(57)【要約】  水平胴体を保持したまま固定翼飛行モード及び回転翼飛行モードで使用する航空機が提供される。航空機は、胴体、翼、ロータ及び複数のエンジンを含むことができる。ロータは、回転支持部をさらに有する翼取り付けアセンブリを有することができる。回転部が、中央支持部及び翼を有することができ、複数のエンジンが回転部に取り付けられる。回転翼飛行モードでは、回転部は、ヘリコプタのロータと同様に、航空機のための揚力を提供するロータの長手方向軸の周りを回転することができる。固定翼飛行モードでは、回転部はロータの縦軸の周りを回転せず、従来の航空機と同様に航空機に揚力を与える。回転翼飛行モードでロータに動力を供給するためにトルクを供給するのと同じエンジンが、固定翼飛行モードでも航空機に動力を供給する。
2020511365.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
固定翼及び回転翼飛行モードが可能な航空機であって：
長手方向軸（Ａｆ）を規定する胴体ボディであって、ノーズ及びテールを有する、胴体ボディと；
前記長手方向軸（Ａｆ）を横切る回転軸（Ａｒ）周りの回転のために前記胴体ボディに結合された翼取り付けアセンブリと；
固定翼飛行モードと回転翼飛行モードのために前記翼取り付けアセンブリに回転可能に取り付けられた、第１の翼及び第２の翼を含む、複数の二重目的の翼であって、前記固定翼飛行モードは、前記翼が前記回転軸（Ａｒ）に対して回転に関して静止して維持される飛行として定義され、前記回転翼飛行モードは、前記翼が前記回転軸（Ａｒ）周りに回転する飛行として定義される、複数の二重目的の翼と；
前記翼に固定された複数のエンジンであって、前記第１の翼に固定された第１のエンジンと、前記第２の翼に固定された第２のエンジンとを含む、複数のエンジンと；
を有する、
航空機。
【請求項２】
前記翼取り付けアセンブリは、前記複数の二重目的の翼が取り付けられる中央支持部を有する、
請求項１に記載の航空機。
【請求項３】
前記中央支持部は、前記複数のエンジンに燃料を供給するためのホッパータンクを含む、
請求項２に記載の航空機。
【請求項４】
前記胴体ボディは、前記ホッパータンクに燃料を供給するために前記ホッパータンクに動作可能に結合された燃料タンクを含む、
請求項３に記載の航空機。
【請求項５】
前記の複数の翼は、前記胴体ボディの長さよりも長い翼スパンを有する一対の翼からなる、
請求項１に記載の航空機。
【請求項６】
前記回転翼飛行モードにおいて、前記の複数の翼が、前記胴体ボディの前記ノーズ及び前記テールの上で前記回転軸（Ａｒ）周りに回転するように、前記翼取り付けアセンブリは、
前記胴体ボディの中間領域において前記胴体ボディに取り付けられる、
請求項１に記載の航空機。
【請求項７】
前記回転軸（Ａｒ）は、前記長手方向軸（Ａｆ）に垂直である、
請求項１に記載の航空機。
【請求項８】
前記複数のエンジンはそれぞれ、各前記翼のセミスパンに沿った均等位置で前記翼に固定される、
請求項１に記載の航空機。
【請求項９】
前記翼取り付けアセンブリは、前記胴体ボディの上方の前記胴体ボディの中間領域において前記胴体ボディに取り付けられる、
請求項１に記載の航空機。
【請求項１０】
固定翼及び回転翼飛行モードが可能な航空機であって：
長手方向軸（Ａｆ）を規定する胴体ボディであって、ノーズ及びテールを有する、胴体ボディと；
前記長手方向軸（Ａｆ）を横切る回転軸（Ａｒ）周りの回転のために前記胴体ボディに結合された翼取り付けアセンブリと；
固定翼飛行モードと回転翼飛行モードのために前記翼取り付けアセンブリに回転可能に取り付けられた、第１の翼及び第２の翼を含む、一対の翼であって、前記固定翼飛行モードは、前記翼が前記回転軸（Ａｒ）に対して回転に関して静止して維持される飛行として定義され、前記回転翼飛行モードは、前記翼が前記回転軸（Ａｒ）周りに回転する飛行として定義される、一対の翼と；
前記翼に固定された複数のエンジンであって、前記第１の翼の中間領域において前記第１の翼に固定された第１のエンジンと、前記第２の翼の中間領域において前記第２の翼に固定された第２のエンジンとを含む、複数のエンジンと；
を有する、
航空機。
【請求項１１】
前記回転軸（Ａｒ）は、前記長手方向軸（Ａｆ）に垂直である、
請求項１０に記載の航空機。
【請求項１２】
前記翼に配置されるとともに前記複数のエンジンに動作可能に結合された燃料タンクをさらに有する、
請求項１０に記載の航空機。
【請求項１３】
前記複数の二重目的の翼は、前記第１の翼及び前記第２の翼からなり、前記複数のエンジンは、前記第１のエンジン及び前記第２のエンジンからなり、前記第１のエンジン及び前記第２のエンジンの両方はプロペラを備える、
請求項１０に記載の航空機。
【請求項１４】
前記翼取り付けアセンブリは、前記胴体ボディの上方の前記胴体ボディの中間領域において前記胴体ボディに取り付けられる、
請求項１０に記載の航空機。
【請求項１５】
固定翼飛行モードと回転翼飛行モードとの間の航空機の移行の方法であって、
前記航空機は、長手方向軸（Ａｆ）を規定する胴体ボディと、回転軸（Ａｒ）周りの回転のために前記胴体ボディに結合された翼取り付けアセンブリと、前記翼取り付けアセンブリに回転可能に取り付けられた、第１の翼及び第２の翼を含む、複数の二重目的の翼と、を含み、前記方法は：
移行向きまで回転するステップであって、前記の複数の翼のそれぞれは、各前記翼が翼弦軸を前記回転軸と整列させることとして定義される前記移行向きを達成するまで、前記翼のスパンワイズ軸周りに回転される、ステップと；
前記移行向きから回転するステップであって、前記の複数の翼のそれぞれは、前記の複数の翼が、前記固定翼飛行モード又は前記回転翼飛行モードにまとめて向けられるまで、前記移行向きから前記翼の前記スパンワイズ軸周りに回転され、前記固定翼飛行モードは、前記翼が前記回転軸（Ａｒ）に対して回転に関して静止して維持される飛行として定義され、前記回転翼飛行モードは、前記翼が前記回転軸（Ａｒ）周りに回転する飛行として定義される、ステップと；
