JP6981993B2 - 垂直離着陸機及びその動作プロセス - Google Patents

Description

本発明は、垂直離着陸能力を有する航空機及びその動作方法に関する。

既に知られている垂直離着陸能力を有するいくつかの手順及び航空機がある。

例えば、垂直方向の駆動手段及び水平方向の推進手段を示す垂直離着陸装置を開示している米国特許出願公開第２００３／００９８３８８ Ａ１号明細書が知られている。

垂直離着陸能力を有する既知のプロセス及び航空機には一般に、
−飛行中のエネルギー又は燃料の消費量が多く限定された自律性につながる、
−ヘリコプターとＵＡＶ多重ロータ装置の場合、飛行は１より大きい推力／重量比で行われる、
−巡航速度が遅い、
−操縦用の空間が限定される、
−垂直離陸を伴う航空機は離着陸時の操縦能力が非常に低い、
−垂直離陸を伴う航空機が垂直飛行から水平飛行への移行を達成するのは困難である、
−積載量が比較的少ない、
という欠点がある。

また、航空宇宙産業で使用可能な支承体の空気力学的輪郭が、ルーマニア特許第１１０２２１号明細書から知られている。

これはルーマニア特許第１１０２２１号明細書に開示され（その内容は参照により本明細書に組み込まれる）、この特許の請求項１?請求項３（これも参照により本明細書に組み込まれる）に記載の空気力学的輪郭、要するに、ユニット翼弦［０，１］内の任意のフレームｓ（ｘ）と、その範囲内の正の微分可能な関数ｇ（ｘ）によってそれ自体を画定する輪郭であり、これは輪郭の半分の厚さを表し、
ｉ）半分の厚さは、先端部及び後端部のスケルトンに接し、
ｉｉ）輪郭は双方向性であり、翼弦中央の垂直な軸を中心に対称である、すなわちｓ（ｘ）＝ｓ（１−ｘ）及びｇ（ｘ）＝ｇ（１−ｘ）である
という２つの条件に従う任意の垂直断面における空気力学的輪郭に一致する。

米国特許出願公開第２００３／００９８３８８Ａ１号明細書 ルーマニア特許第１１０２２１号明細書

本発明は、上記の欠点の多くを排除し、単純で、経済的で、速く、操縦しやすく、垂直飛行から水平飛行へ滑らかに移行し飛行自律性がより高い、垂直離着陸能力を有する航空機を達成することを可能にする。

本発明は、独立請求項及び従属請求項による航空機及びその動作方法を提供することによって、従来技術の多くの欠点を解決する。

より具体的には、第１の態様では、本発明は、垂直離着陸を伴う航空機を提供し、円形対称の支承体の空気力学的本体であって、空気力学的輪郭の翼弦上に位置し航空機の構成要素を支持する内部補剛プラットフォームを有する、支承体の空気力学的本体と、少なくとも４つの挿管垂直プロペラであって、支持体の音の中心軸並びに予め設定された飛行軸及び水平軸のクロスボディキャリアに対称であり、対向するプロペラが同じ回転方向を有する、挿管垂直プロペラと、隣接して対向する少なくとも２つの挿管水平プロペラであって、反対の回転方向を有し、飛行前軸及びその両側の軸に平行である、挿管水平プロペラと、方向ノズルであって、各水平プロペラに１つあり、電源によって挿管水平プロペラのジェットにベクトル配向を提供する、方向ノズルと、蓄電池であって、搭載している全てのエンジン、電気装置及び電子装置を動作させるために必要な電力を供給するように設計されている、蓄電池と、電子制御及び飛行管理モジュールと、航空機と地上の接触を促進することを目的とする着陸装置とを含む。
本発明の好ましい実施形態は、ルーマニア特許第１１０２２１号明細書に定義された空気力学的輪郭の形状を有する航空機によって表される。

本発明による航空機は、３つのリフトモード、すなわち、
‐挿管垂直プロペラによって生成されるリフトモードでの飛行であって、このリフトタイプは、装置の離着陸フェーズを特徴とし、その推力／重量比は１よりも高い、
−挿管水平プロペラ飛行によって生成される動的リフトモードの飛行であって、この飛行中、機械は空中を通る動きから生じる支承力によって空中に維持され、推力／重量比は１未満である、
−挿管垂直プロペラと挿管水平プロペラの両方を使用して得られる合同リフトモード下での飛行であって、
この体制は、離陸から巡航への移行及び巡航段階から着陸への移行を特徴とし、装置の推力／重量比は高い値から低い値へ、又はその逆へと変化する
モードで飛行することができる。

第２の態様では、本発明は、離陸、着陸及び飛行予約巡航フェーズの説明、これらのステップを実行するために必要な操縦の説明、及び飛行装置にできる他の操縦の説明を含む、本発明による航空機の動作方法を説明する。

本発明による航空機の他の特徴及びその動作手順は、添付の従属請求項の主題である。

本発明による垂直離着陸を伴う航空機は、
−垂直に離着陸する、
−巡航モードでは、航空機は飛行機のように推力／重量比が１未満で飛行する、
−ハイブリッド推進駆動（このシステムを搭載したバージョン用）のため低燃費を実現する、
−全ての既知の航空機よりも優れた操縦能力を有する、
−全ての飛行モード（亜音速、遷音速、超音速）で非常に優れた飛行特性を有する、
−対称の概念により製造コストが低い。
−軽量であり、制御面及び空気力学的制御が不要である、
‐動作における信頼性が高い、
−安全性が向上した動作を有する
という利点を有する。

航空機は、操縦バージョン又は無人（ＵＡＶ）ユニット対人飛行、旅客輸送、空の旅、航空タクシー、航空サーベイランス、マッピング、物の迅速な配達、操縦装置又はＵＡＶによる軍事用途、サブオービタル飛行用航空機等において複数の用途を有し得る。

