JP2001507306A

JP2001507306A - 基本的に空気静力学式上昇体として設計された胴体を有する航空機

Info

Publication number: JP2001507306A
Application number: JP52963998A
Authority: JP
Inventors: ヘルマンキュンクレル
Original assignee: ヘルマンキュンクレル
Priority date: 1997-01-04
Filing date: 1998-01-02
Publication date: 2001-06-05
Also published as: EP1160156A3; UA49050C2; ATE225279T1; IL130655A0; CN1249720A; DE59805790D1; US6286783B1; EP0948441B1; EP1160156B1; CN1392083A; AU717125B2; RU2196703C2; WO1998029303B1; ID21900A; CA2276876A1; AU6206998A; ES2185145T3; IL130655A; WO1998029303A3; ATE328787T1

Abstract

(57)【要約】航空機は基本的に空気静力学式上昇体として設計された胴体と、胴体に連接された複合された上昇および推進装置とを有しており、前記複合装置はプロペラを備えて推進ユニットを形成し、かついずれの場合も、それぞれのプロペラ回転面が基本的に水平であり、それぞれのプロペラ・シャフトに作用する、関連する駆動機構の出力シャフトが基本的に垂直である上昇位置と、それぞれのプロペラ回転面が基本的に垂直であり、それぞれのプロペラ・シャフトに作用する、関連する駆動機構の出力シャフトが基本的に水平である推進位置との間で傾動可能である。プロペラ回転面は関連する駆動機構の、プロペラ・シャフトに作用する出力シャフトに対して全周傾斜可能である。

Description

【発明の詳細な説明】基本的に空気静力学式上昇体として設計された胴体を有する航空機本発明は、基本的に空気静力学式上昇体として設計された胴体と、複合された上昇および推進装置とを有している航空機であって、該複合装置は胴体に連接され、プロペラを備えて推進ユニットを形成し、かついずれの場合も、それぞれのプロペラ回転面が基本的に水平であり、それぞれのプロペラ・シャフトに作用する、関連する駆動機構の出力シャフトが基本的に垂直である上昇位置と、それぞれのプロペラ回転面が基本的に垂直であり、それぞれのプロペラ・シャフトに作用する、関連する駆動機構の出力シャフトが基本的に水平である推進位置との間で傾動（ティルト）可能である構成の航空機に関する。並進推進システムを備えた空気静力学式航空機は、例えばツェッペリン号のように長期間に亘って公知であった。これらの飛行船は静力学的な上昇特性によって、基本的に垂直に離陸および着陸が可能であるが、これらは空気よりも著しく軽量であるので、地上に保っている場合は常に係留しておかなければならない。その上、これらの航空機は比較的緩慢にしか制御できないが、その理由は速度が遅く、空気力学的な制御面積が小さいので、制御権能(contro１ authority)が低く、すなわち制御運動に対する反応慣性が高いからである。確かに最近では、横軸を支点に比較的遅く傾動可能である主推進系統と、空気動力学的な制御を補助するための横に作用する補助推進系統とを有する飛行船が公知になってきたが、飛行船が“ピンポイント”の操縦機動性を達成することはこれまで不可能であった。細長い流線型の胴体を有する飛行船の別の欠点は、横風に極めて弱く、これに関連してブイに係留されたボートと同様に風向きに合わせてターンできるように、飛行船を地上に係留しておく必要があることであり、この目的のためには一般にアンカーマストが必要である。更に、水平プロペラ回転面を有する垂直上昇位置と、垂直プロペラ回転面を有する水平推進位置との間でエンジンが傾動可能である垂直離陸航空機が公知である。このような傾動可能なエンジンを搭載した垂直離陸航空機の問題点の１つは、エンジンが傾動した場合に発生し、航空機の翼および胴体上の中実支持構造によって支持されなければならないジャイロ力の制御である。このようなジャイロ力を考慮して、エンジンの傾動は比較的ゆっくりとしか行えない。このような垂直離陸航空機も同様に基本的には空気力学式の制御装置を介して制御される。これらの航空機の垂直離陸中、エンジンだけで航空機全体の上昇力を発生しなければならないので、航空機の自重に加えて輸送できる積荷は極めて限定される。従って、本発明の目的は空気静力学式航空機の利点と垂直離陸航空機の利点とを兼ね合わせ、従って比較的長距離に亘って大きな積荷を搬送することができ、かつ同時に、その目的のために地上での特別の支援私設を必要とせずに、迅速かつ正確に着陸できる汎用航空機を提供することにある。この目的は特許請求の範囲第１項の特徴記載部に基づいて、それぞれのプロペラ回転面が関連する駆動機構の、プロペラ・シャフトに作用する出力シャフトに対して全周傾斜可能であることによって達成される。基本的に備えられている横軸を支点にして推進系統が傾動可能であることに加えて、プロペラ回転面がこのように傾斜可能であることによって、航空機の推力ベクトル制御が可能になり、この推力ベクトク制御は、迅速に反応し、離陸および着陸中でも航空機の制御挙動は極めて敏捷になる。この推力ベクトル制御によって（推進系統に充分な動力がある場合）、空気静力学式上昇体を備えた航空機が基本的にピンポイントの精度で着陸することが可能になる。それによって航空機が比較的狭い野外の着陸領域に直接降下することができ、ひいては例えば工場の敷地で積荷を吊り上げ、これを再び配付先に直接積卸すことができる。回転翼（ロータ）面の傾斜は個々のプロペラ羽根のそれぞれの取付け角の個々の調整の結果、プロペラ羽根に作用する動的空気力によって生ずるものである。この場合、推進、上昇および制御のための推力ベクトルだけが力として胴体へと誘導される。推力ベクトルの急速な累積中に発生する反作用モーメント、例えば関連するエンジンまたはプロペラのジャイロモーメントは周囲の大気で支持され、航空機の構造体によっては支持されない。このようにして、この場合はジャイロモーメントが胴体に伝達されなければならないことに起因する反力を生じることなく、プロペラ面は出力シャフトに対して大きい角度セクタのどの方向にも極めて迅速に傾動可能である。プロペラ・シャフトに作用する関連する駆動機構の出力シャフトに対するプロペラ回転面の傾斜角は±２０°ないし±５０°、好適には±２５°ないし±３５°、更に好適には±３０°でよい。本発明に基づく航空機の推力ベクトル制御は推進ユニットの推進位置と上昇位置の双方で作用するので、推進系統を依然として動作させたままの短期間の着陸停止には、複雑な手段で航空機を地上に係留する必要はない。と言うのは、迅速に反応する推力ベクトル制御によって、横風または突風が発生した場合でも着陸領域での航空機の位置が安定するからである。その結果、本発明に基づく航空機には着陸用プラットフォーム、または例えば航空機用の係留線を固定するためのアンカのようなその他の着陸用装備が必要ない。それでもなお、特に航空機がより長時間停止し、その間にエンジンが遮断されるような場合には、航空機を公知の態様で地上に拘束しておく必要がある場合がある。これは好適には航空機の下側に組込まれている着陸用脚部を係留することによって、または胴体内に組込まれ、好適には集中制御で作動可能であるロープ・ウインチシステムによって行えばよい。本発明に基づく航空機の迅速に反応する推力ベクトル制御によって更に、航空機自体が着陸せずに航空機の空中静止飛行状態で積荷を吊り上げ、ピンポイントの精度でこれを積卸しすることが可能になる。本発明の特に好適な実施例では、胴体は同時に空気力学式上昇体としても設計されている。その結果、巡航中、胴体は空気静力学式上昇力に加えて空気力学式上昇力をも発生することができる。本発明に基づく航空機では、飛行中の動圧に左右される能動的に機能する空気力学式制御装置はなくても済むので、水平上昇ユニットまたは方向舵ユニットが離陸段階および着陸段階で低速飛行する航空機を制御する際に基本的に協調しなくても、航空機の横風に対する脆弱性および突風に対する脆弱性を増す前記のユニットを搭載する必要がない。それが、この制御を推力ベクトル制御だけによって行う理由である。それによって航空機を一貫して簡単な形状に設計できる。胴体が基本的に円形の平面を有していれば、一方では、長さが同一であると仮定すると、容積が大きくなるので従来形の航空機の葉巻形の形状と比較して揚力の大幅な増加が達成され、ひいては間接的には有効搭載量（ペイロード）が増大し、他方では、容積が同一であると仮定すると、外皮の湿潤面が縮小し、ひいては重量が軽量化され、かつ摩擦抵抗が縮小する。更に、それによって横風に対する脆弱性は大幅に軽減される。同時に、胴体が基本的に楕円形の断面を有していれば、水平飛行時の流体抵抗が著しく軽減されるという利点が得られる。胴体の断面を非対称に、すなわち上部が、下部シェルを形成するより平坦な下部よりも大幅に湾曲した上部シェルを形成する基本的に楕円形の形状に設計すれば、巡航中に、胴体も水平位置で、空気性力学的な揚力に貢献するだけではなく、それに加えて離陸および着陸中に利用されるロータの揚力に代わる空気力学的な揚力にも貢献する。更に、曲率が異なることによって非対称の円板状胴体の上部シェルと下部シェルの構造的な荷重のバランスが更に良くなる。好適には、胴体はその赤道領域に少なくとも１つのリム状の補強リングを有しており、それによって、この補強リングが上部シェルと下部シェルの半径方向力を吸収することで、また更に、例えば前縁側の胴体に衝突する動圧力を支持することで、胴体を水平方向で補強する。同時に、特に、補強リングの外周の断面が部分楕円形であることが有利である。それによって補強リングの断面は胴体の赤道領域の断面形状に適応する。