KR20220138376A - 전환식 비행기 - Google Patents

Abstract

본 명세서에는 전환식 비행기(1, 1', 1")가 개시되었으며, 이것은 제 1 길이방향 축(A)을 구비하고 차례로 기수(12) 및 꼬리 부분(13)을 포함하는 동체(2); 동체(2)의 각 대향하는 측면 상에 배치되어 각각의 회전자(5)를 운반하고 양력을 생성하는 한 쌍의 날개(3); 및 각각의 회전자(5)에 동작상 연결된 한 쌍의 엔진(4)을 포함하고; 각각의 회전자(5)는 헬리콥터 구성과 비행기 구성 사이에서 제 2 축(B)을 중심으로 회전 가능한 마스트(9)를 포함하고; 각각의 회전자(4)는 관련 날개(3)의 연장 방향을 따라서 동체(2)와 관련 회전자(5) 사이에 위치된다.

Description

전환식 비행기

본 특허 출원은 2019년 12월 17일에 출원된 유럽 특허 출원 번호 19217218.7의 우선권을 주장하며, 그의 전체 개시내용이 본 명세서에 참조로서 포함된다.

본 발명은 전환식 비행기(convertiplane)에 관한 것이다.

항공 산업에서, 비행기는 일반적으로 예를 들어 30,000 피트보다 높은 고도에서 높은 순항 속도, 특히 150 노트보다 높은 속도로 이용된다. 높은 순항 속도 및 고도에 대해, 비행기는 이를 공중에서 유지하는 데에 필요한 양력을 생성하기 위해 고정된 날개를 사용한다. 충분한 양의 이러한 양력은 비교적 긴 활주로에서 비행기를 가속할 때에만 획득될 수 있다. 이러한 활주로는 비행기가 착륙할 수 있게 하는 데에도 필요하다.

반대로, 헬리콥터는 일반적으로 비행기보다 낮은 순항 속도를 가지며 메인 회전자(rotor)의 블레이드 회전을 통해 필요한 양력을 생성한다. 그 결과, 헬리콥터는 수평 속도에 대한 필요성 없이, 그리고 특히 작은 표면을 이용하여 이착륙할 수 있다. 또한, 헬리콥터는 비교적 낮은 고도 및 속도로 공중 정지(hovering)할 수 있고 비행할 수 있으므로 특히 다루기 쉽고 산악 또는 해상 구조 작업과 같은 어려운 기동에 적합하다.

그럼에도 불구하고, 헬리콥터는 대략 20,000피트의 최대 동작 고도 및 150 노트를 초과할 수 없는 최대 동작 속도와 관련한 고유한 한계를 가진다.

헬리콥터와 동일한 기동성 및 유연성을 가질 수 있는 동시에 위에 언급된 고유한 한계를 극복하기 위한 항공기에 대한 수요를 충족하고자 전환식 비행기가 알려져 있다.

전환식 비행기의 예는 특허 출원 US 10,011,349 B에 기술되었다.

보다 상세하게, 위에 언급된 출원에 기술된 전환식 비행기는 기본적으로:

- 제 1 길이방향 축을 따라 연장하는 동체;

- 캔틸레버 방식으로 돌출하고, 동체의 각 대향하는 측면 상에 배치되고 동체에 대향하는 각각의 자유 단부를 가지며 제 1 길이방향 축에 실질적으로 직교하는 제 2 횡축을 따라 정렬된 한 쌍의 날개에 의해 형성되는 날개; 및

- 날개에 대해 후방 위치에서 동체로부터 돌출하는 V-형 꼬리 부분을 포함한다.

전환식 비행기는 또한:

- 각각의 엔진을 수용하는 한 쌍의 엔진실; 및

- 각각의 제 3 축을 중심으로 회전 가능하고 각각의 엔진에 동작상 연결된 한 쌍의 회전자를 포함한다.

회전자는 바람직하게는 제 2 축에 평행한 제 4 축에 대해서 날개에 대해 기울어질 수 있다.

각각의 회전자는 알려진 방식으로 관련된 제 3 축에 대해 회전 가능한 마스트 및 마스트 상에 힌지 연결된 복수의 블레이드, 특히 각 엔진실로부터 돌출하는 마스트의 자유 단부 둘레의 원주를 따라 각도상 등간격을 이루는 복수의 블레이드를 포함한다.

보다 구체적으로, 각각의 회전자의 블레이드는 관련된 제 3 축에 대해 횡방향인 각각의 길이방향 축을 따라 연장한다.

회전자는 상호접속 샤프트에 의해 함께 연결되어 엔진들 중 하나에 장애가 발생한 경우 두 회전자 모두의 동작을 보장한다. 또한, 엔진은 동체에 대해 서로 대향하는 각 날개 상에 탑재된다.

보다 구체적으로, 엔진들은 각각의 회전자와 함께 배치되고, 즉 동체에 대해서 각 회전자의 동일한 거리에 배치된다.

전술된 특허 출원에서 기술된 실시예에서, 엔진은 동체 및 날개에 대해 고정된다.

그 결과, 전술된 특허 출원에 기술된 전환식 비행기는 한 쌍의 변속기를 포함하고, 각 변속기는 각각의 엔진과 각각의 회전자 사이에 있다.

특히, 각각의 변속기는 각 엔진에 연결된 고정 부분과 각 회전자에 연결된 가동 부분을 포함한다.

전환식 비행기는 또한 선택적으로 다음을 가정할 수 있다:

- 회전자가 전환식 비행기의 제 1 축에 실질적으로 평행하고 각 엔진에 동축인 각각의 제 3 축으로 배치되는 "비행기" 구성; 또는

- 회전자가 전환식 비행기의 제 1 축에 대해 실질적으로 수직이고 횡방향이며 각 엔진에 직교하는 각각의 제 3 축으로 배치되는 "헬리콥터" 구성.

회전자를 기울일 수 있는 가능성으로 인해, 전환식 비행기는 헬리콥터처럼, 즉 활주로가 필요 없이 전환식 비행기의 제 1 길이방향 축에 실질적으로 수직인 방향으로 이착륙할 수 있다.

또한, 전환식 비행기는 거친 지형 또는 일반적으로 그러한 기동에 대비되지 않은 지상에서 이착륙할 수 있다.

또한, 전환식 비행기는 "헬리콥터" 구성일 때 공중 정지할 수 있다.

전환식 비행기는 또한 "비행기" 구성일 때 대략 250-300 노트의 순항 속도 및 대략 20,000 피트에 이르는 비행 고도에 도달하고 유지할 수 있다.

이러한 순항 속도는 헬리콥터의 최대 순항 속도를 정의하는 약 150 노트의 값보다 훨씬 높다.

마찬가지로, 위에서 언급된 고도는 헬리콥터의 일반적인 고도보다 훨씬 더 높으며 "비행기" 구성일 때 전환식 비행기가 저고도 비행에서의 전형적인 구름 및 악천후 조건을 피할 수 있게 한다.

업계에서는 전환식 비행기 상에서 특히 부피가 큰 화물의 신속한 적재를 돕기 위한 날개 및 그의 연관된 액세사리의 해체(disassembly)를 용이하게 할 필요성에 대한 인식이 존재한다.

또한, 업계에서는 상호연결 샤프트의 길이를 최대한 감소시키는 동시에, 날개에 작용하는 하중 변화를 감소시켜야 할 필요성을 인식하고 있다.

또한 전환식 비행기의 레이더 트랙(radar track)을 감소시키기 위해 동체-날개 및 날개-엔진 인터페이스와 연관된 기하학적 불연속성으로 인해 발생하는 공기역학적 저항을 가능한 한 감소시켜야 할 필요성이 업계에서 인식되고 있다.

또한, 전환식 비행기의 전반적인 아키텍처를 가능한 한 방해하지 않으면서 일반적으로 동체 내부에 수용되고 전환식 비행기의 비행 중에 나올 수 있는 무기 또는 추가 장비를 전환식 비행기에 장착해야 할 필요성을 업계에서 인식하고 있다.

