(57)【要約】  一部の実施形態によれば、緊急事態に回転翼航空機の自動回転性能を向上させるための方法が提供される。方法は、ユーザインタフェースから緊急スラストの要求を受信する行為を含む。方法は、要求に続いて開始コマンドを回転翼航空機に結合された緊急エンジンに送信する行為を含む。方法は、緊急エンジンに結合された回転翼航空機を回転翼航空機の実質的に縦軸の方向にスラストする行為を含み、それによって緊急事態に回転翼航空機の自動回転性能を向上させる。【選択図】図３Ａ
2018537361.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
緊急事態に回転翼航空機の自動回転を向上させるための方法であって、
ユーザインタフェースから緊急スラストの要求を受信することと、
前記要求に続いて開始コマンドを回転翼航空機に結合された緊急エンジンに送信することと、
前記緊急エンジンに結合された前記回転翼航空機を前記回転翼航空機の実質的に縦軸の方向にスラストすることによって緊急事態に前記回転翼航空機の自動回転性能を向上させることとを含む、方法。
【請求項２】
前記向上させることは、前記回転翼航空機の飛行範囲を増加すること、前記回転翼航空機の飛行時間を増加すること、前記回転翼航空機の降下率を低減すること、および前記回転翼航空機の対気速度を増加することの少なくとも１つである、請求項１に記載の方法。
【請求項３】
前記スラストすることは１秒〜１０分間の時間提供される、請求項１に記載の方法。
【請求項４】
前記スラストすることは、前記ユーザインタフェースから受信されたユーザ入力によって調整された可変力からなる、請求項１に記載の方法。
【請求項５】
前記緊急エンジンはロケット推進エンジンである、請求項１に記載の方法。
【請求項６】
前記ロケット推進エンジンは、固体ロケット推進薬、液体ロケット推進薬、気体ロケット推進薬、ゲルロケット推進薬、ならびに固体推進薬および液体、気体、およびゲルロケット推進薬の少なくとも１つを含むハイブリッド推進薬からなる群から選択された少なくとも１つの推進薬を含む、請求項５に記載の方法。
【請求項７】
前記緊急エンジンはゲル推進式ロケットエンジンである、請求項１に記載の方法。
【請求項８】
前記ゲル推進式ロケットエンジンは圧送を含む、請求項７に記載の方法。
【請求項９】
前記緊急事態は、エンジン故障、渦輪状態、テールローターの故障、およびテールローターの機能喪失（ＬＴＥ）の少なくとも１つである、請求項１に記載の方法。
【請求項１０】
前記緊急エンジンは、飛行中に前記回転翼航空機の姿勢に影響を及ぼさないように、したがって前記回転翼航空機の前記制御および安定性に悪影響を与えないように、前記回転翼航空機の質量中心を通過する前記縦軸に対して傾斜される、請求項１に記載の方法。
【請求項１１】
緊急事態に回転翼航空機の自動回転を向上させるための緊急エンジンシステムであって、
回転翼航空機のコックピット内のユーザインタフェースであって、前記ユーザインタフェースは、前記回転翼航空機のパイロットから緊急スラストの要求を受信するための少なくとも１つの制御部を含む、ユーザインタフェースと、
前記回転翼航空機に機械的に結合された少なくとも１つの緊急エンジンであって、前記少なくとも１つの緊急エンジンは、前記要求に続いて前記ユーザインタフェースから開始コマンドを受信するために、前記ユーザインタフェースに論理的に連結される、少なくとも１つの緊急エンジンとを含み、
前記少なくとも１つの緊急エンジンが、前記ユーザインタフェースから前記開始コマンドを受信すると、前記少なくとも１つの緊急エンジンに結合された前記回転翼航空機は、前記回転翼航空機の実質的に縦軸の方向にスラストされ、それによって緊急事態に前記回転翼航空機の自動回転性能を向上させる、緊急エンジンシステム。
【請求項１２】
前記向上させることは、前記回転翼航空機の飛行範囲を増加すること、前記回転翼航空機の飛行時間を増加すること、前記回転翼航空機の降下率を低減すること、および前記回転翼航空機の対気速度を増加することの少なくとも１つである、請求項１１に記載の緊急エンジンシステム。
【請求項１３】
少なくとも１つの推進薬を前記少なくとも１つの緊急エンジンのそれぞれの少なくとも１つの燃焼チャンバの中に注入するための加圧システムをさらに含み、前記少なくとも１つの推進薬は前記少なくとも１つの燃焼チャンバ内で点火され、それによって前記回転翼航空機にスラストを提供する、請求項１１に記載の緊急エンジンシステム。
【請求項１４】
前記少なくとも１つの推進薬はゲルベースのロケット推進薬を含む、請求項１３に記載の緊急エンジンシステム。
【請求項１５】
前記少なくとも１つの推進薬は、固体ロケット推進薬、液体ロケット推進薬、気体ロケット推進薬、ゲルロケット推進薬、ならびに固体推進薬および液体、気体、およびゲルロケット推進薬の少なくとも１つを含むハイブリッド推進薬からなる群から選択される、請求項１３に記載の緊急エンジンシステム。
【請求項１６】
前記ユーザインタフェースからパイロット入力を受信するための制御ユニットをさらに含む、請求項１３に記載の緊急エンジンシステム。
【請求項１７】
前記少なくとも１つの緊急エンジンを起動させるための少なくとも１つの弁をさらに含む、請求項１３に記載の緊急エンジンシステム。
【請求項１８】
前記加圧システムは少なくとも１つの圧力タンクを含む、請求項１３に記載の緊急エンジンシステム。
【請求項１９】
前記加圧システムは、ピストン、ブラダー、および前記少なくとも１つの推進薬タンクのそれぞれの中に組み込まれたダイヤフラムの少なくとも１つを含む、請求項１３に記載の緊急エンジンシステム。
【請求項２０】
少なくとも１つの燃焼チャンバのそれぞれに連結された少なくとも１つのノズルをさらに含む、請求項１３に記載の緊急エンジンシステム。
【請求項２１】
前記少なくとも１つのノズルは可動ノズルの少なくとも１つである、請求項２０に記載の緊急エンジンシステム。
【請求項２２】
前記少なくとも１つのノズルは、前記航空機の本体角度の変化を制御するために、前記スラストの一部を方向付ける偏向器を含む、請求項２０に記載の緊急エンジンシステム。
【請求項２３】
前記制御ユニットは、前記航空機および前記少なくとも１つの緊急エンジンを起動するための少なくとも１つの専用エンジンセンサの少なくとも１つからセンサ値を受信する、請求項１５に記載の緊急エンジンシステム。
【請求項２４】
前記制御ユニットは前記少なくとも１つの緊急エンジンを自動的に起動させる、請求項１５に記載の緊急エンジンシステム。
【請求項２５】
前記制御ユニットは、前記少なくとも１つの緊急エンジンを少なくとも部分的に自動的に起動させる、請求項１５に記載の緊急エンジンシステム。
【請求項２６】
前記制御ユニットは、前記航空機および少なくとも１つの専用センサの少なくとも１つからセンサ値を受信する、請求項１５に記載の緊急エンジンシステム。
【請求項２７】
前記少なくとも１つの緊急エンジンは、前記航空機の左側に結合された左側緊急サブエンジンおよび前記航空機の右側に結合された右側緊急サブエンジンを含む、請求項１１に記載の緊急エンジンシステム。
【請求項２８】
前記左側緊急サブエンジンおよび前記右側緊急サブエンジンは、異なる値の推力を生成し、それによって前記航空機のヨー角を制御するために前記航空機に少なくとも一部の横スラストを提供する、請求項２６に記載の緊急エンジンシステム。
【請求項２９】
前記少なくとも１つの制御部は、前記航空機のスロットルおよびコレクティブの少なくとも１つに結合される、請求項２６に記載の緊急エンジンシステム。
【請求項３０】
フレームと、
前記フレームと一体化された少なくとも１つのメインエンジンと、
前記少なくとも１つのメインエンジンに結合されることにより動力が提供される少なくとも１つのローターと、
緊急エンジンであって、前記緊急エンジンが起動されると、前進スラストが提供される前記フレームに結合された緊急エンジンと、
ヘリコプターのパイロットから入力を受信するためのユーザインタフェースであって、前記ユーザインタフェースは、前記少なくとも１つのメインエンジンが前記少なくとも１つのローターに動力を供給するのを停止すると、前記緊急エンジンを起動するための少なくとも１つのユーザ制御装置を含み、それによって前記起動することが前記ヘリコプターの自動回転性能を向上させる、ユーザインタフェースとを含む、ヘリコプター。
【請求項３１】
前記向上させることは、前記ヘリコプターの飛行範囲を増加すること、前記ヘリコプターの飛行時間を増加すること、前記ヘリコプターの降下率を低減すること、および前記ヘリコプターの対気速度を増加することの少なくとも１つである、請求項３０に記載のヘリコプター。
【請求項３２】
前記少なくとも１つの制御部は、前記ヘリコプターのスロットルおよびコレクティブの少なくとも１つに結合される、請求項３０に記載のヘリコプター。
【請求項３３】
緊急事態に回転翼航空機の安全着陸を促進させるための方法であって、
ユーザインタフェースから緊急スラストの要求を受信することと、
前記要求に続いて開始コマンドを回転翼航空機に結合された緊急エンジンに送信することと、
前記緊急エンジンに結合された前記回転翼航空機を前記回転翼航空機の実質的に縦軸の方向にスラストすることによって緊急事態に前記回転翼航空機の前進速度を増加し、降下率を低減し、および前記回転翼航空機の安全着陸を促進することとを含む、方法。
【請求項３４】
前記促進することは、前記回転翼航空機の飛行範囲を増加すること、前記回転翼航空機の飛行時間を増加すること、前記回転翼航空機の降下率を低減すること、および前記回転翼航空機の対気速度を増加することの少なくとも１つである、請求項３３に記載の方法。
【請求項３５】