補強リングが好適にはサンドイッチ形の合成繊維材料からなる実施例も有利である。それによって強度の増強と軽量化と共に、補強リングが所定の限度内で変形可能である所望の弾性が達成される。この弾性変形によって、例えば、推進支持構造から補強リングに誘導される力とモーメントは胴体の外皮構造によって吸収され、かつ、伝達されることができる。この外皮構造は可能な最大のレバーアームおよび圧力を受ける楕円形の円板状胴体の固有の寸法剛性に鑑みて、上記の目的には特に適したものである。リム状の補強リングの主要の機能は円板状胴体を水平方向で補強する目的のために外皮構造から半径方向力を吸収することにある。補強リングと一体に組込まれ、かつ好適には胴体の上部シェルと下部シェルの支持構造がそれに固定されている、比圧縮強度が高い２つの圧縮強い支持プロファイルによって合圧縮負荷が吸収されることが有利である。所望の半径方向弾性を制限するために、補強リングは、断面が好適には基本的に三角形の設計であり、そのうちの２つの角が補強リングと一体形成された支持プロファイルによって形成され、三角形の頂点は胴体の内側を向いているフレームワークとして有利に設計されている少なくとも１つの支持骨組を有していてもよい。支持骨組は少なくとも部分的に補強リングと一体に形成されていることが有利である。本発明の更に有利な実施例に基づいて、いずれの場合も２つの推進ユニットが好適には軟式に固定された支持構造に連結して取付けられていれば、離陸および着陸段階中の個々の推進系統の揚力推力に起因し、またプロペラ軸を突起して取付けたことに起因する曲げモーメントを、胴体構造全体に伝達されることなく一方の推進ユニットから他方の推進ユニットへと直接案内することができる。このように、２つの推進ユニットはその支持構造を介して互いに支持される。それぞれの推進ユニットおよび／またはその支持構造はそれらに割当てられた推進ユニットと共に、好適にはスラスト・ストラットを介して互いに軟式に連結され、軟式の連結の結果として捩じれ可能および変形可能である推進支持フレームが形成される。好適には、推進ユニットおよび／またはその支持構造はリム状の補強リングに軟式に取付けられる。それによって推進ユニットはリム状の補強リングに軟式に取付けられた推進支持フレームと一体化される。この実施例によって、個々の推進ユニットから生ずる力が確実に推進支持フレームを介して大幅に伝達され、従って補強リングと胴体の外皮構造とにこれらの力が伝達されることが回避される。加えて、それによって振動による離脱が容易になる。前部推進ユニットと後部推進ユニットとをいずれの場合も長手方向の中心面から異なる距離を置いて配置すると、後部推進ユニットが前部推進ユニットの渦流トレール内に位置することが確実に回避される。これに加えて、またはその代わりとして、上記の側面で同じ効果、またはそれ以上の効果を達成するために前部と後部の推進ユニットを航空機の異なる高さ位置に配置してもよい。本発明の特に好適な設計では、航空機には４つの推進ユニットを装備しており、これらは更に好適にするために、いずれの場合も支持構造上に対偶で装備される。有利には、いずれの場合も、推進ユニットは航空機の円形面を囲み、または部分的にこの面に入り込む仮想四角形（または推進ユニットの数によってはその他の多角形）の１つの角の領域に配設される。好適には、互いに並行して動作可能な２基のエンジンが各推進ユニットに搭載されている。それによって、それぞれ個々の推進ユニット内で重複性(redundancy)が達成され、推進ユニットの１基のエンジンが故障した場合でも、この重複性によって推進ユニット全体は全体的な推力が僅かに損失するだけで確実に動作することができる。それによって、エンジンの重複により推進ユニット全体が完全に故障する危険が大幅に低下するので、航空機の飛行の安全性が高まる。この種類の双対エンジンの４基の推進ユニット構成によって、最大の離陸質量を伴う離陸中に、すなち垂直飛行中にエンジンが故障することがあっても、推進力には完全な余裕が得られる。離陸中に１基の推進ユニット全体が故障した場合、互いに対角線上で対向する２基の推進ユニットだけが揚力をもたらし、最大離陸質量の場合も、僅かしか低下しない速度を保持することを可能にし、第３の作動可能な推進ユニットが航空機をロール軸およびピッチ軸を支点に安定させるために使用される。このように推進力が損失した場合に、既に充分な飛行高度に達している場合は、巡航への移行を行うことができる。巡航中も、請求されているように４基の推進ユニットを搭載した航空機は、１基の推進ユニットが完全に故障しても完全に耐空性と操縦可能性を保持することができる。何故ならば、この場合、航空機の長手方向の中心面の両側に未だ１基の作動可能な推進ユニットが確実に存在し、作動可能な第３の推進ユニットも飛行高度を調整するために利用されるからである。貨物を輸送するための貨物室は好適には胴体の下部領域内に設計され、その貨物室の下には好適にはプラットフォーム状の設計の着陸用脚部を延在させることができる。有利な実施例では、貨物室には少なくとも１つの傾斜板を設け、好適には互いに反対向きの両側に２つの傾斜板を設けることができる。１つの傾斜板を設けることによって航空機の積荷および積卸しが容易になり、互いに反対向きの両側に２つの傾斜板を設けることによっていわゆるＲＯＲＯモード（ロールオン／ロールオフ）でより迅速な積荷および積卸しが可能になる。貨物室の周囲領域の下の着陸用脚部として、空気で膨張可能な蛇腹状の下向きの環状ビードを備えれば、一方ではこの環状ビードによって形成される着陸用脚部によって着陸時の衝撃を緩衝することが可能であり、他方では、比表面圧が低いので、圧密化されていない地上への着陸も行うことができる。規定の高さを設定するため、空気膨張可能な環状ビードは高さ制限手段を内蔵している。本発明に基づく航空機の別の実施例では、好適には適宜の位置の２階設計の客室が胴体の赤道領域の前部に設けられているので、航空機を旅客輸送用の手段として利用することができる。この場合、好適には客室はリム状の補強リング内に懸架され、かつ好適には推進支持フレームの前部支持構造内にも懸架されている。好適な実施例では、胴体の赤道領域の後部に手荷物および貨物室が設けられている。航空機の後部に手荷物および貨物室を配置するこのような構成によって、航空機の前部に設けられた客室と共に、航空機の基本的な平衡バランスが可能な限り取れることが保証される。好適には、手荷物および貨物室はリム状の補強リング内に懸架され、かつ好適には推進支持フレームの後部支持構造内にも懸架されている。開発された有利な構成では、下部シェル内にはこれと一体化された中央円筒体が設けられており、その下側には好適には蛇腹状の空気膨張可能な環状ビードが着陸用脚部として設計されている。中央円筒体を胴体の外皮構造内に懸架し、落下着陸の場合に、前記中央円筒体が上方に跳ね上がり、ひいては客室、手荷物および貨物室、および推進支持フレームを緩衝するように、前記外皮構造を上部シェルと下部シェルとによって形成すれば、着陸の衝撃は客室に及ばず、ひいては乗客に及ばず、更に手荷物および貨物室、および推進支持フレームにも及ばない。好適には、中央円筒体には外側からアクセスできるように少なくとも１つの傾斜板が設けられている。客室と手荷物および貨物室とを囲われた輸送リンクを介して中央円筒体と連絡すれば、周囲の胴体内部から遮蔽された連絡通路が中央円筒体と客室との間、並びに手荷物および貨物室との間に形成される。輸送リンクと中央円筒体との連絡を軟式設計で行えば、中央円筒体に弾力を持たせることができる。この場合、少なくとも２つの、好適には３つの輸送リンクを設けることができる。更に好適な実施例では、胴体は支持構造と胴体の外皮とを有しており、胴体の外皮は上部シェルの領域で少なくとも部分的に加熱することができる。この加熱、特に胴体の内側を向いた上部シェルの側の加熱によって、胴体の外皮を除氷することができ、その結果、悪天候下での航空機の飛行の安全性が著しく高まる。有利には、胴体外皮の加熱可能部分は二重壁の設計にすることができ、かつそこを通して、必要に応じて胴体の周囲よりも温かい空気またはその他の気体を流すことができる。この目的のため、エンジンの廃熱を使用してもよく、または独立した加熱装置を追加して備えてもよい。更に、胴体外皮内の圧力を調整できれば有利である。この実施例は、胴体外皮の効率がよい除氷を促進し、かつひいては悪天候下での航空機の飛行の安全性を高める助けになる。本発明に基づく航空機の別の特に好適な実施例では、好適な独立的高度制御および垂直離陸および着陸モード、水平巡航モード、およびこれらの２つの運行モードの間の過渡的モードで、全ての推進ユニットのプロペラ羽根の取付け角を個々に、または集合的に制御するための、集中制御、好適にはディジタル集中制御システムが備えられている。この集中制御によって、航空機のあらゆる操縦条件で保証される安定した飛行挙動が確保され、ひいてはパイロットはこの任務から解放される。この集中制御システムに重複して追加の手動飛行制御システムを備えてもよく、この手動飛行制御システムによってパイロットは集中制御システムが故障した場合に航空機の飛行挙動を安定させることができる。本発明に基づく航空機の推力ベトクル制御は少なくとも１つのプロペラを有する推進ユニットによって行われ、その際にプロペラ回転面はプロペラ・シャフトに作用する駆動出力シャフトに対して傾斜可能に設計されており、プロペラ・シャフトおよびプロペラ・シャフトに作用する駆動出力シャフトが、好適には複式カルダン継手または同期継手を介して互いに関節式に連結されることによって、プロペラの回転運動の均一性が達成される。本発明の推進ユニットのこの実施例によって付加的に、プロペラ回転面の上昇位置と推進位置との間の傾動状態に関わりなく、仮想円板の形式のプロペラ回転面の有効な全周傾斜が可能になり、それによって推力ベトクルの迅速かつ即時の有効な変化が可能になる。プロペラ回転面が駆動出力シャフトに介して全周傾斜可能である推進ユニットのこの特別な実施例は本明細書に記載している航空機に採用できるだけではなく、航空機全般にも、または回転推進ユニットから生ずる推力ベクトルの有効方向を迅速に変更するべき、例えば船舶にも採用できる。