JP2020509959A - リングウィングを有する６自由度の航空機 - Google Patents

Abstract

垂直離着陸（ＶＴＯＬ）配向または水平飛行配向のいずれかで動作することができる、無人航空機（「ＵＡＶ」）などの航空機の装置および方法が説明される。航空機は、ＶＴＯＬ配向にあるときに、６つの自由度（サージ、スウェイ、ヒーブ、ピッチ、ヨー、およびロール）のうちのいずれかで、航空機を移動できるようにする複数の推進機構を含む。航空機はまた、推進機構を囲み、かつ航空機が水平飛行配向で動作しているときに、航空機に揚力を提供するリングウィングも含む。【選択図】図１

Description

本出願は、参照によりその全体が本明細書に組み込まれる、２０１７年２月１６日に出願された、「Ｓｉｘ Ｄｅｇｒｅｅ ｏｆ Ｆｒｅｅｄｏｍ Ａｅｒｉａｌ Ｖｅｈｉｃｌｅ Ｗｉｔｈ ａ Ｒｉｎｇ Ｗｉｎｇ」という名称の米国特許出願第１５／４３５，１２１号の利益を主張する。

無人航空機（「ＵＡＶ」）、地上および水ベースの自動車両などの無人車両の使用が、増え続けている。例えば、ＵＡＶは、愛好家が建物、風景などの空中画像を取得するためにしばしば使用される。同様に、無人の地上ベースのユニットは、施設内で在庫を自律的に輸送するために、物流施設でしばしば使用される。これらの車両には多くの有益な用途があるが、多くの欠点もある。例えば、現在の設計上の制限により、無人航空機は通常、敏捷性または効率性のいずれかを目的として設計されているが、両方を備えているわけではない。同様に、航空機は、ピッチ、ヨー、ロール、およびヒーブの４つの自由度でのみ動作するように設計されている。

開示された実装形態による、実質的に円形状のリングウィングを備えた航空機の様々な図を示す。 開示された実装形態による、実質的に円形状のリングウィングを備えた航空機の様々な図を示す。 開示された実装形態による、実質的に円形状のリングウィングを備えた航空機の様々な図を示す。 開示された実装形態による、実質的に円形状のリングウィングを備えた航空機の様々な図を示す。 開示された実装形態による、実質的に六角形状のリングウィングを備えた航空機の様々な図を示す。 開示された実装形態による、実質的に六角形状のリングウィングを備えた航空機の様々な図を示す。 開示された実装形態による、実質的に六角形状のリングウィングを備えた航空機の様々な図を示す。 開示された実装形態による、実質的に六角形状のリングウィングを備えた航空機の様々な図を示す。 開示された実装形態による、例示的な操縦性プロセスを示すフロー図である。 開示された実装形態による、垂直飛行から水平飛行への例示的な移行プロセスを示すフロー図である。 開示された実装形態による、水平飛行から垂直飛行への例示的な移行プロセスを示すフロー図である。 開示された実装形態による、垂直離陸から水平飛行への例示的な飛行移行を示す。 開示された実装形態による、水平飛行から垂直着陸への例示的な飛行移行を示す。 開示された実装形態による、航空機が垂直離着陸配向にあるときに、航空機をＸ方向にサージさせる推力ベクトルを有する、図１〜図１３に示す航空機の推進機構の図である。 開示された実装形態による、航空機が垂直離着陸配向にあるときに、航空機をＹ方向にスウェイさせる推力ベクトルを有する、図１〜図１３に示す航空機の推進機構の図である。 開示された実装形態による、航空機が垂直離着陸配向にあるときに、航空機をＺ方向にホバリングまたはヒーブさせる推力ベクトルを有する、図１〜図１３に示す航空機の推進機構の図である。 開示された実装形態による、航空機が垂直離着陸配向にあるときに、航空機をピッチさせる推力ベクトルを有する、図１〜図１３に示す航空機の推進機構の図である。 開示された実装形態による、航空機が垂直離着陸配向にあるときに、航空機をヨーイングさせる推力ベクトルを有する、図１〜図１３に示す航空機の推進機構の図である。 開示された実装形態による、航空機が垂直離着陸配向にあるときに、航空機をロールさせる推力ベクトルを有する、図１〜図１３に示す航空機の推進機構の図である。 開示された実装形態による、無人航空機制御システムの様々な構成要素を示すブロック図である。

本開示は、垂直離着陸（ＶＴＯＬ）配向または水平飛行配向で動作できる、ＵＡＶ（例えば、クアッドコプター、ヘキサコプター、ヘプタコプター、オクタコプター）などの航空機を説明する。同様に、航空機がＶＴＯＬ配向にある場合、それは、６つの自由度のいずれかで独立して移行することができる。具体的には、本明細書で説明するように、航空機は、３つの自由度の回転（ピッチ、ヨー、およびロール）のいずれか、および／または３つの自由度の並進（サージ、ヒーブ、およびスウェイ）のいずれかで効率的に回転し得る。例えば、航空機は、異なる角度に配向された６つの推進機構を含んでもよく、したがって、航空機がＶＴＯＬ配向にあるとき、一緒に垂直方向および／または水平方向に推力を提供することができる。

以下でさらに考察するように、航空機が水平飛行配向にあり、かつ実質に水平な方向にナビゲートしているときに、航空機の推進機構を囲み、推進機構の周りの保護と揚力の両方を提供するリングウィングが、航空機に含まれる。

本明細書で使用される場合、「物流施設」としては、倉庫、流通センター、クロスドッキング施設、注文履行施設、梱包施設、出荷施設、レンタル施設、図書館、小売店、卸売店、博物館、またはマテリアル（在庫）取扱いのうちの１つ以上の機能を実行するための他の施設もしくは施設の組み合わせが挙げられる場合があるが、これらに限定されない。本明細書で使用される場合、「配達場所」は、１つ以上の在庫物品（本明細書ではペイロードとも呼ばれる）が配達され得る任意の場所を指す。例えば、配達場所は、個人の住居、事業所、物流施設内の場所（例えば、梱包ステーション、在庫保管場所）、またはユーザーもしくは在庫が位置する任意の場所などであり得る。在庫または物品は、航空機を使用して、輸送することができる物理的な品物であり得る。例えば、本明細書で考察される航空機のペイロードによって運ばれる物品は、電子商取引ウェブサイトの顧客によって注文され、航空機によって、配達場所に空中配達されてもよい。

図１は、開示された実装形態による、実質的に円筒形状であり、かつ複数の推進機構を囲むリングウィングを有する航空機１００の図を示している。航空機１００は、航空機１００の胴体１１０を中心として間隔を置いて配置された、６つのモータ１０１−１、１０１−２、１０１−３、１０１−４、１０１−５、および１０１−６、ならびに対応するプロペラ１０４−１、１０４−２、１０４−３、１０４−４、１０４−５、および１０４−６を含む。プロペラ１０４は、任意の形態のプロペラ（例えば、グラファイト、炭素繊維）および任意のサイズであってもよい。例えば、プロペラは、直径１０インチから１２インチの炭素繊維プロペラであってもよい。

プロペラのうちのいくつかの形態および／またはサイズは、他のプロペラとは異なっていてもよい。同様に、モータ１０１は、ＤＣブラシレスモータなどの任意の形態のモータであってもよく、対応するプロペラを回転させるために十分なサイズであってもよい。同様に、いくつかの実装形態では、いくつかのモータ１０１のサイズおよび／またはタイプは、他のモータ１０１と異なっていてもよい。いくつかの実装形態では、プロペラによって生成される力が、第１の方向に回転するときの正の力、または第２の方向に回転するときの負の力のいずれであってもよいように、モータがいずれの方向に回転してもよい。あるいは、またはそれに加えて、プロペラのブレードのピッチは、可変であってもよい。ブレードのピッチを変えることにより、プロペラによって生成される力は、正の方向または負の方向のいずれに変更されてもよい。なおさらに、いくつかの実装形態では、ブレードのピッチは、ブレードが移動方向と整列し、それゆえブレードが回転していない場合に抗力を提供しないように調整されてもよい。

モータ１０１および対応するプロペラ１０４の各対は、本明細書では、推進機構１０２−１、１０２−２、１０２−３、１０２−４、１０２−５、および１０２−６などの推進機構１０２と総称される。同様に、図１に示す実施例では、推進機構１０２をモータ１０１およびプロペラ１０４を含むものとして説明しているが、他の実装形態では、推進機構１０２として、他の形態の推進を利用してもよい。例えば、航空機１００の推進機構１０２のうちの１つ以上は、航空機を操縦するためにファン、ジェット、ターボジェット、ターボファン、ジェットエンジンおよび／または同様のものを利用してもよい。一般的に説明すると、本明細書で使用されるような推進機構１０２は、単独で、および／または他の推進機構と組み合わせて、航空機を操縦するのに十分な力を生成する能力を有する、任意の形態の推進機構を含む。さらに、選択された実装形態では、推進機構（例えば、１０２−１、１０２−２、１０２−３、１０２−４、１０２−５、および１０２−６）は、それらの個々の配向が動的に変更され得るように（例えば、垂直から水平への飛行配向の変化）、またはその間の任意の位置になるように構成されてもよい。

同様に、本明細書の実施例ではどちらの方向にも力を生成できる推進機構について説明しているが、いくつかの実装形態では、推進機構は、単一の方向にのみ力を生成してもよい。しかしながら、推進機構の配向は、力を正の方向、負の方向、および／または他の任意の方向に配向することができるように調整されてもよい。

航空機１００はまた、航空機１００の周囲に延在して、その外周を形成する、実質的に円筒形の形状を有するリングウィング１０７も含む。示される例では、リングウィングは、形状が実質的に円形状であり、航空機の底部に向かってテーパーになっている。リングウィング１０７は、航空機が図１に示すように配向され、実質的に水平な方向に移動するときに、揚力を生成するための翼形状を有する。以下でさらに示し、かつ説明するように、リングウィングは、胴体１１０に対してある角度で位置付けられており、そのためリングウィングの下部は、示されるように配向されて水平方向に移動するときに、航空機の前方に向かうため、フロントウィングとして機能する。リングウィング１０７の底部よりも長い弦長を有するリングウィングの上部は、さらに後方にあり、それゆえリアウィングとして機能する。

リングウィングは、モータアーム１０５によって、胴体１１０に固定される。示される実施例では、モータアーム１０５−１、１０５−２、１０５−３、１０５−４、１０５−５、および１０５−６の各々は、一方の端部で胴体１１０に連結され、胴体１１０から延在し、もう一方の端部でリングウィング１０７に連結され、それによってリングウィング１０７を、胴体１１０へと固定する。

航空機１００の胴体１１０、モータアーム１０５、およびリングウィング１０７は、グラファイト、炭素繊維、および／またはアルミニウムなどの任意の１つ以上の適切な材料で形成されてもよい。

推進機構１０２の各々は、推進機構１０２が外周のリングウィング１０７内に実質的に収容されるように、それぞれのモータアーム１０５に連結される。例えば、推進機構１０２−１はモータアーム１０５−１に連結され、推進機構１０２−２はモータアーム１０５−２に連結され、推進機構１０２−３はモータアーム１０５−３に連結され、推進機構１０２−４はモータアーム１０５−４に連結され、推進機構１０２−５はモータアーム１０５−５に連結され、そして推進機構１０２−６はモータアーム１０５−６に連結される。示される実施例では、各推進機構１０２は、胴体１１０とリングウィング１０７との間のそれぞれのモータアーム１０５のほぼ中間点で連結される。他の実装形態では、推進機構は、モータアームに沿った他の場所で連結されてもよい。同様に、いくつかの実装形態では、推進機構のうちのいくつかは、モータアームの中間点で連結されてもよく、推進機構のうちのいくつかは、それぞれのモータアームに沿った他の場所（例えば、胴体１１０に向かってより近い、またはリングウィング１０７に向かってより近い）で連結されてもよい。

図示されるように、推進機構１０２は、互いに対して異なる角度で配向されてもよい。例えば、推進機構１０２−２および１０２−５は、推進機構１０２−２および１０２−５のそれぞれによって生成される力が胴体と一列に並んでいるか、または同じ方向もしくは配向になるように、胴体１１０と整列される。示される実施例では、航空機１００は、胴体が移動方向で水平に配向されるように水平飛行用に配向されている。そのような配向では、推進機構１０２−２および１０２−５は、本明細書では推力とも呼ばれる水平方向の力を提供し、推力推進機構として機能する。

推進機構１０２−２および１０２−５と比較して、推進機構１０２−１、１０２−３、１０２−４、および１０２−６の各々は、胴体１１０の配向に対してオフセットしている、または角度が付けられている。水平飛行のために図１に示すように航空機１００が水平に配向されている場合、推進機構１０２−１、１０２−３、１０２−４、および１０２−６を、推進機構として使用して、水平方向以外の方向に推力を与えて、航空機にピッチ、ヨー、ロール、ヒーブ、および／またはスウェイを生じさせ得る。他の実装形態では、水平飛行中、推進機構１０２−１、１０２−３、１０２−４、および１０２−６は、力を発生せず、航空機１００が、リングウィング１０７の空気力学的形状からの揚力、ならびに推力推進機構１０２−２および１０２−５によって生成される水平方向の推力の結果として、水平方向に空中で推進され得るように無効化されてもよい。

推進機構１０２−１、１０２−３、１０２−４、および１０２−６の各々の配向の角度は、異なる実装形態に対して異なってもよい。同様に、いくつかの実装形態では、推進機構１０２−１、１０２−３、１０２−４、および１０２−６のオフセットは、各々同じであってもよく、一部は１つの方向に配向され、一部は別の方向に配向され、各々が異なる量、および／または異なる方向に配向されてもよい。

図１に示される実施例では、各推進機構１０２−１、１０２−２、１０２−３、１０２−４、１０２−５、および１０２−６は、各それぞれのモータアーム１０５−１、１０５−２、１０５−３、１０５−４、１０５−５、および１０５−６の位置に対して約３０度で配向され得る。さらに、推進機構の配向の方向は、推進機構の対が互いに向かって配向されるようになっている。例えば、推進機構１０２−１は、推進機構１０２−６に対して約３０度で配向される。同様に、推進機構１０２−２は、第３のモータアーム１０５−２を中心として第２の方向に約３０度で配向され、かつ推進機構１０２−３に対して配向される。最後に、推進機構１０２−４は、第４のモータアーム１０５−４を中心として第１の方向で、推進機構１０２−５に対して約３０度で配向されている。示されるように、胴体１１０の両側にある推進機構１０２−２および１０２−５は、同じ第１の方向（この例では水平）に整列され、かつ配向される。胴体１１０の両側にある推進機構１０２−３および１０２−６は、第１の方向と比較して角度が付けられた同じ第２の方向に整列され、かつ配向されている。胴体１１０の両側にある推進機構１０２−１および１０２−４は、第１の方向および第２の方向と比較して角度が付けられた同じ第３の方向に整列され、かつ配向されている。

図２は、開示された実装形態による、垂直離着陸（ＶＴＯＬ）のために配向された航空機２００の側面図を示す。航空機２００は、図１に関して上述した航空機１００に対応する。図２に示すように配向されたとき、航空機を６つの自由度（ピッチ、ヨー、ロール、ヒーブ、サージ、およびスウェイ）のいずれかで操縦し得るため、ＶＴＯＬおよび高い操縦性が可能になる。

示されるように、航空機がＶＴＯＬ用に配向されたとき、モータアーム２０５−１、２０５−２および２０５−３などのモータアーム、ならびにリングウィング２０７は、ほぼ水平かつ同一平面内に整列している。この配向において、推進機構の各々は、水平方向および／または垂直方向に対してオフセットしている、または角度が付けられている。このように、各推進機構２０２は、力を生成するときに、水平成分および垂直成分の両方を含む力を生成する。示される実施例では、各推進機構は、垂直に対して約３０度の角度が付けられている。同様に、上述したように、隣接する推進機構は、推進機構の対を形成するために、向かい合う方向に角度が付けられている。例えば、推進機構２０２−２は、推進機構２０２−３に対して配向される。以下でさらに考察するように、隣接する推進機構を互いに向かって角度を付けて、推進機構の対を形成すると、各推進機構からの水平方向の力が相殺され、そのため推進機構の対は、垂直方向の力を生成することができる。同様に、一対の推進機構のうちの推進機構の一方が、その一対のもう一方の推進機構よりも大きな力を生成している場合、一対の推進機構から正味の水平方向の力がもたらされる。したがって、図２に示すように、航空機２００が、角度が付けられた推進機構を有してＶＴＯＬ用に配向されている場合、航空機は、６つの自由度のいずれかで独立して動くことができる。例えば、航空機がＸ方向にサージする場合、推進機構によって生成される力を変更することによって、Ｘ方向のサージを可能にするために前方にピッチする必要なく、Ｘ方向で正味の水平方向の力を生成することができる。

水平飛行中にオフセットしたリングウィング２０７で、胴体を水平に配向することができるように（図１に示すように）、航空機２００がＶＴＯＬ用に配向されているときには、胴体はある角度に回転される（図２に示すように）。この実施例では、胴体２１０は垂直から約３０度で角度付けられている。他の実装形態では、垂直からの回転量は、航空機２００が水平飛行に配向されているときにリングウィング２０７のために望ましいオフセットの量に応じて、大きくてもよく、または小さくてもよい。

航空機はまた、図２に示されるように、着陸位置まで延在可能な１つ以上の着陸装置２０３も含んでもよい。飛行中、着陸装置２０３は、リングウィング２０７の内部に引き込まれ、かつ／または上方に回転されて、リングウィングの後縁に沿ったままであってもよい。さらに他の実施例では、着陸装置は恒久的に固定されていてもよい。

胴体２１０は、航空機制御システム２１４、電力モジュール２０６、および／または航空機によって輸送されるペイロード２１２などの航空機の１つ以上の構成要素を格納するために使用されてもよい。航空機制御システムについては、以下でさらに考察される。電力モジュール（複数可）２０６は、航空機２００に取り外し可能に取り付けられてもよい。航空機用の電力モジュール（複数可）２０６は、例えば、バッテリー電力、太陽光電力、ガス電力、スーパーキャパシタ、燃料電池、代替発電源、またはそれらの組み合わせの形態であってもよい。電力モジュール（複数可）２０６は、航空機制御システム２１４、推進機構２０２、およびペイロード係合モジュール２１０−１に連結され、かつこれらに電力を提供する。

