KR20210008017A - 전기 틸트로터 항공기 - Google Patents

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조비 에어로, 인크.
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Abstract

기체 및 상기 기체에 결합되는 다수의 추진 어셈블리를 포함하는 항공기가 제공되며, 각각의 추진 어셈블리는 전기 모터, 상기 전기 모터에 결합되는 프로펠러, 및 상기 추진 어셈블리를 상기 기체에 연결하고 또한 상기 추진 어셈블리를 전향 구성과 호버 구성 사이에서 변형시키는 틸트 메커니즘을 포함하며; 상기 다수의 추진 어셈블리는 전향 배열과 호버 배열 사이에서 변형 가능하고, 상기 다수의 추진 어셈블리의 각각은 상기 전향 배열에서 전향 구성으로 있고, 다수의 추진 어셈블리의 각각은 상기 호버 배열에서 호버 구성으로 있으며, 상기 다수의 추진 어셈블리의 적어도 2개의 프로펠러 사이의 간격은 상기 전향 배열과 상기 호버 배열 사이에서 변한다.

Description

전기 틸트로터 항공기
본 출원은 2018년 5월 10일에 출원된 미국 가특허출원 제62/669,874호의 이익을 청구하며, 그 전체가 여기에 참조 인용되었다.
본 발명은 일반적으로 항공 분야에 관한 것으로서, 보다 구체적으로는 항공 분야에서의 신규하고 유용한 항공기에 관한 것이다.
회전익 항공기(rotary-wing aircraft)(예를 들어, 헬리콥터)와 고정익 항공기(fixed-wing aircraft) 사이에는 타협이 존재한다. 헬리콥터가 수직 이착륙(vertical take-off and landing)(VTOL) 및 호버(hover)가 가능한 반면에, 고정익 항공기는 장거리 이동 시 보다 효율적으로 작동할 수 있고 또한 종종 더 높은 속도로 이동할 수 있다. 틸트로터 항공기(tiltrotor aircraft)(즉, 주로 회전익 항공기로 작동하고 그리고 주로 동일한 추진 시스템을 사용하는 고정익 항공기로 전환할 수 있는 항공기)는, 회전익 작동(예를 들어, VTOL 및 호버 능력)과 고정익 작동의 어떤 양태들을 유리하게 결합할 수 있지만; 그러나 틸트로터 구성에 대한 통상적인 접근 방식은 몇 가지 단점으로 고통을 받는다. 예를 들어, 기계식 동력 전달 장치(powertrain)를 갖는 틸트로터 항공기는, 파워플랜트(powerplant)(예를 들어, 항공기의 동체 내에 위치됨)와 추진 시스템(예를 들어, 항공기 외부에서 상기 파워플랜트의 말단에 위치된 로터 또는 프로펠러) 사이에 복잡한 기계적 동력 전달을 요구하며; 이는 항공기의 중량과 복잡성을 증가시킬 수 있다. 증가된 복잡성으로 인해, 틸트로터 항공기에 대한 통상적인 접근 방식은, 종종 추진 유닛(예를 들어, 로터, 프로펠러, 터보 기계류, 등)의 수를 제한하며, 이는 다시 비행 중 한쪽 엔진 작동 불능(one-engine-inoperative)(OEI) 또는 기타 비상 추진-관련 상태에서 차량 제어 손실(loss of vehicle)(LoC)의 위험을 증가시킨다. 통상적인 틸트로터 항공기는 다른 단점에도 민감할 수 있다.
따라서 항공 분야에서는, 신규하고 유용한 틸트로터 항공기가 요망되고 있다. 본 발명은 이러한 신규하고 유용한 틸트로터 항공기를 제공한다.
도 1a-1b는 호버 구성 및 전향(forward) 구성에서, 항공기의 변형예의 평면도의 개략적인 모습을 각각 도시하고 있다.
도 1c-1d는 호버 구성 및 전향 구성에서, 항공기의 변형예의 측면도의 개략적인 모습을 각각 도시하고 있다.
도 2a는 항공기의 일부의 변형예와 길이방향 축선 및 횡방향 축선을 포함하는 예시적인 주축선들(principal axes)의 평면도를 도시하고 있다.
도 2b는 항공기의 일부의 변형예와 길이방향 축선 및 수직 축선을 포함하는 예시적인 주축선들의 측면도를 도시하고 있다.
도 3은 항공기의 다수의 프로펠러의 실질적으로 대칭인 호버 배열의 예를 도시하고 있다.
도 4는 전향 배열에서 V-테일을 포함하는 항공기의 변형예의 후방에서 본 도면을 도시하고 있다.
도 5는 교차된 수평 및 미익(empennage)을 포함하는 항공기의 일부의 변형예의 후방에서 본 도면을 도시하고 있다.
도 6a-6b는 조종사가 추진 어셈블리의 전방에 있는 제1 구성 및 조종사가 추진 시스템의 후방에 있는 제2 구성에서, 항공기의 조종사에 대한 예시적인 추진 어셈블리의 상대적 배향의 개략도를 각각 도시하고 있다.
도 7은 호버 모드에서 작동 중 중력 벡터(gravity vector)에 대한 항공기의 예시적인 배향을 도시하고 있다.
도 8은 링크장치(linkage)를 포함하는 추진 어셈블리의 예시적인 실시예의 전향 구성 및 호버 구성을 도시하고 있다.
도 9는 링크장치를 포함하는 추진 어셈블리의 예의 전향 구성 및 호버 구성 모두에서, 항공기의 예시적인 실시예의 날개 및 프로펠러의 상대적인 배향을 도시하고 있다.
도 10은 피봇을 포함하는 추진 어셈블리의 예시적인 실시예의 전향 구성 및 호버 구성을 도시하고 있다.
도 11은 피봇을 포함하는 추진 어셈블리의 예의 전향 구성 및 호버 구성 모두에서, 항공기의 예시적인 실시예의 날개 및 프로펠러의 상대적인 배향을 도시하고 있다.
도 12는 스윕 날개(swept wing)를 포함하는 항공기의 예시적인 실시예, 및 링크장치를 포함하는 추진 어셈블리의 예시적인 실시예에서, 전향 구성 및 호버 구성의 날개 및 프로펠러의 상대적 배향을 도시하고 있다.
도 13은 논-스윕 날개(non-swept wing)를 포함하는 항공기의 예시적인 실시예, 및 피봇을 포함하는 추진 어셈블리의 예시적인 실시예에서, 전향 구성 및 호버 구성의 날개 및 프로펠러의 상대적 배향을 도시하고 있다.
도 14a-14b는 전향 배열의 변형예에서, 항공기의 예시적인 실시예의 전방 사시도 및 후방 사시도를 각각 도시하고 있다.
도 15a-15b는 호버 배열의 변형예에서, 항공기의 예시적인 실시예의 제1 사시도 및 제2 사시도를 각각 도시하고 있다.
도 16a-16b는 전향 배열 및 호버 배열의 변형예에서, 항공기의 예시적인 실시예의 정면도를 각각 도시하고 있다.
도 17a-17b는 전향 배열 및 호버 배열의 변형예에서, 항공기의 예시적인 실시예의 오버헤드 뷰(overhead view)를 각각 도시하고 있다.
도 17c는 도 17a 및 17b의 항공기의 예시적인 실시예의 전향 배열 및 호버 배열의 변형예에서, 추진 어셈블리들 사이의 변화하는 허브 간 거리를 나타내는 표를 도시하고 있다.
도 18a는 전향 배열의 변형예에서, 항공기의 예시적인 실시예의 측면도를 도시하고 있다.
도 18b는 전향 배열의 변형예와 호버 배열 사이에서의 항공기의 예시적인 실시예의 측면도를 도시하고 있다.
도 18c는 호버 배열의 변형예에서, 항공기의 예시적인 실시예의 측면도를 도시하고 있다.
도 19a는 전향 구성의 변형예에서, 피봇 틸트 메커니즘(pivot tilt mechanism)을 포함하는 추진 어셈블리의 변형예를 도시하고 있다.
도 19b는 전향 구성의 변형예와 호버 구성 사이의 피봇 틸트 메커니즘을 포함하는 추진 어셈블리의 변형예를 도시하고 있다.
도 19c는 호버 구성의 변형예에서, 피봇 틸트 메커니즘을 포함하는 추진 어셈블리의 변형예를 도시하고 있다.
도 20a는 전향 구성의 변형예에서 링크장치 틸트 메커니즘을 포함하는 추진 어셈블리의 변형예를 도시하고 있다.
도 20b는 전향 구성의 변형예와 호버 구성 사이의 링크장치 틸트 메커니즘을 포함하는 추진 어셈블리의 변형예를 도시하고 있다.
도 20c는 호버 구성의 변형예에서, 링크장치 틸트 메커니즘을 포함하는 추진 어셈블리의 변형예를 도시하고 있다.
본 발명의 바람직한 실시예에 대한 이하의 기재는 본 발명을 이들 바람직한 실시예로 제한하려는 것이 아니라, 오히려 본 기술분야의 숙련자로 하여금 본 발명을 제작하고 사용할 수 있도록 하기 위한 것이다.
1. 개요
도 1a-1b에 도시된 바와 같이, 틸트로터 항공기(100)는 기체, 및 상기 기체에 결합된 다수의 추진 어셈블리를 포함한다. 항공기(100)는 상기 다수의 추진 어셈블리(120)가 호버 배열로 배치되는 호버 모드와, 상기 다수의 추진 어셈블리(120)가 전향 배열로 배치되는 전향 모드 사이에서 작동 가능하다. 상기 호버 배열은 호버 모드에서의 항공기(100)의 작동 중 다수의 추진 어셈블리(120)의 프로펠러(122) 및 기체(110) 서로에 대해 상기 다수의 추진 어셈블리(120)의 각각의 프로펠러(122)의 위치를 정의하며, 또한 마찬가지로 상기 전향 배열은 전향 모드에서의 작동 중 프로펠러(122) 및 기체(110) 서로에 대한 각각의 프로펠러(122)의 상대 위치를 정의한다. 상기 기체(110)는 좌익(112), 우익(114), 동체(116), 및 미익(118)을 포함할 수 있으며, 여기서 상기 좌익 및 우익은 동체(116)에 결합되어 상기 미익(118)의 전향부(forward) 사이에 위치된다. 각각의 추진 어셈블리(120)는 프로펠러, 틸트 메커니즘, 및 전기 모터를 포함한다. 각각의 추진 어셈블리(120)는 바람직하게는 그 관련된 틸트 메커니즘(124)에 의해 작동 가능하지만, 그러나 대안적으로 이하에 보다 상세히 기재되는 바와 같이 호버 구성과 전향 구성 사이에서 임의의 다른 적절한 방식으로 작동 가능하다. 상기 틸트로터 항공기(100)는 전원, 비행 제어면(142) 및 액추에이터, 그리고 임의의 다른 적절한 구성요소를 포함할 수 있다.
상기 틸트로터 항공기(100)는 무게중심(center of gravity)(CoG)을 정의한다. 상기 무게중심은 바람직하게는 틸트로터 항공기(100)의 중량이 작용하는 것으로 간주될 수 있는 3차원 공간의 한 점(point)이지만, 그러나 대안적으로 상기 CoG 를 정의하는 점들의 세트인 유한 부피를 갖는 영역으로 정의될 수 있으며 및/또는 달리 적절히 정의될 수 있다. 상기 무게중심은 항공기(100)의 질량의 상태 또는 배열[예를 들어, 로딩된 대 비어 있는(empty), 화물 및/또는 승객의 중량 분포, 프로펠러의 틸트 구성, 등]에 의존하며, 여기서 CoG 에 대한 기준은 바람직하게는 언로딩 상태(예를 들어, 비어 있는 상태)에서 그리고 다수의 프로펠러의 호버 배열에서 항공기(100) CoG 를 지칭하지만, 그러나 추가적으로 또는 대안적으로 항공기(100)의 로딩된 상태, 전향-배열된 상태, 및 임의의 다른 적절한 상태를 지칭할 수 있다.
