(57)【要約】      （修正有）【課題】単純且つ費用をかけない方法で機上電源を定期的に再充電できる航空機を提供する。【解決手段】一対の半翼と；少なくとも１つの第１ロータであって、ヘリコプタモードと飛行機モードとの間で、それぞれの第１軸の周りを回転できると共に半翼に対して第１軸と一緒に第２軸の周りを回転できるシャフトを備えている第１ロータと；を備える。また、電力貯蔵装置７０；８１と；少なくとも１つの電気機械７１と；も備える。次いで、電気機械は、第１ロータのシャフトに接続されている第２ロータを備える。電気機械は、貯蔵装置に貯蔵されている電力を使用することによって、前記第１ロータを回転駆動するための電気モータ；または、風の流れの作用により、第２ロータの回転を引き起こすことにより、貯蔵装置を再充電するための電力生成器として作動する。【選択図】図１５
2013032148.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
転換式航空機（１）であって、
一対の半翼（３）と、
少なくとも１つの第１ロータ（４）であって、ヘリコプタモードと飛行機モードとの間で、それぞれの第１軸（Ｂ）の周りを回転できると共に前記半翼（３）に対して前記第１軸（Ｂ）と一緒に第２軸（Ｃ）の周りで傾斜できるシャフト（６）を備えている第１ロータ（４）と、
を備え、
前記第１軸（Ｂ）は、前記ヘリコプタモードでの使用中は、前記転換式航空機（１）の縦方向（Ａ）に横断し、前記飛行機モードでの使用中は、前記縦方向（Ａ）に実質的に平行である、
転換式航空機において、
電力貯蔵装置（７０；８１、８２）と、
少なくとも１つの電気機械（７１）と、
を備え、
次いで、前記電気機械（７１）は、
前記貯蔵装置（７０；８１、８２）に電気的に接続されているステータ（７２）と、
前記第１ロータ（４）のシャフト（６）に接続されている第２ロータ（７３）と、
を備え、
前記電気機械（７１）は、
前記貯蔵装置（７０；８１、８２）に貯蔵された電力を使用することによって、前記第１ロータ（４）を回転駆動する電気モータ、または
風の流れの作用により、前記第１ロータ（４）の回転を引き起こすことにより、前記貯蔵装置（７０；８１、８２）を再充電する電力生成器、
として作動でき、
前記第１ロータ（４）は、前記転換式航空機（１）が地上にあって前記貯蔵装置（７０；８１、８２）の再充電が必要なときに、風の流れに面する方向に、前記第２軸（Ｃ）の周りで傾斜可能である、
転換式航空機。
【請求項２】
前記第２シャフト（６）と前記第１ロータ（４）は直接、互いに接続されている、
請求項１に記載の転換式航空機。
【請求項３】
前記電気機械（７１）は、電力生成器として作動するときは、前記貯蔵装置（７０）を充電する一方で、第１ロータ（４）の前記回転運動を減速させる制動手段を画定する、
請求項１または２に記載の転換式航空機。
【請求項４】
前記電気機械（７１）は、使用中は、が前記第１軸（Ｂ）に平行な主要素を有する磁束を生成する軸方向磁束電気機械である、
請求項１〜３のいずれか１項に記載の転換式航空機。
【請求項５】
前記電気機械（７１）は、ブラシのない電気機械である、
請求項１〜４のいずれか１項に記載の転換式航空機。
【請求項６】
前記電気機械（７１）は、
前記第２ロータ（７３）と一体的に可動な少なくとも１つの永久磁石（７６）と、
前記ステータ（７２）に嵌合し、前記永久磁石（７６）に磁気的に結合され、かつ前記貯蔵装置（７０；８１、８２）により電力供給できる少なくとも１つのコイル（７５）と、
を備える、
請求項１〜５のいずれか１項に記載の転換式航空機。
【請求項７】
前記第１ロータ（４）の前記シャフト（６）に直接接続されている、それぞれの第１ロータ（４）を備えている２つの前記電気機械（７１）を備える、
請求項６に記載の転換式航空機。
【請求項８】
前記転換式航空機であって、
前記第１ロータ（４）と前記電気機械（７１）とを備える共通コアと、
前記共通コアに選択的に接続できる前記貯蔵装置（７０；８１、８２）を備えるモジュールと、
を備え、
前記貯蔵装置（７０；８１、８２）は、
電気バッテリ（８１）、または
ハイブリッドバッテリ（８２）と、前記ハイブリッドバッテリ（８２）に接続されている内燃機関（８３）と、
のいずれかを備える、
請求項１〜７のいずれか１項に記載の転換式航空機。
【請求項９】
前記内燃機関は、ディーゼルエンジンである、
請求項８に記載の転換式航空機。
【請求項１０】
前記シャフト（６）に対して関節接続されている複数のブレード（２７）と、
前記半翼（３）に対して可動な少なくとも１つのエレボン（４０）と、
伸展または後退できる少なくとも１つの着陸装置（９）と、
前記シャフト（６）に対して、前記第１ロータ（４）の、それぞれの前記ブレード（２７）の位置を変更するための、少なくとも１つの第１アクチュエータ（１００）と、
それぞれの第２軸（Ｃ）の周りの前記第１ロータ（４）の傾斜を制御するための少なくとも１つの第２アクチュエータ（５２）と、
前記半翼（３）に対して、前記エレボン（４０）の位置を制御するための、少なくとも１つの第３アクチュエータと、
前記着陸装置（９）の伸展及び後退を制御するための更なる少なくとも１つの第４アクチュエータと、
のいずれか又はこれらの任意の組み合わせを備え、
前記第１、第２、第３、および第４アクチュエータ（１００、５２）は、電気機械式アクチュエータである、
請求項１〜９のいずれか１項に記載の転換式航空機。
【請求項１１】
転換式航空機（１）の作動方法であって、
前記転換式航空機（１）は、
一対の半翼（３）と、
少なくとも１つの第１ロータ（４）であって、ヘリコプタモードと飛行機モードとの間で、それぞれの第１軸（Ｂ）の周りを回転できると共に前記半翼（３）に対して前記第１軸（Ｂ）と一緒に第２軸（Ｃ）の周りで傾斜できる第１ロータ（４）と、