US-A-2014/263854는 청구범위 제 1 항의 전문에 따른 전환식 비행기를 개시한다.

US-B-10384774는 항공기의 추진 시스템을 동작시키는 방법이 복수의 전방 및 후방 추진기를 수직 추력 위치로 이동시키는 것을 포함한다는 것을 개시한다. 수직 추력 위치에 있는 동안, 이 방법은 또한 제 1 전방 대 후방 전력 비율을 복수의 전방 및 후방 추진기에 제공하는 것을 포함한다. 이 방법은 또한 복수의 전방 및 후방 추진기를 전방 추력 위치로 이동시키는 것을 포함한다. 전방 추력 위치에 있는 동안, 이 방법은 또한 제 2 전방 대 후방 전력 비율을 복수의 전방 및 후방 추진기에 제공하는 것을 포함한다. 제 1 전방 대 후방 전력 비율은 항공기에 소정의 효율성을 제공하도록 제 2 전방 대 후방 전력 비율과 상이하다.

US-A-2017/297698은 항공기 자세 축(attitude axis)을 정의하는 동체를 포함하는 항공기를 개시한다. 동체는 항공기 자세 축에 대해 고정된 엔진을 수용한다. 회전자 어셈블리는 주로 양력을 위한 제 1 위치로부터 주로 추력을 위한 제 2 위치로 항공기 자세 축에 대해 앞뒤로 회전하도록 동작 가능하게 연결된다. 회전자 어셈블리는 엔진에 의해 구동되도록 동작상 연결된 회전자를 포함한다.

US-A-4114839는 수직으로 위치된 항공 사진 카메라 및 각도 조정 가능한 비스듬하게 위치된 항공 사진 카메라를 항공기 내에 장착, 지지 및 해제 가능하게 유지하기 위한 어셈블리를 개시하며, 이 항공기는 어셈블리가 제거 가능하게 부착된 하향으로 그리고 바깥쪽으로 개방하는 경사로를 구비하며, 또한 경사로와 문이 항공기의 비행 중에 개방 및 폐쇄 가능한, 상향으로 그리고 안쪽으로 개방하는 꼬리쪽 문를 구비한다. 어셈블리는: 직사각형 프레임 형태인 하부 부재 서브 어셈블리; 및 각각이 카메라들 중 하나를 운반하는 두 개의 상부 부재 서브 어셈블리를 포함한다. 이들 상부 서브 어셈블리는 직사각형 형태이며 하부 서브 어셈블리에 분리 가능하게 연결되고 그 위에서 수평으로 슬라이드식으로 이동 가능한다. 비행 중에 경사로와 문이 개방된 상태에서, 상부 어셈블리는 경사로를 넘어서 별도로 확장할 수 있으며, 항공 사진이 찍힐 수 있다.

US-B-7806368은 오퍼레이터 스테이션 및 센서 팔레트 시스템을 갖는 롤-온/롤-오프, 항공기 탑재 센서 포드 전개 시스템 및 이를 사용하는 방법을 개시한다. 오퍼레이터 스테이션은 베이스 플랫폼, 운영자를 수용하기 위해 베이스 플랫폼 상에 장착된 대피소 및 대피소 내부에 설치된 컴퓨터를 구비한다. 센서 팔레트 시스템은 베이스 플랫폼, 베이스 플랫폼 상에 장착된 선형 시스템, 선형 시스템 상에 장착된 회전 시스템, 회전 시스템에 부착된 기계식 암, 기계식 암에 부착된 센서 포드 및 전개 시스템에 동력을 제공하고 센서 팔레트 시스템의 이동을 제어하는 전기 제어 시스템을 구비한다. 동작 시에, 센서 포드는 시야를 방해받지 않도록 컴팩트한 수납 위치로 수축되거나, 또는 항공기의 개구 밖으로 확장될 수 있다. 전개 시스템은 선택적으로 항공기 개구를 밀봉하기 위한 장치 및 방법을 포함한다.

본 발명의 목적은 단순하고 높지 않은 비용의 방식으로 위에 명시된 필요성 중 적어도 하나를 만족시키도록 하는 전환식 비행기를 제조하는 것이다.

본 발명에 따르면, 이러한 목적은 청구범위 제 1 항에 청구된 전환식 비행기에 의해 달성된다.

본 발명의 더 나은 이해를 위해, 순수하게 예시로서 그리고 첨부 도면의 도움으로 3개의 비제한적인 바람직한 실시예가 아래에 기술되며, 도면에서:
- 도 1은 본 발명에 따라 제조되고 "헬리콥터" 구성으로 배치된 전환식 비행기의 제 1 실시예의 사시도;
- 도 2는 "비행기" 구성에 있는 도 1의 전환식 비행기의 사시도;
- 도 3은 "비행기" 구성에 있는 도 1 및 2의 전환식 비행기의 평면도;
- 도 4는 명료함을 위해 부분들이 제거된, 제 1 실시예에 따른 도 1 내지 3의 전환식 비행기의 고도로 확대된 측면도;
- 도 5는 도 1 내지 4의 전환식 비행기 및 제 2 동작 상태에 있는 지지 장치의 측면도;
- 도 6은 도 1 내지 5의 전환식 비행기 및 제 2 동작 상태에 있는 지지 장치를 아래에서 본 사시도;
- 도 7은 도 1 내지 6의 전환식 비행기 및 제 1 동작 상태와 제 2 동작 상태 사이의 중간인 제 3 동작 상태에 있는 지지 장치를 아래에서 본 사시도;
- 도 8 및 9는 도 1 내지 7의 전환식 비행기의 추가 세부사항을 상이한 관점의 아래에서 본, 추가로 확대된 사시도;
- 도 10 내지 14는 동작 단계들의 순서대로, 본 발명에 따른 전환식 비행기의 제 2 실시예를 도시한 도면;
- 도 15는 도 3과 관련하여 추가 세부사항을 도시하는, "헬리콥터" 구성에 있는 본 발명에 따른 전환식 비행기의 제 1 실시예의 평면도; 그리고
- 도 16은 "비행기" 구성에 있는 본 발명에 따른 전환식 비행기의 제 3 실시예의 사시도이다.

도 1 내지 9를 참조하면, 참조번호 1은 공중 정지가 가능한 항공기, 특히 전환식 비행기를 나타낸다.

이 설명에서 "위", "아래", "앞에서", "뒤에서" 등과 같은 용어는 도 1 및 2에 도시된 전환식 비행기(1)의 전방 비행 또는 공중 정지 상태와 관련하여 사용된다는 점에 유의해야 한다.

전환식 비행기(1)는 기본적으로:

- 길이방향으로 연장하는 축(A)을 갖는 동체(2);

- 동체(2)의 서로 대향하는 각 측면으로부터 그리고 축(A)을 가로질러 캔틸레버 방식으로 연장하는 한 쌍의 날개(3);

- 각 날개(3)에 의해 운반되는 한 쌍의 엔진(4); 및

- 각 엔진(4)에 동작상 연결되고 각각의 축(B)을 중심으로 회전 가능한 한 쌍의 회전자(5)를 포함한다.

전환식 비행기(1)는 각각의 회전자(5)를 수용하는 한 쌍의 엔진실(10)을 더 포함한다.

전환식 비행기(1)는 도 2에 도시된 전환식 비행기(1)의 정상 동작 위치를 기준으로 동체(2) 아래에 배치된 복수의 이착륙 장치(6)를 더 포함한다.

각각의 날개(3)는 기본적으로:

- 서로 대향하는 전단 에지(leading edge)(23) 및 후단 에지(trailing edge)(24); 및

- 날개(3)에 대해 이동 가능한 제어 표면(26)을 포함한다.

각각의 날개(3)는 또한 각각의 전단 에지(23)와 후단 에지(24)로부터 등간격에 있는 중앙선을 포함한다.

