KR102669208B1

KR102669208B1 - Vtol m-날개 구성

Info

Publication number: KR102669208B1
Application number: KR1020207015469A
Authority: KR
Inventors: 마크 무어; 존 바다라멘티; 이안 빌라; 아담 워모스; 데이비드 조지프슨
Original assignee: 조비 에어로, 인크.
Priority date: 2017-11-03
Filing date: 2018-11-03
Publication date: 2024-05-28
Anticipated expiration: 2038-11-03
Also published as: US11597511B2; KR20240093839A; US11939051B2; EP3704018A4; US20190135413A1; US20190135408A1; US20220274695A1; EP3704018B1; US20220144420A1; KR20200067901A; US20240010332A1; US11267571B2; US11174019B2; WO2019090191A1; CN111433122B; US20190135425A1; US11292593B2; EP3704018A1; CN111433122A; US12065238B2

Abstract

수직 이착륙 항공기(VTOL)는 수직 이륙 상태로부터 크루즈 상태로 천이되고, 수직 이륙 상태는 프로펠러를 사용하여 양력을 생성하고 크루즈 상태는 날개를 사용하여 양력을 생성한다. 항공기는 윙팁 나셀, 날개 붐, 및 테일 붐 상에 위치된 프로펠러를 갖는 M-날개 구성을 갖는다. 날개 붐 및/또는 테일 붐은 붐 제어 이펙터를 포함할 수 있다. 날개, 테일 붐, 및 테일 상의 힌지형 제어 표면이 이륙 및 착륙 중에 틸팅되어 비행체를 요잉시킨다. 붐 제어 이펙터, 크루즈 프로펠러, 적층형 프로펠러, 및 제어 표면은 항공기 운동을 제어하고 항공기에 의해 발생되는 노이즈를 완화시키기 위해 상이한 작동 모드 동안 상이한 위치를 가질 수 있다.

Description

VTOL M-날개 구성

설명된 주제는 일반적으로 항공 수송 분야에 관한 것으로, 보다 구체적으로 승객 및 화물의 수송을 비롯하여 다목적의 역할을 할 수 있는 수직 이착륙 비행체에 관한 것이다.

부각되고 있는 수직 이착륙(vertical takeoff and landing)(VTOL) 항공기 생태계에 존재하는 일부 기존의 비행체는 수직 양력 및 전진 추력을 제공하기 위해 별도의 비-관절형 로터에 의존한다. 그러나, 이 접근법은 수직 양력 로터가 전진 비행 중에 비효율적이기 때문에 추가 모터 중량 및 항공기 항력을 초래한다. 기존의 다른 항공기는 비행 방향으로 회전하는 분산된 틸팅 추진기 세트를 사용하여 수직 양력 및 전진 추력 모두를 제공한다. 이 접근법은 모터 중량 및 항공기 항력을 감소시키지만, 관절형 모터와 추진기는 필요한 양력과 추력을 제공하는 데에 필요한 6 내지 12개의 틸팅 로터로 인해 설계 복잡성을 증가시킨다.

다양한 실시예에서, 상기 및 다른 문제는, 주로 양력을 위한 적층형 프로펠러를 사용하는 수직 이착륙 상태로부터 주로 양력을 위한 하나 이상의 날개를 사용하는 크루즈로 천이되는 VTOL 항공기에 의해 해결된다. 일 실시예에서, 항공기는 윙팁 나셀(wingtip nacelle), 날개 붐(wing boom), 및 테일 붐(tail boom) 상에 위치된 프로펠러를 갖는 M-날개 구성을 갖는다. 날개 붐 및/또는 테일 붐은 붐 제어 이펙터(boom control effector)를 포함할 수 있다. 각각의 프로펠러는 별도의 전기 모터로 구동될 수 있다. 날개, 테일 붐, 및 테일 상의 힌지형 제어 표면이 이륙 및 착륙 중에 틸팅되어 비행체를 요잉시킬 수 있다.

항공기의 수직 상승 동안, 나셀 상의 회전 윙팁 프로펠러는 90도 각도로 상향 피치되고, 적층형 양력 프로펠러는 날개 및 테일 붐으로부터 전개되어 양력을 제공한다. 힌지형 제어 표면은 이륙 동안 수직축을 중심으로 한 회전을 제어하도록 틸팅된다. 항공기가 크루즈 구성으로 천이됨에 따라, 나셀은 0도 위치로 하향 회전되어 윙팁 프로펠러가 전진 추력을 제공하게 한다. 제어 표면은 날개, 테일 붐 및 테일과의 중립 위치로 복귀되고, 적층형 양력 프로펠러는 회전을 중지하며 날개 붐 및 테일 붐 내의 공동으로 후퇴되어 전진 비행 중에 항력을 감소시킨다.

하강 구성으로의 천이 동안, 적층형 프로펠러는 날개 붐 및 테일 붐으로부터 재전개되고 날개 및 테일을 따라 회전하기 시작하여 하강에 필요한 양력을 생성한다. 나셀은 90도 위치로 다시 상향 회전되어 천이 중에 추력 및 양력을 모두 제공한다. 날개 상의 힌지형 제어 표면은 프로펠러 후류(propeller wake)를 방지하도록 하향 피치되고, 테일 붐 및 테일 상의 힌지형 표면은 요잉 제어를 위해 틸팅된다.

도 1은 하나 이상의 실시예에 따른, VTOL 항공기의 M-날개 구성을 도시한다.
도 2a는 하나 이상의 실시예에 따른, 적층형 프로펠러의 측면도이다.
도 2b는 하나 이상의 실시예에 따른, 적층형 프로펠러의 평면도이다.
도 3은 여러 실시예에 따른, 적층형 프로펠러의 다양한 구성을 도시한다.
도 4a는 하나 이상의 실시예에 따른, 제1 작동 모드 동안 적층형 프로펠러의 구성을 도시한다.
도 4b는 하나 이상의 실시예에 따른, 제2 작동 모드 동안 적층형 프로펠러의 구성을 도시한다.
도 4c는 하나 이상의 실시예에 따른, 제3 작동 모드 동안 적층형 프로펠러의 구성을 도시한다.
도 4d는 하나 이상의 실시예에 따른, 제4 작동 모드 동안 적층형 프로펠러의 구성을 도시한다.
도 4e는 하나 이상의 실시예에 따른, 붐 제어 이펙터를 구비한 항공기의 측면도를 도시한다.
도 5는 도 1의 실시예에 따른, VTOL 항공기의 상승 구성을 도시한다.
도 6은 도 1의 실시예에 따른, VTOL 항공기의 초기 퇴출 천이 구성(early egress transition configuration)을 도시한다.
도 7a는 도 1의 실시예에 따른, VTOL 항공기의 후기 퇴출 천이 구성(late egress transition configuration)을 도시한다.
도 7b는 도 7a의 실시예에 따른, 하나 이상의 작동 모드와 관련된 프로펠러 구성의 평면도를 도시한다.
도 7c는 도 7a의 실시예에 따른, 하나 이상의 작동 모드와 관련된 프로펠러 구성의 평면도를 도시한다.
도 8은 도 1의 실시예에 따른, VTOL 항공기의 크루즈 구성을 도시한다.
도 9는 도 1의 실시예에 따른, VTOL 항공기의 초기 진입 천이 구성을 도시한다.
도 10은 도 1의 실시예에 따른, VTOL 항공기의 후기 진입 천이 구성을 도시한다.
도 11은 도 1의 실시예에 따른, VTOL 항공기의 하강 구성을 도시한다.

도면 및 다음의 설명은 단지 예시로서 특정 실시예를 설명한다. 본 기술 분야의 숙련자는 다음의 설명으로부터 본 명세서에 설명된 구조 및 방법의 대안 실시예가 본 명세서에 설명된 원리를 벗어나지 않고 채용될 수 있음을 쉽게 인식할 것이다. 이제, 여러 실시예를 참조할 것이며, 그 예는 첨부 도면에 도시되어 있다. 실행 가능하면 유사하거나 동일한 참조 번호가 도면에 사용될 수 있고 유사하거나 동일한 기능을 나타낼 수 있음이 유념된다.

1.1 항공기 개요

도 1은 하나 이상의 실시예에 따른, 수직 이착륙(VTOL) 항공기(100)의 예시이다. 도시된 VTOL 항공기(100)는 수직 이륙 상태로부터 크루즈 상태로 천이되는 천이 항공기로서, 수직 이륙 상태는 프로펠러를 사용하여 양력을 생성하고 크루즈 상태는 날개를 사용하여 양력을 생성한다. 항공기(100)는 승객 및 화물 수송에 사용된다. 항공기(100)는 3개의 축에 대하여 이동하도록 구성된다. 도 1에서, 롤 축은 x-축과 동일 선상에 있고 피치 축은 y-축과 동일 선상에 있다. 요잉 축은 x-축 및 y-축에 수직인 z-축과 동일 선상에 있다(예를 들어, z-축은 페이지로부터 연장된다). 좌표 시스템의 원점은 하나 이상의 작동 모드 동안 항공기(100)의 무게 중심에 고정된다.

항공기(100)는 공기 역학적 중심 및 추력 중심을 포함한다. 공기 역학적 중심은 공기 역학적 모멘트가 일정한 항공기의 지점이다. 공기 역학적 모멘트는 주변 기체(예를 들어, 공기)에 의해 항공기(100)에 가해지는 힘들의 결과로서 생성된다. 추력 중심은 추력이 인가되는 항공기(100)를 따른 지점이다. 항공기(100)는 다양한 작동 모드 동안 공기 역학적 중심, 추력 중심 및/또는 무게 중심이 대략 정렬될 수 있도록(예를 들어, 5 피트(1.524 미터) 이하의 거리만큼 분리될 수 있도록) 전략적으로 설계되고 위치된 구성요소를 포함한다. 항공기(100)의 구성요소는 항공기(100)가 수직 및 전진 비행 동안 밸런싱되도록 배치된다. 예를 들어, 제어 표면(예를 들어, 테일 제어 표면, 붐 제어 이펙터), 프로펠러, 및 M-날개 형상과 같은 구성요소는 상이한 작동 모드 동안 항공기(100)를 밸런싱하도록 협력적으로 기능한다.

항공기(100)는 동체(135)의 본체에 구성된 M-날개 및 동체(135)의 후방으로부터 연장되는 테일 영역을 포함한다. 도 1의 실시예에서, 항공기(100)는 좌현 부분(port portion) 및 우현 부분(starboard portion)을 포함한다. 날개는 날개의 좌현 부분 및 우현 부분이 변곡점에서 병합되는 2개의 각형 세그먼트를 각각 갖도록 M-구성으로 배치된다. 제1 세그먼트는 동체(135)로부터 변곡점까지 외향 연장되고, 제2 세그먼트는 변곡점으로부터 외향 연장된다. 제1 세그먼트 및 제2 세그먼트는 변곡점에서 0이 아닌 각도로 결합된다. 다양한 실시예에서, 각도는 5-25도의 범위이다. 다른 실시예에서, 다른 각도가 사용될 수 있다.

