개인용 항공기

개인용 항공기{PERSONAL AIRCRAFT}

본원은 2010년 7월 19일에 출원된 미국 예비 출원 61/365,761호의 이익을 유용하고, 그 전체가 참고로서 통합될 수 있다.

본 발명은 견고한 제어가 가능한 안전 장치를 제공하도록 구성된 개인용 비행기에 관한 것이다. 특히, 기재된 본 발명은 수직의 이륙 및 착륙 성능을 가지는 항공기를 포함하며, 이는 제자리(hover) 비행, 전환(transition) 비행 및 순항(cruise) 비행에 제어된 방식으로 수직 및 수평의 추력을 제공한다.

윙에 충분한 양력을 제공하기 위해 지면상에서 충분한 속도를 얻을 수 있는 활주로를 사용하는 대신, 수직 이착륙은 항공기에 수직 및 전방 추력이 제공될 필요가 있다. 수직 방향으로 생성된 추력은 비행체를 들어올리고, 수평으로 생성된 추력은 전방으로의 움직임을 제공한다. 수직 이착륙(vertical takeoff and landing : VTOL) 항공기는 수직 및 수평 추력 모두를 생성할 수 있으며, 균형된 방식으로 이들 힘들을 제어할 수 있다.

회전익 항공기 또는 헬리콥터는 수직 이착륙 항공기의 공통된 유형 중 하나이다. 헬리콥터는 수직 및 수평 추력 모두를 제공하는 대형의 로터를 갖는다. 로터가 공속 범위를 넘는 이러한 두 가지 기능을 수행하기 위해, 상기 로터는 일반적으로 꽤 복잡한 구성을 갖는다. 비행체의 비행 조건에 따라, 상기 로터의 블레이드는 요구되는 추력을 제공하기 위해, 대략 360°방위각 회전의 다른 배치각으로 존재되어야 한다. 따라서, 로터는 블레이드 배치각의 콜렉티브 및 싸이클릭 변이를 가져야 한다. 콜렉티브는 360°회전 방위각과 관계없이 각 블레이드 각을 동일하게 변이시킨다. 싸이클릭은 360°회전 방위각의 함수로서 블레이드 받음각(angle of attack)을 변이시킨다. 싸이클릭 제어를 통해, 상기 로터는 여러가지 방향으로 젖혀질 수 있으며, 따라서, 로터 추력은 전방, 후방, 좌향 및 우향으로 향할 수 있다. 이러한 방향은 헬리콥터가 수평한 평면에서 움직일 수 있도록 하고, 돌풍과 같은 교란(disturbance)에 대응하는 제어력을 제공한다.

헬리콥터 로터는 커서, 주위의 장애물과 부딛히는 것으로부터 보호되지 않는다. 또한, 콜렉티브 및 싸이클릭 블레이드각을 모두 제어하는 기계적 복합 시스템을 사용한다. 이러한 로터는 기계적으로 복잡하고, 정비가 요구된다. 상기 로터는 일반적으로 저속에서 회전하고, 이는 로터와 모터 사이에 고하중의 변속기가 필요하게 된다. 상기 변속기 또는 기어 박스는 비행체의 안전성과 비행체의 페이로드(payload)를 잠재적으로 감소시킨다. 전체 비행체 시스템에 걸친 기계적인 복합성 때문에, 많은 부분들은 한 곳이 중단되면, 전체 시스템이 멈추게된다. 이러한 여분이 없기 때문에, 비행체의 안전을 유지하는데 빈번한 조사와 정비가 요구된다.

개시한 실시형태는 제어가 용이하고, 매우 컴팩트하며, 안전하고, 조용하면서 효율적인 구성을 갖는 개인용 항공기를 제공하고, 전방 비행으로의 전환 및 전방 비행으로부터의 전환이 가능한 수직 이착륙을 수행할 수 있다. 일 실시형태에 있어서, 항공기 구성은 이륙, 전방 비행으로의 전환 및 전방 비행으로부터의 전환 및 착륙시 양력을 발생하기 위한 수직 추력 제공과 제어가 가능하도록 배치된 다수의 로터를 포함한다. 상기 로터는 동체의 좌현측 및 우현측을 따라 각 측면에 2 이상의 로터를 배치하는 형태로 수직하게 위치한다.

