空中、水中、及び地形環境において安全な操作のために改良された安定性を備える汎用乗り物

(関連特許出願の参照) 本特許出願は、2015年8月31日に出願された仮特許出願第62/212312号に基づいている。

本発明は、乗り物輸送産業に関し、特に、自律的かつ遠隔的に操縦される制御体制において、空中、海洋、及び地表環境における移動のために、動的に適応可能な無人及び有人の空中の乗り物に関する。

本発明は、さらに、空中、水中、又は地形環境のいずれにおいても、改良された安定性及び作動の安全性を備える乗り物に向けられており、スラストの中心、重心に関連するスラストの中心のモーメントアーム、スラストの方向、乗り物の空気力学的中心、気流の圧力の中心、及び乗り物の重心のいずれかと、これらの組み合わせを含み得る乗り物の特性を、動的(受動的及び/又は能動的)に操作することによって、ピッチ、ロール及びヨーのモーメントのいずれかのリアルタイム制御のための、動的に制御される機構が設けられている。

加えて、本発明は、揚力体(lifting body)の空気力学的に実現可能な輪郭を形成するべく構成されている、複数の相互に接続されたモジュールからなる揚力体を用いて設計される、汎用乗り物システムに関する。汎用乗り物システムは、前方中央モジュールと、後方モジュールと、前方中央モジュールに変位可能に接続され、且つそれぞれの推進機構に作動可能に結合されるスラストベクトル化モジュールと、を含んでいる。スラストベクトル化モジュールは、空中、水中及び地形環境においての様々な作動モード、及びそれらの間に存在する移行モードで、安全かつ安定した作動のための、必要に応じて、推進機構を方向付けそして作動させるべく、(チルト及び/又は並進方式で)揚力体に対して動的に変位される。

本発明はまた、乗り物を推進又は減速させることができる推進システムを備えて設計され、空中、水中又は地形の作動モードのいずれかに適応するべく、揚力体構造のそれぞれのモジュールを作動させるチルト用ナセル作動機構を含んでいる汎用乗り物に向けられている。

加えて、本発明は、無人又は有人の航空機に関し、特に、所望の飛行作動体制を達成するための揚力体空気力学を使用する航空機に関する。このシステムは、制御された揚力体の空気力学とベクトル化された推進システムの作動を組み合わせることにより、水平飛行(一般に、巡航中/宇宙飛行中に好ましい)及び垂直飛行(一般的には、オンステーション(on−station)ホバリング、離陸及び/又は着陸に好ましい)を可能にすることによって、垂直作動モードと水平作動モードとの間の継ぎ目のない安全な移行を達成しながら、航空システムの能力を拡大する。

本発明はまた、空気力学的及び/又はベクトル化された推進特性が、乗り物が短い滑走路(又は滑走路なし)、駐機場上の高い乗り物密度で、高い処理能力で行うことを可能にする汎用乗り物に向けられている。

垂直及び水平の飛行が可能な航空機は、一般に、VTOL(垂直離陸及び着陸)、又はSTOL(短離陸及び着陸)、又はSTOVL(短離陸及び垂直着陸)、又はVTOSL(垂直離陸及び短着陸)、又はV/STOLプラットフォームとして分類されている。これらの航空機は、通常、離陸及び着陸の飛行体制の間の移行中に、空気力学的な揚力を使用することができない。

既存のV/STOLプラットフォームのもう一つの欠点は、チルトロータ及びチルト翼の概念が、一般的に、ヘリコプターシステムにおける効率の半分、飛行機システムにおける効率の半分であるということである。 特許文献1(米国特許第1,981,700号)、特許文献2(米国特許第1,981,701号)、特許文献3(米国特許第2,062,148号)、特許文献4(米国特許第2,108,093号)、特許文献5(米国特許第2,430,820号)、特許文献6(米国特許第2,438,309号)及び特許文献7(米国特許第2,481,379号)は、特定の形状を特徴とする揚力体乗り物を記載している。しかしながら、これらの航空機システムの設計は、垂直離陸及び着陸(VTOL)も、垂直飛行又はホバリング飛行も許容しない。さらに、これらのシステムの制御能力は、ロールモーメント制御のために空気流を操作し、後端面の作動によってのみピッチ及びヨーを制御することに限定されている。先行技術のシステム作動の付加的な限界は、オンボード推進システムを剛的(固定された)方式で搭載することによる。

いくつかの既存の航空機は、チルト翼及びチルトロータを備えて設計されている。これらの乗り物は、空気力学準拠の飛行(飛行機モードの飛行)と動力式揚力(ヘリコプターモードの飛行)との間の妥協から、主に得られる不足を有している。一方では、効率的な空気力学的揚力の要件は、典型的には、大きな有効揚力生成表面面積及び前進速度から来る。他方、乗り物の対地速度がゼロであるホバリング飛行作動モードでは、全揚力の発生は、動力式揚力システムから生じる。

これら2つの相反する飛行モード(飛行機及びヘリコプター)の性質を考慮すると、効率的な動力式揚力は、利用可能な揚力が乗り物の重量を超える(又は少なくとも等しく)なければならない、大量の空気を動かす、大きく、捻られていない、そして可撓性のブレードから得られ、一方、効率的な空気力学的揚力のための推進は、好ましくは、前方対地速度を発生させる手段として乗り物の抗力に克服しなければならないのみである、より小さく、捻られた、且つ剛性のプロペラによって達成される。本質的には、これらの作動の飛行モードの全体的な効率は対極的なものであり、本質的に飛行を達成するメカニズムに矛盾している。

チルト翼及びチルトロータの乗り物とその開発者は、飛行機とヘリコプターの飛行モードについてスペクトルの両端のおける効率のバランスを取ろうとした。例えば、ホバリングや垂直離着陸には大きなブレードが必要である。しかしながら、大きなブレードは、飛行機の飛行モードに傾けられたとき、乗り物全体を前方に移動させようとしているにもかかわらず、大きな抗力ペナルティを発生させる。

さらに、ホバリングに必要な大きなブレードは、乗り物の地上クリアランス、利用可能な翼幅、構造的安定性、全体的な機械的複雑性及び安全性に大きな影響を与える。逆に、小さなプロペラは、飛行機モードの飛行に最も適しているが、動力式揚力だけでは、乗り物の重量を相殺するために必要な空気量を効率的に移動させることはない。従って、既存のチルト翼及びチルトロータの乗り物は、小型のプロペラを使用していない。

作動の終点の飛行モード、すなわち、飛行機モード及びヘリコプターモードの最適化は、十分に困難であるが、2つの飛行モード間の移行はより危険である。90度(ヘリコプターモード)と0度(飛行機モード)の間のチルトの進展中における任意の暫定角度においては、動力式揚力と空気力学的揚力との間の移管(hand−off))(及びその逆)が、しばしば、航空の問題を引き起こす。

例えば、離陸時に90度から0度までのチルト中、スラストベクトルが垂直(90度)から水平(0度)方向に移動するにつれて、揚力ベクトル成分の力が減少する。

さらに、地上速度は、利用可能な翼面積が限られている(利用可能な翼面積が失速迎角にない場合)ことから、相当な空気力学的揚力の発生のためには不十分である。

加えて、複雑な失速特性を含んでいる空気力学的現象は、飛行機モードからヘリコプターモードの飛行及び垂直着陸への移行中に有効である。飛行機モードを効率的にし、より高速の水平飛行を達成するためにプロペラに必要とされるねじれは、ヘリコプター作動モード中に、ブレード失速になりやすい。これは、ボルテックスリング状態(Vortex Ring State)として知られており、それによって、ロータはそれ自体の洗流によって包まれる。このブレード失速現象は、低い前進速度での所与の降下速度以上で生じる。不可逆の失速状態は、垂直飛行又は垂直着陸への移行が、突然の揚力の発生と一致する降下率が存在する場合、非常に危険であることを意味する。したがって、1つのロータから他のロータへの揚力発生の不一致は、即時のロールモーメントを引き起こし、致命的な結果を引き起こす可能性がある。

上記の危険は、1964年の早い時期に、例えば、「NASA LVT XC−142A Tilt Wingプログラム」のような様々なプログラムによって警告されてきた。このプログラムの望ましくない飛行特性は、チルト翼角が35度から80度の間での不安定性、ディスクの高負荷、過度の洗流、ドライブシャフトによる過大な振動、及び翼のたわみによるドライブシャフトの損傷などの規準を含んでいた。現在の技術時代において、軍はチルトロータの「V−22 Osprey」を利用しているが、これは多くの空気力学的問題を引き起こしている。

テールシッティング(tailsitting)(尾部着座)の乗り物はまた、その設計と機能の改善を必要としている。1950年代からの実験的な「USN Convair XFY Pogo」及び「Lockheed XFV−1」は、垂直離着陸能力を有するテールシッタ(tailsitter)乗り物であった。テールシッタの分類は、乗り物がそのテール(後方)区分で、垂直方向に向いて完全に静止することを意味する。何かにつけ、「Pogo」及び「XFV−1」の両者は、飛行の移行の困難性(特に、高速水平飛行の後の動かない垂直方向への戻り)、機械的な複雑さ、及び安全性への懸念を抱えながら、突風が垂直作動中に大混乱を演じるということで追加の弱点を有していた。静止している間でも、着陸装置システムの狭い設置面積と高い乗り物の重心CG(center of gravity)により、風が強いときにテールシッタ乗り物を転倒しやすくしていた。