각각의 날개(3)는 또한 서로 대향하고 둘 모두가 전단 에지(23)와 후단 에지(24) 사이에서 연장하는 상단 표면(48) 및 하단 표면(49)을 포함한다.

특히, 각각의 상단 표면(48)은 위로부터, 즉 관련된 이착륙 장치(6)에 대향하는 쪽에서 각 날개(3)의 경계를 정한다. 각각의 하단 표면(49)은 아래로부터, 즉 관련된 이착륙 장치(6)의 쪽에서 각 날개(3)의 경계를 정한다.

도시된 실시예에서, 각각의 날개(3)는 단엽기(monoplane) 날개이다.

전환식 비행기(1)는 축(A)를 횡단(transversal)하는 축(E)을 더 포함한다.

도시된 경우에서, 축(E)은 축(A)에 직교하고 전환식 비행기(1)의 평면도에서 수평으로 배치된다.

대안적으로, 전환식 비행기는 각각의 날개(3)와 연관된 한 쌍의 축(E)을 포함한다. 각각의 축(E)은 관련된 날개(3)의 중앙선에 평행하고 동체(2)에 대해 상반각(dihedral)을 형성할 수 있다.

각각의 날개(3)는 축(A) 및 축(E)에 직교하는 축(Z)을 따라서 양력을 발생시킨다.

유리하게는, 각각의 엔진(4)은 관련된 상기 날개(3)의 연장 방향을 따라서 동체(2)와 관련 회전자(5) 사이에 위치된다.

바람직한 실시예에서, 각각의 엔진(4)은 관련된 날개(3)의 연장 방향을 따라서 진행하여 동체(2)와 관련 회전자(5) 사이에 위치된다.

전환식 비행기(1)는 또한 엔진들(4) 중 하나에 장애가 발생한 경우 두 회전자(5) 모두의 동작을 보장하도록 각각의 엔진(4)과 회전자(5) 사이의 기계적 동력 연결을 가능하게 하는 상호접속 샤프트(11)를 포함한다. 상호접속 샤프트(11)는 첨부된 도면에 비제한적인 예로서 도시되었다. 바람직하게는, 상호접속 샤프트(11)는 자신의 길이의 더 큰 부분에 대해 동체(2) 상에 배치된다.

보다 구체적으로, 상호접속 샤프트(11)는 축(A)에 직교하고 축(E)에 평행한 자신의 축을 따라서 연장한다.

또한, 각각의 엔진(4)은 상기 동체(2)와 관련 날개(3) 사이의 접속 인터페이스에 배치된다.

보다 구체적으로, 각각의 엔진(4)은 관련된 날개(3)의 루트(root) 부분에 배치된다.

도시된 경우에, 각각의 엔진(4)은 상기 전환식 비행기(1)의 정상 동작 구성을 기준으로 관련된 날개(3) 아래에 배치된다.

도시된 경우에, 날개(3)는 동체 아래에 배치된다.

도시된 경우에, 엔진(4)은 동체(2)에 대해 측방향(laterally)에 배치된다.

대안적으로, 그리고 도시되지 않은 방식으로, 전환식 비행기(1)의 각각의 날개(3)는 상단 표면(48) 상에 설치된 적어도 하나의 엔진(4)을 갖는다.

대안적으로, 그리고 도시되지 않은 방식으로, 전환식 비행기(1)의 각각의 날개(3)는 하단 표면(49) 상에 설치된 적어도 하나의 엔진(4)을 갖는다.

대안적으로, 그리고 도시되지 않은 방식으로, 전환식 비행기(1)의 동체(2)는 그 자체의 상단 표면(100) 상에 그리고 전환식 비행기(1)의 대칭의 길이방향 평면(P) 상에 설치된 적어도 하나의 엔진(4)을 갖는다.

대안적으로, 그리고 도시되지 않은 방식으로, 적어도 하나의 엔진(4)은 동체(2) 내부에, 바람직하게는 전환식 비행기(1)의 대칭의 길이방향 평면(P) 상에 적어도 부분적으로 수용된다.

평면(P)은 축(A) 및 축(Z)에 평행하고 축(E)에 직교한다(도 1 및 2).

동체(2)는 또한 축(A)을 따라 서로 대향하는 전방 및 꼬리 부분(13)에 배치된 기수(12)를 포함한다.

본 발명의 바람직한 실시예에서, 전환식 비행기(1)의 꼬리 부분(13)은 또한 서로를 향해 기울어지고 축(A)에 대해 대칭인 V자로 배치된 한 쌍의 표면(19)을 포함한다.

각각의 표면(19)은 차례로 각 표면(19)을 가로지르고, 도시된 경우에 직교하며, 각 표면(19)의 양측으로부터 연장하는 핀(fin)(16)을 포함한다.

바람직하게는, 표면(19)은 그것들 사이에 40도 내지 50도 범위의 각도, 더 바람직하게는 45도의 각도를 정의한다.

이러한 방식으로, 전환식 비행기(1)의 표면(19)은 축(Z)을 따라 실질적인 공기역학적 힘을 발달시킨다. 이러한 공기역학적 힘은 양력 또는 하강력을 제공한다.

대안적으로, 표면(19)과 각각의 핀(16)의 상이한 조합을 통해, 꼬리 부분(13)은 H, M, T 또는 십자형 형태일 수 있다.

특히, 꼬리 부분(13)의 평면에서의 투영(projection)의 크기는 기하학적 형태와 무관하게, 축(E)에 평행하고 위에서 보는 평면에서 날개(3)의 전체 크기의 적어도 5%, 바람직하게는 10%와 같다. 이러한 방식으로, 전환식 비행기(1)의 "비행기" 구성에서, 꼬리 부분(13)은 전환식 비행기(1)의 균형과 길이방향 안정성에 상당히 기여한다.

각각의 표면(19)은, 특히:

- 서로 대향하는 각 전단 에지(35)와 각 후단 에지(36); 그리고

- 각 후단 에지(36) 상에 배치된 각각의 이동 가능한 부속 장치(37)를 포함한다.

바람직하게는, 꼬리 부분(13)은 전환식 비행기(1)에 대해 양력 또는 하강력, 즉 전환식 비행기(1)의 균형, 안정성 및 제어 가능성을 획득하기 위해 필요한, 즉 위/아래를 향하고 하중력에 대항하여/하중력과 함께 작용하는 힘을 발생시키도록 구성된다.

특히, 회전자(5)는 "풀러(puller)" 유형이다.

"비행기" 구성에서, 회전자(5)는 날개(3)의 전단 에지(23) 앞에 그리고 기수(12)를 향해 배치된다.

"헬리콥터" 구성에서, 회전자(5)는 날개(3) 위에 그리고 이착륙 장치(6)의 반대측 상에 배치된다.

각각의 날개(3)는:

- 축(A)에 수직인 축(E)을 따라 연장하고 동체(2)에 대해 고정된 부분(20);

- 각각의 회전자(5) 및 각각의 엔진실(10)을 지지하고 공기역학적 표면(25)을 정의하는 팁 부분(21); 및

- 각 부분(20)과 각 팁 부분(21) 사이에 있는 중간 부분(22)을 포함한다.

각각의 부분(20)은 관련된 엔진(4)을 지지한다.

도시된 경우에, 각각의 팁 부분(21), 관련된 표면(25) 및 관련된 회전자(5)는 관련된 회전자(5)와 일체식으로 축(E)에 대해, 바람직하게는 5 내지 10도 범위의 각도만큼, 기울어질 수 있다.

각각의 날개(3)의 중간 부분(22)은 각각의 축(I)을 중심으로 관련된 부분(20)에 힌지 연결되고, 각 축(I)을 중심으로 각 날개(3)를 접도록 "헬리콥터" 구성으로부터 수납 구성(도시되지 않음)으로의 전환식 비행기(1)의 변형 중에, 또는 날개(3)로부터 장비를 제거하는 단계 중에 부분(20)에 대해 이동 가능하다.

