(57)【要約】  汎用乗り物システムは、前方中央モジュール、後方モジュール、及び前方中央モジュールに変位可能に接続され且つそれぞれの推進機構に作動可能に結合されているスラストベクトル化モジュールを含んでいる、揚力体の空気力学的に実行可能な輪郭を形成するように構成された複数の相互接続されたモジュールからなる揚力体を備えて設計されている。スラストベクトル化モジュールは、空中、水中及び地形環境における様々な作動モード及びそれらの間での移行での安全かつ安定した作動のために、必要に応じて推進機構を導きかつ作動させるべく、揚力体に対する動的な変位（チルト及び/又は並進の方式）のために制御される。
2018526270.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
様々な作動モードにおいて、妥協なく且つ平衡状態での空中、水中及び地形での移動、及びそれらの間での安全な移行のための汎用乗り物であって、
複数の協働するモジュールからなる揚力体であって、実質的に空気力学的輪郭を有する前記揚力体を形成するように構成され、前記複数の揚力体のモジュールの少なくとも2つが、互いに対して変位可能に固定されている揚力体、を備え、
前記複数の揚力体モジュールは、少なくとも1つのスラストベクトル化モジュール及び前記少なくとも1つのスラストベクトル化モジュールに作動可能に結合された少なくとも1つの推進機構を含んでおり、前記少なくとも1つのスラストベクトル化モジュールは、乗り物の所望の位置決め、及び複数の作動モードのうちの少なくとも1つのモードを達成するために、前記少なくとも1つの推進機構の位置決め及び作動に影響を与えるべく、動的に制御されることを特徴とする汎用乗り物。
【請求項２】
前記少なくとも1つのスラストベクトル化モジュールは、前記少なくとも1つの推進機構を担持し、且つ前記揚力体の側部方向に延在する軸線の周りに回転可能に移動可能なナセルモジュールを含んでいることを特徴とする請求項1に記載の汎用乗り物。
【請求項３】
前記揚力体は、中央前方モジュールと、前記中央前方モジュールに結合された後方モジュールとをさらに含み、そして、前記少なくとも1つのスラストベクトル化モジュールは、前記少なくとも1つの推進機構を制御された方向において対称又は非対称に作動させるため、前記中央前方モジュールの各側部に変位可能に結合されたナセルモジュールを含んでいることを特徴とする請求項2に記載の汎用乗り物。
【請求項４】
前記ナセルモジュールの各々は、前記中央前方モジュールの長さに対応する、前記揚力体の長さに対応する、及び前記中央前方モジュールの長さと前記揚力体の長さとの間にわたる長さに対応して成る群から選ばれる長さを有することを特徴とする請求項3に記載の汎用乗り物。
【請求項５】
前記推進機構は、前記少なくとも1つのナセルモジュールの前端部に配置され、且つ前記少なくとも1つのナセルモジュールの軸線の周りに、チルト可能に変位可能であることを特徴とする請求項2に記載の汎用乗り物。
【請求項６】
前記後方モジュールと協働して配置され、それに対して、垂直、水平、上反角、又は下反角の向きを有する少なくとも1つのスタビライザモジュールをさらに含み、
前記少なくとも1つのスタビライザモジュールと前記後方モジュールとの間の協働は、剛的に固定された協働と展開可能な協働との群から選択されることを特徴とする請求項1に記載の汎用乗り物。
【請求項７】
少なくとも1つの揚力体モジュールは、その中に形成された少なくとも1つのペイロード区画を含んでいることを特徴とする請求項3に記載の汎用乗り物。
【請求項８】
少なくとも2つの推進機構をさらに含み、前記少なくとも1つの推進機構は、別の推進機構に対して逆回転方式で作動するべく制御され、これにより、
対向する渦流場を有して揚力体を覆う気流を発生させることを特徴とする請求項3に記載の汎用乗り物。
【請求項９】
前記少なくとも1つのスラストベクトル化モジュールによって影響される前記作動モードは、短い離陸、短い着陸、従来型の離陸、従来型の着陸、外部から支援された離陸、外部から支援された着陸、及びそれらの組合せを含むことを特徴とする請求項1に記載の汎用乗り物。
【請求項１０】
航空電子システム、検出システム、武器システム、ナビゲーション及び誘導システム、通信システム、動力システム、エネルギー貯蔵ユニット、ペイロードシステム、ペイロード、推進システム、燃料電池、着陸装置システム、ドッキングシステム、テザーシステム、飛行支援システム、衝突回避システム、減速システム、飛行終了システム、バラストシステム、浮力システム、機械システム、及び電子機器を含んでいる群から選択される少なくとも1つの乗り物の構成要素をさらに含み、
前記揚力体モジュールの少なくとも1つは、その内部に画定された内部容積を含み、そして
前記少なくとも1つの乗り物の構成要素は、前記少なくとも1つの揚力体モジュールの前記内部容積内に収容されていることを特徴とする請求項1に記載の汎用乗り物。
【請求項１１】
前記少なくとも1つのスラストベクトル化モジュールは、乗り物のロール、ピッチ及びヨーのモーメントを制御することによって、乗り物の横方向及び/又は縦方向の位置決めを制御するように構成されていることを特徴とする請求項1に記載の汎用乗り物。
【請求項１２】
前記少なくとも1つのスラストベクトル化モジュールは、前記推進機構によるスラストを生成することに対応する位置に制御可能に配備されて、乗り物の減速をもたらすことを特徴とする請求項1に記載の汎用乗り物。
【請求項１３】
乗り物に着脱可能に取り付けられた上部構造体をさらに備え、そして、前記少なくとも1つのスラストベクトル化モジュールは、前記上部構造体の前記乗り物からの離脱をもたらすスラスト力を発生させるための前記推進機構の位置及び回転方向を画定するべく、制御可能に配備されていることを特徴とする請求項1に記載の汎用乗り物。
【請求項１４】
前記少なくとも1つのスラストベクトル化モジュールは、危機状況における災害を軽減するため、又は意図的に飛行を終了させるために、前記推進機構が前記乗り物の少なくとも1つのモジュールに衝突する位置に制御可能に回転されることを特徴とする請求項1に記載の汎用乗り物。
【請求項１５】
前記ナセルモジュールは、伏臥位置のクロール作動モードを作動させるべく、前記ナセルモジュールの交互の作動によっての表面操縦性のために、構成されていることを特徴とする請求項3に記載の汎用乗り物。
【請求項１６】
前記少なくとも1つのスラストベクトル化モジュールは、飛行中、前記地形上、準地形上、流体本体上、沈水されての、又はそれらの組み合わせでの運動を含んでいる前記作動モードで、乗り物を推進させるべく、構成されていることを特徴とする請求項1に記載の汎用乗り物。
【請求項１７】
前記スラストベクトル化モジュールの前記推進装置は、時計回り方向又は反時計回り方向のいずれか、及び2方向に断続的に回転するべく、構成されていることを特徴とする請求項3に記載の汎用乗り物。
【請求項１８】
様々な作動モードにおいて、平衡状態での空中、水中及び地形での移動、及びそれらの間での安全な移行のための汎用乗り物を作動させる方法であって、
実質的に空気力学的な輪郭を有する揚力体を提供するべく成形された複数の協働するモジュールを備える前記揚力体を構成すること、
少なくとも1つの推進機構と作動可能に結合されたスラストベクトル化モジュールとしての少なくとも1つの揚力体モジュールを構成すること、及び
前記乗り物の位置決め及び作動モード、及びその作動モード間の移行を動的に制御するため、前記少なくとも1つの推進機構の位置決め及び作動に影響を及ぼすべく、前記少なくとも1つのスラストベクトル化モジュールを制御すること、を含み、
前記作動モードは、垂直飛行、ホバリング飛行、オンステーション空挺垂直飛行、水平飛行、垂直離陸を含み、
最初の及び最終の休止位置は、揚力体の前記少なくとも1つのモジュールの後縁部で休止する垂直位置、及び前記揚力体の前記少なくとも1つのモジュールの所定の領域での休止を含んでいる水平方向の伏臥クロール位置を含んでいることを特徴とする汎用乗り物を作動させる方法。
【請求項１９】
前記乗り物を飛行させ、前記乗り物を地形上で推進し、前記乗り物を流体媒体上で推進し、前記乗り物を流体媒体中で推進する前記少なくとも1つの推進機構を作動させるべく、モータを前記少なくとも1つのスラストベクトル化モジュールに結合することをさらに含んでいることを特徴とする請求項18に記載の方法。
【請求項２０】
ナビゲーションシステムを前記乗り物に連結し、前記ナビゲーションシステムを使用して、飛行中、流体媒体中、又は地形上の前記乗り物を操縦することをさらに含んでいることを特徴とする請求項18に記載の方法。
【請求項２１】
制御システムを前記乗り物に連結し、前記制御システムを使用して、飛行中、流体媒体通過中、又は地形上の前記乗り物を制御することをさらに含んでいることを特徴とする請求項18に記載の方法。
【請求項２２】
前記少なくとも1つのスラストベクトル化モジュールを多機能の作動スラストモジュールとして構成すること、
前記揚力体を、少なくとも1つの多機能の中央揚力体モジュール、少なくとも1つの多機能の後方揚力体モジュール、少なくとも1つの多機能の垂直モジュール、及び少なくとも1つの多機能の水平モジュールを備えて構成すること、
前記多機能のスラストモジュール、中央揚力体モジュール、後方揚力体モジュール、垂直モジュール及び水平モジュールの少なくとも1つに、少なくとも1つの構成要素を内部に又は外部に設置すること、をさらに含み、
前記少なくとも1つの構成要素は、ペイロード、武器化、逆測定システム、通信システム、バラストシステム、検出システム、懸架システム、制動システム、緩衝システム、エアバッグ、パラシュート、減速装置、駆動装置、操縦装置、振動装置、着陸装置、充電装置、放電装置、電磁石装置、飛行補助装置、運動補助装置、操縦補助装置、各ドッキングベースへの電気的接続を有するか又は有しないドッキング装置、固着装置、把持装置、つかみ装置、爪装置、浮動装置、回収装置、及び取り込み装置、及びそれらの組み合わせを含んでいる群から選択される構成要素を含んでいることを特徴とする請求項18に記載の方法。
【請求項２３】
パイロットトリガ、自律パイロットトリガ、監視者トリガ、センサトリガ、減速トリガ、加速トリガ、レーダトリガ、トランスポンダトリガ、交通制御者トリガ、衝撃トリガ、及びそれらの組み合わせからなる群から選択される機構によってトリガされる損失軽減の作動モードを開始することを、さらに含んでいることを特徴とする請求項22に記載の方法。
【請求項２４】
パイロットトリガ、自律パイロットトリガ、監視者トリガ、センサトリガ、減速トリガ、加速トリガ、レーダトリガ、トランスポンダトリガ、交通制御者トリガ、衝撃トリガ、及びそれらの組み合わせからなる群から選択される機構によってトリガされる飛行終了の作動モードを開始することを、さらに含んでいることを特徴とする請求項18に記載の方法。
【請求項２５】
固定又は移動のプラットフォームからの解放、発射、捕捉、及び着陸を含んでいる前記作動モードのうちの少なくとも1つで、前記乗り物を作動させることをさらに含み、
前記プラットフォームは、構造体、留め具システム、鉤システム、架台システム、レールシステム、網システム、及びホスト車両に設置されたトレーラの少なくとも１つを含み、前記ホスト車両は、表面、表面下、及び航空、水陸両用、又は海洋の構造をさらに含んでいることを特徴とする請求項18に記載の方法。
【請求項２６】
弾丸補強加工、崩壊補強加工、耐爆発補強加工、耐熱補強加工、防火補強加工、及び砂補強加工を含む群から選択される、前記揚力体へ補強加工処理を施すことをさらに含んでいることを特徴とする請求項18に記載の方法。
【請求項２７】
ガス又は流体媒体、燃焼、グロー、電気、自己充足型の燃料電池ベースのハイブリッド、ポンプ又は歯車付き推進機構で加速可能なプロペラ、タービン、スラスタ、ファン、及びロケットを含んでいる群から選択される、前記少なくとも1つの推進機構を設置すること、
前記推進機構を前記揚力体の所定の位置に設置すること、及び
前記推進機構を介して乗り物のロール、ピッチ及びヨーのモーメントを制御することをさらに含んでいることを特徴とする請求項18に記載の方法。
【請求項２８】
前記乗り物を流体本体又は地形と協働作用させ、工具、供給品、栄養物、医療補助品を配送すること、鉱山の発見、簡易爆発物又は鉱山を発見及び爆発すること、通信、ナビゲーション、位置を提供すること、個人的な救命具として支援すること、筏を配備すること、及び遭難した当事者を安全へと曳航することを含んでいる救命機能を実行すること、をさらに備えることを特徴とする請求項18に記載の方法。
【請求項２９】
内部の及び/又は外部の質量の移動、回転、振動、及びそれらの組み合わせによって、横方向軸線、縦方向軸線、又は横方向及び縦方向軸線に沿って乗り物の重心を操作することにより、前記乗り物の安定性を制御することをさらに含んでいることを特徴とする請求項18に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
