JP2020520854A - 大型の可変速ティルトロータを用いたeVTOL航空機 - Google Patents
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Abstract
Description
・固定翼練習機:短時間の飛行に有用であり、専門のインストラクタ、整備、管理によって常設の飛行場から運航される。
・電動VTOL(eVTOL):特に高速かつ効率的な巡航も要求される場合に、ホバリングに必要な高馬力が理由で、さらに難しくなる。
第1、第2の主ロータを有する実施形態は、少なくとも1つのオプションの第1の補助ロータを含むことが想定され、その各々は、主ロータの各々の円盤面積の50%以下である。より好ましい実施形態では、補助ロータの各々は、主ロータの各々の円盤面積の40%以下である。補助ロータは、互いに同じサイズである必要はない。
尾翼及び/又は先尾翼を有する実施形態が想定され、それらの各々は、好ましくは、翼の面積の10%〜100%の間の面積を有する揚力面を有する。
図11は、本明細書における発明概念による好ましいVTOL航空機の斜視図である。航空機は、翼1101と、固定ナセル1102と、ティルトナセル1103と、胴体1150と、尾翼面1130と、第1のティルトロータシステム1110とを有する。特に好ましい実施形態は、第1のティルト補助ロータシステム1140を含む。
1,350lb(621.4kg)のペイロード容量と、3列座席を搭載する場合に望ましい積載柔軟性と、さらに特に荷物室又は後部ランプの400lb(181.4kg)の後部積載によって、最大8.5インチ(21.58cm)(翼の平均空力コードの13.2%)の大きな航空機C.G.(重心)シフト(荷重ベクトル)が生じる。このような大きなC.G.シフトに対して航空機の安定性及び制御を提供することは、ロータ飛行では好ましい実施形態の補助ロータとリジッド主ロータのピッチモーメントの強力な組み合わせピッチ制御により、固定翼飛行では大きい尾翼昇降舵とリジッド主ロータのピッチモーメントの強力な組み合わせピッチ制御により、可能となる。
図13Fは、開いた後部ランプ1316を示している。ノーズギア1311は、オプションで可変高さを有し、胴体の対地角調整が可能となり、ランプ開口部に追加のクリアランスが提供される。
本明細書において想定される航空機は、効率的な垂直飛行及び巡航飛行のために設計されている。さらに、このような航空機は、安全な飛行を提供するように設計されるとともに、「トランジション」として知られる完全な固定翼飛行と完全なロータ飛行との間の中間飛行状態において良好に動作するように設計される。
外翼折り畳み機構を図15Aに示している。外翼1501は、内翼1502に対してヒンジ線1503の周りに折り畳まれ、その動きは、折り畳みアクチュエータ(図示せず)によって制御される。折り畳み翼の作動は、飛行荷重及び地上荷重に耐えるように設計されている。それは、着陸時に地面に接触するバネ付きスキッド1504を翼端に備える。効率的飛行及び許容できる遷移特性のために必要な大きい翼長によって、航空機は、地上で横風及び突風の影響を受けやすくなる。翼端スキッドは、航空機に追加の地上安定性及び安全性を与える。翼端は、さらに、駐機中の航空機を固定するためのタイダウン機構(図示せず)を含む。ロータ飛行では、外翼におけるロータウォッシュによる下向き荷重は、その下向き荷重がロータと翼の分離距離に反比例するので、低減する。図15Bは、外翼が折り畳まれた航空機の正面図を示している。さらに、折り畳まれた航空機は、より小さい駐機エリア内に収めることができる。図15Cは、直径45フィート(約13.7m)の計画される円形の駐機スペースに収まる航空機の上面図を示している。
図16Aは、無次元半径位置の関数としてロータのジオメトリ及び特性を示している。図18は、指定の半径位置におけるロータブレードの翼型断面形状を示している。
[ハブ駆動システム]
