JPS608192A - 空中輸送機 - 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】 発明の背景 重い、または崇高の荷を垂直に持上げて長距離に亘って
輸送することに対する必要性は、そのような荷を地上か
ら持上げてビヒクル（輸送機）に載せ、所要の場所へ移
送することができる在来の手段の収容力をはるかに越え
てしまっている。これは、特に道路の欠如によりそのよ
うな輸送作業、例えば、森林から木を切出し、木材伐採
搬出湯や製材所へ搬送する作業が困難であり、高い作業
費がかがる場合にあてはまる。

その他の重要な輸送需要としては、船舶と陸地との間の
積荷の輸送、宿梁の組立分節体などの大型構造体の移送
、および、工場で製造された住宅やその他の建物の特定
の敷地への輸送などがある。

本発明を説明するに先立って、ここで用いられる特殊な
航空学用語を以下に定義しておく。

航空機：それ自体の浮力またはその翼面等に対する空気
の空気力学的作用によって支持されて空中を飛行または
航行するためのあらゆる荷重搬送機または構造体。飛行
機、ヘリコフリー１気球、および飛行船は、いずれも［
航空機−１である。

飛行船：推進装置および運動方向制御手段を有する、空
気よシ軽い（ＬＴＡ）軽航空機。

気球二人気中に浮揚するように空気よシ軽い加熱空気ま
たはガスを満たした強靭で軽い材料性の無孔袋。推進装
置をもたない軽航空機。

コレｌｆ４プピッチ角変−厚ヒすべての翼に同時に、か
つ、等景趣えられる翼角（ピッチ角）の変更。通電、ロ
ーター翼の推力を変更するために用いられる操作。

サイクリックピッチ角変更：１回転毎に１度羽根（翼）
の迎え角を変更すること。この操作は、ローター翼の推
力ベクトルを傾けるが、あるいはローター汎のハブのと
ころにモーメントを惹起させるのに用いられる。

−ｚ　Ｉｊｊノター：垂直軸線の周りに回転する１つ以
上の揚カモーター翼によって下方へ駆動される空気流の
反作用から得られる支持力だけによって空中に浮揚され
る航空機の一種。

−）−３−巳−グー冬ニー巴ニーム、：回転軸線をｔｌ
は垂直姿勢圧して回転させると揚力を発生し、傾けて回
転させると揚力と推進力の両方を創イ１コするローター
Ｒ（回転翼）。

一二否／支’：：’（突声びＬＴＡ（軽航空機）の主要
構成要素と、ＨＴＡ　（空気より重い軽航空機）の主要
構成要素とから成る混成航空機。

７’　Ｏ＜　５　：揚力ではなく、主と（７て航空機の
推進力を創生ずるための一種のローター翼であり、その
回転軸線は、通電、航空機の長手軸線に平行である。

」ター不乙杏で一ター：垂直および低速飛行の際には揚
力と推進力の両方を創生し、高速飛行の際には主として
推進力を創生ずるためにＶＴＯＬ航交機（下記参照）に
用いられるＩＰ！？種なローター翼。この切換は、ロー
ターの軸線の垂直向きと水平向きの間で傾動させること
によって行われる。

一一二７−：λ馬ジ：ター随：推カまたは揚力を創生ず
るための回転エアフォイルまたＦｉ典から成る装置。

ＶＴＯＬ：垂直離着陸またはビトール機。

Ｌ’ｌ：’Ａｌｌ［Ｑ機工：気球や飛行船のように、そ
れ自体の浮力によって支持される、空気よシ軽い軽航空
機。

ＨＴＡ航空機：ヘリコプタ−や、プロペラまたはジェッ
ト駆動飛行機や、Ｖ　Ｔ　ＯＩ、飛行機のように、その
表面に対する空力作用によって支持される、空気よシ重
い重航空機。

先行技術文献 １、米国特許第へ８５へ２５６号 ２、米国特許第へ９７６．２６５号 ＆「重荷重空輸のためのハイブリッド航空機」ジョンニ
コルス、　Ｄ、Ｂ、）’　ウＩ７　）ル著、１ｑ７４年
米国ヘリコプタ協会の第３０回年欠食国フォーラムで提
出された講演論文。

従来提案されているハイブリッド航空機においては、大
抵の場合、負の動的力と正の動的力の両方が使用され、
浮揚力によってペイロード（換価荷重）の一部を担持し
、ペイロードの残部は動的揚力によって担持する。ペイ
ロード（積荷、乗客等）なしで運転する場合は、過度に
浮揚しようとする航空機を所望の高度に保持するために
負の動的揚力が用いられる。従って、航空機が荷重を塔
載しているときも、塔載してい々いときも、制御が可能
であり、垂直方向の高さを制御するためのバラストや弁
リフト用ガスを塔載する必要性が回避される。これは、
飛行船の操縦性における極めて重要な改良である。

動的力のベクトルを垂直から水平へ９０°完全に傾ける
ことができなければ、あるいは別個の水平力発生装置が
なければ、航空機の浮揚力が均衡しているとき航空機を
高度を一定にして並進飛行へ加速することはできない。

浮揚力が均衡しているときのハイブリッド航空機（ヘリ
コプタと気球の混成・）の場合、上記の問題は、ヘリコ
プタのローターが比較的小さい傾斜角で作動していると
きに生じる。従って、水平推力を与えるために、ヘリコ
プタの尾部に設置された慣用のプロペラを使用すること
が提案されている。

上述の先行技術文献３の第２頁（第１および２図）には
、揚力を与えるために在来のヘリコプタに組合せて気球
を用いる場合の原理（仮説）が示されている。しかし、
文献６の著者は、［それぞれ別体の気球とヘリコプタを
ケーブル（索条）によって連結することは明らかに実際
的ではない。問題は、気球がパンクして、回転中のロー
ター翼の上に垂れ下った場合にこの組合せシステム（ハ
イブリッド航空機）がどうなるかということであろう。

」と結論している。著者は、更に続けて、「２つの別個
の要素（ヘリコプタと気球）は、もちろん、単一のハイ
ブリツド航空気として一体に結合しなければならな４」
と述べている。従って、この文献は、明らかに、２つの
ユニットをそれぞれ別体のままで連結するという思想を
棄てておシ、一体の組合せユニットに依存している。こ
れに対して、本発明は、文献５の著者が否定した、２つ
の別個の二ニットを別体のままで連結するという着想に
基いている。

発明の概要 従って、本発明は、従来提案されているノ・イブリッド
とは全一く異るアプローチをとっており、空気よシ軽い
（ＬＴＡ）軽ユニットの直接制御を排除することに基い
ている。これは、ノ・イブリッド機を別個の主要要素に
分割することによって行われる。この主要要素とは、Ｌ
ＴＡ（軽）ユニット（上側）と、ホバーおよび垂直飛行
中大きな垂直方向の力を発揮することができるＶＴＯＬ
型（飛行機またはヘリコプタ）のｌ０ＴＡ（重）ユニッ
ト（下側）である。ＨＴＡユニットは、垂直方向の力を
任意の方向の並進運動のために傾斜させることができる
。かくして、これらの２つのユニットは、荷重空輸機と
して機能する完全に新しい型式のハイブリッド航空機を
構成する。これらの２つのユニットを物理的に別体のも
のとして分離し、それらを例えばケーブルなどの所定長
の可撓性引張部材によって連結することによって、ＬＴ
Ａユニット（空気よシ軽い軽ユニット）の位置を正確に
操縦または制御する必要性が排除される。正確な位置制
御および操縦は、ＶＴＯＬ即ぢＨ’Ｉ’　Ａユニットお
よびペイロードに対してのみ行われる。本発明者は、こ
の技術思想を［吊上げ索式杭空機方式」、略してＬｉＬ
ＡＣと称することとした。空気よシ軽いＬＴＡユニット
を吊上げる吊上げ索条（以下、「ケーブル」とも称する
）を適尚な長さとすれば、ＬＴＡユニットは、ＶＴＯＬ
ユニットの上方の和尚な高さのところで自由に浮動し、
両ユニットの各々は、ホバーから巡航に至るまでのすべ
ての飛行モードにおいて全揚力の一部を提供する。ＶＴ
ＯＬ　：Ｌ−ニットおよびペイロードの正確な位置を定
めるためにＶＴＯＬユニットに制御が与えられる。風な
どによってＶＴＯＬユニットに及はされるＬＴＡユニッ
トの動きの影響は、特に、可撓性の引張部材即ちケーブ
ル（吊上げ索条）の引張によってＶＴＯＬユニットに及
はされる運動を制限する手段を介して該ケーブルかに減
少される。Ｌ　Ｔ　Ａユニットは、流線型であって飛行
船のように安定化尾翼を有している場合は、あらゆる飛
行モードにおいてどのような相対風に対してもその属、
の方向に自由に向っていくので、ケーブルに及はす張力
を最少限にする。本質的に、ＬＴＡユニットは、ＶＴＯ
Ｌユニットの上方で凧のように飛行する。このシステム
によれば、昇降のための制御可能な垂直力がＶＴＯＬユ
ニットによって提供されるので、バクストの塔載や揚力
ガス（ヘリウム）の放出の必要性を排除することができ
る。これは、本発明の主要な目的を構成する。

本発明の他の目的は、ＶＴＯＬユニットをケーブル（Ｌ
ＴＡおよびペイロード）に取付け、ケーブルがＶＴＯＬ
ユニットにモーメントを惹起させる可能性をケーブルへ
の取付具を介して制限スルトドにょシケーブルに対スる
ＶＴｏＬユニットの推力方向の傾斜操作を容易にするこ
とである。

推力ベクトルのこの傾斜操作は、制御（操縦）および並
進運動のために使用される。ＶＴＯＬユニットおよびＬ
ＴＡユニットを移動させる持続並進力が用いられる。こ
の傾斜操作は、ＶＴＯＬユニットの形態と、それをケー
ブルに成句けるのに用いられる方法とに応じて、角度範
囲を制限される場合もあシ、制限されない場合もある。

ＶＴＯＬユニットの傾斜角の制御は、任意の周知の手段
によ゛りて、例えば、推力創生装置のスリップストリー
ム（後流）内に位置する慣用の操縦翼面によって、ある
いはローター翼およびプロベジにザイクリックピッチ角
変更θ作を適用することによつ′〔、わるいは推力創生
装置自体をＶＴＯＬユニットのｓ体に対し”Ｃ全体的に
傾けることによって、あるいはモータ駆動式ギア装置の
ような機棹的駆がｂ装置を弁（−てＶ　Ｔ　ＯＬユニッ
ト全体をケーブルに対して傾斜させることによって行う
仁とができる。

本発明の他の目的ｆｊＳ垂直揚力ならびに前方４１（ミ
進力の両方を効率的に提供するためにＶＴＯＬユニット
を使用することである。垂直揚力は、Ｌ　Ｔ　Ａ　ユニ
ットの揚力に付加される。この揚力の、ＶＴＯＬユニッ
トとＬＴＡユニットとの間での分配即ち割振シは、所望
の作動条件を充足するように定めることができる。その
ような割振シの１例として、例えば、燃料および乗組員
を塔載しｆｃＶＴＯＬユニットの重量だけをＬＴＡユニ
ットに支持させ、ペイロードはＶＴＯＬユニットに支持
させるようにすることができる。その場合、ＶＴＯＬユ
ニットが作動していないときは、ペイロードの重量にょ
シこのハイブリッド航空機は地上に撃留されたままに保
持される。ペイロードが卸されると、ハイブリッド航空
機全体が浮揚力をもち、索留索条によって規定される高
さのところに浮動することができる。これは、エンジン
の故障などの緊急事態の際ペイロードを投棄すれば、航
空機をそれ自体の浮揚力だけで空中に浮かんだ状態に留
まることができるので、望ましい安全特性を与える。

本発明の他の目的は、ＬＴＡユニットをそのままに保持
し、１つの型式のＩ−Ｉ　Ｔ　Ａユニットを他の異るを
式の飛行機、例えばヘリコプタに簡単、かつ、迅速に交
換することを可能にすることである。この特徴は、ノ・
イブリッド航空機のいろいろな用途を充足することを可
能にする。

