【発明の詳細な説明】
空輸手段
本発明は空輸手段に関する。
ヘリコプタは一般に高度な操縦性のある空輸手段であるが、比較的不安定なの
が悩みである。
伝統的な航空機は航行上はずっと安定ではあるが、しかし、一般的には選定地
点上の旋回が不可能であるが故に既して操縦性が良くない。
安定性と高度な操縦性との両者を持ち合わせる空輸手段を提供するのが本発明
の目的である。
本発明に従えば、胴体部分と、下向きスラスト空気の入出を可能にしてそれに
よって揚力を生じさせるように屋根と下側との両方に開口を有する殻構造と、こ
の殻構造の中に収容されて中心軸廻りに回転する時下向きスラストを発生させる
回転翼羽根を支え駆動手段に駆動されて中心軸廻りに回転する回転軸と、浮揚時
に動きを制御するための前記胴体部分と前記殻構造との間の相対的転位を許容し
て該胴体部分を該殻構造に結合する結合手段と、を備える空輸手段を提供できる
。
本発明を実施した空輸手段を添付の線図図面を参照して例示法により記述する
。この図面の中で、
図１は、空輸手段の側面立面図であり、
図２は、空輸手段の平面図であり、
図３は、空輸手段の結合配置の斜視図であり、
図４は、結合手段の往復台車の平面図であり、
図５は、殻構造に対する結合手段の図解をするための結合手段の正面立面図で
あり、
図６は、図５の部分切出し側面図であり、
図７は、空輸手段の機室の正面立面図であり、
図８は、殻構造の前縁を通る部分断面図である。
図１及び２に示す空輸手段は、後程もっと詳しく述べるような連接した接合組
立による殻構造４の下側搭載の胴体、即ち機室２を備える。この殻構造４は１対
の同軸反対方向回転の回転翼羽根６，８を収容する。回転翼羽根の遠位端は、各
羽根と殻構造との間のシール効果を発揮させるための、殻構造内周表面との滑動
接触を有する（図示していない）ブラッシを支える。
殻構造４は一般には中空円盤状に構成され、殻構造の上下両面に上下同軸の環
状開口を有する。３本の間隔を隔てた平行な支材１４，１６，１８が上側の円形
開口１０を横切って延び、殻構造の上面に剛性を与えて（図示していない）中央
円板を支持する。（図示していない）３本の同様な支材が下側の円形開口１０を
横切って延び、殻構造の下面に剛性を与えて（図示していない）中央円板を支持
する。２本の間隔を隔てた交差要素２０，２２が上部開口１０を横切って３本の
支材１４，１６，１８に連結する。２本の同様の交差要素が下部開口１２を横切
って３本の支材に連結する。開口１０，１２の中の中央円板が殻構造の中に一般
には環状の貫通路を規定する。
案内レール２４が支材１６の下方に隔離配置されて平行に延びている機室２の
屋根上に強固に固定される。この屋根は又、案内レール２４の反対側に２個のハ
ッチ２６，２８を備
え、機室内の運転員が下側開口１２を横切る支材及び後程もっと詳しく述べるエ
ンジンに近接できるようになっている。
機室２は運転員席と客席と積荷運搬用空間とを有するサルーン型乗用車に似た
配列に配置され得る。客席の代りに多目的業務遂行用の開放台を準備することも
可能である。又、空輸手段の操縦装置の全てを機室内に配置することも可能であ
る。
機室２は単一軸３０によって殼構造４の下側に懸下され、この単一軸３０は実
際は下端部に往復台車３２の上面と結合する自在継手を有する。往復台車３２は
前後に対の歯車３４を有し、この歯車３４は案内レール２４の中に閉じ込められ
て案内レール２４の床の中の歯ざお３６と係合する。案内レール２４は天井に細
長い溝２４Ａを伴う長方形断面の中空チューブの形状になっていて、往復台車が
歯ざお３６沿いに移動する時単一軸３０がこの溝２４Ａ沿いに走り得るようにな
っている。１対或いは２対の歯車３６は往復台車３２移動用の（図示していない
）電動機或いは油圧モータに結合される。歯ざお３６に係合する歯車３４は案内
レール２４沿いの往復台車の正方向移動でずれの危険を伴わないことを保証する
。案内レールの天井高さは歯車が持ち上げられて歯ざお３６から離れることのな
いような充分な低さに造られる。往復台車の歯車３４は後程詳しく説明する方法
で停止時には歯ざお３６にロックされ得る。
図５でもっと明白に示すように、単一軸３０は、下側開口１２を横切る（中間
支材１６Ａのみを図示の）３本の支材に
よって支えられた台４２の下側に堅固に固定される。
中央支持軸５０は支材１６と１６Ａとの間に延びて支材１６及び１６Ａに堅固
に固定される。中央支持軸５０の中心軸は２個の円形開口１０及び１２の中心を
通り、一般には殻構造４０と同軸になっている。中央支持軸５０は回転可能にス
リーブ５２を支持する。
上側回転翼羽根８は図示していない軸受によって中央支持軸５０上に回転可能
に支持される。円板５４も又（図示していない）軸受によって中央支持軸５０上
に回転可能に支持され、回転翼羽根６と８との中央に配置される。複数のふくら
まし可能ゴム輪５３が円板５４の周廻りで等角間隔に隔てられて配置される。各
ゴム輪５３の回転の中心軸は円板５４に支持される点の円板５４の半径方向に整
列される。ゴム輪５３は２個の同軸ディスク５７と５９との間に挾まれている。
ディスク５７は上側回転翼羽根６に、ディスク５９は下側回転翼羽根８に堅固に
固定されている。下側回転翼羽根８がスリーブの回転につれて回転する時、ディ
スク５９はゴム輪５３を回転させる。ゴム輪５３の回転はディスク５７を回転さ
せ、ディスク５７は順に上側回転翼羽根６を回転させる。ゴム輪５３は４乃至５
個であってよく、両ディスク５７及び５９に対向して両ディスクを堅固に支える
ように充分にふくらまされる必要がある。
スリーブ軸５２は台４２の上に搭載された２個のモータ５６及び５８で駆動さ
れる。モータ５６は望ましくは（図示していない）手段により機室２から操作さ
れる高性能で軽量の
内燃機関であって欲しい。（図示していない）内燃機関用燃料貯蔵タンクは殻構
造廻りに分散配置されるか或いは機室内に配置されるかし得る。モータ５６はプ
ーリ６２を携える駆動軸６０を有する。プーリ６２は駆動ベルト６４によりスリ
ーブ５２に連結される。モータ５８はプーリ６８を携える駆動軸６６を有する。
プーリ６８は駆動されベルト７０によりスリーブ５２に連結される。この２個の
モータ間に差動継手が備えられ得る。４個のピストン・シリンダ組立品７２，７
４，７６，７８は、機室２に対する殻構造４の姿勢制御のために、単一軸３０の
廻りに等角間隔に隔てられて配置される。各ピストン・シリンダ組立品のピスト
ンは往復台車３２にピボット様式で固定され、一方各ピストン・シリンダ組立品
のシリンダは台４２にピボット様式で固定される。
歯車３４に対するロックシステムが図５にもっと詳しく図示される。棒８０は
往復台車３２に堅固に固定された１対の間隔を隔てた腕木によって軸方向の動き
を止められる。くさび形のロック要素８６は、歯車３４と歯ざお３６との間をニ
ップで係合させたり係合を外したりするために棒８０の遠方端に配置される。棒
８０は、２個の腕木８２と８４との間に配置される中央フランジ８８と、一端が
腕木８４に他端が中央フランジ８８に対向するように支えられて棒８０を取り巻
くコイルばね９０とを携える。コイルばね９０はこのようにして通常くさび形の
ロック要素８６を歯車３４と歯ざお３６との間のニップ中に追いたて、それによ
って歯車の動きをロックする。
ケーブル９２はロック要素８６から離れた側の棒８０の端にその一端を固定し
てある。ケーブル９２は回転ソレノイド９６に結合されたドラム９４の廻りに巻
かれている。ソレノイド９６にエネルギーが供給されると回転ドラム９４は図５
に見られるように反時計方向に廻され、これにより棒８０を軸方向にコイルばね
