JP2019503941A5

JP2019503941A5 -

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Publication number: JP2019503941A5
Application number: JP2018551743A
Authority: JP
Filing date: 2016-12-16
Publication date: 2020-01-30
Anticipated expiration: 2036-12-16

Claims

空気力学的円形対称の支承体（１）であって、前記航空機の構成要素を支持する空気力学的輪郭の翼弦上に位置する内部補剛プラットフォーム（２）を有する、支承体と、少なくとも４つの挿管垂直プロペラ（３ａ）、（３ｂ）、（３ｃ）、（３ｄ）であって、前記支承体（１）の中心垂直軸と対称に配置されているが、予め設定された飛行軸及び前記支承体（１）の横軸に対しても対称に配置され、前記プロペラ（３ａ）、（３ｃ）が同じ回転方向を有し、前記プロペラ（３ｂ）、（３ｄ）の回転とは反対である、挿管垂直プロペラと、少なくとも２つの水平挿管プロペラ（４）であって、対向する回転方向を有し、前記予め設定された飛行軸及びその両側に対して対称平行に設置され、前記水平挿管プロペラ及び前記挿管垂直プロペラは双方向性であり、電動機、熱機関又はそれらの組み合わせによって駆動される水平挿管プロペラと、方向ノズル（５）であって、各水平プロペラ（４）に１つあり、前記水平挿管プロペラ（４）のジェットにベクトル配向を提供する、方向ノズルと、蓄電池又は１つ以上の燃料電池で構成されている電源手段（６）であって、前記手段は、搭載している全てのエンジン、電気装置及び電子装置を動作させるために必要な電力を供給するように設計されている、電源手段と、電子制御及び飛行管理モジュール（７）と、前記航空機と地上との接触を促進することを目的とする着陸装置（９）であって、前記航空機は機上のパイロットによって又は地上にいるパイロットが無線遠隔制御（１０）を用いて駆動可能である、着陸装置とを備えることを特徴とする重航空機型の垂直離着陸を伴う航空機。
前記本体（１）が、ユニット翼弦［０，１］内の任意のフレームｓ（ｘ）と上記インターバルにおける正の微分可能な関数ｇ（ｘ）によって定義される空気力学的輪郭を有し、これは前記輪郭の半分の厚さであり、前記空気力学的輪郭は、任意の垂直断面において、
ｉ）前記半分の厚さは、先端部及び後端部のスケルトンに接し、
ｉｉ）前記輪郭は双方向性であり、ストリングの中央に対して垂直な軸を中心に対称である、すなわちｓ（ｘ）＝ｓ（１−ｘ）及びｇ（ｘ）＝ｇ（１−ｘ）である
という２つの条件に一致することを特徴とする請求項１に記載の航空機。
前記航空機の対称軸を通る前記飛行軸に垂直な水平面内に位置する前記支承体（１）内に位置決めされた双方向横挿管プロペラ（１９）をさらに備え、前記双方向横挿管プロペラは三次元方向ノズル（２０）及び（２１）を備え、前記挿管プロペラ（１９）の管は、弁又はハッチ（ｑ）、（ｒ）を有する前記方向ノズルの前の各端部に設けられ、前記弁又はハッチは、前記管の他端に排気される十分量の吸入空気が供給されることによって前記管へ押し込まれることによって開くことを特徴とする請求項１または２のいずれかに記載の航空機。
横軸上で前記支承体（１）の中心から水平面に対称に配設され、また前記飛行軸に垂直に配設され、その横方向端部で前記支承体（１）の外側に位置決めされている、三次元的に操作可能な２つの挿管プロペラ（２２）及び（２３）、又はロケットエンジンをさらに備えることを特徴とする請求項１または２のいずれかに記載の航空機。
前記航空機の両側で前記航空機の横軸に平行に対称的に配設された水平面内に位置する、２つの水平双方向操縦プロペラ（２４ａ）を含む、追加の操縦システムを備えることを特徴とする請求項１または２のいずれかに記載の航空機。
前記挿管プロペラの全てのエンジン、又は前記航空機に装備された一部又は全てのジェットエンジンと対になって取り付けられている再始動ロケットエンジン（ｒ）が設けられ、混合されたエンジン対を形成していることを特徴とする請求項１または２のいずれかに記載の航空機。
前記電子制御及び飛行管理モジュール（７）は、２つのパイロットユニットで構成され、第１のユニット（１５）は、垂直挿管プロペラ（３）を用いて得られるクワドコプターモードにおける前記航空機の保持を管理し、第２のパイロットユニット（１６）は、水平推進、すなわち前記水平挿管プロペラ（４）及び前記ノズル（５）のコマンドを管理するために機能し、両方のパイロットユニットは、前記航空機の対称中心に位置し、その飛行軸に沿った方向を向き、前記飛行軸の方向に又は変更可能な角度で他の方向に内部補剛プラットフォーム（８）に関して傾斜させることができる可動支持体（１７）上に一方が他方の上に一体的に取り付けられていることを特徴とする、請求項１または２のいずれかに記載の航空機。
