KR20220029554A - 수직 이착륙 항공기 - Google Patents
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Abstract
항공기는 기체, 틸트 메커니즘, 페이로드 하우징을 포함할 수 있고, 옵션 사항으로, 충격 감쇠기, 지상 지지 부재(예를 들면, 스트럿)의 세트, 동력 소스의 세트, 및 제어 요소의 세트를 포함할 수 있다. 기체는 로터의 세트 및 지지 부재의 세트를 포함할 수 있다.
Description
관련 출원에 대한 교차 참조
본 출원은 2019년 4월 25일자로 출원된 미국 가출원 제62/838,773호의 이익을 주장하는데, 이 가출원은 이 참조에 의해 그 전문이 원용된다. 본 출원은 2020년 2월 28일자로 출원된 미국 가출원 제62/983,445호의 이익을 주장하는데, 이 가출원은 이 참조에 의해 그 전문이 원용된다.
본 출원은, 2019년 12월 9일자로 출원된 미국 출원 제16/708,280호, 2019년 6월 3일자로 출원된 미국 출원 제16/430,163호 및 2019년 5월 10일자로 출원된 미국 출원 제16/409,653호에 관련되는데, 이들의 각각은 이 참조에 의해 그 전문이 원용된다.
기술 분야
본 발명은 일반적으로 항공 분야에 관한 것으로, 더 구체적으로는, 항공 분야에서의 새롭고 유용한 항공기에 관한 것이다.
도 1A는 호버 배열(hover arrangement)에 있는 시스템의 변형예의 상면도로부터의 개략적인 표현이다.
도 1B는 전진 배열(forward arrangement)에 있는 도 1A의 시스템의 변형예의 상면도로부터의 개략적인 표현이다.
도 1C는 호버 배열에 있는 도 1A의 시스템의 변형예의 측면도이다.
도 1D는 전진 배열에 있는 도 1B의 시스템의 변형예의 측면도이다.
도 2는 전진 구성과 호버 구성 사이에서 로터를 변환하는 시스템의 변형예의 개략적인 표현이다.
도 3A 및 도 3B는, 본 시스템의 변형예의, 항공기의 다양한 축을 각각 예시하는 상면도 및 측면도로부터의 개략적인 표현이다.
도 4A 내지 도 4H 각각은 전진 배열에 있는 기체(airframe)의 상이한 변형예의, 정면도로부터의 개략적인 표현이다.
도 5A 내지 도 5F 각각은 호버 배열에 있는 로터 배열의 상이한 변형예의, 상면도로부터의 개략적인 표현이다.
도 6A는, 양력 벡터(lift vector) 축이 무게 벡터(weight vector)에 정렬되고 전진 추력 벡터(thrust vector) 축이 항력 벡터(drag vector)에 정렬되는 전진 배열에 있는 항공기의 변형예의 측면도의 개략적인 표현이다.
도 6B는 양력 벡터 축이 무게 벡터에 정렬되는 호버 배열에 있는 항공기의 변형예의 측면도의 개략적인 표현이다.
도 7은 로터의 변형예의 측면도 표현이다.
도 8A, 도 8B 및 도 8C는, 각각, 횡방향 지지 부재(lateral support member)의 전방에 있는, 후방에 있는, 그리고 교차하는 반 횡방향 지지 부재(anti-lateral support member)를 갖는 변형예의 측면도 표현이다.
도 9는 방법의 변형예의 플로우차트 다이어그램이다.
도 10A 및 도 10B는, 각각, 전진 배열에 있는 시스템의 제1 및 제2 변형예의 정면도의 개략적인 표현이다.
도 11A는 승객 영역을 포함하는 페이로드 하우징의 변형예의 측면도의 개략적인 표현이다.
도 11B는 승객 영역을 포함하는 페이로드 하우징의 변형예의 측면도의 개략적인 표현이다.
도 12A는 호버 구성에서 후방 로터를 포함하는 항공기의 변형예의 상면도의 개략적인 표현이다.
도 12B는 전진 구성에서 후방 로터를 포함하는 항공기의 변형예의 상면도의 개략적인 표현이다.
도 12C는 호버 구성에서 후방 로터를 포함하는 항공기의 변형예의 측면도의 개략적인 표현이다.
도 12D는 전진 구성에서 후방 로터를 포함하는 항공기의 변형예의 측면도의 개략적인 표현이다.
도 13A 내지 도 13C는, 각각, 전진 구성, 천이(transition) 구성, 및 호버 구성에서 날개에 대한 로터 디스크 받음각(angle of attack)의 변형예의 개략적인 표현이다.
도 14A, 도 14B 및 도 14C는, 각각, 호버 구성에서 항공기의 변형예의 상면도의 개략적인 표현, 전진 구성에서 변형예의 상면도의 개략적인 표현, 및 호버 구성에서 변형예의 측면도의 개략적인 표현이다.
도 15A, 도 15B 및 도 15C는, 각각, 호버 구성에서 항공기의 변형예의 상면도의 개략적인 표현, 전진 구성에서 변형예의 상면도의 개략적인 표현, 및 호버 구성에서 변형예의 측면도의 개략적인 표현 표현이다.
도 16A, 도 16B 및 도 16C는, 각각, 호버 구성에서 항공기의 변형예의 상면도의 개략적인 표현, 전진 구성에서 변형예의 상면도의 개략적인 표현, 및 호버 구성에서 변형예의 측면도의 개략적인 표현이다.
도 17A, 도 17B 및 도 17C는, 각각, 호버 구성에서 항공기의 변형예의 상면도의 개략적인 표현, 전진 구성에서 변형예의 상면도의 개략적인 표현, 및 호버 구성에서 변형예의 측면도의 개략적인 표현이다.
도 18A 내지 도 18F는 상반각 날개(dihedral wing)를 포함하는 항공기의 변형예의 정면도의 개략적인 표현이다.
도 19A 내지 도 19F는 하반각 날개(anhedral wing)를 포함하는 항공기의 변형예의 정면도의 개략적인 표현이다.
도 20A 내지 도 20D는 예시적인 로터 회전 방향의 개략적인 표현이다.
도 21은 격리된 화물 영역을 포함하는 예시적인 페이로드 하우징의 측면도의 개략적인 표현이다.
도 22A는 횡방향 지지 부재와 반 횡방향 지지 부재 사이의 연결을 예시하는, 기체의 변형예의 측면도의 단면 표현이다.
도 22B는 기체의 변형예의 부분적인 개략적 표현이다.
도 22C는 기체의 변형예의 개략적인 표현이다.
도 23A 및 도 23B는, 각각, 전진 및 호버 구성에서 항공기의 변형예의 등각 투영도(isometric view)이다.
도 24A 및 도 24B는, 각각, 전진 및 호버 구성에서 항공기의 변형예의 등각 투영도이다.
도 25A 및 도 25B는, 각각, 호버 및 전진 구성에서 항공기의 변형예의 상면도이다.
도 25C 내지 도 25D는, 각각, 호버 및 전진 구성에서 항공기의 변형예의 정면도이다.
도 25E 내지 도 25F는, 각각, 호버 및 전진 구성에서 항공기의 변형예의 측면도이다.
도 25G는 전진 구성에서 항공기의 변형예의 측면도이다.
도 1B는 전진 배열(forward arrangement)에 있는 도 1A의 시스템의 변형예의 상면도로부터의 개략적인 표현이다.
도 1C는 호버 배열에 있는 도 1A의 시스템의 변형예의 측면도이다.
도 1D는 전진 배열에 있는 도 1B의 시스템의 변형예의 측면도이다.
도 2는 전진 구성과 호버 구성 사이에서 로터를 변환하는 시스템의 변형예의 개략적인 표현이다.
도 3A 및 도 3B는, 본 시스템의 변형예의, 항공기의 다양한 축을 각각 예시하는 상면도 및 측면도로부터의 개략적인 표현이다.
도 4A 내지 도 4H 각각은 전진 배열에 있는 기체(airframe)의 상이한 변형예의, 정면도로부터의 개략적인 표현이다.
도 5A 내지 도 5F 각각은 호버 배열에 있는 로터 배열의 상이한 변형예의, 상면도로부터의 개략적인 표현이다.
도 6A는, 양력 벡터(lift vector) 축이 무게 벡터(weight vector)에 정렬되고 전진 추력 벡터(thrust vector) 축이 항력 벡터(drag vector)에 정렬되는 전진 배열에 있는 항공기의 변형예의 측면도의 개략적인 표현이다.
도 6B는 양력 벡터 축이 무게 벡터에 정렬되는 호버 배열에 있는 항공기의 변형예의 측면도의 개략적인 표현이다.
도 7은 로터의 변형예의 측면도 표현이다.
도 8A, 도 8B 및 도 8C는, 각각, 횡방향 지지 부재(lateral support member)의 전방에 있는, 후방에 있는, 그리고 교차하는 반 횡방향 지지 부재(anti-lateral support member)를 갖는 변형예의 측면도 표현이다.
도 9는 방법의 변형예의 플로우차트 다이어그램이다.
도 10A 및 도 10B는, 각각, 전진 배열에 있는 시스템의 제1 및 제2 변형예의 정면도의 개략적인 표현이다.
도 11A는 승객 영역을 포함하는 페이로드 하우징의 변형예의 측면도의 개략적인 표현이다.
도 11B는 승객 영역을 포함하는 페이로드 하우징의 변형예의 측면도의 개략적인 표현이다.
도 12A는 호버 구성에서 후방 로터를 포함하는 항공기의 변형예의 상면도의 개략적인 표현이다.
도 12B는 전진 구성에서 후방 로터를 포함하는 항공기의 변형예의 상면도의 개략적인 표현이다.
도 12C는 호버 구성에서 후방 로터를 포함하는 항공기의 변형예의 측면도의 개략적인 표현이다.
도 12D는 전진 구성에서 후방 로터를 포함하는 항공기의 변형예의 측면도의 개략적인 표현이다.
도 13A 내지 도 13C는, 각각, 전진 구성, 천이(transition) 구성, 및 호버 구성에서 날개에 대한 로터 디스크 받음각(angle of attack)의 변형예의 개략적인 표현이다.
도 14A, 도 14B 및 도 14C는, 각각, 호버 구성에서 항공기의 변형예의 상면도의 개략적인 표현, 전진 구성에서 변형예의 상면도의 개략적인 표현, 및 호버 구성에서 변형예의 측면도의 개략적인 표현이다.
도 15A, 도 15B 및 도 15C는, 각각, 호버 구성에서 항공기의 변형예의 상면도의 개략적인 표현, 전진 구성에서 변형예의 상면도의 개략적인 표현, 및 호버 구성에서 변형예의 측면도의 개략적인 표현 표현이다.
도 16A, 도 16B 및 도 16C는, 각각, 호버 구성에서 항공기의 변형예의 상면도의 개략적인 표현, 전진 구성에서 변형예의 상면도의 개략적인 표현, 및 호버 구성에서 변형예의 측면도의 개략적인 표현이다.
도 17A, 도 17B 및 도 17C는, 각각, 호버 구성에서 항공기의 변형예의 상면도의 개략적인 표현, 전진 구성에서 변형예의 상면도의 개략적인 표현, 및 호버 구성에서 변형예의 측면도의 개략적인 표현이다.
도 18A 내지 도 18F는 상반각 날개(dihedral wing)를 포함하는 항공기의 변형예의 정면도의 개략적인 표현이다.
도 19A 내지 도 19F는 하반각 날개(anhedral wing)를 포함하는 항공기의 변형예의 정면도의 개략적인 표현이다.
도 20A 내지 도 20D는 예시적인 로터 회전 방향의 개략적인 표현이다.
도 21은 격리된 화물 영역을 포함하는 예시적인 페이로드 하우징의 측면도의 개략적인 표현이다.
도 22A는 횡방향 지지 부재와 반 횡방향 지지 부재 사이의 연결을 예시하는, 기체의 변형예의 측면도의 단면 표현이다.
도 22B는 기체의 변형예의 부분적인 개략적 표현이다.
도 22C는 기체의 변형예의 개략적인 표현이다.
도 23A 및 도 23B는, 각각, 전진 및 호버 구성에서 항공기의 변형예의 등각 투영도(isometric view)이다.
도 24A 및 도 24B는, 각각, 전진 및 호버 구성에서 항공기의 변형예의 등각 투영도이다.
도 25A 및 도 25B는, 각각, 호버 및 전진 구성에서 항공기의 변형예의 상면도이다.
도 25C 내지 도 25D는, 각각, 호버 및 전진 구성에서 항공기의 변형예의 정면도이다.
도 25E 내지 도 25F는, 각각, 호버 및 전진 구성에서 항공기의 변형예의 측면도이다.
도 25G는 전진 구성에서 항공기의 변형예의 측면도이다.
본 발명의 바람직한 실시형태의 다음의 설명은, 본 발명을 이들 바람직한 실시형태로 제한하도록 의도되는 것이 아니라, 오히려, 기술 분야의 임의의 숙련된 자가 본 발명을 만들고 사용하는 것을 가능하게 하도록 의도된다.
1. 개요.
항공기(100)는 기체(101), 틸트 메커니즘(110), 페이로드 하우징(120)을 포함할 수 있고, 옵션 사항으로, 충격 감쇠기(150), 지상 지지 부재(ground support member)(예를 들면, 스트럿(strut))(160)의 세트, 동력 소스(power source)(170)의 세트, 및 제어 요소(180)의 세트를 포함할 수 있다. 기체는 로터(130)의 세트 및 지지 부재(140)의 세트를 포함할 수 있다. 그러나, 항공기(100)는, 추가적으로 또는 대안적으로, 컴포넌트의 임의의 다른 적절한 세트를 포함할 수 있다. 항공기(100)의 제1 예가 도 1A 내지 도 1D에 도시되어 있다. 항공기의 제2 예가 도 25A 내지 도 25F에 도시되어 있다.
항공기 또는 기타와 관련한 본 명세서에서 활용되는 바와 같은 용어 "로터"는, 로터, 프로펠러, 및/또는 임의의 다른 적절한 회전식 공기 역학적 액추에이터를 지칭할 수 있다. 로터가, 관절식 또는 반강성의 허브(예를 들면, 여기서 허브에 대한 블레이드의 연결은 관절식, 가요성, 강성일 수 있고, 그리고/또는 다른 방식으로 연결될 수 있음)를 사용하는 회전식 공기 역학적 액추에이터를 지칭할 수 있고, 프로펠러가, 강성의 허브(예를 들면, 여기서 허브에 대한 블레이드의 연결은 관절식, 가요성, 강성일 수 있고, 그리고/또는 다른 방식으로 연결될 수 있음)를 사용하는 회전식 공기 역학적 액추에이터를 지칭할 수 있지만, 본 명세서에서 사용될 때 어떠한 그러한 구별도 명시적이거나 또는 암시적이지 않으며, "로터" 의 사용은, 관절식 또는 강성의 블레이드의 구성, 및 임의의 다른 적절한 구성, 및/또는 중앙 부재 또는 허브에 대한 블레이드 연결의 임의의 다른 적절한 구성 중 어느 하나를 지칭할 수 있다. 마찬가지로, "프로펠러"의 사용은, 관절식 또는 강성의 블레이드의 구성, 및 임의의 다른 적절한 구성, 및/또는 중앙 부재 또는 허브에 대한 블레이드 연결의 임의의 다른 적절한 구성 중 어느 하나를 지칭할 수 있다. 따라서, 틸트 로터(tiltrotor) 항공기는, 틸트 프로펠러(tilt-propeller) 항공기, 틸트 프롭(tilt-prop) 항공기로서 지칭될 수 있고, 그리고/또는 다른 방식으로 적절하게 언급되거나 또는 설명될 수 있다.
항공기(100) 또는 기타와 관련한 본 명세서에서 활용되는 바와 같은 용어 "무게 중심"(center of gravity: CoG)은, 본체 또는 시스템의 무게가 작용하는 것으로서 간주될 수도 있는 지점을 지칭할 수 있으며, (예를 들면, 실질적으로 균일한 중력의 가정 하에서) 본 명세서에서 용어 "질량 중심"(center of mass: CoM)과 상호 교환 가능하다. 항공기의 CoG는 임의의 적절한 상태 및/또는 구성: 짐이 실림 및/또는 짐이 실리지 않음; 전진, 천이 및/또는 수직 구성; 페이로드 하우징이 부착된 및/또는 부착되지 않은 기체; 및/또는 임의의 다른 적절한 항공기 상태 또는 구성의 항공기 CoG를 지칭할 수 있다.
본 명세서에서 활용되는 바와 같은 용어 "양력의 중심"(center of lift: CoL)은, 항공기 부품에 의해 - 주로 날개, 로터, 조종면(control surface), 및/또는 공기 역학적 동체 부품(예를 들면, 화물 하우징의 외부)에 의해 그러나 추가적으로 또는 대안적으로 다른 항공기 컴포넌트에 의해 - 생성되는 모든 양력의 합계 총량이CoL을 중심으로 제로의 순 모멘트를 생성하는 지점을 지칭할 수 있고, 대기 중에 있는 동안 집성된 양력(lift force)(예를 들면, 항공기 컴포넌트에 의해 집합적으로 생성됨)은 CoL을 통해 작용할 것이다. CoL은 CoG와 동일할 수 있고, CoG와 동일 위치에 위치될 수 있고, CoG의 전방에 있을 수 있고, CoG의 후방에 있을 수 있고, CoG의 외측(outboard)에 있을 수 있고, CoG의 내측(inboard)에 있을 수 있고, 그리고/또는 CoG에 대해 상대적으로 다른 방식으로 배치될 수 있다. CoL(및/또는 CoG에 대한 CoL의 위치)은, 로터, 틸트 메커니즘, 조종면의 제어, 항공기 기내의 상이한 질량 분포(예를 들면, 승객, 화물, 연료 등)를 고려하기 위한 CoG의 시프트에 의해 제어 가능할 수 있고 그리고/또는 조정 가능할 수 있고, 그리고/또는 다른 방식으로 제어될 수 있다. 제1 특정 예에서, 로터의 제어는 CoL이 CoG와 실질적으로 동일하도록(또는 다르게는 수직 축 상에 위치되도록) 조정되고, 그 결과, 안정적인 전진 비행을 초래한다.
