JP6878555B2 - 旋回する回転翼及び収容される回転翼羽根を有する空気力学的に効率の良い軽量の垂直離着陸航空機 - Google Patents

Description

この発明は動力飛行に関し、より具体的には、旋回する回転翼及び収容される回転翼羽根を有する垂直離着陸航空機に関する。

一般に、次の３つのタイプの垂直離着陸（ＶＴＯＬ）形態が存在する。先ず、翼タイプ形態であり、この形態は、垂直飛行及び水平並進飛行のために、回転可能な翼及びエンジンを備えた胴体を有するか、又はベクトル推力エンジンを備えた固定翼を有する。次に、ヘリコプタータイプ形態であり、この形態は、上方に搭載された回転翼を備えた胴体を有し、この回転翼が揚力及び推力を提供する。そして、ダクトタイプ形態であり、この形態は、ダクト付き回転翼システムを備えた胴体を有し、このダクト付き回転翼システムは、垂直離着陸能力はもちろんのこと、並進飛行を提供する。

翼が揚力を提供している場合、垂直離陸シナリオにおいて離陸に要求される推力の量は、前進飛行の間に同じ乗物の高度を保つのに必要な推力を大幅に超える。垂直離陸モードから水平、前進飛行モードへの移行に要求される推力の量もまた、おそらく非常に高いであろう。従って、もし飛行中の動力伝達枠組みを変更する可能性がない場合、動力要件の間でおそらく不一致があるであろう。

垂直離陸モード及び前進飛行モードの両方で効率を提供するには、過去のシステムに対して、改善がなされなければならない。いわゆる垂直離着陸航空機とは、全ての使用モードの中に効率を組み入れたものである。

垂直離着陸に適合した空中乗物は、翼に搭載された一セットの推力産出要素と、離着陸のために尾部に搭載された一セットの回転翼とを使用する。回転翼が回転して離陸姿勢となる、垂直離陸に適合した空中乗物は、その後、水平飛行進路へと移行し、そこでは、回転翼は典型的な水平形態へと回転する。空中乗物は、自身の翼に搭載された、異なる形態の回転翼及びプロペラを使用して、全ての飛行モードにおいて抗力を減少させる。

本発明の第１実施形態による、前進飛行における空中乗物の斜視図である。 本発明の第１実施形態による、前進飛行形態における空中乗物の側面図である。 本発明の第１実施形態による、前進飛行形態における空中乗物の上面図である。 本発明の第１実施形態による、前進飛行形態における空中乗物の正面図である。 本発明の第１実施形態による、離陸形態における空中乗物の斜視図である。 本発明の第１実施形態による、離陸形態における空中乗物の正面図である。 本発明の第１実施形態による、離陸形態における空中乗物の側面図である。 本発明の第１実施形態による、移行形態における空中乗物の斜視図である。 本発明の第１実施形態による翼の移行を示す一連の図である。 本発明の第１実施形態による、翼回転翼羽根が収容された状態での前進飛行における空中乗物の斜視図である。 本発明の第１実施形態による、翼回転翼羽根が収容された状態での前進飛行形態における空中乗物の正面図である。 本発明の第１実施形態による、翼回転翼羽根が収容された状態での前進飛行形態における空中乗物の上面図である。 本発明の第１実施形態による、翼回転翼羽根が収容された状態での前進飛行形態における空中乗物の側面図である。 本発明の幾つかの実施形態による、明確にするために前面カバーを除去した状態の翼回転翼の斜視図である。 本発明の幾つかの実施形態による、明確にするために前面カバーを除去した状態の翼回転翼の正面図である。 本発明の幾つかの実施形態による、羽根が展開された状態での翼回転翼の側面図である。 本発明の幾つかの実施形態による、羽根を収容している状態の翼回転翼の側面図である。 本発明の幾つかの実施形態による、羽根を収容している状態の翼回転翼の側面図である。 本発明の幾つかの実施形態による、羽根を収容している状態の翼回転翼の側面図である。 本発明の幾つかの実施形態による、羽根が収容された状態の翼回転翼の側面図である。 本発明の幾つかの実施形態による尾部回転翼の斜視図である。 本発明の幾つかの実施形態による、前進飛行形態における尾部回転翼の側面図である。 本発明の幾つかの実施形態による、離陸形態における尾部回転翼の側面図である。 本発明の幾つかの実施形態による、収容された形態における尾部回転翼及びその展開機構の側面図である。 本発明の幾つかの実施形態による、収容された形態から移動する尾部回転翼及びその展開機構の側面図である。 本発明の幾つかの実施形態による、収容された形態から移動する尾部回転翼及びその展開機構の側面図である。 本発明の幾つかの実施形態による、展開された形態における尾部回転翼及びその展開機構の側面図である。 本発明の幾つかの実施形態による、展開された形態における尾部回転翼及びその展開機構の正面図である。 本発明の第２実施形態による、離陸形態における空中乗物の斜視図である。 本発明の第２実施形態による、離陸形態における空中乗物の正面図である。 本発明の第２実施形態による、離陸形態における空中乗物の側面図である。 本発明の第２実施形態による、離陸形態における空中乗物の上面図である。 本発明の第２実施形態による、前進飛行形態における空中乗物の斜視図である。 本発明の第２実施形態による、前進飛行形態における空中乗物の正面図である。 本発明の第２実施形態による、前進飛行形態における空中乗物の側面図である。 本発明の第２実施形態による、前進形態における空中乗物の上面図である。 本発明の幾つかの実施形態による、入れ子状に重ねられた羽根を示す側面図である。 本発明の幾つかの実施形態による、回転翼羽根が拡張された状態で展開された回転翼の側面図である。 本発明の幾つかの実施形態による、前進飛行モードにおいて２つの羽根セットを有する回転翼ユニットの側面図である。 本発明の幾つかの実施形態による、離陸モードにおいて２つの羽根セットを有する回転翼ユニットの側面図である。 本発明の幾つかの実施形態による電気モータの正面図である。 本発明の幾つかの実施形態による、電気モータにおける方向性クラッチの部分図である。 本発明の幾つかの実施形態による、電気モータにおける方向性クラッチの部分図である。 本発明の幾つかの実施形態による、電気モータにおける方向性クラッチの部分的断面図である。 本発明の第３実施形態による、離陸形態における空中乗物の斜視図である。 本発明の第３実施形態による、離陸形態における空中乗物の正面図である。 本発明の第３実施形態による、離陸形態における空中乗物の上面図である。 本発明の第３実施形態による、離陸形態における空中乗物の側面図である。 本発明の第４実施形態による空中乗物の斜視図である。 本発明の第４実施形態による、離陸形態における空中乗物の正面図である。 本発明の第４実施形態による、離陸形態における空中乗物の上面図である。 本発明の第４実施形態による、離陸形態における空中乗物の側面図である。 本発明の第４実施形態による、前進飛行形態における空中乗物の斜視図である。 本発明の第４実施形態による、前進飛行形態における空中乗物の上面図である。 本発明の第４実施形態による、前進飛行形態における空中乗物の正面図である。 本発明の第４実施形態による、前進飛行形態における空中乗物の側面図である。 本発明の幾つかの実施形態による、離陸形態における空中乗物の斜視図である。 本発明の幾つかの実施形態による、前進飛行形態における空中乗物の斜視図である。 本発明の幾つかの実施形態による、展開された前進飛行形態における羽根収容システムの図である。 本発明の幾つかの実施形態による、収容された形態における羽根収容システムの斜視図である。 本発明の幾つかの実施形態による、収容された形態における羽根収容システムの正面図である。 本発明の幾つかの実施形態による、収容された形態における羽根収容システムの部分図である。 本発明の幾つかの実施形態による、収容された前進飛行形態における羽根収容システムの正面部分図である。 本発明の幾つかの実施形態による、収容された形態における羽根収容システムの部分図である。 本発明の幾つかの実施形態によるフィン搭載部の図解である。 本発明の幾つかの実施形態による、収容された形態における羽根収容システムの部分図である。 本発明の幾つかの実施形態による、収容された典型的な羽根の側面図である。 本発明の幾つかの実施形態による、前進飛行形態における統合搭載システムの側面図である。 本発明の幾つかの実施形態による、離陸形態における統合搭載システムの側面図である。 本発明の幾つかの実施形態による、移行形態における統合搭載システムの側面図である。 本発明の幾つかの実施形態による、移行形態における統合搭載システムの上面図である。 本発明の幾つかの実施形態による、移行形態における統合搭載システムの斜視図である。 本発明の幾つかの実施形態による、羽根が展開された状態での統合搭載システムの部分側面図である。 本発明の幾つかの実施形態による統合搭載システムの後部斜視図である。 本発明の幾つかの実施形態による回転翼ハブの下面の部分図である。 本発明の幾つかの実施形態による収容機構部の部分的側面破断図である。 本発明の幾つかの実施形態による回転翼収容機構部の底部斜視図である。 本発明の幾つかの実施形態によるプロペラ羽根位置の正面図である。 本発明の幾つかの実施形態によるプロペラ羽根位置の側面図である。 本発明の幾つかの実施形態による羽根旋回システムの態様の側面部分図である。 本発明の幾つかの実施形態による、収容されたプロペラ羽根の正面図である。 本発明の幾つかの実施形態による、収容されたプロペラ羽根の側面図である。 本発明の幾つかの実施形態による、収容されたプロペラ羽根の正面斜視図である。 本発明の幾つかの実施形態による、異なる羽根コーニング角を有するプロペラシステムの図である。 本発明の幾つかの実施形態による、異なる羽根コーニング角を有するプロペラシステムの図である。 本発明の幾つかの実施形態による、異なる羽根コーニング角を有するプロペラシステムの図である。 本発明の幾つかの実施形態による羽根衝突の図解である。 本発明の幾つかの実施形態による羽根衝突の図解である。 本発明の幾つかの実施形態による羽根衝突の図解である。 本発明の幾つかの実施形態による羽根衝突の図解である。 本発明の幾つかの実施形態による羽根衝突の図解である。 本発明の幾つかの実施形態による羽根衝突の図解である。 本発明の幾つかの実施形態による、収容された形態における回転翼展開機構の側面図である。 本発明の幾つかの実施形態による、展開された形態における回転翼展開機構の側面図である。 本発明の幾つかの実施形態による、離陸から前進飛行へ移行する空中乗物の図を示す。 本発明の幾つかの実施形態による、離陸から前進飛行へ移行する空中乗物の図を示す。 本発明の幾つかの実施形態による、離陸から前進飛行へ移行する空中乗物の図を示す。 本発明の幾つかの実施形態による、離陸から前進飛行へ移行する空中乗物の図を示す。

垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機は常に望まれてきたが、これらの航空機を実現するにあたっての妥協が、その実用性及び採用を、ある特定の市場分野に制限してきた。ＶＴＯＬに必要とされる推力は、水平飛行を維持するのに必要とされる推力よりも著しく高い。垂直離陸推力は、前進飛行への移行の間にも、おそらく必要とされるであろう。一旦前進飛行に移動すると、航空機の翼は揚力を提供し、これは、ＶＴＯＬの間及び移行の間に、モータによって伝えられた機能に取って代わる。前進飛行の間にではなく、離陸の間に必要とされる推力産出要素は、おそらく前進飛行の間に変更され、その結果、それらの要素は、飛行システムに、より少ない抗力を与える。

幾つかの態様において、空中乗物は、離陸の間の推力を提供するために、電気モータによって動力供給される羽根プロペラを使用してもよい。プロペラ／モータのユニットは、回転翼アセンブリと呼んでもよい。幾つかの態様において、空中乗物の翼は、前縁が上を向いた状態で回転してもよく、その結果、プロペラは、離着陸のための垂直推力を提供する。幾つかの態様において、翼上にあるモータ駆動のプロペラユニットは、固定された翼に対して自身が回転してもよく、その結果、プロペラは、離着陸のための垂直推力を提供する。モータ駆動のプロペラユニットの回転は、プロペラ及び電気モータの両方を回転することによって、推力の方向的変化を可能にしてもよく、従って、回転接続部の周りで、若しくは回転接続部を通して、トルク駆動を任意のジンバルに入れること、又は他の方法を必要としない。

幾つかの態様において、幾つかの又は全ての、翼に搭載されたモータ駆動の回転翼は、回転翼羽根が収容された位置に折り返されるように適合し、そこでは羽根は、水平飛行に移行した後、ナセル本体に隣接する凹部の中で入れ子状に重なる。入れ子状に重ねられた羽根によって、空中乗物は著しく低い抗力を受ける結果となり、その一方で、また、幾つかの回転翼だけが前進推力を提供する状態である、動力が著しく低減された使用法が可能になる。

幾つかの態様において、２つの同軸プロペラを有する、拡張されたナセルが使用され、その結果、プロペラの１つは、前進飛行の間に使用され、且つ別のプロペラは、垂直離着陸の間に使用される。ＶＴＯＬプロペラは、前進飛行の間、その羽根を入れ子状に重ねるように適合してもよい。幾つかの態様において、拡張されたナセルは、翼の先端、又は後部Ｖ尾部要素の端部に存在してもよく、且つ離着陸の間にＶＴＯＬプロペラが垂直推力を提供するように、回転するべく適合してもよい。幾つかの態様において、同軸プロペラの各々は、それ自体の電気モータを有する。幾つかの態様において、同軸プロペラは、同じ電気モータによって駆動される。幾つかの態様において、電気モータは方向性クラッチを有し、その結果、モータが第１方向に回転する間は、一方のプロペラが駆動され、且つモータが第２方向に回転する間は、他方のプロペラが駆動される。

幾つかの態様において、翼に取り付けられたモータ駆動の回転翼は、モータ及び回転翼の質量を、翼のかなり前方に配置するように適合する。幾つかの態様において、このように前方に位置付けることによって、主に翼の前縁の前に空気流を有する垂直推力方位合わせのための回転翼の回転が可能になり、ＶＴＯＬ動作の間、翼による空気流衝撃を減少させる。幾つかの態様において、回転翼及びモータの質量を、このように前方に位置付けることによって、前進翼のような普通ではない翼形態が可能になる。より高いＧ力操作の間、前進翼の他の状態での、あり得る欠点は、この質量配置によって、部分的又は完全に抑制される。

幾つかの態様において、空中乗物の質量バランスは、バッテリ質量のような質量の移動によって変更してもよい。幾つかの態様において、単一乗客対複数乗客負荷に対応している場合、バッテリ質量は、バランスを維持するように調節してもよい。幾つかの態様において、質量バランスは、空中乗物内のセンサに自動応答して、調節してもよい。幾つかの態様において、バッテリ質量は、２つ以上のバッテリパック間に分散させてもよい。バッテリパックは、空中乗物のバランスにおける変化に応答して、それらの位置を飛行中に変化させるように搭載してもよい。幾つかの態様において、空中乗物の飛行制御システムは、垂直離着陸の間の差分推力要件を感知してもよく、且つ回転翼アセンブリにわたって、よりバランスのとれた推力分布を達成するために、バッテリ質量を移動させてもよい。幾つかの態様において、万一、移行の間に又は垂直離着陸の間に、回転翼アセンブリの故障がある場合、バッテリ質量は移動してもよいが、それは、様々な残りの機能する回転翼の推力要求を、再びバランスさせるためである。

本発明の第１実施形態において、図１から図４に見られるように、空中乗物１００は、第１前進飛行形態にあることが見て取れるが、この形態は、垂直離陸形態から移行した直後に見られるであろう。別の前進飛行モードにおいて、翼に搭載した回転翼の羽根は、以下で説明するように、収容され、且つ入れ子状態に重なるであろう。航空機本体１０１は、左翼１０２及び右翼１０３を支持する。モータ駆動の回転翼ユニット１０６はプロペラ１０７を含み、ここでプロペラ１０７は、ナセル本体の中に収容され、且つ入れ子状に重なってもよい。後方に延びる航空機本体１０１はまた、高くなった後部安定板１０４に取り付けられる。後部安定板は、自身に取り付けられた後部モータ１０５を有する。幾つかの態様において、後部モータはまた、正面ハブ、又はスピナーを有してもよいが、これら正面ハブ又はスピナーは、例示を目的としているため、幾つかの図から省略される。

図３における上面図で見られるように、翼１０２、１０３は、部分的に前進型である。本発明の実施形態による空中乗物は、部分的に又は全体的に前進翼を含んでもよいが、前進翼では、翼長方向に分布した質量が前縁の前方に位置する。前進翼設計で通常見られる発散的空力弾性ねじれは、翼の前方で片持ち梁支持された質量の存在によって、実質的に低減されるが、これによって、反対のトルクを作り出す。図２及び図３で見られるように、翼回転翼アセンブリ１０６は、翼前縁の前方に搭載され、且つ更に、その場合、翼の中立軸の前方にある。

