(57)【要約】目標位置への荷物の自律空中配送のための航空機（１０）であって、当該航空機は、前記航空機の飛行をコントロールするための少なくとも１つの調整可能なコントロール構造体（３６，３８，３９）と、荷物を受けるように適合された主本体（１２）と、を有する機体；当該機体にリリース可能に連結された自己完結型のコントロールモジュール（２０）、当該コントロールモジュール（２０）は、（前記コントロール構造体（３６，３８，３９）を調整するための）アクチュエータと、当該アクチュエータをコントロールするためのドライブシグナルを生成するためのコントローラーと、を含む；また、前記コントロールモジュール（２０）を前記少なくとも１つの調整可能なコントロール構造体（３６，３８，３９）に操作可能に連結するように、前記コントロールモジュールから前記少なくとも１つの調節可能なコントロール構造体に延在する、少なくとも１つのリンケージ（２４）；を含み、前記航空機（１０）の前記飛行をコントロールし、前記目標位置へ前記航空機を誘導するように、前記コントロールモジュール（２０）の前記アクチュエータは、前記少なくとも１つのリンケージ（２４）を用いて、前記少なくとも１つの調整可能なコントロール構造体（３６，３８，３９）を調整するように適合されている。【選択図】図２
2018513809.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
目標位置への荷物の自律空中配送のための航空機であって、当該航空機は：
前記航空機の飛行をコントロールするための少なくとも１つの調整可能なコントロール構造体と、荷物を受けるように適合された主本体と、を有する機体；
当該機体にリリース可能に連結された自己完結型のコントロールモジュール、当該コントロールモジュールは、前記コントロール構造体を調整するためのアクチュエータと、当該アクチュエータをコントロールするためのドライブシグナルを生成するためのコントローラーと、を含む；また、
前記コントロールモジュールを前記少なくとも１つの調整可能なコントロール構造体に操作可能に連結するように、前記コントロールモジュールから前記少なくとも１つの調節可能なコントロール構造体に延在する、少なくとも１つのリンケージ；
を含み、
前記航空機の前記飛行をコントロールし、前記目標位置へ前記航空機を誘導するように、前記コントロールモジュールの前記アクチュエータは、前記少なくとも１つのリンケージを用いて、前記少なくとも１つの調整可能なコントロール構造体を調整するように適合されている。
【請求項２】
前記航空機が、前記航空機の前記飛行をコントロールするために複数のコントロール構造体を含み；また、
前記複数のコントロール構造体の各々は、少なくとも１つのリンケージによって前記コントロールモジュールに操作可能に連結されている、請求項１に記載の航空機。
【請求項３】
前記機体がさらに、収納形態と展開形態の間で可動である少なくとも１つの展開可能な翼を含む、請求項１又は２に記載の航空機。
【請求項４】
前記収納形態において、前記少なくとも１つの展開可能な翼が、第一の表面領域を有する、上昇を提供するための飛行面を提供し、
前記展開形態において、前記少なくとも１つの展開可能な翼が、第二の表面領域を有する、上昇を提供するための飛行面を提供し、
前記第二の表面領域が、前記第一の表面領域よりも大きい、
請求項３に記載の航空機。
【請求項５】
前記コントロールモジュールが、翼展開機構によって前記少なくとも１つの展開可能な翼に連結されており、前記コントロールモジュールは、前記翼を、前記収納形態から前記展開形態へと、前記翼展開機構を用いて動かすように操作可能である、
請求項３又は４に記載の飛行機。
【請求項６】
前記翼展開機構が翼展開リンケージを含み、前記コントロールモジュールが、前記翼展開リンケージに操作可能に連結された少なくとも１つの翼展開アクチュエータを含み、また、
前記航空機の前記飛行をコントロールし、前記目標位置に前記航空機を誘導するように、前記コントロールモジュールの前記翼展開アクチュエータは、前記翼展開リンケージを用いて前記少なくとも１つの展開可能な翼を調整するように、適合されている、
請求項５に記載の航空機。
【請求項７】
前記少なくとも１つの展開可能な翼が、前記少なくとも１つの調整可能なコントロール構造体を含む、
請求項３に記載の航空機。
【請求項８】
前記自己完結型のコントロールモジュールが、前記アクチュエータを受けるためのハウジングを含み、当該ハウジングが水の侵入に対して密閉されている、
請求項１〜７のいずれか１項に記載の航空機。
【請求項９】
前記コントロール構造体が操縦翼面である、
請求項１〜８のいずれか１項に記載の航空機。
【請求項１０】
前記少なくとも１つのリンケージが、前記コントロールモジュールから前記コントロール構造体に延在する線又は部材である、
請求項１〜９のいずれか１項に記載の航空機。
【請求項１１】
前記コントロールモジュールがさらに、外部の通信ユニットから、目標位置を同定するシグナルを受けるために適合された通信ユニットを含み、任意的に、前記通信ユニットが長波長無線通信ユニットである、
請求項１〜１０のいずれか１項に記載の航空機。
【請求項１２】
前記通信ユニットがさらに、他の航空機の通信ユニットと通信するよう適合されている、請求項１１に記載の航空機。
【請求項１３】
前記機体が生分解性材料で形成されている、任意的に、前記機体が本質的に生分解性材料からなる、請求項１〜１２のいずれかに記載の航空機。
【請求項１４】
前記少なくとも１つのリンケージが生分解性材料から形成されている、任意的に、前記少なくとも１つのリンケージが本質的に生分解性材料からなる、請求項１〜１３のいずれか１項に記載の航空機。
【請求項１５】
前記コントロールモジュールがさらに、前記航空機の位置を検出するため、また、前記コントローラーに位置情報を提供するための位置検出モジュールを含む、請求項１〜１４のいずれか１項に記載の航空機。
【請求項１６】
前記位置検出モジュールが、少なくとも１つの衛星位置ユニットと、無線周波数検出器とを含む、
請求項１５に記載の航空機。
【請求項１７】
前記航空機がグライダーである、請求項１〜１６のいずれか１項に記載の航空機。
【請求項１８】
前記コントロールモジュールが、飛行の間、前記航空機に推進力を提供するための推力生成手段を含む、
請求項１〜１６のいずれか１項に記載の航空機。
【請求項１９】
前記少なくとも１つのリンケージが、前記コントロールモジュールに解放可能に連結されている、請求項１〜１８のいずれか１項に記載の航空機。
【請求項２０】
前記主本体が、収納形態において、少なくとも１つの展開可能な翼を少なくとも部分的に受けるよう適合された、少なくとも１つの凹部を含む、
請求項１〜１９のいずれか１項に記載の航空機。
【請求項２１】
前記主本体がさらに、ハニカム構造を有する少なくとも１つの層を含み、当該ハニカム構造は、配送される荷物を保護するために、層の面に延在する小区画のネットワークを規定している、
請求項１〜２０のいずれか１項に記載の航空機。
【請求項２２】
目標位置に荷物を配送するための、請求項１〜２１のいずれか１項に記載の航空機の使用。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機、特に目標位置への荷物の自律空中配送のための航空機に関する。
【背景技術】
【０００２】
物流は、人道的、商業的であるか軍事的であるかを問わずあらゆる活動の基礎をなす部分であり、インフラを建設することや遠隔地や到達困難な場所に物品を配送することには、巨額の資金が費やされている。物品の配送のための多くのシステムが開発されてきたが、多くの場合、様々な限界がある。
【０００３】
意図される配送場所はしばしば非常な遠隔地や敵対地域であり、これは、例えば車両集団による陸路輸送が遅く、及び／又は、危険となりえることを意味する。さらに、地形が通行不能である地域においては、陸路輸送は、常に実行可能な選択肢ではない。代替法である空路輸送は、物品の配送には高価な方法であり、また、航空機のための適切な着陸ゾーンが必要とされ、あるいは、物品を配送するための空中投下のような空中配送システムの利用が必要とされる。これらは、物品が配送されうる場所を制限し、また、空中配送方法は常に正確ではない。敵対地域には、生命や航空機へのリスクが高すぎるため、空中配送でさえ危険すぎる場所もある。
【０００４】
鉱業のような商業的活動においても、頻繁に遠隔地へ物品を配送することは厄介な仕事でありえる。代わりに、事業者はしばしば、頻繁でない（例えば週単位）配送に頼り、その際には航空機は一回の飛行で複数の異なる場所へと飛行するであろう。これはしばしばコストが掛かり、時間を要する。なぜなら、各々の場所への飛行と、着陸／荷下ろしが必要とされるためである。
【０００５】
従来の空中配送システム又は空中投下システムは、典型的には、パラシュートに連結され、物品がその上に固定されるプラットフォームを含む。プラットフォームは、次いで、目標位置上で飛行機やヘリコプターから落とされ、パラシュートがパッケージの降下を減速させる。その後、物品が目標位置で回収されうる。そのようなシステムの限界は、物品がしばしば目標位置を外れ、市街地に着地したり、二次的な損害を起こしたりする結果に終わりうることである。さらに、一般的な空中配送システム（例えば、低高度パラシュート展開（LAPES））には、物品を配送するために航空機が低高度に降下することを要求するものもある。例えば前線活動基地への補給の際などの敵対的な環境においては、これはとりわけリスクがある。
【０００６】
パラシュート及びパッケージの回収は、回収を実行可能にするためには高価すぎるか危険すぎるため、多くの場合、空中配送システムは一度限りの使用とされる。このことは空中配送による物品の配送に相当なコストを付加し、空中配送を物品輸送の高価な方法にする。これはまた、かなりの資源が回収あるいは再使用されず、また、環境に損害、損傷を与えうるため、相当な環境へのインパクトを与える。例えば、パラシュートの多くはナイロンから、空中配送システムの箱やプラットフォームはプラスチック、木材或いは金属から製造される。それゆえ、もし回収されれば、複数回使用されうるものである。
【０００７】
伝統的には、空中配送システムは、例えば広く用いられるＣ−１３０ハーキュリーズのような大型飛行機か、ヘリコプターから落とされる。大型航空機の使用は、大きな付随コストと軍事使用外のそのような航空機の相対的な不足ゆえに、空中配送が使用されうる状況を大きく制限し、あらゆるそのような活動のコストを増加させる。
【発明の概要】
【０００８】
本発明によれば、独立請求項に規定されるように、航空機及び航空機の使用方法が提供される。
【０００９】
発明の第一の局面は、目標位置への荷物の自律空中配送のための航空機を提供し、当該航空機は：前記航空機の飛行をコントロールするための少なくとも１つの調整可能なコントロール構造体と、荷物を受けるように適合された主本体と、を有する機体；当該機体にリリース可能に連結された自己完結型のコントロールモジュール、当該コントロールモジュールは、前記コントロール構造体を調整するためのアクチュエータと、当該アクチュエータをコントロールするためのドライブシグナルを生成するためのコントローラーと、を含む；また、前記コントロールモジュールを前記少なくとも１つの調整可能なコントロール構造体に操作可能に連結するように、前記コントロールモジュールから前記少なくとも１つの調節可能なコントロール構造体に延在する、少なくとも１つのリンケージ；を含み、前記航空機の前記飛行をコントロールし、前記目標位置へ前記航空機を誘導するように、前記コントロールモジュールの前記アクチュエータは、前記少なくとも１つのリンケージを用いて、前記少なくとも１つの調整可能なコントロール構造体を調整するように適合されている。
