JP2002503170A - 垂直離着陸を行う重航空機 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 本発明は、前端（１２）と後端（１６）とを有する胴体（１１）と、該後端に取り付けられ該後端によって支持される翼（１９）と、前端に取り付けられた水平安定板（４０）と、翼と水平尾部ユニットとの間に胴体に対して横向きに延在する２つの反対向きのアーム（２７，２９）と、プロペラ（３７）を駆動する駆動手段（１７）とを有し、；各アームは回転軸を有するプロペラ（３７）を支持するプロペラポッド（３３）が回動可能に取り付けられた胴体に対して遠位の端を有し、各プロペラは回転軸が略水平である第１の位置と回転軸が略垂直は第２の位置との間で回動することが可能である、垂直離着陸を特徴とする重航空機を開示する。

Description

【発明の詳細な説明】 垂直離着陸を行う重航空機 発明の背景 航空機の両側に対称的に配置され軸の水平位置から９０°上方に回転されるこ とが可能なプロペラ又は回転翼を有する飛行機又はヘリコプターは、ティルト回 転翼／ティルトプロペラ航空機として知られている。プロペラ又は回転翼の軸を 垂直に配置することは、空気流を下向きに、推力を上向きに向け、航空機か純粋 に垂直な平面上で移動すること、即ち単に空中静止飛行することを可能にする。 プロペラ又は回転翼の軸を水平に配置することは、推力を前向きに向け、水平飛 行を可能にする。プロペラ又は回転翼の軸を水平にする場合、揚力は翼又は水平 安定板といった揚力面の周辺の空気の相対的な流れによって与えられる。完全に 垂直な軸の向きと完全に水平な軸の向きとの間では任意の傾斜角が得られ、様々 な対応する斜角の飛行経路と、前方遷移及び後方遷移として知られる加速フェー ズ及び減速フェーズをもたらす。 係る航空機は、ヘリコプターの低速飛行能力及び垂直離着陸能力と、従来の飛 行機の高速水平飛行能力とを兼ね備える。飛行機は典型的なヘリコプターの速度 と比較して約２倍の速度に達し、例えばヘリコプターが２５０ｋｍ／ｈ（１７０ マイル毎時）以下の速度に達するのに対して５００ｋｍ／ｈ（３００マイル毎時 ）以上の速度に達する。しかしながら、典型的な従来技術のティルト回転翼航空 機の固有の機械的及ひ構造的な複雑性は、その自重を同様の大きさを有する飛行 機の自重よりも増加させ、同時に製造費用を増加させる。更に、航空機の空気力 学的な質、安定性、飛行力学及び制御に関する開発は、低速時に航空機の様々な 揚力面の回りでプロペラによって押しのけられる空気の質量の影響によってより 困難にされる。 この空気の質量はプロペラの後流又は単にプロペラ後流として知られる。 以下の３つの設計上の問題となる点は特に重要である。 （１）航空機の翼に対するプロペラ後流の影響 プロペラ又は回転翼は通常、構造的な支持体としての役割を果たす翼の両端に 取り付けられる発動機に装着される。しかしながらこの配置は垂直飛行から水平 飛行への遷移の間に問題を生ずる。プロペラ後流の方向の角度の変化は、直接プ ロペラが傾斜される角度の変化と共に変化しない。水平速度と、従来の揚力面か ら生ずる揚力とが比較的低い値である限り、殆どの揚力はプロペラ又は回転翼自 体によって与えられる。この現象のため、航空機が水平飛行へ遷移し始めるにつ れてプロペラは非常にゆっくりと前方に傾斜し、次に翼がより多くの揚力を与え 始めるため、より速く前方に傾斜する。反対に、プロペラによって生ずる後流の 傾斜角は最初は迅速に変化するが、航空機が垂直飛行から水平飛行へ遷移するに つれゆっくりと変化する。 これまで従来技術では、プロペラ自体及びプロペラから生ずる後流の翼に対す る傾斜の異なるレートによって引き起こされる問題を回避するために、以下の２ つの形態が使用されてきた。 （ａ）水平翼は航空機に恒久的に取り付けられ、プロペラ自体は上向きに回転 する。しかしながらこの形態は大きな欠点を有する。プロペラが垂直位置にある とき、プロペラ後流は翼へ直接下向きに作用し、負の揚力とされうる下向きの力 を形成する。この揚力の損失は航空機の積載量を実際上減少させる。 （ｂ）水平翼はプロペラに恒久的に取り付けられ、プロペラと共に回動する。 これは負の揚力の問題を除去するが他の問題を生ずる。翼が上に回動され、航空 機がまだ水平速度を有するとき、翼の面全体は空気流の路の中に直接配置される 。この巨大な平坦な面に突然当たる空気の質量は安定性及び制御の問題を引き起 こす。 （２）傾斜機構 ティルト回転翼ヘリコプターでは、ピッチ運動は回転翼の周期ピッチを変更す ることによって達成される。ティルトプロペラ飛行機では、上記のピッチ運動は 垂直軸補助尾部回転翼があればその推力を変更することによって達成される。全 ての場合、従来技術のティルトプロペラ又はティルト回転翼飛行機のプロペラ又 は回転翼の傾斜運動は翼に取り付けられた、又は胴体に取り付けられたサーボア クチュエータによって達成される。このアクチュエータが最高の信頼性を有する ものでなくてはならないことは言うまでもない。この機構が故障するようなこと があれば、プロペラ又は回転翼は水平飛行形態に維持され、その大きな直径のた め航空機が着陸しようとすると地面に当たるため、この機構が取り付けられた航 空機は着陸するのが非常に困難となる。 （３）ロール及びヨー制御の組合せ 反対称運動、即ちロール及びヨーは概してプロペラのピッチ及び傾斜角の変更 によって制御される。翼全体がプロペラと共に回動する航空機では、ロール及び ヨーはプロペラの後流が作用する翼の上に配置されたフラップを使用して制御さ れる。しかしながらこれらの制御の影響は、プロペラ又は翼の傾斜角が、完全に 垂直、完全に水平、又はその間の角度であるときのいずれであるかに依存する。 垂直飛行中、プロペラのピッチを変更することは航空機のロールのレートに影響 を与えるが、水平飛行中は、ピッチの変更は航空機のヨーのレートに影響を与え る。同様に、プロペラを傾斜させること又はウイングフラップがある場合はウイ ングフラップを傾斜させることは、ヨーの変化を起こすが、水平飛行においては ロールの変化を起こす。操縦士がこれらの制御を容易に理解し操作しうるようこ れらの制御を組み合わせることはかなり複雑であるため、コンピュータ制御のデ ィジタル飛行制御が必要である。 これらの３つの設計上の問題は、従来技術のティルト回転翼航空 機では、非常に複雑且つ込み入ったシステムを使用して扱われた。この複雑さに よる高いコストはこれらの航空機の用途を非常に特殊な業務に制限する。更に、 この水準による複雑性の高いコストは、ティルト回転翼技術が航空機市場の大部 分を構成する小型汎用航空機型の航空機に適用されることを不可能にする。 本発明はこれらの３つの設計問題に対する新しい解法を組み込む。 以下の従来技術は出願人に既知である。 Hoffmannに対する米国特許第１，９８１，７００号 Hillに対する米国特許第３，２８９，９８０号 Shyeに対する米国特許第３，３５８，９４６号 Bryanに対する米国特許第３，４０９，２４８号 Johnsonに対する米国特許第３，４８８，０１８号 Cabrolに対する米国特許第４，５４１，５９３号 Rubanに対する米国特許第４，６４１，８００号 Bullardに対する米国特許第４，８８１，７０１号 Gennaroに対する米国特許第５，３２０，３０６号 Ducanに対する米国特許第５，４１９，５１４号 本発明の特許性は上記の引用文献のうちの１つ又は組み合わせと比較して、本 発明は特に翼、水平安定板、プロペラの取付部、制御技術及び従来の技術では示 されていない作動形態を意図する点で区別される。 発明の概要 本発明は垂直離着陸航空機に関する。