KR20220022119A

KR20220022119A - 수직 이착륙 항공기 및 관련 제어 방법

Info

Publication number: KR20220022119A
Application number: KR1020217038041A
Authority: KR
Inventors: 멘고티 리카르도 비안코
Original assignee: 레오나르도 에스.피.에이.
Priority date: 2019-04-23
Filing date: 2020-03-30
Publication date: 2022-02-24
Also published as: US20220258859A1; EP3959126B1; CN114026023A; WO2020217117A1; EP3730404A1; EP3959126A1; IL287462A; CN114026023B; EP3730404B1; IL287462B1; JP7461375B2; JP2022530223A

Abstract

수직 이착륙이 가능한 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''', 1''''''''''''''')가 설명되며, 제 1 축(E, F, G, H, I, J; E , F, K, L, G, H, I, M, N, J; E, G, H, J)을 따라 지향되는 제 1 추력(T1, T2, T3, T4, T5, T6; T1, T2, T7, T8, T3, T4, T5, T9, T10, T6; T1, T3, T4, T6)을 생성하도록 구성된 제 1 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f; 6a, 6c; 6d, 6f); 제 2 축(E, F, G, H, I, J; E , F, K, L, G, H, I, M, N, J; E, G, H, J)을 따라 지향되는 제 2 추력(T1, T2, T3, T4, T5, T6; T1, T2, T7, T8, T3, T4, T5, T9, T10, T6; T1, T3, T4, T6)을 생성시키도록 구성된 제 2 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f; 6a, 6c; 6d, 6f)을 포함하고; 제 1 추진 유닛 및 제 2 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f; 6a, 6c; 6d, 6f)은 서로 독립적으로 작동될 수 있고; 제 1 축 및 제 2 축(E, F, G, H, I, J; E , F, K, L, G, H, I, M, N, J; E, G, H, J)은 항공기(1, 1', 1'')의 제 1 길이 방향(Y)에 대해 서로 경사지고; 제 1 축과 제 2 축(E, F, G, H, I, J; E , F, K, L, G, H, I, M, N, J; E, G, H, J)은 항공기(1, 1', 1'')에 대해 고정된다.

Description

수직 이착륙 항공기 및 관련 제어 방법

관련 출원에 대한 교차 참조

이 특허 출원은 2019년 4월 23일에 출원된 유럽 특허 제 19170690.2호이며, 그 전체 개시 내용이 인용에 의해 본원에 포함된다.

기술적 분야

본 발명은 수직 이착륙이 가능한 항공기(aircraft)에 관한 것이다.

항공 산업에서는 20세기 후반부터 수직 이착륙이 가능하고 중거리에서 장거리 노선을 짧은 시간에 커버할 수 있을 만큼 충분히 높은 순항 속도를 가진 항공기의 필요성에 대한 인식이 있다.

이러한 요구에 대한 부분적인 해결책은 헬리콥터와 비행기로 구성되어 있지만 단점이 없는 것은 아니다.

헬리콥터의 효과적인 최대 속도는 약 350km/h이다.

전환식 비행기는 기본적으로

- 제 1 축을 따라 연장되는 동체; 및

- 제 2 축을 따라 연장되고 제 2 축을 중심으로 경사진 각각의 엔진을 지지하는 한 쌍의 날개를 포함한다.

보다 구체적으로, 상기 전환식 비행기는 전술한 제 1 및 제 2 축에 직교하는 각각의 제 3 회전 축을 갖도록 엔진이 배열될 때 헬리콥터 형상을 취한다.

또한, 전환식 비행기는 엔진이 제 1 축과 평행한 각각의 제 3 축을 가지도록 배열될 때 비행기 형상을 취한다.

헬리콥터 구성과 비행기 구성 사이의 전환을 수행하기 위해 제 2 축을 중심으로 엔진을 기울일 필요가 있기 때문에 전환식 비행기는 구조적 관점에서 특히 복잡하다.

이러한 요구를 충족하기 위해 제안된 추가 해법은 수직 이착륙(VTOL) 항공기로 구성된다.

수직 이착륙(VTOL) 항공기는 이착륙 중에 수직 방향으로 또는 수평 비행 중에 수평 방향으로 결과적인 추력(thrust)을 유도할 수 있도록 방향성 배기 노즐이 있는 엔진을 갖는다.

확산과 효율성에도 불구하고, VTOL 항공기의 구조적 구성은 특히 복잡하다. 이는 항공기의 이착륙/비행 조건에 따라 엔진의 추력 방향을 선택적으로 지향할 필요가 있기 때문이다.

따라서 산업계에서는 전환식 비행기 및 방향성 추력을 갖는 항공기에 필적하는 비행 성능을 보장하고 동시에 구조적 및 운영적 관점에서 적어도 복잡하고 가능한 한 낮은 무게와 비용을 갖는 수직 이착륙 항공기에 대한 요구에 대한 인식이 있다.

EP-A-3354560호에는 기본적으로:

- 동체;

- 동체의 제 1 측면에 배열된 한 쌍의 제 1 추진 유닛(propulsion unit); 및

- 동체의 제 1 측면과 반대되는 동체의 제 2 측면에 배열된 한 쌍의 제 2 추진 유닛을 포함하는 멀티콥터(multicopter)를 설명한다.

각각의 제 1(제 2) 추진 유닛은 기본적으로 서로 경사진 각각의 회전 축에 대해 회전 가능한 2개의 회전자(rotor)를 포함한다.

결과적으로, 각각의 제 1(제 2) 추진 유닛의 회전자는 서로 경사진 제 1 및 제 2 방향으로 각각 배향된 제 1 및 제 2 추력을 각각 발생시킨다.

전술한 제 1 및 제 2 추력은 제 1 및 제 2 방향에 의해 정의된 평면에서 배향된 추력 벡터를 갖는다.

각각의 제 1(제 2) 추진 유닛의 회전자 회전 속도를 제어하고 관련 블레이드의 피치를 조정하여 방향을 지정하고 제 1(제 2) 추진 유닛에 의해 생성된 전체 추력 벡터의 모듈러스(modulus)를 조정할 수 있다.

제 1(제 2) 추진 유닛은 또한 항공기의 길이 방향에 대해 서로 다른 경사각을 갖는다.

US-A-2014/0158815호는 청구항 1의 전제부에 따른 제로(zero)-전환 수직 이착륙 항공기와 청구항 26의 전제부에 따른 제어 방법을 개시하고 있다.

WO-A-2018/038822호는 와이드 스팬 회전자 구성을 갖는 멀티콥터 항공기를 개시한다. 다양한 실시예에서, 멀티콥터는 동체 및 복수의 회전자를 포함한다. 복수의 회전자는 내부 회전자 및 외부 회전자를 포함하며, 내부 회전자는 실질적으로 외부 회전자 또는 동체에 의해 둘러싸여 있다. 내부 회전자 및 외부 회전자는 동체에 대한 그들의 배열에 적어도 부분적으로 기초하여 기울어질 수 있다.

US-B-9,764,833호는 개인용 항공기의 날개, 하나 또는 그 초과의 수직 리프트 회전자, 및 하나 또는 그 초과의 회전자 컨트롤러 어셈블리에 해제 가능하게 부착될 수 있는 회전자 장착 붐을 갖는 회전자 장착 붐 어셈블리를 개시한다. 각각의 회전자의 컨트롤러 어셈블리는 회전자 장착 붐에 위치하여 회전자의 하향 세척으로 인해 컨트롤러 어셈블리를 가로지르는 공기 흐름이 증가하여 컨트롤러 어셈블리 구성 요소를 냉각시킨다. 회전자 컨트롤러 엔클로저에는 컨트롤러 구성 요소를 냉각하기 위해 엔클로저를 통한 공기 흐름을 허용하는 공기 흡입구와 공기 배출구가 포함되어 있다. 공기 입구는 공기 입구로 흐르는 회전자로부터의 하향 세척이 최대화되도록 회전자 블레이드의 경로에 대해 위치된다. 인클로저의 구조에는 인클로저를 통한 공기 흐름을 증가시키기 위한 기능이 포함된다.

US-A-2005/0230524호는 항공기에 대해 실질적으로 수직 상향 추력을 발생시키는 복수의 추력 발생기, 추력 발생기를 구동하는 제 1원동기, 및 점유 시트가 제공되는 수직 이착륙 항공기를 개시한다. 추력 발생기 중 적어도 하나는 항공기의 전방 섹션 또는 항공기의 후방 섹션에 배치되고 나머지 추력 발생기 또는 추력 발생기는 후방 섹션 또는 전방 섹션 중 적어도 하나에 배치되고 어느쪽이든, 추력 발생기 중 적어도 하나가 배치되지 않는다. 항공기의 전방 섹션에 있는 적어도 하나의 추력 발생기와 항공기의 후방 섹션에 있는 적어도 하나의 추력 발생기 사이에 그리고 모든 추력 발생기보다 낮은 위치에 원동기와 탑승자 좌석의 착석면이 위치한다. 수직 이착륙 항공기의 무게 중심은 항공기 중심 아래에 있으며 추력 발생기에서 발생하는 추력으로 인해 항공기가 비행 중일 때 늘어진다.

US 2,828,929호는 상향 연장된 후방 부분에 형성된 몸체 부재, 몸체 부분을 통해 형성된 제 1 및 제 2 덕트를 포함하는 날개 없는 항공기를 개시한다. 덕트는 역 Y자 형태로 서로에 대해 대략 30도 각도로 형성된다. 역 V는 몸체 부재를 따라 연장되며, 더 후방에 있는 덕트는 상기 상향 연장 후방 부분과 함께 에어포일을 형성한다. 에어포일은 비행 위치에서 양력을 제공하고, 제 1 추진 수단은 제 1 덕트에 장착되고, 제 2 추진 수단은 제 2 덕트에 장착되며, 공기역학적 제어 수단은 항공기를 피칭(pitch), 요잉(yaw), 및 롤링(roll)으로 제어하기 위해 상기 몸체 부재에 장착된다.

CN-A-109263906호는 날개 몸체, 모터, 및 프로펠러를 포함하는 합성 날개를 개시한다. 날개 몸체는 에일러론 구조가 없는 기존 날개와 동일하다.

US 935,884호는 비행 중에 고유한 안정성으로 지면에 대해 수직 상승 및 수직 하강을 제어할 수 있는 덕트 팬 비행 차량을 개시한다.

US 2006/0226281호는:

- 동체; 및

- 동체의 측면에 배치되고 상기 동체에 대해 기울어질 수 있는 복수의 회전자를 포함하는 멀터콥터를 개시한다.

WO-A-2018/075412호는:

- 동체;

- 동체의 각각의 서로 반대되는 측면에서 캔틸레버 방식(cantilever fashion)으로 돌출된 한 쌍의 날개;

- 날개 중 하나에 의해 지지되고, 날개의 연장 방향을 따라 정렬되어 배열되고 서로에 대해 경사진 각각의 제 1 축을 갖는 복수의 제 1 회전자; 및

- 다른 날개에 의해 지지되고, 상기 날개의 연장 방향을 따라 정렬되어 배열되고 서로에 대해 경사진 각각의 제 2 축을 갖는 복수의 제 2 회전자를 포함하는 멀티콥터를 설명한다.

본 발명의 목적은 간단하고 저렴한 방법으로 전술한 요구를 만족시킬 수 있는 수직 이착륙이 가능한 항공기의 구조를 제공하는 것이다.

상기 목적은 청구항 1에 청구된 바와 같이 수직 이착륙이 가능한 항공기에 관한 한 본 발명에 의해 달성된다.

본 발명은 또한 청구항 26에 청구된 바와 같이 수직 이착륙이 가능한 항공기의 제어 방법에 관한 것이다.