로터, 날개, 에어포일(airfoil), 또는 기타와 관련한 용어 "공기 역학적 중심"은, 항공기 자세의 변화에 따라 공기 역학적 모멘트가 변하지 않는 지점을 지칭할 수 있다. 공기 역학적 중심은 CoL과 동일한 위치에 있을 수 있거나 또는 CoL과는 상이한 위치에 있을 수 있다. 이후, CoL에 대한 언급은, 공기 역학적 중심에 동일하게 적용 가능할 수 있거나, 또는 상이하게 취급될 수 있다.
용어 "로터의 기하학적 중심"은, 3 공간에서의 또는 투영된 평면(예를 들면, 수직/횡방향 평면, 전두면(frontal plane), 상부 평면 등)에서의 모든 로터(예를 들면, 로터 허브)의 중심에 대한 거리의 합을 최소화하는 (예를 들면, 틸트 축의 모든 위치에 걸친 기체에 대한) 상대적 또는 절대적 지점을 지칭할 수 있다. 대안적으로, 로터의 기하학적 중심은, 로터의 평균 위치, 각각의 로터 쌍에 대해 등거리인 지점을 지칭할 수 있고, 그리고/또는 다른 방식으로 적절하게 정의될 수 있다.
본 명세서에서 활용되는 바와 같은 용어 "추력 중심"(center of thrust: CoT)은, 결과적으로 나타나는 또는 총 추력이 작용하도록 취해질 수 있는 위치를 지칭할 수 있다(크기 및 방향, 후자는 때때로 '추력 라인'으로 지칭됨). CoT는, 로터, 틸트 메커니즘, 및/또는 항력 유도 컴포넌트(예를 들면, 화물 하우징, 랜딩 기어 등)의 제어에 의해 제어 가능할 수 있고 그리고/또는 조정 가능할 수 있다. 제1 특정 예에서, CoT는 항공기의 CoG를 통해 작용하고(예를 들면, CoG와 정렬됨), 항공기에게 피치, 요 또는 롤을 야기하는 결과적으로 나타나는 모멘트가 없다. 제2 특정 예에서, CoT는 항공기의 CoG를 통해 작용하지 않으며, (다른 항공기 모멘트에 의해 상쇄되지 않는 한) 항공기에게 피치, 요 또는 롤을 야기할 결과적으로 나타나는 모멘트가 존재한다.
본 명세서에서 활용되는 바와 같은 용어 "실질적으로"는 정확하게, 대략적으로, 사전 결정된 임계치 또는 공차 이내를 의미할 수 있고, 그리고/또는 임의의 다른 적절한 의미를 가질 수 있다.
예에서, 본 명세서에서 설명되는 시스템 및 방법의 컴포넌트는, 2014년 3월 14일자로 출원된 미국 출원 제14/218,845호 및/또는 2018년 3월 18일자로 출원된 미국 출원 제14/662,085호에서 설명되는 항공기와 함께 사용될 수 있고, 그들을 대체할 수 있고 그리고/또는 그들과 결합될 수 있다. 그러나, 시스템 및 방법은 다른 방식으로 구성될 수 있다.
2. 이익.
기술의 변형예는 여러 가지 이익 및/또는 이점을 제공할 수 있다.
첫째, 이 기술의 변형예는 전방 및/또는 천이 비행 모드에서 항공기의 로터를 사용하여 양력을 생성할 수 있다. 더 큰 로터 블레이드 면적(및/또는 더 큰 로터 디스크 면적)을 활용하는 것 및 블레이드 피치 및 RPM을 조정하는 것에 의해, 로터는, 전진 추력을 제공하는 것 외에도, 전진 비행 모드에서 항공기의 공기 역학적 프로파일에 의해 생성되는 양력을 증가시킬 수 있다. 로터를 사용하여 양력을 생성하는 것은, 항공기(예를 들면, 날개/지지 부재 기하학적 구조, 동체 기하학적 구조 등)의 공기 역학적 프로파일에 의해 생성되는 양력을 증가시킬 수 있거나 또는 다르게는 전진 구성에서 항공기를 지지하기에 충분한 양력을 생성할 수 있다.
둘째, 변형예는, 항공기의 핸들링 특성(예를 들면, 더 좁은 선회 반경, 더 작은 필수 착륙 구역 등)을 개선할 수 있는, 더 짧고 그리고/또는 더 단단한 지지 부재(예를 들면, 날개)를 활용할 수 있다. 더 짧은/더 단단한 지지 부재를 갖는 변형예는, 날개를 약화 및/또는 파괴할 수 있으며, 불만족스러운/위험한 탑승 경험을 야기하는 훨 플러터(whirl flutter)의 위험을 감소시킨다. 훨 플러터의 위험을 감소시키는 것은, 전체 로터 면적에 비해 더 작은 날개 면적을 활용하는 변형예에서 특히 유리할 수 있는데, 그 이유는, 더 작은 에어포일 단면이 강성에서의 감소로 귀결될 수 있기 때문이다. 더 짧은/더 단단한 지지 부재를 갖는 변형예는 항공기의 전체 프로파일(예를 들면, 항공기의 사이즈 - 특히 폭)을 감소시킬 수 있고, 비용을 낮출 수 있으며, 항공기의 항력을 감소시킬 수 있다.
셋째, 로터를 사용하여 양력을 생성하는 변형예는, 추력 및 모터 토크가 각각의 로터에서 제어 가능하기(그에 의해, 간접적으로 양력을 제어함) 때문에, 그에 의해 전진 비행 동안 피치, 요, 및/또는 롤 제어를 가능하게 하기 때문에, 항공기 상에서 추가적인 조종면(예를 들면, 날개 플랩, 에일러론(aileron), 러더베이터(ruddervator), 엘리베이터, 방향타(rudder) 등)을 감소 또는 제거할 수 있다. 몇몇 변형예에서, 항공기는 전진 구성에서 선회하기 위해 뱅크할(bank) 필요가 없는데, 그 이유는 반 횡방향 지지 부재 및/또는 로터의 세트가 (예를 들면, 사이드슬립에서) 측면 공기 역학적 힘 및/또는 순 요 모멘트를 생성하여 항공기의 진행 방향을 변경할 수 있기 때문이다. 제1, 제2 및 제3 특정한 변형예는 독립적으로 또는 집합적으로 항공기 상의 조종면의 임의의 적절한 세트를 감소 및/또는 제거할 수 있고, 로터를 사용한 양력 생성, 항공기 뱅킹이 없는 진행 방향 변경, 및/또는 조종면의 임의의 적절한 세트의 제거를 가능하게 한다. 제1 특정 예에서, 평균 로터 축에 수직인 축에 대한 완전한 제어 권한이 달성될 수 있다 - 그들 축 주위의 각가속도는 로터의 추력 재분배를 통해 달성될 수 있다. 우세한 로터 축을 따라, 소망되는 총 축 추력이 보존되도록 개개의 모터에 대한 토크의 재분배를 통해 회전이 달성될 수 있다. 추가적으로, 로터 축이 서로에 대해 약간 기울어진 경우(예를 들면, 상이한 받음각, 날개에 대한 상이한 받음각), 그들 사이의 추력의 재분배는 모든 로터의 평균 축을 따라 추가적인 모멘트를 또한 생성할 수 있다. 그러나, 로터는 양력을 다른 방식으로 적절하게 생성할 수 있다.
넷째, 이 기술의 변형예는 항공기의 폭에 비해 큰 전체 로터 디스크 면적 및/또는 날개 면적에 비해 큰 로터 블레이드 면적을 활용할 수 있는데, 이것은 항공기의 음향 프로파일을 감소시킬 수 있다. 각각의 개개의 로터에 대해(예를 들면, 주어진 로터 디스크 직경에 대해) 큰 블레이드 면적을 활용하는 것은, (예를 들면, 유효 로터 디스크 직경의 로터의 팁 속도, 마하 0.3 등에 비해) 낮은 로터 팁 속도를 허용하는데, 이것은 항공기에 대한 음향 프로파일을 감소시킬 수 있다. 추가적으로, 각각의 개개의 로터에 대한 큰 로터 블레이드 면적은, 로터가 (상기에서 논의되는 바와 같이) 전진 비행 동안 양력 생성을 위해 더 효율적으로 동작되는 것을 가능하게 할 수 있다. 그러나, 항공기는 음향 프로파일을 다른 방식으로 적절하게 감소시킬 수 있고 그리고/또는 다른 적절한 로터를 포함할 수 있다.
다섯째, 기술의 변형예는, 페이로드 하우징이 더 가볍게 되고 비용을 낮추는 것을 허용하는 비구조적 페이로드 하우징을 활용한다. 그러한 변형예에서, 페이로드 하우징 공간을 침해하는 것을 방지하여 승객/화물을 위한 더 많은 공간을 제공하고 페이로드 하우징에서 추가적인 구조적 지지체에 대한 필요성을 감소/제거하기 위해, 지지 부재(및/또는 토션 박스(torsion box))가 페이로드 하우징 위에 및/또는 후방에 배열될 수 있다. 비구조적 페이로드 하우징을 활용하는 변형예에서, 페이로드 하우징에서의 컴포넌트 카운트는, 배터리, 기본 전기 아키텍쳐, 제어 시스템, 센서, 및 다른 컴포넌트가 항공기의 다른 부분(예를 들면, 날개, 지지 부재, 나셀(nacelle) 등)으로 이동될 수 있기 때문에, 감소될 수 있다. 변형예에서, 페이로드 하우징은, 항공기가 종래의 랜딩 기어를 활용하지 않기 때문에, 랜딩 기어 하중을 지원할 필요가 없기 때문에, 비구조적일 수 있다. 대신, 나셀 상의 스트럿(이들은 호버 구성에서 지면까지 확장됨)은 지면 상에서 항공기를 지지하기 위한 신뢰 가능하고, 경량이며, 저비용의 수단을 제공하며, 그들의 유선형 기하학적 구조 때문에 전진 비행에서 공기 역학적 이점을 추가로 제공할 수 있다. 나셀 상의 스트럿은, 랜딩 기어 하중을 페이로드 하우징을 통해 지향시키지 않고, 지지 부재(예를 들면, 기체)로 직접적으로 전달한다. 변형예에서, 페이로드 하우징은, 기체의 지지 구조물(예를 들면, 구조적 부재의 세트)이 항공기 컴포넌트에 대한 구조적 강성 및 부착 지점을 제공할 수 있기 때문에, 비구조적일 수 있다. 그러나, 비구조적 페이로드 하우징은 다른 방식으로 달성될 수 있다. 비구조적 페이로드 하우징을 활용하는 기술의 변형예에서, 페이로드 하우징은 화물(예를 들면, 승객, 화물 등)의 더 빠른 적재/하역을 허용하기 위해 모듈식일 수 있고, 분리 가능할 수 있고 그리고/또는 재구성 가능할 수 있는데, 이것은 항공기의 가동 시간을 향상시킬 수 있다. 추가적으로, 모듈식, 분리 가능한 및/또는 재구성 가능한 페이로드 하우징은, 견인, 차량 운송, 또는 모듈 운송의 다른 모드와 같은, 포드(pod)의 지상 운송의 추가적인 수단을 가능하게 할 수 있다. 게다가, 모듈식 및/또는 재구성 가능한 페이로드 하우징 옵션을 활용하는 변형예는, 더 빠른 충전 및/또는 급유를 위해 항공기 프레임의 스위칭을 가능하게 하여, 동작 효율성을 더욱 향상시킬 수 있다.
여섯째, 기술의 변형예는, 하나 이상의 로터가 작동 가능하지 않은 상태에서, 및/또는 하나 이상의 조종면이 동작 가능하지 않는 상태에서, 항공기가 틸트 메커니즘의 임의의 방위에서 착륙할 수 있기 때문에, 실패의 지점을 최소화할 수 있다. 특정 예에서, 틸트 메커니즘이 전진 구성과 호버 구성 사이에서 꼼짝 못하게 되고 그리고/또는 잠기는 경우, 항공기는, 페이로드 하우징을 지면과 관련하여 비스듬히(예를 들면, 상방으로 기울어짐/피치됨) 한 상태에서 로터를 수직으로 재지향시키는 것에 의해(예를 들면, 항공기의 피치를 상방으로 제어하는 것에 의해) 여전히 착륙할 수 있다. 변형예에서, 이것은, 항공기 상의 중복 로터의 수 및 분포에 기인하여 가능하지만, 그러나 다른 방식으로 달성될 수 있다. 페이로드 하우징의 기울어진 방위에서 착륙할 때(예를 들면, 전진 구성과 호버 구성 사이에서 틸트 메커니즘이 고장나는 경우) 승객 및/또는 화물이 보호되는 것을 보장하기 위해, 기술의 변형예는 충격 감쇠기를 활용할 수 있다.
일곱째, 기술의 변형예는 비행의 모든 모드에서 향상되는 안정성, 트림, 및/또는 기동성을 제공한다. 변형예는 이 안정성을, 전진 비행 모드에서는 (전진) 추력 중심과 항력(및/또는 무게)의 중심 및 양력의 중심과 무게 중심의 축 정렬에 의해, 그리고 호버 모드에서는 양력(예를 들면, 수직 로터 추력)의 중심과 무게 벡터의 축 정렬을 통해 달성할 수 있다. 하나 이상의 축의 축 정렬은, 로터의 추력 및/또는 양력 분배를 (예를 들면, 자동적으로) 트리밍하는 것에 의해, 예컨대 로터 사이의 동력 분배, 로터 블레이드의 작동, 및/또는 다른 적절한 제어에 의해 달성될 수 있다. 변형예에서, 로터의 기하학적 중심(예를 들면, 평균 허브 위치)은, 필요로 되는 트리밍을 최소화하기 위해, 균일한 동력 분배를 가능하게 하기 위해, 및/또는 제어 권한을 유지하기 위해(예를 들면, 필요한 동력 재분배는 임계치를 초과하지 않음, 동력 재분배는 모터의 연속 동작 내에 있음), 전진 비행 모드(예를 들면, 선택적 동력 공급을 가짐 또는 선택적 동력 공급이 없음)에서 (전진) 추력 및/또는 항력의 중심과 실질적으로 정렬된다. 다른 변형예에서, 로터의 기하학적 중심은 질량 중심과 잘못 정렬될 수 있다; 이들 변형예에서, 로터는 로터의 추력 및/또는 양력 분배를 트리밍된 상태로 조정하기 위해 선택적으로 동력을 공급받을 수 있다(예를 들면, 동력이 선택적으로 재분배된다). 특정 예에서, 로터 배치는, (예를 들면, 제어 권한 및 효율성을 유지하기 위해; 트리밍을 최소화하기 위해) 이러한 오정렬에도 불구하고 로터에 걸쳐 동력을 실질적으로 균등하게 분배하도록 선택될 수 있거나, 또는 다른 방식으로 배열될 수 있다. 추가적으로, 더 작은/더 단단한 지지 부재(예를 들면, 날개)를 포함하는 변형예는, 그들이 더 타이트한(tighter) 회전을 수행할 수 있고 착륙하기 위해 더 작은 면적을 필요로 하기 때문에, 향상된 핸들링 특성을 제공한다. 몇몇 변형예에서, 항공기는 전진(및 호버/천이) 비행 모드에서 회전하기 위해 뱅크할 필요가 없는데, 이것은 승객에 대한 탑승 편안함 및/또는 핸들링을 향상시킬 수 있다.
그러나, 기술의 변형예는, 추가적으로 또는 대안적으로, 임의의 다른 적절한 이익 및/또는 이점을 제공할 수 있다.
3. 시스템.
항공기(100)는 기체, 틸트 메커니즘, 페이로드 하우징을 포함할 수 있고, 옵션 사항으로, 충격 감쇠기, 지상 지지 부재(예를 들면, 스트럿)의 세트, 동력 소스의 세트, 및 제어 요소의 세트를 포함할 수 있다. 그러나, 항공기(100)는 컴포넌트의 임의의 다른 적절한 세트를 추가적으로 포함할 수 있다.
항공기(100)는 임의의 적절한 타입의 항공기일 수 있다. 항공기(100)는 틸트 날개 항공기(tilt-wing aircraft)(예를 들면, 페이로드 하우징에 대해 횡방향 지지 부재를 틸팅하는 유사하게 구성된 다른 항공기)인 것이 바람직하지만, 그러나, 추가적으로 또는 대안적으로, 틸트 로터 항공기(tilt-rotor aircraft), 회전익 항공기(rotorcraft), 프로펠러 항공기(propeller aircraft), 고정익 항공기(fixed wing aircraft), 경항공기(lighter-than-air aircraft), 중항공기(heavier-than-air aircraft), 및/또는 임의의 다른 적절한 항공기일 수 있다. 항공기는 수직 이착륙(VTOL), 단거리 이착륙(STOL), 단거리 이륙 수직 착륙(STOVL)으로서 동작할 수 있고, 고정익 항공기처럼 이륙할 수 있고, 고정익 항공기처럼 착륙할 수 있고, 그리고/또는 임의의 다른 적절한 방식으로 동작할 수 있다. 항공기는 유인, 무인(예를 들면, 자율, 원격 조종 등), 화물 항공기, 여객기, 드론, 및/또는 다른 적절한 타입의 항공기일 수 있다. 항공기는, 전진 구성, 호버 구성, 및 천이 구성 사이에서(예를 들면, 전진과 호버 사이에서) 동작 가능한 것이 바람직하지만, 그러나, 추가적으로 또는 대안적으로, 택시(예를 들면, 지상 동작) 구성에서 동작 가능할 수 있고, 그리고/또는 다른 방식으로 적절하게 구성될 수 있다. 전진 및 호버 구성의 일례가 도 2에 도시되어 있다.
