JP2013032147A - 転換式航空機 - Google Patents

Abstract

【課題】航空機およびヘリコプタの両モードにおいて、転換式航空機に作用する揚力を増大させ、航空機モードにおいて、転換式航空機の揚力表面を増大させ、ヘリコプタモードにおいて、ホバリングの間の翼遮蔽効果を削減する。
【解決手段】転換式航空機１であって、一対の半翼３と、少なくとも２つのロータ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半翼に対して第１軸と一緒にそれぞれの第２軸Ｃの周りを回転できるロータと、を備え、第１軸は、ヘリコプタモードでの使用中は、転換式航空機の縦方向Ａに交差し、飛行機モードでの使用中は、縦方向に実質的に平行であり、前記転換式航空機が、使用中に、前記ヘリコプタモードと前記飛行機モードとの間で遷移するときに、前記ロータが傾斜できる少なくとも２つの貫通開口部８を更に備える転換式航空機が記載される。
【選択図】図１

Description

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、それらの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。

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行することを可能にする。

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。

現在では、実質的に２種類の構成の転換式航空機が知られている：１つは「チルトロータ（ロータ傾斜型）」であり、半翼は実質的に固定されたままであり、モータ／ロータアセンブリのみが、半翼に対して回転し；他の１つは「チルトウィング（翼）」であり、ロータの姿勢が、半翼とロータシステムアセンブリを全体として回転することにより調整される。

「チルトロータ」構成の例は、特許文献１または特許文献２において知られている。「チルトウィング」構成の例は、特許文献３に示されている。

知られているチルトロータ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、それぞれの半翼に対して回転する一対のナセル（ｎａｃｅｌｌｅｓ）と、を備えている。

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。

特に、半翼は直線的であり、各ナセルは、それぞれの半翼の先端に実質的に配置されている。

従って、ナセルの位置は、半翼の揚力表面を削減する。

産業界においては、航空機およびヘリコプタの両モードにおいて、チルト／ロータ転換式航空機に作用する揚力を増大する必要性が感じられる。

航空機モードに関する限りは、転換式航空機の揚力表面を増大する必要性が感じられる。

ヘリコプタモードに関する限りは、ヘリコプタモードでのホバリングの間の翼遮蔽効果を削減する必要性が感じられる。より正確には、翼遮蔽効果は、ロータが下方に押しやる空気が半翼に部分的に当たり、利用可能な揚力を削減するという事実により引き起こされる。

更に、産業界においては、ロータによる騒音を可能な限り削減する必要性が感じられる。

産業界においては、いくつかの視点から、転換式航空機の柔軟性を高度に増大する必要性が感じられる。

特に、まず第１に、産業界においては、転換式航空機が任務飛行中に、主に飛行機モードで操作されるときの空気力学効率を最大限にし、転換式航空機が任務飛行中に、主にヘリコプタモードで操作されるときの重量を削減する必要性があると感じられる。

第２に、無人構成から有人構成に容易に切り替えることができるモジュラ転換式航空機を製造する必要性が感じられる。

産業界においては、転換式航空機の安定性、特に、ヘリコプタモードと航空機モード間の遷移の間の安定性を可能な限り増大する必要性も感じられる。

最後に、傾斜するロータの存在により、半翼に作用する曲げモーメントを削減する必要性も感じられる。

特許文献４は、機体と、前部翼および後部翼と、翼の間で延び、それぞれがロータを支持する一対のブーム（ｂｏｏｍｓ）と、を備える転換式航空機を開示している。ロータは機体の側部上に配置され、各ロータは、機体のそれぞれの側と、前部および後部翼により画定されている領域において傾斜する。

特許文献５は、翼と、翼に対して傾斜できる一対の逆回転ロータと、を備える転換式航空機を開示している。逆回転ロータは同軸状に搭載され、従って、両者は、同一の軸の周りで回転且つ傾斜する。

米国特許第６,２２０,５４５号明細書 米国特許出願公開第２００９／０２５６０２６２号明細書 欧州特許出願公開第１０５７７２４号明細書 米国特許出願公開第２０１１／００３１３５号明細書 米国特許第６,４３４,７６８号明細書