を含む、
方法。
【請求項１６】
前記回転軸（Ａｒ）は、前記長手方向軸（Ａｆ）に垂直である、
請求項１５に記載の方法。
【請求項１７】
前記複数の二重目的の翼は、前記第１の翼及び前記第２の翼からなり、前記複数のエンジンは、前記第１のエンジン及び前記第２のエンジンからなり、前記第１のエンジン及び前記第２のエンジンの両方はプロペラを備える、
請求項１５に記載の方法。
【請求項１８】
前記翼取り付けアセンブリは、前記胴体ボディの上方の前記胴体ボディの中間領域において前記胴体ボディに取り付けられる、
請求項１５に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
（関連出願の相互参照）
本出願は、2017年3月22日に出願された米国仮出願第62/474,858号の利益を主張し、この米国仮出願は参照により組み込まれる。
【０００２】
本発明は、概して航空機の設計に関し、より詳細には、固定翼航空機の特徴と垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機の特徴を組み合わせた航空機の設計に関する。
【背景技術】
【０００３】
様々な航空機の設計は、ヘリコプタの垂直離着陸能力（ＶＴＯＬ）及びホバリング性能と、固定翼航空機の増加した速度及び航続距離の性能を組み合わせることを試みている。これらのハイブリッド設計は、発進及び回復（recovery）に必要なフットプリントを低減する。しかし、それらが、一般に、それぞれが異なる飛行モードに使用される複数の推進システムを組み込んでいるので、それらは、ヘリコプタや従来の離着陸機よりも複雑になる傾向がある。これらの設計は、「テールシッター（tail  sitter）」構成を含むことができ、航空機がテールダウンの向きから離陸及び着陸するのでそのように呼ばれる。他の設計は、「ノーズシッター（nose  sitter）」構成を含むことができ、航空機がノーズ（機首）ダウン（nose-down）の向きから離陸及び着陸するのでそのように呼ばれる。
【０００４】
ノーズシッター設計の一例は、固定翼飛行用の従来のプロペラ及び航空機のテール部近くの折り畳みロータを含む、ＶＴＯＬハイブリッドを含む。これらの設計は、高いホバリング効率を有することができる；しかし、それらはまた、各フライトモードに対して１つの、２つの別々の推進システムの必要性のために、複雑な機械システムを必要とし、他の設計よりも重量が大きい。
【０００５】
他のＶＴＯＬ設計は、航空機がテールダウンの向きから離陸及び着陸するのでそのように呼ばれる、「テールシッター」構成を含むことができる。これらのハイブリッド設計に対する垂直飛行から水平飛行への変換は、典型的には、構成変更（configuration  change）及び各構成に対する専用エンジンを必要とする。ＶＴＯＬと巡航性能を組み合わせた従来のソリューションは、両方のフライトモードの性能を低下させる。
【０００６】
両方の飛行モードに同じ推進力を使用するＶＴＯＬ飛行機又はＵＡＶは、打ち上げ装置の低減された複雑さ及び重量、遠隔地での操作の容易さ、並びにヘリコプタが今日享受している多くのミッション上の利点を含む、多くの構造上の利点を有する。これらには、都市峡谷におけるホバーアンドステア（hover-and-stare）や、長時間の静かな監視のためのシットアンドステア（sit-and-stare）が含まれる。さらに、シットアンドウェイト（sit-and-wait）運用は、航空機又はＵＡＶが航空機の遠隔発射のためのミッションオーダー（mission  order）を待つ前線に予め展開されることを可能にする。ミッションオーダーを受け取ると、車両は、高価な打ち上げ装置を打ち上げ場所に残すことなく、打ち上げることができる。
【０００７】
いくつかの既存のＶＴＯＬ設計の中には、耐久性や速度が悪いものがある。Ｖ−２２のような航空機への部分的な改造により前進飛行効率は向上する可能性があるが、耐久性の問題が残る。多くのＶＴＯＬ航空機はまた、高いパワーウェイトレシオを必要とする。これらの航空機は、特殊なトランスミッション及び推進システムを装備している場合には、高速飛行のために使用することができる。しかし、高い耐久性を達成するには、非常に低い出力での効率が必要である。従って、ＶＴＯＬ及び垂直離着陸構成の利点を備えた高効率の巡航を達成する固定翼飛行のための出力及びＲＰＭを等しくする実際のギアボックスを作ることが課題となっている。
【０００８】
ＶＴＯＬ航空機は滑走路に依存せず、未整備地域への展開が可能である。ヘリコプタは古典的なＶＴＯＬソリューションであるが、ロータの制限のため、長い航続距離及び高巡航速度を欠いている。航続距離及び速度は、固定翼航空機、従来の離着陸（ＣＴＯＬ）の強みである。
【０００９】
ＶＴＯＬと効率的な巡航を組み合わせたハイブリッドが研究されている。既存のソリューションは、ヘリコプタ及びＣＴＯＬ航空機に比べてはるかに複雑である。垂直飛行から水平飛行への変換には、構成の変更、ミッション要素ごとの専用エンジン、又は両方のタスクを行う非常に複雑なエンジンが必要である。さらに、ソリューションは、ＶＴＯＬ及び巡航性能を著しく損なう。
【００１０】
加えて、既存のＶＴＯＬ設計は、耐久性などの望ましい飛行性能を提供するためにペイロードの考慮を犠牲にすることが多い。例えば、他の既存のＶＴＯＬ設計は、ホバリング中又は地上で胴体が垂直に向けられるテールシッター構成を記載している。垂直の胴体は、ペイロードの積み込み及び積み下ろしを困難にし、また、ペイロードをミッションにおいて２回、９０度のピッチ変化にさらす。複雑な構成変更及びより単純な巡航性能を回避するために、依然として単純なエンジン設計を維持しながら、このピッチ変化を除去できる設計が必要である。
