JPH11513635A - ハイブリッド航空機 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 本発明のハイブリッド航空機はＶＴＯＬ（垂直離着陸）、Ｒ−ＶＴＯＬ、Ｓ−ＳＴＯＬ（短距離離着陸）の性能を有する。このエアクラフトは揚力艇体（１）と、タンデムに配置され中立軸の周りに回動可能に取付けられた４つの翼セクション（２０）を具える。各翼セクションはその上で回転可能なプロペラ回転翼（２１）アセンブリを有し、この回転翼セクションが鉛直−水平間の範囲において実質的に推力を提供する。翼及びプロペラは非常に強固に、かつ、翼とプロペラからの力を艇体へ分散するように設計された張り出し材により艇体と一体化されている。艇体は気流のなかで空気力学的な揚力を生じるように、又、要求される曲率が異なるパネル数を最小限にすることでその構成を単純化するように形成されている。艇体は半硬性のパネルと、下側クラッディングフレームと、機首及び艇首クラッディングノーズコーンとで覆われた圧力緊張フレームで構成されている。このフレームを覆う半硬性パネルは気密性及び耐摩耗性を有するラミネート材で構成され、接続リブ及びラッチシステムによりフレームに連結されている。このフレームは、連続的に配置され、艇体の長軸に直交する複数の湾曲した細長い弓形セグメントからなり、ねじれ部材により連結されている。このエアクラフトを駆動するにはターボ電動システムを用いることができる。更に、プロペラ回転翼に代えておよそ８〜１２の高速ファンを具える新型ハイブリッド航空機についても記載されている。

Description

【発明の詳細な説明】 ハイブリッド航空機 発明の属する技術分野 本発明はハイブリッド航空機に関し、特に、垂直離着陸（ＶＴＯＬ）及び／又 は走行垂直離着陸（Ｒ−ＶＴＯＬ）及び／又は超短距離離着陸（Ｓ−ＳＴＯＬ） の能力を具えるハイブリッド航空機に関する。「ハイブリッド」なる用語は、原 動力、グランドエフェクト、推進揚力、静止揚力の４つの揚力原則がこの航空機 に集積されていることを意味する。 発明の背景 相当な距離を短時聞に、効率的に、及び効率の良いコストで重量のある積荷及 び／又は多数の乗客を輸送する必要性によって、中〜長距離間の輸送において限 定的に成功した様々な中〜大型航空機（ペイロード３０〜１００トン）が設計さ れた。この航空機は、その操作を支援するのに巨大な地上設備を必要とする。 現在では、商業的航空運輸パターンと操作パターンとを相補する機能を具える 一方、中程度（３０〜４０トン）のペイロード能力を具え、時速約４００ｋｍま での巡航速度で、快適なワイドボディのキャビンを具え、重量（heavy lift）Ｖ ＴＯＬ及び超短距離離着陸（Ｓ−ＳＴＯＬ）の操作能力を具え、一般的に短〜中 距離（１５０〜１０００マイル）のレンジで好適な輸送経済性を具え、整地され ていないフィールドサイト及び／又は低開発地域及び／又は既存の地上航空設備 のいずれでも使用することができる輸送サービスを可能にするようにバランス良 く設計された輸送サービスは存在しない。 特徴のある航空機の設計に到達する努力と見ることができる最新型飛行機の設 計は７０年代及び８０年代に現れた。一般に軽航空機（ＬＴＡ）と呼ばれるこの ような飛行機は、浮揚優勢揚力原則を基本とする。静的揚力ガスを用いて、実質 的な浮揚能力（３０〜５０トン）を得るためには、このようなＬＴＡ飛行機はサ イズと体積が莫大なものになってしまう。これらの飛行機は多数の欠点を有して いる。スピードが遅く粗末な制御特性を有し、地上における扱いが困難であり、 バラスト行程は荷積み及び荷下ろしに実用的でない。更に、これらの飛行機は航 空機の支持構造を有することができず、巨大な体積によって生じる莫大なドラッ グペナルティのため、時速１６０ｋｍ以上を維持することができず、その結果輸 送料は乏しいものとなる。 piasecki et al.の米国特許第4,591,112号「ハイブリッド飛行機」の発明によ りＬＴＡ飛行機の速度の欠乏を向上させる努力がされてきた。ここでは、ＬＴＡ 飛行機に推進手段を付加して、その構造と推進手段の重量を相殺する静的揚力を 提供するようにしている。この設計では未だ巨大な断面積を要し、それに伴う相 当量のドラッグペナルティが存在するため、より早いスピードを実現できない。 このハイブリッド飛行機は更に、過剰な物理的サイズによって生じる地上におけ る扱いの問題もある。この低速飛行能力（時速１１０〜１３０ｋｍ）は乗客を輸 送する商業ユースには特に適さない。これは未だクレーン移動輸送に適した典型 的な特別任務の飛行機の概念を残している。このような設計に直面する更なる重 大な工学的問題は、あまり良く統合されていない大きな空間を占める推進サポー ト構造や機体構造に作用するヘリコプタ型推進手段による振動力に対処する能力 である。 更なるハイブリッド飛行機の改良により、艇体の形から限定的に浮力を得る、 部分的に浮揚性のある飛行機が設計された。このような飛行機の一例が、Clark et al．による米国特許第4,052,025号に示されている。この飛行機は長距離飛行 機であるが、非常に寸法が大きく、実際に飛行機構造に用いることはできない。 この飛行機はそれぞれの胴体パネルの形態が異なり、非常に複雑で高価なものに なる。更に、螺旋状に巻かれた機体の基本構造は、時速４００ｋｍ程度の中〜高 速巡航速度を得るための剛性を欠く。その巨大な翼幅及びその他の寸法は工学的 な問題を生じるものであるし、ＬＴＡ飛行機のような部分的に浮揚性のある飛行 機も地上における扱いの問題を有する。更に、この部分的浮揚飛行機はＶＴＯＬ 能力もＲ−ＶＴＯＬ能力を具備していない。このタイプの飛行機はペイロードが 大きく、長距離輸送が可能である。しかしながら、巨大なジャンボジェットのよ うな他の飛行機と比較した場合、この部分的浮揚飛行機はペイロード及び速度、 その他の生産性において競争にもならない。 同じ分野において更に他の努力がなされ、Miller，Jr．による米国特許第4,14 9,688に記載されているような「ジェットフラップ」と浮揚体の組み合わせに重 点においた部分的浮揚飛行機が設計された。この飛行機は短距離離着陸に適する ように見えるが、３角形の機体に反動推進エンジン（スラスタ）を取付けるのは 好適とはいえず、そのＶＴＯＬ能力にかかるクレームは効率性に欠けるものであ った。この後部配置型スラスタは、そのプロペラ後流が艇体の後端部にあたるた めＶＴＯＬ能力を妨げるものである。更に、ＶＴＯＬ機能において、前後に配置 されたスラスタは空中停止の際の飛行機のピッチモーメントを均衡にする洗流地 上効果の原因となる。更に、構造的にも、このような３角形の胴体は非効率的で あり製造コストがかかる。 ヘリコプタは便利なＶＴＯＬ飛行機であるが、構造が複雑であり作動コストが 高い。ヘリコプタはその揚力のすべてをそのエンジンから得ているため、ペイロ ードの大部分が燃料で占められてしまい、中距離（１０００マイル）輸送に対す る実質的なペイロード（１０トン以下のペイロード）を実現することができない 。有効キャビンスペースが非常に限られているため、人間や低密度のばら荷をヘ リコプタで輸送するのは特に高価になる。ヘリコプタはそれでもなお、航空設備 や地上アクセスに欠ける遠隔地に輸送する場合に有効であり、ここではＶＴＯＬ 能力がその経費を正当化する。ロータのサイズや数を増やしてヘリコプタの輸送 許容量を改善させる試みがなされてきた。しかしながら、これらの航空機はヘリ コプタ輸送の商業的可能性を飛躍的に改良させるものではなかった。 地域的短距離輸送（５００マイル程度まで）の航空輸送にかかる問題点の解決 を探求した更なる航空機の設計はチルトロータ航空機であり、ベル・ボーイング Ｖ−２２として知られている。このチルトロータ航空機はチルト可能な巨大なロ ータを具え、ＶＴＯＬ能力と水平推進力との両方を具えている。このタイプの航 空機はいくらかの動的揚力を提供する翼が固定されている。ヘリコプタと同様に チルトロータ航空機はその製造及び操業が高価であり、重量物や大きな貨物を輸 送することができず、キャビンスペース及び快適性が限定されている。コスト効 率の良い旅客輸送能力はない。このチルトロータ航空機がヘリコプタより優れて いる主な点は、高速でペイロードを輸送できる能力である。しかしながら、チル トロータ航空機は実質的にコストが高いため、その唯一の適用は輸送スピードが 重要である軍事輸送作戦及び、特別偵察作戦オペレーションに限定されている。 この結果、現在のところチルトロータ航空機の商業利用はありえないと解されて いる。 発明の概要 ５〜５０トンのペイロードと、距離に関わらず有効な巡航速度と、現存の航空 施設及び低開発の航空施設の両方に利用可能な能力と、未整地の地上サイトで利 用可能な能力との適正なバランスを提供する航空機が発明された。 この航空機はＶＴＯＬ、Ｒ−ＶＴＯＬ、及びＳ−ＶＴＯＬの能力を具備し、従 来の航空機の３０％の滑走路長しか必要とせず、時速３００〜４００ｋｍの中速 巡航速度を達成する能力を具えている。この航空機は従来の飛行機及びヘリコプ タに比して遙かに広いキャビン及び貨物保持スペースを具え、生産、就航、メン テナンスにかかるコストが妥当である。本発明の航空機は、従来の航空機と同等 の大きさに構成することができ、既存の航空機整備及び補助構造を適用すること ができる。 この航空機は多用途性及びその高い費用効果により、広範囲に適用することが できる。一例として、本発明の航空機は、通常の航空輸送設備に欠ける地域にお いて、Ｒ−ＶＴＯＬ及びＶＴＯＬオペレーション能力とを組み合わせて、旅客輸 送と軽量な重要配達貨物の組み合わせ輸送又は負荷の重い輸送に利用することが できる。この航空機は、測量、偵察、探索、又は救出といった低速又は低高度で の飛行オペレーションに用いることができる。この航空機は高開発産業地域にお ける旅客及び貨物の超短距離間のポイント輸送に用いることができる（時速１５ ０〜３００ｋｍの複数停止往復就航ルートとして）。 実質的に減少された９０〜１５０ｋｍの離着陸スピードにより、衝撃に強いタ ンデム翼構成と、失速しようがなく、ＶＴＯＬ及びＲ−ＶＴＯＬにおいて艇体の 下に空気の安全クッションを提供する浮揚体型の艇体との機体ジオメトリを具え る航空機が発明された。 本発明の実施例では、この航空機は、その周りに複数の翼を有するエーロフォ イルの艇体を具える。各翼には、例えばプロペラ又は剛性のあるプロペラ回転翼 といったプロペラ手段が設けられている。この翼はそれぞれ空気力学的圧力中立 軸の回りを回動可能であり、プロペラ手段もそれぞれが独立的に回動可能に設け られている。この翼及びプロペラ手段の回動は制御可能であり、組合わさって浮 揚スラスト力、制御スラスト力、及び前進スラスト力を提供する。ある実施例で は、全要素の回動がコンピュータ制御されており、例えば横風などの中でも確実 に瞬時の制御力を提供する。 各翼はそれぞれの中立軸の回りを回動するため、個々の翼の角度を変えるのに 必要な力は最小限ですむ。これによって、翼にプロペラ後流が作用する時、実質 上瞬時のベクトル力が生じ、例えば左右の翼セクションに作動偏差といった制御 モーメントが得られ、横風による旋回モーメントを打ち消す。航空機の所望の体 勢を維持するためにより大きな力が必要なときには、回転翼を回動させて付加的 かつ確実な制御力が生じるようにする。 本発明の他の実施例では、この航空機の艇体の形状は有用な地上浮揚効果を発 生し、ＶＴＯＬ動作を補助すると共に、ＶＴＯＬ浮揚能力を向上させる。この地 上浮揚効果は艇体の周りに配置され、有用な垂直推力を生成する複数のプロペラ により提供される。このプロペラは艇体に対して離れた位置に配置されており、 それぞれのプロペラ後流が実質的に艇体にあたらないよう構成されている。この ようなプロペラ構成により、離陸当初には、各プロペラスラスト柱から垂直に押 し下げられる気団の５０％が地表から転向されて艇体の下に内側へ向けられる。 各プロペラからのこれらの気団は跳ね返って上昇し、艇体の下のエアクッション となり、上側へ作用して地上浮揚効果が生じる。好ましいことに、プロペラはそ れぞれ艇体を上から見たときの中心点に向けて旋回方向をとるように選択されて いる。例えば、４つのプロペラは前後及び左右で反対方向に旋回するよいにして も良い。 本発明の他の実施例では、Ｒ−ＶＴＯＬ及びＳ−ＳＴＯＬにおいて、艇体が空 気力学的揚力を担う主要素となっている。巡航速度に到達したら、艇体の働きは 終わり要求される動的揚力の５０％が翼セクションに補助される。