（関連特許出願の参照）
本特許出願は、２０１５年８月３１日に出願された仮特許出願第６２／２１２３１２号に基づいている。
【０００２】
本発明は、乗り物輸送産業に関し、特に、自律的かつ遠隔的に操縦される制御体制において、空中、海洋、及び地表環境における移動のために、動的に適応可能な無人及び有人の空中の乗り物に関する。
【０００３】
本発明は、さらに、空中、水中、又は地形環境のいずれにおいても、改良された安定性及び作動の安全性を備える乗り物に向けられており、スラストの中心、重心に関連するスラストの中心のモーメントアーム、スラストの方向、乗り物の空気力学的中心、気流の圧力の中心、及び乗り物の重心のいずれかと、これらの組み合わせを含み得る乗り物の特性を、動的（受動的及び／又は能動的）に操作することによって、ピッチ、ロール及びヨーのモーメントのいずれかのリアルタイム制御のための、動的に制御される機構が設けられている。
【０００４】
加えて、本発明は、揚力体（ｌｉｆｔｉｎｇ  ｂｏｄｙ）の空気力学的に実現可能な輪郭を形成するべく構成されている、複数の相互に接続されたモジュールからなる揚力体を用いて設計される、汎用乗り物システムに関する。汎用乗り物システムは、前方中央モジュールと、後方モジュールと、前方中央モジュールに変位可能に接続され、且つそれぞれの推進機構に作動可能に結合されるスラストベクトル化モジュールと、を含んでいる。スラストベクトル化モジュールは、空中、水中及び地形環境においての様々な作動モード、及びそれらの間に存在する移行モードで、安全かつ安定した作動のための、必要に応じて、推進機構を方向付けそして作動させるべく、（チルト及び／又は並進方式で）揚力体に対して動的に変位される。
【０００５】
本発明はまた、乗り物を推進又は減速させることができる推進システムを備えて設計され、空中、水中又は地形の作動モードのいずれかに適応するべく、揚力体構造のそれぞれのモジュールを作動させるチルト用ナセル作動機構を含んでいる汎用乗り物に向けられている。
【０００６】
加えて、本発明は、無人又は有人の航空機に関し、特に、所望の飛行作動体制を達成するための揚力体空気力学を使用する航空機に関する。このシステムは、制御された揚力体の空気力学とベクトル化された推進システムの作動を組み合わせることにより、水平飛行（一般に、巡航中／宇宙飛行中に好ましい）及び垂直飛行（一般的には、オンステーション（ｏｎ−ｓｔａｔｉｏｎ）ホバリング、離陸及び／又は着陸に好ましい）を可能にすることによって、垂直作動モードと水平作動モードとの間の継ぎ目のない安全な移行を達成しながら、航空システムの能力を拡大する。
【０００７】
本発明はまた、空気力学的及び／又はベクトル化された推進特性が、乗り物が短い滑走路（又は滑走路なし）、駐機場上の高い乗り物密度で、高い処理能力で行うことを可能にする汎用乗り物に向けられている。
【背景技術】
【０００８】
垂直及び水平の飛行が可能な航空機は、一般に、ＶＴＯＬ（垂直離陸及び着陸）、又はＳＴＯＬ（短離陸及び着陸）、又はＳＴＯＶＬ（短離陸及び垂直着陸）、又はＶＴＯＳＬ（垂直離陸及び短着陸）、又はＶ／ＳＴＯＬプラットフォームとして分類されている。これらの航空機は、通常、離陸及び着陸の飛行体制の間の移行中に、空気力学的な揚力を使用することができない。
【０００９】
既存のＶ／ＳＴＯＬプラットフォームのもう一つの欠点は、チルトロータ及びチルト翼の概念が、一般的に、ヘリコプターシステムにおける効率の半分、飛行機システムにおける効率の半分であるということである。
特許文献１（米国特許第１，９８１，７００号）、特許文献２（米国特許第１，９８１，７０１号）、特許文献３（米国特許第２，０６２，１４８号）、特許文献４（米国特許第２，１０８，０９３号）、特許文献５（米国特許第２，４３０，８２０号）、特許文献６（米国特許第２，４３８，３０９号）及び特許文献７（米国特許第２，４８１，３７９号）は、特定の形状を特徴とする揚力体乗り物を記載している。しかしながら、これらの航空機システムの設計は、垂直離陸及び着陸（ＶＴＯＬ）も、垂直飛行又はホバリング飛行も許容しない。さらに、これらのシステムの制御能力は、ロールモーメント制御のために空気流を操作し、後端面の作動によってのみピッチ及びヨーを制御することに限定されている。先行技術のシステム作動の付加的な限界は、オンボード推進システムを剛的（固定された）方式で搭載することによる。
【００１０】
いくつかの既存の航空機は、チルト翼及びチルトロータを備えて設計されている。これらの乗り物は、空気力学準拠の飛行（飛行機モードの飛行）と動力式揚力（ヘリコプターモードの飛行）との間の妥協から、主に得られる不足を有している。一方では、効率的な空気力学的揚力の要件は、典型的には、大きな有効揚力生成表面面積及び前進速度から来る。他方、乗り物の対地速度がゼロであるホバリング飛行作動モードでは、全揚力の発生は、動力式揚力システムから生じる。
【００１１】
これら２つの相反する飛行モード（飛行機及びヘリコプター）の性質を考慮すると、効率的な動力式揚力は、利用可能な揚力が乗り物の重量を超える（又は少なくとも等しく）なければならない、大量の空気を動かす、大きく、捻られていない、そして可撓性のブレードから得られ、一方、効率的な空気力学的揚力のための推進は、好ましくは、前方対地速度を発生させる手段として乗り物の抗力に克服しなければならないのみである、より小さく、捻られた、且つ剛性のプロペラによって達成される。本質的には、これらの作動の飛行モードの全体的な効率は対極的なものであり、本質的に飛行を達成するメカニズムに矛盾している。
【００１２】
チルト翼及びチルトロータの乗り物とその開発者は、飛行機とヘリコプターの飛行モードについてスペクトルの両端のおける効率のバランスを取ろうとした。例えば、ホバリングや垂直離着陸には大きなブレードが必要である。しかしながら、大きなブレードは、飛行機の飛行モードに傾けられたとき、乗り物全体を前方に移動させようとしているにもかかわらず、大きな抗力ペナルティを発生させる。
【００１３】
さらに、ホバリングに必要な大きなブレードは、乗り物の地上クリアランス、利用可能な翼幅、構造的安定性、全体的な機械的複雑性及び安全性に大きな影響を与える。逆に、小さなプロペラは、飛行機モードの飛行に最も適しているが、動力式揚力だけでは、乗り物の重量を相殺するために必要な空気量を効率的に移動させることはない。従って、既存のチルト翼及びチルトロータの乗り物は、小型のプロペラを使用していない。
【００１４】
作動の終点の飛行モード、すなわち、飛行機モード及びヘリコプターモードの最適化は、十分に困難であるが、２つの飛行モード間の移行はより危険である。９０度（ヘリコプターモード）と０度（飛行機モード）の間のチルトの進展中における任意の暫定角度においては、動力式揚力と空気力学的揚力との間の移管（ｈａｎｄ−ｏｆｆ））（及びその逆）が、しばしば、航空の問題を引き起こす。
【００１５】
例えば、離陸時に９０度から０度までのチルト中、スラストベクトルが垂直（９０度）から水平（０度）方向に移動するにつれて、揚力ベクトル成分の力が減少する。
【００１６】
さらに、地上速度は、利用可能な翼面積が限られている（利用可能な翼面積が失速迎角にない場合）ことから、相当な空気力学的揚力の発生のためには不十分である。
【００１７】
加えて、複雑な失速特性を含んでいる空気力学的現象は、飛行機モードからヘリコプターモードの飛行及び垂直着陸への移行中に有効である。飛行機モードを効率的にし、より高速の水平飛行を達成するためにプロペラに必要とされるねじれは、ヘリコプター作動モード中に、ブレード失速になりやすい。これは、ボルテックスリング状態（Ｖｏｒｔｅｘ  Ｒｉｎｇ  Ｓｔａｔｅ）として知られており、それによって、ロータはそれ自体の洗流によって包まれる。このブレード失速現象は、低い前進速度での所与の降下速度以上で生じる。不可逆の失速状態は、垂直飛行又は垂直着陸への移行が、突然の揚力の発生と一致する降下率が存在する場合、非常に危険であることを意味する。したがって、１つのロータから他のロータへの揚力発生の不一致は、即時のロールモーメントを引き起こし、致命的な結果を引き起こす可能性がある。
【００１８】
上記の危険は、１９６４年の早い時期に、例えば、「ＮＡＳＡ  ＬＶＴ  ＸＣ−１４２Ａ  Ｔｉｌｔ  Ｗｉｎｇプログラム」のような様々なプログラムによって警告されてきた。このプログラムの望ましくない飛行特性は、チルト翼角が３５度から８０度の間での不安定性、ディスクの高負荷、過度の洗流、ドライブシャフトによる過大な振動、及び翼のたわみによるドライブシャフトの損傷などの規準を含んでいた。現在の技術時代において、軍はチルトロータの「Ｖ−２２  Ｏｓｐｒｅｙ」を利用しているが、これは多くの空気力学的問題を引き起こしている。
【００１９】
テールシッティング（ｔａｉｌｓｉｔｔｉｎｇ）（尾部着座）の乗り物はまた、その設計と機能の改善を必要としている。１９５０年代からの実験的な「ＵＳＮ  Ｃｏｎｖａｉｒ  ＸＦＹ  Ｐｏｇｏ」及び「Ｌｏｃｋｈｅｅｄ  ＸＦＶ−１」は、垂直離着陸能力を有するテールシッタ（ｔａｉｌｓｉｔｔｅｒ）乗り物であった。テールシッタの分類は、乗り物がそのテール（後方）区分で、垂直方向に向いて完全に静止することを意味する。何かにつけ、「Ｐｏｇｏ」及び「ＸＦＶ−１」の両者は、飛行の移行の困難性（特に、高速水平飛行の後の動かない垂直方向への戻り）、機械的な複雑さ、及び安全性への懸念を抱えながら、突風が垂直作動中に大混乱を演じるということで追加の弱点を有していた。静止している間でも、着陸装置システムの狭い設置面積と高い乗り物の重心ＣＧ（ｃｅｎｔｅｒ  ｏｆ  ｇｒａｖｉｔｙ）により、風が強いときにテールシッタ乗り物を転倒しやすくしていた。
【００２０】
作動の飛行機モードとヘリコプターモードについて矛盾する要求が、効果的にバランスが取られている、飛行機とヘリコプターとの作動モード（及びその逆）及びそれらの間の移行での安全な作動が可能な乗り物システムを提供することが、地域内で長年必要とされている。加えて、垂直及び水平の飛行の作動モードの間の移行中に連続的な揚力を得るために、及び後縁部面（ｔｒａｉｌｉｎｇ  ｅｎｄ  ｓｕｒｆａｃｅ）の作動を制御するのに加えて（又はその代わりに）乗り物に取り付けられた他の手段によって、ロール、ピッチ及びヨーを遂行させるために、揚力体の表面上に空気流を提供する推進システムを用いて揚力体を動力付けることによって、乗り物の性能を高めることが非常に望ましい。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００２１】
【特許文献１】米国特許第１，９８１，７００号明細書
【特許文献２】米国特許第１，９８１，７０１号明細書
【特許文献３】米国特許第２，０６２，１４８号明細書
【特許文献４】米国特許第２，１０８，０９３号明細書
【特許文献５】米国特許第２，４３０，８２０号明細書
【特許文献６】米国特許第２，４３８，３０９号明細書
【特許文献７】米国特許第２，４８１，３７９号明細書
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００２２】
従って、本発明の目的は、有効なＶ／ＳＴＯＬ能力を導入することによって、妥協を許さずにバランスの取れた作動及び飛行機とヘリコプターの作動モードの間での安全な移行を実現し得る、飛行エンベロープを向上させた高度な航空乗り物を提供することである。
【００２３】
本発明の別の目的は、短い離陸、短い着陸、垂直の離陸、及び／又は垂直の着陸が可能であり、コンパクトで製造が容易であり、垂直方向及び水平方向の持続する飛行、ホバリング、垂直方向及び水平方向の飛行体制の間で任意の順序で効率的かつ安全な移行が可能であり、静的及び／又は動的なプラットフォームのいずれからも打ち上げが可能であり、そして、離陸及び／又は着陸の間に利用される打ち上げ／着陸ゾーンの表面品質及び／又は地形タイプとは無関係である、頑丈（ｒｏｂｕｓｔ）な航空乗り物を提供することである。
【００２４】
本発明の更なる目的は、実質的に、２つの方法、すなわち、（ａ）乗り物に対する有用な揚力を提供するべく揚力面積を最大にしつつ、高い迎え角で揚力を創成させ、そして有利な失速性能に達成させるべく、揚力体の恩恵を獲得すること、及び（ｂ）高角度であっても、移行中に揚力体の利用可能な揚力に基づいて推進システムに対する要件を緩和することによって得られる、飛行モードの移行中でのチルト翼及びチルトロータの欠点を解決しつつ、揚力体の概念をスラストベクトル化と併合することに基づくＶ／ＳＴＯＬが可能な航空機を提供することである。結果として、本システムは、より小さなプロペラシステム又は大径のブレードシステムのいずれかを用いて、持続的な垂直飛行及び安全な移行を達成することができる。
【００２５】
