하이브리드 수직이착륙 운송수단

하이브리드 수직이착륙 운송수단 {HYBRID VTOL VEHICLE}

관련 출원의 상호 참조

본 출원은 2013년 6월 27일 출원된 US 가출원 일련 번호. 61/840,145에 대하여 35 USC § 119(e)에 기한 이익을 주장하고, 그 전체가 본 출원에 참조로서 통합된다.

본 발명은 비행 가능한 운송수단들에 관한 것으로, 보다 상세하게는, 동적 양력(dynamic lift) 및 변위 부력(displacement buoyancy)을 포함하는, 조합 양력의 방법들을 갖는 유인 및 무인 운송수단들에 관한 것이다.

항공기(aircraft)는 운송수단들 비행이 가능한 운송수단(vehicle)들이고 경 항공기 - 가스에 의해 변위되는 공기보다 무게가 덜 나가는 수용된 가스를 이용함으로써 떠 있고 올라갈 수 있는 - , 뿐만 아니라 중 항공기, 예컨대 고정 및 이동 가능한 날개 비행기(airplane)들 - 헬리콥터들과 같은 회전익 및 공기를 통과하는 날개의 움직임에 의해 생성된 동적 양력을 사용하는 - 를 포함한다. 각각의 유형의 항공기는 그것 자체의 장점들 및 단점들을 갖는다.

상이한 모드들의 양력의 장점들을 사용하기 위한 시도에서, 날개들을 경 항공기와 결합하는 제안들이 이루어졌다. 예를 들어, US 특허번호. 6,311,925는 비행선으로부터 바깥쪽으로 연장된 에어포일(airfoil)들 또는 날개들 기낭에 부착된 비행선 기낭(envelope)에 지지 구조를 갖는 화물(cargo)를 운송하는 방법 및 비행선을 설명한다. 이 디자인은 비행선 기낭상에 직접 힘을 작용하는 로딩된 날개들을 갖는 구조상의 제한들을 회피하기 위해 시도된다. 비록 제트-보조의 터보프롭 엔진(turboprop engine)들이 날개들 상에 사용되지만, 이 디자인은 터보프롭 엔진과 결합하여 함께 취해진 양력의 둘 모두의 형태들의 비효율적인 사용을 제공한다. 게다가, 이 디자인은 고정된 날개 항공기의 수직 이륙 또는 착륙 (수직이착륙 (VTOL : vertical takeoff or landing)) 성능들을 사용하지 않는데, 부분적으로는 기낭이 항공기의 중량을 극복하기에 충분한 양력을 제공하도록 디자인되기 때문에; 즉, 기낭이 양의 유체 정역학 부력을 갖기 때문이다.

양(positive)의 유체 정역학 부력을 갖는 한가지 단점은 바람이 강한 상황들에서 대지 위에서 또는 대지 근처에서 경 항공기를 제어하는데 어려움이 있다. 다른 단점은 이런 운송수단들은 필요한 정적 양력을 제공하는 충분한 가스를 보유하기 위해 큰 항력-유도 프로파일들을 가져야 한다는 점이다. 게다가, 이 디자인의 전진 속도는 일반적으로 50 노트 또는 그 미만으로 제한된다.

따라서, 대지 근처에서 기동성 및 바람이 강한 상황들에서 증가된 동적 제어를 제공하고 증가된 대기속도는 과도하게 기낭에 압력을 가하지 않고서 성취할 수 있는 유체 정역학 부력을 공기역학적 양력과 결합할 수 있는 항공기에 대한 요구가 있다. 추가하여, 이런 항공기는 엔진-아웃(engine-out) 강하의 이벤트에서 다치지 않는 것을 보장하기 위해서 안전한 엔진-아웃 성능을 제공하여야 한다.

본 발명은 각각의 날개, 예를 들어, 프로펠러들, 팬들, 제트들, 및 유사한 것 상에서의 추력(thrust) 생성 디바이스들에 응답하여 공기를 통과하여 움직이는 에어포일 날개들에 의해 생성된 양력(lift)과 조합하여 가스에 의해 생성된 유체 정역학 부력(hydrostatic buoyancy) (이 경우에서 기체 정역학 부력(aerostatic buoyancy)) 둘 모두를 이용하는 하이브리드 항공기에 관한 것이다.

본 발명의 일 측면에 따라, 기체 정역학 부력을 제공하는 것이 가능한 제 1 양력 디바이스; 움직임을 통하여 동적 양력을 제공하는 것이 가능한 제 2 양력 디바이스; 및 상기 제 2 양력 디바이스에 결합되어 추력을 생성하도록 구조화된 시스템을 포함하는 운송수단이 제공되고, 상기 제 2 양력 디바이스 및 상기 추력 생성 시스템은 적어도 90도 내지 180 도(180도를 포함) 범위의 각도들에서 상기 운송수단의 종축에 횡방향(lateral)에 있는 축에 대하여 함께 회전하는 것이 가능하다.

