KR19990067015A

KR19990067015A - 하이브리드 항공기

Info

Publication number: KR19990067015A
Application number: KR1019980702952A
Authority: KR
Inventors: 한스-유르겐 보테
Original assignee: 한스-유르겐 보테
Priority date: 1995-10-24
Filing date: 1996-10-24
Publication date: 1999-08-16
Also published as: WO1997015492A2; BR9610900A; DE69621033D1; EP0854821A2; EP1211172A2; EP1209076A3; EP1211173A3; JPH11513635A; CN1190345C; AU7272696A; CN1378952A; EP1211172A3; CN1094453C; RU2160689C2; EP1211173A2; US5823468A; DE69621033T2; EP1209076A2; CN1202861A; EP0854821B1

Abstract

VTOL R-VTOL 및 S-STOL의 성능을 가지는 하이브리드(hybrid)항공기가 도시된다. 항공기는 상승선체(1) 및 탠뎀식으로 배열된 4개의 날개 단면(20)을 가지며, 상기 날개단면들은 중립축 주위에서 피봇회전운동이 가능하다. 각각의 날개단면은 실제로 수평 및 수직 범위내에서 추력을 제공하기 이해 피봇회전하는 프로펠러 로터(21)조립체를 가진다. 경도가 크게 설치되고 날개들 및 프로펠러들로부터 선체로 하중을 분산시키는 아웃트리거에 의해 선체네 날개들과 프로펠러들은 일체로 구성된다. 선체들은 공기유동내에서 공기역학적 양력을 제공하고, 요구되는 서로다른 곡률의 판넬갯수를 최소화하여 구성을 용이하게 한다. 선체는 반-강도를 가진 패널로 덮힌 인장프레임, 하부크래딩프레임 및 선미, 선두 크래딩 노즈콘(bow and stern cladding nose cone)으로 구성된다. 프레임을 덮는 반-강도 판넬들은 가스타이트(gas-tight)상태이고 내마모층재료를 제조되고 인터페이스리브 및 래치시스템에 의해 프레임에 연결된다. 프레임은 선체의 종방향축과 직고하게 직렬로 배열되고 비틀림부재에 의해 연결되며 곡선을 형성하고 기다란 모양을 이루는 복수개의 세그먼트들로 구성된다. 터보-전기식 구동시스템이 항공기를 구동하기 위해 이용가능하다. 고도의 하이브리드 항공기는 또한 프로펠러로터 대신에 약 8개에서 12개의 고속팬들을 가지는 것으로 도시된다.

Description

하이브리드 항공기.

상당량의 화물과 많은 승객들을 빠르고 효율적이며 경제적으로 장거리 수송시켜야 하는 필요성은, 작동을 유지하기 위해서 넓은 지면 하부 구조를 이용할 수 있는, 중-장 영역 적용에만 한정되는 여러 가지 중대형(유상하중 30-100톤) 항공기를 개발하게 되었다.

약 400km/h의 순항 속도를 가지고, 넓은 객실은 편안하며, VTOL과 S-STOL작동 능력을 가지고, 중단거리(150-1000마일)에서도 경제적으로 수송할 수 있으며, 통용되고 있는 비행 경로와 작동 패턴과 기능적으로 조화를 이루면서 비개발 부지 또는 불충분하거나 기존의 항공 지면 구조물에서 작동할 수 있는 능력을 구비한, 중형(30-40톤) 유상하중을 가지면서 수송할 수 있는 형태는 아직 존재하지 않는다.

70, 80년대에 새로운 비행선 구조가 개발되었는데, 이것은 특별한 특징을 가지는 비행선 형태를 만들려는 노력으로 볼 수 있다. 상기 비행선, 즉 LTA(Lighter than air) 비행선은 주로 부력 상승 원리를 따른다. 가스의 정적 상승을 사용하므로, 상기 LTA 비행선은 충분한 상승 능력(30-50톤)을 얻을 수 있도록 크기와 부피가 커야 한다. 상기 비행선은 여러 가지 심각한 결점을 가진다. 그것은 저속 제어를 잘 수행하지 못하고, 지면에서 조종하기에 아주 까다로우며, 부력 조정 과정은 선하적을 비실용적으로 만든다. 또, 상기 비행선은 기존 비행 지지 구조물에 적용될 수 없고 수송력을 저하시키는 큰 부피에 의해 발생되는 상당량의 드래그 때문에 160km/h 이상의 고속으로 유지할 수 없다.

Piasecki 등에 의한 U.S 특허 제 4,591,112에서 설명된 것처럼 "하이브리드 비행선"의 제작을 통하여 LTA 비행선의 속도 결점을 극복하려는 노력이 행해져 왔는데, 추진장치는 LTA에 부가되어서 제공된 정적 상승은 상기 추진 장치와 구조체의 자기 무게를 상쇄한다. 이 형태는 큰 횡단면과 대응하는 큰 드래그 페널티를 가지므로 계속해서 고속을 유지할 수 없다. 상기 하이브리드 비행선은 과다한 물리적 크기로 인한 문제점을 처리하는 대응하는 지면을 유지한다. 저속 능력(110-130km/h)은 승객을 수송하는데 통상적으로 사용하기에 적합하지 않다. 이것은 작동에 적합한 전형적인 특무 비행선 개념을 가진다. 전술한 형태에 의해 직면하게 되는 중요한 공학적 문제점은 비통합 공간에 작용하는 헬리콥터형 추진 장치에 의해 발생된 진동력을 추진 지지체와 기체 구조물에 적용하는 능력이다.

또, 하이브리드 비행선을 개선시키려는 노력은 선체 모양에 따라 리프트를 제한하는 부분 부력 비행선의 형태를 만들었다. 상기 비행선의 예시는 클라크 등에 의한 미국 특허 제 4,052,025에 나타나 있다. 상기 비행선은 기존의 항공 기초 구조물을 사용할 수 없는 아주 규모가 큰 대형 비행선이다. 이 비행선은 다른 구조를 가지는 각각의 기체 패널과 함께 구조하는데 많은 비용이 들며 아주 복잡하다. 또, 나선형으로 감겨진 베이스 구조 기체는 강성이 부족한데, 강성은 비행선이 약 400km/h의 중고 순항 속도에 도달하는 것을 방지한다. 공학적 문제점은 크기가 아주 큰 날개부와 다른 부분에 의해 발생되고, LTA 비행선처럼 부분 부력 비행선은 지면 조종에 상당한 문제점을 창출한다. 또, 부분 부력 비행선은 VTOL 능력도 갖지 않고 R-VTOL능력도 갖지 않는다. 이런 유형의 비행선은 높은 유상 하중을 장거리 수송할 수 있다. 그러나 대형 점보 제트와 같은 다른 비행선과 비교해 부분 부력 비행선은 유효하중 능력과 속도 및 전체 생산성에서 경쟁력을 갖추고 있지 않다.

동일한 범주의 다른 노력에서, 부분 부력 비행선은 밀러 주니어 등에 의한 미국 특허 제 4,149,688에서 설명된 것처럼, 리프팅 동체와 함께 "제트 플랩"에 적용할 수 있도록 만들어졌다. 비행선은 개선된 단거리 이착륙에 적합한 반면에, 삼각형은 수직 추력 발생시에 드러스터, 특히 대규모 드러스트에 끼우기에 적합하지 않으므로 VTOL 능력에 대한 요구는 효율성을 저하시킬 것이다. 후위 드러스트는 우수한 VTOL 성능을 부여할 수 있다. 왜냐하면 그것의 후류는 선체의 후상단에 부딪치기 때문이다. 또, 제시된 위치, 선미 또는 후미에서 VTOL 작용 하에 있을 때 드러스터는 다운워시 지면 효과를 일으켜서 비상 중인 비행선의 심각한 불균형 피치 운동을 발생시킨다. 또, 구조적으로 삼각형 기체는 제작하기에 많은 비용이 소모되고 비효율적이다.

헬리콥터는 편리한 VTOL 비행선이지만 조작하기에 많은 비용이 필요하고 복잡하다. 헬리콥터는 엔진으로부터 모든 리프트를 일으킬 수 있으므로, 대부분의 유효 하중이 연료에 의해 소비될 때 중거리(1000마일)에 대해 10톤 이상의 유효 하중을 수송할 수 없다. 활용할 수 있는 객실 공간의 심한 제한으로 인해 헬리콥터를 사용해 사람과 적하 저밀도 화물을 운송하는데 많은 비용이 소요된다. 그럼에도 불구하고 비용에 비해 VTOL 능력이 우세한, 항공 기지나 지면 접근부가 부족한 이격된 영역으로 우선 유상하중을 운반하는데 헬리콥터는 유리하다. 회전자의 수와 크기를 증가시킴으로써 헬리콥터 수송을 개선시키려는 노력이 이루어져 왔다. 그러나, 상기 비행선은 일반적인 헬리콥터 수송 능력을 크게 향상시키지 못했다.

단거리 수송(500마일)에 이용하려는 비행선 형태에서 공기 수송 문제점은 벨 보잉 V-22에 공지된 것처럼, 편향 회전자 비행선이다. 상기 편향 회전자 비행선은 비행선이 VTOL 능력과 수평 추력을 가지도록 허용하는 기울어질 수 있는 큰 회전자를 가진다. 이런 유형의 비행선은 동적 리프트를 제공하는 고정된 날개부를 가진다. 헬리콥터처럼, 편향 회전자 비행선은 제작하고 조작하기에 많은 비용이 소요되고, 그것은 고중량 리프트 및 대형 화물을 수송할 수 없고 제한된 캐빈 공간과 편안함을 제공한다. 이것은 비용면에서도 효과적인 승객 수송 능력을 제공하지 못한다. 헬리콥터에 대한 편향 회전자 비행선의 주요 장점은 고속으로 유상하중을 수송할 수 있다는 것이다. 그러나, 편향 회전자 비행선은 아주 비싸기 때문에, 수송 속도가 중요하고 정찰 특무에 한정되는, 군사용에만 사용된다. 따라서, 현재 편향 회전자 비행선은 통상적으로 사용되지 않는다.

본 발명은 하이브리드 항공기, 특히 수직 이착륙(VTOL)/ 주행 수직 이착륙(R-VTOL) 및 최단 이착륙(S-STOL) 능력을 구비한 하이브리드 항공기에 관련된다. "하이브리드"라는 용어는 4가지 공지된 상승 원리, 동적, 지면 효과, 추력 상승 및 정적 상승이 항공기에 모두 통합되어 있는 것을 의미한다.

도 1 은 수평 추력 위치에 프로펠러를 가지는, 전체 외부 구조를 나타낸 항공기의 사시도.

도 2 는 객실과 조종실을 나타내고 수직 추력 위치에 프로펠러를 가지는, 도 1 에 따른 비행선의 측면도.

도 3 은 리프팅 동체 표면의 상부가 제거된 비행기 동체 하부 사시도.

도 4a 는 횡단면에서 본 선체 구조의 기하학적 원리를 나타낸 도면.

도 4b 는 선체 성분 구조에서 기하학적 원리를 나타낸 사시도.

도 5a 는 지면 상승 효과 원리를 나타낸 정면도.

도 5b 는 리프팅 선체 아래의 4 위치 드러스터에 의해 발생된 와동패턴을 나타낸 평면도.

도 6a 는 구조 요소를 나타낸 선체의 사시도.

도 6b 는 도 6a 의 6b-6b 선을 따라서 본 횡단면도.

도 6c 는 박스 플레이트 동체 표면의 집단 조립체의 사시도.

도 6d 는 용골, 쉘공간 프레임 및 횡 방향 리브를 나타낸, 독립 격실의 사시도.

도 7a 는 케이블 안내/클램프 장치와 다수의 공간 프레임 부재를 구비한 프레임 연결자의 사시도.

도 7b 는 케이블 안내/클램프 장치와 다수의 공간 프레임 부재를 구비한 프레임 연결자의 횡단면도.

도 8a 는 외부 덮개에 접촉하는 리브 부분을 나타낸 쉘 프레임 연결부의 사시도.

도 8b 는 외부 덮개 패널 연결 요소와 외부 덮개에 접촉하는 리브 부분과 쉘 프레임 연결부의 횡단면도.

도 8c 는 공간 쉘 프레임과 외부 덮개 패널 사이에서 접촉하는 리브 부분을 나타낸 측면도.

도 8d 는 외부 덮개 패널 연결자의 단면도.

도 8e 는 다른 실시예에 따른 선체 표면 패널의 횡단면도.

도 8f 는 통합된 공기 덕트를 구비한 선체 표면 패널의 횡단면도.

도 9a 는 본 발명에서 유용한 회전 영역을 나타낸, 도 1 의 비행선에 따른 날개부와 프로펠러의 투시도.

도 9b 는 독립 날개부 수직 편향 능력과 차동 수직 편향 영역을 나타낸 투시도.

도 9c 는 엔진 나셀에 부착된 안정 장치를 포함한 프로펠러를 나타낸 측면도.

도 10 은 비행 제어 시스템의 주요 요소를 나타낸 블록선도.

도 11 은 터보 전기 구동 시스템(TEDS)을 위한 시스템 회로를 나타낸 블록선도.

도 12a 는 통합 지지 비임을 구비한 선체 스테이션의 횡단면도.

도 12b 는 지지 비임과 아우트리거의 접촉부에서 내부 프레임의 사시도.

도 12c 는 외부 아우트리거와 회전 날개부의 사시도.

도 13a 는 AHA 비행선의 평면도.

도 13b 는 AHA 비행선에서 드러스터 장치를 나타낸 정면도.

도 13c 는 AHA 비행선에서 드러스터 장치를 나타낸 측면도.

도 13d 는 도 13a 의 AHA 비행선에서 유용한 팬 유니트의 횡단면도.

