(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
胴体（２）と、
該胴体（２）に固定される中央部分（５）と該胴体（２）から突出する二つの半翼（６）とを有する翼（４）と、
それぞれ前記半翼（６）の支持構造体（９）により保持され、シャフト（１２）を有する二つのロータ（１１）と、
それぞれ支持手段（２３、２４）により前記半翼（６）に固定される二つのエンジン（２０）と、
各ロータ（１１）を両エンジン（２０）に連結する伝動手段（２５）と、
前記ロータ（１１）のシャフト（１２）がほぼ鉛直であるヘリコプタモードと、該ロータ（１１）のシャフト（１２）がほぼ水平である飛行機モードとの間で該ロータ（１１）の位置を変更する手段（７、４８）とを具備する転換式航空機（１）であって、
前記ロータ（１１）の位置を変更する手段（７、４８）は、軸線（Ａ）回りで回転すると共に前記ロータ（１１）の支持構造体（９）を相互に固く連結する梁要素（７）と、前記軸線（Ａ）回りで該梁要素（７）を回転させる第一のアクチュエータ手段（４８）とを具備し、
前記半翼（６）は、それぞれ、前記胴体（２）と前記ロータ（１１）の支持構造体（９）との間に配置されて前記梁要素（７）の軸線（Ａ）周りで回動する可動部分（１４）を具備し、
前記梁要素（７）に対して前記可動部分（１４）を回動させる第二のアクチュエータ手段（５５）が設けられる転換式航空機において、
前記梁要素（７）は前記翼（４）の全長に亘って延び、
前記支持構造体（９）は前記半翼（６）の両端部に配置され、
前記半翼（６）は前記胴体（２）と各可動部分（１４）との間に配置された固定部分（１３）をそれぞれ具備し、
前記エンジン（２０）は前記半翼（６）の固定部分（１３）に配置されたナセル（２１）内にそれぞれ収容され且つ前記梁要素（７）と一体的に移動可能であることを特徴とする転換式航空機。
【請求項２】
前記エンジン（２０）の支持手段（２３、２４）は前記梁要素（７）に固く連結されることを特徴とする請求項１に記載の転換式航空機。
【請求項３】
前記梁要素（７）はチューブ状であり、前記伝動手段（２５）は二つのロータ（１１）の間で運動を伝えるための伝動経路（２６）を具備し且つ前記梁要素（７）内に収容されることを特徴とする請求項１または２に記載の転換式航空機。
【請求項４】
前記梁要素（７）は前記胴体（２）に固定された中空の箱構造体（４６）内で自由に回転することができるように該中空の箱構造体（４６）内に支持されることを特徴とする請求項１〜３のいずれか一つに記載の転換式航空機。
【請求項５】
前記箱構造体（４６）は少なくとも一つの格子トラス（４７）により前記胴体（２）に固定されることを特徴とする請求項４に記載の転換式航空機。
【請求項６】
前記伝動手段（２５）は前記エンジン（２０）の動力シャフト（２２）を前記伝動経路（２６）に連結する二つの中間ギアボックス（２９）と、それぞれ該伝動経路（２６）の端部と各ロータ（１１）との間に配置されたメインギアボックス（２８）とを具備することを特徴とする請求項３〜５のいずれか１項に記載の転換式航空機。
【請求項７】
前記ロータ（１１）を支持するための前記支持構造体（９）は前記梁要素（７）に固く固定された前記メインギアボックス（２８）のケースにより形成され、前記チューブ状の梁要素（７）は相互に固く連結された複数の要素（４０、４１）により形成され、これら要素（４０、４１）はそれぞれ前記中間ギアボックス（２９）のケース（４０）を具備することを特徴とする請求項６に記載の転換式航空機。
【請求項８】
前記ロータ（１１）はナセル（１０）内に収容され、該ナセル（１０）は前記半翼（６）の端部に配置され、前記支持構造体（９）と前記ロータ（１１）のシャフト（１２）とを収容することを特徴とする請求項１〜７のいずれか一つに記載の転換式航空機。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は転換式航空機（convertplane）に関する。