図５から図７は、回転翼の推力が上方に向けられるような、垂直離着陸形態における空中乗物１００を示す。翼１０２、１０３は、旋回軸１０８の周りで、本体１０１に対して回転している。幾つかの実施形態において、翼は、乗物本体１０１全体をまたぐ構造によって、互いに固定される。図７の側面図で見られるように、翼回転翼１０７は、翼が回転することによって、垂直離陸ために自身の推力方向を向け直しているのに対して、後部回転翼１０５は、後部安定板１０４に対して回転することによって、自身の推力方向を向け直している。旋回軸として上で参照されてはいるが、空中乗物本体に対する翼の取り付けは、翼及び回転翼アセンブリの質量を前方位置に維持するのに適合した連結部を使用してもよい。

図２１から図２８は、後部回転翼の形態を示す。収容された前進飛行形態から、間に入る様々な位置はもちろんのこと、展開された垂直離陸位置までの後部回転翼の展開は、後部安定板に対して回転翼を回転させる展開機構を使用することによって達成してもよい。図２２は、後部回転翼ユニット１０５の、収容された前進飛行形態を示す。後部ナセル部分１１５は、幾つかの実施形態において、後部安定板に強固に搭載してもよい。スピナー１１４及びモータカバー１１３は、ナセルの前面部分のために空気力学的表面を提供する。プロペラ１１１はスピナー１１４を貫通して延びる。完全に展開された位置では、図２３において、及び図２８の部分正面図において見られるように、モータ１１０、モータカバー１１３、スピナー１１４、及びプロペラ１１１は、垂直推力を提供するように適合した位置まで回転している。統合接続部の翼端に近い側にある電気モータ／プロペラの組み合わせによって、モータにプロペラを強固に搭載することが可能となり、このことは、プロペラが、後部ナセル部分に対して様々な姿勢を通して移動する場合でさえも維持される。そのような形態によって、モータからの回転動力は、ジンバルに入れる必要がない、又は別な方法で、回転接続部をまたいで伝達する必要がない。

図２４から図２７は、後部ナセルに対する、また更には空中乗物の後部尾部構造に対するモータ及びプロペラの、一連の位置を示している。後部回転翼ユニットの統合部分は、その展開を開始するため、図２５で見ることができるように、連結部は、先ず統合部分を前方に展開し、これに対して、単一旋回ポイントの周りでは単に旋回する。マルチバー連結部によって、この複雑な展開に対して、単一のアクチュエータを使用することが可能になる。図２６は、後部回転翼ユニットを示すが、ここで後部回転翼は後部ナセルの頂部上方に立ち上り、且つ図２７に見られるように、完全な展開を達成する。マルチバー連結部によって、モータ、プロペラ、及びスピナーを含む統合部分の移動は、完全展開の位置ではほぼ水平となる。回転翼の推力方向は、完全に展開された位置では垂直であるため、マルチバー連結部の展開に動力供給するアクチュエータは、回転翼の推力を相殺する、又は打ち消すことを要求されない。

図９は、翼及び後部回転翼の様々な位置を示すが、これらは、離陸モードから前進飛行モードまでの移行の間に、又は前進飛行モードから垂直離着陸モードまでの移行の間に見られるであろう。垂直離陸の後、回転翼は、垂直推力を提供する形態から、水平に向けて回転する位置まで移行する。空中乗物の前進速度は増加するため、翼は揚力を発生し始め、その結果、高度を維持するのに、それほど大きな垂直推力は必要とされない。十分な前進速度のため、揚力は翼によって維持され、且つ前進飛行に必要とされる推力は、より少ない回転翼によって提供することが可能である。幾つかの態様において、翼は垂直離陸形態のために高く持ち上げられるが、これは、翼が展開に達する際に、翼旋回軸を前方にスライドさせるのに適合した連結部を使用することによる。このことは、ＶＯＴＬモードと前進飛行モードとの間の重力位置の中心における、より好ましい妥協を可能にするが、この妥協は、翼に搭載された回転翼アセンブリを、ＶＴＯＬ形態において更に前方に位置させることによって可能となる。

図１０から図１３は、本発明の幾つかの実施形態による、空中乗物１００の前進飛行形態を示す。翼に搭載された回転翼１０６のプロペラ羽根は、ナセルに沿う凹部内に収容され、且つ入れ子状に重ねられる。前進飛行は、垂直離陸に要求されるよりも著しく小さな推力を要求するので、個々のモータ及び回転翼の多くは、前進飛行の間、非活性化してもよい。抗力を減少させるために、羽根は、収容される位置の中に折り返してもよい。更に抗力を減少させるために、折り返された羽根が、凹部の中で入れ子状に重なるべく適合するように、ナセルは凹部を有してもよく、これによって、前進飛行の間、非常に低い抗力のナセルを作り出す。後部回転翼１０５は、この前進飛行形態の間、前進推力を提供するために使用してもよい。

図１４は、収容される羽根セットの一セットの正面図を示し、ここで羽根は、完全に展開された形態から完全に収容された形態まで、収容される。羽根は、ナセルに沿う凹部の中で入れ子状に重なり、その結果、収容された羽根セットは、単純なナセルの有効濡れ面積を与える。図１５は、幾つかの実施形態による、翼に搭載された回転翼ユニットを示し、ここで回転翼は、完全に展開された形態から完全に収容された形態まで、収容される。注目すべきは回転翼アセンブリであり、これは、電気モータ、羽根セット、及びスピナーを備えてもよく、且つ、例えば、図３８で見られるように、それ自体が全体として展開してもよい。幾つかの態様において、回転翼アセンブリの展開は、図３８の連結部２０９のような連結部を利用するが、この連結部は、回転翼を垂直位置まで展開し、その一方で、同時に回転翼を前方に押し、且つナセルの残り本体から押し遣る。ナセルの残り本体から押し遣ることは、関連する回転翼の吹き下ろしからの、翼における下向き荷重を減少させる。

図１６から図２０は、翼に搭載された回転翼１０６の羽根１０７が、収容された位置に折り畳まれる際の、一連の位置を示す。図１６は、完全に展開されたプロペラ羽根１０７を示すが、これは、垂直離着陸において、及び水平、前進飛行への移行の間に使用されるであろう。このように、続く図は、収容された位置まで折り畳まれる羽根１０７を示す。図２０で見られるように、羽根１０７は、ナセルにおける凹部１１６内に適合し、これによって、低い抗力の形態１１７をもたらす結果となる。

第１実施形態の典型的な形態において、空中乗物は、８つの回転翼を有し、且つ９００ｋｇの重量となる。回転翼直径は１．３メートルであり、一回転翼当たりの推力は１１００Ｎである。平均海面での、モータの連続毎分回転数は１５７０ｒｐｍであり、１９２０ｒｐｍの最大値を有する。翼長は８．５メートルである。バッテリ質量は３２０ｋｇであり、且つ一モータ当たりの質量は２０ｋｇである。巡航速度は３２０ｋｍ／ｈである。一モータ当たりの連続ホバーシャフトパワーは２９ｋＷである。

本発明の第２実施形態において、図２９から図３２における垂直離陸形態で見られるように、空中乗物２００は、垂直離着陸及び前進飛行の両方に適合した、異なるタイプの回転翼を有する前進固定翼２０２、２０３を使用する。航空機本体２０１は、左翼２０２及び右翼２０３を支持する。翼上の、モータ駆動の回転翼アセンブリ２０６、２０７はプロペラを含み、これらのプロペラは、ナセル本体の中に収容され、且つ入れ子状に重なる。後方に延びる航空機本体２０１はまた、高くなった後部安定板２０４に取り付けられる。後部安定板は、自身に取り付けられた後部回転翼アセンブリ２０５、２０８を有する。空中乗物２００は、本体２０１の下の着陸装置はもちろんのこと、２つの並んだ乗客座席を有している状態で見られる。２つの乗客座席が示されてはいるが、本発明の異なる実施形態において、他の人数の乗客を収容してもよい。

図３２の上面図で見られるように、翼２０２、２０３は前進型である。本発明の実施形態による空中乗物は、部分的に又は全体的に前進翼を含んでもよいが、該前進翼では、翼長方向に分布した質量が、前縁の前方に位置する。前進翼設計において通常見られる発散的空力弾性ねじれは、翼の前方で片持ち梁支持された質量の存在によって、実質的に低減されるが、このことは、反対のトルクを作り出す。また図３２の上面図で見られるのは、翼に搭載されたモータ駆動の回転翼ユニットが、自身のナセルに関して、及び自身のナセルから前方に拡張され、その結果、垂直離陸モードにおける空気流は、翼によって実質的に妨げられない、ということである。同様に、後部安定板に搭載されたモータ駆動の回転翼ユニットのプロペラは、自身のナセルに関して、及び自身のナセルから前方に拡張され、その結果、垂直離陸モードにおける空気流は、後部安定板によって実質的に妨げられない。垂直形態において回転翼を拡張するために使用されるかもしれない連結部の図解は、図３８に見られるであろう。

