JP2023528541A - 垂直離着陸航空機、垂直離着陸航空機を制御するための方法及びシステム - Google Patents

Abstract

本発明は、垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機、ＶＴＯＬ航空機の制御方法、およびＶＴＯＬ航空機を制御する制御システムに関する。航空機は、機体と、尾翼または前尾翼とを備え、機体は、横方向軸に沿って延びる翼を有し、航空機の縦軸の間に延びる胴体に取り付けられる。電気ロータのアレイは、機体に固定して装着される。前及び後内燃エンジンは、胴体に旋回可能に装着され、前ロータ及び後ロータは、垂直飛行のために航空機に垂直揚力を与えるように方向付けられた揚力位置と、前ロータ及び後ロータが水平飛行のために航空機に前方推力を与えるように方向付けられた推進位置との間で変位可能である。前ロータ及び後ロータは、垂直飛行中に航空機に垂直揚力の大部分又は全てを与える。【選択図】 図１

Description

本発明は、空中車両又は航空機、特に垂直離着陸機、並びにこれらの航空機を制御する方法及びシステムに関する。

発明の背景

航空機または空中車両は、数十年にわたって、ある場所から別の場所へ数百キログラムの重量の輸送収益荷重を空中輸送するために使用されてきた。たとえば、数千キロメートルではないにしても数百キロメートルにも及ぶ場所である。

従来の固定翼航空機の１つは、一般に、尾翼でその後ろで終端する胴体と、該胴体の側面に位置して航空機の縦軸を横切って延びる一対の固定翼とを含む。一部の固定翼航空機は、尾翼構成の代わりに、航空機胴体の前に隣接して前尾翼（ｃａｎａｒｄ）が設けられた前尾翼構成を有する。一つ又は複数のエンジン、特に内燃エンジンを含む適切な推進アセンブリは、一般に、翼がエアフォイル形状であり、地面で特定の速度に達した後に航空機に適切な揚力を提供するように、航空機に前方推進力を与える。上述したタイプの従来の固定翼航空機は、大型及び重量の収益荷重を比較的低コストの燃料で揚力するための単純かつ信頼できる手段であるにもかかわらず、これらの航空機を空中に浮揚させるために所望の揚力を達成するのに必要な速度に達するために比較的長い滑走路を必要とする。このため、人口の密集した地域では利用が難しい。さらに、収益荷重は、使用時の前方速度のために、従来の固定翼航空機で配備することが困難である。

この目的のために、垂直離着陸（ＶＴＯＬ）車両または航空機は、航空機になるために滑走路を必要とする要件を都合よくに除去し、前進速度が小さいまたは０である比較的正確な方法で収益荷重を持ち上げて所定の場所に配備することができる。ＶＴＯＬ機は一般に有人または無人であり、垂直および水平飛行の両方が可能である。特に、これらの航空機は垂直に離着陸し、一度飛行すれば水平飛行が可能である。

ヘリコプタは、適切な推進アセンブリに結合された胴体を有する有人ＶＴＯＬ航空機の例示的な実施形態であり、この推進アセンブリは、ヘリコプタに揚力および推力を提供する１つ又は複数のロータに結合された１つ又は複数の内燃エンジンを備える。ヘリコプターは、ヘリコプターのホバリング能力のために、中程度の大きさおよび／または重量の収益荷重を持ち上げ、前進速度が小さい又は全くない端部の場所に前記収益荷重を配備することができる。しかしながら、ヘリコプターは一般に機械的故障に対して冗長性がなく、飛行中の電力消費が大きく、低速・高電力要求のため航続距離が短く、故障の危険性が高い複雑な仕組み（ｍｅｃｈａｎｉｃｓ）を有している。

マルチロータ航空機のようなＶＴＯＬ能力を有する無人空中車両（ＵＡＶ）は、典型的には、胴体に結合された電気モータのアレイを含み、マルチロータ航空機収益荷重を持ち上げ、マルチロータのホバリング能力のために前進速度が小さく又は全くない端部位置に前記収益荷重を配備することができる。電気モータは一般に再充電可能なバッテリバンクによって電力が供給され、従って、現在のバッテリ技術の貯蔵容量のために飛行時間が制限される。さらに、マルチロータ航空機は、一般に飛行中に高い電力消費を有し、比較的低い飛行速度で飛行するため、飛行時間が限られていることと相まって、マルチロータ航空機は比較的低い航続距離を有することになる。

内燃および電気的に駆動されるロータの両方を含むハイブリッド航空機が知られている。たとえば、米国特許第２０１９／２６３５１９ Ａ１号は、内燃及び電気駆動ロータの両方を含むハイブリッド航空機又は無人機を開示しており、ここで、内燃エンジンは、電気ロータに加えてハイブリッド航空機の垂直飛行を与えて、耐久性又は航空機が空気中に存在することができる時間を増加させるように構成されているが、これは従来、電気ロータに電力を供給する蓄電池のバッテリ貯蔵容量によって妨げられていた。ＵＳ２０１９／２６３５１９ Ａ１に開示されているハイブリッド航空機は、ハイブリッド航空機が運搬することができる収益荷重、および少なくとも商業的および資源節約の観点から重要である輸送を最大化することを試みていない。

ＥＰ ３ １１６ ７８１ Ａ１は、内燃エンジンと電気的に駆動されるロータの両方を有し、改良された直流電源システムを有するハイブリッド無人空中マルチロータ航空機を開示している。米国特許第２０１９／２６３５１９号と同様に、ＥＰ ３ １１６，７８１ Ａ１号の開示は、内燃エンジンを利用して、電気的に駆動されるロータに関連する耐久性の問題に対処する。しかしながら、ＥＰ ３ １１６，７８１ Ａ１の開示は、交流発電機を燃料消費の内燃エンジンに結合して直流電源システムに電力を供給し、この直流電源システムが電気ロータを駆動する。

米国特許第２０１７／３０００６６ Ａ１およびＷＯ ２０１９／１９０２６３に開示されているもののような他のハイブリッド空中車両または航空機は、電気的に駆動されるロータのみを有する航空機の安定性および耐久性の問題に対処するために内燃および電気的に駆動されるロータを利用する種々のハイブリッド配置を開示している。

本発明者らが本明細書に記載されたタイプの従来のハイブリッド航空機で確認した１つの欠点は、それらが航空機のペイロード容量を最大化する問題に対処しないことである。本明細書に開示される本発明の主な目的は、ハイブリッド航空機が輸送できる収益荷重を最大化して、異なるハイブリッド航空機を提供することである。

簡潔にするために、本文書の文脈において、「航空機」、「空中車両」および「ドローン」という用語は、同じものを意味するものと理解される。

本発明の一態様によれば、垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機が提供され、この航空機は、横軸に沿って延びる少なくとも１つ又は少なくとも１対の翼を有する機体において、
翼は動作的に胴体に取り付けられ、胴体は、航空機の縦軸の間に延びる前端および後端と、胴体の後端に隣接して置かれた尾翼または胴体の前端に隣接して置かれた前尾翼とを有する、機体と、
航空機に垂直安定および／または揚力安定を与えるように動作的に機体に装着された電気ロータのアレイであって、電気ロータが機体に固定的に装着され、一つ又は複数の適切な電気モータによって駆動される、電気ロータのアレイと、
機体の先端に旋回可能に装着られる、前ロータであって、横軸に平行な軸を中心に、垂直飛行のために航空機に垂直な揚力を与えるように方向付けられた揚力位置と、水平飛行のために航空機に前方への推力を与えるように方向付けられた推進位置との間で変位可能である、前ロータと、
胴体の後端部に旋回可能に装着された後ロータであって、横軸に平行な軸を中心に、垂直飛行のための垂直揚力を航空機に与えるように後ロータが方向付けられる揚力位置と、水平飛行のための前方推力を航空機に与えるように後ロータが方向付けられる推進位置との間で変位可能である、後ロータと、
を備え、前ロータ及び後ロータの一方又は両方は、１つ又は２つ以上の適切な内燃エンジンによって駆動され、前ロータ及び後ロータは、前ロータ及び後ロータが揚力位置にある垂直飛行中に、航空機に垂直揚力の大部分又は全部を与える。

前ロータは、胴体と前尾翼との間に旋回可能に装着されてもよい。後ロータは、胴体と尾翼との間に旋回可能に装着されてもよい。このようにして、前尾翼構成の場合、前ロータは、前尾翼と胴体の先端部との間のゾーン内でピボット方式で自由に変位可能である。同様に、尾翼形状の場合には、後部ロータは、尾翼と胴体の後端との間の領域内でピボット方式で自由に変位可能である。

本明細書に開示される航空機は、無人空中車両であってもよい。

前ロータ及び後ロータは、航空機に一次垂直揚力を与えるように構成することができ、電気ロータは、少なくとも垂直飛行中に航空機に一次安定を与えるように構成することができる。電気ロータは、航空機に二次垂直揚力を与えるように構成されてもよい。しかしながら、２回目の垂直揚力はほとんど無視できる。換言すれば、垂直揚力の大部分または全ては、安定を与える電気ロータと共に、前ロータ及び後ロータによって与えられてもよい。電気ロータは、ホバー操縦中に安定を与えてもよいことが理解されるであろう。

電気ロータのアレイは、離間された構成で機体に装着されてもよく、第３のかんな内に配置される。電気ロータは、動作可能に共面であり、第１の平面内に置かれ、前ロータ及び後ロータは、使用時に、前ロータ及び後ロータが揚力位置に動作されるときに、第１の平面と実質的に同一平面でありさらに／または第１の平面に平行である第２の平面および第３の平面に置かれる。１つの例示的な実施形態において、第２の平面および第３の平面は、第１の平面を挟んでもよい。例示的な一実施形態において、第１の平面、第２の平面および第３の平面は平行であってもよく、垂直軸に沿って異なる高さで離間されていてもよい。

例示的な一実施形態において、前ロータ及び後ロータは、反対方向に回転するように構成されてもよい。このようにして、それらの合成トルクは垂直軸が０であり、それによってホバリング中のヨー安定および制御を可能にする。

航空機は、前ロータに駆動的に連結された前ＩＣエンジンと、後ロータに駆動的に連結された後ＩＣエンジンとを備えることができ、前エンジン及び後エンジンは、前ロータ及び後ロータと同様に、胴体の互いに離間された対向する先端及び後端に隣接して置かれる。内燃エンジンは、高エネルギ密度の燃料を燃焼させるように構成することができる。例示的な一実施形態において、エンジンは燃料燃焼式内燃エンジンであってもよい。燃料はガソリンであってもよく、したがってエンジンはガソリン式内燃エンジンであってもよい。しかしながら、燃料は、内燃エンジンを駆動するように構成された任意の可燃燃料であってもよい。前ロータ及び後ロータは、縦方向に離間されてもよい。

他の例示的な実施形態において、航空機は、前ロータ及び後ロータの両方に駆動可能に連結された一つ又は複数のＩＣエンジンを備えることができる。

前エンジン及び後エンジンは、縦軸に沿って航空機の重心から等距離に置かれてもよい。さらに、本明細書に記載される揚力を与える前ロータ及び後ロータの推力を一致させることができる。このようにして、航空機の重心から等距離に置かれた前ロータ及び後ロータからの一致した推力は、ピッチまたはロール力を航空機に与えない。

前ロータ及び後ロータの各々は、電気ロータの１つよりも少なくとも２倍強力であってよい。多くの場合、前ロータ及び後ロータは、電気ロータよりも何倍も強力であってもよい。

垂直飛行のための推力の大部分（７５－１００％）は、前ロータ及び後ロータによって与えられてもよいことに留意されたい。垂直飛行のために内燃エンジンによって動力供給される前ロータ及び後ロータを設けることは、内燃エンジン及びその燃料の高い出力対重量比（ｋＷ．ｈｒｓ／ｋｇ）のために有利である。電気ロータは、電気ロータのアレイに対して約５－１５分間の動作を与える一つ又は複数の電気セルまたは蓄電池に結合されてもよい。例示的な一実施形態において、それは、垂直飛行時間が５分になる約５分である。