【０００２】
【従来の技術】
公知のように、転換式航空機は固定翼ターボプロペラ航空機の利点と、ヘリコプタの利点とを組み合わせたハイブリットチルトロータ式航空機である。
【０００３】
固定翼航空機（飛行機）は翼によって生じる揚力で浮揚が維持される。しかしながら、所定の最低速度以上でないと航空機の浮揚を維持するのに十分な揚力を得ることができず、このため適切な長さの滑走路で航空機を加速しないとこの揚力を得ることができない。このことはもちろん通勤用ターボプロペラ飛行機にも当てはまる。ターボプロペラ飛行機は浮揚すると、約５００ｋｍ／ｈもの巡航速度に到達し、これと共にほとんどの雲の編成や大気擾乱よりも上空で飛行可能となる７５００メートルの典型的な高度に到達し、この速度および高度を維持することができる。しかしながら、小型航空機（例えば定員１５〜３０人）は航空交通量の継続的な増加に伴って、収益性のよい大型の航空機に航路を奪われ、長距離航路から外されることになる。さらに、固定翼航空機には環境問題、特に、航空機が必然的に低空飛行を強いられる飛行場周りの住宅地における騒音公害という環境問題がある。
【０００４】
ヘリコプタはロータ（回転翼）によって生じる揚力で浮揚が維持される。ロータは水平方向の速度が必要のない時は、ヘリコプタがこのヘリコプタより大して広くない狭い地表に鉛直方向に離着陸することができるように、エンジンにより空気に対して回転せしめらる。ヘリコプタが水平方向の速度を得るためには、ロータディスクを僅かに傾けて、揚力の一部を前方へ向けなければならない。しかしながら、ロータの空気力学固有の限界によりヘリコプタの最高速度はほぼ３００ｋｍ／ｈ強で、通常の巡航高度は最高で３０００〜３５００メートルに限定されてしまい、さらに荷重および燃料容量が同一であるとその航続距離は飛行機より短い。ヘリコプタに特有の基本的な特徴はホバリング能力にあり、この能力により民間の、或いは軍事的な調査や、設備のない場所への直接的な介入を必要とする人命救助または監視にほぼ排他的に使用される。
【０００５】
固定翼ターボプロペラ航空機の速さ、航続距離および効率と、ヘリコプタのホバリング能力および鉛直離着陸能力とを組み合わせるために、転換可能な航空機（または転換式航空機）が開発されてきた。これら航空機の特徴はこれら航空機がターボプロペラ飛行機の外観と同様な外観を有するが、翼の端部に二つのロータを有し、これらロータをヘリコプタモードで航空機を保持するために上向きに揺動（tilt）させることができ、且つ飛行機モードで推力を得るために前向きに揺動させることができることにある。これによりヘリコプタと全く同じ方法で小さい空間に航空機を離着陸することができ、且つ飛行機のように高速および高々度で巡航することができるようになる。このように組み合わせることの従来のヘリコプタに対する利点として、巡航速度がほぼ二倍（３００ｋｍ／ｈに対して５００ｋｍ／ｈ）になること、所定の荷重および燃料容量において航続距離がほぼ二倍になること、さらに巡航高度が二倍以上になることが挙げられる。そして航続距離が二倍なることにより明らかに航空機の収益性がよくなり、巡航高度が二倍以上になることにより航空機はほとんどの飛行で天候（雲、乱気流）の影響を受けなくなる。また、従来の飛行機に対する利点は航空機が小さい空間に離着陸することができる能力およびホバリングすることができる能力を持つことにある。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、転換式航空機は非常に複雑な航空機であり、制御するのが極めて困難である。このことは、複雑であるために費用を高くなってしまうことと相まって、転換式航空機が非常に小さな規模でしか使用されておらず、実質的には軍事的な利用しかされていない理由である。
【０００７】
ところで、現在、チルトロータ（tilt-roter）式とチルトウイング（tilt-wing ）式との実質的に二つの転換式航空機の方式が知られている。
【０００８】
