(57)【要約】本発明は、胴体（Ｆ）、胴体（Ｆ）の両側に配置した翼一組（Ａ1、Ａ2）、胴体の端のひとつに水平位置に設置したダクテッドファン（1）を最低1基並びに第1および第2ナセル（Ｎ1、Ｎ2）を含む、転換式航空機に関するものである。第1および第2ナセル（Ｎ1、Ｎ2）は、各翼（Ａ1、Ａ2）の端にそれぞれ配置され、ダクテッドファン（Ｒ1、Ｒ2）をそれぞれに含み、胴体に対して傾斜して取り付けられ、第1ナセル（Ｎ1）のダクテッドファン（Ｒ1）の出口および第2ナセル（Ｎ2）のダクテッドファン（Ｒ2）の出口にそれぞれ配置された第1および第2可動フラップ（Ｖ1，Ｖ2）を最低含む。本発明による航空機は、ヘリコプターおよび飛行機を伴う、特に市民の安全、非常および公共または民間交通機関といった任務をはじめとする、全ての適用のために有益な解決策を表すものである。
2016501773.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
胴体（Ｆ）、および胴体（Ｆ）の両側の翼一組（Ａ1、Ａ2）並びに各翼（Ａ1，Ａ2）の端にそれぞれ配置された第1および第2ナセル（Ｎ1，Ｎ2）を含み、各ナセルがダクテッドファン(R1、R2)を含み、ナセルは胴体（Ｆ）に対して傾斜して備えられ、ナセルは第1ナセル（Ｎ1）のダクテットファン（Ｒ1）の出口および第2ナセル（Ｎ2）のダクテットファン（Ｒ1）の出口にそれぞれ備えられた第1および第2可動式フラップを最低含み、胴体（Ｆ）の端の1つに水平位置に設置されたダクテッドファン1を最低1基含むことで特徴づけられ、最低ひとつの開口部（Ｅ1、Ｅ2）という方法で胴体（Ｆ）の上から空気が供給する胴体（Ｆ）に設置された熱動機（Ｍ）を最低1基含み、その排気ガスは最低ひとつの開口部（Ｈ）から胴体（Ｆ）の上に排出される。
【請求項２】
本転換式航空機に応じて当該翼（Ａ1、Ａ2）が上の位置にある、請求項1に記載の転換式航空機。
【請求項３】
胴体（Ｆ）の両側に位置するカナード型（Ｗ1，Ｗ2）翼2枚を含む、前記請求項のいずれか1項に記載の転換式航空機。
【請求項４】
それぞれに昇降舵（Ｐ2）を最低ひとつおよび方向舵を最低ひとつ装備した水平安定板（Ｓ2）を最低1枚および垂直安定板（Ｄ3）を最低1枚備える尾翼を含む、前記請求項のいずれか1項に記載の転換式航空機。
【請求項５】
転換式航空機の中で、最低ひとつの熱機関が機械伝達装置によってナセル（Ｎ1、Ｎ2）の中に位置した回転翼（Ｒ1、Ｒ2）を駆動する、前記請求項のいずれか1項に記載の転換式航空機。
【請求項６】
転換式航空機の中で、各ナセル（Ｎ1、Ｎ2）が各回転翼（Ｒ1、Ｒ2）のピッチを変化させる方法および出力のベベルギアボックスを受けるハウジング（4、5）を含む、前記請求項のいずれか1項に記載の転換式航空機。
【請求項７】
転換式航空機の中で、最低1基の電気発電機（Ｂ）が最低1基の熱機関(M)および最低ひとつの電気保管システムと連結し、ハウジング（4、5）内に組み込んだ電動機を電気で供給する方法を有する、請求項6による転換式航空機。
【請求項８】
転換式航空機の中で、各フラップ（Ｖ1、Ｖ2）がフラップが設置されているナセル（Ｎ1、Ｎ2）の内側のセクタ全てにほぼ及ぶ、前記請求項のいずれか1項に記載の転換式航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明はダクテッドファン転換式航空機にもたらす改良に関するものである。
これらの航空機は、胴体の両側に配置され、その全体を「ナセル」と呼ぶ傾斜するダクテッドファン2基を備える。ナセルの位置に応じて、本航空機はヘリコプター（「ヘリコプター」モデルと規定された）と同様に弱い並進速度で垂直に移動でき、飛行機（「飛行機」モデルと規定された」）と同様により高速の速度で平行に移動する能力を有する。
