(57)【要約】【課題】複数の適用分野で幅広い使用の柔軟性を可能にするような構成を持っている航空機を提供する。【解決手段】胴体12と、胴体12の上に位置したディスク形状の主翼16と、胴体12と交差して、航空機10を制御するための可動部を備えている第二の翼18と、を備える。【選択図】図１
2006224957.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
胴体(12)と、
胴体(12)の上に位置したディスク形状の主翼(16)と、
胴体(12)と交差して、航空機(10)を制御するための可動部を備えている第二の翼(18)と、
を備えることを特徴とするコンパクトな寸法の航空機。
【請求項２】
胴体(12)の前部に固定された取付部と、航空機(10)の制御用の可動部と、を各々備える一対の前方水平面(20)をさらに備えることを特徴とする、請求項１記載の航空機。
【請求項３】
胴体(12)の後部に固定されているとともに、方向舵の機能を有する垂直面(23)による主翼(16)に接続された一対の後方水平面(22)をさらに備えることを特徴とする、請求項１乃至２のいずれかの一つに記載の航空機。
【請求項４】
第二の翼(18)の端に配置された一対の小翼(24)をさらに備えることを特徴とする、請求項１乃至３のいずれかの一つに記載の航空機。
【請求項５】
胴体(12)の後ろに配置されたプロペラ(26)を有する主推進システムを備えることを特徴とする、請求項１乃至４のいずれかの一つに記載の航空機。
【請求項６】
前方着陸装置(28)及び一対の後方着陸装置(30)を備えることを特徴とする、請求項１乃至５のいずれかの一つに記載の航空機。
【請求項７】
主翼(16)の前縁のプロファイル及び／又は第二の翼(18)の前縁のプロファイルは、気流を局所的により乱流にするために少なくとも二つの不連続部分(16a)を平面的に有することを特徴とする、請求項１乃至６のいずれかの一つに記載の航空機。
【請求項８】
後方水平面(22)及び後方垂直面(23)の両方は、対称な翼を持っていることを特徴とする、請求項３記載の航空機。
【請求項９】
二つの後方水平面(22)は揚力を生成するような迎え角を持っていることを特徴とする、請求項３又は８に記載の航空機。
【請求項１０】
主推進システムはプロペラ(26)を駆動するための内燃機関システムを備えることを特徴とする、請求項５記載の航空機。
【請求項１１】
プロペラ(26)は堅固なハウジング構造体内にあることを特徴とする、請求項５記載の航空機。
【請求項１２】
地面に垂直な方向に航空機を推進するための第二の推進システムをさらに備えて、前記第二の推進システムは、第二の翼(18)の下面に配置されているとともに、マイクロジェットの形で主エンジンから来る排気ガスを噴出するように構成されたノズル(32)のマトリックスを含んでいることを特徴とする、請求項１０記載の航空機。
【請求項１３】
第二の推進システムは従来の飛行中に航空機姿勢安定化システムとして機能するように構成されていることを特徴とする、請求項１２記載の航空機。
【請求項１４】
航空機が三つの異なった離陸モード、すなわち、主推進システムだけが用いられる従来の第一の離陸モードと、主推進システム及び第二の推進システムの両方が用いられる第二の(短距離離着陸)離陸モードと、第二の推進システムだけが用いられる第三の(垂直離着陸)離陸モードと、を行なうことができるように、主プロペラ推進システム及び第二のノズル推進システムは、選択的に制御可能であることを特徴とする、請求項１２記載の航空機。
【請求項１５】
第二の推進システムは、航空機(10)が所定高さで浮遊することを可能にするように構成されていることを特徴とする、請求項１２記載の航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、従来の短距離離着陸(短距離の離着陸)モード又は垂直離着陸(垂直の離着陸)モードで離陸することのできる、一人の輸送を意図したコンパクトな寸法の航空機に関する。
【発明の開示】
【０００２】
本発明の目的は、複数の適用分野で幅広い使用の柔軟性を可能にするような構成を持っている、上記タイプの航空機を提供することである。
【０００３】
本発明によれば、当該目的及び他の目的は、添付した請求項１で規定された特徴を有する航空機によって達成される。本発明のさらに有利な特徴は従属クレームで明示される。
【０００４】
