JP6618626B2

JP6618626B2 - 航空機

Info

Publication number: JP6618626B2
Application number: JP2018533778A
Authority: JP
Inventors: シュワイガー，マインハルト
Original assignee: シクロテックゲーエムベーハー
Priority date: 2015-12-30
Filing date: 2016-12-30
Publication date: 2019-12-11
Anticipated expiration: 2036-12-30
Also published as: ES2750781T3; WO2017112973A1; US10822079B2; EP3397551A1; RU2682954C1; AT518116B1; EP3397551B1; AT518116A1; US20190023393A1; JP2019500269A; CN108473191A; BR112018013496A2; BR112018013496B1; CN108473191B

Description

本発明は、航空機胴体と、航空機胴体に配置された主回転翼と、サイクロジャイロ回転翼であって、航空機胴体から側方に突出するとともに外側端面を含むサイクロジャイロ回転翼と、を備える複合ヘリコプタとして設計された航空機に関する。

サイクロジャイロ回転翼は一般に、円筒体であって、それらの軸を中心として回転可能であるような方法で取り付けられ、その円周には作動中にオフセット調整デバイスにより周期的に調整される旋回可能な回転翼羽根が配置されている円筒体を指す。従って、回転翼羽根の調整に依存して、推進力が軸に垂直な任意の方向に生じ得る。

先行技術は、複合（ハイブリッド）ヘリコプタであって、航空機胴体、単一の主回転翼又は逆回転タンデム式モータ、トルク補償及び前進飛行における推進力発生のための１つ又はいくつかのプロペラユニット、並びに、前進飛行における垂直上昇のための追加的な翼又はエーロフォイルユニットからなる複合（ハイブリッド）ヘリコプタにより代表される。さらに、１つ又は２つのサイクロジャイロ回転翼を含むヘリコプタ構成が既知である。

２つの回転翼がヘリコプタ胴体のそれぞれ左側及び右側の主回転翼の下にある側方配置構成において、−先行技術から既知のとおり−サイクロジャイロ回転翼は、もっぱら回転翼シャフトを介してヘリコプタ胴体に接続される。その結果として、高い力及びトルク又はモーメントが、航空機胴体への据付時に回転翼シャフトに生じることになる。さらに、片側だけのオフセット調整デバイスによる回転翼羽根の周期的調整は問題を含むが、その理由は、極めて大きい遠心力が、必要とされる高い回転翼速度を原因として生じ、片側だけで主導された周期的回転翼羽根関節接合を原因として、追加的なねじりモーメントが回転翼羽根に不均等に負荷をかけるからである。

以下において、ヘリコプタにおけるトルク補償との関連においてさらなる既知の解決策が検討される。

欧州特許第２６９００１１Ａ号（Axel Fink）から、主回転翼がおよそ質量重心に設けられた飛行機胴体と、２つの翼であって、その各々には、推進力プロペラが後方へ飛行方向に堅固に配置されている２つの翼と、を備えて設計された航空機構成が既知である。翼又はエーロフォイルは、筋かいにより航空機胴体に堅固に接続される。尾部回転翼の代わりに、水平及び垂直安定板が設けられている。離陸及び着陸の間、並びにホバリング状態において、垂直上昇はもっぱら主回転翼によって生じ、一方で、２つの追加的なプロペラが、トルク補償及び前進飛行における推進力を生じる。同様の航空機構成が、米国特許第３，３８５，５３７Ａ号から既知である。

欧州特許第２６９００１０Ａ号（Axel Fink）から、主回転翼がおよそ質量重心に設けられた航空機胴体と、２つの翼であって、二重胴体により水平及び垂直安定板に対して後部に向かって接続された２つの翼とを備えて設計された航空機構成が既知であり、二重胴体の後端部に、それぞれ推進力プロペラが堅固に配置されている。翼は航空機胴体に堅固に接続されている。離陸及び着陸の間、並びにホバリング状態において、垂直上昇はもっぱら主回転翼により生成され、一方で、２つの追加的なプロペラは、トルク補償及び前進飛行における推進力を生じる。

