JP6224234B2 - 垂直離着陸航空機 - Google Patents

Description

本発明は垂直離着陸（ＶＴＯＬ：ｖｅｒｔｉｃａｌ ｔａｋｅ−ｏｆｆ ａｎｄ ｌａｎｄｉｎｇ）航空機に関する。

ＶＴＯＬ航空機は一般に、重力に抗するために上向きの力（揚力）を発生する推進システム（例えば、１つ又は複数のプロペラ）によって飛行する。このような航空機は、低速飛行（ホバリング飛行）、垂直離陸、又は垂直着陸が可能であり、安定した姿勢を保つため、又は横向きに動くために、その姿勢又は方向を制御するため、一般に、制御システムを有する。航空機の姿勢が安定していないと、例えば、その推進システムがほぼ上向きには向いていない力を発生し、航空機は、すぐに揚力を失う、又は推進システムが力を発生する方向へ加速してしまう可能性がある。

推進システム及び制御システムを使用して空中に留まるＶＴＯＬ航空機には、従来技術において知られているいくつかの構成がある。推進システム及び制御システムを備えるこのようなＶＴＯＬ航空機の実例を、参考までに、図１（ａ）から図１（ｄ）に示す（もっと多くの種類があるが、図には示していない）。推進システムは通常、１つ又は複数のプロペラ１０１を備え、航空機を空中に留める揚力を与える。制御システムは様々な形態を取り得るが、通常、制御電子装置１０２、及び、場合によっては、揚力を発生するためには使用されないが、むしろロール運動１１３、ピッチ運動１１４、又はヨー運動１１５を制御するために、或いは、言い換えれば航空機の姿勢、従って揚力の方向を制御するために、ロール軸１１０、ピッチ軸１１１、又はヨー軸１１２周りの力又はトルクを発生するために使用される追加のアクチュエータを備える。このような航空機は、推進システムがほぼ上向きの力を発生する姿勢を保つことによって（通常、プロペラをほぼ水平面に回転させることによって）空中に留まり、また、わずかに傾けることによって横向きに動く。

図１（ａ）は、マルチロータ・システムを示し、具体的には、４ロータが示される。このような航空機は、揚力を発生するいくつかの水平プロペラ１０１を備える推進システムを使用する。制御システムは、航空機を安定した姿勢に安定させる、又は横向きに動くように航空機を傾けるために、各個々のプロペラの速度を決定する。両側のプロペラが差動することによってピッチ軸及びロール軸周りのトルクが発生する。反対方向に回るプロペラが差動することによってヨー軸周りのトルクが発生する。

図１（ｂ）は典型的なヘリコプタの推進システムを示す。この航空機は、推進システムとして１つのメインの水平プロペラ１０１を使用して揚力を発生する。制御システムは、メイン・プロペラのブレードのピッチを動かすスワッシュプレート１０４によって、航空機のピッチ運動及びロール運動を制御し、航空機のピッチ及びロールを安定させ、又は航空機を傾けて横向きに動かす。垂直のテール・プロペラ１０３はヨー角を制御するために使用される。

図１（ｃ）はフライバーとの同軸設計を示す。このような航空機は、推進システムとして、反対方向に回転する２つの水平プロペラ１０１を使用する。制御システムは、ピッチ角及びロール角を安定に保つフライバー１０５を備える。フライバーは、比較的大きな慣性モーメントを有する剛性のある棒で、上部プロペラとともに一緒に回転し、慣性によって水平を保つ。フライバーは、航空機の姿勢が乱れたときに、プロペラが航空機を安定した姿勢に戻すトルクを発生するように、上部プロペラのブレードのピッチに機械的に連接される。２つのプロペラが差動することによってヨー角を制御することができる。下部プロペラには、ピッチ及びロール運動を制御し、従って航空機を横向きに動かすために、スワッシュプレートを装着することができる。

図１（ｄ）は操縦翼面との同軸設計を示す。この航空機は、推進システムとして、反対方向に回転する２つの水平プロペラ１０１を使用する。制御システムは、ピッチ運動を制御するために一対の操縦翼面１０８、及びロール運動を制御するために別の一対の操縦翼面１０６を使用する。操縦翼面は２つのアクチュエータ１０７によって動かされ、推進システムによって生じた空気流の向きを変えることによって力を発生させる。２つのプロペラが差動することによってヨー角を制御することができる。

障害物に接近して飛行するように設計された航空機は、J. Dees及びG. Yanに付与された欧州特許第２５１７７６７（Ａ２）号「Self-righting frame and aeronautical vehicle」に開示されているように、典型的には推進及び制御システムを取り囲む保護構造体を装着することが多い。これらの保護構造体は、外部の物体が、回転プロペラ又は操縦翼面などの繊細な部品を損傷することを防ぐ、或いは航空機が障害物に衝突したり、又は地面に落下したりした場合に衝突エネルギーを吸収する。これらは一般に、すき間を設けて推進システムによって生じた揚力にあまり影響を与えずに空気流が構造体を通り抜けることができるように組み付けられる。保護構造体の形状は、航空機が平らな地面にあるときに、垂直離陸姿勢に対して受動的に航空機が直立するように設計することができる。

周囲との相互作用を改善するために、可動部品を有する保護構造体を使用する既存のＶＴＯＬ航空機は少ない。M. Itasse、J.-M.Moschetta、Y. Ameho、及びR. Carr、「Equilibrium Transition Study for a Hybrid MAV」、International Journal of Micro Air Vehicles、3巻、4号、229〜246頁、2011年12月に記載されているように、２モータＶＴＯＬは、ロータが接触しないようにし、さらに飛行中に地面を、又は壁に沿ってさえ転動するように使用することができる受動的に回転する２つの車輪を装着する。しかしながら、車輪は、航空機の内側フレームが平坦な障害物に接触しないようにできるだけであり、また航空機は単一の方向に転動することができるだけである。

A. Kalantari及びM. Spenko、「Design and Experimental Validation of HyTAQ, a HybridTerrestrial and Aerial Quadrotor」、IEEE International Conference on Robotics and Automation、2013年において、１つの軸周りに受動的に回転することができ、より良く保護する保護ケージが記載され、その保護ケージは、平らでない地面をＶＴＯＬ航空機が単一の方向のみに進むことを可能にする。これらの航空機は、受動的に回転する保護構造体が障害物面を転動することを示しているが、その転動方向は、回転軸が１つのため、単一の方向に限定される。また、とりわけ、これらの機構は、飛行中での障害物との衝突から生じる擾乱を低減する問題に対処しない。