상기 틸트로터 항공기(100)는 다양한 기하학적 특징부를 정의한다. 틸트로터 항공기(100)는 도 2a-2b에 도시된 바와 같이 수직 축선[예를 들어, 요오 축선(10)], 길이방향 축선[예를 들어, 롤 축선(20)], 및 횡방향 축선[예를 들어, 피치 축선(30)]을 포함하는 기하학적 주축선들을 정의한다. 상기 수직 축선, 길이방향 축선, 및 횡방향 축선은 항공기(100)의 CoG 에서 교차하도록 정의될 수 있으며, 전술한 축선들 중 어느 하나에 대한 순수한 모멘트는 항공기(100)로 하여금 상기 수직 축선, 길이방향 축선, 및 횡방향 축선을 중심으로 각각 회전하도록 유발시킨다. 그러나 상기 3개의 주축선은 추가적으로 또는 대안적으로 상기 CoG 를 참조하거나 또는 참조하지 않고 기하학적으로 정의될 수 있다[예를 들어, 항공기(100)를 통과하는 임의의 라인 등에 기초하여, 1차원 또는 그 이상의 차원에서 항공기(100)의 대칭 라인에 기초하여]. 예를 들어, 상기 축선들은 항공기(100)의 기하학적 중심에서 교차할 수 있다. 상기 틸트로터 항공기(100)의 프로펠러는 프로펠러의 회전 축선에 중심을 갖는 디스크 영역을 각각 정의하며, 상기 디스크 영역은 회전 축선으로부터 멀리 연장되는 무한 디스크 평면에 포함된다. 항공기(100)의 변형예에 있어서, 다수의 추진 어셈블리(120)의 각각의 디스크 평면은 다수의 추진 어셈블리(120)의 나머지의 임의의 적절한 서브세트와 동일 공간에 있을 수 있으며; 제1 예에 있어서, 각각의 디스크 평면은 제1 변형예의 호버 구성에서 서로의 디스크 평면과 동일 공간에 있을 수 있고; 제2 예에 있어서, 각각의 디스크 평면은 항공기(100)의 길이방향 축선을 가로질러 대칭적으로 하나의 다른 추진 어셈블리(120)의 디스크 평면과 동일한 평면 상에 있을 수 있고 또한 서로의 추진 어셈블리(120)의 디스크 평면으로부터 변위될 수 있지만; 그러나 다수의 추진 어셈블리(120)의 디스크 평면은 서로에 대해 달리 적절히 배치될 수 있다.
상기 틸트로터 항공기(100)는 호버 모드(예를 들어, 회전익 모드)와 전향 모드(예를 들어, 고정익 모드) 사이에서 작동 가능한 항공기를 제공하도록 기능한다. 상기 호버 모드는 항공기(100)의 수직 이륙, 수직 착륙, 및/또는 실질적으로 정지된 호버링을 포함할 수 있지만; 그러나 상기 호버 모드는, 추가적으로 또는 대안적으로 다수의 추진 어셈블리(120) 중 하나 또는 그 이상에 의해 수직-지향 추력이 발생되는, 임의의 적절한 작동 모드를 포함할 수 있다. 상기 전향 모드는 항공기(100)의 전향 비행, 수평 이륙, 및/또는 수평 착륙을 포함할 수 있으며[예를 들어, 통상적인 이착륙(conventional take-off and landing)(CTOL)]; 그러나 상기 전향 모드는, 추가적으로 또는 대안적으로 상기 다수의 추진 어셈블리(120) 중 하나 또는 그 이상에 의해 수평-지향 추력이 발생되는, 임의의 적절한 작동 모드를 포함할 수 있다. 따라서 상기 호버 모드 및 전향 모드는 상호 배타적이지 않으며, 틸트로터 항공기(100)는 호버 모드와 전향 모드의 중첩으로 작동할 수 있다[예를 들어, 다수의 추진 어셈블리(120)는, 호버 구성과 전향 구성 사이에서 상기 다수의 추진 어셈블리의 각각의 한계 구성(liminal configuration)에 의해 정의된, 호버 배열과 전향 배열의 중첩으로 배치된다]. 상기 틸트로터 항공기(100)는 호버 모드에서 안정된[예를 들어, 최대로 안정된, 정의된 안정성 윈도우(stability window) 또는 비행 조건의 엔빌로프 내에서의 안정된, 항공기(100)에 대한 다양한 제어 입력의 안정성 임계 크기까지 안정된, 등], 그리고 전향 모드에서 효율적인(예를 들어, 공기역학적으로 효율적인, 전력이 효율적인, 열역학적으로 효율적인, 등), 항공기를 제공하도록 기능할 수도 있다. 상기 틸트로터 항공기(100)는 승객 및/또는 화물에 공중 수송(airborne transportation)을 제공하도록 기능할 수도 있다. 그러나 틸트로터 항공기(100)는 추가적으로 또는 대안적으로 임의의 다른 적절한 기능을 가질 수도 있다.
상기 틸트로터 항공기(100)는 호버 모드 및 전향 모드를 포함하는, 다수의 모드 사이에서 작동 가능하다. 상기 호버 모드에서는, 상기 다수의 추진 어셈블리(120)가 호버 배열로 배치될 수 있다. 상기 호버 배열에 있어서, 다수의 프로펠러의 각각은 호버 구성으로 바람직하게 배치된다. 상기 전향 모드에서는, 다수의 추진 어셈블리(120)가 전향 배열로 배치될 수 있다. 상기 전향 배열에 있어서, 다수의 프로펠러의 각각은 전향 구성으로 바람직하게 배치된다. 그러나 다수의 프로펠러의 각각은 전향 구성과 호버 구성 사이에서 서로 독립적으로 및/또는 항공기(100) 작동의 호버 모드에서 임의의 적절한 배향으로 임의의 적절한 상태로 배치될 수 있으며; 또한, 다수의 프로펠러의 각각은 전향 구성과 호버 구성 사이에서 서로 독립적으로 및/또는 항공기(100) 작동의 전향 모드에서 임의의 다른 적절한 배향으로 임의의 적절한 상태로 배치될 수 있다. 또한, 상기 틸트로터 항공기(100)는 호버 모드와 전향 모드 사이에서 임의의 적절한 한계 모드로 작동될 수 있으며, 여기서 하나 또는 그 이상의 추진 어셈블리(120)에 의해 발생된 추력의 성분은, 상기 수직 축선 및 길이방향 축선(예를 들어, 및/또는 횡방향 축선) 모두를 따라 지향된다.
여기에서 항공기(100)는 틸트로터 항공기(100)로 지칭되었지만, 여기에 사용되는 바와 같은 "프로펠러" 및 "로터"라는 용어는 통상적으로 로터, 프로펠러, 회전익, 회전 날개, 등으로서 지칭되는 임의의 적절한 회전식 공기역학적 액추에이터를 지칭할 수 있다. 상기 로터는 관절식 또는 반경질 허브를 사용하는 회전식 공기역학적 액추에이터를 지칭할 수 있고(예를 들어, 블레이드의 허브로의 연결은 관절식, 가요성, 경질, 및/또는 달리 연결될 수 있음), 또한 상기 프로펠러(122)는 경질 허브를 사용하는 회전식 공기역학적 액추에이터를 지칭할 수 있지만(예를 들어, 블레이드의 허브로의 연결은 관절식, 가요성, 경질, 및/또는 달리 연결될 수 있음), 이러한 구별은 여기에 사용되었을 때는 명시적 또는 암시적이지 않으며, 프로펠러(122)의 사용은 두 구성 중 어느 하나의 구성, 및 관절식 또는 경질 블레이드의 임의의 다른 가능한 구성, 및/또는 중심 부재 또는 허브에 대한 블레이드 연결부의 임의의 다른 가능한 구성을 지칭할 수 있다. 따라서 틸트로터 항공기(100)는 틸트-프로펠러(122) 항공기(100), 틸트-프롭(tile-prop) 항공기(100)로 지칭될 수 있으며, 및/또는 달리 적절히 지칭되거나 기재될 수 있다. 일부 변형예에서 고정자 및 회전자를 포함할 수 있는 전기 모터의 맥락에서, 상기 전기 모터(126)의 회전자는, 전기 모터의 작동 시 전기적 위치 에너지가 회전 운동에너지로 변환됨에 따라 회전하는 모터 부분을 지칭할 수 있다.
틸트로터 항공기(100)는 동일한 다수의 프로펠러를 사용하여, 호버 모드 성능을 위해 호버 배열을 최적화하고 또한 전향 모드 성능을 위해 전향 배열을 최적화하도록 바람직하게 구성되지만; 그러나 대안적인 구성에 있어서, 틸트로터 항공기(100)는 호버 모드 작동 중 단독으로 사용되는 다수의 프로펠러의 서브세트, 및 전향 모드 작동 중 단독으로 사용되는 또 다른 서브세트를 포함할 수 있다. 각각의 모드에서 프로펠러의 최적의 배열은, 호버 배열과 전향 배열 사이에서의 전환 시, 항공기(100)의 길이방향 축선 및 횡방향 축선 중 적어도 하나에 평행한 축선을 따라 적어도 부분적으로 각각의 프로펠러의 디스크 영역의 중심 위치[예를 들어, 프로펠러(122) 축선을 따른 지점]를 변위시키는 단계를 포함할 수 있다. 예를 들어, 원하는 호버 배열은 6각형 구성으로 배치된 6개의 프로펠러 디스크를 포함할 수 있으며, 여기서 각각의 디스크 영역 중심은, 항공기(100)의 롤 축선 또는 피치 축선을 가로질러 반사되는 적어도 하나의 다른 디스크 영역과 같이 항공기(100)의 CoG 로부터 실질적으로 등거리에 있는 반면에(예를 들어, 도 1a 및 3에 도시된 바와 같이), 원하는 전향 배열은 90°회전되는[예를 들어, 각각의 프로펠러(122)의 회전 축선이 실질적으로 길이방향 축선과 평행하도록], 그리고 추진 어셈블리 부착 지점(예를 들어, 도 1b에 도시된 바와 같은)에 이들이 부착되는 기체(110)의 부분을 향해 병진되는, 6개의 프로펠러 디스크를 포함할 수 있다. 그러나 각각의 모드에서 프로펠러의 배열(예를 들어, 전향 배열, 호버 배열, 등)은, 추가적으로 또는 대안적으로 다수의 프로펠러 중 임의의 프로펠러의 병진을 포함할 수 있거나 또는 생략할 수 있다.
항공기(100)의 제1 변형예에 있어서, 도 1a에 예로 도시된 바와 같이, 상기 호버 배열은 항공기(100) CoG 에 대해 쌍을 이루는 방식으로 실질적으로 대칭으로(예를 들어, 완벽하게 대칭으로, 거의 대칭으로, 등) 배치된 다수의 프로펠러[예를 들어, 다수의 추진 어셈블리(120)]를 포함하며, 상기 다수의 프로펠러의 전향 배열은 CoG 에 대해서는 대칭이 아니다. 관련의 변형예에 있어서, 상기 호버 배열은 [예를 들어, 하나의 추진 어셈블리(120)가 작동하지 않는 항공기(100)의 상태에서 추진 어셈블리(120) 추력 요구를 최소화하기 위해] 각각의 프로펠러(122)가 길이방향의 성분 및 횡방향의 성분 모두를 갖는 벡터를 따라, CoG(예를 들어, 공칭 CoG, 어떤 시점에서 측정된 CoG, 등)로부터 등거리에 있는 제2 프로펠러(122)에 대응하도록, 다수의 프로펠러의 쌍을 이루는 배열을 포함한다. 또 다른 변형예에 있어서, 상기 호버 배열은 항공기(100)의 CoG 에 대해 프로펠러의 비대칭 배열을 포함한다. 상기 다수의 프로펠러의 전향 배열은 CoG 에 대해 대칭이거나 또는 비대칭일 수 있으며, 또한 전향 비행의 안정성 및/또는 제어성을 최적화하기 위해 압력 중심에 대해(예를 들어, 다양한 비행 조건에서 압력 중심의 범위에 대해) 바람직하게 배치된다. 추가적인 또는 대안적인 변형예에 있어서, 전술한 배열은 항공기(100)의 CoG 대신에, 항공기(100)의 기하학적 중심에 대해 구현될 수 있다.
2. 이점
상기 틸트로터 항공기(100) 및 그 변형예는 몇 가지 이점 및/또는 장점을 제공할 수 있다.
