JP4349771B2 - 液体水素成層圏航空機 - Google Patents

Description

【０００１】
［発明の背景］
本出願は、全ての目的に関し共に参照され、ここに組込まれている２つの米国仮特許出願、２０００年４月３日提出第６０／１９４，１３７号および２０００年１０月１８日提出第６０／２４１，７１３号を優先権主張するものである。
【０００２】
本発明は一般には航空機およびそれらの構成要素システムに関するものであり、より具体的には長時間にわたり、厳密な高度および境界域内にて、高々度でステーションキーピング（ｓｔａｔｉｏｎｋｅｅｐｉｎｇ）できる改良された高性能航空機システムに関する。
【０００３】
通信帯域需要の世界的増大により、衛星と地上ステーション間の帯域要求が増しつつある。この衛星−地上帯域を増やす方法の１つは、信号を中継するよう構成された高々度プラットフォーム（ＨＡＰｓ）を１またはそれ以上、両者間に挿入することである。ＨＡＰはより大きな帯域を備えた、低出力送信、狭ビーム幅およびその他各種利点を備えている。しかし設計要求が厳しいことから、長年行われてきた高い有効性を持ったＨＡＰｓ制作の設計作業も、現在ようやく成果を表しつつあるところである。
【０００４】
具体的には、十分な通信ペイロード（例えば１ｋｗより多い電力を消費する１００ｋｇより重いペイロード）を運搬でき、１回に数日間、数週間、または数ヶ月間は飛行し続けることができる成層圏航空機が望ましい。この飛行能力は、太陽動力源が殆ど機能しない、日光が全くないか又は最小限の条件でも好ましく維持される。また航空機は、その重量を制限して飛行期間を最大限に延ばすために、遠隔操作されることが好ましい。
【０００５】
通信ペイロードは、広範囲の、好ましくは障害物のない視野に向け、下方に向く様配置されている。航空機は、良好な気象条件の利点を活かした離陸および／着陸をするために、そのステーションと遠隔サイトとの間を移動するのに適した比較的高速度で飛行できるだろう。同時に、航空機は強風状態および静穏状態のいずれに於いても厳密な高々度でのステーションキーピングが可能であり、従って比較的高速度および比較的低速度の飛行およびペイロードの視野を下向き（および幾つかの実施形態では上向きが好ましい）に維持している間の旋回半径が僅かであることが求められる。この様な厳格な設計仕様に応えるためには、航空機の動力システム、飛行制御システムおよび機体外形性能の全てが、従来技術に比べ好ましく改良される。
【０００６】
［動力システム］
従来の航空機は一般には、石油をベースとした化石燃料である航空燃料を用い動力を得ている。従来技術は、有人旅客機および超音速成層圏飛行用燃料として、液体水素の利用の可能性を述べている。成層圏小型飛行船用燃料として液体水素を利用する可能性を述べている２５年前の従来技術もある。
【０００７】
参照されここに組込まれている米国特許第５，８１０，２８４号（'２８４号特許）は、長時間の成層圏航空機分野に於いて顕著な進歩を示す無人の太陽エネルギ航空機を開示している。その航空機は、昼間は太陽エネルギにより飛行し、余分の太陽エネルギは再生燃料電池バッテリ内に蓄積して、そのステーションを維持するために夜間に使用している。燃料電池は互いに分離されており、そして組み合わさると水になる、水素と酸素の気体要素を含む閉鎖システムである。
【０００８】
第２８４号特許に開示された航空機は、低重量の、極めて大きいアスペクト比を持つ、非後退型の翼幅加重式全翼機である。複数の電子エンジンが翼に沿って展開されており、翼はセクションに分けられることでセクション間に加わるねじり負荷を最少にしている。大部分または全てのセクションが燃料電池により使用される要素を含むために使用される中空スパーを含んでいる。大きな尾翼がセクションの内端部より下向きに伸びている。翼は、直射光および反射光の両方を最大に活かすために、透明な上面および下面内に両面式ソーラーパネルを含んでいる。
【０００９】
上記技術は、利用可能な太陽エネルギが大きく制限された場合には、ステーションを厳密に維持しながらの長期間の高々度飛行を与えることはできない。
【００１０】
［飛行制御構成要素］
飛行を制御する多様な構成要素が知られている。各構成要素は固有の利点と欠点を持っている。
【００１１】
現在の多くの小型航空機および幾つかのセイルプレーンは、キャンバを大きくし、より大きな揚力計数を得るため、即ちより低速度で適当な揚力を得るために、単純なフラップを使用している。この様なフラップは典型的には高速度飛行中は抗力を少なくするために、そして乱流中でも翼に加わるであろう最大Ｇを小さくするために、後退させられているか、またはまっすぐな状態にある。フラップまたは大きな揚力を持つ様デザインされた高いキャンバの翼型を使用した場合の重要な特性は、広げたフラップまたは高キャンバ翼型が強い負のピッチングモーメントを持つ翼を提供することである。これは輸送体全体の安定性と翼のトーションによる捻れの両方に影響する。実際に大きいアスペクト比の翼に関しては、負のピッチングモーメントによる翼外側部分の捻れが重大な構造および飛行制御上の問題を招く。
【００１２】
旅客機は、その飛行速度範囲を広げるために前縁スラットおよび、スロッテッドまたはファウラー（Ｆｏｗｌｅｒ）フラップの様な高性能フラップの両方を利用している。小型航空機は必要に応じて自動的に開くスラットを利用している。ハンググライダは柔軟な翼型タイトニングを用いて、高速飛行に備えキャンバを小さくしている。翼後方から巻きだし、そして引き戻されるフレキシブルフラップ材料を使った幾つかの研究も行われている。幾つかの航空機は、飛行時に変化し、翼が高速飛行中に飛行方向に対し垂直にならないよう翼全体を回転することさえできるスイープを特性とする翼を特徴としている。
【００１３】