９０の弾力に打ち勝って移動させる働きをする。これが今度は歯車３４と歯ざお
３６との係合からロック要素を解放し、往復台車の移動を許容することになる。
各歯車は同様なロック要素８６を備えて同様な方法で制御される。往復台車の
同一側の２つのロック要素の制御は、図５に図解するように共通の回転ソレノイ
ド９６及びドラム９４により実行され得る。
７２乃至７８のピストン・シリンダ組立品は（図示していない）油圧式駆動に
よって操作され、この油圧式駆動は流体を各シリンダ内ピストンの片方の側から
他方の側に流してピストンの移動を達成させる。又緊急時には運転員が、機室天
井のハッチ２６を開けて支材又は支材に堅固に固定されたその他の部分を掴んで
の手作業ができるように、殻構造と機室との間の相対的なピボット動作を可能な
らしめる各シリンダ両側からの（図示していない）ガス抜き手段を備えてある。
別の修正したやり方では、この目的のために（図示していない）ハンドルが特別
に台４２の下側に固定され得る。
運転する際、機室に乗客、積荷その他を搭載して離陸準備が完了すると、モー
タ５６と５８とが２つの回転翼羽根を反対方向に廻し始める。逆回転の回転翼羽
根による反作用は反
対方向で等しく、従って有意な反作用補償機構を備える必要はない。回転翼羽根
の遠方端部即ち先端部は全面的に殻構造に保護されるので、羽根の起こす乱れは
殻構造の中に収容されてしまう。又、外的要因によって先端部に損傷を受けたり
或いは外的要素に先端部が損傷を与えたりする危険性は少ない。
空輸手段が上昇を始めると、回転ソレノイド９６にエネルギーが供給されて往
復台車３２の歯車３４が解放され、往復台車のモータにエネルギーが供給され、
殻構造に対する積荷を収容した機室の重心を採り直すために、パイロットの要求
に従って案内レール２４沿いに往復台車が駆動される。回転ソレノイドはそれか
らエネルギ供給を解かれ、歯車は再びロックされる。空輸手段が地面より上に上
昇すると水平面内の移動方向は７２から７８のピストン・シリンダ組立品の配置
操作で制御され、望みの角度、姿勢及び必要な傾斜にされる。
殼構造４の輪郭は空輸手段に２つの特殊効果をもたらし得る。第１は、エンジ
ン故障の場合、空輸手段がむしろ安定したパラシュートの様な地面に対して浮く
ような傾向にあることである。着地時の速度は１２.５ノット程度の低速度にな
し得るであろう。第２は、回転翼羽根がトップスピード回転で１５０ノットにも
達する空輸手段速度を達成させ得るが、殻構造の固定翼様形状の利点を生かした
機室又は殻構造に搭載した従来型の航空機のような輸送手段駆動用の（図示して
いない）航空機スラストエンジンの使用により、より高速度を達成することが可
能なことである。従来型航空機のような
駆動をする時、環状開口１０及び１２は滑動可能シャッタによって閉鎖除去可能
である。従来型の補助翼及び他の操縦装置が飛行制御用に採用される必要があろ
う。回転翼羽根によって引き込まれる空気の一部は殻構造の上面を横切るように
して引き下されるが故に、殻構造の輪郭が揚力を加えるであろうことを認識すべ
きである。
見られるように記載の空輸手段は、パラシュート、ヘリコプタ或いは航空機の
ような運転制御が可能である。
それ故、回転翼羽根及び駆動制御機構は、従来型ヘリコプタに使用されるのと
似たやり方で構成され得る。
内燃機関５６及び５８からの熱及び排気は一般には殻構造の中に及び貫通して
散乱されるので、本空輸手段は第３者によって検出され得るような注目に値する
熱識別特性を有していない。特にガスは回転翼羽根の中の中空通路沿いに回転翼
羽根の内側半径部分から遠方端へと供給されて回転翼羽根の後縁で排出され得る
。エンジン及び回転翼羽根で発生する騒音も又殻構造の中で散乱される。殼構造
内での騒音散乱は従来型ヘリコプタに比べて本空輸手段を特に静かなものにする
。
空輸手段の機室２が図７にもっと明確に示される。機室の下部は水上への着水
を許容するようボートの船体形状にされる。特に船体は断面を“Ｗ”形状にされ
、船体周辺廻りに延びるふくらまし可能チューブ１００は更に安定性の追加を提
供する。地面或いは水上へのソフトランディングを提供するために、着地直前に
急速にふくらまされるエアバッグを代りに機室の下側に装着し得る。離陸後吸引
してエアバッグから
空気を抜いて機室下側に引き付けるのにはポンプが使用され得る。
機室内への入室は１対の後ろあおり扉１０２，１０４によって後尾から行われ
得る。（ふくらました時にチューブ１００の上に乗るであろう）下側扉は、荷積
み時の傾斜路として使用することが可能である。機室２の屋根に堅固に固定され
る案内レール２４は機室２全長に亘って延び、往復台車３２が案内レール２４の
いづれかの極限端に迄移動させられる時に殻構造が機室２に対して殆んど９０°
傾けられ得る。これは山岳での急傾斜面に空輸手段を着地させる時に特に有利な
点である。勿論機室が降下着地する時、傾斜面での滑落防止用に（図示していな
い）脚を伸ばして地中にかみ込むようになっている。
船体は前述のスラストエンジンを収容し得るので、このスラストエンジンに機
室内から近接して保守し得る。
ふくらまし可能チューブ１００の機室の外側での近接係合を示したが、水上で
のもっと安定な空輸手段の浮揚を提供するためのより大きな周囲線の限定をする
べく、機室の壁から離れるようにふくらまし可能チューブを移動させるためのテ
レスコープ形支材の上にふくらまし可能チューブを搭載することも可能である。
殻構造４は、図８にもっと明瞭に示すように数多くの特徴を追加してある。
殻構造の外周部は、夫々がふくらまし可能要素１１０を収容する一連の周方向
に隔離された区画９８で分割される。各
区画は掛け止め可能外側下げ翼１１２を備え、この下げ翼は（１１２Ａの点線で
示すように）閉じられた時殻構造の外表面を形成する。下げ翼１１２の掛け金が
外されふくらまし可能要素１１０がふくらまされると、ふくらまし可能要素は殻
構造の有効表面積を増大させるように膨脹する。低速度では、比較的低いふくら
まし圧力でもふくらまし可能要素１１０を硬直状態に保持できる。これは、より
安定で制御し易い方法で着地を敢行し得るが故に、空輸手段着地時に特に有用な
特徴である。ふくらまし可能要素１１０は望ましくはどんな衝撃をも吸収してし
まうようにゴム又はその他の可撓性材料であって欲しい。これは空輸手段が垂直
壁の近くをうろつく時に特に有用である。理由は殻構造がヘリコプタでやれば引
き起こしてしまうであろうような悲惨な結果を招くことなしに壁に衝突してはね
返ることを可能にするからである。ふくらまし可能要素１１０は、掛け止め可能
要素１１２に接続される導管１１４を介してガス源から圧送される（空気であっ
てもよい）ガスの影響を受ける。ガス源はエンジン５６又は５８の１つから取り
出される供給パイプによって構成され得る。
ふくらまし可能要素１１０からガスを抜いてふくらまし可能要素を区画９８に
引き戻すために、ふくらまし可能要素１１０は、前述のコンプレッサ或いはエン
ジン５６，５８の利用で形成され得る真空源に導管１１６によって接続される。
蛇腹型鉄条網様のチューブ１１８がふくらまし可能要素の中に配置される。チュ
ーブ１１８はふくらまし可能要素１１０が制御された形で区画９８の中につぶれ
込むのを保証するだ
けの軸方向の剛性を有する。導管１１６は（図示していない）一連の開口を有す
るチューブ１１８を介してふくらまし可能要素１１０に接続される。ふくらまし
可能要素が区画の中に引き込まれ下げ翼１１２が区画９８を閉鎖する動きができ
るように下げ翼１１２は１点でふくらまし可能要素１１０に接続され、この１点
で下げ翼が自動的に閉鎖状態で掛け止めをする。
