JP5205447B2

JP5205447B2 - 環状航空機体

Info

Publication number: JP5205447B2
Application number: JP2010503578A
Authority: JP
Inventors: ジョージデニスゴスリンハリー
Original assignee: ゴーサイエンスリミテッド
Priority date: 2007-04-18
Filing date: 2008-04-16
Publication date: 2013-06-05
Anticipated expiration: 2028-04-16
Also published as: ATE556931T1; US20100044496A1; EP2277775A1; US8262016B2; EP2308754A1; ATE485218T1; WO2008129244A3; US8328131B2; EP2137069B1; CN101765540B; US8408489B2; EP2137069A2; DE602008003110D1; EA200901189A1; ATE556930T1; GB0707512D0; WO2008129244A2; US20120256043A1; EP2308754B1; JP2010524765A

Description

本発明は、環状航空機体、すなわち、翼体軸を形成するとともに翼体軸に沿って観察した場合に略環状の環状体とされる外部翼体を有し、この環状体の内部が両端で開口するダクトを形成する航空機体に関する。

航空機は、基本的な航空機設計パラメータを適用して、例えば、より良好な抗力対揚力比、より良好な燃料効率、より長い航続時間、より高い積載容量を含む特定の目標を達成することができるように、揚力と空力弾性特性とを最大にしつつ、最小の抗力と質量特性とを求めて設計すべきであることは良く知られている。

これらの基本的な設計目標は、航空機が小型無人航空機（ＵＡＶ）、またはグライダー、または旅客航空機、または実際に大きな輸送航空機であるかどうかに拘わらず当てはまる。

滑走路が利用できないとき、装置が困難なく配備され回収されるように短い離着陸（ＳＴＯＬ）または垂直離着陸（ＶＴＯＬ）の手段を提供することは多くのＵＡＶ用途における目的である。また、ＵＡＶが、監視、位置測定、または通信活動を必要とする場所で、地面に対して航空機の動きが少なくまたは動かずに空中停止する手段を含むことが望ましい。それらのシナリオの下では、機体の航続時間が必ずしもＶＴＯＬ、ＳＴＯＬ、または空中停止状態中の飛行効率の悪さの犠牲にならずに、ＵＡＶが効率的な前進飛行状態へ移行できること、またはその逆であることも望ましい。いくつかの状況において、それらのＵＡＶを地上からだけではなく、既に飛行中の航空機から、またはそれ自体移動中の地上車両から配備することは有利であり、したがって、それらの配備制約によって強要される過酷な要求条件に耐えるために、それらのＵＡＶは特定の能力を必要とするであろう。

大型ＵＡＶは、任務目的を達成するための偵察、または監視、または像形成もしくは通信機能が必要である場合に、高い高度で長い航続時間のシナリオで用いられる。それらのシナリオの下で、抗力に対する揚力比が高く、質量が小さく、重量に対する強度が高くなければならない場所で、ＵＡＶの航続時間特性は離着陸状態よりもさらに重要になる。空気力学の原理から誘導抗力は翼のアスペクト比（ＡＲ）を増加することによって最小化することが可能である。ここで、
ＡＲ＝Ｂ^２／Ｓ
（Ｂ＝スパン、Ｓ＝突出プラットフォーム面積）
であり、これは、最大効率が空力弾性の制約と釣り合わなければならず、翼構造が過酷な天候または離着陸中に誘起される他の応力に耐えなければならない場合の細長い翼を形成する。したがって、それらのＵＡＶは、航続時間、範囲、燃料効率、あるいは積載容量に関してより良好な性能を与えるために、改良された機体形状を必要とする。

したがって、本発明の目的は、小型で、敏捷な機体、および大型の高い高度での長時間航続機体、およびグライダーなどに基づく航空機体を含み、さまざまなＵＡＶ用途に効率的に用いることが可能な共通の環状航空機体の形状を開示することである。

また、本発明の他の目的は、グライダー、軽量輸送、重量輸送、および旅客航空機に基づく航空機体を含み、さまざまな有人航空機用途に効率的に用いることが可能な共通の環状航空機体の形状を開示することである。

本発明の第１態様は、翼体軸を形成するとともに該翼体軸に沿って観察した場合に略環状の環状体とされ、該環状体の内部が両端で開口するダクトを形成する翼体と、１対以上の推進装置を備え、各対が前記翼体に搭載されるとともに前記翼体軸を含む面の第１の側に配置される第１推進装置と、前記翼体に搭載されるとともに前記翼体軸を含む面の第２の側に配置された前記第１推進装置とは独立に運転可能な第２推進装置とを有する推進システムと、を有し、前記第１推進装置の推力の方向が、前記第２推進装置の推力の方向とは独立に調整可能である航空機体を提供することである。

