KR20240046426A - 호버링이 가능한 일련의 전환식 항공기 및 호버링이 가능한 전환식 항공기를 구성하기 위한 방법 - Google Patents

호버링이 가능한 일련의 전환식 항공기 및 호버링이 가능한 전환식 항공기를 구성하기 위한 방법 Download PDF

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멘고티 리카르도 비안코
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레오나르도 에스.피.에이.
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Abstract

제 1 축(Y)을 정의하는 기체(2)를 갖춘 코어(100)를 구비한 일련의 전환식 항공기(1, 1')가 설명되고, 제 1, 제 2, 제 3, 제 4, 제 5, 및 제 6 로터(20a, 20b, 21a, 21b, 22a, 22b)는 각각의 제 1, 제 2, 제 3, 제 4, 제 5, 및 제 6 축(B, C, D, E, F, G)을 중심으로 회전 가능하고, 각각 서로 독립적으로 제 1, 제 2, 제 3, 제 4, 제 5 및 제 6 추력 값(T1, T2, T3, T4, T5, T6)을 생성하도록 서로 독립적으로 작동 가능하고; 코어(100)는 각각의 하프-윙(3) 및 공기역학적 표면(9)의 제 1 및 제 2 부분(11, 17)을 포함하고, 각각의 모듈(110, 120, 130, 140)은 각각의 하프-윙(3) 및 공기역학적 표면(9)의 제 3 및 제 4 부분(12, 18)을 포함한다.

Description

호버링이 가능한 일련의 전환식 항공기 및 호버링이 가능한 전환식 항공기를 구성하기 위한 방법
관련 출원에 대한 교차 참조
본 특허 출원은 2021년 6월 18일에 출원된 이탈리아 특허 출원 번호 제 2118 0435.6호의 우선권을 주장하고, 이 출원의 전체 내용은 인용에 의해 본원에 포함된다.
본 발명의 기술 분야
본 발명은 호버링 비행(hovering flight) 또는 주로 수직 궤적을 따라 비행하는 제 1 구성과 제 2 전진 비행 또는 순항 구성 사이에서 전환 가능한(convertible) 일련의 항공기(a series of aircraft)에 관한 것이다.
본 발명은 또한 전환식 항공기(convertible aircraft)를 구성하기 위한 방법에 관한 것이다.
항공 부문에서, 비행기는 일반적으로 높은 순항 속도, 특히 150노트 초과 그리고 높은 고도, 예를 들어, 30,000피트 초과에 이용된다. 순항 속도와 높은 고도에서, 비행기는 고정 윙(fixed wing)을 사용하여 비행기를 유지하는 데 필요한 양력(lift)을 생성한다. 이 양력의 충분한 값은 상당한 길이의 활주로에서 비행기를 가속해야만 얻을 수 있다. 이 활주로는 동일한 비행기가 착륙하는 데에도 필요하다.
대조적으로, 헬리콥터는 일반적으로 비행기보다 순항 속도가 낮으며 메인 로터 블레이드(main rotor blade)의 회전을 통해 유지에 필요한 양력을 생성한다. 결과적으로, 헬리콥터는 수평 속도가 필요 없고 특히 작은 표면을 사용하지 않고도 착륙/이륙할 수 있다. 더욱이, 헬리콥터는 상대적으로 낮은 고도와 속도로 호버링하고 비행할 수 있으므로, 특히 동작성이 뛰어나고 산이나 바다에서 사람을 구조하는 등 까다로운 동작에 적합하다.
그럼에도 불구하고, 헬리콥터는 최대 작동 고도가 약 20000 피트(feet)이고 최대 작동 속도가 150 노트(knot)를 초과할 수 없다는 점에서 본질적인 한계를 가지고 있다.
헬리콥터와 동일한 동작성과 사용 유연성을 갖고 동시에 위에서 언급한 고유한 한계를 극복하는 항공기에 대한 수요를 충족시키기 위해, 전환식 항공기의 한 유형을 구성하는 전환식 비행기(convertiplane)가 알려져 있다.
전환식 비행기의 일 예는 특허 출원 US-B-10,011,349호에 설명되어 있다.
보다 상세하게, 상기 출원에 기술된 전환식 비행기는 본질적으로 다음을 포함한다:
- 제 1 종축을 따라 연장하는 동체(fuselage); 및
- 서로 반대되는 동체의 각각의 부분에서 캔틸레버식으로 돌출하고, 동체 반대쪽의 각각의 자유 단부(free end)를 가지며, 제 1 종축에 실질적으로 직교하는 제 2 횡축을 따라 정렬된, 한 쌍의 하프-윙(half-wing).
전환식 비행기는 다음을 더 포함한다:
- 각각의 모터를 수용하는 한 쌍의 나셀(nacell); 및
- 각각의 제 3 축을 중심으로 회전 가능하고 각각의 모터에 작동 가능하게 연결된 한 쌍의 로터(rotor).
로터는, 바람직하게는 제 2 축에 평행한, 제 4 축을 중심으로 윙(wing)에 대해 기울어질 수 있다.
전환식 비행기는 또한 다음의 구성을 선택적으로 취할 수 있다:
- 상기 로터는 실질적으로 수직이고 전환식 비행기의 제 1 축에 직교하고 각각의 모터에 직교하는 각각의 제 3 축으로 배열되는, 제 1 "헬리콥터" 구성; 또는
- 상기 로터는 동일한 전환식 비행기의 제 1 축에 실질적으로 평행하고 각각의 엔진과 동축인 각각의 제 3 축으로 배열되는, 제 2 "비행기" 구성.
최근, 전기 추진 장치를 갖춘 전환식 항공기에 대한 여러 가지 제안이 개발되었다.
이 중, 특허출원 WO-A-2020/105045호는 본질적으로 다음을 포함하는 전환식 항공기를 설명한다:
- 항공기의 종방향을 따라 연장된 기체(airframe);
- 기체의 각각의 측면에서 캔틸레버식으로 돌출하는 한 쌍의 하프-윙; 및
- V자를 형성하는 두 개의 공기역학적 표면(aerodynamic surface)으로 구성된 꼬리(tail) 부분.
WO-A-2020/105045호에 설명된 항공기는 다음을 추가로 포함한다:
- 기체에 대해 고정된 축을 갖고 항공기의 무게 중심을 둘러싸는 다각형을 형성하도록 배열된 두 쌍의 제 1 로터;
- 기체에 대해 기울어지는 축을 가진 두 쌍의 제 2 로터.
보다 상세하게는, 제 1 로터와 제 2 로터는 서로 독립적으로 조정될 수 있는 각각의 제 1 및 제 2 추력을 제공하도록 서로 독립적으로 제어 가능하다.
한 쌍의 제 2 로터는 각각의 하프-윙의 자유 단부에 배열되고, 다른 한 쌍의 제 2 로터는 꼬리 부분의 각각의 공기역학적 표면의 자유 단부에 배열된다.
제 2 로터는 각각의 제 2 축이 항공기의 종방향과 직교하게 배열되어 수직 추력을 제공하는 제 1 위치와, 각각의 제 2 축이 항공기의 종방향과 평행하게 배열되어 항공기의 전진 방향과 평행한 추력을 제공하는 제 2 위치 사이에서 기울어질 수 있다.
결과적으로, 항공기는 다음의 구성을 선택적으로 취할 수 있다:
- 제 2 로터가 제 1 위치에 배열되고 제 1 로터와 협력하여 항공기를 유지하는 데 필요한 수직 추력을 제공하는, 제 1 구성; 및
- 제 2 로터가 제 2 위치에 배열되어 항공기를 전진시키는 데 필요한 수평 추력을 제공하는 반면, 제 1 로터와 하프-윙이 항공기를 유지하는 데 필요한 수직 추력을 제공하는, 제 2 구성.
장거리 임무를 수행하거나 소비를 줄이거나 고성능 비행을 달성할 수 있도록 간단하고 가능한 최소한의 조작으로 재구성할 수 있는 전환식 항공기를 실현할 필요성이 해당 부문에서 느껴진다.
US-A-2016/236775호는 수직 이착륙 항공기를 개시한다. 후자는 에어포일(airfoil)을 갖는 윙(wing)을 갖는 기체, 에어포일 코드 라인(airfoil chord line)을 갖는 에어포일 및 윙 폭(wingspan)을 갖는 윙을 포함한다. 항공기는 에어포일 코드 라인과 전진 추력 로터의 회전 축 사이에 정의된 수평 추력 오프셋 각도를 갖는 적어도 하나의 전진 추력 로터를 더 포함한다. 항공기는 복수의 수직 추력 로터를 더 포함하고, 복수의 수직 추력 로터 각각은 에어포일 코드 라인과 수직 추력 로터의 회전 평면 사이에 정의된 수직 추력 오프셋 각도를 갖는다. 수직 추력 오프셋 각도는 3도에서 10도 사이이다. 전진 추력 로터의 회전 축과 복수의 수직 추력 로터의 회전 평면은 각각 수평 추력 오프셋 각도보다 작은 복수의 상대 추력 각도를 정의한다.
EP-A-3470332호에는 기체와 기체에 장착된 적어도 하나의 윙을 갖춘 멀티로터 항공기(multirotor aircraft)가 개시되어 있으며, 적어도 하나의 윙에는 적어도 하나의 윙의 폭 방향으로 배열된 적어도 4개의 추력 생성 유닛이 제공되고, 적어도 4개의 추력 생성 유닛 각각은 연관된 시라우딩(shrouding)에 수용되는 적어도 하나의 로터 조립체를 포함하고, 연관된 시라우딩은 적어도 하나의 윙에 통합된다. 시라우딩은 공기 입구 영역과 공기 출구 영역에 의해 축방향으로 한정되는 공기 덕트를 형성하고, 공기 입구 영역은 공기 덕트의 원주 방향에서 적어도 2개의 서로 다른 공기역학적 프로파일을 나타낸다.
