JP2005047500A

JP2005047500A - 飛行マシン

Info

Publication number: JP2005047500A
Application number: JP2004222151A
Authority: JP
Inventors: Pietro Perlo; ピエトロ・ペルロ; Denis Bollea; デニス・ボッレア; Bartolo Pairetti; バルトロ・パイレッティ; Stefano Alacqua; ステファノ・アラックァ
Original assignee: Centro Ricerche Fiat SCpA
Current assignee: Centro Ricerche Fiat SCpA
Priority date: 2003-07-30
Filing date: 2004-07-29
Publication date: 2005-02-24
Also published as: US20050082421A1; EP1502852A1; ITTO20030588A1; CN1647998A

Abstract

【課題】高性能で安定した飛行マシンを提供する。
【解決手段】飛行マシン(1)は、垂直軸を有する中央回転支持体(3)を含み、水平な周辺支持部(4)に接続されており、中央支持体(3)と同軸である支持構造体(2)と、支持構造体(2)の中央支持体(3)の軸を中心に回転可能な中央ハブ(7)と、非接触の懸架手段（23，24，25，26，27）によって、支持構造体(2)の周辺支持部(4)で支持された断面が溝形の外リング体(8)と、ハブ(7)と断面が溝形の外リング体(8)との間に延在して水平面に関して傾斜した複数の翼板(9)と、を含む少なくとも一つの上部ローター(6)と、支持構造体(2)の周辺支持部(4)で少なくとも部分的に支持されているとともに、所定方向に構造体(2)に対してローター(6)を回転させる働きをするモーター手段（40，41，42，43；50，51，52，53）と、を備える。
【選択図】図１

Description

本発明は、乗務員の有無にかかわらず多くの分野で応用される大きな柔軟性で使用可能な新規でオリジナルな構成を有する飛行マシンに関する。

本発明に係る飛行マシンは、以下の構成を備えることを基本的な特徴とする。すなわち、本発明に係る飛行マシンは、
垂直軸を有する中央回転支持を含み、実質的に水平な周辺支持部に接続されており、前記中央支持体と同軸である支持構造体と、
支持構造体の中央支持体の軸を中心に回転可能な中央ハブと、非接触の懸架手段によって、支持構造体の周辺支持部により支持された断面が溝形の外リング体と、ハブと断面が溝形の外リング体との間に延在して水平面に関して傾斜している複数の翼板と、を含む少なくとも一つの上部ローターと、
支持構造体の周辺支持部により少なくとも部分的に支持されているとともに、所定方向に前記構造体に対してローターを回転させる働きをするモーター手段と、を備える。

好ましい実施形態において、飛行マシンは以下のものを更に備える。すなわち、本発明に係る飛行マシンは、
支持構造体の中央回転支持体の軸を中心に回転可能な中央ハブと、非接触の懸架手段によって、支持構造体の周辺支持部で支持される断面が溝形の外リング体と、
断面が溝形のリング体とハブとの間に延在して、上部ローターの翼板に関して対向するとともに水平面に関して傾斜している複数の翼板と、
を更に備える下部ローターを含み、
前記モーター手段は、上部ローターと反対方向に支持構造体に対して下部ローターを回転させるために配置されている。

本発明に係る飛行マシンは、高性能で安定した垂直に発進する航空機として有用である。また、本発明に係る飛行マシンは、環境モニタリングシステムまたはUCAV武器サポート体制のため、及び、以下に説明される多くの他の応用のためのミクロな航空機として有用である。

本発明の更なる特徴および利点は、添付図面を参照しながら、単なる非制限的な実施形態として与えられる以下の詳細な説明から明白になるであろう。

図面において、本発明に係る飛行マシンは、一般に1で示される。例示の実施形態において、飛行マシン1は、支持構造体2を備える（特に、図７を参照すること）。

支持構造体2は、垂直軸を有する中央回転支持体3を含み、この中央回転支持体3と同軸である実質的に水平な周辺支持部4に接続されている。

例示の実施形態において、中央回転支持体が単純な円筒形ピン3によって構成されており、周辺支持部4が、実質的に、複数のスポーク5によってこのピン3に結合されるリング体である。

別の実施形態では、不図示であるが、中央回転支持体は、ピンの代わりに、軸受筒（bush）の形で、垂直軸を有する円筒状支持体を有することができる。

リング体の代わりに、周辺支持部4は、各スポークによって中央回転支持体に相互接続された複数の環状部分を含むことができる。

飛行マシン1は、上部ローター6を更に含む（特に、図５を参照すること）。このローターは、支持構造の中央回転支持ピン3を中心にして回転可能に取り付けられた中央管状ハブ7を有する。