第１推進装置の推力の方向は、例えば推進装置を回転することによって第２推進装置の推力の方向とは独立に調節可能である。また、各推進装置は推力発生機および推力発生機からの推進ガスを受け取るように配置された複数のダクトを含み、各推進装置の推力の方向はダクト中の推進ガスの流れを調節することによって他の推進装置の推力とは独立に調節することができる。この場合、典型的に各ダクトは翼体内に収容され、少なくともいくつかのダクトは翼体に入口と出口を有する。

いくつかの実施形態において、各推進装置の推力ベクトルは、推力ベクトルが同方向である第１構成と、推力ベクトルが逆方向である第２構成の間で調整することができる。

本発明の第１態様の一実施形態において、第１推進装置の推力の大きさは第２推進装置の推力の大きさとは独立に調整することができるが、推力の方向とは独立に調整できない。

したがって、一般に、推進装置は、第１推進装置の推力の方向を第２推進装置の推力の方向とは独立に調整することができるか、または第１推進装置の推力の大きさを第２推進装置の推力の大きさとは独立に調整できるか、またはその両方で独立に運転可能である。

推進装置にそれぞれの制御信号を発信することによって、独立に推進装置を運転するように構成された制御装置が提供されるのが好ましい。

本発明の第２態様は、翼体軸を形成するとともに該翼体軸に沿って観察した場合に略環状の環状体とされ、前記環状体の内部が両端で開口しているダクトを形成する翼体を有し、前記翼体は第１観察角度から観察した場合に前進傾斜とされ、前記第１観察角度に直角の第２観察位置から観察した場合に後退傾斜とされる航空機体を提供する。
上記態様において、前記翼体が平面図で観察した場合に前進傾斜とされ、立面図で観察した場合に後退傾斜とされる。

本発明のいくつかの実施形態において、本発明の第２態様の二重傾斜構成はいくつかの利点を提供する。
環状機体の重力の中心がその圧力中心からより容易に分離され、したがって、ピッチ安定性においてより良好な静止および動的余裕を与える。
従来の平面状前進傾斜翼に過剰の張力またはフラッター負荷を与える空気弾性力は、翼体の弾力性のある環状構造によって効率的に補強されおよび減衰される。
前進傾斜の要素は機体に比較的高い迎え角に対して失速し難い耐性を与え、これは着陸、離陸、または他の機動を行うとき重要である。
前進傾斜の要素はいくつかの状況において、抗力対揚力比を改善する。

前記翼体が２つ以上のノーズを備えた前縁部と、２つ以上のテールを備えた後縁部とを有することが好ましい。この場合、前記ノーズが前記テールに対して回転オフセット（例えば９０度）を有するのが好ましい。

典型的には、翼体の前縁部およびまたは後縁部の少なくとも一部分は略螺旋曲線に従う。

本発明の第３態様は、翼体軸を形成するとともに該翼体軸に沿って観察した場合に略環状の環状体とされ、前記環状体の内部が両端で開口しているダクトを形成する翼体を有し、前記翼体はその左側に少なくとも１つの方向舵を保持し、その右側に少なくとも１つの方向舵を保持する機体を提供する。

いくつかの実施形態において、翼体はその左側に２つ以上の方向舵を保持し、その右側に２つ以上の方向舵を保持する。翼体は方向舵の各隣接対の間にスロットを備えて形成される。

翼体は突出したプラットフォーム面積Ｓ、および翼体軸に垂直な最大外径Ｂを有し、Ｂ^２／Ｓ比は０．５より大きいことが好ましい。比較的大きな直径の翼体は翼体上に２つ以上のセンサのアレイを十分間隔をおいて配置することを可能にし、大きなセンサ基底線を提供する。このようにして、センサアレイの有効な鋭敏さはセンサ基底線の長さに比例して増加する。また、比較的高いＢ^２／Ｓ比は高い抗力対揚力比を与え、機体はグライダーとしての効率的な運転が可能になる。

ダクトはその全てを完全に、またはその長さの一部を閉じていてもよく、あるいはその長さに沿って走るスロットによって部分的に開口していてもよい。また、ダクトはその或る運転条件下で空気力学性能を助けまたは変更するためのスロットまたはポートを含んでもよい。

