JP6663011B2 - 冗長セキュリティアーキテクチャを有するマルチロータ航空機 - Google Patents

Description

本発明は、少なくとも２つの推力発生ユニットを備えるマルチロータ航空機、すなわち、例えば４つ、６つ、１０、又はそれよりも多くの推力発生ユニットを有する回転翼航空機に関する。

例えば、欧州特許第２５５１１９０号明細書、欧州特許第２５５１１９３号明細書、欧州特許第２５５１１９８号明細書、欧州特許第２２３４８８３号明細書、国際公開第２０１５０２８６２７号、米国意匠特許第６７８１６９号、米国特許第６５６８６３０号明細書、米国特許第８３９３５６４号明細書、米国特許第７８５７２５３号明細書、米国特許第７９４６５２８号明細書、米国特許第８７３３６９０号明細書、米国特許出願公開第２００７００３４７３８号明細書、米国特許出願公開第２０１３０１１８８５６号明細書、独国特許出願公開第１０２０１３１０８２０７号明細書、英国特許出願公開第９０５９１１号明細書、及び中国特許第２０１３０６７１１号明細書といった文献から、様々な従来のマルチロータ航空機が公知である。例えばボーイングＣＨ−４７ タンデムロータ式ヘリコプタ、ベルＸＶ−３ ティルトロータ式航空機、ベルＸＶ−２２ ４発ティルトダクテッドロータ機、ならびに所謂ドローン、より詳細には、例えば米国特許出願公開第２０１５０１２７２０９号明細書、独国特許出願公開第１０２００５０２２７０６号明細書、及び韓国登録特許１０１４５１６４６号公報といった文献に記載されているような所謂クワッドドローンなど、技術水準から他のマルチロータ航空機も公知である。さらに、例えばＳｋｙｆｌｙｅｒ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ ＧｍｂＨ社のＳｋｙｆｌｙｅｒ ＳＦ ＭＫ ＩＩや、映画アバターに見られるマルチコプタなど、マルチロータ航空機の研究及びフィクションが存在している。しかしながら、こうした従来のマルチロータ航空機、研究、及びフィクションはいずれも、都市部での乗客の輸送には適合されておらず、したがって利用できない。

従来のマルチロータ構造は、航空機とは別の技術分野に存在している。例えば、欧州特許出願公開第２０７５４５９号明細書には、マルチプルロータ風車が記載されている。しかし、そのようなマルチロータ構造は、乗客の輸送にはまったく利用できるものではない。

米国特許出願公開第２００６２２６２８１号明細書には、ダクテッドファン垂直離着陸機が記載されている。この垂直離着陸機は、４つの外付けスラスタを有する胴体を備える。４つのスラスタはダクテッドファンユニットである。スラスタは胴体の外周に配置されており、胴体の前側、右側、左側、及び後側に位置している。胴体の各側で最大で２つのスラスタが作動しない状態で機体がホバリングできるような冗長性を提供するために、スラスタはそれぞれ二重反転プロペラを有している。また、胴体内に位置している複数の電源が、２つ以上のモータ又はエンジンが各スラスタに動力を供給することを可能にする。前後のスラスタは、垂直離着陸機をその軸回りにスピンさせるべく、両方が左へ又は右へと連動して配向され得る。左側及び右側のスラスタは、前方又は後方に向くように配向可能であり、前進又は後進移動を生じる。

米国特許出願公開第２０１４０３４７７５号明細書には、クアッドロータ型無人航空機（ＵＡＶ）が記載されている。機体の積荷支持構造が、例えばセンサ又は武器など、搭載されたペイロードの多軸回転を可能にする。

国際公開第２００４０６５２０８号明細書には、本体に１つ又は複数のダクテッド磁気誘導エンジンが搭載されている有人又は無人垂直離着陸機が記載されている。機体の操縦の制御のために配向を変更する際には、エアベーンアセンブリが、発生した気流の一部を偏向させることができる。

他の文献、すなわち国際公開第２０１４１９５６６０号明細書、米国特許出願公開第２０１５０１２１５４号明細書、及び米国特許出願公開第２０１５０６０６０６号明細書が検討されている。

より一般的には、現在、複数の異なる輸送のシステム及びやり方が存在しており、これらはいずれも様々な手法で、様々な任務、例えば航空輸送、陸上輸送、水上輸送のために利用及び使用される。こうした複数の異なる輸送システムは、世界中の人々の増え続ける機動性の需要に直面しているが、既存のインフラ及び可能な用途によって制限されている。したがって、都市、そして特に世界中の所謂巨大都市は頻繁に、日々過密し、これは交通渋滞や、増加する大気及び水質汚染によって明確に認識され得る。これは、例えばタクシーによる個人の輸送の問題にもつながり、自動車やバス等による個人旅行の運航が制限される。

一般的に、個人が日常の業務や生活において自動車、タクシー、及び又はバスによって走行するのは、５０ｋｍ未満である。したがって、（巨大）都市又は他の非常に密集した地域の過密及び汚染はすべて、主に地上ベースの短距離輸送手段に起因するものである。これは自動車、バス、鉄道、及び地下鉄を含む。しかしながら、そのような地上ベースの短距離輸送手段の需要が増え続けるにつれて、（巨大）都市における騒音及び「汚染」は急速に増加する。

地上輸送とは対照的に、航空輸送は、例えばヘリコプタ、飛行機、ハイブリッド航空機、ロケットなど、選択される航空輸送機に関係なく、厳しく適用される当局の規則、許認可要件、及び安全要求を一般的に考慮しなくてはならない分野である。したがって、航空輸送の分野の比較的高い需要により、航空輸送機の複雑さ、対応する費用、ならびにそれぞれの操縦人員の所与の訓練努力は、概して非常に高い。このように、航空輸送は通常は高コストであり、複雑で、一般的に個人又は小さな会社では賄うことができない。

より具体的には、都市部における飛行に用いられる航空輸送手段は、当局の規則、許認可要件、及び安全要求の特に厳しい適用を基礎としている。その結果、航空輸送の分野における、そしてより一般的には都市部での飛行に用いられる航空輸送手段に関する航空宇宙部門における現在の技術選択は、１０^−９という最大故障確率を保証しなければならない。

現在のところ、この最大故障確率を達成するのに適した技術は、航空宇宙産業に一般に存在している。また、上述したように、マルチロータ構造の大体の思想も周知の概念であり、市場ではいくつかのレイアウト及び設計で利用可能である。しかしながら、過去から現在の設計に至るまで、公知の概念はいずれも乗客の輸送に必要な安全水準に達していないため、都市部での乗客の輸送のための技術的解決策、すなわちマルチロータアーキテクチャを備えた航空機は、現在のところまったく設計も、適応も、認可もされていない。よって、実際に乗客を輸送するマルチロータアーキテクチャを用いた航空機は市場には存在しない。

したがって、本発明の目的は、乗客の輸送用に設計され、特に都市部での運航の認可に適当で且つ適合された、マルチロータ航空機を提供することである。

この目的は特許請求の範囲に記載のマルチロータ航空機によって解決されるものであり、この航空機は、乗客の安全な輸送を可能にするために、様々な交差連結冗長性オプション（ｃｒｏｓｓｌｉｎｋ ｒｅｄｕｎｄａｎｃｉｅｓ ｏｐｔｉｏｎ）に適合されている。

より具体的には、少なくとも２つの推力発生ユニットを備えた請求項１によるマルチロータ航空機が提供される。このマルチロータ航空機は、乗客の輸送に適合されており、無故障運航モードでのマルチロータ航空機の運航に適合された航空機作動構造と、少なくとも運航時に航空機運航構造が故障した場合のマルチロータ航空機の運航に適合された冗長セキュリティアーキテクチャと、を備えている。冗長セキュリティアーキテクチャは、乗客の輸送に関して適用される当局の規則及び許認可要件に準拠するように提供される。

有利なことには、本発明によるマルチロータ航空機は、乗客の輸送用に設計され、特に都市部での運航を認可されるのに適当で且つ適合されている。このマルチロータ航空機は、飛行が容易で、複数の冗長構成を有し、当局の安全要求を満たし、設計のコスト効率がよく、比較的小さな騒音しか生じない。好適には、本発明によるマルチロータ航空機は、比較的小さなロータ径を有し、軽量設計で、入射角が固定されており、それでも緊急着陸の遂行に適合されているが、これらのロータ特性は、運航時の比較的低い慣性及び調整不可能なトルクをもたらす。

本発明の一態様によれば、マルチロータ航空機は、ホバリング可能であり、分散型推進システムを備えている。このマルチロータ航空機はさらに、自動回転能力を備えて設計されている。自動回転能力は、要件の中でも特に、例えばＦＡＲ及びＥＡＳＡ規則など、マルチロータ航空機全体について飛行時間あたりおよそ１×１０^−７までという安全性故障モードに関する当局の規則を満たすために必要である。航空部門においては、こうした安全水準が、典型的には所謂設計保証水準（ＤＡＬ）ＡからＤによって定義されている。

有利なことには、本発明によるマルチロータ航空機は、乗客の輸送に必要な当局の規則の安全水準を満たす。これは好適には、以下のものの組み合わせ及び相関関係によって達成される。
・少なくとも２つの個々のロータアセンブリ、
・冗長な隔離された（ｓｅｇｒｅｇａｔｅｄ）バッテリレイアウト、
・冗長な電力供給及びハーネスのレイアウト、
・基本的な電力管理の物理的分離及び隔離、
・冗長な隔離された電気エンジン、及び
・ロータアセンブリのピッチ制御及び／又はＲＰＭ制御。

好適な一実施形態によれば、マルチロータ航空機は、乗客の輸送に適合された内容積を定義する胴体を有する。このマルチロータ航空機は、胴体に構造的に接続された、例えば堅固に固定された、複数の推力発生ユニットも有する。

本発明の実施形態に応じて、マルチロータ航空機は、２つの推力発生ユニット、４つの推力発生ユニット、６つの推力発生ユニット、又は、８つ又は１０以上の推力発生ユニットさえ備え、これらの推力発生ユニットは横向きの対で配置されている。

マルチロータ航空機は、無故障運航モードでのマルチロータ航空機の運航に適合された航空機作動構造と、少なくとも運航時に航空機運航構造が故障した場合のマルチロータ航空機の運航に適合された冗長セキュリティアーキテクチャと、を有する。

少なくとも２つの推力発生ユニットのうち少なくとも１つは、少なくとも２つのロータアセンブリを備えている。少なくとも２つのロータアセンブリの各々は関連するロータ平面を定義し、ここで、少なくとも２つのロータアセンブリのうちの第１のロータアセンブリは航空機運航構造と関連付けられており、少なくとも２つのロータアセンブリのうち第２のロータアセンブリは冗長セキュリティアーキテクチャと関連付けられている。

少なくとも２つの推力発生ユニットは、動作中の少なくとも２つのロータアセンブリのうちの第１のロータアセンブリを駆動するために設けられた少なくとも１つの第１のエンジンと、少なくとも動作中の少なくとも２つのロータアセンブリのうち第２のロータアセンブリを駆動するために設けられた少なくとも１つの第２のエンジンと、を有し、少なくとも１つの第１のエンジンは航空機運航構造と関連付けられており、少なくとも１つの第２のエンジンは冗長セキュリティアーキテクチャと関連付けられている。

マルチロータ航空機はエネルギ貯蔵システムを有する。エネルギ貯蔵システムは少なくとも２つのエネルギ提供ユニットを備えており、その少なくとも２つのエネルギ提供ユニットのうち少なくとも第１のエネルギ提供ユニットは、少なくとも動作中の第１のエンジンにエネルギを提供するために少なくとも１つの第１のエンジンに接続されている。

少なくとも２つのエネルギ提供ユニットのうち少なくとも第２のエネルギ提供ユニットは、少なくとも動作中の第２のエンジンにエネルギを提供するために少なくとも１つの第２のエンジンに接続されている。

例えば、少なくとも２つのエネルギ提供ユニットのうち少なくとも第１のエネルギ提供ユニットは航空機運航構造と関連付けられており、少なくとも２つのエネルギ提供ユニットのうち少なくとも第２のエネルギ提供ユニットは冗長セキュリティアーキテクチャと関連付けられている。

一実施形態においては、胴体は、胴体の前から機尾へと縦方向に沿って、及び、胴体の左側から右側へと横方向に沿って、延伸する。

マルチロータ航空機は、横向きの対になって配置された少なくとも４つの推力発生ユニットを有していて、各横向きの対は、横方向に沿って、横向きの対のうち１つの推力発生ユニットが胴体の左側に、横向きの対のうち別の１つの推力発生ユニットが右側に、それぞれ配置される。

したがって、（少なくとも２対のうち）少なくとも２つの推力発生ユニットが胴体の右側に配置され、少なくとも２つの別の推力発生ユニットが胴体の左側に配置される。実施形態においては、エネルギ提供ユニットのうち少なくとも２つは胴体内に収容されている。

別の言い方をすれば、エネルギ提供ユニットのうち少なくとも１つは、胴体の所与の（右／左）側で推力発生ユニットのエンジンと関連付けられている。この少なくとも１つのエネルギ提供ユニットは、胴体の反対側（左／右）で別の推力発生ユニットの別のエンジンとも関連付けられている。この反対側とは、胴体の縦方向について所与の側に対向している。

一実施形態においては、エネルギ提供ユニットのうち少なくとも１つは、推力発生ユニットの後方の横向きの対のうち少なくとも１つに関して推力発生ユニットの前方の横向きの対のうち胴体の左側の少なくとも１つの推力発生ユニットと関連付けられている。また、エネルギ提供ユニットは、推力発生ユニットの後方の横向きの対のうち胴体の右側の別の少なくとも１つの推力発生ユニットと関連付けられている。

エネルギ提供ユニットのうち別の少なくとも１つは、推力発生ユニットの後方の横向きの対に関して推力発生ユニットの前方の横向きの対のうち胴体の右側のさらなる少なくとも１つの推力発生ユニットと関連付けられており、別のエネルギ提供ユニットは、推力発生ユニットの後方の横向きの対のうち胴体の左側の推力発生ユニットとも関連付けられている。

したがって、推力発生ユニットはそれぞれ、胴体の縦方向に関して及び横方向に関して互いに対向するように関連付けられている。

一実施形態においては、エネルギ提供ユニットのうち少なくとも１つは胴体の所与の側で推力発生ユニットの第１のエンジンと関連付けられており、後のエネルギ提供ユニットは胴体の反対側で第２のエンジンとも関連付けられている。

一実施形態においては、マルチロータ航空機は、胴体の縦方向に沿って奇数の横向きの対を備える。

推力発生ユニットの少なくとも１つの中間の横向きの対は、推力発生ユニットの２つの別の横向きの対の間に配置される。２つの別の横向きの対はそれぞれ、中間の横向きの対に対して、縦方向に沿って前後方向に沿ってずれている。マルチロータ航空機は、少なくとも１つの所与のエネルギ提供ユニット及び別の１つのエネルギ提供ユニットも備えている。