각형 세그먼트가 병합되는 선단 에지(예를 들어, 변곡점)는 M-날개의 각각의 부분을 따라 최전방 지점이다. 선단 에지는 전진 비행 중에 공기와 맨 먼저 접촉하는 날개 부분이다. 일 실시예에서, 각형 구성요소가 병합되는 변곡점은 날개의 각각의 부분(예를 들어, 좌현 부분, 우현 부분)의 중간점과 일치한다. 일 실시예에서, 날개의 좌현 부분 및 우현 부분은 넓은 v-형상을 각각 갖는 개별 구성요소일 수 있다. 도 1의 실시예에서, 날개는 연속적인 M-구성이지만, 대안 실시예에서 날개는 동체(135)에 부착되는 2개의 별개의 v-날개(예를 들어, 우현, 좌현)를 포함한다.

M-날개의 형상은, 전진 비행 동안 충분한 양력을 제공하면서 이륙 및 착륙 구성 동안 항력을 생성하는 표면적을 감소시키도록 선택된다. 일 실시예에서, 날개 스팬은 약 30 내지 40 피트이고 우현 크루즈 프로펠러(110)의 팁으로부터 좌현 크루즈 프로펠러(110)까지의 거리(아래에서 보다 상세히 설명됨)는 약 40 내지 50 피트이다. 날개 표면적은 약 110 내지 120 평방 피트이다. 대안적으로, 날개는 항공기에 양력을 제공하기 위한 임의의 적절한 치수를 가질 수 있다.

일 실시예에서, M-날개는 날개 붐(120)을 포함하고, 각각의 날개 붐(120)의 선단은 날개의 각각의 부분의 대략 중간점(예를 들어, 각각의 부분의 각형 세그먼트가 병합되는 변곡점)에 위치된다. 날개 붐(120)은 선단 에지에서 날개에 부착될 수 있고 선단 에지로부터 1 내지 3 피트 돌출될 수 있다. 일 실시예에서, 날개 붐(120)의 질량 중심은 날개의 중립축 상에 또는 그 전방에 있다. 날개 붐(120)은 작동 모드 동안 항공기(100)의 무게 중심을 정렬 및/또는 밸런싱하기 위해 배터리와 같은 추가 요소를 포함할 수 있다.

일 실시예에서, 적층형 프로펠러(예를 들어, 우현 적층형 프로펠러(115a), 좌현 적층형 프로펠러(115b))가 날개 붐(120)에 부착될 수 있다. 항공기(100)에 양력 및 안정성을 제공하기 위해 적층형 프로펠러(예를 들어, 우현 적층형 프로펠러(115a), 좌현 적층형 프로펠러(115b))가 날개 후방에 위치될 수 있다. 날개 후방에 적층형 프로펠러를 위치 결정하면 날개 및 적층형 프로펠러 위에서의 순환이 개선된다. 결과적으로, 적층형 프로펠러는 수직 이륙 및 착륙 동안 양력에 크게 기여할 수 있다. 적층형 프로펠러의 위치는 또한 상이한 작동 모드 동안 항공기의 공기 역학적 중심, 추력 중심, 및 무게 중심의 정렬을 허용한다.

항공기(100)는 동체(135)의 후방 단부에 부착된 테일 영역을 포함한다. 테일 영역은 테일 붐(145) 및 테일을 포함할 수 있다. 일 실시예에서, 항공기는 항공기(100)에 안정성을 제공하도록 구성된 T-테일을 포함한다. T-테일은 공칭 작동에서 항공기에 양력을 제공하도록 적소에 형상화 및 위치된다. 이와 같이, T-테일은 양력 테일로 지칭될 수 있다. T-테일은 핀(448)의 상단에 수직으로 장착된 테일 평면(155)을 포함한다. 핀(448)은 도 4e에서 항공기(100)의 프로파일 도면에 도시되어 있고 항공기(100)의 요잉 운동을 제어하도록 회전되는 방향타(457)를 포함할 수 있다. 핀(448)의 상부에 부착된 테일 평면(155)은 테일 평면(155)의 후방에 위치된 하나 이상의 테일 제어 표면(160)을 포함할 수 있다. 일 실시예에서, T-테일은 수직 비행 동안 무게 중심과 일치(또는 대략 일치)하도록 특정 승객 좌석(예를 들어, 후방 승객 좌석) 위에 공기 역학적 중심을 위치 설정하도록 구성된다. T-테일은 또한 크루즈 구성 동안 동체(135)의 노우즈(예를 들어, 날개의 약간 전방)를 향해 공기 역학적 중심을 조절하는 것에 기여할 수 있다.

T-테일은 핀(448)의 베이스로부터 테일 평면(155)의 상단까지의 높이가 약 4 내지 6 피트이고 테일 평면(155)의 폭은 약 10 내지 20 피트이다. T-테일은, 테일 붐에 부착된 하나 이상의 프로펠러가 천이 구성 동안 음의 기류 받음각(예를 들어, 아래에 더 상세하게 설명되는 퇴출 및 진입)을 유도할 때 테일 제어 표면(160)의 각도가 변경될 수 있을 정도로 충분히 클 수 있다. 테일 제어 표면을 변경하면 천이 중에 프로펠러에 의해 생성된 기류가 T-테일에 미치는 임의의 부정적인 영향을 감소시킬 수 있다. 일 실시예에서, 항해등(navigation light)이 테일의 후방에 위치되어 다른 항공기에게 항공기(100)의 위치 및 진로를 경고한다. 프로펠러(예를 들어, 전방 적층형 프로펠러(140a), 후방 적층형 프로펠러(140b))는 테일 붐(145)에 부착될 수 있다. 대안적으로, 하나 이상의 프로펠러는 테일 영역을 따르는 임의의 지점에 위치될 수 있다. 적층형 날개 프로펠러(예를 들어, 우현 적층형 프로펠러(115a), 좌현 적층형 프로펠러(115b))와 유사하게, 테일 프로펠러(들)는 공기 역학적 중심, 추력 중심, 및 무게 중심의 정렬에 기여하도록 테일을 따라 전략적으로 위치될 수 있다.

항공기(100)는 도 5 및 도 11과 관련하여 후술되는 바와 같이 수직 이륙 및 착륙을 위한 프로펠러에 의존한다. 항공기(100)는 양력을 최대화하기 위해 적층형 프로펠러(우현 적층형 프로펠러(115a), 좌현 적층형 프로펠러(115b), 전방 적층형 프로펠러(140a), 후방 적층형 프로펠러(140b)) 및 단일 로터 프로펠러(크루즈 프로펠러(110))를 포함한다. 프로펠러는 천이 동안 프로펠러 유동의 간섭을 방지하고 수직 구성으로부터 크루즈 구성으로의 천이에 필요한 전력을 최소화하기 위해 항공기(100)의 스팬을 따라(예를 들어, 측방향으로) 배향될 수 있다. 프로펠러의 위치는 프로펠러 사이의 난류 후류 유동(예를 들어, 프로펠러에 의해 생성된 난류 기류)을 방지할 수 있다. 프로펠러는 하나의 프로펠러의 기류가 다른 프로펠러의 기류를 부정적으로 방해하지 않도록 위치될 수 있다. 프로펠러의 배치는 또한 더 낮은 유도 항력, 전력 및 노이즈를 달성하기 위해 천이 구성 동안 보다 타원 형상의 양력 및 하향 유동 기류 분포를 허용할 수 있다. 일 실시예에서, 항공기(100)는 약 331 평방 피트의 프로펠러 면적을 가지므로, 약 4500 파운드의 질량을 갖는 항공기(100)는 평방 피트 당 약 13.6 파운드인 회전면 하중(disc loading)을 갖는다. 회전면 하중은 액추에이터 회전면에 걸친, 보다 구체적으로 로터 또는 프로펠러에 걸친 평균 압력 변화이다. 프로펠러 면적이 약 391 평방 피트인 다른 실시예(예를 들어, 크루즈 프로펠러(110) 및 적층형 날개 프로펠러의 직경이 약 10 피트인 경우)에서, 회전면 하중은 11.5로 감소된다. 회전면 하중이 감소될 때 전력 사용량이 감소될 수 있고, 따라서 회전면 하중을 감소시킴으로써 항공기의 효율이 증가될 수 있다. 항공기(100)의 프로펠러의 조합 및 구성은, 항공기(100)가 과도한 노이즈를 발생시키지 않으면서 적당한 양의 전력을 사용하여 큰 하중을 수송하기에 충분한 양력을 발생시킬 수 있는 회전면 하중을 초래한다.

1.2 항공기 동체

도 1에 도시된 바와 같이, 동체(135)는 날개 스팬의 중앙에 위치되고 승객, 화물 및/또는 조종사를 수용하도록 구성된 승객실을 포함한다. 동체(135)는 길이가 약 35 내지 45 피트, 폭이 약 4 내지 8 피트, 높이가 약 5 내지 12 피트이다. 대안 실시예에서, 동체(135)는 승객 및/또는 화물을 수송하기 위한 임의의 적절한 치수를 가질 수 있다.

승객실은 승객을 위한 하나 이상의 좌석을 포함할 수 있다. 일 실시예에서, 승객실은 최대 4명의 승객을 위한 좌석을 포함한다. 좌석은 2개의 좌석의 2개의 평행한 열로 배치되어, 한 열의 승객이 항공기(100)의 테일을 향하고 다른 열의 승객이 항공기(100)의 노우즈(예를 들어, 동체(135)의 전방 영역)를 향한다. 일 실시예에서, 승객 좌석은 공간을 최대화하고 승객이 발을 얹혀 놓을 수 있는 장소를 제공하기 위해 하나의 열의 좌석이 다른 열의 좌석의 위에 있도록 층을 이룰 수 있다. 대안적으로, 좌석은 2개의 좌석의 2개의 세트를 갖는 단일 열로 배치될 수 있으며, 세트의 좌석 각각은 반대 방향을 향함으로써, 제1 및 제3 좌석의 승객은 항공기(100)의 테일을 향하고 제2 및 제4 좌석의 승객은 항공기(100)의 노우즈를 향한다. 다른 구성에서, 4개의 좌석 모두는 항공기(100)의 노우즈 또는 테일을 향한다. 승객 좌석의 배치는 항공기(100)가 작동 모드 동안 밸런싱되도록 특정 방식으로 승객 중량을 분배하기 위해 교번 구성을 가질 수 있다. 다른 실시예에서, 동체(135)는 더 많거나 더 적은 수의 좌석을 포함할 수 있다.

동체(135)는 또한 비행에 관한 정보를 제공하도록 승객실에 뷰 스크린을 포함할 수 있다. 예를 들어, 뷰 스크린은 예상 도착 시간, 고도, 속도, 출발지 및 목적지에 관한 정보, 및/또는 조종사로부터의 통신과 같은 정보를 포함할 수 있다. 동체(135)의 전방 영역(예를 들어, 항공기(100)의 노우즈에 가장 가까운 영역)은 제어 패널 및 조종사를 위한 좌석을 구비한 조종실을 포함한다. 일 실시예에서, 조종실의 전방은 크루즈 프로펠러(110)의 블레이드가 조종사와 일렬로 있지 않도록 크루즈 프로펠러(110)의 수평면의 전방에 위치된다.