添付図面を参照して本発明のさまざまな実施形態を例として説明する。

第１推進機体の前面図である。図１の翼体軸および線Ａ−Ａに沿う機体の右側の断面図である。推進機がダクトの前半内に配置される第２推進機体の右側の断面である。推進機がダクトの後半内に配置される第３推進機体の翼体軸および図２ｂの線Ｂ−Ｂに沿う右側の断面である。第３推進機体の平面図である。推進機がダクトの前半内に配置される第４推進機体の翼体軸および図２ｄの線Ｃ−Ｃに沿う右側の断面である。第４推進機体の平面図である。上方推力構成の推進機を備える第４推進機体の前面図である。図３ａの翼体軸および線Ｄ−Ｄに沿う第４推進機体の右側の断面図である。逆方向のスピン推力構成の推進機を備える第４推進機体の前面図である。図３ｃの翼体軸および線Ｄ−Ｄに沿う第４推進機体の右側の断面図である。推進機が前進推力構成でダクトの後半の後方に配置される第５推進機体の前面図である。図４ａの翼体軸および線Ｅ−Ｅに沿う第５推進機体の右側の断面図である。図４ａの線Ｆ−Ｆに沿う第５推進機体の断面平面図である。環状翼体内に形状整合して搭載された推進機を備える第６推進機体の前面図である。図５ａの線Ｇ−Ｇに沿う第６推進機体の右側の断面図である。図５ａの機体の後方図である。図５ａの機体の下部図である。グライダーの前面図である。図６ａの翼体軸および線Ｈ−Ｈに沿うグライダーの右側の断面図である。グライダーの平面図である。第７推進機体の前面図である。図７ａの機体の側面図である。図７ａの機体の平面図である。

図１ａおよび１ｂを参照すれば、航空機体１は翼体軸３の周りの回転体として層流翼形断面から展開される外部翼体２（図１ｂに示す）を有する。したがって、外部翼体２は翼体軸に沿って観察した場合に図１ａに示すように環状体とされる。この環状体の内部壁４が前後で開口するダクト５を形成し、これにより機体が空気中を動く際に空気がダクトを通って流れ、翼形表面の上部と下部に流れる異なる流体流れによる空気力学的揚力を発生する（この例においては環状体の軸がその軌道に対する入射角を保つ度に起こる）。

図１ｂに示すように、翼形の断面は細いノーズ端部６から最も広い点７へ徐々に外側へテーパが付き、テール端部８に向かってさらに急速に内側にテーパが付く。この具体的実施形態において、最も広い点７はノーズとテール端部の間の約２／３に位置する。図示された具体的な翼形の断面は、この例において航行状態の下で最小の抗力を提供する対称性の上部と下部表面を有し、この機体および他の変形機体においては、揚力、抗力、およびピッチモーメントの係数を変更して、特定の任務範囲およびレイノルド数の関連範囲によって定まる関連する流体流の領域に適するように修正することが可能である。

１対の推進機９、１０が翼体軸３を含む垂直面の対向する側に対称的に搭載される。この具体的実施形態において、推進機はプロペラ（またはインペラ）１１、１２を含むダクト付き電動ファンモータとして示されており、これはＬ形状の支持シャフト１３、１４上に搭載され、これは図１ｂに示されるように最も広い点７に沿って翼体に搭載される。プロペラはその効率がモータ運転許容範囲の釣合い内で増加するようにシュラウド１５、１６の内部に搭載される。各Ｌ形状のシャフトは、それが他のシャフトとは独立に翼体に対して機体のピッチ軸に平行な軸の周りを３６０度回転し、推力にベクトルの合った推進力を与えることができるように、翼体に回転可能に搭載される。シュラウドおよびＬ形状シャフトの両方が、外側翼体について示したものと類似の翼弦長さと高さとの間の比を用いる翼形断面を有し、高さと翼弦との間の最適な関係は、再びこれらの要素についての関連レイノルド数によって説明される相対的な流体流領域によって決定される。したがって、例えば、推進機９、１０は、それらが翼体軸に沿って機体を前方に推進する推進力を提供する図１ａおよび１ｂに示した同方向の構成と、それらが機体に翼体軸の周りを連続的に回転させる逆方向の構成（図示せず）との間を回転することができる。

機体はその推進システム内に４つの独立に運転可能なモータ（図示せず）、プロペラを駆動するための２つのブラシレスＤＣ電動機と、その上にプロペラモータが搭載されるＬ形状支持シャフトを駆動するための２つのＤＣブラシレス電動機とを含み、モータとＬ形状シャフト間に駆動と負荷を伝達するために機械的ウォーム駆動ギア減速機構が用いられる。後者の機構のためには運転負荷が電動機の等級に矛盾しない限りステップモータなどの代替のモータ型式を用いてもよい。同様に、内燃機関、ガスタービンまたは固体推進剤モータを含む、代替のモータ型式を推進機として適用してもよい。

