(57)【要約】      （修正有）【課題】垂直離着陸に適合した空中乗物において、垂直離陸モード及び前進飛行モードの両方で効率を向上する。【解決手段】翼に搭載された一セットの推力産出要素と、離着陸のための、尾部に搭載された一セットの回転翼とを使用する。空中乗物は、回転翼が回転して、離陸姿勢にある状態で垂直離陸し、その後、回転翼が典型的な水平形態まで回転した状態で、水平飛行進路に移行するように適合する。空中乗物は、その翼に搭載された回転翼及びプロペラの、異なる形態を使用して、全ての飛行モードにおける抗力を減少させる。【選択図】図８
2020040660.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
垂直離陸及び水平飛行に適合する空中乗物であって、
主乗物本体と、
１つ以上の電気バッテリパックと、
右側翼であって、１つ以上の右側翼回転翼アセンブリは前記右側翼に取り付けられ、前記1つ以上の右側翼回転翼アセンブリの少なくとも1つは前記右側翼の先端よりも前記主乗物本体に近い位置において前記右側翼の翼幅に沿って前記右側翼に取り付けられ、前記１つ以上の右側翼回転翼アセンブリの各々は電気モータを備え、且つ前記右側翼は前記主乗物本体に旋回的に取り付けられる、右側翼と、
左側翼であって、１つ以上の左側翼回転翼アセンブリは前記左側翼に取り付けられ、前記1つ以上の左側翼回転翼アセンブリの少なくとも1つは前記左側翼の先端よりも前記主乗物本体に近い位置において前記左側翼の翼幅に沿って前記左側翼に取り付けられ、前記１つ以上の左側翼回転翼アセンブリの各々は電気モータを備え、且つ前記左側翼は前記主乗物本体に旋回的に取り付けられる、左側翼と、
１つ以上の右後部回転翼アセンブリであって、前記１つ以上の右後部回転翼アセンブリの各々は、展開機構によって前記主乗物本体の後部に取り付けられ、ここで該展開機構は、前記右後部回転翼アセンブリを、そして前方に面した水平飛行形態から前記主乗物本体の右側に沿って垂直離陸形態まで展開するように適合し、前記１つ以上の右後部回転翼アセンブリの各々は電気モータを備える、１つ以上の右後部回転翼アセンブリと、
１つ以上の左後部回転翼アセンブリであって、前記１つ以上の左後部回転翼アセンブリの各々は、展開機構によって前記主乗物本体の後部に取り付けられ、ここで該展開機構は、前記左後部回転翼アセンブリを、そして前方に面した水平飛行形態から前記主乗物本体の左側に沿って垂直離陸形態まで展開するように適合し、前記１つ以上の左後部回転翼アセンブリの各々は電気モータを備える、１つ以上の左後部回転翼アセンブリと、
を備える、空中乗物。
【請求項２】
請求項１に記載の空中乗物であって、
前記１つ以上の右側翼回転翼アセンブリのそれぞれの質量中心は、前記右側翼の前縁の前方にあり、且つ前記１つ以上の左側翼回転翼アセンブリのそれぞれの質量中心は、前記左側翼の前縁の前方にある、空中乗物。
【請求項３】
請求項１に記載の空中乗物であって、
前記右側翼及び前記左側翼は、部分的に前進翼である、空中乗物。
【請求項４】
請求項１に記載の空中乗物であって、
前記右側翼及び前記左側翼は前進翼である、空中乗物。
【請求項５】
請求項１に記載の空中乗物であって、
前記右後部回転翼アセンブリおよび前記左後部回転翼アセンブリが、展開機構によって展開され、前記展開機構が回転翼を搭載するナセル内に収容され、前記回転翼を搭載するナセルが前向き水平飛行形態のときに前記展開機構を覆う、空中乗物。
【請求項６】
請求項１に記載の空中乗物であって、
前記１つ以上の右側翼回転翼アセンブリの各々及び前記１つ以上の左側翼回転翼アセンブリの各々は、プロペラ羽根を備え、前記プロペラ羽根は、展開された形態から収容された形態まで旋回するように適合する、空中乗物。
【請求項７】
請求項６に記載の空中乗物であって、
収容された前記プロペラ羽根は、回転翼を搭載するナセル内の凹部に存在する、空中乗物。
【請求項８】
請求項３に記載の空中乗物であって、
前記１つ以上の右側翼回転翼アセンブリの各々及び前記１つ以上の左側翼回転翼アセンブリの各々は、プロペラ羽根を備え、前記プロペラ羽根は、展開された形態から収容された形態まで旋回するように適合する、空中乗物。
【請求項９】
請求項８に記載の空中乗物であって、
収容された前記プロペラ羽根は、回転翼を搭載するナセル内の凹部に存在する、空中乗物。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
この発明は動力飛行に関し、より具体的には、旋回する回転翼及び収容される回転翼羽根を有する垂直離着陸航空機に関する。
【背景技術】
【０００２】
一般に、次の３つのタイプの垂直離着陸（ＶＴＯＬ）形態が存在する。先ず、翼タイプ形態であり、この形態は、垂直飛行及び水平並進飛行のために、回転可能な翼及びエンジンを備えた胴体を有するか、又はベクトル推力エンジンを備えた固定翼を有する。次に、ヘリコプタータイプ形態であり、この形態は、上方に搭載された回転翼を備えた胴体を有し、この回転翼が揚力及び推力を提供する。そして、ダクトタイプ形態であり、この形態は、ダクト付き回転翼システムを備えた胴体を有し、このダクト付き回転翼システムは、垂直離着陸能力はもちろんのこと、並進飛行を提供する。
【０００３】
翼が揚力を提供している場合、垂直離陸シナリオにおいて離陸に要求される推力の量は、前進飛行の間に同じ乗物の高度を保つのに必要な推力を大幅に超える。垂直離陸モードから水平、前進飛行モードへの移行に要求される推力の量もまた、おそらく非常に高いであろう。従って、もし飛行中の動力伝達枠組みを変更する可能性がない場合、動力要件の間でおそらく不一致があるであろう。
