JP2021529695A - テールシッター - Google Patents

Abstract

本発明は、閉じた前方セクション（Ｃ）を具備する翼（４）と、機体（２）であって、翼（４）が機体（２）から延在しており、機体（２）が第１の軸線（Ｙ）に対して平行に延在している、機体（２）と、を備えているテールシッター型航空機（１′，１′′）であって、翼（４）が、自由端を有しない閉じた翼であると共に非平坦な翼とされ、前方セクション（Ｃ）が、第１の軸線（Ｙ）に対して直角な平面における翼（４）の突出によって定義されている、テールシッター型航空機（１′，１′′）において、翼（４）が、機体（２）から突出している第１の部分（５）と、第１の部分（５）から離隔配置されている第２の部分（６）と、第１の部分（５）の端部（８）と第２の部分（６）の端部（９）との間に挿置されている第１の接続セクション（７）及び第２の接続セクションと、を備えており、第１の部分（５）と第２の部分（６）とが、互いに対して平行とされ、第１の軸線（Ｙ）に対して直角な第２の軸線（Ｘ）に対して平行に延在しており、第１の軸線（Ｙ）が、利用時に、離陸姿勢／着陸姿勢において垂直に配置されており、巡航姿勢において垂直方向に対して傾斜しており、第１の接続セクション（７）と第２の接続セクションとが、第２の軸線（Ｘ）及び第１の軸線（Ｙ）に対して直角な第３の軸線（Ｚ）に対して平行に延在しており、閉じた前方セクション（Ｃ）を具備する翼（４）が、第１の部分（５）の第２の部分（６）に対して反対側に配置されている第３の部分（３０）であって、第３の軸線（Ｚ）に対して平行に延在している第１のセクション（３１）を介して、自身の第１の端部及び第３の端部（３２，８）それぞれにおいて第１の部分（５）に接続されている第３の部分（３０）を備えていることを特徴とするテールシッター型航空機に関する。

Description

［関連出願の相互参照］
本発明は、欧州特許出願第１８１８０５８１．３号明細書に基づく優先権を主張するものである。当該明細書の全内容が、参照により本願に組み込まれている。

本発明は、テールシッターに関する。

２０世紀中盤以降、航空機産業において、中長距離路線を迅速にカバーするのに十分に高い巡航速度を有している垂直離着陸可能な航空機に対するニーズが存在することが知られている。

このようなニーズは、ヘリコプター及び転換式航空機によって部分的な解決されているが、ヘリコプター及び転換式航空機には、欠点が無い訳ではない。

ヘリコプターは、実際に約３５０ｋｍ／ｈの最大速度を有している。転換式航空機は、ヘリコプター構成と航空機構成との間で、ロータを備えるナセルを回転させる必要があるので、構造上の見地から特に複雑である。

このようなニーズを満足させるために提案されたさらなる解決手段は、ＶＴＯＬ（垂直離着陸）航空機である。ＶＴＯＬ航空機は、機体を水平にした状態の離着陸構成を有しており、ＶＴＯＬ航空機では、エンジンは、離着陸の際に垂直方向に又は水平並進飛行の際に水平方向にスラストを方向づけることができる。

ＶＴＯＬ航空機の広範囲に亘る利用及び効率にも関わらず、ＶＴＯＬ航空機の構造上の構成は特に複雑である。このことは、航空機の離陸構成／着陸構成／飛行構成に従って、エンジンのスラストの向きを選択的に方向づけることが必要とされることに起因する。

上述のニーズを満たすために提案されたさらなる解決手段が、２０世紀の４０年代から５０年代にかけて発展されてきた。

これら航空機は、基本的に、胴体と一組の片翼と、胴体に通常装着された１つ以上の駆動部材と、航空機を制御するための可動式表面に装着された垂直安定板とを備えている。

テールシッターの飛行プロファイルは、航空機の胴体垂直に位置決めした状態の離陸と、航空機が巡行姿勢をとるために９０°回転した状態の第１の移行段階と、航空機が着陸するために胴体を垂直に位置決めするように戻った状態の第２の移行段階とを有している。

離着陸の際に、テールシッターは、一般に航空機の垂直安定板に装着されている車輪を介して、地面に載置されている。

その後に、モータの推進力が、離着陸状態においてテールシッターの重量を相殺し、飛行状態において空気の空気力学的抵抗を相殺する。

これら解決手段の試作機としては、ロッキード社のＸＦＶ−１、コンベア社のＸＦＹ−１ポゴ、及びライアン社のＸ１３バーティジェットが挙げられる。

既知のテールシッターの解決手段は、特許文献１、特許文献２、特許文献３、特許文献４、特許文献５、及び特許文献６に開示されている。

テールシッターは、航空機の構成に実質的に類似する構成を有しているので、特に転換式航空機及びＶＴＯＬ航空機の構成と比較した場合に組み立て容易となる点において、特に優位である。

