JPH0367799A - 反対方向に回転する一対のロータを有する飛行機 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 （産業上の利用分野） 本発明は飛行機、特に、一対の反対方向に回転するロー
タを有する飛行機に関する。

（従来の技術及びその課題） この型式の飛行機は、ヘリコプタ−の形態として一般に
公知である。ヘリコプタ−はその適用分野が著しく制限
される幾つかの顕著な欠点を有している。例えば、その
ロータの軸線はヘリコプタ−の（重力）中心点付近に位
置決めすることを必要とし、このことはキャビンの有用
容積を少なくする。ヘリコプタ−の制御が複雑であるた
め、パイロットはコストがかかる長期の訓練を必要とす
る。水平方向への飛行速度はロータ羽根の気流の相対的
速度が非対称状であるために制限され、ロータ羽根に作
用する機械的力を変化させる。そのロータ羽根が他の物
と少しでも接触するならば、飛行機にとって極めて危険
な状況となるため、自由羽根は事故の原因となることが
多い。

故に、ヘリコプタ−の−股肉原理を基にして、ロータを
一部分、又は完全にハウジング内に収容することにより
これらの欠点を回避しようとする試みが為されている。

この型式の飛行機１よスイス国特許第…、１３１号、オ
ーストラリア特許第出、８０５号及び米国特許第２，７
１１，６４９号、第２，３９５，１７６号及び第Ｌ４ｇ
１，４３５号のそれぞれの明細書に開示されている。飛
行中のこれらの飛行機を制御するため、エアダイレクタ
がロータの空気流中に設けられる。これらのエアダイレ
クタによりロータ流は特に水平方向に飛行し得るように
案内されかつ偏向される。故に、エアダイレクタ又は羽
根は飛行機の飛行方向に対して略横方向に伸長してしす
る。

しかし、これらエアダイレクタは空中停止（ホバリング
）中、空間の全ての軸線に沿って飛行機を制御すること
が出来ないため、開示されたエアダイレクタシステムは
ホバリング飛行には不適当である。特に、ホバリング中
の水平方向に沿った全ての並進動作を公知のシステムに
より制御することは出来ない。さらに、ホバリング飛行
中、ロータ流かも生じる水平方向及び垂直方向の力は複
雑に相互作用するため、これら飛行機の制御は複雑であ
る。故に、これらの飛行機を操縦し、制御するときに、
問題点が生じる。従って、本発明の全体的な目的は全方
向に制御された並進及び垂直方向の動きを有すると共に
、水平方向への飛行特性に優れた、ホバリング飛行を行
い得る上記型式の改良された飛行機を提供することであ
る。

本発明の別の目的は容易に制御することが出来、故に、
通常の飛行機における程長期のパイロットの訓練を必要
としない、ホバリング及び水平飛行を行う飛行機を提供
することである。

本発明のさらに別の目的は飛行中、極めて正確な操縦が
可能であり、故に、例えば救難の目的の゛ため、飛行中
、目的物に接近し、接触することさえも可能である飛行
機を提供することである。

本発明のさらに別の目的は、通常の飛行機のように、水
平飛行中に比較的少ない燃料消費量にて速度に達するこ
との出来る飛行機を提供することである。

（課題を解決するための手段） 本発明の上記及び以下の説明にて容易に明らかになるで
あろうその他の百的を実現するため、こノｆｆｅ行機は
一対のロータがロータ流に対する調節可能な空気案内手
段を有するハウジング内に配設され、上記ハウジングが
水平方向飛行中、翼型の形状を有し、空気力学的揚力を
発生させる一方、上記制御可能な空気案内手段がロータ
下方の領域内に配設された個々の接線方向に伸長するセ
クタから成る複数のセクタが円形に配設される構成を有
し、羽根が各セクタ内にてロータ流に対するその位置が
調節可能であり、上記セクタの少なくとも一部のセクタ
にて、羽根が対に配設され、反対方向にＨＩＤ可能可能
動き得るようにされている。