空気力学的に実行可能な揚力体とスラストベクトル化との全体的な融合は、サブシステムの統合とモジュール性を大幅に可能とし、エンドユーザ、特に無人自律乗り物業界において、非常に魅力的な広い作動範囲を提供する。スラストベクトル化は、安定性及び制御性の大部分（又は全て）を提供するが、本発明は、部品点数が最小限の乗り物をもたらし、後縁部面（ｔｒａｉｌｉｎｇ  ｅｄｇｅ  ｓｕｒｆａｃｅ）が飛行制御の主要手段として動くことが必要とされないという事実の故に、製造及び／又はエンドユーザにフレンドリなやり方でサブシステムを区画化してしまう。
【００２６】
乗り物の範囲、飛行エンベロープ、全体的な性能、乗り物の重量、許容可能な任務のタイプ、搭載電子機器、及び／又は推進システムに利益をもたらす、推進システムのより少ない動力消費／引き込みをもたらす飛行体制移行中に、本乗り物の揚力発生において、高い効率を達成することも本発明の目的である。
【００２７】
本システムのもう１つの非常に望ましい目的は、テールシッティング乗り物に対して以前に保留された特徴を導入するために、乗り物の揚力体とスラストベクトル化との高度の混成（ｈｙｂｒｉｄｉｚａｔｉｏｎ）を達成することである。このシステムはテールシッタとして作動することができるが、地面との接触点の周りを伏臥位置に回転するという追加の特徴を有している。あるいは、離陸の際に、伏臥位置から半垂直又は垂直の方向に移行することができる。飛行モードの移行（垂直方向からの又は垂直方向への移行）を遂行する一方、その尾部で休止することができるという乗り物の能力は、過去数十年にわたって試みられたＶ／ＳＴＯＬ設計を悩ましている否定的な（そして壊滅的でもある）偶然な出来事をさらに軽減させる。
【００２８】
さらに、着陸機構／装置として乗り物の作動されるナセルを利用することは、本システムの重要な目的であり、これはまた、翼が揚力体面積の舷側を突き出る場合には、乗り物をその頂面又は底面で伏臥位置に置くことができる。風の方向に面する表面積が最小であるために、乗り物の横方向（翼幅方向）軸線に殆ど又は完全に沿った突風は、乗り物の周りを流れる。
【００２９】
ベクトルスラスト、チルト推進装置、及び着陸装置の統合と同じ線上にある、本システムの別の目的は、伏臥位置にある間に、本乗り物に様々な地上移動モードを提供することである。本乗り物は、そのナセルを回転させ、その推進システムからのベクトル化されたスラストを提供することによって、前方、後方、旋回、及び所定位置において回転して地上走行することができる。運転中、着陸輪が能動的に駆動される場合、本システムは戦車様の操縦及び操作を支援する。代替的には、ナセルの回転のみ（が、その推進システムからスラストを用いずに利用される）なら、本システムは、伏臥のクロール（這動）をするべく改造されてもよい。
【００３０】
上述の目的は、既存のチルト式ロータ／翼の乗り物の非効率性や安全性の問題を克服することができる全く新しいジャンルの乗り物が出現するように、本乗り物において、テールシッタやテザー付飛行デザインの特徴を含んでいる揚力体の概念に全く新しい可能性を追加しながら、（その革新的なステップの中でも）空気力学的に実行可能な揚力体、チルト用ナセル、軽量及びテールシッタの概念の利点を組み合わせることによって可能にされる。
【００３１】
一態様では、本発明は、様々な作動モードにおいて、妥協なく且つ平衡（バランスの取れた）状態での空中、水中及び地形での移動及びそれらの間での安全な移行のための汎用乗り物に向けられている。汎用乗り物は、複数の協働するモジュールからなる揚力体であって、各々が空気力学的に実行可能な輪郭を有する前記揚力体を形成するように構成されている揚力体を含んでいる。
【００３２】
揚力体のモジュールのいくつかは、モジュール式揚力体を形成するために、取外し可能にかつ変位可能に接続されている。揚力体の協働するモジュールは、少なくとも１つのスラストベクトル化モジュールと、スラストベクトル化モジュールに作動可能に結合された少なくとも１つの推進機構とを含んでいる。スラストベクトル化モジュールは、推進機構の位置決め及び作動に影響を及ぼすべく動的に制御され、かくて、乗り物の位置決め及び作動モードの動的な（実質的にリアルタイムでの）制御並びにその作動モード間の移行を達成する。
【００３３】
少なくとも１つ（又はそれ以上）のスラストベクトル化モジュールは、その上に推進機構を担持し、且つ揚力体の側部方向に延在する軸線の周りに回転可能に移動可能なチルト用ナセルのモジュールを含んでいてもよい。
【００３４】
揚力体は、互いに変位可能に接続されたときに、それらの間に内部容積を画定する、軽量で協働する上下の揚力体表面部（殻体）を備えて設計されてもよい。  揚力体はさらに、中央前方モジュールと、中央前方モジュールに結合された後方モジュールとを含んでいる。チルト用ナセルモジュールは、制御された方向の推進機構の対称又は非対称の作動のために、中央前方モジュールの各側部に変位可能に（回転可能に又は並進的に）配置されてもよい。
【００３５】
中央前方モジュール、後方モジュール、及びナセルモジュールのそれぞれは、それぞれの周囲で互いに協働するように輪郭付けられた下側殻体及び上側殻体で形成されてもよく、そして下側及び上側の殻体が接続されたとき、それぞれの内部容積を形成する。内部容積は、ペイロード区画、又は航空電子機器システム、検出システム、武器システム、ナビゲーション及び誘導システム、通信システム、動力システム、エネルギー貯蔵ユニット、ペイロードシステム、ペイロード、推進システム、燃料電池、着陸システム、ドッキングシステム、テザーシステム、飛行支援システム、衝突回避システム、減速システム、飛行終了システム、バラストシステム、浮力システム、機械システム、及び電子機器を含む群から選択される乗り物構成要素を収容するための区画として、利用され得る。
【００３６】
ナセルモジュールは、中央前方モジュールの長さに対応する長さ、又は揚力体の（前縁部から後縁部までの）長さに対応する長さ、並びに中央前方モジュールの長さを超える長さに対応するが、揚力体の長さよりも短い長さを有している。
【００３７】
推進機構は、ナセルモジュールの前端部に配置されてもよく、ナセルモジュールの軸線の周りにチルト可能に変位可能であってもよい。
【００３８】
乗り物は、後方モジュールと作動的に協働して配置された少なくとも１つのスタビライザモジュールをさらに含んでいる。スタビライザモジュールは、後方モジュールの表面に対して垂直、水平、上反角、又は下反角の向きを有することができる。スタビライザモジュールは、後方モジュールに堅固に固定され又は展開可能に取り付けられてもよい。
【００３９】
少なくとも１つのモータが、揚力体モジュールのいずれかに画定された内部区画内に配置されてもよい。例えば、モータは、ナセル内に配置され、そして推進機構に作動可能に結合されてもよい。
【００４０】
推進機構は、反対の渦流場を有する揚力体を覆う気流を発生させるための別の推進機構に対して、逆回転体制で作動すべく動的に制御されてもよい。
【００４１】
スラストベクトル化モジュールによって影響される作動モードは、短い離陸、短い着陸、従来型の離陸、従来型の着陸、外部から支援された離陸、外部から支援された着陸、及びそれらの組み合わせを含み得る。スラストベクトル化モジュールはまた、乗り物のロール、ピッチ及びヨーのモーメントを制御することによって、乗り物の横方向及び／又は縦方向の位置決めを制御するように構成されている。
【００４２】
作動中において、スラストベクトル化モジュールは、乗り物の減速をもたらすために、推進機構によるスラスト力を創成すべく、特定の位置に制御可能に配備されている。
【００４３】
乗り物は、乗り物に取り外し可能に取り付けられる上部構造をその上に担持するべく構成されてもよい。スラストベクトル化モジュールは、上部構造物の放出（及び／又は配送）が必要とされたとき、上部構造物の取外しをもたらす、推進機構からのスラスト力を創成する位置に、制御可能に配備されている。
【００４４】
スラストベクトル化モジュールは、危機的状況における災害を軽減するため、又は意図的に飛行を終了させるために、推進機構が乗り物の少なくとも１つのモジュールに衝突する位置に制御可能に回転されてもよい。
【００４５】
本汎用乗り物は、着陸作動モードが追求されるときに展開可能である着陸装置をさらに含んでいてもよい。
【００４６】
加えて、スラストベクトル化モジュールは、伏臥位置付けされたクロール作動モードを作動させるために、（推進機構の作動を伴わない）一対のチルト用ナセルの交互作動によっての表面操縦性のために構成されている。また、スラストベクトル化モジュールは、飛行中、地形上、準地形上、沈水体上、又はそれらの組み合わせでの運動を含んでいる様々な作動モードにおいて、乗り物を推進するように構成されている。
【００４７】
スラストベクトル化モジュールは、各スラストベクトル化モジュールの推進機構が、２つの方向に回転するように構成されている状態で、時計回り方向及び反時計回り方向に回転するように構成されている。スラストベクトル化モジュールの推進機構は、押し式航空機（ｐｕｓｈｅｒ）又は牽引式航空機（ｔｒａｃｔｏｒ）として作動することができる。
【００４８】
別の態様では、本発明は、様々な作動モードにおいて、平衡状態での空中、水中及び地形での移動及びそれらの間での安全な移行のための汎用乗り物を作動させる方法である。本方法は、
実質的に空気力学的に輪郭付けられた揚力体を創成するべく輪郭付けられた複数の協働するモジュールを備える揚力体を構成すること、
少なくとも１つの推進機構と作動可能に結合されたスラストベクトル化モジュールとして少なくとも１つの揚力体モジュールを構成すること、及び
乗り物の作動モード、及びその作動モード間の移行を動的に制御するため、推進機構の位置決め及び作動に影響を及ぼすべく、スラストベクトル化モジュールを制御するステップを含んでいる。
【００４９】
主題の方法は、垂直飛行、ホバリング飛行、空挺（ｏｎ−ｓｔａｔｉｏｎ  ａｉｒｂｏｒｎｅ）垂直飛行、及び水平飛行、垂直離陸（ここでは、最初の又は最終の休止位置が、揚力体の所定のモジュールの後縁部で休止する垂直位置を含んでいる）、水平方向の伏臥クロール位置（揚力体の所定のモジュールの所定の領域での休止を含んでいる）のいずれかで乗り物を作動させること、及び
離陸及び着陸中に、伏臥クロール位置へ又は伏臥クロール位置から移行させ、並びに揚力体の頂面又は底面のいずれかで、垂直向きから伏臥位置へと移行させるステップをさらに含んでいる。
【００５０】
主題の方法では、作動モードは、固定又は移動のプラットフォームからの解放、発射、捕捉、及び着陸をさらに含み、ここで、プラットフォームは、留め具（ｈｉｔｃｈ）システム、鉤（ｈｏｏｋ）システム、架台（ｃｒａｄｌｅ）システム、レール（ｒａｉｌ）システム、網（ｎｅｔｔｉｎｇ）システム、及びホスト車両に設置されたトレーラのような構造体の少なくとも１つを含んでもよく、前記ホスト車両は、表面、表面下、及び航空、水陸両用、又は海洋の構造体を含んでいる。
【００５１】
本方法は、
モータを、乗り物を飛行させ、乗り物を地形上で推進し、乗り物を流体媒体上で推進し、そして乗り物を流体媒体中で推進するスラストベクトル化モジュールに結合させること、又は、
ナビゲーションシステムを乗り物に連結し、そしてナビゲーションシステムを使用して、飛行中、流体媒体中、又は地形上の乗り物を操縦（ｎａｖｉｇａｔｅ）すること、又は、
制御システムを乗り物に連結し、そして制御システムを使用して、飛行中、流体媒体通過中、又は地形上の乗り物を制御するステップをさらに取る。
【００５２】
本方法は、
スラストベクトル化モジュールを多機能の作動スラストモジュールとして構成すること、
揚力体を、少なくとも１つの多機能の中央揚力体モジュール、少なくとも１つの多機能の後方揚力体モジュール、少なくとも１つの多機能の垂直モジュール、及び少なくとも１つの多機能の水平モジュールを備えて構成すること、
多機能のスラストモジュール、中央揚力体モジュール、後方揚力体モジュール、垂直モジュール及び水平モジュールの少なくとも１つに、少なくとも１つの構成要素を内部に又は外部に設置するステップをさらに含み、ここで当該少なくとも１つの構成要素は、ペイロード、武器化、逆測定システム、通信システム、バラストシステム、検出システム、懸架システム、制動システム、緩衝システム、エアバッグ、パラシュート、減速装置、駆動装置、操縦装置、振動装置、着陸装置、充電装置、放電装置、電磁石装置、飛行補助装置、運動補助（ｌｏｃｏｍｏｔｉｏｎ  ａｓｓｉｓｔｉｎｇ）装置、操縦補助装置、各ドッキングベースへの電気的接続を有するか又は有しないドッキング装置、固着装置（ａｎｃｈｏｒｉｎｇ  ｄｅｖｉｃｅ）、把持装置、つかみ装置、爪装置、浮動装置、回収装置（ｒｅｔｒｉｅｖｉｎｇ  ｄｅｖｉｃｅ）、及び取り込み装置、及びそれらの組み合わせを含んでいる群から選択される構成要素を含んでいる。
【００５３】
本方法は、乗り物のモジュールに対する損傷を軽減するために、乗り物を損失軽減モードで作動させることをさらに含んでいる。損失軽減の作動モードは、パイロットトリガ、自律パイロットトリガ、監視者トリガ、センサトリガ、減速トリガ、加速トリガ、レーダトリガ、トランスポンダトリガ、交通制御者トリガ、衝撃トリガ、及びそれらの組み合わせからなる群から選択される機構によってトリガされる。
