JP2016501161A - 直接定位ベクトルロータ（ｄｏｖｅｒ） - Google Patents

Abstract

回転翼航空機上に使用するための直接定位ベクトルロータ（ＤＯＶＥＲ）は、球座標系に基づいた多方向のロータ配向のための歯車セットと、傾斜機構であって、ロータは０?の水平位置から傾斜位置に動かされる、傾斜機構と、回転タレットであって、ロータはアジマスに沿って動かされ、傾斜機構が収容される、回転タレットと、動きに適合された歯車潤滑油ハウジングとを含む。

Description

ＤＯＶＥＲの実施形態は航空宇宙産業によって使用される装置に関する。より詳細には、ＤＯＶＥＲの実施形態は回転翼航空機の作動に関する。

本明細書全体を通して先行技術のあらゆる検討は、決してこのような先行技術が当技術分野における、広く公知の、または共通一般知識の一部の形である証としてみなされるべきではない。

回転翼航空機、より詳細にはヘリコプターは、ホバリング、垂直飛行、及びアジマス配向にかかわらず様々な方向に飛行するその能力によって識別される特定用途車として概して公知である。ヘリコプターは、動翼によって生成された垂直揚力成分を、個々の翼が上に取り付けられたハブを中心にその軌道を旋回する際に個々の翼のピッチを変えることにより、水平推力成分に変換することにより有方向飛行を達成する。集合翼アセンブリまたはロータディスクはその結果として、変換されたジャイロ回転により翼端通過面と呼ばれるベクトルに傾斜され、次いでジャイロ回転は飛行方向を決定する。

回転翼はハブの固定軸から操作されるので、固有の不安定性は回転翼内で明白であり、該不安定性は、最終的に航空機の飛行力学に伝達される。翼端通過面は相対風（相対気流とも呼ばれる）に相対的に平行なままであるので、動翼が飛行中にロータディスクを通過する不均衡な相対気流によって生じた相対風内で前進及び後退する際に、動翼は急激な揚力分散を示す。すべてのロータディスクの上の気流のこの不均衡な配分により、総揚力の低減、及びより高い気流速度で増幅され、その後獲得可能な潜在的飛行速度を限定する条件の可能な失速をもたらす揚力の非対称を生成する。

不十分な相対気流の影響を軽減し気流速度を速やかに高める手段として、パイロットはロータディスクを相対風により直接的に曲げることによりロータディスクから最大推力を得ようと、習慣的に機首を下げた姿勢で離陸し、それによってロータディスクの上の気流が高まり、揚力の非対称が低減する。しかし気流速度が高まると、誘導抗力を低減するために機体を水平にしなければならない。有方向飛行中にロータディスクを相対風により直接的に位置付ける一方で、機体を水平飛行の姿勢に維持するパイロットの能力は、回転翼技術において大きな進歩であるはずである。

直接定位ベクトルロータ（ＤＯＶＥＲ）の実施形態により、すべての有方向飛行操縦を通してロータディスクを相対風により直接的に曲げることが可能になり、機体速度、操縦性、安定性、及び飛行安全性を高め、ならびに傾斜及び障害物を積んで着陸中にロータディスクの配向の操縦制御をもたらす。

大まかに述べると、直接定位ベクトルロータ（ＤＯＶＥＲ）の実施形態は、ロータと、モバイルトルク適用のための機構であって、モバイルトルク適用のための機構はロータにトルクを提供する、モバイルトルク適用のための機構と、傾斜機構であって、傾斜機構はロータを傾斜させるように構成される、傾斜機構と、モバイルトルク適用のための機構と連通するアジマス回転機構であって、アジマス回転機構は、トルクをモバイルトルク適用のための機構からロータに傾斜機構によって設定された複数の傾斜位置で提供するように構成される、アジマス回転機構とを備える。

さらなる実施形態では、ＤＯＶＥＲは、それによってロータをより大きい斜角で相対風に向けることができ、これにより動きが駆動力の方向に変換されるシステムをもたらす、連接剛性マストアセンブリを含む。回転翼のサイクリックピッチ制御のための複合機構は、一実施形態ではより単純でより軽量に構成されたロータを可能にする一方で、羽ばたき及びリードラグ特性を維持することによって施すことができる。

後退翼の失速の問題は大幅に削減または除去されるので、より短い翼及びより速いロータ速度により、ＤＯＶＥＲがヘリコプターのロータの機能及び有用性と固定翼またはティルトロータ機の速度及び信頼性との組合せが可能になり、恐らく超音波翼端技術の実施に向かう道に導く。遅い直列アークですべての駆動トレインの煩雑な回転をさせるものであるティルトロータ技術と対照的に、ＤＯＶＥＲはエンジン及び変速機をその場で保持できる一方で、ロータ及び取り付けられた被駆動軸またはマストは航空機の制御に求められるあらゆる配向に自由に迅速に変換することができることにより、回転翼機が設計される有用性を保持する。

別の実施形態では、連接剛性マストアセンブリはボール面のスプライン歯車結合によって作動され、一方は駆動トレインの構成部品であり、他方は被駆動ロータスレーブへの構成部品である。別の実施形態では、出力歯車は入力歯車と噛み合い、前者は回転、枢動、及び旋回できるのに対して、後者はそれによって荷重接触領域またはアクティブプロファイルを移動する。

別の実施形態では、傾斜装置はロータマストの配向を設定するヒンジで可動に取り付けられたスリーブからなり、それによって該スリーブは推力及び振動導体の周囲のアークに連結された傾斜トラバースに沿ってレバーで移動され、推力及び振動導体は該傾斜トラバースに沿って線形運動アクチュエータにより移送軌道上に電力供給される。

さらに別の実施形態では、傾斜機構はタレット内に収納され、タレットは該機構のための質量減衰器ハウジングとして働く一方で、航空機の空中質量を最終的に支持する推力軸受に構成されたリングユニットにより全機構の迅速な３６０°のアジマス回転が可能である。

別の実施形態では、ＤＯＶＥＲはロータ及びモバイルトルク適用のための機構を含み、モバイルトルク適用のための機構はトルクをロータに提供する。ＤＯＶＥＲは傾斜機構をさらに含み、傾斜機構はロータを傾斜させるように構成される。ＤＯＶＥＲはモバイルトルク適用のための機構と連通するアジマス回転機構をさらに含み、アジマス回転機構は、トルクをモバイルトルク適用のための機構からロータに傾斜機構によって設定された複数の傾斜位置で提供するように構成される。恣意的に、モバイルトルク適用のための機構は軸を駆動し、軸は連接剛性マストである。

別の実施形態では、連接剛性マストへのモバイルトルク適用は、駆動軸アセンブリによって調整され、駆動軸アセンブリは構造的及び機能的な電力伝送モードを含む。別法として、傾斜機構は第１の位置及び第２の位置を有し、第１の位置はＤＯＶＥＲが装着されている航空機に対して０°の垂直位置であり、第２の位置はＤＯＶＥＲが装着されている航空機に対して傾斜位置である。恣意的に、傾斜機構は第２の回転軸に対して第１の回転軸の動きを制御する。別法として、マスト制御スリーブは、連接剛性マストを通すヒンジで可動に取り付けられた管状構造である。恣意的に、傾斜機構は傾斜を通って連接剛性マストを方向付ける推力及び振動導体を含む。別の代替形態では、移送軌道は傾斜機構によって提供された傾斜トラバースを導き、直列移動経路を提供する。恣意的に、推力及び振動導体ならびに移送軌道は接合し、圧縮力により接触を保持される。別の代替形態では、回転タレットは第２の軸に対して第１の軸の動きを制御する。一構成では、回転タレットはアジマスを中心にタレット／機体リングユニット界面に沿ってトラバースし、タレット／機体リングユニット界面は、回転タレットが航空機の機体と接合する場所である。タレット／機体リングユニット界面は、回転要素推力軸受の手法で構成される。恣意的に、タレット／機体リングユニット界面は、圧縮力の安定化システムを活用する。