本発明は以下の目的、面及び特徴を含む ： （１）第１の重要な設計の特徴は、航空機のプロペラ、翼及び水平安定板の配 置に関する。これらの３つの部分は３つの別々の組立体に分割される。 （ａ）各プロペラは短い固定ブームに取り付けられる。ブームは 胴体の中程に、航空機の重心からわずかに後方に配置される。ブームは構造上の 理由によってのみ設けられる。従ってブームは、プロペラを取り付けるために使 用されるという構造的な機能を確実にしうる可能な限り小さい断面を有する。 （ｂ）航空機の翼は固定され、傾斜されえない。翼は「パラソル式」の形態で あり、単一の複式斜角パイロンによって胴体に取り付けられる。翼端には夫々倒 立垂直安定板が設けられる。翼は航空機の後部に配置され、プロペラの後流によ って全く影響を受けないようプロペラの軸の後ろに配置される。 （ｃ）水平安定板は飛行機の前部に先尾翼の形状で配置される。この配置は、 翼の極端に後方の配置を補償し、中立点を小さなプロペラ支持ブームの位置の近 傍にさせるのに役立つ。先尾翼は夫々、操縦士が航空機の空気力学モーメントを 変更するのに使用しうる単一のフラップを含む。 これは、「発明の背景」に記載される設計上の問題のうちプロペラ後流の問題 を除去するための構成である。翼は固定されて維持され、プロペラ後流による影 響を受けない。この形態は垂直飛行中に生ずる負の揚力の問題を除去すると共に 、飛行モード間の遷移中に高い迎え角が生ずることを除去する。この形態におけ る唯一の欠点はブームによって生ずる追加的な抗力である。しかしながら、翼自 体はフラップ及び他の突起を有さないため、実質的に過剰な抗力を発生せず、従 ってブームによって形成される抗力は最小となる。 （２）第２の重要な設計の特徴はプロペラ自体に関する。中央のハブに装着さ れるプロペラの羽根は、殆どのプロペラ駆動航空機の場合と同様、それらの全体 的な（集合的な）ピッチを変更されうる。つまり３つ（又はそれ以上）の羽根は 、それらのピッチを全体として同じ程度変更し、プロペラの推力の変更を生じさ せることかできる。更に殆どのヘリコプターの場合と同様、各羽根はその周期ピ ッチをプロペラの縦軸及び横軸の両方について変更されうる。この周 期ピッチ変更は、３つ（又はそれ以上）の羽根の夫々が羽根の方位の正弦関数又 は余弦関数によってそのピッチを変更されうることを意味する。正弦関数は、プ ロペラ軸が垂直であるとき０°基準を後方方向とすると、プロペラディスクの外 側半分ではピッチを増加させ、内側半分では減少させ、本願において横周期ピッ チ変更と称される。同じ基準を有する余弦関数は、プロペラディスクの後方半分 ではピッチを増加させ、前方半分ではピッチを減少させ、縦周期ピッチ変更と称 される。通常のヘリコプターと異なり、羽根は上下に羽ばたくことができない。 羽根はヒンジ式ではなく、剛固に回転可能にハブに取り付けられている。この剛 性により羽根、周期ピッチ変更はヒンジ式のヘリコプター回転翼のようにプロペ ラ及びその推力のハブに対する傾斜を生じさせず、むしろ羽根（又は結果として の推力の同等の半径方向の排気）によってこのハブに与えられる空気力学的モー メントを生成する。 （３）第３の重要な設計の特徴はプロペラの傾斜に関する。プロペラの傾斜は どのタイプのサーボアクチュエータによっても制御されない。プロペラはそれ自 体で、プロペラの羽根の周期ピッチの変更から生ずる与えられたモーメントに基 づいて自由に傾斜する。この現象を以下詳述する。 プロペラでは、機械的アクチュエータ装置の介入なしに上向き及び下向きに傾 斜する自由度は、以下の４つのタスクを実行する組立体によって制限される。 （ａ）連結：各プロペラに接続された連結棒はプロペラが傾斜すると共に旋回 し、プロペラの傾斜角が同じであることを確実にする；連結棒はプロペラの傾斜 度が９０°の円形路の中に維持されることを確実にする中央装置へ傾斜運動を伝 達する。更に、各連結棒はプロペラが相互に、又は中央装置から２°又は３°の 傾斜角の差を有することを許すのに充分な弾性を有する。 （ｂ）傾斜速度の制御：プロペラの傾斜速度は中央装置の一部で ある油圧減衰システムによって抑制される。 （ｃ）プロペラが０°乃至９０°の傾斜範囲内に維持されることを確実にする ： （ｉ） 中央装置はプロペラが９０°以上傾斜しない、即ちプロペラの軸が垂 直に向けられると傾斜して戻らないことを確実にするブロック機構を有する。ブ ロック機構は単純な止め部を有し、プロペラが垂直位置になると中央装置はこの 止め部にもたれかかる。 （ｉｉ）プロペラの軸が水平位置、即ち０°にあるとき、各プロペラナセルを そのブーム上に鎖錠し、従ってプロペラが傾斜するのを防止する操縦士制御の鎖 錠機構が使用される。 （ｄ）回転翼の傾斜の制動：中央装置は操縦士がプロペラの傾斜の自由を抑制 し、ある期間に亘ってプロペラの傾斜角を０°乃至９０°の位置の間の任意の中 間の角度に保持することを可能にする追加的な装置を含む油圧減衰系を含む。任 意に、操縦士が航空機を低速、即ち２０乃至３０ｍ／ｓ（６５乃至１００フィー ト毎秒）といったプロペラが０°又は９０°以外の傾斜角に維持されることを要 求する速度でより長い時間に亘って飛行させるつもりがなければ、制動系は除去 されうる。 従って、本発明は垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機を提供することを最初の目的 とする。 本発明は、航空機の翼が航空機の後部に取り付けられ、水平安定板がその前部 に取り付けられる装置を提供することを更なる目的とする。 本発明は、そのプロペラがその翼から離れた支持体に取り付けられる航空機を 提供することを更なる目的とする。 本発明は、いかなる種類のサーボアクチュエータも使用することなくプロペラ 軸を水平方向と垂直方向との間で傾斜させるために制御手段が設けられた航空機 を提供することを更なる目的とする。 本発明は、反対称のロール及びヨー制御手段が空中静止飛行と水 平飛行との間で交換されない航空機を提供することを更なる目的とする。 本発明の上述及び他の目的、面及び特徴は、添付の図面を参照することにより 、以下の望ましい実施例の詳細な説明によってよく理解されよう。 図面の簡単な説明 図１乃至１２は、タールマック舗装滑走路から、垂直離陸、水平飛行への遷移 、水平飛行、水平飛行から垂直下降への遷移、垂直下降、着陸への動作の様々な 形態を順次的に示す図である。 図１３は、図１乃至６を単一の図として組み合わせて順次的に示す図である。 図１４は、図７乃至１２を単一の図として組み合わせて順次的に示す図である 。 図１５は、プロペラの軸を垂直位置にして空中静止飛行している間に横周期ピ ッチ変更によって生ずる力を示す図である。 図１６は、プロペラの軸を水平位置にして空中静止飛行している間に横周期ピ ッチ変更によって生ずる力を示す図である。 図１７は、本発明による航空機を上方の正面左側から見た斜視図を示す図であ る。 図１８は、細部を図示するために一部切截して左側のプロペラナセルを示す背 面図である。 図１９は、細部を図示するために一部切截して左側のプロペラナセル及び中央 装置を示す正面図である。 図２０は、本発明の飛行制御の全体的な設計を示す概略図である。 望ましい実施例の詳細な説明 まず図１７を参照するに、本発明による飛行機は全体的に参照番号１０によっ て図示されており、機室１４へのアクセスを可能にす るよう当業者によって周知の方法で開かれうるキャノピー１５を有する機室部１ ３を有する胴体１１を含む。胴体１１は前端１２及び後端１６を有する。 機室１４の後部には、１つ以上の発動機からなる発動機手段が配置される。発 動機のうちの１つは概略的に図示され、参照番号１７が付されている。航空機１ ０の後部には、単一の翼１９が固定パイロン２１及び２３によって胴体１１に取 り付けられる。