特に、一定されたセクタ内にて反対方向に調節動作可能
であるように羽根を対に配設する（これは、ホバリング
飛行中、作動する）ことにより、これらセクタは垂直方
向のベクトルに対して水平方向の成分を全く付与するこ
となく、垂直方向のホバリング力にのみ寄与するため、
飛行機の位置及び動きを正確に制限することが可能にな
る。他方、各セクタ内にて同様の意味にて全体的にＪＩ
ｍ節可能であり、各セクタ内のロータ流を偏向させるこ
とにより、１ｌＩＲされた水平方向の成分を発生させる
羽根を有する、ホバリング飛行中の水平方向への動きを
制御するその他のセクタがある。本発明の好適な実施例
において、調節可能な空気案内手段が３０＠のセクタ内
に配設されており、各セクタはそれぞれの羽根を調節す
るためのそれ自体のサーボ駆動手段を有している。実際
の制御モードいかんにより、セクタは接続して一つの制
御信号のみにより＊＊される群を形成し得るようにする
ことが出来る。空気案内手段をこのように群として作動
させることにより、飛行機及び該飛行機の制御システム
の動きを著しく簡略化することが可能となる。

（実施例） 以下の添付図面に関する本発明の詳細な説明から本発明
は一層良く理解され、上述以外の目的が明らかになるで
あろう。

ｆＪｇ１図乃至第３図を参照しながら、最初に本発明の
飛行機の全体的構造について説明する。その基本的構成
要素は等速度にて反対方向に駆動されて回転する一対の
同軸状ロータ２．３を有する比較的平坦なハウジング１
である。このハウジングｌは皿状の形状を有し、その長
手方向伸長部分には、水平方向への飛行中、空気力学的
揚力を生じさせる翼部分を有している。平面図において
、ハウジングは略円形である。従って、該ハウジングは
通常の飛行機のモードに類似するモード、即ち、被動の
水平飛行モード及び非駆動の滑空飛行モードを許容する
円形の翼を形成する。この飛行モードにおける推進力の
相当部分は、以下により詳細に説明するように、対のロ
ータ２．３により発生される空気流を後方に偏向させる
ことにより提供される。

対のロータ２．３は上記ハウジングｌと共に気流に対す
る環状の流路を形成する。この気流はセクタａ乃至ｍ内
に配設された空気案内羽根１６により案内されかつ偏向
される。この環状の通路の中心において、即ち、飛行機
の重力の中心において、エンジン８、パイロットのシー
ト及び乗員のシートを受は入れるキャビン９がある。

このキャビン９は半径方向ストラット１７が取り付けら
れる円筒状の支持リング４により半径方向に画成される
。これら半径方向ストラット１７は三角形の断面を有し
、底辺が底部方向を向き、端縁が上方を向いた状態にて
取り付けられる。これらストラット１７はその外端が環
状の外側構造体７に取り付けられている。上記の支持リ
ング４、ストラット１７及び外側構造体７は共に、安定
的で剛性なフレームを形成する。これらの構成要素は例
えば、炭素ファイバ又はケルバー（［ｅｌｖｓｒ）強化
樹脂のような軽量で極めて耐久性のある材料にて形成す
ることが望ましい。円筒状の支持リング４は上述のキャ
ビン９の中央開放スペースを画成し、このスペースは上
述の実施例において主としてロータ面内に位置決めされ
ており、上方からアクセス可能である。エンジン８及び
制御システムは第１図から明らかであるように、キャビ
ン９の後方底部付近に位置決めされる。

支持リング４には、軸受はローラ１１が取り付けられて
おり、その上には、＄５図から明らかであるように、各
ロータ２．３に対する駆動リング！２が回転可能に支持
されている。軸力を吸収するため、軸受はローラ１１は
ロータ面に対しである角度を威すように取り付けられる
。駆動リング１２自体は上述のローラ軸受けの一部を形
成することが望ましい。

