JP2021532011A - 航空機推進およびトルク緩和技術 - Google Patents

Abstract

航空機用の航空機推進およびトルク緩和技術を説明する。実施形態において、開示されている技術は、垂直揚力航空機のロータブレードを回転させるための回転トルクの提供を可能にすると共に、逆トルク方法ならびにテールロータおよび逆回転ブレードなどの装置の必要性を緩和するかまたは排除さえする。【選択図】図１

Description

本開示は、概して航空機用の、そして特に垂直揚力航空機用の航空機推進およびトルク緩和技術に関する。より詳しくは、本開示は、航空機のロータブレードを回転させるために回転トルクを提供すると共に、逆トルク方法ならびにテールロータおよび逆回転ブレードなどの装置の必要性を緩和するかまたは排除さえする技術に関する。

垂直揚力航空機、例えばヘリコプタのロータブレードを回転させるための様々な方法が存在する。１つのアプローチでは、ロータブレードに接続しているロータシャフトを利用し、ここで、ロータシャフトはエンジンおよび航空機の胴体に機械的に接続している。そのアプローチではエンジンが使用可能であるときに、ロータブレードを回転させるために生成されるトルクは、反対方向に航空機のボディ（胴体）上の対向するトルクも発生させる。打ち消されない場合、対向するトルクによって航空機のボディがロータシャフトの軸のまわりを回転することがあり得て、航空機が制御を失って回転する可能性がある。そのために、航空機のボディにかかる対向するトルクを緩和するかまたは排除する逆トルク機構が開発されて、それによって制御された飛行を容易にしている。

トルクを打ち消す１つの方法は、航空機の胴体に接続されるエンジンによるメインロータの回転によってできるトルクの反対側の方向にトルクを発生させる、テールロータを航空機に取り付けることである。テールロータおよびその関連したアセンブリは、多くの場合、主エンジン、ギアボックス、テールブームドライブシャフト、テールロータの伝動装置、テールロータ自体および関連した構造部材へのリンク機構を含む。このようなコンポーネントによって、航空機には相当な重量、電力消費、複雑さ、初期製造コストおよび継続的な保守コストが追加となる。テールロータ（および／または関連したコンポーネント）が機械的故障を有するか、損傷を受けるか、または失われる場合、航空機は制御を失って回転し、クラッシュすることが多い。テールロータの使用はまた、航空機への設計、音響及び操作上の課題を与えており、例えば、限定するものではないが、重量の増加、ノイズ発生の増加、振動の増加、着陸場所および駐機場所の増大などがある。また、作動中に回転するテールロータは、航空機の外側にいる人間に対する安全上の問題を呈する。

垂直揚力航空機のトルクを打ち消す別の方法は、逆回転方向に回転するロータブレードを航空機に取り付けることが必要である。このような逆回転ロータブレードは、メインロータ翼と同軸とすることができ、または、メインロータ翼とは異なる軸上にあることも可能である。トルクを打ち消すさらに別の方法は、垂直揚力航空機上の複数の回転プロペラを利用する。テールロータと同様に、このような方法は、複雑さの増加、効率の損失、重量の増加および、航空機に対する保守および製造コストの追加という代償を伴う。逆回転翼機械要素またはプロペラの故障は、自動回転の能力を損なうかまたはなくすことがあり得て、航空機の制御の喪失につながる可能性がある。複数の回転プロペラシステムはまた、単一のロータ垂直揚力システムより効率的でないことが多く、現在利用できるバッテリ技術によって電力を供給される電気エンジンを含む場合があり、それはエネルギーソースとして液体燃料を使用することと比較して、電池エネルギー密度制限および付加重量のため飛行時間を短縮することになり得る。

過去において、垂直揚力航空機上の逆トルク機構の必要性を排除する技術を開発する努力がなされてきた。このような努力は、逆トルク機構を排除する２つの方法の開発につながっており、すなわちそれらは、（１）Ｓ．Ｈｅｌｌｅｒ，Ｊｒ．らに対する、１９５６年９月４日付の米国特許第２，７６１，６３５号にて開示されている、ロータ翼自体の先端に載置されるエンジン、および、（２）ロータブレード自体に沿っているか、またはそれ自体の中にある管またはダクトであって、それによってエンジンからの推力がこのような管またはダクトを通してロータブレードの外側の先端に送達されてそれらを回転させる、管またはダクトである。それらの方法の両方とも、飛行のために必要なトルクを発生させる手段として、ロータブレードそれ自体を用いることによって（すなわち、ロータブレード上で、その中で、それに直接接続して、そしてそれと同一平面にある、推力装置を利用することによって）、航空機のボディ上にトルクを作り出すことなくロータブレードの回転を提供する。しかしながら、それらの方法は、例えば航空機のメインロータブレードに対する重量および不安定性の増加、寄生抗力の増加および過剰なノイズなどの様々な課題を伴う。第１の方法は、航空機が自動回転する能力も損なう。その結果として、それらの２つの方法は、広く使われていなかった。

したがって、垂直揚力航空機の分野では、エンジンによって航空機のボディへのトルク伝達を減らすかまたはなくし、こうして逆トルク機構の使用の必要性を緩和するかまたはなくしさえする、他の方法と装置の必要性が残っている。 本開示の技術は、その必要性に対処して、実施形態において、トルク伝達およびその関連した課題を減らすかまたはなくすための有効な機構を提供すると共に、航空機が自動回転する能力を維持する。

請求された主題の実施形態の特徴および効果は、以下の発明を実施するための形態に進むにつれて、そして、同様の数字が同様の部分を示している図面を参照すると、明らかになる。

明瞭にするために従来のヘリコプタのいくつかの機械要素を図から省略して、回転トルクがどのように胴体から分離されているか、そしてロータブレードが回転推力支持構造物の下のどこにあるかの概要を示している、本開示の実施形態の概略側面図である。 図１の上面図である。 推力支持構造物の外側の先端への通路に沿った推力送達を示している、本開示の実施形態の側面概略図である。 図３の上面図である。 ロータブレードの上に取り付けられたエンジンおよび推力支持構造物の概略側面図であり、エンジンが推力支持構造物に沿って長手方向に推力を送達するものである。 図５の上面図である。 推力支持構造物に垂直に、そしてその上部に取り付けられて推力を生じ、このような推力をこのような推力支持構造物の外側の先端に送達しているエンジンを示す、概略側面図である。 図７の上面図である。 ギアボックスおよびドライブシャフトを備え、推力支持構造物の上部に、そしてそれに垂直に取り付けられているエンジンを示す概略側面図であり、動力をドライブシャフトを介してこのような構造の先端にある推進手段に送達し、このような構造がロータブレードの上にあるものである。 図９の上面図である。 推力をマニホールドに送達するエンジンを示す概略側面図であり、マニホールドは推力送達構造の通路を通してこのような構造の外端に推力を送達し、次いでこの構造が回転してトルクをロータシャフトに提供し、ロータブレードはこのような推力送達構造の上にあるものである。 図１１の上面図である。 ロータブレードが推力支持構造物の上にあるように図１に示されるコンポーネントを配置している実施形態の概略側面図である。 図１３の上面図である。 推力支持構造物がロータブレードの上にある図１に示した実施形態のための本開示のコンポーネントの拡大断面図である。 推力支持構造物がロータブレードの下にある図１３に示した実施形態のための本開示のコンポーネントの拡大断面図である。 係合位置にある１つのタイプのクラッチを示している概略断面側面図である。 分離位置にある１つのタイプのクラッチの概略側面図である。 係合位置にある１つのタイプのクラッチを示している概略端面図である。 分離位置にある１つのタイプのクラッチの概略端面図である。 エンジンがロータシャフトの基部に固定されて、エンジンドライブシャフトがロータシャフトの内部を通ってギアボックスに伸び、他のドライブシャフトが推力支持構造物に沿ってその先端のドライブ推進手段に伸びている、本開示の実施形態を示している概略側面図である。 図２１の上面図である。 １つのタイプの方位制御装置の分解図である。 この実施形態が図２３に示されるような方位制御装置を含むことを除いては、図１に示されるものと同じ航空機の概略側面図である。 図２４の上面図である。 胴体から分離されており、したがってテールロータなどの逆トルク機構の必要性をなくすトルクを例示している、本開示の実施形態の概略側面図である。 胴体へ伝達されており、したがって逆トルク機構 、この場合はテールロータ、を必要としているトルクを例示している、従来のヘリコプタの概略側面図である。 方位制御のために方位制御装置およびテールラダーの両方を含んでいる、本開示の実施形態を例示している概略側面図である。 方位制御のためにテールラダーのみを含んでいる、本開示の実施形態を例示している概略側面図である。 テールラダーがなく、方位制御装置が方位制御を提供する、本開示の実施形態を例示している概略側面図である。 通常条件下での従来のヘリコプタの空気流を例示する。 渦の環状態での従来のヘリコプタの空気流を例示する。 通常条件下での空気流を示している本発明の実施形態を例示する。 乱れた渦の環状態を示している本発明の実施形態を例示する。 本開示と整合した回転ユニオンの１つの実施例を表す。 １つ以上のエンジンが推力支持構造物に直接組み込まれている、本開示と整合した一実施形態の側断面図である。 １つ以上のエンジンが推力支持構造物に直接組み込まれている、本開示と整合した一実施形態の上面図である。 １つ以上のエンジンが、ロータシャフトに直結されている推力支持構造物に直接組み込まれている、本開示と整合した実施形態の側断面図である。 １つ以上のエンジンが、ロータシャフトに直結されている推力支持構造物に直接組み込まれている、本開示と整合した一実施形態の上面図である。 モータ付テールブレード７７またはテールファン７８アセンブリのいずれかを方向（方位）制御のために利用する、本開示と整合した航空機の概略図である。 同心の内側および外側シャフトを用いて航空機の各種コンポーネントを支持し、および／または分離する、本開示の実施形態を例示している概略側面図である。 本開示と整合した、垂直方向と水平方向の間で移動することができる推進機械要素を含む航空機の１つの実施例を例示する概略側面図である。 本開示と整合した１つ以上の減衰要素を含む航空機推進システムの１つの実施例の概略側面図である。 本開示と整合したパルスジェットエンジンを含む航空機の概略側面図である。 本開示と整合した方位制御装置の実施例を表す。 本開示と整合した可変ロータブレードを含む推進システムの１つの実施例の概略図である。 様々なコンポーネントが空気流によって冷却される、本開示と整合した推進システムの１つの実施例の概略図である。 本開示と整合した、整流板を含む推力支持構造物の１つの実施例の側面および縦断面図を表す。 本開示と整合した、推力支持構造物およびロータブレードがクラッチを用いずにロータシャフトに接続されている推進システムの実施形態を例示する。 本開示と整合した、スライド式レールシステムを含む航空機推進システムの実施形態を例示する。 １つ以上の関節動作式ノズルを含む推力支持構造物を含んでいる推進システムの１つの実施例の側面図である。 本開示と整合した、単一の推力支持構造物によって駆動される複数セットのロータブレードを含む推進システムの１つの実施例を表す。 複合ヘリコプタの環境における本開示の技術の使用の１つの実施例を表す。 複合ヘリコプタの環境における本開示の技術の使用の別の実施例を表す。 本開示と整合した推進システムの１つの実施例の上面および側面図を表し、推進システムはクラッチを含まず、同一平面にある推力支持構造物およびロータブレードを含むものである。 １つまたは複数のファンユニットがエンジンによって駆動されて固定であるか可変的な方向に向けることができる空気流を生じさせる、本開示の一実施形態を表す。 １つまたは複数のファンユニットがエンジンによって駆動されて固定であるか可変的な方向に向けることができる空気流を生じさせる、本開示の別の実施例を表す。 本開示の別の例示の実施形態の側面図であり、別個のシャフトが航空機推進システムの異なるコンポーネントのために利用されるものである。 本開示の別の例示の実施形態の側面図であり、燃料タンク、バッテリおよびエンジンが推力支持構造物に連結されているものである。 本開示と整合した推進システムを含む航空機の別の実施形態の概略側断面図である。 本開示と整合した推進システムの１つの実施例の上面および側面図を表し、推進システムが航空機用のロータブレードとして機能するように構成されている推力支持構造物を含むものである。 本開示の一実施形態を表し、本開示と整合した推力支持構造物が航空機用のロータブレードとして機能するように構成され、そして１つ以上のエンジンによって生じる空気流が固定であるか可変的な方向に向けられるものである。 本開示と整合した推進システムを含む航空機の別の実施形態の概略側断面図であり、推進システムが航空機のロータブレードとして機能するように構成されている推力支持構造物を含むものである。 本開示と整合した推進システムを含む航空機の別の実施形態の概略側断面図であり、推進システムが航空機のロータブレードとして機能するように構成されている推力支持構造物を含み、１つ以上の関節動作式ノズルを含むものである。 本開示と整合した推進システムを含む航空機の別の実施形態の概略側断面図であり、１つ以上の胴体搭載のエンジンからの空気流が一対の逆回転ロータブレードの中の配管に向けられるものである。 本開示と整合した推進システムを含む航空機の別の実施形態の概略側断面図であり、１つ以上の胴体搭載エンジンからの空気流の一部が航空機の後方に向かって方向を定められるものである。 本開示と整合した航空機の別の実施形態の概略側断面図である。

本開示の態様は、垂直揚力航空機などの航空機のトルク伝達を減らすかまたは排除するシステム、装置および方法に関する。実施形態において、本開示の態様は、航空機の胴体４に対して１つ以上のエンジン５によって生じるトルクの伝達が、例えば、１つ以上の支持ベアリング２によって減らされるかまたは、排除さえされる、方法と装置を含む。いくつかの例において、１つ以上のエンジン５によって生じるトルクの量は、エンジン５、ロータシャフト１およびその関連するコンポーネントを胴体４から分離することから、支持ベアリング２の能力を上回らない。航空機の胴体４に対するトルク伝達の緩和／排除は、テールロータまたは逆回転ブレードなどの逆トルク機構の必要性を減らすかまたは排除する。特に、本明細書において説明されている技術は、エンジン５からの回転推力の喪失が生じた場合、航空機が自動回転する能力を維持する。

航空機のボディは、限定するものではないが、例えば、胴体４、貨物ボックス、カメラおよび監視パッケージ、兵器、航空機上部構造ならびに航空および制御装置などの、１つ以上の移動可能なユニットを含むことができるかまたはそれに連結することができる。一実施形態において、本開示の技術は、推力を支持構造物７に提供することができるエンジン５を使用する。推力支持構造物７は、ロータブレード３と同一平面ではなく、ロータシャフト１のいずれの側にも同軸でありかつそこに伸びている。エンジン５によって印加される推力に応じて、推力支持構造物７は、ロータシャフト１の軸のまわりを回転する。このような回転は、クラッチ６（支持構造物７を押すために接続されている）をロータシャフト１に係合させて、ロータシャフト１を回転させる。ロータシャフト１の回転が、次にロータハブ１１および取り付けられたロータブレード３を回転させる。

推力支持構造物７がエンジン５から推力を受けていないとき、クラッチ６はロータシャフト１から推力支持構造物７を分離する。その状態において、ロータシャフト１、ロータハブ１１およびロータブレード３は、自由に回転することができる。実施形態において、ロータシャフト１は、常にロータシャフト１（および、付属のロータブレード３）が胴体４に関して自由に回転することができる１つまたは複数の支持ベアリング２だけによって、胴体４に接続される。いくつかの実施形態では、本明細書において説明されている技術は、空気流（例えば、エンジン５によって生成される）を推力支持構造物７の外側の先端へ供給するように構成される管／ダクトを含む。このような管／ダクトは、例えば、推力支持構造物７の内側または外側の１つ以上のチャネルまたは空洞を介して、推力支持構造物７の外側または内部に含まれるか、連結されるか、あるいは空気流を供給することができる。実施形態において、管／ダクトの端部は、推力支持構造物７の先端からの出口に配置される。したがって、管／ダクトを通る空気流によって、ロータシャフト１の軸周辺で、推力支持構造物７の回転が生じ得る。推力支持構造物７の回転は次にクラッチ６をロータシャフト１に係合させ、したがってロータハブ１１および付属のロータブレード３の回転を引き起こす。前述のように、エンジン５が推力を推力支持構造物７へ供給していないときは、クラッチ６はロータシャフト１から推力支持構造物７を分離して、ロータシャフト１および付属のロータブレード３が自由に自動回転するのを可能にする。