いくつかの実装形態では、電力モジュールのうちの１つ以上は、自律的に取り外しおよび／または別の電力モジュールと交換できるように構成されてもよい。例えば、航空機が配達場所、中継場所、および／または物流施設に着地したとき、航空機は、電力モジュールを再充電する場所で、充電部材と係合してもよい。

ペイロード２１２は、航空機によって輸送される任意のペイロードであってもよい。いくつかの実装形態では、空中輸送に対する顧客から注文された物品を空中輸送するために航空機が使用されてもよく、ペイロードは、１つ以上の顧客注文物品を含んでもよい。例えば、顧客は、電子商取引ウェブサイトから物品を注文してもよく、その物品は、航空機２００を使用して、顧客指定の配達場所に配達されてもよい。

いくつかの実装形態では、胴体２１０は、ペイロード係合モジュール２１０−１を含んでもよい。例えば、ペイロード係合モジュール２１０−１は、ペイロード２１２を胴体へと追加し得る、または胴体から取り外し得るように、胴体の内部にアクセスできる開位置と、図２に示すように、ペイロード２１２が胴体の内部に固定されるような閉位置との間で回転することができる、胴体２１０のヒンジ留めされた部分であってもよい。

図３は、開示された実装形態による、リングウィング３０７を有する航空機３００の側面図である。航空機３００は、図１で考察した航空機１００、および図２で考察した航空機２００に対応する。示されるように、図３に示すように航空機が水平飛行のために配向されている場合、胴体３１０は水平に配向され、かつ推進機構のうちの２つである、推進機構３０２−２および胴体の反対側にあり、図１に示されている推進機構は、実質的に水平な方向の推力を生成するように配向されている。比較すると、推進機構３０２−１および３０２−３などのその他の推進機構は、実質的に水平な方向の力を生成するように配向されていない。水平飛行中、推進機構３０２−１および３０２−３などの推進機構は無効化されてもよく、および／または使用して、航空機を実質的に水平な方向で空中でナビゲートする際に、航空機をピッチ、ヨー、および／またはロールさせる、操縦力を生成することができる。いくつかの実装形態では、実質的に水平な力を生成するように整列されていない推進機構を、風の中で自由に回転できるようにしてもよく、そしてその回転から生成されるエネルギーを航空機３００の電力モジュールを充電するために使用してもよい。

リングウィング３０７は、リングウィングの下部３０７−２がリングウィング３０７の上部３０７−１の前方に位置付けられるように角度が付けられている。リーディングウィング、すなわち下部３０７−２は、リアウィング、すなわち上部３０７−１よりも１平方インチあたりの揚力がはるかに大きいためであり、また下部３０７−２の弦長は、上部３０７−１の弦長よりも短い。同様に、示されるように、リングウィングの上部３０７−１は、下部３０７−２とは異なるキャンバーを有する。弦長およびキャンバーは、上部３０７−１に沿って示されたものから、下部３０７−２へと移行する。リングウィングの側部は、ある程度の揚力を提供するが、各側部の中間点では、リングウィング３０７によって生成される最小の揚力が存在する。

揚力を提供することに加えて、リングウィング３０７は、航空機３００の推進機構を囲む保護バリアまたはシュラウドを提供する。リングウィング３０７の保護バリアは、航空機の安全性を高める。例えば、航空機が別の物体と接触した場合、物体は、推進機構ではなくむしろリングウィングに接触することになる可能性がより高い。

図４は、開示された実装形態による、リングウィング４０７を有する航空機４００の正面図である。航空機４００は、図１の航空機１００、図２の航空機２００、および図３の航空機３００に対応する。図３に関して上記に考察したように、航空機が水平飛行のために配向されている場合、図３および図４に示すように、胴体４１０は進行方向に配向され、リングウィング４０７は揚力を生じるように移動方向に配向され、かつ胴体４１０の両側にある推進機構４０２−２および４０２−５は、航空機を水平に前進または推進するために、実質的に水平な方向の力を生成するように整列されている。その他の推進機構４０２−１、４０２−３、４０２−４、および４０２−６はオフセットされ、また無効化されてもよく、操縦力を生成するために使用されてもよく、かつ／または自由に回転して、航空機４００の電力モジュールを充電するために使用されるエネルギーを生成することができるようにされてもよい。推進機構４０２−２および４０２−５の各々によって生成される推力を増加させることにより、航空機の水平速度が増加する。同様に、リングウィング４０７からの揚力も増加する。いくつかの実装形態では、以下でさらに考察するように、１つ以上のエルロンが、リングウィングの表面に含まれ、水平飛行中の航空機の空中ナビゲーションを制御するために使用されてもよい。

以下で考察するように、航空機を、図２に示すＶＴＯＬ配向から、図３および図４に示す水平飛行配向に移行するために、推進機構４０２の各々によって生成される力は、航空機を前方にピッチさせ、水平方向の速度を増加させる。水平速度が増加し、ピッチが増加すると、リングウィングの翼形状によって生成される揚力が増加し、それにより、航空機はさらに水平飛行配向へとピッチし、航空機は空中に留まることができる。

対照的に、以下で考察するように、航空機が水平飛行配向からＶＴＯＬ配向に移行する場合、推進機構からの力により、航空機のピッチが減少し、水平速度が低下する場合がある。航空機のピッチが減少すると、リングウィングの翼形状によって生成される揚力が減少し、６つの推進機構４０２の各々によって生成される推力は、航空機４００の飛行を維持するために利用される。

図１〜図４に示すように、推進機構４０２の各々は、リングウィングと実質的に整列されたほぼ同じ平面内に位置付けられている。同様に、各推進機構４０２は、推進機構が互いに対して、および航空機４００の胴体４１０の周りに対してほぼ等しい距離で位置付けられるように、胴体４１０の周りに互いに約６０度の間隔で配置される。例えば、第２の推進機構４０２−２および第５の推進機構４０２−５は各々、Ｘ軸に沿って位置付けられてもよい。第３の推進機構４０２−３は、Ｘ軸から約６０度に位置付けられてもよく、第４の推進機構４０２−４は、Ｘ軸から約１２０度に位置付けられてもよい。同様に、第１の推進機構４０２−１および第６の推進機構４０２−６は、同様に、負の方向にＸ軸から約６０度および１２０度に位置付けられてもよい。

他の実装形態では、推進機構間の間隔は、異なっていてもよい。例えば、第１の方向に配向されている推進機構４０２−１、４０２−３、および４０２−５は各々、１２０度離れたほぼ等間隔であってもよく、第２の方向に配向されている推進機構４０２−２、４０２−４、および４０２−６はまた、１２０度離れたほぼ等間隔であってもよい。しかしながら、第１の方向に配向された推進機構と第２の方向に配向された推進機構との間の間隔は、等しくなくてもよい。例えば、第１の方向に配向された推進機構４０２−１、４０２−３、および４０２−５は、Ｘ軸に関して航空機の外周の周囲に、約０度、約１２０度、および約２４０度に位置付けられてもよく、第２の方向に配向された推進機構４０２−２、４０２−４、および４０２−６は、Ｘ軸に関して航空機４００の外周の周囲に、約１０度、約１３０度、および約２５０度に位置付けられてもよい。

他の実装形態では、推進機構は他の整列を有してもよい。同様に、他の実装形態では、推進機構の数が少ないか、または追加の推進機構がある場合がある。同様に、いくつかの実装形態では、推進機構のすべてが、同じ平面内に整列していなくてもよく、かつ／またはリングウィングは、推進機構の一部またはすべてとは異なる平面内にあってもよい。

上述し、図１〜図４に示した実施例では、各それぞれのモータアームを中心として推進機構を約３０度回転し、かつリングウィングが胴体に対して約３０度オフセットしていることを考察しているが、他の実装形態では、推進機構および／またはリングウィングの配向は、３０度より大きくても小さくてもよく、またリングウィングの角度は、１つ以上の推進機構の角度と異なってもよい。いくつかの実装形態では、航空機がＶＴＯＬ配向にあるときの航空機の操縦性がより重要である場合、推進機構の配向は、３０度より高くてもよい。例えば、推進機構の各々は、第１または第２の方向のいずれかで、各それぞれのモータアームを中心として約４５度で配向されてもよい。それに比べて、航空機がＶＴＯＬ配向にあるときの航空機の揚力がより重要である場合、推進機構の配向は、３０度未満であってもよい。例えば、各推進機構は、各それぞれのモータアームを中心として垂直配向から約１０度で配向されてもよい。

いくつかの実装形態では、いくつかの推進機構の配向は、その他の推進機構と異なっていてもよい。例えば、推進機構４０２−１、４０２−３、および４０２−５は各々、第１の方向に約１５度に配向されてもよく、また推進機構４０２−２、４０２−４、および４０２−６は、第２の方向に約２５度に配向されてもよい。さらに他の実施例では、推進機構の対は、推進機構の他の対とは異なる配向を有してもよい。例えば、推進機構４０２−１および４０２−６は各々、互いに向かって第１の方向および第２の方向で、それぞれ約３０度に配向されてもよく、推進機構４０２−３および４０２−２は各々、互いに向かって第１の方向および第２の方向で、それぞれ約４５度に配向されてもよく、そして推進機構４０２−５および４０２−４は各々、互いに向かって第１の方向および第２の方向で、それぞれ約４５度に配向されてもよい。

以下で考察するように、図示のように推進機構を部分的に互いに向かって対で配向することにより、推進機構の対によって生成される横方向または水平方向の力は、同じ量の力を生成するときに相殺され、そのため航空機がＶＴＯＬ配向にあるとき、その対からの力の合計は、実質的に垂直な方向（Ｚ方向）のみである。同様に、以下で考察するように、対のうちの一方の推進機構がもう一方の推進機構よりも大きな力を生成する場合、航空機がＶＴＯＬ配向にあるとき、横方向または水平方向の力は、Ｘ方向および／またはＹ方向にもたらされる。推進機構の対のうちの１つ以上から生成される水平方向の力により、航空機がＶＴＯＬ配向にあるときに、航空機のピッチを変更することなく、航空機を、水平方向および／またはヨーに平行移動させることができる。推進機構４０２の複数の対による横方向の力の生成は、航空機４００が６つの自由度（サージ、スウェイ、ヒーブ、ピッチ、ヨー、およびロール）のいずれかで独立して動作することを可能にする。その結果、航空機４００の安定性と操縦性が向上する。

図１〜図４に示す実装形態は、航空機の中央部分から放射状に延在して、リングウィングに連結される６つのアームを含んでいるが、他の実装形態では、より少ないまたは追加のアームが存在していてもよい。例えば、航空機は、アーム１０５間に延在し、航空機に対する追加の支持を提供する支持アームを含んでもよい。別の実施例として、すべてのモータアームが、リングウィングまで延在し、かつ連結していなくてもよい。

図５は、開示された実装形態による、実質的に六角形の形状であり、複数の推進機構を囲むリングウィングを備えた航空機５００の図を示している。図１〜図４に関して考察した航空機と同様に、航空機５００は、航空機５００の胴体５１０を中心として間隔を置いて配置された６つの推進機構５０２−１、５０２−２、５０２−３、５０２−４、５０２−５、および５０２−６を含む。上述のように、推進機構５０２はモータ５０１およびプロペラ５０４を含んでもよいが、他の実装形態では、推進機構５０２として、他の形態の推進が利用されてもよい。例えば、航空機５００の推進機構５０２のうちの１つ以上は、ファン、ジェット、ターボジェット、ターボファン、ジェットエンジンおよび／または同様のものを利用して、航空機を操縦し得る。一般的に説明すると、本明細書で使用されるような推進機構５０２は、単独でおよび／または他の推進機構と組み合わせて、航空機を操縦するのに十分な力を生成する能力を有する、任意の形態の推進機構を含む。さらに、選択された実装形態では、推進機構（例えば、５０２−１、５０２−２、５０２−３、５０２−４、５０２−５、および５０２−６）は、それらの個々の配向が動的に変更（例えば、垂直飛行配向から水平飛行配向への変化）され得るように構成されてもよく、またはその間の任意の位置になり得るように構成されてもよい。

同様に、本明細書の実施例ではどちらの方向にも力を生成できる推進機構について説明しているが、いくつかの実装形態では、推進機構は、単一の方向にのみ力を生成してもよい。しかしながら、推進機構の配向は、力を正の方向、負の方向、および／または任意の他の方向に配向することができるように調整されてもよい。

この実装形態では、航空機５００はまた、航空機５００の周囲に延在し、かつその外周を形成する、実質的に六角形の形状を有するリングウィング５０７も含む。示される例では、リングウィングは６つのセグメント５０７−１、５０７−２、５０７−３、５０７−４、５０７−５、および５０７−６を有し、これらのセグメントは、隣接する端で結合されて、航空機５００の周囲にリングウィング５０７を形成する。リングウィング５０７の各セグメントは、航空機が図５に示すように配向され、実質的に水平な方向に動くときに、揚力を生成するための翼形状を有する。示され、かつ以下でさらに考察されるように、リングウィングは、胴体５１０に対してある角度で位置付けられており、そのためリングウィングの下部セグメント５０７−２は、示されるように配向され、かつ水平方向に移動するときに、航空機の前方に向かうため、フロントウィングとして機能する。リングウィング５０７の下部セグメント５０７−２よりも長い弦長を有するリングウィングの上部セグメント５０７−１は、より後方にあり、したがってリアウィングとして機能する。

リングウィング５０７は、モータアーム５０５によって、胴体５１０に固定されている。この実施例では、６つのモータアーム５０５−１、５０５−２、５０５−３、５０５−４、５０５−５、および５０５−６のすべては、一方の端部で胴体５１０に連結され、胴体５１０から延在し、そしてもう一方の端部でリングウィング５０７に連結され、それによってリングウィング５０７を、胴体５１０に固定する。他の実装形態では、そのすべてのモータアームよりも少ない数のモータアームが、胴体５１０から延在して、リングウィング５０７へと連結していてもよい。例えば、モータアーム５０５−２および５０５−５は、一方の端部で胴体５１０に連結されてもよく、胴体から外向きに延在してもよいが、リングウィング５０７には連結されなくてもよい。

いくつかの実装形態では、航空機はまた、胴体５１０からリングウィング５０７まで延在する１つ以上のスタビライザーフィン５２０も含んでもよい。スタビライザーフィン５２０もまた、翼形状を有してもよい。示される実施例では、スタビライザーフィン５２０は、胴体５１０からリングウィング５０７まで垂直に延在している。他の実装形態では、スタビライザーフィンは他の位置にあってもよい。例えば、スタビライザーフィンは、モータアーム５０５−１とモータアーム５０５−６との間の胴体から下向きに延在してもよい。

一般に、１つ以上のスタビライザーフィンは、胴体５１０から、任意の２つのモータアーム５０５の間で延在して、リングウィング５０７の内部に連結してもよい。例えば、スタビライザーフィン５２０は、モータアーム５０５−３と５０５−４との間で上方に延在してもよく、第２のスタビライザーフィンは、胴体からモータアーム５０５−５と５０５−６との間で延在してもよく、第３のスタビライザーフィンは、胴体からモータアーム５０５−１と５０５−２との間で延在してもよい。

同様に、示される実施例は、一方の端部で胴体５１０から延在し、もう一方の端部でリングウィング５０７の内部に連結するモータアームを示すが、他の実装形態では、スタビライザーフィン（複数可）のうちの１つ以上は、胴体から延在して、リングウィングに連結しなくてもよく、リングウィングから延在して、胴体に連結しなくてもよい。いくつかの実装形態では、１つ以上のスタビライザーフィンは、リングウィング５０７の外部から延在してもよく、１つ以上のスタビライザーフィンは、リングウィング５０７の内部から延在してもよく、１つ以上のスタビライザーフィンは、胴体５１０から延在してもよく、かつ／または１つ以上のスタビライザーフィンは、胴体５１０から延在して、リングウィング５０７の内部に連結してもよい。

航空機５００の胴体５１０、モータアーム５０５、スタビライザーフィン５２０、およびリングウィング５０７は、グラファイト、炭素繊維、および／またはアルミニウムなどの任意の１つ以上の適切な材料で形成されてもよい。

推進機構５０２の各々は、推進機構５０２が外周のリングウィング５０７内に実質的に収容されるように、それぞれのモータアーム５０５に連結される。例えば、推進機構５０２−１はモータアーム５０５−１に連結され、推進機構５０２−２はモータアーム５０５−２に連結され、推進機構５０２−３はモータアーム５０５−３に連結され、推進機構５０２−４はモータアーム５０５−４に連結され、推進機構５０２−５はモータアーム５０５−５に連結され、推進機構５０２−６はモータアーム５０５−６に連結される。示される例では、各推進機構５０２−１、５０２−３、５０２−４、および５０２−６は、モータアーム５０５−１、５０５−３、５０５−４、および５０５−６のそれぞれの胴体５１０とリングウィング５０７との間のほぼ中間点で連結されている。比較すると、推進機構５０２−２および５０２−５は、それぞれのモータアーム５０５−２および５０５−５の端部に向かって連結されている。他の実装形態では、推進機構は、モータアームに沿った他の場所で連結されてもよい。同様に、いくつかの実装形態では、推進機構のうちのいくつかは、モータアームの中間点で連結されてもよく、推進機構のうちのいくつかは、それぞれのモータアームに沿った他の場所（例えば、胴体５１０に向かってより近く、またはリングウィング５０７に向かってより近く）で連結されてもよい。

示されるように、推進機構５０２は、互いに対して異なる角度に配向されてもよい。例えば、推進機構５０２−２および５０２−５は、推進機構５０２−２および５０２−５の各々によって生成される力が胴体と一列に並んでいるか、またはこれと同じ方向もしくは配向になるように、胴体５１０と整列される。示される実施例では、航空機５００は、胴体が進行方向に水平に配向されるように水平飛行用に配向されている。そのような配向では、推進機構５０２−２および５０２−５は、本明細書では推力とも呼ばれる水平方向の力を提供し、推力推進機構として機能する。