異なる定義において、電気ロータは、電気ロータに電力を供給するように構成された電源（たとえば、本明細書に記載された蓄電池）によって電力を供給され、この電源は、前ロータ及び後ロータが一つ又は複数の内燃エンジンによって電力を供給することができる時間より短い時間の間、電気ロータに電力を供給するように構成されている。電気ロータの全動作時間は、特定の任務における航空機の飛行時間の小部分であってもよく、前ロータ及び後ロータは、任務の飛行時間中、動力を供給される。電気ロータは主に安定を与えるので、ミッション全体に対して動作するためにバッテリ電力を供給する必要はなく、垂直飛行のみに対して動作する。従って、これは、電気ロータに電力を供給するために必要とされる蓄電池のサイズを減少させ、従って、使用時に航空機が輸送可能な収益荷重を最大化する。

電気ロータのアレイは、胴体、翼、小翼、フィン、尾翼または前尾翼、および機体の１つ以上のブームのうちの一つ又は複数に取り付けられた複数の電気ロータを備えることができる。電気ロータは、等距離に置かれ、かつ／または機体に取り付けられてもよい。

電気モータのサイズまたは出力は、航空機の重心からの距離に反比例してもよい。この点に関して、電気モータが航空機の重心から離れるほど、電気モータは、航空機の重心に近い場合よりも小さく更に／又は弱くなる。この点に関して、航空機の前ロータ及び後ロータは、電気ロータよりも航空機の重心に近くてもよい。電気ロータのアレイは、実質的に同様の電気ロータを含むことができる。

例示的な一実施形態において、電気ロータのアレイは、機体上に中央に置かれた仮想四辺形の角に隣接して置かれた４つの電気ロータを備えることができる。四辺形は、電気ロータが互いにバランスするように等距離に離間されるような正方形であってもよい。

航空機は、各々が各電気ロータに駆動的に接続された４つの三相交流電気モータを備えることができることに留意されたい。ＤＣバッテリ電力は、ＥＳＣ（電子速度制御装置）によってＡＣに変換することができる。一部の例示的な実施形態において、航空機は、４つを超えるモータおよび／またはロータを備えることができる。たとえば、航空機は、それぞれ６個または８個のロータに駆動的に接続された６個または８個の電気モータを備えてもよい。電気モーターは、再充電可能バッテリ、例えば、リチウムイオンバッテリなどのエネルギ貯蔵装置から電力を供給することができる。リチウムイオン蓄電池とブラシレスモータは、燃料を燃焼するＩＣモータよりも、瞬時エネルギー密度Ｗ／ｋｇが非常に高いという利点がある。しかしながら、それらは非常に低い全エネルギ密度ｋＷ．ｈｒｓ／ｋｇを有する。その結果、比較的低いエネルギ密度のために、より大きな蓄電池がより長い使用のために必要とされ、これらのより大きな蓄電池の重量は、航空機収益荷重能力を低減する。この点に関して、可能な限り多くの飛行のために高いエネルギ密度の燃料及び内燃エンジン駆動のロータを使用することは、より大きくかつより重い蓄電池に対する要求を有利に低減する。

簡潔にするために、本明細書で使用される用語「ロータ」は、電気ロータの場合には、蓄電池によって動力供給される適切なＡＣモータによって駆動されるプロペラブレードであると理解することができ、前ロータ及び後ロータの場合には、燃料を燃焼させる適切なＩＣエンジンによって駆動される。しかしながら、文脈が明白である場合、用語「ロータ」は、プロペラブレードと、プロペラブレードに駆動的に接続されたモータおよび／またはエンジンを含むと理解することができることが、当業者には理解されよう。

電気モータは、垂直飛行中の安定を維持するために毎分回転数（ＲＰＭ）を正確かつ迅速に変化させるのに十分なトルクおよび応答時間を有する。このようにして、航空機は、安定した垂直飛行に必要な迅速かつ連続的な補正を維持することができる。これは、スロットル変化に対する応答時間が遅く、マルチロータ構成において安定を維持することができない内燃エンジンとは異なる。したがって、本明細書に記載される構成は、ＩＣロータが推力の大部分を与えるので、リフト中に電気ロータが比較的重いＩＣロータによって負担されないように、ＩＣロータおよびエンジンの推力および揚力の利点ならびに電気ロータおよびモータのより細かい制御プロファイルを最大化する。同様に、垂直飛行中に航空機を安定させる際のＩＣロータの遅い応答は、より正確に制御された電気モータによって対処される（ｃａｔｅｒｅｄ）。このようにして、内燃（ＩＣ）の前ロータ及び後ロータが航空機を持ち上げ、はるかに小さな電気モータがそれをバランスさせる。これは、電気モータが、より小さな電力セルを用いて非常に小さく、非常に軽いものとすることができることを意味する（例えば、それらのリチウムイオン蓄電池は、短時間のホバリング、例えば、約２分などにちょうど適切な大きさにすることができる）。その結果、航空機が通常の固定翼航空機として前進飛行に移行するとき、それは電気ホバーモータの形で非常に僅かな重量ペナルティしか持たない。この機能により、より長い時間（より長い耐久性）にわたって、より長い距離で、より高い収益荷重を運ぶことができる。

航空機は、
垂直飛行中の航空機の揚力および／または安定をそれぞれ制御するために、電気ロータのアレイおよび／または前ロータ及び後ロータに対して揚力コマンドおよび／または安定コマンドを含む航空機制御信号を受信および／または傍受し、
揚力コマンドを使用して前ロータ及び後ロータを制御して垂直飛行中に航空機に垂直揚力の大部分または全部を与え、
安定コマンドを使用して電気ロータのアレイを制御して垂直飛行中に航空機に安定を与えるように構成された適切なプロセッサを備えることができる。

プロセッサは、航空機のオンボードプロセッサであってもよい。プロセッサは、少なくとも垂直飛行を制御するように動作可能な航空機の飛行制御モジュールからの制御信号を傍受するように構成されてもよい。

本明細書中で言及されるように、用語「垂直飛行」は、垂直飛行（すなわち、地球の中心から半径方向外側へ）、ならびにホバリングおよびホバリング操縦（すなわち、比較的空間的に静止した空中にとどまること）を含むと理解することができる。一部の例示的な実施形態において、電気ロータのアレイは、航空機に安定を与えるために垂直飛行のホバリングおよび／またはホバリング操縦中にのみ係合される。

プロセッサは、
受信／傍受された航空機制御信号を処理して、揚力および／または安定コマンドを判定し、
揚力コマンドおよび／または安定コマンドを選別して、電気ロータおよび／または前ロータ及び後ロータのアレイを制御するために使用するように構成することができる。

本発明の例示的な一実施形態において、プロセッサは、ピトー管、タコメータ、加速度計、ジャイロスコープ、磁力計、全地球測位システム（ＧＰＳ）、熱電対、および高度計を含むグループから選択されるセンサから情報を受信するように構成される。

プロセッサは、揚力および／または安定コマンドを含む適切な制御信号を生成するように構成されてもよい。制御信号は、電気ロータのアレイおよび／または前ロータ及び後ロータを制御することができる。この目的のために、プロセッサは、揚力コマンドを、ＩＣエンジンのスロットルを制御するように構成されたコマンドに変換して、必要とされる所望の揚力を与えるように構成することができる。これは、垂直飛行を制御するための航空機制御信号が、電気モータのみを対象とすることができるためである。

例示的な一実施形態において、前ロータ及び後ロータは、揚力位置と推進位置との間の前ロータ及び後ロータのベクトル制御を容易にするベクトル制御装着部を介して、胴体に装着されてもよい。ベクトル制御装着部は、１つは上方に旋回／傾斜し、１つは下方に旋回／傾斜するが、同一であってもよい。上方旋回／傾斜装着部は、使用時に前ロータを上方に旋回させるように、胴体および前ロータに動作可能に連結されてもよい。下方旋回／傾斜装着部は、使用時に後ロータを下方に旋回させるように、胴体および後ロータに動作可能に連結されてもよい。各制御装着部は、揚力位置と推進位置との間で使用時に前ロータ及び後ロータを正確に変位させるために、サーボモータのような適切なアクチュエータによって作動されるように構成された適切なラック及びピニオン装着部を備えることができる。制御装着部は、揚力位置と推進位置との間および揚力位置及び推進位置を含む所望の位置への前ロータ及び後ロータのロックを容易にすることができる。

前ロータを胴体に動作可能に連結するベクトル制御装着部は、前ロータを推進位置から揚力位置まで上方に旋回させるように構成することができる。逆に、後ロータを胴体に動作可能に連結するベクトル制御装着部は、後ロータを推進位置から揚力位置まで下方に旋回させるように構成することができる。このように、航空機が垂直飛行しているときは、前ロータは翼の上方の第２の平面に置かれ、後ロータは翼の下方の第３の平面に置かれる

後ロータは、水平飛行のための推進器（ｐｕｓｈｅｒ）構成とすることができ、垂直飛行中に下方にベクトル化することができる。後ロータは、揚力位置への変位動中に、尾翼またはそれによって定義される平面の下を通過することができる。

明確にするために、横軸は、航空機のピッチ軸方向であってもよいし、ピッチ軸方向に平行な軸方向であってもよい。同様に、縦軸は、ロール軸であってもよい。本明細書に記載されるような縦軸は、電気ロータが回転する平面に対して平行であってもよく、前ロータ及び後ロータは、揚力位置にあるときに回転し、縦軸は、航空機のヨー軸であってもよく、航空機のヨー軸に平行な軸であってもよい。

例示的な一実施形態において、前ロータおよび後ロータは、航空機の前方から見て縦軸を中心に反時計回り方向に垂直軸から僅かにオフセットされてもよい。特に、前ロータ及び後ロータは、航空機の前方から見て縦軸を中心に反時計回り方向に約１．８度だけ垂直軸から僅かに傾斜していてもよい。この構成は、ＩＣロータおよび／またはそれらに関連するＩＣモータが尾翼に近接しているために、航空機上の非対称空気流によって引き起こされるヨーの影響を打ち消す。

本発明の別の態様によれば、垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機を制御する方法が提供され、この航空機は、横軸に沿って延びる少なくとも１つまたは少なくとも１対の翼を有する機体であって、航空機の縦軸の間に延びる前端および後端と、胴体の後端に隣接して置かれた尾翼または胴体の前端に隣接して置かれた前尾翼とを有する胴体に動作可能に取り付けられている、機体と、垂直方向の安定および／または航空機への揚力を与えするように動作可能に機体に装着された電気ロータのアレイであって、機体に固定的に装着され、１一つ又は複数の適切な電気モータによって駆動される、電気ロータのアレイと、胴体の先端に旋回可能に装着される前ロータであって、垂直飛行のために航空機に垂直な揚力を与えるように方向付けられたリフト位置と、水平飛行のために航空機に前方への推力を与えるように方向付けられた推進位置との間で、横軸に対して平行な軸を中心に変位可能である、前ロータと、胴体の後端に旋回可能に装着された後ロータであって、航空機に垂直飛行のための垂直揚力を与えるように方向付けられたリフト位置と、水平飛行のための前方推力を与えるように方向付けられた推進位置との間で、横軸に対して平行な軸を中心に変位可能である、後ロータと、を備え、前ロータおよび後ロータの一方または両方は、一つ又は複数の適切な内燃エンジンによって駆動され、この方法は、
前ロータ及び後ロータを、水平飛行の推進位置と垂直飛行の揚力位置との間で変位可能に制御するステップと、
前ロータ及び後ロータを揚力位置にして垂直飛行中に航空機に垂直揚力の大部分または全部を与えるように前ロータ及び後ロータを制御するステップと、
を含む。