さらに、ヘリコプターとは異なり、テールシッターは、最大巡航速度に関して特定の制限を有しておらず、その最大巡航速度は、従来技術に基づく航空機の巡航速度に匹敵する。

それにも関わらず、テールシッターの垂直離陸姿勢／着陸姿勢は、特にテールシッターの重量が特定の閾値を超えた場合に、片翼の形状について幾何学的制約及び動作上の制約を課している。例えば、離着陸の際における突風に対する感度を最小にするために、風に曝される片翼の表面を最小にする必要がある。

結果として、巡行姿勢におけるテールシッターの性能が、片翼の構成によって損なわれる。

このことは、テールシッターの効果的な利用を実質的に阻害している。実際に、上述の試作機の大部分は、実際に配備された航空機までには至っていない。結果として、主にＶＴＯＬ航空機が支持され、テールシッターの利用は、最近５０年間に亘って実質的に放棄されている。

当該産業界においては、従来の航空機の性能に匹敵する従来のトリムの性能を有しているテールシッターを製造することについてのニーズが知られている。

当該産業界においては、テールシッターの離陸姿勢／着陸姿勢を一層快適にすることについてのニーズが知られている。

最後に、テールシッターの小型化を従来のトリムの上述の改善された飛行性能と組み合わせることについてのニーズが知られている。

特許文献７は、請求項１のおいて書きに基づくテールシッターを開示している。

特許文献８は、航空機のための分散型推進システムを開示している。分散型推進システムは、フレームと分散された構成で当該フレームの内部に配置されているか又は当該フレームに取り付けられている複数の液圧式モータ又は電気モータと、液圧式モータ又は電気モータそれぞれに機能的に接続されているプロペラと、フレームの内部に配置されているか又はフレームに取り付けられており且つフレームの内部に配置されているか又はフレームに取り付けられている液圧式モータ又は電気モータそれぞれに結合されている液圧式モータ又は電気モータの電源であって、航空機が当該航空機の動作を獲得及び維持するのに十分なエネルギ密度を提供する電源と、液圧式モータ又は電気モータそれぞれに結合されている制御装置と、複数の液圧式モータ又は電気モータの動作及び速度を制御する制御装置それぞれに通信可能に結合されている１つ以上のプロセッサとを備えている。

特許文献９は、機体と、機体に取り付けられている推進システムと、推進システムと動作可能に配設されている操縦システム（flight control system）と、を含んでいる航空機であって、機体が、垂直離着陸モードと前方飛行モードとを有している、航空機を開示している。ポッド組立体は、機体がポッド組立体を中心として回転可能とされるように機体に選択的に取付可能とされ、ポッド組立体は、垂直離着陸、前方飛行、及び垂直離着陸と前方飛行との移行の際に略水平姿勢を維持する。

特許文献１０は、航空機本体と、航空機翼と、姿勢制御装置と、電源デバイスとして熱機関を利用する主推進装置と、を備えているテールシッター型航空機であって、航空機翼が、左側片翼と右側片翼とを備えており、姿勢制御装置が、ロール姿勢調整装置とピッチ姿勢調整装置と操縦システムとを備えている、テールシッター型航空機を開示している。

米国特許出願公開第２０１７／０２９７６９９号明細書 カナダ国特許出願公開第１０６９３８７０１号明細書 米国特許出願公開第２０１７／０１６６３０５号明細書 国際公開第２０１６／２０９３５０号パンフレット 米国特許出願公開第２０１６／０３１１５５３号明細書 米国特許第５，１１４，０９６号明細書 国際公開第２０１６／２０９３５０号パンフレット 欧州特許出願公開第３２４３７５０号明細書 欧州特許出願公開第３２６３４４５号明細書 国際公開第２０１６／０５８５０２号パンフレット