前記緊急事態は、メインエンジン故障、渦輪状態、テールローターの故障、およびテールローターの機能喪失（ＬＴＥ）の少なくとも１つである、請求項３３に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は航空機のための緊急支援の分野に関する。
【背景技術】
【０００２】
ヘリコプターの運航は、コレクティブレバー（またはコレクティブ）、サイクリックスティック（またはサイクリック）、反トルクペダル（またはペダル）、およびスロットルを含む４つの飛行制御入力装置を有してもよい。例えばコレクティブは、ローターブレードの迎角を制御するためにすべてのローターブレードのピッチ角を等しく変え、それによってヘリコプターを上昇または降下させる。例えばペダルは、ヨーレートを制御するためにテールローターブレードのピッチを制御する。例えばペダルは、ヨーレートを制御するために２つの反対方向に回転するローターブレードのピッチを制御する。例えばスロットルはエンジンの動力を制御する。ピッチ、ヨー、およびロールは航空機の機体角または姿勢と呼ばれることがある。
【０００３】
一部のヘリコプターでは、サイクリックおよびコレクティブは、ともに混合ユニットによって結び付けられ、混合ユニットは、サイクリックおよびコレクティブからの入力を一緒に組合せ、所望の成果を達成するために「混合した」入力を制御ローター面に送信するデバイスである。
【０００４】
コレクティブピッチ制御部、またはコレクティブレバーは、オペレータの席の左側に、任意選択で不注意な動きを防ぐために調節可能な摩擦制御部を備えて配置されてもよい。コレクティブは、メインローターブレードのピッチ角を集合的に、例えばすべてを同時に、ローターブレードの位置と無関係に変えてもよい。コレクティブが変えられると、すべてのブレードが等しく変わり、ヘリコプターはローターから総揚力を増減させる。これにより上昇または下降することができる。ヘリコプターが機首を下げると、総揚力の増加により所与の量の上昇とともに速度が増加することがある。
【０００５】
サイクリック制御部は、通常パイロットの両脚の間に配置され、一般にサイクリックスティックまたは単にサイクリックと呼ばれる。ヘリコプター上では、サイクリックは操縦桿に類似していることがある。制御部は、ローターブレードに不均一な角度を持たせるために、メインローターシステムの各回転を通して、例えば回転の各サイクルを通してローターブレードのピッチを変え得るので、制御部はサイクリックと呼ばれる。ローターディスクを特定方向に傾かせ、それによりヘリコプターがその方向に動く。パイロットがサイクリックを前方に押すと、ローターディスクは前方に傾き、ローターブレードは前進方向にスラストを生成する。パイロットがサイクリックを側方に押すと、ローターディスクはその側方に傾き、その方向にスラストを生成し、それによりヘリコプターは横方向に動く。
【０００６】
反トルクペダルは、航空機内のラダーペダルの位置に配置されてもよく、同様の目的を果たしてもよい。航空機の機首が指す方向はペダルによって制御される。ペダルはテールローターブレードのピッチを変え得、テールローターのスラストを増減させる。したがって機首のヨーは、加えられたペダルの方向に変更される。
【０００７】
スロットル制御部はエンジンの動力を決定し、これは変速機によりローターに連結されてもよい。スロットルの設定は、飛行に十分な揚力を生成する限度内にローター速度を保つのに十分なエンジン出力を維持することがある。スロットル制御部はコレクティブ制御部上に装着されたシングルまたはデュアル・モーターサイクル型ツイストグリップであってもよい一方で、一部のマルチエンジンのヘリコプターはパワーレバーを有してもよい。パイロットはローター速度を維持するためにスロットルを操作してもよい。トランスミッションまたは他の電気機械制御システムは、ローター速度を維持し、パイロットを助けるために使用され得る。
【０００８】
自動回転飛行モード（ＡＦＭ）の操縦は、安全着陸のためにヘリコプターなどの回転翼航空機のパイロットによって行われてもよい。ＡＦＭは、メインエンジンおよび／もしくはトランスミッションの故障などの緊急事態が起きたときに安全着陸を達成するために使用され得る。
【０００９】
通常のＡＦＭ航空機の操縦では、高度などの位置エネルギーはローターの回転を保つために一部が変換され、したがってローターの揚力が維持される。ＡＦＭにより、飛行時間、可制御性、および緊急着陸が予想される場合における全体の生存性を向上させ得る。
【００１０】
例えばヘリコプターの操縦において、ＡＦＭは、エンジンがメインローターシステムから係脱され、ローターブレードがローターを通して空気の上昇気流のみによって駆動される、下降操縦を指す。フリーホイールユニットは、エンジン軸の回転速度がローターの回転速度より遅いときはいつも、ローターを係脱する特別のクラッチ機構である。エンジンが故障する、またはアイドル状態になるとき、フリーホイールユニットはメインローターを自由に回転させることができる。
【００１１】
ＡＦＭの最も一般的な理由は、エンジンの不良または故障であるが、自動回転において事実上トルクが生成されないので、テールローターの完全な故障、または続いてテールローターの機能を喪失した場合に、自動回転が実行され得る。ほとんどの場合に、着陸の成功は、ヘリコプターの高度および自動回転の開始時の対気速度に依存する。
【００１２】
ＡＦＭではエンジンが故障すると、メインローターブレードがそれらの迎角および速度から揚力およびスラストを生成する。直ちにコレクティブを下げる、例えばブレードのピッチを下げることにより（これはエンジン故障の場合に行われることがある）、ヘリコプターは直ちに降下し、ローターシステムを通して上昇気流が生成される。ローターを通したこの上昇気流は、降下全体を通してローターのｒｐｍを維持するのに十分なスラストを提供する。テールローターが自動回転中にメインローターのトランスミッションによって駆動されると、方位制御は通常飛行として維持される。
【００１３】
自動回転から着陸するときは、フレア操作を使用して降下率を低減し、軟着陸を行う。各型のヘリコプターは、電源を切った滑空が最も有効である特定の対気速度を有してもよく、最大範囲を達成することがある。ＡＦＭの場合には、安全着陸ができるために滑空範囲と降下率を組み合わせたものが十分な対気速度である。例えば安全着陸の場所は、エンジン故障中の航空機の真下であってもよく、航空機は安全着陸のために通常のＡＦＭで螺旋降下する。例えば安全着陸の場所は、エンジン故障が起き、航空機は安全着陸の場所に到着するために最小降下率に基づいて通常のＡＦＭを使用しているときに、航空機から１０００メートルの距離であってもよい。特定の対気速度は各型のヘリコプターに対して異なってもよいが、空気密度、高度、および風などのある特定の要因はほとんどの航空機に同じような方法で影響を与えることがある。ＡＦＭに対する特定の対気速度は、平均の天候、風の条件、および通常の負荷に基づいてヘリコプターの各型に対して確立される。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００１４】
関連技術およびそれに関する制限の前述の例は、説明のためであり排他的な意図ではない。関連技術の他の制限は、本明細書を読み図面を検討すると当業者には明らかになろう。
【課題を解決するための手段】
【００１５】
以下の実施形態およびその態様は、システム、ツールおよび方法と併せて記載され、説明される。システム、ツールおよび方法は、例示および説明を意味し、範囲の限定を意味するものではない。
【００１６】
一部の実施形態によれば、緊急事態に回転翼航空機の自動回転を向上させるための方法が提供される。方法は、ユーザインタフェースから緊急スラストの要求を受信する行為を含む。方法は、要求に続いて開始コマンドを回転翼航空機に結合された緊急エンジンに送信する行為を含む。方法は、緊急エンジンに結合された回転翼航空機を回転翼航空機の実質的に縦軸の方向にスラストする行為を含み、それによって緊急事態に回転翼航空機の自動回転性能を向上させる。
【００１７】
一部の実施形態では、向上させることは、回転翼航空機の飛行範囲を増加すること、回転翼航空機の飛行時間を増加すること、回転翼航空機の降下率を低減すること、および／または回転翼航空機の対気速度を増加することによってもよい。
【００１８】
一部の実施形態では、スラストすることは１秒〜１０分間の時間提供される。
【００１９】
一部の実施形態では、スラストすることは、ユーザインタフェースから受信されたユーザ入力によって調整された可変力からなる。
【００２０】
一部の実施形態では、緊急エンジンはロケット推進エンジンである。
【００２１】
一部の実施形態では、ロケット推進エンジンは、固体ロケット推進薬、液体ロケット推進薬、気体ロケット推進薬、ゲルロケット推進薬、ならびに固体推進薬および液体、気体、およびゲルロケット推進薬の少なくとも１つを含むハイブリッド推進薬からなる群から選択された１つまたは複数の推進薬を含む。
【００２２】
一部の実施形態では、緊急エンジンはゲル推進式ロケットエンジンである。
【００２３】
一部の実施形態では、ゲル推進式ロケットエンジンは圧送を含む。
【００２４】
一部の実施形態では、緊急事態は、エンジン故障、渦輪状態、テールローターの故障、およびテールローターの機能喪失（ＬＴＥ）である。
【００２５】
一部の実施形態では、緊急エンジンは、飛行中に回転翼航空機の姿勢に影響を及ぼさないように、したがって当該回転翼航空機の制御および安定性に悪影響を与えないように、回転翼航空機の質量中心を通過する当該縦軸に対して傾斜される。
【００２６】