본 발명의 다른 측면에 따라, 상기 제 2 양력 디바이스는 상기 운송수단의 제 1 측면 및 제 2 측면상에 제 1 날개 및 제 2 날개를 포함하고, 상기 제 1 날개 및 제 2 날개 각각은 거기에 결합된 개별 추력 생성 디바이스를 갖는 상기에서 설명된 운송수단이 제공된다. 이상적으로는, 각각의 날개는 상기 다른 날개와는 독립적으로 회전 축에 대하여 개별적으로 회전하는 것이 가능하다.

본 발명의 또 다른 측면에 따라, 상기 제 1 양력 디바이스는 상기 운송수단에 변위 부력을 제공하는 것이 가능한 가스를 수용하도록 구조화된 기낭을 포함하고; 및 상기 기낭에 부착하는 것이 가능한 컴파트먼트(compartment)를 더 포함하되, 상기 컴파트먼트는 거기에 부착된 상기 제 2 양력 디바이스를 갖는 상기에서 설명된 운송수단이 제공된다.

본 발명의 또 다른 측면에 따라, 상기 컴파트먼트는 동체(fuselage)로 구조화하고 상기 제 2 양력 디바이스는 상기 기낭의 종축에 횡방향으로 상기 동체로부터 연장된 제 1 날개 및 제 2 날개를 포함하는 상기에서 설명된 운송수단이 제공된다.

본 발명의 또 다른 측면에 따라, 상기 제 1 날개 및 제 2 날개는 각각 상기 기낭의 종축에 횡방향에 있는 축에 대하여 함께 또는 독립적으로 또는 둘모두 함께 및 독립적으로 회전하도록 구성된 상기에서 설명된 운송수단이 제공된다. 대안적으로, 상기 날개들은 상기 날개들이 회전할 때 상기 엔진들이 위쪽으로 보도록 하는 전진 날개(forward sweep)를 가질 수 있고, 상기 엔진들은 대지(ground)보다 더 높게 위치된다.

본 발명의 또 다른 측면에 따라, 각각의 추력 생성 디바이스는 개별 날개에 장착되고 상기 날개가 상기 횡방향 축에 대하여 회전할 때 상기 날개와 함께 움직이도록 구성된 프로펠러를 포함하는 상기에서 설명된 운송수단이 제공된다.

본 발명의 또 다른 측면에 따라, 각각의 날개는 상기 날개 - 상기 운송수단의 종축에 횡방향에 있는 - 의 종축에 대하여 회전하도록 구성되는 상기에서 설명된 운송수단이 제공된다. 이상적으로는 상기 날개들은 상기 날개의 종축(longitudinal axis)에 대하여 적어도 90 도 내지 180도(180 도를 포함)의 범위에서 함께 또는 독립적으로 회전하고, 상기 날개는 기낭의 종축에 횡방향(lateral)에 있다. 일부 구성들에서, 상기 날개는 180 도를 너머서, 270 도까지(270도를 포함), 및 270 도를 너머서 회전할 수 있다.

본 발명의 추가 측면에 따라, 상기 제 1 날개와 동일한 방향에서 상기 동체로부터 연장되어 장착된 제 3 날개 및 상기 제 2 날개의 방향과 동일한 방향에서 연장되어 상기 동체상에 장착된 제 4 날개를 포함하는 운송수단이 제공된다.

본 발명의 또 다른 측면에 따라, 상기 제 3 및 제 4 날개들은 상기 제 1 날개 및 제 2 날개과 동일평면(coplanar)상에 있고, 및 상기 제 3 및 제 4 날개들 각각은 거기에 결합된 개별 추력 생성 디바이스를 포함하는 운송수단이 제공된다.

본 발명의 다른 측면에 따라, 상기 동체가 승객들을 수용하는 것이 가능한 운송수단이 제공된다. 대안적으로, 상기 동체는 화물을 수용하도록 구성되고 상기 운송수단은 인체 제어기(human controller) 또는 원격 자동화된 제어 시스템, 예컨대 지상 위에 또는 대기 중에, 우주에, 땅 위 또는 물 위에 있는 다른 운송수단에 있는 시스템에 의해 원격에서 제어되는 것이 가능하다.

본 발명의 앞에서의 그리고 다른 특징들 및 장점들은 첨부한 도면들과 함께 고려하는 이하의 상세한 설명으로부터 더 잘 이해되며 보다 쉽게 인식될 것이다:
도 1 은 본 발명에 따라 형성된 하이브리드 수직이착륙 운송수단의 제 1 및 제 2 대안적인 실시예들의 등축도이다;
도면들 2-4은 개별적으로 앞쪽을 보는 방위에 있는 나셀(nacelle)들을 갖는 도면들 2-7에 도시된 제 1 실시예의 운송수단의 시스루(see-through) 측면도, 평면도, 및 정면도이다;
도면들 5-8은 개별적으로 90° 회전된 윗면(back) 또는 수직 방위에 있는 나셀들을 갖는 제 1 실시예의 시스루 등축도(isometric), 측면도, 평면도, 및 정면도이다;
도 9 는 제 1 실시예의 운송수단 캐빈의 확대된 등축도이다;
도 10 은 제 1 실시예의 꼬리 구조상에 궤도 움직임을 위해 장착된 후방 프로펠러의 확대된 등축도이다;
도면들 11-13은 제 1 실시예에 대한 비행 영역선도(Flight Envelope), 상승률, 및 상승률 - 엔진 아웃(Rate of Climb-Engine out) 챠트들이다;
도 14는 제 1 실시예의 운송수단 동작의 스테이지들을 예시하는 측면도이다;
도면들 15-17은 개별적으로 제 2 실시예 운송수단의 측면도, 평면도, 및 전방 평면도이다;
도 18은 제 2 실시예의 운송수단 캐빈 및 나셀들의 확대된 측면도이다; 및
도면들 19 및 20은 운송수단의 제 2 실시예에 대한 비행 영역선도 및 상승률 챠트들이다.