推進機構５０２−２および５０２−５と比較して、推進機構５０２−１、５０２−３、５０２−４、および５０２−６の各々は、胴体５１０の配向に対してオフセットしている、または角度が付けられている。水平飛行のために図５に示すように航空機５００が水平に配向されている場合、推進機構５０２−１、５０２−３、５０２−４、および５０２−６を、推進機構として水平方向以外の方向に推力を与えるように使用して、航空機にピッチ、ヨー、ロール、ヒーブ、および／またはスウェイを生じさせてもよい。他の実装形態では、水平飛行中、推進機構５０２−１、５０２−３、５０２−４、および５０２−６は、いかなる力も発生しないように無効化され、また航空機５００は、リングウィング５０７の空気力学的形状からの揚力、ならびに推力推進機構５０２−２および５０２−５によって生成される水平方向の推力の結果として、水平方向にて空中で推進されてもよい。

いくつかの実装形態では、リングウィング５０７の１つ以上のセグメントは、航空機５００の空中飛行を制御するように調整され得る、エルロン５０９を含み得る。例えば、１つ以上のエルロン５０９がリングウィング５０７の上部セグメント５０７−１に含まれてもよく、かつ／または１つ以上のエルロン５０９が、側部セグメント５０７−４および／もしくは５０７−３に含まれてもよい。エルロン５０９は、航空機５００が図５に示すように配向されているときに、水平飛行の間に航空機のピッチ、ヨー、および／またはロールを制御するように動作可能であってもよい。

推進機構５０２−１、５０２−２、５０２−３、５０２−４、５０２−５、および５０２−６の各々の配向の角度は、異なる実装形態に対して異なってもよい。同様に、いくつかの実装形態では、推進機構５０２−１、５０２−２、５０２−３、５０２−４、５０２−５、および５０２−６のオフセットは、各々同じであってもよく、一部は１つの方向に配向され、かつ一部は別の方向に配向されてもよく、各々が異なる量、および／または異なる方向に配向されてもよい。

図５に示された実施例では、各推進機構５０２−１、５０２−２、５０２−３、５０２−４、５０２−５、および５０２−６は、各それぞれのモータアーム５０５−１、５０５−２、５０５−３、５０５−４、５０５−５、および５０５−６の位置に対して約３０度で配向されてもよい。さらに、推進機構の配向の方向は、推進機構の対が互いに対して配向されているようなものである。例えば、推進機構５０２−１は、推進機構５０２−６に対して約３０度で配向される。同様に、推進機構５０２−２は、第３のモータアーム５０５−２を中心として第２の方向に約３０度で配向され、かつ推進機構５０２−３に向かって配向されている。最後に、推進機構５０２−４は、第４のモータアーム５０５−４を中心として第１の方向で、推進５０２−５に向かって約３０度で配向されている。示されるように、胴体５１０の両側にある推進機構５０２−３および５０２−６は、同じ第１の方向（この例では水平）に整列され、かつ配向されている。胴体５１０の両側にある推進機構５０２−２および５０２−５は、第１の方向と比較して角度が付けられた同じ第２の方向に整列され、かつ配向されている。胴体５１０の両側にある推進機構５０２−１および５０２−４は、第１の方向および第２の方向と比較して角度が付けられた同じ第３の方向に整列され、かつ配向されている。

図６は、開示された実装形態による、垂直離着陸（ＶＴＯＬ）のために配向された航空機６００の側面図を示す。航空機６００は、図５に関して上述した航空機５００に対応する。図６に示すように配向されたとき、航空機を、６つの自由度（ピッチ、ヨー、ロール、ヒーブ、サージ、およびスウェイ）のいずれかで操縦し得るため、ＶＴＯＬおよび高い操縦性が可能である。

図示のように、航空機がＶＴＯＬ用に配向されたとき、モータアームおよびリングウィング６０７は、ほぼ水平かつ同一平面内に整列している。この配向において、推進機構の各々は、水平方向および／または垂直方向に対してオフセットしている、または角度が付けられている。このように、各推進機構６０２は、力を生成するときに、水平成分および垂直成分の両方を含む力を生成する。示される例では、各推進機構は、垂直に対して約３０度の角度が付けられている。同様に、上述したように、隣接する推進機構は、推進機構の対を形成するように、向かい合う方向に角度が付けられている。例えば、推進機構６０２−２は、推進機構６０２−３に向かって配向される。以下でさらに考察するように、隣接する推進機構を互いに向かって角度を付けて、推進機構の対を形成すると、各推進機構からの水平方向の力が相殺され、そのため推進機構の対は、垂直方向の力を生成することができる。同様に、一対の推進機構のうちの推進機構の一方が、もう一方の推進機構よりも大きな力を生成している場合、一対の推進機構から正味の水平方向の力がもたらされる。したがって、図６に示すように、航空機６００が、角度が付けられた推進機構を有してＶＴＯＬ用に配向されている場合、航空機は、６つの自由度のいずれかで独立して動くことができる。例えば、航空機がＸ方向にサージする場合、推進機構によって生成される力を変更することによって、Ｘ方向のサージを可能にするために前方にピッチする必要なく、Ｘ方向に正味の水平方向の力を生成することができる。

水平飛行中、オフセットしたリングウィング６０７を用いて、胴体を水平に配向することができるように（図５に示すように）、航空機６００がＶＴＯＬ用に配向されているとき（図６に示すように）、胴体はある角度で回転する。この実施例では、胴体６１０は垂直から約３０度で角度を付けられている。他の実装形態では、垂直からの回転量は、航空機６００が水平飛行に配向されているときのリングウィング６０７のために望ましいオフセットの量に応じて、大きくてもよく、または小さくてもよい。

航空機はまた、図６に示されるように、着陸位置へと延在可能な１つ以上の着陸装置６０３も含んでもよい。飛行中、着陸装置６０３は、リングウィング６０７の内部へと引き込まれてもよく、かつ／または上方に回転されて、リングウィングの後縁に沿ったままであってもよい。さらに他の実施例では、着陸装置は恒久的に固定されていてもよい。

胴体６１０は、航空機制御システム６１４、電力モジュール６０６、および／または航空機によって輸送されるペイロード６１２などの航空機の１つ以上の構成要素を格納するために使用されてもよい。航空機制御システムについては、以下でさらに考察される。電力モジュール（複数可）６０６は、航空機６００に取り外し可能に取り付けられてもよい。航空機用の電力モジュール（複数可）６０６は、例えば、バッテリー電力、太陽光電力、ガス電力、スーパーキャパシタ、燃料電池、代替発電源、またはそれらの組み合わせの形態であってもよい。電力モジュール（複数可）６０６は、航空機制御システム６１４、推進機構６０２、およびペイロード係合モジュール６１０−１に連結され、かつこれらに電力を提供する。

いくつかの実装形態では、電力モジュールのうちの１つ以上は、自律的に取り外しおよび／または別の電力モジュールと交換できるように構成されてもよい。例えば、航空機が配達場所、中継場所、および／または物流施設に着地したとき、航空機は、電力モジュールを再充電する場所で、充電部材と係合してもよい。

ペイロード６１２は、航空機によって輸送される任意のペイロードであってもよい。いくつかの実装形態では、空中輸送に対する顧客から注文された物品を空中輸送するために航空機を使用されてもよく、ペイロードは、１つ以上の顧客注文物品を含んでもよい。例えば、顧客は、電子商取引ウェブサイトから物品を注文してもよく、その物品は、航空機６００を使用して、顧客指定の配達場所に配達されてもよい。

いくつかの実装形態では、胴体６１０は、ペイロード係合モジュール６１０−１を含んでもよい。例えば、ペイロード係合モジュール６１０−１は、ペイロード６１２を胴体へと追加し得る、または胴体から取り外し得るように、胴体の内部にアクセスできる開位置と、図６に示すように、ペイロード６１２が胴体の内部に固定されるような閉位置との間で回転することができる、胴体６１０のヒンジ留めされた部分であってもよい。

図７は、開示された実装形態による、リングウィング７０７を備えた航空機７００の側面図である。航空機７００は、図５で考察した航空機５００、および図６で考察した航空機６００に対応する。示されるように、図７に示すように航空機が水平飛行用に配向されている場合、胴体７１０は水平に配向され、また推進機構のうちの２つ、すなわち推進機構７０２−２と、胴体の反対側にあり、かつ図５に示されている推進機構とは、実質的に水平な方向の推力を生成するように配向されている。比較すると、推進機構７０２−１および７０２−３などのその他の推進機構は、実質的に水平な方向の力を生成するように配向されていない。水平飛行中、航空機が実質的に水平な方向で空中をナビゲートする際に、航空機にピッチ、ヨー、および／またはロールを生じさせることになる、操縦力を生成するために、推進機構７０２−１および７０２−３などの推進機構を無効化してもよく、かつ／またはこれらを使用してもよい。いくつかの実装形態では、実質的に水平な力を生成するように整列されていない推進機構を、風の中で自由に回転させることができ、その回転から生成されるエネルギーを使用して、航空機７００の電力モジュールを充電してもよい。

リングウィング７０７は、リングウィングの下部セグメント７０７−２がリングウィング７０７の上部セグメント７０７−１の前方に位置付けられるように角度が付けられている。リーディングウィングである下部セグメント７０７−２は、リアウィングである上部セグメント７０７−１よりもはるかに大きい揚力を１平方インチあたり作り出すため、下部セグメント７０７−２の弦長は、上部セグメント７０７−１の弦長よりも短い。同様に、示されるように、リングウィングの上部セグメント７０７−１は、下部セグメント７０７−２とは異なるキャンバーを有する。弦長およびキャンバーは、上部セグメント７０７−１に沿って示されたものから、下部セグメント７０７−２へと移行する。スタビライザーフィン５２０（図５）などの１つ以上のスタビライザーフィンを含む実装形態では、下部セグメント７０７−２と上部セグメント７０７−１との間の弦長の差はより小さくてもよく、かつ／または下部セグメント７０７−２と上部セグメント７０７−１との間のキャンバーの差はより小さくてもよい。

リングウィングの側部セグメント７０７−４およびセグメント７０７−６などの側部セグメントは、ある程度の揚力を提供するが、各側部セグメントの中間点７０８では、リングウィング７０７によって生成される最小の揚力が存在する。中間点７０８で生成される揚力は最小であるので、航空機の総重量を減らすためにセグメントはテーパーにされる場合がある。この実施例では、側部セグメント７０７−４および７０７−６などの側部セグメントは、中間点に向かってテーパーになっているが、構造的完全性のためにある程度の寸法を保持し、かつ推進機構７０２の周囲の保護バリアとして動作する。示された実施例は、セグメント７０７−４および７０７−６の両方が中間点７０８でより小さい端部に向かってテーパーになっていることを示すが、他の実装形態では、テーパーは、より大きい上部セグメント７０７−１からより小さい下部セグメント７０７−２まで一貫していてもよい。

揚力を提供することに加えて、リングウィング７０７は、航空機７００の推進機構を囲む保護バリアまたはシュラウドを提供する。リングウィング７０７の保護バリアは、航空機の安全性を高める。例えば、航空機が別の物体と接触した場合、物体は、推進機構ではなくむしろリングウィングに接触することになる可能性がより高い。

図８は、開示された実装形態による、実質的な六角形の形状を有するリングウィング８０７を有する航空機８００の正面図である。航空機８００は、図５の航空機５００、図６の航空機６００、および図７の航空機７００に対応する。図７に関して上述したように、航空機が水平飛行用に配向されている場合、図７および図８に示すように、胴体８１０は移動方向に配向され、リングウィング８０７は揚力を生じるように移動方向に配向され、また胴体８１０の両側にある推進機構８０２−２および８０２−５は、航空機を水平に推進または推力を与えるために、実質的に水平な方向の力を生成するように整列されている。他の推進機構８０２−１、８０２−３、８０２−４、および８０２−６は、オフセットしており、また無効化されてもよく、操縦力を生成するために使用されてもよく、かつ／または自由に回転して、航空機８００の電力モジュールを充電するために使用されるエネルギーを生成してもよい。推進機構８０２−２および８０２−５の各々によって生成される推力を増加させることにより、航空機の水平速度が増加する。同様に、リングウィング８０７からの揚力も増加する。いくつかの実装形態では、図５に関して上述したものなどの１つ以上のエルロンが、リングウィングの表面に含まれ、かつ水平飛行中に航空機の空中ナビゲーションを制御するために使用されてもよい。同様に、水平飛行中に航空機を安定させるために、１つ以上のスタビライザーフィン８２０が含まれてもよい。

いくつかの実装形態では、六角形の形状のリングウィングは、製造コストを削減し、より安定した飛行を提供し、エルロンなどの制御要素を含むことができるより平坦な表面を提供してもよい。同様に、他の構成要素を、リングウィングの表面に連結してもよい。他の構成要素としては、センサ、画像化要素、距離計、識別マーカー、全地球測位衛星アンテナ、アンテナなどのナビゲーション構成要素等が挙げられるが、これらに限定されない。

以下で考察するように、航空機を、図６に示すＶＴＯＬ配向から、図７および図８に示す水平飛行配向へと移行するために、推進機構８０２の各々によって生成される力は、航空機を前方にピッチさせ、水平方向の速度を増加させる。水平速度が増加し、ピッチが増加すると、リングウィングの翼形状によって生成される揚力が増加し、それにより、航空機を水平飛行配向へとさらにピッチさせ、航空機が空中に留まることができるようにする。

対照的に、以下で説明するように、航空機が水平飛行配向からＶＴＯＬ配向に移行する場合、推進機構からの力により、航空機のピッチを減少させ、水平速度を低下させる場合がある。航空機のピッチが減少すると、リングウィングの翼形状によって生成される揚力が減少し、６つの推進機構８０２の各々によって生成される推力が、航空機８００の飛行を維持するために利用される。

図５〜図８に示すように、推進機構８０２の各々は、リングウィングと実質的に整列されたほぼ同じ平面内に位置付けられている。同様に、各推進機構８０２は、推進機構が互いに対して、および航空機８００の胴体８１０の周りにほぼ等しい距離で位置付けられるように、胴体８１０の周りに互いに約６０度の間隔で配置される。例えば、第２の推進機構８０２−２および第５の推進機構８０２−５は各々、Ｘ軸に沿って位置付けられてもよい。第３の推進機構８０２−３は、Ｘ軸から約６０度に位置付けられてもよく、第４の推進機構８０２−４は、Ｘ軸から約１２０度に位置付けられてもよい。同様に、第１の推進機構８０２−１および第６の推進機構８０２−６は、同様に、負の方向にＸ軸から約６０度および１２０度に位置付けられてもよい。

他の実装形態では、推進機構間の間隔は、異なっていてもよい。例えば、第１の方向に配向されている推進機構８０２−１、８０２−３、および８０２−５は各々、１２０度離れたほぼ等間隔であってもよく、第２の方向に配向されている推進機構８０２−２、８０２−４、および８０２−６はまた、１２０度離れたほぼ等間隔であってもよい。しかしながら、第１の方向に配向された推進機構と第２の方向に配向された推進機構との間の間隔は、等しくなくてもよい。例えば、第１の方向に配向された推進機構８０２−１、８０２−３、および８０２−５は、Ｘ軸に関して航空機の外周の周りに、約０度、約１２０度、および約２４０度に位置付けられてもよく、第２の方向に配向された推進機構８０２−２、８０２−４、および８０２−６は、Ｘ軸に関して航空機８００の外周の周りに、約１０度、約１３０度、および約２５０度に位置付けられてもよい。

他の実装形態では、推進機構は他の整列を有してもよい。同様に、他の実装形態では、推進機構の数が少ないか、または追加的な推進機構がある場合がある。同様に、いくつかの実装形態では、推進機構のすべてが、同じ平面内に整列していなくてもよく、かつ／またはリングウィングは、推進機構の一部またはすべてとは異なる平面内にあってもよい。

上述し、図５〜図８に示した実施例では、各それぞれのモータアームを中心として推進機構を約３０度回転し、リングウィングが胴体に対して約３０度オフセットしていることを考察しているが、他の実装形態では、推進機構および／またはリングウィングの配向は、３０度より大きくても小さくてもよく、リングウィングの角度は、１つ以上の推進機構の角度と異なってもよい。いくつかの実装形態では、航空機がＶＴＯＬ配向にあるときの航空機の操縦性がより重要である場合、推進機構の配向は、３０度よりも高くてもよい。例えば、推進機構の各々は、第１または第２の方向のいずれかで、各それぞれのモータアームを中心として約４５度で配向されてもよい。それに比べて、航空機がＶＴＯＬ配向にあるときの航空機の揚力がより重要である場合、推進機構の配向は、３０度未満であってもよい。例えば、各推進機構は、各それぞれのモータアームを中心として垂直配向から約１０度で配向されてもよい。

いくつかの実装形態では、いくつかの推進機構の配向は他の推進機構と異なってもよい。例えば、推進機構８０２−１、８０２−３、および８０２−５は各々、第１の方向に約１５度で配向されてもよく、推進機構８０２−２、８０２−４、および８０２−６は、第２の方向に約２５度で配向されてもよい。さらに他の実施例では、推進機構の対は、推進機構の他の対とは異なる配向を有していてもよい。例えば、推進機構８０２−１および８０２−６はそれぞれ、互いに向かって第１の方向および第２の方向に、各々約３０度で配向されてもよく、推進機構８０２−３および８０２−２はそれぞれ、互いに向かって第１の方向および第２の方向に、各々約４５度で配向されてもよく、推進機構８０２−５および８０２−４はそれぞれ、互いに向かって第１の方向および第２の方向に、各々約４５度で配向されてもよい。

以下で考察するように、示すように推進機構を対で部分的に互いに対して配向することにより、推進機構の対によって生成される横方向または水平方向の力は、同じ量の力を生成するときに相殺されることになり、そのため航空機がＶＴＯＬ配向にあるとき、その対からの力の合計は、実質的に垂直な方向（Ｚ方向）のみである。同様に、以下で考察するように、対の一方の推進機構がもう一方の推進機構よりも大きな力を生成する場合、航空機がＶＴＯＬ配向にあるとき、横方向または水平方向の力をＸ方向および／またはＹ方向にもたすことになる。推進機構の対のうちの１つ以上から生成される水平方向の力により、航空機がＶＴＯＬ配向にあるときに、航空機のピッチを変更することなく、航空機を、水平方向に平行移動させかつ／またはヨーすることができる。推進機構８０２の複数の対による横方向の力の生成は、航空機８００が６つの自由度（サージ、スウェイ、ヒーブ、ピッチ、ヨー、およびロール）のいずれかで独立して動作することを可能にする。その結果、航空機８００の安定性と操縦性が向上する。