* 부호설명

1 ... 상승선체 10 ... 후크

20 ... 날개 21 ... 프로펠러-회전자

25 ... 용골 26, 26' ... 지지비임

30 ... 쉘 50, 50' ... 리브

75, 75' ... 비임 트러스 구조물

본 발명에 따른 항공기는 5-50톤 사이의 유상하중을 수용할 수 있고 다양한 거리에 대해 유효한 순항 속도를 제공할 수 있으며 기존 항공선 구조 및 개발중인 항공기와 함께 작동할 수 있는 능력과 비개발 부지에서 작동할 수 있는 능력을 갖추었다.

상기 비행선은 종래 비행선의 약 30% 정도의 활주 길이를 사용하면서 VTOL 또는 R-VTOL과 S-STOL이 가능하고, 300-400km/h의 중간 순항 속도를 달성할 수 있다. 비행선은 종래의 비행선에 비해 확장된 객실과 화물 보유 공간을 가지고, 높은 생산성을 가지며 조작 및 수리 비용이 저렴하다. 본 발명에 따른 비행선은 기존의 비행 유지 구조체에 적용할 수 있도록 종래의 비행선에 알맞는 크기로 제작될 수 있다.

비행선을 다양하게 용도 변경할 수 있고 경제적이므로, 사용 목적에 알맞게 다양하게 바꿀 수 있다. 예를 들어, 본 발명에 따른 비행선은 승객 수송과 경량의 우선 화물 운송을 함께 할 수 있고 종래의 공기 수송 구조에 부족한 영역에서 R-VTOL과 VTOL 작동 능력을 가지며 고중량 물체를 수송할 수 있다. 비행선은 조사, 정찰 및 구조 등을 위해 저속 비행 또는 저고도 비행이 가능하다. 상기 비행선은 승객과 화물의 최단 거리 수송을 위해 고도로 개발된 산업 현장에서 유용하다.

본 발명에 따른 비행선은, 일반적으로 90-150km의 감속된 이착륙 속도로 인해, 추락 가능성이 줄어든 직렬 날개부를 포함한 기체 구조를 가지는데, 리프팅 선체형태는 실속이 불가능하고 VTOL과 R-VTOL에서 선체 아래에 공기 안전 완충 장치를 구비한다.

본 발명에서, 비행선은 선체 둘레의 프로펠러 날개로서 성형된 다수의 날개를 가지는 선체로 구성된다. 각각의 날개는 프로펠러 또는 리지드 프로펠러-회전자와 같은 추진 장치가 장착되었다. 상기 날개는 중간 고기 역학 압력 축 둘레에서 피봇 운동할 수 있고 추진 장치는 개별 회전 가능하게 장착되어 있다. 날개와 추진 장치의 피봇운동은 제어할 수 있고 리프트 추력, 제어추력 및 전진 추력을 위해 결합하여 제공된다. 제 1 실시예에서, 모든 요소의 피봇 운동은 사이드 거스트의 존재하에 동시에 제어력을 제공할 수 있도록 컴퓨터로 제어된다.

날개부는 중간 축 둘레에서 회전할 수 있으므로 각 날개의 고도를 바꾸는데 최소의 힘이 필요하다. 이것은, 사이드 거스트에 의해 유도된 회전 모우멘트를 상쇄하기 위해서 좌우 두 날개부의 상이한 편향등과 같은 제어 모우멘트를 형성하도록 프로펠러 후류가 날개에 작용할 때 발생되는 힘 벡터가 적용된다. 비행선의 바람직한 고도를 유지하는데 보다 큰 힘이 필요한 곳에서, 회전자는 부가 제어력을 발생시키기 위해서 회전될 수 있다.

본 발명에서, 비행선의 선체 형태는 VTOL 조작을 보조하고 VTOL 리프트 성능을 향상시키도록 지면 리프트 효과를 생성하기 위해 제공된다. 지면 리프트 효과는 수직 추력을 발생시키도록 배치되고 선체 둘레에 놓인 다수의 프로펠러에 의해 발생된다. 프로펠러는 선체에 대해 이격되어 배치되므로 그것의 후류가 선체에 부딪치지 않는다. 상기 프로펠러 구조에서, 각각의 프로펠러 추력 칼럼에 의해 공기 질량의 50%가 수직으로 강하하기 때문에 초기이륙은 선체 아래에서 안쪽으로 움직이도록 지표에 의해 편향된다. 각 프로펠러에서 발생한 공기가 부딪쳐서 위로 작용하는 선체 아래의 공기 완충부가 지면 상승 효과를 일으키도록 위를 향해 이동한다. 선호적으로, 프로펠러는 선체의 중심점을 향해 회전하도록 선택된다. 예를 들어, 4개의 프로펠러는 역회전 선후미와 좌우측부이다.

본 발명에서, 선체는 R-VTOL 과 S-STOL에서 주요 공기역학 상승을 일으킨다. 순항한 후에 선체로부터 짐을 내릴 수 있고 50%까지 동적 리프트는 날개부에 의해 지지될 것이다. 이것은 종래의 날개부와 비교해 리프트대비 드래그 비율은 값(8 - 11)으로 향상시킨다. 선체는 선체의 상하면에 캠버의 각도를 바꾸어서 기류에서 보다 많은 공기역학적 리프트를 일으킨다. R-VTOL 또는 S-STOL에서 사용될 때 공기역학 선체 리프트는, VTOL 작동시 하중용량과 비교해 유상 하중 용량을 100 - 120%로 비행선을 증가시킨다. 선호되는 실시예에서, 비행선체의 크기는 비행선의 화물 수용 용량을 최대화하고 드래그 픽처를 최소화하여서 수송 능력을 최적화하도록 선택된다.

본 발명에서, 비행선체는 약 400km/hr의 비행 속도를 견딜 수 있는 강성을 가지도록 구조된다. 비행선체는 삼각형, 지오데식형 공간 쉘 프레임을 형성하도록 모듈 비틀림 부재를 구비한 다수의 가로 링으로 구조된다. 단단한 외부 복합 쉘은 공간 쉘 프레임 둘레에 장착되고 중간 정도의 강성을 가진다. 부가된 내압 장치는 비가압 용기와 비교해 약 50% 정도로 경도를 높인 정상 순항 하중 상태에서 기체를 가압 인장 구조로 만든다. 상기 공간 쉘 프레임은 압력이 작용하지 않은 경우에 기체에 구조적으로 통합되도록 크기가 정해진다. 약 200 - 220km/hr로 순항 속도가 감소될 때 안전 비행 작동이 계속이루어질 수 있다.

본 발명에 따른 비행선은 모든 적절한 시스템에 의해 구동될 수 있다. 예를 들어, 종래의 구동 트레인이 사용될 수 있다. 터보-전기 구동시스템은 중심 가스 터빈 엔진과 추진 장치에 동력을 전달하는 장치로 이루어진다. 상기 시스템은 십자형으로 결합된 변속기를 필요로 하지 않고 중량을 감소시킬 수 있는 등 종래의 시스템에 비해 여러 가지 장점을 가진다. 또, 기체의 내부에 터빈을 설치할 수 있는 능력은 터빈으로부터 가열된 기체를 내부로 수송할 수 있다. 상기 장치에서 배기 가스는 캐빈을 가열하고 입계면에서 결빙을 막도록 서로 연결시키고 필요하다면 정적 리프트 장치에서 사용하도록 가스를 가열하는데 사용하기 위해 열교환할 목적으로 이용된다.

본 발명에서, 리프팅 동체 구조는 "대형 성분 선체 접근"으로 불리우는 혁신적인 항공기 구조 방법을 개발하였다. 이 방법은 상당히 감소된 양의 다른 선체성분으로부터 기체를 생산할 수 있도록 허용한다. 기체의 여러 부분은 분리될 수 있으므로 고비용이 소모되는 자동 분리 큐어링과 다른 복합재 형성 기술을 이용해 생산될 수 있다. 결합 기술 및 자기 배열 성분은 비행선의 조립을 용이하게 해준다. 저속, 감소된 공기역학 로딩으로 인해 Kevlar^R, E-Glass와 같은 저렴한 물질과 성형 가능한 열가소성 물질이 이용될 수 있다.

본 발명의 추진 장치는 프로펠러-회전자 또는 고속 팬과 같은, 적절한 형태를 취할 수 있다. 고속 팬이 사용될 때, 그것들은 선체 둘레에 배치되고 이 비행선은 "진보된 하이브리드 비행선"(AHA Ship)으로 불려진다. 2.5 - 4m 지름의 8 - 12개의 팬은 선체의 수평 중심선 둘레에 장착되고 다양한 추력 방향에 알맞게 드러스트 편향기에 끼워 넣어진다. 다른 팬들은 예를 들어 선체의 후미에서, 방향성 또는 전방 순항 드러스트를 제공하도록 장착될 수 있다. 상기 비행선은 모든 비행 모드에서 우수한 방향 제어 능력을 가지고 있다.

그러므로, 본 발명에 따르면 선체, 이격되어 선체 둘레에 장착된 프로펠러 날개와 같은 모양의 많은 날개부를 가진는 비행선을 제공하는데 상기 날개부는 중간 공기 역학적 압력 축 둘레에서 회전 운동할 수 있도록 장착되고 추진 장치는 각 날개에 장착되며 날개와 독립적으로 회전 운동할 수 있다.

본 발명에 따른 비행선은, 상하면과 기하학적 중심점을 가지는 선체, 중심점을 통과하는 수직축, 중심점 둘레에서 분리되어 선체에 장착된 다수의 추진 장치를 포함하는데, 각각의 추진 장치는 세로축과 평행하게 추력을 제공하고 기류가 선체의 하면을 향하도록 배치되는데, 하면은 선체 아래에서 편향된 기류의 흐름을 막도록 성형된다.

본 발명에 따르면 비행선의 선체는 공기 이동시에 공기 역학적 상승을 일으키도록 성형되고 세로축을 가지며, 1 - 2.5의 애스펙트 비율과 3 - 4.5의 동체 현 두께 비율을 가진다.

본 발명에 따른 선체는 접하도록 연결된 4개의 아크 부분으로 이루어진 횡단면을 가진다.

본 발명에서 비행선은 세로축을 가지는 선체를 포함하고, 선체는 직렬배치된 다수의 프레임을 포함하며 각각의 프레임은 세로축과 직각으로 배치되고 다수의 비틀림 부재는 연속적으로 이웃한 프레임 사이에 배치되며, 링과 비틀림 부재는 삼각형 프레임을 형성하도록 상호연결된다.

본 발명에 따르면 비행선체는 다수의 날개부와 추진 장치를 포함하고, 상기 가스 터빈에 의해 발생된 동력을 추진 장치에 이송하는 트랜스미션 시스템, 동력 조절 장치, 교류기 및 가스 터빈을 포함하는 터보-전지 구동시스템에 의해 구동된다.

본 발명에 따른 비행선에서 선체는 기류에서 공기 역학 리프트를 제공하도록 성형되고 다수의 날개는 선체 둘레에 장착되며, 다수의 고속 팬은 선체 둘레에 배치되고 다양한 방향성 추력을 제공하도록 팬과 결합되어 장착된 드러스트 편향장치를 포함한다.

본 발명의 상세한 설명은 기체의 주요 건조 블록과 비행선의 주요한 특징에 대한 포괄적인 고찰로 시작된다. 그후 생산을 용이하게 하기 위한 "간단한 구조체"에 대해 기술된 것이고 가압 선체 구조물의 기계적 구조에 대한 특별한 개선점과 제어 과정에 대해 설명된 후 본 발명에 따른 비행선에 특히 적합한 개선된 추진 시스템에 대한 설명이 이어질 것이다. 마지막으로 본 발명의 제 2 실시예에 따른 하이브리드 비행선이 기술될 것이다.

도 1, 2 와 9a 에서는, 본 발명의 선호되는 실시예에 따른 "비행선"으로 명명된 하이브리드 비행선(HA)이 나타나있다. 상기 비행선은 리프팅 동체(1)와, 아우트리거(74)(도 12a, 12b)의 단부에서 선체를 따라 양면의 중심선 둘레에서 선후미에 장착된 추력 생성 프로펠러-회전자(23a, 23b, 23c, 23d)로 구성된다. 도 1 에 가장 잘 나타난 것처럼, 직렬로 배치된 4개의 날개부(20a, 20b, 20c, 20d)는 중간 공기력 압력축에서 아우트리저 둘레에서 피봇식으로 회전할 수 있도록 장착된다. 4개의 추력 생성 프로펠러-회전자(23a, 23b, 23c, 23d)는 나셀(21a, 21b, 21c, 21d)에 의해 수용된 엔진으로 구동되고 수평 위치에서 비행선을 전진시키고 수직 위치에서 정적 수직 추력 상승시키며 VTOL, 순항과 R-VTOL에서 동시에 추력을 제어할 수 있도록 설치된다. 프로펠러-회전자의 회전축(24a)은 각각 회전할 수 있고 수직 위치에 대해 -10℃∼90℃의 범위에서 엔진 나셀(21a)을 통과하는 축(22a) 둘레에서 독립적으로 회전할 수 있다. 선호적으로, 날개(20)의 축(65)은 프로펠러-회전자 조립체(21, 23)의 축(22)과 동일하다. 아래에서 좀더 자세히 설명되겠지만, 각각의 프로펠러-회전자 조립체(21a, 23a)는 프로펠러-회전자와 엔진, 기어박스, 윤활시스템, 나셀과 함께 수용된 크로스 샤프팅 접촉부로 이루어진다. 크로스 샤프팅(19, 19')은 지지 비임에서 선체 내부에 설치된다.