【０００４】
垂直離陸モード及び前進飛行モードの両方で効率を提供するには、過去のシステムに対して、改善がなされなければならない。いわゆる垂直離着陸航空機とは、全ての使用モードの中に効率を組み入れたものである。
【発明の概要】
【０００５】
垂直離着陸に適合した空中乗物は、翼に搭載された一セットの推力産出要素と、離着陸のために尾部に搭載された一セットの回転翼とを使用する。回転翼が回転して離陸姿勢となる、垂直離陸に適合した空中乗物は、その後、水平飛行進路へと移行し、そこでは、回転翼は典型的な水平形態へと回転する。空中乗物は、自身の翼に搭載された、異なる形態の回転翼及びプロペラを使用して、全ての飛行モードにおいて抗力を減少させる。
【図面の簡単な説明】
【０００６】
【図１】本発明の第１実施形態による、前進飛行における空中乗物の斜視図である。
【図２】本発明の第１実施形態による、前進飛行形態における空中乗物の側面図である。
【図３】本発明の第１実施形態による、前進飛行形態における空中乗物の上面図である。
【図４】本発明の第１実施形態による、前進飛行形態における空中乗物の正面図である。
【図５】本発明の第１実施形態による、離陸形態における空中乗物の斜視図である。
【図６】本発明の第１実施形態による、離陸形態における空中乗物の正面図である。
【図７】本発明の第１実施形態による、離陸形態における空中乗物の側面図である。
【図８】本発明の第１実施形態による、移行形態における空中乗物の斜視図である。
【図９】本発明の第１実施形態による翼の移行を示す一連の図である。
【図１０】本発明の第１実施形態による、翼回転翼羽根が収容された状態での前進飛行における空中乗物の斜視図である。
【図１１】本発明の第１実施形態による、翼回転翼羽根が収容された状態での前進飛行形態における空中乗物の正面図である。
【図１２】本発明の第１実施形態による、翼回転翼羽根が収容された状態での前進飛行形態における空中乗物の上面図である。
【図１３】本発明の第１実施形態による、翼回転翼羽根が収容された状態での前進飛行形態における空中乗物の側面図である。
【図１４】本発明の幾つかの実施形態による、明確にするために前面カバーを除去した状態の翼回転翼の斜視図である。
【図１５】本発明の幾つかの実施形態による、明確にするために前面カバーを除去した状態の翼回転翼の正面図である。
【図１６】本発明の幾つかの実施形態による、羽根が展開された状態での翼回転翼の側面図である。
【図１７】本発明の幾つかの実施形態による、羽根を収容している状態の翼回転翼の側面図である。
【図１８】本発明の幾つかの実施形態による、羽根を収容している状態の翼回転翼の側面図である。
【図１９】本発明の幾つかの実施形態による、羽根を収容している状態の翼回転翼の側面図である。
【図２０】本発明の幾つかの実施形態による、羽根が収容された状態の翼回転翼の側面図である。
【図２１】本発明の幾つかの実施形態による尾部回転翼の斜視図である。
【図２２】本発明の幾つかの実施形態による、前進飛行形態における尾部回転翼の側面図である。
【図２３】本発明の幾つかの実施形態による、離陸形態における尾部回転翼の側面図である。
【図２４】本発明の幾つかの実施形態による、収容された形態における尾部回転翼及びその展開機構の側面図である。
【図２５】本発明の幾つかの実施形態による、収容された形態から移動する尾部回転翼及びその展開機構の側面図である。
【図２６】本発明の幾つかの実施形態による、収容された形態から移動する尾部回転翼及びその展開機構の側面図である。
【図２７】本発明の幾つかの実施形態による、展開された形態における尾部回転翼及びその展開機構の側面図である。
【図２８】本発明の幾つかの実施形態による、展開された形態における尾部回転翼及びその展開機構の正面図である。
【図２９】本発明の第２実施形態による、離陸形態における空中乗物の斜視図である。
【図３０】本発明の第２実施形態による、離陸形態における空中乗物の正面図である。
【図３１】本発明の第２実施形態による、離陸形態における空中乗物の側面図である。
【図３２】本発明の第２実施形態による、離陸形態における空中乗物の上面図である。
【図３３】本発明の第２実施形態による、前進飛行形態における空中乗物の斜視図である。
【図３４】本発明の第２実施形態による、前進飛行形態における空中乗物の正面図である。
【図３５】本発明の第２実施形態による、前進飛行形態における空中乗物の側面図である。
【図３６】本発明の第２実施形態による、前進形態における空中乗物の上面図である。
【図３７】本発明の幾つかの実施形態による、入れ子状に重ねられた羽根を示す側面図である。
【図３８】本発明の幾つかの実施形態による、回転翼羽根が拡張された状態で展開された回転翼の側面図である。
【図３９】本発明の幾つかの実施形態による、前進飛行モードにおいて２つの羽根セットを有する回転翼ユニットの側面図である。
【図４０】本発明の幾つかの実施形態による、離陸モードにおいて２つの羽根セットを有する回転翼ユニットの側面図である。
【図４１】本発明の幾つかの実施形態による電気モータの正面図である。
【図４２】本発明の幾つかの実施形態による、電気モータにおける方向性クラッチの部分図である。
【図４３】本発明の幾つかの実施形態による、電気モータにおける方向性クラッチの部分図である。