さらなる実施形態では、モバイルトルク適用のためにＤＯＶＥＲと共に使用するための歯車アセンブリであって、歯車アセンブリは、第１のボール面のスプライン歯車と、第１のボール面のスプライン歯車と接合する第２のボール面のスプライン歯車とを備え、噛み合いアセンブリの第１のボール面のスプライン歯車の位置は、第２のボール面のスプライン歯車の位置に対する回転において操作され、該第１のボール面のスプライン歯車は該第２のボール面のスプライン歯車の面を横切る湾曲面の自由運動を示し、第２のボール面のスプライン歯車を備える横軸に垂直なベクトルに第１のボール面のスプライン歯車に加えられた曲線力により、第１のボール面のスプライン歯車が第２のボール面のスプライン歯車の面を長手方向に上下に枢動回転させ、並行運動がロータに加えられ、該第２のボール面のスプライン歯車を備える横軸に平行なベクトルに該第１のボール面のスプライン歯車に加えられた曲線力により、第１のボール面のスプライン歯車が第２のボール面のスプライン歯車の面を横切って横方向に往復して旋回させ、並行運動がロータに加えられ、該第２のボール面のスプライン歯車に対して該第１のボール面のスプライン歯車に加えられた並行して合計された垂直ベクトル及び平行ベクトルの力により、第１のボール面のスプライン歯車が第２のボール面のスプライン歯車の面を横切って斜めにトラバースさせ、平行運動がロータに加えられる。

さらなる実施形態では、第１及び第２のボール面のスプライン歯車は、閉鎖された動きに適合された潤滑油ハウジング内に閉囲され、閉鎖された動きに適合された潤滑油ハウジングによって維持され、ハウジングは歯車アセンブリの傾斜運動及びアジマス運動を収容する。

一実施形態では、原点ベクトルの発散ロータスラストを達成する方法は、トルクを原点に生成することを含む。方法はトルクを推力ベクトルに沿って方向付けることをさらに含む。方法は傾斜／アジマスの座標変化を通して推力のベクトル発散領域を生成することをさらに含む。恣意的に、トルクの原点は可変角度のドライバーテンプレートによって生成される。一代替形態では、モバイル制御構造はトルクベクトルを方向付ける。一構成では、トルクベクトルはロータヘッドに変換される。別の代替形態では、傾斜機構は傾斜座標をロータに変換する。恣意的に、アジマス回転機構は、アジマス座標をロータに変換し、トルクを推力ベクトルに沿って方向付ける。

さらなる実施形態では、本明細書に説明された装置は、制御された飛行のために原点のベクトル発散推力の方法を具現化する。

運動の１つの可能な傾斜及びアジマスの範囲を示す、ＤＯＶＥＲの一実施形態の側面斜視図である。 ＤＯＶＥＲ装置の一実施形態の側面断面斜視図である。 ボール面のスプライン歯車の上面斜視図である。 ボール面のスプライン歯車の側面斜視図である。 回転的噛み合いにおいて０°の傾斜である２つのボール面のスプライン歯車の斜視図である。 傾斜運動を示した回転的噛み合いにおける２つのボール面のスプライン歯車の斜視図である。 アジマス運動を示した回転的噛み合いにおいて２つのボール面のスプライン歯車の斜視図である。 マスト制御スリーブの斜視図である。 マスト制御スリーブの断面図である。 変速機駆動軸の断面図である。 推力及び振動導体の斜視図である。 推力及び振動導体の分解図である。 傾斜機構の正面斜視図である。 傾斜機構の断面背面図である。 傾斜トラバースの摺動を示す断面図である。 傾斜トラバースの摺動の斜視図である。 タレットの主要な枠組みの断面斜視図である。 タレット及び機体の隣接を示す分解図である。 タレット／機体のリング界面ユニットの断面斜視図である。 タレット／機体のリング界面ユニットの断面図である。 歯車潤滑油ハウジングの斜視図である。 歯車潤滑油ハウジングの側面断面図である。 ＤＯＶＥＲ及びＶＡＲＳＬＡＰを備えたヘリコプターを使用する、１つの可能な傾斜に着陸する手順を示す図である。

概論：図１において、従来の尾部ロータ設計のヘリコプター上の水平から前後横位置に４５°の傾斜によって描かれた、ロータの作動の自由運動が３６０°の表示を示すＤＯＶＥＲシステムが示されているが、ＤＯＶＥＲはフェネストロン・シュラウドテールロータ及びノーテールロータ（ＮＯＴＡＲ）の送気設計にも適用可能である。代替形態では、水平から傾斜の可能な全度は、ロータが機体に衝突するのを防止するためにヘリコプターの構成に依存して変化してもよい。自動航行制御システム（ＡＦＣＳ）によって制御された傾斜／アジマストラバース機械作動は、１８０°のアジマスブーム位置がアジマス回転のトラバース中に接近され、それによってロータがブームを通過する際に、傾斜を自動的に低減する機能により標準ストレートブーム構成により、回転翼の障害を回避するようにプログラミングできる。ＤＯＶＥＲシステムが着陸操作に役立つように配向されることに加えて、ロータの様々な配向を提供することは、速度、及びより急でより高速の旋回を含む航空機の操縦性、及び航空機の静止配向に関して性能も高めることにより、武器システム作動または他のタイプの作動のための安定プラットフォームが可能になり、この場合地面に対して航空機のデッキの位置が特に強風状態で重要であり得る。このような作動は、救援活動、物資の積み下ろし作業、燃料補給作業などを含んでもよい。

図２において、ＤＯＶＥＲ装置の実施形態は被駆動マスト２０に取り付けられたロータ１０からなり、被駆動マスト２０は歯車４０の噛み合い（収まっている）により変速機駆動軸３０で回転係止され、ここで被駆動マスト２０はヒンジで可動に取り付けられたスリーブ５０内に閉囲され、スリーブ５０によって支持され、スリーブ５０は推力及び振動導体６０に当接し、推力及び振動導体６０は移送軌道６５上の傾斜トラバースと連動し、傾斜トラバースに沿って作動し、移送軌道６５は回転タレット９０の内面に沿って曲線ガイドを構成し、タレット９０は枢動ヒンジ５１でスリーブ５０を固定する。タレット９０はタレットリング９６に沿ってアジマス回転を作動し、タレットリング９６は航空機機体と基部９９で接合し、基部９９はタレット／機体リングユニットの一部を形成し、タレット／機体リングユニットは圧力アクチュエータ１０６の配列によりアセンブリ内に保持される。歯車４０は動きに適合された潤滑油ハウジング１１０内に閉囲される。