도 1, 2, 3, 6a 와 6b 에서는, 전체 "HA" 기체의 주요 하중 지지, 분배 구조 요소와 주요 구성부분의 배치가 나타나있다. 리프팅 동체(1)의 하부에서, 용골(25)이 통합되어 있다. 용골(25)위에서, 두 개의 지지 비임(26, 26')은 선체(1)를 통하여 선후미에서 용골(25)과 수직으로 뻗어있다. 상기 비임(26, 26')은 용골(25) 및 공간 프레임 쉘(41)과 연결되어 있다. 또다른 비임 추력 구조체(75, 75')(도 12a)도 용골(25)과 쉘 구조체(41)와 접촉하고, 후착륙기어(8b, 8c)의 위치에서 용골(25)의 좌우측으로부터 바깥쪽으로 하부 바닥 선체를 가로질러 뻗어있다. 비임 트러스 구조물(75, 75')은 착륙 기어(8a, 8b, 8c)로부터 용골(25)과 선체(1)의 하부로 하중을 흡수, 재분배한다. 상기 착륙 기어는 종래기술에 따른 삼환 착륙 기어(8a, 8b, 8c)이다. 외부 화물을 들어올리는 조작시에 하드포인트는 선체의 하측 중심부의 바깥쪽에 후크(10)를 포함하고 선체 내에 트러스 보강부(10')를 포함한다. 구조적으로 그것은 용골(25)내에 통합, 형성된다.

횡방향 리브(50, 50')는 선체 하부에 형성된다. 트러스 구조를 가지는, 상기 리브(50, 50')는 쉘(41)과 용골(25)로 통합되고 하부 선체 곡률을 따른다. 용골(25), 비임(75, 75')과 횡방향 리브(50, 50')는 기체에서 가장 강한 부분을 제공한다. 하부 선체는 선체에 강도를 부가할 수 있도록 연결된 박스 플레이트 요소(54)로 형성된 쉘(30)에 의해 한정된다. 비행선의 하부 선체 쉴(30)은 기능적으로 가장 높은 기계적 표면 강성을 필요로 한다. 착수시, VTOL에서 그래블의 충격과 같은, 지면 효과에 의해 지면 조종시에 발생하는 충격 하중으로 인해 하부 쉘(30)에 공기력과 기계적 표면력이 작용한다.

비행선은 선체 내부의 하반부와 선체 내부의 상반부를 분리하는 폐쇄 구조체(48, 48'), 용골(25) 내에 형성된 하부 캐빈(13), 데킹(16)에 의해 형성된 상부 캐빈 및 리브(50, 50')에 대해 지지되는 바닥 비임을 포함한다. 2중 덱은 종래의 비행선 지지에 비해 여러 가지 장점을 가진다. 왜냐하면 하부 캐빈 공간(13)은 화물을 좀더 빽빽하게 수용하기에 적합하고 고하중을 견딜 수 있고, 경량 하중체, 예를들어 승객이나 소화물은 상부 캐빈(14)에서 유지될 수 있기 때문이다. 일반적으로 30톤 유상하중 "HA"를 위한 하부 덱 캐빈의 선체 너비를 6 - 7m로 가정한다면, 부가 캐빈 표면은, 하부 캐빈 크기의 110%까지 상부 캐빈(14)을 형성하도록 데킹(16)을 부가함으로써 실현될 수 있다. 이런식으로, 중량에 대해 비행선 하중의 100%가 실현될 수 있다. 상부 캐빈은 7-10 lb/ft³의 저밀도 화물과 승객들을 수용할 수 있다. 이것은 VTOL에서 작동과 비교해 100%∼120%이상의 유상 하중을 들어올릴 수 있으므로 비행선이 R-VTOL 또는 S-STOL 모드로 작동될 때 특히 유리하다.

승객 수송을 용이하게 하기 위해서, 하부 캐빈(13)과 상부 캐빈(14)사이에 접근할 수 있도록 계단(12a, 12b)이 구비된다. 또, 후위 출입문(5)이 구비된다. 화물의 선하적은 하부 캐빈(13)으로 열려지는 대형 전조등(3)을 통하여 수행된다. 이것은 특별한 선하적 장비 없이 이루어질 수 있고 선하적 시간을 줄일 수 있다. 또, 대형 유리창(6)은, 종래의 비행선에서보다 대기와 캐빈 사이의 하부 압력 차이에 의해 실행 가능한, 상부 캐빈(14)내에 설치될 수 있다. 4×6ft 의 크기를 가지는, 대형 창(6)을 포함한 상부 승객실(14)의 구조적 특징은, 8,000-12,000피트 사이의 고도에서 움직이는 비행선으로부터 외부 풍경 볼 수 있다. 조망 포트(7)는 하부 캐빈(13)에서 볼 수 있도록 전조등(3)에 통합될 수 있다.

쉘(41)은 선체 길이의 약 18%∼85%까지 뻗어있다. 이것은 직렬 연결된 횡방향 링(43)과 이 링을 연결하는 비틀림 요소(44)로 구성되고 지오데식형 구조물과 유사하다. 삼각환 형태 때문에 쉘(41)은 종래 체펠린형 링과 종방형 비임 구조보다 100배 이상의 비틀림력을 흡수하기에 최적인 단단한, 강성 내부동체 쉘을 구비한다. 구조를 좀더 용이하게 하기 위해서 비틀림 부재(44)가 5 - 7.5m 길이의 선체 부분을 형성하면서 선체(1)의 쉘(41)은 3 - 4개의 링(43)을 포함한 부분(43')(도 6d)으로 분리될 수 있다. 선체 크기에 따라 5 - 10 개의 세그먼트 조립체는 전체 쉘을 형성한다. 압력이 해제되지 않도록 선체(1)의 공기력 클래딩을 제공하기 위해서 반가요성 상태로 덮개 패널(42)이 쉘(41)둘레에 장착된다.

스페이스 쉘 프레임 구조물(41)은 전방 선체 캡(57)과 후방 선체 캡(57')의 부착을 허용하는 단부에 경화 링을 구비한다. 캡(57, 57')은 하부 선체 쉘(30)과 동일한 박스 플레이트(54)로부터 형성되고 자립 구조물이다. 도 6c 에서, 요소(54)는 케블라, 흑연, 와강 및 케블라 합성물을 포함한 샌드위치 구조의 복합재로 형성된다. 상기 요소는 단부 캡(57, 57')의 모듈 구조를 용이하게 실현시킨다.

비교적 부피가 큰 선체(1)의 상측 내부에서, 가스, 예를 들어 헬륨이나 고온공기를 정적 상승시키는데 알맞은 충분한 공간을 가진다. 비행선이 VTOL을 위해 사용된다면 상기 가스 리프팅 과정은 특히 유용하다. 또 감지 기능을 가지는 레이더 장치와 같은 대형 장비는 상기 공간 내에 편리하게 설치될 수 있다.

쉘(30, 41), 덮개(42) 및 캡(57, 57")을 포함한 선체는 응력작용하에서 유지된다. 내압의 잔여량이 지면에 작용할 때에도, 선호되는 인장 상태에서 기체와 선체를 유지하기 위해서 1 - 1.5WC가 요구된다. 따라서 선체의 상측 내부와객실(13, 14) 및 문(3, 5)을 분리하기 위해서 폐쇄 구조물(48, 48')의 압력이 해제되지 않아야 한다. 폐쇄 구조체(48)의 재료는 종래의 동체 샌드위치 복합재보다 작은 층으로 이루어지고 1 - 3mm의 두께를 가지는 얇은 가요성 막 구조물 또는 샌드위치 복합재이다. 상기 폐쇄 구조체는 용골(25)과 비임(27)의 프레임과 같은 텐트 및 서스펜션 케이블(49)에 의해 캐빈(13, 14)과 분리되어 유지된다.

결합구조를 제어하는 동체 형태

도 1, 2, 4a 와 4b 에서, 선체 모양(1)은 단순한 대칭 결합구조를 기본으로 하고 타원형이 횡단면을 가지며 선미(1')와 후미(1")를 향하여 가늘어진다. 전체 동체(1)크기, 즉 날개 표면은 요구되는 비행선의 R-VTOL 또는 S-STOL 상승 능력 및 90 - 135km/h의 저속 이륙을 하려는 의도에 의해 결정된다. 선체 결합 구조는, 300 - 370km/h의 중고 순항 속도로 VTOL에서 요구되는 추진 동력을 유지하면서 만족할 만한 리프트 대비 드래그 비율로 우수한 공기력 순항 드래그를 수행하기에 적합하다. 또, 선체 결합구조는 선체의 공기력 중심과 중력의 비행선 중심아래에 충돌하는 대칭 지면 효과 패턴으로 큰 "공기 쿠션"을 형성하기에 용이하다. 선체(1) 형태는 리프팅 선체를 강화하기 위해서 내압이 적용되도록 둥글게 형성되고 25cm 정도의 최소 드래프트로 수면에 착수하기에 알맞은 형태를 가진다. 이 형태에 따르면 생산비가 저렴하고, 반축 대칭 횡단면은 40 - 60 유니트 정도의, 소수의 상이한 몰드만 필요로하는 기체 생산에서 플레이트 요소를 반복적으로 이용한다.

표준 기하결함 구조를 나타내기 위해 아래와 같은, 선체 구조의 설명이 뒤따른다: X축은 비행선의 너비를 가로지르는 수평축이다; Y축은 수직축이다; Z축은 비행선의 길이를 따르는 축이다. 선체 횡단면은 단부가 접하는 2개의 보다 작은 아크(30, 30')와 2개의 보다 큰 아크(31, 31')로 구성된다. 각 α, β는 X축으로부터 아크(30, 30')단부의 회전 거리에 해당한다.

횡단면이 타원형에 가깝지만, 수학적인 타원형과 일치하는 것이 아니라는 것을 인지하는 것은 중요하다. 선체의 횡단면적은 선체의 Z축을 따라 주어진 스테이션 길이 "Z"와 함께 바뀐다. 공지된 결합구조 법칙에 따르면 각 횡단면의 최대 선체 너비X(x)와 최대 높이 Y(x)값의 관계는 다음과 같이 결정될 수 있다:

선체 너비 값: X = (0.5*X₁*Romax)+rn(X)

상부 선체 높이 값: Y = (f)α₁(X₁*Romax),rn(X)

하부 선체 높이 값: Y' = (f)β₁(X₁*Romax),rn(X)

X₁은 2 - 3.5의 값을 취하고 Romax는 회전 원동체의 설정된 최대 지름이며 rn(X)는 Z축을 따라 각 선체부분 n 에서 아크(30, 30')의 지름이다.

선체 횡단면은 반회전절단체인데, 초기 최대지름 romax(30)를 가지고 일정한 중심부(32)는 두 아크(30, 30')의 중심 사이에 삽입된다. 기본 반경 romax의 선택은 선체의 기본 최대높이를 결정한다. 계수 X에 의해 증배된 romax는 중심부(32)의 너비와 동체의 애스펙트 비율을 결정한다. 각각의 X값을 원하는 이륙 속도로 주어진 동체에 의해 유지되는 동적 리프팅 양에 의존한다. 우수한 구조적 하부 기체 중량과 우수한 공기력 성능을 달성하기 위해서 중심부(32)는 0.75 ∼ 2.5 사이에서 애스펙트 비율을 바꾸면서 2 * romax ∼ 3.5 * romax 사이의 값을 취해야 한다.

선체 횡단면 구조를 바꾸는 또다른 방법은 X축에 대한 아크의 각도 α,β를 선택하는 것이다. 동일한 크기의 리프팅 선체를 위한 동적 상승 조건을 개선시키기 위해서, 상이한 아크 각도 α와 β가 사용될 수 있다. 선체의 하부에 대해, 아크 각도 β=75-85˚가 최적이고, 선체의 상부에 대해 아크 각도 α=60-70˚가 선호된다. 상기 결합 구조는 동체(1)가 상단 아크(31)에 보다 많은 캠버를 가지도록 허용하고, 보다 우수한 동적 리프팅을 수행한다. 공지된 것처럼, 높은 캠버 날개는 동일한 날개 기준 표면적에 대해 리프팅 계수를 증가시킨다. 동시에 하부 선체에 대한 상부 선체의 증가된 캠버는 하부 쉘 프레임 부재를 좀더 아치형으로 만들어줌으로써 동체의 자동 안전 보장을 좀더 쉽게 할 수 있으므로 "스탭-드루우(Snap-through)"로 알려진 현상은 거의 발생하지 않는다. 이것은, 선체의 여압 계통이 고장나고 최대 수직 거스트 하중에 의해 유도된 굽힘 응력하의 모드에 있을 때 특히 유리하다.

전술한 방법에 의해, 75 - 85˚의 하부 각 β는 선체의 하부가 상부 아크(31)보다 좀더 완만한 곡률(31')을 취하도록 한다. 결과적으로 평평한 선체 바닥 표면은 리프팅 동체(1) 아래에 압력을 높이기 위해서 공기를 모아줌으로써 지면 상승 효과를 좀더 용이하게 해준다. 보다 평평한 하부 선체(31')의 약한 구조체는 선체(1)의 중하부를 따라 설치된 용골(25)과 리브(50, 50')에 의해 보상된다.

도 2 와 4a 에 나타난 것처럼 일반적으로 1.5 - 3m의 두께를 가지는 횡단면의 연속 변이는 완전 대칭형 혹은 반대칭형 날개 구조를 전체 구조물에 형성한다. 짧은 애스펙트 비율을 가지는 날개는 1:3.5∼1:5의 익현-길이 대비 익현-두께 비율을 가지고, 측면도에서 20 - 28%이 익현 두께를 가진다. 가는 구조의 동체를 가지는 상기 비행선은 순항시에 선체에 가해지는 굽힘 모우멘트로 인해 구조 변형을 좀더 효과적으로 막을 수 있다.