この方法は、
垂直飛行中の航空機の揚力および／または安定を制御する揚力コマンドおよび／または安定コマンドを含む航空機制御信号を受信および／または傍受するステップと、
垂直飛行中に航空機に垂直揚力の大部分または全部を与える揚力コマンドを使用して前ロータ及び前ロータを制御し、垂直飛行中に航空機に安定を与える安定コマンドを使用して電気ロータのアレイを制御するステップと、
を含む。

さらに、この方法は、
受信／傍受された航空機制御信号を処理して、揚力および／または安定コマンドを判定するステップと、
揚力コマンドおよび／または安定コマンドを選別して、電気ロータおよび／または前ロータ及び後ロータのアレイを制御するのに使用するステップと、
を含んでもよい。

この方法は、電気モータおよび／またはロータのみを制御することを意味する適切な飛行制御装置からの航空機制御信号を傍受するステップを含むことができる。この目的のために、この方法は、前ロータ及び後ロータを制御するフォーマットに揚力コマンドを変換するステップを含むことができる。

電気ロータのアレイは、離間された構成で機体に装着されてもよく、電気ロータは、動作可能に共面であり、第１の平面内に置かれ、この方法は、垂直飛行のために、前ロータ及び後ロータを揚力位置に変位させるステップを含み、揚力位置において、前ロータ及び後ロータは、それぞれ、前ロータ及び後ロータが揚力位置に対して動作されるときに第１の平面と実質的に同一平面である更に／又は第１の平面に対して平行である第２の平面及び第３の平面内に置かれる。

この発明の別の態様によれば、垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機を制御するための制御システムが提供され、この制御システムは、横軸に沿って延びる少なくとも１つまたは少なくとも１対の翼を有する機体であって、この翼は、航空機の縦軸の間に延びる前端および後端と、胴体の後端に隣接して置かれた尾翼または胴体の前端に隣接して置かれた前尾翼とを有する胴体に動作可能に取り付けられている、機体と、垂直揚力の安定および／または航空機への揚力を与えるように動作可能に機体に装着された電気ロータのアレイであって、電気ロータが機体に固定的に装着され、一つ又は複数の適切な電気モータによって駆動される、電気ロータのアレイと、機体の先端に旋回可能に装着された前ロータであって、前ロータが垂直飛行のために航空機に垂直な揚力を与えるように方向付けられた揚力位置と、前ロータが水平飛行のために航空機に前方推力を与えるように方向付けられた推進位置との間で、横方向に平行な軸を中心に変位可能である、前ロータと、胴体の後端に旋回可能に装着された後ロータであって、後ロータが航空機に垂直飛行のための垂直揚力を与えるように方向付けられた揚力位置と、後ロータが航空機に水平飛行のための前方推力を与えるように方向付けられた推進位置との間で、横軸に平行な軸を中心に変位可能であり、前ロータ及び後ロータの一方または両方は、一つ又は複数の適切な内燃エンジンによって駆動される、後ロータと、を備え、このシステムは、
メモリ装置と、
メモリ装置に結合されたプロセッサであって、前ロータ及び後ロータを、水平飛行の為の推進位置と、垂直飛行の為のリフト位置との間で変位可能に制御し、前ロータ及び後ロータを揚力位置にして垂直飛行中に航空機に垂直揚力の大部分または全部を与えるように前ロータ及び後ロータを制御するように構成されたプロセッサと、
を備える。

このプロセッサは、
垂直飛行中の航空機の揚力および／または安定を制御する揚力および／または安定コマンドを含む航空機制御信号を受信および／または傍受し、
垂直飛行中に航空機に垂直揚力の大部分または全部を与える揚力コマンドを使用して前ロータ及び前ロータを制御し、
垂直飛行中に航空機の安定を与える安定コマンドを使用して電気ロータのアレイを制御するように構成されてもよい。

このプロセッサは、
受信／傍受された航空機制御信号を処理して、揚力および／または安定コマンドを判定し、
揚力コマンドおよび／または安定コマンドを選別して、電気ロータおよび／または前ロータ及び後ロータのアレイを制御するために使用するように構成されてもよい。

プロセッサは、揚力コマンドを、前ロータ及び後ロータを制御するフォーマットに変換するように更に構成されてもよい。電気ロータのアレイは、離間された構成で機体に装着されてもよく、電気ロータは、動作可能に共面であり、第１の平面内に置かれ、プロセッサは、前ロータ及び後ロータを垂直飛行のための揚力位置に変位させるように構成され、揚力位置において、前ロータ及び後ロータは、それぞれ、第２の平面及び第３の平面内に置かれるが、これらの平面は、前ロータ及び後ロータが揚力位置に対して動作されるとき、第１の平面と実質的に同一平面である、更に／又は、第１の平面に対して平行である。

本発明のさらに別の例示的な実施形態によれば、非一時的コンピュータ実行可能命令を記憶する非一時的コンピュータ可読記憶媒体が提供され、この命令は、垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機と通信して又は搭載された適切なプロセッサによって遠隔的に実行されるとき、少なくとも１つのプロセッサに、上記のいずれかの方法のステップを実行させ、航空機は、横方向軸に沿って延びる少なくとも１つまたは少なくとも１対の翼を有する機体であって、翼が、胴体に動作可能に取り付けられ、胴体は、航空機の縦軸の間に延びる先端及び末端と、胴体の末端に隣接して置かれた尾翼または胴体の先端に隣接して置かれた前尾翼とを有する、機体と、航空機に垂直揚力および／または安定を与えるように機体に動作可能に装着された電気ロータのアレイであって、電気ロータが機体に固定的に装着され、一つ又は複数の適切な電気モータによって駆動される、電気ロータのアレイと、前ロータは、機体の先端に旋回可能に装着された前ロータであって、前ロータは、揚力位置と推進位置との間の横方向軸に対して平行な軸を中心に変位可能であり、揚力位置では、前ロータが垂直飛行の為に航空機に垂直揚力を与えるように方向付けられ、推進位置では、前ロータが水平飛行の為に航空機に前方推力を与えるように方向付けられる、前ロータと、胴体の末端に旋回可能に装着された後ロータであって、後ロータは、揚力位置と推進位置との間の横方向に対して平行な軸を中心に変位可能であり、揚力位置では、後ロータが垂直飛行の為に航空機に垂直揚力を与えるように方向付けられ、推進位置では、後ロータが水平飛行の為に航空機に前方推力を与えるように方向付けられる、後ロータと、を備え、前ロータ及び後ロータの一方または両方は、一つ又は複数の適切な内燃エンジンによって駆動される。

本発明のさらに別の例示的な実施形態によれば、垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機を制御する方法が提供され、この方法は、
垂直飛行中に航空機の揚力および／または安定を制御する為に、揚力および／または安定コマンドを含む航空機制御信号を受信および／または傍受するステップと、
揚力コマンドおよび／または安定コマンドを判定する為に、受信／傍受された航空機制御信号を処理する、ステップと、
前記揚力コマンドおよび／または安定コマンドを選別するステップと、
揚力コマンドを、一つ又は複数の内燃エンジンによって駆動される一つ又は複数の内燃（ＩＣ）ロータを制御するフォーマットに変換するステップと、
一つ又は複数のＩＣロータを制御して垂直飛行中に垂直揚力の大部分または全部を航空機に与えるように、変換された揚力コマンドを含む適切な揚力命令信号を生成するステップと、
電気ロータのアレイを制御して垂直飛行中に航空機に安定を与えるように選別された安定コマンドを含む適切な安定命令信号を生成するステップと、
を含む。

本発明の別の態様によれば、垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機を制御するシステムが提供され、このシステムは、
記憶装置と、
少なくとも一つのプロセッサと、
を備え、このプロセッサは、
垂直飛行中の前記航空機の揚力および／または安定を制御する揚力および／または安定コマンドを含む航空機制御信号を受信および／または傍受し、
受信／傍受された航空機制御信号を処理して、揚力コマンドおよび／または安定コマンドを判定し、
揚力コマンドおよび／または安定コマンドを選別し、
揚力コマンドを、一つ又は複数の内燃エンジンによって駆動される一つ又は複数の内燃（ＩＣ）ロータを制御するフォーマットに変換し、
変換された揚力コマンドを含む適切な揚力コマンド信号を生成し、一つ又は複数のＩＣロータを制御して、垂直飛行中に航空機に垂直揚力の大部分または全部を与え、
選別された安定コマンドを含む適切な安定コマンド信号を生成して、電気ロータのアレイを制御して、垂直飛行中に航空機に安定を与えるように構成される。

本発明の別の態様によれば、非一時的コンピュータ実行可能命令を記憶する非一時的コンピュータ可読記憶媒体が提供され、この命令は、適切なプロセッサによって実行されるとき、このプロセッサに、
垂直飛行中の前記航空機の揚力および／または安定を制御する揚力および／または安定コマンドを含む航空機制御信号を受信および／または傍受させ、
受信／傍受された航空機制御信号を処理させて、揚力コマンドを判定させ、
揚力コマンドおよび／または安定コマンドを選別させ、
揚力コマンドを、一つ又は複数の内燃エンジンによって駆動される一つ又は複数の内燃（ＩＣ）ロータを制御するフォーマットに変換させ、
変換された揚力コマンドを含む適切な揚力コマンド信号を生成させて、一つ又は複数のＩＣロータを制御させ、
垂直飛行中に航空機に垂直揚力の大部分または全部を与えさせ、選別された安定コマンドを含む適切な安定コマンド信号を生成させて、電気ロータのアレイを制御させて、垂直飛行中に航空機に安定を与えさせる。

本発明の別の態様によれば、本明細書に記載されるような、それに動作可能に接続されたシステムを備える航空機が提供される。

本発明のさらに別の態様によれば、電気ロータと内燃ロータとを備えたハイブリッド航空機を作動させる方法であって、電気ロータが電気モータによって駆動され、内燃ロータが内燃エンジンによって駆動され、この方法は、
垂直飛行のために内燃ロータと電気ロータの両方を使用するステップと、
水平飛行には内燃ロータを使用するステップと、
を含む。

本発明の１つの態様に関する本明細書の説明は、本発明の他の態様に適用することが理解されるであろう。

図１は、垂直飛行用に構成された前ロータ及び後ロータを有する本発明の例示的実施形態によるＶＴＯＬ航空機の正面からの斜視図を示す。 図２は、垂直飛行用に構成された前ロータ及び後ロータを有する本発明の例示的実施形態によるＶＴＯＬ航空機の後方からの斜視図を示す。 図３は、垂直飛行用に構成された前ロータ及び後ロータを有する本発明の例示的実施形態によるＶＴＯＬ航空機の側面図であって、反対側の側面図は同様のプロファイルを有する側面図を示す。 図４は、垂直飛行用に構成された前ロータ及び後ロータを有する本発明の例示的実施形態によるＶＴＯＬ航空機の背面図を示す。 図５は、垂直飛行用に構成された前ロータ及び後ロータを有する本発明の例示的実施形態によるＶＴＯＬ航空機の正面図を示す。 図６は、垂直飛行用に構成された前ロータ及び後ロータを有する本発明の例示的実施形態によるＶＴＯＬ航空機の上面図または平面図を示す。 図７は、垂直飛行用に構成された前ロータ及び後ロータを有する本発明の例示的実施形態によるＶＴＯＬ航空機の底面図を示す。 図８は、水平飛行用に構成された前ロータ及び後ロータを有する本発明の例示的実施形態によるＶＴＯＬ航空機の正面からの斜視図を示す。 図９は、水平飛行用に構成された前ロータ及び後ロータを有する本発明の例示的実施形態によるＶＴＯＬ航空機の後方からの斜視図を示す。 図１０は、水平飛行用に構成された前ロータ及び後ロータを有する本発明の例示的実施形態によるＶＴＯＬ航空機の側面図を示し、反対側の側面図は同様のプロファイルを有する。 図１１は、水平飛行用に構成された前ロータ及び後ロータを有する本発明の例示的実施形態によるＶＴＯＬ航空機の背面図を示す。 図１２は、水平飛行用に構成された前ロータ及び後ロータを有する本発明の例示的実施形態によるＶＴＯＬ航空機の正面図を示す。 図１３は、水平飛行用に構成された前ロータ及び後ロータを有する本発明の例示的実施形態によるベクトル制御装着部の斜視図を示す。 図１４は、本発明の例示的実施形態による飛行制御システムのブロック図を示す。 図１５は、本発明の例示的実施形態によるＶＴＯＬ航空機の制御方法の高レベルブロックフローチャートを示す。 図１６は、本発明の例示的実施形態によるＶＴＯＬ航空機を制御する方法の別の高レベルブロックフローチャートを示す。 図１７は、垂直飛行用に構成された前ロータ及び後ロータを有する本発明の例示的実施形態による別のＶＴＯＬ航空機の正面からの斜視図を示す。 図１８は、垂直飛行用に構成された前ロータ及び後ロータを有する本発明の例示的実施形態による別のＶＴＯＬ航空機の正面からの斜視図を示す。 図１９は、垂直飛行用に構成された前ロータ及び後ロータを有する本発明の例示的実施形態による、さらに別のＶＴＯＬ航空機の正面からの斜視図を示す。 図２０は、コンピュータシステムの例示的な形態における機械のダイアグラム表現を示しており、ここで、機械に本明細書に記載された方法論のいずれか一つ又は複数を実行させるための一組の命令が実行可能である。