항공기(100)는 다양한 기하학적 피처를 정의한다. 항공기는, 도 3A 및 도 3B에 도시되는 바와 같이, 다음의 것을 포함하는 주요 기하학적 축을 정의한다: 수직 축(105)(예를 들면, 요 축), 길이 방향 축(104)(예를 들면, 롤 축), 및 횡방향 축(103)(예를 들면, 피치 축). 수직 축, 길이 방향 축, 및 횡방향 축은, 그들이 항공기(102)의 무게 중심(CoG)에서 교차하도록 정의될 수 있으며, 전술한 축 중 임의의 하나에 대한 순 모멘트(pure moment)는, 항공기(100)로 하여금, 각각, 수직 축, 길이 방향 축, 및 횡방향 축을 중심으로 회전하게 한다. 그러나, 세 개의 주축은, 추가적으로 또는 대안적으로, CoG를 참조하여 또는 참조하지 않고, 기하학적으로(예를 들면, 하나 이상의 차원에서 항공기의 대칭의 라인에 기초하여, 항공기를 통과하는 임의의 라인에 기초하여 등) 정의될 수 있다. 예를 들면, 축은 항공기의 기하학적 중심에서 교차될 수 있다. 항공기의 프로펠러 각각은 프로펠러의 회전의 축에 중심을 두는 디스크 면적을 정의하고, 디스크 면적은 회전의 축으로부터 멀어지게 연장되는 무한 디스크 평면에 의해 포함된다. 항공기의 변형예에서, 복수의 로터의 각각의 디스크 평면은, 복수의 추진 어셈블리의 나머지 부분의 임의의 적절한 서브세트와 동일한 공간에 있을 수 있다. 제1 예에서, 각각의 디스크 평면은 제1 변형예의 호버 구성에서 각각의 다른 디스크 평면과 동일한 공간에 있을 수 있다. 제2 예에서, 각각의 디스크 평면은 항공기의 길이 방향 축을 가로질러 대칭적으로 하나의 다른 추진 어셈블리의 디스크 평면과 동일한 공간에 있을 수 있고 각각의 다른 추진 어셈블리의 디스크 평면으로부터 변위될 수 있다(예를 들면, 오프셋될 수 있다). 프로펠러 축은 모터 축 및/또는 다른 프로펠러 축과 동축일 수 있고, 모터 축 및/또는 다른 프로펠러 축과 동축이 아닐 수 있고, 동일 평면 상에 있을 수 있고, 동일 평면에 있지 않을 수 있고, 그리고/또는 모터 축 및/또는 다른 프로펠러 축에 대해 다른 방식으로 적절하게 배향될 수 있다. 그러나, 복수의 추진 어셈블리의 프로펠러 축 및/또는 디스크 평면은 서로에 대해 다른 방식으로 적절하게 배열될 수 있다.
항공기(100)는 임의의 적절한 음향 범위 내에서 동작할 수 있다. 항공기는 최대 ㏈ 레벨 아래에서 동작하는 것이 바람직하지만, 그러나, 추가적으로 또는 대안적으로, 상이한 비행 구성(예를 들면, 전진, 천이, 호버, 택시)에서 상이한 음향 범위 내에서 동작할 수 있고, 그리고/또는 (예를 들면, 예컨대, 다양한 규제 제한 등을 준수하기 위해 인간 개체군, 도시 중심 근처에 있을 때) 상이한 음향 범위 내에서 동작하도록 구성될 수 있다. 변형예는 항공기의 폭에 비해 큰 전체 로터 디스크 면적 및/또는 날개 면적에 비해 큰 로터 블레이드 면적을 활용할 수 있는데, 이것은 항공기의 음향 프로파일을 감소시킬 수 있다. 변형예에서 개개의 로터 디스크 직경은 항공기의 폭의 10%와 40% 사이에 있지만, 그러나 항공기의 폭의 10%, 20%, 30%, 40%, 40% 초과 및/또는 10% 미만일 수 있다 - 복수의 그러한 로터를 활용하는 것은, 40% 미만, 50%, 60%, 70%, 80%, 90%, 100%, 120%, 150%, 200%, 250% 및/또는 250% 초과와 같은, 항공기 폭의 40% 초과의 유효 로터 디스크 직경(예를 들면, 개개의 로터의 총 결합된 로터 디스크 면적과 동일한 면적의 단일의 이론적 디스크)을 가능하게 할 수 있다. 유사하게, 각각의 개개의 로터에 대해(예를 들면, 주어진 로터 디스크 직경에 대해) 큰 블레이드 면적(예를 들면, 전체 노출된 표면적, 블레이드 플랫폼 면적 등)을 활용하는 것은, (예를 들면, 유효 로터 디스크 직경의 로터의 팁 속도, 마하 0.3 등에 비해) 낮은 로터 팁 속도를 허용하는데, 이것은 항공기에 대한 음향 프로파일을 감소시킬 수 있다. 개개의 로터 블레이드 면적(예를 들면, 로터 디스크의 반경 방향에서 통합되며 로터 상의 블레이드의 수에 의해 승산되는 익현(chord), 블레이드의 반경을 따르는 통합된 익현으로서 정의되거나, 또는 다른 방식으로 정의됨) 및/또는 총 로터 블레이드 면적(예를 들면, 로터에 대한, 차량에 대한 등에 대한 모든 개개의 로터 블레이드 면적의 합)은 날개 면적의 10%와 200% 사이에 있는 것이 바람직하지만, 그러나, 5% 미만, 10%, 20%, 30%, 50%, 75%, 100%, 150%, 200%, 200% 초과, 이들 사이의 범위, 및/또는 날개 면적과 관련하여 임의의 다른 적절한 비율일 수 있다. 특정 예에서, 전체 로터 블레이드 면적은 10 제곱미터일 수 있다. 제2 특정 예에서, 날개 면적은 8 제곱미터일 수 있고 날개 길이(wing span)는 10 미터일 수 있다. 그러한 변형예에서, 항공기는 호버 모드에서 30, 40, 50, 55, 60, 65, 70, 75, 80, 85, 90, 95, 100, 105, 110, 또는 임의의 다른 적절한 ㏈ 레벨 미만의 최소 ㏈ 레벨; 및 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75, 80, 85, 90, 95, 100, 105, 110, 115, 120, 120 초과, 또는 임의의 다른 적절한 ㏈ 레벨의 최대 ㏈ 레벨을 갖는 음향 범위 내에서 동작되도록 구성될 수 있다. 그러한 변형예에서, 항공기는 전진 모드에서 10, 30, 40, 50, 55, 60, 65, 70, 75, 80, 85, 90, 95, 100, 105, 110, 또는 임의의 다른 적절한 ㏈ 레벨 미만의 최소 ㏈ 레벨; 및 40, 45, 50, 55, 60, 65, 70, 75, 80, 85, 90, 95, 100, 105, 110, 115, 120, 120 초과, 이들 사이의 범위, 및/또는 임의의 다른 적절한 ㏈ 레벨의 최대 ㏈ 레벨을 갖는 적절한 음향 범위 내에서 동작되도록 구성될 수 있다. 음향 범위는 이 음향 범위를 EPNL 스케일(EPN㏈), A 가중식(A-weighted)(㏈A), C 가중식(C-weighted)(㏈C), Z 가중식(Z-weighted), CNEL, NDL, SEL, SENEL, Leq, Lmax, 및/또는 0 m, 10 m, 25 m, 50 m, 100 m, 150 m, 200 m, 300 m, 500 m, 1000 m, 및/또는 임의의 다른 적절한 근접의 거리에서 측정되는, 소음 레벨의 다른 표현으로 변환하는 것에 의해 유사하게 결정될 수 있고; 대안적으로, 음향 범위에 대해 상기에서 논의되는 숫자는 앞서 언급된 소음 레벨 표현에 적용될 수 있다.
항공기(100)는 임의의 적절한 질량 및/또는 질량 제한(예를 들면, 비적재시 질량(unloaded mass), 적재 질량(loaded mass), 최대 이륙 질량 등)을 가질 수 있다. 항공기 질량은 0.1㎏, 0.25㎏, 0.5㎏, 0.75㎏, 1㎏, 2㎏, 3㎏, 5㎏, 10㎏, 50㎏, 200㎏, 500㎏, 1000㎏, 1250㎏, 1500㎏, 1750㎏, 2000㎏, 2250㎏, 2500㎏, 3000㎏, 3500㎏, 5000㎏, 10000㎏, 25000㎏, 25000㎏ 초과, 0.1㎏ 미만, 1㎏ 미만, 1-5㎏, 5-10㎏, 10㎏ 미만, 1000㎏ 미만, 3500㎏ 미만, 10000㎏ 미만, 25000㎏ 초과, 및/또는 임의의 다른 적절한 질량일 수 있다. 화물/페이로드 질량 용량은 0.1㎏, 0.25㎏, 0.5㎏, 0.75㎏, 1㎏, 2㎏, 3㎏, 5㎏, 10㎏, 50㎏, 200㎏, 500㎏, 1000㎏, 및/또는 임의의 다른 적절한 질량일 수 있다. 연료 및/또는 배터리 질량은 0.1㎏, 0.25㎏, 0.5㎏, 0.75㎏, 1㎏, 2㎏, 3㎏, 5㎏, 10㎏, 50㎏, 200㎏, 500㎏, 1000㎏, 및/또는 임의의 다른 적절한 질량일 수 있다. 연료 및/또는 배터리 용량은, 1 mi 미만, 1 mi, 5 mi, 10 mi, 20 mi, 50 mi, 100 mi, 150 mi, 200 mi, 250 mi, 및/또는 임의의 다른 적절한 항공기 항속 거리(aircraft range)일 수 있는 임의의 적절한 항공기 항속 거리를 정의할 수 있다.
변형예에서, 로터는 항공기의 하나 이상의 로터의 추력 축을 5 내지 7도만큼 기울이는 것(예를 들면, 능동적으로, 예컨대 설치 각도에 의해 수동적으로 등)에 의해 양력을 생성하여, 동일한 추력을 유지하기 위한 필요한 동력에서의 소정의 증가와 함께, 유입하는 기류의 방향에 수직인 양력을 생성한다. 전진 속도를 곱한 양력 대 전진 추력을 유지하는 데 필요한 동력의 비율은 L/De(등가 항력에 대한 양력) 효율성 이점이다 - 이것은 공기 역학적 항공기 컴포넌트(예를 들면, 로터, 날개, 조종면 등)를 구조적으로 지원 및/또는 변환하기 위해 대략 20일 수 있다. 기체는, 옵션 사항으로, 페이로드 하우징 부착과 같은 모듈식 컴포넌트 부착에 대한 부착 지점을 제공할 수 있다. 항공기는 하나 이상의 기체를 포함할 수 있다. 각각의 기체는 지지 구조물을 포함하는 것이 바람직하지만, 그러나, 추가적으로 또는 대안적으로, 임의의 다른 적절한 컴포넌트를 포함할 수 있다. 지지 구조물은 지지 부재의 세트를 포함할 수 있고, 로터의 세트(예를 들면, 전진 모드와 호버 모드 사이에서), 모듈식 컴포넌트, 틸트 메커니즘(들), 및/또는 임의의 다른 적절한 컴포넌트를 장착하도록 기능할 수 있다.
항공기(100)의 로터는, 변형예에서, 추력(예를 들면, 운동의 방향과 정렬되는 힘, 운동의 방향에서 항공기를 추진하는 힘) 및/또는 양력(예를 들면, 중력에 반대되는 힘, 추력에 직교하는 힘 등)을 제공하도록 기능한다. 로터는, 모든 비행 구성에서 항공기 중량과 동일하거나 또는 그보다 더 큰, 항공기의 비행을 유지하기 위한 양력을 제공하는 것이 바람직하지만, 그러나, 로터는, 추가적으로 또는 대안적으로, (예를 들면, 날개의 세트와 연계하여) 전진(및/또는 천이) 구성을 비롯한 비행 구성에서 필요한 양력의 일부를 제공할 수 있다. 로터의 일례가 도 7에 도시되어 있다. 로터는, 개별적으로 또는 집합적으로, 다음의 것을 제공할 수 있다: 전진 비행 동안 항공기 고도를 유지하는 데 필요한 양력 또는 비행 동안 항공기에 의해 생성되는 총 양력의 300%, 200%, 150%, 120%, 110%, 95%, 90%, 75%, 50%, 40%, 30%, 20%, 10%, 5%, 앞서 언급된 백분율보다 더 많은 또는 더 적은 백분율, 또는 임의의 적절한 비율. 로터는, 추가적으로 또는 대안적으로, 개별적으로 또는 집합적으로 다음의 것을 제공할 수 있다: 전진 비행, 이륙(liftoff)(예를 들면, 이륙(takeoff), 천이 동작, 및/또는 임의의 다른 적절한 동작 모드 동안 항공기를 추진시키는 데 필요한 힘의 500%, 250%, 150%, 120%, 110%, 95%, 90%, 75%, 50%, 40%, 30%, 20%, 10%, 5%, 또는 임의의 적절한 비율. 로터는, 추가적으로 또는 대안적으로, 개별적으로 또는 집합적으로, 호버 비행 동안 항공기를 추진시키는 데 필요한 양력 및/또는 추력의 300%, 150%, 120%, 110%, 95%, 90%, 75%, 50%, 40%, 30%, 20%, 10%, 5%, 또는 임의의 적절한 비율을 제공할 수 있다.
로터는 다음의 것과 관련하여 로터 디스크의 받음각과 관련되는 양력을 제공할 수 있다: 전진 비행 동안의 유입하는 기류, 항공기의 길이 방향 축, 항공기의 날개(예를 들면, 날게 단면의 시위선(chord line)(146)), 및/또는 다른 기준 축 또는 평면. 날개(예를 들면, 날개의 시위선(146))에 대한 로터 디스크의 받음각은, 0도 미만, 0도, 1도, 3도, 5도, 7도, 9도, 11도, 13도, 15도, 앞서 언급된 값에 의해 경계가 정해지는 임의의 범위, 및/또는 임의의 다른 적절한 각도일 수 있다. 날개(191)에 대한 로터 디스크의 받음각의 일례가 도 13A에서 예시되어 있다. 로터 디스크의 받음각은 0도 미만, 0도, 1도, 3도, 5도, 7도, 9도, 11도, 13도, 15도, 17도, 20도, 20도 초과, 앞서 언급된 값에 의해 경계가 정해지는 임의의 범위, 및/또는 임의의 다른 적절한 각도일 수 있다. 로터 디스크(192)의 받음각의 일례가 도 13B에서 예시되어 있다. (날개 또는 기타에 대한) 로터 디스크 받음각은, 로터 회전 축, 모터 회전 축, 로터 디스크 평면(133)에 직교하는 벡터, 및/또는 임의의 다른 적절한 기준과 관련하여 정의(예를 들면, 측정)될 수 있다. 로터의 받음각은 항공기의 틸트 메커니즘 및/또는 피치의 변환에 기초하여 변환되는 것이 바람직하다. 바람직하게는, 로터 디스크 평면은 호버 구성에서 횡방향/길이 방향 평면(피치/롤 평면)에 대해 실질적으로 평행하고 전진 구성(및/또는 호버 구성)에서 수직/횡방향 평면(요/피치 평면)과 관련하여 기울어진다. 따라서, 틸트 메커니즘은, 전진 구성과 호버 구성 사이에서 천이하는 동안 날개를 90도 마이너스 로터 디스크 받음각만큼 변환시키는 것이 바람직하지만(일례가 도 13C에서 예시됨), 그러나, 틸트 메커니즘은, 전진 구성과 호버 구성 사이에서 천이하는 동안 날개를 90도 플러스 로터 디스크 받음각, 전진 구성과 호버 구성 사이에서 정확하게 90도, 및/또는 임의의 다른 적절한 변환 각도만큼 변환시킬 수 있다. 특정한 변형예에서, 전진과 호버 사이의 변환은, 차량의 전진 운동을 억제하기 위해 수직을 지나서 기울이는 것(예를 들면, 후방 추력 벡터를 생성하는 것)을 포함할 수 있다.
각각의 로터는, 로터 블레이드(136)를 추진 시스템에 커플링하는 허브를 포함하는 것이 바람직하다. 추진 시스템은, 기체(예를 들면, 날개) 구조물 및/또는 나셀에 견고하게 커플링될 수 있거나, 또는 날개와 관련하여 로터를 변환하도록, 받음각을 변경하도록, 및/또는 날개와 관련하여 측면 기움각(side cant angle)을 변경하도록 구성되는 로터 틸트 메커니즘 또는 관절식 연동 장치(articulated linkage)를 통해 커플링될 수 있다. 추진 시스템은, 허브에서 통합될 수 있는 또는 허브와 분리되어 구별될 수 있는 전기 모터(예를 들면, 70kW 연속 동력 대응)인 것이 바람직하다. 대안적으로, 추진 시스템은 내연 기관(internal combustion engine: ICE), 터빈 엔진, 하이브리드 전기 엔진, 및/또는 임의의 다른 적절한 추진 시스템일 수 있다. 변형예에서, 하나 이상의 로터는, 샤프트, 회전 커플링, 교차 연동 장치(cross-linkage), 및/또는 다른 적절한 메커니즘을 통해 동일한 추진 시스템에 커플링 및/또는 연결될 수 있다. 허브는 로터의 회전 축을 정의하는 것이 바람직하다. 특정 예에서, 항공기는 복수의 추진 어셈블리를 포함할 수 있는데, 각각의 추진 어셈블리는 다음의 것을 포함한다: 전기 모터 및 회전 축을 중심으로 전기 모터에 회전 가능하게 커플링되는 프로펠러. 제2 특정 예에서, 허브는 로터의 기하학적 중심에 위치될 수 있고 그리고/또는 로터의 기하학적 중심을 정의할 수 있다.