図１７に示されるように、翼１９は略Ｖ字型の形状を有し、翼１ ９の先端部から下向きに垂下する垂直安定板２５を含む。 胴体１１の両側には支持ブーム２７，２９が夫々取り付けられる。各ブームは 胴体１１から遠位の端にプロペラナセルが回動可能に取り付けられるピボット３ １を有し、左側のナセルは参照番号３３を付され、右側のナセルは参照番号３５ を付されている。各ナセル３３，３５は、以下詳述される方法で発動機１７によ って回転されうる回転プロペラ３７を担持する。 胴体１１の前端には、当業者によって周知の方法で操縦士によって動作されう る単一の回動可能フラップ４３を夫々担持する２つの平行な反対側に向けられた 先尾翼４１を含む水平安定板４０が設けられる。 上述のように、図１８及び１９は左側のプロペラナセル３３の背面図及び正面 図を夫々示す。図１８及び１９を参照するに、各プロペラナセルは以下説明する 構成要素を含む。 変速手段は、プロペラ３７が適当に回転されるよう発動機１７のうちの１つに 接続された駆動シャフト４５の回転がそれに対して直角の回転に変化されるよう 協働する２つの円錐ギア４９及び５１を含む変速ボックス４７を含む。プロペラ のシャフト５３は中空であり、図示される実施例では夫々がプロペラの羽根５９ を回転可能に支持する３つの剛固なスピンドル５７を含むプロペラのハブ５５に 接続される。本発明による航空機はピッチ変更手段を含む。 特に図１８を参照するに、各羽根はその付け根に２つの軸受によって夫々のス ピンドル５７に接続された差込６１を有し、２つの軸受のうちの１つはジャーナ ル軸受６３であり、他の１つは深いレースを有する斜角接触の玉軸受６５である 。この軸受６５は遠心力を吸収し、２つの軸受は空気力学的な揚力及び抗力から 生ずる力及び運動を吸収すると共に各羽根がピッチ変更を可能にするよう取り付 けられたスピンドル５７の回りに制御可能に回転することを可能にする。 図１９を参照するに、レバー６７は夫々のプロペラの羽根の軸を横切り、その ピッチを制御するよう各羽根の付け根に取り付けられる。図１８及び１９を参照 するに、集合的なピッチ制御組立体は、中空のプロペラのシャフト５３を貫通し その両端から突出する内部ロッド６９からなる。中空のプロペラのシャフトの後 部端では、ロッド６９はスクリュー及びナット組立体からなる複式機構７１によ って軸方向に作動され、複式機構７１は左側及び右側のプロペラ３７のピッチを 同期させるよう両方のプロペラで全く同じように作用し、７４及び７６でジンバ ル式に取り付けられたねじり剛性を有するロッド７３によって作動される。中空 のプロペラのシャフト５３前部端では、内部ロッド６９は各枝部にピッチ制御レ バー７７を取り付けられた星形組立体７５を有する。 周期ピッチ制御組立体は、変速ボックス８１の前方に連結されたスワッシュプ レート７９からなる。プレート７９の縦及び横の傾斜は操縦士によって制御され る。周期ピッチ制御組立体は更に、プロペラと共に回転しプロペラの羽根５９と 同じ数のアームを含む他のプレート８３を含む。 各羽根では、ピッチ変更制御レバー７７は操縦士によって指令された周期的及 び集合的なピッチ変更全体を実行する。レバー７７は１つの端８７において、小 さな連結棒によって羽根ピッチレバー６７に装着される。ピッチ制御レバー７７ は他端８９において、やは り小さな連結棒によって回転プレート８３に接続される。 ピッチ制御レバー７７は、その中点９１の近傍の点では、集合的ピッチ制御用 の星形組立体７５に接続される。星形組立体７５と、スワッシュプレート７９と 、ピッチ制御レバー７７と小さな連結棒とを含むこの配置は、上述の集合的且つ 周期的なピッチ変更手段を形成する。 スワッシュプレート７９をその中立位置にすると、その回転プレート８３はプ ロペラ軸に直交し、ピッチ制御レバーの端８９へ軸方向の運動を全く伝達しない 。それにより、この端８９は静止されたままとなる。星形組立体７５はピッチ制 御レバー７７の中点９１を軸方向に動かし、結果としてその端８７及び装着され た羽根ピッチレバー６７を各羽根について等距離だけ移動させ、いわゆる集合的 ピッチ変更を達成する。 この星形組立体７５の任意の位置及び羽根の集合的なピッチの値において、ス ワッシュプレート７９が操縦士によってその中立位置から傾斜されると、回転プ レート８３は平行に動く。次に、プレート８３のアーム端は軸方向にそれらの方 位の正弦関数又は余弦関数に従わねばならない。各アーム端の軸方向運動は小さ なロッドによってピッチ制御レバー７７の端８９へ伝達され、そこから中点９１ が星形組立体７５と同じ所与の位置を維持する同じレバー７７の端８７へ伝達さ れ、最後に羽根ピッチレバー６７へ伝達される。操縦士は、スワッシュプレート ７９の傾斜の位相及び振幅を選択することにより、プロペラに対して上述の横及 び縦の周期ピッチ変更を与えることが可能となる。 本発明によれば、プロペラ３７は、機械的アクチュエータを必要とせず、むし ろ受動組立体によってピボット９３の回りに傾斜する。この組立体は弾性連結を 構成するねじりロッド９５を含む。このねじりロッド９５は、ラック９７とピニ オン９９とからなるラックピニオン機構によってプロペラ３７の傾斜角を中央組 立体へ伝達する。 ロッド９５のねじり弾性は各プロペラの相互に対して約２°乃至３°の傾斜差を 許す。図１９に最もよく示されるように、ラック９７はロッド１０１に接続され ており、ロッド１０１は、較正されたノズル１１１によって相互接続される通路 又は導管１０７及び１０９を通じてその端が相互接続される油圧シリンダ１０５ の中で往復運動する減衰ピストン１０３からなる減衰手段に接続される。ノズル の直径はシリンダの両端の間にわずかな漏れ、従ってゆっくりとした速度のプロ ペラ傾斜を許すよう充分狭い。弁１１３は通路１０７の中に設けられ、当業者に よって周知の方法で閉じられたときにラック９７、従ってピニオン９９の動きを 防ぐ制動手段又は制動系を構成するよう操縦士によって制御されうる。ブロック 機構はプロペラが９０°の位置を越えて傾斜しないよう設けられ、このブロック 機構は単純な止め部、即ちシリンダ１０５内のピストン１０３の一番端の運動の 距離を制限する減衰シリンダの上壁１０６からなる。 鎖錠機構はピボット９３の中央を貫通する孔１１５の中に位置するはめ歯１１ ４からなる。はめ歯１１４は機構を鎖錠解除及び鎖錠するための電磁石１１７に よって引き出されることができ、バックアップとして、電磁石１１７が故障した 場合のためにケーブル１１９が設けられる。 図２０を参照するに、航空機の動作を制御する制御手段は操縦士用操縦桿１２ １を含み、これは桿が前後左右に動かされそれ自体の軸に沿って回転することを 可能にする玉継手型接合部１２３に接続される。操縦桿１２１は４つの撓み玉軸 受制御ドライブによってプロペラナセルの中に配置される周期制御機構に直接接 続される。参照番号１２５を付されたドライブのうちの２つはコックピットの床 板の下で桿の下部に接続され、桿１２１の左右の動きによって作動される。プロ ペラナセルの中に配置されたドライブ１２５の端１２７は、周期ピッチ制御レバ ー端８９が実際の羽根の方位、即ち図２０では約４５°の位相とは位相が外れて いることに対する正確な補 償と共に横周期ピッチ制御プレートに作用する。他の２つのドライブは参照番号 １２９を付され、機室の床板の下で、桿１２１に接続されこの桿が前後に動かさ れるか回転されると共に動く小さな横方向レバー機構１３１に接続される。プロ ペラナセルの中に配置されるドライブ１２９の端１３３は上述のように縦周期ピ ッチ制御プレートに対して作用する。 以下詳述されるように、本発明による飛行機１０を飛行させるのに必要とされ る全ての飛行中操縦に必要とされるのはこれらの簡単な制御の接続だけである。 