일부 실시예에서, 배터리 팩은 동체(135)에서 승객실 아래에 위치된다. 배터리 팩은 배터리 팩의 통풍을 용이하게 하도록 동체(135)의 하단 표면으로부터 분리되어 있다. 동체(135)의 하단 표면은 또한 배터리 팩을 제거하게 하도록 배터리 도어를 포함할 수 있다. 대안 실시예에서, 배터리는 동체(135) 위에 배치되고 날개에 일체화될 수 있다. 동체(135)는 노우즈에 충전 포트를 포함할 수 있어, 항공기(100)는 충전 스테이션에 부착되어 항공기(100)에 전력을 공급하는 배터리에 저장된 전력을 복원할 수 있다. 항공기(100)의 착륙을 용이하게 하고 항공기(100)가 지상에서 단거리를 이동하게 하도록 고정식 또는 접이식 랜딩 기어가 또한 동체(135)의 바닥에 부착될 수 있다. 대안적으로, 항공기(100)는 동체(135)의 바닥으로부터 돌출되는 랜딩 스키를 가질 수 있고 휠을 위한 부착 지점을 포함할 수 있다.

1.3 제어 표면

도 1의 실시예에서, 항공기(100)는 날개의 후단 에지에 걸쳐 있는 날개 제어 표면(130)을 포함한다. 후단 에지는 날개의 선단 에지의 반대쪽 에지이다. 일 실시예에서, 각각의 날개 부분은 날개의 후방을 따라 3개의 날개 제어 표면(130), 즉 동체(135)와 날개 붐(120) 사이의 길이가 약 5 내지 7 피트인 제1 날개 제어 표면, 및 날개 붐(120)과 윙팁 나셀(112) 사이의 길이가 각각 대략 3 내지 5 피트인 제2 및 제3 날개 제어 표면을 갖는다. 날개 제어 표면(130)은 날개에 의해 발생된 양력을 증가시키고 항공기(100)의 피치를 제어하기 위해 항공기 작동 동안 상이한 각도로 전개될 수 있다. 날개 제어 표면(130)은 날개에 평행한 힌지축을 중심으로 회전할 수 있도록 힌지 결합된다. 예를 들어, 날개 제어 표면(130)은 주차 구성 동안 중립 위치에 있고, 이륙을 용이하게 하도록 x-y 평면에 평행한 평면 아래에서 약 40도 회전된다. 날개 제어 표면(130)의 작동 모드는 도 5 내지 도 11과 관련하여 아래에서 보다 상세히 설명된다.

항공기(100)는 또한 테일 제어 표면(160)(전술됨) 및 방향타(457)(도 4e에 도시됨)와 같이 항공기를 따라 다른 위치에 제어 표면을 포함할 수 있다. 테일 상의 제어 표면(예를 들어, 테일 제어 표면(160), 방향타(457))은 항공기(100)가 상이한 작동 모드에서 동역학적으로 안정적이도록 항공기(100)의 공기 역학적 중심을 조절할 수 있다. 예를 들어, 테일 제어 표면(160)은 크루즈 구성 동안 중립이고(즉, 0도 각도로 틸팅되고), 테일 제어 표면(160)은 하강 동안 약 5 내지 10도 틸팅된다. 방향타(457)는 크루즈 구성으로의 천이 동안 중립이고(즉, 0도 각도로 틸팅되고), 방향타(457)는 하강 동안 약 5 내지 10도 틸팅되어 항공기(100)를 착륙을 위한 올바른 배향으로 요잉시킨다. 방향타(457)는 요잉 제어를 위해 아래에 설명되는 붐 제어 이펙터에 추가하여 또는 그 대신에 작동할 수 있다. 테일 제어 표면(160) 및 방향타(457)의 작동 모드는 도 5 내지 도 11과 관련하여 아래에서 보다 상세하게 설명된다.

일부 구성에서, 항공기(100)는 항공기(100)를 요잉시키도록 틸팅되는 날개 붐(120) 및 테일 붐(145) 각각의 바닥에 제어 표면을 포함할 수 있다. 제어 표면은 프로펠러 유동을 편향시켜 요잉 및 직접 사이드 슬립 능력을 초래하는 제어력을 생성한다. 예를 들어, 제어 표면들은 크루즈 구성 동안 중립(즉, 0도)이고, 하강 동안 약간(예를 들어, 약 5 내지 10도) 회전되어 항공기(100)를 올바른 배향으로 요잉시킨다. 일 실시예에서, 각각의 날개 붐(120) 및 테일 붐(145)의 바닥 상의 제어 표면은 아래에서 보다 상세하게 설명되는 붐 제어 이펙터이다.

1.4 크루즈 프로펠러

일 실시예에서, 항공기(100)는 도 1에 도시된 하나 이상의 크루즈 프로펠러(110)를 포함한다. 크루즈 프로펠러(110)는 이륙 및 착륙 동안 항공기(100)에 양력을 제공하고 크루즈 구성 동안 항공기(100)에 전진 추력을 제공한다. 도 1에 도시된 바와 같이, 크루즈 프로펠러(110)는 동체(135)에 수직인 나셀(112) 상에 장착된다. 일 실시예에서, 나셀(112)은 항공기(100)에 대한 공기 역학적 힘의 영향을 감소시키도록 비원형 단면을 갖는다. 각각의 나셀(112)은 상이한 작동 모드 동안 y-축에 평행한 축을 중심으로 회전된다. 도 5 내지 도 11과 관련하여 아래에서 보다 상세하게 설명되는 바와 같이, 수직 이륙 및 착륙 동안, 나셀(112)은 동체(135)에 수직이므로, 크루즈 프로펠러(110)의 블레이드는 x-y 평면에 평행한 평면에서 회전되어 항공기(100)의 수직 이동을 용이하게 한다. 항공기(100)가 퇴출 구성에 들어감에 따라(즉, 항공기(100)가 크루즈 고도에 접근할 때), 나셀(112) 및 크루즈 프로펠러(110)는, 나셀이 동체(135)에 평행해질 때까지 (예를 들어, y-축에 평행한 축을 중심으로 동체(135)의 노우즈를 향해) 하향 회전되어, 항공기(100)의 전진 추력을 용이하게 한다. 항공기(100)가 진입 구성으로 들어감에 따라(즉, 항공기(100)가 하강하기 시작할 때), 나셀(112) 및 크루즈 프로펠러(110)는, 크루즈 프로펠러(110)의 블레이드가 x-y 평면에 평행한 평면에서 수평할 때까지 (양의 z-방향을 향해 y-축에 평행한 축을 중심으로) 상향 회전되고, 그 상태에서 항공기(100)의 하강 및 착륙 동안 유지된다. 일 실시예에서, 크루즈 프로펠러(110)는 역회전될 수 있다. 예를 들어, 작동 모드 동안, 좌현 크루즈 프로펠러(110)는 시계 방향으로 회전하고, 우현 크루즈 프로펠러(110)는 반시계 방향으로 회전한다.

일 실시예에서, 각각의 크루즈 프로펠러(110)는 5개의 블레이드를 갖지만, 다른 실시예에서 더 적거나 더 많은 블레이드를 가질 수 있다. 크루즈 프로펠러(110)의 블레이드는 블레이드의 루트로부터 팁으로 좁아진다. 크루즈 프로펠러(110)는 고정된 피치를 가질 수 있다(예를 들어, 크루즈 프로펠러(110)는 고정된 받음각으로 유지됨). 대안적으로, 피치는 크루즈 프로펠러(110)의 블레이드가 블레이드 피치를 제어하기 위해 부분적으로 회전될 수 있도록 가변적이다. 크루즈 프로펠러(110)는 별도의 전기 모터에 의해 구동될 수 있다. 각각의 크루즈 프로펠러(110)는 직경이 약 8 내지 10 피트이고 날개의 각 부분(예를 들어, 우현 부분, 좌현 부분)의 자유 단부에서 나셀(112)(예를 들어, 나셀(112)은 z-축과 평행함)에 90도 각도로 부착된다. 대안적으로, 크루즈 프로펠러(110)는 임의의 적절한 치수를 가질 수 있다.

1.5 적층형 프로펠러

항공기는 하나 이상의 적층형 프로펠러를 포함할 수 있다. 프로펠러는 항공기의 전방, 후방, 좌현 및/또는 우현 영역에 위치될 수 있다. 도 1의 실시예에서, 항공기(100)는 우현 적층형 프로펠러(115a) 및 좌현 적층형 프로펠러(115b)를 포함하고, 여기서 우현 적층형 프로펠러(115a) 및 좌현 적층형 프로펠러(115b)는 항공기의 날개 또는 날개 붐(120)에 부착될 수 있다. 도 1의 실시예는 또한 테일 붐(145)에 부착될 수 있는 적층형 테일 프로펠러(예를 들어, 전방 적층형 프로펠러(140a), 후방 적층형 프로펠러(140b))를 포함한다. 대안적으로, 적층형 프로펠러는 항공기(100) 상의 임의의 다른 위치에 위치될 수 있다.

적층형 프로펠러(예를 들어, 우현 적층형 프로펠러(115a), 좌현 적층형 프로펠러(115b), 전방 적층형 프로펠러(140a), 후방 적층형 프로펠러(140b))는 이륙 및 착륙 중에 항공기에 양력 및 추력을 제공하는 기능을 한다. 도 2a 및 도 2b는 실시예에 따른, 적층형 프로펠러의 측면도 및 평면도를 도시한다. 적층형 프로펠러는 제1 프로펠러(260) 및 제2 프로펠러(262)를 포함한다. 제1 프로펠러(260) 및 제2 프로펠러(262)는 각각 블레이드 허브(268)에 결합된 2개의 블레이드(269)를 포함한다. 제1 프로펠러(260) 및 제2 프로펠러(262)의 블레이드(269)는 회전축(264)을 중심으로 공동 회전한다. 제1 프로펠러(260) 및 제2 프로펠러(262)는 가변 피치를 가질 수 있다.