を備え、
前記第１軸（Ｂ）は、前記ヘリコプタモードにおいて、使用中は、前記転換式航空機（１）の縦方向（Ａ）に横断し、前記飛行機モードにおいて、使用中は、前記縦方向（Ａ）に実質的に平行であり、
前記方法は、
電気機械（７１）を、電力貯蔵装置（７０；８１、８２）に貯蔵されている電力を使用することによって、前記第１ロータ（４）を回転駆動するための電気モータとして作動させるステップと、
前記電気機械（７１）を、前記貯蔵装置（７０；８１、８２）を再充電するための電力生成器として作動させるステップと、
を含み、
前記電気機械（７１）を電力生成器として作動させるステップは、前記第１ロータ（４）を回転駆動するために風力エネルギを使用するステップを含み、
前記転換式航空機（１）は、
前記電力貯蔵装置（７０；８１、８２）と、
前記少なくとも１つの電気機械（７１）と、
を備え、
前記電気機械（７１）は次いで、
前記貯蔵装置（７０；８１、８２）に電気的に接続されているステータ（７２）と、
前記第１ロータ（４）に接続されている第２ロータ（７３）と、
を備える、
前記方法において、
所与の角度で前記第１ロータ（４）を、前記第２軸（Ｃ）の周りで傾斜させるステップを、前記転換式航空機（１）が地上にありかつ前記貯蔵装置（７０；８１、８２）の再充電が必要なときに、前記電気機械（７１）を電気モータとして作動させる前記ステップの前に含み、
前記所与の角度は、前記風の流れの主方向に関連付けられている、
方法。
【請求項１２】
前記電気機械（７１）を電力生成器として作動させる前記ステップは、前記第１ロータ（４）にブレーキをかけるステップを含む、
請求項１１に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、転換式航空機、つまり、調整可能なロータを有するハイブリッド航空機であって、ロータが、それら軸体を航空機の縦軸に実質的に平行になるように位置する「飛行機」構成と、ロータが、それらの軸体を航空機の縦軸に実質的に垂直且つ交差するように位置する「ヘリコプタ」構成を選択的に取ることができ、それにより、固定翼のターボプロップ（プロペラ）エンジン航空機とヘリコプタの利点を組み合わせた転換式航空機に関する。
【背景技術】
【０００２】
上述したようなロータを調整する機能により、転換式航空機をヘリコプタのように離着陸させること、つまり、滑走路および極端に急勾配の軌道を不要にし、地上の騒音を最小限に抑え、例えば、市街地エリアにおいてさえも離着陸が可能になり；ほぼ５００ｋｍ／時の巡航速度を達成および維持可能で、または、ヘリコプタのほぼ３００ｋｍ／時の巡航速度よりも速い任意の速度での巡航が可能で、典型的な巡航高度は、ヘリコプタのほぼ倍の７５００ｍが可能な飛行機のように飛行することを可能にし、転換式航空機が、ほとんどの雲の形成および大気圏の乱流の上方を飛ぶことを可能にする。
【０００３】
言い換えれば、従来のヘリコプタに対して、転換式航空機は、ほぼ倍の巡航速度と；所与の有効積載量（ペイロード：ｐａｙｌｏａｄ）および燃料供給に対して、実質的に倍の飛行距離と実質的に倍の飛行時間が可能で、そのため、より安価に操作することを可能にし；２倍以上の巡航高度を有し、そのため、飛行中のほとんどにおいて、天候条件（雲、乱流）に影響されないという利点を有している。一方、従来の航空機に対しては、転換式航空機はホバリング（空中停止状態）が可能であり、限られたスペース、市街地エリアにおいてさえも、離着陸が可能であるという利点を有している。
【０００４】
知られている転換式航空機は実質的に、機体と、機体の互いに対向する両側部において突出している一対の半翼と、それぞれのロータを格納し、それぞれのロータと共に、それぞれの半翼に対して回転する一対のナセル（ｎａｃｅｌｌｅｓ）と、を備えている。
【０００５】
各ナセルは、それぞれのモータ／ロータアセンブリを格納しており、従って、このモータ／ロータアセンブリは、対応する半翼に対してナセルと共に回転する。
【０００６】
詳細には、各ナセルは下記を備えている：
-  ガスタービンと；
-  ガスタービンを、それぞれのロータに機械的に接続する機械式トランスミッション。
【０００７】
各機械式トランスミッションは、ガスタービンの、より速い回転速度を、ロータの効率的な操作に必要な、より遅い回転速度に変換するように構成されている。
【０００８】
この目的のため、機械式トランスミッションは、複数のギヤボックスと、シャフトと、ベアリングと、を備えている。
【０００９】
結果として、機械式トランスミッションは、転換式航空機の重量と、複雑さと、保守の必要性を増大させる。
【００１０】
上記に示した、機械式トランスミッションの存在に関連するすべての欠点を削減するために、特許文献１は、下記を備えているヘリコプタを開示している：
-  メインロータと；
-  メインロータを回転駆動するための第１電気モータと；
-  テールロータと；
-  テールロータを駆動するための第２電気モータ。
【００１１】
電気モータは、バッテリ、ハイブリッド電源などのような機上電源により電力が供給される。
【００１２】
しかし、機上電源は定期的に再充電する必要がある。
【００１３】
近年、大気汚染および気候変化の環境問題に注目が集まっている。
【００１４】
結果として、産業界においては、再生可能エネルギ、特に風力エネルギを使用して機上電源を再充電する必要性が感じられる。不幸にして、風力エネルギは、風の流れの向きが変動するので、集積することが特に困難である。
【００１５】
知られている転換式航空機はまた、ロータの角速度を減速および停止するための機械式ブレーキも備えている。しかし、機械式ブレーキは重量があり、維持費が高い油圧システムを備えている。更に、機械式ブレーキは、大量のエネルギを無駄な熱として消散する。
