하강된 위치에 배열된 부속물(22)에 의해 자유로워진다.

제어 유닛(70)은 작동 기구(75)를 통해 제 1 중립 위치와 제 2 하강된 작동 위치 사이에서 부속물(21)을 이동시킨다. 유사하게, 제어 유닛(70)은 중립 위치, 제 1 상승된 작동 위치, 제 2 하강된 작동 위치, 제 3 상승된 위치, 및 제 4 하강된 위치 사이의 부속물(22)을 도시되지 않고 본 발명의 일부를 형성하지 않는 작동 기구를 통해 이동한다.

보다 구체적으로, 도시되지 않은 파일럿 또는 자동 파일럿 시스템이 "비행기" 구성에서 "헬리콥터" 구성으로 전환식 비행기(1)의 변환을 활성화하면, 제어 유닛(70)은 부속물(21)을 제 1 중립 위치(도 5)에서 제 2 하강된 작동 위치(도 4)로, 그리고 부속물(22)을 제 4 하강된 작동 위치로 이동시킨다.

보다 상세하게는, 부속물(21)의 제 1 중립 위치에서, 각각의 작동 기구(75)의 돌출부(87)는 시트(86)와 맞물리고 레버(80)는 액추에이터(81) 및 커넥팅 로드(90)에 실질적으로 평행하게 배열된다.

도 5에 도시된, 이러한 구성으로부터 시작하여, 제어 유닛(70)은 각각의 슬리브(93)와 관련하여 각각의 액추에이터(81)의 피스톤(94)의 연장을 제어한다. 이것은, 도 4를 참조하면, 반시계 방향으로 축(F)을 중심으로 레버(80)의 회전을 야기하고, 반시계 방향으로 이동 가능한 축(G)을 중심으로 벽(41) 및 부속물(21)의 결과적인 회전을 야기한다.

이것은 롤러(83)가 단부(88)에 도달할 때까지 슬롯(84) 내부에서 반시계 방향으로 전진하게 한다.

완전히 유사한 방식으로, 부속물(21)이 제 2 하강된 작동 위치에서 제 1 중립 위치로 이동되어야 하는 경우, 제어 유닛(70)은 도 4의 상태에서 시작하여 각각의 액추에이터(81)의 슬리브(93) 내부의 피스톤(94)의 슬라이딩을 제어한다. 이것은, 도 4를 참조하여, 시계 방향으로 축(F)을 중심으로 레버(80)를 회전시키고, 결과적으로 시계 방향으로 이동 가능한 축(G)을 중심으로 벽(41) 및 부속물(21)을 회전시킨다.

결과적으로, 롤러(83)는 각각의 정지 요소(85)와 맞물릴 때까지 각각의 슬롯(84) 내에서 시계 방향으로 전진한다. 이러한 상황에서, 부속물(21)은, 도 5에 도시된 바와 같이, 제 1 중립 위치에 있다.

로드(92)는 액추에이터(81) 중 하나가 고장난 경우 레버(80)의 정확한 운동을 보장한다.

더욱이, 부속물(21)은 제 2 하강된 작동 위치에 설정될 때 인접한 페어링(95) 사이의 갭을 통과한다.

도 9를 참조하면, 추가 실시예에 따른 날개(3')을 갖는 전환식 비행기(1)가 도시된다.

날개(3')는 날개(3)와 유사하며 이하에서는 차이점에 대해서만 설명하고, 가능한 경우, 날개(3 및 3')의 동일하거나 동등한 부분은 동일한 참조 번호로 표시된다.

특히, 날개(3')는 부속물(21')이 나셀(4)까지 연장되고 부속물(22')이 부속물(21')내에 나셀(4)에 가까운 위치에 배열된다는 점에서 날개(3)와 상이하다.

전환식 비행기(1)의 특성과 본 발명에 따른 제어 방법을 살펴보면, 그것으로 얻을 수 있는 이점이 분명하다.

특히 부속물(21, 21’)은:

- 상기 전환식 비행기(1)가 비행기 구성에 있을 때 취해지고 날개 박스(20)의 연장을 규정하는, 각각의 제 1 중립 위치, 및

- 전환식 비행기(1)가 헬리콥터 구성에 있을 때 취해지고, 날개 박스(20)와 함께, 상기 로터(5)에 의해 생성된 상기 기류가 통과할 수 있는 개구(50)를 규정하는, 각각의 제 2 하강된 작동 위치 사이에서 선택적으로 이동 가능하다.

