Configured aircraft to rise and landing vertically

本発明は、請求項１の前文に従った航空機に関わる。

ＤＥ１０００７２９３Ａ１は、モジュールデザインのツェッペリン形式の飛行船を開示している。 気球（air balloon）と同様に、この飛行船は、この飛行船に蓄えられている空気より軽いガスの上昇力を利用して、高度を選択することができる。 水平移動が、この飛行船の下側に設置されているモータを利用して行われる。 この設けられているモータは、この飛行船を所望の位置に保つために、回転可能である。 この飛行船が有する気球の性質により、比較的大きな飛行船の部品が、上昇力を供給するガスのための容積部として、必要である。 更に、推進装置の選択されたサスペンションが、この着陸中の飛行船を制約する。

本発明の目的は、上記の問題を解決している垂直に上昇及び着陸するように構成された航空機を提供することである。

この目的は、請求項１に係る、垂直に上昇及び着陸するように構成された航空機によって果たされる。

有効な方法では、本発明は、航空機が垂直に離着陸できるようにしており、前進の際に、ウィングの形状が、上昇力を助長する。 かくして、この航空機は、「空気より軽い」ガスを含んだ容積部の上昇力に完全に依存すること無く、「空中に留まることができる」。

本発明は、本発明の実施態様を示しているそれぞれの図を参照して、下記に詳しく説明されている。

図１は、本発明に係る航空機の正面図である。

図２は、本発明に係る航空機の側面図である。

図３は、本発明に係る航空機の平面図である。

図４は、上昇力ユニットの断面図である。

図５は、本発明に係る航空機の制御装置のブロック線図である。

図６は、本発明に係る航空機の上昇力調節器のダイヤグラムである。

図７は、本発明に係る航空機のエネルギー供給のためのユニットのダイヤグラムである。

図１は、本発明に係る航空機の正面図である。

本発明に係る航空機１は、上部２と、中間部３と、下部４、５とを有している。

前記上部２は、左上側のウィング２ａと、右上側のウィング２ｂと、第１の中心部２ｃとを有している。

前記下部４、５は、左下のウィング４ａ、５１と、右下のウィング４ｂ、５２と、第２の中心部４ｃとを有している。

この航空機は、前記下部４、５に、１つ以上の荷に有効なコンパートメント５ａ、５ｂ、５ｃ、５ｄを、幅方向に、更に有している。 これら荷に有効なコンパートメント５ａ、５ｂ、５ｃ、５ｄは、前記下部４、５の下側に設置されている。

前記上部２は、中間部３によって、前記下部４、５と接続されている。

前記上部２と下部４との間の前記中間部３には、推進力を生じさせるための推進モータ６が、前記上部２のウィング２ａ、２ｂと、前記下部４、５のウィング４ａ、５１、４ｂ、５２との間にそれぞれ位置されている。

この航空機１の方向を制御するように調整できる制御モータ７が、また、前記中間部の制御部に位置されている。

図２を参照してより詳しく説明される制御面８が、また、上部２と下部４との間の、この航空機の両側面にそれぞれ位置されている。

更に前記推進モータ６は、任意で、この推進力の方向を調節することができるよう調整可能であることができ、且つ、プロペラとタービンとの両方を有することができる。

好ましい実施形態では、前記推進モータ６は、電気によって駆動される。

図２は、本発明に係る航空機の側面図である。

この航空機１の側面図は、前記正面図とほぼ同じ形状である。

この航空機１の長手方向Ｙに、前記下部４、５は、１つ以上の荷に有効なコンパートメント５ａ、５ｂ、５ｃ、５ｄを有することができる。

更に、１つ以上の駆動部６が、前記長手方向Ｙの前記中間部３に位置されることができる。

前記制御面８は、前記上部と下部との間に位置されており、方向舵８ａを有している。 １つの制御面が存在するように見えるが、この場合、２つの制御面８が、この航空機１の一側面に取着されている。

この航空機には、飛行中に更なる上昇力を得るために、任意で、水平なウィング（図示されていない）が設けられる。 この形式のウィングは、前記上部と下部との間で折り畳むことができるか、前記上部または下部のいずれか一方から、拡張することができる。