【００１６】
産業界においては、高価で複雑な構成要素を必要とせず、および／または、同時に熱として無駄にされる運動エネルギの量を削減するようにロータにブレーキをかける必要性が感じられる。
【００１７】
更に、可能な限り大きなナセルのサイズと重量を含む必要性が感じられる。
【００１８】
また、異なる推進パッケージに容易に適合できるモジュラー転換式航空機を製造する必要性も感じられる。
【００１９】
知られている転換式航空機はまた、例えば、ロータを傾斜し、着陸装置を作動し、かつ／またはロータのブレードを制御するための、油圧式作動システムも広く使用している。油圧式作動システムは、転換式航空機上にオイルタンクを必要とし、維持費が高く、火災の危険性がある程度あり、オイルを大気環境中に放出する。
【００２０】
油圧式作動システムの使用に関連する欠点を、可能な限り克服する転換式航空機を製造する必要性が感じられる。
【先行技術文献】
【特許文献】
【００２１】
【特許文献１】国際公開第２００９／０７９０４９号
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【００２２】
本発明の目的は、上記の要求の少なくとも１つを、単純且つ費用をかけない方法で満足するように設計された転換式航空機を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【００２３】
本発明によれば、請求項１に記載の転換式航空機が提供される。
【００２４】
更に、本発明は、請求項１１に記載の転換式航空機の操作方法に関する。
【００２５】
本発明の、好適且つ非制限的な実施の形態が、付随する図を参照して、例として記載される。
【図面の簡単な説明】
【００２６】
【図１】飛行機モードにおける、本発明による転換式航空機の斜視図である。
【図２】ヘリコプタモードにおける、図１の転換式航空機の斜視図である。
【図３】ヘリコプタと飛行機モード間の遷移モードにおける、図１および２の転換式航空機の斜視図である。
【図４】第１作動構成における、図１〜３の転換式航空機の上面図である。
【図５】第２作動構成における、図１〜３の転換式航空機の上面図である。
【図６】図６の線ＶＩ−ＶＩに沿う、図４の第１構成要素の断面図である。
【図７】図６の線ＶＩＩ−ＶＩＩに沿う、図４の第１構成要素の断面図である。
【図８】第２作動構成における、図１〜３の転換式航空機の側面図である。
【図９】明確にするために部品を取り除いた、図１〜４の転換式航空機の更なる構成要素の斜視図である。
【図１０】図９の線Ｘ−Ｘに沿う、第４構成要素の断面図である。
【図１１】明確にするために部品を取り除いた、図１〜４の転換式航空機のそれぞれの構成要素の斜視図である。
【図１２】明確にするために部品を取り除いた、図１〜４の転換式航空機のそれぞれの構成要素の斜視図である。
【図１３】明確にするために部品を取り除いた、図１〜４の転換式航空機のそれぞれの構成要素の斜視図である。
【図１４】明確にするために部品を取り除いた、図１〜４の転換式航空機のそれぞれの構成要素の斜視図である。
【図１５】明確にするために部品を取り除いた、図１〜４の転換式航空機のそれぞれの構成要素の斜視図である。
【図１６】明確にするために部品を取り除いた、図１〜４の転換式航空機のそれぞれの構成要素の斜視図である。
【図１７】明確にするために部品を取り除いた、図１〜４の転換式航空機のそれぞれの構成要素の斜視図である。
【発明を実施するための形態】
【００２７】
図１〜３の参照番号１は、全体としての転換式航空機、つまり、飛行機モード（図１）またはヘリコプタモード（図２）での選択的な操作が可能なハイブリッド航空機を示している。
【００２８】
転換式航空機１は実質的に、下記を備えている：
-  転換式航空機１の縦方向Ａに沿って細長い機体２と；
-  機体２のそれぞれ反対側の側部上で突出している一対の半翼３と；
-  一対のロータ４。
【００２９】
より詳細には、機体２は、方向Ａに沿って互いに反対側で、転換式航空機１の互いに対向する端部を画定している前方端部１５および後方端部１６を有している。
【００３０】
機体２は下記も備えている（図６）：
-  コックピット３１を格納している前方部分１２と；
-  後方部分１３。
【００３１】
各ロータ４は実質的に下記を備えている：
-  ハウジング５と；
-  それぞれの軸Ｂの周りを回転可能に、ハウジングにより支持されているシャフト６と；
-  それぞれの軸Ｂの周りを、シャフト６と一体的に回転可能なオジーブ（頭部曲線部）１４。
【００３２】
各ロータ４はまた、複数の、示されている実施の形態においては３つのブレード２７も備え、ブレード２７は、ハブ２８を介在して、シャフト６に対して関節接続されている。
【００３３】
詳細には、ロータ４は、それぞれの軸Ｂの周りを反対方向に回転する。このようにして、転換式航空機１は、回転防止装置を必要としない。
【００３４】
図９を参照すると、方向Ａに平行で、軸Ｃに直交する面における機体２の横断面は、エーロフォイル（ａｉｒｆｏｉｌ）３５の形状とされている。
【００３５】
より正確には、エーロフォイル３５は下記を備える：
-  端部１５により画定されるリーディングエッジ（前縁）と；
-  端部１６により画定されるトレーリングエッジ（後縁）と；
-  端部１５、１６同士を接合する上部面３７と；
-  上部面３７の反対側の、端部１５、１６を接合する底部面３８。
【００３６】
上部面と底部面３７、３８は共に、示されている実施の形態においては凸状である。
【００３７】
上部面と底部面３７、３８は、示されている実施の形態においては、エッジ１５、１６を互いに接続している直線弦３９に対して対称である。
【００３８】
転換式航空機１はまた下記を備える：