桿１２１の左右の動きは横ピッチ制御プレートの反対称の変化を作動し、それに より航空機をロールさせるローリングモーメントを形成する。桿の前後の動きは 縦ピッチ制御プレートの対称の変化を作動し、それにより航空機が上下にピッチ することを可能にするピッチングモーメントを形成する。操縦桿１２１の同じ動 きは制動弁１１３が上述の如く開かれているとするとプロペラの傾斜角を変更す ることも可能にする。操縦桿１２１を回転させることは、横方向レバー１３１に より縦ピッチ制御に対する反対称の変化を作動し、次にねじりロッド９５の弾性 によりプロペラの傾斜角及びそのプロペラ後流の方向を変化させる。これは低速 飛行中及び飛行モードの遷移中に必要なヨーイングモーメントを形成する。操縦 桿１２１の回転は従来の飛行機の方向舵ペダルの代わりに使用される。しかしな がら、所望であれば方向舵ペダルは取り付けられ、従って当業者によって周知の 方法で横方向レバー１３１に接続されうる。しかしながらここに開示される形態 は操縦士が片手と両足を使用するのではなく、片手だけで航空機１０を飛行させ ることを可能にする。制御入力に対する応答感度の様々な程度は、当業者によっ て知られるようにレバーの長さを駆動機構１２５及び１２９の両端において注意 深く選択することによって選択されうる。 図１７乃至２０を参照した本発明の上述の説明をふまえ、ここで本発明による 飛行機１０の全ての動作の理解がなされるよう、図１ 乃至１６を参照して本発明を説明する。 ピッチ制御、遷移マヌーバ、ロール及びヨー制御の以下の説明は、「発明の概 要」において上述された３つの重要な設計の特徴が、「発明の背景」において概 説された３つの設計上の問題に関連する問題を解決するためにいかにして使用さ れるかを理解することを可能とするであろう。 第１の面は、対称的な自由度、即ち航空機ピッチ及びプロペラの傾斜に関する 航空機の制御に関する。 当業者によって既知であるように発動機出力及びプロペラピッチを考慮するに 、対称的に作用する制御運動はプロペラが回転する速度とプロペラの推力とに影 響を与える。このプロペラの速度は既知の原理によって調整され処理されると仮 定され、操縦士が航空機のピッチ及びプロペラの傾斜に集中することを可能にす る。例えば典型的な飛行機では、２つの同期されたプロペラは、ピッチ制御アク チュエータ機構によるプロペラピッチの全く同じ変更を可能にする装置と共に装 備されている。操縦士は個々の飛行のフェーズに対してプロペラ回転数設定、例 えば「離陸回転数」又は「巡航回転数」を選択することを可能にする制御を有す る。いったん設定が選択されると、これは飛行フェーズ全体の持続時間に亘って 維持される。操縦士は、飛行中にプロペラ回転数設定に対して連続的に行われね ばならない微細な変更のための入力を行う必要がない。内部調整器は、プロペラ が選択された飛行フェーズを維持するための適当な回転数で動作することを確実 にするよう、プロペラピッチの連続的な微細な変更を行う。 更に、操縦士は左手で動作させるスロットルレバーを使用して発動機１７の出 力設定を制御する。スロットルは、全ての発動機１７が正常に機能しているとき に、各発動機に対して同一の出力変化が行われるよう相互に連結される。発動機 故障の場合、操縦士は故障した発動機以外の発動機の出力を増加させることによ って故障した 発動機の出力の損失を補償しうる。この緊急手順は現在使用可能な方法を使用し て自動化され得、操縦士の左手を常にスロットル上にある状態から解放する。 上述の既存の制御方法を基準として、本発明による飛行機ピッチ及びプロペラ 傾斜制御技術は以下の通りである： 飛行機ピッチ制御： 飛行機のピッチは周期プロペラピッチの縦成分の対称的な変化によって制御さ れる。これらのピッチの変化は、外部空気力学的な力によってプロペラに与えら れるピッチングモーメントを起こす。このモーメントは、中央装置を通ってプロ ペラから胴体１１へ、減衰系、ブロック機構、鎖錠機構、制動系を通過すること によって伝達される。これらの構造は図１７乃至２０を参照して上述される。 モーメントは減衰系を通過するにつれ、その大きさはプロペラが傾斜する速度 による空気力学モーメントによって減少する。しかしながら、プロペラの傾斜速 度（０．７５回転毎分［ｒｐｍ］）は、プロペラの回転速度（６００乃至１２０ ０ｒｐｍ）と比較すると充分に低く、プロペラの傾斜速度によるモーメントは無 視することができる。 周期ピッチ制御のこの方法は、従来のヘリコプターに使用される方法と略同一 である。この方法は補助ピッチ制御尾部回転翼又は複式タンデム主回転翼を必要 としない。 更に、周期ピッチ制御のこの方法は、飛行機の水平速度又はプロペラの傾斜角 によって影響を受けない。この技術は従って非常に効果的であり、航空機が離陸 、着陸、水平飛行における巡航、又は垂直及び水平動作モードの間の遷移のいず れであるかに拘わらず、全ての飛行フェーズで使用されうる。 プロペラの傾斜： 以下の部分では、航空機が垂直飛行から水平飛行へ遷移するとき、及び垂直飛 行へ戻るときに何が行われるかを説明する。説明はス テップ毎に番号を付されている。各ステップは更に対応して番号付けされた図面 によって説明される。 ステップ１．航空機は垂直に離陸し飛行場の上を空中静止飛行している。操縦 士は全てのチェックリスト型項目を検討し、適当なプロペラ回転数及び出力設定 を選択している。操縦士はチェックリストの一部として、先尾翼４１上のフラッ プ４３が完全に延伸されていることを確かめている。 航空機が空中静止飛行をしている間、プロペラによって下向きに吸引された空 気流は翼１９及び先尾翼４１を越えて通過するため非常に低い速度を有する。翼 １９及び先尾翼４１を越える空気流による空気力学的な力は無視できるほど小さ く、負の揚力を発生させない。この時点で、航空機はプロペラによってのみ制御 されており、プロペラの推力Ｆｒが全ての揚力も与えている。 設計により、航空機の重心はプロペラがその回りを回動する軸の前方に、ブー ム２７及び２９の前方に配置される。重心を前方に配置することは、低速時に航 空機のピッチの安定性を維持するために必要である。重心においてプロペラの回 動軸に対して与えられる航空機の重量は、航空機の機首の下向きのピッチングを 起こすモーメントを生じさせる。このモーメントはプロペラの周期ピッチによっ て形成される上向きのピッチングモーメントによって釣り合わせられねばならな い。このモーメントのために、操縦士は中立位置の後方の位置における周期ピッ チ制御と、一定の水平の空中静止飛行を維持するための高出力設定とを有さねば ならない。プロペラによって生ずるモーメントと重心の前方配置によって生ずる モーメントとは、ブロック機構及び制動系を通過するにつれ相互に打ち消し合う 。 ステップ２．操縦士は垂直飛行から水平飛行へ遷移することを決定し、発動機 出力を僅かに増加させ、航空機の機首を下向きにピッチングさせることによって この遷移を行う。例えば、操縦士が２．５ｍ／ｓ²（０．２５ｇｓ）（８．２ｆ ｐｓ²（０．２５ｇｓ）） の加速度でこのマヌーバを達成しようと決定すると、必要な推力Ｆｒは（Ｉ²＋ ０．２５²）^1/2＝１．０３によって得られ、これは航空機の重量よりも３％多い 推力に対応する。 更に、マヌーバに必要とされる下向きのピッチの角度はｔａｎ^-1（０．２５） ＝１４°によって得られる。従って遷移におけるこの時点で、航空機はその重量 の１０３％に等しい値の推力と１４°の下向きのピッチの角度を有さねばならな い。 この時点で、プロペラによって発生される空気流はステップ１において飛行機 に対して形成されたのと同じパターンに従う。即ち、想像線を重心を通過させる と、プロペラの後流は下向き及び後ろ向きに約１４°の角度で傾斜される。