WO2023112343A1 - ハイブリッド回転翼航空機 - Google Patents

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WO2023112343A1
WO2023112343A1 PCT/JP2021/047289 JP2021047289W WO2023112343A1 WO 2023112343 A1 WO2023112343 A1 WO 2023112343A1 JP 2021047289 W JP2021047289 W JP 2021047289W WO 2023112343 A1 WO2023112343 A1 WO 2023112343A1
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combustion engine
rotor blade
rotor blades
rotor
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PCT/JP2021/047289
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一美 平岩
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株式会社Finemech
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    • B60K17/04—Arrangement or mounting of transmissions in vehicles characterised by arrangement, location, or kind of gearing
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
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    • F16D41/00—Freewheels or freewheel clutches
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    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to hybrid rotorcraft, generally called drones or multicopters, which are powered mainly by internal combustion engines and have four or more rotor blades (propellers).
  • the above-described conventional hybrid rotorcraft with four or more rotor blades powered by an internal combustion engine has a longer flight time than the battery-powered aircraft.
  • a battery with a capacity capable of outputting at least half the power of the internal combustion engine is required.
  • the problem to be solved by the present invention is that, in order to ensure safety when the internal combustion engine fails due to failure, the power source depends on a battery with a low power density. The high cost and high energy consumption in flight due to the heavy weight.
  • the object of the present invention is basically to eliminate the need for a battery (except for the battery for starting the internal combustion engine) or to use a very small capacity battery, thereby reducing the manufacturing cost and weight of a hybrid rotorcraft. is to obtain
  • a hybrid rotorcraft of the present invention includes at least two internal combustion engines, a first internal combustion engine and a second internal combustion engine, and at least four rotor blades, first to fourth rotor blades, in a fuselage.
  • the internal combustion engine and the second internal combustion engine can mechanically drive at least two rotor blades out of the four rotor blades via the first one-way clutch, respectively, and the first internal combustion engine and the second internal combustion engine
  • the configuration is such that if one fails, the other continues to drive the four rotor blades.
  • the rotor blades mechanically drivable by the first internal combustion engine and the second internal combustion engine are connected to the motor generator.
  • At least two of the four rotor blades are connected to a motor so that they can be driven by electric power generated by the motor/generator.
  • At least one rotor blade is further provided and arranged so that the fuselage generates thrust in the traveling direction.
  • the rotor blades that can be mechanically driven by the first internal combustion engine and the second internal combustion engine are arranged on the rear side of the aircraft in the traveling direction.
  • first internal combustion engine and the second internal combustion engine are configured to be able to mechanically drive the four rotor blades.
  • At least two internal combustion engines are provided, and if one of the two internal combustion engines fails, the other will Since all the rotor blades that emit the can.
  • FIG. 1 is a top plan view of a hybrid rotorcraft according to a first embodiment of the invention
  • FIG. 2 is a schematic diagram showing a drive train from the internal combustion engine to the rotor blades in the hybrid rotorcraft of FIG. 1
  • FIG. 2 is a cross-sectional view showing the configuration of a one-way clutch in the hybrid rotorcraft of FIG. 1
  • FIG. Figure 4 is a plan view from above of a hybrid rotorcraft according to a second embodiment of the invention
  • FIG. 5 is a schematic diagram showing the drive train from the drive shaft to the rotor blades in the hybrid rotorcraft of FIG. 4
  • Figure 6 is a plan view from above of a hybrid rotorcraft according to a third embodiment of the invention
  • FIG. 7 is a schematic diagram showing the drive train from the drive shaft to the rotor blades in the hybrid rotorcraft of FIG. 6;
  • FIG. 1 is a plan view showing an overview of a hybrid rotorcraft 1 according to a first embodiment of the present invention, viewed from above.
  • an arrow 2 indicates the forward direction when the hybrid rotorcraft 1 flies horizontally.
  • FIG. 2 is a schematic diagram showing the connection relationship between the first rotor blade 12a and the first internal combustion engine 20 in FIG. 1, viewed from the rear side in the traveling direction.
  • FIG. 3 is a sectional view showing the configuration of first one-way clutch (hereinafter referred to as OWC) 30 and second OWC 32 in FIG.
  • OWC first one-way clutch
  • the hybrid rotorcraft 1 includes a fuselage 10, a first arm 10a, a second arm 10b, a third arm 10c and a fourth arm 10d extending radially outwardly from the fuselage 10, and each of these four arms has a It has a first rotor blade 12a, a second rotor blade 12b, a third rotor blade 12c and a fourth rotor blade 12d that are rotatably supported.
  • the first rotor blade 12a and the second rotor blade 12b are connected to a first motor/generator (hereinafter referred to as M/G) 14a and a second M/G 14b, respectively.
  • M/G motor/generator
  • Reduction gears may be provided between the first rotor blade 12a and the second rotor blade 12b and the first M/G 14a and the second M/G 14b, if necessary.
  • the first M/G 14a and the second M/G 14b can be connected with the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 via the first OWC 30 and the second OWC 32, respectively.
  • the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 may be of reciprocating type, rotary type, or turbine type. Further, these fuels may be fossil fuels, and it is even better if they are fuels that do not emit carbon dioxide gas, such as hydrogen.
  • the first M/G 14a and the second M/G 14b are driven by the first internal combustion engine 20 or the second internal combustion engine 22 to generate power, respectively, and are driven by one of the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22. fails, the other M/G can supply power to the failed M/G to drive the first rotor 12a or the second rotor 12b.
  • the third rotor blade 12c and the fourth rotor blade 12d can be driven by a third motor 16c and a fourth motor 16d respectively connected thereto.
  • the first rotor blade 12a, the second rotor blade 12b, the third rotor blade 12c, and the fourth rotor blade 12d rotate oppositely to each other in the circumferential direction in FIG. This is common in each subsequent embodiment.
  • FIG. 3 shows an example in which the output shaft 20a of the first internal combustion engine 20 and the outer ring 30a connected to the first rotor blade 12a rotate clockwise.