ロータ羽根２．３はその外端にて軸方向に支持し、羽根
が軸方向に歪曲するのを阻止することが出来る。この目
的のため、外側構造体７にはガイドｌＯが設けられてお
り、羽根２．３の外端に取り付けられたローラ３４がこ
の構造体７上に支持されている（第２図を参照）。ガイ
ドは例えばネオプレーンのようなエラストマ材料を被覆
し、ローラ３４に起因するノイズを軽減することが望ま
しい。

別の形態として、十分に剛性なロータ羽根２．３が使用
される場合、外側ガイドは必要なく、羽根の他端は案内
されないままの状態である。

各ロータは＋１１１”の角度にて駆動リング１２に取付
けられた３枚の羽根を備えている。これらの羽根はヘリ
コプタ−から公知であるように翼型であり、上述の駆動
リング１２に固定状態に取り付けられる。飛行機の制御
は空気案内羽根により行われ、ロータはハウジング１内
に位置決めされているため、ロータ羽根の全体的なピッ
チ制御又は周期制御が不要である。

ロータ羽根２．３はキャビン９の後方底部内に位置決め
された共通のエンジン８によって駆動される。第１図乃
至第３図に示した実施例において、２２０Ｈ，Ｐの出力
を有する往復運動エンジンが設けられる。２つの駆動歯
車１９が力伝達装置によりエンジン８に接続され、逆回
転可能に駆動される。

これら歯車はロータ２．３の上述の駆動リング１２とか
み合う。以下に詳明する第２の実施例において、往復運
動エンジン８に代えてガス−タービンエンジン４４が使
用される（第６図参照）。

その結果、２つのロータ２．３は駆動されて、正確な等
速度にて反対方向に回転する。これにより、エンジンの
トルク反力を補正することになる。

ハウジングｌ上に作用する付加的な小さいトルクは、以
下に説明する制御システムをこれに応じてトリム処理す
ることにより吸収することが出来る。

ロータ面の上方及び下方のハウジング部分には空気穴が
形成されている。上方カバ一部分は幾つかの粗い金網格
子部分５を備え、空気は著しい圧力降下を伴うことなく
この格子部分ｊを通ることが出来る。保守の目的のため
、金網部分５は容易に取り外すことが出来る。ロータ面
の下方には、空気案内羽根１６．３３が複数のセクタ内
に配設されている。羽根はこれら殆どのセクタにて、ば
ね１７間にて接線方向に伸長し、その縦軸線に沿って調
節可能である。

上述の実施例において、各セクタは約３０’の角度を有
し、合計１２のセクタが設けられる。これらのセクタは
飛行機の構造的ユニットであると共に、制御システムユ
ニットでもある。

第１の実施例におけるこれらの羽根セクタの作用につい
て、以下、略底面図を示す第４図により説明する。この
実施例において、ホバリング飛行中の揚力だけを制御す
る働きをするもの、及び水平方向への力を制御するもの
というａ乃至ｍの２つの異なるセクタ群がある。第１の
群はセクタａ。

ｂ、ｄ、ｇ、ｈ、に、！　（第４図を参照）を備えてい
る。これらのセクタにおいて、空気案内羽根１６は作動
ロッド３１．３１＃により枢動可能に取り付けられかつ
相互に接続されており、これにより、隣接する羽根は第
２図に点線で示すように反対方向に傾斜している。作動
ロッド３１．３１’は各セクタに設けられ、このセクタ
内の羽根を調節するサーボ駆動機構１８に接続されてい
る。反対方向への上述の羽根の調節により、羽根を開閉
させてそれぞれの部分内のロータ気流の揚力を調節する
場合に水平方向への力成分が付勢されるのを回避するこ
とが出来る。

ホバリング飛行中の飛行機の位置を制御するため、各セ
クタの羽根は多少なりとも開閉させ、これによってそれ
ぞれのセクタにより付与される揚力に影響を与えること
が出来る。ロール角度、即ち、縦軸３２を中心とする回
転を調節するため、（第４図）、セクタ群ｂ１ｄ及びり
、ｋが作動される。ピッチ角度、即ち、飛行機の横軸線
を中心とする角度に影響を与えるためには、セクタ群ａ
１１及びｇＳｅが作動される。