駆動システムは、固定翼飛行に必要な位置で、図19Aに示す流線型ナセルに収められている。ロータの回転軸をX−Xとして示しており、飛行方向を矢印Aで示している。ティルトロータ航空機は、その名の通り、ロータの推力軸を水平飛行状態から垂直上昇状態に回転させる必要がある。この角度は、90度以上であり、105度以上である可能性がある。すべての駆動要素を含むナセルの前方部分が傾斜するための軸を、Y−Yとして示している。
好ましい実施形態では、個別ブレード制御(IBC)アクチュエータ2101によって、ロータブレード軌道の正確な独立制御が可能となる。ブレード角度を独立に制御することにより、ロータのモーメント及びフォースの制御が可能である。図22は、図11に示すのと同様のものを示しているが、ただし、第1のティルトロータシステム2210及び第1のティルト補助ロータシステム2240に、4枚ブレードのロータを適用している。4枚ブレードのロータにIBC作動を適用することによって、大きいハブモーメントを導入することなく、固定翼飛行での航空機のブレーキング(負のロータ推力)が可能となる。図11と同様に番号が付されているすべての要素は上記の通りである。詳細は、係属中の米国仮特許出願第62/513930号明細書(Tigner)「A Propeller Or Rotor In Axial Flight For The Purpose Of Aerodynamic Braking(空力ブレーキを目的とした軸方向飛行におけるプロペラ又はロータ)」、及び第62/513925号明細書(Tigner)「Use Of Individual Blade Control To Enhance Rotorcraft Power Response Quickness(回転翼航空機のパワー応答の迅速性を高めるための個別ブレード制御の利用)」に記載されており、これらの文献の各々は、その全体が参照により本明細書に組み込まれる。
好ましいバッテリ搭載を図23Aのナセル断面図に示している。バッテリ2301は、翼2302の下方、かつナセル2303の内部に配置される。飛行方向をブロック矢印Bで示している。ナセルの後部容積は、電気推進システムに必要な冷却システムの部分を含むのに十分な容積を含んでいる。あるいは、図23Bに示すように、バッテリ2311を翼構造2312内に収容することが可能である。バッテリ2311を、図23Aよりも小さい断面寸法で示しているが、これは、長い翼2321で囲まれているので、同じ体積を提供する。この場合、ナセル2313は、第1の好ましい実施形態と比較して、顕著に小さく、かつ低抵抗であることが可能である。あるいは、電気モータ及びその他の航空機システムに動力を供給して、大幅に長い航続距離を提供するために、内燃エンジンと発電機(ハイブリッド推進)を備えたナセル構成を用いることができる。
図24A〜24Gは、補助ロータを有していない別の好ましい実施形態を示している。この好ましい実施形態は、補助ロータ及び大きい尾翼面積を有する好ましい実施形態と比較して移行時及び突風時に航空機のより少ない制御を用いるとともに、C.G.シフト及びペイロードの多様性(貨物ランプなし、かつ荷物のボリューム及び重量の減少)への適応のレベルを抑えつつ、より低い重量、抵抗、搭載馬力、及びコストの航空機によって、同じ航空機性能を提供することを可能とするために、ロータ飛行における主ロータ2401の強力なピッチ制御と、固定翼飛行における長いコントロールアームの先尾翼面2411のピッチ制御とを用いる。
本明細書における発明概念から逸脱することなく、前述のものに加えて、多くのさらなる変更が可能であることは、当業者には明らかであろう。よって、本発明の主題は、添付の請求項の趣旨以外に、限定されるべきではない。
Claims (57)
- 少なくとも500ポンド(約227kg)のペイロードを運ぶことが可能な電動VTOL航空機であって、
胴体と、
前記胴体に機械的に結合された翼と、
前記胴体に揚力を付与するように構成された少なくとも第1、第2の可変速リジッド主ロータであって、それぞれがオープンロータであるとともに、前記翼内に組み込まれていない、第1、第2の主ロータとを備え、