本発明の目的は、単純且つ安価な方法で上述のニーズのうち少なくとも１つのニーズを満足させることができるテールシッターを提供することである。

上述の目的は、本発明が請求項１に記載のテールシッターに関連する限り、本発明によって達成される。

本発明を一層良好に理解するために、２つの好ましい実施例について、添付図面を純粋に非限定的な例示として、添付図面を参照しつつ以下に説明する。

一の実施例における例示的なテールシッターの、離陸姿勢／着陸姿勢における斜視図である。 図１に表わすテールシッターの、巡航姿勢における斜視図である。 第１の機動飛行の実行の際における、図１及び図２に表わす離陸姿勢／着陸姿勢のテールシッターの斜視図である。 第１の機動飛行の実行の際における、図１及び図２に表わす巡航姿勢のテールシッターの斜視図である。 第２の機動飛行の実行の際における、図１及び図２に表わす離陸姿勢／着陸姿勢のテールシッターの斜視図である。 第２の機動飛行の実行の際における、図１及び図２に表わす巡航姿勢のテールシッターの斜視図である。 第３の機動飛行の実行の際における、図１及び図２に表わす離陸姿勢／着陸姿勢のテールシッターの斜視図である。 第３の機動飛行の実行の際における、図１及び図２に表わす巡航姿勢のテールシッターの斜視図である。 本発明の原理を具体化した第１の実施例におけるテールシッターの、巡行姿勢における斜視図である。 本発明の原理を具体化した第１の実施例におけるテールシッターの、離陸姿勢／着陸姿勢における斜視図である。 図１０に表わすテールシッターの、巡行姿勢における斜視図である。 第１の機動飛行の実行の際における、図１０及び図１１に表わす離陸姿勢／着陸姿勢のテールシッターの斜視図である。 第１の機動飛行の実行の際における、図１０及び図１１に表わす巡航姿勢のテールシッターの斜視図である。 第２の機動飛行の実行の際における、図１０及び図１１に表わす離陸姿勢／着陸姿勢のテールシッターの斜視図である。 第２の機動飛行の実行の際における、図１０及び図１１に表わす巡航姿勢のテールシッターの斜視図である。 第３の機動飛行の実行の際における、図１０及び図１１に表わす離陸姿勢／着陸姿勢のテールシッターの斜視図である。 第３の機動飛行の実行の際における、図１０及び図１１に表わす巡航姿勢のテールシッターの斜視図である。 第４の機動飛行の実行の際における、図１０及び図１１に表わす離陸姿勢／着陸姿勢のテールシッターの斜視図である。 第４の機動飛行の実行の際における、図１０及び図１１に表わす巡航姿勢のテールシッターの斜視図である。 本発明の原理を具体化した第２の実施例におけるテールシッターの斜視図である。

図１及び図２において、参照符号１は、本発明におけるテールシッターを示す。

航空機１は、機体２を備えている。

航空機１と一体的な座標系であって、
− 機体２の延在方向に対して平行とされるＹ軸；
− Ｙ軸に対して垂直とされるＸ軸；及び
− Ｘ軸及びＹ軸に対して垂直とされるＺ軸
の３つの軸によって形成された、航空機１の重心を原点とする座標系を特定することができる。

航空機１は、既知の態様である巡行姿勢（図２に表わす）をとることができる。この巡行姿勢では、Ｙ軸は、垂直方向に対して傾斜している。特に一定高度において前方飛行をする場合に、Ｙ軸は水平に配置されている。

本明細書では、“巡行姿勢（cruising position）”との表現は、航空機１が少なくとも水平飛行成分を有する速度で進行する飛行構成を示すために利用される。

航空機１の巡行姿勢において、Ｘ軸、Ｙ軸、及びＺ軸を中心とする航空機１の回転は、以下の機動飛行（manoeuvre）に関連する：
− ロール、すなわちＹ軸を中心とする回転（図６参照）；
− ピッチ、すなわちＸ軸を中心とする回転（図４参照）；及び
− ヨー、すなわちＺ軸を中心とする回転（図８参照）。

また、航空機１は、Ｙ軸が垂直に配置されている図１に表わすように、離陸姿勢／着陸姿勢をとることができる。

このような離陸姿勢／着陸姿勢において、Ｘ軸、Ｙ軸、及びＺ軸を中心とする航空機１の回転は、以下の機動飛行に関連する：
− ロール、すなわちＺ軸を中心とする回転（図５参照）；
− ピッチ、すなわちＸ軸を中心とする回転（図７参照）；及び
− ヨー、すなわちＹ軸を中心とする回転（図３参照）。

航空機１の飛行プロファイルは、離陸姿勢から巡行姿勢に至る第１の移行、巡行姿勢の維持、及び巡行姿勢から着陸姿勢に至る第２の移行を提供する。

優位には、航空機１は、閉じた前方セクションＣを具備する翼４を備えており、翼４は、機体２から延在している。

本明細書では、“閉じた前方セクションを具備する翼（wing with a closed front section）”との用語は、自由端を有しない閉じた、非平坦な翼を意味する。

前方セクションＣは、Ｙ軸に対して直角な平面上の翼４の突出によって形成されている。

より具体的には、翼４は、基本的に、
− 機体２の互いに対して反対側に位置する側面それぞれから片持ち式で突出している一組の片翼５と、
− 航空機１の巡行姿勢において片翼５の上方に配置されている部分６と、
− 片翼５の自由端８それぞれと部分６の自由端９それぞれとの間に延在している一組の接続セクション７と、
を備えている。

図示の場合には、部分６と片翼５とが、互いに対して平行とされる。

片翼５と部分６とが、Ｘ軸に沿って延在している。

図示の場合には、Ｘ軸に沿った片翼５の長さ全体が、Ｘ軸に沿った部分６の長さと等しい。

図示の場合には、片翼５と部分６とが、直線状に形成されていると共に一定の翼弦を有しており、その主翼後退角（wing sweep）及び反角（dihedral angle）は零である。

接続セクション７は、互いに対して平行とされ、Ｘ軸及びＹ軸に対して直角なＺ軸に沿って延在している。

また、航空機１は、機体２と部分６の中央セクション１８との間に延在しているさらなる接続セクション１４を備えている。

特に、さらなる接続セクション１４は、接続セクション７に対して平行に且つＺ方向に沿って延在しており、接続セクション７同士の間の中央に配置されている。

図示の場合には、航空機１の巡行姿勢に関して、部分６は片翼５の上方に配置されている。

また、機体２は、
− 機体２の尾部１２に配置されている一組の着陸部材１１と、
− 機体２の尾部１２の反対側に位置する機体２の機首１０の近傍に配置されている一組の先尾翼１３と、
を備えている。