【００１０】
この発明の実施態様は、すなわち、低コストで、費用をかけて配送用航空機を回収することや、高価な着陸施設を配備する必要なく、物品が遠隔地に配送されうる手段を提供する。具体的には、発明の実施態様は、航空機の機体は一回のみの配送に用いられて処分され（例えば、リサイクルされる、燃やされる）、一方、例えば電子的コンポーネントやアクチュエータなどのより高価なコンポーネントは、取り外し可能なコントロールモジュール（又はコントロールユニット）に収容されて、他の航空機において再利用されうる航空機を提供する。
【００１１】
この航空機は、配送が行われた後には処分されうる安価で使い捨て可能な材料（例えばボール紙）から機体が製造されうる、空中配送システムを提供する。配送がなされると、ユーザーは、高価で再使用可能な航空機の電子的コンポーネントを取り外し、回収することができ、機体は処分することができる。具体的には、ユーザーは、リンケージを外し、機体から一つのユニットとして自己完結型ユニットを取り外すことによって、コントールモジュールを取り出すことができる。リンケージが機体に取り付けられたままで残るようにリンケージがコントロールモジュールにリリース可能に取り付けられてもよいし、あるいは、リンケージは、リンケージがコントロールモジュールとともに機体から取り外されうるように、リンケージが航空機（例えばコントロール構造体）にリリース可能に取り付けられてもよい。代替的又は付加的に、リンケージが機体から取り外されるかどうかをユーザーが決定できるように、リンケージは、リンケージが外れる（例えば、リンケージの長さに沿う）別のポイントを有してもよく、あるいは、複数のポイントで取り外し可能であってもよい。つまり、発明の実施態様は、航空機の高価なコンポーネントはリサイクル可能で、一方、航空機の嵩高い部品は安価で使い捨て可能な材料から作られており、異なる部品が容易に分離可能である、配送システムを提供する。
【００１２】
このような航空機は、多くの異なる配送活動のために有利に実用化されうる。特に、航空機は、陸路によるアクセスが制限されていて、また、その場所での飛行機の着陸が困難及び／又は高価である場所への物品の配送に用いられうる。例えば、航空機（特に、複数の航空機）が１機の（飛行機のような）“発射航空機”（すなわち、本発明の航空機がそこから発射されるところの乗り物）から発射されうる。また、人道的援助の必要において、遠隔地へ自動的に飛行することができる。いったん航空機が着陸すると、受給者はコントロールモジュールとともに、航空機から物品を取り出すことができる。コントロールモジュールは、例えば、他の機体に挿入されて未来の使用のために保存されることができ、また例えば、供給者に返却されることもできる。機体は何らかの適切な方法で処理されることができ、好ましくは、リサイクルによるか、もし生分解性であるならば機体を生分解させる等の環境に配慮した方法で処理されることができる。
【００１３】
実施態様は、結果として、保存が制限される状況において特別なアプリケーションを有する。例えば、仮に、人間（例えば人道的目的、軍事上のミッション、或いは娯楽的活動における）が到達困難な地域にいて、例えば緊急事態で資源を要求すると、航空機は、彼らの要求する物品をその人間に供給するために用いられうる。コントロールモジュール及びリンケージの配置はともに、目標位置に（すなわちこのケースでは人間に）ピンポイントの正確性で到達できる航空機を提供するように相互作用する。そして、一旦航空機が物品を配送すると、受給者は、使い捨て可能な機体を廃棄する一方で、航空機から高価なコントロールモジュールを取り外し、これを彼らとともに持って行くことができる。機体のみが廃棄されるため、この実施態様における配送は結果として相対的に安価となる。さらに、既存の無人航空機と比較して、機体は、再使用可能な機体よりもはるかに安価に製造されうる。このことは航空機を返却するという人間に対する要求を取り去り、受給者が返却しなくてはならない備品を減らすものである。特に軍事的な状況や敵対勢力がいる地域では、本発明の航空機を用いた配送は、敵対勢力が重要な電子的コンポーネントを回収して、例えばリバースエンジニアリングする等のリスクを低減するという、付加的な利点を有する。さらに、航空機は目標位置から大きく離れた距離から発射されうるので、航空機の操作者のリスクが低減
【００１４】
さらに、航空機は、例えば、前哨基地や活動（例えば鉱山）の補給などの大規模な配送活動にも使用されうる。航空機の実施態様は相対的に安価な配送手段を提供するので、装置は、物流ネットワークを運用するコストを低減するために使用されうる。例えば鉱山のような資源の採取活動は、しばしば遠隔地域で行われる。インフラがほとんどない広大なエリアの中に複数の鉱山が位置することがありえる。これらの活動への補給は空路輸送によることもあるが、これは、輸送機（例えば有人飛行機）が、活動地（鉱山）のそれぞれに直接飛行し、それぞれの場所で荷下ろしの前に着陸し、再び離陸することを必要とする。この配送のインフラ上の要求とコストが、本発明の実施態様を用いて低減されうる。なぜならば、航空機は、空中にいる輸送機から直接発射されうるからである。したがって、輸送機はもはや各場所で着陸しなくてもよいし、各場所に直接飛行する必要もない。代わりに、飛行中に本発明の航空機がリリースされ、コントロールモジュールがそれぞれの航空機を場所へと誘導するだろう。多数の本発明の航空機が、一度に展開されうる。これは輸送機の燃料費を低減し、配送のための時間を減少させる。これはまた、航空機が着陸するための各場所の滑走路の必要性も廃絶する。パラシュートによる配送と比較して、本発明の航空機はより正確な配送手段を提供する、なぜなら航空機は誘導されているからであり、このことはその場所の構造物等への損傷のリスクを低減する。さらに、装置は目標位置の実質的に上でリリースされる必要がなく、代わりに、目標から何マイルも離れてリリースされることができる。つまり、実施態様において、例えば同時に物品を配送するために、安価で使い捨て可能な機体で形成された多数の航空機を用いることによって、物品の配送コストを劇的に低減させることができる。これはまた、例えば多くの既存の再使用可能な無人飛行機で要求されるところの相当な設備投資を回避することができる。
【００１５】
発明のこの局面の実施態様はまた、自律空中配送のために使用されうる航空機を提供し、それゆえ、オペレーターは航空機を発射し、当該航空機のコントロールモジュールが航空機を目標位置に誘導するように任せることができる。コントロールモジュールからコントロール構造体に延在するリンケージが、飛行において航空機を誘導する役割を果たす。コントロール構造体とは、グライダーの飛行、例えば、グライダーの高度や航空機が航行している方向をコントロールするために使用される、航空機の何らかの構造あるいは部分を意味する。実施態様において、コントロール構造体は操縦翼面である。操縦翼面は、補助翼、昇降舵、方向舵、および、例えば航空機の高度、ロール、ヨー、ピッチを調整することによって航空機の飛行をコントロールするために用いられる他のあらゆる翼面を含む。
【００１６】
リンケージは、本発明においては、コントロールモジュールからその対応するコントロール構造体に運動エネルギーを伝達する機械的リンクである。これは、例えば、部品、互いにリンクしている複数の部品、及び／又は、コードや線（例えば、ワイヤ、ロープ、糸）を含む。言い換えると、それは、コントロールモジュールからの例えば動作又はシグナルに反応して、コントロール構造体を動かし／調整するようにしうる、何らかの物である。例示は、コントロールモジュールのアクチュエータに連結されて、操縦翼面を前後に動かすためにアクチュエータによって引かれ（又は張られ）あるいは解放されうるロープ、ピエゾ素子アクチュエータに連結されたワイヤ、又は、形状記憶合金アクチュエータワイヤを含む。これらの実施態様において、コントロールモジュールは、少なくとも１つのリンケージに操作可能に連結された少なくとも１つのコントロールアクチュエータを含み、当該少なくとも１つのコントロールアクチュエータは、前記少なくとも１つのリンケージを通じて操縦翼面にパワーを伝達するよう適合されている。
【００１７】
リンケージは、コントロールモジュールからコントロール構造体に延在する単一のコンポーネントでありえる。あるいは、リンケージは、互いにリンクして共に動くことができる複数のロッドのような、複数のコンポーネントから形成されていてもよい。リンケージはコントロールモジュールにリリース可能に取り付けられて、それゆえ、コントロールモジュールから切断されるようにされうる。代替的にまたは付加的に、リンケージは、機体から分離されうるように、航空機の機体にリリース可能に取り付けられていてもよい。
【００１８】
つまり、１つの実施態様において、少なくとも１つのリンケージは、コントロールモジュールからコントロール構造体に延在するラインを含む。これは、コントロール構造体を調整するためにエネルギーがコントロール構造体に伝達されうる手段を提供する。
【００１９】
「航空機（aircraft）」という文言は、飛行機（aeroplane）およびグライダー（glider）を包含する。つまり、航空機は、例えばプロペラや搭載型ロケット（ロケットブースター）のような推進力を提供するための手段を含んでもよい。言い換えれば、ビルトイン型スラスト又は推進力ジェネレータである。ある実施態様において、推進力提供手段は自己完結型コントロールモジュールに不可欠であるか、取り付けられており、機体にリリース可能に連結されており、それゆえ推進力提供手段は、コントロールモジュールとともに航空機から取り外されうる。したがって、推進力提供手段は、別の機体において再利用可能である。他の実施態様において、推進力提供手段は、使い捨て可能なコンポーネント（例えばプロペラ）から形成され、機体に取り付けられているが、コントロールモジュール中に位置するモーターによってコントロールされる。例えば、コントロールモジュール中のモーターからシャフトが延在し、機体のフロント上に位置する使い捨て可能なプロペラを回転させる。
【００２０】
コントロールモジュールは、操縦翼面をコントロールするためのアクチュエータと、位置情報を受け取るため、また、アクチュエータをコントロールするためのドライブシグナル、任意的に電子的ドライブシグナルを生成するための、コントローラーと、を含む。コントロールモジュールはまた、、航空機をコントロールし、目標位置に誘導するために必要な、主なコントロール及び誘導システムの全部を含みうる。例えば、アビオニクス、位置および対気速度センサおよび電源である。これらは、マイクロプロセッサ、メモリー、電源（例えばバッテリー）、位置検出モジュール、様々なパラメータを検索するためのセンサ（例えば対空速度、高度、温度）、無線通信モジュール、サーボ機構の形態であるアクチュエータ、を含みうる。センサ、航空機が遠隔地に着地するならば航空機の位置確認を容易にするための位置発信機、及び、さらなる通信機器のような付加的なコンポーネントが、コントロールモジュールに含まれていてもよい。しかしながら、ある実施態様では、それらのうちのいくつかは機体に直接取り付けられていてもよい。フレームに取り付けられる時、付加的なコンポーネントは、使い捨て可能でローコストなコンポーネントとして提供されうる。別の実施態様では、コントロールモジュールはすべての電子的／電気的コンポーネントのすべてを含むことになるだろう。