上部ローター6は、非接触の懸架手段により支持構造体2の周辺リング体4で支持される径方向の内向きに開いて外向きに円滑な（faired）断面が溝形（channel section）の外リング体8を更に備えている。図面を参照して以下に後述する実施形態において、これらの非接触の懸架手段は、磁気懸架式のものである。

最後に、上部ローター6は、ハブ7と外リング体18との間に延在するとともに、水平面に関して傾斜している実質的に放射状の複数の翼板9を有する。

飛行マシン1は、下部ローター16を更に含む。下部ローター16は、上部ローターと同様に、支持構造体2のピン3を中心に回転可能な中央ハブ17と、径方向の内向きに開いて外向きに円滑な（faired）断面が溝形（channel section）であり、非接触の（好ましくは磁気タイプの）懸架手段による支持構造体2の周辺リング体4によって支持された外リング体18と、外リング体18とハブ17との間に延在する複数の翼板19と、を含む（特に、図６を参照すること）。

下部ローター16の翼板19は、水平面に関して傾斜しているが、上部ローター6の翼板9に関して反対である。

特に、図３を観察することによって明らかなように、上部ローター6の溝形（channel shape）リング体8とそれのハブ7との間において、翼板9は、この断面が溝形のリング体（channel section ring）の上縁8aの上に少なくとも部分的に延在する。

同様に、下部ローター16の断面が溝形のリング体（channel section ring）18と付随するハブ17との間において、下部ローター16の翼板19は、この断面が溝形のリング体（channel section ring）18の下縁18aの少なくとも部分的に下に延在する。しかしながら、下部ローター16において、中央管状ハブ17は、付随する翼板19の下縁に関して高くなっている。支持構造体2の中央ピン3の下端部には、飛行マシンが地上にあるとき飛行マシンが立脚する着陸構造20がある（例えば、図３および7を参照すること）。例示の実施形態において、着陸構造20は、それぞれに終端足22を備えている複数の脚21を含む。

好ましくは、逆回転する（counter-rotating）ローター6，16のリング体8，18は、横断面で、実質的に翼状の形状（profile）を有する。全体として、これらのリング体は、反対の意味で回転することによって、このように上部形状の気流と下部形状の気流との間での速度の違いを最大にする逆符号(opposite signs)を有する空気速度を「経験する（see）」二つの部品によって形成されたある種の「翼（aerofoil）」を構成する。

すでに前述したように、ローター6，16は、非接触の（特に、磁気タイプの）懸架手段によって、中央ピン3の軸を中心に回転可能なように支持構造体2により支持される。

このような磁気懸架手段の可能な構成が図８に開示されている。

この図に示すように、例示の実施形態で、支持構造体2の周辺リング体4は、三叉体（trident）、すなわち実質的に水平で、垂直に重ね合わされた（superimposed）三つの突出部（prong）4a，4b，4cを有する、横断面がフォーク形である。図面に示された配置において、これらの分岐部（branch）すなわち突出部4a，4b，4cは、リング体4の径方向の外向きに（radially outwardly）延在する。しかしながら、これらの分岐部（branch）すなわち突出部（prong）がリング体4から径方向の内向きに（radially inwardly）延在する実施形態が考え得る。

リング体4の突出部（prong）4a，4b，4cは、好ましくは、連続永久磁石23，24，25の環状の配列をそれぞれ支持している。これらの磁石は、上磁気極性および反対の下磁気極性を有する。

三つの突出部（prong）によって支持された永久磁石は、互いに同軸であり、垂直に重ね合わされている。

ローター6，16のリング体8，18は、支持構造体2の周辺リング体4のそれぞれの突出部（prong）の間に相互に入り合っている（interpenetrate）内側分岐部8a，18aをそれぞれ持った、横断面が実質的に、C字形状またはV字形状をしている。特に、下部ローター16のリング体18の分岐部18aが突出部（prong）4b，4cの間に延在するが、ローター6のリング体8の分岐部8aは突出部（prong）4a，4bの間に延在する。

二つのローター6，16の分岐部8a，18aは、また、永久磁石26，27の環状の配列をそれぞれ備えており、支持構造体2のリング体4のそれらと同軸且つ垂直に位置決めされている。