本発明の目的は、請求項１に記載されるような転換式航空機を提供することである。

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。

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。 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。 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。 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。 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の線ＶＩ−ＶＩに沿う、図４の第１構成要素の断面図である。 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。 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。 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９の線Ｘ−Ｘに沿う、第４構成要素の断面図である。 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。 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。 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。 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。 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。 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。 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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

図６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。

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同士を接合する底部面３８。

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。

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。

このようにして、転換式航空機１が、方向Ａを水平面に対してわずかに傾斜させて飛行するときに、気流の方向が弦３９に平行でないという事実のために、エーロフォイル３５は揚力を生み出す。

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。

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。

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。

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。

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。

有利なように、転換式航空機１は、転換式航空機１がヘリコプタモードと飛行機モードとの間での遷移中にロータ４が傾斜できる一対の開口部８を画定している。

特に、各半翼３はそれぞれ、開口部８を画定している。

各半翼３は実質的に下記を備えている（図４と５）：
- 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。

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。

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。

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。

各トレーリングエッジ１１は下記を備えている：
- 軸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、軸Ｃに対して傾斜している直線ストレッチ４５。

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」三角翼を形成している。

対応するストレッチ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。

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に平行なストレッチ４１、４３の間に配置されている。

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。

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。

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の対向する上側および底側から突出する。

軸Ｂもまた、それぞれの軸Ｃに直交している。

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内において軸方向に収納される。

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。

更に、転換式航空機１の重心は、軸Ｃにより画定される共通方向上にあり、軸Ｄから同一距離に配置されている。

このようにして、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、転換式航空機１の下方に向かう重量ベクトルは、ロータ４の上方に向かう推力ベクトルにより均衡が取られ、方向Ａの周りの安定性を減少させる偶力を生み出すことはない。

各半翼３は下記を備えている（図４と５）：
- 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。

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の互いに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と８）。

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。

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。

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（図７）。

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。

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。

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。

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。

エッジ２９の前方部分４７からエッジ１０に進むと、弦６３に直交する方向で測定されたときの上部面と底部面６１、６２の間の距離は、最初は増加してその後、減少する。

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。

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。

エーロフォイル６５は、エッジ１１と後方部分４８を接合する直線弦６８に関して対称に延びている。

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。

エッジ１１から、エッジ２９の後方部分４８に進むと、弦６３に直交して測定されたときの上部面と底部面６１、６２の間の距離は、最初は増加して、その後、減少する。

この場合においても、転換式航空機１が方向Ａを水平面に対してわずかに傾斜して飛行するときは、気流方向が、弦６３、６８に平行ではないという事実のため、エーロフォイル６０、６５は揚力を生成する。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

各ロータ４は下記を備えている（図９）：
- 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（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。

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。

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。

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）。

各側板２０は下記を備えている（図１０）：
- それぞれの軸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。

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。

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。

詳細には、上部面２３と底部面２４の両方は凸状である。

更に、エーロフォイル２５の厚さ、つまり、弦２６に直交し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。

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コンピュータ４９（図１１では模式的にのみ示されている）。

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と共に一体的に軸線Ｃの周りで傾斜する端部５８を有するロッド５５。

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。

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コンピュータ４９により制御される。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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）。

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。

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。

図１３から１６を参照すると、転換式航空機１は、電力貯蔵装置７０と２対の電気機械７１とを備えている。

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、を備えている。

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。

特に、ロータ７３は、シャフト６に直接接続されている。

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。

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。

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）。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

転換式航空機１はまた下記を備えている：
- 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。

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。

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。

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。

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は、電気生成器として作動することもできる。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内に貯蔵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にブレーキをかけるための制動手段を画定する。

更に、転換式航空機１は、着陸が完了した後に、飛行機モードにすることもできる。

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。

この条件においてもまた、電気機械７１は電気生成器として作動されて、貯蔵装置７０に貯蔵される電流を生成する。

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。

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。

転換式航空機１はまた、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）。

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。

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。

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。

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。

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。

従って、各ブレード２７の迎え角（ａｎｇｌｅ ｏｆ ａｔｔａｃｋ）は変更される。

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、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）」；および、
- すべての関連するブレード２７のピッチ角を変更して、揚力の不均衡によるロータ４の変動を回避するために、各ブレード２７により生成される揚力が同一になることを確実にすること。