【００２１】
航空機で使用されるセンサは、次のものの少なくとも１つ、好ましくは複数を含んでもよい：対気速度インジケータ、絶対高度センサ、局所対地高度センサ、ピッチ及びロールのための高度センサ、加速度計、位置センサ（例えば、目標位置に対する）、対地速度検出システム、降下／落下率計、航空機の位置を決定するために使用するセンサ。
【００２２】
コントローラーとは、コントロールユニットの一部が、コントロール構造体を調整することも含む組立体のコンポーネントの動作をコントロールするように適合されていることを意味する。コントローラーは、コントロールユニットにおいて分離されたコンポーネントであってもよく、例えば１つのプロセッサにおいて、他の部品と組み合わされていてもよい。コントローラーは、電子的及び／又は電気的な部分でありえる。
【００２３】
位置情報は、例えば目標位置に対する航空機の位置などの航空機の位置に関する情報を含む。これは、グローバル・ポジショニング・サテライト（ＧＰＳ）ユニット、携帯電話ネットワークに基づいて位置を三角測量する能力のあるモジュール、レーザー指示システムのための監視装置、組立体の位置を三角測量するためにシグナル強度と方向が用いられうるツイントランスミッター無線誘導システムの一部として用いられうる無線受信機、或いは、無線又はＩＲビーコン受信機、の少なくとも１つのから情報を受け取ることを含みうる。
【００２４】
自己完結型とは、コントロールモジュールが、コントロールモジュールの個々のコンポーネントが連結された１つのユニットとして形成されていることを意味する。言い換えると、コントロールモジュールの部分が共に保持され、１つのピースとして取り外され、機体に挿入されることができる。ある実施態様では、コントロールモジュールは、その中にコントロールモジュールのコンポーネントが収納されているハウジングを含む。ある実施形態では、コントロールモジュールはハウジングを含んでよく、コントロールモジュールのコンポーネントはハウジングの中に収納され、また、ハウジングの外表面に取り付けられていてもよい。ある実施態様において、コントロールモジュールは、１つのユニットを形成するようにともに固定された、複数のモジュラーコンポーネントから形成されうる。発明のこの局面において、自己完結型のコントロールモジュールは、航空機のコントロールと飛行のために要求される、すべての電子的コンポーネントを含む。つまり、航空機の他の部分には、電子的コンポーネント（例えばアクチュエータ又はモーター）が無く、位置もしていない。
【００２５】
「自律空中配送」とは、一旦コントロールモジュールに目標位置が提供されると、航空機は目標位置に自己を誘導する能力があることを意味する。航空機のコントロールモジュールは、リンケージつまり操縦翼面をコントロールするためにアクチュエータを用いて、航空機を操縦することができる。言い換えると、操縦翼面の動きをコントロールするために外部のパイロットが必要とされない。
【００２６】
航空機は様々な異なる発射方法を用いて発射されうる。例えば、別の航空機から発射されてもよく（他の飛行機のホールド又はコンパートメントからでもよく、他の航空機によって空中に牽引されてもよい）、又は、離昇ロケット（目標位置に滑空できる高度までグライダーを上昇させるために一時的に用いられるロケットブースター）の使用やスリングや発射ランプの使用を含む、何らかの適切な発射手段を用いて、地面から発射されてもよい（地面−地面）。
【００２７】
ある実施態様において、航空機は航空機の飛行をコントロールするための複数のコントロール構造体を含み、コントロール構造体のそれぞれは、少なくとも１つのリンケージによって、コントロールモジュールに操作可能に連結されている。複数のコントロール構造体があり、各々が少なくとも１つのリンケージによってコントロールされている航空機の実施態様は、航空機の飛行の間、高度なコントロールを有し、それゆえ、航空機は目標位置に正確に誘導されうる。
【００２８】
別の実施態様において、機体はさらに少なくとも１つの翼を含む。また別の実施態様において、機体はさらに、収納形態と展開形態との間で可動である、少なくとも１つの展開可能な翼を含む。収納形態はまた、折り畳み形態とも称される。さらなる実施態様において、収納形態において、少なくとも１つの展開可能な翼は、第一の表面領域を有する上昇を生み出すための飛行面を提供し；展開形態において、少なくとも１つの展開可能な翼は、第二の表面領域を有する上昇を生み出すための飛行面を提供し；第二の表面領域は、第一の表面領域よりも大きい。飛行面は、上昇を提供するために利用される（つまり露出している）翼の領域である。言い換えると、展開位置において露出している、つまり、翼として働くことが可能で、飛行を維持する（又は降下を遅くする）手段を提供できる翼の領域は、収納形態にあるときよりも大きい。例えば、翼は、展開位置においては航空機の主本体から外向きに拡張し、一方、収納形態においては主本体に実質的に対向する（又は実質的にフットプリントの範囲内である）ようにされるだろう。つまり、もしも翼が主本体に対向して或いは主本体に向かって完全に格納されるならば、第一表面領域は実質的にゼロか、ゼロになるだろう。実施態様は、本発明の航空機が運ばれる発射航空機のサイズ上の要求を低減するという利点を有する。なぜなら、航空機によって消費されるフットプリントは、展開可能な翼が収納されていることによって低減されるからである。
【００２９】
別の実施態様において、少なくとも１つの展開可能な翼は、展開形態と収納形態の間で可動である。したがって、展開可能な翼は、展開可能な翼が展開された後に、再び収納されることができる。言い換えると、機体は、例えば使用の後に、そのオリジナルの折り畳まれた形態に、折り畳まれて戻されることが可能である。機体が再使用される場合には、このことは、機体が再パッケージされ、便利に収納あるいは、例えばパレット上で輸送されうるようにする。また機体が使い捨て可能である場合には、このことは、組立体の廃棄及び／又は解体を助ける。
【００３０】
別の実施態様において、コントロールモジュールは、翼展開機構によって少なくとも１つの展開可能な翼に連結されており、コントロールモジュールは、翼展開機構を用いて収納形態から展開形態へと翼を動かすように操作可能である。コントロールモジュールの展開可能な翼への連結は、コントロールモジュールによって要求された時に収納形態から展開形態へと翼が自動的に動かされうる航空機を提供する。これは、発射直後に行われてもよく、あるいは、ある時間後でもよく、又は、特定のパラメータ（例えば、対空速度又は高度）の検出と同時であってもよい。つまり、航空機は、ユーザーによって指定されるポイントにおいて。翼を自動的に展開するように適合されうる。このような翼展開システムは、コントロールモジュールの中又は上に位置する電子的又は電気的なコンポーネント（例えばアクチュエータのような）、あるいは、コントロールモジュールの中又は上に位置するか機体に取り付けられる、コントロールモジュールによってコントロールされる機械的な（例えば仕込まれたバネ）機構でありえる。
【００３１】
これは発射航空機から同時に複数の航空機が発射されることをアシストしうる。例えば、本発明の複数の航空機が１つのパレット上に積載されることができ、これは、収納形態にある展開可能な翼を有することによって容易にされる。なぜなら、各航空機によって占められるスペースが低減されるからである。その後、航空機は、発射前に再配置又は各航空機の翼を展開されることなく、この形態で（すなわちパレットから）発射される。代わりに、航空機は発射航空機からリリースされることができ、各航空機の翼は発射航空機の外部に出るとただちに自動的に展開されうる。
【００３２】
翼展開機構は、翼が収納（折り畳み）形態から展開形態に動くような、あらゆる適切な機械的連結でありえ、例えば、リンケージ、歯、一連の歯、或いは、コントロールモジュールから少なくとも１つの展開可能な翼に運動エネルギーを伝達する他のあらゆる手段がありえる。
【００３３】
他の実施形態において、翼展開機構は翼展開リンケージを含み、コントロールモジュールは翼展開リンケージに操作可能に連結された少なくとも１つの翼展開アクチュエータを含み、コントロールモジュールの翼展開アクチュエータは、航空機の飛行をコントロールし、目標位置に航空機を誘導するために、翼展開リンケージを用いて少なくとも１つの翼の展開可能な翼を調整するように適合されている。つまり、翼展開機構は、翼を展開するため、及び、航空機を誘導するための両方に働き、すなわちリンケージとして働く。これは、コントロールモジュール及び機体に要求される部品の数、また、コントロールモジュールと機体の間の連結の数を低減させ、それゆえ、製造コストやコントロールモジュールを挿入或いは取り外すユーザーの負荷が低減される。
【００３４】
別の実施態様において、少なくとも１つの展開可能な翼は、少なくとも１つの調整可能なコントロール構造体を含み、翼展開機構は、少なくとも１つのリンケージを含む。つまり実施態様は、リンケージがコントロールモジュールから展開可能な翼に延在し、収納形態から展開形態へと翼を展開するために使用されうる、一方でまた、コントロール構造体の使用を通じて航空機のコントロールも可能である設計を提供する。これは、アクチュエータの数と、コントロールモジュールに要求される機構を低減することができ、それによって、コントロールモジュールのサイズ及び重量を低減し、リンケージの数も減らすことができる。
【００３５】
別の実施態様において、少なくとも１つの展開可能な翼は、少なくとも１つの調整可能なコントロール構造体を含む。この実施形態のコントロール構造体は、翼の一部上にある付加的なフラップなどの翼の一部でありえ、また、それは翼の全面でありえる。後者の設計では、リンケージは、航空機の飛行をコントロールするために、翼全体を動かし、あるいは折り曲げることができる。例えば、少なくとも１つのリンケージは、航空機を傾け、そしてターンさせるために、一方側の翼の最外端（翼端）を下向きに引くために使われうる。
【００３６】
別の実施態様において、自己完結型のコントロールモジュールはアクチュエータを受けるためのハウジングを含み、ハウジングは水の侵入に対して密閉されている。言い換えると、コントロールモジュールは密閉されたコンテナ又はケースを含み、その中に、露出している必要がなく、及び／又は、環境によって損傷を受けうるコンポーネントが収容され保護されている。ある実施態様では、例えばセンサであるコントロールモジュールの一部が、ハウジングの外部に位置してもよい。実施態様において、航空機のすべての電子的コンポーネントが、コントロールモジュールのハウジングの中に収容されている。これは、航空機の内部においても、また、それが取り外された際にも、コントロールモジュールを保護するだろう。これは、コントロールモジュールが後で人間によって運ばれ、或いは、コントロールモジュールにダメージを生じるかもしれない環境中で保存されるならば、特に有利である。これらの実施態様において、ハウジングは、そこをリンケージが通って延在しうる開口を含むことができる。代替的あるいは付加的に、コネクターがハウジングの内部から外部に、リンケージがコネクターに取り付けられるように延在してもよい。これらの実施態様において、ハウジングが水の侵入に対してシールされるように、水の侵入に対して開口が密閉されるだろう。ある実施態様において、自己完結型モジュールのすべてのコンポーネントがハウジング内に収容されるだろう。
【００３７】