そのような用途としては、例えば、短距離、重荷重空輸
（ヘリコプタ型作業）、長距離、高速Ｖ　Ｔ　ＯＬ型荷
物および乗客輸送（飛行機型作業）、および海軍および
沿岸警備隊の海上パトロールのような長距離、長時間操
業などがある。本発明のケーブル（揚力索イモ）システ
ムは、ＶＴＯＬ型飛行８またはヘリコプタ型ユニットな
どの１（Ｔ　Ａユニットの簡単な互換を可能にする。ま
た、このシステム・は、必要に応じてＴ、　Ｔ　Ａユニ
ットを他の型式の（大きさの異るものであってもよい）
ユニットと交換することを可能にし、それによっている
いろな必要性に適合する極めて融通性の高いノ・イブリ
ッド航空機を提供する。

本発明の他の目的は、いろいろなＶ　’１’　ＯＬ飛行
機ユニットまたはいろいろなヘリコプタ形態に適合する
ようにいろいろな構成の吊上げ索条を用いることて心る
。ＶＴＯＩ４ｑ飛行機は、プロップ・ローターを用いる
ものから純粋のジェット推力を用いるものに至るまて既
知の推進手段のうちの任意のものを使用することができ
るが、効率面からみて、プロップ・ローター型が好まし
い。プロップ・ロータ型Ｖ　Ｔ　ＯＬユニットとしては
、傾動類または非傾動翼を使用する甲、−または多重プ
ロップ・ローター型がある。ヘリコプタの場合は、機械
的駆動型または翼端駆動型ローター（［ｌＲ）を用いる
ことができる。機械的駆動ローターとしては、単一′ｉ
！、たけ多重の主ローター型（例えば、双並置型、タン
デム型）がある。

本発明の他の目的は、単一の翼端駆動式トルクレスヘリ
コプタローターを取付けるための基本部材として吊上は
索条を使用することであり、ケーブル（索条）をモータ
ーのノ・ブに通し、ローターがケーブルを中心として回
転し、ケーブルがローターのハブに対し、はとんど傾動
モーメントを及ぼさないか、あるいは所定量の傾動モー
メントを及ぼすようにする８　ローターのノ・ブをケー
ブルに取付ける方法は、ローター翼の平面をケーブルに
７１し７て和尚に傾動することを可能にするような態様
とする。その目的り、ローターがＬＴＡユニットをけん
引する際ケーブルに干渉することなくケーブルの後方へ
の傾斜を可能にし、しかもな〕Ｉ′？、航空機の前方飛
行に必要なローターの十分な前方傾斜を可能にすること
である。単一の翼端１％動ローター方式は、比較的低動
力で垂直揚力の創生を可能にし、ローター、駆動のため
のギア装置および尾部ローターの必要を回避するので、
大径の、興面負荷の小芒いローターにとって特に有望で
ある。ケーブルとＬＴＡユニットの組合せは、ローター
翼をその羽根が和尚に垂れ下ったとしても、地面の障害
物からはるかに上方（／？−位置させることができ、何
らの支障なしにローター翼を始動および停止さ亡ること
かできるようにする。ローター翼の付は根にかかる曲げ
負荷および応力を排除し、ローター翼の羽根重量を減少
させたい場合は、本発明の吊上げ索条方式は、ローター
翼の垂れ下がり停止部拐を設りる必要な［７に、水平方
向にヒンジ漸けされた、゛または撓み可能に取＋Ｊけら
れた（フラッピング）羽根を用いることを可能にする。

ローター翼は、回転していないときは、ケーブルに沿っ
て垂れ下がり、地上障害物より上方に保持される。

本発明の他の目的は、ＨＴＡユニットの姿勢を安定化さ
ぜるのを助成するためにケーブルを使用することである
。ケーブルは、それに生じる緊張度と、ゆつくシと位置
を変えるＬ　’ｌ”　Ａユニットの安定性とによシ、）
ｌ　’Ｉ’　Ａユニットの傾斜偏向を示すための良好な
基準を提供する。この情報は、Ｈ’Ｉ”　Ａユニットの
制御装置へ伝達され、該ユニットの姿勢を安定化さヒ゛
るのに使用することができる。Ｉ（Ｔ　Ａユニットおよ
びＬＴＡユニットの１ｉｆｌｌ　＃は、主として、いわ
ゆる「フライバイワイヤー」と称される電気式とするこ
とが好オしい。この制御方式を採用すれば、バイロット
はどの位置にいてもよい。即ち、操縦席Ｈ１ＬＴＡユニ
ツ）、ＨＴＡユニットまたはペイロードボッドのうちの
どちらに設置してもよい。このフライパイワイヤ力式は
、航空機の安定化のためにケーブルの姿勢を利用するこ
とを容易にし、また、航空機の制御（操縦）および安定
化装置に使用することができるエレクトロニクスコンピ
ュータと連携して用いるのに好適である。

本発明の他の目的は、吊上げ索条を複数のＨＴ　Ａユニ
ットをＬＴＡユニットの下方にタンデム式に上下に連結
する手段として用いることである。この構成は、新しい
、よシ大型のＨＴＡユニットまたは新型ＬＴＡユニット
を開発する必要なしに、総揚力を増大させることを可能
にする。多数のユニットのそのようなタンデム連結構成
は、長い連結列車をけん引するのに２台の機関車をタン
デム（直列即ち縦列）式に連結するのに類似している。

それらの数台のＨＴＡユニットは、特定の作動能力を得
るために必要に応じて、同一のものとしてもよく、ある
いは異る型式（例えばＶＴＯＬ飛行機型とヘリコプタ型
）としてもよい。この多重連結式ＨＴ　Ａユニット構成
においても、ＬＴＡユニットは、やはシ、１番目の、即
ち１番上のＶＴＯＬユニットだけを持上げればよく、１
番目のＶＴＯＬユニットがその始動後人のＨＴＡユニッ
トを持上げる。

このようにして次々に下方のＨＴ　Ａユニットが持上げ
られ、始動する。もちろん、ＬＴＡユニットの総揚力を
増大させるために、第１ＬＴＡユニツトから上方へ延長
させた吊上げ索条に複数のＬＴＡユニットをタンデム式
に連結することもできる。吊上げ索条の強度は、増大さ
れた引張力に耐えるのに十分なものとしなければならな
い。

本発明の他の目的は、前方飛行の効率を高めるために揚
力部材として慣用の飛行磯風を組入れるだめの好便な手
段を提供することである。

本発明によれば、必要な安定代用空力面を備えたそのよ
うな具をＨＴＡユニットの上方で吊上げ索条に取付け、
前方飛行中ペイロード重量の一部または全部を担持させ
るように設計する。

単一の翼を用いてもよく、あるいは複数の汎を上下にタ
ンデム式に増刊けてもよい。ＨＴＡユニットのための燃
料は、それらの翼内に塔載してもよい。ＨＴＡユニット
の垂直飛行と前方飛行との間での遷移中ＨＴＡユニット
と一緒に傾犯しない上記別個の翼を用いることにより、
ＨＴＡユニット自体には、それが必要とするビーノ、構
造体を提供するのに十分な最少限の翼表面を設はオｌば
よいことになり、遷移飛行中における翼の空気力学的問
題を最少限にする。そのような問題は、興が傾動するプ
ロペラ飛行機の設計に当ってＶｉ、基本的な配慮事項で
あシ、そのために好ましい大径のプロップ・ローターで
はなく、小径のプロップ・ローターの使用を余儀なくさ
れていた。更に、本発明に従って別個の翼をＨＴＡユニ
ットの上方に配置すれば、それらの翼はプロップ・ロー
ターの洗流内に位置しないから、洗流の影響を受けるこ
とがない。

ＨＴＡユニットから分離させた翼の使用によって得られ
る更に別の利点は、それらの翼が前方飛行の際自由にバ
ンク（左右傾斜）することができるので、ハイブリッド
航空機の松内性能を向上させることである。一般に完全
に傾動可能乃：ＨＴ　Ａユニットを吊上げ索条に取＋ｊ
けるための取付装置は、ＨＴ　Ａユニットがバンクフる
自由を制限するので、ハイブリッド執り機を転向させる
ためには、ＬＴＡユニットに設Ｕられた方向舵およびＩ
ｆ　Ｔ　Ａユニットに設けられた側方力発生装置と連携
して推進推カベクトルを回ルｂさせることに依存しなけ
ればならない。

本発明の他の目的は、乗組員また（はペイロードを、ハ
イブリッド航空機を構成するＬＴＡユニッ）、、ＩＪＴ
Ａユニットおよびケーブルで懸架されたベイロッドポッ
トに塔載する上での融通性を提供することである。乗組
員は、これらのユニットまたけボッドのどれに塔載して
もよく、あるいは吊上げ索条に増刊けた特別のボンド内
に塔載してもよい。緊急時に必要ならン」、ｄイロード
を投棄して航空機をその浮揚力だけで空中に留めるよう
にすることができる。乗組員をペイロッドボッド内に塔
載した場合、乗組員は、ボッド従ってペイロードを所望
の位置へ操作するときに目標を見易い。乗組員を上方の
ユニット内へ塔乗させた場合は、そのような操作をする
にはテレビジョンシステムが必要とされよう。

乗組員をＬＴＡユニット、ペイロードボッドまたは特別
のボッド内へ塔乗させた場合、円滑な、振動の少い、静
かな乗心地が得られる。ペイロードは、直接ＨＴＡユニ
ット内に塔載し、それによって別個のボッドを省除する
ことができるが、それは、ＨＴＡユニットの設計および
型式選択の自由（例えば完全に傾動可能な飛行機の使用
）を少くすることになる。乗組員および乗客ヲペイロツ
ドボツドに塔乗させた場合緊急時における安全のために
配慮すべきもう１つの事項は、ボッド内にパラシュート
を装備しておくことである。ボッドの設計が適正であれ
ば、緊急時にペイロードを投棄した後パラシュートによ
る降下の際乗員および乗客のため高度の安全を確保する
ことができる。

本発明の他の目的は、ＬＴＡユニットの改装の場合のよ
うな特別な場合を除いて、ＬＴＡユニットのための格納
庫や、撃留柱を設ける必要、あるいはＬＴＡユニットを
直接地上に繋留する必要を排除することである。このハ
イブリッド航空機においては、ケーブルを取付け、制御
器を操作し、ガス貸（気球）の圧力を維持するのに必要
な器拐の重量以上にはＬ　Ｔ　Ａユニットに直接付加さ
れる重−１ｉＦｉ＃ｔとんど、あるいは全くない。かく
して、ＬＴＡユニットに作用する揚力は、最大限に近く
、吊上げケーブルに當時緊張を維持することができるの
で、強風状態においでは最大限に急なケーブル角度が得
られ、ケーブルの長さに対して最大限の高度が得られる
。

このケーブルは、巡航飛行中ＬＴＡユニットヲ一定の高
度で空中を切ってけん引しなければならないので、ケー
ブルの取付具は、風の中で繋留するのに適したものとさ
れる。

本発明の他の目的は、ＨＴＡユニットやＬＴＡユニット
が着陸することができない狭い場所へハイブリッド航空
機を乗入れることを可能にすることである。本発明のノ
・イブリッド航空機では、ＬＴＡユニットおよびＨＴＡ
ユニットはペイロードユニットよシ十分に上方で吊上げ
索条に取付けられているので、比較的狭い場所への出入
シ操作を妨害しない。

本発明の他の目的は、ＨＴＡユニットまたはペイロード
ユニットに保守サービスや修理を行わねばならないとき
、ＬＴＡユニットを空中クレーンとして使用することを
可能にすることである。その場合、吊上げ索条は、地上
作業員が彼らの腰や肩の高さのところでＨＴＡユニット
オヨヒベイロードユニットのほとんどの部分に容易に触
れることができるようにＨＴＡユニットおよびペイロー
ドユニットを下降させ、回転させることを可能にする。

従って、それらユニットの保守サービス、改装、部品交
換、およびＨＴＡユニット全体の交換などを比較的厳し
い条件の現場で行うことができる。

実施例の説明 以下に例示する本発明の幾つかの実施例は、ハイブリッ
ド航空機にめられるいろいろな用途のうちそれぞれ異る
特定の用途に適合するように構成されている。

短距離間の重荷重の輸送作業が主な用途である場合に好
ましい実施例は、第１図に示されておシ、３つの主要ユ
ニット、即ち、流線型のＬＴＡユニット１（空気よシ軽
い軽航空機、例えば飛行船）と、ＨＴ　Ａユニット（空
気より重い重航空機）であるヘリコプタユニット２と、
ペイロードボッド３のような構造体を包含した制御ユニ
ットとから成っている。これらのユニットは、上方ケー
ブル６（吊上げ索条とも称する）と下方ケーブル７（吊
上げ索条とも称する）とによって相互に連結されている
。ペイロード４（換価荷重＝積荷や乗客）は、荷物取付
具５を介してペイロードボッド５によって担持されてい
る。図示のＬＴＡユニット１は、垂直安定板８、方向舵
９、水平安定板１０および昇降舵１１を備えた非剛性型
（軟式）の飛行船である。