一連の区画９８は殻構造の全周に亘って、或いは単一区画のみの必要がある場
合には殻構造の先端縁周りにだけ備えてもよいことを認識すべきである。
殻構造４の上側表面には弓形に曲がった部分を規定する溝１２０が備えられる
。弓形に曲がった部分は弾性膜１２２で覆われ、弾性膜の周囲は溝１２０の中に
気密に固定される。（図示していない）加圧ガス源からのガスの供給をする導管
１２４は、弓形に曲がった部分の中央領域に位置する出口１２６を有する。この
ようにして（空気であるかも知れない）ガスが出口１２６から放出される時に弾
性膜は膨脹し、それによって殻構造の上側表面の輪郭が変化する。輪郭のこの変
化は、水平面内で航行する時に殻構造が享受する揚力の量に影響を与える。空輸
手段のパイロットは、こうして必要に応じて揚力の量を制御し得るのである。
ガス抜き弁１２８は導管１２４からガスを抜き、それによって弾性膜１２２を
殼構造物の上側表面上に平坦に横たわらせるように操作され得る。
エンジン５６及び５８からの高温ガスが区画９８或いは殻
構造体の弓形に曲がった部分に供給されると、結氷が見込まれる時にもこれらの
場所の薄板構造の解氷を行い得ることを認識すべきである。
他の輸送手段同様、本空輸手段は乗務パイロットを必要とすることなく遠隔操
縦され得ることも更に認識すべきである。
上記の如く本空輸手段に使われる回転翼羽根は従来型ヘリコプタに使用される
のと類似している。しかしながら、回転翼羽根の構造は、ガスタービンに使用さ
れるのと類似の形状に置き換え得ることを理解するべきである。他の幾何形状も
適合し得る。DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION Air Transport Means The present invention relates to air transport means. A helicopter is generally an air transportation means with a high degree of maneuverability, but it is a problem that it is relatively unstable. Traditional aircraft are much more stable in navigation, but they are generally less manoeuvrable due to the inability to turn on selected points. It is an object of the present invention to provide an air transport means that has both stability and high maneuverability. In accordance with the invention, a fuselage portion, a shell structure having openings in both the roof and the underside to allow downward thrust air to enter and exit thereby creating lift, and contained within the shell structure. And a shell structure for controlling the movement at the time of levitation, and a rotating shaft that is driven by driving means to rotate about the central axis by supporting a rotor blade that generates downward thrust when rotating about the central axis. And a coupling means for coupling the fuselage portion to the shell structure to allow relative dislocation between them. The airborne means embodying the invention will now be described by way of example with reference to the accompanying schematic drawings. In this drawing, FIG. 1 is a side elevational view of the air transportation means, FIG. 2 is a plan view of the air transportation means, FIG. 3 is a perspective view of the combined arrangement of the air transportation means, and FIG. FIG. 5 is a plan view of a reciprocating carriage of the coupling means, FIG. 5 is a front elevation view of the coupling means for illustrating the coupling means with respect to the shell structure, and FIG. 6 is a partially cutaway side view of FIG. 5. FIG. 7 is a front elevational view of the cabin of the air transport means, and FIG. 8 is a partial cross-sectional view through the front edge of the shell structure. The airborne means shown in FIGS. 1 and 2 comprises a lower mounted fuselage, or cabin 2, of a shell structure 4 in an articulated joint assembly as will be described in more detail below. The shell structure 4 houses a pair of coaxial counter-rotating rotor blades 6,8. The distal ends of the rotor blades carry a brush (not shown) with sliding contact with the inner peripheral surface of the shell to create a sealing effect between each blade and the shell. The shell structure 4 is generally formed in the shape of a hollow disk, and has upper and lower surfaces of the shell structure and annular openings coaxial with each other. Three spaced apart