각각의 로터는, 항공기를 추진시키기 위해 사용될 수 있는, 유체(예를 들면, 공기)를 통해 회전될 때 공기 역학적 힘을 생성하도록 기능하는 로터 블레이드(136)의 세트를 포함할 수 있다. 각각의 로터는 임의의 적절한 수의 로터 블레이드를 포함할 수 있다. 바람직하게는, 각각의 로터는 5 개의 로터 블레이드를 포함하지만, 그러나 대안적으로 각각의 로터에 대해 2, 3, 4, 6개, 또는 6개 초과의 로터 블레이드를 포함할 수 있다. 로터 블레이드는 임의의 적절한 블레이드 단면 및/또는 공기 역학적 프로파일을 가질 수 있다. 제1 특정 예에서, 로터 블레이드는, 그 전체가 이 참조에 의해 통합되는 2019년 12월 9일자로 출원된 미국 출원 제16/708,280호에서 설명되는 로터리 에어포일 블레이드(rotary airfoil blade)이다. 그러나, 로터 블레이드는 다른 방식으로 구성될 수 있다.
로터 블레이드는 임의의 적절한 날개 길이 방향(spanwise) 기하학적 구조를 정의할 수 있다. 바람직하게는, 로터 블레이드의 상부 표면은 일반적으로 vesica piscis(베시카 파이시스) 기하학적 구조이지만, 그러나, 추가적으로 또는 대안적으로, 팁을 향해 테이퍼형일(tapered) 수 있고(예를 들면, 블레이드의 단부 부분을 가로질러 감소하는 로터리 에어포일 익현 길이), 일정한 단면적을 가질 수 있고, 가변 단면적을 가질 수 있고, 그리고/또는 임의의 다른 적절한 기하학적 구조를 가질 수 있다. 테이퍼 각도(taper angle)는 에어포일의 리딩 에지(leading edge) 상에서, 트레일링 에지(trailing edge) 상에서, 로터리 에어포일의 내부 부분 상에서 및/또는 팁에서 동일할 수 있거나 또는 상이할 수 있다. 로터리 에어포일의 팁은 임의의 적절한 기하학적 구조를 가질 수 있다. 팁은 편평하거나, 둥글거나, 또는 뾰족할 수 있고, 지점(point), 에지, 면, 및/또는 다른 적절한 기하학적 구조일 수 있다. 로터리 에어포일은 임의의 적절한 팁 각도를 가질 수 있다. 블레이드 팁은 하반각일 수 있고, 상반각일 수 있고, 기울어지지 않을 수 있고, 그리고/또는 임의의 적절한 각도에 있을 수 있다. 로터리 에어포일은 임의의 적절한 비틀림 각도(twist angle)를 가질 수 있다. 비틀림 각도는 로터리 에어포일의 날개 길이(span)를 따라 유효 블레이드 받음각을 변경하는 것이 바람직하다. 블레이드 비틀림 각도는, 가장 안쪽과 바깥쪽(팁) 단면 사이에서 정의되는 것이 바람직하지만, 그러나, 임의의 두 개의 단면 사이에서, 블레이드의 단면 사이에서, 및/또는 임의의 적절한 각도에서 정의될 수 있다.
로터 블레이드는 회전 축을 중심으로 임의의 적절한 각도 간격을 가질 수 있다. 바람직하게는, 로터 블레이드는 회전 축에 대해 균일하게 이격되지만, 그러나, 대안적으로, (예를 들면, 소음 완화를 위해) 회전 축에 대해 균일하지 않게 이격될 수 있다. 제1 특정 예에서, 로터 블레이드는, 그 전체가 이 참조에 의해 통합되는 2019년 6월 3일자로 출원된 미국 출원 제16/430,163호에서 설명되는 바와 같이 회전 축에 대해 이격된다. 그러나, 로터 블레이드는 다른 방식으로 배열될 수 있다.
로터 블레이드는 임의의 적절한 길이(예를 들면, 블레이드 길이)의 날개 길이를 정의할 수 있다. 날개 길이는, 단면 익현 길이(L)와 관련하여 사이즈가 정해질 수 있고, 익현 길이에 무관하게 사이즈가 정해질 수 있고, 그리고/또는 임의의 적절한 길이일 수 있다. 날개 길이는 1L, 5L, 10L, 15L, 20L, 25L, 50L, 5L 미만, 5 내지 25L, 25 내지 50L, 50L 초과, 5㎝ 미만, 5㎝, 10㎝, 25㎝, 30㎝, 35㎝, 40㎝, 45㎝, 50㎝, 60㎝, 70㎝, 80㎝, 90㎝, 1m, 1.25m, 1.5m, 1.75m, 2.5m, 5m, 10m, 15m, 20m, 5 내지 25㎝, 25 내지 50㎝, 50 내지 100㎝, 0.1m 내지 15m, 1 내지 2m, 1 내지 4m, 5 내지 10m, 10 내지 20m, 20m 초과, 및/또는 임의의 다른 적절한 길이일 수 있다. 특정 예에서, 로터 블레이드는 3 미터의 로터 디스크 직경을 정의한다.
항공기 상의 분리된 로터는, 동일한 구성에서 동일한 로터 블레이드를 사용하여 동작하는 것이 바람직하지만, 그러나, 대안적으로, 상이한 수의 로터 블레이드, 로터 블레이드 길이(또는 로터 디스크의 반경), 로터 블레이드 간격, 로터 블레이드 단면, 및/또는 다른 상이한 특성을 포함할 수 있다.
로터는 (예를 들면, 유체 흐름과 관련하여) 로터 블레이드의 받음각을 변경하도록 기능하는 블레이드 피칭 메커니즘(blade pitching mechanism)(137)을 포함할 수 있다. 로터는 단일의 피칭 메커니즘, 또는 다음과 같은, 각각의 로터와 관련되는 다수의 피칭 메커니즘을 포함할 수 있다: 로터당 하나, 로터당 다수, 블레이드당 하나, 및/또는 로터당 임의의 다른 적절한 수의 블레이드 피칭 메커니즘. 피칭 메커니즘은 블레이드를 독립적으로 작동시킬 수 있거나 또는 동시에 다수를 작동시킬 수 있다. 피칭 메커니즘은, 로터 허브에 통합될 수 있고, 로터 허브에 연결/장착될 수 있고, 그리고/또는 로터 허브로부터 분리될 수 있다. 바람직하게는, 피칭 메커니즘은 전기 기계적으로 작동될 수 있지만, 그러나, 추가적으로 또는 대안적으로, 유압식, 공압식, 및/또는 (인간 오퍼레이터 또는 다른 입력에 의해) 지상에서 조정 가능할 수 있다. 피칭 메커니즘은 유한한 수의 또는 무한한 수의 위치 사이에서 동작 가능할 수 있다. 피칭 메커니즘은, 제어 가능한 피치 프로펠러(controllable-pitch propeller: CPP), 스와시 플레이트(swashplate), 지상 조정 가능 로터(ground adjustable rotor), 및/또는 다른 피칭 메커니즘일 수 있다. 제1 변형예에서, 블레이드 피치 메커니즘은 스와시 플레이트이다. 제2 변형예에서, 블레이드 피칭 메커니즘은 전기 기계식 액추에이터의 세트이다. 제3 변형예에서, 로터는 피칭 메커니즘을 포함하지 않으며 로터에 의해 생성되는 양력은 RPM을 변경하는 것에 의해 제어된다.
로터는, 로터에 대한 구조적 장착부로서 기능하는 나셀(138)을 포함할 수 있다. 나셀은, 추가적으로, 하나 이상의 추진 컴포넌트(예를 들면, 모터, 엔진 등) 및/또는 동력 소스에 대한 패키징으로서 기능할 수 있다. 나셀은, 전진 구성에서 나셀의 트레일링 부분을 향해 테이퍼형인 공기 역학적으로 효율적인 형상(예를 들면, 눈물 모양)인 것이 바람직하다. 나셀은 로터를 기체에 연결하는 지지 부재 노드로서 역할을 하는 것이 바람직하며, 1, 2, 3, 또는 3 개보다 더 많은 지지 부재에 연결될 수 있다. 제1 변형예에서, 나셀은 지지 부재의 엔드포인트에 연결될 수 있다. 제2 변형예에서, 나셀은 지지 부재를 이등분할 수 있다. 제3 변형예에서, 나셀은 지지 부재 안으로 직접적으로 통합될 수 있고 그리고/또는 지지 부재는 나셀(예를 들면, 랜딩 기어 스트럿, 지상 지지 부재 등) 안으로 직접적으로 통합될 수 있다. 나셀은 횡방향 지지 부재(및/또는 날개 또는 다른 장착 컴포넌트)와 관련하여 고정되는 것이 바람직하지만, 그러나, 대안적으로, 날개 및/또는 틸트 메커니즘과 관련하여 회전, 활주, 또는 다른 방식으로 작동될 수 있다. 특정 예에서, 나셀은 횡방향 지지 부재의 외측 종단(예를 들면, 좌측 날개 및/또는 우측 날개, 날개의 외측 단부) 및 횡방향 지지 부재의 수직 종단(예를 들면, 상부 단부 및/또는 하부 단부)에서 장착된다. 제2 특정 예에서, 나셀은 날개 말단(예를 들면, 날개 단부)에 근접한 지지 부재의 리딩 에지 또는 측면에 장착될 수 있다. 그러나, 나셀은 피처의 임의의 다른 적절한 세트 및/또는 배열을 가질 수 있다.
변형예에서, 로터의 서브세트(예를 들면, 모든 로터, 전진 구성에서 지면에 가장 가까운 로터, 후방 로터 등)는 하나 이상의 구성에서 나셀 내에서 구속(captive) 및/또는 수납될(retracted) 수 있고, 블레이드 피치 메커니즘 및/또는 후퇴 메커니즘에 의해 작동될 수 있다. 제1 예에서, 지면에 가장 가까운 로터는, 로터를 보호하고 그리고/또는 노출된 블레이드로부터 인간을 보호하기 위해, 고정익 스타일 착륙 동안 또는 그 이후에 수납된다.
로터는 엔클로징되지 않는 것이 바람직하지만(예를 들면, 구속 블레이드 팁 없음, 유입 스크린 없음, 팬 덕트 없음 등), 그러나 추가적인 또는 대안적 변형예에서, 엔클로징될 수 있고(예를 들면, 덕트 팬에서와 같이 덕트 연결됨(ducted), 디스크 면적의 둘레 주위의 엔진 커버(cowling) 내에 엔클로징됨 등) 및/또는 유입 및/또는 유출 경로에서 고정된 스크린을 포함할 수 있다. 로터 엔클로저/덕트 연결은 나셀에 연결될 수 있고 그리고/또는 기체에 다른 방식으로 장착될 수 있다.
로터의 세트는 항공기 및/또는 기체 상에서 임의의 적절한 배열을 가질 수 있다. 로터는 항공기의 축과 관련하여 공간적으로 균일하게 또는 불균일하게 분포될 수 있지만, 그러나, 추가적으로 또는 대안적으로, 다음의 것: 항공기 질량(예를 들면, 무게 중심을 중심으로), 양력 생성 축, 항공기 기하학적 구조(예를 들면, 항공기 기하학적 중심), 기체 기하학적 구조(예를 들면, 기체 기하학적 중심)와 관련하여(예를 들면, 이들에 대해) 균일하게 또는 불균일하게 분포될 수 있고, 그리고/또는 다른 방식으로 분포되거나 또는 배열될 수 있다. 로터는 항공기 및/또는 기체의 횡방향 평면에 대해 대칭인 것이 바람직하지만, 그러나, 추가적으로 또는 대안적으로, 횡방향 평면에 대해 비대칭일 수 있다. 세트 내의 로터는 동일 평면 상에 있을 수 있거나, (예를 들면, 수직으로, 횡방향으로, 길이 방향으로, 기울어져 등으로) 오프셋될 수 있거나, 또는 세트 내의 다른 로터와 관련하여 다른 방식으로 배열될 수 있다. 일례에서, 로터는 항공기 또는 기체의 길이 방향 축과 관련하여 왼쪽(left side)과 오른쪽(right side) 상에서 균등하게 분포되지만, 그러나 다른 방식으로 구성될 수 있다. 로터, 허브, 로터 디스크 평면(및/또는 스윕된 면적(swept area)) 및/또는 다른 적절한 로터 언급은, 동일 평면 상에 있을 수 있고, (예를 들면, 평행한 평면에서) 서로로부터 오프셋될 수 있고, 기울어질 수 있고(예를 들면, 프로펠러 축은 서로에 대해 기울어질 수 있음), 및/또는 전진, 호버, 천이, 및/또는 다른 동작 모드에서 다른 방식으로 구성될 수 있다. 제1 변형예에서, 원위(외측) 로터는 근위(내측) 로터로부터 리세스화되는데(recessed)(후방을 향해 배열됨, 전진 구성에서 항공기 후방을 향해 오프셋됨), 그 예가 도 14A 내지 도 14C 및 도 17A 내지 도 17C에 도시되어 있다. 제2 변형예에서, 근위(내측) 로터는 원위(외측) 로터로부터 리세스화되는데(후방을 향해 배열됨, 전진 구성에서 항공기 후방을 향해 오프셋됨), 그 예가 도 15A 내지 도 15C에 도시되어 있다. 제3 변형예에서, 내측 및 외측 로터 디스크 평면은 동일 평면 상에 있는데, 그 예가 도 16A 내지 도 16C에 도시되어 있다.
로터는, 하나 이상의 동작 모드에서 틸트 축(112) 및/또는 CoG와 관련하여 임의의 적절한 배열을 가질 수 있다. 하나 이상의 로터(예를 들면, 로터 허브)는 틸트 축의 전방에 있을 수 있고, 틸트 축의 후방에 있을 수 있고, 틸트 축 위에 있을 수 있고, 틸트 축 아래에 있을 수 있고, 틸트 축을 따라 배열될 수 있고, 그리고/또는 전진 및/또는 호버 구성에서 틸트 축과 관련하여 다른 방식으로 적절하게 배열될 수 있다. 하나 이상의 로터(예를 들면, 로터 허브)는 CoG의 전방에 있을 수 있고, CoG의 후방에 있을 수 있고, CoG 위에 있을 수 있고, CoG 아래에 있을 수 있고, 횡방향 축을 따라 배열될 수 있고, 그리고/또는 전진 및/또는 호버 구성에서 CoG와 관련하여 다른 방식으로 적절하게 배열될 수 있다. 제1 예에서, 로터(및/또는 대응하는 로터 허브)의 세트는, 전진 구성에서 (예를 들면, 수직 방향과 관련하여) 틸트 축 및/또는 CoG 아래에서 그리고 호버 구성에서 틸트 축 및/또는 CoG 위에서 배열된다. 제2 예에서, 로터(및/또는 대응하는 로터 허브)의 세트는, 전진 구성에서 틸트 축 및/또는 CoG의 전방에서 그리고 호버 구성에서 틸트 축 및/또는 CoG의 후방에서 배열된다.
로터는 날개와 관련하여 임의의 적절한 배열을 가질 수 있다. 로터는 날개의 전방에 있을 수 있고, 날개의 후방에 있을 수 있고, 날개의 위에 있을 수 있고, 날개의 아래에 있을 수 있고, 날개의 내측 부분 상에서 배열될 수 있고, 날개의 외측 부분 상에서 배열될 수 있고, 날개의 경계 돌출부(예를 들면, 팬 덕트 등으로서 기능하는 날개 등) 내에 있을 수 있고, 그리고/또는 전진 및/또는 호버 구성에서 날개와 관련하여 다른 방식으로 적절하게 배열될 수 있다. 로터는 페이로드 하우징 또는 동체와 관련하여 임의의 적절한 배열을 가질 수 있다. 로터(및/또는 로터 허브)는 페이로드 하우징 또는 동체의 측면도 경계 투영 위에, 아래에, 전방에, 후방에, 그리고/또는 내에 있을 수 있다.
로터의 세트는 하나 이상의 로터 쌍을 정의할 수 있는데, 여기서 각각의 쌍 내의 로터는 호버 구성 및/또는 전진 구성에서 항공기의 하나 이상의 축의 대향하는 쪽(opposing sides)(예를 들면, 상단/하단 로터 쌍, 좌측/우측 로터 쌍, 전면/후면 로터 쌍) 상에서 배열된다(예를 들면, 완전해 배열됨, 대부분 배열됨). 항공기는 임의의 적절한 수의 로터 쌍을 포함할 수 있다. 항공기는 2, 3, 4개 또는 4개보다 더 많은 쌍의 로터를 포함할 수 있다. 특정 예에서, 항공기는 한쪽당(per side) 세 개의 로터를 포함한다: 세 개의 좌측 로터 및 세 개의 우측 로터. 그러나, 로터 쌍은 다른 방식으로 정의될 수 있고, 로터는 다른 방식으로 그룹화될 수 있다. 추가적인 상단/하단 및/또는 좌측/우측 로터 쌍을 포함하는 기체의 예는, 도 18A 내지 도 18F 및 도 19A 내지 도 19F에 도시되어 있다.
전진 구성에서, 로터의 세트는 항공기의 무게 중심(CoG)(및/또는 기체 또는 항공기 기하학적 중심) 위에서 하나의 로터 쌍을 그리고 아래에서 하나의 로터 쌍을 포함하는 것이 바람직하지만, 그러나, 추가적으로 또는 대안적으로, CoG 및/또는 기체 또는 항공기 기하학적 중심 위에서 및/또는 아래에서 하나보다 더 많은 로터 쌍(예를 들면, 위에 2개 및 아래에 1개, 위에 2개 및 아래에 2개)을 포함할 수 있거나, CoG 및/또는 기체 또는 항공기 기하학적 중심 위에서 로터 쌍을 포함하지 않을 수 있거나, CoG 및/또는 기체 또는 항공기 기하학적 중심 아래에서 로터 쌍을 포함하지 않을 수 있거나, 또는 다른 방식으로 배열될 수 있다. 바람직하게는, 하나의 로터 쌍이 수직 방향에서 전진 구성에서(예를 들면, 최대로 적재된 항공기의 경우, 적재되지 않은 항공기의 경우, CoG의 명시된 범위 내에서) CoG와 중앙에서(centrally) 정렬된다. 추가적으로 또는 대안적으로, 항공기는 CoG와 정렬되는 다수의 로터 쌍, 전방의 하나의 로터 쌍 및 횡방향 축(예를 들면, CoG와 교차하는 횡방향 축)의 하나의 로터 쌍, 전방의 로터 쌍의 하나의 로터 및 횡방향 축(예를 들면, CoG와 교차하는 횡방향 축)의 후방의 로터 쌍의 하나의 로터를 포함할 수 있고, 그리고/또는 항공기는 다른 방식으로 적절하게 구성될 수 있다.