前進翼形態の別の態様は、この別の態様では、別な方法で取り付けられたかもしれない場所のやや後方で、翼２０２、２０３が本体２０１に搭載されることが可能になる、というものである。後方に取り付けることによって、翼を接続する翼桁は、空中乗物本体の内部を乗客座席の後方まで横切ることが可能になる。ＶＴＯＬモードにおいて統合回転翼を有する前進翼の更なる別の態様は、垂直回転翼の前方ジグザグ配列であり、この前方ジグザグ配列は、ある与えられた翼付け根の場所に対して、垂直飛行及び移行飛行における長手方向の操縦権限を改善するが、この改善は、重心についての、これら回転翼のモーメントアームを長くすることによる。これは、ＶＴＯＬモードの間、後部に搭載された回転翼の１つが故障した場合、特に有用である。加えて、この形態によってもたらされる、より多くの長手方向の回転翼分布は、最悪の場合である、単一のモータにおいて、又は回転翼が万一故障した場合に、同程度の垂直飛行を維持するために要求されるモータの最高トルクを減少させ、これによって、モータのサイズを減少させることが可能である。

幾つかの態様において、翼に搭載されたモータの一部分は、前進飛行形態で使用されるように適合してもよく、その一方で、他の翼に搭載された回転翼は、通常の前進飛行の間、完全に収容されるように適合してもよい。空中乗物２００は、右翼２０３上に４つの回転翼、及び左翼２０２上に４つの回転翼を有してもよい。各翼上の回転翼アセンブリの３つは、翼に搭載された回転翼２０６を有してもよく、これらの回転翼２０６は、垂直離着陸のための展開位置に素早く移動し、前進飛行への移行の間は収容された位置に向けて逆に移動し、且つ、その後、前進飛行の間、自身の羽根を収容し、且つ入れ子状に重ねるように適合する。第４回転翼アセンブリ２０７は、以下で説明するように、前進飛行のために使用される、第２セットの羽根を含んでもよい。同様に、各後部安定板２０４は、自身に搭載された２つの回転翼ユニットを有してもよい。これら回転翼の両方は、垂直離着陸モード及び移行モードの間に使用されるように適合するが、しかしこれら回転翼の一方は、前進飛行の間、低い抗力のナセルとして、完全に収容されるように適合する。

翼に搭載された多モードの回転翼ユニット２０７は、前進飛行のための第１セットの羽根２１２、及びＶＴＯＬモード及び移行飛行モードのための第２セットの羽根２１３を使用するように適合する。前進飛行羽根２１２は、ＶＴＯＬ羽根２１３と同軸であってもよく、且つ同じナセルの異なる端部に取り付けてもよい。ＶＴＯＬ羽根が、ＶＴＯＬ飛行モードのための垂直位置と統合される場合、各羽根セットに対して１つという具合に、ナセル内には２つのモータが存在してもよい。同様に、後部に搭載された多モードの回転翼ユニット２１０は、前進飛行のための第１セットの羽根２１１、及びＶＴＯＬモード及び移行飛行モードのための第２セットの羽根２１４を使用するように適合する。前進飛行羽根２１１は、ＶＴＯＬ羽根２１４と同軸であってもよく、且つ同じナセルの異なる端部に取り付けてもよい。ＶＴＯＬ羽根が、ＶＴＯＬ飛行モードのための垂直位置と統合される場合、各羽根セットに対して１つという具合に、ナセル内には２つのモータが存在してもよい。

幾つかの態様において、ＶＴＯＬモード及び移行モードのための推力を提供するために使用される羽根の全ては、前進飛行の間、収容され、且つ異なる羽根が、前進飛行の間、推力を提供するために使用される。幾つかの態様において、ＶＴＯＬモード又は前進飛行モードが使用されるかどうかに依存して、単一モータが、異なる羽根セットに対して動力を提供するために使用される。幾つかの態様において、２つの羽根セットが同軸構成で配置され、その結果、これらの羽根は、例えば、単一のナセルによって支持される。

図３３から図３６は、前進飛行モードにおける空中乗物２００を示し、ここでＶＴＯＬ羽根の全ては収容され、且つ凹部に入れ子状に重ねられており、その結果、ナセルは低い抗力を呈する。前進飛行モードにおいて、翼に搭載された回転翼ユニット２０６、２０７は、ＶＴＯＬ羽根の全てが収容された状態で見られる。同様に、後部に搭載された回転翼ユニット２０５、２０８もまた、自身のＶＴＯＬ羽根を収容している。多モードの後部回転翼アセンブリ２０５の前進飛行羽根セット２１１、及び多モードの翼回転翼アセンブリ２０７の前進飛行羽根セット２１２は、前進飛行の間、推力を提供するために使用される。

図３９及び図４０は、モータ及び回転翼セット２６０を示すが、回転翼セット２６０は、前進飛行モードのための第１セットの羽根２６１、及びＶＴＯＬモード及び移行モードのための第２セットの羽根２６３を使用するように適合しており、両方の羽根セットのための単一モータを共有する同軸構成にある。この例では両方の羽根は、同じ電気モータによって動力供給される。電気モータは、方向性クラッチに適合してもよく、その結果、モータが第１方向に回転する場合、前進飛行羽根２６１は係合し、且つＶＴＯＬ羽根２６３はアイドリング状態にある。前進飛行の間、ＶＴＯＬ羽根２６４は収容され、且つ凹部２６４の中で入れ子状に重なってもよい。ＶＴＯＬモード及び移行モードの間、モータは第２方向に回転してもよく、その結果、ＶＴＯＬ羽根２６４は係合しており、且つ前進飛行羽根２６１は係合が解かれている。ＶＴＯＬモードにおいて、モータ及び回転翼アセンブリは統合してもよく、その結果、回転翼及びモータは、位置決め機構の翼端に近い側で、両方の羽根セットはもちろんのこと、モータ及びクラッチユニット全体に垂直推力を提供し、そのため、羽根推力に関連する機械的動力が、ジンバル接続部を横断する必要はない。

図４１から図４４は、方向性クラッチ２６６、２６７を有するモータ２６５を示し、ここで方向性クラッチ２６６、２６７は、モータが第１方向に回転する場合、第１セットの羽根に動力供給し、且つモータが第２方向に回転する場合、第２セットの羽根に動力供給するように適合する。幾つかの態様において、ＶＴＯＬ羽根セット及び前進飛行羽根セットは、これら両方が同じ方向に推力を提供するように、異なる方向に向けてもよい。ただし、ここで、モータが第１方向に回転する場合には、１つのセットが係合しており、且つモータが第２方向に回転する場合には、第２セットが係合していることが前提である。

本発明の第３実施形態において、図４５から図４８の垂直離陸形態において見られるように、空中乗物３００は、垂直離着陸及び前進飛行の両方に適合する、異なったタイプのモータを有する前進翼３０２、３０３を使用する。航空機本体３０１は、左翼３０２及び右翼３０３を支持する。翼上の、モータ駆動の回転翼アセンブリ３０６、３０７はプロペラを含み、該プロペラはナセル本体の中に収容され、且つ入れ子状に重なってもよい。航空機本体３０１は後方に延び、且つまた、高くなった後部安定板３０４に取り付けられる。後部安定板は、自身に取り付けられた後部回転翼アセンブリ３０５、３０８を有する。空中乗物３００は、本体３０１の下の着陸装置はもちろんのこと、並んだ２つの乗客座席に適合する。

翼に搭載された回転翼ユニット３０６、３０７は、離着陸モードの間、垂直推力を提供するように適合する。内側回転翼ユニット３０６は、図３８に見られるような連結部を用いて、ＶＴＯＬ形態まで展開するように適合する。内側回転翼ユニット３０６の羽根は、前進飛行形態にある場合、羽根がナセルの凹部の中に入れ子状に重なる状態で収容されるように適合する。翼先端の回転翼ユニット３０７は、翼に対して回転するように適合し、その結果、ＶＴＯＬ形態又は前進飛行形態にあろうとなかろうと、ナセルはその形状を維持する。ＶＴＯＬ羽根３１３は、ＶＴＯＬモード及び移行モードのために使用され、且つ前進飛行羽根３１２は、前進飛行のために使用され、そこではＶＴＯＬ羽根は収容され、且つ入れ子状に重ねられる。自身の形状を維持するナセルは、羽根セットのいずれかに動力供給するために、単一モータの使用を可能にする。モータは方向性クラッチを使用してもよく、その結果、モータ方向は、羽根セットのどちらに動力供給されるかを決定する。

