ハイブリッドＶＴＯＬ機

本開示は、飛行可能な乗り物に関し、より詳細には、動的揚力及び排除浮力を含む揚力の組合せ方法を有する有人及び無人機に関する。

航空機は、飛行可能な乗り物であり、翼が空気中を動くことよって生成される動的揚力を用いる固定翼及び可動翼飛行機などの空気より重い航空機、及びヘリコプタなどの回転翼航空機と同様に、押しのけられる空気より軽い気体を入れることによって上昇及び空中に停止することができる空気より軽い航空機を含む。それぞれのタイプの航空機には有利な点と不利な点がある。

様々な揚力のモードの利点を利用するために、翼を空気より軽い航空機と組み合わせることに対して提案がなされてきた。例えば、米国特許第6,311,925号には、貨物を輸送するための飛行船及び方法が記述されており、それらは、飛行船から外向きに延在するエーロフォイル(airfoils)又は翼が取り付けられている、飛行船の気嚢の中の支持構造体を有する。この設計は、荷重のかかった翼が飛行船の気嚢に直接力を及ぼすという構造的な制約を避けようとするものである。ジェットで補助されたターボプロップエンジンが翼に搭載されて使用されるが、この設計では、ターボプロップエンジンとともに組み合わされて一緒に生じる両方の形態の揚力は効率的に使用されない。更に、この設計では、気嚢が航空機の重量を上回る十分な揚力を与えるように、すなわち、正の静水力学的浮力となるように設計されていることもあって、固定翼航空機の垂直離着陸(VTOL : vertical takeoff or landing)の機能を使用しない。

正の静水力学的浮力の不利な点の一つは、風の強い状況において地上又は地上近くで空気より軽い航空機を制御することが困難なことである。別の不利な点は、このような乗り物は、必要な静的揚力を与えるのに十分な気体を保持するために、大きな抗力を生じさせる外形をもたなければならないことである。更に、この設計における前進速度は、通常、50ノット以下に限定される。

従って、静水力学的浮力を空気動力学的揚力と組み合わせて、気嚢に過度な応力を与えずに対気速度を上昇させることができ、更に、風の強い状況での動的制御及び地上近くでの操縦性を向上させる航空機に対する必要性がある。更に、このような航空機は、エンジンアウト(engine-out)下降時に、貨物及び乗客に害を与えないことを確実にする安全なエンジンアウト性能を提供すべきである。

本開示は、各翼の推力発生装置、例えば、プロペラ、ファン、ジェットなどに反応して空気中を動くエーロフォイル翼によって発生される揚力とともに、気体によって発生される静水力学的浮力(この場合は空気静力学的浮力)を共に利用するハイブリッド航空機を対象とする。

本開示の一態様によれば、空気静力学的浮力を与えることができる第一の揚力装置と、動きによって動的揚力を与えることができる第二の揚力装置と、第二の揚力装置に結合された、推力を発生するように構成されたシステムとを含む乗り物であって、第二の揚力装置及び推力発生システムは、乗り物の長手方向軸の側方にある軸の周りに少なくとも90度から180度以下の範囲の角度で一緒に回転することができる、乗り物が提供される。

本開示の別の態様によれば、第二の揚力装置は、乗り物の第一及び第二の側に第一及び第二の翼を含み、第一及び第二の翼はそれぞれ、それらに結合された推力発生装置を有する、上記の乗り物が提供される。各翼は、他方の翼とは独立して回転軸の周りに個々に回転することができるのが理想的である。

本開示の更に別の態様によれば、第一の揚力装置は、乗り物に排除浮力を与えることができる気体を保持するように構成された気嚢を含み、乗り物は、気嚢に取り付けることができる客室を更に備え、客室が、それに取り付けられた第二の揚力装置を有している、上記の乗り物が提供される。

本開示の更に別の態様によれば、客室は胴体として構成され、第二の揚力装置は、胴体から気嚢の長手方向軸の側方に延在する第一及び第二の翼を含む、上記の乗り物が提供される。