이하의 상세한 설명에서, 일부 특정 세부사항들은 여러 가지 개시된 실시예들의 철저한 이해를 제공하기 위해 제시된다. 그러나, 당업자는 실시예들이 하나 또는 그 이상의 이들 특정 세부사항들 없이, 또는 다른 방법들, 컴포넌트들, 물질들, 등을 가지고 실행될 수 있다는 것을 인식할 것이다. 다른 예들에서, 한정되는 것은 아니지만 엔진들, 프로펠러들, 제어 표면들 예컨대 보조익들, 방향타들, 엘리베이터들, 나셀들, 및 오토파일럿들, 원격에서 조종되는 운송수단들, 및 유사한 것을 포함하는 항공기 및 항공기 추진력 및 제어 시스템들, 및 공기 트래픽 제어와 관련된 주지의 구조들 또는 컴포넌트들 또는 둘 모두는 실시예들의 불필요하게 모호한 설명들을 회피하기 위해서 도시되지 않거나 또는 설명되지 않는다.

문맥상 다른 식으로 요구하지 않으면, 이하의 명세서 및 청구항들 전체에서 용어 "포함한다(comprise)" 및 그것의 변형들 예컨대, "포함한다(comprises)" 및 "포함하는(comprising)" 는 개방적인, 포괄하는 의미, 즉 "포함하되(including), 그에 한정되지 않는"으로 이해될 것이다. 앞에서 언급한 내용은 단어들“포함하는(including)” 및 “갖는(having)”에 동등하게 적용된다.

“일 실시예” 또는 “실시예”에 대한 본 설명에서의 언급은 실시예와 관련되어 설명된 특정한 특징, 구조, 또는 특성이 적어도 하나의 실시예에 포함된다는 것을 의미한다. 따라서, 이 명세서 전체의 다양한 곳에서 "일 실시예에서" 또는 "임의 실시예에서" 어구의 출현들은 반드시 전부 동일한 실시예를 지칭하는 것은 아니다. 더욱이, 특정한 특징부들, 구조들, 또는 특성들은 하나 또는 그 이상의 실시예들에서 임의의 적절한 방식으로 결합될 수 있다.

처음에 도 1을 참조하여, 도면 번호 (100)로 나타낸 제 1 하이브리드 운송수단 A및 도면 번호 (200)로 나타낸 전자보다 더 큰 버전인 제 2 하이브리드 운송수단 B의 형태에 본 발명의 두개의 관련 실시예들이 도시된다. 이들 하이브리드 운송수단들은 비행기(airplane)과 블림프(blimp) 둘 모두의 특징들을 채용하기 때문에, 이들 운송수단들은 본 설명 내내 “플림프(Plimp)”로서 언급될 것이다. 비록 두개의 버전들의 플림프가 예시되고 본 출원에서 설명되지만, 여러 가지 애플리케이션들에 대한 추가 버전들이 개시된 특징부들 또는 당해 기술분야의 통상의 기술자들에 알려진 추가의 특징부들을 이용하여 개발될 수 있다는 것이 이해될 것이다. 적용 가능하다면, 둘 모두의 실시예들에 공통인 파트들 및 컴포넌트들은 동일한 도면 번호로 설명될 것이다.

전체적으로 도 1에 도시된, 플림프 (100)는 기낭(envelope) (102) 형태인 제 1 양력 디바이스(lift device) 및 기낭 (102)에 부착되어 동체 (108)로부터 측면으로 연장된 제 1 및 제 2 (왼쪽 및 오른쪽) 날개들 (104, 106)의 형태에 제 2 양력 디바이스를 갖는다. 동체 (108)의 후미쪽에서 돌출하는 것은 선미쪽 단부 (112)에서 수평 안정판 (114)을 갖는 단일 꼬리 부리(tail boom)(110)이다. 수평 안정판(stabilizer) (114)은 개별 자유 단부 (116)로부터 위쪽으로 돌출한 수직 안정판들 (118, 120)을 갖는 자유 단부들 (116)을 가진다.