別の実施態様において、コントロールモジュールはさらに、外部の通信ユニットからの目標位置を特定するシグナルを受け取るように設定された通信ユニットを含む。通信モジュールは有線でも無線でもよい。ある実施態様において、通信モジュールは短距離無線通信モジュールでありえる。これらの実施態様において、ユーザーは、物品が配送される目標位置を簡単にプログラムし直すことができる。無線通信ユニットが使用される場合、ユーザーは、１つのコマンドを用いて複数のコントロールモジュールをプログラムし直すことができうる。別の実施態様において、通信ユニットは長距離無線通信ユニットでありえ、それは、例えば飛行中に目標位置が調整されることを許容しうる。これは、宛先が調整可能であるので、移動する受給者、例えば人間に物品が配送される場合に特に有益であろう。通信ユニットの例は、ブルートゥース(登録商標)モジュール、赤外線モジュール、ＵＳＢ接続及び無線受信機及び発信機を含む。
【００３８】
別の実施態様において、通信ユニットはさらに、他の航空機の通信ユニットと通信するよう設定される。この実施態様において、１を超える航空機が一度に発射される時、特にもしそれらのすべてが同じ目標位置へと進行するのであれば、航空機は互いに情報とデータを共有できる。このデータは、例えば現在位置、温度、対空速度、高度、局地高度、条件や、目標位置やアップデート指示等の他の情報などの、何らかの測定データを提供するシグナルでありえる。例えば、航空機の対空速度センサや位置センサが不完全或いは不正確であれば、同じ目標位置に発射されたいずれか他の航空機は、エラーを軽減あるいは取り除くために、局地対空速度や位置データのような情報を共有できる。もちろん、２機を超える航空機があれば、各々の航空機のデータを比較することによってこれはさらに軽減されうる。このような通信モジュールの設計は、自動優先順位付けシステムの使用をも許容しうる。例えば、複数の航空機が互いに近くにある複数のホーミングビーコンに向けて落とされる場合、航空機間で通信する優先順位付けシステムが、すべての航空機が１つのビーコンに向かうよりも、それぞれのホーミングビーコンに１機の航空機のみが行くことを確実にするために用いられうる。自動航空機間通信の別の利点は、仮に数機の航空機が同じ目標に向かって飛んでおり、１機がある位置で例えば天候や他の問題のせいで困難を被るならば、航空機は、他の航空機と、困難に関する警告や情報を通信できうる。その後、他の航空機は、最初の飛行機が困難に遭遇した位置を回避することによって、問題のある航空経路を避けることができる。
【００３９】
別の実施態様において、機体は生分解性の材料から形成される；任意的に、機体は本質的に生分解性の材料からなる。生分解性とは、材料が、微生物、特にバクテリアによって、また特に材料の化学構造における顕著な変化につながる酵素反応によって解体されうることを意味する。例えば、生分解性材料は紙、ボール紙又は他の何らかの木質パルプ材料；木；キャンバス；綿；生分解性プラスチック（例えばポリ乳酸）；他の何らかの適切な生分解性材料又はそれらの組み合わせでありえる。
【００４０】
この実施態様における発明は、低環境インパクトで物品を収容し保護するための手段を提供する、高価ではなく軽量な機体を提供する。つまり、使い捨て可能な機体は環境に大きな損害を与えないだろう。さらに、ある実施態様において、パッケージはリサイクルされた材料から製造され、それゆえさらに環境インパクトを小さくすることができる。加えて、他の実施態様において、関連する材料は高価でないものでありえ、配送が顕著に低く達成されうる。例えば機体構造を保護するために防水素材で機体をカバーするなどのさらなる特徴が、航空機に含まれうる。実施態様において、防水素材は、パッケージが安全に燃やされるよう、ワックス、特にクリーン燃焼ワックス、又は、ナノスケールの厚みのポリマーコーティングでありえる。「ナノスケールの厚み」という文言は、１ｎｍから１００００ｎｍの厚み、好ましくは１ｎｍから１０００ｎｍの厚み、より好ましくは１ｎｍから５００ｎｍの厚みを意味する。例えば、ポリマーコーティングはエチルセルロースのような疎水ポリマーコーティングでありえる。
【００４１】
「本質的に・・からなる」との文言は、機体がほぼ全体的に生分解性材料から形成されるが少量の他の材料を含みうることを意味する。例えば、８５％（重量あるいは体積による）以上の生分解性材料から形成されることができ、好ましくは９０％以上、より好ましくは９５％以上、さらにより好ましくは９９％以上の生分解性材料から形成される。
【００４２】
リンケージの例は、コードあるいは硬質のロッドを含む。より具体的には、リンケージは、綿コード、麻又はヘンプのロープ、生分解性ポリマー、（細い）金属ワイヤ（例えば、錆びる見込みの細い鉄製ワイヤ）、木製ダボ、金属部品、或いはグラファイトのロッドから形成されうる。ある実施態様において、少なくとも１つのリンケージが生分解性材料から形成され、任意的に少なくとも１つのリンケージが本質的に生分解性の材料からなる。したがって、リンケージは機体とともに解体するように放置されうる。これは、物品の配送の後、ユーザーが安全にリンケージを処理することを可能にする。リンケージは防水コーティングで覆われていてもよく、リサイクル材料から形成されていてもよい。
【００４３】
ある実施態様において、コントロールモジュールはさらに、航空機の位置を検出し、コントローラーに位置情報を提供するための位置検出モジュールを含む。さらなる実施態様において、位置検出モジュールは、衛星位置ユニットおよび無線周波数検出装置の少なくとも１つを含む。位置検出モジュールは、例えば目標位置に対する航空機の位置である、航空機の位置を決定する能力のある何らかのナビゲーションシステムである。ある実施態様において、位置検出モジュールは、グローバル・ポジショニング・サテライト（ＧＰＳ）ユニット、携帯電話ネットワークに基づいて三角測量を行う能力のあるモジュール、レーザー指示システムのための監視装置、航空機の位置を三角測量するためにシグナル強度と方向が用いられるツイントランスミッター無線誘導システムの一部として用いられる無線受信機、或いは、無線又はＩＲビーコン受信機、の、少なくとも１つを含む。
【００４４】
ある実施態様において、航空機はグライダーである。つまり、搭載型の推力提供手段を必要としない航空機である。ある実施態様において、航空機は、３：１、５：１または好ましくは１０：１の滑空比を有しうる。言い換えると、グライダーが１０単位の距離を移動するごとに、１単位の距離分降下するということである。つまり実施態様は、低コストな航空機が製造可能である配送システムを提供する。潜在的に高価な推力システムは必要とされず、機体とコントロールモジュール両方のコストが低減されうる。グライダーの使用はまた、航空機のデザインの複雑さを低減し、それゆえ、目標位置にいるユーザーに対して、配送の後に航空機を解体する（すなわちコントロールモジュールを取り外す）ことを容易にする。さらなる利点は、装置に動力を供給するために燃料や大きなバッテリーが要求されないため、潜在的に低い環境インパクトを含むことである。さらに、航空機をコントロールするために必要とされる設備は、推進手段をコントロールする必要がないため、よりシンプルなものになりえる。
【００４５】
別の実施態様において、機体は、配送される荷物を受けるためのホールドを含む。ホールドは、物品とリンケージの干渉を避け、及び／又は、ダメージから荷物を保護するように、荷物を受けるために主本体中の分割されたコンパートメントを含みうる。
【００４６】
別の実施態様において、主本体は、収納形態において、少なくとも１つの展開可能な翼を少なくとも部分的に受けるように設定された、少なくとも１つの凹部を含む。収納形態の翼を収容するための凹部あるいはキャビティの使用は、例えば航空機を積み込み、動かす時の、翼へのダメージのリスクを低減できる。これはまた、折り畳み形態にある航空機のフットプリントを低減でき、例えば実質的に平らな面を提供することによって、航空機の積載効率を増すことができる。ある実施形態において、翼は完全に凹部の中に受けられる。
【００４７】
別の実施態様において、主本体はさらに、ハニカム構造を有する少なくとも１つの層を含み、ハニカム構造は、配送される荷物を保護するために層の面に延在する小区画のネットワークを規定する。この局面の本発明はさらに、ホールドを保護する効果的な方法を提供する。ハニカム構造の層は、主本体の中の荷物を保護する構造を有し、その構造は衝撃に対抗でき、かつ、力が閾値に達した時には変形できる。こうして、衝撃力を吸収し、潰れることが許容される。ハニカム構造を有する層の使用はさらに、着地区域や着地区域内の物への損害を潜在的に低減することによって、安全性の向上という有益さを提供する。加えて、ボール紙ハニカム構造の典型的にローコストな性質は、安価で使い捨て可能な機体へのその導入を許容する。
【００４８】
別の実施態様において、推力及び飛行コントロールは、翼表面の高圧力空気を他の翼表面の低圧力側に引き出すことによる、航空機表面の境界層の操作を通じて実行されうる。これは、翼の上昇性能を修正する効果を有する。対称的にあるいは非対称的にこの方法で空気を引き出し、コントロールモジュールの中に収容される１又は複数のバルブの使用を通じて引き出される空気量のコントロールを負荷することによって、飛行コントロールは実行されうる。空気を引き出し、他の表面に空気を送るために、表面は、構造体内に含まれる１又は複数のダクトに通じる極小の穴が開けられている。１又は複数のダクトは、対応する１又は複数のコントロールバルブ（言い換えるとアクチュエータ）が位置する場所で、コントロールモジュールに連結されている。
【００４９】
別の実施態様において、機体は使い捨て可能な機体である。
【図面の簡単な説明】
【００５０】
発明の具体的な実施態様が、添付の図面を参照して詳述されるだろう。
【００５１】
【図１】図１は、折り畳み形態の本発明の実施態様の斜視図を示す。
【図２】図２は、展開形態の本発明の実施態様の斜視図を示す。
【図３】図３は、本発明のコントロールモジュールを示す。
【図４】図４は、折り畳み形態の本発明の実施態様の斜視図を示す。
【図５】図５は、展開形態の本発明の実施態様の斜視図を示す。
【図６】図６は、折り畳み形態の本発明の実施態様の斜視図を示す。
【図７】図７は、展開形態の本発明の実施態様の斜視図を示す。
【図８】図８は、折り畳み形態の本発明の実施態様の斜視図を示す。
【図９】図９は、展開形態の本発明の実施態様の斜視図を示す。
【図１０】図１０は、折り畳み形態の本発明の実施態様の斜視図を示す。
【図１１】図１１は、展開形態の本発明の実施態様の斜視図を示す。
【図１２】図１２は、展開形態の本発明の実施態様の斜視図を示す。
【図１３】図１３は、展開形態の本発明の実施態様の斜視図を示す。
【図１４】図１４は、本発明の実施態様の平面図を示す。
【００５２】
添付図面において、同じ参照数字は同じ要素を示す。例えば、符号１１，１１１，２１１は同じ要素を示している。
【発明を実施するための形態】
【００５３】
本発明の第一の実施形態が、図１，２においてグライダー１０の形態で示される。図１，２はそれぞれ、グライダー１０を折り畳み（又は収納）形態及び展開形態で描写している。グライダー１０は、後述されるように、物品が目標位置に容易かつローコストで配送される手段として働く。グライダー１０は当初、図１に示される折り畳み形態で収容され、例えば他のそのようなグライダーと共に積み重ねられるなど、効率的に梱包される。図１に示される折り畳み形態のグライダーのサイズは、約５００ｍｍ×５００ｍｍ×１２００ｍｍである。グライダーが発射されるとき、グライダーは、図２に示される展開形態に自動的に展開され（詳細は後述される）。つまり、物品の効果的な空中配送を行うためのすべての必要なコンポーネントは、グライダー１０の中に収納されている。