本発明のこれら及び他の特徴は、本発明を限定することを意図しないいくつかの実施形態の以下の説明から明らかになるであろう。図１〜図４１は以下の通りである。

平らな下面（ｓｏｆｆｉｔ）と外側の水平推進エンジンとを有する実施形態の本発明による装置の概略図である。 当該技術分野（ルーマニア特許第１１０２２１号明細書）で知られており、二方向／双方向空力特性を表す図である。 飛行軸線に沿った主要部分と、水平スラスタの１つを通る第２の部分と共に示される装置の図である。 飛行軸線に垂直な挿管プロペラの配置、横軸、及びプロペラの回転方向を示す上面図である。 垂直挿管プロペラの断面図である。 垂直プロペラの軸を装置の中心対称軸に位置決めする図である。 ４対に分割された８つの垂直リフトプロペラを備えたバージョンの図である。 水平挿管プロペラの配置を有する航空機の下面の図であり、プロペラは負荷支承体の外側に設置されている。 水平挿管プロペラが本体内に設置された下面のバージョンの輪郭を有する負荷支承体を通した断面図である。 水平挿管プロペラが飛行軸の近くに位置し、方向性ノズルが離間したエンジンを含む実施形態の図である。 内側に方向ノズルを介してジェットを配向することができる円錐を示す図である。 飛行軸に沿って傾斜することができる同じ可動支持体上に両方のパイロットユニット構成要素が位置する電子制御モジュール及び飛行管理の実施形態を示す図である。 装置の入射角の導出を示す図である。 入射角を導出する別の図である。 飛行プロセスの主なフェーズの概略図である。 方向ノズルを使用してピッチング運動をさせる方法の概要図である。 方向ノズルを使用して左ヨーイング運動をさせている図である。 方向ノズルを使用して右ヨーイング運動をさせている図である。 方向ノズルを使用して右ローリング動作をさせている図である。 方向ノズルを用いて左ローリング運動をさせている図である。 飛行軸に垂直な支承体内に位置決めされた横２方向挿管プロペラが設けられている航空機の実施形態を示す図である。 航空機側面の支承体の外側に位置する一方向横挿管プロペラが設けられている航空機の実施形態を示す図である。 双子状に取り付けられたロケットエンジンが設けられ、各々が挿管プロペラを有し、スラスタの混合された対を共に形成している航空機の実施形態を示す図である。 支承体内に配設された操縦用の水平及び垂直双方向プロペラが設けられ、垂直挿管プロペラがハッチで閉じられている航空機の実施形態を示す図である。 水平操縦プロペラを使用して実行される水平並進移動を伴う組合せヨーイング操縦を示す図である。 水平及び垂直双方向操縦プロペラが設けられ、垂直操縦プロペラがＸに設置され、垂直離着陸システムが十字に設置されている航空機の実施形態を示す図である。 水平及び垂直双方向操縦プロペラが設けられ、垂直操縦プロペラ及び垂直離着陸プロペラの両方がＸに設置されている航空機の実施形態を示す図である。 飛行軸に垂直な２つの操縦水平双方向プロペラが設けられている航空機の実施形態を示す図である。 操縦双方向プロペラのみを備えた挿管垂直プロペラが設けられている航空機の実施形態を示す図である。 ターボジェットエンジンを用いて水平推進が実行される航空機の実施形態を示す図である。 パルスジェットエンジンで水平推進が行われる航空機の実施形態を示す図である。 熱機関がピストン型の古典的エンジン又はワンケルロータリーエンジンのいずれかである、水平ハイブリッド推進を有する航空機の実施形態を示す図である。 熱機関がターボシャフト型の構築実施形態のターボジェットである、水平ハイブリッド推進を有する航空機の実施形態を示す図である。 水平推進用のレンジロケットエンジン及びラムジェットエンジンと、垂直横方向操縦用の頻繁な再始動モードを有するロケットエンジンとを備えた、非常に高高度の飛行用の航空機の実施形態を示す図である。 離陸用レンジロケットエンジンと、水平推進用ロケットエンジンと、垂直横方向操縦用の頻繁な再始動モードを有するロケットエンジンとを備えた、サブオービタル高度飛行用の航空機の実施形態のバージョンを示す図である。 大気に再突入するための輪郭を有する下面を備えたサブオービタル航空機の側面の一例を示す図である。 サブオービタル飛行プロセスの主なフェーズを示す図である。 空気増幅器（コアンダ噴射器）を備えた装置の実施形態を示す図である。 荷重支承体内のいくつかの構成要素の３次元運動によって装置のバランスがどのように作用するかを示す図である。 変更可能な輪郭を有する支持体を示す図である。 可動キャップとボードの接合詳細を示す図である。

以下、本発明の実施の形態について、図面を参照しながら説明する。
本発明による離着陸を有する航空機の概要を図１に示す。図２は、現在の技術水準によるルーマニア特許第１１０２２１号明細書に記載された空気力学的輪郭を示す。

図３には、飛行軸に沿った主要部分と、水平スラスタの１つにおける二次部分とが示されている。この航空機は、空気力学的な双方向性輪郭を有する円形の支承体１と、双方向性輪郭の翼弦上に設置された内部プラットフォーム２と、支承体の中心から、航空機の飛行軸から、及びその水平横軸から対称に配置された少なくとも４つの垂直挿管プロペラ（「ダクテッドファン」）３と、装置の飛行軸と水平及び平行対称的に設置された水平挿管プロペラ４と、３次元方向に向けることができる２つの方向ノズル５であって、各水平挿管プロペラに１つあり、２つのノズルのそれぞれは２つのアクチュエータｙとｚによって動作し、一方のｙが水平運動、他方のｚがノズルの垂直運動を行う、２つの方向ノズル５と、蓄電池群６と、飛行管理及び制御電子モジュール７と、各々が１つの挿管プロペラに使用される６つの調速機８と、着陸装置９とを備える。無人バージョンの垂直離着陸を伴う航空機は、遠隔無線制御１０を使用して地上から制御することができるか、又はそのパイロットバージョンでは、機上の手段で操縦することができる。

翼の役割と胴体の役割とを併せ持つ支承体１は、円形の対称形状を有し、航空機が一定の水平速度に到達した後、空気力学的運搬能力を確保することを主な目的としている。図２の支承体の輪郭は、ルーマニア特許第１１０２２１号明細書に開示された空気力学的輪郭の群に属し、ユニット翼弦［０，１］内の任意のフレームｓ（ｘ）と上記インターバルにおける正の微分可能な関数ｇ（ｘ）によって定義され、これは輪郭の半分の厚さであって、任意の垂直断面において、
ｉ）半分の厚さは、先端部及び後端部のスケルトンに接し、
ｉｉ）輪郭は双方向性であり、ストリングの中央に対して垂直な軸を中心に対称である、すなわちｓ（ｘ）＝ｓ（１−ｘ）及びｇ（ｘ）＝ｇ（１−ｘ）である
という２つの条件に一致する。

支承体１は、外側と内側の両方に輪郭を有する開口部ｉを備え、垂直挿管プロペラ３への空気入口と空気排出との両方を提供する。運搬体１の下面には、２つの水平挿管プロペラ４が所定の飛行軸に対して平行対称に位置しているが、選択された空気力学的輪郭に応じて支承体１の内側に設置されてもよい。

翼弦上の支承体１の内側には、内部プラットフォーム２がある。内部プラットフォーム２は空気力学的輪郭の翼弦上に位置し、ユニットの部品を取り付けるため、及び剛性を与えるために必要なサポートを提供するように設計されている。このように、内部プラットフォーム２には、蓄電池群６、電子飛行モジュール７、調速機８、及び垂直挿管プロペラ３のための固定具が設置される。航空機の良好なバランスのために、電子飛行モジュール７及び蓄電池群６は、装置の垂直軸、すなわち内部プラットフォーム２の周りに対称に設置され、グループ化される。支承体の下側の輪郭が平坦である場合、下面の内側が内部プラットフォーム２を構成する。

流線型のプロペラ又は「ダクテッドファン」として知られている垂直挿管プロペラ３は、支承体１の垂直中心軸に対して対称に、且つ飛行軸及び横軸に対して対称に配置され、横軸は、飛行に対して垂直で且つ支承体１の中心を通る（図４）。

垂直挿管プロペラ３の回転方向及びその位置は、クワドコプター「Ｘ」のものと同じであり、プロペラａ及びｃの回転方向は同一であり、プロペラｂ及びｄの回転方向と反対であり、挿管プロペラａ及びｃ、又はｂ及びｄを結ぶ線は、支承体１の対称中心でそれぞれ交差する。垂直挿管プロペラ３は、プロペラ自体及びプロペラを駆動する電動モータによって形成される組立体を流線形にする管で作られている（図５）。垂直挿管プロペラ３は、支承体１の軸からできるだけ離れて、且つその縁部にできるだけ近く設置されるが尚且つ、大きな乱流を発生させないように、したがって浮力を発生させるために利用可能な領域への影響を減らすように、本体１の構造に沿って完全に流線形に保たれる。垂直プロペラ３は、電気モータによって駆動されるが、特定の実施形態では、ピストンを備えた熱機関又はワンケル型エンジンを使用することができ、又はいくつかの実施形態では、ターボジェットを使用してユニット電気モータ−プロペラを無効にすることもできる。

垂直挿管プロペラ３は、航空機の離陸及び垂直着陸を確実にし、航空機の機体がこのリフトモードでの装置の動作を確実にするのに十分な負荷力の変位を生成しないときにその保持を維持すると共に、さらに航空機の巡航モードでの一定の操縦を提供する。挿管プロペラモータの電気モータは、蓄電池群６によって電力供給される。垂直挿管プロペラ３のエンジンの動力は、航空機が垂直離着陸できるようにするために、１より大きい推力／重量比を提供しなければならない。垂直挿管プロペラ３の命令は、電子制御及び飛行管理モジュール７及び調速機８によって行われる。これらの挿管プロペラは離陸するために十分な張力を提供しなければならないため、効率（「ディスク・ローディング」）を高めるために取入口と取出口のリップ（図５のｍとｎ）は、コアンダ効果によって上面の表面上の吸気能力を高めると同時に排気流れがより高い分散領域を有するように形成される。また、装置の安定性を高めるために、垂直挿管プロペラ３の軸は、運搬体１の垂直中心軸に等しく対応する角度で傾斜させることができる（図６）。