図３は、本発明に係る航空機の平面図である。

この平面図は、前記左上側及び右上側のウィング２ａ、２ｂが、前側１ａと後側１ｂとに、前記幅方向Ｘと長手方向Ｙとに対して斜めに延びているコーナーピースをそれぞれ有していることを示している。 また、前記左下のウィング４ａ、５１と右下のウィング４ｂ、５２とは、似た形状である。

前記中間部３及び前記駆動部６の周囲は、破線で示されている。

図示の実施形態では、この航空機の全長は、この幅とほぼ同じである。 しかしながら、この航空機１の全長は、この幅よりも大きいと考えられる。

前記荷に有効なコンパートメント５ａ乃至５ｄは、乗客のためのスペースと、荷のためのスペースとの両方を有している。

ある実施形態では、これらコンパートメント５ａ乃至５ｄは、この航空機の荷、及び／もしくは、供給品の取り替えのために、ロールオン／ロールオフ方式（roll-on/roll-off system）で形成されることができる。

図４は、上昇力ユニットの断面図である。

本発明に係る航空機は、上昇力の利用に基づいて、垂直に上昇及び着陸できるように構成されており、比較的密度の低い第１のガスを含んだ制限された容積部が、比較的密度の高い第２のガスを生じさせることができる。

前記上部２の構造内、及び、前記荷に有効なコンパートメント５ａ乃至５ｄを有していない前記下部４、５の一部の構造内に、所定数の上昇力ユニットＨＶが位置されており、これらを用いて、所定の量の比較的軽いガスの上昇力即ち上昇パワーが、制御可能になるように調整される。

本発明に係る航空機は、この結果、垂直に上昇及び着陸できる。 かくして、この航空機は、比較的小さい面積の離着陸場所を利用することができる、という効果がある。

前記上部のウィング２ａ、２ｂ、及び下部のウィング４ａ、５１、４ｂ、５２によって、上向きの力が、ほぼ水平面内での前進動作の際に、航空機に生じ、かくして、上昇力を与える。

このように、この航空機は、「空中に留まるのを可能にするために」「空気より軽い」ガスを含む容積部の上昇力に完全に依存しているツェッペリン形式の飛行船と異なる。

本発明に係る航空機には、この上向きの力を精度良く制御することができるシステムが設けられている。 原則として、このシステムは、航空機と地面との間の距離を、後から前進によって長くすることができる程度の、低い高度まで、航空機を垂直に上昇させることができれば、十分である。 しかしながら、航空機の地面からの制御される離陸は、航空機の荷重や、場合によっては、天候の状態にも影響を受ける。 また、荷の配置分布も関係し得る。

上昇力ユニットＨＶは、気密な全容積部Ｖと、第１のポンプＰ１と、第２のポンプＰ２と、貯蔵容器ＢＶと、１つ以上の熱交換器Ｗ１、Ｗ２、Ｗ３と、上昇力制御装置Ｃとを有している。

この関連において、「ポンプ」という用語は、ガスの伝送によって、容積部内での、圧力の上昇もしくは低下を生じさせることができる装置を指す。 このポンプは、圧縮器、または時として、ファンであっても良い。

前記気密な全容積部Ｖは、気密で、可撓性のもしくは変形可能な壁ＦＷによって、第１の容積部Ｖ１と第２の容積部Ｖ２とに分けられ得る。 この第１の容積部Ｖ１は、比較的低い密度の第１のガスを、調整可能な量だけ収容するように構成されている。 前記第２の容積部は、比較的高い密度の第２のガスを、調整可能な量だけ収容するように構成されている。

前記第１のポンプＰ１は、パイプＬ１を介して、前記第１の容積部Ｖ１に接続されている。 このポンプは、また、前記貯蔵容器ＢＶに接続されている。 前記第１のポンプと、前記第１の容積部Ｖ１との間の接続部には、バルブＶＴ１を有している。 この貯蔵容器ＢＶは、前記第１の容積部から排出された前記第１のガスを再利用することができるように、前記第１のガスを第１の容積部の外に蓄えるように使用される。
前記第２のポンプＰ２は、前記第２の容積部に接続されている。 前記第２のポンプＰ２と、前記第２の容積部Ｖ２との間の接続部には、第２のバルブＶＴ２を有する。