  • the first OWC 30 and the second OWC 32 are arranged side by side in the axial direction, but as shown in FIG. .
  • the first OWC 30 accommodates swingable pawl bodies 30c in three pockets 20b (22b) formed at three equally divided outer circumferences of the first output shaft 20a (or the second output shaft 22a). are doing.
  • the pawl 30c can transmit torque by interlocking with a notch 30d formed in the inner circumference of the outer ring 30a.
  • an elastic body is provided to lightly press the pawl 30c toward the notch 30d.
  • the notches 30d are formed at six of the nine equally spaced locations on the circumference as shown.
  • the second OWC 32 houses swingable pawl bodies 32c in pockets 32b formed in three equal parts on the inner circumference of the outer ring 30a.
  • the pawl 32c swings and engages with a notch 32d formed on the outer circumference of the first output shaft 20a to generate torque.
  • an elastic body is provided to lightly press the pawl 32c toward the notch 32d.
  • Notches 32d are formed at six of the nine equally divided portions on the circumference as shown.
  • the claw body 32c swings and engages with the notch 32d only during low speed rotation when the first internal combustion engine 22 is started. is stored in the pocket 32b as shown.
  • the reason why the notch 30d and the notch 32d are formed at 6 of the 9 equally divided locations on the circumference is that 3 of the 9 equally divided locations are: This is because the pocket 20b and the pocket 32b are provided. Therefore, when the phase of the rotation direction between the first output shaft 20a and the outer ring 30a is shifted from the state shown in the drawing and the pawl bodies 30c and 32c are in contact with each other, the pawl bodies 30c and 32c are notched 30d. and skip without meshing with the notch 32d.
  • the first OWC 30 and the second OWC 32 are arranged side by side in the axial direction as shown in FIG. 2, the notches 30d and the notches 32d can be formed at nine equally divided locations on the circumference.
  • the important thing is to prevent mutual interference between the first OWC 30 and the second OWC 32, as shown in FIG. It is a point that there is no matching.
  • the hybrid rotorcraft 1 of this embodiment includes a controller that controls the overall operation of the hybrid rotorcraft 1, a fuel tank, a battery, monitoring sensors for each motor and M/G, an altitude sensor, and a communication device. , a camera, a GPS (Global Positioning System), and, if necessary, a flight recorder and a ranging sensor. Among them, it is important to detect an abnormality in the internal combustion engine by monitoring the M/G.
  • the operations and actions to be described are performed through the controller either manually or automatically. It is desirable that the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 each have an electrical system related to the internal combustion engine, except for starting the internal combustion engine, which will be described later. These are also common to each subsequent embodiment.
  • the operation and action of the first embodiment will be described.
  • electric power is supplied from the battery to the first M/G 14a and the second M/G 14b to rotate them, and the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 are rotated and started.
  • the second OWC 32 operates to drive the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 from the first M/G 14a and second M/G 14b sides.
  • the first OWC 30 is engaged so that the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 drive the first rotor blade 12a and the second rotor blade 12b together with the first M/G 14a and the second M/G 14b. , and thereafter, the connection of the second OWC 32 is cancelled.
  • the first M/G 14a and the second M/G 14b driven by the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 generate electric power, and the electric power thus obtained is supplied to the third motor 16c and the fourth motor 16d, A third motor 16c and a fourth motor 16d drive the third rotor 12c and the fourth rotor 12d, respectively. That is, the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 mechanically drive the first rotor blade 12a and the second rotor blade 12b, and electrically drive the third rotor blade 12c and the fourth rotor blade 12d. do.
  • the first rotor blade 12a, the second rotor blade 12b, the third rotor blade 12c, and the fourth rotor blade 12d which are rotated by the power of the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22, generate lift,
  • the hybrid rotorcraft 1 can be taken off, climb, hover, fly, turn, descend, and land at will, as is well known.
  • the third motor 16c and the fourth motor 16d are also set to 1, and the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 are set to 2, respectively.
  • /G14a and the second M/G14b are each set to 1.5 in preparation for an emergency, which will be described later.
  • the other internal combustion engine is immediately switched to drive according to instructions from the controller. For example, when the first internal combustion engine 20 fails, the electric power generated by the second M/G 14b is supplied to the first M/G 14a, the third motor 16c, and the fourth motor 16d so that the second internal combustion engine 22 can fully operate. continue to drive the rotor blades.
  • the capacities of the first M/G 14a and the second M/G 14b are set to 1.5, respectively.
  • the drive power of each rotor blade is 0.5. Therefore, if there is no replenishment of electric power from the battery, a simple calculation will result in flight with half the lift force when the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 are normal.
  • one means is to use the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine It is conceivable to increase the capacity of the first M/G 14a and the capacity of the second M/G 14b, respectively, by setting each of the emergency short-time outputs of 22 to 2.4. Another means is to replenish power from batteries to provide the required power. In reality, since a battery with a capacity larger than that for supplying the electric power required for starting the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 is mounted, it is conceivable to use the above two means together.
  • the hybrid rotorcraft 1 of the first embodiment described above if one of the two first internal combustion engines 20 and the second internal combustion engine 22 fails, it is possible to fly with the power of the other. and can safely descend and land without heavy reliance on batteries. Therefore, since the mounted capacity of the battery, which is heavy and expensive to manufacture, can be minimized, the effect of reducing the weight and manufacturing cost of the airframe 10 and the effect of reducing fuel consumption can be expected. In addition, since the internal combustion engine basically provides power in an emergency, it has the advantage of being able to fly for as long as the remaining fuel allows.
  • FIG. 4 is a plan view showing an outline of a hybrid rotorcraft 1 according to a second embodiment of the present invention as viewed from above, with a portion of the fuselage 10 cut out to show the configuration around the internal combustion engine. are drawn corresponding to FIG. 5 is a schematic diagram showing the connection relationship between the first drive shaft 20d and the first and second rotor blades 12a and 12c in FIG. 4, viewed from the rear in the traveling direction.
