KR20220038165A - 양력 강화 조립체 - Google Patents

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KR20220038165A
KR20220038165A KR1020227006841A KR20227006841A KR20220038165A KR 20220038165 A KR20220038165 A KR 20220038165A KR 1020227006841 A KR1020227006841 A KR 1020227006841A KR 20227006841 A KR20227006841 A KR 20227006841A KR 20220038165 A KR20220038165 A KR 20220038165A
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vertical rotor
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차크라발시 에스 알
옴칼 나렌드라 왈브칼
고우드함 알
스리 라그하브 알
람프라카시 라비찬드란
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유비플라이 테크놀로지스 프라이빗 리미티드
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Abstract

본 발명은 비행체의 양력 조립체(300)에 관한 것이다. 상기 양력 조립체(300)는 날개(102) 및 상기 날개(102) 아래에 배치되는 적어도 하나의 수직 로터(118)를 포함한다. 상기 수직 로터(118)의 수직 축(121)은 날개(102)의 상기 날개 폭 내에 위치된다. 상기 수직 로터(118)는 상기 비행체의 전진 비행 중에 구동된다. 상기 수직 로터(118)의 상기 선단 에지(108)와 상기 수직 축(121) 사이의 배치 거리(122)는 상기 로터(118)의 RPM, 상기 날개의 받음각(116), 날개 코드(117)의 인자이다. 상기 양력 조립체(300)는 상기 날개(102)와 상기 로터(118)에 의해 개별적으로 생성된 양력의 합보다 더 높은 향상된 양력을 생성하고, 이것은 작은 날개의 제공을 가능하게 하여 감소된 항력을 가져온다.

Description

양력 강화 조립체
본 발명은 비행체(aerial vehicle)에 관한 것이다. 특히, 본 발명은 비행체의 양력 조립체(lift assembly)에 관한 것이다.
비행체의 동역학은 상기 비행체에 작용하는 항력(drag forces)과 중력(gravitational forces)에 대항하여 제어된다. 양력(lift forces)은 상기 비행체의 동역학에 대한 중력의 영향을 극복하는 역할을 한다. 상기 양력은 전진 비행 중에 양력을 생성하기 위해 압력 차를 생성하도록 설계된 고정 날개들에 의해 제공된다. 또는 회전 날개는 회전익기(rotorcrafts)의 경우와 같이 양력을 생성할 수 있다. 수직 이륙, 착륙 또는 공중에서 호버링하는 동안 로터 세트를 사용하여 양력을 생성할 수 있다. 그러나 전진 비행하는 동안 이들 로터는 유휴 상태이며 양력을 제공하지 않기 때문에 자중(deadweight)이 된다.
CN103043212A는 고정 날개와 전기 멀티-로터로 구성되는 복합 항공기를 개시하고 있는데, 전기 멀티-로터 동력 시스템 세트와 전체 제어기를 포함한다. 고정 날개 동력 계통과 전기 멀티-로터 동력 계통은 구조적으로 서로 독립적이다. 상기 실용신안은 상기 고정 날개 제어 시스템과 상기 전기 멀티-로터 동력 시스템의 동작을 제어하기 위한 전기 멀티-로터 제어 시스템으로 구성된다. 상기 전체 제어기는 또한 상기 고정 날개 제어 시스템과 상기 전기 멀티-로터 제어 시스템이 단독으로 작동하거나 협력하도록 제어하도록 구성된다. 상기 전기 멀티-로터 동력 시스템의 상기 로터 회전 평면은 동체의 중심 축과 평행한다. 헬리콥터 이륙 및 비행, 고정 날개 항공기처럼 이착륙 또는 이착륙 시 두 개의 파워트레인을 사용할 수 있는 두 가지 비행 모드 사이를 자유롭게 전환할 수 있다.
