KR920001364B1 - 경량 항공기 - Google Patents

Abstract

내용 없음.

Description

경량 항공기

제1도는 비행중에 있는 본 발명에 따른 항공기의 측면도.

제1a도는 제1도 구조의 일 부분을 더욱 상세히 나타낸 부분 확대 측면도.

제2도는 제1도의 도시된 항공기의 팽창된 가요성 날개부분(캐노피)의 사시도.

제3도는 제1도에 도시된 항공기의 비행 차체부분의 후미 사시도.

제4,5,5a도 및 제6도는, 각각 이륙, 상승, 하강 및 수평비행 작동중에 있는 제1도의 항공기와 관련된 개략적인 측면도 및 벡터 선도들.

제7도는 항공기의 비행 차체부분의 측면도.

제8도는 제7도에 도시된 비행 차체의 평면도.

제9도는 제8도의 선9-9에 따른 부분 단면도.

제10도는 제9도의 선10-10에 따른 부분 단면도.

제11도는 제8도의 선11-11에 따른 부분 단면도.

제12도는 비행 차체의 하중지탱라인 앵커의 위치조정 및 고정부분의 확대 사시도.

제13도는 제12도의 선13-13에 따른 확대 단면도.

제14,15도 및 제16도는 제12도 및 제13도의 구조와 관련된 하중 지탱라인 앵커의 위치조정 및 고정작용들을 나타내는, 비행차체의 개략단부도 및 평면도.

제17도는 제1,3,7도 및 제8도에 도시된 비행 차체와 관련된 프로펠러 방호물의 분해 사시도.

제18도는 프로펠러 방호물의 접힌 상태의 부분 절제 사시도.

제19도는 비행 차체의 후미 단부의 프레임 부분의 사시도.

제20도는 제19도의 선20-20에 따른 부분 단면도.

제21도는 부분적으로 접힌 상태에 있는, 제7도의 비행 차체의 일 부분의 측면도.

제22도는 항공기의 분해되고 접힌 부분들의 정면도.

제23도는 변형된 전진 추력 발생 유니트 및 지지 조립체를 사용한 본 발명 항공기의 비행차체 부분의 후미 단부 부분 사시도.

제24도는 제23도에 도시된 변형된 비행차체의 부분 후미 단부도.

제25도는 단일 엔진, 단일 프로펠러 전진 추력 발생 유니트, 및 항공기의 무게 중심을 횡으로 이동시키는 기구를 사용하는 본 발명 항공기의 다른 변형된 비행 차체의 부분 후미 단부도.

제26도는 제25도의 선26-26에 따른 확대 단면도.

제27도는 커나아드 제어판들을 사용하는 본 발명 항공기의 또 다른 변형된 비행 차체의 부분 후미 단부 사시도.

제28도는 단일 엔진, 단일 프로펠러 추력 발생 유니트를 지지 하기위한 또 다른 변형된 조립체를 예시하는 비행 차체 후미 부분의 측면도.

제29도는 제28도의 선29-29에 따른 확대 단면도.

제30도는 하중지탱 라인을 비행 차체에 연결하기 위한 긴 앵커 아암들을 사용한 본 발명 항공기의 또 다른 변형된 비행 차체의 부분 후미 단부 사시도이다.

* 도면의 주요부분에 대한 부호의 설명

12 : 캐노피 14 : 비행 차체

16,20 : 하중 지탱라인 18 : 앞전

24 : 뒷전 26 : 방향제어라인

40 : 프레임 조립체 42 : 조종가능한 바퀴조립체

44 : 캐스터 바퀴조립체 46 : 조종기 조립체

48 : 전진 주력 발생 유니트 50 : 프레임 부재

52 : 기둥 68 : 횡봉

84 : 조종 제어 아암 86 : 작동 케이블

92 : 조종 제어 레버 112,114 : 앵커

116 : 앵커 아암 118 : 레버요소

126 : 고정기구 130,132 : 앵커

136 : 고정부재 154 : 내연기관(엔진)

166,168 : 반대 회전 추진 프로펠러 170 : 연료 탱크

174 : 프로펠러 방호물

본 발명은 일반적으로 “울트라라이트(ultra lights)”라 불리는 경량 항공기에 관한 것으로, 특히 팽창가능한 캐노피(canopy)형의 가요성 에어포일 날개로 부터 양력을 받는 경량 항공기에 관한 것이다.

오늘날 레크레이션 및 스포츠용으로 널리 알려진 초경량 항공기에서는, 경량의 동력식 프로펠러를 장착한 글라이더형 기체의 일부로서 비교적 강직한 날개들을 사용한다. 그러한 항공기는 중량이 매우 가볍지만, 치수가 매우 크고 부피가 커서 지상에서의 수송의 어려움 및 저장상의 문제들을 발생한다. 더구나, 그러한 항공기는 고도의 숙련된 조종사를 필요로 하고, 미경험 조종사가 다룰때는 실속, 스핀(spin), 및 다른 제어불능한 상태들을 받는다.

전술한 형의 “울트라라라이트”에 비하여, 가요성 에어포일 캐노피를 갖는 동력식 비행 차체는, 지상 수송 및 저장을 위해 더 간결하고 조밀한 상태로 절첩가능한 상당히 작은 항공기를 제공한다. 그러한 항공기는 “존 디. 니콜라이즈”가 쓴 “파라포일 동력식 비행체 성능”이라는 제목의 미국공군 기술보고서 AFFDL-72-73에 기술된 바와 같이 이미 알려져 있다. 그러나, 이러한 형의 항공기는 다양한 제어 및 취급문제들을 가지는 것으로 밝혀졌다. 따라서, 팽창된 에어포일 캐노피형 항공기는 시장성 있는 “울트라라이트”로서 지금까지 중요하게 고려되지 않았다.

따라서, 본 발명의 중요한 목적은, 실속 및 스핀과 같은 불안한 비행 위험들을 받지않는“울트라라이트”로서 램공기(rem air)팽창 가능한 에어포일 날개 캐노피를 갖는 동력식 비행차체를 제공하는 것이다.

본 발명의 다른 목적은, 피치 및 로울 제어가 필요하지 않기 때문에 비교적 비숙련된 사람들에 의해서도 안전한 단독 비행을 할 수 있도록 조종이 매우 쉽고 간단한 따울트라라이트”항공기를 제공하는 것이다.

본 발명의 또 다른 목적은, 가장 간소한 형태로 분해 및 접힘 가능한 전술한 형의 “울트라라이트”항공기용의 비행차체 구조를 제공하는 것이다.

본 발명의 또 다른 목적은, 이륙을 위해 발진이나 조절이 용이하고, 방향조종, 상승 및 하강을 포함한 비행중 제어가 쉽거나 간단한, 전술한 형의 항공기를 제공하는 것이다.

본 발명에 따라서, 3바퀴 비행차체는, 미국특허 제 3,724,789호에 기술된 바와같이 익현방향으로 연장한 공기 셀(cell)들을 갖는 램공기 팽창식의 장방형 에어포일 캐노피와 연결된다. 그 공기 셀들은 리브(rib)들에 의해 분리되고, 폭방향 흡기면에 비해 형성된 캐노피의 앞전에서 개방되어 있다. 캐노피의 상 하부 표면의 직물은 그 흡기면으로부터 에어포일 곡선을 따라 뒷전까지 경사진다. 하중 지탱라인들이, 앞전에서, 그리고 앞전 및 뒷전사이 중간 위치들의 저면에서 비행 차체 상의 종간격진 피벗 앵커들의 2개의 횡간격진 짝들까지 연장한다. 각 쌍의 종각격진 피벗 앵커들은, 이륙과 수평 비행 위치들 사이에서 캐노피 자세를 자동변화시켜 공중에서 안정된 차체 프레임을 형성하는 기하학적 관계를 하중 지탱 라인을 통해 차체와 팽창된 캐노피 사이에 정립하도록 앵커 아암상에 장착된다. 이륙 자세에서, 캐노피는 차체 아래의 지면으로 부터 상방의 비행위치로 캐노피를 팽창시켜 들어올리는 최적의 받음각 위치에 배치된다. 따라서, 캐노피 팽창 및 양력은, 차체에 부여된 전진 추력이 예를들면 25MPH의 일정한 전진 순항속도로 가속될 때까지 이륙에 적절하게 최대화된다.

차체가 공중에 뜨고 일정한 순항 속도에 이르면, 지면에 대한 캐노피의 비행자세는 차체에 발휘된 전진 추력에 의존하여 변한다.

캐노피에 공기역학적으로 발생된 양력 및 항력과, 항공기의 기하학적 구조와 관련된 힘 모멘트 관계들 때문에, 실속 및 스핀의 가능성이 거의 존재하지 않는다. 전진 추력의 크기를 조정함으로써, 항공기의 상승(혹은 하강)은, 전진추력, 중력하중 및 캐노피에 대한 공기역학적 힘들 사이에 평형이 얻어질 때까지 조절되고, 그래서 상기한 일정 순항 속도에서 수평 비행 자세를 얻을 수 있게 된다.

본 발명의 일 실시예에 따라, 분리된 내연 기관들에 연결된 동축의 전동 구동열들을 통해 독립적으로 구동되는 반대회전 추딘 프로펠러들에 의해, 횡방향 추력성분들이 평형된 상태로 전진 추력이 차체에 부여된다. 따라서, 엔진들의 연결 드로틀 제어가, 상승 및 하강을 조절하고 수평 비행을 달성하여 유지하기 위해서 차체에 부여되는 전진추력을 변화시키는데 이용될 수 있다.