  • FIG. 4 is a plan view showing an outline of a hybrid rotorcraft 1 according to a second embodiment of the present invention as viewed from above, with a portion of the fuselage 10 cut out to show the configuration around the internal combustion engine. are drawn corresponding to FIG. 5 is a schematic diagram showing the connection relationship between the first drive shaft 20d and the first and second rotor blades 12a and 12c in FIG. 4, viewed from the rear in the traveling direction.
  • portions different from those of the first embodiment will be mainly described, and portions that are substantially the same as those in the first embodiment will be given
  • a first difference between the second embodiment and the first embodiment is that in the second embodiment, a fifth motor 16e driven by a fifth motor 16e supported by a fifth arm 10e and a sixth arm 10f, respectively.
  • a rotor blade 12e and a sixth rotor blade 12f driven by a sixth motor 16f are added to make a total of six rotor blades.
  • the fifth rotor blade 12e and the sixth rotor blade 12f are installed so as to generate thrust in the forward direction of the airframe 10, respectively.
  • a second difference from the first embodiment is that the two first and second internal combustion engines 20 and 22 can be connected to the first rotor blade 12a and the second rotor blade 12b via the drive shaft 20d. and one M/G 14 is connected to the drive shaft 20d.
  • first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 are connected to the drive shaft 20d via the first OWC 30 and the second OWC 32, and the first drive gear 20e and the second drive gear 22f, respectively. It is connected to the first rotor blade 12a and the second rotor blade 12b via the first bevel gear 18a and the second bevel gear 18b.
  • the M/G 14 is also connected to the drive shaft 20d via the first drive gear 20e. Therefore, the first rotor 12a and the second rotor 12b rotate at the same speed.
  • the first rotor 12a and the second rotor 12b may be fixed-pitch wings.
  • Other configurations are basically the same as those of the first embodiment.
  • the third motor 16c, the fourth motor 16d, the fifth motor 16e, and the sixth motor 16f are also set to 1, respectively, and the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine
  • the engines 22 are each 3, and the M/G 14a is 4.
  • the operation and action of the second embodiment will be described. Again, the description of the same parts as in the first embodiment is omitted.
  • the fifth rotor blade 12e and the sixth rotor blade 12f that generate thrust in the forward direction are added, and the first rotor blade 12a and the second rotor blade 12b are connected via the drive shaft 20d.
  • the M/G is integrated into one, one of the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 fails due to a failure. Only the case where
  • the other internal combustion engine mechanically drives the first rotor blade 12a and the second rotor blade 12b via the drive shaft 20d.
  • the electric power generated by the M/G 14 electrically drives the third rotor 12c and the fourth rotor 12d capable of generating lift.
  • the power for driving the first rotor 12a, the second rotor 12b, the third rotor 12c, and the fourth rotor 12d is the power of the other of the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22. is 3, it can cover 3/4 of the driving power generated by the four rotors in normal flight.
  • the hybrid rotorcraft 1 of the second embodiment described above even if one of the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 fails, can be safely descended and landed by means of an internal combustion engine.
  • the fifth rotor blade 12e and the sixth rotor blade 12f that generate thrust in the forward direction are provided, it is possible to fly at a higher speed normally, and in an emergency, the power supply from the battery is replenished. Safe descent and landing can be achieved by securing 3/4 of normal lift even without Therefore, the battery needs only the capacity necessary to start the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22, which is advantageous in terms of the weight of the airframe 10 and the manufacturing cost.
  • the fifth rotor blade 12e and the sixth rotor blade 12f in the present embodiment have been described as examples that generate thrust in the forward direction, these two rotor blades can also be arranged so as to generate lift, It may be made variable (tiltable) between forward thrust generation and lift generation. It is also possible to add more rotors that can generate lift.
  • FIG. 6 is a plan view showing an outline of a hybrid rotorcraft 1 according to a third embodiment of the present invention as viewed from above, with a portion of the fuselage 10 cut out to show the configuration around the internal combustion engine. are drawn corresponding to FIG.
  • FIG. 7 is a schematic diagram showing the connection relationship between the first drive shaft 20d, the first rotor blade 12a, and the fourth rotor blade 12d, and is drawn as viewed from the second rotor blade 12b side in FIG.
  • portions different from those in the first and second embodiments will be mainly described, and substantially the same portions will be denoted by the same reference numerals, and their description and illustration will be omitted.
  • a first drive shaft 20d and a second drive shaft 22d capable of driving the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 are , the first and fourth rotor blades 12a and 12d, the second and third rotor blades 12b and 12c, respectively. That is, the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 are connected to the first drive shaft 20d and the It can drive the second drive shaft 22d and can be connected to the M/G 14 via the fourth drive gear 22g as in the second embodiment.
  • the first drive gear 20e and the second drive gear 22e are bevel gears, and the first drive shaft 20d and the second drive shaft 22d appear to overlap at approximately the center of the fuselage 10, but they have a vertical gap. are doing.
  • first rotor blade 12a, the fourth rotor blade 12d, the second drive shaft 22d, and the first to fourth bevel gears 18a, 18b, 18c, and 18d are connected to the first drive shaft 20d and the second drive shaft 22d.
  • the rotor blades 12b and the third rotor blades 12c rotate at the same rotational speed.
  • the first rotor blade 12a, the fourth rotor blade 12d, the second rotor blade 12b and the third rotor blade 12c are variable pitch blades. Since the configuration for making the pitch of the rotor blades variable is well known, the illustration including the actuator is omitted. Since the first rotor blade 12a and the fourth rotor blade 12d are not adjacent to each other in the circumferential direction, they rotate in the same direction. This is different from the example shown in FIG.
  • the other internal combustion engine when one of the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 fails, the other internal combustion engine is connected to the first drive shaft 20d and the second drive shaft 22d as in normal operation. It drives the rotor blades 12a and the fourth rotor blades 12d, the second rotor blades 12b and the third rotor blades 12c. Therefore, the total lift of the four rotors is half of normal.