図５〜図８に示す実装形態は、航空機の中央部分から放射状に延在して、リングウィングに連結される６つのアームを含んでいるが、他の実装形態では、アームがより少なくてもよく、または追加的なアームが存在していてもよい。例えば、航空機は、アーム５０５間に延在し、航空機に追加の支持を提供する支持アームを含んでもよい。別の実施例として、すべてのモータアームが、リングウィングまで延在し、かつこれと連結していなくてもよい。

図１〜図８で上述した実施例では、実質的に円形状（図１〜図４）または実質的に六角形状（図５〜図８）のいずれかのリングウィングについて説明しているが、他の実装形態では、リングウィングは他の形状を有してもよい。例えば、リングウィングは、実質的に正方形、長方形、五角形、八角形などであってもよい。

図９は、開示された実装形態による、例示的な操縦性プロセス９００を示すフロー図である。例示的な操縦性プロセス９００は、航空機がＶＴＯＬ配向にあるときに実行される。例示的なプロセス９００は、９０２のように、操縦を含む空中ナビゲーション指令を受信することから始まる。操縦とは、航空機の現在の飛行の態様を変化または変更するための任意の指令であってもよい。例えば、操縦は、上昇または下降（ヒーブ）、速度の増減（サージ）、右または左への移動（スウェイ）、ピッチ、ヨー、ロール、および／またはそれらの任意の組み合わせであってもよい。

指令された操縦に基づいて、プロセス例は、９０３のように、操縦の実行に使用される推進機構を決定する。本明細書で説明するように、航空機は、航空機がＶＴＯＬ配向にあるときに、６つの自由度のいずれかで航空機に１つ以上の操縦を実行させることになる推力を生成するために選択的に使用され得る、本明細書で考察するような複数の推進機構を含んでもよい。

操縦を実行するために使用されるべき推進機構を決定することに加えて、９０４のように、推進機構の各々によって生成される推力の大きさおよび方向が決定される。上述のように、いくつかの実装形態では、推進機構は、それらが整列するいずれかの方向に力を生成するように構成されてもよい。あるいは、またはそれに加えて、推進機構は、推進機構によって生成される力が異なる方向に配向され得るように、２つ以上の位置間で回転可能であるように構成されてもよい。他の実装形態では、推進機構は、航空機上の固定的な位置に固定されてもよい。

指令された操縦を生成するために使用されるべき決定された推進機構と、それらの推進機構によって生成される力の決定された大きさおよび方向とに基づいて、命令が、９０６のように、力を生成させる決定された推進機構に送信される。図１４〜図１９は、６つの自由度のいずれかで１つ以上の指令された操縦を実行するために各推進機構によって生成され得る、異なる力の実施例を示している。

図１０は、開示された実装形態による、垂直飛行から水平飛行への例示的な移行プロセス１０００を示すフロー図である。例示的なプロセスは、航空機がＶＴＯＬ配向で動作しているときに、複数の推進機構と、複数の推進機構のうちの少なくとも一部分を囲むリングウィングとを含む、本明細書で説明する航空機のいずれかによって実行され得る。例示的なプロセス１０００は、１００２のように、水平成分を含む空中指令を受信すると開始する。指令は、例えば、コントローラ、リモートコンピューティングリソース、その他の航空機などのリモートソースから受信されてもよい。他の実施例では、指令は、定義された飛行経路の一部であり、自律動作などの一部として航空機によって決定されてもよい。

水平成分を有する指令を受信すると、それぞれの推進機構によって、および／またはリングウィングの１つ以上のエルロンによって力が生成され、これが、１００４のように、航空機を前方にピッチさせ、かつ指令された水平方向における速度を増加させる。以下でさらに説明するように、Ｙ軸を中心としたピッチングモーメントとＸ方向のサージを引き起こす様々な推進機構による様々な力が生成されてもよい。

航空機が前方にピッチングし、指令されたＸ方向にサージングするのに従って、１００６のように、水平対気速度およびピッチ角の両方がそれぞれのしきい値を超えているかどうかについての決定が行われる。ピッチ角しきい値と対応する水平対気速度しきい値は、互いに依存する場合があり、航空機が水平飛行のために航空機のリングウィングから十分な揚力を受けるために必要なピッチおよび水平対気速度に対応する場合がある。

水平対気速度またはピッチ角の一方または両方が、それぞれのしきい値を超えていないと決定された場合、１００８のように、指令が満たされたかどうかについての決定が行われる。指令が満たされたと決定された場合、１０１０のように、例示的なプロセスは完了する。指令が満たされていないと決定された場合、例示的なプロセス１０００は、ブロック１００４に戻り、継続する。

決定ブロック１００６に戻って、水平対気速度が水平対気速度しきい値を超えており、かつピッチ角がピッチ角しきい値を超えていると決定された場合、１０１２のように、実質的に水平な方向に配向された２つの推進機構の推力を増加し、そして１０１４のように、航空機が水平飛行配向にあるときに操縦性推進機構と呼ばれるその他の推進機構によって生成される推力は、減少または終了する。航空機が水平対気速度しきい値を超える水平方向に移動しており、かつ航空機のピッチ角がピッチ角しきい値を超える場合、航空機は、上述した水平飛行配向にあると見なされる。

航空機が水平飛行配向にあるとき、水平方向に航空機を前進し続けるために、水平に整列した推進機構の推力は増加し、その他の推進機構によって提供される推力の減少を構成する。航空機が、水平飛行配向にあり、対気速度しきい値を超える水平対気速度の速さで移動しているとき、リングウィングの空気力学的形状は、航空機を水平飛行に維持するのに十分な揚力を生成する。水平に整列された推進機構によって生成される力は、航空機を水平に前進させる。

航空機は、水平方向において空中をナビゲートし続け、１０１６のように、空中指令を完了する。本明細書に記載の実装形態の水平飛行配向は、すべての推進機構を利用して、水平方向にナビゲートしなければならない航空機と比較して、航空機の効率性および航続距離を改善する。

図１１は、開示された実装形態による、水平飛行から垂直飛行への例示的な移行プロセス１１００を示すフロー図である。例示的なプロセスは、複数の推進機構と、複数の推進機構のうちの少なくとも一部分を囲むリングウィングとを含む、本明細書で考察する航空機のいずれかによって、航空機が水平飛行配向で動作しているときに実行され得る。例示的なプロセス１１００は、１１０２のように、垂直成分を含む空中指令を受信すると開始する。指令は、例えば、コントローラ、リモートコンピューティングリソース、その他の航空機などのリモートソースから受信されてもよい。他の実施例では、指令は、定義された飛行経路の一部であってもよく、自律動作などの一部として航空機によって決定されてもよい。

垂直成分を含む指令を受信すると、推進機構のうちの１つ以上および／またはリングウィングの１つ以上のエルロンによって力が発生し、それは、１１０４のように、航空機のピッチを低下させ、水平対気速度を低下させ得る。以下でさらに考察するように、Ｙ軸を中心としたピッチングモーメントの減少を引き起こす様々な推進機構による様々な力が、生成されてもよい。

航空機のピッチが減少し、場合によっては水平対気速度が低下すると、１１０６のように、航空機の水平対気速度またはピッチ角がそれぞれのしきい値を下回っているかどうかについての決定が行われる。ピッチ角しきい値と対応する水平対気速度しきい値は、互いに依存する場合があり、航空機が水平飛行のために航空機のリングウィングから十分な揚力を受けるために必要なピッチおよび水平対気速度に対応する場合がある。

ピッチ角も水平対気速度もそれぞれのしきい値を下回っていないと決定された場合、１１０８のように、指令が満たされたかどうかについての決定が行われる。指令が満たされたと決定された場合、１１１０のように、例示的なプロセスは完了する。指令が満たされていないと決定された場合、例示的なプロセス１１００は、ブロック１１０４に戻り、継続する。

決定ブロック１１０６に戻って、水平対気速度が水平対気速度しきい値を下回っているか、またはピッチ角がピッチ角しきい値を下回っているかのいずれかと決定された場合、１１１２のように、実質的に水平な方向に配向された２つの推進機構の推力が減少し、そして１１１４のように、その他の推進機構によって生成される推力が増加する。航空機が水平対気速度しきい値を下回って移動し、ピッチ角がピッチ角しきい値を下回る場合、航空機は、上述したＶＴＯＬ配向にあると見なされる。

航空機がＶＴＯＬ配向にあるとき、推進機構の各々によって生成される推力は、航空機の飛行を維持し、かつ航空機を空中でナビゲートまたは操縦するために使用される。

航空機は、垂直方向において空中でナビゲートし続け、１１１６のように、空中指令を完了する。本明細書に記載される実装形態のＶＴＯＬ飛行配向は、航空機の操縦性を向上し、航空機が、垂直離陸、着陸、ペイロード配達を完了し、かつ限られた空間内で動作および操縦できるようにする。

本明細書で説明するように、ＶＴＯＬ配向と水平飛行配向との間で移行できる航空機を提供すると、航空機の全体的な性能、安全性、および効率性が向上する。例えば、航空機が顧客への配達のために、顧客が注文した物品を空中でナビゲートする場合、航空機は、ペイロード（顧客物品）を搭載され、航空機が定義された高度に達するまで、ＶＴＯＬ配向においてソース場所から実質的に垂直な方向で出発し、次に、顧客の配達場所の上方の定義された高度の位置へと効率的かつ迅速にナビゲートするために、水平飛行配向に移行してもよい。顧客の配達場所の上方のある位置に到達すると、航空機は、水平飛行配向からＶＴＯＬ配向に移行し、配達場所まで垂直に下降し、そして物品を配達することができる。物品の配達が完了すると、航空機は、垂直に上昇し、別の場所へとナビゲートしてもよい。

図１２は、開示された実装形態による、ＶＴＯＬ配向における垂直離陸から、水平飛行配向における水平飛行への例示的な飛行移行１２０１を示す。ＶＴＯＬ配向から水平飛行配向への移行は、本明細書で考察される航空機のいずれかによって実行され得る。この実施例では、初期段階で、航空機１２００−１は着陸しており、リングウィング１２０７−１がＸ−Ｙ平面内に水平に整列し、かつ胴体１２１０−１が垂直に対してある角度で回転しているような、ＶＴＯＬ配向に位置付けられている。着陸装置１２０３−１も航空機を支持するために配備されている。

次に、航空機は、航空機１２００−２によって示されるように、航空機をある高度まで垂直に上昇させる推進機構を使用して、垂直推力を生成する。第２の時点では、航空機１２００−２は依然としてＶＴＯＬ配向にあり、胴体１２１０−２は垂直から回転し、かつリングウィングおよび対応する推進機構は、Ｘ−Ｙ平面内で水平に整列している。この実施例では、航空機が上昇すると、着陸装置１２０３−２が回転し、リングウィング１２０７−２に向かって収縮し始める。

航空機１２００−３により示される時間３において、航空機は、Ｙ軸を中心としてピッチモーメントを引き起こす異なる推進機構による異なる力を生成することにより、前方へピッチし始める。示されるように、航空機１２００−３が前方にピッチングし始めると、リングウィング１２０７−３と推進機構は、もはや水平に整列せず、航空機は、胴体１２１０−３の整列方向に移動し始める。最終的に、時間３において、この実施例の着陸装置１２０３−３は完全に格納されている。

時間４において、航空機１２００−４によって示されるように、航空機１２００−４のピッチは増加し続け、航空機の水平対気速度は増加し続ける。ピッチおよび水平対気速度が増加するにつれて、リングウィングは、より垂直な配向へと移動し、そして航空機をある高度に維持することになる揚力を発生し始める。さらに、リングウィングによって発生された揚力により、時間５における航空機１２００−５によって示されるように、航空機は水平飛行配向へと回転し続ける。

時間５において、航空機１２００−５は水平飛行配向にあり、胴体１２１０−５は水平に配向され、航空機は、実質的に水平な成分を含む方向において空中でナビゲートしている。上述のように、航空機が水平飛行配向にあるとき、推進機構のうちの２つが水平に整列して、実質的に水平な方向の推力を生成する。このように、これら２つの推進機構によって生成される力は増加し、その他の推進機構は、無効化され、低減され、または航空機の電力モジュールを充電するために使用されるエネルギーを生成するために、自由に回転することができる。いくつかの実装形態では、使用されない推進機構は、航空機の抗力を低減するために、折り畳まれるか、または邪魔にならないように位置付けられるように調整可能であってもよい。

航空機１２００−６によって時間６において示されるように、航空機が水平飛行配向で動作する間、胴体１２１０−６は移動方向に水平に配向されたままであり、リングウィング１２０７−６は、航空機の効率的な水平飛行を支持する揚力を生成するように配向されたままである。水平飛行配向では、航空機は、より低い電力消費で高速で空中をナビゲートすることができ、それにより航空機の航続距離が増大する。

図１３は、開示された実装形態による、水平飛行配向からＶＴＯＬ配向への例示的な飛行移行１３０１を示す。この実施例では、空中飛行体１３００−１によって示される時間１において、航空機は、水平飛行配向にあり、実質的に水平な方向において空中をナビゲートしている。航空機１３００−２によって示される時間２において、航空機は、ＶＴＯＬ配向に移行して、下降するための指令を受信する。指令を実行する際、推進機構および／またはリングウィングのエルロンによって生成される力が、リングウィング１３０７−３が水平方向に向かって回転し始め、胴体１３１０−３が水平配向から離れるように回転し始めるために、航空機１３００−３のピッチを減少し始めさせる。ピッチが減少し、リングウィングが回転するにつれて、航空機の水平対気速度が低下し、リングウィングによって生成される揚力が減少する。リングウィングからの揚力の減少に対抗するために、航空機が飛行を維持するように、航空機の推進機構によって生成される力を増加する。

航空機１３００−４によって示される時間４において、水平対気速度は実質的に終了し、リングウィング１３０７−４がさらに水平方向に向かって回転し続け、胴体１３１０−４が上方に回転し続けるように、航空機のピッチは減少し続ける。同様に、航空機１３００−４の推進機構によって生成される力は、航空機を高度に維持するのに十分な揚力を生成している。

航空機１３００−５によって示される時間５において、航空機は移行を完了しており、そのためリングウィング１３０７−５はＸ−Ｙ平面内で水平に整列し、胴体１３１０−５は水平から離れるように回転し、航空機１３００−５の推進機構は、航空機１３００−５の揚力および操縦性を提供する。

推進機構により生成される力を減少させることにより、航空機１３００−６は、時間６において、下降し、かつ着陸装置１３０３−６を配備し始める。最後に、時間７において、航空機１３００−７が下降し、着陸装置１３０３−７が配備され、航空機は、リングウィング１３０７−７および対応する推進機構がＸ−Ｙ平面内で水平に整列するＶＴＯＬ配向を維持する。この実施例では、推進機構によって生成される力は、航空機を表面上でホバリングできるようにする。そのような位置において、航空機１３００−７は、ペイロードの配達、着陸、上昇、または６つの自由度のいずれかでの移動を配備または完了することができる。

図１４〜図１９は、航空機がＶＴＯＬ配向にあるときに、頭上から、または上から見下ろした視点から見た、図１〜図８に示す航空機の推進機構の図である。説明を容易にするために、航空機の他の構成要素は、図１４〜図１９から省略されており、推進機構のうちの１つ以上によって生成され得るＸ方向またはＹ方向の様々な力が、ベクトルによって示されている。考察のために、Ｚ方向に発生する力、または推進機構による力のＺ成分は、図１４〜図１９から省略されている。特に明記されている場合を除き、推進機構によって生成される力のＺ成分の合計は等しく、航空機に作用する重力に相反するため、航空機の高度は、実質的に変化しないままである。

理解されるように、力のＺ成分の合計が、航空機に作用する重力よりも大きくなる（高度を上げる）、または小さくなる（高度を下げる）ように推進機構によって生成される力をさらに変えることにより、航空機の高度または垂直位置は、増加または減少されてもよい。

航空機が示されたＶＴＯＬ配向にある場合、示された力が生成されたとき、これらの力は航空機にＸ方向のサージ（図１４）、Ｙ方向のスウェイ（図１５）、ホバー（図１６）、ピッチ（図１７）、ヨー（図１８）、およびロール（図１９）を生じさせることになる。

以下の実施例では、正味の力および／またはモーメントの大きさおよび方向を決定するための力の成分の合計について考察しているが、この考察は、説明のみを目的とするものであることが理解されよう。示された航空機の正味の力およびモーメントは、航空機の構成に基づいて、図２０に関して説明されるような制御システムによって決定されてもよい。例えば、影響マトリクスを利用して、各推進機構によって生成された特定の力または推力が与えられた航空機に対する正味の力（または正味の力成分）およびモーメントを決定することができる。同様に、逆影響マトリクスを利用して、所望の力、または正味の力成分およびモーメントが与えられた各推進機構に対して必要とされる力または推力を決定することができる。

図１〜図８に示された航空機を参照して、推進機構がそれぞれのモータアームを中心として交互の方向に約３０度で配向されていると仮定し、推進機構が航空機の原点から１半径に位置し、航空機がＶＴＯＬ配向にあると仮定すると、６つの推進機構の各々の推力が与えられた正味の力のＸ、ＹおよびＺ成分、ならびにＸ軸、Ｙ軸、およびＺ軸を中心としたモーメントを決定するために、以下の影響マトリクスを使用することができる。

同様に、所望の正味の力成分およびモーメントが与えられた６つの推進機構の各々に対する推力を決定するために、以下の逆影響マトリクスを使用してもよい。

図１４は、開示された実装形態により、航空機がＶＴＯＬ配向にあるときに、航空機をＸ方向にサージさせる推力ベクトル１４０３を有する、本明細書で考察される航空機の推進機構１４０２の図である。上述のように、推進機構１４０２の各々は、ほぼ同じ平面内、この実施例では、Ｘ−Ｙ平面内にあり、上述のように対１４０６内に配向されている。同様に、航空機がＶＴＯＬ配向にあるとき、航空機は任意の方向にナビゲートされ得るが、図１４は航空機１４００の機首方位を示している。