本航空機は、コンパクトでより静かで、より安定しており、ヘリコプターやダクト無しの回転翼転換式航空機よりも製造し易い多用途推進策を提案する利点を有するものである。
【背景技術】
【０００２】
これまで、ダクテッドファン転換式航空機のプロトタイプが数多く制作されたにもかかわらず、技術的な諸要因のために量産段階には至らなかった。
実際、空気の流れがダクトに衝撃を与えると、回転翼のダクトは揚力を発生させるため、本航空機の制御が不確かである。ヘリコプターモードと飛行機モードの切り替え時のダクト位置の変動が、実質上航空機の全体的抵抗と揚力の強度および分配を変更する。その変動は著しく、制御が微妙となる。制御システムおよび補正システムは既に構想されてはいる。実際には、こうしたシステムは、プロトタイプ段階を越えて量産化に達するには複雑すぎる、または十分有効でないことが明白となっている。
【０００３】
さらに、飛行機モードで一定の速度に達すると、ダクトの表面に大きな抵抗が生じるのは不可避であり、飛行機と比較してこれらの航空機のパフォーマンスを制限する。
最後に、ナセルの重量およびナセルに働く航空学的力は、その構造、つまり航空機の質量に不都合な影響を与える。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
よって、前記の障害を制限する、または最低1点解決したダクテッドファン転換式航空機を提案する必要が存在する。
より明確には、本発明の目的は、航空機認証の基準に適用し、量産・量販を検討できる、有効で信頼性があり、制御が改善されたダクテッドファン転換式航空機を提案することである。さらにその構成は、全ての飛行段階においてパフォーマンスを改善するようナセルを有益な大きさにすることが可能である。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
そのために、本発明に従い、胴体、胴体の前方または後方端に位置する「水平ファン」と呼ばれる固定水平ダクテッドファン最低1基、水平安定板および垂直安定板を据えた尾翼、胴体の両側に配置された翼を最低2枚、翼の端に配置された最低第1および第2ナセルを含む転換式航空機を想定する。これらのナセルとは、胴体を縦断する軸の周りに傾斜して取り付けられ、各ナセルは本航空機の制御を保証するよう各ダクテッドファンの出口に備えられたフラップおよびダクテッドファンを含む。
【発明の効果】
【０００６】
こうした構成の有益性は多様である。これにより、本航空機の停止中の均衡維持の際、2基のナセルと水平ファンにより飛行段階の水平プランにおいて完全な安定性を保証して、3つの支点を提案することができる。
さらに、水平ファンが備わっていることにより、広範囲にわたり本航空機の重心を変化させることができるため、荷重の縦分配が大変容易となる。
飛行の全段階で、ダクト出口のフラップは差動的に変化をつけることができる。フラップから独立して水平ファンの働きと組み合わされている操作により、どのような飛行段階においてもローリング、ヨーイング、ピッチングにある航空機の正確で取り分け簡単な補正および制御の可能性を提供する。特に、回転翼の回転軸が垂直から水平へと移行する切り替え段階で、ナセルの推力中心および重心が並ばない時、ファンは本航空機の前後軸の安定性を確保する。
【０００７】
制御システムの複雑さを最小限に抑えるため、信頼性が改善する。実際、傾斜ナセルひとつではこの種の航空機の推進および制御を検討することができないことは明白であり、各制御フラップに備わった2つのナセルは、ダクテッドファン転換式航空機としては最少の構成である。
【０００８】
さらに、ナセル出口に設けられたフラップにより、豊富な空気流の一部の取り入れができ、どのような飛行段階においても使用可能である。よって、前進速度がどうであれ本航空機の制御は絶えず保証することができる。 