이로 인해, 제 1 중립 위치에 배열된 날개 박스(20) 및 부속물(21)를 통해 흐르는 기류는 효과적으로 중단되지 않으며, 전환식 비행기(1)가 "비행기" 구성에 있을 때 날개(3 및 3')의 효율을 최적화한다.

본 설명의 도입 부분에서 논의된 공지된 해법과 달리, 이러한 효율의 증가는 추가 밀봉 요소를 사용하지 않고도 달성된다. 결과적으로 날개(3 및 3')의 전체 부피가 줄어들고 전체 설계가 특히 단순화된다.

날개(3 및 3')의 이러한 효율 증가는 부속물(21)이 날개 박스(20)에 의해 규정된 개구(50)에 부분적으로 수용되기 때문에 더욱 증대된다. 날개(3 및 3')의 효율의 추가 증가는 날개(3 및 3')가 제 1 중립 위치에 있을 때 페어링(95) 내부에 수용되는 작동 기구(75)로부터 유도되어, 날개(3 및 3')의 프로파일의 저항을 제한한다.

더욱이, 도 4에 도시된 바와 같이, 부속물(21)의 상부 표면(45)은 부속물(21)이 제 2 하강된 작동 위치에 있고 전환식 비행기(1)가 "헬리콥터" 구성에 있을 때 스파(26a)의 연장을 규정한다.

이러한 방식으로, 로터(5)에 의해 생성된 세류는 개구(50)를 통해 그리고 스파(26a) 및 부속물(21)의 상부 표면(45)을 따라 흘러, 스파(26a)의 연장을 효과적으로 규정한다. 따라서, 부속물(21)은 로터(5)에 의해 생성된 세류를 극히 제한적으로 방해하여 전환식 비행기(1)가 "헬리콥터" 구성에 있을 때에도 날개(3)의 거동을 최적화한다.

이 효과는 로터(5)로부터의 세류가 최대 강도 수준에 도달하는 로터 디스크(10) 아래에 부속물(21)이 위치하기 때문에 특히 두드러진다.

더욱이, 이 효과는 로터(5)의 필요한 직경을 감소시키고 공지된 해법에 대해 날개(3)의 현을 증가시킬 수 있게 하는데, 여기서 축(A)을 따라 날개(3)의 크기가 전환식 비행기(1)가 "헬리콥터" 구성에 있을 때 로터(5)에 의해 생성되는 세류를 과도하게 방해하지 않도록 제한된다.

이상은 전환식 비행기(1)의 나셀(4)이 날개(3)에 대해 고정되어 전술한 기류를 방해한다는 점을 고려할 때 특히 유리한 것으로 밝혀졌다. 즉, 나셀(4)과의 간섭의 부정적인 효과는 로터(5)에 의해 생성된 세류를 실질적으로 방해하지 않는 부속물(21)의 긍정적인 효과에 의해 보상된다.

특허 청구 범위에 규정된 범위를 벗어나지 않고 본 명세서에 제시된 전환식 비행기(1) 및 방법에 대한 수정 및 변형이 이루어질 수 있음이 명백하다.

특히, 벽(41)은 벽의 전체 길이에 대해, 예를 들어 상부 표면(31) 및 하부 표면(32)에서만 스파(26a)에 인접하여 배열될 수 있다.

Claims (15)