제1 특정 예에서, 로터 허브 및/또는 반 횡방향 지지 부재의 단부에 장착되는 로터와 관련되는 로터 디스크의 가장 낮은 지점은 페이로드 하우징(예를 들면, 캐빈, 동체 등)의 베이스 아래로 연장되고 그리고/또는 랜딩 기어(예를 들면, 전진 구성에서 랜딩 기어의 위치, 착륙 구성에서 랜딩 기어의 가장 낮은 지점 등) 아래로 연장된다.
호버 구성에서, 모든 로터 쌍은 CoG(적재됨 및/또는 적재되지 않음) 및/또는 항공기 기하학적 중심 위에 수직으로 놓이는 것이 바람직하지만, 그러나, 추가적으로 또는 대안적으로, 하나 이상의 로터 또는 로터 쌍이 CoG 및/또는 항공기 기하학적 중심 아래에 수직으로 배열될 수 있다. 호버 구성에서, 하나의 로터 쌍은 길이 방향 또는 수직 방향에서 CoG 및/또는 기체 또는 항공기 기하학적 중심과 중앙에서 정렬되는 것이 바람직하지만, 그러나, 추가적으로 또는 대안적으로, 하나보다 더 많은 로터 쌍은 길이 방향 또는 수직 방향에서 CoG 및/또는 기체 또는 항공기 기하학적 중심과 중앙에서 정렬될 수 있고, 적어도 하나의 로터 쌍은 CoG 및/또는 기체 또는 항공기 기하학적 중심의 전방에 있을 수 있고 적어도 하나의 로터 쌍은 CoG 및/또는 기체 또는 항공기 기하학적 중심의 후방에 있을 수 있고, 로터 쌍의 하나의 로터는 횡방향 축(예를 들면, CoG 또는 기하학적 중심과 교차하는 횡방향 축)의 전방에 있을 수 있고 로터 쌍의 하나의 로터는 그 후방에 있을 수 있고 그리고/또는 로터/로터 쌍은 다른 방식으로 배열될 수 있다. 그러나, 항공기는 다른 방식으로 적절하게 구성될 수 있다.
로터의 세트는 하나 이상의 쌍을 이루지 않은(unpaired) 로터를 포함할 수 있다(예를 들면, 홀수 개수의 로터, 3, 5, 7 등의 경우). 쌍을 이루지 않은 로터는 틸트 메커니즘과 관련하여 중앙에 위치될 수 있고(예를 들면, 길이 방향 및 수직 축에 의해 정의되는 시상면(sagittal plane)에 놓임), 항공기 기수 상에 위치될 수 있고, 항공기 꼬리/부분 상에 위치될 수 있고, 그리고/또는 다른 방식으로 적절하게 위치될 수 있다.
바람직하게는, 전진 구성에서, 모든 로터 및/또는 로터 쌍은 틸트 메커니즘의 틸트 축의 길이 방향 전방에 배열되지만, 그러나, 대안적으로, 하나 이상의 로터 및/또는 로터 쌍은 틸트 축 후방에 놓인다. 바람직하게는, 호버 구성에서, 모든 로터 및/또는 로터 쌍은 틸트 메커니즘의 틸트 축 위에 수직으로 배열되지만, 그러나, 대안적으로, 하나 이상의 로터 및/또는 로터 쌍은 틸트 축 아래에 놓인다. 특정 예에서, 틸트 메커니즘의 틸트 축은 항공기의 CoG 위에서 (수직 축을 따라) 그리고 후방에서 (길이 방향 축을 따라) 놓여 있다.
제1 특정 예에서, 수평(예를 들면, 전진) 비행에서, 모든 로터(및/또는 로터 쌍) 및/또는 기체의 양력(예를 들면, 날개, 페이로드 하우징 기하학적 구조에 의해 생성되는 양력 등을 포함)의 결합된 공기 역학적 중심은 항공기의 CoG와 실질적으로 길이 방향에서 정렬된다(예를 들면, CoG를 통과하고; 중력 축 또는 수직 축과의 0도, 1도 미만, 2도 미만, 3도 미만, 5도 미만, 10도 미만의 각도, 및/또는 임의의 다른 적절한 각도를 형성하고; 오프셋 거리만큼 CoG로부터 길이 방향에서 오프셋되는 등). 제2 특정 예에서, 페이로드 하우징(또는 페이로드 하우징 포드)의 꼬리에 연결되는 로터의 후방 세트는 틸트 축의 후방에 놓여 있다.
로터는, 항공기의 비행 및/또는 구성의 임의의 모드에서 항공기에 대한 항력 벡터 및/또는 무게 벡터에 대해 임의의 적절한 관계를 갖는 임의의 적절한 추력 벡터 및/또는 양력 벡터를 정의할 수 있다. 바람직하게는, 전진 구성에서(예를 들면, 수평 비행 동안), 전진 추력 벡터는 실질적으로 항력 축과 정렬되고, 양력 벡터는 실질적으로 무게 벡터와 정렬되지만(일례가 도 6A에 도시됨), 그러나, 양력 및/또는 전진 추력 벡터는, 대안적으로, 중량 및/또는 항력 벡터와 관련하여, 각각, 오프셋될 수 있고, 기울어질 수 있고 그리고/또는 다른 방식으로 배향될 수 있다. 호버 구성에서, 양력 벡터(또는 수직 추력) 벡터는 실질적으로 무게 벡터와 정렬되지만(일례가 도 6B에 도시됨), 그러나, 대안적으로, 무게 벡터와 관련하여 오프셋될 수 있고, 기울어질 수 있고, 그리고/또는 다른 방식으로 배향될 수 있다. 특정 예에서, 틸트 축은, 전진 비행에서 항력 벡터와 실질적으로 정렬되는 추력 벡터 및 호버에서 CoG와 실질적으로 정렬되는 양력 벡터를 여전히 제공하면서, 양력 및/또는 추력 중심으로부터 오프셋되고 캐빈 영역 외부에 배열된다. 제2 특정 예에서, 수직/길이 방향 평면에서 틸트 축을 통해 CoG로부터 연장되는 라인은, 수직 및/또는 길이 방향 축과 관련하여 45 도 각도를 획정한다. 제3 특정 예에서, 틸트 축은 무게 중심 후방 및 위에서(및/또는 전방 및 아래에서) 넌제로 각도(예를 들면, 45도)에서 배열될 수 있고, 그 결과, 모든 로터의 추력의 평균 중심은 호버 및 전진 비행 둘 모두에서 무게 중심과 여전히 정렬될 수 있다.
로터는 시계 방향, 반시계 방향, 또는 이들의 조합으로 회전될 수 있다(예를 들면, 로터의 서브세트는 시계 방향으로 회전되고 나머지는 반시계 방향으로 회전됨). 동작에서, 로터는 항상 로터의 각각의 회전 방향에서 회전될 수 있고, (예를 들면, 항공기 구성, 항공기 회전 또는 내비게이션 등에 기초하여) 회전 방향을 스위칭할 수 있고, 회전을 중지할 수 있고, 그리고/또는 다른 방식으로 동작될 수 있다. 로터의 절반은 한 방향에서 회전하고, 한편 다른 절반은 반대 방향에서(예를 들면, 다른 방향으로) 회전하는 것이 바람직하지만; 그러나, 로터는 두 방향 사이에서 다른 방식으로 분포될 수 있다. 한쪽(좌/우)당 적어도 하나의 로터는 시계 방향으로(그리고 하나의 로터는 반시계 방향으로) 회전하는 것이 바람직하고, 횡방향 지지 부재 위의 적어도 하나의 로터는 (예를 들면, 전진 구성에서) 시계 방향으로(및 하나의 로터는 반시계 방향으로) 회전하는 것이 바람직하고, 그리고/또는 횡방향 지지 부재 아래의 적어도 하나의 로터는 시계 방향으로(그리고 하나의 로터는 반시계 방향으로) 회전하지만; 그러나, 항공기는 앞서 언급된 그룹 중 임의의 것에서 두 개, 두 개 이상, 0개, 또는 임의의 적절한 수의 로터를 포함할 수 있다. 로터 회전 방향의 분포는, 하나 이상의 추진 어셈블리의 장애의 경우에, 지속적인 비행 동작 및/또는 착륙 성능을 가능하게 하도록 선택될 수 있다. 모든 로터는 모든 비행 모드 및/또는 비행 구성(예를 들면, 전진, 천이, 호버 등)에서 동력을 공급받는 것이 바람직하지만; 그러나 변형예에서, 로터의 서브세트는 비행의 하나 이상의 모드 동안(예를 들면, 전진 비행 동안, 진행 방향을 변경하는 동안 등) 동력을 공급받지 않을 수 있다 - 이것은 에너지를 절약할 수 있고 그리고/또는 진행 방향 제어 권한을 향상시킬 수 있다.
시계 방향 및 반시계 방향 로터의 예시적인 분포가 도 20A 내지 도 20D에 도시되어 있다.
항공기(100)의 지지 부재는 페이로드 하우징을 지지하도록 그리고 로터 사이에서 구조적 부하를 전달하도록 기능한다. 지지 부재의 세트(또는 그 안의 서브세트)는, 변형예에서, 전진 구성에서(예를 들면, 수평 비행 동안) 양력을 생성하도록 기능할 수 있다. 제1 특정 예에서, 횡방향 지지 부재는 전진 구성에서 항공기 양력의 임계 비율 미만, 예컨대, 100%, 95%, 90%, 75%, 50%, 40%, 30%, 20%, 10%, 5%, 및/또는 항공기 (필수) 양력의 임의의 다른 비율 미만을 생성한다. 제2 특정 예에서, 횡방향 지지 부재는 실질적으로 양력을 생성하지 않는다(예를 들면, 5% 미만, 1% 미만 등). 제3 특정 예에서, 횡방향 지지 부재는 날개 길이의 일부 또는 전체에 걸쳐 에어포일 프로파일 기하학적 구조를 갖지 않는다. 제4 특정 예에서, 세트의 하나 이상의 지지 부재는 양력 또는 추력에 대항하는 항력 또는 공기 역학적 힘을 생성한다.
지지 부재의 세트는 다수의 지지 부재를 포함하는 것이 바람직하지만, 그러나, 추가적으로 또는 대안적으로, 단일의 지지 부재(예를 들면, 단일 조각)를 포함할 수 있다. 지지 부재의 세트는 임의의 적절한 배열을 가질 수 있다. 지지 부재는 로터 나셀, 틸트 메커니즘, 페이로드 하우징 외부, 다른 지지 부재, 및/또는 항공기 상의 다른 컴포넌트에서 엔드포인트를 가질 수 있다. 지지 부재는 엔드포인트를 견고하게 연결하는 것(예를 들면, 기계적으로 결합됨, 통합됨, 체결됨 등)이 바람직하지만, 그러나, 대안적으로, 하나 이상의 엔드포인트는 회전 가능하게 연결될 수 있고(예를 들면, 틸트 메커니즘과 관련한 선회, 페이로드 하우징과 관련한 선회, 기체의 나머지와 관련한 선회 등) 및/또는 다른 방식으로 연결될 수 있다. 지지 부재는 항공기 상의 임의의 수의 엔드포인트 노드(예를 들면, 2개의 엔드포인트 노드)를 연결할 수 있다. 하나의 예에서, 지지 부재 세트는 적어도 2개의 반 횡방향 지지 부재 및 1개의 횡방향 지지 부재를 포함하는 것이 바람직하다. 그러나, 지지 부재의 세트는 임의의 적절한 구성에서 임의의 수의 지지 부재를 포함할 수 있다.
제1 변형예 - 이중 사변형(dual quadrilateral) 변형예 - 에서, 지지 부재는 협력하여 항공기의 각각의 쪽(side)에서 닫힌 사변형 기하학적 구조를 형성하는데(예를 들면, 시상면에 대해 미러링됨), 사변형의 세 개의 코너 노드는 로터 나셀에 놓이고 네 번째 것은 (예를 들면, 추가적인 부재에 의해) 틸트 메커니즘 또는 틸트 메커니즘의 연장부에 그들을 연결한다. 이중 사변형 변형예의 특정 예가 도 4D에 도시되어 있다. 이중 사변형 변형예의 제2 특정 예가 도 4H에 도시되어 있다.
제2 변형예 - 보타이(bowtie) 변형예 - 에서, 지지 부재는 로터 나셀의 각각에서 코너를 갖는 외부 다각형을 형성하고(상이한 수의 로터를 연결하는 다각형 기하학적 구조의 예가 도 5A 내지 도 5F에 도시됨), 횡방향 지지체는 (횡방향에서) 원위 로터 나셀을 틸트 메커니즘에 연결한다. 제1 예에서, 횡방향 지지체는 단일의 연속 부재로서 확장된다. 제2 예에서, 횡방향 지지체는 페이로드 하우징을 가로질러 분할되고 어느 한 쪽에서 틸트 메커니즘에 연결된다. 타이 변형예는, 전진 구성에서 외부 다각형의 상부 및 하부 부재를 형성하고, 호버 구성에서 외부 다각형의 전방 및 후방 부재를 형성하는 페이로드 하우징의 대향하는 쪽 상의 두 개의 대향하는 횡방향 지지 부재를 포함한다. 두 개의 대향하는 횡방향 지지 부재 사이의 거리는, 전진과 호버 사이의 천이 동안 페이로드 하우징에 충돌하는 것을 방지하기 위해 페이로드 하우징의 길이 및 높이 둘 모두를 (예를 들면, 50㎝과 같은 여유 간격(clearance) 거리만큼) 초과할 수 있지만, 그러나 다른 방식으로 치수가 정해질 수 있다. 타이 변형예의 특정 예가 도 4B에 도시되어 있다.
제3 변형예 - 스페이스프레임(spaceframe) 변형예 - 에서, 상이한 지지 부재는 각각의 나셀과 틸트 메커니즘 사이에서 연장된다(예를 들면, N개의 로터의 경우, N개의 지지 부재가 N개의 로터를 틸트 메커니즘에 연결한다). 추가적인 횡방향 지지체가 (전진 구성에서) 두 개의 최상부 나셀을 연결하고, 지지 부재의 추가적인 세트가, 엔드포인트와 항공기의 동일한 쪽 상의 로터 나셀의 각각과 함께 닫힌 다각형을 형성한다(예를 들면, 여섯 개 로터의 경우, 왼쪽 및 오른쪽 상의 삼각형). 스페이스프레임 변형예의 특정 예가 도 4A에 도시되어 있다.
제4 변형예 - 교차 변형예 - 에서, 교차 변형예는, 좌측 최외곽 나셀과 우측 최외곽 나셀 사이에 걸쳐 있는 횡방향 지지 부재의 세트, 및 로터의 나머지를 횡방향 지지 부재의 세트에 연결하는 반 횡방향 지지 부재를 포함한다. 횡방향 지지 부재의 세트는 단일의 걸쳐 있는(spanning) 횡방향 지지 부재일 수 있거나(일례가 도 4E에 도시됨) 또는 틸트 메커니즘의 어느 한 쪽 상에서 연결되는 왼쪽 부재 및 오른쪽 부재를 포함할 수 있다(일례가 도 4G에 도시됨). 대안적으로, 횡방향 지지 부재의 각각의 쪽 상의 엔드포인트는 (예를 들면, 도 5F에 도시되는 8개의 로터의 경우) 다른 반 횡방향 지지 부재에 연결될 수 있다.
제5 변형예 - 교차 빔 변형예 - 에서, 나셀은 교차 변형예에서와 같이 결합되는데, 상부 나셀이 (전진 구성에서) 추가적인 지지체에 의해 연결된다. 이 지지체는 틸트 메커니즘, (교차 변형예로부터의) 횡방향 지지 부재의 세트, 또는 틸트 메커니즘으로부터 연장되는 빔에 연결될 수 있다. 교차 빔 변형예의 일례가 도 4F에 도시되어 있다.
제6 변형예에서, 항공기는 전술한 변형예(예를 들면, 추가적인 좌측/우측, 상단/하단, 및/또는 전방/후방 로터 쌍을 가짐) 중 하나에서 설명되는 바와 같이 배열되는 2개, 3개, 4개, 5개, 6개, 8개, 10개, 12개, 14개, 및/또는 임의의 다른 적절한 수의 로터를 포함할 수 있고 그리고/또는 다른 방식으로 적절하게 배열된다.
지지 부재의 세트는 페이로드 하우징, 틸트 메커니즘, 다른 지지 부재, 및/또는 다른 기준 지점과 관련하여 임의의 적절한 각도(들)를 가질 수 있다. 지지 부재는 시상면(직선)과 관련하여 수직으로 연장될 수 있거나, 또는 하반각 각도(일례가 도 10B 및 도 19A 내지 도 19F에 도시됨), 상반각 각도(일례가 도 10A 및 도 18A 내지 도 18F에 도시됨), 전방 스윕 각도(sweep angle), 후방 스윕 각도를 획정할 수 있다. 각도는 0도, 5도, 10도, 15도, 20도, 30도, 45도, 60도, 70도, 75도, 80도, 85도, 90도, 0 내지 15도, 15 내지 30도, 30 내지 60도, 60 내지 75도, 75 내지 90도, 및/또는 임의의 다른 적절한 각도일 수 있다. 지지 부재 및/또는 기체 구조물의 형상은, 반전된 갈매기 형상(inverted gull shape), 갈매기 형상, 상반각, 하반각, 및/또는 임의의 다른 적절한 형상 또는 기하학적 구조일 수 있다.