チルトロータ式では、各エンジン・ロータ組立体は離陸、着陸またはホバリング時にはロータの推力を上方に向け、巡航時には前方に向けるように各半翼に対して回動せしめられる。しかし、このタイプの方式には幾つかの欠点がある。
【０００９】
特に、ロータの洗流（吹き下ろし、wash）によって起こる翼にかかる下向きの荷重はホバリング性能を非常に低下させる。抗力（ロータの推力の反対向きの力）は航空機の重量の１０〜１４％にも達することがあり、航空機の総重量に対する有料荷重（payload ）の割合が約２０％であることと比べると、この抗力は非常に大きな割合である。この現象を最小にするために、翼は従来の固定翼航空機より面積が大きくて移動範囲が広い可動面を備えるが、これにより翼は機械的に非常に複雑になってしまう。
【００１０】
さらに、転換の間、ロータにより翼に導かれる流れは飛行速度と組み合わされ、この流れにより翼が相対風に対して非常に大きい迎角で作動するようになり、次に振動、振動荷重および高い抵抗を伴った失速問題を引き起こす。さらに、失速すると、いわゆる転換回廊（conversion corridor ）、すなわちヘリコプタモードから飛行機モードへの転換およびその逆への転換中に許容されるロータの位置範囲および航空機の速度範囲が小さくなってしまう。
【００１１】
チルトロータ式転換式航空機のロータと固定翼との相互作用により起こる別の問題はヘリコプタモードにおいて安定したオートローテーション（autorotation）を行うことが困難なことにある。
【００１２】
チルトウイング式と呼ばれる方式では、ロータの位置は翼推進システム組立体全体を回転することにより調整され、これによりヘリコプタモードにおけるロータの洗流と翼との相互作用が減少する。しかしながら、ヘリコプタモードから飛行機モードへの転換およびその逆の転換は非常に危険であり、このためこの方式の実用化は非常に少ない。
【００１３】
本発明の目的は公知のタイプの転換式航空機に存在する上述した典型的な欠点をなくすように形成された転換式航空機を提供することにある。
【００１４】
【課題を解決するための手段】
上記課題を解決するために本発明では胴体と、この胴体に固定される中央部分と胴体から突出する半翼とを有する翼と、半翼の端部で支持構造体により保持され、シャフトを有する二つのロータと、支持手段により半翼に固定される二つのエンジンと、各ロータを両エンジンに連結する伝動手段と、ロータのシャフトがほぼ鉛直であるヘリコプタモードと、このロータのシャフトがほぼ水平である飛行機モードとの間でロータの位置を変更する手段とを具備する転換式航空機において、ロータの位置を変更する手段は翼の全長に沿って延び且つロータの支持構造体を相互に固く連結する梁要素と、軸線周りで梁要素を回転させる第一のアクチュエータ手段とを具備し、半翼はそれぞれ胴体と隣接した固定部分と、梁要素の軸線周りで回動する可動部分とを具備し、当該転換式航空機が固定部分と梁要素とに対して可動部分を回動させる第二のアクチュエータ手段を具備する転換式航空機を提供する。
【００１５】
本発明の好適な実施例によれば、エンジンの支持手段は梁要素に固く連結される。
【００１６】
【発明の実施の形態】
以下、添付の図面を参照して本発明の限定されない好適な二つの実施例を例として説明する。
図１〜図４に転換式航空機１を全体的に示す。転換式航空機１は胴体２と翼４とを具備する。翼４は胴体２に固定された中央部分５と胴体２から突出する二つの半翼６とを有する。
【００１７】
翼４は梁要素（または長手方向のチューブ状部材）７を収容する。梁要素７は軸線Ａに沿って翼の全長に亘って長手方向に延び、二つの支持構造体９を相互に固く連結する。支持構造体９は翼４の端部に配置された各ナセル（nacell）１０内に収容され、各ロータ（すなわち回転翼）１１を支持する。ロータ１１のシャフト１２はそれぞれ軸線Ｂ１およびＢ２上にあり、ナセル１０内に収容される。
【００１８】