飛行船１の底部には、飛行船の制御装置を作動させたり
、ケーブル取付具を長手方向（前後）に変位させたり、
飛行船の空気房（図示せず）を加圧したり、ケーブル６
のためのウィンチ（図示せず）を操作したシするだめの
動力源である小型内燃機関を収容するための流線型ボッ
ド１２が付設されている。詳述すれば、ボッド１２は、
荷重分配紐帯、カテナリー懸垂カーテンなどの慣用の手
段を用いて飛行船のガス袋に取付けられている。上方ケ
ーブル取付具１５は、通電、水平姿勢のときの飛行船の
浮力中心１４の下方に配置される。

ヘリコプタユニット２（第３〜５図に詳細に示されてい
る）は、ヘリコプタの胴体および下部構造を除去した、
ヘリコプタとして最少限の形のものであり、フェザリン
グ用ヒンジ１８を介して傾動自在ノ１プ１６に取付けら
れた２枚またはそれ以上の片持翼１７を備えたローター
１５（ローター翼とも称する）を有している。ハブ１６
は、内側ノ・ブ１９と外側ノ・ブ２２を有し、内側ハブ
１９の傾動は、ボール２４の周りに行われる。内側ハブ
１９は、単一の小ボール２０を介してボール２４にキー
止めされている。ボール２０は、内側ハブ１９に形成さ
れた半円形のソケット（受人）内に挿入され、ボール２
４に形成された断面半円形の溝２１に沿って転動する。

ボール２０は、ハブ１６の所望の傾動軸線上に配置され
る。内側ノ・プ１９と外側ノ・ブ２２とは、転子２６を
有する大きなベアリングを構成し、外側ノ・プ２２の自
由回転を可能にするとともに、ローター１５によって及
はされる軸方向および半径方向の力を担持することがで
きるようにする。ボール２４は、静止筒状軸２５に固定
されておシ、軸２５の上端には、周知の回り継手の形の
ケーブル取付具２６が付設されている。ケーブル取付具
２６は、必要なときケーブル６を取外すことを可能にす
る。

筒状軸２５は、ボール２４を貫通して下方へ１［してお
シ、ボール継手２７、スオツシュプレート２８および方
向制御ブーム４６のための取付部を提供する。ローター
８１７のザイクリックピッチ角およびコレクティブピッ
チ角を変更させるためにスオツシュプレー）　２　Ｂ　
ヲｆＲｍｂおよび垂直並進させるための少くとも３つの
電気作動器２８が軸２５の周りに等間隔に配置されてい
る。スオツシュプレー）２Ｅｌ：、Ｉ１１’１２５の周
シに回転しないように、ローターハブ１６のためのボー
ル２０と溝２１と同様のボールとキー溝を用いてボール
継手２７にキー止めされている。ボール継手２７は、ス
プラインにより軸２５に対し垂直方向に摺動自在に取付
けられている。電気作動器２９は、その下端を方向制御
プーム４６に枢動自在に取付けられておシ、プーム４６
はブラケット４７によシ軸２５に固定されている。作動
器２９の上端は、スオッシュプレート２８に枢動自在に
取付けられている。

４つの位置トランスジユーザ３１が、内側ハブ１９の延
長部を構成する取付プレー）！ｉ０に等間隔に固定され
ておシ、スオツシュプレート２８の、取付プレー　ｌ−
３０からの距離および傾斜角を測定１〜、ｆｌｕ、腺（
図示せず）を通して電気信号プロセッサー４１へ電気信
号を送る。それを受けて、信号プロセッサー４１ｉＪ：
、ローターの操縦洲面５４（第４図）に設けられた電気
作動器（図示せず）へ抄れ１４６号を送り、ローター翼
１７のピッチ角を周期的（サイクリック）に、そして同
時（コレクティブ）に制御する。各位置トランスジュー
サ３１ｉ、先端に転がシポール３３を備えた、ばね押し
されたロッド３２を有している。ボール３３は、スオッ
シュプレート２８の、トランスジューサ取付プレート３
０に対すル相対位置に関係なく、常時スオツシュプレー
ト２８の平滑な上面に圧接され、接触状態に保持される
。軸２５け、ブーム４６を貫通して延長し、下端に下方
ケーブル７を取付けるための取付具５４を備えている。

軸２５Ｆｉ、また、操縦信号電線６７のためのコネクタ
３６、および燃料導管５９，５９ａ、５９ｂ、５９ｃの
ためのコネクタ３８を備えている。パイロットの操縦装
＠（図示せず）からの電気信号は、電線６７を通して信
号プロセッサー４１へ送られる。プロセッサー４１は、
各トランスジューサ３１からの入力を総合し、電線４２
を通してローターＲ１７の翼端近くの操縦翼面５４の運
動を制御する。信号プロセッサー４１からのすべての電
線３７が中空軸２５内を通ってスリンブリング４３に至
り、スリップリングを介して電線４２に接続している。

電線４２ｉｊ：、また、ローターの翼端近くに配設され
たエンジンのところに設けられた発電機からの電力を供
給する役割をも果す。電線５０が軸２５に符号５１で示
される部位で挿入され、スリップリング４３を介して電
線４２に接続されている。翼端ナセル５２（第６図）内
に設置されたエンジンのための燃料は、燃ネ」タンク４
０から、中空軸２５内を通シ、回転継手４４（第５図）
を経て可撓燃料導管４５に接続した燃料導管３９を通し
て供給される□ 燃料補給導管３９ａは、ケーブル７を構成する抗張力部
材７ａ、７ａの間に挾まれるようにして挿通されて（第
２図）燃料タンク４０に接続しており、ケーブル７の下
端において慣用の燃料補給用コネクタ（図示せず）に接
続されている。

燃料タンク４０け、必要に応じて簡単に交換することが
できるようにケーブル７に取付けられている。電動燃料
ポンプ（図示せず）が燃料タンク４０に装備されておシ
、タンク４０から燃料導管３９へ燃料を送給する。燃料
タンク４０は、ヘリコプタユニット２の下方に配置され
たものとして示されているが、ヘリコプタユニットの上
方に配置してもよい。ブーム４６は、後方へ延長しその
後端に電気モータ４９によって駆動される方向操縦ロー
タ４８が取付けられている。操縦ローター４８は、尾部
ローター付ヘリコプタに用いられる周知のピッチ角制御
可能型のものである。モータ４９および翼ピツチ角制御
用作動器（図示せず）のための電力は、電線５０を通し
て供給される。信号プロセッサー４１からの操縦信号も
、電線５０ａに接続した電線５０によって供給される。

ローター１５は、ローター翼１７の翼端近くに付設され
たナセル５２内に設置されたターボプロップユニット５
３の推力（スラスｉＫよって駆動される。ターボユニッ
ト５３は、それらのユニット全部に共通の定速制御器を
備えている。ナセル５２の後部には、ヒンジ５５によっ
て水平可動操縦翼面５４が枢動自在に増付けられている
。翼面５４は、ブレード１７にフェザリングモーメント
を与えるために電気作動器（図示せず）によって枢動さ
れる。それらの作動器は、各エンジンに装着でれた発電
機からの電気によって駆動される。それらの発電機は、
ローター翼１７内に設けられた電気配線によってすべて
接続されておシ、１台の発′ｒＡ機が故障しても、との
翼面５４に対する制御も失われないように構成されてい
る。ローター汎１７のフェザリングはヒンジ１８のとこ
ろで行われる。

ヒンジ１８に対する興１７の取付は、翼１７の遠心およ
び曲げ荷重をノ・プ１６へ伝え、かつ、フェザリング動
作を可能にするように当該技術分野において周知の態様
で行われる。翼１７の正および力の迎え角を制限するた
めに７工ザリング用ヒンジ１ＢＫフエザリング停止部利
（図示せず）が組込まれている。

ペイロードボッド３は、ケーブル６を軸２５の上端に成
句ける取付具２６と同様の、回シ継手型ケーブル取付具
３５を介して下方ケーブル７に連結されている。ボッド
５は、乗組員および、パイロット操縦装置（図示せず）
を収容するためのコックピット５８と、電気により駆動
され制御される方向操縦ローター５６、降着装置５７、
および荷物取付具５を備えている。操縦ローター５６は
、ヘリコプタユニット２の操縦ローター４８と同じであ
るが、サイズが異るものであシ、電線３７を通して電力
を供給される。

ケーブル６および７は、アラミド製の紐帯７ａ。

７ａを袋状に結合することＫよって形成されておシ、ケ
ーブル内に電線および燃料導管が通されている（第２図
）。これによって、ケーブルを流線型状に形成し、風の
抵抗を少くするように々されている。燃料補給導管３９
ａけ、タンク４０へ燃料を補給するときは燃料王により
断面が円形となるが、燃料圧を受けていないときは楕円
形となる。、ＬＴＡユニット１のボッド１２に接続され
た燃料導管３９ｂは、比較的少量の燃料流を移送すれば
よく、径が小さいので、断面円形のままでケーブル６内
に挿入される。ケーブル６．７のはためきを最少限に込
空気流に対しその風抵抗を最少限にするような向きに保
持するために、ケーブル６．７にその長手方向に適当な
間隔をおいて多数の垂直安定板５９を付設する。安定板
５９は、短いブームの後端に取付けられておシ、該ブー
ムの前端がケーブル６または７にクランプによって締着
されている。

好ましい実施例においてｆｉ、ＬＴＡユニット１は、垂
直飛行の際、ペイロード重量の特定の一部分を除いた、
このハイブリッド航空機全体の総重量を浮力によシ吊上
げるように寸法ぎめされている。ペイロード重量の上記
一部分に、ヘリコプタローター１５の動力学的揚力によ
って持上げられる。従って、ペイロードが卸されると、
浮力が航空機の総重量より大きくなるので、ロークー１
５は、航空機が索留索条によって繋留されるまで航空機
の昇降を制御してペイロードボッド５を地上に接触させ
た状態に保持するために推力を下向きに逆転させなけれ
ばならない。ペイロードを担持するために組入れられる
揚力の大きさ、即ち、ペイロードを吊上げるために用い
られるローターの推力の大きさは、任意に決定されるも
のではなく、所要の操作性、航空機の取得コスト、運転
コスト、巡航速度、操作高度などの要因を含む配慮に基
いて定められる。

特別の、低速、短距離輸送作業にはＬＴＡユニットとし
て球状の気球を使用することができる。気球はそれと同
等の軟式飛行船よシ低コストで所要の浮力を提供するこ
とができるが、軟式飛行船は、気球に比べ、よシ多くの
仕事をよシ能率的に行うことができ、風などによシ変化
する作動条件のもとて良好な作動特性を有する、より融
通性のあるハイブリッド航空機を構成することができる
ので有利である。しかしながら、特別の仕事をするのに
経済的に好ましい場合、本発明は、気球型のＬＴＡユニ
ットの使用を排除するものではない。

ペイロードボッド５およびペイロード４をホバー飛行、
垂直飛行および低速飛行中適正に位置づけするために、
ヘリコプタユニット２を水平方向および垂直方向に移動
させると、ＬＴＡユニット１はヘリコプタユニットの移
動にゆっくり追従し、該ヘリコプタユニットの運動にほ
とんど拘束力を及ぼさない。従って、本発明の吊上げ索
争式ハイブリッド航空機のペイロードボッド３およびペ
イロード４の操作は、Ｌ　’Ｉ’　Ａユニットをヘリコ
プタユニットに固定的に連結した従来のハイブリッド航
空機に比べてはるかに迅速に行うことができる。ペイロ
ードボッド６の垂直操作速度を高めるために、翼端に成
句けたターボグロッグ５３を有する高慣性ローター１５
の運動エネルギーを利用し、ローター１５のコレクティ
ブピッチ角変更を迅速に行うことによシ、上方ケーブル
６に作用する正または負の垂直力に大きな変化を与える
。このような垂直力の変化と組合せて、上方ケーブル６
に連結した自動荷重制限および巻上げウィンチ（図示せ
ず）によシケーブル６を巻上げ、または繰出すことがで
きる。そのような構成とすれば、長さが固定されている
場合にペイロードボッドおよびペイロードを垂直方向に
移動させるのに必要とされる時間に比べてそれらの垂直
方向移動の所要時間を短縮することができる。固定長の
ケーブルの場合は、ＬＴＡユニット１をベイロッド５お
よびベイロッド４と一緒に加速しなければならないので
、垂直操作が遅くなる。