前記第1、第2の主ロータのそれぞれは、少なくとも1つの電気モータによって少なくとも駆動され、前記第1、第2の主ロータは、合わせて、垂直離陸時の揚力の少なくとも70%を付与するように、サイズ設定及び寸法設定されており、
前記少なくとも1つの電気モータは、少なくとも第1の電源による電力供給を受ける、航空機。 - 前記第1の主ロータを少なくとも80°傾斜させるように構成された、パワープラント/ロータアセンブリをさらに備える、請求項1に記載の航空機。
- 前記第1、第2の主ロータのそれぞれは、VTOL飛行と固定翼巡航飛行の両方において前記航空機のピッチを制御するために、フォースモーメントを付与するように構成されている、請求項1に記載の航空機。
- 前記第1、第2の主ロータは、前記ロータの最大揚力とロータ半径の積の6%に少なくとも等しいフォースモーメントを付与するように構成された、ブレード及びハブを備える、請求項3に記載の航空機。
- 前記第1、第2の主ロータのそれぞれは、10psf(約48.8kg/m2)よりも低い円盤荷重と、8lb/HP(約4.8kg/kW)よりも高いホバリング馬力荷重を提供するように構成されている、請求項1に記載の航空機。
- 前記翼は、40psf(約195.2kg/m2)以下の翼面荷重と、90KIAS以下の固定翼失速速度を提供するように構成されている、請求項1に記載の航空機。
- 前記翼は、ロータ飛行から固定翼飛行への移行時に20KIAS以上の飛行速度限界を提供するように、さらに構成されている、請求項6に記載の航空機。
- 前記翼は、前記航空機に10以上の固定翼巡航揚抗比を提供するように、さらに構成されている、請求項6に記載の航空機。
- 前記翼は、翼端を20度〜90度の間の上反角に動かすための作動を有する翼端部を有する、請求項6に記載の航空機。
- 前記翼は、少なくとも2.0の断面失速揚力係数を提供する作動スロット付きフラップを有する、請求項6に記載の航空機。
- 前記作動スロット付きフラップは、航空機ロール制御のための補助翼として用いるために、上下の両方に少なくとも5度の撓みを有する、請求項10に記載の航空機。
- 前記第1の主ロータの円盤面積の50%以下の円盤面積を有する第1の補助ロータをさらに備える、請求項1に記載の航空機。
- 前記第1の主ロータの円盤面積の50%以下の円盤面積を有する第2の補助ロータをさらに備える、請求項12に記載の航空機。
- ロータ運転時に、前記第1の補助ロータは、前記第1、第2の主ロータを合わせた全体の航空機ピッチフォースモーメント能力を超えない最大の航空機ピッチフォースモーメントを付与する、請求項12に記載の航空機。
- 前記翼の全体の面積の10%〜100%の間の面積を有する尾翼揚力面をさらに備える、請求項1に記載の航空機。
- 前記翼の全体の面積の10%〜100%の間の面積を有する先尾翼揚力面をさらに備える、請求項1に記載の航空機。
- 前記胴体は、人間を着座させるように構成された少なくとも1つの座席を備えた乗員室を有する、請求項1に記載の航空機。
- 前記少なくとも第1の電源は、少なくとも部分的に前記翼内に配置される、請求項1に記載の航空機。
- 前記少なくとも第1の電源は、少なくとも部分的にナセル内に配置される、請求項1に記載の航空機。
- 前記胴体及び前記翼の少なくとも一方から延びるランディングギアをさらに備える、請求項1に記載の航空機。
- 人間のパイロットが搭乗することなく前記航空機を飛行させるように構成された電子装置をさらに備える、請求項1に記載の航空機。
- 前記第1、第2の主ロータのそれぞれにおいて、ロータのブレード間に差動コレクティブピッチを有することで、ロータ推力が略一定に維持される一方、軸トルクは差動コレクティブを用いることなく所要トルクを超えるように増加させるための、個別ブレード制御システムをさらに備える、請求項1に記載の航空機。
- 前記第1、第2の主ロータのそれぞれのブレードの各々は、ピッチ軸に対して軸方向に取り付けられた前記ブレードの内部にアクチュエータを有する、請求項1に記載の航空機。