본 발명의 더 나은 이해를 위해, 순전히 비제한적인 예로서 그리고 첨부 도면을 참조하여 14개의 바람직한 실시예가 이하에서 설명된다:
- 도 1은 이착륙 위치에서 본 발명의 원리에 따라 구성된 수직 이착륙이 가능한 항공기의 제 1 실시예의 정면도이고,
- 도 2는 도 1의 항공기의 평면도이고,
- 도 3은 도 1 및 도 2의 항공기의 측면도이고,
- 도 4 내지 도 6은 호버링(hovering) 상태에서 각각의 비행 기동을 수행하는 동안 도 1 내지 도 3의 항공기의 사시도이고,
- 도 7 내지 도 9는 전방 비행 상태에서 각각의 비행 기동을 수행하는 동안의 도 1 내지 도 3의 항공기의 사시도이고,
- 도 10은 이착륙 상태에 있는 도 1 내지 도 9의 항공기의 측면도이고,
- 도 11은 전방 비행 상태에서 도 1 내지 도 10의 항공기의 측면도이고,
- 도 12 및 도 13은 각각 본 발명에 따른 수직 이착륙이 가능한 항공기의 제 2 실시예의 정면도 및 평면도이고,
- 도 14 및 도 15는 각각 수직 이착륙이 가능한 항공기의 제 3 실시예의 호버링 상태 및 전방 비행 상태에서의 측면도로서, 단지 예시 목적으로만 도시되어 있으며,
- 도 16은 본 발명에 따른 수직 이착륙이 가능한 항공기의 제 4 실시예의 사시도이고,
- 도 17은 본 발명에 따른 수직 이착륙이 가능한 항공기의 제 5 실시예의 사시도이고,
- 도 18은 도 17의 수직 이착륙이 가능한 항공기의 일부 구성요소의 저면에서 취한 확대된 축척의 사시도이고,
- 도 19는 본 발명에 따른 수직 이착륙이 가능한 항공기의 제 6 실시예의 사시도이고,
- 도 20은 본 발명에 따른 수직 이착륙이 가능한 항공기의 제 7 실시예의 사시도이고,
- 도 21 내지 도 25는 본 발명에 따른 수직 이착륙이 가능한 항공기의 제 8, 제 9, 제 10, 제 11, 제 12 실시예의 각각의 측면도이고,
- 도 26은 명확성을 위해 부품이 제거된, 본 발명에 따른 수직 이착륙이 가능한 항공기의 제 13 실시예의 배면도이고,
- 도 27은 제 13 실시예에 따른, 본 발명에 따른 수직 이착륙이 가능한 항공기의 작동 단계를 개략적으로 도시한 도면이고,
- 도 28은 명확성을 위해 부품이 제거된, 본 발명에 따른 수직 이착륙이 가능한 항공기의 제 14 실시예의 배면도이고,
- 도 29는 제 13 실시예에 따른 본 발명에 따른 수직 이착륙이 가능한 항공기의 작동 단계를 개략적으로 도시한 도면이다.

도 1 내지 도 11을 참조하면, 참조번호 1은 본 발명의 제 1 실시예에 따라 구성된 수직 이착륙 항공기를 나타낸다.

보다 구체적으로, 항공기(1)는 대략 수직 방향으로 이착륙할 수 있고 일반 항공기와 같이 전방 비행으로 순항할 수 있다.

항공기(1)는 또한 호버링할 수 있다.

항공기(1)는 또한 단거리 이착륙이 가능하다.

항공기(1)는 기본적으로:

서로 마주보는 기수(nose; 3)와 테일(tail; 4)을 구비한 동체(2);

동체(2)의 테일(4)로부터 캔틸레버 방식으로 돌출된 고정 핀(5); 및

동체(2)에 의해 지지되는 복수의 회전자(6a, 6b, 및 6c; 6d, 6e, 및 6f)를 포함한다.

항공기(1)는 또한 동체(2)의 측면에 배열되고 동체(2)로부터 캔틸레버 방식으로 돌출된 한 쌍의 날개(8a, 8b)를 포함한다.

항공기(1)와 통합되고 항공기(1)의 무게 중심에서 원점을 갖는 3개의 축 세트를 식별하는 것이 가능하며, 3개의 축 세트는:

동체(2)의 확장 방향에 평행한 축(Y);

Y-축에 직교하는 축(X); 및

X-Y 축에 직교하는 축(Z)에 의해 형성된다.

Y-X-Z 축에 대한 항공기(1)의 회전은 다음 기동:

- 롤링, 즉 Y-축을 중심으로 한 회전(도 5 및 도 8);

- 피칭, 즉 X-축을 중심으로 한 회전(도 4 및 도 7); 및

- 요잉, 즉 Z-축을 중심으로 한 회전(도 6 및 도 9)과 연련된다.

특히 도 10 및 11을 참조하면, 지면과 일체인 한 쌍의 축을 식별할 수도 있으며, 상기 한 쌍의 축은:

- 수직으로 배열되고 항공기(1)의 상하 이동 방향에 대응하는 축(V); 및

- 수평으로 배열되고 항공기(1)의 전방 비행 방향에 해당하는 축(O)에 의해 형성된다.

도시된 경우에, 날개(8a, 8b)는 동체(2)에 대향하는 각각의 자유 팁에 배열되는 각각의 작은 날개(9)를 포함한다.

보다 구체적으로, 작은 날개(9)는 각각의 날개(8a, 8b)로부터 동체(2)에 대향하는 부분으로부터 그리고 도시된 경우 위쪽으로 돌출한다.

항공기(1)는 또한 동체(2) 아래에 배열되고 항공기(1)의 이륙 전 및 후속적으로 착륙 후에 지상에 놓이도록 구성된 복수의 언더캐리지(undercarriage; 10)를 포함한다.

특히, 회전자(6a, 6b, 6c)는 동체(2)의 제 1 측면에 배치되고 회전자(6d, 6e, 6f)는 제 1 측면에 대향하는 동체(2)의 제 2 측면에 배열된다.

더욱 구체적으로, 항공기(1)의 평면도를 참조하면(도 2), 회전자(6a, 6b 및 6c)는 동체(2)의 좌측에 배열되고 회전자(6d, 6e 및 6f)는 동체(2)의 우측에 배열된다.

기수(3)에서 테일(4)로 진행하면, 회전자(6a, 6b, 및 6c)가 같은 순서로 배열된다.

유사하게, 기수(3)에서 테일(4)로 진행하여 회전자(6d, 6e, 6f)가 동일한 순서로 배열된다.

각각의 회전자(6a, 6b, 6c, 6d, 6e 및 6f)는 특히:

- 각각의 축(E, F, G, H, I 및 J)을 중심으로 회전 가능한 허브(11); 및

- 허브(11)로부터 캔틸레버 방식으로 대응하는 축(E, F, G, H, I 및 J)에 대해 방사상으로 돌출하는 복수의 블레이드(12)를 포함한다.

회전자(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f)는 서로 독립적으로 작동된다.

보다 구체적으로, 회전자(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f)는 서로 독립적으로 조정 가능한 각각의 추력(T1, T2, T3, T4, T5, 및 T6)을 발생시킨다.

추력(T1, T2, T3, T4, T5 및 T6)은 각각 해당 회전자(6a, 6b, 6c, 6d, 6e 및 6f)의 축(E, F, G, H, I 및 J)에 평행한 각각의 적용 방향을 갖는다.

회전자(6a, 6d)의 축(E, H)은 서로 평행하고 Y-축과의 각도(α)를 정의한다.

유사하게, 회전자(6b 및 6e)의 축(F 및 I)은 서로 평행하고 Y-축과의 각도(β)를 정의한다.

회전자(6c, 6f)의 축(G 및 J)은 서로 평행하고 Y-축과의 각도(γ)를 정의한다.

추력(T1 및 T4)는 서로 평행하고 Y-축에 대해 각도(α)만큼 경사진다.

추력(T2 및 T5)는 서로 평행하고 Y-축에 대해 각도(β)만큼 경사진다.

추력(T3 및 T6)은 서로 평행하고 Y-축에 대해 각도(γ)만큼 경사진다.

각도(α, β, 및 γ)는 Y-축에서 회전자(6a 및 6d)의 각각의 축(E 및 H), 회전자(6b 및 6e)의 축(F 및 I), 및 회전자(6c 및 6f)의 축(G 및 J)으로 이어진다.

도시된 경우, 각도(α)는 각도(β)보다 작고 각도(β)는 각도(γ)보다 작다.

바람직하게는, 각도(α, β, γ)는 서로 상이하다.

회전자(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f)는 바람직하게는 전기적으로 구동된다. 대안적으로, 회전자(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 및 6f)는 연소 엔진, 하이브리드 전기 연소 추진 시스템, 또는 유압 모터에 의해 구동될 수 있다.

회전자(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f)는 가변 각속도의 고정 피치, 고정 피치 및 일정한 각속도, 또는 가변 피치 및 가변 각속도일 수 있다.

축(E, F, G, H, I 및 J)은 항공기(1)의 기동 동안 항공기(1)의 X-Y-Z 축에 대해 고정된다.

결과적으로, 관련 추력(T1, T2, T3, T4, T5 및 T6)의 적용 방향은 항공기(1)의 X-Y-Z 축에 대해 고정된 상태로 유지된다.

반대로, 추력(T1, T2, T3, T4, T5 및 T6)의 모듈러스 및 방향은 서로 독립적으로 조정 가능하다.

이와 같이 항공기(1)에 대해 각각의 회전자(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 및 6f)를 회전시키지 않고 항공기(1)에 가해지는 추력(T1, T2, T3, T4, T5, T6)의 추력 벡터(T)의 모듈러스 및 방향을 조절할 수 있지만, 간단히 추력(T1, T2, T3, T4, T5 및 T6)의 모듈러스와 방향을 조정하면 된다.

도시된 실시예에서, 회전자(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 및 6f)는 X-Y-Z 축에 대해 고정된 위치를 유지한다.

항공기(1)는:

- 조종사 또는 자동조종장치에 의해 작동될 수 있는 제어장치(16)(도 10에 개략적으로만 도시됨);

- 제어부(16)에 의해 작동되고 회전자(6a, 6b, 6c, 6d, 6e 및 6f)에 작동 가능하게 연결되어 각각의 추력(T1, T2, T3, T4, T5 및 T6)의 모듈러스 및 방향을 조정하여 원하는 모듈러스 및 방향으로 추력 벡터(T)를 생성하는 제어 유닛(17)을 더 포함한다.

이 설명에서 "제어 유닛(control unit)"이라는 용어는 제어부(16)를 회전자(6a, 6b, 6c, 6d, 6e 및 6f)의 추력(T1, T2, T3, T4, T5 및 T6)에 대한 규제 법칙으로 변환하도록 설계된 기계 또는 전자 플라이 바이 와이어 시스템(fly-by-wire system)을 의미한다.

보다 상세하게는, 제어 유닛(17)은 수직 이착륙, 호버링, 전방 비행 및 항공기(1)의 전술한 작동 조건 사이의 임의의 전환을 허용하도록 추력 벡터(T)를 생성하도록 프로그래밍된다.

제어 유닛(17)은 항공기(1)를:

- 바람직하게 이륙/착륙 상태 및 호버링 상태일 때 취해지는 제 1 자세(attitude)로서, 여기서 추력 벡터(T)가 V-축에 평행하고 위쪽을 향하는, 제 1 자세(도 10)로; 또는

- 바람직하게 전방 비행 상태에 있을 때 취해지는 제 2 자세로서, 여기서 추력 벡터(T)는 O-축에 평행하고 테일에서 기수(3)를 향하는 성분과 V-축에 평행하고 위쪽으로 향하는 성분을 갖는, 제 2 자세(도 11)로 선택적으로 배열하도록 프로그래밍된다.

제어 유닛(17)은 또한 제어부(16)에 기초하여 제 1 자세와 제 2 자세 사이의 복수의 중간 자세(도시안됨)로 항공기(1)를 선택적으로 배열하도록 프로그래밍되며, 여기서 추력 벡터(T)는 V -축에 평행한 성분 및 O-축에 평행한 성분을 갖는다.

