JP2021501722A - 固定翼および回転翼機構成のｖｔｏｌ航空機 - Google Patents

Abstract

航空機は、固定翼セクションと複数の関節式電気ローターを有する機体を含み、それらの少なくともいくつかは、ローター位置に基づいて異なる動作構成を有する可変位置ローターである。第１の動作構成はローターが垂直飛行のために主に垂直推力を生成する垂直飛行構成であり、第２の動作構成はローターが水平固定翼飛行のために主に水平推力を生成する水平飛行構成である。制御回路は、可変位置ローターのローター推力とローター向きを個別に制御して、推力偏向操縦を提供する。固定翼セクションは取り外し可能な翼パネルを使用することができるため、航空機はさまざまなミッションのために固定翼と回転翼機の両方の構成で展開できる。【選択図】図１

Description

本発明は、航空機システムに関し、特に、垂直離着陸（ＶＴＯＬ）能力を有する航空機に関する。

航空機システムには特定の特性があることが知られている。システムの例は次のとおりである。
１）無人小型マルチロータークワッドコプター（「ドローン」）
２）無人固定翼エレクトリック
３）無人内燃（ＩＣ）エンジン固定翼／回転翼機
４）無人分離型揚力／推力固定翼航空機（ハイブリッドクワッド）ローター
５）テールシッター
６）有人単一エンジン固定翼航空機
７）有人回転翼機航空機

上記のシステムは、コストや複雑さ；耐久性；ペイロード容量；起動／回復特性；エネルギー密度；スケーラビリティ；人間のオペレーターの存在；およびその他のさまざまな特性において違いがある。

消費者の「ドローン」とグループ２の無人航空機システム（ＵＡＳ）の間の機能的なギャップを埋めることができる構成可能な航空機が開示されている。一実施形態では、航空機は、２５ｋｇ未満（５５ｌｂ）の重量クラス内で能力を最大化する全電気式ＶＴＯＬ対応ＵＡＳであり、減少されたユニット、運用、およびライフサイクルコストで、直線および垂直ミッションの両方における精密調査やモニタリングなどの適用で使用できる。一般に、航空機は、例えば、石油とガス、セキュリティ、山火事／土地管理、海上セキュリティ、環境モニタリング、精密調査とマッピング、精密農業、災害対応、保険リスク管理、諜報、監視、偵察、および保険金請求サービスに使用できる。典型的な実施形態では、航空機は無人であるが、別の実施形態では、有人航空機であってもよい。

一実施形態では、概念は、例えば５５ポンド未満などの比較的総重量が小さい航空機の可能性を最大限に活用するように設計された、関節式プロペラ／モーター（ローター）を備えた翼胴一体固定翼航空機である。航空機は、従来の動翼を含む必要はなく、主に、または専ら推力偏向によって操縦権を獲得する。このシステムは、モジュール式に設計されており、ストレージ、変換、および回生を含む、利用可能な最良の電気エネルギーソリューションに基づいてパフォーマンスを拡張する。これには、熱または化学プロセスベースの発電（すなわち車載内燃エンジン、ガスタービン、燃料電池）または近接場エネルギー掃気装置（すなわち、太陽電池、電磁誘導／容量性／共振結合）または遠方界パワービーム（すなわち、マイクロ波、レーザー）が含まれてもよい。システムは、プロペラ推力がない場合に操縦権を提供して、設置された推力ローターの滑空または選択的作動をサポートする補助操縦翼面を含むことができる。このシステムは、垂直／離陸および着陸（ＶＴＯＬ）対応である。より長い耐久性または範囲／カバレッジが必須な適用の為に、従来のマルチロータープラットフォームとしてまたは固定翼飛行への遷移への使用が可能である。

以下は、少なくともいくつかの実施形態における追加の特性である：
−アシスト付きの発射なしの全電動固定翼機能
−総重量が２５ｋｇ（５５ポンド）未満
−推力偏向空力操縦
−従来の操縦翼面を必要としない簡素化された大容量のブレンデッドウィング
−独立して制御される関節式ベクトル推進および制御推力モジュール
−非動力グライド制御用の推力モジュール翼
−スタンドアローンの回転翼機を形成する中央セクション（例：クワッドコプター）
−モーター推力による高速ダッシュ／高地作業