1. 전환식 비행기(convertiplane; 1)로서,
   - 제 1 축(A)을 따라 연장되는 동체(fuselage; 2);
   - 상기 동체(2)의 각각의 측면에서 돌출된, 한 쌍의 캔틸레버식 날개(cantilever wing; 3, 3');
   - 각각의 엔진을 수용하고 상기 날개(3, 3')에 대해 고정된, 한 쌍의 나셀(nacelle; 4); 및
   - 상기 날개(3, 3')와 연관된 한 쌍의 로터(rotor; 5)로서, 각각의 제 2 축(B)을 중심으로 회전 가능하고,
   상기 제 2 축(B)이 상기 제 1 축(A)에 평행하며 상기 전환식 비행기(1)가 비행기 구성(aeroplane configuration)에 있을 때 도달되는 제 1 위치;와,
   상기 제 2 축(B)이 상기 제 1 축(A) 및 제 3 축(C)에 직교하며 상기 전환식 비행기(1)가 헬리콥터 구성(helicopter configuration)에 있을 때 도달하는 제 2 위치; 사이에서 상기 제 1 축(A) 및 각각의 제 2 축(A)에 대해 횡단하는 상기 제 3 축(C)을 중심으로 틸트 가능한(tiltable), 한 쌍의 로터(5)를 포함하고;
   각각의 상기 날개(3, 3')는 날개 박스 및 상기 날개 박스(20)에 힌지 연결된(hinged) 제 1 이동 가능한(movable) 부속물(22, 22')을 더 포함하고;
   상기 전환식 비행기(1)가 상기 비행기 구성에 있을 때, 각각의 상기 제 1 부속물(22, 22')은:
   - 각각의 상기 날개(3, 3')의 제 1 양력 값(lift value)이 연관된 각각의 제 1 중립 위치;
   - 상기 제 1 양력 값보다 낮은 각각의 상기 날개(3, 3')의 제 2 양력 값이 연관된 각각의 제 2 상승된 작동 위치; 및
   - 상기 제 1 양력 값보다 높은 각각의 상기 날개(3, 3')의 제 3 양력 값이 연관된 각각의 제 3 하강된 작동 위치; 사이에서, 상기 날개 박스(20)에 대해 이동 가능한, 전환식 비행기(1)에 있어서,
   각각의 상기 날개(3, 3')는, 상기 날개 박스(20)에 힌지 연결되고,
   - 상기 전환식 비행기(1)가 상기 비행기 구성에 있을 때 취해지고, 상기 날개 박스(20)의 연장을 규정하는 각각의 제 1 중립 위치;와
   - 상기 전환식 비행기(1)가 상기 헬리콥터 구성에 있을 때 취해지고, 상기 날개 박스(20)와 함께, 각각의 상기 로터(5)에 의해 생성되는 세류(downwash)가 통과할 수 있는 개구(50)를 규정하는 각각의 제 2 위치; 사이에서 선택적으로 이동 가능한 제 2 부속물(21, 21')을 더 포함하는 것을 특징으로 하는, 전환식 비행기(1).
2. 제 1 항에 있어서,
   각각의 상기 제 1 위치로부터 각각의 상기 제 2 위치로의 각각의 제 2 부속물(21, 21')의 운동(movement)은, 사용시, 상기 비행기 구성에서 상기 헬리콥터 구성으로 그리고 그 반대로 상기 전환식 비행기(1)의 전환(transition)에 의해 야기되는 것을 특징으로 하는, 전환식 비행기(1).
3. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
   각각의 상기 제 2 부속물(21, 21')은 서로 대향하는 단부 벽(41) 및 제 1 트레일링 에지(trailing edge; 43)를 포함하는 날개 프로파일(35)을 규정하고,
   각각의 날개(3, 3')의 상기 날개 박스(20)는 다음으로 제 1 리딩 에지(leading edge; 29), 각각의 날개(3)의 연장의 제 4 축(E)에 직교하는 섹션에서 곡선 섹션을 갖는 스파(spar; 26a), 서로 대향하고 상기 리딩 에지(29)에 수렴하는 제 1 상부 표면(31) 및 제 1 하부 표면(32)을 포함하고;