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。

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。

転換式航空機１はまた、縦方向の安定性を増すために、先尾翼および／または水平尾翼を含むことも可能である。

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。

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。

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。

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内に完全に格納されている。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。

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。

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、それぞれの軸Ｂの周りで回転駆動される。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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。

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それぞれの弦３９、６３、６８との間に、ゼロでない角を画定する。

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。

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。

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。

Ｖ字形尾部７は、図示されていない、通例の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。

ロータ４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。

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、電気エネルギがバッテリ８１（または８２）内に貯蔵される。

ミッション（任務飛行）プロファイルのほとんどが、転換式航空機１を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。

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。

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。

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。

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。

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。

特に、転換式航空機１は、ロータ４が傾斜する、一対の貫通開口部８を画定している。

このようにして、転換式航空機１がヘリコプタモードで作動するときは、ロータ４からの下方に向けての気流は、実質的には、半翼３には向けられない。

結果として、転換式航空機１がヘリコプタモードで作動するときは、半翼３はホバリング中に、風遮断効果の影響を実質的に受けない。

更に、ロータ４は、半翼３により画定される開口部８において傾斜する。

結果として、半翼３は、従来技術の解決策のようにロータを支えながら突出するのではなく、それぞれのロータ４を取り囲む。

このようにして、本明細書の導入部分で記述した転換式航空機の解決策と比較して、半翼３を、相当な量の揚力を生成するように構成できる。

更に、側板２０はエーロフォイル２５を有している、つまり、転換式航空機１が飛行機モードで操作され、軸Ｂが、方向Ａに対して傾斜しているときは、気流が当たるときに揚力を生成する横方向の断面を有している。

最後に、機体２もまた、エーロフォイル３５を画定し、本体１７に滑らかに接合され、その結果としてエーロフォイル６０、６５を画定している。

このようにして、転換式航空機１が飛行機モードで操作され、方向Ａが水平面に対してわずかに傾斜しているときは、機体２と本体１７もまた、揚力生成に貢献する。実際、これらの条件では、気流は、エーロフォイル３５、６０、６５それぞれの弦３９、６３、６８に対して傾斜している。

従って、本明細書の導入部分で記述した転換式航空機の解決策と比べると、転換式航空機１により生成される揚力は、航空機モードおよびヘリコプタモードの両者において非常に増大している。

転換式航空機１はまた、ロータ４に対してダクトの役割を果たし、対応する軸Ｃの周りで、ロータ４と共に傾斜する側板２０も備えている。

このようにして、ロータ４の効率は特に高く、その理由は、同じ直径に対しては、ロータ４のような、ダクトにより気流が送られるプロペラの推力は、自由なプロペラの推力よりも大きいからである。

更に、側板２０は、関連するロータ４により生成される騒音を削減することにおいて有効である。

転換式航空機１はまた、半翼３のトレーリングエッジ１１において配置されている一対のエレボン(操縦翼面）４０も備えている。

このようにして、ロータ４により生成された気流は、転換式航空機１が飛行機モードで作動するときは、エレボン４０に対して向けられる。

従って、エレボン４０上の気流の速度は増大され、それにより、エレボン４０の有効性が増大される。

翼１８は、取り外し可能に本体１７に接続される。このようにして、転換式航空機１の飛行構成は、完了すべきミッション（任務飛行）によって最適化できる。

詳細には、ミッションプロファイルが主に、前方飛行部分を含むとき、つまり、転換式航空機１が、ヘリコプタモードではなく、高速巡航速度で、飛行機モードでほとんど作動するときは、翼１８は、本体１７に結合される。このようにして、空気力学効率は非常に増大される。

反対に、ミッションプロファイルが、転換式航空機１を主にヘリコプタモードで操作し、低速での飛行機モードでの操作を要求しているときは、翼１８は本体１７から取り外される。このようにして、ミッションプロファイルにより削減した量の揚力が要求されるので、転換式航空機１の全重量は削減される。