EP-A-3667875호에는 변환기가 개시되어 있고, 변환기를 포함하는 회로 디바이스가 개시되어 있다. 컨버터는 제 1 단과 제 2 단을 포함하는 인덕터, 및 인덕터에 연결된 스위칭 회로를 포함한다. 상기 스위칭 회로(switching circuit)는 상기 제 1 단과 상기 컨버터에 연결된 배터리 사이의 연결을 제어하는 제 1 스위치, 상기 제 2 단과 배터리로부터 인덕터를 통하여 생성되는 전류 출력단 사이의 연결을 제어하는 제 2 스위치, 상기 제 2 단과 상기 배터리에서 생성된 전압을 출력하는 전압 출력단 사이의 연결을 제어하는 제 3 스위치, 및 상기 제 2 단과 상기 배터리를 충전하도록 전압을 수용하도록 구성된 전압 입력단 사이의 연결을 제어하는 제 4 스위치를 포함한다.
EP-A-3656669호는 기체와 적어도 8개의 추력 생성 유닛을 갖춘 수직 이착륙 멀티로터 항공기를 개시하고 있으며, 적어도 8개의 추력 생성 유닛 중 각각은 관련된 미리 결정된 추력 방향으로 추력을 생성하기 위해 제공되며, 적어도 8개의 추력 생성 유닛 중 적어도 4개의 추력 생성 유닛은 제 1 추력 생성 유닛 서브-어셈블리(first thrust producing units sub-assembly)를 형성하고, 적어도 8개의 추력 생성 유닛 중 적어도 4개의 다른 추력 생성 유닛은 제 2 추력 생성 유닛 서브-어셈블리를 형성하고, 제 1 추력 생성 유닛 서브-어셈블리는 제 2 추력 생성 유닛 서브-어셈블리와 독립적으로 작동 가능하다.
US-A-2009/166477호는 윙 뒤틀림 비행 제어(wing wrap flight control)가 있거나 없는 접을 수 있는 중첩 윙 구조를 개시한다. US-A-2009/166477은 비행 중에 윙 확장을 유지하기 위한 수단, 접을 수 있는 윙을 중첩하기 위한 윙 구성 방법, 및 접을 수 있는 윙의 제어 표면을 통합하여 추가로 개시한다.
EP-A-798207호에는 항공기를 위한 여러 가지 혁신적인 시스템이 개시되어 있으며, 이를 통합한 항공기가 개시되어 있다. 특징은 윙에 위치한 프로펠러를 회전시키기 위한 벨트 구동 시스템을 갖춘 내부 장착 엔진, 스키 폰툰(ski pontoon)과 휠 하위 구성요소(wheel subcomponent)를 통합한 복합 랜딩 기어; 복수의 가능한 랜딩 기어 및/또는 프로펠러 구성을 제공하는 랜딩 기어 및/또는 프로펠러용 피봇식 장착 전기자(pivotal mounting armature); 및 비행 중에 항공기의 윙 폭을 거의 두 배로 늘릴 수 있는 확장 가능한 윙 패널(wing panel)을 특징으로 하는 복합 윙 구조를 포함한다. 이러한 특징을 통합한 항공기는 기존의 다중 엔진 항공기에 비해 몇 가지 안전 이점을 누릴 수 있으며 비행 중에 눈, 단단한 표면(활주로) 및 물에 착륙할 수 있도록 개조가 가능하다.
WO-A-2018/209911호는 접이식 고정 윙을 갖고 트윈 덕트 팬 동력 시스템(twin-ducted fan power system)을 기반으로 하는 수직 이착륙 무인 항공기를 개시한다. 무인 항공기는 수직 이착륙을 위한 양력과 수평 비행을 위한 추진력을 제공하기 위해 동체의 꼬리 부분에 횡 및 꼬리 추진 배열로 배열된 트윈 덕트 팬 동력 시스템을 사용한다. 덕트 출구에 특정 각도로 배열된 제어 서보 평면(control servo plane)을 통해, 벡터화된 추력이 제공되어 빠른 자세 변경이 가능하다. 윙은 접이식 윙 구조를 채용하여, 항공기가 수직으로 이륙/저속 비행할 때 윙을 접어 측풍에 대한 정면 노출을 줄이고, 항공기가 수평으로 비행할 때 윙이 더 큰 양력을 얻기 위해 확장된다. 특정 덕트 기류 영역 내에 윙을 배열하여 덕트와 싱글 윙(single wing)을 최적으로 결합함으로써 윙 뒷부분에 코안다 효과(Coanda effect)를 발생시켜 성능을 향상시켰다. 항공기는 수직 이착륙, 고속 순항 등 다양한 모드로 비행 작동이 가능하다. VTOL 항공기는 호버링/저속 비행 시 우수한 공기역학적 효율을 가지며, 이착륙/호버링 시 난류에 강하고, 저전력 소비, 저소음, 높은 안전성과 신뢰성을 구현한다.
본 발명의 목적은 간단하고 경제적인 방법으로 위에 명시된 요구 중 적어도 하나를 만족시킬 수 있는 일련의 전환식 항공기를 실현하는 것이다.
본 발명에 따르면, 이러한 목적은 청구항 1에 청구된 바와 같은 일련의 전환식 항공기에 의해 달성된다.
본 발명은 또한 청구항 14에 청구된 전환식 항공기를 구성하기 위한 방법에 관한 것이다.
본 발명의 더 나은 이해를 위해, 순전히 예로서 그리고 첨부된 도면의 도움으로 7개의 바람직한 비제한적 실시예가 아래에 설명된다:
- 도 1은 제 1 구성으로 배열된 본 발명의 지시에 따라 실현된 일련의 전환식 항공기의 제 1 실시예의 사시도이고;
- 도 2는 제 2 구성으로 배열된 도 1의 항공기의 사시도이고;
- 도 3은 제 2 구성으로 배열된 도 1 및 도 2의 항공기의 정면도이고;
- 도 4는 제 2 구성으로 배열된 도 1 내지 도 3의 항공기의 측면도이고;
- 도 5는 도 1 내지 도 4의 항공기에 대한 제 1 세부 사항을 보여주고;
- 도 6a 내지 도 6h는 도 1 내지 도 5의 항공기의 각각의 제어 동작을 도시하고;
- 도 7a 내지 도 7f는 도 1 내지 도 5의 항공기의 각각의 비상 동작을 보여주고;
- 도 8은 도 1 내지 도 5의 항공기의 다양한 아키텍처에 공통적인 코어를 도시하고;
- 도 9는 도 1 내지 도 8의 항공기의 제 1 아키텍처(architecture)를 사시도로 도시하고;
- 도 10은, 명확성을 위해 일부가 제거된, 도 9의 항공기 제 1 아키텍처의 일부 구성 요소를 사시도로 보여주고;
- 도 11은 도 9와 도 10의 제 1 아키텍처에서 구현된 추진 시스템을 개략적으로 보여주고;
- 도 12는 도 1 내지 도 8의 항공기의 제 2 아키텍처를 사시도로 도시하고;
- 도 13은 도 1 내지 도 8의 항공기의 제 3 아키텍처를 사시도로 도시하고;
- 도 14는, 명확성을 위해 일부가 제거된, 도 9의 항공기의 제 2 및 제 3 아키텍처의 일부 구성 요소를 사시도로 보여주고;
- 도 15는 도 13 및 도 14의 제 2 및 제 3 아키텍처로 구현된 추진 시스템을 개략적으로 도시하고;
- 도 16은 도 1 내지 도 8의 항공기의 제 4 아키텍처의 일부 세부사항을 사시도로 도시하고;
- 도 17은 도 16의 제 4 아키텍처를 제 1 시야각에 따라 부분적으로 확대된 배척으로 사시도를 도시하고;
- 도 18은 도 16 및 도 17의 제 4 아키텍처의 제 2 시야각을 갖는 사시도를 도시하고;
- 도 19는 도 16 내지 도 18의 제 4 아키텍처를 사시도로 도시하고;
- 도 20은 제 1 구성으로 배열된 본 발명의 지시에 따라 실현된 일련의 전환식 항공기의 제 2 실시예의 사시도이고;
- 도 21은 제 2 구성으로 배열된 도 20의 항공기의 사시도이다.
도 1 내지 도 19를 참조하면, 1은 호버링이 가능한 항공기를 나타낸다.
더 자세하게, 항공기(1)는 다음 사이에서 선택적으로 전환 가능하다:
- 호버링 동작을 수행하거나 주로 수직 궤적을 따라 전진하는, 제 1 구성(도 1); 및
- 전진 비행 상태에 있으며 주로 수평 궤적을 따라 진행하는, 제 2 구성(도 2).
이하의 본 개시에서 "상부(upper)", "하부(lower)", "전방(at the front)", "후방(at the back)" 등과 같은 표현은 도 1 내지 도 2에 도시된 전환식 비행기(1)의 전진 비행 조건 또는 "호버링"을 지칭하는 데 사용된다는 점을 명시해야 한다.
항공기(1)에 통합되고 다음과 같이 형성된 항공기(1) 자체의 무게 중심(O)에서 시작되는 삼중 축을 식별하는 것이 가능하다:
- 동일한 항공기(1)의 종축(Y);
- 축(Y)에 직교하는 축(X); 및
- 축(X, Y)에 직교하는 축(Z).