상기 동체는 다양한 중량의 페이로드를 수반한다. 상기 항공기는 비행체 전후에서 항공기 무게 중심 주위의 양력 복합 중심을 갖는 종렬 윙(tandem wing)을 갖는다. 상기 윙은 전방 추력을 제공하기 위한 하나 이상의 후방 배치 프로펠러를 통해, 순항시 양력을 제공하고 제어할 수 있다. 상기 로터에 설치된 수직 리프트 로터, 전후방 종렬 윙의 조합은 비행체가 수직 및 수평 비행 제어를 유지하면서, 항공기의 무게 중심을 이동시킨다. 또한, 상기 전후방 윙은 리프트 로터로의 외부 이물 손상(foreign object damage:FOD)을 방지하기 위해 경계부를 제공하도록 위치된다. 승강타(elevator) 및 보조날개(aileron)를 포함하는 제어면은 받음각과 자세를 변경시키면서, 리프트 중심을 조절하여 비행시 항공기의 무게 중심을 변경하도록 사용될 수 있다. 상기 수직 리프트 로터는 상기 무게 중심 주위로 배치되고, 각 로터의 추력은 조절할 수 있으며, 이는 만일 무게 중심이 변경되는 경우 수직 비행에서 리프트의 중심을 재배치하게 된다.

수직 리프트 로터의 수가 복수이고, 서로 독립적이기 때문에, 수직 추력은 여분으로 남게되고, 만일 하나의 단일 로터가 고장나더라도 추력과 제어가 유지될 수 있다. 큰 제어력을 제공하는 복수의 수직 로터가 있기 때문에, 로터는 돌풍 조건에서도 작동 응답 속도를 빠르게 하면서, 로터의 크기는 더 작아질 수 있다. 일 실시형태에 있어서, 하나 이상의 리프팅 로터 고장으로부터 리프트 시스템에 여분을 제공하도록, 분리된 전기 모터 및 제어기는 각 수직 리프트 로터에 동력을 공급한다. 일부 실시형태에 있어서, 수직 추력 로터는 이러한 로터를 감추도록 하는 덕트 내부에 내장되고, 증가된 양력을 제공한다. 다른 실시형태에 있어서, 보호 슈라우드 가드는 다른 물체와의 접촉을 방지하고, 로터의 외부 이물 손상을 방지한다. 수직 리프트 로터와 일렬로 배치된 조합체를 보호함으로써, 효율적인 비행을 위한 저속 순항 항력을 제공할 수 있다. 다양한 실시형태에 있어서, 낮은 팁 수직 리프트 로터는 이륙, 전환, 착륙시 낮은 환경 소음 레벨을 실행할 수 있다. 윙릿이 형성된 전방 윙을 낮게, 후방 윙을 높게 하는 실시형태는 항공기에 요 안정성을 제공하면서 높은 공력학적 효율을 제공할 수 있다. 일부 실시형태에 있어서, 제자리 비행 또는 지면상에 있을 때, 조밀한 비행체 풋프린트(footprint)를 제공할 수 있도록 상기 윙은 접힌다. 상기 윙의 일부 실시형태에 있어서, 연계 제어가 필요하지 않도록 윙 폴드의 내부에만 제어면을 갖게 된다. 수직 리프트에서 사용되는 리프트 로터가 전방 추진 프로펠러로부터 분리되어 있기 때문에, 각각은 특정 작동 조건에 따라 최적화된다. 이러한 비행체는 승객 크기 또는 페이로드의 범위에 따라 조종사가 탑승한 실시형태 또는 조종사가 탑승하지 않는 실시형태로 사용될 수 있다.

도 1은 일 실시형태에 따른 개인용 항공기 비행체의 평면도이다.
도 2는 일 실시형태에 따른 개인용 항공기 비행체의 다른 모습을 나타낸다.
도 3은 본 발명의 일 실시형태에 따른 개인용 항공기 비행체의 정면도를 나타낸다.
도 4는 일 실시형태에 따른 개인용 항공기 비행체의 좌측면도를 나타낸다.
도 5는 일 실시형태에 따른 개인용 항공기 비행체의 일면을 나타낸다.
도 6은 다른 실시형태에 따른 덕트 로터를 갖는 개인용 항공기의 일면을 나타낸다.
도 7은 일 실시형태에 따른 접힘 날개를 갖는 개인용 항공기의 일면을 나타낸다.