【００５４】
本方法は、パイロットトリガ、自律パイロットトリガ、監視者トリガ、センサトリガ、減速トリガ、加速トリガ、レーダトリガ、トランスポンダトリガ、交通制御者トリガ、衝撃トリガ、及びそれらの組み合わせからなる群から選択される機構によってトリガされる、飛行終了の作動モードで乗り物を作動させることを、さらに含んでいる。
【００５５】
本方法は、揚力体に補強加工処理（ｐｒｏｏｆｉｎｇ  ｔｒｅａｔｍｅｎｔ）を施すステップをさらに含んでいる。補強加工処理は、弾丸補強加工、崩壊補強加工、耐爆発補強加工、耐熱補強加工、防火補強加工、及び砂補強加工を含む群から選択されてもよい。
【００５６】
主題の方法においては、複数の推進機構が、ガス又は流体媒体、燃焼、グロー、電気、自己充足型の燃料電池ベースのハイブリッド、ポンプ又は歯車付き推進機構で加速可能なプロペラ、タービン、スラスタ、ファン、及びロケットを含んでいる群から選択され、且つ揚力体の所定の位置に設置され、そして乗り物のロール、ピッチ及びヨーのモーメントを制御するべく位置決めされ作動される。
【００５７】
本方法は、内部の及び／又は外部の質量の移動、及び／又は回転、及び／又は振動によって、横方向軸線、縦方向軸線、又は横方向及び縦方向軸線に沿って乗り物の重心を操作することにより、乗り物の安定性を制御することをさらに含んでいる。
【００５８】
本発明のこれら及び他の目的及び利点は、本特許出願に含まれるさらなる詳細な説明及び図面から明らかになるであろう。
【図面の簡単な説明】
【００５９】
【図１Ａ】図１Ａは、乗り物表面及び推進システムの全てが接続されている１つの実施形態による本航空機システムの斜視図である。
【図１Ｂ】図１Ｂは、乗り物表面及び推進システムの全てが互いから変位可能である１つの実施形態による本航空機システムの斜視図である。
【図１Ｃ】図１Ｃは、乗り物表面及び推進システムの全てが互いから変位可能である１つの実施形態による本航空機システムの斜視図である。
【図２Ａ】図２Ａは、図１Ａないし図１Ｃに示された航空機の正面図である。
【図２Ｂ】図２Ｂは、代替の揚力体の断面構成を示している。
【図２Ｃ】図２Ｃは、代替の揚力体の断面構成を示している。
【図２Ｄ】図２Ｄは、代替の揚力体の断面構成を示している。
【図２Ｅ】図２Ｅは、代替の揚力体の断面構成を示している。
【図３Ａ】図３Ａは、図１Ａないし１Ｃに示された航空機の上面図である。
【図３Ｂ】図３Ｂは、代替の水平方向スタビライザ構成を有する図１Ａないし１Ｃに示された航空機の上面図である。
【図３Ｃ】図３Ｃは、代替の水平方向スタビライザ構成を有する図１Ａないし１Ｃに示された航空機の上面図である。
【図３Ｄ】図３Ｄは、代替の水平方向スタビライザ構成を有する図１Ａないし１Ｃに示された航空機の上面図である。
【図３Ｅ】図３Ｅは、代替の水平方向スタビライザ構成を有する図１Ａないし１Ｃに示された航空機の上面図である。
【図４Ａ】図４Ａは、図１Ａないし図１Ｃの航空機の側面図である。
【図４Ｂ】図４Ｂは、代替の垂直方向スタビライザ構成を有する図１Ａないし１Ｃの航空機の側面図である。
【図４Ｃ】図４Ｃは、代替の垂直方向スタビライザ構成を有する図１Ａないし１Ｃの航空機の側面図である。
【図４Ｄ】図４Ｄは、代替の垂直方向スタビライザ構成を有する図１Ａないし１Ｃの航空機の側面図である。
【図４Ｅ】図４Ｅは、代替の垂直方向スタビライザ構成を有する図１Ａないし１Ｃの航空機の側面図である。
【図５Ａ】図５Ａは、スラストベクトル化能力を有する本航空機の実施形態の斜視図である。
【図５Ｂ】図５Ｂは、代替の実施形態のスラストベクトル化能力を有する本航空機の実施形態の斜視図である。
【図５Ｃ】図５Ｃは、代替の実施形態のスラストベクトル化能力を有する本航空機の実施形態の斜視図である。
【図５Ｄ】図５Ｄは、代替の実施形態のスラストベクトル化能力を有する本航空機の実施形態の斜視図である。
【図５Ｅ】図５Ｅは、代替の実施形態のスラストベクトル化能力を有する本航空機の実施形態の斜視図である。
【図６Ａ】図６Ａは、全方向性ナセル作動能力を有する本航空機の実施形態の斜視図である。
【図６Ｂ】図６Ｂは、代替の実施形態を備える全方向性ナセル作動能力を有する本航空機の実施形態の斜視図である。
【図６Ｃ】図６Ｃは、代替の実施形態を備える全方向性ナセル作動能力を有する本航空機の実施形態の斜視図である。
【図６Ｄ】図６Ｄは、代替の実施形態を備える全方向性ナセル作動能力を有する本航空機の実施形態の斜視図である。
【図７Ａ】図７Ａは、ナセルシステムの多機能性を示している図である。
【図７Ｂ】図７Ｂは、ナセルシステムの多機能性の詳細を示している図である。
【図７Ｃ】図７Ｃは、ナセルシステムの多機能性の詳細を示している図である。
【図７Ｄ】図７Ｄは、ナセルシステムの多機能性の詳細を示している図である。
【図７Ｅ】図７Ｅは、ナセルシステムの多機能性の詳細を示している図である。
【図７Ｆ】図７Ｆは、ナセルシステムの多機能性の詳細を示している図である。
【図７Ｇ】図７Ｇは、ナセルシステムの多機能性の詳細を示している図である。
【図７Ｈ】図７Ｈは、ナセルシステムの多機能性の詳細を示している図である。
【図７Ｉ】図７Ｉは、ナセルシステムの多機能性の詳細を示している図である。
【図８Ａ】図８Ａは、ナセルシステムに関するペイロードアプリケーションの一例の詳細図を示している。
【図８Ｂ】図８Ｂは、ナセルシステムに関するペイロードアプリケーションの一例の詳細図を示している。
【図８Ｃ】図８Ｃは、ナセルシステムに関するペイロードアプリケーションの一例の詳細図を示している。
【図８Ｄ】図８Ｄは、ナセルシステムに関するペイロードアプリケーションの一例の詳細図を示している。
【図８Ｅ】図８Ｅは、ナセルシステムに関するペイロードアプリケーションの一例の詳細図を示している。
【図８Ｆ】図８Ｆは、ナセルシステムに関するペイロードアプリケーションの一例の詳細図を示している。
【図９Ａ】図９Ａは、作動されるナセルが配備された安全装置とともに示されている、本システムの乗り物の実施形態を示している。
【図９Ｂ】図９Ｂは、作動されるナセルが配備された安全装置とともに示されている、本システムの乗り物の実施形態を示している。
【図１０Ａ】図１０は、推進システムの一実施形態を示している図である。
【図１０Ｂ】図１０Ｂは、推進システムの代替の実施形態を示している図である。
【図１０Ｃ】図１０Ｃは、推進システムの代替の実施形態を示している図である。
【図１０Ｄ】図１０Ｄは、推進システムの代替の実施形態を示している図である。
【図１０Ｅ】図１０Ｅは、推進システムの代替の実施形態を示している図である。
【図１１】図１１は、設置された表面／延長部を有する本システムの一実施形態の斜視図である。
【図１２Ａ】流体の流れを操作する方法の代替の実施形態を示している図である。
【図１２Ｂ】流体の流れを操作する方法の代替の実施形態を示している図である。
【図１３Ａ】図１３Ａは、本乗り物の重心を操作する方法の代替の実施形態を示している。
【図１３Ｂ】図１３Ｂは、本乗り物の重心を操作する方法の代替の実施形態を示している。
【図１４Ａ】図１４Ａは、空気力学的性能、乗り物安定性、及び／又は乗り物制御を操作することができる本システムの代替の実施形態を示している。
【図１４Ｂ】図１４Ｂは、空気力学的性能、乗り物安定性、及び／又は乗り物制御を操作することができる本システムの代替の実施形態を示している。
【図１５】図１５は、係留された構成を利用する本システムの一実施形態を示している。
【図１６Ａ】図１６Ａは、着陸表面及びテール着座能力との乗り物の相互作用の異なるモードの一代表例である。
【図１６Ｂ】図１６Ｂは、着陸表面及びテール着座能力との乗り物の相互作用の異なるモードの一代表例である。
【図１６Ｃ】図１６Ｃは、着陸表面及びテール着座能力との乗り物の相互作用の異なるモードの一代表例である。
【図１６Ｄ】図１６Ｄは、着陸表面及びテール着座能力との乗り物の相互作用の異なるモードの一代表例である。
【図１６Ｅ】図１６Ｅは、着陸表面及びテール着座能力との乗り物の相互作用の異なるモードの一代表例である。
【図１７Ａ】図１７Ａは、翼幅方向のヒンジ線に沿う前部及び後部区分の回転を包含している本乗り物の代替の実施形態を示している。
【図１７Ｂ】図１７Ｂは、翼幅方向のヒンジ線に沿う前部及び後部区分の回転を包含している本乗り物の代替の実施形態を示している。
【図１７Ｃ】図１７Ｃは、翼幅方向のヒンジ線に沿う前部及び後部区分の回転を包含している本乗り物の代替の実施形態を示している。
【図１７Ｄ】図１７Ｄは、翼幅方向のヒンジ線に沿う前部及び後部区分の回転を包含している本乗り物の代替の実施形態を示している。
【図１７Ｅ】図１７Ｅは、翼幅方向のヒンジ線に沿う前部及び後部区分の回転を包含している本乗り物の代替の実施形態を示している。
【図１８Ａ】図１８Ａは、オーバーサイズの組み合わさるプロペラを有する本乗り物の代替の実施形態を示している。
【図１８Ｂ】図１８Ｂは、オーバーサイズの組み合わさるプロペラを有する本乗り物の代替の実施形態を示している。
【図１８Ｃ】図１８Ｃは、オーバーサイズの組み合わさるプロペラを有する本乗り物の代替の実施形態を示している。
【図１８Ｄ】図１８Ｄは、オーバーサイズの組み合わさるプロペラを有する本乗り物の代替の実施形態を示している。
【図１８Ｅ】図１８Ｅは、オーバーサイズの組み合わさるプロペラを有する本乗り物の代替の実施形態を示している。
【図１９】図１９は、揚力体から解放された着陸装置を含んでいる本システムの実施形態を示している。
【図２０Ａ】図２０Ａは、図２０Ｂないし図２０Ｄに示される３つの移動発射体の実施形態によって支持される静止発射／地上構造体示している。
【図２０Ｂ】図２０Ｂは、移動発射体の一実施形態を示している。
【図２０Ｃ】図２０Ｃは、移動発射体の一実施形態を示している。
【図２０Ｄ】図２０Ｄは、移動発射体の一実施形態を示している。
【図２１】図２１は、ナセルを交互に作動させることによって伏臥してクロールしている本乗り物の一連の位置を示している。
【図２２】図２２は、地形から流体媒体への飛行に移行している、本システムの伏臥してクロールしている実施形態を示している。
【図２３Ａ】図２３Ａは、海洋用途に適合された本システムの一実施形態を示している図である。
【図２３Ｂ】図２３Ｂは、海洋用途に適合された本システムの他の実施形態を示している図である。
【図２４】図２４は、提供されたスラストによって地上走行可能な本システムの車輪付きの実施形態を示している。
【図２５】図２５は、離陸滑走（ｒｏｌｌ−ｏｕｔ）中の本システムの車輪付きの実施形態を示している。
【図２６Ａ】図２６Ａは、図１Ａないし１Ｃに示された航空機に関する本システムの実施形態を示し、表面作動用の追加の流体スラスタを備えている。
【図２６Ｂ】図２６Ｂは、図１Ａないし１Ｃに示された航空機に関する本システムの実施形態を示し、水中作動用の追加の流体スラスタを備えている。
【図２７Ａ】図２７Ａは、追加して設置された流体スラスタを備える作動ナセル概念に関する本システムの実施形態を示している図である。
【図２７Ｂ】図２７Ｂは、追加して設置された流体スラスタを備える作動ナセル概念に関する本システムの実施形態を示している図である。
【図２７Ｃ】図２７Ｃは、追加して設置された流体スラスタを備える作動ナセル概念に関する本システムの実施形態を示している図である。
【図２８Ａ】図２８Ａは、流体ジェット／スラスタが後部揚力体区分に取り付けられている、本発明のシステムの一実施形態を示している。
【図２８Ｂ】図２８Ｂは、流体ジェット／スラスタが後部揚力体区分に取り付けられている、本発明のシステムの他の実施形態を示している。
【図２９】図２９は、補助乗り物の配備能力を備える実施形態を示している図である。
【図３０】図３０は、人又は動物を運ぶために適合された実施形態を示している。
【発明を実施するための形態】
【００６０】
現在の航空機の設計では、乗り物の有効性と汎用性は、乗り物のサブシステムとその機能横断性の組み合わされた統合によってもたらされる。対象システムの設計及び作動の基礎を成す概念は、排他的に専用の機能を有するサブシステムの使用に限定されず、むしろ複数の機能システムを使用することが可能である。例えば、提案される実施形態のいくつかは、スラストベクトル化ナセルを着陸装置及び／又は積載部と組み合わせている。乗り物本体は、主な揚力発生及び航空電子／ペイロード区画化用、揚力体の後縁部、及び水平及び垂直方向のスタビライザ、及び／又は後部の乗り物本体として機能し、及びまた、着陸装置としても機能する。
【００６１】
本発明の航空機は、無人航空システムとして使用される場合、限定はされないが、セキュリティ監視、危機緩和、災害救助、科学的感知、研究のための感覚プラットフォーム及び他のサブシステムの開発、運輸、積載物の配送、通信、その他の平時又は戦時の任務のような種々の最終消費者の必要を満たすべく、用いられ得る。
【００６２】
以下の説明は、一例として、無人航空機システムが詳述されて、本システムの好ましい実施形態を提示している。しかしながら、本発明は、居住する（有人の）航空機にも適用することができる。