欧州特許第２６９００１２Ａ号（Axel Fink）から、主回転翼がおよそ質量重心に設けられた航空機胴体と、４つの翼と、を備えて設計された航空機構成が既知であり、翼の各々の両前端に、それぞれ、旋回可能に設計されたダクト付きファンが配置される。翼は、航空機胴体に堅固に接続される。離陸及び着陸の間、並びにホバリング状態において、垂直上昇が主回転翼により生じるとともに、同様にトルク補償及び前進飛行における推進力を生じる２つのダクト付きファンにより支持される。後部翼にはエレベータ及び舵が設けられ、前翼には、補助翼が設けられる。

欧州特許第２６６６７１８Ａ号（Paul Eglin）から、主回転翼がおよそ質量重心に設けられた航空機胴体と、２つの翼と、水平な安定板と、を備えて設計された航空機構成が既知であり、翼の前端で、プロペラが飛行方向に堅固に配置される。翼は、航空機胴体に堅固に接続される。離陸及び着陸の間、並びにホバリング状態において、垂直上昇はもっぱら主回転翼により生成され、一方で、２つの追加的なプロペラは、トルク補償及び前進飛行における推進力を生じる。

欧州特許第２１４６８９５Ａ号（Philippe Roesch）から、主回転翼がおよそ質量重心に設けられた航空機胴体と、２つの翼と、水平及び垂直安定板と、を備えて設計された航空機構成が既知であり、翼の前端で、プロペラが飛行方向に堅固に配置される。翼は航空機胴体に堅固に接続される。離陸及び着陸の間、並びにホバリング状態において、垂直上昇はもっぱら主回転翼により生成され、一方で、２つの追加的なプロペラは、トルク補償及び前進飛行における推進力を生じる。

欧州特許第２１０５３７８Ａ号（Jean-Jaques Ferrier）から、主回転翼がおよそ質量重心に設けられた航空機胴体と、４つの翼と、を備えて設計された航空機構成が既知であり、後方の、より大きい後部翼で、飛行方向において推進力プロペラがそれぞれ堅固に配置される。翼は航空機胴体に堅固に接続される。離陸及び着陸の間、並びにホバリング状態において、垂直上昇はもっぱら主回転翼により生成され、一方で、２つの追加的なプロペラは、トルク補償及び前進飛行における推進力を生じる。翼には、追加的にエレベータが設けられる。

独国特許第１０２０１２００２２５６Ａ号（Felix Fechner）から、追加的な翼を備えたヘリコプタとして設計された航空機が既知であり、前記翼は旋回可能となるように実装されるかセグメントで実装され、それにより、回転翼風下の障害物の減少を生じ、ホバリング飛行又は低速飛行の間のより高い飛翔速度を円滑にする。離陸及び着陸の間、並びにホバリング状態において、垂直上昇はもっぱら主回転翼により生成される。

露国特許第２５００５７８Ａ号（Nikolaevich Pavlov Sergej）から、主回転翼がおよそ質量重心に設けられた航空機胴体と、前方推進力のために、前領域において、航空機胴体に対して側方に、及び飛行方向に平行に配置された２つのプロペラユニットと、水平な安定板としての２つの旋回可能な翼と、後部領域に垂直安定板を備えて設計された航空機構成が既知である。離陸及び着陸の間、並びにホバリング状態において、垂直上昇はもっぱら主回転翼により生成され、一方で、２つの追加的なプロペラは、トルク補償及び前進飛行における推進力を生じる。

米国特許出願公開第２０１３０３２７８７９Ａ号（Mark W.Scott）から、主回転翼と、主回転翼の回転軸におよそ平行な回転軸を中心として旋回可能であり得る尾部回転翼とを備えたヘリコプタとして設計された航空機構成が既知である。旋回可能尾部回転翼は航空機をホバリング状態において安定化させ、これは、飛行方向における水平な推進力を追加的に生じることができ、一方で離陸及び着陸の間、並びにホバリング状態において、垂直上昇はもっぱら主回転翼により生成される。

米国特許出願公開第２００６０１６９８３４Ａ号（Allen A.Arata）から、主回転翼と、尾部回転翼と、２つの追加的な翼とを備えたヘリコプタとして設計された航空機構成が既知である。翼は、主回転翼の下で航空機胴体に堅固に配置され、それらの長さのおよそ中間において、航空機軸に平行に９０°下向きに旋回することができ、この位置において、それらは着陸スキッド又は着陸歯車として機能する。離陸及び着陸の間、並びにホバリング状態において、垂直上昇はもっぱら主回転翼により生成され、一方で前進飛行において、追加的な上昇が、２つの拡張された翼により生じる。