도시된 경우에, 축(I)은 축(A) 및 축(Z)에 평행하고 축(E)에 직교하는 길이방향 평면(P)에 입사(incident)한다.

특히, 축(I)은 이착륙 장치(6)에 대해 동체(2)의 반대쪽에서 서로 수렴(convergent)한다.

대안적으로, 축(I)은 동체(2)에 대해 이착륙 장치(6)의 측면 상에서 서로 수렴한다.

도시되지 않은 일 실시예에서, 축(I)은 날개(3)를 하나를 다른쪽 위에 접는 것을 용이하게 하도록 비스듬(skew)하다.

각각의 부분(20) 및 각 중간 부분(22)은 서로 일체화되며 전환식 비행기(1)가 "헬리콥터" 구성, "비행기" 구성 및 "헬리콥터" 구성과 "비행기" 구성 사이의 전환식 비행기(1) 전환 중에 있을 때 축(E)를 따라 연장한다.

각각의 팁 부분(21)은 각각의 자유 단부(31)를 포함한다.

보다 상세하게는, 각각의 팁 부분(21)은 "비행기" 구성 또는 "헬리콥터" 구성에서 축(A)에 대해 반대되는 측면으로부터 축(E)을 따라서 각 부분(22)으로부터 진행하고, 각각의 부분(22), 각각의 엔진실(10)을 갖는 각각의 회전자(5) 및 각각의 자유 단부(31)에 인접한 섹션을 포함한다.

전환식 비행기(1)가 "비행기" 구성에 있을 때, 표면(25)은 각 부분(20) 및 각 중간 부분(22)의 각각의 연장부를 정의한다.

이러한 "비행기" 구성에서, 각각의 표면(25)의 전단 에지(27)는 축(A)을 따라 진행하는 동일한 표면(25)의 후단 에지(28) 앞에 배치된다.

이러한 방식으로, 표면(25)의 익현은 축(A)에 실질적으로 평행하게 배치된다.

팁 부분(21) 및 각 표면(25)은 축(A)에 평행한 각각의 전단 에지(27, 28)를 포함하는 최소 전체 표면적 및 축(A) 및 축(E)에 직교하는 각각의 상단 표면 및 하단 표면(29, 30)에 의해 정의되는 최대 전체 표면적을 나타낸다.

전환식 비행기(1)가 "비행기" 구성으로 배치될 때, 바람직하게는 팁 부분(21)이 축(E)을 중심으로 회전될 수 있고 관련된 날개(3) 및 회전자(5)에 대해서 사전결정된 각도만큼 축(A)에 대해 기울어질 수 있다는 점을 강조하는 것이 중요하다. 이러한 방식으로, 날개(3)의 양력 계수를 변화시키지 않고 날개(3)에 의해 발생되는 양력을 추가로 변경할 수 있다.

대조적으로, "헬리콥터" 구성에서, 전단 에지(27) 및 후단 에지(28)는 축(A) 및 축(E)에 직교하게 배치된다. 이러한 방식으로, 표면(25)의 익현은 축(A) 및 축(E)에 실질적으로 직교하게 배치되고 표면(25)에 대한 각 회전자(5)의 하강기류의 간섭이 감소된다.

각각의 표면(25)은 또한 각 전단 에지(27)와 후단 에지(28) 사이의 서로 대향하는 측면들로부터 연장하는 상단 표면(29) 및 하단 표면(30)을 포함한다.

상단 표면(29) 및 하단 표면(30)은 전환식 비행기(1)가 "헬리콥터" 구성에 있을 때 축(A)에 수직으로 배치된다.

보다 구체적으로, 각각의 표면(25)의 전단 에지(27)는 각 후단 에지(28) 위에 배치된다.

바람직하게는, 표면(25)은 워시아웃(washout)를 가지며, 즉 동체(2)에 대향하는 각각의 자유 단부(31)를 향해 각각의 날개(3)로부터 진행할 때 표면(25)의 프로파일의 붙임각(angle of incidence)이 감소한다. 이러한 방식으로, 표면(25)은 날개(3) 및 팁 부분(21)에 의해 형성된 구성의 전체 항공역학적 효율성을 더욱 향상시킨다.

도시되지 않은 일 실시예에서, 표면(25)은 각각의 이동 가능한 부속 장치를 포함한다.

각각의 회전자(5)는 기본적으로:

- 축(B)을 중심으로 회전 가능한 마스트(9);

- 마스트(9)에 의해 회전 구동되는 허브(7); 및

- 허브(7)에 힌지 연결된 복수의 블레이드(8)를 포함한다.

축(E)은 축(A) 및 축(B)을 가로지른다.

회전자(5)들은 동일하기 때문에, 이하에서는 단일 회전자(5)를 참조할 것이다.

전환식 비행기(1)는 또한 동체(2)의 기수(12) 상에 배치되고 양력을 발생시키도록 설계된 각각의 표면을 정의하는 한 쌍의 카나드(canards)(14)를 포함한다.

보다 상세하게는, 카나드(14)는 동체(2)의 서로 대향하는 각 측면으로부터 캔틸레버 방식으로 돌출한다.

도시된 경우에, 카나드(14)는 기수(12)의 하부에 배치된다.

첨부된 도면에 도시되지 않은 본 발명의 다른 실시예에서, 카나드(14)는 전환식 비행기(1)의 기수(12)의 상부에 배치된다.

바람직하게는, 카나드(14)는 축(Z)을 따르고 전환식 비행기(1)의 하중에 대반대(counter)하는 주요 성분을 갖는 양력을 생성하도록 구성된다.

각각의 카나드(14)는 또한:

- 서로 대향하는 각 전단 에지(17a) 및 각 후단 에지(17b); 그리고

- 각 후단 에지(17b) 상에 배치된 각각의 이동 가능한 부속 장치(18)를 포함한다.

카나드(14), 날개(3) 및 꼬리 부분(13)은 이착륙 장치(6)로부터 점진적으로 증가하는 거리에 배치되어 기수(12)로부터 꼬리 부분(13)을 향해 진행한다.

각각의 엔진(4)은 케이싱(40) 내에 수용된다(도 8).

케이싱(40)은 동체(2)의 각 측면 및 각 날개(3)의 하단 표면(49)에 연결되며, 보다 상세하게는 각 날개(3)의 관련된 부분(20)의 하단 표면(49)에 연결된다.

보다 상세하게는, 각각의 엔진(4)의 케이싱(40)은:

- 서로 대향하고 위와 아래에 각각 배치된 한 쌍의 표면(41, 42); 및

- 표면(41, 42) 사이에서 연장하고 동체(2) 측면 및 각 회전자(5)의 측면 상에 각각 배치되는, 서로 대향하는 한 쌍의 표면(43, 44)에 의해 형성된다.

각각의 엔진(4)의 케이싱(40)은 또한 축(A)에 실질적으로 평행한 방향으로의 공기 흐름을 위한 공기 흡입구(46) 및 공기 흡입구(46)에 대향하는 배출구(47)를 정의한다.

표면(41)은 각 날개(3)의 하단 표면(45)에 연결된다.

표면(43)은 동체(2)에 연결된다.

바람직하게는, 동체(2) 옆의 표면(43)은 주로 축(A)에 대해 발달하는 일종의 오목부(101)를 형성하도록 하는 형태를 가진 연결 부분을 갖는다.

각각의 오목부(101)는 각각의 날개(3), 동체(2) 및 공기 흡입구(46) 사이의 연결 영역과 같은 전환식 비행기(1)의 일반적으로 중요(critical) 영역에서의 공기 흐름을 개선하여 특히, 경계층(boundary-layer) 흐름을 공기 흡입구(46)로 가져가는 것을 방지하거나 최소화할 수 있게 한다. 케이싱(40), 특히 공기 흡입구(46) 및/또는 배기 덕트(47)의 형태는 전환식 비행기(1)의 비행 중에 엔진(4)의 적외선 스펙트럼에서 가시적인 흔적(trails)을 최소화하는 것을 가능하게 한다.