作動の飛行機モードとヘリコプターモードについて矛盾する要求が、効果的にバランスが取られている、飛行機とヘリコプターとの作動モード(及びその逆)及びそれらの間の移行での安全な作動が可能な乗り物システムを提供することが、地域内で長年必要とされている。加えて、垂直及び水平の飛行の作動モードの間の移行中に連続的な揚力を得るために、及び後縁部面(trailing end surface)の作動を制御するのに加えて(又はその代わりに)乗り物に取り付けられた他の手段によって、ロール、ピッチ及びヨーを遂行させるために、揚力体の表面上に空気流を提供する推進システムを用いて揚力体を動力付けることによって、乗り物の性能を高めることが非常に望ましい。

米国特許第1,981,700号明細書

米国特許第1,981,701号明細書

米国特許第2,062,148号明細書

米国特許第2,108,093号明細書

米国特許第2,430,820号明細書

米国特許第2,438,309号明細書

米国特許第2,481,379号明細書

従って、本発明の目的は、有効なV/STOL能力を導入することによって、妥協を許さずにバランスの取れた作動及び飛行機とヘリコプターの作動モードの間での安全な移行を実現し得る、飛行エンベロープを向上させた高度な航空乗り物を提供することである。

本発明の別の目的は、短い離陸、短い着陸、垂直の離陸、及び/又は垂直の着陸が可能であり、コンパクトで製造が容易であり、垂直方向及び水平方向の持続する飛行、ホバリング、垂直方向及び水平方向の飛行体制の間で任意の順序で効率的かつ安全な移行が可能であり、静的及び/又は動的なプラットフォームのいずれからも打ち上げが可能であり、そして、離陸及び/又は着陸の間に利用される打ち上げ/着陸ゾーンの表面品質及び/又は地形タイプとは無関係である、頑丈(robust)な航空乗り物を提供することである。

本発明の更なる目的は、実質的に、2つの方法、すなわち、(a)乗り物に対する有用な揚力を提供するべく揚力面積を最大にしつつ、高い迎え角で揚力を創成させ、そして有利な失速性能に達成させるべく、揚力体の恩恵を獲得すること、及び(b)高角度であっても、移行中に揚力体の利用可能な揚力に基づいて推進システムに対する要件を緩和することによって得られる、飛行モードの移行中でのチルト翼及びチルトロータの欠点を解決しつつ、揚力体の概念をスラストベクトル化と併合することに基づくV/STOLが可能な航空機を提供することである。結果として、本システムは、より小さなプロペラシステム又は大径のブレードシステムのいずれかを用いて、持続的な垂直飛行及び安全な移行を達成することができる。

空気力学的に実行可能な揚力体とスラストベクトル化との全体的な融合は、サブシステムの統合とモジュール性を大幅に可能とし、エンドユーザ、特に無人自律乗り物業界において、非常に魅力的な広い作動範囲を提供する。スラストベクトル化は、安定性及び制御性の大部分(又は全て)を提供するが、本発明は、部品点数が最小限の乗り物をもたらし、後縁部面(trailing edge surface)が飛行制御の主要手段として動くことが必要とされないという事実の故に、製造及び/又はエンドユーザにフレンドリなやり方でサブシステムを区画化してしまう。

乗り物の範囲、飛行エンベロープ、全体的な性能、乗り物の重量、許容可能な任務のタイプ、搭載電子機器、及び/又は推進システムに利益をもたらす、推進システムのより少ない動力消費/引き込みをもたらす飛行体制移行中に、本乗り物の揚力発生において、高い効率を達成することも本発明の目的である。

本システムのもう1つの非常に望ましい目的は、テールシッティング乗り物に対して以前に保留された特徴を導入するために、乗り物の揚力体とスラストベクトル化との高度の混成(hybridization)を達成することである。このシステムはテールシッタとして作動することができるが、地面との接触点の周りを伏臥位置に回転するという追加の特徴を有している。あるいは、離陸の際に、伏臥位置から半垂直又は垂直の方向に移行することができる。飛行モードの移行(垂直方向からの又は垂直方向への移行)を遂行する一方、その尾部で休止することができるという乗り物の能力は、過去数十年にわたって試みられたV/STOL設計を悩ましている否定的な(そして壊滅的でもある)偶然な出来事をさらに軽減させる。

さらに、着陸機構/装置として乗り物の作動されるナセルを利用することは、本システムの重要な目的であり、これはまた、翼が揚力体面積の舷側を突き出る場合には、乗り物をその頂面又は底面で伏臥位置に置くことができる。風の方向に面する表面積が最小であるために、乗り物の横方向(翼幅方向)軸線に殆ど又は完全に沿った突風は、乗り物の周りを流れる。

ベクトルスラスト、チルト推進装置、及び着陸装置の統合と同じ線上にある、本システムの別の目的は、伏臥位置にある間に、本乗り物に様々な地上移動モードを提供することである。本乗り物は、そのナセルを回転させ、その推進システムからのベクトル化されたスラストを提供することによって、前方、後方、旋回、及び所定位置において回転して地上走行することができる。運転中、着陸輪が能動的に駆動される場合、本システムは戦車様の操縦及び操作を支援する。代替的には、ナセルの回転のみ(が、その推進システムからスラストを用いずに利用される)なら、本システムは、伏臥のクロール(這動)をするべく改造されてもよい。

上述の目的は、既存のチルト式ロータ/翼の乗り物の非効率性や安全性の問題を克服することができる全く新しいジャンルの乗り物が出現するように、本乗り物において、テールシッタやテザー付飛行デザインの特徴を含んでいる揚力体の概念に全く新しい可能性を追加しながら、(その革新的なステップの中でも)空気力学的に実行可能な揚力体、チルト用ナセル、軽量及びテールシッタの概念の利点を組み合わせることによって可能にされる。

一態様では、本発明は、様々な作動モードにおいて、妥協なく且つ平衡(バランスの取れた)状態での空中、水中及び地形での移動及びそれらの間での安全な移行のための汎用乗り物に向けられている。汎用乗り物は、複数の協働するモジュールからなる揚力体であって、各々が空気力学的に実行可能な輪郭を有する前記揚力体を形成するように構成されている揚力体を含んでいる。

揚力体のモジュールのいくつかは、モジュール式揚力体を形成するために、取外し可能にかつ変位可能に接続されている。揚力体の協働するモジュールは、少なくとも1つのスラストベクトル化モジュールと、スラストベクトル化モジュールに作動可能に結合された少なくとも1つの推進機構とを含んでいる。スラストベクトル化モジュールは、推進機構の位置決め及び作動に影響を及ぼすべく動的に制御され、かくて、乗り物の位置決め及び作動モードの動的な(実質的にリアルタイムでの)制御並びにその作動モード間の移行を達成する。

少なくとも1つ(又はそれ以上)のスラストベクトル化モジュールは、その上に推進機構を担持し、且つ揚力体の側部方向に延在する軸線の周りに回転可能に移動可能なチルト用ナセルのモジュールを含んでいてもよい。

揚力体は、互いに変位可能に接続されたときに、それらの間に内部容積を画定する、軽量で協働する上下の揚力体表面部(殻体)を備えて設計されてもよい。 揚力体はさらに、中央前方モジュールと、中央前方モジュールに結合された後方モジュールとを含んでいる。チルト用ナセルモジュールは、制御された方向の推進機構の対称又は非対称の作動のために、中央前方モジュールの各側部に変位可能に(回転可能に又は並進的に)配置されてもよい。

中央前方モジュール、後方モジュール、及びナセルモジュールのそれぞれは、それぞれの周囲で互いに協働するように輪郭付けられた下側殻体及び上側殻体で形成されてもよく、そして下側及び上側の殻体が接続されたとき、それぞれの内部容積を形成する。内部容積は、ペイロード区画、又は航空電子機器システム、検出システム、武器システム、ナビゲーション及び誘導システム、通信システム、動力システム、エネルギー貯蔵ユニット、ペイロードシステム、ペイロード、推進システム、燃料電池、着陸システム、ドッキングシステム、テザーシステム、飛行支援システム、衝突回避システム、減速システム、飛行終了システム、バラストシステム、浮力システム、機械システム、及び電子機器を含む群から選択される乗り物構成要素を収容するための区画として、利用され得る。

ナセルモジュールは、中央前方モジュールの長さに対応する長さ、又は揚力体の(前縁部から後縁部までの)長さに対応する長さ、並びに中央前方モジュールの長さを超える長さに対応するが、揚力体の長さよりも短い長さを有している。

推進機構は、ナセルモジュールの前端部に配置されてもよく、ナセルモジュールの軸線の周りにチルト可能に変位可能であってもよい。

乗り物は、後方モジュールと作動的に協働して配置された少なくとも1つのスタビライザモジュールをさらに含んでいる。スタビライザモジュールは、後方モジュールの表面に対して垂直、水平、上反角、又は下反角の向きを有することができる。スタビライザモジュールは、後方モジュールに堅固に固定され又は展開可能に取り付けられてもよい。