제1 프로펠러(260)는 제1 모터(280)에 (예를 들어, 기계적으로, 전기적으로) 결합될 수 있고, 제2 프로펠러(262)는 각각의 프로펠러의 독립적 제어를 가능하게 하도록 제2 모터(282)에 결합될 수 있다. 제1 모터(280) 또는 제2 모터(282)는 일부 실시예에서 제1 프로펠러(260) 및 제2 프로펠러(262) 모두를 제어할 수 있다. 예를 들어, 제1 모터(280)가 고장난 경우(예를 들어, 배터리 사망), 제2 모터(282)는 제1 프로펠러(260) 및 제2 프로펠러(262)의 회전을 제어할 수 있다. 적층형 프로펠러는 또한 작동 모드 동안 적절한 방위각(266)을 보장하기 위해 제1 프로펠러(260) 및 제2 프로펠러(262)가 서로 로킹되게 하는 클러치를 포함할 수 있다. 클러치는, 모터 중 하나(예를 들어, 제1 모터(280))가 고장나고 다른 모터(예를 들어, 제2 모터(282))가 제1 프로펠러(260)와 제2 프로펠러(262)의 회전을 제어하는 경우에도, 적층형 프로펠러가 제1 프로펠러(260) 및 제2 프로펠러(262) 모두로부터 추력을 제공하게 한다. 일부 실시예에서, 적층형 프로펠러는 단일 모터 및 작동 모드에서 사용되는 방위각(266)을 제어하는 데에 사용되는 클러치를 갖는 제어기를 포함할 수 있고, 다른 실시예에서 적층형 프로펠러는 독립적인 제어기를 갖는 2개의 모터 및 모터 중 하나가 고장난 경우에 사용되는 클러치를 포함할 수 있다. 제1 모터(280) 및 제2 모터(282)는 또한 블레이드가 정지 상태이거나 움직이고 있을 때, 제2 프로펠러(262)에 대한 제1 프로펠러(260)의 정확한 방위각(266)(도 2b에 도시됨)을 제어할 수 있다. 방위각(266)은 아래에서 보다 상세하게 설명되는 항공기의 작동 모드에 의존한다.

공동 회전 프로펠러(co-rotating propeller)(예를 들어, 제1 프로펠러(260), 제2 프로펠러(262))는 항공기(100)에 의해 발생되는 노이즈를 감소시키기 위해 동일한 속도로 회전하도록 동기화될 수 있다. 방위각(266)은 제1 프로펠러(260) 및 제2 프로펠러(262)가 동일한 속도로(예를 들어, 정상 비행 동안) 회전할 때 일정하다. 방위각(266)은 블레이드(269)의 형상 및/또는 작동 모드에 의존할 수 있다. 예를 들어, 도 2b에 도시된 형상과 같은 특정 형상은 상이한 작동 모드 동안 5-15도의 오프셋 각도를 가질 수 있다.

프로펠러의 속도는 수직 상승 및 하강을 제공하기 위해 요구되는 추력량 및 항공기(100)가 운행하는 지리적 지역에서 허용 가능한 노이즈량에 기초하여 조절될 수 있다. 예를 들어, 조종사는, 낮은 수준의 노이즈가 요망되는 지역(예를 들어, 주거 지역)에서는, 항공기(100)의 속도를 낮추어, 항공기(100)가 더 천천히 상승하게 할지도 모른다. 일 실시예에서, 각각의 블레이드(269)의 자유 단부의 최대 속도는 초당 450 피트이다. 이는 항공기(100)에 의해 생성된 노이즈를 허용 가능한 임계값 미만으로 유지할 수 있다. 다른 실시예에서, (예를 들어, 블레이드(269)의 형상 및 크기 등에 따라 항공기 및/또는 항공기 환경에 허용 가능한 것으로 고려되는 노이즈의 레벨에 따라) 다른 최대 속도가 허용 가능할 수 있다.

일 실시예에서, 적층형 프로펠러는 덕트(265) 내에 캡슐화될 수 있다. 덕트(265)는 블레이드(269) 및 로터 마스트(270)를 둘러싸서 제1 프로펠러(260) 및/또는 제2 프로펠러(262) 위의 유동을 증대시킬 수 있다. 덕트(265)는 적층형 프로펠러에 의해 발생된 추력을 증가시키고 및/또는 공동 회전 프로펠러의 위 및 아래의 압력차를 조절하는 기능을 할 수 있다. 제1 프로펠러(260) 및 제2 프로펠러(262)는 도 2a에 도시된 덕트(265) 내에서 리세스될 수 있다. 대안 실시예에서, 제1 프로펠러(260)는 덕트(265)로부터 돌출되거나 덕트와 동일한 높이에 있을 수 있는 반면, 제2 프로펠러(262)는 덕트(265) 내에 리세스된다. 유사하게, 로터 마스트(270)는 덕트(265) 내에 리세스되거나 그로부터 돌출될 수 있다. 도 2a의 실시예에서, 덕트(265)는 제1 프로펠러(260) 및 제2 프로펠러(262)의 직경보다 약간 큰 직경을 갖는 원통형 본체이다.

공동 회전 프로펠러는 더 적은 노이즈를 생성할 수 있기 때문에 단일 로터 프로펠러에 이점을 제공할 수 있다. 프로펠러에 의해 생성되는 노이즈는 프로펠러의 날개끝 속도의 지수에 따라 달라지므로, 단일 로터 프로펠러에 의해 생성되는 노이즈를 감소시키기 위해 항공기 속도도 감소된다. 적층형 프로펠러 설계는 또한 시스템의 효율을 증가시키기 위해 상이한 단계의 비행 기능 단계 동안 변경될 수 있는, 프로펠러들 사이의 각도의 유연성을 허용한다. 속도 및 위상 각도는 적층형 프로펠러 상의 각각의 프로펠러에 대해 조절될 수 있어, 보다 유연하고 적응 가능한 시스템이 가능하다. 적층형 프로펠러는 작동 모드 동안 항력을 감소시키고 효율을 개선시키기 위해 필요하지 않은 곳에 저장될 수 있다.

적층형 프로펠러의 구성은 항공기 시스템 및/또는 작동 모드의 실시예 및 요건에 따라 달라질 수 있다. 일 실시예에서, 각각의 공동 회전 프로펠러(예를 들어, 제1 프로펠러(260), 제2 프로펠러(262))는 동일한 블레이드 형상 및 프로파일을 갖는 반면, 다른 실시예에서, 제1 프로펠러(260) 및 제2 프로펠러(262)는 상이한 치수 및 오프셋 회전 위상을 갖는다. 예를 들어, 제1 프로펠러(260) 및 제2 프로펠러(262)는 서로 다른 캠버 및 비틀림을 가질 수 있어, 프로펠러들이 방위각만큼 떨어져 있을 때, 적층형 프로펠러(예를 들어, 우현 적층형 프로펠러(115a), 좌현 적층형 프로펠러(115b), 전방 적층형 프로펠러(140a), 후방 적층형 프로펠러(140b)는 2개의 표면들 사이에서 최적의 캠버를 달성할 수 있다. 예를 들어, 일 실시예에서, 제2 프로펠러(262)의 직경은 제1 프로펠러(260)의 직경의 약 95%이다.

재료 조성과 관련하여, 적층형 프로펠러(예를 들어, 우현 적층형 프로펠러(115a), 좌현 적층형 프로펠러(115b), 전방 적층형 프로펠러(140a), 후방 적층형 프로펠러(140b))는 단일 재료로 제조될 수 있거나 항공기에 양력을 제공하기에 적절한 물리적 특성을 제공할 수 있는 복합 재료로 제조될 수 있다. 제1 프로펠러(260) 및 제2 프로펠러(262)는 동일한 재료 또는 상이한 재료로 제조될 수 있다. 예를 들어, 제1 프로펠러(260) 및 제2 프로펠러(262)는 알루미늄으로 제조될 수 있거나, 제1 프로펠러(260)는 강철로 제조될 수 있고 제2 프로펠러(262)는 티타늄으로 제조될 수 있다. 블레이드 허브(268)는 제1 프로펠러(260) 및 제2 프로펠러(262)와 동일하거나 상이한 재료로 제조될 수 있다. 대안적으로, 시스템의 구성요소(예를 들어, 제1 프로펠러(260), 제2 프로펠러(262), 블레이드 허브(268))는 금속, 폴리머, 복합재, 또는 임의의 재료 조합으로 제조될 수 있다. 적층형 프로펠러는 또한 바람, 비, 우박 및/또는 매우 높거나 낮은 온도와 같은 극한 환경 조건에 노출될 수 있다. 따라서, 적층형 프로펠러의 재료는 다양한 외부 조건과 호환 가능할 수 있다.

기계적 특성과 관련하여, 제1 프로펠러(260) 및 제2 프로펠러(262)의 재료는 압축 강도, 전단 강도, 인장 강도, 굽힘 강도, 탄성 계수, 경도, 상기 기계적 특성들의 파생 특성 및/또는 프로펠러가 항공기에 수직 양력을 제공할 수 있게 하는 다른 특성을 가질 수 있다. 제1 프로펠러(260) 및 제2 프로펠러(262)는 추력 굽힘, 원심 및 공기 역학적 비틀림, 토크 굽힘 및 진동을 비롯하여 작동 중에 극한 힘을 경험할 수 있다. 제1 프로펠러(260) 및 제2 프로펠러(262)의 재료는 다양한 작동 모드 동안 프로펠러에 가해지는 힘 하에서 프로펠러가 그 형상을 유지하게 하는 강도 및 강성을 가질 수 있다. 일 실시예에서, 제1 프로펠러(260) 및/또는 제2 프로펠러(262)는 강성 복합재로 구성된다. 게다가, 블레이드(269)의 에지 또는 팁은 강도와 강성을 증가시키도록 금속으로 라이닝될 수 있다.

일 실시예에서 또는 특정 작동 모드 동안, 제1 프로펠러(260) 및 제2 프로펠러(262)는 반시계 방향으로 공동 회전될 수 있다. 상이한 작동 모드에서, 제1 프로펠러(260) 및 제2 프로펠러(262)는 시계 방향으로 공동 회전될 수 있다. 도 1의 실시예에서, 항공기를 따른 적층형 프로펠러(예를 들어, 우현 적층형 프로펠러(115a), 좌현 적층형 프로펠러(115b))는 작동 모드에 기초하여 반대 방향으로 회전될 수 있다. 예를 들어, 우현 적층형 프로펠러(115a)는 시계 방향으로 회전될 수 있고 좌현 적층형 프로펠러(115b)는 반시계 방향으로 회전될 수 있다. 적층형 프로펠러(예를 들어, 전방 적층형 프로펠러(140a), 후방 적층형 프로펠러(140b))는 또한 동일한 또는 반대 방향으로 회전될 수 있다. 예를 들어, 전방 적층형 프로펠러(140a) 및 후방 적층형 프로펠러(140b) 모두는 작동 모드 동안 시계 방향으로 회전될 수 있다. 적층형 프로펠러의 회전 방향은 작동 모드에 따라 좌우될 수 있다. 도 1의 실시예에 따르면, 적층형 프로펠러(예를 들어, 우현 적층형 프로펠러(115a), 좌현 적층형 프로펠러(115b), 전방 적층형 프로펠러(140a), 후방 적층형 프로펠러(140b))는 약 6 내지 10 피트의 직경을 갖는다. 대안적으로, 적층형 프로펠러는 임의의 적절한 치수를 가질 수 있다. 적층형 테일 프로펠러(예를 들어, 전방 적층형 프로펠러(140a), 후방 적층형 프로펠러(140b))는 우현 적층형 프로펠러(115a) 및 좌현 적층형 프로펠러(115b)에 추가하여 또는 그 대신에 작동할 수 있다. 상기 설명은 각각의 적층형 프로펠러에 대한 회전 방향의 가능한 조합을 배제하지는 않는다. 예는 설명 목적으로 사용된다.