공지된 방식으로, Y, X, Z 축을 중심으로 한 항공기(1)의 회전은 다음 동작과 연관된다:
- 롤링(roll), 즉, Y 축을 중심으로 한 회전(도 6b 및 도 6f);
- 피칭(pitch), 즉, X 축을 중심으로 한 회전(도 6c 및 도 6g);
- 요잉(yaw), 즉, Z 축을 중심으로 한 회전(도 6d 및 도 6h).
항공기(1)는 본질적으로 다음을 포함한다:
- 축(Y)을 따라 연장하고 항공기(1)의 기수(nose; 4)와 꼬리(5)를 정의하는 기체(2);
- 기체(2)의 각각의 서로 반대측 측벽(62)으로부터 축(Y)을 가로질러 캔틸레버식으로(cantilevered) 연장하는 한 쌍의 하프-윙(3); 및
- 기체(2)의 꼬리(5)로부터 기체(2)를 가로질러 캔틸레버식으로 돌출하는 꼬리 부분(6).
일반적인 전진 비행 작동 조건을 참조하여, 항공기(1)는 꼬리(5)에서 기수(4)를 향하는 방향으로 진행한다.
하프-윙(3)은 제 2 구성으로 배열된 항공기(1)를 유지하도록 구성된 제 1 양력 값을 항공기(1)에 제공하도록 의도된다.
하프-윙(3)은 기체(2) 반대편에 각각의 자유 단부(15)를 포함한다.
하프-윙(3)은 기체(2) 위로 연장한다.
도시된 경우, 하프-윙(3)은 다음을 포함한다:
- 기체(2)의 각각의 측벽(62)으로부터 캔틸레버식으로 돌출하고, 기체(2)로부터 각각의 자유 단부(15)를 향해 진행하여 서로로부터 분기되는 각각의 루트 부분(root portion; 11); 및
- 기체(2)의 위쪽에 배열되고 각각의 단부(15)를 정의하고 서로 실질적으로 평행한 각각의 단부 부분(12).
꼬리 부분(6)은 바람직하게는 T자형이고, 차례로 다음을 포함한다:
- 제 2 구성으로 배열된 항공기(1)에 측면 안정성을 제공하도록 의도된 핀(7); 및
- 각각의 자유 단부(16)를 포함하고 핀(7)의 서로 반대측 각각으로부터 캔틸레버식으로 돌출하고 제 2 구성으로 배열된 항공기(1) 자체에 대해 원하는 정도의 종방향 안정성을 보장하기 위해 제 2 양력(lift)/하향력(downforce) 값을 생성하도록 구성된, 공기역학적 표면(8)의 컵.
바람직하게는, 항공기(1)는 기체(2)의 기수(4)의 각각의 서로 반대 측면으로부터 캔틸레버식으로 돌출하고 제 2 구성으로 배열된 항공기(1) 자체에 대해 원하는 정도의 종방향 안정성을 보장하기 위해 제 3 양력/하향력 값을 생성하도록 구성된 한 쌍의 카나드형 공기역학적 표면(9)을 더 포함한다.
공기역학적 표면(9)은 차례로 다음을 포함한다:
- 기체(2)의 각각의 측벽(62)으로부터 캔틸레버식으로 돌출하고 이에 연결되는 각각의 루트 부분(17); 및
- 기체(2)에 대해 대응하는 루트 부분(17)의 반대측에 배열된 각각의 단부 부분(18).
특히, 루트 부분(17)과 단부 부분(18)은 서로 동일 평면상에 있다.
도시된 경우, 하프-윙(3)의 윙 폭(L1)은 공기역학적 표면(8)의 윙 폭(L2)보다 길다.
공기역학적 표면(9)의 윙 폭(L2)은 공기역학적 표면(8)의 윙 폭(L3)보다 크다.
도 3에 도시된 경우, 공기역학적 표면(8)의 윙 폭은 공기역학적 표면(9)의 윙 폭의 40~50% 범위이다.
공기역학적 표면(9)의 윙 폭은 하프-윙(3)의 윙 폭의 70~90% 범위이다.
본 설명에서, "윙 폭(wingspan)"이라는 용어는 각각의 하프-윙(3)의 반대쪽 자유 단부(17, 18)와 공기역학적 표면(8, 9) 사이의 거리를 의미한다.
공기역학적 표면(9)은 하프-윙(3)보다 아래쪽에 배열된다. 하프-윙(3)은 공기역학적 표면(8)보다 아래쪽에 배열된다.
도시된 경우에, 공기역학적 표면(8)은 제 2 양력 값을 조정하고 항공기(1)의 제어에 기여하도록 이동 가능하게 연결된 각각의 부속물(14)을 포함한다.
항공기(1)는 또한 다음을 포함한다:
- 기체(2)에 대해 각각의 고정 축(B, C)을 중심으로 회전 가능한 한 쌍의 로터(20a, 20b);
- 기체(2)에 대해 각각의 고정 축(D, E)을 중심으로 회전 가능한 한 쌍의 로터(21a, 21b); 및
- 각각의 축(F, G)을 중심으로 회전 가능하고 항공기(1)가 제 1 구성에 있을 때 취해지는 제 1 위치와 항공기(1)가 제 2 구성에 있을 때 취해지는 제 2 위치 사이에서 축(H)에 대해 기울일 수 있는 한 쌍의 로터(22a, 22b).
도시된 경우에, 로터(22a, 22b)의 축(F, G)은 축(Z)에 대해 기수(4) 또는 꼬리(5)를 향해 대략 15도만큼 축(H)에 대해 기울어질 수 있다.
항공기(1)는 승무원, 자동조종장치 또는 원격 제어 시스템에 의해 제공되는 복수의 제어 신호를 입력에서 수신하고 로터(20a, 20b; 21a, 21b; 22a, 22b)에 명령을 내리는 복수의 명령을 출력으로 제공하도록 프로그래밍된 제어 유닛(control unit; 71)(도 11 및 도 15)을 더 포함하고, 상대 추력(T1, T2; T3, T4; T5, T6)의 원하는 값을 제공하도록 한다(도 6a 내지 도 6h).
보다 상세하게, 제어 유닛(71)은 로터(20a, 20b; 21a, 21b; 22a, 22b;)에 명령을 내리도록 프로그램되어 있어 각각의 독립적인 추력(T1, T2; T3, T4; T5, T6)을 생성한다.
보다 구체적으로, 제어 유닛(71)은 로터(20a, 20b; 21a, 21b)에 명령을 내리도록 프로그램되어 있어 항공기(1)가 제 1 구성에 있을 때 또는 항공기(1)가 제 2 구성에 있을 때 축(Z)에 평행한 결과를 갖는 각각의 추력(T1, T2(T3, T4))을 생성한다.
제어 유닛(71)은 로터(20a, 20b; 21a, 21b)에 명령을 내리도록 프로그램되어 있어 미리 결정된 작동 조건하에서 그리고 항공기(1)가 제 1 구성에 있을 때 각각의 0의 추력(T1, T2; T3, T4)을 생성한다.
축(B, C; D, E 및 F, G)은 축(Y)에 대칭으로 배열된다.
도시된 경우, 축(B, C, D 및 E)은 서로 평행하고 축(Z)과 평행하다.
축(B, D, F; C, E, G)은 항공기(1)가 제 1 구성으로 배열될 때 축(Y)에 서로 평행하게 정렬된다.
축(H)은 축(X)와 평행하다.
축(F, G)는 로터(22a, 22b)가 제 1 위치에 배열될 때 축(Z)에 평행하게 배열된다.
축(F, G)는 축(B, C, D, E)에 직각으로 배열되고 로터(22a, 22b)가 제 2 위치에 배열될 때, 축(Y)에 평행하다.
추력(T1, T2; T3, T4)은 각각의 축(B, C; D, E)에 평행한 주요 구성 요소를 갖고 항공기(1)가 제 1 구성으로 배열될 때 또는 항공기(1)가 제 2 구성으로 배열될 때 축(Z)에 평행하다.
추력(T5, T6)은 항공기(1)가 제 1 구성으로 배열될 때 축(B, C; D, E) 및 축(Z)에 평행한 주요 구성 요소를 갖고 항공기(1)가 제 2 구성으로 배열될 때 축(Y)에 평행한 주요 구성요소를 갖는다.
일 실시예에서, 로터(20a, 20b; 21a, 21b; 22a, 22b)는 고정 피치를 갖는다.
바람직하게는, 로터(20a, 20b; 21a, 21b; 22a, 22c)는 각각의 전기 모터에 의해 구동된다.
항공기(1)는 또한 다음을 포함한다:
- 각각의 공기역학적 표면(9)에 대해 고정된 방식으로 각각의 로터(20a, 20b)를 지지하기 위한 한 쌍의 지지부(30a, 30b);
- 기체(2)에 대해 고정된 방식으로 각각의 로터(21a, 21b)를 지지하기 위한 한 쌍의 지지부(31a, 31b); 및
- 축(H)에 대해 기울어지는 방식으로 각각의 로터(22a, 22b)를 각각의 하프-윙(3)에 지지하기 위한 한 쌍의 지지부(32a, 32b).
바람직하게는, 지지부(32a, 32b)는 동일한 하프-윙(3)의 연장 방향을 기준으로 각각의 하프-윙(3)의 단부(15)로부터 이격되어 있다.
보다 정확하게는, 지지부(32a, 32b)는 각각의 하프-윙(3)의 각각의 루트 부분(11)에 의해 지지된다.