前述およびその他の目的、特徴、および利点は、本発明の特定の実施形態の以下の説明から明らかであり、添付の図面に示される同様の参照文字は、異なる図を通して同じ部分を指す。
図１は航空機の等角図である。 図２は航空機の側面図である。 図３は構成可能性を示す航空機の図である。 図４は構成可能性を示す航空機の図である。 図５は構成可能性を示す航空機の図である。 図６は推力偏向推進力を示す航空機の等角図である。 図７は飛行制御システムのブロック図である。 図８は詳細レベルでの飛行制御のブロック図である。 図９は航空機の展開の概念の概略図である。 図１０は航空機の展開の別の概念の概略図である。 図１１はローターとその関節の図である。 図１２はローターとその関節の図である。 図１３は、推力偏向を使用する様々な前進飛行操縦の準概略図である。 図１４は太陽光発電ソーラーパネルを使用する航空機の上面図である。 図１５は、他の機体タイプと関連して使用され得るモジュール式構成要素の概略図である。 図１６は、他の機体タイプと関連して使用され得るモジュール式構成要素の概略図である。 図１７はモジュール式構成要素を使用する別の機体タイプの第１の航空機のそれぞれ上面図、正面図、および側面図である。 図１８はモジュール式構成要素を使用する別の機体タイプの第１の航空機のそれぞれ上面図、正面図、および側面図である。 図１９はモジュール式構成要素を使用する別の機体タイプの第１の航空機のそれぞれ上面図、正面図、および側面図である。 図２０はモジュール式構成要素を使用する別の機体タイプの第２の航空機のそれぞれ上面図、正面図、および側面図である。 図２１はモジュール式構成要素を使用する別の機体タイプの第２の航空機のそれぞれ上面図、正面図、および側面図である。 図２２はモジュール式構成要素を使用する別の機体タイプの第２の航空機のそれぞれ上面図、正面図、および側面図である。 図２３は、ローター関節の範囲の準概略図（それぞれ上面図および側面図）である。 図２４は、ローター関節の範囲の準概略図（それぞれ上面図および側面図）である。 図２５は、二次元ローター関節に関する詳細を示す等角図である。 図２６は、異なる推進構成を有する航空機の側面図である。 図２７は、異なる推進構成を有する航空機の側面図である。 図２８は、異なる推進構成を有する航空機の側面図である。 図２９−３１は、図２６〜２８の３つの構成の間の飛行制御およびダイナミクスの違いの準概略図である。 図３２は、異なる推進ポッド形状の準概略図である。 図３３は、露出されたペイロード／バッテリー区画を有する航空機の図である。 図３４は、ペイロード／バッテリー区画のペイロードおよびバッテリーセクションの配置の概略図である。 図３５は、ペイロード／バッテリー区画のペイロードおよびバッテリーセクションの配置の概略図である。 図３６は、着陸装置が取り付けられたブームの等角図である。 図３７は、航空機への支持ブームのモジュール式取り付けを示す等角図である。 図３８は、航空機への支持ブームのモジュール式取り付けを示す等角図である。