ローター6，16の永久磁石26，27は、垂直に磁化されているとともに、上極性および反対の下極性を有しているので、前記磁石が、好ましくは支持構造体2の永久磁石23，24，25での反発によって相互作用することができる。

図８乃至１１に示すように、好ましくは、磁石23，24，25，26，27の対向面は、ローター6，16の垂直懸架を達成するのと同様にそれらも支持構造体2に対して心出し（centaring）効果を提供するように、対であって平行に傾斜している。磁石の対向面が傾斜していなくて水平である場合、ローターの心出し（centaring）は主にピン3によって保証されるだろう。

いずれにしても、逆回転するローター6，16がいかなる接触のない状態で、そして同様に、この構造の周辺リング体4と摩擦のない状態で、支持構造体2のピン3の軸を中心にして回転できるように配置されている。

以下のことから明らかになるように、ローター6，16は、反対の意味で、それを同時回転させることが可能なモーター手段を伴っている。

従来のXY平面のマシン1の移動（水平方向の移動）のために、これらのローターの姿勢は支持構造体2に関して変化することができる。すなわち、ローター6，16の回転面と、支持構造のリング体4の主平面との間で形成される角度は変化することができる。

第一の実施形態では、図９に図示されているように、これは以下の方法において達成される。

支持構造の周辺リング体4の突出部（prong）4a，4b，4cは、少なくとも幾つかの電磁石23'，24'，25'（図９において）を含む。電磁石は永久磁石と置き換えることもできる。これらの電磁石は、コアまたは磁極片23'b、24'b、25'bをそれぞれ伴っている励磁コイル23'a，24'a，25'aをそれぞれ含む。電磁石23'，24'，25'のコイルの励磁が、図９の極性NおよびSを持った制御磁場を生成するように配置されている。

これらの電磁石の励磁を調整することによって、支持構造のリング体4の磁石の配列によって発生した磁場において制御された局所的な変更を達成することは、したがって、この支持構造に対してローター6，16のある方向を向いた面（aspect）の角度を変化させることは、可能である。ローターと前記突出部（prong）との間の距離を調整するために、一般にローターの振動を避けるために、電磁石が用いられる。例えば磁場を検出するために、突出部（prong）に配置されるセンサ手段が、突出部（prong）からローターまでの距離を計測するために利用できる。

図１０に図示した変形実施形態において、支持構造の周辺リング体4に伴っている磁石23，24，25は、永久磁石のタイプのものである。必要に応じて、ローター6，16のある方向を向いた面（aspect）における変化は、支持構造の周辺リング体4に対して、選択的に径方向であり且つ制御可能に移動可能である、可動な隔壁（bulkhead）または翼板28，29，30，31によって達成される。

リング体4は、隔壁または翼板（それらは、例えば、図１０のソレノイド28a，29a，30a，31aのような各アクチュエータによって、選択的に径方向に移動可能である。）の周囲の連続又は不連続な列を備えている。磁場の分布を局所的に修正して支持構造に対してローターの姿勢を局所的に修正するために、支持構造体2の磁石とローター6，16の磁石との間にある空隙（air gap）の範囲内に（図１０において隔壁28，31が破線で図示されている）、リング体4が制御されて延在する。

図９の電磁石23'，24'，25'を励磁するための電気エネルギ、すなわち図１０の可動な隔壁又は翼板28，29，30，31を伴ったアクチュエータを励磁するための電気エネルギは、公知で不図示の搭載の蓄電池（on-board electric accumulator）によって、および／または、公知の発電手段により提供される。

本発明に係る飛行マシン1において、ローター6，16を逆回転（counter-rotation）させるために用いられたモーター装置は、すべての場合において末梢的に配置され、すなわち中央ピン3から離間配置されている。

第一の実施形態では、図８乃至１０に示されるように、これらのモーター装置は、複数の推進器（propulsor）40を含む。推進器（propulsor）40は、間欠爆燃（pulsed detonation）又は爆燃（deflagration）で作動し、支持構造体2の周辺リング体4に固定されている。推進器（propulsor）40は、好ましくは、磁石および／またはこのリング体によって支持された電磁石に関して径方向外側の位置に固定される。公知のタイプの燃焼推進器40は、貯蔵タンク（reservoir）に貯蔵された燃料を供給することができる。貯蔵タンク（reservoir）は、周辺リング体4に組み入れることが可能であり、および／または好ましくは、支持構造の中央ピン3にこのリング体を相互接続するスポーク5に組み入れることが可能である。図９の実施形態として、破線41は、支持構造体2のリング体4に適合した環状タンクの形状を示す。燃焼器（combustor）は液体燃料または気体燃料によって作動できる。そして、燃焼支持物は、好ましくは空気であるが、若干の構成に対して、燃焼支持物用の適切なタンクが利用可能である。