これにより揚 力−抗力率の値が、従来の設計の翼に匹敵する８〜１１に向上する。艇体はその 上側表面及び下側表面のキャンバ角度が変化するよう形成されており、これによ り気流の中でより空気力学的揚力を得ることができる。この航空機の空気力学的 な艇体の揚力はＲ−ＶＴＯＬ又はＳ−ＳＴＯＬ動作の際に、ＶＴＯＬ動作におけ る許容負荷に比してペイロードを１００〜１２０％に増大させる。好適な実施例 では、航空機の艇体の大きさは航空貨物の許容積載量を最大限にすると共に抗力 状況を最低限にするように選択して、輸送における生産性を最適化するようにし ている。 本発明の更に別の実施例では、艇体は時速４００ｋｍの航空速度に耐えうる剛 性を具えるよう構成されている。この航空機の艇体はモジュラねじれ部材を間に 配置した交軸リングで構成され、３角形の測地線型のスペースシェルフレームを 形成している。外側の硬質コンポジットシェルは半硬性であり、スペースシェル フレームの周囲に設けられている。付加的内部加圧手段がこの機体を圧力緊張構 造にしており、通常巡航負荷状況において非加圧機に比して５０％程度まで硬度 を高めている。スペースシェルフレームは圧力不全の場合でも構造的な強度を具 える大きさに形成されている。この場合でも巡航速度を時速２００〜２２０ｋｍ 程度に落とせば安全なフライトを続行することができる。 本発明の航空機は様々な適したシステムで駆動することができる。例えば、従 来の動力伝達経路を適用することができる。本発明の他の実施例では、ターボ電 動システムを用いることができる。ターボ電動システムはセントラルガスタービ ンエンジンと、プロペラ手段へ動力を伝達する手段とを具えている。このシステ ムは従来システムに比して、重量の面やクロスカップリング伝送の必要性の回避 を含む様々な利点を有する。更に、胴体内部にタービンを設置することにより、 タービンからの加熱ガスを内部ダクトさせることができる。このような構成で排 気ガスを熱変換して、必要に応じてキャビンの暖房に用いたり、機体表面の凍結 防止に用いたり、静的浮揚システムに用いたりすることができる。 本発明の更なる実施例では、「ラージコンポーネントエアフレームアプローチ 」と呼ばれる革新的な機体構成方法を導入した浮揚艇体ジオメトリの設計がなさ れている。この方法は機体の部品数を相当減らした機体生産を可能にする。費用 のかかるオートクレーブ養生とは異なる複合形成技術を用いて中サイズのビーム プレート及びパネルエレメントを生産する方法で、機体の様々な部品をブレーク ダウンすることができる。技術とセルフアライニングコンポーネントの融合がこ のような航空機の組立を容易にする。低速と減少させた空気力学的負荷により、 ケブラー（商標名）やＥ−ガラス（Ｅ−Ｇｌａｓｓ）及び熱塑性部材などのより 費用のかからない材料を使用することができる。 本発明のプロペラ手段には、例えば高速ファン又はプロペラ回転翼などの様々 なタイプのものを用いることができる。高速ファンを用いる場合には、ファンは 艇体の周囲に配置され、航空機は「最新型ハイブリッド航空機（ＡＨＡ機）」と 呼ばれる。好ましくは、直径２．５〜４ｍの８〜１２個のファンを、指向性推力 の範囲の推力デフレクタと共に艇体の水平中心線の周りに配設する。その他のフ ァンは例えば艇体の機首に設けて、指向性又は前進巡航推力を得るようにしても 良い。この航空機はあらゆる飛行モードにおいて卓越した方向制御を提供する。 従って、本発明の幅広い特徴によって、航空機は、艇体と、エーロフォイル型 に形成され別個に間隔をおいた位置関係をもって前記艇体の周りに設けられた複 数の翼であって、各翼がその空気力学的圧力中立軸の周りに回動可能に取付けら れた翼と、前記各翼に取付けられ、前記翼に対して独立的に回動可能なプロペラ 手段とを具える。 本発明の更なる幅広い目的に関連して、航空機は、上側面と下側面とジオメト リックな中心点とを具える艇体と、前記中心点を通る垂直軸と、前記艇体に設け られ前記中心点の周りに別個に間隔をおいた位置関係で設けられた複数のプロペ ラ手段とを具え、前記各プロペラ手段が前記垂直軸に対して実質的に平行に推力 を提供し、かつ、前記艇体の下側面に向けてプロペラ後流を発生するように配置 されており、前記下側面が前記艇体の下に偏向した前記プロペラ後流を捕らえる ように形成されている。 本発明の他の幅広い目的に関連して、航空機は、縦軸を有し気流の中で実質的 に空気力学的揚力を提供するように形成された艇体を具え、前記艇体のアスペク ト比が約１〜２．５であり、翼弦厚さの比が３〜４．５の間である。 本発明の更なる幅広い目的に関連して、航空機の艇体は、断面において接線に て接続されている４つの弧形部材が具える。 本発明の他の幅広い目的に関連して、航空機は、縦軸を有し前記縦軸に直交す る翼セクションと、隣接するフレーム部材の間に配置された一連のねじれ部材と を具え、リングとねじれ部材が 本発明の他の幅広い目的に関連して、航空機は、縦軸を有し連続する複数の翼 セクションであってそれぞれが実質的に前記縦軸とほぼ直交する翼セクションと 、隣接するフレーム部材の間に配置された複数のねじれ部材とを具え、リングと ねじれ部材が３角形型フレームを形成するように連結していることを特徴とする 。 本発明の他の幅広い目的に関連して、航空機は、複数の翼セクションと複数の プロペラ手段とを具える艇体とを具え、ガスタービンと、オルタネータと、電力 調整及び伝達システムとを具える前記プロペラ手段がターボ電動システムにより 駆動され、前記ガスタービンで発生した電力を前記プロペラ手段に供給すること を特徴とする。 本発明の更なる幅広い目的に関連して、航空機は、気流の中で実質的に空気力 学的揚力を提供するように形成された艇体と、前記艇体の周りに配設された複数 の翼セクションと、前記艇体の周りに配設され、これらファンと共に設けられた 推力偏向手段を有し指向的推力の範囲を提供する高速ファンとを具えることを特 徴とする。 図面の簡単な説明 本発明の特定の実施例を示す添付図面を参照して、本発明の更なる詳細な説明 を以下に記載する。これらの図面は本発明の典型的な実施例のみを示すものであ り、本発明の範囲をなんら限定するものではない。 図１は、プロペラが水平推力位置にある航空機の外的構造の全体を示す斜視図 である。 図２は、プロペラが垂直推力位置にある図１に示す航空機の側面図であり、キ ャビン及びコクピットの構成を示す。 図３は、浮揚艇体の上側面を取り去った状態の下側胴体の構成を示す斜視図で ある。 図４ａは、艇体の構成のジオメトリック原理を示す断面図である。 図４ｂは、艇体のコンポーネント構成におけるジオメトリック原理を示す斜視 図である。 図５ａは、地上浮揚効果の原理を示す正面図である。 図５ｂは、浮揚艇体の周りに配置された４連スラスタによって生じる旋風パタ ーンを示す平面図である。 図６ａは、航空機胴体の構成要素を示す斜視図である。 図６ｂは、図６ａに示す６ａ−６ｂ線に沿った断面図である。 図６ｃは、艇体表面のボックスプレートの結合アセンブリを示す斜視図である 。 図６ｄは、一般的な独立型ベイを示す斜視図であり、キールと、スペースシェ ル型フレームと、交軸リブを示す。 図７ａは、ケーブルガイド／クランプ装置と複数のスペースフレーム部材と具 えフレームノードコネクタの構成を示す斜視断面図である。 図７ｂは、ケーブルガイド／クランプ装置と複数のスペースフレーム部材とを 具えるフレームノードコネクタの断面図である。 図８ａは、外側カバーに連結したリブセクションを示すシェル型フレームノー ド結合の斜視図である。 図８ｂは、外側カバーに連結したリブセクションと、外側カバーパネル連結部 材とを具えるシェル型フレームノード結合の断面図である。 図８ｃは、スペースシェル型フレームと外側カバーパネルとを連結するリブセ クションを示す側面図である。 図８ｄは、外側カバーパネルコネクタを示す断面図である。 図８ｅは、代替の艇体表面パネルを示す断面図である。 図８ｆは、一体型エアダクトを具える代替の艇体表面パネルを示す断面図であ る。 図９ａは、図１に示す航空機のプロペラ及び翼セクションを示す斜視図であり 、本発明で適用する回動範囲を示す。 図９ｂは、独立した翼セクションの垂直偏向機能と垂直差動偏向範囲を示す斜 視図である。 図９ｃは、エンジンナセルに取付けられたスタピライザを具える代替のプロペ ラの配置を示す側面図である。 図１０は、フライト制御システムの主要素を示すブロック図である。 図１１は、ターボ電動システム（ＴＥＤＳ）の回路を示すブロック図である。 図１２ａは、一体型連通ビームを具える艇体本体部の断面図である。 図１２ｂは、連通ビームと張り出し材との結合部分における内側フレームを示 す斜視図である。 図１２ｃは、外側張り出し材と回動翼セクションの構成を示す斜視図である。 図１３ａは、代替のＡＨＡ機の構成を示す平面図である。 図１３ｂは、代替のＡＨＡ機のスラスタの配置を示す正面図である。 図１３ｃは、代替のＡＨＡ機のスラスタの配置を示す側面図である。 図１３ｄは、図１３ａに示す代替のＡＨＡ機のファン装置を示す部分断面図で ある。 好適な実施例の詳細な説明 本発明の詳細な説明を、航空機の主な特徴と機体の主な構造ブロックについて 総体的な見地から以下に記述する。その後、製造行程を単純化する基本となる「 単純化ジオメトリ」の特徴を説明し、次いで本発明の機械的な特徴である圧力艇 体構造を説明し、次いで制御面における特徴、更に本発明の航空機に特に適した 最新推進システムについて述べる。最後に、本発明のハイブリッド航空機の代替 としての第２の実施例について記述する。 図１、図２及び図９ａに、本発明にかかるハイブリッド航空機（ＨＡ）（以下 、単に航空機と呼ぶこともある）の好適な実施例を示す。この航空機は浮揚艇体 １と４つの推力発生プロペラ回転翼２３ａ、２３ｂ、２３ｃ、２３ｄとを具え、 これらの回転翼は張り出し材７４（図１２ａ、１２ｂ）端部に艇体の両脇に沿っ て 中心線の機首側及び機尾側に設けられている。図１に明確に示すように、タンデ ムに配置された４つの翼セクション２０ａ、２０ｂ、２０ｃ、２０ｄは、張り出 し材の空気力学的圧力中立軸６５（図９ａ）において張り出し材を中心に回動可 能に取付けられている。４つの推力生成プロペラ回転翼２３ａ、２３ｂ、２３ｃ 、２３ｄはナセル２１ａ、２１ｂ、２１ｃ、２１ｄに覆われたエンジンにより駆 動され、水平位置では（図９に点線で示すように）航空機を前方に推進させると 共に、垂直位置では静的垂直揚力推進させ、ＶＴＯＬ、空中停止、Ｒ−ＶＴＯＬ において同様に推力の制御を行う。プロペラ回転翼の回動軸２４ａは独立的に回 動可能であり、エンジンナセル２１ａを通る軸２２ａの回りを、垂直方向に対し て−１０°〜９０°の範囲で回動可能である。翼２０の軸６５がプロペラ回転翼 アセンブリ２１、２３の軸２２と共通であることが好ましい。以下により詳細に 説明するように、各プロペラ回転翼アセンブリ２１ａ、２３ａはプロペラ回転翼 と、エンジンと、ギヤボックスと、潤滑システムと、ナセルに覆われたクロスシ ャフトへのインターフェースとで構成されている。クロスシャフト１９、１９’ は艇体内部の連通ビーム内に取り付けられている。 ＨＡ機体全体の主な補助システム要素と、負荷を支持・配置する構造的要素の 配置を図１、２、３、６ａ及び６ｂに示す。浮揚艇体１の下部には大型のキール ２５が一体化されている。キール２５の上には２本の連通ビーム２６、２６’が 、機首及び機尾部分においてキール２５に直交する方向に延在する。これらビー ム２６、２６’はキール２５及びスペースフレームシェル構造４１と連結されて いる。付加ビームトラス構造７５、７５’（図１２ａ）がキール２５とシェル構 造４１とを連結し、後部着陸ギア８ｂ、８ｃの位置でキール２５の左右外側へ、 艇体の下側底部を横切って延在している。ビームトラス構造７５、７５’は着陸 ギア８ａ、８ｂ、８ｃからの負荷を、キール２５と艇体１の下部へと緩衝し、再 分配する。着陸ギアは従来の三輪の着陸ギア配列８ａ、８ｂ、８ｃである。外部 貨物の輸送動作における困難な点が設けられており、これは艇体の下側中間部分 に設けたフック１０と艇体内部のトラス補強部材１０’とを具えている。構造上 、これはキール２５に一体化されている。 交軸リブ５０、５０’もまた艇体下部に形成されている。トラス構造を有する これらの交軸リブ５０、５０’は、シェル４１及びキール２５と一体的に設けら れ、艇体下部の曲率に沿って連続している。