連接マスト歯車：連接剛性マストアセンブリは、ＤＯＶＥＲの実施形態であり、これはボール面のスプライン歯車４０の結合が１対１の歯の割合で嵌合面の優れた形状適合で噛み合う共役作用による、駆動軸３０を備えたロータマスト２０の回転ユニオンによって構築され、これにより湾曲面パラダイム内の作動が可能な同軸トルクが生じる。２つの歯車４０は、半球体ドーム面形状ハブの機能要素を含む鏡写しに設置された構造であり、対向する端部は軸に合わせて調整され、面はスプラインと空間を交互に長手方向に構成した直線または螺旋によって具現化された歯の軸のセットからなり、この場合弦状のスプラインの厚さは該スプライン及び空間の長さに沿って隣接する空間の横方向にほぼ近く、これらの幅は面縁部から面先端部付近に狭まり、スプライン及び空間は収束する前に終了する。

説明されたボール面のスプライン歯車４０の直線スプラインの実施形態の一般的な概略が図３ａ及び図３ｂに示されている。歯車４０は、これに限定されないが、インボリュートート曲線及び円弧曲線ならびに該歯及び空間の様々な数の組合せを含む、様々な歯及び空間形状を具現化できる。歯のパターンに構成されたあらゆる代替の形状がＤＯＶＥＲの実施形態の範囲内であると考えられる。歯車が回転動作に係合されると、歯の構造は圧縮応力及び引張応力に起因して材料内に塑性変形（湾曲）を受け、機械操作に固有のねじり振動（がたつき）の結果として表面疲労を被る。ボール面のスプライン歯車の設計は、その特定の構成の範囲内で応力負荷を細長い歯形状に沿ってその革新的な機能につながるモードで効率的に伝導及び分配する手段を提供することが本明細書では推定される。

２つの歯車４０が噛み合うと（図４）、トルクＴは駆動軸３０から被駆動マスト２０に伝達される。この構成では、歯車４０は歯車の組み合わされた角度が直線すなわち０°内で該歯車の噛み合った面によって説明された回転の共通面Ｐと一致する。この構成では、ホバリングまたは垂直飛行に関して、負荷パターンは歯車の歯の先端部に加えられ、円形形状と想定され、それによって歯全体が同時に耐荷重性をもたらす。

レバーにより被駆動マスト２０の現存の角運動を横切って横軸及び噛み合った面の共通ピッチ面Ｐに垂直なベクトルに曲線力Ｆを誘発すると、被駆動マスト２０におけるトルクは噛み合いを介して掛けられた変数ベクトルと呼応して変換され、現在可動の傾斜したピッチ面Ｐに平行に動き、該面は被駆動歯車４０と駆動歯車４０との間の噛み合いまたはアクティブ形状の一致を反映する（図５）。実際に、回転被駆動歯車４０の面は、被駆動マスト２０が駆動軸３０に対して枢動すると、スプライン及び空間の共通の素早い動きを同期して噛み合った空間的に静止した回転駆動歯車４０の面を空間的に長手方向に下に回転させる（横方向の摺動を伴う）。この構成では、有方向飛行に関して、負荷パターンは歯車の面を面縁部の方向に下に移動され、楕円形状と想定され、歯車面の形状を横切って耐荷重領域をもたらす。いかなる時も図４に示された構成に比べてここでは係合される歯は少ないが、係合される歯はより幅広い歯の断面でそれらの歯の長さに沿って噛み合い、より高い負荷の需要が存在するようになる。より大きく傾斜したロータ角を必要とする、高速の有方向飛行の増加した負荷に合わせるこの自動構成は、ボール面のスプライン歯車４０の実施形態である。

追加の曲線力Ｆが元の横軸に平行なベクトルに加えられるとき、傾斜したピッチ面Ｐは駆動歯車４０の横軸面に平行な軌道に沿って回転する（図６）。実際に、枢動された回転被駆動歯車４０は駆動歯車４０の回転面を横切って横方向に旋回（具体的には摺動回転）し、被駆動マスト２０が駆動軸３０に対して回転する。これらの２つの力Ｆの動き（すなわち転がり支承と横方向の旋回）を一致して加えることができるので、被駆動歯車４０は２つの同時に起きる力Ｆの動き（斜めトラバース）（図示せず）の合計として駆動歯車４０を横切って斜めに変換することもできる。したがって駆動歯車４０は回転テンプレートとして示すことができ、被駆動歯車４０はその上で球座標を求めるために使用され、球座標は被駆動マスト２０の傾斜位置及びアジマス位置で表される。

被駆動歯車４０のアクティブ形状の変換または同時に起こる多方向の動き、及び駆動歯車４０の湾曲面を横切る関連負荷パターン、及び被駆動マスト２０の得られる動きのこの方法は、ボール面のスプライン歯車４０に特有の実施形態であり、これにより被駆動または出力マスト２０は、該マスト２０に作用する、加えられた垂直曲線ベクトルの最大傾斜によって描かれた円錐形状のパラメータ内に無限数の位置を占めることができる。加えられた結果は、それによって二次元球座標系（すなわち座標軸の歯車に同期された整合交点）からのトルクが三次元空間に線形構成で自由に方向付けられ（発散され）、本明細書では原点ベクトル発散ロータスラストと呼ばれる。ロータヘッドがマスト２０の作業端上に位置付けられると、ロータヘッドはマストに固有の自由運動に反映する。この実施形態では、歯車４０のテンプレートの湾曲した二次元平面は、ロータ１０によって提供された推力ベクトルの組込みに起因して三次元の推力または揚力に変換される。

傾斜制御機構：２つの回転軸が連結されるべきときは、軸の偏向などの静的効果、膨張及び縮小をもたらす熱的効果、または軸がそれらの支持軸受内で位置を変更させる動的負荷のために、ある程度の不整合が存在することは避けられない。ＤＯＶＥＲの実施形態は、本明細書では軸の不整合を実質的に軽減するために提示されている。前章に説明されたマスト２０に課せられる垂直曲線力は、マスト制御スリーブ５０、推力及び振動導体６０、移送軌道６５、及びアクチュエータ７０によって具現化された傾斜機構によって実現され、それによってタレットドーム９２の周囲のアークに沿った曲線作用は、歯車４０の面のボールの形状を鏡写しにし突起させる。

図７において、マスト制御スリーブ５０は、具体的に構造的剛性を傾斜パラメータモードで提供し、それによって歯車４０が連結され、同期して噛み合う機能が可能になる。一実施形態では、ヒンジで動くマストスリーブハウジング５０は、傾斜操作全体を通して傾斜した回転状態においてマスト２０を固定し、充分な壁ゲージ及び構造形態の管構造であり、良好な材料剛性を半径方向軸に沿って提供し、それによって該軸に沿って高い伸長及び圧縮抵抗が可能になって、ロータ１０からの周期的なスラスト荷重によってもたらされる歯車４０の噛み合いにおいてあらゆる相対調整の偏心を最小にするか、または除去する。スリーブ５０の下端はヒンジ結合部５１によりタレット９０の床９１にヒンジで可動に取り付けられ、ヒンジ結合部５１によりスリーブ５０が床９１に対して固定軸内で回転でき、固定軸はマスト２０の傾斜軸に対応する。ヒンジ結合部５１は、タレット床９１の枠組みに堅固に取り付けられ、そこでロータ１０からのスラスト荷重は該枠組みに変換され、歯車４０の噛み合わせ面を正確に阻止し、傾斜中にピッチ面を安定させマスト２０の端部荷重及び半径方向推力を最小にする役に立つ。回転トラニオンのせん断界面５２は密接に適合した支台であり、これは接合界面の間の相対すべり、及び振動エネルギーがスリーブ５０からタレット床９１の枠組みに変換される接触界面の間の界面圧を通して摩擦減衰特性を示す。スリーブ５０の上端は支台フランジ５３として構成される。