바람직하게는, 항공기(1)는 X-축에 평행한 축을 중심으로 피칭함으로써 제 1 자세에서 제 2 자세로 또는 그 반대로 통과한다.

도시된 경우에, 항공기(1)는 테일(4)에서 기수(3)로 향하는 회전, 즉 기수 하강 기동에 의해 제 1 자세에서 제 2 자세로 통과한다.

특히, 제어 유닛(17)은 회전자(6a 및 6b; 6c 및 6d; 6e 및 6f)의 서로 다른 작동 구성을 통해 항공기(1)를 제 1 자세로 배열하고 유지하도록 프로그래밍된다.

보다 구체적으로, 제 1 작동 구성에서(도 10):

- 회전자(6b 및 6e)는 각각의 축(F 및 I)이 방향(V)에 평행하고 각각의 추력(T2 및 T5)이 서로 동일하고 방향(V)에 평행하고 위쪽을 향하도록 배향되고;

- 회전자(6a 및 6d)는 각각의 축(E 및 H)이 방향(V)에 대해 각도(δ1)만큼 경사지고 각각의 추력(T1 및 T4)이 서로 동일하도록 배향되고; 그리고

- 회전자(6c, 6f)는 각각의 축(G, J)이 방향(V)에 대해 각도(ω1)만큼 경사지고 각각의 추력(T3, T6)이 서로 동일하도록 배향된다.

보다 구체적으로, 제어 유닛(17)은 추력(T1 및 T4; T3 및 T6)의 모듈러스를 생성하도록 프로그래밍되어; O-축에 평행한 추력(T1 및 T4)의 성분이 O-축에 평행한 추력(T3 및 T6)의 성분과 동일하고 반대가 되도록 한다.

제어 유닛(17)은 또한 추력(T1 및 T4)의 모듈러스를 생성하도록 프로그래밍되어; V-축에 평행한 추력(T1 및 T4; 및 T3 및 T6)의 성분의 합이 제 1 자세에서 항공기(1)를 유지하기에 필요한 V-축에 평행한 힘과 동일하다.

제 2 작동 구성(도시안됨)에서, 회전자(6b 및 6e)에 의해 생성된 추력(T2 및 T5)은 방향 V에 평행하고 회전자(6a 및 6d; 6c 및 6f)는 비활성화된다.

제어 유닛(17)은 또한 회전자(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f)를 제어하고 각각의 추력(T1, T2, T3, T4, T5, 및 T6)을 조정하여 예로서 후술되는 비-제한적인 방법에 따라, 제 1 자세로 배열된 항공기(1)의 피칭, 롤링, 및 요잉을 제어하도록 프로그래밍된다.

도 4를 참조하면, 제어 유닛(17)은 회전자(6a 및 6d)(6c 및 6f)의 추력(T1 및 T4)(T3 및 T6)을 증가(감소)시키고 회전자(6c및 6f)(6a 및 6d)의 추력(T3 및 T6)(T1 및 T4)을 감소시킴으로써 제 1 자세에서 항공기(1)의 피치를 제어한다. 이러한 방식으로, X-축을 중심으로 피치 모멘트가 생성된다.

도 5를 참조하면, 제어 유닛(17)은 회전자(6a, 6b 및 6c)(6d, 6e 및 6f)의 추력(T1, T2 및 T3)(T4, T5 및 T6)을 증가(감소)시킴으로써 제 1 자세에 배열된 항공기(1)의 롤링을 제어하도록 프로그래밍된다. 이러한 방식으로, Y-축을 중심으로 롤링 모멘트가 생성된다.

도 6을 참조하면, 제어 유닛(17)은 회전자(6a, 6c 및 6e)(6b, 6d 및 6f)의 추력(T1, T3 및 T5)(T2, T4 및 T6)을 증가(감소)시킴으로써 제 1 자세로 배치된 항공기(1)의 요잉을 제어하도록 프로그래밍된다. 이러한 방식으로 Z-축을 중심으로 요잉 모멘트가 생성된다.

제어 유닛(17)은 또한 회전자(6a, 6b; 6c 및 6d; 6e 및 6f)의 상이한 작동 구성을 통해 항공기(1)를 제 2 자세로 배열하도록 프로그래밍된다.

보다 구체적으로, 제 3 작동 구성(도 11)에서:

- 회전자(6a 및 6d)는 각각의 축(E 및 H)이 V-축에 대해 서로 동일한 각각의 각도(δ2)만큼 경사지고 동일한 모듈러스를 갖고 테일(4)에서 기수(3)를 향하는 O-축에 평행한 제 1 성분 및 위쪽을 향한 V-축에 평행한 제 1 성분을 갖는 서로 동일한 각각의 추력(T1 및 T4)을 생성하도록 배향되고;

- 회전자(6b 및 6e)는 각각의 축(F 및 I)이 회전자(6c 및 6f)의 축(G, J)의 상응하는 각도(ω2)보다 큰 제 2 각도만큼 V-축에 대해 경사지고 동일한 모듈러스를 갖고 테일(4)에서 기수(3)를 향하는 O-축에 평행한 제 2 성분 및 V-축에 평행하고 위쪽을 향하는 제 2 성분을 가지며 서로 동일한 각각의 추력(T2 및 T5)을 생성하도록 배향되고;

- 회전자(6c, 6f)는 각각의 축(G, J)과 각각의 추력(T3, T6)이 V-축에 대해 평행하도록 배향된다.

표시된 경우, 추력(T1 및 T4)은 추력(T2 및 T5)보다 모듈러스가 더 크다.

예로서 아래에서 설명되는 비제한적인 방법에 따라, 제어 유닛(17)은 회전자(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f)를 제어하고 제 2 자세(도 7, 도 8, 및 도 9)로 배열되는 항공기(1)의 피칭, 롤링, 및 요잉을 제어하기 위해 각각의 추력(T1, T2, T3, T4, T5 및 T6)을 조정하도록 프로그래밍된다.

도 7을 참조하면, 제어 유닛(17)은 회전자(6c 및 6f)(6a 및 6d)의 추력(T3 및 T6)(T1 및 T4)을 증가(감소)시키고 회전자(6a 및 6d)(6c 및 6f)의 추력(T1 및 T4)(T3 및 T6)을 증가(감소)시킴으로써 제 2 자세에서 항공기(1)의 피치를 제어하도록 프로그래밍된다(6a 및 6d). 이러한 방식으로, X-축을 중심으로 피칭 모멘트가 생성된다.

도 8을 참조하면, 제어 유닛(17)은 회전자(6b 및 6c)(6e 및 6f)의 추력(T2 및 T3)(T5 및 T6)을 증가(감소)시킴으로써 제 2 자세에 배열된 항공기(1)의 롤링을 제어하도록 프로그래밍된다. 이러한 방식으로, Y-축을 중심으로 롤링 모멘트가 생성된다.

도 9를 참조하면, 제어 유닛(17)은 회전자(6a)(6d)의 추력(T1)(T4)을 증가(감소)시킴으로써 제 2 자세로 배열된 항공기(1)의 요잉을 제어하도록 프로그래밍된다. 이러한 방식으로, Z-축을 중심으로 롤링 모멘트가 생성된다.

항공기(1)의 작동은 예를 들어 이륙 또는 호버링 단계에 있는 제 1 자세(도 10)에 있는 상태로부터 시작하여 설명된다.

이 상태에서, 회전자(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 및 6f)는 각각의 추력(T1, T2, T3, T4, T5, 및 T6)의 추력 벡터(T)가 V-축에 실질적으로 평행하도록 제어된다.

예를 들어, 이 상태에서, 제어 유닛(17)은 전술한 제 1 또는 제 2 구성에 따라 회전자(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 및 6f)의 추력(T1, T2, T3, T4, T5, 및 T6)을 제어한다.

이러한 제 1 자세에서, 제어부(17)는 각각의 회전자(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 및 6f)의 추력(T1, T2, T3, T4, T5, 및 T6)을 조절하여 피칭, 롤링, 요잉을 제어하여 예를 들어, 각각의 도 4, 5, 6에 도시되어 있고 이전에 설명된 바와 같이 X-Y-Z 축에 대한 각각의 모멘트를 생성한다.

본 발명의 일 실시예에서, 항공기(1)는 X-축에 대해 기울어짐으로써, 즉 X-축에 대한 모멘트를 인가함으로써 제 1 자세(도 10)에서 제 2 자세(도 11)로 통과한다.

이 순간은 항공기(1)에 기수 하강, 즉 기수(3)를 낮추고 테일(4)을 들어 올린다.

이 시점에서, 항공기(1)는 제 2 자세에 있고 날개(8a, 8b)는 항공기(1)의 전진 속도에 따라 V-축에 평행한 특정 직접 양력 값을 생성한다.

이 상태에서, 회전자(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 및 6f)는 각각의 추력(T1, T2, T3, T4, T5, 및 T6)의 추력 벡터(T)가 항공기 상에 전방 추력 및 V-축에 평행하고 항공기(1)의 중량과 동일한 성분을 생성하는 O-축에 평행한 성분을 갖도록 제어되고, 이들은 날개(8a, 8b)에 의해 생성된 양력과 함께 전방 추력을 생성한다.

예를 들어, 이 상태에서, 제어 유닛(17)은 전술한 제 3 또는 제 4 구성에 따라 회전자(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 및 6f)의 추력(T1, T2, T3, T4, T5, 및 T6)을 제어한다.

이러한 제 2 자세에서, 제어 유닛(17)은 각각의 회전자(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 및 6f)의 추력(T1, T2, T3, T4, T5, 및 T6)을 조절하여 피칭, 롤링, 요잉을 제어하여 예를 들어, 각각의 도 7, 도 8, 및 도 9에 도시되고 이전에 설명된 바와 같이 X-Y-Z 축에 대한 각각의 모멘트를 생성한다.

항공기(1)를 제 1 자세로 되돌릴 필요가 있을 때, 제어 유닛(17)은 먼저 도 10에 도시된 상태에 도달할 때까지, 항공기(1)에 기수-상승(nose-up), 즉 기수(3)의 상승 및 테일(4)의 하강을 야기하는 X-축에 대한 모멘트를 발생시킨다.

그 후, 제어 유닛(17)은 회전자(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 및 6f)를 제어하여 추력 벡터(T)가 다시 V-축과 평행하게 지향되고 항공기(1)가 다시 착륙할 수 있는 제 1 자세가 되도록 한다.

도 12 및 도 13을 참조하면, 참조번호 1'은 본 발명의 제 2 실시예에 따른 수직 이착륙이 가능한 항공기를 나타낸다.

항공기(1')는 항공기(1)와 유사하며 후자와의 차이점만 아래에서 설명되고, 항공기(1, 1')의 동일하거나 균등한 부분은 가능한 경우 동일한 참조 번호로 표시된다.

특히, 항공기(1')는 동체(2)의 제 1 측면에 배열된 2개의 추가 회전자(6g' 및 6h')와 동체(2)의 제 2 측면에 배열된 2개의 추가 회전자(6i' 및 6j')를 포함한다는 점에서 항공기(1)과 상이하다.

회전자(6g' 및 6h')는 각각의 축(K 및 L)을 따라 지향되는 각각의 추력(T7 및 T8)을 생성하고 회전자(6i' 및 6j')는 각각의 축(M 및 N)을 따라 지향되는 각각의 추력(T9 및 T10)을 생성한다.

구체적으로, 회전자(6g', 6h')(6i', 6j')는 Y-축에 평행한 회전자(6b, 6c)(6e, 6f) 사이에 개재되어 있다.

추력(T7 및 T9)은 서로 평행하고 Y-축에 대해 각도(ζ)만큼 경사진다.

추력(T8 및 T10)은 서로 평행하고 Y-축에 대해 각도(ε) 만큼 경사진다.