キール２５、ビーム７５及び７５’ 、交軸リブ５０及び５０’とが航空機の最も強度のある部分を構成する。艇体の 下部は、艇体に更なる強度を付与するように連結されたボックスプレート要素５ ４で形成されたシェル３０によって画定されている。この航空機の艇体下部のシ ェル３０は機能面で最も高度な機械的表面強度を必要とする。有用な空気力学的 及び機械的な表面強度は、例えばＶＴＯＬや水上着陸の際に生じる相当な衝撃と いった着陸時に生ずる地上効果による衝撃負荷の際に底部のシェル３０に作用す る。 この航空機は、艇体内部を上半分と下半分と、キール２５内に形成された下側 キャビン１３と、デッキ１６と、リブ５０、５０’に支持されたフロアビームと 、上側キャビン１４と、に分ける仕切り構造４８、４８’を具えることが好まし い。このような二重デッキの概念は従来の航空機搭載を越えた利点を提供してい る。上側キャビン１４には軽量の負荷、例えば旅客や小包を搭載し、下側キャビ ン１３は実質的に高密度の貨物に適しており、重い負荷にも耐えうるからである 。 ＨＡの３０トンの商業的ペイロードに対して下側キャビンの一般的な艇体の幅 を６〜７ｍとすると、デッキ１６を設けて上側キャビン１４を形成することによ り、例えば下側キャビンサイズの１１０％まで実質的な追加キャビン面積を実現 することができる。このようにして、この航空機の１００％の積荷設計重量を実 現することができる。上側キャビンは１立方フィートあたり７〜１０ポンドの低 比重の積荷や追加の旅客を収容することができる。このことは、ＶＴＯＬでの使 用時と比して１００％〜１２０％以上のペイロードを運搬することができるため 、航空機がＲ−ＶＴＯＬやＳ−ＳＴＯＬモードで使用する際に特に業務上の利点 となる。 旅客輸送を容易にするために階段１２ａ及び１２ｂを設けて、下側キャビン１ ３と上側キャビン１４間の往来ができるように構成されている。更に、後部アク セスドア５が設けられている。貨物の積み降ろしは、下側キャビン１３に開かれ た大きなフロントランプ３を介して行われる。これは特別な積み降ろし装置を必 要とせず、積み降ろしの時間を短縮することができる。更に、従来の航空機に比 してキャビンと外側空間との間の気圧差がはるかに少ないため、上側キャビン１ ４には大きな窓６を好適に取り付けることができる。例えば４×６フィートの面 積の大きな窓６を具えるメイントップ旅客キャビン１４のこの設計の特徴は、通 常高度８，０００から１２，０００フィートで飛行するこの航空機から特別な魅 惑的な眺めを提供することができることである。ビューポート７は下側キャビン １３から眺められるようにフロントランプ３と一体的に設けることができる。 シェル４１は艇体幅の約１８％〜８５％に延在している。シェルは一連の交軸 リング４３とこのリングを連結するねじれ部材４４により形成され、その外観は 測地型構造に近似している。シェル構造４１はその基本となる固有の三角ウェブ により、従来のツェッペリン型飛行船のリングや縦ビーム構造に比してねじれ力 を約１００倍も吸収するように最適化された、非常に強度があり頑丈な内側本体 シェルを具えている。製造を容易にするために、艇体１のシェル構造部分４１は セグメント４３’（図６ｄ）に分解することができる。このセグメントは、通常 長さが５〜７．５ｍの艇体セグメントを形成するねじれ部材４４に対応する３〜 ４のリング４３を有する。通常は艇体のサイズに応じて５〜１０のセグメントか らなるアセンブリで、シェル全体を形成する。シェル４１の周りにはカバーパネ ル４２が半フレキシブルに設けられており、艇体１の圧力緊張及び空気力学的ク ラッディングを得るようにしている。 スペースフレームシェル構造４１には強化リング（図示せず）が設けられてお り、その両端にテーパ形状前部艇体キャップ５７とテーパ形状の後部艇体キャッ プ５７’を取付けることができる。キャップ５７及び５７’は自立型であり、艇 体のシェル３０と同じボックスプレートエレメント５４から作られている。図６ ｃに示すように、これらのエレメント５４はケブラー、グラファイト、ハニカム 状部材とケブラーとの組み合わせを含むサンドイッチ構造に形成されている。こ れらのエレメントはエンドキャップ５７及び５７’のモジュール構造を容易にす る。 比較的広々とした艇体１の上側内部には、必要に応じて、例えばヘリウムや熱 気などの静的浮揚ガスを収容するのに十分な空間を得ることができる。このよう な浮遊ガスの収容は、航空機をＶＴＯＬに使用する場合に特に有用である。代替 的に、又は追加として、例えばセンサプラットフォーム任務に有用な大口径レー ダー装置などを、必要に応じてこの空間に好適に配置することができる。 シェル３０、４１と、カバー４２と、キャップ５７及び５７”を具える艇体は 好適な緊張状態が保たれている。地上においても航空機及び艇体のこの望ましい 緊張状態を維持するために、例えば１〜１．５ＷＣの残留内部気圧を必要とする 。従って、全ての有用な目的のために、仕切り構造４８及び４８’は気圧を緊張 状態に保ち、キャビン１３、１４及びドア３、５を艇体の上側空間から隔離する のに必要である。仕切り構造４８の材料は可撓性の膜構造、又は、例えば１〜３ ｍｍ程度の薄い構造で従来のサンドイッチ構造より層の数が少ないサンドイッチ 構造である。この仕切り構造はキャビン１３、１４とは離れた位置に、キール２ ５と、ビーム２７のテント型枠組と、サスペンションケーブル４９とによって支 持されている。 胴体形状の調整ジオメトリの説明 図１、２及び図４ａ、４ｂに示すように、艇体１の形状は単純かつ局部的に対 称ジオメトリを基礎としており、断面図においてほぼ楕円形をなし、機首１’及 び機尾１”に向けてテーパ状に形成されている。艇体１全体のサイズ、すなわち 翼の表面積と等価のサイズは、航空機に要求されるＲ−ＶＴＯＬ及びＳ−ＳＴＯ Ｌの浮揚能力と、通常は時速９０〜１３５ｋｍの低速での離陸する必要性により 決定される。この艇体ジオメトリは更に、通常は時速３００〜７００ｋｍといっ た中〜高速の巡航速度でＶＴＯＬに要求される推力で、満足すべき揚力−抵抗比 を８〜１２に保つ意味で良好な空気力学的巡航抵抗パフォーマンスを提供する。 更に、この艇体ジオメトリは、対称的な地上効果パターンを用いて航空機の重心 及び空気力学的な中心点の下にあたる巨大な「エアクッション」の形成を容易に する。この艇体１の形状は内的加圧を利用して浮揚艇体の剛性を増大させるよう 丸く膨らんでおり、最小限（通常２５ｃｍ）の喫水で水面に着水するのに適した 形状を提供している。この形状は生産コストを低くし、この半軸対称な断面は航 空機の生産において反復的なプレート素材の使用を可能にし、通常は４０〜６０ 種類の異なる部材しか必要としない。 便宜のために、艇体ジオメトリの説明において、以下に記載するような従来の 一般的なジオメトリを説明する。ｘ軸は航空機の幅方向に直交する水平軸、ｙ軸 は垂直軸、ｚ軸は航空機の長さ方向に沿った軸を示す。艇体の断面の輪郭線は２ つの小さな弓形部材３０、３０’及び接線方向の端部の大きな弓形部材３１、３ １’とから構成されている。角度αとβはｘ軸からの弓形部材３０、３０’の端 部の回転距離を示している。 この断面図はほぼ楕円形であるが、数学的には楕円の輪郭に一致するものでは ないことは重要である。この艇体の断面積は、Ｚ軸に沿って与えられた測定長さ 「ｚ」の値と共に変化する。既知のジオメトリの法則に従い、艇体の各断面にお ける最大艇体幅Ｘ（ｘ）及び最大高さＹ（ｙ）の値は以下のように決定すること ができる。 艇体幅の値： Ｘ ＝(0.5^*x₁ ^*R_Omax)+r_n(x) 艇体の上側の高さ： Ｙ ＝(f)α,(x₁ ^*+R_Omax),r_n(x) 艇体の下側の高さ： Ｙ’＝(f)β,(x₁ ^*+R_Omax),r_n(x) ここでx₁の値を２〜３．５に仮定すると、R_Omaxが本来の回転体の選択された 最大直径となり、r_n(x)がそれぞれの小さな弓形部材の個別の半径となる（各艇 体セクションにおける３０、３１’、ｎはｚ軸に沿った長さ）。 艇体の断面セクションは元々は半分に切断された回転体であり、この回転体は 元の最大半径R_Omaxと弓形部材３０と３０’の中間に挿入された一定の中間セク ション３２とを有する。この基本半径R_Omaxを選択すると艇体の基本最大高さが 決定される。ファクタＸを掛けることによって決定されるR_Omaxは一定の中間セ クション３２の幅、即ち胴体のアスペクト比を決定する。この離散値ｘは所望の 離陸速度が与えられた艇体によって支持されるべき空気力学的揚力の量に主に依 存する。望ましい構造の軽い機体重量及び良好な空気力学的性能を得るには、一 定の中間セクション３２の値を２^*R_Omax〜３．５^*R_Omaxにしてアスペクト比を０ ．７５〜２．５に変化させる必要がある。 艇体断面ジオメトリの他の変形例は、ｘ軸に対する弧の角度α及びβの選択で ある。同じサイズの浮揚艇体の空気力学的揚力条件を向上させるためには、異な る弧の角度α及びβを用いることができる。艇体の下側部分においては弧の角度 βは７５〜８５°が最も好適である一方、艇体の上側部分においては弧の角度α は６０〜７０°が好適である。このジオメトリにより、艇体１の上側のトップア ーク３１のキャンバがより大きくなり、より多くの空気力学的推力を生成する。 周知のように、より大きなキャンバのエーロフォイルによって、同じ翼の基準表 面積に対して揚力効率がかなり大きくなる。同時に、下側艇体に対して上側艇体 のキャンバを大きくすると、下にあるシェルフレーム部材をより屈曲させること により、実質的なフェイルセイフ機構を有する胴体の生産が容易になり、「スナ ップスルー」として知られている現象を減少させる。これは垂直方向に吹く突風 による最大曲げストレス及び艇体の加圧システムに障害が生じた場合に特に有用 である。 同時に、上述した方法によると、下側の角度βが７５〜８５°あるとき、艇体 の下側部分３１’の曲率が上側の弧３１のそれより少なくなる。この結果、実質 的に平坦な艇体の底面が空気を捕らえて、浮揚体１の下に集積した圧力を生成し て地上効果揚力を得ることを容易にする。艇体のより平坦な下側部３１’の構 造の潜在的な弱さは、艇体１の下側中間部に設けられた剛性を有する強化キール ２５及びリブ５０，５０’により相殺される。 図２及び図４ａに示すように、厚さが１．５〜３ｍの一般的な艇体セグメント の断面における連続的変化分は、これらの全体アセンブリを概して完全対称又は 半対称的なエーロフォイル形状に形成する。このアスペクト比の小さいエーロフ ォイルにより、１：３．５〜１：５、弦の長さ−厚さ比、即ち側面図において２ ０〜２８％の厚さを有することができる。中程度の胴体の細さを有するこのよう な航空機は、巡航飛行において艇体に生じる曲げモーメントによる構造的変形に 対する耐性効率が良い。 上述した方法を適用することにより、空気力学的効率が良い艇体形状の最適面 積−体積比は、長短比を約３〜３．５にすることで実現できる。 図４ｂに示すように、それぞれの弧３０、３０’、３１、３１’は、生産に好 適なように通常は弧長１〜１．５ｍの弧に最適化された任意の個数ｎの弓形部材 に分けることができ、艇体の長さは通常は２．５ｍのセグメントに分けることが できる。このようなセグメンテーションにより、艇体を覆うパネルには２又は３ 種類の曲率しか要求されない。このようにセグメンテーションは、艇体のリング ４３とねじれ部材４４にも適用することができる。構成要素の生産と組立最終費 用が相当に削減される。更に、ある種の適用においては、図５ｂの符号３９に点 線で示すように、艇体１は機首側と機尾側を本質的に対称形状に設計することが でき、従って形状の異なる機体構成要素の数を５０％まで削減できる。 浮揚艇体と４連ロータのスラスタの配置 図５ａ及び図５ｂに示すように、対称形状の艇体及び「４連ロータ」配置と呼 ばれる４連のプロペラ回転翼を具える航空機の、又は、４以上の推力発生器を具 える代替実施例のＶＴＯＬ又は空中停止モードにおいて、円柱状の推進洗流３５ ａ、３５ｂ、３５ｃ、３５ｄ全部において下側に移動する空気の５０％が、図５ ａに矢印で示すように、艇体の下に内側に偏向される。これら組合わさった逆回 転旋回ディスクによる空気は、符号３６に示すように艇体の下にあたり、実質的 に空気力学的中心点と同じ重心３８の下で相交わる。旋風状の空気があたると、 ９０°上方向に推進する気圧の高いゾーンが発生し、符号３６’に示すような支 えとなるエアクッションが形成される。これが、泉効果を発生する。