国際公開第２００５／００５２５０Ａ号（Arthus W.Loper）から、主回転翼と、尾部回転翼と、ヘリコプタの前端のプロペラと、２つの追加的な翼と、水平及び垂直安定板とを備えたヘリコプタとして設計された航空機構成が既知である。翼は、主回転翼の下で航空機胴体に堅固に配置される。離陸及び着陸の間、並びにホバリング状態において、垂直上昇はもっぱら主回転翼により生成され、一方で前進飛行において、追加的な上昇が２つの翼により生成される。前部プロペラは前進飛行のための推進力を生じる。

米国特許出願公開第２００６０１５７６１４Ａ号（John S.Pratt）から、主回転翼の下にいくつかの追加的な翼を備えたヘリコプタとして設計された航空機が既知であり、前記翼がセグメントで、及び旋回可能なやり方で実装され、それにより、それらは、回転翼風下の障害物の減少を可能にするとともに、ホバリング飛行又は低速飛行の間のより高い飛翔速度を円滑にする。離陸及び着陸の間、並びにホバリング状態において、垂直上昇はもっぱら主回転翼により生成され、より速い前進飛行中には、追加的な翼が垂直上昇を支持する。トルク補償は、主回転翼の風下を介して、セグメント化された翼の個別の設定により実施され、尾部回転翼は存在しない。

仏国特許第９８０３９４６Ａ号（Paul Julien Alphonse）から、主回転翼と、尾部回転翼と、ヘリコプタの後部のプロペラと、２つの追加的な翼と、水平及び垂直安定板とを備えたヘリコプタとして設計された、航空機構成が既知である。翼は、主回転翼の外側で航空機胴体に堅固に配置される。離陸及び着陸の間、並びにホバリング状態において、垂直上昇はもっぱら主回転翼により生成され、一方で前進飛行において、追加的な上昇が２つの翼により生成される。後部プロペラは前進飛行のための推進力を生じる。

米国特許第５，７３８，３０１Ａ号（Daniel Claude Francois）から、主回転翼と、尾部回転翼と、ヘリコプタの後部のプロペラと、２つの追加的な翼と、水平及び垂直安定板とを備えたヘリコプタとして設計された航空機構成が既知である。翼は、主回転翼の下で航空機胴体に堅固に配置される。離陸及び着陸の間、並びにホバリング状態において、垂直上昇はもっぱら主回転翼により生成され、一方で前進飛行において、追加的な上昇が２つの翼により生成される。後部プロペラは前進飛行のための推進力を生じる。

米国特許第５，１７４，５２３Ａ号（David E.H.Balmford）から、主回転翼と、ヘリコプタの後部のフロー案内ユニットを備えたプロペラと、２つの追加的な翼とを備えたヘリコプタとして設計された航空機構成が既知である。翼は、主回転翼の下で航空機胴体に堅固に配置される。離陸及び着陸の間、並びにホバリング状態において、垂直上昇はもっぱら主回転翼により生成され、一方で前進飛行において、追加的な上昇が２つの翼により生成される。後部プロペラは、フロー案内ユニットにより、前進飛行のための推進力及びトルク補償を生じる。

露国特許第２０８９４５６Ａ号（Mikhail Il’ich Fefer）から、胴体の中央領域において配置された２つの翼を備えたヘリコプタとして設計された航空機構成が既知であり、前記２つの翼の端部には、それぞれ主回転翼が堅固に配置される。翼は、それぞれの主回転翼の下で航空機胴体に堅固に配置される。離陸及び着陸の間、並びにホバリング状態において、垂直上昇はもっぱら主回転翼により生成され、一方で前進飛行において、追加的な上昇が２つの追加的な翼により生じる。