- すべて合わせて統合ロータ駆動システムとして構成された、回転ハブ、ハブベアリング、ギアボックス、及びモータ取り付け固定具をさらに備える、請求項1に記載の航空機。
- 前記第1の主ロータは、ロータハブと、前記ハブに径方向に結合された少なくとも2つのブレードとを有し、各ブレードは、前記ロータハブに対して近位の根元と、前記ハブに対して遠位の先端とを有し、ポンドで表す各ブレードの重量は、0.004×フィートで表す前記ロータの直径の3乗の積を超えない、請求項1に記載の航空機。
- ポンドで表す各ブレードの重量は、0.004×フィートで表す前記ロータの直径の3乗の積を超えない、請求項25に記載の航空機。
- ロータ回転中心から測定されるロータ半径の30%における、lbs・m2で表される各ブレードのフラップ剛性は、200×フィートで表すロータ直径の4乗の積を下回らない、請求項25に記載の航空機。
- ロータ回転中心から測定されるロータ半径の30%における、lbs・m2で表される各ブレードのフラップ剛性は、200×フィートで表すロータ直径の4乗の積を下回らない、請求項25に記載の航空機。
- 航空機の設計を立案する方法であって、
全部で2つ、3つ、又は4つのティルトロータを有し、前記ティルトロータの少なくとも1つは第1の電気モータで駆動され、前記ティルトロータの各々は、7lb/Ft2(約34.2kg/m2)よりも低い円盤荷重を有するように、前記設計を立案することと、
24lb/Ft2(約117.1kg/m2)よりも低い翼面荷重を有する翼を、前記設計に含めることと、
500ポンド(約227kg)〜10000ポンド(約4536kg)の間の飛行重量を有するように、前記航空機を構成することと
を備える方法。 - 前記第1の電気モータに間接的に電力を供給する燃料駆動エンジンを、前記設計に含めることをさらに備える、請求項29に記載の方法。
- 前記第1の電気モータに少なくともいくらかの電力を供給するバッテリを、前記設計に含めることをさらに備える、請求項29に記載の方法。
- 前記第1の電気モータが利用する全電力を供給するバッテリを、前記設計に含めることをさらに備える、請求項29に記載の方法。
- 前記ティルトロータの少なくとも1つは、第2の電気モータで駆動されるように、前記設計を立案することをさらに備える、請求項29に記載の方法。
- 前記ロータのそれぞれを個別に駆動するための追加の電気モータを、前記設計に含めることをさらに備える、請求項33に記載の方法。
- バッテリで、前記第1の電気モータ及び第2の電気モータの両方に電力を供給するように、前記設計を立案することをさらに備える、請求項33に記載の方法。
- 前記ティルトロータの少なくとも1つは、第3の電気モータで追加的に駆動されるように、前記設計を立案することをさらに備える、請求項33に記載の方法。
- 前記ロータのそれぞれは電気的に駆動されるように、前記設計を立案することをさらに備える、請求項29に記載の方法。
- 前記ロータのそれぞれは別々の電気モータで駆動され、前記方法は、前記電気モータのすべてに対する電力をすべて供給するバッテリを前記設計に含めることをさらに備える、請求項29に記載の方法。
- ホバリング時のすべてのロータ先端速度が450フィート(約137.2m)/秒未満であるように、前記設計を立案することをさらに備える、請求項29に記載の方法。
- 前記ロータの少なくとも1つは、持続的なホバリング時に、最大RPMの60%〜100%の間の連続した速度範囲で作動させることが可能であるように、前記設計を立案することをさらに備える、請求項29に記載の方法。
- 前記ロータの少なくとも1つは、持続的な固定翼飛行時に、最大RPMの20%〜60%の間の連続した速度範囲で作動させることが可能であるように、前記設計を立案することをさらに備える、請求項29に記載の方法。
- 前記ロータの少なくとも1つは、前記航空機のピッチを制御するために、フォースモーメント付与することが可能であるように、前記設計を立案することをさらに備える、請求項29に記載の方法。