プロペラ回 転翼２３ａ〜２３ｄの正しい配置と円柱状の洗流３５ａ〜３５ｄがカーテンのよ うに作用して、比較的幅広い艇体の下で空気を捕らえる。前部プロペラ２３ａ、 ２３ｄと、後部プロペラ２３ｂ、２３ｃ、及び左右を逆回転させることによりこ の効果は増進し、それが望ましい。このようなプロペラの逆回転においてギャッ プ３７、３７’のみが空気の逃げ道となる。従って望ましい艇体の形状は対称的 な輪郭３９であり、又は艇体１に示すほぼ対称的な形状となる。 「ＨＡ」の艇体−ロータジオメトリの典型である６ｍの模型を用いた実験によ り、この概念の有効性が確認されており、実際の揚力促進の達成に必要な詳細な 科学的データが提供された。地上と艇体曲線の最も下側部分との距離がプロペラ 直径と等しい場合に、プロペラによって提供されるもとの推力の３０％に等しい 地上推力効果が得られることが判明した。地上により近接する、例えば地上と艇 体曲線の最下部との距離がプロペラ直径の０．３５〜０．５倍である場合には、 より強い地上推力効果、例えばもともと発生する推力に３６％以上の付加推力を 測定することができた。特に、プロペラディスクの負荷が８０ｋｍ／ｍ²以下の ときにこの効果が促進される。 プロペラ回転翼の垂直推進時における艇体の干渉を最小限にするジオメトリ 図２に示すように、特にプロペラの位置が航空機が空中停止しているか又はＶ ＴＯＬにある場合、空気が艇体の上に吹き下ろし、プロペラに供給することによ る揚力の損失を防ぐために、回転翼は平面において艇体の外部境界線よりも外側 に配置されている。好ましい実施例では、プロペラの旋回水平面が艇体の長さに 沿って対応する位置における艇体の外側曲線の高さと垂直方向において実質的に 同じ位置にある。この結果として生じる気流はプロペラ面のほぼ接線方向に向け られ、プロペラに供給される空気が最小となり、艇体表面の上からくる場合に下 方流が最小限となる。図５ｂに符号Ｃで示すプロペラ旋回の外側端部から艇体の 外側境界線までの間隔は、平面図で示すように、少なくともプロペラ直径の１５ 〜２０％であることが望ましい。 艇体の翼セクションの特徴−プロペラチルト機能 機体の浮揚艇体１は、外部に推進システムを設けた基本フレーム構造を具えて いる。図９ａ、９ｂ及び図１２ａ〜１２ｃに示すように、直径の大きなプロペラ 回転翼２３ａ、２３ｄが突き出た張り出し材７４ａ、７４ｄの先端に設けられて いる。チルト可能な翼セクション２０ａ、２０ｂは艇体とプロペラ回転翼２３ａ 、２３ｄとの間に配設されている。これら翼セクションの弦の中心線４０はプロ ペラ回転翼の傾斜から独立して回動可能である。好ましくは、翼セクションは回 転して、通常の巡航時には１°〜５°の位置、Ｒ−ＶＴＯＬ時には４０°〜７５ °、空中停止の飛行制御時には１３０°以上である水平軸に対して、−１０°〜 １３０°の範囲内に位置するように取付けられている。この回転翼の軸２４は通 常は水平方向に対して０°〜１１０°の範囲に設定され、プロペラ軸は巡航フラ イトでは０°、空中停止時には９０°、制御モード及び離陸モードのときには他 の様々な角度になる。一般的に、２３°までの回転翼の軸の位置と翼の位置間の 差が実用的である。 この差動チルト機能によって、多数の利点がある。特に、従来のチルトロータ 技術に比して主な改良となる３つの利点がある。図９ａには、垂直方向に向いた 翼セクション２０ａ’と、点線で示す水平方向に向いた翼セクション２０ａとが 示されている。まず、本発明ではＶＴＯＬ及びＳ−ＳＴＯＬにおいてパイロンの 揚力損失を減らすことができる。垂直位置の翼セクション２０ａ’では、プロペ ラ後流の妨害となるものが実質的に取り去られており、翼の張り出し材７４への 洗流抵抗は、チルト可能なプロペラの補助パイロンとして使用されている固定さ れ傾斜しない翼が用いられた場合のＶＴＯＬの揚力損失が８％であるのに対して 、ＶＴＯＬの揚力損失を１．５％に削減する。 翼セクションの回動角度は、Ｓ−ＳＴＯＬ及び移動巡航時には常に、プロペラ の旋回角度より大きい角度に維持される。従来の固定式のウィングチルトロータ 航空機とは対照的に、この配置は推力の揚力損失を防ぐのみならず、発生する空 気力学的推力を増大させ、又、Ｓ−ＳＴＯＬ着陸時には逆に揚力損失を減少させ る。更に、翼セクション２０ａ、２０ｂ、２０ｃ、２０ｄは、推力プロペラ後流 の発生時には、例えば時速８０ｋｍ以下の超低速で推力と制御を提供するブロー 翼セクション２０になる。これは着陸行程の最終段階における体勢制御を維持す るのに特に有益である。Ｓ−ＳＴＯＬ及び移動飛行における空気力学的推力の向 上、より良い航空機の操作特性を得ることができる。 第３に、４つの翼セクション２０ａ〜２０ｄを独立的に傾斜させることにより 、この４つの翼の間に必要な空気力学的揚力を発生させ、巡航飛行を維持する。 速度と飛行モードに依存して、飛行エンベロープのいかなる与点において航空機 を浮揚させるのに要する空力学的揚力は、浮揚艇体及び４つの翼セクションが発 生する揚力の和で与えられる。浮揚艇体１のアスペクト比は翼セクション２０ａ 〜２０ｄのよりもかなり小さいため、発生した一定量の空気力学的揚力に対して より大きな抵抗が発生する。従って、巡航速度における浮揚艇体の負荷を軽減し 、４つの翼セクションが艇体から切り換えられた空気力学的揚力の一部分をなす という利点がある。４つの翼セクション２０ａ〜２０ｄは、かなり少ない全体の 不利な抵抗と同量の空気力学的揚力を発生し、従って浮揚艇体１自身が１００％ の空気力学的負荷を担う。 フレキシブルに吊られた外側シェルを有する予圧強化胴体 図６ａ、６ｂに示すように、本発明の艇体は、パネル４２で形成された半硬性 のカバーの周りにセミフレキシブルに取付けられた硬性半支持スペースフレーム シェル４１で構成されており、内部圧力のない状態でその全体表面ジオメトリを 実質的に維持することができる。通常０．５〜０．７５ｍのギャップ５３が、シ ェル４１とパネル４２の間に形成されている。シェル４１とパネル４２は内部加 圧と共に作用して、フレーム４１の曲げモーメントと流線型化に対する応力を、 同様の機械構造であって非予圧の航空機より約５０〜５５％程度増大させる、軽 量で強度を有する圧力容器を形成し、適切な空気力学的艇体の表面形状を実現し ている。この機械的アプローチを本願発明者は「圧力緊張シェルフレーム（ＰＴ ＳＦ）」胴体と名付けている。 内部予圧は機械工学において機体の強度を増す方法として知られており、本発 明に先立って宇宙工学及び航空工学において用いられているが、中〜高速で巡航 する大型の航空機に用いることができる適切な構造のものはなかった。一般的に 、シェル４１はｚ軸に直交するように配置された一連のリングからなる。各リン グ４３は、図１２ａに示す好ましい実施例では、１２〜１８の頂点７８（図には １８個の多角リングが示されている）を有する多角形の複数のチューブで形成さ れている。すべての第２リングは３０°又は対応して２０°回転されており、従 って２４〜３６の頂点７８が並ぶフレーム断面（正面図において）を形作ってい る。図６ａ及び６ｂに示す他の実施例では、リング４３の頂点７８は艇体の内側 輪郭の断面において上部と側部では等間隔に配置されているが、リング４３’の 下部では構造リブの連結に用いる多数の部材を取付けられるように変形されてい る。 各頂点７８は艇体曲率のｚ軸に各第２リングが沿うように並べられている。リ ング４３と、相互接続しているねじれビーム４４は、頂点において高架ノードポ イント４５により連結され内部係合した三角形のウェブを形成しており、シェル 構造にある深さのスペースを提供している。 図７ａ、７ｂ及び図８ａ〜８ｄに示すように、各ノード４５は実質的にリング の形状を有しており、又、リングのノード４５の内側から取付けられ、部材４３ 、 ４４の先端コーン４３’、４４’に設けられ打ち出しされたカウンタホールに係 合されたボルト４５’を挿入する６つのボア穴を具える。ピン型のジョイントで ある各ノード４５は、シェルフレーム４１の６つのチューブ部材を連結する。リ ングチューブ部材４３の交差面に対してノード４５は直交しており、好ましくは ノード４５の上側部に設けらたスロット６２にラッチ機構６３が挿入されている 。ラッチ６３はピンボルト４６によってスロット内に保持されており、ケーブル ５８と、内側に設けられた強化スペースフレームシェル４１から半硬式のパネル ４２の外側カバーまでギャップ５３を橋渡しする半硬式のリブ５２の端部又は歯 状突起部分との局所的な締め付けを行うクランプ装置６０の一部をなす。パネル ４２は機首キャップ５７から機尾キャップ５７’まで延在するゴア形状を具える 。ケーブルガイド／クランプ装置６０は通常は０．６５ｍの長さと０．１５ｍの 高さがあり、一対の平面部材６０”固定するクランプ６０’の形状を有する。こ の平面部材６０”はリブ５２に固着されており、組立中にクランプ６０’により 契合される。 外側カバーパネル４２のアタッチメントの機械的構造の更なる理解のために、 これらと縦接続リブ５２との連結とその機械的機能を以下に説明する。 外側カバーパネル４２は軽量の層からなるサンドイッチ構造に形成されている 。好適なサンドイッチ構造は、現在入手可能な素材において最高の強度−重量比 を提供し、外側面から内側面へ向かって；例えば０．００５ｍｍの耐摩耗性フィ ルム（例えば、タドラ（商標名））といった非常に薄い層；ポリアラミドファイ バを用いる３成分が織り込まれた層（例えば、ケブラ（商標名））；約１０〜１ ５ｍｍの厚さのハニカム状のコアシート；ポリアラミドファイバを用いる３成分 が織り込まれた別の層；そして、市場にて入手可能な金属被覆マイラ（商標名） といった有効なガスバリヤフィルムからなる最も内側の層、で構成されている。 このサンドイッチ構造の層は粘着剤で接着されている。ハニカム状のシートはこ のサンドイッチ構造に、時速約３６０ｋｍでの巡航時に外側表面に加えられる横 揺れや振動ストレスに対する十分な「水平」強度を提供する。このようなパネル 構 造は一般的に約０．４５〜０．６５ｋｇ／ｍ²の重量を有する。このパネルはア ルミニウムシートの数分の１の重さで、１．５ｍｍの厚さのアルミニウムシート に匹敵する引き裂き応力を有する。パネルは現代の気球のフレキシブル構造の数 倍の単位圧力強度を有する。 外側艇体カバーパネルの代替の実施例は、ハニカム状に配置された低密度のシ ートをフレキシブルな素材からなる２つのシートの間に配置して形成されている 。図８ｅに示す更に別の代替実施例では、フレキシブルな素材からなる２枚の薄 いシート４２、４２’が内側及び外側のカバー層を形成するために用いられてい る。１５〜３０ｋｇ／ｍ³の低密度の密封セル泡２８が、シート４２と４２’の 間に配置されている。フレキシブルシート間の空間は泡を注入する前に膨らまさ れ、その結果シートは注入された泡が固化するまで型枠の役目をする。このよう にすると艇体の断面形状を維持するのに十分な構造強度を得ることができる。図 ８ｆに示す更に別の実施例では、カバーはフレキシブルで張力の強い素材からな る２つの隔離シート４２、４２’で形成されており、これらシート間の空間２８ ’は艇体全体の体積とは別に、独立した予圧手段によって予圧されている。この ようにして、この空間の高い内部圧力は艇体全体の体積に影響を与えずに外郭カ バーを強化している。 サンドイッチコンポジットは、上述したように、パネル４２の形成に用いるの に好適な素材である。艇体のカバーを組み立てるのに、サンドイッチ構造材料は 、シェル４１の外郭線に沿った頂点７８のシーケンスにより規定されるジオメト リを追随する量産パネル４２’にカットされる。図８ｂは、２つの隣接したパネ ル４２の境界の継ぎ目と、垂直に延在する「歯状突起のある」リブ５２とを示し ている。「歯状突起のある」リブは通常約０．２０：１〜０．２５：１の高さ− スパン比を具え、パネル４２と同じ素材もしくは他の軽量なサンドイッチ構造物 で構成することができる。リブ５２をパネル４２と連結するのに有効な構造方法 には、温熱又は超音波溶接技術による製造を改良し、分離した部材の接合を容易 にする端部一体化接合技術を利用することができる。図８ｂ及び図８ｄに示すよ う に、２つのパネル４２とリブ５２との連結は、リブ５２と一体化され、パネル４ ２の引き延ばしたエッジ４２ａを係合するコネクタ６４を使用することができる 。パネルのエッジ４２ａはエッジ一体化技術手段によって引き延ばされる。特に 、コネクタ６４は、例えばねじなどのファスナ２で結合された上側部材６４ａと 下側部材６４ｂとで形成される。下側部材６４ｂは確実にリブ５２と連結される 。