少なくとも1つのモータが、揚力体モジュールのいずれかに画定された内部区画内に配置されてもよい。例えば、モータは、ナセル内に配置され、そして推進機構に作動可能に結合されてもよい。

推進機構は、反対の渦流場を有する揚力体を覆う気流を発生させるための別の推進機構に対して、逆回転体制で作動すべく動的に制御されてもよい。

スラストベクトル化モジュールによって影響される作動モードは、短い離陸、短い着陸、従来型の離陸、従来型の着陸、外部から支援された離陸、外部から支援された着陸、及びそれらの組み合わせを含み得る。スラストベクトル化モジュールはまた、乗り物のロール、ピッチ及びヨーのモーメントを制御することによって、乗り物の横方向及び/又は縦方向の位置決めを制御するように構成されている。

作動中において、スラストベクトル化モジュールは、乗り物の減速をもたらすために、推進機構によるスラスト力を創成すべく、特定の位置に制御可能に配備されている。

乗り物は、乗り物に取り外し可能に取り付けられる上部構造をその上に担持するべく構成されてもよい。スラストベクトル化モジュールは、上部構造物の放出(及び/又は配送)が必要とされたとき、上部構造物の取外しをもたらす、推進機構からのスラスト力を創成する位置に、制御可能に配備されている。

スラストベクトル化モジュールは、危機的状況における災害を軽減するため、又は意図的に飛行を終了させるために、推進機構が乗り物の少なくとも1つのモジュールに衝突する位置に制御可能に回転されてもよい。

本汎用乗り物は、着陸作動モードが追求されるときに展開可能である着陸装置をさらに含んでいてもよい。

加えて、スラストベクトル化モジュールは、伏臥位置付けされたクロール作動モードを作動させるために、(推進機構の作動を伴わない)一対のチルト用ナセルの交互作動によっての表面操縦性のために構成されている。また、スラストベクトル化モジュールは、飛行中、地形上、準地形上、沈水体上、又はそれらの組み合わせでの運動を含んでいる様々な作動モードにおいて、乗り物を推進するように構成されている。

スラストベクトル化モジュールは、各スラストベクトル化モジュールの推進機構が、2つの方向に回転するように構成されている状態で、時計回り方向及び反時計回り方向に回転するように構成されている。スラストベクトル化モジュールの推進機構は、押し式航空機(pusher)又は牽引式航空機(tractor)として作動することができる。

別の態様では、本発明は、様々な作動モードにおいて、平衡状態での空中、水中及び地形での移動及びそれらの間での安全な移行のための汎用乗り物を作動させる方法である。本方法は、 実質的に空気力学的に輪郭付けられた揚力体を創成するべく輪郭付けられた複数の協働するモジュールを備える揚力体を構成すること、 少なくとも1つの推進機構と作動可能に結合されたスラストベクトル化モジュールとして少なくとも1つの揚力体モジュールを構成すること、及び 乗り物の作動モード、及びその作動モード間の移行を動的に制御するため、推進機構の位置決め及び作動に影響を及ぼすべく、スラストベクトル化モジュールを制御するステップを含んでいる。

主題の方法は、垂直飛行、ホバリング飛行、空挺(on−station airborne)垂直飛行、及び水平飛行、垂直離陸(ここでは、最初の又は最終の休止位置が、揚力体の所定のモジュールの後縁部で休止する垂直位置を含んでいる)、水平方向の伏臥クロール位置(揚力体の所定のモジュールの所定の領域での休止を含んでいる)のいずれかで乗り物を作動させること、及び 離陸及び着陸中に、伏臥クロール位置へ又は伏臥クロール位置から移行させ、並びに揚力体の頂面又は底面のいずれかで、垂直向きから伏臥位置へと移行させるステップをさらに含んでいる。

主題の方法では、作動モードは、固定又は移動のプラットフォームからの解放、発射、捕捉、及び着陸をさらに含み、ここで、プラットフォームは、留め具(hitch)システム、鉤(hook)システム、架台(cradle)システム、レール(rail)システム、網(netting)システム、及びホスト車両に設置されたトレーラのような構造体の少なくとも1つを含んでもよく、前記ホスト車両は、表面、表面下、及び航空、水陸両用、又は海洋の構造体を含んでいる。

本方法は、 モータを、乗り物を飛行させ、乗り物を地形上で推進し、乗り物を流体媒体上で推進し、そして乗り物を流体媒体中で推進するスラストベクトル化モジュールに結合させること、又は、 ナビゲーションシステムを乗り物に連結し、そしてナビゲーションシステムを使用して、飛行中、流体媒体中、又は地形上の乗り物を操縦(navigate)すること、又は、 制御システムを乗り物に連結し、そして制御システムを使用して、飛行中、流体媒体通過中、又は地形上の乗り物を制御するステップをさらに取る。

本方法は、 スラストベクトル化モジュールを多機能の作動スラストモジュールとして構成すること、 揚力体を、少なくとも1つの多機能の中央揚力体モジュール、少なくとも1つの多機能の後方揚力体モジュール、少なくとも1つの多機能の垂直モジュール、及び少なくとも1つの多機能の水平モジュールを備えて構成すること、 多機能のスラストモジュール、中央揚力体モジュール、後方揚力体モジュール、垂直モジュール及び水平モジュールの少なくとも1つに、少なくとも1つの構成要素を内部に又は外部に設置するステップをさらに含み、ここで当該少なくとも1つの構成要素は、ペイロード、武器化、逆測定システム、通信システム、バラストシステム、検出システム、懸架システム、制動システム、緩衝システム、エアバッグ、パラシュート、減速装置、駆動装置、操縦装置、振動装置、着陸装置、充電装置、放電装置、電磁石装置、飛行補助装置、運動補助(locomotion assisting)装置、操縦補助装置、各ドッキングベースへの電気的接続を有するか又は有しないドッキング装置、固着装置(anchoring device)、把持装置、つかみ装置、爪装置、浮動装置、回収装置(retrieving device)、及び取り込み装置、及びそれらの組み合わせを含んでいる群から選択される構成要素を含んでいる。

本方法は、乗り物のモジュールに対する損傷を軽減するために、乗り物を損失軽減モードで作動させることをさらに含んでいる。損失軽減の作動モードは、パイロットトリガ、自律パイロットトリガ、監視者トリガ、センサトリガ、減速トリガ、加速トリガ、レーダトリガ、トランスポンダトリガ、交通制御者トリガ、衝撃トリガ、及びそれらの組み合わせからなる群から選択される機構によってトリガされる。

本方法は、パイロットトリガ、自律パイロットトリガ、監視者トリガ、センサトリガ、減速トリガ、加速トリガ、レーダトリガ、トランスポンダトリガ、交通制御者トリガ、衝撃トリガ、及びそれらの組み合わせからなる群から選択される機構によってトリガされる、飛行終了の作動モードで乗り物を作動させることを、さらに含んでいる。

本方法は、揚力体に補強加工処理(proofing treatment)を施すステップをさらに含んでいる。補強加工処理は、弾丸補強加工、崩壊補強加工、耐爆発補強加工、耐熱補強加工、防火補強加工、及び砂補強加工を含む群から選択されてもよい。

主題の方法においては、複数の推進機構が、ガス又は流体媒体、燃焼、グロー、電気、自己充足型の燃料電池ベースのハイブリッド、ポンプ又は歯車付き推進機構で加速可能なプロペラ、タービン、スラスタ、ファン、及びロケットを含んでいる群から選択され、且つ揚力体の所定の位置に設置され、そして乗り物のロール、ピッチ及びヨーのモーメントを制御するべく位置決めされ作動される。

本方法は、内部の及び/又は外部の質量の移動、及び/又は回転、及び/又は振動によって、横方向軸線、縦方向軸線、又は横方向及び縦方向軸線に沿って乗り物の重心を操作することにより、乗り物の安定性を制御することをさらに含んでいる。

