JP2022534294A - タンデム翼および分散型推進システムを使用する新規の航空機設計 - Google Patents

Abstract

本明細書に説明される主題は、航空機設計に関し、より具体的に、タンデム翼および分散型推進システムを使用する航空機設計に関する。説明される実施形態は、空気力学、推進力、構造、および安定性／制御の間の相乗効果を可能にする。一実施形態では、タンデム翼は、第１の翼組と第２の翼組とを含み、第１の翼組と第２の翼組の各々は、翼幅に沿って設置されるスラスタの組を伴う翼幅をする。一実施形態では、航空機は、前翼組および後翼組であって、各翼組は、右舷翼および左舷翼を有し、各翼は、翼端を有する、前翼組および後翼組と、前翼組の幅にわたって分配された複数の固定スラスタと、後翼組の幅にわたって分配された複数の固定スラスタとを備えている。

Description

（関連出願の相互参照）
本願は、あらゆる目的のために参照することによってその全体として本明細書に明示的に組み込まれる２０１９年５月２９日に出願された米国仮出願第６２／８５４，１４５号の利益を主張する。
（発明の分野）

本明細書に説明される主題は、航空機設計に関し、より具体的に、そのような翼が接合掃引翼であるか、別個の翼であるかにかかわらず、タンデム翼を分散型推進システムと共に使用する航空機設計に関する。

現代の航空機設計は、主に、２つのタイプの設計、すなわち、固定翼または回転翼に基づく。固定翼航空機の最も周知の形態のうちの１つは、ほぼ間違いなく遷音速ジェット機であり、その例が、図１ａに示される。この特定の設計は、１９４７年以降、以下の特徴を有していた：後退翼、従来の後部搭載型尾翼（操縦翼面）、および、翼の下方および前部に（または時として、後部機体の両側に）垂れ下がる個々のポッド内のジェットエンジン。回転翼航空機の場合、周知の形態は、図１ｂに示されるようなヘリコプタである。そのような回転翼設計は、概して、単一メインロータと、反トルク尾部ロータとを含む。

これらの設計の開発以降、改良は、大部分が漸進的となっている。したがって、現代の航空機は、依然として、概念において元の設計に非常に類似して見える。

最先端技術についてのさらなる詳細が、米国仮出願第６２／８５４，１４５号（特許文献１）（参照することによってその全体として組み込まれた）で見出されることができる。

本明細書に開示されるものは、空気力学、推進力、構造、および安定性／制御の間の新しい相乗効果を可能にする新規の航空機設計である。

米国仮特許出願第６２／８５４，１４５号明細書

本明細書に説明されるものは、空気力学、推進力、構造、および安定性／制御の間の新しい相乗効果を可能にする例示的航空機設計である。特に、本発明の好ましい実施形態は、好ましくは、接合掃引翼であるタンデム翼を伴う航空機設計を対象とする。さらに含まれるものは、分散型推進システムである。

一実施形態では、タンデム翼は、翼幅に沿って設置されるスラスタの組を伴う翼幅をそれぞれ有する、第１の翼組と、第２の翼組とを含む、接合掃引翼である。

他の実施形態では、スラスタの分布は、分散型推力差システムを提供するように、縦軸、横軸、および垂直軸に沿って設置される。これは、逆推力ならびに対応する分散型揚力差システムを含み、安定性および制御を提供する際に、従来的な空気力学的操縦翼面を増補する、または完全にそれに取って代わることができる。

本明細書に説明される主題の他のシステム、デバイス、方法、特徴、および利点は、以下の図および詳細な説明の検討に応じて、当業者に明白であろう、または明白となるであろう。全てのそのような付加的システム、デバイス、方法、特徴、および利点は、本説明内に含まれ、本明細書に説明される主題の範囲内であり、付随する請求項によって保護されることが意図される。例示的実施形態の特徴は、請求項内のそれらの特徴の明示的列挙がない場合、添付の請求項を限定するものとして決して解釈されるべきではない。

その構造および動作の両方に関して本明細書に記載される主題の詳細は、同様の参照番号が同様の部分を指す、付随する図の考察によって明白であり得る。図内のコンポーネントは、必ずしも一定の縮尺ではなく、代わりに、主題の原理を図示することに重点が置かれている。さらに、相対的サイズ、形状、および他の詳細な属性が、逐語的または精密ではなく図式的に図示され得る、全ての説明図は、概念を伝えることを意図している。

図１ａは、当技術分野で公知の固定翼航空機の写真である。

図１ｂは、当技術分野で公知の回転翼航空機の写真である。

図２は、低搭載型ＬＷおよび高搭載型ＴＷを使用する本発明の好ましい実施形態による、タンデム翼構成の上面図である。

図３は、低搭載型ＬＷおよび高搭載型ＴＷを使用する本発明の好ましい実施形態による、図２に示されるタンデム翼構成の等角図である。

図４は、高搭載型ＬＷおよび低搭載型ＴＷを使用する本発明の好ましい実施形態による、タンデム翼構成の上面図である。

図５は、高搭載型ＬＷおよび低搭載型ＴＷを使用する本発明の好ましい実施形態による、図４に示されるタンデム翼構成の等角図である。

図５ａは、本発明の好ましい実施形態による、種々の翼構成の上面図である。

図５ｂは、本発明の好ましい実施形態による、翼構成の側面図である。

図６は、本発明の好ましい実施形態による、翼構成の等角図である。

図７は、本発明の好ましい実施形態による、翼構成の上面図である。

図８は、本発明の好ましい実施形態による、翼構成の側面図である。

図９は、本発明の好ましい実施形態による、翼構成の正面図である。

図１０は、本発明の好ましい実施形態による、翼構成のための上反角および下反角の組み合わせの正面図である。

図１０ａは、本発明の好ましい実施形態による、翼構成のための中心搭載型単一機体を伴う上反角および下反角の組み合わせの正面図である。

図１１は、本発明の好ましい実施形態による、ＢＷＢ構成の等角図である。

図１２は、本発明の好ましい実施形態による、ＢＷＢ構成の上面図である。

図１３は、本発明の好ましい実施形態による、ＢＷＢ構成の側面図である。

図１４は、本発明の好ましい実施形態による、ＢＷＢ構成の正面図である。

図１５は、本発明の好ましい実施形態による、中心搭載型二重機体構成の等角図である。

図１６は、本発明の好ましい実施形態による、中心搭載型二重機体構成の上面図である。

図１７は、本発明の好ましい実施形態による、中心搭載型二重機体構成の側面図である。

図１８は、本発明の好ましい実施形態による、中心搭載型二重機体構成の正面図である。

図１９は、本発明の好ましい実施形態による、翼端搭載型二重機体構成の等角図である。

図２０は、本発明の好ましい実施形態による、翼端搭載型二重機体構成の上面図である。

図２１は、本発明の好ましい実施形態による、翼端搭載型二重機体構成の側面図である。

図２２は、本発明の好ましい実施形態による、翼端搭載型二重機体構成の正面図である。

図２３は、本発明の好ましい実施形態による、中心搭載型単一機体構成の等角図である。

図２４は、本発明の好ましい実施形態による、中心搭載型単一機体構成の上面図である。

図２５は、本発明の好ましい実施形態による、中心搭載型単一機体構成の側面図である。

図２６は、本発明の好ましい実施形態による、中心搭載型単一機体構成の正面図である。

図２７は、三重機体構成および四重機体構成の等角図である。

図２８は、燃焼タービンおよびギヤボックス伝動装置によって給電される推進器を含むターボシャフトスラスタ、ならびに電気モータおよび直接シャフト伝動装置によって給電される推進器を含む電気ダクト付きファンスラスタの略図である。