図面の詳細な説明

本発明の以下の説明は、本発明を可能にする知識の教示として提供される。当業者は、本発明の有益な結果を依然として達成しながら、記載された実施形態に対して多くの変更を行うことができることを認識するであろう。また、本発明の所望の利点のいくつかは、他の特徴を利用することなく本発明の特徴のいくつかを選択することによって達成することができることも明らかであろう。従って、当業者であれば、本発明に対する修正および適合が可能であり、特定の状況においては望ましい場合さえあることを認識するであろう。したがって、以下の説明は、本発明の原理の例示として提供され、その限定ではない。

「たとえば」、「～のような」という句、およびその変形は、本明細書に開示される主題の非限定的実施形態を記載することが理解されるであろう。本明細書において、「１つの例示的実施形態」、「別の例示的実施形態」、「一部の例示的実施形態」、またはそれらの変形例というのは、実施形態に関連して説明された特定の特徴、構造、または特性が、本開示の主題の少なくとも１つの実施形態に含まれることを意味する。したがって、「１つの例示的実施形態」、「別の例示的実施形態」、「一部の例示的実施形態」、またはその変形例という語句の使用は、必ずしも同じ実施形態を指すものではない。

特に明記しない限り、本明細書に記載される主題の一部の特徴は、明確にするために別個の実施形態の文脈で説明されるが、添付の特許請求の範囲のいずれか１つの範囲内にある限り、単一の実施形態において組み合わせて提供されてもよい。同様に、単一の実施形態の文脈で説明される本明細書に開示される主題の様々な特徴は、添付の請求項のいずれか１つの範囲内にある限り、別個にまたは任意の適切な下位組み合わせで提供されてもよい。

本明細書中で使用される見出しは、組織的な目的のためだけであり、説明またはクレームの範囲を限定するために使用されることを意図しない。簡潔にするために、単語「ｍａｙ」は、必須の意味（すなわち、「ｍｕｓｔ」を意味する）ではなく、許容的な意味（すなわち、「ｈａｖｉｎｇ ｔｈｅ ｐｏｔｅｎｔｉａｌ ｔｏ」を意味する）で使用される。

「ｉｎｃｌｕｄｅ」、「ｉｎｃｌｕｄｉｎｇ」および「ｉｎｃｌｕｄｅｓ」という語および「ｃｏｍｐｒｉｓｅｓ」、「ｃｏｍｐｒｉｓｉｎｇ」、「ｃｏｍｐｒｉｓｅｓ」という語は、「ｉｎｃｌｕｄｉｎｇ」及び「ｃｏｍｐｒｉｓｉｎｇ」を意味するが、これらに限定されるものではない。さらに、本明細書で使用される場合、「ｃｏｕｐｌｅｄ」（結合される）という用語は、その結合が永久的（例えば、「ｗｅｌｄｅｄ」（溶接される））であるか、または一時的（例えば、「ｂｏｌｔｅｄ」（ボルト付けされる）、「ｓｃｒｅｗｅｄ」（ネジ付けされる））であるか、直接的または間接的（即ち、「ｔｈｒｏｕｇｈ ａｎ ｉｎｔｅｒｍｅｄｉａｒｙ」（媒介物を介して））であるか、機械的、化学的、光学的、または電気的であるかにかかわらず、互いに結合された２つ以上の構成要素を指すことができる。

さらに、本明細書で使用される「水平」飛行とは、地面（すなわち、海面）に実質的に平行な方向に進行する飛行をいい、「垂直」飛行とは、地球の中心から実質的に径方向外側に進行する飛行をいう。軌道は、「水平」および「垂直」飛行ベクトルの両方の成分を含むことができることを理解されたい。さらに、「ホバリングする」または「ホバリング」という用語は、実質的に同じ垂直および水平空間位置に留まることを意味すると理解することができる。本開示の文脈における「垂直」飛行は、本明細書の開示から理解されるように、「ホバリングする」および「ホバリング」を含むと理解される。

図１～図７の図面を参照すると、本発明の例示的実施形態によるＶＴＯＬが一般的に参照番号１０で示される。ＶＴＯＬ航空機１０は、典型的には、無人空中車両であってもよいが、本開示のいかなるものも、本明細書に含まれる知識の教示を有人空中車両に拡張することを妨げないことが理解されるであろう。ＶＴＯＬ航空機１０は、垂直飛行（垂直離着陸、安定および安定ホバリングを含む）が可能であること、また、収益荷重（ｐａｙｌｏａｄｓ）を長距離にわたって運搬・運搬するために水平飛行（水平固定翼飛行を含む）が可能であることが有利である。たとえば、出発地から配送先まで約５０ｋｍの距離にあり、出発地に戻るミッション（すなわち、１００ｋｍのリターントリップまたはミッション）における約５０ｋｇの収益荷重。

航空機１０は、複数の構成要素（電気的、電子的、機械的、空気圧的、および／または油圧的）、回路、アクチュエータ、機械的リンクなどを含むが、説明を容易にするために、これらは図示されておらず、より詳細に議論されていないが、発明の分野の当業者には明らかである。

航空機１０は、縦軸Ａ（図６及び図７参照）に沿って延びる胴体１４と、胴体１４の中心に取り付けられた横軸Ｂ（図６及び図７参照）に沿って延びる細長い固定翼１６と、尾翼１８とを含む機体１２を備える。機体１２は、重量を最小にするために、大部分が複合軽量材料から製造される。たとえば、機体１２は、高密度のポリスチレンコアを有するガラス繊維及び炭素繊維から構成されている。

翼１６は、左翼部１６．１と右翼部１６．２とが同じ長さを有している。翼１６は一般に高いアスペクト比を有し、本明細書に記載されているように、航空機１０の揚力、従って飛行を容易にするためにエアフォイルの形態である。従って、翼１６は、使用時に空気が翼の上を通過するときに揚力を容易にする上面及び底面並びに前縁及び後縁を有する従来の航空機翼の形状であってもよい。

単一の翼１６が図示されているが、２つ以上の部品が互いに接続されて翼１６を形成してもよいことに留意されたい。１つの例示的な実施形態において、左および右翼部分１６．１、１６．２は、それぞれ、互いに独立して、胴体１４に取り付けられる。さらに、図示されていないが、本明細書に記載される本発明の一部例示的な実施形態において、翼１６は、左右の翼部分１６．１、１６．２、特に翼１６の隣接する後縁に配置されて従来の方法で使用される適切な制御可能な補助翼を含んでもよいことが理解されるであろう。

胴体１４は、先導する前端１４．１と反対側の後端１４．２との間に縦軸Ａに沿って延びる本体を有している。本実施例において、胴体１４は、航空機１０が地面と係合し、たとえば、表面に着地することを容易にする着地アセンブリ２４に取り付けられている。アセンブリ２４は、従来の方法で車輪、例えば一対の車輪を備えることができる。その代わりに、またはそれに加えて、アセンブリ２４は、ヘリコプターで従来見られるような固定フレーム状アセンブリであってもよい。胴体１４は、使用時に収益荷重を運ぶのに適したハーネスに取り付け可能なように構成することができる。

尾翼１８は、典型的には、一対の離間されたナセル状ブーム２０、２２によって画定されるが、これらは、翼部分１６．１、１６．２に取り付けられ、かつ機体１４に隣接して縦軸Ａに平行に軸に沿って延びる。尾翼１８は、離間された一対の垂直安定板２６、２８を備えており、これらの垂直安定板２６、２８の間には水平安定板３０が連結されている。

航空機１０は、適当な電気モータ（図示せず）に駆動連結された電気ロータ３４…４０のアレイ３２を更に備える。したがって、航空機１０は、マルチロータ構造、特に、４つのロータ３４…４０を有し、それぞれが、機体１２を中心とする仮想正方形Ｓの角Ｃ上に配置されたクワッドロータ構造である。ロータ３４は前左ロータ３４であってもよく、ロータ３６は後左ロータ３６であってもよく、ロータ３４は前右ロータ３８であってもよく、ロータ４０は後右ロータ４０であってもよい。

ロータ３４…４０はそれぞれ、非常に精密な速度およびトルク制御が可能な三相ブラシレスＡＣ電気モータに駆動連結されている。これにより、電気ロータ３４…４０は、ホバリング安定性を維持するための正確な制御に適したものとなる。次に、モータは、再充電可能な電池（図示せず）、例えば、リチウムイオン蓄電池によって駆動される。ロータ３４…４０およびそれらの蓄電池は、航空機１０によって輸送される収益荷重を最大化するために、（以下に説明する）前ロータおよび後ロータに対して小さい。図示されていないが、一部の例示的な実施形態において、電気モータは、オンボード燃料燃焼発電機からの電力によって駆動されてもよい。

ロータ３４…４０は、適当な市販の飛行制御装置によって制御することができる。

電気モータは図示されていないが、電気ロータ３４…４０への言及およびその制御は、前記電気ロータ３４…４０を駆動する電気モータの制御を意味するものと理解される。このため、ロータ３４…４０への言及は、特に断らない限り、該ロータ３４…４０を駆動するモータへの言及を含むことができることに留意されたい。ロータ３４…４０は、図４および図５に図示するように、垂直軸Ｙ即ちヨー軸Ｙに平行な軸を中心に回転する。

ロータ３４…４０は、ブーム２０、２２に固定して装着され、本明細書に記載されるように、使用時に航空機１０に垂直方向の揚力および／または安定を与える。特に、ロータ３４、３６は、上から見ても下から見ても左翼部１６．１を挟むようにブーム２０に装着され（図６及び図７参照）、ロータ３８、４０は、上から見ても下から見ても右翼部１６．２を挟むようにブーム２２に装着されている（図６及び図７参照）。別の言い方をすれば、ロータ３４、３６は左ブーム２０に装着された左ロータ３４、３６であり、一方、ロータ３８、４０は右ブーム２２に装着された右ロータ３８、４０である。ロータ３４…４０を駆動するモータおよびモータに動力を供給する蓄電池は、それぞれのロータアセンブリの一部を形成することができ、機体１２（図示せず）に装着される。アレイ３２は、典型的には、同一平面上に置かれる。特に、ロータ３４…４０は全て、図３でより良く見ることができるように、共平面様式で動作可能な第１の平面Ｐ１内に動作可能に置かれる。ロータ３４…４０は、ロータを中心とし、垂直軸Ｙに対して平行な軸Ｊを中心に回転する（図３参照）。ロータアセンブリの蓄電池は、電気ロータ３４…４０の少なくとも５分間の動作を与えるように構成することができ、その結果、航空機にかかる重量が少なくなり、それによって収益荷重が最大化される。