차체 프레임의 지상 조종은, 전방단부에 장착된 조종 가능한 바퀴조립체를 통해 달성되고, 한편, 한쌍의 후미 회전장착시 캐스터 바퀴조립체들은 옆바람의 횡력에 반응하여 지상에서의 전진 주행 방향을 자동으로 변화시킨다. 그리하여, 지배적인 바람의 방향으로 이륙함으로써, 이륙 작동중의 완전한 캐노피 팽창이 확실하게 유지된다. 전방 단부에서의 지상 조종은, 차체 프레임에 장착된 한쌍의 발작동식 조종레버들에 의해 달성된다. 또한, 그 조종 레버들은 조종 제어 라인들을 통해 작동되어, 캐노피 뒷전의 양폭 방향부분들의 편향에 의해 비행중의 캐노피 전진운동 방향을 제어한다. 따라서, 공통의 조종 제어기들을 이용함으로써 조종사 혼동 및 착오가 최소화된다.

전술한 캐노피 비행자세의 변화는 전진 추력 제어뿐만 아니라, 캐노피 하중 지탱 라인들의 차체에 부착되는 2개의 피벗 앵커들에 대한 차체하중의 최적 위치 혹은 무게 중심에도 의존한다. 차체의 무게중심의 위치 조정은, 앵커 아암들이 비행중의 차체 프레임에 고정되는 조정된 위치들을 미리 선정하므로서 조종사의 체중에 따라 이륙전에 달성된다.

본 발명의 일 실시예에 따라서, 앵커 아암들은, 차체 프레임의 수직 기둥 형성부위에 장착된 고정 횡봉에 이중 경첩으로 연결된 위치조정 레버요소들의 단부들에 고정되고, 차체 프레임은 차체의 종축선에 평행하게 연장하는 긴 프레임 부재를 포함한다. 또한, 이중 경첩들은 수직 조정 축선을 형성하고, 그 축선을 중심으로 앵커 아암들이, 예정된 고정위치들에서 프레임 정착 가요성 케이블 루우프들과 해제가능하게 결합하여 고정된 조정위치들로 수평으로 피벗 변위된다. 또한, 이중 경첩들은 수평축선을 형성하고, 그 축선을 중심으로 위치조정 레버요소들이 캐노피에 대한 양력에 의해 발생된 하중 지탱라인들의 인장력에 반응하여 앵커 아암들을 작동 위치들로 피벗 상승시킨다. 그러한 작동위치들에서, 케이블 루우프들은 조정된 위치들에서 앵커 아암들을 고정시키도록 팽팽해지고, 철회된 위치들로 부터의 위치조정 레버요소들의 연장을 제한한다.

후방에 장착된 전술한 캐스터 바퀴조립체들은, 종방향 프레임 부재의 접힘가능한 후미 단부 부분에 고정된 한쌍의 역U자형 부재들로 부터 180℃이상 피벗가능하게 연장된 다리부재들 위에 지지된다. 따라서, 캐스터 바퀴들은 간소한 형태로 접힌때 서로 밀접한 간격으로 떨어져 있게되고 이때 철회위치들에 있는 다리부재들은 차제 프레임의 상기 횡봉으로 부터 후방으로 돌출한 평행한 지지봉 들에 접힌다.

똑바로 세워진 차체 프레임의 횡봉에서 후방으로 돌출하는 지지봉들은, 2개의 엔진들을 장착하기 위한 충격 흡수기들을 가진 플랫폼과, 트랜스 미숀 및, 동력식 전진 추력 발생 유니트로서의 반대회전 프로펠러들을 지지한다. 그리하여, 그 전진 추력발생유니트가 조립된 차체 프레임으로부터 용이하게 분해되고, 그 차체 프레임은 상술한 대로 간소한 상태로 접혀질 수 있다. 더구나, 절첩 가능한 형식의 개방 프레임 프로펠러 방호물이 반대회전 프로펠러들을 보호하는 상태로 후미단부에서 차체 프레임에 용이하게 조립된다.

본 발명을 첨부도면을 참조하여 상세히 설명하면 다음과 같다.

제1도는 본 발명에 따라 구성된 비행중의 항공기(10)를 나타낸다. 그 항공기는 가요성 날개 부분(12)과, 조종사 지지 비행차체(14)로 구성된다. 적어도 두 그룹의 폭(스팬)방향으로 간격진 하중 지탱라인들(16)이 비행차체(14)를 날개 부분(12)의 앞전(18)에 서로 연결하는 한편, 적어도 두 그룹의 하중 지탱 라인들(20)이 앞전(18)과 뒷전(24)사이 중간위치들에서 비행차체(14)를 날개 부분의 저면(22)에 연결한다. 또한, 한쌍의 방향제어 라인들(26)이 비행차체(14)에서 날개 부분의 뒷전(24)까지 연장하여 있다.

제2도에 더 분명히 도시된 대로, 이 항공기의 가요성 날개부분(12)은, 나일론과 같은 가요성 직물로 만들어진 램에어 팽창식 에어포일 캐노피이다. 따라서, 그 날개부분을 이후 “캐노피”로 칭한다. 그 캐노피는 팽창된 상태에서 앞전(18)에서 뒷전(24)까지 에어포일 곡면을 띠라 익현(코오드)방향으로 연장하는 상부 표피(28)를 포함한다. 그 캐노피는, 익현방향으로 연장하고 리브들(32)에 의해 분리된 다수의 공기 셀(cell)(30)내로 공기가 유입하므로서 팽창된다. 전술한 형식의 램에어 공기 팽창식 캐노피는 아래에서 상세히 설명되는 바와같이, 비행차체(14)와 어떤 임계적인 기하학적 관계를 형성하도록 하중 지탱라인들(16,20)이 익현방향으로 떨어져 그 캐노피에 연결되는 특정 위치들을 제외하고서는, 당 분야에 일반적으로 잘 알려져있다. 더구나, 앞전(18)에서, 캐노피는 캐노피를 팽창시키는 공기 셀(30)의 개방단부들을 형성하는 공기 흡입면(34)을 갖는다. 공기 흡입면(34)은 또한, 후술되는 바와같이 이륙 작동중에 캐노피 팽창을 증진시키도록 상술된 기하학적 관계의 일부를 형성한다.

제1도에서, 비행차체(14)는, 프레임 조립체(40)에 고착되고 한사람의 조종사(36)를 지탱하는 캔버스 좌석(38)을 가지고 있다. 그 프레임 조립체(40)는 또한, 전방의 조종 가능한 지면 접촉 바퀴 조립체(40)와 한 쌍의 후방의 회전 장착된 캐스터 바퀴 조립체들(44)을 포함하여 3바퀴 지면 접촉 구조를 이룬다.

조종기 조립체(46)가 프레임 조립체(40)의 전방 단부부분에 장착되고, 후술되는 바와 같이 방향 제어 라인들(26)을 통해 지상선회 및 비행중 캐노피의 방향조종을 실행하는 데 쓰인다. 전진 추력 발생 유니트(48)가 프레임 조립체의 후미 단주 부분에 장착된다. 조종사(36)는 항공기에 대한 방향 조종외에도 상승, 수평 비행 및 하강 작동들을 위해 전진 추력을 제어한다.

제3,7도 및 제8도는, 똑바로선 공기 팽창상태에 있는 비행 차체의 프레임 조립체(40)를 상세히 나타낸다. 이 프레임 조립체는, 전방 단부에 조종기 조립체(46)가 장착된 긴 관형 프레임 부재(50)를 포함한다. 그 관형 프레임 부재(50)의 다른 단부 부분을 1쌍의 측부 연결판(54)에 의해 관형 기둥(52)에 피벗 가능하게 연결된다. 측부 연결판들(54)은 후방으로 연장하는 후미 단부의 관형 프레임 부분(56)에 예를들어 용접에 의해 강고히 연결된다. 비행 차체의 프레임 조립체(40)의 직립상태에서, 후미단부의 관형 프레임 부분(56)은 제3도 및 제7도에 도시한 대로 관형 프레임 부재(50)과 길이방향으로 정렬된다. 관형 프레임 부재(50) 및 후미 단부의 관형 프레임 부분(56)은 차부의 고정봉(58)(제7도)에 의해 그 정렬된 위치에 고정된다.

그 고정봉(58)은 그에 고정된 1쌍의 미끄럼 스트랩(50)(제3도)에 의해 관형 프레임 부재(50)에 미끄럼 이동 가능하게 장착된다. 그 고정봉(58)은 후미 단부의 프레임 부분(56)에 고정된 루우프 스트랩(62)에 수용되도록 후방으로 미끄럼 이동된다.

그 고정봉이 제7도에 도시된 점선 위치로 전방으로 미끄럼 이동된때 프레임 부재(50) 및 프레임 부분(56)이 제21도에 도시된 바와 같은 상호 연결 피벗축(64)을 중심으로 접혀진다.

프레임 부분들의 그러한 접힘을 수용하도록, 조종사용 좌석(38)은 조정가능하게 배치된 정착봉(66)에 의해 전방의 프레임 부재(50)에 일단부에서 고착된 가요성 캔버스 물질로 제조되고, 캔버스 좌석(38)의 타단부는 관형 횡봉(68)(제3도)에 의해 기둥(52)에 강고히 연결되고, 비행 차체의 프레임 조립체의 종축선에 평행한 프레임 부재(50) 및 프레임 부분(56)의 공통 종축선에 대략 수직하게 기둥으로 부터 횡으로 연장한다.