図２９は、ガスタービン構成の説明図である。

図３０は、当技術分野で公知の種々の推進器の写真である。

図３１は、当技術分野で公知の電気推進システムの略図である。

図３２は、当技術分野で公知の種々の電気航空機伝動機構設計の写真である。

図３３は、当技術分野で公知の種々の提案される電気航空機設計の写真である。

図３４は、当技術分野で公知の種々の既存または提案される電気航空機設計の写真である。

図３５は、翼の幅（横位置）に沿った一般的なスラスタ搭載ステーションの略図である。

図３６は、翼の幅に沿ったスラスタ搭載ステーションを図示する当技術分野で公知の種々の航空機設計の写真である。

図３７は、翼弦（縦位置）に沿った一般的なスラスタ搭載ステーションの略図である。

図３８は、翼弦に沿ったスラスタ搭載ステーションを図示する当技術分野で公知の種々の航空機設計の写真である。

図３９は、翼の厚さ（垂直位置）に沿った一般的なスラスタ搭載ステーションの略図である。

図４０は、翼の厚さに沿ったスラスタ搭載ステーションを図示する当技術分野で公知の種々の航空機設計の写真である。

図４１は、当技術分野で公知の外部搭載型エレクトロファンおよびエレクトロプロップスラスタの略図である。

図４２は、内部搭載型燃焼スラスタを図示する当技術分野で公知の種々の航空機設計の写真である。

図４３は、内部搭載型ＥＦのためのダクトとしての役割を果たすための空洞化した翼を示す。

図４４は、内部搭載型ＥＦ構成の好ましい実施形態による、厚さに沿ったＸＭＴＥにおける、および弦に沿ったＸＬＥ、ＬＭＣ、ならびにＸＭＣにおける推進器構成を示す。

図４５ａは、内部搭載型ＥＦのための押出ダクトを示す。

図４５ｂは、押出ダクトを共有する内部搭載型ＥＦの組を示す。

図４６ａは、内部搭載型ＥＦのための個々の内部ダクトおよび個々の専用内部ダクトの直線列を示す。

図４６ｂは、個々の専用ダクトを伴う内部搭載型ＥＦの組を示す。

図４７は、翼のＴＥ区分が示されたＢＳＷ内の個々の内部ダクトを伴うＥＦの等角図である。

図４８は、翼の下面区分が示されたＢＳＷ内の個々の内部ダクトを伴うＥＦの上面図である。

図４９は、上面と下面との間に共有ＬＥ入口を伴うＢＳＷ内の個々の内部ダクトを伴うＥＦの正面図である。

図５０は、分割ＴＥ出口を伴うＢＳＷ内の個々の内部ダクトを伴うＥＦの後面図である。

図５１は、幅および厚さに沿った緻密１列ＥＴ分布を示す。

図５２は、幅および厚さに沿った疎隔１列ＥＴ分布を示す。

図５３は、幅および厚さに沿った緻密２列ＥＴ分布を示す。

図５４は、幅および厚さに沿った疎隔２列ＥＴ分布を示す。

図５５は、幅および厚さに沿った緻密３列ＥＴ分布を示す。

図５６は、幅および厚さに沿った疎隔３列ＥＴ分布を示す。

図５７は、幅および弦に沿った１列ＥＴ分布（左に緻密および右に疎隔）を示す。

図５８は、幅および弦に沿った２列ＥＴ分布（左に緻密および右に疎隔）を示す。

図５９は、幅および弦に沿った３列ＥＴ分布（左に緻密および右に疎隔）を示す。

図６０は、６つのＥＦを特徴とする本発明の好ましい実施形態による、翼・機体・スラスタ構成の等角図を示す。

図６１は、６つのＥＦを特徴とする本発明の好ましい実施形態による、翼・機体・スラスタ構成の上面図を示す。

図６２は、６つのＥＦを特徴とする本発明の好ましい実施形態による、翼・機体・スラスタ構成の側面図を示す。

図６３は、６つのＥＦを特徴とする本発明の好ましい実施形態による、翼・機体・スラスタ構成の正面図を示す。

図６４は、１４個のＥＦを特徴とする本発明の好ましい実施形態による、翼・機体・スラスタ構成の等角図を示す。

図６５は、１４個のＥＦを特徴とする本発明の好ましい実施形態による、翼・機体・スラスタ構成の上面図を示す。

図６６は、１４個のＥＦを特徴とする本発明の好ましい実施形態による、翼・機体・スラスタ構成の側面図を示す。

図６７は、１４個のＥＦを特徴とする本発明の好ましい実施形態による、翼・機体・スラスタ構成の正面図を示す。

図６８は、３０個のＥＦを特徴とする本発明の好ましい実施形態による、翼・機体・スラスタ構成の等角図を示す。

図６９は、３０個のＥＦを特徴とする本発明の好ましい実施形態による、翼・機体・スラスタ構成の上面図を示す。

図７０は、３０個のＥＦを特徴とする本発明の好ましい実施形態による、翼・機体・スラスタ構成の側面図を示す。

図７１は、３０個のＥＦを特徴とする本発明の好ましい実施形態による、翼・機体・スラスタ構成の正面図を示す。

図７２は、６つのＥＰを特徴とする本発明の好ましい実施形態による、翼・機体・スラスタ構成の等角図を示す。

図７３は、６つのＥＰを特徴とする本発明の好ましい実施形態による、翼・機体・スラスタ構成の上面図を示す。

図７４は、６つのＥＰを特徴とする本発明の好ましい実施形態による、翼・機体・スラスタ構成の側面図を示す。

図７５は、６つのＥＰを特徴とする本発明の好ましい実施形態による、翼・機体・スラスタ構成の正面図を示す。

図７６は、１２個のＥＰおよび２つのＥＦを特徴とする本発明の好ましい実施形態による、翼・機体・スラスタ構成の等角図を示す。

図７７は、１２個のＥＰおよび２つのＥＦを特徴とする本発明の好ましい実施形態による、翼・機体・スラスタ構成の上面図を示す。

図７８は、１２個のＥＰおよび２つのＥＦを特徴とする本発明の好ましい実施形態による、翼・機体・スラスタ構成の側面図を示す。

図７９は、１２個のＥＰおよび２つのＥＦを特徴とする本発明の好ましい実施形態による、翼・機体・スラスタ構成の正面図を示す。

図８０は、６０個の内部搭載型ＥＦおよび１０個の外部搭載型ＥＦを特徴とする本発明の好ましい実施形態による、翼・機体・スラスタ構成の等角図を示す。

図８１は、６０個の内部搭載型ＥＦおよび１０個の外部搭載型ＥＦを特徴とする本発明の好ましい実施形態による、翼・機体・スラスタ構成の上面図を示す。

図８２は、６０個の内部搭載型ＥＦおよび１０個の外部搭載型ＥＦを特徴とする本発明の好ましい実施形態による、翼・機体・スラスタ構成の側面図を示す。

図８３は、６０個の内部搭載型ＥＦおよび１０個の外部搭載型ＥＦを特徴とする本発明の好ましい実施形態による、翼・機体・スラスタ構成の拡大正面図を示す。

図８４は、６０個の内部搭載型ＥＦおよび１０個の外部搭載型ＥＦを特徴とする本発明の好ましい実施形態による、翼・機体・スラスタ構成の正面図を示す。

図８５は、６０個の内部搭載型ＥＦおよび１０個の外部搭載型ＥＦを特徴とする本発明の好ましい実施形態による、翼・機体・スラスタ構成の拡大斜視図を示す。

図８６は、航空機の軸、モーメント、および力の略図を示す。

図８７は、Ａｉｒｂｕｓ Ａ４００Ｍ可変ピッチプロペラの写真である。

図８８は、Ｆ－１５の可変幾何学形状排気ノズルの写真である。

図８９は、Ｐｉａｓｅｃｋｉ Ｘ－４９ ＳｐｅｅｄＨａｗｋ上の偏向推力ダクト付きプロペラの写真である。

図９０は、ジンバル搭載型ロケットエンジンの略図である。

図９１は、２つの高搭載型対２つの低搭載型ＥＴの推力差を介したピッチダウン制御の等角図である。

図９２は、２つの高搭載型対２つの低搭載型ＥＴの推力差を介したピッチダウン制御の上面図である。

図９３は、２つの高搭載型対２つの低搭載型ＥＴの推力差を介したピッチダウン制御の側面図である。

図９４は、２つの高搭載型対２つの低搭載型ＥＴの推力差を介したピッチダウン制御の正面図である。

図９５は、１４個の高搭載型対１４個の低搭載型ＥＴの推力差を介したピッチダウン制御の等角図である。

図９６は、１４個の高搭載型対１４個の低搭載型ＥＴの推力差を介したピッチダウン制御の上面図である。

図９７は、１４個の高搭載型対１４個の低搭載型ＥＴの推力差を介したピッチダウン制御の側面図である。

図９８は、１４個の高搭載型対１４個の低搭載型ＥＴの推力差を介したピッチダウン制御の正面図である。

図９９は、２つの高搭載型対２つの低搭載型ＥＴの推力差を介した微細ピッチダウン制御の等角図である。

図１００は、２つの高搭載型対２つの低搭載型ＥＴの推力差を介した微細ピッチダウン制御の上面図である。

図１０１は、２つの高搭載型対２つの低搭載型ＥＴの推力差を介した微細ピッチダウン制御の側面図である。

図１０２は、２つの高搭載型対２つの低搭載型ＥＴの推力差を介した微細ピッチダウン制御の正面図である。

図１０３は、推力逆転モードにおける２つの高搭載型ＥＴ対２つの低搭載型ＥＴの推力差を介した劇的ピッチダウン制御の等角図である。

図１０４は、推力逆転モードにおける２つの高搭載型ＥＴ対２つの低搭載型ＥＴの推力差を介した劇的ピッチダウン制御の上面図である。

図１０５は、２つの高搭載型ＥＴ対推力逆転モードにおける２つの低搭載型ＥＴの推力差を介した劇的ピッチダウン制御の側面図である。

図１０６は、２つの高搭載型対２つの低搭載型ＥＴの推力差を介した劇的ピッチダウン制御の正面図である。

図１０７は、２つの高搭載型ＥＴ対２つの低搭載型ＥＴの推力差を介したピッチアップ制御の等角図である。

図１０８は、推力逆転モードにおける２つの高搭載型ＥＴ対２つの低搭載型ＥＴの推力差を介した劇的ピッチアップ制御の等角図である。

図１０９は、翼端搭載型ＥＴの推力差を介した右舷へのヨー制御の等角図である。

図１１０は、翼端搭載型ＥＴの推力差を介した右舷へのヨー制御の上面図である。

図１１１は、右舷翼端搭載型ＥＴの推力逆転を介した劇的な右舷へのヨー制御の等角図である。

図１１２は、右舷翼端搭載型ＥＴの推力逆転を介した劇的な右舷へのヨー制御の上面図である。

図１１３は、ミッドスパン搭載型ＥＴの推力差および誘発揚力差を介した左舷へのロール制御の等角図である。

図１１４は、ミッドスパン搭載型ＥＴの推力差および誘発揚力差を介した左舷へのロール制御の正面図である。

図１１５は、左舷ミッドスパン搭載型ＥＴの推力逆転を含む、ミッドスパン搭載型ＥＴの推力差および誘発揚力差を介した劇的な左舷へのロール制御の等角図である。

図１１６は、左舷ミッドスパン搭載型ＥＴの推力逆転を使用する、ミッドスパン搭載型ＥＴの推力差および誘発揚力差を介した劇的な左舷へのロール制御の正面図である。

図１１７は、滑動旋回、調整旋回、および横滑り旋回の説明図である。

図１１８は、従来の離着陸の略図である。

図１１９は、ＬＥおよびＴＥ高揚力デバイスの例を示す。

図１２０は、揚力係数へのフラップおよびスラットの影響を図示する。

図１２１は、電動揚力の年表を図示する。

図１２２は、当技術分野で公知の航空機を示す。

図１２３は、当技術分野で公知の航空機を示す。

図１２４は、当技術分野で公知の航空機を示す。

図１２５は、当技術分野で公知の航空機を示す。

図１２６は、当技術分野で公知の航空機を示す。

図１２７は、当技術分野で公知の航空機を示す。

図１２８は、ＳＴＯＬ離陸として適格である地上ロールおよび上昇の種々の組み合わせを示す。

図１２９は、当技術分野で公知の航空機を示す。

図１３０は、当技術分野で公知の航空機を示す。

図１３１は、当技術分野で公知の航空機を示す。

図１３２は、当技術分野で公知の航空機を示す。

図１３３は、当技術分野で公知の航空機を示す。

図１３４は、当技術分野で公知の航空機を示す。

図１３５は、当技術分野で公知の航空機を示す。

図１３６は、当技術分野で公知の航空機を示す。

図１３７は、当技術分野で公知の航空機を示す。

図１３８は、当技術分野で公知の航空機を示す。

図１３９は、当技術分野で公知の分散型機械シャフト電力システムを示す。

図１４０は、当技術分野で公知の航空機を示す。

図１４１は、当技術分野で公知の航空機を示す。

図１４２は、当技術分野で公知の航空機を示す。

図１４３は、当技術分野で公知の航空機を示す。

図１４４は、当技術分野で公知の航空機を示す。

図１４５は、当技術分野で公知の航空機を示す。

図１４６は、当技術分野で公知の航空機を示す。

図１４７は、当技術分野で公知の航空機を示す。

図１４８は、ホバリングからのヘリコプタの通常離陸を図示する。

図１４９は、ヘリコプタの最大性能離陸を図示する。

図１５０は、ヘリポート接近／出発および遷移表面を図示する。

図１５１は、曲線接近／出発および遷移表面を図示する。

図１５２は、当技術分野で公知の航空機を示す。

図１５３は、当技術分野で公知の航空機を示す。

図１５４は、当技術分野で公知の航空機を示す。

図１５５は、当技術分野で公知の航空機を示す。

図１５６は、当技術分野で公知の航空機を示す。

図１５７は、当技術分野で公知の航空機を示す。

図１５８は、本発明の好ましい実施形態による、偏向された後流を伴う翼構成の側面図である。

図１５９は、本発明の好ましい実施形態による、偏向された後流を伴う翼構成の斜視図である。

図１６０は、本発明の好ましい実施形態による、ＬＥおよびＴＥ高揚力デバイスを示す。

図１６１は、本発明の好ましい実施形態による、延長されたＬＥおよびＴＥ高揚力デバイスを伴う翼構成の後面３／４斜視図を示す。

図１６２は、本発明の好ましい実施形態による、延長されたＬＥおよびＴＥ高揚力デバイスを伴う翼構成の等角図である。

図１６３は、本発明の好ましい実施形態による、延長されたＬＥおよびＴＥ高揚力デバイスを伴う翼構成の上面図である。

図１６４は、本発明の好ましい実施形態による、延長されたＬＥおよびＴＥ高揚力デバイスを伴う翼構成の側面図である。

図１６５は、本発明の好ましい実施形態による、延長されたＬＥおよびＴＥ高揚力デバイスを伴う翼構成の正面図である。

図１６６は、本発明の好ましい実施形態による、翼構成を使用する翼端スラスタからの逆推力を使用する、定位置のホバリングの側面図である。

図１６７は、本発明の好ましい実施形態による、翼構成を使用する、正常動作（前方推力）時の高揚力デバイスを伴う内部ＥＦを示す。

図１６８は、本発明の好ましい実施形態による、翼構成を使用する、高揚力モードにおける高揚力デバイスを伴う内部ＥＦを示す。

図１６９は、本発明の好ましい実施形態による、翼構成を使用する、シャットダウン低抗力クルーズモードにおける内部ＥＦを示す。

図１７０は、当技術分野で公知の航空機を示す。

図１７１は、当技術分野で公知の航空機を示す。

図１７２は、当技術分野で公知の航空機を示す。

図１７３は、当技術分野で公知の航空機を示す。

図１７４は、本発明の好ましい実施形態による、航空機を図示する。

図１７５は、本発明の好ましい実施形態による、航空機を図示する。

図１７６は、本発明の好ましい実施形態による、航空機を図示する。

図１７７は、本発明の好ましい実施形態による、航空機を図示する。

図１７８は、本発明の好ましい実施形態による、航空機の側面図である。

図１７９は、本発明の好ましい実施形態による、航空機の上面図である。

図１８０は、本発明の好ましい実施形態による、航空機の等角図である。

図１８１は、本発明の好ましい実施形態による、航空機の正面図である。

図１８２は、本発明の好ましい実施形態による、航空機の後面図である。

図１８３は、本発明の好ましい実施形態による、航空機の等角図である。

図１８４は、本発明の好ましい実施形態による、延長されたフラップを伴う航空機の側面図である。

図１８５は、本発明の好ましい実施形態による、延長されたフラップを伴う航空機の正面図である。

図１８６は、本発明の好ましい実施形態による、延長されたフラップを伴う航空機の後面図である。

図１８７は、本発明の好ましい実施形態による、延長されたフラップを伴う航空機の上面図である。

図１８８は、本発明の好ましい実施形態による、延長されたフラップを伴う航空機の等角図である。

図１８９は、本発明の好ましい実施形態による、延長されたフラップを伴う航空機の等角図である。

図１９０は、本発明の好ましい実施形態による、延長されたフラップを伴う航空機の等角図である。

図１９１は、本発明の好ましい実施形態による、航空機の等角図である。

図１９２は、本発明の好ましい実施形態による、航空機の上面図である。

図１９３は、本発明の好ましい実施形態による、航空機の正面図である。

図１９４は、本発明の好ましい実施形態による、航空機の側面図である。

図１９５は、本発明の好ましい実施形態による、航空機の説明図である。

図１９６ａは、本発明の好ましい実施形態による、航空機の説明図である。

図１９６ｂは、本発明の好ましい実施形態による、航空機の説明図である。

図１９７は、本発明の好ましい実施形態による、航空機のコンポーネントの略図である。

本明細書に説明されるものは、空気力学、推進力、構造、および安定性／制御の間の新しい相乗効果を可能にする例示的航空機設計である。本主題が詳細に説明される前に、本開示は、説明される特定の実施形態に限定されず、したがって、当然ながら変動し得ることを理解されたい。また、本明細書で使用される用語は、特定の実施形態のみを説明する目的のためであり、本開示の範囲が添付の請求項のみによって限定されるであろうため、限定的であることを意図していないことを理解されたい。

本明細書および添付の請求項で使用されるように、単数形「ａ」、「ａｎ」、および「ｔｈｅ」は、文脈が別様に明確に決定付けない限り、複数の指示対象を含む。

（用語）

（頭字語）

（Ｉ．翼構成）

（タンデム／接合翼）

殆どの従来的航空機は、翼搭載型中間機体および水平スタビライザ（尾翼とも称される）搭載型後部機体を使用する。翼が、上向きの揚力を生成する一方、尾翼は、通常、安定性および制御のために、下向きの揚力を生成する。いくつかの従来と異なる設計は、代わりに、翼の２つの組を使用する。
・前部搭載型前翼またはＬＷの組
・後部搭載型後翼またはＴＷの組

ＬＷが、ＴＷよりもはるかに小さいとき、これは、当技術分野ではカナードとして公知である。ＬＷおよびＴＷが、サイズにおいて類似するとき、構成は、タンデム翼と呼ばれる。接合翼２００（ＪＷ）は、ＬＷおよびＴＷが、例として図２に示されるように、共有ウィングレット３００によって翼端において接合される、カナードまたはタンデム翼２００構成の特殊な場合である。

（翼掃引および搭載場所）

ＪＷ構成では、一方または両方の翼２００は、前進（ＦＳＷ）、後退（ＢＳＷ）、または非掃引（直線）（ＵＳＷ）であり得る。また、殆どのＪＷ構成では、翼２００のうちの一方が、機体（図示せず）上に高く搭載される一方、他方のものは、低く搭載される。図２、３、４、および５は、本発明の実施形態による、掃引および搭載場所の観点から１８個の可能な構成を示す。

図２および３は、後退（ＢＳＷ）、非掃引（ＵＳＷ）、および前進（ＦＳＷ）選択肢の９つの組み合わせを使用する、ＬＷが低搭載型（構成毎に２２５における翼２００）である一方、ＴＷが高搭載型（構成毎に２５０における翼２００）である、９つの構成を示す。これらの高ＴＷを伴う低ＬＷ構成１５０は、ＬＷからのダウンウォッシュが水平飛行においてＴＷに影響を及ぼしていないことを確実にする。ＴＷが、高い迎角（ＡｏＡ）における飛行を要求する状況で、ＬＷの伴流による悪影響を受けないように、これらの翼構成の任意の具体的用途の詳細な設計において、注意が払われるべきである。

代替として、図４および５の９つの構成に示されるように、ＬＷは、高搭載型（構成毎に３２５における翼２００）であり得、ＴＷは、低搭載型（構成毎に３５０における翼２００）であり得る。これらの構成１７５は、上記に説明される高ＡｏＡ伴流問題を回避または軽減するが、ＴＷが、ＬＷからのダウンウォッシュが考慮されることを確実にする入射角において搭載されるように、注意が払われるべきである。

上記の構成のうちのいくつかにおいてＬＷをＴＷに接合することは、図２の縦軸１００に沿って非常に伸張したウィングレット３００をもたらす。ウィングレット３００を小型に保ちながら、翼２００の間の負の相互作用を最小限にするために、１つの好ましいアプローチは、図２の４００における構成である、ＬＷが低搭載型後退翼（ＢＳＷ）である一方、ＴＷが高搭載型前進翼（ＦＳＷ）である場合である。以下の説明は、当業者が理解するであろうように、本発明の実施形態による、いくつかの可能な構成のうちの１つであるこの特定の構成４００に焦点を当てるであろう。

図５ａに目を向けると、上記に説明される翼構成は、機体１８０を伴って示される（上面図）。中心搭載型単一機体設計１５０は、翼構成４００（ウィングレット３００において接続される低搭載型後退ＢＳＷ前翼ＬＷおよび高搭載型前進ＦＳＷ後翼ＴＷを伴う）を示す。周辺設計は、中心搭載型単一機体１８０を伴う表（図２、３、４、および５）に示される他の翼構成に対応する。

図５ｂに目を向けると、翼構成設計１５０および１７５が、中心搭載型単一機体１８０を伴う上記の異なる構成を図示する側面図に示される。航空機１５０は、ウィングレット３００において接続される低搭載型前翼ＬＷおよび高搭載型後翼ＴＷを伴う翼構成を示す（図２および３も参照）。航空機１７５は、ウィングレット３００において接続される高搭載型前翼ＬＷおよび低搭載型後翼を伴う翼構成を示す（図４および５も参照）。

（構成４００の接合掃引翼（ＪＳＷ)）

構成４００の１つの特徴は、図６、７、８、および９に示されるような、接合掃引翼２００の使用である。航空機は、以下のような翼２００の少なくとも２つの組を使用する。
・前部におけるＢＳＷ構成の低搭載型ＬＷ２２５
・後部におけるＦＳＷ構成の高搭載型ＴＷ２５０
・翼２００は、共有ウィングレット３００を通して翼端において接合される。

図６、７、８、および９に示される構成４００では、ＬＷ２２５が上反角を特徴とする一方、ＴＷ２５０が下反角を特徴とすることに留意されたい。これは、一例にすぎない。各翼組２００上の適切な上反角または下反角は、制御および安定性要件、ＣＧ位置等の関数として、各用途の最終構成に依存し得る。代替構成が、図１０に示される。左から右に、ゼロ上反角／下反角５００、低搭載型翼上の下反角および高搭載型翼上の上反角５２５、低搭載型翼上の上反角および高搭載型翼上の下反角５５０、低搭載型および高搭載型翼の両方の上の上反角５７５、ならびに低搭載型および高搭載型翼の両方の上の下反角６００である。図１０ａに目を向けると、ここで説明された翼構成が、中心搭載型単一機体１８０を伴って示される（正面図）。中心搭載型単一機体設計１５０は、ウィングレット３００において接続される可能な高搭載型および低搭載型翼２００構成を示す。周辺設計は、上反角および下反角の搭載角の種々の組み合わせを特徴とする、他の可能な高搭載型および低搭載型翼構成を示す。

構成４００を含む、これらの構成を使用することの利点のうちのいくつかは、以下を含む。

構造：接合翼２００は、捻転および屈曲において優れた強度を伴う非常に頑丈で堅性の構造を構成する。これは、特に、従来的カンチレバー型翼と比較して、構造質量および複雑性を低減させ得る。

この構造は、より短い弦、したがって、より大きい弦およびより短いアスペクト比を伴う翼の代わりに、４つの非常に高いアスペクト比の翼の間の全翼揚力面積の分布を可能にし得る。高アスペクト比は、揚力誘発抗力を低減させ、２０よりもはるかに高い全航空機Ｌ／Ｄを潜在的に可能にし得る。例として、非常に高いアスペクト比の翼を伴う競技用グライダは、一般的に、６０～７０を超えるＬ／Ｄに到達する。

この構造はまた、より薄い付け根を可能にし得、これは、ひいては、抗力を低減させるであろう。特に、これは、遷音速飛行のために非常に高い掃引角を採用する必要性を低減させ得る。

より短い弦は、分離および／または乱流を回避する設計を可能にし、したがって、形状抗力および摩擦抗力の両方を低減させ得る。

以下に説明されるような推進力（好ましくは、電気的であり得る）の分布は、失速の可能性を低減させ得、補助翼を必要とすることなく、ロール制御を可能にし、したがって、広い表面積を伴う翼２００の必要性を低減させ、構造質量および摩擦抗力を効果的に低減させ得る。

ＬＷ２２５およびＴＷ２５０（図３、６、７、８、および９）の両方は、カナード構成における航空機の場合のように、かつ水平スタビライザが負の揚力を生成する従来的尾翼とは対照的に、揚力翼であろう。再度、全体としての構成４００の翼２００は、より少ない揚力面積を要求し得る。

掃引翼２００を有することはまた、翼における掃引の存在に起因して、最大で遷音速まで、高速で飛行する能力も提供し得る。超音速飛行も、掃引角、エアフォイル選択肢および厚さ、推進入口ならびに排気口設計等の正しい組み合わせを伴って、可能性として考えられ得る。

（ＩＩ．機体構成）

図６、７、８、および９は、いずれの機体または操縦翼面も伴わない翼２００を示す。さらに、割合、寸法、角度、およびアスペクト比が、具体的用途の関数として変化し得る。特に、構成４００を含むこれらの構成は、例として、ハンドヘルド遠隔制御ドローンから大型旅客機までの広範囲の規模に適合および調節され得ることに留意されたい。

例示的機体４１００が、図１１に示される。機体４１００は、典型的に、航空電子機器、アクチュエータ、電気ケーブル、空気圧機器、油圧機器、機械ケーブル、ロッド、滑車、環境制御および生命維持（ＥＣＬＳ）、快適装備等の航空機の動作のために必要な全ての機構に加えて、有効積載量の一部または全てを保持する、エンクロージャである。有効積載量は、通常、最大積載量およびエネルギー貯蔵に分割される。最大積載量は、乗客、貨物、または混合物であり得る。エネルギー貯蔵コンパートメントは、典型的に、タンク内の化学燃料またはパック内の電気バッテリの形態である。エネルギー貯蔵コンパートメントは、機体および／または翼の内部、外部タンク等の機体以外の任意の他のエンクロージャ内に設置されることができる。

（二重混成翼（ＢＷＢ））

機体４１００および翼４２２５がともに混成される、全翼機または混成翼胴（ＢＷＢ）として当技術分野で公知である、好ましい実施形態の一側面は、空気力学的利点を構造的利点と組み合わせる。Ｂ－２爆撃機が、周知のＢＷＢ例である。この構成では、機体は、単に無駄な質量である代わりに、揚力を生成する。また、翼付け根（翼・機体接合点）における構造応力は、全ての現在の遷音速飛行機の場合にように、急激に増加しない。単一のＢＷＢは、それ自体では分散型推進のための良好な候補であるが、ＪＳＷ構成は、より良好な分散型制御権限および潜在的にＶ／ＳＴＯＬ利点を提供する。図１１、１２、１３、および１４に示されるように、翼構成４００は、ＢＷＢ機体４１００構造を伴って示される。

この構成４０００では、ＦＳＷ４２５０を使用する後部搭載型ＢＷＢに接続されるＢＳＷ４２２５を使用する前部搭載型ＢＷＢが存在する。翼４２２５および４２５０の２つの組は、翼端において共有ウィングレット３００によって、ならびに構造補強材、垂直スタビライザ、およびケーブル、配管等の全ての接続のための導管として同時に作用し得る構造要素４５００によって航空機４０００の中心線に沿って、接続される。

（中心搭載型二重機体）

図１５、１６、１７、および１８は、中心搭載型二重機体構成５０００を示す。これは、二重ＢＷＢ構成４０００に類似するが、翼と混成しない、より従来的な機体ポッドを有する。これは、ＬＷ５２２５における前部機体、ＴＷ５２５０における後部搭載型機体、およびＢＷＢ構成５０００と同一の利益を提供する構造要素５５００を特徴とする。

その潜在的利点のうちのいくつかは、以下である。
・よりモジュール式の設計。
・製造および組立の容易性。
・高アスペクト比の翼に起因する、より低い誘発抗力。
・縮小された湿潤面積に起因する、より低い摩擦抗力。
・短弦翼に起因する、層流エアフォイル。
・安全性の増加および点検ならびに保守の容易性のための機器体積（エネルギー貯蔵、航空電子機器、パワーエレクトロニクス機器等）からの最大積載量体積の分離。
・前部機体５２２５は、後部機体５２５０が開始する前にテーパ化し、航空機５０００の縦断面が円滑に変動するにつれて、形状抗力の良好な制御を確実にすることに留意されたい。

（翼端搭載型二重機体）

図１９、２０、２１、および２２は、翼端搭載型二重機体構成６０００を示す。この構成６０００は、中心搭載型二重機体構成５０００に類似し、同一の利点の多くを有する。一方の機体は、右舷翼端６２２５において搭載され、他方は、左舷翼端６２５０において搭載され、構造要素６５００は、ＢＷＢ４０００および中心搭載型二重機体５０００構成と同一の利益を提供する。