マストスリーブ５０の引き抜き荷重構造は図８にさらに示されており、ここではリブ構造を組み込むことができるマスト２０の内部結合がスリーブを備えて示されている。この可能な一実施形態では、一般化された軸受レイアウトが表されて、１）歯車４０の素早い動きを安定化し、２）マスト２０のあらゆる軸移動に抵抗し、３）傾斜モーメントによって課せられる半径方向荷重を補償し、４）ロータ１０の推力によって課せられる引き抜き引張荷重を制限し、ならびにマスト２０の軸安定性にも影響を及ぼす空気力によりロータ１０に働く圧縮負荷を制限するために必要な動的負荷容量を示す。アンギュラ玉軸受は剛性軸方向ガイドを必要とする高速条件のために設計された。１つの選択肢は、マスト２０の半径方向ガイドのための１対の複列アンギュラ玉軸受５４及び同マストの軸支持として複動アンギュラスラスト玉軸受５５を使用することである。スリーブ５０は、歯車４０の噛み合い上の飛行力学によって課された引張及び圧縮負荷を無効にするために設計された、タレット９０を備える構造の第１の配置である。ＤＯＶＥＲパラダイムでは、著しい引張荷重がマスト２０から除去される。歯車４０の間の外されたリンクに起因して、航空機の空中質量は先行技術におけるようにマストを介して変速機によって支持されるのではなく、むしろタレット９０によって支持される（「アジマス制御機構」の章、参照）。

歯車４０の傾斜された噛み合い面の性質によりＤＯＶＥＲの設計の有方向飛行は、マスト２０の歯車４０による非対称の軸及び半径方向負荷を変速機駆動軸３０の歯車４０に課すことができる。この例外のための軽減する１つの選択肢は、空間的剛性を駆動軸３０及び取り付けられた駆動歯車４０に課すことであり、それによってその上で被駆動歯車４０が作動できる安定したテンプレートを提供する。

一実施形態では、駆動軸３０をタレット床９１の構造枠組み内に装着することができ、タレット床９１では軸が１対の軸受５４によって支持され、リブ構造は追加の軸方向の安定性を提供する（図９）。タレット９０は取り付けられた機体に由来する慣性負荷のモーメントを軽減するように特に設計されているが（「アジマス制御機構」の章、参照）、駆動トレインの一体構成要素としての駆動軸３０はこのような負荷を被駆動マスト２０に伝送する傾向がある。

また床９１の枠組み取付具と、結合部が駆動トレインからの軸方向及び半径方向の負荷伝達を低減する役に立つ変速機５７との間の駆動軸３０上に繋がれた可撓性の歯車結合部５６も図９に示されている。歯車結合部によりトルクの自由伝送が可能になる一方で、モード間の比較的少量の角度、平行、及びエンドフロートの不整合ならびに変位は、一連の噛み合ったスプラインにおける屈曲動作によって収納される。この選択肢では、変速機５７は、航空機エンジン（複数可）及び先行技術において標準の機体を備えた可撓性の装着部を保持するはずである一方で、タレット装着軸３０の部分はタレット９０の負荷のモーメントに空間的に固定され、タレット９０の負荷のモーメントと一体化され、それによって安定歯車４０の噛み合いテンプレートをもたらす。収められた駆動軸アセンブリ３０内に構成された、増加した出力作動及び機能形態の安定性のためのこの分割された入力／出力構造変化は、ＤＯＶＥＲの実施形態である。

一実施形態では、マスト制御スリーブ５０は、支台フランジ５３において推力及び振動導体６０に堅固に取り付けられ、推力及び振動導体６０は、マスト２０が傾斜部を通って移動される（図１０）場所から作用点を具現化する。

導体６０は、図１１に示されたように、軸受５４を包囲する中心形態６１からなり、軸受５４は端部形態６２により頂面及び底面上に当接され覆われ、それぞれは軸受５４を包囲するが、単列アンギュラ玉軸受でも充分であり、該端部形態は、底部エラストマー６３によって吸収される歯車４０から放出された励起、ならびに頂部エラストマー６３によって吸収されるロータ１０から放出された空力荷重及び振動のための、衝撃及び振動減衰器として機能する座金の形の弾性アイソレータ６３により中心形態６１との直接接触から分離される。

端部形態６２は調節可能な手法で中心形態６１に取り付けられ、それによって、これに限定されないが機械的締結具、回転ロッキング細部、または隣接面間に形成された嵌合ネジ細部などの手段によって実装された圧縮力は、軌道溝６４などのガイドにより導体６０の装置を固定する。軌道溝６４では該導体は回転圧モードで移送軌道６５と堅固に係合されて、導体に作用する負荷モーメントを軽減する（図１２）。移送軌道６５は、一実施形態では、ドーム９２の枠に取り付けられた均等に離間された双極が構成されたボール伝達ユニットによって構築され、移送軌道６５の同時機能は導体６０上の負荷モーメントを軽減することであり、移送軌道６５は、ドームのピッチラインに平行であり、ロータ１０からのスラスト荷重を導体６０を介してドーム枠に運ぶ。

導体６０が軌道６５を介して通過する傾斜トラバース空間は、ドーム９２のピッチ円直径を鏡写しにするバルクヘッド壁６６の内接面によって描かれ、これは該ドーム上の上縁で固定され、該壁は長手方向のバルクヘッド６７に一体化され、バルクヘッド６７はドームのアークに沿って延在し、移送軌道ユニット６５はドームの前部、後部及び上に取り付けられる。下縁から上縁に及び、長手方向のバルクヘッド６７の水平縁部に対角線に整合する垂直壁６６の対向する外面上にバルクヘッド・バットレス６８があり、それぞれはボールユニット６５の反対側に置かれ、移送軌道６５を強化し安定化する役目を果たす。導体６０に中継する振動励起の大きさは、長手方向のバルクヘッド６７を介してタレット９０の枠組みに伝達され、そこでロータ１０から伝動された該励起はユニット６５の上部ボールに主に分岐され、歯車４０から伝動された該励起はユニット６５の下部ボールに主に分岐され、それによって総励起負荷は次いでバルクヘッド６７に沿って変換され、タレット９０の減衰システムによって管理される（「アジマス制御機構」の章、参照）。

ボールの代わりに他の移送ユニット構成が、これに限定されないが、ローラなどの導体６０の伝達のために使用されてもよい。別の変形形態として、回転要素を導体６０内に適切に構成でき、それによって該導体は誘導軌道に沿って回転できる。また導体と傾斜軌道との間の摺動当接関係を検討する。基本的前提は、本明細書では導体と軌道との間のモードが慣性固定である。