半翼３は三角翼を形成する。この三角翼形状では、転換式航空機１の重心は、軸Ｃの共通の方向上にあり、軸Ｄから同一の距離にある。

このようにして、転換式航空機１の安定性は、飛行機モード、ヘリコプタモード、およびこれら２つのモード間の遷移中において非常に高められる。

特に、転換式航空機１が「ヘリコプタモード」として操作されるときは、転換式航空機１の下方に向かう重量ベクトルは、方向Ａについてのいかなる安定性を下げる偶力を生み出すことなく、ロータ４の上方に向かう推力ベクトルと完全に均衡が取られる。

翼１８はまた、後退（ｂａｃｋｗａｒｄ ｓｗｅｐｔ）している。このようにして、翼１８により生成される揚力は不変のままで翼１８のスパン（翼端の距離）は削減される。

更に、翼１８のスパンの削減はまた、転換式航空機１の視覚的シグナチャ（ｓｉｇｎａｔｕｒｅ）の削減にも有益である。

機体２は、コックピット３１、ペイロードパレットおよび／またはセンサパッケージを容易に格納できる。

このようにして、転換式航空機１は、共通のコアが標準寸法設計（ｍｏｄｕｌａｒ ｄｅｓｉｇｎ）を有し、例えば、監視、諜報、消火活動、災害救済などの様々な役割に対して最適化できる。

最後に、軸Ｄは、半翼３の先端よりも、転換式航空機１の重心（機体２上にある）により近い。このようにして、ロータ４の重量により生成される曲げモーメントは、本明細書の導入部分で記述されたロータにより生成される曲げモーメントに比べて、大幅に削減される。

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。

特に、各ロータ４は、一対の逆回転ロータ４と置き換えることも可能である。この場合、ジャイロ慣性は、実質的にゼロであり、ロータ４の各対の傾斜に必要な、軸Ｃの周りのトルクは削減される。

Claims (15)