【００１１】
従って、性能及び支払能力を向上させたＶＴＯＬ航空機の必要性が存在することを認識すべきである。
【発明の概要】
【００１２】
簡単に言えば、概括的には、垂直離着陸が可能な固定翼及び回転翼飛行モードが可能な航空機が開示されている。航空機は、長手方向軸（Ａｆ）を有する胴体ボディと、胴体の上に取り付けられた複数の翼とを有する。翼は、固定翼飛行モードと回転翼飛行モードの両方のために取り付けられている。固定翼飛行モードは、前記翼が回転軸（Ａｒ）に対して回転に関して静止して維持される飛行として定義される。回転翼飛行モードは、前記翼が回転軸（Ａｒ）周りに回転する飛行として定義される。
【００１３】
より詳細には、例示的な実施形態では、前記翼に固定された複数のエンジンは、前記第１の翼に固定された第１のエンジンと、前記第２の翼に固定された第２のエンジンとを含む。翼取り付けアセンブリは、複数の二重目的の翼が取り付けられる中央支持部を有する。中央支持部は、複数のエンジンに燃料を供給するためのホッパータンクを含む。胴体ボディは、ホッパータンクに燃料を供給するためにホッパータンクに動作可能に結合された燃料タンクを含む。
【００１４】
本発明による例示的な実施形態では、航空機は、有人又は無人の形態（ＵＡＶ）で提供され得る。
【００１５】
例示的な実施形態の詳細な態様では、翼取り付けアセンブリは、胴体ボディの上方の中間領域において胴体ボディに取り付けられる。
【００１６】
例示的な実施形態の別の詳細な態様では、複数の翼は、胴体ボディの長さよりも長い翼スパンを有する一対の翼からなる。
【００１７】
例示的な実施形態の別の詳細な態様では、複数のエンジンはそれぞれ、各翼のセミスパン（semi-span）に沿った均等位置（equalizing  position）で前記翼に固定される。
【００１８】
本発明及び従来技術に対して達成された利点を要約する目的で、本発明のいくつかの利点を本明細書に記載した。もちろん、必ずしも全てのこのような利点が、本発明の特定の実施形態に従って達成され得るわけではないことを理解されたい。従って、例えば、当業者であれば、本発明は、本明細書で教示されるような１つの利点又は利点のグループを必ずしも本明細書で教示又は示唆され得るような他の利点を達成することなく達成又は最適化する方法で、実施又は実行することができることを認識するであろう。
【００１９】
これらの実施形態は全て、本明細書に開示された本発明の範囲内にあることが意図されている。本発明のこれらの実施形態及び他の実施形態は、添付図面を参照した好ましい実施形態の以下の詳細な説明から当業者には容易に明らかとなり、本発明は、開示された特定の好ましい実施形態に限定されない。
【図面の簡単な説明】
【００２０】
以下、添付の図面を参照して、本発明の好ましい実施形態に関連して、本発明のこれら及び他の特徴、態様、並びに利点を説明する。しかし、説明される実施形態は単なる例示に過ぎず、本発明を限定することを意図したものではない。
【００２１】
【図１】固定翼飛行モードで示されている、回転翼飛行モードと固定翼飛行モードとの間で変換する本発明による航空機の斜視図である。
【００２２】
【図２】回転翼飛行モードで示されている、図１の航空機の斜視図である。
【００２３】
【図３】固定翼飛行モードで示されている、図１の航空機の正面図である。
【００２４】
【図４】回転翼飛行モードで示されている、図１の航空機の正面図である。
【００２５】
【図５】回転翼飛行モード及び形態から固定翼飛行モード及び形態の間で航空機を変換する好ましい方法のグラフと図である。
【００２６】
【図６】固定翼飛行モード及び形態から回転翼飛行モード及び形態の間で航空機を変換する好ましい方法のグラフと図である。
【００２７】
【図７】本発明による航空機の第２の実施形態の斜視図であり、ロータトルクを補償する空力面を有する。
【００２８】
【図８】本発明による航空機の第３の実施形態の斜視図であり、テールロータを示す。
【００２９】
【図９Ａ】本発明による航空機の第４の実施形態の側面図であり、胴体に取り付けられた燃料タンク及びロータ内のホッパータンクを示す。
【００３０】
【図９Ｂ】本発明による航空機の第４の実施形態の斜視図であり、胴体に取り付けられた燃料タンク及びロータ内のホッパータンクを示す。
【００３１】
【図１０Ａ】本発明による航空機の第５の実施形態の側面図であり、スパイクモーメント及び振動を胴体から分離するロータセンブリ内の変位ベアリングを示す。
【００３２】
【図１０Ｂ】本発明による航空機の第５の実施形態の斜視図であり、スパイクモーメント及び振動を胴体から分離するロータセンブリ内の変位ベアリングを示す。
【００３３】
【図１１Ａ】本発明による航空機の斜視図であり、前方飛行モードから回転翼飛行モード及びその逆への移行を示す。
【００３４】
【図１１Ｂ】本発明による航空機の斜視図であり、前方飛行モードから回転翼飛行モード及びその逆への移行を示す。
【００３５】
【図１１Ｃ】本発明による航空機の斜視図であり、前方飛行モードから回転翼飛行モード及びその逆への移行を示す。
【００３６】
【図１１Ｄ】本発明による航空機の斜視図であり、前方飛行モードから回転翼飛行モード及びその逆への移行を示す。
【００３７】
【図１１Ｅ】本発明による航空機の斜視図であり、前方飛行モードから回転翼飛行モード及びその逆への移行を示す。
【発明を実施するための形態】
【００３８】
図面、特に図１及び図２を参照すると、回転翼飛行モード（図２）及び固定翼飛行モード（図１）で動作可能な多目的翼１１６、１１８を含む航空機１００が示されている。翼は、胴体１０２の上にある翼取り付けアセンブリ１０８の中央支持部５０２に回転可能に結合されている。中央支持部は、胴体の長手方向軸（Ａｆ）を横切る（transverse to）回転軸（Ａｒ）を画定する。
【００３９】