-  機体２の部分１３から上方に突出しているＶ字形尾部７と；
-  半翼３の底部面から下方に突出している複数の着陸装置９。
【００３９】
各ロータ４はまた、それぞれの半翼３に対して、それぞれの軸Ｂと共に傾斜できる。特に、ロータ４と、それぞれの軸Ｂは、方向Ａに直交するそれぞれの軸Ｃの周りで傾斜する。
【００４０】
より正確には、ロータ４の軸Ｂは、転換式航空機１がヘリコプタモード（図２）で操作されるときは、方向Ａに実質的に直交している。
【００４１】
このようにして、転換式航空機１は「いわゆる」チルトロータ式転換式航空機となる。
【００４２】
ロータ４の軸Ｂは、転換式航空機１が飛行機モード（図１）で操作されるときは、方向Ａに実質的に平行である。
【００４３】
転換式航空機１は、それぞれの軸Ｃの周りで、それぞれのロータ４が傾斜できる、一対の貫通開口部８を画定している。
【００４４】
特に、各半翼３は、それぞれの開口部８を画定している。
【００４５】
各半翼３は実質的に下記を備えている：
-  リーディングエッジ（前縁）１０と；
-  エッジ１０とは反対側で、転換式航空機１が方向Ａに沿って前進するときに、エッジ１０の後ろで気流と相互作用するトレーリングエッジ（後縁）１１。
【００４６】
リーディングエッジ１０は、それぞれの反対側において、Ｖ字形尾部７から端部１５に進むときに、機体２に向かって収束する。
【００４７】
より正確には、エッジ１０間の、軸Ｃに平行に測定されたときの距離は、Ｖ字形尾部７から端部１５に進むときに減少する。
【００４８】
各リーディングエッジ１０は下記を備えている（図４と５）：
-  機体２のそれぞれの側において側方に突出している第１曲線ストレッチ（伸張部）４１と；
-  機体２の、それぞれの対向する側において、ストレッチ４１の延長部を画定している直線ストレッチ４２。
【００４９】
各トレーリングエッジ１１は下記を備えている：
-  方向Ｃに平行に、Ｖ字形尾部７の、それぞれの側部で延びている直線ストレッチ４３と；
-  曲線ストレッチ４４と；
-  ストレッチ４３に対してストレッチ４４と反対側で、方向Ｃに対して傾斜している直線ストレッチ４５。
【００５０】
トレーリングエッジとリーディングエッジ１１、１０の配置構造の結果、半翼３は「いわゆる」三角翼として構成されている。
【００５１】
対応するエッジ４２、４５は、方向Ａと軸Ｃにより画定される平面から上方に突出しており、それにより、機体２のそれぞれの対向する側に配置されている、それぞれのウィングレット（ｗｉｎｇｌｅｔ）１９を形成している。
【００５２】
各開口部８は、機体２と、それぞれの軸Ｃに平行なそれぞれのウィングレット１９との間に配置されており、方向Ａに平行なエッジ１０、１１の間に配置されている。
【００５３】
各開口部８は、軸Ｄの周りで延びており、示されている実施の形態においては円形である。
【００５４】
更に、各開口部８は、示されている実施の形態においては円形のエッジ２９を有している。
【００５５】
転換式航空機１が飛行機モード（図１）で操作されるときは、軸Ｂは、それぞれの軸Ｄに対して直交し、ロータ４は、それぞれの開口部８の互いに対向する上側および底側から突出する。
【００５６】
転換式航空機１がヘリコプタモード（図２）で操作されるときは、軸Ｂは、それぞれの軸Ｄに平行で、ロータ４は、それぞれの開口部８内に完全に埋め込まれている。
【００５７】
特に、転換式航空機１がヘリコプタモードで操作されるときは、軸Ｄに平行なロータ４の厚さは、軸Ｄに平行な、それぞれの開口部８の厚さ以下である。
【００５８】
各半翼３は下記を備えている（図４と５）：
-  それぞれの開口部８を画定している本体１７と；
-  機体２のそれぞれの対向する側で、本体１７に取外し可能に接続される一対の機側翼（機翼の先端に近い翼）１８。
【００５９】
結果として、転換式航空機１は下記の構成で操作できる：
-  翼１８が本体１７に接続され、機体２の対向する側において本体１７から突出している第１構成（図４）と；
-  翼１８が本体１７から除去されている第２構成（図５）。
【００６０】
より正確には、本体１７は機体２と、Ｖ字形尾部７と、開口部８と、を備えている。
【００６１】
本体１７はストレッチ４１と、ストレッチ４３、４４と、軸Ｃに直交する平面上にある一対の壁３２と、により境界を区切られている。
【００６２】
軸Ｃに直交する平面による本体１７の断面は、一対のエーロフォイル６０、６５を備えている。
【００６３】
エーロフォイル６０は、リーディングエッジ１０と、方向Ａに沿うエッジ２９の前方部分４７との間で境界を区切られている。
【００６４】
エーロフォイル６０は、エッジ１０と前方部分４７を接合している上部面６１と底部面６２を備えている。
【００６５】
エーロフォイル６０は、エッジ１１と前方部分４７を接合する直線弦６３について対称に延びている。
【００６６】
上部面と底部面６１、６２は、示されている実施の形態においては、両方とも凸状である。
【００６７】
エーロフォイル６５は、エッジ２９の後方部分４８と、方向Ａに沿うトレーリングエッジ１１との間で境界を区切られている。
【００６８】
エーロフォイル６５は、後方部分４８とトレーリングエッジ１１を接合する上部面６６と底部面６７を備えている。
【００６９】
上部面と底部面６６、６７は、示されている実施の形態においては、両方とも凸状である。
【００７０】
エーロフォイル６５は、エッジ１１と後方部分４８とを接合する直線弦６８に関して対称に延びている。
【００７１】
各翼１８は、それぞれのウィングレット１９を備え、互いに対向する側において、それぞれのストレッチ４２、４５により境界を区切られている。
【００７２】
各翼１８はまた、それぞれのウィングレット１９の互いに対向する側の壁３３により境界を区切られている。
【００７３】