失速せずに低速度飛行を維持するために、低速飛行時に翼頂部より蝶番式に回転し持ち上がり、そのすぐ後ろの渦流を潜在的に安定化する大型の中実または多孔性の表面が知られている。これにより、完全に失速する前に揚力係数を増加させる可能性がある。失速開始を遅らせるか、または失速する翼の一部を分離するために、様々な渦発生片およびフェンスが用いられている。さらに各種失速警報／アクチュエータにより、その失速速度に比較的近い速度で航空機を操縦することが可能になっている。さらに、翼型および翼構造のいくつかの組み合わせは緩やかな失速としており、失速開始時に抗力の突然の増加や揚力の低下なしに、失速の危機に航空機操縦できる。実験航空機では、低速飛行を可能にするために、回転モーメントを制限すると同時に抗力を下げ、または揚力を潜在的に増加させ、高速時に翼が主要な揚力を提供する機構を持つ回転装置も使用している。上記メカニズムの多くは、重量と信頼性を犠牲にしてこの低速度制御の向上を提供している。
【００１４】
幾つかのハイテク航空機では、広範囲の速度および方向での安定した操縦を維持するために高度の能動制御が用いられている。これにより通常航空の飛行特性をエミュレートし、翼と翼型のジオメトリを変える。航空機ではこの様なシステムは、複雑であり、潜在的には重量があり、高価である上、故障耐性がない。
【００１５】
［機体形状］
広い速度範囲、低動力、軽量、無妨害通信プラットフォーム、簡素性および信頼性に関する必要条件は、調整困難な課題を呈している。高キャンバ翼形は、最低飛行速度を下げるのに役立つが、大きな負のピッチングモーメントを伴い、これが翼の捻れの空力弾性効果に影響を及ぼす。
【００１６】
さらに航空機の機体全体の形状とその翼型および操縦翼面の設計との間には固有の関係がある。典型的には航空機は、テールモーメント（即ち翼から尾翼までの距離であるモーメントアームにより尾翼上に発生する垂直方向の力）を利用するか、またはピッチ安定性に備え翼より大きな揚力係数で機能し、より早く失速する、翼正面内に先尾翼を用いることで、ネガティブ（即ち機種の低下）ピッチングモーメントを相殺している。翼端渦の逆流内に取り付けられるテールは翼洗流内に配置されるテールに比べ遙かに小型であるが、逆流内に尾翼面を配置することには構造上の困難がある。
【００１７】
商業旅客機は、高速飛行時に引っ込められ、抗力と突風荷重の過酷性を下げる、複雑な配置を持つスラットおよびフラップを用い、着陸および離陸時に求められる高い揚力係数（Ｃ_Ｌ）を得ている。剛性翼構造、および尾翼面領域およびモーメントアームからのピッチ制御性により、このアプローチが可能になる。しかし、この方法は現在の航空機が長時間飛行にふさわしい燃料を搭載し、且つ経済的であるという要求に相反するものである。
【００１８】
本発明の航空機に関する極めて特異的必要条件および技術的試みは、既存の航空機のデザインでは満たされない。そのため、ステーションキーピングと広い範囲の速度による飛行の両方を可能にし、長時間の動力消費レベルが低く、広い、未障害視野を持つ通信プラットフォームをサポートし、そして簡素性と信頼性を特性とする計量航空機に対する明瞭なニーズがある。この様な発明の実施形態は高々度プラットフォームとしても機能できる。本発明の実施形態は、これらと他のニーズとの様々な組合わせを満たし、さらに関連する利益をもたらす。
【００１９】
【発明が解決しようとする課題】
本発明は、航空機、航空機構成要素および航空機サブシステム、ならびに関連する方法を提供する。発明の各種実施形態は、広域速度で飛行と長時間の低レベルの動力消費、およびそれによる簡素性と信頼性を備えながらも障害のない下方視界を持つ通信プラットフォームをサポートすることを提供できる。
【００２０】
【課題を解決するための手段】
１つの変形では、発明の翼はセイルプレーンまたはフレキシブル翼型成層圏航空機により経験するレイノルズ数における揚力係数約１．５を達成するのに適当なキャンバを有することを特性とする。翼は前縁および後縁を規定しており、そして後縁は上向きに伸びることができるリフレックス（後方に反り返った）部分、または後縁フラップを含む。このリフレックス部分またはフラップは、翼にキャンバがあるにも関わらず０以上のピッチングモーメントを提供するよう構成される。この特性が、多くの実施形態においてフレキシブル翼による低速飛行を好都合に可能にしている。
【００２１】
この特性は、翼前縁にある格納型スラットにより増強される。これら特性は、組合わさり翼に優れた揚力係数をもたらし、典型的には失速速度より僅かに早い対気速度に於いて揚力係数を０．３より大きく、好ましくは０．４またはそれ以上高める。この格納性を利用することで、スラットは翼キャンバにより別に規定される翼の翼型の一部にすることができる。スラットは翼のピッチングモーメントに対し、無視できるかまたは有益な影響を持つことから、便利である。フラップはスラット以上にＣ_Ｌの増加に役立つものの、それらを利用する場合には、その補正に重く、抗力を生ずる対抗手段が必要となる可能性のある負のピッチングモーメントに関し、コストが大きく増加する。
【００２２】
本発明の別の変形では、航空機は２つの端部と中心点との間に左右に伸びる全翼機を含み、実質的には胴体または尾翼を持たない。この翼は後退翼であり、比較的一定の翼弦を持つ。航空機はまた航空機に動力を供給するように構成された動力モジュール、および複数の支持体を含む支持構造とを含み、この場合支持体は四面体を形成する。この四面体は、中心点および各末端に対し左右の中間にある構造的に強固または強化された点で翼と支持的に接触している。四面体はまた翼中心点とも支持的に接触する角を持っており、この中心点もまた構造的に強固であるか、または強化されている。好都合には、全翼機には大きな上反りと後縁部に折り返しが構成されている。この翼にはスラットも構成されている。これら特性により、広速度範囲での高々度飛行が能力を持つ多くの実施形態が提供される。
【００２３】
発明の第３の変形は、水素の様な反応物から動力を生成する航空機およびその関連動力システムである。動力システムは気体状の反応物用い動力を生成するよう構成された燃料電池を含み、この燃料電池はフラックス動作率での気体反応物供給に求められる動力生成速度で運転されるよう構成されている。動力システムはまた液状の反応物を収納するために備えられたタンクも含むが、このタンクは反応物の沸騰率を増すための熱源を含んでいる。タンクは反応物の沸騰率により決定される割合でその反応物を燃料電池に供給するよう構成されており、そして熱源はフラックスの運転速度に於いて生じた気体反応物を燃料電池に供給するのに適当なレベルまで反応物の沸騰率を上昇させるように構成されている。この様な航空機の利点は、それが動力生成を過度に犠牲にすることなく、システム重量、容積および複雑さを最小化することである。