각도(ζ 및 ε)는 Y-축에서 회전자(6g' 및 6h')의 각각의 축(K 및 L)과 회전자(6i' 및 6j')의 축(M 및 N)으로 이어진다.

도시된 경우에서, 각도(α, β, ζ, ε 및 γ)는 항공기(1)'의 기수(3)에서 테일(4)을 향해 진행하면서 점진적으로 증가한다.

제어 유닛(17)은 각각의 축(K 및 L)을 따라 회전자(6g' 및 6h')에 의해 생성된 제 1 추력 및 각각의 축(M 및 N)을 따라 회전자(6i' 및 6j')에 의해 생성된 제 2 추력을 서로 독립적으로 그리고 추력(T1, T2, T3, T4, T5 및 T6)과 독립적으로 조정하도록 프로그래밍된다.

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

도 14 및 도 15를 참조하면, 도면부호 1''은 제 3 실시예에 따른 수직 이착륙이 가능한 항공기를 나타내며, 이는 예시용으로만 도시되어 있다.

항공기(1'')는 회전자(6b 및 6e)를 포함하지 않고 동체(2)의 제 1 측면에 배열된 2개의 회전자(6a 및 6c) 및 동체(2)의 제 2 측면에 배열된 2개의 회전자(6d 및 6f)만을 포함한다는 점에서 항공기(1)와 상이하다.

항공기(1'')의 작동은 항공기(1'')가 제 1 자세에 있을 때(도 14) 다음과 같은 점에서 항공기(1)의 작동과 상이하다:

- 회전자(6a 및 6d)는 각각의 축(E 및 H)이 V-축에 대해 각도(δ3)만큼 경사지고 각각의 추력(T1 및 T4)이 서로 동일하도록 배향되고;

- 회전자(6c 및 6f)는 각각의 축(G 및 J)이 방향(V)에 대해 동일한 각도(δ3)만큼 경사지고 각각의 추력(T3 및 T6)이 서로 동일하고 추력(T1 및 T4)의 모듈러스가 동일하고 V-축에 대해 추력(T1 및 T4)에 대해 대칭되도록 배향된다.

특히, 추력(T1, T4, T3, 및 T6)은 각각 서로 동일하고 반대인 O-축에 평행한 성분을 갖는다.

제어 유닛(17)은 추력(T1, T4, T3, 및 T6)을 발생시키도록 프로그래밍되어, V-축에 평행한 각각의 성분의 합이 항공기(1'')를 제 1 자세로 유지하는 데 필요한 V-축에 평행한 힘과 같도록 한다.

더욱이, 항공기(1'')의 작동은 항공기(1'')가 제 2 자세에 있을 때(도 15) 다음과 같은 점에서 항공기(1)의 작동과 상이하다:

- 회전자(6a 및 6d)는 각각의 축(E 및 H)이 서로 동일하고, 동일한 모듈러스를 가지며, 테일(4)에서 기수(3)를 향하는 O-축에 평행한 제 1 성분 및 위쪽을 향하는 V-축에 평행한 제 2 성분을 갖는 각각의 추력(T1 및 T4)을 생성하도록 배향되고; 그리고

- 회전자(6c 및 6f)는 각각의 축(G 및 J)이 서로 동일하고, 동일한 모듈러스를 가지며, 기수(3)에서 테일(4)을 향하는 O-축에 평행한 제 2 성분 및 위쪽을 향하는 V-축에 평행한 제 2 성분을 갖는 각각의 추력(T3 및 T6)을 생성하도록 배향된다.

앞서 언급한 O-축에 평행한 제 1 성분은 서로 대향하며 대수적 합은 O-축에 평행한 추력 벡터(T)의 성분에 해당하며, 이는 항공기(1'')의 전방 비행에 필요한 추력을 제공한다. 반대로, V-축에 평행한 전술한 제 2 성분은 일치하고 그들의 대수적 합은 전방 비행 중 날개(8a 및 8b)에 의해 제공되는 양력과 함께 항공기(1'')를 지탱할 수 있게 하는 V-축에 평행한 추력 벡터(T)의 성분에 해당한다.

바람직하게는, 제어 유닛(17)은 추력(T3 및 T6)보다 더 큰 모듈러스를 갖는 추력(T1 및 T4)을 생성하도록 프로그래밍된다.

도 16을 참조하면, 참조번호 1'''은 본 발명의 제 4 실시예에 따른 수직 이착륙이 가능한 항공기를 나타낸다.

항공기(1''')는 항공기(1)와 유사하며 항공기(1)와의 차이점만 아래에서 설명하고 항공기(1, 1''')의 동일하거나 균등한 부분은 가능한 경우 동일한 참조 번호로 표시된다.

항공기(1''')는 카나드 배열을 취하기 위한 항공기(1)와 상이하다.

더 자세히 설명하면, 항공기(1''')는 동체(2)의 각각의 측면을 측방향으로 돌출하는 한 쌍의 공기역학적 표면(100''')을 포함한다.

공기역학적 표면(100''')은 동체(2)의 기수(3)에서 돌출한다.

공기역학적 표면(100''')은 축 X에 평행한 길이를 가지며, 이는 축 X에 평행한 대응하는 날개(8a, 8b)의 길이보다 작다.

회전자(6a, 6d)는 각각의 공기역학적 표면(100''')에 배열된다.

특히, 각각의 공기역학적 표면(100''')은:

- 기수(3)에 연결된 루트 단부(101''');

- 각각의 루트 단부(101''')에 반대되는 자유 단부(102'''); 및

- 각각의 단부(101''', 102''') 사이에서 연장되는 주요 부분(103''')을 포함한다.

회전자(6a, 6d)는 각각의 공기역학적 표면(100''')의 주요 부분(103''')에 배열된다.

도 16에 도시된 실시예에서, 회전자(6a, 6d)는 보호된다(shrouded).

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

도 17을 참조하면, 도면부호 1''''은 본 발명의 제 5 실시예에 따른 수직 이착륙이 가능한 항공기를 나타낸다.

항공기(1'''')는 항공기(1''')와 유사하며 후자의 차이점만 이하에서 설명하며, 항공기(1''', 1'''')의 동일하거나 균등한 부품은 가능한 경우 동일한 참조 번호로 표시된다.

항공기(1'''')는 회전자(6a, 6d)가 각각의 공기역학적 표면(100'''')의 자유 단부(102'''')에 배열된다는 점에서 항공기(1''')와 상이하다.

도 18을 참조하면, 항공기(1'''')는 각각의 공기역학적 표면(10'''')에 의해 지지되는 한 쌍의 추가 전방 하부 구조(110'''')를 포함한다.

특히, 항공기(1'''')는 각각의 회전자(6a, 6d)의 각각의 슈라우드(112'''')에 연결되고 대응하는 공기역학적 표면(100'''')의 각각의 자유 단부(102'''')에 배열된 한 쌍의 프레임(111'''')을 포함한다.

각각의 프레임(111'''')은 각각의 슈라우드(112'''') 아래에 있는 각각의 언더캐리지(undercarriage; 110'''')를 지지한다.

대안적으로, 도면에 도시되지 않은 다른 해법에서, 언더캐리지(110'''')는 상기 스키드의 구조에 휠이 포함된 스키드 유형을 포함한다.

언더캐리지(110'''')는 예를 들어 테일 기어(tail-gear), 사륜(quadricycle), 삼륜(tricycle) 또는 다륜 보기 언더캐리지(multi-wheel bogie undercarriage)와 같은 기존 항공기 중 하나와 유사할 수 있다.

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

도 19를 참조하면, 참조번호 1''''은 본 발명의 제 6 실시예에 따른 수직 이착륙이 가능한 항공기를 나타낸다.

항공기(1''''')는 항공기(1'''')와 상이하며 항공기(1'''', 1''''')의 차이점만 아래에서 설명될 것이고, 항공기(1'''', 1''''')의 동일하거나 균등한 부품은 가능한 경우 동일한 참조 번호로 표시된다.

항공기(1''''')는 각각의 단부(102''''')에 의해 지지되는 회전자(6a, 6d)가 보호되지 않는다는 점에서 항공기(1'''')와 상이하다.

또한, 항공기(1''''')는 단부(102''''')가 평면이고 축(X)에 직교하는 각각의 평면에 있다는 점에서 항공기(1'''')와 상이하다.

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

도 20을 참조하면, 도면부호 1''''''은 본 발명의 제 7 실시예에 따른 수직 이착륙이 가능한 항공기를 나타낸다.

항공기(1'''''')는 항공기(1''''')와 유사하며 항공기(1'''''', 1''''') 사이의 차이점만 아래에서 설명될 것이며; 항공기(1'''''', 1''''')의 동일하거나 균등한 부품은 가능한 경우 동일한 참조 번호로 표시된다.

항공기(1'''''')는 단부(102'''''')가 동체(2)의 반대쪽에 페어링과 같은 표면을 갖는다는 점에서 항공기(1''''')와 상이하다. 도 17에 도시된 항공기(1'''')의 슈라우드 또는 각각의 회전자(6a, 6d)를 위한 부분 케이싱일 수 있다. 또한, 페어링은 회전자(6a, 6d) 영역을 균일하게 부분적으로 감싸기 위해 오목한 표면으로 형성될 수 있다.

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

도 21을 참조하면, 도면부호 1'''''''은 본 발명의 제 8 실시예에 따른 수직 이착륙이 가능한 항공기를 나타낸다.

항공기(1''''''')는 항공기(1)와 유사하며 항공기(1''''''', 1)의 차이점만 아래에서 설명하며; 항공기(1''''''', 1)의 동일하거나 동등한 부분은 가능한 경우 동일한 참조 번호로 표시된다.

항공기(1''''''')는 각도(α)가 25도에서 60도 사이이며 바람직하게는 40도라는 점에서 항공기(1)과 상이하다.

또한, 각도(β)는 75도 내지 105도 범위이며, 바람직하게는 90도이다.

마지막으로, 각도(γ)는 75도에서 100도 사이이며, 바람직하게는 95도이다.

바람직하게는, 각도(α, β, γ)는 서로 다른 방식으로 각각의 범위에서 선택된다.

바람직하게는, 회전자(6b, 6e)는 동체(2)의 상부에 배치된다. 구체적으로, 날개(8a, 8b)는 축(Z)을 기준으로 동체(2)의 상부에 동체(2)의 각각의 측면으로부터 돌출된다. 바람직하게는 각각의 날개(8a, 8b)는 적어도 부분적으로 각각의 회전자(6e, 6b)를 유지하도록 구성된다.

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

도 22를 참조하면, 도면부호 1''''''''은 본 발명의 제 9 실시예에 따른 수직 이착륙이 가능한 항공기를 나타낸다.

항공기(1'''''''')는 항공기(1)와 유사하며 항공기(1''''''', 1) 사이의 차이점만 아래에서 설명하며, 항공기(1'''''''', 1)의 동일하거나 균등한 부분은 가능한 경우 동일한 참조 번호로 표시된다.

항공기(1'''''''')는 각도(α)가 75도에서 100도 사이이며 바람직하게는 95도라는 점에서 항공기(1)와 상이하다.

또한, 각도(β)는 75도 내지 100도 범위이며, 바람직하게는 90도이다.

각도(γ)는 25도와 65도 사이이며, 바람직하게는 45도이다.

바람직하게는, 각도 α, β, γ는 서로 다른 방식으로 각각의 범위에서 선택된다.

마지막으로, 날개(8a, 8b)는 동체(2)의 각각의 측면의 중앙 부분에서 돌출된다.

바람직하게는, 회전자(6b, 6e)는 동체(2)의 상부에 배치된다. 구체적으로, 날개(8a, 8b)는 축(Z)을 기준으로 동체(2)의 상부에 동체(2)의 양측으로부터 돌출된다. 더 상세하게는, 바람직하게는 각각의 날개(8a, 8b)는 각각의 회전자(6e, 6b)를 적어도 부분적으로 유지하도록 구성된다.