parallel struts 14, 16, 18 extend across the upper circular opening 10 to provide rigidity to the upper surface of the shell structure (not shown) to support the central disc. Three similar struts (not shown) extend across the lower circular opening 10 to provide rigidity to the underside of the shell structure to support the central disc (not shown). Two spaced crossing elements 20, 22 connect across the top opening 10 to three struts 14, 16, 18. Two similar cross elements connect across the lower opening 12 to three struts. The central disc in the openings 10, 12 defines a generally annular through passage in the shell structure. The guide rails 24 are firmly arranged on the roof of the machine room 2 which is arranged below the supporting member 16 and is separated from each other and extends in parallel. The roof is also provided with two hatches 26, 28 opposite guide rails 24 to allow operators in the cabin to access the struts that cross the lower opening 12 and the engine, which is described in more detail below. . The cabin 2 may be arranged in an array similar to a saloon-type passenger vehicle having operator seats, passenger seats and a cargo carrying space. It is also possible to prepare an open stand for performing multipurpose work instead of the seats. It is also possible to arrange all of the control devices of the air transportation means in the cabin. The machine room 2 is suspended below the shell structure 4 by a single shaft 30, which actually has a universal joint at its lower end which connects with the upper surface of a reciprocating carriage 32. The carriage 32 has a pair of front and rear gears 34, which are locked in the guide rails 24 and engage with the teeth 36 in the floor of the guide rails 24. The guide rail 24 is in the shape of a hollow tube of rectangular cross section with an elongated groove 24A in the ceiling such that a single shaft 30 can run along this groove 24A as the shuttle truck moves along the tooth gap 36. . One or two pairs of gears 36 are coupled to an electric motor or hydraulic motor (not shown) for moving the carriage 32. The gear 34, which engages on the tooth flank 36, ensures that the forward movement of the carriage along the guide rail 24 does not carry the risk of slippage. The ceiling height of the guide rail is made low enough so that the gear cannot be lifted and separated from the tooth gap 36. The gear 34 of the reciprocating carriage can be locked on the tooth flank 36 at rest in the manner described in more detail below. As shown more clearly in FIG. 5, a single shaft 30 is rigidly secured to the underside of a pedestal 42 supported by three struts (only intermediate struts 16A are shown) that traverse the lower opening 12. It The central support shaft 50 extends between the supporting members 16 and 16A and is firmly fixed to the supporting members 16 and 16A. The central axis of the central support shaft 50 passes through the centers of the two circular openings 10 and 12 and is generally coaxial with the shell structure 40. The central support shaft 50 rotatably supports the sleeve 52. The upper rotor blade 8 is rotatably supported on the central support shaft 50 by a bearing (not shown). The disc 54 is also rotatably supported on the central support shaft 50 by bearings (not shown) and is centrally