도 1은 일 실시형태에 따른 개인용 항공기(100)를 나타낸다. 항공기(100)는 수직 양력 로터(101), 전방 비행 프로펠러(103), 전방 윙(104), 윙릿(106)을 갖는 후방 윙(105), (펜스로도 알려진) 보호 슈라우드(protective shroud)(102) 및 동체(107)를 갖는다. 또한, 동체(107)는 도시되지 않은 랜딩 기어 및 동력원을 갖는다. 도 2는 개인용 항공기(100)의 다른 모습을 나타내며, 이는 좌현측 주 랜딩 기어 및 앞바퀴 랜딩 기어를 갖는다. 도 3은 개인용 항공기(100)의 정면도를 나타내며, 좌현 랜딩 기어, 우현 랜딩 기어 및 앞바퀴 랜딩 기어(205)가 나타나 있다. 도 4는 일 실시형태에 따른 항공기(100)의 좌(좌현)측을 나타낸다.

다양한 실시형태에 있어서, 항공기(100)는 한명의 조종사 및 개인용 화물에 맞는 크기로 되어 있다. 예를 들어, 여러가지 실시형태에 있어서, 항공기 앞바퀴에서 최후단면까지의 길이는 15 내지 20 피트이고, 윙스팬은 15 내지 20피트이다. 다른 실시형태에 있어서, 상세한 설명에 기재된 사상을 훼손하지 않고, 당업자라면 항공기는 더 길거나 짧을 수 있고, 더 넓거나 좁을 수도 있음을 이해할 수 있을 것이다.

항공기(100)는 다양한 실시형태에서 복합 재료를 기본으로 구성된다. 동체(107) 및 윙(104, 105)은 탄소 섬유 복합 재료로 만들어진다. 다른 실시형태에 있어서, 상기 윙은 탄소 섬유 복합 재료 윙 스킨의 내외측에 부착되는 금속 부품들과 리브를 갖는다. 일부 실시형태에 있어서, 상기 윙 스킨은 케블러(Kevlar)와 같은 다른 복합 재료가 혼합된 탄소 섬유로 만들어진 복합 재료를 포함할 수도 있다. 다른 실시 형태에 있어서, 동체는, 반드시 이에 한정되는 것은 아니지만, 트러스(truss)를 덮는 합성 스킨을 갖는 강 또는 알루미늄과 같은 재료로 만들어진 금속 트러스를 포함할 수 있다. 이러한 실시 형태에 있어서, 합성 동체 스킨은 탄소 섬유, 케블러 또는 당업자라면 알 수 있는 다른 복합 재료로 만들어질 수 있다. 일 실시형태에 있어서, 조정석 창은 폴리카보네이트이고, 다른 경량의 투명 플라스틱이 사용될 수도 있다. 일부 실시형태에 있어서, 펜스(110)은 케블러와 탄소 섬유 복합물로 만들어진다. 다른 실시형태에 있어서, 이들은 탄소 섬유만으로 또는 케블러 또는 유사한 섬유로만 만들어진다.

일 실시형태에서 로터(101)는 반경이 16인치이고, 탄소 섬유 복합 재료로 만들어지고, 다른 실시형태에서는 알루미늄 허브에 부착되는 탄소 섬유 복합 블레이드로 만들어진다. 또 다른 실시형태에 있어서, 로터는 알루미늄 허브에 부착되는 목재 블레이드로 만들어지거나, 탄소 섬유 복합재 허브에 부착되는 목재 블레이드로 만들어진다. 상기 로터는 모터 조립체에 볼트 결합된 단일체가 될 수 있다.

항공기(100)는 전방 윙(104) 및 후방 윙(015)을 포함한다. 상기 후방 윙은 뒤로 젖혀지고, 그 단부에 윙릿(106)을 갖고 있다. 상기 윙릿은 수평 안정성을 제공하고, 후방 윙에 작용하는 양력으로 인한 항력을 감소시킨다. 상기 윙을 뒤로 젖힘으로서, 항공기의 피치(pitch) 안정성을 향상시키고, 수평 안정성에 대한 윙릿의 이득을 증가시킨다. 일부 실시형태에 있어서, 상기 후방 윙은 접힐 수 있고, 따라서, 젖혀지지 않는 후방 윙을 갖는 항공기와 동일한 전체 비행체 길이를 유지하게 된다. 또한, 후방 윙을 젖힘으로써, 결합될 로터에 더 많은 공간을 확보할 수 있다. 또한, 전방 윙(104)은 변형된 실시형태에서 후방 윙(105)보다 실질적으로 낮은 지점에서 동체(107)에 부착된다. 평평하지 않은 윙 리프팅 시스템을 통해, 상기 윙은 순항 비행시 효율적인 양력을 얻을 수 있다. 주어진 동체 부착 한계를 고려하여, 가능한 한 크게 상기 두 개의 윙 사이를 수직적으로 분리하도록 선택된다. 상기 윙들의 수직적인 분리화를 초대로 하여, 전방 윙과 후방 윙 사이의 부정적인 공역학적 상호 작용이 줄어든다. 따라서, 비행체를 들어올림으로 인한 항력은 현저하게 감소되며, 예를 들어, 단일 평면의 윙 리프팅 시스템과 비교하여 약 15-20%까지 감소된다.