양력 계수(lift coefficient, CL)는 양력 몸체에 의해 생성된 양력을 상기 몸체 주변의 유체 밀도, 유체 속도 및 관련 기준 영역과 연관시키는 무차원 계수(dimensionless coefficient)이다. 양력 몸체는 고정 날개 항공기와 같은 포일 또는 완전한 포일 베어링 몸체(foil-bearing body)이다. CL은 상기 몸체의 형상, 흐름에 대한 상기 양력 몸체의 각도, 레이놀즈 수(Reynolds number) 및 마하 수(Mach number)의 함수이다. 상기 몸체의 형상은 CL의 가치를 결정짓는 중요한 요소이다. CL은 형상, 기울기 및 양력에 대한 일부 유동 조건의 복잡한 종속성을 모두 모델링하기 위해 공기역학자가 사용하는 숫자이다.
비행체가 운반해야 하는 페이로드와 원하는 이동 속도는 필요한 양력과 날개의 크기 및 구조에 영향을 준다. 상기 날개 구조는 차례로 상기 비행체의 사용 범위를 결정하는 상기 비행체의 크기에 영향을 준다. 소형의 에너지 효율적인 시스템으로 비행체에 필요한 양력을 생성함으로써 사용 범위와 에너지 효율성을 높일 수 있다.
비행체의 효율적인 설계를 위해서는 양력을 발생시키는 구성요소나 메커니즘으로부터 얻어지는 양력 계수를 증가시키려는 노력이 필요하다.
비행체의 사용 범위와 에너지 효율성을 향상시키는 데 있어 양력 계수 증가의 중요성을 감안할 때, 이러한 목표를 달성할 수 있는 시스템을 설계하려는 노력이 필요하다. 상기 비행체의 페이로드 운반 능력과 항공기의 내구성 및 비행 범위가 향상될 수 있다.
본 발명의 일차적 목적은 고정 날개를 가진 비행체에서 양력 계수의 증가를 제공하는 것이다.
본 발명의 이차적 목적은 전진 비행 중에 유휴 상태인 로터의 용도를 변경하는 것이다.
본 발명은 비행체의 양력 조립체에 관한 것이다. 상기 양력 조립체는 날개와 적어도 하나의 수직 로터를 포함한다. 상기 수직 로터는 상기 수직 로터가 날개의 폭 범위 내에 위치하도록 날개 아래에 배치된다. 상기 수직 로터는 전진 비행 중에 구동된다. 또한, 상기 수직 로터는 배치 거리에서 상기 선단 에지로부터 떨어져 위치된다. 상기 배치 거리는 상기 선단 에지와 상기 수직 로터의 상기 수직 축 사이의 거리이다. 상기 배치 거리는 상기 수직 로터의 RPM, 상기 수직 로터의 직경, 상기 날개의 받음각, 상기 날개 코드의 인자이다. 상기 양력 조립체는 양력을 최대화하도록 설계되었다.
상기 양력 조립체는 작은 날개를 제공하여 감소된 항력을 발생시키는 향상된 양력을 생성한다. 이를 통해 상기 비행체는 더 느린 속도로 이동하고 항력을 더 줄이거나 동일한 속도로 더 많은 탑재량을 운반할 수 있다. 상기 비행체의 내구성과 비행 범위가 증대된다.
본 발명의 이러한 목적 및 이점들은 첨부된 도면들과 함께 고려될 때 다음의 상세한 설명으로부터 더욱 명백해질 것이다.
본 발명의 목적은 이하 첨부된 도면을 참조하여 보다 상세하게 설명될 것이다.
도 1은 본 발명의 실시예에서 고정 날개 및 구동 수직 로터가 있는 경우의 공기 흐름을 도시한다.
도 2는 본 발명의 실시예에서 양력 조립체의 흐름장에서 전산유체역학(CFD) 시뮬레이션에 의해 추정된 압력 분포를 도시한다.
도 3은 본 발명의 실시예에서 48cm의 날개 코드와 6500 RPM의 로터 속도에서 상기 로터의 위치 및 상기 받음각의 변화를 가지는 양력 조립체에서 상승적 양력의 변화의 윤곽도를 도시한다.
도 4는 본 발명의 실시예에서 스로틀이 0에서 100%로 증가함에 따라 로터의 다양한 배치 거리에서 양력의 증가를 도시한다.
도 5는 본 발명의 일 실시예에서 양력 조립체의 저면도를 도시한다.