要約すると、本発明は、胴体と、胴体の上に配置された実質的にディスク形状をした主翼と、胴体と交差して、航空機の制御用の可動部を備えている第二の翼と、を備えるコンパクトな寸法の航空機を備えたアイデアに基づく。ディスク形状の上方翼(主翼)と下方翼(第二の翼)との配置によって、航空機は、低い速度飛行を可能にする十分な翼領域（wing area）を持っている。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００５】
本発明のさらなる特徴及び利点は、添付した図面を参照して、単なる非制限的な実施例として提供された次の詳細な説明から、明白になるであろう。
【０００６】
本発明の第一の実施態様に係る航空機は、図１乃至５で10として示されており、「カナード（canard）」タイプの一般的な構成を持っており、以下のものを基本的にを備えている。すなわち、
パイロットを収容することができるように寸法構成されたコックピット14を形成する胴体12と、
胴体12の上に配置された実質的にディスク形状をした主翼16と、
胴体12と交差して、航空機10を制御するためにそれ自身知られている可動部を備えている第二の翼18と、
胴体12の前部に固定された取付部と、航空機10の制御用の可動部とを各々備える一対の前方水平面20と、
胴体12の後部に固定され、方向舵（rudder）の役割をする垂直面23によって主翼16に接続された一対の後方水平面22と、
ヨー（yaw）面において航空機10を安定させるために、第二の翼18の端に配置された「小翼（winglet）」として一般に知られている一対の垂直安定板（stabiliser）面24と、
胴体12の後部に位置して、推進型（pusher）プロペラ26を備える推進システムと、
固定又は格納式の前方着陸装置（landing gear）28と、
２輪を持った固定又は格納式の後方着陸装置30又は各々が一つの車輪を持った一対の後方着陸装置と、
航空機10の姿勢及びコースを制御及び修正するために、胴体12の前部に配置された一つ以上の慣性の（inertial）プラットフォームと、
を備える。
【０００７】
上で述べたように、航空機10の胴体12は、本発明の第一実施態様によれば、後部ユニットを支持する（carry）ために後方へ延在するのではなく推進型プロペラ26を持った推進装置を受け入れるために、後部が切り詰められる（truncated）という点で、従来の構成と異なった「カナード（canard）」タイプの構成を持っている。垂直尾翼の機能は、主翼16に後面22のうちの一つを接続する二つの方向舵23によって行なわれるが、水平尾翼の機能は、この場合、胴体12の前部に固定された対の前面20によって行なわれる。
【０００８】
知られているように、「カナード（canard）」構成の主な利点は、それが恐らく航行不能に（stall）ならないということである。前面20は、主翼16の前に失速状態（stall condition）に達するように設計されている。このように、前面20が臨界角(あるいは失速角度)に達するときに、主翼16はまだそれが揚力を生成する状態である。したがって、航空機は、その前面で沈もう（sink）とする傾向があり、正常な飛行姿勢に戻る。したがって、「カナード（canard）」構成のおかげで、航空機10は容易に水平飛行を回復することができる。
【０００９】
「カナード（canard）」構成の他の長所は、推進型プロペラ26が胴体12の後ろに位置するので、コックピット14のパイロットが最適の視界を楽しむことができるということである。
【００１０】
さらに、同じ加えられた（applied）力及び積載量に対して、「カナード（canard）」航空機の性能（performance）は、必然の低燃料消費及び低運転費で、大多数の従来の航空機のそれより優れている。
【００１１】
胴体12の形態は、航空機の全体的効率を改善するような方法で、空気抵抗を最小限にし、かつプロペラ26(コアンダ効果)の方に気流を運ぶように設計されている。また、それはパイロットを中心に（around）人間工学で開発されている。
【００１２】
上で述べたように、主翼16は、航空機の安定性を増加させるために胴体12の上に配置されており、航空機を安定化して、制御可能にするために実質的にディスク形状をしている。翼16のエアロフォイル（aerofoil）は、航空機の全ての揚力を増加させるために非対称であってもよいし(例えばE421)、又は対称であってもよい(例えばNACA0012)。
【００１３】
図６において、翼のアスペクト比λ(すなわち翼スパンLの二乗と翼領域Sとの間の比率)の二つの異なった値に対する翼の迎え角αの変化で、ディスク形状翼の揚力係数C1が、どのように変化するかを示すグラフが提供される。半径rの完全な円形の場合には、以下の関係がある。
