JP2021518310A - 航空機用の構造物および構造物を含む航空機 - Google Patents

Abstract

航空機（２００）用の構造物（１００）は、第１の胴体部（１０１）、第２の胴体部（１０２）、および少なくとも１つの翼（１０３）を備える。さらに、構造物（１００）は、翼（１０３）および第１の胴体部（１０１）を支持するための支持構造体（１０４）を備える。支持構造体（１０４）または翼（１０３）はまた、少なくとも１つのエンジン（１０５）を備える。また、支持構造体（１０４）は、第２の胴体部（１０２）にヒンジ（１０６）止めされ、前記支持構造体（１０４）によって、離陸位置、着陸位置、および前方飛行位置へ、前記第２の胴体部（１０２）に対して、前記翼（１０３）および前記第１の胴体部（１０１）が向きを変えることができるように構成されている。【選択図】図４Ａ

Description

本発明は、航空機用の構造物、および前記構造物を含む航空機に関する。構造物は、第１および第２の胴体部と、少なくとも１つの翼とを備える。特に、本発明は、航空機のための構造、および垂直離着陸を行う航空機（ＶＴＯＬ機）に関する。

第１および第２の胴体部と少なくとも１つの翼構造を有する航空機のための構造物が先行技術から知られている。さらに、例えばヘリコプターだけではなく、プロペラまたはファンを用いて空中に浮上させられる小型航空機およびドローンなどの、様々なＶＴＯＬ飛行機が先行技術から知られている。さらに、先行技術から知られている航空機の中には、プロペラで空中に浮上させられ、垂直に離着陸するが、巡航時はプロペラが実質的に水平位置にある航空機がある。
それにもかかわらず、この種の航空機の問題点の一つは、例えば、離陸後に航空機を垂直位置から水平飛行位置へ、また着陸のために水平飛行位置から垂直位置へそれぞれ移動させる方法である。少なくとも原理的には、このような航空機は、非常に小さな面積の区画での動作（離陸と着陸）が可能であるが、実際には、対気速度が操縦翼面（例えば、エレベータ）に、例えば巡航位置への機械の方向転換に十分な操舵力を与えるのに十分な大きさになるまでに、航空機はかなり長い距離にわたってのろのろ進む。同様に、このような航空機の静止状態での、例えば長手方向軸を中心とした方向転換は、制御された方法では困難であるために、着陸は、実際には、理論的に想定されている着陸領域に対して非常に大きな領域を必要とする。

本発明の目的は、既知の先行技術に関する問題点および欠点を緩和し解消することにある。例えば、本発明の目的は、航空機用の構造物および航空機を提供し、それにより、航空機が、例えば、離陸後、それぞれ、垂直位置から水平飛行または巡航位置へ、水平飛行位置から着陸に向けた垂直位置に効果的に向きを変え、それにより、傾斜線が最小限に抑えられ、航空機が、水平飛行または巡航位置に、また水平飛行または巡航位置から、簡単かつ迅速に最小限の必要電力で向きを変えるのを可能にすることである。
さらに、本発明の目的は、ＶＴＯＬ用途で単純で耐久性のある構造物を提供することであり、これは、着陸の際、また地面に駐機させる際、安定しているが、また同時に、低い空気抵抗で非常に空気力学的である。
さらに、本発明の目的は、積荷の積み降ろしが容易で、飛行全体にわたって（離陸、前方飛行、ホバリング、および着陸を含む）、積荷が実質的に同じ位置にあるような構造物を提供することである。

本発明の目的は、独立請求項の特徴によって達成することができる。

本発明は、請求項１による構造物に関する。さらに、本発明は、請求項１３による航空機に関する。

本発明の実施形態によれば、航空機用の、有利には、空気よりも重い航空機用の構造物は、第１および第２の胴体構造部と、少なくとも１つの翼とを備える。翼は、例えば、デルタ翼またはテーパ翼であり得る。さらに、翼は、支持構造体の少なくとも一部を成すように構成され得る。さらに、構造物は、翼および第１の胴体部を支持するための支持構造体を備える。支持構造体または翼は、有利には少なくとも１つのエンジン、有利には航空機の主エンジンを備えるように構成されている。エンジンは、有利には電動エンジンであり、回転するプロペラまたはファンを備えている。一実施形態によれば、エンジンは、支持構造体または翼に関連して、全推力の少なくとも２／３を生成する。