この 形態で約５秒が経過した後、航空機は１２．５ｍ／ｓ（４１ｆｐｓ）の水平速度 に達する。垂直飛行から水平飛行へ遷移し始めてから完全に１０秒経過後、航空 機は２５ｍ／ｓ（８２ｆｐｓ）の水平速度に達している。 ステップ３．これらの低速の水平速度では、翼の周辺の空気流は空気流を翼１ ９の上に流れさせるプロペラによって下向きに曲げられる。これは翼の負の揚力 （−ｆ_a）を生じさせ、これは次に航空機に作用する上向きのピッチングモーメ ントを生じさせる。先尾翼４１の周囲では、空気流はプロペラによって影響を受 けずに維持される。先尾翼４１の上に配置されるフラップ４３は完全に延伸され 、先尾翼４１は航空機に作用する第２の上向きのピッチングモーメントを形成す る。 翼の負の揚力によって形成されたモーメントと、フラップ４３を延伸した先尾 翼４１の正の揚力によって形成されたモーメントとは、航空機の前向きの速度が 増加するにつれてその大きさが増加するより大きな上向きのピッチングモーメン トを形成するよう足し合わされる。このモーメントは航空機の重心の前方の位置 によって生ずる下向きのピッチングモーメントを補償し始める。最終的にこの２ つの反対のモーメントは互いに打ち消し合い、水平速度が増加し続け るにつれ、上向きのピッチングモーメントは下向きのピッチングモーメントより も大きくなる。 従って、航空機が速度を増すと、航空機の機首が上向きにピッチする傾向に対 抗するために、操縦士は周期制御をステップ１及び２の中立位置での後方位置か ら次第に前方へ移動させねばならない。これにより推力ベクトルＦｒはプロペラ の中央よりも後ろの点に作用する。この時点では、ブロック機構の一方向の止め 部はもはや押されておらず、プロペラの軸は制動弁１１３が閉じていることによ ってのみまだ垂直（９０°）の位置にされている。 ステップ４．プロペラが前方に傾斜するためには、制動弁１１３が開かれねば ならない。制動弁１１３が開かれると、プロペラは自然に前方へ回動し始める。 操縦士制御の制動機構なしで構成される航空機の変形では、プロペラは周期制御 レバーが中立位置を越えて前方へ移動されると同時に前方へ傾斜し始める。 プロペラが前方へ傾斜している過程にある間、上述のように少しの減少を伴う 周期ピッチの変化によって生じたモーメントは減衰系を通じて航空機へ伝達され る。ノズル１１１の口径は、操縦士によって周期ピッチ調整を通じて与えられた 制御モーメントに明らかな変化がないよう、プロペラの傾斜速度を非常に低い値 （０．７５ｒｐｍ＝４．５°／ｓ）に抑制するのに充分に狭いように選択されて いる。 この遷移のステップに亘って、操縦士は航空機の加速度をその所望の値に、上 昇軌道をその所望の経路に維持するだけでよい。全ての必要な修正は周期ピッチ 制御レバーを使用して行われる。例えば、航空機が所望であるよりも上昇してい る場合、経路逸脱を修正するには、機首を下げるために周期制御レバーを前方に 動かすだけでよい。 プロペラの傾斜に関する限り、垂直飛行から水平飛行への遷移の早い段階に実 際に起こることは、プロペラ自体は下向きに回転せず、 むしろ航空機のその他の部分が上向きに回転することである。即ちプロペラは地 面に対して動かず、航空機自体が地面に対して動く。航空機はステップ２の機首 を下向きにした元の姿勢から水平姿勢へ回転し、次に機首を上にした姿勢へ回転 する。この胴体１１の回転は主翼１９によって生ずる負の揚力及び結果として生 ずる上向きのピッチングモーメントの除去を減少させる。上向きのピッチングモ ーメントの損失は、フラップ４３をやはり延伸させた先尾翼４１によって生成さ れる増加する揚力（ｆ_e）によって補償される。 この時点で、航空機の水平速度はわずか１０乃至２０ｍ／ｓ（３２乃至６４ｆ ｐｓ）であるため、その揚力の殆どはまだプロペラの推力Ｆｒによって直接生成 される。しかしながら、水平速度が増加し航空機が上向きにピッチし始めると共 に、翼１９及び先尾翼４１によって揚力が次第に増大して生成されている。 この時点まで、出力はその最大、即ちフル出力設定であった。航空機の水平速 度が２５ｍ／ｓ（８２ｆｐｓ）に達すると、航空機が加速することなしにその位 置を維持するために必要とされる出力は、１発動機非作動（ＯＥＩ）限界に対応 する１つの発動機によって生成される出力の最大量よりも小さい。従って、操縦 士は自由に発動機１７をより低い出力設定へ絞ることができる。 ステップ５．約１０秒後、航空機は５０ｍ／ｓ（１６４ｆｐｓ）の水平速度に 達する。この速度では翼及び水平安定板４０は航空機の重力Ｍｇに対抗するのに 充分な揚力（ｆ_a＋ｆ_e）を与える。まだ実行されていなければ、操縦士はプロペ ラがそれらの完全に水平な位置へ移動することを可能にするよう制動圧力を解放 しうる。 ステップ６．前方遷移が完了する。プロペラは完全に水平な位置にあり、操縦 士制御の鎖錠機構を使用してこの位置に鎖錠される。航空機はその上昇速度７０ ｍ／ｓ（２２７ｆｐｓ）まで加速し、次にその巡航速度１００乃至１２５ｍ／ｓ （３２８乃至４１０ｆｐｓ）（実際の巡航速度は航空機の高度に依存する）まで 加速する。 ここで航空機は、全ての目的及び用途について、飛行機とされる。全ての速度及 び高度で航空機を浮き上がらせるため、その迎え角及びトリム角は減少される。 先尾翼フラップ４３は操縦士によって航空機の釣合を保つために使用され、それ により操縦士が常に緊張している必要なしに、周期制御は中立位置の近傍に維持 されうる。 プロペラピッチ及び発動機１７の出力設定は上昇のため、及び次に巡航するた めに必要な形態に基づいて選択される。 ステップ７．航空機は完全な巡航形態にある；先尾翼フラップ４３は引込まれ 、周期ピッチ制御は中立位置の近傍にある。推力Ｆｒは各プロペラの中央軸に沿 って作用する。 航空機は１００乃至１２５ｍ／ｓ（３２８乃至４１０ｆｐｓ）の速度で水平飛 行している。操縦士は航空機の下降を開始する。航空機は、操縦士が出力を減少 させるためにスロットルを引き戻すにつれ、５０ｍ／ｓ（１６４ｆｐｓ）まで減 速する。翼の迎え角は増加し、操縦士は翼の揚力を均衡させ、周期制御を中立位 置の近傍に維持するために先尾翼フラップ４３を延伸させることによって補償す る。 航空機が５０ｍ／ｓ（１６４ｆｐｓ）の水平速度に達すると、操縦士は−３ｍ ／ｓ（−１０ｆｐｓ）のレートで６％の勾配で下降を安定化させる。 ステップ８．後方遷移のこの段階における航空機の形態はステップ６における 航空機の形態と同様である。しかしなから、航空機は上昇又は加速する代わりに 下降しているため、発動機出力は減少される。 水平飛行から垂直飛行への実際の遷移の開始の前に、プロペラ回転数は適当な 回転数に設定される。この設定は離陸設定と同様であり、これらは共に巡航設定 よりも高い。 ステップ９．水平飛行から垂直飛行へ戻る実際の遷移は、操縦士が先尾翼フラ ップ４３を引込むと同時に開始される。フラップ４３ は引込まれているため、翼の揚力によって生じたモーメントはここでプロペラに よって生ずる上向きのピッチングモーメントによって釣り合わされねばならない 。操縦士は、フラップ４３を引き込むと共に航空機の姿勢を維持するために周期 制御も引き戻さなければならない。この時点で、プロペラの推力Ｆｒはそれらの 中央軸に平行に作用し、プロペラディスクの低い点に与えられる。 ステップ１０．プロペラをブームに固定する鎖錠が解放され、弁１１３が開か れる。プロペラは、周期プロペラピッチによって生ずる上向きのピッチングモー メントによってゆっくりと上向きに回動する。全ての空気力学的モーメントはプ ロペラから減衰系を通って胴体１１へ伝達される。 １０乃至２０秒後、プロペラは完全に水平な軸位置（０°）から完全に垂直な 軸の位置（９０°）まで動いている。