航空機が回転翼飛行モードのとき、翼は胴体の上でロータとして回転する。翼の回転は、従来のヘリコプタのロータと同様に作用し、垂直方向の推力を供給して、航空機を垂直方向に推進し、ホバリング高度を維持する。しかし、翼の回転は、従来のヘリコプタ設計におけるように胴体内に取り付けられたエンジンではなく、翼に取り付けられたエンジン１３２、１３４によって推進される。固定翼飛行モードでは、固定翼飛行で航空機に動力を与えるのに必要な推力を与えるために、エンジンが同じ方向を向くように翼が向けられる。
【００４０】
従って、この構成は、回転翼飛行航空機及び固定翼航空機の特徴を提供し、一方、構成変更に必要とされる複雑な機械装置の重量要求による性能損失を低減する。さらに、複数の推進システムは、１より多い飛行モードでの飛行には必要とされない。
【００４１】
この例示的な実施形態はまた、ペイロード区画のサイズがロータの幾何学的形状に関連せず、水平胴体と大きく分離されるので、広範囲のペイロードを運ぶことを可能にする。本発明の実施形態は、改良されたペイロード容量、垂直離着陸（ＶＴＯＬ）能力、効率的なホバリング、高速、及び単一飛行における長距離耐久性などの特徴を含むことができるが、これらに限定されない。加えて、本発明の実施形態は、有人又は無人の形態（ＵＡＶ）の航空機を含む。
【００４２】
図１及び図２を引き続き参照すると、航空機１００は、Piper  Seneca又はBeech  King-Airなどの従来の航空機のものと同様の、固定翼飛行モードで示されている。航空機１００は、ノーズ２０４、ペイロード区画１０６、翼取り付けアセンブリ１０８、及びテール部１１０を有する胴体主ボディ１０２を備える。翼は胴体の上部に取り付けられている。
【００４３】
ペイロード区画１０６は、ノーズ２０４とテール部１１０との間の胴体１０２内に位置している。胴体１０２の内部は、乗務員座席、ペイロード区画、及び燃料タンク（図９〜１０に示す）又は他のミッション特有の機器を含む容積を有する。
【００４４】
翼取り付けアセンブリ１０８は、中央支持部５０２を有し、この中央支持部には、翼１１６、１１８が、好ましくは、中央支持部の周りに等角に間隔を置いて、その各側に一つの翼を取り付ける。翼１１６、１１８及び中央支持部５０２は、航空機１００が回転翼飛行モード（図２）にあるとき、回転軸（Ａｒ）の周りを回転する。中央支持部５０２は、航空機が固定翼飛行モード（図１）にあるとき、回転軸（Ａｒ）の周りの回転を防止するために適所でロックされることが好ましい。
【００４５】
翼１１６、１１８はまた、固定翼及び回転翼飛行モードの両方で航空機の姿勢を制御するために、１つ又は複数の操縦翼面（control  surfaces）１２０、１２２を有し得る。これらの操縦翼面は、航空機１００の胴体１０２内に配置されたサーボによって制御され得る。代替的には、サーボは翼に配置されることができる。
【００４６】
好ましい実施形態では、翼は、対称的な翼型を有し得る。翼１１６、１１８はそれぞれ前縁１２４、１２６、及び後縁１２８、１３０を有する。翼は、胴体のより近くで、より長い翼弦長、又は前縁から後縁までを有することができる。代替的には、翼は、翼端から翼端までの翼のスパンに沿って実質的に同じ翼弦長を有し得る。
【００４７】
エンジン１３２、１３４が各翼１１６、１１８に固定されている。他の実施形態では、１つ又は複数のエンジンが各翼１１６、１１８に固定され得る。好ましい実施形態では、航空機１００のエンジン１３２、１３４は、図１に示すように、航空機１００が固定翼飛行にあるとき、プロペラ１３６、１３８が航空機１００を空気を通して引っ張るように構成された状態で、胴体の長手方向軸線と実質的に平行に整列される。他の実施形態では、エンジン１３２、１３４及びプロペラ１３６、１３８は、航空機１００が固定翼飛行モードで飛行しているときに航空機１００を引っ張るのではなく、航空機１００を押すように、プロペラ１３６、１３８が翼１１６、１１８の後縁１２８、１３０に向かって方向付けられる、プッシュ型の構成に構成され得る。「プッシャー」型の構成は、エンジン及びプロペラが航空機１００を空気を使って押すように方向付けられる。
【００４８】
引き続き図１及び図２を参照すると、エンジン１３２、１３４は、翼１１６、１１８（胴体１０２ではない）に固定される。従って、翼１１６、１１８上のエンジン１３２、１３４の位置は、胴体からプロペラへの延長シャフトの必要性を排除する。延長シャフトは、典型的には、胴体内に取り付けられた又は胴体上に直接取り付けられたエンジンを、ギアボックス又は他のリンク機構を介して、翼のプロペラに接続する。エンジンを胴体内又は直接胴体に配置することは、典型的には、胴体内に配置された中央ギアボックスも必要とする。好ましい実施形態では、延長シャフト及び中央ギアボックスを除去することによって、航空機１００の重量を減らし、とりわけ当業者に考えられる利点のなかで、より大きいペイロード容量、より長い航続距離、及び耐久性を可能にし得る。
【００４９】
他の実施形態では、エンジン１３２、１３４は、翼１１６、１１８及び中央支持部５０２を含む回転部の任意のポイントに固定され得る。図示された実施形態では、２つのエンジンが示されている。さらなる実施形態は、ミッション要件、他の航空機設計の考慮事項、又は当業者に知られた他の考慮事項に応じて、より多い又はより少ない数のエンジンを有し得る。
【００５０】
図２は、さらに、好ましい実施形態では、エンジン１３２、１３４が、中央支持部５０２のいずれかの側に等距離の位置で、翼１１６、１１８に取り付けられていることを示す。エンジン１３２、１３４をこのバランスのとれた向きに配置することは、航空機のバランスと安定性の利点を提供し得る。加えて、エンジン１３２、１３４は、翼取り付けアセンブリ１０８から翼先端部１１６又は１１８までの翼１１２又は１１４に沿った距離として定義される、各翼のセミスパンに沿った均等位置で翼１１６、１１８に固定されることが好ましい。
【００５１】