同様に、内側尾部回転翼ユニット３０８の羽根は、前進飛行形態にある場合、収容されるように適合し、そこでは羽根は、ナセルの凹部に入れ子状に重ねられる。後部先端回転翼ユニット３０５は、翼に対して回転するように適合し、その結果、ＶＴＯＬ形態又は前進飛行形態にあろうとなかろうと、ナセルはその形状を維持する。ＶＴＯＬ羽根３１４は、ＶＴＯＬモード及び移行モードのために使用され、且つ前進飛行羽根３１１は、前進飛行のために使用され、そこではＶＴＯＬ羽根は収容され、且つ入れ子状に重ねられる。

第３実施形態の典型的な形態において、空中乗物は１２個の回転翼を有し、且つ９００ｋｇの重量となる。回転翼直径は１．１メートルであり、一回転翼当たりの推力は７３６Ｎである。平均海面での、モータの連続毎分回転数は１８５０ｒｐｍであり、２２７０ｒｐｍの最大値を有する。翼長は８．９メートルである。バッテリ質量は３２０ｋｇであり、且つ一モータ当たりの質量は９ｋｇである。巡航速度は３２０ｋｍ／ｈである。一モータ当たりの連続ホバーシャフトパワーは１９ｋＷである。

図４９から図５２は、離陸形態にある空中乗物４００の第４実施形態を示す。垂直離陸形態に展開された回転翼アセンブリに関して、箱型設計が見られる。

図５３から図５６は、前進飛行形態にある空中乗物４００の第４実施形態を示す。図から分かるように、回転翼アセンブリは回転して、前進飛行形態となる。回転翼アセンブリの羽根の幾つかは、この前進飛行モードでの抗力を低減するために、収容されている。

幾つかの態様において、本発明の実施形態による空中乗物は、垂直形態に展開した回転翼アセンブリからの垂直推力によって、地面から離陸する。空中乗物が高度を得るにつれて、回転翼アセンブリは、前進加速を始めるために、前方に傾き始めてもよい。空中乗物が前進速度を得るにつれて、翼の上方の空気流は揚力に帰着し、その結果、垂直推力を使用して高度を維持するために、回転翼は不必要となる。一旦空中乗物が十分な前進速度に達すると、離陸の間に垂直推力を提供するために使用された羽根の幾つか又は全ては、ナセルに沿って収容しもよい。ナセルが支持する回転翼アセンブリは、凹部を有してもよく、その結果、羽根はナセルの中に入れ子状に重なってもよく、これによって、係合が解かれた回転翼アセンブリの抗力を大幅に減少させる。

図５７は、回転翼の推力が上方に向けられるような垂直離着陸形態における空中乗物１１００を示す。統合連結部を使用することで、プロペラ１１０７は、ナセル本体１１０６に対して回転している。この垂直離着陸形態において、空中乗物１１００は、垂直方向に推力を提供する６つのプロペラを利用することが可能である。プロペラ１１０７は、乗物１１００を上昇させるように適合する。初期垂直離陸の後、乗物は前進水平飛行へ移行する。移行は、垂直推力形態から、垂直からの位置に対してプロペラを統合することによって促進され、これによって、水平推力形態へ移行する。図５９は、動力供給された前進飛行形態における、モータ駆動の回転翼ユニットを示す。

空中乗物１１００が前進、水平飛行形態へ移行するにつれて、翼１１０２、１１０３は揚力を提供し始める。一旦水平姿勢で進むと、速度があるために、空中乗物１１００を前方に推進するには、離陸の間に垂直推力として必要とされたものよりも、著しく少ない推力しか必要とされない。図５８は、空中乗物１１００の前進飛行形態を示すが、ここでプロペラ１０７の羽根１０８は、ナセル本体１１０６上の凹部１１１０の中に収容されている。前進飛行の間、羽根が収容された状態では、低い抗力プロファイルがおそらく達成されるであろう。幾つかの態様において、主プロペラ１１０７の幾つかは、前進飛行のために使用してもよい。幾つかの態様において、主プロペラ１１０７の全てを収容してもよく、且つ代わりの前進飛行プロペラ１１１１を前進飛行で使用してもよい。

第１実施形態の典型的な形態において、空中乗物は６つの回転翼を有し、９００ｋｇの重量となる。回転翼直径は２．１メートルであり、その場合、一回転翼当たりの推力は、停空飛翔において１５００Ｎである。平均海面での、モータの連続毎分回転数は１０３０ｒｐｍであり、１５００ｒｐｍの最大値を有する。翼長は７．５メートルである。バッテリ質量は３６０ｋｇであり、且つ一モータ当たりの質量は９ｋｇである。巡行速度は３２０ｋｍ／ｈである。一モータ当たりの連続ホバーシャフトパワーは、標準的な平均海面条件で２５ｋＷである。

図５９及び図６０は、モータ駆動の回転翼ユニット１１４０の主プロペラ１１０７の、展開された形態及び収容された形態をそれぞれ示す。展開された形態では、プロペラ１１０７のプロペラ羽根１０８は、モータ駆動の回転翼ユニット１１４０の回転軸にほぼ垂直な位置まで展開される。実際の羽根角度は、以下で議論するように、モータ毎分回転数及び他の因子の関数として変化してもよい。スピナー１１０９は、モータ駆動の回転翼ユニット１１４０に対する先導表面を呈する。

収容された形態では、羽根１１０８は、ナセル本体１１０６における凹部１１１０内に存在する。図６１の正面図で見られるように、収容された形態では、ナセルの前方部分の外側表面は、プロペラ１１０７の羽根１１０８の表面から成る。羽根が収容された形態でのナセルの外側表面は、５つの羽根の表面の複合体である。羽根及びナセルは、おそらく協調して設計され、その結果、ナセルの空気力学的要件及びプロペラの空気力学的要件は、互いに適合して、補完的設計となるであろう。凹部１１１０は、収容された形態において、羽根１１０８に対して、まさにぴったりの一致を提供するように適合してもよい。

図６２及び図６３は、スピナーが除去された状態における、モータ駆動の回転翼の斜視図及び正面図をそれぞれ示すが、これは、本発明の幾つかの態様による設計を、観察者が想像するのを助けるためである。主ハブ１１２２は、５つのプロペラ羽根１１０８の各々に対する搭載ポイントと見られる。主ハブ１１２２は、プロペラ羽根の主支持部を提供し、これらの主指示部は、各々が主ハブに旋回可能に接続される。主ハブ１１２２はまた、プロペラ１１０７の羽根１１０８に駆動トルクを提供する。以下で更に議論するように、主ハブ１１２２は、回転軸受け又は軸受けアセンブリを介して、回転翼展開機構の翼端に近い張出し受けに結合される。

図６４は、図解を明瞭にするために、更なる部分が除去された状態における、モータ駆動の回転翼ユニットの斜視図を示す。プロペラ羽根１１０８は、部分的な羽根１１４２としてのみ示されており、これによって、フィン搭載部１１２１を観察することが可能である。フィン搭載部１１２１は、プロペラ羽根の内側部分（この図では見えない）内で接合される。幾つかの態様において、プロペラ羽根は、予め形成された多数の部品から形成されるが、これら多数の部品は、その後、プロペラ羽根の中に添付されたフィン搭載部に一緒に接合される。フィン搭載部１１２１は、金属であってもよく、且つ、例えば蝶番ピン１１２３を用いて、主ハブ１１２２に搭載可能とするべく、適合するように構築してもよい。幾つかの実施形態において、図６４Ａで見られるように、フィン搭載部１１２１は、複数の独立した部品であってもよい。これらの部品は、プロペラ羽根１１０８の組み立ての間に据え付けてもよく、その結果、完成した構成要素は、蝶番ピンを用いて、主ハブ１１２２を搭載するように適合する。収容タブ１１４３はフィン搭載部１１２１に添付されるが、これは、羽根を凹部の中に、且つナセル本体に対して移動させて、収容された形態にするのを可能とするためである。幾つかの態様において、プロペラ羽根１１０８は、複合材料のものであってもよい。プロペラ羽根１１０８は、部品から組み立ててもよく、その結果、羽根は、予め製造された個々の部品から組み立てられた中空の殻である。展開ばね１１４１によって、プロペラの羽根は、遠心力が無い状態でも、展開された形態を達成することが可能である。回転翼が回っていない場合でさえも、展開ばねによって、プロペラ羽根の完全な展開が可能である。完全な収容を達成するために、プロペラ１１０７のプロペラ羽根１１０８上の収容タブ１１４３は、収容機構によって押圧されるが、押圧は、羽根が、ナセル本体の凹部１１１０内にぴったり一致するまで続く。