有利な実施形態によれば、支持構造体は、第２の胴体部にヒンジ止めされるように構成され、それにより、支持構造体によって、離陸および着陸モードまたは位置へ、また前方飛行または巡航モードへ、前記翼および前記第１の胴体部が、第２の胴体部に対して向きを変えることができるようにする。有利なことに、支持構造体、翼、および第１の胴体部は、第１の胴体部および翼が、固定された実体またはユニットであり、互いに対してヒンジ止めされず、回転可能でもないように、１つの固定されたパケットまたは構造として、ヒンジを中心として回転される。これにより、構造体が単純で非常に耐久性に優れるようになる。

有利なことに、翼および第１の胴体部は、支持構造体の助けにより、前方飛行モードでは、第２の胴体部の長手方向軸に実質的に平行に、着陸および離陸時は、第２の胴体部の長手方向軸に実質的に垂直な角度に、向きを変えるように構成されている。これは、比較的低いエンジン出力で、非常に空気力学的な構造、低い空気抵抗、またそれにより、大きな対気速度をもたらす。さらに、先行技術から知られている構造体と比較すると、この構造体によって、燃料消費量を減らすことができる。

さらに、第１の胴体部は、ホバリング時、離陸時、および着陸時に、前記支持構造体の助けにより、前記第２の胴体部に対して上向き方向に向きを変えるように構成されている。一例によれば、支持構造体、第１の胴体部、および翼は、第２の胴体部の長手方向軸に対して実質的に垂直であるが、それにより、第１の胴体部が実質的に第２の胴体部の上にあり、第２の胴体部がより低いレベルにあるようにする。この実施形態では、構造物全体または航空機全体の重心が、例えばエンジンのフロントラインまたは翼の先端に比べて、例えば非常に低いレベルにあるため、ホバリング、着陸、離陸に対してより安定した構造を提供する。航空機が駐機しているときには、支持構造体が上向きの位置に保持されていてもよく、水平位置に向けられていてもよいことに留意すべきである。

例示的な実施形態によれば、第２の胴体部には、人また主要な貨物用の、コックピットおよび／またはキャビンもしくは部屋が配置されている。第２の胴体部（またはその長手方向軸）は、有利にも、離陸時および着陸時だけではなく、飛行時、駐機時、荷積み時、および荷降ろし時にも、実質的に水平位置または平面に留まるように構成されている。これは、着陸の際、また地面に駐機する際に非常に安定した構造を提供し、それに加え、荷積みおよび荷降ろしを容易にする。さらに、着陸および着陸も含めた飛行全体にわたって、貨物および搭乗者は、実質的に同じ位置に留まり、貨物および搭乗者の位置または場所が、移動することも変わることもないので、航空機の取り扱いに大いに役立つ。但し、離陸位置および着陸位置、ならびに前方飛行位置またはモードは、添付図面に関連してより明確に説明されている。

さらに、構造体は、第１の胴体部に、具体的には第１の胴体部の前部に、バッテリなどの電力源を受け入れるように構成されている。有利な実施形態によれば、電力源の少なくとも一部の場所は、離陸、着陸、および／または飛行モードの間で、または負荷の変化により、移動または変更されるように構成されている。例えば、場所は、第１および／または第２の胴体部の長手方向軸の方向で移動または変更され得るが、一実施形態によれば、横方向でも移動または変更され得る。このようにして、全体的な重心の位置が最適な範囲になるように、言い換えれば、第１の胴体部と第２胴体部とが多かれ少なかれバランスをとり、離陸時、前方飛行時、ホバリング時、着陸時に航空機が制御され得るように、貨物などの荷重を考慮して、重心の位置が変更され、最適化され得る（離陸時、前方飛行時、ホバリング時、着陸時であっても）。