各半翼６は胴体２に隣接した固定部分１３と、固定部分１３に対して梁要素７周りで、すなわち軸線Ａ周りで回動する可動部分１４とを具備する。可動部分１４は飛行機モードにおいて航空機を制御するための制御面（補助翼）１５を有する。可動部分１４は固定部分１３と各ロータ１１を支持するナセル１０との間で延びる翼部分の全体を形成する。
【００１９】
転換式航空機１は二つのエンジン２０を具備する。これらエンジン２０はそれぞれ動力ナセル２１内に収容される。各動力ナセル２１は半翼６の固定部分１３の下側に配置され、梁要素７に固く連結される。各エンジン２０はそれぞれ軸線Ｃ１およびＣ２を有する動力シャフト２２を具備する。
【００２０】
図６、図９および図１０に略示したように、各エンジン２０は各動力シャフト２２と同軸であって外側にあるトルクシャフト２３と、梁要素７から突出してエンジン２０の側方に固定される側方の二つのブラケット２４とにより、梁要素７に適切に連結される。
【００２１】
一方のエンジン２０が故障した時でも動力を両ロータに伝動できるように、各ロータ１１は冗長性を備えた伝動装置２５により両エンジン２０に連結される。
【００２２】
伝動装置２５は実質的に軸線Ａ上にある伝動経路２６と、二つのメインギアボックス２８と、二つの中間ギアボックス２９とを具備する。伝動経路２６は梁要素７内に収容され、二つのロータ１１を相互に連結する。メインギアボックス２８はナセル１０内に収容され、それぞれ伝動経路２６と各ロータ１１のシャフト１２との間に配置される。各中間ギアボックス２９は各エンジン２０の動力シャフト２２と伝動経路２６との間に配置される。詳細には、伝動経路２６は中間ギアボックス２９を相互に連結する中間シャフト３３と、中間ギアボックス２９をメインギアボックス２８に連結する二つの端部シャフト３４とを具備する。
【００２３】
各中間ギアボックス２９は実質的に軸線Ｃ１、Ｃ２から軸線Ａに動力を伝動するために、そしてそれと同時にエンジン２０の動力シャフト２２から伝動経路２６へ第一の回転速度の減速をするために対の傘歯車３５を具備する。各メインギアボックス２８は実質的に軸線Ａから軸線Ｂ１、Ｂ２に動力を伝動するために、そしてそれと同時に第二の回転速度の減速をするために対の傘歯車を具備する。各遊星歯車減速装置（epicyclic reducer ）３７がさらに回転速度を減速させる。
【００２４】
各中間ギアボックス２９は梁要素７の一部を形成するケース４０を具備する。実際には梁要素７は複数のセグメント４１として適切に形成され、ケース４０は対のセグメント４１の間に挿入され、これらセグメント４１に固く連結される。
【００２５】
各メインギアボックス２８はケースを具備する。これらケースはロータ１１の支持構造体９を形成し、梁要素７の端部に固く固定される。
【００２６】
各端部にあるナセル１０はロータ１１のサイクリック・ピッチ（cyclic pitch）とコレクティブ・ピッチ（collective pitch）とを制御するための公知の制御装置を収容する。この制御装置は本発明の一部を形成せず、よって図示していない。
【００２７】
上述した構造により、各ロータ１１を備えたナセル１０と、各エンジン２０を備えた動力ナセル２０と、梁要素７とは一つのユニットを形成する。このユニットは軸線Ａ周りで一体となって回動せしめられる。
【００２８】
この目的のために、梁要素７は支持ブシュ４５により中空の箱構造体４６内に回転するように取付けられる。箱構造体４６は半翼６の固定部分１３および翼の中央部分５に沿って延び、翼４の固定構造体の一部を形成する。また箱構造体４６はアクチュエータ４８のアーム５０と、トルクシャフト２３と、エンジン２０を支持するブラケット２４とが移動できるようにするためにこれらを通す適切な開口を有する。さらに、箱構造体４６は図７および図８に概略的に示した格子連結トラス４７により胴体２に固定される。
【００２９】
梁要素７の回転は一対の油圧式アクチュエータ（または電気機械式アクチュエータ）４８により制御される（図７および図８）。各アクチュエータ４８は胴体２に固定されたブラケット４９と、梁要素７に固く連結された周方向に作動するアーム５０との間に配置される。