パイロットおよびその他の乗組員は、航空機が地上に繋
留されたときペイロード４および地面に近いところに位
置するようにベイロッド３内に搭乗する。ペイロード４
は、ベイロッド５を貫通して延長させたケーブル７の延
長部分によって外部に担持させる。ペイロッド３は軽量
構造であυ、ケーブル７に取付けられている。

ボッド３は、降着装置５７と、ボッドをペイロードに固
定するための増付具５を有している。

ボッド３およびペイロード４の方向操縦は、電気モータ
およびターボプロップユニット５５がらの窒気流によっ
て、あるいはペイロッドボッド３内に設置した内燃エン
ジンによって駆動される尾部方向操縦ローター５６を用
いて行われる。パイロットの方向舵ペダルが尾部ロータ
ー５６に連結されておシ、ペイロッドボッド３に配置さ
れた感知装置（図示せず）が信号をヘリコプタユニット
２の方向操縦装置へ送シ、ヘリコプタユニットの方向を
ペイロードボッドの方向に整列させる。前進飛行中、航
空機が旋回（方向転換）すると、ボンドおよびペイロッ
ド４は、ケーブル７と共に揺動し、自動的にバンクして
搭乗者、ボッド６およびペイロード４に作用するすべて
の側方力を排除する。前進飛行中長手方向の安定を与え
るためにボッド３に水平安定板５６ａが付設されている
。ボッド３は、必ずしも密閉構造体でなくてもよく、開
放プラットボームであってもよい。ペイロードをボンド
の外部に固定する代シに、ボンドの内部に収納するよう
にしてもよい。

パイロットの前後方向、左右、コレクフィプピッチ角お
よび絞シ弁操縦装置は、ヘリコプタユニット２に電気的
に接続されており、スオッシュプレート２８、コレクテ
ィブおよびザイクリックピッチ角、およびエンジンのパ
ワー設定を遠隔操作する。パイロットの指令は、信号ブ
ロセツ’９−−４１へ送うレ、グロセッサー４１ｉｊ、
それらの指令を安定化用大刀および自動操縦装置の入力
と組合せて正しい操縦信号をローター１５の操縦手段へ
供給する。

翼端駆動型ローター１５のための操縦は、第３図に示さ
れる、翼端近くに設けられた操ｓＵ面５４を介して行う
のが好ましい。操縦翼面５４ハ、窒力を用いてＲ１７を
７エザリングさせる。

このようなシステムによれば、スオッシュプレート２８
を移動させるために操縦力が加えられたときスオッ゛シ
ュグレート２８にはほとんど何らの反作用も及ぼされな
い。翼のピッチ用を操縦するために現在の殆んどすべて
のヘリコプタに用いられている一般的な方法は、興の付
は根近くの腕に力を加える方法である。そのような、操
縦力は、相当に大きいものでｓｂ、スオッシュプレート
を介して機体から必然的に反作用を受ける。ヘリコプタ
−ユニット２の場合は、そのような操縦力に反作用し、
その結果機体に及はされるモーメントに抗するための機
体慣性が小さいので、該ユニットのローター諷１７の翼
角を直接的に制御するのに必要な反作用を提供するため
に軸２５の上端および下端に作用する索条即ちケーブル
の張力を使用することが必要である。下方ケーブル７の
負荷が小さいとき、例えばペイロードが積まれていない
場合、軸２５がスオッシュプレート２８の負荷に抗する
能力が著しく減少される。

第５図にはスオッシュプレート２８は電気機械的作動器
によって作動されるものとして示されているが、もちろ
ん、そのような機械的なシステムおよびスオツシュプレ
ートの代シに、ソリッドステー１・のエレクトロニクス
および感知器に基いた、より精巧なシステムを用いるこ
とも可能である。そのようなシステムは、ロークーの平
面（翼端の口伝軌道平面）の姿勢をジャイロスコープ式
に設定した基準平面に関連させて制御するものであるが
、その場合でもやはシ、ローターの姿勢は、翼端近くの
操縦翼面５４の周期的（ザイクリック）動作を介して制
御される。また、ローターの推力は、翼面５４の運動の
大きさを決定する推力感知器を用いて各翼面５４を同時
（コレクティブ）に運動させることによって制御される
。

ローター１５は、２つの作動モードを有する。

浮力が航空機の重量より小さいときは、ローターは、慣
用のヘリコプタモードで作動して正の推力を提供し、翼
端軌道平面を第６図に示されるように所望の運動方向に
傾ける。ロータ〜の推力（汎のコレクティブピッチ角と
絞シ弁）および翼端軌道平面の傾斜（ザイクリックピッ
チ角）を調節することによってヘリコプタの場合と同じ
態様で飛行軌道の完全に制御することができる。しかし
ながら、浮力が航空機のｆ？ｔよシ大きい場合は、ロー
ターは、直進飛行のために必要〃水平刃を得るために、
負の椎カーを提供するように、その翼端軌道平面を第７
図に示されるように運動方向からｈυれて通電のヘリコ
プタローターの傾斜とは反対向きに傾斜させなければな
らない。この翼端軌道平面の後方への傾斜度合は、所要
の負の揚力と、飛行船ユニット１、ケーブル６．７、お
よびペイロードボッド３、燃料夕／り４０等の付属物の
対気速度および抗力の関数である。負の推力状態で運転
するときは、パイロットの操縦ホｂ作に応答してロータ
ーの翼端軌道平面の傾斜が正の推力状態のときの傾斜か
ら逆に爆れなければならない。正常運転のときは、ロー
ターおよび操縦枠は、所望の運動の方向に（例えば前進
飛行の場合には前方へ、左旋回の場合は左方へ、・・・
・・・など）傾けるが、推力が負の方向のときは、パイ
ロットの操縦装置は飛イ］方向に対して正常な関係を維
持したままで、ローターの翼端軌道平面は、前方飛行の
場合には後方へ、左旋回の場合には右方へ傾けなければ
ならない。このように、ローター推力が正から負に切換
えられると、制御の逆転を行わなければならない。本発
明の好ましい実施例として選択され′ｆｃ電子制御シス
テムは、そのような制御の逆転を容易に行うことができ
る。それは、基本的には、パイロットのザイクリックピ
ッチ角制御のための操縦枠の運動に対するスオツシュプ
レート２８の応答を逆にする仁とによって行われる。そ
のような制御システムの逆転は、パイロットが操作する
ようにしてもよく、あるいは自動的に行われるようにし
でもよい。その他の制御、即ち、コレクティブピッチ角
、絞り弁などは、ローターの推力の向きが切換えられて
も、逆転され役い。

一旦前進飛行速度が達成感れたならば、過度の浮力は、
ＬＴＡユニットの迎え角を変えることによって、あるい
は、補助の動的力を提供するためにケーブル６または７
に取付けられた飛行機１２８（第１４図）を介して翼揚
力を加えることによって増減式せることができる。これ
は、ローター推力の所要量およびローターの傾斜角に影
響を及はし、前進飛行の効率を高めることにつながる場
合もある。ＬＴＡユニット１の迎え角の変更は、ケーブ
ルの取句点（取付具１６）を前後方向に移動させるか、
あるいは昇降舵１１を移動させるか、あるいはその両方
によって行うことができる。ケーブルの取付点１３の位
舗調節だけで必要な迎え角の変更をまかなえる場合は、
昇降舵１１を省除し、それに代えて固定の尾部水平安定
板を設け、構造を簡単にし、重量を減少させることがで
きる。

方向舵９は、前進飛行中のハイブリッド航空機の旋回操
作性を向上させる。ＬＴＡユニット１は、ヘリコプタユ
ニット２の飛行方向を変更させることによりケーブル６
を左右へ傾斜させることだけによって旋回させることが
てきるが、ケーブル６の左右方向の力に加えて、ＬＴＡ
ユニットの方向舵９を使用すれば、前進飛行中旋回する
のに要する時間を短縮することができる。

更に、ケーブル６から引張力が浮力中心１４の下に加え
られるので、左、右方向（側方）の力はＴ、　Ｔ　Ａユ
ニットをｔｔＱ揺れ（バンク）させる。これは、許容し
うろことであるが、望ましくｉｔない。々ぜなら、その
場合、方向舵９がＬＴＡユニット１にヨーイング（偏揺
れ）モーメントに加えて縦揺れモーメントを及はずから
である。

このケーブルによシ惹起される横揺れモーメントは、方
向舵９を用いてＬＴＡユニット１を偏揺れさせてクープ
ルの力をＬＴＡユニットの垂直平面（浮力中心＋４とケ
ーブル成句点１３とによって画定される平面と同平面）
内に保持することによって、最少限にすることができる
。

方向舵９の使用による最大限の利益は、方向舵をパイロ
ットの操縦装置に連結し、方向舵がへリコックユニット
の旋回操縦装置と連携して作動するように構成すること
によって得られる。

Ｌ　Ｔ　Ａユニット１は、相対気流に対し當に自動的に
整列する性質を有しておシ、方向舵９によって偏揺れせ
しめられない限゛シ、ヘリコプタユニット２の長手軸線
に整列させることはできない。直進飛行においては、抗
力を減少させるためにＬ’Ｊ’Ａユニット１を相対気流
に対し自己整列させることが望ましい。

本発明のハイブリッド航空機の好ましい実施例の以上の
説明は、本発明の航空機を構成するための具体的な要素
および装にならびに方法を開示しているが、それらは、
本発明の範囲から逸脱することなく、いろいろに変更す
ることができろことは当業者には明らかであろう。例え
ば、ボール２４と内側ハブ１９とから成るボール継手を
介して傾動自在とする第５図のハブ構造に代えて、周知
のカルダン自在継手を用いてもよい。また、翼端駆動型
ヘリコプタ−ローター１５の代シに、ブーム６４に取付
けられた尾て配置されたエンジン６１によって駆動され
る慣用の歯車伝動機構駆動部ローター（第８，９図）を
用いてもよい。この構成においては、ローターハブ６０
の上方の上方ケーブル取付具６９は、キャリッジの形で
あシ、伝動機構即ち歯車箱６２の下方の、やけシキャリ
ッジの形とした下方ケーブル取付具７１から相当に離隔
されておシ、ケーブル６および７は、それぞれ湾曲レー
ル６８．７０に移動自在に装着されたギヤリッジ６９．
７１に取付けられている。レール６８．７０の曲率半径
は、ケーブル６と７の力ベクトルの交差点を特定の選定
された点７３においてｔ’Ｌ　１１一致するように選択
されており、それによって、ケーブルの張力による拘束
モーメントを減少させ、ヘリコプタユニットが全体的に
前後に大きい角度に亘って傾斜することができるように
する。湾曲レール６８が自由に回転する軸６７に装着さ
れており、軸６７は、ケーブル６の張力による側方（左
右方向の）モーメントを排除するだめに軌道６８が方位
角的にケーブル６の引張方向に向けられるようにする。

このようなキャリッジ−レール組合せ機構は、軸２５に
作用するケーブルによるモーメントを更に減少させるこ
とが望ましいならば、第４図のＲｎＡ駆動式ローター１
５にも使用することができる。ローターハブ６０は、ス
オツシュプレート６６によって制御される駆動軸６３に
取付けられている。