추진력은 각각의 날개들 (104, 106)상의 나셀들 (126)내 개별 전기 모터들 (124)에 장착된 한쌍의 프로펠러들 (122)에 의해 제공된다. 방향 제어는 어느 정도는 꼬리 부리 (110)의 선미쪽 단부 (112)에 장착된 궤도 꼬리 로터(rotor)(128)에 의해 제공된다. 이상적으로는, 각각의 날개 (104, 106)는 수평 추력 위치(thrust position)로부터 수직 추력 위치로 프로펠러들을 회전시키기 위해서 그것의 종축에 대하여 회전할 수 있는데, 이하에서 보다 상세하게 설명될 각각의 날개들은 추가의 방향 제어를 제공할 수 있다. 대지 위에서 플림프 (100)를 지지하기 위해서, 휠들 (130)이 사용되고, 휠들은 동체 (108)로부터 연장된다.

플림프 디자인은 공기역학적(aerodynamic)과 기체 정역학(aerostatic) 양력의 분리를 제공하도록 구성된다. 이들 두개의 양력 유형들의 균형은 중요한데 너무 많은 기체 정역학 양력은 운송수단을 낮은 또는 제로(0) 대기속도(airspeed)에서, 예컨대 높은 바람들이 있는 대지 위에 운송수단이 있을 때 다루기 어렵게 하기 때문이다. 그에 반해서, 너무 미약한 기체 정역학 양력은 수직 이륙 또는 착륙 (수직이착륙) 동작들을 위해 오버사이즈된 엔진들의 사용을 강요한다. 플림프의 디자인에서 다른 요인은 무거운 내부의 보강재들 또는 캐리-스루 박스(carry-through box)없이 날개 하중(wing load)들을 수용하기에 충분히 강하지 않다는 사실이다. 비-원형의 기낭 단면 구성들로, 내부 구조를 제공하지 않고 또는 세그먼트화된 기낭을 제공하지 않고서 기낭에 날개들을 연결하는 것은 가능하지 않고, 이들의 전부는 중량을 증가시킨다. 다른 고려사항들은 대지 위에 있는 동안 수평 자세로 회전하는 프로펠러들의 능력 및 회전 이륙을 제공하기 위해서 항공기-유사 착륙 기어를 활용하는 것을 포함한다. 추가하여, 수직 안정판들은 안정성 및, 원한다면, 제어를 제공하기 위해 충분히 커야만 하고 이들은 방향타의 형태일 수 있다. 이들 제어 표면들을 선체에 부착하는 것은 일반적으로 외부 버팀대(bracing) 및 복잡한 선체 구성 및 팽창으로 귀결된다.

플림프의 디자인에서, US Federal 비행 Agency (FAA) 및, 예를 들어, German LFLS, 로부터의 비행선 디자인을 위한 정부 요건들에 대한 고려사항들이 또한 있는데, 이들은:

1. 기낭은 풍화, 부식, 및 마모에 기인한 서비스에 내구력(strength)의 손실 또는 열화에 대비하여 보호된다.

2. 기낭은 모든 비행 및 대지 상태들, 및 국부적 공기역학적 압력들에 대한 한계 디자인 하중들을 지탱함과 동시에 가압되도록(pressurized) 디자인되어야 하고, 이들은 스트레스(stress)들의 결정에 포함되어야 한다.

3. 기낭 직물은 최대 하중과 결합된 최대 디자인 내부의 압력에 의해 결정된 한계 하중(limit load)의 네 배보다 크거나 같은 최종 내구력을 가져야 한다.

4. 컴포넌트들 예컨대 동체를 지탱하기 위한 내부 또는 외부 또는 둘모두 내부의 및 외부 서스펜션 시스템들은 모든 비행 조건들에 대하여 균일한 방식으로 기낭에 대하여 결과 하중들을 분배하고 전도하도록 디자인되어야 한다.

기낭의 디자인에 대하여, 도면들 2-4 는 측면도, 평면도, 및 정면도에서의 플림프 (100)의 시스루 도면이며 모터 나셀들 (126)은 수평의 전방 주시(forward-facing) 방위에 있다. 도면들 2 및 3에서 보여지는 것처럼, 꼬리 부리(tail boom) (110)은 기낭 (102)의 구조상 지지체 (134)에 부착된 지지 지주(support struts)(132)로 지탱된다. 전방 및 후미 보조기낭 (136, 138)이 개별적으로 기낭 (102)내부에 형성된다. 이들 보조기낭 (136, 138)은 밸러스트(ballast)을 제공하기 위해서 비행선 디자인에서 사용되는 주지의 구조들이다. 이상적으로는, 이들은 공기-충전된 기낭들 또는 기낭 (102)의 주 선체의 내부에 위치된 백(bag)들이다. 공기가 헬륨(He)보다 더 높은 비중 또는 중량을 가지므로, 보조기낭은 플림프를 하강시키기 위해서 공기로 팽창되고 플림프를 상승시키기 위해서, 또는 추진력 시스템 - 이 경우에서 나셀들 (126)내 프로펠링되는 모터들 - 에 의해 제공된 임의의 위쪽으로의 추력 벡터 및 날개들 (104, 106)의 전방 움직임과 결합하여 상승을 돕기 위해서 공기를 뺀다. 보조기낭 (136, 138)은 플림프 (100)의 트림(trim) (수평 레벨링(horizontal leveling))을 제어하기 위해 사용된다는 것이 또한 이해될 것이다.