一部の実施形態では、緊急事態に回転翼航空機の自動回転を向上させるための緊急エンジンシステムが提供される。緊急エンジンシステムは、回転翼航空機のコックピット内にユーザインタフェースを含み、ユーザインタフェースは、回転翼航空機のパイロットから緊急スラストの要求を受信するための１つまたは複数の制御部を含む。緊急エンジンシステムは、回転翼航空機に機械的に結合された１つまたは複数の緊急エンジンを含み、緊急エンジン（複数可）は、要求に続いてユーザインタフェースから開始コマンドを受信するために、ユーザインタフェースに論理的に連結される。緊急エンジン（複数可）が、ユーザインタフェースから開始コマンドを受信すると、緊急エンジン（複数可）に結合された回転翼航空機は、当該回転翼航空機の実質的に縦軸の方向にスラストされ、それによって緊急事態に回転翼航空機の自動回転性能を向上させる。
【００２７】
一部の実施形態では、向上させることは、回転翼航空機の飛行範囲を増加すること、回転翼航空機の飛行時間を増加すること、回転翼航空機の降下率を低減すること、および／または回転翼航空機の対気速度を増加することによってもよい。
【００２８】
一部の実施形態では、緊急エンジンシステムは、１つまたは複数の推進薬を緊急エンジン（複数可）のそれぞれの１つまたは複数の燃焼チャンバの中に注入するための加圧システムをさらに含み、推進薬（複数可）は燃焼チャンバ（複数可）内で点火され、それによって回転翼航空機にスラストを提供する。
【００２９】
一部の実施形態では、推進薬（複数可）はゲルベースのロケット推進薬を含む。
【００３０】
一部の実施形態では、推進薬（複数可）は、固体ロケット推進薬、液体ロケット推進薬、気体ロケット推進薬、ゲルロケット推進薬、ならびに固体推進薬および液体、気体、およびゲルロケット推進薬の少なくとも１つを含むハイブリッド推進薬からなる群から選択される。
【００３１】
一部の実施形態では、緊急エンジンシステムは、ユーザインタフェースからパイロット入力を受信するための制御ユニットをさらに含む。
【００３２】
一部の実施形態では、緊急エンジンシステムは、緊急エンジン（複数可）を起動させるための１つまたは複数の弁をさらに含む。
【００３３】
一部の実施形態では、加圧システムは１つまたは複数の圧力タンクを含む。
【００３４】
一部の実施形態では、加圧システムは、ピストン、ブラダー、および／または推進薬タンク（複数可）のそれぞれの中に組み込まれたダイヤフラムを含む。
【００３５】
一部の実施形態では、緊急エンジンシステムは、それぞれの燃焼チャンバ（複数可）に連結された１つまたは複数のノズルをさらに含む。
【００３６】
一部の実施形態では、ノズル（複数可）は可動ノズル（複数可）である。
【００３７】
一部の実施形態では、ノズル（複数可）は、航空機の機体角の変化を制御するために、当該スラストの一部を横方向に向ける偏向器を含む。
【００３８】
一部の実施形態では、制御ユニットは、航空機および少なくとも１つの緊急エンジンを起動するための少なくとも１つの専用エンジンセンサの少なくとも１つからセンサ値を受信する。
【００３９】
一部の実施形態では、制御ユニットは緊急エンジン（複数可）を自動的に起動させる。
【００４０】
一部の実施形態では、制御ユニットは、緊急エンジン（複数可）を少なくとも部分的に自動的に起動させる。
【００４１】
一部の実施形態では、制御ユニットは、航空機および／または１つもしくは複数の専用センサからセンサ値を受信する。
【００４２】
一部の実施形態では、緊急エンジン（複数可）は、航空機の左側に結合された左側緊急サブエンジンおよび航空機の右側に結合された右側緊急サブエンジンを含む。
【００４３】
一部の実施形態では、左側緊急サブエンジンおよび右側緊急サブエンジンは、異なる値の推力を生成し、それによって航空機のヨー角を制御するために航空機に少なくとも一部のヨーモーメントを提供する。一部の実施形態では、１つまたは複数の制御部は、航空機のスロットルおよび／またはコレクティブに結合される。
【００４４】
一部の実施形態によると、フレームおよびフレームと一体化された１つまたは複数のメインエンジンを含むヘリコプターが提供される。ヘリコプターは、メインエンジン（複数可）に結合された１つまたは複数のローターを含み、それによってメインエンジン（複数可）はローター（複数可）に動力を提供できる。ヘリコプターは、緊急エンジンが起動されると、前進スラストをフレームに提供するために、フレームに結合された緊急エンジンを含む。ヘリコプターは、ヘリコプターのパイロットから入力を受信するためにユーザインタフェースを含み、ユーザインタフェースは、メインエンジン（複数可）がローター（複数可）に動力を供給するのを停止すると、緊急エンジンを起動するために少なくとも１つのユーザ制御装置を含み、それによって当該ヘリコプターの自動回転性能を向上させる。
【００４５】
一部の実施形態では、向上させることは、ヘリコプターの飛行範囲を増加すること、ヘリコプターの飛行時間を増加すること、ヘリコプターの降下率を低減すること、および／またはヘリコプターの対気速度を増加することによってもよい。
【００４６】
一部の実施形態によると、緊急事態に回転翼航空機の安全着陸を促進させるための方法が提供される。方法は、ユーザインタフェースから緊急スラストの要求を受信する行為を含む。方法は、要求に続いて開始コマンドを回転翼航空機に結合された緊急エンジンに送信する行為を含む。方法は、緊急エンジンに結合された回転翼航空機を回転翼航空機の実質的に縦軸の方向にスラストする行為を含み、それによって緊急事態に回転翼航空機の前進速度を増加し、降下率を低減し、および／または緊急事態に回転翼航空機の安全着陸を促進する。
【００４７】
一部の実施形態では、促進することは、回転翼航空機の飛行範囲を増加すること、回転翼航空機の飛行時間を増加すること、回転翼航空機の降下率を低減すること、および／または回転翼航空機の対気速度を増加することによってもよい。
【００４８】
一部の実施形態では、緊急事態は、メインエンジン故障、渦輪状態、テールローターの故障、およびテールローターの機能喪失（ＬＴＥ）である。
【００４９】
上に記載された例示的態様および実施形態に加えて、さらなる態様および実施形態は、図面を参照し、以下の詳述を研究することによって明らかになろう。
【００５０】
例示的実施形態は図面を参照に説明される。図面に示された構成要素および特徴の寸法は、概して便宜上および提示を明瞭にするために選択されており、必ずしも一定の縮尺で示されていない。図面は以下に一覧にされている。
【図面の簡単な説明】
【００５１】
【図１】航空機の基準軸および回転の概略図である。
【図２】本発明の実施形態による、飛行の自動回転状態を向上させるための方法の流れ図である。
【図３Ａ】本発明の実施形態による、飛行の自動回転状態を向上させるために航空機に取り付けられた緊急エンジンシステムの概略図である。
【図３Ｂ】本発明の実施形態による、飛行の自動回転状態を向上させるために取り付けられた緊急エンジンを備えた図３Ａの航空機の第２の概略図である。
【図４】本発明の実施形態による、飛行の自動回転状態を向上させるための緊急エンジンの概略図である。
【図５】本発明の実施形態による、飛行の自動回転状態を向上させるために航空機に第１の構成で取り付けられた緊急エンジンの概略図である。
【図６】本発明の実施形態による、飛行の自動回転状態を向上させるために航空機に第２の構成で取り付けられた緊急エンジンの概略図である。
【図７】本発明の実施形態による、飛行の自動回転状態を向上させるために航空機に第３の構成で取り付けられた緊急エンジンの概略図である。
【図８】本発明の実施形態による、飛行の自動回転状態を向上させるために航空機に第４の構成で取り付けられた緊急エンジンの概略図である。
【図９】本発明の実施形態による、飛行の自動回転状態を向上させるための緊急エンジンのパルス幅変調の概略図である。
【図１０】本発明の実施形態による、飛行の自動回転状態を向上させるために緊急エンジンの変化するデューティサイクルのパルス幅変調の概略図である。
【図１１】本発明の実施形態による、ヘリコプターのための安全な高度に対する速度のグラフである。
【図１２】本発明の実施形態による、緊急ロケットエンジンを使用して安全着陸を行うヘリコプターの概略図である。
【発明を実施するための形態】
【００５２】
ヘリコプター、および／または回転翼航空機などの自動回転飛行モード（ＡＦＭ）を向上させるための緊急スラスタの実施形態が本明細書に開示される。例えば緊急スラスタは、ヘリコプター、および／または回転翼航空機などの自動回転飛行モード（ＡＦＭ）中に安全着陸のための範囲を広げる、安全な自動回転着陸の機会を増やすために使用される。
【００５３】
多くの場合、航空機の緊急事態は、メインエンジンの故障による。このような場合、ロケットエンジンなどの緊急エンジンによって提供される前進スラストは、メインローターの回転を維持し、ひいてはヘリコプターの揚力を維持し、実質的に高度を下げることなく自動回転を支援するためにエネルギーを提供する。例えば、米国オクラホマ州のＡＦＳ−６３０，  Ｐ．Ｏ．  Ｂｏｘ  ２５０８２，  Ｏｋｌａｈｏｍａ  Ｃｉｔｙ，  ＯＫ，  ＵＳＡのｔｈｅ  Ｕｎｉｔｅｄ  Ｓｔａｔｅｓ  Ｄｅｐａｒｔｍｅｎｔ  ｏｆ  Ｔｒａｎｓｐｏｒｔａｔｉｏｎ，  Ｆｅｄｅｒａｌ  Ａｖｉａｔｉｏｎ  Ａｄｍｉｎｉｓｔｒａｔｉｏｎ，  Ａｉｒｍａｎ  Ｔｅｓｔｉｎｇ  Ｓｔａｎｄａｒｄｓ  Ｂｒａｎｃｈから発行され、また参照によりその全体が本明細書に組み込まれた、アメリカ（ＵＳＡ）連邦航空局（ＦＡＡ）のＨｅｌｉｃｏｐｔｅｒ  Ｆｌｙｉｎｇ  Ｈａｎｄｂｏｏｋ  Ｎｏ．  ＦＡＡ−Ｈ−８０８３−２１Ａは、１１章にヘリコプターのための飛行の自動回転状態が記載されている。例えばロケットエンジンが作動可能であるとき、ヘリコプターのＡＦＭは、スラストを使用して胴体抵抗およびローター抵抗などの航空機の抵抗の平衡を保つ、オートジャイロの通常モードに類似している。