ホバリング中の飛行機の垂直動作に影響を及ぼす全ホバ
リング揚力は上述の第１セクタ群の羽根を全体的に開閉
されることにより調節される。

ホバリング飛行中、水平方向の推進力を発生させるため
、ｔＪ２＃のセクタｍ、ｆ及びＣ１ｌが設けられている
。これらのセクタ内にて羽根は上記の作動ロッド３１に
より枢動可能に取り付けられかつ相互に接続されて、全
体的に平行に傾斜し、ロータ気流に対して全て同一の角
度をとる。このようにこれらセクタ内の羽根を調節する
ことにより、飛行機の水平方向前方及び後方への動き、
及び横方向への動きを制御することが出来る。第４図に
おいて、それぞれの力は矢印３５にて略図的に図示され
ている。水平方向への空気力学的飛行をするための付加
的な水平方向への推進力を発生させるため、以下に詳細
に説明するように、別個の推進手段を設けることが出来
る。

飛行機がホバリング飛行中、垂直軸を中心として回転動
作をし得るように、第４図から明らかであるように、セ
クタＣ，Ｂ及びｆ内には２つの付加的な羽根領域３３が
ある。羽根領域３３内の羽根は主として半径方向に伸長
する。飛行機に回転動作をさせるため、左側領域内の羽
根は右側群の領域に対して反対方向に傾斜され、これに
よって飛行機の垂直軸を中心としてトルクが発生される
。

第２群内の羽根の中立位置は開放位置く第２図参照）で
あり、この位置から羽根はそれぞれの制、御命令に従っ
て多少なりとも傾斜される。

水平方向への動力学的飛行中、第１セクタ群の羽根は閉
じられ、翼型の一部を形成する。この飛行モード中、セ
クタｍ及びｆ及び羽根領域３３内の羽根は傾斜してロー
タ流を飛行方向とは反対方向に偏向させ、これにより、
推進力を発生させる。

さらに、以下に説明するように別個の推進装置を設ける
ことも出来る。

さらに、羽根領域３３を利用して、水平前方への飛行中
、飛行方向を制御しかつ変化させる。故に、これら領域
３３は通常の飛行機のニアロン及びラダーに代わるもの
である。羽根の左方向又は右方向領域３３の傾斜を制御
することにより、水平飛行中に旋回を開始することが可
能となる。ロータを駆動するエンジンが故障したため、
緊急着陸する場合、セクタｍ及びｆ内の羽根は閉じて、
その飛行機の滑空特性を向上させる。滑空を安定させる
ため、外側構造体７内に位置決めされた垂直方向安定面
４０を外方に旋回させることが出来る（第１図及び第２
図参照）。

外部構造体７は半径方向ストクツ１−１フが取り付けら
れた軽量かつ剛性な構造体として構成された略中空の本
体である。外部構造体７内には、燃料タンク及び引き込
み可能な着陸ギヤ４１が三角形の形態にて設けられてい
る。第３図に略図で示すように、外部構造体７内には追
加の推進装置４２を設けることが出来る。

ハウジング１及び外部構造体７は各モジュールが３０’
のセクタを画成する幾つかの同一のセクタから成る。故
に、全体の構造体は比較的少ない異なる構成要素を備え
ている。上述のように、ハウジングｌは水平飛行中、揚
力を生じさせる円形の真理としての形状を備えている。

以下に、飛行機の制御システムについて詳細に説明する
。故に、ホバリング飛行及び水平方向飛行という２つの
飛行モードを明確に区別しなければならない。ホバリン
グ飛行中、垂直方向の揚力及び水平方向への推進力はロ
ータ２．３の作動により生じさせる一方、水平方向飛行
又は巡航中、揚力の大部分は真理形状のハウジングによ
る動力学的揚力である。この推進力は一部の羽根部分内
のロータ流を偏向させ及び／又は追加の推進装置を設け
ることにより発生させることが出来る。制御方法は上述
の２つの飛行モードいかんにより異なる。遷移モード中
、２つの飛行モード間にて制御が切り換えられる。

