(57)【要約】  分散された電気推進システムを有するハイブリッド推進式航空機が説明される。分散された電気推進システムが、ギヤボックスを通じて１以上の発電機を駆動するターボシャフトエンジンを含む。発電機は、（各々が電動モータによって駆動される）複数のダクトファンにAC電力を供給する。ダクトファンは、ハイブリッド推進式航空機の翼に統合され得る。翼は、胴体と旋回可能に取り付けられ、それによって、垂直離着陸を可能にする。ハイブリッド推進式航空機の設計は、垂直飛行から水平飛行へ移行する間に従来遭遇した望ましくないトランジェント挙動を軽減する。更に、ハイブリッド推進式航空機は、移行へクライム又はダイブする必要なしに、速い、一定の高度での移行を提供する。他のVTOL航空機と比較してホバリングと前方飛行の両方において高められた効率も提供し、従来の回転翼飛行機よりも速い前方最大速度も提供する。【選択図】図１ａ
2019501830.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
ハイブリッド推進式垂直離着陸（VTOL）航空輸送体であって、
胴体、
電力を生成するための１以上の発電機と動作可能に連結されたエンジンであって、前記エンジンと前記１以上の発電機が前記胴体内に位置付けられている、エンジン、
第１の総計の推力を集合的に生成するための第１の複数の統合されたダクトファンを有する第１の翼の組であって、前記第１の複数の統合されたダクトファンの各々が前記１以上の発電機のうちの少なくとも１つに動作可能に接続された電動ファンモータによって駆動される、第１の翼の組、及び
第２の総計の推力を集合的に生成するための第２の複数の統合されたダクトファンを有するカナード翼の組であって、前記第２の複数の統合されたダクトファンの各々が前記１以上の発電機のうちの少なくとも１つに動作可能に接続された電動ファンモータによって駆動される、カナード翼の組を備え、
前記ハイブリッド推進式VTOL航空輸送体が、ホバリングモードと水平飛行モードにおいて動作可能であり、
前記カナード翼の組と前記第１の翼の組の各々が、前記ホバリングモードにおける垂直翼構成と前記水平飛行モードにおける水平翼構成との間で移行するように構成されている、ハイブリッド推進式VTOL航空輸送体。
【請求項２】
前記カナード翼の組と前記第１の翼の組の各々が、前記胴体と旋回可能に取り付けられている、請求項１に記載のハイブリッド推進式VTOL航空輸送体。
【請求項３】
前記第１の翼の組と前記カナード翼の組のうちの少なくとも一方が、下反角である、請求項１に記載のハイブリッド推進式VTOL航空輸送体。
【請求項４】
前記第１の複数の統合されたダクトファンと前記第２の複数の統合されたダクトファンの各々が、独立して制御可能な調整可能な推力ノズルを備える、請求項１に記載のハイブリッド推進式VTOL航空輸送体。
【請求項５】
前記第１の複数の統合されたダクトファンと前記第２の複数の統合されたダクトファンの各々が、前記第１の翼の組又は前記カナード翼の組の翼長に沿って均等に分散されている、請求項１に記載のハイブリッド推進式VTOL航空輸送体。
【請求項６】
前記１以上の発電機が、第１の発電機を含み、前記第１の発電機が、（１）各々が前記胴体の両側に位置付けられている、前記第１の複数の統合されたダクトファンのうちの２つ、及び（２）各々が前記胴体の両側に位置付けられている、前記第２の複数の統合されたダクトファンのうちの２つ、に動作可能に接続されている、請求項１に記載のハイブリッド推進式VTOL航空輸送体。
【請求項７】
前記１以上の発電機が、前記第１の発電機と第２の発電機を含み、前記第２の発電機が、（１）各々が前記胴体の両側に位置付けられている、前記第１の複数の統合されたダクトファンのうちの２つ、及び（２）各々が前記胴体の両側に位置付けられている、前記第２の複数の統合されたダクトファンのうちの２つ、に動作可能に接続されている、請求項６に記載のハイブリッド推進式VTOL航空輸送体。
【請求項８】
前記１以上の発電機が、前記第１の発電機、前記第２の発電機、及び第３の発電機を含み、前記第３の発電機が、（１）各々が前記胴体の両側に位置付けられている、前記第１の複数の統合されたダクトファンのうちの２つ、及び（２）各々が前記胴体の両側に位置付けられている、前記第２の複数の統合されたダクトファンのうちの２つ、に動作可能に接続されている、請求項７に記載のハイブリッド推進式VTOL航空輸送体。
【請求項９】
ギヤボックスを更に備え、前記エンジンと前記１以上の発電機の各々とが、駆動シャフトと干渉することなしに前記ギヤボックスと動作可能に連結されている、請求項１に記載のハイブリッド推進式VTOL航空輸送体。
【請求項１０】
前記第１の複数の統合されたダクトファンと前記第２の複数の統合されたダクトファンの各々が、内部に位置付けられた推力アセンブリを有するダクトチャンバを備え、前記ダクトチャンバが、上側前縁であって、前記上側前縁を通って前記ダクトチャンバの中へ至る気流をガイドする１以上の気流スロットを有する、上側前縁を有する、請求項１に記載のハイブリッド推進式VTOL航空輸送体。
【請求項１１】
各推力アセンブリが、（１）複数のファンブレードを有するファン、及び（２）前記複数のファンブレードの各々のピッチを調整するように構成されたピッチ制御機構を備える、請求項１０に記載のハイブリッド推進式VTOL航空輸送体。
【請求項１２】
前記複数のファンブレードの各々がピッチアームを備え、各ピッチアームが移動ピッチコーンと連結され、前記移動ピッチコーンが、前記ファンの回転によって規定される平面に対して垂直に横方向に移動し、それによって、各ピッチアームを作動させるように構成されている、請求項１１に記載のハイブリッド推進式VTOL航空輸送体。
【請求項１３】
トルク検出技術を使用して又は電圧信号と電流信号の位相若しくは波形のうちの少なくとも一方を比較することによって、第１の統合されたダクトファンの第１の電動ファンモータが、第２の統合されたダクトファンの第２の電動ファンモータとの同期から外れているか否かを検出する、飛行制御ユニットを更に備える、請求項１に記載のハイブリッド推進式VTOL航空輸送体。
【請求項１４】
前記第１の複数の統合されたダクトファン又は前記第２の複数の統合されたダクトファンのうちの少なくとも一方の動作パラメータに関する直結フィードバックを、前記１以上の発電機の１以上に動作可能に接続された発電機コントローラへ提供する、飛行制御ユニットを更に備える、請求項１に記載のハイブリッド推進式VTOL航空輸送体。
【請求項１５】
各電動ファンモータが、前記ホバリングモードと前記水平飛行モードとの間の移行中に一定のモータ速度で動作する、請求項１に記載のハイブリッド推進式VTOL航空輸送体。
【請求項１６】
各電動ファンモータと前記１以上の発電機の各々とが、前記ホバリングモードと前記水平飛行モードとの間の移行中に一定の分当たりの回転数（RPM）で動作する、請求項１に記載のハイブリッド推進式VTOL航空輸送体。
【請求項１７】
各電動ファンモータが、前記ホバリングモードと前記水平飛行モードとの間の移行中に一定の周波数で動作する、請求項１に記載のハイブリッド推進式VTOL航空輸送体。
【請求項１８】
前記１以上の発電機によって生成された前記電力が、前記電力を変換又は反転することなしに、前記第１の複数の統合されたダクトファンと前記第２の複数の統合されたダクトファンに供給される、請求項１に記載のハイブリッド推進式VTOL航空輸送体。
【請求項１９】
前記１以上の発電機によって生成された前記電力が、ノイズを除去するためにフィルタリングされ、リッツ線又は変動する直径を有する金属管を介して、前記第１の複数の統合されたダクトファンと前記第２の複数の統合されたダクトファンに供給される、請求項１に記載のハイブリッド推進式VTOL航空輸送体。
【請求項２０】
前記第１の複数の統合されたダクトファンの１以上が、隣接する統合されたダクトファンに着脱可能に連結されるように構成されたダクトファンモジュールであるように、前記第１の翼の組がモジュール式である、請求項１に記載のハイブリッド推進式VTOL航空輸送体。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
政府の利益の陳述
本発明は、国防総省国防高等研究事業局（DARPA）によって授与された契約番号第HR0011-14-C-0014号の下で政府の支援を受けて行われた。政府は、本発明において一定の権利を有する。
【０００２】
関連出願の相互参照
本出願は、2016年1月15日に出願された「Hybrid Propulsion Vertical Take-Off and Landing Aircraft」と題された米国仮特許出願番号第62 / 279,380号の35 USC§119（e）に基づく利益を主張し、その内容は、 参照により本明細書に組み込まれる。
【０００３】
本発明は、垂直離着陸航空機の分野に関し、特に、ハイブリッド推進式航空機に関し、更に特に、翼が傾く構成を有するハイブリッド推進式航空機に関する。垂直離着陸航空機は、有人又は無人であり得る。
【背景技術】
【０００４】
狭い空間から展開可能な垂直離着陸（「VTOL」）輸送体が長く必要とされてきた。実際、複雑な又は重い地上の支持装備を必要とすることなく垂直に発進し正常な状態に戻ることができる輸送体、特に、無人航空輸送体（「UAV」）は、多くの状況に適している。UAVを組織的に展開する能力は、特に、滑走路が利用不可能であるか又はアクセス不可能である状況において魅力的である。しかし、最近まで、飛行のホバリングフェーズを組み込むことに関連する効率の損失、垂直飛行（例えば、ホバリング）から水平飛行（例えば、前方への飛行、又は巡航）への移行に関連する複雑さ、及び地上業務員を露出した高速ローターに晒すことを低減させ又は避ける必要が、効率的なVTOLのUAVを開発する試みを妨げてきた。