前記第１の容積部Ｖ１を第２の容積部Ｖ２に対して増やし、この第２の容積部Ｖ２内の第２のガスを、前記第１の容積部Ｖ１内の第１のガスに置換することによって、全容積部の上向きの力が上がる。 逆に、前記第２の容積部Ｖ２を増やし、前記第１のガスを、この第２の容積部の圧力の下で、前記第１の容積部から貯蔵容器へと排出させることによって、上向きの力が下がる。

前記第１のポンプＰ１と前記第２のポンプＰ２との（各々のバルブの制御も含めた）組み合わせは、かくして、所定量の密度の低い第１のガスを含んだ前記第１の容積部と、所定量の密度の高い第２のガスを有する前記第２の容積部との間の容積比率を、前記気密な全容積部内で調整するように構成されている。

この容積比率は、所望の上向きの力、もしくは、上昇力に対応するように調整される。

図示の実施形態では、前記第２のポンプＰ２は、空気を前記第２のガスとして使用するために、空気に連通されている。

前記第１及び第２の容積部Ｖ１、Ｖ２の寸法とこれら容積部内のそれぞれの圧力とを、前記第１及び第２のポンプＰ１、Ｐ２を用い、且つ、バルブを制御して、調整することによって、有効な密度を有する前記気密な全容積部Ｖが、制御可能となる。 前記可撓性の壁ＦＷは、前記全容積部Ｖ内の容積部Ｖ１及びＶ２が、それぞれのガスの相対的な内圧によって強いられる寸法を持つことができるように、変形に耐えられるように構成されている。

更に、前記第１の容積部Ｖ１は、この容積部内の前記第１のガスの温度（かくして、同様にこのガスの密度）を、（適切な伝達媒体を介する）熱の供給及び排出によって、適応させ得る１つ以上の熱交換器を有している。 例えば、第１の熱交換器Ｗ１が、熱Ｑ１を前記第１のガスに供給するために使用されている。 逆に、第２の熱交換器Ｗ２が、熱Ｑ２を排出するために使用されている。

同様に、前記第２の容積部Ｖ２は、前記第２のガスを加熱もしくは冷却するように、１つ以上の更なる熱交換器Ｗ３を有している。

熱が、航空機内のエネルギー供給システムからそれぞれの熱交換器に供給されることができる。 このことは、後に詳しく説明される。 熱の排出のために、例えば空気への冷却が、使用され得る。

前記上昇力ユニットＨＶは、前記上昇力制御装置Ｃによって制御される。 この上昇力制御装置Ｃは、前記第１のポンプＰ１と、第２のポンプＰ２と、熱交換器Ｗ１、Ｗ２、Ｗ３とに、それぞれの機能を制御するために、接続されている。 前記上昇力制御装置Ｃは、上記のとおり、前記第１及び／もしくは第２のポンプＰ１、Ｐ２を、前記第１のガスの容積部Ｖ１、もしくは、第２のガスの容積部Ｖ２に適応させるように、制御することができる。

前記上昇力制御装置Ｃは、前記第１及び／もしくは第２の容積部Ｖ１、２へ熱を供給、及び／もしくは、前記容積部Ｖ１、２から熱を排出するように、１つ以上の熱交換器を制御することができる。

このようにポンプと熱交換器とを制御するために、前記上昇力制御装置Ｃは、前記第１の容積部Ｖ１内の少なくとも第１のセンサーＳ１と、前記第２の容積部Ｖ２内の少なくとも第２のセンサーＳ２に接続されており、前記第１及び／もしくは第２のガスの１つ以上の適切な物理的パラメーター（圧力、温度など）を、規定、且つ、制御できるように、これらセンサーＳ１、Ｓ２からそれぞれ信号を受信している。