상기 윙릿(106)은 후방 윙을 들어올림으로 인한 항력이 감소되도록, 또한, 요(yaw) 또는 방향 안정성 및 제어를 제공하도록 후방 윙(105) 팁에 위치한다. 특별한 윙릿의 형상은 충분한 안정성을 위해 설치될 수 있으며, 당업자라면 충분히 이해할 것이다. 일부 실시형태에 있어서, 상기 윙릿은 하방으로 연장하고, 항공기의 횡활각(sideslip angle)과 항공기에 작용하는 기류로 인한 요잉 모멘트(yawing moment) 사이의 결합을 줄여 향상된 제어성을 제공한다. 도 2에 개시된 바와 같이, 다른 실시형태에 있어서, 상기 윙릿(106)은 상부로 연장한다.

일 실시형태에 있어서, 종렬 윙 시스템은 제한된 공간에 항공기(100)를 끼울 수 있도록 각 윙의 윙팁이 접히는 지점을 갖는다. 예를 들어, 일 실시형태에 있어서, 윙을 접음으로써, 항공기는 8피트, 7피트, 16피트 크기의 공간, 또는, 일반적인 단일 차량 차고로 제공된 공간에 수용될 수 있다. 일 실시형태에 있어서, 상기 후방 윙(105)은 8.4°의 쳐듬각(dihedral angle)을 갖는다. 다른 실시형태에 있어서, 상기 쳐듬각은 -10°내지 10°사이의 범위가 된다.

수직 리프트 로터 조립체(101)는 항공기(100)의 각 측면에 장착된다. 일 실시형태에 있어서, 추진 붐(boom, 114)은 각 동체(107)의 양 측면에 고정된다. 수직 리프트 로터 조립체(101)는 상기 붐(114)의 상부에 설치된다. 추진 붐(114)은 스트럿(strut, 116)과 함께 동체(107)에 부착된다. 상기 받침대(116)은 로터로부터의 하방 풍력이 상기 스트럿에 영향을 주지 않도록 위치된다. 일부 실시형태에 있어서, 각각의 붐을 연결하는 3 개의 스트럿이 동체에 존재한다. 다른 실시형태에 있어서, 각각의 붐을 연결하는 2 또는 1 개의 스트럿이 동체에 존재한다. 또 다른 실시형태에 있어서, 상기 스트럿은 상기 동체에 붐의 부착이 향상되도록 전방, 후방, 상부, 또는 하부로 젖혀질 수 있다. 일 실시형태에 있어서, 수직하게 배치된 지지 구조는 제자리 비행시 수직 리프트 로터 하중으로부터 향상된 휨 강도를 제공한다.

각각의 수직 리프트 로터 조립체(101)는 로터와 모터를 포함한다. 상기 모터는 허브에 부착된 블레이드를 포함할 수 있고, 일체의 허브와 단일 조각으로서 제조될 수도 있다. 상기 허브는 블레이드가 연결되는 중앙 구조를 제공하고, 일부 실시형태에 있어서, 모터를 감싸는 형태로 만들어진다. 상기 모터는 회전부와 정지부를 포함한다. 일 실시형태에 있어서, 반경 방향 자속 모터로 알려진 것과 같이, 상기 회전부는 상기 정지부와 동심을 이룬다. 이러한 실시형태에 있어서, 정지부는 인러너(inrunner) 모터로 알려진 모터의 외부링을 형성할 수 있거나, 상기 정지부는 아웃러너(outrunner) 모터로 알려진 모터의 내부링을 형성할 수 있다. 다른 실시형태에 있어서, 상기 회전부와 정지부는 축방향 자속 모터로 알려진 것과 같이, 평평하고, 서로 대향하여 배치된다. 상기 로터는 상기 모터의 회전부에 부착된다. 모터의 정지부는 상기 추진 붐(114)에 부착된다. 일부 실시형태에 있어서, 모터는 영구 자석 모터이고, 전기적 모터 제어기를 통해 제어된다. 상기 전기 모터 제어기는 로터가 소정의 속도와 소정의 토크로 회전하도록 정확한 순서로 모터에 전류를 보낸다.