【０００５】
しかし、近年では、VTOL航空機及びVTOLのUAVの全体的な効率を高める進歩が実現されてきた。例えば、Robert Parksに共有された米国特許番号第7,857,254号は、一次的に電動ファンエンジンの形態にあり、二次的に内燃エンジンの形態にある、要求される離陸出力を蓄えた、短距離／垂直離着陸航空機を開示する。同様に、James Donald Paduanoらに共有された米国特許公開番号第2015/0021430号は、狭い空間から発進され得る、耐久性がある高アスペクト比のVTOLのUAVを開示する。
【０００６】
しかし、前述のことにも関わらず、翼が傾く構成を採用し得るハイブリッド推進式航空機などの、更に改良されたVTOLが必要とされている。本明細書で開示されるハイブリッド推進式航空機は、民間の用途のみならず、地上ベースのオペレーション、船上のオペレーション、短距離又は長距離の展開を必要とするオペレーションのために使用され得る。
【発明の概要】
【０００７】
本発明は、ハイブリッド推進式航空機を対象とし、更に特に、翼が傾く構成を有するハイブリッド推進式航空機を対象とする。垂直離着陸機は、有人又は無人であり得る。
【０００８】
第１の一態様によれば、ハイブリッド推進式垂直離着陸（VTOL）航空輸送体が、胴体、複数の発電機と動作可能に連結されたターボシャフトエンジンなどのエンジンであって、エンジンと複数の発電機が胴体内に位置付けられている、エンジン、第１の複数の統合されたダクトファンを備えた第１の翼の組であって、前記第１の複数の統合されたダクトファンの各々が前記複数の発電機のうちの少なくとも１つと動作可能に接続されている、第１の翼の組、及び第２の複数の統合されたダクトファンを備えたカナード翼の組であって、前記第２の複数の統合されたダクトファンの各々が前記複数の発電機のうちの少なくとも１つと動作可能に接続されている、カナード翼の組を備え、第１の翼の組又はカナード翼の組が胴体と旋回可能に取り付けられている。
【０００９】
第２の一態様によれば、ハイブリッド推進式垂直離着陸（VTOL）航空輸送体が、胴体、電力を生成するための１以上の発電機と動作可能に連結されたエンジンであって、エンジンと１以上の発電機が胴体内に位置付けられている、エンジン、第１の総計の推力を集合的に生成するための第１の複数の統合されたダクトファンを有する第１の翼の組であって、前記第１の複数の統合されたダクトファンの各々が前記１以上の発電機のうちの少なくとも１つに動作可能に接続された電動ファンモータによって駆動される、第１の翼の組、及び第２の総計の推力を集合的に生成するための第２の複数の統合されたダクトファンを有するカナード翼の組であって、前記第２の複数の統合されたダクトファンの各々が前記１以上の発電機のうちの少なくとも１つに動作可能に接続された電動ファンモータによって駆動される、カナード翼の組を備え、ハイブリッド推進式VTOL航空輸送体は、ホバリングモードと水平飛行モードにおいて動作可能であり、カナード翼の組と第１の翼の組の各々は、ホバリングモードにおける垂直翼構成と水平飛行モードにおける水平翼構成との間で移行するように構成されている。
【００１０】
特定の態様では、カナード翼の組と第１の翼の組が、胴体と旋回可能に取り付けられている。
【００１１】
特定の態様では、前記カナード翼の組と第１の翼の組が、揚力と推進力の両方を提供する。
【００１２】
特定の態様では、第１の翼の組とカナード翼の組のうちの少なくとも一方が下反角である。
【００１３】
特定の態様では、前記第１又は第２の複数の統合されたダクトファンの１以上が、独立して制御可能であり得る調整可能な推力ノズルを備えている。
【００１４】
特定の態様では、前記第１の複数の統合されたダクトファンと前記第２の複数の統合されたダクトファンの各々が、独立して制御可能であり得る調整可能な推力ノズルを備えている。
【００１５】
特定の態様では、前記第１の複数の統合されたダクトファンと前記第２の複数の統合されたダクトファンの各々が、第１の翼の組の翼長に沿って均等に分散されている。
【００１６】
特定の態様では、第１の複数の統合されたダクトファンが、第１の翼の組の翼長に沿って均等に分散されている。
【００１７】
特定の態様では、第２の複数の統合されたダクトファンが、カナード翼の組の翼長に沿って均等に分散されている。
【００１８】
特定の態様では、１以上の発電機が、以下のものに動作可能に接続された第１の発電機を含む。すなわち、（１）各々が胴体の両側に位置付けられている、前記第１の複数の統合されたダクトファンのうちの２つ、及び（２）各々が胴体の両側に位置付けられている、前記第２の複数の統合されたダクトファンのうちの２つである。
【００１９】
特定の態様では、１以上の発電機が、第１の発電機と第２の発電機を含み、第２の発電機が以下のものに動作可能に接続されている。すなわち、（１）各々が胴体の両側に位置付けられている、前記第１の複数の統合されたダクトファンのうちの２つ、及び（２）各々が胴体の両側に位置付けられている、前記第２の複数の統合されたダクトファンのうちの２つである。
【００２０】
特定の態様では、１以上の発電機が、第１の発電機、第２の発電機、及び第３の発電機を含み、第３の発電機が以下のものに動作可能に接続されている。すなわち、（１）各々が胴体の両側に位置付けられている、前記第１の複数の統合されたダクトファンのうちの２つ、及び（２）各々が胴体の両側に位置付けられている、前記第２の複数の統合されたダクトファンのうちの２つである。
【００２１】
特定の態様では、ハイブリッド推進式VTOL航空輸送体が、ギヤボックスを更に備え、前記エンジンと前記１以上の発電機の各々とが、駆動シャフトと干渉することなしにギヤボックスと動作可能に連結されている。
【００２２】
特定の態様では、前記第１と第２の複数の統合されたダクトファンの各々が、内部に位置付けられた推力アセンブリを有するダクトチャンバを備え、ダクトチャンバが、上側前縁を通ってダクトチャンバの中へ至る気流をガイドする１以上の気流スロットを有する上側前縁を有する。
【００２３】
特定の態様では、ダクトチャンバの直径に対する長さの比が、１．５と２．５の間である。
【００２４】
特定の態様では、前記第１と第２の複数の統合されたダクトファンの各々が、（１）複数のファンブレードを有するファン、及び（２）前記複数のファンブレードの各々のピッチを調整するように構成されたピッチ制御機構を備えている。
【００２５】
特定の態様では、前記第１と第２の複数の統合されたダクトファンの少なくとも一方が、（１）複数のファンブレードを有するファン、及び（２）前記複数のファンブレードの各々のピッチを調整するように構成されたピッチ制御機構を備えている。
【００２６】
特定の態様では、前記複数のファンブレードの各々がピッチアームを備え、各ピッチアームは移動ピッチコーンと連結され、移動ピッチコーンは、ファンの回転によって規定される平面に対して垂直に横方向に移動し、それによって、各ピッチアームを作動させるように構成されている。
【００２７】
特定の態様では、ハイブリッド推進式VTOL航空輸送体が、トルク検出技術を使用して又は電圧信号と電流信号の位相若しくは波形のうちの少なくとも一方を比較することによって、第１の統合されたダクトファンの第１の電動ファンモータが、第２の統合されたダクトファンの第２の電動ファンモータとの同期から外れているか否かを検出する、飛行制御ユニットを更に備えている。例えば、ダクトファンのモータが他のファンモータ及び／又は発電機との同期から外れることを妨げる、同期モニタリングシステムが設けられ得る。
【００２８】
特定の態様では、ハイブリッド推進式VTOL航空輸送体が、前記第１の複数の統合されたダクトファン又は前記第２の複数の統合されたダクトファンのうちの少なくとも一方の動作パラメータに関するフィードバックを、前記１以上の発電機の１以上に動作可能に接続されている発電機コントローラへ提供する、飛行制御ユニットを更に備えている。
【００２９】
特定の態様では、各電動ファンモータが、前記ホバリングモードと前記水平飛行モードとの間の移行中に一定のモータ速度で動作する。
【００３０】
特定の態様では、各電動ファンモータ及び／又は１以上の発電機の各々が、前記ホバリングモードと前記水平飛行モードとの間の移行中に一定の分当たりの回転数（RPM）で動作する。
【００３１】
特定の態様では、各電動ファンモータが、前記ホバリングモードと前記水平飛行モードとの間の移行中に一定の周波数で動作する。
【００３２】
特定の態様では、前記１以上の発電機によって生成される電力が、前記電力を変換又は反転することなしに、第１の複数の統合されたダクトファンと第２の複数の統合されたダクトファンに供給される。例えば、１以上の発電機からの電圧レベル及び／又は電力レベルは、同じレベルで維持され得る。
【００３３】
特定の態様では、前記１以上の発電機によって生成される電力が、ノイズを除去するためにフィルタリングされ、リッツ線又は変動する直径を有する金属管を介して、第１の複数の統合されたダクトファンと第２の複数の統合されたダクトファンに供給される。
【００３４】
特定の態様では、第１の翼の組がモジュール式である。それによって、第１の複数の統合されたダクトファンの１以上が、隣接する統合されたダクトファンに着脱可能に連結されるように構成されたダクトファンモジュールである。例えば、ダクトファンモジュールは、分離器プレートにおいて隣接する統合されたダクトファンと着脱可能に連結され得る。
【００３５】
本発明のこれらの及び他の利点は、以下の詳細な説明及び添付の図面を参照することによって確実に理解されることとなる。