   상기 단부 벽(41)은, 상기 제 1 이동 가능한 부속물(22, 22')이 상기 제 1 위치에 있을 때 적어도 상기 제 1 상부 표면(31) 및 상기 제 1 하부 표면(32)에서 상기 스파(26a)에 접하도록 만곡되고(curved) 배열되는 것을 특징으로 하는, 전환식 비행기(1).
4. 제 2 항 또는 제 3 항에 있어서,
   각각의 상기 제 2 부속물(21, 21')은, 서로 대향하고 각각의 상기 벽(41)으로부터 상기 제 2 트레일링 에지(43)를 향하여 연장하는 제 2 하부 표면(47) 및 제 2 상부 표면(45)을 포함하고;
   상기 제 1 부속물(22, 22')의 상기 제 2 상부 표면(45)은, 상기 제 2 부속물(21, 21')이 상기 제 2 위치에 있을 때 상기 제 1 스파(26a)의 연장을 규정하는 것을 특징으로 하는, 날개.
5. 제 1 항 내지 제 4 항 중 어느 한 항에 있어서,
   각각의 상기 제 1 부속물(22, 22')은, 상기 전환식 비행기(1)가 상기 헬리콥터 구성에 있을 때 각각의 제 4 하강된 작동 위치에 배열되고,
   각각의 상기 제 3 하강된 작동 위치는 각각의 상기 제 1 중립 위치와 각각의 상기 제 4 하강된 작동 위치 사이에 각지게(angularly) 개재되고(interposed);
   각각의 상기 제 1 중립 위치 및 각각의 상기 제 4 하강된 작동 위치는 각각의 제 1 각도(α)를 규정하는 것을 특징으로 하는, 전환식 비행기(1).
6. 제 5 항에 있어서,
   상기 제 1 각도(α)는 상기 전환식 비행기(1)의 전진 속도에 따라 선택적으로 가변 가능한 것을 특징으로 하는, 전환식 비행기(1).
7. 제 5 항 또는 제 6 항에 있어서,
   상기 제 2 부속물(21, 21')의 각각의 상기 제 1 중립 위치, 및 각각의 상기 제 2 위치는 상기 제 1 각도(α)의 최대 값보다 큰 상대적인 제 2 각도(β)를 규정하는 것을 특징으로 하는, 전환식 비행기(1).
8. 제 1 항 내지 제 7 항 중 어느 한 항에 있어서,
   각각의 상기 제 2 부속물(21, 21')의 적어도 일부는 상기 동체(2)와 상기 제 1 부속물(22, 22') 사이에 개재된 위치에서 연장되어 각각의 상기 날개(3, 3')를 따라 진행하는 것을 특징으로 하는, 전환 비행기(1).
9. 제 8 항에 있어서,
   각각의 상기 제 2 부속물(21)은 상기 동체(2)와 각각의 상기 제 1 부속물(22) 사이에 개재된 위치에 전체적으로 배열되어 각각의 상기 날개(3, 3')를 따라 진행하거나; 또는
   상기 제 2 부속물(21')은 상기 동체(2)와 각각의 상기 로터(5) 사이에 개재되어 상기 제 1 부속물(22')이 상기 제 2 부속물(21')에 의해 규정된 개구 내에서 이동 가능한 것을 특징으로 하는, 전환식 비행기(1).
10. 제 1 항 내지 제 9 항 중 어느 한 항에 있어서,
    각각의 상기 로터(5)는 허브(7) 및 상기 허브(7)에 힌지 연결된 복수의 블레이드(blade; 8)를 포함하고;
    상기 블레이드(8)는 가상의 로터 디스크(10)를 규정하는 각각의 팁(tip; 11)을 포함하고;
    각각의 상기 날개(3, 3') 상의 각각의 상기 제 2 축(B)에 평행한 각각의 상기 가상의 로터 디스크(10)의 돌출부는 상기 제 1 부속물(22, 22') 상에 위치되는 것을 특징으로 하는, 전환식 비행기(1).
11. 제 1 항 내지 제 10 항 중 어느 한 항에 있어서,
    각각의 에어 브레이크를 규정하도록, 상기 전환식 비행기(1)가 상기 항공기 구성으로 배열될 때, 상기 제 1 부속물(22, 22')이 각각의 제 1 중립 위치와 각각의 제 2 상승된 작동 위치 사이에 각지게 개재된 각각의 제 5 상승된 위치로 선택적으로 이동 가능하고; 및/또는
    각각의 에어 브레이크를 규정하도록, 상기 전환식 비행기(1)가 상기 비행기 구성으로 배열될 때, 상기 제 2 부속물(21, 21')이 각각의 제 3 상승된 위치로 선택적으로 이동 가능한 것을 특징으로 하는, 전환식 비행기(1).