一実施形態では、傾斜操作はモータ７０（図１２及び１３）によって電力供給され、モータ７０はラック７１及びピニオン７２の作動システムに電力供給する。ラック７１は傾斜トラバースに沿って置かれ、バルクヘッド垂直壁６６の内面に取り付けられ、特に該壁が移送軌道６５に当接するところに形成された、近接した直角のレッジ７３の上に取り付けられ、レッジは傾斜トラバースの長さを走る。

１つの選択肢では、モータ７０は導体６０の頂端部形態６２の後部に固定されるので、作動されたときにトルクがピニオン７２内に生じ、ピニオン７２は続いて曲線に構成されたラック７１を上下に推進される一方で、導体６０、マスト２０、及びロータ１０をトラバースに沿って位置付け、付随してスリーブ５０をレバーで下げる。この構成では、ピニオン７２は同じ圧縮力によりラック７１と噛み合って固定され、その圧縮力によって導体６０は移送軌道６５に対して固定される。この構造の配置により傾斜モーメントの実行、スラスト荷重の同化、及び振動の向け直しの変数は単一の双方向機械システムによって管理される。この構造の配置はＤＯＶＥＲの実施形態である。

モータ７０は、敏速に正確に漸進的に負荷を次から次へと制御できる。具体的にはモータ７０は所与の負荷を動かし、それを特定の位置で停止し、次の移動コマンドが開始されるまでそれを保持する必要がある。またモータ７０は、恐らく歯車４０間の動的な素早い動きを安定に保つ手段として一貫性のないコマンド入力に、滑らかに均一にモーメント反応を実行できる速度減衰応答システムに一体化されることが可能である。１つの選択肢は、高性能の永久磁石を備えた直流モータであり、電機子インダクタンスが低くロータ慣性が低く、速度及び角度位置情報をコックピットに中継する速度制御フィードバックシステムと組み合わされている。また線形機械的アクチュエータは、本明細書において傾斜部に電力供給する機構として企図される。

電力及びデータの伝達はケーブル７４を介して中継され、ケーブル７４はマスト制御スリーブ５０の長さをヒンジ５１に沿ってタレット床９１上に配置された回路接点に横断し、タレット９０の構造内の他の電力システムはタレット床９１に接続され、そこで該接点は床９１にトンネルを掘って航空機の機体内部（図示せず）に接近する。

一実施形態では、タレット９０の内部を環境汚染から遮断するために、傾斜トラバース摺動部８０を利用してトラバース開口（図１４）を封止することができる。摺動部８０は、導体６０の上面にその中心点で堅固に取り付けられ、中心点から逆の八分円を形成し、バルクヘッド６７の曲線形状に沿って延在しバルクヘッド６７の曲線形状を鏡写しにするストリップとして構成される。この設計によりトラバースが傾斜操作全体を通して覆われることが可能になり、摺動部はこの特定の実施形態では導体６０と連動して動くので、０°の傾斜ではトラバースは摺動部８０の前方のアークによって覆われ、４５°の傾斜ではトラバースは摺動部８０の後部のアークによって覆われる。

エラストマー８１はバルクヘッド６７の特別に構成された突起したリッジ８２に巻き付けられた当接部内で取り付けられ、リッジ８２はトラバースの上部外周の輪郭を画定し、そこで航空機の外装８３の取付けはエラストマーを定位置（図１５）に固定する役に立つ。したがって摺動封止は、摺動部８０がリッジ８２をせん断することによりエラストマー８１の圧縮によって確立され、摺動軌道８４は摺動に対して上方に圧力を及ぼすためにリッジ８２に位置付けられる。

軌道８４は摺動部８０の経路の全長をバルクヘッド６７に沿ってトラバースし、バルクヘッド垂直壁６６に、軌道８４を特にトラバースの領域内で調節可能に取り付けることができるので、適切な圧力をエラストマー８１に対してトラバースの長さに沿って維持でき、エラストマーの検査または置換を容易にできる。一実施形態では、軌道８４は細長いネジ穴８５によって壁６６にネジで留められてもよく、ネジ穴８５により軌道８４を摺動部８０に対して圧縮力で設置できる。環境封止としてのその機能と同時に、摺動部８０はバルクヘッド６７に対しての圧迫としての分配機能を特にリッジ８２で働かせることができ、スラスト荷重をロータ１０から傾斜トラバースに沿って導体６０／移送軌道６５のユニットと連動して運ぶために耐圧強度をせん断する機能をし、導体６０／移送軌道６５のユニットは耐圧強度を回転させて該スラスト荷重を該トラバースに沿って運んで、均一の推力ベクトルをトラバースに沿って形成する。マスト２０と摺動部８０との間の界面は、一実施形態では、封止されたスリーブ軸受８６によって塞ぐことができる。

アジマス制御機構：一実施形態では、マスト２０の歯車４０に課されたアジマス角度力は、板状床９１と均一に接触した貝殻状半球ドーム９２によって構築された構造を有するタレット９０の回転動作によって達成され、２つの形は内部に強化部材を組み込むことにより捻じれ及び曲げ荷重に抵抗するように統一して設計され、これは強化シェル、セミモノコック、またはモノコック構造であってもよい。ＤＯＶＥＲの主なハウジング構成要素として、タレット９０は、システムの構造及び機械的構成要素によってシステムの構造及び機械的構成要素に課された力荷重に耐え、伝達し、振動エネルギーを方向付け、消散し、飛行のすべての曲面の間に航空機の機体を支持する動的負荷に耐えるように設計される。ＤＯＶＥＲの実施形態は、非常に堅固な形であり、形状の構成及び材料構築に基づいて応力を消散するための効率能力をもつタレット９０を提供する。１つの選択肢は、外殻を画定する一方で、内部の作用機構を同時に支持する骨格枠組みから開始することである。

図１６において、１つの可能な相互接続の設計は、長手方向のバルクヘッド６７が傾斜電力機構を係合する一方で、横方向のバルクヘッド９３が先に論じたように傾斜機構の枢支点を支持し、したがって組み合わされた機械的操作及び支持構造を提供する方法を示す。この構想で、すべての内部（すなわちトルク及びスラスト荷重、歯車４０の励起）ならびに外部（すなわちロータ１０上の空力荷重、慣性重力）荷重は枠の格子の中に導かれ、そこで荷重を軽減することができる。さらに構造要素を、バルクヘッド６７と９３との交差構造の間の放射状である斜め方向のバルクヘッド９４の形に一体化することができ、バルクヘッドの延長支持部９５は高い引張荷重に抵抗し、得られるバルクヘッドの上部構造がタレットドーム９２の支持部からタレット床９１の支持部に移行する場所から延在し、そこで該支持部は機体と接合する平面リング９６の外縁部に堅固に連結される。ドーム９２が床９１に当接する線に沿って周囲に延在するのは水平のバルクヘッド９７であり、バルクヘッド９７は、ドーム９２及び床９１の支持構造と構造の周囲のより多い支持部９５Ａの周囲間隔との間の負荷応力を伝達する。

他の支持構造を、モード間の引張及び圧縮負荷モーメントを連鎖するために、特に傾斜トラバース（傾斜トラバースは曲げ軸とみなすことができる）の近くでドーム９２と床９１との間の格子リンクを形成する、斜め及び垂直の固定梁９８などのタレット９０の枠組み、ならびに外装支持部のための縦通材及び水平材などのさらなる二次曲面アレイ構造内に組み込むことができる。外装支持部は多セル及び／または挟持構造の二重構造であることが可能であり、外装は構造的効率に対して主要な負荷を担う部材であるはずである（図示せず）。このような機体支持構造は、特に良好な吸収品質をもつポリマー材料及び有機材料に組み込まれたときに良好な振動減衰特性を提供できる。また補助質量減衰器を特に駆動軸３０の近くで枠組みに一体化することも１つの選択肢である。