本発明は、知られている先行技術に優る利点を提供し、その利点には、離陸位置から、またはホバリングモードを経て飛行位置への移行から、前方飛行モードへと、またその反対に、前方飛行モードから着陸位置へと、支持構造体または翼が、容易にかつ非常に迅速に向きを変えることを可能にする支持構造体などがある。さらに、本発明の支持構造体は、単純で極めて丈夫な構造体を提供することができ、この構造体は、それに加えて、特に着陸時に重心を極めて低い位置に維持することができることから、着陸の際、また地面に駐機する際、非常に安定している。支持構造体および支持構造体を有する航空機が、特に垂直離着陸を行うように構成されている場合でも、それは、非常に空気力学的な構造体と前方飛行モード時の低い空気抵抗を有し、それにより、先行技術の機械と同じかそれよりも低いエンジン出力で高い対気速度を可能にし、これにより当然、燃料消費量が減る。また、本発明の航空機は、積み降ろしが容易であり、貨物は、離陸および着陸も含めて、飛行全体にわたって実質的に同じ位置に留まる。これは、第２の胴体部が、駐機時、着陸時、離陸時、ホバリング時、また前方飛行モード時にも、実質的に水平位置を維持することができるように、第１の胴体部に対してヒンジ止めされているからである。

図１Ａは、本発明の有利な実施形態による、前方飛行モードでの構造物を有する例示的な航空機の斜視図を示す。 図１Ｂは、本発明の有利な実施形態による、前方飛行モードでの構造物を有する例示的な航空機の斜視図を示す。 本発明の有利な実施形態による、前方飛行モードでの構造物を有する例示的な航空機の側面図を示す。 本発明の有利な実施形態による、離陸、着陸および／またはホバリングモードでの構造物を有する、例示的な航空機の側面図を示す。 図４Ａは、本発明の有利な実施形態による、離陸、着陸および／またはホバリングモードにおける構造物を有する、例示的な航空機の斜視図を示す。 図４Ｂは、本発明の有利な実施形態による、離陸、着陸および／またはホバリングモードにおける構造物を有する、例示的な航空機の斜視図を示す。

次に、本発明を、添付図面により例示的な実施形態を参照して、より詳細に以下に説明する。
図１Ａ〜図１Ｂは、第１の胴体構造部１０１および第２の胴体構造部１０２と、翼１０３とを備える本発明の有利な実施形態による、前方飛行モードでの構造物１００を有する例示的な航空機２００の斜視図を示し、図２は、その側面図を示す。翼１０３および第１の胴体構造部１０１を支持するための支持構造体１０４も描写されている。支持構造体１０４または翼１０３は、図１Ａの場合と同様に回転するプロペラを備えたエンジン１０５を有するか、または図１Ｂの場合と同様にファンを備えたエンジン１０５を有する。

図３は、本発明の有利な実施形態による、離陸、着陸、および／またはホバリングモードでの構造物１００を有する例示的な航空機２００の側面図を示し、図４Ａ〜図４Ｂは、その斜視図を示す。例えば、図２および図３から分かるように、支持構造体１０４は、第２の胴体部１０２にヒンジ１０６止めされ、それにより、支持構造体１０４によって、前記翼１０３および前記第１の胴体部１０１は、離陸および着陸モードまたは位置へ（図３、図４Ａ、および図４Ｂ）、また前方飛行または巡航モードへ（図１Ａ、図１Ｂ、および図２）、第２の胴体部１０２に対して向きを変えることができるように構成されている。前方飛行モードでは、翼１０３および第１の胴体部１０１（または、それらの長手方向軸１２１）は、支持構造体１０４の助けにより、第２の胴体部１０２の長手方向軸１０９に実質的に平行に向けられる。着陸モード、離陸モード、およびホバリングモードでは、翼１０３および第１の胴体部１０１（または、それらの長手方向軸１２１）は、支持構造体１０４の助けにより、上向き方向１０８に、また第２の胴体部１０２の長手方向軸１０９に実質的に垂直に向けられる。

ホバリング、離陸および着陸において、特に図３、図４Ａおよび図４Ｂから分かるように、第１の胴体部１０１は、第２の胴体部１０２よりも実質的に上にあり、第２の胴体部は、明らかに下層にある。第２の胴体部１０２（またはその長手方向軸１０９）は、離陸時および着陸時だけではなく、飛行時、駐機時、荷積み時および荷降ろし時にも、実質的に水平位置または平面に留まるように構成されている。