燃料を燃焼器40にモーターらすためのダクトは図面に示されていないが、それらの設備は当業者に課題を提起するものではない。

燃焼器40は、タービンの方法で回転駆動されるローター6，16のリング体8，18にある翼板状の形成体42，43に向けて、燃焼ガスの流れを作動中にそれぞれ導くために配置されている。

別の実施形態において、模式的に図１１に示されているように、支持構造体2の周辺リング体4の突出部（prong）4a，4b，4cの間に形成されるスペースに好ましくは配置されたステータコイル50，51を含む電気モーターという手段と、ローター6，16のリング体の内側分岐部8a，18の端部で支持されたローター永久磁石52，53の対応する環状の配列とによって、ローター6，16の回転が達成される。永久磁石52，53はコイル50，51に対面している。

電流は、搭載された蓄電池（不図示）および公知の付随する電子制御装置に貯蔵されるエネルギーによって、コイル50，51に供給される。

逆回転するローター6，16を駆動するために利用される電気モーターは、ローターが減速のときに作動できる飛行の段階（phase）において蓄電池を部分的に再充電するために、発電機として機能することができる可逆式のものである。

本発明に係る飛行マシンは、好ましくは、支持構造を水平に保持するための慣性の安定化プラットフォームを備える。

特に、飛行マシンは、ジャイロスコープおよび振動加速度計を含む慣性航法のためのセンサデバイスと、MEMS技術で形成された磁気センサと、GPS位置システムにしたがって作動する衛星受信機と、を公知の形で備えることができる。

飛行マシンは、CMOSセンサまたは一体型フォトダイオードマトリックスを有する一つ以上のビデオカメラ（従来型および赤外タイプの両方とも）を備えることもできる。着陸や離陸等の段階（phase）の間に、このようなビデオカメラは、例えば衝突防止システムおよび高度制御システムのような、光学流れ技術（optical flow techniques）による飛行安定化システムとして働くことができる。

ビデオカメラは、画像を記録するために働くことができる。

さらに、搭載エレクトロニクスは、例えば高周波で、データを遠隔の基地（base）に送信する働きをする手段を含むことができる。

添付した図１２において、例えば、ケーブルまたはロープ61によって、このマシンから懸架された対象物60を輸送するための本発明に係る飛行マシン1の使用が示されている。

しかしながら、本発明に係る飛行マシンの使用の可能性が、数多くあり、さまざまにある。それは、認識目的のために、例えば道路交通の制御のためや、航空写真への応用のため（すなわち道路および建物を地図化するため）や、昼夜の間に開店／閉店の間での装置等の監視のために、利用可能である。

そして、飛行マシンは、例えば直径で150mmのオーダーという非常に小さな寸法で製造される。飛行マシンは、いわゆるUAV（無人航空機）の供給のためには、一般に1000mmまでの直径で製造される。

しかしながら、飛行マシン1は、少なくとも一つの乗客を収容する、例えば図１３で70として図示される形の小部屋や客室を支持する支持構造体2を持った大きな寸法で製造される。本実施形態において、客室や小部屋70は、中央ピン3の二つの対向する端部の間であって、周辺リング体4にそれを相互接続するスポーク5の部分の間に配置された略楕円形状をしている。

図１４を参照すると、本発明に係る飛行マシンの支持構造体2の周辺リング体4は、ローター6，16の外縁を越えて、直径に沿って対向する部分から径方向の外向きに延在する二つの延長要素80，81に接続することができる。空力的に優れた形状のキャップまたはレーダードーム（radome）82は、延長要素80に接続されており、その内部に回路および／または他のデバイスを収容することできる。

他方、可動の方向舵84を備えた尾翼83は、後方の突出部81に接続されている。

垂直飛行にある、すなわち上昇または空中静止の段階にある飛行マシンの顕著な特徴は、翼板9，19の端が接続されている二つの逆回転のリング体8，18の翼タイプのプロフィールに起因した効率の良さ（efficiency）である。すでに説明したように、上下のリング体8，18は、回転すると、逆符号を有する空気の速度を経験する二つの部品を含む「翼（aerofoil）」を構成する。このように、上プロフィール上の気流および下プロフィール上の気流の速度の違いは、最大化される。逆回転する効果は、リフトを最大にする上リング体と下リング体との間の圧力差を最大にする。