各翼１８の壁３３は、本体１７のそれぞれの壁３２に取外し可能に接続されている。
【００７４】
各翼１８は、特に、ロール（機体の横揺れ）安定性を提供するために後退しており、所与の揚力量を得るために翼幅を削減している。
【００７５】
転換式航空機１はまた、それぞれのストレッチ４５上と、Ｖ字形尾部７のそれぞれの側上に配置されている一対のエレボン(昇降舵補助翼）４０も備えている。
【００７６】
エレボン４０は、軸Ｃに平行な軸Ｈの周りで、本体１７に蝶着されている。このようにして、エレボン４０は、水平飛行中に、ピッチ（機体の縦揺れ）とロール（機体の横揺れ）を制御するために、本体１７に対して上方および下方に移動できる。
【００７７】
転換式航空機１が航空機として作動しているときは、ロータ４が半翼３から突出しているという事実のために、エレボン４０に作用する気流速度は特に高く、そのため、エレボン４０の有効性を増大させている。
【００７８】
各ロータ４は下記を備えている：
-  それぞれのブレード２７に対してダクトの役割を果たす環状側板側板（ｓｈｒｏｕｄ）２０と；
-  それぞれの対向するエッジにおいて、それぞれの側板２０とハウジング５との間に介在されている複数のスポーク３０。
【００７９】
このようにして、転換式航空機１がヘリコプタモードから飛行機モードへ、またはその逆に遷移するときに、側板２０とスポーク３０は、それぞれの軸Ｃの周りを、各ロータ４のブレード２７と一体的に回転する。
【００８０】
これとは反対に、側板２０とスポーク３０は、各ロータ４の軸Ｂに対しては固定されている。
【００８１】
より詳細には、各側板２０は、それぞれの軸Ｂの周りで延びており、それぞれ軸Ｂに直交する、それぞれの軸Ｅ方向に厚さを有している（図９と１０）。
【００８２】
各側板２０は下記を備えている：
-  方向Ｂに沿って互いに対向する側のリーディングおよびトレーリングエッジ２１、２２と；
-  エッジ２１、２２を接合する上部面２３と；
-  上部面２３とは反対側で、エッジ２１、２２を接合する底部面２４。
【００８３】
図６と７から明らかなように、それぞれの軸Ｅ、Ｂにより画定される面における側板２０の断面は、エーロフォイル２５として構成されている。
【００８４】
言い換えれば、上部面２３と底部面２４は、リーディングエッジ２１およびトレーリングエッジ２２を接合する弦２６に対して非対称である。
【００８５】
詳細には、上部面２３と底部面２４の両方は凸状である。
【００８６】
更に、エーロフォイル２５の厚さ、つまり、方向Ｆに沿って測定されたときの上部面２３と底部面２４との間の距離は、リーディングエッジ２１からトレーリングエッジ２２に進むときに、最初は増加してその後は減少する。
【００８７】
ロータ４は、それぞれの軸の周りを、互いに独立して傾斜できる。
【００８８】
詳細には、転換式航空機１は下記を備えている：
-  それぞれのロータ４に接続され、それぞれの軸Ｃの周りでロータ４を傾斜させるように構成されている一対のアクチュエータ５２と；
-  アクチュエータ５２を互いに独立して制御し、それによりロータ４が互いに独立して、それぞれの軸Ｃの周りで傾斜できるように構成されている飛行制御システム４９（図１１では模式的にのみ示されている）。
【００８９】
その結果、各アクチュエータ５２は下記を備えている：
固定部分５３と；
部分５３に対して、方向Ａに平行にスライドできるラム５４と；
ラム５４に対して軸Ｃに平行な軸の周りに蝶着されている第１端部５６と、ロータ４の側板２０と共に一体的に軸Ｃの周りで傾斜する端部５８を有するロッド５５。
【００９０】
各アクチュエータ５２はまた、方向Ａに平行なラム５４の動きを制御するための制御装置５１も備えている。
【００９１】
その結果、制御装置５１は、複数の飛行およびミッション（任務飛行）パラメータに基づいて飛行制御システム４９により制御される。
【００９２】
固定部分５３に対するラム５４を動きは、電気モータ（図示せず）により引き起こされる。
【００９３】
更に、各アクチュエータ５２は、それぞれの軸Ｃに平行に延びているバー５９を備えている。
【００９４】
各アクチュエータ５２のバー５９は下記を備えている（図１１と１２）：
-  ロッド５５の端部５８と統合されている端部９０と；
-  端部９０と反対側で、側板２０に嵌合している端部９１。
【００９５】
より正確には、転換式航空機１は、それぞれのスポーク３０を側板２０に接続するための複数の接続要素９２（その１つのみが図１２に示されている）を備えている。
【００９６】
詳細には、各接続要素９２は、それぞれのスポーク３０に嵌合されている一対の壁９４と、側板２０の周辺部分に嵌合されかつバー５９の端部９１に結合されている中心部分９５と、を備えている。
【００９７】
特に、各端部９１と、対応する中心部分９５は、溝付き取り付け具を使用して結合されている。
【００９８】
詳細には、中心部分９５と、バー５９の端部９１は、側板２０により画定されているキャビティ内に部分的に格納されている（図１２）。
【００９９】
ヘリコプタモードから開始して、各アクチュエータ５２は、端部１５または端部１６に向けて、それぞれのロータ４を傾斜できる。
【０１００】
言い換えれば、ヘリコプタモードから飛行機モードへの遷移の間、各アクチュエータ５２は、軸Ｄに対して、前方へまたは後方に向けて、それぞれのロータ４を傾斜できる。
【０１０１】
有利には、転換式航空機１は、：
-  電力貯蔵装置７０と；
-  ２対の電気機械７１；
を備えており（図１３〜１６）、
次いで、各電気機械７１は、貯蔵装置７０に電気的に接続されているステータ７２と、それぞれのロータ４のシャフト６に接続されているロータ７３と、を備え、
各電気機械７１は、下記のものとして作動できる：
-  貯蔵装置７０に蓄積されている電力を使用して、それぞれの軸Ｂの周りに、それぞれのシャフト６を直接回転駆動する電気モータ；または、