J. Apkarianに付与された米国特許出願公開第２０１０／０２２４７２３（Ａ１）号「Aerial Vehicle」に記載された航空機は、２つの異なる軸周りに回転することができる保護構造体を特徴としている。しかしながら、その回転軸は常にモータによって完全に作動され制御される。とりわけ、この構造体を制御して能動的に回転させることによって、保護構造体の質量中心の位置を変えて飛行中の航空機を安定化させることを可能にするだけである。この設計は、飛行中での障害物との衝突のときの擾乱の低減、又は障害物面での転動（例えば、飛行中に障害物と接触した状態で）を可能としない。

Tamanasに付与された米国特許第６，９７６，８９９号は、３つの接続したリング、及び最も内側のリングに取り付けられた揺りかごよりなり、揺りかごが直立しているときに車両は地面を転動するように構成された「全地形車両（ａｌｌ ｔｅｒｒａｉｎ ｖｅｈｉｃｌｅ）」が記載されている。とりわけ、全地形車両は様々な地表面を乗り越えて移動するように構成されているが、この全地形車両は垂直離着陸航空機としては構成されておらず、またそれには適用されない。

航空機が障害物と接触状態になると、比較的大きな外部トルク及び外力が航空機の姿勢を乱す。機内の制御システム（機械的、及び／又はソフトウエア）は、いくらかの擾乱には対抗して航空機を飛行のための安定姿勢に戻すことができるが、このような制御システムは、外部の物体との接触後に生じる大きな擾乱をすぐに修正することができないことが多い。従って、このような接触は、航空機の姿勢又は軌道の大きな擾乱を起こす可能性があり、或いは、地上への墜落にさえつながりかねない。従って、たいていの航空機は、障害物といかなる接触もしないために、障害物から常に離れている。さらに、たいていの航空機は、推進システムが上向きの力を発生することができる１つの停止姿勢からだけ離陸することができ、それによって、平らでない地面から、又は他の姿勢で着陸した後に離陸することが制限される。

欧州特許第２５１７７６７（Ａ２）号 米国特許出願公開２０１０／０２２４７２３（Ａ１）号 米国特許第６，９７６，８９９号

M. Itasse、J.-M.Moschetta、Y. Ameho、及びR. Carr、「Equilibrium Transition Study for a Hybrid MAV」、International Journal of Micro Air Vehicles、3巻、4号、229〜246頁、2011年12月 A. Kalantari及びM. Spenko、「Design and Experimental Validation of HyTAQ, a HybridTerrestrial and Aerial Quadrotor」、IEEE International Conference on Robotics and Automation、2013年 R. Cross、「Measurements of the horizontal coefficient of restitution for a superball and a tennis ball」、American Journal of Physics、70巻、5号、482頁、2002年

本開示は、外部の物体との接触によって生じる擾乱を低減するシステムを説明し、このシステムによって、航空機は、ほとんどの場合、障害物と衝突しても安定した姿勢を保つことができる。垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機は、内側フレーム、ジンバル・システム、及び外側フレームを備える。ジンバル・システムによって、外側フレームは、内側フレームから独立して受動的に回転することができ、それによって、外部の物体との接触によって生じる擾乱が低減され、障害物面での転動が可能になり、且つ任意の姿勢からの離陸が可能になる。本開示のＶＴＯＬでは、プラットフォームは、障害物に接触したままになることができ、或いは障害物をプラットフォームの下、横、又は上にあるようにすることができ、さらに、本明細書では転動と称する、障害物に対して接触したまま動くことができる。本ＶＴＯＬは、たとえ平らでない地面でも、任意の姿勢から離陸できる航空機として構成される。

本開示によるＶＴＯＬは、推進システム及び制御システムを備え、推進システムは揚力を発生することができ、制御システムは内側フレームの姿勢を制御することができ、ジンバル・システムは内側フレームを外側及び内側フレームに接続する、すなわち、少なくとも２つの回転軸を有する外側フレームによって、外側フレームが内側フレームから独立して回転する回転自由度が可能になる。

回転軸は、ジンバル・システムで外側フレームを内側フレームから機械的に分離するように構成され、その結果、外側フレームは内側フレームの周りを受動的に回転することができる。内側フレームは、上向きの力を発生して小さな擾乱に影響されずに航空機を空中に留める推進システム及び制御システムを含み、一方、外側フレームは、外部の物体が内側フレームに接触してその姿勢に影響を与えることを防ぐ。外側フレームは、かなりの衝突に耐え、ＶＴＯＬの内側フレーム、推進システム、及び制御システムを保護するように幾何学的に構成され、その結果、ＶＴＯＬは衝突後に再安定化して飛行を続けることができる。障害物との衝突の際に生じる力を低減する外側フレームの構造体に対する異なる設計が開示される。

本ジンバル・システムによって、外側フレームは、内側フレームの周りを、２つ以上の回転軸を中心として受動的に回転することができる。従って、外側フレームにかかるトルクのいくらか又はすべてが、これらの軸周りの回転を引き起こすが、内側フレームには影響を与えない。その結果、推進システムは、ホバリング飛行のための安定した姿勢を保つ。従って、本開示によって構成された航空機は、障害物と衝突してもその内側フレームが安定した姿勢を保つことができ、それによって、推進システムが大きく姿勢を乱されたとき、航空機が大きく不安定になる又は墜落することを防止する。

さらに、外側フレームが障害物と接触していても内側フレームの姿勢は拘束されないので、外側フレームが障害物とずっと接触を保っている間、制御システムは、なおも航空機を横、上、又は下方向へ動かすことができる。これによって、航空機は外部の物体、壁、又は天井と接触を保っている間に、様々な方向へ飛行することができる（言い換えれば、飛行しながら障害物面を転動することができる）。

本開示のシステムはまた、任意の姿勢から離陸するために有用である。すなわち、地上にあるとき、内側フレームは、外側フレームの内部で自由に回転することができ、従って、メカニズムは、内側フレームを離陸に適切な姿勢に回転させることができる（例えば、上向きの力を発生することができる推進力を用いて）。内側フレームの回転は、重力が内側フレームを所望の姿勢に引っ張るように内側フレームの質量中心を配置することによって又は内側フレームの制御システムを使用することによって、行うことができる。