【図面の簡単な説明】
【００３６】
【図１ａ】例示的なハイブリッド推進式航空機の前面図を示す。
【図１ｂ】図１ａのハイブリッド推進式航空機の側面図を示す。
【図１ｃ】図１ａのハイブリッド推進式航空機の上面図を示す。
【図１ｄ】図１ａのハイブリッド推進式航空機の後面等角図を示す。
【図１ｅ】図１ａのハイブリッド推進式航空機の前面等角図を示す。
【図１ｆ】本体パネル部分が省略されたハイブリッド推進式航空機の側面図を示す。
【図１ｇ】本体パネル部分が省略されたハイブリッド推進式航空機の側面図を示す。
【図２】より少ないカナードダクトファンを採用する、第２の例示的なハイブリッド推進式航空機を示す。
【図３ａ】ダクトファン配置の前面等角図を示す。
【図３ｂ】ダクトファン配置の後面等角図を示す。
【図３ｃ】スロットドアが開位置にあるダクトファン配置を示す。
【図３ｄ】スロットドアが開位置にあるダクトファン配置を示す。
【図３ｅ】スロットドアが閉位置にあるダクトファン配置を示す。
【図３ｆ】スロットドアが閉位置にあるダクトファン配置を示す。
【図４ａ】ダクトファンの側面断面図を示す。
【図４ｂ】ダクトファンの上面断面図を示す。
【図４ｃ】ハイブリッド推進式航空機の前面等角図を示す。
【図５ａ】ピッチ制御機構を有する例示的な推力アセンブリを示す。
【図５ｂ】ピッチ制御機構を有する例示的な推力アセンブリを示す。
【図５ｃ】ピッチ制御機構を有する例示的な推力アセンブリを示す。
【図６ａ】第１の翼の例示的な構造的レイアウトを示す。
【図６ｂ】第１の翼の例示的な構造的レイアウトを示す。
【図６ｃ】第１の翼の例示的な構造的レイアウトを示す。
【図７】カナード翼の例示的な構造的レイアウトを示す。
【図８】第１の翼の例示的な旋回構成を示す。
【図９ａ】カナード翼の例示的な旋回構成を示す。
【図９ｂ】カナード翼の例示的な旋回構成を示す。
【図１０ａ】例示的なギヤボックスの前面等角図を示す。
【図１０ｂ】例示的なギヤボックスの前面等角図を示す。
【図１１】分散された推進配置におけるファンモータの電気マッピング図を示す。
【図１２】飛行制御ユニットを有する同期モニタリングシステムを示す。
【発明を実施するための形態】
【００３７】
本発明の好適な実施形態が、添付の図面を参照しながら以下で説明されることとなる。以下の説明では、よく知られている機能又は構造は詳細に説明されない。何故ならば、それらは、本発明を不必要な詳細において曖昧にし得るからである。本開示に対して、以下の用語と定義が適用される。
【００３８】
本明細書で使用される際に、「回路」及び「電気回路」という用語は、物理的構成要素（すなわち、ハードウェア）、並びに、ハードウェアを構成し、ハードウェアによって実行され、且つ／又はさもなければハードウェアに関連し得る、任意のソフトウェア及び／又はファームウェア（「コード」）を指す。本明細書で使用される際に、例えば、特定のプロセッサ及びメモリは、コードの１以上のラインの第１の組を実行するときに第１の「回路」を備え、コードの１以上のラインの第２の組を実行するときに第２の「回路」を備え得る。本明細書で使用される際に、「及び／又は」は、「及び／又は」によって接合されるリスト内のアイテムの任意の１以上を意味する。一実施例として、「ｘ及び／又はｙ」は、３つの要素の組｛（ｘ）、（ｙ）、（ｘ、ｙ）｝のうちの任意の要素を意味する。言い換えると、「ｘ及び／又はｙ」は、「ｘとｙのうちの一方又は両方」を意味する。別の一実施例として、「ｘ、ｙ、及び／又はｚ」は、７つの要素の組｛（ｘ）、（ｙ）、（ｚ）、（ｘ、ｙ）、（ｘ、ｚ）、（ｙ、ｚ）、（ｘ、ｙ、ｚ）｝のうちの任意の要素を意味する。言い換えると、「ｘ、ｙ、及び／又はｙ」は、「ｘ、ｙ、及びｚの１以上」を意味する。
【００３９】
本明細書で使用される際に、「例示的な」という用語は、非限定的な実施例、事例、又は例示として働くことを意味する。本明細書で使用される際に、「例えば（e.g.）」及び「例えば（for example）」という用語は、１以上の非限定的な実施例、事例、又は例示のリストを強調している。本明細書で使用される際に、（例えば、オペレータが構成可能な設定、工場での調整などによって）機能の実行が不可能であるか又は可能でないか否かに関わりなく、回路が機能を実行するために必要なハードウェア及び（もし必要ならば）コードを備えるときはいつでも、回路は、機能を実行するために「動作可能」である。本明細書で使用される際に、「約」及び「近似的に」という用語は、値（又は値の範囲）を修正又は説明するために使用されるときに、その値又は値の範囲に適切に近いことを意味する。したがって、本明細書で説明される実施形態は、挙げられた値及び値の範囲にのみ限定されるのではなく、むしろ適切に働き得る偏差を含むべきである。
【００４０】
本明細書で使用される際に、「航空輸送体」及び「航空機」という用語は、伝統的な航空機及びVTOL航空機を含む飛行が可能な機械を指すが、それらに限定されるものではない。VTOL航空機は、固定翼航空機（例えば、ハリアージェット）、回転翼飛行機（例えば、ヘリコプター）、及び／又はローターが傾く／翼が傾く航空機の全てを含み得る。
【００４１】
本明細書で使用される際に、「通信する」及び「通信している」という用語は、（１）ソースから目的地へデータを送信する又はさもなければ搬送すること、及び／又は（２）目的地に搬送されるべきデータを、通信媒体、システム、チャネル、ネットワーク、デバイス、ワイヤー、ケーブル、ファイバー、回路、及び／又はリンクに送達することを指す。本明細書で使用される際に「データベース」という用語は、データ又はデータの組織化された本体が表現されるやり方に関わりなく、関連するデータの組織化された本体を意味する。例えば、関連するデータの組織化された本体は、表、マップ、グリッド、パケット、データグラム、フレーム、ファイル、Ｅメール、メッセージ、文書、レポート、リスト、又は任意の他の形態で表されるデータの１以上の形態を採り得る。
【００４２】
本明細書で使用される際に、「複合材料」という用語は、付加物質（additive material）及び基質物質（matrix material）を備えた材料を指す。例えば、複合材料は、繊維状の付加物質（例えば、繊維ガラス、ガラス繊維（「GF」）、炭素繊維（「CF」）、アラミド／パラアラミド合成繊維、FMLなど）、並びに基質物質（例えば、非限定的に、プラスチック樹脂、ポリエステル樹脂、ポリカーボネート樹脂、注型用樹脂、ポリマー樹脂、熱可塑性物質、アクリル樹脂、化学樹脂、及び乾燥樹脂を含む、エポキシ、ポリイミド、アルミニウム、チタニウム、及びアルミナ）を備え得る。更に、複合材料は、基質物質内に埋め込まれた特異性繊維を備え得る。一方、ハイブリッド複合材料は、何らかの補材（例えば、２以上の繊維材料）を原繊維／エポキシマトリックスに付加することで実現され得る。
【００４３】
特に水平飛行において高められた操縦性と機敏性を有するハイブリッド推進式航空機１００が、本明細書で開示される。それは、ヘリコプターに類似するロール及びピッチ速度を示した。ハイブリッド推進式航空機１００は、複数の独立して制御可能な交流（AC）モータ駆動ダクトファンを使用して推進力を生成するという点においてハイブリッド電動式である。ファンは、１以上のタービン駆動発電機、例えば、本明細書で示されているように３つの発電機からAC電力を受け付ける。ダクトファンからの推力は、（例えば、ピッチ制御機構５２０を介した）可変ピッチファンを使用して、独立して制御され得る。一方、電動モータは、電動モータに接続された発電機と同じ速度でそれらの発電機と同期して回転する。ハイブリッド推進式航空機１００は、ダクトファンの各々によって生成される推力を方向付け且つ制御するための傾く翼及び調整可能な推力ノズルを更に採用し得る。
【００４４】
ハイブリッド推進式航空機１００の設計は、多くの点で有利である。第１に、それは、垂直離着陸を可能にする一方で、垂直飛行（すなわち、ホバリング）から水平飛行への移行の間に望ましくないトランジェント挙動を軽減する。すなわち、ハイブリッド推進式航空機１００は、速い、一定の高度での移行を提供する。それは、ハイブリッド推進式航空機１００が、移行するためにクライム又はドライブすることを必要としない。第２に、その航空機は、移行中の任意の不安定な運航又は推力の減少なしに、対気速度範囲の任意のポイントにおいて調整可能である。第３に、ハイブリッド推進式航空機１００は、垂直飛行と水平飛行の両方において高度に効率的である一方で、従来のVTOL航空機は、それらの一方又は他方においてかなり劣る。第４に、ハイブリッド推進式航空機１００は、露出されたローター（例えば、ファンブレード５１２）を採用しない。露出されたローターは、乗客、地上業務員、又は装備の安全性に脅威を与え得る。むしろ、ハイブリッド推進式航空機１００のファンブレード５１２及び推力アセンブリ５００は、例えば、翼構造体又はその部分によって覆われ（シュラウドされ）ている。第５に、ハイブリッド推進式航空機１００の後流は低温であり、航空機の最後尾においてそうである。第６に、ペイロードベイと操縦室は、地上の近くにあり、それによって、高められたアクセス性を提供する。最後に、ハイブリッド推進式航空機１００は、巡航において引き出される推進力が最小であるときに、大きな量のペイロード出力を提供する。すなわち、ハイブリッド電力を使用することによって、垂直飛行中には電力のほとんどが必要とされ得るが、水平飛行中には大量の余剰な電力が利用可能である。例えば、特定の態様では、水平飛行を維持するために水平飛行中に生成される電力の約３５％のみが必要とされ、したがって、電力の残りの６５％は、ペイロード装備に電力供給するなどの飛行とは関係ない電力の要求のために使用可能である。
【００４５】