回転軸を含む平面での垂直横断面に関して翼（aerofoil）を構成するのと同じように、リング体8，18は、同じ半径で段階的に変化することのできる断面プロフィールで構築される。換言すれば、図１５および１６に示されているように、ピン9の軸から、径方向の距離rに位置しているリング体8の位置から始まって、同じ半径rを保持しながらこのリング体の表面上を進んで、出発点と同じ高さに戻るまで、その半径以上の上リング体8のプロフィールは高さにおいて好ましくは変動する。このように、リング体は、リング体の形でそれ自体でカーブして囲まれる翼の「薄片」に対応する周囲のプロフィールを有する。しかしながら、リング体の表面は、円周上に、同じ方向に対面する湾曲した翼プロフィールを2以上整数（n）で含むことができる。他方、内側半径から外側半径へのリング体の表面は、翼のようなプロフィールを有する。

同様に、同じことが下リング体18について真実である。

空間での固定点は、二つの上下のリング体の回転を支持面を備える翼として見ている。

二つのリング体によるリフトは、それに接続された翼板のそれに合計する。

翼板のないリング体だけによって構成される極端なケースでの「円環体（torus）」によって、これらの使用が、上昇または空中静止の飛行において過剰になることができる。

水平飛行において、逆回転の効果は、二つの面上にある空気の異なる速度によって装置を横方向に移動させる傾向のあるＨ・マグヌス（Heinrich Gustav Magnus）の力（パントン・ロナルド・L、「非圧縮性流れ」、第二版、ジョン・ワイリー社、ニューヨーク、NY 1996年）を最小にする。実際には、一方の面から、回転速度は水平飛行の速度に加算されるが、他方の面から回転速度が水平飛行の速度から減じられる。二つの逆回転する部材で構成されている本発明に係るマシンは、マグナスの力の効果を打ち消す。

更なる特色は、ヘリコプターで使用されていた従来の装置と比較して、実際には、翼板の先端で乱気流を低減するダクトとして振る舞うスポークでリング体が支持されていることに起因したエアガイド効果によるものである。したがって、これは、ヘリコプターに代表される先端渦を低減する。「ヘリコプター・モード」に関して、同じ直径および力で、最高30%のより大きな効率とリフトがある。

更なる特色は、飛行マシンが周縁（peripheral）推進力を有しており、したがって、エンジンが回転軸線上にある古典的な配置のものに関して、非常に低い初トルクを有する推進装置を必要とするという事実を伴っている。

ヘリコプターの古典的な配置と比較すると、本発明の飛行マシンにおいては、翼板が対応する周辺リング体に強固に取り付けられているので、翼板の振動に起因した、ヘリコプターの特徴をなす騒音が大幅に減少される。

飛行マシンの更なる特色は、ジャイロスコープ効果、すなわち、「ピッチ」と「ロール」の妨害を釣り合わせることができ、マシンの横風に対する感度が低くなる高い角運動量に起因した高い安定性である。

実質的に楕円ディスク形状を有する飛行マシンの外殻（outer envelope）は、前進飛行での高性能さをシステムに与える重要な特色を構成する。楕円体の半径間の最適比は、その用途に依存する。特に、前進飛行の速度に関して4乃至8の比率が受け入れられる。高速に対してはより大きな値であり、空中静止および重い荷物を輸送するときにはより小さな値である。

水平飛行での抵抗を低減するために、楕円体のプロフィールは、好ましくは、尖状である。

翼板の数、それらの迎え角およびそれらのプロフィールは、ヘリコプターの場合と同じように、寸法と輸送された荷物に依存する。250mm未満の寸法のミクロな航空機の場合、少数の例えば２個または３個の翼板を有するローターの使用が好ましい。他方、大きい寸法の（例えば２メートルを超える）マシンの場合、ローター当たりの翼板の数は、５個までである。