【００５４】
この実施態様において、グライダー１０は機体を含み、当該機体は波型ボール紙から形成され、内部に空洞（不図示）を有する主本体１２を含み、その中に、グライダー１０によって配送される物品が受け入れられうる。波型ボール紙の外側表面はクリーン燃焼ワックスでコーティングされており、ボール紙を水分のダメージから保護する。機体の主本体１２の内部はすなわち、物品のためのホールドとして働く。機体の主本体１２の内部（ホールド）は、機体の下部に位置する開口（不図示）を通じてアクセスされる。機体の下部はまた、グライダーの着陸時に主本体１２の内部にある物品を保護するように、ボール紙のさらなる層で強化されている。
【００５５】
図２においてより明確に見られるように、グライダー１０の機体はまた、２つの展開可能な翼３０、ノーズ又はフロント部１１、テール部１６、及び、２つの垂直尾翼３４及び２つの水平尾翼３６を含む、テール部１６に位置するテールフィン構造体を含む。垂直尾翼３４及び水平尾翼３６は、可動である操縦翼面３８、３９を含む。
【００５６】
この実施形態におけるグライダー１０の２つの展開可能な翼３０は、ヒンジ連結部３２を通じて機体の主本体１２に連結されている。この連結は、ボールソケット型のジョイント（翼３０の主本体１２への連結を維持するよう、付加的な強化を伴う）の形態を採っており、複数面における各翼３０の回転を許容する。したがって、翼３０は、図１に示される折り畳み位置から、図２に示される展開位置へと回転されうる。この実施形態において翼３０はそれぞれ、ヒンジ連結部３２の中の内部バネによって、バネ仕掛けとなっている。内部バネは、翼３０を主本体１２の外向きに拡張させるよう、また、グライダー１０に上昇を提供する性能のある翼構造を形成させるよう、翼３０を折り畳み形態から展開位置へと付勢する。内部バネは、グライダーが展開される時にグライダーに作用する力を克服するために十分な力であり、それゆえ、翼は、空中で他の航空機からリリースされた後の降下の間のような動作中にも、展開できる。翼３０は、翼展開ラッチ（不図示）を含む翼展開機構によって折り畳み形態に保持されている。翼展開機構は、後述されるように、コントロールモジュール２０によってコントロールされる。展開形態において、翼３０は、機体の上部から外側に拡張するように開く。この配置は、飛行中のグライダーの安定性を向上させる。
【００５７】
図２により明確に見られるように、グライダー１０の主本体１２は、２つの凹部を含み、主本体１２のより大きな面のそれぞれに１つが位置しており、そこから翼３０は展開位置へと拡張する。凹部１３は、折り畳み形態においてそこに翼３０を受けられるような形状及びサイズにされている。つまり、翼３０が折り込まれている時、それらは凹部に受けられ、主本体１２の側面に沿って実質的に平坦な面となっている。これは、翼へのダメージのリスクを低減し、折り畳み形態におけるグライダーのフットプリントを低減し、実質的に平らな側を提供することによって、グライダーの積み重ね効率を増す。
【００５８】
翼３０の各々は標準的な翼構造を有し、それらは、曲線的な前縁（断面において）と鋭い後縁（断面において）に形成されている。各翼３０の形状は、各翼３０の下部側よりも、各翼３０の頂部側がより長い空気流路であることを意味する。当業者に認識されるように、グライダーが発射される時、これは、グライダー１０が目標位置へ滑空することを許容するように上昇をもたらす。この実施態様において、各翼３０の下部側は実質的に平らである。しかしながら、多くの翼のデザインがグライダー１０に関して用いられうることが認識されるだろう。比較的単純な翼構造のデザインは、翼３０が容易かつ効果的なコストで、ボール紙のような安価で使いやすい材料から製造されうることを意味する。
【００５９】
グライダーの後部にテール部１６がある。展開可能な翼３４と同様、テール部１６は、後述のように、折り畳み形態（図１）と展開位置（図２）との間で可動である。テール部１６は、サポート面３３、リアパネル１７、及び、テール部１６の両側にサイドパネルを含む。サポート面３３およびリアパネル１７は、実質的に硬質のボール紙で形成されている。サイドパネルは、より薄く柔軟な厚紙で形成され、それゆえ簡単に折り込まれる。折り畳み形態において、テール部１６は、実質的に平らな構造となるように折り込まれており、主本体１２の後部に対して保持されている。より具体的には、リアパネル１７はその幅方面にわたってそれ自身の上に折り込まれており、サポート面３３は、主本体１２の後部表面に対してリアパネル１６を挟むように、下向きに折られている。サイドパネルは、折り畳み形態において主本体１２とサポート面３３の間にそれらを下向きに折り込むことができるよう、予め折り線が付けられている。このようにして、テール部１６は、グライダー１０によって占められる領域が少なくなるように折り畳まれうる。さらに、これは、グライダー１０が発射前に輸送され及び／又は梱包されているときに、テール部１６に生じる損傷のリスクを低減する。
【００６０】
テール部１６は、第一ラッチ（不図示）によって、バネ付勢に対して折り畳み形態で保持されている。つまり、テール部１６を展開形態に反転させるために、第一ラッチがリリースされ、弾性力がテール部１６を展開形態にさせる。展開機構はまた、展開形態において係合している第二ラッチを含む。第二ラッチは、展開形態においてテール部１６を保持する。
【００６１】
展開形態において、テール部１６のサポート部３３は、水平なプラットフォーム（グライダー１０が水平であるとき水平である）を形成するように広がる。このプラットフォームは、垂直尾翼３４及び水平尾翼３６を支持する役割を果たす。テール部１６のリアパネル１７は、主本体からサポート面３３の最後端へ斜めに延在するサポート面のためのサポートを形成するよう広がる。テール部１６のサイドパネルは、主本体１２、リアパネル１６及びサポート面３３の間に延在するように広がる。リアパネル１６とサポート面によって形成される三角形はまた、飛行中にグライダー１０に作用する抗力を低減することによって、グライダー１０の空気力学的性質を向上させる役割を果たす。
【００６２】
２つの垂直尾翼３４（又は垂直のテールフィン）はそれぞれサポート面３３にヒンジ連結されており、垂直尾翼は、サポート面３３の表面に対して実質的に平らである形態（図１）、及び、サポート面３３の表面に実質的に垂直である形態（図２）から動かされうる。後者の展開形態において、垂直尾翼３４はセルフロックのヒンジ継ぎ手（不図示）の使用によって、垂直、上向きの位置に保持される；しかしながら、尾翼３４が上向き位置に保持されうるいかなる手段も適切であろうことが認識されるだろう。当業者には認識されるように、グライダー１０の後部において上向きの垂直尾翼３４を用いることは、飛行におけるグライダー１０の安定性を向上させる。
【００６３】
垂直尾翼３４は、垂直尾翼３４の各々の後部に位置する可動の操縦翼面３８を含み、当該操縦翼面３８は、グライダー１０の水平方向の勾配（ヨー）をコントロールするためのラダーとして作用する。操縦翼面３８はまた、尾翼の空気力学的性質を変えることによって、飛行の間にグライダーの誘導を補助できる。この実施態様において、可動の操縦翼面３８は、垂直尾翼３４のヒンジ部分として備えられ、この部分は垂直尾翼３４の主部品／部分に対して回転可能である。垂直尾翼３４の各々（可動の操縦翼面３８を含む）は、波型ボール紙の単一（多層）部品からできており、垂直尾翼３４の主部分と可動な操縦翼面３８との間で、予め形成された軟弱部もしくは折り目が形成され、ヒンジ結合されている。
【００６４】
垂直尾翼と同様に、２つの水平尾翼３６もまた、テール部１６の水平尾翼３６を連結するヒンジ連結の手段によって、折り畳み形態と展開形態の間で動く。しかしながら、水平尾翼３６は、水平尾翼がテール部１６のサポート面３３の表面に対して平らに折り込まれている位置から、水平尾翼がサポート面３３と実質的に同じ面でテール部の外向きに延在している位置（すなわち、主本体１２の側面に垂直）へと動く。水平尾翼３６の後部は、水平な操縦翼面３９を形成している。この実施態様において、水平な操縦翼面３９は、それがテール部１６および水平尾翼３６の全幅にわたって延在して、個別にコントロールされる複数の尾翼というよりも、１つの水平尾翼３９を形成するように形成されている。つまりグライダー１０は単一の、大きな水平の操縦翼面３９を含む。より詳細に下記で説明されるように、この水平操縦翼面３９は、エレベーターとして作用し、つまり、グライダーの側方姿勢（ピッチ）をコントロールする。これは、水平操縦翼面３９の角度に応じてグライダーのノーズを上方および下方に向ける。
【００６５】
グライダー１０のフロント部１１は、上部フロント面１４及び下部フロント面１５を含み、折り畳み形態（図１）及び展開形態（図２）の間を可動である。折り畳み形態において、下部フロント面１５は、上部フロント面１４が主本体１２の前面に対して実質的に平らな位置に折り込まれるように、その幅方向にわたって折り込まれている。展開形態において、上部および下部フロント面１４，１５は、三角形のノーズ部１１を形成するように外向きに折り込まれている。言い換えると、上部および下部フロント面１４，１５は、主本体１２のフロント面に対して傾いており、流線型のフロント部１１を形成するように互いに対して角度が付けられている。当業者に認識されるように、展開形態において、フロント部１１は改良された空気力学的性質を提供する。フロント部１１はまた、折り畳み形態において主本体１２と上部フロント面１４との間に下向きに折り込まれるように折り線が予め形成されたサイドパネルを含んでいる。テール部１６と同様、フロント部は折り畳み形態において、第一ラッチ（不図示）によってバネ付勢に対して保持されている。第一ラッチの解放は、フロント部１１が展開形態に広がることを許容する。フロント部１１は続いて、第二ラッチによって展開形態に保持される。
【００６６】
機体に加えて、グライダー１０はまた、グライダー１０の主本体１２内に収容されたコントロールモジュール２０を含む。これは図３により詳細に示されている。この実施態様において、コントロールモジュール２０は、抗ダメージ性のプラスチックハウジング２１に収容された、完全に自己完結型のユニットである。コントロールモジュール２０は、グライダーのすべての電子的コンポーネントを収容し、マイクロプロセッサ、メモリ、バッテリー、ＧＰＳ、対空速度、飛行方向、姿勢及び高度の検出のためのセンサ、無線通信モジュール、及び、サーボ機構の形態である複数のアクチュエータを含む、複数の電子的コンポーネントを含む。
【００６７】
グライダー１０において、コントロールモジュール２０は、主本体１２の上面の開口の中に受けられているが、アクセス可能である。この実施態様において、コントロールモジュール２０は、その上部縁の周りにリップ（不図示）を含み、前記上部縁は、主本体１２の上面の開口よりも大きい。そのため、コントロールモジュール２０が主本体１２に挿入される時、コントロールモジュール２０は主本体１２の上面に位置したままである。コントロールモジュール２０は何らかの適切な手段によって定位置に保持されうる。これは、コントロールモジュール２０が容易にアクセスされることを可能にし、また、主本体１２に対してコントロールモジュール２０を定位置に保持する。
【００６８】