ローターＲ６０ａは、既存のヘリコプタに慣用されてい
るフェザリング軸受によってノープロ０に取付けられて
いる。

ローターとして好ましいのは、第５図に示されるヒンジ
無しの、片持式のものであるが、シコルスキ一式ヘリコ
プタやボーイング−ツク−トル式ヘリコプタに慣用され
ているような個々の翼がヒンジによシ折たたみ自在に数
句けられている型式のローターも、第１０図に示される
ように本発明に使用することができる。本発明の吊上げ
索条方式は、慣用のヘリコプタには必要とｉｈるロータ
ー翼の垂下がシ停止部材を霜除することを可能にするの
で、このような垂下がり自在のヒンジ式ローターには有
利である。ローターの翼ｔＪ％第１０図に実線で示され
るように垂下がシ位置に置かれでも、翼端が地面に接触
しないように吊上げ索条６によって地上の障害物よ如十
分に上方に保持される。また、個々のヒンジ連結された
汎は、ヒンジ無しのローター翼より軽いという利点を有
する。このヒンジ連結式ローター汎は、垂下がｐ停止部
材の霜除によって一層軽くされる。各ローター翼７８は
、片持式のローター翼よシ複雑な付は根およびノ・ブ取
付部を必要とするが、第３．４図に示されるような浮動
ハブ１６ｆ用いる必要がない。口　。

−ター翼のヒンジ連結は、ピンと軸受から成る慣用のヒ
ンジ手段７５によって、あるいは、工２ストマー材製の
軸受の撓曲によって行うことができる。ヒンジ連結式ロ
ーター翼の場合、機体、伝動機構および方向制御機器は
、ローターの作動を物理的に妨害しないように堆付けな
ければならない。第１０図は、そのような構成の−例を
示す。即ち、この構成においては、ローター沢７８は、
空気負荷に旧名して上下動しつるようにするヒンジ７５
を介してノ・ブ７４に増刊けられている。ローターがそ
の速度を下げると、興７８が水平位値７７からヒンジ７
５の周りにゆっくり下方へ揺動し、回転が完全に停止す
ると、１１１７ｔｇ４１９１Ｓ：Ｉに示でれる翼受け７
９に当接する。洲受け７９け、スリーブ８１とスポーク
８０によってケーブル７に付設てれたリング７９ａをイ
〕しており、１対の翼端推進装置５３を互いに、かつ、
ケーブル７から雌部させる。

第５図にへりコブタローター／・ブの下に示されている
ヘリコプタユニットのスオツシュプレート２８、方向制
御プーム４６、作動器２９等の諸要素は、第１０図の構
成では、ローターＲ７Ｂを支障なく垂下けることができ
るように、ローターハブの上方に取付けられている。ケ
ーブル６．７は、それらの張力が／・ブ７４の所定の点
を通して作用するように第８図に示される６８．６９．
７０．７１．７２と同様のキャリッジとレールの組合せ
機構に取付けることができる。ハブ７４は、軸受（図示
せず）を介して静止軸６７の周りに自由に回転する。ロ
ーターの翼端軌道平面の傾動は、ヒンジ７５を中心とす
るＪｌｌ（７８のフラッピング（羽ばたき）運動によっ
て行われる。

空気学的力およびコリオリの力の変動による汎弦方向の
応力を軽減するためＶｃＲ７８に抗力ヒンジ（図示せず
）を組入れることができる。

第１１．１２図に、翼のフラッピングを可能にし、フェ
ザリング軸受を用いる必要なしに翼角の変更を可能にす
るように構成された撓み自在のケーブルを備えたヘリコ
プタローター金示す。

ローターハブ８４は軸６７の周りに回転する。

ハブ８４には、好ましくは断面エアホイル形の可撓性カ
バー８９の両側縁に固定された外側ケーブル８７が取イ
リけられている。エアホイル形状は、カバー８９の上側
プライと下側プライの間に詰められた軽石、充填材（図
示せず）ＶＣよって得られる。平面図でみた場合、カバ
ー８９は、ケーブル８７から汎弦方向の張力を受けて空
気負荷に抵抗し、はためきに抵抗するだけの剛性を付与
されるようにカテナリ形状とされている。

ケーブル８７．８７は、符号８４ａ、８４ｂで示される
部位でハブ８４に取付けられている。堆付部８４ａと８
４ｂとは、エアホイル８９の付は根に正の迎え角を与え
、ローターの揚力効率を高めるために上下にずら芒れて
いる。ケーブル８７には、翼端近くに設けられた推進装
＠８６と翼のピッチ角操縦面９０を有する剛性のＲ８２
が取付けられている。ハブ８４および翼８２には、該ロ
ーター８８２の具弦方向の剛性を高めるために内側ケー
ブル８８が取付けられている。翼８２が垂下がると、ケ
ーブル８７．８８およびカバー８９は、湾曲受は台８５
に沿って屈曲する。

受は台８５の曲率は、ケーブル８７．８８に過度の曲げ
応力が生じないように定めである。第１１図は、翼８２
が非回転位置にあるところを実線て示し、回転位置にあ
るところを破線で示している。

本発明の吊上げ索条方式は操作上の可撓性が高いので、
第１図のへりコブクユニット２の下方に追加の−＼リコ
プタユニットおよびケーブルをタンデム式に追加するこ
とによって航空機の揚力能力を容易に増大させることが
できる。そのような構成は、第１：′−図に示されてい
る。追加のヘリコプタユニット２は、このハイブリッド
航空機全体の所要揚力能力と、追加しうる追加ユニット
の数に応じて、第１のヘリコプタユニット２と同じもの
としてもよく、あるいは、ザイズや揚力の異るものとし
てもよい。追加のヘリコプタユニット２に対応し１ケー
ブル９１も追加されるが、各ケーブル９１は、それぞれ
上方のケーブルよシ強度の高いものとする。いうまでも
なく、下方のケーブル−よと、重い荷重を負担しなけれ
ばならないからである。第５図の軸２５およびケーブル
取付具２６．５４は、よシ重い荷重を担持することがで
きるもの２取換えてもよく、するいは、多数のタンデム
連結されたローターの予測される最大荷重を担持するよ
うに堅固な構造としておくことができる。

各追加ヘリコプタユニットの操縦は、血１ヘリコプタユ
ニットの操縦と同じでろＪ）、すべてのヘリコプタユニ
ットがパイロットの指令に応答して同じ操作を受ける。

各ヘリコプタユニットの間の上下ｉ％！ｌ隔は、各ユニ
ットのローター間の吹降しく洗流）干渉を減少させるよ
うに定める。吹降しによる干渉は、最上段のローターの
下刃の各ロークーの揚力能力を低下させるからである。

風の中でのホバー飛行中は、吹降し方向がｆｉｔｌめに
されるので、ヘリコプタユニット間の適当な間隔があれ
ば、吹降しによる干渉は排除される。従って、吹降し干
渉を押（除するためのもう１つの方法は、各ローターの
翼端軌道平面を互いに反対向きに傾余１させ、そｉｌに
よって吹降し力面を斜めにすることでおる。各ローター
からの水平方向の力は、その下のローターによって対抗
されるので、ホバー飛行中このハイブリッド航空機に作
用する正味水平力Ｃまゼロでちる。

このような多重ヘリコプタユニットの構成においては、
どれか１つのローターが緊急事態などのためにイパγ止
されでも、荷重を塔載した航空機は連転を続け、航空機
の諸部品に損傷を受けることなく、完全に制御された状
態で着陸することがてきる。甘だ、着地する直前にペイ
ロットを解放し、故障していない残υの運転中のロータ
ーのコレクツイブピッチ角を迅速に増大させることによ
ってペイロードボッドおよび搭乗者に緊急降下による着
陸ショックを与えないですむ。

多重ヘリコプタユニットａ吊上げ索条式空輸機を組立て
るだめの方法は、単一ヘリコプタユニットの吊上げ索条
式空輸機を組立てる手順の延長である。即し、まず、Ｌ
ＴＡユニットにょシネ作動状態の第１ヘリコプタユニツ
トを吊上げて支持し、そのヘリコプタユニットから懸垂
したケーブルをまだ地上に置かれている次の第２のヘリ
コプタユニットに数例ける。第１ヘリコプタユニットを
作動させて、地上にある第２ヘリコプタユニツトを吊上
ける。この手順を繰返してすべてのヘリコプタユニット
を空中に浮かせて作動させ、次いでペイロードボッドお
よびペイロードを吊上げる。ペイロードを輸送しないと
きけ、各ヘリコプタユニットは、順次妃地下に降下させ
て並置させてもよく、あるいは、空中に浮かせたままに
して吃よい。後者の場合、ヘリコプタユニットのうちの
幾つかのユニットのローターは燃料を節約するために停
止し、残シのローターによって航空機を空中に支持する
よう圧することがてきる。第１３図に示された各ヘリコ
プタユニットは、第１図に示されたものと同じである。

本発明の吊上げ索条方式は、ハイブリッド航空機の一部
としてヘリコプタ型ユニットだけではなく、他の任意の
型式のＶＴＯＬ型ＬＴＡ航空機を使用することができる
。第１４図は、吊上は索条に取付けられた単一ローター
型Ｖ　Ｔ　ＯＩＩＪ飛行機ユニット９２を備えたハイブ
リッド航空機を示し、第１７図は、吊上は索条に取付け
られた双ローター型ＶＴＯＬ型飛行機ユニットを示す。

先に述べたように、ヘリコプタ型ユニット（第１図）を
使用するに当って配慮すべき重要な事項は、吊上げ索条
の作用線がハゲ１６を貫通して延長しでいる場合、ロー
ターの翼端軌道平面の傾斜可能範囲が制限され、このハ
イブリッド航空機を平衡浮力状態で作動させるこ々が実
際上困難であることである。なぜなら、ローターは、垂
直力を発生することなく水平推進力を発生することはで
きないので、バシストや弁持上げガスを放出することな
く低速で直進させながら一定の高度を保つことができな
いからである。（高い速度においては、ＬＴＡユニット
に動的揚力を裸することができ、あるいは、吊上げ索条
に堆付けられた補助翼面によってローター推力の垂直力
成分に対抗するように動的揚力を創生することができる
。）ヘリコプタ型ユニットを備えたハイブリッド航空機
は、ペイロードを積載してぃ乃、い状態では正の浮力を
有１〜ていなければならず、前進推進力を発揮１．なか
ら高度を制御するためＫｉｔヘリコブタローターの負の
推力および後方への傾斜を用いなければならない。完全
傾斜可能なＶＴＯＬ型飛行機を使用すれば、ローター推
力の土向き、または下向きのゼロからほぼ最大限までの
所望の垂直成分と共に前方推進力を発生することができ
る。

第１４図の構成の各要素は、二叉ケーブル１０６．１０
７と、Ｖ　’１’　ＯＬ型飛行機ユニット９２を除いて
は、第１図に示された要素と同じである。

Ｌ　Ｔ　Ａユニット１からのケーブルｔｏ６ｉ、ｔ、回
り継手１０８に終端し、回シ継手１０８から上方二叉ケ
ーブル１０６が延長し、ＶＴＯＬ飛行機ユニット？２の
両興端に設けられたトラニオンプレート１０３．１０３
の上端に連結している。下方二叉ケーブル１０７は、ト
ラニオンプレート１０３．１０３の下端から下方回り継
手１０８ａに延長し、回り継手１０８ａに下方ケーブル
１０７が連結されてペイロードボッド３を介して第１図
に示されているようにペイロードに連結される。ＶＴＯ
Ｌ型飛行機ユニット９２は、主ロータ−９３、および翼
９４の翼端から延長したブームに取付けられり補助ロー
ター９５を駆動するためのエンジンおよび歯車駆動装ト
（図示せず）を収容する胴体１０９を有している。主ロ
ーター９５１−Ｊｌ、ＩＩＩ”ｌ体１０９の鼻端に取付
けられておシ、コレクティブおよびサイクリックピッチ
角操縦装置（図示せず）有するものとすることができる
。胴体１０９の尾部には、方向舵１０１を有する垂直尾
翼面１００と、可動水平尾翼面９９は付設されている。

トラニオン軸線１０５ａに近い部位で胴体１０９に側方
力創生翼面？７が取付けられている。翼面９７は、また
、Ｒ９４に連結された控えワイヤ９８のためのマストの
役割をも果す。ｇ９４は、ケーブル１０６．１０７のた
めの展開バーの役削ヲ果シ、エルロン９６を備えている
。このＶ　’Ｉ’　ＯＬ型飛行機の操縦装置は、フライ
バイワイヤ式であシ、電気信号グロセッザー、安定化装
置、Ｒ再作動器等（図示せず）の周知の各種機器用胴体
１０９内に収容されている。操縦装置を作動するための
電力は、エンジンに付設された発電機（図示せず）によ
って供給きれる。補助ローター９５は、尾部ローター壓
ヘリコプタに゛設けられる型式のものであり、推力制御
のためのコレクティブピッチ角変更能力を有している。