プロペラはブロック機構に当たると回動を 止める。いったんプロペラが９０°の位置に達すると、全ての空気力学的モーメ ントはプロペラからブロック機構を通じて胴体１１へ伝達される。 プロペラが後方に傾斜すると、プロペラが与える推力Ｆｒは弱く、殆どの揚力 は水平安定板４０及び翼によって生成される（ｆ_e＋ｆ_a）。 ステップ１１．操縦士は航空機を更に減速させることによって水平飛行から垂 直飛行への遷移へ進む。発動機出力は増加され、結果として増加されたピッチと 推力Ｆｒとを生ずる。航空機はわずかに機首を上げた姿勢に維持され、それによ り推力は後ろ向きの成分を有し、航空機を減速させるのに役立つ。 この時点で、プロペラの後流は翼の迎え角を低め、翼によって生成される揚力 （ｆ_a）の量を減少させる空気流パターンを起こす。航空機が２５ｍ／ｓ（８２ ｆｐｓ）の水平速度に減速するにつれ、殆どの揚力の生成は翼からプロペラへ移 される。フラップ４３を引き込んでいるとき、水平安定板４０によって生成され る揚力は無視 できる。 操縦士は、着陸領域が見えると同時に航空機を下降させる準備をすることによ って後方遷移を終了させる。発動機出力は再び増加され、航空機の機首は更に高 く上向きにピッチされる。プロペラの後流はステップ３と同様に作用し、結果と して翼によって生成される負の揚力を生ずる。しかしながら、航空機の機首上げ 姿勢及びその下向きの軌跡は生成された負の揚力をステップ３の間に生成された 負の揚力よりもはるかに小さくさせる。更に、航空機の飛行形態はまたプロペラ がそれらの垂直止め部に対して押しつけられ、下向きに回動しないことを確実に する。周期制御レバーは、プロペラが垂直止め部に対して支持され続けることを 確実にするよう引き戻されたままにされる。 ステップ１２．極端に低い速度では、プロペラによって発生される空気流はス テップ１及び２における空気流と同様になる。後方遷移を完了させるために、操 縦士は航空機を着陸場所の上に位置決めすると共に航空機の所望の高度を維持す るよう出力を調整する。次に、操縦士は従来のヘリコプターで行われるのと同様 に航空機を下降させる。 以下、反対称の自由度、即ち航空機のロール及びヨーに関する航空機の制御を 説明する。 航空機が空中静止飛行している、又は極端に低い速度で移動しているとき、ロ ール制御はプロペラの全体的なピッチを変化させることなく、横周期ピッチの反 対称変更によって達成される。これらの変更は操縦士によって周期ピッチ制御レ バーを左右に動かすことによって指令される。全体のプロペラピッチは各プロペ ラに対して等しい設定に維持されねばならない。周期変更はプロペラディスクの 右半分及び左半分に左のディファレンシャルを起こす。左のディファレンシャル は、プロペラハブ及びブームを通じて胴体１１へ伝達されるロール誘導モーメン トをもたらす。ロール誘導モーメント は非常に有効であり、わずか２°又は３°の周期ピッチ変更によって発生されう る。更に、ピッチ変更に影響を与えるために操縦士によって加えられる圧力の量 は最小であり、従っていかなる種類の機械的ブースト系も必要としない。係るブ ースト系は、変化が集合的プロペラピッチについて行われる場合に必要となる。 ヨー制御は縦周期ピッチに対する反対称変化によって達成される。航空機ピッ チ制御の方法としての縦周期ピッチに対する対称変化の使用は既に説明されてい る。ヨー制御の場合、各プロペラの周期ピッチの変化によって生ずる対抗するピ ッチングモーメントは相互に打ち消し合う。しかしながら、連結棒の弾性により 、各プロペラは互いに対して２°又は３°位相を外れて（反対称に）傾斜しうる 。傾斜角の差の結果として、また各プロペラの揚力の前方及び後方成分の合成さ れた差により、ヨーイングモーメントが形成される。このモーメントの大きさは 充分大きく、航空機をヨーイングさせる。 また、低速飛行中、突風及び横風による航空機に対する空気の横滑り角を補償 する非常に有効なヨー制御機構を有することが重要である。 上述のロール制御の方法は高速水平飛行中に有効に使用されうる。換言すれば 、ロール制御の同じ方法は全ての飛行フェーズに対して使用されうる。高速では 、横周期ピッチの反対称変化はプロペラの回転平面上で作用する半径方向の力を 称する。これらの力はローリングモーメントを引き起こす原因である。 プロペラによって引き起こされる半径方向の揚力の理由は説明を必要とする。 図式的な説明は図１５及び１６に与えられている。半径方向の揚力はプロペラを 通じた軸方向速度Ｖの高い値、及び続く全体のピッチの大きな増加によるもので ある。例えば、プロペラの羽根の先端速度ωＲに等しい巡航速度Ｖでは、各羽根 の先端では４５°の全体のピッチ角が存在する。更に、全体のピッチ角は羽根の 付け根に近い位置ではより大きい。巡航速度が羽根の先端速度の半 分であるとき、０乃至０．５Ｒの各プロペラ羽根の長さの半分は４５°以上の全 体のピッチ角度を有する。これらの条件では、横周期ピッチの変更Δｉはプロペ ラディスクの右側と左側との間で揚力の差ΔＦを生ずる。（プロペラディスクは プロペラの高速な回転によって形成される想像上のディスクである）。プロペラ ディスクの平面上の揚力成分ΔＦｒは軸方向揚力成分ΔＦａよりも大きい。プロ ペラディスクの平面上の成分はプロペラディスクの左側と右側との間で足し合わ され、結果としてかなりの半径方向揚力を生ずる。右のプロペラが時計回りに回 転し、左のプロペラが反時計回りに回転する場合、半径方向揚力ΔＦｒ（図１６ ）によって生ずるモーメントは航空機が空中静止飛行をしている場合（図１５） にプロペラによって誘導されるモーメントと同じ方向に作用する。従って、ロー ル制御に横周期ピッチ変更を使用するこの技術は飛行の全ての段階に亘って有効 であり、ロール制御の唯一の方法として離陸から着陸まで使用されうる。 縦周期ピッチの反対称変更を考慮する限り、低速飛行の間と同様、鎖錠機構が 鎖錠されていなければ、プロペラの反対称傾斜は追加的なローリングモーメント を生じさせるがヨーイングモーメントを生じさせない。従って、高速水平飛行中 のヨー制御のための何らかの制御機構を開発することが必要であるように見える 。しかしながら、本発明の特徴として、また航空機を簡単化するため、係る機構 は不必要であり、従って航空機の中に存在しない。 低速時とは異なり、高速で航空機の回りを通過する空気流は翼１９の各端に取 り付けられた垂直な安定板（垂直安定板２５）に作用し、航空機に所望のヨー安 定性を与える。従って、ヨー制御機構は航空機が高速水平飛行をしている間は必 要ない。高速で進行する他の従来の航空機の場合と同様、ピッチ及びロール制御 機構のみが必要であり、従ってこの特定の航空機が高速水平飛行をしている間は 操縦士はこれらのピッチ及びロール制御機構のみを自由に扱うこと ができる。ロール制御のみが航空機が効果的に旋回することが可能であるために 必要とされ、それによりプロペラは０°の位置に鎖錠され、縦周期ピッチの反対 称変更は使用されない。 航空機が垂直飛行モードから水平飛行モードヘ遷移しているとき、上述の低速 及び高速飛行用の制御方法はやはり有効であり、使用されうる。周期ピッチの横 成分に対する反対称の変化は航空機をロールさせ、また無視できるほど少ない量 のヨーを誘導する。即ち、航空機は右にロールするときやはり右に旋回するが、 これは無視できるほど小さい。縦周期ピッチに対する反対称の変化は、航空機が 中位の速度で飛行しており、プロペラが僅かに傾斜してるときにヨーを生じさせ る。航空機の水平速度が増加すると、比較的小さな無視できるほどの量のロール が生成される。しかしながら、航空機は翼の垂直安定板２５によって与えられる ヨー安定性によってその巡航速度まで加速するため、ヨーを制御する必要性は除 去される。 プロペラによって生成される半径方向の揚力の利点は本発明の第２の設計の特 徴、即ち可変周期ピッチプロペラと固定ハブの組み合わせに直接連結されること に注意すべきである。半径方向揚力はかなりの量の全体のプロペラピッチ（４５ °）によってプロペラを横切って通過するモーメントに付随する。ヒンジ式の羽 根を有するヘリコプター回転翼は設計上係る横方向モーメントを伝達することが できず、それ自体として及び全ての半径方向揚力と共にモーメントを補償し、従 って除去するよう作用する。その周期ピッチを変化させることができない従来の 飛行機プロペラは、操縦士によって半径方向揚力を発生するために操作されえな い。 そのため、本発明は上述の発明の目的の全てを満たす望ましい実施例について 開示され、非常に新規且つ有用な垂直離着陸航空機を提供する。 もちろん、本発明の精神及び範囲を逸脱することなく当業者によって本発明に 対して様々な変更、修正及び変形がなされうる。 そのため、本発明は添付の請求項の用語によってのみ制限されることが意図さ れる。