本発明のこれら及び他の目的及び利点は、本特許出願に含まれるさらなる詳細な説明及び図面から明らかになるであろう。

図1Aは、乗り物表面及び推進システムの全てが接続されている1つの実施形態による本航空機システムの斜視図である。

図1Bは、乗り物表面及び推進システムの全てが互いから変位可能である1つの実施形態による本航空機システムの斜視図である。

図1Cは、乗り物表面及び推進システムの全てが互いから変位可能である1つの実施形態による本航空機システムの斜視図である。

図2Aは、図1Aないし図1Cに示された航空機の正面図である。

図2Bは、代替の揚力体の断面構成を示している。

図2Cは、代替の揚力体の断面構成を示している。

図2Dは、代替の揚力体の断面構成を示している。

図2Eは、代替の揚力体の断面構成を示している。

図3Aは、図1Aないし1Cに示された航空機の上面図である。

図3Bは、代替の水平方向スタビライザ構成を有する図1Aないし1Cに示された航空機の上面図である。

図3Cは、代替の水平方向スタビライザ構成を有する図1Aないし1Cに示された航空機の上面図である。

図3Dは、代替の水平方向スタビライザ構成を有する図1Aないし1Cに示された航空機の上面図である。

図3Eは、代替の水平方向スタビライザ構成を有する図1Aないし1Cに示された航空機の上面図である。

図4Aは、図1Aないし図1Cの航空機の側面図である。

図4Bは、代替の垂直方向スタビライザ構成を有する図1Aないし1Cの航空機の側面図である。

図4Cは、代替の垂直方向スタビライザ構成を有する図1Aないし1Cの航空機の側面図である。

図4Dは、代替の垂直方向スタビライザ構成を有する図1Aないし1Cの航空機の側面図である。

図4Eは、代替の垂直方向スタビライザ構成を有する図1Aないし1Cの航空機の側面図である。

図5Aは、スラストベクトル化能力を有する本航空機の実施形態の斜視図である。

図5Bは、代替の実施形態のスラストベクトル化能力を有する本航空機の実施形態の斜視図である。

図5Cは、代替の実施形態のスラストベクトル化能力を有する本航空機の実施形態の斜視図である。

図5Dは、代替の実施形態のスラストベクトル化能力を有する本航空機の実施形態の斜視図である。

図5Eは、代替の実施形態のスラストベクトル化能力を有する本航空機の実施形態の斜視図である。

図6Aは、全方向性ナセル作動能力を有する本航空機の実施形態の斜視図である。

図6Bは、代替の実施形態を備える全方向性ナセル作動能力を有する本航空機の実施形態の斜視図である。

図6Cは、代替の実施形態を備える全方向性ナセル作動能力を有する本航空機の実施形態の斜視図である。

図6Dは、代替の実施形態を備える全方向性ナセル作動能力を有する本航空機の実施形態の斜視図である。

図7Aは、ナセルシステムの多機能性を示している図である。

図7Bは、ナセルシステムの多機能性の詳細を示している図である。

図7Cは、ナセルシステムの多機能性の詳細を示している図である。

図7Dは、ナセルシステムの多機能性の詳細を示している図である。

図7Eは、ナセルシステムの多機能性の詳細を示している図である。

図7Fは、ナセルシステムの多機能性の詳細を示している図である。

図7Gは、ナセルシステムの多機能性の詳細を示している図である。

図7Hは、ナセルシステムの多機能性の詳細を示している図である。

図7Iは、ナセルシステムの多機能性の詳細を示している図である。

図8Aは、ナセルシステムに関するペイロードアプリケーションの一例の詳細図を示している。

図8Bは、ナセルシステムに関するペイロードアプリケーションの一例の詳細図を示している。

図8Cは、ナセルシステムに関するペイロードアプリケーションの一例の詳細図を示している。

図8Dは、ナセルシステムに関するペイロードアプリケーションの一例の詳細図を示している。

図8Eは、ナセルシステムに関するペイロードアプリケーションの一例の詳細図を示している。

図8Fは、ナセルシステムに関するペイロードアプリケーションの一例の詳細図を示している。

図9Aは、作動されるナセルが配備された安全装置とともに示されている、本システムの乗り物の実施形態を示している。

図9Bは、作動されるナセルが配備された安全装置とともに示されている、本システムの乗り物の実施形態を示している。

図10は、推進システムの一実施形態を示している図である。

図10Bは、推進システムの代替の実施形態を示している図である。

図10Cは、推進システムの代替の実施形態を示している図である。

図10Dは、推進システムの代替の実施形態を示している図である。

図10Eは、推進システムの代替の実施形態を示している図である。

図11は、設置された表面/延長部を有する本システムの一実施形態の斜視図である。

流体の流れを操作する方法の代替の実施形態を示している図である。

流体の流れを操作する方法の代替の実施形態を示している図である。

図13Aは、本乗り物の重心を操作する方法の代替の実施形態を示している。

図13Bは、本乗り物の重心を操作する方法の代替の実施形態を示している。

図14Aは、空気力学的性能、乗り物安定性、及び/又は乗り物制御を操作することができる本システムの代替の実施形態を示している。

図14Bは、空気力学的性能、乗り物安定性、及び/又は乗り物制御を操作することができる本システムの代替の実施形態を示している。

図15は、係留された構成を利用する本システムの一実施形態を示している。

図16Aは、着陸表面及びテール着座能力との乗り物の相互作用の異なるモードの一代表例である。

図16Bは、着陸表面及びテール着座能力との乗り物の相互作用の異なるモードの一代表例である。

図16Cは、着陸表面及びテール着座能力との乗り物の相互作用の異なるモードの一代表例である。

図16Dは、着陸表面及びテール着座能力との乗り物の相互作用の異なるモードの一代表例である。

図16Eは、着陸表面及びテール着座能力との乗り物の相互作用の異なるモードの一代表例である。

図17Aは、翼幅方向のヒンジ線に沿う前部及び後部区分の回転を包含している本乗り物の代替の実施形態を示している。

図17Bは、翼幅方向のヒンジ線に沿う前部及び後部区分の回転を包含している本乗り物の代替の実施形態を示している。

図17Cは、翼幅方向のヒンジ線に沿う前部及び後部区分の回転を包含している本乗り物の代替の実施形態を示している。

図17Dは、翼幅方向のヒンジ線に沿う前部及び後部区分の回転を包含している本乗り物の代替の実施形態を示している。

図17Eは、翼幅方向のヒンジ線に沿う前部及び後部区分の回転を包含している本乗り物の代替の実施形態を示している。

図18Aは、オーバーサイズの組み合わさるプロペラを有する本乗り物の代替の実施形態を示している。

図18Bは、オーバーサイズの組み合わさるプロペラを有する本乗り物の代替の実施形態を示している。

図18Cは、オーバーサイズの組み合わさるプロペラを有する本乗り物の代替の実施形態を示している。

図18Dは、オーバーサイズの組み合わさるプロペラを有する本乗り物の代替の実施形態を示している。

図18Eは、オーバーサイズの組み合わさるプロペラを有する本乗り物の代替の実施形態を示している。

図19は、揚力体から解放された着陸装置を含んでいる本システムの実施形態を示している。

図20Aは、図20Bないし図20Dに示される3つの移動発射体の実施形態によって支持される静止発射/地上構造体示している。

図20Bは、移動発射体の一実施形態を示している。

図20Cは、移動発射体の一実施形態を示している。

図20Dは、移動発射体の一実施形態を示している。

図21は、ナセルを交互に作動させることによって伏臥してクロールしている本乗り物の一連の位置を示している。

図22は、地形から流体媒体への飛行に移行している、本システムの伏臥してクロールしている実施形態を示している。

図23Aは、海洋用途に適合された本システムの一実施形態を示している図である。

図23Bは、海洋用途に適合された本システムの他の実施形態を示している図である。

図24は、提供されたスラストによって地上走行可能な本システムの車輪付きの実施形態を示している。

図25は、離陸滑走(roll−out)中の本システムの車輪付きの実施形態を示している。

図26Aは、図1Aないし1Cに示された航空機に関する本システムの実施形態を示し、表面作動用の追加の流体スラスタを備えている。

図26Bは、図1Aないし1Cに示された航空機に関する本システムの実施形態を示し、水中作動用の追加の流体スラスタを備えている。

図27Aは、追加して設置された流体スラスタを備える作動ナセル概念に関する本システムの実施形態を示している図である。

図27Bは、追加して設置された流体スラスタを備える作動ナセル概念に関する本システムの実施形態を示している図である。

図27Cは、追加して設置された流体スラスタを備える作動ナセル概念に関する本システムの実施形態を示している図である。

図28Aは、流体ジェット/スラスタが後部揚力体区分に取り付けられている、本発明のシステムの一実施形態を示している。

図28Bは、流体ジェット/スラスタが後部揚力体区分に取り付けられている、本発明のシステムの他の実施形態を示している。

図29は、補助乗り物の配備能力を備える実施形態を示している図である。

図30は、人又は動物を運ぶために適合された実施形態を示している。

現在の航空機の設計では、乗り物の有効性と汎用性は、乗り物のサブシステムとその機能横断性の組み合わされた統合によってもたらされる。対象システムの設計及び作動の基礎を成す概念は、排他的に専用の機能を有するサブシステムの使用に限定されず、むしろ複数の機能システムを使用することが可能である。例えば、提案される実施形態のいくつかは、スラストベクトル化ナセルを着陸装置及び/又は積載部と組み合わせている。乗り物本体は、主な揚力発生及び航空電子/ペイロード区画化用、揚力体の後縁部、及び水平及び垂直方向のスタビライザ、及び/又は後部の乗り物本体として機能し、及びまた、着陸装置としても機能する。

本発明の航空機は、無人航空システムとして使用される場合、限定はされないが、セキュリティ監視、危機緩和、災害救助、科学的感知、研究のための感覚プラットフォーム及び他のサブシステムの開発、運輸、積載物の配送、通信、その他の平時又は戦時の任務のような種々の最終消費者の必要を満たすべく、用いられ得る。

以下の説明は、一例として、無人航空機システムが詳述されて、本システムの好ましい実施形態を提示している。しかしながら、本発明は、居住する(有人の)航空機にも適用することができる。

揚力体に対しての主要なシステム及び/又は修正の作動体制が提示されて、補完され完全に固定された航空機構成(乗り物の揚力体の全体が非作動であり、製造中に対象の設計に従って組み立てられている)を有している例示的な基本モデルが、図1Aに提示されている。一例として、特定の推進装置がここでは記載されている。しかしながら、本システムで考えられている推進システムは、複数の又は対の、又は単一ユニットのいずれか、任意の羽根数を有する、逆回転を伴う又は伴わない、中心付けられている又はオフセットされている、任意の直径及び/又は捻れ/ピッチ、本体及び/又はポッド及び/又はナセル及び/又は先端に取り付けられる、固定して取り付けられ及び/又は作動が可能である、直列及び/又は並列に取り付けられる、対称又は非対称に取り付けられる、及び/又は牽引機(tractor)(プーラー(puller))及び/又は押し機(pusher)として構成されるプロペラ、タービン又はファンをさらに含んでもよい。