この実施態様において、コントロールモジュールは、２つのセルフシール型開口２２を含み、それを通じて６本のフックが延在している（開口当たり３本のフック２３）。明確性のため、図３では開口２２に対して２本のフック２３のみが示されている。フック２３の各々は、開口２２を通じてコントロールモジュール２０中に延在しており、コントロールモジュール２０の中の別々のサーボ機構に連結されている。他方、フックの露出した側の端は、コントロールモジュール２０から操縦翼面３８，３９に延在する６本のリンケージ２４のうちの１本の端に、連結している。この実施態様において、リンケージ２４の各々は、生分解性コードの単線を含み、各リンケージ２４は操縦翼面３８，３９に連結されている。この実施態様において、複数のリンケージ２４が、１つの操縦翼面３８、３９に連結されている。特に、垂直尾翼の垂直操縦翼面３８の各々の両側に連結された２本のリンケージ２４があり、水平操縦翼面３９に連結された２本のリンケージ２４がある。この配置は、リンケージ２４を通じて操縦翼面の各々を個別にコントロールできるようにする。開口２２は、リンケージ２４の動きを許容するが、コントロールモジュールの内部を湿気の侵入から保護する、ラバーシールで形成されている。
【００６９】
この実施態様において、グライダー１０のコントロールモジュール２０はまた、コントロールモジュール２０のハウジング２１の上部の露出した面に、２部分の連結ポイント２９（図１，２では不図示、図３に表されている）も含む。２部分の連結ポイント２９は、コントロールモジュール２０に固定された第一のベース部分と、第一のベース部分に解放可能に取り付けられた第二の、解放可能なクリップ部分とを含む。この連結ポイントの２つの部分は、部分同士が連結されている時に電気的な連結が維持されるように、互いに接合する電気端子を有している。第二の解放可能なクリップ部分は、ベース部分から分離されると、この連結は終了する。この電気的な連結は、発射に備えてユーザーがグライダー１０をアクチベートすると直ちにアクチベートされるように配置されている。連結ポイントの第二の、解放可能な部分は、スタティックラインのクリップを通じてスタティックラインの端に接合できるようにされている。
【００７０】
コントロールモジュール２０はさらに、コントロールモジュール２０の両側に位置する２つの開口２７を含み、それらは、コントロールモジュール２０が機体に挿入されている時には視認されない（図３では１つの開口２７が見られる）。コントロールモジュール２０の上面の開口２２と同様、コントロールモジュール２０の側面の開口２７は、セルフシールスリットを有するラバーシールの手段によってセルフシールされている。コントロールモジュールの側面の各開口２７は、それを通って延在する２つのフック２８を有する−コントロールモジュール２０の側面の２つのフック２８のうちの一方は翼展開リンケージ（不図示）の取り付けのためであり、他方は操縦翼面リンケージ（不図示）の取り付けのためである。コントロールモジュール２０のそれぞれの面のフック２８の両方は、フック２８に連結された各リンケージの独立したコントロールを許容するように、アクチュエータに連結されている（１つは、翼展開アクチュエータに連結されている）。
【００７１】
翼展開リンケージは、コントロールモジュール２０から、折り畳み形態で翼３０を保持するラッチへ延在している。翼３０が展開される時、コントロールモジュール２０は、翼展開リンケージにテンションを掛け、これがラッチを解放させる。これが翼３０をリリースし、ばね張力の下にある翼３０は、展開形態に開く。操縦翼面リンケージは、コントロールモジュール２０から翼の先端（すなわち翼の一番外側）に延在し、グライダー１０を傾斜させて転回させるように、翼の最外端（翼端）を一方側に下向きに引くために用いられる。
【００７２】
コントロールモジュール２０はさらに、フロント及びリア面に位置する開口２５を含む（図３ではリア面の開口２５のみが示されている）。これらの開口２５の各々は、そこから延在する１つのフック２６を有し、それはリリースリンケージに連結されている。コントロールモジュール２０のフロント面に位置するフック２６は、折り畳み形態でフロント部１１を保持しているラッチに延びるリンケージをリリースするように連結されており、コントロールモジュール２０のリア面のフック２６は、折り畳み形態でテール部１６を保持するラッチに延在するリンケージをリリースするように結合されている。フック２６の両方が、コントロールモジュール２０のアクチュエータに連結されている。
【００７３】
コントロールモジュール２０において、フック２３，２６，２８は多方向に動きうることが認められるだろう。つまり、例えば、フック２３，２６，２８は対応する開口２２，２５，２７の外に延びることもできるし、あるいは、対応するリンケージが取り付けられたまま、コントロールモジュール２０のメインハウジング２１の中に引き入れられることもできる。
【００７４】
使用において、グライダー１０は、翼３０、フロント部１１、リア部１６及び尾翼３４，３４が折り込まれた折り畳み形で提供され、グライダーは標準的な箱様の形状を有するだろう。続いて、ユーザーは、グライダー１０の主本体１２の内部の空洞に、配送される物品をパッキングできるだろう。グライダー１０がすでに適合されたコントロールモジュール２０を備えているかどうかに応じて、ユーザーはコントロールモジュール２０をグライダー１０に適合させて連結する必要もあるかもしれない。これは、例えば、後述されるように、コントロールモジュール２０が他のグライダーから引き上げられて、グライダー機体に適合される場合などである。コントロールモジュール２０を挿入することは、グライダー１０の主本体１２の上部面の開口に、コントロールモジュール２０を差し入れること、及び、リンケージ２４をコントロールモジュール２０のフック２３に連結することを含む。
【００７５】
この実施態様において、グライダー１０の発射の前に、ユーザーはコントロールモジュール２０に、物品が配送される目標位置をインプットしなくてはならない。これは、コントロールモジュール２０の無線通信モジュールに、目標位置を無線送信することによって達成される。そして、グライダーは発射準備が整う。
【００７６】
この実施態様のグライダー１０は、グライダー１０が発射されうる多くの手段があるという点において多用途である。この実施態様のための発射の一方法は、グライダー１０が折り畳み形態にある間に、発射航空機からグライダー１０をリリースすることである。具体的には、グライダー１０はその折り畳み形態で飛行機の後部ドアからリリースされることができ、続いて、降下しながら、展開形態に（自動的に）展開されることができる。翼３０、尾翼３４，３６，３８，３９、フロント部１４，１６及びテール部１６の自動展開は、展開コンポーネントを展開させるように物理的にラッチを解放すること、電気的なスイッチ連結ポイント２９を駆動することを含むスタティックライン展開機構の使用を通じて、グライダー１０が発射された時を検出するグライダー１０のセンサの使用を通じて、あるいは、例えば発射前にユーザーによって作動されるコントロールモジュール２０のタイマーの使用を通じて、達成されうる。ある実施態様においては、これらの多く手段の複数の組み合わせが採用されうる。この実施態様においては、上述のように、コントロールモジュール２０が特にスタティックライン展開機構とともに用いるために適合され、それゆえにこの展開の方法は好ましい。
【００７７】
発射航空機からの発射の例において、グライダーが飛行機に搭載されると直ちに、コントロールモジュール２０の連結ポイント２９がスタティックラインに連結され、スタティックライン自体は飛行機内部のスタティックライン係止レールに取り付けられている。この展開方法は同時に複数のグライダー１０が展開することを許容する、なぜならそれらはともに一つのパレットの上に、箱入り物品の通常のパレットの積み重ねと同じようにして積み重ねられ、グライダー１０の各々がスタティックラインに連結されうるからである。グライダー１０を発射するために、各グライダーが発射飛行機から個別にリリースされてもよいし、パレットから直接同時に発射されてもよい。
【００７８】
グライダー１０が飛行機の後部からリリースされて降下し始めると、スタティックラインは、航空機の係止レールと、連結ポイント２９の第２のリリース可能なクリップ部に係留されたままである。スタティックラインが完全に延び、テンションが掛かるところで、第一のベース部分と第二のリリース可能なクリップ部分の間の連結が、その部分がスタティックライン鎖における最も弱い連結であることから、破断する。この切断が、コントロールモジュール２０のマイクロプロセッサに送信されるシグナルを生じさせ、コントロールモジュール２０はグライダー１０が発射されて、実質的に飛行機から離脱したことを示す。
【００７９】
この点において、コントロールモジュール２０は、グライダー１０の飛行をコントロールするために全面的に責任を負っている。コントロールモジュール２０は、折り畳み形態にある翼３０、フロント部１１及びリア部１６を保持しているラッチをリリースするように、要求される時間に（例えば、センサーデータや発射からの経過時間に基づく）、翼展開リンケージやリリースリンケージがアクチュエートされるようにするだろう。コントロールモジュール２０はまた、リンケージ２４をアクチュエートし、水平及び垂直尾翼３６，３４が展開位置に動くようにする。そのようにしてグライダー１０は図２に示される展開形態となる。
【００８０】
コントロールモジュール２０のマイクロプロセッサは、コントローラーとして働き、次いで、コントロールモジュール２０の内部に位置するセンサから決定される飛行速度、方向、姿勢及び高度を含む何らかの情報とともに、目標位置に関する内部ＧＰＳから受け取る位置データに基づいて、グライダー１０の飛行をコントロールする。より具体的には、この情報に基づいて、マイクロプロセッサが、コントロールモジュール２０の内部のサーボ機構のアクチュエーションを生じさせる。サーボ機構は要求されたリンケージ２４において伸長や収縮を生じさせて、操縦翼面３８，３９を動作させる。コントロールモジュール２０はまた、グライダー１０を傾けたり転回させたりするように、コントロールモジュール２０から翼端に延在する操縦翼面リンケージをコントロールすることもできる。当然、１つの飛行翼面に連結された複数のリンケージ２４があるとき、マイクロプロセッサは、各リンケージ２４を協調的に働かせることに対応するようにサーボ機構を働かせる。このことは完全に自動化されたグライダー１０を提供し、当該グライダーは、目標位置にそれ自身で進むことができる。
【００８１】
グライダー１０が目標位置に到達すると、ユーザーがどのようにグライダー１０をプログラムしたかによって、あるいは、グライダー１０が目標位置の着地場所に近づきながら検出されるパラメータ（例えば、高度及び対空速度）の数によって、様々な方法で着地することができる。具体的には、着地場所が専用場所でない場合、グライダーは、目標位置に近づく際のグライダーの高度に応じて、最も適切な着地シークエンスを自動的に選択するようにプログラムされうる。コントロールモジュール２０は、グライダー１０を目標位置の上で旋回させて、柔軟にコントロールされた着地ができるまでゆっくりと下降させるよう、グライダー１０を進めることができる。あるいは、グライダー１０が目標位置に近づくにつれて段階的に降下し、上空で失速してもよいし、また伝統的な飛行機と同様の方法で着陸するように正確な軌跡を計算してもよい。
【００８２】
