KR20240046429A - 호버링할 수 있는 일련의 컨버터블 항공기 및 호버링할 수 있는 컨버터블 항공기를 구성하기 위한 방법 - Google Patents

Abstract

제1 축(Y)을 정의하는 기체(2)를 갖는 코어(100)를 구비한 일련의 컨버터블 항공기(1, 1')가 기술되었으며; 제1, 제2, 제3, 제4, 제5 및 제6 회전자(20a, 20b, 21a, 21b, 22a, 22b)는 각각의 제1, 제2, 제3, 제4, 제5 및 제6 축(B, C, D, E, F, G)을 중심으로 회전 가능하고, 각각 서로 독립적인 제1, 제2, 제3, 제4, 제5 및 제6 추력 값(T1, T2, T3, T4, T5, T6)을 생성하도록 서로 독립적으로 작동 가능하고; 코어(100)는 전력 소스(81) 및 상기 제1, 제2, 제3, 제4, 제5 및 제6 회전자(20a, 20b, 21a, 21b, 22a, 22b)에 연결되는 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)를 포함하고; 일련의 항공기의 각 항공기(1, 1')는 각각의 아키텍처와 연관되고 상기 코어(100)와 인터페이스되는 모듈(110, 120, 130, 140)을 포함한다.

Description

호버링할 수 있는 일련의 컨버터블 항공기 및 호버링할 수 있는 컨버터블 항공기를 구성하기 위한 방법

관련 출원에 대한 상호 참조

본 특허 출원은 2021년 6월 18일에 출원된 유럽 특허 출원 번호 21180404.2의 우선권을 주장하며, 이의 전체 개시내용이 본 명세서에 참조로서 포함된다.

발명의 기술분야

본 발명은 호버링(hovering) 비행 또는 주로 수직 궤적을 따르는 비행의 제1 구성과 제2 전진 비행 또는 순항 구성 사이에서 전환 가능한 일련의 항공기에 관한 것이다.

본 발명은 또한 컨버터블 항공기(convertible aircraft)를 구성하기 위한 방법에 관한 것이다.

항공 분야에서, 비행기는 일반적으로 예를 들어 30000피트보다 높은 고도에서 높은 순항 속도, 특히 150노트보다 높은 속도로 이용된다. 순항 속도 및 고도에서, 비행기를 유지하는 데에 필요한 양력을 생성하기 위해 고정된 날개를 사용한다. 충분한 값의 이러한 양력은 상당한 길이의 활주로에서 비행기를 가속할 때에만 획득될 수 있다. 이러한 활주로는 동일한 비행기가 착륙할 수 있게 하는 데에도 필요하다.

반대로, 헬리콥터는 일반적으로 비행기보다 낮은 순항 속도를 가지며 메인 회전자(rotor)의 블레이드 회전을 통한 지속을 위해 필요한 양력을 생성한다. 그 결과, 헬리콥터는 수평 속도에 대한 필요성 없이, 그리고 특히 작은 표면을 이용하여 착륙/이륙할 수 있다. 또한, 헬리콥터는 비교적 낮은 고도 및 속도로 호버링할 수 있고 비행할 수 있으므로 특히 조종이 쉽고 산악 또는 해상의 인명 구조 작업과 같은 어려운 기동에 적합하다.

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

헬리콥터와 동일한 기동성 및 유연성을 갖는 동시에 위에 언급된 고유한 한계를 극복하기 위한 항공기에 대한 수요를 충족하고자 전환식 비행기가 알려졌으며 컨버터블 항공기의 일 유형을 구성한다.

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

보다 상세하게, 전술된 출원에 기술된 전환식 비행기는 기본적으로:

- 제1 길이방향 축을 따라 연장하는 동체; 및

- 서로 대향하는 동체의 각 부분들로부터 캔틸레버(cantilever)식으로 돌출하고, 동체에 대향하며 제1 길이방향 축에 실질적으로 직교하는 제2 횡축을 따라서 정렬되는 각각의 자유 단부(free end)를 갖는 한 쌍의 절반-날개를 포함한다.

전환식 비행기는 또한:

- 각각의 모터를 수용하는 한 쌍의 엔진실; 및

- 각각의 제3 축을 중심으로 회전 가능하고 각각의 모터에 작동상 연결된 한 쌍의 회전자를 포함한다.

회전자는 바람직하게는 제2 축에 평행한 제4 축을 중심으로 날개에 대해 경사질 수 있다.

전환식 비행기는 또한 선택적으로 다음을 가정할 수 있다:

- 회전자가 전환식 비행기의 제1 축에 실질적으로 수직이고 직교하며 각 모터에 직교하는 각각의 제3 축으로 배열(arranging)되는 제1 "헬리콥터" 구성; 또는

- 회전자가 동일한 전환식 비행기의 제1 축에 대해 실질적으로 평행하고 각 엔진에 동축인 각각의 제3 축으로 배열되는 제2 "비행기" 구성.

최근, 전기 추진력을 갖춘 컨버터블 항공기에 대한 여러 제안이 개발되었다.

그 중에서, 특허 출원 WO-A-2020/105045는 본질적으로:

- 항공기의 길이방향을 따라 연장된 기체;

- 기체의 각각의 측면으로부터 캔틸레버식으로 돌출하는 한 쌍의 절반 날개; 및

- V자를 형성하는 2개의 공력면(aerodynamic surface)에 의해 형성된 꼬리 부분을 포함하는 컨버터블 항공기를 기술한다.

WO-A-2020/105045에 기술된 항공기는:

- 기체에 대해 고정된 축을 가지고 항공기의 무게 중심을 둘러싸는 다각형을 형성하도록 배열된 두 쌍의 제1 회전자;

- 기체에 대해 기울어진 축을 가진 두 쌍의 제2 회전자를 더 포함한다.

보다 상세하게는, 제1 회전자 및 제2 회전자는 서로 독립적으로 조정될 수 있는 각각의 제1 및 제2 추력을 제공하도록 서로 독립적으로 제어 가능하다.

한 쌍의 제2 회전자는 각각의 절반 날개의 자유 단부에 배열되고, 다른 한 쌍의 제2 회전자는 꼬리 부분의 각각의 공력면의 자유 단부에 배열된다.

제2 회전자는 각각의 제2 축이 항공기의 길이방향에 직교하게 배열되어 수직 추력을 제공하는 제1 위치와 각각의 제2 축이 항공기의 길이방향에 평행하게 배열되어 항공기의 전방 방향에 평행한 추력을 제공하는 제2 위치 사이에서 기울어질 수 있다.

결과적으로, 항공기는 선택적으로:

- 제2 회전자가 제1 위치에 배열되고 제1 회전자와 협력하여 항공기를 유지하기 위해 필요한 수직 추력을 제공하는 제1 구성; 및

- 제2 회전자가 제2 위치에 배열되고 항공기를 전방 이동시키기 위해 필요한 수평 추력을 제공하는 반면, 제1 회전자 및 절반 날개는 항공기를 유지하기 위해 필요한 수직 추력을 제공하는 제2 구성을 취할 수 있다.

장거리 임무를 수행하거나 소비를 감소시키거나 고성능 비행을 달성할 수 있도록, 단순하고 가능한 한 적은 작동으로 재구성될 수 있는 컨버터블 항공기를 구현할 필요성이 해당 분야에서 느껴진다.

US-A-2020/361601, US-A-2019/233107, US-A2018/233107, US-A-2019/144108 및 EP-A-3597528은 청구범위 제1항의 전제부에 따른 일련의 컨버터블 항공기 및 제6항의 전제부에 따른 컨버터블 항공기를 구성하기 위한 방법을 개시한다.

본 발명의 목적은 간단하고 경제적인 방식으로 위에 명시된 필요성 중 적어도 하나를 만족시킬 수 있는 일련의 컨버터블 항공기를 구현하는 것이다.

본 발명에 따르면, 이러한 목적은 청구범위 제1항에 청구된 바와 같은 일련의 컨버터블 항공기에 의해 달성된다.

본 발명은 또한 청구범위 제6항에 청구된 컨버터블 항공기를 구성하기 위한 방법에 관한 것이다.