また、飛行体の下面により効率的な大きな吸引流量を達成して、その表面に低圧のより良い分布を発生させるために、８つの垂直挿管プロペラ３を機械の軸の周りに対称的に配置して４対に配設して使用することができ、構成要素の１対のプロペラは同一の回転方向を有し、反対側の対は同じ方向を有し、取り囲む対は反対方向を有する（図７）。これらは、航空機の上側から空気をより効果的に吸収し、余分な重量を追加しすぎることなく機械の垂直牽引力を顕著に増加させる。構成要素の１対のプロペラは、同じ速度で動作する共通の順序を有し、このようにして、航空機は４つのプロペラに同じ飛行特性を保持する。

また、航空機は、上記のようにグループ化された方法で動作することができる多数の垂直挿管プロペラで飛行することもできることにも留意されたい。より多くの垂直挿管プロペラ３を使用すると、静的分配リフトが行われるであろう。

航空機のいくつかのバージョンでは、電気可逆モータによって駆動される双方向プロペラを使用することができる。したがって垂直挿管プロペラ３はジェットを上下両方に向けることができ、したがって航空機の操縦能力を向上させる。したがって、機械は、垂直挿管双方向プロペラ３を使用して飛行軸の周りを回転し、倒立飛行を行うことができ、このプロペラは、その回転角が水平面に対して９０度を超えた後に、航空機を飛行軸の周りで回しながらその回転方向を逆転させる。また、同様に、航空機は、横軸を中心に回転することもできる。このような操縦は、リバーシブルモータ及び双方向プロペラを備えたクワドコプターの特徴であることが当該技術分野において知られている。

水平挿管プロペラ４は、所定の飛行軸の両側に、所定の飛行軸と平行に対称に配置される（図８）。水平挿管プロペラ４は、航空機を水平に推進する役割を果たす。これらの挿管プロペラは、対応する速度でその水平運動中に設定された動的保持を可能にする揚力を得るために、航空機の水平牽引力を提供する。水平挿管プロペラ４は、航空機の下面が平らである場合には下面に取り付けられた支承体の外側に位置し、下面が図９に示すような輪郭を有する場合には外側に方向ノズル５を伴ってキャリア本体内に完全に位置し、又は本体の部分的に内側に及び部分的に外側に位置して本体を支持してもよい。水平挿管プロペラ４が支承体１の外側に位置する場合、プロペラは外部部分が支承体１の下面を構成する内部プラットフォーム２に平行に取り付けられてもよく、又は、ある角度で傾斜して取り付けられ、巡航モードで飛行するときに航空機が最適な入射角を有し、水平挿管プロペラ４の軸の向きが航空機の飛行方向と一致するようにしてもよい。

水平挿管プロペラ４は、垂直挿管プロペラと同様の構造を有するが、管がより長く、入口が高速での空気導入口の輪郭を有し、後部には排気用収束方向ノズル５が設けられている点で異なる。

水平プロペラ４の回転方向は、スプリアスポイントを打ち消すために反対方向であることが好ましい。挿管プロペラ４は巡航飛行に使用されるため、それらの推力は所望の性能に応じて選択される。航空機が小型で短距離飛行を目的とする場合、水平プロペラ４は電動モータで駆動することができ、長距離の場合、電動モータをピストン熱機関又はワンケル型エンジン１１又はハイブリッド駆動システム１２に置き換えることができる。高速用に、水平挿管プロペラ４をターボジェットエンジン１３又はラムジェットエンジン又はロケットエンジンに置き換えることができる。中程度の巡航速度用の代替エンジンバージョンは、パルスリアクタエンジン（１４）である。これらのバージョンについては別途説明する。

航空機のより良いバランスのために、水平挿管プロペラのモータを、図１０に示すように、航空機の中心垂直軸の近傍に配置することができ、航空機の取り扱いに必要なモーメントをより効率的に生成するために方向ノズルは互いにより離れて設置され、したがって挿管プロペラの管は湾曲した形状を有する。この実施形態は、挿管プロペラが支承体内に位置する場合に最も適している。

図１１は、方向ノズル５が収束形状を示し、垂直方向と水平方向の両方に同時に動くことができ、生成元が挿管プロペラ４の軸上に一致する円錐ｐ内に含まれる任意の方向にジェットを案内することができる航空機の実施形態を示す。これらの円錐の生成元の角度は、それぞれの方向ノズルのタイプと構成方法によって技術的に制限される。挿管プロペラ４の長さは、方向ノズル５を通る流れが支承体１の縁部と相互作用しないように十分に長い。レバーでノズルを垂直面及び水平面で動かす２つのアクチュエータｙ及びｚを使用して、ノズルを水平及び垂直に動かす。方向ノズルを実現するこの実施形態は、現在の技術で知られているが、この種の牽引力を有しジェット機で使用されているもののようなより複雑な方向ノズルを使用することもできる。

方向ノズル５は、水平挿管プロペラ４によって生成される動的リフトにおける飛行モードでの航空機の主な操縦を確保するように設計されている。

蓄電池群６は、搭載された全てのエンジン及び電気及び電子装置を動作させるのに必要な電力を確保する役割を担う。蓄電池群は、全エンジンユニット用の単一の電源として動作することができるか、又は電源としての各モータが１つの固有の蓄電池又は固有の蓄電池群を有してもよい。蓄電池の総電力は、搭載されている電気及び電子装置を動かす電力を供給するために十分でなければならず、垂直プロペラのエンジンに対して離陸に必要な電力と同時に、巡航速度に達するまでの推進力のために水平プロペラのエンジンに必要な電力、及びこれに続いて巡航速度を維持するためだけに消費される電力、飛行の操縦、電気及び電子装置の動作、特に、リフトモードに戻って着陸操縦を実行するのに十分な蓄積電気エネルギーの保存のために必要な電力を供給する。航空機は離陸フェーズのためにより大きな電力を必要とするため、これは蓄電池の急速な放電率を意味し、このニーズを満たすために、蓄電池と同時にスーパーキャパシタを使用することもできる。スーパーキャパシタは軽量であり高密度電力を有し、離陸時及び巡航速度に達するまでに必要な電力を短時間に供給する。電気を供給することができ、このような使用に適した任意の供給源によって蓄電池を置き換えることができる。一例は軽量燃料電池である。

電子制御及び飛行管理モジュール７の役割は、受信機／送信機インターフェースを介して、搭載されているか又は地上のいずれかの命令を受け取り、それらを解釈し、パイロットからの指令を忠実に実行するように航空機の集合体及び装置に命令することである。電子制御及び飛行管理モジュール７は、そのような目的のために構築することができ、Ａｒｄｕｉｎｏ／Ａｒｄｕｐｉｌｏｔ、ＯｐｅｎＰｉｌｏｔ、Ｐａｐａｒａｚｚｉ、Ｐｉｘｈａｗｋ、Ａｅｒｏｑｕａｄ、Ｍｉｋｒｏｋｏｐｔｅｒ、ＫＫＭｕｌｔｉｃｏｐｔｅｒ等の、既に市販されているオープンソースプラットフォームを備えたパイロットユニットで構成することができる。基本的に、電子制御及び飛行管理モジュール７は、電子マイクロプロセッサ、電子メモリ、並びにプログラム可能な複合体を一緒に形成する入出力データ用のインターフェースを含む電子プラットフォーム、すなわちいわゆるオンボードコンピュータで構成される。この搭載されたコンピュータに加えて、電子制御及び飛行管理モジュール７は、ジャイロスコープ、加速度計、磁力計、気圧計の基本的な電子装置も含む。他のインターフェース及び入出力ポートを介して、電子制御及び飛行管理モジュール７は、地面からの距離を測定するための超音波装置、ＧＰＳ装置、ブルートゥース、ＷｉＦｉ、ビデオカメラ等の他の追加の装置に接続することもでき、エンジン回転数、温度センサ、バッテリ充電センサ等のモニターデータを受信することもできる。出力インターフェースを介して、電子飛行モジュール７は、調速機８及びデフォルトで挿管プロペラ３及び４のエンジン、またパイロットから受信した命令に応じてノズル５にコマンドを送信し、入出力ポートを介してフィードバック情報を受信することもできる。