支持ベアリング２は、エンジン５によって生じるトルクおよび／または上述機械要素の回転を胴体４から分離するように一般に機能する。実施形態において、エンジン５および／または上述のコンポーネントの回転によって生じるトルクは、このようなトルクを胴体４から分離する支持ベアリング２の能力を上回らない。このような分離のため、逆トルク装置は必要とされず、航空機設計から排除することができる。より具体的には、本明細書において説明されている技術は、テールロータまたは逆回転翼などの逆トルク装置の必要性、およびすべてのそれらの関連コスト、電力消費、重量、保守および安全問題を排除することができる。

本発明のさらに別の実施形態では、本明細書において説明されている技術は、推力支持構造物７に対して様々な位置に置かれるエンジン５を利用する。さらに、推力支持構造物７は、航空機の他のコンポーネントに対して、様々な位置に配置することができる。例えば、推力支持構造物７は、ロータブレード３と同軸でかつロータシャフト１に対して垂直であってもよく、そしてロータブレード３の上に、下に、または、上下に配置されてもよい。２つ以上の支持構造物７が存在し得て、すべてが同一平面上にあるか、あるいはロータシャフト１と同軸である異なる平面上にあるかのいずれかであることに留意する必要がある。例えば、実施形態において、第１推力支持構造物７はロータブレード３と同軸でかつその上に配置することができ、第２推力支持構造物７はロータブレード３と同軸でかつその下に配置することができ、第１および第２推力支持構造物７はそれぞれ１つ以上のエンジン５に連結されている。

本開示の技術は、特に逆トルク回転ソリューションと比較すると、多数の利点を提供することができる。このような利点には、限定されるものではないが、以下のものが含まれる。（１）テールロータおよび逆回転翼のような反トルク機構の排除、（２）方位制御は、方位制御装置１２または、方位制御装置１２が回転力を方向制御および安定化のために胴体に課すような同じ機能を実行する類似の装置によって提供でき、または、方位制御はテールラダー８によって提供でき、または、方位制御はテールラダー８および方位制御装置１２の組合せによって提供できるので、航空機は全くテールを有する必要がない、（３）テールロータおよびその拡張テールブームがもはや必要ないので、ブーム打撃のリスクは排除することができる、（４）電力容量などのための送達可能なペイロードは、テールロータ、ブーム、ギアボックスおよび関連した構造的コンポーネントの重量および抗力が排除されるため増加させることができる、（５）テールロータが要求されないので、テールロータ騒音が排除される、（６）テールロータが排除されるため、周期的トリムによってテールロータ推力を相殺する必要なしに航空機が離陸、着陸およびホバリングすることができるので、ディスク傾斜は排除される、（７）テールロータまたはロータブレードの第２のセットを駆動する必要性の排除に起因して、および／または推力支持構造物７およびその付属物の追加的な慣性に起因して、自動回転性能は改善することができる、（８）製造および保守コストを低減することができる、（９）回転テールロータと関連した危険性は排除することができる、（１０）テールロータならびにその構造および動作コンポーネントにとっての損失、故障または損傷による制御の喪失と関連した危険は、低減することができるかまたは排除することさえできる、（１１）離陸、着陸および駐機設置面積は低減することができる、（１２）現在利用できる地上設備、すでに訓練されているパイロットおよびパイロット訓練手順、連邦、州および地域管理規則、増加した胴体容量および増加した安全性の追加的利点を備えた既存の製造およびテスト技術を利用する能力、（１３）より小さいドローンから大型の一般用および軍用航空機までの様々な航空機サイズ用としての技術の容易な適合性、（１４）多種多様なエンジンを利用する能力、（１５）本発明の強化された自動回転能力は、他によって提案されている多数の複数ロータデザインを上回る膨大な安全上の利点を提供する、 （１６）エンジン５の推力線による渦の環状態緩和はローターブレード３の上に水平に扇形に広がる高速度空気流を作り出し、結果としてローターブレード３の上に低圧領域が形成されてさらに揚力を改善する、などである。 このような利点は例のために列挙されており、他の利点は当業者にとって明らかである。

図１は、本開示の一実施形態の代表的な側面図であり、本発明の航空機が、テールロータまたは逆回転ロータブレードなどの逆トルク装置なしで作動することを可能にするコンポーネントを示す。図２は、同じ実施形態の上面図である。示すように、図１では、ロータシャフト１およびすべてのその付属物は、支持ベアリング２、ベアリング支持体４６およびベアリング支持構造４３から成るアセンブリによって支持されている。結果として得られるアセンブリは、ロータシャフト１およびその付属物の胴体との唯一の接点がベアリング支持構造４３および支持ベアリング２であるように、胴体４に取り付けられる。ロータシャフト１およびその付属物によって発揮されるトルクは、胴体４を前記トルクから分離する支持ベアリング２の能力を上回らない。トルクが胴体へ伝達されないので、従来のヘリコプタにおいて用いられる逆トルク装置の要件は排除することができる。

回転推力支持構造物
図１、２および１５に例示するように、エンジン５によって生じたトルクは、推力支持構造物７の回転によって、ロータシャフト１に送達される。推力支持構造物７は、その外端に配置されるエンジン５をサポートする構造部材である。例示の実施形態において、推力支持構造物７は、ロータシャフト１に対して同軸でかつ垂直であり、ロータブレード３とは異なる平面に（例えば、ロータブレード３の上に）位置する。しかしながら、推力支持構造物７およびロータブレード３は、後述するように共通平面にあってもよい。いずれにせよ、エンジン５が使用可能であるときに、推力支持構造物７はロータシャフト１のまわりを回転する。

クラッチ
図１５は、推力支持構造物７がロータブレード３の上にある図１の実施形態のための本開示のコンポーネントの部分断面図である。示すように、その外端にエンジン５が接続された推力支持構造物７は、ロータシャフト１と同軸であり、ロータブレード３の上に配置されている。推力支持構造物７は、係合状態および分離状態を有するクラッチ６に接続されている。エンジン５が使用可能であるときに、それらによって推力支持構造物７の回転が生じ、そして、回転トルクを引き起こす。このようなトルクにより、取付けられたクラッチ６が係合状態になってロータシャフト１をきつく締め付け、そしてロータシャフト１が回転させられて、それにより次にロータハブ１１および付属のロータブレード３が回転することになる。クラッチ６は、一方向ベアリングまたは同じ機能を実行するいかなる好適な装置でもあることができる。様々な方法でこの機能を実行する多数の装置が、当業者には公知である。

使用することができる１つのタイプのクラッチが、図１７、１８、１９および２０においてさらに詳細に例示される。図１７および１９は、係合状態でロータシャフト１を確実に把持しているクラッチ６を例示する。図１８および２０は、エンジン５が使用可能でない分離状態であって推力支持構造物７の回転速度がロータシャフト１の回転速度未満である、クラッチ６を例示する。それにより、クラッチ６およびその付属の推力支持構造物７は自動的にロータシャフト１から分離し、ロータシャフト１が自由に回転することができるようになり、それはロータシャフト１に取り付けられたロータブレード３が自動回転するのを可能にする。

クラッチ６の１つの例の動作を、ここで図１７、１８、１９および２０に関連して説明する。図１９は、係合位置にあるクラッチ６の概略図である。クラッチ外側ケース５８の回転移動によって、クラッチ可動ベアリング５２が傾斜に沿ってクラッチベアリング空洞６４内の示される位置へ動かされる。クラッチ可動ベアリング５２がこの位置にあるときに、クラッチ外側ケース５８がクラッチ外側ケース５８およびクラッチ内側レース１１４の両方に接触させられる。その位置において、クラッチ可動ベアリング５２は、クラッチ内側レース１１４（ロータシャフト１に直接接続される）を確実に把持して、ロータシャフト１をクラッチ外側ケース５８と同じ方向に回転させる。図１７は、係合位置にある図１９に示されるクラッチ６のタイプの断面概略側面図である。推力ベアリングアセンブリ５７は、ロータシャフト１上のその位置に適切にクラッチ６を保持するファスナ５４によってロータシャフト１に取り付けられると共に、クラッチ６がロータシャフト１を係合するかまたはロータシャフト１を分離することを可能にする。図１７に示すように、クラッチ可動ベアリング５２は、ロータシャフト１に対してしっかりと係合することができ、したがってクラッチ６およびロータシャフト１を同時に一緒に回転させることができる。

ここで図２０を参照すると、これは分離位置にあるクラッチ６の概略図である。クラッチ外側ケース５８の回転運動量が存在しないか、または減少していると、クラッチ外側ケース５８はロータシャフト１に対するその関係において減速し始める。クラッチ可動ベアリング５２は、それらの運動量および遠心力のため、クラッチ内側レース１１４（繰り返すが、ロータシャフト１に取り付けられている）から遠ざかりそれの把持を緩め、したがってロータシャフト１をクラッチ外側ケース５８から切り離して、ロータシャフト１がクラッチ６に関して自由に回転することを可能にする。また、ロータシャフト１の速度がクラッチ６の回転速度より大きいときに、クラッチ６はロータシャフト１から分離される。クラッチ６の分離状態によって、ロータシャフト１が自由に回転することができ、推力支持構造物７および動力システムからのいかなる誘導抗力もなく自動回転することができる。また、自動回転の間、ロータシャフト１の速度がクラッチ６の回転速度以下であるいかなる時も、動力システムの保存された慣性は、ロータシャフト１へ伝達される。この状態が存在している間、この動力システム慣性伝達は、航空機の自動回転のために必要とされる安全な角度まで総体的な傾斜を下げるためにより多くの時間を提供する。

図３８はクラッチ６の別の実施形態を示し、それはこの場合ロータハブ１１に直結されている。この構成によって、ロータブレード３がロータシャフト１および他の全ての駆動システムコンポーネントから独立して回転することができる。エンジン５は、直結されている推力支持構造物７に組み込まれて、ロータシャフト１を駆動する。ロータシャフト上のその位置に関するこの構成は、ロータブレード３と同一平面の上に、下に、および／または中に位置する推力支持構造物７によって適用することができる。

燃料、電力、データ送達システム
図１および２は、下部燃料ライン３５に接続している燃料タンク３３および燃料ポンプ３４を示す。図１および１５は、下部回転ユニオン１６に接続されている燃料ラインシャフト４８に接続している下部燃料ライン３５を示す。下部回転ユニオン１６は、図３５にさらに詳細に示されている。実施形態において、下部回転ユニオン１６および上部回転ユニオン３８は、異なる配向を有する同じ装置でもよい。図３５および図１５に示すように、下部回転ユニオン１６は、下部燃料ライン３５から来ている燃料入力、データ配線６８から来ているデータ入力および電源配線６９から来ている電源入力を有する。図１５は、データ配線６８が下部回転ユニオン１６から上へロータシャフト１を通して上部回転ユニオン３８に伸びるデータ導管６６を示す。図３５は、燃料、データおよび電力がどのように下部回転ユニオン１６および上部回転ユニオン３８を通して伝達されるかについて示す。図１５の実施形態において、上部回転ユニオン３８を出た後に、データ配線６８は、適切な防護遮へい体を通して、推力支持構造物７に沿って、またはそれを通してエンジン５に、または、データを必要としているそのような他の装置に向かう。電源配線６９は、別個の電力導管７２を通してであることを除けば、データ配線と同様の方法で、ロータシャフト１の最下部からロータシャフト１の最上部まで、エンジン５または他の電力を必要としている装置に向かう。図３５はまた、下部回転ユニオン１６および上部回転ユニオン３８の詳細を、それらが異なる配向を有する同じ装置のものであるので、示している。

燃料は、下部回転ユニオン１６を通して、ロータシャフト１と同調して回転するロータシャフト内部燃料ライン４７に、ポンプ圧送することができる。図１５は、燃料が、上部回転ユニオン３８にロータシャフト１の内部を通して上へ伸びているロータシャフト内部燃料ライン４７を通してどのようにポンプ圧送されることができるかについて示している。図３５の実施形態において、回転ユニオンシール４９は、下部回転ユニオン１６および上部回転ユニオン３８がロータシャフト１によって回転する際に、燃料漏れを防止する。回転ユニオンベアリング５０によって、ロータシャフト１に取り付けられている下部回転ユニオン１６および上部回転ユニオン３８は、ロータシャフト１の下端および上端で燃料ラインシャフト４８に関して自由に回転することができる。それから、燃料は、ロータシャフト１の上端の燃料ラインシャフト４８から上部燃料ライン３７を通して、エンジン５まで送達される。図１５において、上部燃料ライン３７は、推力支持構造物７に固定されているか、またはその内側に収容されている。ヘリコプタ航空機用の燃料輸送および送達のこれらの方法は、米国特許第２，７６１，６３５号（Ｈｉｌｌｅｒ）に開示される手段と類似の機能を実行する。電力、空気圧およびデータなどの他の要素もまた、類似の回転ユニオンまたはスリップリングタイプの装置によって、ロータシャフト１の下部からロータシャフト１の上部まで送達することが可能である。様々な図は、使用可能なすべての従来のヘリコプタの運転および制御装置を示すというわけではなく、図１及び１５の代表的な形に示される回転斜板４０をこのような装置の例として示す。

図３５は、ロータシャフト１との間で燃料、電流およびデータを送達する機能を実行する回転ユニオンの１つの例を表す。回転ユニオンは、互いに対して異なる速度で回転している可能性があるコンポーネントを接続すると共に、それらの接続の連続性を保証する、単純な方法を提供する。回転ユニオンの主要構造は、回転ユニオンハウジング６３が回転ユニオンシャフト５５に関して自由に回転することを可能にしている回転ユニオンベアリング５０を含む、回転ユニオンハウジング６３からなる。

下部燃料ライン３５は、燃料が回転ユニオンシャフト５５のボディに転送されることを可能にしているねじ接続によって、回転ユニオンシャフト５５に接続されている。回転シャフト内部燃料ライン４７は、回転ユニオンハウジング６３にねじ切りされて、回転ユニオンシール４９に対して上へ押圧して、回転シャフト１を通して燃料の転送を可能にしている。データ線６８および電力線６９は、回転ユニオンシャフト５５内の機械加工した通路を通過する。これらの配線は、ベアリング支持体４６の中に含まれるブラシ６７へのこれらの接続の連続性を可能にする接点７０に接続している。配線は、続けてブラシ６７から回転ユニオンハウジング６３内の通路を通って出て、ロータシャフト１の内部に沿って走っている導管（図示せず）に入る。

実施形態において、回転ユニオンの主要構造は、回転ユニオンハウジング６３が回転ユニオンシャフト５５に関して自由に回転することを可能にしている回転ユニオンベアリング５０含む回転ユニオンハウジング６３を含む。下部燃料ライン３５は、燃料が回転ユニオンシャフト５５のボディに転送されることを可能にするように、任意の適切な手段（例えば、ねじ接続）によって、回転ユニオンシャフト５５に接続されている。例えば回転シャフト内部燃料ライン４７は、回転ユニオンハウジング６３にねじ切りされてもよく、回転ユニオンシール４９に対して上へ押圧して、回転シャフト１を通して燃料の転送を可能にしている。データ線６８および電力線６９は、回転ユニオンシャフト５５内の機械加工した通路を通過する。このような配線は、ベアリング支持体４６の中に含まれるブラシ６７へのこれらの接続の連続性を可能にする接点７０に接続している。配線は、続けてブラシ６７から回転ユニオンハウジング６３内の通路を通って出て、ロータシャフト１の内部に沿って走っている導管（図示せず）に入る。