胴体１０９には燃料タンク（図示せず）が収容されてい
る。燃料タンクへは、第２図に示さレル！５にケーブル
７を通し、一方のトラニオングレート１０５　Ｋ設けら
れた回転継手（図示せず）を通し、興９４内の導管（図
示せず）を通して燃料が供給される。ＬＴＡユニット１
の発電装置のための燃料は、一方のトラニオンプレート
１０５を通し、二叉ケーブル１０６を通し、回シ継手１
０８およびケーブル６を通して供給される。発電装置お
よび操縦装置のための電気配線は、二叉ケーブル１０６
．１０７の、燃料管を通しているケーブル部分ではない
、他方のケーブル部分に通されておシ、電流を、トラニ
オンプレート１０３に沿って飛行機９２へ供給するため
にスリップリング（図示せず）が用いられている。回シ
継手１０８．１０８ａのところでは、可撓電線によって
接続されている。第５図に示されるように、ケプル６．
７１−１：、二叉ケーブル１０６．１０７内の電線と接
続する電線３７を有している。

Ｖ　Ｔ　ＯＩ、飛行機ユニットは、真直ぐ上向きから真
直ぐ下向きまでの所定の範囲内で、軸１０５上でトラニ
オン軸線１０５ａの周シに自由に傾動することができる
。軸１０５は、後述するようにトラニオンプレートの軸
受内に枢動自在に装着されている。第１５および１６図
は、ＶＴＯＬ型飛行機ユニットが二叉ケーブル１０６．
１０７の間に懸吊されておシ、トラニオン軸線１０５ａ
の周シに傾動することができることを示す。ＶＴＯＬＩ
Ｊ１飛行機の回転は、回シ継手１０８と１０８ａとを結
ぶほぼ垂直軸線１１１の周りに行われる。回り継手１０
８は、ケーブル６を二叉ケーブル１０６に連結し、回り
継手１０８ａはケーブル７を二叉ケーブル１０７に連結
している。

第１７図の構成では、第１４図の単一ロータ−ＷＶＴＯ
Ｌ飛行機ユニツ１の代シに、互いに反対方向に回転する
２つの並置したローターを有する双ローター型ＶＴＯＬ
飛行機が設けられている。ケーブル６は、回シ継手１１
３を介してトラニオンパー１１２の上端に連結されてい
る。トラニオンパー１１２の中心部には軸受１１５が設
けられておシ、軸受１１５を通して筒状スパー１１４が
延設され、ＶＴＯＬ型飛行機ユニットを所定の範囲内で
自由に傾動さぜることかできるようになされている。ケ
ーブル７Ｈ，回シ継手１１５ａを介してトラニオンパー
１１２の下端に連結逼れている。筒状スパー１１４には
、汎パネル１１７が付設されておシ、スパー１１４およ
びパネル１１７は、それぞれ対応する左方胴体１１９お
よび右方側１１９ａに増刊けられている。胴体１１９と
１１９ａとは同じものである。各胴体の鼻端には、互い
にトルクを打消すように反対方向に回転するローター１
２１．１２１ａが壱伺けられている。翼１１７にはエル
ロン１１８が増刊けられておシ、胴体１１９．１１９ａ
の尾部には、水平可動尾具面１２２．１２２ａ、垂直安
定板１２３．１２３ａ、および方向舵１２４．１２４ａ
が＋］設烙れている。第１４図の単一ローター型ＶＴＯ
Ｌ飛行機の場合と同様に、各胴体は、発電機付エンジン
、伝動歯車機構、操縦装置の諸要素および燃料タンクを
収容している。

横断軸（図示上ず）が筒状スパー１１４内を貫通し、両
胴体のエンジンの伝動機構を連結しておシ、どちらか−
力のエンジンが両方のローターを駆動することができる
ようにな烙れている。

不作動にされたエンジンは、自動的にそのエンジンと伝
動機構との間の一方クラッチ（図示せず）を介して駆動
装置から脱係合される。燃料および電流は、第１４図の
単一ローター型Ｖ’Ｉ’ＯＬ飛行機ユニットの場合と同
様に、ケーブル７．６およびバー１１２を通してＶＴＯ
Ｌ飛行機ユニットおよびＬＴＡユニツ）　１　（Ｍ４１
図）へ供給されるが、第１７図の構成では、燃料管と電
気ケーブルとは、別個の径路をとらない。

傾動可能なＶ　Ｔ　ＯＬ型飛行機ユニットを使用する、
第１４および１７図の実施例においては、第１図に示烙
れるヘリコプタ型ユニットを含む実施例の場合に比べて
、ペイロードを積載せずに飛行する場合の過剰浮力の大
きさを選択する自由度が太きい。ＶＴＯＬ型飛行機を備
えた実施例では、ＬＴＡユニットのサイズおよびＶＴＯ
Ｌ飛行機のローターの推力の大きさは、必要とされる航
空機の操作性、航空機の製造コスト、運転コストなどの
要素によって、更には、ＶＴＯＬ型飛行機ユニットに使
用するために適合することができる既存のヘリコプタの
ロータルーエンジン−伝動装置の推力能力によって決定
される。

ローターは揚力ローターとしても、プロペラとしても機
能するが、この目的のために既存のヘリコプタローター
を使用することができる。本発明のハイブリッド航空機
を既存の機器を中心として設計することによつ１、たと
えそれらの機器をプロップローター型の作動に適合する
ようにある程度改変しなければならないとしても、相当
な開発費および製造費の節約を実現することができる。

第１４図のＶＴＯＬ型飛行機ユニットに翼端駆動ロータ
ー（第３図）を用いることができるが、そのようなロー
ターは、一般に、大直径の、ローター翼面荷重の低い、
大型の揚力装置に適用される。Ｖ’ｌ’ＯＬ型飛行機ユ
ニットにそのようなローターを使用するには、比較的大
きい翼スノくンを必要とし、それに随伴して構造的な難
点や重量の増大が生じる。従って、ＶＴＯＬ型飛行機を
用いる実施例の場合は、歯車駆動のローターを備えたも
のとすることが好ましい。ＶＴＯＬ型飛行機ユニツ）＆
ユ、単一ローター型のものであってもよく、あるいは双
ローター型のものであってもよく、その選択は、１つに
は吊上けるべきペイロードの重量と、１つには、ＶＴＯ
Ｌユニットを既存のヘリコプタ機器に基いて構成する場
合はそのような機器の人手の容易さに応じて決められる
。単一ローター型のものに対しても、双ロークー型のも
のに対する操作上の配慮、事項の多くは、同じであり、
従って、単一ローター型ユニットについての上述の説明
の大部分は、双ローター型ユニットにもあてはまる。ま
た、単７ｔ：＋−ターｍユニットの代シに、互いに反対
方向に回転する２つの同軸ローターを有する双ローター
型ユニットを使用することもできるが、そのような双ロ
ーター型ユニットは、コストが高いことと、西側諸国で
は入手できないので、好ましい選択ではない。

第１４図のＶＴＯＬｍ飛行機ユニットは、必要に応じて
上下の垂直推力を創生じ、そして高速度の前進飛行では
プロバラとし、てヘリコプタローターを用いる。従って
、このローターは、「プロップローター」であシ、ホバ
ー飛行においても、前進飛行にνいても優れた効率を発
揮する翼ねじれを有するものとすべきである。このロー
ターは、パワーを減少させ゛るととなく、あるいはエン
ジンの作動効率を低下させることなく、いろいろな回転
速度で作動させることができるタービンエンジンによっ
て歯車伝動機構を介して駆動される。垂直低速飛行のと
きは、ペイロードを吊上げ、航空機を操縦するだめの高
い推力を創生ずる／Ｃめにプロップローターの高い回転
速度が用いられる。プロペラ作動モードでの巡航飛行中
は必要とされる推力が比較的小をいので、良好な推進効
率を得るためにプロップローターの回転速度を減少させ
る必要がある。

ＶＴＯＬ型飛行機は、その長手軸線を垂直から水平を経
て３／）Ｏ’に亘って任意の角度でｆγ、動きせること
が可能であるが、夾際的な理由から飛行機の傾斜は、約
２００°にまで限定され、推力をほぼ垂直上向きからは
は垂直下向きまでの任意の方向如向けられるようにする
。この傾斜と、垂直軸紳を中心とする旋回との組合せに
よシ推力（スラスト）がＬＴＡユニットに対して前方か
ら側力および後方までどの方向にでも水平力をＶＴＯＬ
型テ１型性１ヲ かでき、それによって航空機操作能力を得ることができ
る。

前進飛行においては、ＶＴＯＬ型飛行機ユニットの長手
軸線が、垂直から飛行方向へ傾けられる。この傾斜は、
プロップローターが必要に応じて正−ま／ζは負の揚力
と、ハイブリッド航空機に対し推進力とを与えることが
できるような角度とする。この傾斜角は、ＶＴＯＬ飛行
機の長手軸線がほぼ水平になるまで前進速度と共に増大
させる。このようなほぼ水平位置においては、ＶＴＯＬ
７１也行機ユニットの翼および補助翼（補助翼が付設さ
れている場合）がノ・イブリッド航空機の飛行重量とそ
の浮揚力との差をバランスさせるのに必要な垂直力を提
（Ｊｔする。浮揚力が飛行重量よシ大きい場合は、動的
揚力を負に［２、ＶＴＯＬ飛行ｉ飛行ツユニット翼およ
びＬＴＡユニットは、すべて負の角度で運転しなりれけ
ならない。反対に、浮揚力が飛行重量よシ小さい場合は
、正の角度で運転しなければならない。

ＶＴＯＬｉ行ｉユニットおよびＬＴＡユニット等の間で
の揚力の分配（割振）は、抗力が最少限となり、最良の
前進飛行効率が得られるようになされる。

ＶＴＯＬユニットは、自由に７エザリングできる翼面ま
たは固定翼付胴体傾動システムが用いられていない限シ
、垂直飛行から低速前進飛行までの間ではその翼の失速
角を越えた傾斜角で運転される。翼の迎え角が大きくな
って上面の窒気流が剥離する（失速する）と、翼の揚力
が失われ、抗力が増大し、パフェッティシグ振動が生じ
る。そのような現象は、ＶＴＯＬユニットの高い迎え角
での運転を動的圧力および空気力学的力が小さい低速飛
行だけに限定することによって最少限にされる。ＶＴＯ
Ｌ飛行機は、高速飛行へ移行するときけ、失速角よシ低
い翼角が得られるように傾けられ、それによってＬＴＡ
ユニットおよび補助Ｒ１２８　（第１４図）に作用する
空気力学的力から所要の揚力増大が得られるようにする
。この翼１２８は、ＬＴＡユニットとＨＴＡユニットと
の間に配置されている。この翼は、実質的にはグライダ
−のような無動力飛行機であシ、安定化用空力翼面はす
べて軽量構造である。舅１２Ｂは、光圧説明した他の取
付態様と同様の態様でケーブル６に取付けられている。

ＶＴＯＬ飛行機ユニットの翼は、二叉ケーブルからの圧
縮荷重およびプロップローター（７）推力およびＶＴＯ
Ｌ飛行機ユニットの重量による曲は荷重に耐えるのに十
分な構造体とするのに必要な最少限の興弦および深さを
有している。

この諷弦長は、また、比較的高い前進速度で、かつ、低
い迎え角で運転した鳴合に具抗力を最少限にする必要性
の有無、およびエルロンを取付ける必要性の有無によっ
ても決定嘔れる。翼のスパンは、プロップロークーの翼
端と二叉ケーブルとの間に十分な間隙をもって（第１５
および１６図）航空機ユニットの傾動を可能にするよう
Ａ寸法とする。

単一プロツプローター式Ｖ’ｒＯＬ型飛行機は、軸駆動
であるから、一方の翼の翼端のところに装備されたロー
ター９５（第１４図）のようなトルク対抗装置を必要と
する。ローター４５の回転平面は、翼弦にほぼ平行てあ
り、具弦に対し垂直方向の推力を発生する。ホバー飛行
においては、トルク対抗用の補助ローター９５の推力、
エルロン９６、および側方力創生翼面９７がプロップロ
ーターのトルクに対抗し、横揺れを制御する。横揺れ制
御は、プロップロークー推力が第１５図に示されるよう
に垂直から傾けられたとき該推力の水平成分の方向を変
えるために用いられる。この推力ベクトルは、軸線１１
１を中心として方位角的に回転される。トルク対抗用ロ
ーター９５は、ＶＴＯＬ飛行機ユニット９２がその翼９
４を失速角からはずす角度にまで傾斜されると、自動的
に駆動装ｒから脱連結され、停止逼れる。