본 발명의 더 나은 이해를 위해, 2개의 바람직한 비제한적 실시예가 순전히 예시로서 그리고 첨부된 도면의 도움으로 아래에 기술되며, 도면에서:
- 도 1은 제1 구성으로 배열된 본 발명의 지시에 따라 제조된 일련의 컨버터블 항공기의 제1 실시예의 사시도이고;
- 도 2는 제2 구성으로 배열된 도 1의 항공기의 사시도이고;
- 도 3은 제2 구성으로 배열된 도 1 및 2의 항공기의 정면도이고;
- 도 4는 제2 구성으로 배열된 도 1 내지 3의 항공기의 측면도이고;
- 도 5는 도 1 내지 4의 항공기의 제1 세부사항을 도시하고;
- 도 6a 내지 6h는 도 1 내지 5의 항공기의 각각의 제어 기동을 도시하고;
- 도 7a 내지 7f는 도 1 내지 5의 항공기의 각각의 비상 기동을 도시하고;
- 도 8은 도 1 내지 5의 항공기의 서로 다른 아키텍처(architecture)에 대해 공통적인 코어(core)를 도시하고;
- 도 9는 도 1 내지 8의 항공기의 제1 아키텍처의 사시도이고;
- 도 10은 명확성을 위해 부분이 제거된, 도 9의 항공기의 제1 아키텍처의 일부 구성요소의 사시도이고;
- 도 11은 본 발명의 부분이 아니며 단지 설명의 목적으로만 도시된 도 9 및 10의 제1 아키텍처로 구현된 추진 시스템을 개략적으로 도시하고;
- 도 12는 도 1 내지 8의 항공기의 제2 아키텍처의 사시도이고;
- 도 13은 도 1 내지 8의 항공기의 제3 아키텍처의 사시도이고;
- 도 14는 명확성을 위해 부분이 제거된, 도 9의 항공기의 제2 및 제3 아키텍처의 일부 구성요소의 사시도이고;
- 도 15는 도 13 및 14의 제2 및 제3 아키텍처로 구현된 추진 시스템을 개략적으로 도시하고;
- 도 16은 본 발명의 일부가 아니며 단지 설명의 목적으로만 도시된 도 1 내지 8의 항공기의 제4 아키텍처의 일부 세부사항의 사시도이고;
- 도 17은 도 16의 제4 아키텍처의 제1 시야각에 따른 부분적으로 분해되고 확대된 사시도이고;
- 도 18은 도 16 및 17의 제4 아키텍처의 제2 시야각을 갖는 사시도이고;
- 도 19는 도 16 내지 18의 제4 아키텍처의 사시도이고;
- 도 20은 제1 구성으로 배열된 본 발명의 지시에 따라 제조된 일련의 컨버터블 항공기의 제2 실시예의 사시도이며;
- 도 21은 제2 구성으로 배열된 도 20의 항공기의 사시도이다.

도 1 내지 19를 참조하면, 1은 호버링할 수 있는 항공기를 나타낸다.

보다 자세하게, 항공기(1)는:

- 호버링 기동을 수행하거나 주로 수직 궤적을 따라 전방 이동하는 제1 구성(도 1); 및

- 전방 비행 상태에 있으며 주로 수평 궤적을 따라 진행하는 제2 구성(도 2)

사이에서 선택적으로 전환 가능하다.

아래의 개시내용에서 "상부", "하부", "전에", "뒤에" 등과 같은 표현은 도 1 내지 2에 도시된 전환식 비행기(1)의 전진 비행 상태 또는 "호버링"을 지칭하는 데에 사용된다는 점이 명시되어야 한다.

항공기(1)에 통합되고 항공기(1) 자체의 무게 중심(O)에서 시작되는 삼중 축을 식별하는 것이 가능하며 이들은:

- 동일한 항공기(1)의 길이방향 축(Y);

- 축(Y)에 직교하는 축(X); 및

- 축(X), Y에 직교하는 축(Z)에 의해 형성된다.

알려진 방식으로, Y, X, Z 축을 중심으로 한 항공기(1)의 회전은 다음의 기동과 연관된다:

- 롤(roll), 즉 축(Y)을 중심으로 한 회전(도 6b 및 6f);

- 피치(pitch), 즉 X축을 중심으로 한 회전(도 6c 및 6g);

- 요(yaw), 즉 Z축을 중심으로 한 회전(도 6d 및 6h).

항공기(1)는 본질적으로:

- 축(Y)을 따라 연장하고 항공기(1)의 기수(4)와 꼬리(5)를 정의하는 기체(2);

- 기체(2)의 각각 서로 대향하는 측벽(62)으로부터 캔틸레버식으로 연장하고 축(Y)를 가로지르는 한 쌍의 절반 날개(3); 및

- 기체(2)의 꼬리(5)로부터 캔틸레버식으로 돌출하고 기체(2)를 가로지르는 꼬리 부분(6)을 포함한다.

정상 전방 비행 작동 조건을 참고하면, 항공기(1)는 꼬리(5)로부터 기수(4)를 향하는 방향으로 진행한다.

절반 날개(3)는 제2 구성으로 배열된 항공기(1)를 유지하도록 구성된 제1 양력 값을 항공기(1)에 제공하도록 의도된다.

절반 날개(3)는 기체(2) 반대편에 각각의 자유 단부(15)를 포함한다.

절반 날개(3)는 기체(2) 위로 연장한다.

도시된 경우에, 절반 날개(3)는:

- 기체(2)의 각각의 측벽(62)으로부터 캔틸레버식으로 돌출하고 기체(2)로부터 각각의 자유 단부(15)를 향해 진행하여 서로 멀어지는 각각의 루트 부분(root portion; 11); 및

- 기체(2)의 위에 배열되고, 각각의 단부(15)를 정의하며 서로 실질적으로 평행한 각각의 단부 부분(12)을 포함한다.

꼬리 부분(6)은 바람직하게는 T자형이고, 차례로:

- 제2 구성으로 배열된 항공기(1)에 측방향 안정성을 제공하도록 의도된 핀(fin)(7); 및

- 핀(7)의 각각 서로 대향하는 측면들로부터 캔틸레버식으로 돌출하고, 각각의 자유 단부(16)를 포함하며, 제2 구성으로 배열된 항공기(1) 자체에 원하는 정도의 길이방향 안정성을 보장하기 위해 제2 양력/다운포스(downforce) 값을 생성하도록 구성되는 한 쌍의 공력면(8)을 포함한다.

바람직하게는, 항공기(1)는 기체(2)의 기수(4)의 각각의 서로 대향하는 측면들로부터 캔틸레버식으로 돌출하고 제2 구성으로 배열된 항공기(1) 자체에 원하는 정도의 길이방향 안정성을 보장하기 위해 제3 양력/다운포스 값을 생성하도록 구성되는 한 쌍의 카나드형(canard-type) 공력면(9)을 더 포함한다.

공력면(9)은 차례로:

- 기체(2)로부터 캔틸레버식으로 돌출하고 기체(2)의 각각의 측벽(62)에 연결된 각각의 루트 부분(17); 및

- 기체(2)에 대해 상응하는 루트 부분(17)의 대향하는 측에 배열되는 각각의 단부 부분(18)을 포함한다.

특히, 루트 부분(17)과 단부 부분(18)은 서로 동일 평면에 있다.

도시된 경우에, 절반 날개(3)의 날개 길이(L1)는 공력면(8)의 날개 길이(L2)보다 크다.

공력면(9)의 날개 길이(L2)는 공력면(8)의 날개 길이(L3)보다 크다.

도 3에 도시된 경우에, 공력면(8)의 날개 길이는 공력면(9)의 날개 길이의 40% 내지 50%의 범위이다.

공력면(9)의 날개 길이는 절반 날개(3)의 날개 길이의 70% 내지 90% 범위이다.

이러한 설명에서, "날개 길이"라는 용어는 각각의 절반 날개(3) 및 공력면(8, 9)의 대향하는 자유 단부들(17, 18) 사이의 거리를 의미한다.

