KR20220132618A - 페일 오퍼레이셔널 수직 이착륙 항공기(fail-operational vtol aircraft) - Google Patents

페일 오퍼레이셔널 수직 이착륙 항공기(fail-operational vtol aircraft) Download PDF

Info

Publication number
KR20220132618A
KR20220132618A KR1020227029643A KR20227029643A KR20220132618A KR 20220132618 A KR20220132618 A KR 20220132618A KR 1020227029643 A KR1020227029643 A KR 1020227029643A KR 20227029643 A KR20227029643 A KR 20227029643A KR 20220132618 A KR20220132618 A KR 20220132618A
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
rotor
variable pitch
aircraft
pitch rotor
coaxial
Prior art date
Application number
KR1020227029643A
Other languages
English (en)
Inventor
아브라함 카렘
라이언 도스
윌리엄 마틴 웨이드
벤자민 티그너
Original Assignee
오버에어, 인코퍼레이티드
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Priority claimed from US16/869,188 external-priority patent/US11465738B2/en
Application filed by 오버에어, 인코퍼레이티드 filed Critical 오버에어, 인코퍼레이티드
Publication of KR20220132618A publication Critical patent/KR20220132618A/ko

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B64C29/0008—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded
    • B64C29/0016—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers
    • B64C29/0033—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers the propellers being tiltable relative to the fuselage
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/30—Blade pitch-changing mechanisms
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/30—Blade pitch-changing mechanisms
    • B64C11/305—Blade pitch-changing mechanisms characterised by being influenced by other control systems, e.g. fuel supply
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/30—Blade pitch-changing mechanisms
    • B64C11/306—Blade pitch-changing mechanisms specially adapted for contrarotating propellers
    • B64C11/308—Blade pitch-changing mechanisms specially adapted for contrarotating propellers automatic
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/46—Arrangements of, or constructional features peculiar to, multiple propellers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C11/00—Propellers, e.g. of ducted type; Features common to propellers and rotors for rotorcraft
    • B64C11/46—Arrangements of, or constructional features peculiar to, multiple propellers
    • B64C11/48—Units of two or more coaxial propellers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C15/00—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction
    • B64C15/02—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction the jets being propulsion jets
    • B64C15/12—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction the jets being propulsion jets the power plant being tiltable
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/08—Aircraft not otherwise provided for having multiple wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/24—Aircraft characterised by the type or position of power plants using steam or spring force
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
    • B64D31/02—Initiating means
    • B64D31/06—Initiating means actuated automatically
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D31/00—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft
    • B64D31/16—Power plant control systems; Arrangement of power plant control systems in aircraft for electric power plants
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D35/00—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D35/00—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions
    • B64D35/02—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions specially adapted for specific power plants
    • B64D35/021—Transmitting power from power plants to propellers or rotors; Arrangements of transmissions specially adapted for specific power plants for electric power plants
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/003—Aircraft not otherwise provided for with wings, paddle wheels, bladed wheels, moving or rotating in relation to the fuselage
    • B64C39/005—Aircraft not otherwise provided for with wings, paddle wheels, bladed wheels, moving or rotating in relation to the fuselage about a horizontal transversal axis
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Retarders (AREA)
  • Transmission Devices (AREA)
  • Polyesters Or Polycarbonates (AREA)
  • Transition And Organic Metals Composition Catalysts For Addition Polymerization (AREA)
  • Addition Polymer Or Copolymer, Post-Treatments, Or Chemical Modifications (AREA)
  • Fluid-Pressure Circuits (AREA)
  • Connection Of Motors, Electrical Generators, Mechanical Devices, And The Like (AREA)

Abstract

일 양태에서, 적어도 400 파운드의 페이로드를 운반할 수 있는 항공기가 본원에 설명된다. 실시형태는 4개의 로터 시스템을 가지고, 로터 시스템의 각각은 전기 모터 또는 다른 토크-생성 공급원에 의해서 독립적으로 구동된다. 로터 시스템의 각각은, 가변 피치 로터 시스템의 하나가 동작될 수 없는 경우에도, 항공기가 제어된 수직 이착륙을 할 수 있게 하는 충분한 추력을 제공한다. 전자 제어 시스템은 로터 시스템의 적어도 하나의 회전 속력 및 피치를 제어하도록 구성된다.