도 6은 본 발명의 일 실시예에서 양력 조립체의 정면도를 도시한다.
고정 날개를 가진 비행체에서, 양력은 전진 비행 중에 날개에 의해 생성된다. 전진 비행 중에 상기 날개 위로 공기가 흐를 때, 상기 날개의 형상과 방향은 흡입측으로 알려진 상기 날개 상단에서 낮은 압력과 압력측으로 알려진 상기 날개 아래에서 높은 압력을 가지는 압력장을 생성한다. 상기 양력은 상기 압력장의 결과로 생성된다.
또한 이륙, 착륙 및 호버링 중에 사용할 수 있도록 수직 로터가 제공된다. 그러나 전진 비행 중에 상기 수직 로터는 자중(dead weight)이 된다. 본 발명에서는 전진 비행 중에 상기 수직 로터를 구동하여 제공되는 양력을 이용하는 양력 조립체를 개발하였다. 상기 로터들의 존재와 그 구동은 흐름장을 변화시켜 날개 주위의 압력장을 변경한다.
도 1은 본 발명의 실시예에서 고정 날개(fixed wing) 및 구동되는 수직 로터(vertical rotor)가 있는 경우의 공기 흐름을 도시한다. 고정 날개(102)의 단면이 도시되어 있다. 화살표(104)는 전진 비행(forward flight) 방향을 나타낸다. 상기 고정 날개(102)를 향하고 그 주위의 공기 흐름은 상기 공기 흐름을 나타내는 라인들(106)로 도시된다. 상기 고정 날개(102)는 선단 에지(leading edge)(108)라고도 하는 제1단부(first end)와 후단 에지(trailing edge)(110)라고도 하는 제2단부(second end)를 가진다. 고압 영역은 압력측(pressure side)(112)으로 지칭되는 상기 고정 날개(102) 아래에 생성되고, 저압 영역은 흡입측(suction side)(114)으로 지칭되는 상기 고정 날개(102) 위에 생성된다. 상기 고정 날개(102)의 중심을 따르는 점선은 받음각(angle of attack)(116)으로 지칭되는 수평 축과의 각도를 이룬다. 상기 선단 에지(108)와 상기 후단 에지(110) 사이의 거리는 코드(chord)(117)로 지칭된다. 상기 코드(117)는 기호 c로 표시된다. 수직 로터(vertical rotor)(118)는 상기 고정 날개(102) 아래에 위치되고, 전진 비행 중에 구동된다. 상기 수직 로터(118)의 수직 축(121)은 상기 압력측(112)에서 상기 고정 날개(102)의 상기 날개 폭(wing span) 주위에 위치된다.
상기 고정 날개(102)의 주위에 상기 수직 로터(118)가 적절하게 배치되면, 변경된 공기 흐름은 양력을 증가시키도록 상기 압력측(112) 및 흡입측(114)의 압력장(pressure field)을 변경한다. 상기 선단 에지(108)와 상기 수직 축(121) 사이의 수직 거리는 배치 거리(placement distance)(122)로 지칭된다. 상기 배치 거리(122)는 변수 y에 의해 주어진다. 상기 배치 거리(122)와 상기 코드(117)의 비율, y/c는 기호 p로 주어진 무차원 변수(non-dimensional variable)이다. 상기 수직 축(121)이 상기 선단 에지(108)에 위치하면 p 는 0이고, 상기 수직 축(121)이 후단 에지(110)에 위치하면 p 는 1이다.
도 2는 본 발명의 실시예에서 양력 조립체의 흐름장(flow field)에서 전산유체역학(computational fluid dynamics, CFD) 시뮬레이션에 의해 추정된 압력 분포를 도시한다. 상기 날개와 로터 사이의 상기 흐름장의 상호 작용은 수행된 상기 CFD 시뮬레이션에서 명확하게 볼 수 있다. 상기 저압 영역은 상기 로터까지 이어지는 상기 흡입측 전체에 존재한다. 이것은 전체 시스템이 상승적인 방식으로 정상적인 상향력을 생성하도록 한다.