推力にベクトルを合わせた推進機は前方または逆の両方の翼体軸に沿う運動、および翼体軸の周りのスピンまたはロール、機体の重力の中心（ＣｏｆＧ）の周りのピッチまたはヨーのための手段を提供し、本実施形態において、この手段は翼体軸を含む垂直面内に、翼体軸の下、下部環状体部分の上、ノーズから測定して翼弦長さの約１５〜２３％に配置される。上述したように、２つの推進機を逆方向として機体のロールを誘導することが可能であるのは明らかである。また、２つの推進機は同方向とすることも可能である。例えば、その推力ベクトルがＣｏｆＧの上にあるように両方とも下方に向けられるとき、機体はノーズを下に縦揺れする。同様に、その推力ベクトルがＣｏｆＧの下にあるように２つの推進機が上方に向けられるとき、機体はノーズを上に縦揺れする。また、機体および互いに対する推進機のピッチの程度を変化させて、機体のピッチ、ロール、およびヨーを達成し得ることは明らかである。また、ヨーは、異なるプロペラ回転が用いられるとき異なる推力の適用によって誘導することが可能である。したがって、機体は３つの直交軸中の線形加速および３つの直交軸中の角速度を測定する手段、推進システムに伝達される制御要求を計算する処理方法を含む制御装置も含むので、機体はそれ自体の自動制御の下で降下、旋回、回転、および上昇可能であることを理解することができる。

したがって、推進機９の推力は、Ｌ形状の支持シャフトを駆動する電動機に制御信号を発することによって、推進機１０の推力の方向とは独立に制御装置によって調整することができる。また、推進機９の推力の大きさは、プロペラを駆動する電動機に制御信号を発することによって、推進機１０の推力の大きさとは独立に制御装置によって調整することができる。

機体は、その推力にベクトルを合わせた推進力が動的制御の下で高い回転速度を構成することができるので、高い機動性を有する。また、機体が高度の安定性を有することも明らかである。運動が翼体の軸に沿う第１の場合に、逆方向の推進機はさらにロール安定性を提供するので、誘導されるトルクを打ち消す逆回転のプロペラによって比較的高い速度を達成することが可能である。翼体軸の周りのスピン運動が誘導される第２の場合に、角モーメントは増加して再び機体の安定性が増加し、これは外部の力を受けるとき機体の姿勢または位置のエラーの低減として測定することが可能である。

この推進システムによって提案される顕著な利点は、代替の制御表面が非常に低い効率のとき、低速度で効率的な姿勢制御を提供することである。したがって、大きな推力ベクトルの要求は、打ち上げもしくは回収、または離着陸の間に、低速度で効率的に用いることが可能であり、低い推力ベクトルの要求は、所定速度で航行するとき性能要求範囲の多くを満足するであろう。この構成の他の顕著な利点は、機体が打ち上げから前進移動または空中停止、またはＶＴＯＬ／ＳＴＯＬへ移ること、およびその逆が比較的容易なことである。さらに他の顕著な利点は環状翼体の低い抗力特性であり、通常の前進飛行中の高速度移動を特恵的に可能にする。

機体のノーズは衝突回避および像形成用途のため１対のビデオカメラ１７、１８を保持する。翼体の比較的大きな直径はカメラを十分離間させることを可能にし、したがって、長い立体視基底線を提供し、両方のカメラ視野内に位置する目標物間の視差を測定することによって正確な距離の推定を提供する。超音波発信器２０および２つの受信機２１、２２は音響的像形成および検出のために提供される。再び、位置測定の精度は離間した受信機間の航行時間差処理によって改善されるので、広い基底線は有利である。外部翼体２は図１ａに見ることのできる内部空間を含む。この外部翼体はエポキシ樹脂層の間に交互に積層されたガラスまたはカーボン繊維フィラメントを用いて硬質の複合材料から優先的に製造される。また、ポリウレタンまたは高密度ポリエチレンなどの適切な硬質ポリマーから安価な低弾性の翼体を成型することができる。質量低減が主要ないくつかの条件下で、外部翼体スキンはマイラーなどの強靭なポリマーフィルムから代わりに形成することが可能である。また、翼体が加圧される場合、外部翼体をアルミニウムから製造することも可能である。内部空間は加圧することができ、１対のバッテリーパック２１、２２、１対のテールセンサ２３、２４、および翼体軸に沿って４つのトロイダル容器を間隔を置いて収容する。容器は機体電子部品、いくつかの推進力サブシステム要素および他の部材を含んでもよく、軸状または３つの側部支柱（図示せず）によって結合され、トロイダル容器に適合する建造方法を受け持つ。この具体的実施形態において、トロイダル容器は、トロイドの周りをらせん状に巻かれ、エポキシ樹脂の層の間に交互に積層されたガラスまたはカーボン繊維フィラメントを用いる硬質複合体から優先的に製造される。また、トロイダル容器はアルミニウム、ステンレスまたはメッキされた鋼、またはチタンなどの適切な級の金属から製造されてもよい。本明細書に開示されるトロイダルおよび環状構造は、翼体の周りに優れた空気弾性的な弾性を提供し、環状体のあらゆる部分への大きな応力負荷または集中の危険性なく質量を効率的かつ安全に低減することができるように、設計される。