ＶＴＯＬ飛行機ユニットの傾動は、各翼端に設けられた
軸１０５および軸受１０４の周シに行われる。傾動軸線
１０５ａ法翼のほぼ空気力学的中心を通シ、飛行機ユニ
ットのほぼ重心を通っている。各翼端から突出した軸１
０５け、トラニオンフレー）１０３の軸受内に嵌合して
おシ、翼のスパン方向軸線を中心とする回転を可能にし
、自動車の車輪のように半径方向および軸方向荷蓮、お
よびトラニオンプレートの曲げ荷重を担持することがで
きるように股引芒れている。トラニオンプレート１０６
ｉ１１．、二叉ケーブルの引張荷重をＶＴＯＬ飛行機ユ
ニットの翼端を迂回して上方および下方ケーブル６．７
へ伝よる。

ＶＴＯＬ飛行機ユニットの傾動は、プロップローク−９
３に前後方向のザイクリック制御を行い、可動水平尾翼
面９９を［ｊ転させることによって行われる。垂直飛行
においてはプ「ｊラグローターの後流目、該飛行枳ユご
ツトを傾余１さぜるのを助成する力を水平尾翼９９に及
ばず。並進飛行においては水平吊Ｒ９９の角度は、ＶＴ
ＯＬ飛行機ユニットの選択でれた飛行孔度を保持するよ
うに調節芒れる。ピ／ジ辻、桔式ロークーオたはヒンジ
蕪しローターのどちらでも使用することができる。ヒン
ジ無し７０−ターは、ヒンジ連結式より大きいハブモー
メントを創生することができるという利点を有する。こ
の特徴は、飛行機ユニットにその偏揺れ軸線を中心とす
るモーメントをｆｉｌ」生するのに、勾用で、５る。プ
ロップローターの推力および該ローターによって創生さ
れるモーメントを制御−するためＶこヘリコプタ式のコ
レクティブビッグ−角およびサイクリックピッチ角操縦
が用いられる。

Ｖ　Ｔ　ＯＬ飛行わ、１モニニツトのすべての＆　ａ１
ｆｉ＝面、即ちエルロン９６、水平吊Ｒ９９（昇降舵）
、方向舵１０１、および側方力創生翼面９７Ｆｉ、常時
、パイロットの操縦装置に連結されたままであり、操縦
枠および方向舵ペダルが操作されると移動する。ＬＴＡ
ユニットの方向舵９もパイロットの操縦装置に連結され
ており、常時作動する。垂直および低速飛行中、＠窒機
ユニットの長手軸線が第１５図に示されるように垂直に
近いときは、飛行機ユニットを長手方向に傾動させ、垂
直推力を一定に維持するために推力を増大させ、飛行機
ユニットおよび二叉ケーブルを二叉ケーブルの上方回り
継手１０８と下方回シ継手１０８ａ　との結ぶ軸線１１
１０周υに回転させることによって四カカが得られる。

垂直に近い姿勢では、飛行機ユニットの方向舵＋０１は
、航空機の左右傾斜に対する二叉ケーブルの拘束作用の
故に偏揺れ軸線の周シに飛行機を回転させることができ
ない。このとき、側方力創生Ｒ９７は、プロップロータ
ーの後流速度だけしか得られないので、比較的小はい側
力力しか発生させることかできない。従って、必要な側
方力を提供する主たる手段は、傾斜したプロップロータ
ーの推力である。

前進飛行において、飛行機ユニットの長手軸線が水平に
なるまでには至らないが、相当に下方へ傾斜されたとき
、プロップローター９３に対する左右方向のサイクリッ
ク制御を用いるのに加えて、方向舵１０１およびエルロ
ン９６を用いれば、飛行機ユニット９２および二叉ケー
ブル１０６．１０７を回転させるモーメントが創生され
、それによってハイブリッド航空機を旋回させるための
側方力が得られる。側方力創生具９７およびＬＴＡユニ
ットの方向舵９は、該航空機の旋回を助成する。

巡航飛行中、飛行機ユニットの長手軸線が水平に近い姿
勢にめるときは、飛行機ユニット９２および二叉ケーブ
ル１０６．１０７の旋回は、プロップローターの左右方
向のサイクリック制御と方向舵１０９を用いることによ
って得られる。このようにして得られる側方力は、側方
力創生具９７を用いることによって更に増大される。

垂直低速飛行中は、ＶＴＯＬ飛行機ユニットの振り子モ
ーメント、−および該ユニットの下方に懸垂された荷重
は、目動操縦装置内への運動感知入力を用いることによ
って飛行機ユニットの操縦装置を作動させることにより
減衰され、自動的に制御される。

第１７図の双ローター式ＶＴＯＬ型飛行機ユニットは、
第１４図の単一ローター式のものとほとんど同じ態様で
使用されるが、操縦モーメントの幾つかを創生する態様
において相異する。

互いに反対方向に回転するロークー１２１．１２１ａを
備えた双ローター式飛行機ユニットは、平衡（バランス
きれた）トルク型でおり、左右両口−ターと、歯車駆動
装置を必要とする。ただし、同じ回転方向を有する２つ
のローターを用いることも、その場合は両者のトルクが
累積されることになるが、可能でおる。なぜなら、ロー
ターの長手方向の傾斜を平衡トルク型ローターの場合と
は異るものとすることによって飛行機ユニットのトルク
反動に対抗きせることかできるからでるる。そのような
構成は、自動操縦装置の作動を複雑にするが、グロツプ
ローター推進装置として、既存の２つの同一のヘリコプ
タローター、操縦装置および歯車駆動装置を適当に改変
して用いることを可能にする。

第１７図の飛行機ユニットの双胴体１１９．１１９ａは
、翼パネル１１７に固着されている。各プロップロータ
−１２１，１２１ａは、それぞれの胴体の鼻端に増付け
られておシ、胴体の前方部分内に配置された減速歯車様
溝を介してエンジンによって駆動される。燃料夕／りお
よび飛行操縦装置の機器は、エンジンよシ後方で胴体内
に設置されている。単一ローター式飛行１機の場合と同
様に、双プロップローター１２１，１２１ａｊよ、ヘリ
コプタ式のコレクティブおよびサイクリックピッチ角操
縦装置を備えている。そのような操縦装置は、ローター
の推力および翼端軌道平面を変えるためと、ローターノ
・プのところに縦揺れおよび偏揺れモーメントを創生ず
るのに用いられる。各ローターに長手方向のサイクリッ
クピッチ角の操縦を同じ方向に同時に行うと、飛行機ユ
ニットの左右即ちトラニオン軸線１１６を中心とする縦
揺れモーメントが得られる。両口−ターの間で異るサイ
クリックピッチ角操縦を行えば、飛行機ユニットの長手
軸線を中心とする横揺れモーメントが得られる。また、
両口−ターに左右方向のサイクリックピッチ角操縦を同
じ方向に同時に行えば、飛行機ユニットに偏揺れモーメ
ンが生じ、同様に、両口−ターにそれぞれ異るコレクテ
ィブピッチ角変更を行えば、偏揺れモーメントが生じる
。これらのモーメントは、エルロン１１８、水平吊Ｒ１
２２，１２２ａ、および方向舵１２４．１２４ａなどの
操縦翼面によって増・太される。また、水平吊具１２２
．１２２ａは、昇降舵とエルロンの機能を組合せたニレ
パンとして用いることもできる。

飛行機ユニットの旋回軸線は、トラニオンパー１１２の
主軸線、即ち上方ケーブル取付具１１５と下方ケーブル
増刊具１１３ａとを結ぶｌ　１１２ａである。垂直低速
飛行中、飛行機ユニットの長手軸線がほぼ垂直であると
き、両口−ター１２１．１２１ａにそれぞれ異る長手方
向のサイクリックピッチ角操縦を行えば、飛行機ユニッ
トを軸線１１２ａを中心として回転させることができる
。

また、昇降舵の作用と連携して、両方のローターに同じ
方向の長手方向のサイクリック操縦を行えば、飛行機ユ
ニットをトラニオン軸線１１２の周シに傾動さぜる。こ
れらの動作を組合せれば、飛行機ユニット、およびその
下に懸吊逼れているペイロードボッド５およびペイロー
ド４を操作することができ、それらの並′Ｉ＠運動にＬ
ＴＡユニット１が追従する。

飛行機ユニットが垂直から下方へ９００（はぼ水平にま
で）傾けられるときは、軸線１１２ａを中心とする旋回
は、方向舵１２４．１２４ａの動作に加えて、両プロッ
プローター１２１．１２１ａにそれぞれ異るコレクティ
ブピッチ角変更を与えることによって得られる。飛行機
ユニットが中間傾斜角にあるときはエルロン１１８およ
びニレパン１２４．１２４ａｉｉ、飛行機ユニットを軸
線１１２　ａを中心として旋回させるのを助成する。必
要ならば、この旋回モーメントは、両プロップローター
１２１．１２１ａに同じ方向の左右方向ザイクリックピ
ッチ角をカえることによって、また、両プロップロータ
ーにそれぞれ異る長手方向のザイクリックピッチ角を与
えることによって増大させることができる。

翼１１７は、それに課せられる荷重を担持するための構
造体を提供するのに必要ときれる最少限の面積および翼
弦を有するとともに、巡航および高速飛行において抗力
を小さくするエアボイル形状を有している。この舅は、
筒抜スパー１１４１Ｃｊって中間において互いに結合さ
れた２つの半分体から成っている。スパー１１４は、ト
ラニオンパー１１２に設けられた軸受１１５を貫通。

したトラニオン狽１として機能し、軸線１１６を中心と
する飛行機ユニットの自由回転を可能にする。それらの
僧１１受１１５は、トラニオンパー１１２がローターＲ
端の軌道内へ撓むのを防止するのに十分な左右方向の剛
性を提供するのに十分なだけ間隔をおいて配置されてい
る。トラニオンパー１１２は、ケーブル６．７の張力を
飛行機ユニットを介して担持することと、ケーブル６．
７を翼端から離隔させた位置に保持するという重要な機
能を果す。トラニオンパー１１２は、ちょうどプロップ
ローターの平面のところにまで延長している。

ケーブル７内の燃料管は、第１図に示される燃料管３９
ａと同様のもので１７、屈曲可能な可撓区間を有し、飛
行機ユニットの傾動を妨害しない、トラニオンパー１１
２内の燃料管に接続されている。この可撓区間は、ス／
ニー１１４の近くに配設されており、該スパーから延長
して胴体１１９．１１９ａ内のエンジンへ至る燃料管に
接続されているΔＬＴＡユニット１のための燃料は、ト
ラニオンパー１１２内に挿設された燃料管を通して供給
される。この燃料管は、ケーブル７．６に接続している
。電線も、飛行機ユニットおよびＬＴＡユニット１へ電
流および制御信号を送るように燃料管と同様の態様で配
置されている。

２つのプロップロータ−１２１，１２１ａの歯車駆動装
置を互いに連結する横断軸は、翼１１７の中央の筒状ス
パー１１４内を通して延設されている。

この横断軸は、胴体１１９．１１９ａ内のどぢらか一方
のエンジンが故障した場合、他方のエンジンだけで両方
のプロップローター１２１．１２１ａを駆動することが
できるようになされている。’ｙｒｈ　Ｎは、横断軸お
よびそれに組合わされた歯車機構は、小さいトルク荷重
のもとて作動するが、どちらか一方のエンジンで両方の
ローターヲ駆動するときは大きい駆動荷重に酬えること
ができなければならない。