航空機１４００の構成において、航空機１４００をＸ方向にサージさせるために、推進機構１４０２−１、１４０２−３、１４０２−４、および１４０２−６は、この実施例では第１の大きさと呼ばれるほぼ等しい大きさの力１４０３−１、１４０３−３、１４０３−４、および１４０３−６を発生させる。同様に、推進機構１４０２−２および１４０２−５は各々、本明細書で第２の大きさと呼ばれる等しい大きさの力１４０３−２および１４０３−５を生成する。力１４０３−２および１４０３−５の第２の大きさは、力１４０３−１、１４０３−３、１４０３−４、および１４０３−６の第１の大きさより小さい。力１４０３−１、１４０３−２、１４０３−３、１４０３−４、１４０３−５、および１４０３−６の各々は、Ｘ成分、Ｙ成分、およびＺ成分を有する。上述のように、示された実施例の力１４０３−１、１４０３−２、１４０３−３、１４０３−４、１４０３−５、および１４０３−６のＺ成分の合計は、航空機に作用する重力と等しく、かつこれと相反する。したがって、説明および図示を容易にするために、力のＺ成分は、考察および図１４から省略されている。

第１の方向における第１の推進機構１４０２−１の配向によって、また第１の推進機構１４０２−１が第１の大きさを有する第１の力１４０３−１を生成しているため、第１の力１４０３−１は、正のＸ成分１４０３−１ｘおよび負のＹ成分１４０３−１ｙを含む方向を有する。同様に、第２の方向における第６の推進機構１４０２−６の配向によって、および第６の推進機構１４０２−６が第１の大きさを有する第６の力１４０３−６を生成しているため、第６の力１４０３−６は、正のＸ成分１４０３−６ｘおよび正のＹ成分１４０３−６ｙを含む方向を有する。さらに、力１４０３−１および１４０３−６は両方ともほぼ等しい大きさであり、推進機構の配向は両方とも約３０度であるが、対向する方向にあるため、それぞれのＸ成分の大きさはほぼ等しく、かつＸ成分の方向は同じであり、それぞれのＹ成分の大きさはほぼ等しく、かつＹ成分の方向は対向している。力１４０３−１および１４０３−６を合計すると、推進機構の第１の対１４０６−１に対する合力１４０７−１は、第３の大きさ、Ｘ成分１４０３−１ｘとＸ成分１４０３−６ｘとの合計である正のＸ成分を有し、かつ正のＹ成分１４０３−６ｙと負のＹ成分１４０３−１ｙとが互いに相殺された合計であるため、Ｙ成分を有しない。

推進機構１４０２−２および１４０２−３の第２の対１４０６−２に目を転じると、第１の方向における第３の推進機構１４０２−３の配向によって、および第３の推進機構１４０２−３が第１の大きさを有する第３の力１４０３−３を生成しているため、第３の力１４０３−３は、正のＸ成分１４０３−３ｘおよび正のＹ成分１４０３−３ｙを含む方向を有する。同様に、第２の方向における第２の推進機構１４０２−２の配向によって、および第２の推進機構１４０２−２が第２の大きさを有する第２の力１４０３−２を生成しているため、第２の力１４０３−２は、負のＸ成分１４０３−２ｘおよび正のＹ成分１４０３−２ｙを含む方向を有する。力１４０３−３および１４０３−２を合計すると、推進機構の第２の対１４０６−２に対する合力１４０７−２は、第４の大きさ、より大きい正のＸ成分１４０３−３ｘとより小さい負のＸ成分１４０３−２ｘとの差である負のＸ成分１４０７−２ｘ、および正のＹ成分１４０３−３ｙと正のＹ成分１４０３−２ｙとの合計である正のＹ成分１４０７−２ｙを有する。

推進機構１４０２−５および１４０２−４の第３の対１４０６−３については、第１の方向における第５の推進機構１４０２−５の配向によって、および第５の推進機構１４０２−５が第２の大きさを有する第５の力１４０３−５を生成しているため、第５の力１４０３−５は、負のＸ成分１４０３−５ｘおよび負のＹ成分１４０３−５ｙを含む方向を有する。同様に、第２の方向における第４の推進機構１４０２−４の配向によって、および第４の推進機構１４０２−４が第１の大きさを有する第４の力１４０３−４を生成しているため、第４の力１４０３−４は、正のＸ成分１４０３−４ｘおよび負のＹ成分１４０３−４ｙを含む方向を有する。力１４０３−５および１４０３−４を合計すると、推進機構の第３の対１４０６−３に対する合力１４０７−３は、第４の大きさ、より大きい正のＸ成分１４０３−４ｘとより小さい負のＸ成分１４０３−５ｘとの差である正のＸ成分１４０７−３ｘ、および負のＹ成分１４０３−５ｙと負のＹ成分１４０３−４ｙとの合計である負のＹ成分１４０７−３ｙを有する。

推進機構の第３の対１４０６−３に対する第２の対１４０６−２の位置付けによって、およびこれらの対が同様の力を生成するため、合力１４０７−２および１４０７−３は、ほぼ同じ大きさである第４の大きさ、同じ方向を有するほぼ同じＸ成分の大きさ、およびほぼ等しいが対向する方向を有するＹ成分の大きさを有する。

最後に、３つの合力１４０７−１、１４０７−２、および１４０７−３の各々を合計すると、正味の力１４０９は、第５の大きさ、第１の合力１４０７−１、第２の合力１４０７−２、および第３の合力１４０７−３のｘ成分１４０７−１ｘ、１４０７−２ｘ、および１４０７−３ｘの合計である大きさを有する正のＸ方向を有し、かつ第１の合力１４０７−１がＹ成分を有せず、かつ第２の合力１４０７−２と第３の合力１４０７−３の相反するＹ成分１４０７−２ｙと１４０７−３ｙの大きさが互いに相殺されるため、Ｙ成分を有しない。正味の力１４０９は、第５の大きさ、正のＸ成分を有し、かつＹ成分を有しないため、正味の力１４０９は、航空機１４００を正のＸ方向にサージさせる。

図１５は、開示された実装形態により、航空機がＶＴＯＬ配向にあるときに、航空機をＹ方向にスウェイさせる推力ベクトル１５０３を有する、本明細書で考察される航空機の推進機構１５０２の図である。上述のように、推進機構１５０２の各々は、ほぼ同じ平面内、この実施例では、Ｘ−Ｙ平面内にあり、上述のように対１５０６内に配向されている。同様に、航空機がＶＴＯＬ配向にあるとき、航空機は任意の方向にナビゲートされ得るが、図１５は航空機１５００の機首方位を表示している。

航空機１５００の構成において、航空機１５００をＹ方向にスウェイさせるために、第１の推進機構１５０２−１は第１の大きさの第１の力１５０３−１を発生し、第２の推進機構１５０２−２は第２の大きさの第２の力１５０３−２を発生し、第３の推進機構１５０２−３は第３の大きさの第３の力を発生し、第４の推進機構１５０２−４は第４の大きさの第４の力１５０３−４を発生し、第５の推進機構１５０２−５は第５の大きさの第５の力１５０３−５を発生し、第６の推進機構１５０２−６は第６の大きさの第６の力１５０３−６を発生する。

力１５０３−１、１５０３−２、１５０３−３、１５０３−４、１５０３−５、および１５０３−６の各々は、Ｘ成分、Ｙ成分、およびＺ成分を有する。上述のように、図示された実施例の力１５０３−１、１５０３−２、１５０３−３、１５０３−４、１５０３−５、および１５０３−６のＺ成分の合計は、航空機に作用する重力と等しく、かつこれと相反する。したがって、説明および図示を容易にするために、力のＺ成分は、考察および図１５から省略されている。

第１の方向における第１の推進機構１５０２−１の配向によって、および第１の推進機構１５０２−１が第１の大きさを有する第１の力１５０３−１を生成しているため、第１の力１５０３−１は、正のＸ成分１５０３−１ｘおよび負のＹ成分１５０３−１ｙを含む方向を有する。同様に、第２の方向における第６の推進機構１５０２−６の配向によって、および第６の推進機構１５０２−６が第６の大きさを有する第６の力１５０３−６を生成しているため、第６の力１５０３−６は、正のＸ成分１５０３−６ｘおよび正のＹ成分１５０３−６ｙを含む方向を有する。力１５０３−１および１５０３−６を合計すると、推進機構の第１の対１５０６−１に対する合力１５０７−１は、第７の大きさ、Ｘ成分１５０３−１ｘとＸ成分１５０３−６ｘとの合計である正のＸ成分１５０７−１ｘ、およびより大きい正のＹ成分１５０３−６ｙとより小さい負のＹ成分１５０３−１ｙとの差である正のＹ成分１５０７−１ｙを有する。

推進機構１５０２−２および１５０２−３の第２の対１５０６−２に目を転じると、第１の方向における第３の推進機構１５０２−３の配向によって、および第３の推進機構１５０２−３が第３の大きさを有する第３の力１５０３−３を生成しているため、第３の力１５０３−３は、正のＸ成分１５０３−３ｘおよび正のＹ成分１５０３−３ｙを含む方向を有する。同様に、第２の方向における第２の推進機構１５０２−２の配向によって、および第２の推進機構１５０２−２が第２の大きさを有する第２の力１５０３−２を生成しているため、第２の力１５０３−２は、負のＸ成分１５０３−２ｘおよび正のＹ成分１５０３−２ｙを含む方向を有する。力１５０３−３および１５０３−２を合計すると、推進機構の第２の対１５０６−２に対する合力１５０７−２は、第８の大きさ、より大きい負のＸ成分１５０３−２ｘとより小さい正のＸ成分１５０３−３ｘとの差である負のＸ成分１５０７−２ｘ、および正のＹ成分１５０３−３ｙと正のＹ成分１５０３−２ｙとの合計である正のＹ成分１５０７−２ｙを有する。

推進機構１５０２−５および１５０２−４の第３の対１５０６−３については、第１の方向における第５の推進機構１５０２−５の配向によって、および第５の推進機構１５０２−５が第５の大きさを有する第５の力１５０３−５を生成しているため、第５の力１５０３−５は、負のＸ成分１５０３−５ｘおよび負のＹ成分１５０３−５ｙを含む方向を有する。同様に、第２の方向における第４の推進機構１５０２−４の配向によって、および第４の推進機構１５０２−４が第４の大きさを有する第４の力１５０３−４を生成しているため、第４の力１５０３−４は、正のＸ成分１５０３−４ｘおよび負のＹ成分１５０３−４ｙを含む方向を有する。力１５０３−５および１５０３−４を合計すると、推進機構の第３の対１５０６−３に対する合力１５０７−３は、第９の大きさ、より大きい負のＸ成分１５０３−５ｘとより小さい正のＸ成分１５０３−４ｘとの差である負のＸ成分１５０７−３ｘ、負のＹ成分１５０３−５ｙと負のＹ成分１５０３−４ｙとの合計である負のＹ成分１５０７−３ｙを有する。

３つの対の操縦性コンポーネント１５０６−１、１５０６−２、および１５０６−３の位置付けのため、合力１５０７−１、１５０７−２、および１５０７−３の合計は、第１０の大きさ、正のＹ成分を有し、かつＸ成分を有しない、正味の力１５０９をもたらす。例えば、結果として得られるＸ成分１５０７−１ｘ、１５０７−２ｘ、および１５０７−３ｘを合計すると、２つの負のＸ成分１５０７−２ｘおよび１５０７−３ｘが組み合わさって、正のＸ成分１５０７−１ｘと相殺され、結果的に正味の力１５０９に対するＸ成分はなくなる。同様に、２つの正のＹ成分１５０７−１ｙと１５０７−２ｙとの合計は、負のＹ成分１５０７−３ｙより大きく、そのため、結果的として得られるすべてのＹ成分の合計は、航空機１５００が正のＹ方向にスウェイするように、正味の力１５０９に正のＹ成分を提供する。

図１６は、開示された実装形態により、空中車両航空機がＶＴＯＬ配向にあるときに、航空機をＺ方向にホバリング、上昇、または下降させる推力ベクトル１６０３を有する、本明細書で考察される航空機の推進機構１６０２の図である。上述のように、推進機構１６０２の各々は、ほぼ同じ平面内、この実施例では、Ｘ−Ｙ平面内にあり、上述のように対１６０６内に配向されている。同様に、航空機がＶＴＯＬ配向にあるとき、航空機は任意の方向にナビゲートされ得るが、図１６は航空機１６００の機首方位を表示している。

航空機１６００の構成において、航空機１６００をＺ方向にホバリング、上昇または下降させるために、第１の推進機構１６０２−１、第２の推進機構１６０２−２、第３の推進機構１６０２−３、第４の推進機構１６０２−４、第５の推進機構１６０２−５、および第６の推進機構１６０２−６のすべては、この実施例では第１の大きさと呼ばれる、ほぼ等しい大きさの力１６０３を発生させる。

力１６０３−１、１６０３−２、１６０３−３、１６０３−４、１６０３−５、および１６０３−６の各々は、Ｘ成分、Ｙ成分、およびＺ成分を有する。上述のように、航空機がホバーを維持する実装形態では、示される実施例の力１６０３−１、１６０３−２、１６０３−３、１６０３−４、１６０３−５、および１６０３−６のＺ成分の合計は、航空機に作用する重力と等しく、かつこれと相反する。航空機が上昇する場合、Ｚ方向の力の合計が重力よりも大きくなるように、推進機構の各々によって生成される力は、等しい量で増加する。比較すると、航空機が下降する場合、Ｚ方向の力の合計が重力よりも小さくなるように、推進機構の各々によって生成される力は、等しい量だけ減少する。説明および図示を容易にするために、力のＺ成分は、考察および図１６から省略されている。図１６に関する考察は、正味の力１６０９がＺ成分のみを有するように、Ｘ成分とＹ成分の合計がどのように相殺されるかを示すことになる。

第１の方向における第１の推進機構１６０２−１の配向によって、および第１の推進機構１６０２−１が第１の大きさを有する第１の力１６０３−１を生成しているため、第１の力１６０３−１は、正のＸ成分１６０３−１ｘおよび負のＹ成分１６０３−１ｙを含む方向を有する。同様に、第２の方向における第６の推進機構１６０２−６の配向によって、および第６の推進機構１６０２−６が第１の大きさを有する第６の力１６０３−６を生成しているため、第６の力１６０３−６は、正のＸ成分１６０３−６ｘおよび正のＹ成分１６０３−６ｙを含む方向を有する。さらに、第６の力１６０３−６および第１の力１６０３−１は同じ第１の大きさを有し、かつ対向する方向に配向されているため、それぞれのＸ成分およびＹ成分の大きさは同じである。同様に、それぞれのＸ成分の方向は同じであり、かつそれぞれのＹ成分の方向は対向する。力１６０３−１および１６０３−６を合計すると、推進機構の第１の対１６０６−１に対する合力１６０７−１は、第２の大きさ、Ｘ成分１６０３−１ｘとＸ成分１６０３−６ｘとの合計である正のＸ成分を有し、対向するＹ成分１６０３−１ｙと１６０３−６ｙとが互いに相殺されるため、Ｙ成分を有しない。

推進機構１６０２−２および１６０２−３の第２の対１６０６−２に目を転じると、第１の方向における第３の推進機構１６０２−３の配向によって、および第３の推進機構１６０２−３が第１の大きさを有する第３の力１６０３−３を生成しているため、第３の力１６０３−３は、正のＸ成分１６０３−３ｘおよび正のＹ成分１６０３−３ｙを含む方向を有する。同様に、第２の方向における第２の推進機構１６０２−２の配向によって、および第２の推進機構１６０２−２が第１の大きさを有する第２の力１６０３−２を生成しているため、第２の力１６０３−２は、負のＸ成分１６０３−２ｘおよび正のＹ成分１６０３−２ｙを含む方向を有する。力１６０３−３および１６０３−２を合計すると、推進機構の第２の対１６０６−２に対する合力１６０７−２は、第３の大きさ、より大きい負のＸ成分１６０３−２ｘとより小さい正のＸ成分１６０３−３ｘとの差である負のＸ成分１６０７−２ｘ、および正のＹ成分１６０３−３ｙと正のＹ成分１６０３−２ｙとの合計である正のＹ成分１６０７−２ｙを有する。

推進機構１６０２−５および１６０２−４の第３の対１６０６−３については、第１の方向における第５の推進機構１６０２−５の配向によって、および第５の推進機構１６０２−５が第１の大きさを有する第５の力１６０３−５を生成しているため、第５の力１６０３−５は、負のＸ成分１６０３−５ｘおよび負のＹ成分１６０３−５ｙを含む方向を有する。同様に、第２の方向における第４の推進機構１６０２−４の配向によって、および第４の推進機構１６０２−４が第１の大きさを有する第４の力１６０３−４を生成しているため、第４の力１６０３−４は、正のＸ成分１６０３−４ｘおよび負のＹ成分１６０３−４ｙを含む方向を有する。力１６０３−５および１６０３−４を合計すると、推進機構の第３の対１６０６−３に対する合力１６０７−３は、第３の大きさ、より大きい負のＸ成分１６０３−５ｘとより小さい正のＸ成分１６０３−４ｘとの差である負のＸ成分１６０７−３ｘ、および負のＹ成分１６０３−５ｙと負のＹ成分１６０３−４ｙとの合計である負のＹ成分１６０７−３ｙを有する。

３つの対の操縦性コンポーネント１６０６−１、１６０６−２、および１６０６−３の位置付けのため、合力１６０７−１、１６０７−２、および１６０７−３の合計は、Ｘ成分を有せず、かつＹ成分も有しない、正味の力１６０９をもたらす。具体的には、正のＹ成分１６０７−２ｙは、同じ大きさおよび対向する方向を有しているため、負のＹ成分１６０７−３ｙと相殺される。同様に、負のＸ成分１６０７−２ｘおよび１６０７−３ｘの各々は、正のＸ成分１６０７−１ｘの約半分であり、組み合わさって、３つのＸ成分は相殺される。推進機構１６０２から発生した力１６０３の正の成分の合計が等しく、かつ重力と相反する場合、航空機１６００はホバリングする。比較すると、力１６０３の正のＺ成分の合計が重力より大きい場合、航空機１６００は、正のＺ方向（すなわち、実質的に正の垂直方向）にヒーブする。比較すると、力１６０３の正のＺ成分の合計が重力より小さい場合、航空機１６００は、負のＺ方向（すなわち、実質的に負の垂直方向）にヒーブする。