【００５４】
本明細書で使用される場合、用語ロケット、ロケットエンジン、緊急ロケットエンジン、およびロケットスラスタエンジンなどは、飛行の自動回転状態の性能を向上させる、例えば特にヘリコプターなどの回転翼航空機における自動回転性能を向上させるために、緊急事態に航空機にスラストを提供するように推進薬を使用するロケットエンジンを意味する。
【００５５】
次に図１を参照する。図１は航空機４００の基準軸および回転の概略図である。航空機４００は、航空機のロールに対して回転軸を画定する、前進飛行方向に縦軸４０１を有してもよい。横軸はピッチ４０２の変更のための回転軸を画定する。メインローターが給電されていないときに飛行の自動回転状態に入ってもよく、航空機４００のピッチ４０２は、縦軸４０１が機首を上げ得るように上昇されてもよく、前進方向は底部側からローターを通る気流を生成する。垂直軸４０３は航空機のヨーのための回転軸を画定する。
【００５６】
テールローターの故障は、メインロータートルクの平衡を保ち、かつ／または補完するテールローターのスラストモーメントの欠如に起因して、ヘリコプターのスピンを生じることがある。この場合の前進速度は、主にヘリコプターの垂直安定板および本体に作用する空気力に起因して、この不要なスピンを補完することができる。このようにしてロケット緊急エンジンスラスタは、前進速度、上昇、および／または飛行時間などを増加し、ひいてはホバリング中または低速操縦中にテールローターの故障が起きたときなどに、空気力を安定化する力を増加し、不要なスピンを低減することができる。例えばスラストロケットの自動起動による。
【００５７】
多くの既存のロケットエンジンは、航空機上または航空機付近で作動させることは危険であり、かつ制御できず、緊急エンジンとして使用するには重過ぎ、かつ／または大き過ぎる。
【００５８】
本発明の実施形態によれば、航空機が安全に着陸するには速度および高度が十分ではないとき、例えば飛行の自動回転状態にあるとき、航空機の飛行時間および／または飛行範囲を増加するための方法、デバイス、アセンブリならびにシステムが提供される。
【００５９】
本実施形態による前進スラスト緊急エンジンは、自動回転を行う必要があるときに、時間、範囲、および距離などの安全な着陸範囲を増加させ、したがって首尾よく安全な自動回転および着陸の機会を増加させる。例えば必要とされる制限内でローターの回転速度を維持している間。例えば前方に押す緊急ロケットエンジンは、メインエンジンの故障の場合に前進速度を維持し、高度を維持している間に前進自動回転飛行を制御することがでる可能性を有し、ひいては安全な着陸場所を選定する場合に必要になることがある飛行時間の延長を可能にし、緊急着陸のための範囲を広げることができる。
【００６０】
任意選択で、緊急エンジンは、ヘリコプターなどの回転翼航空機に結合されたゲル推進式ロケットエンジンである。
【００６１】
例えばヘリコプターが安全な着陸をできない地形の上、例えば森、敵の領地、岩の多い地形、山脈、湖、および海などの上でメインエンジンの動力が失われ、故障時に航空機に対気速度および高度が得られるとき、緊急ロケットエンジンは、安全な着陸場所を見つけるためにヘリコプターの飛行の自動回転状態での範囲を増加させる。
【００６２】
次に図２を参照する。図２は、本発明の実施形態による、飛行の自動回転状態を向上させるための方法の流れ図である。方法は、メインエンジンが故障した回転翼航空機のパイロットなどからの緊急スラストの要求を受信する１０１行為を含んでもよい。例えばスラストを提供するための緊急エンジンシステムは、パイロットからの要求を受信する１０１ためにコックピット内にユーザインタフェースを含み、緊急スラスト開始１０３コマンドは、ユーザインタフェースから航空機に結合された、例えば航空機胴体、フレーム、およびテールなどに結合された緊急スラストエンジンに送信されてもよい。
【００６３】
本明細書で使用される場合、用語緊急エンジンシステムは、メインエンジンの故障などの緊急事態に航空機に前進スラストを供給するためのシステムを意味し、ユーザインタフェース、ユーザ制御装置、エンジン、エンジン構成部品、推進薬タンク、ポンプ、圧力タンク、弁、管類、調整器、制御装置、燃焼チャンバ、および／またはノズルなどの構成要素を含む。本明細書で使用される場合、用語緊急エンジンは、一旦起動されると航空機にスラストを供給することができるエンジンを意味し、エンジン構成部品は、サブシステム、およびアセンブリなどにグループ化されてもよく、各アセンブリ内に１つまたは複数の構成要素を含む。本明細書で使用される場合、用語サブシステムは、外部から制御することができ、ユニットとして作動するシステム構成部品の群を意味する。本明細書で使用される場合、用語アセンブリは、共に一体化されるが、システムの１つまたは複数の機能を行うために独立したユニットとして機能できないシステム構成部品の群を意味する。
【００６４】
任意選択で開始１０３コマンドは、例えば手動アームコマンド、自動アームコマンド、および半自動アームコマンドなどの、緊急エンジンシステムに送信されたアーム１０２コマンドによって進められる。
【００６５】
ユーザインタフェースからの開始エンジンコマンドは、緊急エンジンのスラスト１０４を起動させ、緊急エンジンのスラスト１０４は、胴体、フレーム、および／または緊急エンジンと航空機フレームとの間の結合機構要素によって航空機の機械構造などの固定点などに加えられてもよい。本明細書で使用される場合、用語フレームは、力を受容でき、力を胴体、フレーム、機械的枠組み、テール、および構造支持要素などの航空機全体に加えることができる、航空機のあらゆる部分を意味する。例えば緊急エンジンのスラスト１０４は緊急エンジンに結合されたヘリコプターを前進させる。航空機の前進スラストにより、ヘリコプターのパイロットなどの航空機のパイロットは航空機のピッチを上昇させることができ、ひいてはスラストが航空機の飛行の自動回転状態の性能を改善する１０５。緊急エンジンは、ＡＦＭが開始される前後のいずれに停止１０６されてもよい。
【００６６】
任意選択で緊急エンジンは開始され１０３、航空機は限定された時間に前方にスラストされる１０４。例えば航空機は１０秒間前方にスラストされる。例えば航空機は１秒超および１０分未満の間、任意選択で１回または複数回断続的に前方にスラストされる。例えば飛行のＡＦＭ状態は森の上２０００フィートＡＧＬで開始され、緊急エンジンは、安全な着陸を見つけるためにより長い距離を提供するように５〜３０秒起動される。緊急エンジンの１秒の作動は、識別された安全な着陸場所に到着するために前進方向に１００フィートの追加距離を提供するように３２５フィートの高度で行われてもよい。例えば緊急エンジンの作動は、航空機がＶＲＳで高度３２５フィートにあるときに開始され、したがって前進速度を使用してピッチを下げることにより高度を下げる必要なしにＶＲＳ条件が回避される。
【００６７】
任意選択で前進スラスト１０４は、変調（すなわちＰＷＭ）によって、または連続したスラストの減少／増加のいずれかによって制御されてもよい。例えばスラスト１０４は、有効に下げられる、すなわち航空機への構造的損傷を回避するために変調されてもよい。例えばスラストは、ある特定の変調によって、または航空機の操縦性を改善する、例えば第２の航空機との衝突を避けるために推進薬質量流量を低減することによって増加されてもよい。例えばスラストは、緊急エンジンの排出ガスからの熱伝達に起因する、航空機の構成要素の加熱を避けるために変調される。
【００６８】
任意選択で緊急エンジンの排出ガスは、テールローターの故障および／または無効性を補完するなど、航空機のヨーを制御するために横方向のスラストを提供するように横に向けられてもよい。例えば緊急エンジンは、航空機に横方向のスラストを提供し、そのようにして航空機のヨーを変えることができるために可動ノズルおよび／または偏向器を有してもよい。例えばヨーの変化はテールローターの故障、Ｆｅｎｅｓｔｒｏｎ（商標）の故障、デュアルローター航空機の１つのローターの故障、およびダクテッド・ファンテールローターの無効性などを修正するために必要とされることがある。例えば制御装置は、テールローターの故障などの緊急事態に航空機のヨーを安定化させるために、ジャイロセンサおよび専用制御アルゴリズムを使用する。
【００６９】
任意選択で緊急エンジンのスラストは、航空機のピッチに中立的効果を及ぼすように傾斜される。例えば緊急エンジンは、航空機のピッチ角への緊急エンジンのスラスト効果を無効にするように、排出ガスが航空機の縦軸に対して５、７．５、１０、１５、２０、２５、もしくは３０度の傾斜、またはその間のあらゆる他の角度で上方または下方に向けられる。例えば緊急エンジンは、排出ガスが航空機の縦軸に対して−１０〜＋１０度の角度で上方または下方に向けられるように傾斜される。例えば緊急エンジンは、排出ガスが航空機の縦軸に対して１〜３５度の角度で上方または下方に向けられるように傾斜される。例えば緊急エンジンは、航空機に提供されたスラストが航空機のピッチ角を不安定化させないように、航空機の質量の中心付近に位置合わせされるように傾斜される。
【００７０】