특히 제8도 및 제11도을 보면, 차체 프레임 조립체의 전방 단부 부분에 있는 조종기 조립체(46)는, 프레임 부재(50)의 전방 단부에서 후방으로 간격을 두고 떨어져 프레임부재(50)의 측면들에 체결구들(74)에 의해서 고착되고 그리고 프레임 부재(50)의 전방 단부에는 용접에 의해 부착된 프레임 루우프 요소(72)를 포함한다. 관형의 베어링 슬리이브(76)(제7도)가 용접에 의해 프레임 부재(50)에 고정되고, 그 프레임 부재를 통해 수직으로 연장하여 조종축(78)을 회전가능하게 지지한다. 그 조종축에는 전방의 조종가능한 바퀴조립체(42)가 연결된다.

따라서, 조종축(78)의 하단부는, 프레임 부재(50)아래에서 앞 바퀴(82)를 회전가능하게 지지하는 바퀴 장착 프레임(80)에 강고히 연결된다. 1쌍의 상호 연결된 조종 제어 아암들(84)(제3도)이 조종축(78)의 상단부 부분들에 강고히 연결되고, 제8도에 더 분명히 도시된 대로 프레임 루우프 요소(72)의 윤곽들 내에서 그 조종축으로 부터 횡으로 연장한다. 조종 제어아암들(84)의 횡방향 외측 단부들에는 1쌍의 작동 케이블(86)이 연결되어있다. 작동케이블(86)은, 조종축(78)에서 후방으로 간격을 두고 떨어져 프레임 부재(50)에 고착된 폴리 스핀들(90)위에 회전가능하게 장착된 1쌍의 폴리(80)주위에 감겨진다.

폴리(88)주위에 감겨진 작동 케이블들(86)은, 1쌍의 피벗축(94)에 의해 서로 독립적으로 프레임 부재(50)에 피벗가능하게 장착된 1쌍의 조종 제어 레버들(92)에 연결되도록 상기 폴리로부터 전방으로 연장한다. 조종 제어 레버들(92)은 프레임 루우프 요소(72)를 지나 프레임 부재(50)에 대해 후방으로 경사진 각도로 연장하고, 제1도에 도시된 데로 조종사의 발들을 안락하게 지지하기에 충분한 거리만큼 조종사용 좌석(38)의 전방으로 떨어져 있다. 각 조종 제어 레버(92)는 코일 스프링(96)의 일 단부에 연결되고, 그 코일 스프링(96)의 타단부는, 제8도에 더 잘 도시된 대로 프레임 루우프 요소(72)에 고정된 너트(100)에 나사 결합하여 장착된 조정나사(98)에 연결된다. 그 조정 나사(98)의 단부에는, 지상에서의 직선 전진 주행을 변경가능하게 유지하는 전방의 바퀴 조립체(42)상에 중심잡기 바이어스(centering bias)를 미리 설정하도록 코일 스프링(96)의 인장력이 조절되게 하기 위하여 회전 손잡이가 설치된다.

그러므로, 지상 조종 목적으로 전방의 조종 가능한 바퀴 조립체(42)의 조종축(78)을 각도 변위 즉, 회전시키기 위하여, 발 작용압력에 의한 조종제어 레버들(92)의 회전변위에 의해 그에 대응하는 변위력이 조종제어 아암들(84)에 전달된다.

조종제어 레버들(92)의 횡방향 외측 단부들에는 안내링들(102)이 장착되고, 그 안내링들을 통해 방향제어라인(26)이 캐노피(12)의 뒷전까지 연장한다. 방향 제어라인들(26)은 후미 단부의 프레임 부분(56)의 양측에 있는 고정요소들(104)(제8도)에 의해 차체 프레임 조립체에 정착된다.

따라서, 조종제어 아암들(84)를 통해 지상조종을 수행하도록 조종제어 레버들(92)에 전달된 동일한 피벗 운동이 방향 제어 라인들(26)을 통해 작동되어, 항공기가 떠 있는 동안 캐노피와 항공기의 공기 역학적 조종을 제어하도록 캐노피의 뒷전(24)의 폭바향 간격진 부분들의 편향을 일으킨다.

비행 차체의 프레임 조립체(40)를 지상에 지지하는 것은, 상술한 대로 후방의 캐스터 바퀴 조립체(44)와 전방의 조종 가능한 바퀴 조립체(42)에 의해 제공된다. 후방의 캐스터 바퀴 조립체(44)는, 제3도 및 제8도에 더 분명히 도시된 대로 관형 다리 부재(106)의 단부에 회전가능하게 장착된 통상의 캐스터 바퀴구조로 되어 있다. 그리하여, 캐스터 바퀴 조립체들(44)은 후방의 프레임 부분(56)의 횡방향으로 사실상 거리를 둔채 장착되고, 그 프레임 부분(56)의 밑면에 용접과 같은 것으로 고정되고 서로 접합된 역U자형 부재들(108)에 의해 프레임 부분(56)에 연결된다. 역U자형 부재들(108)은 다리 부재(106)에 비하여 비교적 짧은 거리만큼 프레임 부분(56)에서 횡으로 연장한다. 피벗 축들(110)(제9 및 20도 참조)이 후미 단부의 프레임부분(56)의 양측에서 각 역U자형 부재(108)의 일 단부에 설치되고, 다리 부재들(106)을 역U자형 부재들에 연결하여, 그 다리 부재들이 제3,8 및 19도에 도시된 연장된 위치로 부터 제20 및 22도에 점선으로 도시된 접힌 위치로 그 프레임 부분(56)에 대해 피벗될 수 있게 한다. 연장된 위치에서 접힌 위치로의 다리 부재들(106)의 그러한 피벗 운동 범위는, 각 다리 부재(106)가 피벗축(110)에 의해 피벗가능하게 연결되는 역U자형 부재(100)이 단부의 반대측이 그 역U자형 부재의 단부로부터 그 다리 부재가 연장하기 때문에 대략 270°이다. 그래서, 연장된 위치에서의 다리 부재들의 적당한 캔틸레버 지시는 역U자형 부재(105)에 의해 제공된다. 다리 부재들(106)의 연장된 위치에서, 캐스터 바퀴 조립체(44)는, 전방의 조종가능한 바퀴 조립체(42)와 협동하여 지상의 비행 차체에 대한 확고하고 안정된 지지를 제공할 뿐만 아니라, 비행 차체의 전진 방향을 지배적인 바람 방향으로 바꾸는데 있어 옆바람 휨에 자동적으로 반응하기도 한다. 그리하여, 이륙중 캐노피 팽창이 확실하게 보장된다.

특히 제7,8, 12 및 13도를 참조하면, 각 쌍의 하중 지탱라인들(16)(10)은, 앵커 아암(116)의 양단부에 인접하여 서로 간격을 두고 장착된 앵커들(112)(114)에 의해 케이블들(16')(20')을 통해 비행차체에 피벗가능하게 연결된다. 1쌍의 앵커 아암들(116)이, 이중 경첩 조립체들(120)에 의해 횡봉(68)의 양단부들에 연결된 레버 요소들(118)을 배치함으로써 차체 프레임 조립체의 종축선의 양횡측부들에 위치된다.

제12 및 13도에 더 자세히 도시된 바와 같이, 각 이중 경첩 조립제(120)는 피벗 핀(122)을 통해 차체 프레임 조립체에 고정된 수직조정 축선을 형성하고, 그 피벗핀(122)을 중심으로 위치조정 레버요소(118)가 대략 수평면에서 변위가능하다. 위치조정 레버요소(118)에 고정된 이중 경첩 조립체의 피벗 핀(124)은, 위치조정 레버요소(118)가 대략 수직평면에서 변위가능한 제2축선을 형성한다. 제2축선인 피벗핀(122)을 중심으로 한 위치조정 레버요소(118)의 변위는, 캐노피에 가해지고 하중 지탱 라인들(16)(20)을 통해 앵커 아암(116)에 전달되는 공기역학적 양력에 반응하여 일어난다. 위치조정 레버요소들(118)이 변위되면 하중 지탱라인들의 인장력에 반응하여 위치들을 제한함으로서, 비행차체(14)와 캐노피(12)사이의 기하학적 관계에 대응한 앵커 아암들의 작동 위치들이 형성된다. 앵커 아암(116)의 작동위치는 또한, 피벗 핀(122)을 통과하는 조정축선을 중심으로 한 위치조정 레버요소(118)의 조정된 각도 위치에 의존한다. 차체 프레임 조립체에 대한 작동 위치에서의 앵커 아암(116)의 종방향위치 선정은, 제12 및 13도에 도시된 대로 차체 프레임 조립체의 각 횡측부의 고정기구(126)를 통해 달성된다.

조절 가능한 고정기구(126)는, 제8도에 도시된 대로, 전방의 프레임 부재(50)와 후미단부의 프레임 부분(56)에 앵커(130)(132)에 의해 양 단부가 고착된 루우프 케이블(128)을 포함한다. 색갈 부호와같은 적절한 표식이 형성된 고정 성형물들(134)이 루우프 케이블(128)에 간격을 두고 장착된다. 각 위치조정 레버요소(118)의 횡방향 외측단부는, 제13도에 도시된 대로, 안에 고정성형물들(134)중 하나를 수용하기에 적합하게 되고 그 외측단부에 고정되며 슬로트를 가진 고정부재(136)를 갖는다.

따라서, 위치조정 레버요소(118)는 예정된 위치에서 루우프 케이블(128)에 고정된다. 비행전에, 루우프케이블(128)은, 기둥(52)상부에 정착된 게이블(135)에 의해 위치조정 레버요소(118)가 올려진채 유지되는 이완된 상태에 있다. 위치조정 레버요소들(118)의 그러한 위치에 있어서, 위치조정 레버요소들위에서 미끄럼 가능한 케이블들(135)의 루우프 단부들(137)은, 제8도에 도시된 대로, 철회가능한 핀들(139)에 걸린다. 그다음, 케이블들(135)이, 제16도에 도시된 대로 팽팽하게 당겨진다. 캐노피(12)에 가해진 공기역학적 양력의 결과로서 하중지탱 라인들(16)(20)이 당겨질때, 하중지탱라인들에 의해 위치조정 레버요소들(118)에 상향당김력이 가해져서, 그 레버 요소들은 루우프 케이블들(128)이 팽팽해지고 케이블(135)이 제14도에 도시된 대로 느슨해지는 제한위치까지 상향 변위한다.