米国特許第５，０６７，６６８Ａ号（Daniel R.Zuck）から、主回転翼の下に追加的な翼を備えたヘリコプタとして設計された航空機が既知であり、前記翼は旋回可能なやり方で設計され、それにより、ホバリング飛行又は低速飛行の間のトルク補償を可能にし、従って、トルク補償としての尾部回転翼は省略される。尾部に配置されたプロペラは、もっぱら前進飛行のための推進力の生成のために使用される。離陸及び着陸の間、並びにホバリング状態において、垂直上昇はもっぱら主回転翼により生成される。

米国特許第４，９２８，９０７号（Daniel R.Zuck）から、主回転翼の下に追加的な翼を備えたヘリコプタとして設計された航空機が既知であり、前記翼は旋回可能なやり方で設計され、それにより、ホバリング飛行又は低速飛行の間のトルク補償を可能にし、従って、トルク補償としての尾部回転翼は省略される。尾部に配置されたプロペラは、もっぱら前進飛行のための推進力の生成のために使用される。離陸及び着陸の間、並びにホバリング状態において、垂直上昇はもっぱら主回転翼により生成される。

米国特許第４，６９１，８７７Ａ号（Ralph M.Denning）又は英国特許第２１４３４８３号（John Denman Sibley）から、主回転翼の下に追加的な翼を備えたヘリコプタとして設計された航空機が既知であり、旋回可能なフラップが翼に配置され、その周りに、主駆動部からの再燃焼装置の排出ガスが流れる。翼は航空機胴体に堅固に接続される。離陸及び着陸の間、並びにホバリング状態において、垂直上昇が主回転翼により生じ、及び同様にトルク補償及び前進飛行における追加的な推進力を生じる２つの再燃焼装置からの排気流により生じる。

米国特許第３，９７７，８１２Ａ号（Wayne A.Hudgins）から、主回転翼と、尾部回転翼と、ヘリコプタの後部のプロペラと、２つの追加的な翼とを備えたヘリコプタとして設計された航空機構成が既知である。翼は、主回転翼の下で航空機胴体に堅固に配置される。離陸及び着陸の間、並びにホバリング状態において、垂直上昇はもっぱら主回転翼により生成され、一方で前進飛行において、追加的な上昇が２つの翼により生成される。後部プロペラは前進飛行のための推進力を生じる。

カナダ国特許第８２５０３０Ａ号（Nagatsu Teisuke）又は米国特許第３，４４８，９４６Ａ号（Nagatsu Teisuke）から、主回転翼と、尾部回転翼と、ヘリコプタの後部のプロペラと、水平及び垂直安定板と、任意選択的に２つの追加的な翼とを備えたヘリコプタとして設計された航空機構成が既知である。翼は、主回転翼の下で航空機胴体に堅固に配置される。離陸及び着陸の間、並びにホバリング状態において、垂直上昇はもっぱら主回転翼により生成され、一方で前進飛行において、追加的な上昇が２つの翼により生成される。後部プロペラは前進飛行のための推進力を生じる。

刊行物C.Silva and H.Yeo, Aeroflightdynamics Directorate, U.S.Army RDECOM, and W.Johnson, NASA Ames Research Center:“Design of a Slowed-Rotor Compound Helicopter for Future Joint Service Missions”, Aeromech Conference, San Francisco, CA, Jan.2010から、主回転翼と、尾部回転翼と、ヘリコプタの後部のプロペラと、水平及び垂直安定板と、２つの追加的な翼とを備えたヘリコプタとして設計された航空機構成が既知である。翼は、主回転翼の下で航空機胴体に堅固に配置される。離陸及び着陸の間、並びにホバリング状態において、垂直上昇はもっぱら主回転翼により生成され、一方で前進飛行において、追加的な上昇が２つの翼により生成される。後部プロペラは前進飛行のための推進力を生じる。

米国特許第３，５６３，４６９Ａ号（Daniel R.Zuck)から、主回転翼と、尾部回転翼と、ヘリコプタの後部のプロペラと、水平及び垂直安定板と、２つの追加的な旋回可能な翼とを備えたヘリコプタとして設計された航空機構成が既知である。翼は、主回転翼の下の航空機胴体に旋回可能なやり方で配置される。離陸及び着陸の間、並びにホバリング状態において、垂直上昇はもっぱら主回転翼により生成され、一方で前進飛行において、追加的な上昇が２つの翼により生成される。後部プロペラは前進飛行のための推進力を生じ、尾部回転翼はトルク補償を生じる。