次に図３Ａを参照する。図３Ａは、本発明の実施形態による、飛行の自動回転状態を向上させるために、航空機２００に取り付けられた緊急エンジンシステム２０１を示す。緊急エンジンシステム２０１はユーザインタフェース２０３を含み、任意選択で回転翼航空機２００のコックピット２２０内に設置される。ユーザインタフェース２０３は、航空機２００のパイロット２２１から緊急スラスト要求などのユーザ入力（図２における１０１）を受信するために、２０２Ａ、および２０２Ｂなどの１つまたは複数のユーザ制御装置を含む。ユーザインタフェース２０３は、ユーザ制御装置の作動を、通信インタフェース２０９により緊急エンジン２０５の制御装置２０６に伝達するのに適切な媒体に変換するために、任意選択で電子機器を組み込んでもよい。例えばユーザインタフェース２０３の電子機器は、ボタン２０２Ａの作用を電子信号、デジタル信号、アナログ信号、電磁信号、光ファイバー信号、および／または無線信号などに変換する。緊急エンジン２０５は、制御ユニットなどの制御装置２０６、燃料、および酸化剤などのための容器などの１つまたは複数の推進薬容器２０７、ならびに推進薬が緊急エンジン２０５の前進スラスト２１１に変換される燃焼チャンバアセンブリ２０８を含む。結合ユニットなどの結合器２０４は、緊急エンジンスラスト２１１によって生成された力を航空機２００に伝達する、例えば航空機２００の胴体、およびフレームなどに伝達され、それによって前進スラスト（図２における１０４）として緊急エンジンスラスト２１１の少なくとも一部を縦軸２１０に沿って航空機２００に提供する。
【００７１】
任意選択で緊急エンジン２０５は航空機２００のテール２４０に結合される。
【００７２】
航空機２００のメインローター２３１はメインエンジン２３０から動力を受けるのを停止したとき、またはテールローター２４１が故障したときなどに、パイロット２２１は緊急エンジン２０５をアームする（図２における１０２）ためにアームボタン２０２Ａを押してもよく、パイロット２２１は、緊急スラストレベル制御装置２０２Ｂを選択的に起動することにより緊急スラストを開始し（図２における１０３）、かつ／または変調してもよい。例えばメインエンジン２３０の故障により、フリーホイールシステムがメインローター２３１を自由に回転させることができる。任意選択で緊急エンジン２０５の燃焼も開始する（図２における１０３）アームボタン２０２Ａをパイロット２２１が押すことにより、緊急スラストが自動的に提供される。緊急エンジン２０５のスラスト２１１が開始されると、制御装置２０６は、推進薬（複数可）２０７を燃焼チャンバアセンブリ２０８に、例えば選択的に弁を開くことにより提供し、推進薬はスラスト２１１を生成するために燃焼チャンバアセンブリ２０８内で点火されてもよい。航空機２００に実行する前進スラスト（図２における１０４）により、航空機の安全な着陸距離が増加し、パイロット２２１は航空機のピッチを上昇させてもよく、それによって飛行の自動回転状態が例えば実質的に高度を下げることなく向上させる（図２における１０５）。
【００７３】
任意選択で航空機２００のテールローター２４１が機能しないとき、パイロット２２１は、航空機にスラスト２１０を提供するために緊急エンジン２０５を作動してもよく、その後飛行の自動回転状態が向上し（図２における１０５）、機能不全を補完する。本明細書で使用される場合、語句自動回転飛行性能を向上させる、自動回転を向上させる、および飛行の自動回転状態を向上させるは、すべて飛行の自動回転を開始し、その間に改善された飛行性能を指してもよい。
【００７４】
任意選択で緊急エンジン２０５は、固体ロケットエンジン、液体推進薬ロケットエンジン、気体推進薬ロケットエンジン、ゲル推進薬ロケットエンジン、ハイブリッドロケットエンジン、単元推進薬ロケットエンジン、二元推進薬ロケットエンジン、および／または三元推進薬ロケットエンジンなどのロケットエンジンである。例えばハイブリッドロケットエンジンは、気体、液体、固体、および半固体（ゲル）などの推進薬のあらゆる組合せを含む。例えば二元推進薬ロケット燃料は、２つの構成要素を備える推進薬である。任意選択で緊急ロケットエンジン２０５の推進薬（複数可）は、液体酸素、液体水素、ケロシン、四酸化二窒素、ヒドラジン、および／または非対称ジメチルヒドラジンなどの１つまたは複数を含む。任意選択で緊急ロケットエンジン２０５の推進薬（複数可）は、固体推進薬、液体推進薬、ゲル推進薬、および／または固体、液体もしくはゲル推進薬のあらゆる組合せを含むハイブリッド推進薬である。任意選択で緊急ロケットエンジン２０５の推進薬（複数可）は、単元推進薬、二元推進薬、および／または三元推進薬などのあらゆる組合せである。任意選択で緊急ロケットエンジン２０５の推進薬（複数可）は、自然発火性推進薬（複数可）である。本発明の実施形態では、緊急ロケットエンジンは、特定の型のロケットエンジンに適切な推進薬の型のあらゆる組合せを使用してもよく、これらの組合せは緊急エンジン２０５の受容性、毒性、実用性、収益性、および／もしくは同様の考慮事項に限定または反映しない。
【００７５】
次に図３Ｂを参照する。図３Ｂは、本発明の実施形態による、飛行の自動回転状態を向上させるために取り付けられた緊急エンジンを備えた、図３Ａの航空機の第２の概略図である。図３Ａにおけるように、緊急エンジン２０５は、緊急エンジン２０５が起動されると、推進薬の燃焼により排出ガスがエンジンノズルから後方２１１Ｂに出て、結合器（図３Ａにおける２０４）上に前進スラスト（図３Ａにおける２１１）を生成し、それによって航空機２００を前方２１０にスラストするように、航空機２００に結合されてもよい。
【００７６】
本発明の異なる実施形態に対するいくつかの特定の考慮事項および選択肢が以下に記載されている。
【００７７】
次に図４を参照する。図４は、本発明の実施形態による、飛行の自動回転状態を向上させるための緊急ロケットエンジン３００の概略図である。先に図３Ａおよび図３Ｂに記載された緊急エンジンの類似した構成要素に、同じ参照番号を使用することがある。緊急ロケットエンジン３００内に供給システムが含まれてもよく、供給システムは、３０３および３０４におけるような推進薬貯蔵タンク、制御装置２０６、タンクから燃焼チャンバ３０７に向かって推進薬を運ぶための圧力容器３０１などの加圧システム、推進薬の流れを調整するための弁３０２および３０５、タンクから燃焼チャンバ３０７および／または注入器３０６に向かう管類などを含んでもよい。任意選択で加圧システム内にポンプが含まれてもよい。
【００７８】
ロケットエンジン３００は、排出ガスの燃焼工程および流れを最適化するために、緊急エンジン燃焼アセンブリなどの単一のサブシステムを形成するように、注入器３０６、燃焼チャンバ３０７、およびノズル３０８を組み合わせてもよい。任意選択で推進薬および／または供給システムは、特定の航空機および／またはエンジン制限に従ってエンジン燃焼アセンブリから個別に配置されてもよい。燃焼チャンバアセンブリ２０８への推進薬の流れが加圧システムおよび／または代替の動力サイクルによって提供され得る限り、一部のエンジン構成要素が個別に配置されてもよい。この種のモジュラーシステム設計は、航空機に緊急ロケットエンジン２０５の設置および適合に対して非常に順応することが可能である。モジュラーまたは統一されたエンジン設計の手法を選択する際の他の考慮事項は、システム費用、保全性、および設置が簡単であることであってもよい。各型のエンジン設計は、特定の航空機の適用および設計特徴に依存して、特定の設置に対して利益および不利益を有することがある。例えば圧力容器の圧力がより高く、かつ／または容量がより大きいと、燃焼チャンバから推進薬タンクまたは圧力容器までの距離が増加した中で、推進薬の流れを確保する必要があることがある。
【００７９】
ゲルロケットエンジン（ＧＲＥ）は、推進薬、例えば燃料、および／または酸化剤などが燃焼チャンバの中に注入される前に、それらの関連したタンク内にゲル状態で保存されるロケットエンジンとして定義されることがしばしばある。中の燃料または酸化剤が液体であるロケットエンジンは、１つまたは複数の推進薬がゲル状態で保存されているときに、ＧＲＥであるとみなされてもよい。
【００８０】
ＧＲＥシステムは、ゲルの固有の機械的性質に起因する関連した修正および適合を備えた液体ロケットエンジン（ＬＲＥ）に類似していることがある。ＧＲＥシステムは、エンジン自体を含み、エンジンは燃焼チャンバ、ノズル、注入器、推進薬構成要素のための供給システム、制御システム、および点火システムなどを含んでもよく、冷却システム構成要素および安全システムなどの他の補助ユニットを有してもよい。ＬＲＥにおけるように、ＧＲＥは、推進薬構成要素の流れを制御することによってスイッチをオンオフされてもよい。
【００８１】
ＧＲＥだけでなく液体二元推進薬ロケットエンジンも、それらの動力サイクル、例えば推進薬をメイン燃焼チャンバに供給するために動力がどのように導かれるかによって分類されてもよい。通常大きいロケットに見られる複合供給システムは、推進薬を供給するポンプに基づくことがある。例えば高質量の流量システムは、ターボポンプとしても公知の専門のポンプを使用し、このポンプはガス発生器によって運ばれ、ガス発生器はエンジン自体の推進薬によって供給されてもよい。圧力式推進薬供給システムでは、システムはポンプまたはタービンを使用せず、その代わりに推進薬を燃焼チャンバの中に供給するためにタンク圧力、または電気的に誘発されるピストン圧力などに依拠する。実際に圧力式供給システムは、圧力が高いとチャンバが重くなり過ぎるので、比較的低いチャンバ圧力に限定されることがある。圧力式供給システムは、信頼性があり、他のシステムに比べて部品の点数および複雑性が低減されることがある。任意選択で自然発火構成に基づいた、例えば点火システムのない圧力供給ＧＲＥは、緊急エンジンとして使用される。
【００８２】
圧力式供給システムでは、チャンバ圧力は７〜２５０気圧の範囲であってもよい。しかし典型的な圧力値は、燃焼チャンバアセンブリ２０８に対して２０〜８０気圧であり、供給圧力に対して２０〜４０気圧高くてもよい。これらの圧力値は本明細書に基づいて特定のロケットエンジンに対して変化してもよい。