located between the rotor blades 6 and 8. A plurality of inflatable rubber rings 53 are arranged around the circumference of the disc 54 at equiangular intervals. The central axis of rotation of each rubber ring 53 is aligned in the radial direction of the disk 54 at the point supported by the disk 54. The rubber ring 53 is sandwiched between the two coaxial disks 57 and 59. The disk 57 and the disk 59 are firmly fixed to the upper rotor blade 6 and the lower rotor blade 8, respectively. The disk 59 causes the rubber ring 53 to rotate as the lower rotor blade 8 rotates as the sleeve rotates. The rotation of the rubber ring 53 rotates the disk 57, and the disk 57 sequentially rotates the upper rotor blades 6. The rubber rings 53 may be 4 to 5 pieces, and need to be sufficiently inflated so as to firmly support both disks 57 and 59 so as to firmly support them. The sleeve shaft 52 is driven by two motors 56 and 58 mounted on the base 42. The motor 56 is preferably a high performance, lightweight internal combustion engine operated from the cabin 2 by means (not shown). The fuel storage tanks for the internal combustion engine (not shown) may be distributed around the shell structure or in the cabin. The motor 56 has a drive shaft 60 carrying a pulley 62. The pulley 62 is connected to the sleeve 52 by a drive belt 64. The motor 58 has a drive shaft 66 that carries a pulley 68. The pulley 68 is driven and connected to the sleeve 52 by a belt 70. A differential coupling may be provided between the two motors. The four piston / cylinder assemblies 72, 74, 76, 78 are equiangularly spaced about the single axis 30 for attitude control of the shell structure 4 relative to the machine room 2. The pistons of each piston-cylinder assembly are pivotally secured to the carriage 32, while the cylinders of each piston-cylinder assembly are pivotally secured to the platform 42. The locking system for gear 34 is illustrated in more detail in FIG. The rod 80 is axially stopped by a pair of spaced arms that are rigidly secured to the carriage 32. A wedge-shaped locking element 86 is located at the distal end of the rod 80 for nipping and disengaging the gear 34 and the tooth gap 36. The rod 80 includes a central flange 88 arranged between the two arms 82 and 84, and a coil spring 90 surrounding the rod 80 while being supported so that one end faces the arm 84 and the other end faces the central flange 88. To carry. The coil spring 90 thus forces the normally wedge-shaped locking element 86 into the nip between the gear 34 and the tooth gap 36, thereby locking the movement of the gear. The cable 92 is fixed at one end to the end of the rod 80 remote from the locking element 86. The cable 92 is wrapped around a drum 94 which is connected to a rotary solenoid 96. When the solenoid 96 is energized, the rotating drum 94 is rotated counterclockwise, as seen in FIG. 5, thereby causing the rod 80 to move axially over the resilience of the coil spring 90. This, in turn, releases the locking element from the engagement of the gear 34 and the tooth gap 36, allowing the reciprocating carriage to move. Each gear has a similar locking element 86 and is controlled in a similar manner. The control of the two locking elements on the same side of the carriage can be performed by a common rotary solenoid 