도 3의 평면도에 보다 명확하게 도시된 바대로, 날개들 (104, 106)은 전진 날개(forward sweep)를 가진다. 전진 날개들(104, 106)의 사용은 프로펠러들 (122)가 수직 비행 위치에 있을 때 대지 위에 높게 한다. 이것은 안전성을 위해 그리고 또한 공기가 선체 주위에서 그리고 프로펠러들 내로 끌어당겨질 때 공기역학적 간섭을 줄이기 위해서 선체 또는 기낭 (102)의 수직 중심선에 가까이 프로펠러들을 위치시키도록 수행된다. 또한, 날개들 (104, 106)의 차동 회전(differential rotation)은 파일럿이 하나의 날개를 다운-포워드(down-forward) 및 다른 것을 다운-백워드(down-backward)로 배열시킴으로써 운송수단을 용이하게 회전시키는 것을 가능하게 하고, 이는 수직 축에 대하여 운송수단 스핀(spin)을 제공할 것이다.

플림프의 동작상 환경을 고려할 때, 헬륨은 입방피트(ft ³ ) 당 0.01304 파운드의 밀도를 갖는 순도 97.5%를 가질 것으로 가정된다. 화씨 77 도에 주변 공기 온도 및 70.2% 습도를 갖는 평균 여름날에, 결과적인 양력(lift)은 헬륨(He)의 입방 피트당 대략 57 파운드일 것이다. 만약 디자인 목표가 10,000 피트의 동작을 위해 74% 채워짐 이라면, 양력의 1,000 입방피트(ft ³ )당 49.6 파운드일 것이다. 보조기낭 (136, 138)은 내부 체적의 26%이어야 한다. 주 선체 체적 (V)의 13%의 고전 비행선 꼬리 크기를 이용하여, 꼬리 크기(tail sizing)는 13% V ^.666 일 것이다. 15% 선체 항력 감소(hull drag reduction)가 스케일 영향들을 위해 적용될 것이다.

추진력을 위해 사용되는 모터들은 8-인치 직경, 12-인치 길이, 25-킬로그램 (55 파운드) 더하기 30 파운드에 제어기를 갖는 현존하는 전기 모터들에서 적응될 수 있는데, 및 5분 동안 140 킬로와트 (187 BHP)는 제어기가 중량의 55%를 더하는 경우에 파운드당 3.4 마력을 산출한다.

더 큰 플림프(300)에 대하여, 각각 약 180 파운드 무게가 나가는 (제어기가 100파운드를 갖는) 두개의 600 마력 모터들이 필요할 것이다. 더 큰 모델 배터리들은 플림프 (100)에서의 배터리들에 3.2 배만큼 무거울 것이고 1.5 배 사이즈를 가질 것으로 가정된다. 플림프 (300) 버전의 저-속도 효율에 대한, 연구들은 9.1 피트 크기의 프로펠러(prop)가 선호되는 것을 보여준다.

모터들에 대하여 제공되는 배터리 파워는 이상적으로는 0.2 kw-h/kg이 에너지 밀도를 갖는 리튬 이온 배터리들로부터 발생할 것이다. 다음 5년이내에 배터리 개발 예상은 가능한 에너지원으로 1 kw-h/kg의 전위(potential)를 나타낸다. 배터리 체적은 대략 0.5 kw-h/liter이고, 이는 500 kw-h/m ³ 의 양에 달한다. 플림프 (100)에 대하여, 이는 대략 5.9 피트 직경 크기의 프로펠러로 귀결된다.

비록 덕트 팬(ducted fan)들이 사용될 수 있지만, 그것들이 블림프들(blimps) 위에 있고 무선-제어되는 모델들일 때, 덕트의 항력, 흐름 제약 장점의 감소, 및 더 낮은 희망하는 추력 레벨에 기인하여 순항 동안에 그것들이 덜 효율적이기 때문에 그것들은 진짜 항공기에는 거의 사용되지 않는다. 추가하여, 블레이드 팁들(blade tips)과 덕트사이의 높이 간극(clearance)들은 유지되어야 한다. 이런 덕트 팬들을 사용하기 위해서 추가 디자인, 분석 및 테스팅을 요건들 뿐만 아니라 또한 중량(weight), 항력(drag), 및 덕트 그 자체의 유지보수 이슈들 더하기 부착들이 있다. 항력 및 중량 고려사항들이 고려될 때, 항력 및 중량이 100 노트의 대기속도까지 고려될 때 덕트 팬의 장점은 약 50 노트에서 소멸되거나 또는 사라진다.