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

도 23을 참조하면, 참조번호 1'''''''''은 본 발명의 제 10 실시예에 따른 수직 이착륙이 가능한 항공기를 나타낸다.

항공기(1''''''''')는 항공기(1)와 유사하며 항공기(1''''''''', 1) 사이의 차이점만 아래에서 설명할 것이며, 항공기(1'''''''', 1)의 동일하거나 균등한 부분은 가능한 경우 동일한 참조 번호로 표시된다.

항공기(1''''''''')는 각도(α)가 70도에서 95도 사이이고 바람직하게는 85도라는 점에서 항공기(1)와 상이하다.

또한, 각도(β)는 25도 내지 55도 범위이며, 바람직하게는 40도이다.

각도(γ)는 65도와 95도 사이이며, 바람직하게는 85도이다.

바람직하게는, 회전자(6b, 6e)는 Y-축에 가까운 위치에 배치된다.

마지막으로 날개(8a, 8b)는 동체(2)의 각각의 측면에서 돌출된다. 구체적으로 날개(8a, 8b)는 Y-축에 가까운 위치에서 동체(2)의 각각의 측면에서 돌출된다. 바람직하게는, 각각의 날개(8a, 8b)는 각각의 회전자(6e, 6b)를 적어도 부분적으로 유지하도록 구성된다.

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

도 24를 참조하면, 도면부호 1''''''''''은 본 발명의 제 11 실시예에 따른 수직 이착륙이 가능한 항공기를 나타낸다.

항공기(1''''''''')는 항공기(1)와 유사하며 항공기(1''''''''', 1) 사이의 차이점만 아래에서 설명하며, 항공기(1'''''''', 1)의 동일하거나 균등한 부분은 가능한 경우 동일한 참조 번호로 표시된다.

항공기(1''''''''')는 각도(α)가 25도에서 60도 사이이며 바람직하게는 40도라는 점에서 항공기(1)와 상이하다.

각도(γ)는 75도에서 100도 사이이며, 바람직하게는 95도이다.

바람직하게는, 각도 α, β, γ는 서로 상이한 방식으로 각각의 범위에서 선택된다.

바람직하게는, 회전자(6b, 6e)는 Y-축에 대해 더 낮은 위치에 배치된다. 보다 바람직하게는, 회전자(6a, 6d 및 6b, 6e)는 Y-축에 대해 더 낮은 위치에 배치된다.

마지막으로, 날개(8a, 8b)는 동체(2)의 각각의 측면으로부터, 바람직하게는 Y-축에 대해 더 낮은 위치에서 또는 상기 동체(2)의 하부에서 돌출된다.

도 25를 참조하면, 도면부호 1'''''''''''은 본 발명의 제 12 실시예에 따른 수직 이착륙이 가능한 항공기를 나타낸다.

항공기(1''''''''''')는 항공기(1)와 유사하며 항공기(1''''''''''', 1)의 차이점만 아래에서 설명될 것이며, 항공기(1'''''''''', 1')의 동일하거나 동등한 부품은 가능한 경우 동일한 참조 번호로 표시된다.

항공기(1''''''''''')는 각도(α)가 75도에서 100도 사이이며 바람직하게는 90도라는 점에서 항공기(1)와 상이하다.

또한, 각도(β)는 45도 내지 75도 범위이며, 바람직하게는 60도이다.

각도(γ)는 25도에서 60도 사이이며, 바람직하게는 40도이다.

바람직하게는, 각도(α, β, γ)는 서로 상이한 방식으로 각각의 범위에서 선택된다.

바람직하게는, 회전자(6b, 6e)는 동체(2)의 낮은 위치에 배치된다.

마지막으로, 날개(8a, 8b)는 동체(2)의 각각의 측면으로부터, 바람직하게는 동체(2)의 하부에서 돌출된다.

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

도 26 및 도 27을 참조하면, 도면부호 1'''''''''''''은 본 발명의 제 13 실시예에 따른 수직 이착륙이 가능한 항공기를 나타낸다. 도 26은 항공기(1'''''''''''')의 후면도를 개략적으로 보여준다.

항공기(1'''''''''''')는 회전자(6a, 6d)의 축(E, H); 회전자(6b, 6e)의 축(F, I; 도시안됨); 회전자(6c, 6f)의 축(G, J)이 서로에 대해 경사져 있다는 점에서 항공기(1)와 상이하다.

더 자세하게, 축(E, H; F, I; G, J)는 축(Z)에 대해 대칭으로 배열된다.

훨씬 더 정확하게는, 축(E, H; F, I; G, J)은 축(Z)에 대해 서로 발산하며, 언더캐리지(10)에서 날개(8a, 8b)를 향해 또는 항공기(1'''''''''''')의 하부 부분으로부터 항공기(1'''''''''''')의 상부 부분을 향해 상방으로 그리고 평행하게 진행한다.

도시된 실시예에서, 축(E, H; F, I; 및 G, J)은 축(X)과 함께 75도에서 85도 사이, 바람직하게는 80도인 동일한 예각(ε1)을 정의된다.

항공기(1'''''''''''')의 작동은 추력(T1, T4; T2, T5; T3, T6)이 어떠한 요잉 토크를 생성하지 않는 구성으로서 시작하여 다음과 같은 방식으로 요잉 각도가 제어된다는 점에서 항공기(1)의 작동과 상이하다(도 27):

- 회전자(6a)는 도 27에서 시계방향으로 제 1 방향으로 회전하고, 회전자(6d)는 도 27에서 반시계 방향으로 제 2 방향으로 회전하고;

- 회전자(6c)는 제 2 방향으로 회전하고 회전자(6f)는 제 1 방향으로 회전하고;

- 회전자(6a)에 의해 생성된 추력(T1)은 제 1 값을 가정하고(assume) 회전자(6d)에 의해 생성된 추력(T4)은 제 1 값보다 큰 제 2 값을 가정하고;

- 회전자(6c)에 의해 생성된 추력(T3)은 제 2 값을 가정하고 회전자(6d)에 의해 생성된 추력(T6)은 제 1 값을 가정한다.

이러한 방식으로, 추력(T1, T4) 사이의 벡터 합은 제 1 방향으로 제 1 성분(T4x-T1x)을 갖고 추력(T3, T6) 사이의 벡터 합은 제 1 방향과 반대인 제 2 방향으로 성분(T3x-T6x)을 갖는다.

축(X)에 평행한 제 1 구성 요소(T4x-T1x) 및 제 2 구성 요소(T3x-T6x)는 축(Z)에 대해 요잉 토크(C₁)를 생성하여 필요에 따라 항공기(1'''''''''')의 요잉 각도를 조정할 수 있다.

축(Z)에 대한 결과적인 요잉 토크(C₁)의 방향은 제 1 및 제 2 방향의 배향에 따라 달라진다.

또한, 동일한 제 2 방향으로 회전하는 각각의 회전자(6d, 6c)에 의해 추력(T1, T6)보다 큰 추력(T4, T3)이 발생하기 때문에 축(Z)에 평행한 성분을 갖는 반력 토크(C₂)가 발생한다.

요잉 토크(C₁)와 동일한 방향으로 지향하는 반력 토크(C₂)는 항공기(1'''''''''')의 요잉을 완화하고 기여한다.

더욱이, 회전자(6b, 6e)(도 26 및 27에는 도시되지 않음)는 특정 작동 동안 요잉-각도 비율이 요구될 때 또는 예를 들어 항공기(1''''''''''')의 균형 제어(CG 위치)시 또는 축(Y)에 대한 롤을 축(Z)에 대한 요잉에 조합하기 위해 편리하게 회전자(6a, 6d 또는 6c, 6f)와 동일한 방식으로 제어될 수 있다. 따라서, 추력(T2, T5)은 추력(T1, T4)(또는 T3, T6)와 동일하다.

도 28 및 도 29를 참조하면, 도면부호 1'''''''''''''은 본 발명의 제 14 실시예에 따른 수직 이착륙이 가능한 항공기를 나타낸다.

항공기(1''''''''''''')는 축(E, H, F, I 및 G, J)이 축(Z)에 대해 서로 수렴하여 랜딩 기어(10)에서 날개(8a, 8b)를 향해 또는 항공기(1''''''''''''')의 하부로부터 항공기(1''''''''''''')의 상부를 향해 축(z)으로부터 상방으로 평행하게 진행한다는 점에서 항공기(1)과 상이하다.

도시된 실시예에서, 축(E, H; F, I 및 G, J)은 축(X)와 함께 75도에서 85도 사이, 바람직하게는 80도인 동일한 예각(ε1)을 정의된다.

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

항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''') 및 본 발명에 따른 제어 방법의 특성 조사에서, 이에 의해 달성될 수 있는 이점은 명백하다.

특히, 회전자(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f, 6g', 및 6h')의 축(E, F, G, H, I, J, K, L, M 및 N)은 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''')에 대해 고정된다.

즉, 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''')는, 헬리콥터 또는 전환식 비행기에서 발생하는 것과 달리 그리고 공지된 유형의 VTOL 항공기에서 발생하는 것과 달리 엔진 배기 방향을 지정할 필요 없이, 추력(T1, T2, T3, T4, T5, T6, T7, T8, T9 및 T10)의 기울기를 변경할 필요 없이 이륙, 착륙, 호버링, 전방 비행 또는 모든 비행 체제를 취할 수 있다.

이는 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''')가 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''')에 대한 축(E, F, G, H, I, J, K, L, M, 및 N)의 배향을 변경하지 않고 이들의 모듈러스 및 방향을 간단히 변경하지 않음으로써 추력(T1, T2, T3, T4, T5, T6, T7, T8, T9 및 T10)의 추력 벡터(T)를 조정할 수 있다.

결과적으로, 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''')는 특히 제조하기가 간단하고 공지된 유형의 항공기보다 가벼우며 이 설명의 도입 부분에 나타난다.

또한, 제 1 자세와 제 2 자세 모두에서 추력(T1, T2, T3, T4, T5, T6, T7, T8, T9 및 T10)을 간단히 조정함으로써, 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''')의 Y-축을 중심으로 한 롤링, X-축을 중심으로 한 피칭, 및 Z-축을 중심으로 요잉을 제어할 수 있다. 이것은 추가 제어 표면에 대한 필요성을 제거하거나 적어도 실질적으로 감소시킬 수 있다.

또한, 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''')는 특히 효율적이다. 이는 각각의 비행 체제에서 회전자(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f, 6g' 및 6h')가 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''')의 비행에 필요한 양력 및/또는 추력 생성에 기여하고 X-Y-Z 축에 대한 기동성을 부여한다. 이러한 방식으로, 실질적으로 모든 추력(T1, T2, T3, T4, T5, T6, T7, T8, T9 및 T10)은 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''')의 작동 목적에 유용하여, 불필요한 공기 역학적 저항의 존재를 줄인다.

또한, 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''')는 디자인 제약이 거의 없으므로 특히 다용도로 사용된다. 보다 구체적으로, 상이한 기하학적 구조 및 형상 및/또는 상이한 유형의 날개(8a 및 8b), 및/또는 회전자(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f, 6g' 및 6h')를 위한 연소 또는 하이브리드 또는 유압 동력 구동 장치를 갖는 동체(2)는 회전자(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f, 6g' 및 6h')의 위치 및 크기에 실질적으로 영향을 미치지 않으면서, 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''')에 사용할 수 있다.

회전자(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f, 6g' 및 6h')가 서로 독립적으로 구동 및 조정되기 때문에, 항공기(1, 1')는 분산 전기 추진 시스템에 특히 적합하며 중복성 및 무게 및 복잡성 감소의 면에서 장점이 명확하다.

항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''')는 호버링 상태와 관련하여 전방 비행 조건에서 더 기수를 아래로 향하는 자세를 취하므로 더 나은 승객 편안함을 제공한다.