また、翼が備えられているため、キャビンスペースを塞ぐことなく、ナセルの回転作動システム、動力伝達装置および燃料またはその他全てのエネルギー源を同時に設けることができる。 
最後に、一般的な本構成は古典的飛行機に近く、垂直離着陸および滑走路からの水平離着陸をも可能にし、水平飛行において大きな航空学的安定性を保証する。 
【０００９】
本構成は、金銭面な管理把握ができているだけでなく、既に航空当局に認証されている古典的技術的解決策法に類似している。本発明は、信頼性、コスト面、認証規定といった要求に応じた転換式航空機の量産の可能性を提案するものである。
随意的には、本発明は、さらに次の特徴のいずれかひとつを最低含む。
本航空機は、翼の後ろに備えることが好ましい熱機関を胴体に備え、機械伝達装置によってナセルに位置する回転翼を駆動する。
各ナセルは、動力の伝達変速機および回転翼のピッチに変化をもたせる方法を備え、均等な吸収力で回転翼のピッチに変化させる方法が行われる推力を変化させる可能性をもたせる。
【００１０】
本航空機には、オプションで熱機関に連結する電気発電機、電気保管装置、電気変換装置、そしてこうした電気を各ナセルに組み込んだ電動機へと運ぶ方法を備える。
本航空機は、排気音が上部へ拡散するため地上観察者にとって当該航空機の音を明らかに減少することを可能にする開口部から熱機関の排気ガスが胴体の上部へと排出されることが特徴である。
本航空機は、熱機関の空気を供給し、組み込みシステムの冷却を確実にすることが可能な、翼の前の胴体の上部に位置する2つの空気取り入れ口を装備する。
【００１１】
翼は胴体の上部に固定および設置されている。翼は胴体の上に結合されていることが好ましい。翼を上方へ設置することにより、ナセルの大きさを増加できるため、一定出力の推進システムによる合計推力を増加でき、操縦士室へのアクセスをも容易にし、操縦士および乗客の視界も遮らない。
翼は本航空機の胴体におおよそ垂直方向に広がっている。翼は、交互に後退角を付けることができる。
本航空機は従来の尾翼を含む。本航空機は特に、水平安定板と呼ばれる水平面および垂直安定板と呼ばれる垂直面を含む。水平安定板が昇降舵を装備し、垂直安定板が方向舵を装備することが有益である。 
【００１２】
本航空機は、水平安定板および水平安定板の各端に逸らした2枚の垂直安定板を含む尾翼1枚を備えることが好ましい。水平安定板は昇降舵を装備し、垂直安定板は方向舵を装備する。本装置は胴体の端に水平ファンの組み込みが可能なため、機能時に最高の航空学的能率が得られる。本方法により、切り替え段階中、水平尾翼はナセルから空気を送られ、相対風が十分でない時でも水平尾翼を機能させる。 
さらに、ファンは胴体の後方端の空気乱流の中に配置されているため、航空機の航空学的抵抗に関してはさほど不利益とならない。
【００１３】
本航空機は、オプションで「バタフライ・テイル」と言われるV字尾翼を備え、水平安定板および垂直安定板は、昇降舵および方向舵の役割を兼ねる可動面を装備したＶを形作る2つの面によって取り替えられている。本装置は、前記装置と同様に、胴体内の水平ファンを有効に組み込むことが可能である。
さらに、本航空機は、翼上に補助翼および/またはフラップを設けることができる。前述の航空学的面全ては「従来の制御方法」と呼ばれる。
【００１４】
ナセルは、対称的または非対称的な方法で変化をつけることのできる、ひとつまたは複数のフラップを有する。 
ナセルおよびそのフラップは翼の先端に配置されているため、本制御要素によって、吸収された出力および大きさを限定し、本航空機の補正および制御のための最大のレバーアームを利用できる。
第1および第2フラップは回転するよう備えられている。これらのフラップは、それぞれ第1および第2ナセルの回転軸に対しおおよそ平行の軸の周りに回転するよう備えられる。