플림프들 (100, 300)에 대한 배터리의 실제 크기는 임무 가정들 및 항력 계산들에 의존할 것이다. 이상적으로는 선체 및 보조기낭 재료는 낮은 가스 투과성, 탁월한 저 온도 성능, 및 탁월한 압력 유지력(pressure retention)을 갖는 CT35HB Aramid 복합물인 것으로 가정된다. 이 재료를 이용하여, 선체 기낭(hull enevelope) 중량은 평방피트(ft ² )당 대략 .0326 파운드일 것이다. 현수선(catenary) 및 여러가지 중량들을 고려하여 기낭 중량에 약 10%가 추가될 것이다. 아래의 표 A은 양력(lift) 및 중량(weight)에 대한 사양서들을 제공한다.

표 A

항공전자기기 및 비행 제어는 통신 및 네비게이션 장비에 대하여 모든 FAA 요건들을 충족시킬 것이다. 이상적으로는, 자율 비행 및 네비게이션 성능들이 제공될 것이다. 항공전자기기에 대해 요구된 하드웨어 중량은 40-66 파운드의 범위에 있고, 이는 전형적인 두개-좌석의 일반 비행 항공기의 대략 세배이다. 비행 제어는 완전히 무인 비행이 가능하도록 작동되어야 하고, 무인 비행을 위한 그것 자체의 배터리 파워를 사용하는 전기 서보 시스템(servo system)이 대략 135 파운드일 것이다.

범위 계산들은 이륙을 위한 최대 추력은 약 이분 동안 및 착륙은 대략 1/2 분동안 사용될 것으로 가정한다. 추력의 33퍼센트는 로이터(loiter)를 위해 가정된다. 항공기가 20-분 로이터를 필요로 하지만, 플림프 (100)는 착륙이 수직으로 이루어지기 때문에 약 5 분 로이터를 가질 것이다. 5,000 피트에서의 85-노트 순항시에, 75% 추력이 요구될 것이다. 400 파운드의 배터리들은 대략 13 분의 순항 시간을 제공할 것이고, 이는 약 25 해리(nautical miles)의 범위와 같다. 만약 플림프의 총 중량이 3,050 파운드이면, 이는 배터리들의 추가의 600 파운드를 추가하는 것을 허용하고, 시간당 45 해리에서 약 23 분의 순항을 제공한다.

다가오는 해에 추가의 배터리 에너지 밀도가 개선됨에 따라, 만약 배터리 에너지 밀도가 현재 기술에 비하여 네배 개선된다면 범위는 780 파운드의 배터리들로 200 해리까지 증가시킬 수 있다는 것이 가능하다. 200 해리 범위는 추가의 중량 절감으로 또는 3,230 파운드 합계 전체 총 중량을 허용하기 위해 프로펠러 사이즈를 증가시킴으로써 가능하다. 아래의 표 B는 두개의 배터리 중량들 및 체적들에 대하여 에너지 밀도, 배터리 체적, 파워, 및 효율 데이터를 보여준다.

표 B

도면들 5-8는 모터들 (124)과 함께 부착된 나셀들 (126)및 날개들 (104, 106) 및 프로펠러들 (128)은 프로펠러들 (122)에서의 추력(thrust)이 수직이도록 위쪽으로 90 도로 회전되는 수직이착륙 구성에 플림프 (100)을 예시한다. 이는 수직이착륙 모드에서 이륙 및 착륙을 위한 이상적인 구성이다. 그러나, 날개들 (104, 106)은 둘모두 수평 및 수직 움직임 뿐만 아니라 요(yaw), 즉, 수직 축 주위의 움직임을 위해 희망하는 방향들에서 함께 또는 독립적으로 추력을 벡터(vector)화하기 위해 다양한 방위들로 회전될 수 있다. 이상적으로는 날개들은 날개의 종축(longitudinal axis)에 대하여 적어도 90 도 내지 180도(180 도를 포함)의 범위에서 회전하고, 날개는 기낭의 종축에 횡방향(lateral)에 있다. 일부 구성들에서, 날개는 180 도를 너머서, 270 도까지(270도를 포함), 및 270 도를 너머서 회전할 수 있다.

도 9 는 현존하는 블림프(blimps)에 사용되는 곤돌라에 유사한 탠덤 두개의-좌석 승객 구성에 동체 (108)를 예시한다. 이 디자인에서, 날개들 (104, 106)은 기낭 대신에 동체(fuselage)에 부착된다. 따라서, 스트레스들은 기낭 대신에 동체에 의해 지탱된다. 도 9에 도시된 바와 같이, 제어 컬럼 (142)은 좌석(140)의 쌍의 앞쪽에 위치되고, 파일럿이 플림프 (100)의 어느 한쪽에 앉도록 하기 위해 왼쪽 또는 오른쪽으로 슬라이드 되도록 구성될 수 있다.