기재된 바와 같이, 항공기(100)는 각 측면마다 다수의 로터 조립체(101)를 포함한다. 상기 수직 리프트 로터는 수평 순항시 전방 비행 프로펠러(103)에 의해 발생되는 추력과 독립적인 추력을 발생하도록 구성된다. 상기 수직 리프트 로터는 항공기를 지면으로부터 들어올리고, 제어를 유지할 정도의 충분한 추력을 제공한다. 일 실시형태에 있어서, 각 로터는 모든 비행 영역 부분에서 제자리 비행과 제어 유지에서 필요한 추력보다 더 높은, 예를 들어, 40% 높은 추력을 발생한다. 각 로터는 제자리 비행 및 저속 비행 조건에서 최소한의 소비 동력을 갖는 요구 추력을 제공하기 위해 직경, 브레이드 익현 및 블레이드 입사 분포를 선택하여 최적화된다. 여러가지 실시형태에 있어서, 로터의 절반은 일 방향으로 회전하고, 다른 절반은 항공기의 반응 토크의 균형을 맞추기 위해 반대 방향으로 회전한다. 도 1에 개시된 실시형태에 있어서, 각 측면마다 네 개의 수직 리프트 로터 조립체(101)가 나타나 있다. 다른 실시형태에 있어서, 더 많거나 더 적은 수직 리프트 로터가 수직 이륙과 제어를 제공한다. 적어도 2 개의 로터가 각 측면에 존재하는 경우, 무게 중심에 대하여 평행한 수직력을 제공하는 능력은 하나의 로터가 고장난 경우에도 유지된다. 이는 고장난 로터에 반대 1/4 방향의 추력을 감소시켜 가능해진다. 각 측면에 세 개의 로터가 존재하는 경우, 모든 세개의 축 또는 비행 방향에 대하여 제어가 가능해진다. 각 측면의 로터의 수가 증가하는 경우, 하나의 로터의 손실은 전체 수직 추력의 손실을 낳게 된다. 그러나, 다른 추가의 로터 쌍이 있기 때문에, 고장으로 인한 복잡성과 가능성이 증가되고, 비용과 무게도 증가한다.

일 실시형태에 있어서, 각 측면의 두 개의 수직 리프트 로터 조립체(101)는 무게 중심의 앞쪽에 위치되고, 다른 두 개는 무게 중심의 뒤쪽에 위치한다. 이러한 방식으로, 제자리 비행시 로터의 리프트 중심은 항공기(100)의 무게 중심과 동일하게 위치된다. 이러한 구성을 통해, 각각의 독립적인 수직 리프트 로터가 균형된 수직 리프트 또는 제어할 수 있도록 불균형 리프트를 제공하는 추력을 조절할 수 있기 때문에, 동체(107) 페이로드의 종방향 또는 수평 방향 위치 변동이 가능해진다.

전방 비행 프로펠러(103)는 전방 비행으로 전환, 상승, 하강 및 순항을 위한 추력을 제공한다. 일 실시형태에 있어서, 두 개 이상의 전방 추진 프로펠러(103)는 후방 윙(105)의 스팬을 따라 장착된다. 또는, 단일의 전방 추진 프로펠러는 스팬의 중심에서 동체(107)의 후방에 장착된다. 프로펠러를 회전하는데 요구되는 토크가 비행기에 순토크(net torque)가 생성하지 않도록, 상기 프로펠러는 반대 방향으로 회전될 수 있다. 또한, 두 개의 프로펠러의 추력은 요 제어 모멘트를 제공하도록 다르게 변경될 수 있다. 윙에 위치시킴으로써, 프로펠러에 대한 유입 교란이 작아진다. 동체에 단일의 프로펠러를 사용함에 따라, 다른 크기의 모터와 동체로부터의 교란을 포함하는 유입이 있더라도, 부품과 중량을 줄일 수 있다. 일 실시형태에 있어서, 전방 비행에 동력을 제공 및/또는 배터리 시스템을 충전하기 위한 작은 탄화수소 기반의 연료 엔진을 갖는 하이브리드 전기 시스템에 단일의 프로펠러가 사용된다.