【００２４】
発明の第４の変形は、第３変形の動力システムが外側に炭素層を有する内側アルミニウムタンクライナ、外側に炭素層を有する外アルミニウムライナおよび内および外側アルミニウムタンクライナ間に伸び、アルミニウムタンクライナの相互の位置を固定するコネクタを含むタンクを含む。内および外タンクライナ間の空間は、タンク内容物と外部環境間の熱伝導を最小化するよう排気されている。内および外ライナ間のコネクタには、その壁内に孔が備えられており、タンク内容物と外部環境間の直接熱伝導を最小にしている。
【００２５】
発明の第５の変形では、航空機は水素供給源、酸素供給源および水素供給源からの水素と酸素供給源からの酸素を混合して動力を発生させるよう構成された燃料電池とを含む。燃料電池は大気圧より低い気圧、より好ましくは約２−３ｐｓｉａにて水素と酸素が混合されるように好ましく構成されている。これにより単純な燃料電池技術による成層圏飛行が好都合に可能になる。
【００２６】
発明の上記側面の好適実施形態、およびそれら特性の様々な組み合わせは、離陸／着陸気候が良好である遠隔地より操縦することが可能でありながら、ステーションキーピングモードで１ｋｗ以上の電力を消費する１００ｋｇ以上のペイロードを運搬し、そして長い時間飛行し続ける、成層圏での飛行が可能な無人航空機を提供する。
【００２７】
発明のその他の特性および利点は、発明の原理を例示として添付の図面を参照しながら、以下の好適実施形態の詳細な説明より明らかになるだろう。
【００２８】
【発明の実施の形態】
［好適実施形態の詳細な説明］
＜第１好適航空機実施形態＞
本発明による、厳密な高度および境界域内での長時間高々度のステーションキービングが可能な、第１の好ましい高性能航空機実施形態１０１が図１−４に示されている。航空機は翼１０３、尾翼１０５および複数のモータ１０７を含んでいる。尾翼はピッチおよび横揺れの制御に必要なモーメントアームを提供する延長部１０９で翼から好ましく懸垂されている。即ち、延長部の長さは尾翼表面積と必要とされるピッチおよび横揺れモーメントに基づく。
【００２９】
燃料タンク１１１はトラスおよび／またはワイヤを用い翼下に懸垂されている。通信ペイロード１１５を含むペイロード部分１１３は燃料タンク下部１１７から前方に広がっており、トラス、ワイヤおよび／または支持体１１８により懸垂されている。好ましくは航空機は、燃料タンクおよびペイロード部分を密閉する単一の空力学的本体を形成するカウリングまたは胴体部分１１９（図１には内部を露出するために示されていない）を含む。
【００３０】
好ましくは、翼１０３は非後退翼であり、差し渡し２００フィートの長さを持つ。翼は好ましくは１０フィートの一定翼弦を持ち、従ってアスペクト比は２０となる。即ち翼は２０程度のアスペクト比を持つ。左舷および右舷の翼はそれぞれ、上反角を持たないインボード部分１２１と正の上反角を持つアウトボード部分１２３とを持つ。翼はねじれに対し柔軟であり、航空機全体の重量を制限している。
【００３１】
［第１好適航空機実施形態：燃料および動力システム］
翼の両側のインボード部分１２１には４つの電気モータ１０７が搭載されており、翼の両側のアウトボード部分１２３には、それぞれ５つの電気モータが搭載されており、合計で１８個の電気モータが搭載されている。図２を参照すると、好ましくは、航空機は燃料として気体水素を使用する水素−空気燃料電池システムにより動力を得ている。システムは気体水素の反応物を酸素と混合し、電力と水を出力する燃料電池１３１を含んでいる。燃料電池はインバータ１３３に動力供給し、これがコンプレッサ１３７を駆動して外部空気を圧縮して燃料電池に酸素を供給するモータ１３５を作動させる。空気と水素は燃料電池内で混合し、コンプレッサのインバータおよびプロペラモータを作動させるインバータ１３９の両方の動力を生成する。
【００３２】
この好適実施形態は、約１５ｐｓｉの気体水素で動作するように構成することができる。しかし１大気圧より大きな空気圧で作動する様に複雑な熱システムおよび機械システムを利用して設計されている典型的な水素動力システムと異なり、本実施形態は２または３ｐｓｉという低内圧で運転するよう好ましく設計されており、高々度飛行時の信頼性を高める一方で、システムのコストと重量とを大きく軽減している。
【００３３】
燃料電池は、水素供給源として燃料タンク１１１内に蓄えられた液体水素を使用する。燃料を液体として貯蔵することで貯蔵燃料の容積を十分に小さくでき、合理的な航空機の形状に適合することができる。燃料を運搬するのに必要な極低温容器は比較的軽量であることが好ましい。
【００３４】
気体水素タンクの様なその他既知水素供給源も本発明の範囲内である。上記の様に、燃料電池は環境の空気を酸素供給源として利用する。酸素タンクの様なその他既知の酸素供給源もまた発明の範囲内である。
【００３５】
図１Ａ、３および４を参照すると、燃料タンクは、その上に形成された内側炭素層１５３を有する内側アルミニウムタンクライナ１５１、およびその上に形成された外側炭素層１５７を持つ外側アルミニウムタンクライナ１５５を好ましく含む。内側アルミニウムタンクライナの内径は好ましくは４フィートである。この様なタンクは約１，１８０ポンドの液体水素を好ましく保持する。
【００３６】
内および外側アルミニウムタンクライナ１５１および１５５の間にはコアセル１７１が取り付けられ、広げられ、それらを接続している。これらセルは好ましくはセル壁内に通気孔１７３を持つ６角形である。内および外側アルミニウムタンクライナ間は真空にされ、燃料と外部環境間の熱移動を最小にしている。通気孔は直接熱伝導経路を最小にしている。好ましくは、各セルは両側に４インチずつ伸びる。燃料タンクは周囲の環境空気からの対流より受け取る熱を２８ワット以下にする様に液体水素燃料を好ましく断熱している。
【００３７】