有限要素解析方法は、タレット９０などの複雑に連続した構造の機構を説明する適切な技法である。延長支持部９５及び９５Ａならびにリング９６を包囲する構造を構築する環状構造は、タレット基部９９として機能し、タレット基部９９はタレットを航空機の機体の底枠１００に対して適切に支持し操作し、該基部は底枠１００上に着座し、そこで平面リング９６は底枠１００（図１７）を形成する際に鏡写しにする。

基部９９を備えたタレット９０は包括的に剛性本体を構築し、作動の捻じれ及び慣性負荷は、その強度及び剛性に起因して機体構造によって抵抗される。航空機の機体を備えたタレット９０を結合する構造は、荷重及び駆動部材によって生成された本体に応答して、２つの結合した本体上に支持力及び反動力を発揮する。したがって同じ基準の剛性は航空機の機体の基部に継続され、その上にタレット９０が装着される。タレット９０と機体との間のあらゆる機械的結合配置は、飛行の三次元パラダイムにおける２つの構造要素の間に発揮される引張、圧縮、及び捻じれ荷重のパラメータ内で耐え機能することを必要とされる。

ＤＯＶＥＲの一実施形態では、複動スラスト玉軸受の構成における機械的結合配置は図１８に表されている。リング９６及び１００の２つの当接する平面に沿って周囲のチャネリングは軌道溝１０１であり、最終的にタレット９０と機体との間の主な荷重力を伝達する要素１０２を軌道溝１０１内で回転する。１つのオプションは、衝撃荷重を吸収し、軌道のブリネリングを防止し、大きい圧砕荷重に耐えることができる、軍用タンクタレットに使用される要素と同様のポリカーボネートの回転要素の使用である。金属及びセラミック要素も選択できる。

回転要素１０２はボール型またはローラ型であってもよく、均一な間隔を確保し、回転要素の相互接触を防止するケージ１０３内に導かれる。ケージ１０３の外縁は、１つの可能な配置としてエラストマーまたはフェルト１０４の加硫ストリップを長さに沿って挿入し、それによって軌道溝１０１から出た潤滑油の放出を抑制することにより、潤滑油封止として機能することができる。

またタレットリング９６の上面は、取外し可能なリング１０５の構成内のミラーリング構造によって当接され、そこでタレットリングに対するその機能は基部リング１００の機能と連結し、軌道溝１０１、回転要素１０２、及びケージ１０３の複写された補完部を有する。設置及び除去目的で、取外し可能なリング１０５を個別に接合したセグメントで構成することができる。モバイルタレットリング９６は基部リング１００と取外し可能なリング１０５との間に挟まれ、その両方は固定されたままであり、回転要素１０２は３つのリング構造の間の動的な移行連結を提供する。

飛行操縦中の慣性重力は、航空機本体内の個別の構造の間の分離相対運動の力を課す。一実施形態では、リング９６と１００と１０５との間の適切な動的関連は、最適な圧縮力を取外し可能なリング１０５及び基部リング１００に及ぼし維持するクランプネットワークによって安定されることが可能であり、該最適な圧縮力は、リングユニットの構成された完全性を維持するものとして画定される一方で、ケージ１０３が圧力伝動構造として機能するリング界面の間に適切な回転圧力を維持する。

図１９において、この関係がリングの機械的結合の内周長に沿って分配され、１つの可能な設計では、航空機の機体の垂直枠構造要素１０７と一致し、垂直枠構造要素１０７に組み込まれるクランプデバイス１０６を備えて示されている。それぞれのデバイス１０６のクランプ作用は手動で設定され、かつ／または油圧または電気的に電力供給された相互作用するクランプアクチュエータ１０６のネットワークに組み込まれ、ＡＦＣＳによって制御されることが可能である。ＡＦＣＳ制御の場合、飛行中に慣性負荷圧力変動に起因してリングユニットのあらゆる部材全体の弾性変形は、クランプ１０６内でポテンショメータ（図示せず）などの運動センサによって検出され、リングユニットの作業効率及び物理的完全性を維持し、それによってより高い旋回速度が可能になる圧縮力の課せられた反動及び一時的増加によって直ちに補完されることが可能である。スリーブ５０／導体６０の線形ベクトルに由来し、タレット９０の枠組みを通して最終的に伝達される揚力に寄与された加速度荷重及び関連した引張は、リングユニットの接合点で表される。

ＤＯＶＥＲのこの実施形態では、圧力調節タレットリングユニットは基本の航空機支持構造及び飛行中のタレット回転中央の二重機能を実行する。タレット９０の回転行為は、拍車または内部歯車アセンブリに対する直交歯車のトルクによって達成され、それによってタレットに対する捻じり力を生じる。タレットトラバース技術は長く導入され開発された先行技術であり、先行技術はＤＯＶＥＲに適用可能であり、その数は本出願の範囲を超える。

傾斜制御モータ７０と同様の手法で、アジマス制御モータも速度及び位置データをコックピット制御システムに中継する。ロジスティックに拘束されない電源を仮定すると、タレット９０は連続した無抑制の３６０°回転型を通して作動するために自由を有するはずである。スリップリングまたは回転電気的インターフェース技術、また電力ならびにコマンド及び応答データを静止構造から回転構造に伝達でき、逆も可能な電気機械システムに使用できる同様のシステムは、ＤＯＶＥＲに適用可能である。このようなタレットトラバースのための構造的支持及び携帯送電装置は、機体に面したタレット床９１に近接して設置された機体枠構造１０７の適切なプラットフォーム基礎延長部によって提供することができ、そこでタレットトラバースと、タレット９０及び枠構造１０７を架橋する電気機械構成要素部品の接触を作動できる。

歯車潤滑油ハウジング：先行技術の高速精密歯車技術は、概して作動する歯車の適切な安定のために歯車箱ハウジングアセンブリの剛性を必要とする。剛性の欠如は、常に周期的負荷及び非負荷のダイナミクス中に歯の形状に移行接触パターンをもたらす活性振動の可能性を増加させる。マスト２０の傾斜運動は保護ハウジングの運動を収納できる必要がある一方で、振動及び歯車の不整合を軽減する方法及び機構は本出願を通して明らかにされているので、この作動限界はＤＯＶＥＲには当てはまらない。歯車の摺動作用は適切な潤滑油を完全に収容することができ、ＤＯＶＥＲで具現化された転がり支承及び横方向の旋回運動を含む。特殊な歯車４０に対して特定の臨界弾性流体力学の膜の厚さ及び超高圧が添加される新しい潤滑剤が必要とされ得る。