潜在的利点：
・ヨー権限の増加のために翼端において大型推進器を搭載する能力。
・ウィングレットにおける翼接合点の強化。

（中心搭載型単一機体）

図２３、２４、２５、および２６は、中心搭載型単一機体構成７０００を示す。この構成７０００は、翼構成４００を伴う機体設計の観点から従来的であり、製造の観点から実用的である。これは、中心線７２２５に沿った単一の長い機体、および構造補強材ならびに垂直スタビライザとして同時に作用し得る構造要素７２５０を特徴とする。これは、形状抗力を低く保ちながら、前の構成の利点の殆どを特徴とする。これは、殆どの他の飛行機の機体で見出される単純性を留保する。

（他の機体構成）

図２７に示されるものは、上記の構成の利点のうちのいくつかを組み合わせる、構成８０００および９０００である。構成８０００は、３つの分離された機体８５００を含み、構成９０００は、４つの分離された機体８５００を含む。

図１１－２７に示される構成の全てが、本発明の好ましい実施形態に含まれ得る。

（ＩＩＩ．推進）

本節に関して、主要な概念が、本発明の種々の実施形態の解説を促進するように下記に提供される。特に、用語「スラスタ」および「推進器」は、一方を別のものと区別するように、かつ本発明の実施形態の概念およびコンポーネントを解説するように解説される。同様に、用語「ダクト付き」および「ダクトなし」回転ブレードシステムは、それらが水平飛行および垂直飛行に関連する際に解説される。

（スラスタ）

航空機推進システムは、概して、３つの明確に異なる機能を含む。

１．モータは、エネルギー／電力変換を提供する。従来の推進では、往復式ピストンエンジンまたはガスタービンが、動力装置として作用することができる。これは、燃焼を通して炭化水素燃料の化学エネルギーを抽出し、それを機械エネルギーに変換する。電気推進では、電流が、電磁石の巻線／コイルを通して通過するにつれて、電気エネルギーが、機械エネルギーに変換される。両方の場合において、機械エネルギーは、以下の形態をとる。
ｉ．回転シャフト電力、および／または
ｉｉ．ダクトを通したガス流。

２．伝動装置は、変換されたエネルギー／電力をそれが推力を生成し得る場所に伝達する。
ｉ．機械シャフト電力は、共通シャフトを通して直接、または機械ギヤボックスを通してのいずれかで、回転ブレードの組に伝送される。
ｉｉ．空気流は、回転ブレードに向けられるか、または排気ノズル／ダクトに向けられるかのいずれかである。

３．推進器は、回転ブレードおよびその関連付けられる入口／排気口ダクト（該当する場合）の組である。典型的に、これは、空気の流れの速度および／または圧力を増加させることによって推力を生成する、プロペラ、ロータ、またはファンである。

用語「スラスタ」は、具体的に、システム全体を指すときに使用され、概して、ともに機能のうちの３つ全てを含む。図２８に目を向けると、ターボシャフトスラスタ１００００および電気ダクト付きファンスラスタ１０５００の例が、示される。ターボシャフトスラスタは、ガスタービン燃焼モータ１０３００に結合されるギヤボックス１０２００に結合される、プロペラの形態の推進器１０１００を含む。電気ダクト付きファンスラスタ１０５００は、回転表面（ブレード）１０６５０と、回転表面１０６５０を囲繞する固定表面（ダクト）１０６７０とを含む、推進器１０６００を含む。推進器１０６００の回転ブレードは、直接シャフト伝動装置を伴って電気モータ１０７００に結合される。

（エンジンタイプ）

（ｉ．反動エンジンからシャフトエンジンまでの範囲）

燃焼エンジンを使用する、従来の航空機推進では、スラスタの上記の３つの機能を遂行するための広範囲のアプローチが存在する。その範囲の一極では、機能は、完全に統合される。例えば、推進システムは、熱力学的燃焼サイクルに関与する要素（圧縮機、燃焼チャンバ、タービン、およびそれらの対応するダクト）が推力を生成する、純反動エンジン（例えば、ターボジェットエンジン）であり得る。換言すると、推力を生成する全ての空気が、燃焼化学反応において燃焼される。その範囲の対極では、エンジンは、エネルギー変換機能が推進器機能から完全に分離される、シャフトエンジン（例えば、プロペラのシャフトを駆動する、一般的な航空往復式ピストンエンジン）にすぎない。

（ｉｉ．タービン）

現在の最先端技術では、最も一般的な旅客および貨物航空輸送は、ガスタービン、例えば、ジェットエンジンを利用する。図２９に目を向けると、ガスタービン構成の例が、示される。各ガスタービン構成（１）、（２）、（３）、（４）、および（５）は、ジェット排気口１０９００に動作可能に結合される、タービン１０８５０に動作可能に結合される、燃焼チャンバ１０８００に動作可能に結合される、圧縮機１０７５０を含む。

（１）ターボジェットエンジン－主要推力は、排気「燃焼空気」に由来する。推進に寄与する空気は、圧縮、燃焼、および膨張の熱力学的サイクルを通して進む同一の空気である。

（２）ターボプロップエンジン：
・タービンシャフトは、ギヤボックス１０９２０に動作可能に結合される、プロペラ１０９１０に給電する。
・これは、機械減速ギヤボックス１０９２０がタービンのＲＰＭ（数万）をプロペラのためのより管理可能なＲＰＭ（数千）まで減速することを余儀なくさせる。
・ターボプロップは、ダクトを伴わず、より少ないブレードおよび極めて高いＢＰＲ（５０～１００範囲）を伴うターボファン（４）および（５）とほぼ見なされ得る。
・ターボプロップは、マッハ０．５～０．６範囲内でターボファン（４）および（５）よりも燃料効率的であるが、通常、ターボファンのより高い遷音速（マッハ０．７～０．９）において動作することができない。
それらはまた、概して、ターボファン（４）および（５）よりも騒音が多い。

（３）ターボシャフトエンジン：タービンシャフト１０９４０は、ロータに給電する。これは、さらに劇的な機械減速ギヤボックス１０９３０がタービンのＲＰＭ（数万）をロータのためのより管理可能なＲＰＭ（数百）まで減速することを余儀なくさせる。

（４）および（５）ターボファンエンジン（図２９は、（４）において高バイパスターボファンおよび（５）において低バイパス再燃焼ターボファンを示す）。ターボファンエンジン（４）および（５）の各々は、ダクト１０９６０を伴うファン１０９５０を含む。
・推力の大部分は、エンジンのコアを迂回する未燃焼空気に由来する。
・ターボファンエンジンのバイパス比（ＢＰＲ）は、バイパス流の質量流率とコアに進入する質量流率との間の比である。
・高バイパスターボファン（４）は、典型的に、遷音速航空機（民間ジェット旅客機）に給電し、コア１０９７０の周囲に高バイパス流を提供する。現代の遷音速エンジンＢＰＲが、非常に高い（８～１２．５範囲）ため、ファン１０９５０は、本質的に、多数のブレードを伴うダクト付きプロペラと見なされ得る。
・低バイパスターボファン（５）は、通常、超音速航空機（軍用ジェット機）に給電し、低バイパス流１０９８０を提供し、再燃焼装置１０９９０を含み得る。

（ｉｉｉ．エンジン設計傾向）

過去数十年の推進効率に向かった動きは、反動エンジンと比べてシャフトエンジンに向かった持続的偏移を支持してきた。殆どの現代のガスタービンジェットエンジンの主要な仕事は、シャフト電力を提供し、プロペラ、ダクト付きファン、またはロータを駆動することである。推進力の大部分が実際の「ジェット」から生じる、唯一のジェットエンジンは、「ターボジェット」および「低バイパスターボファン」である。

高バイパスターボファンエンジン（４）は、「ジェット」エンジンであると考えられるが、実際に、これは、その推力の大部分がそのダクト付きファンに由来するため、範囲上で反動エンジンよりもシャフトエンジンにはるかに近い、反動エンジンとシャフトエンジンとの間の混成物である。実際、現代のターボファンエンジンにおける最も高いＢＰＲのうちの１つが、減速ギヤボックスを使用して達成されており、これは、ターボファンとターボプロップとの間の境界をさらに一層不鮮明にする。

したがって、本発明の実施形態に関して、「伝動装置」および「推進器」機能から「モータ」機能の要件を完全に解放する際の次の自然なステップは、複雑な変換および伝動システムを完全に回避し、電気モータをシャフトエンジンとして、電気ケーブルを伝動装置として使用することである。電力が、バッテリ、炭化水素燃料で起動する発電機、ハイブリッドモータ／バッテリ構成、燃料電池等に由来するかどうかは、範囲および最大積載量要件に依存し得る。

（推進器概念－回転ブレードシステム）

プロペラ対ロータまたはファンの間の定義は、輝線規則を有していない。一般に、回転ブレードの任意のシステムが、水平／前方推力および／または垂直揚力のために使用されることができる。また、それらは、それらの周囲にダクト／シュラウドを有するか、またはダクトなしであるかのいずれかであるべきである。

本発明の種々の実施形態を解説する目的のために、用語「推進器」は、（ファンのように）ダクト付きであるか、（プロペラのように）ダクトなしであるかどうかにかかわらず、前方推力、垂直揚力、または両方のために意図されているかどうかにかかわらず、回転ブレードの一般的システムを指すために使用される。用語「推進器」は、空気力学的回転表面（ブレード）および固定表面（ダクト、固定子、羽根等）を含むが、モータおよび伝動装置を包含しない。用語「スラスタ」は、他方では、３つ全ての要素、すなわち、前述で見られ、留意されたようなモータ、伝動装置、および推進器を含む。

下記の表１は、本願における概念を解説する目的のために、命名規則を提供する。図３０に目を向けると、下記の表１に概念を例証する、本発明の種々の実施形態で使用され得る回転ブレードシステムの例が、示される。

（ｉｖ．エンジンの数）

殆どの現代の航空機は、１つまたは２つの燃焼エンジンを有する。３つまたは４つの燃焼エンジンを伴う航空機は、特に、ＩＣＡＯおよびＦＡＡ等の運営団体がＥＴＯＰＳ規制を発行および更新した後に、徐々に消滅しつつある。５つ以上の燃焼エンジンを伴う航空機は、極めて珍しく、通常、古い軍事設計である。

燃焼エンジンは、修理／維持することが複雑かつ高価であり、したがって、航空機上に、最小限の数のエンジン、例えば、それらのうちの１つまたは２つのみを有しようとする動因は、理解可能である。また、大直径タービンは、通常、より小型のものよりも効率的であり、これは、ほぼ全ての現代の遷音速航空機が双発ジェットである理由の別の要因である。少数の燃焼エンジンがもたらす全ての利点に関して、これはまた、概念的航空機設計空間も限定する。特に、少数のエンジンは、エンジンに分離推進役割を強制し、それらを安定性および制御または空気力学の一体型部分にさせる自由度を除去する。

燃焼エンジンを統制する仮定は、必ずしも電気モータに適用されない。電気モータは、比較的に単純で信頼性があり、保守を殆ど要求せず、非常に高い効率を有し、迅速なＲＰＭ増加／減少に応答し、殆どいずれのＲＰＭにおいても高いトルクを提供する。本発明の一実施形態では、図２の構成４００等の上記の翼構成に関して、多くのより小型の電気スラスタが、局所レベルにおいて空気力学的負荷を微細に制御するように、航空機の翼および機体上の方略的場所の周囲に設置され得る。それらの分散性質はまた、従来的な空気力学的または機械的誘導および制御システムを増補する、もしくは完全にそれに取って代わることもできる。

（ｖ．エネルギー源：ハイブリッド電気）

バッテリエネルギー密度は、過去数十年にわたって一貫して改良しているが、改良率は、比較的に遅くなっている。限定された範囲および／または限定された最大積載量が容認可能である、ニッチ航空機用途に関して、エネルギー源は、内蔵バッテリを含み得る。多くのドローンは、現在、これらのニッチ用途に対応する。但し、殆どの実用的用途に関して、有意な範囲および／または最大積載量が、既存の飛行機およびヘリコプタと競合するために要求される。

１つのアプローチでは、エネルギー源は、ガスタービン、または往復式ピストンエンジン、ヴァンケルエンジン等の他の燃焼エンジンの使用を通して、機械シャフト電力に、次いで、電気に変換される炭化水素燃料を含み得る。本発明の種々の実施形態の図２の構成４００を含む、上記に説明される翼構成は、航空機の翼および機体に沿って分配される多数の小型電気モータに補給する発電機を駆動する、１つまたは２つのタービンによって給電され得る。複数の電気推進アーキテクチャおよびそこから選定する方略が存在する。当技術分野で公知である、６つの最も一般的な電気推進アーキテクチャが、図３１に示される。これらの構成のうちの２つ、すなわち、「ターボ電気」１１５００および「直列ハイブリッド」１１０００は、上記に説明される翼・機体構成のうちのいずれかを使用する、上記に説明されるような空気力学、推進力、構造、および安定性／制御の間の相乗効果の生成に特に非常に適し得る。２つの間の主要な差異は、回路内の「小型」バッテリの存在である。バッテリは、必要とされるときに（例えば、離陸または緊急事態の間に）余剰電力ブーストを提供し、適切なときにエネルギーを回収する（例えば、下降の間の再充電または低電力クルーズの間のトリクル充電）ことができる。バッテリはまた、推進のために燃焼エンジンのみに依拠する構成よりも小型のガスタービン（補助電力ユニット等）を使用するための機構を提供することもできる。これは、入手コスト、動作コスト、質量、雑音等の削減に役立ち得る。

ハイブリッドアーキテクチャを使用することの１つの利点は、電気モータおよび燃焼エンジンが、推力の必要性にかかわらず、独立ＲＰＭにおいて回転し得ることである。電気モータは、極めて反応が早く、非常に広範囲のＲＰＭに関して高いトルクを生成することができる。これは、電気モータがＲＰＭにおいて非常に迅速にスピンアップまたはダウンされることを可能にするであろうだけではなく、燃焼エンジンにいずれの悪影響（例えば、圧縮機失速、公称外体制における不良な熱効率等）も及ぼさないであろう。燃焼エンジンは、発電機における発電のために最適化された独立ＲＰＭにおいて回転することができる。本発明の実施形態に含まれ得る、可能なエネルギー源についてのさらなる詳細が、以下の論文、すなわち、（１）Ｎａｔｉｏｎａｌ Ａｃａｄｅｍｉｅｓ ｏｆ Ｓｃｉｅｎｃｅｓ，Ｅｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇ，ａｎｄ Ｍｅｄｉｃｉｎｅ ２０１６．Ｃｏｍｍｅｒｃｉａｌ Ａｉｒｃｒａｆｔ Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ ａｎｄ Ｅｎｅｒｇｙ Ｓｙｓｔｅｍｓ Ｒｅｓｅａｒｃｈ： Ｒｅｄｕｃｉｎｇ Ｇｌｏｂａｌ Ｃａｒｂｏｎ Ｅｍｉｓｓｉｏｎｓ．Ｗａｓｈｉｎｇｔｏｎ，ＤＣ： Ｔｈｅ Ｎａｔｉｏｎａｌ Ａｃａｄｅｍｉｅｓ Ｐｒｅｓｓ．ｈｔｔｐｓ：／／ｄｏｉ．ｏｒｇ／１０．１７２２６／２３４９０、および（２）Ｃｈｅｒｙｌ Ｌ．Ｂｏｗｍａｎ、Ｊａｍｅｓ Ｌ．Ｆｅｌｄｅｒ、ならびにＴｙ Ｖ．Ｍａｒｉｅｎによる、“Ｔｕｒｂｏ－ ａｎｄ Ｈｙｂｒｉｄ－Ｅｌｅｃｔｒｉｆｉｅｄ Ａｉｒｃｒａｆｔ Ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ Ｃｏｎｃｅｐｔｓ ｆｏｒ Ｃｏｍｍｅｒｃｉａｌ Ｔｒａｎｓｐｏｒｔ，”，ｈｔｔｐｓ：／／ｎｔｒｓ．ｎａｓａ．ｇｏｖ／ｓｅａｒｃｈ．ｊｓｐ？Ｒ＝２０１８０００５４３７ ２０２０－０４－１５Ｔ２２：２０：１１＋００：００Ｚ（その両方が、参照することによってそれらの全体として本明細書に組み込まれる）で見出されることができる。これらの参考文献は、ＩＤＳにおける本願の出願とともに含まれていることに留意されたい。

（ｖｉ．電気スラスタまたはエレクトロスラスタ（ＥＴ））

本発明の種々の実施形態のスラスタは、シャフトエンジンとしての電気モータと組み合わせられる、表１および図３０に説明される推進器のうちのいずれかを含み得る。このシステムは、エレクトロスラスタまたは電気スラスタ（「ＥＴ」）と称されることができる。ＥＴ構成は、エレクトロプロップまたは（「ＥＰ」）と称され得る、電気プロペラと、エレクトロファン（「ＥＦ」）または電気ダクト付きファン（「ＥＤＦ」）と称され得る、電気ファンとを含み得る。他の要素は、電気ロータ（「ＥＲ」）、電気揚力ファン（「ＥＬＦ」）、電気プロップロータ（「ＥＰＲ」）、および電気ダクト付きプロップロータ（「ＥＤＰＲ」）を含む。

ＥＴは、数十年にわたってホビー無線制御（ＲＣ）航空機および無人ドローンで使用されてきた。典型的例が、図３２に示される。航空機１１６００および１１６５０が、固定翼ホビー用途を示す一方、航空機１１７００および１１７５０は、回転翼用途を示す。航空機１１６００は、エレクトロプロップ（ＥＰ）を使用する。航空機１１６５０は、エレクトロファン（ＥＦまたはＥＤＦ）を使用する。航空機１１７００は、クワッド構成における電気ロータ（ＥＲ）を伴う最小カメラトイドローンのうちの１つを示す。航空機１１７５０は、同様にＥＲを使用する、大型商業用農業マルチコプタドローンを示す。

旅客機内のＥＴの使用は、より最近かつ珍しい。２つの顕著な例は、エレクトロプロップを使用する、１１８００において示される２０１５年のＰｉｐｉｓｔｒｅｌ Ａｌｐｈａ Ｅｌｅｃｔｒｏ、および２つのエレクトロファンを使用する１１８５０において示される２０１４年のＡｉｒｂｕｓ Ｅ－ｆａｎである。

（ｖｉｉ．推進力分布）

Ａｌｐｈａ Ｅｌｅｃｔｒｏ １１８００およびＥ－ｆａｎ １１８５０の両方は、少数のエレクトロスラスタ（ＥＴ）を使用するため、推進力、空気力学、および安定性／制御の間の相互作用の観点から、「従来的」飛行機アーキテクチャを特徴とする。Ａｌｐｈａ Ｅｌｅｃｔｒｏ １１８００が、単一のＥＴ、機首搭載型エレクトロプロップ（ＥＰ）を特徴とする一方、Ｅ－ｆａｎ １１８５０は、後部機体の両側に搭載されるエレクトロファン（ＥＦ）の形態の２つのＥＴを特徴とする。ＥＴによって可能にされる設計可能性を最大限に利用するために、翼および機体の方略的場所に沿って多数のＥＴを分配することができる。用語「分散型電気推進（ＤＥＰ）」は、それらの使用が、推進単独のためのみに意図されているか、または空気力学、構造、安定性／制御、および離陸／着陸性能の観点から付加的利点を提供するように相乗的様式で行われるかどうかにかかわらず、多数のＥＴを使用する航空機を指すために使用される。