- 固定翼飛行の最大揚抗比は少なくとも10であるように、前記設計を立案することをさらに備える、請求項29に記載の方法。
- 前記航空機が、モータが故障した場合に1,000フィート/分(約304.8m/分)未満の持続的なオートローテーション降下率を有するように、前記ロータを設計することをさらに備える、請求項29に記載の方法。
- 前記航空機が、VTOL飛行から固定翼飛行への移行時に20KIAS以上の飛行速度限界を有するように、前記翼及び前記ロータを設計することをさらに備える、請求項29に記載の方法。
- 前記航空機が、高度又は速度を低下させることなく、最大重量で3gで操縦が可能であるように、前記翼及び前記ロータを設計することをさらに備える、請求項29に記載の方法。
- 前記翼は、翼端を20度〜90度の間の上反角に動かすための作動を有する翼端部を有するように、前記設計を立案することをさらに備える、請求項29に記載の方法。
- ホバリング時の前記翼の下向き荷重を低減するために、翼端下反角を調整する制御システムを用いて、前記設計を立案することをさらに備える、請求項47に記載の方法。
- 横風の際の地上走行時にロールサポートを提供するために、翼端下反角を調整する制御システムを用いて、前記設計を立案することをさらに備える、請求項47に記載の方法。
- 前記航空機のタイダウンを提供するために、翼端下反角を調整する制御システムを用いて、前記設計を立案することをさらに備える、請求項47に記載の方法。
- 前記ロータの少なくとも1つは、第1のロータの円盤面積の50%以下の円盤面積を有する補助ロータであり、これにより、ホバリング時の追加の揚力及びピッチ制御を提供するように、前記設計を立案することをさらに備える、請求項29に記載の方法。
- 少なくとも500ポンド(約227kg)のペイロードを運ぶことが可能な電動VTOL航空機であって、
胴体と、
前記胴体に機械的に結合された翼であって、40psf(約195.2kg/m2)以下の翼面荷重を提供し、90KIAS以下の固定翼失速速度を提供するように、サイズ設定及び寸法設定された翼と、
前記胴体に揚力を付与するように構成された少なくとも第1、第2の可変速リジッド主ロータであって、それぞれがオープンロータであるとともに、前記翼内に組み込まれていない、第1、第2の主ロータとを備え、
前記第1、第2の主ロータのそれぞれは、個別ブレード制御を用いるブレードを有し、前記ブレードは、ロータ回転中心から測定されるロータ半径の30%における、lbs・m2で測定されるフラップ剛性であって、200×フィートで表すロータ直径の4乗の積を下回らないフラップ剛性を有し、
前記第1、第2の主ロータは、少なくとも1つの電気モータによって少なくとも駆動され、前記第1、第2の主ロータは、合わせて、垂直離陸時の揚力の少なくとも70%を付与するように、サイズ設定及び寸法設定されており、
前記少なくとも1つの電気モータは、少なくとも第1の電源による電力供給を受ける、航空機。 - 前記第1、第2の主ロータのそれぞれは、10psf(約48.8kg/m2)よりも低い円盤荷重と、8lb/HP(約4.8kg/kW)よりも高いホバリング馬力荷重を提供するように構成されている、請求項52に記載の航空機。
- 互いに合わせて統合ロータ駆動システムとして構成された、ハブベアリング、ギアボックス、及びモータ取り付け固定具をさらに備える、請求項53に記載の航空機。
- 少なくとも前記第1の主ロータは、3つの電気モータで駆動される、請求項54に記載の航空機。
- 翼端を20度〜90度の間の上反角に調整するアクチュエータを有する翼端部をさらに備える、請求項55に記載の航空機。
- 尾翼及び/又は先尾翼をさらに備え、それぞれは、前記翼の面積の10%〜100%の間の面積を有する揚力面を有する、請求項56に記載の航空機。
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