また、翼４は、
− 翼４に装着されている一組のエンジン１５ａ，１５ｂと、
− 航空機１が離陸姿勢／着陸姿勢にある場合に地面に載置されている複数の着陸部材２０と、
を支持している。

特に、エンジン１５ａ，１５ｂそれぞれが、
− Ｙ軸に対して平行とされる軸線Ａそれぞれを中心として回転するハブ１６であって、図示しない駆動部材によって回転駆動されるハブ１６と、
− 軸線Ｂそれぞれに沿ってハブ１６から片持ち式で突出している複数のブレード１７と、
を備えている。

特に、ブレード１７は、軸線Ａそれぞれを中心として、ハブ１６と一体的に回転する。

エンジン１５ａ，１５ｂのハブ１６の軸線Ａは、翼４の前方セクションＣに付随するものである。

言い換えると、軸線Ａは、翼４の前方セクションＣに沿って配置されている。

エンジン１５ａ，１５ｂのハブ１６の軸線Ａは、片翼５が接続セクション７と合流する配置された前方セクションＣに付随するものである。

また、エンジン１５ａ，１５ｂのハブ１６の軸線Ａは、Ｙ軸及びＺ軸に対して平行で且つＸ軸に対して直角とされる機体２の中央平面に対して反対側に位置する機体２の側面それぞれに配置されている。

エンジン１５ａ，１５ｂそれぞれのブレード１７の周方向ピッチは一定である。

図示の場合には、航空機１は、回転軸線Ａそれぞれを中心とするエンジン１５ａ，１５ｂの角速度と空気流に対するブレード１７の共通するピッチ角とを互いから独立して制御するようにプログラムされている制御ユニット１９（図２、図４、図６、及び図８にのみ概略的に表わす）を備えている。

このようにして、制御ユニット１９は、エンジン１５ａ，１５ｂそれぞれによって発生される推進力を制御するようにプログラムされている。

ブレード１７は、機体２の機首１０に向いている面において、翼４から片持ち式で突出している。

より具体的には、着陸部材２０は、片翼５と接続セクション７とが交差する角部に、及び接続セクション７と部分６とが交差する角部に位置決めされている。

着陸部材２０は、機体２の尾部１２に向いている面において、翼４から突出している。

図示の場合には、４つの着陸部材２０が設けられている。

また、航空機１の飛行状態に関して、片翼５は、エンジン１５ａ，１５ｂそれぞれの下流に配置されている複数の補助翼２１を備えている。

従って、エンジン１５ａ，１５ｂによって発生する空気流が、補助翼２１に衝突する。

図４及び図５に表わす中立位置から理解されるように、補助翼２１は、
− 対称に、すなわち同一の方向に且つ翼４に対して同一の角度で傾斜されるように（図７及び図８参照）、又は
− 非対称に、すなわち反対の方向に且つ翼４に対して同一の角度で傾斜されるように（図６及び図３参照）、
制御ユニット１９によって制御可能とされる。

図３〜図８を参照すると、“＋”の符号は、補助翼２１が関連する片翼５に対して上昇していることを示し、“−”の符号は、補助翼２１が関連する片翼５に対して下降していることを示す。

航空機１は、垂直安定板（tail fin）又は翼４以外のさらなる可動式翼構造体を有していない。

言い換えると、航空機１のピッチ運動及びヨー運動は、エンジン１５ａ，１５ｂの推進力と補助翼２１の動作とを調整することによって、排他的に制御される。

代替的には、巡行姿勢における航空機１のロール運動は、先尾翼１３の可動面によって制御される。

航空機１は、適切な機器を機体２に具備したドローンとされる場合がある。

代替的には、機体２は、乗組員を収容することができる。

図示しないさらなる実施例では、航空機１は、機体２を備えておらず、翼４のみによって、及び、必要に応じて翼４に配置された、例えばアンテナや荷重計のようなセンサによって形成されている。

航空機１の動作について、機体２のＹ軸が垂直に配置されており且つ車輪１１，２０が航空機１を地面に支持する離陸姿勢／着陸姿勢（図１参照）に基づいて説明する。

エンジン１５ａ，１５ｂを動作させることによって、航空機１は離陸する。この段階において、エンジン１５ａ，１５ｂが、航空機１の重量の影響を相殺し解消させることによって、地面から離陸することができる。

その後に、航空機１は第１の移行を実行し、第１の移行の終わりに、航空機１は、機体２のＹ軸が垂直方向に対して傾斜している巡行姿勢（図２参照）となり、一定の高度を飛行する場合に略水平となる。

この段階では、エンジン１５ａ，１５ｂは空気抵抗を相殺し、翼４は、航空機１の飛行状態を維持するために必要な揚力を発生させる。

その後に、航空機１は第２の移行を実行し、第２の移行の終わりに、航空機１は、離陸姿勢に全体的に類似する着陸姿勢をとる。このような着陸姿勢では、機体２のＹ軸は垂直方向に対して平行とされ、エンジン１５ａ，１５ｂは、航空機１の重量の影響を相殺することによって、地面に徐々に接近することができる。