【手続補正書】特許法第１８４条の８第１項 【提出日】平成１０年６月１１日（１９９８．６．１１） 【補正内容】 請求の範囲 １． 前端（１）と後端（１６）とを有する胴体（１１）と、後端（１６）上に 取り付けられた翼（１９）と、前端（１２）上に取り付けられた水平安定板（４ ０）と、（１９）と水平安定板（４０）との間に胴体（１１）によって横向きに 担持される１対の反対向きのブーム（２７，２９）とを有し、 各ブームは、回転軸を有し駆動シャフト（４５）を通じて発動機手段（１７） によって駆動されるプロペラ（３７）を担持するプロペラナセル（３３，３５） を取り付けられた、胴体（１１）から遠位の自由端を有し、 該プロペラ（３７）は夫々プロペラハブ（５５）と羽根（５９）とを有し、各 プロペラ羽根はそのピッチが変更しうるよう対応するハブ（５５）の中にジャー ナルされ、各プロペラはその羽根のピッチをその回転軸の回りに縦方位及び横方 位に沿って集合的且つ周期的に変更する手段を更に有し、 操縦士によって使用可能なピッチ、ロール及びヨー制御手段を更に有し、各プ ロペラナセル（３３，３５）は、傾斜ピボット（９３）によって対応するブーム の自由端の上に取り付けられ、そのプロペラの回転軸が略水平である第１の位置 と該軸が略垂直である第２の位置との間で傾斜可能である、垂直離着陸航空機で あって、 該ナセル（３３，３５）はそれらの傾斜ピボット（９３）の回りで自由に傾斜 可能であり、該ナセルの自由な傾斜は適当な制動手段（９５，１０６，１１１， １１３及び１１４）によって制御されることを特徴とする航空機。 ２． 上記ナセル（３３，３５）の傾斜を制動する手段は、そのブーム（２７， ２９）に対する該ナセル（３３，３５）の傾斜角を、該傾斜角を０度乃至９０度 に制限すると共に該角度の変更のレート を制限する中央装置へ伝達する２つのロッド（９５）を含むことを特徴とする、 請求項１記載の航空機。 ３． 上記中央装置は上記傾斜角が後方に９０度の値を越えることを防止する止 め部（１０６）を有することを特徴とする、請求項２記載の航空機。 ４． 上記ブーム（２７，２９）より前方に配置される重心を有し、上記胴体の ピッチングダウンモーメントは止め部（１０６）が係合されたとき該止め部（１ ０６）によってプロペラナセル（３３，３５）へ伝達されることを特徴とする、 請求項３記載の航空機。 ５． 上記中央装置は、航空機に伝達されるピッチングモーメントの実質的な変 化を引き起こすことなく、飛行の遷移フェーズに亘って傾斜角の変更のレートを 制限するダンパーを含むことを特徴とする、請求項２記載の航空機。 ６． 上記ダンパーは、中央装置に接続されシリンダ（１０５）の中で移動可能 なピストン（１０３）を担持するロッド（１０１）を含み、該シリンダは較正さ れたノズル（１１１）を含む導管（１０７，１０９）によって相互接続された開 口を該ピストンの両側に有することを特徴とする、請求項５記載の航空機。 ７． 上記導管（１０７，１０９）は、唯一のノズル（１１１）によって流体の 流れが減速されることを許す開位置と、流体の流れ、よってピストン（１０３） の運動を防ぐ閉位置との間で作動可能な適当な制動手段の１つを形成する弁（１ １３）を含むことを特徴とする、請求項６記載の航空機。 ８． 上記プロペラナセル（３３，３５）と上記ブーム（２７，２９）との間の 傾斜ピボット（９３）は、高速飛行中はプロペラ軸を航空機軸に平行に鎖錠する よう係合可能であり、遷移飛行中はナセル（３３，３５）の自由な傾斜を許すよ う解放可能である鎖錠装置を夫々含むことを特徴とする、請求項１記載の航空機 。 ９． 上記水平安定板（４０）は２つの回動可能なフラップ（４３）を含むこと を特徴とする、請求項１記載の航空機。 １０． 上記ピッチ制御手段は、ナセルの傾斜に関係なく縦周期羽根ピッチ変更 手段に接続された桿（１２１）を含み、安定板フラップ（４３）の延伸された位 置／引込まれた位置と共に、航空機の短期の瞬間的ピッチに加え、ナセルのゆっ くりとした前方／後方傾斜運動を制御することを特徴とする、請求項５，８及び ９記載の航空機。 １１． 各ロッド（９５）は夫々のプロペラナセル（３３，３５）が傾斜角に対 して約±３°の差を許容しうるねじりロッドであることを特徴とする、請求項２ 記載の航空機。 １２． 上記ヨー制御手段は上記縦周期羽根ピッチ変更手段に反対称に接続され 、該ヨー制御手段の作用は、プロペラナセル上のモーメントと、ロッド（９５） のねじり弾性による該ナセルの傾斜角の最大±３°の差と、傾斜角の正弦に比例 する航空機のヨーモーメントとを誘導することを特徴とする、請求項１１記載の 航空機。 １３． 上記ヨー制御手段は、その端がプロペラ羽根の縦周期ピッチ変更手段に 接続されるピッチ操縦桿（１２１）及び方向舵ペダル（１３１）を含むことを特 徴とする、請求項１０及び１１記載の航 空機。 １４． 夫々ナセル（３３，３５）によって支持された右及び左のプロペラ（３ ７）を含み、ナセルは垂直の向きと水平の向きとの間で傾斜するよう回動可能に 取り付けられ、各プロペラは横方位に沿ってそのピッチを周期的に変更する手段 と操縦士が使用可能なロール制御手段とを含む垂直離着陸航空機であって、 ピッチ制御手段はナセル（３３，３５）の傾斜とは無関係に横周期羽根ピッチ 変更手段に反対称に接続され、プロペラの回転の方向はスーパーダイバージェン スであり、右のプロペラは時計回りに回転し、左のプロペラは反時計回りに回転 し、羽根に対する空気力学的な力の周期的半径方向成分のロール作用は従って軸 方向成分のロール作用と同じ方向であり、ナセルの傾斜が垂直から水平へ変化す るにつれ軸方向成分の作用に加えられ、次に軸方向成分の作用を代替することを 特徴とする航空機。 １５． 上記翼（１９）はプロペラの後流によって影響を受けないよう胴体（１ １）より上に配置されることを特徴とする、請求項１記載の航空機。 １６． 各羽根（５９）は雄スピンドル（５７）を囲む雌差込（６１）によって ハブ（５５）にジャーナルされる付け根を含み、第１の軸受（６５）は該付け根 に配置され、第２の軸受（６３）は該第１の軸受から離間されることを特徴とす る、請求項１記載の航空機。 １７． ２つの方位に沿った各羽根（３７）の周期ピッチ変更はスワッシュプレ ート（７９）によって制御されることを特徴とする、請求項１記載の航空機。 １８． パイロットが使用可能な制御手段と周期羽根ピッチ変更手段との間の接 続は、プロペラナセル（３３，３５）の傾斜に敏感な可撓性制御ドライブを含む ことを特徴とする、請求項１０又は１２又は１４記載の航空機。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １． 