本開示の更に別の態様によれば、第一及び第二の翼はそれぞれ、気嚢の長手方向軸の側方にある軸の周りに共に、又は独立して、或いはその両方で、回転するように構成される、上記の乗り物が提供される。或いは、翼は前進翼にすることができ、その結果、翼がエンジンを上向きに回転するとき、エンジンは地上より高い位置にある。

本開示の更に別の態様によれば、各推力発生装置は、各翼に搭載され、翼が側方にある軸の周りに回転するときに翼と共に動くように構成されたプロペラを含む、上記の乗り物が提供される。

本開示の更に別の態様によれば、各翼は、乗り物の長手方向軸の側方にある翼の長手方向軸の周りに回転するように構成される、上記の乗り物が提供される。翼は、気嚢の長手方向軸の側方にある翼の長手方向軸の周りに、少なくとも90度から180度以下の範囲を共に、又は独立して回転するのが理想的である。いくつかの構成では、翼は、180度を超え、270度以下、また270度を超えて回転することができる。

本開示の更なる態様によれば、胴体から第一の翼と同じ方向に延在するように取り付けられた第三の翼、及び胴体に第二の翼の方向と同じ方向に延在するように取り付けられた第四の翼を含む乗り物が提供される。

本開示の更に別の態様によれば、第三及び第四の翼は第一及び第二の翼と同一平面上にあり、第三及び第四の翼はそれぞれ、それらに結合された推力発生装置を含む乗り物が提供される。

本開示の別の態様によれば、胴体が乗客を収容することができる乗り物が提供される。或いは、胴体は貨物を収容するように構成され、また、乗り物は、人間の管制官、或いは、地上のシステム、又は、空中、宇宙、陸地、若しくは水上の別の乗り物の中のシステムなどの遠隔自動制御システムによって遠隔制御することができる。

本開示の前述の及び他の特徴及び利点は、添付図面と併せて参照して、以下の説明からよりよく理解されるようになったとき、より容易に理解されるであろう。

本開示によって形成されたハイブリッドVTOL機の第一及び第二の代替実施形態の等角図である。

ナセルが前向きの姿勢にある図2〜7に示される第一の実施形態の乗り物の側面透過図である。

ナセルが前向きの姿勢にある図2〜7に示される第一の実施形態の乗り物の上面透過図である。

ナセルが前向きの姿勢にある図2〜7に示される第一の実施形態の乗り物の前面透過図である。

ナセルが90°後ろに回転した姿勢、すなわち垂直姿勢にある第一の実施形態の等角透過図である。

ナセルが90°後ろに回転した姿勢、すなわち垂直姿勢にある第一の実施形態の側面透過図である。

ナセルが90°後ろに回転した姿勢、すなわち垂直姿勢にある第一の実施形態の上面透過図である。

ナセルが90°後ろに回転した姿勢、すなわち垂直姿勢にある第一の実施形態の前面透過図である。

第一の実施形態の乗り物の客室の拡大等角図である。

第一の実施形態の尾部構造体に公転運動するように取り付けられた後部プロペラの拡大等角図である。

第一の実施形態での、フライトエンベロープのグラフである。

第一の実施形態での、上昇率のグラフである。

第一の実施形態での、上昇率-エンジンアウトのグラフである。

第一の実施形態の乗り物の動作の段階を示す側面図である。

第二の実施形態の乗り物の側面図である。

第二の実施形態の乗り物の上面図である。

第二の実施形態の乗り物の前面図である。

第二の実施形態の乗り物の客室及びナセルの拡大側面図である。

乗り物の第二の実施形態での、フライトエンベロープのグラフである。

乗り物の第二の実施形態での、上昇率のグラフである。

関連出願の相互参照 本出願は、2013年6月27日に出願された米国仮出願第61/840,145号について米国特許法第119(e)条に基づく利益を主張し、その内容全体が参照によって本明細書に援用される。