方位制御装置
方位制御装置１２は、図１および１５の代表的な形で、そして、図２３の分解立体図の形で示され、このようなアセンブリをどのように航空機の方位制御のために用いることができるかについて説明する。本実施形態において、方位制御装置１２は電動可逆モータであり、モータのシャフトはロータシャフト１である。方位制御が要求されると、モータは瞬間的に通電され胴体に回転力を生じさせる。ロータシャフト１およびその補助的コンポーネントの大量の回転速度のため、通電されているステータ１８の正味効果によって、方位制御装置スペーサ穴４４を通してスペーサ１９に取り付けられている回転マグネット１７に対して反力を引き起こして、スペーサ１９がキーおよびキー溝２３によってロータシャフト１に取り付けられる。方位制御装置１２のシャフトでもあるロータシャフト１は、方位制御モータベアリング２１によってモータボディ支持板２０から分離される。方位制御モータベアリング２１は、ロータシャフト１に付けられているシャフトクランプ２２によって留められる。モータボディ支持板２０およびステータ１８の全ては方位制御装置ステータ保持孔５１を通してファスナ５４（例えば、ボルト）と一緒に連結されて、それによりステータ１８およびモータボディ支持板２０アセンブリが胴体構造部材５６によって胴体４に取り付けられる。ステータモータ巻線７３が通電されると、それらは付属のステータ１８および接続コンポーネントそして胴体４を回転させる。方位制御装置１２が基本的に可逆モータであるので、方位制御装置１２に通電することによって作り出される効果は、航空機の時計回りであるか反時計回りの偏揺れを引き起こすことができる。ステータモータ巻線７３およびマグネットロータ１７上のマグネットのロータシャフト１の中心からの距離を増やすことが、方位制御装置１２のより多くのトルクおよび効率を提供する点に留意する必要がある。この設計の軸方向磁束モータは、電動およびハイブリッド車で利用されるものと類似している。

本開示は方位を制御するための他の機構も提供しており、そのいくつかは図２８、２９および３０に例示される。図２８は、方位制御のためにテールラダー８および方位制御装置１２を使用している航空機の代表的な側面図である。図２９は、方位制御のためにテールラダー８のみを使用している航空機の代表的な側面図である。図３０は、方位制御のために方位制御装置１２のみを利用している航空機の代表的な側面図である。

反トルク機構との比較
図２７は、エンジン５ならびにロータシャフト１およびロータブレード３などの他の回転コンポーネントが、堅く接続された支持機構６２によって胴体４にかけられる回転トルクをどのように作り出すかについて示している、従来のヘリコプタの側面概略図である。胴体４にかけられるこのようなトルクが胴体４から分離されないので、それが打ち消されない限り、それによって胴体４はロータシャフト１の軸のまわりを回転する。従来のヘリコプタは、現場の方向に相殺トルクを作り出して航空機が制御できずにスピンすることのないように保つ逆回転（反トルク）機構を使用する。この概念の１つの例は図２７に示されており、それは反トルク機構としてテールロータ５９およびテールブームを有する航空機を示す。対照的に、図２６は本開示の実施形態を表しており、ここではロータシャフト１およびその付属物によってかけられるトルクは胴体４から分離されて、その結果胴体４はロータシャフト１のまわりを回転させられることがなく、テールロータなどの逆トルク装置の必要性が排除されている。

渦の環状態の緩和
従来のヘリコプタは、渦の環状態と呼ばれる危険な現象の影響を受ける。これは、航空機がそれ自身の吹き降ろしの中でとどまっているためメインロータの先端渦が成長し、これが先端渦を作り上げ、サイズおよび強さにおいて増幅することを許すときに作り出される、空力条件である。航空機がその吹き降ろしから出て、より新しい乱されていない空気の中に移動しない場合、渦の環状態は、ロータの上で形成されている正の空気圧力波のため、メインロータによって発生される揚力の量を減らし得る。これは、結果として、クラッシュに至ることになり得る、突然かつ制御できない高度の低下になる可能性がある。

本開示の技術は、ロータブレードの上の渦および空気圧の形成を阻害することができるかまたは抑止することができる、空気の強い向流をもたらすことができる。いくつかの実施形態では、向流は、渦が形をなす経路にエンジン５の推力線を直接置くことによって生成される。エンジン５の推力線は、ロータブレード３の上／下で水平に、そして、概してロータブレード３と同一平面で扇形に広がる、高速度空気流を作り出す。高速度空気流は、エンジン５のすぐ後ろで、そして、ロータブレード３の上に低圧領域を形成させることもでき、さらに揚力を改善して渦の環状態の影響を緩和する。従来の航空機および本開示の航空機上の渦の環状態による通常の空気流および乱された空気流の関係は、図３１、３２、３３、３４に例示される。

追加の実施形態
前記説明は、航空機の推進システムの機械要素（例えば、ロータシャフト１、ロータブレード、推力支持構造物７など）が航空機の胴体４に対して実質的に同じ配向のままである実施形態に焦点を当てているが、このような構成が必須というわけではない。実際、本開示は、航空機の推進システムの様々な機械要素の配向が変化することができる実施形態を含みかつ想定している。このような実施形態は、例えば、傾斜ロータ、垂直離着陸（ＶＴＯＬ）、短距離離着陸（ＳＴＯＬ）ならびに短距離離陸および垂直離着陸（ＳＴＯＶＬ）航空機に役立ち得る。その点で、図４２を参照すると、それは航空機推進システムの機械要素が胴体４に対して複数の配向の間で移行することができる１つの例示的航空機構成を示す。より具体的には、図４２は、ロータシャフト１、ロータブレード３、胴体４、エンジン５、クラッチ６、推力支持構造物７、テールラダー８およびロータハブ１１を含む航空機の１つの例を表し、このような機械要素は図４２で示す垂直配向から水平配向に移行することができる。垂直配向と水平配向の間の（および、逆もまた同じ）このようなコンポーネントの移動は、ピボット１５を用いて達成される。本実施形態において、ピボット１５は約９０度の可動域を可能にするが、ピボット１５はいかなる所望の可動域も提供するように構成することができる。さらに、実施形態において、ピボット１５は、図４２に示される垂直および水平配向の間のいかなる位置でも推進システムの上記の機械要素の安定した保持を可能にするように構成される。したがって、例えば、ピボット１５が９０度の可動域を可能にしている場合、それは、胴体４に対して、約０度と約９０度の間のいかなる角度配向でも安定して推進システムの機械要素を保持するように構成することができる。

図４２のロータシャフト１、ロータブレード３、エンジン５、クラッチ６、推力支持構造物７およびロータハブ１１の性質と機能は、上記説明と同一であり、簡潔にするため繰り返さない。そして、前記説明と整合して、このような機械要素の配置は、図４２に示される配置に限られてはいない。例えば、推力支持構造物７およびエンジン５は、ロータブレード３の上に、ロータブレード３の下に、ロータブレード３と同一平面に、またはそれらの組み合わせで配置することができる。単一のエンジン５または複数のエンジン５からの推力は、任意の好適な方法で推力支持構造物７に印加することができる。例えば、エンジン５は推力支持構造物７に直接連結することができ、および／または、エンジン５からの推力はダクト流によって推力支持構造物７の外端に印加することができる。複数の再配置可能な推進ユニット（それぞれがロータシャフト、ロータブレード、エンジン、クラッチ、推力支持構造物、ロータハブなどを含む）も航空機で使用することができ、そのことは当業者によって理解される。そのうえ、そして、図４２において示すように、翼２８および１つ以上の水平安定板９２は、航空機上の適切な位置に配置することができ、例えば、揚力、制御および／または安定化を提供する。使用の際には、翼２８および／または水平安定板９２はまた、複数の位置（例えば水平および垂直配向）の間で再適合されてもよい。その目的のために、翼２８および／または水平安定板９２を再適合させるための１つ以上のピボットまたは他の制御機構が、航空機に含まれることも可能である。最後に、図４２はロータブレード３および関連する駆動要素の単一セットを使用した実施形態を表しているが、ロータブレード３および関連する駆動要素の複数の（例えば、２、３、４またはそれ以上の）セットも使用することができる。

胴体４または他のコンポーネントの振動、調和運動、発振、不安定性などは、本明細書において説明されている航空機の各種要素に対する機械的であるか他の応力を与えることがある。例えば従来の伝動装置がロータシャフトを回転航空機の胴体に相互接続するために用いられると、ロータブレードからの振動、調和運動および／または応力は伝動装置を通して胴体に伝達され得る。これは、航空機および／またはパイロットにとって望ましくない動作条件を生じさせる場合がある。特に、従来の伝動装置のサイズおよび位置は、ロータブレードから航空機の胴体への振動および／または調和運動の伝達を緩和するための特定のオプションの使用を妨害するかまたは妨げることさえあり得る。

それを念頭に置いて、本明細書において説明されている推進システムは、上述のように、ロータシャフトを胴体と相互接続するために従来の伝動装置を使用することを必要としない。むしろ、本明細書において説明されている推進システムはクラッチ６を使用し、それは胴体４の外部に配置することができる。その結果、従来の伝動装置によって占有されることがあり得た胴体４の中の容積は、本開示の航空機の他の用途に利用可能となり得る。例えば、このような容積は１つ以上の減衰要素を収容するために用いることができて、減衰要素はロータブレード１から胴体４（またはその中の機械要素）への振動および／または調和運動の伝達を緩和するか妨げさえするように構成される。

このような問題に対処するために、１つ以上の減衰要素を利用して、望ましくない力／応力を弱めるかまたは緩和することができる。その点について、図４３を参照すると、それは、本開示と整合した１つ以上の能動的および／または受動的減衰要素を含む航空機推進システムの１つの実施例の概略側面図である。

この実施形態では、胴体４は内部容積を含むかまたは画定して、その中に胴体構造部材５６が配置されている。ロータシャフト１は、クラッチ６およびロータブレード３に連結されて、胴体４の中に達する。複数の減衰要素が胴体４の中に含まれて、ロータブレード３から胴体４への振動および／または望ましくない（例えば、調和）動作の伝達を緩和するか、減衰させるかまたは、妨げさえする。

より具体的には、図４３は、緩衝器８２が支持ベアリング２と胴体構造部材５６の間に配置されている例示の実施形態を表す。一般に、緩衝器８２はロータシャフト１（および／またはロータブレード３）から胴体４への、そしてその逆の向きの、機械的および他の力（例えば、振動、調和運動、不安定性などに起因する）の伝達を弱めるかまたは緩和するように構成されている。実施形態において、緩衝器８２は、ガス、液体または機械的緩衝器（例えば、ガス／液体ストラット、１つ以上の減衰ばね、それらの組み合わせなど）のような受動的減衰要素の形とすることができる。例えば、いくつかの実施形態では、緩衝器８２は振動または他の望ましくない動作を吸収することができるかまたは緩和することができるハウジング（例えば、金属体）および弾性物質（例えば、ゴムなどのポリマー）を含み、したがってロータシャフト１から胴体構造部材５６へのこのような力の伝達を制限するか妨げる。

１つ以上の能動的減衰要素を用いて、ロータシャフト３から胴体４への振動または他の望ましくない力の伝達を緩和するか妨げることもできる。この概念は図４３に示され、それは振動低減アクチュエータ１０６が利用される例示の実施形態を表す。一般に、振動低減アクチュエータ１０６は、適切な力の印加によって振動をキャンセルするかまたは弱めるために作用する能動的減衰要素である。例えば、振動低減アクチュエータ１０６は、ロータブレード３または支持構造物７から来ている調和振動数または振動を適合させて、および／または相殺し、それにより、胴体４へのそれらの伝達を緩和するかまたは排除さえするように構成することができる。実施形態において、振動低減アクチュエータ１０６は外側の（例えば、銅）コイルを含み、内側要素（例えば鉄のロッドまたは管）はコイルの開口中心の中に配置される。コイルに対する電気エネルギーの適切な印加は、結果として内側要素の位置を変化させる電磁界の生成になり得る。内側要素の移動は、当業者によって理解されるように、入って来る振動、調和振動数などをキャンセルするかまたは緩和するような方法で、コイルに電気エネルギーを印加することによって制御することができる。

図４３は単一の振動低減アクチュエータ１０６と組み合わせた単一の緩衝器８２の使用を表すが、このような構成が必須というわけではない。いかなる数の緩衝器８２および振動低減アクチュエータ１０６も使うことができて、このような機械要素が互いと独立して用いられ得ることを理解すべきである。さらに、このような機械要素の位置および構成は、図４３に示される位置に限られてはいない。

様々なタイプのエンジンが、エンジン５として用いられてもよい。エンジンとして用いることができる適切なエンジンの非限定的な例には、往復（ピストン）エンジンおよびタービンエンジンなどのシャフトエンジン、ジェットエンジン、パルスジェットエンジン、ターボファンエンジンおよびロケットエンジンなどの反動エンジン、バンケルエンジン、ディーゼルエンジン、電気エンジン、それらの組み合わせなどが含まれる。いくつかの実施形態では、エンジン５は、パルスジェットエンジンでもよい。例えば、図４４の実施形態では、エンジン５は、パルスジェットエンジンの形である。本実施形態において、エンジン５のそれぞれは、シェル８４によって囲まれて、垂直空気取入口８８を含む。限定されるものではないが、実施形態において、シェル８４および垂直空気取入口８８は、周囲環境に、そして、特に、地上および／または胴体４の方へエンジンから音が漏れるのを制限するか、減衰させるかまたは、防止さえするように構成されている。この例では、エンジン５からの推力は空気ギャップ８３を通して方向を定められた後に入力配管１０に入り、これが空気ギャップ８３から追加の空気を巻き込んでエンジン出力を高める推力増大器として作用する。それから、推力は配管１０の先端から排出され、推力支持構造物を回転させる。明らかなように、シェル８４および配管１０の使用は音波が環境に漏れるのを制限するか防止することができ、そして、航空機の動作の間に生じるノイズの量を減らす。

上記のように、様々な機構を利用して、方位制御を本開示と整合した航空機に提供することができる。それを念頭に置いて、図４５は、本開示と整合した方位制御装置の別の例を表す。上記の方位制御装置１２と同様に、図４５は電動可逆モータの形である方位制御装置の実施形態を表しており、モータのシャフトはロータシャフト１である。しかしながら、この場合、モータは回転マグネット１７および回転マグネットサポート８７を含む可逆モータであり、その両方はロータシャフト１に連結されている。ステータ１８は、胴体構造部材５６によって航空機の胴体４に連結されている。１つの方向又は別の方向にモータを作動させることによって、反力がステータ１８に伝達されることができ、それによって（それが胴体４に取り付けられているので）力が方位制御のために胴体４に加えられる。

前述の説明は、ロータブレード３が固定長である実施形態に焦点を当てている。しかしながら、このような構成が必須というわけではなく、いかなる固定または可変長のロータブレードもロータブレード３として用いることができる。実施形態において、ロータブレード３は可変長であり、航空機によって生成される推力を調整および／または増大するように構成することができる。例えばロータ機の動推力を改善するために、可変長ロータブレード３を使用することができて、この場合、ロータブレード３の長さは、より速い前進飛行のために垂直揚力から水平推力に移行するときに減らされてもよい。その点について、図４６を参照すると、それは、本開示と整合した可変ロータブレードを含むシステムの１つの実施例の概略図である。示すように、システムは、ロータブレード３のそれぞれ（この場合、すぐ近くのロータシャフト１）の１つの（最初の）端部に接続されるブレードグリップ１２１を含む。各ブレードグリップ１２１は、親ねじ１１９に連結されたモータ９１（例えば、リニア電気または油圧モータ）を含み、それは次に各ロータブレード３に連結され（例えば、ねじ込まれ）ている。モータ９１の動作は親ねじを回転させる場合があり、結果としてロータブレード３の拡張または収縮になる。実施形態において、対向するブレードグリップ９４上のモータ９１は、共通シャフト（例えば、共通の親ねじ）にリンクされて、対向するロータブレードの線形位置決めを提供することができる。勿論、ロータブレード３を拡張および収縮させるための他の任意の適切な機構を使用することもできる。