전환식 비행기(1)는 또한 엔진(4)으로부터 회전자(5)로 동력을 전달하는 하이브리드 추진 시스템(50)을 포함할 수 있다.

보다 구체적으로, 하이브리드 추진 시스템(50)은:

- 열 엔진(4);

- 기계적 동력을 수신하기 위해 각 엔진(4)에 동작상(operatively) 연결된 한 쌍의 발전기(51);

- 전력을 수신하기 위해 발전기(51)에 전기적으로 연결되고 회전자(5)의 허브(7)에 연결된 한 쌍의 전기 모터(52);

- 엔진(4)과 발전기(51) 사이에 있는 기계식 변속기(53)(도 1 내지 3 및 15에만 개략적으로 도시됨); 및

- 발전기(51)와 전기 모터(52) 사이에 있는 전기식 변속기(54)(도 1 내지 3 및 15에만 개략적으로 도시됨)를 포함한다.

바람직하게는, 전기 모터(52)와 각 회전자 허브(7) 사이에 기계식 변속기(도시되지 않음)가 위치한다.

도시된 경우에, 전기 모터(52)는 각각의 엔진실(10) 내부에 수용된다.

발전기(51)는 엔진들(4) 사이의 축(E)을 따라 위치한다. 발전기(51)는 또한 동체(2)에 고정된다.

바람직하게는, 하이브리드 추진 시스템(50)은 엔진(4) 및/또는 발전기(51) 중 하나에 장애가 발생한 경우에도 여전히 동작 중인 다른 하나의 엔진(4) 및/또는 발전기(51)를 통해 두 전기 모터(52)의 동작을 가능하게 하도록 구성된다.

더욱이, 각각의 엔진(4)은 발전기(51)가 양쪽 회전자(5)의 정확한 동작을 가능하게 하는 충분한 전력으로 전기 모터(52)에 전력을 공급하는 것을 보장하기 위해 충분한 기계적 동력을 양쪽 발전기(51)에 공급할 수 있는 크기이다.

이를 위해(도 15), 기계식 변속기(53)는 바람직하게는:

- 하나의 엔진(4)과 각 발전기(51) 사이에 있는 한 쌍의 변속기 유닛(57); 및

- 다른 엔진(4)과 각 발전기(51) 사이에 있는 한 쌍의 변속기 유닛(58)을 포함한다.

각각의 발전기(51)는 두 개의 전기 모터(52) 모두에 연결되며, 두 개의 회전자(5) 모두의 올바른 동작을 가능하게 하는 충분한 전력으로 두 개의 전기 모터(52)에 전력을 공급할 수 있는 크기이다.

전기식 변속기(54)는 바람직하게는:

- 하나의 발전기(51)와 각 전기 모터(52) 사이에 있는 한 쌍의 전달 유닛(67); 및

- 다른 발전기(51)와 각 전기 모터(52) 사이에 있는 한 쌍의 전달 유닛(68)을 포함한다.

대안적으로, 전달 유닛(67, 68)의 각각의 쌍은 단일 전력 연결을 통해 구현될 수 있다.

시스템(50)은 또한 각 전기 모터(52)에 선택적인 방식으로 전기적으로 연결된 한 쌍의 전원(56)을 포함한다. 이러한 전원(56)은 엔진(4)/발전기(51) 중 하나에 장애가 발생한 경우 비상 기동이 수행될 수 있도록 하기 위해서 제한된 시간 간격, 예를 들어 30초 동안, 증가된 전력으로 각 전기 모터(52)에 동력을 공급할 수 있게 선택적으로 활성화 가능하다.

본 발명의 일 실시예에서, 동체(2)는 또한:

- 화물실(60);

- 화물실(60)에 접근하기 위한 적어도 하나의 개구(61); 및

- 일반적으로 화물실(60) 내부에 수용되고 선택적으로 개구(61)를 통해 동체(2) 외부로 이동할 수 있는 지지 요소(70)를 포함한다.

화물실(60)은 도 5에 도시된 바와 같이 축(A)을 따라 날개(3)와 꼬리 부분(13) 사이에 있는 위치에 배치된다.

개구(61)는 서로 대향하는 각각 전방 및 후방의 한 쌍의 에지(62, 63)에 의해 경계가 지어지고 각각 기수(12) 및 꼬리 부분(13)을 향해 배치된다.

또한, 개구(61)는 동체(2)의 각 측면에 인접하게 배치되고 에지(62, 63) 사이에서 연장하는 한 쌍의 측방향 에지(64, 65)에 의해 경계가 정해진다.

개구(61)는 축(A)을 따라 날개(3)로부터 꼬리 부분을 향해 진행하여, 이착륙 장치(6)로부터 점진적으로 증가하는 거리에서 연장하는 동체(2)의 부분(15)에서 획득된다.

지지 요소(70)는 무기류 또는 일부 다른 물체를 위한 스테이션(71)을 정의한다.

지지 요소(70)가 화물실(60) 및 동체(2)의 외부에 위치된 경우, 스테이션(71)은 축(A)을 따른 회전자(5)와 간섭하지 않도록 축(E)을 따라 회전자들(5) 사이에 위치한다.

전환식 비행기(1)는 각 에지(64, 65)에 힌지 연결된 한 쌍의 패널(66)을 포함한다.

패널(66)은:

- 서로 마주하고, 동일 평면에 있으며 개구(61)와 완전히 결합하여 화물실(60)에 대한 접근을 방지하는 각각의 폐쇄 위치; 및

- 서로 평행하고 서로로부터 분리된 각각의 평면을 따라 배치되어 개구(61)를 완전히 자유롭게 남겨두고 화물실(60)에 대한 접근을 허용하는 각각의 개방 위치 사이에서 선택적으로 이동 가능하다.

보다 상세하게, 각각 폐쇄 위치에 배치될 때, 패널(66)은 동체(2)와 인접한다(contiguous).

반대로, 각각 개방 위치에 배치될 때, 패널(66)은 동체(2) 아래에서 이착륙 장치(6)를 향해 캔틸레버 방식으로 돌출한다.

특히, 패널(66)은 적재 경사로를 대체하고 화물실(60) 내부에 사람의 진입 및/또는 물체의 적재를 허용하도록 설계되었다.

지지 요소(70)는:

- 화물실(60) 내에 완전히 수납된 수축(retracted) 위치(도 4); 그리고

- 화물실(60) 외부에 배치되는 인출(extracted) 위치(도 5, 6 및 7)

사이에서 축(Z)에 평행한 직선 경로를 따라서 미끄러질 수 있도록 화물실(60) 내부의 동체(2)에 제약(constrained)된다.

요소(70)는 수축 위치와 인출 위치 사이의 이동 중에 개구(61)를 통과한다.

사용 시에, 전환식 비행기(1)는 "헬리콥터" 구성에서 이착륙하고 "비행기" 구성으로 전진한다.

"헬리콥터" 구성에서, 공중 정지 또는 저속일 때, 전환식 비행기(1)를 유지하는 데 필요한 양력은 축(A) 및 축(E)에 수직인 각각의 축(B)으로 배치된 회전자(5)에 의해 제공된다.

"비행기" 구성에서, 전환식 비행기(1)를 유지하는 데 필요한 양력은 주로 날개(3)에 의해서 제공된다.

두 조건 모두에서, 상호접속 샤프트(11)가 엔진들(4) 중 하나에 장애가 발생한 경우에 두 회전자(5) 모두가 계속 동작하는 것을 보장함으로써, 전환식 비행기(1)의 완전한 동작성을 가능하게 한다.

시스템(50)은 또한 엔진(4)으로부터 회전자(5)로 기계적 동력을 전달한다.