好適には航空機である実際の用途では、プロペラ推進ユットの極めて敏捷な推力ベクトル制御に利用するために主として適していることに加えて、下記の利点がある。すなわち、 −プロペラ面をいずれの場合も、高度および航空機の位置に関わりなく気流方向に対して垂直に向けることができる。 −横風が接近している場合、補償トリミング推力成分を生成することができる。 −プロペラ面に対する気流の方向が不透明な場合でも、プロペラ面の傾動モーメントの生成は個々の羽根を周期的にセッティングすることによって除去されるので、曲げモーメントはプロペラ・シャフトには作用しない。同時に、プロペラのハブがカルダン・リングを介してカルダン式に実装されていれば有利であり、その結果、推力ベクトル制御を可能にするプロペラ回転面を傾斜可能にすることが達成される。この推進ユニットの好適な開発形態では、羽ばたきヒンジおよびラグヒンジ、またはこれらと同様に作用する別の弾性部品なしで、プロペラ羽根が関連するプロペラ・ハブ上に配設される。この場合は、好適にはスウォッシュプレートによって、集合的に、並びに個別的に個々のプロペラ羽根の取付け角をプロペラ回転面の傾斜に対して可変的に調整可能である。プロペラ羽根のこのような構成、およびスウォッシュプレートによるプロペラ羽根の取付け角の制御によってプロペラ回転面が傾斜し、その直後にプロペラ羽根の取付け角が変化し（ピッチの変更）、その結果、航空機を制御するための所望の推力ベクトルの変更が達成される。この場合、羽根の取付け角の周期的な変更はヘリコプタのロータの場合と同様にスウォッシュプレートによって行われる。しかし、これとは対照的に、プロペラ羽根のつけ根は、プロペラ面を気流方向に対して垂直な面に傾動させる動的動作が終了した後は周期的に調整し続ける必要はない。と言うのは、ヘリコプタに固定されたロータ・ハブとは対照的に、プロペラ・ハブは出力シャフトに対してプロペラの回転面と共通に傾動しているからである。本発明の案件のこの実施例では、プロペラ・ハブおよびペロペラ羽根は傾動動作の後では互いに平行な面で再び回転する。基本的に、関連する駆動機構の、プロペラ・シャフトに作用する出力軸に対するプロペラ回転面の傾斜角は前述したように、明らかに±２０°ないし±５０° 、好適には±２５°ないし±３５°、更に好適には±３０°でよい。しかし、関連する駆動機構の、プロペラ・シャフトに作用する出力軸に対するプロペラ回転面の傾斜角が±４５°以上にも昇る場合は、推進ユニットを航空機に対して斜めに適宜に取付けた場合、プロペラ回転面を傾斜させるだけで上昇位置と推進位置の双方を設定することができる。しかし、好適には、推進ユニットを航空機に実装するための傾動機構が備えられ、この傾動機構によって推進ユニットは傾動軸を支点に出力シャフトが基本的に垂直方向を向いた上昇位置と、出力シャフトが基本的に水平方向を向いた推進位置との間で傾動することができる。移行段階中に、すなわち例えば航空機の場合には垂直飛行から水平飛行へのそれぞれの移行段階で、プロペラの回転面の水平位置（上昇位置）から垂直位置（推進位置）への、またその逆への傾動は同様にして、流体力学的な力を介してプロペラ羽根の取付け角を個々に制御することによって誘発され、推進系統の出力軸は傾動角を支点に、例えば航空機の横軸と平行な軸を支点に傾動せしめられる。好適には、トラッキング装置が備えられ、これはプロペラに作用する流体力学的な力、およびジャイロ合力に起因して生ずる推進ユニット、特にプロペラ回転面の傾動運動を追跡し、かつ好適には何の反力も伴わずにこの傾動運動を促進する。この場合、トラッキング装置は著しく低下した調整速度（約１／５）で、プロペラに作用する流体力学的な力（これは航空機で使用される場合は空気力学的力と呼ばれる）に起因して、またジャイロ合力に起因して開始されるプロペラ回転面の傾動運動を追跡する。代替実施例では、プロペラ・ハブは単軸傾斜継手内に実装され、その傾斜軸は推進ユニットの傾動軸に対して垂直に延びているので、推進ユニットがその傾動軸を支点に傾動できることと共に、プロペラ・ハブが傾斜軸を支点に傾斜可能であることによって、基本的に反力を伴わない傾動運動を達成するためにプロペラの回転面は全方向に傾斜することができ、推進ユットの傾動軸を支点にした傾動運動のためのトラッキング装置の調整速度は、流体力学的に誘発されるプロペラの回転面の傾斜運動の調整速度に対応している。更に前述したように、この設計ではプロペラ・ハブのカルダン式の実装をなしで済ましてもよい。好適な開発によれば、プロペラ・ハブには減速ギヤが一体に組込まれ、この減速ギヤは好適には遊星歯車の態様で設計されており、好適には複式カルダン継手または同期継手を介して駆動機構の出力シャフトによる回転作用を受け、かつ出力シャフトの回転速度を減速してプロペラ・ハブへと伝達する。それによってプロペラ駆動機構用の複式カルダン継手または同期継手は、特に直径が大きいプロペラでの動作中に発生することがある極めて高いモーメントから解放される。本発明に基づく推進ユニットのこの実施例によって、ピッチを可変的にロータ羽根の取付け角を設定することによってプロペラ回転面が傾斜するため、プロペラ回転面が反力を伴わずに現位置から逸れ、かつ反力を伴わずに推力ベクトルが変更することが確実にされる。従って、この実施例ではジャイロ・モーメントを胴体上に支持する必要がないので、敏捷な飛行制御および高度制御のために迅速な推力ベクトルの変更が必要な場合であっても、胴体内の複雑で重い支持構造およびそれに対応する補強もなしで済ますことができる。本発明は更に、各プロペラの個々のプロペラ羽根の取付け角が周期的に個々に設定され、その後でプロペラ回転面が反力を伴わずに傾斜され、この傾斜は空気力学的な力およびこれらの力から生ずるジャイロ力によって誘発される構成の、プロペラ推進系統を有する航空機の制御方法に関するものである。この方法によってプロペラ航空機の急速−反応制御が可能になり、その結果、特に低速飛行の場合に、昇降舵、方向舵、および補助翼を介した従来の空気力学的な制御によるよりも迅速な方向変更が可能になる。以下に添付図面を参照して本発明をより詳細に説明する。図１は巡航飛行状態にある本発明に基づく旅客輸送用の航空機を示している。図２は本発明に基づく旅客輸送用の航空機の等角断面図を示している。図３は未整備の地上への着陸状態にある本発明に基づく旅客輸送用の航空機を示している。図４は未整備の地上への着陸状態にある本発明に基づく貨物輸送用の航空機を示している。図５は本発明に基づく貨物輸送用の航空機の等角断面図を示している。図６は前部および後部推進ユニット用の推進支持フレームを有する、本発明に基づく貨物輸送用の航空機の断面平面図を示している。図７は補強リングおよび支持構造を有する本発明に基づく航空機の詳細な部分断面側面図を示している。図８は第１実施例の傾斜可能な推進系統の部分断面側面図を示している。図９は第２実施例の傾斜可能な推進系統の部分断面側面図を示している。図１は巡航飛行状態にある本発明に基づく旅客輸送用の航空機の側面図を示している。航空機は基本的に空気静力学的な上昇体として設計され、主として空気よりも軽い気体、好適にはヘリウムを充填した胴体１を有している。胴体１は回転楕円体として設計されており、従って基本的に円形の平面と楕円形の断面を有している。胴体１の赤道面に対して上部に位置し、上部シェル２と呼ばれる胴体１の部分は、赤道面の下に位置し、下部シェル３と呼ばれ、かつ実質的により平坦な設計であり、従って上部シェル２よりも高さが低い胴体１の下部よりも大きく湾曲している。胴体１は平面図で見ると円形の設計であるが、飛行方向から見ると限定された前側を有しており、この前側は胴体１の赤道周囲の位置にノーズ状に取付けられたコックピット用延長部４によって形成されている。胴体１の赤道周囲の前半部には２階構造の客室３８（図２）の上階の、胴体の壁に形成された窓５が設けられている。展望窓６として設計された下階の別の窓の列は、胴体１の最前部領域に、コックピット延長部４の下の、延長部の横に配列されている。２つの前部推進ユニット７、８と２つの後部推進ユニット９、１０とが胴体１の横に配置されている。前部推進ユニット７、８にはいずれの場合もプロペラ１１、１２が設けられており、これらは飛行方向の前方を向いており、かつ従来の航空機のエアスクリュー（プロペラ）のプロペラ羽根は同様に設計された牽引プロペラおよびプロペラ羽根１１’、１２’として設計されている。プロペラの直径はヘリコプタの回転翼の直径と同程度のものである。後部推進ユニット９、１０はプロペラ１３、１４を有しており、これらは飛行方向に対して後方を向いており、かつ推進プロペラとして設計されている。後部推進ユニット９、１０のプロペラ羽根１３’、１４’も同様にエアスクリュー状に設計されており、後部プロペラ１３、１４の直径は前部プロペラ１１、１２の直径とほぼ対応している。前部推進ユニット７、８はそれぞれ横リンク１５、１６および１８、１９および縦リンク１７および２０を介して胴体に取付けられている。後部推進ユニット９、１０はそれぞれ横リンク２１、２２および２４、２５および縦リンク２３および２６を介して胴体に取付けられている。前部推進ユニット７、８は胴体１の赤道面の上方に位置しており、後部推進ユニット９、１０は前記胴体の赤道面の下方に位置している。図２は本発明に基づく旅客輸送用航空機の等角断面図であり、上部シェル２の胴体外皮２’はほとんどの部分を破断してあり、かつ下部シェル３の胴体外皮３ ’は後部左推進ユニット９の領域を破断してある。胴体１の赤道領域にはリム状の補強リング２７が備えられており、この補強リングはいずれの場合もその上縁部と下縁部で圧縮耐性がある連続する支持プロファイル２８、２９を有している。連続する支持プロファイル２８と２９の間には上部支持プロファイル２８と下部支持プロファイル２９とを互いに連結する環状壁２８が設けられている。補強リング２７の設計は図７を参照して後により詳細に説明する。