航空機１０はまた、胴体１４の前端４．１に旋回可能に装着された前ロータ４４を含む。前ロータ４４は、横軸Ｂに平行な軸Ｄ（図７を参照）を中心として、図１－図７に示すように、前ロータ４４が垂直飛行のために航空機１０に対して垂直揚力を与えるように方向付けられた揚力位置と、図８－図１２に示すように、前ロータ４４が水平飛行のために航空機１０に対して前方推力を与えるように方向付けられた推進位置との間で変位可能であり、特に旋回可能である。揚力位置では、ロータ４４が回転する軸Ｋ（図３参照）は、図４および図５に示すように、垂直軸Ｙ即ちヨー軸Ｙと実質的に平行である。推進位置では、ロータ４４が回転する軸Ｋは、縦軸Ａに対して平行および／またはそれと整列している（図１０参照）。

航空機１０はさらに、胴体１４の後端部１４．１に旋回可能に装着された後ロータ４６を備える。後ロータ４６は、横軸Ｂに対して平行な軸Ｅ（図６参照）を中心として、図１－図７に示すように、後ロータ４６が垂直飛行のために航空機１０に垂直な揚力を与えるように方向付けられた揚力位置と、図８－図１２に示すように、後ロータ４６が水平飛行のために航空機１０に前方の推力を与えるように方向付けられた推進位置との間で変位可能であり、特に旋回可能である。揚力位置において、ロータ４６が回転する軸Ｇ（図３参照）は、図４および図５に図示するように、垂直軸Ｙ即ちヨー軸Ｙと実質的に平行である。推進位置において、ロータ４６が回転する軸Ｇは、縦軸Ａに対して平行および／またはそれと整列している（図１０参照）。後ロータ４６は、水平飛行のための推進器（ｐｕｓｈｅｒ）構成であり、垂直飛行中に尾翼１８の下を通過して矢印Ｆの方向に下方にベクトル化される（図３参照）。これは、前ロータ４４に対向するが、前ロータ４４は、水平飛行のための引上げ装置（ｐｕｌｌｅｒ）構成であり、垂直飛行中に矢印Ｇ（図３参照）の方向に上方にベクトル化される。

揚力位置において、ロータ４４は、通常、第１の平面Ｐ１よりも低い高さにある第２の平面Ｐ２（図３参照）に置かれる。同様に、揚力位置において、ロータ４６は、第２の平面Ｐ２よりも低い高さにある第３の平面Ｐ３内に置かれる。図面では認識できないが、１つの例示的な実施形態において、前ロータ４４及び後ロータ４６は、航空機の前部から見て縦軸を中心に反時計回り方向に約１．８度だけ垂直軸から僅かに傾斜している。

ロータ４４、４６は、一対の内燃（ＩＣ）モータまたはエンジン（図示せず）に駆動連結されており、これらのモータまたはエンジンは、電気ロータ３４・・・４０よりも高い推力を得ることができる。一部の例示的な実施形態において、ロータ３４…４０を駆動するモータは、ロータ４４、４６を駆動するＩＣエンジンの出力の半分未満である。このようにして、ロータ４４、４６は、垂直飛行中に航空機１０に推力および／または揚力の大部分または全部を与え、一方、ロータ３４…４０は、航空機１０に安定制御を与える。水平飛行において、ロータ４４，４６は、その固定翼燃料（垂直飛行中にロータ４４，４６によって使用される燃料のほぼ１／６）によるより低い燃料消費で航空機１０を推進するための全ての駆動推力を与える。

ＩＣエンジンは、ガソリンを保持するタンクのような燃料源と連通している。そのため、ＩＣモータはガソリンエンジンである。ＩＣエンジンは図示されていないが、ロータ４４、４６への言及およびその制御は、該ロータ４４、４６を駆動するＩＣエンジンの制御、たとえば、そのスロットルを意味するものと理解される。この理由のために、ロータ４４、４６への言及は、当業者に特段の言及または明白でない限り、該ロータ４４、４６を駆動するＩＣエンジンへの言及を含むことができることに留意されたい。一部の例示的な実施形態において、ＩＣエンジンに駆動連結されたロータ４４、４６のみが、本明細書に記載された方法で変位可能である。しかしながら、ＩＣエンジンおよびロータ４４、４６の部品または全体の変位を排除するものは何もなく、その場合は、本明細書で単一ユニットとして企図される方法でもよい。燃料供給、適切なスロットル配置、トランスミッションなど ＩＣ駆動ロータ４４、４６に関連するものは、バランスのとれた方法で機体１２に取り付けることができる。

航空機１０のバランスをとるために、前ロータ４４および後ロータ４６は、航空機１０の重心から等距離に置かれる。航空機１０の重心から等距離に軸Ａに沿って縦方向に離間された前ロータ及び後ロータ４４、４６を駆動するＩＣモータでさえも。

前ロータ４４及び後ロータ４６は、典型的には、ロータ４４および４６を胴体１４に取り付けるベクトル制御装着部４８を介して胴体１４に装着され、これらは、本明細書に記載される推進位置と揚力位置との間にロータ４４および４６の変位を正確にベクトル化するように動作可能である。図１３に示すように、装着部４８は、胴体１４とロータ４４、４６の両方に取り付け可能であり、ロータ４４、４６を変位させるために適切なサーボモーター（図示せず）を介して電子的に制御される。特に、装着部４８は、電気的に駆動されるラックおよびピニオンアセンブリを備え、ラックおよびピニオンアセンブリは、ヒンジジョイントＨを介して胴体１４に連結され、ヒンジジョイントＨは、ロータ４４、４６および／またはＩＣエンジンが、ロータ４４、４６をその元の推力ラインから必要に応じて元の推力ラインの上または下の新しい位置に移動させる９０度を介して弧状に移動することを可能にする。ヒンジＨ（図１３）を中心に動作するラックおよびピニオンアセンブリ４８．１（図１３）は、ロータ４４、４６に対して高い減速駆動比で３点の三角形の支持を可能にし、利用可能な高いトルクでのロータ４４、４６の正確な位置決めを可能にする。ロータ４４、４６は、ヒンジＨを中心に旋回可能となるように装着部４８のラックおよびピニオンアセンブリ４８．１によって制御されるブーム４８．２に取り付けられてもよい。

装着部４８の制御に組み込まれた閉ループフィードバックセンサ配置は、ロータ４４、４６の方向付けの正確なフィードバック、特に（ロータ４４、４６の）その空間座標を示す情報、またはロータ４４、４６の空間方向付けに関連する装着部４８の作動の程度を示す情報を与える。このようにして、装着部４８は、揚力位置と推進位置との間のロータ４４、４６の、正確で、信頼性があり、かつロック可能な変位を可能にする。

ロータ３４…４０および４４， ４６は、それぞれ、従来のブレードであってもよい一つ又は複数のプロペラブレードを備える。水平飛行中、ロータ３４…４０は動作不能状態にあり（即ち、水平飛行中に回転せず）、一方、ロータ４４、４６は垂直飛行と水平飛行の両方で動作することが理解されるであろう。

次に図面の図１４を参照すると、航空機のための制御システム、たとえば、上述の航空機１０は、一般的に参照番号５０によって表示される。システム５０は、典型的には航空機１０の動作を制御し、したがって、機体１２に一体化されてもよい。

システム５０は、メモリ記憶装置５２と、航空機１０の無人飛行に関連する様々なデータ処理および制御動作を実行するように構成されたプロセッサ５４とを備える。

プロセッサ５４は、入力データを操作して出力を生成することによってアクションを実行するために一つ又は複数の電子計算機用プログラムを実行するプログラム可能なプロセッサ形態の一つ又は複数のプロセッサとすることができる。プロセッサ５４は、非限定的な実施例として、汎用プロセッサ、グラフィックス処理ユニット（ＧＰＵ）、デジタル信号プロセッサ（ＤＳＰ）、マイクロコントローラ、フィールドプログラマブルゲートアレイ（ＦＰＧＡ）、特定用途向け集積回路（ＡＳＩＣ）、または任意の種類の一つ又は複数のプロセッサ、またはそれらの任意の組み合わせを含む任意の他の電子計算装置スを含む、データ処理能力を有する任意の種類の電子装置であってよい。簡潔にするために、システム５０によって実行されるものとして説明されたステップは、プロセッサ５４によって効果的に実行されるステップであってもよく、他に表示されない限り、その逆でもよい。

メモリ記憶装置５２は、システムメモリおよびランダムアクセスメモリ（ＲＡＭ）装置、キャッシュメモリ、プログラム可能またはフラッシュメモリなどの不揮発性メモリまたはバックアップメモリ、読み出し専用メモリなどを含むコンピュータ可読媒体の形態であってよい。さらに、装置５２は、システム１０の他の場所に物理的に置かれたメモリ記憶装置、例えば、プロセッサ５２内の任意のキャッシュメモリ、および例えば、マス記憶装置に記憶されるような仮想メモリとして使用される任意の記憶容量を含むと考えることができる。

プロセッサ５４によって実行可能な電子計算機用プログラムは、コンパイルされた又は解釈された言語、宣言的な又は手続き的な言語を含む任意の形式のプログラミング言語で書かれてもよく、スタンドアロンプログラムとして、またはモジュール、コンポーネント、サブルーチン、オブジェクト、またはコンピューティング環境で使用するのに適した他のユニットとして、任意の形式で配備されてもよい。コンピュータプログラムは、１つのプロセッサ５４または複数のプロセッサ５４によって実行されるように配備することができる。

電子計算機用プログラムは、メモリ記憶部５２に記憶されてもよいし、プロセッサ３０に設けられたメモリに記憶されてもよい。本明細書では図示または議論しないが、システム１０が複数の論理コンポーネント、電子機器、駆動回路、周辺装置などを含むことができることは、本発明の分野における当業者には理解されるであろうし、 簡潔にするために本明細書では説明しない。

プロセッサ５４は、通常、プロセッサ５４にデータを提供するように構成された複数のセンサを含むセンサアレイ５６からセンサデータを受信して、航空機１０の飛行を制御し、および／または使用中の地上局（図示せず）に情報を中継することを可能にするデータをプロセッサ５４に与えるように構成されている。この目的のために、システム５４は、使用時に航空機１０と地上局との間の通信を容易にする適切な通信モジュール、たとえば、高周波通信モジュールを備えることができる。地上局からの通信は、航空機１０を遠隔制御し、例えば、垂直に離陸して着陸し、ホバリングし、水平に飛行することができる。一実施例において、プロセッサ５４は、地上制御局からコマンドを受信するように構成されてもよく、それに応答して航空機５４のアクチュエータ５８を制御するための適切な制御信号を従来の方法で生成するように構成される。しかしながら、本明細書に開示されるような現在の構成において、プロセッサ５４によって遠隔的に受信されるホバーコマンドのような従来のコマンドであっても、

本明細書に記載される方法でロータ４４、４６を旋回させて航空機１０に一次推力を与える適切な制御信号を生成し、同時に安定を与えるようにロータ３４、４０を制御する為に適切な制御信号を生成することが理解される。

その代わりに、またはそれに加えて、プロセッサ５４は、飛行計画およびオーバーライド制御に加えて、地上のプロセスを監視するために飛行情報を地上制御ステーションに中継するように構成される。