-  風力エネルギを使用して、ロータ４の回転を引き起こすことにより、貯蔵装置７０を再充電するための電力生成器。
【０１０２】
詳細には、転換式航空機１は、着陸が完了した後は、飛行機モードに構成でき、ロータ４は、風の流れの主な方向に面するように傾斜される。
【０１０３】
そのような条件では、ブレード２７に作用する風の流れは、シャフト６の回転を引き起こす。
【０１０４】
従って、電気機械７１は、貯蔵装置７０内に貯蔵される電流を生成する。
【０１０５】
特に、ロータ７３は、シャフト６に直接接続されている。
【０１０６】
本明細書では、「直接接続されている」という表現は、ロータ７３とシャフト６の間に伝達システムが介在されていないことを示すために使用されている。従って、シャフト６と、それぞれのロータ７３の軸Ｂの周りの角速度は等しい。
【０１０７】
詳細には、電気機械７１が電気モータとして作動するときは、電気機械７１には、貯蔵装置７０により電流が供給される。
【０１０８】
詳細には、各電気機械７１のステータ７２は、それぞれのロータ４のハウジング５内に嵌合され、各電気機械７１のロータ７３は、ステータ７２により回転可能に支持されている（図１３）。
【０１０９】
各電気機械７１のステータ７２は、それぞれの軸Ｂに沿って細長くなっていると共に角度的に離間されている複数のシート１２１を画定している環状本体１２０を備えている。特に、各電気機械７１のシート１２１は、それぞれの軸Ｂに対して半径方向に延びている。
【０１１０】
ステータ７２はまた、螺旋スロット７８（図１３には示されず、図１４のみに示されている）を画定している磁気コア７９も備えている。
【０１１１】
コア７９は、本体１２０内に格納され、スロット７８は、軸Ｂに対して環状である。
【０１１２】
各電気機械７１のロータ７３は、それぞれのステータ７２の、それぞれの反対側の軸方向側に配置されている一対の環状プレートを備えている。
【０１１３】
電気機械７１は、示されている実施の形態においては、軸方向磁束ブラシレス電気機械、つまり、主に軸Ｂの周りに延びている磁束を生成するタイプである。
【０１１４】
各電気機械７１はまた、下記を備えている：
-  コア７９に巻かれ、スロット７８内に格納され、使用中は、貯蔵装置７０により交流が供給される複数のコイル７５と；
-  ロータ７３と角度的に統合されると共に、ロータ７３のプレートと本体１２０との間に軸方向に介在されて、コイル７５により生成される磁場により、それぞれの軸Ｂの周りで回転駆動される複数の永久磁石７６。
【０１１５】
各電気機械７１の永久磁石７６は、それぞれの軸Ｂの周りで、等角度間隔で配置されている。
【０１１６】
各ロータ４の電気機械７１は、シャフト６に関して直列に配置されている。言い換えれば、軸Ｂの周りでシャフト６に加えられるトルクの全体は、各電気モータ７１により加えられるトルクの合計と等しい。
【０１１７】
コイル７５は、ワイヤを使用して、貯蔵装置７０に電気的に接続されている。
【０１１８】
貯蔵装置７０は下記を備えることができる（図１５と１６）：
-  １台または２台以上の電気バッテリ８１；または
-  ハイブリッドバッテリ８２と、前記ハイブリッドバッテリ８２に接続されている内燃機関８３。
【０１１９】
図１５に示されている実施の形態においては、内燃機関８３はハイブリッドバッテリ８２を再充電する。特に、内燃機関８３は、ディーゼルエンジンであり、タンク８４を備えている。
【０１２０】
従って、転換式航空機１は下記により形成されている：
-  結果として、半翼３と、機体２と、ロータ４と、電気機械７１と、を備えている共通コアと；
-  選択的に前記共通コアに接続できる、貯蔵装置７０を備えているモジュール。
【０１２１】
貯蔵装置７０は、示されている実施の形態においては、リチウムイオンバッテリである。
【０１２２】
転換式航空機１はまた、貯蔵装置７０から電力を受け取り、電気機械７１に入力される電力を規制して、ロータ４のシャフト６の動きを制御するモータコントローラ１３０（図１５と１６）も備えている。
【０１２３】
詳細には、モータコントローラ１３０は、貯蔵装置７０により直流電流が供給され、この直流電流を交流電流に変換して、電気機械７１に交流電流を供給する。
【０１２４】
電気機械７１はまた、それぞれのシャフト６の制動フェーズの間、特に、転換式航空機１が着陸後に地上にあるときは、電気生成器として作動することもできる。
【０１２５】
この条件においては、電気機械７１は、バッテリ８１またはバッテリ８２を再充電するために使用される電流を生成する。言い換えれば、電気生成器として操作されるときは、電気機械７１は、それぞれのロータ４のシャフト６を減速させるための制動手段を画定する。
【０１２６】
アクチュエータ５２とバッテリ８１（または８２）は、機体２の部分１３に配置されている。
【０１２７】
機体２は、ペイロードパレット（ｐａｙｌｏａｄ  ｐａｌｌｅｔ）および／またはセンサパッケージを格納することができる。
【０１２８】
転換式航空機１はまた（図１７）、各ロータ４に対して、ハウジング５と、それぞれのブレード２７の間に介在されている３つの可変長アクチュエータ１００も備えている（図１７）。
【０１２９】
詳細には、各ブレード（図１７において模式的にのみ示されている）は、それぞれの軸Ｇに沿って延び、それぞれの基部接続要素９９により、ハブ２８に接続されている。
【０１３０】
各接続要素９９は、それぞれの軸Ｇに対して偏心しているＣ字形付属物１０１を備えている。
【０１３１】
各アクチュエータ１００は、ハウジング５に接続されている第１端部１０２と、それぞれのブレード２７の付属物１０１に接続されている第２端部１０３を有している。
【０１３２】