【００６３】
揚力体に対しての主要なシステム及び／又は修正の作動体制が提示されて、補完され完全に固定された航空機構成（乗り物の揚力体の全体が非作動であり、製造中に対象の設計に従って組み立てられている）を有している例示的な基本モデルが、図１Ａに提示されている。一例として、特定の推進装置がここでは記載されている。しかしながら、本システムで考えられている推進システムは、複数の又は対の、又は単一ユニットのいずれか、任意の羽根数を有する、逆回転を伴う又は伴わない、中心付けられている又はオフセットされている、任意の直径及び／又は捻れ／ピッチ、本体及び／又はポッド及び／又はナセル及び／又は先端に取り付けられる、固定して取り付けられ及び／又は作動が可能である、直列及び／又は並列に取り付けられる、対称又は非対称に取り付けられる、及び／又は牽引機（ｔｒａｃｔｏｒ）（プーラー（ｐｕｌｌｅｒ））及び／又は押し機（ｐｕｓｈｅｒ）として構成されるプロペラ、タービン又はファンをさらに含んでもよい。
【００６４】
図１Ａないし図３０は、本発明の一実施形態による本航空機システム１０を示し、本航空機システム１０は、前側前縁部１８を左右の腹側の後縁部２０及び２２にそれぞれ接続する空気力学的揚力形状を形成するように輪郭が描かれた、前区分（モジュール）１４及び後区分（モジュール）１６を備えて構築される揚力体１２を含んでいる。揚力体１２はまた、左側の水平面２６及び右側の水平面２８に輪郭付けられた本体の翼幅の後縁部２４に輪郭付けられている。
【００６５】
前区分１４は、左側のナセル３０及び右側のナセル３２を有している。航空機システムはさらに、一対のロータ３４及び３６を含んでいる。左ロータ３４は左プロペラ３８を駆動し、右モータ３６は右プロペラ４０を駆動する。
【００６６】
左側の垂直面４２及び右側の垂直面４４が、本体の翼幅後縁部２４に形成され、航空機システム１０の尾部又は尾翼アセンブリを構成している。水平方向の前縁部４６（左）と前縁部４８（右）が、揚力体１２の後区分１６に形成されている。図１ないし図３に示されるように、垂直方向の後縁部２０、２２と水平方向の前縁部４６、４８との間にそれぞれ構成された移行部が存在している。
【００６７】
航空機システム１０は、水平方向（典型的な飛行方向である）に沿って延在する中心水平方向軸線（中心線）５０を基準にして対称な形状を有している。以下、中心線５０は基準弦線と称される。他の全ての弦線の参照線は、基準の弦線５０に平行に走っている。翼幅方向の線５２は、基準弦線５０に対して直交して延びており、航空機１０の左側部と右側部の間に渡っている。
【００６８】
乗り物本体１２は、複数の揚力体モジュールを備えて設計されてもよい。図１Ａないし１Ｃに示されるように、前方本体モジュール１４と後方本体モジュール１６とは、互いに対し取り外し可能に接続されてもよい。複数の他のモジュールが、揚力体１２の任意の向き及び位置において、任意の区分面又は区分湾曲によって創成されてもよい。
【００６９】
揚力体モジュールは、各々が他に対し接続されたとき、揚力体１２のための空気力学的形状を創成するように輪郭付けられている。
【００７０】
揚力体１２は、それらの周囲部で互いに対して接続可能な低重量剛性構造体である、下側殻体１３及び上側殻体１５（図１Ｂに示されている）から製造されてもよい。
【００７１】
同様に、全ての揚力体モジュール（前方中央モジュール、後方モジュール、ナセルモジュール）は、図１Ｃに示されるように、対応する下側及び上側の殻体１９、２１からそれぞれ形成されてもよい。
【００７２】
任意の所与の揚力体モジュールは、乗り物構成要素２３の少なくとも１つ又は任意の複数を収容することができ、この乗り物構成要素２３は、航空電子機器、ナビゲーション及び誘導システム、安全システム、通信システム、検出システム、推進システム、機械システム、動力システム、武器、爆発物、着陸装置、ドッキングシステム、燃料タンク、燃料電池、ペイロード、電子機器、及びＭＥＭを、別々に、又は任意の組み合わせで含んでいる。
【００７３】
図２Ａは、別の揚力体の断面構成が図２Ｂ、２Ｃ、２Ｄ及び２Ｅに図解されている、図１Ａないし図１Ｃに示されている航空機１０の正面図である。図２Ｂは、揚力体１２の側部５８と６０との間に延びる垂直方向軸線５４及び水平方向軸線５６を中心とする小さな突起を図解している。図２Ｃは、如何なる突出部をも含まないクリーンな断面を示している。図２Ｄは、垂直方向軸線５４及び水平方向軸線５６からオフセットされた突起を示している。図２Ｅは、垂直方向軸線５４及び水平方向軸線５６からオフセットされた、断面内の凹部を示している。対称的である、非対称的である、水平方向又は垂直方向の軸線のいずれかに中心付けられているか又はオフセットされているか、如何なるサイズか、如何なる形状か、又は上に提示された特徴の如何なる組み合わせの突起又は凹部を特徴とする特徴を含んでいる複数の任意の特徴を有する任意の複数の断面が、これに限定されないが、本システムの設計において考慮されている。揚力体の断面の厚さ及び幅は、一般に、揚力体の断面の位置及びそれらの角度に依存する可変パラメータである。
【００７４】
図３Ａは、図３Ｂ、３Ｃ、３Ｄ及び３Ｅに提示される代替の水平スタビライザを備える、図１Ａないし図１Ｃに示された航空機１０の上面図である。図３Ｂは、全体の翼幅が航空機本体１２の最大翼幅よりも短い水平スタビライザ６２を示し、図３Ｃは、全体の翼幅が航空機本体の最大翼幅よりも大きい水平スタビライザ６２を示し、図３Ｄは、後退された水平スタビライザシステムを示し、そして、図３Ｅは、空気力学的性能及び乗り物の機能性を高めるように構成された水平スタビライザ先端（チップ）６４を示している。
【００７５】
図３Ｂ〜図３Ｅに示されているスタビライザの詳細は、構成の４つの例を示しているに過ぎず、本発明の設計においては、水平スタビライザ６２の形状は、これらに限定されないが、前縁部スイープの有無、後縁部スイープの有無にかかわらず、恒久又は変化する弦長、厚み及びスイープを有し、コーナのすみ肉の有無、コーナの面取りの有無、揚力体に設置されている剛性で、膨張可能、交換可能、展開可能な翼形断面の有無、上反角又は下反角の有無にかかわらず、対称又は非対称であり、又はそれらの任意の組み合わせの構成を含んでいる、他の変形例が考慮される。
【００７６】
左側の垂直スタビライザ４２と右側の垂直スタビライザ４４との間の距離は、図３Ａに示されるように、完全に翼幅の線の長さと、航空機が単一の中心合わせされた又はオフセットされた垂直スタビライザを有するゼロ距離との間で変化してもよい。
【００７７】
図４Ａは、代替的な垂直スタビライザの構成が図４Ｂ、４Ｃ、４Ｄ及び４Ｅに提示されている、図１Ａないし図１Ｃに示された航空機の側面図である。図４Ｂは、円形状を有する垂直スタビライザ６６を示し、図４Ｃは、前縁部及び後縁部のスイープを有する垂直スタビライザ６６を示し、図４Ｄは、非対称で、丸みを帯びて後ろに掃引された垂直スタビライザ６６を示し、そして、図４Ｅは、くぼんだ尾輪を有し、後ろに掃引された硬いコーナの垂直スタビライザ６６を示している。
【００７８】
図４Ｂないし図４Ｅに提供された詳細図は、垂直スタビライザ６６の４つの例示的な代替の構成のみを示し、これらに限定されないが、垂直スタビライザの形状が、前縁部スイープの有無、弦長及び／又は厚みにおいて一定又は変化する後縁部スイープの有無、コーナのすみ肉の有無、コーナの取りの有無、一体的な車輪又はキャスタ車輪又は着陸装置の有無、揚力体に設置されている剛性で、膨張可能、交換可能、展開可能な翼形断面の有無、上反角又は下反角の有無にかかわらず、対称又は非対称であり、又は上に列挙されたものの任意の組み合わせである実施型を含む変形例もまた、本航空機システム１０の精神内に含まれることに留意することが重要である。
【００７９】
図５Ａは、１つ又は２つのチルト用ナセルのモジュール７０、７２を、揚力体１２に設けることによって達成されるスラストベクトル化能力を有する、本航空機システム１０の好ましい実施形態の斜視図を示している。
【００８０】
図５Ａないし図５Ｅに示される実施形態によれば、航空機の揚力体１２は、上下にピッチング可能な左側のナセルモジュール７０と、上下にピッチング可能な右側のナセルモジュール７２とを含んでいる。ピッチング作動が、一致して、又はお互いに独立して生じ得るように、少なくとも１つのナセルチルト用機構が、右側のナセルモジュール７２を前方中央の本体モジュール７４に接続させ、そして、少なくとも１つのナセルチルト用機構が、左側のナセルモジュール７０を中央のモジュール７４に接続させている。
【００８１】
図５Ａに概略的に示されるナセルのチルト用機構７５は、全体的にチルト用ナセルモジュール７０、７２内に収容されていてもよく、又は全体的に前方中央のモジュール７４内に収容されていてもよい。また、ナセルのチルト用機構７５の構成要素は、ナセルモジュール７０、７２の内側に、そして前方中央のモジュール７４の内側に埋め込まれていてもよく、コントローラシステム７７の制御下でのそれらの協働機能が、少なくとも１つ以上のチルト用ナセル７０、７２の作動、回転、又は作動及び回転運動の組み合わせを生じさせる。コントローラシステム７７はまた、ナセルモジュール７０、７２、前方中央のモジュール７４内に画定された内部容積を占有してもよく、又はシステム全体に広げられていてもよい。
【００８２】
前方中央のモジュール７４及び後方の本体モジュール１６は、互いに接続され、そして、左側のナセルモジュール７０及び右側のナセルモジュール７２がそれぞれ回転軸線７６、７８の周りで作動又は回転する自由を許容してもよい。
【００８３】
左側のナセルモジュール７０及びその端面８２並びに右側のナセルモジュール７２及びその端面８４は、以下の段落で詳述されるように多目的構造体である。
【００８４】
図５Ａないし図５Ｅは、一例として示しているが、追加の非対称なナセル型を有する対称な左右のナセル構成、又は独立した又は依存する展開機構を有する構成も、本システムにおいて考えられている。
【００８５】
図５Ｂは、図５Ａの立側面図であり、ここでは、本航空機システム１０が、休止状態（以下、伏臥位置と呼ぶ）で示されている。この実施形態では、少なくとも１つのナセル７０が、乗り物本体１２に対してピッチするように作動され、その端面８２（翼幅の線５２に沿って又はその近傍に走っている）が接触点又は着陸装置として働くことができる。
【００８６】
代わりに、ナセルは、図５Ｄ〜５Ｅに示されるように、任意の弦長に及ぶことができる。全ての実施形態は、さらなる段落で詳述されるような追加の機能性をも有し得る、少なくとも１つ以上の作動ナセルを含んでいることに留意することが重要である。
【００８７】
また、図５Ｃ〜図５Ｅは、図５Ａに示された実施形態と同様にスラストベクトル化を可能にする代替のナセル作動構成の代表例である。図５Ｃは、ピッチ用のナセルモジュール７０、７２（揚力体１２の各側部に１つ）を備えた実施形態を示している。図５Ｃに示された実施形態において、その側部の固定の水平スタビライザ６２及び垂直スタビライザ６６は、ナセルと共にはピッチしない。
【００８８】
図５Ｄは、揚力体１２の各側部のピッチ用ナセル７０、７２が、完全な翼弦線の長さに及び、そしてその側部の固定された水平及び垂直のスタビライザ６２、６６がナセルと共にピッチする実施形態を示している。
【００８９】
図５Ｅは、垂直スタビライザ６６の間の乗り物１０の本体区分８６がまた、ナセルの作動と共に展開する、図５Ｄに示されたシステムの変形例である。図５Ｅに示される実施形態は、２つの独立したナセル部分７０、７２が要求に応じて一体化するか、又は独立して実行するべく要求に応じて切り離されるように、相互に堅固に係合する能力を有することができる。
【００９０】
図６Ａは、無指向性のスラストベクトル化のナセルシステムを備える本乗り物１０の斜視図である。図６Ｂは、図６Ａに示されたシステムの上面図である。そして、図６Ｃは、図６Ｂからのカットオフであり、少なくとも１つ以上のナセル９０、９２を示している。ナセル９０、９２の作動は、ナセル９０、９２に旋回用ナセルヘッド９４、９６を設け、そしてナセルヘッドが軸線９８の周りに旋回するべく作動させることによって達成される、全方向性機能を提供する。加えて、ナセル９０、９２のベース１００は、軸線１０２の周りに回転するべく作動されてもよい。
【００９１】
代替として、図６Ｄに示されるように、旋回用ナセル１０４と固定のナセルベース１０６との間に、ボールジョイント形式の連結体を使用することによって、同様の無指向性スラストベクトル化能力が提供される。
【００９２】