【図４４】本発明の幾つかの実施形態による、電気モータにおける方向性クラッチの部分的断面図である。
【図４５】本発明の第３実施形態による、離陸形態における空中乗物の斜視図である。
【図４６】本発明の第３実施形態による、離陸形態における空中乗物の正面図である。
【図４７】本発明の第３実施形態による、離陸形態における空中乗物の上面図である。
【図４８】本発明の第３実施形態による、離陸形態における空中乗物の側面図である。
【図４９】本発明の第４実施形態による空中乗物の斜視図である。
【図５０】本発明の第４実施形態による、離陸形態における空中乗物の正面図である。
【図５１】本発明の第４実施形態による、離陸形態における空中乗物の上面図である。
【図５２】本発明の第４実施形態による、離陸形態における空中乗物の側面図である。
【図５３】本発明の第４実施形態による、前進飛行形態における空中乗物の斜視図である。
【図５４】本発明の第４実施形態による、前進飛行形態における空中乗物の上面図である。
【図５５】本発明の第４実施形態による、前進飛行形態における空中乗物の正面図である。
【図５６】本発明の第４実施形態による、前進飛行形態における空中乗物の側面図である。
【発明を実施するための形態】
【０００７】
垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機は常に望まれてきたが、これらの航空機を実現するにあたっての妥協が、その実用性及び採用を、ある特定の市場分野に制限してきた。ＶＴＯＬに必要とされる推力は、水平飛行を維持するのに必要とされる推力よりも著しく高い。垂直離陸推力は、前進飛行への移行の間にも、おそらく必要とされるであろう。一旦前進飛行に移動すると、航空機の翼は揚力を提供し、これは、ＶＴＯＬの間及び移行の間に、モータによって伝えられた機能に取って代わる。前進飛行の間にではなく、離陸の間に必要とされる推力産出要素は、おそらく前進飛行の間に変更され、その結果、それらの要素は、飛行システムに、より少ない抗力を与える。
【０００８】
幾つかの態様において、空中乗物は、離陸の間の推力を提供するために、電気モータによって動力供給される羽根プロペラを使用してもよい。プロペラ／モータのユニットは、回転翼アセンブリと呼んでもよい。幾つかの態様において、空中乗物の翼は、前縁が上を向いた状態で回転してもよく、その結果、プロペラは、離着陸のための垂直推力を提供する。幾つかの態様において、翼上にあるモータ駆動のプロペラユニットは、固定された翼に対して自身が回転してもよく、その結果、プロペラは、離着陸のための垂直推力を提供する。モータ駆動のプロペラユニットの回転は、プロペラ及び電気モータの両方を回転することによって、推力の方向的変化を可能にしてもよく、従って、回転接続部の周りで、若しくは回転接続部を通して、トルク駆動を任意のジンバルに入れること、又は他の方法を必要としない。
【０００９】
幾つかの態様において、幾つかの又は全ての、翼に搭載されたモータ駆動の回転翼は、回転翼羽根が収容された位置に折り返されるように適合し、そこでは羽根は、水平飛行に移行した後、ナセル本体に隣接する凹部の中で入れ子状に重なる。入れ子状に重ねられた羽根によって、空中乗物は著しく低い抗力を受ける結果となり、その一方で、また、幾つかの回転翼だけが前進推力を提供する状態である、動力が著しく低減された使用法が可能になる。
【００１０】
幾つかの態様において、２つの同軸プロペラを有する、拡張されたナセルが使用され、その結果、プロペラの１つは、前進飛行の間に使用され、且つ別のプロペラは、垂直離着陸の間に使用される。ＶＴＯＬプロペラは、前進飛行の間、その羽根を入れ子状に重ねるように適合してもよい。幾つかの態様において、拡張されたナセルは、翼の先端、又は後部Ｖ尾部要素の端部に存在してもよく、且つ離着陸の間にＶＴＯＬプロペラが垂直推力を提供するように、回転するべく適合してもよい。幾つかの態様において、同軸プロペラの各々は、それ自体の電気モータを有する。幾つかの態様において、同軸プロペラは、同じ電気モータによって駆動される。幾つかの態様において、電気モータは方向性クラッチを有し、その結果、モータが第１方向に回転する間は、一方のプロペラが駆動され、且つモータが第２方向に回転する間は、他方のプロペラが駆動される。
【００１１】
幾つかの態様において、翼に取り付けられたモータ駆動の回転翼は、モータ及び回転翼の質量を、翼のかなり前方に配置するように適合する。幾つかの態様において、このように前方に位置付けることによって、主に翼の前縁の前に空気流を有する垂直推力方位合わせのための回転翼の回転が可能になり、ＶＴＯＬ動作の間、翼による空気流衝撃を減少させる。幾つかの態様において、回転翼及びモータの質量を、このように前方に位置付けることによって、前進翼のような普通ではない翼形態が可能になる。より高いＧ力操作の間、前進翼の他の状態での、あり得る欠点は、この質量配置によって、部分的又は完全に抑制される。
【００１２】
幾つかの態様において、空中乗物の質量バランスは、バッテリ質量のような質量の移動によって変更してもよい。幾つかの態様において、単一乗客対複数乗客負荷に対応している場合、バッテリ質量は、バランスを維持するように調節してもよい。幾つかの態様において、質量バランスは、空中乗物内のセンサに自動応答して、調節してもよい。幾つかの態様において、バッテリ質量は、２つ以上のバッテリパック間に分散させてもよい。バッテリパックは、空中乗物のバランスにおける変化に応答して、それらの位置を飛行中に変化させるように搭載してもよい。幾つかの態様において、空中乗物の飛行制御システムは、垂直離着陸の間の差分推力要件を感知してもよく、且つ回転翼アセンブリにわたって、よりバランスのとれた推力分布を達成するために、バッテリ質量を移動させてもよい。幾つかの態様において、万一、移行の間に又は垂直離着陸の間に、回転翼アセンブリの故障がある場合、バッテリ質量は移動してもよいが、それは、様々な残りの機能する回転翼の推力要求を、再びバランスさせるためである。