図１ａから図１ｇは、本発明の一態様による、例示的なハイブリッド推進式航空機１００を示している。図１ａは、ハイブリッド推進式航空機１００の前面図を示し、一方、図１ｂは、ハイブリッド推進式航空機１００の側面図を示している。図１ａは、垂直推力を生成するための垂直翼構成（垂直飛行モード）にあるハイブリッド推進式航空機１００の一側部、及び水平推力を生成するための水平翼構成（水平飛行モード）にあるハイブリッド推進式航空機１００の反対側の一側部を示している。図１ｃは、ハイブリッド推進式航空機１００の上面図を示し、一方、図１ｄ及び図１ｅは、それぞれ、ハイブリッド推進式航空機１００の後面及び前面等角図を示している。最後に、図１ｆ及び図１ｇは、ハイブリッド推進式航空機１００の特定の内部構成要素をより優れて示すために本体パネル部分が省略された、ハイブリッド推進式航空機１００の側面図を示している。
【００４６】
ハイブリッド推進式航空機１００は、概して、無人で完全に自律した（すなわち、遠隔操作のパイロットを必要としない）ものとして説明されるが、有人操縦を可能にするために操縦室が加えられてもよい。同様に、ハイブリッド推進式航空機１００は、人間のオペレータ、コンピュータのオペレータ（例えば、遠隔自動パイロット）、又は基地局によって、無線通信リンクを介して遠隔で制御され得る。ハイブリッド推進式航空機１００は、第１の翼１０４とカナード翼１０６との間に、乗客を運ぶように構成された客室を収容することもできる。
【００４７】
ハイブリッド推進式航空機１００は、約１０から１００フィートの第１の翼長、及び５から５０フィートのカナード翼長を有し得る。胴体の長さは、約１０から７５フィートであり得る。一方、例示的なハイブリッド推進式航空機１００の全体の高さは、５から２０フィートであり得る。ペイロード及び（すなわち、燃料、オイルなどの流体を含む）液体（wet）が積み込まれたときに、ハイブリッド推進式航空機１００は、約３００から１２,０００ポンドの重量を有し得る。当業者のうちの一人が理解するように、ハイブリッド推進式航空機１００は、例えば、飛行目的及び／又は飛行計画に基づく特定目的の達成を容易にするように拡大又は縮小され得る。したがって、所与の航空機のサイズにとって必要な推力を提供するために、個別のダクトファンが、翼に追加され又は翼から除去され得る。代替的に、ダクトファンは、目標の推力を実現するために、サイズにおいて拡大又は縮小され得る。例えば、特定の態様では、推力アセンブリ５００が、素早い取り替え又は急ぎの交換を可能にするためにモジュール式で着脱可能に構成され得る。
【００４８】
ハイブリッド推進式航空機１００は、概して、胴体１０２、２つの第１の翼１０４、２つのカナード翼１０６、及び分散された電動推進システムを備える。電動推進システムは、複数のダクトファン（例えば、第１のダクトファン１０８とカナードダクトファン１１０）を使用して、飛行のために必要な推力を生成する。例えば、図３ａ及び図３ｂで最も優れて示されているように、各翼は、翼又は翼の組の翼長にわたり複数の直接的に隣接する（すなわち、互いに当接する）統合されたダクトファンを伴って配置され得る。ダクトファンの各々は、概して、ダクトチャンバ４１４の範囲内に位置付けられた推力アセンブリ５００を備え、ダクトチャンバ４１４は、下側第１翼３０２及び上側第１翼３０４、並びに第１の翼１０４及びカナード翼１０６のリブによって画定されている。
【００４９】
特定の態様では、翼又は翼の部分が、モジュール式であり得る。その場合、更なるダクトファンモジュールが、素早く追加され、除去され、且つ／又は（例えば、異なる定格のダクトファンによって）取り替えられ得る。例えば、各ダクトファンモジュールは、推力アセンブリ５００及びダクトチャンバ４１４を備え得る。ダクトファンモジュールのダクトチャンバ４１４は、（例えば、分離器プレート４０８において）隣接するダクトファンモジュールのダクトチャンバ４１４と着脱可能に連結するように構成され得る。ダクトファンモジュールの間の電力の移送を容易にするために、電気コネクタが設けられ得る。そのような一実施例では、翼の長さが、採用される幾つかのダクトファンモジュールによってガイドされ得る。
【００５０】
ハイブリッド推進式航空機１００は、着陸装置１１８（例えば、ノーズ端着陸装置及び主要着陸装置）、１以上の燃料タンク１２０、アビオニクスベイ１２２、ペイロードベイ１２４、熱交換器１２６（例えば、ファンを有する空冷オイル冷却器）、エンジン１１２に空気を供給する前方に向いた空気吸入口１２８、エンジン１１２から排気を排出するエンジン１１２の後端に連結された後方に向いたエンジン排気ノズル１１４、並びに電力分配及び同期アビオニクスモジュール１３０を更に含む。排気ノズル１１４は、その長さに沿って一定の面積を有し得る。着陸装置１１８に代えて又は加えて、ハイブリッド推進式航空機１００は、着陸スキッドを採用し得る。
【００５１】
エンジンベイに気候変動対策を提供するために、（例えば、エンジン１１２及び／又は第１の発電機１１６に隣接して）胴体１０２の外板内に１以上のカットアウト又は開口部が設けられ得る。１以上の冷却ファンが、各開口部においてエンジンベイ内に位置付けられ、空気をエンジンベイの中へ引きこみ、それによって、エンジン１１２、第１の発電機１１６、及び／又は他の構成要素を冷却するように構成され得る。エンジン１１２は、点火の際に前記エンジン１１２に開始電流を供給するための１以上の開始バッテリを含み得る。冷却ファンは、エンジンベイを圧縮し、空気が排気系又は胴体内の間隙を通って流れるように強いることもする。着陸装置１１８は、ドアを伴って後退可能であり、それによって、水平飛行中の抵抗を低減させ得る。
【００５２】
胴体１０２及び翼１０４、１０６を含む、ハイブリッド推進式航空機１００の構造体は、とりわけ、グラファイト、繊維ガラス、又はアラミドを含む、複合材料（又はその積層板）、及びハニカムコアサンドウィッチ構造を使用して製造され、金具（例えば、アルミニウム、チタニウム、軽量合金など）を使用して連結され得る。ハイブリッド推進式航空機１００の構造体は、埋め込まれた導体を更に備え得る。導体は、ハイブリッド推進式航空機１００の全体を通して、電力及び／又はデータ信号を伝え得る。例えば、埋め込まれた導体は、「Apparatus and Method for an Aircraft Conductor Sandwich Assembly Embedded to an Aircraft Structure」と題された共有された米国特許番号第8,937,254号によってより詳細に説明されるような、導体サンドウィッチアセンブリとして形成され得る。更に、これらの導体は、熱管理の助けとなり、自由流れ空気を冷却のために使用するように、輸送体の外側モールド線（OML）上に存在し得る。更に、環境制御を必要とし得る様々な構成要素の加熱において助けとなり、且つ／又は、加熱を必要とする表面の近傍に熱生成器の導体を有することによって実現される航空機の構造体に対する除氷又は防氷特性などの更なる利益の提供のために、導体は航空機の構造体の全体を通して配置され得る。
【００５３】
図１ａ及び図１ｃで最も優れて示されているように、第１の翼１０４とカナード翼１０６は、胴体１０２の各サイドに位置付けられている。２つの第１の翼１０４は、第１の翼の組を画定し、２つのカナード翼１０６は、カナード翼の組を画定し、それらは、翼を傾ける機能を提供するために、ハイブリッド推進式航空機１００の機体（例えば、胴体１０２の上側）に旋回可能に取り付けられている。例えば、胴体１０２は、複数のアクチュエータで制御される旋回コネクタ８０２、９０２を備え得る。それらは、飛行コントローラからの信号に応答して第１の翼１０４とカナード翼１０６を選択的に旋回させる。特定の態様では、カナード翼１０６が、使用されていないとき又は前方への飛行中に、胴体１０２の中へ部分的に又は完全に後退し得る。
【００５４】
２つの第１の翼１０４の各々は、好適には、同じ長さであり、それによって、胴体１０２の各サイドにある翼の組に対するバランスを提供する。同様に、２つのカナード翼１０６の各々は、好適には、同じ長さである。第１の翼及び／又はカナード翼の組が、垂直翼構成（例えば、垂直飛行モード）又は（例えば、垂直と水平の間に翼が位置付けられている移行中で）中間まで翼が傾いた構成にあるときに、第１の翼の組とカナード翼の組は、下反角で配置され、それによって、重心の任意の変動を相殺又は緩和し、推力の中心を制御することができる。当業者によって理解されるように、下反角は、上反角の逆であり、すなわち、水平軸に対して翼が下向きの角度を有する。他の態様では、第１の翼１０４及び／又はカナード翼１０６が、斜めに角度を付けられて（canted）いてもよい。
【００５５】
第１の翼の組の２つの第１の翼１０４は、それらが一致して傾き且つ動作するように、互いに対して固定されるように連結され得る。その目的のために、図６ａから図６ｃに関連して説明されるように、２つの第１の翼１０４は、１以上の連続的なスパー及び／又は外板を共有し得る。同様に、２つのカナード翼１０６は、図７に関連して説明されるように、互いに対して固定されるように連結され得る。しかし、特定の態様では、第１の翼１０４及び／又は２つのカナード翼１０６の傾きは、独立して制御され得ることが熟慮されている。すなわち、１つの翼が胴体１０２に対して第１の角度で傾き得る一方で、残りの３つの翼のうちの特定のものは、異なる角度で傾き、それによって、機敏性を高め且つ／又は突風若しくは他の外力に動的に対応し得る。
【００５６】