一般に、市場のパイロットユニットは、装置の様々な自動安定器機能を既に備えており、例えばジャイロスコープ安定化又は走行高度又は地面からの距離、走行速度等を自動的に維持する等、特定の飛行特性を自動的に維持する。

動作ユニット及びその構造を容易にするため及び既に市販されているパイロットユニットを使用するために、電子制御及び飛行管理モジュール７は、上記の２つのパイロットユニットから主として構成することができ、第１のパイロットユニット１５は、垂直挿管プロペラ３に命令しクワドコプターモードで航空機の保持を管理し、第２のパイロットユニット１６は、水平推進力、すなわち水平挿管プロペラ４及びノズル５を制御するために使用される。２つのパイロットユニットは、パイロットによって独立して命令を受けるか、又は２つのユニット間でデータを送信し前提を統合して調整するインターフェースを介して、単体で動作することができる。

両方のパイロットユニットは、航空機の対称中心に位置し、製造業者の指示により航空機の飛行軸に沿って配向され、互いに上下に連帯して配置される。前記パイロットユニットは可動支持体１７に取り付けられ、この可動支持体１７はサーボモータ１８を介して変更可能な角度で飛行軸の方向に航空機の水平軸に向かって傾斜することができる（図１２）。可動ホルダ１７を任意の方向に傾斜させることができる実施形態を実施することができ、支持体は３軸の枢動ジンバルシステム上に設置される。

２つのユニットが平行平面に配置され、連帯して取り付けられていると仮定すると、各ユニットのセンサは同じ値を有し、したがって、２つのユニット間で飛行管理交換が行われるとき、航空機はその軌道及び位置を維持する。

電子制御及び飛行管理モジュール７は、パイロットが搭乗している場合には直接的手段を介して、あるいは地上に位置する制御ステーションと通信する受信機／送信機（無線／ＧＳＭ／等）インターフェースを介して、パイロットと通信する。

航空機は、飛行中に人間の介入を必要とすることなく、自律的に予めプログラムされた飛行を行うことができる。

電子制御及び飛行管理モジュール７は、電磁力が重量を下回る水平速度の低下時に、前記モジュールが垂直挿管プロペラ３の動作開始を自動的に命令して、揚力を補うか、又は垂直挿管プロペラ３によって生成されるリフト飛行体制に完全移行するようにスケジュールされる。この命令は、モジュールのセンサがパイロットコマンドに起因しない高度低下を認識するとトリガされる。また、電子飛行モジュールは、図らずも搭載された電気量が飛行を達成するのに不十分である場合、巡航飛行中にパイロット（地上又は搭乗）に警告し、パイロットが警告を無視すると、飛行モジュールはパイロットの命令に関係なく着陸手順を自動的に開始するようにプログラムされる。

航空機の追加的な安全対策として、搭載された手段で着陸がもはや安全に行えないため、問題発生時に着陸パラシュートが自動的に起動するようにすることもできる。

調速機８は、電子制御及び飛行管理モジュール７を介してパイロットが送信した命令に従って、挿管プロペラの電気モータの動作を確保するように設計されている。航空機を参照すると、これらの調速機は、エンジンを安全に運転するために必要な安全係数を考慮して選択又は構成される。

着陸装置９は、航空機と地上との接触を促進するためのものである。離陸フェーズ中に航空機の下面に望ましくない乱流が形成されるのを防ぐのに十分な高さを有するであろう。好ましくは、その全体が格納可能である。また、車輪を備えてもよい。

無線遠隔制御１０は、地上ベースのパイロット（航空機が地上から操作される実施形態）のコマンドを電波を介して送信するように設計されている。

飛行手順は次のとおりである。
飛行の第１フェーズは、航空機の垂直離陸である。地上又は搭乗のパイロットの命令により、垂直挿管プロペラ３をオフにすることによって、水平挿管プロペラ４をオンにすることなく、離陸フェーズが開始される。この飛行フェーズでは、航空機が離陸し、基本的には、垂直プロペラを使用してリフト体制で飛行する古典的なクワドコプター／マルチコプターとして扱われる。この飛行体制での操縦を得る方法は、現在の技術で知られており、ピッチ、ロール、ヨー運動及び水平並進移動は、垂直挿管プロペラ３の速度を非対称に変化させることによって任意のクワドコプターで得ることができ、垂直並進移動は、垂直挿管プロペラ３の速度を同時に増加又は減少させることによって得られる。この飛行フェーズは、モジュール７のパイロットユニット１５を介して管理される。

飛行の第２フェーズは、垂直挿管プロペラを使用して得られたリフトモードから、水平挿管プロペラを使用して航空機を空中で移動させることによる支承力を達成することによって得られる動的リフトモードへの移行である。動的リフトモードに迅速に入るためには、適切な入射角を得ることが必要である。この入射角の変化は、３つの方法で達成することができる。
−入射角を変化させる第１の方法は、２つのパイロットユニット１５、１６を備える制御モジュール及び飛行管理モジュール７を内部プラットフォーム２に対する所望の角度αで所定の飛行方向へ傾斜させることによって得られ、パイロットユニットの水平ランドマークが変更される。市販のパイロットユニットは、地面の水平性を保つために工場でプログラムされているため、結果的にパイロットユニット１５はプロペラａ及びｂの速度を上昇させ同時にプロペラｃ及びｄの速度を減少させるように指令し、同じ角度αでの航空機の傾斜と航空機の後退運動をもたらす。この機械の後退運動を補償するために、パイロットユニット１５を傾斜させながら、方向ノズルが中立位置に保たれている水平挿管プロペラ４は、触覚力の水平成分が航空機を後方に動かす垂直プロペラの非対称速度から生じる牽引力の水平成分を超える値で速度を増加させ、その結果、図１３に示すように、所望の入射角を有する航空機の前方運動が生じる。パイロットユニット１５が高度保持機能を有効にすると、航空機のプロペラ及びその重量によって発生する全ての牽引力の補償が達成され、傾斜角α（アルファ）を有する命令されたホバーを達成することができる。
−入射角を得る第２の方法は、第１の方法に類似するが、但し、制御及び飛行管理モジュール７の傾斜と同時に、同じ角度で２つの方向ノズル５（図１４）が上方に配向される。

この飛行フェーズでは、飛行管理がパイロットユニット１５からパイロットユニット１６に移行する。パイロットユニット１５とパイロットユニット１６とは同じ傾斜角を有しているため、２つのパイロットユニット間の飛行管理の移行時に軌道と航空機の位置は維持される。

飛行の第３フェーズは、動的リフトモード飛行フェーズである。このフェーズにおいて、水平挿管プロペラ４は、動的保持が得られる速度以上の速度で航空機に動力を供給し、この速度を得ると、垂直挿管プロペラ４の速度はゼロまで低下し、これらは保持を達成するためにもはや必要ではない。

航空機の主な操縦は、方向ノズル５を用いて行われ、いくつかの追加の操縦のためにのみ、垂直プロペラ３も使用され得る。この飛行段階では、パイロットユニット１６を介して飛行管理が行われる。

飛行の第４フェーズは、動的リフトモード飛行から、垂直プロペラによって生成されたリフト飛行モードへの移行である。航空機の速度が動的保持が減少する値に減少した後、航空機は、制御及び飛行管理モジュール７を使用して、垂直挿管プロペラ３をオンにすることによって得られる他のリフトモードに自動的に切り替わる。垂直プロペラは、ある期間水平方向のプロペラ４と同時に作動し、最終的には推力をゼロまで減少させる。この時間の間に、モジュール７は、航空機の入射角ゼロを得るために、内部プラットフォーム２に平行な平面内にあり、航空機は地面と平行に配向される。この飛行フェーズでは、飛行管理は、ユニットからパイロットユニット１６へ、そしてパイロットユニット１５へ移行する。