공력면(9)은 절반 날개(3) 아래에 배열된다. 절반 날개(3)는 공력면(8) 아래에 배열된다.

도시된 경우에, 공력면(8)은 제2 양력 값을 조정하고 항공기(1)의 제어에 기여하도록 이동 가능하게 연결된 각각의 부속물(14)을 포함한다.

항공기(1)는 또한:

- 기체(2)에 대해 각각의 고정 축(B, C)을 중심으로 회전 가능한 한 쌍의 회전자(20a, 20b);

- 기체(2)에 대해 각각의 고정 축(D, E)을 중심으로 회전 가능한 한 쌍의 회전자(21a, 21b); 및

- 각각의 축(F, G)을 중심으로 회전 가능하고 항공기(1)가 제1 구성에 있을 때 취하는 제1 위치와 항공기(1)가 제2 구성에 있을 때 취하는 제2 위치 사이에서 축(H)에 대해 기울어질 수 있는 한 쌍의 회전자(22a, 22b)를 포함한다.

도시된 경우에, 회전자(22a, 22b)의 축(F, G)은 축(Z)에 대해 기수(4) 또는 꼬리(5)을 향해 대략 15도만큼 축(H)에 대해 기울어질 수 있다.

항공기(1)는 승무원, 오토파일럿 또는 원격 제어 시스템에 의해 제공되는 복수의 제어 신호를 입력에서 수신하고 회전자가 상대 추력(T1, T2; T3, T4; T5, T6)(도 6a 내지 6h)의 원하는 값을 제공하기 위해 회전자(20a, 20b; 21a, 21b; 22a, 22b)에 명령을 내리는 복수의 명령을 출력으로서 제공하도록 프로그램된 제어 유닛(71)(도 11 및 15)을 더 포함한다.

보다 상세하게, 제어 유닛(71)은 회전자(20a, 20b; 21a, 21b; 22a, 22b)에게 각각의 독립적인 추력(T1, T2; T3, T4; T5, T6)을 생성할 것을 명령하도록 프로그램된다.

보다 구체적으로, 제어 유닛(71)은 항공기(1)가 제1 구성 또는 제2 구성 중 어디에 있을 때에도 축(Z)에 평행한 결과를 갖는 각각의 추력(T1, T2(T3, T4))을 생성할 것을 회전자(20a, 20b; 21a, 21b)에게 명령하도록 프로그램된다.

제어 유닛(71)은 항공기(1)가 제1 구성에 있을 때 사전결정된 작동 조건 하에서 각각의 제로 추력(T1, T2; T3, T4)을 생성할 것을 회전자(20a, 20b; 21a, 21b)에게 명령하도록 프로그램된다.

축(B, C; D, E 및 F, G는 축(Y)에 대칭으로 배열된다.

도시된 경우에, 축(B, C, D 및 E는 서로 평행하고 축(Z)과 평행이다.

축(B, D, F; C, E, G는 항공기(1)가 제1 구성으로 배열될 때 축(Y)에 평행하게 서로 정렬된다.

축(H는 축(X)과 평행이다.

축(F, G)은 회전자(22a, 22b)가 제1 위치에 배열될 때 축(Z)에 평행하게 배열된다.

축(F, G)은 축(B, C; D, E에 직각으로 배열되며 회전자(22a, 22b)가 제2 위치에 배열될 때 축(Y)에 평행하다.

추력(T1, T2; T3, T4)은 각각의 축(B, C; D, E에 평행한 주요 구성요소를 가지며 항공기(1)가 제1 구성으로 배열될 때 또는 항공기(1)가 제2 구성으로 배열될 때 축(Z)에 평행하다.

추력(T5, T6)은 항공기(1)가 제1 구성으로 배열될 때 축(B, C; D, E 및 축(Z)에 평행한 주요 구성요소를 가지며 항공기(1)가 제2 구성으로 배열될 때 축(Y)에 평행한 주요 구성요소를 가진다.

일 실시예에서, 회전자(20a, 20b; 21a, 21b; 22a, 22b)는 고정된 피치를 갖는다.

바람직하게는, 회전자(20a, 20b; 21a, 21b; 22a, 22c)는 각각의 전기 모터에 의해 구동된다.

항공기(1)는 또한:

- 각각의 공력면(9)에 대해 고정된 방식으로 각각의 회전자(20a, 20b)를 지지하기 위한 한 쌍의 지지부(30a, 30b);

- 기체(2)에 대해 고정된 방식으로 각각의 회전자(21a, 21b)를 지지하기 위한 한 쌍의 지지부(31a, 31b); 및

- 축(H)에 대해 기울어지는 방식으로 각각의 절반 날개(3)에 대해 각각의 회전자(22a, 22b)를 지지하기 위한 한 쌍의 지지부(32a, 32b)를 포함한다.

바람직하게는, 지지부(32a, 32b)는 동일한 절반 날개(3)의 연장 방향을 기준으로 각각의 절반 날개(3)의 단부(15)로부터 이격된다.

보다 정확하게는, 지지부(32a, 32b)는 각각의 절반 날개(3)의 각각의 루트 부분(11)에 의해 운반된다.

지지부(30a, 30b)는 동일한 공력면(9)의 연장 방향을 기준으로, 각각의 공력면(9)의 자유 단부로부터 이격된다.

특히, 지지부(30a, 30b)는 각각의 공력면(9) 아래로부터 기수(4) 앞으로 캔틸레버식으로 돌출하는 각각의 로드(rod)로서 구성된다.

도시된 경우에, 지지부(30a, 30b)는 상응하는 공력면(9)의 각각의 루트 부분(17)에 고정된다.

축(B, C)은 기수(4) 앞에 배열된다.

지지부(31a, 31b)는 각각의 절반 날개(3) 뒤에 그리고 각각의 공력면(8) 앞에서 핀(7)에 대해 측방향으로 기체(2)의 각각의 측벽(62)으로부터 캔틸레버식으로 돌출하는 로드로서 구성된다.

회전자(21a, 21b)는 핀(7)의 측방향에, 각각의 공력면(8)의 아래에, 그리고 각각의 절반 날개(3)의 뒤에 배열된다.

축(D, E)은 각각의 공력면(8)의 앞에 배열된다.

지지부(32a, 32b)는:

- 각각의 절반 날개(3)로부터 고정된 방식으로 전방으로 캔틸레버식으로 돌출하는 각각의 로드(33a, 33b); 및

- 축(H)에 평행한 상응하는 로드(33a, 33b)를 중심으로 회전 가능하고 각각의 축(F, G)에 대해 각각의 회전자(22a, 22b)를 지지하는 각각의 핀(pin)(34a, 34b)을 포함한다.

핀(34a, 34b)은 축(Y)을 따라 각각의 절반 날개(3)와 기수(4) 사이에 개재된다.

회전자(22a, 22b)는 항공기(1)가 제1 구성으로 배열될 때 또는 항공기(1)가 제2 구성으로 배열될 때 축(Y)을 따라 각각의 절반 날개(3)와 기수(4) 사이에 개재된다.

회전자(22a, 22b)는 항공기(1)가 제1 구성으로 배열될 때 각각의 절반 날개(3)보다 위에 배열되고, 항공기(1)가 제2 구성으로 배열될 때 각각의 절반 날개(3) 앞에 배열된다.

핀(7)은 기체(2)의 꼬리(5)의 상부면 및 하부면 모두로부터 연장한다.

항공기(1)는 또한(도 3 및 4):

- 각각의 공력면(9)에 의해 운반되는 한 쌍의 제1 캐리지(45); 및

- 공력면(9)에 대향하는 위치에서 핀(7)에 의해 운반되는 캐리지(46)를 포함한다.

바람직하게는, 기체(2)는 격실(compartment)(60) 및 격실(60)에 접근하기 위한 복수의 개구(61)를 정의한다.

격실(60)은 항공기(1)의 사용 방식에 따라 승무원이나 승객, 또는 계측기나 화물을 수송하도록 수용할 수 있다.

개구(61)는 기체(3)의 측벽(62)에 위치된다.

또한, 개구(61)는 절반 날개(3)와 공력면(9) 사이의 축(Y)을 따라 경계가 정해지는 구역(63)에 배열된다.