燃料電池は、関連するフラックス動作率で気体水素を供給するのに必要な１またはそれ以上（好ましくは全て）の発電率で運転するよう構成されている。断熱タンク壁を通した対流を介し液体水素より受け取った熱は、関連するフラックス動作率で気体水素を生成する際望まれる１またはそれ以上の所定沸騰率より遅い沸騰率で液体水素を好ましく沸騰させる。しかし、もしハイブリッド動力システム（例えば燃料電池と太陽電池システムの組み合わせ）が使用されれば、沸騰率０が望ましいことがある。
【００３８】
対流沸騰率以上の許容速度で燃料電池に水素を提供するために、熱源より燃料タンク１１１に熱が供給されるか、タンク内で熱が生成される。熱源は、燃料電池にフラックス動作率で気体水素を供給するのに適当な１またはそれ以上の所望沸騰率まで液体水素の沸騰率が早められるよう形成されている。燃料タンクは、水素の沸騰率と関連付けられた、および／または決定された速度で燃料電池に水素を供給するよう構成されており、従って燃料電池は動力生成ニーズにふさわしい動力生成速度で燃料電池を運転する。
【００３９】
好ましくは、熱源は電気加熱要素である。燃料タンク内の燃料は、少なくとも長時間の航空機の飛行を維持するために、好ましくは１０日以上をかけて全て沸騰される。好ましくは、この期間で液体水素を全て沸騰させるためには、１．５ｋｗのヒータ動力が必要とされる。ヒータは、必要に応じてより高いヒータ出力を容易に利用できるように好ましく形成されている。
【００４０】
引用の燃料および推進システムによれば、その総重量４，０００ポンドの航空機は、３，６００フィートの領域を、毎秒１３０フィートの速度で少なくとも６０，０００フィートＭＳＬ飛行することができ、そして必要に応じて毎秒１８０フィートの速度まで加速できると推定される。飛行直径内に位置し続けるために、航空機は旋回運転中１５度までバンクする。
【００４１】
［第１好適航空機実施形態：翼型キャンバ］
図５を参照すると、好適実施形態の翼は、低速飛行体制で高い揚力をもたらす高いキャンバを持った翼型２０１を好ましく含んでいる。この翼型のキャンバにより、翼型は本発明のセイルプレーンおよび成層圏航空機が一般に体験するレイノルズ数における揚力係数約１．５を達成できる。
【００４２】
高いキャンバの翼型を利用することの重要な側面は、それが翼に大きな負のピッチングモーメントをもたらすことである。別の変形では、この実施形態はフラップ２０３を使用して、低速飛行体制で高いキャンバの翼型を創り出している（図６参照）。
【００４３】
［第１好適航空機実施形態：変形１−剛性翼］
第１好適実施形態の第１変形では、尾翼が翼型の負のピッチングモーメントの全モーメントに対する反応モーメントを提供する。翼のスラット接続部のアウトボード域にある支持体１１８および翼構造が、過剰な翼のねじれをさけるために翼に構造的な支持と剛性を提供している。
【００４４】
［第１好適航空機実施形態：変形２−反作用モーメント］
第１好適実施形態の第２変形では、翼は翼型の負のピッチングモーメントの全体作用に反応する正のピッチングモーメントを付与する、スラットおよび／または折り返し型後縁を備えている。
【００４５】
この変形では、好適実施形態の翼は通常の仕方で伸びる後縁スラット２０５を含む。このスラットは失速前のＣ_Ｌを高め、そして相対風向／または風圧により自動的に展開することができる。スラット変形体の一部を展開することで、僅かなピッチングモーメントの変化を創り出すことができる。この作用は通常の航空機には有効ではないが、本発明では例えば高いキャンバの翼型（または図６に示すフラップ）を利用した時に引き起こされる様な顕著なピッチダウンによる翼のねじれを防ぐ上で重要である。さらにスラットは、低速飛行時に本発明の翼型により高いＣ_Ｌを実現させ、より高速時には抗力を減らし、突風荷重を制限するために収納することができる。
【００４６】
スラット２０５の利用、好ましくは高Ｃ_Ｌ飛行体制時に自動的に展開し、低Ｃ_Ｌ飛行体制時には自動的に収納するという利用により、ピッチングモーメントに対し無視できる影響、または好ましい影響を及ぼしながら、ｍａｘＣ_Ｌを０．４またはそれ以上に高めることができる。周到な設計と実行により、スラット技術を採用した旅客機により示される様に、低速および高速時の抗力を最小化することができる。
【００４７】
さらに、本変形では、翼の翼型２０１は後縁部に折り返し部分２０７を取り込んでおり、そして好ましくは翼が高いキャンバを持つ場合でも正味０または若干正のピッチングモーメントを生み出す様に配置されている。結果的には、これは翼型自体に、非常に短いモーメントアームを持つ標準的な下方負荷尾翼面をシミュレーションする。この様な翼型は、フラップによる翼のねじれ問題を回避しながら、同時に低速時に高い最大Ｃ_Ｌを得ることができ、さらに高速時の抗力も合理的に低い。
【００４８】
［一般的その他の実施形態］
本発明の好適実施形態は、様々な応用の可能性を有しており、その主要な１つは地上、空中および／または衛星間の通信を促進する無線中継ステーションを運搬するものである。無線中継目的に関しては、実施形態は水平（および方位角）に安定化され、そして視界を遮る翼またはテールのない、水平２５°の全方向を見ることができるアンテナプラットフォームをサポートしなければならない。アンテナプラットフォームは飛行中、使用時には随意下げられ、そして着陸、離陸および陸上移動時には地面に接触するのを防ぐために、随意持ち上げることができる。
【００４９】
航空機の実施対応に共通する役割は、例えば米国特許第５，８１０，２８４号（'２８４号特許）に開示されている様な、強風および／または例えば長時間の夜間および高緯度地方の冬季に於ける利用可能な日光の角度が低いことによる太陽照射が限定されることによる、幾つかの位置に於ける年間を通し、または一部期間ステーションキーピングすることができない太陽動力航空機の代替となることである。
【００５０】
好ましい航空機は無人であり、限定された境界内においてステーションキーピングできる。無人の場合には、航空機は自動システムまたは遠隔操作により好ましく制御される。
【００５１】