상기 동체(107)는 비행체 무게 중심 주위에 페이로트 공간과 수직 리프트 로터(101), 전방 윙(104) 및 후방 윙(105)를 위한 부착 구조를 제공한다. 또한, 전방 비행 프로펠러(103)는 동체의 후방에 부착된다. 다른 실시형태는 굽힘 하중을 견디면서도 로터 기류와의 최소한의 간섭을 제공하는 방식으로 동체에 부착되는 보호 슈라우드 또는 덕트를 갖는다.

수직 리프트 로터와 전방 프로펠러는 동력 시스템의 동력을 이용하는 전기 모터에 의해 구동된다. 일 실시형태에 있어서, 상기 동력 시스템은 각 모터마다 하나의 모터 제어기에 부착되는 배터리를 포함한다. 상기 배터리는 모터 제어기가 비행 컴퓨터 또는 다른 발신원으로부터의 제어 입력값에 대응하는 모터 회전을 만드는 교류 신호로 바꾸는 직류 전압과 전류를 제공한다. 다른 실시형태에 있어서, 상기 로터와 프로펠러는 작은 탄화수소 기반의 연료 엔진을 갖는 하이브리드 전기 시스템과 더 작은 배터리를 포함하는 동력 시스템에 의해 구동된다. 상기 탄화 수소 엔진은 전방 비행의 범위를 확장하고, 상기 배터릴 시스템을 충전할 수 있다.

다양한 실시형태에 있어서, 수직 리프트 로터 조립체(101)는 급작스런 블레이드 충격을 피하기 위해 덕트 또는 보호 슈라우드(102)를 통해 보호된다. 도 5에 도시된바와 같은 일 실시형태에 있어서, 상기 로터 블레이드는 리프트 증가를 제공하는 덕트(02)로 완전하고 견고하게 둘러싸인다. 이러한 추가적인 리프트는 로터 전방에서 공기의 속도가 증가하기 때문에, 덕트 표면에서 흡인력에 의해 발생된다. 다른 실시형태에 있어서, 상기 로터는 보호 슈라우드(102) 또는 펜스만으로 느슨하게 둘러싸인다. 도 6을 참고하면, 수직 리프트 덕트를 사용하는 이러한 실시형태들에 있어서, 덕트가 비행체 항력을 줄이기 위해 순항 비행시 기류로부터 덕트를 밀봉하는 덕트 커버(601)를 갖거나 갖지 않는 실시형태가 가능하다.

상기 수직 리프트 로터(101)는 수평 순항 비행시 전방 비행 로터(103)에 의해 발생되는 추력과는 별도의 추력을 발생한다. 일부 실시형태에 있어서, 이는 로터와 프로펠러에서 사용되는 피치를 고정할 수 있다. 수직 및 수평 추력을 모두 발생하는 동일한 로터를 갖는 것과 반대로 이러한 별도의 추력 발생을 통해, 다양한 피치 메커니즘에 대한 고려 없이 무기속(zero-arispeed) 비행 성능과 저소음을 위해 로터(101)의 최적화가 가능해진다. 상기 로터는 제자리 비행과 저속 비행 조건에서 단일의 피치 블레이드를 설정하도록 구성하여 최적화된다. 상기 전방 비행 프로펠러(103)는 다양한 피치 메커니즘에 대한 고려 없이 순항 기속 비행 성능을 위해 최적화된다. 이러한 블레이드는 순항 작동에 맞는 최적의 피치, 비틀림(twist), 기울어짐(taper) 및 분당 회전속도(rpm)로 구성된다. 상기 로터 및 프로펠러는 완전하게 분리되어 있기 때문에, 이들의 특정 작동 조건에서 최적화가 되는 팁 속도, 분당 회전속도 및 직경과 같은 별개의 특성을 가질 수 있다. 이는 추진 시스템의 기계적 복합성을 줄인다.