플림프 (100)의 지향성 움직임의 제어를 돕기 위해서 횡방향의 축에 대하여 피벗(pivot) 뿐만 아니라 수평 축에 대하여 회전하도록 장착된 궤도 꼬리 로터 (128)의 근접 도면이 도 10 에 도시된다. 통상의 비행기 제어 표면들 예컨대 보조익들, 방향타들, 및 엘리베이터들은 날개들 (104, 106)이 양력을 생성하는 비행 동안에 사용될 수 있는 반면, 느리거나 또는 정적상태 비행에서, 꼬리 로터 (128)는 제어 (피치(pitch), 롤(roll), 및 요(yaw))의 모든 세개의 축들에 대하여 플림프 (100)를 기동시키는 능력을 제공한다. 일부 디자인들에서 꼬리 로터를 위해 덕트-팬(ducted-fan) 디자인이 또한 사용될 수 있다는 것이 이해될 것이다.

도면들 11-13은 본 출원에 논의된 디자인 사양들을 이용하여 플림프 (100)에 대한 비행 영역선도, 상승률, 및 상승률-엔진 아웃 성능의 그래프들이다. 만약 둘 모두의 엔진들이 임의의 고도에서 아웃되면, 운송수단의 사이즈 및 항력(drag)은 초당 최대 26 피트에서 낙하할 것임을 의미한다. 비교하여, 군인 비행기들은 초당 24 피트 낙하률(drop rate)에서 제로(0) 손상을 겪기 때문에 이는 그다지 빠르지 않다. 승객들 및 화물(cargo)는 이 레벨의 엔진-아웃 성능에서 안전할 것이다. 고도에 상관없이, 운송수단이 상대적으로 느린 (=19 mph) 26 fps 보다 더 빠르지 않게 하강할 것이기 때문에 승객들 및 화물은 안전할 것이다.

다음 도 14를 참조하여, 플림프 (100)에 대하여 단지 이륙 동안에 예상된 비행 경로가 그 안에 나타내어진다. 수직 이륙 동안에 위쪽으로 90 도에서 회전되는 프로펠러들로, 플림프 (100)는 대략 50 피트에서 상승하고, 해당 지점에서 또는 상승 동안에, 피치의 각도는 꼬리 로터 (128)를 이용하여 30 도까지 증가할 것이어서 약 30-도 상승 각도를 제공한다. 그런다음 전방 움직임은 플림프 (100)가 50 피트에서부터 400 피트를 통과하여 계속 상승할 때 프로펠러들을 전방에서 회전시킴으로써 시작되는데 이륙 지점에서부터 700 피트 및 더 멀리까지 전방으로 이동한다. 운송수단은 구성에 의존하여 45 도 또는 더 큰 상승 각도를 달성할 수 있다는 것이 이해될 것이다.

도면들 15-18은 플림프 (200)은 2,400 파운드의 총 페이로드에 대한 12 승객들 또는 10-12 화물 박스들(3.3-평방 피트.)까지 운송하도록 디자인된 본 발명의 제 2 실시예를 예시한다. 도면들 15-18 에 보여지는 것처럼, 플림프 (200)는 전방 보조기낭 (204) 및 후미 보조기낭 (206)을 포함하는 더 큰 기낭 (202)을 가진다. 플림프 (200)는 100 피트 내지 200 피트 범위에 길이, 및 보다 바람직하게는 약 150 피트 길이를 가질 것이다. 확대된 동체 (208)는 기낭 (202)에 부착되고 동체로부터 연장되는 꼬리 부리 (210) 뿐만 아니라 개별적으로 왼쪽 및 오른쪽 날개들 (212, 214)를 가진다. 각각의 날개의 단부에는 나셀 (220)에 수납된 전기 모터 (218)에 의해 구동되는 프로펠러 (216)가 있다. 지주 (222)는 기낭 (202)에 꼬리 부리(tail boom) (210)를 지탱하고 수평 안정판 (224), 수직 안정판들 (226), 및 꼬리 로터 (228)에 대한 지지체를 제공한다. 도 18에 보다 명확하게 도시된 바와 같이 더 큰 휠들 (230)이 확대된 동체 (208)로부터 연장된다. 동체 (208)는 나란한 배열로, 즉, 각각 두개의 좌석을 갖는 여섯개의 로우(row)들로 12 사람들까지 운송하도록 확대된다. 착탈 가능한 배터리 팩이 제어장치, 네비게이션, 및 추진력 시스템들에 파워를 제공하기 위해서 동체 (208) 아래에 저장될 수 있다.

도 18은 또한 전방 수평 위치로부터 수직 방위로 위쪽으로 90 도 회전된 나셀들 (220)의 방위를 더 상세게 도시한다. 이상적으로는, 모터들 (218) 및 프로펠러들 (216)를 갖는 나셀들 (220)은 그것들이 부착된 날개들 (212, 214)과 함께 회전한다. 날개들은 플림프 (200)를 위해 여러 가지 제어 구성들을 가능하도록 함께 또는 독립적으로 회전될 수 있다.

도면들 19 및 20은 플림프(200)에 대한 비행 영역선도 및 상승률을 개별적으로 도시한다.