図1Aないし図30は、本発明の一実施形態による本航空機システム10を示し、本航空機システム10は、前側前縁部18を左右の腹側の後縁部20及び22にそれぞれ接続する空気力学的揚力形状を形成するように輪郭が描かれた、前区分(モジュール)14及び後区分(モジュール)16を備えて構築される揚力体12を含んでいる。揚力体12はまた、左側の水平面26及び右側の水平面28に輪郭付けられた本体の翼幅の後縁部24に輪郭付けられている。

前区分14は、左側のナセル30及び右側のナセル32を有している。航空機システムはさらに、一対のロータ34及び36を含んでいる。左ロータ34は左プロペラ38を駆動し、右モータ36は右プロペラ40を駆動する。

左側の垂直面42及び右側の垂直面44が、本体の翼幅後縁部24に形成され、航空機システム10の尾部又は尾翼アセンブリを構成している。水平方向の前縁部46(左)と前縁部48(右)が、揚力体12の後区分16に形成されている。図1ないし図3に示されるように、垂直方向の後縁部20、22と水平方向の前縁部46、48との間にそれぞれ構成された移行部が存在している。

航空機システム10は、水平方向(典型的な飛行方向である)に沿って延在する中心水平方向軸線(中心線)50を基準にして対称な形状を有している。以下、中心線50は基準弦線と称される。他の全ての弦線の参照線は、基準の弦線50に平行に走っている。翼幅方向の線52は、基準弦線50に対して直交して延びており、航空機10の左側部と右側部の間に渡っている。

乗り物本体12は、複数の揚力体モジュールを備えて設計されてもよい。図1Aないし1Cに示されるように、前方本体モジュール14と後方本体モジュール16とは、互いに対し取り外し可能に接続されてもよい。複数の他のモジュールが、揚力体12の任意の向き及び位置において、任意の区分面又は区分湾曲によって創成されてもよい。

揚力体モジュールは、各々が他に対し接続されたとき、揚力体12のための空気力学的形状を創成するように輪郭付けられている。

揚力体12は、それらの周囲部で互いに対して接続可能な低重量剛性構造体である、下側殻体13及び上側殻体15(図1Bに示されている)から製造されてもよい。

同様に、全ての揚力体モジュール(前方中央モジュール、後方モジュール、ナセルモジュール)は、図1Cに示されるように、対応する下側及び上側の殻体19、21からそれぞれ形成されてもよい。

任意の所与の揚力体モジュールは、乗り物構成要素23の少なくとも1つ又は任意の複数を収容することができ、この乗り物構成要素23は、航空電子機器、ナビゲーション及び誘導システム、安全システム、通信システム、検出システム、推進システム、機械システム、動力システム、武器、爆発物、着陸装置、ドッキングシステム、燃料タンク、燃料電池、ペイロード、電子機器、及びMEMを、別々に、又は任意の組み合わせで含んでいる。

図2Aは、別の揚力体の断面構成が図2B、2C、2D及び2Eに図解されている、図1Aないし図1Cに示されている航空機10の正面図である。図2Bは、揚力体12の側部58と60との間に延びる垂直方向軸線54及び水平方向軸線56を中心とする小さな突起を図解している。図2Cは、如何なる突出部をも含まないクリーンな断面を示している。図2Dは、垂直方向軸線54及び水平方向軸線56からオフセットされた突起を示している。図2Eは、垂直方向軸線54及び水平方向軸線56からオフセットされた、断面内の凹部を示している。対称的である、非対称的である、水平方向又は垂直方向の軸線のいずれかに中心付けられているか又はオフセットされているか、如何なるサイズか、如何なる形状か、又は上に提示された特徴の如何なる組み合わせの突起又は凹部を特徴とする特徴を含んでいる複数の任意の特徴を有する任意の複数の断面が、これに限定されないが、本システムの設計において考慮されている。揚力体の断面の厚さ及び幅は、一般に、揚力体の断面の位置及びそれらの角度に依存する可変パラメータである。

図3Aは、図3B、3C、3D及び3Eに提示される代替の水平スタビライザを備える、図1Aないし図1Cに示された航空機10の上面図である。図3Bは、全体の翼幅が航空機本体12の最大翼幅よりも短い水平スタビライザ62を示し、図3Cは、全体の翼幅が航空機本体の最大翼幅よりも大きい水平スタビライザ62を示し、図3Dは、後退された水平スタビライザシステムを示し、そして、図3Eは、空気力学的性能及び乗り物の機能性を高めるように構成された水平スタビライザ先端(チップ)64を示している。

図3B〜図3Eに示されているスタビライザの詳細は、構成の4つの例を示しているに過ぎず、本発明の設計においては、水平スタビライザ62の形状は、これらに限定されないが、前縁部スイープの有無、後縁部スイープの有無にかかわらず、恒久又は変化する弦長、厚み及びスイープを有し、コーナのすみ肉の有無、コーナの面取りの有無、揚力体に設置されている剛性で、膨張可能、交換可能、展開可能な翼形断面の有無、上反角又は下反角の有無にかかわらず、対称又は非対称であり、又はそれらの任意の組み合わせの構成を含んでいる、他の変形例が考慮される。

左側の垂直スタビライザ42と右側の垂直スタビライザ44との間の距離は、図3Aに示されるように、完全に翼幅の線の長さと、航空機が単一の中心合わせされた又はオフセットされた垂直スタビライザを有するゼロ距離との間で変化してもよい。

図4Aは、代替的な垂直スタビライザの構成が図4B、4C、4D及び4Eに提示されている、図1Aないし図1Cに示された航空機の側面図である。図4Bは、円形状を有する垂直スタビライザ66を示し、図4Cは、前縁部及び後縁部のスイープを有する垂直スタビライザ66を示し、図4Dは、非対称で、丸みを帯びて後ろに掃引された垂直スタビライザ66を示し、そして、図4Eは、くぼんだ尾輪を有し、後ろに掃引された硬いコーナの垂直スタビライザ66を示している。

図4Bないし図4Eに提供された詳細図は、垂直スタビライザ66の4つの例示的な代替の構成のみを示し、これらに限定されないが、垂直スタビライザの形状が、前縁部スイープの有無、弦長及び/又は厚みにおいて一定又は変化する後縁部スイープの有無、コーナのすみ肉の有無、コーナの取りの有無、一体的な車輪又はキャスタ車輪又は着陸装置の有無、揚力体に設置されている剛性で、膨張可能、交換可能、展開可能な翼形断面の有無、上反角又は下反角の有無にかかわらず、対称又は非対称であり、又は上に列挙されたものの任意の組み合わせである実施型を含む変形例もまた、本航空機システム10の精神内に含まれることに留意することが重要である。

図5Aは、1つ又は2つのチルト用ナセルのモジュール70、72を、揚力体12に設けることによって達成されるスラストベクトル化能力を有する、本航空機システム10の好ましい実施形態の斜視図を示している。

図5Aないし図5Eに示される実施形態によれば、航空機の揚力体12は、上下にピッチング可能な左側のナセルモジュール70と、上下にピッチング可能な右側のナセルモジュール72とを含んでいる。ピッチング作動が、一致して、又はお互いに独立して生じ得るように、少なくとも1つのナセルチルト用機構が、右側のナセルモジュール72を前方中央の本体モジュール74に接続させ、そして、少なくとも1つのナセルチルト用機構が、左側のナセルモジュール70を中央のモジュール74に接続させている。

図5Aに概略的に示されるナセルのチルト用機構75は、全体的にチルト用ナセルモジュール70、72内に収容されていてもよく、又は全体的に前方中央のモジュール74内に収容されていてもよい。また、ナセルのチルト用機構75の構成要素は、ナセルモジュール70、72の内側に、そして前方中央のモジュール74の内側に埋め込まれていてもよく、コントローラシステム77の制御下でのそれらの協働機能が、少なくとも1つ以上のチルト用ナセル70、72の作動、回転、又は作動及び回転運動の組み合わせを生じさせる。コントローラシステム77はまた、ナセルモジュール70、72、前方中央のモジュール74内に画定された内部容積を占有してもよく、又はシステム全体に広げられていてもよい。

前方中央のモジュール74及び後方の本体モジュール16は、互いに接続され、そして、左側のナセルモジュール70及び右側のナセルモジュール72がそれぞれ回転軸線76、78の周りで作動又は回転する自由を許容してもよい。

左側のナセルモジュール70及びその端面82並びに右側のナセルモジュール72及びその端面84は、以下の段落で詳述されるように多目的構造体である。

図5Aないし図5Eは、一例として示しているが、追加の非対称なナセル型を有する対称な左右のナセル構成、又は独立した又は依存する展開機構を有する構成も、本システムにおいて考えられている。