지지부(30a, 30b)는 동일한 공기역학적 표면(9)의 연장 방향을 기준으로 각각의 공기역학적 표면(9)의 자유 단부로부터 이격되어 있다.
특히, 지지부(30a, 30b)는 각각의 공기역학적 표면(9)으로부터 코(4) 전방으로 캔틸레버식으로 아래로 돌출하는 각각의 로드로서 형상화된다.
도시된 경우에, 지지부(30a, 30b)는 대응하는 공기역학적 표면(9)의 각각의 루트 부분(17)에 고정된다.
축(B, C)는 기부(4) 앞쪽에 배열된다.
지지부(31a, 31b)는 기체(2)의 각각의 측벽(62)으로부터 측면으로 핀(7), 후방으로 각각의 하프-윙(3) 및 전방으로 각각의 공기역학적 표면(8)으로 돌출하는 캔틸레버형 로드로서 형상화된다.
로터(21a, 21b)는 핀(7)의 측면으로, 각각의 공기역학적 표면(8)의 아래쪽으로, 그리고 각각의 하프-윙(3)의 후방으로 배열된다.
축(D, E)은 각각의 공기역학적 표면(8)의 전방에 배열된다.
지지부(32a, 32b)는 다음을 포함한다:
- 각각의 하프-윙(3)로부터 고정 방식으로 전방으로 캔틸레버식으로 돌출하는 각각의 로드(33a, 33b); 및
- 축(H)에 평행한 대응 로드(33a, 33b)를 중심으로 회전 가능하고 각각의 축(F, G)을 중심으로 각각의 로터(22a, 22b)를 지지하는 각각의 핀(34a, 34b).
핀(34a, 34b)은 Y축을 따라 각각의 하프-윙(3)과 기수(4) 사이에 개재된다.
로터(22a, 22b)는 항공기(1)가 제 1 구성으로 배열될 때 또는 항공기(1)가 제 2 구성으로 배열될 때 축(Y)을 따라 각각의 하프-윙(3)과 기수(4) 사이에 개재된다.
로터(22a, 22b)는 항공기(1)가 제 1 구성으로 배열될 때 각각의 하프-윙(3)보다 위쪽에 배열되고, 항공기(1)가 제 2 구성으로 배열될 때 각각의 하프-윙(3)보다 앞쪽에 배열된다.
핀(7)은 기체(2)의 꼬리(5)의 상부 및 하부 측면 모두로부터 연장한다.
항공기(1)는 또한 다음을 포함한다(도 3 및 도 4):
- 각각의 공기역학적 표면(9)에 의해 운반되는 한 쌍의 제 1 캐리지(carriage; 45); 및
- 공기역학적 표면(9) 반대 위치에서 핀(7)에 의해 운반되는 캐리지(46).
바람직하게는, 기체(2)는 격실(60) 및 격실(60)에 접근하기 위한 복수의 개구(61)를 형성한다.
격실(60)은 항공기(1)의 사용 방법에 따라 승무원이나 승객, 계측기나 화물을 수용할 수 있다.
개구(61)는 기체(3)의 측벽(62)에 위치된다.
또한, 개구(61)는 하프-윙(3)과 공기역학적 표면(9) 사이의 축(Y)을 따라 경계가 정해지는 구역(63)에 배열된다.
제 1 구성에서 지상에 배열될 때, 항공기(1)는 개구(61)에 접근하기 위한 통로(64)를 정의한다. 통로(64)는 하프-윙(3)과 공기역학적 표면(9) 사이의 축(Y)를 따라 경계가 정해지고 제 2 위치에 배열된 로터(22a, 22b)의 지지부(32a, 32b)와 지면 사이의 축(B, C)에 평행하다(도 5).
로터(20a, 20b)가 관련 공기역학적 표면(9)의 앞쪽에 배열되고 로터(22a, 22b)가 관련 하프-윙(3a, 3b)의 위쪽에 배열된다는 사실 덕분에, 통로(64)는 승객의 승선/하선 및/또는 수하물의 선적/하역 중에 확실하고 용이하게 접근할 수 있다.
도 6a 내지 도 6d 및 제 1 구성을 참조하면, 항공기(1)는 다음과 같이 제어된다.
정상 상태 조건하에서, 추력(T1, T2, T3, T4, T5, T6)은 항공기(1)가 어느 정도의 중복성을 유지하도록 허용한다(도 6a).
롤링 동작(도 6b)을 수행하기 위해, 제어 유닛(71)은 추력(T1, T3, T5)이 추력(T2, T4, T6)보다 높도록(낮도록) 로터(20a, 20b, 21a, 21b, 22a, 22b)에 명령을 내리도록 프로그램된다.
예를 들어, 로터(20a, 20b, 21a, 21b, 22a, 22b)는 제어 유닛(71)으로부터 추력(T1, T3, T5)을 증가(감소)시키고, 추력(T2, T4, T6)을 감소(증가)시키도록 명령을 수신한다.
이는 토크를 생성하고 이에 따라 축(Y)을 중심으로 항공기가 회전하는 일치 기호의 세 가지 차등 추력(T1-T2, T3-T4 및 T5-T6)을 생성한다.
피칭 동작(pitch manoeuvre)(도 6c)을 수행하기 위해, 제어 유닛(71)은 추력(T1, T2)이 서로 동일하고 서로 동일한 추력(T3, T4)보다 더 높도록(더 낮도록) 로터(20a, 20b, 21a, 21b, 22a, 22b)에 명령을 내리도록 프로그램된다.
예를 들어, 로터(20a, 20b, 21a, 21b)에는 추력(T1, T2)을 증가(감소)시키고, 추력(T3, T4)을 감소(증가)시키도록 명령을 수신한다.
이는, 토크를 생성하고 이에 따라 축(X)을 중심으로 항공기가 회전하는, 일치 기호의 두 가지 차동 추력(T1-T3 및 T2-T4)을 생성한다.
요잉 동작(도 6d)을 수행하기 위해, 제어 유닛(71)은 로터(22a)의 축(F)을 기수(4)(의 반대쪽)를 향하여 그리고 로터(22b)의 축(G)을 꼬리(5)(의 반대쪽)를 향하여 배향시키도록 프로그램된다.
이는, 토크를 생성하고 이에 따라 축(Z)을 중심으로 항공기가 회전하는, 축(Y)에 평행하고 서로 불일치하는 추력(T5, T6)의 두 개의 구성 요소를 생성한다.
도 6e 내지 도 6h 및 제 2 구성을 참조하면, 항공기(1)는 다음과 같이 제어된다.
정상 상태 조건(도 6e)하에서, 제어 유닛(71)은 각각의 추력(T1, T2)이 항공기(1)의 정확한 트리밍(trimming), 즉, 항공기(1)의 필요한 속도와 중량 조건에 따라, 전체 양력/하강력 값의 정확한 조정을 보장하도록, 반면에 로터(T5, T6)를 비활성화하여 추력(T3, T4)이 O이 되도록, 로터(20a, 20b)에 명령을 내리도록 프로그래밍된다.
롤링 동작(도 6f)을 수행하기 위해, 제어 유닛(71)은 추력(T1)이 추력(T2)보다 높도록(낮도록) 로터(20a, 20b)에 명령을 내리도록 프로그램된다.
예를 들어, 로터(20a, 20b)에는 추력(T1)을 증가(감소)시키고, 추력(T2)을 감소(증가)시키도록 명령이 수신된다.
이는 토크를 생성하고 결과적으로 축(Y)을 중심으로 항공기가 회전하는 차동 추력(T1-T2)을 생성한다.
피칭 동작(도 6g)을 수행하기 위해, 제어 유닛(71)은 추력(T1, T2)을 서로 동일하게 증가(감소)시키고 추력(T5, T6)을 서로 동일하게 조정하도록 로터(20a, 20b, 22a, 22b)에 명령을 내리도록 프로그램된다.
이로 인해 토크가 발생하고 이에 따라 축(X)을 중심으로 항공기가 회전하게 된다.
요잉 동작(도 6h)을 수행하기 위해, 제어 유닛(71)은 추력(T1)이 추력(T6)보다 크도록(낮도록) 로터(22a, 22b)에 명령을 내린다.
예를 들어, 로터(22a, 22b)는 추력(T5)이 추력(T6)보다 크게(낮게) 되도록 제어 유닛(71)에 의해 제어된다.
이로 인해 토크가 발생하고 결과적으로 축(Z)을 중심으로 항공기가 회전하게 된다.
더욱이, 로터(22a, 22b)의 축(F, G)이 점차적으로 축(Y)와의 평행 상태에 접근하고 항공기(1)의 속도가 증가함에 따라, 제어 유닛(71)은 로터(20a, 20b; 21a, 21b)의 추력(T1, T2; T3, T4)을 감소시키도록 프로그래밍되어 있다.
본 발명에 따른 일련의 전환식 항공기는 모듈 형태를 갖고 각각이 서로 다른 복수의 아키텍처를 취하도록 작동 요구에 따라 재구성되도록 적용된 복수의 항공기(1)를 포함한다.
더 자세하게, 항공기(1)는 다음을 취할 수 있다:
- 도시 이동 및 승객 운송 응용 분야에 바람직하게 사용되는 제 1 아키텍처(도 9 내지 도 11);
- 유틸리티 카테고리 항공기(utility category aircraft)로 사용되는 제 2 아키텍처(도 12, 도 14 및 도 15);
- VIP 승객을 수송하는 데 사용되는 제 3 아키텍처(도 13, 도 14 및 도 15); 또는
- 원격 조종 항공기로 사용되는 제 4 아키텍처(도 16 내지 도 19).