Description

페일 오퍼레이셔널 수직 이착륙 항공기(FAIL-OPERATIONAL VTOL AIRCRAFT)
본 발명의 분야는 수직 이착륙(VTOL, vertical takeoff and landing) 항공기이다.
작은 기하형태적 공간(footprint)에 이착륙할 수 있는 능력으로 인해 VTOL 항공기가 오랫동안 요구되어 왔고, 이는, 운반체가 승객 및 페이로드(payload)를 희망 목적지에 더 가까이 운반할 수 있고 통상적인 이착륙(CTOL) 항공기에서 필요한 것과 동일한 기반 시설 투자 및 육지 면적을 필요로 하지 않기 때문에, 항공기 운영의 융통성을 증가시킨다.
그러나, VTOL 항공기는 CTOL 항공기에 비해서 몇 가지 단점을 갖는다. 첫 번째로, VTOL 항공기는, CTOL 항공기보다, 상당히 더 큰 (설치 엔진, 구동 모터, 배터리, 및 구동 트레인의 정격 파워에 의해서 주어지는) 정미 파워(installed power)를 필요로 하는데, 이는, 활주로를 통해서 이륙하는 CTOL 항공기기보다, VTOL 항공기의 호버(hover)를 위해서 상당히 더 많은 파워를 사용하기 때문이다. 증가된 정미 파워는 항공기의 중량 및 비용을 증가시키고, 운반체의 유효성을 제한한다. 배터리-유일 파워 공급원과 같은, 일부 파워트레인 구성에서, 배터리 및 모터 파워 밀도의 한계로 인해서, 현재의 구성 요소 기술을 사용하여, 특정 VTOL 구성을 위한 실현 가능한 설계를 하지 못할 수 있다.
두 번째로, VTOL 항공기는 일반적으로, 특히 이착륙 중에, 동일 크기의 CTOL 항공기보다 더 시끄럽다. 이는 또한 VTOL 항공기의 유용성을 감소시키는데, 이는, 음향 신호가 대중의 짜증을 유발하여 운반체 사용에 대한 운영 제한을 초래할 수 있다.
마지막으로, VTOL 안전 기록은 다른 항공기보다 뒤쳐진다. VTOL 항공기, 특히 헬리콥터는 일반적으로 그 로터 및 파워트레인 시스템에서 하나 이상의 단일 고장 지점(single points of failure)을 갖는다. 결과적으로, 헬리콥터는 종종, 부드러운, 그러나 즉각적인 착륙을 제어하기 위해서는 높은 수준의 조종 기술이 요구되는 자동 회전 착륙을 통해서 추진 시스템 고장으로부터 회복하나; 그러한 착륙은, VTOL 항공기가 착륙 장소 융통성과 관련하여 가장 큰 운영 장점을 제공하는 밀집 도시 지역에서 문제가 된다.
이러한 단점을 해결하기 위해서, 대부분 전기-파워형 "e VTOL" 항공기인, 새로운 종류의 VTOL 항공기가 출현하였다. 본원에 참조로 포함된 US20180334251A1(Karem)은 종래 기술을 나타낸다. 종래 기술은 VTOL 비행에서 5개 이상의 로터를 사용하는 많은 운반체를 가지며, 이러한 로터들 중 일부는 단일 로터 시스템 고장 후에 안전 동작을 계속할 수 있다. 그러나, 더 많은 로터를 갖는 운반체는 동일 공간에 장착하기 위해서 더 작은 전체 운반체 로터 디스크 면적을 갖는 더 작은 직경의 로터를 가져야 하며, 그에 따라 더 큰 디스크 로딩(disk loading)(총 로터 디스크 면적으로 나눈 중량)을 가질 것이다. 이는 수직 이륙 시에 소음 증가 및 항공기 파워 로딩(필요 파워로 나눈 추력)의 감소를 초래할 것이다. 더 작은 파워 로딩은 운반체의 유효성을 감소시킬 것이고 - 더 작은 파워 로딩은 항공기가 소비하는 에너지를 증가시킬 것이고 요구되는 파워트레인의 용량을 증가시킬 것이다. 많은 수의 로터는 또한 전진 비행에서 많은 양력 로터의 노출을 초래하고, 이는 양력 대 항력 비율을 감소시키고 그에 따라 속력 및 범위를 감소시키거나, 많은 수의 틸팅 로터(tilting rotor)들을 필요로 한다.
Karem은, 2개 내지 4개의 비행에-중요한 로터 시스템을 갖춘 운반체를 도입함으로써 그러한 파워 로딩 및 소음 문제를 해결하고 있고; 4개-로터 실시형태가 도 1에 도시되어 있다. 그러한 운반체는 (더 큰 가능한 로터 직경으로 인해서) 주어진 공간 내에서 더 작은 디스크 로딩을 가지는 경향이 있고, 그에 따라 파워 로딩 및 소음 장점을 획득하나; 로터 시스템 내의 단일 고장 지점으로 인해서, 이러한 운반체는 덜 안전하다. Karem이 제시한 운반체는 여분의 모터, 배터리, 또는 엔진을 통해서 안전성을 높이고자 하나, 기어 감속 시스템 및 로터 제어 시스템에서 여전히 단일 고장 지점을 가질 수 있다.
추가적인 종래 기술은 다수의 공동-회전 동축 로터들을 통해서 VTOL 항공기의 호버 파워 로딩 및 소음 단점을 해결하고자 하고; 사실상, 동축 로터들의 소음 및 파워 로딩 장점이 알려져 있다. 도 2에 도시된 바와 같이, US8640985에는 2개의 로터 스택(rotor stack)을 갖춘 항공기가 개시되어 있고, 각각의 스택은 2개의 로터 시스템을 갖는다. 각각의 스택 내의 로터 시스템들이 서로에 대해서 고정되고, 독립적으로 회전될 수 없으며, 항공기 레벨 파워 로딩 증가 및 소음 감소를 위해서 공통 축을 중심으로 구동된다. 그러나, 동축적 스택의 각각에서, 로터들은 서로 독립적으로 회전될 수 없다.
도 3에 도시된 바와 같이, US20190135413A1에는 소음 감소 및 파워 로딩 증가를 위해서 2개의 작은, 공동-회전 프로펠러의 6개의 스택을 갖춘 항공기가 개시되어 있다.
각각의 동축적 스택 내의 2개의 프로펠러가 서로에 대해서 이동될 수 있고, 그에 따라 최적의 소음 및 파워 로딩 특성을 위해서 방위각을 조정할 수 있다. 이러한 설계가 프로펠러 사이의 방위각 간격을 실시간으로 조정하기 위한 독립적인 회전을 포함하지만, 로터 스택의 2개의 로터들 중 하나가 동작되지 않는 상태에서 비행을 가능하게 하기 위해서 각각의 로터 시스템의 크기를 확대하는 것은 고려하지 않은 것으로 보인다. 또한, 당업자는 도 3의 항공기의 로터의 크기를 확대하는 것은 생각하지 않을 것이다. 로터의 비교적 작은 직경 및 더 많은 수는 각각의 로터 내의 추력 용량의 크기 확대의 장점을 상쇄시키는데, 이는 하나의 백업 프로펠러가 실패하는 경우에 항공기가 많은 수의 백업 프로펠러를 가지기 때문이다.
도 4는, 각각 2개의 로터의 4개의 공동-회전 동축 스택들로 배열된 8개의 작은 로터를 갖는 틸트-날개 항공기인, Airspace Experience Technology의 MOBI-ONE을 도시한다. 동축적 스택들은 날개와 함께 틸팅된다. 이러한 운반체는 피치 제어를 위한 9개의 후방 보조 로터를 특징으로 한다. 하나의 동축적 스택이 동작될 수 없을 경우, 총 4개의 동축적 스택 및 제5 보조 로터가 계속되는 비행을 가능하게 하지만, 증가된 수의 로터 스택은, 필수적으로, 로터가 더 작아지게 강제하고, 그에 따라 더 큰 디스크 로딩을 초래하고 결과적으로 몇 개의 작은 로터를 이용하는 VTOL 항공기에서 작은 파워 로딩을 초래한다.
도 5a 및 도 5b는, 2개의 틸팅 동축 로터 스택으로 배열된 4개의 로터를 갖는 틸트 로터 항공기인, Embraer의 PULSE 개념을 도시한다. 여기에서, 동축적 설계는 2개의 틸팅 단일 로터에 비해서 소음 감소 및 파워 로딩 증가를 제공하나, 상대적으로 작은 로터는 폐쇄된 날개의 내측에 피팅되는 크기를 가지며, 이는 더 큰 틸팅 로터를 갖는 항공기에 비해서 더 작은 파워 로딩을 초래한다. PULSE 개념은 약 850 RPM의 로터의 호버 회전 속력을 개시하고, 이는, 기어 박스의 제거를 위해서 로터가 충분히 빨리 회전되어야 한다는 통상적인 생각을 따른다. 도심 항공 모빌리티에서의 통상적인 생각은 또한, 소음 제어를 위해서 로터 팁 속력이 호버 중에 초당 450 피트 미만이어야 한다는 것을 나타내고, 이는 약 10 피트 직경의 로터를 초래할 것이다. 이러한 로터 크기에서, 본 출원인은 (평방 피트 당 30 파운드 이상과 같이) 디스크 로딩이 클 것으로 생각하고, 이는 동축적 스택에서 각각의 로터의 단지 하나를 통해서 운반체에 의해서 요구되는 모든 추력을 제공하기 위한 크기의 파워트레인을 갖는 운반체를 가능하지 않게 할 것이다. 따라서, 또한, 각각의 측부의 하나의 로터가 동작될 수 없는 경우에 PULSE 개념의 항공기가 안전하게 착륙할 수 있을 수도 있지만, 항공기는, 예를 들어 수직 이륙을 포함하는, 정상 비행 계획을 계속 따르지 못할 수도 있는 것으로 보인다.
도 6은 각각 2개의 로터의 4개의 동축적 스택으로서, 총 8개의 로터를 갖는 VTOL 항공기를 도시한다. 각각의 동축적 스택에서, 로터는 반대로-회전하여, 항공기의 토크 제어를 가능하게 한다. 그러나, 이러한 운반체는 또한 일반적인 생각에 따른 많은 수의 작은 로터들을 사용한다. 이러한 항공기는 각각의 동축적 스택의 하나의 로터에 대한 파워를 차단할 수 있고 부드럽게 하강할 수 있을 수 있을 것이다.
도 7은, Lyasoff의 미국 특허출원 2019/0291862에서 설명된 바와 같은 8개의 프로펠러 항공기를 도시한다. 이러한 출원은 8개의 프로펠러를 갖는 실시형태에 초점을 맞추고 있다.
도 8은 Joby의 6개의 로터의 VTOL을 도시한다. 일반적인 생각에 따르면, 이러한 설계가 항공기 주위에 분산된 많은 로터를 가지는 것에 의해서 제공되는 양호한 신뢰성을 가질 것으로 생각된다. 당업자는 Joby의 로터의 수를 줄이는 것을 생각하지 못할 것인데, 이는, 로터 시스템의 고장 상황을 수용하기 위해서, 많은 수의 로터가 크기가 확대된 150% 추진 시스템만을 필요로 할 것이고 토크 및 모멘트 균형을 보상하기 위해서 반대 로터 시스템이 또한 차단되기 때문이다. 상당히 더 적은 수의 그러나 더 큰 로터를 갖도록 Joby 유형의 항공기를 변경하는 것은 또한 일반적인 생각에 반대되는 것일 수 있는데, 이는 그렇게 하는 당업자는 많은 로터에 의해서 제공되는 추정된 부가적인 신뢰성을 배제할 것이기 때문이다. 그러한 VTOL 항공기는 또한, 안전 보장을 위해서 단일 고장 지점 로터 시스템에서 충분한 신뢰성을 갖는 운반체에 의존하는, 2개의 틸팅 로터 또는 동축적 로터 스택을 갖는 기존 운반체에 관한 일반적인 생각에 반대된다.
일 양태에서, 적어도 400 파운드의 페이로드를 운반할 수 있는 항공기가 본원에 설명된다. 실시형태는 4개의 로터 시스템을 가지고, 로터 시스템의 각각은 전기 모터 또는 다른 토크-생성 공급원에 의해서 독립적으로 구동된다. 로터 시스템의 각각은, 가변 피치 로터 시스템의 하나가 동작될 수 없는 경우에도, 항공기가 제어된 수직 이착륙을 할 수 있게 하는 충분한 추력을 제공한다. 전자 제어 시스템은 로터 시스템의 적어도 하나의 회전 속력 및 피치를 제어하도록 구성된다.
도 1은 비행에-중요한 2개 내지 4개의 로터 시스템을 갖는 종래 기술의 운반체의 4개의 로터 실시형태의 도면이다.
도 2는 종래 기술의 항공기를 도시한다.
도 3은 2개의 작은 공동-회전 프로펠러의 6개의 스택을 갖는 항공기를 도시한다.
도 4는, 각각 2개의 로터의 4개의 공동-회전 동축 스택들로 배열된 8개의 작은 로터를 갖는 틸트-윙 항공기인, Airspace Experience Technology의 MOBI-ONE을 도시한다.
도 5a는, 2개의 틸팅 동축 로터 스택으로 배열된 4개의 로터를 갖는 틸트로터 항공기인, EmbraerTM의 PULSE 개념을 도시한다.
도 5b는, 2개의 틸팅 동축 로터 스택으로 배열된 4개의 로터를 갖는 틸트로터 항공기인, EmbraerTM의 PULSE 개념의 대안적인 도면을 도시한다.
도 6은 각각 2개의 로터의 4개의 동축적 스택으로서, 총 8개의 로터를 갖는 VTOL 항공기를 도시한다.
도 7은 통상적인 항공기를 도시한다.
도 8은 JobyTM의 6개의 로터의 VTOL을 도시한다.
도 9는 본 발명의 개념에 따른 호버 중의 VTOL 항공기의 바람직한 실시형태의 사시도이다.
도 10은 전환에서 도시된, 도 9의 바람직한 실시형태의 사시도이다.
도 11은 크루즈 위치(cruise position)에서 도시된, 도 9의 바람직한 실시형태의 사시도이다.
도 12는 2개-로터 동축적 스택을 위한 구동 시스템(900)의 가능한 실시형태를 도시한다.
도 13은 2개-로터 동축적 스택을 위한 구동 시스템(900)의 가능한 대안적인 실시형태를 도시한다.
도 14는 2개-로터 동축적 스택을 위한 구동 시스템(900)의 다른 가능한 대안적인 실시형태를 도시한다.
도 15는 2개-로터 동축적 스택을 위한 구동 시스템(900)의 가능한 다른 실시형태를 도시한다.
도 16은 구동 시스템 반전기의 하나의 가능한 실시형태를 도시한다.
도 17은 제1 날개가 항공기의 주 몸체에 대해서 피벗되도록 구성되는 실시형태를 도시한다.