本開示によるＶＴＯＬは、添付の図面を参照するとより良く理解できるであろう。

ＶＴＯＬ航空機のための従来技術の推進システムの図である。 ＶＴＯＬ航空機のための従来技術の推進システムの図である。 ＶＴＯＬ航空機のための従来技術の推進システムの図である。 ＶＴＯＬ航空機のための従来技術の推進システムの図である。 角材に衝突している、制御及び推進システムにしっかりと取り付けられた保護フレームを装着した本開示による航空機の図である。 衝突時の、図２（ａ）の航空機の２Ｄ表示の図である。 本開示による航空機の主要な各構成部品の分解図である。 外側フレームが３つの回転軸に従って回転することを可能にするジンバル・システムを装着した本開示による航空機の実施例の図である。 外側フレームが２つの回転軸に従って回転することを可能にするジンバル・システムを装着した本開示による航空機の実施例の図である。 本開示による航空機が外部の物体と衝突する状態の側面図である。 本開示による航空機が外部の物体と衝突する状態の側面図である。 障害物に衝突している、本開示によるジンバル・システムを装着した航空機の側面図である。 ジンバル・システム、及びジンバルがジンバル・ロック位置になるのを防ぐための磁石を装着した本開示による航空機の実施例の図である。 ジンバル・システム及びアクチュエータを装着した本開示による航空機の実施例の図である。 平らでない地面を転動する、ジンバル・システムを装着した本開示による航空機の側面図である。 垂直の障害物面を転動する、ジンバル・システムを装着した本開示による航空機の上面図である。 離陸に適切でない姿勢で地面に止まっている、ジンバル・システムを装着した本開示による航空機の図である。 離陸準備ができた、ジンバル・システムを装着した図１１（ａ）の航空機の図である。 離陸する、図１１（ｂ）の航空機の図である。 具体的には切頂２０面体が描かれている球状多面体の輪郭となる梁に基づいた保護外側フレームの実例の図である。 剛性のあるベースに取り付けられた３つの可撓性のある梁からなる四面体の緩衝体を使用する保護外側フレームの実例の図である。 構築を容易にするためのモジュラー構成部品を形成する三角形構造体の基づいた保護外側フレームの実例の図である。 ジンバル・システム、及び外側フレームとして球状多面体を装着した航空機であって、内側フレームが操縦翼面との同軸設計を含む、航空機の図である。 ジンバル・システム、及び外側フレームとして球状多面体を装着した航空機であって、内側フレームがマルチロータを含む、航空機の図である。 ジンバル・システム、及びモジュラー構成部品を形成する三角形構造体に基づいた外側フレームを装着した航空機であって、内側フレームが操縦翼面との同軸設計を含む、航空機の図である。 ジンバル・システム、及びモジュラー構成部品を形成する三角形構造体に基づいた外側フレームを装着した航空機であって、内側フレームがマルチロータを含む、航空機の図である。 ジンバル・システム、及び外側フレームを保護する四面体の緩衝体を装着した本開示による航空機であって、内側フレームが操縦翼面との同軸設計を含み、内側フレームがマルチロータを含む、航空機の図である。 ジンバル・システム、及び外側フレームを保護する四面体の緩衝体を装着した本開示による航空機であって、内側フレームが操縦翼面との同軸設計を含み、内側フレームがマルチロータを含む、航空機の図である。

本開示は、内側フレーム、ジンバル・システム、及び外側フレームを備えるＶＴＯＬ（垂直離着陸）航空機に関する。ジンバル・システムは、外部の物体との接触によって引き起こされる擾乱を低減し、障害物面を転動することを可能にし、さらに任意の姿勢から離陸することを可能にする。

航空機と外部の物体との衝突の分析についての文献は、ほんのわずかしか見当たらない。本開示は衝突からの擾乱を低減するためのシステムに関するので、この擾乱を理解することは重要である。通常、航空機の直線速度及び角速度が衝突後どのような影響を受けるかということを知ることは興味深い。参照によってその内容全体を本明細書に援用する、R. Cross、「Measurements of the horizontal coefficient of restitution for a superball and a tennis ball」、American Journal of Physics、70巻、5号、482頁、2002年において開発されたモデルは、様々な種類の表面への半弾性のボールの衝突を説明しており、これを、ある仮定をした後に本開示による航空機の場合に後述のように当てはめることができる。

次に図２（ａ）及び２（ｂ）を参照すると、衝突直前及び直後の瞬間的な直線速度及び角速度が検討されている。簡単にするために、衝突直前に角速度がない場合を考える。航空機と外部の物体の間に１つだけの接触点があると仮定する。また、衝突時には接触力以外に大きな力が航空機にはかからないと仮定する。言い換えれば、衝突時の推進システム及び安定化システムによって生じる直線加速度及び角加速度は、衝突力と比較して無視できると考えられる。最後に、衝突は、接触点Ｐ２０７、及び起点が質量中心（ＣＯＭ：ｃｅｎｔｅｒ ｏｆ ｍａｓｓ）２０３にある初期速度ベクトルｖ２０８を含むように定義される衝突面Ｃ２０４上の２次元で検討することができると仮定する。図２（ａ）は、点Ｐで外部の物体（角材）２０２と衝突している保護フレーム２０１を装着した航空機を示し、衝突面２０４は、Ｐ２０７とｖ２０８の両方を含む。力Ｆ２０９は、衝突時に外部の物体によって航空機にかけられる平均の力であり、Ｃ内に含まれると仮定する。

図２（ａ）の例では、制御及び推進システムにしっかりと取り付けられて、角材２０２に衝突する保護フレーム２０１を航空機は装着している。衝突面２０４は、接触点Ｐ２０７、及び起点が質量中心（ＣＯＭ）２０３にある初期速度ベクトルｖ２０８を含むように定義される。図２（ｂ）は、衝突面上で航空機の２Ｄ表示を示し、その座標系は、接触点Ｐでの原点、及びＣＯＭの方を向くＶ軸２０６で定義される。Ｘ軸２０５は、平行軸又は水平軸、Ｖ軸は鉛直軸又は垂直軸と呼ばれる。接触点ＰとＣＯＭとの間の距離がｒ２１１である。航空機の保護構造体は、円２１０として描かれているが、これは任意の形状が可能であり、単に変数ｒが接触点の位置に依存することを意味しているだけである。衝突直後の速度ｖ’２１２及び回転速度ω’２１３が示されている。衝突後の速度ｖ’２１２はＣ内に含まれると仮定し、衝突後の角速度ベクトルω’はＣに垂直であると仮定する（回転方向のみ２１３で描かれている）。

外部の障害物との航空機の衝突は、航空機の保護構造体の弾性、障害物との摩擦、障害物の剛性などに依存して、非常に異なった結果となり得る。典型的には、接触力によって、航空機は、保護構造体の弾性及び障害物の剛性にある程度依存して障害物からはね返される。これは航空機の軌道を乱すが、最大の擾乱は航空機の質量中心にかかるトルクである。というのは、推進システムがもはやほぼ上向きの力を生じない不安定な姿勢になる可能性があるからである。典型的には、初期速度が衝突点の方を向いておらず、摩擦のない接触であれば、衝突点での衝突力はトルクを発生させ、従って、保護構造体と障害物との間の摩擦に依存して、航空機をある程度スピンさせる。