더 자세히 말하면, 이러한 일련의 전환식 항공기는 모든 항공기(1)에 공통되는 코어(100)(도 8)로 구성된다.
유리하게는, 이러한 일련의 전환식 항공기는 복수의 모듈(110; 120, 130; 및 140)을 포함하고, 복수의 모듈은 각각 제 1, 제 2, 제 3 및 제 4 항공기 아키텍처(1)를 달성하기 위해 코어(100)와 인터페이스 가능하고; 코어(100)는 각각 하프-윙(3) 및 공기역학적 표면(9)의 루트 부분(11, 17)을 포함하고; 각각의 모듈(110, 120, 130, 140)은 다음을 더 포함한다(도 9, 도 12, 도 13 및 도 19):
- 대응하는 하프-윙(3)에 대한 각각의 단부 부분(12); 및
- 대응하는 공기역학적 표면(9)에 대한 각각의 단부 부분(18).
이러한 방식으로, 하프-윙(3)과 공기역학적 표면(9)은 제 1, 제 2, 제 3 및 제 4 아키텍처의 특징인 비행 영역 선도(flight envelope)에 따라 최적화된다.
코어(100)는 다음을 더 포함한다:
- 기체(2), 꼬리 부분(6) 및 핀(7)(도 8), 로터(20a, 20b; 21a, 21b; 22a, 22b); 및
- 서로 독립적으로 로터(20a, 20b, 21a, 21b, 22a, 22b)에 명령을 내리는 전전기 추진 시스템(all-electric propulsion system; 70)(도 9 및 10).
시스템(70)은 보다 상세하게는 다음을 포함한다(도 11):
- 입력부에서 항공기(1)의 제어 신호를 수신하도록 구성된 제어 유닛(71); 및
- 제어 유닛(71)에 의해 명령을 받고 각각의 로터(20a, 20b, 21a, 21b, 22a, 22b)에 명령을 적용하여 각각의 추력(T1, T2, T3, T4, T5, T6)을 생성하도록 구성된 복수의 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b).
시스템(70)은 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)에 전력을 공급하는 복수의 전기 배터리(81)를 더 포함한다.
도 9를 참조하면, 모듈(110)은 항공기(1)에 제 1 아키텍처를 제공한다.
모듈(110)은 승객 및 관련 수하물을 위한 구획을 형성하는 격실(60)을 정의한다. 격실(60)은 승객 승선/하선 및 수하물 적재/하역 작업을 위해 공중(air; 64)을 통해 접근 가능하다.
도 11 및 도 13을 참조하면, 모듈(120, 130)은 각각 항공기(1)에 제 2 및 제 3 아키텍처를 제공한다.
특히, 모듈(110)과 유사하게, 모듈(120, 130)은 승객 및 관련 수하물을 위한 격실(60)을 정의한다. 격실(60)은 통로(64)를 통해 접근 가능하다.
모듈(120, 130)은 시스템(70)의 구성요소를 포함하는 하이브리드 추진 시스템(hybrid propulsion system; 75)(도 14 및 15)을 포함한다.
모듈(120, 130)의 시스템(75)은 특히 다음을 포함한다:
- 시스템(70);
- 제 1 섹션(first section; 76); 및
- 제 2 섹션(77).
섹션(76)은 차례로 다음을 포함한다:
- 열 기관(80), 예를 들어 디젤 엔진; 및
- 열 기관(80)에 의해 구동되고 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)와 선택적으로 연결 가능한 복수의 발전기(81).
섹션(77)은 차례로 다음을 포함한다:
- 열 기관(90); 및
- 열 기관(90)에 의해 구동되고 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)와 선택적으로 연결 가능한 복수의 발전기(91).
특히, 열 기관(90)은 열 기관(80)보다 더 큰 최대 출력을 갖는다.
유사하게, 발전기(91)는 발전기(82)보다 더 큰 최대 전력을 갖는다.
바람직하게는, 항공기(1)가 짧은 시간 동안 제 1 구성에 있고 로터(20a, 20b, 21a, 21b, 22a, 22b)가 짧은 시간 동안 큰 전력을 생성해야 하는 경우, 제어 유닛(71)은 발전기(91) 또는 배터리(81)를 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)에 전기적으로 연결되도록 프로그래밍된다.
항공기(1)가 긴 시간 동안 제 1 구성에 있고 로터(20a, 20b, 21a, 21b, 22a, 22b)가 상기 긴 시간 동안 많은 전력을 생성해야 하는 경우, 제어 유닛(71)는 각각의 열 기관(80, 90)에 의해 전력이 공급되는 두 개의 발전기(82, 91)를 대응하는 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)에 전기적으로 연결하도록 프로그래밍된다.
항공기(1)가 제 2 구성에 있을 때, 제어 유닛(71)은 열 기관(80)을 연결하도록 프로그래밍된다.
열 기관(80)은 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)에 전력을 공급하고 바람직하게는 발전기(82)를 통해 배터리(81)를 재충전하는 발전기(82)를 구동한다.
비상 상황 및 이에 따른 열 기관(80, 90)의 고장하에서, 제어 유닛(71)은 전기 배터리(81)를 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)에 전기적으로 연결하도록 프로그래밍된다.
도 16 내지 도 19를 참조하면, 모듈(140)은 항공기(1)에 제 4 아키텍처를 제공한다.
더 자세하게, 모듈(140)은 모듈(130)과 유사하게, 열 기관(80, 90) 및 발전기(91, 82)를 포함한다.
모듈(140)의 시스템(75)은 모듈(120, 130)의 시스템과 완전히 동일하다.
모듈(140)은 또한 격실(60) 안으로 접힐 수 있는 슬라이딩 램프(sliding ramp)가 장착된 화물 하우징 격실(60)을 정의한다.
대안적으로, 격실(60)에는 다음이 수용된다(도 17 및 도 18):
- 대형 페이로드(large sized payload)용으로 전체 격실(60)을 차지하는 하위 모듈(sub-module; 141); 또는
- 각각 격실(60) 부피의 절반을 차지하고 각각의 컴팩트한 크기의 페이로드, 예를 들어 항공기(1)가 제 1 구성일 때 로터(20a, 20b, 21a, 21b, 22a, 22b)에 전력을 공급하는 추가 전기 배터리(85)를 정의하는 한 쌍의 서브-모듈(142); 또는
- 서브-모듈(142), 및 서브-모듈(142)과 유사하지만 기체(2)의 몸통(belly; 10)에 배열된 전기 배터리(81, 85)를 충전하기 위한 소켓(144)이 제공되는 서브-모듈(143).
다음에서는 도 6a를 참조하여, 본 발명에 따른 일련의 항공기(1)의 작동이 설명된다.
항공기(1)는, 로터(22a, 22b)가 상대 추력(T5, T6)이 축(Z)에 평행하게 지향하는 제 1 위치에 배열된, 제 1 구성으로 배치되어 착륙 및 이륙한다(도 6a).
항공기(1)는 로터(22a, 22b)가 제 2 위치에 배열된 제 2 구성으로 전진하고, 여기서 각각의 추력(T5, T6)은 축(Y)에 평행하게 배열된다.
제 1 구성에서, 항공기(1)를 유지하는 데 필요한 양력은 로터(20a, 20b; 21a, 21b 및 22a, 22b)에 의해 전달된다.
롤링 동작(도 6b)을 수행하기 위해 제어 유닛(71)는 추력(T1, T3, T5)이 추력(T2, T4, T6)보다 높도록(낮도록) 로터(20a, 20b, 21a, 21b, 22a, 22b)에 명령을 내리도록 프로그램된다.
이는, 토크를 생성하고 이에 따라 축(Y)을 중심으로 항공기가 회전하는, 일치 기호의 세 가지 차등 추력(T1-T2, T3-T4 및 T5-T6)을 생성한다.
피칭 동작(도 6c)을 수행하기 위해, 제어 유닛(71)은 추력(T1, T2)이 서로 동일하고 서로 동일한 추력(T3, T4)보다 더 높도록(낮도록) 로터(20a, 20b, 21a, 21b, 22a, 22b)에 명령을 내리도록 프로그램된다.
이는, 토크를 생성하고 이에 따라 축(X)을 중심으로 항공기가 회전하는, 일치하는 기호의 두 가지 차동 추력(T1-T3 및 T2-T4)을 생성한다.
요잉 동작(도 6d)을 수행하기 위해, 제어 유닛(71)은 축(F)이 기수(4)와 로터(22b)를 향해(반대측) 배향되어 축(G)이 꼬리(5)(의 반대쪽)를 향하여 배향되도록 로터(22a)에 명령을 내리도록 프로그램된다.
이는, 토크를 생성하고 이에 따라 축(Z)을 중심으로 항공기가 회전하는, 축(Y)에 평행하고 서로 불일치하는 추력(T5, T6)의 두 가지 구성 요소를 생성한다.
항공기의 제 1 구성에서 제 2 구성으로 전환하는 동안, 로터(22a, 22b)의 축(F, G)이 점차적으로 축(Y)과의 평행 상태에 접근하고 항공기(1)의 속도가 증가함에 따라, 제어 유닛(71)은 로터(20a, 20b; 21a, 21b)의 추력(T1, T2, T3, T4)을 감소시키도록 프로그래밍된다.
도 6e에 도시된 제 2 구성에서, 항공기(1)를 유지하는 데 필요한 양력은 대부분 하프-윙(3)에 의해 제공된다. 로터(20a, 20b; 21a, 21b)는 선택적으로 비활성화될 수 있다.