航空機１の高度は、着陸部材２０が地面に載置されるまで徐々に低下する。これにより、着陸機動飛行（landing manoeuvre）が完了する。

上述の飛行段階の際に、航空機１は以下のように制御される。

Ｚ軸周りにおける航空機１の傾斜が実現され、補助翼２１を中立位置に保持し、推進値Ｓ１をエンジン１５ａに設定すると共に推進値Ｓ２をエンジン１５ｂに設定することによって制御される。これにより、Ｚ軸周りのトルクが航空機１に作用する。推進値Ｓ１と推進値Ｓ２とが互いに相違することが肝心であることに留意すべきである（図４及び図５参照）。

Ｚ軸周りの航空機１の傾斜は、航空機１が離陸状態／着陸状態（図５参照）にある場合におけるロール機動飛行と、航空機１が巡行姿勢（図４参照）にある場合におけるヨー機動飛行とに対応する。

Ｚ軸周りの航空機１の傾斜は、航空機１のＸ軸周りのトルクを得るように（図７及び図８参照）、補助翼２１を対称に制御することによって、すなわち補助翼２１を上下に傾斜させることによって実現及び制御される。代替的には、このような傾斜は、先尾翼１３に装着された可動面に作用させることによって実現される。

Ｘ軸周りの航空機１の傾斜は、航空機１が離陸状態／着陸状態にある場合（図７参照）と航空機１が巡行姿勢にある場合（図８参照）との両方の場合におけるピッチ機動飛行に対応している。

Ｙ軸周りの航空機１の傾斜は、補助翼２１を非対称に傾斜させることによって、すなわち一方の補助翼を上方に傾斜させると共に他方の補助翼を下方に傾斜させることによって実現及び制御される（図３及び図６参照）。

Ｙ軸周りの航空機１の傾斜は、航空機１が離陸状態／着陸状態にある場合（図３参照）におけるヨー機動飛行と航空機１が巡行姿勢にある場合（図６参照）におけるロール機動飛行とに対応している。

図９を参照すると、参照符号１′は、本発明の第１の実施例におけるテールシッターを示している。

航空機１′は、航空機１に類似しているので、相違点に関してのみ以下に説明する。可能に限り、航空機１′と航空機１との同一の部分及び対応する部分については、同一の参照符号が付されている。

特に、航空機１の巡行姿勢を参照すると、航空機１′は、翼４が片翼５の下方に配置されているさらなる部分３０を備えている点において、航空機１と相違する。

部分３０と片翼５とが、自由端３２，８それぞれにおいて、第１のセクション３１を介して接続されている。さらに、部分３０の中央セクションは、セクション３１同士の間に挿置されているセクション３３によって、機体２に接続されている。セクション３１，３３は、Ｚ軸に対して平行に延在している。

部分３０は、さらなる着陸部材２０を備えている。

航空機１′の動作は、航空機１の動作に類似しているので、詳細には説明しない。

図１０及び図１１を参照すると、参照符号１′′は、さらなる実施例におけるテールシッターを示している。

航空機１′′は、航空機１に類似しているので、相違点に関してのみ以下に説明する。可能な限り、航空機１′′と航空機１との同一の部分及び対応する部分には、同一の参照符号が付されている。

特に、航空機１′′は、
− 片翼５と接続セクション７とが交差する角部に及び接続セクション７と部分６とが交差する角部に配置されている４つのエンジン１５ａ，１５ｂ，１５ｃ，１５ｄを備えている点、
− 補助翼２１を備えていない点、及び
− 先尾翼１３を備えていない点、
において航空機１と相違する。

特に、エンジン１５ａ，１５ｂ，１５ｃ，１５ｄのハブ１６の軸線Ａは、翼４の前方セクションＣ、片翼５と接続セクション７とが交差する角部、及び接続セクション７と部分６とが交差する角部に付随するものである。

言い換えると、軸線Ａは、翼４の前方セクションＣに沿って配置されている。

エンジン１５ａ，１５ｂのハブ１６の軸線Ａは、片翼５の端部８それぞれにおいて、前方セクションＣに付随するものである。

エンジン１５ｃ，１５ｄのハブ１６の軸線Ａは、翼４の端部９において、前方セクションＣに付随するものである。

特に、エンジン１５ａ，１５ｂのハブ１６の軸線Ａは、片翼５と接続セクション７とが交差する角部に、すなわち片翼５それぞれの端部８に配置されている。

エンジン１５ｃ，１５ｄのハブ１６の軸線Ａは、接続セクション７と部分６とが交差する角部に、すなわち部分６の端部９に配置されている。

エンジン１５ａ，１５ｂ（１５ｃ，１５ｄ）のハブ１６の軸線Ａは、機体２を貫通する平面であって、Ｘ軸及びＺ軸に対して平行な且つＹ軸に対して直角な平面に関して、互いに対して反対側に配置された側面それぞれに配置されている。