【００１３】
本発明の第１実施形態において、図１から図４に見られるように、空中乗物１００は、第１前進飛行形態にあることが見て取れるが、この形態は、垂直離陸形態から移行した直後に見られるであろう。別の前進飛行モードにおいて、翼に搭載した回転翼の羽根は、以下で説明するように、収容され、且つ入れ子状態に重なるであろう。航空機本体１０１は、左翼１０２及び右翼１０３を支持する。モータ駆動の回転翼ユニット１０６はプロペラ１０７を含み、ここでプロペラ１０７は、ナセル本体の中に収容され、且つ入れ子状に重なってもよい。後方に延びる航空機本体１０１はまた、高くなった後部安定板１０４に取り付けられる。後部安定板は、自身に取り付けられた後部モータ１０５を有する。幾つかの態様において、後部モータはまた、正面ハブ、又はスピナーを有してもよいが、これら正面ハブ又はスピナーは、例示を目的としているため、幾つかの図から省略される。
【００１４】
図３における上面図で見られるように、翼１０２、１０３は、部分的に前進型である。本発明の実施形態による空中乗物は、部分的に又は全体的に前進翼を含んでもよいが、前進翼では、翼長方向に分布した質量が前縁の前方に位置する。前進翼設計で通常見られる発散的空力弾性ねじれは、翼の前方で片持ち梁支持された質量の存在によって、実質的に低減されるが、これによって、反対のトルクを作り出す。図２及び図３で見られるように、翼回転翼アセンブリ１０６は、翼前縁の前方に搭載され、且つ更に、その場合、翼の中立軸の前方にある。
【００１５】
図５から図７は、回転翼の推力が上方に向けられるような、垂直離着陸形態における空中乗物１００を示す。翼１０２、１０３は、旋回軸１０８の周りで、本体１０１に対して回転している。幾つかの実施形態において、翼は、乗物本体１０１全体をまたぐ構造によって、互いに固定される。図７の側面図で見られるように、翼回転翼１０７は、翼が回転することによって、垂直離陸ために自身の推力方向を向け直しているのに対して、後部回転翼１０５は、後部安定板１０４に対して回転することによって、自身の推力方向を向け直している。旋回軸として上で参照されてはいるが、空中乗物本体に対する翼の取り付けは、翼及び回転翼アセンブリの質量を前方位置に維持するのに適合した連結部を使用してもよい。
【００１６】
図２１から図２８は、後部回転翼の形態を示す。収容された前進飛行形態から、間に入る様々な位置はもちろんのこと、展開された垂直離陸位置までの後部回転翼の展開は、後部安定板に対して回転翼を回転させる展開機構を使用することによって達成してもよい。図２２は、後部回転翼ユニット１０５の、収容された前進飛行形態を示す。後部ナセル部分１１５は、幾つかの実施形態において、後部安定板に強固に搭載してもよい。スピナー１１４及びモータカバー１１３は、ナセルの前面部分のために空気力学的表面を提供する。プロペラ１１１はスピナー１１４を貫通して延びる。完全に展開された位置では、図２３において、及び図２８の部分正面図において見られるように、モータ１１０、モータカバー１１３、スピナー１１４、及びプロペラ１１１は、垂直推力を提供するように適合した位置まで回転している。統合接続部の翼端に近い側にある電気モータ／プロペラの組み合わせによって、モータにプロペラを強固に搭載することが可能となり、このことは、プロペラが、後部ナセル部分に対して様々な姿勢を通して移動する場合でさえも維持される。そのような形態によって、モータからの回転動力は、ジンバルに入れる必要がない、又は別な方法で、回転接続部をまたいで伝達する必要がない。
【００１７】
図２４から図２７は、後部ナセルに対する、また更には空中乗物の後部尾部構造に対するモータ及びプロペラの、一連の位置を示している。後部回転翼ユニットの統合部分は、その展開を開始するため、図２５で見ることができるように、連結部は、先ず統合部分を前方に展開し、これに対して、単一旋回ポイントの周りでは単に旋回する。マルチバー連結部によって、この複雑な展開に対して、単一のアクチュエータを使用することが可能になる。図２６は、後部回転翼ユニットを示すが、ここで後部回転翼は後部ナセルの頂部上方に立ち上り、且つ図２７に見られるように、完全な展開を達成する。マルチバー連結部によって、モータ、プロペラ、及びスピナーを含む統合部分の移動は、完全展開の位置ではほぼ水平となる。回転翼の推力方向は、完全に展開された位置では垂直であるため、マルチバー連結部の展開に動力供給するアクチュエータは、回転翼の推力を相殺する、又は打ち消すことを要求されない。
【００１８】
図９は、翼及び後部回転翼の様々な位置を示すが、これらは、離陸モードから前進飛行モードまでの移行の間に、又は前進飛行モードから垂直離着陸モードまでの移行の間に見られるであろう。垂直離陸の後、回転翼は、垂直推力を提供する形態から、水平に向けて回転する位置まで移行する。空中乗物の前進速度は増加するため、翼は揚力を発生し始め、その結果、高度を維持するのに、それほど大きな垂直推力は必要とされない。十分な前進速度のため、揚力は翼によって維持され、且つ前進飛行に必要とされる推力は、より少ない回転翼によって提供することが可能である。幾つかの態様において、翼は垂直離陸形態のために高く持ち上げられるが、これは、翼が展開に達する際に、翼旋回軸を前方にスライドさせるのに適合した連結部を使用することによる。このことは、ＶＯＴＬモードと前進飛行モードとの間の重力位置の中心における、より好ましい妥協を可能にするが、この妥協は、翼に搭載された回転翼アセンブリを、ＶＴＯＬ形態において更に前方に位置させることによって可能となる。