전술한 방법을 적용하면 3∼4.5 사이의 날씬비율을 유지하면서 우수한 공기력 성능을 가지고 최적 표면 대비 부피 비율을 갖는 선체 형태를 달성할 수 있다.

도 4b 에서, 각각의 아크 길이(30, 30', 31, 31')는 1 - 1.5m의 최적 아크 길이를 만들기 위해서 선택된 수, n으로 아크를 세분화할 수 있고 선체 길이 2.5m의 세그컨트로 분할 될 수 있다. 상기 세그먼트를 이용함으로써 선체는 곡률의 두 세가지정도의 변이만 필요로 하는 패널로 덮힐 것이다. 상기 세그먼트는 선체 링(43)과 비틀림 부재(44)에 적용할 수도 있다. 따라서 부품 생산 및 조립 비용을 낮출 수 있다. 또, 선체(1)는 도 5b 에서 39 로 나타낸 대칭을 이루는 선후미를 가질 수도 있으므로, 50%정도 형태가 다른 기체 성분의 수를 줄인다.

리프팅 동체와 4-회전자 추력장치

도 5a 와 5b 를 참고하면, VTOL 모드 또는 후버 모드에서, "4-회전자"장치로 불려지는, 대칭 선체와 4개의 프로펠러-회전자를 가지거나, 4개 이상의 추력 발생기를 가지는 비행선에서, 지면을 침 후에 모든 추력 다운워시 칼럼(35a, 35b, 35c, 35d)에서 아래쪽으로 움직이는 공기의 50%는, 도 5a 에서 화살표로 나타낸 것처럼 선체 아래의 내부로 편향된다. 선체 아래에서, 36 으로 나타낸, 공기 충돌의 역회전 와동 원반은, 공기력 중심과 동일한 중력 중심 아래와 교차한다. 공기 와륜이 충돌할 때, 이것은 위쪽으로, 90°로 추진시키는 증가된 기압부를 만들고 공기 쿠션(36')을 형성한다. 이것은 분수 효과를 야기한다. 프로펠러-회전자(23a, 23b, 23c, 23d)와 다운워시 칼럼(35a, 35b, 35c, 35d)를 적절하게 배치하는 것은 비교적 넓은 선체로 공기를 아래에 저장하는 "커튼(curtain)"의 기능을 발휘한다. 프로펠러 선미(23a, 23d)와 후미(23b, 23c), 좌우측부의 역회전은 상기 효과를 증대시키므로 유리하다. 상기 역회전 프로펠러를 이용해 공기를 배출하는데 단지 두 갭(37, 37')만 이용할 수 있다. 선호되는 선체 형태는 대칭형(39) 또는 선체(1)로 나타낸 것처럼 대칭형에 가까워야 한다.

"HA" 선체-회전자 결합구조를 나타내는 6m 모델로 시행한 실험은 상기 개념의 유효성을 확인시켜 주고 실제 리프팅 개선에 대한 자세한 과학적 데이터를 제공한다. 선체 곡률이 하부보다 지면사이의 거리는 프로펠러 지름과 일치하고, 프로펠러에 의해 전달된 원추력의 30%에 해당하는 지면 상승 효과력을 얻을 수 있다. 좀더 가깝게 지면에 접근했을 때, 즉 지면 상승 효과가 좀더 커지는 것을 측정할 수 있다. 특히 80kg/㎡ 이상의 프로펠러 디스크 하중은 상기 효과를 지지한다.

프로펠러-회전자 수직 추진시 선체 간섭을 최소화하는 결합구조

도 2 에 나타난 것처럼, 프로펠러가 비행선 순항 또는 VTOL을 위해 배치될 때, 프로펠러에 공급하기 위해서 선체에 대해 유입된 공기에 의해 발생되는 리프트 손실을 막기 위해서, 회전자는 평면도에서 선체 외주의 바깥쪽에 놓인다. 선호되는 실시예에서, 회전의 수평 프로펠러 평면은 선체의 길이를 따라 대응하는 위치에서 외부 선체 곡률의 높이와 동일한 수직 위치에 배치된다. 프로펠러로 공급된 공기가 선체 표면으로 끌어들여지는 곳에서, 기류는 프로펠러 면과 접하여 다운 드래프트 효과를 최소화한다. 평면도에서 프로펠러 회전의 외측 한계와 선체 외주 사이의, 클리어런스(c)(도 5b)는 프로펠러 지름의 15 - 20%인 것이 유리하다.

상이한 선체 날개부, 프로펠러 편향 능력

리프팅 기체(1)는, 외부에 추진 장치가 부착되는 프레임을 제공한다. 도 9a, 9b 와 12a-12c에서, 긴 지름의 프로펠러-회전자(23a, 23d)는 캔틸레버식 아우트리거(74a, 74d)의 단부에 장착된다. 편향가능한 날개부(20a, 20d)는 선체와 프로펠러-회전자(23a, 23d)사이에 장착된다. 상기 날개부의 익현 중심선(40)은 프로펠러-회전자의 편향과 독립하여 회전할 수 있다. 상기 날개부는 수평축에 대해 -10˚∼130˚의 영역내에 배치되고 회전하도록 장착되고 순항시 일반 위치는 R-VTOL에서 1 - 5˚, 40 - 75˚이고 특정 순항 제어 조건하에서 130˚이다. 회전축(24)은 수평선에 대해 0˚- 110˚의 영역에서 편향되는데, 프로펠러 축은 순항 상태에서 0˚, 비상상태에서 90˚이고 제어 또는 이륙 모드에 대해 다양한 위치에 배치된다. 일반적으로 회전축 위치와 날개부 사이에서 23˚까지 상이한 각도가 이용될 수 있다.

상이한 변형 능력으로 인한 여러가지 장점을 얻을 수 있다. 특히, 기존의 편향 회전자 기술에 대해 3가지 주요 개선점이 있다. 도 9a 에서는, 수직 배향 날개부(20a')와 수평 배향 날개부(20a)의 투시도가 나타나 있다. 본 발명은 VTOL과 S-STOL에서 파일론 상승 손실을 줄인다. 날개부(20a')는 수직 위치에 유지되고, 프로펠러 후류의 흐름을 방해하지 못하고 날개의 아우트리거(74)에 대한 다운워시 드래그는, 고정된 비편향 날개가 편향가능한 프로펠러를 위한 지지 파일론으로서 사용되는 곳에서 8% VTOL 상승 손실과 비교해 약 1.5% VTOL 상승 손실로 감소시킨다.

회전 날개부 각도는, S-STOL 과 순항 전이시 항상 회전 프로펠러 각도 이상의 포지티브 값을 유지할 수 있다. 종래의 고정된 날개-편향 회전자 비행선과 달리 이것은 추력 상승 손실을 방지할 뿐만 아니라 발생된 동적 상승을 증가시키거나, 반대로 S-STOL 착륙시 리프트를 감소시키는데 이용된다. 또, 프로펠러 추력 후류 존재하에 날개부(20a, 20b, 20c, 20d)는 80km/h 이하의 저속으로 제어하고 날개부(20)를 상승시킨다. 이것은 착륙의 마지막 순간에 고도 제어에 특히 선호된다. S-STOL과 비행 전이의 동적 리프팅 개선과 보다 우수한 비행선 조작 특성을 이끈다.

4개 날개부(20a, 20b, 20c, 20d)의 독립 편향은 4개의 날개 사이에서 필요한 동적 리프팅을 분배하여 계속 순항시킨다. 속도와 비행 모드에 따라, 비행선을 공중에 유지하는 비행 엔벨로프의 설정점에 요구되는 동적 상승은 4개의 날개부와 리프팅 동체에 의해 발생되는 전체 상승력에 의해 이루어진다. 리프팅 동체(1)는 날개부(20a, 20b, 20c, 20d)보다 작은 애스펙트 비율을 가지므로, 생성된 일정량의 동적 상승에 대해 보다 많은 드래그를 유도한다. 그러므로 순항 속도로 리프팅 동체에서 짐을 내리고 4개의 날개부가 선체에서 이동된 동적 리프트의 일부를 구성하는데 유리하다. 4개의 날개부(20a, 20b, 20c, 20d)는 전체 드래그 페널티가 감소되고 리프팅 동체(1)가 동적하중의 100%를 지탱하면서 동일한 양의 동적 리프트를 발생시킨다.

가요성을 가지며 매달려 있는 외부 쉘을 포함한 가압 강성 동체

도 6a 와 6b 에 따르며, 본 발명의 선체는, 내압이 가해지지 않을 때 전체 표면 구조를 유지할 수 있는, 패널(42)로 형성된 반강성 덮개가 가요성을 가지며 둘레에 부착된 강성 자립 스페이스 프레임 쉘(41)로 구성된다. 5 - 75m의 갭(53)은 쉘(41)과 패널(42) 사이에 형성된다. 적합한 공기 역학적 선체 표면형을 달성하는 프레임(41)의 유선형과 굽힘 모우멘트에 견디는, 동일한 기계적 구조를 가지는 비가압 용기에 대해, 경량의 가성 압력 용기를 형성하도록 약 50 - 55% 정도 증가한 내압으로 쉘(41)과 패널(42)은 작동한다. 이런 기계적 접근은 발명자에 의해 "압력 인장작용을 받는 쉘 프레임"(PTSF)으로 명명되었다.

내부가압은 용기를 경화시키는 기계 공학에서 공지된 방법으로 종래 기술에 따른 스페이스, 항공 기술에 적용될 수 있지만, 중고속으로 대형 비행선을 운행하는데 유용한 어떤 구조물도 개발되지 않았다. 일반적으로 쉘(41)은 Z축과 직각으로 배치된 일련의 링(43)이다. 도 12a 에 나타낸 선호되는 실시예에서 각각의 링(43)은 12∼18개의 꼭지점(78)을 가지는 다각형 형태의 다수의 관으로 형성된다. 모든 제 2 링은 30˚ 또는 20˚로 회전하여서, 24 - 36 열의 정점(78)을 가지는 프레임 횡단면을 형성한다. 도 6a 와 6b 에 나타낸 또다른 실시예에서, 링(43)의 정점(78)은 선체 내부 윤곽에 맞는 횡단면을 가지는 상부와 측부 둘레에 규칙적으로 놓이고, 링(43')의 하부 리브 연결부를 수용하기 위해서 다수의 부재를 포함하도록 수정된다.

각각의 정점(78)은 선체 곡률의 Z축을 따라 각각의 제 2 링과 일치하게 배열된다. 상기 링(43)과 상호 연결된 비틀림 비임(44)은 정점에서, 연결점(45)에 의해 연결된 상호 맞물린 삼각형 구조의 웨브를 형성하고, 쉘 구조체에 일정한 깊이를 부여한다.

도 7a, 7b 와 8a 에서 8d 에서 알수 있듯이. 각각의 노드(45)는 고리형을 치하고, 부재(43, 44)의 멘트 코운(43', 44')에 형성된 탭 카운터 호울과 맞물리고 고리형 노드(45)의 내부에 끼워지는 볼트(45')의 삽입을 허용하는 6개의 보어 호울을 가진다. 핀형 조인트인, 각각의 노트(45)는 쉘 프레임(41)의 6개의 관 부재를 연결하는 기능을 가진다. 노드(45)와 링 관 부재(43)의 교차면과 수직으로, 래치(63)는 노드(45)의 상측부를 가로질러 형성된 슬롯(62)으로 끼워진다. 래치(63)는 핀 볼트(46)에 의해 슬롯 내에 유지되고 클램프 장치(60)의 일부분을 형성하는데 상기 클램프는 반 강성 리브(52)의 치형부 또는 팁과 케이블(58)의 국부 고정을 허용하고 내부에 배치된 강성 스페이스 프레임 쉘(41)과 패널(42)의 반강성 외부 덮개 사이의 갭(53)을 연결한다. 패널(42)은 선미 캡(57)에서 후미 캡(57')까지 뻗어있는 고어 형태를 취한다. 케이블 안내/클램프 장치(60)는 일반적으로 0.65m의 길이를 가지고 0.15m의 높이를 가지며 한쌍의 평부재(60")를 고정하는 클램프(60')로 형성된다. 평부재(60")는 리브(52)에 결합되고 조립하는 동안 클램프(60')에 의해 맞물려진다.

외부 덮개 패널(42) 부착 기구를 이해하기 위해서, 외부 덮개 패널(42)의 구조 및 기계적 특징, 종방향 인터페이스 리브(52)의 연결과 기계적 작용이 설명될 것이다.

외부 덮개 패널(42)은 경량의 샌드위치 복합재로 이루어진 층으로 이루어진다. 선호되는 샌드위치 구조는 현재 이용되고 있는 재료에 중량 대비 최대 강도를 부여하고 외향 표면에서 내향 표면까지, 마모 저항 필름(예; TEdlar^R)으로 이루어진 0.005mm의 박층; 폴리 아라미드 섬유(예; Kevlar^R)를 이용한 3축 제직 섬유층; 10 - 15mm 두께의 와강 코어 시트; 폴리 아라미드 섬유를 사용한 다른 3축 제직 섬유층; 및 상용되고 있는 금속 Mylar^R과 같은 유효 가소 불투과성 필름으로 구성된다. 샌드위치 층은 접착제로 결합된다. 와강 시트는 약 360km/h의 속도로 순항할 때 외표면으로 도입되는 진동 응력과 비틀림을 견딜수 있도록 샌드위치 구조에 충분한 강도를 평면내에 제공한다. 상기 패널은 약 0.45-0.65kg/㎡의 중량을 가진다. 패널은 알루미늄판 중량의 일부를 차지하는 1.5mm 두께의 알루미늄 판과 동일한 파열 저항을 가진다. 패널은 현 Blimp 가요 구조체의 단위 응력 강도에 비해 몇배 높은 강도를 가진다.