フラップは、その効果が向上するようナセルの内側断面の全てにほぼ広がる。
水平ファンは胴体の前方または後方先端に組み込まれ、回転速度またそのピッチの変化によって推力を変化するよう2つのフラップと独立して操作することができる。
水平ファンは1基または複数の電動機によって回転を与えられることが好ましい。
【００１５】
本航空機は、フラップ、後尾翼の可動面、翼端の回転翼、水平ファンと切り離れた操作および伝達方法を装備している。
構成の第2モードにおいては、本航空機は水平ファンが胴体前端部の機首に位置し、尾翼がＴ字になるよう構成されている。当該尾翼は、垂直安定板1枚および垂直安定板の頂きに据えた水平安定板1枚で構成され、それぞれに昇降舵および方向舵が装備されている。本タイプの尾翼は、ナセルにより発生する空気の流れの中に位置しないという利点を有し、本航空機の水平移動に関係する空気の流れにのみ抑制される。当該尾翼はナセルのものとは独立した制御源を発生し、本航空機の制御を強固にするものである。
【００１６】
本航空機は、水平飛行でかかる航空学的力を均等にするために、胴体の前方および両側に位置する2枚の「カナード（先尾翼）」翼も含む。
3面（カナード面、翼、水平安定板）から成る本構成タイプは、翼およびナセルをキャビンの後方へ設置することを可能にし、乗客の側面の視界を解放し、特に民間の安全をはじめとした全タイプの任務のための、空中停止飛行操縦を可能にする。
本発明のその他の特徴、目的、利点は、下記に詳細に記述され、非限定的な例として附則の図に表されている：
【図面の簡単な説明】
【００１７】
【図１】本発明の実施の第1例に関わり、ナセルが飛行機モードで方向づけられている航空機の透視図である。
【図２】本発明の第1実施例に関わり、ナセルがヘリコプターモードで方向づけられている航空機の透視図である。
【図３】図1で示した航空機の上視図である。
【図４】図1で示した航空機の側面図である。
【図５】本発明の第2実施例に関わるT字尾翼および2枚のカナード翼を備えた航空機の透視図である。
【図６】本発明のひとつの実施例に関わるナセルの透視図である。
【発明を実施するための形態】
【００１８】
複数の別々の図に表れている同じ要素は、1つまたは同様の参照番号を割り当ててある。
図1から図4には、第1実施例に関わる本航空機が示されている。該航空機は、胴体Ｆおよび胴体の上に配置された2枚の翼Ａ1とＡ2を含む。本胴体Ｆは特に縦方向に伸び、その機首および機尾で範囲が限定される。さらに、本航空機は胴体Ｆの両側にも配置された一組のナセルＮ1とＮ2および固定水平ファン1を含む。本航空機は、水平安定板1枚Ｓ1と垂直安定板2枚Ｄ1とＤ2で構成された尾翼を備え、それぞれに昇降舵ひとつＰ1と方向舵ふたつＧ1とＧ2を装備する。本航空機は、ふたつの空気取り入れ口Ｅ1とＥ2と熱機関のガス排気装置Ｈが胴体Ｆの上に位置していることにより特徴づけられる。
【００１９】
図5には、第2実施例に関わる本航空機が示されている。該航空機は、胴体Ｆおよび胴体の上に配置された2枚の翼Ａ1とＡ2を含む。本胴体Ｆは特に縦方向に伸び、その機首および機尾で範囲が限定される。さらに、本航空機は胴体Ｆの両サイドにも配置された一組のナセルＮ1とＮ2、そして固定水平ファン1を含む。本航空機は、垂直安定板Ｄ3と直安定板の頂きに据えた水平安定板Ｓ2で構成されるＴ字の尾翼を含み、それぞれに昇降舵Ｐ2とＰ3と方向舵Ｇ3が装備されている。本航空機は、水平ファン1とキャビンの間に、胴体の前方および両側に位置する2枚の「カナード（先尾翼）」翼Ｗ1とＷ2も含む。
【００２０】
図1、2、3、4、5に関し、各ナセルＮ1とＮ2は本航空機の推進要素を構成している。各ナセルは内側フェアリングＣ1とＣ2、羽根を備えて各内側フェアリングＣ1とＣ2の内部で回転するよう構成された回転翼Ｒ1とＲ2を最低ひとつ含む。 