対応する溝６４ａ’及び６４ｂ’が部材６４ａ、６４ｂに形成されており、結 合したときに、パネルエッジ４２ａを受けて堅固に支持するよう形成された溝が 部材６４ａ、６４ｂの間に形成される。カバーを組み立てるときに、パネル４２ のエッジ４２ａがグローブ６４ｂ’の中に配置されると共に、部材６４ａがこの 配置の上から取付けられ、このようにしてエッジ４２ａも溝６４ａ’内に取付け られる。その後ファスナ２が挿入され、部材６４ａと６４ｂを堅固に連結する。 コネクタ６４を用いることによって、カバーの取付け作業を艇体の外側から行う ことができる。好ましくはコネクタ６４は、例えばケブラー（商標名）といった ポリアラミドを押し出し成形により長く延在するように形成する。 スペースシェル４１のリブ５２とノード４５とを接続するのに、「歯」の先端 部分がクランプ装置６０に接着されている。装置６０に形成されたラッチ６３は ジオメトリと、ノード接続ポイント４５及びスロット６２のそれぞれの配置に好 適である。ケブラー（商標名）でできたケーブル５８はリブ５２のエッジに沿っ て組み込まれている。このケーブル５８は主な緊張部材として作用し、艇体の内 部加圧により艇体の外側表面に部分的に発生する張力を、ラッチ６３を介してノ ード４５に集中したすべての張力をケーブルガイド／クランプ装置６０に伝達す る。ラッチ６３は、ノード４５をスロット６２に挿入した後には、ピンボルト４ ６の回りを横に回動することができる。このようにして、外側パネル４２と硬性 フレーム４１との間の半硬性のリブ５２の横方向への可撓性を得ることができる 。ラッチ６３のジオメトリは、カバーの単位面積毎に生成される艇体の内部加圧 ストレスの量によって決定される。更にクランプ装置６０は、フレームにかかる 負荷を更に分散するために、リングに沿ってノード４５の間に取付けることがで きる。各リング４３の上部に沿って、約３６個のリブ接続ポイントが設けられて い る。 外側カバーはパネル４２の完備したセットで形成され、各縦パネルはそれぞれ １２〜２４のゴアで形成されている。これらのパネルは艇体の上部中心線から下 側シェル３０と交わる部分まで取付けていくことができる。艇体全体の表面がパ ネル４２と、下側シェル３０と、艇体機首キャップ５７と、艇体機尾キャップ５ ７’とからなる上層艇体カバーによって完全に覆われた後に、艇体に内部加圧を かけることができる。加圧手段は気球や気圧支持ドームなどで良く知られている ため、更なる説明は省略する。例えば３〜１２インチのＷＣ（３０００パスカル ）程度、外部の気圧よりも僅かに高い気圧を構成することにより、外側カバーパ ネル４２はピンと張りつめる。このように艇体ジオメトリが改良され、内部圧力 下で、艇体に覆われたガス（空気、又は浮揚ガス）は、艇体内部にあまねく均一 に垂直面圧力をもたらし、パネル４２を放射状に外側に押しやる。各パネル４２ に働く内側面緊張負荷はリブ５２に伝達される。この緊張は結果としてケーブル ガイド／クランプ装置６０、ラッチ６３、そしてノード４５に伝えられる。これ は下にあるシェルフレーム構造部材４３、４４を疲弊させる。隣接する２つのノ ード４５の間のリブ５２の弓型形状が、２つのリングの間に蓄積した緊張負荷を 分散させる。 図６及び図７ａに示すように、少なくともいくつかのスペースフレームノード ４５は、ピンボルト４６の回りに取付けられ、ケーブルアイ５１’を有するロッ ド５１を具えている。このロッド５１の動作角度ジオメトリはキール２５と整列 していると仮定して良い。従って、ノード４５の内側の中心点からロッド５１端 部のケーブルアイ５１’へ、ノード４５が設けられているリング４３の位置に対 応する位置においてテンションワイヤ４７がキール２５の角の上方右側２５ａ及 び左側２５ｂへ延在している。これらのケーブル４７の配列は、内部圧力によっ て発生し表面緊張によって保持されるフープのストレスを打ち消すように作用し 、又、下側キャビン１３及び上側キャビン１４内で集中したペイロードによって 発生する力の一部を、キール構造２５を介してシェル４１へ分散するように作用 す る。更に、テンションワイヤ４７はシェルフレーム構造４１を内部圧力がない場 合でも安定させるように作用する。 航空機の艇体の力にかかる要素限定技術および力学的な垂直突風シミュレーシ ョンを含む精密工学技術の適用において、航空艇体の巡航飛行が行われ、上述し たカバーパネル４２と、リブ５２と、シェル部材４３，４４，４５との組み合わ せは、広い範囲の動作速度、例えば時速約３６０ｋｍの巡航速度において、内部 加圧の存在による予応力を実質的にすべて維持することが立証された。垂直風が あるときのみ、特に６０フィート／秒の速度に測定された突風でのみ、キールに 連結された部材の一部が圧縮された。通常の巡航速度でのシェル４１の部材の特 徴的な緊張の本質は艇体の優れた重量−長さ比を表している。周知のように、ケ ブラー（商標名）及びカーボングラファイトといった素材からなる部材は、圧縮 状態にて与えられる負荷の何倍もの緊張負荷に達する。通常２．２〜２．５ｋｇ ／ｍ²（規定された負荷状況において）の平均的な表面アセンブリの単位重量は 、上述した構成方法を用いてこのように実現することができる。従って、最大離 陸荷重が４０トンクラスの航空機において機体のみの重量が通常０．４５〜０． ５トンの望ましい軽量航空機の構造を実現することができる。加圧に障害が生じ た場合には、航空機用のアルミニウム合金が使用されている場合に８〜１２ｃｍ のビーム直径と０．５〜２ｍｍの壁厚を有するスペースフレーム部材４３、４４ の局部的なバッキング強度を得ることができ、６０フィート／秒の垂直風モーメ ントにおける１１０〜１２５ノットの低速巡航速度で、浮揚艇体の完全な全体構 造及び形状を維持することができる。 チルト可能な翼セクション及びロードベアリング一体型張り出し材 図１２ａ〜図１２ｃに示すように、小型の「ハイブリッド航空機」の静的垂直 揚力コンポーネントはＶＴＯＬにおける推力のバランスにおいて全く、又はほん の少しの役割しか関与しない事実により、非常に強い力（通常は、１０〜２０ト ン）及び振動が張り出し材７４に作用する。このような張り出し材７４の設計は この力に耐えうる十分な剛性を持ち、及び、更に比較的軽量になるようにするの が好ましい。 艇体内部の連通ビーム２６（１つのみを図示する）には、従来のモジュールの トラス構造又は大口径チューブが好適である。ビーム２６はキール２５及びフレ ーム４１に近接して一体的に設けられており、一連の伸張ケーブル７３がこれら ビーム２６、２６’をシェル４１に連結すると共に、硬性のチューブ部材７２が キール２５をビーム２６，２６’に連結して、確実に支持されたビーム２６を提 供している。ビーム２６の端部７１はシェル構造４１と直接的に連結しており、 張り出し材７４ｂ、７４ｃが支持されている「ハードポイント」７６として作用 するビームによる非常に強い局所的なウェブを生成している。ウェブ７６のビー ム部材の一部がモーメントを、「平面的に」作用する力を吸収するのに特に適し た艇体スペースシェル部材４３、４４へと接線方向に分配する。ハードポイント ７６は曲げモーメントに対してその水平面と同様に垂直方向にも十分な剛性を有 し、この点において双方向に作用する回転翼の推力に耐えうる。 外部張り出し材７４は、図に示すように、四角いトラス又はチューブを有する 。張り出し材７４は最大高さと最大幅が、エーロフォイル型翼セクションの内側 の弦の最大高さジオメトリに限定されている。通常、張り出し材７４は０．８〜 １．８ｍの直径を有する。特定の直径は翼セクション２０、必要な推力、プロペ ラのサイズを勘案して選択される。 各翼セクション２０はプロペラ軸に対して差動回転することができるため、し かしながら多くの場合はそのプロペラ軸と同じ角度に位置づけられるが、この張 り出し材７４の先端に作用する推力、及び、その結果生じる曲げモーメントは、 翼セクションの角度と直線的になる。これらはＶＴＯＬ空中停止及びＳ−ＳＴＯ Ｌ飛行モードにおいて、約１８°〜２２°の最大角度で偏向される。従って、張 り出し材に導入される力のベクトルは、この構造において作用する最大負荷の推 力ベクトルと等しくなる。翼セクションは、好ましくはこの配置の一体的な部分 をなす。翼セクションは、推力軸とほぼ整列したときに、航空機の張り出しビー ム自身よりも弦の長さにおいてより高い慣性モーメントを提供する。 翼セクション２０は強化リブ６６と、このリブ６６の間に延在するパネル７７ と、複合サンドイッチ表面カバー６８とで構成され、強化翼ボックスとして設計 されている。この翼セクションは断面において、その長さ方向に沿って高い慣性 断面モーメントを具える。張り出し材７４側の慣性モーメントと、翼セクション ２０側の慣性モーメントは、与えられたモーメントにおいて翼セクションがどの 角度に回動しても合計される。この増大した強度は結果として、与えられた構造 の重量になる。翼２０と張り出し材７４の組み合わせは、それぞれ単独で作動し て対応する負荷を支持するのに比較すると、これらの要素は互いに各々の最大曲 げモーメント許容抗力が互いに合計される。翼のリブ６６に設けられたベアリン グ６９は表層型ベアリング６９であり、ねじれ負荷を支持するように最適化され ている。ベアリング６９は重量を減らす目的からコンポジットで構成することが でき、又は、鉄などの従来のローラベアリング要素で製造することができる。 このような張り出し材及び翼のジオメトリにおいて、ＶＴＯＬ飛行モードでは、 翼セクション２０が垂直位置にあって更に特定状況下で制御モーメント生成器と して作動するときに、適切な張り出し材の強度が保証されている。同様に、前進 飛行では、翼セクションが空気力学的揚力を発生する一般的なエーロフォイルと して作動して動的揚力を生成するときに、翼セクション２０と張り出し材に作用 する推力もしくは空気力学的揚力の両方を、飛行モード及び動的揚力の負荷分配 に応じて選択的に適用させて、十分な張り出し材の強度を得ることができる。 統合された巡航、ＶＴＯＬ推進、空中停止飛行推力制御システム 本発明の航空機は、一般的に風速の８０％の正確な空中停止及び良好な位置保 持能力を与えるよう作られている。制御システムのハードウェア及びソフトウェ ア手段は、体勢制御を達成する迅速な推力ベクトルの変化を与えることができる ような推進及び力のベクトルの制御組合せを提供するよう設けられている。より 少ないベクトルの変化は数分の一秒で与えられるのに対し、より大きなベクトル の変化は約０．５〜１．５秒以内に与えられる。 市販されている大きな直径を有するチルト可能なプロペラ回転翼は、回転力の 慣性によって発生する過度のストレスを避けるために、通常例えば一秒あたり０ ．７°〜１．５°のチルト率に制限されている。約０．５〜１秒で起こる、鋭い エッジを有する突風の影響あるいは風向の変化を考慮すると、プロペラ２４単独 のチルト動作では、そのような状態における乱気流を前提とした位置において艇 体を維持するために必要なヨーモーメントを与えることができないことは明かで ある。このことは、空中停止中に地上の目標に近づきたい場合に問題となる。 ここで、翼セクションのピボットを使用した組立は、２２°／秒の回転速度で 中立軸回りを迅速に回転させる補足的な作用を有する。図１、９ａ及び９ｂを参 照すると、航空機の「ｙ軸」における回転の開始時に、オンボードのコンピュー タに基づくセンシングシステムが、加速度を測定し、この逆回転を止めるためあ るいは減速するために必要な力を決定する。約０．２秒以内に、プロペラ２３ａ 、２３ｂ、２３ｃ、２３ｄによって発生する推力の約６〜７％は、傾斜した翼セ クション２０ａ、２０ｂ、２０ｃ、２０ｄ上でほぼ垂直に働く正方向及び負方向 の揚力の組み合わせによって、ヨーモーメントとして利用することができるこれ らのセクションは航空機の右左サイドにおいて反対の方向に、垂直位置から最大 ２２°前方へまたは各々後方に回転する。 速やかにヨーモーメントが生じることにより、ゆっくり回動しているプロペラ が約１．５〜２秒で垂直方向から２〜３°のピボット角度に達するまでに、最大 約２０ノットまでの動揺においてｙ方向における回転の開始を阻止し、及び／又 は、この軸における回転速度を十分に減速する。次いで、乱気流の前端、突風ま たは風のシフトが航空機と衝突した後、艇体の各サイドにおいて異なる前方及び 後方に再度チルトする。