보다 구체적으로, 엔진(4)은 기계식 변속기(53)를 통해 발전기(51)에 기계적 동력을 제공한다. 발전기(51)는 전기식 변속기(54)를 통해 전기 모터(52)에 전력을 제공한다. 따라서 허브(7)에 연결된 전기 모터(52)는 각각의 축(B)을 중심으로 회전하는 마스트(9)를 구동한다.

엔진(4) 중 하나에 장애가 발생한 경우, 다른 엔진(4)은 두 회전자(5) 모두의 올바른 동작을 가능하게 하도록 두 발전기(5)에 충분한 값의 기계적 동력을 제공한다.

발전기(51) 중 하나에 장애가 발생한 경우, 다른 발전기(51)는 두 개의 전기 모터(52)에 충분한 전력을 제공하여 두 회전자(5)의 올바른 동작을 가능하게 한다.

엔진(4)/발전기(51) 중 하나에 장애가 발생하여 비상 기동을 수행해야 하는 경우, 전원(56)이 활성화되어 전기 모터(52)에 잉여 전력을 공급한다.

"비행기" 구성에서 일정한 속도로 수평 비행하는 경우, 엔진(4) 중 하나를 비활성화하거나 이를 최소 회전 속도로 정렬하고 활성화하고, 또는 비상 기동의 경우에 회전 속도를 증가시킬 수 있다.

패널(66)은 일반적으로 각각의 폐쇄 위치에 배치되고 지지 요소(70)는 수축 (retracted) 위치에서 화물실(60) 내부에 수용된다(도 4 및 8).

이러한 조건으로부터 시작하여, 필요한 경우 패널(66)은 각 개방 위치에 위치되고 지지 요소(70)는 개구부(61)를 통과하여 인출(extracted) 위치에 도달할 때까지 수직 경로를 따라서 하강된다(도 5, 6 및 7).

이러한 지점에서, 스테이션(71)은 축(E)을 따라 회전자들(5) 사이에 위치된다. 그 결과, 회전자(5)와 스테이션(71) 상에 배치된 장비, 예를 들어 무기 또는 카메라 사이의 어떤 간섭도 방지된다.

그 후에, 지지 요소(70)는 개구(61)를 통해 인출 위치로부터 수축 위치로 복귀되고 패널(66)은 각 폐쇄 위치에 다시 위치된다.

도 11 내지 14를 참조하면, 본 발명에 따른 전환식 비행기(1')의 다른 실시예가 도시되었다.

전환식 비행기(1')는 전환식 비행기(1)와 유사하고 아래에서는 차이점에 대해서만 기술될 것이며; 가능한 경우 항공기(1, 1')의 동일하거나 균등한 부분은 동일한 참조번호로 표시될 것이다.

특히, 전환식 비행기(1')는 패널들(66) 대신 오직 하나의 패널(80')만을 포함한다는 점에서 전환식 비행기(1)와 상이하다.

패널(80')은:

- 동체(2)와 인접하게 배치되어 개구(61)를 차단하고, 에지(62, 63, 64, 65)와 접촉하며 화물실(60)에 대한 접근을 방지하는 폐쇄 위치(도 11); 및

- 에지(62)에 고정되어 에지(62)로부터 에지(63)를 향해서 동체(2)로부터 점진적으로 증가하는 거리로 연장하며 개구(61)에 대한 자유로운 접근을 제공하는 개방 위치(도 12, 13 및 14)

사이에서 개구(61)의 전방 에지(62)를 중심으로 회전함으로써 동체(2)에 대해 이동할 수 있다.

도시된 경우에, 패널(80')은 개구(61)의 전방 에지(62)에 힌지 연결되고 에지(62)에 대향하는 자유 단부 에지(81')를 갖는다.

전환식 비행기(1')가 지상에 있고 패널(80')이 개방 위치에 배치되었을 때, 패널(80')은 화물실(60) 내부에 사람 및/또는 장비를 적재하기 위한 적재 경사로를 정의한다.

지지 요소(70')는 스테이션(71')이 에지(62, 63)에 평행한 축(H')을 중심으로 힌지 연결되는 한 쌍의 슬라이드(72')를 포함한다는 점에서 지지 요소(70)와 상이하다.

지지 요소(70')는 또한 패널(80')이 개방 위치에 있을 때,

- 슬라이드(72')가 개구(61)의 에지(62)에 인접하게 배치되고 스테이션(71')이 패널(80') 위에 배치되는 초기 위치(도 12); 및

- 슬라이드(72')가 에지(81') 상에 배치되고 스테이션(71')이 패널(80')의 후방에 배치되는 중간 위치(도 13); 및

- 슬라이드(72')가 에지(81') 상에 배치되고 스테이션(71')이 패널(80') 아래에 배치되는 최종 위치(도 14)

사이의 인출 궤적을 따라서 이동 가능하다는 점에서, 지지 요소(70)와 상이하다.

보다 구체적으로, 지지 요소(70')는 초기 위치와 중간 위치 사이에서 스테이션(71')과 슬라이드(72')의 통합식 병진이동(integral translation)을 통해서 이동 가능하고, 중간 위치와 최종 위치 사이에서 슬라이드(72')에 대한 스테이션(71')의 회전을 통해서 이동 가능하다.

전환식 비행기(1')는 또한 지지 요소(70')를 이동 가능한 방식으로 패널(80')에 제약하도록 설계된 제약(constraint) 어셈블리(85')를 포함한다는 점에서 전환식 비행기(1)와 상이하다.

보다 상세하게는, 제약 어셈블리(85')는 서로 평행하고 패널(80')의 각각 서로 대향하는 에지에 고정되며, 패널(80')이 개방 위치에 있을 때 초기 위치와 중간 위치 사이 및 그 반대도 마찬가지인(vice versa) 지지 요소(70')의 병진이동 중에 슬라이드(72')가 미끄러질 수 있는 한 쌍의 직선 가이드(90')를 포함한다.

전환식 비행기(1')의 동작은 스테이션(71')을 사용해야 하는 경우 패널(80')이 개방 위치에 배치된 후에 지지 요소(70')가 따르는(following) 방식으로 이동된다는 점에서 전환식 비행기(1)의 동작과 상이하다.

이러한 상태에서, 지지 요소(70')는 슬라이드(72')가 에지(62)에 인접하게 배치되고 스테이션(71')이 패널(80') 위에 배치되는 초기 위치에 배치된다(도 12).

그 다음, 지지 요소(70')의 슬라이드(72')는 에지(81')에 도달할 때까지 스테이션(71')과 일체로 가이드(90')를 따라서 미끄러진다. 이 지점에서, 지지 요소(70')는 중간 위치(도 13)에 배치되고 스테이션(71')은 패널(80')의 후방에 배치된다.

마지막으로, 스테이션(71')은 패널(80') 아래에 배치될 때까지 슬라이드(72') 둘레의 축(H')을 중심으로 회전된다(도 14).

지지 요소(70')는 최종 위치에서 중간 위치로, 중간 위치에서 초기 위치로 복귀되고 패널(80')은 폐쇄 위치로 복귀된다.

도 16을 참조하면, 본 발명에 따른 전환식 비행기(1")의 제 3 실시예가 도시되었다.

전환식 비행기(1")는 전환식 비행기(1)와 유사하고 아래에서는 차이점에 대해서만 기술될 것이며; 가능한 경우 항공기(1, 1")의 동일하거나 균등한 부분은 동일한 참조번호로 표시될 것이다.

특히, 전환식 비행기(1")는 시스템(50")이 발전기(51), 전기 모터(52) 및 전기식 변속기(54)를 포함하지 않는다는 점에서 전환식 비행기(1)와 상이하다.

전환식 비행기(1")는 또한 기계식 변속기(53")가 엔진(4)과 회전자(5)의 마스트(9)를 연결한다는 점에서 전환식 비행기(1)과 상이하다.

전환식 비행기(1")의 동작은 열 엔진(4)이 회전자(5)의 마스트(9)를 직접 구동한다는 점에서 전환식 비행기(1)의 동작과 상이하다.