衝突時に生じる相互作用の動力学は、非常に複雑であり、スリッピング、グリッピング、又はバウンシンングを含むが、２つの反発係数（ＣＯＲ：ｃｏｅｆｆｉｃｉｅｎｔ ｏｆ ｒｅｓｔｉｔｕｔｉｏｎ）ｅ_ｘ、ｅ_ｙを導入することによって詳細は無視することができる。

垂直方向のＣＯＲのｅ_ｙは０と１との間で変わり得て、保護構造体及び外部の障害物の弾性量を表し、航空機がどのくらい速く障害物からはね返されて離れていくかを決定することができる。ｅ_ｙが１に等しい場合、衝突は完全に弾性的であり、航空機は、垂直方向の速度の逆の符号で、壁にはね返されるが、ｅ_ｙが０に等しい場合では、航空機は壁に当たって留まる。水平方向のＣＯＲのｅ_ｘは-１と１との間で変わり得て、保護構造体と外部の障害物との間の摩擦量とともにある程度の弾性量を表し、航空機にどのくらいスピンを与えるかを決定することができる。ｅ_ｘが-１に等しい場合、いかなるスピンも生じない摩擦なしの接触を模擬する。ｅ_ｘが０に等しい場合、航空機は表面をつかんで接触を模擬し、接触点は留まり、従って、スピンが生じる

。ｅ_ｘが１の場合、接触点は、より大きなスピンさえ生じさせる反対方向の速度ではね返る。これらの係数は得るのが困難で、状況ごとに変わるが、一般的な取り組みを取ることを可能にし、一般に、多くの論点を作るために得る必要はない。

次いで、衝突直前の速度ｖが分かれば、衝突直後の速度ｖ’、衝突直後の角速度ω’、及び衝突中の平均接触力Ｆが、以下のニュートンの第２法則によって、得られる。

ここで、

は、航空機の質量分布を表す無次元パラメータであり、いかなる大きさの従来の航空機に対してもおそらく０．３と０．５の間にある。Ｉは、質量中心２０３における、衝突面に垂直な軸周りの航空機の慣性モーメント、ｍは航空機の質量、ｒ２１１は接触点Ｐ２０７と質量中心との間の距離、Δｔは衝突の期間である。

ω’２１３はｒに反比例して縮小拡大し、それは、異なる寸法の同様な航空機が外部の物体と同じ速度で衝突すると、航空機が小さいほど衝突後の回転速度は速くなることを気づくことは興味深い。

また、慣性モーメントＩが大きいほど、Ｆ_ｘは大きく、ｖ_ｘ’は小さい。これは、慣性モーメントが大きいと、航空機はより大きな力を受け、Ｙ軸に沿う方向により減速されることを意味する。逆に、慣性モーメントが小さいほど摩擦力Ｆ_ｘが小さくなり、これは速度及び航空機の軌道が、衝突によって同じようには影響されないことを意味する。

摩擦のない衝突（ｅ_ｘ＝-１）の場合、衝突直後の回転速度ω’はゼロであり、摩擦力Ｆ_ｘも同じくゼロである。

本開示による航空機は、ジンバル・システムで内側フレームから機械的に分離された外側フレームを備え、その結果、外側フレームは内側フレームの周りを受動的に回転することができる。内側フレームは、上向きの力を発生して小さな擾乱に影響されずに航空機を空中に留める推進システム及び制御システム（例えば、図１に示したもののうちの１つ）を含み、一方、外側フレームは、外部の物体が内側フレームに接触してその姿勢に影響を与えることを防ぐ。ジンバル・システムによって、外側フレームは内側フレームの周りを、１つ又は複数の回転軸を中心として受動的に回転することができ、能動的に動かしたり、又は制御されたり（例えば、モータで）する必要はない。

図３（ａ）及び３（ｂ）は、内側フレーム３１２、ジンバル・システム３０１、及び外側フレーム３０４を備える本開示による航空機の主要な各構成部品、並びに最終組立体を示す。推進及び制御システムを備える内側フレーム３１２は、２つのジンバル３０２及び３０３の内側に組み立てられ、それら周りに外側フレーム３０４が取り付けられる。外側フレームは、内側フレームの周りを、３つの回転軸３０５、３０６、及び３０７のそれぞれを中心として受動的、且つ自由に回転することができる。内側フレーム内に備えられた推進及び制御システムはいかなる種類のものでもよく（例えば、図１に示したもののうちの１つ）、必ずしも図示のものとは限らない。また、外側フレームはいかなる種類の保護構造体であってもよいし、必ずしも図示のものとは限らない。

３つの回転自由度を可能にする２つのジンバルを使用する機構が、図３（ａ）及び図３（ｂ）に示されている。ジンバル・システム３０１は、３つの回転軸３０５、３０６、及び３０７、３対の回転ジョイント３０９、３１０、及び３１１、並びに２つのジンバル３０２及び３０３から構成される。第１の回転軸３０５は、第１の対の回転ジョイント３０９によって生成され、各ジョイント３０９は、固定点３１３において内側フレームの両側の位置に互いに位置合わせされて固定される。第１の対の回転ジョイント３０９はまた、第１のジンバル３０２の両側の位置に固定される。第２の回転軸３０６は、第２の対の回転ジョイント３１０によって、第１の回転軸３０５に垂直に生成され、第２の回転軸３０６が第１の回転軸３０５に垂直になるように、各ジョイント３１０は、第１のジンバル３０２の両側の位置に位置合わさされて固定され、且つ第２のジンバル３０３の両側の位置に固定される。第３の回転軸３０７は、第３の対の回転ジョイント３１１によって生成され、第３の回転軸３０７が第２の回転軸３０６に垂直になるように、各ジョイントは、第２のジンバル３０３の両側、及び固定点３１４において外側フレーム３０４の両側の位置に位置合わせされて固定される。回転ジョイントは、ジョイントで連結される２つの部品間の完全な回転を可能にする機械部品である。

２つの回転自由度を可能にする１つのジンバルを装着した航空機の実施例が図４に示される。この実施例は、衝突前に２つの回転軸が水平面内に維持することができるとき（例えば、さらに提供される機構のうちの１つを用いて）に特に適切であり、その結果、ヨー軸が唯一の拘束軸となるが、ロール及びピッチの擾乱が安定性には最も重大であるので、内側フレームは、プラットフォームの安定性に厳しい影響を受けることなくヨー軸周りを回転することができる。図４では、外側フレームが２つの回転軸３０５及び３０６に従って回転することを可能にするジンバル・システムを装着した航空機の実施例が示されている。ジンバル・システムは１つのジンバル３０２、並びに２対の回転ジョイント３０９及び３１０を使用する。