図5Bは、図5Aの立側面図であり、ここでは、本航空機システム10が、休止状態(以下、伏臥位置と呼ぶ)で示されている。この実施形態では、少なくとも1つのナセル70が、乗り物本体12に対してピッチするように作動され、その端面82(翼幅の線52に沿って又はその近傍に走っている)が接触点又は着陸装置として働くことができる。

代わりに、ナセルは、図5D〜5Eに示されるように、任意の弦長に及ぶことができる。全ての実施形態は、さらなる段落で詳述されるような追加の機能性をも有し得る、少なくとも1つ以上の作動ナセルを含んでいることに留意することが重要である。

また、図5C〜図5Eは、図5Aに示された実施形態と同様にスラストベクトル化を可能にする代替のナセル作動構成の代表例である。図5Cは、ピッチ用のナセルモジュール70、72(揚力体12の各側部に1つ)を備えた実施形態を示している。図5Cに示された実施形態において、その側部の固定の水平スタビライザ62及び垂直スタビライザ66は、ナセルと共にはピッチしない。

図5Dは、揚力体12の各側部のピッチ用ナセル70、72が、完全な翼弦線の長さに及び、そしてその側部の固定された水平及び垂直のスタビライザ62、66がナセルと共にピッチする実施形態を示している。

図5Eは、垂直スタビライザ66の間の乗り物10の本体区分86がまた、ナセルの作動と共に展開する、図5Dに示されたシステムの変形例である。図5Eに示される実施形態は、2つの独立したナセル部分70、72が要求に応じて一体化するか、又は独立して実行するべく要求に応じて切り離されるように、相互に堅固に係合する能力を有することができる。

図6Aは、無指向性のスラストベクトル化のナセルシステムを備える本乗り物10の斜視図である。図6Bは、図6Aに示されたシステムの上面図である。そして、図6Cは、図6Bからのカットオフであり、少なくとも1つ以上のナセル90、92を示している。ナセル90、92の作動は、ナセル90、92に旋回用ナセルヘッド94、96を設け、そしてナセルヘッドが軸線98の周りに旋回するべく作動させることによって達成される、全方向性機能を提供する。加えて、ナセル90、92のベース100は、軸線102の周りに回転するべく作動されてもよい。

代替として、図6Dに示されるように、旋回用ナセル104と固定のナセルベース106との間に、ボールジョイント形式の連結体を使用することによって、同様の無指向性スラストベクトル化能力が提供される。

図7Aは、少なくとも1つ(又はそれ以上)の多機能チルト用ナセル110を備える、図5Bに示された実施形態の等角図である。図7Bないし図71は、ナセル(又は複数のナセル)110に取り付けられる様々な装置が設けられているチルト用ナセル110の通常の図及び斜視図をそれぞれ示しており、その属性は、限定はしないが、感覚能力の有無、データ収集能力の有無、エネルギー吸収装置の有無、操縦又は操作性機能の有無、飛行増強能力の有無、地面、他の構造物、他の乗り物、又は他の外部システムへの相互作用又は接続性の有無、他の構造物、装置又はシステムへのドッキング能力の有無にかかわらず、固定され、展開可能であり、作動され、格納可能であり、内部又は外部に取り付けられ、後部のナセル面又は他のナセル面に取り付けられ、後部のナセル面又は他のナセル面の外に延在し、受動又は被駆動(動力付けられ)の属性、又は前に列挙された属性の任意の組み合わせを含むことができる。

図7Bは、格納式着陸パッドシステム112を備えたチルト用ナセル110を示している。図7Cは、意図された接触面との相互作用のために、表面処理されていてもいなくてもよい、密閉された後部のナセル後面114を示している。図7Dは、ナセル110の後面114を越えて延在する、展開された着陸装置台車116を備えたチルト用ナセル110を示している。図7Eは、ナセル110の後面114を越えて延在する、固定された、差し込まれた車輪118を備えたチルト用ナセル110を示している。図7Fは、ナセル110の後面114から伸びる爪状の把持/引っ掛け/投錨システム120を備えたチルト用ナセル110を示しており、ナセル110は、例えば、(限定されないが)乗り物を固定するのに使用することができ、試料110又は地上サンプル110を採集することを含んでいる。図7Gは、後面114を通過してナセルの周りに延在し、限定はされないが、捕獲具、空中鉤、又は着陸用そりとして機能する鉤延長部122を備えたチルト用ナセル110を示している。図7Hは、動力付け及びデータ接続ポート124を特徴とする後部のナセル後面114を示し、図71は、ナセル110の上側面128及び下側面130のみならず、後面114の周りに延在する戦車の軌道スタイル装置126を備えたチルト用ナセル110を示している。チルト用ナセル110に取り付けられ、任意の他の物体又は表面と接触又は相互作用する任意の付属物又はシステムは、これらに限定されないが、懸架、減衰、検出、感知、旋回、操作、収集、腰掛け、ドッキング、及び操縦を含む特徴をさらに備え得ることに留意することが重要である。

図8Aないし図8Fは、図7Aに提示された少なくとも1つ以上の作動されるナセル、及び図7Bないし図71に示されたその実施形態のためのさらなる推奨ペイロードの機能性を示している。図8Aは、航空電子機器、安全システム、通信システム、推進システム、機械システム、動力システム、燃料タンク、燃料電池、又は他の一般的なペイロード又は電子機器のような、多数のシステムを収容するために意図されている、区画136を備えて形成された改造ナセルモジュール134を示している。

図8Bは、ナセル134に形成された区画に、連続/順次方式で装填される、例えば3つの収容ボックス140のペイロード配送を可能にする、ペイロード展開システム138を備えて構成されたナセル134を示している。

図8Cは、例えば、管状のペイロード144用に輪郭が付けられている、複数のペイロード区画142を示している。しかしながら、区画は他の任意の形状であってもよく、平行に又は直列に延びていてもよい。

図8Dは、ナセル134の表面128に設置された外部ペイロード配備システム146(又はペイロードのハードポイント)を備えたナセル134を示している。図8Eは、ペイロード区画136が作動ゲート(表面)148によって露出されるナセル134を示している。

図8Fは、例えば、直列及び並列のペイロード配送(図8B)、内部の(図8A、8B、8E)及び外部の区画化(図8E)のような、いくつかの前述の実施形態からの特徴と埋め込まれたペイロードのハードポイントを露出させるべく作動されるペイロードレシーバ(又はカートリッジ)152を含んでいる、多段の配送機構150とを混ぜ合わせるナセルのペイロード区画136を備えたナセル134を示している。

図9A‐図9Bは、少なくとも1つ(又はそれ以上)の作動されたナセル156が安全装置158を展開させた、本乗り物10の2つの実施形態を示している。図9Aは、飛行終了シーケンスが関与し、損傷緩和が望ましい危機状況における本航空機10の実施形態を示している。図9Aに示されているように、乗り物10は、少なくとも1つ(又はそれ以上)の推進装置160が、乗り物10の少なくとも1つ(又はそれ以上)の構成要素と破壊的に係合されるように回転された、作動されたナセル156を有している。この状況では、衝突時のエネルギー伝達を緩和するために、少なくとも1つ(又はそれ以上)のエアバッグ式又はエネルギー吸収装置158が展開している。エネルギー吸収装置158は、空気/ガスで膨張されているなら、着水の場合に浮力を提供し得る。図9Bは、飛行終了のシナリオが生じる本乗り物10の別の実施形態を示している。図示のように、少なくとも1つ以上のパラシュート162(又は他の減速装置)を利用する制御された降下が作動される。

また、図10Aないし図10Eは、推進システムの様々な構成及び作動方法のうち5つの代替実施形態を示している。図10Aは、推進システム166がナセル170の本体168に取り付けられている対象システム10を示している。スラストベクトル化能力は、作動ナセル170に対応して展開する。

図10Bは、覆われた(すなわち、ダクト内にある)ナセルモジュール174に取り付けられた推進システム172を備える主題のシステムを示しており、そのスラストベクトル化能力は作動ナセルと共に展開する。図10Bにおいて、シュラウド(又はダクト)の後縁部176は、この実施形態が伏臥位置にある間に休止し得るための着陸装置として付加的に機能することができる。

図10Cは、複数の推進装置184を備えるマルチ推進機構182を備えたナセル180を示している。マルチ推進機構182は、ナセル180の移動によって作動される。図10Cに示されている実施形態においては、ナセルの配備に合わせて独立した作動タイミングを有する、任意の数の推進装置184が、航空機10に設置されてもよい。推進装置184をナセル180に接続する支持構造186は、更なる自由度を可能にするように、回転又は平行移動することができる。

図10Dは、概して、乗り物の運動と整列されていない方向に取り付けられている少なくとも1つ以上の推進装置184、188を備える対象システム10を示している。推進装置184は、チルト用ナセル180に取り付けられてもよい。代わりに、推進装置188が、固定された又はスラストベクトル化された、中心化された又はオフセットされた揚力体12に埋め込まれ、乗り物10の操縦性又は流体中における安定した位置決めを含む他の種類の安定性及び制御の操作のために利用されてもよい。

図10Eは、揚力体12の区分194に対して共に結合されているナセル190を、回転させることができる本体区分192を有する共結合のナセル190を示している。図10Aないし図10Eに示されている実施形態は、ナセルに搭載された推進装置を示しているが、推進装置は、少なくとも1つ以上のナセル、揚力体区分、又はそれらの任意の組み合わせにおける他の場所に設置されてもよいと考えられる。