前記上昇力制御装置Ｃは、更に、航空機の中心制御システムから制御データを受信するための制御インプットＩＢを有している。 このことは、後に詳しく説明される。

図示の実施形態では、前記上昇力ユニットＨＶには、１つの上昇力ユニットＨＶの第１及び第２の容積部を特に調整するための、複数のポンプが設けられている。 しかしながら、前記第１のポンプＰ１及び／もしくは第２のポンプＰ２は、航空機の複数の上昇力ユニットで使用されるように構成されることが、考えられる。 この場合、前記第１もしくは第２のポンプは、それぞれ、分配パイプを通して、複数の上昇力ユニットの各々に接続される。 そして、特定の上昇力ユニットが、この特定の上昇力ユニットの気密な全容積部Ｖ内の第１もしくは第２の容積部の接続部にそれぞれ位置されている第１及び第２のバルブＶＴ１、ＶＴ２を制御することによって、制御され得る。

図５は、本発明に係る航空機の制御装置のブロック線図である。

この実施形態では、本発明に係る航空機の制御システム１００は、コンピュータ１１０と、ポジション・センサー１２０と、メテオール・センサー（meteo sensor）１３０と、ロード・センサー１４０と、ナビゲーション・モジュール１５０と、位置調整ユニット１６０と、モータ制御装置１７０と、上昇力調整ユニットＨＶＲとを有している。

前記コンピュータ１１０は、航空機の位置情報（例えば、長さ、幅、高さの座標）を得るために、前記ポジション・センサー１２０に接続されている。 このコンピュータ１１０は、更に、メテオール・データ（例えば、地域的な風速、空気圧）を得るために、前記メテオール・センサー１３０に接続されている。 このコンピュータ１１０は、更に、荷重による航空機の構造の荷重に関するデータを得るために、ロード・センサー１４０に接続されている。 加えて、このコンピュータ１１０は、航空機を推進できるように、ナビゲーション・モジュール１５０に接続されている。

前記ポジション・センサー１２０、メテオール・センサー１３０、ロード・センサー１４０、ナビゲーション・モジュール１５０のうちの１つ以上から出されるデータに基づいて、前記コンピュータ１１０は、航空機のトリミング・データと、このデータの可能な適応とについての計算を遂行することができる。 このトリミングは、航空機の安定性に関わる。

このコンピュータ１１０は、一方では、上昇力調整ユニットＨＶＲを介して複数の上昇力ユニットＨＶの上昇力を制御するように、また他方では、前記モータ制御装置１７０を介して前記推進モータ６を制御するように、このトリミング・データを利用している位置調整ユニット１６０に接続されている。

前記モータ制御装置１７０は、前記推進モータ６（この図には示されていない）に接続されており、推進モータに供給されるパワーと、推進モータの推進方向とを調節する。

前記上昇力調節ユニットＨＶＲは、１つ以上の上昇力制御装置Ｃを調節するために、前記１つ以上の上昇力制御装置Ｃに接続されており、これによって、前記複数の上昇力ユニットの各々は、所望の量の上昇力を供給することができる。 好ましくは、この所望の量の上昇力は、航空機の荷重量と荷重の配置分布とに左右される。

前記制御システム１００は、天候状態などの変化の結果により、トリミングをダイナミックに調節できることが判る。 このトリミングは、また、上側のウィングと下側のウィングとが、航空機の上昇力のための前進速度（の変化）に、大いに（可変の）助力を与えているという事実により、変化することができる。 また、このトリミングは、荷役作業の間に、航空機の荷重／荷の配置分布を変えることによっても、変化可能である。

図示の実施形態では、前記コンピュータ１１０と、ポジション・センサー１２０と、メテオール・センサー１３０と、ロード・センサー１４０と、ナビゲーション・モジュール１５０と、位置調整ユニット１６０と、モータ制御装置１７０と、上昇力調節ユニットＨＶＲとが、別々のモジュール（separate modules）として、示されている。 この分野の者には既知であるように、すべてのモジュールが、１つのコンピュータに統合されているということが考えられる。 これらモジュールは、ソフトウェア、ハードウェア、そしてソフトウェアとハードウェアとの組み合わせにおいて、デザインされ得る。