다수의 수직 리프트 로터(101)의 종방향 배치를 통해, 직접적인 추력의 조합 또는 로터 조합을 걸친 차등 토크의 조합을 통해 직접적으로 발생될 수직력 뿐만 아니라, 피치, 롤 및 요 모멘트가 가능하게 된다. 비행체의 다른 위치에서 로터 추력을 변경시킴으로써, 제어 모멘트가 생성된다. 일부 로터의 추력을 변경시킴으로써, 고도가 제어될 수 있다. 직접 추력과 차등 토크를 사용하여 제어력을 예상할 수 있다. 이는 좀 더 빠른 응답 속도와 돌풍 응답성이 가능하게 하고, 이는 수직 리프트 로터(101) 소직경의 낮은 관성 모멘트, 높은 토크 및 전기 모터의 응답 속도에 의해 강화된다. 복합적으로, 이러한 시스템을 통해 정확하고 조종사의 제어 입력값에 대응하는 제어 시스템이 가능해진다.

기재된 바와 같이, 다수의 독립적인 제어된 로터를 사용하여, 여분의 리프트 시스템을 제공할 수 있다. 에를 들어, 6개 이상의 로터를 포함하는 시스템을 통해, 하나 이상의 독립 부품이 고장난다 하더라도, 전방 기속이 없는 안전한 작동으로 제자리 및 수직 이륙 비행이 가능해진다.

수직 리프트 로터(101)는 순항 항력을 줄이기 위해 항공기의 이동 방향을 따라 종방향으로 배치된다. 다른 실시형태는 몸체부 기류와 조정하거나 좀 더 조밀한 풋프린트(footprint)를 제공하는 것과 같은 다른 방식으로의 로터 오프셋 변경이 가능하다. 일 실시형태에 있어서, 상기 동체(107)에 부착하는 수평으로 배치된 지지 구조를 갖는 일렬 배치도 가능하다.

기재된 바와 같이, 일부 실시형태에 있어서 윙(104, 105)은 접힌다. 일부 실시형태는, 예를 들어, 경량의 힌지가 가능하도록 하중이 작고, 스팬의 외부 방향으로 50%인 지점에 위치하는 윙 폴드를 갖는다. 다른 실시형태에 있어서, 전방 윙은 접히지 않는다. 다른 실시형태에 있어서, 일반적인 단일의 차량 차고와 같은 8피트 넓이의 공간으로 항공기가 들어갈 수 있도록 윙이 접힌다. 변경된 실시형태에 있어서, 동체 하부 또는 동체 측면을 따르는 교차 움직임(scissor motion)과 같은 다른 방식으로 전방 윙을 접을 수도 있다. 이러한 교차 접힘은 전방 윙 중심에서 피봇(pivot)과 핀을 통해 가능해지고, 이는 이러한 중심 피봇 지점에 대하여 뒤로 회전이 가능해진다. 이러한 실시형태를 통해, 윙 구조의 깊이가 가장 커지는 지점에서 중량을 줄이기 위해 단일 지점에 대한 윙의 조절이 가능해지고, 또한, 제자리 비행중 또는 지면 상에서 있을때 조종사의 시야를 늘릴 수 있도록 전기적인 액츄에이터를 통해 전방 윙은 비행체 측면과 떨어져 완전하게 접힐 수 있다. 교차 접힘 전방 윙을 포함하는 실시형태에 있어서, 상기 랜딩 기어는 두 개의 주 후방 랜딩 기어 바퀴와 단일의 전방 바퀴를 갖는다.

또한, 후방 윙(105)은 전방 비행시 항공기 리프트 부분을 제공한다. 도 7A 및 도 7B를 참고하면, 일 실시형태에 있어서, 후방 윙 폴드(302)를 통해 후방 윙 구조는 지면에서의 작동 또는 좀 더 조밀한 풋프린트로의 보관이 가능하도록 아래로 조절이 가능해진다. 아래로 접음으로써, 윙릿(303)은 비행체의 폭과 높이를 고려하였을 때, 문이 작은 공간 또는 주차 저장 공간으로 들어갈 수 있다. 다른 실시형태에 있어서, 후방 윙은 접히지 않는다. 변경된 실시형태는 더 장폭의 스팬이 요구되고, 지면을 정리하는 동안 접을 수 없는 경우에, 후방 윙의 상부에서 위로 접는 것과 같이, 다른 방식으로 후방 윙을 접을 수도 있다.