飛行の第５フェーズは垂直着陸フェーズであり、装置は垂直挿管プロペラ３のみを使用して任意のクワドコプター／マルチコプターの既知の方法で着陸する。この飛行フェーズはパイロットユニット１５によって管理される。飛行手順の５つの主なフェーズを図１５に示す。

また、航空機に車輪を備えた着陸装置が備えられている場合は、古典的な飛行機のように離着陸することができることにさらに留意されたい。

動的リフトモード飛行中に、航空機の主な操縦は方向ノズル５を使用して行われる。したがって、垂直方向上下の同じ方向に同時に配向することによって、ピッチング運動が得られる（図１６）。方向ノズルを水平に左に向けることにより、航空機の左への回転運動が得られ（図１７）、ノズルを水平に右に向けることにより、航空機の右への回転運動が得られる（図１８）。方向ノズルを同時に反対方向に同時に配向することにより、航空機のロール運動が達成される。したがって、左の方向ノズルを下向きに配向しつつ、右の方向ノズルを上向きに配向することによって、図１９に示すように右へのロール運動が得られ、左のノズルを上に向けつつ、右のノズルを下向きに配向することによって、図２０に示すように航空機の左へのロール運動が得られる。円錐ｐ内の任意の方向に方向ノズルを同時に配向することよって、組み合わせられた動作が上記のように得られる。

航空機の旋回は、水平挿管プロペラの非対称牽引力によっても達成され得るが、この操縦は、上記手段によって旋回が達成できない緊急時にのみ使用される。水平プロペラエンジンの故障の場合、これに起因する非対称牽引力は、同様の方法で損傷した特定のエンジンが見つかる可能性のある反対側の部分を目標とすることによって方向ノズルによって補償することができ、この操縦はドリフト方向を用いる古典的な飛行機の補償操縦に類似する。

動的リフト飛行体制の間、航空機の操縦性を垂直挿管プロペラ３によって補うことができ、これにより、航空機の入射角を変更することなく、飛行方向に対して垂直又は斜めの並進移動操縦を実行することができる。また、３つの垂直挿管プロペラは、巡航飛行中に他の命令を実行することができ、ノズル５によって生成される操縦と組み合わされて、既存の航空機の操縦性よりも優れた航空機操縦性を提供することができる。したがって、双方向垂直挿管プロペラ３の使用は、航空機の操縦性を強化することができ、音調、ルーピング、及び倒立飛行等の操縦をより迅速に実行し、入射角を変えることなく低高度に迅速に移行することができる。

優れた操縦能力と同時に、現在の航空機には存在しない追加の空中操縦能力、すなわち、入射角を変えない巡航飛行中の水平並進移動を生成することができる。

横双方向挿管プロペラ１９を、飛行軸に垂直であり航空機の垂直対称軸を通り支承体１の内側に位置決めされた水平面に設置することによって（図２１）、航空機は、垂直挿管プロペラ３を使用して得られる上記の操縦性と組み合わせされた水平並進移動を可能にすることができ、方向ノズル５を用いて水平挿管プロペラ４によって生成され得るピッチング、ロール及びヨー運動は、全ての既知の航空機よりも優れた航空機の操縦能力を確保する。そして、航空機の側方操縦能力をさらに高めることができるように、横双方向挿管プロペラ１９の管端部には、円錐ｚの内側を案内することができる３次元方向ノズル２０及び２１が設けられ、この全体の側方操縦は航空機の他の操縦装置とは独立するか、又はそれらにリンクするかのいずれかで制御される。必要な空気の十分量の入口を保証するために、横挿管プロペラ１９の管は、方向ノズル近傍の各端部に弁又はハッチｑ及びｒが設けられており、これらは管の他端で排気される十分量の空気の取り込みを確保するために管の内部に向かって押し込まれることによって動作する。

横挿管プロペラ１９の菅は、ハウジング１の内側に飛行軸に垂直に設置され、ハウジングの中心を避けるが飛行軸に対する対称性を保つために、外部後方及び下面に向かって湾曲した形状を有する。

双方向挿管プロペラ１９は、２つの個別の一方向挿管側方プロペラ２２，２３で置き換えることができ、これらは支承体１の外側の両側に、おそらくいくつかの流線形の凹部に位置し（図２２）、ジンバル型装置に取り付けることによって３次元的に操縦可能である。これらは個別に、又は互いに組み合わせて、又は航空機の他の操縦装置と個別又は同時に組み合わせて動作することができる。これらの個別挿管プロペラは、横並進運動に加えて、垂直移動又は垂直成分を伴う移動、ヨー成分の運動、ロール動作又はロール成分等、航空機の他の複雑な操縦に貢献することができ、また補助の牽引力又は航空機の制動を助けることができる。

装置が突然の操縦を行うか、あるいは突然加速又はブレーキをかけるために、支承体１の外側に位置する２つの個別の横一方向挿管プロペラ２２及び２３を２つの再始動ロケットエンジンと交換することができ、これは各側に１つずつ方向ノズルと共に搭載されるか、又はジンバル型機構に完全に取り付けられたロケットエンジンである。

所望の航空機に速い離陸能力と突然の操縦能力が必要な場合は、ロケットエンジンを追加することができる。ロケットエンジンは非常に大きな牽引力を発揮することができるが使用期間が短いため、挿管プロペラを使用する通常の飛行操縦に続いて、１つのプロペラに双子状に取り付けて実際に混合の推進力を形成し、非常に迅速な離陸及び／又は突然の操縦の実行が必要な場合、ロケットモータｒは、別々に又は双子状の挿管プロペラと共に使用される。このようなロケットエンジンは、独立して又は航空機の他の操縦装置と連携して動作することができる宇宙船（リアクション制御システム−ＲＣＳ）に類似の平行リアクション及び制御システムを提供することができる（図２３）。

単元推進薬ロケットエンジン（例えば、ヒドラジン又は過酸化水素を含む）、二元推進剤、又はコールドガス型等、様々なタイプのエンジンを使用することができる。

航空機の制動は、
−水平挿管プロペラ４の牽引力を減少させるか、又はさらに双方向プロペラのバージョンではプロペラの回転を逆転させることによる、
−方向ノズル５を使用して航空機の入射角を増加させることによる、
−航空機の設計に応じて、方向ノズル２０及び２１、横双方向挿管プロペラ１９又は個別の側方一方向挿管プロペラ２２及び２３を機首の方へ向けることによる
３つの方法で行うことができる。

４つの水平挿管プロペラが可逆電気モータによってトリガされる場合には、エンジンを逆に作動させ、急速に航空機を減速する逆スラストを発生させることができる調速機８を装備することができる。また、航空機の制動能力は、スクリューによって作動する古典的な空気力学的ブレーキ面によって補うことができる。

より大きな操縦性を可能にする航空機の実施形態は、巡航飛行中にハッチｔを備えた垂直挿管プロペラ３を閉じることも可能にする（図２４）。このバージョンは、航空機の端部に対して軸に水平、垂直及び対称に配置されている水平操縦プロペラ２４と呼ばれるいくつかの水平双方向挿管プロペラを有し、プロペラ２４ａは飛行軸に垂直であり、プロペラ２４ｂは飛行軸に平行であり、これらの水平操縦プロペラの各々は、垂直操縦プロペラ２５と呼ばれる垂直双方向挿管プロペラと一致し、水平操縦プロペラの近傍に垂直に配置され、航空機の軸に対して垂直でもある。これらのプロペラは全て、航空機１のハウジング内にある。垂直操縦プロペラは、主な目的が動的リフト飛行モード中に装置の垂直並進移動操縦、ピッチング又はロールを提供することであるため、垂直挿管プロペラ３よりも直径が小さく力が弱い。垂直操縦プロペラ２５は、Ｘ状に配置されている垂直挿管プロペラ３とは対照的に、垂直な飛行軸上に位置し、また横軸上に飛行軸に対して垂直に位置し、所謂十字状に配置される。垂直操縦プロペラは、垂直プロペラ３を用いて離陸する際に追加の動力を供給することができ、垂直プロペラ３は、航空機のより良い空気力学を確保するために巡航速度に達するとハッチで閉鎖される。この実施形態が垂直プロペラ３のハッチの閉鎖を可能にすることを考えると、垂直プロペラ３はより大きな効率を有するようにより大きな直径で設計することができ、この場合これらは熱機関によって訓練されてもよいしターボジェットで置き換えられてもよいが、操縦プロペラは電気モータで駆動される。水平操縦プロペラ２４は、航空機の水平移動及びそのヨーイング操縦を提供する。対向する１対のプロペラが並進移動操縦を実行し、同方向の噴射を有し、他方の対はヨーイング運動を実行し、反対方向の噴射を有し、水平操縦プロペラ２４がこれらの操縦の組合せによって航空機の飛行方向を非常に迅速に変更することができることは注目する価値がある（図２５）。なお、航空機の飛行軸に平行な水平操縦プロペラ２４ｂは、水平運動のために必要な場合に追加の牽引力を提供することができる。