厳密にステーションキーピングするために、航空機は風が弱いときには低速で飛行し、一般には連続的に飛行する。航空機はまた強風時にはステーションキーピングするために十分速い速度で飛行し、良好な気象条件の着陸場所まで十分な距離飛行する。さらに満載時（即ち初期、燃料満載段階の飛行）に最高高度まで上昇し、大気の下降気流にその高度を維持するのに十分な能力を持つ。
【００５２】
好適航空機は通常は約５５，０００−７０，０００フィートの高度でステーションキーピングする。利用可能な速度範囲は、少なくとも２０ｍｐｈＩＡＳ（指示対気速度）の失速速度ないし４０ｍｐｈＩＡＳ以上であり、これは６５，０００フィートでは約７０−１４０ｍｐｈＴＡＳ（真の対気速度）である。
【００５３】
［一般的その他の実施形態：燃料および動力システム］
本発明の好適実施形態は、燃料電池中で大気の酸素と反応する液体水素を燃料とする。この燃料は高エネルギ含有量を提供する。すなわち、これら実施形態は太陽がない状態でさえ好ましく運転することができる。上記および下記変形を含むその他実施形態は、他の燃料を使用するように構成でき、そして好ましくは液状で蓄えられた気体燃料を使用する。
【００５４】
航空機の実施形態は、随意長時間の太陽照射が利用可能な条件にて、その飛行を延長するための太陽電池を含むことができる。さらに、例えば再生燃料電池および／または通常の燃焼燃料（例えばタービン、またはレシプロエンジン）を含む他動力源とのハイブリッド組み合わせも使用でき、そしてそれらは本発明の範囲内である。通常の燃焼燃料は燃焼用酸素を周囲の空気より好ましく取り入れる（通常は圧縮される）。
【００５５】
動力源により作られた機械動力は直接プロペラを駆動することも、またはプロペラ駆動電気モータに電力を供給する付属の発電機を駆動することもできる。発電機は通信、制御、およびペイロードの運転にも必要であろう。複数のモータの制御ロジックユニットは、それぞれの状態で必要となる複数の動力源からの動力を混合することができる。さらに実施形態は、輸送体の通信と制御のための余剰動力を供給する小型バッテリエネルギシステムを有することが好ましい。このバッテリ動力は着陸行動をより安全にするのにも利用できる。
【００５６】
［一般的なその他の実施形態：構成］
部分的に、本発明は輸送体全体のジオメトリに関係する。各実施形態の構成は様々なトレードオフの対象となる。低速度飛行能力は、低航空機重量と大きな翼面堰、および翼翼型の高い最大揚力係数を利用することで好ましく提供される。低速度で求められる動力は、誘導される抗力を小さくする大きな翼幅を利用することで最小化される。高速飛行は、より高い発電率と、翼翼型の揚力係数を低くすること、翼面積を小さくすること、極めて平滑なデザインと外部構造、ならびに適切に設計されたプロペラにより提供される。燃料が消費された時の航空機のＣＧ（重心）の移動と航空機の回転慣性の変化は、適切に燃料タンクを管理することで制限することができる。
【００５７】
ある翼幅についてより大型の翼型翼弦を利用することで、より広い翼面積とより遅い失速速度を実現することができる。"大ぶり"の翼の重量増加がこれら利点に対し負の作用を及ぼすものの、動力要求も若干小さくなる。しかし、本発明の実施形態の好ましい役割に関しては、余分の動力のコストがかかるものの、より低速での飛行速度により、低翼速度時のステーションキーピングに必要な行動範囲を小さくでき、それにより効率を高くすることができる。操縦条件に基づき、通常の最適化研究により最終設計に適した最も有益な翼弦案を決めることができる。
【００５８】
これら相反する設計方向を調整し、それにより好適実施形態に広い速度範囲をもたらすためには、低速および高速飛行体制間でジオメトリ変更して、航空機を好ましく特性付ける。速度範囲はステーションキーピング条件より変わる。厳密性の低いステーションキーピング条件（側方および縦方向の両方）では、航空機はより効率的に運転することができ、風のプロファイルがそうすることが有益であると示した場合には、ゆっくり回転させ、そして別高度に移動することができるため、より厳密なステーションキーピング条件の場合に比べ速度範囲の要求は小さい。
【００５９】
典型的には、従来の輸送体は主に大きなテールモーメント（テール力は翼とテール間のアームモーメントを調整する）によってピッチおよび横揺れ安定性が与えられている。それらが翼先端渦の逆流内にあるように取り付けられたテールは、翼の吹き下ろし側に取り付けられた通常のテールに比べ遙かに小型化できるが、この様な"アウトボード型テール"には構造上の困難がある。
【００６０】
搭載された燃料が消費されると、航空機のＣＧ（重心）および回転慣性は変化する。この作用は、燃料タンクを適切に管理することで制限できる。
【００６１】
［一般的なその他の実施形態：機体構成要素］
部分的には、本発明は航空機の翼型の具体的デザインに関係する。ねじれに撓みやすい翼は、本発明の多くの実施形態の特性である。発明の典型的な翼型は十分なキャンバを持っており、航空機が一般に経験するレイノルズ数における揚力係数約１．５を達成している。上記の様に、低速飛行行動と高速飛行行動との間では、航空機の幾つかのジオメトリに変更があることが好ましい。キャンバ変更装置は翼型のジオメトリを変更させる比較的単純かつ有益な装置である。
【００６２】
高い揚力を得るために設計されたフラップまたは高いキャンバの翼型を使用することの重要な側面は、この様なフラップ（下方に伸びる場合）および翼型が翼に大きな負のピッチングモーメントをもたらす。これは航空機全体の安定性と翼のねじれによるたわみの両方に影響を及ぼす。この様な、負のピッチングモーメントによる翼外側部分のねじれは、発明の好適実施形態では一般的である、ねじれに対し撓みやすい、翼幅の大きな翼にとって大きな問題となることがある。
【００６３】
航空機全体の安定性に関し、発明の観点ではこの問題は先尾翼、またはタンデム型または断尾型航空機の方法により処理することができる。この配置は翼型の負のピッチ効果に勝る十分なピッチ安定性を生むことができる。前表面は後表面に比べ、上向きの突風による揚力の増加率を小さくする必要がある。これは後表面に比べ高いＣ_Ｌで作動する前表面を持つことで達成される。後ろ表面は前表面の吹き下ろし後流の中で作動することに注意する。標準的な構成では、これによるテールの安定化作用は殆ど低下しないが、輸送体はより安定化する。先尾翼型の配置ではこの吹き下ろし効果はより大きな問題であり、そして後表面に比べ前表面のＣ_Ｌがより高くなり、輸送体全体を非能率化すると共に失速問題も生じる。