所与のエネルギ提供ユニットは、中間の横向きの対の所与の一方の側で第１のエンジンと関連付けられており、別のエネルギ提供ユニットは、縦方向に関してこの所与の側とは反対側で中間の横向きの対の第１のエンジンと関連付けられている。

また、別のエネルギ提供ユニットは、中間の横向きの対の所与の側で第２のエンジンと関連付けられており、所与のエネルギ提供ユニットは、所与の側とは反対側で中間の横向きの対の第２のエンジンと関連付けられている。

さらなる好適な一実施形態によれば、少なくとも２つのロータアセンブリのうち第１のロータアセンブリは少なくとも２つのロータブレードを備えており、少なくとも２つのロータアセンブリのうち第２のロータアセンブリは少なくとも２つのロータブレードを備えている。

本発明の一態様によれば、推力発生ユニットのうち少なくとも１つは、ロータアセンブリを異物から保護するために、例えば格子に囲まれることによって、異物保護を備えることができる。そのような異物保護は、例えば個人が回転中の部品に手を巻き込まれるのを防止することによって、個人による誤使用及び個人の事故を有利に防止し、それによって向上された運航安全水準をもたらす。さらに、推力発生ユニットのうち少なくとも１つは傾斜させることができる。

さらなる好適な一実施形態によれば、少なくとも２つのロータアセンブリのうち第１のロータアセンブリは第１のロータ軸を定義し、少なくとも２つのロータアセンブリのうち第２のロータアセンブリは第２のロータ軸を定義する。第１及び第２のロータ軸は互いに離隔している。

さらなる好適な一実施形態によれば、少なくとも２つのロータアセンブリのうち第１のロータアセンブリは第１のロータ軸を定義し、少なくとも２つのロータアセンブリのうち第２のロータアセンブリは第２のロータ軸を定義する。第１及び第２のロータ軸は同軸に配置されている。

さらなる好適な一実施形態によれば、第１及び第２のロータ軸は、−６０°から＋６０°の範囲内に含まれる関連する傾斜角だけ傾斜されており、この関連する傾斜角は好適には０°に等しい。

さらなる好適な一実施形態によれば、少なくとも２つの推力発生ユニットのうち少なくとも１つは、マルチロータ航空機の垂直基準線と第１及び第２のロータ軸との間に定義される関連する縦方向傾斜角だけ、マルチロータ航空機の縦方向に傾斜されている。この関連する縦方向傾斜角は、−４５°から＋８０°の範囲内に含まれ、好適には７°に等しい。

さらなる好適な一実施形態によれば、垂直基準線と別の少なくとも１つの推力発生ユニットの第１及び第２のロータ軸との間に定義される別の縦方向傾斜角だけマルチロータ航空機の縦方向に傾斜されている、別の少なくとも１つの推力発生ユニットが提供される。この別の縦方向傾斜角は、−４５°から＋８０°の範囲内に含まれ、好適には７°に等しい。

さらなる好適な一実施形態によれば、少なくとも２つの推力発生ユニットのうち少なくとも１つは、マルチロータ航空機の垂直基準線と第１及び第２のロータ軸との間に定義される関連する横方向傾斜角だけ、マルチロータ航空機の横方向に傾斜されている。この関連する横方向傾斜角は、−４５°から＋８０°の範囲内に含まれ、好適には５°に等しい。

さらなる好適な一実施形態によれば、別の少なくとも１つの推力発生ユニットが提供され、この別の少なくとも１つの推力発生ユニットは、垂直基準線とこの別の少なくとも１つの推力発生ユニットの第１及び第２のロータ軸との間に定義される別の横方向傾斜角だけ、マルチロータ航空機の横方向に傾斜されている。この別の横方向傾斜角は、−４５°から＋８０°の範囲内に含まれ、好適には５°に等しい。

さらなる好適な一実施形態によれば、少なくとも２つのロータアセンブリのうち第１のロータアセンブリは、動作時に第１の回転方向で回転するように適合されており、少なくとも２つのロータアセンブリのうち第２のロータアセンブリは、動作時に第２の回転方向で回転するように適合されている。第１の回転方向は第２の回転方向とは反対である。

一実施形態においては、エネルギ貯蔵システムは、エネルギ提供ユニットと推力発生ユニットとの間に動作可能に接続されたエネルギ配分デバイスを備えている。マルチロータ航空機は、少なくとも推力発生ユニットと同じくらい多くの、多数のエネルギ配分デバイスを有する。エネルギ配分デバイスの各々は単一の関連するエネルギ貯蔵伝達配置によって単独の各エネルギ提供ユニットに動作可能に接続されており、エネルギ配分デバイス同士は関連する分配伝達配置によって相互接続されている。

一実施形態においては、少なくとも１つの第１及び第２のエンジンは、少なくとも２つの別々の電気コイルを備える単一の隔離された電気エンジンを定義し、これらの少なくとも２つの別々の電気コイルは、動作時に互いに独立して電力を提供するように適合されている。少なくとも１つの第１の電気コイルは航空機運航構造と関連付けられており、少なくとも１つの第２の電気コイルは冗長セキュリティアーキテクチャと関連付けられている。

一実施形態においては、エネルギ貯蔵システムは、少なくともマルチロータ航空機が推力発生ユニットを有するのと同じくらい多くのエネルギ提供ユニットを備えていて、少なくとも２つのエネルギ提供ユニットのうち少なくとも第１のエネルギ提供ユニットは、動作中の少なくとも１つの第１のエンジンにエネルギを提供するためにこの少なくとも１つの第１のエンジンに接続されており、少なくとも２つのエネルギ提供ユニットのうち少なくとも第２のエネルギ提供ユニットは、動作中の少なくとも１つの第２のエンジンにエネルギを提供するためにこの少なくとも１つの第２のエンジンに接続されている。エネルギ提供ユニットのうち少なくとも第１のエネルギ提供ユニットは航空機運航構造と関連付けられており、少なくとも２つのエネルギ提供ユニットのうち少なくとも第２のエネルギ提供ユニットは冗長セキュリティアーキテクチャと関連付けられている。

一実施形態においては、エネルギ貯蔵システムはバッテリシステムを備えており、少なくとも２つのエネルギ提供ユニットは関連するバッテリユニットによって定義されている。

一実施形態においては、胴体は、マルチロータ航空機の縦方向の前後長に沿って、横方向の左右長に沿って、及び仰角方向の上下長に沿って延伸している。マルチロータ航空機は、交差推進容積（ｃｒｏｓｓｉｎｇ ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ ｖｏｌｕｍｅ）の重心を形成する重力の中心を有する。

交差推進容積は、縦方向に沿って胴体の前後長の０．０１倍から０．９倍に延伸する前後寸法と、横方向に沿って胴体の左右長の０．０１倍から０．９倍に延伸する左右寸法と、仰角方向に沿って上下長の−２倍から＋２倍に延伸する上下寸法と、にわたって広がっている。したがって、交差推進容積は重力の中心を含んでいる。よって、交差推進容積の寸法は、所与の方向における対応する胴体長の値の範囲に及んでいる。

少なくとも２つの推力発生ユニットは、この少なくとも２つの推力発生ユニットのうち１つが別の１つに対して、各交差推進軸（ｃｒｏｓｓｉｎｇ ｐｒｏｐｕｌｓｉｏｎ ａｘｉｓ）上の交差連結対向位置（ｃｒｏｓｓｌｉｎｋ ｏｐｐｏｓｅｄ ｐｏｓｉｔｉｏｎ）で、交差した横向き、長さ向きの箇所にあるレイアウトで配置されており、すべての交差推進軸が交差推進容積の内部、例えば重力の中心の付近で交わる。

一実施形態においては、胴体の所与の側（左／右）の少なくとも２つの推力発生ユニットのうち１つの推力発生ユニットの少なくとも１つの第１のエンジンは、その所与の側に対向する他方の側（右／左）の少なくとも２つの推力発生ユニットのうち別の推力発生ユニット第２のエンジンに対して、冗長で隔離されたレイアウトで配置されている。少なくとも１つの第１のエンジン及び第２のエンジンは、各交差推進軸上の交差連結対向位置において上向き／下向きの箇所に配置されており、少なくとも１つの第１のエンジン及び第２のエンジンの各々は、交差推進容積の外部に配置されている。

有利なことには、上述したものとは異なるロータ平面を定義する少なくとも２つのロータアセンブリを提供することによって、ロータアセンブリは、互いに重なり合って位置するとともに反回転で回転することができるので、向上された安全水準を備え、本発明によるマルチロータ航空機の全体の寸法を縮小することを可能にする、推力発生ユニットがもたらされる。これにより、２つ以上のロータ平面を組み合わせて単一の推力発生ユニットにすることができるので、航空機は比較的小さくなる。さらに、各推力発生ユニットは、例えばヨーイングに関してマルチロータ航空機を操縦するために用いられ得る反回転するロータアセンブリの結果として、個々にトルクを提供するように適合される。

さらなる好適な一実施形態によれば、動作中の少なくとも２つのロータアセンブリのうち第１のロータアセンブリを駆動するための少なくとも１つの第１のエンジンが提供されるとともに、動作中の少なくとも２つのロータアセンブリのうち第２のロータアセンブリを駆動するための少なくとも１つの第２のエンジンが提供される。少なくとも１つの第１のエンジンは航空機運航構造と関連付けられており、少なくとも１つの第２のエンジンは冗長セキュリティアーキテクチャと関連付けられている。

複数の別々の推力発生ユニット内に複数の別個のロータアセンブリと関連するエンジンとを提供することによって、より多くの数量が提供されなければならないので、単価は引き下げられる。さらに、本発明によるマルチロータ航空機の機械的な複雑さは最小限に低減され得るので、特に各ロータアセンブリがＲＰＭ制御される固定ピッチのプロペラアセンブリによって実現される場合には、費用が削減されるとともに信頼線が向上する。また、例えばベアリング、結合金具、及びシャフトなどの一般的な標準部品の使用により、より多くの数量と、ひいては、やはり単価の引き下げとがもたらされる。

さらなる好適な一実施形態によれば、少なくとも１つの第１及び第２のエンジンは、少なくとも２つの別々の電気コイルを備える単一の隔離された電気エンジンを定義する。これらの少なくとも２つの別々の電気コイルは、動作時に互いに独立して電力を提供するように適合されている。少なくとも１つの第１の電気コイルは航空機運航構造と関連付けられており、少なくとも１つの第２の電気コイルは冗長セキュリティアーキテクチャと関連付けられている。

さらなる好適な一実施形態によれば、エネルギ貯蔵システムが提供される。エネルギ貯蔵システムは少なくとも２つのエネルギ提供ユニットを備えていて、この少なくとも２つのエネルギ提供ユニットのうち少なくとも第１のエネルギ提供ユニットは、動作中の少なくとも１つの第１のエンジンにエネルギを提供するためにこの少なくとも１つの第１のエンジンに接続されており、少なくとも２つのエネルギ提供ユニットのうち少なくとも第２のエネルギ提供ユニットは、動作中の少なくとも１つの第２のエンジンにエネルギを提供するためにこの少なくとも１つの第２のエンジンに接続されている。少なくとも２つのエネルギ提供ユニットのうち少なくとも第１のエネルギ提供ユニットは航空機運航構造と関連付けられており、少なくとも２つのエネルギ提供ユニットのうち少なくとも第２のエネルギ提供ユニットは冗長セキュリティアーキテクチャと関連付けられている。

さらなる好適な一実施形態によれば、所与の左／右側の推力発生ユニットの少なくとも１つの第１のエンジン及び第２のエンジンは、この少なくとも１つの第１のエンジン及び第２のエンジンの各々が交差推進容積の外部に配置されている、各交差推進軸上の交差連結対向位置で、交差した上向き／下向きの箇所に、別の推力発生ユニットに対して冗長な隔離されたレイアウトで配置されている。

一実施形態においては、エネルギ貯蔵システムはバッテリシステムを備えており、少なくとも２つのエネルギ提供ユニットは関連するバッテリユニットによって定義されている。

一実施形態においては、少なくとも２つの推力発生ユニットは各々がギアボックスフェアリングを有しており、各推力発生ユニットの第１及び第２のエンジンは、ギアボックスフェアリングによって囲まれるように、ギアボックスフェアリングの内部に配置されている。

さらなる好適な一実施形態によれば、エネルギ貯蔵システムが提供され、このエネルギ貯蔵システムは少なくとも２つのエネルギ提供ユニットを備えている。少なくとも２つのエネルギ提供ユニットのうち少なくとも第１のエネルギ提供ユニットは航空機運航構造と関連付けられており、少なくとも２つのエネルギ提供ユニットのうち少なくとも第２のエネルギ提供ユニットは冗長セキュリティアーキテクチャと関連付けられている。

さらなる好適な一実施形態によれば、少なくとも２つの推力発生ユニットのうち少なくとも１つは関連するシュラウドを備えており、少なくとも２つのロータアセンブリはその関連するシュラウド内に収容されている。

有利なことには、推力発生ユニットのシュラウドは、本発明によるマルチロータ航空機の全体の寸法を縮小することを可能にする。さらに、シュラウド付きの推力発生ユニットに接近する個人は負傷から保護され、動作中の推力発生ユニットの異物による損傷、例えばバードストライク又はワイヤストライクは安全に且つ確実に防止され、空気衝突の際のマルチロータ航空機の全体的な運航安全性が改善され得る。また、シュラウドによって、マルチロータ航空力学が改善され得るとともに、推力発生ユニットの基本的に必要な直径が縮小され得る。そして、シュラウド自体によってマルチロータ航空機の揚力が高められ、潜在的には航空機が必要とする全消費電力を低減させ得る。

なお、本発明による航空機は、上記では複数のロータアセンブリを備えたマルチロータ構造を参照して説明したが、複数のプロペラアセンブリを備えたマルチプロペラ構造として、又はマルチプロペラ及びマルチロータ構造としても同様に実現され得る。より具体的には、ロータは概して完全に関節型であるが、プロペラは概してまったく関節型ではない。しかしながら、いずれも推力の発生に用いることができ、ひいては本発明による推力発生ユニットの実現に用いることができる。したがって、本明細書においてロータ又はロータ構造を参照するときには、同様にプロペラ及びプロペラ構造も参照しているものと理解されなければならず、よって、本発明によるマルチロータ航空機は、マルチプロペラ航空機として及び／又はマルチプロペラ及びマルチロータ航空機としても同様に実現され得る。

換言すれば、本発明は主として、個々に重なり合って配置されるように選択可能なロータ／プロペラ平面を定義するロータ／プロペラと、任意の回転部品を囲む任意のロータシュラウドと、各ロータ／プロペラを駆動する少なくとも１つの電気エンジンと、を有する複数推力構成に関し、ここで、各エンジンは提供される安全水準を向上させるために隔離可能であり、バッテリと電気エンジンとの間には故障時の安全水準を向上させる冗長設計を備えた論理接続が存在し、故障時の適切な安全水準を有するバッテリ冗長性レイアウトが提供される。

以下の説明では、添付の図面を参照して、本発明の好適な実施形態を概説する。これらの添付図面において、同一の又は同一に機能するコンポーネント及び要素は同一の参照番号及び参照符号で標識されており、したがって以下の説明においては一度しか説明しない。