도 18은 제1 및 제2 동축적 로터 스택에 더하여 적어도 제1 보조 로터 시스템을 포함하는 항공기의 실시형태를 도시한다.
도 19는 4개의 가변 피치 로터로 구성되는 항공기의 실시형태를 도시하고; 항공기는 전환에서 도시되어 있다.
도 20은 4개의 가변 피치 로터로 구성되는 항공기의 실시형태를 도시하고; 항공기는 호버에서 도시되어 있다.
도 21은 4개의 가변 피치 로터로 구성되는 항공기의 실시형태를 도시하고; 항공기는 크루즈 위치에서 도시되어 있다.
도 22는 도 19의 항공기의 사시도를 도시한다.
도 23은 4개의 가변 피치 로터로 구성되는 항공기의 실시형태의 상면도를 도시한다.
도 24는 사용될 수 있는 가능한 기어 감속 시스템, 나셀(nacelle) 및 모터 구성을 도시한다. 이는 특허 US20180334251A1(Karem)에서 이미 설명되었으나, 본원에서 청구된 내용에서는 설명되지 않는다.
도 25는 4개의 가변 피치 로터로 구성되는 항공기의 실시형태의 상면도를 도시한다.
도 26은 전자 비행 제어 시스템 및 연관 시스템의 가능한 구현예를 도시한다.
도 27은 전자 비행 제어 시스템 및 연관 시스템의 다른 가능한 구현예를 도시한다.
본원은 미국 출원 번호 17/103,063(2020년 11월 24일 출원), 미국 출원 번호 16/869188(2020년 5월 7일 출원), 미국 가출원 번호 62/981,738(2020년 2월 26일 출원), 및 미국 가출원 번호 62/966908(2020년 1월 28일 출원)에 대한 우선권을 주장한다. 본원에서 설명된 이들 그리고 모든 외부 자료는 그 전체가 참조로 포함된다. 포함된 참조에서의 용어의 정의 또는 사용이 본원에서 제공된 용어의 정의와 일치하지 않거나 상반되는 경우에, 본원에서 제공된 용어의 정의가 적용되고 참조 내의 용어의 정의는 적용되지 않는다.
종래 기술에서, 하나의 로터 시스템이 동작될 수 없는 상태에서 VTOL 비행을 지속할 수 있는 (그러나 덜 바람직한 파워 로딩, 소음, 및 가능한 복잡성 특성을 가지는) 구성과 적어도 하나의 로터 또는 구동 시스템이 비행에 중요한 (그러나 더 바람직한 파워 로딩, 소음, 및 가능한 복잡성 특성을 가지는 경향이 있는) 구성 사이의 절충이 존재한다.
특히 동축적 VTOL 설계와 관련하여, 종래 기술이 프로펠러의 동축적 스택 사용을 고려하는 경우에도, 이러한 로터의 사용은 주로 일반적인 생각: 설계 및 동작이 더 쉬운 더 작은 로터를 사용하는 것; 종종 기어박스 또는 유사한 기계적 복잡성을 필요로 하지 않는 것; 그리고 필요에 따라 여분의 로터를 포함하는 것에 의한 중복성(redundancy)을 허용하는 것과 일치된다.
일반적인 생각은, 동축적 로터들이, 필요한 경우에, 파워 로딩의 증가를 제공하고, 공동-회전의 경우에 소음 감소를 제공하거나, 반대-회전의 경우에 토크 균형을 개선하는 것을 나타낸다. (예를 들어, 2개의 동축적 로터 스택(stack)만을 갖는 항공기에서) 다른 로터가 없이, 비행 제어에 필요한 모든 추력을 제공하기 위해서 동축적 스택 내의 (관련 기어 감속 시스템, 엔진, 모터 및 배터리를 포함하는) 각각의 로터 시스템의 크기를 조정하는 것은 일반적인 생각에 반하는 것인데, 이는, 이러한 것이, 제2 로터의 추력 손실을 보상하기 위해서 그리고 로터 슬립스트림(rotor slipstream)에서 동작될 수 없는 로터의 부가적인 비효율성을 극복하기 위해서, 로터 시스템의 200% 초과의 크기 확대를 초래할 것이기 때문이다. 증가된 파워 로딩을 위해서 동축적 로터 시스템을 이용하는 설계자는, 시스템의 증가된 중량 및 복잡성으로 인해서, 독립적으로 구동되고 하나의 로터가 동작될 수 없는 상태에서 세트에서 필요한 모든 추력을 제공할 수 있도록, 동축적 로터 세트 내의 각각의 로터 시스템의 크기를 조정하지 않을 것이다. 특정 직경 및 고형성(solidity)의 동축적 로터 세트는 주어진 추력을 달성하기 위해서, 동일 직경 및 고형성의 단일 로터가 동일 추력을 위해서 사용할 수 있는 것보다, 적은 전체 파워를 사용한다. 또한, 동축적 세트 내의 각각의 로터 시스템이 필요로 하는 파워 및 토크는 전체 로터 시스템 파워의 대략 절반이고; 이는, (본원의 일부 실시형태에서 구현된 설계의 일부에서와 같은) 동축적 로터 세트 설계가, 요구 파워의 감소를 위해서 동축적 로터를 이용하는 POSITA의 인지된 장점을 무효화한다는 것을 의미한다. 하나의 로터가 동작될 수 없는 상태에서 VTOL 비행을 가능하게 하기 위해서 로터 시스템의 크기를 확대하는 것은 단일 로터 시스템보다 (적지 않은) 훨씬 더 큰 정미 파워(installed power)를 필요로 한다.
전체 로터 시스템이 동작될 수 없는 경우에도 항공기가 제어된 방식으로 안전하게 이착륙할 수 있게 하는 작은 전체 디스크 로딩, 크기 및 치수를 가지는, (2개의 1차 동축적 로터 스택으로 적층된 또는 달리 구현된) 5개 보다 적은 수의 로터를 갖는 VTOL 항공기는 종래 기술에서 교시되어 있지 않다. 이러한 접근 방식은, 완전한 로터 시스템 고장 후에 제어된 VTOL 비행을 수용하기 위해서 시스템 중복성이 많은 수의, 일반적으로 5개 이상의 로터를 필요로 하는 것, 또는 시스템 중복성이 중량을 감당할 수 없고 운반체 설계는 그 대신 적어도 하나의 로터 또는 구동 시스템이 비행에 중요하고 그에 따라 비행 시간 당 약 10-9 고장(failures)의 구성요소-레벨의 신뢰성의 요건을 가정하는 것(이는, 가능한 경우에, 제조 및 유지 보수 비용을 증가시킬 것이다)을 교시하는, 일반적인 생각에 반하는 것이다.
본원에서 제공된 일부 실시형태에서, VTOL 항공기는 각각의 로터 시스템의 중복성을 위해서 설계되고 크기가 조정된 (2개의 1차 동축적 로터 스택으로 배열된 또는 달리 구현된) 4개의 1차 로터를 갖는다. 그러한 설계는, 2개 이상의 독립적으로-구동되는 로터 시스템을 각각 가지는, 동축적 로터 세트를 갖는 중요 로터 시스템을 대체할 수 있다. 다른 실시형태는, 4개의 1차 로터가 쿼드 구성(quad configuration)으로 배열되는 비-동축적 로터 시스템을 이용할 수 있다.
동축적 구현예와 관련하여, 주로 토크-방지(테일 로터가 아님), 고속 연부 방향 진행비(high-speed edgewise advance ratio), 또는 파워 로딩 증가를 위해서 설계되는 종래 기술의 동축적 로터와 달리, 본원에서 설명된 일부 실시형태는, 중복성 및 안전성을 위해서 설계된 동축적 로터 세트를 제공한다. 구체적으로, 각각의 동축적 로터 세트는, 세트 내의 개별적인 로터 시스템의 각각이 독립적으로 구동되고 이륙을 포함하는 제어된 VTOL 비행을 위해서 비행에-중요한 동축적 로터 세트에서 필요로 하는 모든 추력을 제공할 수 있도록, 설계된다.
일부 동축적 실시형태에서, 로터 시스템은 (대부분 모터 또는 엔진일 수 있는) 토크-생성 공급원에 의해서 구동되고; 각각의 토크-생성 공급원이 로터 중 하나만을 구동할 수 있는 경우에 설계가 큰 과다 정미 파워를 가질 수 있거나, 각각의 모터 또는 엔진이 고장 모드에 따라 하나의 로터 또는 다른 로터를 구동할 수 있도록 시스템이 또한 설계된다. 각각의 로터를 구동하는 기어 감속 시스템 및 모터 또는 엔진은 또한, 완전한 스택에서 필요로 하는 모든 추력을 제공하기 위한, 스택 내의 단일 로터를 위한 충분한 파워를 제공하는 크기를 갖는다. 항공기가 배터리-파워형인 경우에, 배터리 시스템 아키텍처는 동작 가능 로터를 구동하는 모터 또는 다른 토크-생성 디바이스에 충분한 배터리 파워를 제공한다. 또한, 항공기는, 동축적 세트 내의 로터 시스템의 하나가 동작될 수 없을 경우 항공기 요 모멘트(aircraft yaw moment)의 균형을 이루는 방법을 갖는다. 일부 실시형태에서, 이러한 방법은 다른 동축적 로터 세트 중 하나 이상의 로터 시스템을 차단하는 것, 각각의 요 모멘트 기여분(yaw moment contribution)을 변경하기 위해서 다른 동축적 로터 세트 내의 속력 및 콜렉티브(collective)를 변경하는 것, 요 모멘트의 오프셋을 생성하기 위해서 차동 로터 나셀 틸트 각도(differential rotor nacelle tilt angle)를 적용하는 것, 또는 다른 방법을 포함할 수 있다.
본원에서 개시된 본 발명의 개념의 일부는, 큰 디스크 로딩 또는 증가된 로터 카운트의 일반적인 절충이 없이, 사람 및 화물의 비행 운송에 필요한 증가된 안전성 레벨을 달성하고; 그러한 접근 방식은, 이러한 로터 및 연관된 구동트레인이 안전에-문제가 되지 않게 하면서, 로터가 큰 직경을 가질 수 있게 한다.
본원에서 개시된 특정 실시형태는, 전기 파워형 수직 이착륙(eVTOL) 항공기가 2개의 동축적 로터 스택을 이용하여 적어도 400 파운드(약 181 kg)를 운반하도록 엔지니어링 되는 장치, 시스템 및 방법을 제공할 수 있고, 각각의 스택은 실질적으로 공통되는 회전 축을 중심으로 축방향으로 정렬된 2개의 가변 피치 로터 시스템으로 구성되고, 각각의 가변 피치 로터는 바람직하게는 하나 이상의 전기 모터에 의해서, 그러나 가능하게는 연료-소비 엔진과 같은 임의의 다른 토크-생성 디바이스에 의해서 독립적으로 구동된다. 일 실시형태에서, 각각의 가변 피치 로터 시스템은 바람직하게는 가변 속력 강성(비-관절형) 로터이다. 또한, 로터들은 바람직하게는 (주 몸체에 대해서 틸팅되는 동안 서로 축방향으로 정렬되어 유지되도록 구성된) 틸트 로터들이다. 로터의 하나 이상은 로터에 의한 비행(예를 들어, 수직 이륙 등) 중에 상당한 양의 양력을 제공하고, 날개에 의한 비행 중에 전진 추력(또는 공기 브레이킹)을 제공하기 위해서 틸팅될 수 있다. 명료함을 위해서 (일부 실시형태에서) 동축적 스택 내의 2개의 가변 피치 로터 시스템들 사이의 상대적인 방위각은 고정되지 않고; 각각의 가변 피치 로터 시스템은, 다른 가변 피치 로터 시스템과 독립적으로, 실질적으로 공통되는 회전 축을 중심으로 회전될 수 있다. 로터가 틸팅되는 범위까지, 양 가변 피치 로터 시스템은 함께 틸팅되도록 구성된다. 가변 피치 로터는 제1 블레이드를 포함할 수 있고, 30%의 로터 루트 반경(rotor root radius)에서 lbs-in2의 가변 속력 가변 피치 로터 내의 제1 블레이드의 플랩 스티프니스(flap stiffness)는, 본원에서 참조로 포함된 미국 특허 제6,641,365호(Karem)에 교시된 로터와 같은 제4 파워에 대해서, 피트 단위의 로터 직경의 적어도 200배이다. 일부 실시형태에서, 가변 피치 로터는 최대 로터 시스템 RPM 레벨의 80% 또는 심지어 60% 미만의 RPM 레벨에서 동작되도록 구성된다.
본원에서 개시된 본 발명의 일부 실시형태는 특히 적어도 400 파운드를 운반하도록 엔지니어링 된 항공기를 위해서 고려되고, 적어도 400 파운드는 대략적으로 1명 초과의 사람 또는 동등한 다른 페이로드의 양을 운반하는 데 필요한 페이로드 용량이다. VTOL 항공기에는 제곱-3제곱 스케일링 법칙(square-cube scaling laws)이 적용되고, 이러한 법칙에서 스케일 인자에 의해서 더 큰 크기로 치수적으로 스케일링 된 항공기는 대략적으로 스케일 인자의 3제곱만큼의 중량 증가를 경험할 것인 반면, 로터 면적, 날개 면적, (강도 및 스티프니스를 제공하는) 구조적 스파 깊이(structural spar depth) 및 다른 그러한 매개변수는 대략적으로 스케일 인자의 제곱만큼만 증가될 것이다. 결과적으로 3-배가 된다. 첫 번째로, 더 큰 스케일에서, 필요 구조적 강도, 스티프니스, 및 항공 탄성 마진(aeroelastic margin)을 유지하기가 더 어려워 질 것이다. 두 번째로, 주어진 로터 디스크 면적에서 항공기 중량에 따라 이미 초-선형적으로(super-linearly) 증가된, 호버(hover)에 필요한 파워가 또한, 운반체의 전체 크기 증가에 따라, 초-선형적으로 증가될 것이고; 이는, 추진 중복성에 필요한 파워 마진이 크기와 함께 바람직하지 못하게 증가된다는 것을 의미한다. 결과적으로, 특히 2명의 인간 미만의 등가물을 운반하도록 설계된, 완구류 및 소형 항공기에서 이용되는 설계 기술은, 파워 필요성 및 설계 복잡성이 훨씬 더 큰 대형 항공기에서 적용하기에 특히 적합하지 않다. 본원에 포함된 본 발명의 개념은 400 lbs 초과를 운반할 수 있는 항공기의 필요성을 해결하는 데 특히 적합하다.