도 3은 적층형 프로펠러의 제1 실시예(좌상단), 제2 실시예(우상단), 제3 실시예(좌하단) 및 제4 실시예(우하단)를 도시한다. 제1 실시예(좌상단)는 각형 블레이드(369a)를 갖는 제1 프로펠러(360a) 및 제2 프로펠러(362a)를 포함하는 적층형 프로펠러의 평면도를 도시한다. 제1 프로펠러(360a) 및 제2 프로펠러(362a)는 각각 2개의 블레이드(369a)를 포함한다. 블레이드(369a)의 폭은 블레이드(369a)의 자유 단부보다 블레이드 허브(368a)에서 더 좁다. 도 3의 제2 실시예(우상단)는 3개의 블레이드(369b)를 갖는 제1 프로펠러(360b) 및 3개의 블레이드(369b)를 갖는 제2 프로펠러(362b)를 포함한다. 블레이드(369b)는 블레이드(369b)의 자유 단부보다 블레이드 허브(368b)에서 더 넓다. 블레이드(369b)의 자유 단부는 둥근형이다. 도 3의 제3 실시예(좌하단)는 블레이드 허브(368c)에 결합된 2개의 블레이드(369b)를 각각 포함하는 제1 프로펠러(360b) 및 제2 프로펠러(362b)를 포함하는 개략도를 도시한다. 프로펠러의 블레이드(369b)는 자유 단부보다 블레이드 허브(368c)에서 더 넓다. 제2 프로펠러(362c)의 직경은 제1 프로펠러(360c)의 직경보다 작다. 도 3의 제4 실시예(우하단)는 블레이드 허브(368d)에 결합된 2개의 블레이드(369d)를 각각 포함하는 제1 프로펠러(360d) 및 제2 프로펠러(362d)를 갖는 프로펠러를 포함한다. 블레이드(369d)는 블레이드 허브(368d)로부터 블레이드(369d)의 자유 단부까지의 길이를 따라 만곡되어 있다.

도 3은 적층형 프로펠러의 여러 실시예 및 실시예들의 조합을 도시한다. 대안적으로, 적층형 프로펠러는 항공기의 설계 제약(예를 들어, 적재 능력, 제조 한계)을 충족시키기 위해 상이한 특성(예를 들어, 형상, 배향, 크기) 및 상이한 실시예의 조합을 가질 수 있다. 적층형 프로펠러(예를 들어, 우현 적층형 프로펠러(115a), 좌현 적층형 프로펠러(115b), 전방 적층형 프로펠러(140a), 후방 적층형 프로펠러(140b))는 또한 항공기 효율을 개선하거나 노이즈를 감소시키기 위해 상이한 개수의 블레이드를 각각 갖는 상이한 개수의 프로펠러를 가질 수 있다. 일 실시예에서, 적층형 프로펠러는 각 블레이드 세트에 상이한 블레이드 피치 및 상이한 비틀림 분포를 포함한다. 제1 프로펠러(예를 들어, 상단 프로펠러)는 기류를 유도하기 위해 더 낮은 피치를 가질 수 있는 반면, 제2 프로펠러(예를 들어, 상단 프로펠러 아래의 프로펠러)는 기류를 가속시키기 위해 더 높은 피치를 가질 수 있다. 비틀림 분포는 최적의 추력을 생성하기 위해 날개끝 와류(예를 들어, 상부 블레이드의 날개끝 속도에 의해 생성된 와류)와 하부 블레이드의 상호 작용을 안정화시키도록 구성될 수 있다.

도 4a는 일 작동 모드에서의 적층형 프로펠러의 일 실시예의 측면도를 도시하고 도 4b는 상이한 작동 모드에서의 적층형 프로펠러의 실시예의 측면도를 도시한다. 도 4a 내지 도 4d에 도시된 적층형 프로펠러는 도 2a 및 도 2b에 도시된 적층형 프로펠러와 실질적으로 유사하다. 개략도는 제1 프로펠러(460), 제2 프로펠러(462), 블레이드 허브(468), 블레이드(469), 로터 마스트(470), 및 내부 공동(472)을 포함한다. 도 4a는 제1 프로펠러(460) 및 제2 프로펠러(462)가 로터 마스트(470)에 결합되는 개략도를 도시한다. 로터 마스트(470)는 내부 공동(472)을 포함한다. 일 실시예에서, 로터 마스트(470)는 붐(예를 들어, 날개 붐(120), 테일 붐(145))이다. 대안 실시예에서, 로터 마스트(470)는 나셀(예를 들어, 나셀(112))일 수 있다. 붐 및/또는 나셀은 제1 프로펠러(460)의 블레이드 프로파일과 일치하는 표면 프로파일을 갖도록 구성될 수 있다. 이는 제1 프로펠러(260)와 로터 마스트(470) 사이에 등각 표면이 끼워져 항력 및 유동 분리를 최소화할 수 있게 한다. 도 4b에 의해 도시된 하나의 작동 모드에서, 제1 프로펠러(460) 및 제2 프로펠러(462)의 블레이드(469)는 항력을 감소시키기 위해 로터 마스트(470)의 내부 공동(472) 내에 리세스될 수 있다. 제1 프로펠러(460) 및/또는 제2 프로펠러(462)는 아래의 도 5 내지 도 11과 관련하여 보다 상세하게 설명된 작동 모드와 협력하기 위해 한번에 리세스될 수 있다.

1.6 붐 제어 이펙터

항공기는 항공기의 영역에 부착된 붐을 포함할 수 있다. 도 1에 도시된 바와 같은 일 실시예에서, 붐은 항공기(100)의 각각의 날개 및/또는 항공기(100)의 테일에 부착된다. 일반적으로, 붐은 연료 탱크와 같은 보조 물품을 포함한다. 붐은 또한 항공기에 구조적 지지를 제공하는 데에 사용될 수 있다. 일 실시예에서, 붐은 항공기의 상이한 작동 모드를 용이하게 하는 붐 제어 이펙터를 포함할 수 있다.

도 1의 실시예에서, 프로펠러(예를 들어, 우현 적층형 프로펠러(115a), 전방 적층형 프로펠러(140a))는 붐(예를 들어, 날개 붐(120), 테일 붐(145))에 결합되어 이륙 및 착륙 동안 항공기에 양력을 제공할 수 있다. 도 1에 도시된 바와 같이, 우현 적층형 프로펠러(115a)는 우현측 날개 붐(120)에 부착되고 좌현 적층형 프로펠러(115b)는 좌현측 날개 붐(120)에 부착된다. 테일 붐(145)에는 전방 적층형 프로펠러(140a) 및 후방 적층형 프로펠러(140b)가 부착된다. 대안 실시예에서, 단일 로터 프로펠러(예를 들어, 크루즈 프로펠러(110))가 붐에 부착될 수 있다.

붐(예를 들어, 날개 붐(120), 테일 붐(145))은 중공형일 수 있고 작동에 유용한 항공기 구성요소를 저장하는 데에 사용될 수 있다. 예를 들어, 붐은 전기 모터 및 프로펠러(예를 들어, 우현 적층형 프로펠러(115a), 좌현 적층형 프로펠러(115b)) 또는 다른 항공기 구성요소에 전력을 공급하기 위한 배터리를 포함할 수 있다. 일 실시예에서, 배터리는 날개 붐(120)의 바닥에 위치되고 붐(120)의 길이에 걸쳐 있을 수 있다. 다른 실시예에서, 배터리는 날개 붐(120) 또는 테일 붐(145)의 어느 한 단부에 위치되어 항공기(100)의 밸런싱 및 정렬을 유지하는 데에 일조하는 평형추로서 기능할 수 있다. 배터리는 또한 작동 모드 동안 공탄성(aero elastic) 및 훨 플러터 공명(whirl flutter resonance)을 최소화하기 위해 날개 붐(120) 또는 테일 붐(145)의 위치에 위치될 수 있다. 항공기(100)를 따라 다른 위치에 배터리가 포함될 수도 있다. 배터리 도어는 날개 붐(120)의 바닥에 위치되어 프로펠러(예를 들어, 우현 적층형 프로펠러(115a), 좌현 적층형 프로펠러(115b)) 또는 다른 항공기 구성요소에 전력을 공급하는 배터리를 제거하게 한다.

날개 붐(120) 및/또는 테일 붐(145)이 중공형인 실시예에서, 붐은 하나 이상의 작동 모드 동안 항공기(100)의 노이즈 신호를 변경하기 위한 공명기로서 사용될 수 있다. 헬름홀쯔 공명기(Helmholtz resonator)는 개방된 구멍이 있는 공기와 같은 기체의 용기이다. 공명기는 붐(예를 들어, 날개 붐(120), 테일 붐(145))에 결합된 프로펠러 위의 기류로 인한 노이즈가 감소되도록 프로펠러의 주파수로 튜닝될 수 있다. 프로펠러에 의해 생성된 압력 변동의 결과로 생성된 사운드는 붐 내부의 튜닝된 체적의 존재에 의해 수정될 수 있다. 체적을 튜닝하면 붐에 결합된 프로펠러에 의해 방출되는 복사 사운드가 감소되도록 음향 및 공기 역학적 수정이 가능할 수 있다. 일 실시예에서, 붐(날개 붐(120), 테일 붐(145))은 공명기로서 작용하도록 프로펠러의 크기에 대해 적절한 공기 체적을 갖는다. 작동 모드에서, 적층형 프로펠러가 전개(예를 들어, 이륙)될 때, 내부 공동(472)은, 도 4a와 관련하여 아래에서 설명되는 바와 같이, 공명기로의 기류를 위한 입구로서 기능할 수 있다. 적층형 프로펠러 위의 기류의 일부는 내부 공동(472)을 통해 붐(예를 들어, 날개 붐(120), 테일 붐(145))으로 유입될 수 있고 주파수는 프로펠러에 의해 생성된 노이즈를 감소시키도록 튜닝될 수 있다. 일 실시예에서, 붐 제어 이펙터(425)는 노이즈를 감소시키기 위해 공명기로서 작동하는 붐(예를 들어, 날개 붐(120), 테일 붐(145))과 함께 작동될 수 있다. 붐 제어 이펙터의 아래에서 보다 상세하게 설명되는 회전 주파수는 공명기의 주파수로 튜닝되어 노이즈가 더 완화되도록 구성될 수 있다.

항공기(100)가 수직 이륙 및 착륙 구성에 있을 때, 프로펠러(예를 들어, 우현 적층형 프로펠러(115a), 좌현 적층형 프로펠러(115b))는 날개 붐(120) 및 테일 붐(145)을 지나 공기를 송풍하여 양력을 생성한다. 붐(예를 들어, 테일 붐(145), 날개 붐(120))의 실시예의 단면도가 도 4a 내지 도 4d에 의해 도시되어 있다. 도 4a 내지 도 4d는 상이한 작동 모드 동안 붐에 걸친 공기의 유동을 도시한다. 붐은 회전축(464)에 수직인 축을 중심으로 회전하도록 구성된 붐 제어 이펙터(425)를 포함할 수 있다. 붐 제어 이펙터는 도 4a 내지 도 4d에 의해 설명되는 바와 같은 단일 이펙터 또는 분할 이펙터일 수 있다. 분할 이펙터는 프로펠러에 의해 생성된 노이즈를 감소시키기 위해 공명기로서 작동하는 붐과 함께 작동될 수 있다. 분할 이펙터는 단일 로터 마스트(470)에 부착된 2개의 붐 제어 이펙터를 포함할 수 있다.