飛行マシンは単一の羽根のローターだけを含み、したがって、逆回転する下翼板が欠けている場合、最高効率が達成される。この場合、それらの逆回転効果がデバイスを釣り合わせるために、二つの上下のリング体の回転速度を異なるようにすることができる。推進手段は、このために調整される。特に、電気による推進の場合、プロセッサによって、またはスポーク上またはそれらから懸架されるプラットフォーム上に配置されたセンサ手段で受け取った信号に関して、二つの環状の電気モーターの速度を調整する単純な電子機器によって、実行された制御ロジックを採用することは、適切である。燃料を燃焼する推進装置の場合、タービン手段上のスラスト（thrust）は、燃焼器それ自身の出力をダイアフラム（diaphragm）または電子制御によって、調節可能である。

他方、翼板を有する二つの逆回転するローターの存在は、リング体の所定の内径に対して最大のスラスト（thrust）を保証する。二つの逆回転するローターは、二つの独立した逆回転ローターのスラスト（thrust）の合計より小さな全体的なリフトを生成する。特に、二つの独立ローターのスラスト（thrust）の全体的な合計に関して、翼板の数がより多くて、上下の翼板がより密接しているときには、全体的なスラストが小さい。

図１４に記載されている変形実施形態の方向舵84を有する尾部83がある場合、重心およびリフトの中心が一致しなくて、従って、全システムが前進飛行において左または右に移動させる傾向があるという事実を補償する目的をこの尾部が有する。

さらに、方向舵を有する尾部は、飛行マシンの回転の効果を釣り合わせるために、ヘリコプターにおいて用いられているような従来の形で行うことができる。特に、上翼板だけを持った配置が選択される場合、この配置が二つの上下のリング体の速度の差違（differentiation）に代わるものとして用いられる。

本発明に係るマシンの更なる特色が、付随した電磁石により、ローターの迎え角（angle of attack）を変化させることだけによって、前進飛行でのその正面方向か横方向に案内すること（guidability）にある。

更なる特色は、飛行が始まる前に蓄積されたエネルギーを有する高い出力密度で「全翼機（flying wing）」として飛行マシンが作動できるという事実に関連している。実際には、二つの逆回転ローターは、外部エネルギー源により高速回転で駆動される。例えば、推進力が環状の電気モーターによるものである場合、これらは遠隔の蓄電池によって高速で回転駆動される。電気モーターの供給は、例えば、支持足を通じた電気的な接触によって提供される。この場合、特に小型化されたミクロな航空機の構成のために、搭載された電池を使用する必要性なしに、ローターを回転させるという利点がある。搭載された電池は、いったん始まった飛行だけを操縦することのでき、それらが高い出力密度を必要とする初スラストのために必要とされないという点で低い容量および出力のものである。

当然、本願に添付した請求の範囲に規定された本発明の範囲から逸脱することなく、単なる非限定的な実施形態として説明してきたことを参照して、同じものを含んでいる本発明の原理や実施形態や構造の詳細は、広く変形させることができる。

このように、例えば、逆回転ローター16が存在しないが、飛行マシンの支持構造の必要な安定性を確実にすることが可能であるような公知の形で、飛行マシンの駆動装置が配置されて取り扱われている実施形態は、本発明の範囲内にある。

本発明に係る飛行マシンの斜視図である。図１に示した飛行マシンの他の斜視図である。図１に示した飛行マシンの側面図である。図１に示した飛行マシンの平面図である。図１に示した飛行マシンの上部ローターの斜視図である。図１乃至４の飛行マシンの下部ローターの斜視図である。図１乃至６の飛行マシンの支持構造の斜視図である。本発明に係る飛行マシンの部分横断面図である。本発明に係る飛行マシンの変形実施形態の部分横断面図である。本発明に係る飛行マシンの変形実施形態の部分横断面図である。本発明に係る飛行マシンの他の変形実施形態の一部断面斜視図である。目的物の輸送のために使用される本発明に係る飛行マシンを示す。少なくとも一人の乗客用の客室を備えた構成の本発明に係る飛行マシンを示す。本発明に係る飛行マシンの変形実施形態の側面図である。本発明に係る飛行マシンのローターのリング体の平面図である。図１５のXVI線−XVI線で示される中点円周線で切り取られた断面のリング体の線形図である。

符号の説明

１飛行マシン
２支持構造体
３中央ピン
４周辺リング体
４a，４ｂ，４ｃ突出部（prong）
５リング体
６上部ローター
７中央管状ハブ
８リング体
９翼板
１６下部ローター
２６，２７永久磁石
４０燃焼器
５０，５１コイル
５２，５３永久磁石