【００８３】
以下は航空機の緊急ロケットエンジンの設置制限および考慮事項である。
【００８４】
緊急ロケットエンジン、特に緊急エンジンアセンブリの配置は、エンジンスラストベクトルおよび排出ガス経路によって決定されてもよい。ＧＲＥ構成要素は、緊急ロケットエンジンの機能性が提供される一方で、航空機の完全性および安全性が維持されるように配置されてもよい。例えばヘリコプターをスラストさせるための緊急ロケットエンジンの適用において、スラストベクトルはできる限りヘリコプターの重心に一致し、ヘリコプターの縦軸に沿って方向付けられることが、このような考慮事項の１つであってもよい。このような構成は、緊急スラストエンジンが起動されると、ヘリコプター制御のさらなる操縦が回避され、または最小化され、前進スラストベクトルの副作用としてヘリコプターの回転運動を誘発するのを阻むことがある。
【００８５】
例えば回転翼航空機は、ＡＦＭ中に６０ノットの対気速度で毎分１５００フィートの最小降下率を有することがある。例えば回転翼航空機は、８５ノットの対気速度で毎分１８００フィートの降下率で最大の安全な着陸距離を有することがある。例えば回転翼航空機は自動回転対気速度より下で飛行し、緊急ロケットは飛行の自動回転状態を向上させるために前進スラストを提供する。例えば回転翼航空機は、エンジン故障、および／またはフリーホイールユニットの故障などを有し、緊急ロケットは、前進スラストを提供し、安全な着陸場所への飛行距離および／または時間を増加する一方で、飛行の自動回転状態を維持することにより、飛行の自動回転状態を向上させる。
【００８６】
任意選択で安全の考慮事項は、緊急エンジンからの排出ガス経路である。任意選択で円錐型経路の排出経路は、いかなる航空機の構造部品と交差せず、または排出ガスによって、直ちに航空機に構造の係脱および火災などの悪影響をもたらさない。例えばヘリコプター内への設置は、ヘリコプターのテールの後部に配置される、ヘリコプターの垂直安定板アセンブリを避けて行われる。
【００８７】
次に図５を参照する。図５は、本発明の実施形態による、飛行の自動回転状態を向上させるために航空機５００Ａに第１の構成で取り付けられた緊急エンジンの概略図である。航空機５００Ａはテール５００Ｂを有し、緊急エンジン５０１は、緊急エンジン５０１の排出ガス５０２がテール５００Ｂの背後でテールローター５０３の下に方向付けられるように、テールローター５０３の下でテール５００Ｂに結合される。
【００８８】
任意選択で特定の航空機は緊急エンジンのための特定の場所を有する。次に図６を参照する。図６は、本発明実施形態による、飛行の自動回転状態を向上させるために航空機６００Ａに第２の構成で取り付けられた緊急エンジンの概略図である。航空機６００Ａは、航空機のフレーム、尾翼、および／または他の構成要素の構造的完全性を干渉しないために、緊急エンジン６０１の排出ガス６０２を例えば下方に向けるように、メインエンジン出口６００Ｂの下でフレームに結合された緊急エンジン６０１を有する。次に図７参照する。図７は、本発明実施形態による、飛行の自動回転状態を向上させるために航空機７００Ａに第３の構成で取り付けられた緊急エンジンの概略図である。航空機７００Ａはテール７００Ｂを有し、緊急エンジン７０１は、緊急エンジン７０１の排出ガス７０２がテール７００Ｂの下に向けられるように、胴体の下でフレームに結合される。
【００８９】
任意選択で２つのロケットエンジンおよび／または燃焼チャンバは、単一のエンジンでは安全の考慮事項および／または規制に反するときに、航空機の両側に対称のスラストを提供するために使用されてもよい。次に図８を参照する。図８は、本発明実施形態による、飛行の自動回転状態を向上させるために第４の航空機８００に取り付けられた緊急エンジンの概略図である。航空機８００は、緊急エンジン８０１Ａおよび８０１Ｂの排出ガス８０２Ａおよび８０２Ｂがメインエンジンの排気孔に平行に向けられ、したがってフレームの構造的完全性を干渉しないように、メインエンジン出口８００Ａおよび８００Ｂの下でフレームに結合された２つの緊急エンジン８０１Ａおよび８０１Ｂを有する。例えば二元ロケットエンジン構成は一元または二元供給システムを使用してもよい。例えば実際の設置およびシステム設計は、特定のヘリコプターの構造および構造要件を考慮に入れる。
【００９０】
以下は航空機の緊急ロケットエンジンの設置に対する考慮事項である。
【００９１】
任意選択で規定文書は、例えば参照などによりその全体に組み込まれた、アメリカ連邦航空局（ＦＡＡ）によって発行されたAｄｖｉｓｏｒｙ  Ｃｉｒｃｕｌａｒ（ＡＣ）Ｎｏ．  ４３．１３−２ｂにおける「Ａｃｃｅｐｔａｂｌｅ  Ｍｅｔｈｏｄｓ，  Ｔｅｃｈｎｉｑｕｅｓ，  ａｎｄ  Ｐｒａｃｔｉｃｅｓ  ｆｏｒ  Ａｉｒｃｒａｆｔ  Ａｌｔｅｒａｔｉｏｎｓ」に記載されているように、緊急エンジンを航空機に取り付ける構造および操作要件を決定するために使用される。例えば、総重量１２，５００ポンド（もしくはポンド質量であり、本明細書で使用される場合その両方が質量の単位である）以下の民間機に関するＡＣ  ４３．１３−２ｂは、航空機の構造データを参照し、構造設計の工程、負荷および応力の型の決定、材料および技量、ならびに重量および均衡の効果などが記載されている。例えば総重量１２，５００ポンドを超える航空機は、緊急事態に前進スラストを提供するために緊急エンジンを使用してもよい。例えばＲｏｂｉｎｓｏｎ  Ｒ２２の重量は７９６ポンド（３８９キログラム）であり、空のＣｈｉｎｏｏｋの重量は２３，４０１ポンド（１０，１８５キログラム）であり、Ｒｕｓｓｉａｎ  Ｍｉ−１２の重量は１５，２００ポンド（６，９１０キログラム）などである。
【００９２】
例えばヘリコプターの重量および均衡に及ぼす緊急スラストの効果は、ヘリコプターの重量および均衡要件を順守するために推進薬が燃焼するすべての段階で考慮される。例えば推進薬タンク３０３および３０４は、推進薬を搭載したときに緊急ロケットエンジンの最も重い構成要素であり、一旦点火されると推進薬は連続して激減する。例えば緊急エンジンの質量中心の場所は、航空機の質量中心と一致する、かつ／または航空機の質量中心に接近して配置される。
【００９３】
任意選択で推進薬タンクは、一体化されたピストンによって加圧されたときは円筒形である。任意選択で異なる形状の推進薬タンクは、加圧システムがタンクから分離されたとき、また一体化された加圧ユニットがタンクに組み込まれたときなどに使用される。
【００９４】
任意選択で緊急エンジンは、緊急エンジンの作動を制御するための制御装置を含む。本明細書で使用される場合、用語制御装置はユニット、サブユニット、構成要素などを意味し、これはエンジン制御装置（ＥＣ）、制御ユニット、プログラマブル制御装置、コンピュータ制御装置、プログラマブル論理制御装置、および電子回路などの緊急エンジンならびに／または緊急エンジンシステムの他の構成要素を制御する。例えば様々な入出力（Ｉ／Ｏ）を備えたマイクロコンピュータは、流量、温度基準、圧力基準、および加圧システム状況などの様々なパラメータを決定するために、異なる緊急ロケットエンジンセンサと連動する。例えばＥＣの出力は供給システム弁を制御し、推進薬構成要素の質量流量、エンジンスラスト、およびエンジン作動時間などを決定する。
【００９５】
また制御ユニットは、それ自体の独立電源（ＩＰＳ）、例えば制御装置自体を駆動するための点火装置および／または焦電点火装置によって起動された熱電池、ならびにセンサ、弁などの他の制御ユニットなどを含んでもよい。任意選択でＥＣは、航空機の動力から外部電源を利用する。以下の例は緊急ロケットエンジンの一部としてのＩＰＳと仮定する。
【００９６】
ＥＣは、航空機航空電子工学システムから、またはアームコマンド信号（ＡＣＳ）、およびメインコマンド信号（ＭＣＳ）などのユーザインタフェース２０３を通して直接パイロットから１つまたは複数の信号を受信してもよい。ＡＣＳは、ＭＣＳおよびエンジン規制に対する通路をあけるＡＣＳオン、ならびにＭＣＳおよび／または他のエンジン作動を遮断するＭＣＳオフのような２つの可能な位置を有してもよい。ＭＣＳは様々な飛行パラメータ、航空機位置、高度、速度ベクトル、および空気力学構造などに基づいてもよい。ＭＣＳは、以下に記載されるような制御装置によって行われる専用アルゴリズムに基づく方法を使用して処理されてもよい。例えば航空機または回転翼航空機上の予備または緊急スラストエンジンとしてＧＲＥの作動に対する基本制御シーケンスは、加減弁（ＲＶ）オフおよび／または制御弁（ＣＶ）オフの条件を含み、この場合ＧＲＥはアームされず起動されない。例えば基本制御シーケンスは、ＲＶオンおよび／またはＣＶオフを含み、この場合例えば推進薬タンクに高圧が誘導され、圧力を推進薬タンクにＣＶに向かってかけるときに、ＧＲＥはアームされる（図２における１０２）。その後ＣＶを開くことにより、推進薬の構成要素が燃焼チャンバの中に注入される。例えば基本制御シーケンスはＲＶオンおよび／またはＣＶオンを含み、この場合ＧＲＥスラストが起動される。得られるスラストにより、燃焼チャンバの中に入る燃料および酸化剤が燃焼することがある。ＣＶ、パイロットなどのオペレータ、および制御装置によって行われた既定のアルゴリズムシーケンスなどのオン／オフ状態を変えることによって、ＧＲＥの実際の作動を制御してもよい。
【００９７】
任意選択でスラスト基準を制御する方法は、パルス幅変調（ＰＷＭ）シーケンスなどの制御装置によって行われる既定のアルゴリズムシーケンスによって行われ、最高ＧＲＥスラスト基準より低い特定のスラスト基準は、ＣＶのオン／オフ状態の周期的な開閉作動によって実現される。
【００９８】