더 자세하게, 로터(20a, 20b)의 추력(T1, T2)은 항공기(1)의 올바른 트리밍, 즉 항공기(1)의 필요한 속도 및 중량 조건에 기초한 전체 양력/하강력 값의 조정을 보장하는 반면, 로터(21a, 21b)는 비활성화되어 추력(T3, T4)이 0이 된다.
롤링 동작(도 6f)을 수행하기 위해, 로터(20a, 20b)는 제어 유닛(71)에 의해 제어되어 추력(T1)이 추력(T2)보다 높도록(낮도록) 한다.
이는 차동 추력(T1-T2)을 생성하고, 이로 인해 토크가 발생하고 그에 따라 축(Y)을 중심으로 항공기가 회전하게 된다.
피칭 동작(도 6g)을 수행하기 위해, 로터(20a, 20b, 22a, 22b)는 제어 유닛(71)에 의해 제어되어 추력(T1, T2)을 서로 동일하게 증가(감소)시키고 추력(T5, T6)을 서로 동일하게 조정한다.
이로 인해 토크가 발생하고 이에 따라 축(X)을 중심으로 항공기가 회전하게 된다.
요잉 동작(도 6h)을 수행하기 위해, 로터(22a, 22b)는 제어 유닛(71)에 의해 제어되어 추력(T1)이 추력(T6)보다 더 크도록(낮도록) 한다.
이로 인해 토크가 발생하고 이에 따라 축(Z)을 중심으로 항공기가 회전하게 된다.
항공기(1)가 제 2 구성에 있는 경우, 부속물(14)은 상대 공기역학적 표면(8)에 대해 서로 일치하거나 불일치하는 방식으로 이동될 수 있으며, 이에 따라 항공기(1)의 제어에 기여할 수 있다.
특히, 부속물(14)의 일치하는 움직임은 축(X) 주위에 토크를 발생시키고 제 2 양력 값을 증가시킨다.
반대로, 부속물(14)의 불일치한 움직임으로 인해 항공기(1)의 Y축 주위에 토크가 발생한다.
항공기(1)가 제 2 구성(도 7d)으로 배열된 상태에서, 로터(20a, 20b; 22a, 22b) 중 하나 또는 둘 모두에 고장이 발생한 경우, 제어 유닛(71)은 로터(22a, 22b)를 각각의 제 1 위치에서 회전시키고 선택적으로 여전히 작동 중인 로터(20a, 20b, 21a, 21b)의 추력(T1, T2, T3, T4) 및 로터(22a, 22b)의 추력(T5, T6)을 증가시킨다(도 7a).
마찬가지로, 항공기(1)가 제 2 구성(도 7e)으로 배열된 상태에서, 하나 또는 두 개의 로터(22a, 22b)가 고장난 경우, 제어 유닛(71)은 로터(22a, 22b)를 각각의 제 1 위치에서 회전시키고 로터(20a, 20b, 21a, 21b)의 추력(T1, T2, T3, T4) 및 선택적으로 여전히 작동 중인 로터(22a, 22b)의 추력(T5, T6)을 증가시킨다(도 7b).
이러한 방식으로, 로터(20a, 22a)의 손실된 추력(T1, T5)을 일시적으로 보상한 후, 항공기(1)는 안전하게 착륙할 수 있는 제 1 구성을 취한다.
제 1 구성(도 7c)에서 항공기(1)가 고장난 경우, 제어 유닛(71)은 로터(22a, 22b)를 각각의 제 2 위치(도 7f)에서 회전시킨다. 이러한 방식으로, 항공기(1)는 착륙 지점에 도달하기 위해 효율적으로 활공할 수 있다.
본 발명에 따른 일련의 제 1 아키텍처(도 9 내지 도 11)에서, 항공기(1)는 격실(60) 내에서 도시 이동성 및 승객 운송 응용분야에 사용되고 모듈(110)은 코어(100)와 인터페이싱된다(interfaced).
승객과 수하물(있는 경우)은 항공기(1)가 제 1 구성으로 배열될 때 통로(64)를 통해 격실(60)에 접근한다.
제어 유닛(71)은 항공기(1)의 제어 신호를 입력부에서 수신하고 결과적으로 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)에 명령을 내려 각각의 로터(20a, 20b, 21a, 21b, 22a, 22b)로부터 각각의 원하는 추력 T1, T2, T3, T4, T5, T6을 얻는다.
전기 배터리(81)는 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)에 전력을 공급한다.
본 발명에 따른 일련의 제 2 및 제 3 아키텍처(도 12 내지 도 15)에서, 항공기(1)는 다용도 범주 항공기(utility category aircraft)를 실현하거나 VIP 승객 수송을 위해 배열되고, 각각의 모듈(120, 130)은 코어(100)와 인터페이싱된다.
두 경우 모두, 승객과 수하물은 격실(60) 안에 수용된다.
항공기(1)가 짧은 시간 간격 동안 제 1 구성에 있을 때, 열 기관(90)은 발전기(91)에 기계적 동력을 제공한다.
배터리(81)와 발전기(91)는 각각의 로터(20a, 20b, 21a, 21b, 22a, 22b)를 회전 구동시키는 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)에 전력을 공급한다.
제 1 호버링 비행 구성에 필요한 높은 출력이 오랜 시간 동안 필요한 경우, 두 열 기관(80, 90)은 각각의 발전기(82, 91)에 기계적 동력을 제공한다. 발전기(82, 91)는 차례로, 각각의 로터(20a, 20b, 21a, 21b, 22a, 22b)를 회전 구동하는, 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)에 전기적으로 연결된다.
항공기(1)가 순항 비행에 필요한 동력이 제 1 구성에서 요구되는 것보다 낮은 제 2 구성으로 전환할 때, 열 기관(90)은 비활성화되고 열 기관(80)만이 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)를 구동하고 배터리(81)를 재충전한다.
열 기관(80, 90)이 고장난 경우, 배터리(81)는 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)에만 전력을 공급한다.
본 발명에 따른 일련의 제 4 아키텍처(도 16 내지 도 19)에서, 항공기(1)는 장기간 임무를 수행할 수 있는 원격 조종 항공기로서 배열된다. 작동 필요에 따라, 서브-모듈(141), 서브-모듈(142) 또는 서브-모듈(141)과 서브-모듈(143)이 격실(60) 내부에 수용된다.
도 20 및 도 21을 참조하면, 1'은 본 발명의 추가 실시예에 따른 항공기를 나타낸다.
항공기(1')는 항공기(1)와 유사하고, 항공기(1)와 다른 점에 한해서만 아래에서 설명할 것이고, 윤활 시스템(1, 1')의 동일하거나 동등한 부분은 가능한 경우 동일한 참조 번호로 표시된다.
특히, 항공기(1')는 꼬리 부분(6')이 십자형이고 지지부(31a, 31b)가 핀(7)의 각각의 측벽으로부터 캔틸레버식으로 돌출한다는 점에서 항공기(1)와 다르다.
공기역학적 표면(8')은 각각의 로터(21a, 21b)보다 아래쪽에 배열된다.
공기역학적 표면(8')은 각각의 로터(21a, 21b)를 지지하고 다음 사이에서 이동할 수 있는 각각의 페어링(fairing; 13')을 갖는다:
- 각각의 코드가 항공기(1)가 제 1 구성에 있을 때 취해지는 축(X, Y)에 실질적으로 직교하는 누운 위치를 가져서, 하향되고 로터(21a, 21b)에 의해 생성된 공기의 흐름과의 간섭을 제한하는, 제 1 위치(도 21); 및
- 각각의 코드가 항공기(1)가 제 2 구성(도 19)에 있을 때 취해지는 축(Z, X)에 실질적으로 직교인 누운 위치를 갖고 로터(21a, 21b)가 꺼지거나 비활성화되는, 제 2 위치.
페어링(13')은 각각의 지지부(31a, 31b)를 적어도 부분적으로 수용하고, 상기 지지부(31a, 31b)에 대해 각각의 제 1 위치와 제 2 위치 사이에서 이동 가능하다.
항공기(1')는 또한 부속물(14')이 각각의 공기역학적 표면(8) 대신에 각각의 공기역학적 표면(9)에 배열된다는 점에서 항공기(1)와 상이하다. 항공기(1')의 작동은 항공기(1')가 제 2 구성에서 제 1 구성으로 또는 그 반대로 이동할 때 페어링(13')이 상대 공기역학적 표면(8')에 대해 각각의 제 1 위치에서 각각의 제 2 위치로 또는 그 반대로 이동한다는 점에서 항공기(1)의 작동과 상이하다.
일련의 항공기(1, 1')의 특성과 본 발명에 따른 방법의 조사로부터, 얻을 수 있는 이점이 분명해진다.
특히, 일련의 각각의 항공기(1, 1')는 공통 코어(100) 및 제 1, 제 2, 제 3 또는 제 4 아키텍처와 각각 연관되고 상기 코어(100)와 인터페이스되는 각각의 모듈(110, 120, 130, 140)을 포함한다.
이러한 방식으로, 도시 모드 배치(제 1 아키텍처), 유틸리티 항공기로서의 배치(제 2 아키텍처), 또는 VIP 카테고리 수송 항공기로 배치(제 3 아키텍처)에 필요한 것과 같은 다양한 유형의 유인 작전 임무를 수행할 수 있도록 항공기(1, 1')를 재구성하는 것이 가능하다.
마찬가지로, 항공기(1, 1')는 원격 조종 항공기로 사용되도록 쉽게 재구성될 수 있다(제 4 아키텍처).