  • the emergency rated output of the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 is increased, or the capacity of the M/G 14 is increased. It is possible to add power by supplying power from a battery with increased power.
  • the hybrid rotorcraft 1 of the third embodiment described above as in the case of the first embodiment, even if one of the first internal combustion engine 20 and the second internal combustion engine 22 fails, Since all the rotor blades are driven by the internal combustion engine, it is possible to descend and land safely. Also in this embodiment, it is possible to minimize the capacity of the battery, which is advantageous in terms of the weight of the airframe 10 and the manufacturing cost.
  • the outline of the hybrid rotorcraft of the present invention has been described above.
  • the point is that the capacity of the battery can be minimized while ensuring it.
  • manufacturing costs can be reduced, and the weight of the airframe 10 can be reduced, so an effect of suppressing fuel consumption can be expected.
  • the specific configuration of the hybrid rotorcraft of the present invention is not limited to the contents illustrated in each embodiment, but in the first embodiment, for example, the third rotor 16c and the fourth rotor 16d can be tilted. It can be carried out in various ingenious ways, such as combining the features of each embodiment.
  • the hybrid rotorcraft of the present invention can be carried out regardless of whether it is manned or unmanned, and can be used not only for the transportation of large goods requiring long-distance flight, but also for the transportation of people.

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Abstract

第１内燃機関（２０）と第２内燃機関（２２）の少なくとも２基の内燃機関と、第１回転翼（１２ａ）～第４回転翼（１２ｄ）の少なくとも４つの回転翼を備え、第１内燃機関（２０）と第２内燃機関（２２）は、４つの回転翼のうち少なくとも２つの回転翼を、それぞれ第１ワンウエイクラッチ（３０）を介して機械的に駆動可能であり、第１内燃機関（２０）と第２内燃機関（２２）のうちの一方が失陥した場合に、他方が４つの回転翼を駆動可能に構成した。これにより、バッテリを不要とするか、ごく小容量のバッテリで済ますことができる。

Description

ハイブリッド回転翼航空機
　本発明は、一般にドローンまたはマルチコプターと呼ばれ、主として内燃機関を動力源とする、回転翼（プロペラ）を４つ以上備えたハイブリッド回転翼航空機に関する。
　主として内燃機関を動力源とする、回転翼を４つ以上備えたハイブリッド回転翼航空機としては、内燃機関の動力で発電機を駆動して、そこで得られた電力を各モータに供給して各回転翼を駆動する例（例えば特許文献１）が知られている。
　しかしながら、上記従来の内燃機関を動力源とする、回転翼を４つ以上備えたハイブリッド回転翼航空機にあっては、バッテリを主動力源とする方式に比べて飛行可能時間が長い特徴を有するが、万一内燃機関が故障で失陥した場合の安全確保のために、内燃機関の少なくとも半分程度のパワーを出力可能な容量のバッテリが必要という問題があった。
特表２０１９－５０１０５７号公報
　本発明が解決しようとする課題は、内燃機関が故障で失陥した場合の安全確保のために、動力源をパワー密度の低いバッテリに依存するので、搭載するバッテリの容量が大きくなって、製造コストが高いこと、また重量が重くなることから飛行におけるエネルギ消費が大きいという点である。
　すなわち、本発明の目的は、基本的にバッテリ（ただし内燃機関始動用バッテリ分を除く）を不要とするか、ごく小容量のバッテリで済ませて、製造コストが安く、重量が軽いハイブリッド回転翼航空機を得ることにある。
　本発明のハイブリッド回転翼航空機は、機体に、第１内燃機関と第２内燃機関の少なくとも２基の内燃機関と、第１回転翼～第４回転翼の少なくとも４つの回転翼を備え、第１内燃機関及び第２内燃機関は、４つの回転翼のうち少なくとも２つの回転翼を、それぞれ第１ワンウエイクラッチを介して機械的に駆動可能であり、第１内燃機関及び第２内燃機関のうちの一方が失陥した場合に、他方が４つの回転翼を駆動し続けるように構成した。
　第１内燃機関及び第２内燃機関により機械的に駆動可能な回転翼が、モータ・ジェネレータと連結したことが好ましい。