【００６４】
負のピッチングモーメントを原因とするより大きな問題は、捻れに撓みやすい翼では、翼はピッチングモーメントを受け大きく捻れることがある。この捻れが外側の翼に正味の負の揚力を創り出し、捻れが不要の補助翼逆利き問題を引き起こすことがある。
【００６５】
本発明の多くの実施形態は、'２８４号特許に開示されている様な撓みやすい翼設計の側面を取り込んでいる。これら多様な実施形態がこの問題に対処するための機構を１またはそれ以上利用している。
【００６６】
第１好適実施形態に記した様に、スラットは幾つかの実施形態に於いて負のピッチングモ−メントに対抗すると共に、失速開始前にＣ_Ｌ（揚力係数）を０．３、更には０．４以上まで高める機構を提供する。同様に第１好適実施形態で用いられている様に、下方に反り返った翼型は更に幾つかの実施形態に於ける負のピッチングモーメントに対抗する。注意深く設計することで、これら機構の１つまたは両方を用い、低速度で高い最大Ｃ_Ｌを達成し、高速時の抗力を合理的に下げることができる。渦発生片をスラットの後方下側に用いることで渦を誘導し、よりＣ_Ｌを大きくすることができる。
【００６７】
幾つかの実施形態では、以下追加好適実施形態の中で詳細に論じられる、負のピッチングモーメントの作用を制限するための他の機構が備えられている。これらには"セクション"尾翼面または先尾翼、および後退全翼機が含まれる。
【００６８】
スラットの付いた、高いキャンバの、リフレックスを備えた翼型は、第１好適実施形態の様な発明の標準型航空機および全翼機の両方に利用できる。全翼機の翼が後退翼の場合、それはより大きなピッチ制動および安定化をもたらす。これは同時に細長い後部タンクからの燃料引き抜きによるＣＧの変化により耐性にする。
【００６９】
［追加の好適実施形態］
第１好適実施形態および以下の追加好適実施形態は共に、本明細書に記載の動力システムと航空機構成要素の各種組み合わせを取り込んでいる変形を含むものと理解される。モータの数および設置といった個別の詳細な説明は、簡素化のために幾つかの図では描写されていない。
【００７０】
［第２好適航空機実施形態］
発明の第２好適実施形態は、上記特性の各種組み合わせを、'２８４号特許に開示され、そして／または描写された翼幅負荷型全翼機の構造特性を組込んだ航空機に取り込んでいる。具体的には、本実施形態の変形は第１好適実施形態に関する上記の、圧により作動する燃料電池を取り込む。さらには、本実施形態の変形は、液体水素を含む様配置された燃料電池貯蔵タンクおよび所定または予定沸騰率にて液体水素を煮沸するためのヒータを取り込んでいる。
【００７１】
この航空機は、選択した翼型の特性により典型的には極僅かな正のピッチングモーメントを持つ非常に撓みやすい翼セグメントを特性とする。第２好適実施形態の変形は高いキャンバの翼型、フラップ、スラットおよび／またはリフレックスを持つ後縁を含む事ができるが、この実施形態が高いキャンバの利用に適した極めて効率的なプラットフォームであることは見出されていない。
【００７２】
［第３好適航空機実施形態］
図７Ａおよび７Ｂを参照すると、この実施形態では、翼３０１は図右では６個示されている複数のサブセクション３０３に分けられる。各サブセクションは、そのセクションの高いキャンバの翼型（またはフラップ）の負のピッチングモーメントに反応する尾翼面を有する。４つのアウトボードセクションは分離型尾翼面３０５を持つことが好ましく、２つのインボードセクションは左右に伸びる尾翼面３０７を共有している。随意、本好適実施形態のセクション構造は、前述の好適実施形態および／または'２８４号特許に開示されている航空機の特徴および特性の多くを組入れることができる。
【００７３】
本尾翼面型アッセンブリでは、２つの対称的に配置された"本体"またはフィン３０９のそれぞれが、液体水素貯蔵部および燃料電池システムを保有している。２つのシステムは対称と信頼性の両方に関し好ましく用いられる。２つのフィンは共通の左右に伸びる尾翼面３０７を支えている。２つのフィンは着陸装置およびより障害のない視界を得るために下方に向かって伸び、着陸の際は上方に格納される通信プラットフォーム３１１も支えている。
【００７４】
飛行時の本実施形態がロールした時、アウトボードサブセクションは局所のフローレジムに対し配向する傾向にあり、そのためロール減衰が低下することに注意すべきである。末端サブセクションユニット上の尾翼面の能動制御を利用することで、この問題を除くことができる。しかし、能動制御システムの利用はシステムを複雑化し、その結果信頼性を低下させる。
【００７５】
好ましくは、輸送体のピッチ安定性と制限された翼の捻れの両方を備えることを目的として、航空機は翼のサブセクション３０３のそれぞれに関するピッチングモーメントに対処するのに十分な尾翼面を翼３０１全体に有している。本実施形態の翼が十分に捻れ剛性をもつよう設計され、セクションピッチングモーメントの影響をうけても大きく捻れない場合には、４つの外側に分離し配置された尾翼面３０５の幾つか、または全てを外すことができ、たとえフラップが展開した状態でも中央の左右に伸びる尾翼面３０７が輸送体に横揺れ安定性を提供できる。
【００７６】
［第４好適航空機実施形態］
図８を参照すると、本実施形態では通常航空機には胴体４０３を支え、複数のサブセクション４０５に分けられる撓み翼４０１が備えられている。第３好適実施形態に類似し、各サブセクションは、そのセクションの高いキャンバの翼型（またはフラップ）の負のピッチングモーメントに反応する翼−尾翼面４０７を持つ。この翼−尾翼面の主要目的は、航空機全体のピッチングモーメントを胴体上に取り付けられた尾翼面（図示せず）により対抗することがで、局部の翼の捻れを防止することである。
【００７７】