前部推進ユニット７、８はフレームワーク状の前部支持構造３１を介して互いに連結されており、前部の上部横リンク１５、１８と前部の下部横リンク１６、１９とは前部支持構造３１の部材を形成している。後部推進ユニット９、１０は後部支持構造３２を介して互いに連結されており、後部の横リンク２１、２２、２４、２５は後部支持構造３２の部材を形成している。航空機の各側の前部縦リンク１７、２０は同じ側の後部縦リンク２３、２６に連結されており、推進ユニット、および、ひいてはそれらの縦リンクの高さの相違を補償するために、それぞれの連結点にの領域にはフレームワーク状の構造３３が設けられている。縦リンク１７、２３および２０、２６は関連するフレームワーク状の連接構造３３および３４と共にいずれの場合も左スラスト・ストラット３６と右スラスト・ストラット３７とを形成している。前部支持構造３１、後部支持構造３２、左前部縦リンク１７、左後部縦リンク２３、およびそれらの左のフレームワーク状連結構造３３、右前部縦リンク２０、右後部縦リンク２６およびそれらの右のフレームワーク状連結構造２４は全体として推進支持フレーム３５を形成しており、これは４基の推進ユニット７、８、９および１０を互いに連結し、それぞれの縦リンク１７、２３、２０、２６は推進支持フレームを変形可能、および捩じれ可能にするために関連する支持構造３１、３２に軟式に連結されている。推進支持フレーム３５は、この場合も推進支持フレーム３５とリム状の補強リング２７との間で変形可能であるように、前部および後部支持構造３１、３２および左および右スラスト・ストラット３６、３７の領域でリム状の補強リンク２７に軟式に懸架されている。胴体１の前部には半環状の客室３８が設けられており、これはリム状の補強リング２７と推進支持フレーム３５、特に該支持フレームの前部支持構造３１上に懸架されている。客室３８の窓５は補強リング２７の前部の環状壁に形成されている。貨物および乗客の手荷物用の手荷物および貨物室３９が胴体１の後部に設けられている。手荷物用の手荷物および貨物室３９は補強リング２７および後部支持構造３２条に懸架されている。手荷物および貨物室３９の上側には、手荷物および貨物室３９から下部シェル３の壁へと繋がるウェル４０が設けられている。このウェル４０の下側は下部シェル３の壁に取付けられたフラップ４１によって閉鎖できる。貨物を手荷物および貨物室３９から着陸面に降ろすために、または着陸面から航空機に貨物を輸送するために、ロープ・アセンブリまたは昇降機（図２には図示せず）が手荷物および貨物室３９のウェル４０の領域に設けられている。胴体の真ん中には下部シェル３の片側に形成された着陸用脚部の上にあり、かつ囲われた輸送リンク４４、４５、４６を介して客室３８および手荷物および貨物室３９に連絡されている円筒形の中央円筒体４２が設けられている。中央円筒体４２の上側と上部シェル２の壁との間には明確な縦の間隔が設けられているものの、中央円筒体４２は少なくとも赤道面の領域内に、またはこの領域を僅かに越えて延びている。中央円筒体４２は胴体１の外皮構造内に懸架されており、この外皮構造は、航空機が落下着陸した場合に、前記の中央円筒体が上方に跳ね上がって、客室３８、手荷物および貨物室３９、および駆動機構の担体フレーム３５を緩衝できるように、上部シェル２と、下部シェル３と補強リング２７とによって形成されている。輸送リンク４４、４５、４６も中央円筒体４２に緩衝作用が加わるように中央円筒体に軟式に連結されている。下部シェル３の下部領域には囲われた通路４７が設けられており、これは半径方向外側に中央円筒体４２から下部シェル３の壁もしくは外皮３’まで続いており、かつ下部シェル３の壁に形成されてアクセス用傾斜板４８によって閉鎖可能である。中央円筒体４２内には、通路４７と同レベルの中央円筒体４２の下部板張り領域を、輸送リンク４４、４５、４６へとアクセスするための上部領域へと連絡するために階段および／または昇降機が設けられている。図２から推進ユニット７、８、９、１０は斜角設計であり、いずれの場合もエンジン４９、５０、５１、５２は中央円筒体とコックピット用延長部とを貫く航空機の長手方向の中心面に対して横向きに配置されており、前記エンジンは好適には水平方向に位置していることも分かる。同時に、前部エンジン４９、５０はそれぞれの前部の上の横リンク１５および１８と同軸の方向を向いており、一方後部エンジン５１、５２はそれぞれ関連する後部の下の横リンク２２および２２と同軸の方向を向いている。従ってエンジン４９、５０、５１、５２の軸は航空機の赤道面と平行な面に位置している。各々のエンジン４９、５０、５１、５２はアングラ・ギヤ（図示せず）を介して関連する推進ユニットの前部５３、５４または後部５５、５６にそれぞれ連結されており、前記ギヤのそれぞれの入力シャフトは関連するエンジンの被動シャフトに連結され、それぞれのプロペラに作用する前記ギヤの出力シャフトはそれぞれのエンジンの回転軸に対して直角に延びる面に位置している。更に、図２に図示したように、出力シャフトは水平に配置されている。各推進ユニット７、８、９、１０内にアングラ・ギヤが存在することは、図２に示した推進ユニット７、８、９、１０の斜角設計から明らかである。各推進ユニット７、８、９、１０は、いずれの場合も駆動機構の関連する出力シャフトを含んでいる、前部推進ユニット７、８の、図２では水平に配置されているそれぞれの前部５３、５４と、それぞれの後部推進ユニット９、１０の、図２では水平に配置されている後部とが図２に示した水平の向きと垂直の向きの間で傾動可能であるように、関連するエンジン４９、５０、５１、５２の回転軸を支点に回動自在に実装されている。図３は着陸した状態の航空機の側面図を示しており、それぞれの出力シャフトが配置されている推進ユニット７、８、９、１０の部分５３、５４、５５、５６が垂直方向に傾動されている。従って、推進ユニット７、８、９、１０のそれぞれのプロペラの回転面は図３では水平に延びており、従って、図３は同時に推進ユニットの離陸および着陸位置をも示している。手荷物および貨物室３９の開放されたフラップ４１と、中央円筒体４２への通路４７の降下されたアクセス用傾斜板４８も図３には明示されている。胴体１の下部シェル３の下には蛇腹状の環状ビード５７が示されており、これは下部シェル３の下壁から下方に延びており、その上に着陸した航空機が着接し、この環状ビード５７は着陸用脚部の役割を果たす。図３からは、前部推進ユニット７、および前部推進ユニット８（図示せず）も図１に示した巡航位置に対して上方に傾動されているので、プロペラ１１の面は関連するエンジン４９の上に位置しており、かつ後部推進ユニット９、および後部推進ユニット１０（図示せず）のプロペラ１３の面が関連するエンジン５１の下に位置していることが分かる。それぞれのプロペラ面がこのように異なる位置にあるのは、前部プロペラが牽引プロペラであり、後部プロペラが推進プロペラてあるからであり、従って、図３に示した構成によって、前部推進ユニットと後部推進ユニットの双方が上向きの推力を生成できる。図４は図３の乗客輸送用の場合と同じ操縦状態にある、本発明に基づく貨物輸送用の航空機の実施例を示している。この貨物輸送用のバージョンでは、乗客輸送用バージョンには設けられている胴体１内の窓５および６がない。その代わりに、下部シェル３内には図５に示されている貨物室５８（図５）が形成されており、これは基本的に平面図で示すように八角形であり、その底部の下には蛇腹状の環状ビード５９を設けてある。環状ビードは平面輪郭に適応するようにされ、下向きであり、かつ、乗客輸送バージョンの環状ビード５７と同様に着陸用脚部として機能するが、貨物室の平面輪郭に対応して、乗客輸送バージョンの環状ビード５７の場合よりも基底面積が大きい。更に、図４に示した貨物輸送バージョンでは、前部傾斜板６０と後部傾斜板６１とが下部シェル３の壁に設けられ、これらの傾斜板はそれぞれ前部と後部から前部通路６２と後部通路６３とを経て貨物室５８（図５）へと続き、それによって貨物室５８への同時的な積荷および積卸しが容易になる。図５は本発明に基づく航空機の貨物輸送バージョンの、一部を断面可した等角図であり、図５の図面は基本的には図２に示した乗客輸送バージョンの図面と対応している。このバージョンでは、推進支持フレーム６４の設計も基本的には図２に示した乗客輸送バージョンの推進支持フレーム３５と対応している。胴体１も上部シェル２および下部シェル３およびリム状の補強リング２７と共に基本的には図２に示した乗客輸送バージョンと対応している。従って、反復を避けるために、これらの基本的には同一設計の構造部材、および基本的に同一設計の推進ユニットに関しては図２の説明を参照されたい。貨物室５８は基本的に胴体１の下部シェル３の領域に配置され、また貨物室５８の上壁は、この場合も貨物室５８がばね効果を有し、従って推進支持フレーム６４が緩衝されるように、上部シェル２の上壁から明確な間隔を隔ててある。貨物室５８の高さは最大で、航空機の全高の約１／４である。図６は図４および図５の貨物室バージョンの、この場合も断面平面図を示しており、前部右の推進ユニット８は飛行方向Ｘで見た場合の右側に示されており、後部右の推進ユニット１０はその垂直飛行位置（水平のプロペラ面）にあることが示されており、飛行方向から見て左の推進ユニット、すなわち前部左の推進ユニット７と後部左の推進ユニット９は巡航位置（垂直のプロペラ面）にあることが示されている。推進ユニットが異なる傾動状態にあるこの図面は単に理解し易くするためであり、実際の飛行状態を示すものではない。推進ユニットは有利には揚力の配分に関して、垂直離陸中に、全ての駆動ユニットの揚力重心Ａ_rotと、胴体容積の空気静力学的揚力Ａ_aerostatとの合揚力が航空機の質量重心Ｇを通るように縦方向に配置されている。この場合、質量配分と空気静力学的揚力Ａ_areostatの配分は、有利には、例えば燃料切れによって全ての推進ユニットが機能しなくなった後、飛行力学の観点から滑空飛行の安定性が所定の低速飛行で達成されるように、質量重心Ｇが空気静力学的な揚力の中心の前方に離れるように構成されている。