以下の説明では、開示される様々な実施形態を完全に理解できるようにするために特定の詳細を明らかにする。しかしながら、これらの特定の詳細の一つ以上を用いずに、又は、他の方法、構成部品、材料などを用いてこれらの実施形態を実施することができることは、当業者であれば認識するであろう。他の例では、航空機、航空機の推進及び制御システム、並びに航空交通管制システムに関連したよく知られている構造又は構成部品、或いはその両方は、これらの実施形態の不必要に不明瞭な説明を避けるために示されず、或いは、説明されてない。ここで、航空機、航空機の推進及び制御システム、並びに航空交通管制システムには、限定するものではないが、エンジンと、プロペラと、補助翼、方向舵、昇降舵などの操縦舵面と、ナセルと、自動操縦装置と、遠隔操縦機などが含まれる。

文脈上、別の解釈を要する場合を除き、本明細書及び特許請求の範囲の全体を通して、「備える、有する、含む(comprises)」及び「備えている、有している、含んでいる(comprising)」などの、「備える、有する、含む(comprise)」という文言及びその変化形は、限定しない包含的な意味、すなわち、「備える(有する、含む)が、それに限定されない」と解されるものとする。上記は、「含んでいる(including)」及び「有している(having)」という文言にも同様に当てはまる。

この明細書を通して「一つの実施形態」又は「実施形態」として言及することは、実施形態に関連して説明される特定の特徴、構造、又は特性が少なくとも一つの実施形態に含まれることを意味する。従って、本明細書を通して様々な箇所で「一つの実施形態では」又は「実施形態では」という表現が現れるが、これらはすべて、必ずしも同じ実施形態について言及している訳ではない。更に、特定の特徴、構造、又は特性は、一つ以上の実施形態において任意の好適な様態で組み合わせることができる。

最初に、図1を参照すると、参照符号100で示された第一のハイブリッド機Aの形態、及び参照符号200で示され、前者より大きい形の第二のハイブリッド機Bの形態で、本開示に関係した二つの実施形態が示されている。これらのハイブリッド機は飛行機(airplane)と軟式飛行船(blimp)の両方の特性を具現化するので、本説明を通してこれらの乗り物を「プリンプ(Plimp)」と称する。本明細書では、二つの形態のプリンプ(Plimp)を図示して説明するが、開示される特徴又は当業者にとって知られている追加の特徴を用いて様々な用途に対する追加の形態を開発することができることを理解されたい。適用可能な場合には、両方の実施形態に共通の部品及び構成部品は、同じ参照符号を用いて説明される。

図1でおおよそ分かるように、プリンプ(Plimp)100は、気嚢102の形態の第一の揚力装置、並びに、気嚢102に取り付けられた胴体108から側方に延在する第一及び第二(左及び右)の翼104、106の形態の第二の揚力装置を有する。単一の尾部支材(tail boom)110が胴体108の尾部から突出し、その尾端112に水平安定板114を有する。水平安定板114は自由端116を有し、自由端116は、各自由端116から上向きに突出する垂直安定板118、120を備える。

推進力は一対のプロペラ122によって与えられ、プロペラ122は、翼104、106のそれぞれに搭載されたナセル126内の各電気モータ124に取り付けられている。方向制御は、尾部支材110の尾端112に取り付けられた公転尾部回転翼128によって部分的に行われる。各翼104、106をその長手方向軸の周りに回転してプロペラを水平推力位置から垂直推力位置まで回転でき、これによって、以下でより詳細に説明するが、更なる方向制御を行うことができることが理想的である。地上でプリンプ(Plimp)100を支えるために、胴体108から延在する車輪130が利用される。

プリンプ(Plimp)の設計は、空気動力学的揚力と空気静力学的揚力とを分けて構成される。これらの二つの種類の揚力のバランスをとることが重要である。なぜなら、空気静力学的揚力が大きすぎると、乗り物が強風の中で地上にあるときなど、対気速度が低い又はゼロのときに、乗り物は取り扱いにくくなる。逆に、空気静力学的揚力が小さすぎると、垂直離着陸(VTOL)動作に対して、使用するエンジンが大きくなりすぎる。プリンプ(Plimp)の設計における別の要素としては、ほとんどの軟式飛行船の気嚢は、重い内部補強材又は貫通箱(carry-through box)なしには翼の荷重を担うほど十分強くないという事実がある。形状が非円形断面の気嚢の場合、内部構造体を備えるか又は分割型気嚢としなければ、翼を気嚢に接続することは可能ではないが、これらは共に重量を増大させる。他に考慮すべき点としては、滑走離陸を行えるように航空機のような着陸装置を使用すること、及び、地上にいる間にプロペラを水平姿勢に回転できることが含まれる。更に、垂直安定板は、安定性、及び、望むならば、制御性を与えるためには十分大きくなくてはならず、これは方向舵の形態の場合がある。これらの操縦舵面を船体に取り付けるには、通常、外部支柱、並びに複雑な船体構造及び膨張を必要とする。