다른 실시예에 따른 외부 동체 덮개에서 패널은 가요성 물질로 이루어진 두 개의 시트와 그 사이에 배치된 저밀도 와강으로 형성된다. 도 8e 에 나타낸 것과 같은 다른 실시예에서, 가요성 물질(42, 42')로 이루어질 두 얇은 시트는 내외덮개층을 형성하는데 사용된다. 약 15-30kg/㎥ 사이의 저밀도를 가지는 폐쇄 셀 폼(foam)은 시트(42, 42')사이에 배치된다. 거품을 주입하기 전에 가요성 시트 사이의 공간이 팽창되어서 주입된 거품이 경화될때까지 시트는 몰드로서 작용한다. 이 배치는 선체의 횡단면 모양을 유지하는데 충분한 경도를 부여한다. 도 8f 에 나타낸, 다른 실시예에, 덮개는 가요성이 있는 고인장 물질의 이격된 두 시트(42, 42')로 형성되고 시트 사이의 공간(28')은 독립 가압 장치에 의해 전체 선체와 따로 가압된다. 이런식으로, 전체 선체 부피에 영향을 주지 않으면서 상기 공간내 보다 높은 내압이 외부 덮개를 국부 경화시키는 역할을 한다.

전술한 것과 같은 샌드위치 복합재는 패널(42)을 형성하는데 사용되는 선호되는 재료이다. 선체에 덮개를 조립하기 위해서 쉘(41)의 둘레를 따라 연속 정점(78)에 의해 한정된 결합구조를 따르는 반복 패널(42')로 샌드위치 물질은 절단된다. 도 8b 에서는, 두 인접한 패널(42)의 접촉 이음부와 수직으로 뻗어있는 "치형" 리브(52)가 나타나 있다. "치형" 리브는 약 0.20:1∼0.25:1의 높이 대 거리 비율을 가지고 패널(42)이나 다른 경량 샌드위치 물질과 동일한 물질로 형성될 수 있다. 리브(52)와 패널(42)을 상호 연결하는 유용한 구조 방법은 열용접과 초음파 용접 가공 기술을 가지고 상기 분리된 부품을 결합을 용이하게 해주는 통합 변부 결합 기술을 이용한다. 도 8b 와 8d 에서는, 패널(42)의 확대된 에지(42a)와 맞물리고 리브(52)에 통합된 연결자(64)를 사용함으로써 리브(52)와 두 패널(42)을 상호 연결하는 것을 나타낸다. 패널의 변부(42a)는 통합 변부 기술에 의해 확대된다. 특히, 연결자(64)는 나사와 같은 패스너(2)에 의해 결합된 하부(64b)와 상부(64a)로 형성된다. 하부(64b)는 리브 (52)에 단단히 결합된다. 대응하는 그루우브(64a', 64b')는 하부(64a, 64b)에 형성되어서, 결합되었을 때 패널 변부(42a)를 단단히 유지하고 수용하도록 성형된 하부(64a, 64b)사이에 채널이 형성된다. 덮개를 조립하는 동안, 패널(42)의 변부(42a)는 그루우브(64b')에 놓이고 하부(64a)는 상기 장치 위에 배치도어서 변부(42a)와 그루우브(64a')내에 끼워진다. 패스터(2)는 하부(64a, 64b)를 단단히 결합하도록 삽입된다. 연결자(64)를 사용함으로써, 선체의 바깥족에서 덮개를 설치할 수 있다. 선호적으로 연결자(64)는 Kevlar^R와 같은 폴리아라미드의 압출에 의해 확장된 길이를 가진다.

리브(52)를 스페이스 쉘(41)의 노드와 연결하기 위해서, "치형"의 팁 부분은 클램프장치 (60)로 결합된다. 장치(60)에 형성된 래치(63)는 노드 연결점(45)과 슬롯(62) 각각의 구조 및 위치에 꼭 맞는다. Kevlar^R로 형성된, 케이블(58)은 리브(52)의 변부를 따라 통합된다. 상기 케이블(58)은 내부 선체 가압에 의해 일부 생성된, 외부 선체 표면 장력을 케이블 가이드/클램프 장치(60)에 전달하는 주요 인장 부재의 역할을 하는데 상기 케이블 가이드/클램프 장치는 모든 인장력을 래치(63)를 통하여 노드(45)로 전달한다. 노드(45)의 슬롯(62)으로 삽입한 후에, 래치(63)는 핀 볼트(46) 둘레에서 횡방향 회전 운동을 할 수 있다. 이것은 외부 패널(42)과 강성 프레임(41)사이에 반강성 리브(52)를 위해 횡방향 편향 가요성을 부여한다. 래치(63)의 결합구조는 응력의 크기에 의해 결정되고 실체의 내압은 덮개의 단위 면적당 발생한다. 또 클램프 장치(60)는, 하중을 프레임에 분배하려고 할 때 노드(45)사이의 링 부재를 따라 부착될 수 있다. 리브 둘레에서 각 링(43)의 상부를 따라 연결점이 배치된다.

외부 덮개는 일련의 패널(42)에 의해 구성되는데, 각각의 종방향 패널 12-24 고어로 형성된다. 상기 패널은 선체 상부 중심선에서 아래쪽으로 하부 쉘(30) 교차영역을 향해 설치될 수 있다. 전체 동체 표면이 패널(42), 하부 쉘(30), 선미 캡(57)과 후미 캡(57')으로 형성된 상부 선체에 의해 완전히 에워싸여진 후, 선체는 내압의 작용을 받을 것이다. 가압 장치는 블림프(blimp)와 에어지지구조 돔으로 공지되어 있으므로 다시 설명되지 않는다. 대기압에 대해, WC(3000파스칼)의 3-12인치 정도의 압력 증가 현상이 있을 때 외부 덮개 패널(42)은 팽팽하게 신장될 것이다. 내부 압력 작용하에, 가스를 보유한 선체는 내부 선체 전체에 균일한 수직 표면압을 가하고 패널(42)을 방사상, 바깥쪽으로 밀도록 선체 구조는 개발되어 왔다. 각 패널(42)에 가해지는 평면내 표면 장력 하중은 리브(52)로 전달된다. 상기 장력은 케이블 안내/클램프 장치(60)를 통하여 래치(63)와 노드(45)로 전달된다. 이것은 하부 쉘 프레임 부재(43, 44)에 응력을 가한다. 이웃한 두 노드(45)사이의 아치형 리브(52)는 두 링(43)사이에 축적된 장력 하중을 분배한다.

도 6a 와 7a 에서, 스페이스 프레임 노드(45)는 케이블 아이(51')를 포함한 로드(51)가 핀볼트(46) 둘레에 설치되도록 한다. 상기 로드(51)는 용골(25)의 내부중심점에서 엔드 로드(51)의 케이블 아이(51')까지, 장력 와이어(47)는, 노드(45)가 배치된 링(43) 위치와 일치하는 위치에서 용골(25)의 상우측부(25a)와 좌측부(25b) 모서리를 통과한다. 상기 케이브(47)은 내부 압력에 의해 발생되고 표면 장력에 의해 유지되는 후우프 응력을 상쇄하고 하부 객실(13)과 상부 객실(14)내에 수용된 집중 유상 하중에 의해 생성된 힘의 일부를 용골(25)을 통하여 쉘(41)로 분배하는 역할을 한다. 또, 장력 와이어(47)는 내압이 존재하지 않을 때에도 쉘 프레임 구조물(41)을 안정적으로 유지된다.

비행선체가 순항하도록 작용되는 힘의 수직 거스트 시뮬레이션과 한정 요소 기술을 포함한, 상세한 공학 적용은 360km/h 순항 속도의 광범위의 작동 속도에 대해 내압이 존재하므로 상기 덮개 패널(42), 리브(52)와 쉘 부재(43, 44, 45)의 결합체가 모두 예비 가압 상태로 유지되도록 한다. 수직거스트, 특히 60ft/초 이상의 속도를 가지는 거스트가 전술한 속도에 도달했을때만 용골에 연결된 일부 부재는 압축된다. 일반적인 순항 속도를 유지할 때 쉘(41) 요소의 특징은 우수한 선체의 중량 대비 강도를 나타내는 것이다. 공지된 것처럼, Kevlar^R와 탄소 흑연과 같은 물질로 만들어진 성분은 적용된 압축보다 몇배의 인장하중을 유지할수 있다. 2.2-2.5kg/㎡의 평균 표면 조립 유니트 중량은 전술한 구조 방법에 따라 달성된다. 이것은 40톤의 최대 착륙 중량 비행선 크기를 가질 때 0.45 - 0.5의 자기 무게를 가지는 경량 기체 구조체를 형성한다. 가압되지 않은 경우에, 비행선 알루미늄 합금이 사용될 때 8-12cm 비임 지름과 0.5 - 2mm 벽 두께를 가지는 스페이스 프레임 부재(43, 44)의 국부 고강도는, 리프팅 선체의 전체 구조 형태가 60ft/초 수직 거스트 모우멘트로 110-125노트의 저속 운항시에 유지될 수 있도록 한정된다. 이것은 악천후에도 비행선이 베이스로 복귀할 수 있도록 허용한다.

기울어질 수 있는 날개부를 가지는 하중 지지 통합 아우트리거

도 12a - 12c 를 참고하며, 보다 작은 하이브리드 비행선" 내 수직 정적 상승 성분은 VTOL 에서 상승력의 균형을 맞추는데 거의 역할을 하지 않는다는 사실 때문에 상당량의 힘(10-20톤)과 변이는 아우트리거(74)에 작용한다. 상기 아우트리거(74)구조는 작용하는 힘을 견디기에 충분히 강하고 비교적 가볍다.

선체 내부 지지 비임(26)은 긴 지름의 관 또는 종래의 모듈 트러스 구조로서 선호된다. 비임(26)은 용골(25)에 통합되고 일련의 인장 케이블(73)에 의해 프레임(41)은 비임(26, 26')을 쉘에 연결하며 튼튼한 지지 비임(26)을 제공하기 위해서 강성 관 요소(72)는 용골(25)을 비임(26, 26')에 연결한다. 비임의 단부(71)는 쉘 구조체(41)와 직접 연결되고, 아우트리거(74b, 74c)가 지지되는 "하드-포인트(hard-point)"(76)로서 작동하기에 적합한 단단한 비임 웨브를 형성한다. 웨브(76)내 비임 부재는 "평면 내"에 작용하는 힘을 흡수하기에 적합한 스페이스 쉘 선체 부재(43, 44)로 모우멘트를 분배한다. 하드 포인트(76)는 양 방향으로 작용하는 회전자 추력을 견디기 위해서 수평면 뿐만아니라 수직면에서 굽힘 모우멘트에 대해 충분한 강도를 부여한다.

외부 아우트리거(74)는 사각형 트러스 또는 튜브이다. 아우트리거(74)는 날개부(20)의 내부 최대 익현 높이로 최대 높이와 너비를 제한한다. 일반적인 아우트리거(74)는 0.8m - 1.8m의 지름을 가진다. 특별한 지름은 날개부(20)의 크기, 요구되는 추력 및 프로펠러 크기에 따라 선택된다.

각각의 날개부(20)는 프로펠러 축으로부터 상이하게 회전할 수 있지만, 프로펠러 축과 동일한 각도로 기울어져 있고 아우트리거(74)의 팀에 작용하는 추력과 굽힘 모우멘트는 날개부의 위치와 일직선상으로 가해진다. 이것은 18 - 22˚의 최대 각도로 VTOL 운항 및 S-STOL 비행 모드를 바꿀 수 있다. 따라서 아우트리거로 유도된 힘 벡터는 상기 구조체에 작용하는 최대 하중인 추력 벡터와 동일하다. 날개부는 상기 장치의 일부분을 형성한다. 추력축과 일렬로 배치될 때 날개부는 아우트리거 비임보다 익현 길이의 평면에서 보다 높은 관성 모우멘트를 제공한다.

날개부(20)는 강화 리브(66), 리브 사이에 뻗어있는 패널(77)과 복합재 샌드위치 표면 커버(68)를 포함한 단단한 날개 박스로 만들어진다. 날개부는 그것의 길이를 따라 높은 횡단면적 관성 모우멘트를 가진다. 아우트리거(74)를 위한 관성 모우멘트와 날개부(20)의 관성 모우멘트는, 날개부가 주어진 모우멘트로 회전하는 각도에 관계없이 저술한 위치에 대해 합쳐진다. 이것은 구조체 중량에 대한 경도를 증가시킨다. 대응하는 하중을 지지하는 독립 작용과 비교해 날개부(20)와 아우트리거(74)의 결합체는, 각각의 최대 굽힘 모우멘트 강도를 서로에 대해 부가한다. 베어링을 구비한 날개 리브(66)는 비틀림 하중을 견디기에 최적인 표면형 베어링(69)이다. 베어링(69)은 중량을 줄이기 위해서 복합재로 만들어지거나 스틸(Steel)과 같은 종래의 로울러 베어링 물질로 만들어진다.

상기 아우트리거와 날개 결합체로, VTOL 비행 모드에서, 제어 모우멘트 제너레이터와 같은 조건하에서 작동하도록 날개부(20)가 수직으로 놓일 때, 적절한 아우트리거 강도가 보장된다. 전진 비행시에 날개부가 동적 상승을 일으키도록 종래의 프로펠러 날개로서 작동할 때, 비행모드와 동적 리프트 하중 분배에 따라 날개부(20)와 아우트리거에 작용하는 추력과 동력 상승력을 교대로 조절하기 위해서 충분한 아우트리거 강도가 활용된다.