米国特許第３，２４１，７９１Ａ号（F.N.Piasecki）から、主回転翼と、ヘリコプタの後部のダクト付きファンと、主回転翼の下の航空機胴体に配置された２つの追加的な翼と、ダクト付きファンの出力のフロー案内ユニットとを備えたヘリコプタとして設計された航空機構成が既知である。離陸及び着陸の間、並びにホバリング状態において、垂直上昇はもっぱら主回転翼により生成され、一方で前進飛行において、追加的な上昇が２つの翼により生成される。フロー案内ユニットを備えた後部ダクト付きファンは前進飛行のための推進力及びトルク補償を生じる。

カナダ国特許第７００５８７Ａ号及び米国特許第３，１０５，６５９Ａ号（Richard G.Stutz）から、主回転翼と、尾部回転翼と、水平な安定板と、補助翼フラップ及びプロペラを備えた２つの追加的な剛性翼とを備えたヘリコプタとして設計された航空機構成が既知である。翼は主回転翼の下の航空機胴体に配置される。離陸及び着陸の間、並びにホバリング状態において、垂直上昇はもっぱら主回転翼により生成され、一方で前進飛行において、追加的な上昇が２つの翼により生成される。尾部回転翼はトルク補償を生じ、２つのプロペラは前進飛行において推進力を生じる。

プロペラのような従来の推進力発生手段を備えて設計された、前記既知の複合ヘリコプタ航空機構成は全て、離陸及び着陸のための、並びにホバリング状態における垂直上昇は、主回転翼によりもっぱら又は主に生じ、対応して大きい主回転翼直径が求められるという欠点を有する。前進飛行において、大きい主回転翼は最大フロー耐性を生じ、最大エネルギー損失を引き起こす。プロペラ又はダクト付きファンなどの追加的な駆動部ユニットは、より高い飛翔速度及び改良された操作可能性を円滑にするが、飛翔速度が上昇するにつれ、効率は低下し、エネルギー消費は不均等に増加する。

サイクロジャイロ回転翼を備えた既知の複合ヘリコプタ航空機構成は、サイクロジャイロ回転翼の既知の側方配置構成において、空気力学に影響を及ぼす回転翼ディスク及び支持要素が欠如しており、回転翼羽根の周期的調整が、回転する回転翼シャフトにより実施されなければならず、それぞれ、航空機胴体の方を向いている側面からのみ実施することができ、尾部回転翼としての既知の水平な配置構成では、飛行方向における推進力の生成への寄与はなされ得ず、回転翼におけるスルーフロー断面はヘリコプタ構造により大幅に低下し、尾部回転翼としての垂直配置構成では、垂直推進力生成への寄与はなされ得ないという欠点を有する。

米国特許第５，１００，０８０Ａ号、米国特許第５，２６５，８２７Ａ号、及び米国特許出願公開第２００７／０２０００２９Ａ１号から、調整可能な回転翼羽根を有するサイクロジャイロ回転翼を備えた航空機が既知である。主回転翼との組合せは、そこでは言及されていない。従って、ヘリコプタの利点を用いることはできない。

本発明の主題は、追加的な恩恵を失うこと無く上述の欠点を回避するヘリコプタに基づき、新規な航空機を定義することである。

この主題は、サイクロジャイロ回転翼が航空機胴体に、回転翼の外側境界でサイクロジャイロ回転翼を保持するサスペンションデバイスにより接続されることと、各サイクロジャイロ回転翼が別個に及び他方から独立して制御され得ることと、主回転翼のトルク補償機能が、サイクロジャイロ回転翼により実施され得ることという点で本発明により達成される。