図11は、少なくとも1つ以上のナセルモジュール200上に配置された少なくとも1つの(又はそれ以上の)表面延長部198を備えている、対象航空機10のさらに別の実施形態の斜視図を示している。表面の延長部198及び延長部202の取り付け方法は、これらに限定されないが、固定され、作動され、展開可能、取り外し可能、又は投棄可能な延長部を含み得る。表面延長部198、202は、乗り物10の空気力学、安定性、可制御性(又はそれらの任意の組み合わせ)を制御するために使用されてもよい。表面延長部198、202はまた、少なくとも1つ以上のペイロード、ハードポイント、センサ、他の装置、他のサブシステム、他のドッキング機構、又はそれらの任意の組み合わせと協働して作動することもできる。

また、図12A‐図12Bは、本システムにおける流体の流れを操作する方法の2つの例示的な実施形態を示している。図12Aは、少なくとも1つ以上の表面スキンマニピュレータ206が利用される実施形態を示している。この実施形態では、スピードブレーキタイプの表面206が一例として示されているが、空気流体の流れを制御する他の配列が用いられてもよく、これは、ナセル又は揚力体の表面を取囲んでいる空気力学的流れ又は境界層流れをさらに操作するであろう展開された表面スキンマニピュレータ(受動的又は作動的)を含んでいる。スキンマニピュレータ装置206は、これらに限定されないが、スキンの粗面化、微細構造化、ブリスタリング(blistering)、アンジュレーション(undulation)、くぼみ、スリット、スロット、ステップ、及び他の渦発生装置を含んでいる。

図12Aはまた、他のサブシステム又はセンサを露出させる少なくとも1つ以上のドア208を示している。

図12Bは、エネルギーが乗り物の周囲の境界層の他の任意の位置に注入され得るように、少なくとも1つの(又はそれ以上の)内部ダクト210が、前縁部の流れを乗り物の別の部分にほとんど移動させる、本航空機システム10の実施形態を示している。さらに、周囲の流体にエネルギーを注入することができる方法には、ダクトによる流れの活性化、換気、吸引、振動、加熱、冷却、及びMEM(マイクロ電気機械システム)の組み合わせが含まれるが、これらに限定されない。

また、図13A‐図13Bは、本乗り物システム10の重心を操作する方法の2つの実施形態を示している。図13Aは、乗り物の安定性、制御性又は両者を操作するべく、重心が横方向にシフトすることができるように、少なくとも1つの翼幅方向のキャビティ(又はガイド)210が内部質量(又はバラスト)212の翼幅方向の移動を可能にする実施形態を示している。翼幅方向シフト用の質量システム214は、少なくとも1つ以上のペイロード及び/又はサブシステムの投棄のせいで可能な非対称質量分布のバランスをとるために、さらに使用されてもよい。

図13Bは、乗り物の安定性を制御するべく、重心が長手方向にシフトするように、翼弦方向のキャビティ又はガイド216が内部質量218の翼弦方向の動きを許容する本航空機システム10の実施形態を示している。翼弦方向にシフトする質量システム220は、少なくとも1つ以上のペイロード及び/又はサブシステムの投棄のせいで可能な非対称質量分布の逆バランスをとるのに加えて、垂直方向及び水平方向の作動モード間の移行における助けのためにさらに使用されてもよい。

また、図13A‐図13Bは、単一のガイド210及び216を示している。しかしながら、任意の方向に設置されている1つ又は複数の質量を含んでいる複数のガイドは本システム内であると考えられている。これは、重心管理サブシステムを提供することができ、所望の結果を達成するために、移動質量又は質量体212、218に任意の自由度を提供することができる。

また、図14A‐図14Bは、空気力学的性能及び機体安定性を更に制御することができる本航空機システム10の2つの実施形態を示している。図14Aは、1つ(又はそれ以上)の腹部の後縁部表面アクチュエータ222を示し、これにより、揚力体のキャンバー(上反り)及び翼幅を制御することができる。図14Bは、水平方向表面の前縁部228の翼幅に沿って延在することができ、腹部の後縁部226に沿って収容される布地又はメッシュであってもよい、1つ又は複数の固定の又は展開可能な膜224を示している。このような装置は、標準的な翼弦線に対して対になって対称的にさらに設置され得ることに注意することが重要である。

図15は、乗り物12がテザー230を介して、空中、地上、水陸両用、又は海洋の固定又は移動接続点232に接続されている本航空機システム10の実施形態を示している。テザー230は、構造的な荷重支持テザー構造に加えて、電気、光ファイバー、他の信号伝達部品、又はそれらの任意の組み合わせを担持することができる。テザー接続部234は、接続部234が係合能力及び係合解除能力を有するように、その任意の位置に配置されてもよい。

繋ぎ合わせられた操作方法は、命令による飛び去りのためにテザーを係合解除するという追加の利点を有する繋ぎ飛行能力を可能にする。さらに、少なくとも1つ以上のテザー230が、乗り物12によって搬送されている少なくとも1つ以上の牽引対象物232に接続されてもよい。牽引される対象物232は、ネット、バナー、旗、ターゲット、取り込み装置、又は他の乗り物などのペイロードの単数又は複数、又は組み合わせを含み得る。

また、図16Aないし図16Cは、着陸面236と乗り物との相互作用に関連する多くの例示的な実施形態を示している。具体的には、図16Aないし図16Cは、スラストベクトル化ナセル238が乗り物の向きを制御している間、尾部の着座用尾翼が着陸面226とどのように協働するのかを示している。図示されているように、図16Aないし図16Cにおいて順に捉えると、離陸遷移が観察される。伏臥位置への着陸遷移も観察される。図16Bは左遷移に向かう優先傾向を示しているが、乗り物10は、揚力体のいずれかの側面上で、垂直方向に、又は垂直方向から遷移する能力を有していることに留意することが重要である。

図16Dは、回転されたナセル238から入れ子式に解放された少なくとも1つの入れ子式着陸装置240を示しており、それは、例えば、乗り物10を、表面の傾斜又は不均一に順応する所定の暫定角度で保持し、垂直方向への、又は垂直方向からの、又はそれらの組み合わせの遷移において支援する。入れ子式の着陸装置240は、例えば、運転、保守、乗り物周囲の感知、又はそれらの組み合わせを容易にするために、望ましい角度に乗り物を保持するためにさらに利用されてもよい。

図16Eは、少なくとも1つ以上の着陸装置の付属物242が、乗り物10の他の部分に配置され得る実施形態を示している。例えば、着陸装置の付属物は、乗り物の揚力体12から、後部区分244から、又はその両方から延在することができる。着陸装置の付属物242は、展開能力、格納能力、作動、剛性又は投棄の能力の任意の組み合わせの属性を備えていてもよい。

図17Aは、固定の尾部区分246を有する本航空機システム10の上面図を示している。また、図17Bないし図17Eは、代替的に作動される後方の本体部分の表面を示している。図17Bは、後方の揚力体250から出ている全移動用の水平面248を示している。図17Cは、前方の揚力体部分256に接続され、翼幅方向のヒンジ線254a、254bの周りにそれぞれ作動される分割された後方部分(252a及び252b)を示している。

図17Dは、ヒンジ線254a、254bの周りに垂直面をも旋回させる全移動用の水平面258a、258bを示している。

図17Eは、前方の本体部分256と後方の本体部分252を互いに対して回転可能に連結する翼幅方向のヒンジ線254を示している。図17C及び図17Eに示されている翼幅方向のヒンジ線回転は、全体的な乗り物のキャンバー操作を可能にするということに留意することが重要である。翼幅方向に沿った追加の本体区分の区画はまた、本乗り物10の更なる湾曲操作をも可能にするために考えられている。

図18Aは、対象システム10の多翼推進の実施形態を示し、その作動は、互いに衝突しないようにオーバーサイズのプロペラ260を絡み合わせることを含んでいる。図18Bは、作動システム264を介してナセル262に取り付けられている推進システム260を示している。推進システム260は、プロペラの中心軸線266に沿って平行移動し、受動的でも被駆動的でもよい。

図18Bに示されているように、作動システム264は、推進アセンブリ260の全体がプロペラ交絡面の前方又は後方に移動することを許容する、減衰及び懸架システム266を備えている。このようにして、所与のプロペラ260のRPMが交絡しているRPMと同期しない場合、推進アセンブリは、プロペラの衝突を回避するために、面を離れて、前方又は後方に平行移動する。

図18Cは、より大きな絡み合いプロペラシステム260と直列に設置されたより小さなプロペラ270を示している。両方のプロペラ260、270は、ナセル262上の同じ中心スラスト軸線266に沿って設置されている。「子供」プロペラ270は、駆動されてもよいし、回転が自由であってもよく、追加のスラスト源、スラストバランスを操作することができる寄生的抗力装置、ヨー又はロール又はピッチの任意の組み合わせ制御、動力を発生することができる補助動力装置、直列の大型プロペラのRPM操作又はヘリカルプロペラ洗浄操作、又はそれらの任意の組み合わせのような、様々な作動モードで利用されてもよい。