각각의 모듈(110, 120, 130, 140)은 특히 대응하는 하프-윙(3)의 각각의 단부 부분(12, 18) 및 공기역학적 표면(9)을 포함한다.
이러한 방식으로, 각각의 모듈(110, 120, 130, 140)은 각각의 작동 임무에 기초하여 항공기(1, 1')의 제 1, 제 2, 제 3 및 제 4 아키텍처의 공기역학적 거동을 최적화한다.
코어(100)는 재충전 가능한 전원(81)과 로터(20a, 20b, 21a, 21b, 22a, 22b)에 작동 가능하게 연결된 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)를 더 포함한다.
이러한 방식으로, 동일한 코어(100)를 사용하여 모듈(110)을 사용하여 전전기 추진 항공기(1, 1')를 만들거나 모듈(120, 130)을 사용하여 하이브리드 추진 항공기를 만드는 것이 가능하다.
명백히, 일련의 항공기(1, 1') 및 본 명세서에 설명되고 도시된 방법에 대한 변경이 이루어질 수 있지만, 청구범위에 의해 정의된 보호 범위를 벗어나지 않는다.
특히, 항공기(1, 1')는 로터(22a, 22b) 대신에 기체(2)에 대해 고정되고 전진 비행 조건에서 축(Y)에 평행한 추력을 생성하도록 구성된 화석 연료로 연료를 공급받는 하나 또는 그 초과의 반응 또는 제트 엔진을 포함할 수 있다.
항공기(1, 1')는 공기역학적 표면(8)을 포함하지 않을 수 있다.
지지부(31a, 31b)는 기체(2)의 각각의 측벽(62) 대신에 각각의 하프-윙(3)으로부터 후방으로 캔틸레버식으로 돌출할 수 있다.
축 (B, C; D, E)은 축(Z)에 평행하지 않을 수 있으며 축(Z)에 대해 -15도에서 +15도 사이의 각도로 기울어질 수 있다. 특히, 축(B, C(D, E))는 기체(2) 위 또는 아래의 축(Z)으로 수렴할 수 있다.
로터(20a, 20b, 21a, 21b, 22a, 22b) 중 적어도 일부 또는 전부는 가변 피치를 가질 수 있다.

Claims (14)

  1. 항공기(1, 1')의 작동 요구에 기초하여 각각의 상호 구별되는 아키텍처(architecture)로 변환 및 구성될 수 있는 일련의 항공기(series of aircraft; 1, 1')로서;
    각각의 상기 일련의 항공기(1, 1')는:
    - 모든 상기 아키텍처에 공통인 코어(core; 100);
    - 상기 항공기(1, 1')의 제 1 종방향 축(Y)을 정의하고, 상기 항공기(1)의 기수(nose; 4) 및 꼬리(tail; 5)를 정의하는, 기체(airframe; 2);
    - 상기 기체(2)에 대해 고정된 제 2 및 제 3 축(B, C)을 중심으로 각각 회전 가능하고 서로 독립적으로 작동 가능하여 서로 독립적인 제 1 및 제 2 추력 값(T1, T2)을 각각 생성하는, 제 1 및 제 2 로터(20a, 20b);
    - 상기 기체(2)에 대해 고정된 제 4 및 제 5 축(D, E)을 중심으로 각각 회전 가능하고 서로 독립적으로 작동 가능하여 서로 독립적인 제 3 및 제 4 추력 값(T3, T4)을 각각 생성하는, 제 3 및 제 4 로터(21a, 21b)를 포함하고,
    상기 제 2, 제 3, 제 4 및 제 5 축(B, C, D, E)은 서로 평행하고;
    상기 제 2 및 제 3 축(B, C)은 상기 기체(2)의 서로 반대편인 제 1 및 제 2 측벽(62)의 측면에 각각 배열되고 상기 제 1 축(Y)에 대해 대칭으로 배열되고;
    상기 제 4 및 제 5 축(D, E)은 상기 기체(2)의 상기 제 1 및 제 2 측벽(62)의 측면에 각각 배열되고 상기 제 1 축(Y)에 대해 대칭으로 배열되고;
    각각의 상기 일련의 항공기(1, 1')는:
    - 각각의 상기 하프-윙(half-wing; 3)에 의해 지지되고, 제 6 및 제 7 축(F, G)을 중심으로 각각 회전 가능하고, 각각 서로 독립적인 제 5 및 제 6 추력 값(T5, T6)을 생성하도록 서로 독립적으로 작동 가능한, 제 5 및 제 6 로터(22a, 22b)를 더 포함하고;
    상기 제 6 및 제 7 축(F, G)은 상기 제 1축(Y)에 대해 대칭으로 상기 기체(2)의 상기 제 1 및 제 2 측벽(62)에 각각 배열되고;
    각각의 상기 항공기(2)는:
    - 상기 제 1 및 제 2 측벽(62)의 서로 반대편으로부터 캔틸레버식으로(cantilevered) 연장하고 상기 제 1 축(Y)을 가로질러 연장하는, 한 쌍의 하프-윙(3);
    - 상기 기수(4)의 서로 반대측으로부터 캔틸레버식으로 돌출한 한 쌍의 공기역학적 표면(aerodynamic surface; 9)을 더 포함하는, 일련의 항공기에 있어서,
    상기 일련의 항공기는 각각 제 1, 제 2, 제 3 및 제 4 항공기 아키텍처를 달성하기 위해 상기 코어(100)와 인터페이스할 수 있는(interfaceable) 복수의 모듈(110; 120, 130, 140)을 포함하고; 상기 일련의 각각의 항공기(1, 1')의 상기 코어(100)는:
    - 상기 기체(2)의 서로 대향하는 각각의 상기 제 1 및 제 2 측벽(62)에 배열되고, 사용 중에, 제 1 양력(lift) 또는 하강력(downforce) 값을 생성하는 각각의 하프-윙(3)의 한 쌍의 제 1 부분(11); 및
    - 서로 대향하고, 사용 시, 양력 또는 하강력의 제 2 값을 생성하는 각각의 상기 제 1 및 제 2 측벽(62) 상에 배열된 각각의 공기역학적 표면(9)의 한 쌍의 제 2 부분(17)을 더 포함하고,
    각각의 상기 모듈(110, 120, 130, 140)은:
    - 대응하는 상기 하프-윙(3)의 각각의 제 1 부분(11)에 해제 가능하게 연결 가능한 각각의 제 3 부분(12); 및
    - 대응하는 상기 공기역학적 표면(9)의 각각의 제 2 부분(17)에 연결될 수 있어 상기 하프-윙(3) 및 공기역학적 표면(9)은 각각의 상기 제 1, 제 2, 제 3 및 제 4 아키텍처의 특징인 비행 영역 선도(flight envelope)에 따라 최적화되는, 각각의 제 4 부분(18)을 포함하고,
    상기 제 1 및 제 2 부분(11, 17)은 대응하는 상기 하프-윙(3)의 각각의 루트 부분(root portion), 및 상기 기체(2)의 각각의 측벽(62)으로부터 캔틸레버식으로 돌출하는 공기역학적 표면(9)을 정의하고;
    상기 제 3 및 제 4 부분(12, 18)은 대응하는 상기 하프-윙(3) 및 공기역학적 표면(9)의 각각의 자유 단부(free end; 15)를 정의하고, 상기 기체에 대해 각각의 상기 제 1 및 제 2 부분(11, 17)의 반대측에 배열되고, 상기 하프-윙(3)의 대응 확장 방향에 따라 진행되는 것을 특징으로 하는, 일련의 항공기(1, 1').
  2. 제 1 항에 있어서,
    각각의 상기 항공기(1, 1')의 상기 제 2 공기역학적 표면(9)은 상기 항공기(1, 1')의 정상 비행 위치를 기준으로, 사용 시, 상기 제 2 구성으로 상기 하프-윙(3)의 전방에 배열되는 것을 특징으로 하는, 일련의 항공기(1, 1').
  3. 제 1 항 또는 제 2 항에 있어서,
    상기 코어(100)는:
    - 상기 기체(2)의 꼬리(6)에 배열되는, 핀(7); 및
    - 상기 핀(7)의 각각의 상기 제 1 및 제 2 측벽(62)으로부터 캔틸레버식으로 돌출하고, 사용 시, 제 3 양력/하강력 값을 생성하도록 구성된, 한 쌍의 제 3 공기역학적 표면(8)을 포함하는 것을 특징으로 하는, 일련의 항공기(1, 1').
  4. 제 1 항 내지 제 3 항 중 어느 한 항에 있어서,
    각각의 항공기(1, 1')의 상기 코어(100)는:
    - 재충전 가능한 전원(81); 및
    - 상기 제 1, 제 2, 제 3, 제 4, 제 5 및 제 6 로터(20a, 20b, 21a, 21b, 22a, 22b)에 작동 가능하게 연결되는 복수의 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)를 포함하는 것을 특징으로 하는, 일련의 항공기(1, 1').
  5. 제 4 항에 있어서,
    상기 모듈(110)은 도시 이동용 항공기(1, 1')를 정의하고, 사용 시, 상기 전원(81)과만 독점적으로 상기 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)에 동력이 공급될 수 있는 것을 특징으로 하는, 일련의 항공기(1, 1').