96 and drum 94 as illustrated in FIG. The piston-cylinder assembly of 72-78 is operated by a hydraulic drive (not shown) which causes fluid to flow from one side of each in-cylinder piston to the other side to achieve piston movement. Let Also, in an emergency, the operator can open the hatch 26 on the ceiling of the machine room and grasp the struts or other parts firmly fixed to the stanchions so that the operator can perform the manual work by operating the shell structure and the machine room. Degassing means (not shown) are provided from each side of each cylinder to allow relative pivoting. In another modified way, a handle (not shown) may be specially secured to the underside of the platform 42 for this purpose. In operation, when passengers, cargo, etc. are loaded into the cabin and preparations for takeoff are complete, motors 56 and 58 begin to rotate the two rotor blades in opposite directions. Reactions due to counter-rotating rotor blades are equal in opposite directions, and therefore no significant reaction compensation mechanism need be provided. Since the far end or tip of the rotor blade is entirely protected by the shell structure, the disturbance caused by the blade is contained in the shell structure. Further, there is little risk that the tip portion will be damaged by an external factor or the tip portion will be damaged by an external element. When the air transportation means starts to move up, energy is supplied to the rotary solenoid 96 to release the gear 34 of the carriage 32 and energy is supplied to the motor of the carriage to take the center of gravity of the machine room accommodating the load to the shell structure. To correct, the shuttle truck is driven along the guide rail 24 according to the pilot's request. The rotary solenoid is then de-energized and the gear is locked again. When the airlift is raised above the ground, the direction of movement in the horizontal plane is controlled by the placement operation of the piston-cylinder assembly 72-78 to achieve the desired angle, attitude and required tilt. The contour of the shell structure 4 can have two special effects on the air transportation means. The first is that in the event of an engine failure, the airborne vehicle tends to float on the ground rather like a stable parachute. The landing speed could be as low as 12.5 knots. The second is that the conventional blades can be installed in the cabin or shell structure, which can achieve the air transportation speed of 150 knots at the top speed rotation of the rotor blade, but can take advantage of the fixed-wing-like shape of the shell structure. Higher speeds can be achieved through the use of aircraft thrust engines (not shown) for driving vehicles such as. When driven as in a conventional aircraft, the annular openings 10 and 12 can be closed and removed by a slidable shutter. Conventional ailerons and other flight controls would need to be employed for flight control. It should be appreciated that the contour of the shell structure will exert a lift, since some of the air drawn by the rotor blades will be drawn down across the upper surface of the shell structure. As can be seen, the airborne vehicle described is capable of operational control such as a parachute, helicopter or aircraft. Therefore, the rotor blades