상기 상승적 양력은 상기 로터(들)의 구동으로 인해 상기 날개 표면의 전체 상향 압력이 증가하는 방식으로 상기 날개 폭을 따라 상기 날개 주위에 하나 이상의 로터를 적절하게 배치하여 생성됨으로써, 상기 날개와 상기 로터(들)에 의해 개별적으로 생성된 양력의 합 이상으로 상기 날개에 의해 생성된 양력이 증가한다.
상기 양력은 식 (1)에 의해 주어진 양력 계수 CL에 의해 정량화된다. 상기 CL 값은 상기 양력 조립체의 효율성을 추정하기 위한 척도로 사용된다.
Figure pct00001
(1)
상기 양력 어셈블리에 의해 생성된 양력은 L로 주어지고, 공기 밀도는 ρ로 주어지며, 공기 속도는 v로 주어지고, 상기 날개의 평면 면적은 S로 주어진다. 상기 양력 L은 또한 상기 양력 조립체의 효율성을 평가하는 척도 역할을 한다.
이러한 현상을 분석하기 위해, 상기 선단 에지에서 다양한 거리에 위치한 고정 로터가 있는 양력 조립체의 양력을 결정하기 위한 실험이 수행되었다. 그런 다음 동일한 실험을 수행하여 500단계에서 500-6500 사이의 RPM으로 구동하는 로터로 양력 조립체의 양력을 결정했다. 상기 실험의 세부 사항은 다음과 같다.
상기 실험은 받음각이 변할 수 있도록 날개 끝(wingtips)의 지지대를 사용하여 평평한 장착 표면 위에 고정 날개를 배치하여 수행되었다. 그런 다음 상기 장착 표면을 전기 무게 저울(electric weighing scale)에 올려 생성된 양력을 결정하였다. 상기 수직 로터는 그 축이 상기 장착 표면에 수직이 되도록 스탠드에 장착되었다. 산업용 팬은 상기 날개의 선단 에지에서 고정된 거리에 배치되었으며, 일정한 속도로 공기를 불어 넣어 상기 셋업(setup) 위로 들어오는 자유 흐름을 만드는 데 사용되었다. 상기 로터의 위치는 상기 로터의 RPM과 날개의 받음각을 변경하기 위해 상기 날개의 코드를 가로질러 가변 되었다. 상기 로터의 주어진 RPM과 상기 로터의 위치에 대해 상기 날개의 받음각을 증가시키면, 상기 양력 계수가 증가하는 것으로 관찰되었다. 상기 로터의 주어진 RPM과 상기 날개의 받음각에서 상기 로터를 더 멀리 하류에 배치하면, 상기 양력 계수가 증가하였다. 주어진 로터 위치와 상기 날개의 받음각으로 상기 로터의 RPM이 높을수록 상기 양력 계수가 증가하였다. 상기 로터의 RPM을 증가시키면, 다른 로터 위치와 상기 날개의 받음각에 대한 양력 계수의 차이가 증가하였다. 상기 날개의 공기 흐름과 실속 각도(stall angle)는 상기 로터의 존재로 인해 상당히 변경되었다. 상기 산업용 팬을 끄고 상기 로터만 작동시킨 상태에서 동일한 파라미터 세트에 대해 실험을 반복하였다. 상기 로터가 정지하고 상기 산업용 팬이 켜져 있을 때의 결과와 상기 로터가 구동하고 상기 산업용 팬이 꺼져 있을 때의 결과를 비교하였다. 전자는 상기 날개에서 개별적으로 발생하는 양력을 제공하는 반면, 후자는 상기 로터에서 개별적으로 발생하는 양력을 제공한다. 상기 두 시나리오에서 생성된 양력은 개별적으로 구동되는 두 개의 구성요소의 양력 계수의 합을 제공하기 위해 합산되었다. 상기 로터와 상기 산업용 팬이 모두 구동되었을 때 추정된 양력 계수는 전진 비행 중에 구동하는 상기 날개와 상기 로터의 결합된 효과를 제공한다.