環状翼体のアスペクト比（ＡＲ）は以下で定義される。
ＡＲ＝２Ｂ^２／Ｓ
ここで、Ｂは翼体のスパン（翼体の最大外径で定義される）であり、Ｓは翼体の突出したプラットフォーム面積である。

図１ａの機体において、ＡＲは約２であるが、この数は用途が他の比を要求する他の実施形態において変更することが可能である。機体形状は、アスペクト比が小さい細い機体を反映する、またはアスペクト比が大きい広い機体を反映するそのトロイダル直径を簡単に変形することによって調整し得ることは明らかである。比較的高い揚力係数はアスペクト比の小さなトロイダル形状を用いて達成し得るが、最適な滑空傾斜比、または等しい抗力対揚力比は高いアスペクト比のトロイダル形状を用いて達成し得るので、いずれの場合にも、いくつかの状況下で特別な利点を得ることができる。

図１ａおよび１ｂの実施形態において、推進装置は機体のテールに向かって、すなわち、図１ｂの右手側に向かって搭載される。図１ｃに示される第２実施形態において、推進装置は機体のノーズに向かって、すなわち、図１ｃの左手側に向かって搭載される。図１ｃの機体の前面図は図１ｂのそれと同一である。

傾斜翼機体は図２ａおよび２ｂに示される。図２ａおよび２ｂの機体の前面図は図１ｂのそれと同一である。

機体の翼体の前縁部３０は翼体の円周の四分円の周りに螺旋曲線の形状を描き、その螺旋は図２ａに示した立面図で観察された場合、翼体軸３に垂直な垂直線３_ｙに対して角度＋θを形成する。この螺旋曲線は翼体前縁部の円周の第３四分円の周りに同一に用いられるが、その鏡面像は前縁部の第２および第３四分円を形成するのに用いられる。４つの螺旋要素は前縁部が翼体の前円周の周りを閉じた二重シェブロン傾斜を形成するように結合される。この具体的実施形態内で、後縁部は翼形の翼弦長さだけ軸３に沿って移動された同一の閉じた二重シェブロン傾斜を形成する。他の実施形態において、前および後二重シェブロン傾斜の間の関係は、例えば、直交する揚力と方向舵安定表面の間の関係を変化させるために変更することができる。

同様に、機体の翼体の後縁部３１は線３_ｙに対して正の角度を形成する（符号を付さず）。したがって、翼体の中間翼弦線（すなわち、前縁部と後縁部との間の中間点の線）は翼体の上部側および下部側の両方で線３_ｙと正の角度を形成するので、翼体は立面図で観察した場合に後退傾斜とされる。対照的に、機体の翼体の前縁部３０は、図２ｂに示した平面図で観察した場合に翼体軸３に垂直な水平線３_ｘに対して角度−θを形成する。同様に、機体の翼体の後縁部３１は線３_ｘに対して負の角度を形成する（符号を付さず）。したがって、翼体の中間翼弦線（すなわち、前縁部と後縁部の間の中間点の線）は翼体の左手側および右手側の両方で線３_ｘに対して負の角度を形成するので、翼体は平面図で観察した場合前進傾斜とされる。

代替の実施形態において、傾斜角度δは図７ｃに記載され（また、符号６９を付す）、０〜６０°、および０〜−６０°で変化することができ、ここでδは螺旋Ｈ_ｘｙ（すなわち、翼体の中間翼弦線）と環状翼体の軸に垂直なあらゆる面によって形成される角度として定義され、Ｈ_ｘｙは環状翼体の周りの中間翼弦線によって表わされ、δは、その正接面が水平である（すなわち、上および下部分）翼弦に対してその正接面が垂直である（すなわち、左および右側）２つの翼弦の間の軸状変位ｔ１によって定まる。この例および他の実施形態において、δの平均値は翼体軸３に一致する２つの直交面と境を接する各々４つの四分円内で求めることができ、その境界でδはゼロになる。軸状変位ｔ１は環状体の翼弦の０．１倍以上である。これらの関係は再び図７ｃに記載される。