プリンプ(Plimp)の設計に当たってはまた、米国連邦航空局(FAA : Federal Aviation Agency)、及び、例えば、ドイツのLFLSの両者からの飛行船の設計についての以下の行政の要求事項に対しても考慮した。 1.気嚢は、風化、腐食、及び摩損による使用中の強度の劣化又は喪失に対して保護されなければならない。 2. 気嚢は、応力を決定する際に含めなければならない、すべての飛行及び地上条件、並びに局所的な空気動力学的圧力に対する限界設計荷重を支えながら加圧されるとして設計されなければならない。 3.気嚢の布地の極限強度は、最大設計内部圧力と最大荷重とが組み合わさったものによって決定される限界荷重の4倍を下回ってはならない。 4.胴体などの構成部品を支えるための内部又は外部懸架システム、或いは内部及び外部の両方の懸架システムは、すべての飛行条件に対して、生じた荷重を気嚢に均一に伝達させ、分布させるように設計しなければならない。

気嚢の設計に関して、図2〜4は、プリンプ(Plimp)100を側面、上面、及び前面から見た透過図であり、これらの図では、モータナセル126は水平前方を向いた姿勢にある。図2及び3で分かるように、尾部支材110は、気嚢102の構造支持体134に取り付けられた支持ストラット132で支えられている。前部及び後部空気房136、138はそれぞれ気嚢102内に形成される。これらの空気房136、138は、バラストを与えるために飛行船の設計で用いられるよく知られている構造である。これらは空気を充填した気嚢又は袋で、気嚢102の主船体内部に配置されるのが理想的である。空気はヘリウムより比重又は比重量が大きいので、空気房を空気で膨らませるとプリンプは下降し、空気を抜いてしぼめるとプリンプ(Plimp)は上昇する、或いは、それを、翼104、106の前方への動き及び推進システムよって与えられる任意の上向きの推力のベクトルと組み合わせてプリンプ(Plimp)の上昇を補助する。この場合、推進システムはナセル126内のプロペラ付モータである。空気房136、138は、プリンプ(Plimp)100のトリム(水平にすること)を制御するために用いられることもまた理解される。

図3の上面図でより明瞭に分かるように、翼104、106は前進翼である。前進翼104、106を用いることによって、プロペラ122は、垂直飛行位置にあるとき、地面より高くなる。これは、安全のためになされており、また、プロペラを船体又は気嚢102の縦中心線により近く配置して、空気を船体の周りからプロペラ内に引き込む際の空気力学的干渉を軽減するためになされる。また、翼104、106の回転に差をつけて、一方の翼を下前方へ、他方の翼を下後方へ角度をつけることによって、操縦士は乗り物を容易に回転させることができ、それにより垂直軸周りに乗り物を旋回させることができる。

プリンプ(Plimp)の動作環境を考えると、ヘリウムは純度97.5%、密度0.01304ポンド毎立方フィートであると想定される。外気温が華氏77度、湿度が70.2%の平均的な夏の日では、得られる揚力はヘリウム1立方フィート当たり約57ポンドとなる。設計目標が10,000フィートの運行で74%の充填度である場合、揚力は1,000立方フィート当たり49.6ポンドとなろう。空気房136、138は内部容積の26%としなければならない。典型的な飛行船の尾翼のサイズが主船体体積(V)の13%であることを用いれば、尾翼寸法は13%V^.666となる。15%の船体抵抗低減が寸法効果に適用される。

推進用のモータは、既存の電気モータから適合させることができ、これは、直径8インチ、長さ12インチ、重量25キログラム(55ポンド)プラス制御器の30ポンド、及び5分間140キロワット(187BHP)の出力で、1ポンド当たり3.4馬力を生じる。ここで、制御器の重量がこの重量の55%に足される。