各胴体１１９．１１９ａの、プロラグロークーの後流側
に、第１４図の側方力創生翼９７と同様の部利を増刊け
ることができる。

本発明は、複数のＶＴＯＬ型ＨＴ　Ａユニットを吊上げ
索条にタンデム式に連結して用いることもでき、更には
、Ｖ　’ＩＩ’　ＯＬ型Ｚ（’１”　Ａユニットと非Ｖ
ＴＯＬ型のＨＴＡユニットの組合せを使用することもで
きる。第１８および１９図は、ＬＴＡユニット１と、ヘ
リコプタユニット２と、単一プロツプローター式傾動可
能ＶＴＯＬＷ飛行機ユニット９２とから成るハイブリッ
ド航空機を示す。これらの図には、第１図のペイロード
ボッド３およびペイロード４は示されていない。この構
成は、浮揚力が飛行重量よシ小さいときは、慣用のヘリ
コプタローターと同様に機能して揚力と並進推進力との
両方を提供する大直径のヘリコプタローターを使用する
ことを可能にする。

ＶＴＯＬ型飛行機ユニット９２のサイズは、このハイブ
リッド航空機をペイロードを、積載していないとき所要
の巡航速度で推進するのに必要とされる推進力を提供す
るように定めら：ｔｔている。ＶＴＯＬ飛行機９２は、
垂直および低速飛行中小くともそれ自体の重量を持上け
ることによつ′て、ＬＴＡユニット１またはヘリコプタ
ユニット２のサイズを大きくする必要性を排除する。

浮揚力がハイブリッド航空機の飛行Ｍ　針より太きいと
きは、先に述べたようにヘリコプタユニット２は、負の
推力を提供するようにするが、並進運動を創生ずるため
に後方へ傾斜する必要はない。そのような運動はＶＴＯ
Ｌ飛行機ユニット９２によって与えられる。ヘリコプタ
ユニットは負の揚力だけを提供すればよい。

ある種の条件の下では、浮揚力を増大させるために、航
空機１のような追加のＬ　’Ｉ’　Ａ航空機を連結する
ことが望ましい場合がある。そのような場合、追加のユ
ニットは、第１４図に示される二叉ケーブルと同様な別
の可撓性引張部材によって航空機１の上方または下方に
連結することができる。

ＶＴＯＬ型飛行機ユニットの代シに慣用の非ＶＴＯＬ型
飛行機ユニット（図示せず）が用いられた場合は、構成
がある程度簡素化されるが、ヘリコプタユニット２およ
びＬＴＡユニット１のどちらか一方または両方が、該非
ＶＴＯＬ型飛行機ユニットのＭ量を担持するためにょシ
大きい揚力能力を廟するものとしなければならない。

そのような非ＶＴＯＬ型飛行機ユニットとしては、降着
装置のない既存の飛行機を、その胴体および翼を改変ま
たは交換して軽量化することによって転用することがで
きる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明のハイブリッド航空機の垂直飛行モード
にあるところを示す概略立面図、第２図は第１図の線２
−２に沿ってみたケーブルの断面図、第３図は第１図の
ヘリコプタローターの部分図、第４図は第６図の線４−
４に沿ってみた部分断面図、第５図は第１図のローター
のハブ部分の一部断面による詳細図、第６図は第１図の
ハイブリッド航空機の前進飛行モードにあるところを示
す概略立面図、第７図は、第１および６図のハイブリッ
ド航空機が、ペイロードを積載せずに前進飛行している
ところを示す立面図、第８図はハイブリッド航空機に用
いるためのヘリコプタユニットの側面図、第９図は第８
図の線？−９に沿ってみたレール・ローラー組合せ機構
の断面図、第１０図はヒンジ連結式ローター汽を有する
汎端駆動弐ローターの立面図、第１１図は可撓部利によ
ってノ・ブに連結されたローター翼を有するＲ端駆動弐
ローターの立面図、第１２図は第１１図のローター翼の
平面図、第１３図はタンデム式に連結した多重ヘリコプ
タユニットを有するハイブリッド航空機の概略立面図、
第１４図は単一プロップローター付ＶＴＯＬ型飛行機を
有するハイブリッド航空機の透視図、第１５図は第１４
図のＶ　Ｔ　ＯＬ型飛行機が傾斜し、低速並進飛行中で
あるところを示す立面図、第１６図は第１５図の飛行機
の背面図、第１７図は双ロークー付ＶＴＯＬ型飛行機の
透視図、第１８図はヘリコプタユニットと単一プロップ
ローター付Ｖ　Ｔ　ＯＬ型飛行機ユニットの組合せを用
いたハイブリッド航空機の正面図、第１９図は第１８図
のハイブリッド航空機の立面図である。 図中、１はＬＴＡユニット、２はＨＴ　Ａ　（ヘリコプ
タ）ユニット、３はペイロードポット、４はペイロード
、６　、７Ｆｉケーブル（吊上げ索条）、１５はロータ
ー、４０は燃料タンク、７５はヒンジ手段、７８．８２
は翼、９２は（）ＩＴＡ）　ＶＴＯＬ型飛行機ユニット
、９．３Ｖｉプロツプローター、９４は補助ローター、
１０３はトラニオンプレート、１０４は軸受、１０５Ｆ
ｉ軸、１０６．、＋０７ｉｊケーブル、１２１，１２１
ａはプロップローター。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 り　複数の航空機ユニットな肩する空中輸送機において
   、該ユニットの１つは、空気よシ軽し）ＬＴＡ航空機（
   １）から成り、該ユニットの他の１つは、空気より重い
   動力性ＨＴ　Ａ航空機（２，９２）から成シ、それらの
   ユニットは、可撓性の引張部材（６，１０６）によって
   相互に連結されていることを特徴とする空中輸送機。 ２）前記ＨＴＡ航空機（２，９２）は、任意所望の方向
   に推力を創生ずることができることを特徴とする特許請
   求の範囲第１項記載の空中輸送機。 ３）前記Ｌ　Ｔ　Ａ航空機（］、）は飛行船であり、前
   記ＨＴＡ航空機（２，９２）は、ヘリコプタまたはＶＴ
   ＯＬ型飛行機である特許請求の範囲第１項記載の空中輸
   送機。 ４）複数のＨＴ　Ａ航空機（２，９２）が互いに上下に
   整列して配置され、前記Ｌ　Ｔ　Ａ航空機の下方に配置
   されている特許請求の範囲第１項記載の空中輸送機。 ５）前記ＨＴＡ航空機は、すべてヘリコプタでおるか、
   または、該ＨＴＡ航空機のうちの幾つかはヘリコプタで
   あシ、他はＶ　Ｔ　ＯＬ型航空機である特許請求の範囲
   第４項記載の空中輸送機。 ６）前記ＩＩ　Ｔ　Ａ航空機（２，９２）に第２０可撓
   性引張部材（７，１０７）が固定されておシ、該第２可
   撓性引張部材にペイロード（４）が取付けられ、該ＨＴ
   　Ａ航空機の下方に吊下げられている特許請求の範囲第
   １項記載の空中輸送機。 ７）前記）１　’Ｉ”　Ａ航空機の下側に制御部材（３
   ）が懸吊されており、該制御部材は、前記Ｌ　Ｔ　Ａお
   よびＨ１’　Ａ航空機ユニットの少くとも１つのだめの
   操縦装置と、乗組員を収容するようになされている特許
   請求の範囲第１項記載の空中輸送機。 ８）ヘイロード（４）が前記制御部材に固定されている
   か、あるいは、該制御部材内に収容されている特許請求
   の範囲第７項記載の空中輸送機。 ９）前記可撓性の引張部材（６，１０６）は、運転中前
   記ＬＴＡ航空機（１）がどのような位置にあるときでも
   、該引張部材の張力作用線が前記ＨＴ　Ａ航空機上の所
   定の点を通るように該ＨＴＡ航窒機に連結されている特
   許請求の範囲第１項記載の空中輸送機。 １０）第２の可撓性引張部材（７，１０７）が前記ＨＴ
   Ａ航空機（２，９２）から垂下されておシ、該第２引張
   部材は、それが運転中核ＨＴＡ航空機に対してどのよう
   な角度をなしていても該引張部材の張力が該ＨＴ　Ａ航
   空機上の所定の点を通して作用するように該ＨＴ　Ａ航
   空機に連結されている特許請求の範囲第１項記載の空中
   輸送機。 １１）前記ＨＴＡ航空機は、前記第１の可撓性引張部材
   （６）と同心関係をなし、該引張部材に対して傾動自在
   の動力ローターα時を有するヘリコプタ（２）である特
   許請求の範囲第１０項記載の空中輸送機。 １２）前記ローター００は、複数のＲ（７８，８２）か
   ら成り、該興は、回転していないときは下向きに自由に
   垂れ下がるように、前記ヘリコプタ（２）の中央に配設
   されたヒンジ手段σ８に取付けられている特許請求の範
   囲第１１項記載の空中輸送機。 １３）前記ＨＴ　Ａ航空機は、前記第１およびＫＳ２引
   張部劇（６，１０６，７，１０７）に同心的に取付けら
   れたＶＴＯＬ型飛行機０２であシ、該取付部は、該飛行
   機の水平軸線を中心とする前後方向の傾動および方位角
   方向の回転を可能にするようになされている特許請求の
   範囲第１０項記載の空中輸送機。 １４）前記第１および第２引張部材は、二叉部分（１０
   ６，１０７）を有し、前記飛行機０邊は、空気力学的揚
   力面である側方部材０′１４）を有しており、該二叉部
   分（１０６，１０７）は、該側方部材の軸線を中心とす
   る傾動を可能にするように、該四方部拐の外端に設けら
   れた取付手段（１０３，１０４，１０５）に取付けられ
   ている特許請求の範囲第１３項記載の空中輸送機。 １５）前記飛行機は、単一の揚力プロツブ・ローターの
   簿、または共通の軸線に取付けられた複数の揚力プロツ
   ブ・ローター（１２１，１２１ａ　）を有している特許
   請求の範囲第１４項記載の空中輸送機。 １６）前記ＬＴＡ航空機（１）と、ＨＴＡ航空機（２，
   ９２）との間に少くとも１つの揚力創生航空機が設けら
   れている特許請求の範囲第１０項記載の空中輸送機。 １７）前記ＨＴ　Ａ航空機は、１対の側方に配置された
   プロップ・ローターを有するＶＴＯＬ型飛行機であり、
   該飛行機から第２の可撓性引張部材（７，１０７）が懸
   吊されておシ、該１対のプロップ・ローターは、空気力
   学的揚力面を構成する細長い剛性バーのような剛性部材
   （１１７，１１８）によって相互に連結されておシ、前
   記第１引張部拐と第２引張部材を相互に連結する連結部
   材が設けられ、前記連結部材は、水平軸線を中心とする
   前記航空機の傾動を可能にするように該連結部月に枢動
   自在に連結きれている特許請求の範囲第１項記載の空中
   輸送機。 １８）燃料供給源０１と、制御部材（３）と、前記ＨＴ
   Ａ航空機ユニット（２，９２）の下側に懸吊されたペイ
   ロード（１）が設りられ、該燃料供給源、制御部イ］（
   ３）およびＨＴ　Ａ航空機ユニット（２，９２）は、前
   記Ｌ’Ｉ’　Ａ　航空機ユニット（１）の浮力によって
   支持されるようになされている特許請求の範囲第１項記
   載の空中輸送機。 １９）前記制御部材（３）は、前記航空機ユニット（１
   ，２，９２）の少くとも１つのだめの操縦装置と、乗組
   員を収容するものである特許請求の範囲第１８項記載の
   空中輸送機。 ２０）前記制御部伺（３）は、前記ＨＴ　Ａ航空機ユニ
   ット（２，９２）のための前後方向操縦、左右方向操縦
   、ローター翼のピッチ角制御、および絞り弁制御のため
   の制御装置を収容している特許請求の範囲第１８項記載
   の空中輸送機。 ２１）少くとも１つの追加のＬＴＡ航空機（１）と、少
   くとも１つの追加の可撓性引張部材が設けられに連結さ
   れている特許請求の範囲第１項記載の空中輸送機。 ２２）空気よシ軽いＬＴＡ航空機と空気より重いＨＴ　
   Ａ航空機とを含む空中輸送機によってペイロードを吊上
   げて輸送する空中輸送方法において、 前記ＬＴＡ航空機を前記ＨＴ　Ａ航空機の上方に配置し
   て該内航空機を第１可撓性引張部材によって相互に連結
   し、前記ペイロードを第２可撓性引張部材によって前記
   空中輸送機の下方に懸吊し、該空中輸送機を前記ＬＴＡ
   航空機から受ける作用が最少限になるようにして操作し
   ながら前記ペイロードを吊上げて輸送することから成る
   空中輸送方法。