図６はこれに対応して、ポイントの一例を示しており、それぞれの記号Ａ_aerodynは空気力学的な合揚力の作用ポイントを、Ａ_arerostatは胴体容積の空気静力学的揚力の作用ポイントを、またＡ_rotは全ての推進ユニットの揚力重心を示し、Ｇは航空機の質量重心を示している。図６の図面から、それぞれの場合に上部横リンクしか示されていないそれぞれの横リンク１５、１６；１８、１９；２１、２２；２４、２５は胴体内にある前部支持構造３１の中央部から、または胴体内にある後部支持構造３２の中央部から、航空機の横軸ｙに対してやや外側向きにあることが明らかである。すなわち、前部支持構造３１からは前方に傾き、後部支持構造３２からは後方に傾いている。それによって得られた巡航飛行中の、航空機の横軸を通る垂直面に対するプロペラ面の傾斜位置は図１の側面図からも明らかである。この傾斜位置によって、プロペラが巡航状態その定常位置にある場合（図１）、航空機の周囲を流れる気流が基本的に軸方向にプロペラへと流れることが確実にされる。図７は本発明に基づく航空機の赤道領域での一部を断面化した詳細な側面図を示している。補強リング２７は筒状の上部支持プロファイル２８と筒状の下部支持プロファイル２９とを有しており、これらは環状壁３０の上の周囲と下の周囲のサンドイッチ状の環状壁３０へと積層されている。壁３０の輪郭は部分楕円のように外側に凸面状に湾曲している。上部シェル２の胴体外皮２’と下部シェル３の胴体外皮３’は適宜の固定部材を介してそれぞれ上部支持プロファイル２８と下部支持プロファイル２９とに固定されている。この目的のため、それぞれの支持プロファイル２８、２９は図７に示した円形の形状とは異なり、かつそれぞれの胴体外皮２’、３’の対応する固定部を関連する上部支持プロファイル２８と下部支持プロファイル２９とにそれぞれ取付けることを可能にする適宜の輪郭の断面形状を有することができる。胴体外皮は例えば飛行船の構造に素手に使用されているような適宜の可撓材料から形成されている。本出願で用いられている“上部シェル”および“下部シェル”という用語は、これらが剛性構造であることを意味するものではなく、単に胴体が加圧された状態にある場合の幾何学的な形状を表すものである。上部シェル２は二重壁の設計になっており、内側の外皮２”は外側の外皮２’ から間隔を隔て、かつ管路を形成しており、上部支持プロファイル２８内に形成された流出オリフィス６５が前記管路へと開かれている。外側の外皮２’と内側の外皮２”との間に形成されたスペースを複数の管路へと子午線状に細分化してもよい。中央の上部流出オリフィス（図示せず）が上部シェル２の最上点で外側の外皮２’内に設けられている。それによって上部支持プロファイル２８を通って供給される暖気はオリフィス６５から内側の外皮２”と外側の外皮２’との間に形成された管路へと流出し、かつ再び中央の上部流出オリフィスから脱出することができ、その際に暖気は外側の外皮２’を加熱し、従って外側の外皮を除氷することができる。図７は更に、補強リング２７の半径方向内側に位置し、かつ内部の環状支持プロファイル６７を含む上部支持プロファイル２８と下部支持プロファイル２９とを連結するフレームワーク状の支持骨組６６をも示している。支持骨組６６は補強リング２７を強化する役割を果たす。制御目的のため、従来の空気力学的な制御装置なしで設計された航空機は特別の推進ユニット７、８、９、１０を有しており、これらによって、特別設計のロータ・ヘッド１１０が傾斜可能なプロペラ回転面１１３を有しているため、プロペラを利用した推力ベクトル制御が可能になる。この種類の推進ユニットのロータ・ヘッド１１０およびその修正形は図８および９を参照して後述する。図８は本発明に基づく推進ユニット７、８、９、１０の１つのロータ・ヘッドの第１実施例を示している。ロータ・ヘッドは図８に示すように、その下部にプロペラ支持構造または駆動機構ハウジングの中空円筒形の前部１０１を有しており、この部分は本発明に基づく航空機の前部推進ユニット７、８の前部５３、５４または後部推進ユニット９、１９の後部５５、５６に対応している。前部１０１の内部にはこの部分と同軸に、環状スペーサ１０３を介して円筒形の前部１０１と連結された内側の円筒形補助支持管１０２が配設されている。シャフト１０４は内側の円筒形補助支持管１０２内の軸受１０５を介して前記支持管と同軸に回動可能に実装されている。シャフト１０４は図２に図示したエンジン４９、５０、５１、５２の１つの出力シャフトである。前記シャフトは関連するエンジンの回転シャフトと同軸に配設してもよく、または図１から図７の例の場合と同様に、アングラ・ギヤを介してエンジンの回転シャフトに連結してもよい。更に、シャフト１０４はエンジンの下流側に位置する減速ギヤ、もしくはギヤ・アセンブリの出力シャフトでよい。プロペラ支持構造、もしくは駆動機構ハウジングの円筒形の前部１０１の自由端には、前部１０１の中空円筒形ケーシング内部の該ケーシング上にカルダン・リング１０７がピボット式に実装されている。この場合、カルダン・リング１０６のピボット軸１０６’は円筒形前部１０１の縦軸１０１’に対して直角をなしている。カルダン・リング１０６は公知の態様で軸受ボルト１０７、１０８を介して中空の円筒形前部１０１上に実装されている。カルダン・リング１０６内には、半径方向に反対の両側の中空の円筒形支持管１０９の下端で軸方向に突起している２つの軸受板１１１によって、プロペラ・ハブ１１０の円筒形支持管１０９がカルダン・リング１０６内にピボット式に実装されている。軸受板１１１、ひいては中空円筒形支持管１０９がそれを支点に揺動する傾斜軸１１１’は、中空の円筒形支持管１０９の縦軸１０９’に対して垂直であり、かつカルダン・リング１０６のピボット軸１０６’に対して垂直である。それによって外側のカルダン継手１１２が形成され、その中心点は軸１０１’、１０６’および１１１’の交点によって形成され、かつ前記カルダン継手によってプロペラ面１１３がプロペラ支持構造または駆動機構ハウジングの前部１０１の縦軸１０１’に対して所望の任意の方向で傾斜することが可能になる。前記縦軸は同時に出力シャフト１０４の回転軸１０４’をも形成している。出力シャフト１０４の自由端の領域には直径方向で対向した２個の下部内側ピボット軸受１１４、１１４’が設けられており、この軸受内に出力シャフト１０４を直径方向に通過する軸１１５が実装され、そのピボット軸１１５’は出力シャフト１０４の回転軸１０４’に対して直角に位置し、前記回転軸自体は前部１０１の立て軸１０１’と同軸に延びている。下部カルダン・クロスを形成するため、軸１１５の（長手方向から見た）中心には横向きに取付けられた２個のピボット・ピン１１６が設けられ、そのピボット軸１１６’はピボット軸１１５’と直角に位置している。各ピボット・ピン１１６には連結シャフト１１８がピボット式に実装されており、このシャフトは中空の出力シャフト１０４の自由端から離れて延び、かつピボット・ピン１１６とは反対側きの端部でピボット・ピン１１７上に実装されており、このピボット・ピンのピボット軸１１７’はピボット軸１１６’と平行に延びている。上部カルダン十字軸を形成するため、軸１１９の（長手方向から見た）中心には横向きに取付けられたピボット・ピン１１７が設けられ、前記軸１１９のピボット軸１１９’はピボット軸１１７’と直角に位置している。軸１１９は２個の上部内側のピボット軸受１２０、１２０’内にピボット式に実装されており、前記軸受はプロペラ・シャフト１２１を直径方向に通過するようにプロペラ・シャフト１２１の自由端の領域に設けられている。プロペラ・シャフト１２１の回転軸１２１’はプロペラの回転面１１３およびピボット軸１１９’に対して直角である。それによって内側の複式カルダン継手１２２が形成され、その十字軸は外側のカルダン継手１１２の中心部から等距離に位置している。それによって、プロペラ回転面１１３が傾斜している時、出力シャフト１０４の回転軸と、連結シャフト１１８との角度、および連結シャフト１１８の回転軸とプロペラ・シャフト１２１との角度はいずれの場合も同一であり、かつプロペラ回転面１１３の傾斜各の１／２に相当する。このようにして複式カルダン継手は出力シャフト１０４の回転運動をプロペラ回転面１１３の所望の任意の傾斜位置で均一にプロペラ・シャフト１２１に伝達する。プロペラ・シャフト１２１の回転軸１２１’および出力シャフト１０４の回転軸１０４’は外側のカルダン継手１１２の中心で、すなわち、カルダン・リング１０６のピボット軸１０６’と、軸受板１１１の傾斜軸１１１’との交叉点で交叉する。プロペラ・ハブ１１０には遊星歯車１２３が設けられており、その太陽歯車はプロペラ・シャフト１２１に連結され、そのリング・ギヤ１２４上にはプロペラ羽根１２５が実装されている。遊星歯車機構１２３の遊星歯車は円筒形の支持管１０９に回動不能に連結されている遊星支持体上に実装されている。プロペラ羽根１２５、１２５’のリング・ギヤ１２４上への実装方式は、プロペラ羽根１２５、１２５’の取付け角を調整可能であるように設計されている。この目的のため、各プロペラ羽根１２５、１２５’はそれぞれの上部ボールジョイント１２８、１２８’によって関連する上部調整棒１２６、１２６’を介して関節式にスウォシュプレート１２７に連結されている。スウォシュプレート１２７は内側の軸受リング１２９と、外側の軸受リング１３０ととからなっており、上部のボールジョイント１２８、１２８’は内側の軸受リング１２９上に配置されている。環状のスウォシュプレート１２７の面は外側のカルダン継手１１２の中心点を通過しているが、プロペラ・ハブの方向に偏倚していてもよい。スウォシュプレート１２７の外側の軸受リング１３０には下部ボールジョイント１３１、１３１’が設けられており、その上には下部調整棒１３２、１３２’ が実装されており、これはプロペラ支持構造の前部１０１に沿って延在しており、かつ関連するピストン／シリンダ・ユニット１３３、１３３’を介して軸方向に調整可能である。