첫째로, 틸트로터 항공기(100)의 변형예는 OEI 상태에서 가장 큰 부하를 갖는 작동 모터의 전력 요구를 감소시킴으로써, 한쪽 엔진 작동 불능(OEI) 상태의 효과적인 그리고 안전한 취급을 가능하게 할 수 있다. 각각의 추진 어셈블리(120)에 대해 동일한 전기 모터(126)를 사용하는 것이 유리하며, 따라서 임의의 단일 고장이 나머지 추진 어셈블리(120) 중 하나가 또 다른 나머지 추진 어셈블리보다 더 높은 출력으로 작동할 것을 요구하지 않도록, 추진 어셈블리(120)를 배열하는 것이 유리하다. 예를 들어, 항공기(100)가 6개의 추진 어셈블리(120)를 포함하고 하나를 실패했을 경우[예를 들어, 제로 추력(zero thrust)을 제공하여, 제어할 수 없게 되는 등], 하나의 모터를 200% 전력으로 그리고 나머지 4개를 120% 전력으로 작동하는 경우보다는, 5개의 모터를 140% 전력으로 작동하는 것이 바람직하다. 후자의 가상 설계 패러다임에서, 각각의 모터가 공칭 전력의 140% 만 가능해야 하는 전자의 경우보다는, 각각의 모터는 공칭 전력의 200%로 작동할 수 있는 충분한 능력을 요구할 것이며; 이에 따라 후자의 경우 나머지 모터에 의해 생성되는 총 전력이 더 낮더라도, 전체 모터 중량은 전자의 경우보다 더 클 것이다. 따라서 임의의 가능한 OEI 경우[즉, 다수의 추진 어셈블리(120) 중 임의의 단일 모터가 작동하지 않는 경우]에 대해 가장 힘들게 작동되는 나머지 모터의 호버 전력 요구를 감소시키기 위해, 이러한 변형예의 추진 어셈블리(120) 레이아웃은, 각각의 프로펠러(122) 쌍이 호버 배열에서 CoG 에 대해 대칭이도록(즉, CG 로부터 실질적으로 등거리이고 180°떨어져 있음) 구성되는 것이 바람직하다. 이러한 레이아웃은, 모든 프로펠러(122) 쌍이 CoG 로부터 등거리에 있는 배열, 및/또는 각각의 쌍의 각각의 프로펠러(122)가 상기 쌍의 그 대응하는 프로펠러(122)에 대해 CoG 로부터 등거리에 있지만 그러나 각각의 프로펠러(122) 쌍이 CoG 로부터 상이한 거리에 있는(예를 들어, 도 17b에 도시된 바와 같은) 배열을 포함할 수 있다.
예를 들어, OEI 상태에 있는 나머지 모터의 오버 스로틀링(over throttling)을 위한 전력 요구가 최소화되도록(예를 들어, 전기 모터가 독립적이지 않은 및/또는 동일하지 않은 구성에 비해), 상기 틸트로터 항공기(100)는 항공기(100) CoG 에 대해 배치된[예를 들어, 각각의 프로펠러(122)는 CoG 로부터 등거리로, 거의 등거리로, 쌍을 이루어 등거리로, 등] 실질적으로 동일한 전기식 프로펠러의 수(예를 들어, 3개 또는 그 이상)를 포함할 수 있다. 이런 능력은 각각의 모터의 최대 전력 요구를 감소시킬 수도 있으며, 이는 크기 및/또는 중량을 감소시키고 이에 의해 항공기(100) 성능(예를 들어, 범위, 속도, 배터리 질량에 유용한 질량 예산, 한계 질량 감소, 등)을 향상시킬 수 있다. 이런 능력은 다수의 추진 어셈블리(120)의 각각의 추진 어셈블리(120)에 대해 동일한 모터의 사례(예를 들어, 동일한 모터 설계, 실질적으로 유사한 모터, 등)를 사용하는(예를 들어, 전체적인 시스템 복잡성을 감소시키는) 능력을 강화시킬 수도 있다. 항공기(100) 기하학적 형상과 관련된 추진 어셈블리(120)의 배열은, 상기 OEI-상태 성능 용량(performance capacity)을 바람직하게 지원하며; 예를 들어, 항공기(100)의 호버 배열에서, 상기 추진 어셈블리(120)의 분포는, 적어도 3개의 추진 어셈블리(120)가 피치 축선(30)의 각각의 측부 상에 그리고 롤 축선(20)의 각각의 측부 상에 배치되도록 바람직하게 구성된다[예를 들어, 여기서 임의의 하나의 추진 어셈블리(120)의 손실은 OEI 상태에서 추력 차동(thrust differential)을 사용하여 제어 권한을 보존하기 위해 상기 롤 축선(20) 및 피치 축선(30) 각각의 양쪽에 적어도 2개의 작동 가능한 추진 어셈블리(120)로 나타난다].
둘째로, 틸트로터 항공기(100)의 변형예는 호버 모드에서의 작동 중[예를 들어, 호버 배열에서 프로펠러의 대칭 또는 거의 대칭 배열, 항공기(100)의 기하학적 축선을 가로지르는 프로펠러의 쌍을 이루는 대칭 배열 등을 통한], 그리고 전향 모드에서의 작동 중[예를 들어, 항공기(100)의 압력 중심에 기초하여, 추진 어셈블리(120)의 전향 비행을 위해 원하는 배열로의 전환을 통한], 모두에 대해 최적의 비행 성능(예를 들어, 안정성, 제어성, 응답성, OEI 상태에서의 작동성, 등)을 가능하게 할 수 있다.
셋째로, 틸트로터 항공기(100)의 변형예는, 원하는 호버 배열과 원하는 전향 배열 사이를 효율적으로 전환하기 위해, 피봇 틸트 메커니즘(예를 들어, 피봇)과 링크장치 틸트 메커니즘(예를 들어, 링크장치)의 조합을 이용할 수 있다. 피봇과 링크장치 모두의 사용은, 항공기(100)에 유용한 광범위한 기하학적 날개 형상을 가능하게 하면서, 광범위한 가능한 호버 배열 및 전향 배열을 가능하게 한다. 피봇은 기계적 단순성(예를 들어, 감소된 부품수, 감소된 수의 자유도, 등)을 제공하면서, 전향 구성과 호버 구성 사이의 전환을 가능하게 하며, 링크장치는 원하는 기하학적 형상을 달성하기 위해 호버 구성과 전향 구성 사이의 전환 중 디스크 영역의 병진에 유연성을 제공할 수 있으며; 피봇과 링크장치의 조합은, 항공기(100)의 호버 배열과 전향 배열 모두에서 원하는 기하학적 형상을 획득하면서 기계적 복잡성을 최소화할 수 있게 한다.
그러나 틸트로터 항공기(100) 및 그 변형예는 추가적으로 또는 대안적으로 임의의 다른 적절한 이점 및/또는 장점을 제공할 수 있다.
3. 시스템
도 1a-1b에 도시된 바와 같이, 상기 틸트로터 항공기(100100)는 기체(110), 및 상기 기체(110)에 결합되는 다수의 추진 어셈블리(120)를 포함한다. 항공기(100)는 다수의 추진 어셈블리(120)가 호버 배열로 배치되는 호버 모드와, 다수의 추진 어셈블리(120)가 전향 배열로 배치되는 전향 모드 사이에서 작동 가능하다. 상기 호버 배열은 호버 모드에서 항공기(100)의 작동 중 다수의 추진 어셈블리(120)의 서로의 프로펠러(122) 및 기체(110)에 대해 다수의 추진 어셈블리(120)의 각각의 프로펠러(122)의 위치를 정의하고, 상기 전향 배열 또한 마찬가지로 전향 모드에서 작동 중 서로의 프로펠러(122) 및 기체(110)에 대해 각각의 프로펠러(122)의 상대 위치를 정의한다. 상기 기체(110)는 좌익(112), 우익(114), 동체(116), 및 미익(118)을 포함할 수 있으며, 여기서 상기 좌익 및 우익은 동체(116)에 결합되어, 미익(118)의 전방 사이에 위치된다. 각각의 추진 어셈블리(120)는 프로펠러, 틸트 메커니즘, 및 전기 모터를 포함한다. 각각의 추진 어셈블리(120)는 이와 관련된 틸트 메커니즘(124)에 의해 바람직하게 작동 가능하지만, 그러나 이하에 보다 상세히 기재되는 바와 같이 대안적으로 호버 구성과 전향 구성 사이에서 임의의 다른 적절한 방식으로 작동 가능하다. 상기 틸트로터 항공기(100)는 전원, 비행 제어면(142) 및 액추에이터, 및 임의의 다른 적절한 구성요소 및/또는 요소를 추가로 포함할 수 있다.
3.1 기체
상기 기체(110)는 다양한 구조적 응력(예를 들어, 공기역학적 힘, 중력, 추진력, 분포된 외부 지점, 및 본체 힘, 등)의 영향 하에, 작동 중 항공기(100)의 그 자체 및 다른 부분을 구조적으로 지지하도록 기능한다. 상기 기체(110)는 한 명 또는 그 이상의 조종사, 한 명 또는 그 이상의 승객, 및/또는 임의의 적절한 양 및 타입의 화물을 수용하도록 적용된, 하나 또는 그 이상의 내부 루멘(lumen)(예를 들어, 3차원 영역)을 정의하도록 기능할 수도 있다. 상기 기체(110)는 하나 또는 그 이상의 추진 어셈블리 부착 지점을 정의하도록 기능할 수도 있다. 기체(110)는 알루미늄 합금, 강철 합금, 복합 재료, 및 임의의 다른 적절한 재료와 같은, 항공 구조물에 적절한 다양한 재료로 구성될 수 있다. 기체(110) 및 그 구성요소 또는 그 일부[예를 들어, 동체(116), 날개, 미익(118), 제어면, 등]는, 에어로-습식(aero-wetted) 작동에 적절한, 알루미늄, 임의의 적절한 코팅(예를 들어, 페인트, 저 마찰 코팅, 등)을 갖는 패널, 탄소 섬유, 복합 재료와 같은 다양한 재료, 및 임의의 다른 적절한 재료로 코팅될 수 있다(예를 들어, 덮일 수 있다, 패널될 수 있다, 피복될 수 있다, 등).
기체(110)는 기수 단부(nose end) 및 테일 단부(tail end) 단부를 정의하는 동체(116)를 포함한다. 상기 기수 단부는 날개의 전방에 있는 동체(116)의 부분을 지칭할 수 있으며, 상기 테일 단부는 날개의 고물(aft)에 위치된 동체(116)의 부분을 지칭할 수 있다. 상기 테일은, 미익(118)에 연결되어 이를 구조적으로 지지하는 테일 붐(tail boom)(118)을 포함할 수 있다. 상기 테일 붐은 날개의 트레일링 엣지(trailing edge)로부터 미익(118)까지 고물쪽으로 연장될 수 있고, 상기 미익(118)은 테일 붐으로부터 상향으로 바람직하게 연장된다. 특히, 미익(118)의 수직 범위는 기체(110)의 임의의 다른 부분의 가장 높은 수직 범위보다 높은 것이 바람직하지만, 그러나 대안적으로 기체(110)의 상이한 부분의 가장 높은 수직 범위까지 및/또는 그 아래로 연장될 수 있다. 대안적인 변형예에 있어서, 상기 미익(118)은 (예를 들어, 역전된 V-테일처럼) 상기 테일 붐으로부터 하방으로 연장된다. 또 다른 대안적인 변형예에 있어서, 상기 미익(118)은 상기 테일 붐으로부터 횡방향으로 그리고 수직으로 연장된다(예를 들어, 통상적인 T-테일, 역전된 T-테일, 등으로서)
변형예에 있어서, 도 4에 도시된 바와 같이, 상기 미익(118)은 2개의 추진 어셈블리 부착 위치를 정의하는 V-테일(예를 들어, V자형 테일)을 포함하며, 여기서 상기 V-테일의 V 의 각각의 최상부 영역은 상기 추진 어셈블리 부착 위치에 대응한다. 이런 변형예에 있어서, 2개의 프로펠러의 각각의 디스크 영역은 롤 축선 및 요오 축선에 의해 형성된 평면에서 실질적으로 항공기(100)의 전향 배열의 날개 위치 위에 위치되므로[예를 들어, 항공기(100)의 측부로부터], 테일 추진 어셈블리(120)[예를 들어, 테일, 후방 추진 어셈블리(120), 등에 결합된 2개의 추진 어셈블리(120)의 2개의 프로펠러]는 상류 프로펠러, 정적 및/또는 동적 비행면, 및 비행 제어면으로부터 나타나는 후류 교란(wake disturbance)으로부터 실질적으로 자유롭다. 상기 미익(118)은 대안적으로 도 5에 도시된 바와 같이 교차된 수직 및 수평 안정기 쌍(stabilizer pair)(예를 들어, T-테일)을 포함할 수도 있고, 또한 임의의 적절한 위치(들)에 하나 또는 그 이상의 추진 어셈블리 부착 지점을 포함할 수 있다.
V자형 테일을 포함하는 변형예에 있어서, 상기 V자형 테일은 전방으로 스윕될 수 있다(예를 들어, 도 18a-18c에 도시된 바와 같이). 그러나 상기 V자형 테일은 추가적으로 또는 대안적으로 후방으로 스윕될 수도 있고 및/또는 실질적으로 수직일 수도 있다(예를 들어, 스윕되지 않음).