2006224957.tif 000003
【００１４】
図６から、λ=1.27に対して、約45度の迎え角まで揚力係数C1が増加することは理解されるであろう。その後に、それは、急激に落ちる(失速する（stall）)。他方、λ=1に対して、揚力係数C1は約30度の迎え角まで増加する。したがって、従来の翼が約18乃至20度の失速（stall）角度に対して、約45度の迎え角まで気流の連続性を保証するので、ディスク形状は、航空機の失速（stall）の危険を減らすことを可能にする。
【００１５】
図３の平面図に特に見ることができるように、主翼16の前縁（leading edge）のプロファイルは、二つの不連続部分16aを持っている。それは翼のパフォーマンスを改善するために流れを局所的により乱流に（turbulent）する。
【００１６】
第二の翼18は、胴体12と交差して、好ましくは、主翼16のそれと同一の翼を利用する。主翼16に関しては、第二の翼18の前縁のプロファイルも、二つの不連続部分18a(図２Aにその一つだけを示している)を持っている。それは、翼の空気力学の効率を増加させる機能を持っている。
【００１７】
上で述べたように、第二の翼18の端部には、地面に平行な面に航空機10を安定させる機能を持った二つの垂直の安定化面24又は「小翼」がある。実際、二つの小翼24は、例えば側方の突風によってもたらされた、地面に平行な面で航空機10の回転(片揺れ移動)に抗する。そして、正常な飛行姿勢に航空機を維持する。
【００１８】
航空機10の前部には、胴体12から水平に延在して、取付部と可動部を各々含んでいる二つの前面20が配置されている。二つの面20は、第二の翼18の可動部と協働して、航空機10の回転、空中浮上及び急降下行動（dive manoeuvre）を制御する機能を持っている。
【００１９】
航空機10の後部には、胴体12に固定されて、主翼16の支持体としても方向舵としても機能する垂直面23によって主翼16に接続された二つの後部表面22が配置されている。後方水平面22及び後方垂直面23の両方は、対称な翼(例えばNACA0012)を持っている。さらに、二つの水平面22は、揚力を生成するような迎え角を持っている。
【００２０】
航空機10の推進装置は、推進型プロペラ26を駆動する主エンジン(不図示)を備える。主エンジンは、好ましくは、バルブの多重ジェット式噴射及びアクティブな制御を備えた共通のレール・ディーゼル機関である。ディーゼル機関は、燃料(灯油)のその大きな出力密度及び大きなエネルギー密度のために、オットー（Otto）サイクル・エンジンより望ましい。上で述べたように、プロペラ26は、胴体12の後部に位置して、推進プロペラ（pusher）タイプである。不図示の構造上の変形例では、プロペラ26は堅固なハウジング構造体の中にある。ダクトプロペラの選択は、動作雑音を小さくすることを可能にし、さらにより大きな保護を保証する。
【００２１】
航空機10が垂直離着陸モード（それは地面と平行な方向の推進を可能にする）で動作することを可能にするために、上に述べた主エンジンに加えて、地面に垂直な方向の推進を可能にする第二の推進システムもある。この第二の推進システムは、図２A及び5に示されるように、第二の翼18の前縁の下部に配置されたノズル32のマトリックスを備える。そのノズルから、主エンジンから来る排気ガスはマイクロジェットの形で放出される。第二の推進システムは、姿勢での小さな矯正を制御するように意図されて、従来の飛行中に航空機の姿勢を安定させるためのシステムとして機能するように構成される。このように、第二の翼18、及び前面20の可動要素(フラップ)は、重要な矯正行動（manoeuvre）のためにだけ利用される。
【００２２】
第二の推進システムを構成するノズルのマトリックスの供給は、好ましくは、以下の要素(それ自身知られており、図示されていない)を備える共通のレール射出方式によって起こる。すなわち、
共通のレール(すなわち燃料及び高圧燃焼サポータを集めるためのマニホールド)であって、その内部に円筒空胴を形成する非常に細長い平行六面体（parallelepiped）の形をしており、動作の間に高圧に耐える鋼で作られている共通のレールと、
それぞれのタンクから燃焼サポータ及び燃料を取り出し、所定の圧力(射出圧と等しい)で共通のレールにそれらを提供する燃料ポンプと、
目標値に圧力を調節するために燃料ポンプの配送（delivery）ラインから燃料を放出する（tap）ために配置された２方式のソレノイドバルブと、