도 9는 호버 중의 VTOL 항공기의 바람직한 실시형태의 사시도이다. 항공기는 주 몸체(1101), 인보드 날개(1102), 틸팅 나셀(1106), 틸팅 아웃보드 날개(1107), 제1 동축적 로터 스택(1103), 및 제1 테일 표면(1108)을 갖는다. 아웃보드 날개(1107)는 틸팅 나셀(1106)과 함께 틸팅되어, 호버 모드에서 로터로부터의 하향력을 감소시킨다. 제1 동축적 로터 스택(1103)은 실질적으로 공통되는 회전 축(로터의 회전 축)을 중심으로 회전될 수 있는 제1 가변 피치 로터 시스템(1104) 및 제2 가변 피치 로터 시스템(1105)을 포함하고, 로터 시스템의 각각은 적어도 하나의 토크-생성 공급원에 의해서 독립적으로 구동된다. 제1 및 제2 가변 피치 로터는 공동-회전 또는 반대-회전되도록 구성될 수 있다.
이러한 실시형태는 제2 동축적 로터 스택(1103)을 더 포함한다. 제2 동축적 로터 스택(1103)은 실질적으로 공통되는 회전 축(로터의 회전 축)을 중심으로 회전될 수 있는 제1 가변 피치 로터 시스템(1104) 및 제2 가변 피치 로터 시스템(1105)을 포함하고, 로터 시스템의 각각은 적어도 하나의 토크-생성 공급원에 의해서 독립적으로 구동된다.
제1 가변 피치 로터 시스템(1104)은 로터 블레이드(1109)를 포함한다. 로터 블레이드는, 예를 들어 미국 특허 제641,365호(Karem)에서 설명된 것을 포함하는, 견고하고, 힌지가 없는(hingeless) 종류이다. 각각의 가변 피치 로터 시스템은 본원에서 참조로 포함된 미국 특허 제10,351,235호(Karem)에 설명된 로터 시스템에 대한 것과 같이 페더 축(feather axis)을 중심으로 블레이드를 회전시키는 것에 의해서 제어되는 추력 및 힘 모멘트를 독립적으로 제공하고; 전자 제어 시스템(1411)은, 미국 특허 제6,641,365호에서 교시된 바와 같이, 전자 비행 제어 시스템에 따라 로터 힘 및 모멘트 모두를 트리밍(trim)하기 위해서 그리고 로터가 최적의 블레이드 양력 분배를 위한 최적의 속력에서, 그리고 그에 따라 최적의 효율 및 토크-생성 디바이스에 의해서 인가되는 최소 요구 로터 토크에서 동작되도록 보장하기 위해서, 각각의 가변 피치 로터 시스템에 대한 회전 속력 및 로터 블레이드 피치 모두를 동시에 제어한다. 인보드 날개(1102)는 로드를 동축적 로터 스택(1103) 및 아웃보드 날개(1107)로부터 주 몸체(1101)로 전달한다.
동축적 로터 스택의 각각의 가변 피치 로터 시스템의 하나가 동작될 수 없는 경우에도, 항공기가 제어된 수직 이착륙을 할 수 있도록, 각각의 동축적 로터 스택 내의 제1 및 제2 가변 피치 로터 시스템의 각각이 충분한 추력을 제공할 수 있다. 이는, 슬립스트림에서 동작될 수 없는 로터로 인한 부가적인 로터 비효율성을 포함하여, 각각의 동축적 스택에서 필요로 하는 총 추력이 단일 로터에 의해서 제공될 수 있는 것을 요구한다. 총 필요 추력을 계산하기 위해서, 항공기의 최대 전비 중량(gross weight)을 고려할 수 있고, 이어서 컴퓨터 유체 역학(CFD) 방법을 이용하여 날개, 주 몸체, 나셀, 테일, 및 로터 웨이크(rotor wake)에 영향을 미칠 수 있는 동작될 수 없는 로터로 인한 기체 하향 로드를 극복하는 데 필요한 부가적인 추력을 계산할 수 있다. 또한, 동작될 수 없는 조건의 하나의 로터에서 제어 가능성 및 조작 가능성을 위한 부가적인 추력 마진을 부가할 수 있고; 바람직한 실시형태에서, 그러한 추력 마진은 15%를 초과할 수 있다. 이어서, CFD 방법을 이용하여, 하나의 로터가 동작될 수 없는 경우에 공기 밀도 및 상승률을 포함하는 희망 동작 조건에서, 마진을 포함하는, 필요 추력을 달성하는 데 필요한 로터 입력 토크 및 파워를 계산한다. 이러한 필요 로터 토크는, 기어 감속 시스템, 토크-생성 디바이스, 및 파워 분배 시스템(토크-생성 디바이스가 전기 모터인 실시형태에서 배터리를 포함)을 포함하는 파워트레인 내의 각각의 요소에 대한 토크 및 파워 정격(power rating)의 크기를 결정하기 위해서 사용될 수 있고; 각각의 파워트레인 요소에 대한 파워 및 토크 정격은 파워트레인 시스템의 각각의 요소에서의 효율 손실을 추가적으로 고려할 수 있다.
하나의 로터가 동작될 수 없는 경우에도, 제1 및 제2 가변 피치 로터 시스템의 각각이 전체 동축적 로터 스택을 위한 전자 비행 제어 시스템에 의해서 명령되는 모든 추력을 제공할 수 있도록, 동축적 로터 스택(1103) 내의 제1 가변 피치 로터 시스템(1104) 및 제2 가변 피치 로터 시스템(1105)의 각각의 크기가 또한 결정될 수 있다. 이를 달성하기 위해서, 전자 제어 시스템은 동작 가능 가변 피치 로터에 대한 증가된 RPM 및 파워를 명령할 수 있다. 요구되는 추력 마진을 위한 증가된 RPM 및 파워는, 로터, 나셀, 및 인접 날개 표면의 조합의 물리적 단품 테스팅(rig testing)에 의해서 검증된 결과로 로터의 크기를 조정할 경우, 동작될 수 없는 로터의 존재를 포함하는, 특정 로터 구성에 대해서 컴퓨터 유체 역학(CFD) 방법에 의해서 계산된다. 비행 시에, 명령된 RPM, 블레이드 피치, 및 파워는, 항공기의 선형 속도 및 각속도 및 모든 3개의 축에 대한 가속도의 측정된 피드백을 기초로 전자 비행 제어 시스템에 의해서 명령된다. (도 11, 도 12 및 도 13에 도시된) 토크-생성 디바이스 및 기어 감속 시스템은 하나의 로터가 동작될 수 없는 경우를 위해서 충분한 마진을 가지고 유사하게 크기가 조정된다. 항공기가 배터리-파워형인 경우에, 배터리 및 분배 시스템은, 각각의 동작될 수 없는 로터 시나리오에서 동작 가능 로터에 충분한 파워를 제공하도록 크기가 조정될 수 있다. 그러한 크기 조정은, 희망 비행 엔벨로프(desired flight envelope)에 의해서 지정되는 바와 같은 제어 파워, 측풍(cross wind), 및 트림 패널티(trim penalty)를 위한 부가적인 마진과 함께, 일반적으로 분당 100 피트를 초과하는 충분한 수직 상승률의 동작을 위해서 요구되는 가장 높은 압력 고도에서의 최대 총 이륙 중량에서 이루어질 것이다.
주 몸체(1101)는 승객, 수화물, 또는 화물과 같은 페이로드를 운반하도록 설계되고, 본원에서 참조로 포함된 미국 특허 제10,351,235호(Karem)에 구체적으로 설명된 것과 같은 구성의 랜딩 기어를 포함하는 여러 시스템을 포함한다. 바람직한 실시형태에서, 동축적 로터 스택의 중심으로부터의 운반체 무게 중심의 오프셋은, 로터의 주기적 제어를 필수적으로 요구하는, 강성 가변 피치 로터 시스템으로부터의 마스트 모멘트(mast moment)에 의해서 제어된다.
하나의 예시적인 실시형태에서, 도 9의 항공기는 6,000 lb의 최대 총 이륙 중량을 갖는다. 항공기는, 수화물 유지부 뿐만 아니라, 1개의 조종사 좌석 및 4개의 승객 좌석을 갖는다. 항공기의 주 몸체는 길이가 33 ft이고 최대 폭은 5.0 ft이며 최대 높이는 5.5 ft이다. 항공기의 날개 길이는 45 ft이고, 2개의 동축적 로터 스택 중심들 사이의 길이 방향 거리는 30 ft이다. 좌측 및 우측 동축적 로터 스택 내의 가변 피치 로터 시스템은 693 ft2의 비-중첩 로터 디스크 면적에 대한 21 ft의 면적, 및 완전 비-중첩 면적으로 기초로 하는 8.7 lb/ft2의 그리고 완전 중첩 디스크 면적을 기초로 하는 4.3 lb/ft2 의 디스크 로딩을 갖는다. 각각의 가변 피치 로터 시스템은 단일 속력 기어 감속 시스템을 통해서 4개의 모터에 의해서 구동되고; 공칭 동작 조건 중의 호버 시에, 모터 입력 속력은 10,000 RPM이고 가변 피치 로터 시스템 출력 속력은 400 RPM이다. 그러나, 기어 감속 시스템을 통해서 각각의 가변 피치 로터 시스템을 구동하도록, 예를 들어 1개, 또는 2개, 또는 3개의, 임의의 수의 전기 모터가 구성될 수 있다. 각각의 모터는 바람직하게는 90 kW의 최대 연속 파워 정격 및 110 kW의 최대 비상 파워 정격을 가지나; 운반체는 일반적으로 대부분의 공칭 동작 조건에서의 호버 시에 최대 연속 파워 정격의 절반 미만을 사용할 것이다. 운반체의 16개의 모터는, 120 kW를 각각 출력할 수 있는, 8개의 배터리에 의해서 파워를 공급받는다.
가변 피치 로터 시스템이 동작될 수 없게 되는 경우에, 전기 제어 시스템은 나머지 동작 가능 로터의 속력을 533 RPM까지 증가시킬 수 있고, 공칭 동작 조건에서와 동일한 추력을 제공하면서 로터의 피크 효율 추력 계수 부근에서 로터 동작을 유지하기 위해서 블레이드 피치를 증가시킬 수 있다. 중요하게, 본원에서 설명된 일부 실시형태에서 모터의 크기를 확대하는 것은, (적어도 100 ft/분의 상승의) 지면의 영향을 벗어나는 수직 상승 및 적어도 5,000 ft의 압력 고도에서의 (적어도, 예를 들어 도시 환경에서의 운반체 핸들링을 위한 25% 제어 파워 마진의) 제어 파워 모두에서, 운반체가 긍정적인 성능 마진을 유지할 수 있게 한다. 로터 시스템 고장 조건에서, 본원에서 설명된 일부 실시형태의 운반체는, 조종사가 제어 비행을 유지할 수 있게 하고, 훨씬 더 적은 파워가 요구되는 날개에 의한 비행으로 전환할 수 있게 하며; 이는 또한, 예를 들어 중단된 착륙 시나리오에서, 필요한 경우에, 조종사가 수직 이륙 및 지면의 영향을 벗어나는 상승을 할 수 있게 한다. 모든 로터가 공칭적으로 동작될 경우 배터리 팩이 고장인 경우에도 마찬가지이고; 조합된 배터리 및 로터-구동 고장이 가능하도록 배터리를 부가적으로 크기 확대할 수 있다.
도 10 및 도 11은, 도 9에 도시된 항공기와 일치하는, 전환 및 크루즈 각각에서의 바람직한 실시형태의 사시도를 도시한다. 틸팅 나셀(1106)이 틸팅 축(1113)을 중심으로 동축적 로터 스택(1103)을 (도 9에 도시된 바와 같이) 수직 추력 벡터(1111)를 가지는 호버 위치로부터 (도 11에 도시된 바와 같이) 수평 추력 벡터(1112)를 가지는 크루즈 위치로 틸팅시킬 경우, 아웃보드 날개(1107)는 수직 위치로부터, 인보드 날개(1102)와 유사한 받음각(angle of attack)을 갖는 수평 위치로 틸팅된다. 아웃보드 날개는 크루즈 항력 감소를 위해서 운반체의 전체 날개 종횡비를 증가시키고; 바람직한 실시형태에서, 주 날개는 적어도 6, 그리고 바람직하게는 8 초과의 전체 날개 종횡비를 갖는다.
호버, 전환, 및 크루즈에서 바람직한 레벨의 안전 및 효율의 비행을 달성하기 위해서, 본원에서 고려되는 항공기는, 전체가 참조로 포함되는 미국 특허 제10,351,235호(Karem)의 공기역학적 설계 교시 내용에 따라 설계될 수 있다. 그러한 실시형태에서, 항공기는 80 KIAS 이하 그리고 바람직하게는 60 KIAS 이하의 느린 날개에 의한 실속 속력(wingborne stall speed)을 갖도록 설계되고; 느린 실속 속력은 넓은 전환 통로(wide transition corridor)를 제공하여, 운반체가 느린 대기 속도(airspeed)에서 그 로터를 호버 모드로부터 크루즈 모드로 틸팅할 수 있게 한다. 그러한 항공기는 또한 유리하게 본원에서 참조로 포함된 미국 가특허 제62/757,680호(Karem)에서 교시된 바와 같은 슬롯형 날개 플랩을 이용할 수 있고, 그에 따라 더 빠른 속력의 크루즈에서 효율적인 날개 면적을 제공하면서, 운반체 실속 속력을 감소시킬 수 있다. 일부 실시형태에서, 운반체는, 130 KTAS의 크루즈 속력에서 적어도 9 그리고 바람직하게는 적어도 13의 양력 대 항력 비율을 가지고, 크루즈에서 효율적이 되도록 설계된다.
도 12 및 도 13은, 공통 축(903)을 중심으로 회전되는 2-로터 공통-축방향 회전 스택, 전방 로터 시스템(901), 및 후방 로터 시스템(902)을 위한 통합 구동 시스템(900)의 2개의 실시형태의 사시도를 도시한다. 도 12는 복제된 공통 조립체를 도시하고, 도 13은 후방-대-후방 모터(back-to-back motor) 및 기어 감속 시스템 기구를 도시한다. 로터들은, 서비스 가능 로터가 계속 회전되는 동안, 전방 또는 후방 로터가 사용될 수 없을 때 이를 정지 상태로 유지할 수 있는 능력을 가지고, 공동-회전될 수 있다. 전방 로터 허브(904) 및 후방 로터 허브(905)는 감속 기어(908)를 통해서 전방 모터(906) 또는 후방 모터(907)에 의해서 구동된다. 허브(904 및 905)는 구조적 나셀 연장부(910)에 동축적으로 장착된 베어링들(909) 상에서 회전된다. 페더 베어링(913) 내에 위치된 블레이드 생크(blade shank)(912)를 갖는 블레이드(911)의 주기적 피치 및 콜렉티브가 허브(904 및 905) 내에 위치된 회전 작동기(914)에 의해서 제어될 수 있고, 모터 속력 및 블레이드 피치 모두의 전자 제어가 제어 및 구동부 모듈(915)에 의해서 이루어진다. 구동 시스템은 탱크(916) 내에 포함된 오일에 의해서 윤활되고 냉각되며, 독립적인 스피너 조립체(917 및 918)가 허브 시스템을 둘러싼다.