分散された電気推進システムは、概して、エンジン１１２、ギヤボックス１３２、１以上の第１の発電機１１６、及び複数のダクトファンを備える。前記複数のダクトファンの各々は、電動モータによって駆動される。複数のダクトファンは、第１の翼１０４に位置付けられた複数の第１のダクトファン１０８、及びカナード翼１０６に位置付けられた複数のカナードダクトファン１１０を含み得る。示されているように、エンジン１１２は、ギヤボックス１３２を駆動するように構成され得る。適切なエンジン１１２は、例えば、ターボシャフトタービンエンジンを含む。ターボシャフトエンジンは、ジェット推力よりもむしろ、シャフト出力を生成するように最適化されたガスタービンエンジンを指す。エンジン１１２は、例えば、第１の隔壁１３６に取り付けられ得る一方で、ギヤボックス１３２は、第２の隔壁１３４に取り付けられ得る。
【００５７】
分散された電気推進システムは、全て電動の駆動トレインを使用する。エンジン１１２及び第１の発電機１１６も、局所的に配置され、それによって、それらの間の長い駆動シャフトに対する必要性を取り除き、（効率損失をもたらし得る）第１の発電機１１６と電動モータとの間の任意の駆動シャフトに対する必要性を取り除く。例えば、エンジン１１２と第１の発電機１１６は、ギヤボックス１３２と直接的に連結され得る。更に、第１の発電機１１６とファンモータ５０６は、同期して単一の電圧と周波数で動作するので、電源の電圧を反転若しくは変換し且つ／又は周波数を整流／調節するために、発電機１１６とファンモータ５０６との間で電子機器を使用する必要がない。実際、電子的に効率的な構成要素が使用されるときでさえも、そのような電子機器は電力を消散し得る。例えば、ブラシレスモータコントローラ、整流器、DC-DC変換器などは、必要ではない。それらは、効率的な電子機器であると想定しても、何らかの測定可能な量の電力を消散し得る。しかし、更なるパワーエレクトロニクスが使用されて、調整された電力成分、同期における助け、又は低い電力及び電圧若しくは定格電圧及び電力の何れかにおける他の様々な利益、などの利益をシステムに提供し得る。第１の発電機１１６とファンモータ５０６内の極の数に応じて、第１の発電機１１６とファンモータ５０６は、異なる速度で動作し得るが（一定の電気「ギヤ比」）、ファンモータ５０６は、実質的に一定のRPMで動作する。更に、全て電動の駆動トレインは、１つの周波数で動作し得る。その場合、電磁干渉（「EMI」）を軽減するために、ノイズがフィルタリングアウトされ得る。最後に、電圧は、全て電動の駆動トレインの全体を通して一定の値で維持され、再び、電源をダクトファンのモータ５０６に変換する必要性を取り除き得る。
【００５８】
次に、ギヤボックス１３２は、１以上の第１の発電機１１６（例えば、１から５の発電機、より好適には、３つの発電機）及び／又は１以上の補助電力発電機１００４を含む複数の発電機と連結され得る。補助電力発電機１００４は、搭載された補機又はシステムに電力供給し得る。ギヤボックス１３２は、油圧ポンプ１０１０、オイルポンプ１００８などの他のデバイスを駆動するように更に構成され得る。ハイブリッド推進式航空機１００は、例えば、翼を傾けるアクチュエータ／モータ、（１以上の）主要着陸装置のアクチュエータ、（１以上の）ノーズ着陸装置のアクチュエータ、主要着陸装置のブレーキなど、を制御するための油圧システムを採用し得る。
【００５９】
第１の発電機１１６は、複数のファンモータにAC電力を提供する。各ダクトファンは、ファンモータ５０６を有する推力アセンブリ５００を採用する。ファンモータ５０６は、ハイブリッド推進式航空機１００上の位置及び／又は必要とされる推力に応じて、サイズ及び電力定格が変動し得る。しかし、当業者のうちの一人は、更なる、又はより少ない、第１の発電機１１６が、望ましい出力又は推力に応じて使用され得ることを理解するだろう。望ましい出力又は推力は、とりわけ、ダクトファン（又は内部のモータ）の量及び／又はサイズによって導かれる。
【００６０】
一態様によれば、例えば、ハイブリッド推進式航空機１００は、１０から２４の、より好適には、約１６から２０の第１のダクトファン１０８を採用し、２から１６の、より好適には、６から１２のカナードダクトファン１１０を採用し得る。第１のダクトファン１０８は、ファン直径が約２０から４０インチであり得る。一方、カナードダクトファン１１０は、ファン直径が約１０から３０インチであり得る。第１のダクトファン１０８及びカナードダクトファン１１０は、翼長に沿って均等に間隔を空けられ、（例えば、互いに隣接する）ファンブレード先端の間の名目上の間隙のみを残す。
【００６１】
出力の分散を管理するために、ダクトファンの各々によって分配される推力の量は、飛行制御コンピュータによって実行され得るアルゴリズムに従って、ファンブレードをピッチングすることによって変更され得る。すなわち、（例えば、ピッチ制御機構５２０を介した）可変ピッチファンブレードを通じて、各ダクトファンからの出力は、電動モータを同じ速度で維持すると同時に、独立して制御され得る。したがって、オペレータは、推力を各ダクトファンにおいて個別に調整し、それによって、オペレータが、コンピュータ制御であるか又は人間による制御であるかに関わらず、所与の翼長にわたる揚力の分配を変更することを可能にし得る。言い換えると、ダクトファンは、同じモータ速度で操作され得るが、各ダクトファンからの推力は、モータの速度を変更することなしに、ファンのピッチを変更することによって独立して調整され得る。ノズル（例えば、制御ノズル面積）は、効率及び推力の方向付けのために調整され得る。その目的のために、推力ノズルは、ダクトファンの各々の後ろ（後端）に位置付けられ得る。オペレータが、例えば、各ダクトファンの推力ベクトル又は推力それ自身を個別に調整することを可能にするために、（例えば、ノズルアクチュエータ６２８及び後縁操縦翼面４０６を介して）推力ノズルは調整可能である。DCエレクトロニクスの追加により、ピッチ若しくは固定されたピッチでの速度のみ又はそれらの組み合わせと同様に、ファンのコントローラ速度の追加された有用性を有する、類似の方法が使用され得る。
【００６２】
ハイブリッド推進式航空機１００は、任意の飛行異常（例えば、突風、飛行計画からの逸脱など）を検出し、必要とされる推力又は推力の方向を再配置するように、調整可能なダクトファン及び／又は調整可能な推力ノズルの１以上を調整することによって任意の飛行異常に対抗するために、飛行コントローラと併せて複数のセンサを採用し得る。動作では、垂直、移行、及び水平飛行の運航の全体を通して、オペレータが、翼の各ピース（例えば、ダクトファン）を、その最大性能状態で操作し、したがって、揚力損失を軽減することができる。例えば、飛行異常に遭遇したときに、オペレータは、モータと発電機の同期を維持するために、１以上のファンモータに負荷をかける又はそれらから負荷を取り除くことによって推力を調整し得る。更に、この構成は、ファンモータ５０６が同じ速度で駆動されることを可能にする一方で、オペレータに所与のダクトファンの推力を調整する能力を提供する。実際、オペレータは、ファンモータ速度を変更することなしに揚力の分配を変更するように翼長に沿って推力を調整することができ、それによって、翼が揚力推進手段として動作することを可能にする（すなわち、翼は、揚力と推進力の両方を提供することができる）。図５ａから図５ｃに関して説明されるように、オペレータは、推力を変更するために、ファンブレードピッチを調整することもできる。特に、ファンブレードピッチは、動作の様々なモードの間の全体として、ハイブリッド推進式航空機１００の効率を高めるために調整され得る。例えば、ハイブリッド推進式航空機１００がより少ない出力を必要とする場合の動作のモードにおいて、ファンブレードピッチは、それらが非常に少ない出力を引き出すように平坦なピッチであり得る。結果として、上述したように、ハイブリッド推進式航空機１００は、水平飛行モードなどの、より少ない出力を必要とする動作のモードの間に、余剰の出力を生成し得る。
【００６３】
翼が水平（水平飛行位置）又は上向き（垂直飛行位置）であるかに関わらず、且つ、ペイロードベイ１２４及び／又は燃料タンク１２０が空であるか又は満タンであるかに関わらず、ハイブリッド推進式航空機１００の重心が実質的に一定であり続けるように、ハイブリッド推進式航空機１００の構成要素は、好適に位置付けられる。当業者によって理解され得るように、重心という用語は、概して、ハイブリッド推進式航空機１００が吊り下げられるならば、全ての位置においてバランスがとられ得る位置（ポイント）、すなわち、ハイブリッド推進式航空機１００の全ての方向における仮想バランス位置（ポイント）を指す。重心は、既知の技術を使用して（例えば、コンピュータ援用設計（CAD）ソフトウェアを使用して又は既知の数学の方程式を使用して）決定され得る。
【００６４】
その目的に対して、燃料タンク１２０は、輸送体の重心を維持するために分散され得る。重心は、図１ｆ及び図１ｇにおいてCOGとして識別される。例えば、ハイブリッド推進式航空機１００は、前方燃料タンクと後方燃料タンクを採用し得る。それらの各々は、重力で満たされ得る。重心の調整を容易にするために、２つのタンクの間に移送ポンプが位置付けられ得る。燃料ベイは、密封され得る。任意の跳ね回り及び燃料枯渇問題を軽減するために、燃料タンク１２０内にバッフルが設置され得る。各タンクは、１以上の燃料レベルセンサを採用し得る。例えば、２つの燃料レベルセンサが、冗長性のために（すなわち、１つが故障するか又はさもなければ正常に機能しないとしても）タンクごとに使用され得る。燃料ドレインが、前方タンクの下で、胴体１０２の底に位置付けられ得る。更に、ペイロードベイ１２４は、ハイブリッド推進式航空機１００の重心の近くに位置付けられ、（体積によって）中心線竜骨に沿って２つのベイに分割され得る。特定の態様では、ペイロードベイ１２４は、飛行終端システム及び飛行計測器を収容し得る。
【００６５】