このコンピュータは、すでに説明されたように、前記トリミングを規定、且つ、調整するのに適した、いかなる所望の制御コンピュータとしてもデザインされ得る。

図６は、本発明に係る航空機の上昇力調節器のダイヤグラムである。

前記上昇力調節ユニットＨＶＲは、各々の上昇力制御装置Ｃへ制御信号を送信するように、複数の上昇力ユニットＨＶに接続されている。 この上昇力調整ユニットＨＶＲは、前記位置調整ユニット１６０からトリミング・データを受信するように構成されており、このデータは、作動時に前記複数の上昇力ユニット全体に分配されるように、発生される上昇力に関わっている。

この上昇力調整ユニットＨＶＲは、前記トリミング・データＴＤに基づいて、各々の上昇力ユニットＨＶの制御装置Ｃに、所望の上昇力に関する上昇力信号を送るように構成されている。 前記各々の上昇力ユニットＨＶの制御装置Ｃは、受信した上昇力信号に基づいて、それぞれの上昇力ユニットのために、この信号に対応する上昇力を調整するように構成されている。

図７は、本発明に係る航空機のエネルギー供給のためのユニットのダイヤグラムである。

本発明に係る航空機は、この航空機の、好ましくは前記中間部３に位置されているエネルギー供給システムＷＫＣを有している。 このエネルギー供給システムＷＫＣは、この航空機１に、電気エネルギーと熱エネルギーとを供給することができるように構成されている。

このエネルギー供給システムＷＫＣは、図示の実施形態において、駆動モータＥと、電気発電機Ｇと、熱交換器Ｗとを有する全エネルギー・プラントである。

前記駆動モータＥは、作動時に電気エネルギーを生じさせるための前記電気発電機Ｇに係合されている。 この駆動モータＥは、この駆動モータＥの作動時に放たれる熱を吸収するための熱交換器Ｗにも係合されている。

このエネルギー供給システムＷＫＣは、作動時に、（前記モータ制御装置１６０による制御の下で、）電気エネルギーを前記推進モータ６に供給するように、前記推進モータ６に係合されている。

更に、このエネルギー供給システムＷＫＣは、（前記上昇力調整ユニットＨＶＲ及び／もしくは上昇力制御装置Ｃによる制御の下で、）上昇力ユニットＨＶの各々の熱交換器Ｗ１、Ｗ２、Ｗ３において使用するための電気エネルギー及び熱エネルギーを供給するように、１つ以上の上昇力ユニットＨＶに係合されている。

前記エネルギー供給システムＷＫＣは、また、エネルギー供給を目的として、前記荷に有効なコンパートメントに係合されている。

第１の態様では、本発明は、少なくとも２つのウィング２ａ、２ｂ、４ａ、５１、４ｂ、５２と、複数の上昇力ユニットＨＶが設けられており作動中に上昇力を生じさせるためのスペース部２ｃ、４ｃと、推進モータ６が設けられている中間部３とを具備しており、前記上昇力ユニットの各々は、空気より軽い所定量の比較的軽量のガスを蓄えるための変形可能な第１の容積部を有し、所定量の比較的軽量のガスによって持ち上げられる前記変形可能な容積部を用いて、上向きの力もしくは上昇力とを制御可能に調整するように構成されている、垂直に上昇及び着陸するように構成された航空機を提供している。

更なる態様では、本発明は、前記上昇力ユニットの各々が、前記変形可能な第１の容積部（Ｖ１）と変形可能な第２の容積部（Ｖ２）とを受け入れている気密な全容積部Ｖを有しており、前記変形可能な第２の容積部は、前記比較的軽量のガスより重い所定量のガスを蓄えるように構成されており、前記変形可能な第１の容積部は、可撓性の壁（ＦＷ）によって第２の容積部から分離されており、前記上昇力ユニットは、前記変形可能な第１の容積部と変形可能な第２の容積部との間の容積比率を、前記気密な全容積部内で、所望の上昇力に対応するよう調整するように構成されている、前記第１の態様で説明されたような航空機を提供している。

更なる態様では、本発明は、各上昇力ユニットが、前記変形可能な第１の容積部を調整するための第１のポンプＰ１と、前記変形可能な第２の容積部を調整するための第２のポンプＰ２と、変形可能な第１の容積部から排出された比較的軽量のガスを蓄えるための貯蔵容器ＢＶとを具備している、前述のような航空機を提供している。