作動中に、エンジン５は熱および１つ以上の排気流を生じ、それは航空機の赤外線シグネチャを変えることがあり得る。エンジン５の動作および推力支持構造物７の回転は、推力支持構造物７の温度に上昇させる場合がある。これは、いくつかの用途、特に航空機の赤外線シグネチャが重要である軍の用途では望ましくないものであり得る。それを念頭に置いて、本開示のいくつかの態様は、本開示と整合した推力支持構造物の温度を調整するためのシステム及び方法に関する。その点で、図４７を参照すると、それは本開示と整合した推進システムの１つの実施例を表し、各種コンポーネントは空気流によって冷却される。例示された実施形態において、エンジン５は、推力支持構造物７の中で配管１０に推力の方向を定めるジェットエンジンの形である。コンプレッサブリード空気８５（すなわち、ジェットエンジンの燃料燃焼セクションのコンプレッサ段の奥からとられる空気）は、推力の周辺に向けられるかまたは中に注入される。コンプレッサブリード空気８５が推力より冷たいので、コンプレッサブリード空気８５の推力との混合は配管１０を冷やして、したがって、推力支持構造物７を冷やす。この技術は、他のタイプのエンジン５で同じように適用することができる。前述の説明は、多くの場合推力支持構造物７の全体または一部が外部環境にさらされる実施形態に焦点を当てている。このような実施形態が有用である一方で、推力支持構造物７自体の空気力学はいくつかの用途にとっては理想的でない場合がある。例えば、推力支持構造物７の形状は、飛行中の航空機の抗力係数および効率に影響を与え得る。例えば、推力支持構造物７の形状が球形である場合、抗力係数は、ホバリングの間の、または、前進飛行中の航空機姿勢に関係なく同一である。球形の形状の推力支持構造物は航空機設計を単純化することができるが、それは所望の抗力係数を提供することができない。例えば、より小さい抗力係数は、球体とは対照的に、エアフォイル形状を用いて得ることができる。

それを念頭に置いて、本開示の態様は、推力支持構造物の空力調整ができるようにする推進システムに関する。 その点について、図４８を参照すると、それは本開示と整合した整流板を含む推力支持構造物７の１つの実施例の側面および縦断面図を表す。例示された実施形態において、推力支持構造物７は、エアフォイル形状の整流板８９によって囲まれている。従来技術において理解されているように、接近する空気に対するエアフォイルの角度はその抗力プロフィールに影響を与える。したがって、エアフォイル形状の整流板８９が常にロータシャフト１と垂直で、ロータシャフト１が前進飛行中に前方に傾けられる場合、航空機移動方向はエアフォイル形状の整流板８９ともはや平行でなく、結果として不必要な抗力になることがあり得る。この問題に対処するための１つのオプションは、エアフォイル形状の整流板８９が推力支持構造物に沿って回転して航空機の姿勢または動きに関係なく低い抗力係数を維持することを可能にするベアリングと一緒に、推力支持構造物を含むエアフォイル形状のシェルを使用することである。このようにして、エアフォイル形状の整流板８９は、推力支持構造物７が遭遇する支配的な空気流に「風向計的に動く」ことを可能にする。モータを使用して、あり得るセンサ入力に基づいて自動的にエアフォイルを移動してその角度を最適化することもでき、あるいは、モータをパイロットが手動で制御して航空機の全体の揚力を改善するかまたは必要に応じて空力ブレーキ効果を作成することができる。

したがって、実施形態において、整流板８９は、推力支持構造物の空気力学が推力支持構造物７の周囲を動く優勢な空気流に対して流線形となることができるように構成される。その目的のために、整流板支持ベアリング９０は整流板８９の各先端に配置されて、整流板８９が推力支持構造物７およびエンジン５に関して自由に移動することを可能にする。１つ以上の位置決めモータ９１は、推力支持構造物７に含まれて、ロータシャフト１に比較的近くに配置することができる。このようなモータ９１は、能動的に整流板８９及び推力支持構造物７の方向（そして、したがって、空気力学）を変更するために通電することができる。整流板８９（そして、したがって、推力支持構造物７）の位置の適切な制御を行うことによって、この構造が、空気流に対する推力支持構造物の方向における変更に関係なく、推力支持構造物７の周囲を動く空気流に空気力学的に流線形となることができる。

前述の説明は、多くの場合推力支持構造物７およびロータブレード３がクラッチ６を有するロータシャフト１に接続している実施形態に焦点を当てている。クラッチ６は前述したように多数の利点を提供することができるが、その使用は必須というわけではない。例えば、図４９は、推力支持構造物７およびロータブレード３がクラッチ６を用いずにロータシャフト１に接続されている（例えば、堅く接続されている）推進システムの実施形態を例示する。この例示した実施形態は他の説明されている実施形態の利点を提供できないが、それは、このような利点が求められない場合では興味深いものである。例えば、このような構成は、無人航空機などの特殊目的航空機のために使用することができる。

図４２に関して前述したように、本開示と整合した推進システムの配向は、垂直配向から水平配向に移行することができて、逆もまた同じである。このような実施形態では、推進システムを配向するいかなる適切な機構も使用することができる。その点で、図５０を参照すると、それは、スライド式レールシステムが垂直配向と水平配向の間の推進システムの全体または一部の再配向を容易にする、航空機推進システムの実施形態を例示する。本実施形態において、フレームレールガイド９３は、航空機の胴体４の外側に沿って配置されている。フレームレールガイドはいかなる適切な位置にも配置することができるが、実施形態では、それは胴体４の中央に沿って位置決めされる。加えて、ロータシステムカートハウジング９５は航空機の推進システムのベースに連結されており、そのためロータシステムカートハウジングが胴体と推進システムの間にある。フレームレールガイド９３は、示すように、推進システムが垂直および水平の配向間で移行するにつれて、ロータシステム自動車のハウジング９５に連結されたローラ９４（または他のガイド機械要素）をガイドするように構成されている。 ローラ９４（または他のガイド機械要素）は、垂直揚力のための所望の推力線または前進飛行のための水平推力に応じて垂直または水平配向にロータシステムカートハウジング９５を移動するために、直接または間接的に（例えば、電気または油圧モータを用いて）動かすことができる。翼２８および水平安定板９２は、ロータブレードに対して比較的垂直なままであるように配向して、前進飛行の間、揚力および安定性を提供することができる。

推力支持構造物に直接組み込まれるエンジン５を含む推進システムの様々な実施形態は、上で説明してきた。例えば、図４７は、１つ以上のジェットエンジンが推力支持構造物７に組み込まれて、配管１０を通して推力を提供して推力支持構造物に回転させる実施形態を表す。このようなエンジンによって生成される推力が（例えば、固定ノズルを通して）固定方向に定められてもよいが、いくつかの例では、推力支持構造物７から出る推力の方向を制御することが望ましい場合もある。その点で、図５１を参照すると、これは、方向推力制御ができるようにする１つ以上の関節動作式ノズルを含む推力支持構造物を含んでいる推進システムの１つの実施例の側面図である。示すように、関節動作式ノズル９６は、推力支持構造物７の対応する先端に連結されて、配管１０から推力を受け取るように構成されている。ノズル９６は、推力が流れる出口（別個にラベル付けしていない）をそれぞれ含む。ノズル９６はそれらのそれぞれの出口を移動するかまたは再適合させるように（例えば、１つ以上の駆動モータによって）関節接続することができ、したがって、推力支持構造物７から出る推力線の直接制御を可能にしている。図３６および図３７は、エンジン５が推力支持構造物７に直接組み込まれて、クラッチ６からすぐ外側に配置されている別の実施形態を示す。エンジン５は、ギアボックス２６に接続されていて１つ以上のダクト付きファンまたはプロペラ２４を駆動するドライブシャフト２７に動力を供給する。図３８および３９の実施形態において、エンジン５は、ロータシャフト１に直結されている推力支持構造物７に、直接組み込まれている。エンジン５は、ダクト付きファンまたはプロペラ２４を駆動するためにギアボックス２６に接続されているドライブシャフト２７に動力を供給する。クラッチ６はロータハブ１１に組み込まれており、それにより、ロータブレード３は、クラッチが分離状態であるときドライブシステムコンポーネントから独立して回転することができる。

本開示の多くは、ロータブレードの単一のセットが利用される実施形態に焦点を当てている。このような構成が必須というわけではなく、任意の適切な数のロータブレードを使用してもよい。例えば、１、２、３、４セットまたはそれ以上のセットのロータブレードが、本明細書において説明されている航空機推進システムで利用されてもよい。その概念を例示するために、図５２を参照すると、それは、本開示と整合した、単一の推力支持構造物によって駆動される複数セットのロータブレードを含む推進システムの１つの実施例を表す。本実施形態において、推力支持構造物７は、内側シャフト８１を通してトルクを提供する。トルクはクラッチ６を介して内側シャフト８１によって外側シャフト８０に伝達されて、それぞれが外側シャフト８０に接続されているロータブレード３の複数のセットを駆動する。ロータブレードの各セットの位置は変化することができて、所望の飛行特性を達成するために設定することができる。図５２の実施形態において、例えば、ロータブレード３の２つのセットは、互いに平行であるが同じ軸上からはずれて（例えば、約１度 〜約１０度）取り付けることができ、例えば、空力および音響性能を高めることができる。このような配置は、ロータ３の下部のセットがロータ３の上部のセットの伴流を捉えることを可能にすることによって、より大きな揚力を生じさせることもできる。さらに、ロータの両方のセットを同じ方向に駆動して、逆回転ブレードによって生成される伴流干渉問題を回避することができる。そして、ロータ３の複数のセットの使用によって、ロータブレード３の単一のセットと同等な量でありながらより小さい設置面積の中で揚力を生成することを可能にすることができる。

本明細書において説明されている技術は、多種多様な航空機設計で実施することができて、図の多くに例示されているものなどの比較的従来型のヘリコプタ設計での使用に限られてはいない。実際、本明細書において説明されている技術は、それらの使用から利益を得ることができるあらゆるタイプの航空機設計において有用性がある。例えば、本開示の技術は、いずれもヘリプレーンと呼ばれることがある、複合ヘリコプタ、複合ジャイロプレーンなどのハイブリッド航空機で用いることができる。このような航空機揚力において、ヘリコプタと同様のロータシステムは、離着陸中に使用することができて、二次推進システム（例えば、プッシュまたはプルプロペラ、１つ以上のジェットエンジン、１つ以上のターボファンエンジンなど）を用いて飛行中に水平（前方および／または後方）推力を提供する。揚力は全身／逆進飛行中に翼によって生成されることもでき、ヘリコプタと同様のロータブレードの速度を減じることができる。

図５３は、複合ヘリコプタの環境における本開示の技術の使用の１つの実施例を表す。例示された実施形態において、航空機は、推力支持構造物７（エンジン５および配管１０を含む）によって駆動される複数セットの同軸ロータブレード３を含む複合ヘリコプタである。航空機はスラスタ９７をさらに含んで、飛行中に前進推力を提供する。本実施形態において、スラスタ９７は単一のプッシュプロペラであるが、いかなる適切なタイプおよび数のスラスタも使用できることを理解すべきである。例えば、スラスタ９７は、１つ以上のジェットエンジン、ターボファンエンジン、ロケットエンジン、ファン、プロペラ、それらの組み合わせなどでもよい。

作動中に、同軸ロータブレード３は揚力のために使用することができて、スラスタ９７は、航空機を所望の飛行条件に応じて加速するか、減速するか、または静止状態に保つために使用することができる。航空機が前進飛行であるときに、揚力は翼２８によって与えることもできる。このような実施形態では、前進飛行においてロータ３によって直接与えられる揚力の必要性が減っているため、ロータ３の速度は、例えば、エンジン５の速度を落して、および／または、一時的にそれらをシャットダウンすることによって、減速することができる。このような例において、方位制御のためのホバリングにおいて使われるモータ（図示せず）は、ロータシャフト１（図５３においてラベル付けされず）へ一定の低動力を供給して安定性と制御を維持するために、再度タスクを与えられてもよい。このような状態で起こっている偏揺れ運動（もしあれば）は、安定器（例えば、垂直安定板 、図示せず）を用いて相殺することができ、それに応じて減らすことができる。

図５４は、複合ヘリコプタの環境における本開示の技術の使用の別の実施例を表す。本実施例は、図５３の実施形態で使われた複数の同軸ロータブレードの代わりに、ロータブレード３の単一のセットが使われていることを除いて、図５３の実施形態と実質的に類似している。図５４の機械要素の性質および機能が図５３に関して上に示して説明したものと同じであるので、それらは簡潔にするためにここでは繰り返さない。

前述の実施形態の多くは、クラッチ６、推力支持構造物７およびロータブレード３の１つ以上のセットを含む推進システムを利用して、ここでは、推力支持構造物７およびロータブレード３は互いに連結されて、ロータシャフト１に沿って互いから垂直に中心を外れている。このような構成が必須というわけではなく、本開示は、クラッチ６が用いられない、および／または、ロータブレード３および推力支持構造物がロータシャフト１に連結されて、同一平面に位置決めされている実施形態を含む。この概念の１つの実施例は図５５に示されて、これは、本開示と整合した推進システムの１つの実施例の上面および側面図を表し、推進システムはクラッチ６を含まないが、同一平面にある推力支持構造物７およびロータブレード３を含む。より詳しくは、本実施形態では、推力支持構造物７およびロータブレード３が共通構造ハブ９８に一体化されているか連結されており、これが次にロータシャフト１に一体化されているか連結されている。共通構造ハブ９８は、１つ以上のファスナ、機械的干渉ジョイント、溶接、接着、それらの組み合わせなどを介するなどして、任意の適切な手段によってロータシャフト１に一体化されるかあるいは固定して取り付けられている。より詳しくは、共通構造ハブはロータシャフト１に一体化されるかまたは連結されて、そのためその位置はロータシャフト１の位置に対して固定されたままである（すなわち、共通構造ハブ９８は、ロータシャフト１と独立して回転はしない）。同様に、推力支持構造物７およびロータブレード３は、１つ以上のファスナ、機械的干渉ジョイント、溶接、接着、それらの組み合わせなどを介するなどして、任意の適切な手段によって共通構造９８に一体化されるかあるいは連結されてもよい。作動中に、エンジン５は推力支持構造物７を回転させる。結果として得られるトルクは推力支持構造物７から共通構造ハブ９８へ、そして、次にロータシャフト１に伝達されて、ロータシャフト１を回転させる。共通構造ハブ９８がロータシャフト１に固定して取り付けられるので、ロータシャフト１の回転が最終的にロータブレードを回転させる。

ジェットまたは他のエンジンが、推力支持構造物に連結されるかまたは一体化されており、配管を通して方向を定められている空気流の形で推力を発生させて推力支持構造物を回転させるように動作可能である、様々な実施形態を上記で説明してきた。このような実施形態が役立つ一方で、推力支持構造物を通るダクトで送られた空気流の使用が必須というわけではなく、他の構成が使用されてもよい。例えば、推力支持構造物に連結されるかまたは一体化されている１つ以上のエンジンは、１つ以上のドライブシャフトに連結することができ、それが次に１つ以上のファンに連結されてもよい。動作において、エンジンはドライブシャフトにファンを駆動して空気流を生じさせることができ、それは固定であるか可変的な方向に放出されて、推力支持構造物を回転させることができる。