図２ａおよび２ｂの実施形態において、推進装置は機体の後に向かって、すなわち、図２ａおよび２ｂの右手側に向かって搭載される。図２ｃおよび２ｄに示される実施形態において、推進装置は機体のノーズに向かって、すなわち、図２ｃおよび２ｄの左手側に向かって搭載される。図２ｃおよび２ｄの機体の前面図は図１ｂのそれと同一である。

図３ａおよび３ｂはそのプロペラが上方推力構成である図２ｃおよび２ｄの機体を示し、図３ｃおよび３ｄはプロペラが逆方向スピン推力構成である図２ｃおよび２ｄの機体を示す。

図４ａから４ｃは図２ａおよび２ｂの機体の変形例を示す。図２ａおよび２ｂの機体の翼体は平面で観察された場合に前進傾斜であるが、図４ａから４ｃの翼体は平面で観察された場合後退傾斜である。この構成において、静的および動的ピッチ安定性の余裕は図２に示した翼体の機構に比較して低下するが、推進機は推力ベクトル制御において大きな自由度を有し、揚力表面流体の流れに対する干渉が少ない。結論として、この機構は機体の敏捷性をさらに改善する。

図５ａは形状整合推進機システムを用いる第６の推進機体の前面図である。スターボードプロペラ（またはインペラ）４０は外殻のスターボード側に沿って主要出口ポート４５へ延伸するスターボード主要ダクト４２の入口ポート４４に搭載され、ポートプロペラ（またはインペラ）４１は外殻のポート側に沿って主要出口ポート（図示せず）へ延伸するポート主要ダクト４３の入口ポートに搭載される。

推進システムのダクトの網目は対称的であるので、図５ｂを参照してスターボード要素のみを詳細に示す。スターボード主要ダクト４２は入口４７で前ダクト４６に結合され、入口４９で後ダクト４８に結合される。前ダクト４６はポートおよび外殻の下側にスターボード下側出口ポート５２、５０を有し、後ダクト４８はポートおよび外殻の下側にスターボード下側出口ポート５３、５１を有する。

また、ポート主要ダクト４３は入口４７、４９に類似した機体のポート側の入口（図示せず）を経由してダクト４６、４８に結合される。

上で説明したダクトの全てが環状翼体内に収容されることに留意されたい。

バルブ（バタフライバルブまたはスライドプレートバルブなど）は入口４７、４９（および機体のポート側の等価の入口）、下側出口ポート５０〜５３、主要出口ポート４５（および機体のポート側の等価の主要出口ポート）、およびポートとスターボード下側出口ポートの間の前および後ダクト４６、４８に提供される。バルブはパルス幅モジュレーション制御によってデジタルで開閉することができる。

バルブを独立に運転してダクト中の推進ガスの流れを調整することができるので、ポートおよびスターボード推進システムによって発生した推力の大きさと方向を調整することができる。例えば、前進推力は入口４７、４９（および機体のポート側の等価の入口）のバルブを閉じることによって達成することができ、ポートおよびスターボード主要出口ポートのバルブを開くことによって達成することができる。ＶＴＯＬ、ＳＴＯＬ、または空中停止状態はポートおよびスターボード主要出口ポートのバルブを閉じて（完全または部分的に）全ての他のバルブを開くことによって達成することができる。

下側出口ポート５０〜５３は、参照の水平枠内に機体の重力中心（ＣｏｆＧ）が位置する縦軸を含むように配置される。したがって、ＶＴＯＬ、ＳＴＯＬ、または空中停止状態中に、適切な装置によってプロペラ、電動機、ダクト、およびバルブを制御することができるので、推力は機体の姿勢および得られる機体の加速度および速度を正確に制御することができるように４つのポート５０〜５３の間で調整することができる。

この制御装置はこれまでの環状翼体の変形例について説明されている。再び、実施形態を、特にダクト付き電動ファンモータで説明するが、これは内燃機関、ガスタービン、または固体推進剤モーターを含む適切な代替のモータで置き換えてもよい。

図６ａから６ｃにグライダー機体を示す。図６ａに示すように、機体の翼体は環状構造を有し、図２ａおよび２ｂの翼体に類似の前進傾斜形状に適合する。翼体は類似の構造を用い、図１から４に示した機体と共通のさまざまなセンサ、バッテリーパック、およびトロイダル容器を収容する。

グライダーは推進装置を持たないので、それは完全に形状整合性のある外部形状を有し、翼体の後の周りに形状整合して直交して搭載されたその２つの昇降舵３２、３３および２つの方向舵３０、３１以外にはダクトの内部または機体の外部から突出するもののない上部構造を備える。昇降舵および方向舵は連結機構によって翼体に固定され、＋／−３０°内で回転される。昇降舵および方向舵は図１から５で開示した推進機制御のウォーム駆動機構によって制御される。