　第１内燃機関及び第２内燃機関とモータ・ジェネレータとの間に、低速回転において、モータ・ジェネレータが第１内燃機関及び第２内燃機関を駆動可能な第２ワンウエイクラッチを備えたことも好ましい。
　４つの回転翼のうち少なくとも２つは、モータと連結し、モータ・ジェネレータが発電した電力で駆動可能としたことも好ましい。
　４つの回転翼の他に少なくとも１つの回転翼をさらに備え、これを、機体が進行方向に向かう推力を発出させるように配置したことも好ましい。
　第１内燃機関及び第２内燃機関により機械的に駆動可能な回転翼を、機体の進行方向後ろ側に配置したことも好ましい。
　第１内燃機関と第２内燃機関が、４つの回転翼を機械的に駆動可能に構成したことも好ましい。
 
　本発明のハイブリッド回転翼航空機によれば、第１内燃機関と第２内燃機関の少なくとも２基の内燃機関を備えて、２基の内燃機関のうちの一方が失陥した場合に、他方が揚力を発出する全ての回転翼を駆動可能としたため、基本的にバッテリを不要とするか、ごく小容量のバッテリで済ませることができるので、製造コストが安く重量が軽いハイブリッド回転翼航空機を得ることができる。
本発明の第１の実施形態に係るハイブリッド回転翼航空機を上方から見た平面図である。 図１のハイブリッド回転翼航空機における内燃機関から回転翼に至る駆動系を示す模式図である。 図１のハイブリッド回転翼航空機におけるワンウエイクラッチの構成を示す断面図である。 本発明の第２の実施形態に係るハイブリッド回転翼航空機を上方から見た平面図である。 図４のハイブリッド回転翼航空機における駆動軸から回転翼に至る駆動系を示す模式図である。 本発明の第３の実施形態に係るハイブリッド回転翼航空機を上方から見た平面図である。 図６のハイブリッド回転翼航空機における駆動軸から回転翼に至る駆動系を示す模式図である。
　以下、本発明に係るハイブリッド回転翼航空機を、実施形態に基づき図を参照して説明する。
［第１の実施形態］
　図１は、本発明の第１の実施形態に係るハイブリッド回転翼航空機１の概要を上方から見た状態で表した平面図である。同図中、矢印２は、ハイブリッド回転翼航空機１が水平方向に飛行する際の前進方向を示す。図２は、図１の第１回転翼１２ａと第１内燃機関２０との連結関係を示す模式図であり、進行方向後ろ側から見た図である。図３は、図２の第１ワンウエイクラッチ（以降、ＯＷＣと記述する）３０と第２ＯＷＣ３２の構成を表す断面図である。
　ハイブリッド回転翼航空機１は、機体１０と、この機体１０から、それぞれ放射方向外側に伸長する第１アーム１０ａ、第２アーム１０ｂ、第３アーム１０ｃ及び第４アーム１０ｄと、これら４つのアームにそれぞれ回転自在に支持された、第１回転翼１２ａ、第２回転翼１２ｂ、第３回転翼１２ｃ及び第４回転翼１２ｄとを備えている。
　第１回転翼１２ａ、第２回転翼１２ｂは、図２に示すように、それぞれ第１モータ／ジェネレータ（以降、Ｍ／Ｇと記述する）１４ａ、第２Ｍ／Ｇ１４ｂと連結している。なお、第１回転翼１２ａ及び第２回転翼１２ｂと第１Ｍ／Ｇ１４ａ及び第２Ｍ／Ｇ１４ｂとの間に、必要に応じて減速歯車を備えても良い。第１Ｍ／Ｇ１４ａ及び第２Ｍ／Ｇ１４ｂは、それぞれ第１ＯＷＣ３０及び第２ＯＷＣ３２を介して第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２と連結可能である。なお、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２は、レシプロ型であっても良いし、ロータリ型やタービン型であっても良い。また、これらの燃料は化石燃料であってもよいし、水素のように炭酸ガスを出さない燃料であればなおよい。
　第１Ｍ／Ｇ１４ａと第２Ｍ／Ｇ１４ｂは、それぞれ第１内燃機関２０又は第２内燃機関２２から駆動されて発電することができるとともに、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２の一方の駆動力が失陥した場合に、他方のＭ／Ｇが失陥した側のＭ／Ｇに電力を供給して、第１回転翼１２ａ又は第２回転翼１２ｂを駆動可能である。
　図示は省略するが、第３回転翼１２ｃ、第４回転翼１２ｄは、それぞれと連結した、第３モータ１６ｃ、第４モータ１６ｄにより駆動可能である。なお、第１回転翼１２ａ、第２回転翼１２ｂ、第３回転翼１２ｃ及び第４回転翼１２ｄは、周知のように、図１において周方向に隣合った回転翼同士が互いに逆回転する。これは、以降の各実施形態において共通する。
　ここで、第１ＯＷＣ３０と第２ＯＷＣ３２の詳細を、図３を参照して説明する。なお、第１ＯＷＣ３０と第２ＯＷＣ３２は、周知のラチェット型であり、以降の各実施形態に共通する。図３は第１内燃機関２０の出力軸２０ａと第１回転翼１２ａと連結した外輪３０ａが、時計回りする場合を例に描いている。また、図２では、第１ＯＷＣ３０と第２ＯＷＣ３２を軸方向に並べて配置して描いているが、具体的な構成は図３に示すように第１ＯＷＣ３０と第２ＯＷＣ３２の両者を同一断面に設けることができる。
　すなわち、はじめに第１ＯＷＣ３０は、第１出力軸２０ａ（又は第２出力軸２２ａ）の外周の等分３カ所に形成した３カ所のポケット２０ｂ（２２ｂ）に、それぞれ揺動可能な爪体３０ｃを収納している。図のように、爪体３０ｃは外輪３０ａの内周に形成したノッチ３０ｄと系合してトルクを伝えることができる。図示は省略したが、爪体３０ｃをノッチ３０ｄ側へ軽く押圧する弾性体を備えている。ノッチ３０ｄは、図のように円周上の等分９カ所のうちの６カ所に形成している。
　つぎに、第２ＯＷＣ３２は、外輪３０ａの内周の等分３カ所に形成したポケット３２ｂに、それぞれ揺動可能な爪体３２ｃを収納している。爪体３２ｃは、第１出力軸２０ａと外輪３０ａとの回転方向の位相が図の状態からずれると、揺動して、第１出力軸２０ａの外周に形成したノッチ３２ｄと系合してトルクを伝えることができる。ここでも図示は省略したが、爪体３２ｃをノッチ３２ｄ側へ軽く押圧する弾性体を備えている。ノッチ３２ｄは、図示のように円周上の等分９カ所のうちの６カ所に形成している。爪体３２ｃが揺動してノッチ３２ｄと系合するのは、第１内燃機関２２を始動する低速回転時のみであり、後述の離陸後においては、遠心力の作用で爪体３２ｃは図３のようにポケット３２ｂに収納される。