エンジン１３２、１３４が好ましい実施形態において均等位置に配置されている場合、航空機１００が固定翼飛行モードで飛行しているときのエンジン１３２、１３４の推力及び航空機１００の飛行速度は、航空機１００が回転翼飛行モードで動作しているときに翼がロータ１０２の長手方向軸の周りを回転するときに航空機１００によって必要とされるトルク及びｒｐｍ、又は１分間当たりの回転数と等しいことが望ましい。好ましい実施形態では、ロータとして作用するときの翼１１６、１１８のトルク要求は、同じエンジン１３２、１３４及びプロペラ１３６、１３８を使用して、固定翼モードで飛行するときの航空機１００の飛行中の要求にマッチする。エンジン１３２、１３４をこれらの要求に適合する位置に配置することはまた、プロペラ１３６、１３８のブレードを音速の十分下に保持しながら、（翼１１６、１１８が回転翼飛行モードにおいてロータとして作用しているとき）翼端１１６、１１８の速度が音速に近づくことを可能にする。エンジン１３２、１３４をこれらの力と要求が等しくなるポイントに配置することは、好ましくは、複雑なギアボックス及び航空機の長距離耐久能力を低下させる可能性のある他の重量機器の必要性を排除する。これらの力と要件が等しくなるこのポイントの決定についての追加的な議論は、以下に含まれる。
【００５２】
図３を参照すると、航空機１００は回転翼飛行モードで示されている。エンジン１３２、１３４は、回転軸（Ａｒ）の周りに翼を回転させるために、反対方向を向いている。翼１１６、１１８は、各翼がそのスパンワイズ軸（長さ）（Ａｗ）周りに独立して回転することを可能にするように、中央支持部５０２に取り付けられる。従って、翼及びエンジンは、両方の飛行モードにおいて可変ピッチを提供することができる。翼１１６、１１８の回転は、好ましくは、中央支持部５０２内に配置されたサーボ又はアクチュエータによって達成され得る。また、少なくとも１つの翼の回転は、回転翼飛行と固定翼飛行との間の移行に使用される。例示的な実施形態では、１つの翼は、そのスパンワイズ軸（Ａｗ）の周りに少なくとも１８０度回転することができる。始動及び停止の間に、翼が通り過ぎる表面の下にプロペラブレード１３６、１３８がないように、翼を回転させることができる。これは、回転するプロペラの追加の安全性を提供する。
【００５３】
図４は、固定翼飛行モードにおける航空機１００の正面図を示し、翼１１６、１１８の前縁１２４、１２６は前方を向いている。さらに、エンジン１３２、１３４はまた、翼１１６、１１８に対して翼のスパン又は長手方向軸（Ａｗ）の周りに回転し得る。エンジン１３２、１３４の翼１１６、１１８のスパンワイズ軸の周りの回転は、上述の翼１１６、１１８の回転に加えたものであり得る。エンジン１３２、１３４の回転は、０度から２０度の間、望ましくは０度から１０度の間、又はより望ましくは０度から５度の間であり得る。
【００５４】
好ましくは、翼１１６、１１８は、各々少なくとも１つのスパーを有する。スパーは、中央セクション５０２との接続から翼端まで、翼の内側又は外側のスパンに沿って長手方向に延び、構造的剛性を提供する。各翼１１６、１１８の少なくとも１つのスパーは、翼取り付けアセンブリの中央支持部５０２に取り付けられる。図１０ａは、中央支持部５０２に接続された翼１１６の１つのスパー５２０を示す。翼は、ホバリング又は垂直飛行のために翼１１６、１１８を位置決めするために、スパー又はスパンワイズ又は翼端から翼端軸（Ａｗ）周りに回転し得る。望ましくは、スパー５２０は、少なくとも、翼１１６のエンジン１３２の取り付けポイントまで延びて、翼に構造的な剛性を与える。翼１１８は、第２のスパー５２０を介して翼取り付けアセンブリに取り付けられ得る。翼１１８は、エンジン１３４を長手方向軸（Ａｒ）のまわりの翼１１８の動力回転（power  rotation）に必要な新しい方向に向けるために、前述したように、スパー５２０の周りを回転することができることが好ましい。望ましくは、翼１１８はまた、図１０ａに示すようなエンジン及びプロペラ１３８の向きを達成するために、第２のスパーの周りを回転する。
【００５５】
エンジン１３２、１３４は、翼１１６、１１８がロータとして作用しているときのエンジン１３２、１３４への空気の回転流入速度が、航空機１００が固定翼モードで飛行しているときのエンジン１３２、１３４への空気の巡航流入速度と実質的に同様であるように、翼１１６、１１８に取り付けられる。これは、好ましくは、航空機１００のプロペラ１３６、１３８及びエンジン１３２、１３４が効率的な巡航のために最適化されることを可能にする。航空機１００はまた、航空機１００が固定翼飛行中にあるときに垂直離着陸及びホバリング飛行に使用されるものと同じエンジン１３２、１３４に依存する。好ましい実施形態では、従来のヘリコプタ設計で見られるような対地トルク力（torque-to-ground  force）は存在しないので、テールロータは必要とされない。
【００５６】
図５に示すように、テイクオフ及びロータ飛行は、翼１１６、１１８が、好ましくは、エンジン１３２、１３４が反対方向に向いている状態で、地面に対して実質的に平行に向けられている場合に達成される。図５は、１つのエンジン１３２、１３４が各翼１１６、１１８に取り付けられる本発明の一実施形態を示すが、異なる数のエンジンが各翼に取り付けられてもよい。各エンジン１３２、１３４に取り付けられたプロペラ１３６、１３８の回転による動力の印加は、翼１１６、１１８を、図５に示す方向のヘリコプタロータと同様に、ロータ５０２の長手方向軸５００の周りに回転させる。各翼１１６、１１８のピッチ又は迎え角は、同時に変更され得る（当該技術分野では、コレクティブピッチとして知られている）、又は各翼１１６、１１８が回転するときに各翼１１６、１１８の位置に応じて変更され得る（当該技術分野では、サイクリックピッチとして知られている）。これらのピッチ変化は、フラップ、自由ピッチウイングベアリング（free-to-pitch  wing  bearings）を有するタブ、又は専用サーボなどの、翼１１６、１１８上の操縦翼面によって提供することができる。図５に示すように、エンジン１３２、１３４は、ロータ１０２の長手方向軸周りの翼１１６、１１８の回転によって生成されるロータのトルク要求が、翼１１６、１１８が固定翼飛行モードで胴体に対して回転しないときの航空機１００の飛行中要求に適合する位置で翼１１６、１１８に取り付けられる。好ましい実施形態では、航空機１００は、固定翼モード及び回転翼飛行モードで飛行するために、同じエンジン１３２、１３４及びプロペラ１３６、１３８を使用する。この構成はまた、プロペラ１３６、１３８を音速の十分下に保持しながら、ロータ先端１１６、１１８が音速に近づくことを可能にし得る。