代替的あるいは付加的に、コントロールモジュール２０が、グライダー１０が目標位置に近付いていることを検出した時に、コントロールモジュール２０がパラシュートを展開し、グライダーをゆっくりと目標位置に落下させるように、グライダー１０はパラシュートが組み合わされていてもよい。これは、コントロールモジュールをパラシュート展開モジュールに連結する付加的なリンケージを用いることで達成される。パラシュートモジュールは、減速パラシュートの使用のような何らかの公知のパラシュート展開方法によって、パラシュートが展開されるようにする。パラシュートが採用される場合、使用されるパラシュートは、パラシュートが回収される必要性を回避し、パラシュートの使用による環境インパクトを低減するために、生分解性あるいはリサイクル可能なパラシュートでありえる。
【００８３】
グライダー１０が着陸すると、受給者は、主本体内部の空洞から物品およびコントロールモジュール２０を取り出すことができる。コントロールモジュール２０の取り外しは、リンケージをフック２２，２６，２８から取り外すことによる、あるいは、リンケージをその長さに沿って切断することによる、コントロールモジュール２０からのリンケージ２４の離脱を必要とする。サーボ機構を含むグライダーのすべての電子コンポーネントが、自己完結型のコントロールモジュール２０に保持されているため、コントロールモジュール２０の取り外しは、グライダー１０の最も高価で再使用可能な部品がグライダー１０から引き上げられるようにする。これらは、新しいグライダー１０機体において、続いて再使用されうる。
【００８４】
コントロールモジュール２０が取り外されると、残るものは、グライダー１０のボール紙の機体および生分解性のリンケージ２４がすべてである。したがって、残るすべてのコンポーネントは、生分解されるように、リサイクルされるように、あるいは安全に燃やされるようにすることによって、容易かつ安全に処理されることが可能で、すなわち、特に先行技術の空中配送システムと比較して、環境へのインパクトが最小限である。さらに、グライダー１０を製造する材料は、グライダー１０が環境に対して資源の無駄遣いあるいは有害となることなく、使い捨て（シングルユース）となるよう製造できるのに十分、安価である。
【００８５】
したがって、この実施態様の発明は、飛行においては完全に自動運転で、容易に積み重ねられ、パッケージされるグライダー１０を提供する。グライダーのコントロールモジュール２０は、物品の内容物が完全に無傷な状態で、グライダー１０がその位置に到着するように誘導することができる。既存の空中投下システムの代わりのグライダーの使用は、可能であったよりも非常に大きな範囲がカバーされることを可能にする。なぜなら、グライダー１０を発射する航空機は、目標の真上に行かなくてもよく、代わりに、目標位置から何マイルも離れたところにいることができる。空中配送の既存の方法と比較して、これはまた、グライダー１０が発射される飛行機が、目標位置の上を飛行する必要が無いことを意味しており、このことは、例えば戦闘地域のような敵対的環境において、グライダー１０を発射する飛行機が撃墜されるリスクを低減ないし消失させる。さらに、輸送機で物品を輸送するのに比べて、飛行機がある場所に着陸する必要をなくすが、このことは、（例えば敵対的環境における）安全性を向上させ、あるいは、時間およびコストの節約を意味するより効率的な配送にシンプルに通じるものである。
【００８６】
本発明の他の実施態様は、図４及び５に示されている。図１及び２の実施態様と同様、この展開可能なグライダー１１０は、翼１３０、テール部１１６、フロント部１１１及び垂直及び水平尾翼１３４，１３６を含む。グライダー１１０はまた、コントロールモジュール１２０を含み、これは複数のリンケージ１２４を通じて飛行操縦翼面１３８，１３９と連結されている。飛行操縦翼面１３８，１３９は、垂直及び水平尾翼１３４，１３６の一部をなし、リンケージ１２４を通じてそれらは操縦翼面１２０によってコントロールされている。
【００８７】
図１及び２の実施例と同様、コントロールモジュール２０は、この実施態様におけるグライダーのすべての電子的なコンポーネントを収容し、また、マイクロプロセッサ、メモリ、バッテリー、ＧＰＳ、複数のセンサ、無線通信モジュール及びサーボ機構の形である複数のアクチュエータを含む、複数の電子的コンポーネントを含む。コントロールモジュール１２０はまた、折り畳み形態（図４に示される）から展開形態（図５に示される）へのグライダー１１０の展開をコントロールする。
【００８８】
この実施態様が図１，２の実施態様と異なる一つの点は、リンケージ１２４のコントロールモジュール１２０への取り付けである。この実施態様において、リンケージ１２４は、コントロールモジュール１２０のハウジングの中の、コントロールモジュール１２０のアクチュエータに取り付けられている。つまり、それらは、コントロールモジュール１２０のハウジングを開くことなく、コントロールモジュールから予めリリース可能なのではない。代わりに、リンケージ１２４は、グライダー１１０の機体から取り外されるように意図されており、すなわち、リンケージ１２４は、操縦翼面１３８，１３９に位置するコネクタ（不図示）への解放可能な連結によって、機体上の操縦翼面１３８、１３９に解放可能に取り付けられうる。
【００８９】
この実施態様が図１，２の実施態様と異なる他の点は、翼１３０のデザインである。この実施態様は“可変翼（swing wing）”デザインを用いている。言い換えると、翼１３０の各々は回転可能に主本体１１２に備え付けられており、図４に示される折り畳み形態から、図３に示される展開位置へと、軸１３２に関して単軸で回転することができる。この実施態様において、翼１３０及び軸１３２は、主本体１１２の上面に位置している。
【００９０】
折り畳み形態（図４）から展開形態（図５）への翼１３０の回転は、コントロールモジュール１２０のスプール（不図示）から主本体１１２のフロントに延在し、各翼１３０を通る、翼展開リンケージ（不図示）の使用を通じて達成される。コントロールモジュール１２０の各スプールは、モーターによって回転させられる。モーターは、翼展開リンケージが、スプールに要求に応じて巻かれまた解かれるようにするが、これが、翼１３０の形態をコントールする。
【００９１】
より具体的には、翼展開リンケージの各々は、コントロールモジュール１２０から、翼１３０の軸１３２の１つの周り、また、翼１３０の中に延在する。翼展開リンケージの１つの端に、コントロールモジュール１２０が連結されており、他端は先端に向かって各翼１３０の内側縁（すなわち、展開形態において後向きに面する翼の一部、軸１３２から離れた点）に解放可能に連結されている。この方法では、翼展開リンケージが部分的にその周りに巻き付き、翼１３０に延在するのを許容することによって、軸１３２はまた、プーリーシステムの固定されたホイールとして働く。したがって、翼１３０が折り畳み形態にあるとき、コントロールモジュール１２０はその対応するスプールの回転を通じて、翼回転リンケージに張力を掛けあるいは引くことができる。これは、軸１３２に対する翼展開リンケージの配置によるもので、翼１３０の先端を前に引いて展開位置にする。
【００９２】
この実施態様の翼１３０はまた、図５に見られるように、翼１３０の後端の端に向かって位置する補助翼１３１を含む。補助翼１３１は翼１３０にヒンジ取り付けされており、翼１３０に対して可動である。これがグライダー１１０の飛行経路のコントロールを許容する。なぜなら、補助翼１３１は翼１３０の表面の輪郭をコントロールするために用いられ、それゆえ、グライダー１１０のバンクやロールがコントロールされうる。図１，２の実施態様の飛行操縦翼面３８，３９と同様、補助翼はこの実施態様において、翼１３０と同じ材料で作られた、翼構造における予め形成されたフラップとして形成される。
【００９３】
使用において、グライダー１１０は、図１，２と同様の方法で機能し、様々な方法で発射され、また様々な方法で着地できる。
【００９４】
本発明の第３の実施態様が図６，７に示される。この実施態様の航空機２１０は、前述の実施態様と基本的に同じ構造を有しており、主本体２１２、翼２３０ａ，２３０ｂ、テール部２１６、物品のためのホールド（見えない）、コントロールモジュール及びリンケージを含む。この航空機２１０と前述の実施態様のグライダー１０，１１０との間の主な違いは、展開可能なプロペラ２１１、内部に備えられたコントロールモジュール（見えない）、内部に備えられたリンケージ（見えない）及び翼２３０ａ，２３０ｂ構造の形態である推進手段の提供である。
【００９５】
この実施態様のコントロールモジュールは、機体の主本体２１２の中に収容されており、通常使用においては視認されない。それは、アクセスパネル（見えない）を通じて主本体に挿入され、また、取り外されうる。リンケージはコントロールモジュールから操縦翼面に延在し、翼展開機構は機体中の内部にある。これは、リンケージが引っかかる、あるいは損傷するリスクを低減する。この実施態様において、リンケージは生分解性であり、航空機が目標位置に到着した時、機体から取り外されない。代わりに、リンケージはコントロールモジュールに解放可能に連結されている。これは、コントロールモジュールを機体中に挿入するために必要とされる組み立て時間を低減する。
【００９６】
航空機２１０は、シザーウィング（scissor-wing）配置で備えられた展開可能な翼２３０ａ，２３０ｂを含む。この実施態様において、各翼は、軸２３２を通じて航空機の主本体２１２に枢動可能に連結されているフロント部分２３０ａ、及び、軸２３５を通じて前翼に枢動可能に連結され、また、他の軸（見えない）によって主本体に連結されているリア部分２３０ｂ、から形成されている。この配置における翼２３０ａ，２３０ｂは、図６に示される折り畳み形態から、図７に示される展開形態へと可動である。翼２３０ａ，２３０ｂはまた、リア部分３２０ｂに補助翼２３１が備えられており、これは航空機２１０の飛行のコントロールを補助する。さらに、操縦翼面が後部のテール部２６に備えられており、これは垂直及び水平尾翼１３４，１３６を有し、その各々は内部のリンケージを通じてコントロールモジュールによってコントロールされうる、操縦翼面を含む。
【００９７】
展開可能なプロペラ２１１は、柔らかいフロント部分２１３、複数のプロペラブレード２１４及び硬いフレーム２１５を含み、フレーム２１５の周りには、フロント部分２１３が引き延ばされており、また、それを通じてプロペラブレード２１４が延在している。プロペラブレード２１４は内側向きに付勢されており、それゆえ、外向きの力が及ぼされない時には、ブレード２１４は後退している。つまり、ブレード２１４は、フレーム２１５及びフロント部２１３が回転する場合のみ、遠心力によって展開する。プロペラ２１１が回転しない時には、プロペラブレード２１４によって起こされる付加的な抗力が低減されるため、このことは航空機２１０の滑空性能を向上させる。プロペラ２１１の回転は、コントロールユニットに収容されたモーターによって実行される。具体的には、プロペラ２１１は、プロペラ２１１からコントロールユニット中へと延在する例えば金属ロッドのような固い部材を通じて、モーターに連結される。
【００９８】