次に図９を参照する。図９は、本発明の実施形態による、飛行の自動回転状態を向上させるために緊急エンジンのパルス幅変調の概略図である。ＰＷＭ方法は、それぞれのパルス周期９００の間にロケットエンジンの起動時間幅またはデューティサイクル９０１を変更する。それぞれのパルス周期９００の間でロケットエンジンが起動されていないとき、ロケットエンジンはオフ状態９０２であってもよい。それぞれのパルス周期９００に対するデューティサイクル９０１とオフ状態９０２との間の相対時間量を変えることにより、ロケットエンジンを変調させてもよい。この場合、推進薬の流量制御は、変化するデューティサイクル９０１、すなわちそれぞれの周期中に弁が開いているわずかな時間を用いて提供されてもよい。次に図１０を参照する。図１０は、本発明の実施形態による、飛行の自動回転状態を向上させるために緊急エンジンの変化するデューティサイクルのパルス幅変調の概略図である。１０００に見られるように、デューティサイクルの時間は高くてもよく、オフ状態の時間は低くてもよく、スラストは高くてもよい。１００１に見られるように、それぞれの周期（図９における９００）の間にデューティサイクルの時間は低くてもよく、オフ状態の時間は高くてもよく、スラストは低くてもよい。このような制御シーケンスの例は、Ｈａｎａｎ  ＲｏｍらによりＩＡＦ−８９−２８３として発行され、１９８９年１０月７〜１３日にスペインのマラガで国際宇宙航行連盟の第４０回大会に提示された「Ｔｈｒｕｓｔ  ｃｏｎｔｒｏｌ  ｏｆ  ｈｙｄｒａｚｉｎｅ  ｒｏｃｋｅｔ  ｍｏｔｏｒｓ  ｂｙ  ｍｅａｎｓ  ｏｆ  ｐｕｌｓｅ  ｗｉｄｔｈ  ｍｏｄｕｌａｔｉｏｎ」の名称の公表文献に記載されており、その全体が本明細書に組み込まれる。
【００９９】
任意選択で基本ＧＲＥ構成の変形は、同様のまたは等価の機能性を提供する。例えば単一の圧力容器の代わりに燃料タンクおよび酸化剤タンクのために別個の圧力容器を使用すること、２つのＲＶの代わりに単一のＲＶを使用すること、両方の推進薬タンクのために単一のピストンを使用すること、固定した酸化剤と燃料（Ｏ／Ｆ）の比を設定するように推進薬タンクの２つのピストンを堅固に取り付けること、ならびにピストンの代わりにタンク内の推進薬を加圧するためにダイヤフラムおよび／またはブラダーを使用することなど。
【０１００】
例えばスラストロケットなどの緊急エンジンは、スラストを生成するためのアーム段階および起動段階などの２つの段階で作動される。起動段階は、そのアーム段階を始めに行うことなく起動することはできない。例えば一旦システムがアームされると、システムがアームを解かれるまで、複数のスラストの起動が可能である。例えばユーザインタフェースの機構のアーム段階は、起動段階と異なる場所に配置されてもよく、不発を阻止するために一旦システムがアームされると、明瞭な警報信号または音声が導入されてもよい。このようなアーム機構は、射出座席機構およびバリスティック・リカバリー・システムなどと比較されてもよい。
【０１０１】
任意選択でユーザインタフェースは、緊急エンジンをアームするための制御を含んでもよい。例えばユーザ入力の作動アーム制御は、圧力システムをアームすること、緊急熱電池を起動すること、ならびに１つまたは複数の推進薬タンクを加圧することなどにより緊急エンジンをアームする。
【０１０２】
任意選択でユーザインタフェースは、緊急エンジンを起動するための制御を含む。例えばパイロットはまず第１の制御を備えた緊急エンジンをアームし、次いで第２の制御を備えた緊急エンジンを起動させる。
【０１０３】
任意選択でユーザインタフェースは、緊急エンジンによって提供されたスラストを変調するための変調制御を含む。例えばユーザインタフェースは、回転レバーを含むハイブリッド制御を有し、パイロットは緊急エンジンをアームするためにレバーを押し、次いで緊急エンジンのスラストを変調するためにレバーを回転させる。
【０１０４】
アーム段階の機能性は、推進薬タンクの加圧システムに圧力を提供してもよい。このような圧力をシステムに配備することにより、ロケットエンジンの実際の起動のための時間を最小化し、システムが機能しない場合にオペレータに必要な指示を提供できる。このような配備は、システムを安全考慮事項のために減圧させる必要があり得るときに、不発の可能性の観点から、および衝突または他の事故の場合に危険である恐れがある。任意選択で、例えば飛行前に取り外すピンなどの係止ピンは、航空機が飛行していないとき、緊急エンジンを無効にするために使用される。
【０１０５】
一旦起動されると、選択された熱電池は、それを起動する電圧に１秒未満で達することがある。加圧システム内の圧力の上昇はミリ秒単位で測定されることがあり、受信されたパイロット入力からシステムをアームするための合計時間は、１秒未満で調整されることがあり、この時間で３メートル以下などの高度がわずかに低下した後に前進スラストが可能になることがある。
【０１０６】
アーム機能が推進薬タンクに圧力を提供しないとき、アーム機能は、ロケットエンジンのさらなる起動を電子ゲーティングなどにより、熱電池の実際の起動の有無にかかわらず、純粋に論理的であってもよい。任意選択で機械ゲーティングなどの他の手段により、ロケットエンジンのさらなる起動が可能であってもよい。
【０１０７】
ロケットエンジンのアームは、緊急ロケットエンジンの作動において既定のステップまたは起動シーケンスの一部のいずれであってもよく、パイロットおよび／またはオペレータの行動の両方によって確認されてもよく、任意選択で制御装置によって行われる機械アルゴリズムによって確認されてもよい。
【０１０８】
パイロットおよび／またはオペレータによるアーム決定は、航空機取扱説明書に明確に定義され、緊急ロケットの起動が必要になり得る緊急事態が起きたという、パイロットおよび／またはオペレータの認識に基づくべきである。このような兆候は、エンジン故障（自動警報、エンジンおよび／もしくはローターのＲＰＭの低下、または感覚によって示される）、テールローターの故障、ならびに高度および／もしくは速度が不十分なヘリコプターの作動（例えばヘリコプターが後方乱気流に遭遇したとき）などを含む。
【０１０９】
例えば高度、対気速度、姿勢、および上昇速度などの他の航空機パラメータを含む、利用可能なヘリコプターのセンサならびに航空電子工学機器に依存して、緊急スラストロケットエンジン作動の必要性を決定するために使用される。また実際の地理的な場所、および日中／夜間の時間などの他の環境条件も、制御装置によって行われる制御アルゴリズムに基づいた方法に入力パラメータとして役立つことがある。例えば人口の多い領域などのある特定の場所、またはあらゆる他の理由であっても低い高度でのロケットエンジンの使用は禁止されることがある。
【０１１０】
またパイロットはロケットエンジンを起動するために一部の表示またはシステムの推奨を受けることがある。例えばヘリコプターのエンジン表示器およびヘリコプター地形回避警報システム（Ｈ−ＴＡＷＳ）などの、航空機上の他の警報および／または警報システムから受信された入力は、緊急エンジンの使用を推奨することがある。例えばＨ−ＴＡＷＳシステムは、パイロットにその飛行経路および高度に沿った危険な地形および障害について先進型警報を与える。
【０１１１】
緊急スラストロケットは、人間パイロット、制御装置によって行われる自動的にアルゴリズムに基づいた制御方法、および両方の組合せなどによって起動されてもよい。例えばエンジン故障が起きたとき、またローターの回転速度が下がり始めたときなどに、コレクティブは手動および／または自動で下げられてもよい。次に緊急ロケットエンジンは手動または自動で点火されてもよく、パイロットは、任意選択でヨーを制御するためにペダルを使用し、任意選択で自動操縦を使用して、ＡＦＭで飛行速度を維持するためにサイクリックを操作する一方で、コレクティブはローターの回転速度を維持するために使用されてもよい。着陸は、航空機が地表面に近いときに標準フレアによって、前進速度を停止するために機首を上げることによって、また着陸を滑らかにするために回転するローターに残りのエネルギーを使用することによって行われてもよい。
【０１１２】
任意選択でコレクティブ、サイクリック、ペダル、およびスロットルなどの緊急エンジンのユーザ制御装置は、航空機のコックピット制御部上またはその付近に配置される。例えばパイロットは、ボタン、スイッチ、ハンドル、およびグリップなどの制御部を使用してロケットのスイッチをオンまたはオフする。制御部はコレクティブ上に物理的に配置されたあらゆる手段であってもよいが、コレクティブの動きまたは場所に論理インタフェースをもたない。例えばスラストロケット緊急エンジンの作動は、ロケットのオン／オフ機能をサイクリック制御位置、および／またはコレクティブ位置などとのある種の結合を含んでもよい。
【０１１３】
例えばパイロットのロケット制御部は、ロケットの起動とスロットルの位置との間に論理インタフェースを含み、したがってロケットエンジンのスロットルを提供する。いくつかの手段、例えば推進薬の流量を制御することにより、または本明細書に記載されたようなＰＷＭにより、様々なスラスト基準が提供されてもよい。
【０１１４】
例えば緊急ロケット起動制御部は、コレクティブからコックピット内に手による起動、脚による起動、および副操縦士による起動などが別個に配置される。
【０１１５】
例えばテールローターの故障に対して予備を提供するために緊急ロケットエンジンの作動は、サイクリック、スロットル、またはコレクティブよりむしろヘリコプターの反トルクペダルに結合されてもよい。
【０１１６】