실험 결과의 비교는 개별적으로 구동하는 두 개의 구성요소의 양력 계수의 합과 비교하여 상기 셋업에 더 높은 양력 계수를 제공함으로써, 고정 날개와 구동 로터 사이의 시너지 효과를 성공적으로 보여주었다.
이러한 실험을 위해, 상기 날개에서 상기 로터의 높이는 고정되었다. 상기 받음각(에어포일(airfoil)이 위치하는 각도)도 다양화 하였다.
상기 고정 날개(102)와 수직 로터(118)의 조합에 의해 생성된 양력을 결정하고, 상기 고정 날개(102)와 수직 로터(118)에 의해 개별적으로 생성된 양력의 합과 다른 p 값에 위치된 수직 로터(118)와 비교되었다.
상기 고정 날개(102)와 수직 로터(118)의 조합으로 결정된 양력 계수(CL new)와 고정 날개(102) 및 수직 로터(118)에 의해 개별적으로 생성된 양력의 합으로 결정된 양력 계수(CL)의 비율은 상승적 양력을 측정하였다.
도 3은 본 발명의 실시예에서 48cm의 날개 코드와 6500 RPM의 로터 속도에서 상기 로터의 위치 및 상기 받음각의 변화를 가지는 양력 조립체에서 상승적 양력의 변화의 윤곽도(contour plot)를 도시한다. 도 3으로부터 상기 고정 날개(102)와 주행 수직 로터(118)가 결합된 시스템에 의해 생성된 총 양력은 상기 고정 날개(102)와 수직 로터(118)에 의해 개별적으로 생성된 양력의 합보다 커서 상승적 양력으로 이어진다는 것을 알 수 있다. 또한, 비율은 48cm의 날개 코드와 6500 RPM의 로터 속도에서 p 값과 받음각에 따라 달라지며, 최대 약 20을 제공한다. 20배 증가는 전진 비행 중에 주행 로터가 구동하는 적절하게 설계된 양력 조립체를 사용할 때의 효율성을 보여준다.
따라서, 비행체의 양력을 향상시키기 위해, 양력 조립체(300)는 구동 시 양력을 증가시키도록 위치된 고정 날개(102) 및 적어도 수직 로터(118)를 포함한다.
상기 양력 조립체(300)는 상기 양력 조립체(300)의 변수가 최적화되도록 설계된다. 상기 양력 조립체(300)가 최대 양력을 생성하는 p의 값은 상기 수직 로터(118)의 구동 RPM, 상기 코드(117) 및 받음각(116)에 의존한다. 따라서 상기 코드(117), 상기 배치 거리(112), 상기 수직 로터(118)의 구동 RPM 및 받음각(116)은 증가된 양력을 가지는 양력 조립체(300)를 얻기 위해 최적화된다. 이를 위해, CFD 시뮬레이션은 주어진 코드 1m, 70% 스로틀에서 수직 로터의 구동 RPM 및 받음각 0도 및 고정된 z축 배치 0m로 x 및 y 방향을 따라 날개 주위의 다양한 위치에 배치되는 로터에 대해 수행된다. 생성된 N에서 산출된 양력은 표 1에 제시되어 있다.
Figure pct00002
N 에서의 양력은 상기 날개 주위의 다양한 위치에 주어진 코드 1m, 70% 스로틀에서 수직 로터의 구동 RPM 및 받음각 0도로 로터가 배치된 상태로 CFD 시뮬레이션에 의해 추정된 대로 생성된다.
결과는 상기 로터의 위치를 위한 최적의 장소가 최대 양력을 위해 날개 뒤쪽에 있음을 보여준다. 상기 양력은 y=0에서 로터가 날개 바로 뒤에 있을 때 최대이고, y 위치의 절대 크기가 증가함에 따라 상기 양력은 감소한다.
CFD 연구에서 추정된 또 다른 중요한 요소는 표 2에 주어진 항력 이득(drag gain)이다. 상기 값은 항력의 감소와 궁극적으로 날개의 흐름장과 상호 작용하는 로터로 인해 발생하는 역 항력(reverse drag) 또는 추력 (thrust)을 보여준다.