제1 구성에서 지상에 배열될 때, 항공기(1)는 개구(61)에 접근하기 위한 통로(64)를 정의한다. 통로(64)는 절반 날개(3)와 공력면(9) 사이의 축(Y)을 따라 경계가 정해지고 제2 위치에 배열된 회전자(22a, 22b)의 지지부(32a, 32b)와 지면 사이의 축(B, C에 평행한다(도 5).

회전자(20a, 20b)가 관련 공력면(9) 앞으로 배열되고 회전자(22a, 22b)가 관련 절반 날개(3a, 3b)의 위로 배열된다는 사실 덕분에, 통로(64)는 승객의 탑승/하차 및/또는 수하물의 적재/하역 중에 깨끗하고 쉽게 접근할 수 있다.

도 6a 내지 6d 및 제1 구성을 참조하면, 항공기(1)는 다음과 같이 제어된다.

정상 상태 조건 하에서, 추력(T1, T2, T3, T4, T5, T6)은 항공기(1)가 어느 정도의 중복성(redundancy)을 유지하도록 허용한다(도 6a).

롤 기동(도 6b)을 수행하기 위해, 제어 유닛(71)은 추력(T1, T3, T5)이 추력(T2, T4, T6보다 더 높도록(더 낮도록) 회전자(20a, 20b, 21a, 21b, 22a, 22b)에 지시하도록 프로그램된다.

예를 들어, 회전자(20a, 20b, 21a, 21b, 22a, 22b)는 추력(T1, T3, T5)을 증가(감소)시키고, 추력(T2, T4, T6)을 감소(증가)시키도록 제어 유닛(71)에 의해 지시된다.

이는 토크 및 축(Y)을 중심으로 항공기의 결과적인 회전을 생성하도록 일치하는 기호 T1-T2; T3-T4 및 T5-T6의 세 가지 차등 추력을 생성한다.

피치 기동(도 6c)을 수행하기 위해, 제어 유닛(71)은 서로 동일한 추력(T1, T2)이 서로 동일한 추력(T3, T4)보다 더 높도록(더 낮도록) 회전자(20a, 20b, 21a, 21b, 22a, 22b)에 지시하도록 프로그램된다.

예를 들어, 회전자(20a, 20b, 21a, 21b)는 추력(T1, T2)을 증가(감소)시키고, 추력(T3, T4)을 감소(증가)시키도록 지시된다.

이는 토크 및 축(X)을 중심으로 항공기의 결과적인 회전을 생성하도록 일치하는 기호 T1-T3 및 T2-T4의 두 가지 차동 추력을 생성한다.

요 기동(도 6d)을 수행하기 위해, 제어 유닛(71)은 축(F)이 기수(4)를 (기수의 반대편을) 향해 배향되도록 회전자(22a)에 명령하고 축(G)이 꼬리(5)를 (꼬리(5)의 반대편을) 향해 배향되도록 회전자(22b)에 명령하도록 프로그램된다.

축(Y)에 평행하고 서로 불일치하는 추력(T5, T6)의 2개의 성분을 생성하여 토크 및 축(Z)를 중심으로 항공기의 결과적인 회전을 생성한다.

도 6e 내지 6h 및 제2 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 속도 및 중량 조건에 따른 전체 양력/다운포스 값의 정확한 조정을 보장하도록 회전자(20a, 20b)에 명령을 내리는 동시에 추력(T3, T4)이 0이 되도록 회전자(T5, T6)를 비활성화하도록 프로그램된다.

롤 기동(도 6f)을 수행하기 위해, 제어 유닛(71)은 추력(T1)이 추력(T2)보다 더 높도록(더 낮도록) 회전자(20a, 20b)에 지시하도록 프로그램된다.

예를 들어, 회전자(20a, 20b)는 추력(T1)을 증가(감소)시키고, 추력(T2)을 감소(증가)시키도록 지시된다.

이는 토크 및 축(Y)을 중심으로 항공기의 결과적인 회전을 생성하도록 차동 추력(T1-T2)을 생성한다.

피치 기동(도 6g)을 수행하기 위해, 제어 유닛(71)은 서로 동일한 추력(T1, T2)을 증가(감소)시키고 서로 동일한 추력(T5, T6)을 조정하도록 회전자(20a, 20b, 22a, 22b)에 명령하도록 프로그램된다.

이는 토크 및 축(X)을 중심으로 항공기의 결과적인 회전을 생성한다.

요 기동(도 6h)을 수행하기 위해, 제어 유닛(71)은 추력(T1)이 추력(T6)보다 더 높도록(더 낮도록) 회전자(22a, 22b)에 명령한다.

예를 들어, 회전자(22a, 22b)는 추력(T5)이 추력(T6)보다 더 크도록(더 낮도록) 제어 유닛(71)에 의해 제어된다.

이는 토크 및 축(Z)을 중심으로 항공기의 결과적인 회전을 생성한다.

또한, 제어 유닛(71)은 회전자(22a, 22b)의 축(F, G)이 점진적으로 축(Y)과의 평행 상태에 접근하고 항공기(1)의 속도가 증가함에 따라 회전자(20a, 20b; 21a, 21b)의 추력(T1, T2; T3, T4)을 감소시키도록 프로그램된다.

본 발명에 따른 일련의 항공기는 모듈 형태를 가지고 각각이 서로 다른 복수의 아키텍처를 취하도록 작동상 필요(operational needs)에 따라 재구성되도록 구성된 복수의 항공기(1)를 포함한다.

보다 자세하게, 항공기(1)는:

- 도시 이동성 및 승객 수송 응용분야에 바람직하게 사용되는 제1 아키텍처(도 9 내지 11);

- 유틸리티 카테고리 항공기로서 사용되는 제2 아키텍처(도 12, 14 및 15);

- VIP 승객을 수송하는 데에 사용되는 제3 아키텍처(도 13, 14 및 15); 또는

- 원격 제어 항공기로서 사용되는 제4 아키텍처(도 16 내지 19)를 취할 수 있다.

보다 자세하게, 일련의 항공기는 모든 항공기(1)에 공통인 코어(100)(도 8)를 포함한다.

코어(100)는 차례로:

- 기체(2), 꼬리 부분(6) 및 핀(7)(도 8), 그리고 회전자(20a, 20b; 21a, 21b; 22a, 22b); 및

- 서로 독립적으로 회전자(20a, 20b, 21a, 21b, 22a, 22b)에 명령을 내리는 모든 전기 추진 시스템(70)(도 9 및 10)을 포함한다.

일련의 항공기는 제1, 제2, 제3 및 제4 항공기 아키텍처(1)를 각각 구현하기 위해 코어(100)와 인터페이스(interface)되는 복수의 모듈(module)(110; 120, 130; 및 140)을 포함하며, 시스템(70)은 보다 자세하게(도 11):

- 입력으로서 항공기(1)의 제어 신호를 수신하도록 구성된 제어 유닛(71);

- 제어 유닛(71)에 의해 명령을 받고 각각의 회전자(20a, 20b, 21a, 21b, 22a, 22b)가 각각의 추력(T1, T2, T3, T4, T5, T6)을 생성하도록 지시하도록 구성된 복수의 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b); 및

- 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)에 전력을 공급하는 복수의 전기 배터리(81)를 포함한다.

바람직하게는, 코어(100)는 각각 절반 날개(3)의 루트 부분(11, 17) 및 공력면(9)을 포함한다.

도 9를 참조하면, 모듈(110)은 본 발명의 일부가 아니며 단지 설명의 목적으로만 도시된 제1 아키텍처를 항공기(1)에 제공한다.

모듈(110)은 승객 및 관련 수하물을 위한 격실을 형성하는 격실(60)을 정의한다. 격실(60)은 승객의 탑승/하차 및 수하물의 적재/하역 작동을 위해 통로(64)를 통해 접근 가능하다.

도 11 및 13을 참조하면, 모듈(120, 130)은 항공기(1)에 각각 제2 및 제3 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(75)(도 14 및 15)을 포함한다.