図１および図２は、本発明の一実施形態による航空機１０を示す。図１は（右上からの）等角図、図２は側面図である。

航空機１０は、中央本体１２および横方向に延びる翼パネル１４を有する。４つのモーター／ローターアセンブリ１６が、２つの支持ブーム１８のそれぞれの端部に取り付けられ、それぞれが図示のように長手方向に延びて下側に取り付けられている。アセンブリ１６は、本明細書では「ローター」および「推進ポッド」または「ポッド」とも呼ばれる。以下でさらに説明するように、翼パネル１４は、航空機１０の動作構成を変更するために取り外し可能である。航空機は、主に２つのように構成できる：垂直離着陸（ＶＴＯＬ）を備えた固定翼と、以下に説明するＶＴＯＬクワッドコプター（より一般的には回転翼機）である。中央本体１２は、飛行翼の形状、すなわち水平気流に揚力を提供することができる翼のような形状を有するように輪郭形成される。クワッドローターの実施形態では、ローター１６は、中央本体１２のそれぞれの角に配置される。フロントローター１６は上向きであり、リアローター１６は下向きであり、ローター１６の少なくともいくつかは関節式または可変位置である（例えば、すべてのローター、前方ローターのみ、後方ローターのみ）。固定翼操作では、位置制御は、以下でさらに説明する推力偏向によって実現される。航空機１０は、フラップ、スタビライザなどの従来の操縦翼面なしで実現することができる。そのような操縦翼面を省略することは、機体の騒音を減らすのに役立ち、これは特定の適用で有利になる場合がある。異なる実施形態では、類似の航空機は、ローター構成の様々な組み合わせおよび配置を用いて構築することができ、わずか２つのローターでも実現することができる。典型的な配置は、図示のように４つのローター１６を含む；他の配置も可能である。

図示の実施形態では、ローター１６の前部／後部のペアは、図示のように航空機の縦軸に平行な線上で同一直線上にある。反対の上向き／下向きのローターの向きは、後部に推進プロペラを、前部に牽引プロペラを使用している。これは、フロントおよびリアローター１６の両方が９０度以上回転することを可能にし、したがって、ホバリングまたは垂直飛行（離陸／着陸）と前進飛行との間の遷移を通じて正推力の保持を提供する。代替の実施形態では、支持ブーム１８は、前部／後部ではなく横方向に延びることができる。

ローター１６は、作動された推進器および／または可変ピッチプロペラのいずれかの拡張として、統合された操縦翼面を組み込むことができる。これらの機能は、同時にまたは個別に実装して、航空機に加わる力と結果として生じる機体モーメントを制御できる。推進器は、図示のように、一定の回転速度で可変推力で動作するための可変ピッチローターおよび／または可変ピッチプロペラを含み得る。ローターはまた、図示されるように、同軸、逆回転、交差反転式ローター、ダクテッドファン、およびハブレスローターを含む、様々な方法で実装されてもよい。さらに、中央本体１２の尾部は、ピッチ制御を提供するために、関節化、傾斜化、に変形されてもよい。

図３から図５は、航空機１０の構成可能性を示す。図３は、中央本体１２から分離された取り外し可能な翼パネル１４を有する航空機１０を示す。これは、上述の回転翼機の構成である。中央本体１２は上述のように水平気流に多少の揚力を提供するが、操作は本質的に回転翼機のそれであり、水平飛行で高度を維持するためにはローターからのかなりの上方への推力を必要とする。

図４は、中央本体１２への翼パネル１４の取り付けを示している。これは、ブラインドメイト連動翼桁構成の例であり、翼桁２０は、本体１２の対応するチャネル２２内に延び、クイックリリースピン２４（例えば、ばね式であってもよい）によって保持される。

図５は、取り外し可能な翼パネル１４’に取り付けられた追加のブーム３２上に追加のローター３０が提供される代替の構成を示す。この構成は全体的な推力が大きく、それに応じた適用に適している場合がある。

図６は、推力偏向推進の性質を、ローターアセンブリの縦方向の傾斜角度θ、ローターアセンブリの横方向の傾斜角度Ψ、ローターＲＰＭω、およびローターブレードピッチφの４つの次元の制御で示している。Τは、結果の推力偏向を示す。数値の添え字は、４つの別個のローター１６を指す。一般に、ローター１６はそれぞれ、個別に制御され得るが、以下でより詳細に説明されるように、ローターの一部が固定されるか、または他のものに対して制約される構成があり得る。ローターのすべての管理寸法は、個別に作動および制御される。各ローターは個別に制御される。コントローラは、複数のローターによって提供されるすべての管理寸法を調整し、垂直翼と固定翼の両方の飛行において結果として生じる空気力学的効果を生成する。この図は１軸の傾斜のみを想定しているが、以下でもさらに説明するように、操作性のさらなる向上を提供するように、傾斜は複数の軸で提供され得る。