루우프 케이블들(128)이 위치조정 레버요소들(118)의 단부들에 고정되는 예정된 위치들에 따라, 팽팽한 루우프 케이블들(128)은, 제15도에 도시한 대로 위치 조정레버요소(118)의 각도 위치를 미리 결정한다. 따라서, 조절가능한 고정기구들(126)은, 조종사의 체중에 따라서 앵커 아암들(116)에 대한 차체중력중심의 위치를 변화시킬 수 있게 한다. 캐노피의 하중 지탱 라인들이 연결된 앵커점들에 대한 비행차체 하중의 중력중심의 위치조정은 본 발명에 따라 안전비행에 최적의 기하학적 관계를 유지하는데 필요한 것으로 밝혀졌다.

제12 및 13도에 도시된 대로, 조절가능한 고정기구들(126) 각각과 연결된 고정부재(136)에는 또한, 안내링(138)이 장착되고, 그 안내링(138)을 통해 방향 제어라인(26)이 조종기 조립체(46)에서 캐노피까지 연장한다. 안내링(138)과 하중 지탱라인 앵커들(112)(114)은 조종사의 옆으로 조절된 위치들에 모두 배치되그, 이때 조종사 좌석(38)이 기둥(52)의 전방으로 전방의 프레임 부재(50)상에 위치된다. 횡봉(68)은 앵커 위치조정 시설물 및 조절가능한 고정 시설물들의 지지를 위해 기둥(52)에 연결된다. 전진 출력발생 유니트(48)는 제3도에 도시된 바와 같이, 비행차체의 프레임 조립체의 종축선의 양측에서 서로에 대해 평행히 간격을 두고 횡봉(68)으로부터 돌출하고 그 횡봉에 고착된 1쌍의 지지봉(140)에 의해 기둥(52)의 후방에서 프레임 조립체에 장착된다. 각 지지봉(140)은, 후미단부의 프레임부분(56)과 기둥(52)을 상호연결하는 측부연결판(54)에 하단부가 고정된 봉(142)에 의해 지탱된다.

제9 및 10도에 도시된 바와 같이, 전진 출력 발생유니트(48)는, 지지봉(140) 위로 미끄럼가능하게 수용되고 고정 요소들(146)에 의해 그 지지봉들에 고정된 지지 플랫폼(144)상에 조립된다. 1쌍의 충격 흡수기(148)가, 시판되는 형식의 1쌍의 경량 내연기관들(154)에 구동적으로 연결된 트랜스미숀(152)과 관련된 지지블록(150)들 장착한다. 구동축들이 차체 프레임 조립체의 종축선에 평행한 양쪽방향으로 내연기관들(154)에서 연장하고, 지지블록(150)상에 동축으로 회전가능하게 장착된 피동 풀리들(158)(160)에 트랜스미숀(152)의 무단벨트(156)에 의해 구동적으로 연결된다. 제10도에 도시된 대로, 전방의 피동풀리(158)는, 후방의 피동풀리(160)에 연결된 동축의 관형 동력축(164)을 통해 연장하는 동력축(162)에 연결된다.

따라서, 제7도에 도시된 대로, 동력축들(162)(164)은 반대의 회전방향으로 회전되고, 프레임 부분(56)의 후미 단부 부분위에 배치된 반대회전 추진프로펠러들(166)(168)에 각각 연결된다. 반대회전 관계에 의해 그리고 트랜스미숀(152)의 동축의 피동풀리들(158)(160)에의 연결에 의해 프로펠러들(166)(168)은 회전중에 발생된 축방향 출력들을 평형시킨다. 2개의 내연기관들(154)을 작동시키는 연료는, 제7도에 도시된 대로, 지지플랫폼(144)의 아래에서 프로펠러(166)(168)의 전방으로 기둥(52)에 인접하여 후미 단부의 프레임 부분(56)에 장착된 연료탱크(170)로부터 공급된다. 제19도에 도시된 대로, 연료탱크 보유기(172)는 후미단부의 프레임 부분(56)상에 마련될 수 있다.

제3, 17 및 18도를 참조하면, 개방 프레임형의 프로펠러 방호물(174)이 설치되는데, 그 프로펠러 방호물(174)은 기둥(52)의 상단부에서 후방으로 연장하고 거기에 강직하게 고정된 수평의 상부 지지봉(178)과, 후미 단부의 프레임 부분(56)을 통해 차체프레임 조립체에의 조립을 위해 접힌 상태로부터 신장되는 2개의 대략 반원형 부분들(176)을 포함한다. 프로펠러 방호물의 각 반원형 부분(176)은, 연결봉(182)(184)에 의해 양단부들에 인접하여 서로 연결된 1쌍의 관형의 외측궁형 봉들(180)을 포함한다. 접힌상태에서 관형의 외측궁형 봉들(180)내에 수용되고 연결봉들(188)에 의해 서로 연결된 평행이 간격진 내측궁형 봉들(186)이, 프로펠러 방호물을 차체 프레임 조립체에 조립하기 위해 제18도의 철회된 위치에서 제3도의 신장된 위치로 신장된다. 관영의 외측궁형 봉들(180)의 하부개방단부들은, 제19도에 도시된 대로 후미단부의 프레임 부분(56)의 양측부에서 돌출하는 핀들(190)에 꽂힌다. 또, 내측궁형봉들(186)의 상부 개방단부들은 제17도와 같이 지지봉(178)의 양측에서 돌출한 핀들(192)에 꽂힌다. 그렇게 조립될때, 제거가능한 체결구들(194)(제17도)이, 강직한 개방골조식 프로펠러방호물 조립체를 완성하기 위해 궁형봉들(180)(186)을 핀들(190)(192)에 고정시킨다.

조종사에 의해 작동되는 드로를 제어장치들이, 비행차체(14)의 전진 출력발생 유니트(48)에 의해 발휘되는 전진 출력이 조절될 수 있도록 전진 출력발생유니트(48)의 내연기관들(154)과 연결된다. 그러한 전진출력이 제4,5,5a 및 6도에 출력벡터 T로 나타내어져 있다. 따라서, 전진출력은, 캐노피(12)와 차체 프레임조립체(40) 사이의 하중지탱라인 연결부들의 상대적인 길이들에 의해 결정되는 받음각을 갖는 캐노피의 이륙자세로부터 일정한 순항 속도 V로 비행차체(14)를 가속시킨다. 그러므로, 항공기를 발진시키기 위해서는, 펴진 캐노피를 보조자가 제4도에 도시된 이륙자세와 유사한 상승된 위치까지 지상으로부터 들어올리기만 하면된다.

제1a도에 도시된 대로, 앵커 아암(116)상의 앵커들(112)(114)가 캐노피 사이의 케이블들(16')(20')은 가요성 봉들(198)의 외측단부들에 고정된 안내 루우프들(196)을 통해 연장한다. 그 가요성 봉들(198)은 제12 및 13도에 도시된 바와 같이, 앵커 아암들(116)에 인접하여 위치조정 레버요소(118)상에 회전할 수 있도록 회전칼러(199)에 의해 장착된다.

따라서, 가요성 봉들(198)의 단부들에서의 안내 루우프들(196)의 주행원호가 프로펠러 방호물(174)을 넘기 때문에, 이완되어 있는 캐노피하중 지탱 라인들은 프로펠러들에서 떨어져 유지된다.

비행 차체에서의 전진 출력발생유니트(48)의 작동은 바퀴달린 비행차체를 지상에서 전방으로 가속화시켜 캐노피(12)가 제4도에 이륙자세에서 곧장 팽창되게 하고, 그후 캐노피는 차체가 상승을 시작함에 따라 전방이동차체에 대해 회전변위된다. 항공기의 전진운동은, 양력 벡터 L 및 항력 벡터 D로 표시되는 에어포일 캐노피에 대략 3:1의 예정된 양항력비(lift drag ratio)를 발생한다.

이륙 작동중에, 이륙가세에 있는 캐노피의 받음각이 크고 그에따라 항력벡터 D가 매우 크기 때문에, 양력벡터 L도 크다. 따라서, 이륙작동중 캐노피에서의 공기역학적 합력 R은 출력벡터 T가 항력벡터 D보다 크기 때문에 캐노피를 제5도의 상승자제로 회전변위시킨다. 지면에 대한 캐노피 자세의 각도 변화에 대응하여 양력벡터가 수직위치로 회전하므로, 양력벡터의 수직성분 Lv는 출력벡터 T의 크기가 항력 벡터 D의 크기에 접근함에 따라 하중벡터 W의 수직성분보다 크게 유지된다. 항력벡터 D와 양력벡터의 수직성분 Lv 모두가 크기에 있어서 전진출력벡터 T와 하중벡터 W와 각각 동등할때, 캐노피는 제6도에 도시된 정상수평 비행자세를 취한다. 수평비행은, 제6도에 도시된 바와 같이 합력 R 및 R'가 동등하게 유지되도록 평형 출력벡터 T의 제어하에 일정한 전진순항 속도의 전진운동으로 유지된다.

제5a도는 무동력 하강시의 캐노피(12)의 활공자세를 나타내고, 여기서, 출력은 제로이고, 양력벡터 L과 항력벡터 D의 공기역학적 합력 R은 수직방향으로 하중벡터 W와 크기가 같다.