모듈(120, 130)의 시스템(75)은 특히:

- 시스템(70);

- 제1 섹션(76); 및

- 제2 섹션(77)을 포함한다.

섹션(76)은 차례로:

- 열 엔진(80), 예를 들어 디젤 엔진; 및

- 열 엔진(80)에 의해 구동되고 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)와 선택적으로 연결 가능한 복수의 발전기(81)를 포함한다.

섹션(77)은 차례로:

- 열 엔진(90); 및

- 열 엔진(90)에 의해 구동되고 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)와 선택적으로 연결 가능한 복수의 발전기(91)를 포함한다.

특히, 열 엔진(90)은 열 엔진(80)보다 큰 최대 출력을 갖는다.

유사하게, 발전기(91)는 발전기(82)보다 큰 최대 전력을 갖는다.

바람직하게는, 항공기(1)가 짧은 시간 간격 동안 제1 구성에 있고 회전자(20a, 20b, 21a, 21b, 22a, 22b)가 짧은 시간 간격 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 연결하도록 프로그램된다.

항공기(1)가 긴 시간 간격 동안 제1 구성에 있고 회전자(20a, 20b, 21a, 21b, 22a, 22b)가 전술된 긴 시간 간격 동안 큰 전력을 생성해야 하는 경우, 제어 유닛(71)은 각각의 열 엔진(80, 90)에 의해 동력을 공급받는 두 발전기(82, 91)를 모두 상응하는 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)에 전기적으로 연결하도록 프로그램된다.

항공기(1)가 제2 구성에 있을 때, 제어 유닛(71)은 열 엔진(80)을 연결하도록 프로그램된다. 열 엔진(80)은 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)에 전력을 공급하는 발전기(82)를 구동하며, 바람직하게는 발전기(82)를 통해 배터리(81)를 재충전한다.

비상 상황 및 이에 따른 열 엔진(80, 90)의 고장 상황 하에서, 제어 유닛(71)은 전기 배터리(81)를 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)에 전기적으로 연결하도록 프로그램된다.

도 16 내지 19를 참조하면, 모듈(140)은 본 발명의 일부가 아니며 단지 설명의 목적으로만 도시된 제4 아키텍처를 항공기(1)에 제공한다.

보다 자세하게, 모듈(140)은 모듈(130)과 유사하게, 열 엔진(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) 내로 접힐 수 있는 슬라이딩 램프가 장착된 화물 수용 격실(60)을 정의한다.

대안적으로, 격실(60)은(도 17 및 18):

- 대형 탑재 화물을 위해 전체 격실(60)을 차지하는 하위 모듈(141); 또는

- 각각 격실(60) 부피의 절반을 차지하고 각각의 컴팩트한 크기의 탑재 화물, 예로서 항공기(1)가 제1 구성에 있을 때 회전자(20a, 20b, 21a, 21b, 22a, 22b)에 전력을 공급하기 위한 추가 전기 배터리(85)를 정의하는 한 쌍의 하위 모듈(142); 또는

- 하위 모듈(142) 및 하위 모듈(142)과 유사하지만 기체(2)의 벨리(belly)(10)에 배열된 전기 배터리(81, 85)를 충전하기 위한 소켓(144)이 제공되는 하위 모듈(143)을 수용한다.

각 모듈(110, 120, 130, 140)은(도 9, 12, 13 및 19):

- 상응하는 절반 날개(3)에 대한 각각의 단부 부분(12); 및

- 상응하는 공력면(9)에 대한 각각의 단부 부분(18)을 더 포함한다

이러한 방식으로, 절반 날개(3) 및 공력면(9)은 제1, 제2, 제3 및 제4 아키텍처의 특징인 비행 영역 선도(flight envelope)에 따라 최적화된다.

다음에서는 도 6a를 참조하여, 본 발명에 따른 일련의 항공기의 항공기(1)의 작동이 기술된다.

항공기(1)는 상대 추력(T5, T6)이 축(Z)에 평행하게 향하는 제1 위치에 배열된 회전자(22a, 22b)를 갖는 제1 구성으로 배열되어 착륙 및 이륙한다(도 6a).

항공기(1)는 각각의 추력(T5, T6)이 축(Y)에 평행하게 배열되는 제2 위치에 배열된 회전자(22a, 22b)를 갖는 제2 구성으로 이동한다.

제1 구성에서, 항공기(1)를 유지하기 위해 필요한 양력은 회전자(20a, 20b; 21a, 21b; 22a, 22b)에 의해 전달된다.

롤 기동(도 6b)을 수행하기 위해, 제어 유닛(71)은 추력(T1, T3, T5)이 추력(T2, T4, T6)보다 더 높도록(더 낮도록) 회전자(20a, 20b, 21a, 21b, 22a, 22b)에 지시하도록 프로그램된다.

이는 토크 및 축(Y)을 중심으로 항공기의 결과적인 회전을 생성하도록 일치하는 기호 T1-T2; T3-T4 및 T5-T6의 세 가지 차등 추력을 생성한다.

피치 기동(도 6c)을 수행하기 위해, 제어 유닛(71)은 서로 동일한 추력(T1, T2)이 서로 동일한 추력(T3, T4)보다 더 높도록(더 낮도록) 회전자(20a, 20b, 21a, 21b, 22a, 22b)에 지시하도록 프로그램된다.

이는 토크 및 축(X)을 중심으로 항공기의 결과적인 회전을 생성하도록 일치하는 기호 T1-T3 및 T2-T4의 두 가지 차동 추력을 생성한다.

요 기동(도 6d)을 수행하기 위해, 제어 유닛(71)은 축(F)이 기수(4)를 (기수의 반대편을) 향해 배향되도록 회전자(22a)에 명령하고 축(G)이 꼬리(5)를 (꼬리(5)의 반대편을) 향해 배향되도록 회전자(22b)에 명령하도록 프로그램된다.

축(Y)에 평행하고 서로 불일치하는 추력(T5, T6)의 2개의 성분을 생성하여 토크 및 축(Z)를 중심으로 항공기의 결과적인 회전을 생성한다.

항공기의 제1 구성에서 제2 구성으로의 전이 중에, 회전자(22a, 22b)의 축(F, G)이 점진적으로 축(Y)과의 평행 상태에 접근하고 항공기(1)의 속도가 증가함에 따라 제어 유닛(71)은 회전자(20a, 20b; 21a, 21b)의 추력(T1, T2; T3, T4)을 감소시키도록 프로그램된다.

도 6e에 도시된 제2 구성에서, 항공기(1)를 유지하는 데에 필요한 양력은 대부분 절반 날개(3)에 의해 제공된다. 회전자(20a, 20b; 21a, 21b)는 선택적으로 비활성화될 수 있다.

보다 자세하게, 회전자(20a, 20b)의 추력(T1, T2)은 항공기(1)의 올바른 트리밍 - 즉, 항공기(1)의 필요한 속도 및 중량 조건에 기초하여 전체 양력/다운포스 값의 조정 - 을 보장하고 동시에 추력(T3, T4)이 0이 되도록 회전자(21a, 21b)가 비활성화된다.

롤 기동(도 6f)을 수행하기 위해, 회전자(20a, 20b)는 추력(T1)이 추력(T2)보다 더 높도록(더 낮도록) 제어 유닛(71)에 의해 제어된다.

이는 차동 추력(T1-T2)을 생성하여 토크 및 축(Y)을 중심으로 결과적인 항공기의 회전을 발생시킨다.

피치 기동(도 6g)을 수행하기 위해, 서로 동일한 추력(T1, T2)을 증가(감소)시키고 서로 동일한 T5, T6을 조정하도록 회전자(20a, 20b, 22a, 22b)가 제어 유닛(71)에 의해 제어된다.

이는 토크 및 축(X)을 중심으로 결과적인 항공기의 회전을 발생시킨다.

요 기동(도 6h)을 수행하기 위해, 회전자(22a, 22b)는 추력(T1)이 추력(T6)보다 더 높도록(더 낮도록) 제어 유닛(71)에 의해 제어된다.

이는 토크 및 축(Z)을 중심으로 결과적인 항공기의 회전을 발생시킨다.