航空機１の巡行状態に関して（図１１参照）、エンジン１５ｃは、エンジン１５ａの上方に配置されており、エンジン１５ｄは、エンジン１５ｂの上方に配置されている。

エンジン１５ａ，１５ｂ，１５ｃ，１５ｄのハブ１６は、互いに異なる回転方向において自身の軸線Ａを中心として回転する。

特に、エンジン１５ａ，１５ｄは、第１の回転方向に、例えば時計回り方向（反時計回り方向）に回転可能とされる。エンジン１５ｂ，１５ｃは、第２の回転方向に、例えば反時計回り方向（時計回り方向）に回転可能とされる。

テールシッター１′′の動作は、トルクをＹ軸に対して平行に航空機１′′に作用させるように（図１５及び図１６参照）、Ｙ軸周りの傾斜が第１の推進値Ｓ１をエンジン１５ａ，１５ｄに設定すると共に第１の推進値Ｓ１とは相違する第２の推進値Ｓ２をエンジン１５ｂ，１５ｃに設定することによって、実現及び制御される。

ロータ１５ａ，１５ｄの推進値Ｓ１が増大した場合に、エンジン１５ｂ，１５ｃの推進値Ｓ２が同じ数値で減少することが肝心であることに留意すべきである。このようにして、Ｙ軸周りのトルクが発生することによって航空機１′′がＹ軸を中心として回転される状態であっても、航空機１′′に作用する最終的な推進力全体が変化しない。

さらに、Ｚ軸周りの傾斜が、トルクをＺ軸に対して平行に航空機１′′に作用させるように（図１４及び図１７参照）、第１の推進値Ｓ３をエンジン１５ａ，１５ｃに設定すると共に第１の推進値Ｓ３とは相違する第２の推進値Ｓ４をエンジン１５ｂ，１５ｄに設定することによって、実現及び制御される。

Ｘ軸周りの航空機１′′の傾斜は、トルクをＸ軸に対して平行に航空機１′′に作用させるように（図１２及び図１３参照）、第１の推進値Ｓ５をエンジン１５ａ，１５ｄに設定すると共に第１の推進値Ｓ５とは相違する第２の推進値Ｓ６をエンジン１５ｂ．１５ｃに設定することによって、実現及び制御される。

図１８及び図１９を参照すると、参照符号１′′′は、さらなる実施例におけるテールシッターを示している。

航空機１′′′は、航空機１′′に類似しているので、相違点に関してのみ以下に説明する。可能であれば、航空機１′′′と航空機１′′との同一の部分及び対応する部分には、同一の参照符号が付されている。

特に、航空機１′′′は、
− 接続セクション７と部分６とが交差する角部に配置されている２つのエンジン１５ａ，１５ｂを備えている点、及び
− 機体２の機首１０に配置されているさらなるエンジン１５′′を備えている点、
において相違する。

図２０を参照すると、参照符号１′′′′は、本発明の一の実施例におけるテールシッターを示している。

航空機１′′′′は、航空機１′′に類似しているので、相違点に関してのみ以下に説明する。可能であれば、航空機１′′′′と航空機１′′との同一の部分及び対応する部分には、同一の参照符号が付されている。

特に、航空機１の巡行姿勢に関して、航空機１′′′′は、翼４が片翼５の下方に配置されているさらなる部分３０を備えている点において、航空機１′′に相違する。

部分３０と片翼５とは、第１のセクション３１によって、自由端３２，８において接続されている。さらに、部分３０の中央セクションは、Ｘ軸に沿ってセクション３１同士の間に挿置されているセクション３３によって、機体２に接続されている。セクション３１，３３は、Ｚ軸に対して平行に延在している。

部分３０は、さらなる車輪２０を備えている。

航空機１′′′′の動作については、航空機１′′の動作に類似しているので、詳細には説明しない。

本発明におけるテールシッター１′，１′′′′の特性試験から、当該テールシッターによって得られる利点は明白となる。

特に、翼４は、閉じた前方セクションＣを有している。

このことは、巡行姿勢における航空機１′，１′′′′の効率を高めると共に、テールシッター１′，１′′′′の適用から排他的に得られる以下の利点：
− 航空機１′，１′′′′が離陸姿勢／着陸姿勢にある場合に風に曝される表面を最小にし、これにより離陸段階／着陸段階の際における突風に対する感度を最小にすることができる点；及び
− 離陸段階／着陸段階にＸ軸に対して平行な限定された大きさの翼４を有する必要があることに起因する、外形の制約条件を満足することができる点；
を享受することができることを意味する。

さらに、航空機１′，１′′′′は、長手方向における安定性を確保するために、垂直安定板を設ける必要が無い。実際に、航空機１′′′′は、先尾翼１３又は補助翼２１を対称に設ける必要が無い。これにより片翼５及び部分６の相対的位置及び翼断面によって、長手方向における安定性を確保することができる。これにより、航空機１′，１′′′′の複雑さ及び重量をさらに低減させることができる。

航空機１′を参照すると、補助翼２１は、エンジン１５ａ，１５ｂ直近の下流に配置されている。このようにして、航空機１′が巡行姿勢にある場合に、エンジン１５ａ，１５ｂそれぞれの後流が補助翼２１に衝突する。