ハイブリッド推進式航空機１００の上側内の開口部は、第１の翼１０４とカナード翼１０６上又は内に取り付けられた構成要素（例えば、ダクトファン、アクチュエータなど）からの導体１３８を受容する。ファンモータ５０６からの導体１３８は、胴体１０２内に位置付けられた（１以上の）第１の発電機１１６と動作可能に接続されている。他の電子機器（例えば、周辺アビオニクス、操縦翼面アクチュエータ、照明器具、センサなど）からの導体１３８は、第１の発電機１１６、補助電力発電機１００４、及び／又は他の搭載型のシステム若しくはデバイスなどの、胴体１０２の範囲内に位置付けられた他のデバイスと動作可能に接続され得る。
【００６６】
ストリームライン化を高め抵抗を低減させるために、着脱可能な上側フェアリング１４０が、開口部、導体１３８、及び他のハーネシング（harnessing）の上方に位置付けられ得る。発電機に又は発電機の近くにある特有の発電機の制御及び同期ハードウェアは、発電機が直接的なライントゥライン方式でモータを駆動する際に、発電機とファンモータとの間の任意の他のパワーエレクトロニクスに対する必要性を取り除く。電力は、より効率的な電力伝達のためのリッツ線及び／又は変動する直径及び材料の金属管を通して導体内に運ばれ得る。それらの各々は、AC電力、特に、より高い周波数に関連付けられた、少なくとも部分的に表皮効果による、損失を低減させる。リッツ線は、一様なパターンに捩じられた又は編み込まれた幾つかの個別に絶縁された磁石線を備える。それによって、各より線は、導体の全体の断面において全ての可能な位置を取る傾向がある。
【００６７】
アビオニクスベイ１２２は、様々なナビゲーション及び飛行制御システムを収容し得る。それらは、様々な航空機の構成要素及び機能を制御する。ナビゲーション及び飛行制御システムは、慣性測定ユニット及び全地球測位システム（「GPS」）受信器に通信可能に接続された慣性航行システム（「INS」）、搭載型データ記憶デバイス（例えば、ハードドライブ、フラッシュメモリなど）、無線通信デバイス、又は実質的に任意の他の望ましいサービスに通信可能に接続され得る。GPSは、INSソリューションを再設定するために使用され得るか又はカルマンフィルタなどの数学アルゴリズムの使用によってINSソリューションとブレンドされ得る、絶対的なドリフトフリーの位置値を与える。アビオニクスベイ１２２は、例えば、データを収集し且つ／又はエリアをモニタするために使用され得る、情報収集、監視、及び偵察（「ISR」）監視ペイロードを収容することもできる。例えば、ハイブリッド推進式航空機１００は、１以上のカメラ、音響デバイス、及び他のセンサ、殊に、大量の電力を必要とするものが装備され得る。ハイブリッド推進式航空機１００によって収集された任意のビデオ又は他のデータは、無線でリアルタイムに地上基地局（ground control station）に通信され得る。ハイブリッド推進式航空機１００は、前記ビデオ及びデータを搭載型データ記憶デバイスに記憶するように更に装備され得る。特定の態様では、目標とされる出力に対する重量の比を実現するために、カナードダクトファン１１０の数が調整され得る。すなわち、ハイブリッド推進式航空機１００の全体重量を低減させるために、カナード翼１０６又は第１の翼１０４内で、より少ないファン及びモータが使用され得る。
【００６８】
図３ａ及び図３ｂは、それぞれ、第１の翼１０４とカナード翼１０６を形成するものなどの、ダクトファンの配置の前面及び後面等角図を示している。示されているように、ダクトチャンバ４１４は、下側第１翼３０２、上側第１翼３０４、及び１以上の分離器プレート４０８によって画定されている。１以上の分離器プレート４０８は、隣接する推力アセンブリ５００の間に位置付けられている。上側及び下側第１翼３０２、３０４の後縁は、推力ノズルを調整するために独立して制御され得る複数の操縦翼面４０６（例えば、エルロン又はエレベータ）を備え得る。例えば、操縦翼面４０６は、特定のダクトファンの推力ノズル面積（すなわち、ノズル面積）を調整するために制御され得る。すなわち、（分離器プレート４０８の範囲内に位置付けられた）ノズルアクチュエータ６２８は、操縦翼面４０６を駆動するように作動され、それによって、ノズル面積と推力ベクトルを調整し得る。
【００６９】
１以上の気流スロット４０２が、上側第１翼３０４の上側前縁４１２に位置付けられ得る。１以上の気流スロット４０２は、ダクトチャンバ４１４の中へ且つ推力アセンブリ５００に向けて気流をガイドする。各気流スロット４０２は、スロットドア４１０を使用して選択的に密封／遮断され得る。図３ｃ及び図３ｄは、開位置にある（すなわち、気流が気流スロット４０２を通ることを可能にする）スロットドア４１０を示しており、一方、図３ｅ及び図３ｆは、閉位置にある（すなわち、気流スロット４０２を通る気流を遮断する）スロットドア４１０を示している。上側前縁内の気流スロット４０２は、垂直飛行モードにあり且つ高い仰角（AoA）におけるダクトチャンバ４１４の内側の流れの付着を維持する。気流スロット４０２を通る（すなわち、入口から出口への）面積を常に低減させることによって、気流スロット４０２の内側の滑らかな流れを保証する。スロットドア４１０は、それらが水平飛行の間に適正に閉じられていることを保証するために、軽くバネ付けられ得る。それによって、流れの制御が必要とされるときに、圧力差がスロットドア４１０を開けるように引き付けることとなる。最後に、下側第１翼３０２の風上の前縁４０４は、比較的厚く、したがって、ホバリング及び移行の性能を高めている。
【００７０】
図４ａ及び図４ｂは、それぞれ、ダクトファンの側面断面図及び上面断面図を示しており、一方、図４ｃは、ハイブリッド推進式航空機１００の前面等角図を示している。示されているように、ダクトチャンバ４１４の直径（Ｄ）に対する長さ（Ｃ）の比は、比較的短い。例えば、その比は、１．５と２．５の間であり、より好適には約２であり得る。輸送体の性能と幾何学的形状は、ファン面積（Afan）に対するノズル面積（Anozzle）の比と円板荷重とによって決定される。例えば、ノズル面積が増加すると、低速／ホバリング及び高速での効率が改善される。例えば、面積比は、ホバリングで増加し、高速前方飛行で減少する。操縦翼面４０６は、高速性能を生み出すための扁平な内面であり、一方、厚い分離器プレート４０８は、剥離なしにより低い面積比の変化を可能にする。分離器プレート４０８は、１以上のコントローラ又はアクチュエータ（例えば、ノズルアクチュエータ６２８）を収容し得るフェアリングによってカバーされたリブを備え得る。
【００７１】
図５ａから図５ｃは、ピッチ制御機構５２０を伴って構成された例示的な推力アセンブリ５００を示している。図５ａは、完全な推力アセンブリ５００の側面図を示している。推力アセンブリ５００は、概して、ナセル５０２、回転ファン５０４、電動ファンモータ５０６、構造ハブ５０８、空気ステータ５１０、及びフェアリングコーン５４０を備える。回転ファン５０４は、複数のファンブレード５１２（例えば、２から１０、より好適には、４から７のファンブレード５１２）を備え、一方、空気ステータ５１０は、複数のステータブレード５１４（例えば、２から６、より好適には、４つのステータブレード５１４）を備える。電動ファンモータ５０６は、（集合的に５０６ａとして特定される）磁石を有するモータ内外鉄（motor inner and outer iron）、及びモータステータ５０６ｂを備える。銅コイルを備えたモータステータ５０６ｂは、静的である（すなわち、回転しない）。図５ｂで示されているように、構造ハブ５０８は、複数のモータ固定スロット５１８を有するように構成されている。複数のモータ固定スロット５１８の各々は、ステータブレード５１４又はその部分を受容するようにサイズ決定され、形作られている。構造ハブ５０８は、モータステータ５０６ｂを、空気ステータ５１０のステータブレード５１４にボルト留めする。
【００７２】
ファンモータ５０６は、ブラシレス直流（「BLDC」）モータであり得る。そのモータは、本開示の構成で効率的であるように示されてきたが、非限定的に、ブラシレス（BL）モータ、電子的に整流されたモータ（ECM又はECモータ）、ブラシレス電子モータ、かご形／誘導／ブラシACモータなどを含む、他の種類のモータが使用され得る。特定の態様では、第１のダクトファン１０８で使用されるファンモータ５０６は、カナードダクトファン１１０で使用されるファンモータ５０６よりも大きい。
【００７３】
図５ｃは、ナセル５０２が取り除かれた推力アセンブリ５００の前面図を示している。ファンブレード５１２は、複数のブレードグリップ５１６及びピッチハウジングを介して、回転ハブと連結されている。ファンブレード５１２のピッチは、ピッチ制御機構５２０を介して、動的に制御され得る。ピッチ制御機構５２０は、ピッチアーム、ピッチリンク、トルクプレート、及び移動ピッチコーンを備え得る。
【００７４】
ピッチアームは、長さ方向にピッチハウジングの各々の中へ延在し、作動されたときに、軸方向の動きを与える。それは、ブレードグリップ５１６とファンブレード５１２が軸方向に回転し、それによって、ピッチを変更することをもたらす。各ピッチアームは、ピッチアームを移動ピッチコーンに連結するピッチリンクによって駆動される。移動ピッチコーンは、ハブに向けて及びハブから離れるように横に移動する（方向Ａ）が、ロータピッチマストを介してハブと共に回転するようにスプラインガイド（spline-guided）されている。言い換えると、移動ピッチコーンは、ファンの回転によって規定される平面（平面ｐ）に対して垂直に横方向に移動するように構成されている。移動ピッチコーンは、例えば、ボールネジで駆動されるスプラインガイドされたピッチ作動ロッドを通じてピッチ制御モータによって横方向に駆動され得る。そのロッドは、回転しないが、回転ロータピッチマストに（方向Ａに）横方向の力を与える。