図６５は、図解を明瞭にするために、更なる部分が除去された状態における、モータ駆動の回転翼ユニットの別の斜視図を示す。主ハブ１１２２は、フィン搭載部１１２１を支持している状態で見られる。フィン搭載部１１２１は、蝶番ピン１１２３を使用することで、主ハブ１１２２に対して旋回するように適合する。幾つかの凹部では、部分羽根１１４２が見られ、且つ他の凹部１１１０では、羽根は見られないが、これは単に視覚的明瞭さのためである。図解的効果のために、更なる部分が除去されているので、回転翼展開機構、モータ、及び他の構成要素が視界に入ってくる。

図６６は、本発明の幾つかの実施形態による回転翼の部分の側面図を示す。プロペラ羽根１１０８は、収容された位置にあることが見てとれる。プロペラ羽根１１０８は、蝶番ピン１１２３によって、主ハブ１１２２に対して蝶番式に動く。主ハブは、軸受けアセンブリ１２５内に搭載されているのが見られる。軸受けアセンブリ１１２５は、回転翼展開機構の翼端に近い張出し受け１１２４に搭載される。幾つかの態様において、主ハブ１１２２は、軸受けアセンブリ１１２５の、内側軸受けレース又は軸受けレースに搭載され、且つ軸受けアセンブリ１１２５の外側軸受けレースは、回転翼展開機構の翼端に近い張出し受け１１２４内に搭載される。

図６７は、本発明の幾つかの実施形態による、前進飛行形態における、展開可能なモータ駆動の回転翼アセンブリの、回転翼展開機構の部分の側面図である。主搭載ポイント１１２７、１１２８は、回転翼展開機構１１４３のための構造的な取り付けポイントであり、且つ、拡大解釈すれば、モータ駆動の回転翼ユニットのための、空中乗物への構造的な取り付けポイントである。駆動モータ１１２６は、回転翼主ハブ１１２２を駆動するのに適合し、且つ、拡大解釈すれば、回転翼ユニットのプロペラを駆動するのに適合する。この前進飛行形態では、回転翼推力ベクトルは、空中乗物に関して前方に方向付けられ、且つ水平である。

図６８は、展開された、垂直離陸形態における回転翼展開機構１１４３を示す。回転翼展開機構は、回転翼を回転させると共に、変位させている。展開によって、回転翼ハブは前方に押され、且つ主搭載ポイント１１２７、１１２８から離され、それに加えて、主搭載ポイントに対して、垂直に上方に押されている。この垂直離陸形態では、回転翼軸は垂直である。幾つかの態様において、本明細書で説明するような回転翼展開機構を使用することによって、ナセルは、回転翼展開の間に分割されるものと見てもよく、その結果、ナセルの後部分は、固定された位置関係の中で翼と共に留まる。回転翼展開は、その後、翼に沿って、又は後部水平安定板要素に沿って、ナセルから起こることがおそらく可能であろう。回転翼展開機構は、翼又は他の水平要素の端部ではない位置に搭載してもよい。

翼端に近い張出し受け１１２４は、張出し受け取り付けポイント１１３４、１１３５で展開連結部に取り付けられる。張出し受けアーム１１２９、１１３０、１１３１は、旋回ポイント１１３２、１１３３を介して連結する。マルチアーム連結部を使用することによって、回転翼は、展開された形態及び収容された形態の両方において、おそらく好ましい位置に移動されるであろう。図６９から図７２は、連結部が部分的に展開された形態にある状態の回転翼を示すが、この部分的に展開された形態は、垂直推力から水平推力への移行の間に、又は水平推力から垂直推力への移行の間に見られる。

電気モータ／プロペラの組み合わせが、統合接続部の翼端に近い側にあることによって、モータにプロペラを強固に搭載することが可能となるが、このことは、プロペラが、後部ナセル部分に対して、様々な姿勢を通して移動される場合でさえも維持される。
そのような形態によって、モータからの回転動力は、ジンバルに入れる必要がない、又は別な方法で、回転接続部をまたいで伝達する必要がない。

図７３は、本発明の幾つかの実施形態による、展開機構のための展開駆動システムを示す。駆動ユニット１１５１は、主搭載ポイント１１２７、１１２８のための、搭載ポイントに隣接するエリアにある翼内で、空中乗物に結合してもよい。駆動スクリュー１１５０は、展開連結部が収容された形態から展開された形態まで、及び展開された形態から収容された形態まで駆動されるように、駆動してもよい。

図７４は、本発明の幾つかの実施形態による回転翼展開機構の、翼端に近い張出し受け１１２４の中に搭載された主回転翼ハブ１１２２の下面の部分図である。収容ロッド１１５３は、収容タブ１１４３に逆らって、収容レバー１１５２を駆動するように適合する。収容タブ１１４３は、その後、ナセル本体上で入れ子状に重ねられる位置にプロペラ羽根を駆動する。展開ばね１１４１は、収容された位置から展開された位置まで、プロペラ羽根１０８を展開するように適合する。図７５は、複数の収容レバー１１５２に結合された収容ロッド１１５３の部分的側面破断図である。収容ロッド１１５３は、リニアアクチュエータによって駆動して収容タブ１１４３を係合しもよいが、それは、プロペラ羽根を、収容された、入れ子状に重ねられた形態から展開するためである。完全に展開されると、プロペラ羽根は、収容レバー上に存在しないであろう。図７６は、収容ロッド１１５３及びその結合の底面斜視図であり、ここでその結合とは、収容レバー１１５２に対する結合、及び最終的には、プロペラ羽根１１０８のフィン搭載部１１２１に対する結合である。ナセルにおける凹部に対してプロペラを適切に整列させるために、位置指示器を使用してもよい。

統合された電気推進システム及び完全に収容される羽根を有する、空中乗物を飛行させるための方法の典型的な実施形態において、空中乗物は地上にあってもよい。空中乗物は、複数の翼、及び尾部に搭載されたモータ駆動の回転翼ユニットを有してもよい。モータ駆動の回転翼ユニットはプロペラ羽根で始まるが、該プロペラ羽根は、収容されたプロペラ羽根が、一部分を形成するナセルの部分の有効濡れ面積の、全て又はほとんどを備えるように収容される。ナセルは、収容された羽根を受け入れるように適合する凹部を有してもよい。

収容された羽根は、収容機構の援助によって、収容された位置で保持してもよい。垂直離陸の準備において、収容された羽根は、展開された形態まで展開してもよい。羽根は展開ばねを利用してもよく、該展開ばねは、収容レバーの解放に際して、羽根の展開を援助する。収容レバーは、展開された形態から収容された形態まで、プロペラ羽根を旋回させるように適合してもよい。

一旦プロペラ羽根が展開された位置にあると、統合回転翼展開機構を使用することによって、モータ駆動の回転翼アセンブリ全体は、それ自体が前進飛行位置から垂直離着陸位置まで展開してもよい。展開機構は、翼の前、及び翼の上方にプロペラを位置決めするように適合してもよく、又は他の空中乗物構造から離れた他の方法で位置決めするように適合してもよい。プロペラが今や展開されることにより、且つモータ駆動の回転翼が今や垂直離陸形態に統合されることにより、空中乗物は、垂直離陸を始めることが可能である。回転翼の回転が上がり、そして乗物は地面から上昇する。

離陸後、空中乗物は前進飛行への移行を始めるであろうが、この移行は、垂直推力方位から水平推力要素を含む位置へ、回転翼を統合することによって行われる。空中乗物が、速度を持って前方に移動し始めると、翼によって揚力が発生され、従って、回転翼からは、より少ない推力しか要求しないであろう。回転翼が前進飛行、水平推力形態に向けて更に統合されると、空中乗物は、より大きな速度を得る。

一旦空中乗物が通常の前進飛行状態になると、離陸の間に使用したプロペラは、もはや必要ではないであろう。前進飛行のための推力要件は、垂直離着陸の間に要求される推力要件よりも、おそらく著しく小さいであろう。前進飛行は、離陸のために使用されたプロペラのサブセットだけによって、又は離陸の間に使用されたプロペラ以外の、異なるプロペラによって、おそらく維持されるであろう。使用されないプロペラは、それらのプロペラ羽根を、プロペラを支持するナセル上の凹部の中に収容してもよい。収容されたプロペラ羽根は、ナセルの部分の外側表面を形成してもよい。

本発明の幾つかの実施形態において、図７７及び図７８で見られるように、プロペラ羽根５０１は、中央ハブ５２２に取り付けてもよく、その結果、羽根が前進で、展開された位置から収容された位置へ向けて旋回する際、羽根は、その通常の回転方向５１２に対して逆に回転する。図７７及び図７８で示される複数の図を用いて幾何学的配置を示すと、これらの図は、同じ相対的な羽根位置を示す。第１位置５０１ａ、５０２ａでは、羽根は、中央ハブ５２２に対して前方で円錐形となっている。図７８に見られるように、この最も前方の円錐形の位置５０２ａについては、羽根はまた、図７７に見られるように、最も前方の位置５０１ａで回転している。羽根が、最も前方の位置５０１ａに対してわずかに後方５０２ｂに移動すると、羽根はまた、中央ハブに対して角度的にわずかに遅れた位置５０１ｂまで遅れる。