第２の胴体部１０２は、人および／または貨物用の、コックピット、キャビン、および／または部屋１１６を備える。さらに、構造物１０４は、有利には第１の胴体部１０１に、具体的には第１の胴体部１０１の前部１０１Ａに、バッテリなどの電力源１１３を受け入れるように構成されている。この構造は、当然、電力源１１３から少なくともエンジン１０５への送電１１４と、また電力供給を必要とする他のデバイスへの送電１１４も備える。構造物１０４は、離陸モード、着陸モード、および／または飛行モードの間で、または負荷の変化により、電力源の少なくとも一部の場所を移動１１５させるまたは変更するための可動部材１２６も備える。例えば、場所は、第１の胴体部１０１（および／または第２の胴体部１０２）の長手方向軸１２１（１０９）の方向において移動または変更され得るが、横方向も可能である。

さらに、前方飛行モードでは、図１Ａ〜図１Ｂおよび図２から分かるように、第１の胴体部１０１は、エンジン１０５のフロントライン１０７の前１０７Ａへ延在し、第２の胴体部１０２は、主に、実質的にエンジンのフロントライン１０７の後ろ側１０７Ｂに位置する。エンジン１０５のフロントライン１０７は、プロペラまたはファンが位置するラインである。一例によれば、構造物１００全体または航空機２００全体の質量の少なくとも２０％以上、より有利には少なくとも３０％は、少なくとも前方飛行またはホバリングへの移行時に、エンジンライン１０７の前側１０７Ａに位置する。これにより、支持構造体１０４または翼１０３が、例えば、ホバリングモードを経て前方飛行モードまたは移行飛行位置に、またその逆に、容易に素早く向きを変えることを可能にする。

第２の胴体部１０２はまた、航空機がすでに一定の対気速度になっているときに第２の胴体部１０２の向きを変えるための、または、航空機がすでに適切な対気速度になっているときに、第２の胴体部１０２を、実質的な水平位置などの特定の位置に維持するかまたは維持するのを助けるための小型補助エンジン１２３または補助翼または安定装置１２４を備え得る。

さらに、一実施形態によれば、支持構造体１０４は、翼１０３および第１の胴体部１０１と一緒に支持構造体１０４を、第２の胴体部１０２に対して所望の場所に固定するための固定デバイス１２５を備え得る。固定デバイス１２５は、例えば機械式の固定デバイス１２５であり得、これは、支持構造体１０４が、第２の胴体部１０２に実質的に平行に、それにより飛行モードへ、ヒンジ１０６を中心として回転されるとき、前記第２の胴体部１０２の底部に、支持構造体１０４を物理的に支持する。さらに、支持構造体１０４は、第２の胴体部１０２の第１の側からその反対側に延在し、それにより、第２の胴体部１０２の底部に、支持構造体１０４を物理的に支持するクロスバー１２２を備え得る（図４Ａ、４Ｂで分かるように）。

さらに、一例によれば、支持構造体１０４、翼１０３、または第１の胴体部１０１は、固定デバイス１１０、有利には、機械式の固定デバイスを備え、この機械式の固定デバイスは、支持構造体が第２の胴体部１０２に実質的に平行に、それにより飛行モードへ、ヒンジ１０６を中心として回転されると、この第２の胴体部（１０２）の上部１０２Ａに支持構造体１０４、翼１０３、または第１の胴体部１０１を物理的に支持する。例えば、支持構造体１０４、翼１０３、または第１の胴体部１０１は、第２の胴体部１０２の第１の側からその反対側に延在し、それにより、第２の胴体部１０２の上部に、支持構造体１０４、翼１０３、または第１の胴体部１０１を物理的に支持するクロスバーを備え得る（図示せず）。

支持構造１０４および／または第２の胴体部１０２はまた、特に着陸の際とその後、また駐機したときの地面上で、支持構造体１０４または構造物を支持するための着陸装置構造体１１１を備え得る。また、支持構造体１０４または翼１０３の後縁はまた、着陸の際のあらゆる衝撃を抑えるための緩衝装置１１２を備え得る。この構造は、ロケットパラシュート１１７などの非常用パラシュート１１７も備え得る。パラシュート１１７は、有利には、例えば図３に描かれているように、重心により、第１の胴体部が着陸のために上向き方向に容易に向きを変えるように、第１の胴体部１０１に配置される。