일 실시예에서, 붐은 붐 제어 이펙터(425)에 결합된 로터 마스트(470)를 포함할 수 있다. 붐 제어 이펙터(425)는 프로펠러로부터의 기류를 지향시키도록 구성될 수 있다. 도 4a는 아래에서 보다 상세하게 설명되는 바와 같이 수직 이륙 구성과 같은 작동 모드 동안 붐 제어 이펙터(425)를 도시한다. 붐 제어 이펙터(425)는 도 4a에서 중립 위치에 있다. 프로펠러(예를 들어, 제1 프로펠러(460), 제2 프로펠러(462)) 아래의 기류(490)는 붐의 표면으로부터 분리되지 않는다. 도 4b는 크루즈 구성과 같은 작동 모드를 도시하며, 여기서 프로펠러(예를 들어, 제1 프로펠러(460), 제2 프로펠러(462))는 내부 공동(472) 내에 리세스되어 있다. 프로펠러(예를 들어, 제1 프로펠러(460), 제2 프로펠러(462))가 공동(472) 내에 리세스될 때, 붐 제어 이펙터(425)는 작동하지 않을 수 있다(예를 들어, 붐 제어 이펙터는 중립 위치에 유지됨).

도 4c 및 도 4d는 실시예에 따른 붐 제어 이펙터의 다른 2가지 작동 모드를 도시한다. 도 4c 및 도 4d는 회전축(464)에 수직인 축(예를 들어, 페이지로부터 연장되는 축)을 중심으로 회전된 붐 제어 이펙터(425)를 도시한다. 붐 제어 이펙터(425)의 각도는, 도 5 내지 도 11과 관련하여 아래에서 보다 상세히 설명되는 바와 같이, 다양한 작동 모드 동안 붐의 z-축에 평행한 축으로부터 오프셋된 방향으로(즉, 좌측 또는 우측으로) 하류 기류(490)를 지향시킨다. 붐 제어 이펙터(425)의 각도는 상이한 작동 모드 동안 수동으로 제어되거나 자동화될 수 있다. 각도는 작동 모드 동안 일정하게 유지될 수 있거나 환경 조건에 기초하여 변경될 수 있다. 대안적으로, 붐 제어 이펙터(425)는 회전축(464)에 수직인 축을 중심으로 연속적으로 진동하도록 구성될 수 있다. 진동 주파수는, 전술한 바와 같이, 공명기로서 기능하는 붐의 주파수와 정렬되도록 튜닝될 수 있다. 대안 실시예에서, 붐 제어 이펙터(425)는 기류(490)를 다른 방향으로 지향시키도록 구성될 수 있다. 붐 제어 이펙터(425)의 이동은 프로펠러의 측풍을 제어하고 프로펠러의 음향 신호를 완화시키도록 구성된다. 붐 제어 이펙터(425)는 기류(490)의 방향을 제어할 수 있으며, 이는 프로펠러에 의해 생성되는 노이즈를 상당히 감소시킬 수 있다. 또한, 항공기의 요잉 제어를 보강할 수 있다. 붐 제어 이펙터(425)는 또한 기류를 재정렬함으로써 효율을 개선시키고 항공기(100)에 의해 소비되는 전력을 감소시킬 수 있다.

도 4a 내지 도 4d에서, 붐 제어 이펙터(425)는 눈물 방울 형상을 갖는다. 다른 실시예에서, 붐 제어 이펙터(425)는 노이즈를 완화시키고 기류를 지향시키기에 적절한 다른 형상을 가질 수 있다. 예를 들어, 붐 제어 이펙터(425)는, 작동 모드 동안, 붐 제어 이펙터(425)가 기류 방향을 제어할 수 있는 다수의 길이방향 표면을 갖도록 분할 구성을 가질 수 있다. 분할 구성은 전술한 바와 같이 붐이 공명기로서 작용하게 하도록 구성될 수 있다. 일 실시예에서, 붐 제어 이펙터(425) 및 대응하는 붐(예를 들어, 테일 붐(145), 날개 붐(120))은 항공기(100)에 대한 공기 역학적 힘의 바람직하지 않은 효과(예를 들어, 공탄성 및 훨 플러터)를 감소시키도록 비원형 단면을 갖는다. 붐 제어 이펙터(425)는 또한 로터 마스트(470)에 결합된 직사각형 단부 영역 및 뾰족하거나 둥근 자유 단부 영역을 가질 수 있다. 붐 제어 이펙터(425)의 형상은 항공기의 설계 고려 사항(예를 들어, 프로펠러의 크기, 프로펠러의 위치, 항공기 적재 능력 등)에 따라 좌우된다.

날개 붐 및 테일 붐을 포함하는 항공기(100)의 측면도가 도 4e에 도시되어 있다. 측면도는 날개 붐(420)의 일부에 결합된 붐 제어 이펙터(425)를 도시한다. 붐 제어 이펙터(425)는 날개 붐(420)의 길이방향 표면을 따라 연장되고 프로펠러 아래에 위치 설정된다. 일 실시예에서, 프로펠러의 직경은 붐 제어 이펙터(425)의 길이와 대략 동일하다. 대안 실시예에서, 프로펠러의 직경은 붐 제어 이펙터(425)의 길이보다 크거나 작을 수 있다. 전술한 내부 공동(472)은 붐 제어 이펙터(425)의 길이와 유사한 길이를 가질 수 있다. 실시예에 따른 항공기 테일 붐(445)이 또한 도 4e에 도시되어 있다. 항공기 테일 붐(445)은 테일 붐의 길이에 걸쳐 있는 붐 제어 이펙터(425)를 포함한다. 2세트의 프로펠러가 테일 붐(445)에 결합된다. 테일 붐 제어 이펙터(425)의 길이는 테일 프로펠러(예를 들어, 전방 적층형 프로펠러(140a), 후방 적층형 프로펠러(140b))의 결합된 직경과 대략 동일하다. 대안 실시예에서, 붐 제어 이펙터(425)의 길이는 프로펠러의 총 직경보다 작거나 클 수 있다. 전술한 내부 공동(472)은 테일 붐 제어 이펙터(425)의 길이와 유사한 길이를 가질 수 있다.

재료 조성과 관련하여, 붐 제어 이펙터(425)는 단일 재료로 제조될 수 있거나 프로펠러 후방의 기류 방향을 제어하기에 적절한 물리적 특성을 제공할 수 있는 복합 재료일 수 있다. 붐 제어 이펙터(425)는 로터 마스트(470)와 동일한 재료 또는 상이한 재료로 제조될 수 있다. 붐 제어 이펙터(425)는 또한 바람, 비, 우박 및/또는 매우 높거나 낮은 온도와 같은 극한 환경 조건에 노출될 수 있다. 따라서, 붐 제어 이펙터(425)의 재료는 다양한 외부 조건과 호환될 수 있다.

기계적 특성과 관련하여, 붐 제어 이펙터(425)의 재료는 압축 강도, 전단 강도, 인장 강도, 굽힘 강도, 탄성 계수, 경도, 상기 기계적 특성들의 파생 특성 및/또는 붐 제어 이펙터(425)가 기류(490)를 프로펠러의 후방 또는 아래로 지향시키게 할 수 있는 다른 특성을 가질 수 있다. 붐 제어 이펙터(425)는 추력 굽힘, 원심 및 공기 역학적 비틀림, 토크 굽힘 및 진동을 비롯하여 작동 중에 극한 힘을 경험할 수 있다. 붐 제어 이펙터(425)의 재료는 붐 제어 이펙터(425)가 다양한 작동 모드 동안 붐 제어 이펙터(425)에 가해지는 힘 하에서 그 형상을 유지하게 하는 강도를 가질 수 있다.

전술한 바와 같이, 붐 제어 이펙터(예를 들어, 425)가 VTOL 항공기(100)에 포함될 수 있다. 붐 제어 이펙터(425)는 항공기(100)에 포함된 프로펠러의 후방 또는 아래로 기류를 지향시키도록 구성될 수 있다. 대안 실시예에서, 붐 제어 이펙터는 헬리콥터와 같은 로터 또는 프로펠러를 포함하는 임의의 항공기에 포함될 수 있다.

1.7 작동 모드

도 5 내지 도 11에 도시된 항공기 미션 프로파일(000)은 단계(001-007)로부터 VTOL 항공기(100)의 대략적인 궤도를 도시한다. 도 5 내지 도 11에 도시된 항공기 및 그 구성요소는 도 1에 도시된 항공기(100) 및 대응하는 구성요소와 실질적으로 동일하다(예를 들어, 크루즈 프로펠러(510)는 크루즈 프로펠러(110)와 실질적으로 동일함). 각 단계 동안, 항공기(100)의 구성요소는 무게 중심, 추력 중심, 및 공기 역학적 중심이 대략 정렬될 수 있도록 조절된다. 항공기(100)의 구성요소는 양력 및 추력을 최대화하고 프로펠러 위의 기류로 인한 노이즈를 감소시키도록 조절될 수 있다. 조절 가능한 구성요소는 적층형 프로펠러, 제어 표면, 붐 제어 이펙터, 및 크루즈 프로펠러를 포함한다. 대안 실시예에서, 항공기(100)는 항공기(100) 작동의 단계(001-007) 동안 무게 중심, 추력 중심, 및 공기 역학적 중심을 정렬하기 위해 더 적거나 더 많은 조절 가능한 구성요소를 포함할 수 있다.

도 5는 실시예에 따른, VTOL 항공기(100)의 지상 주행 및 상승 구성을 도시한다. 단계(001)는 항공기(100)의 주차 및 지상 주행 위치에 대응하고, 단계(002)는 항공기의 상승(예를 들어, 수직 이륙) 구성에 대응한다. 항공기(100)가 주차되어 있는 동안(예를 들어, 승객이 항공기(100)에 출입하는 경우), 적층형 프로펠러(예를 들어, 전방 적층형 프로펠러(540a), 후방 적층형 프로펠러(540b))는 정지될 수 있고, 윙팁 나셀(512)은 상향 피치되어 동체(535)에 수직일 수 있다. 항공기(100)는 도 5에 도시된 바와 같이 항공기를 따라 위치된 하나 이상의 적층형 프로펠러(예를 들어, 우현 적층형 프로펠러(515a), 좌현 적층형 프로펠러(515b), 전방 적층형 프로펠러(540a), 후방 적층형 프로펠러(540b))를 포함할 수 있다. 각각의 적층형 프로펠러는 중심 회전축을 중심으로 회전할 수 있는 제1 프로펠러(560) 및 제2 프로펠러(562)를 갖는다. 프로펠러(예를 들어, 우현 적층형 프로펠러(515a), 좌현 적층형 프로펠러(515b), 전방 적층형 프로펠러(540a), 후방 적층형 프로펠러(540b))는 또한 항공기가 정지 상태이거나 지상 주행하는 동안 항공기(100) 내의 공동 내로 후퇴될 수 있다. 도 1과 관련하여 설명된, 날개 제어 표면(130), 테일 제어 표면(160)은, 승객 안전을 위해 주차하는 동안 중립 위치에 유지된다. 방향타(557)는 또한 중립 위치에 유지될 수 있다.