この場合、これは、２つの追加的な側方に配置されたサイクロジャイロ回転翼を備えたヘリコプタであり、この２つの追加的な側方に配置されたサイクロジャイロ回転翼は、−互いに独立して−主回転翼の回転軸及びヘリコプタの長手方向軸に実質的に平行な平面において任意の方向に制御可能となる推進力ベクトルを生じることができ、従って、それらは、全ての飛翔状況において主回転翼のトルク補償を引き継ぐことができ、それらは垂直離陸、着陸、及びホバリング状態における主回転翼の垂直推進力を補足し、それらはホバリング状態から前進飛行への確実な移行を支持し、それらは必要とされる前進飛行における推進力を生じる。主回転翼の垂直推進力の支持を原因として、主回転翼は、前進飛行において、より良好な効率が得られ得るように、又は同等の駆動電力で、より高い速度が達成され得るように、従来のヘリコプタ及び全ての既知の複合（ハイブリッド）ヘリコプタと比べてより大きさが小さい直径でできている。従来の意味での尾部回転翼は不要である。

この関連において、２つのサイクロジャイロ回転翼は、実質的により軽い構造が達成され得るようにサイクロジャイロ回転翼により生じた推進力が航空機胴体へ導入され得るように、支持体デバイス又は支持要素により、側方に航空機胴体へ接続される。さらに、他方から独立して制御され得るサイクロジャイロ回転翼によりトルク補償は引き継がれ、その結果、尾部回転翼が必要とされず、このことは、重量のさらなる減少を促進する。

航空機胴体へのサスペンションデバイスの接続は、他のコンポーネントにより間接的にもたらされ得る。

サスペンションデバイスにおけるサイクロジャイロ回転翼の両側取付は、特別に重要であり、その理由は、それがより軽く、より堅牢な構造を促進するだけでなく、両側での回転翼羽根の調整も円滑にするからである。

本発明の特定の実施形態において、回転翼羽根の周期的調整のために必要とされるオフセット調整デバイスは、サイクロジャイロ回転翼の両側に配置され、それにより、極めて重要な回転翼コンポーネントに最小の負荷をかける軽くて堅牢な構造が得られる。サイクロジャイロ回転翼へのトルクの導入は、航空機胴体の方を向いているサイクロジャイロ回転翼の側で行われる。

主回転翼の下でのサイクロジャイロ回転翼の好ましい配置構成により、垂直離陸、着陸、及びホバリング状態のための垂直推進力の生成が、主回転翼の下で航空機胴体に側方に配置された２つのサイクロジャイロ回転翼により支持されるため、主回転翼はかなりの度合いまで大きさを小さくすることができる。サイクロジャイロ回転翼は、当該回転翼の回転軸に垂直な平面において任意の方向に制御され得るとともに、回転サイクロジャイロ回転翼内のオフセット位置の変位に応じて、回転する回転翼羽根の周期的ピッチ角度を変更することにより、０から最大値まで連続的に調整され得る推進力ベクトルを生じる。それぞれ、航空機胴体の１つの側面でのそのような回転翼の側方配置構成により、及び推進力ベクトルの方向の無制限な変化により、前記回転翼は、主回転翼のトルク補償をさらに生じ、その結果、この構成において、尾部回転翼は求められない。本発明による構成は、同じ積載量でより少ないエネルギー消費を示す垂直離陸ヘリコプタを容易にし、このヘリコプタは、より小さい主回転翼直径を有し、従って、同様により小さい空間上で離陸及び着陸することができ、尾部回転翼を必要とせず、比較的低いエネルギー消費でより高い飛翔速度を達成する。本発明による複合ヘリコプタはまた、同じ燃料搭載でより広い飛行範囲の可能性を有する。さらなる利点は、ほとんど全ての飛行段階におけるより高い機敏性である。

前進飛行において上昇を生じさせるために、サスペンションデバイスが翼又はエーロフォイルとして設計される場合、好ましい。それにより、主回転翼がより低い速度で作動され得るため、一方では、主回転翼への負荷が減少し得、他方で、最大速度が増加し得る。

この関連において、サスペンションデバイスがサイクロジャイロ回転翼の上に配置される場合、特に好ましい。このようにして、前進飛行において、サイクロジャイロ回転翼に対する改良されたフローが達成され得る。サイクロジャイロ回転翼に対する主回転翼の効果を向上させるために、サスペンションデバイスが、サイクロジャイロ回転翼のすぐ上に凹部を有することが特に提供され得る。

好ましくは、安定化のための水平及び垂直安定板が提供される。これは特に、トルク補償を管理するために、個別のプロペラが提供されないことを意味し、これは、また、本発明による設計を原因として不要である。