本発明の一実施形態による、複数の推力発生ユニットを備えたマルチロータ航空機の斜視図を示す。 図１のマルチロータ航空機の上面図を示す。 通常飛行モードにおける図１及び２のマルチロータ航空機の側面図を示す。 図３のマルチロータ航空機の正面図を示す。 図１から図４のマルチロータ航空機の推力発生ユニットの斜視図を示す。 図５の推力発生ユニットの部分透過側面図を示す。 本発明による図１から図４のマルチロータ航空機の概略図を示しており、故障時に安全水準を高める機首／機尾、上／下、及び左／右交差冗長設計を形成するように、４つの推力発生ユニットと、重なり合って配置された２つのロータ／プロペラ平面と、２つのロータ／プロペラ平面のうち所与の１つを駆動するための専用の１つの隔離された電気エンジンと、隔離された電気エンジンとエネルギ提供システムの複数のユニット（例えばバッテリ）の各々との間の接続と、を備えている。 本発明の一実施形態による、図５及び図６の推力発生ユニットの隔離されたエンジンを示す。 本発明の代替的な一実施形態による推力発生ユニットの部分透過側面図を示す。 本発明のさらに別の代替的な一実施形態による推力発生ユニットの概略図を示す。 本発明の一実施形態による図４のマルチロータ航空機の概略図を示しており、推力及びエネルギの実時間急送により故障時の安全性を向上させるべく、各推力発生ユニットにつき少なくとも１つのエネルギ配分デバイスと、推力及びエネルギの能動的に可変の（機首／機尾、及び／又は上／下、及び／又は左／右）交差冗長急送を提供するように適合された冗長接続と、を提供する。 図１のものに類似しているが４つよりも多くの推力発生ユニットを有するマルチロータ航空機の上面図を示す。 マルチロータ航空機と、周りに交差推進容積が広がって／内接している重力の中心位置と、の斜視側面図を示す。 胴体から外側に延伸する４つの推力発生ユニットを有するマルチロータ航空機の一実施形態を示しており、胴体には４つのエネルギ提供ユニットが収容され、４つの推力発生ユニット及び４つのエネルギ提供ユニットは冗長交差スキーム（ｒｅｄｕｎｄａｎｃｙ ｃｒｏｓｓｅｄ ｓｃｈｅｍｅ）を介して接続されている。 胴体の側面から外側に延伸する、各々が冗長交差スキームに対応するそれぞれ２対、３対、４対、５対の推力発生ユニットを有するマルチロータ航空機の実施形態を示す。

図１は、本発明による航空機機体２を備えたマルチロータ航空機１を示す。航空機機体２は、以下ではマルチロータ航空機１の胴体とも称される支持構造を定義する。

胴体２は、縦方向１ａの前後長と、横方向１ｂの左右長と、を有する。マルチロータ航空機１の構造の機首（図２では左に示される）／機尾（図２では右に示される）の位置は、縦方向１ａに沿って横平面に関して定義されている。

マルチロータ航空機１の構造の左側（図２では下向きに示される）／右側（図２では上向きに示される）の位置は、横方向１ｂに沿って縦平面に関して及び航空機１の機尾から定義される。

胴体２は、仰角方向１ｃの上下長も有している（図１３に示される）。マルチロータ航空機１の構造の上部／下部の位置は、仰角方向１ｃに沿って縦平面及び横平面に関して定義される。

胴体２は、好適には、マルチロータ航空機１が全体として乗客の輸送に適するように、少なくとも乗客の輸送に適合された内容積２ａを定義する。この内容積２ａは、好適にはさらに、例えばマルチロータ航空機１の運航に必要なエネルギ貯蔵システム（図７の２４）のような操作及び電気機器の収容に適合されている。

なお、乗客の輸送ならびに操作及び電気機器の収容に適した内容積２ａの例示的な構成は、当業者には容易に利用可能であり、乗客の輸送に関して適用される当局の規則及び許認可要件に準拠するべく一般的に実施されている。したがって、こうした内容積２ａの構成は本発明の一部ではないので、簡単及び簡潔のために詳細には説明しない。

いくつかの実施形態においては、本発明は、例えば図２のマルチロータ航空機１の右側に３ａ，３ｂ、マルチロータ航空機１の左側に３ｃ，３ｄという、少なくとも２つの推力発生ユニットを備えている。いくつかの実施形態においては、推力発生ユニットは、横向きに対になって、すなわち横方向１ｂに沿って隣り合った構成で、配置されすなわち位置している。

例えば、図２は、推力発生ユニットの機首（前方）の１つの横向きの対３ａ−３ｃと、推力発生ユニットの機尾／後方の別の１つの横向きの対３ｂ−３ｄと、を示している。各横向きの対３ａ−３ｃ，３ｂ−３ｄは、横方向１ｂに沿って、横向きの対のうち１つの推力発生ユニット（３ａ，３ｂ）が胴体２の左側に、横向きの対のうち別の１つの推力発生ユニット（３ｃ，３ｄ）が右側に、それぞれ配置される。

図１では、マルチロータ航空機１は、推力発生ユニットの２つの横向きの対、すなわち、右側の推力発生ユニット３ａと左側の推力発生ユニット３ｃとによって形成される機首の横方向の対と、右側の推力発生ユニット３ｂと左側の推力発生ユニット３ｄとによって形成される機尾の横方向の対（３ｂ−３ｄ）と、を含む。

いくつかの実施形態はそのような横向きの対を備えない。例えば、マルチロータ航空機１の推力発生ユニットはどの横向きの対にも属さず、例えば単離した推力発生ユニットが、胴体２の機首端及び／又は機尾端に位置する。

推力発生ユニットの横向きの対を備える場合には、これを少なくとも２つ有することによって、本発明は、以降でより詳細に明らかにされるように、故障時に複数航空機１の安全性を高める左／右交差冗長設計（ｃｒｏｓｓｅｄ ｒｅｄｕｎｄａｎｔ ｄｅｓｉｇｎ）を提供することが可能になる。

本発明のいくつかの実施形態は、例えば図１２のマルチロータ航空機１の右側のユニット３ａ，３ｘ，３ｂ及び左側のユニット３ｃ，３ｙ，３ｄのように、少なくとも２つの推力発生ユニットを備える。これらのユニット３ａ，３ｘ，３ｂ及び３ｃ，３ｙ，３ｄは、胴体２の所与の側で縦方向１ａに沿って縦の列にすなわち前後に概ね直線状の構成で配置されすなわち位置している。

特徴的なことには、図１５の下の実施形態においては、左側のユニット３ａ，３ｇ，３ｘ，３ｅ，３ｂ及び右側のユニット３ｃ，３ｈ，３ｙ，３ｆ，３ｄは、直線状ではなく、外に湾曲する曲線に沿って配設されていて、その曲線の最高点は、一番前の推力ユニット（３ａ，３ｃ）と一番後ろのユニット（３ｂ、３ｄ）との間にあり、例えば縦方向１ａに沿った航空機１の重力の中心ＣｏＧＰの位置に近接している。

図１のマルチロータ航空機１は、推力発生ユニットの２つの縦の列、すなわち、胴体２の前右の推力発生ユニット３ａと胴体２の後右の推力発生ユニット３ｂとによって形成される右側の縦の列を含む。左側の縦の列は、胴体の前左の推力発生ユニット３ｃと胴体２の後左の推力発生ユニット３ｄとによって形成されている。

そのような推力発生ユニットの縦の列を有することによって、以降でより詳細に明らかにされるように、本発明が、故障時に複数航空機１の安全性を高める機首／機尾交差冗長設計を提供することが可能になる。

また、いくつかの実施形態においては、２つ、３つ、４つ、５つ又はそれ以上の推力発生ユニットの線形又は非線形の側面配置は、胴体２に沿って規則的に、すなわち縦方向で略等間隔に配分される。他の実施形態においては、推力発生ユニットの線形又は非線形の側面配置は、胴体２に沿って不規則的に、すなわち縦方向でかなり不等間隔に配分される。

図２又は１２によれば、本発明の実施形態は、２つ以上の推力発生ユニット（例えば３ａ，３ｘ，３ｂ）が右側で側面に配置され、３つ以上の別の推力発生ユニット（例えば３ｃ，３ｙ，３ｄ）が胴体２の対向する左側で側面に位置することを定める。そのような実施形態においては、２つ又は２つ以上の推力発生ユニットは胴体２の各側にあり、賢明には縦方向１ａに沿って配設される。

図１５の実施形態は、２つ、３つ、４つ、５つの推力発生ユニット３ａ，３ｇ，３ｘ，３ｅ，３ｂ及び３ｃ，３ｈ，３ｙ，３ｆ，３ｄの線形又は非線形の側面配置を提供する。他の実施形態は１０よりも多くの推力発生ユニットを備える。

本発明の一態様によれば、マルチロータ航空機１は回転翼航空機であり、複数の推力発生ユニット３を備えている。好適には、複数の推力発生ユニット３は、少なくとも２つ、優先的には４つの推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄを備える。推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄは動作時に推力（図３の９）を発生させるように具現化されており、したがってマルチロータ航空機１は、空気中でホバリングすることができ、ならびに任意の前又は後ろの方向に飛行できる。

推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄは胴体２に構造的に接続されている。例えば、これは複数の構造的支持体４によって達成される。より具体的には、好適には推力発生ユニット３ａは構造的支持体４ａを介して、推力発生ユニット３ｂは構造的支持体４ｂを介して、推力発生ユニット３ｃは構造的支持体４ｃを介して、及び推力発生ユニット３ｄは構造的支持体４ｄを介して、胴体２に接続されており、これらの構造的支持体４ａ，４ｂ，４ｃ，４ｄが複数の構造的支持体４を定義する。

好適には、推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄのうち少なくとも１つは、基本的な航空力学を改善するため及び運航安全性を高めるために、関連付けられたシュラウドを備えている。例えば、複数のシュラウドユニット６が４つの別々のシュラウド６ａ，６ｂ，６ｃ，６ｄで示されている。例示的には、シュラウド６ａは推力発生ユニット３ａと、シュラウド６ｂは推力発生ユニット３ｂと、シュラウド６ｃは推力発生ユニット３ｃと、そしてシュラウド６ｄは推力発生ユニット３ｄと、関連付けられている。

「関連」という用語は、第１の構造的要素が第２の構造的要素と関連付けられているとき、関連付けられている構造的要素すなわち第１の構造的要素が第２の構造的要素の一部であることを意味している。

シュラウド６ａ，６ｘ，６ｂ，６ｃ，６ｙ，６ｄは、単純な板金で作製可能である。あるいは、例えば図５又は１２を参照して後述するように、複雑なジオメトリを有していてもよい。

さらに、シュラウド６ａ，６ｘ，６ｂ，６ｃ，６ｙ，６ｄは、推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄと胴体２との接続を強化するために、構造的支持体４ａ，４ｂ，４ｃ，４ｄと一緒に胴体２に接続されることが可能である。代替的には、シュラウド６ａ，６ｘ，６ｂ，６ｃ，６ｙ，６ｄのみが胴体２に接続されてもよい。

もっとも、シュラウド６ａ，６ｂ，６ｃ，６ｄは任意選択的なものに過ぎず、動作上の理由では必ずしも必要ではない点に注意すべきである。したがって、シュラウド６ａ，６ｂ，６ｃ，６ｄは省略可能であり、推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄは、上述のように構造的支持体４ａ，４ｂ，４ｃ，４ｄのみによって胴体２に接続される。あるいは、推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄは、相互接続フレームのような任意の適当な相互接続手段によって相互接続可能であり、この相互接続手段が胴体２に接続される。

本発明の一態様によれば、推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄのうち少なくとも１つ、好適には各々は、少なくとも２つのロータアセンブリを装備している。例えば、推力発生ユニット３ａは２つのロータアセンブリ７ａ，８ａを装備しており、推力発生ユニット３ｂは２つのロータアセンブリ７ｂ，８ｂを装備しており、推力発生ユニット３ｃは２つのロータアセンブリ７ｃ，８ｃを装備しており、推力発生ユニット３ｄは２つのロータアセンブリ７ｄ，８ｄを装備している。ロータアセンブリ７ａ，７ｂ，７ｃ，７ｄは例示的には複数の上部ロータアセンブリ７を定義し、ロータアセンブリ８ａ，８ｂ，８ｃ，８ｄは例示的には複数の下部ロータアセンブリ８を定義する。

複数の上部及び下部ロータアセンブリ７，８は、好適には、複数のギアボックスフェアリング５によって複数の構造的支持体４に接続されている。例示的には、上部及び下部ロータアセンブリ７ａ，８ａはギアボックスフェアリング５ａによって構造的支持体４ａに接続されており、上部及び下部ロータアセンブリ７ｂ，８ｂはギアボックスフェアリング５ｂによって構造的支持体４ｂに接続されており、上部及び下部ロータアセンブリ７ｃ，８ｃはギアボックスフェアリング５ｃによって構造的支持体４ｃに接続されており、上部及び下部ロータアセンブリ７ｄ，８ｄはギアボックスフェアリング５ｄによって構造的支持体４ｄに接続されている。図１２はギアボックスフェアリング５ｘ及び５ｙも示している。

好適には、上部ロータアセンブリ７ａ，７ｂ，７ｃ，７ｄの各々は関連する上部ロータ平面（図６の２１）を定義し、下部ロータアセンブリ８ａ，８ｂ，８ｃ，８ｄの各々は関連する下部ロータ平面（図６の２２）を定義する。好適には、関連する上部及び下部ロータ平面（図６の２１，２２）がマルチロータ航空機１の任意のシュラウド６ａ，６ｂ，６ｃ，６ｄの内部に位置するように、上部及び下部ロータアセンブリ７ａ，７ｂ，７ｃ，７ｄ，８ａ，８ｂ，８ｃ，８ｄは、任意のシュラウド６ａ，６ｂ，６ｃ，６ｄにそれぞれ収容される上部及び下部ロータアセンブリの対７ａ，８ａ；７ｂ，８ｂ；７ｃ，８ｃ；７ｄ，８ｄを定義する。

本発明の一態様によれば、マルチロータ航空機１は、航空機運航構造と冗長セキュリティアーキテクチャとを備えている。航空機運航構造は好適には無故障運航モードでのマルチロータ航空機１の運航に適合されており、冗長セキュリティアーキテクチャは好適には少なくとも航空機運航構造の故障時のマルチロータ航空機１の運航に適合されている。特に、冗長セキュリティアーキテクチャは、乗客の輸送に関して適用される当局の規則及び許認可要件に優先的に準拠するように提供される。