  6. 제 4 항에 있어서,
    상기 모듈(120, 130)은 하이브리드 추진 시스템(hybrid propulsion system; 74)을 정의하고;
    상기 모듈(120, 130)은:
    - 제어 유닛(control unit; 71);
    - 제 1 기계적 동력 값을 생성하도록 구성된 제 1 열 기관(80);
    - 상기 제 1 기계적 동력 값보다 더 큰 제 2 기계적 동력 값을 생성하도록 구성된, 제 2 열 기관(90);
    - 상기 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)에 전기적으로 선택적으로 연결되고 상기 제 1 열 기관(80)에 의해 작동 가능한 제 1 전력값을 생성하도록 구성된, 제 1 발전기(82); 및
    - 상기 제 1 값보다 큰 제 2 전력 값을 생성하도록 구성되고 상기 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)와 전기적으로 선택적으로 연결되고 상기 제 2 열 기관(80)에 의해 작동 가능한, 제 2 발전기(91)를 포함하고,
    상기 제어 유닛(71)은:
    - 상기 항공기(1, 1')가 제 1 시간 간격 동안 상기 제 1 구성으로 배열될 때, 상기 제 2 발전기(91)와 상기 소스(81)를 상기 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)에 전기적으로 연결되도록; 또는
    - 상기 항공기(1, 1')가 상기 제 1 시간 간격보다 큰 제 2 시간 간격에 대한 상기 제 1 구성으로 배열될 때, 상기 제 2 및 제 1 발전기(91, 82)와 상기 소스(81)를 상기 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)에 전기적으로 연결되도록 프로그램되는 것을 특징으로 하는, 일련의 항공기(1, 1').
  7. 제 6 항에 있어서,
    상기 제어 유닛(71)은, 상기 항공기(1, 1')가 상기 제 1 시간 간격보다 큰 제 2 시간 간격 동안 상기 제 2 구성으로 배열될 때, 상기 제 1 기관(80)을 상기 발전기(82)로 전기적으로 연결하고 상기 전원(81)을 재충전하도록 프로그램되는 것을 특징으로 하는, 일련의 항공기(1, 1').
  8. 제 6 항 또는 제 7 항에 있어서,
    상기 제 1 및 제 2 열 기관(80, 90) 중 하나가 고장난 경우, 상기 제어 유닛(71)은 상기 전원(81)을 상기 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)에 전기적으로 연결하도록 프로그램되는 것을 특징으로 하는, 일련의 항공기(1, 1').
  9. 제 6 항 내지 제 8 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 모듈(140)은 원격 조종 항공기를 정의하는 것을 특징으로 하는, 일련의 항공기(1, 1').
  10. 제 9 항에 있어서,
    상기 모듈(140)은 전체 페이로드(payload)를 정의하고 상기 격실(60) 전체를 차지하는 단일의 제 1 서브-모듈(141)을 포함하고; 및/또는
    상기 모듈(140)은 상기 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)와 전기적으로 연결될 수 있는 추가 재충전 가능 전원(85)을 포함하고;
    상기 제어 유닛(71)은 상기 항공기(1)가 상기 제 1 구성으로 배열될 때, 상기 추가 전원(85)을 상기 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)에 전기적으로 연결하도록 구성되는 것을 특징으로 하는, 일련의 항공기(1, 1').
  11. 제 10 항에 있어서,
    상기 모듈(140)은 상기 격실(60)의 일부만을 차지하고 상기 추가 전원(85)을 수용하는 적어도 제 2 서브-모듈(142)을 포함하는 것을 특징으로 하는, 일련의 항공기(1, 1').
  12. 제 11 항에 있어서,
    상기 모듈(140)은 상기 격실(60)의 나머지 부분을 차지하는 제 3 서브-모듈(143)을 포함하고; 상기 서브-모듈(143)은 상기 항공기(1, 1')의 유틸리티(utility; 81)를 위한 전력 공급 소켓(144)을 포함하고; 상기 전력 공급 소켓(144)은 상기 기체(2)의 외부로부터 접근 가능한 것을 특징으로 하는, 일련의 항공기(1, 1').
  13. 제 1 항 내지 제 12 항 중 어느 한 항에 있어서,
    상기 제 6 축 및 제 7 축(F, G)은 상기 기체(2)에 대해 기울어질 수 있고;
    상기 각각의 일련의 항공기(1, 1')는:
    - 상기 제 6 축 및 제 7 축(F, G)이 상기 제 1 축(Y)에 직교하게 배열되는 제 1 호버링(hovering) 또는 이륙/착륙 비행 구성과;
    - 상기 제 6 축 및 제 7 축(F, G)이 상기 제 1 축(Y)에 대해 평행하게 배열되거나 이에 대해 경사지는 제 2 전진 비행 구성 사이에서 전환 가능한 것을 특징으로 하는, 일련의 항공기(1, 1').
  14. 항공기(1, 1')의 작동 요구에 기초하여 각각의 상호 구별되는 아키텍처로 구성 가능한 항공기(1, 1')를 구성하기 위한 방법으로서,
    상기 항공기(1, 1')는:
    - 모든 상기 아키텍처에 공통인 코어(100);
    - 상기 항공기(1, 1')의 제 1 종방향 축(Y)을 정의하고, 상기 항공기(1)의 기수(4) 및 꼬리(5)를 정의하는, 기체(2);
    - 상기 기체(2)에 대해 고정된 제 2 및 제 3 축(B, C)을 중심으로 각각 회전 가능하고 서로 독립적으로 작동 가능하여 서로 독립적인 제 1 및 제 2 추력 값(T1, T2)을 각각 생성하는, 제 1 및 제 2 로터(20a, 20b);
    - 상기 기체(2)에 대해 고정된 제 4 및 제 5 축(D, E)을 중심으로 각각 회전 가능하고 서로 독립적으로 작동 가능하여 서로 독립적인 제 3 및 제 4 추력 값(T3, T4)을 각각 생성하는, 제 3 및 제 4 로터(21a, 21b)를 포함하고,
    상기 제 2, 제 3, 제 4 및 제 5 축(B, C, D, E)은 서로 평행하고;
    상기 제 2 및 제 3 축(B, C)은 상기 기체(2)의 서로 반대편인 제 1 및 제 2 측벽(62)의 측면에 각각 배열되고 상기 제 1 축(Y)에 대해 대칭으로 배열되고;
    상기 제 4 및 제 5 축(D, E)은 상기 기체(2)의 상기 제 1 및 제 2 측벽(62)의 측면에 각각 배열되고 상기 제 1 축(Y)에 대해 대칭으로 배열되고;
    상기 항공기(1, 1')는:
    - 각각의 상기 하프-윙(3)에 의해 지지되고, 제 6 및 제 7 축(F, G)을 중심으로 각각 회전 가능하고, 각각 서로 독립적인 제 5 및 제 6 추력 값(T5, T6)을 생성하도록 서로 독립적으로 작동 가능한, 제 5 및 제 6 로터(22a, 22b)를 더 포함하고;
    상기 제 6 및 제 7 축(F, G)은 상기 제 1 축(Y)에 대해 대칭으로 상기 기체(2)의 상기 제 1 및 제 2 측벽(62)의 상기 측면에 각각 배열되고;
    상기 항공기(2)는:
    - 상기 제 1 및 제 2 측벽(62)의 서로 반대편으로부터 캔틸레버식으로 연장하고 상기 제 1 축(Y)을 가로질러 연장하는, 한 쌍의 하프-윙(3);
    - 상기 기수(4)의 서로 반대측으로부터 캔틸레버식으로 돌출한 한 쌍의 공기역학적 표면(9)을 더 포함하는, 방법에 있어서,
    상기 항공기(1, 1')의 각각의 아키텍처와 관련된 모듈(110, 120, 130, 140)을 상기 코어(100)에 연결하는 단계를 포함하고,
    상기 일련의 각각의 항공기(1, 1')의 상기 코어(100)는, 적어도,:
    - 상기 기체(2)의 서로 대향하는 각각의 상기 제 1 및 제 2 측벽(62)에 배열되고, 사용 중에, 제 1 양력 또는 하강력 값을 생성하는 각각의 하프-윙(3)의 한 쌍의 제 1 부분(11); 및
    - 상기 기체(2)의 서로 대향하고, 사용 시, 제 2 양력 또는 하강력 값을 생성하는 각각의 상기 제 1 및 제 2 측벽(62) 상에 배열된 각각의 공기역학적 표면(9)의 한 쌍의 제 2 부분(17)을 더 포함하고,
    각각의 상기 모듈(110, 120, 130, 140)은:
    - 대응하는 상기 하프-윙(3)의 각각의 제 1 부분(11)에 해제 가능하게 연결 가능한 각각의 제 3 부분(12); 및
    - 대응하는 상기 공기역학적 표면(9)의 각각의 제 2 부분(17)에 연결될 수 있어 상기 하프-윙(3) 및 공기역학적 표면(9)은 각각의 상기 제 1, 제 2, 제 3 및 제 4 아키텍처의 특징인 비행 영역 선도에 따라 최적화되는, 각각의 제 4 부분(18)을 포함하고,
    상기 제 1 및 제 2 부분(11, 17)은 대응하는 상기 하프-윙(3)의 각각의 루트 부분, 및 상기 기체(2)의 각각의 측벽(62)으로부터 캔틸레버식으로 돌출하는 공기역학적 표면(9)을 정의하고;
    상기 제 3 및 제 4 부분(12, 18)은 대응하는 상기 하프-윙(3) 및 공기역학적 표면(9)의 각각의 자유 단부(15)를 정의하고, 상기 기체에 대해 각각의 상기 제 1 및 제 2 부분(11, 17)의 반대측에 배열되고, 상기 하프-윙(3)의 대응 확장 방향에 따라 진행되는 것을 특징으로 하는, 방법.
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