항공기(1)가 제2 구성에 있는 경우, 부속물(14)은 상대 공력면(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) 둘레에 토크를 발생시키고 제2 양력 값을 증가시킨다.

반대로, 부속물(14)의 불일치한 움직임은 항공기(1)의 축(Y) 둘레에 토크를 발생시킨다.

항공기(1)가 제2 구성(도 7d)으로 배열된 상태에서 회전자(20a, 20b; 22a, 22b) 중 하나 또는 둘 모두에 고장이 발생하는 경우, 제어 유닛(71)은 회전자(22a, 22b)를 각각의 제1 위치에서 회전시키고, 선택적으로 여전히 작동 중인 회전자(20a, 20b; 21a, 21b)의 추력(T1, T2, T3, T4) 및 회전자(22a, 22b)(도 7a)의 추력(T5, T6)을 증가시킨다.

유사하게, 항공기(1)가 제2 구성(도 7e)으로 배열된 상태에서 하나 또는 두 회전자(22a, 22b)가 고장난 경우, 제어 유닛(71)은 회전자(22a, 22b)를 각각의 제1 위치에서 회전시키고, 회전자(20a, 20b; 21a, 21b)의 추력(T1, T2, T3, T4) 및 선택적으로 여전히 작동 중인 회전자(22a, 22b)(도 7b)의 추력(T5, T6)을 증가시킨다.

이러한 방식으로, 회전자(20a, 22a)의 손실된 추력(T1, T5)의 임시적인 보상 후에, 항공기(1)는 안전하게 착륙할 수 있는 제1 구성을 취한다.

제1 구성(도 7c)에 있는 항공기(1)가 고장난 경우, 제어 유닛(71)은 회전자(22a, 22b)를 각각의 제2 위치(도 7f)에서 회전시킨다. 이러한 방식으로, 항공기(1)는 착륙 지점에 도달하기 위해 효율적으로 활공할 수 있다.

본 발명에 따른 일련의 항공기의 제1 아키텍처(도 9 내지 11)에서, 항공기(1)는 격실(60) 내에서 도시 이동성 및 승객 수송 응용분야에 사용되고 모듈(110)은 코어(100)와 인터페이스된다.

승객과 수하물이 있는 경우, 이들은 항공기(1)가 제1 구성으로 배열될 때 통로(64)를 통해 격리(60)로 접근한다.

제어 유닛(71)은 항공기(1)의 제어 신호를 입력으로서 수신하고 결과적으로 각각의 회전자(20a, 20b, 21a, 21b, 22a, 22b)로부터 각각의 원하는 추력(T1, T2, T3, T4, T5, T6)을 획득하도록 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)에 명령을 내린다.

전기 배터리(81)는 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)에 전력을 공급한다.

본 발명에 따른 일련의 항공기의 제2 및 제3 아키텍처(도 12 내지 15)에서, 항공기(1)는 유틸리티 카테고리 항공기를 구현하거나 VIP 승객 수송을 위해 배치되며, 각각의 모듈(120, 130)은 코어(100)와 인터페이스된다.

두 경우 모두에서, 승객과 수하물은 격실(60) 내부에 수용된다.

항공기(1)가 짧은 시간 간격 동안 제1 구성에 있을 때, 열 엔진(90)은 발전기(91)에 기계적 동력을 제공한다.

배터리(81) 및 발전기(91)는 각각의 회전자(20a, 20b, 21a, 21b, 22a, 22b)를 회전 구동시키는 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)에 전력을 공급한다.

제1 호버링 비행 구성에 필요한 높은 출력이 오랜 시간 간격 동안 필요한 경우, 열 엔진(80, 90)이 모두 각각의 발전기(82, 91)에 기계적 동력을 제공한다. 발전기(82, 91)는 각각의 회전자(20a, 20b, 21a, 21b, 22a, 22b)를 회전 구동시키는 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)에 차례로 전기적으로 연결된다.

항공기(1)가 순항 비행에 필요한 동력이 제1 구성에서 요구되는 것보다 낮은 제2 구성으로 전이할 때, 열 엔진(90)은 비활성화되고 열 엔진(80)만이 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)를 단독으로 구동하며 배터리(81)를 재충전한다.

열 엔진(80, 90)이 고장난 경우, 배터리(81)는 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)에만 전력을 공급한다.

본 발명에 따른 일련의 항공기의 제4 아키텍처(도 16 내지 19)에서, 항공기(1)는 장기간 임무를 수행할 수 있는 원격 작동되는 항공기로서 배치된다. 작동상 필요에 따라, 하위 모듈(141), 하위 모듈(142) 또는 하위 모듈(141) 및 하위 모듈(143)이 격실(60) 내부에 수용된다.

도 20 및 21을 참조하면, 1'는 본 발명의 추가 실시예에 따른 항공기를 나타낸다.

항공기(1')는 항공기(1)와 유사하고 항공기(1)와 다른 점에 한해서만 아래에서 기술될 것이며; 윤활 시스템(1, 1')의 동일하거나 동등한 부분은 가능한 경우 동일한 참조 번호로 표시될 것이다.

특히, 항공기(1')는 꼬리 부분(6')이 십자형이고 지지부(31a, 31b)가 핀(7)의 각각의 측벽으로부터 캔틸레버식으로 돌출한다는 점에서 항공기(1)와 상이하다.

공력면(8')은 각각의 회전자(21a, 21b)보다 아래에 배열된다.

공력면(8')은 각각의 회전자(21a, 21b)를 지지하고 다음의:

- 회전자(21a, 21b)(도 21)에 의해 생성되고 아래를 향하는 공기 흐름과의 간섭을 제한하도록, 각각의 코드(cord)가 항공기(1)가 제1 구성에 있을 때 취하는 축(X), Y에 실질적으로 직교하는 누운 위치를 가지는 제1 위치; 및

- 각각의 코드가 항공기(1)가 제2 구성(도 20)에 있을 때 취하는 축(Z), X에 실질적으로 직교하는 누운 위치를 가지며 회전자(21a, 21b)가 꺼지거나 비활성화되는 제2 위치

사이에서 이동 가능한 각각의 페어링(fairing)(13')을 가진다.

페어링(13')은 각각의 지지부(31a, 31b)를 적어도 부분적으로 수용하고 각각의 제1 위치와 제2 위치 사이에서 상기 지지부(31a, 31b)에 대해 이동 가능하다.

또한, 항공기(1')는 부속물(14')이 각각의 공력면(8) 대신에 각각의 공력면(9) 상에 배열된다는 점에서 항공기(1)와 상이하다.

항공기(1')의 작동은 항공기(1')가 제2 구성에서 제1 구성으로 또는 그 반대로 전이할 때 페어링(13')이 상대 공력면(8')에 대해 각각의 제1 위치에서 각각의 제2 위치로 또는 그 반대로 이동된다는 점에서 항공기(1)의 작동과 상이하다.

본 발명에 따른 일련의 항공기(1, 1') 및 방법의 특징들의 조사로부터, 획득될 수 있는 이점이 분명해진다.

특히, 일련의 항공기의 각 항공기(1, 1')는 공통 코어(100) 및 제2 및 제3 아키텍처와 각각 연관되고 상기 코어(100)와 인터페이스되는 각각의 모듈(120, 130)을 포함한다.

이러한 방식으로, 도시 모드 배치(제1 아키텍처), 유틸리티 항공기로서의 배치(제2 아키텍처) 또는 VIP 카테고리 수송 항공기로서의 배치(제3 아키텍처)에 의해 필요한 것과 같은 다양한 유형의 유인 작동상 임무를 수행할 수 있도록 항공기(1, 1')를 재구성하는 것이 가능하다.

유사하게, 항공기(1, 1')는 원격 제어 항공기(제4 아키텍처)로서 사용되도록 쉽게 재구성될 수 있다.

코어(100)는 재충전 가능한 전력 소스(rechargeable electric power source; 81) 및 회전자(20a, 20b, 21a, 21b, 22a, 22b)에 작동상 연결되는 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)를 더 포함한다.

이러한 방식으로, 모듈(120, 130)을 사용함으로써 하이브리드 추진 항공기를 제조하도록 동일한 코어(100)를 사용하는 것이 가능하다.