好ましい実施形態とともに機体搭載型ＥＴアプローチならびに翼搭載型ＥＴアプローチを採用することが可能である。分散型電気推進を使用する、そのような電気航空機の設計における空気力学、構造、安定性／制御、および推進力の間の相乗効果を抽出するために、翼搭載型ＥＴは、機体搭載型ＥＴと比べて有意な利点を提供する。本発明の一実施形態では、上記に説明され、表１および図３０に示されるような推進器は、翼・スラスタ構成を生成するように、シャフトエンジンとしての電気モータとともに、図２および６に示される構成４００を含む、上記に説明される翼構成と結合される。

（機体搭載型ＥＴ）

機体搭載型スラスタは、有用なＥＴ分布を提供し得るが、利点は、推力生成および抗力低減に若干限定され得る。後部機体搭載型スラスタを使用する境界層吸い込み（ＢＬＩ）は、新規の機体搭載型概念を導入する。そのようなアプローチは、潜在的抗力低減利益を有し、（図２および６における）構成４００を含む、上記に説明される翼設計に組み込まれ得る。

（翼搭載型ＥＴ：例）

図２および６における構成４００を含む、上記の翼および機体構成は、翼分散型ＥＴを特徴としながら達成され得る。これは、推進力、空気力学、安定性／制御、構造、および離陸／着陸性能の観点から、いくつかの利点を提供するであろう。

過去十年間に、ｅＶＴＯＬ（電気ＶＴＯＬ）における設計および始動の激増が認められている。いくつかは、固定翼を有する一方、他のものは、回転翼を使用する。殆どが、純バッテリ電気である一方、他のものは、ハイブリッド電気である。現在、全世界を通して、図３２の１１８００および１１８５０ならびに図３３に示される１１６００および１１６５０に示されるもの等のより従来的な非ＶＴＯＬ飛行機と異なる、約１００～２００件のｅＶＴＯＬプロジェクトが存在する。これらのｅＶＴＯＬプロジェクトについての情報は、ｈｔｔｐｓ：／／ｅｖｔｏｌ．ｎｅｗｓおよびｈｔｔｐｓ：／／ｔｒａｎｓｐｏｒｔｕｐ．ｃｏｍにおいて見出されることができる。

回転翼設計および専用揚力／ホバリング推進器を使用する設計（時として、当技術分野では「揚力＋クルーズ」として公知である）を除外して、ＮＡＳＡ ＧＬ－１０ Ｇｒｅａｓｅｄ Ｌｉｇｈｔｎｉｎｇ １１７００、ＮＡＳＡ Ｘ－５７ Ｍａｘｗｅｌｌｌ １１７２５、Ａｕｒｏｒａ ＸＶ－２４Ａ ＬｉｇｈｔｎｉｎｇＳｔｒｉｋｅ １１７５０、Ｌｉｌｉｕｍ Ｊｅｔ １１７７５、Ａｉｒｂｕｓ Ａ^３ Ｖａｈａｎａ １１８００、Ｏｐｅｎｅｒ Ｂｌａｃｋｆｌｙ １１８２５、Ｊｏｂｙ Ａｖｉａｔｉｏｎ Ｓ２ １１８５０、およびＢｅｔａ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ Ａｖａ １１８７５を含む、ある形態の分散翼搭載型推進を使用する、最も顕著な固定翼設計が、表３に列挙され、図３４に示される。

これらの８つの飛行機（固定翼航空機）およびそれらのＤＥＰシステムについてのいくつかのデータ点は、以下である。
・バッテリ電気対ハイブリッド電気：
○８つのうちの６つが、純バッテリ電気である。
○２つが、ハイブリッドである。
■一方が、ターボ電気を使用する。
■他方が、ディーゼル電気を使用する。
・それらは全て、少なくとも８、最大３２である、多数のＥＴを有する。
・ダクト：
○８つのうちの６つが、ダクトなし推進器を使用する。
○ダクトを使用する２つ（ＥＤＰＲ）はまた、最大数の推進器を使用する（Ａｕｒｏｒａ ＬｉｇｈｔｎｉｎｇＳｔｒｉｋｅ １１７５０が、２４個のＥＤＰＲを使用する一方、Ｌｉｌｉｕｍ Ｅａｇｌｅ Ｊｅｔ １１７７５は、３６個のＥＤＰＲを使用する）。
・ＶＴＯＬ対ＣＴＯＬ：１つのみが、ＣＴＯＬ：Ｘ－５７ Ｍａｘｗｅｌｌ １１７２５である。
・他の７つが、推進器を９０度傾転させることによって、ＶＴＯＬを遂行する。
○翼／尾翼全体を傾転させることによるもの：
■ＧＬ－１０ Ｇｒｅａｓｅｄ Ｌｉｇｈｔｎｉｎｇ １１７００
■ＸＶ－２４Ａ ＬｉｇｈｔｎｉｎｇＳｔｒｉｋｅ １１７５０
■Ｖａｈａｎａ １１８００
■Ａｖａ １１８７５
○スラスタを傾転させることによるもの：Ｌｉｌｉｕｍ Ｊｅｔ １１７７５、Ｓ２およびＳ４
○航空機全体を傾転させることによるもの：Ｂｌａｃｋｆｌｙ １１８２５

要するに、翼分散型ＤＥＰは、ＣＴＯＬおよびＶＴＯＬの両方における固定翼用途のために役立ち得る。

（ｖｉｉｉ．従来的翼搭載型スラスタの可能な位置付けについての背景）

翼上の単一のスラスタ位置に関して多くの可能な選択肢が存在する。
図３２、３３、および３４は、種々の最近の設計者によって検討されるＤＥＰソリューションのうちのいくつかを図示する。ダクト付きまたはダクトなしソリューションを選定するかどうかにかかわらず、３つの主要な方向に沿って種々のスラスタ位置を分類およびカテゴリ化することが有用であり得る。
・図３５および３６に見られるように、翼の幅（横位置）に沿ったもの
・図３７および３８に見られるように、翼弦（縦位置）に沿ったもの
・図３９および４０に見られるように、翼の厚さ（垂直位置）に沿ったもの

次いで、以下のように、単一のスラスタに関して１２５の「一般的位置」（幅に沿った５つのスライス、弦に沿った５つのスライス、および厚さに沿った５つのスライス）を画定することができる。
・翼は、その幅に沿って付け根から先端まで５つの一般的横ステーションにスライスされることができる。
○スラスタの幅方向の場所は、図３５（翼の幅、すなわち、横位置に沿って一般的スラスタ搭載ステーションを示す）および表４に説明されるようにカテゴリ化されることができる。

○例が、翼幅に沿った翼搭載型スラスタ位置の例とともに図３６に示される。

・翼は、その弦に沿って前縁から後縁まで５つの一般的縦ステーションにスライスされることができる。
○スラスタの弦方向の場所は、図３７（翼弦に沿ってスラスタ搭載位置の縦方向分類を示す）および下記の表６に説明されるようにカテゴリ化されることができる。

○例が、図３８に示される。

・翼は、その厚さに沿って下面から上面まで５つの一般的垂直ステーションにスライスされることができる。
○厚さに沿ったスラスタの場所は、図３９（翼の厚さに沿ってスラスタ搭載位置の垂直分類を示す）および表８に説明されるようにカテゴリ化されることができる。

・例が、図４０に示される。

これらの例の全てでは、スラスタの数は、２～６に及ぶ。最も普及している／一般的な従来的翼搭載型スラスタは、以下のステーション、すなわち、幅に沿ったＳ２（ＲＭＳ）、弦に沿ったＣ１（ＸＬＥ）、ターボファンベース設計のための厚さに沿ったＴ１（ＢＬＳ）、およびプロペラベース設計のための厚さに沿ったＴ３Ｓ（ＸＭＴＳ）にある。

（ｉｘ．非従来的翼搭載型ＥＴの位置付けおよび密度）

上記に議論される最も一般的な従来的翼搭載位置の多くは、燃焼エンジンを使用するスラスタと関連付けられる仮定に基づいて決定される。
・スラスタの数は、燃焼エンジンが高価かつ複雑であるため少ない。
・燃焼スラスタは、重い。
・燃焼スラスタは、長さおよび／または直径の観点から大きい寸法を有する。
・要求される機械伝動装置の複雑性および重量により、複数の推進器に分配される１つの燃焼エンジンの機械力を有することは稀である。

本発明の実施形態では、２～４つの大型で重い翼搭載型燃焼スラスタを数十個のＥＴと置換することは、搭載位置および上記の仮定の多くを根本的に変化させる。各個々のＥＴは、比較的により軽量であり、長さがより短く、直径がより小さくあり得る。ＥＴのための電力が、バッテリによって直接、または１つもしくは２つの燃料エンジン発電機によって、または燃料電池によって提供されるかどうかにかかわらず、電気ケーブルを通した電力伝動装置は、機械伝動装置よりも実用的であり得る。

（ＥＴ分布機会）

殆どの翼における最も長い寸法は、概して、幅である。したがって、翼幅に沿って多数のＥＴを分配することは、いくつかの潜在的利点に役立つ、自然な選択肢である。
・翼の大部分、潜在的に、その全体に、推進器後流を受けさせる
・全ての飛行体制における局所レベルでの翼全体の能動的な空気力学的制御
・機内または機外にある、ＬＥまたはＴＥの近傍にあるかどうかにかかわらず、全ての潜在的困難な面積内の境界層制御および失速防止
・推力差および／または推力偏向を通した安定性ならびに制御増補（もしくはさらに潜在的に置換）
・掃引翼の場合の幅方向流の低減または防止

（外部搭載型ＥＴ）

図４１に示されるように、エレクトロファン（ＥＦ）１３６００またはエレクトロプロップ（ＥＰ）１３７００の形態で、ダクト付きおよびダクトなしである、当技術分野で公知の２つの外部搭載型ＥＴが存在する。航空機の使命プロファイルおよび要件に応じて、図２に示されるような構成４００を含む、上記の構成は、好ましくは、ＥＦ１３６００、ＥＰ１３７００、またはそれらの組み合わせを使用する。ＥＦ１３６００およびＥＰ１３７００の両方の主要な側面のうちの１つは、スラスタコア内の電気モータが、その燃焼対応物よりも有意に細く、したがって、形状抗力低減利益を提供し得ることである。ＥＦ１３６００の場合、電気モータは、潜在的に、中心コアではなく、ダクトに内蔵されることさえもできる。

（内部搭載型電気ファン）

殆どの翼搭載型スラスタは、直径が非常に大きいため、翼の範囲外に設置されなければならない。極めて効率的な高ＢＰＲターボファンの開発に先立って、利用可能な唯一のジェットエンジンが小直径ターボジェットであったとき、いくつかの設計は、（厚さに沿ったＸＭＴＥ搭載位置において）翼に完全に埋め込まれたスラスタを特徴とした。これらの設計は、典型的に、翼が、概して、より厚く、したがって、より多くの利用可能な体積を有する、翼付け根の近傍にクラスタを搭載し、搭載位置は、構造利益を有する（例えば、小型レバーアームは、大きい屈曲モーメントを生成しない）。図４２は、そのような設計のいくつかの例を示す。１４１００に示される飛行機設計は、エンジンの圧縮機ブレード１４１５０が入口ダクトを通して可視である、航空機を示す。

この構成は、ＥＴのために適用可能であり、ＤＥＰに適用され得る。ＥＴの寸法利点のうちの１つは、それらが翼２００内に完全に埋め込まれるために十分に小さく作製され得ることである。そのような設計の抗力低減利益以外にも、これはまた、潜在的境界層制御利益を提供することもできる。特に、埋め込まれたＥＦによって吹き出される冷気は、その燃焼対応物の熱制限を生成しない。

図４３に目を向けると、エアフォイル１４５００が、示される。エアフォイル１４５００は、上面および下面がＬＥの近傍に単一のダクト１４５５０を形成するような方法で空洞化される。ダクトは、空気が、同時に上面および下面の両方の上に内部から吹き出され得るように、ＴＥの近傍の２つの別個のチャネルに分かれる。

図４４に目を向けると、推進器１４６００は、厚さに沿ったＸＭＴＥにおいて、および弦に沿ったＸＬＥ、ＬＭＣ、またはＸＭＣにおいて空洞内でエアフォイル１４５００に追加される。必要とされる場合、弦に沿った種々の位置において連続して推進器の複数の列を設置することさえもできる。

本発明の実施形態によると、ダクトが推進器１４６００の周囲に達成され得る種々の方法が存在する。単純な共有ダクトが、図４５ａに示されるように、翼２００の表面１４６５０の上方に押出することによって達成されることができる。図４５ｂに目を向けると、エアフォイル１４５００は、翼幅に沿って分配されるダクト１４６７５を共有する、いくつかの推進器１４６００を伴って示される。

より精巧な個々のダクト１４７００が、図４６ａに示されるように、推進器１４６００毎に合わせられることができる。さらに、そのようなダクト１４７００の列が、エアフォイル１４５００の幅に沿ってスタックされ、完全に翼内に包み込まれることができる。図４６ｂに目を向けると、翼１４５００の別の側面図が、翼幅に沿って分配された個々のダクト１４７００内にそれぞれ包み込まれた、複数のＥＦ１４６００を伴って示される。

他の実施形態は、図４６ｂ、４７、４８、４９、および５０に示されるような掃引およびテーパ状翼設計１５０００を含み得る。図４７は、複数の推進器ダクト１５６００を伴う掃引およびテーパ状翼１５０００を示す。図４７は、翼のＴＥ区分が示されたＢＳＷ内の個々の内部ダクト１５６００を伴うＥＦの等角図である。図４８は、翼１５０００の下面区分が示されたＢＳＷ内の個々の内部ダクト１５６００を伴うＥＦの上面図を示す。図４９は、上面と下面との間に共有ＬＥ入口を伴うＢＳＷ内の個々の内部ダクト１５６００を伴うＥＦの正面図である。図５０は、分割ＴＥ出口を伴うＢＳＷ内の個々の内部ダクト１５６００を伴うＥＦの後面図である。また、翼は、先端の近傍で過剰に薄く、小直径電気推進器さえも収容することができない場合があり、翼の機内部分が機外部分よりもそのようなソリューションに役立ち得ることを意味する。

（エレクトロファン対エレクトロプロップ）

ＥＦおよびＥＰが、おそらく、それらの燃焼対応物、すなわち、ターボファンおよびターボプロップと同一の利点のうちのいくつかを共有するであろうことを想像することができる（表１０）。

（ＥＴ密度）

本節は、本発明の実施形態による、翼上の推進器の可能な設置および航空機設計へのその影響を説明する。翼搭載型燃焼スラスタ、例えば、前の節の５×５×５スライスベースの分類に従った１２５の位置を伴う双発エンジン飛行機が、存在し得る。

電気スラスタに関して言えば、ＥＦ、ＥＰ、または混合ソリューションを選ぶかどうかにかかわらず、翼幅に沿ったＥＴの分布は、燃焼スラスタよりも緻密であり得る。幅に沿ったＥＴ分布の許容密度を前提として、３つの方向（幅、弦、および厚さ）の各々に沿った従来的燃焼スラスタの位置をカテゴリ化するために使用した、５つの一般的スライスは、ＥＴに関してこれらの方向のうちの２つのみ、すなわち、付随的に翼のより小さい寸法である弦および厚さにおいて依然として有用である。幅に関して、これは、それらの場所をカテゴリ化するために５つを上回るスライスを要求し得、代わりにＥＴ密度の観点から考えなければならない。

ＥＴのより小さいサイズは、３つ全ての方向に沿った複数の位置にそれらを搭載することを可能にする。同一の飛行機は、ＬＥおよびＴＥにおいて、翼の上方および下方の両方にＥＴを有する一方、幅に沿ってそれらを分配することができる。ＥＴは、あるレベルの密度を伴って翼の幅に沿って分配され得る。幅および弦が、小さい寸法であるほど、搭載位置は、比較的に離散したままとなる。

以下は、本発明の実施形態による、可能な搭載構成である。
・（図５１、５２、５３、５４、５５、および５６に示される）同時に幅および厚さに沿った密度を図示する翼の正面図
・（図５７、５８、および５９に示される）同時に幅および弦に沿った密度を図示する翼の上面／底面図

（幅および厚さに沿ったＥＴ密度）

幅および厚さに沿ったＥＴ密度の観点からの本発明の実施形態による、可能性のうちのいくつかの概略表現が、図５１、５２、５３、５４、５５、および５６の正面図スケッチに示される。これらの概念は、ＥＰおよびＥＦの両方に適用されることができるが、ＥＦ１６０５０が、示される。
〇図５１は、１列１６０００内の幅に沿ったＥＴ分布を示す。図５１は、２４個のＥＴ１６０５０（両側に１２個）の接線方向に／緻密に充塞された１列が、完全に翼の上方に、完全に翼の下方に、または上面および下面に跨座してのいずれかで、１列１６０００内で幅に沿って拡散され得る様子の概略表現を示す。
〇図５２は、１つおきのＥＴを省略する、より疎隔なバージョン１６１００（２４個のＥＴの代わりに１２個のＥＴ）を示す。

図５３は、翼の上面および下面の両方の上に空気を吹き出す、緻密２列構成１６２００（２６～４８個のＥＴ）を示す。図５４は、１０～２４個のＥＴを伴うより疎隔な２列構成１６３００を示す。

図５５は、翼の上面および下面の両方の上に空気を吹き出す、緻密３列構成１６４００（２８～７２個のＥＴ）を示す。図５６は、１０～２４個のＥＴを伴うより疎隔な３列構成１６５００を示す。

（幅および弦に沿ったＥＴ密度）

類似様式で、図５１－５６に示されるような幅および厚さに沿った本発明の実施形態によるＥＴ分布では、ＥＴ１６０５０は、緻密または疎隔様式で、ＬＥの近傍の幅、弦の中央、および／またはＴＥに沿って、単一もしくは複数の列で分布されることができる。

図５７は、１６－ＥＴ（より緻密な）１６６００および８－ＥＴ（より疎隔な）１６７００構成における幅に沿った１列ＥＴ分布を図示する。

図５８は、３２－ＥＴ（より緻密な）１６８００および１６－ＥＴ（より疎隔な）１６９００構成における幅に沿った２列ＥＴ分布を図示する。

図５９は、緻密４８－ＥＴ１６９２５および４６－ＥＴ１６９５０からより疎隔な３０－ＥＴ、２４－ＥＴ、および１６－ＥＴまでの構成における幅に沿った３列ＥＴ分布を図示する。

（特に構成４００上のＥＴ分布のさらなる例）

以前に記述されたように、接合翼の２つの組はもちろん、翼の単一の組上のＥＴ分布の準無限の可能性が存在する。可能性のうちのいくつかをともに組み合わせる場合、可能性／構成の数は、１８０の合計可能性を伴う表１１に見られるように、依然として極めて大きい。