지지 부재의 세트는 기체(또는 지지 구조물과 같은, 기체의 일부)를 형성하기 위해 임의의 적절한 방식으로 함께 조립될 수 있고, 이것의 예가 도 4A 내지 도 4H에 도시되어 있다. 바람직하게는, 지지 부재는 그들이 교차하지 않는 토션 박스(148)를 가지도록 배열되고, 그 결과, 내부 구조물/기하학적 구조에서의 불규칙성에 의해 강성이 감소되지 않지만, 그러나, 지지 부재는 대안적으로 교차할 수 있고(일례가 도 8C에 도시됨), 기하학적 구조 외부에서 내포하는(nesting) 기하학적 구조를 가질 수 있고, 그리고/또는 다른 방식으로 배열될 수 있다. 바람직하게는, 반 횡방향 지지 부재가 횡방향 지지 부재의 전방에 배열되지만(일례가 도 8A에 도시됨), 그러나, 추가적으로 또는 대안적으로, 횡방향 지지 부재의 후방일 수 있다(일례가 도 8B에 도시됨). 두 지지 부재 사이의 연결은 임의의 적절한 기하학적 구조를 가질 수 있으며, 그들은, 필렛 처리될 수 있고(filleted), 일정한 반경을 아치형일 수 있고, 가변 반경을 갖는 아치형일 수 있고, 모따기될 수 있고, 공기 역학적으로 최적화될 수 있고, 그리고/또는 다른 방식으로 연결될 수 있다. 연결은 지지 부재(예를 들면, 동일한 컴포넌트), 동일한 재료의 상이한 컴포넌트(예를 들면, 복합재), 또는 상이한 재료(예를 들면, 토션 박스에 체결되는 또는 본딩되는 알루미늄 거싯(gusset))와 통합될 수 있다. 복합 구조물을 활용하는 변형예에서, 컴포넌트는 동일한 복합 레이업(composite layup)에서 제조될 수 있거나, 제조는 외부 지지 구조물에 대한 상이한 복합 레이업을 포함할 수 있거나, 또는 컴포넌트는 다른 방식으로 제조/본딩될 수 있다. 변형예에서, 두 개보다 더 많은 지지 부재가 단일의 엔드포인트, 노드, 또는 연결부에서 연결 및/또는 교차될 수 있다.
제1 변형예에서, 토션 박스(148)는 지지 부재 단면 프로파일의 단면의 일부를 점유할 수 있고, 그 결과, 교차하는 지지 부재가 교차하지 않는 토션 박스를 가질 수 있다. 일례가 도 22A에서 예시되어 있다.
지지 부재는 임의의 외부 기하학적 구조를 가질 수 있다. 지지 부재는 대칭적인 에어포일 단면을 갖는 것이 바람직하지만, 그러나, 대안적으로, 비대칭 에어포일 단면; 둥근/아치형의 리딩 에지 및 트레일링 에지를 향해 테이퍼형인 두께와 같은, 공기 역학적으로 효율적인 형상(예를 들면, 뾰족한, 편평한 등); 강성 주도 기하학적 구조(stiffness-driven geometry)(예를 들면, 원형 단면, 육각형 단면 등); 비 공기 역학적 기하학적 구조; 직사각형, 난형(ovoid), 원형, 삼각형, 및/또는 임의의 다른 적절한 단면 기하학적 구조를 가질 수 있다. 지지 부재는 직선일 수 있고, 일정한 단면일 수 있고, 아치형(예를 들면, 곡선형, 만곡형)일 수 있고, 테이퍼형일 수 있고(예를 들면, 테이퍼의 방향에서 전장(span)을 따른 단면적에서의 감소), 비테이퍼형(un-tapered)(예를 들면, 일정한 단면 프로파일)일 수 있고, 갈매기 날개(또는 반전된 갈매기 날개) 형상일 수 있고, 기울어질 수 있고, 그리고/또는 임의의 다른 적절한 전장 방향 형상을 갖는다. 횡방향 지지 부재는 길이 방향 축을 따라 직선형, 굴곡형, 및/또는 만곡형일 수 있고, 그리고/또는 임의의 다른 적절한 기하학적 구조를 정의할 수 있다.
특정한 변형예에서, 지지 부재는 날개(145)일 수 있고, 좌측 날개, 우측 날개, 상단 날개, 전방 날개, 후방 날개, 하단 날개, 기체의 전체 폭에 걸쳐 있는 날개를 포함할 수 있다.
지지 부재의 세트는 임의의 적절한 내부 구성을 가질 수 있다. 바람직하게는, 지지 부재는, 비틀림 강성/강직성을 제공하기 위해 지지 부재의 내부에 통합되거나 또는 내부적으로 연결되는 토션 박스를 포함한다. 관형 구조물을 구비하는 토션 박스는, 지지 부재(예를 들면, 외부를 지지하는 리브(rib) 및 날개보(spar))와 동일한 단면 프로파일을 가질 수 있거나, 또는 원형, 정사각형, 육각형, 직사각형, 및/또는 임의의 다른 적절한 기하학적 구조와 같은 상이한 단면 프로파일을 가질 수 있다. 바람직하게는, 토션 박스는 방사형, 횡방향, 길이 방향, 수직, 경사, 또는 다른 방위로 연장되는 빔/지지체의 내부 그리드를 가지지만, 벌집, 3D 벌집, 각형(prismatic), 웨이브 패턴(wave pattern), 리브/날개보, 및/또는 다른 내부 구조물을 또한 구비할 수 있다. 그러나, 지지 부재는 솔리드(예를 들면, 솔리드 빔), 중공 쉘(hollow shell)일 수 있거나, 내부 트러스(truss)를 포함할 수 있거나, 또는 다른 방식으로 구성될 수 있다. 지지 부재(및 내부 구조물)는 복합 재료(예를 들면, 탄소 섬유, 유리 섬유 등)로 제조되는 것이 바람직하지만, 그러나, 추가적으로 또는 대안적으로, 금속 또는 금속 합금(예를 들면, 강철 또는 알루미늄), 플라스틱, 이들의 임의의 조합, 및/또는 임의의 다른 적절한 재료를 포함할 수 있다.
지지 부재의 세트는 임의의 적절한 수의 횡방향 지지 부재(142)를 포함할 수 있다. 지지 부재의 세트는 1개, 2개, 3개, 4개, 5개, 6개, 또는 6개보다 더 많은 횡방향 지지 부재를 포함할 수 있다. 바람직하게는, 본 명세서에서 언급되는 바와 같은 "횡방향" 지지 부재는, 항공기 또는 기체의 시상면과 관련하여 45도보다 더 큰 각도(즉, 시상면에 수직이거나 또는 평행보다 수직에 더 가까움)를 정의하는 지지 부재를 지칭한다. 그러나, 횡방향 부재는, 추가적으로 또는 대안적으로, 다음의 것일 수 있다: 시상면과 관련하여, 45도, 50도, 60도, 75도, 80도, 85도: 보다 더 큰 각도를 획정하는 지지 부재, 시상면에 정확하게 수직인 지지 부재, 전두면에 정확하게 평행한 지지 부재, 지지 부재, 및/또는 다른 방식으로 적절하게 정의되는 것. 지지 부재의 세트는, 한쪽당 한 개, 한쪽당 두 개, 한쪽당 세 개, 및/또는 임의의 다른 적절한 수와 같은, 한쪽당 임의의 적절한 수의 횡방향 지지 부재를 포함할 수 있다. 지지 부재의 세트는 항공기의 대향하는 쪽 상의 날개 사이의 견고한 연결을 포함할 수 있거나, 또는 왼쪽 및 오른쪽이 분할될 수 있다(예를 들면, 좌측 및 우측 날개는 틸트 메커니즘에 의해 독립적으로 작동될 수 있다; 일례가 도 24A 및 도 24B에 도시되어 있다).
횡방향 지지 부재는 항공기에 대한 임의의 적절한 날개 면적을 개별적으로 또는 집합적으로 정의할 수 있다. 날개 면적은, 날개의 수직 투영, 날개 길이 방향에서 통합되는 익현 길이, 날개의 상부 표면의 면적, 및/또는 다른 방식으로 적절하게 정의되는 것을 가리킬 수 있다. 그러나, 날개 면적은 다른 방식으로 적절하게 정의될 수 있다.
지지 부재의 세트는 임의의 적절한 수의 반 횡방향 지지 부재(144)(예를 들면, 수직 지지 부재)를 포함할 수 있다. 지지 부재의 세트는 1개, 2개, 3개, 4개, 5개, 6개 또는 6개보다 더 많은 반 횡방향 지지 부재를 포함할 수 있다. 바람직하게는, 본 명세서에서 언급되는 반 횡방향 지지 부재는, 전진 구성에서, 시상면과 관련하여 45 도 미만의 각도(즉, 시상면에 평행하거나 또는 수직보다 평행에 더 가까움)를 정의하는 지지 부재를 지칭하지만; 그러나, 반 횡방향 지지 부재를 정의하기 위한 임계치는, 추가적으로 또는 대안적으로, 다음의 각도: 5도, 10도, 15도, 20도, 30도, 40도 미만인 각도를 시상면과 정의하는 지지 부재, 시상면에 정확하게 평행한 지지 부재, 횡방향 지지 부재에 수직인 지지 부재, 횡방향 지지 부재가 아닌 임의의 지지 부재, 및/또는 다른 방식으로 적절하게 정의되는 것일 수 있다. 시상면(예를 들면, 길이 방향 평면)은, 페이로드 하우징의 길이 방향 및 수직 축, 날개 또는 횡방향 지지 부재의 전장(span) 및 현(chord)을 따라 연장될 수 있거나, 또는 다른 방식으로 정의될 수 있다. 반 횡방향 지지 부재(144)는 횡방향 지지 부재에 장착되는 것이 바람직하지만, 그러나, 다른 방식으로 장착될 수 있다. 각각의 반 횡방향 지지 부재는 (예를 들면, 전진 구성에서 횡방향 지지 부재의 위에서 및 아래에서) 각각의 장착 컴포넌트의 제1 및 제2 면(예를 들면, 넓은 면, 넓은 표면)을 넘어 연장되는 것이 바람직하지만, 그러나, 추가적으로 또는 대안적으로, 장착 컴포넌트의 단일의 면을 넘어 연장될 수 있거나, 장착 컴포넌트의 넓은 표면 또는 횡단 평면의 대향하는 쪽(side) 상에 배열되는 제1 및 제2 단부를 포함할 수 있거나(예를 들면, 횡방향 지지 부재의 전장 및 현을 포함함), 또는 다른 방식으로 배열될 수 있다.
특정한 변형예에서, 항공기는 횡방향 지지 부재(예를 들면, 날개) 및 횡방향 지지 부재에 장착되며 횡방향 지지 부재에 의해 완전히 지지되는 반 횡방향 지지 부재를 포함한다. 특정한 변형예에서, 하나 이상의 로터는 횡방향 지지 부재 외측에서 횡방향 지지 부재에 장착될 수 있고, 반 횡방향 지지 부재의 내측에서 횡방향 지지 부재에 장착될 수 있고, (반 횡방향 지지 부재와 측면 지지 부재 사이의 연결부 위에서 및/또는 아래에서) 반 횡방향 지지 부재에 장착될 수 있고, 반 횡방향 지지 부재의 단부에 장착될 수 있고, 횡방향 지지 부재의 단부에 장착될 수 있고, 그리고/또는 다른 방식으로 배열될 수 있다.
특정한 변형예의 제1 예에서, 기체는 좌측 날개; 우측 날개; 좌측 날개에 커플링되는 좌측 반 횡방향 지지 부재; 및 우측 날개에 커플링되는 우측 반 횡방향 지지 부재를 포함한다. 좌측 반 횡방향 지지 부재의 제1 단부는 좌측 날개 위에서 배열되고, 좌측 반 횡방향 지지 부재의 제2 단부는 좌측 날개 아래에서 배열된다. 우측 반 횡방향 지지 부재의 제1 단부는 우측 날개 위에서 배열되고, 우측 반 횡방향 지지 부재의 제2 단부는 우측 날개 아래에서 배열된다. 특정한 변형예의 제1 예에서, 기체는 좌측 반 횡방향 지지 부재 외측에서 좌측 날개에 장착되는 좌측 외측 추진 어셈블리; 우측 반 횡방향 지지 부재 외측에서 우측 날개에 장착되는 우측 외측 추진 어셈블리; 좌측 반 횡방향 지지 부재의 제1 및 제2 단부에 각각 장착되는 제1 및 제2 내측 추진 어셈블리; 및 우측 반 횡방향 지지 부재의 제1 및 제2 단부에 각각 장착된 제3 및 제4 내측 추진 어셈블리를 더 포함하되; 복수의 추진 어셈블리의 각각은, 전기 모터; 및 회전 축을 중심으로 전기 모터에 회전 가능하게 커플링되는 프로펠러를 포함한다. 좌측 날개는 틸트 메커니즘으로부터 좌측 외측 추진 어셈블리로 연장되는 토션 박스를 포함할 수 있고, 좌측 반 횡방향 지지 부재는 제1 추진 어셈블리로부터 제2 추진 어셈블리로 연장되는 반 횡방향 토션 박스(anti-lateral torsion box)를 포함할 수 있다. 바람직하게는, 반 횡방향 토션 박스는 날개에서 토션 박스와 교차하지 않는다; 그러나, 반 횡방향 토션 박스는, 대안적으로, 날개의 토션 박스와 교차할 수 있고, 단일의 컴포넌트로서 형성될 수 있고, 그리고/또는 다른 방식으로 구현될 수 있다. 좌측 날개에서의 토션 박스는 틸트 메커니즘에서 종단될 수 있거나(일례가 도 22B에서 예시됨), 추진 어셈블리의 나셀 노드에서 종단될 수 있거나, 좌측 외측 추진 어셈블리로부터 우측 외측 추진 어셈블리로 연장될 수 있거나(일례가 도 22C에 도시됨), 또는 다른 방식으로 구성될 수 있다.
지지 부재의 세트는, 옵션 사항으로, 임의의 적절한 수의 지상 지지 부재를 포함할 수 있다. 지상 지지 부재는 지상에서(및/또는 택시 구성에서) 항공기를 지지하도록 기능한다. 지상 지지 부재는 기체에 통합될 수 있고, 틸팅 메커니즘에 연결될 수 있고, 로터 나셀에 연결 및/또는 통합될 수 있고, 그리고/또는 다른 방식으로 구현될 수 있다. 바람직하게는, 지상 지지 부재는 틸트 메커니즘의 호버 구성에서 (예를 들면, 페이로드 하우징 아래의) 지면까지 연장되지만, 그러나, 대안적으로, 항상 페이로드 하우징 아래까지 연장될 수 있고(예를 들면, 틸팅 메커니즘의 페이로드 하우징과 동일한 부분에 연결됨), 및/또는 지상에서 항공기를 다른 방식으로 지지할 수 있다. 지상 지지 부재는, 옵션 사항으로, 완충될 수 있고(예를 들면, 고무, 압축성 스프링 등을 가짐) 및/또는 (예를 들면, 지상 주행을 위한) 롤러를 포함할 수 있지만, 그러나, 대안적으로, (예를 들면, 수상 착륙을 위한) 스키드를 포함할 수 있고 그리고/또는 다른 방식으로 구현될 수 있다. 바람직하게는, 지상 지지 부재는 세 개 이상의 지점에서 지면과 접촉할 수 있고(예를 들면, 4개의 지점, 6개의 지점, N개 지점에서의 N개의 개수의 로터 나셀 접촉 등)에서 지면과 접촉하지만, 그러나, 다른 방식으로 구성될 수 있다.
항공기(100)는, 전진 구성과 호버 구성 사이에서 로터를 변환하도록 기능하는 틸트 메커니즘을 포함할 수 있다. 틸트 메커니즘은, 옵션 사항으로, 받음각을 조정할 수 있거나, 상반각 각도를 변경할 수 있거나, 또는 지지 부재 및/또는 로터 위치를 다른 방식으로 작동시킬 수 있다. 틸트 메커니즘은 전기 기계적인 것이 바람직하지만, 그러나, 대안적으로, 공압, 유압, 및/또는 다른 작동에 의해 동작될 수 있다. 틸트 메커니즘 작동은, 회전, 선형 작동, 회전 및 선형 작동의 조합에 의해 달성될 수 있거나, 또는 다른 방식으로 작동될 수 있다. 틸트 메커니즘은 지지 부재(예를 들면, 횡방향 지지 부재의 중간 섹션)에 통합되는 것이 바람직하지만, 그러나, 대안적으로, 지지 부재에 장착될 수 있고, 다수의 지지 부재에 장착될 수 있고, 기체에 장착될 수 있고, 페이로드 하우징에 장착될 수 있고, 페이로드 하우징과 통합될 수 있고, 그리고/또는 다른 방식으로 구현될 수 있다. 틸트 메커니즘이 다수의 지지 부재에 장착될 때, 틸트 메커니즘은 다수의 지지 부재를, 독립적으로, 함께, 및/또는 임의의 다른 적절한 관계와 함께, 작동시킬 수 있다. 틸트 메커니즘에 연결되는 지지 부재는 캔틸레버형일(cantilevered) 수 있고, 오버행잉될(over-hanging) 수 있고, 이중 오버행잉될 수 있고, (추가적인 지지 부재/연결에 의해) 트러스로 떠받쳐질 수 있고(trussed), 및/또는 다른 방식으로 연결될 수 있다. 페이로드 하우징(및/또는 화물 포드)은 틸트 메커니즘으로부터 현수되는 것이 바람직하지만, 그러나, 추가적으로 또는 대안적으로, 틸트 메커니즘에 통합, 본딩, 체결, 및/또는 다른 방식으로 연결될 수 있다. 틸트 메커니즘은, 포드가 날개와는 분리되는 기체의 잔여 부분에 부착되면서, 기체에 통합될 수 있는데, 여기서 틸트 메커니즘 작동은 기체 내에 완전히 포함된다. 대안적으로, 틸트 메커니즘을 기체로부터 분리될 수 있다. 제1 변형예에서, 틸트 메커니즘은 페이로드 하우징 및 횡방향 지지 부재의 중간 섹션에 연결된다. 제2 변형예에서, 틸트 메커니즘의 왼쪽은 좌측 횡방향 지지 부재의 단부에 연결되고, 틸트 메커니즘의 오른쪽은 우측 횡방향 지지 부재의 단부에 연결된다. 제2 변형예의 제1 예에서, 틸트 메커니즘은 페이로드 하우징의 상단에 연결된다. 제2 변형예의 제2 예에서, 틸트 메커니즘은 페이로드 하우징(및/또는 동체)의 외부에 통합된다.
