또한 , 본 출 발명 의 실시 예 에 따른 하이브리드 전기 추진 시스템 을 이용 한 수직 이 착륙 항공기 및 그 제어 방법 은 , 틸 트로터 방식 을 회피 함 으로써 , 틸팅 하 기 위한 기계 구조 를 근본 적 으로 제외 할 수 있 고 , 이 를 통해 항공기 중량 을 줄이 는 대신 항속 거리 는 늘릴 수 있 다 . 아울러 , 구 동원 의 틸팅 과정 을 제외 함 으로써 안정 적 인 수직 이착륙 및 순항 비행 을 구현 할 수 있 다 . 구체 적 으로 , 종래 발명인 틸 트로터 방식 의 항공기 가 틸팅 을 수행 하 는 기계 적 메커니즘 은 상당히 복잡 하 고 , 틸팅 과정 에서 비행 제 어 난이도 가 높 아 기체 의 비행 안 정도 가 떨어졌 던 것 에 비해 , 본 출 발명 의 실시 예 에 따른 하이브리드 전기 추진 시스템 을 이용 한 수직 이 착륙 항공기 및 그 제어 방법 은 프로펠러 의 피치 제어 등 을 통해 천천히 추력 을 높이 면서 안정 적 인 천 이 비행 을 수행 할 수 있 다 .