翼がフレキシブルであることから、ロール中に翼が捻れる結果、ロール減衰は低下する。セクションが強固な翼桁上で回転し、そして両先端部セクションが捻れ強い翼桁に強固に取り付けられていれば、この作用を小さくすることができる。本実施形態の変形では、翼は後退翼でもよい。
【００７８】
［第５好適航空機実施形態］
図９を参照すると、本実施形態では長く、典型的には第３好適実施形態に見られる様な撓みやすい翼５０１に、複数の小型の"胴体"５０５により、側方に伸びる尾翼面５０３が接続されており、胴体の幾つかは単純に翼桁でもよい。尾翼面は実質翼全体を横切り側方に伸びている。２つの主胴体５０７は燃料および動力モジュールを好ましく含む。従って航空機は、翼上のフラップを使用している時でも翼幅全体にピッチ安定性を有している。
【００７９】
本実施形態の翼および尾翼面セクションの捻れ撓み性は、能動制御を用いない限り、ロール中の偏向を制限するのに十分な剛性をもつ様に作製される必要がある。上記の様に、可能であれば能動制御を回避することが好ましい。
【００８０】
全実施形態について既に述べた様に、本実施形態はスラットおよびフラップ（例えば溝付きフラップ）の各種組み合わせを有する変形を含むことができる。これらには、小さい翼弦と、中間速度で０揚力を持つ尾翼面を特性とする変形が含まれる。
【００８１】
［第６好適航空機実施形態］
図１０Ａおよび１０Ｂを参照すると、本実施形態では長く、典型的には第３好適実施形態に見られる様な撓みやすい翼６０１に、複数（すなわち４つ）の小型の"胴体"６０５により、側方に伸びる尾翼面６０３が接続されており、そして各胴体は尾翼面を支持する適当なモーメントアームも備えた燃料／動力モジュールである。翼の各アウトボード端部６０７は最も外側の胴体より約２５フィート伸びており、そしてフラップ／補助翼の偏向が内翼幅荷重９０フィートの翼に使用されているものの約半分に制限されるのに十分な撓み強さで作られている。この構造により、補助翼反転が好適指示対気速度に比べ有意に速い速度でのみ起こるようになる。
【００８２】
さらに、４つの胴体６０５は、簡単な着陸装置（例えば各胴体の２個の小型収納式車輪）用マウンティングを備えている。無線中継ポッドは、飛行中航空機が３０°バンクしても、水平下２０°より大きいポッドの視界を妨げないレベルまで下げることができる。
【００８３】
［第３ないし第６実施形態の変形］
発明の範囲内にある別のアプローチは、上記第３ないし第６実施形態を変更し、尾翼面の変わりに先尾翼を持たせることである。後翼表面にはより低いＣ_Ｌが必要である（即ち早期失速前表面を持つ）ことに注意しなければならない。こうすると、尾翼面を持つ記載の変形に比べより高い抗力レベルをもたらす。
【００８４】
［第７好適航空機実施形態］
図１１Ａおよび１１Ｂを参照すると、第７好適実施形態は翼７０１および圧縮支柱より形成された６要素四面体フレーム７０３を有する後退全翼機設計である。燃料−動力モジュール７０５と無線プラットホーム７０７は中央に配置され、四面体フレームにより好ましく支持されている。四面体フレームは翼内部の強度を大きく補強し、燃料−動力モジュールおよび無線プラットホームを容易に取り扱えるようにしている。さらに安定性および／または制御性を高めるために、燃料−動力モジュールに安定装置および／または制御表面を随意取り付けることができる。
【００８５】
四面体フレーム７０３の３要素は、翼７０１の両側に沿って伸びる、翼の主要翼桁により規定される面内にあることが好ましい。これら３翼桁面要素のうち２つの翼ベース要素７２１は、機首にある共通構造強化点より翼桁に沿って伸びるか、または翼桁そのものより構成される。３翼桁面要素のうち、残りの１要素は側方に伸びる要素７２３であり、約５０または６０フィート離れた翼桁位置より、翼桁間に伸びている。四面体の側方要素を航空機中央部にある拡張された翼弦内に組み込むこと（図示せず）には利点がある。もしこの実施形態の翼幅が１４０フィート（約１４−１７．５の範囲のアスペクト比を持つ）であるとすると、四面体の片持ち翼要素のアウトボードはそれぞれ４０または４５フィート側方に伸び、後退翼を想定する場合にはその長さは若干長くなるが、それでも比較的短い距離であり、良好な捻れおよび撓み強度に一致する。
【００８６】
四面体フレーム７０３の残りの３要素は共通点７２５に向かって下方に伸びる。これら３つの下方に伸びる要素の内、２つの側方に下降する要素７２７は、側方に伸びる要素７２３の２つの端部より下方に伸びるが、これら３つの下方伸長要素の内、残りの中央下降要素７２９は、２つの翼ベース要素７２１が出会う場所である、航空機の機首にある翼桁の構造的に強固な部分または補強部分である共通点より下方に伸びる。
【００８７】
外に向かって露出した圧縮支柱の抗力は空力学的に関係するので、これらは空力学的に設計されなければならない。翼内部にある圧縮支柱の一部を除くと、残りの露出した要素の支柱の長さは約１００フィートまたはそれより短い。１フィートの翼弦を持ち、約０．０１のＣｄ_０をもたらす低―抗力形状を採るとき、露出要素により平面に加えられる等価反射平面は僅か１ｆｔ^２である。
【００８８】
本実施形態の比較的単純な構成では、ピッチおよび横揺れ制御はエレボン、またはより好ましくは翼の側翼弦に沿う軸の回りを回転する翼端により達成される。この回転する翼端型制御手段は全翼飛行機や従来の航空機に首尾よく備えられている。
【００８９】
後退全翼機の多くの変形が持つ利点は、適度に翼が捻れることで（およびそれによる揚力配分により）翼端が吹き上げを特性とする領域内に存在するようになり、その結果翼端が有害な横揺れを起こすことなく推力を生み、そしてバンクした状態で回転することができることである。これは垂直表面への抗力なしに成し遂げられる。
【００９０】
さらに本実施形態の多くの変形は強いピッチ安定性を持ち、その結果例えばキャンバを高めるポジティブフラップからの合理的な負のピッチングモーメントを適応させる能力を提供する。これら部分がＣＧの前にある場合には、構成ピッチ安定性はより簡単に翼型ピッチ不安定性の作用を調節できる。好ましくは、航空機の本実施形態は、リフレックスとスラットを備えたキャンバの翼型を含み、負荷分配に適した強固な四面体構造の利点を十分に活かす。即ち、本実施形態の全翼機に使用される、キャンバ／リフレックス／スラットを持つ翼型の組み合わせが特に好ましい。