【００５７】
航空機１００が回転翼飛行モードにあるとき、翼１１６、１１８をロータのように回転させるのに必要な推力を提供する同じエンジン１３２、１３４及びプロペラ１３６、１３８はまた、固定翼飛行モードで航空機１００を飛行させるのに必要な推力の５０％から１００％を提供する。他の実施形態では、エンジン１３２、１３４は、望ましくは、航空機１００を固定翼飛行モードで飛行させるために必要な推力の７５％〜１００％を提供し、より望ましくは、固定翼飛行モードで航空機１００を飛行させるために必要な推力の９０％〜１００％を提供する。いくつかの実施形態では、固定翼飛行モードで航空機１００を飛行させるために必要な推力の少なくとも５０％が、回転翼飛行モードで航空機に動力を与える同じエンジン１３２、１３４によって提供され、他の実施形態では、望ましくは、必要な推力の少なくとも７５％が、同じエンジン１３２、１３４によって提供され、さらに他の実施形態では、より望ましくは、必要な推力の少なくとも９０％が、同じエンジン１３２、１３４によって提供される。
【００５８】
各翼１１６、１１８は、胴体１０２との取り付け点から、少なくとも翼１１６、１１８とのエンジン１３２、１３４の取り付け点まで、翼を通って長手方向に延びるスパー８０２、８０４を有し得る。各スパー８０２、８０４は、当業者には理解されるように、各翼１１６、１１８に構造的剛性を提供する。
【００５９】
好ましい実施形態では、各翼のスパーは、中央支持部５０２に取り付けられる。各翼１１６、１１８が、図８の一実施形態に示すように、一方の翼の前縁１２４及び他方の翼の前縁１２６が実質的に反対方向を向くように、スパーによって規定された軸（Ａｗ）周りに回転することを可能にされるように、スパーは中央支持部５０２に取り付けられることが好ましい。スパー周りの翼１１６、１１８の回転はまた、各翼に取り付けられたエンジン１３２、１３４が実質的に反対方向を向くことをもたらす。エンジン１３２、１３４によって発生した動力は、プロペラ１３６、１３８を回転させ、プロペラは、回転軸の周りの翼１１６、１１８の回転を生じさせる推力をもたらす。
【００６０】
固定翼飛行への好ましい移行を図５に示す。開始位置Ａでは、航空機１００は、エンジン及びプロペラが反対方向に向けられている状態で示される。航空機は、離陸待機中の地上Ｇ１にいることも、地上より上Ｇ２の回転翼飛行モードでのホバリング中又は飛行中のこともある。位置Ａと位置Ｂとの間で、航空機は、好ましくは、地上から所望の高さまで上昇する。両方の位置Ａ及びＢにおいて、翼１１６、１１８は、ロータ飛行のための推力を提供するために、航空機のロータの周りを回転している。スロットルダウン（throttle  down）位置Ｂにおいて、航空機は、回転翼飛行モード中に上昇からホバリングへスロットルダウンされることが好ましい。スロットルダウン位置Ｂと固定翼位置Ｃとの間で、航空機は、第２の翼１３６と整列するために翼１３８を１８０度回転させ始めることが好ましく、これは、エンジン１３２、１３４が実質的に同じ方向を向く固定翼向きに航空機を移行させる。この方向は、固定翼又は従来の飛行機として飛行するための所望の進行方向である。
【００６１】
この移行は、エンジンスロットルを同時に減らしながら達成されることができる。スロットルの減少は、望ましくは、ロータ速度（ロータとして作用する翼の回転）を実質的にゼロに減少させる。固定翼飛行モード位置Ｃでは、回転翼飛行モードから固定翼飛行モードに完全に移行し、翼がもはや回転していないことを意味する。中央支持部は、回転を防止するためにロックされてもよいが、これは必要ではない。加えて、エンジンは、実質的に進行方向を向くことが好ましい。固定翼飛行モードでは、エンジンスロットルは前進される（advanced）ことが好ましく、これは航空機を加速して従来の固定翼飛行を可能にする。いったん十分な対気速度が得られると、飛行機は従来の飛行機と同様に「翼に乗って（on-the-wing）」飛行し、従来の尾翼表面で制御され得る。
【００６２】
図６は、固定翼飛行から回転翼飛行に移行する方法を示す。固定翼飛行モード位置Ｃにおいて、航空機は、図５の同じ飛行モード及び位置に関して説明したように、固定翼モードで飛行するように向けられる。スロットルは減少され、一方の翼１１６は、翼１１８から反対方向を向くように１８０度回転される。その後、スロットルは、回転翼飛行モードを開始するために増加される。位置Ｄにおいて、航空機の１００の構成は、固定翼飛行に必要なものから、回転翼飛行に必要なものに変更され、その間、翼１１６、１１８は、エンジン１３２、１３４及びプロペラ１３６、１３８が反対方向を向くように反対方向６００に回転する。回転翼飛行モード位置Ｄにおいて、翼は、今や反対方向を向いている翼１１６、１１８に取り付けられたエンジン１３２、１３４によって発生されるトルクのために、回転軸（Ａｒ）の周りに回転し始める。回転翼飛行モード位置Ｄにおけるロータ速度は、ホバリング飛行に必要な速度を超えて増加されることが好ましい。最後に、回転翼飛行モード位置Ｄと完全に移行した位置Ｅとの間で、エンジンは、安定した降下及び着陸のためにスロットルダウンされ得る。しかし、ミッションの考慮及び要件から航空機が特定の高度でのホバリング飛行を維持すること、又は垂直飛行モードでの他の航空機操縦を完了することを要求される場合には、このポイントでの航空機１００の実際の着陸は必要とされない。