好適には、航空機運航構造は上部及び下部ロータアセンブリ７ａ，７ｂ，７ｃ，７ｄ，８ａ，８ｂ，８ｃ，８ｄの少なくとも第１の部分を備えており、冗長セキュリティアーキテクチャは上部及び下部ロータアセンブリ７ａ，７ｂ，７ｃ，７ｄ，８ａ，８ｂ，８ｃ，８ｄの少なくとも第２の部分を備えている。優先的には、各推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄの上部及び下部ロータアセンブリ７ａ，７ｂ，７ｃ，７ｄ，８ａ，８ｂ，８ｃ，８ｄのうち第１のロータアセンブリは航空機運航構造と関連付けられており、その一方で第２のロータアセンブリは冗長セキュリティアーキテクチャと関連付けられている。例えば、上部ロータアセンブリ７ａ，７ｂ，７ｃ，７ｄは航空機運航構造と関連付けられており、下部ロータアセンブリ８ａ，８ｂ，８ｃ，８ｄは冗長セキュリティアーキテクチャと関連付けられている。したがって、少なくとも上部ロータアセンブリ７ａ，７ｂ，７ｃ，７ｄが故障した場合には、例えば航空機の墜落を回避するために、下部ロータアセンブリ８ａ，８ｂ，８ｃ，８ｄがマルチロータ航空機１を運航させる。

本発明の実施形態によれば、少なくとも１つの第２のエネルギ提供ユニット（例えば２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄ）は、冗長セキュリティアーキテクチャの少なくとも１つの推力ユニットと関連付けられる。航空機運航構造と関連付けられた別の少なくとも１つの推力ユニットは、マルチロータ航空機１の右側で側面に配置され、第１のエネルギ提供ユニットと関連付けられる。

本発明の、所謂隔離された実施形態に関しては、少なくとも対応するマルチロータ航空機１が有する別個の推力発生ユニット（例えば３ａ，３ｇ，３ｘ，３ｅ，３ｂ，３ｃ，３ｈ，３ｙ，３ｆ，３ｄ）と同じくらい多くのエネルギ提供ユニット（２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄ又はそれ以上）が設けられる。典型的には、本発明は４つ、６つ、８つ、１０又はそれ以上のエネルギ提供ユニットを提供する。本発明によれば、いくつかのエネルギ提供ユニットが胴体２に機内搭載され、及び／又は、いくつかのエネルギ提供ユニットが胴体に、例えば関連する推力ユニット、例えば３ａ，３ｇ，３ｘ，３ｅ，３ｂ，３ｃ，３ｈ，３ｙ，３ｆ，３ｄに、機外搭載される。

もっとも、上記の構成、又は、上部ロータアセンブリ、例えば７ａ，７ｘ，７ｂ，７ｃ，７ｙ，７ｄが航空機運航構造と関連付けられており、下部ロータアセンブリ８ａ，８ｘ，８ｂ，８ｃ，８ｙ，８ｄが冗長セキュリティアーキテクチャと関連付けられている図１２の構成は、例示的に説明されているに過ぎず、本発明をこれに限定するものではないことに注意されたい。そうではなく、代替的な関連付けが同様に可能であり予想される。例えば、ロータアセンブリ７ａ，７ｃ，８ｂ，８ｄが航空機運航構造と関連付けられてもよく、その一方でロータアセンブリ８ａ，８ｃ，７ｂ，７ｄが冗長セキュリティアーキテクチャと関連付けられる、などである。そのような代替的な関連付けは当業者には容易に利用可能であるから、同様に予想されるとともに本発明の一部であると見なされる。

図２又は１２は、胴体２に推力発生ユニット（それぞれ３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄ又は３ａ，３ｘ，３ｂ，３ｃ，３ｙ，３ｄ）を接続された図１のマルチロータ航空機１を示す。図２は、上部及び下部ロータアセンブリ７ａ，７ｂ；７ｂ，８ｂ；７ｃ，８ｃ；７ｄ，８ｄをそれぞれ備えた推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄを示しており、これらの上部及び下部ロータアセンブリは、好適には一致したロータ軸（図３及び図４の１２）を有する隣り合った構成で配置されている。もっとも、例えば図１０又は１２を参照して以下で説明するような代替的な構成も同様に予想される。

図２からさらにわかるように、推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄはすべて、例示として胴体２について側面に、すなわち胴体２の縦方向１ａで見て左側又は右側に配置されている。例示的には、左側は図２に示される胴体２の下部側に対応し、右側は上部側に対応する。さらに、胴体２は、例示的には、側面に配置された推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄが少なくとも概ね台形の形状を定義するように具現化される。

もっとも、この例示的な配置は例として説明しているに過ぎず、本発明をこれに限定するものではないことに注意されたい。そうではなく、他の配置も可能であり、同様に予想される。例えば、推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄがそれぞれ胴体２の前部分及び後部分に配置されてもよい、などである。

図３は、例示的な無故障運航モードにおける図１及び図２のマルチロータ航空機１を示す。この例示的な無故障運航モードにおいて、複数の推力発生ユニット３は、複数の上部及び／又は下部ロータアセンブリ７，８によって、マルチロータ航空機１を地面１０から離陸させるのに適した推力９を発生させる。

複数の上部ロータアセンブリ７の各々は第１のロータ軸を定義し、複数の下部ロータアセンブリ８の各々は第２のロータ軸を定義する。好適には、第１及び第２のロータ軸はそれぞれ一致しており、すなわち同軸に配置されている。したがって、複数の上部及び下部ロータアセンブリ７，８は、複数の同軸に配置されたロータ軸１２を定義する。例示的には、上部及び下部ロータアセンブリ７ｃ，８ｃは、共通してロータ軸１２ｃと称される第１及び第２の一致したロータ軸を定義し、上部及び下部ロータアセンブリ７ｄ，８ｄは、共通してロータ軸１２ｄと称される第１及び第２の一致したロータ軸を定義する。

好適には、複数の推力発生ユニット３は、マルチロータ航空機１の操縦性を高めるため、及び前進飛行時のマルチロータ航空機１の縦方向１ａの全体的な傾斜を減少させるために、複数の縦方向傾斜角だけマルチロータ航空機１の縦方向１ａに傾斜される。複数の縦方向傾斜角１１は、例示的にはマルチロータ航空機１の垂直基準線１０ａと複数の同軸に配置されたロータ軸１２との間に定義される。好適には、複数の縦方向傾斜角１１の可能な及び実現される数は、提供される推力発生ユニットの基本的な数に依存する。

より具体的には、本発明の一態様によれば、複数の推力発生ユニット３のうち少なくとも１つは、マルチロータ航空機１の垂直基準線１０ａと複数の推力発生ユニット３のうちこの少なくとも１つの推力発生ユニットの第１及び第２の一致したロータ軸との間に定義される第１の縦方向傾斜角だけ、マルチロータ航空機１の縦方向１ａに傾斜されている。第１の縦方向傾斜角は、好適には−４５°から＋８０°の範囲内に含まれ、優先的には７°に等しい。

例示的には、複数の推力発生ユニット３のうち推力発生ユニット３ｃは、垂直基準線１０ａとロータ軸１２ｃとの間に定義される第１の縦方向傾斜角１１ａだけ傾斜され、ここで、この第１の縦方向傾斜角１１ａは、好適には−４５°から＋８０°の範囲内に含まれ、優先的には７°に等しい。もっとも、図１及び図２の複数の推力発生ユニット３のうち推力発生ユニット３ａも、好適には第１の縦方向傾斜角１１ａだけ傾斜されることに注意されたい。

本発明の一態様によれば、複数の推力発生ユニット３のうち少なくとも１つは、垂直基準線１０ａと複数の推力発生ユニット３のうちこの少なくとも１つの推力発生ユニットの第１及び第２の一致したロータ軸との間に定義される第２の縦方向傾斜角だけ、マルチロータ航空機１の縦方向１ａに傾斜されている。第２の縦方向傾斜角も、好適には−４５°から＋８０°の範囲内に含まれ、優先的には７°に等しい。

例示的には、複数の推力発生ユニット３のうち推力発生ユニット３ｄは、垂直基準線１０ａとロータ軸１２ｄとの間に定義される第２の縦方向傾斜角１１ｂだけ傾斜され、ここで、この第２の縦方向傾斜角１１ｂは、好適には−４５°から＋８０°の範囲内に含まれ、優先的には７°に等しい。もっとも、図１及び図２の複数の推力発生ユニット３のうち推力発生ユニット３ｂも、好適には第２の縦方向傾斜角１１ｂだけ傾斜されることに注意されたい。

図４は、例示的に幅２ｂを有する、図３の胴体２を備えたマルチロータ航空機１を示す。この幅は、胴体２の左の最も外側と右の最も外側との間でマルチロータ航空機１の縦方向１ａに直交して測定される最大距離として定義される。

図３によれば、例示的な無故障運航モードにおけるマルチロータ航空機１が示され、ここで、複数の推力発生ユニット３は、複数の上部及び下部ロータアセンブリ７，８によって推力９を発生させる。上部及び下部ロータアセンブリ７ｃ，８ｃはロータ軸１２ｃを定義し、上部及び下部ロータアセンブリ７ｄ，８ｄはロータ軸１２ｄを定義する。

さらに、上部及び下部ロータアセンブリ７ａ，８ａは、共通してロータ軸１２ａと称される第１及び第２の一致したロータ軸を例示的に定義し、上部及び下部ロータアセンブリ７ｂ，８ｂは、共通してロータ軸１２ｂと称される第１及び第２の一致したロータ軸を定義する。なお、ロータ軸１２ａ，１２ｂ，１２ｃ，１２ｄは、マルチロータ航空機１の全体の複雑さ、システム重量、ならびに幾何学的寸法を低減するために、好適には説明される通りに実現される。

好適には、複数の推力発生ユニット３は、低減された突風感受性を提供するため、及びマルチロータ航空機１の操縦性を高めるために、複数の横方向傾斜角１３だけマルチロータ航空機１の横方向１ｂに傾斜される。複数の横方向傾斜角１３は、例示的にはマルチロータ航空機１の垂直基準線１０ａと複数の同軸に配置されたロータ軸１２との間に定義される。好適には、複数の横方向傾斜角１３の可能な及び実現される数は、提供される推力発生ユニットの基本的な数に依存する。

より具体的には、本発明の一態様によれば、複数の推力発生ユニット３のうち少なくとも１つは、マルチロータ航空機１の垂直基準線１０ａと複数の推力発生ユニット３のうちこの少なくとも１つの推力発生ユニットの第１及び第２の一致したロータ軸との間に定義される第１の横方向傾斜角だけ、マルチロータ航空機１の横方向１ｂに傾斜されている。第１の横方向傾斜角は、好適には−４５°から＋８０°の範囲内に含まれ、優先的には５°に等しい。

例示的には、複数の推力発生ユニット３のうち推力発生ユニット３ａは、垂直基準線１０ａとロータ軸１２ａとの間に定義される第１の横方向傾斜角１３ａだけ傾斜され、ここで、この第１の横方向傾斜角１３ａは、好適には−４５°から＋８０°の範囲内に含まれ、優先的には５°に等しい。もっとも、図１及び図２の複数の推力発生ユニット３のうち推力発生ユニット３ｃも、好適には第１の横方向傾斜角１３ａだけ傾斜されることに注意されたい。

本発明の一態様によれば、複数の推力発生ユニット３のうち少なくとも１つは、マルチロータ航空機１の垂直基準線１０ａと複数の推力発生ユニット３のうちこの少なくとも１つの推力発生ユニットの第１及び第２の一致したロータ軸との間に定義される第２の横方向傾斜角だけ、マルチロータ航空機１の横方向１ｂに傾斜されている。第２の横方向傾斜角は、好適には−４５°から＋８０°の範囲内に含まれ、優先的には５°に等しい。

例示的には、複数の推力発生ユニット３のうち推力発生ユニット３ｂは、垂直基準線１０ａとロータ軸１２ｂとの間に定義される第２の横方向傾斜角１３ｂだけ傾斜され、ここで、この第２の横方向傾斜角１３ｂは、好適には−４５°から＋８０°の範囲内に含まれ、優先的には５°に等しい。もっとも、図１及び図２の複数の推力発生ユニット３のうち推力発生ユニット３ｄも、好適には第２の横方向傾斜角１３ｂだけ傾斜されることに注意されたい。

図５は、前の各図の推力発生ユニット３ｄを、その例示的な構成をさらに説明するために、上部ロータアセンブリ７ｄ、下部ロータアセンブリ８ｄ、ギアボックスフェアリング５ｄ、及び任意のシュラウド６ｄとともに示している。なお、前の各図の推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃは好適には類似の構成を備えており、したがって、推力発生ユニット３ｄは、簡単及び簡潔のために、すべての推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄを代表するものとしてのみ記載されていることに注意されたい。

本発明の一態様によれば、上部ロータアセンブリ７ｄは、動作時に推力を発生させるために、少なくとも２つ、例示的には３つのロータブレード１８ａ，１８ｂ，１８ｃを備えている。同様に、好適には下部ロータアセンブリ８ｄも、動作時に推力を発生させるために、少なくとも２つ、例示的には３つのロータブレード１９ａ，１９ｂ，１９ｃを備えている。

さらに、好適には、動作時にロータブレード１８ａ，１８ｂ，１８ｃ、すなわち上部ロータアセンブリ７ｄを駆動するための少なくとも１つの第１のエンジン１４ａが設けられるとともに、動作時にロータブレード１９ａ，１９ｂ，１９ｃ、すなわち下部ロータアセンブリ８ｄを駆動するための少なくとも１つの第２のエンジン１４ｂが設けられる。少なくとも１つの第１のエンジン１４ａは、好適には図１を参照して上述した航空機運航構造と関連付けられており、少なくとも１つの第２のエンジン１４ｂは好適には図１を参照して上述した冗長セキュリティアーキテクチャと関連付けられている。

例えば図５に図示されるように、本発明の実施形態は、所与の推力発生ユニット３ｄにおいて仰角方向１ｃに沿った上部位置を有する１つの第１のエンジン１４ａと、推力発生ユニット３ｄにおいて仰角方向１ｃに沿った下部位置を有する１つの第２のエンジン１４ｂと、を備える。同じ推力発生ユニットの上部の第１のエンジン１４ａ及び下部の第１のエンジン１４ｂは、推力発生ユニット３ｄの直立二重運動源（ｕｐｒｉｇｈｔ ｄｕａｌ ｍｏｔｉｏｎ ｓｏｕｒｃｅ）を形成する。

複数航空機１の推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄ，３ｘ，３ｙのうち少なくともいくつか又はすべてにそのような直立二重運動源を有することによって、本発明が、推力発生ユニットのうち１つ又は複数におけるエンジン故障時の複数航空機１の安全性を高める運動源冗長設計を提供することが可能になる。

以降でさらなる詳細が明らかになるように、推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄ，３ｘ，３ｙの所与のそのような直立二重運動源において上部の第１のエンジン１４ａ又は下部の第１のエンジン１４ｂのうち一方が故障した場合には、他方の故障していないエンジン１４ａ又は１４ｂが、推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄ，３ｘ，３ｙを有効に維持し、ひいては複数航空機１の飛行継続を保証するために用いられる。

例示的には、少なくとも１つの第１及び第２のエンジン１４ａ，１４ｂはギアボックスフェアリング５ｄの内部に配置されており、したがってギアボックスフェアリングによって囲まれている。