センサアレイ５６は、以下を備える群から選択されるセンサを備えることができる。ピトー管、タコメーター、加速度計、ジャイロスコープ、磁力計、全地球測位システム（ＧＰＳ）、熱電対、高度計。センサアレイ５６は、アクチュエータ５８を制御するために、それぞれのセンサに関連するデータをプロセッサ５４に与えることができる。プロセッサ５４は、ロータ４４、４６を駆動する一対のＩＣエンジン、推進位置と揚力位置との間でロータ４４、４６を変位させるベクトル制御装着部４８、ロータ３４…４０を駆動する電気モータ、補助翼、昇降舵、ラダー等の従来の航空機飛行要素とからなるグループから選択されるアクチュエータ５８を制御するための適切な制御信号を生成するように構成されている。

プロセッサ５４は、適切なフライトコントローラプロセッサを備えることができ、または飛行、特に従来の方法での航空機１０のホバリング操縦を制御するように構成された適切なフライトコントローラプロセッサと通信することができる。ホバリング操縦のために、これらの飛行制御装置は、複数のセンサからデータを受信し、航空機制御信号をよび安定コマンドによってロータを制御する航空機制御信号を生成するフィードバックループを実行する。例示的な一実施形態においては、プロセッサ５４は、航空機制御信号を傍受し、推力および安定化コマンドを制御信号から選別し、推力コマンドをＩＣモータに向けてロータ４４、４６を制御して必要な推力トを与え、安定化コマンドをロータ３４…４０に動作可能に接続された電気モータに向けて航空機を安定化するように構成することができる。

プロセッサ５４によって生成される制御信号は、アクチュエータ５８を直接および／または適切な中間電気アクチュエータを介して制御するように構成されてもよいことが、当業者には理解されよう。たとえば、ＩＣエンジンの場合、制御信号は、適切な電子的に作動可能なスロットルを制御するように構成することができる。

使用時には、図１－図１３を参照すると、約５０ｋｇの収益荷重（図示せず）はが、一般に、収益荷重が航空機１０の重心に取り付けられるか、または隣接して航空機１０の重心に取り付けられるような方法で、航空機１０の胴体１４に取り付けられる。これは、機体１２、特に胴体１４に取り付けられたハーネス、胴体１４に取り付けられたエンクロージャなどを介してもよい。

航空機１０は、任意選択的に飛行制御装置（一部の実施形態では、プロセッサ５４は前記飛行制御装置プロセッサを備える）とインターフェースされるプロセッサ５４からのコマンドから自律的に制御されるか、または地上制御装置を介して受信された信号を介して遠隔制御される。代わりに、航空機１０は、プロセッサ５４および地上制御装置からのコマンドの組み合わせによって制御される。地上制御装置は、制御信号を航空機１０に遠隔送信して制御する自動制御装置または人間制御装置であってもよい。

いずれにしても、航空機１０は、垂直に飛行することができるように適切なコマンド信号に含まれる適切なコマンドを受信すると、作動可能であり、これらのコマンドは、装着部４８を操作するプロセッサ５４から信号を受信する適切なアクチュエータを介して、ロータ４４、４６がそれぞれ軸Ｄおよび軸Ｅを中心に揚力位置まで旋回された状態で、垂直に離陸すること、ホバリングすること、垂直に着陸することを含む操縦を含む。

リフトオフするとき、ロータ４４、４６は、図８－図１２に図示するような推進位置にある場合、矢印Ｇおよび矢印Ｆの方向、すなわち、装着部４８のヒンジＨを中心とする軸Ｄおよび軸Ｅを中心とする反時計回り方向に、図１－図７に示す揚力位置まで旋回される。ロータ４４、４６は、軸Ｋおよび軸Ｇが推進位置にあるときに軸りＪおよび軸Ｙに平行にそれらの位置からほぼ直角になるように約９０°移動するように反時計回り方向に同時に回転する。ＩＣエンジンによって作動されるとき、ロータ４４、４６は、垂直飛行において航空機１０を地面から所望の高さまで地面から持ち上げるために、全てではないにしても大部分の推力を与える。ロータ４４、４６が作動されると、電気ロータ３４…４０もまた、典型的にはロータ４４、４６と同時に作動されて、前記離陸中に航空機１０に安定を与えて、ロータ４４、４６の未処理の（ｒａｗ）推力および／または収益荷重の重量をバランスさせて対抗する。特に、航空機１０の重心に関して対称でない収益荷重重量分布によって引き起こされるロータ４４、４６の未処理の推力および／またはモーメントのいかなる不整合にも対処すること。

所望の高さに到達すると、ロータ４４、４６は、ベクトル制御装着部４８を介して、推進位置までベクトル化されて旋回され、この推進位置において、ロータ４４、４６は、航空機１０を目的地に向かって前進させるための前進推力を与え、それによって水平飛行を達成する。ロータ４４、４６は、揚力位置と推進位置との間で実質的に同時に旋回することができる。これは、垂直飛行と水平飛行との間の移行の間、およびその逆の間であり得る。この点に関して、ロータ４６は、ロータ４６が図８－図１２に図示するような推進位置まで軸Ｅを中心に矢印Ｌ（図１０参照）の方向に旋回されるのと実質的に同時に、軸Ｄを中心に矢印Ｍの方向に旋回される（ここで、ロータ４４、４６は、図８－図１２に図示するような推進位置で互いに平行である）。ロータ４４、４６の軸Ｋおよび軸Ｇは、シャフトＡと整列している。水平飛行において、特に航空機１０が翼１６の失速速度以上にあるとき、電気ロータ３４…４０のアレイ３２は回転に対してロックされ、したがって使用されないかまたは作動されない。

適切なＧＰＳユニットおよび／または地上制御装置によって判定されるように、その目的地に到達すると、ロータ４４、４６は再び装着部４８を介して揚力位置まで旋回され、一次推力を与えるロータ４４、４６および安定を与えるロータ３４…４０を介して制御された方法で、たとえば、収益荷重を配備するためにホバリングするように制御される所定の高さまで下降する。推進位置と揚力位置との間で旋回する際に、後ロータ４６は、尾翼１８と胴体１４の後端部分１４．２との間の空隙の間で旋回することが理解される。この目的のために、ブーム２０、２２は、尾翼１８を胴体１４から十分に離間させて後ロータ４６の変位を容易にする長さを有することができる。

収益荷重を配備した後、航空機１０は巡航高度に上昇するように制御され、ここで、ロータ４４、４６は、航空機１０がその元の目的地および／または次の目的地に移動する推進位置に変位される。

その任務が完了し、航空機１０がそのホーム場所にあり、着陸すると、ロータ４４、４６は揚力位置まで旋回され、航空機１０が地面に戻るときに安定を与えるロータ３４…４０で制御される。

次に、本発明の例示的な実施形態に従った例示的な方法が示されているブロック図、フローチャートを参照する。本明細書に記載される方法は、その動作を例示するために、本明細書に記載されるような航空機１０および／または制御システム５０によって実行されてもよい。しかしながら、本明細書に記載されていない他の航空機および／または制御システムと共に本明細書に記載される方法を使用することを妨げるものはない。

図面の図１５を参照すると、航空機１０を制御する方法の高レベルのブロック図フローチャートは、一般的に参照番号６０によって表示されている。

方法６０は、垂直飛行（垂直離陸、垂直着陸及びホバリング）及び水平飛行からなる群から選択される特定の操縦を行うことに応答して、地上制御装置及び／又はプロセッサ５４から適切な制御信号を受信することに応答してもよい。

必要とされる操縦に応じて、方法６０は、ブロック６２において、前ロータ４４及び後ロータ４６を、水平飛行のための推進位置と垂直飛行のための揚力位置との間で実質的に本明細書に記載される方法で変位可能に制御するステップを含む。

方法６０は、ブロック６４において、前ロータ４４及び後ロータ４６を制御して、前ロータ及び後ロータが揚力位置にある垂直飛行中に、大部分の垂直揚力を航空機１０に与えるステップを更に含む。図示されていないが、方法６０はまた、垂直飛行中に安定制御および／または揚力を与えるようにロータ３４…４０を制御するステップを含む。ロータ３４…４０の揚力、言い換えれば、ロータ３４…４０によって航空機１０に与えられる揚力は、ロータ４４、４６によって与えられる揚力の一部分であってもよいことが理解されよう。

図面の図１６を参照すると、ある方法の別のフローチャートが一般に参照番号７０で示されている。方法７０は、本明細書に記載されるようにプロセッサ５４によって実行されてもよい。

方法７０は、ブロック７２において、垂直飛行中に航空機１０への又は航空機１０の揚力および／または安定を制御するための揚力および／または安定コマンドを含む軌道制御信号を受信および／または傍受するステップを含むことができる。上述したように、これらの信号は、ホバリングのような特定の空中操縦のための飛行制御を与えるように構成された従来の飛行制御装置からのものであってもよい。従来の飛行制御装置からの信号は、航空機に設けられた全てのモータが整合され、従って制御信号は推力コマンドと安定コマンドの両方を含むと仮定している。

方法７０は、ブロック７４において、受信／傍受された航空機制御信号を処理するステップと、ブロック７６において、揚力コマンドである航空機制御信号に含まれるコマンドを判定して選別するステップと、ブロック８０において、安定コマンドであるコマンドを判定して選別するステップとを含む。

次に、方法７０は、ブロック７８において、一つ又は複数のＩＣロータを制御して垂直飛行中に航空機に推力を与える為に適切な揚力コマンド信号を生成するステップを含む。方法７０は、ロータ４４、４６に関連付けられたＩＣエンジンを制御するフォーマットに揚力コマンドを変換するステップを含むことが有利である。これは、受信される航空機制御信号が、ロータ４４，４６が電気的であると仮定しているからである。

したがって、揚力コマンド信号は、必要とされる推力を達成するために、ＩＣエンジン関連付けられた適切なスロットル本体を制御するように構成することができる。

方法７０は、ブロック８２において、選別された安定コマンドを含む適切な安定コマンド信号を生成し、垂直飛行中に航空機１０に安定を与えるようにロータ３４…４０に関連付けられた電気モータを制御するステップを含む。

次に、方法７０は、ブロック８４において、生成された信号をそれぞれのエンジン／モータ、または関連付けられた制御回路および／または装置に送信するステップを含む。

図面の図１７～図１９を参照すると、本発明の例示的実施形態による航空機の代替構成は、一般に、それぞれ参照番号２００、３００、および４００によって表示される。

航空機２００、３００、４００は、本明細書に記載される航空機１０と実質的に同様であり、したがって、航空機１０の説明において使用される同じ参照番号が、同様の部品を描写するために使用される。同様に、航空機１０を参照した使用の説明を含む上記の説明は、当業者によって特に示されるか、または理解されない限り、本明細書に記載される航空機２００、３００、４００に準用することができる。

図１７および図１８を参照すると、航空機２００、３００は、電気ロータ２３２、３３２のアレイが異なる位置に位置しているという点で航空機１０とは異なる。

図１７において、電気ロータ３４および３８は、上述したブーム２０および２２と同様にブーム上に設けられ、残りの電気ロータ２３６および２４０は、航空機２００の尾翼２１８に隣接するフィン２１８．１および２１８．２上に設けられる。

図１８において、電気ロータ３３４および３３８は、航空機３００の翼３１６の小翼３１６．１、３１６．２上に設けられ、一方、電気ロータ３３６および３４０は、航空機３００の尾翼３１８に隣接するフィン３１８．１、３１８．２上に設けられる。

図１９において、航空機４００は、航空機１０、２００、３００とは、それが尾翼を含まないが、前尾翼４５０を含み、典型的な前尾翼構成であるという点で異なる。ここで、電気ロータ４３４および４３８は、航空機４００の翼４１６の小翼４１６．１および４１６．２に設けられ、電気ロータ４３６および４４０は、航空機４００の前尾翼４５０に隣接するフィン３１８．１および３１８．２に設けられる。動作時には、前ロータ４４は、胴体１４と前尾翼４０との間に設けられ、カナード４５０と胴体１４との間のゾーン内でそれらの間を移動可能であることが理解されるであろう。