따라서, 제6도에 도시된 수평 비행에서의 출력 크기로부터 제로까지 출력을 감소시킴으로서 안전한 하강속도가 얻어진다. 그러한 수평비행에서의 출력 크기로부터 출력을 증가 또는 감소시킴으로써, 앵커(112)로부터 캐노피의 앞전까지의 짧은 하중지탱라인과, 앵커(114)로부터 앞전에서 후방으로 떨어진 위치의 캐노피까지의 긴 하중지탱라인과, 앵커들(112,114) 사이의 앵커아암(116)의 종방향 간격과, 앵커 아암(116)에 대한 차체의 하중 중심의 조정된 위치를 포함한 기하학적 구조들 때문에 전진순항 속도를 변화시키지 않고도 제5도 및 제5a도에 각각 도시진 위치들 쪽으로 캐노피 자세를 변화시킬 수 있게된다.

전술한 형식의 항공기는, 가요성 날개부분, 즉, 에어포일 캐노피(12)의 접는 특성 때문에 격납을 위해 전체 크기가 쉽게 축소될 수 있다. 더구나, 비행 차체의 프레임 조립체는 상술한 구조에 의해 접어질 수 있고, 더 축소된 저장크기고 접어질 수 있다. 제22도는 서로 분해된 항공기의 각종 부분들을 나타낸다. 캐노피(12)는 보통의 낙하산캐노피의 경우와 같이 붕괴되어 완전히 접혀진 것으로 도시되는 한편, 전진출력 발생유니트(48)는 차체 프레임 조립체에서 분해되어 도시되어 있다.

또한, 프로펠러 방호물의 두 반원형 부분들(176)도 차체프레임 조립체에서 분해되어 도시되어 있다. 비행차체의 프레임 조립체(40) 자체는 프레임 부재(50)를 후미의 프레임 부분(56)에 평행히 밀착되게 접음으로써 간소한 형태로 접히고, 철회된 앵커 위치 조정요소들(118)은 횡봉(68)에서 피벗되어 매달린것으로 도시되어 있다. 또한, 후방의 캐스터 바퀴 조립체들(44)을 지지하는 다리 부재들(106)도 신장된 위치들로부터 180° 이상으로 접혀지고, 그러한 접혀진 위치들에서, 다리 부재들(106)은 서로 밀접한 간격으로 떨어지게 후방의 캐스터 바퀴조립체들(44)을 위치시키도록 횡봉(68)으로부터 돌출한 지지봉들(140)에 접한다.

따라서, 다리 부재들(106)중 하나는 다른 하나 보다 더 짧아진다. 항공기의 그러한 부분들이 분해되고 접힌채 그 항공기가 임의의 발진기지로의 수송을 위해 아주 간소한 형태로 저장될 수 있다. 발진 기지에서 비행차체의 프레임 조립체(40)는 전술한 데로 똑바로 세워지고, 전진출력발생 유니트(48)가 그와 같이 세워진 프레임 조립체에 조립되고, 프로필러 방호물(174)이 신장되어 장착된다. 그다음, 캐노피(12)가 펼쳐져 차체 프레임 조립체의 뒷부분에 있는 지면에 배치되고, 하중 지탱라인들이 앵커(112),(114)에 부착되고, 항공기 발신 및 이륙을 위해 방향제어라인들(26)이 조종 제어레버들(92)에 부착된다.

전술한 바람직한 실시예의 변형이 본 발명에 따라 행해질 수 있다는 것이 당업자에 명백할 것이다. 전술한 바로부터 명백한 바와 같이, 본 발명의 주요한 특징은, 반대회전 추진 프로펠러들(166),(168)에 의한 캐노피 항공기의 방향 자기 안정화이다. 단일 드로틀에 의해 동일속도로 작동되는 1쌍의 반대회전 프로펠러들을 사용함으로서, 단일 엔진 및 프로펠러 추진 시스템을 사용하는 이런 형식의 종래항공기에서 통상 유도되는 토오크가 제거된다. 단일 프로펠러에서 생기는 토오크는 항공기에 로울링(횡요)모멘트를 발생시켜 연속적인 선회력이 반대회전 프로펠러들에 의해 제거된다. 그 결과, 본 발명의 바람직한 실시예에 있어서는, 단일 회전프로펠러에 의해 야기되는 토오크를 보상하기 위해 1개 이상의 방향타(러더)나 다른 방향 요소들을 구비할 필요가 없다.

한편, 적절한 토오크 보상기구가 사용되는 경우에는 단일 엔진 및 추진 프로펠러가 본 발명에도 사용될 수 있다. 한가지 그러한 자기보상(self-compensating)기구가 제23도 및 제24도에 도시되어 있다. 전진 출력발생 유니트(248)는 단일 엔진(249)과 단일 추진 프로펠러(251)를 포함한다. 전진출력 발생유니트(248)는 기둥(252)의 후방에서 피벗 지지구조물(253)에 의해 상부 지지봉(278)으로부터 차체 프레임 조립체상에 피벗가능하게 매달려 있다. 1상의 탭(tab) 혹은 브라켓(255)이 상부 지지봉(278)에 강고히 부착되고, 각 브라켓(255)이 제거가능한 종방향 핀(257)을 지지한다. 엔진(249)과 단일의 추진 프로펠러(251)를 지지하는 프레임(258)에 강고히 연결된 출력발생 유니트 지지아암들(259)(261)이 핀들(257)에 피벗가능하게 지지된다.

제24도에 도시된 대로, 후방에서 볼때 반시계 방향으로 회전하는 프로펠러가 비행 차체에 반대의 회전 모멘트를 발생한다. 추진프로펠러(251)에 의해 유도된 이러한 토오크력은, 수직축선(273)으로부터 먼쪽으로의 전진 출력발생유니트(248)의 약간의 회동(각도 θ로 나타낸)에 의해 자동적으로 자기 보상된다. 그러한 회동작용은 반대의 상쇄 모멘트를 차체에 발생시켜 프로펠러 토오크를 자기 보상한다. 이러한 형식의 차체에 있어서, 회동 편향은 엔진에 따른 상당히 작은 각도 변위이다. 프로펠러와 방호물(274)의 충동을 야기시킬 수 있는 전진출력 발생유니트(248)의 불리한 초과 회동을 방지하도록 정지러그(lug)들(261a)이 설치된다.

본 발명에 따라 단일 엔진 및 추진 프로펠러를 사용한 로오크 보상 작용은, 제25도 및 제26도에 도시된 변형구조물에 의해 독특한 조종기구와 조합하여 달성될 수 있다. 도신된 바와 같이, 전진출력발생유니트(348)는, 전술한 실시예들(제3, 9도 및 제10도)과 동일한 방식으로 지지 플랫폼(344) 및 지지봉들(340) 위에 장착된 단일엔진 및 출력프로펠러로 구성된다. 그러나, 횡봉(68)(제3도)상에 레버요소들(118)을 장착하는 대신, 이러한 변형된 구조에서는, 관형 슬리이브(353) 내에 미끄럼가능하게 수용되는 횡방향 미끄럼 가능한 수평의 지지튜브(351)의 단부들에 레버 아암들(318)이 장착된다. 다음, 그 관형 슬리이브(353)는 기둥에 대해 강고히 장착된다. 조종사에 의해 작동되는 기계적 링크장치(도시안됨)가 지지튜브(351)와 슬리이브(353) 사이에 연결되고, 그 링크장치에 의해 조종사는 핸드레버 제어와 같은 것으로 슬리이브(353)내의 지지튜브(351)의 횡방향 위치를 연속적으로 제어할 수 있다. 직선 전진비행을 위한 중립위치에서, 그 지지튜브는 단일 프로펠러의 회전으로 생기는 토오크모멘트를 보상하도록 하는 방향으로 지지 캐노피에 대해 차체의 무게 중심에서 약간 벗어난 위치에 있다.

당업자에 명백하게 되는 바와 같이, 이러한 구조가 항공기를 조종하는데 사용될 수 있다. 조종사가 핸드 제어 레버를 좌측으로 작동하여 슬리이브(353)내에서 지지튜브(351)를 우측으로 이동시킴으로써 차체의 무게 중심이 옆으로 더 이동하면(제25도에서 좌측으로), 무게 중심 이동방향으로의 선회가 유도된다. 다시 말해서, 예를들면 핸드 레버가 중립위치에서 왼쪽으로 이동하면, 그에 대응하여 차체의 종축선에 대해 캐노피가 오른쪽으로 횡이동되고, 항공기의 무게 중심이 좌측으로 이동된다. 이러한 중심 이동은 반드시 좌측 선회 모멘트를 발생한다. 일단 선회가 끝나면, 조종사는 레버를 중립위치로 복귀시켜, 지지튜브(351) 및 슬리이브(353)를 직선 비행을 위해 이렇게 형성된 토오크 보상 중심위치로 복귀시킨다.

이러한 선회기구를 사용함으로써, 가요성 날개 부분, 즉, 캐노피(12)의 뒷전(24)을 제어하여 차체를 선회시키기 위해 방향 제어 라인들(26)과, 안내링들(138)(102)과 같은 관련 기구들을 사용하는 것이 더 이상 필요치 않다. 대신에, 캐노피의 형상은 비행중에 변경없이 그대로 유지되고, 차체의 선회는 차체를 수평의 지지튜브(351) 및 캐노피에 대해 횡으로 이동시켜 단지 무게중심을 변화시킴으로써 달성된다.