항공기(100)가 이륙 준비가 되면, 적층형 프로펠러(예를 들어, 우현 적층형 프로펠러(515a), 좌현 적층형 프로펠러(515b), 전방 적층형 프로펠러(540a), 후방 적층형 프로펠러(540b))는 회전되고 항공기(100)가 지면에서 이륙할 때까지 회전 속도가 증가될 수 있다. 이륙(단계 002) 동안, 나셀(512)은 크루즈 프로펠러(510)가 수직 양력을 제공할 수 있도록 동체(535)에 대해 약 90도의 수직 각도로 유지된다. 일 실시예에서, 상승 동안, 좌현 적층형 프로펠러(515b) 및 후방 적층형 프로펠러(540b)는 시계 방향으로 회전되고, 우현 적층형 프로펠러(515a) 및 전방 적층형 프로펠러(540a)는 반시계 방향으로 회전된다.

프로펠러(예를 들어, 우현 적층형 프로펠러(515a), 전방 적층형 프로펠러(540a))가 회전함에 따라, 붐 제어 이펙터(525)는 중립 위치에 유지될 수 있다. 대안적으로, 붐 제어 이펙터(525)는 항공기(100)를 안정화시키거나 달리 지향시키는 방향으로 비행체를 요잉하고 기류를 안내하도록 경사질 수 있다. 대부분의 항공기에서, 요잉 운동은 항공기의 방향타(657)에 의해 제어된다. 일 실시예에서, 요잉 운동은 붐 제어 이펙터(525)에 의해 부분적으로 또는 전체적으로 제어된다. 요잉 운동은 또한 항공기(100)의 테일에 위치된 방향타(557)의 5-10도 각도에 의해 제어될 수 있다. 항공기가 이륙하는 동안 수평 위치(예를 들어, 무게 중심, 추력 중심, 및 공기 역학적 중심이 대략적으로 정렬됨)를 유지하도록 양쪽 표면이 경사질 수 있다. 날개 제어 표면(130)은 항공기 피치를 제어하기 위해 40도 하강될 수 있고 테일 제어 표면(160)은 약 5 내지 10도로 하강될 수 있다.

도 6은 하나 이상의 실시예에 따른, VTOL 항공기(100)의 초기 퇴출 천이 구성을 도시한다. 퇴출 천이 기간(단계 003)은 항공기를 상승 상태에서 크루즈 상태로 전환시킨다. 항공기(100)가 크루즈 고도에 접근함에 따라, 수직 이륙 모드(단계 002)로부터 크루즈 구성으로 천이하기 시작한다. 이 천이가 시작될 때, 나셀(612) 및 크루즈 프로펠러(610)는 하향으로 천이를 시작한다. 회전을 통한 도중에, 적층형 날개 프로펠러(예를 들어, 우현 적층형 프로펠러(615a), 좌현 적층형 프로펠러(615b), 전방 적층형 프로펠러(640a), 후방 적층형 프로펠러(640b))는 감속하기 시작하지만 후기 퇴출 작동 모드로 천이되기 전에 상향 위치에 유지될 수 있다. 날개 제어 표면(130)은 40도 피치로 유지되고 테일 제어 표면(160)은 중립 위치로 복귀될 수 있다.

도 7a는 실시예에 따른, VTOL 항공기(100)의 후기 퇴출 천이 구성을 도시한다. 나셀(712)과 크루즈 프로펠러(710)가 나셀(712)이 동체(735)와 대략 평행할 때까지 하향 회전을 계속함에 따라 항공기(100)는 퇴출 천이(단계 003)의 종료에 접근한다. 적층형 프로펠러(예를 들어, 우현 적층형 프로펠러(715a), 좌현 적층형 프로펠러(715b), 전방 적층형 프로펠러(740a), 후방 적층형 프로펠러(740b))는 그 회전을 계속 감속할 수 있고, 각각의 적층형 프로펠러의 제1 프로펠러 및 제2 프로펠러는 동일한 속도로 회전될 수 있다. 날개 제어 표면(130)은 중립 위치로 편향되고 테일 제어 표면(160)은 중립 위치에 유지된다. VTOL 항공기(100)의 초기 퇴출 및 후기 퇴출 천이 구성 동안, 붐 제어 이펙터(예를 들어, 625, 725) 및 방향타(예를 들어, 657, 757)는 중립 위치에 있을 수 있다. 대안적으로, 붐 제어 이펙터(예를 들어, 625, 725) 및 방향타(예를 들어, 657, 757)는 요잉 운동을 제어하거나, 특히 바람이 부는 환경 또는 달리 가혹한 환경 조건에서 노이즈를 감소시키도록 경사질 수 있다.

도 7b는 실시예에 따른, 후기 퇴출 천이에서 적층형 프로펠러의 블레이드(769)의 평면도를 도시한다. 도 7b에서, 제1 프로펠러(760)는 방위각(766)만큼 제2 프로펠러(762)의 앞에 있다. 프로펠러가 크루즈로 천이함에 따라, 프로펠러(예를 들어, 제1 프로펠러(760), 제2 프로펠러(762))의 회전 속도는, 도 7c의 평면도에 도시된 바와 같이, 방위각(766)이 0이고 블레이드(769)가 동일한 속도로 회전하도록 감속될 수 있다. 프로펠러는 로터 마스트의 내부 공동으로 후퇴되기 전에 회전을 중지할 수 있다.

도 8은 실시예에 따른, VTOL 항공기(100)의 크루즈 구성을 도시한다. 크루즈 구성(단계 004)은 일반적으로 안정적인 수평 비행을 특징으로 한다. 날개 제어 표면(130) 및 테일 제어 표면(160)은 중립 위치에 유지된다. 크루즈 동안, 나셀(812)은 동체(835)에 평행하게 유지되어, 크루즈 프로펠러(810)가 항공기(100)를 크루즈 속도(예를 들어, 시속 약 170 마일)로 추진하게 한다. 일 실시예에서, 좌현 크루즈 프로펠러(810)는 시계 방향으로 회전하고, 우현 크루즈 프로펠러(810)는 반시계 방향으로 회전한다. 적층형 날개 프로펠러(예를 들어, 우현 적층형 프로펠러(815a), 좌현 적층형 프로펠러(815b)) 및 적층형 테일 프로펠러(예를 들어, 전방 적층형 프로펠러(840a), 후방 적층형 프로펠러(840b))는 항력을 감소시키기 위해, 도 4a 및 도 4b와 관련하여 전술한 바와 같이, 로터 마스트의 내부 공동에 수납될 수 있다. 프로펠러가 저장될 때, 항공기(100)는 크루즈 모드(단계 004) 동안 전진 비행을 추진하기 위해 날개에 의존한다. 이는 단일 로터(예를 들어, 헬리콥터)가 있는 항공기는 날개가 있는 항공기에 비해 크루즈 동안 상대적으로 비효율적일 수 있기 때문에 전진 수평 비행 동안 효율에 유리하다. 일 실시예에서, 적층형 프로펠러 및 크루즈 프로펠러를 포함한 전체 프로펠러 영역의 35-40%는 전진 비행 동안 활성화된다. 이는 효율을 증가시키고 프로펠러의 회전 또는 접힘을 피할 수 있다. 대안적으로, 적층형 프로펠러(예를 들어, 우현 적층형 프로펠러(815a), 좌현 적층형 프로펠러(815b), 전방 적층형 프로펠러(840a), 후방 적층형 프로펠러(840b))의 제1 프로펠러(예를 들어, 260) 및/또는 제2 프로펠러(예를 들어, 262)는 그 노출된 위치에 유지될 수 있다.

도 8의 실시예에서, 붐 제어 이펙터(825) 및 방향타(857)는 크루즈 구성 동안 중립 위치에 유지된다. 특히, 적층형 프로펠러(예를 들어, 좌현 적층형 프로펠러(815b), 후방 적층형 프로펠러(840b))는 붐(예를 들어, 날개 붐(120), 테일 붐(145))이 대체 목적(예를 들어, 저장)을 위해 기능할 수 있도록 회전되지 않을 수 있거나 공동 내에 리세스될 수 있다. 제2 실시예에서, 붐 제어 이펙터(825)는 프로펠러 후방의 기류를 제어하도록 경사질 수 있다. 예를 들어, 붐 제어 이펙터(825)는 크루즈 프로펠러(810)에 부착될 수 있다. 크루즈 프로펠러(810)는 붐 제어 이펙터가 크루즈 프로펠러(810) 후방의 공기 스트림 튜브를 지향시키기에 적절한 크기 및 형상이 되도록 붐 제어 이펙터에 구성될 수 있다. 작동 모드 동안, 붐 제어 이펙터(825)는 항공기(100)가 지정된 비행 경로를 따르고 크루즈 프로펠러(810)에 의해 생성된 노이즈가 완화되도록 크루즈 프로펠러(810) 후방의 기류를 지향시킬 수 있다. 붐 제어 이펙터가 크루즈 프로펠러(810)에 부착되는 실시예에서, 프로펠러 후방의 기류는 항공기의 동체에 평행한 방향으로 유동할 수 있다. 이 실시예 또는 프로펠러가 수직 프로펠러가 아닌 다른 실시예에서, 붐 제어 이펙터는 피치 및/또는 롤 운동을 제어하도록 구성될 수 있다.

도 9는 실시예에 따른, VTOL 항공기(100)의 초기 진입 천이 구성을 도시한다. 초기 진입 천이(단계 005)는 항공기를 크루즈 단계(004)에서 하강 단계(006)로 전환시킨다. 항공기(100)가 크루즈 구성에서 수직 하강으로 천이하기 시작함에 따라, 나셀(912) 및 크루즈 프로펠러(910)는 상향으로 천이하기 시작한다. 적층형 날개 프로펠러(예를 들어, 우현 적층형 프로펠러(915a), 좌현 적층형 프로펠러(915b)) 및 적층형 테일 프로펠러(예를 들어, 전방 적층형 프로펠러(940a), 후방 적층형 프로펠러(940b))는 로터 마스트의 내부 공동으로부터 재전개될 수 있지만 회전을 시작할 수는 없다. 날개 제어 표면(130)은 40도 각도로 편향되고 테일 제어 표면(160)은 중립 위치에 유지될 수 있다.