변형예에서, 틸트 메커니즘은, 95도 초과, 95도, 92도, 90도, 89도, 87도, 85도, 80도, 75도, 75도 미만, 전술한 각도에 의해 경계가 정해지는 임의의 범위, 및/또는 임의의 다른 적절한 각도일 수 있는 변환 각도(194)만큼 날개(또는 횡방향 지지 부재)를 변환할 수 있다.
틸트 메커니즘은 CoG, 주축(예를 들면, 횡방향, 길이 방향, 수직), 및/또는 임의의 다른 적절한 기준과 관련하여 항공기 상에서 임의의 적절한 배열을 가질 수 있다. 틸트 메커니즘은 항공기의 횡방향 축을 따라 중심을 두고, 항공기의 시상면에 대해 대칭이고, 그리고/또는 항공기 상에서 횡방향으로 다른 방식으로 위치되는 것이 바람직하다. 틸트 메커니즘은 바람직하게는 틸트 메커니즘이 선회/회전하는 중심이 되는 틸트 축을 정의한다. 틸트 축은, 항공기 CoG(일례가 도 23A 내지 도 23B에 도시됨), 페이로드의 CoG, 승객 영역(일례가 도 11A 내지 도 11B에 도시됨), 페이로드 하우징, 및/또는 항공기 상의 다른 기준, 위에 및/또는 뒤에 있는 것이 바람직하다. 추가적으로 또는 대안적으로, 틸트 축은 횡방향(피치) 축, 및/또는 CoG 주위에, 그 전방에, 그리고/또는 그 아래에 중심을 둘 수 있거나, 또는 다른 방식으로 적절하게 위치될 수 있다. 제1 변형예에서, 틸트 축은 페이로드 하우징의 상부 부분 상에, 페이로드 하우징 위에 위치되고, 그리고/또는 다른 방식으로는 페이로드 하우징 공간을 침해하지 않는다. 제2 변형예에서, 틸트 축은 페이로드 하우징 벽의 두께를 통해 연장되지만, 그러나 승객 및/또는 화물이 거주하는 페이로드 하우징 부분으로는 연장되지 않는다. 제3 변형예에서, 틸트 축은 페이로드 하우징 위에 있다.
제1 특정 예에서, 틸트 메커니즘의 좌측 컴포넌트 및 틸트 메커니즘의 우측 컴포넌트는, 각각, 페이로드 하우징과 관련하여 지지 부재의 좌측 세트 및 지지 부재의 우측 세트를 틸트 축을 중심으로 선회시킨다(일례가 각각 도 10B에 도시됨).
제2 특정 예에서, 틸트 메커니즘의 좌측 컴포넌트 및 틸트 메커니즘의 우측 컴포넌트는, 각각, 지지 부재의 좌측 세트를 제1 틸트 축을 중심으로, 그리고 지지 부재의 우측 세트를 제2 틸트 축을 중심으로 선회시키는데, 여기서 제1 틸트 축 및 제2 틸트 축은 동일한 평면에 놓여 있다.
틸트 메커니즘은, 옵션 사항으로, 틸트 메커니즘이 고장나는 경우, 페이로드 하우징, 기체, 지지 부재, 로터, 및/또는 다른 컴포넌트가, 제어되지 않은 또는 의도하지 않은 방식으로 회전하는 것을 방지하도록 기능하는 잠금 메커니즘과 연계하여 동작할 수 있다. 바람직하게는, 잠금 메커니즘은, (예를 들면, 동력 장애 시나리오에서) 틸트 메커니즘의 각위치를 유지하기 위해 연속적인 동력을 필요로 하지 않는 잠금 위치로 기본 설정된다. 잠금 메커니즘은, 역구동 가능하지 않은 메커니즘(예를 들면, 래치팅(ratcheting), 웜기어 등), 유압식 잠금, 공압식 잠금, (예를 들면, 디스크 브레이크와 같은) 외부 제동 메커니즘, 및/또는 다른 잠금 메커니즘을 포함할 수 있다. 잠금 메커니즘은, 동력 장애 시나리오에서, 유저 입력에 응답하여, 및/또는 임의의 다른 이벤트 구동 기반으로, 틸트 축에 대한 기체의 왼쪽과 오른쪽의 상대적 각위치가 사전 결정된 임계치(예를 들면, 1도, 3도, 5 도 등)를 초과하는 경우, 결합될 수 있다.
틸트 메커니즘은, 추가적으로, 피치 축(예를 들면, 횡방향 축)을 중심으로 횡방향 지지 부재(예를 들면, 좌측 날개, 우측 날개, 날개 등)를 변환하도록 기능할 수 있다. 틸트 메커니즘은 횡방향 지지 부재를, 95도 초과, 95도, 92도, 90도, 89도, 87도, 85도, 80도, 75도, 75도 미만, 전술한 각도에 의해 경계가 정해지는 임의의 범위, 및/또는 임의의 다른 적절한 각도만큼 회전시킬 수 있다.
틸트 메커니즘은, 추가적으로 또는 대안적으로, 하나 이상의 로터 틸트 메커니즘과 연계하여 동작할 수 있는데, 이것은 (예를 들면, 틸트 축과는 상이한 축을 중심으로) 후방 로터, 외측 로터, 및/또는 다른 로터의 세트를, 기체의 나머지 부분과는 독립적으로 선회시킬 수 있다 특정 예에서, 로터 틸트 메커니즘은, 그 전체가 이 참조에 의해 통합되는 2019년 5월 10일자로 출원된 미국 출원 제16,409,653호에서 설명되는 메커니즘이다. 그러나, 임의의 다른 적절한 틸트 메커니즘이 사용될 수 있다.
제1 변형예에서, 좌측 및 우측 날개는 서로에 대해 고정된다. 제1 예에서, 토션 박스는 틸트 메커니즘을 통해 연장되고 좌측 날개를 우측 날개에 커플링한다. 제2 예에서, 각각의 날개는 틸트 메커니즘에서 견고하게 연결되는 토션 박스를 포함한다. 제3 예에서, 틸트 메커니즘은 좌측 날개에 연결되는 좌측 액추에이터, 우측 날개에 연결되는 우측 액추에이터, 및 좌측 및 우측 액추에이터의 (예를 들면, 임계치를 초과하는 등의) 상대 운동을 방지하는 인터록(interlock)을 포함할 수 있다. 인터록은 디폴트로 잠길 수 있거나 또는 디폴트로 잠금 해제될 수 있거나, 수동 또는 능동일 수 있거나, 기계적 또는 전기 기계적일 수 있거나, 또는 임의의 다른 적절한 타입의 인터록일 수 있다.
제2 변형예에서, 좌측 및 우측 날개는 피치 축과 관련하여 독립적으로 변환될 수 있는데, 이것은 추가적인 롤 제어 권한(예를 들면, 뱅크 턴 없음, 더 타이트한 턴 반경 등)을 가능하게 할 수 있다. 이것은, 예컨대 사람 승객이 탑승한 항공기 또는 3중 중복 항공기(triply redundant aircraft)의 경우, 시스템에서의 추가적인 중복성에 의해 완화될 수 있는 추가적인 장애 모드 - 한쪽 또는 양쪽 날개의 틸트 제어 기능의 상실 - 를 제시할 수 있다. 안전이 덜 중요한 항공기(예를 들면, 무인 항공기, 자율 항공기, 배달 항공기 등)에서, 틸트 제어의 상실은 제어 보강, 비상 착륙에 의해 완화될 수 있고, 그리고/또는 다른 방식으로 완화되거나 또는 완화되지 않을 수 있다.
제3 특정한 변형예에서, 항공기의 틸트 메커니즘은, 항공기의 좌측 및/또는 우측 날개(및 항공기에 장착되는 추진 어셈블리 모두)를 독립적으로 기울임으로써 날개(들)에 의해 생성되는 공기 역학적 힘과 로터의 순 추력(및/또는 양력)을 변경할 수 있다. 좌측 및 우측 날개의 독립적인 작동은, 롤 모멘트의 균형을 맞추면서, 순 요 모멘트(net yaw moment)를 생성할 수 있고, 그에 의해, 항공기의 뱅킹 없이 진행 방향 변경을 가능하게 할 수 있다.
항공기는, 페이로드 하우징을 틸트 메커니즘에 연결하도록 기능하는 페이로드 하우징 커플링 메커니즘을 포함할 수 있다. 페이로드 하우징 커플링은, 페이로드 하우징을 틸트 메커니즘, 지지 부재 구조, 및/또는 다른 항공기 구조 요소에 연결하는 기계적 연결을 포함할 수 있다. 페이로드 하우징 커플링은, 센서, 파일럿 제어부, HVAC, 조명, 및/또는 페이로드 하우징에서 전기적 연결을 필요로 하는 다른 기기를 연결하는 전기적 연결을 포함할 수 있다. 전기적 연결은, 전진과 호버 사이의 천이 동안 전선에 스트레스, 피로, 및/또는 손상을 주는 것을 방지하기 위해, 배선 관리(예를 들면, 슬립 링 커넥터 또는 유사한 것)를 포함할 수 있다. 모듈식 페이로드 하우징 포드를 포함하는 변형예에서, 페이로드 하우징 커플링 메커니즘은, 페이로드 하우징을, 기체, 항공기 구조물의 나머지 부분, 및/또는 다양한 전기적 엔드포인트(예를 들면, 배터리, 모터 등)으로부터 선택적으로 연결 및 분리할 수 있다.
항공기(100)는, 항공기 페이로드를 보호하고 운반하도록 기능하는 페이로드 하우징을 포함할 수 있다. 페이로드는 1명 이상의 사람 승객(예를 들면, 2명) 및/또는 수하물, 소포, 화물, 음식 배달물, 및/또는 항공기 동작에 관련되는 다른 기기의 물품을 포함할 수 있다. 바람직하게는, 페이로드는 3명 이상의 사람 승객(예를 들면, 3명, 4명, 5명, 6명, 6명 초과)을 포함하고, 옵션 사항으로, (조종사 입력 제어 메커니즘과 함께) 조종사를 포함할 수 있다. 추가적으로 또는 대안적으로, 항공기는 원격 조종될 수 있고 그리고/또는 자율적으로 동작될 수 있다.
제1 변형예에서, 항공기는 배달 드론이고, 페이로드 하우징은 음식 또는 유저 상품과 같은 소포를 유저 또는 중개자(예를 들면, 서비스 위치, 차량, 유통 센터, 배달 직원 등)에게 직접적으로 운반한다.
제2 변형예에서, 항공기는 카메라 드론이다. 페이로드 하우징은, 영역을 스캐닝하기 위해 및/또는 이미징 서비스를 수행하기 위해 사용되는 카메라를 갖추고 있다. 항공기는, 옵션 사항으로, 이미지를 저장하기 위한 온보드 메모리를 구비할 수 있고 그리고/또는 이미징 데이터를 유저 또는 원격 시스템으로 스트리밍하도록 장비를 갖출 수 있다.
제3 변형예에서, 항공기는 공중 살포(aerial dispersion)를 위해 활용된다. 페이로드 하우징은, 화학 작용제(예를 들면, 농약), 동물(예를 들면, 살아 있는 물고기), 유기 미립자(예를 들면, 종자, 토양), 물 및/또는 다른 페이로드를 운반하도록 장비를 갖출 수 있다. 페이로드 하우징은, 옵션 사항으로, 가압된 또는 에어로졸 스프레이, 방출 해치(release hatch), 또는 살포의 다른 수단을 통해, 페이로드를 배출하기 위한 살포 시스템을 포함할 수 있다. 캐빈, 화물창, 및/또는 페이로드 하우징은, (예컨대 도 21의 예에서) 단열재(122)를 포함할 수 있거나 또는 단열되지 않을 수 있고, (예를 들면, 난방 및/또는 냉각 시스템을 통한) 온도 컨디셔닝을 포함할 수 있거나 또는 컨디셔닝되지 않을 수 있고(예를 들면, 온보드 난방 및/또는 냉각 시스템이 없음), 기밀일(air-tight) 수 있거나 또는 기밀이 아닐 수 있고, 윈도우를 포함할 수 있거나 또는 윈도우를 포함하지 않을 수 있고(예를 들면, 또는 다른 방식으로는 항공기 외부에 광학적으로 연결되지 않음), 인셉터(또는 다른 조종사 입력 메커니즘)를 포함할 수 있거나 또는 인셉터(또는 다른 파일럿 입력 메커니즘)를 포함하지 않을 수 있고, 화물 베이를 포함할 수 있고, 고정용구(tiedown)를 포함할 수 있고, 배터리 팩 또는 다른 동력 소스를 수용할 수 있고, 그리고/또는 임의의 다른 적절한 특성/피처를 포함할 수 있다. 페이로드 하우징은, 옵션 사항으로, 예컨대 페이로드 적재 및/또는 하역 동안, 내부로의 액세스를 선택적으로 허용하도록 기능할 수 있는 커버(121)를 포함할 수 있다. 커버는, 클램셸(clamshell), 걸윙(gull-wing), 측면 개방(예를 들면, 자동차 도어와 같음), 슬라이딩, 스냅인, 힌지식, 저부 패널, 및/또는 다른 적절한 커버일 수 있다. 커버는, 추가적으로 또는 대안적으로, 페이로드 하우징의 외부 프로파일의 일부 또는 전체를 형성하도록, 그리고 페이로드(예를 들면, 승객, 배달 상품 등)를 둘러싸도록 및/또는 보호하도록 기능할 수 있다.
특정한 변형예에서, 페이로드 하우징은 모듈 방식(modularity) 및 재구성 가능성을 허용하기 위해 항공기의 나머지 부분으로부터 분리되도록 기능하는 모듈식 포드를 포함한다. 포드는 자동적으로, 부분적으로 자동적으로(예를 들면, 파일럿 개시 시퀀스), 수동으로, 및/또는 임의의 다른 적절한 방식으로 연결 및/또는 분리될 수 있다. 특정 예에서, 포드는 다음의 것에 기초하여 동작될 수 있는 정렬 메커니즘(예시적인 방법이 도 9에 도시됨)의 도움으로 연결된다: 컴퓨터 비전; 테이퍼 형상의(tapering) 그루브/채널, 기준 프레임 또는 키, 및/또는 다른 자체 위치 결정 기하학적 구조(self-locating geometry)와 같은 물리적 정렬 피처; 변동 허용 연결(variance-tolerant connection)(예를 들면, 다음의 것을 허용할 수 있음: 1 mm 미만 편차, 5 mm 미만 편차, 1㎝ 미만 편차, 3㎝ 미만 편차, 5㎝ 미만 편차 등); 및/또는 임의의 다른 적절한 메커니즘. 모듈식 포드와 연계하여 동작하는 페이로드 하우징 커플링 메커니즘은, (예를 들면, 클램핑, 유지, 래칭(latching) 등을 달성하기 위해) 자기적 체결구, 유압식 액추에이터, 공압식 액추에이터, 전기 기계식 액추에이터, 스프링 보조 액추에이터, 및/또는 모듈식 포드를 다른 방식으로 체결하는 것 또는 고정하는 것과 같은 임의의 적절한 기계적 체결구(fastener) 및/또는 기계적 커플링 기술을 활용할 수 있다.
항공기(100)는, 옵션 사항으로, 항공기 및/또는 페이로드에 대한 충격의 영향을 완화하도록 기능하는 충격 감쇠기를 포함할 수 있다. 충격 감쇠기는, 포드의 후방에(일례가 도 11A에 도시됨), 승객 영역의 아래에, 승객 영역의 전방에, 페이로드 하우징의 전방에, 페이로드 하우징의 저부에, 페이로드 하우징의 측면에, 그리고/또는 임의의 다른 적절한 위치에서 위치될 수 있다. 충격 감쇠기는, 기체 또는 페이로드 하우징의 구성 내부에 장착될 수 있고, 외부에 장착될 수 있고, 그 안으로 통합될 수 있고, 그리고/또는 다른 방식으로 장착될 수 있다. 제1 변형예에서, 충격 감쇠기는 수동적이다: 페이로드 하우징의 하나 이상의 부분은, 충돌 시나리오에서, 페이로드(예를 들면, 승객)에 의해 경험되는 힘/가속을 완화하기 위해, 압착 가능하고, 붕괴 가능하고, 그리고/또는 변형 가능하다. 항공기의 압착 가능한 부분은, 페이로드 하우징의 나머지와 동일한 또는 상이한 재료일 수 있다. 이들은 폼, (예를 들면, 벌집 구조의) 알루미늄, 스프링 스틸, 및/또는 다른 재료로 구성될 수 있다. 제2 변형예에서, 충격 감쇠기는 자체 팽창하는 가스 쿠션(예를 들면, 에어백) 또는 충격 시 전개되는 다른 능동 안전 시스템을 포함할 수 있다.