　第１ＯＷＣ３０と第２ＯＷＣ３２の両者に共通するが、ノッチ３０ｄとノッチ３２ｄを円周上の等分９カ所のうちの６カ所に形成している理由は、等分９カ所のうちの３カ所に、ポケット２０ｂとポケット３２ｂが設けられているからである。したがって、第１出力軸２０ａと外輪３０ａとの回転方向の位相が図の状態からずれて、爪体３０ｃと爪体３２ｃとが接する状態にあっては、爪体３０ｃ及び爪体３２ｃはノッチ３０ｄ及びノッチ３２ｄと噛み合わずにスキップする。むろん、図２のように第１ＯＷＣ３０と第２ＯＷＣ３２を軸方向に並べて配置した場合は、ノッチ３０ｄとノッチ３２ｄを円周上の等分９カ所に形成することができる。
　ここで、大事なことは、第１ＯＷＣ３０と第２ＯＷＣ３２の相互の干渉を防ぐため、図３に示したように、それぞれの爪体３０ｃと爪体３２ｃが、同時に相手のノッチ３０ｄ及びノッチ３２ｄと系合することがない点である。
　本実施形態のハイブリッド回転翼航空機１は、図示を省略するが、ハイブリッド回転翼航空機１の作動全体を制御するコントローラ、燃料タンク、バッテリ、各モータ及びＭ／Ｇの監視センサ、高度センサ、通信装置、カメラ、及びＧＰＳ（全地球測位システム）や、必要に応じてフライトレコーダ及び測距センサなどを備えている。中でもＭ／Ｇの監視による内燃機関の異常検出が重要である。これから説明する動作及び作用は、人の操作によるか又は自動的に、コントローラを介して行われる。なお、後述の内燃機関の始動以外の、内燃機関にかかわる電気系統は、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２にそれぞれ備えることが望ましい。これらは、以降の各実施形態にも共通する。
　次に、第１の実施形態の動作及び作用について説明する。初めに、バッテリから第１Ｍ／Ｇ１４ａ、第２Ｍ／Ｇ１４ｂに電力を供給してこれらを回転させ、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２を回転させて始動する。この際に、前述したように第２ＯＷＣ３２の作用で第１Ｍ／Ｇ１４ａ、第２Ｍ／Ｇ１４ｂ側から第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２を駆動するが、これらが始動するとバッテリからの電力供給をやめて、つづいて第１ＯＷＣ３０が系合して、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２が、第１Ｍ／Ｇ１４ａ、第２Ｍ／Ｇ１４ｂとともに第１回転翼１２ａ及び第２回転翼１２ｂを駆動するようになり、以降は第２ＯＷＣ３２の系合が解除される。
　第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２から駆動された第１Ｍ／Ｇ１４ａ、第２Ｍ／Ｇ１４ｂは発電して、これにより得られた電力は第３モータ１６ｃ及び第４モータ１６ｄに供給されて、第３モータ１６ｃ及び第４モータ１６ｄが第３回転翼１２ｃ及び第４回転翼１２ｄをそれぞれ駆動する。つまり、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２は、第１回転翼１２ａ及び第２回転翼１２ｂを機械的に駆動するとともに、第３回転翼１２ｃ及び第４回転翼１２ｄを電気的に駆動する。
　第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２の動力で回転する、第１回転翼１２ａ、第２回転翼１２ｂ、第３回転翼１２ｃ及び第４回転翼１２ｄは揚力を発出して、これら４つの回転翼の回転速度を制御することで、周知のようにハイブリッド回転翼航空機１を離陸させ、上昇・空中停止（ホバリング）・飛行・方向転換・降下・着陸を、自在に制御することができる。
　ここで、各回転翼の定格パワーを１とした場合、第３モータ１６ｃ及び第４モータ１６ｄも同じくそれぞれ１として、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２はそれぞれ２とするが、第１Ｍ／Ｇ１４ａと第２Ｍ／Ｇ１４ｂは、後述する非常時に備えてそれぞれ１．５とする。これらの数値は説明のために単純化しているが、実際にはさまざまな効率等を考慮して設定する。
　飛行中に、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２の一方が、万一故障して失陥した場合は、コントローラの指示で直ちに他方の内燃機関による駆動に切り替える。例えば、第１内燃機関２０が失陥した場合は、第２Ｍ／Ｇ１４ｂが発電した電力を、第１Ｍ／Ｇ１４ａ、第３モータ１６ｃ及び第４モータ１６ｄに供給して、第２内燃機関２２が全ての回転翼を駆動し続ける。
　前述したように、第１Ｍ／Ｇ１４ａと第２Ｍ／Ｇ１４ｂの容量をそれぞれ１．５としているので、いずれか一方のＭ／Ｇの発電電力を他の３つの回転翼の駆動に配分すると、全ての回転翼の駆動パワーはそれぞれ０．５になる。したがって、バッテリからの電力補充がないとしたら、単純計算では第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２が正常な場合の半分の揚力で飛行することになる。
　第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２の一方が故障した非常時にあって、仮に正常時の６０％の揚力が必要とした場合、一つの手段は、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２の非常時短時間出力をそれぞれ２．４として、それに伴って第１Ｍ／Ｇ１４ａと第２Ｍ／Ｇ１４ｂの容量をそれぞれ増やしておくことが考えられる。もう一つの手段は、バッテリから電力を補充して所要の電力をまかなうことである。現実的には、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２の始動に必要な電力をまかなう以上の容量のバッテリを搭載するので、前記の２つの手段の併用が考えられる。
　いずれの場合であっても、非常時にバッテリから電力を補充するのは、着陸の直前から着陸完了までにすることが、安全上望ましい。
　以上説明した第１の実施形態のハイブリッド回転翼航空機１によれば、２基の第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２のうち、一方が失陥した場合に、他方の動力による飛行が可能であり、バッテリに大きく頼ることなく、安全に降下して着陸させることができる。したがって、重量が重く製造コストの高いバッテリの搭載容量を最小限にできるので、機体１０の重量及び製造コストを抑える効果と、燃料消費を抑える効果が期待できる。そして、基本的に非常時の動力を内燃機関でまかなうので、残る燃料の許す限り長時間の飛行ができるというメリットもある。