本発明の特定の実施形態は、サイクロジャイロ回転翼が、歯車により主回転翼の駆動部に接続されることを提供する。これは、主回転翼及びサイクロジャイロ回転翼の速度は常に互いに一定の割合であることを意味する。それぞれ必要とされる推進力は、回転翼羽根の調整により調整される。これは、極めて単純な駆動部を可能にする。

代替的に、サイクロジャイロ回転翼が主回転翼から独立した駆動部を有するようにすることができ、前記駆動部は電気、油圧式であり得るか、独立した駆動部ユニットとして実装され得る。それにより、推進力は、特に広範な限界内で可変であり得る。

特に有利な実施形態において、航空機は尾部回転翼を有しない。それにより重量が減少し得るとともに、構造上の出費が減少する。

本発明はここで図１〜図８において詳細に説明される。

本発明による複合ヘリコプタを上からの斜視図で示す。図１のヘリコプタを前からの図で示す。図１のヘリコプタを側面図で示す。図１のヘリコプタを平面図で示す。サイクロジャイロ回転翼を斜視図で示す。サイクロジャイロ回転翼を側面図で示す。サイクロジャイロ回転翼を前からの図で示す。オフセット調整デバイスを詳細に示す。

図１は、本発明による航空機、すなわち複合ヘリコプタであって、航空機胴体１、主回転翼２、側方に配置されたサイクロジャイロ回転翼３及び３’、サイクロジャイロ回転翼のサスペンション４及び４’、外側取付具又は軸受５’、並びに外側オフセット調整デバイス１１’、並びに水平及び垂直安定板６、６’、７、７’、並びにサスペンション４及び４’における凹部２０からなる複合ヘリコプタを、上からの斜視図で示す。

図２は、２つの側方に配置されたサイクロジャイロ回転翼３及び３’、それらのサスペンション４及び４’を備えた、本発明による複合ヘリコプタを正面図で示し、サスペンション４及び４’はまた、翼もしくはエーロフォイルとして、又は翼もしくはエーロフォイルの機能を有するコンポーネントとして設計される。中央領域において、下向きの空気の通過を容易にする凹部２０が設けられている。サスペンション４、４’は、一方では航空機胴体１に固定され、他方では、サイクロジャイロ回転翼３、３’の外側に固定され、それらを保持する。

回転翼羽根９の調整のためのオフセット調整デバイス１１及び１１’がサイクロジャイロ回転翼３、３’の外側に配置され、ヘリコプタの航空機胴体１の方を向いている２つのオフセット調整デバイスは可視ではない。それにより、回転翼羽根９の周期的調整を２つの側から行うこと、及び、回転翼３、３’の駆動をヘリコプタの航空機胴体１の方を向いている側から提供することが可能である。但し、サイクロジャイロ回転翼３、３’は、およそサイクロジャイロ回転翼３、３’の直径及び好ましくは直径の８０％〜１２０％にある軸方向の長さを有する（すなわち、航空機胴体１から外側境界への距離）。

図３は、側方に配置されたサイクロジャイロ回転翼３’、そのサスペンション４’、外側回転翼取付具又は軸受５’、及び外側オフセット調整デバイス１１’、及び垂直安定板６を備えた、本発明による複合ヘリコプタを側面図で示し、サスペンションは、翼又はエーロフォイルの機能を有するコンポーネントとして実装され得る。

図４から、特に、水平及び垂直安定板６、６’、７、７’が明らかとなる。

図５は、回転翼シャフト１０、回転翼羽根９（好ましくは３〜６つ）、回転翼羽根軸受又は取付具が一体化された２つの回転翼ディスク８及び８’、ヘリコプタ航空機胴体から離れる方を向く側方オフセット調整デバイス１１であって、サイクロジャイロ回転翼３が回転方向１４に従い対応する速度で回転し続ける場合、回転翼羽根の周期的ピッチ角度、並びに回転翼の回転軸１０に垂直な平面１５において任意の方向及び任意の大きさに制御され得る推進力ベクトル１２の方向に影響を及ぼすための側方オフセット調整デバイス１１から実質的になる図２の右側サイクロジャイロ回転翼３を斜視図で示す。