外部の物体との接触からの擾乱の低減
従来の航空機では、保護構造体（もしあれば）は推進及び制御システムにしっかりと取り付けられている。従って、外部の物体との接触は、上記の式（３）によれば、トルク発生させ、従って推進システムを含む航空機全体を回転させる。これは、航空機が空中に安定して留まる能力に強い影響を与える場合がある。とういのは、推進システムはもはやほぼ上向きの力を発生せず、むしろ高度を失う間に航空機を横向きに動かすからである。しかしながら、ジンバル・システムで内側フレームを外側フレームから分離すれば、内側フレームは外側フレームの回転には影響されないままとなる。従って、外部の物体との接触が外側フレームを回転させても、内側フレーム及び推進システムは安定した姿勢を保つ。図５（ａ）及び５（ｂ）は、外部の物体５１０との衝突の実例を示しており、図５（ａ）のジンバル・システムを有する航空機と図５（ｂ）に示した従来の航空機との違いを示している。図５（ａ）及び５（ｂ）は２次元の実例を示しているが、原理は、外側フレームのいずれの場所に接触する３次元でも同じである。

図５（ａ）及び５（ｂ）は、航空機が外部の物体と衝突する２つの状態の側面図である。図５（ａ）では、外側フレーム５０６の回転を内側フレーム５０８から分離するジンバル・システム５０７を装着し、障害物５１０に衝突する航空機の例示的な軌道５０１が示されている。航空機は、衝突の弾性のため障害物からはね返り、従ってその元々の軌道からわずかに向きが変えられる。外側フレーム５０６は衝突後、いくらかの角速度５１５を得るが、推進及び制御システムを含む内側フレーム５０８は元の姿勢を保っており、その姿勢で、推進システムはほぼ上向きの揚力５１３を発生し、従って、航空機は引き続き所期の方向に向かうことができる。図５（ｂ）は、障害物５１０に衝突している、制御及び推進システム５１１が保護フレーム５１２にしっかりと接続された従来の航空機の例示的な軌道５０３を示す。衝突によって、推進システムはほぼ上向きではない力５１４を発生し、その方向に航空機を回転させるトルク５０５が生じる。従って、航空機は揚力を失い、推進システムが力を発生している方向へ向かって進む。ほとんどの状況では、制御システムは、航空機の姿勢を十分早く安定させることができず、これは、軌道に大きな擾乱を引き起こし、地上に落下させることさえある。回転ジョイントに摩擦がなく、慣性モーメントが無視できるジンバルを備えるジンバル・システムを仮定すると、外側フレームのみが衝突後に回転しているので、式（３〜７）では外側フレームの慣性モーメントのみを考慮する必要がある。慣性モーメントをこの減少は、航空機にかかる力Ｆの減少を意味し、ジンバル・システムを装着した航空機は、従来の航空機ほど衝突後に大きく減速されない。従って、ジンバル・システムは、外部の物体によって内側フレームにかかるトルクを減少させるだけでなく、力も減少させることに役立ち、従って、航空機は、同じように減速することなく所期の方向へ向かって進むことに役立つ。

図６に示すように、速度ｖ６０９で飛行する、ジンバル・システム６０２を装着した航空機の外側フレーム６０１に外部の物体によってかけられる力Ｆは、図３（ａ）及び３（ｂ）で説明した各軸を介して内側フレーム６０３に伝えられ、力のベクトルＦ６０８は、回転軸の交点６０５がその起点である。内側フレームの質量中心６０４が、軸のうちの１つ又は複数の軸に位置が合っていない場合、質量中心はトルクτ６０７＝Ｆ・ｄを受ける。ここで、ｄ６０６は力のベクトルとＣＯＭとの間の距離である。内側フレームの姿勢に影響する擾乱を最小限にするためにトルクを減少させるため、ＣＯＭはジンバル・システムの軸のすべての線上にするべきである。従って、図３（ａ）及び３（ｂ）では、ＣＯＭは３軸の交点にするべきである。

図６は、障害物６１０と衝突している、ジンバル・システム６０２を装着した航空機の側面図である。ジンバル・システムの回転軸の交点６０５に対するＣＯＭの位置のずれによって内側フレームの質量中心６０４で生じたトルク６０７が描かれている。外部の物体によってジンバル・システムを装着した航空機にかかる力６０８は、ジンバル・システムの回転軸を介して内側フレームにかかる。トルクは、レバーアームｄ６０６、すなわち力のベクトルとＣＯＭとの間の距離に比例する。トルクを減少させるためには、ｄを最小にするべきである。

衝突後、外側フレームは、式（３）で定義される角速度で、衝突面に垂直な回転軸を有して回転する。外側フレームの回転は、ジンバル・システムの受動ジョイントに摩擦がなければ、無期限に続く。外側フレームのＣＯＭが、ジンバル・システムの軸の交点に対して位置が合っていなければ、外側フレームの回転は遠心力を発生して、内側フレームに擾乱を与える可能性がある。従って、この擾乱は、外側フレームのＣＯＭをジンバル・システムの回転軸の交点に位置合わせすることによって最小にすることができる。

ジンバル・システムの２つの軸が互いに完全に位置が合っていると、自由度は失われ、内側フレームはもはや外側フレームとは完全には分離されない。推進システムによって生じるほぼ上向きの揚力を保つためにはピッチ及びロール軸が最も重要であるので、ジンバル・ロックと呼ぶこの状態は、特に、水平面内に回転軸がない場合には、ジンバル・システムが外部の物体との接触からの擾乱を低減することを妨げる可能性がある。この問題への解決策としては、ジンバル又は自由度を追加する、且つ／或いはジンバルの位置をジンバル・ロックから離した位置に制御するように、いくつかのジンバルを動かす、ジンバルの位置をジンバル・ロックから離すのを助けるために、磁石のような反発又は吸引要素を追加することが含まれる。アクチュエータを使用する場合には、衝突が生じたときに低摩擦で自由な回転が可能となるように、これらは可逆にするべき、又はこれらの作動を止めることができるようにするべきである。

図７に示す実施例は、ジンバル・システムを本開示によって装着した航空機を示し、そのジンバル３０２及び３０３、並びに外側フレーム３０４は、磁石７０１から７０３を装着して、ジンバルがジンバル・ロックの位置になるのを防ぐ、且つ／又は、内側フレームと外側フレームとが特定の相対的な姿勢になるのを助ける。この実施例では、一対の磁石７０１が第１のジンバル３０２に取り付けられ、別の対の磁石７０２が第２のジンバル３０３に取り付けられている磁石の配置が示される。磁石７０１及び７０２のＮ極及びＳ極は、互いに反発するように向けられ、従って、第１及び第２のジンバルがジンバル・ロックの状態になる同じ平面になることを防ぐ。内側フレームに対して外側フレームが特定の相対的な姿勢になるのを助けるために、他の磁石７０３は、磁石７０１に吸引されるように外側フレーム３０４に取り付けることができる。内側フレームへのトルクを小さく保つために、外部の物体と接触した場合に外側フレームが十分自由に回転するように、吸引力を調整すべきである。