앞에 것으로부터 쉽게 이해될 것처럼, 플림프들 (100, 200)은 작은 화물 전달 및 로컬 승객 운송을 위해 디자인된 비행기-블림프(plane-blimp) 하이브리드들이다. 기낭으로부터의 기체 정역학 양력 뿐만 아니라 공기역학적 양력으로부터의 그것의 양력의 중효한 부분을 획득하는 전기-공급되는 동적 양력 연식(non-rigid) 공중 이동(air shift)이 제공된다. 운송수단은 작은 위치에서 동작하도록 의도되므로, 최대 중량에서 수직이착륙 성능이 제공되어야 한다.

컴퓨터화된, 자동화된 비행 제어 시스템들은 특별히 바람이 강한 상황들에서 착륙 터미널 안내를 포함하도록 제공될 수 있다. 그러나, 무인 비행들, 특별히 화물 애플리케이션들에 대하여, 라디오 통신에 의해 대지 위치들로부터, 직접 또는 위성 중계기(relay)들을 통하여 제공되는 제어를 가지고 활용될 수 있다는 것이 예상된다. 미리프로그래밍된 비행 경로들을 이용하는 온보드 제어 시스템들이 제어 시스템내에 또한 통합될 수 있다.

이상적으로는, 플림프 (100)는 휠들을 이용하여 롤링 STOL (숏 이륙 또는 착륙(short takeoff or landing)) 성능 뿐만 아니라 제로(0) 대기속도 조종가능성(controllability)과 함께 수직 이륙 또는 착륙 성능을 가질 것이다. 비록 디자인 제약들 및 기능상 고려사항들이 50 피트 내지 90 피트의 범위내에 있을 것을 요구할 수 있지만, 플림프 (100)의 선호되는 길이는 50 피트이다. 이상적으로는 플림프 (100)는 대략 500 파운드의 무인 페이로드 또는 두 사람 더하기 수하물의 대안 페이로드(alternative payload)를 가질 것이다. 전기 전력이 배터리 또는 연료 전지, 또는 당해 기술분야의 통상의 기술자들에 알려진 다른 수단들을 통하여 추진력 모터들에 제공된다. 시간당 90 마일과 200 마일의 범위의 예상된 최고 속도로, 운송수단이 화물 및 승객 운송 뿐만 아니라 관광 및 다른 커머셜 활동들을 제공할 수 있다.

대지위에 있을 때, 플림프들 (100, 200)는 계류 정거장에 묶이도록, 통상의 고정(tie-down) 장치를 이용하여 구속하도록, 또는 행거로 주차되도록 디자인된다. 이상적으로는 계류(mooring)는 전자기 앵커 시스템을 통하여 성취될 것인데, 이는 플림프가 최소의, 만약에 있다면, 지상 팀 보조원으로 풀리는 것이 가능하다. 예를 들어, 파일럿 또는 지상 제어기는 전자기 앵커 시스템에 RF 또는 하드 와이어드(hard wired) 연결을 통하여 원격에서 플림프를 풀도록 할 수 있을 것이다. 전력공급된 전자석들은 동체 또는 날개들 또는 둘모두에 위치되고 플림프 주위의 대지 위 단일 위치 또는 다수의 위치들에서 계류 정거장과 상호작용하도록 구성될 것이다.

앞에 것으로부터 쉽게 이해될 것처럼, 본 발명은 각각의 날개, 예를 들어, 프로펠러들, 팬들, 제트들, 및 유사한 것 상의 추력 생성 디바이스들과 함께 공기 통과하여 움직이는 에어포일 (예를 들어, 하나 이상의 고정익들 또는 회전익들)에 의해 생성된 양력과 결합하여 가스에 의해 생성된 기체 정역학 부력 둘 모두를 이용하는 하이브리드 항공기를 제공한다.

이상적으로는 기체 정역학 부력을 제공하는 것이 가능한 제 1 양력 디바이스; 대기중에서의 움직임을 통하여 동적 양력을 제공하는 것이 가능한 제 2 양력 디바이스; 및 상기 제 2 양력 디바이스에 결합되어 추력을 생성하도록 구조화된 시스템을 포함하는 운송수단이 제공되되, 제 2 양력 디바이스 및 추력 생성 시스템은 90 도 내지 180 도 (180도 포함)의 범위에 각도들에서 운송수단의 종축에 대해 횡방향에 있는 축에 대하여 함께 회전하는 것이 가능하다. 궤도 꼬리 로터는 지향성 제어 및 안정성을 제공한다.

상기에서 설명된 다양한 실시예들은 추가의 실시예들을 제공하기 위해 결합될 수 있다. 예를 들어, 운송수단의 크기는 본 출원에 개시된 기술의 특정 애플리케이션들의 동작 사양들을 충족하기 위해 확대되거나 또는 축소될 수 있다. 추가하여, 운송수단은 물 위, 눈 위 및 얼음 위에서의 사용을 위해 및 운송수단들 상에, 예컨대 플랫-베드(flat-bed) 트레일러, 배, 및 유사한 것의 사용을 위해 개조될 수 있다. 이들 및 다른 변화들 상기-상세한 설명을 고려한 실시예들에 제공될 수 있다.