Claims

垂直軸を有する中央回転支持体(3)を含み、実質的に水平な周辺支持部(4)に接続されており、前記中央支持体(3)と同軸である支持構造体(2)と、
支持構造体(2)の中央支持体(3)の軸を中心に回転可能な中央ハブ(7)と、非接触の懸架手段（23，24，25，26，27）によって、支持構造体(2)の周辺支持部(4)で支持された断面が溝形の外リング体(8)と、ハブ(7)と断面が溝形の外リング体(8)との間に延在して水平面に関して傾斜している複数の翼板(9)と、を含む少なくとも一つの上部ローター(6)と、
支持構造体(2)の周辺支持部(4)で少なくとも部分的に支持されているとともに、所定方向に前記構造体(2)に対してローター(6)を回転させる働きをするモーター手段（40，41，42，43；50，51，52，53）と、を備える飛行マシン(1)。
支持構造体(2)の中央回転支持体(3)の軸を中心に回転可能な中央ハブ(17)と、非接触の懸架手段（24，25，27）によって、支持構造体(2)の周辺支持部(4)で支持される断面が溝形の外リング体(18)と、を含む下部ローター(16)を更に備える、請求項１記載の飛行マシン。
下部ローター(16)は、断面が溝形のリング体(18)とハブ(17)との間に延在して、上部ローター(6)の翼板（9）に関して対向するとともに水平面に関して傾斜している複数の翼板(19)を更に備えて、
前記モーター手段（40，41，42，43；50，51，52，53）は、上部ローター(6)と反対方向に支持構造体(2)に対して下部ローター(16)を回転させるために配置されている、請求項２記載の飛行マシン。
各ローター（6，16）のリング体（8，18）は、実質的に翼のような外側プロフィールを有する請求項１乃至３のいずれかに記載の飛行マシン。
各ローター（6，16）のリング体（8，18）は、同じ方向に対面している翼形プロフィールまたは複数の連続的な翼形プロフィールに実質的に沿った可変高さの形状を円周の断面に有する、請求項１乃至４のいずれかに記載の飛行マシン。
各ローター（6，16）のリング体（8，18）は、上極性および反対の下極性を生み出す働きをする磁気手段（26，27）の同軸配列を備え、
支持構造体(2)の周辺支持部(4)が設けられており、ローター（6，16）が支持構造体(2)の周辺支持部(4)に関して磁気的に懸架されているように、ローター（6，16）のリング体（8，18）の磁気手段（26，27）の配列と磁気的に相互作用する極性を生み出すことができる、磁気手段（23，24；24，25）の二つの同軸配列の間に、磁気手段の前記配列が垂直に配置されている、請求項１乃至５のいずれかに記載の飛行マシン。
前記磁気懸架手段（23，24，25，26，27）は、ローター（6，16）の回転面と支持構造体(2)の周辺支持部(4)の面との間で角度を修正する働きをする方向変化手段（23'，24'，25'；28，29，30，31）を伴っている、請求項６記載の飛行マシン。
各ローター（6，16）の磁気手段の配列は、一つ以上の永久磁石（26，27）で形成されている、請求項７記載の飛行マシン。
前記方向変化手段は、支持構造体(2)の磁気手段の少なくとも一つの配列において、付随した、制御可能な使える状態にあって、前記配列（23，24，25）によって発生した磁場を局所的に且つ制御されながら変える働きをする複数の磁気手段（23'，24'，25'）を備える、請求項７または請求項８に記載の飛行マシン。
前記方向変化手段は、前記空隙での磁場の分布を局所的に修正するために、支持構造体(2)の磁気手段（23，24，25）とローター（6，16）の磁気手段（26，27）との間にある空隙において支持構造体(2)の周辺支持部(4)に関して径方向に制御可能に移動可能な複数の隔壁または翼板（28，29，30，31）を備える、請求項７乃至９のいずれかに記載の飛行マシン。
前記モーター手段は、支持構造体(2)の前記周辺支持部(4)に接続されていて、タービンのようにそれを回転させるように、ローター（6，16）のリング体（8，18）の翼板のような形成体（42，43）に向けて、燃焼ガスの噴射を導く働きをする複数の燃料燃焼推進装置（40）を備える、請求項１乃至１０のいずれかに記載の飛行マシン。
前記推進装置（40）は、支持構造体(2)の前記周辺支持部(4)におよび／またはそれのスポーク(5)に設けられた燃料タンク（41）を伴っている、請求項１１記載の飛行マシン。