またさらに、航空機２００または構造物１００は、データ処理ユニット１１８と、例えば、離陸時、着陸時、ホバリング時、および前方飛行時に、互いに対する、また地面に対する、第１の胴体部１０１および第２の胴体部１０２の位置を決定するセンサ１１９とを備える。データ処理ユニット１１８は、第１および第２の胴体部１０１、１０２の所望の位置が得られ、および／または維持されるように、エンジン１０５の推力の速度および／または方向を、センサによって集められたデータに基づき制御するように構成されている。エンジン１０５の推力の方向は、有利には、例えば、特に離着陸時に、第２の胴体部１０２に対する、第１の胴体部１０１（または、翼１０３および第１の胴体部１０１と一緒の支持構造体１０４）の方向転換および位置を制御するように制御され得る。一例として、エンジン１０５は、垂直方向および／または側方方向において制御可能な空中推力をもたらし、それにより、航空機の適切な対気速度および／または方向転換推進力（turning momentum）をもたらすのに使用され得る。エンジン１０５の推力の方向は、例えば、エンジン、プロペラ、もしくはプロペラの迎角の向きを変えることよって、またはファンの向きを変えることによって、制御され得る。さらに、航空機２００または構造物１００は、空気流または通風または推力の方向を誘導するための補助翼、または安定装置、または誘導部材を備え得る。

さらに、航空機２００は、レーダまたはレーザまたはＧＰＳ測位システムなど、高度を測定するためのデバイス１２０を備え得、航空機は、その高度データを使用して、エンジンの推力の速度および／または方向を制御するように構成され、それにより、前記離陸、着陸、ホバリング、および前方飛行を行う。具体的には、図に描かれている構造物１００は、航空機２００が実質的に垂直に離着陸（ＶＴＯＬ）を行うのを可能にするように構成されている。

上に述べた実施形態を参照して本発明を上記で説明し、本発明の様々な利点を明示した。本発明がこれらの実施形態に限られないだけではなく、本発明の思想および以下の特許請求の範囲の趣旨および範囲内の考えられるあらゆる実施形態を含むことが明らかである。

従属請求項で挙げられている特徴は、特に明記されていない限り、互いに自由に組み合わせることができる。

Claims (17)