【００３０】
アクチュエータ４８は、ロータ１１のシャフト１２の軸線Ｂ１、Ｂ２が鉛直になる第一の最大伸張位置（図７）と、ロータ１１のシャフト１２の軸線Ｂ１、Ｂ２が水平になる第二の最小伸張位置（図８）との間で移動可能である。これら軸線Ｂ１、Ｂ２の位置はエンジン２０の軸線Ｃ１、Ｃ２の、互いに９０°回転された位置にそれぞれ対応する（図９および図１０）。転換式航空機１は図７および図９の状態ではヘリコプタモードであり、図８および図１０の状態では飛行機モードである。アクチュエータ４８は図示していない機内に搭載された制御システムにより制御されて、第一の最大伸張位置から第二の最小伸張位置へ、またその逆に連続的に切り替えられ、これにより予め定められた法則に従ってヘリコプタモードから飛行機モードへ（およびその逆に）切り替えることができるようになる。
【００３１】
さらに、転換式飛行機１は二つのアクチュエータ５５を具備する（図１１〜図１３）。各アクチュエータ５５は固定部分１３に対して半翼６の可動部分１４の位置を調整する。詳細には、アクチュエータ５５は可動部分１４が上方に向かって９０°以上回動せしめられた第一の限界位置（図１１の鎖線）と、可動部分１４が固定部分１３に対して例えば約５〜１５°の負の角度で配置された第二の限界位置（図１３の鎖線）との間で移動可能である。
【００３２】
図１１および図１３の実線は航空機の通常の作動範囲における可動部分１４の限界位置を示す。すなわち可動部分１４はヘリコプタモードでは９０°上向きであり、飛行機モードでは固定部分１３と整列する。
【００３３】
可動部分１４が梁要素７の角度位置を調整するためのアクチュエータ４８から独立した専用のアクチュエータ５５により制御されるので、可動部分１４の位置は特に転換の間、ロータ１１の位置から独立して調整され、これにより多くの飛行状況において可動部分１４を最良の迎角にすることができる。
各ロータ１１は適切に四つの羽根（またはブレード）６０を具備する。ロータ１１の半径は、後述するようにロータ１１を地面上でも回転することができ、そして飛行機モードでも着陸することができるように、地面からの軸線Ｂ１、Ｂ２の高さよりも短い。
【００３４】
転換式航空機１は以下のように作動する。
離陸、ホバリングおよび着陸に使用されるヘリコプタモードでは、ロータ１１の駆動シャフト１２の軸線Ｂ１、Ｂ２は鉛直に維持され（図７および図９）、ロータ１１の洗流（wash）と可動部分１４との間の相互作用を最小にするように半翼６の可動部分１４は下げられる（図１１）。なお、可動部分１４はロータ１１に近接しているので、上述した相互作用を最も受けやすい翼４の部分である。
ロータ１１により発生する流れによって起こる翼４にかかる下向きの荷重は、可動部分１４を下げることで非常に（５％以下にまで）減少せしめられ、これにより輸送効率が非常に増大する。
【００３５】
転換中においては、梁要素７は徐々に回転され、ロータ１１の駆動シャフト１２の軸線Ｂ１、Ｂ２を水平位置にする。この段階では、半翼６の可動部分１４も常に同じ方向に維持されつつ徐々に飛行機モードの位置にされ、このとき半翼６の位置は翼が受ける相対風の関数に基づいて仰角が最良になるように、ロータ１１の位置と調和しながら独立して制御される。なお、相対風とはロータにより発生した流れと組み合わせられた飛行速度により起こる流れのことである。
【００３６】
したがって、このことにより操縦中において、各瞬間ごとに失速効果が最小になり、よって転換回廊が増加し、航空機の操作性および快適性が改良される。
【００３７】
また、ロータの洗流の影響をあまり受けない翼の相当な部分を形成する固定部分１３は固定されたままであり、転換中に揚力をもたらすのを補助するので、公知のチルトウイング式転換式航空機の典型的な様々な問題を回避することができる。
【００３８】