図１７は、開示された実装形態により、航空機がＶＴＯＬ配向にあるときに、航空機をＹ軸を中心としてピッチさせる推力ベクトル１７０３を有する、本明細書で考察される航空機の推進機構１７０２の図である。上述のように、推進機構１７０２の各々は、ほぼ同じ平面内、この実施例では、Ｘ−Ｙ平面内にあり、上述のように対１７０６内に配向されている。同様に、航空機がＶＴＯＬ配向にあるとき航空機は任意の方向にナビゲートされ得るが、図１７は航空機１７００の機首方位を表示している。

航空機１７００の構成において、航空機１７００をＹ軸を中心としてピッチさせるために、第１の推進機構１７０２−１および第６の推進機構１７０２−６は、ほぼ同じ第１の大きさを有する第１の力１７０３−１および第６の力１７０３−６を発生させる。第３の推進機構１７０２−３および第４の推進機構１７０４−２は、第１の大きさより大きいほぼ同じ第２の大きさを有する、第３の力１７０３−３および第４の力１７０３−４を発生させる。第２の推進機構１７０２−２および第５の推進機構１７０２−５は、第１の大きさより大きく、第２の大きさより小さいほぼ同じ第３の大きさを有する、第２の力１７０３−２および第５の力１７０３−５を生成する。

力１７０３−１、１７０３−２、１７０３−３、１７０３−４、１７０３−５、および１７０３−６の各々は、Ｘ成分、Ｙ成分、およびＺ成分を有する。この実施例では、航空機１７００を、Ｘ方向におけるサージング、Ｙ方向におけるスウェイング、またはＺ方向におけるヒービングもなしに、Ｙ軸を中心として前方にピッチさせるために、推進機構によって発生したすべての力のＸ成分の合計が相殺され、推進機構によって発生したすべての力のＹ成分の合計が相殺され、推進機構によって発生したすべての力のＺ成分と重力の合計が相殺される。しかしながら、以下でさらに考察するように、力は原点１７１１または航空機１７００の重心から複数の距離において生成され、推進機構の第２の対１７０６−２からの合力１７０７−２のＺ成分の大きさ、および第３の推進機構１７０６−３からの合力１７０７−３のＺ成分の大きさは、推進機構の第１の対１７０６−１からの合力１７０７−１のＺ成分の大きさより大きいため、力のＺ成分の大きさの差と原点１７１１からのオフセットにより、Ｙ軸を中心としてモーメントが生成され、これが航空機を、Ｙ軸を中心として前方にピッチさせる。推進機構の第１の対１７０６−１のＺ成分と比較して、推進機構の第２の対１７０６−２と推進機構の第３の対１７０６−３のＺ成分の組み合わせの大きさの差が大きいほど、Ｙ軸を中心としたモーメントが大きくなり、航空機はＹ軸を中心としてより多くピッチする。説明および図示を容易にするために、個々の力のＺ成分は、考察および図１７から省略されている。

第１の方向における第１の推進機構１７０２−１の配向によって、および第１の推進機構１７０２−１が第１の大きさを有する第１の力１７０３−１を生成しているため、第１の力１７０３−１は、正のＸ成分１７０３−１ｘおよび負のＹ成分１７０３−１ｙを含む方向を有する。同様に、第２の方向における第６の推進機構１７０２−６の配向によって、および第６の推進機構１７０２−６が第１の大きさを有する第６の力１７０３−６を生成しているため、第６の力１７０３−６は、正のＸ成分１７０３−６ｘおよび正のＹ成分１７０３−６ｙを含む方向を有する。さらに、第６の力１７０３−６および第１の力１７０３−１は同じ第１の大きさを有し、かつこれらは対向する方向に配向されているため、それぞれのＸ成分およびＹ成分の大きさは同じである。同様に、それぞれのＸ成分の方向は同じであり、それぞれのＹ成分の方向は対向する。力１７０３−１および１７０３−６を合計すると、推進機構の第１の対１７０６−１に対する合力１７０７−１は、第４の大きさ、Ｘ成分１７０３−１ｘとＸ成分１７０３−６ｘとの合計である正のＸ成分１７０７−１ｘを有し、対向するＹ成分１７０３−１ｙと１７０３−６ｙが互いに相殺されるため、Ｙ成分を有しない。さらに、第１の対１７０６−１の合力１７０７−１は、力１７０３−１および１７０３−６の正のＺ成分の合計である正のＺ成分における第５の大きさを有する、Ｚ成分１７０７−１ｚを有する。

推進機構１７０２−２および１７０２−３の第２の対１７０６−２に目を転じると、第１の方向における第３の推進機構１７０２−３の配向によって、および第３の推進機構１７０２−３が第２の大きさを有する第３の力１７０３−３を生成しているため、第３の力１７０３−３は、正のＸ成分１７０３−３ｘおよび正のＹ成分１７０３−３ｙを含む方向を有する。同様に、第２の方向における第２の推進機構１７０２−２の配向によって、および第２の推進機構１７０２−２が第３の大きさを有する第２の力１７０３−２を生成しているため、第２の力１７０３−２は、負のＸ成分１７０３−２ｘおよび正のＹ成分１７０３−２ｙを含む方向を有する。力１７０３−３および１７０３−２を合計すると、推進機構の第２の対１７０６−２の合力１７０７−２は、第６の大きさ、より大きい負のＸ成分１７０３−２ｘとより小さい正のＸ成分１７０３−３ｘとの差である負のＸ成分１７０７−２ｘ、および正のＹ成分１７０３−３ｙと正のＹ成分１７０３−２ｙとの合計である正のＹ成分１７０７−２ｙを有する。さらに、第２の対１７０６−２の合力１７０７−２は、正のＺ成分における第７の大きさを有するＺ成分を有し、これは第１の合力１７０７−１のＺ成分１７０７−１ｚの第５の大きさより大きい。

推進機構１７０２−５および１７０２−４の第３の対１７０６−３については、第１の方向における第５の推進機構１７０２−５の配向によって、および第５の推進機構１７０２−５が第３の大きさを有する第５の力１７０３−５を生成しているため、第５の力１７０３−５は、負のＸ成分１７０３−５ｘおよび負のＹ成分１７０３−５ｙを含む方向を有する。同様に、第２の方向における第４の推進機構１７０２−４の配向によって、および第４の推進機構１７０２−４が第２の大きさを有する第４の力１７０３−４を生成しているため、第４の力１７０３−４は、正のＸ成分１７０３−４ｘおよび負のＹ成分１７０３−４ｙを含む方向を有する。力１７０３−５および１７０３−４を合計すると、推進機構の第３の対１７０６−３に対する合力１７０７−３は、第６の大きさ、より大きい負のＸ成分１７０３−５ｘとより小さい正のＸ成分１７０３−４ｘとの差である負のＸ成分１７０７−３ｘ、および負のＹ成分１７０３−５ｙと負のＹ成分１７０３−４ｙとの合計である負のＹ成分１７０７−３ｙを有する。さらに、第３の対１７０６−３の合力１７０７−３は、正のＺ成分における第７の大きさを有する、Ｚ成分１７０７−３を有し、これは第１の合力１７０７−１のＺ成分１７０７−１ｚの第５の大きさより大きい。

３つの対の操縦性コンポーネント１７０６−１、１７０６−２、および１７０６−３の位置付けのため、合力１７０７−１、１７０７−２、および１７０７−３の合計は、Ｘ成分を有せず、かつＹ成分も有しない、正味の力をもたらす。具体的には、正のＹ成分１７０７−２ｙは、同じ大きさおよび対向する方向を有しているため、負のＹ成分１７０７−３ｙと相殺される。同様に、負のＸ成分１７０７−２ｘおよび１７０７−３ｘの各々は、正のＸ成分１７０７−１ｘの約半分であり、組み合わさって、３つのＸ成分は相殺される。同様に、合力１７０７−１、１７０７−２、および１７０７−３のＺ成分の大きさの合計は、航空機１５００に作用する重力と等しく、かつこれと相反する。しかしながら、推進機構の第２の対１７０６−２および推進機構の第３の対１７０６−３からの合力１７０７−２および１７０７−３のＺ成分１７０７−２ｚおよび１７０７−３ｚの第７の大きさは各々、推進機構の第１の対１７０６−１の合力１７０７−１のＺ成分１７０７−１ｚの第５の大きさよりも大きく、かつこれらの力は原点１７１１からある距離離れているため、Ｙ軸を中心としてモーメント１７０９−Ｐが生じ、その結果として航空機１５００がＹ軸を中心として前方にピッチする。

図１８は、開示された実装形態により、航空機がＶＴＯＬ配向にあるときに、航空機をＺ軸を中心としてヨーさせる推力ベクトル１８０３を有する、本明細書で考察される航空機の推進機構１８０２の図である。上述のように、推進機構１８０２の各々は、ほぼ同じ平面内、この実施例では、Ｘ−Ｙ平面内にあり、上述のように対１８０６内に配向されている。同様に、航空機がＶＴＯＬ配向にあるとき、航空機は任意の方向にナビゲートされ得るが、図１８は航空機１８００の機首方位を表示している。

航空機１８００の構成において、航空機１８００をＺ軸を中心としてヨーさせるために、第１の推進機構１８０２−１、第３の推進機構１８０２−３、および第５の推進機構１８０２−５は、ほぼ同じ第１の大きさを各々有する第１の力１８０３−１、第３の力１８０３−３、および第５の力１８０３−５を発生させる。同様に、第２の推進機構１８０２−２、第４の推進機構１８０４−４、および第６の推進機構１８０２−６は、第１の大きさより大きいほぼ同じ第２の大きさをそれぞれ有する、第２の力１８０３−２、第４の力１８０３−４、および第６の力１８０３−６を発生させる。

力１８０３−１、１８０３−２、１８０３−３、１８０３−４、１８０３−５、および１８０３−６の各々は、Ｘ成分、Ｙ成分、およびＺ成分を有する。この実施例では、航空機１８００を、Ｘ方向におけるサージング、Ｙ方向におけるスウェイング、またはＺ方向におけるヒービングもなしに、Ｚ軸を中心としてヨーさせるために、推進機構によって発生したすべての力のＸ成分の合計が相殺され、推進機構によって発生したすべての力のＹ成分の合計が相殺され、推進機構によって発生したすべての力のＺ成分と重力の合計が相殺される。しかしながら、以下でさらに考察するように、力は原点１８１１または航空機１８００の重心から複数の距離において生成され、推進機構１８０６−１、１８０６−２、および１８０６−３の対の合力１８０７−１、１８０７−２、および１８０７−３は、反時計回り方向においてＺ軸を中心としてモーメントを生じさせ、これは航空機を、反時計回り方向においてＺ軸を中心としてヨーさせる。

第１の方向における第１の推進機構１８０２−１の配向によって、および第１の推進機構１８０２−１が第１の大きさを有する第１の力１８０３−１を生成しているため、第１の力１８０３−１は、正のＸ成分１８０３−１ｘおよび負のＹ成分１８０３−１ｙを含む方向を有する。同様に、第２の方向における第６の推進機構１８０２−６の配向によって、および第６の推進機構１８０２−６が第２の大きさを有する第６の力１８０３−６を生成しているため、第６の力１８０３−６は、正のＸ成分１８０３−６ｘおよび正のＹ成分１８０３−６ｙを含む方向を有する。力１８０３−１および１８０３−６を合計すると、推進機構の第１の対１８０６−１に対する合力１８０７−１は、第３の大きさ、正のＸ成分１８０３−１ｘと正のＸ成分１８０３−６ｘとの合計である正のＸ成分８０７−１ｘ、およびより大きい正のＹ成分１８０３−６ｙとより小さい負のＹ成分１８０３−１ｙとの差である正のＹ成分１８０７−１ｙを有する。

推進機構１８０２−２および１８０２−３の第２の対１８０６−２に目を転じると、第１の方向における第３の推進機構１８０２−３の配向によって、および第３の推進機構１８０２−３が第１の大きさを有する第３の力１８０３−３を生成しているため、第３の力１８０３−３は、正のＸ成分１８０３−３ｘおよび正のＹ成分１８０３−３ｙを含む方向を有する。同様に、第２の方向における第２の推進機構１８０２−２の配向によって、および第２の推進機構１８０２−２が第２の大きさを有する第２の力１８０３−２を生成しているため、第２の力１８０３−２は、負のＸ成分１８０３−２ｘおよび正のＹ成分１８０３−２ｙを含む方向を有する。力１８０３−３および１８０３−２を合計すると、推進機構の第２の対１８０６−２の合力１８０７−２は、第４の大きさ、より大きい負のＸ成分１８０３−２ｘとより小さい正のＸ成分１８０３−３ｘとの差である負のＸ成分１８０７−２ｘ、および正のＹ成分１８０３−３ｙと正のＹ成分１８０３−２ｙとの合計である正のＹ成分１８０７−２ｙを有する。

推進機構１８０２−５および１８０２−４の第３の対１８０６−３については、第１の方向における第５の推進機構１８０２−５の配向によって、および第５の推進機構１８０２−５が第１の大きさを有する第５の力１８０３−５を生成しているため、第５の力１８０３−５は、負のＸ成分１８０３−５ｘおよび負のＹ成分１８０３−５ｙを含む方向を有する。同様に、第２の方向における第４の推進機構１８０２−４の配向によって、および第４の推進機構１８０２−４が第２の大きさを有する第４の力１８０３−４を生成しているため、第４の力１８０３−４は、正のＸ成分１８０３−４ｘおよび負のＹ成分１８０３−４ｙを含む方向を有する。力１８０３−５および１８０３−４を合計すると、推進機構の第３の対１８０６−３に対する合力１８０７−３は、第４の大きさ、より大きい正のＸ成分１８０３−４ｘとより小さい負のＸ成分１８０３−５ｘとの差である正のＸ成分１８０７−３ｘ、および負のＹ成分１８０３−５ｙと負のＹ成分１８０３−４ｙとの合計である負のＹ成分１８０７−３ｙを有する。

３つの対の操縦性コンポーネント１８０６−１、１８０６−２、および１８０６−３の位置付けのため、合力１８０７−１、１８０７−２、および１８０７−３の合計は、Ｘ成分を有せず、かつＹ成分も有しない、正味の力をもたらす。同様に、正味の力のＺ成分は、重力によって相殺される。正のＹ成分１８０７−１ｙおよび正のＹ成分１８０７−２ｙは、負のＹ成分１８０７−３ｙと相殺される。同様に、正のＸ成分１８０７−１ｘおよび正のＸ成分１８０７−３ｘは、負のＸ成分１８０７−２ｘと相殺される。同様に、合力１８０７−１、１８０７−２、および１８０７−３のＺ成分の大きさの合計は、航空機１８００に作用する重力と等しく、かつこれと相反する。しかしながら、合力１８０７−１、１８０７−２、および１８０７−３は、原点１８１１または航空機１８１１の重心からの距離だけ離れているため、これらの力は、Ｚ軸を中心としてモーメント１８０９−Ｙを生成し、それにより、Ｚ軸を中心として航空機１８００をヨーさせる。

図１９は、開示された実装形態により、航空機がＶＴＯＬ配向にあるときに、航空機をＸ軸を中心としてロールさせる推力ベクトル１９０３を有する、本明細書で考察される航空機の推進機構１９０２の図である。上述のように、推進機構１９０２の各々は、ほぼ同じ平面内、この実施例では、Ｘ−Ｙ平面内にあり、上述のように対１９０６内に配向されている。同様に、航空機がＶＴＯＬ配向にあるとき、航空機は任意の方向にナビゲートされ得るが、図１９は航空機１９００の機首方位を表示している。

航空機１９００の構成において、航空機１９００をＸ軸を中心としてロールさせるために、第１の推進機構１９０２−１、第２の推進機構１９０２−２、および第３の推進機構１９０２−３は、ほぼ同じ第１の大きさを有する第１の力１９０３−１、第２の力１９０３−２、および第３の力１９０３−３を発生させる。第４の推進機構１９０２−４、第５の推進機構１９０２−５、および第６の推進機構１９０２−６は、第１の大きさより小さいほぼ同じ第２の大きさを有する、第４の力１９０３−４、第５の力１９０３−５、および第６の力１９０３−６を発生させる。

力１９０３−１、１９０３−２、１９０３−３、１９０３−４、１９０３−５、および１９０３−６の各々は、Ｘ成分、Ｙ成分、およびＺ成分を有する。この実施例では、航空機１９００を、Ｘ方向におけるサージング、Ｙ方向におけるスウェイング、またはＺ方向におけるヒービングもなしに、Ｘ軸を中心としてロールさせるために、推進機構によって発生したすべての力のＸ成分の合計が相殺され、推進機構によって発生したすべての力のＹ成分の合計が相殺され、推進機構によって発生したすべての力のＺ成分と重力の合計が相殺される。ただし、以下でさらに考察するように、力は原点から複数の距離において生成され、力１９０３−１、１９０３−２、および１９０３−３のＺ成分の大きさは、力１９０３−４、１９０３−５、および１９０３−６のＺ成分の大きさより大きいため、力のＺ成分の大きさの差および原点１９１１からのオフセットは、航空機１９００をＸ軸を中心としてロールさせるＸ軸を中心としたモーメントをもたらす。第４の力１９０３−４、第５の力１９０３−５、および第６の力１９０３−６のＺ成分の大きさと比較して、第１の力１９０３−１、第２の力１９０３−２、および第３の力１９０３−３のＺ成分の組み合わせ間の大きさの差が大きいほど、モーメントが大きくなり、航空機はＸ軸を中心としてより多くロールする。説明および図示を容易にするために、個々の力のＺ成分は、考察および図１９から省略されている。

第１の方向における第１の推進機構１９０２−１の配向によって、および第１の推進機構１９０２−１が第１の大きさを有する第１の力１９０３−１を生成しているため、第１の力１９０３−１は、正のＸ成分１９０３−１ｘおよび負のＹ成分１９０３−１ｙを含む方向を有する。同様に、第２の方向における第６の推進機構１９０２−６の配向によって、および第６の推進機構１９０２−６が第２の大きさを有する第６の力１９０３−６を生成しているため、第６の力１９０３−６は、正のＸ成分１９０３−６ｘおよび正のＹ成分１９０３−６ｙを含む方向を有する。力１９０３−１および１９０３−６を合計すると、推進機構の第１の対１９０６−１に対する合力１９０７−１は、第３の大きさ、Ｘ成分１９０３−１ｘとＸ成分１９０３−６ｘとの合計である正のＸ成分１９０７−１ｘ、およびより大きい負のＹ成分１９０３−１ｙとより小さい正のＹ成分１９０３−６ｙとの差である負のＹ成分１９０７−１ｙを有する。さらに、第１の対１９０６−１の合力１９０７−１は、正のＺ方向における第４の大きさを有する、正のＺ成分１９０７−１ｚを有する。