図６は、サイクロジャイロ回転翼３を側面図で示し、角度φにより、推進力ベクトル１２の方向１３が示され、Ωにより、サイクロジャイロ回転翼の回転方向１４が示される。

図７は、２つの回転翼ディスク８及び８’、回転翼シャフト１０、回転翼羽根９（好ましくは３〜６つ）、ヘリコプタの航空機胴体１から離れる方を向く側方オフセット調整デバイス１１、及び、回転翼羽根の周期的ピッチ角度及び推進力ベクトルの方向に影響を及ぼすためのヘリコプタの航空機胴体１の方を向いているオフセットユニット１９から実質的になる、図２の右側サイクロジャイロ回転翼３を側面図において示す。

図８は、回転翼ディスク８においてオフセット調整デバイス１１へ接続された周期的回転翼羽根設定デバイス１６を示す。回転翼の回転軸１０からのオフセットポイント１７の距離及び方向に従って、円形領域１８内で中央オフセットポイント１７を変位させることにより、推進力ベクトルの大きさ及び推進力ベクトルの方向が画定される。

Claims

航空機胴体（１）と、前記航空機胴体（１）に配置された主回転翼（２）と、前記航空機胴体（１）から側方に突出するとともに外側端面を含むサイクロジャイロ回転翼（３、３’）とを備えた複合ヘリコプタとして設計された航空機であって、前記サイクロジャイロ回転翼（３、３’）が、前記サイクロジャイロ回転翼（３、３’）を前記サイクロジャイロ回転翼の外側境界で保持するサスペンションデバイス（４、４’）により、前記航空機胴体（１）に接続され、各サイクロジャイロ回転翼（３、３’）が別個に及び他方から独立して制御されることができ、前記主回転翼（２）のトルク補償機能が、前記サイクロジャイロ回転翼（３、３’）により実施され得ることを特徴とする、航空機。
前記サスペンションデバイス（４、４’）が、前進飛行において上昇を生じるために、翼として設計されることを特徴とする、請求項１に記載の航空機。
前記サスペンションデバイス（４、４’）が、前記サイクロジャイロ回転翼（３、３’）の上に配置されることを特徴とする、請求項１又は２に記載の航空機。
前記サスペンションデバイス（４、４’）が、前記サイクロジャイロ回転翼（３、３’）のすぐ上に凹部（２０）を有することを特徴とする、請求項１〜３のいずれか１項に記載の航空機。
前記サイクロジャイロ回転翼（３、３’）が各々、前記サイクロジャイロ回転翼の前記外側境界の領域に配置された少なくとも１つのオフセット調整デバイス（１１、１１’）を有することを特徴とする、請求項１〜４のいずれか１項に記載の航空機。
前記サイクロジャイロ回転翼（３、３’）が、前記航空機胴体（１）内へ滑らかに移行することを特徴とする、請求項１〜５のいずれか１項に記載の航空機。
前記サイクロジャイロ回転翼（３、３’）が、歯車により前記主回転翼（２）の駆動部に接続されることを特徴とする、請求項１〜６のいずれか１項に記載の航空機。
前記サイクロジャイロ回転翼（３、３’）が、前記主回転翼（２）から独立した駆動部を有し、前記駆動部が電気、油圧式であるか、独立した駆動部ユニットとして実装されることを特徴とする、請求項１〜７のいずれか１項に記載の航空機。
安定化のための水平及び垂直安定板（６、６’、７、７’）が提供されることを特徴とする、請求項１〜８のいずれか１項に記載の航空機。
前記サイクロジャイロ回転翼（３、３’）が前記主回転翼（２）の下に配置されることを特徴とする、請求項１〜９のいずれか１項に記載の航空機。
前記サイクロジャイロ回転翼（３、３’）が、推進力が下向きに生成される位置と推進力が後方へ生成される位置との間で調整され得ることを特徴とする、請求項１〜１０のいずれか１項に記載の航空機。
前記サイクロジャイロ回転翼（３、３’）が、直径に実質的に対応するとともに好ましくは前記直径の８０％〜１２０％にある軸方向の長さを有することを特徴とする、請求項１〜１１のいずれか１項に記載の航空機。
前記航空機が尾部回転翼を有しないことを特徴とする、請求項１〜１２のいずれか１項に記載の航空機。