本ナセルＮ1とＮ2は、胴体Ｆに対して傾斜して備えてあり、胴体Ｆの前後軸に厳密な直交軸で翼Ａ1とＡ2の端部で回転する。
翼Ａ1とＡ2は固定され、図1から5に示されるように胴体Ｆをほぼ横断する方向に広がり、上部に据えられることが好ましい。 
【００２１】
本ナセルＮ1とＮ2は翼Ａ1とＡ2の先端に位置するのが有益である。それにより、回転翼Ｒ1とＲ2の回転軸を可能な限り高いところに位置づけることができる。翼端のナセルＮ1とＮ2の位置決めに相伴って、胴体に対して高い位置となっている翼Ａ1とＡ2は、より大きな推力を得るよう、当該ナセルの大きさを最大限にすることができる。本発明による航空機は、低い翼構成の航空機と比べて操縦士室へのアクセス開口部2と3へ改善されたアクセスを提供する。さらに、操縦士および乗客の視界がかなり改善される。
制御の点では、ナセルの位置決めは重心に対しより大きなレバーアームを提供し、胴体との空気の流れの相互作用を著しく減少する。
【００２２】
図1で示すように、本航空機はナセルの第1ポジションにおいて、回転翼Ｒ1とＲ2がおおよそ水平方向に回転するよう構成されてもいる。本航空機は従って、おおよそ水平に移動し、最高速度に達することができる。
【００２３】
図2が示すように、本航空機はナセルＮ1とＮ2の第2ポジションにおいて、回転翼Ｒ1とＲ2がおおよそ垂直方向に回転するよう構成されている。本航空機は従って、垂直離着陸、空中停止飛行を実行でき、進入飛行を実行するためにゆっくりとした速度で水平に移動することが可能である。
ナセルＮ1とＮ2は、ヘリコプターモードと飛行機モードの約95° の角度セクタ上で方向転換可能であるのが好ましく、飛行の如何なる段階でも中間位置で維持されることが可能である。
【００２４】
図6はナセルＮ1の構成を示し、ナセルＮ2と同様である。ナセルＮ1は、回転翼Ｒ1にエンジン出力の転換ギア、または推進のハイブリッド世代の場合電動機を含むハウジング4を含む。ナセルＮ1はフェアリングＣ1の内側壁で定義される回転扉ディスクを示す。ハウジング4は、フェアリングＣ1に2つの端が固定されたバーＴ1という方法によりフェアリングＣ1と連動している。ナセルＮ1は、ナセルＮ1を堅くし回転翼Ｒ1を支えるよう、フェアリングＣ1の内側でクロスを形づくるもう1本のバーＴ2を含む。動力伝動軸はバーＴ1内にある。 
ナセルＮ1は，翼Ａ1に対する回動運動のみを許容し、本回動軸は胴体Ｆに対して直交し、固定されている。これにより、ナセルの運動学をおおいに簡略化でき、本航空機の信頼性を増加し推進システムの重量を制限できる。
【００２５】
図1、2、3、4、5では、本航空機は、ナセルＮ1とＮ2それぞれに組み合わさり、フラップＶ1とＶ2を最低2つ含み、それぞれの回転翼Ｒ1とＲ2を横断する流れの出口を配置する最低2つのフラップＶ1とＶ2を含む。各フラップＶ1とＶ2は、ひとつの軸の周りで可動する航空学的面を示し、ナセル出口で空気の流れを変える役目を果たす。
フラップＶ1とＶ2は、ナセルＮ1とＮ2に対して回転するよう備えてある。フラップＶ1とＶ2は、胴体Ｆに直交する軸のまわりを回転するよう備えるのが有益である。従って、フラップＶ1の回転軸はナセルＮ1とＮ2の傾斜軸とおおよそ平行している。
【００２６】
胴体Ｆの両側に位置し、ナセルＮ1とＮ2のペアにそれぞれ属すフラップＶ1とＶ2は、非対称の方法で変化をつけられように構成されていることで特徴づけられている。本発明では、不均整とは均整でないということを意味し、運動と同様の大きさを課さず、また排除するものでもないことを明言しておく。従って、フラップＶ1とＶ2のひとつのみに変化をつけることができ、もうひとつのフラップは変化をつけられない、もしくはふたつのフラップが同方向もしくは反対方向で同様の大きさで変化を付けることのできる、または二つのフラップＶ1とＶ2は同方向もしくは反対方向で異なった大きさで変化をつけることができる。