羽根が、より多くの位置５０２ｃ、５０２ｄを通って、前方の円錐形の位置に対して更に後方に移動すると、羽根は、一連の角度的に遅れた位置５０１ｃ、５０１ｄを通って、同時に後方に移動している。

もしかすると、飛行中に、鳥のような物体が羽根に衝突するというような、このシステムの利点の中で、システムは、衝撃力を下げるために、結合されたやり方で作動する。羽根への衝突が前面から起こると、羽根は後ろに押される。衝撃物体の慣性は、その慣性を通して、羽根に力を与えるが、その角度的方向は、運動の、乱れの無い螺旋状方向と反対方向である。システムを結合することによって、衝撃は、羽根が、より前方の円錐形の位置に対して逆に旋回することを引き起こすため、結合は、そのスピン方向に沿って羽根を遅らせるが、この場合のやり方は、羽根が、大雑把には、衝撃物体の運動の方向に移動するというものであり、従って、羽根に対する衝撃を和らげる。ひずみが低減されるだけでなく、衝撃震動負荷もまた、低減されるであろう。

コーニング角は、羽根によって生じる空気力学的モーメントと慣性モーメントとの間のバランスの結果として達成される。プロペラ回転軸に垂直な面に対して、羽根旋回軸に角度を付けることによって、回転軸に対して羽根を遅らせてもよいが、その理由は、羽根は、コーニング角に関して後方に押されるからである。旋回アセンブリ５２３は、２つの穴５２４、５２５を有してもよい。羽根５０１に最も近い第１穴５２４の軸は、第２穴５２５の軸に対して、スピン軸に沿っておそらく前方に押されるであろう。プロペラ及びその中央ハブ５２２の回転軸に平行な方向に沿う穴５２４、５２５の、このジグザク配列によって、羽根の角度的遅れが可能になるが、その理由は、羽根が、前方コーニング角から後方に押されるからである。上で議論したように、羽根旋回軸に角度が付けられる場合、結合されたシステムによって、衝撃を受けた羽根は、衝撃の間、遅くなると共に後方にはためくことが可能であり、これによって、羽根、ハブ、及び支持構造体に対する衝撃負荷を劇的に低減する。

幾つかの実施形態において、収容された羽根の、入れ子状に良好に重ねられたセット（これもまた、良い性能指数を有する）を達成するのを助けるために、羽根５０１は、多少は又は有意に、前進型となっている。また、プロペラ羽根セットを入れ子状に重ねる上での適合性をより良くするために、旋回アセンブリ５２３を別の角度で傾けてもよい。図８０、図８１、及び図８２は、羽根５０１が収容された形態における、プロペラ５０８の正面図、側面図、及び斜視図をそれぞれ示す。収容された羽根５０１の外側表面は、ほぼ連続の表面を形成する。ナセルの外側表面の上を、一致する凹部で収容する場合、非常に低い抗力の収容システムを維持することが可能である。

図８４Ａから図８４Ｆは、質量体５１６によって衝突される、回転するプロペラ５０８の一連のこま止めを示す。これらの図は、つながりがあること示しており、そこでは衝撃がシステムに影響を与える際の、正面図及び側面図の両方が、同じ時間的瞬間で示されている。これらの図で、極めて前進的なプロペラ羽根の状態で、プロペラは時計回り方向５１５に回転している。図８４Ｄの時間シーケンスにおける後半のタイミングまでに、衝撃を受けた羽根の回転的遅れを見ることができる。また、羽根の下方への片寄りを、側面図で見ることができる。図８４Ｅの時間シーケンスによって、衝撃を受けた羽根の回転的遅れを、より明瞭に見ることができる。また、羽根の下方への片寄りを、側面図でより明瞭に見ることができる。このシーケンスは、このつながりのあるシステムの明瞭な利点を示している。

図８３Ａから図８３Ｃは、本発明の幾つかの実施形態によるモータ駆動の回転翼アセンブリの、上面図及び側面図を示す。図８３Ａはモータ駆動の回転翼アセンブリを示し、そこではプロペラは、いくらか後方で円錐形となっている。図８３Ｂは、プロペラ羽根が回転軸に対して実質的に垂直であるような形態を示す。図８３Ｃは、プロペラ羽根が前方で円錐形であるような形態を示す。

上述のように、コーニング角は、蝶番軸の周りの、そのプロペラ羽根上の空気力学的モーメントと慣性モーメントとの間のバランスの結果として達成される。図８３Ｃはコーニング角を示しており、ここでコーニング角は、前進飛行又は垂直離着陸であろうとなかろうと、おそらく通常の飛行の間に見られるであろう。羽根５３２は、プロペラのスピン軸に垂直な面５３１に対して、角度５３０で円錐形となる。万一、プロペラ羽根の回転速度における増加がある場合（その増加は、飛行の間又は離着陸の間に、望まれる又は要求されるかもしれない）、結果として増加した羽根上の遠心力は、当初の前方コーニング角５３０に対して、羽根を平らにする。結果としての位置は、おそらく図８３Ｂで見られるようなものであろう。羽根５３３は、スピン軸に対する法線５３１を有する面内に今は見られる。もっとも、飛行パラメータ及び情況に依存して、当初の前方コーニング角５３０よりも、より垂直に近い任意の角度という結果になるかもしれない。

幾つかの実施形態において、上で議論したような羽根旋回軸に角度を付けることに関して、より前方のコーニング角から平らなコーニング角へ羽根が旋回するにつれて、羽根ピッチは増加するであろう。ピッチにおけるこの変化は、角度を付けた旋回ピンシステムに関する、システムの幾何学的配置の関数という結果となる。

モータ駆動の回転翼アセンブリの一部分として電気モータを使用することによって、推力における非常に速い応答が達成できるという利点を、このシステムは有するであろう。電気モータは、例えば、内燃機関エンジン又はジェットエンジンに対して、トルクにおける変化を極めて迅速に伝えることが可能である。増加したトルクをプロペラハブに印加することは、自身の慣性のために、羽根の初期的な遅延運動に帰着するであろう。そしてこの遅延運動は、羽根のピッチの変化に帰着するであろう。従って、モータが加速している間、羽根のピッチは増加する。このシステムは、迅速に応答する電気モータを使用し、且つ更に、プロペラ羽根の遅延運動と共にピッチ角度を増加させるプロペラ羽根システムを使用しており、これによって、以前には見られない、飛行システムにおける応答性を可能にしている。

図８５は、本発明の幾つかの実施形態による、前進飛行形態における、展開可能なモータ駆動の回転翼アセンブリの、回転翼展開機構の部分の側面図である。主搭載ポイント５４１、５４２は、回転翼展開機構５４０のための構造的取り付けポイントであり、且つ拡大解釈すれば、モータ駆動の回転翼ユニットのための、空中乗物への構造的取り付けポイントである。駆動モータ５４３は、回転翼主ハブ５２２を駆動するように適合し、且つ拡大解釈すれば、回転翼ユニットのプロペラを駆動するように適合する。この前進飛行形態では、回転翼推力ベクトルは、空中乗物に関して、前方に方向付けされており、且つ水平である。

図８６は、展開された、垂直離陸形態における回転翼展開機構５４０を示す。回転翼展開機構は、回転すると共に変位した回転翼を有する。展開によって、回転翼ハブ５２２は前方に押され、且つ、主搭載ポイント５４１、５４２から離され、それに加えて、主搭載ポイントに対して垂直前方に押されている。この垂直離陸形態では、回転翼軸は垂直である。幾つかの態様において、本明細書で説明したような回転翼展開機構を使用することによって、ナセルは、回転翼展開の間に分割されるものと見てもよく、その結果、ナセルの後部分は、固定された位置関係の中で翼と共に留まる。回転翼展開は、その後、翼に沿って、又は後部水平安定板要素に沿って、ナセルから起こることがおそらく可能であろう。回転翼展開機構は、翼又は他の水平要素の端部ではない位置に搭載してもよい。

翼端に近い張出し受け５４４は、張出し受け取り付けポイント１３４、１３５において展開連結部に取り付けられる。張出し受けアームは、旋回ポイントを介して連結する。
マルチアーム連結部を使用することにより、プロペラは、展開された形態及び収容された形態の両方において、好ましい位置に移動してもよい。