【００１９】
図１０から図１３は、本発明の幾つかの実施形態による、空中乗物１００の前進飛行形態を示す。翼に搭載された回転翼１０６のプロペラ羽根は、ナセルに沿う凹部内に収容され、且つ入れ子状に重ねられる。前進飛行は、垂直離陸に要求されるよりも著しく小さな推力を要求するので、個々のモータ及び回転翼の多くは、前進飛行の間、非活性化してもよい。抗力を減少させるために、羽根は、収容される位置の中に折り返してもよい。更に抗力を減少させるために、折り返された羽根が、凹部の中で入れ子状に重なるべく適合するように、ナセルは凹部を有してもよく、これによって、前進飛行の間、非常に低い抗力のナセルを作り出す。後部回転翼１０５は、この前進飛行形態の間、前進推力を提供するために使用してもよい。
【００２０】
図１４は、収容される羽根セットの一セットの正面図を示し、ここで羽根は、完全に展開された形態から完全に収容された形態まで、収容される。羽根は、ナセルに沿う凹部の中で入れ子状に重なり、その結果、収容された羽根セットは、単純なナセルの有効濡れ面積を与える。図１５は、幾つかの実施形態による、翼に搭載された回転翼ユニットを示し、ここで回転翼は、完全に展開された形態から完全に収容された形態まで、収容される。注目すべきは回転翼アセンブリであり、これは、電気モータ、羽根セット、及びスピナーを備えてもよく、且つ、例えば、図３８で見られるように、それ自体が全体として展開してもよい。幾つかの態様において、回転翼アセンブリの展開は、図３８の連結部２０９のような連結部を利用するが、この連結部は、回転翼を垂直位置まで展開し、その一方で、同時に回転翼を前方に押し、且つナセルの残り本体から押し遣る。ナセルの残り本体から押し遣ることは、関連する回転翼の吹き下ろしからの、翼における下向き荷重を減少させる。
【００２１】
図１６から図２０は、翼に搭載された回転翼１０６の羽根１０７が、収容された位置に折り畳まれる際の、一連の位置を示す。図１６は、完全に展開されたプロペラ羽根１０７を示すが、これは、垂直離着陸において、及び水平、前進飛行への移行の間に使用されるであろう。このように、続く図は、収容された位置まで折り畳まれる羽根１０７を示す。図２０で見られるように、羽根１０７は、ナセルにおける凹部１１６内に適合し、これによって、低い抗力の形態１１７をもたらす結果となる。
【００２２】
第１実施形態の典型的な形態において、空中乗物は、８つの回転翼を有し、且つ９００ｋｇの重量となる。回転翼直径は１．３メートルであり、一回転翼当たりの推力は１１００Ｎである。平均海面での、モータの連続毎分回転数は１５７０ｒｐｍであり、１９２０ｒｐｍの最大値を有する。翼長は８．５メートルである。バッテリ質量は３２０ｋｇであり、且つ一モータ当たりの質量は２０ｋｇである。巡航速度は３２０ｋｍ／ｈである。一モータ当たりの連続ホバーシャフトパワーは２９ｋＷである。
【００２３】
本発明の第２実施形態において、図２９から図３２における垂直離陸形態で見られるように、空中乗物２００は、垂直離着陸及び前進飛行の両方に適合した、異なるタイプの回転翼を有する前進固定翼２０２、２０３を使用する。航空機本体２０１は、左翼２０２及び右翼２０３を支持する。翼上の、モータ駆動の回転翼アセンブリ２０６、２０７はプロペラを含み、これらのプロペラは、ナセル本体の中に収容され、且つ入れ子状に重なる。後方に延びる航空機本体２０１はまた、高くなった後部安定板２０４に取り付けられる。後部安定板は、自身に取り付けられた後部回転翼アセンブリ２０５、２０８を有する。空中乗物２００は、本体２０１の下の着陸装置はもちろんのこと、２つの並んだ乗客座席を有している状態で見られる。２つの乗客座席が示されてはいるが、本発明の異なる実施形態において、他の人数の乗客を収容してもよい。
【００２４】
図３２の上面図で見られるように、翼２０２、２０３は前進型である。本発明の実施形態による空中乗物は、部分的に又は全体的に前進翼を含んでもよいが、該前進翼では、翼長方向に分布した質量が、前縁の前方に位置する。前進翼設計において通常見られる発散的空力弾性ねじれは、翼の前方で片持ち梁支持された質量の存在によって、実質的に低減されるが、このことは、反対のトルクを作り出す。また図３２の上面図で見られるのは、翼に搭載されたモータ駆動の回転翼ユニットが、自身のナセルに関して、及び自身のナセルから前方に拡張され、その結果、垂直離陸モードにおける空気流は、翼によって実質的に妨げられない、ということである。同様に、後部安定板に搭載されたモータ駆動の回転翼ユニットのプロペラは、自身のナセルに関して、及び自身のナセルから前方に拡張され、その結果、垂直離陸モードにおける空気流は、後部安定板によって実質的に妨げられない。垂直形態において回転翼を拡張するために使用されるかもしれない連結部の図解は、図３８に見られるであろう。
【００２５】