図５６は、１つまたは複数のファンがモータによって駆動されて固定であるか可変的な方向に向けることができる空気流を生じさせる、本開示の一実施形態を表す。より具体的には、図５６は、複数のエンジン５が推力支持構造物７の近位端に連結されるかまたは一体化されており、ロータハブ１に近接して配置されている実施形態を表す。ドライブシャフト２７の第１の（近位）端部は、各エンジン５に連結されている。各ドライブシャフト２７は、推力支持構造物７の外部に配置されてもよく、または推力支持構造物７の中のチャネルを通り抜けてもよい。いずれの場合でも、各ドライブシャフト２７の第２の（遠位）端部は、推力支持構造物７の遠位端にあるファンユニット９９に連結されている。動作において、エンジン５は、ドライブシャフト２７がファンユニットに空気流を生じさせるようにする。各ファンユニット９９は、推力支持構造物７と同一であるか実質的に同一の平面にある空気流を作り出すように配向される。そうすることによって、推力支持構造物７が動いている一方で、各ファンユニットのファンブレードおよびファンブレードハブ（図示せず）上の負荷さえ容易にすることができる。

本実施形態において、空気流ガイドベーンノズル１００は、各ファンユニット９９に連結されて、各ファンユニット９９によってできる空気流の方向を定めるように構成されている。例示された実施形態において、空気流ガイドベーンノズル１００は、ファンユニット９９からの空気流を、この場合推力支持構造物７の平面に対しておよそ９０度である、所望の出口角へリダイレクトするように構成されている静的ノズルである。例示した構成は例としてのためだけのもので、ガイドベーンノズル１００は、ファンユニット９９によってできる空気流をいかなる所望の出口角にもリダイレクトするように構成することができる。そして、実施形態では、ガイドベーンノズル１００および／またはその出口は、（例えば、図示していないが、１つ以上のモータによって）関節接続することができ、それにより、空気流出口角の動的制御を可能にする。出口角の制御を行って、空気流を望ましい角度にリダイレクトして、推力支持構造物７およびクラッチ６を動かすために推力を発生させることができる。例えば、ガイドベーンノズル１００の使用によって、ファンユニット９９によってできる空気流を、推力支持構造物の平面に対して０度から１８０度以上までリダイレクトすることを可能にし得る。

推力支持構造物７の遠位端の近くのロータシャフト１およびファンユニット９９に近接してエンジン５を位置決めする１つの利点は、推力支持構造物７が動いている間に加えられる向心力が、ファンユニット９９による推力の生成から作り出されるブレード負荷によって部分的に相殺され得るということである。このようなブレード負荷は、ドライブシャフト２７およびエンジン５の方へファンユニット９９のファンブレードを引き戻すことができる。さらに、ドライブシャフト２７が推力支持構造物７より非常に薄くてもよいので、図５６の構成は、配管１０を含む推力支持構造物７の部分に対して、推力支持構造物７のより薄い中間部を使用可能にすることができる。

図５７は、推力支持構造物７の遠位端に位置するか近接して位置する１つ以上のファンユニットを利用して、推力を発生させて推力支持構造物を回転させる、本開示の別の実施例を表す。本実施形態において、ファンユニット９９は、遠心送風機１０１の形である。ファンユニット９９と同様に、遠心送風機１０１はドライブシャフト２７によって駆動され、それは次に１つ以上のエンジン５によって駆動される。動作において、各遠心送風機１０１は、ドライブシャフト２７によって駆動されて、トルクを作り出して推力支持構造物７を駆動して、次に、ロータブレード３を回転させる空気流を生じさせる。遠心送風機１０１の配向は、所望の空力条件を達成するように設定することができる。例えば、そして、図５７に示すように、遠心送風機１０１は、第１軸に沿って比較的長いが、第１軸に対して直角である第２軸に沿って比較的薄くてもよい。このような例において、遠心送風機１０１は、それらの長寸（第１軸に沿った）が推力支持構造物７に沿って伸びている軸に対して直角（例えば、垂直であるか実質的に垂直）であるように、配向することができる。対照的に、遠心送風機１０１の短寸は、推力支持構造物７に沿って伸びている軸と平行であるかまたは実質的に平行であるように配向することができる。このような構成において、遠心送風機１０１の比較的薄い寸法は推力支持構造物７の回転の方向に示され、それは遠心送風機１０１によって作成される誘導抵抗を推力支持構造物７が回転するにつれて低減するかまたは最小化することができる。

図５６と同様に、図５７の実施形態は、ドライブシャフト２７を使用できるようにし、配管１０を含む推力支持構造物の形状に対して、より薄型形状の推力支持構造物７の使用を可能にする。そして、ガイドベーンノズル１００と同様に、遠心送風機１０１の配向は、固定することができるかまたは関節接続することができる。後者の例では、遠心送風機１０１の関節は、それらが発生させる空気流の出口角の動的制御を可能にすることができる。

図４１は、本開示による別の実施形態を表して、ここでは、同心シャフトを用いて航空機の各種コンポーネントを支持し、分離する。示すように、外側シャフト８０は、ロータブレード３に直結にされて、支持ベアリング２によって支持されて、胴体から分離される。内側シャフト８１は外側シャフト８０の中に配置されており、推力支持構造物７に直結されて、それが次にエンジン５に接続されている。内側シャフト８１は、同心のシャフトベアリング７９によって外側シャフト８０から支持されて分離され、それは外側シャフト８０の内部表面と内側シャフト８１の外部表面の間に配置されている。クラッチ６は、内側シャフト８１および／または外側シャフト８０を係合するかまたは分離するように構成されており、任意の適切な位置に配置することができる。例えば、そして、図４１に示すように、クラッチ６は、外側シャフト８０内に（すなわち、外側シャフト８０と内側シャフト８１の間に）配置することができて、内側シャフト８１と係合し分離するように構成することができる。図４１は、推力支持構造物７が内側シャフト８１に連結され、ロータブレード３が外側シャフト８０に連結されている実施形態を表しているが、このような構成が必須というわけではなく、推力支持構造物およびロータブレード３がそれぞれ内側シャフト８１または外側シャフト８０に連結できることを理解すべきである。

図５８は本開示の別の実施形態の側面図であり、別個のシャフトが、制御システム、ロータシステムおよび駆動システムなどの航空機推進システムの異なるコンポーネントのために利用されている。図５８の機械要素の多くのものの性質および機能は、他の実施形態に関連して上記で説明したもの同一であり、簡潔にするために繰り返さない。本実施形態において、例示した推進システムは、外側シャフト８０、内側シャフト８１および中間シャフト１０２を含む。中間シャフト１０２は、外側シャフト８０と内側シャフト８１の間に配置されている。外側シャフト８０は、それが回転しないように、胴体構造部材５６に（例えば、シャフトマウント１０３によって）固定される。ピッチ制御ロッド４１は、ロータブレード３にリンクされてロータ制御を提供する回転斜板４０に接続している。中間シャフト１０２は、同心のベアリング７９によって外側シャフト８０から分離されている。ロータハブ１１およびロータブレード３は、中間シャフト１０２に直結していて、それによって支持されている。内側シャフト８１は同心のシャフトベアリング７９によって中間シャフト１０２から分離されて、推力支持構造物７からのトルクおよびファンユニット９９を駆動しているエンジン５が推力を発生させるときに、クラッチ６によって中間シャフト１０２に接続しているだけであり、内側シャフト８１および中間シャフト１０２を同時に回転させる。この配置は、強力な支持システムを推進システムの様々なコンポーネントに提供して、このようなコンポーネントの直接の交換またはサービス作業を可能にする。これによって、航空機の改良または任務が変化するにつれて、コンポーネントが独立してモジュール型でアップグレードされることも可能である。燃料タンク３３およびバッテリ７４は、下部回転ユニオン１６および内側シャフト８１の内部に沿って走る接続を通してエンジン５に接続されている。図５８に示される他のコンポーネントは、他の実施形態で説明されており、単に複数のシャフトが用いられ得る完全な実施形態を例証するために示されている。勿論、複数のシャフトは、同様に他の実施形態で用いることができる。複数のシャフトを使用する１つの利点は、それによって推進システムのコンポーネントがモジュール式であり、独立して、または、ユニットとしてアップグレード可能とすることができるということである。

上記実施形態の多くにおいて、燃料タンクおよびバッテリなどのエネルギーソースは、航空機の胴体の中に置かれて、胴体ビザ燃料ライン、ワイヤなどの外部にあるコンポーネントに連結されている。このような構成が必須というわけではなく、バッテリ、燃料タンクなどのエネルギーソースは他の位置に置いてもよい。その点で、図５９を参照すると、これは燃料タンクおよびバッテリなどのエネルギーソースが推力支持構造物に一体化されているかまたは連結されている航空機推進システムの１つの実施例の側面図を表す。外側シャフト８０に接続されているロータブレード３および回転斜板４０は、胴体構造部材５６に接続されている支持ベアリング２の別個のセットによって支持されている。燃料タンク３３、バッテリ７４およびエンジン５の全ては推力支持構造物７に取り付けられており、電力線、燃料ラインなどを内側シャフト８１に通す必要性を排除する。加えて、無線コントロール／テレメトリモジュール１０５は、エンジン５に対する通信およびデータのシグナリングを可能にしている。したがって、内側シャフト８１は、燃料ライン、電力ケーブル、制御線など、そうしなければその中を経由する可能性があるものを取り除いたり移動する必要なしに、修理点検することができる。例えば、内側シャフト８１は、支持ベアリング２、同心のシャフトベアリング７９およびクラッチ６で接続を分離することによって、胴体４から取り除くことができる。このような構成は、シャフト間に燃料ライン、制御線、電力線などを経路設定するために用いることができる軸封装置および／またはスリップリングの必要性も排除することができる。図６０は、本開示と整合した推進システムを含む航空機の別の実施形態の概略側断面図である。本実施形態において、ロータシャフト１は胴体４の中に伸び、そしてベアリング支持構造４３および推力ベアリングアセンブリ５７の中の１つ以上の支持ベアリング２によって支持されている。本実施形態において、支持ベアリング２は、ベアリングハウジング１０７の中に配置されており、内側および外側レースケージの間にあるボールベアリングを含む。いずれ場合でも、内側および外側レースの支持ベアリング２は、ロータシャフト１の負荷を支持するように構成されている。

支持ベアリング２は、任意の適切な手段によって、例えば、ベアリング支持構造４３に（例えば、溶接、機械的ファスナなどによって）取り付けられているベアリングハウジング１０７によって、ベアリング支持構造４３に連結されている。実施形態において、ベアリング支持構造４３は、ロータシャフト１から支持ベアリング２へ伝達される負荷を支持するのに十分な強さおよび特性を有する、金属、合金、複合材料または他の適切な材料などの任意の適切な材料から形成されている、中空管状フレームの形である。ベアリング支持構造４３は、任意の適切な方法で（例えば、溶接、機械的ファスナ等によって）、胴体４に取り付けられる。

実施形態において、支持ベアリング２の外側レースは、ベアリングハウジング１０７を介してベアリング支持構造４３に連結されており、支持ベアリング２の内側レースはロータシャフト１の外部表面に（例えば、機械的ファスナ、溶接または他の適切な固定手段を介して）連結されている。このような実施形態では、ロータシャフト１の回転によって生じた回転トルクは、胴体４をこのようなトルクから分離する支持ベアリング２の能力を上回らない。

図６０の実施形態は、回転マグネット１７およびステータ１８をさらに含む。回転マグネット１７は、ロータシャフト１にそのハブで連結されるディスク形構造上に配置され、そのためディスク形構造およびロータシャフトが同時に一緒に回転することができる。本実施形態におけるステータ１８は一対の（例えば、金属）プレートおよび金属（例えば、銅）コイルの形であり、それは回転マグネット１７の上下に配置されて、支持構造物４３を露出することによって胴体４に連結されている。勿論、ステータ１８は例示した構成に限られておらず、航空機のために必要とされる方位制御の量に応じて、１対または２対以上のプレートおよびコイルを含むことがでる。

本実施形態において、ロータブレード３はロータハブ１１に連結されており、それは次にロータシャフト１に連結されている。したがって、ロータシャフト１の回転は、ロータブレード３を回転させる。例示の実施形態は下部シャフトフランジカラー１０８および上部シャフトフランジカラー１０９も含み、それらはロータシャフト１にその上端の近くで連結されている。本実施形態において、下部シャフトフランジカラー１０８および上部シャフトフランジカラー１０９は、ロータブレード３の上にあり、クラッチ６のロータシャフト１への取り付けポイントを提供する。

クラッチ６は、ロータシャフト１を推力支持構造７と係合して／分離するように構成されている。上記のように、クラッチ６は、２つの回転構造部材を係合および分離することができる一方向ベアリングまたは他の類似の装置であることができる。クラッチ６の内側レースは、例えば、機械的ファスナを介して、または、他の手段を通して、下部シャフトフランジカラー１０８と上部シャフトフランジカラー１０９の間に連結され、そのためにそれが上部フレームレールフランジ１１０および下部フレームレールフランジ１１６に取り付けられて、ロータシャフト１によって回転することができる。

図６０の実施形態において、推力支持構造物７は、上部フレームレールフランジ１００、下部フレームレールフランジ１１６、フレームレール１１２、横材１１１、エンジンマウント１１３、エンジン５、配管フランジ１１５および配管１０を含む。推力支持構造物７の中心線は、ロータシャフト１に垂直に伸びて、１８０度離れている。上部フレームレールフランジ１１０および下部フレームレールフランジ１１６は、１つ以上の金属、合金、複合材料などの任意の適切な材料から造ることができる。上部フレームレールフランジ１１０および下部フレームレールフランジ１１６は、任意の適切なな方法で、例えば溶接、機械的ファスナなどを介して、クラッチ６の外側レースに連結される。

一般に、フレームレール１１２は構造支持を提供し、エンジンマウント１１３に連結され、これが任意の適切な方法でフレームレール１１３に固定される。実施形態において、フレームレール１１２は、任意の適切な数の強化横材１１１を含む１つまたは複数の構造レールから形成されている。エンジン５は、長手方向にフレームレール１１２の間に載置されている。例えば、エンジン５は、その（例えば、それらの吸入および排気部に近い）両辺上に締め具取付け位置を含むことができて、このような締め具取付け位置を介してフレームレール１１２の間に載置することができる。フレームレール１１２は、配管フランジ１１５にも連結されている。配管フランジ１１５はエンジン５の排気通路を取り囲み、それらの推力が配管１０へ伝達されるのを可能にする。配管１０は、空気流を引き込んで、熱および向心力に対して構造的完全性を維持するのに十分である金属または合成材料または他の材料でできている、単純な、丸いか、卵円であるか、流線形の形の中空管とすることができる。実施形態において、配管１０は、エンジン５の排気通路の近くの配管フランジ１１５から適切な長さまで、エンジン５から発生している高速度空気流が配管１０の外端で推力を提供するのを可能にするために伸びて、ロータブレード３に動力を与えるのに必要な回転トルクを発生させて、飛行に十分な揚力を提供する。

本開示と整合した推力支持構造物の回転は、航空機の飛行を促進し、推力支持構造物とは別個のロータブレードの必要性を減らすかまたは排除さえするために利用することができる揚力を、それ自体の中でそれ自身で提供することができる。言い換えると、本開示と整合した推力支持構造物は、航空機用のロータブレードとして役立つように構成することができる。このような構成は、航空機胴体の上の構造と関連した抗力を排除するか、低減するかまたは、最適化することを含むがこれに限らず、様々な利点を提供することができる。例えば、推力支持構造物が航空機用のロータブレードとして機能するときに、別個のロータブレードの必要性は減らすことができるかまたは排除されることさえでき、別個のロータブレードの使用に起因している抗力および他の非効率性を制限するかまたは排除さえする。別個のロータブレードの排除はまた、クラッチがロータシャフトからロータブレードを係合して分離する必要性を減らすかまたは排除することもでき、クラッチの使用に関連した機械的複雑さおよび効率上の考慮事項を回避することができる。したがって、本開示の実施形態は航空機用の推進システムに関するものであり、推力支持構造物はロータブレードとして機能するように構成されている。