別の実施形態では、航空機は、航空機の水平及び垂直操縦プロペラを有するパターンに類似のものを有することもでき、航空機の形態は、垂直挿管プロペラ３の位置を垂直操縦プロペラ２５で置換し、水平双方向操縦プロペラ２４は上記のバージョンのようにそれらの位置を保持する、いずれかによって得ることができる。したがって、垂直挿管プロペラ３は十字状に配置され、それに垂直な飛行軸上に位置し、それに且つ飛行軸に対して垂直に位置し、垂直操縦プロペラ２５はＸ状に配置される（図２６）。巡航飛行中に垂直プロペラ３がハッチｔで閉鎖されることを考慮すると、飛行軸に沿ってより低い空気力学的外乱が得られる。

別の実施形態は、同じＸ状に垂直挿管プロペラ３と操縦プロペラ２５の両方を配置することであり、垂直双方向シャントプロペラ２５は支承体の端部に設置される。したがって、巡航飛行中に、より大きな支承体面と低い乱気流を実現することができる（図２７）。

航空機の操縦性を向上させる比較的単純な実施形態は、垂直挿管プロペラ３と、方向ノズル５を備えた水平プロペラ４とを有し、追加の１対の水平双方向横操縦プロペラ、すなわち飛行軸線に垂直に位置するプロペラ２４ａを含む実施形態である（図２８）。

生産コストが低いか又はロースケールの無線制御バージョンの航空機用に設計されたが良好な操縦能力をなおも保持する非常に単純な実施形態は、双方向の実施形態である垂直プロペラ３、水平横双方向プロペラ２４ａ、及びプロペラ２４ａと同じ寸法及び構造的特性を有する水平挿管プロペラ４のみに由来する推進及び操縦システムの構成によって得ることができる。方向ノズル５を放棄することにより、顕著な対称性と、走行の水平方向にかかわらず実質的に同一の空気力学的特性とを有する航空機が製造される（図２９）。

航空機は、非常に異なる用途を有するいくつかの変形において下降する可能性がある。

第１に、従来技術の航空機の航続可能距離を広げるためには、水平電力トレインを熱機関に置き換えるために水平スラスタが必要である。したがって、水平挿管プロペラの電気エンジンを従来の熱ピストンエンジン又はワンケル型エンジン、熱電ハイブリッド駆動のいずれかで置き換えるか、又は水平挿管プロペラをターボジェットエンジンで完全に置き換える（図３０）。

したがって、搭載される蓄電池の数は実質的に減少し、液体燃料を貯蔵するための空間を作り出す。垂直挿管プロペラ３には熱機関を使用することができるが、エンジンは電気であることが好ましく、この理由は質量が小さく、時間応答性が非常に高く、信頼性が高いためである。垂直挿管プロペラ３が離着陸フェーズの限られた期間のみ最大で使用されるという事実を考えると、電気的達成バージョンが好ましい。

その代わりに、水平プロペラ４を駆動するためには熱機関の使用が好ましく、この理由は液体燃料が質量単位（Ｗ／ｋｇ）当たりの貯蔵エネルギーのはるかに高い値を有するためであり、飛行中は燃料が消費され、したがって航空機が軽くなり、巡航飛行が推力／重量サブユニットの下で行われるという事実を考慮すると、このようにして航空機の航続可能距離の実質的な延長が達成される。加えて、熱機関の種類及び主としてジェットエンジンの使用は、超音速を含む速い移動速度を達成することができる。

より低速の航空機の場合、熱機関はピストンを備えた従来型であり得るが、特に軽量で低振動に適したロータリーワンケル型が好ましい。現時点では、ＵＡＶアプライアンス部門で一般的に使用されるワンケルエンジンには十分な航続可能距離がある。

ジェットエンジンの特定の変形例は、パルスリアクタエンジンである（図３１）。これは、軽量で低燃料消費率と高い信頼性を提供する。このエンジンの変形例は、主に平均走行速度に使用される可能性がある。

平均速度の航空機のニーズに適した１つの優れたエンジンは、ハイブリッド熱−電気１１である。したがって、水平挿管プロペラの各熱機関１０は、プロペラ２６の同じシャフト上に発電機−モータ２７を伴って連結され、ハイブリッド動力伝導機構組立体を実行する（図３２）。発電モータはクラッチ２８を介してプロペラに接続され、熱機関は別のクラッチ２９を介してプロペラに連結される。したがって、挿管プロペラは、熱機関又は電気機関のいずれかによって、又は飛行モードに応じて同時に両方で動作させることができる。熱機関１０の運転中に、両方のクラッチが係合されている場合、発電機として飛行の最初の部分で動作可能な電気モータ発電機２７の軸を同時に動かし、搭載されている蓄電池６を再充電する。電力が豊富な発電機が、プロペラを伴うモータとして制御装置３０を通過すると、熱機関の負担を軽減するか、又は牽引力を増加させる助けとなる。飛行操縦性に必要なエネルギーとその飛行高度から機械を着陸させるために必要なエネルギーを同時に確保することになる電気量が所定の閾値に低下すると、エンジンはバッテリを最大容量まで充電する発電機モードに戻る。したがって、飛行中には、電気モータの寄与を必要とする全ての飛行操縦と、緊急事態を含むあらゆる条件での着陸操縦を確保するのに十分な量の電気が搭載される。この目的のために、飛行制御及び管理モジュール７は、これらの要件を保証するようにモータ‐発電機の動作モードを管理するようにプログラムされる。２つのクラッチは、場合によっては熱機関のみでも電気モータのみでも航空機に動力を供給する可能性を提供する。より小型の航空機の場合、２つのクラッチが不足し、熱機関／発電機エンジン組立体が恒久的に連帯して動作することがある。

高速用のハイブリッド装置の場合、ピストン熱機関又はワンケル型エンジンを、高速領域３２で作動する電気モータ／発電機に連結されたスピンドルであるターボシャフト型ターボジェット３１に置き換えることができる（図３３）。エンジンのシャフトは共有することができ、又は熱機関及び電気エンジンの２つの軸をクラッチ３３を介して連結することができる。

高速及び高高度用の航空機では、離陸及び加速フェーズのためにレンジロケットエンジン（ブースタ）３４を使用することもでき、水平挿管プロペラ４の代わりにラムジェット又はスクラムジェット３５を使用することもできる（図３４）。航空機の並進運動及び他の操縦のために、垂直挿管プロペラ３及び横挿管プロペラ１９は、再始動ロケットエンジン３６ｂ及び３６ｃにそれぞれ置き換えられる。レンジロケットエンジン３４は、ラムジェットを開始するのに必要な速度及び高度に航空機を運ぶように設計され、ラムジェットが推進タスクを引き継いだ後、追加のロケットモータ（ブースタ）が拡大される。操縦のために、ラムジェット３５には、ロケットエンジンに典型的なフィン付き方向ノズルが設けられている。