회전자(6a, 6d)의 축(E, H); 회전자(6b, 6e)의 축(F, I); 및 도 26 및 27에 도시된 항공기(1'''''''''''')의 회전자(6c, 6f)의 축(G, J)(도 28 및 도 29에 도시된 항공기(1'''''''''''''))는 축(Z)에 대해 서로 발산(수렴)한다.

따라서, 추력(T1, T4)의 벡터 합의 제 1 성분(T4x-T1x)이 축(X)에 평행한 제 1 방향으로 향하고 추력(T3, T6)의 벡터 합의 제 2 성분(T3x-T6x)이 제 1 방향과 반대인 제 2 방향으로 향하도록 회전자(6a, 6d)를 제어할 수 있다.

이러한 방식으로, 제 1 성분(T4x-T1x) 및 제 2 성분(T3x-T6x)는 축(Z)에 평행하고 항공기(1'''''''''''', 1''''''''''''' )의 요잉 각도를 제어하는 데 사용할 수 있는 요잉 토크(C₁)를 생성한다.

또한, 추력(T1, T6)보다 큰 추력(T4, T3)이 동일한 제 2 방향으로 회전하는 회전자(6d, 6c)에 의해 생성되기 때문에, 반작용 토크(C₂)는 요잉 토크(C₁)와 동일한 방향으로 생성되어 결과적인 요잉 토크를 증가시키고 항공기(1'''''''''''', 1''''''''''''')의 요잉을 완화한다.

또한, 요잉 토크(C₁)와 동일한 방향으로 생성되는 반작용 토크(C₂)는 항공기(1)의 회전자(6a, 6b, 6c, 6d, 6e 및 6f)의 비-발산 또는 비-수렴 구성보다 낮은 에너지를 사용하여, 항공기(1'''''''''''', 1''''''''''''')의 축(Z)에 대한 요잉 각도를 제어할 수 있게 한다.

마지막으로, 수정 및 변형이 청구범위에 의해 정의된 범위로부터 벗어나지 않으면서 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''') 및 본원에 제시된 제어 방법에 대한 수정 및 변형이 가능하다는 것이 분명하다.

특히, 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''')는 동체(2)에 승무원을 수용하거나 원격 조종하여 OVA를 정의하도록 설계될 수 있다. 이 마지막 경우에, 동체(2)는 다양한 유형의 장비를 수용하도록 설계된다.

또한, 다른 비행 체제에서 필요한 추력 벡터(T)는 설명된 것과 상이한 추력(T1, T2, T3, T4, T5, T6, T7, T8, T9 및 T10)의 벡터 합을 통해 얻을 수 있다.

또한, 항공기(1''', 1''''', 1'''''')는 언더캐리지(110'''')와 유사하게 표시되지 않은 언더캐리지를 포함할 수 있다.

마지막으로, 축(Z)에 대해 서로 수렴하거나 발산하는 축(E, H; F, I; G, J )이 순전히 비제한적인 예로서 도 1, 12, 14, 16, 17, 19, 20, 21, 22, 24에 도시된 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1'''''''''') 상에 구현될 수 있다.