일 실시형태에서, 도 14에 도시된 것과 같이, 구동 시스템(900)은, 전방 모터(906) 및 후방 모터(907)가 연결 샤프트(919)를 통해서 토크 연결되도록, 그에 따라 전방 및 후방 가변 피치 로터 시스템들 사이의 파워 공유가 가능하도록, 구성될 수 있다. 그러한 실시형태에서, 구동 시스템(900)은, 후방 모터(907) 및 전방 모터(906)가 전방 로터 허브(904) 또는 후방 로터 허브(905), 또는 로터 허브(904) 및 로터 허브(905) 모두를 구동할 수 있도록 구성된다. 그러한 구성에서, 예를 들어 후방 감속 기어 감속 시스템(908)에서 걸림이 발생된 경우에, 후방 허브가 구동되지 않고, 전방 허브가 전방 모터 및 후방 모터에 의해서 구동될 수 있다. 유사하게, 후방 허브는, 전방 허브의 구동이 없이, 전방 모터 및 후방 모터에 의해서 구동될 수 있다. 전방 모터 및 후방 모터가 제1 방향으로 구동되게 하는 것에 의해서 제1 가변 피치 로터 시스템이 구동되도록; 그리고 전방 및 후방 모터들이 제2 방향으로 구동되게 하는 것에 의해서 제2 가변 피치 로터 시스템이 구동되도록, 방향성 클러치(920a 또는 920b)(도 24에 미도시)와 같은 클러치가 구성될 수 있다. 그러한 실시형태가 바람직한데, 이는, 각각의 모터를 각각 구동하는 2개의 모터 세트 대신, 4개의 모터를 이용하여 하나의 동작 가능 로터 시스템을 구동하도록 모터의 크기가 조정될 수 있음에 따라, 가변 피치 로터 시스템 중 하나 만을 구동하기 위한 정미 파워 요건이 감소되기 때문이다.
도 15에 도시된 바와 같이, 일부 실시형태는 동축적 스택 내의 양 로터들에 토크 연결된 모터를 구현할 수 있다. 모터(906 및 907)는 연결 샤프트(919)의 섹션들 사이에 개재될 수 있다. 연결 샤프트(919)의 각각의 단부와 각각의 기어 감속 시스템 사이에, 방향성 클러치(920a 및 920b)가 개재될 수 있다. 예를 들어, 반대 회전 실시형태에서, 모터(906)는 연결 샤프트(191)를 제1 방향으로 구동하도록 구성될 수 있다. 전방 방향 클러치(920a)는 전방 기어 감속 시스템과 그리고 그에 따라 전방 로터와 결합되어 이를 구동시킬 수 있다. 정상 동작 조건 중에, 동일 전방 모터(906)에 연결된 후방 방향 클러치(920b)는 분리되도록 구성될 수 있다. 전방 로터 고장의 경우에, 전방 모터(906)는 그 회전 방향을 반전시킬 수 있고, 이는 전방 방향 클러치(920a)를 분리하고 후방 방향 클러치(920b)를 결합시킬 수 있다. 따라서, 하나의 로터가 동작될 수 없는 경우에도, 모든 모터가 추력을 생성하도록 구성될 수 있다. 마찬가지로, 후방 모터(907)는 공칭 동작 조건 중에 후방 모터를 구동하고 후방 로터가 동작될 수 없게 되는 경우에 전방 로터를 구동하도록 구성될 수 있다. 방향성 클러치(920a 및 920b)는 희망 공칭 및 고장 모드 동작 특성을 제공하도록 구성될 수 있다. 도 15에서 3개의 모터만을 확인할 수 있지만, 6개의 모터(2개의 추가적인 후방 모터(907) 및 하나의 부가적인 전방 모터(906))가 있을 수 있다. 다른 실시형태는 임의의 수, 예를 들어 2개 또는 4개의 전방 및 후방 모터를 포함할 수 있다. 모터는 전방 및 후방 모터 허브들의 중간에 도시되어 있으나, 임의의 곳에 위치될 수 있다. 다른 구현예는, 연결 샤프트를 동작될 수 없는 로터로부터 디커플링(decoupling)시키는 그리고 연결 샤프트가, 전단 샤프트를 포함하는, 여전히 동작 가능한 로터를 구동시킬 수 있게 하는 대안적인 방법을 포함할 수 있다.
공동-회전 실시형태가 도 16에 도시된 반전기(reverser)(1501)와 같은 반전기를 포함할 수 있다. 상기 반전기는 후방 모터(907) 및 전방 모터(906)가 전방 허브(904) 또는 후방 로터 허브(905)를 구동할 수 있게 허용하도록 구성된다. 반전기(1501)는 (연결된 모터, 반전기 기어(1503), 및 링 기어(1504)에 의해서 구동되는) 피니언 기어(1502)를 가질 수 있다. 전기 모터는 피니언 기어(1502)를 구동하도록, 그에 따라 링 기어(1504)가, 반전기가 개재되지 않는 경우와 반대되는 방향으로 각각의 허브를 구동하도록 구성될 수 있다.
도 17에 도시된 일 실시형태에서, 제1 날개(2202)는 주 몸체(2201)에 대해서 피벗되도록 구성된다. 일부 실시형태에서, 제1 날개(2202)는 좌측 날개(2203) 및 우측 날개(2204)를 포함할 수 있고, 좌측 날개 및 우측 날개의 각각은 실질적으로 길이 방향 축을 중심으로 독립적으로 피벗되도록 구성된다.
도 18에 도시된 다른 실시형태에서, 항공기는, 제1 및 제2 동축적 로터 스택에 더하여, 본원에 참조로 포함된 미국 특허 20180334251A1(Karem)에서 설명된 보조 로터와 같은, 적어도 제1 보조 로터 시스템(1115)을 포함한다. 항공기는 또한 제2 보조 로터 시스템(1115)을 포함할 수 있다. 그러한 실시형태에서, 동축적 로터 스택의 각각의 가변 피치 로터 시스템의 하나 또는 보조 로터 시스템의 하나가 동작될 수 없는 경우에도, 항공기가 제어된 수직 이착륙을 할 수 있도록, 각각의 동축적 로터 세트의 제1 및 제2 가변 피치 로터 시스템 그리고 제1 및 제2 보조 로터 시스템의 각각이 충분한 추력을 함께 제공할 수 있다. 일 실시형태에서, 제1 보조는 제1 가변 피치 로터 시스템의 직경의 50% 이하의 직경을 가지는 로터를 가질 수 있다. 그러나, 일부 실시형태에서, 보조 로터가 50% 초과일 수 있다. 또한, 보조 로터 시스템의 각각이 가변 피치 로터를 포함할 수 있다.
도 27은 동축적 실시형태를 위한 전자 비행 제어 시스템 제어 법칙의 바람직한 실시형태를 도시한다.
일부 실시형태에서, 4개의 가변 피치 로터 시스템이, 로터들 중 어느 것도 동축적으로 정렬되지 않는, 쿼드 구성으로 배열될 수 있고; 동축적 실시형태와 유사하게, 가변 피치 로터 시스템은, 하나의 로터가 동작될 수 없는 상태에서 항공기가 비행을 달성할 수 있도록, 과다 추력 마진을 제공하도록 하는 크기 및 비율을 갖는다. 종래 기술에서, 하나의 로터가 동작될 수 없는 상태에서 수직 이착륙을 유지하기 위해서 적어도 5개의 로터가 필요하다는 것을 일반적으로 설명하고 있지만, 본원의 교시 내용에 따라 설계되는 경우에, 하나의 가변 피치 로터 시스템이 동작될 수 없는 경우에도, 4개의 가변 피치 로터 시스템을 갖는 항공기가 수직 이착륙 제어될 수 있다.
4개의 로터는 바람직한 수의 로터일 수 있는데, 이는, 4개 모두 미만의 로터를 이용한 VTOL 항공기 동작이 이루어질 수 있게 하고, 또한 큰 로터도 허용하기 때문이다. 전체 미만의 개수의 로터로 VTOL 비행을 할 수 있는 고장 동작 가능 4개 로터 틸트로터가 예상치 못한 유리한 장점을 가질 수 있다.
도 20에 도시된 하나의 예시적인 실시형태에서, 항공기는 4개의 가변 피치 로터: 제1 가변 피치 로터 시스템(1404), 제2 가변 피치 로터 시스템(1404), 제3 가변 피치 로터(1404), 및 제4 가변 피치 로터(1404)로 구성된다. 항공기는 주 몸체(1401), 인보드 날개(1402), 틸팅 나셀(1406), 틸팅 아웃보드 날개(1407), 전자 비행 제어 시스템(1411), 및 제1 테일 표면(1408)을 갖는다. 각각의 가변 피치 로터는 적어도 하나의 토크-생성 공급원에 의해서 구동되도록 구성된다. 도 23에 도시된 바와 같이, 항공기는, 무게 중심(1409)이 대략적으로 제1 대각선(1412) 및 제2 대각선(1413)의 교차부에 위치되도록, 구성되고, 제1 및 제2 대각선은 제1 쌍 및 제2 쌍의 가변 피치 로터(1404) 각각의 가변 피치 로터 추력(1403)의 중심을 연결한다. 무게 중심(1409)이 제1 대각선(1412) 및 제2 대각선(1413)의 교차부 주위의 엔벨로프 내에 위치될 수 있다는 것을 이해하여야 한다. 당업자는, 무게 중심(1409)이 승객 및 페이로드 로딩 등을 기초로 작은 엔벨로프 내에서 이동될 것임을 이해할 것이다. 따라서, 항공기 무게 중심에 대한 로터의 위치는, 가변 피치 로터(1404) 중 하나가 동작될 수 없는 경우에도 항공기가 제어된 수직 이착륙을 할 수 있도록, 구성된다. 전자 제어 시스템(1411)은 가변 피치 로터의 회전 속력 및 블레이드 피치를 제어하도록 구성될 수 있다. 주 몸체의 좌측의 가변 피치 로터들이 공동-회전될 수 있다. 또한, 우측의 가변 피치 로터들이 공동-회전될 수 있다. 우측의 가변 피치 로터는 좌측의 가변 피치 로터와 반대로 회전될 수 있다. 항공기는 제2 날개(1402)를 가질 수 있다. 바람직하게는, 적어도 하나의 토크-생성 공급원은 전기 모터를 포함하나, 대안적으로 연료 소비 엔진을 포함할 수 있다.
하나의 특히 바람직한 실시형태에서, 도 20의 항공기는 6,000 파운드의 최대 총 이륙 중량을 가질 수 있고 적어도 400 파운드를 운반하도록 구성될 수 있다. 항공기는, 수화물 유지부뿐만 아니라, 1개의 조종사 좌석 및 4개의 승객 좌석을 갖는다. 항공기의 주 몸체는 길이가 35 ft이고 최대 폭은 5.0 ft이며 최대 높이는 5.5 ft이다. 항공기의 날개 길이는 49 ft이고, 2개의 전방 가변 피치 로터 중심들 사이의 길이 방향 거리는 29 ft이다. 가변 피치 로터는 1,257 ft2의 로터 디스크 면적 및 4.77 lb/ft2의 디스크 로딩을 위해서 20 ft의 직경을 갖는다. 각각의 가변 피치 로터는 단일 속력 기어 감속 시스템을 통해서 4개의 모터에 의해서 구동되고; 공칭 동작 조건 중의 호버 시에, 모터 입력 속력은 10,000 RPM이고 가변 피치 로터 시스템 출력 속력은 360 RPM이다. 그러나, 기어 감속 시스템을 통해서 각각의 가변 피치 로터를 구동하도록, 예를 들어 1개, 또는 2개, 또는 3개의, 임의의 수의 전기 모터가 구성될 수 있다. 각각의 모터는 70 kW의 최대 연속 파워 정격 및 90 kW의 최대 비상 파워 정격을 가지나; 운반체는 일반적으로 대부분의 공칭 동작 조건에서의 호버 시에 최대 연속 파워 정격의 40% 미만을 사용할 것이다. 운반체의 16개의 모터는, 적어도 100 kW를 각각 출력할 수 있는, 8개의 배터리에 의해서 파워를 공급받는다.
그러한 실시형태에서, 하나의 로터가 비행에 중요하지 않도록, 가변 피치 로터의 크기를 조정할 수 있다. 비행 시간 당 약 10-9 고장의 시스템 신뢰성이 요구되는 도시 환경에서의 비행에서, 도 20에 도시된 실시형태는, 유사한 하위 시스템 또는 구성요소 신뢰성을 요구하지 않으면서도, 항공기 레벨에서 상기 안전성 레벨이 획득되게 할 수 있다.
도 21은 도 20에 도시된 바와 같은 동일 실시형태의 대안적인 도면을 도시한다. 무게 중심(1409)이 도시되어 있다. 또한, 날개 섹션(1402)이 도시되어 있다.
도 22는 도 20에 도시된 것과 동일한 실시형태의 대안적인 도면을 도시한다. 실시형태는 날개에 의한 비행 모드로 도시되어 있다. 추력 벡터(1405)가 도시되어 있다.
도 23에 도시된 일 실시형태에서, 동작될 수 없는 가변 피치 로터로부터, 대략적으로 무게 중심(1409)을 포함하는 엔벨로프에 걸친 가변 피치 로터에 대한 파워를 감소시키는 것에 의해서, 제어된 수직 이착륙이 달성된다. 예를 들어, 전방 좌측 가변 피치 로터(1404)가 고장으로 인해서 동작될 수 없는 경우에, 전자 비행 제어 시스템(1411)은 후방 우측 가변 피치 로터(1404)에 대한 파워를 감소 또는 차단할 수 있다. 대안적으로, 나머지 가변 피치 로터의 마스트 모멘트를 이용하여 동작될 수 없는 로터에 의해서 생성된 불균형을 교정할 수 있다. 마스트 모멘트 제어 및 추력 제어의 조합을 이용하여, 총 4개보다 적은 가변 피치 로터를 이용한 제어된 수직 이착륙을 달성할 수 있다. 가변 피치 로터(1404) 및 연결된 토크 제공 공급원은, 하나 이상의 가변 피치 로터가 동작될 수 없는 상태에서, 수직 이착륙을 달성하는 데 충분한 추력을 제공하도록 구성된다.