特定の作動状態では、転換中のみならずロータ１１がヘリコプタモードにある時でも半翼６の可動部分１４を調整するようにしてもよい。特に、可動部分１４が最大限に正の方向に揺動された位置（図１１の鎖線）は後進飛行するのに使用され、一方、負の方向に揺動された位置（図１３の鎖線）はロータ１１のトラクションを増加させ、エンジンを切った時に安定してオートローテーション（autorotation）を行うのを補助するのに使用される。
【００３９】
明らかに適切な状況においては、ロータ１１の直径を小さくすることにより航空機を飛行機モードで着陸させることができるようになる。こうするためには、ロータを上方に角度α、例えば８°ほど回動し（図５）、これにより着陸装置に激しい押力がかかることを含む粗雑な着陸時に羽根が地面に接触するのが防止される。
【００４０】
上述した利点に加えて、梁要素７を使用して端部にあるロータ１１のナセル１０を固く連結することにより、このタイプの航空機にとって極めて重要な機能であるロータ１１の相互連結が確実になる。
【００４１】
エンジン２０が梁要素７と一体的に回動することにより、エンジン２０と伝動装置２５の部材とロータ１１との相対位置の変化がなくなるので、伝動装置２５が非常に単純になり、転換中に重心の位置が大きく変化することもなくなる。
【００４２】
図１４および図１５は本発明の別の実施例の転換式航空機６１を示す。転換式航空機６１はエンジン２０が翼４の端部にあるナセル１０内に収容されている点が図１の転換式航空機１と異なっている。このため、エンジン２０の動力シャフト２２の軸線Ｃ１、Ｃ２はロータ１１のシャフト１２の軸線Ｂ１、Ｂ２を含む鉛直平面と同じ鉛直平面に配置される。
【００４３】
動力シャフト２２とシャフト１２との間にギアボックス６２が一つずつ配置される。これら二つのギアボックス６２は梁要素７の内部で延びる伝動経路２６により相互に連結される。梁要素７はナセル１０に相互に固く連結される。
【００４４】
もちろん、本発明の範囲内において上述した転換式航空機１、６１を変更してもよい。特に、エンジン２０を梁要素７と共に回動するのではなく、固定されているようにしてもよい。このことはエンジンの設置を簡単にするが、伝動装置２５を複雑にし、転換中にセンタリング制御することを必要とする。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の転換式航空機の第一の実施例の平面図である。
【図２】一方の半翼がヘリコプタモードであり、他方の半翼が飛行機モードである図１の転換式航空機の正面図である。
【図３】ヘリコプタモードである図１の転換式航空機の側面図である。
【図４】飛行機モードである図１の転換式航空機の側面図である。
【図５】飛行機モードであって着陸状態にある図１の転換式航空機の側面図である。
【図６】一方の半翼がヘリコプタモードであり、他方の半翼が飛行機モードである転換式航空機の正面図であり、ロータの位置を変えるための装置を概略的に示す。
【図７】図６のラインＶＩＩ−ＶＩＩにおける概略断面図である。
【図８】異なった作動位置にある図７と同様な断面図である。
【図９】図６のラインＩＸ−ＩＸにおける概略断面図である。
【図１０】作動位置が異なっている図９と同様な断面図である。
【図１１】図６のラインＸＩ−ＸＩにおける概略断面図である。
【図１２】作動位置が異なっている図１１と同様な断面図である。
【図１３】作動位置が異なっている図１１と同様な図である。
【図１４】本発明の転換式航空機の第二の実施例の平面図である。
【図１５】図４の転換式航空機の正面図である。
【符号の説明】
１…転換式航空機
２…胴体
４…翼
６…半翼
９…支持構造体
１０…ナセル
１１…ロータ
１３…固定部分
１４…可動部分
２０…エンジン
２８…メインギアボックス
２９…中間ギアボックス
６０…羽根
【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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