図７ａから７ｃは本発明のさらに他の実施形態による推進機体を示す。また、図２から６に開示した機体について示したように、この環状翼体の具体的実施形態は翼傾斜、特に図２で示した機体について説明された対称性の二重シェブロン傾斜を含み、本実施形態においてのみ傾斜角度δ６９は約２１°である。

機体は図２ａ／２ｂで示したものに類似した２つの推進システム７０、７１を有するが、この特定の実施形態においてモータは環状体の下半分に搭載される。また、図２ａ／２ｂの推進システム（各推進装置の推力の方向と大きさは他の推進装置の推力の方向と大きさとは独立に調整することができる）とは対照的に、ベクトル制御起動要素は図７ａから７ｃの実施形態には含まれず、この場合、（前進と逆進モードを切り替えることを除いて）各推進装置の推力の方向ではなく、推力の大きさだけが他の推進装置の推力の大きさとは独立に調整することができる。また、さらに他の実施形態（図示せず）において、図２ａ／２ｂの推進システムは図７ａから７ｃの機体に取り付けることが可能であることに注目されたい。

環状体の周りのモータの位置は翼体軸を含む垂直面の周りで対称に調整することができ、絶対的な推力ベクトルは意図している飛行領域の範囲に最善に適するよう整列する必要がある。昇降舵７４、７５および補助翼７２、７３は上部の上反りした翼体部分に含まれ、昇降舵７８、７９および補助翼７６、７７は下部の上反りした翼体部分に含まれ、方向舵８０〜８２は翼体の左側に含まれ、方向舵８３〜８５は翼体の右側に含まれる。この環状機体の形状は、質量を最小化し動作効率を最大化することが求められ、敏捷性の問題がさほど優先しない航続時間の長い大きなプラットフォームに特に適している。再び、環状翼体形状は、アスペクト比が大きくなるときより顕著になる空気弾性的な負荷に対する弾力性を含んで、広範囲の性能基準を最大化することが求められる。

図１ａに示した円形環状体とは対照的に、環状体は図７ａの前面図に示されるようにその高さよりも広い。本実施形態においてスパンＢと翼弦の間の関係は８〜１であるが、翼体高さＨに対するスパンＢは１対５である。本実施形態のアスペクト比は、
ＡＲ＝２Ｂ^２／Ｓ
から誘導され、ＡＲ＝１６である。

この具体的なアスペクト比は、十分な滑翔が必要とされる長時間の航行運転に適している。

翼体は、４つの湾曲要素９０〜９３によって結合された４つの上反り部分９４〜９７として構成され、構造的な支柱および２つのモータ、燃料、バッテリー、下部構造、制御システム、積荷区画と搭載品のための形状整合的な函体の両方を提供する。翼体の製造は上述した図１から６の翼体の方法と材料に従い、その構造内で複合技術が広く用いられるであろう。同様に、モータは光電池および燃料電池技術を含んでハイブリッドエネルギー源によって強化されたダクト付き電気ファン、または内燃機関、またはプッシュまたはプル構成のいずれかのガスタービン技術に基づくことが可能である。

翼体機体は離着陸運転中の安定性を与える３つの下部構造要素４０を有する。２つの昇降舵と２つの補助翼７２〜７９は環状翼体の上部および下部分の各々に含まれ、これらの要素を固定する連結機構は図６ｂに示した機体形状について開示したものに類似するが、その制御機構は図１から６に開示した機体形状について開示したウォーム駆動を用いる。複数の方向舵要素８０〜８５は、再び、図６ｂに示した連結機構に類似の連結機構、およびやはり図１から６に示した機体形状について開示したウォーム駆動に基づく制御機構を、各隣接した方向舵の対の間に各方向舵要素間を長手方向の分離τ_２を提供する朝顔状に開いたスロット８６〜８９と一緒に用いて環状体の縦側のいずれかに配置され、ここで、分離距離ｔ２と方向舵要素Ｃ_ｍｒの中間弦長さの間の比Ｓ_ｒ、
Ｓ_ｒ＝ｔ２／Ｃ_ｍｒ
は０．５〜５に変化することができ、スロットによって作られる縦の高さＨ_ｓｒは環状体の高さＨの０．３〜０．８倍で変化することができる。各方向舵要素は適切な翼形を組み込んで平滑な空気力学的流れをその個別表面に沿って確保し、正確な翼形形状は環状翼体の他の部分に適用されるものと類似しており、必要であれば、方向舵翼弦の減少に伴うレイノルド数の変化を調整する。