상기 좌익 및 우익은 틸트로터 항공기(100)의 전향 비행 중 양력(lift)을 제공하도록 기능한다. 상기 날개들은 또한 항공기(100)의 다양한 구성요소[예를 들어, 하나 또는 그 이상의 어셈블리 부착 위치의 하나 또는 그 이상의 추진 어셈블리(120)]에 구조적 지지를 제공하도록 기능한다. 상기 날개는 또한 전력 분배 시스템(예를 들어, 전력 케이블, 배터리, 등), 제어 명령 분배 구성요소[예를 들어, 전자식 비행(fly-by-wire) 제어 시스템을 위한 전기 신호 케이블, 수동 제어 시스템을 위한 기계적 링크장치], 및 임의의 다른 적절한 구성요소와 같은 틸트로터 항공기(100)의 구성요소를 수용하도록 기능할 수도 있다.
제1 변형예에 있어서, 상기 날개는 동체(116)에 견고하게 고정된다. 제1 특정 예에 있어서, 날개는 하나 또는 그 이상의 날개 부착 위치에서 동체(116)의 제2 트러스(truss)에 결합되는 제1 트러스를 포함한다. 제2 특정 예에 있어서, 날개 및 동체(116)는, 트러스 대신에 또는 트러스에 추가하여, 적어도 부분적으로 연속적인 재료(예를 들어, 복합 재료, 탄소 섬유 재료, 등)로 구성된다. 제2 변형예에 있어서, 날개는 동체(116)에 대해 피봇된다. 제2 변형예의 특정 예에 있어서, 날개에[예를 들어, 각각의 좌익 및 우익(114)에] 결합되는 각각의 추진 어셈블리(120)의 틸트 메커니즘(124)은, 날개 자체를 경사시키는 메커니즘[예를 들어, 동체(116)에 대해 날개 전체를 회전시키는 피봇 메커니즘]이다. 그러나 날개 및 동체(116)는 달리 적절히 결합될 수 있다.
기체(110)에 의해 정의된 추진 어셈블리 부착 위치는, 상기 추진 어셈블리(120)를 기체(110)에 기계적으로 결합하도록 기능한다. 제1 변형예에 있어서, 상기 추진 어셈블리 부착 지점은 추진 어셈블리(120)의 일부를 기체(110) 내에(예를 들어, 날개 내에) 통합하는 경질의 부착부이며; 예를 들어, 이런 변형예에서 상기 추진 어셈블리(120)의 틸트 메커니즘(124)은 날개에 고정된 추진 어셈블리(120)의 부분으로부터 멀리 그리고 그 위로 프로펠러 디스크를 연장시키는 링크장치를 포함할 수 있다. 제2 변형예에 있어서, 상기 추진 어셈블리 부착 지점은 피봇의 일부이며(예를 들어, 순수 피봇 메커니즘의 일 측부이며); 예를 들어, 이런 변형예에 있어서, 상기 추진 어셈블리(120)의 틸트 메커니즘(124)은 날개에 대해(예를 들어, 날개의 팁에서) 추진 어셈블리(120)를 전체로서 회전시키는 피봇을 포함할 수 있다.
예에 있어서, 상기 기체(110)는 추진 어셈블리 부착 위치를 정의하는 날개, 동체(116), 및/또는 미익(118)으로부터 멀리 연장되는 파일론(pylon)을 포함할 수 있다. 상기 파일론은 전향 구성과 호버 구성 사이에서 변형되는 추진 어셈블리(120)의 고정 위치를 조정할 수 있다. 예를 들어, 도 12 및 17a에 도시된 바와 같이, 상기 파일론은 날개가 전방으로 스윕되는 경우에, 인보드(inboard) 추진 어셈블리(120)를 아웃보드(outboard) 추진 어셈블리(120)의 전방으로 연장하기 위해, 좌익 및 우익의 인보드 위치로부터 전방으로 연장될 수 있으며, 따라서 아웃보드 추진 어셈블리 부착 위치는 상기 파일론의 베이스의 전방에 있다(즉, 상기 인보드 추진 어셈블리 부착 위치가 파일론 또는 유사한 연장 부재가 없는 경우에). 상기 파일론은 날개의 전방으로 바람직하게 연장되며, 상기 항공기(100)는 좌익(112)으로부터 전방으로 연장되어 상기 좌측 인보드 추진 어셈블리(120)에 결합되는 좌측 인보드 파일론, 및 우익(114)으로부터 전방으로 연장되어 상기 우측 인보드 추진 어셈블리(120)에 결합되는 우측 인보드 파일론을 포함한다. 이러한 예에 있어서, 상기 좌측 인보드 추진 어셈블리(120) 및 우측 인보드 추진 어셈블리(120)의 디스크 평면은, 전향 구성에서 좌측 아웃보드 추진 어셈블리(120) 및 우측 아웃보드 추진 어셈블리(120)의 디스크 평면에 대해, 상기 롤 축선(20)을 따라 전방으로 변위된다. 그러나 대안적인 변형예 및 예에 있어서, 상기 파일론은 기체(110)에 대해 임의의 적절한 방향으로 상기 추진 어셈블리(120) 위치의 고정 위치를 변위시킬 수 있다. 다른 대안으로는, 항공기(100)는 파일론을 생략할 수 있으며, 모든 추진 어셈블리 부착 위치는 기체(110)의 다양한 부분에 따라 직접적일 수 있다.
3.2 추진 어셈블리
상기 틸트로터 항공기(100)는 대응하는 다수의 추진 어셈블리 부착 지점에서 상기 기체(110)에 결합되는 다수의 추진 어셈블리(120)를 포함한다. 각각의 추진 어셈블리(120)는 프로펠러, 틸트 메커니즘, 및 전기 모터를 바람직하게 포함한다. 상기 추진 어셈블리(120)는 프로펠러, 틸트 메커니즘, 전기 모터, 및 상기 프로펠러(122)와 그 전기기계적 구동과 관련된 임의의 다른 적절한 구성요소를 수용하고 배치하도록 기능한다. 틸트로터 항공기(100)는 짝수의 추진 어셈블리(120)를 포함하는 것이 바람직하며, 더욱 바람직하게는 6개의 추진 어셈블리(120)를 포함하는 것이지만; 그러나 틸트로터 항공기(100)는 추가적으로 또는 대안적으로 홀수의 추진 어셈블리(120), 8개의 추진 어셈블리(120), 및 임의의 다른 적절한 수의 추진 어셈블리(120)를 포함할 수도 있다.
상기 추진 어셈블리(120)의 프로펠러(122)는 전기 모터(126)에 의해 공급된 회전 운동에너지를 공기역학적 힘으로 변환하도록 기능한다[예를 들어, 호버 모드, 전향 모드에서 항공기(100)를 추진하기 위해, 등]. 상기 프로펠러(122)는 다수의 프로펠러(122) 블레이드[예를 들어, 블레이드, 에어포일(airfoil) 등], 헤드(예를 들어, 허브 및 관련의 링크장치), 및 임의의 다른 적절한 구성요소를 포함할 수 있다. 상기 프로펠러(122)는 피치 가변형 프로펠러(122)가 바람직하지만[예를 들어, 각각의 프로펠러(122) 블레이드의 피치는 집단 제어를 통한 조정에 가변적이며, 여기서 각각의 프로펠러(122) 블레이드의 피치는 순환 제어 등을 통해 독립적으로 가변적이다], 그러나 추가적으로 또는 대안적으로 피치 고정형 프로펠러일 수도 있다. 일부 변형예에 있어서, 항공기(100)는 다수의 추진 어셈블리(120)의 상이한 추진 어셈블리(120)와 관련된 피치 가변형 및 피치 고정형 프로펠러(122) 모두를 포함할 수 있다. 추가적인 또는 대안적인 변형예에 있어서, 프로펠러(122)는 받음각(angle of attack)이 네거티브인 상태로 관절식으로 연결될 수 있으며, 이는 프로펠러의 회전 방향의 변경 없이 역추력(reverse thrust)을 생성하도록 기능할 수 있다. 상기 프로펠러(122)는 프로펠러당 5개의 블레이드를 바람직하게 포함하지만, 그러나 추가적으로 또는 대안적으로 프로펠러(122) 당 임의의 적절한 수의 블레이드(예를 들어, 2개, 3개, 4개, 6개, 등)를 포함할 수 있다. 상기 프로펠러(122)는 임의의 적절한 디스크 영역(예를 들어, 프로펠러 디스크, 디스크, 등)을 정의할 수 있으며, 각각의 블레이드는 블레이드 스팬의 함수로서 임의의 적절한 횡단면 및/또는 비틀림 각도를 정의할 수 있다.
특정한 예에 있어서, 다수의 추진 어셈블리(120)의 각각의 프로펠러(122)는 피치 가변형 링크장치에 의해 상기 허브에 부착되는 한 세트의 프로펠러(122) 블레이드를 포함하며, 상기 피치 가변형 링크장치는 각각의 프로펠러(122) 블레이드를 프로펠러(122) 블레이드의 장축선을 중심으로 회전시키고, 또한 상기 디스크 평면에 수직한 프로펠러(122) 블레이드 움직임을 구속한다[예를 들어, 상기 프로펠러(122) 블레이드는 디스크 평면으로부터 실질적으로 전방으로 또는 후방으로 관절식으로 연결되지 않는다].
프로펠러는 둘러싸이지 않는 것이 바람직하지만(예를 들어, 억류된 블레이드 팁이 없고, 유입 스크린이 없는, 등), 그러나 추가적인 또는 대안적인 변형예서는 둘러싸일 수 있으며[예를 들어, 덕트형 팬에서처럼 덕트형으로 구성되고, 디스크 영역의 둘레에 대해 엔진 덮개(cowling) 내에 둘러싸이며, 등] 및/또는 유입 및/또는 유출 경로에 고정형 스크린을 포함할 수 있다.
추진 어셈블리(120)의 틸트 메커니즘(124)은 호버 구성과 전향 구성 사이에서 각각의 프로펠러(122)의 배향을 전환하도록 기능한다. 상기 틸트 메커니즘(124)은 또한 호버 구성 및 전향 구성에서 기체(110)(예를 들어, 디스크 평면)를 향한 프로펠러 디스크의 반경방향 돌출부가 도 6a 및 6b에 도시된 바와 같이 조종사가 위치된 항공기(100)의 임의의 부분과 교차하지 않도록, 프로펠러 디스크의 가능한 움직임을 제한하도록 기능할 수도 있다. 상기 전향 구성에서 디스크 평면이 조종사 영역의 전방에 있는 구성에서는, 상기 디스크 평면은 종점(endpoint)를 포함하여(예를 들어, 호버 구성 및 전향 구성), 상기 호버 구성과 전향 구성 사이의 전환 중 각각의 지점에서 조종사 영역과 교차하지 않는 것이 바람직하다. 예를 들어, 인보드 추진 어셈블리(120)는, 상기 전향 구성과 호버 구성 사이에서 디스크 평면이 기체(110)와 교차하는 각각의 지점에서, 좌측 인보드 추진 어셈블리(120) 및 우측 인보드 추진 어셈블리(120)의 디스크 평면이 상기 동체(116)의 조종사 영역 외측에서 기체(110)와 교차하도록, 바람직하게 배향된다. 그러나 추진 어셈블리(120)는 대안적인 예에서 조종사 영역에 대해 달리 적절히 배치될 수 있다. 배향을 전환하는 단계는, 항공기(100)의 피치 축선(30)에 평행한 축선을 중심으로 프로펠러 디스크를 피칭하는 단계; 상기 추진 어셈블리(120)의 일부를 병진시키는 단계(예를 들어, 추진 어셈블리 부착 지점에 대해); 항공기(100)의 요오 축선(10)에 평행한 축선을 중심으로 프로펠러 디스크를 회전시키는 단계; 및 임의의 다른 적절한 병진 또는 회전 및/또는 전술한 전환 모달리티(modality)의 조합을 포함한다.