その概念の実施例は図６１〜６４に示され、それらは本開示と整合した推進システムの様々な実施形態を表し、推進システムはロータブレードとして機能するように構成された推力支持構造物７を含む。このような実施形態において、推進システムは、前に説明しているように、ロータハブ１１または共通構造ハブ９８を含む。エンジン５は、ロータハブ１１または共通構造ハブ９８に連結されており、そのため、近位端がロータハブ１１または共通構造ハブ９８の近くに（すなわち、近接して）配置されている。したがって、エンジン５の少なくとも一部が完全に、または、部分的に共通構造ハブ９８／ロータハブ１１によって支持されていることを理解すべきである。エンジン５は、配管１０にも連結されている。あるいは、エンジン５は、ロータハブ１１または共通構造ハブ９８と一体化され（例えば中に収容され）ていてもよい。

配管１０はその中に１つ以上のチャネル１０’を含む。示すように、配管１０の近位端は、遠位端エンジン５に連結されている。説明のために、図６１〜６４の実施形態は、エンジン５が配管１０および共通構造ハブ９８／ロータハブ１１と同一平面に配置されており、そのため配管１０の近位端がエンジン５の遠位端に直接連結されていることを示す。その構成が必須というわけではなく、エンジン５および配管１０はいかなる適切な方法でも配置することができる。例えば、エンジン５は、ロータハブ１１／共有構造ハブ９８の上か下か側部に中心を外れていてもよく、そして配管１０は、そこにチャネル１０’に流動的に連結することができる１つ以上のチャネルを含む接続部材によって連結されてもよい。

さらに一般的に言えば、エンジン５は、任意の適切な方法で配管１０に連結することができる。例えば、そして、図６１〜６４に示すように、エンジン５は、示すように、カップラ１２０を介して配管１０に連結することができる。一般に、カップラ１２０は、配管１０をエンジン５に、例えば、回転接合、ガスシールまたはブレードグリップを介して、流動的に連結するように機能する。どの場合でも、カップラ１２０は、エンジン５および配管１０のチャネル１０'と流動的に連結するように構成された少なくとも１つのつながったチャネル（図示せず）を含むことができる。したがって、エンジン５によって生成される推力は、カップラ１２０のつながったチャネルを通してチャネル１０'の中に流れることができる。実施形態において、カップラ１２０は、エンジンによって生成される推力がチャネル１０'に伝達されるのを可能にするとともに、それでも配管１０が、例えば関節動作可能なロータブレードと同じ方法で、軸の周りを旋回することができるようにする。その点で、カップラ１２０は、回転可能なジョイント、回転可能なガスシールまたは回転可能なブレードグリップの形であることができる。このような例では、配管１０の配向は、示すように、コントロールアーム４１または回転斜板４０を介して制御することができる。

配管１０は、推力支持構造物が回転するにつれて、揚力を発生させることができるいかなる外部の形状も有することができる。説明を簡単かつ容易にするために、配管１０は中空の楕円体の形で図６１に例示されているが、当業者によって理解されるように、他のいかなる好適な形も用いることができる。実施形態において、配管１０はその中に１つ以上のチャネル１０'を有するエアフォイルの形であるが、あらゆる周知であるか今後開発されるロータブレード形状を使用することができる。実施形態において、配管１０の外部の形状は、その部分が、推力支持構造物７がロータハブ１１／共通構造ハブ９８の軸の周りを回転するにつれて、大部分の揚力を生成するように構成されている。例えば、配管１０の外部の形状は、配管１０の外側の３分の１が揚力の大部分を提供するように構成することができる。このような実施形態では、配管の外部の形状は、先端ジェット駆動のＳｕｄ−Ｏｕｅｓｔ Ｄｊｉｎｎヘリコプタにおいて使用されるロータブレードの形状と同一であるか、類似していてもよい。

いずれの場合も、推力（例えば、排気、コンプレッサブリード空気等の形で）がチャネル１０'を通して配管１０の遠位端に向かって方向を定められるように、配管１０はエンジン５に流動的に連結することができる。推力（空気流）は、推力支持構造物を回転させるような方法で、チャネル１０'から出る方向に向けることができる。例えば、そして、図６２に示すように（および、上の図５６の記述と整合して）、推進システムは、推力支持構造物７と同じかまたは実質的に同じ平面である空気流を生成するように構成することができる。その目的のために、そして、図６２に示すように、実施形態で、推進システムは、配管１０の遠位端に連結する空気流ガイドベーンノズル１００を含む。図５６の記述と整合して、空気流ガイドベーンノズル１００は、エンジン５によって作られて、チャネル１０'の中を流れている空気流の方向を定めるように構成されている。図６２の実施形態において、空気流ガイドベーンノズル１００は、配管１０'から、所望の、例えば、推力支持構造物７の平面に対して約９０度の出口角へ空気流をリダイレクトする（向きを変える）ように構成されている静的ノズルである。例示した構成は例としてのためだけのもので、ガイドベーンノズル１００は、エンジン５によってできる空気流をいかなる所望の出口角にもリダイレクトするように構成することができる。実施形態では、ガイドベーンノズル１００および／またはその出口は、（例えば、図示していないが、１つ以上のモータによって）関節接続することができ、それにより、空気流出口角の動的制御を可能にする。出口角の制御を行って、空気流を望ましい角度にリダイレクトして、推力支持構造物７およびクラッチ６（用いられるとき）を動かすために推力を発生させることができる。例えば、ガイドベーンノズル１００の使用によって、エンジン５によってできる空気流を、推力支持構造物７の平面に対して約０度から約１８０度以上までリダイレクトすることを可能にし得る。

図６３は、ロータブレードとして機能して、方向推力制御ができるようにする１つ以上の関節動作式ノズルを含む推力支持構造物を含んでいる推進システムの１つの実施例の側面図である。示すように、関節動作式ノズル９６は、配管１０の対応する先端に連結されて、チャネル１０'から推力を受け取るように構成されている。ノズル９６は、推力が流れる出口（別個にラベル付けしていない）をそれぞれ含む。ノズル９６はそれらのそれぞれの出口を移動するかまたは再適合させるように（例えば、１つ以上の駆動モータによって）関節接続することができ、したがって、推力支持構造物７から出る空気の推力線（推力）の直接制御を可能にしている。図６３に示される他のコンポーネントは、他の実施形態で説明されているので、簡潔にするためにここで再説明はしない。

図６４は、本開示と整合した、ロータブレードとして機能する推力支持構造物を含む推進システムの別の実施形態を表す。図６４のコンポーネントの多くのものの性質および機能は、図６０に関連して上で説明されているので、簡潔にするために表していない。しかしながら、図６０の実施形態とは異なり、図６４の実施形態には、別個のロータブレード３が無く、その代わりに、配管１０（またはさらに一般的には、推力支持構造物７）をロータブレードとして利用する。図６３および６４の実施形態も、それらがクラッチ６を含むという点で、図６１および６２の実施形態と異なる。クラッチ６の使用の説明は、ロータブレードとして機能する推力支持構造物の環境におけるその使用を示すために設けられているが、図６１および６２に示すように必須というわけではない。

本開示と整合した推進システムの別の実施形態は、それぞれがロータブレードとしての働きをする１つ以上の推力支持構造物を含み、１つ以上の胴体搭載のエンジンからの空気流はロータシャフトを通して、そして、ロータブレードのうち１つ以上の内部のダクトを通してリダイレクトされる。このようなシステムは、図６３、６４に示して上で説明されたように、配管に連結された１つ以上のエンジンを含んでいる推力支持構造物の有無にかかわらず、使用することができる。いずれの場合も、１つ以上の推力ダイバータは、胴体搭載のエンジンの排気流の中に位置することができて、このことにより生成される空気流のフローを制御するように構成されている。より具体的には、推力ダイバータは、ロータシャフトに方向を定められて（向けられて）、１つ以上のロータブレード内部の配管に分配された胴体搭載のエンジンによって生成される空気流の量を制御するように構成されている。

垂直飛行の間、胴体搭載のエンジンによって生成される空気流のすべてまたは有意な部分は、推力ダイバータによってロータシャフトに向けられて、そして、（例えば、プレナムによって）１つ以上のロータブレードに方向を定めることができる。このように方向を定められた空気流は、その先端に近接した開口部を経てロータブレードを出ることができて、ロータの回転ブレードを加速するかまたは減速して、所望の量の揚力を生成する。前進飛行の間、推力ダイバータが作動して、空気流の相当量が推力ダイバータ（すなわち、ロータシャフトに変更されずに）の直接後方に出ることを可能にすることができ、そして、航空機の速度を上げる。特に、前進飛行の間、揚力のために必要とされるロータ電力はより少なく、エンジン推力の大部分を前方への推進のために利用することができる。

この概念を例示するために、本開示と整合した航空機推進システムの１つの実施例を表す図６５Ａおよび６５Ｂを参照すると、１つ以上の胴体搭載のエンジンからの空気流の全部または一部は、一対の逆回転ロータブレード中の配管に向けられる。このようなシステムは、本明細書において、反動駆動システムと呼んでもよい。図６５Ａおよび６５Ｂの実施形態において、エンジン５は、航空機胴体４に埋め込まれるかまたは外部に取り付けることができる。いずれの場合でも、推力ダイバータ１１７は、エンジン５の下流に、そして、ダイバータマニホールド１１８の中に配置することができる。概して、推力ダイバータ１１７は、エンジン５によって生成される空気流をリダイレクトするように構成されている。推力ダイバータ１１７の位置は、ロータブレード３に方向を定められて揚力を作り出し、および／または、ダイバータ１１７を過ぎて方向を定められて推進力を与える、エンジン５によって生成される空気流の相対量に影響を与えることができる。ロータブレード３に、または、それを過ぎて方向を定められる空気流の相対量は、垂直揚力生成、前進速度またはそれらの組み合わせを含む航空機の飛行特性に、直接影響を与えることができる。

このような実施形態では、胴体の中の空気流配管２９は、空気がロータシャフト１に進路変更され得るように構成されている。ロータシャフト１に入る空気流は、プレナム１４に送られて、それからプレナム１４によってロータブレード３の中の配管に分配される。実施形態において、プレナム１４はこのような空気流を均一に分配するように構成されている。しかしながら、このような構成が必須というわけではなく、プレナム１４は個々のロータブレードへの空気流の分配のよりきめ細かい制御を可能にするために個々に制御可能でもよい。ロータブレード３に入る空気流は、先端の近くのロータブレード３を出ることができ、上述のように推力を発生させてロータブレード３を回転させる。航空機が垂直飛行に携わるときには、システムは図６５（Ａ）に示すように構成することができて、エンジン５からの大量の空気流は、ロータブレード３に向けられて垂直揚力を生成する。航空機が前進飛行に移行するときには、推力ダイバータ１１７を作動させて、ロータブレード３に方向を定められる空気流の量を減少させて、図６５（Ｂ）の実施例に示すように、航空機の後方に方向を定められる空気流の量を増加させることができる。言い換えると、航空機が前進飛行へ移行する際、ロータブレード３向けられる空気流の量が減少するにつれて、後方に向かう空気流の量は増加し得る。このような場合には、ロータブレード３に向かう空気流の量を（推力ダイバータ１１７の作動によって）調整して、航空機の揚力、安定性および操縦性を維持することができる。

図６６は、本開示と整合した航空機の別の実施形態を例示する。図６５Ａおよび６５Ｂの航空機と同様で、図６６の航空機は、エンジンから空気流を利用して、推力支持構造物（および、したがって、１つ以上のロータブレード）を回転させる。例えば、図６６の実施形態で、静止している（すなわち回転していない）ロータシャフト１は、近位端で１つ以上のエンジン５に連結されて、空気流を受けるための１つ以上のチャネル（シャフトダクト）を含む。クラッチ６（例えば、封止クラッチ）は、その遠位端の近くで、ロータシャフト１を連結する。外側シャフト８０は、ロータシャフト１周辺に配置され、クラッチ６とロータシャフト１の近位端の間に位置する。

係合状態において、クラッチ６は外側シャフト８０に連結されるが、分離状態では、クラッチ６は外側シャフト８０から切り離される。さらに示すように、推力支持構造物７は、クラッチ６を介してロータシャフト１に連結されている。ロータシャフト１と同様に、本実施形態における推力支持構造物７は、空気流を受けるための少なくとも１つのチャネル（推力ダクト）を含む。加えて、推力支持構造物は、クラッチ６および／またはロータシャフト１の上方への伸張部に対してある角度（例えば、垂直な角度）で空気流の方向を定めるための少なくとも１つの出口（推力出口、ラベル表示無し）を含む。クラッチ６は、外側シャフト８０を取り外し可能に係合する（および、分離する）ことができる、限定するものではないが、図１９および２０に関連して上で図と共に説明されているるクラッチなどの、いかなる適切なクラッチであってもよい。勿論、他のクラッチのタイプおよび構造も用いることができる。

理解を容易にするために、図６６の航空機の動作をここで説明するが、クラッチ６は、図１９および２０に関連して上で図と共に説明したクラッチと同じであるか類似の構造を備えている。このような例では、エンジン５の動作は、ロータシャフト１の中の入口開口部に方向を定められた空気流（矢印によって示す）を生成する。入口開口部を通過している空気流は、ロータシャフト１の１つ以上のロータダクト内に流入してその遠位端へ向かう。ロータシャフト１の遠位端に近接して、少なくとも空気流の一部は、ロータダクトから推力支持構造物７の中の１つ以上の入口開口部に流れる。例示された実施形態において、推力支持構造物７は少なくとも２つの入口開口部を含み、それぞれがその反対側の中の対応する推力チャネルに通じている。

入口開口部を通過している空気流は、対応する推力チャネル内に流入して推力支持構造物７の両側の遠位端に向かう。推力チャネルの中の空気流は、示すように、１つ以上の出口開口部を経て最終的に推力支持構造物７を出る。例示の実施形態において、推力支持構造物７はその２つの遠位端のそれぞれに単一の出口開口部を含むが、いかなる適切な数（例えば、２、３、４、５、１０など）の出口開口部も使うことができて、このような開口部が推力支持構造物７に沿ったいかなる適切な位置または位置の組合せにも置くことができることを理解すべきである。さらに、推力支持構造物７は、２つの遠位端に限られておらず、いかなる適切な数（例えば、３、４、５、１０など）の遠位端も含むことができる。

いずれの場合も、出口開口部は、それが所望の出口角で推力支持構造物７を出るように空気流の方向を定めるように構成することができる。実施形態において、出口開口部は、出口角がクラッチ６および／またはロータシャフト１の上方への突出部分に対して垂直であるか実質的に垂直なように空気流の方向を定めるように構成されている。あるいは、または、加えて、実施形態におて、出口開口部は、クラッチ６および／またはロータシャフト１の上方への伸張位置に対して、空気流出口が０度を超えて１８０度までの範囲の角度、例えば０を超えて１２０度まで、または０度を超えて９０度までの範囲の角度でさえ、推力支持構造物７を出るように、構成されている。実施形態において、出口角は固定することができるが、他の実施形態では、出口角は可変的でもよい。後者の例では、出口開口部は、図５１、５６、６２、６３に関連して前に説明したように、空気流が望ましい角度で推力支持構造物７を出るように移動させることができる関節動作式ノズルの形であるかまたはそれらを含むことができる。