利用可能な所定の垂直推力のための推力発生源として働 く垂直方向でｘ軸において利用可能な水平推力ベクトルを決定する、ロータのチ ルト角度の標準的なコサイン関数の適用は、以下の状態を示す：３°のプロペラ 回転翼のチルトで、迅速な翼セクションのチルトによりすでに発生したベクトル に対し付加的に、垂直推力ベクトルの５．２％が利用可能となる。２つの制御ベ クトル発生サブ・システム２０ａ、２０ｂ、２０ｃ、２０ｄ及び追加の２３ａ、 ２３ｂ、２３ｃ、２３ｄの各々の比率は、強力に組合わさったヨーモーメントを 発生するのに十分である。例えば、最近のヘリコプタの制御からすべての推力の １０〜１２％を良好な操縦性を確保するために残さなければならないことがわか る。同様に、例えば翼セクションから約７％、これに加えてロータから５％が、 ここで述べられた「ハイブリッド航空機」において達成可能である。また、約３ ５〜４０ｍの翼のスパンを有する一般的に市販される「ＨＡ」の設計において、 利用可能な推力ベクトルは、最大２０ｍの長さの大変長いモーメントアームの端 部に加わることに注意すべきである。これは、大変強力な制御モーメントを与え る航空機を後方に回転させて主な風向に揃える。 プロペラ回転翼２３ａ、２３ｂ、２３ｃ、２３ｄが垂直方向から前後に≧３° 異なるチルト角度を有するとき、垂直推力要素の最大５％が、プロペラのチルト のみで「ヨー」としてのモーメントを発生するために利用可能である。プロップ チルト角度が垂直よりもより大きいとき、翼セクション２０ａ、２０ｂ、２０ｃ 、２０ｄは、それらがプロペラ回転軸の回転数が増加するにつれて平行に回転で きるため、上述したモーメントを発生し続ける。翼セクション上の関連するダウ ンウォッシュベクトルは、変わらずにそのまま残る。推力約４０、０００ｋｐを 有する典型的な市販されている大きさの「ＨＡ」にとって、組み合わせた翼と推 力軸のチルトにおいて、「ｙ軸」における２２５、０００ｍ・ｋｇ以上の制御モ ーメントが利用可能である。これは、艇体に作用する最大約５４ｋｔｓ（２８ｍ ／ｓｅｃ、または１秒あたり９３ｆｔ）までの突風の乱れモーメントに対応する 。これは、近代の航空機が安全に飛行できる限界として設計された最も最大の突 風速度に近い。また、これは、また最近のヘリコプタの最も良好な正確な空中停 止能力に匹敵し、商用の操作として一般的に望まれている「オン・ステーション ・ タイム」の８５％を保証するのに十分である。 飛行制御モード及び関連する制御要素 表１は、制御すべき２つの主要な飛行モード：空中停止飛行及び巡航飛行に対 するシステム的に対称な「ハーフ」及び「ディファレンシャル」の組み合わせ及 び、プロペラ推力ベクトル、ロータ軸ベクトル、及び翼セクションの負及び正の 動的リフトベクトルの大きさの変化を示している。関連する体勢制御の要求に含 まれる構成は表１の次に記載する。 表１は飛行体勢制御に含まれる要素を表の形式で表す。 ＶＴＯＬ飛行モード及び空中浮遊 体勢制御、ピッチ、ｚ及びｘ軸におけるロールモーメントの発生は、ロータの 側部から側部へ及びロータの前部と後部の相違する集合推力の変化を通して達成 される。「ｙ軸」の回りの回転のための主要なヨーモーメントは、右側のプロペ ラを後方へ最大１０°（垂直から）チルトさせ、左側のプロペラを前方へ同じ角 度だけチルトさせることで発生する。空中停止制御におけるヨーモーメントは、 上記に詳細に説明したように、さらに翼セクションを含む。前方へ移動するため の低速度モードは、４つのすべてのプロペラを前方へ一般的に２〜５°一体的に チルトすることで達成される。同様に、後方への移動は、４つのすべてのプロッ プまたは４つのすべての翼セクションを後方へ一体的にチルトすることを通して 達成される。後方へ移動する場合、プロペラのチルトは、好ましくは後方への最 大角度１０°に制限される。 側方への移動動作は、まず第１に左右のロータの間の差動推力とともにロール モーメントを導き、次ぎに同じ比率でまとめた推力を維持することによって達成 される。一つの軸のみに横方向に周期的に他の解決方法が付加されるか、艇体の 中心軸に垂直に先端及び後端のキャップ中に、ファン推力発生機（図示せず）の ような他の手段を組込んでもよい。このようにしてロールのない移動動作を行な うことができる。他の例においては、垂直スタビライザ８８、８８’（図９ｃ） が、エンジン室２１上に装着されている。プロペラ軸２４が垂直の位置にある場 合、スタビライザ８８、８８’上のラダー統合タブ８９、８９’は一体となって 持ち上がるか起き直り、プロペラの後流の偏向を起こし、これによりロール角度 を生じることなく「ｘ」軸における移動動作を起こす。 Ｒ−ＴＯＬまたはＳ−ＴＯＬ飛行モード Ｓ−ＴＯＬにおいて、４つのプロペラは水平方向から約７０〜７５°の位置ま でチルトされ、効果的なグラウンドエアクッション効果を維持し、上昇及び前進 加速ベクトルを最適化する。４つの翼セクションは、それらの対応するプロペラ 軸よりも約１５°大きいチルト角度まで一体的にチルトされる。このことは、大 変有効に作用する「ブローン」制御面を提供する。この表面上でプロペラの空気 の流れは加速され、低速ではほとんど作用しない空気圧力の喪失により空気力学 的制御面が効果を失うような、８０から１１０ｋｍ／ｈ（４５〜６０ｋｔｓ）の 大変低い飛行速度においても、翼セクションはＳ−ＳＴＯＬの場合ピッチ及びロ ール制御モーメントを与え得る。方向制御（ヨー制御）は、右側及び左側のプロ ペラの差動推力によって与えられる。 変形例において、ラダー８９、８９’を有する垂直スタビライザ８８、８８’ （図９ｃ）が使用されており、ブローンラダー配置を提供する。この例は、従来 の航空機設計において知られているように、方向（ヨー）制御を行なう。このス タビライザ・ラダー構成は実現可能と考えられているが、構造的な理由及び最新 のコンピュータ制御された安定増幅設計手法を適用しなければならないためで好 ましい例ではない。 移動飛行モード（ＶＴＯＬ及び空中浮遊からのみ） ＶＴＯＬまたはプロペラ軸が水平から約９０°にある空中浮遊モードが開始さ れると、推力ベクトルは、４つのプロペラを一体的に前方へゆっくりチルトする ことで回転可能となる。このベクトルのｘ軸前方成分は航空機を前方へ加速させ る。この結果、前方への速度が増加し、ボディ艇体及び４つの翼セクションを持 ち上げる動的リフトが発生する。これにより、必要とされる推力リフトの大きさ が減少し、プロペラ軸の水平方向に対してさらに下方へのチルトをさせるように なる。チルト動作中、軸が有効に作用して制御ベクトルの変化を防止する。しか し、これらのことは部材の配置に基本的に支配される。完全な移動は、一般的に ≧１６５ｋｍ／ｈ（９０ｋｔｓ）の速度で行われる。 巡航飛行モード 巡航飛行において、ピッチ制御は、一組の翼セクションの差動チルト、例えば 、機首先端に近い左右の翼セクションの差動チルトや後端のペアの差動チルトに よって与えられる。ロール制御及びタムの位置決めは、艇体の各側面における翼 セクションの差動チルトと、左右のプロペラの差動推力とによって行われる。巡 航飛行中のトリムは、重心（図示せず）の前後に設けた燃料を満たした燃料タン クに差動燃料タンクによって達成される。方向安定性は、左右のプロペラペアの 差動推力変化を通して与えられ、変形例では、ラダータブ８９上に設けたスタビ ライザ８８の偏向によってアシストすることができる。 基本的な飛行制御の概念及びガイダンスの概念 航空機制御の概念は、アクティブ・コンピュータ・オーグメンティッド・スタ ビッリティ概念として知られている概念に従って構築されている。図１０は、上 述したハードウェア・レイアウトの主飛行制御システム要素のブロックダイアグ ラムを示す。基本的な制御概念は、以下の制御要素を含んでいる： 制御手段： ４×プロペラ・ブレードのピッチの変化、推力規則 ４×プロペラ・チルト軸の変化 ４×翼セクションのチルト角度の変化 ４×プロペラの後流内に設けられたラダーの変化（オプション） パイロットが利用可能な制御手段： ロール及びピッチ制御用、及び、横方向の移動及び局部的な前後の移動用の ＶＴＯＬ空中浮遊における制御用の１つの制御スティック 一体的なプロップ軸チルト用のスティック上に設けた１つのボタン 一体的な推力変更用の１つのボタン 方向制御用の１つのペダル ミキサー： 利用可能な１２または１６個の手段の各々に対して特定されるべき、制御ア クチュエータの制御信号サイズに変換されるパイロットの５つの入力変数 アクチュエータ： 航空機の比較的ゆっくりした周期時間のため、電気モータによって駆動され るアクチュエータで十分である。このことは、油圧系の省略が可能になり、いず れの航空機においてもメンテナンスの負担を軽くするのに大きく寄与す る。 コックピット及び飛行制御システムのレイアウト 図２を参照すると、コックピット１７は、艇体１の先端キャップ５７の前の部 分に組み込まれている。コックピットのレイアウト及びパイロットとのインター フェースは、Ｖ−２２０spreyとして実現されているボーイングベル社のヘリコ プターによって最近開発された配置のような最適の配置を取ることができる。図 １０を参照すると、上にリストした１２または１６の要素は、電気アクチュエー タによって制御され、２系列からなる重複性を有する形で構成されている。制御 されるすべての要素の相互作用は、コンピュータ８０によって調整される。この システムアプローチは、一般的には、先行技術としてのフライ・バイ・ワイヤま たはフライ・バイ・ライト制御概念に基づいている。フライ・バイ・ワイヤシス テムのすべての要素がリンクされているコンピュータ８０が、コックピット内に 収容されている。 このシステムの中心部は、ｘ、ｙ、ｚ軸における回転角度を測定するための３ 軸レーザジャイロ８３であり、このレーザジャイロは、連続して航空機の体勢変 化をモニタするコンピュータ８０にリンクされている。自動パイロット機能が取 り付けられており、必要に応じて、パイロットにより動作可能な典型的な自動パ イロットが組み込まれている。この自動パイロット機能は、各種の操作上必要な ルーチンの一部として発生するある種の循環飛行モードを自動的に操作するよう 予めプログラムされている。さらに、この制御システムは基本的に「レートチェ ンジ制御」（ＲＣＣ）の原則に基づいており、これにより、レーザジャイロ８３ は、ｘ、ｙ、ｚ空間座標システムにおける相対的な動作の変化率に関するデータ を供給する。パイロットは、制御スティック及びその他のインターフェース手段 を介して、所定の時間に変更および／または維持されるべき航空機の各種の制御 パラメータに関する変化率についての所望の値をセットすることができる。「制 御規則」コンピュータプログラムサブルーチン８５は、航空機の動作を記述して いる予めプログラムされた等式を扱い、データをミキサー８６に与え、ミキサー は具体的な信号８７ａ、８７ｂ、８７ｃ、８７ｄをアクチュエータの組み合わせ へ供給し、望ましい飛行制御を達成する。 オンボード光センサ８２は、好ましくは飛行制御システム中に含まれ、地上近 傍における航空機の移動に関するデータをコンピュータに供給する。センサ８４ は従来のものであり、一般の気象状態に関するデータをコンピュータ８０に供給 する。 近代の「ステディステート」のレーザを使用したジャイロ技術もまた、連続移 動参照ポイントを、例えばその時間の所定のポイントまたはその飛行通路中の航 空機の最新の位置での降雨空気の位置を、モニタする。あるいは、オンボード全 地球位置把握システム８１が、航空機のリアルタイムの位置に関する情報を提供 することができる。この洗練された制御技術は、適当なコストの市販システムと して近年利用可能であり、回転させる機械的及び電気的部品の組み合わせを使用 している以前のモデルと比較して、より高い信頼性を有するとともにほとんどメ ンテナンスを必要としない、「ステディステート」のハードウェアのバージョン として現在利用可能である。 図１０は機械的なリンクが適用されていない優れた飛行制御システムを示す。 上述したフライ・バイ・ライトは、フライ・バイ・ワイヤシステムと同様のシス テムアプローチである。しかしながら、このフライ・バイ・ライトは、中央の制 御プロセッサからローカルなプロセッサ及びアクチュエータへデータを転送する ために光ファイバを使用している。このことは、ときどき強い磁場の近くを飛行 するような場合、例えば高電圧送電線の点検の場合に、物理的サイズの大きい航 空機にとって効果がある。 制御システムは、完全にデジタル化され、３重あるいは４重の代理機能を有す るレイアウトを有する。