각각의 추진 어셈블리(120)와 관련된 틸트 메커니즘(124)은, 호버 구성과 전향 구성 사이에서 각각의 프로펠러(122)를 바람직하게 조정하지만[예를 들어, 호버 모드와 전향 모드 사이에서 항공기(100)의 전환과 함께]; 그러나 추가적인 또는 대안적인 변형예에 있어서, 조정은 모든 프로펠러와 관련된 단일의 틸트 메커니즘(124)[예를 들어, 각각의 추진 어셈블리(120)에 견고하게 고정된 틸팅 윙(tilting wing)]에 의해, 다수의 프로펠러의 프로펠러 개수와는 상이한 많은 틸트 메커니즘에 의해 수행될 수 있으며[예를 들어, 여기서 6개 프로펠러의 한 세트가 쌍으로 세분되고, 각각의 쌍은 호버 구성과 전향 구성 사이에서 단일의 틸트 메커니즘(124)에 의해 전환됨], 및/또는 달리 적절히 수행될 수 있다. 제1 변형예에 있어서, 항공기(100)는 6개의 프로펠러 및 6개의 틸트 메커니즘을 포함하며, 여기서 6개의 틸트 메커니즘 중 하나의 틸트 메커니즘(124)은 6개의 프로펠러 중 하나의 프로펠러(122)와 관련된다[예를 들어, 프로펠러와 틸트 메커니즘은 일 대 일(one-to-one) 대응한다]. 또 다른 변형예에 있어서, 다수의 프로펠러 중 2개 또는 그 이상의 프로펠러는, 상기 단일의 틸트 메커니즘(124)의 작동이 2개 또는 그 이상의 프로펠러를 상기 호버 구성과 전향 구성 사이에서 전환시키도록, 단일의 틸트 메커니즘(124)에 결합된다[예를 들어, 여기서 2개 또는 그 이상의 프로펠러는 날개에 단단히 결합되고, 상기 틸트 메커니즘(124)은 호버 구성과 전향 구성 사이에서 항공기(100)를 작동시키도록 피치 축선(30)을 중심으로 날개를 회전시킨다].
변형예에 있어서, 상기 틸트 메커니즘(124)은 추진 어셈블리(120)의 전기 모터(126) 및 프로펠러(122)의 전체를, 추진 어셈블리(220)의 나머지에 대해, 기체(110)(예를 들어, 날개, 파일론, 등)로부터 멀리 변위시킬 수 있다. 변위는 링크장치를 포함하는 틸트 메커니즘(124)에 의해 바람직하게 수행되며(예를 들어, 도 8, 9 및 20a-20c에 도시된 바와 같이); 이러한 변형예에 있어서, 다수의 추진 어셈블리(120) 중 적어도 하나의 틸트 메커니즘(124)은, 호버 구성에서 전기 모터(126) 및 프로펠러(122)를 롤 축선(20)과 평행하게 변위시키는[예를 들어, 날개 또는 파일론으로부터 전방 또는 후방으로] 링크장치를 포함한다. 이러한 변형예의 항공기(100)의 예에 있어서, 좌측 인보드 추진 어셈블리(120) 및 우측 인보드 추진 어셈블리(120)의 틸트 메커니즘(124)은, 호버 구성에서 전기 모터(126) 및 프로펠러(122)를, 좌익(112) 및 우익(114)으로부터 멀리 각각 변위시키는 링크장치를 각각 포함한다.
추가적인 또는 대안적인 변형예에 있어서, 상기 틸트 메커니즘(124)은 전향 구성과 호버 구성 사이에서 전환하도록, 상기 추진 어셈블리(120) 자체를 회전시킬 수 있다. 이러한 변형예의 항공기(100)의 예에 있어서, 좌측 아웃보드 추진 어셈블리(120), 우측 아웃보드 추진 어셈블리(120), 좌측 후방 추진 어셈블리(120), 및 우측 후방 추진 어셈블리(120)의 틸트 메커니즘(124)은, 전향 구성과 호버 구성 사이에서 각각의 추진 어셈블리(120)를 회전시키는 피봇을 각각 포함한다.
그러나 항공기(100)는 추가적으로 또는 대안적으로 임의의 적절한 방식으로 임의의 적절한 수의 틸트 메커니즘과 관련된 임의의 적절한 수의 프로펠러를 포함할 수 있다.
상기 호버 구성은 항공기(100)가 호버 모드로(또는 전향 모드와 호버 모드가 중첩하여) 작동 중일 동안, 추진 어셈블리(120)가 항공기(100)에 수직 추력을 제공할 수 있도록 기능한다. 상기 호버 구성은, 프로펠러(122)의 프로펠러 디스크가 길이방향 축선 및 횡방향 축선에 의해 정의된 평면에 평행한 추진 어셈블리(120)의 구성으로서 기하학적으로 정의될 수 있으며[예를 들어, 각각의 프로펠러(122)의 프로펠러(122) 축선은 항공기(100)의 수직 축선과 평행하며]; 대안적으로, 상기 프로펠러 디스크는 호버 구성에서 이런 평면과의 평행으로부터 이탈할 수 있다(예를 들어, 미세하게 이탈할 수 있다, 실질적으로 이탈할 수 있다, 등). 일부 변형예에 있어서, 추진 어셈블리(120)가 호버 구성으로 있을 때, 상기 프로펠러 디스크는 중력 벡터와 직교하는 배향으로 유지된다[예를 들어, 프로펠러 디스크는 도 7에 도시된 바와 같이 중력 벡터와 직교하여 유지되도록 항공기(100) 기하학적 형상에 평행한 상태로부터 이탈할 수 있다].
상기 호버 구성에 있어서, 전향 구성에서 프로펠러 디스크의 그 위치로부터의 병진은 틸트 메커니즘에 의해 결정될 수 있다. 예를 들어, 도 8에 도시된 바와 같이, 틸트 메커니즘(124)은 원하는 호버 배열(예를 들어 다수의 프로펠러의 다른 프로펠러 디스크에 대한 프로펠러 디스크의 위치)을 달성하기 위해, 추진 어셈블리 부착 지점으로부터 멀리 떨어진(예를 들어, 날개의 선단 엣지로부터 멀리 떨어진, 날개의 트레일링 엣지로부터 멀리 떨어진, 테일 섹션의 일부의 선단 특징부로부터 멀리 떨어진, 등) 추진 어셈블리(120)의 일부[예를 들어, 프로펠러, 프로펠러(122) 및 전기 모터, 등]를 캔틸레버하는 링크장치를 포함할 수 있다. 링크장치를 포함하는 예에 있어서, 상기 링크장치는 전향-연장 링크장치를 포함할 수 있으며, 여기서 상기 링크장치는 프로펠러(122)를 전향 구성과 호버 구성 사이에서 전환함에 따라 프로펠러 디스크를 전방으로 병진시키며; 상기 링크장치는 또한 역-연장(reverse-extension) 링크장치를 포함할 수 있고, 여기서 상기 링크장치는 프로펠러(122)를 전향 구성과 호버 구성 사이에서 전환함에 따라 프로펠러 디스크를 후방으로 병진시킨다. 전향-연장 및/또는 역-연장 링크장치는 프로펠러(122)를 전방으로 또는 역방향으로 임의의 적절한 거리로 각각 연장시킬 수 있다. 일부 변형예에 있어서, 항공기(100)는 원하는 호버 배열을 달성하기 위해, 상이한 거리로 및/또는 상이한 방향으로(예를 들어, 전향, 역전) 별개의 프로펠러를 연장시키는 링크장치를 포함할 수 있다. 틸트 메커니즘(124)은 피봇을 포함할 수도 있으며, 여기서 상기 프로펠러 디스크는 추진 어셈블리 부착 지점을 중심으로 회전하며, 이에 의해 도 10에 도시된 바와 같이 상기 피봇의 회전 축선에 대해 구속된 방식으로 병진한다. 그러나 추진 어셈블리(120)가 호버 구성으로 있을 때 프로펠러 디스크의 배향은 달리 적절히 정의될 수 있다.
상기 전향 구성은 항공기(100)가 전향 모드(또는 전향 모드와 호버 모드의 중첩)로 작동 중일 동안, 추진 어셈블리(120)가 항공기(100)에 수평 추력을 제공할 수 있도록 기능한다. 전향 구성에 있어서, 상기 틸트 메커니즘(124)은 각각의 프로펠러(122)의 회전 축선이 항공기(100)의 길이방향 축선에 평행하도록 프로펠러(122) 위치를 전환시킨다. 또한, 전향 구성에 있어서, 상기 프로펠러(122)는, 도 8에 도시된 바와 같이 추진 어셈블리 부착 지점과 프로펠러(122)의 허브 사이의 캔틸레버 거리가 최소화되도록, 바람직하게 배치되지만; 그러나 대안적으로 상기 캔틸레버 거리는 전향 구성에서 임의의 적절한 거리일 수 있다.
상기 틸트 메커니즘(124)은 상기 추진 어셈블리(120)의 배향을, 상기 호버 구성과 전향 구성 사이의 임의의 적절한 중간 배향으로 유지할 수 있다. 예를 들어, 틸트 메커니즘(124)은 프로펠러(122) 축선이 길이방향 축선에 대해 45°각도로 피칭되도록, 추진 어셈블리(120) 배향을 유지할 수 있다. 다수의 프로펠러의 다수의 틸트 메커니즘은, 각각의 프로펠러의 배향을 독립적으로 제어할 수 있으며; 예를 들어, 항공기(100)의 날개에 배치된 한 세트 4개의 추진 어셈블리(120)는, 각각의 추진 어셈블리(120)와 관련된 대응의 틸트 메커니즘에 의해 전향 구성으로 유지될 수 있고, 한 쌍의 테일-장착형 추진 어셈블리(120)는 길이방향 축선에 대해 0 이 아닌 각도로 유지될 수 있다.
일부 변형예에 있어서, 상기 틸트 메커니즘(124)은 추진 어셈블리(120) 전체를 기체(110)에 연결하여, 그 전체의 추진 어셈블리(120)를 호버 구성과 전향 구성 사이에서 전환(예를 들어, 회전, 재배치, 등)한다. 다른 변형예에 있어서, 상기 틸트 메커니즘(124)은 추진 어셈블리(120)의 일부[예를 들어, 프로펠러(122) 및 전기 모터, 오로지 프로펠러, 등]를, 호버 구성과 전향 구성 사이에서 전환시킨다. 그러나 틸트 메커니즘(124)은, 추가적으로 또는 대안적으로, 추진 어셈블리(120)의 임의의 적절한 부분을 호버 구성과 전향 구성 사이에서 전환시킬 수 있다.
도 8 및 20a-20c에 도시된 바와 같이, 틸트 메커니즘(124)은 호버 구성과 전향 구성 사이의 전환 중 프로펠러 디스크의 동시 병진 및 회전(예를 들어, 피칭)을 가능하게 하는 링크장치를 포함할 수 있다. 상기 링크장치는 호버 모드에서 항공기(100)의 작동 중 다수의 프로펠러의 나머지에 대해 프로펠러(122)의 원하는 배열[예를 들어, 대칭 배열, 거의 대칭 배열, 기체(110)에 구속이 가해진 상태에서의 최대한의 대칭 배열, 양력 중심 또는 CoG 에 대해 쌍을 이루는 대칭 배열, 다운로드-최소화 배열, 등]을 달성하도록 기능하며, 또한 전향 모드에서 항공기(100)의 작동 중 기체(110)에 대해 프로펠러(122)의 원하는 배열[예를 들어, 최소한의 캔틸레버(minimally-cantilevered) 배열, 웨이크-프리(wake-free) 배열, 등]을 달성하도록 기능한다. 상기 링크장치는 또한 항공기(100)의 투영된 횡단면으로부터 프로펠러 디스크를 오프셋함으로써(예를 들어, 위에서 또는 아래에서 보았을 때) 호버 구성에서 프로펠러(122)의 내리흐름(downwash)으로부터 항공기(100) 상의 다운로드를 감소시키도록 기능할 수 있다. 예를 들어, 도 9에 도시된 바와 같이, 상기 링크장치는 날개의 표면 상에서 프로펠러(122)로부터의 내리흐름의 충돌이 최소화되도록 및/또는 완화되도록, 날개의 평면으로부터 프로펠러 디스크를 오프셋시킬 수 있다. 그러나 다수의 추진 어셈블리(120)의 다양한 프로펠러와 관련된 하나 또는 그 이상의 틸트 메커니즘은, 추가적으로 또는 대안적으로 항공기(100)의 임의의 다른 적절한 부분[예를 들어, 동체(116), 테일 섹션, 등]으로부터 프로펠러 디스크를 오프셋하도록 기능할 수 있으며, 이에 의해 항공기(100) 상의 다운로드를 감소시킨다(예를 들어, 도 1c, 12 및 13에 예로 도시된 바와 같이).