図８に示す実施例は、ジンバル・システム、並びに３つの回転軸３０５、３０６、及び３０７の回転をそれぞれ制御するためのアクチュエータ８０１、８０２、及び８０３を装着した航空機を示す。外側フレームは姿勢センサ８１０、及び制御電子装置１０２を装着し、それによって外側フレームと内側フレームとの間の相対的な姿勢を測定することができる。第１のアクチュエータ８０１は第１の回転軸３０５を回転させることができ、第２のアクチュエータ８０２は第２の回転軸３０６を回転させることができ、さらに第３のアクチュエータ８０３は第３の回転軸３０７を回転させることができる。外側フレームと内側フレームとの間の相対的な姿勢を知るために、姿勢センサ８１０（例えば、ＩＭＵ）が外側フレームに取り付けることができ、別の姿勢センサは制御電子装置１０２内に設けることができ、相対的な姿勢は、２つの姿勢センサからの信号を相関させることによって得られる。内側フレームに対する外側フレームの相対的な姿勢を知れば、各ジンバルの位置が分かり、従って、アクチュエータに適切な指令を発することができる。

障害物面での転動
上述のように、本開示によるＶＴＯＬでは、外側フレームが障害物に接触したままになることができ、或いは障害物を外側フレームの下、横、又は上にあるようにすることができ、さらに、ＶＴＯＬは障害物と接触したまま障害物に対して動くことができる。これを、本明細書では、「転動（ｒｏｌｌｉｎｇ ｏｎ ｉｔ）」と記載する。図９を参照すると、内側フレーム９０３の姿勢は拘束されていないので、外側フレームが障害物とずっと接触を保っている間、内側フレームは、適切な揚力及び方向を維持するように外側フレーム９０１に対して動くことができる。これによって、航空機は、所望の方向への動きを制御し、接触を維持するために障害物の方向への制御力の成分を保つことによって障害物面を転動することができる。これは、複雑な軌道をなぞるような特別の制御の必要なしに、複雑な形状の障害物の周りを進むには特に有用である。図９及び１０はこのような動きの実例を示す。

図９は、ジンバル・システム９０２を装着した航空機の側面図であり、この航空機は、障害物と接触を保つために（例えば、離陸力より小さい揚力を推進システムで発生することによって）下向きの力を維持しながら右方向への動きを制御することによって、右方向の軌道９０４に沿って平らでない地面９０５を転動する。内側フレーム９０３が制御システムによって制御された姿勢を保ちながら、外側フレーム９０１は特定の角速度９０６で回転する。

図１０は、ジンバル・システム１００２を装着した航空機の上面図であり、この航空機は、障害物への横方向の力を制御することによって障害物と接触を保ちながら、壁に平行な方向への横方向の動きを制御することによって、垂直壁１００５又は障害物１００７に当たって転動する。内側フレーム１００３は、制御システムによって制御された姿勢を保ちながら、外側フレーム１００１は特定の角速度１００６で回転する。このような動きによって航空機は周囲の輪郭をたどることができ、これは、ドア１００９のような開口を探すのに有用である。この動きは、実行するために複雑な制御又はセンシングを必要とせず、（例えば、磁気方位１００８によって与えられる）ある方向に向かって飛行するには十分である。

障害物に当たって転動している間、外側フレームに搭載された姿勢センサ８１０からのフィードバックを使用することによって、転動速度とともに局所的に最狭の場所（例えば、隅）にはまり込んで航空機がもはや転動しないときの制御を可能にすることができる。

任意の姿勢からの離陸
次に、図１１（ａ）〜１１（ｃ）を参照すると、本開示によるシステムはまた、任意の姿勢からの離陸に有用である。すなわち、地上にあるとき、内側フレーム１１０３は、ジンバル・システム１１０２の機能として、外側フレーム１１０１の内部で容易に回転することができ、従って、メカニズムは、内側フレームを離陸に適切な姿勢に回転させることができる。質量中心がジンバルの回転軸の交点にあれば、内側フレームを（ジンバル・システムの摩擦に打ち勝つだけの）最小のトルクで所望の姿勢に回転することができる。内側フレームの制御システムは、典型的には、内側フレームを離陸姿勢に回転させるために使用することができる。

図１１（ａ）は離陸には不適切な姿勢で地面１１０５上に止まっている、ジンバル・システム１１０２を装着した航空機を示している。従って、航空機は、制御システムを使用して、外側フレームが静止状態にある間に、内側フレーム１１０３を垂直姿勢に回転させるために十分なトルクτ１１０４を発生させる。図１１（ｂ）は、推進システムが上向きの力を発生することができる姿勢にあるため離陸準備ができた航空機を示す。図１１（ｃ）は、推進システムが、航空機を離陸させる垂直方向の推力Ｔ１１０６を発生しているのを示す。

保護構造体
外側フレームは、外部の物体が内側フレーム又はジンバル・システムに接触することを防ぐべきであるが、典型的には空気流を妨害することによって、推進システムに大きな影響を与えてはならない。さらに、外側フレームは、軽量を保ったまま、壊れずに衝突エネルギーを吸収することができるべきであり、ジンバル・システム及び内側フレームを保護するのに十分剛性があるが、最大の接触力を低減するため、従って、システムの残りの部分への歪みを低減するために十分可撓性があるべきである。外側フレームの３つの異なった設計が図１２（ａ）、１２（ｂ）、及び１２（ｃ）に示されている。

図１２（ａ）に示す外側フレームの第１の設計は、接続点１２０２で互いに固定され、それぞれが球状多面体の縁を画定するように配置された梁１２０１に基づく。力が球状多面体にかかったとき、荷重は、構造体のすべての梁で分担される。従って、このような構造体はその重量に対して比較的大きな衝突エネルギーを吸収することができる。また、多くの梁が、ほとんどの外部の物体がジンバル・システム又は内側フレームに接触するのを防ぐ。最後に、球状多面体は障害物面を転動するのに有利である。