下記は、図２に示される構成４００に関連するそれらの翼構成等の上記に説明される構成に関するいくつかの分布可能性である。

（ＥＴ構成）

（６－ＥＴ構成）

ＥＴ１７０５０を伴うこの構成１７０００が、図６０（等角）、６１（上面）、６２（側面）、および６３（正面）に示される。

（１４－ＥＴ構成）

図６４（等角）、６５（上面）、６６（側面）、および６７（正面）に示される、この構成１７１００は、６から１４までのＥＴ１７０５０の数の増加を示す。ＥＴ直径が、より小さくあり得ることに留意されたい。

（３０－ＥＴ構成）

図６８（等角）、６９（上面）、７０（側面）、および７１（正面）は、構成１７２００におけるさらに多くのＥＴ１７０５０（数が３０）を示す。ＥＴ直径は、依然として、より小さくあり得る。

（ｘ．同時に複数の構成パラメータを変動させる）

（ＥＦの代わりにＥＰを使用する）

本発明の実施形態では、ＥＦ（例えば、１７０５０）の代わりにＥＰ１７０７５を利用する、構成１７３００の図７２（等角）、７３（上面）、７４（側面）、および７５（正面）。

ＥＦ１７０５０をＥＰ１７０７５に変更する以外にも、弦および厚さに沿ったＥＴ１７０７５の位置は、前の場合と比較して異なる。

（ＥＰおよびＥＦの混合物を使用する）

別の実施形態では、ＥＰ１７０５０およびＥＦ１７０７５の両方の混合物が、使用され得る。そのような構成１７４００が、図７６（等角）、７７（上面）、７８（側面）、および７９（正面）に示される。

ＥＰ１７０７５をＥＦ１７０５０と混合する以外にも、ＥＴの数は、増加しており、混合弦位置が、使用され、機体のタイプは、図１１示されるようなＢＷＢ４１００等のＢＷＢである。

（翼の内側および外側で異なるサイズのＥＰを使用する）

以前に議論され、図４５に示されるような共有押出ダクトを使用する、内部ＥＦ１７０５０を含む、異なるサイズを伴うＥＦ１７０５０が、利用され得る。

異なるＥＦ１７０５０を混合する以外にも、ＥＦ１７０５０の数が、増加されることができる。本発明の実施形態による、この構成１７５００の例が、図８０（等角）、８１（上面）、８２（側面）、および８４（正面）に示され、混合弦位置、混合厚さ位置を使用する。図８３および８５は、押出共有ダクト１４６５０を使用する翼の機内区分内に内部搭載型ＥＦを伴う二重機体５０００の接近図を示す。さらに、構成１７５００は、図１５に示される構成５０００で示されるような機体を利用する。

（ＩＶ．推力差を通した制御および安定性）

（ｉ．航空機軸、モーメント、および力）

従来的航空機設計では、図８６に示されるような３つ全ての軸に沿った安定性および制御が、典型的に、種々のタイプの空気力学的表面を介して達成される。
・横軸ピッチ制御が、尾翼、エレベータ、スタビレータ、エレボン、またはカナード等の種々の形態の水平スタビライザによって達成される。
・垂直軸ヨー制御が、ある形態の垂直スタビライザ、典型的に、方向舵によって達成される。
・縦軸ロール制御が、補助翼、エレボン、フラッペロン、または尾部搭載型スタビレータ等の翼端の近傍のある形態の水平表面によって達成される。

（ｉｉ．推力差）

図２に示されるような構成４００を含む上記に説明される翼構成、およびＬＷならびにＴＷの幅に沿って分配されたスラスタを伴うＤＥＰシステムを用いると、上記の制御機能は、慎重に選定されたスラスタの間の推力差を使用することによって、本発明の実施形態に従って増補される、または完全に置換されることができる。完全３軸制御権限は、構成４００を含む、上記に説明されるもの等の構成を使用して、３つ全ての方向へのスラスタの分布を可能にするアーキテクチャを通して、可能である。
・ＬＷとＴＷとの間の縦軸に沿ってスラスタ分布が存在する。
・右舷と左舷との間の横軸に沿ってスラスタ分布が存在する。
・低搭載型翼と高搭載型翼との間の垂直軸に沿ってスラスタ分布が存在する。

一般に、各個々のスラスタによって生成される推力の量は、２つの方法を使用して制御されることができる。
・１つの方法は、推進器のＲＰＭを変動させることのみに依拠する。これは、例えば、好評の消費者クワッドコプタ上で使用される方法である。
・別のものは、そのような制御が推進器に内蔵された場合、推進器のブレードピッチ角を変動させることに依拠する。この方法は、小型一般航空機から、Ａｉｒｂｕｓ Ａ４００Ｍ可変ピッチプロペラを示す、図８７に示されるような軍事用ターボプロップまで、多くのプロペラ駆動型飛行機上で利用可能である。

上記の２つの方法は、必要である場合、組み合わせられることができる。他の推力制御可能性も存在するが、実質的な重量および複雑性を追加し得る。

可変幾何学形状入口／排気口：推進器が、任意のダクトを有する場合、入口および／または出口の幾何学形状は、Ｆ－１５の可変幾何学形状排気ノズルを示す、図８８に示されるように、推力を増加／減少させるように変化されることができる。

推力偏向：
・Ｐｉａｓｅｃｋｉ Ｘ－４９ ＳｐｅｅｄＨａｗｋ上の偏向推力ダクトプロペラを示す、図８９に示されるように、出口ダクトまたはノズルの表面を偏向させることによるもの
・図９０に示されるようなロケットエンジンの場合のように、ジンバル搭載を通して、スラスタ全体または少なくともその推進器を３Ｄ偏向させること、もしくは船方位角スラスタのように２Ｄ偏向させることによるもの

本発明の実施形態で使用されるような推力差：本発明の実施形態のために、ピッチ、ロール、およびヨーにおいて推力差を介して制御ならびに安定性を提供することが可能である。これは、タンデム翼を使用するＤＥＰ航空機の３つ全ての軸に沿って多数のＥＴを分配し得るという事実に起因する。また、翼に沿ってＥＴを分配することは、推力の微細制御だけではなく、翼上のＥＴの搭載場所においてローカルで生成される揚力の微細制御も可能にする。換言すると、推力差は、誘発揚力差に伴い、それから利益を得る。

（ピッチ制御）

ピッチ制御は、それらの低搭載型対応物と比較して、異なる量の推力を生成する、１つまたはいくつかの高搭載型スラスタを使用することによって、本発明の実施形態に従って増補される（または完全に置換される）ことができる。例えば、図２の構成４００に基づく構成１８０００の２つの高搭載型対２つの低搭載型ＥＴ１８０５０の推力差を介したピッチダウン制御の図９１（等角）、９２（上面）、９３（側面）、および９４（正面）に示される。

翼：
１．ＬＷは、低搭載型ＢＳＷである
２．ＴＷは、高搭載型ＦＳＷである

単一の機体１８０７５が、使用される。

推進：６つのエレクトロファンスラスタ
１．４つのスラスタが、以下に搭載される。
・幅に沿ったＸＭＳ（Ｓ３）
・弦に沿ったＬＭＣ（Ｃ２）
・厚さに沿ったＡＵＳ（Ｔ５）
２．２つのスラスタが、それらの共有ウィングレットにおいてＬＷおよびＴＷによって共有され、以下に搭載される。
・幅に沿ったＸＴＰ（Ｓ５）
・弦に沿ったＬＭＣ（Ｃ２）

本発明の実施形態では、縦軸１８１００に沿った矢印は、推力ベクトルの方向および強度を示し、上向きの矢印１８１５０は、誘発揚力ベクトルの方向および強度を示し、円形矢印１８１７５は、ピッチモーメントを示す。

ピッチダウン制御は、ＴＷ上の高搭載型スラスタがＬＷ上の２つの低搭載型スラスタよりも高い推力を生成するときに、達成される。ピッチダウンモーメントは、少なくとも２つの非常に明確に異なる源によって生成される。
・第１の源は、水平に向けられた推力ベクトルおよびそれらの異なる垂直位置である。より大きい推力ベクトルのより高い垂直位置対より小さい推力ベクトルのより低い垂直位置。
・第２の源は、準垂直に向けられた揚力ベクトルおよびそれらの異なる縦位置である。後部搭載型ＴＷ上のより大きい空気流によって誘発されるより大きい揚力対前部搭載型ＬＷ上のより小さい空気流によって誘発されるより小さい揚力。

上記のこの６スラスタ構成１８０００は、制御視点から最小の構成である。３つの前述の軸に沿って分配された、より多数のスラスタを伴う任意の他の構成も、任意の数の構成を伴って、かつ異なる搭載ステーションにおいて搭載される任意のタイプの推進器を伴って、可能である。

他の実施形態では、より高いＥＴ１８０５０密度を伴う構成が、さらに微細なレベルの制御を生成し得る。図９５（１４個の高搭載型対１４個の低搭載型ＥＴ１８０５０の推力差を介したピッチダウン制御の等角図を示す）、９６（上面）、９７（側面）、および９８（正面）は、３０スラスタ構成１８２００を示す。

２つの翼端搭載型ＥＴ１８０５０は、ピッチ制御に関与しない。他の２８個のＥＴ１８０５０は、ピッチ制御に寄与することができる。ピッチモーメントの強度を制御および微調整するための複数の方法が存在する。前述で記述されたように、推力差を印加する最も単純な方法は、ＥＴ１８０５０のＲＰＭを変化させることである。ＥＴ１８０５０密度が高い場合、ピッチ制御に関与するＥＴ１８０５０の数を調節することもできる。前述の３０スラスタ構成では、２８個ものＥＴ（図９５－９８）または構成１８３００を示すわずか４つのＥＴ（図９９、１００、１０１、および１０２）を使用することができる。

ＲＰＭを変化させること、または異なる数のＥＴ１８０５０を使用することに加えて、本発明の実施形態による、別の方法は、そのような機構が含まれる場合、ＥＴ内の推進器のブレードピッチ角を変化させることに依拠する。劇的ピッチダウンモーメントは、低搭載型スラスタが、それらのブレードピッチ角を低減させ（風車モード）、またはそれらを完全に逆転させ（推力逆転モード）、したがって、図１０３（推力逆転モード、構成１８４００における、２つの高搭載型ＥＴ対２つの低搭載型ＥＴの推力差を介した劇的ピッチダウン制御の等角図）、１０４（上面）、１０５（側面）、および１０６（正面）に図示されるように、推力の代わりに抗力を生成する場合、達成されることができる。ＥＴ１８０５０が、いずれのブレードピッチ制御も含まない場合、類似効果が、モータのＲＰＭを逆転させることによって潜在的に達成され得る。ＬＷ推力ベクトルの逆転およびそれらを抗力ベクトルに変えること以外にも、誘発揚力も、次いで、低減されるか、または可能性として完全に負の揚力にさえも変えられるかのいずれかであろう。これは、緊急操縦、曲芸飛行、または戦闘のための潜在的超操縦性用途を有し得る。

ピッチアップ制御に関して、低搭載型および高搭載型ＥＴの役割は、逆転される。これは、低搭載型ＬＷスラスタにおいて、より高い推力（および結果としてより高い誘発揚力）を用いて達成されることができる一方、より低い推力が（または抗力さえも）、図１０７（２つの高搭載型ＥＴ対２つの低搭載型ＥＴの推力差を介したピッチアップ制御の等角図）および１０８（推力逆転モードにおける２つの高搭載型ＥＴ対２つの低搭載型ＥＴの推力差を介した劇的ピッチアップ制御の等角図）に図示されるように、高搭載型ＴＷスラスタにおいて生成される。

（ヨー制御）

ヨー制御は、それらの左舷搭載型対応物と比較して、異なる量の推力を生成する、１つまたはいくつかの右舷搭載型スラスタを使用することによって、本発明の実施形態に従って増補される（または完全に置換される）ことができる。以前に示された６スラスタ例証的例では、右舷へのヨーは、左舷側の翼端搭載型スラスタが、図１０９（翼端搭載型ＥＴの推力差を介した右舷へのヨー制御の等角図）および１１０（翼端搭載型ＥＴの推力差を介した右舷へのヨー制御の上面図）に示されるように、右舷上の翼端搭載型スラスタよりも高い推力を生成するときに、達成される。

同様に、別の実施形態では、より劇的な右舷へのヨーのモーメントは、右舷搭載型スラスタが、そのブレードピッチ角を低減させる場合、推進器が、ブレードピッチ制御を有する（風車モード）、またはそれらを完全に逆転させ（推力逆転モード）、したがって、図１１１（右舷翼端搭載型ＥＴの推力逆転を介した劇的な右舷へのヨー制御の等角図）および１１２（右舷翼端搭載型ＥＴの推力逆転を介した劇的な右舷へのヨー制御の上面図）に示されるように、推力の代わりに抗力を生成する場合、達成されることができる。再度、これは、潜在的超操縦性用途を有し得る。

（ロール制御）

ロール制御は、それらの左舷搭載型対応物と比較して、異なる量の空気流、したがって、誘発揚力を生成する、１つまたはいくつかの右舷搭載型スラスタを使用することによって、本発明の実施形態に従って増補される（または完全に置換される）ことができる。以前に示された６スラスタ例証的例では、左舷へのロールは、右舷上のミッドスパン搭載型スラスタが、図１１３（ミッドスパン搭載型ＥＴの推力差および誘発揚力差を介した左舷へのロール制御の等角図）および図１１４（ミッドスパン搭載型ＥＴの推力差および誘発揚力差を介した左舷へのロール制御の正面図）に示されるように、左舷上のミッドスパン搭載型スラスタよりも高い空気流を生成し、したがって、より多くの揚力を誘発するときに、達成される。

別の実施形態では、より劇的な左舷へのロールのモーメントは、左舷搭載型スラスタが、それらのブレードピッチ角を低減させる、またはそれらを完全に逆転させ、したがって、図１１５（左舷ミッドスパン搭載型ＥＴの推力逆転を含む、ミッドスパン搭載型ＥＴの推力差および誘発揚力差を介した劇的な左舷へのロール制御の等角図）および１１６（左舷ミッドスパン搭載型ＥＴの推力逆転を使用する、ミッドスパン搭載型ＥＴの推力差および誘発揚力差を介した劇的な左舷へのロール制御の正面図）に示されるように、左舷翼の推力の代わりに抗力、および潜在的に失速部分さえも生成する場合、達成されることができる。再度、これは、潜在的超操縦性用途を有し得る。

誘発揚力を介したロール制御のこの方法では、ロールおよびヨーは、同時に生じ、これが有利であり得ることに留意されたい。殆どの従来的飛行機では、補助翼を使用することは、図１１７に示されるように、調整旋回を実施するために方向舵作用によって補償されなければならない、反対方向への不利なロールを生成する。そうすることができないことは、航空機の機首が旋回の外側で滑動する、「滑動旋回」をもたらす。本実施形態の場合、誘発ヨーが、実際に所望の方向にある。しかしながら、本実施形態の誘発ヨーが、過剰であることが判明する場合、航空機は、「横滑り」して旋回する場合があり、これは、望ましくないであろう。そのような状況では、本発明の実施形態による翼端搭載型スラスタは、故に、翼上の空気流に影響を及ぼすことなく、すなわち、誘発翼揚力に影響を及ぼすことなく、過剰なヨーを打ち消すことができる。要約すると、本発明の実施形態は、常に、自然に、または翼端搭載型スラスタからのある程度の支援を使用することによってのいずれかで、調整旋回を実施することが可能であるべきである。

（安定性）

安定性問題への従来的アプローチは、航空機が、所望の姿勢への意図しない変化に応じて、安定した水平姿勢に自然に戻る、設計につながる。これは、飛行機の受動安定性のための基礎であるが、本自然な安定性は、航空機の空気力学的性能を犠牲にして成り立つ。制御本位航空機（ＣＣＶ）では、航空機の姿勢への補正が、飛行制御コンピュータ（ＦＣＣ）によって実行される。これは、人工安定性としても公知である、能動安定性のための基礎である。１９７０年代の人工安定性の出現以降、ＦＣＣを通した人工安定性を航空機に提供することが、ますます可能となっている。本実施形態は、上記に説明される制御システムと併せて、必要に応じて、最先端の静安定緩和フライバイワイヤ（ＲＳＳ／ＦＢＷ）システムを利用し得るため、自然に安定する必要がない場合がある。上記に説明される推力差制御機構は、コンピュータ支援能動安定性にうまく適合されている。

（Ｖ．離着陸）

（揚力生成：飛行機対ヘリコプタ）

当業者は、飛行機対ヘリコプタにおける揚力生成のある側面を比較することができる。固定翼飛行機および回転翼ヘリコプタは、類似および異なる方法の両方で揚力を生成する。類似性は、両方の航空機タイプが揚力面にわたって、かつその下に空気を移動させるという事実にある。

飛行機の場合、揚力面は、固定翼であり、空気は、航空機全体を前方に移動／平行移動させることによって、翼の上、およびその下を移動させられる。この概念に組み込まれている本質的な利点および不利点が存在する。利点は、航空機全体の前方移動が運動量を徐々に蓄積すると、運動量を保つことが比較的に容易であることである。エンジンは、単に、クルーズの間に抗力を打ち消し、運動量、したがって、揚力を保存するために十分な推力を生成しなければならない。不利点は、徐々に入手され、継続的に維持された前方移動がないと、飛行機を浮いた状態で保つために翼の上、およびその下を流動する十分な空気が存在せず、したがって、従来的固定翼飛行機が、定位置でホバリングすることができないことである。

ヘリコプタの場合、最初に、空気を通して移動しているものは、航空機全体ではなく、その揚力面のみ、すなわち、空気に対して移動／回転されるロータブレードである。これは、ヘリコプタにホバリングする能力を与えるが、前方飛行効率に多大な犠牲を払う。ロータは、飛行機のプロペラと比較して巨大であるが、それらが蓄積する運動量は、航空機全体の移動の運動量よりもはるかに少ない。ヘリコプタが、地面の近傍にあるとき、地面効果が、ホバリング効率に役立つが、地面効果から抜け出すと、ホバリング効率は、減少する。ヘリコプタが前方に移動し始めると、ある程度のホバリング効率が、組み合わせられたヘリコプタ前方移動およびロータ回転に起因して取り戻される。再度、この概念に組み込まれている本質的な利点および不利点が存在する。その翼を回転させることによる、垂直離陸／着陸および定位置のホバリングというヘリコプタの本質的な利点は、高速で前方に移動し始めると、不利点になる。航空機の片側で、ブレードが、気流の中に前進する一方、反対側で、ブレードは、後退し、回転するにつれてブレードのピッチ角を持続的に変化させる、複雑な機械的ソリューションを要求する。最終的に、この概念を用いて行われ得るものへの空気力学的限界が存在する。最も困難な限界のうちのいくつかは、前進ブレードが、ロータ先端の近傍の圧縮性影響および衝撃波につながるより高い相対風速を受ける一方、後退ブレードが、より低い相対風速を受け、最終的に失速につながるさらに高い迎角に適合することを強制することである。