항공기(100)의 일부 변형예에 있어서, 링크장치는 호버 배열에서 각각의 프로펠러의 위치를 기하학적으로 변경함으로써, 추력의 중심을 동적으로 조정하도록 기능할 수 있다. 이러한 변형예에 있어서, 링크장치는 롤 축선(20) 및 피치 축선(30)을 포함하는 평면에 평행하게, 프로펠러(122)를 기체(110)에 대해 완전하게 병진시킬 수 있다[예를 들어, 전향 구성과 호버 구성 사이에서 프로펠러(122)를 병진시키고 회전시키는 대신에]. 예에 있어서, 링크장치는 CoG 와 일치하도록 추력의 중심을 동적으로 조정할 수 있다[예를 들어, 항공기(100)의 탑승자 및/또는 화물 하중의 위치가 변경됨에 따라 CoG 가 변경되는 경우, 차량이 로딩 및/또는 언로딩됨에 따라 CoG 위치가 변경되는 경우]. 그러나 이러한 변형예는 각각의 프로펠러의 상대적 위치를, 임의의 다른 적절한 방식으로 그리고 임의의 다른 적절한 기준으로 적절히 조정하기 위해 링크장치를 사용할 수 있다.
항공기(100)의 특정 예에 있어서, 좌측 인보드 추진 어셈블리(120) 및 우측 인보드 추진 어셈블리(120)의 틸트 메커니즘(124)은, 호버 구성에서 전기 모터(126) 및 프로펠러(122)를 좌익(112) 및 우익(114)으로부터 멀리 각각 변위시키는 링크장치를 각각 포함한다.
도 10 및 19a-19c에 도시된 바와 같이, 틸트 메커니즘(124)은 추진 어셈블리 부착 지점을 중심으로 추진 어셈블리(120)의 순수한 회전을 가능하게 하는 피봇을 포함할 수 있다. 상기 피봇은 호버 모드(예를 들어, 원하는 호버 배열)에서 항공기(100)의 작동 중 다수의 프로펠러의 나머지에 대해 프로펠러(122)의 원하는 배열을 달성하도록 기능하고, 또한 전향 모드(예를 들어, 원하는 전향 배열)에서 항공기(100)의 작동 중 기체(110)에 대해 프로펠러(122)의 원하는 배열을 달성하도록 기능한다. 상기 항공기(100)는 피봇을 포함하는 틸트 메커니즘(124)에 의해 윙팁(wingtip) 추진 어셈블리 부착 지점에서 날개에 결합된 추진 어셈블리(120)를 바람직하게 포함하지만; 그러나 피봇을 포함하는 틸트 메커니즘(124)은 추가적으로 또는 대안적으로 상기 추진 어셈블리(120)를, 기체(110)에 임의의 적절한 추진 어셈블리 부착 지점(예를 들어, 중간-날개 지점, 테일 섹션 지점, 기수 지점, 등)에 결합하는 데 사용될 수 있다. 도 11에 도시된 바와 같이, 프로펠러 디스크 배향(예를 들어, 위에서 또는 아래에서 보았을 때)은, 길이방향 축선 방향으로 날개의 위치와 겹칠 수 있지만; 그러나 프로펠러 디스크가 날개의 투영된 영역 및/또는 항공기(100)의 임의의 다른 적절한 부분과 최소로 겹치도록, 윙팁에 및/또는 기체(110)의 임의의 다른 적절한 부분에 피봇이 이용될 수 있다.
일부 변형예에 있어서, 상기 틸트 메커니즘(124)은 피봇과 링크장치의 조합을 포함할 수 있다. 예를 들어, 틸트 메커니즘(124)은 전향-연장 링크장치와 실질적으로 동일하게 기능하는 역-연장 링크장치를 포함할 수 있으며, 피봇은 추진 어셈블리(120)(예를 들어, 180°)를 뒤집을 수 있고, 그 후 상기 전향-연장 링크장치가 프로펠러 디스크를 고물 방향으로 연장시킬 수 있다.
각각의 추진 어셈블리(120)와 관련된 틸트 메커니즘(124)의 타입은, 호버 모드에서 항공기(100)의 작동 중 원하는 호버 배열이 주어진 경우, 다수의 프로펠러의 각각의 프로펠러(122)의 원하는 호버 구성에 기초할 수 있다. 예를 들어, 도 12에 도시된 바와 같이, 전향 스윕 날개를 포함하는 항공기(100)의 구성에서, 윙팁 프로펠러는 역-연장 링크장치에 의해 날개에 결합될 수 있으며, 인보드 프로펠러는 프로펠러(122)의 원하는 호버 구성(예를 들어, 관련된 호버 배열)을 달성하기 위해, 전향-연장 링크장치에 의해 기체(110)[예를 들어, 기체(110)의 나셀(nacelle) 또는 붐(boom)]에 결합될 수 있다. 또 다른 예에 있어서, 도 13에 도시된 바와 같이, 작은(예를 들어, 0) 전향 스윕-각도를 포함하는 항공기(100) 구성에서, 윙팁 프로펠러는 피봇에 의해 날개에 결합될 수 있고, 인보드 프로펠러는 프로펠러(122)의 원하는 호버 구성(예를 들어, 관련된 호버 배열)을 달성하기 위해, 전향 연장 링크장치에 의해 기체(110)[예를 들어, 기체(110)의 나셀 또는 붐]에 결합될 수 있다, 일부 변형예에 있어서, 다수의 프로펠러의 서브세트는 제1 틸트 메커니즘(124) 타입을 각각 이용하고, 다수의 프로펠러의 또 다른 서브세트는 제2 틸트 메커니즘(124) 타입을 각각 이용한다.
특정한 예(예를 들어, 도 14a-14b 및 15a-15b에 도시된 바와 같은)에 있어서, 틸트로터 항공기(100)는 6개의 추진 어셈블리(120)를 포함한다. 이런 예에 있어서, 제1 추진 어셈블리(120)는 피봇에 의해 날개 상의(예를 들어, 윙팁의) 좌측 아웃보드 위치에 결합되고, 제2 추진 어셈블리(120)는 피봇에 의해 날개 상의 우측 아웃보드 위치에 결합되며, 제3 추진 어셈블리(120)는 좌측에 있는 날개의 인보드 영역에 결합되어 전향-연장 링크장치를 포함하고, 제4 추진 어셈블리(120)는 우측에 있는 날개의 인보드 영역에 결합되어 전향-연장 링크장치를 포함하며, 제5 추진 어셈블리(120)는 미익(118)의 좌측에 결합되어 피봇을 포함하며, 그리고 제6 추진 어셈블리(120)는 미익(118)의 우측에 결합되어 피봇을 포함한다.
또 다른 특정 예에 있어서, 상기 틸트로터 항공기(100)는 6개의 추진 어셈블리(120)를 포함한다. 이런 예에 있어서, 제1 추진 어셈블리(120)는 피봇에 의해 날개 상의(예를 들어, 윙팁의) 좌측 아웃보드 위치에 결합되고, 제2 추진 어셈블리(120)는 피봇에 의해 날개 상의 우측 아웃보드 위치에 결합되며, 제3 추진 어셈블리(120)는 좌측에 있는 날개의 인보드 영역에 연결되어 전향-연장 링크장치를 포함하고, 제4 추진 어셈블리(120)는 우측에 있는 날개의 인보드 영역에 결합되어 전향-연장 링크장치를 포함하며, 제5 추진 어셈블리(120)는 미익(118)의 좌측에 결합되어 전향-연장 링크장치를 포함하며, 그리고 제6 추진 어셈블리(120)는 미익(118)의 우측에 결합되어 전향-연장 링크장치를 포함한다.
호버 배열 및 전향 배열에서 추진 어셈블리(120)의 배열은, 각각의 추진 어셈블리(120)의 각각의 디스크 영역을 포함하는 평면에 의해 정의될 수 있다. 예를 들어, 도 16b에 도시된 바와 같이, 호버 배열에서, 좌측 인보드 추진 어셈블리(120) 및 우측 인보드 추진 어셈블리(120)의 디스크 영역들은 제1 평면에 포함될 수 있고, 좌측 아웃보드 추진 어셈블리(120) 및 우측 아웃보드 추진 어셈블리(120)의 디스크 영역들은 상기 제1 평면으로부터 요오 축선(10)을 따라 상향으로 변위되는 제2 평면에 포함될 수 있으며, 좌측 후방 추진 어셈블리(120) 및 우측 후방 추진 어셈블리(120)의 디스크 영역들은 상기 제2 평면으로부터 요오 축선(10)을 따라 상향으로 변위된 제3 평면에 포함될 수 있다. 도 17a에 도시된 바와 같이 전향 배열로 전환된 이런 예시적인 구성에 있어서, 좌측 인보드 추진 어셈블리(120) 및 우측 인보드 추진 어셈블리(120)의 디스크 영역들은 제1 평면에 포함될 수 있고, 좌측 아웃보드 추진 어셈블리(120) 및 우측 아웃보드 추진 어셈블리(120)의 디스크 영역들은 상기 제1 평면으로부터 롤 축선(20)을 따라 후방으로 변위된 제2 평면에 포함될 수 있으며, 좌측 후방 추진 어셈블리(120) 및 우측 후방 추진 어셈블리(120)의 디스크 영역들은 상기 제2 평면으로부터 롤 축선(20)을 따라 후방으로 변위된 제3 평면에 포함될 수 있다. 추가적인 또는 대안적인 예에 있어서, 상기 디스크 평면들은 항공기(100)의 추진 어셈블리(120)의 세트들 사이에서 서로에 대해 달리 적절히 변위될 수 있다.
상기 호버 배열 및 전향 배열에서 추진 어셈블리(120)의 배열은, 각각의 추진 어셈블리(120)의 프로펠러의 각각의 허브를 교차하는 라인에 의해 정의될 수 있다. 예를 들어, 도 16a에 도시된 바와 같이, 좌측 및 우측 후방 추진 어셈블리의 허브는 제1 라인에 의해 교차될 수 있고, 좌측 및 우측 인보드 추진 어셈블리의 허브는 상기 제1 라인으로부터 요오 축선에 하방으로 평행하게 변위된 제2 라인에 의해 교차될 수 있으며, 좌측 및 우측 아웃보드 추진 어셈블리는 전향 배열에서 상기 제2 라인으로부터 요오 축선에 하방으로 평행하게 변위된 제3 라인에 의해 교차될 수 있다. 이런 동일한 예에 있어서, 도 17b에 도시된 바와 같이, 다양한 추진 어셈블리의 허브는 호버 배열에서 전술한 바와 동일한 라인과 교차될 수 있다. 그러나 상기 배열은 달리 적절히 정의될 수 있다(예를 들어, 디스크 영역, 허브 교차점, 등).
전기 모터(126)는 항공기(100)에 추력을 제공하기 위해 전기 에너지를 프로펠러(122)의 회전 운동에너지로 변환하도록 기능한다. 상기 전기 모터(126)는 프로펠러(122)에 직접 연결될 수 있지만(예를 들어, 샤프트에 의해), 그러나 대안적으로 동력 전달 링크장치(예를 들어, 기어 박스, 오프셋 샤프트, 클러치, 등)를 통해 프로펠러(122)에 연결될 수 있다. 일부 예에 있어서, 상기 전기 모터(126)는 고정자 및 회전자를 포함하며, 상기 회전자는 전기 모터(126)에 결합된 프로펠러(122) 내에 통합된다[예를 들어, 프로펠러(122)의 일부는 프로펠러를 회전시키기 위해 상기 고정자와 전자기적으로 상호작용하는 회전자를 정의한다]. 대안적인 변형예에 있어서, 상기 틸트 메커니즘(124)은 적어도 부분적으로 동력 전달 링크장치로서 기능할 수 있으므로, 프로펠러 디스크가 전향 구성과 호버 구성 사이에서 전환될 때, 전기 모터(126)가 프로펠러 디스크의 평면에 대해 고정된 상태로 유지된다.
상기 전기 모터(126)는 전자기 모터, 정전 모터, 압전 모터, 및 전위 에너지를 회전 운동에너지로 변환하는 임의의 다른 적절한 타입의 모터일 수 있다. 상기 전기 모터(126)는 자체-정류 모터[예를 들어, 브러시형 DC 모터, 무브러시 DC 모터, 절환형 리럭턴스 모터(switched reluctance motor), 범용 AC-DC 모터, 또는 정류 전기 여기 직렬 또는 병렬 권선 모터, 등], 또는 외부 정류 모터(예를 들어, 유도 모터, 토크 모터, 동기 모터, 이중 공급 전기 모터[doubly-fed electric motor), 단일 공급 전기 모터(singly-fed electric motor), 등]일 수 있다. 대안적인 변형예에 있어서, 상기 전기 모터(126)는 코어리스(coreless) 회전자 모터, 축방향 회전자 모터, 스테퍼 모터(stepper motor), 및 임의의 다른 적절한 타입의 전기 모터를 포함할 수 있다.