통합된 운항, VTOL 추진 및 비상 추력 제어 시스템

본 발명에 따로 비행선은 모든 탁월풍 속도의 80%로 유지하면서 정확한 후버 및 좋은 스테이션을 제공하도록 구조된다. 제어 시스템의 하드웨어와 소프트웨어는 추진력과 힘 벡터를 함께 통제하기 위해 제공되는데, 이것은 고도를 제어하기 위해서 추력벡터 변화를 빠르게 전송한다. 보다 작은 벡터 변화는 1초당 전송되지만 큰 벡터 변화는 0.5 - 1.5초 내에 전송된다.

자이로스코픽 힘의 관성에 의해 유도된 과다 응력을 방지하기 위해서, 일반적으로 이용되는, 긴 지름을 가지며 기울어질 수 있는 프로펠러-회전자의 편향률은 7°- 1.5°/초로 제한된다. 0.5 ∼ 1초에 발생할 수 있는 갑작스런 바람의 방향 변화를 고려하면, 상기 조건에서 난류 위치에 선체를 유지하기 위해서, 프로펠러(24)의 편향만 필요한 요우(yaw) 모우멘트를 제공할 수 없다는 것은 분명해진다. 이것은 운항하는 동안 지면에 대해 목적지에 가깝게 조절되어야 할 때 특히 중요한 사실이다.

날개부의 피봇 가설부는 다음과 같은 부가 기능을 가진다: 즉 22˚/초의 회전 속도로 중간축 둘레에서 빠르게 회전할 수 있다. 도 1, 9a 와 9b 를 참고하며, 비행선의 "Y-축"에서 회전이 시작될 때, 탑재된 컴퓨터 센서 장치는 가속도를 특정하고 역회전을 방지하는데 필요한 힘을 결정한다. 약 0.2 초내에 프로펠러(23a, 23b, 23c, 23d)에 의해 발생된 추력의 6 - 7%는, 편향된 날개부(20a, 20b, 20c, 20d)에 수직으로 작용하는 포지티브 또는 네거티브 상승력 합성에 의해, 요우 모우멘트로서 활용할 수 있는데 상기 날개부는 비행선의 좌우측에서 대향하여, 수직 위치에서 앞뒤로 22˚까지 회전한다.

파면, 바람이 비행선과 충돌한 후에, 느리게 회전하는 프로펠러가 약 1.5 - 2 초동안 수직선에 대해 2 - 3˚의 회전각을 이루과, 다시 선체의 각 면에서 앞 뒤로 상이한 정도로 기울어질 때까지 요우 모우멘트의 작동은 20노트 섭동시 Y-축에서 회전되기 시작하는 것을 방지하고 이 축에서 회전속도를 상당히 감속시킨다. 활용할 수 있는 주어진 양의 수직 추력에 대해 수직으로 작동하는 스러스터에서 X-축에서 이용할 수 있는 수평 추력을 결정하는 회전 경사각의 코사인 함수 적용은 도면에 나타나 있다: 30˚프로펠러-회전자 편향시 직접 날개부 편향에 의해 발생되는 벡터에 추가로, 수직 추력 벡터의 5.2%가 활용가능하다. 부가된 하부 시스템(20a, 20b, 20c, 20d, 23a, 23b, 23c, 23d)를 형성하는 각각의 두 제어 벡터의 퍼센트는 강하게 결합된 요우 모우멘트를 발생시키기에 충분하다. 전체추력의 10 - 12%는 우수한 제어성을 보장하도록 유지되어야 하는, 현 헬리콥터 제어는 공지되어 있다. 회전자로부터 5%와 날개부의 7%합이 "하이브리드 비행선"에서 이용할 수 있다. 또 35 - 40m너비의 날개부를 가지는 일반적인 "HA"인 경우에, 20m 길이의 장 모우멘트 아암의 단부에 추력 벡터가 적용된다. 이것은 주요 바람 방향 일치하게 비행선을 역회전하기 위해서 강한 제어 모우멘트를 전달한다.

프로펠러-회전자(23a, 23b, 23c, 23d)가 수직선과 선후미사이의 각도가 3˚이상인 상이한 편향각을 가질 때, 수직 추력 성분의 5%까지는 프로펠러 편향에 의한 "요우"에서 모우멘트를 생성하는데 활용할 수 있다. 수직부에대해 프로펠러 편향각이 보다 클 때, 날개부는 프로펠러-회전자 축과 평행하게 회전할 수 있으므로, 날개부(20a, 20b, 20c, 20d)는 전술한 것과 같은 모우멘트를 계속 발생시킨다. 날개부에 대한 상대 다운워시 벡터는 불면 상태로 유지된다. 추력의 40,000kp를 가지는 일반적인 크기의 "HA"에 대하여, 결합된 날개 및 추력 축 편향에서 "Y-축"에서 225,000m-kg 이상의 제어 모우멘트가 활용될 수 있는데 이것은 선체에 작용하는 약 54kts의 바람의 섭동 모우멘트와 일치한다. 이것은, 현 비행선이 안전하게 운항할 수 있도록 설계된 최고속 거스트에 가깝다. 또 이것은 현 헬리콥터의 높은 정확성을 유지하는 후버 성능과 동일하고 일반적인 작용에 바람직한 "정지시간"에서 85%를 충분히 보장한다.

비행 제어 모드 및 이와 관련된 제어요소

표 1 은 제어되는 두가지 주요 비행 모드에 대한 날개부 네거티브/포지티브 동적 상승 벡터와 회전축 벡터, 프로펠러 추력 벡터의 크기 변화와 대칭 결합을 보여준다. 관련된 고도 제어 요구에 필요한 성분은 표 1 에 나타나 있다.

표 1 은 비행 고도 제어에 필요한 요소를 나타낸다.

호버 비행	순항 비행
	로울	피치	요우	병진이동	병진이동	고도	로울	피치	요우	속도	고도
프로펠러 피치변화	×	×			×	×			×	×
프로펠러 편향			×	×
회전날개부			×	×			×	×	×		×
좌우차					×		×		×
선미.후미차		×					×				×
방향타편향					×

VTOL 비행모드와 호버

Z축과 X축에서 고도제어, 피치, 로울 모우멘트 생성은 나란히 선후미를 따라 회전자의 추력 변화를 통하여 이루어진다. "Y축" 둘레에서 주요 회전 요우 모우멘트는, 뒤쪽으로 최대 10˚로 기울어진 우측 프로펠러의 편향과 앞쪽으로 동일한 각도로 기울어진 좌측 프로펠러의 편향에 의해 생성된다. 호버 제어에서 요우 모우멘트는 전술한 대로 날개부도 포함한다. 전진 병진 이동 저속 모드는, 2 - 5˚의 각도를 이루며 앞쪽으로 기울어진 4개의 프로펠러에 의해 이루어진다. 후진 병진 이동은, 뒤쪽으로 기울어진 4개의 날개부 또는 프로펠러에 의해 이루어진다. 후진 운동을 하는 경우에 프로펠러 현향은 뒤쪽으로 최대 10˚의 각을 이루며 기울어지는 것이 선호된다.

병진 운동 경로는 좌우 회전자 사이의 추력으로 제 1 로울 모우멘트를 도입하고 동일한 비율로 추력을 유지함으로써 설정된다. 다른 해결책으로는 구름과정 없이 병진 운동을 제공하여, 선체의 중심선과 직각을 이루는 선후미 캡에서 팬 스러스터와 같은 장치를 설치하거나 단 하나의 축에 대해 횡방향으로 순환하는 것이다. 다른 실시예에서, 수직 안정장치(88, 88')(도 9c)는 엔진 나셀(21)로 장착된다. 프로펠러 축(24)이 수직 위치에 있을 때 안정장치(88, 88')에서 방향키를 구비한 탭(89, 89')은 프로펠러 후류의 편향을 일으켜 로울 각도없이 "X"축에서 병진 이동하도록 상승된다.

R-VTOL 또는 S-STOL 비행 모드

S-STOL에서 4개의 프로펠러는 상승, 전진 가속 벡터를 최적화하고 유리한 지면 공기 쿠션을 유지하도록 수평부에서 약 70 -75˚의 위치로 편향된다. 4개의 날개부는 대응하는 프로펠러 축보다 15˚이상의 편향 각도로 기울어진다. 이것은 아주 효과적인 작동 "송풍" 제어면을 제공하는데, 상기 제어면에 대해 프로펠러의 기류는 가속되어서, 저속으로 표면에 가해지지 않는 기압 손실로 인한, 공기역학 제어면이 효율성을 상실할 때 80∼110km/h 사이의 저속 비행시에도 날개부는 S-STOL상태에서 피치, 로울 제어 모우멘트를 제공한다. 방향 제어는 좌우 프로펠러 사이의 추력 사이에 의해 이루어진다.

다른 실시예에서, 방향타(89, 89')를 가지는 수직 안정 장치(88, 88')(도 9c)는 블론(blown)방향타를 제공하기 위해서 사용될 수 있다. 이 실시예는 종래의 비행선 형태에서 공지된 것처럼 방향 제어를 한다. 상기 안정장치-방향타 구조는 실행가능하지만 개선된 컴퓨터 제어 안정 장치를 이용할 수 있기 때문에, 또 구조적 이유로 선호되지는 않는다.

전이 비행 모드(VTOL 과 호버에서만.)

수평부와 약 90˚의 각을 이루는 프로펠러 축을 가지는 VTOL 또는 호버 비행 모드에서 시작할 때, 추력 벡터는 앞쪽으로 4개의 프로펠러를 천천히 기울여 줌으로써 회전시킬 수 있다. 상기 벡터의 X-축 전진 성분은 비행선을 앞쪽으로 가속시킨다. 이것은 전진속도를 증가시키고 리프팅 선체와 4개의 날개부에 의한 동적 리프트를 발생시킨다. 이것은 요구되는 추력 상승 크기를 감소시키고 프로펠러 축의 수평부를 향하여 아래쪽으로 기울이다. 이 편향 과정동안, 제어벡터의 축 방향 유효성은 바뀐다. 그러나 이것은 결합구조의 기본 법칙에 의해 통제된다. 속도가 165km/h(90kts)이상일 때 완전 전이가 이루어진다.

순항 비행 모드

순항시에 한쌍의 날개부를 상이하게 편향시킴으로써, 즉 선미와 다른 쌍의 후미에 좌우 날개부를 최근접시킴으로써 피치 제어가 이루어진다. 선체의 각 측부에서 날개부를 상이하게 편향시키고 좌우측 프로펠러를 상이하게 추진시킴으로써 로울 제어 및 조정된 회전이 실행될 것이다. 순항 상태로 조정은 중력 중심선의 선후미에서 연료 탱크의 상이한 연료 공급에 의해 이루어진다. 방향 안정성은 좌우 프로펠러의 추력 차에 의해 달성되고 다른 실시예에 따르면 방향타 탭(89)에 장착된 안정 장치(88)의 편향에 의해 보조된다.

기본 비행 제어 및 안내

비행선 제어 개념은 작동 컴퓨터가 증가 안정성 개념으로 구축되었다. 도 10 은 개략적으로 설명한 하드웨어의 주요 비행 제어 시스템의 블록선도를 나타낸다. 기본 제어 개념은 다음과 같은 제어 요소를 포함한다:

제어장치:

4× 날개깃 피치, 변화, 추력 조절

4× 프로펠러 편향축 변화

4× 날개부 편향각 변화

4× 프로펠러 후류에 장착된 방향키 변화

파일럿이 활용할 수 있는 제어장치:

전이 사이드 이동과 국부 선후미 전이를 위한 VTOL 호버에서 제어 를 용이하게 하기 위한 로울과 피치제어를 위한 1개의 제어스틱.

프로펠러 축 편향을 위한 스틱에 장착된 1개의 버턴.

수집추력변화를 위한 1개의 버턴.

방향 제어를 위한 1개의 페달.

믹서:

활용할 수 있는 12 - 16개의 제어 장치 각각에 적합한, 제어 작동기 제 어 신호 크기로 파일럿의 5개의 입력 변수가 바뀌어야 한다.

작동기:

비행선은 저속 사이클로 운항되므로, 전기 모트에 의해 작동되는 작동 기로 충분하다. 이것은 유압장치를 생략할 수 있도록 하고 모든 비행 선에서 정비에 큰 도움을 준다.

조종실과 비행 제어 시스템 레이아웃

도 2 에서, 조종실(17)은 선체(1)으 전위 캡(57)의 앞부분에 설치된다. 조종실 레이아웃과 파일럿 인터페이스는 V-22 Osprey의 실현시에 보잉-벨 헬리콥터에 의해 최근에 개발된 장치와 같은 적합한 장치이다. 도 10, 12 또는 16에서 전술한 요소는 전기 작동기로 제어되고 이중 중복 구조이다. 제어된 모든 요소의 상호 작용은 컴퓨터(80)에 의해 조정된다. 시스템 접근은 종래의 플라이-바이-와이어 또는 플라이-바이-라이트 제어 개념을 기본으로 한다. 플라이-바이-와이어 시스템의 모든 성분이 연결된 컴퓨터(80)는 조종실에 수용된다.

시스템의 중심 코어는, 비행선의 고도 변화를 연속적으로 감지하는 컴퓨터(80)에 연결된, X, Y, Z축에서 회전각을 측정하기 위한 3축 레이저 자이로(83)이다. 자동-파일럿 기능은 필요하다면 파일럿에 의해 연결하기 위한 종래의 자동 파일럿 기능을 가진다. 자동-파일럿 기능은 여러 가지 작동 루틴 요구의 일부로서 발생하는 순환 비행 모드를 자동 처리하도록 프로그램되어있다. 또, 제어 시스템은 "비율 변화 제어"(RCC)원리를 기본으로 하므로, 레이저 자이로(83)는 X, Y, Z좌표계에서 상대 운동 변화율에 관한 데이터를 제공한다. 제어스틱과 다른 인터페이스 장치를 통하여, 파일럿은 주어진 시간에서 유지되거나 수정 되도록 비행선의 여러 가지 제어 매개변수에 대한 변화율을 위한 원하는 값을 설정할 수 있다. "제어률" 컴퓨터 프로그램 서브루틴(85)은 비행선의 운동을 설명한 예비 프로그램된 등식으로 처리하는데, 이것은 원하는 비행 제어를 달성하기 위해서 신호(87a, 87b, 87c, 87d)를 작동기의 결합부로 제공한다.