각 모듈(120, 130)은 상응하는 절반 날개(3) 및 공력면(9)의 각각의 단부 부분(12, 18)을 더 포함한다.

이러한 방식으로, 각 모듈(120, 130)은 각각의 작동상 임무에 기초하여 항공기(1, 1')의 제1, 제2, 제3 및 제4 아키텍처의 공기역학적 행동을 최적화한다.

분명히, 본 명세서에 기술되고 도시된 바와 같은 일련의 항공기(1, 1') 및 방법에 대한 변경이 이루어질 수 있지만 청구범위에 정의된 보호 범위를 벗어나지 않는다.

특히, 항공기(1, 1')는 회전자(22a, 22b) 대신에 기체(2)에 대해 고정되고 기체에 전진 비행 조건 하에서 축(Y)에 평행한 추력을 생성하도록 구성된 화석 연료를 통해 연료를 공급받는 하나 이상의 반응 또는 제트 엔진을 포함할 수 있다.

항공기(1, 1')는 공력면(8)을 포함하지 않을 수 있다.

지지부(31a, 31b)는 기체(2)의 각각의 측벽(62) 대신에 각각의 절반 날개(3)로부터 후방으로 캔틸레버식으로 돌출할 수 있다.

축(B, C; D, E는 Z축에 평행하지 않을 수 있으며 Z축에 대해 -15도 내지 +15도의 각도로 기울어질 수 있다. 특히, 축(B, C(D, E)는 기체(2) 위 또는 아래의 축(Z)로 수렴할 수 있다.

회전자(20a, 20b, 21a, 21b, 22a, 22b) 중 일부 또는 전부는 가변적인 피치를 가질 수 있다.

마지막으로, 항공기(1, 1')는 공력면(8, 8') 상에 배열된 부속물(14) 또는 공력면(9, 9') 상에 배열된 부속물(14')을 포함할 수 있다.

이러한 변형에 따르면, 항공기(1, 1')는 두 부속물(14, 14')을 사용하여 전술된 피치, 요 및 롤 기동을 수행할 수 있다. 부속물(14, 14')은 자신의 움직임을 각각의 공력면(9, 8)의 움직임과 혼합함으로써 필요에 따라 작동될 수 있다.

다시 말해, 예를 들어 부속물(14)의 움직임은 부속물(14')의 사전결정된 움직임에 대응하고 그 반대도 마찬가지이다.

Claims (6)