상기 전기 모터(126)는 모터에 전기적으로 접속되는 모터 제어기, 상기 모터 및 모터 제어기에 전기적으로 접속되는 전원(130), 및 모터 작동과 관련된 임의의 다른 적절한 구성요소(예를 들어, 열관리 구성요소, 윤활 메커니즘, 피드백 제어기, 등)를 포함할 수 있다. 상기 모터 제어기는 추진 어셈블리(120)의 하우징 내에 바람직하게 유지되지만(예를 들어, 모터에 직접 결합되지만), 그러나 추가적으로 또는 대안적으로 항공기(100) 기내의 다른 곳에 위치될 수 있고, 또한 임의의 다른 적절한 방식으로 모터에 전기적으로 접속될 수 있다. 상기 전원(130)은 하우징의 말단에 바람직하게 유지되지만[예를 들어, 기체(110)에 결합된, 항공기(100)의 다른 위치], 그러나 추가적으로 또는 대안적으로 추진 어셈블리(120)의 하우징 내에 또는 항공기(100)의 임의의 다른 적절한 위치에 유지될 수 있다.
상기 틸트로터 항공기(100)는 프로펠러의 수와 동일한 수의 전기 모터를 바람직하게 포함하지만(예를 들어, 전기 모터 및 프로펠러는 일 대 일 대응하는 것이 바람직하다), 그러나 추가적으로 또는 대안적으로 프로펠러의 수와 적절히 대응하는 임의의 적절한 수의 전기 모터를 포함할 수 있다. 항공기(100)의 각각의 전기 모터(126)는 실질적으로 동일한 것이 바람직하지만; 그러나 대안적인 변형예에 있어서, 상이한 성능 특성(예를 들어, 토크, 효율, RPM 범위, 등)을 갖는 다수의 전기 모터가 사용될 수 있다.
3.3 전원 및 분배
전원(130)은 추진 어셈블리(120) 및 이에 결합된 항공기(100)의 임의의 다른 전기적으로 구동되는 구성요소(예를 들어, 전동 링크장치, 비행 제어면 액추에이터, 및 임의의 다른 전기 액추에이터, 센서, 변환기, 디스플레이, 등)에 전력을 공급하도록 기능한다. 상기 전원(130)은 하나 또는 그 이상의 배터리를 바람직하게 포함하지만, 추가적으로 또는 대안적으로 전기 발전기(예를 들어, 연소-구동식 발전기, 연료 전지, 태양광 발전기, 등)를 포함할 수 있다. 발전기를 포함하는 변형예에 있어서, 상기 전원(130)은 발전기에 전력을 공급하기 위한 연료(예를 들어, 탑재된 연료 탱크에 포함된)를 포함할 수 있다. 상기 전원(130)은 추진 어셈블리(120)의 말단의 항공기(100)의 기내에 바람직하게 배치되고, 또한 적절한 전기 접속 메커니즘(예를 들어, 전력 분배 시스템)에 의해 전력을 필요로 하는 구성요소에 전기적으로 접속되지만; 그러나 상기 전원(130)은 추가적으로 또는 대안적으로 전기 모터(126) 어셈블리 및 이에 따른 추진 어셈블리(120) 내에 통합될 수 있으며, 따라서 작동 중 상기 틸트 메커니즘(124)의 변화에 따라 이에 관절식으로 연결될 수 있다. 또 다른 대안적인 변형예에 있어서, 상기 전원(130)은 전기로 구동되는 구성요소에 대해(예를 들어, 분산 방식으로, 집중 방식으로, 등) 항공기(100)에 달리 적절히 배치될 수 있고, 또한 임의의 다른 적절한 방식으로 이에 연결될 수 있다.
상기 틸트로터 항공기(100)는 전원(130)을 각각의 전기적으로 구동되는 구성요소(예를 들어, 각각의 전기 모터를 포함하는)에 결합하는 전력 분배 시스템을 포함할 수 있다. 상기 전력 분배 시스템은 다수의 전원(예를 들어, 배터리, 배터리 네트워크, 배터리 셀, 등)으로부터, 전력을 필요로 하는 항공기(100)의 구성요소로 전력을 분배하는 전력 전송 버스(electrical power transmission bus)를 포함할 수 있다. 각각의 추진 어셈블리(120)는 추진 어셈블리(120)의 전기 모터(126) 어셈블리에 전력을 공급하는 적어도 하나의 관련의 전원(130)에 연결되는 것이 바람직하며, 실질적으로 동일한 양의 전력을 각각 전달하는 관련의 다수의 전원에 연결되는 것이 더욱 바람직하다. 그러나 상기 전원은 추가적으로 또는 대안적으로 서로 및/또는 하나 또는 그 이상의 추진 어셈블리(120)에 상호 연결될 수 있으므로, 임의의 추진 어셈블리(120)(또는 다른 동력 구성요소)가 항공기(100)의 전원의 임의의 적절한 서브세트로부터 전력을 인출할 수 있다.
3.4 비행 작동 구성요소
상기 틸트로터 항공기(100)는 비행 제어 및 작동을 촉진시키는 다양한 비행 제어 요소를 포함할 수 있으며, 이는 제어면(142) 및 제어 액추에이터를 포함할 수 있다. 예를 들어, 상기 틸트로터 항공기(100)는 랜딩 기어(예를 들어, 후퇴 가능한 랜딩 기어, 고정형 랜딩 기어), 비행 제어면[예를 들어, 플랩(flap), 엘리베이터, 보조익(aileron), 방향타, 러더베이터(ruddervator), 스포일러(spoiler), 슬랫(slat), 에어 브레이크, 등], 비행 계기[예를 들어, 고도계(altimeter), 대기 속도 표시기(airspeed indicator) 및 측정 장치, 수직 속도 표시기 및 측정 장치, 나침반, 자세 표시기(attitude indicator) 및 측정 장치, 방향 표시기(heading indicator) 및 측정 장치, 방향 지시기(turn indicator) 및 측정 장치, 비행 감독 시스템(flight director system), 항법 시스템(navigational system), 및 임의의 다른 적절한 기기] 및 기타 적절한 구성요소를 포함할 수 있다. 다양한 구성요소는 임의의 적절한 방식으로 항공기(100)에 결합될 수 있으며; 예를 들어, 상기 비행 제어면(142)은 날개 및 테일의 일부에 의해 결합되거나 및/또는 정의될 수 있으며; 상기 비행 계기는 항공기(100)의 조종석 내에 및/또는 원격 작동 위치(예를 들어, 원격 작동 시설, 원격 조종 위치, 등)에 배치될 수 있으며; 상기 랜딩 기어는 항공기(100)의 베이스에 배치될 수 있다.
3.5 추가 특정 예
특정 예에 있어서, 항공기(100)는 기체(110)를 포함하며, 상기 기체는 좌익(112), 우익(114), 동체(116), 및 미익(118)을 포함한다. 이런 예에서의 기체(110)는 요오 축선(10), 피치 축선(30), 롤 축선(20)을 정의하고 있다. 항공기(100)는 (예를 들어, 다양한 추진 어셈블리 부착 위치에서) 기체(110)에 결합되는 다수의 추진 어셈블리(120)를 포함한다. 각각의 추진 어셈블리(120)는 전기 모터, 상기 전기 모터에 결합되는 프로펠러(122), 및 상기 추진 어셈블리(120)를 기체(110)에 연결하고 또한 상기 추진 어셈블리(120)를 전향 구성과 호버 구성 사이에서 변형시키는 틸트 메커니즘(124)을 포함한다. 각각의 프로펠러(122)는 디스크 영역, 상기 디스크 영역의 중심에 있는 허브, 및 상기 디스크 영역을 포함하는 디스크 평면(예를 들어, 상기 허브로부터 멀리 연장되는)을 정의하고 있다. 각각의 추진 어셈블리(120)는 전향 구성과 호버 구성 사이에서 작동 가능하며, 여기서 상기 디스크 평면은 전향 구성에서는 롤 축선(20)과 직교하며, 상기 디스크 평면은 호버 구성에서는 상기 요오 축선(10)과 직교한다. 이런 예에 있어서, 다수의 추진 어셈블리(120)는 상기 좌익(112)에 결합되는 좌측 아웃보드 추진 어셈블리(120), 좌측 아웃보드 추진 어셈블리(120)와 동체(116) 사이에서 좌익(112)에 결합되는 좌측 인보드 추진 어셈블리(120), 상기 우익(114)에 결합되는 우측 아웃보드 추진 어셈블리(120), 우측 아웃보드 추진 어셈블리(120)와 동체(116) 사이에서 상기 우익(114)에 결합되는 우측 인보드 추진 어셈블리(120), 상기 미익(118)의 좌측에 결합되는 좌측 후방 추진 어셈블리(120), 및 상기 미익(118)의 우측에 결합되는 우측 후방 추진 어셈블리(120)를 포함한다. 이런 예에 있어서, 서로에 대한 프로펠러의 위치는 항공기(100)의 전향 배열과 호버 배열 사이에서 상이하다[예를 들어, 좌측 인보드 추진 어셈블리(120)의 허브는 도 17a-17c의 예에 도시된 바와 같이, 전향 배열에서의 제1 거리만큼, 그리고 호버 배열에서의 제2 거리만큼, 또한 다른 추진 어셈블리의 각각에 대해 유사하게, 상기 좌측 아웃보드 추진 어셈블리(120)의 허브로부터 분리된다].
관련된 특정 예에 있어서, 상기 좌측 인보드 추진 어셈블리(120) 및 우측 인보드 추진 어셈블리(120)의 틸트 메커니즘(124)은, 호버 구성에서 전기 모터(126) 및 프로펠러(122)를 좌익(112) 및 우익으로부터 멀리 각각 변위시키는 링크장치를 각각 포함한다.
관련된 특정 예에 있어서, 좌측 아웃보드 추진 어셈블리(120) 및 우측 아웃보드 추진 어셈블리(120)의 틸트 메커니즘(124)은, 상기 전향 구성과 호버 구성 사이에서 좌측 아웃보드 추진 어셈블리(120) 및 우측 아웃보드 추진 어셈블리(120)를 각각 회전시키는 피봇을 각각 포함한다. 관련된 특정 예에 있어서, 좌측 후방 추진 어셈블리(120) 및 우측 후방 추진 어셈블리(120)의 틸트 메커니즘(124)은, 상기 전향 구성과 호버 구성 사이에서 좌측 후방 추진 어셈블리(120) 및 우측 후방 추진 어셈블리(120)를 각각 회전시키는 피봇을 각각 포함한다.
관련된 특정 예에 있어서, 도 18a-18c에 도시된 바와 같이, 미익(118)은 전향-스윕된 V자형 테일을 포함하고, 좌측 후방 추진 어셈블리(120)는 전향-스윕된 V자형 테일의 좌측의 최전향 영역에 결합되며, 우측 후방 추진 어셈블리(120)는 전향-스윕된 V자형 테일의 우측의 최전향 영역에 결합된다.
또 다른 특정 예에 있어서, 항공기(100)는 기체(110)를 포함하며, 상기 기체는 좌익(112), 우익(114), 동체(116), 및 미익(118)을 포함한다. 상기 기체(110)는 요오 축선(10), 피치 축선(30), 및 롤 축선(20)을 정의한다. 항공기(100)는 또한 기체(110)에 결합된 다수의 추진 어셈블리(120)를 포함하며, 각각의 추진 어셈블리(120)는 전기 모터, 상기 전기 모터에 결합된 프로펠러(122), 및 상기 추진 어셈블리(120)를 기체(110)에 연결하여 추진 어셈블리(120)를 전향 구성과 호버 구성 사이에서 변형시키는 틸트 메커니즘(124)을 포함한다. 각각의 프로펠러(122)는 디스크 영역, 상기 디스크 영역 중앙의 허브, 및 상기 디스크 영역을 포함하는 디스크 평면을 정의하며, 상기 디스크 평면은 전향 구성에서는 롤 축선(20)과 직교하고, 또한 호버 구성에서는 상기 요오 축선(10)과 직교한다. 총괄적으로, 다수의 추진 어셈블리(120)는 전향 배열과 호버 배열 사이에서 변형 가능하며[예를 들어, 다수의 추진 어셈블리(120)의 각각은 전향 배열에서는 전향 구성으로 있고, 다수의 추진 어셈블리(120)의 각각은 호버 배열에서는 호버 구성으로 있다], 상기 다수의 추진 어셈블리(120)의 적어도 2개의 허브 사이의 간격은 전향 배열과 호버 배열 사이에서 변한다.