1. 転換式航空機（１）であって、
   − 一対の半翼（３）と、
   − 少なくとも２つのロータ（４）であって、ヘリコプタモードと飛行機モードとの間で、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）と一緒にそれぞれの第２軸（Ｃ）の周りを傾斜できるロータ（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、
   前記半翼（３）はそれぞれの貫通開口部（８）を備え、前記転換式航空機（１）が使用中に、前記ヘリコプタモードと前記飛行機モードとの間で遷移するときに、前記それぞれのロータ（４）が前記貫通開口部（８）内で傾斜でき、
   前記半翼（３）は三角翼を形成する、
   転換式航空機。
2. 前記ロータ（４）は、前記転換式航空機（１）が前記ヘリコプタモードで作動するときに、前記開口部（８）に完全に収容される、
   請求項１に記載の転換式航空機。
3. それぞれのロータ（４）に対してダクトの役割を果たすと共に前記半翼（３）に対して前記それぞれのロータ（４）と共に傾斜できる少なくとも２つの側板（２０）を備える、
   請求項１または２に記載の転換式航空機。
4. 各前記側板（２０）は、第１軸（Ｂ）に平行な面における断面では、第１エーロフォイル（２５）として形成され、
   前記第１エーロフォイル（２５）は、
   − 第１リーディングエッジ（２１）と、
   − 第１トレーリングエッジ（２２）と、
   − 前記第１リーディングエッジおよび前記第１トレーリングエッジ（２１、２２）を接続する弦（２６）と、
   を備え、
   前記第１エーロフォイル（２５）は、前記弦（２６）に対して非対称である、
   請求項３に記載の転換式航空機。
5. 各前記ロータ（４）は、前記転換式航空機（１）が前記飛行機モードで作動するときに、前記半翼（３）の上部において突出する、
   請求項１〜４のいずれか１項に記載の転換式航空機。
6. 機体（２）であって、
   前記機体（２）から前記半翼（３）がそれぞれの対向する側において突出し、前記機体（２）は、転換式航空機（１）の進行方向に従って進むと、前記転換式航空機（１）の前方端部（１５）を画定し、
   各前記半翼（３）は、それぞれの第２リーディングエッジ（１０）を有し、前記第２リーディングエッジ（１０）は、前記機体（２）に向けて集まり、前記前方端部（１５）を起点として前記前進方向（Ａ）に沿って進むと、互いからの距離を増加させ、
   各前記半翼（３）は、実質的に直線状の第２トレーリングエッジ（１１）を有し、前記第２トレーリングエッジ（１１）は、前記第１方向（Ａ）に沿って進むと、それぞれの第２リーディングエッジ（１０）に対向し、
   各前記開口部（８）は、前記方向（Ａ）の沿って進むと、それぞれの前記半翼（３）の、前記第２リーディングエッジ（１０）と前記第２トレーリングエッジ（１１）のそれぞれの部分（４１、４５）同士の間に配置されている、
   機体（２）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。
7. 前記第２軸（Ｃ）に直交する面における前記半翼（３）の断面は、
   − 第２エーロフォイル（６０）と、
   − 前記第２エーロフォイル（６０）に対して、前記開口部（８）の反対側に配置されている第３エーロフォイル（６５）と、
   を備え、
   前記第２エーロフォイル（６０）は、前記第２リーディングエッジ（１０）と第３トレーリングエッジ（２９；４７）とにより境界を区切られており、
   前記第３エーロフォイル（６５）は、第３リーディングエッジ（２９；４８）と前記第２トレーリングエッジ（１１）とにより境界を区切られており、
   前記第３リーディングエッジと前記第３トレーリングエッジ（２９；４７、４８）は、前記方向（Ａ）に対して対向する側において、前記開口部（８）の境界を区切っている、
   請求項６に記載の転換式航空機。
8. それぞれの半翼（３）に対して可動であると共に前記方向（Ａ）に沿って進むと前記第２トレーリングエッジ（１１）により画定される一対のエレボン（４０）を、前記転換式航空機（１）が前記ヘリコプタモードで作動するときに、前記ロータ（４）が前記エレボン（４０）に向かう気流を生成するように備える、
   請求項６または７に記載の転換式航空機。
9. 前記機体（２）は、前記半翼（３）に滑らかに接合され、前記第２軸（Ｃ）に直交する面における断面においては、第４エーロフォイル（３５）として構成されている、
   請求項６〜８のいずれか１項に記載の転換式航空機。
10. 各半翼（３）は、
    − 本体（１７）と、
    − 一対の翼（１８）と、
    を備え、
    前記一対の翼（１８）は、前記転換式航空機（１）を、
    − 前記翼（１８）が前記本体（１７）に接続されている第１構成と、
    − 前記翼（１８）が、前記本体（１７）から解放されている第２構成と、
    において選択的に作動できるように、前記本体（１７）に取り外し可能に接続されている、
    請求項１〜９のいずれか１項に記載の転換式航空機。
11. 前記翼（１８）は後退している、
    請求項１０に記載の転換式航空機。
12. − 前記半翼（３）と、前記開口部（８）と、前記ロータ（４）と、を備えている共通コアと、
    − 前記機体（２）内に選択的に格納できるモジュールと、
    を備え、
    前記モジュールは、コックピット（３１）と、ペイロードパレットおよび／またはセンサアセンブリの少なくとも１つ備えている、
    請求項９〜１１のいずれか１項に記載の転換式航空機。
13. 前記ロータ（４）は、
    − シャフト（６）と、
    − 前記第１軸（Ｂ）の周りを前記シャフト（６）と一体的に回転可能であると共に、前記シャフト（６）に対してそれぞれの第３軸（Ｇ）の周りに関節接続されている複数のブレード（２７）と、
    − それぞれのブレード（２７）に接続されている複数のアクチュエータ（１００）であって、それぞれの第３軸（Ｇ）の周りの前記ブレード（２７）の回転を引き起こすことと、それぞれのブレード（２７）に対して、前記ブレード（２７）の振動を抑制するように方向づけられた力を加えることとの両方又は一方を実行するための複数のアクチュエータ（１００）と、
    を備える、
    請求項１〜１２のいずれか１項に記載の転換式航空機。
14. 前記アクチュエータ（１００）は、電気機械式アクチュエータ（１００）である、
    請求項１３に記載の転換式航空機。
15. 前記開口部（８）は、それぞれの第３軸（Ｄ）を有し、前記転換式航空機（１）は、前記第２軸（Ｃ）に共通な方向上にあると共に前記第３軸（Ｄ）から互いに同一の距離に配置されている重心を備える、
    請求項１〜１４のいずれか１項に記載の転換式航空機。

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