図２０及び２１において、歯車４０の動きに適合された潤滑油構成要素が、ハウジング１１０の簡素化され一般化された形で表されており、ハウジング１１０は歯車を覆い、潤滑油の噴霧を保持し、潤滑油の噴霧は通常航空機上で使用されタレット９０の内部に配置された（図示せず）標準の電動油ポンプによって該ハウジングの中に噴霧される。一実施形態では、潤滑油ハウジング１１０はタレット床９１上に装着された容器として構成され、タレット床９１はタレットドーム９２の傾斜トラバースを鏡写しにする湾曲構造の前方部を保持する。マスト２０及び軸３０はリング状であり、潤滑油を容器内に封止する軸半径方向封止１１１によりハウジング１１０の周囲に接触する。ハウジング１１０内のマスト２０の曲線運動は、「傾斜制御機構」の章に説明された傾斜トラバース摺動部８０と同様の機構によって収容されることが可能であり、それによってマスト２０はハウジング摺動部１１２と適合し、ハウジング摺動部１１２をハウジングの形成された上面内に設置された油の緊密なエラストマー封止１１３に沿ってマストのトラバースのアークに載せる。摺動部１１２の下側に取り付けられたフランジを備えた装着された軸受ユニット１１４をマスト２０に対して調節して、油の緊密な封止を維持するために適切な圧力を摺動部に対して発揮することができる。摺動部１１２の下側は調節可能な摺動軌道１１５に対してせん断することができ、この主な目的は正確な密接適合挟持されたアーク経路を画定することであり、アーク経路内で摺動部１１２及び取り付けられたマスト２０の下端は、あらゆる半径方向及び軸方向の移動を制限または除去する手段としてトラバースする。この構成では、しっかりと構築されたハウジング１１０は、ロータ１０からのスラスト荷重への抵抗を含み、マスト２０全体の安定性に貢献することができる。

別の選択肢は、ハウジング摺動装置の代わりに圧力に適合された油の緊密なシフトブートであろう。一実施形態では、噴射または噴霧継手１１６はハウジング１１０の後部側に取り付けられ、内部に突出し、内部で潤滑油は歯車４０の噛み合い領域に直接堆積される。潤滑油がハウジング１１０の底部空洞の中に溜まるにつれて、濾過された吸い上げノズル１１７は、潤滑油がハウジングの中に噴射され、次に油ポンプシステム（図示せず）の潤滑油貯蔵構成に戻されるのと同じ速度で潤滑油をハウジングから吸引行為を介して取り除く。歯車４０の摩損は磁粉探傷検査及び金属片の検査によって監視することができ、金属片は取外し可能な後部内部アクセスハッチ１１９を介して内部へのアクセスを通してハウジング１１０のサンプ領域１１８の中に積もる。

排出された歯車に加熱された潤滑油は、油ポンプシステムによって冷却された後、継手１１６を介して作動している歯車４０に戻される。またハウジング１１０はより効率的な熱放散のためのフィン付き構造を有することもできる。本明細書に説明された完全な潤滑油システムはハウジング１１０の外部の個々のユニットのアセンブリからなるが、ハウジング１１０の中に構築されたユニットの配置を備えるシステムも企図され、この場合ハウジングの後部は該ユニットを閉囲する必要に応じて延長及び拡張されてもよく、それによって独立したシステムを形成する。

本明細書における主な目的は、標準航空機の潤滑油噴霧システムを備えた動きに適合された潤滑油ハウジングの機能を説明することである。タレット９０の内部と周囲環境との間の熱交換は、タレット構造の中に構築された通気孔及び送風機（図示せず）によって達成することができる。また他のＨＶＡＣシステムも選択できる。タレット９０の内部へのアクセスは、ドーム９２の後部に一体化されたハッチ（図示せず）を介して行うことができる。

変形：歯車作用は、本出願に提示されたボール面のスプライン歯車４０に反映されたように、均一な動きで回転する軸の間で電力及び動きを伝動するために効率的で信頼できる機構である。力の伝達の代替方法は、本明細書では先行技術の等速（ＣＶ）接合の形を企図し、ＣＶ接合により被駆動軸が均一な動きで可変角度を通して力を伝達することもできる。ＣＶ接合は、概して内部運動構成要素でユニットを封止され、内部運動構成要素は、健全性及び摩耗に対する構造の目視検査のために一般の航空条例の遂行を不可能にする。健全性及び摩耗は航空機に最悪の結果を引き起こす可能性がある。本明細書に提示された好ましい実施形態の代わりに他のシステムのいかなる使用も、ＤＯＶＥＲの目的及び使用に潜む適用の主題及び方法を無効にするものではない。

ＤＯＶＥＲの実施形態は、マルチロータ航空機、ならびに本出願を通して提示された傾斜範囲の表示４５°未満及び超える傾斜範囲の角度を包含する。ＤＯＶＥＲの要素は固定翼の航空機、無人機、及び水上機プロペラ技術に適用でき、またこのような伝達はＤＯＶＥＲの範囲内であり、逆推力ベクトルに関わるプッシュスラスト方法を含むことも本明細書に明言されている。

固有の性能特性：ＤＯＶＥＲの革新的設計の遂行は、必ず予備の有限要素モデル化、実地試験、及び本出願の範囲を超えるはずである新しい飛行規則及び手順の策定を必要とする。しかしＤＯＶＥＲの概念のある特定の顕著な固有の能力の企図は保証される。ヘリコプターは、航空機に固有の動的不安定性を負わせ、操縦しているとき、または大気摂動によって影響を及ぼされたとき、空力的反応をもたらし長手方向の回転を示すことが多い構成である、機体の重心の上に堅固に取り付けられたマストを横方向に横切るように向けられたロータの方向制御源（すなわち羽根ピッチ）を備えた動的振り子として示すことができる。重心の変化は、不均衡な車両力学を補償するために翼端通過面における反動的な動きに対する限定された緯度に起因して、ヘリコプターに対する最高の懸念である。ＤＯＶＥＲの実施形態に反して、ロータの方向制御原点（すなわち歯車４０の噛み合い）は、より安定した操作力学ができる構成である、機体の重心から機体の重心に比較的近くに線形に突起される。加えてロータにより機体質量を中心に自由に嵌合すると仮定すると、回転行為または動きは飛行力学内で設定され、飛行力学は機体をターンの周りを接線方向に回転できる一方で、長手方向軸を中心にあらゆるロールを最小にし、それによってバンク角が低減する。

航空機が飛行中に突風または単にロータベクトルを風力に向かわせることにより持続する強風によって安定性を損なったときにも、制御を維持することができる。したがってＤＯＶＥＲは空力クラッチとみなされてもよく、空力クラッチは、課せられた空気の動きで慣性質量の推力ベクトルモーメントの整合により乱流効果を改善することができる。ＤＯＶＥＲに固有の動きの補償範囲が大きくなることにより、エラー及び高められた安全性に対してはるかに大きい範囲を考慮できる。

ＤＯＶＥＲは有用性を増加させ、特に可変面の着陸プラットフォーム（ＶＡＲＳＬＡＰ）の歯車を備えたときに傾斜着陸に対する安全性のマージンも提供することができる（米国特許出願公開第２０１２−０２９８７９６−Ａ１号）。具体的にはＶＡＲＳＬＡＰは、垂直な重心を水平に維持することにより傾斜を動的に転倒する固有の脅威を大幅に減少するはずである上に、ＤＯＶＥＲは傾斜した地形及び関連した障害物とプロペラが接触する危険を低減するはずである。例えばヘリコプターで横方向の傾斜の着陸を実行するとき、許容された手順は、着陸装置を係止するために（周期によって制御される）ロータの翼端通過面をわずかに上昇する傾斜または丘を向くことが必要である。上り坂スキッドに接触すると、次いで（集合アセンブリによって制御された）電力は低減されて機体を止めることができる。下り坂スキッドが下げられると、重心の不均衡の結果として下り坂を滑るまたは転がるヘリコプターの傾向を補償するために、翼端通過面は中腹を外して保たれる。通常ヘリコプターはわずかな傾斜の坂の上のみに安全な着陸ができ、常に危険を伴う。