各フラップＶ1とＶ2の回転は本航空機の行動を変更する。本フラップＶ1とＶ2は本航空機を均衡状態からもうひとつの状態へ導くため、本航空機の航空学的補正および/または制御に貢献する。
【００２７】
図4に示すように、本航空機は胴体Ｆの内側に位置した熱機関を備え、熱機関は翼Ａ1とＡ2に近いことが好ましく、回転翼Ｒ1とＲ2を駆動する。 
任意選択で、本航空機は、ナセル（Ｎ1、Ｎ2）のハウジング（Ｊ1、Ｊ2）に組み込まれた電動機に供給するように、電気の発生を可能にする熱機関Ｍに連結した電気発電機を備える。
【００２８】
図1、2、3、4に示すように、本航空機は、機首の着陸装置10およびふたつの着陸装置で構成された中央着陸装置11を有し、本航空機はふたつの金属製のスキッドで構成された固定着陸装置を有することができるのが特徴である。
任意的に、前述の特徴のうちのいづれかひとつに従う本航空機の制御戦略は、最低次の特徴のいずれかを含む。
ナセル（Ｎ1、Ｎ2）の位置は常に胴体（Ｆ）の両側に対称的にある。このように、ローリング、ピッチング、ヨーイング制御は、フラップ（Ｖ1、Ｖ2）の位置を差動的または対称的な方法で操作することで水平ファン（1）により与えられる推力を変える、尾翼の従来の制御方法（Ｐ1、Ｐ2、Ｄ1、Ｄ2、Ｄ3）で行われる。本制御方法の慣性は回転のナセルの慣性に対してほぼ無であり、制御の揚力対抗力比は大きく改善とする。
【００２９】
飛行段階に応じて、ヨーイングおよびローリングは、各ナセル（Ｎ1、Ｎ2）によって生じる推力の不均整により生まれる。そのために、胴体（Ｆ）の両側に位置する回転翼（Ｒ1、Ｒ2）の回転数に不均整を引き起こす、または胴体（Ｆ）の両側に位置する回転翼（Ｒ1、Ｒ2）のピッチの不均整を引き起こすことができる。回転翼（Ｒ1、Ｒ2）の回転定速度に関係する回転翼のピッチの変化は、本航空機の制御の反応度を改善する利点を有することに特徴づけられる。
可能な限り最低限のエネルギーを集結して運動を引き起こすために、ふたつのフラップ（Ｖ1、Ｖ2）は、おおよそ同等の大きさで反対方向または同方向に変化をつけられる。
フラップ（Ｖ1，Ｖ2）の回転、ピッチまたは回転翼（Ｒ1、Ｒ2）から発生した力、水平ファン（1）、従来の制御方法（Ｐ1、Ｐ2、Ｄ1、Ｄ2、Ｄ3）は、機械的方法、電気的方法、および/または電子的方法で切断され、飛行の全段階において本航空機の制御および補助の高い品質を保証することができる。
【００３０】
特に、全ての制御方法のカップリングは微速度および高速度での本航空機の制御を両立させる。微速度での従来の制御方法（Ｐ1、Ｐ2、Ｄ1、Ｄ2、Ｄ3）は、いかなる空気も表面に流れないため効力がない。しかしながら、本航空機は十分な速度で移動すると、制御のためにフラップ（Ｖ1、Ｖ2）、回転翼（Ｒ1、Ｒ2）、水平ファン（1）の行動を加える。 
【００３１】
本航空機の3軸の制御は次の方法で保証されることで特徴づけられている。
本請求において、回転後のトレーリングエッジ位置が回転前の位置に対して尾翼の方（上）へずれる時、フラップ（Ｖ1、Ｖ2）は後方（上）へ回転すると考える。反対に、回転後のトレーリングエッジ位置が回転前の位置に対して本航空機の機首の方（下）へずれる時、フラップ（Ｖ1、Ｖ2）は前方（下）へ回転する。
【００３２】
ヨーイング制御
フラップ（Ｖ1、Ｖ2）の不均整なアクティベーション、回転翼（Ｒ1、Ｒ2）によって生じる推力の不均整および尾翼の方向舵（Ｄ1、Ｄ2、Ｄ3）は、ヨーイングでの本航空機を制御することができる。
ヘリコプターモードでは、図2に示すように、ナセルＮ1のフラップが後方へ回転し、ナセルＮ2が前方へ回転する時、本航空機の機首はナセルＮ2側へ方向づけられる。 