図７は、以下を含む、飛行制御に関連する主要構成要素を示す：
−エネルギー生成（例えば、ソーラーパネル）、エネルギー貯蔵（例えば、電池）、エネルギー分配およびモニタリング、貯蔵エネルギー管理、およびエネルギー生成管理を含むエネルギー関連構成要素４０。
−外部通信、ペイロード、飛行制御、ナビゲーション、ナビゲーションセンシング、および慣性計測のためのデータリンクを含む、ナビゲーションおよび関連する構成要素４２。

図８は、航空機のプラントダイナミクス５２と相互作用するコンピュータで実行される飛行コントローラ５０を含むものとしての飛行制御の詳細を示す。飛行コントローラ５０は、上述のように、値θ、ω、φ、およびΨを表す信号を含む制御出力を生成し、それにより、物理的航空機１０をそれに応じてその環境と相互作用させる。図８に示されるように、飛行コントローラ５０は、予測制御のための航空機の物的設備のモデルを組み込んだモデルベースのコントローラとして実現され得る。検知された結果は、状態推定のためにコントローラ５０に提供され、姿勢と軌道および対気速度と方向を推定し、これらの推定情報は、制御出力を更新するために他の入力とともに飛行コントローラ５０に戻される。前述のように、制御方法は、フラップなどの操縦翼面に依存する他の航空機とは対照的に、ベクトル推力に基づいている。飛行コントローラは、すべての制御信号を個別に作動させ、垂直翼と固定翼の両方の飛行に対して、調整された合成推進力と航空機システムの制御モーメントを提供する。

図９は、航空機１０の展開の１つの概念を示しており、これは、本質的に、動作上の柔軟性が向上したＶＴＯＬを採用する固定飛行ミッションの概念である。輸送６０と任意の飛行前メンテナンス６２から始まり、操作は、垂直離陸６４、水平飛行６６へ遷移、飛行実行６８、垂直飛行７０へ戻り、および垂直着陸７２に進む。この後、飛行後のメンテナンスが行われてもよく、その後、保管または後続のミッションのいずれかのために後続の輸送が行われる。

図１０は、「位置保持」と呼ばれる航空機１０の展開の別の概念を示している。これは、航空機１０が単一の場所に長期間ホバリングするミッションである。操作は、離陸位置８０からのＶＴＯＬ離陸、固定翼飛行への遷移およびステーション位置８２への移行、ステーション位置８２でのホバリングまたは位置保持への遷移、その後の固定翼飛行への遷移、着陸場所８４への移行、およびＶＴＯＬ着陸と進む。

航空機１０の１つの利点は、翼状の中央本体１２が気流に揚力を提供する能力である。上層風で位置保持のために配備されると耐久性が一般に低下する従来の回転翼機とは対照的に、位置保持ミッションでの航空機の耐久性は、上層風で配備された場合に高くなる可能性がある。

図１１から図１２は、ローター１６およびそれらの関節をさらに詳細に示している。この構成は、並列タンデムサーボ制御を使用する、すなわち、図１２に最もよく見られるように、２つの別個のサーボ機構９０が並列に配置される。この構成では、回転軸９２は、図１１で最もよく分かるように、ローター１６の重心を通って延びる。直軸上サーボ、直列タンデムサーボ、非重心回転、空気圧または油圧機構、ベルトまたはギア駆動機構などの代替機構を使用できる。上述したように、可変位置決めは１つの軸に制限されるか、または多軸、例えばチルト／ヨー、でもよい。

図１３は、さまざまな前進飛行操縦を示しており、これらはすべて、推力差（航空機の異なる側のローター１６に適用される異なる推力）のみを使用して実行できる純粋ヨー運動（右ヨー、左ヨー）を除いて、推力偏向を採用している。必須の推力偏向を模式的に示す。したがって、たとえばピッチアップの場合、フロントローターは上向きに高い推力を適用し、リアローターは下向きに推進する。

図１４は、動作用の電力を提供するための航空機１０の表面上での太陽光発電パネル１００の使用を示す。このアプローチでは、航空機の表面積を利用して収集の可能性を高める。翼パネル１４上のパネル１００をモジュール化することが可能であり得る。内部的に、航空機１０は、バッテリーおよび／または内燃、オットー／ディーゼルサイクル、タービン（燃焼ガスまたは圧縮ガス）、燃料電池（例えば、水素またはプロパン）を使用した発電機などの変換技術、または核などの一定のエネルギー源、を含む他のエネルギー構成機器を使用してもよい。