このことに起因して、エンジン１５ａ，１５ｂの推進値Ｓ１，Ｓ２を差動方式で単純に制御することによって、及び／又は、翼４に関して同一の方向又は反対の方向に補助翼２１を回転させることによって、Ｘ軸、Ｙ軸、及びＺ軸を中心とする航空機１′の回転を制御することができる。

結果として、航空機１′をさらに単純化すると共に重量削減させることができる。

航空機１′′′′を参照すると、巡行姿勢及び離陸姿勢／着陸姿勢におけるＸ軸、Ｙ軸、及びＺ軸を中心とする回転の制御は、エンジン１５ａ，１５ｂ，１５ｃ，１５ｄの推進値Ｓ１，Ｓ２，Ｓ３，Ｓ４，Ｓ５，Ｓ６を差動方式で単純に制御することによって実現される。

従って、航空機１′′′′は、航空機１よりは複雑ではない。

エンジン１５ａ，１５ｂ、着陸部材２０、及び補助翼２１は、翼４に装着されている。このことは、航空機１′，１′′′′が無人である場合に、機体２の重量を最小限まで減らすことができること、又は機体２を取り除くことができることを意味する。これにより、複雑さが低減された軽量な航空機１′，１′′′′を実現することができる。

最後に、航空機１′，１′′′′が無人である場合に、当該航空機は、機体２さえ備えていない。このような状況では、航空機１′，１′′′′は、翼４によって、及び例えば翼４に内蔵されたアンテナやセンサのような任意の機器によって実質的に形成されている。

航空機１′′′′のエンジン１５ａ，１５ｂ，１５ｃ，１５ｄはすべて、翼４に装着されている。結論として、機体２は、機体２に直接取り付けられたさらなるエンジンによって発生される振動によって、直接影響を受けない。

機体２が乗組員を収容している場合には、これにより、乗組員の快適性が向上する。逆に、機体２がセンサ又は機器のみを収容している場合には、これにより、センサ及び機器の位置を長期に亘り一層安定させることができる。

上述の説明の結果として、航空機１′，１′′′′は、−離陸姿勢／着陸姿勢と巡行姿勢との移行を実行するためにエンジン又はロータの回転を必要とせずに−テールシッターの構造を単純化することと、航空機に匹敵する巡航速度及び性能を実現することとを組み合わせることができる。

言い換えると、航空機１′，１′′′′は、テールシッターの設計解を利用可能にすることができるので、発展の妨げになる数々の欠点を解消させることができる。

このことは、航空機１′，１′′′′が無人である場合に、さらに一層優位である。実際に、このような状況では、航空機１′，１′′′′は、離陸機動飛行／着陸機動飛行の際に特に不快な乗組員の姿勢を要求するテールシッターの不可避の欠点さえも有していない。

最後に、本出願で説明及び図解したテールシッター１′，１′′′′に関して、特許請求の範囲に定義される技術的範囲をから逸脱しない限り、変形及び変化させることができることは明らかである。

特に、翼４は、リング状、ダイヤモンド状、又は多角形状に形成されている場合がある。

１ 航空機（テールシッター）
１′ 航空機
２ 機体
４ 翼
５ 片翼
６ 部分
７ 接続セクション
８ （片翼５の）自由端
９ （部分６の）自由端
１０ （機体２の）機首
１１ 着陸部材
１２ （機体２の）尾部
１３ 先尾翼
１４ 接続セクション
１８ 中央セクション
１９ 制御ユニット
２０ 着陸部材
２１ 補助翼
３０ 部分
３１ セクション
３２ 自由端
Ｃ （翼４の）前方セクション

Claims (14)