항공기(100)는, 옵션 사항으로, 로터의 세트에 동력을 공급하도록 기능하는 동력 소스의 세트를 포함할 수 있다. 바람직하게는, 동력 소스는 (예를 들면, 배터리 팩에 배열되는) 하나 이상의 배터리를 포함하지만, 그러나, 추가적으로 또는 대안적으로, 연료 전지, 액체 연료(예를 들면, 가솔린, 디젤, 제트 연료 등), 및/또는 임의의 다른 적절한 동력 소스를 포함할 수 있다. 동력 소스는 나셀 내부에, 기체 내에, 페이로드 하우징의 외부에, 페이로드 하우징의 내부에, 미익(empennage)에, 지지 부재 내부에, 지지 부재에 장착되어, 기체에 장착되는 전용 엔클로저 내에, 그리고/또는 임의의 다른 적절한 위치 내에 수용될 수 있다.
변형예에서, 동력 소스는 핫 스왑 가능할(hot swappable) 수 있고, 제거 가능할 수 있고, 교체 가능할 수 있고, 그리고/또는 상호 교환 가능할 수 있다. 특정 예 - 여기서 동력 소스는 하나 이상의 배터리 팩을 포함함 - 에서, 배터리 팩은 항공기 기내에서 충전되도록 구성될 수 있고, 항공기 밖에서 충전되도록 구성될 수 있고(예를 들면, 충전을 위해 제거됨), 완전히 충전된 배터리 팩으로 교체되도록 구성될 수 있고, 그리고/또는 다른 방식으로 구성될 수 있다. 그러한 변형예는, 항공기 가동 시간을 증가시킬 수 있고, 충전 시간을 감소시킬 수 있고, 항공기 상에서의 필수 부품 카운트를 감소시킬 수 있고, 그리고/또는 다른 방식으로는 운영 효율성을 향상시킬 수 있다.
기체는 나셀, 지지 부재(및 지지 부재 사이의 연결), 및/또는 임의의 다른 구조적 컴포넌트를 포함하는 것이 바람직하다. 제1 특정 예에서, 기체는 페이로드 하우징에 통합되는 틸트 메커니즘을 갖는 구조적 페이로드 하우징을 포함할 수 있다. 제2 특정 예에서, 기체는 (예를 들면, 조종면의 세트, 후방 로터의 세트 등을 갖는) 미익을 포함한다. 미익을 포함하는 항공기의 일례가 도 12A 내지 도 12D에 도시되어 있다.
항공기(100)는, 조종면 및/또는 제어 액추에이터를 포함할 수 있는, 비행 제어 및 동작을 용이하게 하기 위한 다양한 비행 제어 요소를 포함할 수 있다. 예를 들면, 항공기(100)는 랜딩 기어(예를 들면, 수납식(retractable) 랜딩 기어, 동력/무동력 휠, 고정된 랜딩 기어, 나셀 스트럿 등), 비행 조종면(예를 들면, 플랩, 엘리베이터, 에일러론, 방향타, 러더베이터, 스포일러, 슬랫(slat), 에어 브레이크 등), 비행 계기(예를 들면, 고도계, 대기 속도 표시자(airspeed indicator) 및 측정 디바이스, 수직 속도 표시자 및 측정 디바이스, 나침반, 자세 표시자 및 측정 디바이스, 진행 방향 표시자 및 측정 디바이스, 방향 전환 표시자(turn indicator) 및 측정 디바이스, 비행 지시 시스템, 항법 시스템, 및 임의의 다른 적절한 계기), 및 임의의 다른 적절한 컴포넌트를 포함할 수 있다. 다양한 컴포넌트는 임의의 적절한 방식으로 항공기(100)에 커플링될 수 있다; 예를 들면, 비행 조종면은 기체 및/또는 꼬리의 부분에 커플링될 수 있고 그리고/또는 그들에 의해 정의될 수 있거나; 비행 계기는 항공기(100)의 페이로드 하우징(예를 들면, 조종석) 내에서 및/또는 원격 조작 위치(예를 들면, 원격 조작 시설, 원격 조종 위치 등)에서 배열될 수 있거나; 또는 다른 방식으로 배열될 수 있다.
변형예에서, 항공기의 페이로드 하우징(예를 들면, 페이로드 하우징 포드, 기체에 내장되는 페이로드 하우징 등)은 비행 조종면의 임의의 적절한 세트를 포함하는 미익을 포함할 수 있다.
항공기는, 전진 구성에서, 공기 역학적 모멘트의 균형을 맞추는 것에 의해 항공기를 안정화시키도록 기능하는 미익을 옵션 사항으로 포함할 수 있다. 미익은, 횡방향 스태빌라이저(예를 들면, 후방 날개) 및/또는 수직 스태빌라이저(예를 들면, 꼬리 핀(fin))를 포함할 수 있는 스태빌라이저(123)의 세트를 포함할 수 있다. 횡방향 스태빌라이저는, 엘리베이터(또는 러더베이터) 또는 다른 액추에이터를 포함하지 않는 것이 바람직하지만, 그러나, 대안적으로, 엘리베이터 또는 다른 조종면을 포함할 수 있다. 수직 스태빌라이저는 방향타 또는 다른 액추에이터를 포함하거나 또는 포함하지 않지만, 그러나, 대안적으로, 방향타 또는 다른 조종면을 포함할 수 있다. 수직 및/또는 횡방향 스태빌라이저로부터 조종면을 제거하는 것은 중량을 감소시킬 수 있고, 장애 모드의 수를 감소시킬 수 있고, 항공기 복잡도(예를 들면, 총 부품 카운트)를 감소시킬 수 있고, 제조 가능성을 향상시킬 수 있고, 그리고/또는 임의의 다른 적절한 이점을 제공할 수 있다. 스태빌라이저는 페이로드 하우징/캐빈에 통합될 수 있거나, 페이로드 하우징에 장착될 수 있거나, 또는 항공기에 다른 방식으로 적절하게 연결될 수 있다. 변형예에서, 미익은 선택적으로 부착 가능/분리 가능할 수 있고(예를 들면, 강풍 조건 등에서 선택적으로 부착됨), 페이로드 하우징과 동일한 프로세스를 사용하여 형성될 수 있고 그리고/또는 동일한 프로세스에 의해 제조될 수 있고, (페이로드 하우징과 동일한 또는 상이한 재료로) 별도로 제조될 수 있고 페이로드 하우징에 연결될 수 있고, 그리고/또는 다른 방식으로 장착될 수 있다.
시스템 및/또는 방법의 실시형태는, 다양한 시스템 컴포넌트 및 다양한 방법 프로세스의 모든 조합 및 순열을 포함할 수 있는데, 여기서, 본 명세서에서 설명되는 방법 및/또는 프로세스의 하나 이상의 인스턴스는 비동기식으로(예를 들면, 순차적으로), 동시에(예를 들면, 병렬로), 또는 본 명세서에서 설명되는 시스템, 요소, 및/또는 엔티티의 하나 이상의 인스턴스에 의해 및/또는 그 하나 이상의 인스턴스를 사용하여 임의의 다른 적절한 순서로 수행될 수 있다.
앞서 상세히 설명한 설명으로부터 그리고 도면 및 청구범위로부터 기술 분야의 숙련된 자가 인식할 바와 같이, 다음의 청구범위에서 정의되는 본 발명의 범위를 벗어나지 않으면서, 본 발명의 바람직한 실시형태에 대한 수정 및 변경이 이루어질 수 있다.
Claims (20)
- 전기 항공기 시스템(electric aircraft system)으로서,
페이로드 하우징(payload housing);
상기 페이로드 하우징에 커플링되는 기체(airframe)로서,
제1 넓은 표면을 정의하는 좌측 날개;
제2 넓은 표면을 정의하는 우측 날개;
상기 좌측 날개에 장착되는 좌측 지지 부재로서, 상기 제1 넓은 표면의 대향하는 쪽(side) 상에 배열되는 제1 단부 및 제2 단부를 포함하는, 상기 좌측 지지 부재; 및
상기 우측 날개에 장착되는 우측 지지 부재로서, 상기 제2 넓은 표면의 대향하는 쪽 상에 배열되는 제1 단부 및 제2 단부를 포함하는, 상기 우측 지지 부재
를 포함하는, 상기 기체 ; 및
복수의 추진 어셈블리로서,
상기 좌측 지지 부재 외측에서(outboard) 상기 좌측 날개에 장착되는 좌측 외측 추진 어셈블리(left outboard propulsion assembly);
상기 우측 지지 부재 외측에서 상기 우측 날개에 장착되는 우측 외측 추진 어셈블리(right outboard propulsion assembly);
상기 좌측 지지 부재의 상기 제1 및 제2 단부에 각각 장착되는 제1 및 제2 내측 추진 어셈블리(inboard propulsion assembly); 및
상기 우측 지지 부재의 상기 제1 및 제2 단부에 각각 장착되는 제3 및 제4 내측 추진 어셈블리
를 포함하는, 상기 복수의 추진 어셈블리
를 포함하되; 상기 복수의 추진 어셈블리의 각각은,
전기 모터; 및
날개 시위선(wing chord line)과 관련하여, 고정된 받음각(angle of attack)으로서, 상기 고정된 받음각은 회전 축과 상기 날개 시위선 사이에서 정의되되, 상기 고정된 받음각 넌제로인, 상기 고정된 받음각에서 상기 회전 축을 중심으로 상기 전기 모터에 회전 가능하게 커플링되는 프로펠러
를 포함하는, 전기 항공기 시스템. - 제1항에 있어서, 상기 고정된 받음각은 3도와 9도 사이에 있는, 전기 항공기 시스템.
- 제1항에 있어서, 상기 좌측 날개 및 상기 우측 날개를 상기 페이로드 하우징에 회전 가능하게 커플링하는 틸트 메커니즘을 더 포함하되, 상기 틸트 메커니즘은, 제1 위치와 제2 위치 사이에서 상기 좌측 날개 및 우측 날개를 회전시키는 것에 의해 전진 구성(forward configuration)과 호버 구성(hover configuration) 사이에서 상기 전기 항공기 시스템을 변환하도록 구성되는, 전기 항공기 시스템.
- 제3항에 있어서, 상기 좌측 날개는 상기 틸트 메커니즘으로부터 상기 좌측 외측 추진 어셈블리로 연장되는 비틀림 보강 부재(torsional stiffening member)를 포함하고, 상기 좌측 지지 부재는 상기 제1 추진 어셈블리로부터 상기 제2 추진 어셈블리로 연장되는 반 횡방향(anti-lateral) 비틀림 보강 부재를 포함하되, 상기 반 횡방향 비틀림 보강 부재는 상기 비틀림 보강 부재와 교차하지 않는, 전기 항공기 시스템.
- 제3항에 있어서, 각각의 추진 어셈블리의 상기 프로펠러는 디스크 면적과 상기 디스크 면적을 포함하는 디스크 평면을 정의하되, 각각의 추진 어셈블리의 상기 프로펠러는 상기 디스크 면적의 중심에서 허브를 포함하고, 상기 제2 및 제4 내측 추진 어셈블리의 상기 허브는 상기 전진 구성에서 상기 페이로드 하우징의 베이스 아래에 있는, 전기 항공기 시스템.
- 제5항에 있어서, 상기 전기 항공기 시스템은 질량 중심, 상기 질량 중심을 통해 연장되는 횡방향 축, 상기 질량 중심을 통해 연장되는 수직 축, 및 상기 횡방향 축 및 상기 수직 축을 포함하는 횡방향-수직 평면(lateral-vertical plane)을 정의하되, 상기 제1 내측 추진 어셈블리의 상기 허브 및 상기 좌측 외측 추진 어셈블리의 상기 허브는 상기 전진 구성에서 상기 횡방향-수직 평면의 대향하는 쪽 상에서 배열되는, 전기 항공기 시스템.
- 제6항에 있어서, 상기 틸트 메커니즘은 틸트 축을 중심으로 상기 좌측 및 우측 날개를 회전시키도록 구성되되, 상기 틸트 축은 상기 질량 중심의 후방에 있는, 전기 항공기 시스템.
- 제6항에 있어서, 상기 좌측 날개 및 상기 우측 날개는 하반각인(anhedral), 전기 항공기 시스템.
- 제3항에 있어서, 상기 틸트 메커니즘은 상기 전진 구성과 호버 구성 사이에서 상기 좌측 및 우측 날개를 90도 미만 회전시키도록 구성되는, 전기 항공기 시스템.
- 제1항에 있어서, 상기 전기 항공기 시스템은 엘리베이터, 에일러론(aileron), 또는 방향타를 포함하지 않는, 전기 항공기 시스템.
- 제1항에 있어서, 상기 전기 항공기 시스템은 무게 벡터(weight vector)를 정의하고 비행 동안 상기 무게 벡터에 대항하는 순 양력 벡터(net lift vector)를 생성하도록 구성되되, 상기 추진 어셈블리는 전진 비행 동안 상기 순 양력 벡터의 적어도 25 퍼센트를 생성하도록 구성되는, 전기 항공기 시스템.
- 제1항에 있어서, 상기 전기 항공기 시스템은 전진 비행 동안 상기 전기 항공기 시스템의 진행 방향을 뱅킹(banking) 없이 변경하도록 구성되는, 전기 항공기 시스템.
- 제1항에 있어서, 상기 추진 어셈블리는 전기 에너지를 동시에 재생성하고 상기 항공기 질량 중심에 대한 순 모멘트를 생성하도록 구성되는, 전기 항공기 시스템.
- 전진 비행 동안 전기 항공기 시스템의 무게 벡터에 대항하는 순 양력 벡터를 생성하는 상기 전기 항공기 시스템으로서,
페이로드 하우징;
제1 넓은 표면을 정의하는 좌측 날개;
제2 넓은 표면을 정의하는 우측 날개;
상기 좌측 날개에 장착되는 좌측 지지 부재로서, 상기 제1 넓은 표면의 대향하는 쪽 상에 배열되는 제1 단부 및 제2 단부를 포함하는, 상기 좌측 지지 부재; 및
상기 우측 날개에 장착되는 우측 지지 부재로서, 상기 제2 넓은 표면의 대향하는 쪽 상에 배열되는 제1 단부 및 제2 단부를 포함하는, 상기 우측 지지 부재; 및
복수의 추진 어셈블리로서,
상기 좌측 및 우측 지지 부재 외측에서 장착되는 외측 추진 어셈블리의 세트; 및
상기 좌측 및 우측 지지 부재에 장착되는 내측 추진 어셈블리의 세트
를 포함하는, 상기 복수의 추진 어셈블리
를 포함하되; 상기 추진 어셈블리는 전진 비행 동안 상기 순 양력 벡터의 10보다 더 큰 퍼센트를 포함하는 순 프로펠러 양력 벡터를 협력적으로 생성하도록 구성되는, 전기 항공기 시스템. - 제14항에 있어서, 상기 좌측 및 우측 날개는 협력하여 총 투영된 날개 면적을 정의하되, 상기 추진 어셈블리의 상기 프로펠러는 협력하여 총 투영된 블레이드 면적을 정의하고, 상기 총 투영된 블레이드 면적은 상기 총 투영된 날개 면적의 50%와 200% 사이에 있는, 전기 항공기 시스템.
- 제14항에 있어서, 상기 복수의 추진 어셈블리의 각각의 프로펠러는 다섯 개의 블레이드를 포함하는, 전기 항공기 시스템.
- 전기 항공기 시스템으로서,
페이로드 하우징;
제1 넓은 표면을 정의하는 좌측 날개;
제2 넓은 표면을 정의하는 우측 날개;
상기 좌측 날개에 장착되는 좌측 지지 부재로서, 상기 제1 넓은 표면의 대향하는 쪽 상에 배열되는 제1 단부 및 제2 단부를 포함하는, 상기 좌측 지지 부재; 및
상기 우측 날개에 장착되는 우측 지지 부재로서, 상기 제2 넓은 표면의 대향하는 쪽 상에 배열되는 제1 단부 및 제2 단부를 포함하는, 상기 우측 지지 부재;
상기 좌측 날개 및 상기 우측 날개를 상기 페이로드 하우징에 연결하는 틸트 메커니즘으로서, 상기 페이로드 하우징과 관련하여 상기 좌측 날개 및 상기 우측 날개를 독립적으로 회전시키도록 구성되는, 상기 틸트 메커니즘; 및
복수의 추진 어셈블리로서,
상기 좌측 지지 부재 외측에서 상기 좌측 날개에 장착되는 좌측 외측 추진 어셈블리;
상기 우측 지지 부재 외측에서 상기 우측 날개에 장착되는 우측 외측 추진 어셈블리;
상기 좌측 지지 부재의 상기 제1 및 제2 단부에 각각 장착되는 제1 및 제2 내측 추진 어셈블리; 및
상기 우측 지지 부재의 상기 제1 및 제2 단부에 각각 장착되는 제3 및 제4 내측 추진 어셈블리
를 포함하는, 상기 복수의 추진 어셈블리
를 포함하는, 전기 항공기 시스템. - 제17항에 있어서, 상기 좌측 날개는 상기 틸트 메커니즘으로부터 상기 좌측 외측 추진 어셈블리로 연장되는 비틀림 보강 부재를 포함하고, 상기 좌측 지지 부재는 상기 제1 추진 어셈블리로부터 상기 제2 추진 어셈블리로 연장되는 반 횡방향 비틀림 보강 부재를 포함하되, 상기 반 횡방향 비틀림 보강 부재는 상기 비틀림 보강 부재와 교차하지 않는, 전기 항공기 시스템.
- 제17항에 있어서, 상기 전기 항공기 시스템은 전진 비행 동안 상기 전기 항공기 시스템의 진행 방향을 뱅킹 없이 변경하도록 구성되는, 전기 항공기 시스템.
- 제19항에 있어서, 상기 전기 항공기 시스템은 엘리베이터, 에일러론, 또는 방향타를 포함하지 않는, 전기 항공기 시스템.
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