図７Ａは、少なくとも１つ（又はそれ以上）の多機能チルト用ナセル１１０を備える、図５Ｂに示された実施形態の等角図である。図７Ｂないし図７１は、ナセル（又は複数のナセル）１１０に取り付けられる様々な装置が設けられているチルト用ナセル１１０の通常の図及び斜視図をそれぞれ示しており、その属性は、限定はしないが、感覚能力の有無、データ収集能力の有無、エネルギー吸収装置の有無、操縦又は操作性機能の有無、飛行増強能力の有無、地面、他の構造物、他の乗り物、又は他の外部システムへの相互作用又は接続性の有無、他の構造物、装置又はシステムへのドッキング能力の有無にかかわらず、固定され、展開可能であり、作動され、格納可能であり、内部又は外部に取り付けられ、後部のナセル面又は他のナセル面に取り付けられ、後部のナセル面又は他のナセル面の外に延在し、受動又は被駆動（動力付けられ）の属性、又は前に列挙された属性の任意の組み合わせを含むことができる。
【００９３】
図７Ｂは、格納式着陸パッドシステム１１２を備えたチルト用ナセル１１０を示している。図７Ｃは、意図された接触面との相互作用のために、表面処理されていてもいなくてもよい、密閉された後部のナセル後面１１４を示している。図７Ｄは、ナセル１１０の後面１１４を越えて延在する、展開された着陸装置台車１１６を備えたチルト用ナセル１１０を示している。図７Ｅは、ナセル１１０の後面１１４を越えて延在する、固定された、差し込まれた車輪１１８を備えたチルト用ナセル１１０を示している。図７Ｆは、ナセル１１０の後面１１４から伸びる爪状の把持／引っ掛け／投錨システム１２０を備えたチルト用ナセル１１０を示しており、ナセル１１０は、例えば、（限定されないが）乗り物を固定するのに使用することができ、試料１１０又は地上サンプル１１０を採集することを含んでいる。図７Ｇは、後面１１４を通過してナセルの周りに延在し、限定はされないが、捕獲具、空中鉤、又は着陸用そりとして機能する鉤延長部１２２を備えたチルト用ナセル１１０を示している。図７Ｈは、動力付け及びデータ接続ポート１２４を特徴とする後部のナセル後面１１４を示し、図７１は、ナセル１１０の上側面１２８及び下側面１３０のみならず、後面１１４の周りに延在する戦車の軌道スタイル装置１２６を備えたチルト用ナセル１１０を示している。チルト用ナセル１１０に取り付けられ、任意の他の物体又は表面と接触又は相互作用する任意の付属物又はシステムは、これらに限定されないが、懸架、減衰、検出、感知、旋回、操作、収集、腰掛け、ドッキング、及び操縦を含む特徴をさらに備え得ることに留意することが重要である。
【００９４】
図８Ａないし図８Ｆは、図７Ａに提示された少なくとも１つ以上の作動されるナセル、及び図７Ｂないし図７１に示されたその実施形態のためのさらなる推奨ペイロードの機能性を示している。図８Ａは、航空電子機器、安全システム、通信システム、推進システム、機械システム、動力システム、燃料タンク、燃料電池、又は他の一般的なペイロード又は電子機器のような、多数のシステムを収容するために意図されている、区画１３６を備えて形成された改造ナセルモジュール１３４を示している。
【００９５】
図８Ｂは、ナセル１３４に形成された区画に、連続／順次方式で装填される、例えば３つの収容ボックス１４０のペイロード配送を可能にする、ペイロード展開システム１３８を備えて構成されたナセル１３４を示している。
【００９６】
図８Ｃは、例えば、管状のペイロード１４４用に輪郭が付けられている、複数のペイロード区画１４２を示している。しかしながら、区画は他の任意の形状であってもよく、平行に又は直列に延びていてもよい。
【００９７】
図８Ｄは、ナセル１３４の表面１２８に設置された外部ペイロード配備システム１４６（又はペイロードのハードポイント）を備えたナセル１３４を示している。図８Ｅは、ペイロード区画１３６が作動ゲート（表面）１４８によって露出されるナセル１３４を示している。
【００９８】
図８Ｆは、例えば、直列及び並列のペイロード配送（図８Ｂ）、内部の（図８Ａ、８Ｂ、８Ｅ）及び外部の区画化（図８Ｅ）のような、いくつかの前述の実施形態からの特徴と埋め込まれたペイロードのハードポイントを露出させるべく作動されるペイロードレシーバ（又はカートリッジ）１５２を含んでいる、多段の配送機構１５０とを混ぜ合わせるナセルのペイロード区画１３６を備えたナセル１３４を示している。
【００９９】
図９Ａ‐図９Ｂは、少なくとも１つ（又はそれ以上）の作動されたナセル１５６が安全装置１５８を展開させた、本乗り物１０の２つの実施形態を示している。図９Ａは、飛行終了シーケンスが関与し、損傷緩和が望ましい危機状況における本航空機１０の実施形態を示している。図９Ａに示されているように、乗り物１０は、少なくとも１つ（又はそれ以上）の推進装置１６０が、乗り物１０の少なくとも１つ（又はそれ以上）の構成要素と破壊的に係合されるように回転された、作動されたナセル１５６を有している。この状況では、衝突時のエネルギー伝達を緩和するために、少なくとも１つ（又はそれ以上）のエアバッグ式又はエネルギー吸収装置１５８が展開している。エネルギー吸収装置１５８は、空気／ガスで膨張されているなら、着水の場合に浮力を提供し得る。図９Ｂは、飛行終了のシナリオが生じる本乗り物１０の別の実施形態を示している。図示のように、少なくとも１つ以上のパラシュート１６２（又は他の減速装置）を利用する制御された降下が作動される。
【０１００】
また、図１０Ａないし図１０Ｅは、推進システムの様々な構成及び作動方法のうち５つの代替実施形態を示している。図１０Ａは、推進システム１６６がナセル１７０の本体１６８に取り付けられている対象システム１０を示している。スラストベクトル化能力は、作動ナセル１７０に対応して展開する。
【０１０１】
図１０Ｂは、覆われた（すなわち、ダクト内にある）ナセルモジュール１７４に取り付けられた推進システム１７２を備える主題のシステムを示しており、そのスラストベクトル化能力は作動ナセルと共に展開する。図１０Ｂにおいて、シュラウド（又はダクト）の後縁部１７６は、この実施形態が伏臥位置にある間に休止し得るための着陸装置として付加的に機能することができる。
【０１０２】
図１０Ｃは、複数の推進装置１８４を備えるマルチ推進機構１８２を備えたナセル１８０を示している。マルチ推進機構１８２は、ナセル１８０の移動によって作動される。図１０Ｃに示されている実施形態においては、ナセルの配備に合わせて独立した作動タイミングを有する、任意の数の推進装置１８４が、航空機１０に設置されてもよい。推進装置１８４をナセル１８０に接続する支持構造１８６は、更なる自由度を可能にするように、回転又は平行移動することができる。
【０１０３】
図１０Ｄは、概して、乗り物の運動と整列されていない方向に取り付けられている少なくとも１つ以上の推進装置１８４、１８８を備える対象システム１０を示している。推進装置１８４は、チルト用ナセル１８０に取り付けられてもよい。代わりに、推進装置１８８が、固定された又はスラストベクトル化された、中心化された又はオフセットされた揚力体１２に埋め込まれ、乗り物１０の操縦性又は流体中における安定した位置決めを含む他の種類の安定性及び制御の操作のために利用されてもよい。
【０１０４】
図１０Ｅは、揚力体１２の区分１９４に対して共に結合されているナセル１９０を、回転させることができる本体区分１９２を有する共結合のナセル１９０を示している。図１０Ａないし図１０Ｅに示されている実施形態は、ナセルに搭載された推進装置を示しているが、推進装置は、少なくとも１つ以上のナセル、揚力体区分、又はそれらの任意の組み合わせにおける他の場所に設置されてもよいと考えられる。
【０１０５】
図１１は、少なくとも１つ以上のナセルモジュール２００上に配置された少なくとも１つの（又はそれ以上の）表面延長部１９８を備えている、対象航空機１０のさらに別の実施形態の斜視図を示している。表面の延長部１９８及び延長部２０２の取り付け方法は、これらに限定されないが、固定され、作動され、展開可能、取り外し可能、又は投棄可能な延長部を含み得る。表面延長部１９８、２０２は、乗り物１０の空気力学、安定性、可制御性（又はそれらの任意の組み合わせ）を制御するために使用されてもよい。表面延長部１９８、２０２はまた、少なくとも１つ以上のペイロード、ハードポイント、センサ、他の装置、他のサブシステム、他のドッキング機構、又はそれらの任意の組み合わせと協働して作動することもできる。
【０１０６】
また、図１２Ａ‐図１２Ｂは、本システムにおける流体の流れを操作する方法の２つの例示的な実施形態を示している。図１２Ａは、少なくとも１つ以上の表面スキンマニピュレータ２０６が利用される実施形態を示している。この実施形態では、スピードブレーキタイプの表面２０６が一例として示されているが、空気流体の流れを制御する他の配列が用いられてもよく、これは、ナセル又は揚力体の表面を取囲んでいる空気力学的流れ又は境界層流れをさらに操作するであろう展開された表面スキンマニピュレータ（受動的又は作動的）を含んでいる。スキンマニピュレータ装置２０６は、これらに限定されないが、スキンの粗面化、微細構造化、ブリスタリング（ｂｌｉｓｔｅｒｉｎｇ）、アンジュレーション（ｕｎｄｕｌａｔｉｏｎ）、くぼみ、スリット、スロット、ステップ、及び他の渦発生装置を含んでいる。
【０１０７】
図１２Ａはまた、他のサブシステム又はセンサを露出させる少なくとも１つ以上のドア２０８を示している。
【０１０８】
図１２Ｂは、エネルギーが乗り物の周囲の境界層の他の任意の位置に注入され得るように、少なくとも１つの（又はそれ以上の）内部ダクト２１０が、前縁部の流れを乗り物の別の部分にほとんど移動させる、本航空機システム１０の実施形態を示している。さらに、周囲の流体にエネルギーを注入することができる方法には、ダクトによる流れの活性化、換気、吸引、振動、加熱、冷却、及びＭＥＭ（マイクロ電気機械システム）の組み合わせが含まれるが、これらに限定されない。
【０１０９】
また、図１３Ａ‐図１３Ｂは、本乗り物システム１０の重心を操作する方法の２つの実施形態を示している。図１３Ａは、乗り物の安定性、制御性又は両者を操作するべく、重心が横方向にシフトすることができるように、少なくとも１つの翼幅方向のキャビティ（又はガイド）２１０が内部質量（又はバラスト）２１２の翼幅方向の移動を可能にする実施形態を示している。翼幅方向シフト用の質量システム２１４は、少なくとも１つ以上のペイロード及び／又はサブシステムの投棄のせいで可能な非対称質量分布のバランスをとるために、さらに使用されてもよい。
【０１１０】
図１３Ｂは、乗り物の安定性を制御するべく、重心が長手方向にシフトするように、翼弦方向のキャビティ又はガイド２１６が内部質量２１８の翼弦方向の動きを許容する本航空機システム１０の実施形態を示している。翼弦方向にシフトする質量システム２２０は、少なくとも１つ以上のペイロード及び／又はサブシステムの投棄のせいで可能な非対称質量分布の逆バランスをとるのに加えて、垂直方向及び水平方向の作動モード間の移行における助けのためにさらに使用されてもよい。
【０１１１】
また、図１３Ａ‐図１３Ｂは、単一のガイド２１０及び２１６を示している。しかしながら、任意の方向に設置されている１つ又は複数の質量を含んでいる複数のガイドは本システム内であると考えられている。これは、重心管理サブシステムを提供することができ、所望の結果を達成するために、移動質量又は質量体２１２、２１８に任意の自由度を提供することができる。
【０１１２】
また、図１４Ａ‐図１４Ｂは、空気力学的性能及び機体安定性を更に制御することができる本航空機システム１０の２つの実施形態を示している。図１４Ａは、１つ（又はそれ以上）の腹部の後縁部表面アクチュエータ２２２を示し、これにより、揚力体のキャンバー（上反り）及び翼幅を制御することができる。図１４Ｂは、水平方向表面の前縁部２２８の翼幅に沿って延在することができ、腹部の後縁部２２６に沿って収容される布地又はメッシュであってもよい、１つ又は複数の固定の又は展開可能な膜２２４を示している。このような装置は、標準的な翼弦線に対して対になって対称的にさらに設置され得ることに注意することが重要である。
【０１１３】
図１５は、乗り物１２がテザー２３０を介して、空中、地上、水陸両用、又は海洋の固定又は移動接続点２３２に接続されている本航空機システム１０の実施形態を示している。テザー２３０は、構造的な荷重支持テザー構造に加えて、電気、光ファイバー、他の信号伝達部品、又はそれらの任意の組み合わせを担持することができる。テザー接続部２３４は、接続部２３４が係合能力及び係合解除能力を有するように、その任意の位置に配置されてもよい。
【０１１４】
繋ぎ合わせられた操作方法は、命令による飛び去りのためにテザーを係合解除するという追加の利点を有する繋ぎ飛行能力を可能にする。さらに、少なくとも１つ以上のテザー２３０が、乗り物１２によって搬送されている少なくとも１つ以上の牽引対象物２３２に接続されてもよい。牽引される対象物２３２は、ネット、バナー、旗、ターゲット、取り込み装置、又は他の乗り物などのペイロードの単数又は複数、又は組み合わせを含み得る。
【０１１５】
また、図１６Ａないし図１６Ｃは、着陸面２３６と乗り物との相互作用に関連する多くの例示的な実施形態を示している。具体的には、図１６Ａないし図１６Ｃは、スラストベクトル化ナセル２３８が乗り物の向きを制御している間、尾部の着座用尾翼が着陸面２２６とどのように協働するのかを示している。図示されているように、図１６Ａないし図１６Ｃにおいて順に捉えると、離陸遷移が観察される。伏臥位置への着陸遷移も観察される。図１６Ｂは左遷移に向かう優先傾向を示しているが、乗り物１０は、揚力体のいずれかの側面上で、垂直方向に、又は垂直方向から遷移する能力を有していることに留意することが重要である。