電気モータ／プロペラの組み合わせが、統合接続部の翼端に近い側上にあることによって、プロペラをモータに強固に搭載することが可能となるが、このことは、プロペラが、後部ナセル部分に対して、様々な姿勢を通して移動される場合でさえも維持される。そのような形態によって、モータからの回転動力は、ジンバルに入れる必要がない、又は別な方法で、回転接続部をまたいで伝達する必要がない。展開は、幾つかの態様において、モータ駆動の回転翼全体に関するものである。

図８７Ａから図８７Ｄは、本発明の幾つかの実施形態による、離陸から前進飛行への移行の間の、空中乗物６００を示している。この例証的実施形態では、空中乗物６００は本体６０１、翼６０２、６０３、及び尾部構造部６０４を有する。翼の翼長中央部に沿うモータ駆動の回転翼アセンブリ６０５、及び尾部構造部に取り付けられたモータ駆動の回転翼アセンブリ６０５は、回転翼アセンブリを展開するように適合した統合機構を有する。これにより、図８７Ａで見られるように、離着陸のための垂直推力が可能になる。翼先端の回転翼アセンブリ６０６は、垂直推力方位に対しても同様に、旋回するように適合する。

離陸後、回転翼アセンブリ６０５、６０６は、前進飛行形態に向けて移行するように適合するが、ここでは、図８７Ｂで見られるように、回転翼アセンブリの移動を介して、推力は垂直方位から水平方位に向けて移動する。前進飛行への移行では、図８７Ｃで見られるように、回転翼アセンブリ６０５、６０６は、水平推力位置へ完全に移行している。

翼６０２、６０３によって提供される揚力が、空中乗物６００を支持することにより、乗物が水平飛行を保つのには、より小さな推力しか必要としない。動力を節約すると共に抗力を低減するために、翼長中央部に搭載された回転翼アセンブリ６０５の、及び後部安定板に搭載された回転翼アセンブリ６０５の羽根６０５は、ナセルに対して羽根を入れ子状に重ねてもよい。抗力が低減された前進飛行形態は、図８７Ｄに示される。

本発明の幾つかの実施形態による入れ子状に重ねた羽根は、抗力における非常に大きな減少を提供する。例えば、例証的な場合、使用していないモータ駆動のプロペラアセンブリの上にある矢羽状の羽根は、１２８Ｎの抗力に帰着するであろう。羽根を単純に折りたたんだものは、１０５Ｎの抗力に帰着する。更に入れ子状に重ねた状態では、抗力は１０Ｎまで低減される。この値は、７Ｎの抗力を有する裸のナセルに対して、非常に好ましい比較となる。

幾つかの態様において、翼長中央部に搭載された回転翼アセンブリ６０５、及び後部安定板に搭載された回転翼アセンブリ６０５は、回転翼ハブに旋回可能に取り付けられる。これらの回転翼アセンブリの羽根６１２は、前進型であってもよく、且つ、上で説明したように、角度を付けたピン機構を使用することによって、取り付けてもよい。これらの羽根は、ナセルにおける凹部の中に収容してもよい。翼先端に搭載された回転翼アセンブリ６０６は、可変ピッチ羽根である羽根６１３を有してもよい。これらの羽根は、前進飛行の間、乗物に動力供給してもよい。

翼先端に搭載された羽根６１３は、翼に沿った内側羽根と反対の方法に回転してもよい。加えて、翼先端に搭載されたプロペラは、翼の先端渦に対抗するように回転してもよい。翼先端に搭載された回転翼は、羽根が、翼の外側で、下方に来る（６１０、６１１）ように回転するであろう。従って、左側翼先端プロペラ及び右側翼先端プロペラは、異なる方向に回転するであろう。

上記の説明から明らかなように、本明細書で与えられた説明から、多種多様な実施形態が構成されるかもしれず、且つ当業者にとっては、付加的な利点及び変更例が容易に生じるであろう。本発明は、そのより広い態様において、それ故に、図示され且つ説明された特定の詳細及び例証的実施例に限定されない。従って、そのような詳細からの逸脱がなされてもよいが、それは、出願人の一般的な発明の精神及び範囲から逸脱することなく、という条件付きである。

Claims (14)

1. 衝撃耐性のあるプロペラシステムであって、
   プロペラであって、前記プロペラは、正の推力を提供するための、第１スピン軸に沿う主スピン方向を有し、前記プロペラは、
   中央ハブであって、前記中央ハブは第１回転軸を備える、中央ハブと、
   複数のプロペラ羽根であって、前記複数のプロペラ羽根の各々は、第１旋回軸に沿って、前記中央ハブに旋回可能に取り付けられる、複数のプロペラ羽根と、
   を備え、
   前記第１旋回軸は、角度が付けられており、その結果、前記第１スピン軸に沿ってプロペラ羽根を逆に旋回させることは、前記プロペラ羽根が、前記主スピン方向と反対に回転することを引き起こす、プロペラ、
   を備える、衝撃耐性のあるプロペラシステム。
2. 請求項１に記載の衝撃耐性のあるプロペラシステムであって、
   前記第１旋回軸は、前記第１スピン軸に垂直な面に対して角度が付けられている、衝撃耐性のあるプロペラシステム。
3. 請求項２に記載の衝撃耐性のあるプロペラシステムであって、
   前記プロペラ羽根は旋回ピンを備え、前記旋回ピンは、前記プロペラ羽根の先端から延びる、衝撃耐性のあるプロペラシステム。
4. 請求項３に記載の衝撃耐性のあるプロペラシステムであって、
   前記旋回ピンは、前記プロペラ羽根の先端における第１端部と、前記プロペラ羽根の前記先端から離れた第２端部とを備え、且つ前記第１端部は、前記第１スピン軸に沿って前記第２端部の前方にある、衝撃耐性のあるプロペラシステム。
5. 請求項４に記載の衝撃耐性のあるプロペラシステムであって、
   前記プロペラシステムはナセルを更に備え、且つ前記羽根は、前記スピン軸に実質的に垂直である展開された形態から、収容された位置まで、前記ナセルの外側に沿って旋回するように適合する、衝撃耐性のあるプロペラシステム。
6. 請求項５に記載の衝撃耐性のあるプロペラシステムであって、
   前記ナセルは、その外側の周りに凹部を備え、且つ前記羽根は、前記収容された位置にある場合、前記凹部に存在する、衝撃耐性のあるプロペラシステム。
7. 請求項６に記載の衝撃耐性のあるプロペラシステムであって、
   収容機構を更に備え、前記収容機構は、前記プロペラ羽根を、前記ナセルの外側表面における前記凹部の中に収容するように適合する、衝撃耐性のあるプロペラシステム。
8. 請求項７に記載の衝撃耐性のあるプロペラシステムであって、
   前記プロペラ羽根を、その収容された位置から展開するように適合したばねシステムを更に備える、衝撃耐性のあるプロペラシステム。
9. 請求項８に記載の衝撃耐性のあるプロペラシステムであって、
   プロペラ展開機構を更に備え、前記プロペラ展開機構は、前記中央ハブを第１位置から展開するように適合し、前記第１スピン軸は、第２位置に対して水平であり、前記第１スピン軸は垂直である、衝撃耐性のあるプロペラシステム。
10. 空中乗物のための迅速応答プロペラシステムであって、
    中央ハブと、
    複数のプロペラ羽根であって、前記複数のプロペラ羽根の各々は、第１旋回軸に沿って、前記中央ハブに旋回可能に取り付けられる、複数のプロペラ羽根と、
    を備え、
    前記第１旋回軸は、角度が付けられており、その結果、プロペラ羽根を、前記第１スピン軸に沿って、前記スピン軸に対する法線の前の位置から、逆に旋回させることが、前記プロペラ羽根のピッチにおける変化を引き起こす、迅速応答プロペラシステム。
11. 請求項１０に記載の迅速応答プロペラシステムであって、
    前記中央ハブに結合された電気モータを更に備える、迅速応答プロペラシステム。
12. 請求項１１に記載の迅速応答プロペラシステムであって、
    前記第１旋回軸は、前記スピン軸に垂直な面に対して角度が付けられている、迅速応答プロペラシステム。
13. 請求項１２に記載の迅速応答プロペラシステムであって、
    前記プロペラ羽根は旋回ピンを備え、前記旋回ピンは、前記プロペラ羽根の先端から延びる、迅速応答プロペラシステム。
14. 請求項１３に記載の迅速応答プロペラシステムであって、
    前記旋回ピンは、前記プロペラ羽根の先端における第１端部と、前記プロペラ羽根の前記先端から離れた第２端部とを備え、且つ前記第１端部は、前記第１スピン軸に沿う前記第２端部の前方にある、迅速応答プロペラシステム。
    

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