サブオービタル飛行では、ロケットエンジンのみを装備した変形例を使用することができる。この場合、ラムジェット３５は、方向ノズルを備えた再始動ロケットエンジン３６ａによっても置き換えられる。したがって、航空機は、巡航飛行中の推進及び操縦のために操縦可能なジェット３６ａを有するロケットエンジンを使用し、軌道を修正する操縦のために垂直ロケットエンジン３６ｂ及び横水平ロケットエンジン３６ｃを使用する（図３５）。この構成では、航空機が適切な円盤形状を持つことができるため、航空機をサブオービタル飛行に使用することができる（図３６）。航空機の制動及び正確な位置決めのために、宇宙船姿勢制御システム（ＲＣＳ）に典型的なリアクション及び制御システムを使用することができる。

サブオービタル飛行を達成するために、航空機には離陸及び加速フェーズの範囲にロケット３４が備えられ、航空機は、従来の宇宙船のように垂直位置から直接打ち上げられるか、又は傾斜ランプを使用して水平に打ち上げられ、傾斜ランプは、電磁気キャリアカートを備えるか、又はより高い高度でキャリア航空機を使用することができる。

サブオービタル飛行の段階は入射角を定期的に変化させることによって達成され、航空機は高密度の高層大気で随時飛行しているため約１００ｋｍの高度を飛び越えるサブオービタル航行を行う。入射角の変更は、垂直再始動ロケット３６ｂを用いて、又は方向ノズル３６ａを備えた水平再始動ロケットのノズルを使用して行うことができる。高温ガスが航空機のハウジングに影響を及ぼさないように、エアロスパイク型の直線状又はテーパ状の操縦可能なノズル型を備えたロケットエンジンを使用することができる。

サブオービタルバージョンの航空機が高密度の大気圏に再び入るための制動は、下面と垂直ロケット３６ｂを使用して行われる。その形状による下面は、空気との摩擦による空気力学的制動及び熱放散を達成し、垂直ロケットエンジン３６ｂは航空機を減速させ、航空機が大気中に進入する角度及び位置を制御する。着陸フェーズの最後の段階に対応する速度まで航空機を減速させた後、パラシュートが使用される。

傾斜したランプから航空機の打ち上げを伴うバージョンの飛行シーケンスを図３７に示す。

特定の実施形態は、全ての挿管プロペラ及び他の操縦装置を、搭載されている空気圧縮機によって動力を供給されるコアンダ噴射器に置き換えることによって得ることができる（図３８）。したがって、圧縮機を作動させる１つのエンジンがあり、この圧縮機が、制御可能な圧力容器によって航空機のコアンダ噴射器に動力を供給する。したがって、航空機のリフト、推進及び操縦システムは、
−空気圧縮機３７
‐圧力容器３８
−調節可能な弁３９
‐垂直噴射器４０
−水平推進噴射器４１
‐水平噴射器４２の方向ノズル
−空気取り入れ口４３
−オプション−横方向に３次元に操縦可能な噴射器又は方向ノズル
の構成要素で構成される。

この実施形態の機能は以下の通りである。空気圧縮機３７が、空気取り入れ口４３によって供給され、圧力容器３８に入り、圧力容器３８は、圧縮空気の圧力が噴射器を機能させる必要量を下回らないように必要であれば空気を供給する。制御及び飛行管理部７は、調整可能な羽根３９を介して垂直コアンダ噴射器４０及び水平コアンダ噴射器４１への圧縮空気の分配を命令する。調節可能な弁３９は、モジュール７から受け取った命令に従って噴射器に加圧空気を供給するように設計されており、弁は、電気モータを備えた実施形態における挿管プロペラのエンジン用に対する調速機８の役割と類似の役割を果たす。

飛行手順は、挿管プロペラ又はジェットを備えた実施形態のものと同じである。

飛行中に、航空機は、航空機の垂直軸上又はその近傍に設置されたいくつかのより大きな質量構成要素、例えば蓄電池群６の垂直移動によって重心を維持又は変更することができる。この組立体は、市場に既に存在する装置（例えば、ウォーム軸、アクチュエータ等）によって垂直方向に駆動される可動支持体４４にそれぞれの重りを置くことによって達成することができる。同時に、可動キャリア４４は、縦方向又は横方向に水平にスライド可能であり、装置の需要のバランスに応じて重心を３次元的に移動させることができる（図３９）。

また、航空機の対称的な形状は、改変可能な形状を有する支承体を構築する可能性を可能にする。これにより、速度と高度の異なるモードへの航空機の最適な適応が可能になる。この点で、改変可能な支承体は、その固定ボード４５、球形キャップ４６の上面、下面４７の球形キャップ、及び２つのキャップ４８の数理機構から構成される。キャップ４８の数理機構は、内部プラットフォーム２に固定されており、２つのキャップを同時に又は独立して上又は下に動かすことができ、したがって外側又は下面の形状を変化させることができる（図４０）。適切な曲率を得るために、キャップはボードの２つの面の下でスライドする。キャップの表面からボードの表面への滑らかな移行を達成するために、ボードは、図４１のような形状の弾性的に変形可能な材料で作られ、端部はジグザグに切断される。キャップは硬質の材料で作られ、ダッシュボードのアンダーカットエッジ上をスライドする。微細形状の輪郭を維持するために、ボードとキャップの接合部（ｋ）は、膨張可能な材料４９（ポリエステルタイプのポリウレタン、コポリマーＳｐａｎｄｅｘタイプ、Ｌｙｃｒａ、Ｅｌａｓｔａｎ又はＤａｒｌｅｘｘ又は類似の特性を有する他の材料）で覆われる。

追加の安全性として、航空機には問題が発生したときに自動的にトリガされる着陸パラシュートが装備されるため、機上の手段による着陸は安全に実行できなくなる。

Claims (18)