도 10은 실시예에 따른, VTOL 항공기(100)의 후기 진입 천이 구성을 도시한다. 나셀(1012)이 동체(135)에 수직이 되도록 나셀(1012) 및 크루즈 프로펠러(1010)가 완전히 회전됨에 따라 항공기(100)는 천이(단계 005)의 천이의 종료에 접근한다. 적층형 날개 프로펠러(예를 들어, 우현 적층형 프로펠러(1015a), 좌현 적층형 프로펠러(1015b)) 및 적층형 테일 프로펠러(예를 들어, 전방 적층형 프로펠러(1040a), 후방 적층형 프로펠러(1040b))가 회전하기 시작하고 속도가 증가된다. 각각의 적층형 프로펠러의 제1 프로펠러 및 제2 프로펠러는 동일하거나 상이한 속도로 회전될 수 있다. 일 실시예에서, 적층형 프로펠러는 반대 방향으로 회전되어, 좌현 크루즈 프로펠러(1010), 좌현 적층형 프로펠러(1015b), 및 후방 적층형 프로펠러(1040b)는 시계 방향으로 회전되는 반면, 우현 크루즈 프로펠러(1010), 우현 적층형 프로펠러(1015a), 및 전방 적층형 프로펠러(1040a)는 반시계 방향으로 회전된다. 날개 제어 표면(130)은 40도로 하향 피치되고 테일 제어 표면(160)은 중립 위치에 유지된다.

항공기의 초기 진입 및 후기 진입 천이(도 9 및 도 10) 동안, 붐 제어 이펙터(예컨대, 925, 1025)는 프로펠러가 회전하지 않는 동안 중립 위치에 유지될 수 있다. 다른 실시예에서, 붐 제어 이펙터(예를 들어, 925, 1025)는 틸팅되어 요잉 운동을 제어하고 및/또는 프로펠러가 회전을 시작하면 노이즈를 감소시킬 수 있다. 일 실시예에서, 붐 제어 이펙터(예를 들어, 925, 1025)는 회전축에 대해 동일한 각도를 가질 수 있다. 다른 실시예에서, 붐 제어 이펙터(예를 들어, 925, 1025)는 각 프로펠러의 회전축에 대해 프로펠러로부터의 기류를 안내하도록 상이한 각도를 가질 수 있다. 항공기의 테일에 부착된 방향타(예를 들어, 957, 1057)는 또한 진입 천이 기간 동안 중립 위치에 유지될 수 있다.

도 11은 실시예에 따른, VTOL 항공기(100)의 하강 구성을 도시한다. 하강 단계(006)는 항공기를 진입 천이(단계 005)에서 착륙 단계(007)로 전환시킨다. 항공기(100)가 착륙 영역을 향해 하강함에 따라, 크루즈 프로펠러(1110), 및 적층형 프로펠러(예를 들어, 우현 적층형 프로펠러(1115a), 좌현 적층형 프로펠러(915b), 전방 적층형 프로펠러(1140a), 후방 적층형 프로펠러(1140b))는 회전하여 양력을 발생시킨다. 적층형 프로펠러는 수직 착륙을 위한 양력을 제공하고 착륙 동안 항공기를 밸런싱하는 기능을 한다. 항공기(100)가 지면에 접촉할 때 프로펠러는 회전 속도가 감소된다. 붐 제어 이펙터(1125) 및 방향타(1157)는 요잉 제어 및 노이즈 제어를 위해 틸팅될 수 있다. 날개 제어 표면(130)은 40도로 하향 피치되고 테일 제어 표면(160)은 피치를 제어하기 위해 약 5 내지 10도까지 하강될 수 있다. 항공기(100)가 지면에 접촉된 후에, 항공기는 프로펠러(예를 들어, 우현 적층형 프로펠러(1115a), 좌현 적층형 프로펠러(1115b), 전방 적층형 프로펠러(1140a), 후방 적층형 프로펠러(1140b))가 회전을 중지하도록 주차 구성으로 복귀된다. 붐 제어 이펙터(1125), 날개 제어 표면(130), 및 테일 제어 표면(160)은 중립 위치로 복귀된다.

도 5 내지 도 11의 엔티티에 의해 사용되는 적층형 프로펠러에 대한 설명은 실시예 및 항공기 시스템의 요건에 따라 달라질 수 있다. 예를 들어, 항공기는 동체 또는 항공기의 다른 영역을 따라 위치된 적층형 프로펠러를 포함할 수 있다. 항공기는 도 5 내지 도 11에 도시된 것보다 많거나 적은 적층형 프로펠러를 포함할 수 있다. 적층형 프로펠러 및/또는 항공기는 이전 설명에 포함된 일부 요소가 없을 수 있다. 적층형 프로펠러의 작동은 도 5 내지 도 11의 설명으로 제한되지 않는다. 예를 들어, 붐 제어 이펙터는 항공기 또는 환경 조건에 따라 이전에 설명되지 않은 작동 모드에서 틸팅되거나 중립일 수 있다.

추가 고려 사항

설명은 예시의 목적으로 제시되었으며; 설명은 철저하거나 본 발명을 개시된 정확한 형태로 제한하도록 의도되지 않는다. 관련 기술 분야의 숙련자는 상기 개시에 비추어 많은 수정 및 변형이 가능하다는 것을 이해할 수 있다.

본 명세서에서 사용된 언어는 원론적으로 가독성 및 교육 목적을 위해 선택되었으며, 본 발명의 주제를 기술하거나 제한하기 위해 선택되지 않았을 수 있다. 따라서, 본 발명의 범위는 이 상세한 설명에 의해서가 아니라 여기에 기초한 용례에 관해 제기하는 임의의 청구범위에 의해 제한되는 것으로 의도된다. 따라서, 본 발명의 실시예의 개시는 예시적이고 본 발명의 범위를 제한하도록 의도되지 않는다.

Claims

적층형 프로펠러이며,
제1 블레이드 허브에 결합된 2개의 블레이드를 포함하고, 회전축을 중심으로 회전하도록 구성된, 제1 프로펠러;
제2 블레이드 허브에 결합된 2개의 블레이드를 포함하는 제2 프로펠러로서, 제2 프로펠러는 회전축을 중심으로 회전하도록 구성되고 제1 프로펠러의 후방에 위치 설정되어, 제1 프로펠러에 의해 변위된 유체가 제2 프로펠러에 입사되는 것인, 제2 프로펠러; 를 포함하고, 제1 프로펠러는 덕트로부터 돌출되고 제2 프로펠러는 덕트에 의해 캡슐화 되고,
제1 작동 모드에서, 제1 모터는 제1 프로펠러를 개별적으로 회전시키도록 구성되고 제2 모터는 제2 프로펠러를 개별적으로 회전시키도록 구성되며,
제2 모터의 고장에 응답하는 제2 작동 모드에서, 제1 모터가 제1 프로펠러 및 제2 프로펠러 모두를 회전시키도록 추가로 구성되는,
적층형 프로펠러.
제1항에 있어서, 제1 프로펠러 및 제2 프로펠러는 방위각만큼 떨어져 있고 방위각은 상이한 작동 모드 동안 가변적인, 적층형 프로펠러.
제1항에 있어서,
제1 프로펠러 및 제2 프로펠러는 방위각만큼 떨어져 있고, 방위각은 작동 모드 동안 일정한, 적층형 프로펠러.
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제1항에 있어서, 제1 프로펠러 및 제2 프로펠러는 제3 작동 모드 동안 동일한 속도로 회전되고 제4 작동 모드 동안 상이한 속도로 회전되는, 적층형 프로펠러.
제1항에 있어서, 제1 프로펠러 및 제2 프로펠러는 제2 작동 모드에서 서로 로킹되어 있는, 적층형 프로펠러.
제1항에 있어서, 제1 모터의 고장에 응답하는 제3 작동 모드에서, 제2 모터가 제1 프로펠러 및 제2 프로펠러 모두를 회전시키도록 추가로 구성되는, 적층형 프로펠러.
제1항에 있어서, 제1 프로펠러 및 제2 프로펠러는 서로 상이한 치수 및 오프셋 회전 위상을 갖는, 적층형 프로펠러.
삭제
제1항에 있어서, 제1 프로펠러의 블레이드의 피치는 제2 프로펠러의 블레이드의 피치와 상이한, 적층형 프로펠러.
제1항에 있어서, 제2 프로펠러의 직경은 제1 프로펠러의 직경보다 작은, 적층형 프로펠러.
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항공기이며,
제1 쌍의 공동 회전 프로펠러를 포함하는 좌현 적층형 프로펠러로서, 제1 쌍의 공동 회전 프로펠러의 프로펠러 각각은 좌현 적층형 프로펠러의 블레이드 허브에 결합된 2개의 블레이드를 포함하는, 좌현 적층형 프로펠러;
제2 쌍의 공동 회전 프로펠러를 포함하는 우현 적층형 프로펠러로서, 제2 쌍의 공동 회전 프로펠러의 프로펠러 각각은 우현 적층형 프로펠러의 블레이드 허브에 결합된 2개의 블레이드를 포함하고, 우현 적층형 프로펠러는 좌현 적층형 프로펠러의 회전 방향과 반대 방향으로 회전하도록 구성되는, 우현 적층형 프로펠러;를 포함하고
제1 작동 모드에서, 제1 모터는 제1 쌍의 공동 회전 프로펠러의 제1 프로펠러를 개별적으로 회전시키도록 구성되고 제2 모터는 제1 쌍의 공동 회전 프로펠러의 제2 프로펠러를 개별적으로 회전시키도록 구성되며,
제2 모터의 고장에 응답하는 제2 작동 모드에서, 제1 모터는 제1 쌍의 공동 회전 프로펠러의 제1 프로펠러 및 제2 프로펠러를 회전시키도록 추가로 구성되고,
제1 쌍의 공동 회전 프로펠러의 제1 프로펠러는 덕트로부터 돌출되고 제1 쌍의 공동 회전 프로펠러의 제2 프로펠러는 덕트에 의해 캡슐화 되고,
제3 작동 모드에서, 제3 모터는 제2 쌍의 공동 회전 프로펠러의 제1 프로펠러를 개별적으로 회전시키도록 구성되고 제4 모터는 제2 쌍의 공동 회전 프로펠러의 제2 프로펠러를 개별적으로 회전시키도록 구성되며,
제4 모터의 고장에 응답하는 제4 작동 모드에서, 제3 모터는 제2 쌍의 공동 회전 프로펠러의 제1 프로펠러 제2 프로펠러를 회전시키도록 추가로 구성되는,
항공기.
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제13항에 있어서, 제1 쌍의 공동 회전 프로펠러의 블레이드는 고정된 피치를 갖는, 항공기.
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제13항에 있어서, 제1 프로펠러 및 제2 프로펠러는 방위각만큼 떨어져 있고 방위각은 상이한 작동 모드에서 가변적인, 항공기.
제13항에 있어서, 제1 프로펠러 및 제2 프로펠러는 방위각만큼 떨어져 있고, 방위각은 작동 모드 동안 일정한, 항공기.
제13항에 있어서, 제1 쌍의 공동 회전 프로펠러는 제2 작동 모드에서 서로 로킹되어 있는, 항공기.
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