なお、任意選択的には、少なくとも１つの第１及び第２のエンジン１４ａ，１４ｂとロータブレード１８ａ，１８ｂ，１８ｃもしくは１９ａ，１９ｂ，１９ｃとの間に、１つ以上のギアボックス（図８の２８）が導入可能である。１つ以上のギアボックスをそのように任意選択的に導入することによって、少なくとも１つの第１及び第２のエンジン１４ａ，１４ｂは、動作効率が高められ得る。なぜなら、回転速度が高められるからである。

また、少なくとも１つの第１及び第２のエンジン１４ａ，１４ｂは、例えばタービン、ディーゼルエンジン、ガソリンエンジン、電気エンジンなど、動作時にトルクを発生させることができ、且つ、動作時にロータブレード１８ａ，１８ｂ，１８ｃもしくは１９ａ，１９ｂ，１９ｃ、すなわち上部及び下部ロータアセンブリ７ｄもしくは８ｄを回転させるためにロータブレード１８ａ，１８ｂ，１８ｃもしくは１９ａ，１９ｂ，１９ｃに接続可能な、任意の適当なエンジンによって実現可能であることに注意されたい。もっとも、そのようなエンジンは、当業者には周知であるし、本発明の一部ではないから、簡単及び簡潔のためにこれ以上詳細には説明しない。

好適には、上部ロータアセンブリ７ｄは、動作時に第１の回転方向１５で回転するように適合される。同様に、下部ロータアセンブリ８ｄは、動作時に第２の回転方向１６で回転するように適合される。例示的には、第１及び第２の回転方向１５，１６は互いに反対である。

本発明の一態様によれば、少なくとも上部ロータアセンブリ７ｄ、及び、より詳細にはそのロータブレード１８ａ，１８ｂ，１８ｃは、任意のピッチ変化１７を有する。同様に、下部ロータアセンブリ８ｄのロータブレード１９ａ，１９ｂ，１９ｃもまた、好適にはそのような任意のピッチ変化を有する。その場合、図３及び図４の発生した推力９の制御は、動作時にピッチ変化によって、ＲＰＭ変化によって、又はピッチ変化とＲＰＭ変化との組み合わせによって、達成され得る。

これに対し、上部及び下部ロータアセンブリ７ｄ，８ｄがそのような任意のピッチ変化を有さない場合、例えば、ロータブレード１８ａ，１８ｂ，１８ｃもしくは１９ａ，１９ｂ，１９ｃが固定ピッチブレードとして実現されている場合には、図３及び図４の発生した推力９の動作時のピッチ変化による制御は実施され得ない。その場合、動作時に上部及び下部ロータアセンブリ７ｄ，８ｄによって発生された図３及び図４の推力９の制御に用いることができるのは、ＲＰＭ変化のみである。

本発明の一態様によれば、上部及び下部ロータアセンブリ７ｄ，８ｄの各々は、個々に寸法決めされており、図４の胴体幅２ｂの０．０５倍から６倍に及ぶ直径２０ｆを有する。これは以降では単純化のためＷと示される。換言すれば、図４の直径２０ｆは好適には０．０５×Ｗから６×Ｗに及び、優先的には１．５×Ｗに等しい。

例示的には、直径２０ｆは、任意のシュラウド６ｄの内面２０ａの直径によって定義される。シュラウドは、例示的にはさらに外面２０ｂを備え、前縁２０ｄ及び後縁２０ｅを定義する。好適には、内面２０ａと、外面２０ｂと、前縁２０ｄと、後縁２０ｅとの間には内容積２０ｃが定義される。この内部容積２０ｃは、例えば、前の各図のマルチロータ航空機１のバッテリシステム（図７の２５）のための収容容積として用いられ得る。

図６は、要求される安全水準に到達するとともに飛行の機械的挙動を満足するために好適には別々のロータ平面２１，２２を定義する上部及び下部ロータアセンブリ７ｄ，８ｄを備えた、図５の推力発生ユニット３ｄの概略図を示す。例示的には、ロータ平面２１，２２は、重なり合って配置される。

上部及び下部ロータアセンブリ７ｄ，８ｄは、動作時には、ギアボックスフェアリング５ｄ内に配置された少なくとも１つの第１及び第２のエンジン１４ａ，１４ｂによってそれぞれ駆動される。上述のように、上部及び下部ロータアセンブリ７ｄ，８ｄは、好適には、上部ロータアセンブリ７ｄに関連付けられた第１のロータ軸と下部ロータアセンブリ８ｄに関連付けられた第２のロータ軸８ｄとによって共通に定義されるロータ軸１２ｄまわりに回転する。

本発明の一態様によれば、これらの第１及び第２のロータ軸は、関連する傾斜角２１ａ，２２ａだけ傾斜され得る。これらの傾斜角は、好適には−６０°から＋６０°の範囲内に含まれ、優先的には０°に等しい。

しかしながら、関連する傾斜角２１ａ，２２ａが、ロータ平面２１，２２が交差するように選択される場合には、上部及び下部ロータアセンブリ７ｄ，８ｄは動作時には相互に噛み合っている。これは、図３及び図４に従って発生される推力９の基本的な方向すなわちベクトルを変化させるべく、少なくとも１つの第１及び第２のエンジン１４ａ，１４ｂを、対応するロータ平面２１，２２を中心として積極的に回転させるためには、差し支えないであろう。代替的には、そのようなロータ軸１２ｄは、関連する傾斜角２１ａ，２２ａのうち一方の分だけ傾斜され得る。

図７は、例示的なエネルギ貯蔵部及びその配分システムを説明するために、前の各図のマルチロータ航空機１を、簡単にした概略図で示す。上述のように、マルチロータ航空機１は、胴体２と、上部及び下部ロータアセンブリ７ａ，８ａ；７ｂ，８ｂ；７ｃ，８ｃ；７ｄ，８ｄを有する推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄと、を備えていて、上部及び下部ロータアセンブリはそれぞれ上部及び下部ロータ平面２１，２２を定義し、動作時には各エンジン１４ａ，１４ｂによって、例示的には関連するエンジンシャフト２３を介して駆動される。

図７では、マルチロータ航空機１は少なくとも２つ、つまり４つの推力発生ユニット３ａ，３ｘ，３ｃ，３ｄを有しており、これらは様々なロータアセンブリ、例えば７ａ，７ｂ，７ｃ及び７ｄを含む航空機運航構造を形成する。

そのような推力発生ユニットは、無故障運航モードでのマルチロータ航空機１の運航に適合されている。様々なロータアセンブリ、例えば８ａ，８ｂ，８ｃ，８ｄを含む冗長セキュリティアーキテクチャは、少なくとも、様々なロータアセンブリ、例えば７ａ，７ｂ，７ｃ，７ｄを含む航空機運航構造における運航不良時のマルチロータ航空機１の運航に適合されている。

４つの推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄはそれぞれ、動作時に４つのロータアセンブリ７ａ，７ｂ，７ｃ，７ｄのうち第１のロータアセンブリを駆動するために設けられた少なくとも１つの第１のエンジン１４ａを有する。第２のエンジン１４ｂは、動作時にロータアセンブリ８ａ，８ｂ，８ｃ，８ｄのうち第２のロータアセンブリをそれぞれ駆動するために設けられている。このように、各第１のエンジン１４ａはロータアセンブリ７ａ，７ｂ，７ｃ，７ｄを含む航空機運航構造と関連付けられており、各第２のエンジン１４ｂはロータアセンブリ８ａ，８ｂ，８ｃ，８ｄを含む冗長セキュリティアーキテクチャと関連付けられている。

さらに、マルチロータ航空機１は、少なくとも２つのエネルギ提供ユニット２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄを備えたエネルギ貯蔵システム２４を有する。図７においては、少なくともマルチロータ航空機１が推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄを有するのと同じくらい多くのエネルギ提供ユニットが存在する。しかし、エネルギ提供ユニット２５ａ，２５ｂ，２５ｃ及び２５ｄの各々は、１つの所与の推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄに専用ではない。

実際には、航空機運航構造の少なくとも１つの推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄは、少なくとも２つのエネルギ提供ユニット２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄと関連付けられている。ユニット２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄのうち別の１つのエネルギ提供ユニットは、冗長セキュリティアーキテクチャの少なくとも２つの推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄと関連付けられている。

図７のマルチロータ航空機１は、エンジンエネルギ伝達配置２６を備えたエネルギ貯蔵システム２４を有する。例えば図１１では、エネルギ貯蔵システム２４は、１つのエンジンエネルギ伝達配置２６と、配分デバイス３６と、を備えている。

エンジンエネルギ伝達配置２６及び配分デバイス３６は、時には並行して、各推力発生ユニットとエネルギ提供ユニットとの機能連携を処理している。したがって、例えば故障の場合には、エネルギ提供ユニットのうち別の少なくとも１つは所与の側の１つの第１のエンジンにエネルギを提供するようにおそらくは配分デバイス３６と機能連携しており、さらに別のエネルギ提供ユニットも胴体の反対側の１つの第２のエンジンにエネルギを提供するようにおそらくは配分デバイス３６と機能連携している。

本発明の一態様によれば、マルチロータ航空機１はエネルギ貯蔵システム２４を備えており、このエネルギ貯蔵システムは、セキュリティ及び冗長性のために、少なくとも２つ、例示的には４つのエネルギ提供ユニット２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄを備える。より具体的には、エネルギ貯蔵システム２４は優先的にはバッテリシステム２５を備えており、エネルギ提供ユニット２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄは関連するバッテリユニットによって定義される。

なお、エネルギ貯蔵システム２４は概して、動作時に推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄのうち少なくとも１つの第１及び第２のエンジン１４ａ，１４ｂにエネルギを供給するために設けられている。したがって、エネルギ貯蔵システム２４は、バッテリユニットだけでなく、例えば燃料タンクなども含むどんな種類のエネルギ供給手段を備えていてもよい。

エネルギ貯蔵システム２４は、好適に及び例示的には胴体２に収容される。しかしながら、代替的には、例えば分割されて図１の複数の任意のシュラウドユニット６に収容されてもよい。

好適には、エネルギ提供ユニット２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄのうち少なくとも第１のエネルギ提供ユニットは、動作時に少なくとも１つの第１のエンジン１４ａにエネルギを提供するために、推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄのうち少なくとも１つの推力発生ユニットのこの少なくとも１つの第１のエンジン１４ａに接続されている。その一方で、エネルギ提供ユニット２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄのうち少なくとも第２のエネルギ提供ユニットは、動作時にこの少なくとも１つの第２のエンジン１４ｂにエネルギを提供するために、推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄのうち少なくとも１つの推力発生ユニットのこの少なくとも１つの第２のエンジン１４ｂに接続されている。この構成において、エネルギ提供ユニット２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄのうち少なくとも第１のエネルギ提供ユニットは図１を参照して上述した航空機運航構造と関連付けられており、エネルギ提供ユニット２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄのうち少なくとも第２のエネルギ提供ユニットは図１を参照して上述した冗長セキュリティアーキテクチャと関連付けられている。

より具体的には、エネルギ提供ユニット２５ａは、破線で示されているように、好適には関連するエンジンエネルギ伝達配置２６（例えば導電性配線、光パワートランスポンダなど）を介して、推力発生ユニット３ｂ及び３ｃの少なくとも１つの第１のエンジン１４ａに接続されている。同様に、エネルギ提供ユニット２５ｂは、やはり破線で示されているように、好適には関連するエンジンエネルギ伝達配置２６を介して、推力発生ユニット３ａ及び３ｄの少なくとも１つの第１のエンジン１４ａに接続されている。エネルギ提供ユニット２５ｃは、やはり破線で示されているように、好適には関連するエンジンエネルギ伝達配置２６を介して、推力発生ユニット３ｂ及び３ｃの少なくとも１つの第２のエンジン１４ｂに接続されている。そして、エネルギ提供ユニット２５ｄは、やはり破線で示されているように、好適には関連するエンジンエネルギ伝達配置２６を介して、推力発生ユニット３ａ及び３ｄの少なくとも１つの第２のエンジン１４ｂに接続されている。

このように、本発明の一態様によれば、マルチロータ航空機１の無故障運航モードにおいては、推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄの上部ロータアセンブリ７ａ，７ｂ，７ｃ，７ｄのみが、航空機運航構造による無故障運航モードに対応するエネルギ提供ユニット２５ａ，２５ｂによって動力供給される。よって、この場合、航空機運航構造は、それぞれ少なくとも１つの第１のエンジン１４ａを有する推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄの上部ロータアセンブリ７ａ，７ｂ，７ｃ，７ｄとエネルギ提供ユニット２５ａ，２５ｂとによって定義される。

しかしながら、上部ロータアセンブリ７ａ，７ｂ，７ｃ，７ｄ及び／又はエネルギ提供ユニット２５ａ，２５ｂが故障した場合、すなわち航空機運航構造の故障の場合には、例えばマルチロータ航空機１の墜落を回避するために、推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄの下部ロータアセンブリ８ａ，８ｂ，８ｃ，８ｄが、冗長セキュリティアーキテクチャによる故障運航モードに対応するエネルギ提供ユニット２５ｃ，２５ｄによって動力供給され得る。よって、この場合、冗長セキュリティアーキテクチャは、それぞれ少なくとも１つの第２のエンジン１４ｂを有する推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄの下部ロータアセンブリ８ａ，８ｂ，８ｃ，８ｄとエネルギ提供ユニット２５ｃ，２５ｄとによって定義される。

もっとも、上記の構成は例として説明されているに過ぎず、それによって本発明を限定するものではないことに注意されたい。そうではなく、本発明による航空機運航構造及び冗長セキュリティアーキテクチャを実現するのに適した様々な別の構成が実施可能である。しかしながら、そのような構成のいずれにおいても、エネルギ提供ユニット２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄの各々は、好適には推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄのうち胴体２の対向する側に配置されている少なくとも２つの異なる推力発生ユニットに動力供給するために用いられる。

例えば、本発明の例示的で代替的な一態様によれば、実線で示されるように、エネルギ提供ユニット２５ａは、関連するエンジンエネルギ伝達配置２６を介して、推力発生ユニット３ｂの少なくとも１つの第１のエンジン１４ａと、推力発生ユニット３ｃの少なくとも１つの第２のエンジン１４ｂと、に接続され得る。同様に、エネルギ提供ユニット２５ｂは、関連するエンジンエネルギ伝達配置２６を介して、推力発生ユニット３ｃの少なくとも１つの第１のエンジン１４ａと、推力発生ユニット３ｂの少なくとも１つの第２のエンジン１４ｂと、に接続され得る。また、エネルギ提供ユニット２５ｃは、関連するエンジンエネルギ伝達配置２６を介して、推力発生ユニット３ａの少なくとも１つの第１のエンジン１４ａと、推力発生ユニット３ｄの少なくとも１つの第２のエンジン１４ｂと、に接続され得る。