図１２（ｂ）に示す外側フレームの第２の設計は、比較的剛性のあるベース１２０３に基づき、それに、３つの可撓性のある梁１２０４よりなる四面体構造体がピボット・ジョイント１２０５及び１２０６で取り付けられて、衝突エネルギーを吸収する弾性緩衝体として働く。四面体配置によって、少なくとも梁の１つは、力が構造体にかかったときに座屈の形態で働く。変形力は、変形の始まりから終わりまで最大に近いので、座屈することによって、単一の梁が吸収することができるエネルギーを最大にすることができる。

第３の外側フレームの設計は図１２（ｃ）に示す。この設計は、容易に大量に作れて組み立てることができる三角形構造体１２２０に基づく。軽量の複合材料のクリップ１２２２が三角形の辺を組み立てるために使用される。三角形は、保管又は移送を容易にするためキットとしてひとまとめにすることができる複数の部分組立体の五角形、六角形に予め組み立てることができる。部分組立体は、上記のＶＴＯＬの構造体を収容するための外側フレームに組み立てることができる。

図１２（ａ）は、球状多面体、この場合は、具体的には切頂２０面体の輪郭となる梁１２０１に基づく保護外側フレームの実例を示す。このようなフレームによって最小の重量で適切な剛性が可能となる。図１２（ｂ）は、可撓性を与えるためにピボット・ジョイント１２０５及び１２０６で剛性のあるベース１２０３に取り付けられた３つの可撓性のある梁１２０４よりなる四面体緩衝体を使用した保護外側フレームの実例を示す。四面体配置によって、梁は、所与の梁に対してエネルギー吸収を最大にすることができる座屈の形態で働く。図１２（ｃ）は、保管及び移送を容易にするため、並びに容易に組み立てるためのキットとしてひとまとめにするため、部分組立品として比較的容易に大量に作れてひとまとめにされる構成を示す。

航空機
推進システムの大きさは、最小にすべきジンバル・システム及び外側フレームの大きさ、従って重量を決定するので、運搬する所与の積載量に対して、推進システムの最適な選択は一般に、面積に対する揚力の比を最良にすることである。典型的には、図１（ｃ）及び（ｄ）に示したような同軸構成が良好な面積に対する揚力の比を有する。

図１３（ａ）から１３（ｄ）、１４（ａ）及び１４（ｂ）に示す実施例は、上記の保護構造体を装着した航空機の実例を示す。

図１３（ａ）及び１３（ｂ）は、ジンバル・システム、及び外側フレームとして球状多面体を装着した航空機を示す。図１３（ａ）は、内側フレームが操縦翼面との同軸設計を含んでいるのを示す。図１３（ｂ）は、内側フレームがマルチロータを含んでいるのを示す。図１３（ｃ）及び１３（ｄ）は、外側フレームに対してモジュール構成部品を形成する三角形構造体及びクリップを有する航空機を示す。図１３（ｃ）は、ジンバル・システム、及びモジュール構成部品を形成する三角形構造体に基づいた外側フレームを装着した航空機を示しており、ここでは、内側フレームは操縦翼面との同軸設計を含む。図１３（ｄ）は、ジンバル・システム、及びモジュール構成部品を形成する三角形構造体に基づいた外側フレームを装着した航空機を示しており、ここでは、内側フレームはマルチロータを含む。

図１４（ａ）及び１４（ｂ）は、ジンバル・システム、及び外側フレームを保護する四面体緩衝体を装着した航空機を示す。図１４（ａ）は、操縦翼面との同軸設計を含む内側フレームを示し、図１４（ｂ）はマルチロータを含む内側フレームを示す。

装置、システム、及び方法を特定の実施例に関連して説明及び図示してきたが、多くの変更及び修正は当業者には明らかであり、これらを本開示の精神及び範囲から逸脱することなく行うことができる。従って、そのような変更及び修正は、本開示の範囲内に含まれるように意図されているので、本開示は、上述の方法及び構成の正確な細部に制限されるものではない。

Claims (22)