図１５および図１６は、以下でさらに説明するように、さまざまな異なる航空機タイプで一般的な推力偏向アプローチの使用を可能にすることができるシステム構成要素の特定のモジュール性を示す。関連付けられたアクチュエーターを備えたローター１６を含む推進システムと、ベクトル化された推力運動および作動制御システム１１０の構成要素（示すように、エネルギー貯蔵、エネルギー分配、およびその他の構成要素を含む）は、既存の固定翼システムの改造を含む他の機体タイプに適合できる。

図１７から図２２は、他の機体タイプへの適用例を示す。図１７から図１９は、航空機１０と同様に翼の下面に取り付けられたローター１６およびブーム１８で構成された、典型的には単一燃焼エンジンを使用するタイプの従来の小型固定翼機体１２０の上面、正面および側面図である。図２０から図２２は、ブームに取り付けられたローター１６で同様に構成された第２のタイプの固定翼機体１３０の上面図、正面図、および側面図である。

図２３から図２４は、ローター１６の関節の範囲（スイープアーク形状）と関節角度の例（破線）を示す。この例では、図２３はほぼ垂直（ヨー）軸周りの関節を示し、図２４は一般的に水平（チルト）軸周りの関節を示す。一般に、個々の推進ポッドは、機体／揚力面／本体に対して１以上の回転自由度を持つことができる。スイープした範囲の端効果運動を実現するため、関節軸は分離または結合できる。

図２５は、（１）前方から後方への回転（チルト）および（２）左舷から右舷への回転（ヨー）で２次元関節に関する更なる詳細を示す。

図２６から図２８は、上記で簡単に説明したように、さまざまな推進構成の例を示す。図２６は、可変位置フロントポッド（ローター）および可変位置リアポッドを有する対称構成であり、「位置」は、図２３から図２４に示されるような角度関節を指す。図２７は、可変位置のフロントポッドと半固定（制限された可変性）位置のリアポッドを持つ非対称構成である。図２８は、可変位置のフロントポッドと固定位置のリアポッドを持つ別の非対称構成である。

次の表は、飛行のさまざまな段階における図２６から図２８のさまざまな構成の機能の詳細を示す。

図２６の対称配置では、すべての推進ポッドは同等の可動範囲を持ち、飛行のすべてのフェーズで使用される。ただし、システムは、すべての飛行制御を提供するために作動している推進システムのペア／セットだけで動作でき、残りの部分は、推力偏向機能が制限されているか、まったくない。４つのローターを有する本実施形態では、これは、ローターの前方ペアまたはローターの後方ペアのいずれかで達成することができる。巡航中に最も効率的なプロペラ状態を実現するために、固定翼飛行ではローターの前方ペアが優先される場合がある；したがって、後方ロータは、定義された位置に格納され、固定翼飛行フェーズ中にアクティブになり、システムの電気効率を高め、音響特性を低減することができる。リア／後方ローターは、固定翼飛行中にダッシュスピードまたは上昇能力を高め、飛行終了時に回復するためにＶＴＯＬに遷移するための反応であっても良い。さらに、この非対称制御機能により、システムは、可動範囲が制限された、またはチルト／ヨー推力偏向機能のない、ローターペア／セットを使用して、設置された推進システムの重量と複雑さを軽減できる。４つ以上の推進ポッドを備えた本実施形態では、代替／制限された関節機能の指定を前方および後方推進システムの間に適用できるため、前方および後方セットは、制約／固定推進ポッドと完全に機能する関節機能が混在することができる。これらの代替制御モダリティの選択は、航空機の推進モジュールを交換および置き換えることによって行うことができる。