上述のことから、垂直飛行、特にホバリング中に本明細書に記載される所望の安定を与えるために、電気ロータ３２、２３２、３３２、４３２のアレイは、機体上に異なる構成で配置されてもよいことが理解されよう。さらに、電気ロータは、重心から離れるほど、本明細書に記載される垂直飛行中に航空機の所望の安定を達成するために小さくすることができる。

ここで、コンピュータシステム１００の実施例における機械の図式表現を示す図面の図２０を参照すると、コンピュータに本明細書に記載された方法論のうちの任意の一つ又は複数を実行させるための一組の命令が実行されてもよい。他の例示的な実施形態において、機械は、スタンドアロン装置として動作するか、または他の機械に連接続（例えば、ネットワーク化）されてもよい。ネットワーク化された例示的実施形態において、機械は、サーバ－クライアントネットワーク環境においてサーバまたはクライアントマシンの立場で動作してもよいし、ピアツーピア（または分散）ネットワーク環境ではピアマシンとして動作してもよい。マシンは、パーソナルコンピュータ（ＰＣ）、タブレットＰＣ、セットトップボックス（ＳＴＢ）、パーソナルデジタルアシスタント（ＰＤＡ）、セルラー電話、ウェブアプライアンス、ネットワークルータ、スイッチまたはブリッジ、またはそのマシンが取るべきアクションを指定する命令のセット（逐次的またはその他）を実行することができる任意のマシンであってよい。さらに、便宜上単一の機械のみが図示されているが、「機械」という用語はまた、本明細書中で議論される方法論のいずれか一つ又は複数を実行するために命令のセット（または複数のセット）を個別にまたは共同して実行する、仮想機械を含む機械の任意の集合を含むものとする。

いずれにしても、例示的コンピュータシステム１００は、プロセッサ１０２（例えば、中央処理ユニット（ＣＰＵ）、グラフィックス処理ユニット（ＧＰＵ）またはその両方）、メインメモリ１０４およびスタティックメモリ１０６を含み、これらはバス１０８を介して互いに通信する。コンピュータシステム１００は、ビデオディスプレイユニット１１０（例えば、液晶ディスプレイ（ＬＣＤ）または陰極線管（ＣＲＴ））を更に含むことができる。コンピュータシステム１００はまた、英数字入力装置１１２（例えば、キーボード）、ユーザインターフェース（ＵＩ）ナビゲーション装置１１４（例えば、マウスまたはタッチパッド）、ディスクド駆動ユニット１１６、信号生成装置１１８（例えば、スピーカ）、およびネットワークインターフェース装置１２０を含む。

ディスク駆動ユニット１１６は、本明細書に記載される任意の一つ又は複数の方法論または機能によって具体化または利用される一つ又は複数の命令およびデータ構造（例えば、ソフトウェア１２４）のセットを記憶する非一時的な機械可読媒体１２２を含む。また、ソフトウェア１２４は、完全にまたは少なくとも部分的に、メインメモリ１０４内および／またはコンピュータシステム１００による実行中にプロセッサ１０２内に存在してもよく、メインメモリ１０４およびプロセッサ１０２もまた、機械可読媒体を構成する。

ソフトウェア１２４はさらに、多数の周知の転送プロトコル（例えば、ＨＴＴＰ）のうちの任意の１つを利用して、ネットワークインターフェース装置１２０を介してネットワーク１２６を介して送信または受信することができる。

機械可読媒体１２２は、例示的な実施形態では単一媒体であるように示されているが、「機械可読媒体」という用語は、一つ又は複数の命令のセットを記憶する単一媒体または複数媒体（例えば、集中型または分散型メモリストア、および／または関連するキャッシュおよびサーバ）を指してもよい。「機械可読媒体」という用語はまた、任意の媒体を含むと考えることができ、この媒体は、機械による実行のための一組の命令を記憶し、符号化し、または搬送することが可能であり、かつ機械に本発明の方法論のいずれか一つ又は複数を実行させる、またはそのような一組の命令によって利用されるかまたは関連するデータ構造を記憶、符号化し、または搬送することが可能である。したがって、「機械可読媒体」という用語は、限定されるものではないが、固体メモリ、光学媒体および磁気媒体、ならびに搬送波信号を含むものとみなすことができる。

本明細書に開示される本発明は、固定翼を有するマルチロータ航空機を都合よく提供するが、これは、固定翼航空機の耐久性および速度と組み合わされたマルチロータ航空機の垂直離着陸（ＶＴＯＬ）能力を可能にするが、本明細書に企図されるタイプの従来のハイブリッドＶＴＯＬ航空機よりもはるかに大きな収益荷重能力を有する。

特に、本明細書に記載される本発明は、最も高い推力が必要とされるときにホバリング操縦において全てのロータ（ＩＣロータおよび電気ロータ）を使用するが、垂直に傾斜し、４つの外垂直電気ロータによってホバリング安定およびバランスを達成する胴体装着ガソリンロータから推力の大部分を得る。これは、電気ロータが非常に小さく、非常に軽量であることが可能であり、それらのリチウムイオン蓄電池が、短時間のホバリングに対してちょうど適切なサイズにすることが可能であることを意味する。この点に関して、航空機が垂直飛行から通常の固定翼航空機として前進飛行に移行するとき、ホバリングロータの形では、それに伴う重量ペナルティはほとんどない。これは、本明細書に開示された航空機と他の先行技術の設計との間の重要な相違であり、この相違は、より高い収益荷重とより長い耐久性を可能にする。

ここに開示された航空機が前進飛行に移行すると、それは、その高アスペクト比の翼によって生成される揚力によってのみ支えられ、そのエネルギ要求は、ホバリングに必要とされるエネルギーの約１／６である。このエネルギは、範囲を最大にするために、水平かつ適度で経済的な巡航出力設定で設定された胴体ガソリンロータの一方または両方から得られる。長距離ミッションを達成するための鍵は、ＶＴＯＬ揚力ロータの形で可能な限り少ない「自重」を運ぶことによって、収益荷重が最大化されることを確保することである。本開示は、電気ロータ及びそのバッテリパックを可能な限り小さくすることによってこれを達成する。上述のように、電気ロータへの言及は、電気モータに結合された電気ロータであると理解できることが理解されよう。同様に、ＩＣロータは、ＩＣエンジンに結合されたＩＣロータであると理解することができる。この点に関して、用語「ロータ」および「モータ」の使用は、特に明記されない限り、本明細書において互換的に使用されてもよく、さらに／または本明細書の文脈に照らして当業者に明らかであることは、当業者には理解されるであろう。

最後に、リチウムイオンバッテリパックおよびブラシレスモータは、ガソリンモータと比較した場合、非常に大きな利点および非常に大きな欠点、すなわち、これらは、非常に高い瞬時エネルギー密度Ｗ／ｋｇを有するが、非常に低い総エネルギ密度ｋＷ．ｈｒｓ／ｋｇを有する。本明細書に開示された本発明は、この重要な利点を活用し、電気モータおよびガソリンモータの相対的な大きさおよびそれらの使用方法によって不利な点を打ち消し、電気モータは主に垂直飛行中に安定を与え、前ロータ及び後ロータは垂直および水平飛行のための主推力を与える。

要約すると、本明細書に開示された本発明の主な利点は、他のものに対して可能なより大きな収益荷重であり、電気およびＩＣで駆動されるロータの混合ならびにそれらの相対的なサイジングによって達成され、さらに、最も高い出力（推力）を必要とする飛行段階であるホバリング中に全てのロータが上方への推力を与えるという事実によって達成される。

ホバリングでは自重を最小にする（全てのロータが推力を与えているので自重はない）。前進飛行では電動機が小さいので自重を最小にする。

水平飛行または前進飛行では、出力（推力）要件は、ホバリング中に必要とされるものの１０－２５％である。これは、一般に知られている前進飛行において，固定翼航空機の方がロータクラフトよりも効率が高いためである。この飛行段階の間、前方推力は、前ロータ及び後ロータの一方又は両方によって与えられる。電気ロータはこの飛行段階では使用されず、したがって自重である。しかしながら、それら（およびそれらの電池の小さいサイズ）のために、それらは収益荷重にほとんど悪影響を及ぼさない。

前進飛行では、航空機は通常の固定翼航空機として飛行する。

Claims (29)