제25도 및 제26도에 대해 기술된 형식의 무게 중심 이동 조종기구는, 전술한 바람직한 실시예들의 이중 엔진 및 반대 회전 추진 프로펠러와 함께 사용될 수도 있다. 본 발명의 이런 형태에 있어서, 무게중심이동기구는 반드시 토오크 보상을 필요로 하지 않고, 조종 목적으로만 사용된다. 이런 구조에 있어서, 차체가 직선 전진 비행중에 있을 때, 전체 차체 프레임 및 전진 추력 발생 유니트는 종방향 중심에 있게 된다. 좌측 혹은 우측 선회를 유도하기 위해서는, 조종제어레버는 이동되어, 무게중심을 이동시키도록 수평 지지튜브를 좌측 혹은 우측으로 미끄럼 이동시키고, 따라서 캐노피상에 불균형된 횡방향 힘을 발생하여 좌측 혹은 우측 선회를 일으킨다.

본 발명에 따른 이중 엔진, 반대 회전 추진 프로펠러 구조의 다른 변형예는, 가령 이중 레버 시스템을 사용함으로써 2개 엔진의 개별적인 드로틀(throttle) 제어를 수행한다.

개별적인 드로틀 제어에 의해, 조종사는 2개 엔진의 상대속도를 제어할 수 있고, 따라서 반대 회전 프로펠러들의 상대속도를 제어한다. 엔진들을 가기 다른 속도로 작동시킬 때, 프로펠러들 역시 각기 다른 속도로 회전하여 각기 다른 토오크모멘트를 발생한다. 이러한 토오크 차이는 원하는 차체 선회를 일으키는데 이용될 수 있다. 다시 말해서, 좌측 선회가 요구될때, 조종사는 차체에 좌측 토오크를 발생하는 프로펠러를 회전시키는 모우터에의 동력을 증가시킨다(혹은 다른 모우터에의 동력은 감소시킨다). 선회가 끝나면, 프로펠러들의 속도들이 같게 되도록 드로틀들을 조절한다. 이러한 구조는 또한, 캐노피의 뒷전(24)의 제어를 통해 자체를 조종한 필요성을 제거하고, 관련 기구와 함께 방향제어 라인들(26)을 제거할 수 있게 한다.

본 발명의 또 다른 변형예가 제27도에 도시되어 있고, 여기서 커나아드(canard)제어 판들(401)이 패들(paddle)(403)(405), 혹은 그 유사물의 형태로 비행차체(414)의 전방에 장착된다. 이러한 패들, 즉, 커나아드 제어 판들은 프레임의 피치자세를 제어하고 따라서 지지 캐노피를 제어한다. 도시된 대로, 패들(403)(405)은, 2개의 탭이나 러그들(409)상에 피벗가능하게 지지된 피벗봉(407)의 단부들에 강고히 장착되고, 그 러그들(409)은 차체의 전면에 장착되고 그의 전방으로 연장한다.

커나아드 제어판들의 피치는 주 프레임 부재(450)상에 피봇 가능하게 장착된 헤드 레버(411)에 의해 제어될 수 있다. 피벗봉 아암(415)의 위치를 제어하는 레버 링크(413)가 핸드 레버(411)에 피벗 가능하게 연결된다. 조종사는 핸드 레버(411)를 앞으로 밀어서 패드들을 앞전 이 하향하는 방향으로 피봇시키고, 핸드 레버(411)를 후방으로 이동시키면 패드들이 상향 위치로 피벗된다. 본 발명에 따른 커나아드 제어판들(401)을 이용함으로써, 차체의 전진 속도는 전술한 실시예들처럼 균일하지 않고, 대신에, 커나아드 제어판들이 사용되면 차체의 전진 속도들이 제어되고 향상될 수 있다. 전술한 실시예들과 관련하여 기술한 바와 같이, 추력을 증가시키면 반드시 차체의 상승 속도가 증가되지만, 전진 속도가 반드시 변화되는 것은 아니다. 커나아드 제어판들에 있어서, 증가된 추력은, 차체가 상승하지 않게 하기 위해 패들들(403)(405)을 하방으로 기울도록 조절함으로써 증가된 전진속도로 전환될 수 있다. 마찬가지로, 패들들(403)(405)을 그들의 앞전이 상방으로 기울도록 조절함으로써, 차체의 상승 능력이 향상될 수 있다. 도시되지는 않았지만, 수직의 커나아드 방향타가 횡방향 제어를 보조하도록 차체의 전방에 장착될 수도 있다.

제27도의 본 발명 형태에 있어서, 패들들(403)(405)은 둘다 항상 동일한 피치를 갖도록 단일 제어봉, 즉, 핸드 레버(411)와 같은 것에 의해 서로 함께 제어되는 것이 바람직하다. 이러한 구조에 있어서, 커나아드 제어 판들을 차체의 전진 속도를 제어하고 상승을 보조하도록 작용한다. 그러나, 더 복잡한 비행을 위해, 패들들(403)(405)은 별개의 병렬 레버들과 제어 링크장치들에 의해 따로 따로 장착되어 따로따로 제어될 수도 있다. 패들들 사이의 상대적인 피치를 조절함으로써, 로울링 피치를 발생하여, 좌측 및 우측 선회와 차체의 비행 조종을 달성하도록 할 수도 있다.

전술한 변형예들 외에도, 본 발명의 항공기의 전진속도는 차체의 무게 중심을 길이방향으로 이동시킴으로써도 제어될 수 있다. 예를들어, 제28도 및 제29도에 도시된 바와 같이, 전진 추력 발생 유니트(548)와 엔진 프레임(549)은 조종사에 의해 작동되는 기구에 의해 조절적인 종방향 이동이 달성되도록 장착될 수 있다.

엔진 프레임(549) 및 전진 추력 발생유니트(548)는, 튜브-슬리이브 조립체(551)를 통해 지지 아암(578)으로 부터 상부에서 매달려 설치된다. 엔진 프레임(549)의 저부는, 기둥(552)에 미끄럼 가능하게 연결된 가이드(543)에 의해 안정화된다. 엔진 프레임 및 전진 추력 발생유니트가 전방으로 이동하면, 차체의 무게 중심이 전방으로 이동되고, 따라서 차체가 더 빨리가게 된다. 무게 중심이 후방으로 이동하면 차체는 더 느리게가게 된다. 무게 중심 종방향 이동을 위한 다른 시스템들로는, 종방향 프레임부재(550)상에서 미끄럼 이동하는 것과 같은 별개의 미끄럼이동 중량 요소들과 조종석 이동 기구가 있다.

제30도에 본 발명의 마지막 변형예가 도시되어 있는데, 여기서는, 바람직한 실시예들의 하중 지탱라인 케이블들(16')(20')에 연결되는 위치조정 레버 요소들(118)과 앵커 아암들(116)로 구성된 t-바아 조립체가, 하중 지탱 라인들(616')(620')이 적절한 정착 요소들을 통해 연결되는 종방향 연장 앵커 아암들(619)(621)과, 바람직한 실시예들에서 기술된 바와 같이 앵커 아암들(619)(621)을 차체의 주 프레임에 연결하는 피벗된 레버 아암들(623)(625)을 포함한 T-바아 조립체들(616)(618)로 대치된다.

비행중, T-바아 조립체들(616)(618)은, 앵커 아암들(619)(621)의 단부를 종방향 주 프레임 부재(650)에 연결하는 케이블들(627),(629),(631),(633)에 의해서 소정 위치에 유지된다.

제30도의 본 발명 형태에 있어서, 가중 지탱 라인들(616')(620')은, 바람직한 실시예들에서 도시된 것보다 상당히 더 큰 간격으로 비행 차체에 연결될 수 있다. 이러한 간격을 제3의 바람직한 실시예에 도시된 간격으로 부터 제30도의 변형예에 도시된 간격으로 확대함으로써, 낙하산 받음각이 양호하게 차체의 각도에 따른다. 이것은, 양호한 제어를 유지하기 위해 제27도에 도시된 바와 같은 커나아드 제어판들을 사용할 때 특히 중요할 수 있다.

제23도-제30도에 도시된 본 발명의 변형예들은 바람직한 실시예들에 기술된 것과 유사한 방식으로 저장 및 수송 목적을 위해 전체 크기를 축소시키도록 차제를 용이하게 분해 및 절첩할 수 있게 설계될 수 있음이 당업자에 이해될 것이다. 따라서, 이러한 변형예들은 차제의 보관 크기를 증가시키지 않는다.

더구나, 차체의 바퀴들 모두 혹은 일부가 본 발명에서 벗어남이 없이 눈덮인 지면에 사용하도록 스키나 썰매들로 대치될 수도 있다.