前進翼形態の別の態様は、この別の態様では、別な方法で取り付けられたかもしれない場所のやや後方で、翼２０２、２０３が本体２０１に搭載されることが可能になる、というものである。後方に取り付けることによって、翼を接続する翼桁は、空中乗物本体の内部を乗客座席の後方まで横切ることが可能になる。ＶＴＯＬモードにおいて統合回転翼を有する前進翼の更なる別の態様は、垂直回転翼の前方ジグザグ配列であり、この前方ジグザグ配列は、ある与えられた翼付け根の場所に対して、垂直飛行及び移行飛行における長手方向の操縦権限を改善するが、この改善は、重心についての、これら回転翼のモーメントアームを長くすることによる。これは、ＶＴＯＬモードの間、後部に搭載された回転翼の１つが故障した場合、特に有用である。加えて、この形態によってもたらされる、より多くの長手方向の回転翼分布は、最悪の場合である、単一のモータにおいて、又は回転翼が万一故障した場合に、同程度の垂直飛行を維持するために要求されるモータの最高トルクを減少させ、これによって、モータのサイズを減少させることが可能である。
【００２６】
幾つかの態様において、翼に搭載されたモータの一部分は、前進飛行形態で使用されるように適合してもよく、その一方で、他の翼に搭載された回転翼は、通常の前進飛行の間、完全に収容されるように適合してもよい。空中乗物２００は、右翼２０３上に４つの回転翼、及び左翼２０２上に４つの回転翼を有してもよい。各翼上の回転翼アセンブリの３つは、翼に搭載された回転翼２０６を有してもよく、これらの回転翼２０６は、垂直離着陸のための展開位置に素早く移動し、前進飛行への移行の間は収容された位置に向けて逆に移動し、且つ、その後、前進飛行の間、自身の羽根を収容し、且つ入れ子状に重ねるように適合する。第４回転翼アセンブリ２０７は、以下で説明するように、前進飛行のために使用される、第２セットの羽根を含んでもよい。同様に、各後部安定板２０４は、自身に搭載された２つの回転翼ユニットを有してもよい。これら回転翼の両方は、垂直離着陸モード及び移行モードの間に使用されるように適合するが、しかしこれら回転翼の一方は、前進飛行の間、低い抗力のナセルとして、完全に収容されるように適合する。
【００２７】
翼に搭載された多モードの回転翼ユニット２０７は、前進飛行のための第１セットの羽根２１２、及びＶＴＯＬモード及び移行飛行モードのための第２セットの羽根２１３を使用するように適合する。前進飛行羽根２１２は、ＶＴＯＬ羽根２１３と同軸であってもよく、且つ同じナセルの異なる端部に取り付けてもよい。ＶＴＯＬ羽根が、ＶＴＯＬ飛行モードのための垂直位置と統合される場合、各羽根セットに対して１つという具合に、ナセル内には２つのモータが存在してもよい。同様に、後部に搭載された多モードの回転翼ユニット２１０は、前進飛行のための第１セットの羽根２１１、及びＶＴＯＬモード及び移行飛行モードのための第２セットの羽根を使用するように適合する。前進飛行羽根２１１は、ＶＴＯＬ羽根２１４と同軸であってもよく、且つ同じナセルの異なる端部に取り付けてもよい。ＶＴＯＬ羽根が、ＶＴＯＬ飛行モードのための垂直位置と統合される場合、各羽根セットに対して１つという具合に、ナセル内には２つのモータが存在してもよい。
【００２８】
幾つかの態様において、ＶＴＯＬモード及び移行モードのための推力を提供するために使用される羽根の全ては、前進飛行の間、収容され、且つ異なる羽根が、前進飛行の間、推力を提供するために使用される。幾つかの態様において、ＶＴＯＬモード又は前進飛行モードが使用されるかどうかに依存して、単一モータが、異なる羽根セットに対して動力を提供するために使用される。幾つかの態様において、２つの羽根セットが同軸構成で配置され、その結果、これらの羽根は、例えば、単一のナセルによって支持される。
【００２９】
図３３から図３６は、前進飛行モードにおける空中乗物２００を示し、ここでＶＴＯＬ羽根の全ては収容され、且つ凹部に入れ子状に重ねられており、その結果、ナセルは低い抗力を呈する。前進飛行モードにおいて、翼に搭載された回転翼ユニット２０６、２０７は、ＶＴＯＬ羽根の全てが収容された状態で見られる。同様に、後部に搭載された回転翼ユニット２０５、２０８もまた、自身のＶＴＯＬ羽根を収容している。多モードの後部回転翼アセンブリ２０５の前進飛行羽根セット２１１、及び多モードの翼回転翼アセンブリ２０７の前進飛行羽根セット２１２は、前進飛行の間、推力を提供するために使用される。
【００３０】
図３９及び図４０は、モータ及び回転翼セット２６０を示すが、回転翼セット２６０は、前進飛行モードのための第１セットの羽根２６１、及びＶＴＯＬモード及び移行モードのための第２セットの羽根２６３を使用するように適合しており、両方の羽根セットのための単一モータを共有する同軸構成にある。この例では両方の羽根は、同じ電気モータによって動力供給される。電気モータは、方向性クラッチに適合してもよく、その結果、モータが第１方向に回転する場合、前進飛行羽根２６１は係合し、且つＶＴＯＬ羽根２６３はアイドリング状態にある。前進飛行の間、ＶＴＯＬ羽根２６４は収容され、且つ凹部２６４の中で入れ子状に重なってもよい。ＶＴＯＬモード及び移行モードの間、モータは第２方向に回転してもよく、その結果、ＶＴＯＬ羽根２６４は係合しており、且つ前進飛行羽根２６１は係合が解かれている。ＶＴＯＬモードにおいて、モータ及び回転翼アセンブリは統合してもよく、その結果、回転翼及びモータは、位置決め機構の翼端に近い側で、両方の羽根セットはもちろんのこと、モータ及びクラッチユニット全体に垂直推力を提供し、そのため、羽根推力に関連する機械的動力が、ジンバル接続部を横断する必要はない。
【００３１】