지면에 인접한 비행선의 병진 운동에 대해 컴퓨터로 데이터를 전송하도록 비행 제어 시스템에 광센서(82)가 포함된다. 센서(84)는 대기 조건에 대하여 컴퓨터(80)로 데이터를 전송한다.

현 "정상 상태" 레이저-기본 자이로 기술은 연속 이동 기준점을 감지한다. 즉 설정된 위치에서 비행선의 실제 위치 및 비행 경로에서 비행선의 최후 위치를 감지한다. 또는, 탑재된 글로벌 위치 설정 시스템(81)이 비행선의 실시간 위치에 대한 정보를 제공할 수 있다. 상기 고급 제어 기술은 알맞은 시스템 비용으로 현재 이용할 수 있고, 회전하는 기계식, 전기식 부품 결합제를 사용하는 초기 모델과 비교해, 정비가 덜 요구되고, 높은 신뢰성을 가지면서, "정상-상태" 하드웨어에서 활용할 수 있다.

도 10 은 기계식 링크 장치를 필요로 하지 않는 우수한 비행제어시스템을 나타낸다. 상기 플라이-바이-라이트는 플라이-바이-와이어 시스템과 동일한 시스템 접근 방식이다. 그러나 플라이-바이-라이트는 중앙 제어 처리기에서 각각의 처리기와 작동기로 데이터를 전송하기 위해서 광섬유를 사용한다. 이것은 대형 비행선에 유리하게 이용할 수 있고 때대로 고압 동력 라인을 조사할 때 강한 자기장에 인접하여 비행할 수 있다.

제어 시스템은 완전 디지털 장치이고, 3중 또는 4중 중복구조를 취한다. 상기 시스템은 진보된 "학습 모드"를 가지는데, 이것은 컴퓨터 시스템이 거스트, 지면효과, 섭동 등에 대한 반응을 "학습"하고 "저장"할 수 있도록 한다.

비행 작동을 용이하게 하기 위해서, 특히 최저 지면 하부 구조 지지 환경에서 부하 셀은 착륙 기어에 설치된다. 상기 부하 셀은, 비행선의 빠른 선하적으로 인한 중력 중심선 이동에 대한 최신 정보를 자동 저장한다. 이 정보는 승무원에 의한 최소 감시하게 유상 하중을 안정하고 다양하게 바꿀 수 있도록 보장한다.

구동 시스템

두 가지 구동 시스템이 현 비행선에서 사용하는데 선호된다. 제 1 구동 시스템은 종래의 주요 구동 트레인 성분을 포함한다. 이것은 종래의 가스 샤프트 터빈과 보조장치, 기어박스, 클러치 및 각 쌍의 선후미 프로펠러의 "일방" 크로스 샤프팅을 위한 요소를 포함한다. 샤프팅(19, 19')(도 3)은, 유니트에서 엔진이 고장나는 경우에, 두 쌍의 선후미 엔진으로부터 대향하여 추진력의 50%를 전달한다. 샤프트(19, 19')는 지지 구조물(26, 26')을 통하여 유지될 수 있다. 상기 설비는 종래 기술과 흡사하므로 보다 자세히 설명되지 않는다.

선호되는 제 2 구동 시스템은 터보 전기 구동 시스템(TEDS)으로 불려진다. 과거 10년에 걸쳐, 경량 전기 엔진 및 새로운 구동 기술에 여러 가지 중요한 진전이 있어왔다. 고전압과 전류를 조종하는데 사용되는, 반도체와 결합된 고속 동력 제너레이터와 영구자석 모터 기술은 용량에서 상당히 발전되었고 가격면에서 아주 저렴해졌다. 종래의 전기 모터와 달리, 상기 구동 유니트는 10,000 - 40,000 사이의 높은 rpm에서 가동될 수 있다. 터보-전기 구동 출력을 위한 중량 알고리듬은 전기 모터를 위한 샤프트 동력에 대해 0.2 - 0.25kg/kw 영역에 도달하고 1000kw이상의 교류기 출력 전력을 위해 0.10 - 0.15kg/kw의 레벨을 가진다. TEDS 시스템은 공지되어 있지만 비행선을 위한 주요구동 시스템과 같은 시스템의 이용은 아직 실현되지 않았다. 다양한 공학적, 작동상 이유 때문에, 상기 TEDS는 본 발명의 "하이브리드 비행선"을 위한 시스템으로서 유용하다.

상기 TEDS 레이아웃은 도 11 에서 기본 블록 선도로 나타내었다. 상기 시스템은 전기 동력 상태와 제어 유니트(91, 91')에 알맞게 교류기 rpm을 최적화하고, 기어박스(92, 92')를 통하여 직접 연결된 중복 레이 아웃에서 고속.고밀도 교류기(93)와 종래의 가스 터보(90, 90')을 포함한다. 중복 레이아웃에서 고압 전력 전달 시스템(96)은 일정한 rpm 가변 피치 프로펠러(23a, 23b, 23c, 23d)를 구동하기 위해서 4개의 영구 자석 모터(99a, 99b, 99c, 99d) 및 기어박스(95a, 95b, 95c, 95d)에 동력을 전달한다. 상기 시스템은 중앙 비행 컴퓨터(80)에 의해 제어되는 전기 연료 분사 통제부를 포함한다. 가스 터빈 엔진(90, 90')과 교류기(93, 93')는 "HA"의 후미에 적절히 배치된 엔진실(104)에 수용된다. 상기 엔진실은 비행중 수리를 허용하기 위해서 비행하는 동안 선체 내에서 접근할 수 있도록 선체 내에 배치되는 것이 선호된다.

샤프트 가스 터빈(90)은 고속 교류기(93)를 위한 원동기이다. 교류기에 연결된 직접 샤프트로서 구조된 일정 속도 구동부는 10,000rpm 이상의 속도로 가동된다.

전력 조절, 제어 유니트(91, 91')는 일련의 고성능 반도체를 포함한 회로를 가지고, 전류, 파형과 출력을 동시에 조종한다. 이것은 비행 가이드 컴퓨터(80)로 부터 발생된 제어신호를 수신하는 컴퓨터에 의해 제어된다. 상기 제어 신호는 파일럿 입력에 감응하여 전력 설정을 하기 위해서 다양한 작동기로 전송되어야 한다.

동력 사용레벨에서, 교류기(93, 93')는 유니트(91, 91')에 의해 조절된 에너지를 4개의 영구 자석 모터(99a, 99b, 99c, 99d)로 공급한다. 상기 모터의 구동 샤프트는 약 10,000 - 12,000rpm으로 회전한다. 모터 rpm은 최적 프로펠러 크기를 가지는 프로펠러 팁 속도에 적합하도록 2단 기어박스(95a, 95b, 95c, 95d)에 의해 감속된다. 고압 동력 공급 라인(96)은 엔진실(104)에서 4개의 모터로 뻗어있다. 구동 모터 와인딩은 두 분리된 세그먼트에 배치될 수 있고 와인딩 중 하나가 고장나는 경우에 50% 동력을 여분으로 가지도록 배치될 수 있다.

프로펠러 일정속도(rpm)를 가지는 유형으로 만들어진다. 프로펠러 속도를 일정하게 유지하기 위해서, 날개깃 피치가 얼마간의 추력을 제공하기 위해서 바뀌도록 가변 리프트/제어가 요구할 때 전기 연료 통제기는 비행 컴퓨터에 의해 생성된 부하 조건 신호에 해당하는 터빈으로 일정량의 연료를 주입한다.

선체 내부 동력 플랜트는 선체 내에서 상승 가스를 가열시키는 특징을 가진다. 가스터빈에 의해 생성된 열을 소모하도록 선체내에 배치된 가스 터빈은, 비행선의 후미로 배기 가스가 방출되기 전에 빼내어질 수 있고, 터빈의 바깥쪽에서 선체 내 열 교환기로 발열되는, 종래의 레이아웃과 비교해 좀더 쉽게 "초가열"시키기에 충분하게 기계적으로 실용적인 열교환기에 장착된 후미와 결합된다. 열교환기 설치가 좀더 쉬울수록 보다 간단하게 수송하므로 선체 내부 기체의 가열을 향상시켜서 VTOL 리프트를 개선시킨다.

통합된 후비 추진 장치를 포함한 VTOL 상승 팬을 가지는 HA

본 발명의 다른 실시예에 따른 비행선은 도 13a - 13d 에 나타나 있다. 이 비행선은 진보된 하이브리드 비행선("AHA")로 불려진다. 이 실시예는 전술한 제어 요소와 추진 장치의 배치와 다른 배치를 가진다.

"AHA"의 전 선체는 AR = 1 - 3 인 중저 애스펙트 비율과 1:4 - 1:6의 날씬 비율을 가지는 리프팅 선체로 만들어지는데 이 대칭 동체는 지면 효과를 최적화한다. 선체는 정적 상승에 의한 최대 이육 중량의 15%까지 리프팅 가스를 수용할 수 있다. 전체 디자인은 "4-회전자"를 위한 전술한 원리를 따르는 구조이다.

리프팅 선체(105)는 중력(124) 중심선의 선후미에 직렬로 장착된 다수의 피봇-스텁 날개부(106a, 106b, 106c, 106d)를 포함한다. 날개부(106a-d)는 피치 제어를 하고 순항시 회전을 조절하고 저속을 유지한다. 스텁 날개(106a, 106b, 106c, 106d)의 단부에서, 방향키 탭(116a, 116b, 116c, 116d)을 구비한 수직 안정장치(115a, 115b, 115c, 115d)는 순항시에 쉽게 방향 제어할 수 있도록 장착된다. 스텁 날개부는 중간 공기역학적 압력작용점에 회전할 수 있게 장착되고 0˚- 25˚로 회전할 수 있다.

평면도에서 선체 중심부의 최대 지름을 따라, 다수의 팬(108a-108g, 108a'-108g")이 장착된다. 일반적으로 2 - 4 개의 팬 유니트는 중력(124) 중심선에서 좌우측, 선후미에 장착된다. 팬은 선체(105)으 최대 외주로부터 뻗어있는 수평 플랜지(107, 107')에 설치된다. 상기 팬은 하이-바이패스-비율 가스 터빈의 제 1 팬 단계에서 보통 사용된다. 이것은 General Electric Company에서 시판하고 있다. 이것은 대형 여객선에 배치되고 가스 터빈과 함께 10,000 - 30,000kg의 추력을 제공한다. 일반적으로 1.5 - 4m 지름을 가지는 8 - 14개의 팬 유니트는 15 - 30톤 비행선을 상승시키는데 필요한 추력을 발생시킨다.

도 13d 를 참고하면, 수송관(111)은 팬을 수용하기에 알맞은 마운팅 플랜지(107, 107')에 형성된다. 상기 수송관은 이격되어 있어서 각 팬으로 공기를 공급할 수 있도록 팬 사이에 약 2m의 거리를 가진다. 상기 수송관에서, 팬 디스크(108)아래에서 각각의 고속, 고밀도 영구 자석 구동 유니트(99)는 팬에 직접 장착될 수 있다. 모터 구동 유니트(99)는 800 - 2,500kw 출력용량을 가진다. 각 팬(108a-108g 와 108a'-108g")을 구동하는 전력은 비행선 후방에 놓인 중앙 동력 스테이션(113)에 의해 공급된다. 도 11 에 자세히 나타낸것처럼 터보 전기 구동 시스템(TEDS)은 필요한 전력을 제공할 수 있다.

추력 편향기(109)는 팬 아래의 수송관(111)에 설치된다. 추력 편향기(109)는 수직 추력축에서 볼 수 있는 것처럼 좌우측으로 25˚까지 추력을 편향시키도록 제어될 수 있다. 선후미 병진 운동과 독립적으로 요우 모우멘트를 생성하는 추력 편향을 일으키기 위해서, 각각의 선후미(108a, 108b, 108a', 108b', 108f, 108g, 108f', 108g')에 인접한 4개의 팬을 위한 추력 편향기는 선체(105)의 Z축과 평행한 회전축을 가지고, 나머지 팬을 위한 편향기는 X-축과 평행한 회전축을 가진다.

선호적으로, 중심에 배치된 팬(108d, 108d')을 위한 추력 편향기는 로울러 베어링에 의해 지지되는 원형 프레임에서 팬 아래에 장착된다. 추력 편향기(109)에 장착된 원형 프레임(117)은 축 둘레에서 빠르게 회전하여서 90˚- 120˚/초의 회전율로 추력 방향을 180˚이상으로 쉽게 바꾸는 기계식 장치를 포함한다.

각 팬이 설치된 수송관(111)의 상하 오우프닝은, VTOL 스퍼스터가 사용되지 않고 있을 때, 즉 순항 상태에 있을 때 유리한 일련의 루우버(118, 118')에 의해 밀폐될 수 있다.

고속 교류기(119)기술을 근거로 하는 동력 스테이션(113)은, 전기 팬 모터(99)를 가동하는데 필요한 전력을 발생시킨다. 고속 교류기(119)는 5,000 - 10,000kw 출력을 생성하는 대형 가스 터빈(120)으로 직접 연결된다. 전류 출력 조절기는 컴퓨터에 의해 제어되고 비행선의 비행 제어 및 안내 장치에 연결되어서 각각의 모터(99)로 알맞게 조절된 전력을 공급할 수 있다.