図６に示されるように、展開可能なプロペラ２１１は、折り畳み形で備えられることができ、その状態では、プロペラブレード２１４は後退し、柔らかいフロント部分２１３が航空機２１０のフロントに平らな面を提供している。この位置から、展開可能なプロペラ２１１は、図７に示されるドーム状の構造を作り出すよう、ガス発生手段（例えばＣＯ２）を用いて膨らまされうる。任意的に、航空機２１０は、硬いフォーム構造を有する柔らかいフロント部２１３を提供するための付加的な発泡手段を含んでもよく、これは、展開形態における柔らかいフロント部２１３形状を維持する。さらに、柔らかいフロント部２１３の展開の間、主本体２１２の前部コーナーをカバーする主本体２１２に備えられた保護コーナー２１８が取り除かれ、柔らかいカラー２１９（図７のみで視認される）を通じて主本体２１２に連結されている硬いフレーム２１４が前に動かされる。これは、カラーの下の補助構造によって作り出される、空気力学的領域の形をとる柔らかいカラー２１９を露出させる。これは、保護カバー２１８によって予めカバーされている表面とともに、航空機２１２の空気力学的性質を向上させる。
【００９９】
第５及び第６の実施態様が、図８及び９、図１０及び１１にそれぞれ示されている。これらの実施態様は、代替的な翼構造を有するグライダー３１０，４１０を示す。
【０１００】
図８及び９の実施態様において、グライダー３１０は、扇形翼構造３１０を含むことを除いて、図１及び２、図４及び５の実施態様と同様の構造を有する。前述の実施態様と同じく、グライダー３１０は、折り畳み形態（図８）と、拡張された、展開形態（図９）との間を可動である。
【０１０１】
グライダー３１０の扇形翼３３０は、材料３３５を有する複数のリブ３３３で形成された単一の翼であり、材料３３５はこの場合はナイロンシートであり、各リブの間に延在している。リブ３３３はそれぞれ、軸３３２を通じてグライダー３１０の主本体３１２の前端に取り付けられている。軸３３２は、リブ３３３が回転することを許容し、そうして、扇形翼３３０が、図８に示される折り畳み形態から図９に示される拡張形態に回転することを許容する。折り畳み形態のリブ３３３は、ナイロン材料を損傷から保護する役割を果たす。
【０１０２】
図１０，１１の実施態様において、グライダー４１０も扇形翼４３０を含むが、構造が異なる。図８及び９の実施態様のように多くのリブを有する代わりに、グライダー４１０は、それぞれが大型翼４３３ａと小型翼４３３ｂとを有する、分割された翼４３０を含む。部材４３３ａ及び４３３ｂはそれぞれ、軸４３２を通じてグライダー４１０の主本体４１２に取り付けられている。軸４３２は、図１０に示された折り畳み形態と図１１に示された拡張形態との間での、部材４３３ａ及び４３３ｂの回転を許容する。
【０１０３】
上記の実施態様において、テール部１６，１１６及びフロント部１１，１１１，２１１は、折り畳み形態から展開形態へと転換しうるコンポーネントである。しかしながら、代替的な実施態様において、テール及びノーズ区域は、航空機の展開しないパーツであってもよい。言い換えると、それらは、上述の実施態様の展開形態と同じ形態で形成された固定のコンポーネントであってもよい。これらのノーズ区域及びテール区域は、航空機の主本体に一体不可欠であってもよいし、主本体上に備え付けられうる分離された区域であってもよく、あるいは、航空機が浮かんだ状態で備えられていてもよい。別の実施態様において、ノーズ区域及び／又はテール区域は航空機のデザインから省略されてもよい。
【０１０４】
さらに、すべての上述の実施態様は展開可能な翼を含んでいたが、この例ではそうではない。代わりに、翼は固定翼として提供されうる。あるいは、例えば空気注入式の翼を含む他の翼展開方法が、本発明の射程内で、航空機に採用されうる。
【０１０５】
上述の実施態様において、操縦翼面３８，３９，１３８，１３９，２３８，２３９をコントロールするリンケージ２４，１２４，２２４は、その対応する機体の主本体外部にある、それぞれのコントロールモジュールから延在する。しかしながら、代替的な実施態様では、リンケージ２４，１２４，２２４は、機体の中のみに収容されてもよい。同様に、航空機において用いられるリンケージのいずれかが、航空機の機体の内部あるいは外部にあってもよい。
【０１０６】
本発明の別の実施態様が、図１２〜１４に示されている。この実施態様において、グライダー５１０は、空気力学的性質を向上させるための曲面を有する、尖ったノーズを前端に有する特に流線型の本体５１２と、主本体５１２に備えられた中央の凹部に受けられるコントロールユニット５２０とを有する。コントロールユニット５２０は、グライダー５１０の飛行と、コントロールユニットと翼５３０の間に延在するリンケージ（不図示）を通じた翼５３０の展開とをコントロールするために用いられる。しかしながら、この実施態様において、リンケージは、本体５１２の外部にあるよりも、グライダー５１０の本体５１２及び翼５３０の中に隠されている。
【０１０７】
グライダー５１０はまた、グライダー５１０の長さに沿って延在する２つの異なる面に配置された、複数の個別の翼５３０を含む点で、前述の実施態様と異なっている。つまり、８枚の個別の翼５３０が、２組の４枚翼５３０を形成している。各組は、大型翼の配置と同様の仕方で、翼５３０の他の組の真上に位置する、一対の翼５３０を含む。この配置は、過剰に大きな翼の幅を必要とすることなく、大きな翼の表面積を提供する。
【０１０８】
翼５３０の各々は、軸５３２によって主本体５１２に回転可能に備え付けられており、収納位置と展開位置との間で回転可能である（図１２の展開位置参照）。収納位置において（図１４に示された部分的な収納位置を参照）、主本体５１２の上面の前部に備え付けられた翼５３０は、主本体５１２の上部表面の後部に備え付けられた翼５３０に重なっている。展開位置において、係止機構（不図示）が、その展開位置において翼５３０を保持するために用いられうる。グライダー５３０はまた、翼５３０の展開の後、翼５３０が軸５３２に関して回転して収納位置に戻れるよう（図１４の部分的な収納位置を参照）、係止機構が（もしあるならば）解放されうるように適合される。
【０１０９】
この実施態様において、飛行操縦翼面は、主本体５１２の上面後部に備え付けられた翼５３０の形状で備えられている。これらの翼５３０は２つの部分から形成されている−その周りを翼５３０が回転できる軸５３２を通じて主本体５１２に取り付けられている取り付け部材５３１ｂ、および、取り付け部材５３１ｂ及び誘導部材５３１ａの両方を通じて延在するロッド（不図示）を通じて取り付け部材５３１ｂに連結されている誘導部材５３１ａである。誘導部材５３１ａは、ロッドの中心軸に関して取り付け部材５３１ｂに対して回転可能である（すなわち、翼５３０（つまり誘導部材５３１ａ）の長さ方向に延在する中心軸に関して回転可能である）。また、上部後部翼５３０のそれぞれの誘導部材５３１ａは、他の上部後部翼５３０の誘導部材５３１ａに対して、独立して回転可能である。取り付け部材５３１ｂに対する誘導部材５３１ａの回転を通じて、グライダー５３０の飛行がコントロールされうる。
【０１１０】
認識されうるように、この特定の翼構造（取り付け部材と誘導部材とを含んでなる）は、本発明に従ういずれの組み立て体にも適用されうる。また、図１２〜１４の実施態様において提供される具体的な翼又は本体の構造を必要としない。さらなる実施態様において、グライダーの飛行にさらなるコントロールを提供するように、誘導部材は、備え付け部材に対して軸以外で回転可能であってもよい。
【０１１１】
上述のとおり、本発明の航空機は様々な方法で発射されうる。例えば、航空機は、他の航空機からリリースされてもよく（他の航空機のホールド又はコンパートメントからでもよいし、他の航空機によって空中に牽引されてもよい）、あるいは、離昇ロケット（目標位置に飛行できる高度まで航空機を上昇させるために一時的に用いられるロケットブースター）の使用を含む何らかの適切な発射手段を用いて地面から発射されてもよい（地面−地面）。上述の発射方法のいずれにおいても、航空機は、発射の前、発射の間あるいは発射の後に、展開されうる。しかしながら、航空機の特定の形態に、何らかの発射方法が特に適しうる。
【０１１２】
上記の実施態様において、コントロールモジュール２０、１２０、２２０は、同様の構造を有する。しかしながら、コントロールモジュールは、アクチュエータの使用を通じて航空機の飛行をコントロールするために適切ないかなる構造をも含むことができ、また、何らかの他の目的のための付加的なコンポーネントを含みうることが、当業者には認識されるだろう。例えば、コントロールモジュールは、空中写真を撮影するためのカメラモジュール、あるいは、データ収集のための付加的なセンサーを含みうる。代替的に、コントロールモジュールは、よりシンプルな形をとることもでき、プロセッサではなく何らかの論理ユニットを含むことができ、これによりコストが低減可能である。
【０１１３】
上述の実施態様において、航空機の機体は、強化されていてもよい波型ボール紙のフレームを有する。強化は、航空機を構成する材料を付加する、あるいはより厚い層とすることによって達成されうる。付加的あるいは代替的に、例えばハニカム構造のボール紙やフォームのような、特別な衝撃吸収材料もありえる。これは、着陸の衝撃を低減し、航空機の内容物を保護するために用いられる。機体が使い捨て可能であると、仮に飛行機の着陸時に強化材が損傷を受けたとしても重大なことではない、なぜなら、それは回収されないからである。代替的または付加的に、航空機はまた、着地における補助のために、その下側に車輪を含んでもよい。
【０１１４】
開示された実施態様の他のバリエーションが、図面、開示および添付されたクレームの検討から、クレームされた発明を実施する中で、当業者によって理解され、なされうる。
【０１１５】
例えば、上述の例において：航空機の機体は波型ボール紙から製造されるが、機体は、例えばプラスチック、ボール紙（波型ボール紙、ボール紙シート、ハニカム構造段ボール（例えば、航空機の主本体中の物品を保護するための衝撃吸収基材又は側面材として）、ファイバーガラス、木、金属（例えばアルミ）、又はそれらの組み合わせのようなあらゆる適切な材料から製造され、あるいは部品を含んでもよい；好ましくは機体は、ボール紙又は他の木質パルプ材料；セルロース；例えばポリ乳酸（ＰＬＡ）のような生分解性プラスチック；または他の生分解性材料、又は、それらの組み合わせから、製造される。
【０１１６】
例えば航空機の操縦翼面のような可動パーツの間のヒンジは、何らかの適切なヒンジで形成されればよく、例えば、ヒンジは、分離されたコンポーネントでもよく、ジョイントは強化されていてもよい（例えば弾性の生分解性プラスチックを用いる）。あるいは、ヒンジは操縦翼面が形成される翼面と不可分であってもよい；
【０１１７】
第３の実施形態のプロペラは、膨らませることができるプロペラとして示されているが、なんらかの推進手段が採用されてもよい。また実際にはプロペラは、何らかの展開／折り畳みプロペラを含む、どのようなデザインのプロペラでもよい。
【０１１８】
コントロールモジュールのハウジングは、金属（例えば、アルミニウム、鉄）又はプラスチック（ＰＶＣ、ＰＥＴ）を含む複数の多くの材料から製造されてもよく、また、他の材料でコーティングされていてもよい；また、
【０１１９】
リンケージをコントロールモジュールに取り付ける取り付け手段（上述の実施態様では「フック」と説明されている）は、例えばクリップ、小穴、ねじ込み連結、マグネットのような何らかの適切な取り付け手段でありえる。また、好ましくは（しかしながら必要ではない）、取り付け手段は（リンケージやコネクターを破壊することなく）解放可能である。
【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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【国際調査報告】
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