도 24에 도시된 것과 같은, 기어 감속 시스템, 나셀, 및 모터 구성이 이용될 수 있다. 본원에 참조로 포함된 US10351235B2(Karem)에서 교시된 구동 트레인 및 나셀 구성이 이용될 수 있다. 도 24에서, 3개의 모터(1905)가 링 기어(1912)를 구동한다. 그러한 시스템은 모터 레벨에서 유리한 추가적인 중복성을 제공한다. 도 24에 도시된 구성에서, 각각의 가변 피치 로터가 3개의 모터(1905)에 의해서 구동되나, 다른 수의 모터도 고려된다. 예를 들어, 로터 마다 2개의 모터 또는 4개의 모터가 고려된다. 그러나, 다른 구동트레인 구성이 현재의 실시형태와 함께 이용될 수 있다.
특히 바람직한 실시형태가, 고장 진단을 기초로 하는 구분된 모드 스위칭을 필요로 하지 않으면서, 고장에 응답하도록 구성되는 전자 비행 제어 시스템(1411)을 포함한다. 그러한 실시형태는 항공기 상태에 관한 잘못된 진단 위험을 제거한다. 일 실시형태는, 전자 비행 제어 시스템의 하위 시스템이, 실시간 판단 대신, 아키텍처적인 설계(architectural design)에 의해서 고장 조건을 핸들링하도록 전자 비행 제어 시스템(1411) 기능을 구획하는 것에 의해서, 이러한 목적을 달성한다.
도 25 및 도 26에 도시된 일 실시형태에서, 전자 비행 제어 시스템(1411)은, VTOL 모드의 운반체와 함께, 제1 및 제2 가변 피치 로터(1404)를 제1 가변 피치 로터 쌍(1414)으로 그룹화할 수 있다. 전자 비행 제어 시스템(1411)은 제3 및 제4 가변 피치 로터(1404)를 제2 가변 피치 로터 쌍(1414)으로 그룹화할 수 있다. 하나의 바람직한 실시형태에서, 각각의 가변 피치 로터 쌍을 구성하는 2개의 가변 피치 로터가 서로 무게 중심(1409)에 대략적으로 대향된다. 가변 피치 로터 쌍을 포함하는 2개의 가변 피치 로터가 (무게 중심(1409)을 포함하는 엔벨로프에 걸쳐) 서로 대향될 수 있다는 것을 이해하여야 한다. 마찬가지로, 제3 가변 피치 로터 및 제4 가변 피치 로터(1404)가 서로 무게 중심을 포함하는 엔벨로프에 걸쳐 진다.
도 25에 도시된 바와 같이, 수평 평면은 항공기의 롤 축(1422) 및 피치 축(1416)에 의해서 규정된다. 가변 피치 로터 쌍 x-축(1420)이, 각각의 가변 피치 로터 쌍(1414)을 포함하는 가변 피치 로터의 중심들 사이에서 그리고 무게 중심(1409)을 포함하는 엔벨로프를 통해서 연장된다. 제1 가변 피치 로터 쌍 좌표 프레임이, 제1 가변 피치 로터 쌍을 포함하는 가변 피치 로터의 중심들과 교차하는 x-축(1420)을 갖는다. 제1 가변 피치 로터 쌍 좌표계는, x-축에 수직으로 그리고 수평 평면에 평행하게 연장되는 상응 가변 피치 로터 쌍 y-축(1415)을 더 포함한다. 제1 가변 피치 로터 좌표계는 또한, 가변 피치 로터 x 축 및 y 축 모두에 수직이고 고도에 상응할 수 있는, 제1 가변 피치 로터 쌍 z-축을 포함한다. 제1 가변 피치 로터 좌표계는 또한, 가변 피치 로터 쌍 x-축을 중심으로 하는 제1 모멘트 축(1419) 및 가변 피치 로터 쌍 y 축(1415)을 중심으로 하는 제2 모멘트 축(1423)을 포함한다. 제2 가변 피치 로터 쌍 좌표 프레임이, 제2 가변 피치 로터 쌍(1414)을 포함하는 가변 피치 로터의 중심들과 교차하는 x-축(1420)을 갖는다. 제2 가변 피치 로터 쌍 좌표계는, x-축(1420)에 수직으로 그리고 수평 평면에 평행하게 연장되는 상응 가변 피치 로터 쌍 y-축(1415)을 더 포함한다. 제2 가변 피치 로터 좌표계는 또한, 가변 피치 로터 x 축 및 y 축 모두에 수직이고 고도에 상응할 수 있는, 제1 가변 피치 로터 쌍 z-축을 포함한다. 제2 가변 피치 로터 좌표계는 또한, 가변 피치 로터 쌍 x-축을 중심으로 하는 제1 모멘트 축(1419) 및 가변 피치 로터 쌍 y 축(1415)을 중심으로 하는 제2 모멘트 축(1423)을 포함한다.
제1 가변 피치 로터 쌍(1414)은 z-축 방향을 따른 순 추력 및 각각의 가변 피치 로터 쌍 y-축(1415)을 중심으로 하는 모멘트를 생성할 수 있다. 각각의 가변 피치 로터 쌍(1414)으로부터의 수직 추력은, 각각의 가변 피치 로터 쌍(1414) 내의 각각의 가변 피치 로터(1404)로부터의 추력의 합이다. 각각의 가변 피치 로터 쌍의 y-축을 중심으로 하는 모멘트는, 각각의 가변 피치 로터 쌍(1414)을 포함하는 2개의 로터들 사이의 추력 차이에 각각의 가변 피치 로터들의 중심들 사이의 거리를 곱한 것으로부터 얻어진다.
도 26에 도시된 바와 같이, 전자 비행 제어 시스템(1411)은 각각의 가변 피치 로터 쌍(1414)에 대한 2개의 명령 채널; 쌍의 순 추력을 명령하는 가변 피치 로터 쌍 추력 신호(2305); 및 제1 가변 피치 로터 쌍에 대한 모멘트를 명령하는 가변 피치 로터 쌍 모멘트 신호(2304)를 포함할 수 있다. 이러한 각각의 채널을 위한 신호 값은 별도의 제어 법칙에 의해서 계산된다. 가변 피치 로터 쌍 추력 제어 법칙(2303)은 운반체 고도를 조절하고, 가변 피치 로터 쌍 추력 신호에 대한 명령을 생성하며; 자세 제어 법칙(2302)은 자세를 조절하고 가변 피치 로터 쌍 모멘트 신호(2304)에 대한 명령을 생성한다.
전자 비행 제어 시스템(1411)은 운반체 동적 센서(1421)로부터 운반체 동적 값을 수신할 수 있다. 운반체 동적 센서(1421)는 GPS, 마그네토 미터, IMU, 또는 다른 알려진 센서 중 하나 이상을 포함할 수 있다. 전자 비행 제어 시스템은 운반체 동적 센서(1421)로부터의 값을 이용하여 운반체 동적 오류 값을 계산할 수 있다. 운반체 동적 오류 값은, 제1 및 제2 가변 피치 로터 쌍 좌표 프레임에 상응하는 매개변수로 변환된다. 전자 비행 제어 시스템(1411)은 주어진 매개변수에 대한 운반체 동적 오류 값을 비례적으로 곱할 수 있다. 시스템 자세 입력이 생성된다. 시스템 자세 입력은 상응 시스템 고도 입력에 부가되거나 그로부터 차감될 수 있다. 이어서, 조합된 입력이 운반체 동적 제어 디바이스로 전송된다. 도 26에서, 신호는, 로터 블레이드 피치 작동기 및 모터와 같은, 각각의 로터와 연관된 운반체 동적 제어 디바이스로 전송되는 것으로 도시되어 있으나, 신호가 다른 운반체 동적 제어 디바이스로 전송될 수 있다는 것을 이해하여야 한다. 운반체 동적 제어 디바이스는 가변 피치 로터 중 하나에 커플링된 전기 모터, 가변 피치 로터 블레이드 피치를 제어하도록 구성되는 작동기, 제어 표면 작동기, 로터 틸트 작동기, 또는 운반체 동역학을 제어하도록 구성되는 임의의 다른 디바이스를 포함할 수 있다.
(도 25에 도시된 실시형태와 같은) 그러한 바람직한 실시형태에서, 가변 피치 로터 쌍(1414) 내의 하나의 가변 피치 로터(1404)의 고장이, 순 추력 및 모멘트를 독립적으로 생성할 수 있는 각각의 가변 피치 로터 쌍의 능력을 손상시키나, 가변 피치 로터 쌍(1414) 내의 다른 가변 피치 로터가 기능하기만 한다면, 가변 피치 로터 쌍은 추력 및 모멘트의 조합을 생성할 수 있는 그 능력을 유지한다. 하나의 로터가 동작될 수 없는 경우에, (고장이 발생된) 가변 피치 로터 쌍은 운반체 자세를 계속 조절하나, 운반체 고도의 조절에 기여할 수 없다. 이어서, 정상적으로 기능하는 2개의 가변 피치 로터로 구성되는 다른 가변 피치 로터 쌍(1414)이 고도 조절을 책임질 것이다.
전자 비행 제어 시스템(1411)은 추력의 계수 대 콜렉티브 참조 표를 포함할 수 있다. 전자 비행 제어 시스템은 상기 참조표를 이용하여 감지된 비행 조건을 위한 바람직한 RPM 및 콜렉티브 피치 설정을 결정할 수 있다. 참조 표를 이용하여 전자 비행 제어 시스템(1411)을 구성하는 것은, 부가적인 측정 입력이 없이도, 이상적인 RPM 및 콜렉티브 피치가 주어진 비행 조건을 위해서 사용될 수 있게 하고, 그에 따라 항공기가 적은 소음 및 높은 효율과 같은 이상적인 비행 특성을 나타낼 수 있게 한다.
제어 시스템은 운반체 고도 및 자세를 유지한다. 그러한 실시형태의 하나의 장점은, 항공기의 구성요소가 고장 났을 때 계속적인 매끄러운 제어를 제공하도록 전자 비행 제어 시스템이 구성될 수 있다는 것이다.
하나의 로터가 동작될 수 없는 조건의 경우에, 전자 비행 제어 시스템(1411)은 동작 가능한 가변 피치 로터 중 하나에 대한 파워를 감소 또는 차단할 수 있다. 전자 비행 제어 시스템(1411)은 또한 동작 가능한 가변 피치 로터의 마스트 모멘트를 변경하여 힘들의 합류(confluence)를 제공할 수 있고, 그에 따라 항공기는, 전체 미만의 개수의 가변 피치 로터(1404)가 동작될 수 있는 상태에서, 수직 이착륙을 할 수 있다. 전자 비행 제어 시스템(1411)은 또한 대안적으로, 적어도 하나의 가변 피치 로터에 대한 파워를 감소시킬 수 있고 동작 가능한 가변 피치 로터(1404)의 피치 모멘트를 변경할 수 있고, 그에 따라 희망하는 힘의 합류를 제공할 수 있다.
마찬가지로, 본원에서 고려되는 일 실시형태의 항공기는, 동작될 수 없는 가변 피치 로터가 대향되는 모서리들에 위치되는 경우에, 가변 피치 로터 중 2개가 동작될 수 없는 상태에서도 VTOL 비행을 달성하도록 구성될 수 있다. 예를 들어, 도 23에서, 전방 좌측 가변 피치 로터(1404) 및 후방 우측 가변 피치 로터(1404) 모두가 동작될 수 없게 되는 경우에, 전방 우측 가변 피치 로터(1404) 및 후방 좌측 가변 피치 로터(1404) 만으로 VTOL 비행을 달성할 수 있다.
전자 비행 제어 시스템 또는 제어 및 구동부 모듈에 관한 임의의 언어가, 개별적으로 또는 집합적으로 동작하는 서버, 인터페이스, 시스템, 데이터베이스, 에이전트, 피어(peer), 엔진, 제어기 또는 다른 유형의 컴퓨팅 디바이스 컴퓨팅 디바이스를 포함하는 컴퓨팅 디바이스의 임의의 적합한 조합을 포함하는 것으로 이해되어야 한다는 것에 주목하여야 한다. 컴퓨팅 디바이스는 유형적, 비-일시적 컴퓨터 판독 가능 저장 매체(예를 들어, 하드 드라이브, 솔리드 스테이트 드라이브, RAM, 플래시, ROM 등)에 저장된 소프트웨어 명령어를 실행하도록 구성되는 프로세서를 포함할 수 있다. 소프트웨어 명령어는 바람직하게는 개시된 장치와 관련하여 위에서 논의된 역할, 책임, 또는 다른 기능을 제공하도록 컴퓨팅 장치를 구성한다. 일부 실시형태에서, 다양한 서버, 시스템, 데이터베이스 또는 인터페이스는, 가능하게는 HTTP, HTTPS, AES, 공공-개인 키 교환, 웹 서비스 API, 알려진 금융 거래 프로토콜, 또는 기타 전자 정보 교환 방법을 기초로 하는, 표준화된 프로토콜 또는 알고리즘을 사용하여 데이터를 교환할 수 있다. 데이터 교환은 바람직하게는 패킷-교환 네트워크, 인터넷, LAN, WAN, VPN 또는 다른 유형의 패킷 교환 네트워크를 통해서 수행된다. 전자 비행 제어 시스템의 양태는, 작동기가 위치되는 항공기의 어딘가에 또는 지상-기반 제어 센터, 다른 항공기 또는 심지어 작동기 자체의 구성 요소를 포함하는 임의의 다른 곳에 위치될 수 있다.
전자 비행 제어 시스템의 양태는, 항공기의 어딘가에 또는 지상-기반 제어 센터, 다른 항공기를 포함하는 임의의 다른 곳에 위치될 수 있다. 또한, 일부 실시형태에서, 전자 비행 제어 시스템, 그리고 제어 및 구동부 모듈은 구별 가능한 유닛들로 구현될 수 있거나 하나의 유닛으로 조합될 수 있다.
여기에 교시된 개념이, 헬리콥터, 비행기 또는 틸트로터 항공기에서 사용되든지 간에, 프로펠러, 로터 또는 프롭-로터에 동일하게 적용될 수 있음을 이해하여야 한다. 로터라는 용어는 로터, 프로펠러 및 프롭로터, 또는 추력 및/또는 양력을 생성하도록 구성되는 임의의 다른 회전 날개를 포함하는 것으로 이해되어야 한다. 또한, 로터 블레이드는 로터 블레이드, 프로펠러 블레이드 및 프롭로터 블레이드, 또는 추력 및/또는 양력을 생성하도록 구성되는 임의의 다른 회전 날개에 속하는 블레이드를 포함하는 것으로 이해되어야 한다. 예를 들어, 실시형태는 터보프롭에서 독립적인 블레이드 제어를 구현하는 데 사용될 수 있다. 이러한 구현예는 다양한 비행 조건에서 소음 및 진동을 줄일 수 있다.
실시형태가 본원에 설명되었지만, 그것들은 예시적인 것에 불과하고 어떤 식으로도 제한되지 않는다는 것을 이해해야 한다. 또한, 상이한 실시형태들의 양태가 다른 실시형태의 양태와 혼합될 수 있다는 것이 고려된다는 것을 이해해야 한다.