各飛行モード中、従来型式の２つの手動操作制御部材に
より本例にて影響を与えることが出来る６つの異なる制
御機能がある。手動操作制御部材は制御、コンピュータ
（図示せず）に接続されておす、コのｆｉ制御コンピュ
ータは制御プログラムに従って、制御信号を羽根セクタ
のサーボ駆動機構１８及びエンジンに伝達する。ホバリ
ング飛行及び水平方向巡航間の遷移はハウジングｌにて
測定された流速いかんにより、上述のプログラムにより
自動的ｌ；実行される。十分な空気速度に達成したなら
ば直ちに、その遷移モードが終了し、水平方向飛行又は
巡航モードが行われる。制御部材の機能は路間−である
ため、パイロットはこれら異なるモードを認識しない。

制御部材が作動されなかったならば、即ち、中立位置に
ある場合、制御プログラムは制御信号を伝達し、公知の
型式の姿勢及び高度測定システムの信号いかんにより、
飛行機の飛行安定性及び水平方向の位置を維持する。制
御コラムの形態による第１の制御部材により、ホバリン
グ飛行中の全ての水平方向への変位が制御される一方、
同様に制御コラムの形態による第２の制御部材により、
旋回及び水平方向飛行中のピッチ及びロール角度が影響
を受ける。

以下、ホバリングモード中の６つの制御機能について第
４ｙＪを参照しながら詳細に説明する。

１、第１の制御部材により、セクタ１％　ｂ１ｄ％ｅｓ
ｇｓｈ％に、１の羽根を多かれ少なかれ開放させること
による垂直上昇及び下降。制御部材が中立位置にあると
き、上記の姿勢及び高度測定システムから受信した信号
に従って上述の各セクタ内の羽根に影響を与える制御コ
ンピュータにより、飛行機は一定の高さに自動的に維持
される。

２、セクタ内の羽根ｍ及びｆを第１の制御部材により垂
直方向の開放位置から傾斜位置まで傾斜させることによ
る水平面内での前進及び後進動作。

３、セクタ内の羽根ｍ及びｆを第１の制御部材により垂
直方向の開放位置から傾斜位置まで傾斜させることによ
る水平面内での左側から右側への動作。

４．２つの領域３３内の羽根を垂直の開放位置から傾斜
位置まで動かすことにより垂直軸を中心として回転させ
、第２の制御部材によって垂直軸に対してトルクを発生
させる縦軸を中心とする回転。

５、第２の制御部材によりセクタｅ及びｇ又は１の羽根
をＨＭさせ、１にて説明したその位置から変位させるこ
とによりピッチ角度に影響を与えること。

６、第２の制御部材によりセクタｈ及びｋ又はｂの羽根
を開閉させ、ｌにて説明したその位置から変位させるこ
、とによりピッチ角度に影響を午えること。

水平方向前方飛行ｌこ対しても路間−の制御機能が提供
されるが、この場合、羽根はもう一方の位置にある。こ
のモード中、ＩＪ２の制御部材のみが使用されるが、第
１の制御部材は機能していない。

水平方向への前方飛行又は巡行中、第４図の実施例の領
域３３のセクタｍ及びｆにおける羽根を除く全ての羽根
が閉じられる。上記セクタ又は領域内の羽根は多かれ少
なかれ傾斜した位置にｌｌｌ１ｘＤされ、ロータ流を後
方に偏向させる。このモード中、領域３３内の羽根の傾
斜角度を制御することにより回転が制御されるため、上
述の機能４は不要となる。水平方向の巡行速度中のピッ
チを変化させるためには、セクタｍ又はｆの羽根を多か
れ少なかれ開放させ、これにより、それぞれのセクタ内
の揚力の増減を行う。これらのセクタ内の羽根は第９図
及び第１０図に図示するように円形の輪郭を有し、これ
により、これらセクタ内のロータ流の偏向を改良させる
ことが望ましい。このときのロータ流の偏向角度は羽根
が好適な位置にあるとき約７１である。第１Ｏ図に図示
するように、この型式の羽根はホバリング飛行モードの
場合のように完全に閉じることが出来る。