各アクチュエータ１００の端部１０３はまた、端部１０２に対してスライドできる。
【０１３３】
このようにして、アクチュエータ１００は、それぞれの軸Ｇの周りで、それぞれのブレード２７の回転を引き起こす。
【０１３４】
従って、各ブレード２７の迎え角（ａｎｇｌｅ  ｏｆ  ａｔｔａｃｋ）は変更される。
【０１３５】
特に、アクチュエータ１００は両方とも下記を変更できる：
-  すべての関連するブレード２７の迎え角度、つまり、いわゆる「コレクティブピッチ（ｃｏｌｌｅｃｔｉｖｅ  ｐｉｔｃｈ）」と；
-  軸Ｂの周りの回転中の、それぞれのブレード２７の迎え角の周期変動、つまり、いわゆる「サイクリックピッチ（ｃｙｃｌｉｃ  ｐｉｔｃｈ）」。
【０１３６】
各アクチュエータ１００はまた、所与の力を、それぞれのブレード２７に加えて、このブレード２７の変動を抑制するためにも使用できる。
【０１３７】
示されている実施の形態においては、アクチュエータ１００は電気機械式である。言い換えれば、アクチュエータ１００は油圧回路又はオイルタンクを備えていない。
【０１３８】
転換式航空機はまた下記を備えている：
-  エレボン４０の傾斜を制御するための更なる（図示せず）第１アクチュエータ；および／または、
-  着陸装置９の動きを制御するための更なる第２アクチュエータ（図示せず）。
【０１３９】
第１および第２アクチュエータもまた、完全に電気機械式アクチュエータである。
【０１４０】
転換式航空機１の作動を、転換式航空機１がヘリコプタモードで作動され、翼１８が、機体２と半翼３から形成されている本体１７に接続されている状況から開始して記述する。
【０１４１】
この構成は、転換式航空機１の離陸および／または着陸の典型である。
【０１４２】
揚力の増大した値が必要なときに、翼１８は本体１７に接続される。
【０１４３】
特に、転換式航空機１がヘリコプタモードで操作されるときは、軸Ｂは方向Ａに直交し、軸Ｄに平行である。更に、ロータ４と、それぞれの側板２０は、それぞれの開口部８内に完全に埋め込まれている。言い換えれば、ロータ４と側板２０の厚さは、対応する軸Ｄに平行な、それぞれの開口部８のサイズに含まれている。
【０１４４】
ロータ４は、それぞれの軸Ｃの周りを、互いに反対方向に回転し、それにより、ロータ４により転換式航空機１に加えられるトルクの均衡が保たれる。
【０１４５】
詳細には、各ロータ４のシャフト６は、この場合は電気モータとして作動する、それぞれの一対の電気機械７１により、関連する軸Ｂの周りで回転駆動される。
【０１４６】
非常に簡単に言えば、コイル７５は、貯蔵装置７０により交流電流が供給されて、永久磁石７６上に可変磁束を生成する。
【０１４７】
結果として、永久磁石７６と、従って、ロータ７３とシャフト６は、それぞれの軸Ｂの周りで回転駆動される。
【０１４８】
アクチュエータ１００は、下記の両者のために使用される：
-  すべてのそれぞれのブレード２７の迎え角を変更して、それにより、いわゆる「コレクティブピッチ」を変更すること；および／または、
-  軸Ｂの周りの回転中に、それぞれのブレード２７の迎え角の周期変動を変更し、それにより、いわゆる「サイクリックピッチ」を変更すること。
【０１４９】
転換式航空機１がヘリコプタモードで操作されるときは、一方のロータ４を機体２の端部１５に向けて傾斜し、他方のロータ４を機体２の端部１６に向けて傾斜させることにより、ヨーイング（機首の左右への振れ）は制御される。
【０１５０】
このようにして、ロータ４は、大きさが同じで方向が互いに反対の、方向Ａに平行なそれぞれの力を生成する。結果として、転換式航空機１はヨーイングすることができる。
【０１５１】
詳細には、飛行制御システム４９は、それぞれのロータ４を、それぞれの軸Ｃの周りで、互いに独立して傾斜するアクチュエータ５２を制御する。
【０１５２】
各制御ユニット５１は、方向Ａに平行なラム５４のスライドを制御する。
【０１５３】
ラム５４の並進は、ロッド５５の回転を引き起こし、そのため、それぞれの軸Ｃの周りの、それぞれのロータ４と側板２０の回転を引き起こす。
【０１５４】
転換式航空機１を飛行機モードで操作することが必要なときは、アクチュエータ５２はロータ４と、それぞれの側板２０を、それぞれの軸Ｃの周りに、端部１５に向けて傾斜させる。
【０１５５】
転換式航空機１を飛行機モードで操作するときは、ロータ４と側板２０は、部分的に関連する半翼３の上方に突出し、部分的に半翼３の下方に突出する。
【０１５６】
このようにして、ロータ４により生成された気流は、ロータ４の下に配置されている半翼３の部分と、エレボン４０の両方に当たる。
【０１５７】
更に、飛行機モードで操作されているときは、転換式航空機１は、方向Ａを、水平面に対してわずかに傾斜させて飛行し、それにより気流は、エーロフォイル３６、６０、６５の弦３９、６３、６８との間に、ゼロでない角を画定する。
【０１５８】
揚力の大半は、翼１８により供給される。揚力の残りの部分は、機体２と、それぞれのロータ４に対してダクトの役割を果たす側板２０とにより供給される。
【０１５９】
ウィングレット１９は、転換式航空機１の全体的な空気力学的効率を高める。
【０１６０】
水平飛行中、ロール（機体の横揺れ）とピッチ（機体の縦揺れ）は、エレボン４０を軸Ｈの周りに回転することで制御される。詳細には、エレボン４０は、互いに独立して制御できる。
【０１６１】
Ｖ字形尾部７は、図示されていない、可動垂直表面により、水平飛行における縦方向の安定性を確保する。
【０１６２】
ロータ４は、着陸後で、航空機が地上にあるときは、電気機械７１を電気モータの代わりに、交流電気生成器として作動させることにより制動可能である。
【０１６３】
このようにして、ロータ４と、従って、シャフト６の減速により、バッテリ８１（または８２）が再充電される。
【０１６４】