［第２の実施形態］
　図４は、本発明の第２の実施形態に係るハイブリッド回転翼航空機１の概要を上方から見た状態で表した平面図であり、内燃機関まわりの構成を示すため機体１０の一部をくりぬいて、図１に対応して描いている。また、図５は、図４の第１駆動軸２０ｄと第１回転翼１２ａ及び第２回転翼１２ｃとの連結関係を示す模式図であり、進行方向後方から見た図である。ここでは、第１の実施形態の場合と異なる部分を中心に説明し、それらと実質的に同じ部分については、同じ符号を付しそれらの説明と図示を省略する。
　第２の実施形態の第１の実施形態との第１の違いは、第２の実施形態では、それぞれ第５アーム１０ｅ、第６アーム１０ｆに支持された、第５モータ１６ｅで駆動する第５回転翼１２ｅ及び第６モータ１６ｆで駆動する第６回転翼１２ｆが追加されて合計６つの回転翼になっていることである。また、第５回転翼１２ｅ及び第６回転翼１２ｆは、それぞれ機体１０の前進方向の推力を発出するように設置されている。第１の実施形態との第２の違いは、２基の第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２が、駆動軸２０ｄを介して第１回転翼１２ａ及び第２回転翼１２ｂと連結可能になっているとともに、１つのＭ／Ｇ１４が駆動軸２０ｄと連結していることである。
　すなわち、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２は、それぞれ第１ＯＷＣ３０及び第２ＯＷＣ３２と、第１駆動歯車２０ｅ及び第２駆動歯車２２ｆを介して駆動軸２０ｄと連結しており、駆動軸２０ｄは第１傘歯車１８ａ及び第２傘歯車１８ｂを介して第１回転翼１２ａ及び第２回転翼１２ｂと連結している。また、Ｍ／Ｇ１４も、第１駆動歯車２０ｅを介して駆動軸２０ｄと連結している。したがって、第１回転翼１２ａと第２回転翼１２ｂは同じ速度で回転する。
　一般的に、飛行制御において各回転翼の揚力を自在に制御する必要があるので、同じ回転速度の第１回転翼１２ａ及び第２回転翼１２ｂは、可変ピッチ翼にする必要があるが、第５回転翼１２ｅ及び第６回転翼１２ｆの推力を自在に制御することで揚力の補完が期待できるので、第１回転翼１２ａ及び第２回転翼１２ｂは固定ピッチ翼で済ましてもよい。その他の構成は、基本的に第１の実施形態と同様である。
　ここで、各回転翼の定格パワーをそれぞれ１とした場合、第３モータ１６ｃ、第４モータ１６ｄ、第５モータ１６ｅ及び第６モータ１６ｆも同じくそれぞれ１として、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２はそれぞれ３として、Ｍ／Ｇ１４ａは４とする。
　次に、第２の実施形態の動作及び作用について説明する。ここでも第１の実施形態の場合と同様の部分は説明を省略する。上述したように、前進方向の推力を発出する第５回転翼１２ｅ及び第６回転翼１２ｆが追加されたことと、第１回転翼１２ａと第２回転翼１２ｂが駆動軸２０ｄを介して連結されるとともに、Ｍ／Ｇが１つにまとめられたことを除いて、第１の実施形態と基本的に同様であるので、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２の一方が故障で失陥した場合についてのみ説明する。
　すなわち、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２の一方が失陥した場合は、他方の内燃機関が、駆動軸２０ｄを介して第１回転翼１２ａと第２回転翼１２ｂを機械的に駆動するとともに、Ｍ／Ｇ１４が発電した電力で揚力を発出可能な第３回転翼１２ｃ及び第４回転翼１２ｄを電気的に駆動する。この場合、第１回転翼１２ａ、第２回転翼１２ｂ、第３回転翼１２ｃ及び第４回転翼１２ｄの４つを駆動するパワーは、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２の他方のパワーが３であるので、通常飛行で４つの回転翼が発する駆動パワーの３／４をまかなうことができる。
　以上説明した第２の実施形態のハイブリッド回転翼航空機１によれば、第１の実施形態の場合と同様に、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２の一方が失陥した場合も、他方の内燃機関による駆動で安全に下降及び着陸することができる。本実施形態においては、前進方向に推力を発出する第５回転翼１２ｅ及び第６回転翼１２ｆを備えた関係で、通常はより高速な飛行が可能であるとともに、非常時においてバッテリからの電力補充がなくても、正常時の３／４の揚力を確保して安全な下降及び着陸ができる。したがって、バッテリは第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２を始動するのに必要な容量で済むので、機体１０の重量及び製造コストの面でメリットがある。
　なお、本実施形態における第５回転翼１２ｅ及び第６回転翼１２ｆは、前進方向の推力を出す例で説明したが、この２つの回転翼も揚力を発出するように配置することができるし、前進方向推力発出と揚力発出との間を可変（チルト可能）にしてもよい。また、揚力を発出可能な回転翼をさらに追加することも可能である。
　また、本実施形態は、６つの回転翼を備えた例で説明したが、第５回転翼１２ｅ及び第６回転翼１２ｆを削除して４つの回転翼の構成にすることができる。その場合は、Ｍ／Ｇ１４の容量を２にすることで、全体として第１の実施形態よりも電機容量を減らすことができる。
［第３の実施形態］
　図６は、本発明の第３の実施形態に係るハイブリッド回転翼航空機１の概要を上方から見た状態で表した平面図であり、内燃機関まわりの構成を示すため機体１０の一部をくりぬいて、図１に対応して描いている。図７は、第１駆動軸２０ｄと第１回転翼１２ａ及び第４回転翼１２ｄとの連結関係を示す模式図であり、図６において第２回転翼１２ｂ側から見て描いている。ここでは、第１の実施形態及び第２の実施形態の場合と異なる部分を中心に説明し、それらと実質的に同じ部分については同じ符号を付し、それらの説明と図示を省略する。