そして、エネルギ提供ユニット２５ｄは、関連するエンジンエネルギ伝達配置２６を介して、推力発生ユニット３ｄの少なくとも１つの第１のエンジン１４ａと、推力発生ユニット３ａの少なくとも１つの第２のエンジン１４ｂと、に接続され得る。この場合、エネルギ提供ユニット２５ａ，２５ｂは推力発生ユニット３ｂ，３ｄに動力供給するために用いられ、エネルギ提供ユニット２５ｃ，２５ｄは推力発生ユニット３ａ，３ｃに動力供給するために用いられる。したがって、エネルギ提供ユニット２５ｃ，２５ｄは推力発生ユニット３ａ，３ｃとともに航空機運航構造を定義するであろうし、エネルギ提供ユニット２５ａ，２５ｂは推力発生ユニット３ｂ，３ｄとともに冗長セキュリティアーキテクチャを定義するであろう。

図８は前の各図の少なくとも１つの第１のエンジン１４ａを示す。この第１のエンジンは、前の各図の上部ロータアセンブリ７ｄをロータ軸１２ｄまわりに回転させるために設けられている。本発明の一態様によれば、この少なくとも１つの第１のエンジン１４ａは、少なくとも２つの別々の電気コイル２７を備える単一の隔離された電気エンジンを定義する。

これらの少なくとも２つの別々の電気コイル２７は、好適には動作時に互いに独立して電力を提供するように適合されている。ここでは、電気コイル２７のうち少なくとも第１の電気コイルは、図１を参照して上述した航空機運航構造と関連付けられるとともに無故障運航モードにおいてエネルギを提供するように適合されており、電気コイル２７のうち少なくとも第２の電気コイルは、図１を参照して上述した冗長セキュリティアーキテクチャと関連付けられるとともに電気コイル２７のうち少なくとも第１の電気コイルが故障した場合にエネルギを提供するように適合されている。

本発明の一態様によれば、上部ロータアセンブリ７ｄは、エンジンシャフト２３と減速ギアボックス２８とを介して少なくとも１つの第１のエンジン１４ａに接続されている。減速ギアボックスは、動作時の上部ロータアセンブリ７ｄの回転速度を増加するのに適している。

図９は、図６の推力発生ユニット３ｄを、上部及び下部ロータアセンブリ７ｄ，８ｄとともに示す。しかしながら、図６とは対照的に、上部ロータアセンブリ７ｄはここでは好適には少なくとも１つの第１の及び１つの第２の上部ロータアセンブリ２９ａ，２９ｂを備えており、下部ロータアセンブリ８ｄは好適には少なくとも１つの第１の及び１つの第２の下部ロータアセンブリ３０ａ，３０ｂを備えている。

少なくとも１つの第１及び第２の上部ロータアセンブリ２９ａ，２９ｂは、好適にはそれぞれ第１及び第２の上部ロータ平面３１ａ，３１ｂを定義し、少なくとも１つの第１及び第２の下部ロータアセンブリ３０ａ，３０ｂは、好適にはそれぞれ第１及び第２の下部ロータ平面３２ａ，３２ｂを定義する。したがって、この場合、少なくとも４つの別々のロータ平面３１ａ，３１ｂ，３２ａ，３２ｂが提供される。これによって、提供される安全水準及び満足のいく飛行の機械的挙動をさらに向上させることが可能になる。

図１０は、図５の推力発生ユニット３ｄの概略図を、好適には別々のロータ平面２１，２２を定義する上部及び下部ロータアセンブリ７ｄ，８ｄとともに示す。上部及び下部ロータアセンブリ７ｄ，８ｄは、動作時には、少なくとも１つの第１及び第２のエンジン１４ａ，１４ｂによって駆動される。少なくとも１つの第１のエンジン１４ａは、好適には上部ロータアセンブリ７ｄを第１の上部ロータ軸３３まわりに回転させるように適合されており、少なくとも１つの第２のエンジン１４ｂは、好適には下部ロータアセンブリ８ｄを第２の下部ロータ軸３４まわりに回転させるように適合されている。

しかしながら、図５とは対照的に、第１及び第２のロータ軸３３，３４は、所定のロータ軸変位３５だけ離隔しており、すなわち互いに距離を置いている。この変位３５は、前の各図のマルチロータ航空機１の縦方向１ａ及び／又は横方向１ｂに配向され得る。

図１１は、前の各図のマルチロータ航空機１を、図７のエネルギ貯蔵システム２４とともに、簡単にした概略図で示す。図７で提供されているものに加え、マルチロータ航空機１の基本的なセキュリティ水準をさらに高めるために、エネルギ提供ユニット２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄと推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄとの間にエネルギ配分デバイス３６が導入されている。

本発明の実施形態は、図１１のエネルギ配分デバイス３６を図７のエネルギ伝達配置２６と併合する。

図１１を参照すると、エネルギ提供ユニット２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄのうち少なくとも２つが、例えば胴体２内に収容されている。他の実施形態は、エネルギユニットを、１つ又は複数の推力ユニット内に、及び／又は、胴体２に取り外し可能に取り付けられているが胴体の中に含まれてはいない付属システム内に、設けている。エネルギ貯蔵システム２４は、エネルギ提供ユニット２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄのうち１つと推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄのうち１つとの間に接続されたエネルギ配分デバイス３６を備えている。

図１１においては、マルチロータ航空機１は、マルチロータ航空機１が対応する推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄを有するのと同じくらい多くの、すなわち少なくとも４つの、エネルギ提供ユニット２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄを有している。また、図１１のマルチロータ航空機１は、対応するエネルギ貯蔵システム２４内に、エネルギ配分デバイス３６が存在しているのと同じくらい多くのエネルギ提供ユニットを有している。

エネルギ配分デバイス３６は、関連するエネルギ貯蔵伝達配置３８によってエネルギ提供ユニット２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄの各々に接続されるとともに、関連する配分エネルギ伝達配置３７（例えば配線、光パワートランスポンダなど）によって相互接続されている。本発明の一態様によれば、配分デバイス３６の各々は、推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄのうち少なくとも２つの対向する推力発生ユニットにエネルギを提供する。

エネルギ配分デバイス３６は、例えばエンジン又はエネルギ源が故障した場合に、マルチロータ航空機１の推力又はエネルギの、左側／右側、前向き／後向き、及び上向き／下向きのうち少なくとも１つの交差冗長急送（ｃｒｏｓｓｅｄ ｒｅｄｕｎｄａｎｔ ｄｉｓｐａｔｃｈｉｎｇ）をするように適合されている。

図７又は１１のエネルギ提供ユニットのうち少なくとも１つ、例えば２５ａは、推力発生ユニットの後方の横向きの対３ｂ−３ｄのうち少なくとも１つに関して推力発生ユニットの前方の横向きの対３ａ−３ｃのうち胴体２の左側の少なくとも１つの推力発生ユニット、例えば３ｃと関連付けられている。このエネルギ提供ユニット、例えば２５ａは、推力発生ユニットの後方の横向きの対のうち胴体２の右側の別の少なくとも１つの推力発生ユニットとも関連付けられている。

エネルギ提供ユニットのうち別の少なくとも１つ、例えば２５ｂは、推力発生ユニットの少なくとも１つの後方の横向きの対３ｘ−３ｙ，３ｂ−３ｄに関して推力発生ユニットの前方の横向きの対のうち胴体２の右側の別の少なくとも１つの推力発生ユニット、例えば３ａと関連付けられている。この別のエネルギ提供ユニット、例えば２５ｂは、推力発生ユニットの少なくとも１つの後方の横向きの対のうち胴体２の左側の別の少なくとも１つの推力発生ユニット、例えば３ｄとも関連付けられている。このように、推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄはここではそれぞれ、胴体２の縦方向１ａ及び横方向１ｂに関して互いに対向するように関連付けられている。

図７又は１１のマルチロータ航空機１においては、エネルギ提供ユニット２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄのうち少なくとも１つが、胴体２の所与の側で、推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄの第１のエンジン１４ａと関連付けられている。この少なくとも１つのエネルギ提供ユニット２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄは、胴体２の反対側、すなわち胴体２の縦方向１ａに関して所与の側に対向する側で、別の推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄの第２のエンジン１４ｂとも関連付けられている。エネルギ提供ユニット２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄのうち別の少なくとも１つは所与の側で第１のエンジン１４ａと関連付けられており、さらなるエネルギ提供ユニット２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄも胴体２の反対側で第２のエンジン１４ｂと関連付けられている。

図７又は１１のマルチロータ航空機１では、胴体２の所与の側の推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄは、推力発生ユニットの１つの所与の横向きの対に含まれている。この所与の横向きの対は、推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄの別の１つの横向きの対とは異なる。別の横向きの対は、所与の横向きの対に対して、胴体２の縦方向１ａに沿って前後にずれている。

図１２のマルチロータ航空機１では、マルチロータ航空機１は胴体２の縦方向１ａに沿って奇数の横向きの対を備えている。

図１２も、図１のものに類似しているが４つよりも多くの推力発生ユニット３を有するマルチロータ航空機１の上面図を示す。図１２のマルチロータ航空機１の機首端は左手にあり、マルチロータ航空機の機尾端は右手にある。したがって、マルチロータ航空機１の右側は図１２の上部に図示されており、マルチロータ航空機１の左側は下部に図示されている。

図１２のマルチロータ航空機１においては、推力発生ユニットの少なくとも１つの中間の横向きの対３ｘ−３ｙが推力発生ユニットの別の２つの横向きの対３ａ−３ｃ，３ｂ−３ｄの間に配置されており、これらの２対は中間の横向きの対３ｘ−３ｙに対して縦方向１ａに沿ってそれぞれ前後にずれている。

様々なユニットのうち所与の１つのエネルギ提供ユニットは、中間の横向きの対の所与の一方の側で第１のエンジン１４ａと関連付けられており、様々なユニットのうち別の１つのエネルギ提供ユニットは、縦方向１ａに関してこの所与の側とは反対側で中間の横向きの対の第１のエンジン１４ａと関連付けられている。様々なユニットのうちこの別の１つのエネルギ提供ユニットは、中間の横向きの対の所与の側で第２のエンジン１４ｂと関連付けられており、様々なユニットのうちこの所与の１つのエネルギ提供ユニットは、所与の側とは反対側で中間の横向きの対の第２のエンジン１４ｂと関連付けられている。

図１２では、航空機１は、胴体２に接続された推力発生ユニット３ａ，３ｘ，３ｂ及び３ｃ，３ｙ，３ｄを含む。推力発生ユニット３ａ，３ｘ，３ｂ及び３ｃ，３ｙ，３ｄはそれぞれ上部ロータアセンブリ７ａ，７ｘ，７ｂ，７ｃ，７ｙ，７ｄと下部ロータアセンブリ８ａ，８ｘ，８ｂ，８ｃ，８ｙ，８ｄとを備えており、これらもまた、図３及び図４の軸１２の例のように、一致したロータ軸を有する隣り合った構成で配置されている。

図１２の例のように、推力発生ユニット３ａ，３ｘ，３ｂ，３ｃ，３ｙ，３ｄはいずれも、胴体２について側面に、すなわち胴体２の縦方向１ａで後ろから見て胴体の左側又は右側に配置されている。

図１２の例によれば、航空機１は、他の実施形態のシステム２４と均等なエネルギ貯蔵システムを備えている。セキュリティ及び冗長性のため、図１２のエネルギ貯蔵システムは、他の実施形態のものと均等なエネルギ提供ユニットを備える。例えば、図１２のエネルギ貯蔵システムは、少なくとも６つのエネルギ提供ユニットを備えている。

図１２の例は、エネルギ貯蔵システムが、優先的には例えばバッテリのような電源システムを備えることを規定している。エネルギ提供ユニットは関連する電源ユニットによって定義される。このような場合、そうしたエネルギ貯蔵システムは、例えば、動作中の推力発生ユニット３ａ，３ｘ，３ｂ，３ｃ，３ｙ，３ｄのうち少なくとも１つの第１及び第２のエンジンにエネルギを供給するために提供される。他の実施形態においては、図１２のエネルギ貯蔵システムは、バッテリユニットだけでなく、例えば燃料タンク、発電機、又は航空学の要件に準拠する他の電源を含む様々な種類のエネルギ供給手段を備える。

エネルギ貯蔵システム２４は、例示的には胴体２に収容される。しかしながら、代替的には、例えば分割されて図１の複数の任意のシュラウドユニット６に収容されてもよい。

前述の実施形態と同様に、本発明による関連付けは、無故障運航モード（通常運航）において、及び航空機運航構造が故障した場合には冗長的に、図１２の実施形態の推力発生ユニット３ａ，３ｘ，３ｂ，３ｃ，３ｙ，３ｄにエネルギを供給する。

例えばある所与の構造における故障の際に即座に起動され且つおそらくは交換自在に動作することが可能な複数の電源と、推力源と、運動源（例えばエンジン）と、を有することは、少なくとも２つの個々のロータアセンブリと、冗長な隔離された電源レイアウトと、冗長な電力供給及びハーネスのレイアウトと、基本的な電力管理の物理的分離及び隔離と、冗長な隔離された電気エンジンと、場合によってはロータアセンブリ７及び８のピッチ制御及び／又はＲＰＭ制御と、の本発明による組み合わせ／相関を可能にする。

図１３の例においては、航空機運航構造は、無故障運航モードでの航空機１の運航に適合されている。冗長セキュリティアーキテクチャは、少なくとも、運航時に航空機運航構造が故障した場合のマルチロータ航空機１の運航に適応されている。したがって、前述の例と同様に、冗長セキュリティアーキテクチャは、乗客の輸送に関して適用される当局の規則及び許認可要件に準拠するように提供される。

図１３は、それぞれが２つのロータアセンブリを備えた少なくとも２つの推力発生ユニットのうち少なくとも一方を備えている。

既に明らかなように、少なくとも２つのロータアセンブリの各々は、図６及び１０の平面２１，２２と同様、関連するロータ平面を定義する。これらのロータアセンブリのうち第１のロータアセンブリ（例えば７ｄ）は航空機運航構造と関連付けられており、ロータアセンブリのうち第２のロータアセンブリは冗長セキュリティアーキテクチャと関連付けられている。

図１３は、動作中の少なくとも２つのロータアセンブリのうち第１のロータアセンブリを駆動するために設けられた少なくとも１つの第１のエンジン、及び、動作中の少なくとも２つのロータアセンブリのうち第２のロータアセンブリを駆動するための少なくとも１つの第２のエンジンも備えている。少なくとも１つの第１のエンジンは航空機運航構造と関連付けられており、少なくとも１つの第２のエンジンは冗長セキュリティアーキテクチャと関連付けられている。

図示はしないが、図１３の実施形態は、図７及び／又は図１１のように関連付けをすること、接続すること、及びエネルギを供給すること、を含む。例えば、図１１によれば、航空機１の基本的なセキュリティ水準をさらに高めるために、（例えばエンジン３６に類似の）エネルギ配分デバイスがエネルギ提供ユニットと推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄとの間に導入される。

図１３に示される胴体２は、仰角方向１ｃの上下長、及びマルチロータ航空機１全体の重力の中心ＣｏＧＰも有している。

重力の中心ＣｏＧＰは胴体２の内部に位置している。重力の中心ＣｏＧＰはさらに、交差推進容積ＣＰＶの重心を形成する。

図１３では、交差推進容積ＣＰＶは、縦方向１ａに沿って延伸する前後寸法Ｒｘと、横方向１ｂに沿って延伸する左右寸法Ｒｙと、仰角方向（１ｂ）に沿って延伸する上下寸法Ｒｚと、にわたって広がっている。