본 발명에 따른 전환식 비행기(1, 1', 1")의 특성을 검토하면, 이를 통해 획득할 수 있는 이점이 명백하다.

특히, 본 개시내용의 도입부에서 기술된 알려진 형태의 전환식 비행기들과 달리, 엔진들(4)은 관련된 날개(3)의 연장 방향을 따라서 회전자들(5) 사이에 위치된다.

보다 정확하게, 엔진들(4)은 동체(2)와 각 날개(3) 사이의 인터페이스 코너에 위치되며, 동체(2)의 각 측면에 연결된다.

이러한 구성 덕분에, 비상 수직 착륙의 상황에서 엔진(4)의 무게로 인해 날개(3)에 작용하는 굽힘 모멘트가 본 개시내용의 도입부에 기술된 전환식 비행기의 알려진 유형에 비해 크게 감소된다. 또한, 상호접속 샤프트(11)는 전술된 알려진 솔루션에 비해 특히 짧은 길이를 가지며 결과적으로 동일한 양의 전달된 토크에 대해 더 낮은 비틀림 및 굽힘 모멘트를 받는다. 마지막으로, 동체(2)에 특히 가까운 엔진(4)의 위치는 전환식 비행기(1, 1', 1")를 (도시되지 않은) 수납 구성으로 배치하기 위해 가능한 날개(3)의 접기를 용이하게 한다. 이러한 작업은 부분(22)이 각 부분(20)에 힌지 연결되어 각 부분(20)에 대해 각각의 축(I)을 중심으로 회전될 수 있다는 점에서 더욱 용이해진다.

시스템(50)은 아래의 이점을 갖는다.

첫째로, 발전기(51)는 축(E)을 따라 전기 모터(52) 사이에 있고 엔진(4)은 동체(2)와 각 날개(3) 사이의 각 인터페이스 코너 상에 배치된다. 결과적으로, 상호접속 샤프트(11)와 유사하게, 변속기(53) 또한 축(E)을 따라 특히 작은 치수를 가지며 결과적으로 본 개시내용의 도입부에 기술된 알려진 유형의 솔루션에 비해 더 낮은 비틀림 및 굽힘 모멘트를 받는다.

둘째로, 각 엔진(4)은 두 개의 발전기(51)에 기계적으로 연결되고 회전자(5)의 올바른 동작을 가능하게 하기 위한 전력 레벨을 생성하도록 두 개의 발전기(51) 모두에 전력을 공급할 수 있는 크기를 가진다.

이는 엔진들(4) 중 하나에 장애가 발생한 경우에도 회전자(5)에 대한 기계적 동력의 올바른 공급 및 전환식 비행기(1, 1', 1")의 올바른 동작의 유지가 가능함을 의미한다.

또한, 엔진(4) 중 하나를 비활성화하거나 최소 회전 속도로 동작시키고 발전기(51)가 이용가능한 보충 전력을 생산할 필요가 있는 경우에만 활성화하는 것이 가능하다.

둘째로, 각각의 발전기(51)는 두 전기 모터(52)에 연결되고 다른 전기 발전기(51)에 장애가 발생한 경우, 정확한 전력 값으로 두 전기 모터(52)에 전력을 공급할 수 있도록 하는 크기이다.

그 결과, 발전기(51) 중 하나에 장애가 발생한 경우, 전환식 비행기(1, 1', 1")의 올바른 동작 가능성을 보존하는 것이 가능하여 하이브리드 추진 시스템(50)의 리던던시 레벨(redundancy level)을 더욱 높일 수 있다.

셋째로, 전원(56)의 선택적 활성화는 엔진(4)/발전기(51) 중 하나에 장애가 발생한 경우 비상 기동이 수행될 수 있도록 제한된 기간, 예를 들어 30초 동안 증가된 전력으로 각각의 전기 모터(52)에 전력을 공급할 수 있게 한다.

넷째로, 각각의 회전자(5)는 관련된 전기 모터(52)에 의해 회전 구동된다. 따라서 각각의 엔진(4)의 회전 속도와 관련된 전기 모터(52)의 회전 속도를 완전히 독립적인 방식으로 관리하는 것이 가능하다. 이것은 관련된 엔진(4)의 회전 속도와 독립적으로 각각의 회전자(5)의 회전 속도를 조절하는 것을 가능하게 한다. 따라서 엔진(4)을 최소 연료 소비 상태로 유지하면서 회전자(5)의 동작을 전환식 비행기(1, 1', 1")의 여러 동작 상태들로 신속하게 조정하는 것이 가능하다.

지지 요소(70, 70')는 전환식 비행기(1, 1', 1")의 비행 구성 중에, 동체(2) 아래의 위치에 있고 회전자(5) 사이의 축(E)을 따라 위치하는 스테이션(71, 71')의 설정을 가능하게 한다.

이러한 방식으로, 축(A)을 따른 스테이션(71, 71')의 연장은 회전자(5) 또는 동체(2)를 간섭하지 않는다.

따라서 전환식 비행기(1, 1', 1")에 대한 어떠한 손상 위험 없이, 스테이션(71, 71')에 무기를 배치하는 것이 가능하다.

패널(80')은 유리하게 전환식 비행기(1')가 지면상에 있을 때 적재 경사로로서 이용되며 지지 요소(70')를 전환식 비행기(1')에 제약하고 그의 초기 위치와 최종 위치 사이에서의 이동을 허용하도록 이용된다.

특허청구범위에 정의된 범주를 벗어나지 않고 본 명세서에 개시된 전환식 비행기(1, 1', 1")에 수정 및 변형이 이루어질 수 있음이 분명하다.

특히, 전환식 비행기(1)는 오직 하나의 엔진(4)만을 포함할 수 있다.

또한, 각각의 팁 부분(21)은 각 부분(22)에 인접한 섹션을 포함하지 않을 수 있다. 이러한 경우, 각각의 팁 부분(21)은 각 엔진실(10) 및 각 자유 단부(31)를 갖는 각각의 회전자(5)만을 포함할 것이다.

마지막으로, 화물실(60), 개구(61) 및 지지 요소(70, 70')는 전환식 비행기(1, 1', 1") 대신 헬리콥터에 설치될 수 있다.

Claims (13)