飛行機モードでは、図1が示すように、ナセルは垂直方向から水平方向へと移行しているこのように、ナセルＮ1の最も大きい推力がナセルＮ2の側へヨーイング運動を引き起こす。
フラップ（Ｖ1、Ｖ2）の吹き下ろし、および回転翼（Ｒ1、Ｒ2）によって与えられた推力の不均整は、飛行の全段階でヨーイングにある航空機を制御するために尾翼に位置づけられた方向舵（Ｄ1、Ｄ2、Ｄ3）と連結している。
【００３３】
ローリング制御
フラップ（Ｖ1、Ｖ2）の不均整なアクティベーションおよび回転翼（Ｒ1、Ｒ2）によって生じる推力の不均整は、ローリングでの本航空機を制御することができる。
ヘリコプターモードでは、ナセルＮ1の最も大きい推力が、相互にナセルＮ2の側へローリング運動を引き起こす。
飛行機モードでは、フラップＶ1が上へ回転しフラップＶ2が下へ回転する時、本航空機は典型的な飛行機と同じようにナセルＮ2の側のローリング運動を行う。
【００３４】
ピッチング制御
フラップ（Ｖ1、Ｖ2）の均整なアクティベーション、回転翼（Ｒ1、Ｒ2）によって生じる推力の不均整、水平ファン（1）、および尾翼の昇降舵（Ｐ1、Ｐ2）は、ピッチングでの本航空機を制御することができる。
そのため、フラップ（Ｖ1、Ｖ2）は常に胴体Ｆの両側に対称的な位置にある。
ヘリコプターモードでは、水平ファン1の最も大きい推力および/または後方へのふたつのフラップの回転は、機首下げを生じることができる。反対に、フラップ（Ｖ1、Ｖ2）が前方へ変化をつけられるか水平ファン1の推力が減少する時、本航空機の機首が上がる。
飛行機モードでは、フラップ（Ｖ1、Ｖ2）の上方への回転は機首上げを発生し、フラップ（Ｖ1、Ｖ2）の下方への動きは機首下げを発生する。
フラップ（Ｖ1、Ｖ2）の吹き下ろしは、ピッチングにある本飛行機を制御するためには、尾翼に位置づけられた昇降舵（Ｐ1、Ｐ2）と連結していることが特に有益である。
任意選択的には、停止飛行中およびヘリコプターモードから飛行機モードへの切り替え段階時、本航空機を厳密に航空機の姿勢をゼロに維持するために、水平ファンを自動操縦またはその他の電子システムから切断することができる。これにより、かなり快適な操縦および最高の安定性を得られる。
【００３５】
切り替え段階中の制御
次の記述理解に関し、回転翼（Ｒ1、Ｒ2）の「回転角」とは、ヘリコプターモードでの回転翼（Ｒ1、Ｒ2）の回転軸と胴体Ｆの水平軸の間を描くものとする。
一般的には、フラップ（Ｖ1、Ｖ2）の回転により生じる効果は、ナセル（Ｎ1、Ｎ2）の方向による。これらの回転角が45°以下の時、フラップ（Ｖ1、Ｖ2）の動きは、ローリング運動を伴ったヨーイング運動を大多数においてもたらす。ナセル（Ｎ1、Ｎ2）の回転角が45°以上の時、フラップ（Ｖ1、Ｖ2）の動きはヨーイング運動を伴ったローリング運動を大多数においてもたらす。回転角が45°の時、フラップ（Ｖ1、Ｖ2）の動きはローリングおよびヨーイングをもたらす。
一般的には、 回転翼(R1, R2) の推力の不均整により生じる効果は、ナセル（Ｎ1、Ｎ2）の方向による。回転角が45°以上の時、推力の不均整は、ローリング運動を伴ったヨーイング運動を大多数においてもたらす。回転角が45°以下の時、推力の不均整は、ヨーイング運動を伴ったローリング運動を大多数においてもたらす。回転角が45°の時、推力の不均整は、ローリングおよびヨーイングをもたらす。
本航空機の全ての制御方法の切断のみが、好ましくない効果を補正または無効にすることができる。
【００３６】
ナセル（Ｎ1、Ｎ2）の枢動ルトによるヨーイング、ローリングおよびピッチング制御
非常モードである選択的なモードにおいて、ナセル（Ｎ1、Ｎ2）は、互いに独立した方法で変化をつけられる。操縦士はナセル（Ｎ1、Ｎ2）を独立状態に置く選択ができる。胴体（Ｆ）の前後軸に対して約95度の操作において、対称的または非対称的運動は、フラップ（Ｖ1、Ｖ2）と同様の原理に従い、本航空機の制御を可能にできる。