Claims (40)

  1. 항공기로서,
    주 몸체(main body); 및
    적어도 하나의 토크-생성 공급원(torque-producing source)에 의해서 독립적으로(independently) 각각 구동되는, 제1 가변 피치 로터(variable pitch rotor), 제2 가변 피치 로터, 제3 가변 피치 로터, 및 제4 가변 피치 로터;
    를 포함하고, 그리고
    상기 제1 가변 피치 로터, 상기 제2 가변 피치 로터, 상기 제3 가변 피치 로터 및 상기 제4 가변 피치 로터 각각은, 가변 속도 로터(variable speed rotor)이고,
    상기 제1 가변 피치 로터, 상기 제2 가변 피치 로터, 상기 제3 가변 피치 로터, 및 상기 제4 가변 피치 로터의 각각은, 상기 제1 가변 피치 로터, 상기 제2 가변 피치 로터, 상기 제3 가변 피치 로터, 및 상기 제4 가변 피치 로터 중 3개만 동작 가능한 경우에, 상기 항공기가 제어된 수직 이착륙할 수 있도록 하는 추력(thrust)을 제공하는,
    항공기.
  2. 제1항에 있어서,
    상기 주 몸체에 기계적으로 커플링(couple)되는 제1 날개;
    를 더 포함하는,
    항공기.
  3. 제2항에 있어서,
    상기 주 몸체에 기계적으로 커플링되는 제2 날개;
    를 더 포함하는,
    항공기.
  4. 제2항에 있어서,
    상기 제1 날개는 상기 주 몸체에 대해 피벗(pivot)되도록 구성되는,
    항공기.
  5. 제1항에 있어서,
    상기 제1 가변 피치 로터 및 상기 제2 가변 피치 로터는,
    무게 중심(a center of gravity)을 포함하는 엔벨로프(envelope)에 걸쳐(across) 서로 대향되고,
    상기 제1 가변 피치 로터 및 상기 제2 가변 피치 로터는,
    상기 항공기가 제어된 수직 이착륙(controlled vertical takeoff and landing)을 달성할 수 있게 하는 데 필요한 추력 전부를 함께(collectively) 제공할 수 있는,
    항공기.
  6. 제1항에 있어서,
    상기 제1 가변 피치 로터를 적어도 80도만큼 틸팅시키도록 구성되는 틸트 메커니즘(tilt mechanism);
    을 더 포함하는,
    항공기.
  7. 제1항에 있어서,
    상기 제1 가변 피치 로터 및 상기 제2 가변 피치 로터는, 상기 주 몸체의 좌현 측(port side)에 위치되고,
    상기 제3 가변 피치 로터 및 상기 제4 가변 피치 로터는, 상기 주 몸체의 우현 측에 위치되고, 그리고
    상기 제1 가변 피치 로터 및 상기 제2 가변 피치 로터는, 제1 방향으로 회전하도록 구성되는,
    항공기.
  8. 제7항에 있어서,
    상기 제3 가변 피치 로터 및 상기 제4 가변 피치 로터는, 제2 방향으로 회전하도록 구성되고, 그리고
    상기 제2 방향은 상기 제1 방향에 반대되는,
    항공기.
  9. 제1항에 있어서,
    상기 제1 가변 피치 로터는 로터의 주기적 제어를 제공하도록 구성되는,
    항공기.
  10. 제9항에 있어서,
    상기 제1 가변 피치 로터는 상기 항공기에 마스트 모멘트(mast moment)를 인가하도록 구성되는 허브(hub) 및 강성 블레이드(rigid blade)들을 포함하는,
    항공기.
  11. 제10항에 있어서,
    상기 제1 가변 피치 로터는,
    개별 블레이드 제어를 구비하는 로터 블레이드들을 포함하는,
    항공기.
  12. 제1항에 있어서,
    상기 항공기는 4개 이하의 가변 피치 로터들을 포함하는,
    항공기.
  13. 제1항에 있어서,
    상기 토크-생성 공급원은 제1 전기 모터인,
    항공기.
  14. 제13항에 있어서,
    상기 제1 가변 피치 로터 및 상기 제1 전기 모터에 동작 가능하게 커플링되는 기어 감속 시스템(gear reduction system);
    을 더 포함하는,
    항공기.
  15. 제14항에 있어서,
    상기 제1 가변 피치 로터는, 상기 기어 감속 시스템을 통해서 상기 제1 전기 모터 및 제2 전기 모터 각각에 의해 구동되는,
    항공기.
  16. 제1항에 있어서,
    상기 제1 가변 피치 로터는, 최대 로터 RPM 레벨의 60% 미만의 RPM 레벨에서 동작되도록 구성되는,
    항공기.
  17. 제1항에 있어서,
    운반체 자세 데이터(vehicle attitude data)를 이용하여 상기 제1 가변 피치 로터, 상기 제2 가변 피치 로터, 상기 제3 가변 피치 로터, 및 상기 제4 가변 피치 로터 중 3개만이 동작될 수 있는 경우에, 상기 항공기의 제어된 비행을 명령하도록 전자 비행 제어 시스템(electronic flight control system)이 구성되는,
    항공기.
  18. 제1항에 있어서,
    운반체 자세 데이터를 이용하여 그리고 구분된 상태들의 이산적인 스위칭(discrete switching)을 이용하지 않으면서 상기 제1 가변 피치 로터, 상기 제2 가변 피치 로터, 상기 제3 가변 피치 로터, 및 상기 제4 가변 피치 로터 중 3개만이 동작될 수 있는 경우에, 상기 항공기의 제어된 비행을 명령하도록 전자 비행 제어 시스템이 구성되는,
    항공기.
  19. VTOL 항공기의 동작 방법으로서,
    운반체 자세에 대한 명령을 수신하는 단계;
    4개의 가변 피치 로터들 중 하나로부터의 추력을 명령하는 단계;
    운반체 동적 센서로부터 운반체 동적 신호를 수신하는 단계;
    수신된 운반체 동적 신호를 이용하여, 가변 피치 로터에 대한 추력 명령이 명령된 운반체 자세를 달성하는데 충분하지 않은 지를 결정하는 단계; 및
    제어된 수직 이착륙을 달성하기 위한 추력이 생성될 때가지, 각각의 가변 피치 로터의 명령되는 상기 추력을 증가시키는 단계;
    를 포함하는,
    방법.
  20. 제19항에 있어서,
    상기 가변 피치 로터들 중 3개만이 동작 가능한 경우에, 상기 항공기가 제어된 수직 이착륙을 달성하도록 추력을 생성하는 부가적인 단계를 포함하는,
    방법.
  21. 항공기로서,
    주 몸체;
    제1 동축적 로터 스택 및 제2 동축적 로터 스택 - 상기 제1 동축적 로터 스택 및 제2 동축적 로터 스택 각각은, 공통되는 회전 축을 중심으로 회전될 수 있는 제1 가변 피치 로터 시스템 및 제2 가변 피치 로터 시스템을 포함하고, 상기 제1 가변 피치 로터 시스템 및 상기 제2 가변 피치 로터 시스템 각각은 제1 토크-생성 공급원에 의해서 독립적으로 구동됨 - ; 및
    각각의 상기 제1 동축적 로터 스택 및 상기 제2 동축적 로터 스택 내의 상기 제1 가변 피치 로터 시스템의 회전 속력 및 블레이드 피치를 제어하도록 구성되는 전자 제어 시스템;
    을 포함하고, 그리고,
    상기 제1 동축적 로터 스택 및 상기 제2 동축적 로터 스택 각각의 상기 제1 가변 피치 로터 시스템 및 상기 제2 가변 피치 로터 시스템 중 하나가 동작될 수 없는 경우에, 상기 제1 동축적 로터 스택 및 상기 제2 동축적 로터 스택 각각 내의 상기 제1 가변 피치 로터 시스템 및 상기 제2 가변 피치 로터 시스템 각각은, 상기 항공기가 제어된 수직 이착륙을 할 수 있는 추력을 제공하는,
    항공기.
  22. 제21항에 있어서,
    상기 주 몸체에 기계적으로 커플링된 날개;
    를 더 포함하는,
    항공기.
  23. 제22항에 있어서,
    상기 날개는 상기 주 몸체에 대해 피벗되도록 구성되는,
    항공기.
  24. 제23항에 있어서,
    상기 날개는 좌측 날개 및 우측 날개로 분할되고, 그리고
    상기 좌측 날개 및 우측 날개 각각은 길이 방향 축을 중심으로 독립적으로 피벗되도록 구성되는,
    항공기.
  25. 제21항에 있어서,
    상기 제1 동축적 로터 스택을 적어도 80도 틸팅시키도록 구성되는 틸트 메커니즘;
    을 더 포함하는,
    항공기.
  26. 제21항에 있어서,
    상기 제1 동축적 로터 스택 내의 상기 제1 가변 피치 로터 시스템 및 상기 제2 가변 피치 로터 시스템은,
    동일한 방향들로 회전하도록 구성되는,
    항공기.
  27. 제21항에 있어서,
    상기 제1 동축적 로터 스택 내의 상기 제1 가변 피치 로터 시스템 및 상기 제2 가변 피치 로터 시스템은,
    대향 방향들로 회전하도록 구성되는,
    항공기.
  28. 제21항에 있어서,
    상기 제1 동축적 로터 스택 내의 상기 제1 가변 피치 로터 시스템은,
    로터의 주기적 제어를 제공하도록 구성되는,
    항공기.
  29. 제28항에 있어서,
    상기 제1 동축적 로터 스택 내의 상기 제1 가변 피치 로터 시스템은,
    상기 항공기에 마스트 모멘트를 인가하도록 구성되는 허브들 및 강성 블레이드들;
    을 포함하는,
    항공기.
  30. 제28항에 있어서,
    상기 제1 동축적 로터 스택 내의 상기 제1 가변 피치 로터 시스템은,
    개별 블레이드 제어를 구비하는 로터 블레이드들을 포함하는,
    항공기.
  31. 제21항에 있어서,
    상기 제1 토크-생성 공급원은 연료-소비 엔진인,
    항공기.
  32. 제31항에 있어서,
    상기 제1 토크-생성 공급원은 제1 전기 모터인,
    항공기.
  33. 제32항에 있어서,
    상기 제1 전기 모터 및 상기 제1 가변 피치 로터 시스템에 동작 가능하게 커플링 되는 기어 감속 시스템;
    을 더 포함하는,
    항공기.
  34. 제33항에 있어서,
    상기 제1 동축적 로터 스택 내의 상기 제1 가변 피치 로터 시스템은,
    상기 기어 감속 시스템을 통해 상기 제1 전기 모터 및 제2 전기 모터 각각에 의해 구동되는,
    항공기.
  35. 제31항에 있어서,
    제1 기계적 클러치 시스템이 분리(disengage)되는 경우에 상기 제1 동축적 로터 스택 내의 상기 제1 가변 피치 로터 시스템을 구동하도록 구성되는 상기 제1 토크-생성 공급원이 상기 제1 동축적 로터 스택 내의 제2 가변 피치 로터 시스템을 구동하기 위해 구성되는 제1 기계적 클러치 시스템;
    을 더 포함하는,
    항공기.
  36. 제31항에 있어서,
    상기 제1 토크-생성 공급원 각각과 함께 그리고 상기 전자 제어 시스템과 함께, 각각의 상기 제1 동축적 로터 스택 및 상기 제2 동축적 로터 스택 내의 상기 제1 가변 피치 로터 시스템 및 상기 제2 가변 피치 로터 시스템은,
    상기 제1 동축적 로터 스택 및 상기 제2 동축적 로터 스택 각각의 상기 제1 가변 피치 로터 시스템 및 상기 제2 가변 피치 로터 시스템 중 하나가 동작될 수 없는 경우에, 부가적인 양력-생성 공급원들의 도움이 없이 제어된 수직 이착륙을 가능하도록 구성되며 크기를 가지는,
    항공기.
  37. 제31항에 있어서,
    상기 제1 가변 피치 로터 시스템은,
    최대 로터 시스템 RPM 레벨(level)의 80% 미만의 RPM 레벨에서 동작되도록 구성되는,
    항공기.
  38. 제37항에 있어서,
    상기 제1 가변 피치 로터 또는 상기 제2 가변 피치 로터는,
    최대 로터 시스템 RPM 레벨의 60% 미만의 RPM 레벨에서 동작되도록 구성되는,
    항공기.
  39. 항공기로서,
    주 몸체;
    제1 및 제2 동축적 로터 스택들 - 상기 제1 및 제2 동축적 로터 스택들 각각은, 공통되는 회전 축을 중심으로 회전될 수 있는 제1 가변 피치 로터 시스템 및 제2 가변 피치 로터 시스템을 포함하고, 상기 제1 가변 피치 로터 시스템 및 상기 제2 가변 피치 로터 시스템 각각은 적어도 하나의 제1 토크-생성 공급원에 의해서 독립적으로 구동됨 - ;
    각각의 상기 제1 및 제2 동축적 로터 스택들 내의 상기 제1 가변 피치 로터 시스템의 회전 속력 및 피치를 제어하도록 구성되는 전자 제어 시스템; 및
    상기 제1 또는 제2 동축적 로터 스택들 내에 포함되지 않는 제1 보조 로터 시스템들;
    을 포함하고, 그리고
    동축적 로터 스택들 각각의 상기 제1 가변 피치 로터 시스템 및 상기 제2 가변 피치 로터 시스템, 및 상기 제1 보조 로터 시스템들 각각은,
    상기 동축적 로터 스택들 각각의 상기 제1 가변 피치 로터 시스템 및 상기 제2 가변 피치 로터 시스템 중 하나 또는 상기 제1 보조 로터 시스템들 중 하나가 동작될 수 없는 경우에 상기 항공기가 제어된 수직 이착륙을 할 수 있는 추력을 함께 제공하는,
    항공기.
  40. 제39항에 있어서,
    제2 보조 로터를 더 포함하는,
    항공기.
KR1020227029643A 2020-01-28 2021-01-20 페일 오퍼레이셔널 수직 이착륙 항공기(fail-operational vtol aircraft) KR20220132618A (ko)