1. 航空機（２００）用の構造物（１００）であって、
   第１の胴体部（１０１）および第２の胴体部（１０２）と、
   少なくとも１つの翼（１０３）と、
   前記翼（１０３）および前記第１の胴体部（１０１）を支持するための支持構造体（１０４）と、
   を備え、
   前記支持構造体（１０４）または前記翼（１０３）が、少なくとも１つのエンジン（１０５）を備えるように構成され、
   前記支持構造体（１０４）が、前記第２の胴体部（１０２）にヒンジ（１０６）止めされて、前記支持構造体（１０４）によって、離陸モード、着陸モードおよび前方飛行モードへ、前記第２の胴体部（１０２）に対して、前記翼（１０３）、前記少なくとも１つのエンジン（１０５）および前記第１の胴体部（１０１）が向きを変えることができるように構成されていることを特徴とする、
   構造物（１００）。
2. 前記第１の胴体部（１０１）が、前記支持構造体（１０４）または翼（１０３）に受け入れられるように、前記エンジン（１０５）のフロントライン（１０７）の前（１０７Ａ）に延在する、請求項１に記載の構造物。
3. 前記第２の胴体部（１０２）が、前記前方飛行モード時、前記支持構造体（１０４）または翼（１０３）に受け入れられるように、前記エンジン（１０５）の前記フロントライン（１０７）の後ろ側（１０７Ｂ）に位置する、請求項１または請求項２に記載の構造物。
4. 前記翼（１０３）および前記第１の胴体部（１０１）が、ホバリング時、離陸時および着陸時、前記支持構造体（１０４）の助けにより、前記第２の胴体部に対して上向き方向（１０８）に向けられるように構成されている、請求項１から請求項３までのいずれか１項に記載の構造物。
5. 前記翼（１０３）および前記第１の胴体部（１０１）が、飛行時、前記支持構造体（１０４）の助けにより、前記第２の胴体部（１０２）に実質的に平行に向けられるように構成されている、請求項１から請求項４までのいずれか１項に記載の構造物。
6. 前記第２の胴体部（１０２）が、離陸時および着陸時だけではなく、飛行時、駐機時、荷積み時、および荷降ろし時にも、実質的に水平位置を維持するように構成されている、請求項１から請求項５までのいずれか１項に記載の構造物。
7. 質量の少なくとも２０％以上、より有利には少なくとも３０％が、前記エンジンライン（１０７）の前側（１０７Ａ）に位置するように構成されている、請求項１から請求項６までのいずれか１項に記載の構造物。
8. 前記支持構造体（１０４）が、前記支持構造体（１０４）を前記翼（１０３）および第１の胴体部（１０１）と一緒に、前記第２の胴体部（１０２）に対して所望の場所に固定するための固定デバイス（１２５）を備え、前記固定デバイス（１２５）が、前記支持構造体が前記第２の胴体部（１０２）に実質的に平行に、前記ヒンジ（１０６）を中心として回転されるとき、前記第２の胴体部（１０２）の底部に前記支持構造体（１０４）を物理的に支持するように構成されている、
   請求項１から請求項７までのいずれか１項に記載の構造物。
9. 前記支持構造体（１０４）、翼（１０３）または第１の胴体部（１０１）が、固定デバイス（１１０）を備え、前記固定デバイス（１１０）は、前記支持構造体が前記第２の胴体部（１０２）に実質的に平行に、前記ヒンジ（１０６）を中心として回転されるとき、前記第２の胴体部（１０２）の一部（１０２Ａ）に、前記支持構造体（１０４）、翼（１０３）または第１の胴体部（１０１）を物理的に支持するように構成されている、請求項１から請求項８までのいずれか１項に記載の構造物。
10. 前記支持構造体（１０４）および／または前記第２の胴体部（１０２）が、所望の上向き方向に着陸した後、前記支持構造体（１０４）または構造物を支持するように構成された、着陸装置構造体（１１１）、有利には衝撃吸収性の着陸装置構造体（１１１）を備える、請求項１から請求項９までのいずれか１項に記載の構造物。
11. 前記構造物が、バッテリなどの電力源（１１３）を受け入れるように構成され、
    前記構造物が、前記離陸モード、着陸モードおよび／または飛行モードの間で、または負荷の変化により、前記電力源の少なくとも一部の場所を移動させるまたは変更する（１１５）ように構成されている、請求項１から請求項１０までのいずれか１項に記載の構造物。
12. 人および／または貨物用の、コックピットおよび／またはキャビンもしくは部屋（１１６）が、前記第２の胴体部（１０２）に配置されている、請求項１から請求項１１までのいずれか１項に記載の構造物。
13. 請求項１から請求項１２までのいずれか１項に記載の構造物（１００）を備える航空機（２００）であって、制御可能な空中推力を与え、それにより適切な対気速度および／または方向転換推進力をもたらすための少なくとも２つのエンジン（１０５）を備える、航空機（２００）。
14. 前記エンジンが、前記推力の方向を制御するように構成され、それにより、特に離陸時および着陸時、前記第２の胴体部に対する前記第１の胴体部の方向転換を制御する、請求項１３に記載の航空機。
15. データ処理ユニット（１１８）と、離陸時、着陸時、ホバリング時、および前方飛行時に前記第１の胴体部（１０１）および第２の胴体部（１０２）の位置を決定するためのセンサ（１１９）とを備え、前記データ処理ユニット（１１８）およびセンサ（１１９）が、前記第１および第２の胴体部（１０１、１０２）の所望の位置が得られ、および／または維持されるように、前記エンジン（１０５）の前記推力の速度および／または方向を制御するように構成されている、請求項１３または請求項１４に記載の航空機。
16. レーダまたはレーザまたはＧＰＳ測位システムなど、高度を測定するためのデバイス（１２０）を備え、前記高度のデータを使用して、前記エンジンの前記推力の速度および／または方向を制御するように構成され、それにより、前記離陸、着陸、ホバリング、および前方飛行を行う、請求項１３から請求項１５までのいずれか１項に記載の航空機。
17. 実質的に垂直の離着陸を行うように構成されている、請求項１３から請求項１６までのいずれか１項に記載の航空機。

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