Claims

수직 이착륙할 수 있는 항공기(aircraft)(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''', 1''''''''''''''')로서,
- 제 1 축(E, F, G, H, I, J; E , F, K, L, G, H, I, M, N, J)을 따라 지향된 제 1 추력(thrust)(T1, T2, T3, T4, T5, T6; T1, T2, T7, T8, T3, T4, T5, T9, T10, T6)을 생성하도록 구성된 제 1 추진 유닛(propulsion unit)(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f); 및
- 제2 축(E, F, G, H, I, J; E , F, K, L, G, H, I, M, N, J)을 따라 지향된 제 2 추력(T1, T2, T3, T4, T5, T6; T1, T2, T7, T8, T3, T4, T5, T9, T10, T6)을 생성하도록 구성된 제 2 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f)을 포함하고,
상기 제 1 및 제 2 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f)은 서로에 대해 독립적으로 조정 가능한 방식으로 상기 제 1 및 제 2 추력(T1, T2, T3, T4, T5, T6; T1, T2, T7, T8, T3, T4, T5, T9, T10, T6)을 생성하도록 서로 독립적인 방식으로 작동되도록 구성되고,
상기 제 1 축 및 제 2 축(E, F, G, H, I, J; E, F, K, L, G, H, I, M, N, J)은 상기 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''')의 제 1 길이 방향(Y)에 대해 서로 경사져 있고,
각각의 상기 제 1 추력 및 제 2 추력(T1, T2, T3, T4, T5, T6; T1, T2, T7, T8, T3, T4, T5, T9, T10, T6)의 상기 제 1 축 및 제 2 축(E, F, G, H, I, J; E, F, K, L, G, H, I, M, N, J)은 상기 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''')에 대해 고정되고,
상기 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''')는 상기 제 1 길이 방향(Y)을 따라 서로 대향하여 배열된 기수(nose; 3) 및 테일(tail; 4)을 더 포함하고;
상기 제 1 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f)은 상기 제 2 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f)과 상기 기수(3) 사이에 상기 제 1 길이 방향(Y)에 평행하게 개재되고; 상기 제 2 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f)은 상기 테일(4)과 상기 제 1 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f) 사이에 상기 제 1 길이 방향(Y)에 평행하게 개재되고;
상기 제 1 축 및 제 2 축(E, F, G, H, I, J; E, F, K, L, G, H, I, M, N, J; E, G, H, J)은 서로 상이한 제 1 및 제 2 각도(α, β) 각각에 의해 상기 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''')의 상기 제 1 길이 방향(Y)에 대해 서로 경사지고;
상기 제 1 각도(α)는 상기 제 1 축(E, F, G, H, I, J; E, F, K, L, G, H, I, M, N, J)으로부터 상기 기수(3)를 향해 배향되고; 상기 제 2 각도(β)는 상기 제 1 축(E, F, G, H, I, J; E, F, K, L, G, H, I, M, N, J)으로부터 상기 기수(3)를 향하여 배향되고,
상기 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''')는:
- 사용 중, 이륙/착륙 및/또는 호버링(hovering) 상태 동안, 취해지는(assumed) 제 1 자세(attitude)로서, 상기 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''')는 사용 중 수직하게 배열되는 제 2 방향(V)을 따라 가동되는, 제 1 자세; 및,
- 사용 중, 전방 비행 상태 동안, 취해지는 제 2 자세로서, 상기 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''')는 상기 제 2 방향(V)에 대해 횡방향으로 제 3 방향(O)을 따라 가동되는, 제 2 자세 사이에서 선택적으로 가동되고;
상기 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''', 1''''''''''''')는 상기 제 1 방향(Y)에 대해 평행한 경사를 통해 상기 제 1 및 제 2 자세 사이에서 가동되고;
상기 제 1 및 제 2 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f) 사이에 상기 제 1 방향(Y)에 평행하게 개재된 제 3 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f)을 포함하고,
상기 제 3 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f)은 사용 중, 상기 제 1 방향(Y)에 대해 제 3 각도(γ) 만큼 경사진 제 3 축(E, F, G, H, I, J; E, F, K, L, G, H, I, M, N, J)을 따라 제 3 추력(T1, T2, T3, T4, T5, T6; T1, T2, T7, T8, T3, T4, T5, T9, T10, T6)을 생성하고,
상기 제 3 각도(γ)는 상기 기수(3)를 향해 상기 제 3 축(E, F, G, H, I, J; E, F, K, L, G, H, I, M, N, J)에 의해 배향되는 것을 특징으로 하는, 수직 이착륙할 수 있는 항공기.
제 1 항에 있어서,
상기 제 1 자세에서, 상기 제 1 또는 제 2 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f) 중 적어도 하나(6a, 6c, 6d, 6f; 6a, 6g', 6h', 6c, 6d, 6i', 6j', 6f)는 비활성화되고, 상기 제 1 또는 제 2 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f) 중 다른 하나(6b, 6e; 6g', 6i')는 상기 제 2 방향(V)에 대해 평행한 각각의 상기 제 1 또는 제 2 추력(T2, T5; T8, T10)을 생성하는 것을 특징으로 하는, 수직 이착륙할 수 있는 항공기.
제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
상기 제 1 자세에서, 상기 제 1 및 제 2 추진 유닛(6a, 6c; 6d, 6f)은 상기 제 2 방향(V)에 대해 각각의 서로 반대되는 측면에 배열되고, 특히, 상기 제 2 방향(V)에 대해 대칭적으로 배열되는 것을 특징으로 하는, 수직 이착륙할 수 있는 항공기.
제 3 항에 있어서,
상기 제 1 및 제 2 추진 유닛(6a, 6c; 6d, 6f)은 모듈러스(modulus)가 서로 동일한 각각의 상기 제 1 및 제 2 추력(T1, T3; T4, T6)을 생성하도록 제어되는 것을 특징으로 하는, 수직 이착륙할 수 있는 항공기.
제 1 항 내지 제 4 항 중 어느 한 항에 있어서,
페이로드(payload)용 하우징(housing; 2)을 포함하고; 상기 제 1 및 제 2 추진 유닛(6a, 6b, 6c; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c)은 상기 하우징(2)의 제 1 측면에 배열되고; 적어도 추가적인 제 1 추진 유닛 및 상기 하우징(2)의 상기 제 1 측면에 대향하는 제 2 측면에 배열된 적어도 추가적인 제 2 추진 유닛(6d, 6e, 6f; 6d, 6e, 6i', 6j', 6f)을 포함하는 것을 특징으로 하고; 및/또는
상기 제 1 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f)이 상기 각각의 제 1 축(E, F, G, H, I, J; E, F, K, L, G, H, I, M, N, J)을 중심으로 회전 가능한 회전자(rotor)인 것을 특징으로 하는, 수직 이착륙할 수 있는 항공기.
제 1 항 내지 제 5 항 중 어느 한 항에 있어서,
추가의 제 1 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f) 및 추가의 제 2 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f)를 포함하고;
상기 제 1 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f) 및 상기 추가의 제 1 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f)이 각각의 제 1 축(E, H; E, H)을 따라 지향된 각각의 제 1 추력을 생성하도록 구성된 각각의 상기 제 1 회전자(6a, 6d; 6a, 6d)를 포함하고, 상기 제 1 회전자(6a, 6d; 6a, 6d)는 각각의 제 1 축(E, H; E, H)을 중심으로 회전 가능하고;
- 상기 제 2 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f) 및 상기 추가의 제 2 추진 유닛(6a , 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f)은 각각의 제 2 축(F, I; F, I)을 따라 지향된 각각의 제 2 추력(T2, T5; T2, T5)을 생성하도록 구성된 각각의 상기 제 2 회전자(6b, 6e; 6b, 6e)를 포함하고, 상기 제 2 회전자(6b, 6e; 6b, 6e)는 각각의 제 2 축(F, I; F, I)을 중심으로 회전 가능하고;
상기 제 1 및 제 2 회전자(6a, 6d; 6b, 6e)는 서로에 대해 독립적으로 조정 가능한 방식으로 상기 제 1 및 제 2 추력(T1, T4, T2, T5; T1, T4, T2, T5)을 생성하도록 서로 독립적인 방식으로 작동되도록 구성되고,
상기 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''')는
- 상기 하우징(2)을 정의하고 상기 기수(3) 및 상기 테일(4)이 제공된 동체(2); 및
- 상기 동체(2)의 측면에 배열되고 상기 동체(2)로부터 캔틸레버 방식(cantilever fashion)으로 돌출된, 한 쌍의 날개(8a, 8b)를 더 포함하고,
상기 제 1 회전자(6a, 6d; 6a, 6d)는 상기 제 2 회전자(6b, 6e; 6b, 6e)와 상기 기수(3) 사이에 상기 제 1 방향(Y)에 대해 평행하게 개재되고; 상기 제 2 회전자(6b, 6e; 6b, 6e)는 상기 테일(4)과 상기 제 1 회전자(6a, 6d; 6a, 6d) 사이에 상기 제 1 방향(Y)에 대해 평행하게 개재되고;
상기 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''')는 추가적인 제 3 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f)을 더 포함하고,
상기 제 3 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f) 및 상기 추가의 제 3 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f) 은 상기 제 1 및 제 2 회전자(6a, 6d, 6b, 6e; 6a, 6d, 6b, 6e) 사이에 상기 제 1 방향(Y)에 평행하게 개재된 각각의 제 3 회전자(6c, 6f; 6c, 6f)를 포함하고,
상기 제 3 회전자(6c, 6f; 6c, 6f)는, 사용중, 상기 제 1 방향에 대해 상기 제 3 각도(γ)만큼 경사진 각각의 제 3 축(G, J; G, J)을 따라 각각의 제 3 추력(T3, T6; T3, T6)을 생성하고, 상기 제 3 회전자(6c, 6f; 6c, 6f)는 각각의 제 3 축(G, J; G, J)을 중심으로 회전 가능하고;
상기 제 3 각도(γ)는 상기 기수(3)를 향한 상기 제 3 축(G, J; G, J)에 의해 배향되고;
상기 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''')는 상기 제 1 회전자(6a, 6d; 6a, 6d), 제 2 회전자(6b, 6e; 6b, 6e), 및 제 3 회전자(6c, 6f; 6c, 6f)의 제 1 작동 구성을 통해 상기 제 1 자세로 배열되고, 여기서:
- 상기 제 2 회전자(6b, 6e; 6b, 6e)는 각각의 제 2 축(F, I; F, I)이 상기 제 2 방향(V)에 평행하고 각각의 제 2 추력(T2, T5; T2, T5)이 서로 동일하도록 배향되고;
- 상기 제 1 회전자(6a, 6d; 6a, 6d)는 각각의 제 1 축(E, H; E, H)이 상기 제 2 방향(V)에 대해 제 4 각도(δ₁)만큼 경사지고 각각의 제 1 추력(T1, T4; T1, T4)은 서로 동일하도록 배향되고; 그리고
- 상기 제 3 회전자(6c, 6f; 6c, 6f)는 각각의 제 3 축(G, J; G, J)이 상기 제 2 방향(V)에 대해 제 5 각도(ω1)만큼 경사지고 각각의 제 3 추력(T3, T6; T3, T6)이 서로 동일하도록 배향되고;
상기 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''')는 상기 제 1 회전자(6a, 6d; 6a, 6d), 제 2 회전자(6b, 6e; 6b, 6e), 및 제 3 회전자(6c, 6f; 6c, 6f)의 제 2 작동 구성을 통해 상기 제 2 자세로 배열되고, 여기서:
- 상기 제 1 회전자(6a, 6d; 6a, 6d)는 각각의 제 1 축(E, H; E, H)이 서로 동일한 상기 제 2 방향(V)에 대해 각각의 제 3 각도(δ2)만큼 경사지고 서로 동일하고, 동일한 모듈러스를 갖고, 상기 테일(4)에서 상기 기수(3)를 향하는 제 3 방향(O)에 평행한 제 1 성분 및 상기 제 2 방향(V)에 대해 평행한 제 1 성분을 갖는 각각의 제 1 추력(T1, T4; T1, T4)을 생성하도록 배향되고;
- 상기 제 2 회전자(6b, 6e; 6b, 6e)는 각각의 상기 제 2 축(F, I; F, I)이 상기 제 3 회전자(6c, 6f; 6c, 6f)의 상기 제 3 축(G, J; G, J)의 대응하는 제 5 각도(ω2)보다 더 큰 각각의 제 4 각도 만큼 상기 제 2 방향(V)에 대해 경사지고, 서로 동일하고, 동일한 모듈리스를 갖고, 상기 제 3 방향(O)에 평행한 제 2 성분 및 상기 제 2 방향(V)에 대해 평행한 제 2 성분을 갖는 각각의 추력(T2, T5; T2, T5)을 생성하도록 배향되고; 그리고
- 상기 제 3 회전자(6c, 6f; 6c, 6f)는 각각의 제 3 축(G, J; G, J) 및 각각의 상기 추력(T3, T6; T3, T6)이 상기 제 2 방향(V)에 평행하도록 배향되는 것을 특징으로 하는, 수직 이착륙할 수 있는 항공기.
제 1 항 내지 제 6 항 중 어느 한 항에 있어서,
카나드 구성을 가지며, 동체(2) 및 상기 기수(3)에서 측방향으로 돌출된 한 쌍의 공기역학적 표면(100''', 100'''', 100''''', 100'''''')을 포함하는 것을 특징으로 하는, 수직 이착륙할 수 있는 항공기.
제 7 항에 있어서,
상기 제 1 회전자(6a, 6d)는 상기 각각의 공기역학적 표면(100''', 100'''', 100''''', 100'''''')에 의해 지지되는 것을 특징으로 하는, 수직 이착륙할 수 있는 항공기.
제 8 항에 있어서,
상기 제 1 회전자(6a, 6d)는 상기 동체(2)의 반대쪽에 있는 상기 공기역학적 표면(100''', 100'''', 100''''', 100'''''')의 각각의 단부(102''', 102'''', 102''''', 102''''')에 의해 지지되는 것을 특징으로 하는, 수직 이착륙할 수 있는 항공기.
제 8 항에 있어서,
상기 공기역학적 표면(100''', 100'''', 100''''', 100'''''')은 각각의 자유 단부(102''', 102'''', 102''''', 102'''''')를 포함하고,
각각의 상기 제 1 회전자(6a, 6d)가 상기 동체(2)와 상기 상대적인 자유 단부(102''', 102'''', 102''''', 102'''''') 사이에 개재되는 것을 특징으로 하는, 수직 이착륙할 수 있는 항공기.
제 8 항 내지 제 10 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 제 1 회전자(6a, 6d)는 보호되는 것을 특징으로 하는, 수직 이착륙할 수 있는 항공기.
제 9 항 내지 제 11 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 각각의 자유 단부(102''''')는 평면인 것을 특징으로 하는, 수직 이착륙할 수 있는 항공기.
제 9 항 내지 제 11 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 각각의 단부(102'''''')는 상기 동체(2)에 대해 반대쪽에서 오목한 것을 특징으로 하는, 수직 이착륙할 수 있는 항공기.
제 7 항 내지 제 13 항 중 어느 한 항에 있어서,
각각의 상기 공기역학적 표면(100'''')에 의해 지지되는 한 쌍의 부가적인 언더캐리지(110'''')를 포함하는 것을 특징으로 하는, 수직 이착륙할 수 있는 항공기.
제 14 항에 있어서,
상기 추가 언더캐리지(110'''')는 각각의 상기 제 1 회전자(6a, 6d) 아래에 배열되는 것을 특징으로 하는, 수직 이착륙할 수 있는 항공기.
제 1 항 내지 제 15 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 제 1 각도(α)는 25도 내지 40도 범위이고 바람직하게는 40도이고,
상기 제 2 각도(β)는 75 내지 105도 범위이고 바람직하게는 90도이고,
상기 제 3 각도(γ)는 75 내지 115도 범위이고 바람직하게는 95도인 것을 특징으로 하는, 수직 이착륙할 수 있는 항공기.