図４１から図４４は、方向性クラッチ２６６、２６７を有するモータ２６５を示し、ここで方向性クラッチ２６６、２６７は、モータが第１方向に回転する場合、第１セットの羽根に動力供給し、且つモータが第２方向に回転する場合、第２セットの羽根に動力供給するように適合する。幾つかの態様において、ＶＴＯＬ羽根セット及び前進飛行羽根セットは、これら両方が同じ方向に推力を提供するように、異なる方向に向けてもよい。ただし、ここで、モータが第１方向に回転する場合には、１つのセットが係合しており、且つモータが第２方向に回転する場合には、第２セットが係合していることが前提である。
【００３２】
本発明の第３実施形態において、図４５から図４８の垂直離陸形態において見られるように、空中乗物３００は、垂直離着陸及び前進飛行の両方に適合する、異なったタイプのモータを有する前進翼３０２、３０３を使用する。航空機本体３０１は、左翼３０２及び右翼３０３を支持する。翼上の、モータ駆動の回転翼アセンブリ３０６、３０７はプロペラを含み、該プロペラはナセル本体の中に収容され、且つ入れ子状に重なってもよい。航空機本体３０１は後方に延び、且つまた、高くなった後部安定板３０４に取り付けられる。後部安定板は、自身に取り付けられた後部回転翼アセンブリ３０５、３０８を有する。空中乗物３００は、本体３０１の下の着陸装置はもちろんのこと、並んだ２つの乗客座席に適合する。
【００３３】
翼に搭載された回転翼ユニット３０６、３０７は、離着陸モードの間、垂直推力を提供するように適合する。内側回転翼ユニット３０６は、図３８に見られるような連結部を用いて、ＶＴＯＬ形態まで展開するように適合する。内側回転翼ユニット３０６の羽根は、前進飛行形態にある場合、羽根がナセルの凹部の中に入れ子状に重なる状態で収容されるように適合する。翼先端の回転翼ユニット３０７は、翼に対して回転するように適合し、その結果、ＶＴＯＬ形態又は前進飛行形態にあろうとなかろうと、ナセルはその形状を維持する。ＶＴＯＬ羽根３１３は、ＶＴＯＬモード及び移行モードのために使用され、且つ前進飛行羽根３１２は、前進飛行のために使用され、そこではＶＴＯＬ羽根は収容され、且つ入れ子状に重ねられる。自身の形状を維持するナセルは、羽根セットのいずれかに動力供給するために、単一モータの使用を可能にする。モータは方向性クラッチを使用してもよく、その結果、モータ方向は、羽根セットのどちらに動力供給されるかを決定する。
【００３４】
同様に、内側尾部回転翼ユニット３０８の羽根は、前進飛行形態にある場合、収容されるように適合し、そこでは羽根は、ナセルの凹部に入れ子状に重ねられる。後部先端回転翼ユニット３０５は、翼に対して回転するように適合し、その結果、ＶＴＯＬ形態又は前進飛行形態にあろうとなかろうと、ナセルはその形状を維持する。ＶＴＯＬ羽根３１４は、ＶＴＯＬモード及び移行モードのために使用され、且つ前進飛行羽根３１１は、前進飛行のために使用され、そこではＶＴＯＬ羽根は収容され、且つ入れ子状に重ねられる。
【００３５】
第３実施形態の典型的な形態において、空中乗物は１２個の回転翼を有し、且つ９００ｋｇの重量となる。回転翼直径は１．１メートルであり、一回転翼当たりの推力は７３６Ｎである。平均海面での、モータの連続毎分回転数は１８５０ｒｐｍであり、２２７０ｒｐｍの最大値を有する。翼長は８．９メートルである。バッテリ質量は３２０ｋｇであり、且つ一モータ当たりの質量は９ｋｇである。巡航速度は３２０ｋｍ／ｈである。一モータ当たりの連続ホバーシャフトパワーは１９ｋＷである。
【００３６】
図４９から図５２は、離陸形態にある空中乗物４００の第４実施形態を示す。垂直離陸形態に展開された回転翼アセンブリに関して、箱型設計が見られる。
【００３７】
図５３から図５６は、前進飛行形態にある空中乗物４００の第４実施形態を示す。図から分かるように、回転翼アセンブリは回転して、前進飛行形態となる。回転翼アセンブリの羽根の幾つかは、この前進飛行モードでの抗力を低減するために、収容されている。
【００３８】
幾つかの態様において、本発明の実施形態による空中乗物は、垂直形態に展開した回転翼アセンブリからの垂直推力によって、地面から離陸する。空中乗物が高度を得るにつれて、回転翼アセンブリは、前進加速を始めるために、前方に傾き始めてもよい。空中乗物が前進速度を得るにつれて、翼の上方の空気流は揚力に帰着し、その結果、垂直推力を使用して高度を維持するために、回転翼は不必要となる。一旦、空中乗物が十分な前進速度に達すると、離陸の間に垂直推力を提供するために使用された羽根の幾つか又は全ては、ナセルに沿って収容しもよい。ナセルが支持する回転翼アセンブリは、凹部を有してもよく、その結果、羽根はナセルの中に入れ子状に重なってもよく、これによって、係合が解かれた回転翼アセンブリの抗力を大幅に減少させる。
【００３９】
上記の説明から明らかなように、本明細書で与えられた説明から、多種多様な実施形態が構成されるかもしれず、且つ当業者にとっては、付加的な利点及び変更例が容易に生じるであろう。本発明は、そのより広い態様において、それ故に、図示され且つ説明された特定の詳細及び例証的実施例に限定されない。従って、そのような詳細からの逸脱がなされてもよいが、それは、出願人の一般的な発明の精神及び範囲から逸脱することなく、という条件付きである。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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【図１６】
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【図１７】
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【図１８】
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【図１９】
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【図２０】
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【図２１】
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【図２２】
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【図２３】
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【図２４】
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【図２５】
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【図２６】
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【図２７】
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【図２８】
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【図２９】
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【図３０】
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【図３１】
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【図３２】
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【図３３】
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【図３４】
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【図３５】
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【図３６】
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【図３７】
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【図３８】
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【図３９】
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【図４０】
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【図４１】
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【図４２】
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【図４３】
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【図４４】
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【図４５】
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【図４６】
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【図４７】
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【図４８】
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【図４９】
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【図５０】
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【図５１】
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【図５２】
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【図５３】
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【図５４】
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【図５５】
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【図５６】
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