推進機構１９０２−２および１９０２−３の第２の対１９０６−２に目を転じると、第１の方向における第３の推進機構１９０２−３の配向によって、および第３の推進機構１９０２−３が第１の大きさを有する第３の力１９０３−３を生成しているため、第３の力１９０３−３は、正のＸ成分１９０３−３ｘおよび正のＹ成分１９０３−３ｙを含む方向を有する。同様に、第２の方向における第２の推進機構１９０２−２の配向によって、および第２の推進機構１９０２−２が第１の大きさを有する第２の力１９０３−２を生成しているため、第２の力１９０３−２は、負のＸ成分１９０３−２ｘおよび正のＹ成分１９０３−２ｙを含む方向を有する。力１９０３−３および１９０３−２を合計すると、推進機構の第２の対１９０６−２に対する合力１９０７−２は、第５の大きさ、より大きい負のＸ成分１９０３−２ｘとより小さい正のＸ成分１９０３−３ｘとの差である負のＸ成分１９０７−２ｘ、および正のＹ成分１９０３−３ｙと正のＹ成分１９０３−２ｙとの合計である正のＹ成分１９０７−２ｙを有する。さらに、第２の対１９０６−２の合力１９０７−２は、正のＺ方向において第６の大きさを有する正のＺ成分１９０７−２ｚを有し、これは第１の合力１９０７−１の第４の大きさ１９０７−１ｚより大きい。

推進機構１９０２−５および１９０２−４の第３の対１９０６−３については、第１の方向における第５の推進機構１９０２−５の配向によって、および第５の推進機構１９０２−５が第２の大きさを有する第５の力１９０３−５を生成しているため、第５の力１９０３−５は、負のＸ成分１９０３−５ｘおよび負のＹ成分１９０３−５ｙを含む方向を有する。同様に、第２の方向における第４の推進機構１９０２−４の配向によって、および第４の推進機構１９０２−４が第２の大きさを有する第４の力１９０３−４を生成しているため、第４の力１９０３−４は、正のＸ成分１９０３−４ｘおよび負のＹ成分１９０３−４ｙを含む方向を有する。力１９０３−５および１９０３−４を合計すると、推進機構の第３の対１９０６−３に対する合力１９０７−３は、第７の大きさ、より大きい負のＸ成分１９０３−５ｘとより小さい正のＸ成分１９０３−４ｘとの差である負のＸ成分１９０７−３ｘ、および負のＹ成分１９０３−５ｙと負のＹ成分１９０３−４ｙとの合計である負のＹ成分１９０７−３ｙを有する。さらに、第３の対１９０６−３の合力１９０７−３は、正のＺ方向における第８の大きさを有し、これは第６の大きさより小さい。

３つの対の操縦性コンポーネント１９０６−１、１９０６−２、および１９０６−３の位置付けのため、合力１９０７−１、１９０７−２、および１９０７−３の合計は、Ｘ成分を有せず、かつＹ成分も有しない、正味の力をもたらす。具体的には、正のＹ成分１９０７−２ｙは、負のＹ成分１９０７−１ｙおよび１９０７−３ｙと相殺される。同様に、負のＸ成分１９０７−２ｘおよび１９０７−３ｘの各々は、正のＸ成分１９０７−１ｘと相殺される。同様に、合力１９０７−１、１９０７−２、および１９０７−３のＺ成分の大きさの合計は、航空機１５００に作用する重力と等しく、かつこれと相反する。しかしながら、第１の力１９０３−１、第２の力１９０３−２、および第３の力１９０３−３のＺ成分の合計は、第４の力１９０３−４、第５の力１９０３−５、および第６の力１９０３−６のＺ成分の合計より大きく、かつこれらの力は原点からある距離だけ離れているため、Ｘ軸を中心としたモーメント１９０９−Ｒが生じ、その結果航空機１９００をＸ軸を中心としてロールさせる。

図２０は、開示された実装形態による、例示的な航空機制御システム２０００を示すブロック図である。様々な実施例において、ブロック図は、本明細書で考察する様々なシステムおよび方法を実装するために、および／または本明細書で考察する航空機の動作を制御するために使用されてもよい、航空機制御システム２０００の１つ以上の態様を示し得る。示された実装形態では、航空機制御システム２０００は、入力／出力（Ｉ／Ｏ）インターフェース２０１０を介して、メモリ（例えば、非一時的なコンピュータ可読記憶媒体２０２０）に連結された、１つ以上のプロセッサ２００２を含む。航空機制御システム２０００はまた、電子速度制御（ＥＳＣ）、電力モジュール２００６および／またはナビゲーションシステム２００７などの推進機構コントローラ２００４も含む。航空機制御システム２０００は、ペイロード係合コントローラ２０１２、ネットワークインターフェース２０１６、および１つ以上の入力／出力デバイス２０１７をさらに含む。

様々な実装形態において、航空機制御システム２０００は、１つのプロセッサ２００２を含むユニプロセッサシステム、またはいくつかの（例えば、２、４、８、または他の適切な数の）プロセッサ２００２を含むマルチプロセッサシステムであってもよい。プロセッサ（複数可）２００２は、命令を実行することができる任意の適切なプロセッサであってもよい。例えば、様々な実装形態では、プロセッサ（複数可）２００２は、ｘ８６、ＰｏｗｅｒＰＣ、ＳＰＡＲＣ、またはＭＩＰＳ ＩＳＡもしくは任意のその他の適切なＩＳＡなどの様々な命令セットアーキテクチャ（ＩＳＡ）のうちのいずれかを実装する、汎用または組み込みプロセッサであってもよい。マルチプロセッサシステムでは、各プロセッサ（複数可）２００２は通常、同じＩＳＡを実装し得るが、必ずしもそうでなくてもよい。

非一時的なコンピュータ可読記憶媒体２０２０は、プロセッサ（複数可）２００２によってアクセス可能な実行可能な命令、データ、飛行経路、飛行制御パラメータ、重心情報、および／またはデータ項目を記憶するように構成されてもよい。様々な実装形態において、非一時的コンピュータ可読記憶媒体２０２０は、静的ランダムアクセスメモリ（ＳＲＡＭ）、シンクロナスダイナミックＲＡＭ（ＳＤＲＡＭ）、不揮発性／フラッシュ型メモリ、または任意の他のタイプのメモリなどの任意の適切なメモリ技術を使用して、実装されてもよい。示される実装形態では、本明細書で説明するものなどの所望の機能を実施するプログラム命令およびデータは、プログラム命令２０２２、データ記憶２０２４および飛行制御２０２６として、それぞれ非一時的なコンピュータ可読記憶媒体２０２０内に記憶されて示されている。他の実装形態では、プログラム命令、データ、および／または飛行制御は、非一時的媒体などの異なるタイプのコンピュータアクセス可能媒体、または非一時的コンピュータ可読記憶媒体２０２０もしくは航空機制御システム２０００とは別の同様の媒体で、受信、送信、または保存されてもよい。一般的に言えば、非一時的なコンピュータ可読記憶媒体としては、Ｉ／Ｏインターフェース２０１０を介して、航空機制御システム２０００に連結された磁気または光学媒体（例えば、ディスクまたはＣＤ／ＤＶＤ−ＲＯＭ）などの記憶媒体またはメモリ媒体が挙げられ得る。非一時的なコンピュータ可読媒体を介して記憶されたプログラム命令およびデータは、ネットワークインターフェース２０１６を介して実装され得るようなネットワークおよび／または無線リンクなどの通信媒体を介して伝達され得る、伝送媒体、または電気信号、電磁気信号、もしくはデジタル信号などの信号によって送信されてもよい。

一実装形態では、Ｉ／Ｏインターフェース２０１０は、プロセッサ（複数可）２００２、非一時的コンピュータ可読記憶媒体２０２０、および任意の周辺デバイスと、ネットワークインターフェースまたは入出力デバイス２０１７などの他の周辺機器インターフェースとの間のＩ／Ｏトラフィックを調整するように構成されてもよい。いくつかの実装形態では、Ｉ／Ｏインターフェース２０１０は、１つの構成要素（例えば、非一時的なコンピュータ可読記憶媒体２０２０）からのデータ信号を、別の構成要素（例えば、プロセッサ（複数可）２００２）による使用に適した形式に変換するために、任意の必要なプロトコル、タイミング、または他のデータ変換を実行してもよい。いくつかの実装形態では、Ｉ／Ｏインターフェース２０１０は、例えば、周辺構成要素相互接続（ＰＣＩ）バス標準またはユニバーサルシリアルバス（ＵＳＢ）標準のバリアントなどの様々なタイプの周辺バスを介して取り付けられたデバイスのためのサポートを含んでもよい。いくつかの実装形態では、Ｉ／Ｏインターフェース２０１０の機能は、例えば、ノースブリッジおよびサウスブリッジなどの２つ以上の別個の構成要素に分割されてもよい。また、いくつかの実装形態では、非一時的なコンピュータ可読記憶媒体２０２０へのインターフェースなどのＩ／Ｏインターフェース２０１０の機能の一部またはすべては、プロセッサ（複数可）２００２の中へと直接組み込んでもよい。

推進機構コントローラ２００４は、ナビゲーションシステム２００７と通信し、各揚力推進機構および／または推進機構の回転速度を調整して、航空機を安定させ、かつ／または１つ以上の操縦を実行し、そして飛行経路に沿って航空機を案内する。

ナビゲーションシステム２００７は、全地球測位システム（ＧＰＳ）、屋内測位システム（ＩＰＳ）、もしくは他の同様のシステム、ならびに／または航空機１００をある場所にナビゲートする、かつ／もしくはある場所からナビゲートするために使用することができるセンサを含んでもよい。ペイロード係合コントローラ２０１２は、項目を係合および／または係脱するために使用される、アクチュエータ（複数可）またはモータ（複数可）（例えば、サーボモータ）と通信する。

ネットワークインターフェース２０１６は、航空機制御システム２０００、他のコンピュータシステム（例えば、リモートコンピューティングリソース）などのネットワークに取り付けられた他のデバイス、および／または他の航空機の航空機制御システムとの間でデータを交換できるように構成されてもよい。例えば、ネットワークインターフェース２０１６は、航空機と、１つ以上のリモートコンピューティングリソース上に実装された航空機制御システムとの間の無線通信を可能にする場合がある。無線通信の場合、航空機のアンテナまたは他の通信構成要素を利用してもよい。別の実施例として、ネットワークインターフェース２０１６は、多数の航空機間の無線通信を可能にする場合がある。様々な実装形態において、ネットワークインターフェース２０１６は、Ｗｉ−Ｆｉネットワークなどの無線の一般的なデータネットワークを介した通信をサポートしてもよい。例えば、ネットワークインターフェース２０１６は、セルラー通信ネットワーク、衛星ネットワークおよびこれに類するものなどの遠隔通信ネットワークを介した通信をサポートしてもよい。

入力／出力デバイス２０１７は、いくつかの実装形態では、１つ以上のディスプレイ、画像化デバイス、熱センサ、赤外線センサ、飛行時間センサ、加速度計、圧力センサ、気象センサなどを含んでもよい。複数の入力／出力デバイス２０１７が存在し、航空機制御システム２０００によって制御されてもよい。着陸を支援するだけでなく、飛行中の障害物を回避するためにもこれらのセンサのうちの１つ以上を利用してもよい。

図２０に示されるように、メモリは、本明細書で説明される例示的なルーチンおよび／またはサブルーチンを実施するように構成され得る、プログラム命令２０２２を含んでもよい。データ記憶２０２４は、飛行経路の決定、着陸、物品の係脱位置の特定、操縦を実行するために利用する操縦推進機構の決定などのために提供され得る、データ項目を維持するための様々なデータストアを含んでもよい。様々な実装形態において、１つ以上のデータストアに含まれているとして本明細書に示されているパラメータ値および他のデータは、説明されていない他の情報と組み合わせされてもよく、またはより多くのデータ構造へと、より少ないデータ構造へと、または異なるデータ構造へと、異なるように分割されてもよい。いくつかの実装形態では、データストアは、物理的に１つのメモリに配置されてもよく、または２つ以上のメモリに分散されてもよい。

当業者は、航空機制御システム２０００が単に例示的なものであり、本開示の範囲を限定することを意図していないことを理解するであろう。具体的には、コンピューティングシステムおよびデバイスは、示された機能を実行することができるハードウェアまたはソフトウェアの任意の組み合わせを含んでもよい。航空機制御システム２０００は、示されていない他のデバイスに接続されてもよく、またはその代わりに独立型システムとして動作してもよい。さらに、示された構成要素によって提供される機能は、いくつかの実装形態では、より少ない構成要素に結合されてもよく、または追加の構成要素に分散されてもよい。同様に、いくつかの実装形態では、図示された構成要素の一部の機能が提供されない場合があり、かつ／または他の追加的な機能が利用可能になる場合がある。

また、当業者は、様々な項目が使用中にメモリまたは記憶装置に記憶されるように示されているが、これらの項目またはそれらの一部分は、メモリ管理およびデータ整合性の目的でメモリと他の記憶デバイスとの間で転送されてもよいことも理解するであろう。あるいは、他の実装形態では、ソフトウェア構成要素の一部またはすべてを、別のデバイスのメモリ内で実行し、かつ示された航空機制御システム２０００と通信してもよい。システム構成要素またはデータ構造の一部またはすべてはまた、適切なドライブで読み取られる非一時的なコンピュータアクセス可能媒体、またはポータブル物品に（例えば、命令または構造化データとして）記憶されてもよく、その様々な実施例が本明細書で説明される。いくつかの実装形態では、航空機制御システム２０００とは別のコンピュータアクセス可能媒体上に記憶された命令は、無線リンクなど通信媒体を介して伝達される伝送媒体または電気、電磁気もしくはデジタル信号などの信号を介して、航空機制御システム２０００に送信されてもよい。様々な実装形態は、コンピュータアクセス可能媒体上に前述の説明に従って実装された、命令および／またはデータを受信、送信、または記憶することをさらに含んでもよい。したがって、本明細書で説明する技法は、他の航空機制御システム構成で実施されてもよい。

本明細書で開示される実装形態は、航空機装置を含んでもよい。航空機装置は、胴体、胴体に連結されかつ胴体から延在する第１のモータアーム、胴体に連結されかつ胴体から延在する第２のモータアーム、胴体に連結されかつ胴体から延在する第３のモータアーム、胴体に連結されかつ胴体から延在する第４のモータアーム、胴体に連結されかつ胴体から延在する第５のモータアーム、胴体に連結されかつ胴体から延在する第６のモータアーム、第１のモータアーム、第２のモータアーム、第３のモータアームおよび第４のモータアームの各々に連結されたリングウィングであって、リングウィングが胴体の少なくとも一部分の周りに延在するように連結されたリングウィング、第１のモータアームに連結され、かつ胴体とリングウィングとの間の第１の位置にある第１の推進機構、第２のモータアームに連結され、かつ胴体とリングウィングとの間の第２の位置にある第２の推進機構、第３のモータアームに連結され、かつ胴体とリングウィングとの間の第３の位置にある第３の推進機構、第４のモータアームに連結され、かつ胴体とリングウィングとの間の第４の位置にある第４の推進機構、第５のモータアームに連結され、かつ胴体とリングウィングとの間の第５の位置にある第５の推進機構、ならびに第６のモータアームに結合され、かつ胴体とリングウィングとの間の第６の位置にある第６の推進機構のうちの１つ以上を含んでもよい。いくつかの実装形態では、第１の推進機構および第６の推進機構は、第１の推進機構によって生成される第１の力の少なくとも一部分が、第６の推進機構によって生成される第６の力の少なくとも一部分を相殺する推進機構の第１の対を形成するように配向され、第２の推進機構および第３の推進機構は、第２の推進機構によって生成される第２の力の少なくとも一部分が、第３の推進機構によって生成される第３の力の少なくとも一部分を相殺する推進機構の第２の対を形成するように配向され、かつ／または第４の推進機構および第５の推進機構は、第４の推進機構によって生成される第４の力の少なくとも一部分が、第５の推進機構によって生成される第５の力の少なくとも一部分を相殺する推進機構の第３の対を形成するように配向される。さらに、いくつかの実装形態では、航空機装置はまた、航空機装置による目的地への配達のために電子商取引ウェブサイトを通じて注文された物品を含むペイロードを係合するように構成されている、ペイロード係合構成要素も含んでもよい。

随意的に、航空機装置の第２の推進機構および第５の推進機構は、航空機装置が水平飛行配向にあるときに実質的に水平な方向の力を生成するように、胴体と、かつ実質的に水平な方向で整列されてもよい。随意的に、リングウィングは、航空機装置が、水平飛行配向にあり、かつ実質的に水平な方向で移動しているときに、揚力を生成するように配向されてもよい。随意的に、第１の推進機構、第３の推進機構、第４の推進機構、および第６の推進機構の各々によって生成される力は、航空機装置が水平飛行配向にあり、実質的に水平な方向にナビゲートしているとき、終了されてもよい。随意的に、ペイロード係合構成要素は、ペイロードが航空機装置の胴体内に収容されるように、ペイロードを係合してもよい。

本明細書で開示される実装形態は、航空機のナビゲーション方法を含んでもよい。航空機のナビゲーション方法は、水平成分を含む方向にナビゲートするための指令を受信すること、および航空機が、航空機の胴体が、垂直配向に対してある角度にあり、航空機のリングウィングが、実質的に水平な配向にあり、かつ航空機の複数の推進機構が、実質的に水平な配向にあるような、垂直離着陸（ＶＴＯＬ）配向にあることを決定することとのうちの１つ以上を含んでもよい。さらに、航空機のナビゲーション方法はまた、複数の推進機構のうちの第１の推進機構によって、航空機をＶＴＯＬ配向から水平飛行配向へと回転するように、航空機のピッチを増加させる第１の力を発生させることであって、これにより、航空機の胴体が、航空機の移動方向で、水平配向になる、ことと、複数の推進機構のうちの第２の推進機構が、実質的に水平に配向されて、実質的に水平な方向の第２の力を生成することと、複数の推進機構のうちの第３の推進機構が、実質的に水平に配向されて、実質的に水平な方向の第３の力を生成することと、も含んでもよい。さらに、航空機のナビゲーション方法はまた、第２の推進機構および第３の推進機構から、第２の力および第３の力を発生させて、航空機が水平飛行配向にある間に、航空機を水平方向にサージさせることも含んでもよい。航空機のナビゲーション方法の一部として、航空機のリングウィングは、航空機が、水平飛行配向にあり、かつ水平方向にサージしているときに、航空機をある高度に維持するのに十分な揚力を生成する。