図２２には、ＤＯＶＥＲ及びＶＡＲＳＬＡＰを備えたヘリコプターを使用して代替の傾斜着陸方法が表されている。図２２Ａでは、パイロットは、傾斜が安全な着陸パラメータ内にあることを確認した。図２２Ｂでは、パイロットはＶＡＲＳＬＡＰの歯車を延ばし、電力またはエンジン回転数を低減し、ロータを下方に傾斜させるか、または丘から離してプロペラがあらゆる上方の傾斜の障害物への接触を回避する。翼のセットに垂直な推力ベクトルが傾斜に起因して発生するが、エンジン回転数の補完の低減により事実上は垂直下降させることができる。図２２Ｃでは、ＶＡＲＳＬＡＰの歯車は地形の傾斜に一致させ、ヘリコプターは重力に水平に止まる。

先に詳述した説明はＤＯＶＥＲシステムを実装するためのわずかな実施形態からなるが、範囲を限定することを意図するものではない。以下の特許請求の範囲は、より大きい特殊性のある開示されたＤＯＶＥＲシステムの多数の実施形態を示す。

Claims (20)

1. （ａ）ロータと、
   （ｂ）モバイルトルク適用のための機構であって、前記モバイルトルク適用のための機構は前記ロータにトルクを提供する、モバイルトルク適用のための機構と、
   （ｃ）傾斜機構であって、前記傾斜機構は前記ロータを傾斜させるように構成される、傾斜機構と、
   （ｄ）前記モバイルトルク適用のための機構と連通するアジマス回転機構であって、前記アジマス回転機構は、トルクを前記モバイルトルク適用のための機構から前記ロータに前記傾斜機構によって設定された複数の傾斜位置で提供するように構成される、アジマス回転機構と
   を備える、直接定位ベクトルロータ（ＤＯＶＥＲ）。
2. 前記モバイルトルク適用のための機構は軸を駆動し、前記軸は連接剛性マストである、請求項１に記載のＤＯＶＥＲ。
3. 前記連接剛性マストへの前記モバイルトルク適用は、駆動軸アセンブリによって調整され、前記駆動軸アセンブリは構造的かつ機能的な電力伝送モードを含む、請求項１に記載のＤＯＶＥＲ。
4. 前記傾斜機構は第１の位置及び第２の位置を有し、前記第１の位置は前記ＤＯＶＥＲが装着されている航空機に対して０°の垂直位置であり、前記第２の位置は前記ＤＯＶＥＲが装着されている前記航空機に対して傾斜位置である、請求項３に記載のＤＯＶＥＲ。
5. 前記傾斜機構は第２の回転軸に対して第１の回転軸の動きを制御する、請求項４に記載のＤＯＶＥＲ。
6. マスト制御スリーブは、前記連接剛性マストを通すヒンジで可動に取り付けられた管状構造である、請求項４に記載のＤＯＶＥＲ。
7. 前記傾斜機構は傾斜を通って前記連接剛性マストを方向付ける推力及び振動導体を含む、請求項４に記載のＤＯＶＥＲ。
8. 移送軌道は前記傾斜機構によって提供された傾斜トラバースを導き、直列移動経路を提供する、請求項７に記載のＤＯＶＥＲ。
9. 前記推力及び振動導体ならびに移送軌道は接合し、圧縮力により接触を保持される、請求項８に記載のＤＯＶＥＲ。
10. 回転タレットは前記第２の軸に対して前記第１の軸の前記動きを制御する、請求項５に記載のＤＯＶＥＲ。
11. 前記回転タレットはアジマスを中心にタレット／機体リングユニット界面に沿ってトラバースし、前記タレット／機体リングユニット界面は前記回転タレットが航空機の機体と接合する場所であり、前記タレット／機体リングユニット界面は回転要素推力軸受の手法で構成される、請求項１０に記載のＤＯＶＥＲ。
12. 前記タレット／機体リングユニット界面は圧縮力の安定化システムを活用する、請求項１１に記載のＤＯＶＥＲ。
13. 原点ベクトルの発散ロータスラストを達成する方法であって、
    （ａ）トルクを原点に生成することと、
    （ｂ）前記トルクを推力ベクトルに沿って方向付けることと、
    （ｃ）傾斜／アジマスの座標変化を通して推力のベクトル発散領域を生成することと
    を含む、方法。
14. トルクの原点は可変角度のドライバーテンプレートによって生成される、請求項１３に記載の方法。
15. モバイル制御構造はトルクベクトルを方向付ける、請求項１３に記載の方法。
16. 前記トルクベクトルはロータヘッドに変換される、請求項１５に記載の方法。
17. 傾斜機構は傾斜座標をロータに変換する、請求項１５に記載の方法。
18. アジマス回転機構はアジマス座標を前記ロータに変換し、前記トルクを前記推力ベクトルに沿って方向付ける、請求項１５に記載の方法。
19. モバイルトルク適用のためにＤＯＶＥＲと共に使用するための歯車アセンブリであって、
    第１のボール面のスプライン歯車と、
    前記第１のボール面のスプライン歯車と接合する第２のボール面のスプライン歯車と
    を備え、
    前記噛み合いアセンブリの前記第１のボール面のスプライン歯車の前記位置は、前記第２のボール面のスプライン歯車の前記位置に対する回転において操作され、前記第１のボール面のスプライン歯車は前記第２のボール面のスプライン歯車の前記面を横切る湾曲面の自由運動を示し、前記第２のボール面のスプライン歯車を備える横軸に垂直なベクトルにおいて前記第１のボール面のスプライン歯車に加えられた曲線力により、前記第１のボール面のスプライン歯車が前記第２のボール面のスプライン歯車の前記面を長手方向に上下に枢動回転させ、並行運動がロータに加えられ、前記第２のボール面のスプライン歯車を備える前記横軸に平行な前記ベクトルで前記第１のボール面のスプライン歯車に加えられた曲線力により、前記第１のボール面のスプライン歯車が前記第２のボール面のスプライン歯車の前記面を横切って横方向に往復して旋回させ、前記並行運動が前記ロータに加えられ、前記第２のボール面のスプライン歯車に対して前記第１のボール面のスプライン歯車に加えられた並行して合計された垂直ベクトル及び平行ベクトルの力により、前記第１のボール面のスプライン歯車が前記第２のボール面のスプライン歯車の前記面を横切って斜めにトラバースさせ、前記並行運動が前記ロータに加えられる、
    歯車アセンブリ。
20. 前記第１及び第２のボール面のスプライン歯車は、閉鎖された動きに適合された潤滑油ハウジング内に閉囲され、閉鎖された動きに適合された潤滑油ハウジングによって維持され、前記ハウジングは前記歯車アセンブリの傾斜運動及びアジマス運動を収容する、請求項１９に記載のＤＯＶＥＲ。

Images