【００７５】
動作では、ピッチ制御モータのシャフトが回転し、ネジ駆動作動ロッドが選択的に方向Ａに延伸及び後退することをもたらす。作動ロッドは、移動ピッチコーンが、作動ロッドに対応して方向Ａに移動することをもたらす。移動ピッチコーンが移動すると、移動ピッチコーンに連結された複数のピッチリンクも、方向Ａに移動する。ピッチリンクは、ピッチアームにねじり力を与え、ピッチアームが旋回ポイントの周りで軸方向に回転することをもたらす。
【００７６】
飛行制御システムは、ピッチ制御機構５２０を使用して、所与のダクトファンに対するファンブレードピッチを変更し、それによって、ダクトファンの推力を個別に制御する（且つ必要とされるトルクと電流を変更する）ことができる。電流引き込みの増加又は減少を相殺するために、ファンブレードは、それに従ってピッチを変更し、同期を維持するために必要とされるようにモータに負荷を与え又はモータから負荷を取り除くこととなる。それに応じて、エンジン１１２は、スロットルで調整され、又はさもなければ必要とされる更なるトルクを供給する一方で、関連する（１以上の）発電機１１６を用いてRPMを維持する。したがって、ファンモータ５０６がトルクのリミットを超えない限り、ファンモータ５０６は、第１の発電機１１６と同期するように回転することとなる。複数のスピンドルベアリングが、ハブとピッチ作動ロッドの外側ハウジングとの間の接触点の間の摩擦を低減させ得る。同様に、スピンドルベアリングは、各ブレードグリップ５１６とピッチハウジングとの間に提供され、ファンブレード５１２がピッチされる（すなわち、軸方向に回転される）際の摩擦を軽減し得る。
【００７７】
図６ａから図６ｃは、第１の翼１０４の例示的な構造レイアウトを示している。それは、概して、下側第１翼３０２、上側第１翼３０４、及び複数のリブステーション６２６を備える。下側第１翼３０２は、主要構造構成要素として機能する。下側第１翼３０２は、概して、前方スパー６０２、中間スパー６０４、及び下側後方スパー６０６を備える。上側第１翼３０４は、上側前縁支持体６２０、及び上側後方スパー６２２を備える。下側後方スパー６０６と上側後方スパー６２２の第１の機能は、後縁操縦翼面４０６とステータブレード５１４の取り付けを容易にすることである。第１の翼１０４が、調和して動作するように構成されたときに、前方スパー６０２と中間スパー６０４は、中心セクション（すなわち、第１の翼１０４が胴体１０２に旋回可能に連結されるポイント）を通って連続的であり得る。構造外板６１０は、下側第１翼３０２の上側及び下側サイドに設けられ、推力アセンブリ５００の下で連続的に繋がっている。
【００７８】
一態様では、３つのリブが、各リブステーション６２６（例えば、各推力アセンブリ５００の間のエリア）に位置付けられ得る。それは、分離器プレート４０８を画定するために、究極的にはフェアリングでカバーされる。２つのリブが、下側第１翼３０２内に設けられ得る。特に、前方リブ６１４は、前方スパー６０２と中間スパー６０４との間に位置付けられ得る。一方、後方リブ６１６は、中間スパー６０４と下側後方スパー６０６との間に位置付けられる。前方リブ６１４と後方リブ６１６は、構造外板６１０の下に位置付けられてもよい。第３のリブ、上側リブ６１８は、下側第１翼３０２を上側第１翼３０４に連結し得る。一方、そのリブは、隣接する推力アセンブリ５００の間の垂直障壁を画定するように更に構成されている。上側リブ６１８は、推力線と上側エルロンからのモーメントを下側スパーに伝える。上側前縁支持体６２０は、中心セクションを通って連続的であるか又は不連続であるが、翼の歪からの局所的な座屈を妨げるために、各リブステーション６２６において上側リブ６１８にピン留めされる。上側前縁支持体６２０は、入口荷重からフープ部材として負荷をかけられ得る。特定の態様では、上側前縁支持体６２０が、多数のダクトの円弧形状を覆う単一の構成要素として製作され得る。
【００７９】
後縁操縦翼面４０６は、各ダクトファンにおける推力ノズルを調整するために作動され得る。それによって、差動化された且つ／又はベクトル化された推力を通じて、ハイブリッド推進式航空機１００のロール、ヨー、及びピッチを制御する。後縁操縦翼面４０６は、隣接する推力アセンブリ５００の間の各リブステーション６２６において分割されている。リブステーション６２６は、分離器プレート４０８を形成するためにフェアリングでカバーされ、それによって、様々なコントローラ、センサ、導体などを収容する中空空間を提供し得る。後縁操縦翼面４０６は、リブと後方スパーとの交差部分に取り付けられたベアリング及び軸受台の配置を使用して、適所に保持されている。様々な後縁操縦翼面４０６が、トルクチューブ６３０を使用して、共に連動され得る。アクチュエータ６２８は、（例えば、フェアリングによって確定された空間内に隠されている）リブステーション６２６において１以上のリブに連結されている。各アクチュエータ６２８は、所与の操縦翼面４０６のためのトルクチューブ６３０に取り付けられたプッシュアーム６３２に連結されている。したがって、各操縦翼面４０６は、所与のアクチュエータ６２８を選択的に作動させることによって、別個に独立して制御され得る。
【００８０】
図７は、カナード翼１０６の例示的な構造レイアウトを示している。それは、第１の翼１０４と構造的に類似しているが、縮小され、したがって、より少ない構造構成要素を必要とする。下側カナード翼７１０は、主要構造構成要素として機能し、前方チューブスパー７０２と下側後方スパー７０４を備える。上側第カナード翼７１２は、上側前縁支持体７０６、及び上側後方スパー７０８を備える。下側後方スパー７０４と上側後方スパー７０８は、中心セクションを通って不連続であり、後縁操縦翼面４０６とステータブレード５１４の取り付けを容易にしている。上側カナード翼７１２は、翼の歪からの局所的な座屈を妨げるために、各リブステーションにおいてリブにピン留めされている。構造外板は、下側カナード翼７１０の上側及び下側サイドに設けられ、推力アセンブリ５００の下で連続的に繋がっている。カナードリブ７１４は、各リブステーション（例えば、各推力アセンブリ５００の間のエリア）に位置付けられている。カナードリブ７１４は、下側カナード翼７１０を上側カナード翼７１２に連結する。一方、そのリブは、隣接する推力アセンブリ５００の間の垂直障壁を画定するように更に構成されている。カナードリブ７１４は、推力線と上側エルロンからのモーメントを下側スパーに伝える。後縁操縦翼面４０６は、図６ｃで第１の翼１０４に関して説明されたのと実質的に同じやり方で動作する。
【００８１】
図８は、第１の翼１０４を胴体１０２に旋回可能に連結するための例示的な第１の翼旋回構成８００を示している。第１の翼１０４は、アクチュエータで制御され得る複数の旋回コネクタ８０２を使用して、胴体１０２と旋回可能に連結され得る。適切なアクチュエータは、非限定的に、油圧アクチュエータ、電動アクチュエータ、又は油圧で若しくは電気的に駆動される移動ネジジャッキ（translating jackscrew）を含む。示されているように、様々な導体８０４が、第１の翼旋回ポイントに近い中間スパー６０４において第１の翼１０４から出ている。導体８０４は、胴体１０２の表面内の導体開口部を介して、電力分配システムに接続されている。第１の翼の旋回ポイントに導体８０４を位置付けることは、導体の掃引（conductor sweep）を最小化し、それによって、導体８０４に対する損傷のリスクを軽減する。動作では、第１の翼が、１０秒以内でホバリング位置から水平飛行位置へ回転し得る。
【００８２】
図９ａ及び図９ｂは、カナード翼１０６を胴体１０２に旋回可能に連結するための例示的なカナード旋回構成９００を示している。カナード翼１０６は、図８の旋回コネクタ８０２のように、アクチュエータで制御され得る複数の旋回コネクタ９０２を使用して、胴体１０２と旋回可能に連結され得る。例えば、旋回コネクタ９０２は、前方チューブスパー７０２を胴体１０２の機体に取り付ける、軸受台ベアリングフィッティング９１０であり得る。直線的なアクチュエータ機構９１４が、ホーン９１２を介して、カナード翼１０６の前方チューブスパー７０２を回転させる。導体９０４が、サービスループ内に配置され得る。前方チューブスパー７０２が回転すると、サービスループは、直径が縮小及び拡大する。そのようなサービスループは、ケーブリングの緩み又はケーブリングが外れることを妨げると同時に、ねじれを軽減する。例えば、４つの前方サービスループ９０６と５つの後方サービスループ９０８が、前方チューブスパー７０２の各サイドに位置付けられ得る。導体９０４は、ハイブリッド推進式航空機１００の後端に向けて移動し得る。導体９０４は、第１の翼１０４のための導体８０４と共に、単一の導体開口部を通してハイブリッド推進式航空機１００に連結され、それによって、胴体１０２内の開口部の数を最小化し得る。
【００８３】
第１の翼１０４と２つのカナード翼１０６の各々は、（垂直翼構成と水平翼構成との間で）胴体１０２に対してそれら全体が旋回するように示されているが、第１の翼１０４及び／又は２つのカナード翼１０６の一部分のみが、胴体１０２に対して旋回し得ることが熟慮されている。例えば、第１の翼１０４及び／又は２つのカナード翼１０６は、総推力を生成するために複数のダクトファン１０８、１１０をその上に有する、固定された翼部分（例えば、固定された前縁部分）とヒンジされた翼部分（例えば、フラップのようにヒンジが長さ方向に続く旋回する後縁部分）を有するように製作され得る。この実施例では、ヒンジされた翼部分が、ホバリングモードにおける垂直翼構成と水平飛行モードにおける水平翼構成との間で、ダクトファン１０８からの総推力を向けるように、制御され旋回され得る。特定の態様では、複数のダクトファン１０８の各々が、（翼１０４又は他のダクトファン１０８に対する）旋回角度と同様に、推力／速度に関して個別に制御され得る。例えば、複数のダクトファン１０８、１１０の各々が、残りのダクトファン１０８、１１０の１以上から独立して胴体１０２に対して旋回し得る。