【００３７】
補正
フラップ（Ｖ1、Ｖ2）、ナセル（Ｎ1、Ｎ2）の全運動、回転翼（Ｒ1、Ｒ2）の推進の不均整変更または上述の不水平ファン推進の全ての変更は、飛行の如何なる時でも安定した均衡に航空機を維持するために、航空学的補正の目的に使用されることが可能である。
【００３８】
ナセル（Ｎ1、Ｎ2）によりもたらされる効果
本構成において、ナセル（Ｎ1、Ｎ2）の傾斜は、補正を必要とする、もたらせると言われる2つの好ましくない効果を生じる。ひとつは、ナセルの回動時のナセル（Ｎ1、Ｎ2）のジャイロスコープの歳差運動であり、ナセルが後方から前方へ傾斜する時に機首下げモーメントをもたらし、ナセルが前方から後方へ傾斜する時に機首上げモーメントをもたらす。もうひとつは、回動角度に応じたナセル（Ｎ1、Ｎ2）の揚力変化である。本航空機の進む速度に従い、空気流がナセル（Ｎ1、Ｎ2）に影響を及ぼし、迎角およびもたらされた推力で変わる揚力を生じる。
これらの2つのもたらされた効果を補正するために、本航空機はフラップ(V1, V2)、回転翼（Ｒ1、Ｒ2）および水平ファン1の差動的アクティベーションを可能にするよう構成されている。本航空機は、この制御を最適化するための電子補助を享受することができる。 
【００３９】
本発明は、空中停止飛行ヘリコプターと同様に制御可能な周遊航空機と、おおよそ、速く、効果的な航空機を提供するものである。さらに、高翼およびダクテッドナセルのおかげで、飛行機モードと同様にヘリコプターモードで離着陸が可能である。
本航空機は、飛行機のように、前へ激しく傾いた姿勢での降下で定速度を維持する能力も有している。ヘリコプターであれば、加速し早急にその軌道を変更せざるを得ないであろう。こうした能力により、着陸地点まで視界、速度および正確さを保存することができる。
【００４０】
ヘリコプターの回転翼と比較して、ナセルは停止飛行中の推力/出力比率を提供するため、本飛行段階時に同能力を有す。ヘリコプターと反して、本航空機の航空学的構成は、航空学的表面により空中維持を保証するため、弱い出力に比肩し得る速さに達することができ、使用におけるベストコストをもたらす。その上、水平飛行での前方へ向かう回転翼軸の方向決定は、ヘリコプターの速度もより大きい速度に達することを可能にする。
停止飛行中での推進3点構成より、本航空機は特に安定している。また、飛行段階がどうであろうとも、非常に簡単な構造であるため、ヘリコプターと比較して信頼性が高い多数の制御および補正方法を提供する。 
さらに、排気装置が胴体の上方に位置し、空気中に早急に放散し人間の耳にほとんど害を支障をきたさない高周波音発するダクテッドプロペラということにより、放音はかなり限定されている。
【００４１】
従って、本発明による航空機は、通常ヘリコプターおよび飛行機を伴う全ての任務である、民間の安全、非常、公共または民間交通機関および一般的な方法への全ての適応のために、特に有益な解決策を表すものである。
非限定的な例として、本発明による航空機のひとつは、翼幅9メートル、長さ8,50メートル、空虚重量1,1トン、エンジン出力350馬力を表し、ペイロード約450kgを提供する。典型的には、操縦士1名と乗客3名または操縦士1名と1立方メートルの積荷で構成され、約160ノットで約800海里の距離を進むことができる。
【００４２】
本発明は、当然のことながら、記述された実施形態に限定されるものではなく、その趣旨に適した全ての実施形態に及ぶものである。
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【国際調査報告】
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