ミッション（任務飛行）プロファイルが、転換式航空機１をほとんどヘリコプタモードで作動することを要求する場合には、前述した転換式航空機１の作用を変更することなく、翼１８が本体１７から取り外される。
【０１６５】
転換式航空機１が飛行機モードで操作されるときは、軸Ｂを、方向Ａに実質的に平行にして、両方のロータ４を端部１６に向けて傾斜することで、後方に移動可能である。
【０１６６】
転換式航空機１が地上にあり、貯蔵装置７０を再充電する必要があるときは、ロータ４は、風に流れに面する方向に、それぞれの軸Ｃの周りで傾斜される。
【０１６７】
この段階において、風の流れは、ロータ４のシャフト６を回転駆動し、その結果、ステータ７２に対しての、電気機械７１のロータ７３の回転が引き起こされる。
【０１６８】
言い換えれば、電気機械７１は、貯蔵装置７０を再充電する電力生成器として作動する。
【０１６９】
本発明に係る転換式航空機１の利点は、前述の記載で明確になるであろう。
【０１７０】
特に、一方では、転換式航空機１は、重量のある複雑な機械式トランスミッションを必要としない。他方では、バッテリ８１、８２は、風力エネルギのような再生可能なエネルギ源を使用することによって再充電できる。
【０１７１】
実際、転換式航空機１が地上にあるときは、ロータ４を、風の方向に面するように軸Ｃの周りに傾けることができる。
【０１７２】
この条件においては、風の流れがロータ４のシャフト６を回転駆動し、次いで、ステータ７２に対する電気機械７１のロータ７３の回転を引き起こす。
【０１７３】
結果として、電気機械７１は、電力生成器として作動し、電気バッテリ８１、８２は、風力エネルギのような再生可能エネルギを使用することによって再充電される。
【０１７４】
ロータ４を、関連する軸Ｃの周りで傾斜でき、そのため、風からエネルギを集めるための最適な位置に選択的に配置できるので、バッテリ８１、８２は、風力エネルギを使用することによって効率的に再充電できるということに言及しておくことは重要である。
【０１７５】
反対に、本明細書の導入部分で開示したヘリコプタのロータは傾斜できず、それ自体の固定軸の周りを単に回転できる。結果として、このロータを、風からエネルギを集めるための所与の最適な位置に選択的に配置できないため、風力エネルギ収集の実現を実際上不可能にしている。
【０１７６】
更に、電気機械７１は、例えば、着陸後で転換式航空機１が地上にあるときに、ロータ４の回転速度を減少させる必要があるときもまた、電力生成器として使用される。
【０１７７】
このようにして、転換式航空機１はもはや重量のある複雑な機械式ブレーキを必要とせず、ロータ４にブレーキがかけられるとき、大量のエネルギが、無駄な熱として散逸されることはなくなる。更に、ブレーキをかけている間に電気機械７１により生成される電力は、バッテリ８１、８２を再充電するために使用される。
【０１７８】
各ロータ４のシャフト６は、それぞれの電気機械７１の２つのロータ７３に直接接続されている。言い換えれば、２つの電気機械７１は、各シャフト６を基準にして「直列」に配置されている。
【０１７９】
このようにして、転換式航空機１は、電気機械７１の１つが故障した場合における冗長性を提供する。実際、この場合は、残っている電気機械７１により提供される電力は、転換式航空機１が飛行機モードで滑空することを可能にするために十分である。
【０１８０】
更に、２つの電気機械７１が直接同じシャフト６を回転駆動しているので、ステータ７２の直径を削減できる。
【０１８１】
更に、電気機械７１は軸方向磁束電気機械である。従って、生成される電力と重量との間の比は特に高い。
【０１８２】
電気機械７１は、電気バッテリ８１またはハイブリッドバッテリ８２により電気を供給できる。
【０１８３】
このようにして、転換式航空機１は、すべて電気の構成から、ハイブリッドなディーゼル電気構成に容易且つ選択的に切り替えられる。
【０１８４】
最後に、アクチュエータ５２、１００と、エレボン４０と着陸装置９とを制御するための更なるアクチュエータとはすべて、油圧構成要素を一切含まない電気機械式アクチュエータである。
【０１８５】
従って、転換式航空機１の全体の重量と保守費用は大幅に削減される。
【０１８６】
しかし、明白なことであるが、ここで記述され、例示された転換式航空機１に対しては、付随する請求項において定義される本発明の範囲を逸脱することなく変更を加えることができる。
【０１８７】
特に、転換式航空機１は、１つのみの開口部８内で軸Ｃの周りに傾斜できる１つのみのロータ４を備えることもできる。この場合は、図示されていない回転防止装置が転換式航空機１に存在することになる。
【図１】
2013032148.tif 000003
【図２】
2013032148.tif 000004
【図３】
2013032148.tif 000005
【図４】
2013032148.tif 000006
【図５】
2013032148.tif 000007
【図６】
2013032148.tif 000008
【図７】
2013032148.tif 000009
【図８】
2013032148.tif 000010
【図９】
2013032148.tif 000011
【図１０】
2013032148.tif 000012
【図１１】
2013032148.tif 000013
【図１２】
2013032148.tif 000014
【図１３】
2013032148.tif 000015
【図１４】
2013032148.tif 000016
【図１５】
2013032148.tif 000017
【図１６】
2013032148.tif 000018
【図１７】
2013032148.tif 000019
【外国語明細書】
2013032148000001.pdf