（離着陸のモード）

タンデム翼、分散型推進、推力差制御等を特徴とする、上記に説明される航空機構成は、豊富な用途および使命ファイルのための改良された飛行性能に役立つ。故に、本実施形態は、離着陸動作の観点から種々の要件のために最適化されることができる（表１２）。範囲の最も単純な極面では、上記の構成は、従来の離着陸（ＣＴＯＬ）のために最適化されることができる。対極では、これは、垂直離着陸のために最適化されることができる（ＶＴＯＬ）。これらの２つの極面の間で、短距離離着陸（ＳＴＯＬ）が、可能である。ＳＴＯＬ動作をそれらの限界まで推し進めることは、極短距離離着陸（ＸＳＴＯＬ）と称され得るものをもたらす。

現在、殆どの固定翼航空機は、ＣＴＯＬで動作する。いくつか、多くの場合、軍用輸送機は、ＳＴＯＬ能力を有する。非常に少ないもの、通常、小型ブッシュプレーンは、ＸＳＴＯＬ能力を有する。説得力のある固定翼アーキテクチャを生産するための数十年の試行にもかかわらず、ＶＴＯＬは、依然として、回転翼航空機によって大幅に占められている。

（ＣＴＯＬ）

滑走路上の加速および減速を伴う従来の離着陸（ＣＴＯＬ）は、離着陸の最も普及した方法である（図１１８）。これは、適切な滑走路が利用可能である限り、より安価でより効率的な航空輸送に直接変換される比較的に小さい推力対重量比を可能にする。

（高揚力デバイス）

殆どの飛行機は、離着陸のために、それらの後縁ＴＥおよび前縁ＬＥにおけるある形態の高揚力デバイスを使用する。最も一般的なデバイスは、受動／非電動であり、機械的に翼／エアフォイルの形状を改変することによって稼働する。それらは、典型的に、フラップ、スラット、およびスロットを含む（図１１９）。あまり一般的ではないが、境界層を制御し、流動注入または吸引によってそれが分離することを防止するための能動／電動デバイスが存在する。

ＴＥデバイスは、通常、同一の迎角において飛行しながら翼の揚力を増加させることに役立ち、これは、本質的に、飛行機が、より遅く飛行しながら、高い揚力を生成することを可能にする。ＬＥデバイスは、失速の開始をより高い迎角まで推し進める。ＴＥおよびＬＥデバイスの組み合わせられた使用は、最終的に、飛行機が、より低い速度においてより高い揚力を有することを可能にし、それらが、より安全な速度においてより短い滑走路から容易に離陸し、そこに着陸することを可能にする（図１２０）。

（ＣＴＯＬからＳＴＯＬへ：翼の上に空気を吹き出す）

（電動揚力）

プロペラの背後の空気流は、一般的に、後流と称される。従来的に、ジェットエンジンの背後の空気流は、「ジェット」または「ジェット排気」と称されるが、本書では、それを生成する推進器がダクト付きであるか、ダクトなしであるかどうかにかかわらず、単語「後流」が使用されるであろう。

翼は、空気を通して翼を移動させるか、または翼の上に空気を吹き出すかどうかにかかわらず、揚力を生成するであろう。揚力が、エンジン電力を使用して後者の形態で生成されるとき、電動揚力を有する。いくつかの電動揚力アプローチは、外部流に依拠し、他のものは、内部流に依拠する。図１２１は、ダクトなしプロペラおよびダクト付きファンからの後流の使用を含む電動揚力への種々のアプローチを要約する。

上記に記述されるような電動揚力の説明は、ＶＴＯＬ能力を仮定するため、より制限的であるＦＡＡの定義と異なり得ることに留意されたい。

「電動揚力は、主に、これらの飛行体制の間の揚力のためのエンジン駆動型揚力デバイスまたはエンジン推力、および水平飛行の間の揚力のための非回転エアフォイルに依存する、垂直離陸、垂直着陸、ならびに低速飛行が可能な重航空機を意味する。」

固定翼飛行機は、通常、後流を受ける翼の一部を有する。これは、翼が推進器の下流の加速された空気に浸されている面積内で翼の揚力を局所的に増加させる。ＳＴＯＬ飛行機は、非常に精巧な高揚力デバイスと組み合わせられた推進器後流を利用し、ＣＴＯＬ飛行機と比較して、離着陸の間に有意により高い揚力を生成する。

（外部吹出式翼および大型ＳＴＯＬ飛行機）

電動揚力の外部方法は、概して、内部方法よりも一般的である。それらは、大型ＳＴＯＬ飛行機で広く使用されており、多くの場合、以下の３つのカテゴリうちの１つに該当する。

（吹出式下面）

後流は、通常、幅に沿った搭載位置ＲＭＳ（Ｓ２）からＭＳＴ（Ｓ４）、弦に沿ったＸＬＥ（Ｃ１）、および厚さに沿ったＢＬＳ（Ｔ１）またはＸＬＳ（Ｔ２）において、翼の下面の上に吹き出される。

これは、特に、ＳＴＯＬ軍用輸送機のために、ジェットエンジンを使用するときに、最も一般的な方法である。

この方法は、実験用ＹＣ－１５（図１２２）上で１９７０年代に研究された。ＹＣ－１５は、生産に入るために発注されなかったが、将来の生産用飛行機であるＣ－１７（図１２３）のための基礎になった。

（吹出式上面）

後流は、通常、幅に沿った搭載位置ＸＲＴ（Ｓ１）またはＲＭＳ（Ｓ２）、弦に沿ったＸＬＥ（Ｃ１）、および厚さに沿ったＸＵＳ（Ｔ４）において、翼の上面の上に吹き出される。
・これは、上記の方法ほど一般的ではない。これは、コアンダ効果、すなわち、凸面に取り付けられたままとなる流体ジェットの傾向に依拠する。
・この方法はまた、実験用ＹＣ－１４（図１２４）上で１９７０年代に研究された。ＹＣ－１４または任意の類似設計は、米国では生産に入るために発注されなかったが、本設計は、そのソビエト対応物である、Ａｎ－７２およびその後継機Ａｎ－７４（図１２５）である程度の生産成功を見出した。

（吹出式上面および下面）

後流は、通常、幅に沿った搭載位置ＲＭＳ（Ｓ２）からＭＳＴ（Ｓ４）、弦に沿ったＸＬＥ（Ｃ１）、および厚さに沿ったＸＬＳ（Ｔ２）またはＸＭＴＳ（Ｔ３Ｓ）において、翼の下面および上面の両方の上に吹き出される。
・これは、おそらく、３つの方法のうちで最も一般的である。
・この方法は、ＣＴＯＬおよびＳＴＯＬの両方である、多数のプロペラ電動（大抵はターボプロップ）飛行機で生産を受けてきた。
・プロペラの大きい直径に起因して、厚さに沿ったラスタ搭載位置がＳ１またはＳ２であるときでさえも、翼の上面および下面の両方の上に空気を吹き出す自然な傾向が存在する。
・大型軍用輸送ＳＴＯＬ飛行機の先駆者らは、１９５０年代以降、特に、Ｂｒｅｇｕｅｔ ９４１（図１２６）と、この方法を使用した。より近年の例は、Ａ４００Ｍ（図１２７）である。

（ＳＴＯＬからＸＳＴＯＬへ）

（ＳＴＯＬ定義）

ＳＴＯＬが定義される方法に、ある程度の曖昧性が存在し得る。典型的に、焦点は、乗り越えるべき５０フィート（１５メートル）障害物を含む、離陸または着陸の開始からの全水平距離にある。本アプローチの欠点のうちの１つは、図１１８において前述で見られたように、離陸または着陸ロールの長さに要件がないことである。また、飛行機重量および／または寸法の観点からＳＴＯＬ基準調節も存在しない。ＳＴＯＬのＤＯＤ／ＮＡＴＯ定義は、以下のように書いてある。

「離陸の開始または着陸の際の１，５００フィート（４５０メートル）以内の５０フィート（１５メートル）障害物を乗り越え、５０フィート（１５メートル）障害物を通り過ぎた後に、１，５００フィート（４５０メートル）以内で停止する航空機の能力。」

表１３および図１２８は、ＳＴＯＬ離陸として適格であろう地上ロール距離および上昇水平距離の種々の組み合わせを示す。ＳＴＯＬ着陸は、類似するであろう。縮尺が例証のために誇張された、図１１８のスケッチと異なり、図１２８のスケッチは、一定の縮尺により近い。

（フィート）は、最近傍の５０フィート増分に四捨五入される。

ＣＴＯＬにおける離着陸は、典型的に、３度に近い浅い角度において生じる。ＳＴＯＬ動作は、他方では、６度を超える、非常に急な角度を含み得る。

ＳＴＯＬ性能は、航空機サイズ／重量に極めて敏感である。Ｗｉｋｉｐｅｄｉａは、表１４内のいくつかの追加および削除を伴って、ほぼその全体として再現される、ＳＴＯＬ飛行機のリストを有する。リストは、不完全であるが、いくつかの際立った事実に気付くことを可能にする。
・いくつかの例外を伴って、離陸距離は、常に、着陸距離よりも長く、したがって、航空機がＤＯＤ／ＮＡＴＯ定義によるＳＴＯＬカテゴリに該当するかどうかを決定する際の限定要因を構成する。
・重量：
〇表は、航空機重量についていずれの情報も有していないが、Ｗｉｋｉｐｅｄｉａ内の航空機毎の「仕様」節をチェックすると、最短ＳＴＯＬ性能を伴う飛行機が、通常、より小型で最軽量のものであることを示す。
〇以前に議論された大型軍用輸送機（ＹＣ－１４、ＹＣ－１５、Ｃ－１７、およびＡ４００Ｍ）の多くは、ＳＴＯＬ要件を伴って設計され、同一の重量カテゴリ内のそれらのＣＴＯＬ対応物と比較して、実際にはるかに短距離の離着陸能力を有するとしても、厳密なＳＴＯＬ定義の下に該当さえしない。
・表内の最高性能の飛行機の殆どは、典型的に、極めて単純なローテク構成を共有する。
〇単一のエンジン
〇テイルドラッガ
〇従来の前部翼／後部尾翼
〇高翼
〇前縁スラット

（極ＳＴＯＬ（ＸＳＴＯＬ））

ＸＳＴＯＬを構成するものに関して明確な定義が存在しない場合がある。前述で述べられたことは、ＳＴＯＬの定義がいくつかの欠点を有したことである。
・５０フィート（１５メートル）障害物を乗り越えるための地上ロール距離と水平距離との間の区別の欠如
・飛行機サイズおよび／または重量の考慮の欠如

２乗３乗（の）法則は、航空機設計において後者を特に困難にする。航空機が、長さ／幅／高さを２倍にするにつれて、その飛行特性を決定する表面／面積は、４倍になり、対応する体積は、８倍になる。例えば、より広い前部面積またはより広い湿潤面積は、さらなる抗力をもたらす。同様に、固定密度を伴う材料のより大きい体積は、対応してより大きい質量／重量をもたらす。重量の場合、飛行機の真の離着陸性能は、最大離陸重量（ＭＴＯＷ）および最大設計着陸重量（ＭＤＬＷ）において測定されることができる。

ＸＳＴＯＬは、以下の基準によって定義され得る。
１．航空機の長さより１０倍短い地上ロール距離を伴ってＭＴＯＷにおいて離陸し、ＭＤＬＷにおいて着陸する能力を有する。
２．（標準の３度の代わりに）９度またはそれよりも高い傾斜を伴ってＭＴＯＷにおいて離陸し、ＭＤＬＷにおいて着陸する能力を有する。これは、それに約３１５フィート（約１００ｍ）で５０フィート（１５ｍ）障害物を乗り越える能力を与えるであろう。

代替として、上記の２つの基準を単一の基準に組み合わせる、簡略化されたバージョンは、５０フィート（１５ｍ）までの離陸またはそこからの着陸＜１０×機体長さ＋３１５フィート（１００ｍ）として表され得る。

上記の基準を表１４内の航空機に適用する場合、基準を満たし、ＸＳＴＯＬとして適格である飛行機は殆どないであろう。基準を満たす殆どの飛行機は、「ブッシュプレーン」、自家製キット飛行機、軽量スポーツ用航空機（ＬＳＡ）の非常に軽量のカテゴリに該当する。いくつかのより大型の／より重い飛行機が、基準を満たすことに留意されたい。表１５は、質量／サイズの範囲の各終端に２つずつ、質量／サイズの順序で４つの顕著な例を列挙する。

（軽量ＸＳＴＯＬ例：Ｆｉｅｓｅｌｅｒ Ｆｉ １５６ ＳｔｏｒｃｈおよびＺｅｎｉｔｈ ＳＴＯＬ ＣＨ ８０１）

Ｓｔｏｒｃｈは、おそらく、歴史の中で最も古いＸＳＴＯＬ飛行機のうちの１つである。大型ＴＥフラップ以外にも、これは、図１２９に見られるように、固定全長ＬＥスラットを有する。ＣＨ８０１（図１３０）を含む、殆どの軽量ＳＴＯＬ、および事実上全ての軽量ＸＳＴＯＬ飛行機は、本特徴を共有する。ＣＨ８０１を特徴付ける側面のうちの１つは、全長ＬＥ固定スラットに加えて、非常に珍しい全長ＴＥフラッペロンも有することである（「フラッペロン」は、フラップおよび補助翼の機能を組み合わせる、可動ＴＥ表面を指す用語である）。換言すると、翼全体が、その高揚力構成において空気流を湾曲させることができる。両方の飛行機が、高翼、単一機首搭載型プロペラ、および従来的後部搭載型尾翼を共有することに留意されたい。

（重ＸＳＴＯＬ例：Ｄｅ Ｈａｖｉｌｌａｎｄ Ｃａｎａｄａ ＤＨＣ－４ ＣａｒｉｂｏｕおよびＢｒｅｇｕｅｔ ９４１）

Ｃａｒｉｂｏｕ（１３１）およびＢｒｅｇｕｅｔ ９４１（１３２）の両方は、それらの翼幅全体に沿って延設されるＴＥフラップを有する。

ＣＨ ８０１と異なり、それらは、一体フラッペロンを使用しない。機内フラップは、機外フラッペロンと別個であり、異なる角度まで延在する。

これらの２つのより大型の飛行機の性能を比較するとき、詳細に隠された驚くべき性能の数字が存在する。すなわち、Ｂｒｅｇｕｅｔ ９４１は、Ｃａｒｉｂｏｕよりも１．５倍の重量があり、それでもなお、類似離着陸距離を有する。これは、４０，０００ポンドの飛行機であるにもかかわらず、８００フィート（２４４ｍ）対８６０フィート（２６２ｍ）における離陸においてＣａｒｉｂｏｕより性能が優れてさえもいる。Ｂｒｅｇｕｅｔ ９４１は、大規模生産を受けなかったが、２つのうちのより革新的なものであり、その飛行機から学習される教訓のうちのいくつかは、分散型電気推進のための電動揚力に適合されることができる。

（Ｂｒｅｇｕｅｔ ９４１の一意の特徴）

Ｂｒｅｇｕｅｔ ９４１の開発に関与する、４つの主要な飛行機が存在した。
・無人ＲＣ１／６スケール自由飛行実験繋留モデル（図１３３）
・Ｂｒｅｇｕｅｔ ９４０ Ｉｎｔｅｇｒａｌ：サブスケール有人技術デモ機（図１３４）
・Ｂｒｅｇｕｅｔ ９４１：初期フルスケールバージョン（図１３５）
・Ｂｒｅｇｕｅｔ ９４１Ｓ：最終的な改良されたより強力なフルスケールバージョン（図１３６）

時代の先を行くことの象徴として、無人ＲＣモデルは、Ｂｒｅｇｕｅｔの私設風洞内で１９５４年に４つの電気モータによって飛ばされた。これは、将来のパイロットが訓練のために使用し得る、アナログ飛行シミュレータに結合された。

表１６は、３つの無人バージョンの特性のうちのいくつかを要約する。１９５８年～１９６７年の間に、９４０、９４１、および９４１Ｓは、ＸＳＴＯＬが非常に軽量の飛行機のために留保された単なる仕掛けではないことを実証した。

表１５内の数字は、そのＭＴＯＷを下回る４，０００～５，０００ポンドにおいて初期Ｂｒ－９４１を使用して米国で行われた性能評価に対応する。

技術的側面では、Ｂｒｅｇｕｅｔ ９４１は、本発明の実施形態が以下において革新する、いくつかの一意の特徴を実証した。
１．飛行機の正面および上面図は、その翼全体がプロペラの後流に浸されたことを示す（図１３７および図１３８）。他のＳＴＯＬ飛行機は、翼の機内部分の上のみに空気を引き出した。Ｌｏｕｉｓ Ｂｒｅｇｕｅｔは、この概念のために用語「ａｉｌｅ ｓｏｕｆｆｌｅｅ」、すなわち、「吹出式翼」を作った。
２．Ｂｒｅｇｕｅｔ ９４１は、機械シャフト電力分布の革新的システムを有していた（図１３９および１４０）。
・「［・・・］エンジンは、マスタシャフトに接続された独立シャフトを駆動し、引き換えに、このマスタシャフトは、プロペラに接続された。この概念を用いると、エンジンの電力は、エンジンが同一の回転速度を有していなかった場合でさえも、４つのプロペラに一様に分配された。したがって、エンジンが故障した場合、そのタービンは、隔離されたが、対応するプロペラは、他のものと同一の速度において回転し続けた。この概念はまた、エンジン速度から独立して、電力な平等な分布をプロペラに提供した。」
・このシステムは、低速および高迎角における離陸または着陸の間に１つのエンジンが故障した場合、飛行機が横に突然ロールしないことを確実にする際に重要であった。
３．ＴＥフラップ（図１４１および１４２）
・これは、機外区分がフラッペロンである、全翼幅を横断して延設された。
・フラップは、極端な角度まで偏向され、すなわち、機内フラップは、９７度まで、機外フラッペロンは、６５度まで偏向され得る。
・電動揚力のこの方法は、偏向後流として公知である。

動作側面では、これは、若干ヘリコプタのような品質を有し、アーバンエアモビリティの迅速に進化しつつある分野に驚くほどよく役立つ特徴を実証した。
1.これは、過密な都市圏から離陸し、そこに着陸し得る（図１３７、図１４３、および図１４４）。
２．これは、準備ができていない滑走路から離陸し、そこに着陸し得る（図１３７および図１４５）。
３．これは、明確に独特の機首を下げた着陸姿勢で極端な傾斜において離陸および着陸し得る（図１４３－１４５）。

Ｂｒｅｇｕｅｔ ９４１が、その比類のないＸＳＴＯＬ偉業を達成することを可能にした、革新のうちの１つはまた、おそらく、その完全な潜在性を達成することができなかった理由のうちの１つでもある。機械シャフト電力分布システムは、広範な修理および保守を要求した（これは、動作欠点を構成する）。これはまた、翼のＬＥ内の主要な占有面積を占有した（これは、技術的欠点を構成する）。本発明の実施形態は、これらの問題に対処する。