Claims (40)

1. 전진 주행 방향에 가로질러 폭방향으로 연장하는 앞전(18)과, 뒷전(24) 및, 앞전과 뒷전 사이에서 익현 방향으로 연장하는 저면(22)을 갖는 램 공기 팽창식 가요성 에어코일 캐노피(12)와, 종방향 축선을 갖는 조종사 지지 비행 차체(14)와, 캐노피(12)를 비행차체(14)에 연결하는 다수의 가요성 하중 지탱라인들(16,20,26)과, 전진추력을 상기 전진 주행 방향으로 상기 비행차체(14)에 가하도록 그 차체상에 장착된 동력수단(48)으로 이루어진 경량 항공기에 있어서, 상기 전진 추력의 변화들에 반응하여 수평 비행 자세와 이륙 자세 사이에서 변화하는 캐노피(12)로 부터 비행 차체가 현가되도록 상기 하중 지탱 라인들을 비행 차체(14)에 연결하기 위해, 캐노피의 앞전(18)까지 그리고 앞전(18)과 뒷전(24)사이 중간의 상기 저면까지 각각 연장하는 상기 하중 지탱 라인들이 연결되는 적어도 2개의 피벗가능한 하중 지탱라인 앵커들(112,114)과, 상기 종축선을 따라 서고 떨어져 비행 차체에 상기 2개의 앵커들(112,114)을 장착하는 수단(68,116,118)을 포함하는 것을 특징으로 하는 경량 항공기.
2. 제1항에 있어서, 상기 앵커 장착 수단은, 2개의 앵커들(122,114)이 설치되는 앵커 아암(116)과, 하중 지탱 라인들의 인장에 반응하여 상기 종축선과 횡으로 떨어져서 상기 앵커 아암을 작동적으로 위치 조정하도록 비행 차체에 연결된 수단(68,118)을 포함하는 경량 항공기.
3. 제2항에 있어서, 상기 위치조정구단에, 그에 의한 상기 작동적 위치 조정에 반응하여 종축선을 따라 조절된 위치에 상기 앵커 아암(116)을 고정시키는 수단(126,134,136)이 제공된 경량 항공기.
4. 제3항에 있어서, 상기 위치조정 수단은 프레임 조립체(40)에 강고히 연결된 횡봉(68)과, 양 단부를 가지며 그 단부들중 하나에 상기 앵커 아암(116)이 연결되는 레버 요소(118)와, 철회 위치와 신장위치 사이에서 수직 축들을 중심으로 변위하도록 레버요소(118)의 타단부를 횡봉(68)에 연결하는 경첩수단(120)을 포함하고, 상기 수직 축들중 하나는 앵커 아암이 하중 지탱 라인들의 상기 인장인 반응하여 작동적으로 위치조정되고 고정 수단(126)에 의해 고정될때 피벗 중심이 되는 수직 조절 축(124)인 경량 항공기.
5. 제4항에 있어서, 상기 프레임 조립체는, 양 단부 부분을 갖고 상기 종축선에 평행하게 연장하는 긴 프레임 부재(50)와, 상기 횡봉이 연결되고 상기 단부 부분들 사이 중간에서 프레임 부재(50)에 강고히 연결된 기둥(52)과, 그 기둥의 전방에서 상기 프레임 부재의 상기 단부 부분들중 하나에 장착된 조종가능한 바퀴 조립체(42)와, 상기 기둥의 후방에서 프레임 부재에 피벗가능하게 연결되어 접힌 위치들과 횡으로 신장된 위치들 사이에서 180°이상 변위하는 접혀지는 다리 부재(106), 그리고 다리 부재의 신장된 위치들에서 종축선에 횡으로 간격을 두고 떨어져 있고 다리 부재의 접힌 위치들에서는 서로 인접하게 배치되도록 상기 다리 부재(106)에 장착된 1쌍의 캐스터바퀴 조립체들(44)을 포함하는 경량 항공기.
6. 제5항에 있어서, 동력수단(48)은 상기 프레임 조립체 상에 장착된 연료 작동 엔진(154)과, 차체의 상기 종축선에 평행한 프로펠러 축선을 중심으로 회전하도록 상기 엔진에 구동적으로 연결된 프로펠러수단(166,168), 그리고 상기 프로펠러 수단의 회전에 반응하여 차체에 가해진 추력 성분들을 평형시키는 토오크보상수단(158,160)을 포함하는 경량 항공기.
7. 제6항에 있어서, 토오크 보상수단은 반대 방향들로 토오크를 전달하도록 상기 엔진(154)과 프로펠러수단 사이에서 구동적으로 연결된 트랜스미숀 수단(152)을 포함하고, 상기 프로펠러 수단은 1쌍의 반대 회전 추진 프로펠러(166,168)로 구성되는 경량 항공기.
8. 제7항에 있어서, 프레임 부재의 다른 단부 부분에서 프로펠러 수단을 보호하도록 프로펠러 방호물(174)이 차체상에 장착된 경량 항공기.
9. 제8항에 있어서, 상기 차체가, 조종가능한 바퀴조립체(42)에 연결된 지상 조종수단(76-88)과, 공중 비행시 방향 제어하도록 캐노피(12)에 연결된 조종제어수단(46), 그리고 공통의 조종 제어 운동에 의해서 지상에서와 비행중에 유사한 방향제어를 실시하도록 상기 지상 조종 수단과 상기 조종제어수단을 작동하기 위해 프레임 조립체에 가동적으로 장착된 조종사 작동수단(92)을 포함하는 경량 항공기.
10. 제1항에 있어서, 상기 차체는, 양단부 부분들을 갖고 상기 종축선에 평행하게 연장하는 긴 프레임부재(50)와, 앵커 장착 수단이 연결되고 상기 단부 부분들 사이 중간에서 프레임 부재에 강고히 연결된 기둥(52)과, 그 기둥이 전방에서 프레임 부재의 상기 단부 부분들중 하나에 장착된 조종 가능한 바퀴 조립체(42)와, 접힌 위치들과 횡으로 신장된 위치들 사이에서 180°이상 변위하도록 기등의 후방에서 프레임부재에 피벗 가능하게 연결된 접혀지는 다리 수단(106), 그리고 다리 수단의 신신장된 위치들에서 종축선에 횡으로 간격을 두고 떨어져 있고 다리 수단의 접혀진 위치들에서는 서로 인접하게 배치되도록 다리 수단에 장착된 1쌍의 캐스터 바퀴 조립체(44)를 포함하는 경량 항공기.
11. 제10항에 있어서, 프레임부재(50)는, 다리 수단(106)이 장착되고 접혀질 수 있는 후미 단부의 프레임부분(56)을 포함하는 경량 항공기.
12. 제11항에 있어서, 동력수단(48)은 차체(14)에 장착된 연료작동 엔진(154)과, 프레임 부재(50)위 기둥(52)의 후방에서 차체상에 장착되고 차체의 상기 종축선에 평행한 프로펠러 축선을 중심으로 회전하도록 엔진(154)에 구동적으로 연결된 프로펠러 수단(166,168)과, 엔진 아래에서 프레임 부재상에 장착된 연료 탱크(170)와, 프레임 부재의 다른 단부부분에서 프로펠러 수단을 보호하도록 프레임 부재상에 장착된 방호물 수단(174)을 포함하는 경량 항공기.
13. 제1항에 있어서, 동력수단(48)은 차체에 장착된 연료 작동 엔진(154)과, 차체의 상기 종축선에 평행한 프로펠러 축선을 중심으로 회전하도록 엔진(154)에 구동적으로 연결된 프로펠러 수단(166,168), 그리고 프로펠러 수단의 회전에 응하여 차체에 가해진 추력 성분들을 평형시키는 토오크 보상 수단(158,160)을 포함하는 경량 항공기.
14. 제13항에 있어서, 토오크 보상 수단은 반대 방향들로 토오크는 전달하도록 엔진(154)과 프로펠러 수단 사이에 구동적으로 연결된 트랜스미숀 수단(152)을 포함하고, 상기 프로펠러수단은 1쌍의 반대 회전 추진 프로펠러들(166,168)로 구성되는 경량 항공기.
15. 제1항에 있어서, 차체(14)에 장착된 지상 조종 수단(76-88)과, 공중 비행시 방향 제어 하도록 캐노피(12)에 연결된 조종 제어수단(46)과, 공통의 조종제어 운동들에 의해 지상에서와 비행중에 유사한 방향제어를 실시하도록 상기 지상 조종수단과 조종제어수단을 작동시키기 위해 차체(14)에 가동적으로 장착된 조종사 작동수단(92)을 포함하는 경량 항공기.
16. 가요성 에어포일 캐노피(12), 종축선을 갖는 차체(14), 그리고 캐노피(12)를 상기 차체(14)에 연결하는 다수의 하중 지탱 라인들(16,20,26)로 이루어진 경량항공기에 있어서, 차체에 장착된 지상 조종 조립체(46)와, 공중 비행시 방향 제어하도록 캐노피에 연결된 조정제어수단(76-88), 그리고 공통의 조종제어 운동들에 의해 지상에서와 비행중에 유사한 방향 제어를 실시하도록 상기 지상 조정 조립체와 상기 조종제어수단을 작동시키기 위해 차체(14)에 가동적으로 장착된 조종사작동수단(92)을 포함하는 것을 특징으로 하는 경량 항공기.
17. 가요성 에이포일 캐노피(12), 종축선을 갖는 차체(14), 캐노피와 차체를 서로 연결하는 하중 지탱 라인들(16,20,26), 그리고 차체에 전진 추력을 부여하도록 차체에 장착된 동력수단(48)으로 이루어진 경량 항공기에 있어서, 상기 동력수단(48)은 차체에 장착된 연료 작동 엔진(154)과, 차체의 상기 종축선과 평행한 프로펠러 축선을 중심으로 엔진에 구동적으로 연결된 프로펠러 수단(166,168)(251)그리고 프로펠러 수단의 회전에 응하여 차체에 가해진 추력 성분들을 평형시키는 토오크 보상수단(258,259)를 포함하는 것을 특징으로 하는 경량 항공기.
18. 제17항에 있어서, 토오크 보상수단은 반대 방향들로 토오크를 전달하도록 엔진과 프로펠러 수단 사인에서 구동적으로 연결된 트랜지미숀 수단(152)을 포함하고, 상기 프로필러수단은 1쌍의 반대회전 추진 프로펠러들(166,168)로 구성되는 경량 항공기.