간결함을 위해 생략되었지만, 바람직한 실시예는 임의의 적절한 치환 또는 조합으로 조합될 수 있고 및/또는 바람직한 실시예의 변형예들로부터 전체적으로 또는 부분적으로 생략될 수 있는, 다양한 시스템 구성요소의 모든 조합 및 치환을 포함한다.
본 기술분야의 숙련자라면 전술한 상세한 설명 및 도면 그리고 청구범위로부터 인식할 수 있는 바와 같이, 이하의 청구범위에 정의된 본 발명의 범주로부터의 일탈 없이, 본 발명의 바람직한 실시예에 대한 수정 및 변경이 이루어질 수 있음을 인식할 것이다.

Claims (20)

  1. 항공기로서:
    ● 좌익, 우익, 동체, 및 미익을 포함하는 기체로서, 상기 기체는 요오 축선, 피치 축선, 및 롤 축선을 정의하는, 기체;
    ● 상기 기체에 결합된 다수의 추진 어셈블리로서, 상기 각각의 추진 어셈블리는:
    o 전기 모터,
    o 상기 전기 모터에 결합된 프로펠러로서, 여기서 상기 프로펠러는 디스크 영역, 상기 디스크 영역의 중심에 있는 허브, 및 상기 디스크 영역을 포함하는 디스크 평면을 정의하는, 프로펠러,
    o 상기 추진 어셈블리를 상기 기체에 연결하고, 또한 상기 추진 어셈블리를 전향 구성과 호버 구성 사이에서 변형시키는 틸트 메커니즘으로서, 여기서 상기 디스크 평면은 상기 전향 구성에서는 상기 롤 축선과 직교하고, 상기 디스크 평면은 상기 호버 구성에서는 상기 요오 축선과 직교하는, 틸트 메커니즘을 포함하며,
    ● 상기 다수의 추진 어셈블리는:
    o 상기 좌익에 결합되는 좌측 아웃보드 추진 어셈블리,
    o 상기 좌측 아웃보드 추진 어셈블리와 상기 동체 사이에서, 상기 좌익에 결합되는 좌측 인보드 추진 어셈블리,
    o 상기 우익에 결합되는 우측 아웃보드 추진 어셈블리,
    o 상기 우측 아웃보드 추진 어셈블리와 상기 동체 사이에서, 상기 우익에 결합되는 우측 인보드 추진 어셈블리,
    o 상기 미익의 좌측에 결합되는 좌측 후방 추진 어셈블리, 및
    o 상기 미익의 우측에 결합되는 우측 후방 추진 어셈블리를 포함하며,
    ● 상기 다수의 추진 어셈블리는 전향 배열과 호버 배열 사이에서 변형 가능하고, 상기 다수의 추진 어셈블리의 각각은 상기 전향 배열에서 상기 전향 구성으로 있으며, 상기 다수의 추진 어셈블리의 각각은 상기 호버 배열에서 상기 호버 구성으로 있고, 상기 좌측 인보드 추진 어셈블리의 허브는 상기 좌측 아웃보드 추진 어셈블리의 허브로부터 상기 전향 배열에서의 제1 거리만큼 분리되어 있으며, 상기 좌측 인보드 추진 어셈블리의 허브는 상기 좌측 아웃보드 추진 어셈블리의 허브로부터 상기 호버 배열에서의 상기 제1 거리보다 더 큰 제2 거리만큼 분리되어 있는, 항공기.
  2. 청구항 1에 있어서,
    상기 전기 모터는 고정자 및 회전자를 포함하고, 상기 프로펠러의 일부는 상기 전기 모터의 상기 회전자를 포함하는, 항공기.
  3. 청구항 1에 있어서,
    상기 좌측 인보드 추진 어셈블리 및 상기 우측 인보드 추진 어셈블리의 틸트 메커니즘은, 상기 호버 구성에서 상기 전기 모터 및 프로펠러를 상기 좌익 및 상기 우익으로부터 각각 변위시키는 링크장치를 각각 포함하는, 항공기.
  4. 청구항 1에 있어서,
    상기 좌측 아웃보드 추진 어셈블리 및 상기 우측 아웃보드 추진 어셈블리의 틸트 메커니즘은, 상기 전향 구성과 상기 호버 구성 사이에서 상기 좌측 아웃보드 추진 어셈블리 및 상기 우측 아웃보드 추진 어셈블리를 각각 회전시키는 피봇을 각각 포함하는, 항공기.
  5. 청구항 1에 있어서,
    상기 좌측 후방 추진 어셈블리 및 상기 우측 후방 추진 어셈블리의 틸트 메커니즘은, 상기 전향 구성과 상기 호버 구성 사이에서 상기 좌측 후방 추진 어셈블리 및 상기 우측 후방 추진 어셈블리를 각각 회전시키는 피봇을 각각 포함하는, 항공기.
  6. 청구항 5에 있어서,
    상기 미익은 전향-스윕된 V자형 테일을 포함하고, 상기 좌측 후방 추진 어셈블리는 상기 전향-스윕된 V자형 테일의 좌측의 최전향 영약에 결합되고, 상기 우측 후방 추진 어셈블리는 상기 전향-스윕 V자형 테일의 우측의 최전향 영역에 결합되는, 항공기.
  7. 청구항 1에 있어서,
    상기 호버 배열에서, 적어도 3개의 추진 어셈블리는 상기 피치 축선의 각각의 측부 및 상기 롤 축선의 각각의 측부 상에 배치되는, 항공기.
  8. 청구항 1에 있어서,
    상기 다수의 추진 어셈블리의 각각의 프로펠러는 둘러싸이지 않는, 항공기.
  9. 청구항 1에 있어서,
    상기 호버 배열에서, 상기 좌측 인보드 추진 어셈블리 및 상기 우측 인보드 추진 어셈블리의 디스크 영역들은 제1 평면에 포함되고, 상기 좌측 아웃보드 추진 어셈블리 및 상기 우측 아웃보드 추진 어셈블리의 디스크 영역들은 상기 제1 평면으로부터 상기 요오 축선을 따라 상향으로 변위되는 제2 평면에 포함되고, 상기 좌측 후방 추진 어셈블리 및 상기 우측 후방 추진 어셈블리의 디스크 영역들은 상기 제2 평면으로부터 상기 요오 축선을 따라 상향으로 변위되는 제3 평면에 포함되는, 항공기.
  10. 청구항 1에 있어서,
    상기 전향 배열에서, 상기 좌측 인보드 추진 어셈블리 및 상기 우측 인보드 추진 어셈블리의 디스크 영역들은 제1 평면에 포함되고, 상기 좌측 아웃보드 추진 어셈블리 및 상기 우측 아웃보드 추진 어셈블리의 디스크 영역들은 상기 제1 평면으로부터 상기 롤 축선을 따라 후방으로 변위되는 제2 평면에 포함되며, 상기 좌측 후방 추진 어셈블리 및 상기 우측 후방 추진 어셈블리의 디스크 영역들은 상기 제2 평면으로부터 상기 롤 축선을 따라 후방으로 변위되는 제3 평면에 포함되는, 항공기.
  11. 청구항 10에 있어서,
    상기 좌익 및 우익은 전향-스윕되고, 또한 상기 좌익으로부터 전향으로 연장되어 상기 좌측 인보드 추진 어셈블리에 결합되는 좌측 인보드 파일론, 및 상기 우익으로부터 전향으로 연장되어 상기 우측 인보드 추진 어셈블리에 결합되는 우측 인보드 파일론을 더 포함하는, 항공기.
  12. 항공기로서:
    ● 좌익, 우익, 동체, 및 미익을 포함하는 기체로서, 상기 기체는 요오 축선, 피치 축선, 및 롤 축선을 정의하는, 기체;
    ● 상기 기체에 결합된 다수의 추진 어셈블리로서, 상기 각각의 추진 어셈블리는:
    o 전기 모터,
    o 상기 전기 모터에 결합된 프로펠러로서, 여기서 상기 프로펠러는 디스크 영역, 상기 디스크 영역의 중심에 있는 허브, 및 상기 디스크 영역을 포함하는 디스크 평면을 정의하는, 프로펠러,
    o 상기 추진 어셈블리를 상기 기체에 연결하고, 또한 상기 추진 어셈블리를 전향 구성과 호버 구성 사이에서 변형시키는 틸트 메커니즘으로서, 여기서 상기 디스크 평면은 상기 전향 구성에서는 상기 롤 축선과 직교하고, 상기 디스크 평면은 상기 호버 구성에서는 상기 요오 축선과 직교하는, 틸트 메커니즘을 포함하며,
    ● 상기 다수의 추진 어셈블리는 전향 배열과 호버 배열 사이에서 변형 가능하고, 상기 다수의 추진 어셈블리의 각각은 상기 전향 배열에서 상기 전향 구성으로 있으며, 상기 다수의 추진 어셈블리의 각각은 상기 호버 배열에서 상기 호버 구성으로 있고, 상기 다수의 추진 어셈블리의 적어도 2개의 허브 사이의 간격은 상기 전향 구성과 상기 호버 구성 사이에서 변하는, 항공기.
  13. 청구항 12에 있어서,
    상기 다수의 추진 어셈블리 중 적어도 하나의 틸트 메커니즘은, 상기 호버 구성에서 상기 전기 모터 및 프로펠러를 상기 롤 축선과 평행하게 변위시키는 링크장치를 포함하는, 항공기.
  14. 청구항 12에 있어서,
    상기 미익은 V자형 테일을 포함하는, 항공기.
  15. 청구항 14에 있어서,
    상기 V자형 테일은 전향으로 스윕되는, 항공기.
  16. 청구항 12에 있어서,
    상기 다수의 추진 어셈블리는:
    ● 상기 좌익에 결합되는 좌측 아웃보드 추진 어셈블리,
    ● 상기 좌측 아웃보드 추진 어셈블리와 상기 동체 사이에서 상기 좌익에 결합되는 좌측 인보드 추진 어셈블리,
    ● 상기 우익에 결합되는 우측 아웃보드 추진 어셈블리,
    ● 상기 우측 아웃보드 추진 어셈블리와 상기 동체 사이에서 상기 우익에 결합되는 우측 인보드 추진 어셈블리,
    ● 상기 미익의 좌측에 결합되는 좌측 후방 추진 어셈블리, 및
    ● 상기 미익의 우측에 결합되는 우측 후방 추진 어셈블리를 포함하는, 항공기.
  17. 청구항 16에 있어서,
    상기 좌측 인보드 추진 어셈블리 및 상기 우측 인보드 추진 어셈블리의 디스크 평면은, 상기 전향 구성과 호버 구성 사이에서 상기 디스크 평면이 상기 기체와 교차하는 각각의 지점에서 상기 동체의 조종사 영역의 외측의 기체와 교차하는, 항공기.
  18. 청구항 16에 있어서,
    상기 좌측 아웃보드 추진 어셈블리, 상기 우측 아웃보드 추진 어셈블리, 상기 좌측 후방 추진 어셈블리, 및 상기 우측 후방 추진 어셈블리의 틸트 메커니즘은, 각각의 추진 어셈블리를 상기 전향 구성과 상기 호버 구성 사이에서 회전시키는 피봇을 각각 포함하며, 상기 좌측 인보드 추진 어셈블리 및 상기 우측 인보드 추진 어셈블리의 틸트 메커니즘은, 상기 호버 구성에서 상기 전기 모터 및 프로펠러를 상기 좌익 및 상기 우익으로부터 멀리 각각 변위시키는 링크장치를 각각 포함하는, 항공기.
  19. 청구항 18에 있어서,
    상기 좌익 및 우익은 전향으로 스윕되고, 상기 좌측 인보드 추진 어셈블리 및 상기 우측 인보드 추진 어셈블리의 디스크 평면들은 상기 전향 구성에서 상기 좌측 아웃보드 추진 어셈블리 및 상기 우측 아웃보드 추진 어셈블리의 디스크 평면들에 대해 상기 롤 축선을 따라 전향으로 변위되는, 항공기.
  20. 청구항 12에 있어서,
    상기 다수의 추진 어셈블리의 각각의 프로펠러는, 각각의 프로펠러 블레이드를 상기 프로펠러 블레이드의 장축선을 중심으로 회전시키고 또한 상기 디스크 평면에 수직한 프로펠러 블레이드 움직임을 구속하는 피치 가변형 링크장치에 의해 상기 허브에 부착되는 한 세트의 프로펠러 블레이드 세트를 포함하는, 항공기.
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