【００９１】
図１１Ｃを参照すると、第７好適実施形態の変形では、２つの動力ポッド７５１が側方に伸びる四面体要素７２３の端部に遠く離れ配置され、航空機を翼幅負荷を持った後退全翼機にしている。
【００９２】
［実施形態のその他の変形］
上記実施形態はそれぞれ、それぞれの翼が等価単平面翼の翼弦の半分を持つ様な、複葉機の様な多翼型航空機を目的として変形することができる。輸送特性はほぼ同一に保たれるが、翼弦が半分になることから翼の負のピッチングモーメント作用は低下する。大型の箱状トラスは、捻れおよび撓み剛性を得る上で、そしておそらくは翼重量を低下させる上で利点がある。しかし、これには支柱とワイヤの抗力、および翼によりそれらが中断されることの不利益がある。
【００９３】
８'の翼弦を持ち、翼幅が１００フィートである、即ちアスペクト比が１２．５である（８００ｆｔ^２、高速時のＣ_Ｌが０．３で、寄生抗力係数が０．００７であり、従って抗力面積が５．６ｆｔ^２である）翼が、２枚の翼により形成される箱を安定させるために１／１６"のピアノ線を６００フィート使用した、翼弦が４フィートの２枚の翼を持つ複葉機と同等であるとすると、ワイヤの抗力面積は３ｆｔ^２より大きくなる。支柱抗力およびより低い翼型のレイノルズ数がそれらの抗力を増すという事実を考慮すると、翼抗力面積は２倍以上となり、本実施形態に関しては高速飛行を阻害する。
【００９４】
上記より、本発明が長時間にわたり動力消費レベルが低く、障害のない通信プラットホームをサポートし、そして単純性と信頼性を備えながら、ステーションキーピングと広い速度範囲での飛行の両方を可能にする軽量航空機の複数の実施形態を提供することが理解されるだろう。
【００９５】
発明の具体的な形状が例示され、記載されているが、発明の精神および範囲を逸脱することなく更なる変形および変更が可能であることは明らかである。即ち、発明は参考資料を用い好適実施形態のみを記載しているが、当業者は発明より逸脱すること無しに各種変更を実施できることを理解するだろう。従って、発明は制限されるものではなく、以下のクレームを参照することで規定される。
【図面の簡単な説明】
【図１Ａ】 本発明の特性を具現化する航空機の第１実施形態の透視図であり、航空機はカウリングがそれにより隠蔽されている燃料タンクを露出させるために取り外されたカウリングを有している。
【図１Ｂ】 カウリングが所定位置にある、図１Ａに描かれた実施形態の正面立面図である。
【図１Ｃ】 図１Ｂに描かれた実施形態の右側立面図である。
【図１Ｄ】 ９０度回転された、図１Ｂに描かれた実施形態の頂面図である。
【図２】 図１Ａに描かれた実施形態の燃料電池システムのシステム図である。
【図３】 図１Ａに描かれた実施形態の燃料タンクの壁の部分断面図である。
【図４】 図３に描かれた燃料タンク壁内に用いられているクロスセルコネクタの部分断面図である。
【図５】 図１Ａに描かれた実施形態の翼の断面図である。
【図６】 図１Ａに描かれた実施形態の変形の翼断面図である。
【図７Ａ】 本発明の特性を具現化している航空機の第３実施形態の頂面図である。
【図７Ｂ】 図７Ａに描かれた実施形態の後立面図である。
【図８】 本発明の特性を具現化している航空機の第四実施形態の頂面図である。
【図９】 本発明の特性を具現化している航空機の第５実施形態の頂面図である。
【図１０Ａ】 本発明の特性を具現化している航空機の第６実施形態の頂面図である。
【図１０Ｂ】 図１０Ａに描かれた実施形態の後立面図である。
【図１１Ａ】 本発明の特性を具現化している航空機の第七実施形態の底面図である。
【図１１Ｂ】 図１１Ａに描かれた実施形態の正面立面図である。
【図１１Ｃ】 図１１Ａに描かれた実施形態の変形の底面図である。

Claims (5)

1. 中点より両端部に左右に伸びる翼であって、前記翼が実質的に一定の翼弦を有する後退翼であるところの翼と、
   航空機に動力を供給するために備えられた動力モジュールと、
   機首にある共通点より翼桁に沿って伸びる２つの翼ベース要素と、前記２つの翼桁位置より翼桁間において側方に伸びる要素と、前記側方に伸びる要素の２つの端部から下方に伸びる２つの側方に下降する要素と、前記機首にある共通点から下方に伸びる中央下降要素とを有し、前記２つの側方に下降する要素および前記中央下降要素は共通部分へと下方に伸びる、四面体フレームと、を備える航空機であって、
   前記翼の後縁部に負のピッチングモーメントを有する翼形およびリフレックスを該翼が備えており、
   そして前記翼はスラットを備えている航空機。
2. さらに前記航空機に動力を供給するように構成された第２動力モジュールを含み、第１および第２動力モジュールは、前記四面体フレームの角が前記中点と各端部との間にある横方向に中間の点で支持的に翼に接触する位置あたりに横向きに翼に沿って配置されていることを特徴とする請求項１に記載の航空機。
3. 中点より両端部に左右に伸びる翼であって、前記翼が実質的に一定の翼弦を有する後退翼であるところの翼と、
   航空機に動力を供給するために備えられた動力モジュールと、
   機首にある共通点より翼桁に沿って伸びる２つの翼ベース要素と、前記２つの翼桁位置より翼桁間において側方に伸びる要素と、前記側方に伸びる要素の２つの端部から下方に伸びる２つの側方に下降する要素と、前記機首にある共通点から下方に伸びる中央下降要素とを有し、前記２つの側方に下降する要素および前記中央下降要素は共通部分へと下方に伸びる、四面体フレームと、を備える航空機。
4. さらに前記航空機に動力を供給するように構成された第２動力モジュールを含み、第１および第２動力モジュールは、前記四面体フレームの角が前記中点と各端部との間にある横方向に中間の点で支持的に翼に接触する位置あたりに横向きに翼に沿って配置されていることを特徴とする請求項３に記載の航空機。
5. 前記翼は、アスペクト比が少なくとも２０であることを特徴とする請求項３に記載の航空機。

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