1. 항공기(1, 1')의 작동상 필요(operational needs)에 기초하여 각각의 서로 구별되는 아키텍처(architecture)로 전환 및 구성될 수 있는 일련의 항공기(1, 1')로서, 상기 일련의 항공기의 각 상기 항공기(1, 1')는:
   - 모든 상기 아키텍처에 공통인 코어(core)(100)를 포함하고;
   상기 코어(100)는:
   - 상기 항공기(1, 1')의 제1 길이방향 축(Y)을 정의하는 기체(airframe)(2);
   - 상기 기체(2)에 대해 고정된 제2 및 제3 축(B, C)을 중심으로 각각 회전 가능하고, 서로 독립적인 제1 및 제2 추력 값(thrust value)(T1, T2)을 각각 생성하도록 서로 독립적으로 작동 가능한 제1 및 제2 회전자(20a, 20b);
   - 상기 기체(2)에 대해 고정된 제4 및 제5 축(D, E)을 중심으로 각각 회전 가능하고, 서로 독립적인 제3 및 제4 추력 값(T3, T4)을 각각 생성하도록 서로 독립적으로 작동 가능한 제3 및 제4 회전자(21a, 21b)를 포함하고;
   상기 제2, 제3, 제4 및 제5 축(B, C, D, E)은 서로 평행하고;
   상기 제2 및 제3 축(B, C)은 상기 기체(2)의 서로 반대쪽이고 상기 제1 축(Y)에 대해 대칭하는 제1 및 제2 측벽(62)의 각각의 측면에 각각 배열(arranging)되고;
   상기 제4 및 제5 축(D, E)은 상기 기체(2)의 상기 제1 및 제2 측벽(62)의 상기 각각의 측면에 상기 제1 축(Y)에 대해서 대칭으로 각각 배열되고;
   상기 일련의 항공기의 각 상기 항공기(1, 1')는:
   - 각각의 절반 날개(half-wing)(3)에 의해 운반되고, 제6 및 제7 축(F, G)을 중심으로 각각 회전 가능하며, 각각 서로 독립적인 제5 및 제6 추력 값(T5, T6)을 생성하도록 서로 독립적으로 작동 가능한 제5 및 제6 회전자(22a, 22b)를 더 포함하고;
   상기 제6 및 제7 축(F, G)은 상기 제1 축(Y)에 대해 대칭으로 상기 기체(2)의 상기 제1 및 제2 측벽(62)의 각각의 측면에 각각 배열되고;
   상기 제6 및 제7 축(F, G)은 상기 기체(2)에 대해 기울어질 수 있고;
   상기 일련의 항공기의 각 상기 항공기(1, 1')는:
   - 상기 제6 및 제7 축(F, G)이 상기 제1 축(Y)에 직교하게 배열되는 제1 호버링(hovering) 또는 이륙/착륙 비행 구성; 및
   - 상기 제6 및 제7 축(F, G)이 상기 제1 축(Y)에 대해 평행하게 또는 기울어지게 배열되는 제2 전진 비행 구성 사이에서 전환 가능하고;
   상기 일련의 항공기의 각 상기 항공기(1, 1')의 상기 코어(100)는:
   - 재충전 가능한 전력 소스(rechargeable electric power source)(81);
   - 상기 제1, 제2, 제3, 제4, 제5 및 제6 회전자(20a, 20b, 21a, 21b, 22a, 22b)에 작동상 연결되는 복수의 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)를 더 포함하고;
   상기 일련의 항공기의 각 상기 항공기(1, 1')는 각각의 상기 아키텍처와 연관되고 상기 코어(100)와 인터페이스(interface)되는 각각의 모듈(module)(120, 130)을 포함하고;
   상기 모듈(120, 130)은 하이브리드 추진 시스템(74)을 정의하고;
   상기 모듈(120, 130)은:
   - 제어 유닛(71);
   - 제1 기계적 동력 값을 생성하도록 구성된 제1 열 엔진(80);
   - 상기 제1 기계적 동력 값보다 큰 제2 기계적 동력 값을 생성하도록 구성된 제2 열 엔진(90);
   - 제1 전력 값을 생성하도록 구성되고 상기 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)에 전기적으로 선택적으로 연결되고 상기 제1 열 엔진(80)에 의해 작동 가능한 제1 발전기(82); 및
   - 상기 제1 값보다 큰 제2 전력 값을 생성하도록 구성되고 상기 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)와 전기적으로 선택적으로 연결되며 상기 제2 열 엔진(80)에 의해 작동 가능한 제2 발전기(91)를 포함하고;
   상기 제어 유닛(71)은:
   - 상기 항공기(1, 1')가 제1 시간 간격 동안 상기 제1 구성으로 배열될 때, 상기 제2 발전기(91) 및 상기 소스(81)를 상기 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)에 전기적으로 연결하며;
   - 상기 항공기(1, 1')가 상기 제1 시간 간격보다 큰 제2 시간 간격 동안 상기 제1 구성에 배열될 때, 상기 제2 및 제1 발전기(91, 82) 및 상기 소스(81)를 상기 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)에 전기적으로 연결하도록 프로그램되고;
   상기 제어 유닛(71)은 상기 항공기(1, 1')가 상기 제1 시간 간격보다 큰 제2 시간 간격 동안 상기 제2 구성에 배열될 때, 상기 제1 엔진(80)을 상기 발전기(82)에만 연결시키고/시키거나 상기 전력 소스(81)를 재충전하도록 프로그램되고;
   상기 제어 유닛(71)은 상기 제1 및 제2 열 엔진(80, 90) 중 하나가 고장난 경우에 상기 전력 소스(81)를 상기 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)에 전기적으로 연결하도록 프로그램되는 것을 특징으로 하는, 일련의 항공기(1, 1').
2. 제1항에 있어서,
   상기 코어(100)는,
   - 상기 기체(2)의 서로 대향하는 각각의 상기 제1 및 제2 측벽(62) 상에 배열되고, 사용 시, 제1 양력 또는 다운포스(downforce) 값을 생성하는 각각의 절반 날개(3)의 한 쌍의 제1 부분(11); 및
   - 각각의 상기 제1 및 제2 측벽(62) 상에 배열되고, 사용 시, 제2 양력 또는 다운포스 값을 생성하는 각각의 공력면(aerodynamic surface)(9)의 한 쌍의 제2 부분(17)을 더 포함하고;
   각각의 상기 모듈(120, 130)은:
   - 상응하는 상기 절반 날개(3)의 각각의 제1 부분(11)에 해제 가능하게 연결될 수 있는 각각의 제3 부분(12); 및
   - 상응하는 상기 공력면(9)의 각각의 제2 부분(17)에 연결 가능한 각각의 제4 부분(18)을 포함하는 것을 특징으로 하는, 일련의 항공기(1, 1').
3. 제2항에 있어서,
   상기 제1 및 제2 부분(11, 17)은 상기 기체(2)의 각각의 측벽(62)으로부터 캔틸레버(cantilever)식으로 돌출하는 상응하는 상기 절반 날개(3) 및 공력면(9)의 각각의 루트 부분(root portion)을 정의하고;
   상기 제3 및 제4 부분(12, 18)은 상응하는 상기 절반 날개(3) 및 공력면(9)의 각각의 자유 단부(free end)(15, 19)를 정의하고, 상기 기체에 대한 각각의 상기 제1 및 제2 부분(11, 17)의 반대편 상에 배열되어 상기 절반 날개(3)의 상응하는 연장 방향에 따라 진행하는 것을 특징으로 하는, 일련의 항공기(1, 1').
4. 제2항 또는 제3항에 있어서,
   각각의 상기 항공기(1, 1')의 상기 제2 공력면(9)은, 사용 시, 상기 제2 구성으로 배열되는 상기 항공기(1, 1')의 정상 비행 위치를 기준으로 상기 절반 날개(3)의 전방에 배열되는 것을 특징으로 하는, 일련의 항공기(1, 1').
5. 제1항 내지 제4항 중 어느 한 항에 있어서,
   상기 코어(100)는:
   - 상기 기체(2)의 꼬리(6)에 배열된 핀(fin)(7); 및
   - 상기 핀(7)의 각각의 상기 제1 및 제2 측벽(62)으로부터 캔틸레버식으로 돌출하고, 사용 시, 제3 양력/다운포스 값을 생성하도록 구성되는 한 쌍의 제3 공력면(8)을 포함하는 것을 특징으로 하는, 일련의 항공기(1, 1').
6. 항공기(1, 1')의 작동상 필요에 기초하여 각각의 서로 구별되는 아키텍처로 구성 가능한 항공기(1, 1')를 구성하기 위한 방법으로서,
   상기 항공기(1, 1')는:
   - 상기 항공기(1, 1')의 제1 길이방향 축(Y)을 정의하는 기체(2);
   - 상기 기체(2)에 대해 고정된 제2 및 제3 축(B, C)을 중심으로 각각 회전 가능하고, 서로 독립적인 제1 및 제2 추력 값(T1, T2)을 각각 생성하도록 서로 독립적으로 작동 가능한 제1 및 제2 회전자(20a, 20b);
   - 상기 기체(2)에 대해 고정된 제4 및 제5 축(D, E)을 중심으로 각각 회전 가능하고, 서로 독립적인 제3 및 제4 추력 값(T3, T4)을 각각 생성하도록 서로 독립적으로 작동 가능한 제3 및 제4 회전자(21a, 21b)를 포함하고;
   상기 제2, 제3, 제4 및 제5 축(B, C, D, E)은 서로 평행하고;
   상기 제2 및 제3 축(B, C)은 상기 제1 축(Y)에 대해 대칭으로 상기 기체(2)의 서로 반대편에 있는 제1 및 제2 측벽(62)의 각각의 측면에 각각 배열되고;
   상기 제4 및 제5 축(D, E)은 상기 제1 축(Y)에 대해 대칭으로 상기 기체(2)의 상기 제1 및 제2 측벽(62)의 상기 각각의 측면에 각각 배열되고;
   상기 항공기(1, 1')는:
   - 각각의 절반 날개(half-wing)(3)에 의해 운반되고, 제6 및 제7 축(F, G)을 중심으로 각각 회전 가능하며, 각각 서로 독립적인 제5 및 제6 추력 값(T5, T6)을 생성하도록 서로 독립적으로 작동 가능한 제5 및 제6 회전자(22a, 22b)를 더 포함하고;
   상기 제6 및 제7 축(F, G)은 상기 제1 축(Y)에 대해 대칭으로 상기 기체(2)의 상기 제1 및 제2 측벽(62)의 각각의 측면에 각각 배열되고;
   상기 제6 및 제7 축(F, G)은 상기 기체(2)에 대해 기울어질 수 있고;
   상기 일련의 항공기의 각 상기 항공기(1, 1')는:
   - 상기 제6 및 제7 축(F, G)이 상기 제1 축(Y)에 직교하게 배열되는 제1 호버링 또는 이륙/착륙 비행 구성; 및
   - 상기 제6 및 제7 축(F, G)이 상기 제1 축(Y)에 대해 평행하게 또는 기울어지게 배열되는 제2 전진 비행 구성 사이에서 전환 가능하고;
   상기 방법은 상기 항공기(1, 1')의 각각의 상기 아키텍처와 연관된 모듈(120, 130)을 상기 코어(100)에 연결시키는 단계를 포함하고;
   상기 코어(100)는:
   - 재충전 가능한 전력 소스(81);
   - 상기 제1, 제2, 제3, 제4, 제5 및 제6 회전자(20a, 20b, 21a, 21b, 22a, 22b)에 작동상 연결되는 복수의 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)를 더 포함하고;
   상기 모듈(120, 130)은 하이브리드 추진 시스템(74)을 정의하고;
   상기 모듈(120, 130)은:
   - 제어 유닛(71);
   - 제1 기계적 동력 값을 생성하도록 구성된 제1 열 엔진(80);
   - 상기 제1 기계적 동력 값보다 큰 제2 기계적 동력 값을 생성하도록 구성된 제2 열 엔진(90);
   - 제1 전력 값을 생성하도록 구성되고 상기 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)에 전기적으로 선택적으로 연결되고 상기 제1 열 엔진(80)에 의해 작동 가능한 제1 발전기(82); 및
   - 상기 제1 값보다 큰 제2 전력 값을 생성하도록 구성되고 상기 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)와 전기적으로 선택적으로 연결되며 상기 제2 열 엔진(80)에 의해 작동 가능한 제2 발전기(91)를 포함하고;
   상기 방법은:
   - 상기 항공기(1, 1')가 제1 시간 간격 동안 상기 제1 구성으로 배열될 때, 상기 제2 발전기(91) 및 상기 소스(81)를 상기 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)에 전기적으로 연결하는 단계;
   - 상기 항공기(1, 1')가 상기 제1 시간 간격보다 큰 제2 시간 간격 동안 상기 제1 구성에 배열될 때, 상기 제2 및 제1 발전기(91, 82) 및 상기 소스(81)를 상기 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)에 전기적으로 연결하는 단계;
   - 상기 항공기(1, 1')가 상기 제1 시간 간격보다 큰 제2 시간 간격 동안 상기 제2 구성에 배열될 때, 상기 제1 엔진(80)을 상기 발전기(82)에만 및/또는 상기 전력 소스(81)를 재충전하도록 전기적으로 연결하는 단계; 및
   - 상기 제1 및 제2 열 엔진(80, 90) 중 하나가 고장난 경우에 상기 전력 소스(81)를 상기 전기 모터(72a, 72b, 73a, 73b, 74a, 74b)에 전기적으로 연결하는 단계를 더 포함하는 것을 특징으로 하는, 방법.