일 실시형태에 있어서, 항공기(100)는 전방 및 후방 윙을 접은 채로 이착륙이 가능하다. 수직 비행에서 윙을 접은채로 이착륙 하는 것은 감소된 윙 리프트 성능과 윙 스팬을 짧게 하여 불안정한 바람 상태에 따른 비행체의 돌풍 응답성을 줄일 수 있다. 상기 윙 리프트는 제자리 비행에서 필요하지 않고, 전방 비행에서만 필요하기 때문에, 지면으로부터 날아 올라 충분한 고도가 될 때까지 윙을 펼치도록 기다리는 것이 가능하다. 지면에서 윙을 펴지 않도록 하는 것은 지면 이착륙 공간과 바람 조건이 적당하지 않는 일부 작동시 유리하다. 전기 액츄에이터는 전방 비행이 시작되기 전에 윙이 펴지게 하는 제어력을 제공한다.

일 실시형태에 있어서, 제어면은 전방 윙 폴드(301)과 후방 윙 폴드(302) 안쪽에 위치하여, 가동부를 줄이고, 기계적인 복합성을 줄이도록 폴딩 힌지 메카니즘의 동체 외부 방향에서 요구되는 제어 라인을 사용하지 않고 접는 것이 가능해진다. 상기 제어면은 공력학적으로 전방 비행시 피치, 롤 및 요 제어를 제공하여, 저속 또는 제로 전방 속도에서의 제어를 제외하고는 수직 리프트 로터는 필요없게 된다. 더 큰 전방 비행 제어 응답성이 요구되는 다른 실시형태는 윙 폴드 메커니즘의 동체 외부에 제어면을 가질 수도 있다. 또 다른 실시형태는 윙의 동체 외부 영역에 제어면이 형성될 수도 있다.

랜딩 기어(205)는 지면상에 있는 경우 항공기를 이동시키는 바퀴가 제공된다. 하나의 전방 랜딩 기어(204)와 두 개의 후방 주 랜딩 기어(202)는 낮은 항력을 제공하고, 전방 윙과의 리프트 간섭을 줄인다. 다른 실시형태에 있어서, 항공기가 전방 이동 없이 이착륙을 할 수 있기 때문에, 상기 랜딩 기어는 바퀴가 없는 스키드(skid) 형태가 될 수 있다. 변경된 실시형태는 두 개의 전방 랜딩 기어와 하나의 후방 주 랜딩 기어를 포함하고, 이 때, 지면에서의 안정성을 위해 상기 전방 랜딩 기어가 넓게 분리될 수 있다. 일부 실시 형태에 있어서, 일부 또는 모든 바퀴에는 바퀴를 구동시키도록 전기 모터가 장착된다. 이러한 모터는 지면에서 비행체가 자체 추진이 가능하도록 한다.

전술한 실시형태에 더하여, 당업자라면 본 발명이 다른 실시형태로 실행될 수 있음을 이해할 수 있을 것이다. 예를 들어, 다른 실시형태에 있어서, 항공기(100)는 두 명 이상의 승객을 수용하도록 구성된다. 이러한 실시형태에 있어서, 윙 스팬은 더 커지고, 로터의 직경은 커지고, 동체(107)는 넓어진다. 변경된 실시형태에 있어서, 항공기(100)는 조종사 또는 승객이 없이 비행할 수 있는 무인 비행체가 될 수 있다. 승객이 없는 실시형태는 조종사 대신 직접적인 제어 입력을 할 수 있고, 이는 지면과 연결되거나, 또는 미리 정해진 비행 경로 궤적으로 이동하는 추가적인 제어 시스템을 갖는다.

이러한 설명의 내용들이 특정 실시형태를 기재하는 형태로 제공되기는 하였지만, 당업자라면 시사된 내용을 바탕으로 다양한 변경된 실시형태가 가능함을 이해할 수 있을 것이다. 또한, 기재된 범위 내에서, 부품의 명칭, 용어의 표현 등은 다르게 기재되지 않는한 전혀 의무적이거나 중요하지 않고, 기재된 본 발명 또는 그 특징을 보충하는 메커니즘은 다른 명칭, 포맷 또는 계획을 가질 수 있다.

마지막으로, 상세한 설명에서 사용된 언어는 주로 독해 및 지시를 위한 목적으로 선택된 것이며, 본 발명의 주요 목적을 설명하거나 제한하기 위해 선택된 것은 아니다. 따라서, 본 기재사항은 단지 설명을 위한 것일 뿐이며, 본 발명의 기술적 사상을 제한하기 위한 것은 아니다.