また更なる態様では、前記変形可能な第１の容積部Ｖ１は、この変形可能な第１の容積部Ｖ１中で、熱Ｑ１、Ｑ２と比較的軽量なガスとを交換するための第１の熱交換器Ｗ１、Ｗ２を具備している、前述のような航空機を提供している。

他の態様では、同様に、前記変形可能な第２の容積部Ｖ２は、この変形可能な第２の容積部Ｖ２中で、熱Ｑ３と比較的重いガスとを交換するための更なる熱交換器Ｗ３を有している、前述のような航空機を提供している。

更に、本発明は、各上昇力ユニットは、前記変形可能な第１の容積部Ｖ１、もしくは、変形可能な第２の容積部Ｖ２をそれぞれ適応させるよう、１つ以上の前記第１及び第２のポンプＰ１、Ｐ２を制御するように、これら前記第１及び第２のポンプＰ１、Ｐ２に接続されている上昇力制御装置Ｃを有している、前述のような航空機を提供している。

更なる態様では、前記上昇力制御装置は、１つ以上の前記熱交換器Ｗ１、Ｗ２、Ｗ３を制御するように、これら熱交換器Ｗ１、Ｗ２、Ｗ３と接続されている、前述のような航空機を提供している。

また、本発明は、少なくとも第１のセンサーが、前記第１の容積部中に位置されており、少なくとも第２のセンサーが、前記第２の容積部中に位置されており、これら少なくとも第１及び第２のセンサーは、前記上昇力制御装置に接続されており、これら第１及び第２のセンサーの各々は、前記変形可能な第１の容積部の比較的軽量のガス、及び／もしくは、前記変形可能な第２の容積部の比較的重いガスの、１つ以上の適切な物理的パラメーター、例えば、圧力、温度を測定するように構成されており、前記上昇力制御装置は、これらセンサーからそれぞれ信号を受信し、測定された適切な物理的パラメーターに基づいて、所望の上昇力を制御するように構成されている、前述のような航空機を提供している。

ある態様では、本発明は、各上昇力ユニットの上昇力制御装置Ｃが、機内のコンピュータ１１０、ＨＶＲに接続されており、前記上昇力制御装置Ｃは、この機内のコンピュータ１１０からの上昇力制御信号を、所望の上昇力を調整するために、受信するように構成されている、前述のような航空機を提供している。

他の態様では、本発明は、前記機内のコンピュータ１１０、ＨＶＲは、前記上昇力ユニットの各々の上昇力を規定するように構成されている、前述のような航空機を提供している。

また他の態様では、本発明は、前記機内のコンピュータ１１０、ＨＶＲは、ポジション・センサー１２０と、メテオール・センサー１３０と、ロード・センサー１４０とのうちの少なくとも１つからセンサー信号を受信するように、これらセンサー１２０、１３０、１４０のうちの少なくとも１つに接続されており、前記ポジション・センサー１２０は、航空機の位置のためにポジション信号を発するよう構成されており、前記メテオール・センサー１３０は、天候状態信号を発するよう構成されており、前記ロード・センサー１４０は、荷による航空機の構造のロード信号を発するように構成されており、
前記機内のコンピュータ１１０は、１つ以上のこれらセンサー信号に基づいて、航空機のトリミングのためのトリミング・データＴＤを規定するように構成されている、前述のような航空機を提供している。

更なる態様では、本発明は、前記機内のコンピュータ１１０は、トリミング・データに基づいて、所望の上昇力を規定、且つ、制御するように構成されている、前述のような航空機を提供している。

他の更なる態様では、前記機内のコンピュータ１１０は、複数の上昇力ユニットの全体にわたる上昇力の分配を規定、且つ、制御するように構成されている、前述のような航空機を提供している。

また更なる態様では、前記機内のコンピュータ１１０は、トリミング・データに基づいて、推進力と前記推進モータ６の推進の方向とを規定、且つ、制御するように構成されている、前述のような航空機を提供している。