図１３の実施形態においては、前後寸法Ｒｘは、前後寸法Ｌｘの０．０１倍から０．９倍の間に含まれる。左右長Ｒｙは、左右長Ｗｙの０．０１倍から０．９倍の間に含まれる。上下寸法Ｒｚは上下長Ｅｚの−２倍から＋２倍の間に含まれる。このように、交差推進容積ＣＰＶの寸法は、交差推進容積ＣＰＶが重力の中心ＣｏＧＰを含んでいる状態での、胴体２の対応する長さの範囲である。

図１３では、少なくとも２つの推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄが交差連結対向レイアウト（ｃｒｏｓｓｌｉｎｋ ｏｐｐｏｓｅｄ ｌａｙｏｕｔ）で配置されている。この少なくとも２つの推力発生ユニットのうち１つは、別の１つに対して、すべての交差推進軸が交差推進容積ＣＰＶの内部で交わるように、各交差推進軸ＡＸ，ＡＸ２，ＡＹ１，ＡＹ２，及びＡＺ１，ＡＺ２上の交差連結対向位置で、交差した横向き、長さ向きの箇所に配置されている。したがって、交差推進軸ＡＸ１，ＡＸ２，ＡＹ１，ＡＹ２，及びＡＺ１，ＡＺ２は、重力の中心ＣｏＧＰに可能な限り接近した箇所で交わる。

次に図１４を参照すると、胴体２の所与の側の少なくとも２つの推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄのうち１つの推力発生ユニットの少なくとも１つの第１のエンジン１４ａは、その所与の側に対向する他方の側の少なくとも２つの推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄのうち別の推力発生ユニットの第２のエンジン１４ｂに対して、冗長で隔離されたレイアウトで配置されている。

これらの少なくとも１つの第１のエンジン１４ａ及び第２のエンジン１４ｂは、各交差推進軸ＡＸ１，ＡＸ２上の交差連結対向位置において上向き／下向きの箇所に配置されている。少なくとも１つの第１のエンジン１４ｂ及び第２のエンジン１４ａの各々は、交差推進容積ＣＰＶの外部に配置されている。

図１４及び１５の実施形態においては、少なくとも２つのエネルギ提供ユニット２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄのうち少なくともいくつかが、交差推進容積ＣＰＶ内に配置される。他の実施形態は、交差推進容積ＣＰＶの外部に配置された少なくともいくつかの異なるエネルギ提供ユニット、例えば推力ユニットのうち少なくともいくつかの中に位置するユニットを提供する。

そのような実施形態においては、推力発生ユニット３ａ−３ｃ，３ｈ−３ｇ，３ｘ−３ｙ，３ｆ−３ｅ，３ｂ−３ｄは、各交差推進軸上の交差連結対向位置で、交差した横向き、長さ向きの箇所に、少なくとも２つの推力発生ユニットのうち１つが別の１つに対して冗長な隔離されたレイアウトで協働する対として配置されている。図１３のように、すべての交差推進軸は交差推進容積ＣＰＶの内部で交わる。

したがって、所与の左／右側の推力発生ユニットの少なくとも１つの第１のエンジン１４ｂ及び第２のエンジン１４ａは、各交差推進軸上の交差連結対向位置で、交差した上向き／下向きの箇所に、別の推力発生ユニットの他の第１又は第２のエンジンに対して冗長な隔離されたレイアウトで協働する対として配置されている。

エネルギ配分デバイス３６及び／又はエネルギ伝達デバイス２６，３７，３８は、少なくとも２つのエネルギ提供ユニット２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄを少なくとも２つの推力発生ユニット３ａ，３ｘ，３ｂ，３ｃ，３ｙ，３ｄに接続する。これらの推力発生ユニットは、各交差推進軸ＡＸ０１，ＡＸ０２，ＡＸ０３上の対向する位置によって定義される交差した横向き、長さ向き、及び場合によっては上下向きの箇所に、１つが別の１つに対して配置される。

図１４は、内部に４つのエネルギ提供ユニット２５ａ，２５ｂ，２５ｃ及び２５ｄが収容されている胴体２から外側に延伸する４つの推力発生ユニット３ａ，３ｂ，３ｃ及び３ｄを有するマルチロータ航空機１の一実施形態を示す。

図１４の４つの推力発生ユニット及び４つのエネルギ提供ユニットは、仰角方向１ｃに直交する平面内の仮想関連付け線ＡＸ１，ＡＸ２、横方向１ｂに直交する平面内のＡＹ１，ＡＹ２、及び縦方向１ａに直交する平面内のＡＺ１，ＡＺ２の相互交差スキームと接続されており、したがって交差推進容積ＣＰＶの内部で重力の中心ＣｏＧＰにかなり近接して互いに交差する。

図１５はマルチロータ航空機１の様々な実施形態を示すもので、それぞれ（上から下、左手から右手に）推力発生ユニットの２つの横向きの対３ａ−ｃ及び３ｂ−３ｄ、推力発生ユニットの３つの横向きの対３ａ−ｃ，３ｘ−３ｙ，３ｘ−ｙ，３ｂ−ｄ、推力発生ユニットの４つの横向きの対３ａ−ｃ，３ｇ−３ｈ，３ｘ−ｙ，３ｂ−ｄ、及び推力発生ユニットの５つの横向きの対３ａ−ｃ，３ｇ−３ｈ，３ｘ−ｙ，３ｂ−ｄ，３ｅ−ｆを有している。

ここでも、各横向きの対は、胴体２の一方の側面から反対の側へと、冗長な交差連結配置で外側に広がる。

図１５の実施形態の各々に関して、交差推進容積の前後長、左右長、及び上下長は、交差仮想関連線ＡＸ１，ＡＸ２，ＡＸ３，ＡＸ４，ＡＸ５が交差推進容積の内部の重力の中心ＣｏＧＰの近くで互いに交差する交差領域を定義する。

図１５では、マルチロータ航空機１は、推力及びエネルギの、機首／機尾、及び／又は上／下、及び／又は左／右の交差冗長急送のために、安全急送中央パターンを提供する。

最後に、上述の本発明の態様を修正したものも、当業者の常識の範囲内にあり、したがって本発明の一部であると見なされることに注意されたい。

１ マルチロータ航空機
１ａ 航空機縦方向
１ｂ 航空機横方向
２ 航空機機体
２ａ 航空機機体内容積
２ｂ 航空機機体幅
３ 推力発生ユニット
３ａ，３ｘ，３ｂ，３ｃ，３ｙ，３ｄ 推力発生ユニット
４ 推力発生ユニット構造的支持体
４ａ，４ｘ，４ｂ，４ｃ，４ｙ，４ｄ 推力発生ユニット構造的支持体
５ ギアボックスフェアリング
５ａ，５ｘ，５ｂ，５ｃ，５ｙ，５ｄ ギアボックスフェアリング
６ シュラウドユニット
６ａ，６ｘ，６ｂ，６ｃ，６ｙ，６ｄ シュラウド
７ 上部ロータアセンブリ
７ａ，７ｘ，７ｂ，７ｃ，７ｙ，７ｄ 上部ロータアセンブリ
８ 下部ロータアセンブリ
８ａ，８ｘ，８ｂ，８ｃ，８ｙ，８ｄ 下部ロータアセンブリ
９ 推力
１０ 地面
１０ａ 垂直ｒｅｓｐ．垂直の基準線
１１ 縦方向傾斜角
１１ａ，１１ｂ 縦方向傾斜角
１２ ロータ軸
１２ａ，１２ｂ，１２ｃ，１２ｄ ロータ軸
１３ 横方向傾斜角
１３ａ，１３ｂ 横方向傾斜角
１４ａ 上部ロータアセンブリエンジン
１４ｂ 下部ロータアセンブリエンジン
１５ 上部ロータアセンブリ回転方向
１６ 下部ロータアセンブリ回転方向
１７ ピッチ変化
１８ａ，１８ｂ，１８ｃ 上部ロータアセンブリロータブレード
１９ａ，１９ｂ，１９ｃ 下部ロータアセンブリロータブレード
２０ａ シュラウド内面
２０ｂ シュラウド外面
２０ｃ シュラウド内容積
２０ｄ シュラウド前縁
２０ｅ シュラウド外縁
２０ｆ シュラウド内径ｒｅｓｐ．ロータアセンブリ直径
２１ 上部ロータアセンブリロータ平面
２１ａ 上部平面傾斜角
２２ 下部ロータアセンブリロータ平面
２２ａ 下部平面傾斜角
２３ エンジンシャフト
２４ エネルギ貯蔵システム
２５ バッテリシステム
２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄ バッテリユニット
２６ エンジンエネルギ伝達配置（例えば配線、光パワートランスポンダなど）
２７ 電気コイル
２８ 減速ギアボックス
２９ａ，２９ｂ 第１及び第２の上部ロータアセンブリ
３０ａ，３０ｂ 第１及び第２の下部ロータアセンブリ
３１ａ，３１ｂ 第１及び第２の上部ロータアセンブリロータ平面
３２ａ，３２ｂ 第１及び第２の下部ロータアセンブリロータ平面
３３ 上部ロータアセンブリロータ軸
３４ 下部ロータアセンブリロータ軸
３５ ロータ軸変位
３６ エネルギ配分デバイス
３７ 配分エネルギ伝達配置（例えば配線、光パワートランスポンダなど）
３８ エネルギ貯蔵エネルギ伝達配置（例えば配線、光パワートランスポンダなど）
ＡＸ１，ＡＸ２，ＡＸ３，ＡＸ４，ＡＸ５，ＡＹ１，ＡＹ２，Ａ２１，ＡＺ２ 交差推進軸
ＣｏＧＰ 重力の中心
ＣＰＶ 交差推進容積
Ｌｘ 胴体の前後長
Ｒｘ ＣＰＶの前後寸法
Ｗｙ 胴体の左右長
Ｒｙ ＣＰＶの左右寸法
Ｅｚ 胴体の上下長
Ｒｚ ＣＰＶの上下寸法

Claims (21)