1. 閉じた前方セクション（Ｃ）を具備する翼（４）と、
   機体（２）であって、前記翼（４）が前記機体（２）から延在しており、前記機体（２）が第１の軸線（Ｙ）に対して平行に延在している、前記機体（２）と、
   を備えているテールシッター型航空機（１′，１′′′′）であって、
   前記翼（４）が、自由端を有しない閉じた翼であると共に非平坦な翼とされ、前記前方セクション（Ｃ）が、前記第１の軸線（Ｙ）に対して直角な平面上の前記翼（４）の突出によって定義されている、前記テールシッター型航空機（１′，１′′′′）において、
   前記翼（４）が、
   前記機体（２）から突出している第１の部分（５）と、
   前記第１の部分（５）から離隔配置されている第２の部分（６）と、
   前記第１の部分（５）の端部（８）と前記第２の部分（６）の端部（９）との間に挿置されている第１の接続セクション（７）及び第２の接続セクションと、
   を備えており、
   前記第１の部分（５）と前記第２の部分（６）とが、互いに対して平行とされ、前記第１の軸線（Ｙ）に対して直角な第２の軸線（Ｘ）に対して平行に延在しており、
   前記第１の軸線（Ｙ）が、利用時に、離陸姿勢／着陸姿勢において垂直に配置されており、巡航姿勢において垂直方向に対して傾斜しており、
   前記第１の接続セクション（７）と前記第２の接続セクションとが、前記第２の軸線（Ｘ）及び前記第１の軸線（Ｙ）に対して直角な第３の軸線（Ｚ）に対して平行に延在しており、
   閉じた前方セクション（Ｃ）を具備する前記翼（４）が、前記第２の部分（６）に関して前記第１の部分（５）の反対側に配置されている第３の部分（３０）であって、前記第３の軸線（Ｚ）に対して平行に延在している第１のセクション（３１）を介して、自身の第１の端部及び第３の端部（３２，８）それぞれにおいて前記第１の部分（５）に接続されている前記第３の部分（３０）を備えていることを特徴とするテールシッター型航空機。
2. 前記第３の部分（３０）が、着陸部材（２０）を備えていることを特徴とする請求項１に記載のテールシッター型航空機。
3. 前記第３の部分（３０）の中央セクションが、前記第２の軸線（Ｘ）に沿って前記第１のセクション（３１）同士の間に挿置されている第２のセクション（３３）を介して前記機体（２）に接続されていることを特徴とする請求項１又は２に記載のテールシッター型航空機。
4. 前記第２のセクション（３３）が、前記第３の軸線（Ｚ）に対して平行に延在していることを特徴とする請求項３に記載のテールシッター型航空機。
5. 前記テールシッター型航空機が、前記機体（２）と前記第２の部分（６）との間に挿置されている第３の接続セクション（１４）を備えていることを特徴とする請求項１〜４のいずれか一項に記載のテールシッター型航空機。
6. 前記第２の部分（６）が、前記テールシッター型航空機（１′′′′）の水平並進飛行状態と前記機体（２）の延在方向に対して平行とされる前記第１の軸線（Ｙ）が利用時に水平に配置されている一定高度前方飛行とに関して、前記第１の部分（５）の上方に配置されていることを特徴とする請求項１〜５のいずれか一項に記載のテールシッター型航空機。
7. 前記テールシッター型航空機が、前記翼（４）に装着されている１つ以上のさらなる着陸部材（２０）を備えており、
   前記着陸部材（２０）が、前記テールシッター型航空機（１′′′′）の離陸前及び着陸後において地面に載置されていることを特徴とする請求項１〜６のいずれか一項に記載のテールシッター型航空機。
8. 少なくとも１つの第１のさらなる着陸部材（２０）が、前記翼（４）の前記第１の部分（５）に装着されており、
   少なくとも１つの第２のさらなる着陸部材（２０）が、前記翼（４）の前記第２の部分（６）に装着されていることを特徴とする請求項７に記載のテールシッター型航空機。
9. 前記テールシッター型航空機が、前記翼（４）に装着されている第１の駆動部材及び第２の駆動部材（１５ａ，１５ｂ；１５ａ，１５ｂ，１５ｃ，１５ｄ）を少なくとも備えていることを特徴とする請求項１〜８のいずれか一項に記載のテールシッター型航空機。
10. 前記第１の駆動部材及び前記第２の駆動部材（１５ａ，１５ｂ；１５ａ，１５ｂ，１５ｃ，１５ｄ）が、前記第１の部分（５）及び前記第２の部分（６）のうち一方の端部（８，９）それぞれに配置されていることを特徴とする請求項９に記載のテールシッター型航空機。
11. 前記第１の駆動部材及び前記第２の駆動部材（１５ａ，１５ｂ；１５ａ，１５ｂ，１５ｃ，１５ｄ）がそれぞれ、
    第４の軸線（Ａ）を中心として回転するハブ（１６）と、
    第５の軸線（Ｂ）を中心として前記ハブ（１６）と一体となって回転する複数のブレード（１７）であって、前記ブレードそれぞれのピッチ角を同一の値に選択的に調整することができるように前記ハブ（１６）に連結されている複数の前記ブレード（１７）と、
    を備えており、
    前記ハブ（１６）の角速度と前記ブレード（１７）それぞれのピッチ角とが、互いから独立して調整可能とされることを特徴とする請求項９又は１０に記載のテールシッター型航空機。
12. 前記テールシッター型航空機が、前記テールシッター型航空機の並進飛行状態に関して、前記第１の駆動部材（１５ａ）及び前記第２の駆動部材（１５ｂ）それぞれの下流に配置されている第１の補助翼及び第２の補助翼（２１）を備えており、
    前記第１の補助翼及び前記第２の補助翼（２１）が、利用時に前記第１の駆動部材（１５ａ）及び前記第２の駆動部材（１５ｂ）それぞれが発生させる第１の空気流及び第２の空気流が前記第１の補助翼及び前記第２の補助翼（２１）に衝突する位置に配置されており、
    前記第１の補助翼及び前記第２の補助翼（２１）が、同一の方向又は互いに対して反対の方向において前記翼（４）に対して傾斜可能とされることを特徴とする請求項１０又は１１に記載のテールシッター型航空機。
13. 前記テールシッター型航空機が、垂直安定板を備えていないことを特徴とする請求項１〜１２のいずれか一項に記載のテールシッター型航空機。
14. 前記テールシッター型航空機が、ドローンとされるか、又は
    前記機体（２）が、乗組員を収容するように構成されていることを特徴とする請求項１２又は１３に記載のテールシッター型航空機。

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