前記推進装置（40）は、支持構造体(2)の磁気手段（23，24，25）の径方向外側に配置されている、請求項１１または請求項１２記載の飛行マシン。
支持構造体(2)の周辺支持部(4)は、上部ローター(6)及び下部ローター(16)とそれぞれ協働する磁気手段（23，24，25）を支持する実質的に横方向且つ垂直に重ね合わされた三つの突出部（prong）（4a，4b，4c）を有するフォーク形の横断面を有する、請求項２または請求項３のいずれかに及び請求項１３に記載の飛行マシン。
前記推進装置（40）は、支持構造体(2)の周辺支持部(4)の突出部（prong）または中間の分岐部（4b）によって支持される、請求項１１乃至１３のいずれかに及び請求項１４に記載の飛行マシン。
ローター（6，16）のリング体（8，18）は、支持構造体(2)の周辺支持部(4)の二つの突出部（prong）（4a，4b；4b，4c）の間に相互に入り合っている内側分岐部（8a，18a）で、横断面が実質的にC字形状またはV字形状を有する、請求項１乃至１５記載の飛行マシン。
前記モーター手段は、支持構造体(2)の周辺支持部(4)で支持されたコイル（50，51）と、各ローター（6，16）で支持された永久磁石手段（52，53）と、を含む電動モーターを備える、請求項１乃至１０のいずれかに記載の飛行マシン。
電動モーターのコイル（50，51）は、支持構造体(2)の周辺支持部(4)の端部の突出部（prong）（4a，4c）と中間の突出部（prong）（4b）との間に形成された空間に配置される、請求項１４および１７記載の飛行マシン。
各ローター（6，16）の電動モーターの永久磁石手段（52，53）は、前記コイル（50，51）に対して径方向に対面するときに支持構造体(2)の周辺支持部(4)によって相互に入り合う対応するリング体（8，18）の分岐部（8a，18a）により支持される、請求項１６乃至１８のいずれかに記載の飛行マシン。
支持構造体(2)は、少なくとも一人の乗客を収容することができる客室（70）を支持する、請求項１乃至１９のいずれかに記載の飛行マシン。
客室（70）は、上部ローター(6)及び下部ローター(16)が取り付けられている前記中央ピン(3)の二つの対向する端部分の間に配置される、請求項２または請求項３のいずれかに及び請求項２０に記載の飛行マシン。
支持構造体(2)の周辺支持部(4)は、リング形状をしている、請求項１乃至２１のいずれかに記載の飛行マシン。
支持構造体(2)の周辺支持部(4)は、リング体の複数の部分（segment）または領域（sector）を備える、請求項１乃至２１のいずれかに記載の飛行マシン。
ローター(6)の断面が溝形のリング体(8)と支持構造体(2)の中央ピン(3)との間にある上部ローター(6)の翼板（9）は、断面が溝形のリング体(8)の上側縁（8a）の上に少なくとも部分的に延在する、請求項１乃至２３のいずれかに記載の飛行マシン。
ローター(16)の断面が溝形のリング体(18)と支持構造体(2)の中央ピン(3)との間にある下部ローター(16)の翼板（19）は、断面が溝形のリング体(18)の下側縁（18a）の下に少なくとも部分的に延在する、請求項２乃至２４のいずれかに記載の飛行マシン。
支持構造体(2)の中央ピン(3)の下端は、飛行マシン(1)を地上で支持することができる下部構造(20)に接続されている、請求項１乃至２５のいずれかに記載の飛行マシン。
電動モーター（50，51，52，53）は、所定の閾値より大きな回転速度まで前記電気マシン（50，51，52，53）を起動するために地上に置かれたエネルギー源から地上で供給されて、
飛行マシン(1)は、飛行の間に、電動モーター（50，51，52，53）を供給することができる搭載電気エネルギー源を備えている、請求項１７記載の飛行マシン。
電動モーター（50，51，52，53）は、前記下部構造を通じた電気的な接続接触によって、地上に置かれたエネルギー源から地上で供給されるように配置されている、請求項２６および２７に記載の飛行マシン。
支持構造体(2)の周辺支持部(4)は、各ローター（6，16）の外縁端を越えて対角線上の部分から径方向外側に延在する二つの延長部（80，81）に接続されており、
前記延長部の一方(80)が、回路および搭載デバイスを収容することができる空力形状のキャップまたはレーダードーム（radome）（82）に接続されており、
他方の延長部（81）が、可動方向舵（84）を備える尾翼（83）に接続されている、請求項１乃至２８のいずれかに記載の飛行マシン。