Figure pct00003
주어진 코드 1m, 70% 스로틀에서 수직 로터의 구동 RPM, 받음각 0도에서 로터가 날개 주위의 다양한 위치에 배치될 때, 항력 이득이 CFD 시뮬레이션에 의해 추정된다.
상기 선단 에지 근처의 날개 상류에 있는 로터의 위치는 항력을 최대로 감소시키고, 상기 힘은 추력 방향으로 작용한다.
그러나 최대 양력 위치에서 항력은 음수이므로 주어진 파라미터 집합에서 수직 로터의 최적의 위치는 날개 뒤쪽에 있다. 상기 수직 로터의 최적 위치를 선정하기 위해 항력에 대한 양력의 비를 추정하여 표 3에 정리하였다.
Figure pct00004
주어진 코드 1m에서, 70% 스로틀에서 수직 로터의 구동 RPM 및 받음각 0도에서 날개 주변의 다양한 위치에 로터가 배치될 때, CFD 시뮬레이션에 의해 양력 대 항력 이득 비율(L/D)이 추정되었다.
양력 대 항력의 비율은 날개 뒤쪽에서 최대이다. 따라서 수직 로터의 최적의 위치는 날개 뒤쪽에 있다.
도 4는 본 발명의 실시예에서 스로틀이 0에서 100%로 증가함에 따라 상기 로터의 수직 거리를 변화시킬 때 양력의 증가를 도시한다. 도 4는 스로틀이 0에서 100%로 증가할 때 양력이 선형적으로 증가함을 나타낸다.
도 5는 본 발명의 일 실시예에서 양력 조립체(300)의 저면도를 도시한다. 상기 고정 날개(102)는 상기 고정 날개(102)의 날개 폭 내에 위치된 수직 로터(118)와 함께 도시된다. 상기 수직 로터(118)는 상기 선단 에지(108)로부터 상기 배치 거리(122)에 배치된다.
도 6은 본 발명의 일 실시예에서 양력 조립체(300)의 정면도를 도시한다. 상기 양력 조립체(300)는 상기 고정 날개(102)를 지지하는 에어 프레임(도시되지 않음)을 추가 포함한다. 상기 모터(119)는 연결 요소(124)를 사용하여 에어 프레임에 장착된다. 따라서, 상기 수직 로터(118)는 상기 연결 요소(124)에 의해 에어 프레임에 부착된다. 상기 연결 요소(124)는 포드(pod) 또는 스트럿(strut)일 수 있다.
본 발명의 구현에서, 복수의 수직 로터들(118)은 증가된 CL을 제공하기 위해 상기 양력 조립체(300)에 위치될 수 있다.
본 발명의 다른 구현에서, 상기 수직 로터(118)는 기존의 고정 날개를 가지는 비행체에 부착될 수 있다. 이때, 받음각(116)은 고정되고, p의 값은 양력 계수를 증가시키기 위해 적절하게 선택되어야 한다. P가 결정된 후, 상기 수직 로터(118)가 부착된다.
본 발명의 주요 측면은 상기 고정 날개 부근에 하나 이상의 로터를 배치하는 것이다. 이러한 위치는 상기 흐름장을 변경하고, 상기 고정 날개 주위의 상기 압력장을 변경하여 상기 고정 날개에 의해 생성된 양력을 증가시킨다. 순 효과는 결합된 날개 주행 로터 시스템에 의해 생성되는 총 양력이 고정 날개와 고정 로터에 의해 생성되는 개별 양력의 합보다 크다는 것이다. 따라서 상기 고정 날개는 전진 비행 중 차량의 무게 균형을 위해 모든 양력을 생성할 필요가 없으며 평소보다 작을 수 있다. 더 작은 날개는 차량이 겪는 항력을 줄이고 차량을 더 컴팩트하게 만든다.
본 발명에 대한 전술한 설명은 통상의 기술자가 현재 본 발명의 최상의 모드로 간주되는 것을 만들고 사용할 수 있도록 하고 있지만, 통상의 기술자는 본 명세서의 특정 실시예, 방법 및 예의 변형, 조합 및 등가물의 존재를 이해하고 인식할 것이다. 따라서, 본 발명은 전술한 실시예, 방법 및 실시예에 의해 제한되어서는 안되는 것이 아니라, 청구된 바와 같은 본 발명의 범위 및 사상 내의 모든 실시예 및 방법에 의해 제한되어야 한다.