and drive control mechanism may be configured in a manner similar to that used in conventional helicopters. Since the heat and exhaust from the internal combustion engines 56 and 58 are generally scattered into and through the shell structure, the present air transportation means have notable thermal signatures that can be detected by a third party. Absent. In particular, gas may be fed along a hollow passage in the rotor blade from the inner radial portion of the rotor blade to the distal end and discharged at the trailing edge of the rotor blade. The noise generated by the engine and rotor blades is also scattered in the shell structure. Noise scattering within the shell structure makes the air transport means particularly quiet compared to conventional helicopters. Aircraft cabin 2 is shown more clearly in FIG. The lower part of the machine room is shaped like a boat to allow water to land on the water. In particular, the hull is "W" shaped in cross section and the inflatable tube 100 extending around the hull periphery provides additional stability. To provide soft landing to the ground or water, a rapidly inflated airbag immediately prior to landing may instead be mounted on the underside of the cabin. A pump may be used to suck in after takeoff to deflate the air bag and pull it down the cabin. Entry into the cabin can be done from the rear by a pair of rear tilt doors 102, 104. The lower door (which will ride on tube 100 when inflated) can be used as a ramp during loading. The guide rail 24, which is firmly fixed to the roof of the machine room 2, extends over the entire length of the machine room 2 and the shell structure is moved relative to the machine room 2 when the shuttle truck 32 is moved to either of the extreme ends of the guide rail 24. Can be tilted almost 90 °. This is a particularly advantageous point when landing air transport means on a steep slope in the mountains. Of course, when the aircraft cabin descends and lands, the legs (not shown) are extended and bited into the ground to prevent slipping on the slope. Since the hull can accommodate the thrust engine described above, it can be maintained in close proximity to the thrust engine from the cabin. Shown is the close engagement of the inflatable tube 100 outside the cabin, but away from the cabin wall to define a larger perimeter line to provide more stable airborne vehicle levitation above the water. It is also possible to mount the inflatable tube on top of the telescopic struts for moving the inflatable tube like this. The shell structure 4 has added a number of features as shown more clearly in FIG. The outer periphery of the shell structure is divided into a series of circumferentially-separated compartments 98, each housing a inflatable element 110. Each compartment is provided with a latchable outer lower vane 112 which forms the outer surface of the closed shell structure (as shown by the dotted line 112A). When the wings 112 are unlatched and the inflatable element 110 is inflated, the inflatable element expands to increase the effective surface area of the shell structure. At low speeds, the inflatable element 110 can remain rigid even at relatively low inflating pressures. This is a particularly useful feature when landing by air transport, as it allows for more stable and