上述の説明から明らかである如く、ホバリング飛行モー
ド及び水平飛行モード共に、同一の羽根セクタを使用し
て、同一の制御機能を提供することが出来る。しかし、
第１のモード中、羽根は垂直方向の開放位置から調節さ
れ、第２のモード中、同一の羽根が略閉塞し又は傾斜し
た位置からｔＩ４節される。これによＶ第２の制御部材
は空中内の３つの軸線を中心とする飛行機の全ての回転
動作を制御する働きをし、これにより、水平方向飛行中
の全操縦を実行することが可能になる。一方、第１の制
御部材は空間内の３つの細線に沿った全ての並進動作に
影響を与え、故に、第１の制９４部材と共−；、ホバリ
ング飛行モード中においてのみ有効である。

上述の２つの飛行モード間の遷移は急激には行われない
。水平方向飛行モードに遷移する場合、対のロータに起
因する揚力は、前進速度を増大させる動力学的揚力の増
大いかんにより、セクタｍ１ｆ及びｈ％に内の羽根を閉
じることにより徐々に低下する。特にこの遷移中、セク
タ１．ａ及び０１ｇ内の羽根は、ホバリング飛行中、前
方への推進力を増大させる場合のように反対方向に傾斜
せずに、全体的に、平行な傾斜位置となる。これらのセ
クタにより、遷移位相内にて飛行機のピッチ角度に影響
を与えることが出来る。

水平方向又は巡行飛行中の推進力はセクタｍ１ｆ及び領
域３３内の羽根ｊ；よって後方に偏向されるロータ空気
流の反動により発生される。より高速度を達成するため
、より大きい推進力が必要であれば、追加の推進装置が
設けられる。かかる追加の推進手段は別の幾つかの可能
性がある。第３図及び第４図に略図で示した第１の可能
性として、２つのターボジェット４２を飛行機の縦軸３
２の両側にて外部構造体７内に設ける。各ターボジェッ
トエンジン４２の出口には、公知の型式のガス偏向手段
４３が設けられており、これによって、ターボジェット
エンジン４２から出るガスをホバリング飛行中、垂直方
向に偏向させることが出来る。

揚力は主としてロータ２．３により付与されるため、こ
れらエンジン４２の推力は飛行機の重量（約＋ｕ＋＋ｌ
）の一部にしか過ぎない。しかし、水平方向の前方飛行
中、高速時の推力の相当部分はターボジェットエンジン
により提供される。

ターボジェットエンジン４２に代えて、飛行機（１！Ｉ
示せず）の縦軸３２内にて外部構造体の上方に位置決め
したプロペラを設けることも出来る。

このプロペラは水平方向飛行中、ロータ２．３用のエン
ジン８に結合する一方、ホバリング飛行モード中、エン
ジン８から分離させることが出来る。

ｆｓ６図及び第７図Ｉ；示した本発明のさらに好適な実
施例において、ロータ２．３を駆動するエンジンはキャ
ビン９内の２つのシート間に位置決めされたタービンエ
ンジン４４である。このターボエンジン４４は減速歯車
箱４５を介してロータ２．３に接続される。該タービン
エンジン４４はさらに、旋回モード中の揚力、及び水平
方向飛行モード中の推力に寄与する。タービンガスを偏
向させるため、これに応じて調節可能なブレード４６が
キャビン９の底部に位置決めされたタービン出口に設け
られている。タービンエンジンのλ口４７は第６ｒ！ｌ
Ｊから明らかであるように、キャビン９の下方自由端に
設けられている。ホバリング飛行モード中、タービンの
ガス流は羽根４６により垂直方向に偏向され、これによ
って揚力に寄与する。