（ＸＳＴＯＬとＶＴＯＬとの間の間隙を埋める）

（ＸＳＴＯＬ競争）

ＸＳＴＯＬにおいて、ＬＥスラット、ＴＥフラップ、および他の単純なローテクデバイスを用いて修正された、ブッシュプレーン、ＬＳＡ、および種々の軽量飛行機と競争する、愛好家のコミュニティが存在する。アラスカ州のバルディーズ空港は、そのようなイベントを主催し（図１４６および１４７）、２０１７年５月に１０フィート５インチ（３．２メートル）の世界記録の最短着陸距離を目撃した。勝者は、修正された１９３９ Ｐｉｐｅｒ Ｊ－３Ｃｕｂ（１４６）であった。同一の飛行機が、１４フィート７インチ（４．４メートル）で短距離離陸を達成した。飛行機が、飛行機の機体長さと同一の桁の離着陸地上ロールを達成するとき、それをヘリコプタと区別することは、ますます困難になる。

（どれだけの垂直が十分垂直であるか？）

ＸＳＴＯＬ競争において小型飛行機によって達成された偉業は、ある程度、それらの低重量、またはおそらく、それらの異常に高い推力対重量比に起因する。しかし、次いで、再び、同じことがヘリコプタについても言え得る。前の節は、いくつかの主要なメッセージを伝えるために、ある程度の詳細でＸＳＴＯＬ飛行機を網羅した。
・印象的なＸＳＴＯＬ性能が、１９３０年代から１９５０年代の極めて古い設計および古い技術的ソリューションを用いて達成されている。
・これらの性能は、約２，０００～６０，０００ポンド（約１～２７トン）のＭＴＯＷ範囲を伴う質量／重量／サイズのかなり広い有用な範囲を網羅する。
・現代の推進、制御システム、空気力学等を伴うより重いＸＳＴＯＬは、まだ適切に探求されていない。
・より軽量のＸＳＴＯＬは、それらの旧式の設計にもかかわらず、準ＶＴＯＬ挙動を達成し、離着陸性能においてますますヘリコプタに匹敵しつつある。

しかし、ヘリコプタは、実際に垂直に離陸または着陸するのか？ヘリコプタは、確実に垂直にホバリングするようになるが、通常、実際にそうする必要がない限り、５０フィート障害物を垂直に乗り越えない。図１４８および１４９の離陸操縦で見られるように、それらがホバリングするようになると、障害物の近接性に応じて上昇角を選定する前に、地面効果に留まろうとする。

ヘリポートの周囲の典型的接近および出発表面は、図１５０および１５１に示されるように、７．１度に対応する８：１傾斜を使用する。

離陸または着陸動作において５０フィート障害物を乗り越えることが含まれる場合、ヘリコプタは、通常、垂直に離陸または着陸しないことが議論され得る。離着陸においてヘリコプタを優位に立たせるものは、動作の地上ロール部分を排除するそれらの能力のみである。

離着陸動作外で、固定翼航空機を回避したヘリコプタを同様に優位に立たせるものは、固定翼航空機を回避したヘリコプタの定位置のホバリング能力である。

（定位置のホバリング対前方クリープ）

ブッシュプレーン等の軽量ＸＳＴＯＬ飛行機、またはＢｒｅｇｕｅｔ ９４１等のより重いものを考慮するかどうかにかかわらず、それらは、定位置でホバリングすることができない。それらは、少なくとも２つの理由により、前方にクリープするはずである。
１．制御：前方移動は、遅いが、従来的な空気力学的操縦翼面（補助翼、尾翼、および方向舵）を使用して、安定性および制御を提供するために要求される。
２．推力ベクトル：有意な傾転が存在しない限り、エンジン推力ベクトルの前方方向および振幅が、後方の揚力および抗力ベクトルによって完全に打ち消されることができないため、前方移動は、単一翼高揚力デバイスへの従来的アプローチでは完全に排除されることができない。したがって、殆どの転換式航空機設計は、ある形態の傾転を使用する。殆どの設計は、翼または推進器を９０度傾転させること、もしくはＯｐｅｎｅｒ Ｂｌａｃｋｆｌｙの稀な場合、推進器が一瞬の間９０度上向きに旋回するような方法で航空機全体を傾転させることのいずれかに依拠する。

本実施形態は、傾転翼を伴わずに（図１５２および１５３）、ティルトロータを伴わずに（図１５４および１５５）、ならびに極端な角度まで航空機全体を傾転させることなく（図１５６および１５７）、上記に対処する。

（ＶＴＯＬおよび／またはＸＳＴＯＬ能力を伴う航空機構成）

（ＪＳＷ上の後流偏向）

１つの基本的着想は、ＬＷおよびＴＷの両方の上で地面効果モードにおいて後流を偏向させることである。ＴＷの後流が下に（かつ必要とされる場合、わずかに後方に）偏向されている間に、ＬＷの後流を下に（かつ必要とされる場合、わずかに前方に）偏向させることを選定する場合、２つの流動は、原則として、最小干渉を有し、多数のスラスタに起因して縦および横方向に沿って豊富な制御点を提供するはずである。図１５８および１５９に示される矢印１９０２５は、ＬＷおよびＴＷからの後流偏向を示す。

（基本構成）

図２の構成４００を含む、上記に説明されるもの等のタンデム翼構成におけるＤＥＰを使用することは、傾転翼、ティルトロータ、傾転機体、または専用揚力ロータを用いることなく、現在の最先端の固定翼ＳＴＯＬまたはＸＳＴＯＬ飛行機と、それらのＶＴＯＬヘリコプタ対応物との間の間隙を埋め得る。構成４００を含む、上記の構成は、１９３０年代から１９５０年代の古い設計のＸＳＴＯＬ能力を次のレベルまで推し進めることに非常によく役立つ。本発明の実施形態による以下の構成を（図１６０から１６５に示される）ＸＳＴＯＬおよびＶＴＯＬ能力へのソリューションと見なされたい。

一実施形態では、図１６０は、３要素ＴＥファウラフラップ１９０５０および１要素ＬＥスラット１９０７５を伴うエアフォイル１９０２５を示す。本図では、フラップ１９０５０は、９０度延長されるが、より高角度が、可能である。フラップ１９０５０およびスラット１９０７５は、ＬＷおよびＴＷの両方の幅全体に沿って延設される。これは、飛行機を極端な地面効果の状態にする機会を提供する。これはまた、縦軸に沿って前部および後部に別個かつ精密な差分高揚力制御も提供する。電動揚力が、偏向された後流に完全に浸された両方の翼の上で提供される。各翼の後流は、航空機が高ピッチ角において飛行するときに、下に（かつ必要とされる場合、わずかに前方に）偏向される。これは、有利なこととして、上記の構成のために優れたＸＳＴＯＬ能力を提供し得る。

ＶＴＯＬ能力に関して、以下を考慮されたい。

前の節で議論される推力差制御機構に起因して、前方移動は、３つの軸のうちのいずれかに沿った安定性および制御のために必要ではない。安定性および制御は、代わりに、リアルタイムの精密な推進器推力調節を通して、能動的に提供および／または増補されることができる。

前方クリープを伴わずに定位置のホバリングが要求される場合、これは、２つの異なる方法で達成されることができる。
ｉ．逆推力を提供する、２つの翼端搭載型スラスタ１９２００によるもの。それらの特別な搭載場所は、翼にわたる流動に影響を及ぼさない。１２個のＥＰ１９１００（航空機構成１９０００を伴う図１６１に示される）が、必要な揚力を生成する一方、２つの先端搭載型ＥＦ１９２００は、前方クリープ移動を防止する。
ｉｉ．逆モードにおける翼端スラスタを必要とすることなく、航空機１９０００の小さいピッチ角および高揚力デバイスの延在、すなわち、必要である場合、同時に下ならびに前方に後流を偏向させる、フラップおよびスラット延在部を含む、ＬＷならびにＴＷのフラップ１９０５０およびスラット１９０７５を同時に制御することによるもの。

非常に高いピッチ角における飛行が必要とされる場合、先端搭載型ＥＦ１９２００は、好ましくは、それらのダクトの入口および出口における可動表面による、以前に議論されたようなあるレベルの推力偏向を含むことができる。必要ではないが、方位角スラスタのようなジンバルまたは軽微な傾転が、含まれることができる。

図１６６は、所与のピッチ角において定位置でホバリングする、本発明１９０００の実施形態を図示する。上記に説明されるように、本航空機構成１９０００が、必要な揚力を生成する１２個のＥＰ１９１００を含む一方、２つの先端搭載型ＥＦ１９２００は、必要である場合、前方クリープ移動を防止することができる。代替として、緩やかなピッチとともに、高揚力デバイスの延在はまた、同一の反前方クリープ機能を提供することもできる。重量ベクトル１９３２５は、ＴＷおよびＬＷの両方の複合揚力１９３７５、複合抗力１９４００、偶然ＥＰ１９１００である、翼をそれらの後流に浸すスラスタの前方推力１９４２５、ならびに反前方クリープ力１９４５０（例えば、偶然ＥＦ１９２００である翼端スラスタの逆推力）のベクトル追加から生じる、等しい反対ベクトル１９３５０によって打ち消される。

上記の方法を使用してホバリングしながら、航空機は、上向きに傾転されたロータ、プロペラ、またはファンの組からではなく、その固定翼から「垂れ下がっている」。（回転翼の組ではなく）固定翼は、後流偏向、上面吸引（コアンダ効果）、および地面効果によって助けられる下面過圧によって、ホバリング揚力を生成する。クルーズの間に航空機を運搬する同一の翼は、全ての他のＶＴＯＬ発明と対照的に、ホバリングの間にそれを運搬する。

上記の構成は、例証のためにＥＰ１９２００およびＥＦ１９１００の混合物を使用することに留意されたい。ＥＰ１９２００のみまたはＥＦ１９１００のみを伴う他の構成も、同様に稼働し得る。

（内部ＥＦおよび高揚力）

前述で議論された（かつ図４４から５０に示される）内部ＥＦシステムは、高揚力システムと併せて使用されることができる。図１６７、１６８、および１６９に目を向けると、ダクトシステムの入口１９５５０が、ＬＥフラップのように下に傾転し、前方に摺動することができる一方、ダクトシステムの排気口１９５７５はＴＥファウラフラップのように移動および延在することができる。構成１９５００の単純な表現が、図１６８に示される。

この構成１９５００は、流動が、翼を通して通過しながら、翼全体に沿って湾曲することを可能にするはずである。

（低抗力クルーズ）

上記に説明されるシステムは、いくつかのＥＦのうちの１つを選択的にオフにし、図１６９に示されるように、入口１９５５０および出口１９５７５のうちのいくつかまたは全てを選定することによって、低抗力クルーズのための薄型位置を提供することができる。

同様に、ＥＰも、種々のモータグライダの場合のように、必要である場合、プロペラブレードを後方に折畳すること（延長されたプロペラを伴うＶｅｎｔｕｓグライダ上の前部電気サステナを示す図１７０、およびプロペラが後方に折畳されたＶｅｎｔｕｓグライダ上の前部電気サステナを示す図１７１）、または後退させること（プロペラが延長されたＳｔｅｍｍｅ １０グライダを示す図１７２、およびプロペラがノーズコーンの背後に後退されたＳｔｅｍｍｅ １０グライダを示す図１７３）によって、低抗力クルーズのための薄型位置で使用されることができる。

以下は、本発明の好ましい実施形態のいくつかの利点である。

図１７４に目を向けると、好ましい実施形態による、航空機２００００が、示される。
航空機２０００は、ガル翼形状を伴う高搭載型前進後翼２０１００と、逆ガル翼を伴う低搭載型後退前翼２０２００とを含む。（翼２０１００および２０２００は、後退されたフラップ２０１５０を伴って示されることに留意されたい）航空機は、４人の乗客および１人のパイロットを運搬するように設計される機体２０４００を含む。後翼２０１００および前翼２０２００は、ウィングレット２０３００を共有する。本ウィングレット２０３００は、実質的な高さを有する。水平飛行の間に、前翼２０２００は、ダウンウォッシュを生成する。より高いウィングレット２０３００を有することは、前翼２０２００からのダウンウォッシュが後翼２０１００にわたる流動に影響を及ぼさないことを確実にすることに役立つ。航空機２００００はさらに、翼２０１００および２０２００の翼幅に沿って分配される、１２個のＥＰ２０５００を含む。ＥＰ２０５００のための電流は、発電機を駆動するタービン等の燃焼エンジンによって提供され、その空気入口２０６００は、機体２０４００の上に位置する。該燃焼エンジンの排気口２０７００は、機体２０７００の尾部に位置する。

図１７５に目を向けると、航空機２１０００が、示される。航空機２００００のように、航空機２１０００は、高搭載型前進後翼２１１００と、低搭載型後退前翼２１２００と、４人の乗員を運搬し得る機体２１４００とを含む。航空機２１０００はまた、翼２１１００および２１２００の翼幅に沿って分配される、６つのＥＰ２１５００も含む。航空機２１０００はさらに、ウィングレットに位置する２つのＥＦ２１５５０を含む。

図１７６に目を向けると、２１０００と類似する翼構成を有するが、９人の乗客および２人のパイロットを保持し得る機体２２４００を含む航空機２２０００が、示される。

図１７７に目を向けると、２１０００と類似する翼構成を有するが、１９人を上回る乗客および２人のパイロットを保持し得る機体２３４００を含む航空機２３０００が、示される。

図１７８、１７９、１８０、１８１、１８２、１８３、１８４、１８５、１８６、１８７、１８８、１８９、および１９０に目を向けると、航空機２３０００が、示される。航空機２３０００は、ガル翼形状を伴う高搭載型前進後翼２３１００と、逆ガル翼を伴う低搭載型後退前翼２３２００と、高いウィングレット２３３００と、機体２３４００と、翼２３１００および２３２００に沿って分配される２０個のＥＰ２３５００、すなわち、ＬＷ２３２００上の１０個のＥＰおよびＴＷ２３１００上の１０個のＥＰとを含む。航空機２３０００はさらに、入口２３６００および排気口２３７００を伴う、ＥＰに給電する発電機を駆動するためのタービン等の燃焼エンジンを含む。図１８４、１８５、１８６、１８７、１８８、１８９、および１９０は、各翼上に延長された３要素、３区分ファウラフラップ２３１５０を伴う航空機２３０００を示す。

図１９１、１９２、１９３、および１９４は、航空機２４０００を示す。航空機２４０００は、ＦＳＷ構成２４１００における高搭載型ＴＷと、ＢＳＷ構成２４２００における低搭載型ＬＷと、機体２４４００と、翼２４１００および２４２００に沿って分配される３６個のＥＰ２４５００と、ウィングレットにおける２つのＥＦ２４５５０とを含む。

図１９５は、翼に沿って分配される２０個のＥＰ２５５００を含む９人の乗客用航空機２５０００を示す。

図１９６ａおよび１９６ｂは、本発明の好ましい実施形態による、航空機の付加的説明図を提供する。両方の図の左側の航空機は、４人の乗客および１人のパイロットを伴うアーバンエアモビリティ設計に対応することができる。両方の図の中央の航空機は、９人の乗客および２人のパイロットを伴う中域設計に対応することができる。両方の図の右側の航空機は、１９人の乗客および２人のパイロットを伴う中域設計に対応することができる。これら全ての設計は、ＦＡＡの１４ＣＦＲ第２３部規制の下で認定可能な航空機に対応するであろう。

図１９７を参照すると、本発明の実施形態による、航空機の略図は、相互と相互作用し、航空機が所望に応じて機能することを可能にする複数のサブシステムを航空機内に含み得る。選択された実施形態では、航空機の一次サブシステムは、構造／エアフレームと、推進システムと、空気力学的表面と、安定性および制御システムとを含み得る。連動し、これらの４つのサブシステムは、結果として生じる航空機が、最大積載量を輸送すること、またはある他の所望の機能を実施することを可能にし得る。

構造／エアフレームは、航空機のための機械的構造を提供し得る。ある実施形態では、構造は、機体と、１つ以上の空気力学的表面とを含み得る。機体は、航空機の本体を形成し得る。

空気力学的表面は、１つ以上の揚力面（もしくは翼）と、１つ以上の飛行操縦翼面と、１つ以上の高揚力デバイスと、同等物またはそれらの副次的組み合わせとを含み得る。揚力面は、エアフレームが空気を通して推進されるときに揚力を発生させる表面であり得る。飛行操縦翼面は、航空機の飛行姿勢を調節または制御する、空気力学的力を発生させるように選択的に操作される（例えば、枢動される）表面であり得る。ある実施形態では、上記に説明されるように、航空機の飛行姿勢は、従来的な空気力学的表面を使用する制御ではなく、推力の差等を使用して、主に、もしくは排他的に制御され得る。故に、選択された実施形態では、エアフレームは、従来よりも少ない飛行操縦翼面（例えば、補助翼、エレベータ、方向舵、トリムタブ等の完全に満たない補完物）、（例えば、類似重量およびサイズの従来の飛行機と比較したときに）比較的に小さいサイズの飛行操縦翼面を有し得る、または飛行操縦翼面を全く有していないこともある。

高揚力デバイスは、必要とされる、または所望されるときに、さらなる揚力（時として、さらなる抗力）を生成するために選択的に移動または展開される、構造であり得る。高揚力デバイスは、フラップ、スラット、スロット等またはそれらの組み合わせ等の機械デバイスを含み得る。ある実施形態では、揚力の量は、推力の差、空気の推力生成流の再指向等を使用して、主に、もしくは排他的に制御され得る。故に、選択された実施形態では、エアフレームは、従来よりも少ない高揚力デバイス（例えば、フラップ、スラット、スロット等の完全に満たない補完物）、（例えば、類似重量およびサイズの従来の飛行機と比較したときに）比較的に小さいサイズの高揚力デバイスを有し得る、または高揚力デバイスを全く有していないこともある。

離陸／着陸システムは、航空機と、航空機が静置し得る支持表面との間に所望のインターフェースを提供し得る。選択された実施形態では、離陸／着陸システムは、ロール式着陸装置、引込式着陸装置、着陸スキッド、フロート、スキー等、もしくはそれらの副次的組み合わせを含み得る。故に、離陸／着陸は、対応する航空機が適用され得る、所望または予期される使用の特定の要求を満たすように調整され得る。

推進システムは、所望の方向に航空機を推進し得る。選択された実施形態では、推進システムは、１つ以上のスラスタと、所望もしくは必要に応じて１つ以上の他のコンポーネントと、同等物またはそれらの副次的組み合わせとを含み得、エネルギー分布システムを介してエネルギー貯蔵システムとインターフェースをとり得る。

エネルギー貯蔵システムは、１つ以上のスラスタに給電するために使用され得るエネルギーのリザーバである、またはそれを提供し得る。ある実施形態では、エネルギー貯蔵システムは、燃料（例えば、炭化水素燃料または水素燃料）を貯蔵する、１つ以上の燃料タンクを備え得る。代替として、またはそれに加えて、エネルギー貯蔵システムは、１つ以上の電気バッテリを備え得る。