燃料ポンプの配送ラインからの燃焼サポータを放出するために配置された同様の２方式のソレノイドバルブと、
共通レール上で据え付けられた圧力センサであって、圧力制御のために閉ループ電子制御システムにフィードバック信号として出力信号が送出される圧力センサと、
を備える。
【００２３】
ノズル32は、それぞれの電磁気のソレノイド・アクチュエーターの制御下で共通のレールから供給される。共通のレールは、同時に過渡現象の間に圧力均等化の遅れを回避するために、アクチュエーターの周期的な開口により圧力振動を鈍らせて（damp）、共通のレールができるだけ迅速に満たされなければならないスタートフェーズでの問題を満たす機能を持っている。
【００２４】
ノズル32のマトリックスを提供するために利用された共通のレール射出方式は、推進システムの運転状態の関数として、注入された燃料及び燃焼サポータの量及び射出圧を電子的に調節することを可能にする。特に、共通のレール射出方式の主な長所は、射出圧、及び推進システムの動作を最適化するために主噴射パラメーターを電子的に制御する可能性の管理の高い柔軟性である。
【００２５】
主プロペラ推進システム及び第二のノズル推進システムを用いることによって、離陸距離の機能として航空機の高度をプロットする図８のグラフに図示された三つの異なった離陸モードを達成することができる。
【００２６】
従来型の第一の離陸モードは、航空機の後部に位置した主推進システムだけを用いる。航空機が飛行を維持することができるように所与の最低速度に達しなければならないので、従来のモードは最長の離陸距離を必要とするものである。
【００２７】
第二の離陸モードは、短距離離着陸（ＳＴＯＬ）モードである。それは、主後部推進システム、及び、第二の翼18の下に位置したノズル32のマトリックスを備える第二の推進システムの両方を用いる。図７のグラフにおいて、短距離離着陸モードにおける離陸の場合での航空機の速度における変化で、主後部推進システム、及び、図１の航空機の第二の翼18の下に位置したノズル32のマトリックスを備える第二の推進システムによって提供される垂直の推進力が、どのように変化するかが示されている。ノズルのマトリックスによって生成された垂直推進力が、航空機の前進速度によって生成された低い垂直推進力を補足するので、この離陸モードは1番目より短距離を必要とする。明らかに、ノズルのマトリックスによって提供される垂直の推進力が多ければ多いほど、離陸距離がより短くなる。
【００２８】
第三の離陸モードは、垂直離着陸モード（ＶＴＯＬ）である。それは第二の推進システムだけを用いる。このモードによれば、離陸の初期段階はもっぱら垂直である。その後に、図６に示されるように、主推進システムも介在する。
【００２９】
本発明に係る航空機は、二つのオペレーティング・モード、すなわち、主後部推進システムを利用する従来の航空機として振る舞う第一のオペレーティング・モードと、ノズルのマトリックスの利用により、所定高さで航空機が浮遊することができる、第二のオペレーティング・モードと、を持っている。
【００３０】
航空機は、航空機の姿勢及びコースを制御し修正し(主推進システム及び第二の推進システム、及び操縦翼面の制御による)、航空機にインストールされたセンサを管理し(例えば、ジャイロスコープ、加速度計、MEMS技術が形成された磁気センサ及びGPSレシーバーによって構成された慣性航法センサ等)、地面にデータを伝える機能を持った電子制御システムで、それ自身既知の方法で提供される。電子制御システムの一例は、図９に示される。
【００３１】
好ましくは、航空機は、低重量で高剛性の革新的な材料で、特に炭素繊維に基づいた複合材料で造られる。移動可能な操縦翼面(フラップ)を動かすためのシステムは、従来のタイプの材料で、又はアクティブな材料(「スマートな材料」)で形成することができる。これらの後者は、もし電気、熱、磁気などの信号で外部から刺激されれば、それらの機械的特性を変更することができる材料である。フラップを動かすためのシステムを作るために利用することができるアクティブな材料の例は、セラミック及び圧電性ポリマー、磁気抵抗（magnetoresistive）材料、形状記憶材料、電気活性な（electroactive）ポリマー及び磁性流体である。
【００３２】
航空機の空気力学の特徴は、例えば以下のとおりである。
2006224957.tif 000004
【００３３】