【０１１６】
図１６Ｄは、回転されたナセル２３８から入れ子式に解放された少なくとも１つの入れ子式着陸装置２４０を示しており、それは、例えば、乗り物１０を、表面の傾斜又は不均一に順応する所定の暫定角度で保持し、垂直方向への、又は垂直方向からの、又はそれらの組み合わせの遷移において支援する。入れ子式の着陸装置２４０は、例えば、運転、保守、乗り物周囲の感知、又はそれらの組み合わせを容易にするために、望ましい角度に乗り物を保持するためにさらに利用されてもよい。
【０１１７】
図１６Ｅは、少なくとも１つ以上の着陸装置の付属物２４２が、乗り物１０の他の部分に配置され得る実施形態を示している。例えば、着陸装置の付属物は、乗り物の揚力体１２から、後部区分２４４から、又はその両方から延在することができる。着陸装置の付属物２４２は、展開能力、格納能力、作動、剛性又は投棄の能力の任意の組み合わせの属性を備えていてもよい。
【０１１８】
図１７Ａは、固定の尾部区分２４６を有する本航空機システム１０の上面図を示している。また、図１７Ｂないし図１７Ｅは、代替的に作動される後方の本体部分の表面を示している。図１７Ｂは、後方の揚力体２５０から出ている全移動用の水平面２４８を示している。図１７Ｃは、前方の揚力体部分２５６に接続され、翼幅方向のヒンジ線２５４ａ、２５４ｂの周りにそれぞれ作動される分割された後方部分（２５２ａ及び２５２ｂ）を示している。
【０１１９】
図１７Ｄは、ヒンジ線２５４ａ、２５４ｂの周りに垂直面をも旋回させる全移動用の水平面２５８ａ、２５８ｂを示している。
【０１２０】
図１７Ｅは、前方の本体部分２５６と後方の本体部分２５２を互いに対して回転可能に連結する翼幅方向のヒンジ線２５４を示している。図１７Ｃ及び図１７Ｅに示されている翼幅方向のヒンジ線回転は、全体的な乗り物のキャンバー操作を可能にするということに留意することが重要である。翼幅方向に沿った追加の本体区分の区画はまた、本乗り物１０の更なる湾曲操作をも可能にするために考えられている。
【０１２１】
図１８Ａは、対象システム１０の多翼推進の実施形態を示し、その作動は、互いに衝突しないようにオーバーサイズのプロペラ２６０を絡み合わせることを含んでいる。図１８Ｂは、作動システム２６４を介してナセル２６２に取り付けられている推進システム２６０を示している。推進システム２６０は、プロペラの中心軸線２６６に沿って平行移動し、受動的でも被駆動的でもよい。
【０１２２】
図１８Ｂに示されているように、作動システム２６４は、推進アセンブリ２６０の全体がプロペラ交絡面の前方又は後方に移動することを許容する、減衰及び懸架システム２６６を備えている。このようにして、所与のプロペラ２６０のＲＰＭが交絡しているＲＰＭと同期しない場合、推進アセンブリは、プロペラの衝突を回避するために、面を離れて、前方又は後方に平行移動する。
【０１２３】
図１８Ｃは、より大きな絡み合いプロペラシステム２６０と直列に設置されたより小さなプロペラ２７０を示している。両方のプロペラ２６０、２７０は、ナセル２６２上の同じ中心スラスト軸線２６６に沿って設置されている。「子供」プロペラ２７０は、駆動されてもよいし、回転が自由であってもよく、追加のスラスト源、スラストバランスを操作することができる寄生的抗力装置、ヨー又はロール又はピッチの任意の組み合わせ制御、動力を発生することができる補助動力装置、直列の大型プロペラのＲＰＭ操作又はヘリカルプロペラ洗浄操作、又はそれらの任意の組み合わせのような、様々な作動モードで利用されてもよい。
【０１２４】
図１８Ｄは、両側の推進ナセル２６２を接続する推進ヨーク（くびき）システム２７２を創成する前方乗り物区分を示している。ヨークシステム２７２は、ナセル２６２の取り付けを統一された運動に制限する。ヨークシステム２７２は、後方への揚力体区分２７６と結びつけられている作動接続部２７４に取り付けられている。
【０１２５】
図１８Ｅは、ヨークシステムが乗り物のロール及びピッチの制御を有することができる一方で、作動接続部２７４が許す作動の自由度を示している。
【０１２６】
図１９は、着陸装置２８０が航空機１０の揚力体１２から解放されている実施形態を示している。図１９は浮揚式の筏システムを示しているが、着陸装置２８０は、これらに限定されないが、そり、車輪、パッド、グリッパ、又は支柱を含むことができる。さらにまた、着陸装置２８０は、これらに限定されないが、積み込み、展開、作動、回転、膨張、収縮、投棄、又はそれらの任意の組み合わせが可能であってもよい。
【０１２７】
図２０Ａは、３つの追加の移動式発射の実施形態に続く、静止した発射及び地上構造体を示している。図２０Ａに示されているように、本システムは、解放接続部２８４を介して発射構造体２８２に取り付けられた航空機１０を含んでいる。
【０１２８】
図２０Ｂは、本乗り物１０が、ホストの車両２９０にヒッチ取付け（２８８）されている発射構造体２８６によって輸送されている実施形態を示している。
【０１２９】
図２０Ｃは、航空機１０が、取付けシステム２９２を介してホストの車両２９０によって外部で輸送されている実施形態を示している。図２０Ｄは、航空機１０が内部に収容されている相違点を有して、図２０に示されている実施形態と同じ前提を含んでいる。
【０１３０】
乗り物１０は、静止又は移動発射構造のいずれから発射されてもよく、ホストの車両との動力接続を有してもよく、手動又は遠隔的に解放されてもよく、そして、発射補助機構を利用しても利用しなくてもよい。さらに、図２０Ｂないし図２０Ｄに図示のホストの車両２９０は、地上用であるが、本航空機の発明はまた、限定はされないが、空中、陸生、地表、水陸両用、水中、地下又は海生に分類される他の乗り物、プラットフォーム、又は構造体によってホストされてもよい。
【０１３１】
図２１は、複数のナセル２９４を交互に作動させることによって、乗り物１０が伏臥位置でクロール（這う）ことを可能にする本システムの別の好ましい実施形態を示している。この伏臥クロール能力により、乗り物は、前方、後方に、旋回、回転して適所に這うことができる。
【０１３２】
図２２は、地形から流体媒体へ、そしてその後の飛行へと移行する伏臥クロールの実施形態を示している。図２２において、乗り物１０は、任意の所与の地形（又は表面）上に静止して示されている（位置１）。（推進させることなく）ナセルを回転作動させることにより、乗り物は伏臥クロールを始め（位置２）、そしてその後、流体本体内に入り（位置３）、そして表面浮遊体となる（位置４）。次の位置（位置５）において、乗り物は、流体ナビゲーションのためにその推進システムを展開させて、離水を開始し（位置６）、流体媒体を脱出し（位置７）、作動の飛行モードに入り、そして目標計画を実行する（位置８）。このような移行は、乗り物１０が最初に流体表面に着水し、次いで、流体媒体を地形上に脱出するときは、逆の順序で実行され得ることに留意することが重要である。さらに、流体媒体への出入りは、例えば、これらに限定されるものではないが、伏臥クロール、車輪付き又はトレッド又はトラックシステムを利用する乗り物１０の様々な着陸装置機構を利用して、付加的に遂行されてもよく、又は代わりに、乗り物が、主な推進システムによって提供されるスラストによって地上走行されてもよい。
【０１３３】
また、図２３Ａ‐図２３Ｂは、海洋用途に有用な２つの例示的な実施形態を示している。図２３Ａは、航空機１０が、例えば、テザー３０２を介してブイ３００とインターフェースする実施形態を示している。他の海洋構造物、又は船舶、又は人工又は自然に存在している、没水生、水位又は水位上又はそれらの任意の組み合わせの乗り物とのインターフェースは、限定されないが、ドッキングステーション、ドッキングリフト、ドッキング鉤又は留め具、又はドッキングベイを含み得る。
【０１３４】
図２３Ｂは、乗り物１０が沈水されている場合のテザー３０２を介するインターフェースの機構を示している。ブイ３００が図２３Ａ‐図２３Ｂにおいて利用されているが、任意の所与の海洋又は海洋様の構造体、又は乗り物、又は船舶、無人又は有人、人工又は自然に存在するもの、静止した又は動的であるものもまた、本発明の範囲内であると考えられていることに留意することが重要である。
【０１３５】
図２４は、乗り物１０を前方に押す推進装置３０６によって生成されたスラストによって支持されて地上走行可能である乗り物１０に取り付けられた車輪３０４を有している、乗り物１０の車輪付きの実施形態を示している。地上走行のための「押し」戦略は、回転する推進装置３０６が、後方に、及び鼻３０８すなわち移動の方向から主に又は完全に離れて展開されるように、安全な移動モードをもたらす。当該「押し」戦略は、乗り物の機首の設置（ｎｏｓｅ−  ｏｖｅｒ）の可能性を低減することができる。
【０１３６】
図２５は、ナセル上の推進装置３０６が大部分（又は完全に）トラクタモードで前方に展開されている、離陸ロールアウト中の車輪付きの実施形態を示している。
【０１３７】
図２６Ａは、流体媒体表面又は沈水作動のための１つ以上の流体スラスタが、乗り物１０のロール、ピッチ及びヨーの制御の任意の組み合わせが水陸両用又は海洋用途に可能であるように、内部に追加的に設置されている、図１Ａに開示された全固定航空機に関する実施形態を示している。図２６Ａは、バルブに通じるそれぞれの内部ダクト３１２を有する２つの流体入口ポート３１０と、後方出口流を加速して、揚力体１２１のいずれかの面に位置されているそれぞれのポート３１６に向けるスラスタ装置３１４を示している。
【０１３８】
図２６Ｂは、図２６Ａに示されたシステムの断面図であり、バルブシステム３１８が、バランスのとれた出口流（左）、又は出口流（右）のために、単一の、頂部又は底部の流路を許容している、入口及び出口の空気流を示している。流体スラストシステムは、複数の入口ポート、出口ポート、誘導バルブ、及び推進構成要素を含むことができることに留意されたい。さらに、流出する流体は、乗り物の１つ以上の本体軸線のいずれかの回りの様々な大きさで、乗り物の並進又は回転が可能な平衡又は不平衡のスラストをもたらすことができる。
【０１３９】
また、図２７Ａないし図２７Ｃは、水陸両用又は海洋の用途の乗り物１０のロール、ピッチ及びヨーの制御の任意の組合せを提供するために、流体スラスタが追加的に設置されている作動ナセル概念に関する３つの例示的実施形態を示している。図２７Ａは、流体が入口領域３２２を通り、出口領域３２４を通って出ている陥凹流体スラスタ３２０を示している。図２７Ａは、乗り物が流体媒体３２６の表面上に浮揚し、且つナセル３３０の後方部分３２８が流体３２６に沈められているときに、流体媒体３２６の上又は中でナビゲートするための乗り物の能力を示している。
【０１４０】
図２７Ｂは、内部通過流体スラスタをさらに含んでいる作動ナセル３３０を示しており、ナセル面の上方及び下方に配置されている出口ポート３３４に通じるそれぞれの内部ダクトを備えた流体入口ポート３３２が設置されている。
【０１４１】
図２７Ｃは、中央区分３３４が内部通過流体スラスタ３３６をさらに備えている乗り物１０を示しており、そこでは、揚力体表面の上方及び下方に配置されている出口ポート３４０に通じるそれぞれの内部ダクトを備える流体入口ポート３３８が設置されている。適用可能な実施形態では、固定式又は作動式ナセルであろうと、流体スラスタの作動は、乗り物の浮力をさらに操作するために流体で満たされるべく追加的に利用され得る少なくとも１つの（又はそれ以上の）内部（又は外部）洪水タンク（ｆｌｏｏｄ  ｔａｎｋ）の備えによって支持される流体媒体内での３次元の操縦性が達成される場合、潜水可能な能力をさらにもたらすということが留意される。
【０１４２】
また、図２８Ａ‐図２８Ｂは、１つ以上の流体ジェットすなわちスラスタが後方揚力体区分に設置されている、本乗り物の２つの例示的実施形態を示している。図２８Ａは、乗り物１０の尾翼上に設置された（固定式の又は作動式の）流体スラスタ３４２をさらに備えている実施形態を示している。図２８Ｂは、後部の揚力体区分に凹まされた流体スラスタをさらに備えている実施形態を示している。この実施形態は、内側流体スラスタ３４４を有する流体入口ポートと、後部の揚力体区分の上方又は下方のいずれか又はその両方に流体を放出し得る後部の出口ポート３４６とを備えて設計されている。
【０１４３】
図２９は、少なくとも１つの補助乗り物３５０の配備をさらに備えている本乗り物１０の実施形態を示している。航空機１０は、全体に新しい能力を有する補助乗り物（又は複数の乗り物）３５０が配備されるように、サブシステムを抜く又は変形させることができることは、本発明の範囲内である。配備可能な補助乗り物（又は複数の乗り物）３５０は、航空乗り物１０が再組み立てされるように再取り付けることができる（又はできない）。さらに、少なくとも１つ以上の補助乗り物３５０は、他の構成要素又は他の全ての乗り物から他のサブシステムに取り付けることができる。図３０は、無能力になり得る少なくとも１人の乗員３５２を輸送する能力をさらに備えている本システム１０の実施形態を示している。