ピストン／シリンダ・ユニット１３３、１３３’は前部１０１の外側に配置されているが、筒状の前部１０１内の、これと内側の円筒形補助支持管１０２との間に配置してもよい。ピストン／シリンダ・ユニット１３３、１３３’によって、下部調整棒１３２、１３２’、スウォシュプレート１２７および上部調整棒１２６、１２６’は各プロペラ羽根１２５、１２５’の取付け角を個々に調整できるだけではなく、この調整機構を介して、全てのプロペラ羽根に共通する角度差の量によってプロペラ羽根の取付け角を集合的に調整することもできる。図９は図８に示したロータ・ヘッドの修正形を示しており、図８のロータ・ヘッドとの相違に関して後述するように、外側のカルダン継手１１２の代わりに軸を支点に揺動可能な簡単な継手が使用されている。図９では、プロペラ支持構造または駆動機構ハウジングの前部１０１の上部自由端には下部軸受板１３４が設けられており、この軸受板は円筒形前部１０１の長手方向にその自由端の端面から突起しており、かつ前部１０１の対角線方向に対向する２つの側面に配置されている。プロペラ・ハブの円筒形支持管１０９の軸受板１１１は下部軸受板１３４上にピボット式に実装されており、傾斜軸１１１’は前部１０１の立て軸１０１’に対して垂直である。それによって傾斜継手１３４’が形成される。更に、いずれの場合も軸１０１’および１１１’は駆動装置を航空機に取付けるための取付け装置１３５の傾動軸１３５’に対して直角に延びている。このロータ・ヘッドの場合、傾動軸１３５’には図８に示した設計のカルダン・リング１０６のピボット軸１０６’によって与えられる自由度があるので、プロペラ回転面１１３は同様にして所望の任意の方向に傾動できる。図８に示した実施例では更に、外側のカルダン継手１１２を有し、傾動軸１３５’を支点に傾動可能な取付け装置１３５を設けてもよい。本発明は本発明の必須の構想を全般的に説明する目的に過ぎない上記の実施例に限定されるものではない。逆に、保護の範囲内で、本発明に基づく装置は上述の実施例以外の実施態様でもよい。その際に特に、本発明の装置が請求の範囲のそれぞれ個々の特徴を組合わせた特徴を有していてもよい。請求の範囲の参照符号、説明および図面は本発明をより明解に理解するためのものであり、保護の範囲を限定することを意図するものではない。参照符号リスト１胴体２上部シェル２’ 外側の外皮２” 内側の外皮３下部シェル３’ 外皮４コックピット用延長部５窓６展望窓７左前部推進ユニット８右前部推進ユニット９左後部推進ユニット１０右後部推進ユニット１１左前部プロペラ１１’ プロペラ羽根１２右前部プロペラ１２’ プロペラ羽根１３左後部プロペラ１３’ プロペラ羽根１４右前部プロペラ１４’ プロペラ羽根１５左前部上横リンク１６左前部下横リンク１７左前部縦リンク１８右前部上横リンク１９右前部下横リンク２０右前部縦リンク２１左後部上横リンク２２左後部下横リンク２３左後部縦リンク２４右後部上横リンク２５右後部下横リンク２６右後部縦リンク２７補強リング２８上部支持プロファイル２９下部支持プロファイル３０環状壁３１前部支持構造３２後部支持構造３３左フレームワーク状構造３４右フレームワーク状構造３５推進支持フレーム３６左スラスト・ストラット３７右スラスト・ストラット３８乗客室３９手荷物および貨物室４０ウェル４１フラップ４２中心円筒体４３着陸用脚部４４輸送リンク４５輸送リンク４６輸送リンク４７通路４８アクセス傾斜板４９左前部エンジン５０右前部エンジン５１左後部エンジン５２右後部エンジン５３前部５４前部５５後部５６後部５７蛇腹状環状ビード５８貨物室５９環状ビード６０前部傾斜板６１後部傾斜板６２前通路６３後通路６４推進支持フレーム６５オリフィス６６支持骨組６７内側支持プロファイル１０１前部１０１’ １０１の縦軸１０２内側の円筒形補助支持管１０３環状スペーサ１０４出力シャフト１０４’ １０４の回転軸１０５軸受１０６カルダン・リング１０６’１０６のピボット軸１０７軸受ボルト１０８軸受ボルト１０９円筒形支持管１０９’１０９の縦軸１１０プロペラ・ハブ１１１軸受板１１１’１１１の傾斜軸１１２外側のカルダン継手１１３プロペラ回転面１１４第１の下部内側ピボット軸受１１４’第２の下部内側ピボット軸受１１５軸１１５’１１５のピボット軸１１６ピボット・ピン１１６’１１６のピボット軸１１７ピボット・ピン１１７’１１７のピボット軸１１８連結シャフト１１９軸１１９’１１９のピボット軸１２０第１の上部内側ピボット軸受１２０’第２の下部内側ピボット軸受１２１プロペラ・シャフト１２１’１２１の回転軸１２２複式カルダン継手１２３遊星歯車１２４リング・ギヤ１２５プロペラ羽根１２５’プロペラ羽根１２６上部調整棒１２６’上部調整棒１２７スウォッシュプレート１２８上部ボールジョイント１２８’上部ボールジョイント１２９内側軸受リング１３０外側軸受リング１３１下部ボールジョイント１３１’上部ボールジョイント１３２下部調整棒１３２’下部調整棒１３３ピストン／シリンダ・ユニット１３３’ピストン／シリンダ・ユニット１３４下部軸受板１３４’傾動継手１３５取付け装置１３５’１３５の傾動軸

【手続補正書】特許法第１８４条の８第１項【提出日】平成１０年９月３０日（１９９８．９．３０）【補正内容】特許請求の範囲１．基本的に空気静力学式上昇体として設計された胴体（１）と、複合された上昇および推進装置とを有している航空機であって、該複合装置は胴体（１）に連接され、プロペラ（１１，１２，１３，１４）を備えて推進ユニット（７，８，９，１０）を形成し、かついずれの場合も、上昇位置と推進位置との間で傾動可能であり、プロペラ回転面（１１３）がプロペラ・ハブ（１１０）の軸に対して基本的に垂直である構成の航空機において、 −複合された上昇および推進装置にはプロペラ（１１，１２，１３，１４）が設けられ、その各々がプロペラ・ハブ（１１０）を有し、その各々のプロペラ回転面（１１３）はそれぞれのプロペラ・ハブ（１１０）の軸に対して基本的に垂直であり、 −上昇位置では、それぞれのプロペラ回転面が基本的に水平であり、かつそれぞれのプロペラ・シャフト（１２１）に作用する、関連する駆動装置（４９，５０，５１，５２）の出力シャフト（１０４）が基本的に垂直であり、 −推進位置では、それぞれのプロペラ回転面が基本的に垂直であり、かつそれぞれのプロペラ・シャフト（１２１）に作用する、関連する駆動装置（４９，５０，５１，５２）の出力シャフト（１０４）が基本的に水平であり、 −それぞれのプロペラ回転面（１１３）はプロペラ・ハブ（１１０）と共に、プロペラ・シャフト（１２１）に作用する、関連する駆動装置（４９，５０，５１，５２）の出力シャフト（１０４）に対して全周傾斜可能に設計されており、 −プロペラ・シャフト（１２１）と該プロペラ・シャフト（１２１）に作用する駆動出力シャフト（１１０４）とが、プロペラ・シャフト（１２１）が出力シャフト（１０４）と均一に共回転するように互いに関節式に連接されており、 −トルクの伝達機構を全ての並進力の伝達機構から離脱させるために、プロペラ・ハブ（１１０）が駆動装置（４９，５０，５１，５２）に対してカルダン式に実装されていると共に、 −各プロペラ羽根の取付け角を周期的に個々に変更可能であることを特徴とする航空機。２．胴体（１）が同時に空気力学式上昇体としても設計されていることを特徴とする請求の範囲第１項に記載の航空機。３．飛行中の動圧に左右される能動的に機能する空気力学式制御装置を備えていないことを特徴とする請求の範囲第１項または２項に記載の航空機。４．胴体（１）が基本的に円形の平面を有していることを特徴とする請求の範囲第１項、２項または３項に記載の航空機。５．胴体（１）が基本的に楕円形の断面を有していることを特徴とする請求の範囲第４項に記載の航空機。６．胴体の断面が基本的に上部と下部の部分楕円によって形成される非対称の設定にし、上部が、下部シェル（３）を形成する平坦な下部よりも大幅に湾曲した上部シェルを形成することを特徴とする前記請求の範囲のいずれか１項に記載の航空機。７．胴体（１）がその赤道領域に少なくとも１つのリム状の補強リング（２７）を有していることを特徴とする請求の範囲第４項から６項のいずれか１項に記載の航空機。８．補強リング（２７）の外周の断面が部分楕円形であることを特徴とする請求の範囲第７項に記載の航空機。９．補強リング（２７）が好適にはサンドイッチ形の合成繊維材料からなることを特徴とする請求の範囲第７項または８項に記載の航空機。１０．圧縮耐性がある支持プロファイル（２８、２９）を補強リング（２７）と一体に組込んだことを特徴とする請求の範囲第７項から９項のいずれか１項に記載の航空機。１１．補強リング（２７）が、断面が好適には基本的に三角形の設計である少なくとも１つの支持骨組を有していることを特徴とする請求の範囲７、８、９、または１０のいずれか１項に記載の航空機。１２．支持骨組（２６）を少なくとも部分的に補強リング（２７）と一体に形成されていることを特徴とする請求の範囲第１１項に記載の航空機。１３．いずれの場合も２つの推進ユニット（７，８；９，１０）が好適には胴体（１）に軟式に固定された支持構造（３１；３２）に連結して取付けられていることを特徴とする前記請求の範囲のいずれか１項に記載の航空機。１４．推進ユニット（７，８，９，１０）および／またはその支持構造（３１，３２）がスラスト・ストラット（３６，３７）を介して互いに軟式に連結され、推進支持フレーム（３５；６４）が形成されることを特徴とする請求の範囲第１３項に記載の航空機。１５．推進ユニット（７，８，９，１０）および／またはその支持構造（３１；３２）を推進支持フレーム（３５；６４）を介してリム状の補強リング（２７）に軟式に取付けられてることを特徴とする請求の範囲第１３項または１４項のいずれか１項に記載の航空機。１６．前部推進ユニット（７，８）と後部推進ユニット（９，１０）とをいずれの場合も航空機の長手方向の中心面から異なる距離を置いて配置したことを特徴とする請求の範囲第１３項から１５項のいずれか１項に記載の航空機。１７．前部の推進ユニット（７，８）と後部の推進ユニット（９，１０）とをいずれの場合も航空機の異なる高さ位置に配置したことを特徴とする請求の範囲第１３項から１６項のいずれか１項に記載の航空機。