随意的に、航空機のナビゲーション方法は、航空機のピッチが、ピッチしきい値を超えていると決定すること、航空機の水平対気速度が、水平対気速度しきい値を超えていると決定すること、ならびに航空機のピッチが、ピッチしきい値を超えており、かつ航空機の水平対気速度が、水平対気速度しきい値を超えていると決定することに応じて、第１の推進機構、航空機の第４の推進機構、航空機の第５の推進機構、および航空機の第６の推進機構の各々によって、生成されている力を終了させることをさらに含んでもよい。随意的に、第１の推進機構、第４の推進機構、第５の推進機構、および第６の推進機構は、航空機が水平飛行配向にあるときに、実質的に水平な方向に整列していなくてもよい。随意的に、第１の推進機構、第２の推進機構、第３の推進機構、第４の推進機構、第５の推進機構、および第６の推進機構は各々、航空機がＶＴＯＬ配向にあるときに、水平成分および垂直成分を含む、それぞれの力を生成するように整列していてもよい。随意的に、第１の推進機構、第２の推進機構、第３の推進機構、第４の推進機構、第５の推進機構、および第６の推進機構は各々、航空機がＶＴＯＬ配向にあるときに、６つの自由度のいずれかで、航空機を移動させる正味の力が、第１の推進機構、第２の推進機構、第３の推進機構、第４の推進機構、第５の推進機構、および第６の推進機構から生成され得るように、整列していてもよい。随意的に、航空機のナビゲーション方法はまた、垂直成分を含む第２の方向にナビゲートするための第２の指令を受信すること、航空機が水平飛行配向にあることを決定すること、航空機が、水平飛行配向からＶＴＯＬ配向に回転するように、航空機のピッチを減少させること、および航空機がＶＴＯＬ配向にある間に、航空機の複数の推進機構の各々から力を生成して、航空機の飛行を維持することも含んでもよい。随意的に、航空機は、少なくとも６つの推進機構を含んでもよく、少なくとも６つの推進機構のうちの少なくとも１つは、第１の方向に配向されており、少なくとも６つの推進機構のうちの少なくとも１つは、第２の方向に配向されており、第１の配向は、第２の配向に対向する。随意的に、航空機が水平飛行配向にあるときに、リングウィングは、リングウィングの下部セグメントが、リーディングウィング位置にあり、リングウィングの上部セグメントが、リアウィング位置にあるようにオフセットしていてもよい。

本明細書で開示される実装形態は、航空機装置を含んでもよい。航空機装置は、航空機装置が垂直離着陸（ＶＴＯＬ）配向にあるときに、垂直配向に対してある角度で整列している胴体、胴体に連結され、胴体の周りに位置付けられた複数の推進機構、およびリングウィングであって、航空機装置がＶＴＯＬ配向に配向されたときに、リングウィングが実質的に水平な方向に整列するように、胴体に連結され、胴体の周りに位置付けられた、リングウィングのうちの１つ以上を含んでもよい。

随意的に、複数の推進機構は、航空機装置がＶＴＯＬ配向にあるときに、実質的に水平面内にあってもよい。随意的に、複数の推進機構は、航空機装置がＶＴＯＬ配向にあるときに、各推進機構が水平成分および垂直成分を含む力を生成するように、角度が付けられていてもよい。随意的に、航空機装置が水平飛行配向にあるときに、胴体は水平方向に整列していてもよく、航空機装置が水平飛行配向にあるときに、推進機構の少なくとも２つは、水平方向に整列し、かつ実質的に水平な方向にそれぞれの力を生成してもよく、またリングウィングは、航空機装置が水平飛行配向にあり、かつ実質的に水平な方向で空中をナビゲートしているときに、揚力を生成してもよい。随意的に、リングウィングは、航空機装置が水平飛行配向にあるときに、リングウィングの下部セグメントがリーディングウィングとして動作し、かつリングウィングの上部セグメントが航空機装置のリアウィングとして動作するように、垂直からオフセットしていてもよい。随意的に、リングウィングは実質的に六角形の形状を有していてもよい。随意的に、リングウィングは、リングウィングの上部セグメントに沿ってより長い弦長を有していてもよく、またリングウィングの下部セグメントに沿ってより短い弦長を有していてもよい。

本開示の上記態様は、例示的であることを意図している。それらは、本開示の原理と応用とを説明するために選択されたものであり、網羅的であること、または本開示を限定することを意図していない。開示された態様の数多くの修正および変形が、当業者には明らかであり得る。コンピュータ、通信、および音声処理の分野の当業者は、本明細書で説明する構成要素およびプロセスステップは、他の構成要素もしくはステップ、または構成要素もしくはステップの組み合わせと交換可能であり、それでもなお本開示の利益および利点を達成できることを認識すべきである。さらに、本開示は本明細書に開示された特定の詳細およびステップの一部またはすべてがなくても実施できることが、当業者には明らかであるべきである。

上記の実施例は航空機に関して説明されたが、開示された実装形態はまた、地上ベースの車両および水ベースの車両を含むがこれらに限定されない他の形態の車両にも使用され得る。

開示されたシステムの態様は、コンピュータ方法として、またはメモリデバイスまたは非一時的なコンピュータ可読記憶媒体などの製品として実装されてもよい。コンピュータ可読記憶媒体は、コンピュータによって読み取り可能であってもよく、またコンピュータまたは他のデバイスに本開示で説明されるプロセスを実行させるための命令を含んでもよい。コンピュータ可読記憶媒体は、揮発性コンピュータメモリ、不揮発性コンピュータメモリ、ハードドライブ、ソリッドステートメモリ、フラッシュドライブ、リムーバブルディスク、および／または他の媒体によって実装されてもよい。さらに、モジュールおよびエンジンのうちの１つ以上の構成要素は、ファームウェアまたはハードウェアで実装されてもよい。

特に明記されていない限り、「ａ」や「ａｎ」などの冠詞は、一般に１つ以上の説明された項目を含むと解釈されるべきである。したがって、「に構成されたデバイス」などの語句は、列挙された１つ以上のデバイスを含むことを意図している。そのような１つ以上の列挙されたデバイスは、述べられた列挙を実行するように集合的に構成することもできる。例えば、「列挙Ａ、Ｂ、およびＣを実行するように構成されたプロセッサ」には、列挙ＢおよびＣを実行するように構成された第２のプロセッサと連携して動作する、列挙Ａを実行するように構成された第１のプロセッサを含むことができる。

本明細書で使用される場合、「約」、「およそ」、「ほぼ」、「ほとんど」または「実質的に」という用語などの本明細書で使用される程度の言い回しは、それでも所望の機能を実行する、または所望の結果を達成する、記載された値、量、または特性に近い値、量、または特性を表す。例えば、「約」、「およそ」、「概ね」、「ほとんど」または「実質的に」という用語は、記載された量の１０％未満、５％未満、１％未満、０．１％未満、および０．０１％未満の量を指す場合がある。

本明細書を通して使用されているように、「ｍａｙ」という単語は、必須の意味（つまり、「しなければならない」という意味）ではなく、許容的な意味（つまり、潜在力があるという意味）で使用されている。同様に、「含む（ｉｎｃｌｕｄｅ）」、「含んでいる（ｉｎｃｌｕｄｉｎｇ）」、および「含む（ｉｎｃｌｕｄｅｓ）」という言葉は、含むことを意味するが、これに限定されない。さらに、本明細書で使用する場合、「連結」という用語は、その接続が恒久的（例えば、溶接）もしくは一時的（例えば、ボルト締め）、直接もしくは間接的（例えば、中間物を通じて）、機械的、化学的、光学的、または電気的であるかどうかによらず、一緒に接続された２つ以上の構成要素を指し得る。さらに、本明細書で使用する場合、「水平」飛行とは、地面（例えば、海面）と実質的に平行な方向で移動する飛行を指し、「垂直」飛行とは、地球の中心から半径方向外向きに実質的に移動する飛行を指す。軌道には「水平」および「垂直」の両方の飛行ベクトルの成分が含まれてもよいことが、当業者には理解されるべきである。

本発明をその例示的な実装形態に関して説明および図示したが、本開示の趣旨および範囲から逸脱することなく、前述およびその他の様々な追加および省略が、それらにおいておよびそれらに対してなされてもよい。

図５に示された実施例では、各推進機構５０２−１、５０２−２、５０２−３、５０２−４、５０２−５、および５０２−６は、各それぞれのモータアーム５０５−１、５０５−２、５０５−３、５０５−４、５０５−５、および５０５−６の位置に対して約３０度で配向されてもよい。さらに、推進機構の配向の方向は、推進機構の対が互いに対して配向されているようなものである。例えば、推進機構５０２−１は、推進機構５０２−６に対して約３０度で配向される。同様に、推進機構５０２−２は、第３のモータアーム５０５−２を中心として第２の方向に約３０度で配向され、かつ推進機構５０２−３に向かって配向されている。最後に、推進機構５０２−４は、第４のモータアーム５０５−４を中心として第１の方向で、推進機構５０２−５に向かって約３０度で配向されている。示されるように、胴体５１０の両側にある推進機構５０２−３および５０２−６は、同じ第１の方向（この例では水平）に整列され、かつ配向されている。胴体５１０の両側にある推進機構５０２−２および５０２−５は、第１の方向と比較して角度が付けられた同じ第２の方向に整列され、かつ配向されている。胴体５１０の両側にある推進機構５０２−１および５０２−４は、第１の方向および第２の方向と比較して角度が付けられた同じ第３の方向に整列され、かつ配向されている。

航空機１７００の構成において、航空機１７００をＹ軸を中心としてピッチさせるために、第１の推進機構１７０２−１および第６の推進機構１７０２−６は、ほぼ同じ第１の大きさを有する第１の力１７０３−１および第６の力１７０３−６を発生させる。第３の推進機構１７０２−３および第４の推進機構１７０２−４は、第１の大きさより大きいほぼ同じ第２の大きさを有する、第３の力１７０３−３および第４の力１７０３−４を発生させる。第２の推進機構１７０２−２および第５の推進機構１７０２−５は、第１の大きさより大きく、第２の大きさより小さいほぼ同じ第３の大きさを有する、第２の力１７０３−２および第５の力１７０３−５を生成する。

第１の方向における第１の推進機構１８０２−１の配向によって、および第１の推進機構１８０２−１が第１の大きさを有する第１の力１８０３−１を生成しているため、第１の力１８０３−１は、正のＸ成分１８０３−１ｘおよび負のＹ成分１８０３−１ｙを含む方向を有する。同様に、第２の方向における第６の推進機構１８０２−６の配向によって、および第６の推進機構１８０２−６が第２の大きさを有する第６の力１８０３−６を生成しているため、第６の力１８０３−６は、正のＸ成分１８０３−６ｘおよび正のＹ成分１８０３−６ｙを含む方向を有する。力１８０３−１および１８０３−６を合計すると、推進機構の第１の対１８０６−１に対する合力１８０７−１は、第３の大きさ、正のＸ成分１８０３−１ｘと正のＸ成分１８０３−６ｘとの合計である正のＸ成分１８０７−１ｘ、およびより大きい正のＹ成分１８０３−６ｙとより小さい負のＹ成分１８０３−１ｙとの差である正のＹ成分１８０７−１ｙを有する。

Claims (15)

1. 航空機のナビゲーション方法であって、
   水平成分を含む方向にナビゲートするための指令を受信することと、
   前記航空機が垂直離着陸（ＶＴＯＬ）配向にあることを決定することであって、
   前記航空機の胴体が、垂直配向に対してある角度にあり、
   前記航空機のリングウィングが、実質的に水平な配向にあり、かつ
   前記航空機の複数の推進機構が、実質的に水平な配向にあるように、決定することと、
   前記複数の推進機構のうちの第１の推進機構によって、第１の力を発生させることであって、それにより、前記航空機のピッチを増加させ、そのため前記航空機をＶＴＯＬ配向から水平飛行配向へと回転し、それにより、
   前記航空機の前記胴体が、前記航空機の進行方向で、水平配向にあり、
   前記複数の推進機構のうちの第２の推進機構が実質的に水平な方向の第２の力を生成するように、実質的に水平に配向され、かつ
   前記複数の推進機構のうちの第３の推進機構が前記実質的に水平な方向の第３の力を生成するように、実質的に水平に配向される、発生させることと、
   前記航空機が前記水平飛行配向にある間に、前記航空機を水平方向にサージさせるために、前記第２の推進機構および前記第３の推進機構から、前記第２の力および前記第３の力を発生させることと、を含み、
   前記航空機の前記リングウィングが、前記航空機が前記水平飛行配向にあり、かつ前記水平方向でサージしているときに、前記航空機をある高度に維持するのに十分な揚力を生成する、方法。
2. 前記航空機の前記ピッチが、ピッチしきい値を超えていると決定することと、
   前記航空機の水平対気速度が、水平対気速度しきい値を超えていると決定することと、
   前記航空機の前記ピッチが、前記ピッチしきい値を超えており、かつ前記航空機の前記水平対気速度が、前記水平対気速度しきい値を超えていると決定することに応じて、前記第１の推進機構、前記航空機の第４の推進機構、前記航空機の第５の推進機構、および前記航空機の第６の推進機構のそれぞれによって、生成されている力を終了させることと、をさらに含む、請求項１に記載の方法。
3. 前記第１の推進機構、前記第４の推進機構、前記第５の推進機構、および前記第６の推進機構は、前記航空機が前記水平飛行配向にあるときに、前記実質的に水平な方向で整列していない、請求項１または２に記載の方法。
4. 前記第１の推進機構、前記第２の推進機構、前記第３の推進機構、前記第４の推進機構、前記第５の推進機構、および前記第６の推進機構が、前記航空機が前記ＶＴＯＬ配向にあるときに、水平成分および垂直成分を含むそれぞれの力を生成するようにそれぞれ整列している、請求項１、２または３のいずれかに記載の方法。
5. 前記第１の推進機構、前記第２の推進機構、前記第３の推進機構、前記第４の推進機構、前記第５の推進機構、および前記第６の推進機構が、前記航空機が前記ＶＴＯＬ配向にあるときに、６つの自由度のいずれかで、前記航空機を移動させる正味の力を、前記第１の推進機構、前記第２の推進機構、前記第３の推進機構、前記第４の推進機構、前記第５の推進機構、および前記第６の推進機構から生成され得るように、それぞれ整列している、請求項１、２、３または４のいずれかに記載の方法。
6. 垂直成分を含む第２の方向にナビゲートするための第２の指令を受信することと、
   前記航空機が前記水平飛行配向にあることを決定することと、
   前記航空機が、前記水平飛行配向から前記ＶＴＯＬ配向へと回転するように、前記航空機のピッチを減少させることと、
   前記航空機が前記ＶＴＯＬ配向にある間に、前記航空機の前記複数の推進機構のそれぞれから力を生成して、前記航空機の飛行を維持することと、をさらに含む、請求項１、２、３、４または５のいずれかに記載の方法。
7. 前記航空機が、少なくとも６つの推進機構を含み、
   前記少なくとも６つの推進機構のうちの少なくとも１つが、第１の方向に配向されており、
   前記少なくとも６つの推進機構のうちの少なくとも１つが、第２の方向に配向されており、前記第１の配向が、前記第２の配向に対向する、請求項１、２、３、４、５または６のいずれかに記載の方法。
8. 前記航空機が前記水平飛行配向にあるときに、前記リングウィングが、前記リングウィングの下部セグメントがリーディングウィング位置にあり、前記リングウィングの上部セグメントがリアウィング位置にあるようにオフセットしている、請求項１、２、３、４、５、６または７のいずれかに記載の方法。
9. 航空機装置であって、
   前記航空機装置が垂直離着陸（ＶＴＯＬ）配向にあるときに、垂直配向に対してある角度で整列している胴体と、
   前記胴体に連結され、かつ前記胴体の周りに位置付けられた、複数の推進機構と、
   前記航空機装置が前記ＶＴＯＬ配向に配向されたときに、前記リングウィングが実質的に水平な方向に整列するように、前記胴体に連結され、かつ前記胴体の周りに位置付けられたリングウィングと、を備えている、航空機装置。
10. 前記複数の推進機構が、前記航空機装置がＶＴＯＬ配向にあるときに、実質的に水平な面内にある、請求項９に記載の航空機装置。
11. 前記航空機装置が前記ＶＴＯＬ配向にあるときに、各推進機構が水平成分および垂直成分を含む力を生成するように、前記複数の推進機構に角度が付けられている、請求項９または１０に記載の航空機装置。
12. 前記胴体が、前記航空機装置が水平飛行配向にあるときに、水平方向に整列しており、
    前記推進機構のうちの少なくとも２つが、水平方向に整列しており、かつ前記航空機装置が前記水平飛行配向にあるときに、実質的に水平な方向にそれぞれの力を生成し、
    前記リングウィングが、前記航空機装置が前記水平飛行配向にあり、かつ実質的に水平な方向で空中をナビゲートしているときに、揚力を生成する、請求項９、１０または１１のいずれかに記載の航空機装置。
13. 前記リングウィングは、前記航空機装置が前記水平飛行配向にあるときに、前記リングウィングの下部セグメントが、リーディングウィングとして動作し、前記リングウィングの上部セグメントが、前記航空機装置のリアウィングとして動作するように、垂直からオフセットしている、請求項１２に記載の航空機装置。
14. 前記リングウィングが、実質的に六角形の形状を有する、請求項９、１０、１１、１２、または１３のいずれかに記載の航空機装置。
15. 前記リングウィングが、前記リングウィングの上部セグメントに沿ったより長い弦長、および前記リングウィングの下部セグメントに沿ったより短い弦長を有する、請求項９、１０、１１、１２、１３または１４のいずれかに記載の航空機装置。