12. 전환식 비행기(1)를 제어하는 방법으로서,
    상기 전환식 비행기(1)는:
    - 제 1 축(A)을 따라 연장되는 동체(2);
    - 상기 동체(2)의 각각의 측면으로부터 돌출된 한 쌍의 캔틸레버식 날개(3, 3');
    - 한 쌍의 날개 박스(20); 및
    - 각각의 엔진을 수용하고 상기 날개(3, 3')에 대해 고정된, 한 쌍의 나셀(4);
    - 상기 날개(3, 3')와 연관된 한 쌍의 로터(5)로서, 각각의 제 2 축(B)을 중심으로 회전 가능하고, 상기 제 1 축(A) 및 각각의 제 2 축(B)을 가로 지르는 제 3 축(C)을 중심으로 틸트 가능한, 한 쌍의 로터(5);를 포함하고,
    상기 방법은:
    i) 상기 전환식 비행기(1)가 비행기 구성에 있을 때, 상기 제 2 축(B)이 상기 제 1 축(A)에 평행한 제 1 위치에 상기 로터(5)를 배열하는, 단계; 및
    ii) 상기 전환식 비행기(1)가 헬리콥터 구성에 있을 때, 상기 제 2 축(B)이 상기 제 1 축(A) 및 상기 제 3 축(C)에 직교하는 제 2 위치에 상기 로터(5)를 배열하는, 단계;
    iii) 상기 단계 i) 동안, 상기 날개 박스(20)에 대해 한 쌍의 제 1 부속물(22, 22')을:
    - 상기 각각의 날개(3, 3')의 제 1 양력 값이 연관된, 각각의 제 1 중립 위치;
    - 상기 제 1 값보다 낮은 각각의 상기 날개(3, 3')의 제 2 양력 값이 연관된, 각각의 제 2 상승된 작동 위치; 및
    - 상기 제 1 값보다 높은 각각의 상기 날개(3, 3')의 제 3 양력 값이 연관된, 각각의 제 3 하강된 작동 위치 사이에서 이동하는, 단계를 포함하는, 전환식 비행기(1)를 제어하는 방법에 있어서,
    상기 각각의 날개 박스(20)에 대해, 한 쌍의 제 2 부속물(21, 21')을:
    - 상기 전환식 비행기(1)가 상기 비행기 구성에 있을 때 취해지고 상기 제 2 부속물(21, 21')이 상기 날개 박스(20)의 각각의 연장을 규정하는, 각각의 제 1 중립 위치;와
    - 상기 전환식 비행기(1)가 상기 헬리콥터 구성에 있을 때 취해지고 상기 제 2 부속물(21, 21')이, 상기 날개 박스(20)와 함께, 각각의 상기 로터(5)에 의해 생성되는 상기 하강 기류(downflow)가 통과할 수 있는 개구(50)를 규정하는, 각각의 제 2 위치; 사이를 이동시키는 추가 단계 iv)를 포함하는 것을 특징으로 하는, 전환식 비행기(1)를 제어하는 방법.
13. 제 12 항에 있어서,
    상기 비행기 구성으로부터 상기 헬리콥터 구성으로 그리고 그 반대로 상기 전환식 비행기(21, 21')의 전환 동안, 각각의 제 2 부속물(21, 21')을 각각의 상기 제 1 중립 위치로부터 각각의 상기 제 2 위치로 이동시키는 단계 v)를 포함하는 것을 특징으로 하는, 전환식 비행기(1)를 제어하는 방법.
14. 제 12 항 또는 제 13 항에 있어서,
    상기 전환식 비행기(1)가 상기 헬리콥터 구성에 있을 때 각각의 상기 제 1 부속물(22, 22')을 각각의 제 4 하강된 작동 위치에 배열하는 단계 vi)를 포함하고;
    상기 제 1 부속물(22, 22')의 각각의 상기 제 3 하강된 작동 위치는 각각의 상기 제 1 중립 위치와 각각의 상기 제 4 하강된 작동 위치 사이에 각지게 개재되고;
    각각의 상기 제 1 중립 위치 및 각각의 상기 제 4 하강된 작동 위치는 그 사이의 상대 각도(α)를 규정하는 것을 특징으로 하는, 전환식 비행기(1)를 제어하는 방법.
15. 제 14 항에 있어서,
    상기 전환식 비행기(1)의 전진 속도에 따라 상기 각도(α)를 선택적으로 변화시키는 단계 vii)를 포함하는 것을 특징으로 하는, 전환식 비행기(1)를 제어하는 방법.

Images