1. 空気力学的に円形対称な本体（１）と、
   前記本体（１）の中心垂直軸、予め設定された航空機の飛行軸及び前記本体（１）の水平横軸から対称に配置された少なくとも４つの垂直挿管プロペラ（３ａ、３ｂ、３ｃ、３ｄ）であって、前記少なくとも４つの垂直挿管プロペラの第１のプロペラセット（３ａ、３ｃ）が同じ回転方向を有し、第２のプロペラセット（３ｂ、３ｄ）の回転とは反対である、挿管垂直プロペラと、
   少なくとも２つの水平挿管プロペラ（４）であって、対向する回転方向を有し、前記予め設定された飛行軸及びその両側に対して対称平行に設置される水平挿管プロペラ（４）と、
   前記航空機の構成要素を支持する空気力学的輪郭の翼弦上に位置する内部補剛プラットフォーム（２）と、
   各水平挿管プロペラ（４）に１つある複数の方向ノズル（５）であって、前記水平挿管プロペラ（４）のジェットに航空機にピッチング、ロール及びヨー運動のいずれかを与えるためのベクトル配向を提供する、方向ノズル（５）と、
   蓄電池又は１つ以上の燃料電池で構成されている電源（６）であって、前記電源（６）は、搭載している全てのエンジン、電気装置及び電子装置を動作させるために必要な電力を供給するように設計されている、電源と、
   電子制御及び飛行管理モジュール（７）と
   を有し、
   前記少なくとも２つの水平挿管プロペラ及び前記少なくとも４つの挿管垂直プロペラは双方向性であり、エンジン、熱機関又はそれらの組み合わせによって駆動され、
   機上のパイロットによって又は地上にいるパイロットが無線遠隔制御（１０）を用いて駆動される、重航空機型の垂直離着陸が可能な航空機。
2. 前記本体（１）が、ユニット翼弦［０，１］内の任意のフレームｓ（ｘ）と上記インターバルにおける正の微分可能な関数ｇ（ｘ）によって定義される空気力学的輪郭（翼）を有し、これは前記空気力学的輪郭の半分の厚さであり、前記空気力学的輪郭は、任意の垂直断面において、
   ｉ）前記半分の厚さは、先端部及び後端部で翼のスケルトンに接し、
   ｉｉ）前記空気力学的輪郭は双方向性であり、ストリングの中央に対して垂直な軸を中心に対称である、すなわちｓ（ｘ）＝ｓ（１−ｘ）及びｇ（ｘ）＝ｇ（１−ｘ）である
   という２つの条件に一致することを特徴とする請求項１に記載の航空機。
3. 前記航空機の対称軸を通る前記予め設定された飛行軸に垂直な水平面内に位置する前記本体（１）内に位置決めされた双方向横挿管プロペラ（１９）をさらに備え、前記双方向横挿管プロペラ（１９）は、複数の三次元方向ノズル（２０、２１）を備え、前記複数の三次元方向ノズル（２０、２１）は、前記複数の三次元方向ノズル（２０、２１）における第１の方向ノズルに隣接する領域に設置された管に、弁又はハッチ（ｑ）とともに設置され、前記弁又はハッチは、前記管の第１の端とは反対の第２の端に排気される十分量の吸入空気が供給されることによって前記管へ押し込まれることによって開くことを特徴とする請求項１に記載の航空機。
4. 横軸上で前記本体（１）の中心から水平面に対称に配設され、また前記予め設定された飛行軸に垂直に配設され、前記本体（１）の外側で横方向に位置決めされている、三次元的に操作可能な２つの挿管プロペラ（２２、２３）をさらに備えることを特徴とする請求項１に記載の航空機。
5. 横軸上で前記本体（１）の中心から水平面に対称に配設され、また前記予め設定された飛行軸に垂直に配設され、前記本体（１）の外側で横方向に位置決めされている、三次元的に操作可能な２つのロケットエンジンをさらに備えることを特徴とする請求項１に記載の航空機。
6. 前記航空機の両側で前記航空機の横軸に平行に対称的に配設された水平面内に位置する、２つの水平双方向操縦プロペラ（２４ａ）を含む、追加の操縦システムと、
   前記横軸における第１の水平方向に配置された、前記２つの水平双方向操縦プロペラにおける第１の水平双方向操縦プロペラと、
   前記横軸における第２の水平方向に配置された、前記２つの水平双方向操縦プロペラにおける第２の水平双方向操縦プロペラと、
   を備えることを特徴とする請求項１に記載の航空機。
7. プロペラのエンジンと対を形成する再始動可能なロケットエンジン（ｒ）をさらに含む、請求項１に記載の航空機。
8. 前記電子制御及び飛行管理モジュール（７）は、２つのパイロットユニットで構成され、第１のパイロットユニット（１５）は、前記少なくとも４つの挿管垂直プロペラ（３）を用いて得られるクワドコプターモードにおける前記航空機のホバー位置を管理し、第２のパイロットユニット（１６）は、水平推進、すなわち前記少なくとも２つの水平挿管プロペラ（４）及び前記複数のノズル（５）のコマンドを管理するように構成され、
   前記第１および第２のパイロットユニットは、前記航空機の対称中心に位置し、そのあらかじめ設定された飛行軸に沿った方向を向き、前記飛行軸の方向に又は変更可能な角度で他の方向に航空機の水平方向に対して傾斜させることができる可動支持体（１７）上に一方が他方の上に一体的に取り付けられていることを特徴とする、請求項１または２のいずれかに記載の航空機。
9. 飛行操縦を実施するために双方向水平操縦プロペラ（２４ａ、２４ｂ）の２対並びに前記少なくとも４つの双方向挿管垂直プロペラを作用させることを特徴とする請求項１に記載の航空機。
10. 前記本体（１）が変更可能な形状を有するとともに、
    固定ボード（４５）、下面の第１の球形キャップ（４７）、上面の第２の球形キャップ（４６）、および内部プラットフォーム（２）に固定された前記第１の球形キャップ並びに第２の球形キャップのアクチュエータを有し、
    前記アクチュエータは、前記上面及び前記下面の形状を変化させるために前記第１の球形キャップ並びに第２の球形キャップを上下に同時に又は独立して動かすように構成され、前記第１の球形キャップと前記第２の球形キャップは前記固定ボードの下でスライドするように構成され、
    接触部（ｋ）が拡張可能な材料で本体の外側を覆われていることを特徴とする請求項１に記載の航空機。
11. 前記固定ボードが弾性的に変形可能で複数のジグザグになった端を有する、請求項１０に記載の航空機
12. 水平面において操縦システムを含み、
    前記操縦システムが、前記本体（１）内に２つの対の水平双方向操縦プロペラ（２４ａ、２４ｂ）を含み、２つの対の水平双方向操縦プロペラにおける第１の水平双方向操縦プロペラ（２４ａ）は横軸に平行に対称的に配設された水平面内に配置され、２つの対の水平双方向操縦プロペラにおける第２の水平双方向操縦プロペラ（２４ｂ）は予め設定された飛行軸に平行に対称的に配設された水平面内に配置される、
    請求項１に記載の航空機。
13. 前記横軸上に予め設定された飛行軸に垂直に配置される４つの垂直操縦プロペラ（２５）であって、前記４つの垂直操縦プロペラ（２５）のそれぞれが各水平双方向操縦プロペラの近傍に配置される、請求項１２に記載の航空機。
14. 前記４つの垂直操縦プロペラ（２５）はX状に配置され、前記４つお垂直挿管プロペラと同じ径上に回転の中心を有する、請求項１３に記載の航空機。
15. 請求項１〜１４に記載の航空機を動作させるための方法であって、
    前記航空機の入射角を達成するために、制御及び飛行管理モジュール（７）を内部プラットフォーム（２）に関する所望の角度（α）で飛行方向に向かって傾けることと、
    飛行中にヨー運動を達成するために前記複数の方向ノズル（５）を水平方向で同じ方向に配向させることと、
    ロール運動を達成するために前記複数の方向ノズル（５）を水平方向で反対方向に配向させることと、
    ピッチング運動を達成するために前記複数の方向ノズル（５）を水平方向で同じ方向に配向させることと、
    前記航空機の本体（１）が前記航空機の重量よりも大きい揚力を生成するまで、前記複数の水平挿管プロペラ（４）の推力を増加させることによって巡航飛行へ移行することと、
    を含む方法。
16. 前記方向ノズル（５）を垂直上向きに同時に動かすこと、
    前記複数の水平挿管プロペラ（４）の回転方向を逆転させること、または
    前記複数の双方向水平挿管プロペラ（２４ｂ）の回転方向を逆転させること、
    の少なくとも１つによって前記航空機の入射角を増加させて制動すること、
    をさらに含む、請求項１５に記載の方法。
17. 並進運動を達成するために前記複数のノズルを中立位置に維持したまま、前記双方向プロペラ（１９）を第１の方向または反対の第２の方向に動作させることと、
    前記双方向プロペラ（１９）を前記第１の方向または前記第２の方向に動作させ、ロール運動を達成するために前記複数のノズルを等角度で垂直に配向されるが反対方向に配向させることと、
    前記双方向プロペラ（１９）を前記第１の方向または前記第２の方向に動作させ、ヨー運動を達成するために前記複数のノズルを等角度で垂直に配向されるが反対方向に配向させることと、
    をさらに含む、請求項１５に記載の方法。
18. 前記航空機が、水平横軸上にあり、飛行軸に垂直でその外側で横方向に位置決めされている、前記本体（１）の水平面に対称に配置された三次元的に操作可能な２つの挿管プロペラ（２２、２３）または２つのロケットエンジンを有し、
    水平面での移行を達成するよう、第１のプロペラ（２２）又は第２のプロペラ（２３）を中立位置に維持しつつそのいずれかを動作させることと、
    第１の方向または前記第１の方向と反対の第２の方向にロール運動を達成させるために、前記第１のプロペラと前記第２のプロペラを所望の方向の垂直面内で同時に動作させることと、
    前記第１のプロペラと前記第２のプロペラを同じ方向及び同じ角度で垂直に配向して垂直移行運動を起こしてヨー運動を達成するために、前記第１のプロペラと前記第２のプロペラを所望の方向の水平面内で同時に動作させることと、または
    制動操縦を行うために前記第１のプロペラ（２２）および前記第２のプロペラ（２３）を
    機首へ向けて配向すること、
    を含む請求項１５に記載の方法。

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