1. 内側フレーム、ジンバル・システム、及び外側フレームを備える垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機であって、
   前記内側フレームが推進システム及び制御システムを備え、前記推進システムが揚力を発生するように構成され、前記制御システムが前記内側フレームの姿勢を制御するように構成され、
   前記ジンバル・システムが、前記内側フレームを前記外側フレームに接続して、少なくとも２つの回転軸によって、前記外側フレームとの間の回転自由度を可能にし、前記外側フレームが、前記内側フレームに対して独立して受動的に回転するように構成されるようになっており、
   前記内側フレームが、実質的に各回転軸線上にある質量中心を有する、ＶＴＯＬ航空機。
2. 前記少なくとも２つの回転軸が第１の回転軸と第２の回転軸を含み、前記第２の回転軸が前記第１の回転軸に実質的に垂直である、請求項１に記載のＶＴＯＬ航空機。
3. 前記少なくとも２つの回転軸が、第１の回転軸、第２の回転軸、及び第３の回転軸を含み、前記第２の回転軸が前記第１の回転軸に実質的に垂直であり、前記第３の回転軸が前記第２の回転軸に実質的に垂直である、請求項１に記載のＶＴＯＬ航空機。
4. 前記回転軸が交差している、請求項１に記載のＶＴＯＬ航空機。
5. 前記ジンバル・システムが、３つの回転軸、３対の回転ジョイント、及び２つのジンバルを備え、第１の回転軸が第１の対の回転ジョイントによって生成され、前記第１の対の回転ジョイントのそれぞれが、前記内側フレームの両側及び第１のジンバルの両側に互いに位置合わせされて固定され、第２の回転軸が第２の対の回転ジョイントによって生成され、前記第２の回転軸が前記第１の回転軸に垂直になるように、前記第２の対の回転ジョイントのそれぞれが、前記第１のジンバルの両側及び第２のジンバルの両側に位置合わせされて固定され、第３の回転軸が第３の対の回転ジョイントによって生成され、前記第３の回転軸が前記第２の回転軸に垂直になるように、前記第３の対の回転ジョイントのそれぞれが、前記第２のジンバルの両側及び前記外側フレームの両側に位置合わせされて固定され、前記第１の対の回転ジョイント、前記第２の対の回転ジョイント、及び前記第３の対の回転ジョイントのそれぞれによって、前記第１の対の回転ジョイント及び前記第２の対の回転ジョイントに取り付けられた部品が完全に回転することができる、請求項１に記載のＶＴＯＬ航空機。
6. 前記外側フレームが梁からなり、前記梁が互いに接続されて、各梁が球状多面体又は切頂２０面体の縁を画定するように配置される、請求項１に記載のＶＴＯＬ航空機。
7. 前記外側フレームが、剛性のある構造体及び弾性のある緩衝体からなり、少なくとも３つの可撓性のある梁を含む前記弾性のある緩衝体が、前記剛性のある構造体の少なくとも３つの異なる点に固定され、各可撓性のある梁が、一端でピボット・ジョイントによって前記剛性のある構造体に固定され、他端でピボット・ジョイントによって他の可撓性のある梁に接続され、その結果、前記可撓性のある梁がピラミッド形状を描く、請求項１に記載のＶＴＯＬ航空機。
8. 前記外側フレームが姿勢センサを有して構成される、請求項１に記載のＶＴＯＬ航空機。
9. 前記内側フレームに対して独立して受動的に回転することに加えて、前記外側フレームが、１つ又は複数のアクチュエータを使用して、前記内側フレームに対して所望の姿勢に能動的に回転するようにさらに構成されている、請求項１に記載のＶＴＯＬ航空機。
10. 前記姿勢センサを使用して、前記外側フレームの姿勢を任意の所望の姿勢に制御する、請求項８に記載のＶＴＯＬ航空機。
11. 前記１つ又は複数のアクチュエータが、前記外側フレームの姿勢を任意の所望の姿勢に制御するように構成される、請求項９に記載のＶＴＯＬ航空機。
12. 磁石をさらに備え、前記内側フレームに対する前記外側フレームの姿勢が前記磁石によって影響を受け、前記磁石が、前記外側フレーム及び前記内側フレームが互いに接近したときに互いを吸引する、又は反発するように、前記外側フレーム及び前記内側フレームに配置される、請求項１に記載のＶＴＯＬ航空機。
13. 前記ジンバル・システムの少なくとも１つの回転軸が、別の回転軸と位置が合わないようにする能動制御を使って前記外側フレームの姿勢が設定される、請求項１に記載のＶＴＯＬ航空機。
14. 前記外側フレームが三角形構造体及びクリップからなり、個々の三角形構造体が、前記外側フレームを形成するように組み立てられるように構成される部分組立体に予め組み立てられる、請求項１に記載のＶＴＯＬ航空機。
15. 垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機であって、
    推進システム及び制御システムを備える内側フレームであって、前記推進システムが揚力を発生するように構成され、前記制御システムが前記内側フレームの姿勢を制御するように構成される、内側フレームと、
    ジンバル・システムであって、前記内側フレームを外側フレームに接続して、少なくとも２つの回転軸によって、前記外側フレームが前記内側フレームから独立して回転する回転自由度を可能にし、実質的に各回転軸線上にある質量中心を前記内側フレームが有し、前記ジンバル・システムが回転ジョイントを有する、ジンバル・システムと、
    前記外側フレームが、前記垂直離着陸航空機の飛行中に前記内側フレーム及びジンバル・システムを保護するように構成された剛性のある構造体及び複数の梁からなり、前記外側フレームが前記内側フレーム及びジンバル・システムの周りを受動的且つ自由に回転するように、前記ジンバル・システムの回転ジョイントと位置合わせ及び係合された固定点を有して構成される前記外側フレームと、
    を備える、垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機。
16. 前記ジンバル・システムが、３つの回転軸、３対の回転ジョイント、及び２つのジンバルを備え、第１の回転軸が第１の対の回転ジョイントによって生成され、前記第１の対の回転ジョイントのそれぞれが、前記内側フレームの両側及び第１のジンバルの両側に、互いに位置合わせされて固定され、第２の回転軸が第２の対の回転ジョイントによって生成され、前記第２の回転軸が前記第１の回転軸に垂直になるように、前記第２の対の回転ジョイントのそれぞれが、前記第１のジンバルの両側及び第２のジンバルの両側に位置合わせされて固定され、第３の回転軸が第３の対の回転ジョイントによって生成され、前記第３の回転軸が前記第２の回転軸に垂直になるように、前記第３の対の回転ジョイントのそれぞれが、前記第２のジンバルの両側及び前記外側フレームの両側に位置合わせされて固定され、前記第１の対の回転ジョイント、前記第２の対の回転ジョイント、及び前記第３の対の回転ジョイントのそれぞれによって、前記第１の対の回転ジョイント、前記第２の対の回転ジョイント、及び前記第３の対の回転ジョイントに取り付けられた部品が完全に回転することができる、請求項１５に記載のＶＴＯＬ航空機。
17. １つ又は複数のアクチュエータを使用して、前記外側フレームの姿勢を任意の所望の姿勢に制御する、請求項１５に記載のＶＴＯＬ航空機。
18. 垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機であって、
    推進システム及び制御システムを備える内側フレームであって、前記推進システムが揚力を発生するように構成され、前記制御システムが前記内側フレームの姿勢を制御するように構成される、内側フレームと、
    垂直離着陸航空機の飛行中に前記内側フレームを保護するように構成された剛性のある構造体及び複数の梁からなる外側フレームであって、前記内側フレームの周りを受動的且つ自由に回転するように構成される、外側フレームと、
    前記外側フレームの内部にあり、前記外側フレームによって保護され、前記内側フレームを前記外側フレームに接続するジンバル・システムとを備え、前記ジンバル・システムが、第１のジンバル、及び第１の対の回転ジョイントによって生成された第１の回転軸であって、前記第１の対の回転ジョイントのそれぞれが、前記内側フレームの両側及び前記第１のジンバルの両側に互いに位置合わせされて固定される、第１の回転軸と、第２のジンバル、及び第２の対の回転ジョイントによって生成された第２の回転軸であって、前記第２の対の回転ジョイントのそれぞれが、前記第２の回転軸が前記第１の回転軸に垂直になるように、前記第１のジンバルの両側及び前記第２のジンバルの両側に位置合わせされて固定される、第２の回転軸とを備え、前記第１の対の回転ジョイント及び前記第２の対の回転ジョイントのそれぞれによって、前記第１の対の回転ジョイント及び前記第２の対の回転ジョイントに取り付けられた部品が完全に回転することができる、垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機。
19. 前記内側フレームが、実質的に各回転軸線上にある質量中心を有し、前記外側フレームの姿勢が、前記ジンバル・システムの回転軸が別の回転軸と位置が合わないように能動制御される、請求項１８に記載のＶＴＯＬ航空機。
20. 前記外側フレームが三角形構造体からなり、個々の三角形構造体が、前記外側フレームを形成するように組み立てられるように構成される部分組立体に予め組み立てられる、請求項１８に記載のＶＴＯＬ航空機。
21. 前記外側フレームが、前記垂直離着陸航空機の飛行中の衝突に対して前記内側フレームを保護するように構成された複数の梁を含み、前記外側フレームは、前記内側フレームの回りを自由に回転するように構成されている、請求項１に記載のＶＴＯＬ航空機。
22. 前記外側フレームが、揚力を発生させない、請求項１に記載のＶＴＯＬ航空機。