スラスタは、推力を発生させるシステムであり得る。選択された実施形態では、スラスタは、モータと、伝動装置と、推進器と、同等物またはそれらの副次的組み合わせとを備え得る。モータは、ある形態のエネルギーを別の形態のエネルギーに変換し得る。例えば、モータは、燃料（すなわち、化学エネルギー）を機械エネルギーに変換する、内部燃焼エンジンであり得る。代替として、モータは、電気（例えば、電流の形態の電気エネルギー）を機械エネルギーに変換する電気モータであり得る。

推進器は、空気柱の速度および／または圧力を増加させることによって推力を生成する、回転ブレードシステムであり得る。選択された実施形態では、推進器はさらに、空気を伝導し、推力、速度、圧力、時として、空気流の方向を制御および最適化するダクトを含み得る。故に、推進器は、プロペラ、ファン（時として、ダクト付きファンと称される）等であり得る。

エネルギー分布システムは、エネルギー貯蔵システムから１つ以上のスラスタにエネルギーを分配し得る。エネルギー分布システムの構成または性質は、エネルギー貯蔵システムの構成または性質に依存し得る。例えば、エネルギー貯蔵システムが、燃料タンクを備えているとき、エネルギー分布システムは、１つ以上の燃料ラインと、燃料ポンプと、燃料フィルタと、同等物またはそれらの副次的組み合わせとを備え得る。エネルギー貯蔵システムが、１つ以上のバッテリもしくは発電機を備えているとき、エネルギー分布システムは、電気ケーブルと、パワーエレクトロニクス機器と、変圧器と、電気スイッチと、同等物またはそれらの副次的組み合わせを備え得る。

ある実施形態では、エネルギー分布システムは、単に、燃料、電気力等を分配し得る。例えば、エネルギー分布システムは、１つ以上の電気バッテリ、発電機、もしくは燃料電池から１つ以上のスラスタに電力を伝導し得る。他の実施形態では、エネルギー分布システムはまた、エネルギーをある形態から別の形態に変換し得る。例えば、推進システムが、ハイブリッドシステムであるとき、エネルギー分布システムは、発電機を使用して、燃料（すなわち、化学エネルギー）を電気（すなわち、電気エネルギー）に変換し得る。

伝動装置は、２つの回転コンポーネントの間でインターフェースをとり得る。故に、スラスタ伝動装置は、モータによって生成される機械エネルギーを推進器に伝導し得る。ある実施形態では、伝動装置は、単に、モータによってその上に課される全ての回転のために推進器の１回の回転を誘発する、駆動シャフトである、またはそれを備え得る。代替として、伝動装置は、モータによって生成される回転が、推進器に印加される回転と異なることを可能にするギヤボックス等を含み得る。故に、伝動装置は、推進器が、対応するモータよりも速く、または遅く回転し、所望の推力、効率、全体的性能等を提供することを可能にし得る。

制御システムは、飛行機の種々の動作または機能を制御し得る。選択された実施形態では、制御システムは、電源と、航空電子機器（航空学電子機器）と、１つ以上のアクチュエータと、所望もしくは必要に応じた１つ以上の他のコンポーネントと、同等物またはそれらの副次的組み合わせとを含み得る。

電源は、制御システム内の種々の他のコンポーネントまたはサブシステムによって必要とされる、電気、機械、油圧、空気圧、または他の動力を供給し得る。ある実施形態では、電源は、１つ以上の電気バッテリを備え得る。

航空電子機器は、本発明による、飛行機の動作を支援する、または可能にする種々の電気システムである、もしくはそれらを含み得る。選択された実施形態では、航空電子機器は、飛行制御システムと、１つ以上の電力管理システムと、１つ以上の通信システムと、所望もしくは必要に応じた１つ以上の他のシステムと、同等物またはそれらの副次的組み合わせを含み得る。

１つ以上のアクチュエータは、航空電子機器を通して通信される、またはそれを用いて生じる、１つ以上のコマンド等をアクションまたは移動に変換し得る。例えば、１つ以上のアクチュエータが、着陸装置を展開する、または後退させる、１つ以上の操縦翼面の位置を操作する、１つ以上の高揚力デバイスを展開する、もしくは後退させる、１つ以上の推進器の種々のブレードのピッチを調節する等を行うように位置付けられ、接続され得る。選択された実施形態では、航空機に対応する１つ以上のアクチュエータは、油圧アクチュエータ、空気圧アクチュエータ、電気アクチュエータ（例えば、サーボモータ、線形電気アクチュエータ、ソレノイド）等、もしくはそれらの組み合わせまたはそれらの副次的組み合わせであり得る。

航空機の一次サブシステムは、別個のコンポーネントとして、または別個のコンポーネントを備えているものとして議論され得るが、そのようなサブシステムおよび／またはそのコンポーネントの間に有意な重複、統合、もしくは共有多機能使用が存在し得ることを理解されたい。例えば、選択された実施形態では、翼内のある特徴は、剛性および強度を翼に付与し、同時に、１つ以上の推進器に対応するダクトを形成する、主要な構造部材であり得る。故に、それらの特徴は、同時にエアフレームの一部および推進システムの一部であり得る。類似重複または二重機能が、本発明による航空機の他のサブシステムまたはコンポーネントの間に存在し得る。

本開示の全体を通して、図示される好ましい実施形態および例は、多くの発明を含む、本発明の主題への限定ではなく、模範と見なされるべきである。本明細書で使用されるように、用語「発明の主題」、「システム」、「デバイス」、「装置」、「方法」、「このシステム」、「本デバイス」、「本装置」、または「この方法」は、本明細書に説明される実施形態のうちのあらゆるもの、および任意の均等物を指す。

また、本明細書に提供される任意の実施形態に関して説明される全ての特徴、要素、コンポーネント、機能、およびステップは、任意の他の実施形態からのものと自由に組み合わせ可能かつ代用可能であることを意図していることにも留意されたい。ある特徴、要素、コンポーネント、機能、またはステップが、１つのみの実施形態に関して説明される場合、その特徴、要素、コンポーネント、機能、またはステップは、別様に明示的に記述されない限り、本明細書に説明される全ての他の実施形態とともに使用され得ることを理解されたい。この段落は、したがって、以下の説明が、特定の事例において、そのような組み合わせまたは代用が可能なことを明示的に記述しない場合でさえも、いずれの時点でも、異なる実施形態からの特徴、要素、コンポーネント、機能、およびステップを組み合わせる、または一実施形態からの特徴、要素、コンポーネント、機能、およびステップを別の実施形態のものと代用する、請求項の導入のための先行基礎および書面による支援としての役割を果たす。特に、ありとあらゆるそのような組み合わせおよび代用の許容性が、当業者によって容易に認識されるであろうことを前提として、全ての可能な組み合わせおよび代用の明示的記載が過度に負担であることが、明示的に認知される。

要素または特徴が、別の要素または特徴「の上にある」、もしくは「に隣接する」と称されるとき、これは、他方の要素または特徴の直接上にある、もしくはそれに隣接し得る、または介在要素もしくは特徴も、存在し得る。対照的に、要素が、別の要素の「直接上にある」、または「直接上に」延在すると称されるとき、介在要素が存在していない。加えて、要素が、別の要素に「接続される」または「結合される」と称されるとき、これは、他方の要素に直接接続または結合されることができる、もしくは介在要素が存在し得る。対照的に、要素が、別の要素に「直接接続される」または「直接結合される」と称されるとき、介在要素が存在していない。

さらに、「内側」、「外側」、「上側」、「上部」、「上方」、「下側」、「底部」、「下」、「下方」、および類似用語等の相対的用語が、１つの要素の別の要素に対する関係を説明するために本明細書で使用され得る。「より高い」、「より低い」、「より広い」、「より狭い」、および類似用語等の用語が、角度関係を説明するために使用され得る。これらの用語は、図に描写される配向に加えて、要素またはシステムの異なる配向を包含することを意図していることを理解されたい。

用語「第１の」、「第２の」、「第３の」等は、種々の要素、コンポーネント、領域、および／または区分を説明するために本明細書で使用され得るが、これらの要素、コンポーネント、領域、および／または区分は、これらの用語によって限定されるべきではない。これらの用語は、１つの要素、コンポーネント、領域、または区分を別のものと区別するためのみに使用される。したがって、別様に明示的に記述されないかぎり、下記に議論される第１の要素、コンポーネント、領域、または区分は、発明の主題の教示から逸脱することなく、第２の要素、コンポーネント、領域、または区分と称され得る。本明細書で使用されるように、用語「および／または」は、関連付けられるリスト項目のうちの１つ以上のもののありとあらゆる組み合わせを含む。

本明細書で使用される用語は、特定の実施形態のみを説明する目的のためであり、限定的であることを意図していない。本明細書で使用されるように、単数形「ａ」、「ａｎ」、および「ｔｈｅ」は、文脈が別様に明確に示さない限り、複数形も含むことを意図している。例えば、本明細書が「アセンブリ」を指すとき、本用語は、単一のアセンブリまたは複数のアセンブリもしくはアセンブリのアレイを包含することを理解されたい。さらに、用語「ｃｏｍｐｒｉｓｅｓ」、「ｃｏｍｐｒｉｓｉｎｇ」（～を備えている）、「ｉｎｃｌｕｄｅｓ」、および／または「ｉｎｃｌｕｄｉｎｇ」（～を含む）は、本明細書で使用されるとき、記述される特徴、整数、ステップ、動作、要素、ならびに／もしくはコンポーネントの存在を規定するが、１つ以上の他の特徴、整数、ステップ、動作、要素、コンポーネント、および／またはそれらの群の存在もしくは追加を除外しないことを理解されたい。

実施形態は、概略説明図である説明図を参照して、本明細書に説明される。したがって、要素の実際の厚さは、異なり得、例えば、製造技法および／または公差の結果としての説明図の形状からの変形例が、予期される。したがって、図に図示される要素は、本質的に概略的であり、それらの形状は、領域の精密な形状を図示することを意図しておらず、発明の主題の範囲を限定することを意図していない。

前述は、添付の請求項に明示されるような本発明の精神および範囲に該当する、全ての修正、均等物、および代替構造を網羅することを意図しており、本開示のいずれの部分も、請求項に記載されていない場合、明示的または暗示的に公有財産に向けられることを意図していない。さらに、実施形態の任意の特徴、機能、ステップ、または要素、ならびにその範囲内ではない特徴、機能、または要素によって請求項の発明の範囲を定義する負の限定が、請求項に記載される、もしくはそれに追加され得る。

Claims (48)

1. タンデム固定翼航空機であって、前記航空機は、
   前翼組および後翼組であって、各翼組は、右舷翼および左舷翼を有し、各翼は、翼端を有する、前翼組および後翼組と、
   前記前翼組の幅にわたって分配された複数の固定スラスタと、
   前記後翼組の幅にわたって分配された複数の固定スラスタと
   を備えている、航空機。
2. 前記複数の固定スラスタの各々は、モータと、直接または間接伝動装置と、推進器とを備えている。請求項１に記載の航空機。
3. 前記モータは、電気モータを備えている、請求項２に記載の航空機。
4. 各推進器は、回転ブレードシステムを備えている、請求項２または３に記載の航空機。
5. プロペラ、ロータ、またはプロップロータを含む回転ブレードのダクトなし組を備えている、請求項４に記載の回転ブレードシステム。
6. ダクト付きファン、ダクト付き揚力ファン、またはダクト付きプロップロータを含む回転ブレードのダクト付き組を備えている、請求項４に記載の回転ブレードシステム。
7. 前記前翼組の前記翼端の各々は、共有ウィングレットによって前記後翼組の対応する翼端に接続されている、請求項１に記載の航空機。
8. 前記固定スラスタは、前記翼組の各々の幅にわたって均一に分配されている、請求項１または７に記載の航空機。
9. 少なくとも１つのスラスタは、前記共有ウィングレットの各々に位置している、請求項７に記載の航空機。
10. 機体をさらに含み、各翼組は、２つの付け根を有し、前記機体は、前記２つの付け根によって各翼に接続されている、請求項１、７、または９に記載の航空機。
11. 前記前翼組のための前記２つの付け根は、航空機の垂直方向に沿って前記機体上に低く搭載されている、請求項１０に記載の航空機。
12. 前記後翼組のための前記２つの付け根は、航空機の垂直方向に沿って前記前翼組の前記２つの付け根よりも高く前記機体上に搭載されている、請求項１１に記載の航空機。
13. 前記翼組のうちの少なくとも１つは、少なくとも２つの高揚力デバイス、すなわち、前記右舷翼上の少なくとも１つの高揚力デバイスおよび前記左舷翼上の少なくとも１つの高揚力デバイスを有する、請求項１に記載の航空機。
14. 前記少なくとも２つの高揚力デバイスは、フラップ、スラット、またはスロットを含む機械デバイスである、請求項１３に記載の航空機。
15. 前記少なくとも２つの高揚力デバイスは、電動揚力デバイスである、請求項１３に記載の航空機。
16. 前記少なくとも２つの高揚力デバイスは、吹出式フラップ、スラット、およびスロットのうちの少なくとも１つである、請求項１３に記載の航空機。
17. 前記航空機は、短距離離着陸（ＳＴＯＬ）型航空機である、請求項１３に記載の航空機。
18. 前記航空機は、極短距離離着陸（ＸＳＴＯＬ）型航空機である、請求項１３に記載の航空機。
19. 前記航空機は、垂直離着陸（ＶＴＯＬ）型航空機である、請求項１３に記載の航空機。
20. 前記航空機は、前記固定スラスタのうちの１つ以上のものを使用して、ホバリングするように構成されている、請求項１９に記載の航空機。
21. 前記航空機は、短距離離陸垂直着陸（ＳＴＯＶＬ）型航空機である、請求項１３に記載の航空機。
22. 前記前翼組の前記固定スラスタおよび前記後翼組の前記固定スラスタは、ピッチ制御および安定性を前記航空機に提供するための推力差および誘発揚力差を提供する、請求項１、４、または８に記載の航空機。
23. 前記前翼組の前記固定スラスタおよび前記後翼組の前記固定スラスタは、ロール制御および安定性のためのトルク差を前記航空機に提供する、請求項１、４、または８に記載の航空機。
24. 前記翼端スラスタは、ヨー制御および安定性を前記航空機に提供するための推力差を提供する、請求項９に記載の航空機。
25. 前記前翼組の前記固定スラスタおよび前記後翼組の前記固定スラスタは、ロール制御および安定性を前記航空機に提供するための推力差および誘発揚力差を提供する、請求項１または８に記載の航空機。
26. 前記翼端スラスタは、推力差を提供し、前記航空機が調整旋回中に横滑りまたは滑動することを防止する、請求項９、２２、２３、または２４に記載の航空機。
27. 制御システムを含み、前記制御システムは、前記複数のスラスタの各々によって生成される推力および誘発揚力の量をさらに制御する、請求項２２、２３、２４、２５、または２６に記載の航空機。
28. 前記制御システムは、前記複数のスラスタの各々によって生成される推力および誘発揚力の方向をさらに制御する、請求項２７に記載の航空機。
29. 推力および誘発揚力の方向は、前記航空機が２次元および３次元方向に移動することを可能にする、請求項２８に記載の航空機。
30. 前記複数のスラスタのうちの少なくとも１つは、電気モータを備え、前記制御システムは、前記複数のスラスタの各々に提供される電流の量を制御する、請求項２７、２８、または２９に記載の航空機。
31. 前記複数のスラスタのうちの少なくとも１つは、回転ブレードシステムを備えている推進器を含み、前記制御システムは、前記複数のスラスタのうちの前記少なくとも１つにおける前記推進器のブレードピッチ角を変動させることが可能である、請求項２７、２８、または２９に記載の航空機。
32. 前記複数のスラスタのうちの少なくとも１つは、ダクト付きシステムを備えている推進器を含み、前記制御システムは、前記複数のスラスタのうちの前記少なくとも１つのための前記推進器のダクトの入口または排気口の幾何学形状を変動させることが可能である、請求項２７、２８、２９、３０、または３１に記載の航空機。
33. 前記制御システムは、前記複数のスラスタのうちの少なくとも１つのための前記推進器のダクトの表面を偏向させることによって、推力偏向を使用する、請求項３２に記載の航空機。
34. 前記制御システムは、前記翼端スラスタまたはそれらの推進器を３Ｄ偏向させることによって、推力偏向を使用する、請求項９、２７、２８、２９、または３０に記載の航空機。
35. 少なくとも１つの推進器は、ジンバル搭載型であり、前記制御システムは、前記少なくとも１つのジンバル搭載型推進器を３Ｄ偏向させることによって、推力偏向を使用する、請求項９、２７、２８、２９、または３０に記載の航空機。
36. 少なくとも１つの推進器は、その横軸を中心として２Ｄ回転が可能であり、前記制御システムは、前記少なくとも１つの推進器を２Ｄ偏向させることによって、推力偏向を使用する、請求項９、２７、２８、２９、または３０に記載の航空機。
37. 前記制御システムは、前記翼端スラスタの各々のためのジンバル搭載型推進器によって３Ｄ推力偏向を使用する、請求項３５に記載の航空機。
38. 前記制御システムは、前記翼端スラスタの各々に関して２Ｄ推力偏向を使用する、請求項３６に記載の航空機。
39. 燃料化学エネルギーを機械シャフト回転運動に変換するための燃焼エンジンと、前記機械シャフト回転運動を前記スラスタの各々で使用されるべき電力に変換するための発電機とをさらに含む、請求項３０に記載の航空機。
40. 水素燃料の化学エネルギーを前記スラスタの各々で使用されるべき電流に変換するための水素燃料電池システムをさらに含む、請求項３０に記載の航空機。
41. 前記燃焼エンジンは、タービン、内燃往復式ピストンエンジン、または内燃ロータリーヴァンケルエンジンである、請求項３９に記載の航空機。
42. 電力を貯蔵および送達するための少なくとも１つの再充電可能バッテリをさらに含む、請求項３０、３９、４０、または４１に記載の航空機。
43. タンデム固定翼航空機であって、前記航空機は、
    前固定翼組および後固定翼組であって、各翼組は、右舷翼および左舷翼を有する、前固定翼組および後固定翼組と、
    前記前翼組の幅にわたって分配された複数の固定スラスタと、
    前記後翼組の幅にわたって分配された複数の固定スラスタと
    を備え、
    前記航空機は、前記前および後固定翼組からの揚力を使用して、定位置でホバリングするように構成されている、航空機。
44. 前記前固定翼組および後固定翼組のうちの少なくとも１つは、高揚力デバイスを含む、請求項４３に記載の航空機。
45. 前記高揚力デバイスは、フラップ、スラット、およびスロットのうちの少なくとも１つである、請求項４４に記載の航空機。
46. 各翼は、翼端を有し、前記航空機は、各翼端に結合された少なくとも１つの固定スラスタをさらに備え、さらに、前記少なくとも１つの固定スラスタは、逆推力を発生させるように構成されている、請求項４３に記載の航空機。
47. 前記複数の固定スラスタは、推力差を提供し、それによって、３次元での制御および安定性を可能にする、請求項４３または４６に記載の航空機。
48. 定位置のホバリングのために使用される前記前および後固定翼組からの前記揚力は、前記固定スラスタからの後流偏向によって発生させられる、請求項４３、４４、４５、４６、または４７に記載の航空機。

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