図２９から図３１は、図２６から図２８の３つの構成間の飛行制御とダイナミクスの違いをそれぞれ示す。すなわち、図２９は、図２６の対称構成を有する航空機の動作を示し、図３０は、図２７の制約付きの構成を有する航空機の動作を示し、図３１は、図２８の制約付きの固定構成を有する航空機の操作を示す。すべてが急な離陸を実現する可能性があるが、前進飛行への遷移の性質は、急激な遷移（図２６の対称構成の場合は図２９）から穏やかな遷移（図２７の制約付き構成の場合は図３０）、急激な遷移（図２６の対称構成の場合は図２９）から小さな遷移（図２８の固定構成の場合は図３１）まで様々である。

図３２は、使用可能なさまざまな推進ポッドの形状（ブームに取り付けられたローターの構成）の準概略図である。５つの構成、１４０−１から１４０−５が示されている。各構成１４０について、上面、前面、および側面の３つの図が示されている（図３２では下向きに進む）。推進ポッドの配置と航空機本体への取り付けのさまざまな実装には、ずれや横方向のサポートなどのバリエーションが含まれる。

図３３から図３５は、バッテリーの配置と航空機の重心を管理するための動的な配置の態様を示す。図３３は、中央本体１２内に区画１５０を有する航空機１０を示す。この区画は、中央のペイロード区画１５２と４つの周囲のバッテリー区画１５４に分かれている。この内部レイアウトには、航空機やその他のサポートシステムを変更せずに、航空機の重心（ＣＧ）を意図的かつ制御された方法で管理する柔軟性を提供する可変バッテリー設置ステーションが含まれる。これは、図３４および３５に示されている。図３４は、ペイロード１５８がＣＧ整列され、したがって電池１６０が対称的に配置されている状態を示している。図３５は、ペイロード１５８がＣＧ整列でなく、したがって補正するために電池１６０が非対称に配置され、ＣＧを図３４の状況と同じ中心位置に維持する、異なる状況を示す。

図３６は、着陸装置の設計と取り付け方法を示す。図３６に示されるように、一実施形態では、着陸装置１７０はブーム１８に取り付けられ、その位置は、（例えば、スライドクランプ１７２を使用することにより）位置調整可能であり、所望の重心（ＣＧ）を達成する。すべての着陸装置１７０は、同じストック構成要素を使用して製造され、異なる航空機の重量および負荷のケースに基づいて調整するために様々なレイアップスケジュールを採用しても良い。これにより、航空機の残りの部分で構造質量分率を最適化し、様々な積出と構成を可能にしながら、ペイロード／耐久能力を向上させることができる。

図３７から図３８は、航空機への支持ブーム１８のモジュール式取り付けを示す。各ブーム１８は、モジュール式に、例えば中央本体１２などの吊り上げ機の下側に取り付けられる。航空機の底部とブーム１８の間に調整可能なシム１８０が配置されており、推進システム（ブームに取り付けられたローター１６）を航空機１０に対して位置合わせし、所望の推力線、迎角、トリムを実現できる。

次の表は、航空機システムに関する追加情報を示す。

本発明の様々な実施形態を特に示し説明したが、添付の特許請求の範囲によって定義される本発明の趣旨および範囲から逸脱することなく、形態および詳細の様々な変更を行うことができることが当業者には理解されよう。

Claims (21)