19. 가요성 에어포일 캐노피(12), 종축선을 갖는 차체(14), 그리고 캐노피를 차체에 연결하는 다수의 하중 지탱라인들(16,20,26)로 이루어진 경량 항공기에 있어서, 상기 차체(14)는 상기 종축선에 평행하게 연장하는 긴 프레임 부재(50)와, 그 프레임 부재에 피벗가능하게 연결된 기둥(52)과, 그 기둥의 전방에서 프레임 부재에 의해 장착된 조종 가능한 바퀴 조립체(42)와, 상기 기둥의 후방으로 연장하고 그 기둥에 강고히 연결된 후미 단부 프레임 부분(56)과, 보관 상태와 횡신장 상태로 선택적으로 배치되도록 후미 단부 프레임부분(56)에 작동적으로 연결된 절첩가능한 다리 수단(106)과, 그 다리수단의 신장 상태에서 차체의 종축선에 횡간격을 두고 떨어져 있도록 다리 수단에 장착된 1쌍의 캐스터 바퀴 조립체들(44)을 포함하는 것을 특징으로 하는 경량 항공기.
20. 제19항에 있어서, 캐노피(12)를 차체(14)에 연결하는 하중 지탱라인(16,20,26)이 연결되는 간격진 부분들을 갖는 앵커 아암(116)과, 상기 기둥(52)에 강고히 연결된 횡봉(68)과, 캐노피에 가해진 양력에 의해 하중 지탱 라인들의 인장에 응하여 종축선에 대해 횡간격을 두고 떨어져 앵커 아암(116)을 작동적으로 위치시키기 위해 횡봉(68)에 장착된 수단(118)을 포함하는 경량 항공기.
21. 제20항에 있어서, 전진추력 발생 유니트(48)와,후미 단부 프레임 부분(56)위로 차체(14)상에 상기 전진추력 발생유니트(48)를 제거가능하게 장착하도록 횡봉(68)에서 후방으로 돌출하는 지지 수단(140,144)을 포함하는 경량 항공기.
22. 제21항에 있어서, 상기 절첩가능한 다리수단은 후미 단부 프레임 부분(56)에 고착된 1쌍의 역 U자형부재들(108)과, 후미 단부 프레임 부분(56)이 프레임 부재(50)와 평행하게 접힌 때 지지수단(140,144)에 접하는 위치들과 다리수단의 신장된 위치들 사이에서 상기 역 U자형 부재에 대해 180°이상 변위할 수 있도록 상기 역 U자형 부재(108)에 피벗가능하게 연결된 1쌍의 다리 부재들(106)을 포함하는 경량 항공기.
23. 앞전(18)과, 뒷전(24), 그들 사이에서 익현 방향으로 연장하는 저면(22) 및, 앞전(18)에서 개방된 다수의 캐노피 팽창 공기 셀들(30)을 갖는 가요성 에어포일 캐노피(12)와, 차체(14), 그리고 캐노피를 차체에 연결하는 다수의 하중 지탱 라인들(16,20,26)로 이루어진 경량 항공기에 있어서, 차체(14)에 정착되어 캐노피의 앞전까지 그리고 앞전과 뒷전사이 중간에서 상기 저면까지 각각 연장하는 하중 지탱 라인 들이 연결되는 간격진 부분들을 갖는 앵커 아암(116)과, 캐노피의 비행자세변화를 제어하도록 차체의 종축선에 횡 간격을 두고 떨어져 앵커 아암을 작동적으로 위치 조정하기 위해 하중 지탱 라인들의 인장에 감응하는 수단(118)을 포함하는 것을 특징으로 하는 경량 항공기.
24. 제23항에 있어서, 상기 이륙 자세와 수평 비행자세 사이에서 캐노피 자세 변화를 제어하도록 차체(14)에 전진 추력을 부여하기 위해 차체상에 장착된 동력수단(48)을 포함하는 경량 항공기.
25. 제24항에 있어서, 차체(14)의 하중에 따라 차체에 대한 위치조정된 앵커 아암(116)의 위치를 종방향으로 변화시키기 위한 조절가능한 수단(126)을 포함하는 경량 항공기.
26. 제23항에 있어서, 차체(14)의 하중에 따라 차체에 대한 위치조정된 앵커 아암(116)의 위치를 종방향으로 변화시키기 위한 조절가능한 수단(126)을 포함하는 경량 항공기.
27. 가요성 에어포일 캐노피(12), 차체(14), 익현 방향으로 떨어진 위치들에서 캐노피(12)에 연결된 다수의 하중 지탱 라인들(16,20,26), 종방향 간격진 정착 지점들에서 하중 지탱 라인들을 차체에 피벗가능하게 연결하는 앵커 수단(112,114), 그리고 캐노피에 가해진 공기역학적 힘들에 반응하여 최적의 이륙, 상승, 수평비행 및 하강위치들 사이에서 캐노피의 자세를 변화시기는 수단(118)를 갖는 경량 항공기.
28. 제27항에 있어서, 상기 앵커수단(112,114)은 상기 간격진 정착 지점들로 부터 부등 거리에 캐노피에의 하중 지탱라인의 연결부들을 형성하는 경량 항공기.
29. 제28항에 있어서, 항공기의 일정한 전진 순항 속도에서 캐노피의 자세 변화를 제어하도록 차체(14)에 장착된 전진 추력 발생 수단(48)을 포함하는 경량 항공기.
30. (a) 양력을 발생하는 램공기 팽창식 가요성 캐노피(12)와, (b) 전진 추력을 부여하도록 장착된 동력수단(48)(248)을 갖는 현가된 차체(14)와, (c) 비행중에 상기 캐노피(12)아래로 상기 차체(14)를 현가시키는 다수의 가요성 하중 지탱 라인들(16,20,26)과, (d) 상기 동력수단으로부터 비전진 추력을 보상하도록 상기 차체(14)내에 구비된 방향 자기 안정화 수단(166,168)(258,259)을 포함하는 항공기.
31. 제30항에 있어서, 동력수단(48) 및 방향자기 안정화 수단은, 반대 방향들로 차체에 동일한 토오크를 전달하도록 반대 회전 추진 프로펠러들(166,168)을 각각 따로 구동시키는 1쌍의 연료작동 엔진들(154)을 포함하는 항공기.
32. 제30항에 있어서, 동력수단(248)은 차체상에 장착되어 단일 프로펠러(251)를 구동하는 단일의 연료작동엔진(249)을 포함하고, 상기 방향 자기 안정화 수단은 단일 프로펠러(251)의 회전에 응하여 차체에 가해진 추력 토오크 성분을 평형시키기 위한 토오크 보상 장착수단(258,259)을 포함하는 항공기.
33. (a) 양력을 발생하는 램 공기 팽창식 가요성 에어포일 캐노피(12)와, (b) 전진 추력을 부여하도록 동력수단(48)을 갖는 현가된 차체(14)와, (c) 비행중에 상기 캐노피 아래로 상기 차체를 지지하는 다수의 가요성 하중 지탱 라인들(16,20,26)과, (d) 차체의 비행자세를 직접 제어하도록 차체의 전방을 향해 장착된 커나아드 제어판들(401)을 포함하는 항공기.
34. 제33항에 있어서, 상기 커나아드 제어 판들(401)은, 차체의 피치 자세를 제어하고, 차체(14)의 전방 단부상에 장착되어 조종사 작동 레버(411)에 의해 작동적으로 제어되는 1쌍의 내측에서 연결된 대략 편평한 판들(403,405)로 구성되는 항공기.
35. 제33항에 있어서, 상기 차체(14)가 조종사를 지지하고 조종사에 의해 제어되는 항공기.
36. (a) 양력을 발생하도록 전진 주행 방향을 가로질러 폭방향으로 연장하는 앞전(18)을 가지는 램 공기 팽창식 가요성 에어포일 캐노피(12)와, (b) 상기 전진 방향에 평행하게 연장하는 적어도 하나의 종방향 주 프레임 부재(50)와, 상기 전진 방향에 수직하게 연장하는 적어도 2개의 대략 동일한 횡 프레임 부재들(68)을 포함한 프레임 조립체(40)를 갖는 조종사 지지 차체(14)와, (c) 차체에 장착되어, 상기 전진방향으로 전진 추력을 부여하는 동력수단(48)과, (d) 상기 프레임 부재 아래에서 상기 프레임에 장착되어, 상기 전진방향과 일치되지 않은 바람 조건들하에서의 차체의 지상 운동중에 차체를 안정시키도록 하는 적어도 하나의 조종가능한 바퀴조립체(42)와 2개의 캐스터 바퀴 조립체들(44)을 포함하는 항공기.
37. (a) 양력을 발생하는 램 공기 팽창식 가요성 에어포일 캐노피(12)와, (b) 전진 추력을 부여하도록 장착된 적어도 하나의 동력 프로펠러(251)를 가지고 비행중에 상기 캐노피(12)아래로 현가되는 차체(14)와, (c) 상기 적어도 하나의 동력 프로펠러(251)로부터의 비전진 추력을 보상하도록 상기 차체내에 구비된 토오크 보상수단(258,259)과, (d) 공중비행시 방향을 제어하는 조종제어수단(46)을 포함하는 항공기.
38. 제37항에 있어서, 상기 조정 제어수단(46)은 캐노피(12)를 선회시킴으로써 기체를 선회시키도록 캐노피의 뒷전(24)에 작동적으로 연결된 항공기.
39. 제37항에 있어서, 상기 조종 제어수단(46)은 차체에 원하는 선회 운동을 부여하도록 차체의 무게 중심을 횡으로 이동시키는 수단(118)을 포함하는 항공기.
40. 제37항에 있어서, 동일한 종축선을 중심으로 회전하는 2개의 반대 회전 프로펠러들(166,168)을 포함하고, 상기 조정 제어수단(46)은 상기 반대회전 프로펠러들의 속도를 제어하는 별도의 수단을 포함하는 항공기.

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