Applications Claiming Priority (9)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US202062966908P 2020-01-28 2020-01-28
US62/966,908 2020-01-28
US202062981738P 2020-02-26 2020-02-26
US62/981,738 2020-02-26
US16/869,188 2020-05-07
US16/869,188 US11465738B2 (en) 2020-01-28 2020-05-07 Fail-operational VTOL aircraft
US17/103,063 US11738862B2 (en) 2020-01-28 2020-11-24 Fail-operational vtol aircraft
US17/103,063 2020-11-24
PCT/US2021/014115 WO2021216148A2 (en) 2020-01-28 2021-01-20 Fail-operational vtol aircraft

Publications (1)

Publication Number Publication Date
KR20220132618A true KR20220132618A (ko) 2022-09-30

Family

ID=78269886

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1020227029643A KR20220132618A (ko) 2020-01-28 2021-01-20 페일 오퍼레이셔널 수직 이착륙 항공기(fail-operational vtol aircraft)

Country Status (6)

Country Link
US (3) US11738862B2 (ko)
EP (1) EP4077130A4 (ko)
JP (1) JP2023511703A (ko)
KR (1) KR20220132618A (ko)
BR (1) BR112022014805A2 (ko)
WO (1) WO2021216148A2 (ko)

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11814163B2 (en) * 2021-01-13 2023-11-14 Textron Innovations Inc. Electric tiltrotor aircraft with tilting coaxial motors and gearbox
US11702943B2 (en) * 2021-02-01 2023-07-18 Pratt & Whitney Canada Corp. Propeller control unit validation
US11718397B2 (en) * 2021-05-19 2023-08-08 Textron Innovations Inc. Electric tiltrotor aircraft
CN113998103B (zh) * 2021-10-29 2024-02-02 南京华航翼飞行器技术有限公司 螺旋桨-旋翼复合构型的倾转旋翼机的工作方法
US11691725B2 (en) * 2021-11-17 2023-07-04 Textron Innovations Inc. Twin fuselage tiltrotor aircraft

Family Cites Families (53)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3035789A (en) * 1957-11-27 1962-05-22 Arthur M Young Convertiplane
GB8625712D0 (en) * 1986-10-28 1987-03-18 Westland Plc Transmission system
EP0356541A1 (en) * 1988-08-30 1990-03-07 Karl Eickmann Vertically taking off and landing aircraft, which flies horizontally on wings which include a pipe structure and which can be pivoted from substantially vertical to horizontal position
US5381985A (en) 1992-04-23 1995-01-17 Mcdonnell Douglas Helicopter Co. Wingtip mounted, counter-rotating proprotor for tiltwing aircraft
US5499785A (en) 1994-09-15 1996-03-19 The Boeing Company Autojettison method and apparatus for dual-point suspension systems
US6641365B2 (en) * 1998-02-20 2003-11-04 Abraham E. Karem Optimum speed tilt rotor
JP4441714B2 (ja) 1999-06-02 2010-03-31 幹男 中村 多軸型垂直離着陸機
US6655631B2 (en) * 2000-07-28 2003-12-02 John Frederick Austen-Brown Personal hoverplane with four tiltmotors
US9493235B2 (en) 2002-10-01 2016-11-15 Dylan T X Zhou Amphibious vertical takeoff and landing unmanned device
US7083142B2 (en) 2004-04-21 2006-08-01 Sikorsky Aircraft Corporation Compact co-axial rotor system for a rotary wing aircraft and a control system thereof
US7472863B2 (en) 2004-07-09 2009-01-06 Steve Pak Sky hopper
US7699260B2 (en) * 2005-01-14 2010-04-20 Hughey Electricopter Corporation Vertical takeoff and landing aircraft using a redundant array of independent rotors
US7648338B1 (en) 2006-09-14 2010-01-19 Sikorsky Aircraft Corporation Dual higher harmonic control (HHC) for a counter-rotating, coaxial rotor system
US8366049B2 (en) 2008-10-09 2013-02-05 Abe Karem Hover delivery of cabin payload in tilt-rotor and tilt-wing aircraft
US8469306B2 (en) * 2009-01-27 2013-06-25 Ira F. Kuhn, Jr. Purebred and hybrid electric VTOL tilt rotor aircraft
CA2754206C (en) 2009-03-12 2019-04-09 Bell Helicopter Textron Inc. Wing extension control surface
WO2010134920A1 (en) 2009-05-21 2010-11-25 Bell Helicopter Textron Inc. Rotor hub and controls for multi-bladed rotor system
CA2762245C (en) 2009-05-21 2015-11-24 Bell Helicopter Textron Inc. Differential pitch control to optimize co-rotating stacked rotor performance
EP2432687B1 (en) 2009-05-22 2014-05-07 Bell Helicopter Textron Inc. Rotor blade spacing for vibration attenuation
CA2762247C (en) 2009-05-22 2016-02-23 Bell Helicopter Textron Inc. Co-rotating stacked rotor disks for improved hover performance
US8616492B2 (en) * 2009-10-09 2013-12-31 Oliver Vtol, Llc Three wing, six tilt-propulsion units, VTOL aircraft
WO2011140551A1 (en) * 2010-05-07 2011-11-10 Ohio University Multi-modal vehicle
CA2892306C (en) * 2012-10-05 2021-06-15 Skykar Inc. Electrically powered aerial vehicles and flight control methods
US9452667B2 (en) 2013-03-08 2016-09-27 Corvid Technologies LLC Protection systems and methods for cargo loads during exposed aerial transport
US9604729B2 (en) 2013-10-16 2017-03-28 Hamilton Sundstrand Corporation Aircraft control system and method
US20160023755A1 (en) * 2014-05-05 2016-01-28 King Fahd University Of Petroleum And Minerals System and method for control of quadrotor air vehicles with tiltable rotors
US9994313B2 (en) * 2014-11-26 2018-06-12 XCraft Enterprises, LLC High speed multi-rotor vertical takeoff and landing aircraft
JP2017100651A (ja) * 2015-12-04 2017-06-08 株式会社Ｓｏｋｅｎ 飛行装置
AU2017267883A1 (en) 2016-05-18 2019-01-17 A^3 By Airbus Llc Self-piloted aircraft for passenger or cargo transportation
US10232950B2 (en) * 2016-07-01 2019-03-19 Bell Helicopter Textron Inc. Aircraft having a fault tolerant distributed propulsion system
US10597164B2 (en) * 2016-07-01 2020-03-24 Textron Innovations Inc. Aircraft having redundant directional control
US9963228B2 (en) 2016-07-01 2018-05-08 Bell Helicopter Textron Inc. Aircraft with selectively attachable passenger pod assembly
US10279892B2 (en) 2016-08-31 2019-05-07 Bell Helicopter Textron Inc. Tiltrotor aircraft having active wing extensions
US10252797B2 (en) * 2016-09-08 2019-04-09 General Electric Company Tiltrotor propulsion system for an aircraft
US10266252B2 (en) 2016-09-19 2019-04-23 Bell Helicopter Textron Inc. Wing extension winglets for tiltrotor aircraft
US11208207B2 (en) 2016-10-31 2021-12-28 Textron Innovations Inc. Vertical takeoff and landing (VTOL) aircraft
WO2018083839A1 (ja) * 2016-11-04 2018-05-11 英男 鈴木 垂直離着陸可能飛行体、垂直離着陸可能飛行体のコントローラ、制御方法及び制御プログラム
KR101884902B1 (ko) 2017-01-12 2018-08-02 삼성중공업 주식회사 무인비행체
KR102627083B1 (ko) * 2017-05-22 2024-01-18 오버에어, 인코퍼레이티드 대형 가변 속도 틸트 로터를 사용하는 eVTOL 항공기
WO2018223089A2 (en) * 2017-06-01 2018-12-06 Karem Aircraft, Inc. Use of individual blade control on a propeller or rotor in axial flight for the purpose of aerodynamic braking and power response modulation
WO2019006469A1 (en) * 2017-06-30 2019-01-03 A3 By Airbus, Llc FAULT TOLERANT ELECTRICAL SYSTEMS FOR AIRCRAFT
US10112727B1 (en) * 2017-08-29 2018-10-30 Kitty Hawk Corporation Actuator monitoring system using inertial sensors
US11174019B2 (en) 2017-11-03 2021-11-16 Joby Aero, Inc. VTOL M-wing configuration
CN207931990U (zh) 2018-02-13 2018-10-02 中光电智能机器人股份有限公司 飞行装置
US20190283864A1 (en) * 2018-03-16 2019-09-19 Hamilton Sundstrand Corporation Counter-rotating propeller system with capability to stop rotation of one row
AU2019257746B2 (en) * 2018-04-27 2023-11-02 Textron Systems Corporation Variable pitch rotor assembly for electrically driven vectored thrust aircraft applications
KR20210006972A (ko) * 2018-05-31 2021-01-19 조비 에어로, 인크. 전력 시스템 아키텍처 및 이를 이용한 내고장성 vtol 항공기
US12006048B2 (en) * 2018-05-31 2024-06-11 Joby Aero, Inc. Electric power system architecture and fault tolerant VTOL aircraft using same
CN112219036B (zh) 2018-06-01 2023-08-11 杰欧比飞行有限公司 用于飞行器噪声减轻的系统和方法
WO2020097357A1 (en) 2018-11-08 2020-05-14 Karem Aircraft, Inc. Slotted wing flaps for a vtol aircraft
US20200354046A1 (en) * 2019-05-10 2020-11-12 Bell Textron Inc. Differential Rotor Speed Resonance Avoidance System
US11715948B2 (en) * 2021-02-09 2023-08-01 The Boeing Company Fault-tolerant power distribution in a vehicle
US11299287B1 (en) * 2021-06-29 2022-04-12 Beta Air, Llc Methods and systems for orienting a thrust propulsor in response to a failure event of a vertical take-off and landing aircraft

Also Published As

Publication number Publication date
WO2021216148A3 (en) 2021-12-02
US11738862B2 (en) 2023-08-29
US20240190565A1 (en) 2024-06-13
WO2021216148A2 (en) 2021-10-28
EP4077130A4 (en) 2023-12-13
US11608167B2 (en) 2023-03-21
JP2023511703A (ja) 2023-03-22
EP4077130A2 (en) 2022-10-26
US20210347472A1 (en) 2021-11-11
BR112022014805A2 (pt) 2022-10-04
US20230002042A1 (en) 2023-01-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP7466963B2 (ja) 大型の可変速ティルトロータを用いたｅＶＴＯＬ航空機
US11932386B2 (en) Air vehicle and method of operation of air vehicle
CN109606672B (zh) 具有可向下倾转的后旋翼的倾转旋翼式飞行器
KR102217846B1 (ko) 적어도 8개의 추력 생성 유닛들을 구비한 수직 이륙 및 착륙 멀티로터 항공기
US11608167B2 (en) Fail-operational VTOL aircraft
EP3684688B1 (en) Wing tilt actuation system for electric vertical take-off and landing (vtol) aircraft
EP3000722B1 (en) Aircraft
EP3243750B1 (en) Distributed propulsion
EP3087003B1 (en) An unmanned aerial vehicle
US11465738B2 (en) Fail-operational VTOL aircraft
EP3476731B1 (en) Rotorcraft anti-torque system
US11772785B2 (en) Tail rotor configurations for rotorcraft yaw control systems
US11760472B2 (en) Rudders for rotorcraft yaw control systems
US10836480B2 (en) Flight vehicle
US11840351B2 (en) Aircraft for self-neutralizing flight
US11807357B2 (en) Tilting hexrotor aircraft
US20240217655A1 (en) Air vehicle and method of operation of air vehicle
US20230312120A1 (en) Rotorcraft Autorotation Control Through Electrical Braking

Legal Events

Date Code Title Description
E902 Notification of reason for refusal