1. 乗客の輸送に適合された内容積（２ａ）を定義する胴体（２）を有するマルチロータ航空機（１）であって、
   前記マルチロータ航空機（１）は、前記胴体（２）に構造的に接続された複数の推力発生ユニット（３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄ）を有し、
   前記マルチロータ航空機（１）は、無故障運航モードでの前記マルチロータ航空機（１）の運航に適合された航空機作動構造（７ａ，８ｘ，７ｂ，７ｃ，８ｙ，７ｄ，１４ａ）と、少なくとも運航時に前記航空機運航構造（７ａ，８ｘ，７ｂ，７ｃ，８ｙ，７ｄ，１４ａ）が故障した場合の前記マルチロータ航空機（１）の運航に適合された冗長セキュリティアーキテクチャ（８ａ，７ｘ，８ｂ，８ｃ，７ｙ，８ｄ，１４ｂ）と、を有し、
   少なくとも２つの推力発生ユニット（３ｄ）は、少なくとも２つのロータアセンブリ（７ｄ，８ｄ）を備え、前記少なくとも２つのロータアセンブリ（７ｄ，８ｄ）の各々は、関連するロータ平面（２１，２２）を定義し、前記少なくとも２つのロータアセンブリのうちの第１のロータアセンブリ（７ｄ）は、前記航空機運航構造（７ａ，８ｘ，７ｂ，７ｃ，８ｙ，７ｄ，１４ａ）と関連付けられており、前記少なくとも２つのロータアセンブリのうち第２のロータアセンブリ（８ｄ）は、冗長セキュリティアーキテクチャ（８ａ，７ｘ，８ｂ，８ｃ，７ｙ，８ｄ，１４ｂ）と関連付けられており、
   前記少なくとも２つの推力発生ユニット（３ａ，３ｘ，３ｂ，３ｃ，３ｙ，３ｄ）は、動作中の少なくとも２つのロータアセンブリのうちの第１のロータアセンブリ（７ｄ）を駆動するために設けられた少なくとも１つの第１のエンジン（１４ａ）と、少なくとも動作中の前記少なくとも２つのロータアセンブリのうち第２のロータアセンブリ（８ｄ）を駆動するために設けられた少なくとも１つの第２のエンジン（１４ｂ）と、を有し、前記少なくとも１つの第１のエンジン（１４ａ）は、前記航空機運航構造（７ａ，７ｂ，７ｃ，７ｄ，１４ａ）と関連付けられており、前記少なくとも１つの第２のエンジン（１４ｂ）は、前記冗長セキュリティアーキテクチャ（８ａ，８ｂ，８ｃ，８ｄ，１４ｂ）と関連付けられており、
   前記マルチロータ航空機（１）は、エネルギ貯蔵システム（２４）を有しており、前記エネルギ貯蔵システム（２４）は、少なくとも２つのエネルギ提供ユニット（２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄ）を備え、
   前記少なくとも２つのエネルギ提供ユニットのうち少なくとも第１のエネルギ提供ユニット（２５ｄ）は、動作中の前記少なくとも１つの第１のエンジン（１４ａ）にエネルギを提供するために前記少なくとも１つの第１のエンジン（１４ａ）に接続されており、
   前記少なくとも２つのエネルギ提供ユニットのうち少なくとも第２のエネルギ提供ユニット（２５ｃ）は、動作中の前記少なくとも１つの第２のエンジン（１４ｂ）にエネルギを提供するために前記少なくとも１つの第２のエンジン（１４ｂ）に接続されていることを特徴とする、マルチロータ航空機。
2. 前記胴体（２）は、前記胴体（２）の前から機尾へと縦方向（１ａ）に沿って、及び、前記胴体（２）の左側から右側へと横方向（１ｂ）に沿って、延伸し、
   前記マルチロータ航空機（１）は、横向きの対になって配置された少なくとも４つの推力発生ユニット（３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄ）を有し、各横向きの対は、横方向（１ｂ）に沿って、１つの推力発生ユニット（３ａ，３ｂ）が前記胴体（２）の前記左側に、及び、１つの推力発生ユニット（３ｃ，３ｄ）が前記右側に、それぞれ配置され、
   したがって、少なくとも２つの推力発生ユニット（３ａ，３ｂ）が前記胴体（２）の前記右側に配置され、少なくとも２つの別の推力発生ユニット（３ｃ，３ｄ）が前記胴体（２）の前記左側に配置されることを特徴とする、請求項１に記載のマルチロータ航空機（１）。
3. 前記エネルギ提供ユニット（２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄ）のうち少なくとも１つは、推力発生ユニットの後方の横向きの対（３ｘ−３ｙ，３ｂ−３ｄ）のうち少なくとも１つに関して推力発生ユニット（３ａ，３ｘ，３ｂ，３ｃ，３ｙ，３ｄ）の前方の横向きの対のうち前記胴体（２）の左側の少なくとも１つの推力発生ユニット（３ｃ、３ｙ、３ｄ）と関連付けられており、前記エネルギ提供ユニットは、推力発生ユニットの前記後方の横向きの対（３ｘ−３ｙ，３ｂ−３ｄ）のうち前記胴体（２）の右側の別の少なくとも１つの推力発生ユニット（３ａ，３ｘ，３ｂ）とも関連付けられており、
   前記エネルギ提供ユニット（２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄ）のうち別の少なくとも１つは、推力発生ユニットの後方の横向きの対（３ｘ−３ｙ，３ｂ−３ｄ）に関して推力発生ユニット（３ａ，３ｘ，３ｂ，３ｃ，３ｙ，３ｄ）の前記前方の横向きの対のうち前記胴体（２）の右側の少なくともさらに１つの推力発生ユニット（３ａ、３ｘ、３ｂ）と関連付けられており、前記別のエネルギ提供ユニットは、推力発生ユニットの前記後方の横向きの対（３ｘ−３ｙ，３ｂ−３ｄ）のうち前記胴体（２）の左側の前記推力発生ユニット（３ｃ，３ｙ，３ｄ）とも関連付けられており、
   したがって、前記推力発生ユニット（３ａ，３ｘ，３ｂ，３ｃ，３ｙ，３ｄ）は、それぞれ、前記胴体（２）の前記縦方向（１ａ）及び前記横方向（１ｂ）に関して互いに対向するように関連付けられていることを特徴とする、請求項２に記載のマルチロータ航空機（１）。
4. 前記エネルギ提供ユニット（２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄ）のうち少なくとも１つは、前記胴体（２）の所与の側で推力発生ユニット（３ａ，３ｘ，３ｂ，３ｃ，３ｙ，３ｄ）の第１のエンジン（１４ａ）と関連付けられており、前記後のエネルギ提供ユニット（２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄ）は、前記胴体（２）の反対側で前記第２のエンジン（１４ｂ）とも関連付けられていることを特徴とする、請求項２に記載のマルチロータ航空機（１）。
5. 前記マルチロータ航空機（１）は、前記胴体（２）の縦方向（１ａ）に沿って奇数の横向きの対を備え、推力発生ユニット（３ａ−３ｃ，３ｂ−３ｄ）の少なくとも１つの中間の横向きの対（３ｘ−３ｙ）が、前記中間の横向きの対（３ｘ−３ｙ）に対して縦方向（１ａ）に沿ってそれぞれ前後にずれている推力発生ユニットの別の２つの横向きの対（３ａ−３ｃ，３ｂ−３ｄ）の間に配置されており、
   前記マルチロータ航空機（１）は、少なくとも１つの所与のエネルギ提供ユニット（２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄ）及び別の１つのエネルギ提供ユニット（２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄ）を備え、
   前記所与のエネルギ提供ユニット（２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄ）は、前記中間の横向きの対（３ｘ−３ｙ）の所与の一方の側で前記第１のエンジン（１４ａ）と関連付けられており、前記別の１つのエネルギ提供ユニット（２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄ）は、前記縦方向（１ａ）に関して前記所与の側とは反対側で前記中間の横向きの対（３ｘ−３ｙ）の前記第１のエンジン（１４ａ）と関連付けられており、
   前記別のエネルギ提供ユニット（２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄ）は、前記中間の横向きの対（３ｘ−３ｙ）の所与の側で前記第２のエンジン（１４ｂ）と関連付けられており、前記所与のエネルギ提供ユニット（２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄ）は、前記所与の側とは反対側で前記中間の横向きの対（３ｘ−３ｙ）の前記第２のエンジン（１４ｂ）と関連付けられていることを特徴とする、請求項１から４のいずれか一項に記載のマルチロータ航空機（１）。
6. 前記少なくとも２つのロータアセンブリのうち前記第１のロータアセンブリ（７ｄ）は、第１のロータ軸（３３）を定義し、前記少なくとも２つのロータアセンブリのうち前記第２のロータアセンブリ（８ｄ）は、第２のロータ軸（３４）を定義し、前記第１及び第２のロータ軸（３３，３４）は、互いに離隔していることを特徴とする、請求項１から５のいずれか一項に記載のマルチロータ航空機（１）。
7. 前記少なくとも２つのロータアセンブリのうち前記第１のロータアセンブリ（７ｄ）は、第１のロータ軸（１２ｄ）を定義し、前記少なくとも２つのロータアセンブリのうち前記第２のロータアセンブリ（８ｄ）は、第２のロータ軸（１２ｄ）を定義し、前記第１及び第２のロータ軸（１２ｄ）は、同軸に配置されていることを特徴とする、請求項１に記載のマルチロータ航空機（１）。
8. 前記第１及び第２のロータ軸（１２ｄ）は、−６０°から＋６０°の範囲内に含まれる関連する傾斜角（２１ａ，２２ａ）だけ傾斜されており、前記関連する傾斜角（２１ａ，２２ａ）である、請求項７に記載のマルチロータ航空機（１）。
9. 前記少なくとも２つの推力発生ユニットのうち前記少なくとも１つの推力発生ユニット（３ｄ）は、前記マルチロータ航空機（１）の垂直基準線（１０ａ）と前記第１及び第２のロータ軸（１２ｄ）との間に定義される関連する縦方向傾斜角（１１ａ）だけ、前記マルチロータ航空機（１）の縦方向（１ａ）に傾斜されており、前記関連する縦方向傾斜角（１１ａ）は−４５°から＋８０°の範囲内に含まれることを特徴とする、請求項７に記載のマルチロータ航空機（１）。
10. 前記垂直基準線（１０ａ）と別の少なくとも１つの推力発生ユニット（３ａ，３ｃ）の第１及び第２のロータ軸（１２ａ，１２ｃ）との間に定義される別の縦方向傾斜角（１１ｂ）だけ前記マルチロータ航空機（１）の縦方向（１ａ）に傾斜されている、前記別の少なくとも１つの推力発生ユニット（３ａ，３ｃ）が提供され、前記別の縦方向傾斜角（１１ｂ）は、−４５°から＋８０°の範囲内に含まれることを特徴とする、請求項９に記載のマルチロータ航空機（１）。
11. 前記少なくとも２つの推力発生ユニットのうち前記少なくとも１つの推力発生ユニット（３ｂ）は、前記マルチロータ航空機（１）の垂直基準線（１０ａ）と前記第１及び第２のロータ軸（１２ｂ）との間に定義される関連する横方向傾斜角（１３ｂ）だけ、前記マルチロータ航空機（１）の横方向（１ｂ）に傾斜されており、前記関連する横方向傾斜角（１３ｂ）は、−４５°から＋８０°の範囲内に含まれることを特徴とする、請求項１０に記載のマルチロータ航空機（１）。
12. 前記垂直基準線（１０ａ）と別の少なくとも１つの推力発生ユニット（３ａ，３ｃ）の第１及び第２のロータ軸（１２ａ，１２ｃ）との間に定義される別の横方向傾斜角（１３ａ）だけ前記マルチロータ航空機（１）の横方向（１ｂ）に傾斜されている、前記別の少なくとも１つの推力発生ユニット（３ａ，３ｃ）が提供され、前記別の横方向傾斜角（１３ａ）は、−４５°から＋８０°の範囲内に含まれることを特徴とする、請求項１１に記載のマルチロータ航空機（１）。
13. 前記少なくとも２つのロータアセンブリのうち前記第１のロータアセンブリ（７ｄ）は、動作時に第１の回転方向（１５）で回転するように適合されており、前記少なくとも２つのロータアセンブリのうち前記第２のロータアセンブリ（８ｄ）は、動作時に第２の回転方向（１６）で回転するように適合されており、前記第１の回転方向（１５）は、前記第２の回転方向（１６）とは反対であることを特徴とする、請求項１に記載のマルチロータ航空機（１）。
14. 前記エネルギ貯蔵システム（２４）は、前記エネルギ提供ユニット（２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄ）と前記推力発生ユニット（３ａ，３ｘ、３ｂ，３ｙ、３ｃ，３ｄ）との間に動作可能に接続されたエネルギ配分デバイス（３６）を備えており、前記マルチロータ航空機（１）は、少なくとも前記推力発生ユニット（３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄ）と同じくらい多くの、多数のエネルギ配分デバイス（３６）を有し、
    前記エネルギ配分デバイス（３６）の各々は、単一の関連するエネルギ貯蔵伝達配置（３８）によって単独の各エネルギ提供ユニット（２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄ）に動作可能に接続されており、前記エネルギ配分デバイス（３６）同士は、関連する分配伝達配置（３７）によって相互接続されていることを特徴とする、請求項１から１３のいずれか一項に記載のマルチロータ航空機（１）。
15. 前記少なくとも１つの第１及び第２のエンジン（１４ａ，１４ｂ）は、少なくとも２つの別々の電気コイル（２７）を備える単一の隔離された電気エンジン（１４ａ，１４ｂ）を定義し、前記少なくとも２つの別々の電気コイル（２７）は、動作時に互いに独立して電力を提供するように適合されており、少なくとも１つの第１の電気コイル（２７）は、前記航空機運航構造（７ａ，７ｂ，７ｃ，７ｄ，１４ａ）と関連付けられ、少なくとも１つの第２の電気コイル（２７）は、冗長セキュリティアーキテクチャ（８ａ，８ｂ，８ｃ，８ｄ，１４ｂ）と関連付けられていることを特徴とする、請求項１４に記載のマルチロータ航空機（１）。
16. 前記エネルギ貯蔵システム（２４）は、少なくとも前記マルチロータ航空機（１）が推力発生ユニット（３ａ，３ｘ，３ｂ，３ｃ，３ｙ，３ｄ）を有するのと同じくらい多くのエネルギ提供ユニット（２５ｃ，２５ｄ）を備えており、前記少なくとも２つのエネルギ提供ユニットのうち少なくとも第１のエネルギ提供ユニット（２５ｄ）は、動作時に少なくとも１つの第１のエンジン（１４ａ）にエネルギを提供するために、前記少なくとも１つの第１のエンジン（１４ａ）に接続されており、前記少なくとも２つのエネルギ提供ユニットのうち少なくとも第２のエネルギ提供ユニット（２５ｃ）は、動作時に少なくとも１つの第２のエンジン（１４ｂ）にエネルギを提供するために、前記少なくとも１つの第２のエンジン（１４ｂ）に接続されており、前記エネルギ提供ユニットのうち前記少なくとも第１のエネルギ提供ユニット（２５ｄ）は、前記航空機運航構造（７ａ，７ｂ，７ｃ，７ｄ，１４ａ）と関連付けられ、前記少なくとも２つのエネルギ提供ユニットのうち前記第２のエネルギ提供ユニット（２５ｃ）は、前記冗長セキュリティアーキテクチャ（８ａ，８ｂ，８ｃ，８ｄ，１４ｂ）と関連付けられていることを特徴とする、請求項１から１５のいずれか一項に記載のマルチロータ航空機（１）。
17. 前記エネルギ貯蔵システム（２４）は、バッテリシステム（２５）を備えており、前記少なくとも２つのエネルギ提供ユニット（２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄ）は、関連するバッテリユニットによって定義されることを特徴とする、請求項１６に記載のマルチロータ航空機（１）。
18. 前記胴体（２）は、前記マルチロータ航空機（１）の前記縦方向（１ａ）の前後長（Ｌｘ）に沿って、前記横方向（１ｂ）の左右長（Ｗｙ）に沿って、及び、仰角方向（１ｂ）の上下長（Ｅｚ）に沿って、延伸しており、
    前記マルチロータ航空機（１）は、重力の中心（ＣｏＧＰ）を有し、前記重力の中心（ＣｏＧＰ）は、交差推進容積（ＣＰＶ）の重心を形成し、
    前記交差推進容積（ＣＰＶ）は、前記縦方向（１ａ）に沿って前記胴体（２）の前記前後長（Ｌｘ）の０．０１倍から０．９倍に延伸する前後寸法（Ｒｘ）と、前記横方向（１ｂ）に沿って前記胴体（２）の前記左右長（Ｗｙ）の０．０１倍から０．９倍に延伸する左右寸法（Ｒｙ）と、前記仰角方向（１ｂ）に沿って前記胴体（２）の前記上下長（Ｅｚ）の−２倍から＋２倍に延伸する上下寸法（Ｒｚ）と、にわたって広がっており、前記交差推進容積（ＣＰＶ）は、前記重力の中心（ＣｏＧＰ）を含み、
    少なくとも２つのエネルギ提供ユニット（２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄ）が前記交差推進容積（ＣＰＶ）内に配置されており、前記少なくとも２つの推力発生ユニット（３ａ，３ｘ，３ｂ，３ｃ，３ｙ，３ｄ）は、前記少なくとも２つの推力発生ユニット（３ａ，３ｘ，３ｂ，３ｃ，３ｙ，３ｄ）のうち１つが別の１つに対して、各前記交差推進軸（ＡＸ１，ＡＸ２，ＡＸ３，ＡＸ４，ＡＸ５）上の交差連結対向位置で、交差した横向き、長さ向きの箇所にあるレイアウトで配置されており、すべての交差推進軸（ＡＸ０１，ＡＸ０２，ＡＸ０３）が前記交差推進容積（ＣＰＶ）の内部で交わることを特徴とする、請求項１から１７のいずれか一項に記載のマルチロータ航空機（１）。
19. 前記胴体（２）の所与の側の前記少なくとも２つの推力発生ユニット（３ａ，３ｘ，３ｂ，３ｃ，３ｙ，３ｄ）のうち１つの推力発生ユニットの前記少なくとも１つの第１のエンジン（１４ａ）は、前記所与の側に対向する他方の側の前記少なくとも２つの推力発生ユニット（３ａ，３ｘ，３ｂ，３ｃ，３ｙ，３ｄ）のうち別の推力発生ユニットの前記第２のエンジン（１４ｂ）に対して、冗長で隔離されたレイアウトで配置されており、
    前記少なくとも１つの第１のエンジン（１４ａ）及び第２のエンジン（１４ｂ）は、各前記交差推進軸（ＡＸ１，ＡＸ２，ＡＸ３，ＡＸ４，ＡＸ５）上の交差連結対向位置において交差した上向き／下向きの箇所に配置されており、
    前記少なくとも１つの第１のエンジン（１４ｂ）及び第２のエンジン（１４ａ）の各々は、前記交差推進容積（ＣＰＶ）の外部に配置されていることを特徴とする、請求項１８に記載のマルチロータ航空機（１）。
20. 前記少なくとも２つの推力発生ユニットのうち前記少なくとも１つの推力発生ユニット（３ｄ）は、関連するシュラウド（６ｄ）を備えており、前記少なくとも２つのロータアセンブリ（７ｄ、８ｄ）は、前記関連するシュラウド（６ｄ）内に収容されていることを特徴とする、請求項１から１９のいずれか一項に記載のマルチロータ航空機（１）。
21. 前記少なくとも２つの推力発生ユニット（３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄ）は、各々がギアボックスフェアリング（５ｄ）を有しており、前記推力発生ユニット（３ａ，３ｂ，３ｃ，３ｄ）の各々の前記の第１及び第２のエンジン（１４ａ，１４ｂ）は、前記ギアボックスフェアリング（５ｄ）によって囲まれるように、前記ギアボックスフェアリング（５ｄ）の内部に配置されていることを特徴とする、請求項１から２０のいずれか一項に記載のマルチロータ航空機（１）。
    

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