図18Dは、両側の推進ナセル262を接続する推進ヨーク(くびき)システム272を創成する前方乗り物区分を示している。ヨークシステム272は、ナセル262の取り付けを統一された運動に制限する。ヨークシステム272は、後方への揚力体区分276と結びつけられている作動接続部274に取り付けられている。

図18Eは、ヨークシステムが乗り物のロール及びピッチの制御を有することができる一方で、作動接続部274が許す作動の自由度を示している。

図19は、着陸装置280が航空機10の揚力体12から解放されている実施形態を示している。図19は浮揚式の筏システムを示しているが、着陸装置280は、これらに限定されないが、そり、車輪、パッド、グリッパ、又は支柱を含むことができる。さらにまた、着陸装置280は、これらに限定されないが、積み込み、展開、作動、回転、膨張、収縮、投棄、又はそれらの任意の組み合わせが可能であってもよい。

図20Aは、3つの追加の移動式発射の実施形態に続く、静止した発射及び地上構造体を示している。図20Aに示されているように、本システムは、解放接続部284を介して発射構造体282に取り付けられた航空機10を含んでいる。

図20Bは、本乗り物10が、ホストの車両290にヒッチ取付け(288)されている発射構造体286によって輸送されている実施形態を示している。

図20Cは、航空機10が、取付けシステム292を介してホストの車両290によって外部で輸送されている実施形態を示している。図20Dは、航空機10が内部に収容されている相違点を有して、図20に示されている実施形態と同じ前提を含んでいる。

乗り物10は、静止又は移動発射構造のいずれから発射されてもよく、ホストの車両との動力接続を有してもよく、手動又は遠隔的に解放されてもよく、そして、発射補助機構を利用しても利用しなくてもよい。さらに、図20Bないし図20Dに図示のホストの車両290は、地上用であるが、本航空機の発明はまた、限定はされないが、空中、陸生、地表、水陸両用、水中、地下又は海生に分類される他の乗り物、プラットフォーム、又は構造体によってホストされてもよい。

図21は、複数のナセル294を交互に作動させることによって、乗り物10が伏臥位置でクロール(這う)ことを可能にする本システムの別の好ましい実施形態を示している。この伏臥クロール能力により、乗り物は、前方、後方に、旋回、回転して適所に這うことができる。

図22は、地形から流体媒体へ、そしてその後の飛行へと移行する伏臥クロールの実施形態を示している。図22において、乗り物10は、任意の所与の地形(又は表面)上に静止して示されている(位置1)。(推進させることなく)ナセルを回転作動させることにより、乗り物は伏臥クロールを始め(位置2)、そしてその後、流体本体内に入り(位置3)、そして表面浮遊体となる(位置4)。次の位置(位置5)において、乗り物は、流体ナビゲーションのためにその推進システムを展開させて、離水を開始し(位置6)、流体媒体を脱出し(位置7)、作動の飛行モードに入り、そして目標計画を実行する(位置8)。このような移行は、乗り物10が最初に流体表面に着水し、次いで、流体媒体を地形上に脱出するときは、逆の順序で実行され得ることに留意することが重要である。さらに、流体媒体への出入りは、例えば、これらに限定されるものではないが、伏臥クロール、車輪付き又はトレッド又はトラックシステムを利用する乗り物10の様々な着陸装置機構を利用して、付加的に遂行されてもよく、又は代わりに、乗り物が、主な推進システムによって提供されるスラストによって地上走行されてもよい。

また、図23A‐図23Bは、海洋用途に有用な2つの例示的な実施形態を示している。図23Aは、航空機10が、例えば、テザー302を介してブイ300とインターフェースする実施形態を示している。他の海洋構造物、又は船舶、又は人工又は自然に存在している、没水生、水位又は水位上又はそれらの任意の組み合わせの乗り物とのインターフェースは、限定されないが、ドッキングステーション、ドッキングリフト、ドッキング鉤又は留め具、又はドッキングベイを含み得る。

図23Bは、乗り物10が沈水されている場合のテザー302を介するインターフェースの機構を示している。ブイ300が図23A‐図23Bにおいて利用されているが、任意の所与の海洋又は海洋様の構造体、又は乗り物、又は船舶、無人又は有人、人工又は自然に存在するもの、静止した又は動的であるものもまた、本発明の範囲内であると考えられていることに留意することが重要である。

図24は、乗り物10を前方に押す推進装置306によって生成されたスラストによって支持されて地上走行可能である乗り物10に取り付けられた車輪304を有している、乗り物10の車輪付きの実施形態を示している。地上走行のための「押し」戦略は、回転する推進装置306が、後方に、及び鼻308すなわち移動の方向から主に又は完全に離れて展開されるように、安全な移動モードをもたらす。当該「押し」戦略は、乗り物の機首の設置(nose− over)の可能性を低減することができる。

図25は、ナセル上の推進装置306が大部分(又は完全に)トラクタモードで前方に展開されている、離陸ロールアウト中の車輪付きの実施形態を示している。

図26Aは、流体媒体表面又は沈水作動のための1つ以上の流体スラスタが、乗り物10のロール、ピッチ及びヨーの制御の任意の組み合わせが水陸両用又は海洋用途に可能であるように、内部に追加的に設置されている、図1Aに開示された全固定航空機に関する実施形態を示している。図26Aは、バルブに通じるそれぞれの内部ダクト312を有する2つの流体入口ポート310と、後方出口流を加速して、揚力体121のいずれかの面に位置されているそれぞれのポート316に向けるスラスタ装置314を示している。

図26Bは、図26Aに示されたシステムの断面図であり、バルブシステム318が、バランスのとれた出口流(左)、又は出口流(右)のために、単一の、頂部又は底部の流路を許容している、入口及び出口の空気流を示している。流体スラストシステムは、複数の入口ポート、出口ポート、誘導バルブ、及び推進構成要素を含むことができることに留意されたい。さらに、流出する流体は、乗り物の1つ以上の本体軸線のいずれかの回りの様々な大きさで、乗り物の並進又は回転が可能な平衡又は不平衡のスラストをもたらすことができる。

また、図27Aないし図27Cは、水陸両用又は海洋の用途の乗り物10のロール、ピッチ及びヨーの制御の任意の組合せを提供するために、流体スラスタが追加的に設置されている作動ナセル概念に関する3つの例示的実施形態を示している。図27Aは、流体が入口領域322を通り、出口領域324を通って出ている陥凹流体スラスタ320を示している。図27Aは、乗り物が流体媒体326の表面上に浮揚し、且つナセル330の後方部分328が流体326に沈められているときに、流体媒体326の上又は中でナビゲートするための乗り物の能力を示している。

図27Bは、内部通過流体スラスタをさらに含んでいる作動ナセル330を示しており、ナセル面の上方及び下方に配置されている出口ポート334に通じるそれぞれの内部ダクトを備えた流体入口ポート332が設置されている。

図27Cは、中央区分334が内部通過流体スラスタ336をさらに備えている乗り物10を示しており、そこでは、揚力体表面の上方及び下方に配置されている出口ポート340に通じるそれぞれの内部ダクトを備える流体入口ポート338が設置されている。適用可能な実施形態では、固定式又は作動式ナセルであろうと、流体スラスタの作動は、乗り物の浮力をさらに操作するために流体で満たされるべく追加的に利用され得る少なくとも1つの(又はそれ以上の)内部(又は外部)洪水タンク(flood tank)の備えによって支持される流体媒体内での3次元の操縦性が達成される場合、潜水可能な能力をさらにもたらすということが留意される。

また、図28A‐図28Bは、1つ以上の流体ジェットすなわちスラスタが後方揚力体区分に設置されている、本乗り物の2つの例示的実施形態を示している。図28Aは、乗り物10の尾翼上に設置された(固定式の又は作動式の)流体スラスタ342をさらに備えている実施形態を示している。図28Bは、後部の揚力体区分に凹まされた流体スラスタをさらに備えている実施形態を示している。この実施形態は、内側流体スラスタ344を有する流体入口ポートと、後部の揚力体区分の上方又は下方のいずれか又はその両方に流体を放出し得る後部の出口ポート346とを備えて設計されている。

図29は、少なくとも1つの補助乗り物350の配備をさらに備えている本乗り物10の実施形態を示している。航空機10は、全体に新しい能力を有する補助乗り物(又は複数の乗り物)350が配備されるように、サブシステムを抜く又は変形させることができることは、本発明の範囲内である。配備可能な補助乗り物(又は複数の乗り物)350は、航空乗り物10が再組み立てされるように再取り付けることができる(又はできない)。さらに、少なくとも1つ以上の補助乗り物350は、他の構成要素又は他の全ての乗り物から他のサブシステムに取り付けることができる。図30は、無能力になり得る少なくとも1人の乗員352を輸送する能力をさらに備えている本システム10の実施形態を示している。

本発明が、その特定の形態及び実施形態に関連して説明されたが、添付の特許請求の範囲に規定される本発明の精神又は範囲から逸脱することなく、上で説明されたもの以外の種々の変形が為され得ることは理解されよう。例えば、機能的に等価な要素は、具体的に示し説明した要素の代わりに使用することができ、特定の特徴が、他の特徴とは独立して使用されてもよく、そして、ある場合には、添付の特許請求の範囲に規定される本発明の精神又は範囲から逸脱することなく、要素の特定の位置が逆転又は介在されてもよい。