より大きなプリンプ(Plimp)300では、2台の600馬力のモータが必要となり、その重量はそれぞれ約180ポンド(制御器の重量は100ポンド)である。このより大きな型に対しては、電池の重さはプリンプ(Plimp)100の電池の3.2倍、寸法は1.5倍と想定される。プリンプ(Plimp)300型の低速効率について検討すると、プロペラの寸法は9.1フィートが好ましいことが分かった。

モータ用の電池の電力は、エネルギー密度が0.2kw-h/kgのリチウムイオン電池から生まれるのが理想的である。今後5年以内に、可能なエネルギー源として1kw-h/kgの可能性のある電池が開発されると予測される。電池の体積は約0.5kw-h/literで、これは500kw-h/m³となる。この結果、プリンプ(Plimp)100に対しては、プロペラの寸法は直径約5.9フィートとなる。

軟式飛行船や無線操縦の模型のようにダクテッドファン(ducted fans)を用いることができるが、ダクトの抗力によって巡航時に効率が低いこと、流れを制約するメリットが小さいこと、及び所望の推力レベルが低いことのため、実際の航空機にはめったに用いられない。加えて、ブレード先端とダクトとの間のクリアランス高さを維持しなければならない。また、ダクト自体と付属物の重量、抗力、及び保守の問題、並びにこのようなダクテッドファンを使用するための追加の設計、解析、及び試験に対する要件もある。抗力と重量の要素を考慮に入れ、対気速度が100ノットまで抗力と重量を考慮すると、ダクテッドファンの有利さは50ノット付近で消える。

プリンプ(Plimp)100、300用の電池の実際のサイズは、運用の想定と抗力計算に依存する。理想的には、船体及び空気房の材料は、CT35HBアラミド複合材料と想定される。この材料は、ガス透過性が低く、低温性能に優れ、且つ圧力保持に優れている。この材料を用いると、船体気嚢の重量は約0.326ポンド毎平方フィートになる。カテナリ(catenary)及びその他の重量を考慮すると、約10%が気嚢重量に追加される。下表Aは、揚力及び重量の明細を示している。

アビオニクス及び飛行制御装置は、通信及びナビゲーション装置に関するFAAのすべての要件に合致する。自律飛行及びナビゲーション機能を備えるのが理想的である。アビオニクスに必要な機器類の重量は40〜66ポンドの範囲であり、これは典型的な2人乗り民間航空機のそれのほぼ3倍である。無人飛行を可能にするために飛行制御を完全に作動させなければならない。また、無人飛行では、それ自体の電池の電力を用いる約135ポンドの電気サーボシステムがある。

航続距離の計算では、最大推力は、離陸時に約2分間使用し、着陸時に約1/2分間使用すると仮定する。推力の33%はロイター(loiter)用と仮定する。航空機は20分のロイターを必要とするが、プリンプ(Plimp)100は垂直着陸を行うのでロイターは約5分である。5,000フィートで85ノットの巡航では、75%推力が必要となろう。400ポンドの電池によって約13分間の巡航が可能となり、それは約25海里の航続距離に匹敵する。プリンプ(Plimp)の総重量が3,050ポンドの場合、600ポンドの電池を追加することができ、これによって時速45海里で約23分巡航することができる。

今後、電池のエネルギー密度が更に改善され、電池のエネルギー密度が現状技術の4倍改善されれば、780ポンドの電池で航続距離を200海里まで延ばすことが可能である。3,230ポンドの合計総重量を可能にするように更に軽量化する、又はプロペラの寸法を増大させることによって200海里の航続距離は可能となる。下表Bは、二つの電池の重量と体積に対する、エネルギー密度、電池体積、出力、及び効率のデータを示している。