前端（１）と後端（１６）とを有する胴体（１１）と；後端（１６）上に 取り付けられ、そのうえに支持される翼（１９）と；前端（１２）上に取り付け られた水平安定板（４０）と；翼（１９）と水平安定板（４０）との間に胴体（ １１）に対して横向きに延在する１対の反対向きのブーム（２７，２９）と；プ ロペラ（３７）を駆動する発動機手段（１７）とを有し、各ブームは回転軸を有 するプロペラ（３７）を担持するプロペラナセル（３３）が回動可能に取り付け られた胴体（１１）から遠位の端を有し、各プロペラはその回転軸が略水平であ る第１の位置と、その回転軸が略垂直である第２の位置との間で回動可能である ことを特徴とする、垂直離着陸航空機。 ２． 上記ブーム（２７，２９）の前方に重心を有することを特徴とする、請求 項１記載の航空機。 ３． 上記翼（１９）は、夫々固定された下向きに延在する垂直安定板（２５） を担持する２つの反対向きの端を含むことを特徴とする、請求項１記載の航空機 。 ４． 上記水平安定板（４０）は、夫々か単一の回動可能なフラップ（４３）を 含む２つの反対向きの先尾翼（４１）を含むことを特徴とする、請求項１記載の 航空機。 ５． 上記翼（１９）は略Ｖ字型であることを特徴とする、請求項１記載の航空 機。 ６． 上記翼（１９）は、夫々固定した下向きに延在する垂直安定 板（２５）を担持する２つの反対向きの端を含むことを特徴とする、請求項５記 載の航空機。 ７． 各プロペラ（３７）は伝達手段を通じて該発動機手段（１７）によって駆 動されることを特徴とする、請求項１記載の航空機。 ８． 上記発動機手段（１７）は該胴体（１１）の中に配置され、上記伝達手段 はブーム（２７，２９）の中に延在することを特徴とする、請求項７記載の航空 機。 ９． 上記伝達手段は各ブームの中の駆動シャフト（４５）を含み、各駆動シャ フトはプロペラシャフト（５３）の一端の上の第２の円錐軸受（４９）と係合す る第１の円錐軸受（５１）を担持する遠位の端を有し、該プロペラシャフトの他 端はプロペラ羽根（５９）を担持するプロペラハブ（５５）に結合され、該ハブ 及び羽根はプロペラ（３７）を形成することを特徴とする、請求項８記載の航空 機。 １０． 各羽根（５９）は、２つの離間した軸受（６３，６５）を通じてスピン ドル（５７）上で旋回する差込（６１）を通じてハブ（５５）に回転可能に接続 されることを特徴とする、請求項９記載の航空機。 １１． 各羽根（５９）はハブ（５５）に回転可能に接続され、航空機はプロペ ラピッチを調整するため上記羽根をハブに対して同時に回転させるピッチ変更手 段を更に有することを特徴とする、請求項９記載の航空機。 １２． 上記ピッチ変更手段は集合的ピッチ変更手段と周期ピッチ変更手段とを 共に有することを特徴とする、請求項１１記載の航空 機。 １３． 左及び右のプロペラ（３７）のピッチは、各プロペラに対して等しいピ ッチを維持する共通のピッチ制御装置によって制御されることを特徴とする、請 求項１２記載の航空機。 １４． 上記周期ピッチ変更はスワッシュプレート（７９）によって制御される ことを特徴とする、請求項１２記載の航空機。 １５． プロペラナセル（３３，３５）は夫々、ピボット（９３）において夫々 のブーム（２７，２９）に対して回動し、各プロペラ（３７）は、それに結合さ れたプロペラ（３７）の傾斜角を、傾斜角変更レートを制限し傾斜角を０°乃至 ９０°の傾斜に制限する制御装置へ伝達するロッド（９５）を有することを特徴 とする、請求項１２記載の航空機。 １６． 各ロッド（９５）はねじりロッドを含み、それにより１つのプロペラ（ ３７）は他のプロペラ（３７）の傾斜角と最大３°異なる傾斜角で傾斜しうるこ とを特徴とする、請求項１５記載の航空機。 １７． 該制御装置は、傾斜角度が９０°後方を越えることを防止する制限止め 部（１０６）を含むことを特徴とする、請求項１５記載の航空機。 １８． 上記制御装置は、航空機ピッチ制御のために伝達された制御モーメント の大きな変化を生ずることなく変換のためのゆっくりとした傾斜角レートを可能 にするダンパーを含むことを特徴とする、請求項１５記載の航空機。 １９． 上記ダンパーはねじりロッド（９５）に結合されシリンダ（１０５）の 中に受容されたピストン（１０３）を担持する往復運動ロッド（１０１）を含み 、該シリンダは傾斜角変更を比較的小さな値に抑制するための較正されたノズル （１１１）を有する導管（１０７，１０９）によって相互接続された該ピストン の両側にポートを有することを特徴とする、請求項１８記載の航空機。 ２０． 上記導管（１０７，１０９）はその中に、流体の自由な流れを許す開位 置と流体の流れ及びピストンの運動を停止する閉位置との間で作動可能な制動手 段を含む弁（１１３）を有することを特徴とする、請求項１９記載の航空機。 ２１． 上記ねじりロッド（９５）はラック（９７）及びピニオン（９９）を通 じて往復運動ロッド（１０１）に結合されることを特徴とする、請求項１９記載 の航空機。 ２２． 上記シリンダ（１０５）はピストン（１０３）の上方への運動を制限し 、それによりプロペラナセル（３３，３５）の回動運動を制限する制限止め部を 含む上壁（１０６）を有することを特徴とする、請求項１９記載の航空機。 ２３． 各プロペラナセルピボット（９３）はプロペラ軸を航空機軸に平行に維 持するよう係合可能な鎖錠（１１４）を有することを特徴とする、請求項１５記 載の航空機。 ２４． 略水平な向きと略垂直な向きとの間で移動するよう回動可能に取り付け られた２つの反対向きのプロペラ担持ナセル（３３，３５）を含む垂直離着陸航 空機であって、 各プロペラ（３７）を駆動する発動機手段（１７）と、プロペラ ピッチを変更するピッチ変更手段と、該ナセルの回動を制御可能に防止する制動 手段と、該ピッチ変更手段の制御を含む航空機の動作を制御する制御手段とを有 し、航空機はナセルを略垂直な向きにして着地している位置から飛行し、パイロ ット操作の制御手段によって制御されて離陸し、それにより制動手段の解放は、 ナセルの航空機の水平飛行を可能にするための略水平な向きへの前方自己回動と 、水平飛行から空中静止飛行及び着陸へ戻るための後方自己回動とを可能にする ことを特徴とする航空機。 ２５． 各ナセル（３３，３５）は最大３°までねじられるねじりロッド（９５ ）を通じて該制動手段に接続されることを特徴とする、請求項２４記載の航空機 。 ２６． 上記制動手段は、シリンダ（１０５）の中に摺動可能に受容されたピス トン（１０３）と、該シリンダの反対の端を接続する導管（１０７，１０９）と 該導管の中の弁（１１３）とを含み、該弁を閉じることはピストンの運動を防止 し、該ピストンはナセルピボット（９３）に結合されることを特徴とする、請求 項２４記載の航空機。 ２７． 上記制御手段はユニバーサル式に航空機の中に取り付けられ、プロペラ ピッチを制御するために適合される制御桿（１２１）を含むことを特徴とする、 請求項２４記載の航空機。 ２８． 略水平な向きと略垂直な位置との間で移動するよう回動可能に取り付け られた２つの反対向きのプロペラ担持ナセル（３３，３５）を含む垂直離着陸航 空機であって、 ナセルは該航空機上で自由に回動し、ロール制御は該ナセルの向きに関係なく プロペラの横周期ピッチを変更することによってのみ 動作されることを特徴とする航空機。 ２９． 上記制御桿（１２１）の運動は撓み玉軸受制御ドライブ（１２５，１２ ９）によってスワッシュプレート（７９）に伝達されることを特徴とする請求項 １４記載の航空機。 ３０． 上記制御桿（１２１）の運動は撓み玉軸受制御ドライブ（１２５，１２ ９）によってスワッシュプレート（７９）に伝達されることを特徴とする請求項 ２７記載の航空機。