前記航空機の前記挿管プロペラの全て又は一部が、ジェットエンジン又はコアンダ型の噴射器（空気増幅器）に置き換えられていることを特徴とする、請求項１、２、４または７のいずれか一項に記載の航空機。
高速度及び高高度用に設計された実施形態では、前記水平挿管プロペラ（４）が方向ノズルを備えたラムジェットエンジン（３５）及びロケットモータ（３６ａ）に置き換えられ、前記垂直挿管プロペラ（３）がエンジンミサイル（３６ｂ）に置き換えられ、個別の操縦可能な次元の挿管プロペラ（２２）及び（２３）は操縦可能なロケットエンジン（３６ｃ）に置き換えられ、前記航空機には離陸のための落下ロケットレンジモータ（３４）と着陸パラシュートとが追加的に設けられていることを特徴とする請求項１、２または８のいずれか一項に記載の航空機。
全ての飛行操縦を実施するために双方向水平操縦プロペラ（２４ａ）及び（２４ｂ）の２対並びに双方向挿管垂直プロペラ（３）のみを使用することを特徴とする請求項１、２、または９のいずれか一項に記載の航空機。
前記支承体（１）が変更可能な形状を有し、上面（４５）の球形キャップと下面（４６）の球形キャップと前記２つのキャップのアクチュエータ（４７）とを有する固定ボード（４４）で構成され、前記内部プラットフォーム（２）に固定され、前記２つのキャップを上下に同時に又は独立して動かすことができ、それによって前記上面及び前記下面の形状を変化させ、前記キャップは前記固定ボード（４４）の下でスライドし、接触部（ｋ）が拡張可能な材料で外側を覆われていることを特徴とする請求項１または２のいずれかに記載の航空機。
請求項１または３に記載の航空機を動作させる場合、前記航空機の入射角は、制御及び飛行管理モジュール（７）を内部プラットフォーム（２）に関する所望の角度（α）で飛行方向に向かって傾けることによって、及び／又は垂直面内で前記方向ノズル（５）と同じ角度αで上に向けることによって達成され、巡航飛行への移行は、支承体（１）が前記航空機の重量よりも大きい揚力を生成するまで、水平挿管プロペラ（４）の推力を増加させることによって得られることを特徴とする航空機の動作方法。
請求項１に記載の航空機を動作させる場合、飛行中に、ヨーイング運動は前記方向ノズル（５）を同じ水平方向に同時に配向することによって達成され、ロール運動は、前記方向ノズル（５）を逆方向の垂直の向きに同時に配向することによって達成され、ピッチ運動は、前記方向ノズル（５）を同じ垂直方向（上又は下）に同時に配向することによって達成され、前記航空機の制動は、前記方向ノズル（５）を垂直上向きに同時に動かすことにより前記航空機の入射角を増加させることによって、及び／又は回転の方向、したがって前記水平挿管プロペラ（４）又は（２４ｂ）の牽引力を逆転させることによって達成されることを特徴とする請求項１２に記載の航空機の動作方法。
請求項１または３に記載の航空機を動作させる場合、前記ノズル（２０）及び（２１）を維持しつつ前記双方向プロペラ（１９）を一方向又は他方向に動作させることによる水平面内での左右への並進運動、前記双方向プロペラ（１９）をいずれかの方向に動作させ、前記ノズル（２０）及び（２１）が等角度で垂直に配向されるが反対方向に配向されることによる左右へのロール運動、及び前記双方向プロペラ（１９）をいずれかの方向に作動させ、前記ノズル（２０）及び（２１）は等角度で水平に配向されるが反対方向に配向されることによる左右へのヨーイング運動の操縦をさらに実行されることを特徴とする請求項１２に記載の航空機の動作方法。
請求項１または４に記載の航空機を動作させる場合、前記プロペラ（２２）又はプロペラ（２３）を中立位置に維持しつつそのいずれかを動作させることによる水平面内での左右への並進運動、前記プロペラ（２２）及び（２３）を同時に動作させ、それらを所望の方向の垂直平面内に配向することによる左右へのロール運動、プロペラ（２２）及び（２３）を同時に動作させ、それらを所望の方向の水平面内に配向することによる左右への回転運動、前記プロペラを同じ方向及び同じ角度で垂直に配向することによる垂直並進運動、反対方向及び異なる角度の前記プロペラをターゲットとし、２つの前記プロペラの異なる速度を使用することによって得られる上記運動を組み合わせた結果として得られる運動、及びプロペラ（２２）及び（２３）を同じ平面及び同じ角度で飛行の反対方向に配向することによって得ることができる前記航空機の制動操縦の操縦がさらに実行されることを特徴とする請求項１２に記載の航空機の動作方法。