【００６３】
次に図７を参照すると、翼１１６、１１８は、操縦翼面７０２、７０４を含む。操縦翼面は、回転翼飛行モードで発生するトルク力（torque  forces）を補償するように空気力学的力（aerodynamic  forces）を発生させるために使用することができる。図８において、航空機８００は、回転翼飛行モードで生成されるトルク力を補償するためのテールロータ８０２を含む。
【００６４】
次に、図９Ａ及び９Ｂを参照すると、航空機１００は、翼内のホッパータンク８０８、８１０に結合された胴体８０４内に取り付けられた燃料タンク９０２を含む。ホッパータンクは、エンジン１３２、１３４に燃料供給する。使用において、燃料９１０は、ロータが停止されるときに、燃料タンク９０２からホッパータンクに移送され得る。ホッパータンクは、図１０Ｂに示すように、回転翼モードの間、エンジン１３２、１３４に燃料供給することができる。
【００６５】
次に、図１０Ａ及び１０Ｂを参照すると、航空機は、中央支持部５０２内に変位ベアリング（displacement  bearing）アセンブリを含むことができる。ベアリングアセンブリは、ロータスパイクモーメント（rotor  spike  moments）及び振動を胴体８０４から分離するように構成される。
【００６６】
図２に関して上述したように、ロータとして作用するときの翼１１６、１１８のトルク要求は、同じエンジン１３２、１３４及びプロペラ１３６、１３８を使用して、固定翼モードで飛行するときの航空機１００の飛行中要求に望ましくは適合される。エンジン１３２、１３４は、望ましくは、これらの要件が実質的に均等化される翼１１６、１１８上のある点に配置される。上述のように、これらの要件は、０％から５０％の間、望ましくは０％から２５％の間、又はより望ましくは０％から１０％の間の差を有し得る。いくつかの実施形態では、これらの要件の差は望ましくは２５％以下、又はより望ましくは１０％以下である。以下の議論は、エンジン１３２、１３４がこれらの要件を実質的に均等化するように取り付けられる翼１１６、１１８上の位置を計算するための好ましい方法を説明する。計算で使用される正確な値は、例示目的のためであり、計算又は本発明を如何なる方法でも限定することを意図するものではない。
【００６７】
図１１Ａ〜１１Ｅを参照すると、航空機１００の固定翼飛行モードから回転翼飛行モードへの移行が示されている。図１１Ａは、固定翼飛行中の航空機１００を示す。両方のエンジン１３２、１３４は、同じ方向（前方）を向いており、プロペラ１３６、１３８は、航空機１００を前方に移動させるための推進力を提供する。図１１Ｂは、翼１１６、１１８が固定翼飛行モードから回転翼飛行モードへの移行を開始したときの翼１１６、１１８を示す。図示のように、翼１１６、１１８の入射角（incidence）は対称的に増加し、航空機１００をプルアップ（pull-up）させて減速させる。図１１Ｃは、一旦翼１１６、１１８が移行向きに回転された翼１１６、１１８を示す。移行向きでは、各翼の翼弦軸は回転軸（Ａｒ）と整列している。例示的な実施形態では、翼は、移行向きにおいて長手方向軸に対して９０度に向けられ、航空機１００は、最低対気速度である。
【００６８】
図１１Ｄは、翼１１６、１１８が移行向きから回転されるときの翼１１６、１１８を示す。エンジン１３２は前方を向く方向に向けられ、エンジン１３４は後方を向く方向に向けられるように、一方の翼１１６は前方に回転され、他方の翼１１８は後方に回転され、中心ロータリ５０２のスピンを開始させる。図１１Ｅは、回転翼飛行モードの航空機１００を示す。翼１１６、１１８は、エンジン１３４、１３６及びプロペラ１３６、１３８が反対方向に向くように回転されている。翼１１６、１１８は、それらのホバリング入射角に回転されており、その結果、Ａｒ軸周りの翼及び中心ロータリ５０２の安定したスピンをもたらす。
【００６９】
次の表は、次の計算例で使用される略語のリストを提供する：
【表１】
2020511365.tif 000003
【００７０】
必要なVTOL出力が以下のこの関係に従うことは、当該技術分野において十分に確立されている。
【数１】
2020511365.tif 000004
【００７１】
ここで、VTOL_SHPreqdは、垂直離着陸に必要な軸馬力である。
【００７２】
航空機がロータに２０％の過剰なリフト能力を必要とすると仮定すると、VTOL_SHPreqdの式は、次のようになる：
【数２】
2020511365.tif 000005
【００７３】
飛行機の場合、SHPreqdは、飛行機の上昇要求又は離陸要求によって設定される。航空機が固定翼飛行モードのときは、離陸は必要ないので、上昇が重要な考慮事項である。離陸高度での初期上昇率は、航空機の上昇限界（ceiling）能力の良い代用物である。航空機のＲＯＣ、すなわち上昇率が大きいほど、低高度において、航空機が達し得る上昇限界、又は最高高度は高くなる。多くのＶＴＯＬ機では、典型的な上昇限界は１５，０００フィートである。この上昇限界は、長距離又は高耐久性飛行機について１，５００ｆｐｍ（又はフィート／分）の海面水位ＲＯＣであることにほぼ等しい。古典上昇方程式を用いて、航空機が固定翼飛行モードで上昇するときに必要とされるＳＨＰを解くことができる。
【数３】
2020511365.tif 000006
【００７４】
翼がロータとして使用される場合、ロータの直径はウイングスパンに等しい。
【００７５】
さらに、フライトエンジンがロータを駆動するために使用される場合、ＶＴＯＬに必要なエンジンＳＨＰを決定するために計算にプロペラ効率を含める必要がある。