１８．少なくとも４つの推進ユニット（７，８，９，１０）を装備したことを特徴とする請求の範囲第１３項から１７項のいずれか１項に記載の航空機。１９．互いに並行して動作可能な２基のエンジンが各推進ユニット（７，８，９，１０）に搭載されていることを特徴とする前記請求の範囲のいずれか１項に記載の航空機。２０．貨物室（５８）が胴体（１）の下部領域内に設計されていることを特徴とする前記請求の範囲のいずれか１項に記載の航空機。２１．貨物室（５８）には少なくとも１つの傾斜板を設け、好適には互いに反対向きの両側に２つの傾斜板（６０，６１）を設けたことを特徴とする請求の範囲第２０項に記載の航空機。２２．貨物室（５８）の周囲領域の下の着陸用脚部として空気で膨張可能に設計された蛇腹状の下向きの環状ビードを備えたことを特徴とする請求の範囲第２０項または２１項に記載の航空機。２３．好適には適宜の位置の２階設計の客室（３８）が胴体（１）の赤道領域の前部に設けられていることを特徴とする請求の範囲第１項から１８項のいずれか１項に記載の航空機。２４．客室（３８）がリム状の補強リング（２７）内に懸架され、かつ好適には推進支持フレーム（３５）の前部支持構造内（３１）にも懸架されていることを特徴とする請求の範囲第２３項に記載の航空機。２５．胴体（１）の赤道領域の後部に手荷物および貨物室（３９）が設けられていることを特徴とする請求の範囲第２３項または２４項に記載の航空機。２６．手荷物および貨物室（３９）がリム状の補強リング（２７）内に懸架され、かつ好適には推進支持フレーム（３５）の後部支持構造（３２）内にも懸架されていることを特徴とする請求の範囲第２５項に記載の航空機。２７．下部シェル（３）内にはこれと一体化された中央円筒体（４２）が設けられており、その下側には好適には蛇腹状の空気膨張可能な環状ビード（５７）が着陸用脚部（４３）として設計されていることを特徴とする請求の範囲第２３項から２６項のいずれか１項に記載の航空機。２８．中央円筒体（４２）を胴体（１）の外皮構造内に懸架し、落下着陸の場合に、前記中央円筒体が上方に跳ね上がり、ひいては客室（３８）、手荷物および貨物室（３９）、および推進支持フレーム（３５）を緩衝するように、前記外皮構造を上部シェル（２）と下部シェル（３）とによって形成したことを特徴とする請求の範囲第２７項に記載の航空機。２９．中央円筒体（４２）に外側からアクセスできるように少なくとも１つの傾斜板が設けられていることを特徴とする請求の範囲第２７項または２８項に記載の航空機。３０．客室（３８）と手荷物および貨物室（３９）とを囲われた輸送リンク（４４，４５，４６）を介して中央円筒体（４２）と連絡して、中央円筒体にばね緩衝作用が加わることができるようにすることを特徴とする請求の範囲第２３項から２９項のいずれか１項に記載の航空機。３１．胴体（１）が支持構造と胴体の外皮（２’，３’）とを有しており、胴体の外皮（２’）は上部シェルの領域（２）で少なくとも部分的に加熱することができることを特徴とする前記請求の範囲のいずれか１項に記載の航空機。３２．胴体外皮（２’）の加熱可能部分を二重壁（2'，２”）の設計し、かつそこを通して、必要に応じて胴体の周囲よりも温かい空気またはその他の気体を流すことができることを特徴とする請求の範囲第３１項に記載の航空機。３３．垂直離陸および着陸モード、水平巡航モード、およびこれらの２つの運行状態の間の過渡的モードで、全ての推進ユニット（７，８，９，１０）のプロペラ羽根（１１’，１２’，１３’，１４’）の取付け角を個々に、または集合的に制御するための、集中制御、好適にはディジタル制御システムが備えられていることを特徴とする前記請求の範囲のいずれか１項に記載の航空機。３４．手動飛行制御システムが補足的に備えられていることを特徴とする請求の範囲３３に記載の航空機。３５．プロペラ・ハブを有する少なくとも１つのプロペラを有し、そのプロペラ回転面（１１３）がプロペラ・ハブ（１１０）の軸に対して基本的に垂直であり、かつ駆動装置を有する、特に請求の範囲第１項から３４項に記載の航空機用の駆動ユニットにおいて、 −プロペラ回転面（１１３）がプロペラ・ハブ（１１０）と共に、プロペラ・シャフト（１２１）に作用する駆動出力シャフト（１０４）に対して傾斜可能に設計されており、 −プロペラ・シャフト（１２１）と該プロペラ・シャフト（１２１）に作用する駆動出力シャフト（１０４）とが互いに関節式に連接されており、 −プロペラ・シャフト（１２１）と駆動出力シャフト（１０４）との関節式の連接が、プロペラ・シャフト（１２１）が力シャフト（１０４）と均一に共回転するように設計されており、−トルクの伝達機構を全ての並進力の伝達機構から離脱させるために、プロペラ・ハブ（１１０）が駆動装置（４９，５０，５１，５２）に対してカルダン式に実装されていると共に、 −各プロペラ羽根の取付け角を周期的に個々に変更可能であることを特徴とする駆動ユニット。３６．プロペラのハブ（１１０）をカルダン・リング（１０６）を介してカルダン式に実装されていることを特徴とする請求の範囲第３５項に記載の駆動ユニット。３７．羽ばたきヒンジおよびラグヒンジ、またはこれらと同様に作用する別の弾性部品なしで、プロペラ羽根（１２５，１２５’）が関連するプロペラ・ハブ（１１０）上に配設されることを特徴とする請求の範囲第３５項または３６項に記載の駆動ユニット。３８．スウォッシュプレート（１２７）によって、個々のプロペラ羽根（１２５，１２５’）の取付け角を集合的に、並びに個別的にプロペラ回転面の傾斜に対して可変的に調整可能であることを特徴とする請求の範囲第３７項に記載の駆動ユニット。３９．関連する駆動機構の、プロペラ・シャフト（１２１）に作用する出力シャフト（１０４）に対するプロペラ回転面（１１３）の傾斜角は±４５°以上までに及ぶことを特徴とする請求の範囲第３５項から３８項のいずれか１項に記載の駆動ユニット。４０．駆動ユニットを航空機に実装するための傾動機構（１３５）が備えられ、この傾動機構によって駆動ユニットは傾動軸（１３５’）を支点に出力シャフト（１０４）が基本的に垂直方向を向いた上昇位置と、出力シャフト（１０４）が基本的に水平方向を向いた推進位置との間で傾動することができることを特徴とする請求の範囲第３５項から３８項のいずれか１項に記載の駆動ユニット。４１．トラッキング装置が備えられ、これはプロペラに作用する流体力学的な力、およびジャイロ合力に起因して生ずる推進ユニット、特にプロペラ回転面の傾動運動を追跡し、かつ好適には何の反力も伴わずにこの傾動運動を促進することを特徴とする請求の範囲第４０項に記載の駆動ユニット。４２．プロペラ・ハブ（１１０）が単軸傾斜継手（１３４’）内に実装され、その傾斜軸（１１１’）が駆動ユニットの傾動軸（１３５’）に対して垂直に延びているので、駆動ユニットがその傾動軸（１３５’）を支点に傾動できることと共に、プロペラ・ハブ（１１０）が傾斜軸（１１１’）を支点に傾斜可能であることによって、プロペラの回転面（１１３）は全方向に傾斜することができ、駆動ユニットの傾動軸（１３５’）を支点にした傾動運動のためのトラッキング装置の調整速度は、流体力学的に誘発されるプロペラの回転面（１１３）の傾斜運動の調整速度に対応していることを特徴とする請求の範囲第４０項または４１項のいずれか１項に記載の駆動ユニット。４３．プロペラ・ハブ（１１０）には減速ギヤ（１２３）が一体に組込まれ、該減速ギヤは好適には遊星歯車の態様で設計されており、好適には複式カルダン継手（１２２）または同期継手を介して駆動機構の出力シャフト（１０４）による回転作用を受け、かつ出力シャフト（１０４）の回転速度を減速してプロペラ・ハブ（１１０）へと伝達することを特徴とする前記請求の範囲のいずれか１項に記載の駆動ユニット。４４．プロペラ駆動式の航空機を全ての飛行段階で制御する方法において、 −各プロペラの個々のプロペラ羽根（１２５，１２５’）が周期的に個々に設定され、−その後、プロペラ回転面（１１３）が反力を伴わずに傾斜され、該傾斜は推力ベクトルの方向に影響を及ぼすために、プロペラ・シャフト（１２１）に作用する出力シャフト（１０４）に対して空気力学的な力およびこれらの力から生ずる遠心力によって誘発されることを特徴とする方法。

Claims

【特許請求の範囲】１．基本的に空気静力学式上昇体として設計された胴体（１）と、複合された上昇および推進装置とを有している航空機であって、該複合装置は胴体（１）に連接され、プロペラ（１１，１２，１３，１４）を備えて推進ユニット（７，８，９，１０）を形成し、かついずれの場合も、それぞれのプロペラ回転面が基本的に水平であり、それぞれのプロペラ・シャフト（１２１）に作用する、関連する駆動機構（４９，５０，５１，５２）の出力シャフト（１０４）が基本的に垂直である上昇位置と、それぞれのプロペラ回転面が基本的に垂直であり、それぞれのプロペラ・シャフト（１２１）に作用する、関連する駆動機構（４９，５０，５１，５２）の出力シャフト（１０４）が基本的に水平である推進位置との間で傾動可能である構成の航空機において、それぞれのプロペラ回転面（１１３）が関連する駆動機構（４９，５０，５１，５２）の、プロペラ・シャフト（１２１）に作用する出力シャフト（１０４）に対して全周傾斜可能であることを特徴とする航空機。２．胴体（１）が同時に空気力学式上昇体としても設計されていることを特徴とする請求の範囲第１項に記載の航空機。３．飛行中の動圧に左右される能動的に機能する空気力学式制御装置を備えていないことを特徴とする請求の範囲第１項または２項に記載の航空機。４．胴体（１）が基本的に円形の平面を有していることを特徴とする請求の範囲第１項、２項または３項に記載の航空機。５．胴体（１）が基本的に楕円形の断面を有していることを特徴とする請求の範囲第４項に記載の航空機。６．胴体の断面が基本的に上部と下部の部分楕円によって形成される非対称の設定にし、上部が、下部シェル（３）を形成する平坦な下部よりも大幅に湾曲した上部シェルを形成することを特徴とする前記請求の範囲のいずれか１項に記載の航空機。