1. 航空機であって、
   固定翼セクションを有する機体；
   前記機体に取り付けられた複数の関節式電気ローターであって、少なくともいくつかの前記複数の関節式電気ローターは、第１および第２の動作構成を備えた可変位置ローターであり、そこに供給されるローター位置信号に基づいてそれらの間で遷移し、前記第１の動作構成は前記複数の関節式電気ローターが前記航空機の垂直飛行のために主に垂直推力を集合的に生成する垂直飛行構成であり、前記第２の動作構成は前記複数の関節式電気ローターが水平固定翼飛行のために主に水平推力を集合的に生成する水平飛行構成であり；
   前記複数の関節式電気ローターに動力を供給するための電力源；および、
   （ｉ）前記垂直飛行構成と前記水平飛行構成との間の対応する遷移中の前記第１および第２の動作構成の間の遷移、および（ｉｉ）前記垂直飛行構成と前記水平飛行構成の両方での前記航空機の推力偏向操縦指令、を提供するよう、それぞれの前記可変位置ローターの少なくともローター推力とローター向きを個別に制御するように構成され動作する制御回路、
   を備える、航空機。
2. 前記機体は、前記複数の関節式電気ローターがその周りに配置された翼状の中央本体を有し、前記中央本体は、垂直離着陸を伴う固定翼飛行用の固定翼セクションを構成するために取り外し可能な翼パネルを受け入れるように構成されている、請求項１に記載の航空機。
3. 前記翼パネルおよび前記中央本体は、前記翼パネルを前記中央本体に固定するための連動スパー配置と共に構成される、請求項２に記載の航空機。
4. 前記複数の関節式電気ローターは、前記航空機の中心の前方に位置するフロントローターと前記航空機の中心の後方に位置するリアローターを含み、前記フロントローターは上向きまたは下向きのいずれかの向きを有し、前記リアローターは前記フロントローターの向きとは反対の向きを有する、請求項１に記載の航空機。
5. 前記フロントローターは、牽引力を提供する上向きの向きを有し、前記リアローターは、プッシャー推進力を提供する下向きの向きを有する、請求項４に記載の航空機。
6. 前記可変位置ローターは、前記航空機の運動方向に対するチルト軸周りの可変角度位置のために構成される、請求項１に記載の航空機。
7. 前記可変位置ローターは、前記航空機の運動方向に対するヨー軸周りの可変角度位置のためにさらに構成され、前記チルト軸およびヨー軸周りの前記可変角度位置の組み合わせは、結果として、前記チルト軸および前記ヨー軸周りのそれぞれの角度構成を有するローターの向きを提供する、請求項６に記載の航空機。
8. １つまたは複数のローターが、それぞれのローターブレードの可変ピッチのためにさらに構成され、前記制御回路が、前記航空機の指令操縦における前記ローターブレードの前記可変ピッチの制御をさらに提供する、請求項１に記載の航空機。
9. 前記可変位置ローターは、その指令された位置決めのためのそれぞれのサーボ制御機構を含む、請求項１に記載の航空機。
10. 前記サーボ制御機構は、並列タンデムサーボ機構である、請求項９に記載の航空機。
11. 前記複数の関節式電気ローターが、前記可変位置ローターの可変位置よりもさらに制限された可変位置を有する制約ローターを含む、請求項１に記載の航空機。
12. 前記複数の関節式電気ローターが、非可変位置を有する固定位置ローターを含む、請求項１に記載の航空機。
13. 前記複数の関節式電気ローターは、それぞれの支持ブームのそれぞれの端部に取り付けられ、それぞれの支持ブームは、前記機体のそれぞれの領域に取り付けられている、請求項１に記載の航空機。
14. 前記それぞれの支持ブームは前記機体の中央本体に取り付けられ、前記中央本体は、垂直離着陸を伴う固定翼飛行のための固定翼セクションを構成するために取り外し可能な翼パネルを受け入れるように構成される、請求項１３に記載の航空機。
15. 追加のローターが取り付けられた追加の支持ブームをさらに備え、前記追加の支持ブームは、前記取り外し可能な翼パネルに取り付けられている、請求項１４に記載の航空機。
16. 前記それぞれの支持ブームは、前／後方向に延びる、請求項１３に記載の航空機。
17. 前記それぞれの支持ブームは、前記航空機の前／後方向と整列していない軸外方向に延びる、請求項１３に記載の航空機。
18. 前記それぞれの支持ブームは、前記航空機の前／後方向に垂直な横方向に延びる、請求項１７に記載の航空機。
19. 前記それぞれの支持ブームに取り付けられた位置調整可能着陸装置をさらに備える、請求項１３に記載の航空機。
20. 前記それぞれの支持ブームはそれぞれ、調整可能なシムを介して前記機体にモジュール式に取り付けられ、前記シムは、ブームに取り付けられたローターを前記航空機に対して位置合わせし、所望の推力線、迎角、トリムを達成するよう調整される、請求項１３に記載の航空機。
21. 中央本体は、前記航空機の全体的な重心を管理するためにそれぞれの電池の調節可能な位置決めのために構成された電池区画によって囲まれたペイロード区画を含む、請求項１に記載の航空機。