このようなシステムは、進んだ「学習モード」をも有し 、 コンピュータシステムは突風、グランドの効果、乱気流等に対する反応を「学習 」して「記憶」することが可能である。 飛行操作の簡便化を補助するために、特に地上の施設の補助環境を最小にする ために、ロードセルがランディングギアに組み込まれている。これらのロードセ ルは、航空機におけるローディングあるいはアンローディングの状態の急速な変 化による重心のシフトを自動的にアップデートする。これらのデータは、安全を 保証し、乗組員または「ロードマスター」による最小限の監督で有効搭載量の柔 軟な変更を保証する。 駆動システム 本発明の航空機には、好ましくは２つの駆動システムが使用される。第１の駆 動システムは、従来のメインドライブトレイン要素を含んでいる。それらは、従 来のガスシャフトタービン及び補助機関、ギアボックス、クラッチ及び前後のプ ロペラペア用の「単一」のクロスシャフティングに必要な部品を含む。シャフテ ィング１９、１９’（図３）は、そのユニットでエンジンが故障した場合に、反 対側に位置するプロペラまで、２つの前後に対となったエンジンからの推進力の 約５０％を転送することを可能とする。シャフト１９、１９’は、キャリスルー 構造２６、２６’によって支持することができる。これら要素の組み込みは、従 来の一般的なものであり、これ以上の記載は必要ない。 好ましい第２の駆動システムは、（ＴＥＤＳ）と呼ばれる。過去１０年の間、 軽量電気エンジン及び新しい駆動技術の分野で大変重要な進歩がなされている。 高電圧及び高電流の操作に使用される、永久磁石のブラシレスモータ及び半導体 （サイリスタ）と結びついた高速電力発電技術は、性能力を大きく発展させ、コ ストの大幅な低減を見た。従来の電気モータと比較して、これらの駆動ユニット は１０，０００から４０，０００の高いｒｐｍで運転することができる。ターボ 電動出力における重量のアルゴリスムは、電気モータ用のシャフトパワーあたり ０．２〜０．２５ｋｇ／ｋＷレンジに達し、≧１０００ｋＷレンジのオルタネー タの出力において約０．１０〜０．１５ｋｇ／ｋＷのレベルに達している。ＴＥ ＤＳシステムが公知であるのに対し、航空機の用の主たる駆動システムとしては このようなシステムの利用は未だ現実化していなかった。様々の説得力のある工 学上及び操作上の理由のため、そのようなターボ電動システム（ＴＥＤＳ）のア プローチは、本願発明の「ハイブリッド航空機」用の他のシステムアプローチと して有益である。 ＴＥＤＳレイアウトは、図１１の基本的なブロック図に示されている。このシ ステムは、代理機能性レイアウトの従来と同様の（公認航空機）ガスタービン９ ０、９０’と、代理機能性レイアウトの高速、高密度オルタネータ９３と、制御 ユニット９１、９１’とを備えているオルタネータ９３は、各々がオルタネータ のｒｐｍを最適化するギアボックス９２、９２’を介して直接的に接続されてい る。代理機能性レイアウトの高電圧パワー転送システム９６は、４つのブラシレ ス永久磁石モータ９９ａ、９９ｂ、９９ｃ、９９ｄ、及びギアボックス９５ａ、 ９５ｂ、９５ｃ、９５ｄにパワーを供給し、可変ピッチプロペラ２３ａ、２３ｂ 、２３ｃ、２３ｄを一定のｒｐｍで駆動する。このシステムは、好ましくは中央 飛行コンピュータ８０によって制御される電気燃料インジェクション調速機を有 する。ガスタービンエンジン９０、９０’及びオルタネータ９３、９３’は、「 ＨＡ」の後端に好適に配置されているエンジン室１０４に収容することが好まし い。エンジン室は、好ましくは、飛行中に艇体内からアクセスすることができる 艇体内に位置させ、飛行中の修理及び変更を可能とする。 シャフトガスタービン９０は、高速オルタネータ９３用の主要ドライブである 。オルタネータと結合されたダイレクトシャフトとして実現されるこの一定速度 の駆動は、≧１０，０００ｒｐｍで運転することができる。 電気パワー条件制御ユニット９１、９１’は、一セットの高性能サイリスタを 含む回路を備え、電流、波形、及び出力を即時に調整し操作する。それは、飛行 ガイダンスコンピュータ８０から順に制御信号を受け取るコンピュータによって 制御されている。制御信号は、各種のアクチュエータに供給され、パイロットの 入力に対してパワーのセット等を行なう。 パワーユーザレベルにおいて、オルタネータ９３、９３’は、ユニット９１、 ９１’で調整されたエネルギーを４つのブラシレス永久磁石モータ９９ａ、９９ ｂ、９９ｃ、９９ｄに供給する。これらのモータのドライブシャフトは、約１０ ，０００〜１２，０００ｒｐｍで回転する。モータの回転数は、従来から知られ ている２ステージギアボックス９５ａ、９５ｂ、９５ｃ、９５ｄによってギアダ ウンされ、最適なプロペラサイズのプロペラ端部の速度をマッチさせる。高電圧 電源ライン９６は、エンジン室１０４から４つのモータに連結されている。ドラ イブモータの巻き線は、２つの離れたセグメント中に、どちらが一方の巻き線が 故障した場合に、５０％のパワー代理機能性を構築するように設けられる。 プロペラは、一定速度（ｒｐｍ）タイプのものである。プロペラの速度を一定 に維持するために、ブレードピッチがより多くのあるいはより少ない推力を与え るよう変化すべきとリフト／制御の要求が変化するときに、電気燃料調速機が飛 行コンピュータから作成されるロード状態信号に対応する量の燃料をタービン内 へ噴射する。電気燃料調速機による一定のｒｐｍのプロペラを有するシステムは 、大変よくできた技術である。 艇体内部のパワープラントは、リフト用のガスの温度を上昇させたり、艇体内 への空気の供給を可能にする特徴を有する。複数のガスタービンの艇体内部での 配置及びそれらの位置は、それらによって発生する廃熱の一部が排気ガスが航空 機の後端から排出される前に排気され、後端に設けた熱交換器と機械的に実際に 組み合わすことができる位置とし、廃熱がタービンの外部から艇体内に位置する 熱交換器までダクトされる従来のレイアウトと比べて、より簡単に「スーパーヒ ーティング」技術を達成することができる。熱交換手段の実際に実現可能な取付 は及びより簡単なダクティングにより、艇体内部のガスを加熱する可能性が増し 、 必要に応じてＶＴＯＬ揚力が向上する。 統合された後端推進システムを伴うＶＴＯＬ直列リフトファンを有するＨＡの変 形例 本発明の航空機の変形例が、図１３ａ〜１３ｄに示されている。この航空機は アドバンスト・ハイブリッド・エアクラフト（「ＡＨＡ」シップ）と呼ばれてい る。本例は、本明細書中で先に議論した航空機より、推進及び制御要素の配置が 変化している。 「ＡＨＡ」の艇体全体は、例えばＡＲ＝１〜３の小から中程度のアスペクト比 を有し、例えばグランド効果を最適化するための対称ボディを備え１：４〜１： ６の間の長短比を有するリフトボディ艇体として構成されている。艇体は揚力ガ スを収容することができ、必要に応じて性的揚力によりその最大離陸重量の１５ ％までを供給する。その全体の設計は、「４−ロータ」の好ましい実施例につい て上述した主要な理論につながる。 リフトボディ艇体１０５は、重心１２４の前後に並んで配置された複数の回転 スタブ翼セクション１０６ａ、１０６ｂ、１０６ｃ、１０６ｄを有する。翼１０ ６ａ〜ｄは、巡航速度及び低速においてピッチ制御と調整されたターンを行なう 。スタブ翼１０６ａ、１０６ｂ、１０６ｃ、１０６ｄの端部に、一体化されたラ ダータブ１１６ａ、１１６ｂ、１１６ｃ、１１６ｄを有する垂直スタビライザ１ １５ａ、１１５ｂ、１１５ｃ、１１５ｄが取り付けられ、巡航非行中の方向制御 を行なう。スタブ翼セクションは、それらの中立空気力学点にピボット動作可能 に取り付けられており、０°（水平）から２５°まで回転可能である。 平面図において艇体の最大直径の中間部分に沿って、複数のファン１０８ａ〜 １０８ｇ及び１０８ａ〜１０８ｇ’が取り付けられている。一般的に２〜４個の ファンユニットが、重心１２４の前後及び左右に取り付けられている。ファンは 、 艇体１０５の最外周部から延びる水平フランジ１０７及び１０７’に組み込まれ ている。ファンは、好ましくは、ハイ・バイパス・レシオのガスタービンの第１ ファンステージで一般的に使用されているもの、例えばゼネラルエレクトリック 社から市販されているものである。それらのファンは、一般的に現在使用されて いる大きなサイズの乗客用ジェット飛行機に配置されており、各々の推力が１０ ，０００〜３０，０００ｋｇのガスタービンとともに備えられている。これらの ファンは大変軽くて静かである。通常、１．５〜４ｍの直径を有し、合計８〜１ ４個のファンユニットが、１５から３０トンの重さの航空機をリフトするために 必要な推力を発生するよう要求されている。 図１３ｄを参照すると、ダクト１１１は、ファンを収納するための取付用フラ ンジ１０７、１０７’に形成されている。ダクトは、各々のファンの距離が約２ ｍの間隔となるように離れて設けられており、各ファンへ妨げられていない空気 の供給を行なう。ダクト内において、ファンディスク１０８の下に、独立した高 速ブラシレス高密度永久磁石モータドライブユニット９９が取り付けられ、ファ ンに対してシャフトで直接的に接続されている。モータドライブユニット９９は 、好ましくは、８００〜２．５００ｋＷの出力能力を有する。ファン１０８ａ〜 １０８ｇ及び１０８ａ’〜１０８ｇ’の各々を駆動するための電力は、航空機の リアの部分に設けられた中央電力発電装置１１３によって供給される。図１１を 参照して前に詳述したターボ電動システム（ＴＥＤＳ）が、必要な電力を供給す ることができる。 推力偏向装置１０９は、ファンの下のダクト１１１内に組み込まれている。推 力偏向装置１０９は、垂直推力軸から見て左右側に最大２５°まで推力を偏向す るよう制御されている。前後への移動とは別にヨーモーメントを得るための推力 の偏向を行うために、好ましくは、前端及び後端に最も近い４個のファン１０８ ａ、１０８ｂ、１０８ａ’、１０８ｂ’、１０８ｆ、１０８ｇ、１０８ｆ’、１ ０８ｇ’用の推力偏向装置は、艇体１０５のｚ軸に平行なピボット軸を有する。 その他のファン用の偏向装置は、ｘ軸に平行なピボット軸を有する。 好ましくは、中央に位置するファン１０８ｄ、１０８ｄ’用の推力偏向装置は 、ローラベアリングによって支持されている円形フレーム１１７のファンの下に 取り付けられている。推力偏向装置１０９が取り付けられている円形フレーム１ １７は適当な機械的な手段を有し、その軸の回りに早く回転させて、それにより 、一秒あたり９０°〜１２０°の一般的な回転速度で少なくとも約１８０°の推 力方向の早い変化を可能とする。 各ファンが取り付けられているダクト１１１の上下の開口は、一組のルーバー １１８、１１８’によって閉じられ、通常の巡航飛行においてＶＴＬ推力を使用 しない場合の整形構造を与える。 高速オルタネータ１１９の技術に基づく電力発電装置１１３は、電気ファンモ ータ９９を運転するために必要な電力を発生する。高速ブラシレスオルタネータ １１９は、通常５，０００〜１０、０００ｋＷの出力を発生する大型ガスタービ ン１２０にシャフトで直接接続されている。電流出力調整装置は、コンピュータ によって制御されており、航空器の飛行制御及びガイダンスシステムと接続され 、ブラシレスモータ９９の各々に確実に適切に調整された電力を供給する。 胴体１０５の中心線のリアセクションにおいて、上述したものと似たタイプの ファン１０８ｈ、１０８ｉ、１０８ｊ（波線で示されている）が、さらに、ダク ト１１２ａ、１１２ｂ、１１２ｃに取り付けられており、ファンの回転平面は垂 直位置にある。ファンは、リフトボディ艇体１０５の翼弦長の約９５％のところ に位置する。これらのファン１０８ｈ、１０８ｉ、１０８ｊは、航空機の分離前 方推進システムを提供する。これらのファンを駆動するために必要な電力もまた 、発電装置１１３内に収容された高速オルタネータとタービンの同じ組み合わせ から供給される。 これらのファンユニット１０８ｈ、１０８ｉ、１０８ｊ用の空気取り入れダク ト１１４ａ、１１４ｂ、１１４ｃは、艇体の翼弦長の約８５〜９０％の位置で上 方及び下方の後部艇体表面で統合される。ファンの後流は、航空機の立ち上がり 端部の中央に取り付けられたダクト１１２ａ、１１２ｂ、１１２ｃを介して排出 される。リアファン１０８ｈ、１０８ｉ、１０８ｊのための空気取り入れダクト １１４ａ、１１４ｂ、１１４ｃの位置は、境界層を減少させることができる。取 り入れダクトは、境界層の吸引リングスロット１１８として艇体表面上に構成さ れ、効果的な後流推進及び境界層の制御を補助し、これらの特徴のすべての相乗 効果を生み出す。 