水平方向飛行中、ガスは後方に偏向され、これにより前
方への反動力が作用する。

本発明のさらに別の実施例が第８図に図示されている。

この実施例において、セクタＣ及びｉ内の羽根２７は略
半径方向ｊこ配設される。これにより、これらセクタＣ
及びｉは水平方向飛行中、セクタｍ及びｆによって発生
された推力に寄与する。

これらセクタは第９図及び第１Ｏ図に示すように、湾曲
した輪郭を有し、ロータ流をより効果的に偏向させ得る
ようにすることが望ましい。故に、水平方向飛行モード
中、セクタｍ％　ｆ及びｃＳ　Ｉ内の羽根２７は第９図
に図示するように開放される一方、その他のセクタ内の
羽根は閉じられる。開放しＩ；セクタｍ、ｆ及びＣ１ｉ
はロータ流の上に均一に配分されるため、ハウジングｌ
内の圧力は等しく配分される。詳細な制御方法について
は、第４図の実施例について説明することが出来る。

本発明による飛行機は無線にて制御される無人の飛行機
として設計することが出来る。しかし、人間の輸送及び
空中救助Ｉ；特に有用である。これらの変形例において
、飛行機には、上述の実施例のように２つのシート、又
は４つのシートを設けることが出来る。これによって飛
行機はヘリコプタの利点、即ちホバリング飛行と飛行機
の利点、即ち低燃焼消費量にて比較的高速であるという
利点を組み合わせることが出来る。さらに、ヘリコプタ
の全ての操縦はロータが接触したり、垂直軸ｊ：　対し
　１”揺動しないように行うことが出来る。故に、この
飛行機は飛行中、固定された目的物に接触することが可
能であるため、救助活動用に特に有用である。他方、水
平方向飛行中、通常の飛行機の全ての操縦を実行するこ
とが出来る。基本的に、動力学的揚力を利用する通常の
離陸及び着陸が可能である。エンジンの故障時、飛行機
は上述のように滑空飛行で着陸することが出来る。

この飛行機は水平方向への飛行中、低燃料消費量にて高
速度を実現し得るため、長距離の飛行に利用することが
出来る。通常の人間の反応に対応し、脚を使用せずに手
動操作にて実行することが出来るため、制御は容易であ
る。飛行機の構造はそのモジュラ−型式の構造のため、
比較的簡単である。全てのセクタは路間−の構成要素に
て構成され、このことはこの飛行機に必要とされる構成
要素の数を著しく軽減するものである。

本発明の好適な実施例について説明したが、本発明の範
囲はこれに限定されるものではなく、特許請求の範囲内
にて各種の実施例が可能である。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の第１実施例による飛行機の中心に沿っ
た半径方向断面図、 第２図は第１図の部品のより詳細な図、第３図はハウジ
ングの上方カバーを一部取り外した第１図の飛行機の平
面図、 第４図は空気案内セクタの略底面図、 第５図は空気案内手段の３つのセクタの詳細図、第６図
は本発明の第２の実施例の中心に沿った半径方向断面図
、 第７図はハウジングの上方カバーを一部取り外した第２
の実施例の平面図、 第８図は本発明のさらに別の実施例による空気案内セク
タの略底面図、 第９図は開放状態の伝播セクタ内の羽根を示す略図、 第１０図は閉じた状態の羽根を示す略図である。 ｌ：ハウジング、　　　２：ロータ、　　　３：ロータ
、８：駆動エンジン、　　９：キャビン、ｌｌ：軸受ロ
ーラ、１２：駆動リング、１６二羽根、１７：ストラッ
ト、２７：羽根、　　　　３３：羽根、１６．２７，３
３：空気案内手段、　畠乃至ｌ：セクタ、瓢、ｆ、ｃ、
ｉ：推進セクタ。 図面の浄書（内容に変更なし］ ビ〜？２ 図面の浄８（内容に変更なし） 白 手 続 補 正 書（方式） ％式％ 反対方向に回転する一対のロータを有する飛行機３、補
正をする者 事件との関係 住所