図5〜8は、VTOL設定にあるプリンプ(Plimp)100を示し、ここでは、プロペラ122からの推力が垂直になるように、両方の翼104、106と、モータ124及びプロペラ128とともに取り付けられたナセル126とが共に上向き90度に回転させられている。これは、VTOLモードでの離着陸には理想的な設定である。しかしながら、翼104、106は、一緒に又は単独に様々な向きに回転することができ、水平方向及び垂直方向の両方の動きに対して、そして、ヨー、すなわち垂直軸周りの動きに対しても同様に、所望の方向に推力を偏向することができる。翼は、気嚢の長手方向軸の側方にある翼の長手方向軸の周りに少なくとも90度から180度以下の範囲で回転するのが理想的である。いくつかの設定では、翼は180度を超え、270度以下、また270度を超えて回転することができる。

図9は、既存の軟式飛行船で用いられているゴンドラと同様な、タンデムに2人の乗客が座る構成での胴体108を示している。この設計では、翼104、106は、気嚢に取り付けられるのではなく胴体に取り付けられている。従って、応力は、気嚢ではなく胴体にかかる。図9に示すように、操縦桿142は一対の座席140の前方に配置され、左又は右にスライドさせてプリンプ(Plimp)100のどちらの側に座っている操縦士にも提供するように構成することができる。

図10に示されるのは、公転尾部回転翼128の拡大図であり、これは、水平軸周りに回転すると共に横軸の周りに枢動するように取り付けられて、プリンプ(Plimp)100の動く方向を制御するのを助ける。補助翼、方向舵、昇降舵などの従来の飛行機の操縦舵面は、翼104、106が揚力を発生している飛行中に用いることができるが、低速又は静止飛行中は、尾部回転翼128によって、すべての三つの制御軸(ピッチ、ロール、及びヨー)周りにプリンプ(Plimp)100を操縦することができる。特定の設計ではまた、尾部回転翼にダクテッドファン設計も用いることができることを理解されたい。

図11〜13は、本明細書で考察した設計仕様を用いたプリンプ(Plimp)100のフライトエンベロープ、上昇率、及び上昇率-エンジンアウト性能のグラフである。任意の高度で両方のエンジンが停止している場合、この乗り物の寸法及び抗力では、最大26フィート毎秒で下降することを意味する。比較的に言えば、これはそれほど速いという訳ではない。なぜなら、軍用機は24フィート毎秒での降下速度では損傷しないからである。乗客及び貨物は、このレベルのエンジンアウト性能では安全であろう。いかなる高度でも、本乗り物は、比較的ゆっくりとした26fps(=19mph)より速く下降しないので、乗客及び貨物は安全であろう。

次に、図14を参照すると、プリンプ(Plimp)100の離陸時のみの予想飛行経路が示されている。プリンプ(Plimp)100は、垂直離陸をするためにプロペラを90度上向きに回転させて、約50フィートまで上昇し、その位置で、又は上昇中に、尾部回転翼128を用いてピッチ角を30度に増大して、約30度の上昇角度を得る。次いで、プロペラを前向きに回転させて前方への動きが始まり、プリンプ(Plimp)100は50フィートから400フィートを通って上昇し続け、離陸地点から700フィート以上前方に移動する。本乗り物は、設定に応じて、上昇角度を45度以上にすることができることを理解されたい。

図15〜18は、本開示の第二の実施形態を示している。ここでは、プリンプ(Plimp)200は、総搭載量2,400ポンドに対して、12人の乗客又は10〜12個の荷箱(3.3フィート平方)まで運搬するように設計されている。図15〜18を見れば分かるように、プリンプ(Plimp)200は、前部空気房204及び後部空気房206を含むより大きな気嚢202を有する。プリンプ(Plimp)200の長さは100フィートから200フィートの範囲であり、約150フィートがより好ましい。大きくした胴体208は気嚢202に取り付けられており、且つ、胴体から延在する尾部支材210及び左右の翼212、214を有する。各翼の端部には、ナセル220内に収容された電気モータ218によって駆動されるプロペラ216がある。ストラット222は、尾部支材210を気嚢202に支持し、且つ、水平安定板224、垂直安定板226、及び尾部回転翼228を支持する。図18でより明瞭に示されているように、より大きな車輪230は大きくした胴体208から延在する。胴体208は、12人の乗客を横並びに配置して、すなわち、各2座の6列で運搬できるように大きくされている。取外し可能な電池パックを胴体208の下に収容して、制御、ナビゲーション、及び推進システム用の電力を供給することができる。