いずれの場合でも、少なくとも１つの出口開口部を通る空気流は、図６６の曲がった矢印で示すように、推力支持構造物７を回転させる。推力支持構造物７の回転によって生成されるトルクはクラッチ６に伝えられて、クラッチ６を外側シャフト８０に係合させる。例えば、クラッチ６に与えられるトルクは、クラッチ可動ベアリング５２が、クラッチ外側ケースの傾斜に沿って、クラッチ可動ベアリング５２が傾斜の表面およびクラッチ内側レース１１４（前の実施形態の文脈における内側レース１１４のロータシャフト１との係合と同様に外側シャフト８０に連結されている −図１９及び２０を参照）の表面に係合するまで、登らせることができる。クラッチ６がそのように係合するときに、推力支持構造物７の回転によって与えられるトルクは、外側シャフト８０にクラッチ６を介して（または、より詳しくは、内側レース１１４を介して）伝えられて、図６６に示すように外側シャフト８０を回転させる。外側シャフト８０の回転が次にロータブレード３の回転を引き起こす。他の実施形態に関連して上記のとおり、支持ベアリング２は、胴体４からロータブレード３および外側シャフト８０の回転によって生成されるトルクを分離するように機能する。

クラッチ６（または、より詳しくは外側ケース５８）の回転運動量が存在しないか、または減少していると、クラッチ外側ケース５８は外側シャフト８０に対するその関係において減速し始める。クラッチ可動ベアリング５２は、それらの運動量および遠心力のため、クラッチ内側レース１１４（繰り返すが、外側シャフト８０に取り付けられている）から遠ざかりそれの把持を緩め、したがって外側シャフト８０をクラッチ外側ケース５８から切り離して、外側シャフト８０がラッチ６に関して自由に回転することを可能にする。また、外側シャフト８０の速度がクラッチ６の回転速度より大きいときに、クラッチ６は外側シャフト８０から分離される。クラッチ６の分離状態によって、外側シャフト８０が自由に回転することができ、推力支持構造物７および動力システムからのいかなる誘導抗力もなく自動回転することができる。また、自動回転の間、外側シャフト８０の速度がクラッチ６の回転速度以下であるいかなる時も、動力システムの保存された慣性は、外側シャフト８０へ伝達される。その状態において、動力システム慣性の伝達は、航空機の自動回転のために必要とされる安全な角度まで総体的な傾斜を下げるためにより多くの時間を提供することができる。

以下の実施例は、本開示の追加の非限定的な実施形態である。

実施例１：本実施例によれば、胴体と、前記胴体に連結された支持ベアリングと、支持ベアリングによって胴体に取り付けられたロータシャフトであって、前記ロータシャフトは前記ロータシャフトを通って伸びている第１軸のまわりを回転することができ、前記支持ベアリングは常に前記ロータシャフトが前記第１軸のまわりを前記胴体に対して回転することを可能にする、ロータシャフトと、前記ロータシャフトに連結されたロータブレードであって、前記ロータシャフトの回転は前記ロータブレードに第１軸のまわりを回転させる、ロータブレードと、前記ロータシャフトに連結された推力支持構造物と、前記胴体または前記推力支持構造物に連結されたエンジンとを含み、作動中に、前記エンジンは前記推力支持構造物に前記第１軸のまわりを回転させ、前記推力支持構造物の回転は前記ロータシャフトに前記第１軸のまわりを回転させ、それは次に前記ロータブレードに前記第１軸のまわりを回転させ、前記支持ベアリングは前記胴体を少なくとも前記ロータブレードの回転によって生成したトルクから分離する、航空機が提供される。

実施例２：本実施例は、実施例１のいずれかまたはすべての前記機能を含み、さらに前記ロータシャフトに連結されたクラッチまたは前記ロータシャフトに連結されたロータハブを含み、前記クラッチには係合状態および分離状態がある。

実施例３：本実施例は、実施例２のいずれかまたはすべての前記機能を含み、作動中に、前記エンジンは前記推力支持構造物に前記ロータシャフトの第２回転速度以上である第１回転速度で前記第１軸のまわりを回転させ、前記クラッチに前記係合状態に入らせて前記ロータシャフトを把持させる。

実施例４：本実施例は、実施例３のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記第１回転速度が前記第２回転速度未満であるときに、前記クラッチは前記分離状態に入るかまたは前記分離状態である。

実施例５：本実施例は、実施例２のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記クラッチがクラッチ外側ケース、前記ロータシャフトに連結されたクラッチ内側レースおよびクラッチ可動ベアリングを含み、前記クラッチ外側ケースが傾斜および空洞を含み、前記係合状態において、前記クラッチ可動ベアリングは、前記傾斜および前記クラッチ内側レースの両方の間に配置されて接触し、それにより、前記クラッチ外側ケースと前記クラッチ内側レースを係合し、前記分離状態において、前記クラッチ可動ベアリングは、前記空洞内に配置されており、前記クラッチ外側ケースと接触しているだけである。

実施例６：本実施例は、実施例２のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記クラッチが前記ロータシャフトに連結されている。

実施例７：本実施例は、実施例２のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記クラッチが前記ロータハブに連結されている。

実施例８：本実施例は、実施例１から７のいずれかの、いずれかまたはすべての前記機能を含み、前記支持ベアリングが、内側および外側レースケージを有するベアリングハウジングと内側および外側レースケージの間の少なくとも１つのベアリングとを含み、前記ロータシャフトが、前記胴体の中に、そして、前記支持ベアリングの中に伸びている。

実施例９：本実施例は、実施例８のいずれかまたはすべての前記機能を含み、さらにベアリング支持構造を含み、前記支持ベアリングは前記ベアリング支持構造に連結されており、前記ベアリング支持構造は前記胴体に連結されている。

実施例１０：本実施例は、実施例９のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記ロータシャフトが前記支持ベアリングおよび前記ベアリング支持構造のみによって前記胴体に連結されている。

実施例１１：本実施例は、実施例１から１０のいずれかの、いずれかまたはすべての前記機能を含み、前記エンジンが前記推力支持構造物に連結されている。

実施例１２：本実施例は、実施例１１のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記推力支持構造物が、前記ロータシャフトに連結された近位部分及び前記エンジンに連結された遠位部分を含む。

実施例１３：本実施例は、実施例１から１２のいずれか１つの、いずれかまたはすべての機能を含み、前記エンジンによって生成される空気流の形（気流状、気流の形態）の推力は、ロータブレードの上に、ロータブレードの下に、または、ロータブレードの上下に水平に伸びている推力線に全般的に沿って方向を定められる。

実施例１４：本実施例は、実施例１３のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記空気流が前記ロータブレードの上の渦の前記形成を阻害する。

実施例１５：本実施例は、実施例１から１４のいずれか１つの、いずれかまたはすべての前記機能を含み、さらに方位制御装置を含む。

実施例１６：本実施例は、実施例１５のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記方位制御装置がモータシャフトを含む電動可逆モータを含み、前記モータシャフトは前記ロータシャフトである。

実施例１７：本実施例は、実施例１６のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記方位制御装置がロータおよびステータを含み、前記ステータが通電されると、力が前記回転マグネットに印加され、それは次に、前記胴体を前記第１軸のまわりに回転させる力を前記胴体に与える。

実施例１８：本実施例は、実施例１７のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記方位制御装置が前記ロータシャフトに連結されているスペーサを含み、前記回転マグネットが前記スペーサに連結されており、前記ステータが前記胴体に連結されている。

実施例１９：本実施例は、実施例１５のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記方位制御装置がラダーを含む。

実施例２０：本実施例は、実施例１６のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記航空機にはテールが無い。

実施例２１：本実施例は、実施例１から２０のいずれか１つの、いずれかまたはすべての前記機能を含み、前記ロータシャフトが前記胴体に対して第１位置と第２位置の間で移動可能である。

実施例２２：本実施例は、実施例２１のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記第１位置の前記ロータシャフトと前記第２位置の前記ロータシャフトの間の角度が定められ、前記角度は約９０度以下である。

実施例２３：本実施例は、実施例２１のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記胴体に連結されたピボットをさらに含み、前記ロータシャフトが前記ピボットに連結されており、前記ピボットが第２軸のまわりを回転可能であり、前記第２軸のまわりの前記ピボットの回転は、前記ロータシャフトに前記第１位置と前記第２位置の間で移動させる。

実施例２４：本実施例は、実施例２３のいずれかまたはすべての前記機能を含み、角度は、前記ピボットに対して、前記第１位置の前記ロータシャフトおよび前記第２位置の前記ロータシャフトによって定められ、前記角度は約９０度以下である。

実施例２５：本実施例は、実施例２１のいずれかまたはすべての前記機能を含み、さらに、前記胴体の前記外側に連結されたフレームレールガイドと、前記フレームレールガイドに連結されたロータシステムカートハウジングとを含み、前記ロータシャフトが前記ロータシステムカートハウジングに連結されており、前記ロータシステムカートハウジングは、前記ロータシャフトに前記第１位置から前記第２位置へ移動するようにさせるために、前記フレームレールガイドに沿って移動するように構成されており、逆もまた同じである。

実施例２６：本実施例は、実施例２のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記胴体が内部体積を定めて、少なくとも１つの胴体構造部材を含み、前記航空機が、前記支持ベアリングと前記胴体構造部材の間に減衰要素をさらに含む。

実施例２７：本実施例は、実施例２６のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記減衰要素が能動的減衰要素または受動的減衰要素である。

実施例２８：本実施例は、実施例２７のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記減衰要素が受動的減衰要素であり、前記受動的減衰要素はガス緩衝器、液体緩衝器、機械的緩衝器またはそれらの組み合わせである。

実施例２９：本実施例は、実施例２８のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記減衰要素がガスストラット、液体ストラット、減衰ばね、弾性物質またはそれらの組み合わせを含む。

実施例３０：本実施例は、実施例２７のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記減衰要素が能動的減衰要素である。

実施例３１：本実施例は、実施例３０のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記能動的減衰要素が、前記ロータブレード、前記推力支持構造物またはそれらの組み合わせによって生じる調和振動数または振動と一致するかまたは相殺するように構成されている。

実施例３２：本実施例は、実施例１から３１のいずれか１つの、いずれかまたはすべての前記機能を含み、前記ロータブレードが固定長または可変長を有する。

実施例３３：本実施例は、実施例３２のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記ロータブレードが可変長を有する。

実施例３４：本実施例は、実施例３２のいずれかまたはすべての前記機能を含み、モータを含むブレードグリップをさらに含み、前記ブレードグリップは前記ロータブレードに連結されており、前記モータの動作は前記ロータブレードの長さを変化させる。

実施例３５：本実施例は、実施例１から３４のいずれか１つの、いずれかまたはすべての前記機能を含み、前記推力支持構造物が少なくとも１つのダクトおよび開口部を含む遠位端を含み、前記少なくとも１つのダクトは前記エンジンによって生成される推力空気流を受けて、前記空気流を前記開口部に伝達するようになっている。

実施例３６：本実施例は、実施例３５のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記推力空気流は、第１温度Ｔ１を有し、前記エンジンは第２温度Ｔ２を有するコンプレッサブリード空気流（圧縮されたブリード空気流）を作り出すようにさらに構成されており、Ｔ２はＴ１未満であり、前記少なくとも１つのダクトは前記コンプレッサブリード空気流を受けるようにさらに構成されており、その結果作動中に、前記コンプレッサブリード空気流は前記推力空気流に注入されて温度Ｔ３を有する混合空気流を作り出し、Ｔ２はＴ１未満である。

実施例３７：本実施例は、実施例３５のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記推力空気流は、第１温度Ｔ１を有し、前記エンジンは第２温度Ｔ２を有するコンプレッサブリード空気流を作り出すようにさらに構成されており、Ｔ２はＴ１未満であり、前記少なくとも１つのダクトは前記コンプレッサブリード空気流を受けるようにさらに構成されており、その結果作動中に、前記コンプレッサブリード空気流は、前記推力空気流の周りに方向を定められる。

実施例３８：本実施例は、実施例１から３７のいずれか１つの、いずれかまたはすべての前記機能を含み、前記推力支持構造物がエアフォイル形状を有する。

実施例３９：本実施例は、実施例１から３８のいずれか１つの、いずれかまたはすべての前記機能を含み、前記推力支持構造物の周りに配置されたエアフォイル形状の整流板をさらに含む。

実施例４０：本実施例は、実施例３９のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記エアフォイル形状の整流板に連結された整流板位置決めモータをさらに含み、前記整流板位置決めモータは前記エアフォイル形状の整流板の方向を変えるように動作可能である。

実施例４１：本実施例は、実施例１のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記推力支持構造物が、第１開口部を含む遠位端および少なくとも１つのダクトを含み、前記エンジンが前記推力支持構造物に連結されるかまたは組み込まれており、作動中に、前記エンジンによって生成された空気流は、前記少なくとも１つのダクトを通って、そして、前記推力支持構造物の前記第１開口部を通って導かれる。

実施例４２：本実施例は、実施例４１のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記第１開口部と流体連通しているノズルをさらに含み、前記ノズルは第１開口部を通過している空気流を受けてリダイレクトするように構成されている。

実施例４３：本実施例は、実施例４２のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記ノズルが出口を含み、前記第１開口部を通過している空気流は前記ノズルを通って、そして、前記出口を通って流れ、前記ノズルは、少なくとも第１ノズル位置および第２ノズル位置の間で関節動作するように構成されており、前記第１ノズル位置の前記出口の方向は前記第２ノズル位置の前記出口の方向とは異なる。

実施例４４：本実施例は、実施例４３のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記ノズルに連結された駆動モータをさらに含み、前記駆動モータは少なくとも前記第１ノズル位置および前記第２ノズル位置の間で前記ノズルを関節動作させるように動作可能である。

実施例４５：本実施例は、実施例１から４４のいずれか１つの、いずれかまたはすべての前記機能を含み、前記ロータシャフトは第１シャフトおよび第２シャフトを含み、前記第１シャフトは前記第２シャフトのルーメン内に配置されており、前記推力支持構造物が、前記第１シャフトに連結されており、前記航空機は、前記第２シャフトが前記第１シャフトに連結されている係合状態と、前記第２シャフトが前記第１シャフトから切り離されている分離状態とを有するクラッチをさらに含み、作動中に、前記第１軸のまわりの前記推力支持構造物の回転が前記クラッチを前記係合状態に入らせ、それは次に前記第２シャフトおよび前記ロータブレードを第１軸のまわりで回転させる。

実施例４６：本実施例は、実施例４５のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記航空機は、前記第２シャフトに連結された第１ロータブレードおよび前記第１ロータブレードの上の前記第２シャフトに連結された第２ロータブレードを含み、前記第１および第２ロータブレードのそれぞれは前記第１軸のまわりを回転するように構成されており、作動中に、前記第１軸のまわりの前記推力支持構造物の回転は前記クラッチを前記係合状態に入らせ、それは次に前記第２シャフトならびに前記第１および２ロータブレードを前記第１軸のまわりに回転させる。

実施例４７：本実施例は、実施例４５のいずれかまたはすべての前記機能を含み、第３シャフトをさらに含み、前記第２シャフトが前記第３シャフトのルーメン内に配置されており、前記第３シャフトは前記胴体に連結されており回転せず、少なくとも１つの同心のベアリングが前記第２シャフトと前記第３シャフトの間に配置されており、前記第２シャフトを前記第３シャフトから分離している。

実施例４８：本実施例は、実施例１から４７のいずれか１つの、いずれかまたはすべての前記機能を含み、前記航空機の飛行の間水平推力を提供するためのスラスタをさらに含む。

実施例４９：本実施例は、実施例４８のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記スラスタが、前記第１軸に対して直角である第２軸のまわりを回転するように構成されている第２ロータブレードを含む。

実施例５０：本実施例は、実施例４５のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記航空機の飛行の間水平推力を提供するためのスラスタをさらに含んでいることをさらに含む。

実施例５１：本実施例は、実施例５０のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記スラスタが、前記第１軸に対して直角である第２軸のまわりを回転するように構成されている第３ロータブレードを含む。