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、ホバリング及び水平方向前方への飛行をする飛行機
   であって、前記前方への飛行方向を画成する縦軸を有す
   るハウジングと、前記ハウジング内に位置決めされ、空
   気流を発生させる回転可能に駆動される少なくとも一対
   の同軸状ロータと、及び前記ロータの空気流内に配設さ
   れた多数の調整可能な空気案内手段と、を備え、前記縦
   軸に沿った前記ハウジングが上面及び下面を有する翼型
   部分としての形状を有し、前記上面が前記対のロータと
   同軸状の円形の空気入口を備える一方、前記下面が前記
   対のロータと同軸状の円形の空気出口を備え、前記円形
   の空気出口が複数のセクタに分割され、各セクタが開放
   状態と閉塞状態間にて各セクタに対して独立的に調節可
   能であると共に、前記空気案内手段を形成する多数の羽
   根を有し、前記セクタの少なくとも一部内において、前
   記羽根が前記円形の出口に対して接線方向に伸長し、前
   記羽根の部分て羽根が対ごとに反対方向に調節可能であ
   ることを特徴とする飛行機。 ２、請求項１記載の飛行機にして、前記複数のセクタが
   推進セクタを備え、全ての羽根が前記空気流に対する同
   一の平行な方向に調節可能であることを特徴とする飛行
   機。 ３、請求項２記載の飛行機にして、前記推進セクタ内に
   て、前記羽根が前記縦軸に略直交する方向に伸長するこ
   とを特徴とする飛行機。 ４、請求項３記載の飛行機にして、各セクタが約３０゜
   の角度を有し、前記推進セクタが前記縦軸に沿ってかつ
   前記縦軸に対して垂直な方向に伸長することを特徴とす
   る飛行機。 ５、請求項２記載の飛行機にして、前記ホバリング飛行
   に対応する第１のモード及び前記水平方向前方への飛行
   に対応する第２のモードという、２つの異なる作動モー
   ドを有する制御システムをさらに備え、 前記第２のモードにおいて、前記推進セクタの羽根が前
   記制御システムに接続される一方、他方のセクタの羽根
   が前記閉塞した状態にあることを特徴とする飛行機。 ６、請求項５記載の飛行機にして、飛行機の水平方向の
   位置を画成する姿勢及び高度測定システムが設けられ、
   前記測定システムが前記第１のモードにおいて、前記制
   御システムに接続され、羽根を自動的に調節して、飛行
   機を水平位置に維持することを特徴とする飛行機。 ７、請求項１記載の飛行機にして、各ロータが軸受ロー
   ラ上を案内される駆動リングを備えると共に、各ロータ
   が前記駆動リングに取り付けられかつ半径方向外方に伸
   長する複数のロータ羽根を備え、 前記駆動リングに駆動可能に接続され、前記エンジンを
   駆動する駆動エンジンをさらに備えることを特徴とする
   飛行機。 ８、請求項１記載の飛行機にして、前記ハウジングが複
   数のストラットがそこから半径方向外方に伸長する内側
   支持リングを有し、前記ストラットが前記セクタを画成
   しかつその外端が外側リング状の本体に接続されると共
   に、 キャビンが前記内側支持リング内部に設けられることを
   特徴とする飛行機。 ９、請求項８記載の飛行機にして、前記ストラットが三
   角形の輪郭を有し、前記羽根が隣接するストラット間を
   伸長することを特徴とする飛行機。 １０、請求項１記載の飛行機にして、前記対のロータに
   加えて、前記縦軸に沿って作用する追加の推進手段が設
   けられることを特徴とする飛行機。 １１、請求項１記載の飛行機にして、前記ハウジングが
   リング状の翼型の輪郭を有することを特徴とする飛行機
   。 １２、請求項２記載の飛行機にして、前記推進セクタ内
   の前記羽根がロータ流を偏向させる湾曲した輪郭を有し
   、他方のセクタの羽根が略平坦な外形を有することを特
   徴とする飛行機。