図18はまた、ナセル220が前向き水平位置から90度上向きに回転して垂直姿勢になるのをより詳しく示している。モータ218を有するナセル220及びプロペラ216が、それらが取り付けられた翼212、214とともに回転するのが理想的である。翼は、共に又は単独に回転することができて、プリンプ(Plimp)200に対して様々な制御構成を可能にする。

図19及び20はそれぞれ、プリンプ(Plimp)200のフライトエンベロープ及び上昇率を示している。

上記から容易に認識されるように、プリンプ(Plimp)100、200は、飛行機と軟式飛行船とのハイブリッドであり、小さな貨物の配達及び乗客の地域輸送のために設計されている。電動の動的揚力をもつ軟式飛行船が提供され、その揚力の大きな部分は、気嚢からの空気静力学的揚力と同様に空気動力学的揚力から得る。本乗り物は、狭い場所から運用することを意図しているので、最大重量でのVTOL機能を備えなければならない。

特に強風条件での着陸誘導を含む、コンピュータ化された自動飛行制御システムを備えることができる。しかしながら、地上から直接の又は衛星経由の無線通信によって与えられる制御を使って、無人飛行、特に貨物用途での無人飛行を利用することができると予想される。予めプログラムされた飛行経路を使用する機内搭載制御システムもまた、制御システムと一体化することができる。

理想的には、プリンプ(Plimp)100は、ゼロ対気速度での制御性とともに車輪を使った滑走STOL(短距離離着陸)機能をもった、垂直離着陸機能を有する。設計制約条件及び機能の検討から、プリンプ(Plimp)100は50フィートから90フィートの範囲の長さが必要であるが、好ましい長さは50フィートである。理想的には、プリンプ(Plimp)100は、無人での搭載量は約500ポンドであり、又はその代わりの搭載量としては2人の人間と手荷物である。電力は、電池又は燃料電池、或いは当業者が知っている他の手段によって推進モータに供給される。本乗り物は、予想最高速度90マイル毎時及び航続距離200マイルで、貨物及び乗客を輸送することができ、また、観光及び他の商業活動も行うことができる。

プリンプ(Plimp)100、200は、地上にあるときは、係留所に繋がれて従来型の固定装置を用いて縛りつけられる、又は格納庫に駐機するように設計されている。理想的には、地上員が必要な場合でも最少の補助でプリンプ(Plimp)の係留を外すことができる電磁係留システムによって係留される。例えば、操縦士又は地上の管制官は、電磁係留システムに接続されるラジオ波又は実際のワイヤによって、遠隔でプリンプ(Plimp)の係留を外すことができる。電力を与えられる電磁石は、胴体、翼、又は両方に配置され、プリンプ(Plimp)周りの地上の単一の場所、又は複数の場所で、係留所と相互作用するように構成される。

上記から容易に認識されるように、本開示は、各翼の推進力発生装置、例えば、プロペラ、ファン、ジェットなどとともに空気中を動くエーロフォイル(例えば、一つ以上の固定翼又は回転翼)によって発生される揚力とともに、気体によって発生される空気静力学的浮力を共に利用するハイブリッド航空機を提供する。

理想的には、空気静力学的浮力を与えることができる第一の揚力装置と、空気中の動きによって動的揚力を与えることができる第二の揚力装置と、第二の揚力装置に結合された、推力を発生するように構成されたシステムとを含む乗り物が提供される。ここで、第二の揚力装置及び推力発生システムは、乗り物の長手方向軸の側方にある軸の周りに少なくとも90度から180度以下の範囲の角度で一緒に回転することができる。公転尾部回転翼によって、方向制御及び安定性が与えられる。

上記の様々な実施形態は組み合わされて更なる実施形態を提供することができる。例えば、本乗り物の寸法は、本明細書で開示された技術を特定の用途の動作仕様に合わせるように拡大又は縮小することができる。更に、本乗り物を、水上、雪上、及び氷上、また、平台トレーラ、船舶などの乗り物での使用に適合することができる。上記の詳細な説明を参照して、これら及び他の変更を実施形態に行うことができる。