７．胴体（１）がその赤道領域に少なくとも１つのリム状の補強リング（２７）を有していることを特徴とする請求の範囲第４項から６項のいずれか１項に記載の航空機。８．補強リング（２７）の外周の断面が部分楕円形であることを特徴とする請求の範囲第７項に記載の航空機。９．補強リング（２７）が好適にはサンドイッチ形の合成繊維材料からなることを特徴とする請求の範囲第７項または８項に記載の航空機。１０．圧縮耐性がある支持プロファイル（２８、２９）を補強リング（２７）と一体に組込んだことを特徴とする請求の範囲第７項から９項のいずれか１項に記載の航空機。１１．補強リング（２７）が、断面が好適には基本的に三角形の設計である少なくとも１つの支持骨組を有していることを特徴とする請求の範囲７、８、９、または１０のいずれか１項に記載の航空機。１２．支持骨組（２６）を少なくとも部分的に補強リング（２７）と一体に形成されていることを特徴とする請求の範囲第１１項に記載の航空機。１３．いずれの場合も２つの推進ユニット（７，８；９，１０）が好適には胴体（１）に軟式に固定された支持構造（３１；３２）に連結して取付けられていることを特徴とする前記請求の範囲のいずれか１項に記載の航空機。１４．推進ユニット（７，８，９，１０）および／またはその支持構造（３１，３２）がスラスト・ストラット（３６，３７）を介して互いに軟式に連結され、推進支持フレーム（３５；６４）が形成されることを特徴とする請求の範囲第１３項に記載の航空機。１５．推進ユニット（７，８，９，１０）および／またはその支持構造（３１；３２）を推進支持フレーム（３５；６４）を介してリム状の補強リング（２７）に軟式に取付けられてることを特徴とする請求の範囲第１３項または１４項のいずれか１項に記載の航空機。１６．前部推進ユニット（７，８）と後部推進ユニット（９，１０）とをいずれの場合も航空機の長手方向の中心面から異なる距離を置いて配置したことを特徴とする請求の範囲第１３項から１５項のいずれか１項に記載の航空機。１７．前部の推進ユニット（７，８）と後部の推進ユニット（９，１０）とをいずれの場合も航空機の異なる高さ位置に配置したことを特徴とする請求の範囲第１３項から１６項のいずれか１項に記載の航空機。１８．少なくとも４つの推進ユニット（７，８，９，１０）を装備したことを特徴とする請求の範囲第１３項から１７項のいずれか１項に記載の航空機。１９．互いに並行して動作可能な２基のエンジンが各推進ユニット（７，８，９，１０）に搭載されていることを特徴とする前記請求の範囲のいずれか１項に記載の航空機。２０．貨物室（５８）が胴体（１）の下部領域内に設計されていることを特徴とする前記請求の範囲のいずれか１項に記載の航空機。２１．貨物室（５８）には少なくとも１つの傾斜板を設け、好適には互いに反対向きの両側に２つの傾斜板（６０，６１）を設けたことを特徴とする請求の範囲第２０項に記載の航空機。２２．貨物室（５８）の周囲領域の下の着陸用脚部として空気で膨張可能に設計された蛇腹状の下向きの環状ビードを備えたことを特徴とする請求の範囲第２０項または２１項に記載の航空機。２３．好適には適宜の位置の２階設計の客室（３８）が胴体（１）の赤道領域の前部に設けられていることを特徴とする請求の範囲第１項から１８項のいずれか１項に記載の航空機。２４．客室（３８）がリム状の補強リング（２７）内に懸架され、かつ好適には推進支持フレーム（３５）の前部支持構造内（３１）にも懸架されていることを特徴とする請求の範囲第２３項に記載の航空機。２５．胴体（１）の赤道領域の後部に手荷物および貨物室（３９）が設けられていることを特徴とする請求の範囲第２３項または２４項に記載の航空機。２６．手荷物および貨物室（３９）がリム状の補強リング（２７）内に懸架され、かつ好適には推進支持フレーム（３５）の後部支持構造（３２）内にも懸架されていることを特徴とする請求の範囲第２５項に記載の航空機。２７．下部シェル（３）内にはこれと一体化された中央円筒体（４２）が設けられており、その下側には好適には蛇腹状の空気膨張可能な環状ビード（５７）が着陸用脚部（４３）として設計されていることを特徴とする請求の範囲第２３項から２６項のいずれか１項に記載の航空機。２８．中央円筒体（４２）を胴体（１）の外皮構造内に懸架し、落下着陸の場合に、前記中央円筒体が上方に跳ね上がり、ひいては客室（３８）、手荷物および貨物室（３９）、および推進支持フレーム（３５）を緩衝するように、前記外皮構造を上部シェル（２）と下部シェル（３）とによって形成したことを特徴とする請求の範囲第２７項に記載の航空機。２９．中央円筒体（４２）に外側からアクセスできるように少なくとも１つの傾斜板が設けられていることを特徴とする請求の範囲第２７項または２８項に記載の航空機。３０．客室（３８）と手荷物および貨物室（３９）とを囲われた輸送リンク（４４，４５，４６）を介して中央円筒体（４２）と連絡して、中央円筒体にばね緩衝作用が加わることができるようにすることを特徴とする請求の範囲第２３項から２９項のいずれか１項に記載の航空機。３１．胴体（１）が支持構造と胴体の外皮（２’，３’）とを有しており、胴体の外皮（２’）は上部シェルの領域（２）で少なくとも部分的に加熱することができることを特徴とする前記請求の範囲のいずれか１項に記載の航空機。３２．胴体外皮（２’）の加熱可能部分を二重壁（2'，２”）の設計し、かつそこを通して、必要に応じて胴体の周囲よりも温かい空気またはその他の気体を流すことができることを特徴とする請求の範囲第３１項に記載の航空機。３３．垂直離陸および着陸モード、水平巡航モード、およびこれらの２つの運行状態の間の過渡的モードで、全ての推進ユニット（７，８，９，１０）のプロペラ羽根（１１’，１２’，１３’，１４’）の取付け角を個々に、または集合的に制御するための、集中制御、好適にはディジタル制御システムが備えられていることを特徴とする前記請求の範囲のいずれか１項に記載の航空機。３４．手動飛行制御システムが補足的に備えられていることを特徴とする請求の範囲３３に記載の航空機。３５．プロペラ回転面（１１３）がプロペラ・シャフト（１２１）に作用する駆動出力シャフト（１０４）に対して全周傾斜可能に設計されていると共に、プロペラ・シャフト（１２１）およびプロペラ・シャフト（１２１）に作用する駆動出力シャフト（１０４）が、好適には複式カルダン継手（１２１）または同期継手を介して互いに関節式に連結されることによって、プロペラ・シャフト（１２１）が出力シャフト（１０４）とと均一に共回転し、かつ、各プロペラ羽根の取付け角を個々に周期的に変更可能であることを特徴とする請求の範囲第１項から３４項のいずれか１項に記載の、少なくとも１つのプロペラを有する特に航空機用の駆動ユニット。３６．プロペラのハブ（１１０）をカルダン・リング（１０６）を介してカルダン式に実装されていることを特徴とする請求の範囲第３５項に記載の駆動ユニット。３７．羽ばたきヒンジおよびラグヒンジ、またはこれらと同様に作用する別の弾性部品なしで、プロペラ羽根（１２５，１２５’）が関連するプロペラ・ハブ（１１０）上に配設されることを特徴とする請求の範囲第３５項または３６項に記載の駆動ユニット。３８．スウォッシュプレート（１２７）によって、個々のプロペラ羽根（１２５，１２５’）の取付け角を集合的に、並びに個別的にプロペラ回転面の傾斜に対して可変的に調整可能であることを特徴とする請求の範囲第３７項に記載の駆動ユニット。３９．関連する駆動機構の、プロペラ・シャフト（１２１）に作用する出力シャフト（１０４）に対するプロペラ回転面（１１３）の傾斜角は±４５°以上までに及ぶことを特徴とする請求の範囲第３５項から３８項のいずれか１項に記載の駆動ユニット。４０．駆動ユニットを航空機に実装するための傾動機構（１３５）が備えられ、この傾動機構によって駆動ユニットは傾動軸（１３５’）を支点に出力シャフト（１０４）が基本的に垂直方向を向いた上昇位置と、出力シャフト（１０４）が基本的に水平方向を向いた推進位置との間で傾動することができることを特徴とする請求の範囲第３５項から３８項のいずれか１項に記載の駆動ユニット。４１．トラッキング装置が備えられ、これはプロペラに作用する流体力学的な力、およびジャイロ合力に起因して生ずる推進ユニット、特にプロペラ回転面の傾動運動を追跡し、かつ好適には何の反力も伴わずにこの傾動運動を促進することを特徴とする請求の範囲第４０項に記載の駆動ユニット。４２．プロペラ・ハブ（１１０）が単軸傾斜継手（１３４’）内に実装され、その傾斜軸（１１１’）が駆動ユニットの傾動軸（１３５’）に対して垂直に延びているので、駆動ユニットがその傾動軸（１３５’）を支点に傾動できることと共に、プロペラ・ハブ（１１０）が傾斜軸（１１１’）を支点に傾斜可能であることによって、プロペラの回転面（１１３）は全方向に傾斜することができ、駆動ユニットの傾動軸（１３５’）を支点にした傾動運動のためのトラッキング装置の調整速度は、流体力学的に誘発されるプロペラの回転面（１１３）の傾斜運動の調整速度に対応していることを特徴とする請求の範囲第４０項または４１項のいずれか１項に記載の駆動ユニット。４３．プロペラ・ハブ（１１０）には減速ギヤ（１２３）が一体に組込まれ、該減速ギヤは好適には遊星歯車の態様で設計されており、好適には複式カルダン継手（１２２）または同期継手を介して駆動機構の出力シャフト（１０４）による回転作用を受け、かつ出力シャフト（１０４）の回転速度を減速してプロペラ・ハブ（１１０）へと伝達することを特徴とする前記請求の範囲のいずれか１項に記載の駆動ユニット。４４．プロペラ駆動機構を有する航空機の制御方法において、各プロペラの個々のプロペラ羽根（１２５，１２５’）の取付け角が周期的に個々に設定され、その後でプロペラ回転面（１１３）が反力を伴わずに傾斜され、該傾斜は推力ベクトルの方向に影響を及ぼすために、プロペラ・シャフト（１２１）に作用する出力シャフト（１０４）に対して空気力学的な力およびこれらの力から生ずるジャイロ力によって誘発されることを特徴とする方法。