【０１４４】
本発明が、その特定の形態及び実施形態に関連して説明されたが、添付の特許請求の範囲に規定される本発明の精神又は範囲から逸脱することなく、上で説明されたもの以外の種々の変形が為され得ることは理解されよう。例えば、機能的に等価な要素は、具体的に示し説明した要素の代わりに使用することができ、特定の特徴が、他の特徴とは独立して使用されてもよく、そして、ある場合には、添付の特許請求の範囲に規定される本発明の精神又は範囲から逸脱することなく、要素の特定の位置が逆転又は介在されてもよい。
【図１Ａ】
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【図１Ｂ】
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【図１Ｃ】
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【図２Ａ】
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【図２Ｂ】
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【図２Ｃ】
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【図２Ｄ】
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【図２Ｅ】
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【図３Ａ】
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【図３Ｂ】
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【図３Ｃ】
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【図３Ｄ】
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【図３Ｅ】
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【図４Ａ】
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【図４Ｂ】
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【図４Ｃ】
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【図４Ｄ】
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【図４Ｅ】
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【図５Ａ】
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【図５Ｂ】
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【図５Ｃ】
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【図５Ｄ】
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【図５Ｅ】
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【図６Ａ】
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【図６Ｂ】
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【図６Ｃ】
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【図６Ｄ】
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【図７Ａ】
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【図７Ｂ】
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【図７Ｃ】
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【図７Ｄ】
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【図７Ｅ】
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【図７Ｆ】
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【図７Ｇ】
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【図７Ｈ】
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【図７Ｉ】
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【図８Ａ】
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【図８Ｂ】
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【図８Ｃ】
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【図８Ｄ】
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【図８Ｅ】
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【図８Ｆ】
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【図９Ａ】
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【図９Ｂ】
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【図１０Ａ】
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【図１０Ｂ】
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【図１０Ｃ】
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【図１０Ｄ】
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【図１０Ｅ】
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【図１１】
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【図１２Ａ】
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【図１２Ｂ】
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【図１３Ａ】
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【図１３Ｂ】
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【図１４Ａ】
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【図１４Ｂ】
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【図１５】
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【図１６Ａ】
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【図１６Ｂ】
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【図１６Ｃ】
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【図１６Ｄ】
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【図１６Ｅ】
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【図１７Ａ】
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【図１７Ｂ】
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【図１７Ｃ】
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【図１７Ｄ】
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【図１７Ｅ】
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【図１８Ａ】
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【図１８Ｂ】
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【図１８Ｃ】
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【図１８Ｄ】
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【図１８Ｅ】
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【図１９】
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【図２０Ａ】
2018526270.tif 000076
【図２０Ｂ】
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【図２０Ｃ】
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【図２０Ｄ】
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【図２１】
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【図２２】
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【図２３Ａ】
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【図２３Ｂ】
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【図２４】
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【図２５】
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【図２６Ａ】
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【図２６Ｂ】
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【図２７Ａ】
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【図２７Ｂ】
2018526270.tif 000089
【図２７Ｃ】
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【図２８Ａ】
2018526270.tif 000091
【図２８Ｂ】
2018526270.tif 000092
【図２９】
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【図３０】
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【国際調査報告】
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