중심선에서 전술한 것과 유사한 유형의 팬(108h, 108i, 108j), 선체의 후부는 수송관(112a, 112b, 112c)에 장착되어서 팬의 회전면은 수직 위치에 유지된다. 팬은 리프팅 선체(105) 익현길이의 95% 지점에 배치된다. 상기 팬(108h, 108i, 108j)은 비행선을 위한 독립 전진 추진 시스템을 구비한다. 상기 팬을 구동하는데 필요한 전력은 동력 스테이션(113)에 수용된 동일한 고속 교류기 터빈 결합체로 부터 공급된다.

사기 팬 유니트(108h, 108i, 108j)를 위한 흡기관(114a, 114b, 114c)은 선체 익현 길이의 85 - 90%인 위치에서 상하 선체 후방으로 통합된다. 팬의 후류는 비행선 뒤쪽 단부의 중심선에 장착된 관(112a, 112b, 112c)을 통하여 배출된다. 팬(108h, 108i, 108j)에 대한 흡기관(114a, 114b, 114c)의 위치는 경계층을 쉽게 감소시킨다. 흡입관은 경걔층 흡입 링 슬롯(118)으로서 선체 표면에 구조되어서, 효과적으로 추력을 발생시키고 경계층을 제어하며, 모든 특징들의 상승 작용을 일으키도록 보조한다.

방향 제어는 AHA 비행선으로 쉽고 빠르게 달성된다. X축과 Z축에 작용하는 팬(108a-108g, 108a'-108g')의 추력 편향기에 의해 생성된 서로 차이가 나는 추력 벡터는 요우 모우멘트를 제공하여서, 측부와 선후미의 저속 병진 운동을 일으킨다. 0˚-180˚의 모든 방향에서 부가 방향성 추력은 편향기의 회전을 통하여 팬(108d, 108d")에 의해 제공될 수 있다. 이것은 벡터를 정밀 조정하여서 전체 제어 벡터 픽쳐를 만드는데 이것은 호버와 VTOL에서 원하는 모든 비행방향을 취할 수 있고 정확하게 제어한다. 또, 뒤쪽에 장착된 팬은 추력 편향기와 함께 장착될 수 있고 전진 비행과 비상시에 방향을 제어할 수 있다. 특히 이것은 호버나 VTOL시 바람이 존재할 때 사용한다.

고속 팬(108a-108g, 108a'-108g')은 약 6,000 - 10,000의 고 rpm에서 작동한다. 상기 팬의디스크 로딩은 80 - 90kg/㎡에서 140 - 160kg/㎡의 프로펠러-회전자에 대해 50%정도 증가하지만, hp당 kg 리프트에서 유지되는 상승 기능과 팬 다운 워시 속도는 경제적으로 활용할 수 있는 영역내에 유지된다. 추력칼럼 밀도는 비상할 수 있는 비행선에서 고려되어야 하는 부식 문제점을 피할 수 있는 영역에서 유지된다.

활용할 수 있는 모든 추진장치의 수와 동력 발생이 보다 많을수록 하나 또는 두 개의 VTOL 팬 유니트의 고장에 의해 초래되는 모우멘트 불균형은 작기 때문에 각각의 엔진이 고장났을 때 제동되는 호버에서 전체 추진력이 저하되는 위험한 상태가 감소된다. 선호되는 실시예에서, 팬 유니트를 구동하는 하나 또느 senro의 전기 모터가 고장나는 경우에, 나머지 12개 팬은, 안전 작동에 필요한 전체 추력 레벨이 나머지 유니트에 의해 발생될 수 있고 활용할 수 있는 전체 추력이 거의 100%에 도달하도록 보장한다. 터빈 중 하나가 고장난 경우에 나머지 원동기 터빈의 출력을 높임으로써 추력 기능이 유지된다.

또다른 실시예는 경계층 제어와 추력 작용에 의한 순항 드래그 감소 공기력을 포함한다. 상기 결합구조는 대형 리프팅 동체를 가지는 비행선에서 드래그의 20 - 30%를 감소시킨다. 흡기 터빈 엔진이 선체 익현길이의 85 - 95%내에서 후미에 인접하여 수용된다는 사실은, 선체길이의 85% 위치에서 링 흡입 슬롯과 흡기관의 결합을 비교적 간단하게 한다.

본 발명의 범위에서 벗어나지 않으면서 상기 실시예를 다양하게 수정할 수 있고 모든 수정은 첨부된 청구항 범위내에서 이루어져야 한다는 것은 분명하다.

Claims

겉표면(hull)과 서로 이격되게 겉표면주위에 장착된 에어포일(airfoil)모양을 이루는 복수개의 날개(wing)로 구성되고, 각각의 날개는 중립축 주위에서 피봇회전운동이 가능하게 장착되며, 추진수단(propelling means)이 각각의 날개에 장착되며 날개와는 독립적으로 피봇회전운동이 가능한 것을 특징으로 하는 항공기.
상부면 및 하부면을 가지는 겉표면 및 중심점으로 구성되고, 수직축이 중심점을 통과하며, 복수개의 추진수단이 중심점주위에서 이격되게 겉표면위에 장착되고, 추진수단은 각각 수직축과 사실상 평행하게 추력을 제공하고 겉표면의 하부면을 향하는 슬림유동(slim stream)을 형성하며, 하부면은 겉표면아래로 휘어지는 슬림유동을 잡아채도록 형성되는 것을 특징으로 하는 항공기.
수직축, 상부면 하부면을 가지고, 공기유동내에서 실제로 공기역학적 상승작용을 제공하는 형상을 가진 겉표면으로 구성되고, 상기 겉표면은 약 1 에서 2.5 사이의 애스펙트 비율을 가지고 약 3 에서 4.5 사이의 겉표면 코드 두께비율(hull chord thickness ratio)을 가지는 것을 특징으로 하는 항공기.
제 3 항에 있어서, 상부면에 대한 캠버(camber) 가 하부면에 대한 캠버보다 큰 것을 특징으로 하는 항공기.
제 3 항에 있어서, 하부면은 약 10 에서 부터 20 인치(25 에서 50 센티미터)사이의 드래프트(draft)를 가지고 물위에서 부유가능하도록 형성되는 것을 특징으로 하는 항공기.
제 3 항에 있어서, 추가로 겉표면으로 부터 외부로 연장구성되고 겉표면위에 장착되는 4개의 아웃트리거(outtrigger)로 구성되고, 각각의 아웃트리거는 날개단면상에 장착되고, 각각의 날개 단면은 중립축주위에서 피봇회전이 가능하고 공기유동 내에서 공기역학적 양력(lift)을 제공하도록 형성되며, 상기 날개에 의해 제공되는 양력은 순항비행동안 항공기에서 요구되는 양력의 45%까지 이르는 것을 특징으로 하는 항공기.
제 6 항에 있어서, 추가로 추진수단이 아웃트리거 외부팁(outer tip)위에 장착되고, 추진수단이 날개 단면과 독립적으로 피봇운동하는 것을 특징으로 하는 항공기.
제 6 항에 있어서, 겉표면은 중심점을 가지고, 날개단면을 사실상 중심점주위에 대칭이 되게 배치되는 것을 특징으로 하는 항공기.
제 8 항에 있어서, 평면도에서 겉표면은 사실상 종방향축을 따라 대칭을 이루고, 하부면은 실제로 지면효과 양력(ground effect lift)을 제공하는 형상을 가지는 것을 특징으로 하는 항공기.
제 9 항에 있어서, 추진수단의 슬림유동이 겉표면위에서 충돌하지 않고, 슬림유동은 실제로 겉표면 주위에 형성된 공기의 하향급류를 형성하도록 추진수단이 겉표면으로 부터 이격되어 있고, 상기 겉표면이 실제로 겉표면하부의 누적된 공기덩어리가 도망가지 못하게 만드는 것을 특징으로 하는 항공기.
제 10 항에 있어서, 추진수단은 수직방향의 추력을 위한 위치에 있고 추진수단이 회전면의 겉표면의 수평중심선위에 놓이도록 추진수단이 장착되는 것을 특징으로 하는 항공기.
제 11 항에 있어서, 날개단면은 겉표면 수평중심선으로 부터 최대 겉표면 직경의 1.5 배의 거리에 장착되는 것을 특징으로 하는 항공기.
접선방향으로 결합되고 아크(arc)모양을 이루는 4개의 세그먼트(segment)를 구성하는 단면모양을 가진 항공기 겉표면(aircraft hull).
종방향축을 가지고, 직렬로 곡선을 이루고 기다란 모양을 가진 복수개의 프레임부재(frame member)를 포함하는 겉표면으로 구성되고, 프레임부재들은 실제로 종방향축에 대해 직교하게 위치하고, 복수개의 비틀림부재(torsion member)는 프레임부근에 직렬로 위치한 프레임부재들 사이에 배치되고, 기다란 프레임부재들 및 비틀림부재들은 삼각구조 프레임(triangulated frame)을 형성하도록 상호결합되는 것을 특징으로 하는 항공기.
제 14 항에 있어서, 추가로 프레임의 외부를 향해 배치된 덮개(covering) 및 프레임에 덮개를 부착시키기 위한 수단으로 구성되고, 부착수단은 표면장력(surface tension)을 덮개로 부터 프레임으로 전달되게 배치되는 것을 특징으로 하는 항공기.
제 15 항에 있어서, 부착수단은 제 1 단부에서 덮게 부착되는 연결스트립(connecting strip) 및 제 2 단부에서 케이블(cable)로 구성되고, 케이블은 프레임위에 장착된 래치시스템(latch system)에 의해 결합되는 것을 특징으로 하는 항공기.
제 16 항에 있어서, 덮개는 에어타이트 층(airtight laminate)이며, 겉표면은 내압을 받는 것을 특징으로 하는 항공기.
제 17 항에 있어서, 겉표면 3000파스칼(pascal)에 이르는 내압을 가지며, 겉표면은 인장상태인 것을 특징으로 하는 항공기.
제 15 항에 있어서, 추가로 복수개의 인장케이블이 프레임내에서 연장구성되는 것을 특징으로 하는 항공기.
제 14 항에 있어서, 추가로 킬(keel)이 기계적으로 겉표면에 일체로 구성되는 것을 특징으로 하는 항공기.
제 20 항에 있어서, 추가로 빔부재(beam member)를 통해 한쌍의 캐리(carry)가 겉표면 폭을 따라 연장구성되고 프레임 및 킬(keel)에 대해 일체로 구성되며, 빔(beam)을 통해 캐리는 감쇄진동을 형성하고, 아웃트리거는 빔을 통해 각각의 캐리의 단부에 부착되는 것을 특징으로 하는 항공기.
제 21 항에 있어서, 각각의 아웃트리거들은 날개단면의 장착부를 수용하도록 형성되고, 날개는 딱딱한 날개 박스(stiff wing box)로서 구성되고 중립 압력축 주위에서 피봇회전운동이 가능하도록 아웃트리거위에 장착되는 것을 특징으로 하는 항공기.
제 21 항에 있어서, 날개들은 추진수단의 슬립유동(slip stream)내에 위치하고, 추진수단의 회전속도보다 더 빠른 회전속도를 가지는 것을 특징으로 하는 항공기.
제 23 항에 있어서, 날개 및 추진수단 피봇회전운동 설정기능이 추진수단 블래이드 피치(blade pitch)의 변경을 위한 수단, 추진수단의 회전을 위한 수단 및 날개단면의 회전을 위한 수단으로 구성된 시스템에 의해 제어되는 것을 특징으로 하는 항공기.
제 24 항에 있어서, 시스템은 플라이-바이-라이트 시스템(fly-by-light system)인 것을 특징으로 하는 항공기.
겉표면은 복수개의 날개단면들 및 복수개의 추진수단을 가지며, 추진수단은 적어도 한 개의 가스터빈(gas turbine) 및 교류기(alternator) 및 동력 조정기(power conditioning)를 포함하는 터보-전기 구동 시스템(turbo-electric drive system)과 가스터빈에 의해 발생되는 동력을 추진수단에 전달하기 위한 트랜스미션 시스템(transmission system)에 의해 구동되는 것을 특징으로 하는 항공기.
제 26 항에 있어서, 터빈(turbine)들은 겉표면내에 장착되고 비행시 접근가능한 것을 특징으로 하는 항공기.
공기 유동 내에서 실제로 공기역학적인 양력을 제공하는 형상을 가지는 선체(hull)로 구성되고, 복수개의 날개들이 선체 주위에 장착되며, 복수개의 고속 팬(fan)들이 선체주위에 배치되고 방향을 가진 추력을 제공하기 위해 팬과 결합하여 장착된 추력편향수단을 가지는 것을 특징으로 하는 항공기.
제 28 항에 있어서, 선체가 약 2 와 3.5 사이의 애스팩트 비율을 가지도록 형성되는 것을 특징으로 하는 항공기.
제 29 항에 있어서, 선체의 각각의 측면에는 두 개의 날개들이 탠댐(tandam)식으로 위치하고, 각각의 날개단면은 중립압력축 주위에서 피봇회전운동이 가능한 것을 특징으로 하는 항공기.
제 29 항에 있어서, 선체의 각각의 후면에는 4 개에서 6 개의 팬이 존재하고, 팬들은 수직추력을 제공하도록 배치되는 것을 특징으로 하는 항공기.
제 29 항에 있어서, 추력편향수단은 팬들의 슬립유동(slip stream)내에 위치하는 루버(louver)들이고, 상기 루버들의 평면내 회전운동을 제공하기 위해 상기 루버들은 롤러 베어링(roller bearing)들에 의해 지지되는 프레임내에 장착되는 것을 특징으로 하는 항공기.
제 31 항에 있어서, 복수개의 고속팬들은 전방추력을 제공하도록 위치하는 것을 특징으로 하는 항공기.