任意選択で緊急エンジンの自動起動は、システムがアームされた後に行われ、制御装置によって行われる既定のアルゴリズムに基づいた方法に基づいてもよい。例えば緊急の起動は、利用可能なヘリコプターのセンサならびに航空電子工学機器および／または緊急エンジンシステムセンサ、例えば高度、対気速度、姿勢、および上昇速度などに依存してもよい。例えばセンサ値は、緊急スラストロケットエンジン作動の必要性を決定するために使用される。任意選択で人口の多い領域、および燃えやすい／爆発しやすい環境における作動などの地理的な場所、および時刻などの他の環境条件が、緊急エンジンの起動を制御するために使用されてもよい。例えば配置センサ値を使用して、緊急ロケットエンジンの起動が許可されないことがある場所での緊急ロケットエンジンの起動を防止する。緊急ロケットエンジンのスラスト基準および衝撃時間は、必要とされることがあるスラストを決定するために、飛行パラメータおよび航空機位置を測定する閉ループの制御シーケンスによって決定されてもよい。
【０１１７】
任意選択で本明細書に記載された制御方法の組合せが、本発明の実施形態に利用されてもよい。例えば組み合わせた起動は、ロケットエンジンの自動起動とパイロットによるエンジンの手動制御の停止とに基づく。
【０１１８】
例えばゲル推進式緊急ロケットエンジンを具備するＢｅｌｌ２０４Ｂ（登録商標）ヘリコプターが、高度５００フィートおよび対気速度１５ノットで飛行している。緊急エンジンは、図７におけるようにヘリコプターのテールの真下で胴体に結合される。メインエンジンの故障が起き、メインローターが動力を受けるのを停止し、パイロットが状況を認識し、コレクティブを最小に下げ、ローターはフリーホイールを開始し、ＡＦＭを開始する。パイロットは直ちに緊急エンジンをアームし起動し、ヘリコプターが４００フィートに降下する際に対気速度を６０ノットに増加させる。緊急エンジンが起動し対気速度が増加すると、パイロットは航空機のピッチ角をわずかに徐々に増加することを選択してもよい。ＡＦＭにおいて安全であり着陸に向かって地面に到着する際、パイロットは「フレア」を行い、対気速度を下げるために航空機のピッチ角を上昇させ、ヘリコプターを安全に着陸させる。
【０１１９】
例えば双発メインエンジンのＢｅｌｌ２０６ＬＴ  ＴｗｉｎＲａｎｇｅｒ（登録商標）ヘリコプターは、図８におけるようにメインエンジンの排気孔付近でヘリコプターの両側に結合された２つのゲル推進式緊急ロケットエンジンを具備している。ヘリコプターは高度４００フィートおよび対気速度１０ノットで飛行している。メインエンジンの故障が起き、メインローターが動力を受けるのを停止し、パイロットが状況を認識し、コレクティブを最小に下げ、ローターはフリーホイールを開始し、ＡＦＭを開始する。緊急エンジンの制御ユニットが直ちに緊急事態を識別し、自動的に緊急エンジンをアームする。パイロットは直ちに緊急エンジンを起動し、ヘリコプターが３２５フィートに降下する際に対気速度を６０ノットに増加させる。緊急エンジンが起動し対気速度が増加すると、パイロットは航空機のピッチ角をわずかに徐々に増加することを選択してもよい。ＡＦＭにおいて安全であり着陸に向かって地面に到着する際、パイロットは「フレア」を行い、航空機のピッチ角を上昇させ、ヘリコプターを安全に着陸させる。
【０１２０】
例えばＡｇｕｓｔａＷｅｓｔｌａｎｄ（登録商標）ＡＷ−１３９は、図６におけるようにメインエンジンの排気孔付近でヘリコプターの両側に結合された２つのゲル推進式緊急ロケットエンジンを具備する。ヘリコプターは高度８００フィートおよび対気速度０ノット（すなわちホバリング）で飛行している。メインエンジンの故障が起き、メインローターが動力を受けるのを停止し、パイロットが状況を認識し、コレクティブを最小に下げ、ローターはフリーホイールを開始し、ＡＦＭを開始する。緊急エンジンの制御ユニットが直ちに緊急事態を識別し、自動的に緊急エンジンをアームし起動し、ヘリコプターが６００フィートに降下する際に対気速度を６０ノットに増加させる。緊急エンジンが起動し対気速度が増加すると、パイロットは航空機のピッチ角をわずかに徐々に増加することを選択してもよい。ＡＦＭにおいて安全であり着陸に向かって地面に到着する際、パイロットは「フレア」を行い、航空機のピッチ角を上昇させ、ヘリコプターを安全に着陸させる。
【０１２１】
例えば重量２，６００ポンドのＥｎｓｔｒｏｍ（登録商標）４８０Ｂヘリコプターは、ゲル推進式緊急ロケットエンジンを具備し、高度１０００フィートおよび対気速度６０ノットで飛行している。緊急エンジンは、図７におけるようにヘリコプターテールの真下で胴体に結合されている。メインエンジンの故障が起き、メインローターが動力を受けるのを停止し、パイロットが状況を認識し、コレクティブを最小に下げ、ローターはフリーホイールを開始し、ＡＦＭを開始する。パイロットは、水平飛行を保持させるために３５０キログラムのスラストを提供するように、直ちに緊急エンジンをアームし起動し、飛行範囲を増加させる。着陸に向かって地面に到着する際、パイロットは「フレア」を行い、航空機のピッチ角を上昇させ、ヘリコプターを安全に着陸させる。
【０１２２】
次に図１１を参照する。図１１は、本発明の実施形態による、ヘリコプターのための安全な高度に対する速度のグラフである。グラフは２つの主な高さおよび対気速度範囲を示し、第１の領域１１０１で安全な航空機の飛行を行うことができ、メインエンジンの故障の場合に航空機はＡＦＭを使用して最も安全に着陸する可能性があり得、第２の領域１１００は、航空機が安全に着陸できないことがある場所であることがある。航空機のパラメータが第２の領域１１００（斜線が引かれている）内、例えば星印１１０２によって印された高度および速度などにあるときにメインエンジンの故障が起きると、緊急エンジンが航空機を前方にスラストさせ、したがって航空機が降下する際に速度を増す１１０３ことがあり、航空機のパラメータは１１０４の時点で第１の領域１１０１に入る。
【０１２３】
次に図１２を参照する。図１２は、本発明の実施形態による、緊急ロケットエンジンを使用して安全着陸を行うヘリコプター１２０１の概略図である。この例では、飛行経路１２０１に沿って進むヘリコプターは、基準点１２０３の上などの地上高さ（ＡＧＬ）の高度１０００フィートでメインエンジンが故障している。対気速度８０ノットの速度で２５ノットの向かい風１２０４に向かって進む間に故障が起きた。パイロットはＡＦＭに入り、最大距離の緊急着陸１２０５と最小降下率の緊急着陸１２０６との間を選択しなければならないことがある。パイロットは、より長い距離の安全着陸１２０８またはより長い時間の安全着陸１２０７を可能にするために、ＡＦＭに入った後に緊急エンジンを作動することを選択し、スラストする間にヘリコプターの安定したＡＦＭ飛行ができるために、パイロットによって緊急エンジンのスラストが変調されてもよい。
【０１２４】
以下はヘリコプターの緊急ロケットエンジンの数値例の一部である。例えば３０キログラムの緊急ロケットエンジンは、２０キログラムの推進薬から１０秒間に６００キログラムの推力を提供する。例えば５０キログラムの緊急ロケットエンジンは、４０キログラムの推進薬から２０秒間に６００キログラムの推力を提供する。例えば３０キログラムの緊急ロケットエンジンは、重量１４００キログラム（総重量）のＢｅｌｌ（登録商標）モデル２０６（登録商標）のヘリコプターに結合される。この緊急ロケットエンジンは、推進薬の消費率が毎秒０．９キログラムで２０秒間に２８０キログラムのスラストを提供し、安全着陸の距離を５００メートル増加させる。例えば１５キログラムの緊急ロケットエンジンは、重量６００キログラム（総重量）のＲｏｂｉｎｓｏｎ（登録商標）モデル２２のヘリコプターに結合される。この緊急ロケットエンジンは、推進薬の消費率が毎秒０．４キログラムで２０秒間に１２０キログラムのスラストを提供し、安全着陸の距離を５００メートル増加させる。
【０１２５】
任意選択で回転翼無人航空機（ＵＡＶ）の遠隔操縦は、メインエンジンが故障したときに時間、距離、および高度などの着陸範囲を広げるために、緊急ロケットエンジンを使用する。例えばメインエンジンが故障した回転翼ＡＵＶに結合され、遠隔操縦によって作動された緊急ロケットエンジンは、安全着陸を行うためにより多くの時間、距離、および高度などを提供することにより、増加された状況認識を遠隔操縦に提供する。
【０１２６】
ゲル推進式緊急ロケットエンジンの利点の一部は、緊急エンジンに対して安定した、安全な、制御可能な、小型の設計を達成できることであり、それによって緊急エンジンが実際的な規制要件に準拠することができる。
【０１２７】
本出願の明細書および特許請求の範囲において、各用語「ｃｏｍｐｒｉｓｅ（含む）」、「ｉｎｃｌｕｄｅ（含む）」および「ｈａｖｅ（有する）」ならびにそれらの形は、用語が関連付けられることがある一覧における成員に必ずしも限定されない。加えて本出願と参照により組み込まれたあらゆる文書との間に矛盾がある場合、本明細書では本出願が支配することが意図される。
【図１】
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【図２】
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【図３Ａ】
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【図３Ｂ】
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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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【国際調査報告】
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