　第３の実施形態の第１の実施形態との違いは、第３の実施形態では、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２が駆動可能な第１駆動軸２０ｄ及び第２駆動軸２２ｄが、それぞれ第１回転翼１２ａ並びに第４回転翼１２ｄ、第２回転翼１２ｂ並びに第３回転翼１２ｃと連結していることである。すなわち、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２は、それぞれ第１ＯＷＣ３０及び第２ＯＷＣ３２と、第１駆動歯車２０ｅ、第２駆動歯車２２ｅ及び第３駆動歯車２２ｆを介して、第１駆動軸２０ｄ及び第２駆動軸２２ｄを駆動可能であるとともに、第２の実施形態と同様に第４駆動歯車２２ｇを介してＭ／Ｇ１４と連結可能である。第１駆動歯車２０ｅ及び第２駆動歯車２２ｅは傘歯車であり、第１駆動軸２０ｄと第２駆動軸２２ｄは、機体１０のほぼ中央部で重なって見えるが、両者は上下方向に隙間を有している。
　第１内燃機関２０と第２内燃機関２２、並びに第１駆動軸２０ｄと第２駆動軸２２ｄは、それぞれ同士が同じ速度で回転するように、上記の各歯車の歯数比を設定するのが望ましい。また、第１駆動軸２０ｄ及び第２駆動軸２２ｄと、第１～第４傘歯車１８ａ、１８ｂ、１８ｃ、１８ｄを介して連結された、第１回転翼１２ａ、第４回転翼１２ｄ、第２回転翼１２ｂ及び第３回転翼１２ｃは、同じ回転速度で回転する。したがって、それぞれの回転翼が発出する揚力を自在に制御するために、第１回転翼１２ａ、第４回転翼１２ｄ、第２回転翼１２ｂ及び第３回転翼１２ｃは、それぞれ可変ピッチ翼であるが、回転翼のピッチを可変にするための構成は周知であるので、アクチュエータを含めて図示を省略した。なお、第１回転翼１２ａと第４回転翼１２ｄは、互いに周方向に隣合っていないので、両者は同じ方向に回転するため、第１傘歯車１８ａと第４傘歯車１８ｄの噛み合い関係は、図５に示した例と異なる。
　次に、第３の実施形態の動作及び作用について説明する。ここでも第１の実施形態の場合と同様の部分は説明を省略する。上述したように、４つの回転翼の全てを第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２とで機械的に駆動可能にしたことを除いて、第１の実施形態と基本的に同様であるので、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２の一方が故障で失陥した場合についてのみ説明する。
　すなわち、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２の一方が失陥した場合は、他方の内燃機関が、正常時と同様に第１駆動軸２０ｄ及び第２駆動軸２２ｄと連結した、第１回転翼１２ａ及び第４回転翼１２ｄ、第２回転翼１２ｂ及び第３回転翼１２ｃを駆動する。したがって、４つの回転翼の合計揚力は正常時の半分になる。ここでも、第１の実施形態において説明したように、必要に応じて、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２の非常時定格出力を増しておくか、あるいは、Ｍ／Ｇ１４に対して容量を増したバッテリから電力を供給しての加勢が可能である。
　以上説明した第３の実施形態のハイブリッド回転翼航空機１によれば、第１の実施形態の場合と同様に、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２の一方が失陥した場合も、他方の内燃機関により全ての回転翼を駆動するので、安全に下降及び着陸することができる。本実施形態においても、バッテリの容量を最小限にすることが可能であり、機体１０の重量及び製造コストの面でメリットがある。
　本実施形態においても、第２の実施形態の場合と同様に、Ｍ／Ｇ１４の容量を増やしてモータで駆動可能な回転翼を追加することができる。
　以上、本発明のハイブリッド回転翼航空機の概要を説明したが、各実施形態に共通しているのは、第１内燃機関２０及び第２内燃機関２２を備えて、万一の場合の安全性を確保しながら、バッテリの容量を必要最小限にすることができる点である。これにより製造コストを削減するとともに、機体１０の重量が軽くなるので燃料消費を抑える効果が期待できる。
　本発明のハイブリッド回転翼航空機の具体的な構成は、各実施形態で図示した内容にこだわることなく、例えば、第１の実施形態において第３回転翼１６ｃ及び第４回転翼１６ｄをチルト可能にすることや、各実施形態の特徴同士を組み合わせるなど、種々の工夫をこらした態様で実施することができる。
　本発明のハイブリッド回転翼航空機は、有人飛行、無人飛行に関係なく実施できるし、大型で長距離飛行を要求される物品の運搬のみでなく、人の輸送に用いることができる。
 

Claims (7)

  1. 　機体に、第１内燃機関と第２内燃機関の少なくとも２基の内燃機関と、第１回転翼～第４回転翼の少なくとも４つの回転翼を備え、前記第１内燃機関及び前記第２内燃機関は、前記４つの回転翼のうち少なくとも２つの前記回転翼を、それぞれ第１ワンウエイクラッチを介して機械的に駆動可能であり、前記第１内燃機関及び前記第２内燃機関のうちの一方が失陥した場合に、他方が前記４つの回転翼を駆動し続けることを特徴とするハイブリッド回転翼航空機。
  2. 　前記第１内燃機関及び前記第２内燃機関により機械的に駆動可能な前記回転翼が、モータ・ジェネレータと連結したことを特徴とする請求項１に記載のハイブリッド回転翼航空機。
  3. 　前記第１内燃機関及び前記第２内燃機関と前記モータ・ジェネレータとの間に、低速回転において、前記モータ・ジェネレータが前記第１内燃機関及び前記第２内燃機関を駆動可能な第２ワンウエイクラッチを備えたことを特徴とする請求項２に記載のハイブリッド回転翼航空機。
  4. 　４つの前記回転翼のうち少なくとも２つは、モータと連結し、前記モータ・ジェネレータが発電した電力で駆動可能としたことを特徴とする請求項１から３のいずれか１項に記載のハイブリッド回転翼航空機。
  5. 　４つの前記回転翼の他に少なくとも１つの回転翼をさらに備え、これを、前記機体が進行方向に向かう推力を発出させるように配置したことを特徴とする請求項１から４のいずれか１項に記載のハイブリッド回転翼航空機。
  6. 　前記第１内燃機関及び前記第２内燃機関により機械的に駆動可能な前記回転翼を、前記機体の進行方向後ろ側に配置したことを特徴とする請求項１から５のいずれか１項に記載のハイブリッド回転翼航空機。
  7. 　前記第１内燃機関と前記第２内燃機関が、４つの前記回転翼を機械的に駆動可能に構成したことを特徴とする請求項１又は２に記載のハイブリッド回転翼航空機。
     
     
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