この具体的実施形態において、３つの方向舵要素８０〜８２および８３〜８５は環状翼体の左側および右側の各々に示され、２つの広がりスロット８６、８７および８８、８９も左側と右側の各々の方向舵要素の間に示される。各方向舵は、構造的な一体性を確保し、縦軸の周りの所定の弧内での回転を可能にするために、上部および下部翼体部分に結合する確実な連結を収容し、弧は通常±３０°未満に拘束される。

この環状翼体の実施形態において、環状体、スロット、および複数の方向舵の組み合わせは、安定性とヨーにおける制御を提供しながら、環状翼体機体全体に対する誘導抗力、寄生抗力、質量および横断流効果を最小化する働きをする。また、二重シェブロン傾斜構成は、環状翼体の滑翔能力を改善し、抗力対揚力の比は環状翼体の上部および下部上反り揚力部分の効率的な前進傾斜によって増加する。

本明細書に説明した翼体形状の多くの高い回転対称性（翼体軸に沿って観察するとき）は、機体が連続または過渡的な回転モードで運転される場合、他の利点を与える。しかし、本発明は、以下に示す本発明の代替の実施形態（図示せず）を含む：
・ダクトが適切な間仕切りによって２つ以上の個別ダクトに分割される実施形態。
・外部翼体自体が２つ以上の個別ダクトを形成する実施形態。
・外部翼体が翼体軸の周りを３６０度未満の角度で回転対として翼形を形成する実施形態。この場合、閉じる替わりに、ダクトはその長さに沿って走るスロットで部分的に開かれる。角度を１８０度より大きく、好ましくは３６０度近くにすることによって、翼体は回転のあらゆる角度で空気力学的揚力を提供するように略環状を維持する。

上述の環状航空機体は、抗力対揚力比、敏捷性、安定性、航続時間、打ち上げおよび回収、離着陸、重量対出力比、燃料効率および空気弾性的負荷に対する弾力性を含んで、機体全体の広範囲にわたる基準が測定されるとき、全体の性能において顕著な改善を達成する。

Claims

翼体軸を形成するとともに該翼体軸に沿って観察した場合に略環状の環状体とされ、該環状体の内部が両端で開口するダクトを形成する翼体と、
１対以上の推進装置を備え、各対が前記翼体に搭載されるとともに前記翼体軸を含む面の第１の側に配置される第１推進装置と、前記翼体に搭載されるとともに前記翼体軸を含む面の第２の側に配置された前記第１推進装置とは独立に運転可能な第２推進装置とを有する推進システムと、を有し、
前記第１推進装置の推力の方向が、前記第２推進装置の推力の方向とは独立に調整可能である航空機体。
前記第１推進装置の推力の方向が、前記推進装置を回転することによって前記第２推進装置の推力の方向とは独立に調整可能な請求項１に記載の機体。
各推進装置が推力発生機と推力発生機からの推進ガスを受け取るように配置された複数のダクトとを備え、前記第１推進装置の推力の方向は、前記ダクト中の推進ガスの流れを調整することによって前記第２推進装置の推力とは独立に調整可能な請求項１に記載の機体。
各ダクトが翼体内に含まれる請求項３に記載の機体。
各推進装置の推力ベクトルが、推力ベクトルが同一方向である第１構成と推力ベクトルが逆方向である第２構成との間で調整可能な請求項１から４のいずれか一項に記載の機体。
前記翼体の少なくとも一部が翼体軸に対して傾斜する請求項１から５のいずれか一項に記載の機体。
前記翼体が第１観察角度から観察した場合に前進傾斜とされ、第１観察角度に直角の第２観察位置から観察した場合に後退傾斜とされる請求項６に記載の機体。
前記外部翼体が立面図で観察した場合に前進傾斜とされ、平面図で観察した場合に後退傾斜とされる請求項７に記載の機体。
前記第１推進装置が前記翼体軸を含む垂直面の第１の側に位置し、前記第２推進装置が前記翼体軸を含む垂直面の第２の側に位置する請求項１から８のいずれか一項に記載の機体。
前記推進装置にそれぞれの制御信号を発信することによって前記推進装置を独立に運転するように構成された制御装置をさらに含む請求項１から９のいずれか一項に記載の機体。
前記翼体が、突出したプラットフォーム面積Ｓと翼体軸に垂直な最大外径Ｂとを有し、Ｂ^２／Ｓ比が０．５より大きい請求項１から１０のいずれか一項に記載の機体。
離着陸運転中に安定性を与えるための３つ以上の下部構造要素をさらに備えた請求項１から１１のいずれか一項に記載の機体。
前記外部翼体内に少なくとも部分的に収容されたエネルギー源をさらに備えた請求項１から１２のいずれか一項に記載の機体。