【００８４】
図１０ａ及び図１０ｂは、それぞれ、多数の第１の発電機１１６、多数の補助電力発電機１００４、１以上のオイルポンプ１００８、及び１以上の油圧ポンプ１０１０に連結された、ギヤボックス１３２の前面及び後面等角図を示している。動作では、ギヤボックス１３２が、入力駆動シャフト１００２を介して、エンジン１１２から回転入力を受け付ける。ギヤボックス１３２は、複数の第１の発電機１１６、１以上の補助電力発電機１００４、並びに適用可能なときにはオイルポンプ１００８及び油圧ポンプ１０１０に、回転入力を割り当てる。１以上の発電機制御及び同期ユニット（GCSU）１００６が設けられて、３つの第１の発電機の基本的制御、モニタリング、及び保護を提供する一方で、低速でのスタートアップ及び発電機に対するモータの同期も可能にする。他の発電機制御ユニットが、発電機１１６及び２つの補助電力発電機１００４の基本的制御、モニタリング、及び保護を提供する。油圧ポンプ１０１０が使用されて、着陸装置アクチュエータ及びブレーキのみならず、（例えば、第１の翼１０４及びカナード翼１０６のための）翼を傾けるアクチュエータを操作し得る。
【００８５】
図１１は、導体又は発電機１１６の故障イベントにおいて、持続可能で非対称な推力を可能にする、ファンモータ５０６の電気マッピング図１１００を示している。言い換えると、故障許容性は、分散された推進力を通じて出力の再配置を制御することによって実現される。電気マッピング図１１００で示されているように、１８の第１のダクトファン１０８及び６のカナードダクトファン１１０を有する配置では、３つの第１の発電機１１６（すなわち、Ｇ１、Ｇ２、Ｇ３）の各々が、等しい数の等しく分散された第１のファンモータ５０６（すなわち、第１のモータ１から１８）及びカナードファンモータ５０６（すなわち、カナードモータ１から６）に電力を供給する。すなわち、所与の発電機によって駆動されるファンモータ５０６は、推力が胴体１０２の各サイドでバランスされるように、所与の翼１０４、１０６の翼長にわたり均等に分散されている。例えば、第１の発電機（Ｇ１）は、第１のモータ１、６、７、１０、１４、及び１７と同様に、カナードモータ３及び６に電力を供給し得る。残っているモータは、第２の発電機（Ｇ２）１１６と第３の発電機（Ｇ３）１１６との間で均等に分割されている。特に、第２の発電機（Ｇ２）１１６は、カナードモータ１及び４並びに第１のモータ２、５、９、１２、１３、及び１８に電力を供給し得る一方で、第３の発電機（Ｇ３）１１６は、カナードモータ２及び５並びに第１のモータ３、４、８、１１、１５、及び１６に電力供給し得る。したがって、第１から第３までの発電機（Ｇ１〜Ｇ３）１１６のうちの何れか１つが故障したならば、残りのモータは均等に分散され、ハイブリッド推進式航空機１００は、任意のロールモーメントを軽減するようにバランスされ続けることとなる。示されていないが、ハイブリッド推進式航空機１００は、１以上の発電機１１６によって生成された電力を保存するための１以上のバッテリ群を更に備え得る。１以上のバッテリ群は、エンジン１１２の故障イベントにおいて、第１のダクトファン１０８及び／又はカナードダクトファンに電力を供給するために使用され得る。１以上のバッテリ群は、例えば、リン酸鉄リチウムバッテリ（lithium iron phosphate battery）を採用し得る。理解され得るように、１以上の発電機１１６によって生成されたAC電力は、前記１以上のバッテリ群に移送される前に、先ず、整流器を介してDCに変換され得る。その場合、DC電力を使用してモータを駆動するために、モータコントローラ又はインバータが使用され得る。
【００８６】
特定の態様では、ダクトファンが、逆回転の順序付け及び負荷を採用し得る。例えば、１つのダクトファンが時計回りに回転し得る一方で、２つの隣接するダクトファンが反時計回りに回転する。同様に、胴体１０２の１つのサイドに位置付けられたダクトファンは、胴体１０２の反対側のサイドに位置付けられたダクトファンに対して逆回転し得る。例示的な電気マッピング図１１００は、１８の第１のダクトファン１０８及び６のカナードダクトファン１１０を採用しているが、等しい負荷及び均等な分散を維持する同じ原理が、変動するファンモータ５０６の量を有する無数の配置に適用され得る。例えば、１８の第１のダクトファン１０８及び１２のカナードダクトファン１１０を有する、図１ａの配置などである。
【００８７】
図１２は、１つのファンモータ５０６が、他のファンモータ５０６及び発電機１１６との同期から外れることを妨げる、飛行制御ユニット（「FCU」）１２０２を有する、同期モニタリングシステム１２００を示している。要約すると、FCU１２０２は、例えば、トルク又は電流の検出、波形解析、及び２つの信号の位相角を比較することを通じて、ファンが同期から外れている又はすぐに外れることとなるか否かを検出する。タービン速度調整器が一定の速度を維持している間に、ファンモータ５０６への所与の負荷を増加させる又は低減させるために、ブレードピッチが調整され得る。FCU１２０２は、（電圧センサ１２０６を介して）モータの電圧及び（電流センサ１２０４を介して）モータの電流をモニタリングすること、自動パイロットの指示命令したピッチを実現するためにファンピッチループを閉じること、トルクが所定のリミットに接近しているならばピッチを低減させること（及び自動パイロットに通知すること）、並びに、とりわけ、電流及び電圧の位相ベクトル、分当たりの回転数（「RPM」）、ファン速度、温度、ピッチなどを含む、ファンモータのパラメータを飛行コントローラ及び／又はGSCU１００６に提供することによって、これを達成する。実際、電圧と電流の間の位相角が使用されて、ファンモータ５０６及び／又は発電機１１６の間の同期の損失を予測し、したがって、特注のハードウェアの代わりに低リスクの入手可能なハードウェアの使用を可能にし得る。発電機の低速スタートアップの間に、GCSU１００６を調整することによって、同期が実現され得る。例えば、FCU１２０２は、スタートアップの間にモータ５０６への負荷を低減させるために、平坦なピッチを有するファンブレード５１２を構成することができる。モータ５０６が発電機１１６を用いて回転し始めると、ブレードのピッチは徐々に増加され得る。特定の態様では、モータ５０６への負荷が、各RPMで増加されて、より安定でロバストな同期を提供することができる。FCUは、システムを保護するために、バスからモータ（例えば、正常に機能していない又は欠陥のあるモータ）を連結解除するために、ブレーカー又は他の電子デバイスを制御することもできる。更に、FCUは、モード減衰、制動、又は二次的電力バスからの一時的な出力増大を提供する能力を含む、スタートアップから通常動作までの範囲にあるファンの電気的動作を拡張する、様々なパワーエレクトロニクスの指示命令及び制御を提供し得る。
【００８８】
上述の特許及び特許公開は、それらの全体を参照することによって本明細書に組み込まれる。部品、特徴などの特定の配置を参照しながら、様々な実施形態が説明されてきたが、これらは、全ての可能な配置又は特徴を網羅することを意図するものではなく、実際、多くの他の実施形態、修正例、及び変形例が、当業者に究明可能であろう。したがって、本発明は、特に上述されていなくとも実施可能であることが理解されるべきである。
【図１ａ】
2019501830.tif 000003
【図１ｂ】
2019501830.tif 000004
【図１ｃ】
2019501830.tif 000005
【図１ｄ】
2019501830.tif 000006
【図１ｅ】
2019501830.tif 000007
【図１ｆ】
2019501830.tif 000008
【図１ｇ】
2019501830.tif 000009
【図２】
2019501830.tif 000010
【図３ａ】
2019501830.tif 000011
【図３ｂ】
2019501830.tif 000012
【図３ｃ】
2019501830.tif 000013
【図３ｄ】
2019501830.tif 000014
【図３ｅ】
2019501830.tif 000015
【図３ｆ】
2019501830.tif 000016
【図４ａ】
2019501830.tif 000017
【図４ｂ】
2019501830.tif 000018
【図４ｃ】
2019501830.tif 000019
【図５ａ】
2019501830.tif 000020
【図５ｂ】
2019501830.tif 000021
【図５ｃ】
2019501830.tif 000022
【図６ａ】
2019501830.tif 000023
【図６ｂ】
2019501830.tif 000024
【図６ｃ】
2019501830.tif 000025
【図７】
2019501830.tif 000026
【図８】
2019501830.tif 000027
【図９ａ】
2019501830.tif 000028
【図９ｂ】
2019501830.tif 000029
【図１０ａ】
2019501830.tif 000030
【図１０ｂ】
2019501830.tif 000031
【図１１】
2019501830.tif 000032
【図１２】
2019501830.tif 000033
【国際調査報告】
2019501830.tif 000034
2019501830.tif 000035
2019501830.tif 000036