제 1 항 내지 제 15 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 제 1 각도(α)는 75도와 100도 사이의 범위이고 바람직하게는 95도이고,
상기 제 2 각도(β)는 75 내지 100도 범위이고 바람직하게는 90도이고,
상기 제 3 각도(γ)는 25도 내지 65도 범위이고 바람직하게는 45도인 것을 특징으로 하는, 수직 이착륙할 수 있는 항공기.
제 1 항 내지 제 15 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 제 1 각도(α)는 70도와 95도 사이의 범위이고 바람직하게는 85도이고,
상기 제 2 각도(β)는 25 내지 55도 범위이고 바람직하게는 40도이고,
상기 제 3 각도(γ)는 65도와 95도 사이이며 바람직하게는 85도인 것을 특징으로 하는, 수직 이착륙할 수 있는 항공기.
제 1 항 내지 제 15 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 제 1 각도(α)는 25도와 60도 사이의 범위이고 바람직하게는 40도이고,
상기 제 2 각도(β)는 75 내지 100도 범위이고 바람직하게는 90도이고;
상기 제 3 각도(γ)는 75 내지 100도 범위이고 바람직하게는 95도인 것을 특징으로 하는, 수직 이착륙할 수 있는 항공기.
제 1 항 내지 제 15 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 제 1 각도(α)는 75도와 100도 사이의 범위이고 바람직하게는 90도이고,
상기 제 2 각도(β)는 45 내지 75도 범위이고 바람직하게는 60도이고;
상기 제 3 각도(γ)는 25 내지 60도 범위이고 바람직하게는 40도인 것을 특징으로 하는, 수직 이착륙할 수 있는 항공기.
제 1 항 내지 제 20 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 제 1 축(E, H) 및/또는 상기 제 2 축(F, I) 및/또는 상기 제 3 축(G, J)은 서로에 대해 경사지는 것을 특징으로 하는, 수직 이착륙할 수 있는 항공기.
제 21 항에 있어서,
상기 제 1 축(E, H) 및/또는 상기 제 2 축(F, I) 및/또는 상기 제 3 축(G, J)은 상기 제 1 방향(Y) 및 상기 제 4 축(X)에 직교하는 제 5 축(Z)에 대해 대칭인 것을 특징으로 하는, 수직 이착륙할 수 있는 항공기.
제 22 항에 있어서,
상기 제 1 축(E, H) 및/또는 상기 제 2 축(F, I) 및/또는 상기 제 3 축(G, J)은 상기 제 5 축(z)에 대해 수렴 또는 발산하여, 상기 언더캐리지(10)로부터 상기 날개(8a, 8b)로 상방으로 진행하는 것을 특징으로 하는, 수직 이착륙할 수 있는 항공기.
제 23 항에 있어서,
상기 제 1 축(E, H) 및/또는 상기 제 2 축(F, I) 및/또는 상기 제 3 축(G, J)은 상기 제 4 축(X)과 75도 및 85도 범위의 제 6의 예각(ε1)을 정의하고, 상기 제 6 각도(ε1)는 바람직하게는 80도인 것을 특징으로 하는, 수직 이착륙할 수 있는 항공기.
제 1 항 내지 제 24 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 제 3 각도(γ)는 상기 제 1 각도(α)보다 크고 상기 제 2 각도(β)보다 작은 것을 특징으로 하는, 수직 이착륙할 수 있는 항공기.
수직 이착륙을 할수 있는 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''')를 제어하는 방법으로서,
i) 제 1 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f)에 의해 제 1 축(E, F, G, H, I, J; E, F, K, L, G, H, I, M, N, J; E, G, H, J)을 따라 지향되는 제 1 추력(T1, T2, T3, T4, T5, T6; T1, T2, T7, T8, T3, T4, T5, T9, T10, T6; T1, T3, T4, T6)을 생성하는 단계;
ii) 상기 제 1 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f)과 독립적으로 작동될 수 있는 제 2 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f)에 의해 제 2 축(E, F, G, H, I, J; E, F, K, L, G, H, I, M, N, J; E, G, H, J)을 따라 지향되는 제 2 추력(T1, T2, T3, T4, T5, T6; T1, T2, T7, T8, T3, T4, T5, T9, T10, T6)을 생성하는 단계; 및
iii) 상기 제 1 추력 및 제 2 추력(T1, T2, T3, T4, T5, T6; T1, T2, T7, T8, T3, T4, T5, T9, T10, T6)을 서로 독립적으로 조절하는 단계로서, 상기 제 1 축 및 제 2 축(E, F, G, H, I, J; E, F, K, L, G, H, I, M, N, J)은 상기 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''')의 제 1 길이 방향(Y)에 대해 서로 경사지는, 단계,
iv) 상기 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''')에 대해 고정된 각각의 상기 제 1 및 제 2 추력(T1, T2, T3, T4, T5, T6; T1, T2, T7, T8, T3, T4, T5, T9, T10, T6)의 상기 제 1 및 제 2 축(E, F, G, H, I, J; E, F, K, L, G, H, I, M, N, J)을 유지하는 단계를 포함하고,
상기 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''')는 상기 제 1 방향(Y)을 따라 배열되고 서로 마주하는 기수(3) 및 테일(4)을 더 포함하고,
상기 제 1 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f)은 상기 기수(3)와 상기 제 2 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f; 6a, 6c) 사이에 상기 제 1 길이 방향(Y)에 평행하게 개재되고, 상기 제 2 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f)은 상기 제 1 추진 유닛((6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f)와 상기 테일(4) 사이에 상기 제 1 방향(Y)에 평행하게 개재되고,
상기 제 1 축 및 제 2 축(E, F, G, H, I, J; E, F, K, L, G, H, I, M, N, J)은 각각 서로 상이한 제 1 및 제 2 각도(α, β) 만큼 상기 항공기(1, 1')의 상기 제 1 길이 방향(Y)에 대해 서로 경사지고,
상기 제 1 각도(α)는 상기 제 1 축(E, F, G, H, I, J; E, F, K, L, G, H, I, M, N, J)으로부터 상기 기수(3)를 향하여 배향되고; 상기 제 2 각도(β)는 상기 제 1 축(E, F, G, H, I, J; E, F, K, L, G, H, I, M, N, J)으로부터 상기 기수(3)를 향하여 배향되고,
상기 제 1 각도(α)는 상기 제 2 각도(β)보다 작고;
상기 방법은 V) 상기 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''')를 - 이륙/착륙 및/또는 호버링 상태 동안 취해진 제 1 자세로서, 상기 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''')는, 사용 중, 수직으로 배열되는 제 2 방향(V)을 따라 가동되는, 제 1 자세; 및 전방 비행 상태 동안 취하는 제 2 자세로서, 상기 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''')가 상기 제 2 방향(V)에 대해 횡단하는 제 3 방향(O)을 따라 이동 가능한, 제 2 자세 사이에서 선택적으로 이동하는 단계를 포함하고,
상기 단계 iv)는 특히
v) 상기 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''')를 상기 제 1 방향(Y)에 대해 횡단하는 제 3 축(X)을 중심으로 기울여서 상기 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''')를 상기 제 1 자세와 상기 제 2 자세 사이에서 이동시키는 단계를 포함하는 방법에 있어서,
vi) 상기 제 1 및 제 2 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f) 사이에 제 3 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f)을 상기 제 1 방향(Y)에 평행하게 개재하는 단계; 및
vii) 상기 제 3 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f)에 의해, 제 3 각도(γ) 만큼 상기 제 1 길이 방향(Y)에 대해 경사진 제 3 축(E, F, G, H, I, J, E, F, K, L, G, H, I, M, N, J)을 따라, 제 3 추력(T1, T2, T3, T4, T5, T6; T1, T2, T7, T8, T3, T4, T5, T9, T10, T6)을 생성하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는, 방법.
제 26 항에 있어서,
viii) 상기 제 1 또는 제 2 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f) 중 적어도 하나(6a, 6c, 6d, 6f; 6a, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6f)를 비활성화하고 상기 제 1 또는 제 2 또는 제 3 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f)의 다른 하나(6b, 6e; 6g', 6i')에 의해 상기 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''')가 상기 제 1 자세에 있을 때 상기 제 2 방향(V)에 대해 평행한 각각의 상기 제 1 또는 제 2 추력(T2, T5; T8, T10)을 생성하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는, 방법.
제 26 항 또는 제 27 항에 있어서,
ix) 상기 제 1 방향(Y)에 대한, 상기 제 1 길이 방향(Y)에 대해 횡단하고 상기 항공기(1, 1')와 일체형인 제 4 방향(X)에 대한, 및 상기 제 4 및 제 5 방향(Y, Z)에 대해 횡단하는 제 5 방향(Z)에 대한 회전을 제어하도록 상기 제 1 및 제 2 추력(T1, T2, T3, T4, T5, T6; T1, T2, T7, T8, T3, T4, T5, T9, T10, T6)의 모듈러스를 조절하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는, 방법.
제 26 항 내지 제 28 항 중 어느 한 항에 있어서,
x) 각각의 상기 제 1 축(E, H; E, H)에 대해 회전가능한 각각의 상기 제 1 회전자(6a, 6d; 6a, 6d)로, 상기 제 1 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f) 및 추가의 제 1 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f)에 의해 각각의 제 1 축(E, H; E, H)을 따라 지향되는 각각의 제 1 추력(T1, T4; T1, T4)을 생성하는 단계;
xi) 상기 제 1 회전자(6a, 6d; 6a, 6d)와 독립적으로 작동될 수 있는 각각의 상기 제 2 회전자(6b, 6e; 6b, 6e)로, 상기 제 2 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f) 및 추가의 제 2 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f)에 의해 각각의 제 2 축(F, I; F, I)을 따라 지향되는 각각의 제 2 추력(T2, T5; T2, T5)을 생성하는 단계로서, 상기 제 2 회전자(6b, 6e; 6b, 6e)는 상기 각각의 상기 제 2 축(E, F; E, F)을 중심으로 회전 가능하고; 그리고
상기 항공기(1, 1')는:
- 상기 기수(3) 및 상기 테일(4)이 구비된 동체(2); 및
- 상기 동체(2)의 측면에 배열되고 상기 동체(2)로부터 캔틸레버 방식으로 돌출된 한 쌍의 날개(8a, 8b)를 포함하고;
상기 방법은 xii) 각각의 제 3 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f) 중 제 3 회전자(6c, 6f; 6c, 6f) 및 추가 추진 유닛(6a, 6b, 6c, 6d, 6e, 6f; 6a, 6b, 6g', 6h', 6c, 6d, 6e, 6i', 6j', 6f)을 상기 제 1 회전자(6a, 6d; 6a, 6d)와 상기 제 2 회전자(6b, 6e; 6b, 6e) 사이에 상기 제 1 길이 방향(Y)에 대해 평행하게 개재하는, 단계;
xii) 상기 제 3 회전자(6c, 6f; 6c, 6f)에 의해, 상기 제 1 방향(Y)에 대해 상기 제 3 각도(γ) 만큼 경사진 각각의 제 4 축(G, J; G, J)을 따라 각각의 제 3 추력(T3, T6; T3, T6)을 생성하는 단계,
xiii) 상기 제 1 회전자(6a, 6d), 제 2 회전자(6b, 6e), 및 제 3 회전자(6c, 6f)의 제 1 작동 구성을 통해 상기 제 1 자세로 상기 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''')를 배열하는 단계로서, 여기서:
- 상기 제 2 회전자(6b, 6e)는 각각의 제 2 축(F, I; F, I)이 상기 제 2 방향(V)에 평행하고 각각의 제 2 추력(T2, T5)이 서로 동일하도록 배향되고,
- 상기 제 1 회전자(6a, 6d)는 각각의 제 1 축(E, H; E, H)이 상기 제 2 방향(V) 및 각각의 제 1 추력(T1)에 대해 제 1 각도(δ₁)만큼 경사지도록 배향되고, 각각의 제 1 추력(T1, T4; T1, T4)이 서로 동일하고; 그리고
- 상기 제 3 회전자(6c, 6f)는 각각의 제 4 축(G, J; G, J)이 상기 제 2 방향(V)에 대해 제 2 각도(ω1) 만큼 경사지고 각각의 제 3 추력(T3, T6; T3, T6)이 서로 동일하도록 배향되는, 단계;
xiv) 상기 제 1 회전자(6a, 6d), 제 2 회전자(6b, 6e), 및 제 3 회전자(6c, 6f)의 제 2 작동 구성을 통해 상기 제 2 자세로 상기 항공기(1, 1', 1''', 1'''', 1''''', 1'''''', 1''''''', 1'''''''', 1''''''''', 1'''''''''', 1''''''''''', 1'''''''''''', 1''''''''''''')를 배열하는 단계로서, 여기서:
- 상기 제 1 회전자(6a, 6d)는 각각의 제 1 축(E, H)이 서로 동일한 각각의 제 3 각도(δ2)만큼 상기 제 2 방향(V)에 대해 경사지고, 서로 동일하고, 동일한 모듈러스를 갖고, 상기 테일(4)에서 상기 기수(3)를 향하는 제 3 방향(O)에 평행한 제 1 성분 및 상기 제 2 방향(V)에 평행한 제 1 성분을 갖는 각각의 제 1 추력(T1, T4)을 생성하도록 배향되고;
- 상기 제 2 회전자(6b, 6e)는 각각의 상기 제 2 축(F, I)이 상기 제 3 회전자(6c, 6f; 6c, 6f)의 상기 제 3 축(G, J)의 대응하는 제 5 각도(ω2)보다 큰 각각의 제 4 각도 만큼 상기 제 2 방향(V)에 대해 경사지고, 서로 동일하고, 동일한 모듈러스를 갖고, 상기 제 3 방향(O)에 대해 평행한 제 2 성분 및 상기 제 2 방향(V)에 대해 평행한 제 2 성분을 갖는 각각의 제 2 추력(T2, T5; T2, T5)을 생성하도록 배향되고; 그리고
- 상기 제 3 회전자(6c, 6f; 6c, 6f)는 각각의 제 3 축(G, J; G, J) 및 각각의 상기 추력(T3, T6; T3, T6)이 상기 제 2 방향(V)에 평행하도록 배향되는, 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는, 방법.
제 29 항에 있어서,
상기 제 1 회전자(6a; 6d) 중 하나(6a) 및 상기 제 3 회전자(6c; 6f) 중 하나(6c)가 상기 동체(2)의 동일한 제 1 측면에 배열되고,
상기 제 1 회전자(6a; 6d)의 또 다른 하나(6d)와 상기 제 3 회전자(6c; 6f)의 다른 하나(6f)는 상기 동체(2)의 상기 제 1 측면에 대향하는 동일한 제 2 측면에 배열되고;
상기 방법은
xv) 상기 제 4 방향(X)을 따라 제 4 차동 추력(T4x-T1x)을 생성하도록 상기 제 1 회전자(6a; 6d)에 의해 생성된 상기 제 1 추력(T1, T4)을 제어하는 단계; 및
xvi) 상기 제 4 차동 추력(T4x-T1x)과 반대 방향으로 그리고 상기 제 4 방향(X)을 따라 향하는 제 5 차동 추력(T3x-T6x)을 생성하도록 상기 제 3 회전자(6c; 6f)에 의해 생성된 상기 추력(T3, T6)을 제어하는 단계를 포함하고;
상기 제 4 및 제 5 차동 추력(T4x-T1x; T3x-T6x)은 상기 항공기(1'''''''''''', 1''''''''''''')에서 상기 제 5 축(Z)를 따라 토크를 생성하는 것을 특징으로 하는, 방법.
제 30 항에 있어서,
xvi) 상기 제 1 회전자(6a; 6d) 중 하나(6a)와 상기 제 3 회전자(6c; 6f) 중 다른 하나(6f)를 동일한 방향 및 제 4 추력(T1, T6))의 동일한 제 1 값으로 회전 구동하는 단계; 및
xvii) 상기 동일한 제 1 값보다 더 큰 추력(T3, T4)의 동일한 제 2 값으로, 상기 제 1 회전자(6a; 6d) 중 다른 하나(6d) 및 상기 제 3 회전자(6c; 6f) 중 하나(6c)를 상기 제 1 회전자(6a; 6d) 중 하나(6a) 및 상기 제 3 회전자(6c; 6f) 중 다른 하나(6f)의 회전 방향에 대한 반대의 동일한 추가 방향으로의 회전을 구동하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는, 방법.
제 26 항 내지 제 31 항 중 어느 한 항에 있어서,
상기 제 3 각도(γ)는 상기 제 1 각도(α)보다 크고 상기 제 2 각도(β)보다 작은 것을 특징으로 하는, 방법.