方向制御はＡＨＡシップで大変簡単にかつ正確に達成される。ｘ軸及びｚ軸に おいて動作するファン１０８ａ〜１０８ｇ及び１０８ａ’〜１０８ｇ’の推力偏 向装置によって発生する差動または統合推力ベクトルの適用は、ヨーモーメント を与え、両サイド及び前後への低速での平行移動を可能とする。０〜１８０°の 方向における付加的な方向推力は、偏向装置の回転を介してファン１０８ｄ、１ ０８ｄ’によって与えられる。このことはベクトルの細かい調整を可能とし、正 確な制御と空中停止状態及びＶＴＯＬ状態においてどの方向への飛行も可能とす る全体制御ベクトルを作成する。それに加えて、後部に取り付けられたファンは 、推力偏向装置にも装着でき、前方への飛行及び空中停止の状態における方向制 御を行なうために使用される。これは、空中停止及びＶＴＯＬにおいて向かい風 がある特別な場合に使用される。 高速ファン１０８ａ〜１０８ｇ及び１０８ａ’〜１０８ｇ’は、約６、０００ 〜１０、０００の大変高いｒｐｍで動作する。これらのファンのディスクローデ ィングは、約８０〜９０ｋｇ／ｍ²から約１４０〜１６０ｋｇ／ｍ²へと、従来の プロペラ回転翼に比べて５０％増加するが、ファンの逆流速度、及び、馬力（ｈ ｐ）あたりのｋｇ揚力で測定した単位のリフト能力は、経済的に引き合う範囲内 に納まっている。推力のカラム密度は、空中停止が可能ないかなる航空機におい ても考慮すべき問題である土壌侵食についても避けることのできる範囲内にある 。 個々のエンジンの故障により発生する空中浮遊における全体としての推力減少 の危険は、全体として利用可能な推進要素がたくさんあることにより、電力発生 装置が代理機能性を有することにより、及び一つあるいは二つのＶＴＯＬファン ユニットの故障によって起きるモーメントの不釣り合いはかなり少ないことによ り、減っている。好ましい実施例では、もしファンを駆動する一つあるいは二つ の電気モータが故障したとしても、１２個のファンのうちの残りのファンが、安 全な操作のために要求される全体としての推力レベルを残りのユニットによって 発生可能であることを保証し、全体としての利用可能な推力は通常の場合のほぼ １００％となる。タービンの故障においても、ここに示されているレイアウトに おいて残りの主な電力供給タービンの出力を上げることによって、推力能力は維 持される。 変形例は、境界層制御及び後流推進による巡航飛行における抗力減少空気力学 的特性を備える。このジオメトリのレイアウトは、特に、比較的大きなリフトボ ディ艇体を有する航空機において、後流の抗力を最大２０〜３０％減少させる結 果となる。空気を必要とするタービンエンジンが、後端に近い位置好ましくは艇 体の翼弦長の８５〜９５％内に収納されているという事実が、艇体長の約８５％ の位置で、リア推進が実現可能なリング吸引スロットと空気取り入れダクトとの 比較的簡単な組み合わせを達成する。 図示した実施例には、様々な変形例が考えられるが、この変形は本発明の範囲 内に含まれる。又、これらの変形は、ここに添付したクレームによってカバーさ れる。

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (81)指定国 ＥＰ(ＡＴ，ＢＥ，ＣＨ，ＤＥ， ＤＫ，ＥＳ，ＦＩ，ＦＲ，ＧＢ，ＧＲ，ＩＥ，ＩＴ，Ｌ Ｕ，ＭＣ，ＮＬ，ＰＴ，ＳＥ)，ＯＡ(ＢＦ，ＢＪ，ＣＦ ，ＣＧ，ＣＩ，ＣＭ，ＧＡ，ＧＮ，ＭＬ，ＭＲ，ＮＥ， ＳＮ，ＴＤ，ＴＧ)，ＡＰ(ＫＥ，ＬＳ，ＭＷ，ＳＤ，Ｓ Ｚ)，ＵＡ(ＡＭ，ＡＺ，ＢＹ，ＫＧ，ＫＺ，ＭＤ，ＲＵ ，ＴＪ，ＴＭ)，ＡＬ，ＡＭ，ＡＴ，ＡＵ，ＡＺ，ＢＡ ，ＢＢ，ＢＧ，ＢＲ，ＢＹ，ＣＡ，ＣＨ，ＣＮ，ＣＵ， ＣＺ，ＤＥ，ＤＫ，ＥＥ，ＥＳ，ＦＩ，ＧＢ，ＧＥ，Ｈ Ｕ，ＩＬ，ＩＳ，ＪＰ，ＫＥ，ＫＧ，ＫＰ，ＫＲ，ＫＺ ，ＬＣ，ＬＫ，ＬＲ，ＬＳ，ＬＴ，ＬＵ，ＬＶ，ＭＤ， ＭＧ，ＭＫ，ＭＮ，ＭＷ，ＭＸ，ＮＯ，ＮＺ，ＰＬ，Ｐ Ｔ，ＲＯ，ＲＵ，ＳＤ，ＳＥ，ＳＧ，ＳＩ，ＳＫ，ＴＪ ，ＴＭ，ＴＲ，ＴＴ，ＵＡ，ＵＧ，ＵＺ，ＶＮ 【要約の続き】 は、連続的に配置され、艇体の長軸に直交する複数の湾 曲した細長い弓形セグメントからなり、ねじれ部材によ り連結されている。このエアクラフトを駆動するにはタ ーボ電動システムを用いることができる。更に、プロペ ラ回転翼に代えておよそ８〜１２の高速ファンを具える 新型ハイブリッド航空機についても記載されている。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １．艇体と、エーロフォイル型に形成され別個に間隔をおいた位置関係をもって 前記艇体の周りに設けられた複数の翼であって、各翼がその中立軸の周りに回動 可能に取付けられた翼と、前記各翼に取付けられ、前記翼に対して独立的に回動 可能なプロペラ手段とを具えることを特徴とする航空機。 ２．上側面と下側面と中心点とを具える艇体と、前記中心点を通る垂直軸と、前 記艇体に設けられ前記中心点の周りに別個に間隔をおいた位置関係で設けられた 複数のプロペラ手段とを具え、前記各プロペラ手段が前記垂直軸に対して実質的 に平行に推力を提供し、かつ、前記艇体の下側面に向けてプロペラ後流を発生す るように配置されており、前記下側面が前記艇体の下に偏向した前記プロペラ後 流を捕らえるように形成されていることを特徴とする航空機。 ３．縦軸と上側面と下側面とを有し気流の中で実質的に空気力学的揚力を提供す るように形成された艇体を具え、前記艇体のアスペクト比が約１〜２．５であり 、翼弦厚さの比が３〜４．５の間であることを特徴とする航空機。 ４．請求項３に記載の航空機であって、前記上側面のキャンバが前記下側面のキ ャンバより大きいことを特徴とする航空機。 ５．請求項３に記載の航空機であって、前記下側面が約１０〜２０インチ（２５ 〜５０ｃｍ）の間のドラフトを具え、水に浮くように形成されていることを特徴 とする航空機。 ６．請求項３に記載の航空機であって、更に前記艇体から外側に装着されかつ延 在する４つの張り出し材を具え、各張り出し材がそこに設けられた翼セクション を具え、各翼セクションがその中立軸の周りを回動可能であり気流の中で空気力 学的揚力を発生するよう形成されており、前記翼が生成する揚力が前記航空機の 巡航フライトにおいて必要な揚力の４５％まであることを特徴とする航空機。 ７．請求項６に記載の航空機において、更に前記張り出し材の外側端部に装着さ れたプロペラ手段を具え、このプロペラ手段が翼セクションとは独立して回動可 能であることを特徴とする航空機。 ８．請求項６に記載の航空機において、前記艇体が中心点を有すると共に、前記 複数の翼セクションが前記中心点に対して実質的に対称に配置されていることを 特徴とする航空機。 ９．請求項８に記載の航空機において、前記艇体が平面から見た場合にその縦軸 に対して実質的に対称であり、前記下側面が実質的に地上効果揚力を生成するよ うに構成されていることを特徴とする航空機。 １０．請求項９に記載の航空機において、前記プロペラ手段がそのプロペラ後流 が前記艇体にあたらないように、かつ、前記プロペラ後流が実質的に艇体の周り に形成された気体の洗流であって前記艇体の下に累積した気団が逃げるのを実質 的に防ぐ洗流を生成するように艇体から離れて配置されていることを特徴とする 航空機。 １１．請求項１０に記載の航空機において、前記プロペラ手段が垂直推進位置に あるときに、その旋回面が前記艇体の水平方向の中心線上にあることを特徴とす る航空機。 １２．請求項１１に記載の航空機において、前記翼セクションが前記艇体の水平 方向の中心線から前記艇体の最大直径までの距離の１．５倍の位置に配設されて いることを特徴とする航空機。 １３．断面において接線にて接続されている４つの弧形部材が具える航空機の艇 体。 １４．縦軸と複数の連続して屈曲する伸張フレーム部材であって各々が前記縦軸 とほぼ直交する位置に配置されたフレーム部材とを有する艇体と、連続して隣接 する伸張フレーム部材の間に配置された複数のねじれ部材とを具え、前記伸張フ レーム部材及びねじれ部材が３角形型フレームを形成するように相互に連結して いることを特徴とする航空機。 １５．請求項１４に記載の航空機において、前記航空機が更に、前記フレームの 外側に配置されたカバーと、前記カバーを前記フレームに取付ける取付手段とを 具え、前記取付け手段が前記カバーから前記フレームへ表面張力負荷を伝達する ように配置されていることを特徴とする航空機。 １６．請求項１５に記載の航空機において、前記取付け手段が一端に前記カバー が取り付けられ、他端にケーブルが取り付けられている連結ストリップを具え、 前記ケーブルが前記フレームに設けられたラッチシステムと係合していることを 特徴とする航空機。 １７．請求項１６に記載の航空機において、前記カバーが気密性のラミネート材 からなり、前記艇体が内部与圧されていることを特徴とする航空機。 １８．請求項１７に記載の航空機において、前記艇体が３０００パスカルに内部 与圧されており、前記艇体が緊張状態にあることを特徴とする航空機。 １９．請求項１５に記載の航空機であって、更に前記フレーム内に延在する複数 の伸張ケーブルを具えることを特徴とする航空機。 ２０．請求項１４に記載の航空機であって、前記航空機が更に前記艇体に機械的 に一体化されているキールを具えることを特徴とする航空機。 ２１．請求項２０に記載の航空機であって、前記航空機が、更に前記艇体の幅方 向に沿って延在し、前記フレーム及びキールとに一体的に設けられた一対の連通 ビーム部材であって、振動を減衰させるよう形成された連通ビームと、前記連通 ビームの両方の端部に取付けられた張り出し材とを具えることを特徴とする航空 機。 ２２．請求項２１に記載の航空機において、各前記張り出し材がそれぞれそこに 設けられた翼セクションのマウントを受けるように構成されており、前記翼セク ションが強度を有する翼ボックスとして形成されていると共に、前記張り出し材 の上にその圧力中立軸の回りを回動可能に設けられていることを特徴とする航空 機。 ２３．請求項２１に記載の航空機において、前記翼が前記プロペラ手段のプロペ ラ後流の中に配置されていると共に、前記プロペラ手段の回転より早い回転速度 を有することを特徴とする航空機。 ２４．請求項２３に記載の航空機において、前記翼及びプロペラ手段の回動位置 が、前記プロペラ手段の羽根のピッチを変化させる手段と、前記プロペラ手段を 回転させる手段と、前記翼セクションを回動する手段とを具えるシステムにより 制御されていることを特徴とする航空機。 ２５．請求項２４に記載の航空機において、前記システムがフライバイライトシ ステムであることを特徴とする航空機。 ２６．複数の翼セクションが取り付けられた艇体と複数のプロペラ手段であって 、少なくとも１つのガスタービンと交流電源と電力調節器とを有するターボ電動 システムによって駆動されるプロペラ手段とを具える艇体と、前記ガスタービン により発生した電力を前記プロペラ手段に供給する伝達システムを具えることを 特 徴とする航空機。 ２７．請求項２６に記載の航空機において、前記タービンが前記艇体内に設けら れており、飛行中にアクセス可能であることを特徴とする航空機。 ２８．気流の中で実質的に空気力学的揚力を提供するように形成された艇体と、 前記艇体の周りに設けられた複数の翼と、前記艇体の周りに配設された複数の高 速ファンと、前記ファンに関連して設けられ、一定の範囲の指向的な推力範囲を 提供する推力偏向手段とを具えることを特徴とする航空機。 ２９．請求項２８に記載の航空機において、前記艇体のアスペクト比が２〜３． ５であることを特徴とする航空機。 ３０．請求項２９に記載の航空機において、前記艇体の両脇にタンデムに配置さ れた２つの翼があり、各翼セクションがその圧力中立軸の回りを回動可能である ことを特徴とする航空機。 ３１．請求項２９に記載の航空機において、前記艇体の両脇にそれぞれ４〜６の ファンがあり、これらファンが前記艇体の外側に延在するフランジに設けられて おり、前記ファンが垂直方向に推力を提供するように配置されていることを特徴 とする航空機。 ３２．請求項２９に記載の航空機において、前記推力偏向手段が前記ファンのプ ロペラ後流の中に配置された羽根板であり、この羽根板がローラベアリングで支 持されたフレーム内に装着されており、前記羽根板が平面的に回転することを特 徴とする航空機。 ３３．請求項３１に記載の航空機であって、前記航空機が複数の高速ファンを具 え、更に、前進推力を発生することを特徴とする航空機。