102: 고정 날개 104: 전진 비행 방향
106: 공기 흐름 108: 선단 에지
110: 후단 에지 112: 압력측
114: 흡입측 116: 받음각
117: 코드 118: 수직 로터
119: 모터 120: 블레이드
121: 수직 축 122: 배치 거리
124: 연결 요소 300: 양력 조립체

Claims (6)

  1. 비행체(aerial vehicle)의 양력 조립체(lift assembly)(300)로서,
    선단 에지(leading edge)(108)를 포함하는 날개(102); 및
    상기 날개(102) 아래에 배치되는 적어도 하나의 수직 로터(118); 를 포함하되,
    상기 수직 로터(118)의 수직 축(121)은 상기 날개(102)의 폭(span) 내에 위치하고;
    상기 수직 로터(118)는 상기 비행체의 전진 비행(forward flight) 중에 구동되고;
    상기 선단 에지(108)와 상기 수직 로터(118)의 상기 수직 축(121) 사이의 배치 거리(placement distance)(122)는 상기 수직 로터(118)의 RPM, 상기 날개의 받음각(angle of attack)(116) 및 날개 코드(chord)(117)의 인자이고;
    날개(102)와 구동하는 로터(112)의 결합된 효과는 개별적으로 구동되는 상기 날개(102)와 상기 수직 로터(112)의 양력 계수의 합과 비교하여 더 높은 양력 계수를 제공하는,
    양력 조립체(300).
  2. 제 1 항에 있어서,
    상기 수직 로터(118)의 상기 위치를 위한 최적 장소는 최대 양력을 위해 상기 날개 코드(117)의 중심 축을 따라 상기 날개(102)의 뒤쪽(rear side)에 있고;
    상기 수직 로터(118)의 상기 위치가 상기 날개 코드(117)의 상기 중심 축에서 멀리 이동됨에 따라 상기 양력이 감소하는,
    양력 조립체(300).
  3. 제 1 항에 있어서,
    상기 수직 로터(118)의 상기 날개(102)의 상류, 상기 선단 에지(108) 근처에서의 위치됨은 항력(drag)의 최대 감소를 제공하고;
    상기 항력은 추력(thrust) 방향으로 작용하는 일이 발생하며;
    양력 대 항력의 비율은 상기 날개(102)의 상기 뒤쪽에서 최대인,
    양력 조립체(300).
  4. 제 1 항에 있어서,
    상기 스로틀이 0에서 100%로 증가하면 상기 양력은 선형 방식으로 증가하는,
    양력 조립체(300).
  5. 제 1 항에 있어서,
    상기 양력이 증가하면 상기 날개(102)가 더 작아지므로, 주어진 페이로드(payload)에 대해 항력이 감소하는,
    양력 조립체(300).
  6. 제 1 항에 있어서,
    상기 수직 로터의 최적 위치에서 상기 양력 조립체(300)의 양력 계수는 상기 수직 로터(118)가 상기 비행체의 전진 비행 중에 구동될 때 더 높은,
    양력 조립체(300).
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2389798A (en) * 1943-01-13 1945-11-27 David W Main Pitch control device for rotor blades
US4789115A (en) * 1986-08-29 1988-12-06 Theodore Koutsoupidis VTOL aircraft
US5244167A (en) * 1991-08-20 1993-09-14 John Turk Lift augmentation system for aircraft
US20050178879A1 (en) * 2004-01-15 2005-08-18 Youbin Mao VTOL tailsitter flying wing
US9334049B1 (en) * 2014-12-03 2016-05-10 Amazon Technologies, Inc. Single blade rotor system for use in a vertical takeoff and landing (VTOL) aircraft
CN110650889B (zh) * 2017-05-22 2023-08-15 空中股份有限公司 使用大型变速倾转旋翼的evtol飞行器

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