controllable landings. The inflatable element 110 is preferably made of rubber or other flexible material so as to absorb any shock. This is especially useful when the airborne means are prowling near vertical walls. The reason is that the shell structure allows it to hit and bounce off a wall without the dire consequences that would occur with a helicopter. The inflatable element 110 is affected by the gas (which may be air) pumped from a gas source via a conduit 114 connected to a latchable element 112. The gas source may be constituted by a supply pipe taken from one of the engines 56 or 58. In order to degas the inflatable element 110 and pull the inflatable element back into the compartment 98, the inflatable element 110 is connected by a conduit 116 to a vacuum source, which may be formed by the use of the compressor or engine 56, 58 described above. A bellows wire gauze-like tube 118 is disposed within the inflatable element. The tube 118 has sufficient axial rigidity to ensure that the inflatable element 110 collapses into the compartment 98 in a controlled manner. The conduit 116 is connected to the inflatable element 110 via a tube 118 having a series of openings (not shown). The down wing 112 is connected at one point to the inflatable element 110 so that the inflatable element can be drawn into the compartment and the down wing 112 can move to close the compartment 98, at which point the down wing automatically closes. Hang it in the state. It should be appreciated that a series of compartments 98 may be provided around the entire circumference of the shell structure or only around the leading edge of the shell structure if only a single compartment is needed. The upper surface of the shell structure 4 is provided with a groove 120 defining an arcuate bend. The curved portion is covered with an elastic film 122, and the periphery of the elastic film is airtightly fixed in the groove 120. A conduit 124 for supplying gas from a pressurized gas source (not shown) has an outlet 126 located in the central region of the arcuate bend. In this way, the elastic membrane expands when gas (which may be air) is emitted from the outlet 126, which changes the contour of the upper surface of the shell structure. This change in contour affects the amount of lift that the shell structure enjoys when navigating in the horizontal plane. The airborne vehicle pilot can thus control the amount of lift as needed. The vent valve 128 may be operated to vent gas from the conduit 124, thereby causing the elastic membrane 122 to lie flat on the upper surface of the shell structure. It should be appreciated that if hot gases from the engines 56 and 58 are supplied to the compartments 98 or to the arcuate bends of the shell structure, lamellar defrosting at these locations may occur even when ice is expected. Is. It should further be appreciated that, like other vehicles, the air vehicle can be remotely piloted without the need for flight pilots. As mentioned above, the rotor blades used in the airborne vehicle are similar to those used in conventional helicopters. However, it should be understood that the structure of the rotor blades may be replaced by shapes similar to those used in gas turbines. Other geometries may be suitable.
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