実施例５２：本実施例は、実施例１から５１のいずれか１つの、いずれかまたはすべての前記機能を含み、前記推力支持構造物は前記ロータブレードの上または下の前記ロータシャフトに連結されている。

実施例５３：本実施例は、実施例１から５２のいずれか１つの、いずれかまたはすべての前記機能を含み、前記推力支持構造物およびロータブレードは前記ロータシャフトに連結されており、実質上同じ平面に配置されている。

実施例５４：本実施例は、実施例５３のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記ロータシャフトに連結された共通構造ハブをさらに含み、前記推力支持構造物および前記ロータブレードが前記ロータシャフトに連結されており、実質上同じ平面に配置されている。

実施例５５：本実施例は、実施例５４のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記共通構造ハブが前記ロータシャフトの遠位端に連結されており、前記ロータシャフトの近位端は前記胴体内に配置されている。

実施例５６：本実施例は、実施例１から５５のいずれか１つの、いずれかまたはすべての前記機能を含み、前記エンジンが前記推力支持構造物の遠位端に連結されているファンを含む。

実施例５７：本実施例によれば、胴体と、ローターシャフトと、前記ローターシャフトに連結されたロータハブと、前記ロータハブに連結されたエンジンと、前記エンジンの遠位端に連結された推力支持構造物とを含む航空機が提供され、前記推力支持構造物が前記航空機のロータブレードとして機能するように構成されており、前記推力支持構造物は、近位端、遠位端および少なくとも１つのチャネルを有する配管を含み、前記少なくとも１つのチャネルは、作動中に、前記エンジンによって生成される推力が前記チャネルによって受け取られてリダイレクトされ、前記推力支持構造物を回転させるように、前記エンジンに流動的に連結されている。

実施例５８：本実施例は、実施例５７のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記航空機には前記推力支持構造物以外のロータブレードが無い。

実施例５９：本実施例は、実施例５７のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記胴体に連結された支持ベアリングをさらに含み、前記支持ベアリングは少なくとも前記推力支持構造物の回転によって生成されるトルクから前記胴体を分離する。

実施例６０：本実施例によれば、胴体と、前記胴体に載置されているエンジンと、前記エンジンに連結されているダイバータマニホールドと、前記ダイバータマニホールドに配置されている推力ダイバータと、前記エンジンに連結されたロータシャフトであって、前記ダイバータマニホールドと流体連通しているシャフトダクトを含むロータシャフトとを含む、航空機が提供され、動作において、前記エンジンは前記ダイバータマニホールドに方向を定められた空気流を生成し、前記推力ダイバータが前記シャフトダクトに方向を定められている前記ダイバータマニホールドの中で前記空気流の相対量を制御するように構成されている。

実施例６１：本実施例は、実施例６０のいずれかまたはすべての前記機能を含み、さらに、前記ロータシャフトに連結されて前記シャフトダクトと流体連通しているプレナムと、前記プレナムに連結されたロータブレードであって、前記プレナムと流体連通しているブレードダクトを含み、さらに開口部を含んでいる、ロータブレードとを含み、前記プレナムは、前記空気流の全体または一部が前記開口部を出るように、前記ロータダクトに向けられた前記空気流の少なくとも一部を前記ブレードダクトに方向を定めるように構成されている。

実施例６２：本実施例は、実施例６０のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記エンジンが前記胴体上またはその中に配置されている。

実施例６３：本実施例は、実施例６１のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記胴体に連結された支持ベアリングをさらに含み、前記支持ベアリングは少なくとも前記ロータブレードの回転によって生成されるトルクから前記胴体を分離する。

実施例６４：本実施例によれば、胴体と、エンジンと、前記胴体に連結された静止ロータシャフトであって、近位端、遠位端および前記近位端から前記遠位端まで伸びているシャフトダクトを含み、前記シャフトダクトが前記エンジンと流体連通している、静止ロータシャフトと、前記静止ロータシャフトに連結された推力支持構造物であって、前記ロータダクトと流体連通している入口開口部、出口開口部ならびに前記入口開口部および前記出口開口部と流体連通している推力ダクトを含む、推力支持構造物と、前記ロータシャフトの前記遠位端の少なくとも一部のまわりに配置された回転可能な外側シャフトと、前記静止ロータシャフトに連結されたクラッチであって、係合状態および分離状態を有するクラッチとを含む、航空機が提供され、動作において、エンジン５からの空気流は、前記ロータダクトを通って、前記入口開口部を通って、前記推力ダクトを通って、そして、前記出口開口部を通って導かれ、それにより、前記推力支持構造物を回転させ、前記推力支持構造物の回転は、前記クラッチに、それが前記外側シャフトに連結されている前記係合状態に入るようにさせて、その結果、前記推力支持構造物の回転によって生成されるトルクが前記外側シャフトに伝えられ、前記外側シャフトおよび前記ロータブレードを回転させる。

実施例６５：本実施例は、実施例６４のいずれかまたはすべての前記機能を含み、さらに、前記静止ロータシャフトおよび前記外側シャフトに連結された支持ベアリングを含み、前記支持ベアリングは、少なくとも前記胴体を、前記外側シャフトおよび前記ロータブレードの回転によって生成されるトルクから分離する。。

実施例６６：本実施例は、実施例６４のいずれかまたはすべての前記機能を含み、作動中に、前記エンジンは前記推力支持構造物に前記外側シャフトの第２回転速度以上である第１回転速度で第１軸のまわりを回転させ、前記クラッチに前記係合状態に入らせて前記外側シャフトを把持させる。

実施例６７：本実施例は、実施例６６のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記第１回転速度が前記第２回転速度未満であるときに、前記クラッチは前記分離状態に入るかまたは前記分離状態である。

実施例６８：本実施例は、実施例６４のいずれかまたはすべての前記機能を含み、前記クラッチがクラッチ外側ケース、前記外側シャフトに連結されたクラッチ内側レースおよびクラッチ可動ベアリングを含み、前記クラッチ外側ケースが傾斜および空洞を含み、前記係合状態において、前記クラッチ可動ベアリングは、前記傾斜および前記クラッチ内側レースの両方の間に配置されて接触し、それにより、前記クラッチ外側ケースと前記クラッチ内側レースを係合し、前記分離状態において、前記クラッチ可動ベアリングは、前記空洞内に配置されており、前記クラッチ外側ケースと接触しているだけである。

実施例６９：本実施例は、実施例１から６７のいずれか１つの、いずれかまたはすべての前記機能を含み、前記航空機は逆トルク機構を含まない。

本開示の原理を本明細書において説明してきているが、この説明が例証として行われているだけであり、請求されている本発明の範囲に関して限定するものではないことは、当業者によってよく理解されるはずである。本明細書において開示される具体的な実施形態を参照して説明されている機能および態様は、本明細書において説明されている様々な他の実施形態との組合せおよび／または用途の余地がある。このような他の実施形態に対するこのような説明されている機能および態様のこのような組合せおよび／または用途は、本明細書において意図されている。修正および他の実施形態は本明細書において意図されており、本開示の範囲内である。

Claims (25)

1. 航空機であって、
   胴体と、
   前記胴体に連結された支持ベアリングと、
   支持ベアリングによって胴体に取り付けられたロータシャフトであって、前記ロータシャフトは前記ロータシャフトを通って伸びている第１軸のまわりを回転することができ、前記支持ベアリングは常に前記ロータシャフトが前記第１軸のまわりを前記胴体に対して回転することを可能にする、ロータシャフトと、
   前記ロータシャフトに連結されたロータブレードであって、前記ロータシャフトの回転は前記ロータブレードに第１軸のまわりを回転させる、ロータブレードと、
   前記ロータシャフトに連結された推力支持構造物と、
   前記胴体または前記推力支持構造物に連結されたエンジンと、を含み、
   作動中に、
   前記エンジンは前記推力支持構造物に前記第１軸のまわりを回転させ、
   前記推力支持構造物の回転は前記ロータシャフトに前記第１軸のまわりを回転させ、それは次に前記ロータブレードに前記第１軸のまわりを回転させ、
   前記支持ベアリングは前記胴体を少なくとも前記ロータブレードの回転によって生成したトルクから分離する、
   航空機。
2. 前記ロータシャフトに連結されたクラッチまたは前記ロータシャフトに連結されたロータハブをさらに含み、前記クラッチには係合状態および分離状態がある、請求項１に記載の航空機。
3. 作動中に、前記エンジンは前記推力支持構造物に前記ロータシャフトの第２回転速度以上である第１回転速度で前記第１軸のまわりを回転させ、前記クラッチに前記係合状態に入らせて前記ロータシャフトを把持させ、前記第１回転速度が前記第２回転速度未満であるときに、前記クラッチが前記分離状態に入るかまたは前記分離状態である、請求項２に記載の航空機。
4. 前記クラッチがクラッチ外側ケース、前記ロータシャフトに連結されたクラッチ内側レースおよびクラッチ可動ベアリングを含み、
   前記クラッチ外側ケースは傾斜および空洞を含み、
   前記係合状態において、前記クラッチ可動ベアリングは、前記傾斜および前記クラッチ内側レースの両方の間に配置されて接触し、それにより、前記クラッチ外側ケースと前記クラッチ内側レースを係合し、
   前記分離状態において、前記クラッチ可動ベアリングは、前記空洞内に配置されており、前記クラッチ外側ケースと接触しているだけである、
   請求項２に記載の航空機。
5. 前記支持ベアリングが、内側および外側レースケージを有するベアリングハウジングと内側および外側レースケージの間の少なくとも１つのベアリングとを含み、
   前記ロータシャフトが、前記胴体の中に、そして、前記支持ベアリングの中に伸びている、
   請求項１に記載の航空機。
6. ベアリング支持構造をさらに含み、
   前記支持ベアリングが前記ベアリング支持構造に連結され、前記ベアリング支持構造が前記胴体に連結されており、
   前記ロータシャフトが前記支持ベアリングおよび前記ベアリング支持構造のみによって前記胴体に連結されている、
   請求項５に記載の航空機。
7. 前記エンジンが前記推力支持構造物に連結されており、前記推力支持構造物は前記ロータシャフトに連結された近位部分および前記エンジンに連結された遠位部分を含む、請求項１に記載の航空機。
8. 前記エンジンによって生成される空気流の形の推力が前記ロータブレードの上に、前記ロータブレードの下に、または、前記ロータブレードの上下に水平に伸びている推力線に全般的に沿って方向を定められる、請求項１に記載の航空機。
9. 方位制御装置をさらに含む、請求項１に記載の航空機。
10. 前記方位制御装置がモータシャフトを含む電動可逆モータを含み、
    前記モータシャフトは前記ロータシャフトである、
    請求項９に記載の航空機。
11. 前記方位制御装置がロータおよびステータを含み、前記ステータが通電されると、力が前記回転マグネットに印加され、それは次に、前記胴体を前記第１軸のまわりに回転させる力を前記胴体に与える、請求項１０に記載の航空機。
12. 前記方位制御装置が前記ロータシャフトに連結されているスペーサを含み、
    前記回転マグネットが前記スペーサに連結されており、
    前記ステータが前記胴体に連結されている、
    請求項１１に記載の航空機。
13. テールが無い、請求項１０に記載の航空機。
14. 前記ロータシャフトが前記胴体に対して第１位置と第２位置の間で移動可能であり、
    前記第１位置の前記ロータシャフトと前記第２位置の前記ロータシャフトの間の角度が定められ、前記角度は約９０度以下である、
    請求項１に記載の航空機。
15. 前記胴体に連結されたピボットをさらに含み、前記ロータシャフトが前記ピボットに連結されており、
    前記ピボットが第２軸のまわりを回転可能であり、
    前記第２軸のまわりの前記ピボットの回転は、前記ロータシャフトに前記第１位置と前記第２位置の間で移動させる、
    請求項１４に記載の航空機。
16. 前記胴体の前記外側に連結されたフレームレールガイドと、
    前記フレームレールガイドに連結されたロータシステムカートハウジングと
    をさらに含み、
    前記ロータシャフトが前記ロータシステムカートハウジングに連結されており、
    前記ロータシステムカートハウジングは、前記ロータシャフトに前記第１位置から前記第２位置へ移動するようにさせるために、前記フレームレールガイドに沿って移動するように構成されており、逆もまた同じである、
    請求項１４に記載の航空機。
17. 前記胴体が内部体積を定めて、少なくとも１つの胴体構造部材を含み、
    前記航空機が、前記支持ベアリングと前記胴体構造部材の間に減衰要素をさらに含み、前記減衰要素は、能動的減衰要素であるかまたは受動的減衰要素である、
    請求項２に記載の航空機。
18. 前記減衰要素が受動的減衰要素であり、前記受動的減衰要素はガス緩衝器、液体緩衝器、機械的緩衝器またはそれらの組み合わせである、請求項１７に記載の航空機。
19. 前記ロータブレードが固定長または可変長を有する、請求項１に記載の航空機。
20. 前記ロータブレードが可変長を有し、前記航空機がモータを含むブレードグリップをさらに含み、
    前記ブレードグリップは前記ロータブレードに連結されており、
    前記モータの動作は前記ロータブレードの長さを変化させる、
    請求項１９に記載の航空機。
21. 前記推力支持構造物が少なくとも１つのダクトおよび開口部を含む遠位端を含み、
    前記少なくとも１つのダクトは前記エンジンによって生成される推力空気流を受けて、前記空気流を前記開口部に伝達するようになっており、
    前記推力空気流は第１温度Ｔ１を有し、
    前記エンジンは第２温度Ｔ２を有するコンプレッサブリード空気流を作り出すようにさらに構成されており、Ｔ２はＴ１未満である、
    請求項１に記載の航空機。
22. 作動中に、
    前記少なくとも１つのダクトは前記コンプレッサブリード空気流を受けるようにさらに構成されており、その結果作動中に、前記コンプレッサブリード空気流は前記推力空気流に注入されて温度Ｔ３を有する混合空気流を作り出すか、または、
    前記少なくとも１つのダクトは前記コンプレッサブリード空気流を受けるようにさらに構成されており、その結果作動中に、前記コンプレッサブリード空気流は、前記推力空気流の周りに方向を定められる、
    請求項２１に記載の航空機。
23. 前記推力支持構造物が、第１開口部を含む遠位端および少なくとも１つのダクトを含み、
    前記エンジンが前記推力支持構造物に連結されるかまたは組み込まれており、
    作動中に、前記エンジンによって生成された空気流は、前記少なくとも１つのダクトを通って、そして、前記推力支持構造物の前記第１開口部を通って導かれる、
    請求項１に記載の航空機。
    前記航空機は、前記第１開口部と流体連通しているノズルをさらに含み、前記ノズルは、前記第１開口部を通過している前記空気流を受けてリダイレクトするように構成されている。
24. 前記ロータシャフトは第１シャフトおよび第２シャフトを含み、前記第１シャフトは前記第２シャフトのルーメン内に配置され、
    前記推力支持構造物が、前記第１シャフトに連結されており、
    前記航空機は、前記第２シャフトが前記第１シャフトに連結されている係合状態と、前記第２シャフトが前記第１シャフトから切り離されている分離状態とを有するクラッチをさらに含み、
    作動中に、前記第１軸のまわりの前記推力支持構造物の回転が前記クラッチを前記係合状態に入らせ、それは次に前記第２シャフトおよび前記ロータブレードを第１軸のまわりで回転させる、
    請求項１に記載の航空機。
25. 第３シャフトをさらに含み、
    前記第２シャフトが前記第３シャフトのルーメン内に配置されており、
    前記第３シャフトは前記胴体に連結されており回転せず、
    少なくとも１つの同心のベアリングが前記第２シャフトと前記第３シャフトの間に配置されており、前記第２シャフトを前記第３シャフトから分離している、
    請求項２４に記載の航空機。

Images