翼領域の計算において、それらが水平飛行(従来のオペレーティング・モード)の間に航空機の支持に寄与しないので、前方の「カナード」面20は考慮されていない。航空機の傾斜がこれらの前面も揚力を生成することを含んでいるので、他方ではこれらの表面は離陸の間に(しかし垂直離着陸モードではない)重要になる。翼の揚力を増加させて、かつ航空機が比較的短距離で離陸することを可能にするために、離陸の間に、フラップは、好ましくは、下方に60度まで傾けられる。
【００３４】
本発明に係るコンパクトな寸法の航空機の第二の実施態様は、図１０乃至１３に図示される。図において、図１乃至５のそれと同一又は対応した部分及び要素は、同じ参照符号で示されている。
【００３５】
本発明の第二の実施態様は、「カナード（canard）」構成ではなく従来の構成を持っていることだけが第一に実施態様と実質的に異なっている。したがって、この場合、航空機10は、以下のものを基本的に備える。
パイロットを収容することができるように寸法構成されたコックピット14を形成する胴体12と、
胴体12の上に位置したディスク形状の主翼16と、
胴体12と交差して、航空機10の制御のためにそれ自身知られている可動部を備えている、第二の翼18と、
取付部と可動部とを各々含み、胴体12の前部に固定されて、航空機10を制御する機能を持っている一対の前方水平面20と、
方向舵の機能を持った一対の垂直面23の上端に固定された後方水平面22を備える後部ユニットであって、前記垂直面が胴体12の後部から後方に延在する各縦方向の突出部34によって支持されている後部ユニットと、
胴体12の後部に位置して、推進型プロペラ26を備える推進システムと、
を備える。
【００３６】
主翼及び第二の翼、着陸装置、推進システム、及び姿勢及びコースのコントロールシステムに関する限り、すべては、第一の実施態様に関して図示されているままである。
【００３７】
前の説明を考慮して理解されるように、本発明に係る航空機は、広い範囲の使用の可能性に向いている。航空機は、主として、道路輸送の古典的手段の代わりに、戸別の輸送において適用がある。それに関して、移動時間及び燃料消費の低減という長所を持つ。航空機は、ヘリコプターの代わりに、グラウンドの広い面積一帯に肥料又は除草剤を散布するために農業で利用することもできる。
【００３８】
当然に、実施態様及び構造の細部の本発明の原理は、単なる非制限的な例として説明され図示されたものに関して、幅広く変更することができる。
【図面の簡単な説明】
【００３９】
【図１】本発明に係る航空機の好ましい第一の実施態様の斜視図である。
【図２】図１の航空機の斜視図である。
【図２Ａ】図２の細部Aの拡大図である。
【図３】図１の航空機の上面図である。
【図４】図１の航空機の側面図である。
【図５】図１の航空機の後面図である。
【図６】アスペクト比の二つの異なった値を持ったディスク形状の翼の揚力係数が、翼の迎え角の変化でどのように変わるかを示すグラフである。
【図７】短距離離着陸モードにおける離陸の場合の航空機の速度の変化で、図１の航空機の第二の翼の下に配置されたマイクロジェットの後部モータ及びマトリックスによって提供される垂直の推進力（thrust）がどのように変化するか示すグラフである。
【図８】本発明に係る航空機で達成することができる異なった離陸モードを図示するグラフである。
【図９】本発明に係る航空機の姿勢及びコースを制御するための電子制御システムの構造を模式的に示する図である。
【図１０】本発明に係る航空機の異なる実施態様の斜視図である。
【図１１】図１0の航空機に上面図である。
【図１２】図１0の航空機の側面図である。
【図１３】図１0の航空機の正面図である。
【符号の説明】
【００４０】
１０  航空機
１２  胴体
１４  コックピット
１６  主翼
１８  第二の翼
２２  後方水平面
２３  後方垂直面
２４  小翼
２６  推進型プロペラ
３２  ノズル
【図１】
2006224957.tif 000005
【図２】
2006224957.tif 000006
【図２Ａ】
2006224957.tif 000007
【図３】
2006224957.tif 000008
【図４】
2006224957.tif 000009
【図５】
2006224957.tif 000010
【図６】
2006224957.tif 000011
【図７】
2006224957.tif 000012
【図８】
2006224957.tif 000013
【図９】
2006224957.tif 000014
【図１０】
2006224957.tif 000015
【図１１】
2006224957.tif 000016
【図１２】
2006224957.tif 000017
【図１３】
2006224957.tif 000018