1. 垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機において、前記航空機は、
   横方向の軸に沿って延びる少なくとも１つまたは少なくとも１対の翼を有する機体であって、
   前記翼が、胴体に動作可能に取り付けられ、前記胴体は、前記航空機の縦軸の間に延びる先端及び末端と、前記胴体の前記末端に隣接して置かれた適切な尾翼または前記胴体の前記先端に隣接して置かれた適切な前尾翼とを有する、機体と；
   前記航空機に安定および／または垂直揚力を与えるように前記機体に動作可能に装着された電気ロータのアレイであって、前記電気ロータが前記機体に固定的に装着され、一つ又は複数の適切な電気モータによって駆動される、電気ロータのアレイと；
   前記機体の前記先端に旋回可能に装着された前ロータであって、
   前記前ロータは、揚力位置と推進位置との間の横方向軸に対して平行な軸を中心に変位可能であり、前記揚力位置では、前記前ロータが垂直飛行の為に前記航空機に垂直揚力を与えるように方向付けられ、前記推進位置では、前記前ロータが水平飛行の為に前記航空機に前方推力を与えるように方向付けられる、前ロータと；
   前記胴体の前記末端に旋回可能に装着された後ロータであって、前記後ロータは、揚力位置と推進位置との間の前記横方向に対して平行な軸を中心に変位可能であり、前記揚力位置では、前記後ロータが垂直飛行の為に前記航空機に垂直揚力を与えるように方向付けられ、前記推進位置では、前記後ロータが水平飛行の為に前記航空機に前方推力を与えるように方向付けられる、後ロータと、
   を備え、
   前記前ロータ及び前記後ロータの一方または両方は、一つ又は複数の適切な内燃エンジンによって駆動され、前記前ロータ及び後ロータは、前記前ロータ及び後ロータが前記揚力位置にある垂直飛行中に前記航空機に垂直揚力の大部分または全ててを与える、航空機。
2. 前記前ロータは、前記胴体と前記前尾翼との間に旋回可能に装着され、あるいは、前記後ロータは、前記胴体と前記尾翼との間に旋回可能に装着される、請求項１に記載の航空機。
3. 前記航空機が、適切なプロセッサを含み、前記プロセッサは、
   垂直飛行中の前記航空機の揚力および／または安定度をそれぞれ制御するために、前記電気ロータのアレイおよび／または前記前ロータ及び後ロータに対して揚力および／または安定コマンドを含む航空機制御信号を受信および／または傍受し、
   揚力コマンドを使用して前記前ロータ及び後ロータを制御して垂直飛行中に前記航空機に垂直揚力の大部分または全部を与え、
   安定コマンドを使用して電気ロータのアレイを制御して垂直飛行中に航空機に安定を与えるように構成されている、請求項１又は２に記載の航空機。
4. 前記プロセッサは、
   受信／傍受された航空機制御信号を処理して、揚力および／または安定コマンドを判定し、
   前記揚力および／または安定コマンドを選別して、前記電気ロータのアレイおよび／または前記前ロータ及び後ロータを制御するために使用するように構成されている、請求項３に記載の航空機。
5. 前記前ロータ及び後ロータは、内燃エンジンによって駆動され、前記航空機に一次垂直揚力を与え、前記電気ロータは、少なくとも垂直飛行中に前記航空機に一次安定を与える、請求項１～４のいずれか一項に記載の航空機。
6. 前記電気ロータは、一定時間の間、前記電気ロータに電力を供給するように構成された電源によって電力を供給されるが、前記一定時間は、前記前ロータ及び後ロータが一つ又は複数の内燃エンジンによって電力を供給される時間よりも短い、請求項１～５のいずれか一項に記載の航空機。
7. 前記前ロータと後ロータの各々は、前記電気ロータの１つより少なくとも２倍強力であり、前内燃エンジン及び後内燃エンジンによって駆動される、請求項１～６のいずれか一項に記載の航空機。
8. 前記前ロータ及び後ロータおよび／または前内燃エンジン及び後内燃エンジンは、前記航空機の重心から等距離に置かれる、請求項７に記載の航空機。
9. 前記電気ロータのアレイは、前記機体に取り付けられた３個、４個、６個、または８個の電気ロータを備える、請求項１～８のいずれか一項に記載の航空機。
10. 前記電気ロータのアレイは、前記電気ロータが互いに等距離に離間されるように、前記機体に対して対称に置かれた仮想四辺形の角に隣接して置かれた４つの電気ロータを備える、請求項９に記載の航空機。
11. 前記電気ロータのアレイは、胴体、翼、尾翼または前尾翼のうちの一つ又は複数、および前記機体の一つ又は複数のブームに取り付けられた複数の電気ロータを備える、請求項１～８のいずれか一項に記載の航空機。
12. 電気モータのサイズまたは出力は、前記航空機の重心からの距離に反比例する、請求項１～１１のいずれか一項に記載の航空機。
13. 前記電気ロータのアレイは、実質的に同様の電気ロータを備える、請求項１～１２のいずれか一項に記載の航空機。
14. 前記電気ロータのアレイは、離間された構成で前記機体に取り付けられ、前記電気ロータは、動作可能に同一平面にあり、第１の平面内に置かれ、前記前ロータ及び後ロータは、使用時に、前記前ロータ及び後ロータが揚力位置に動作されるときに、前記第１の平面と実質的に同一平面及び／又は前記第１の平面に対して平行である第２の平面及び第３の平面内に置かれる、請求項１～１３のいずれか一項に記載の航空機。
15. 前記第２の平面及び第３の平面は、使用時に前記前ロータ及び後ロータが揚力位置に動作されるとき、または、前記第１の平面、第２の平面及び第３の平面が異なる高さで垂直方向に離間されるときに、第１の平面を挟む、請求項１４に記載の航空機。
16. 前記前ロータ及び後ロータは、前記前ロータ及び後ロータのベクトル制御を容易にするベクトル制御装着部を介して前記胴体に装着される、請求項１６に記載の航空機。
17. 前記前ロータ及び後ロータは、前記航空機の前方から見て縦軸を中心に反時計回り方向に垂直軸から僅かにオフセットされている、請求項１～１６のいずれか一項に記載の航空機。
18. 前記前ロータ及び後ロータは、前記航空機の前方から見て縦軸を中心に反時計回り方向に約１．８°だけ垂直軸から僅かに傾斜している、請求項１～１７のいずれか一項に記載の航空機。
19. 垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機を制御する方法において、前記航空機は、横方向の軸に沿って延びる少なくとも１つまたは少なくとも１対の翼を有する機体であって、
    前記翼が、胴体に動作可能に取り付けられ、前記胴体は、前記航空機の縦軸の間に延びる先端及び末端と、前記胴体の前記末端に隣接して置かれた適切な尾翼または前記胴体の前記先端に隣接して置かれた適切な前尾翼とを有する、機体と、
    前記航空機に垂直安定および／または揚力を与えるように前記機体に動作可能に装着された電気ロータのアレイであって、前記電気ロータが前記機体に固定的に装着され、一つ又は複数の適切な電気モータによって駆動される、電気ロータのアレイと、
    前記機体の前記先端に旋回可能に装着された前ロータであって、前記前ロータは、揚力位置と推進位置との間の横方向軸に対して平行な軸を中心に変位可能であり、前記揚力位置では、前記前ロータが垂直飛行の為に前記航空機に垂直揚力を与えるように方向付けられ、前記推進位置では、前記前ロータが水平飛行の為に前記航空機に前方推力を与えるように方向付けられる、前ロータと、
    前記胴体の前記末端に旋回可能に装着された後ロータであって、前記後ロータは、揚力位置と推進位置との間の前記横方向に対して平行な軸を中心に変位可能であり、前記揚力位置では、前記後ロータが垂直飛行の為に前記航空機に垂直揚力を与えるように方向付けられ、前記推進位置では、前記後ロータが水平飛行の為に前記航空機に前方推力を与えるように方向付けられる、後ロータと、
    を備え、
    前記前ロータ及び後ロータの一方または両方は、一つ又は複数の適切な内燃エンジンによって駆動され、
    前記方法は、
    前記前ロータ及び後ロータを、水平飛行の推進位置と垂直飛行の揚力位置との間で変位可能に制御するステップと、
    前記前ロータ及び後ロータを揚力位置にして垂直飛行中に、前記航空機に前記垂直揚力の大部分又は全部を与えるように前記前ロータ及び後ロータを制御するステップと、
    を含む、方法。
20. 前記方法は、
    垂直飛行中に前記航空機の揚力および／または安定を制御する為に、揚力および／または安定コマンドを含む航空機制御信号を受信および／または傍受するステップと、
    垂直飛行中に前記航空機に前記垂直揚力の大部分または全部を与える為に前記揚力コマンドを使用して前記前ロータ及び前ロータを制御し、垂直飛行中に前記航空機に安定を与える為に前記安定コマンドを使用して前記電気ロータのアレイを制御する、ステップと、
    を含む、請求項１９に記載の方法。
21. 揚力コマンドおよび／または安定コマンドを判定する為に、受信／傍受された航空機制御信号を処理する、ステップと、
    前記揚力コマンドおよび／または安定コマンドを選別して、前記電気ロータのアレイおよび／または前記前ロータ及び後ロータを制御するのに使用するステップと、
    を含む、請求項２０に記載の方法。
22. 前記揚力コマンドを前記前ロータ及び後ロータを制御するフォーマットに変換するステップを含む、請求項２０又は２１に記載の方法。
23. 前記電気ロータのアレイは、離間された構成で前記機体に装着され、前記電気ロータは、動作可能に同一平面にあり、第１の平面内に置かれ、前記方法は、垂直飛行のために前記前ロータ及び後ロータを前記揚力位置に変位させるステップを含み、前記揚力位置において、前記前ロータ及び後ロータは、それぞれ第２の平面及び第３の平面に置かれ、これらは、前記前ロータ及び後ロータが前記揚力位置に対して動作されるときに、前記第１の平面と実質的に同一平面上にあり、さらに／または前記第１の平面に対して平行である、請求項１９～２２に記載の方法。
24. 前記第２の平面および第３の平面は、前記前ロータ及び後ロータが揚力位置に動作されたときに前記第１の平面を挟んでいるか、または前記第１の平面、第２の平面、および第３の平面が異なる高さで垂直方向に離間される、請求項２３に記載の方法。
25. 前記方法は、前記判定された揚力コマンドに実質的に同時に応答して、前記揚力位置と前記推進位置との間で旋回可能に変位可能であるように、前記前ロータ及び前ロータを制御するステップを含む、請求項２０又は２１に記載の方法。
26. 垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機を制御する制御システムにおいて、前記航空機は、
    横方向軸に沿って延びる少なくとも１つまたは少なくとも１対の翼を有する機体であって、
    前記翼が、胴体に動作可能に取り付けられ、前記胴体は、前記航空機の縦軸の間に延びる先端及び末端と、前記胴体の前記末端に隣接して置かれた尾翼または前記胴体の前記先端に隣接して置かれた前尾翼とを有する、機体と、
    前記航空機に安定および／または垂直揚力を与えるように前記機体に動作可能に装着された電気ロータのアレイであって、前記電気ロータが前記機体に固定的に装着され、一つ又は複数の適切な電気モータによって駆動される、電気ロータのアレイと、
    前記機体の前記先端に旋回可能に装着された前ロータであって、前記前ロータは、揚力位置と推進位置との間の横方向軸に対して平行な軸を中心に変位可能であり、前記揚力位置では、前記前ロータが垂直飛行の為に前記航空機に垂直揚力を与えるように方向付けられ、前記推進位置では、前記前ロータが水平飛行の為に前記航空機に前方推力を与えるように方向付けられる、前ロータと、
    前記胴体の前記末端に旋回可能に装着された後ロータであって、前記後ロータは、揚力位置と推進位置との間の前記横方向に対して平行な軸を中心に変位可能であり、前記揚力位置では、前記後ロータが垂直飛行の為に前記航空機に垂直揚力を与えるように方向付けられ、前記推進位置では、前記後ロータが水平飛行の為に前記航空機に前方推力を与えるように方向付けられる、後ロータと、
    を備え、
    前記前ロータ及び後ロータの一方または両方は、一つ又は複数の適切な内燃エンジンによって駆動され、
    前記システムは、
    記憶装置と、
    前記記憶装置に結合されたプロセッサと、
    を備え、
    前記プロセッサは、垂直飛行中の前記航空機の揚力および／または安定を制御する揚力および／または安定コマンドを含む航空機制御信号を受信および／または傍受し、前記前ロータ及び後ロータを、水平飛行の為の推進位置と垂直飛行の為の揚力位置との間で変位可能に制御し、揚力コマンドを使用して前記前ロータおよび後ロータを制御し、前記前ロータ及び後ロータが揚力位置にある垂直飛行中に、垂直揚力の大部分又は全てを前記航空機に与え、垂直飛行中の前記航空機に安定を与える前記安定コマンドを使用して前記電気ロータのアレイを制御するように構成されるように構成される、システム。
27. 前記プロセッサは、
    前記受信／傍受された航空機制御信号を処理して、前記揚力コマンドを判定し、
    前記揚力コマンドおよび／または安定コマンドを選別して、前記電気ロータのアレイおよび／または前記前ロータ及び後ロータを制御するために使用するように構成される、請求項２６に記載のシステム。
28. 前記プロセッサは、前記揚力コマンドを、前記前ロータ及び後ロータを制御するフォーマットに変換するように構成される、請求項２６又はは２７に記載のシステム。
29. 非一時的コンピュータ実行可能命令を記憶する非一時的コンピュータ可読記憶媒体において、前記命令は、垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機と通信して又は搭載された適切なプロセッサによって遠隔的に実行されるとき、少なくとも１つのプロセッサに、請求項１９～２５のいずれか一項に記載の方法のステップを実行させ、前記航空機は、
    横方向軸に沿って延びる少なくとも１つまたは少なくとも１対の翼を有する機体であって、
    前記翼が、胴体に動作可能に取り付けられ、前記胴体は、前記航空機の縦軸の間に延びる先端及び末端と、前記胴体の前記末端に隣接して置かれた尾翼または前記胴体の前記先端に隣接して置かれた適切な前尾翼とを有する、機体と、
    前記航空機に垂直揚力および／または安定を与えるように前記機体に動作可能に装着された電気ロータのアレイであって、前記電気ロータが前記機体に固定的に装着され、一つ又は複数の適切な電気モータによって駆動される、電気ロータのアレイと、
    前記機体の前記先端に旋回可能に装着された前ロータであって、前記前ロータは、揚力位置と推進位置との間の横方向軸に対して平行な軸を中心に変位可能であり、前記揚力位置では、前記前ロータが垂直飛行の為に前記航空機に垂直揚力を与えるように方向付けられ、前記推進位置では、前記前ロータが水平飛行の為に前記航空機に前方推力を与えるように方向付けられる、前ロータと、
    前記胴体の前記末端に旋回可能に装着された後ロータであって、前記前ロータは、揚力位置と推進位置との間の前記横方向に対して平行な軸を中心に変位可能であり、前記揚力位置では、前記後ロータが垂直飛行の為に前記航空機に垂直揚力を与えるように方向付けられ、前記推進位置では、前記後ロータが水平飛行の為に前記航空機に前方推力を与えるように方向付けられる、後ロータと、
    を備え、
    前記前ロータ及び前記後ロータの一方または両方は、一つ又は複数の適切な内燃エンジンによって駆動される、非一時的コンピュータ可読記憶媒体。

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