1. 전환식 비행기(1, 1', 1")로서,
   - 제 1 길이방향 축(A)을 가지고 차례로 기수(12) 및 꼬리 부분(13)을 포함하는 동체(2);
   - 상기 동체(2)의 각 대향하는 측면들 상에 배치되고, 각각의 회전자(5)를 운반(carry)하며 양력 값을 생성하는 한 쌍의 날개(3); 및
   - 상기 회전자(5)에 동작상 연결된 적어도 하나의 엔진(4)을 포함하고;
   각각의 상기 회전자(5)는 차례로 제 2 축(B)을 중심으로 회전 가능한 마스트(9)를 포함하고;
   각각의 상기 회전자(5)의 상기 마스트(9)는 상기 전환식 비행기(1, 1', 1")를 헬리콥터 구성과 비행기 구성 사이에 설정하도록, 상기 제 2 축(B)을 횡단하는(transversal) 관련된 제 3 축(E)을 중심으로 그리고 상기 동체(2)에 대해 상기 제 2 축(B)과 함께 일체식으로 기울어질 수 있고;
   각각의 상기 제 2 축(B)은 사용 시에 상기 헬리콥터 구성에 있는 상기 전환식 비행기(1, 1', 1")의 상기 제 1 축(A)을 횡단하고, 사용 시에 상기 비행기 구성에 있는 상기 제 1 축(A)에 실질적으로 평행하고;
   상기 엔진(4)은 관련된 상기 날개(3)의 연장 방향을 따라서 상기 회전자들(5) 사이에 위치되고;
   상기 적어도 하나의 엔진(4)은 상기 동체(2) 및 관련된 상기 날개(3) 사이의 접속 인터페이스에 배치되고, 관련된 상기 날개(3)의 상기 연장 방향을 따라서 상기 회전자(5) 중 하나와 상기 동체(2) 사이에 위치되고;
   적어도 하나의 상기 엔진(4)이:
   - 상기 전환식 비행기(1, 1', 1")의 정상 동작 구성을 기준으로 관련된 날개(3)의 하단 표면(49) 아래에 연결되어 배치되는 것을 특징으로 하는, 전환식 비행기.
2. 제 1 항에 있어서,
   각각의 상기 날개(3)가 차례로:
   - 상기 동체(2)에 대해 고정된 제 1 부분(20);
   - 관련된 상기 제 3 축(E)을 중심으로 관련된 상기 마스트(9)와 일체식으로 기울어질 수 있는 제 2 팁 부분(21); 및
   - 각각의 상기 제 1 부분(20)과 각각의 상기 팁 부분(21) 사이에 있는 제 3 중간 부분(22)을 포함하고;
   각각의 날개(3)의 상기 제 3 중간 부분(22)은 각각의 제 4 축(I)을 중심으로 각 날개(3)의 상기 제 1 부분(20)에 힌지 연결되는 것을 특징으로 하는, 전환식 비행기.
3. 제 2 항에 있어서,
   상기 제 4 축(I)은 상기 제 1 축(A)을 포함하는 상기 전환식 비행기(1)의 길이방향 평면(P) 내에서 서로 입사(incident)하는 것을 특징으로 하거나; 또는
   상기 제 4 축(I)은 서로에 수렴(convergent)하는 것을 특징으로 하거나; 또는
   상기 제 4 축(I)은 비스듬한(skew) 것을 특징으로 하는, 전환식 비행기.
4. 제 1 항 내지 제 3 항 중 어느 한 항에 있어서,
   한 쌍의 상기 엔진들(4) 및 상기 엔진들(4) 사이에 위치되고 자신의 길이의 더 큰 부분에 대해 상기 동체(2) 내에 배치되는 상호접속 샤프트(11)를 더 포함하는 것을 특징으로 하는, 전환식 비행기.
5. 제 1 항 내지 제 4 항 중 어느 한 항에 있어서,
   - 열형(thermal type)인 한 쌍의 상기 엔진(4);
   - 각각의 상기 회전자(5)에 동작상 연결되고 회전자(5)를 회전 구동하기에 적합한 한 쌍의 전기 모터(52); 및
   - 각각의 상기 전기 모터(52)에 전기적으로 연결되고 각각의 상기 엔진(4)에 동작상 연결된 한 쌍의 발전기(51)를 포함하고;
   상기 엔진(4)은 열 엔진인 것을 특징으로 하는, 전환식 비행기.
6. 제 5 항에 있어서,
   상기 발전기(51)는 상기 제 3 축(E)을 따라서 상기 엔진들(4) 사이에 위치되는 것을 특징으로 하는, 전환식 비행기.
7. 제 5 항 또는 제 6 항에 있어서,
   상기 전기 모터(52)는 각각의 상기 제 3 축(E)을 중심으로 각각의 상기 회전자(5)와 일체식으로 기울어질 수 있는 것을 특징으로 하는, 전환식 비행기.
8. 제 5 항 내지 제 7 항 중 어느 한 항에 있어서,
   각각의 상기 회전자(5)에 있어서:
   - 상기 회전자(5) 및 각각의 상기 전기 모터(52)를 수용하는 엔진실(10); 및
   - 각각의 상기 마스트(9)에 동작상 연결되고 각각의 상기 전기 모터(52)에 기계적으로 연결된 허브(7)를 포함하는 것을 특징으로 하는, 전환식 비행기.
9. 제 5 항 내지 제 8 항 중 어느 한 항에 있어서,
   각각의 상기 엔진(4)이 두 개의 상기 발전기(51) 모두에 동작상 연결되며, 다른 쪽의 상기 엔진(4)에 장애가 발생한 경우에 두 개의 상기 발전기(51) 모두에 동력을 공급하기 위해 필요한 기계적 동력 수준을 제공하기 위한 크기를 갖는 것을 특징으로 하는, 전환식 비행기.
10. 제 5 항 내지 제 9 항 중 어느 한 항에 있어서,
    각각의 상기 발전기(51)는 두 개의 상기 전기 모터(52) 모두에 동작상 연결되며, 다른 쪽의 상기 발전기(51)에 장애가 발생한 경우 두 개의 상기 전기 모터(52) 모두에 동력을 공급하기 위해 필요한 전력 수준을 제공하기 위한 크기를 갖는 것을 특징으로 하는, 전환식 비행기.
11. 제 5 항 내지 제 10 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 발전기(51) 중 적어도 하나에 동작상 연결 가능하고, 사전결정된 시간 동안 상기 발전기(51) 중 상기 적어도 하나에 추가 전력을 제공하도록 동작 가능한 전기 에너지원(56)을 포함하는 것을 특징으로 하는, 전환식 비행기.
12. 제 1 항 내지 제 11 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 동체(2)는 화물실(60) 및 상기 화물실(60)을 한정짓는 적어도 하나의 가동 패널(66, 80')을 포함하고;
    상기 패널(66, 80')은:
    - 상기 화물실(60)을 폐쇄하는 폐쇄 위치; 및
    - 외부로부터 상기 화물실(60)에 접근하도록 하는 개방 위치;
    사이에서 선택적으로 이동 가능하고;
    상기 전환식 비행기(1, 1', 1")는 상기 가동 패널(66, 80')이 상기 폐쇄 위치에 있을 때 수축 위치에서 상기 화물실(60) 내부에 수용되고 상기 화물실(60) 외부의 인출 위치로 이동 가능한 지지 요소(70, 70')를 더 포함하고;
    상기 지지 요소(70, 70')는 장비용 스테이션(71, 71')을 포함하고; 상기 지지 요소(70, 70')가 상기 인출 위치에 있을 때, 상기 스테이션(71, 71')은 상기 제 3 축(E)을 따라 상기 회전자들(5) 사이에 있고 상기 제 1 축(A)을 따라 상기 동체(2)로부터 오프셋되는 것을 특징으로 하는, 전환식 비행기.
13. 제 12 항에 있어서,
    상기 지지 요소(70)는 상기 화물실(60) 내부에서 미끄러지는 방식으로 제약되고, 사용 시에 상기 패널(66)이 상기 개방 위치에 있을 때 상기 수축 위치와 인출 위치 사이에서 제 5 축(Z)을 따라 직선 병진이동 경로 상에서 이동 가능하며;
    상기 제 5 축(Z)은 상기 제 1 축(A) 및 제 3 축(E)을 횡단하는 것을 특징으로 하고;
    또는 상기 패널(80')이 상기 개방 위치에 배치되고 상기 전환식 비행기(1, 1', 1")가 사용 시에 지상에 있을 때 상기 패널(80')은 적재 경사로를 정의하고;
    상기 지지 요소(70')는 이동 가능한 방식으로 상기 패널(80')에 제약되고;
    상기 지지 요소(70') 및 상기 스테이션(71')은 상기 패널(80')이 상기 개방 위치에 있을 때, 초기 위치 및 중간 위치 사이에서 상기 패널(80')에 대한 병진이동 경로를 따라서 서로에 대해 일체식으로 미끄러질 수 있고;
    상기 스테이션(71')은 상기 중간 위치에서 상기 화물실(60)의 외부에 배치되고, 사용 시에 상기 패널(80')의 후방에 배치되며;
    상기 스테이션(71')은 상기 지지 요소(70')에 힌지 연결되고 상기 패널(80')이 상기 개방 위치에 있을 때, 상기 중간 위치 및 스테이션(71')이 상기 화물실(60) 외부에 배치되고 사용 시에 상기 패널(80') 아래에 배치되는 최종 위치 사이에서 지지 요소(70')를 중심으로 회전 가능한 것을 특징으로 하는, 전환식 비행기.

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