【００７６】
ＶＴＯＬの場合、式は次のようになる：
【数４】
2020511365.tif 000007
【００７７】
固定翼モードでの飛行の場合、式は次のようになる：
【数５】
2020511365.tif 000008
【００７８】
従って、
【数６】
2020511365.tif 000009
【００７９】
説明例としてのみ、非常に効率的な５０００ポンドの飛行機に関して、以下を仮定する：
【表２】
2020511365.tif 000010
【００８０】
ＶＴＯＬのためのエンジン出力が上昇のためのエンジン出力と等しい場合のRotorDiameter又は翼スパンを解くことは、翼が回転翼飛行のためのロータとして利用される好ましくバランスのとれた設計をもたらす。
【００８１】
【数７】
2020511365.tif 000011
【００８２】
この例でのみ、RotorDiameter＝翼スパン＝６８．７ｆｔである。
【００８３】
これまでの計算では、垂直飛行、ホバリング飛行、固定翼飛行上昇のためのプロペラによるエンジン出力と一致していた。しかし、飛行モード間で機械式伝動装置（mechanical  gearing）の必要性を排除するために、エンジンは、望ましくは、ロータＲＰＭにおいて所望のロータトルクを提供するように、翼に横方向に固定される。
【００８４】
航空機が固定翼にあるときの航空機を家庭すると、構成は２０のアスペクト比（ＡＲ）を有し、必要なＲＰＭ及びトルクが決定され得る。
【００８５】
前進比がゼロ（ホバリング）に近い場合、ＡＲ＝２０翼はこれらの特性を有する。
【００８６】
ロータ推力係数、ＣＴ＝０．１９４
【数８】
2020511365.tif 000012
【数９】
2020511365.tif 000013
【００８７】
ロータ回転数／分を解くと、翼がロータとして作用する場合、４６ｒｐｍとなる。以下を思い出す：
【数１０】
2020511365.tif 000014
【００８８】
したがって、VTOL_SHPreqd＝４５４．７ｈｐとなる。
【００８９】
したがって、次のようになる。
【数１１】
2020511365.tif 000015
【００９０】
そして、Torque＝４１，６２３ｆｔ−ｌｂｓ。
【００９１】
ＶＴＯＬ又は垂直／ホバリング飛行におけるエンジンの推力は以下のように定義されると仮定する：
【数１２】
2020511365.tif 000016
【００９２】
ここで、V@propは、回転翼上のエンジンステーションにおける相対風であり、以下の式で与えられる：
【数１３】
2020511365.tif 000017
【００９３】
その結果、V@prop＝８２．７ｆｐｓとなる。
【００９４】
５０％セミスパンで固定されたエンジンの場合、使用可能な推力は以下のとおりである：
【数１４】
2020511365.tif 000018
【００９５】
この式を解くと、Total  Thrust  Available＝２，４２５ポンドとなる。
【００９６】
ロータトルク式から:
【数１５】
2020511365.tif 000019
【００９７】
再度変形すると：
【数１６】
2020511365.tif 000020
【００９８】
この例のみのために上で計算されたように、ロータの直径、すなわち総翼スパンは６８．７ｆｔであるので、５０％セミスパンに位置するエンジンは、１７．１６ｆｔのレバーアーム（Ｙ）を有する。
【００９９】
したがって、この例では、Total  Thrust  Required（必要な総推力）は、２，４２５ポンドであり、これは、上で計算したTotal  Thrust  Available（利用可能な総推力）に等しい。
【０１００】
Total Thrust AvailableとTotal Thrust Requiredの等価は、この例ではギアボックスを必要としないにバランスのとれた設計が達成されたことを示している。
【０１０１】
以上のことから、本発明は固定翼飛行モードが可能な航空機を提供し、垂直離着陸（ＶＴＯＬ）が可能な回転翼飛行モードが開示されていることが理解される。航空機は、長手方向軸（Ａｆ）を有する胴体と、胴体の上に固定された複数の翼とを有する。翼は、固定翼飛行モードと回転翼飛行モードの両方のために取り付けられている。固定翼飛行モードは、前記翼が回転軸（Ａｒ）に対して回転に関して静止して維持される飛行として定義される。回転翼飛行モードは、前記翼が回転軸（Ａｒ）の周りに回転する飛行として定義される。
【０１０２】
本発明は、例示的な実施形態のみを参照して詳細に開示されているが、当業者は、本発明の範囲から逸脱することなく、種々の他の実施形態が提供されることができることを理解するであろう。したがって、本発明は、以下に記載する請求項によってのみ定義される。
【図１】
2020511365.tif 000021
【図２】
2020511365.tif 000022
【図３】
2020511365.tif 000023
【図４】
2020511365.tif 000024
【図５】
2020511365.tif 000025
【図６】
2020511365.tif 000026
【図７】
2020511365.tif 000027
【図８】
2020511365.tif 000028
【図９Ａ】
2020511365.tif 000029
【図９Ｂ】
2020511365.tif 000030
【図１０Ａ】
2020511365.tif 000031
【図１０Ｂ】
2020511365.tif 000032
【図１１Ａ】
2020511365.tif 000033
【図１１Ｂ】
2020511365.tif 000034
【図１１Ｃ】
2020511365.tif 000035
【図１１Ｄ】
2020511365.tif 000036
【図１１Ｅ】
2020511365.tif 000037
【国際調査報告】
2020511365.tif 000038