自家用航空機

本開示は、一般に、ロバスト制御を達成しながら安全な運航をもたらすように構成された自家用航空機に関する。 特に、説明される実施形態は、垂直の離陸および着陸能力を備え、垂直および水平の推力を制御された形でホバリング、移行、および巡航飛行をもたらす航空機を含む。

滑走路を使用して翼が適切な揚力をもたらすのに十分な速度まで地上で上げる代わりに、垂直に離陸および着陸することは、飛行機が垂直および前方の両方の推力をもたらすことを必要とする。 垂直方向に生成された推力は、運航体に揚力をもたらし、水平に生成された推力は、前方の移動をもたらす。 垂直離陸および着陸（ＶＴＯＬ）航空機は、垂直および水平の両方の推力を生成することができ、これらの力を釣り合いのとれた形で制御することができる。

回転式翼航空機またはヘリコプタは、ＶＴＯＬ航空機の１つの一般的なタイプである。 ヘリコプタは、垂直および水平の両方の推力をもたらす大型ロータを有する。 ロータが対気速度の範囲にわたってこの二重機能を実行するために、ロータは、一般的にはかなり複雑なものになる。 運航体の飛行状態に応じて、ロータブレードは、方位角回転の３６０°周りでさまざまな配向角度をとって必要とされる推力をもたらさなければならない。 したがって、ロータは、ブレード配向角度のコレクティブおよびサイクリックの両方の変動を有する。 コレクティブは、３６０度回転方位角とは独立的に、各々のブレードの角度を同様に変化させる。 サイクリックは、３６０度回転方位角の関数として、ブレード迎え角を変化させる。 サイクリック制御は、ロータをさまざまな方向に傾斜させ、したがって、ロータの推力を前方、後方、左または右に向けることを可能にする。 こうした方向は、ヘリコプタを水平面で移動させ、突風などの外乱に対処するための制御力をもたらす。

ヘリコプタロータは大型のものであり、近接する妨害物に衝突することから保護されていない。 加えて、これらは、機械的に複雑なシステムを利用してコレクティブおよびサイクリック両方のブレード角度を制御する。 そのようなロータは、機械的に複雑であり、保全作業を必要とする。 ロータは、一般に低速度で回転し、この結果、ロータとモータの間に重い変速装置が存在する。 この変速装置、またはギアボックスは、運航体の搭載物可能量、ならびに運航体の安全性を低下させる。 運航体システム全体にわたって機械的に複雑であるため、数多くの部分が単一障害点となる。 冗長性のこうした欠如のため、頻繁な点検および保全作業が、運航体を安全に保つために必要とされる。

説明された実施形態は、安全で静かであり、効率的であると共に、制御が容易で、極めてコンパクトであり、前方飛行へのおよびそれからの移行と共に垂直の離陸および着陸を達成することができる構成を備えた自家用航空機を提供する。 １つの実施形態では、航空機構成は、離陸、前方飛行へのおよびそれからの移行、ならびに着陸中、揚力および制御のための垂直推力をもたらすように配向された複数のロータを含む。 ロータは、固定された非平面の配向で機体に取り付けられる。 ロータの配向は、姿勢の変更を必要とせずに、航空機の横方向の、また一部の実施形態では前後の制御をもたらし、航空機が巡航しているときの流れに対する外乱を最小限に抑える。 さまざまな実施形態では、ロータは、前方、後方、左、および右の配向を有し、胴体の左舷側および右舷側に沿って長手方向に位置しており、このとき２つまたはそれ以上のロータが各側に位置する。

胴体は、可変重量の搭載物を担持する。 航空機は、運航体の前部および後部にタンデム翼を有する。 この翼は、巡航中に揚力および制御をもたらし、１または複数のプロペラは、前方の推力をもたらす。 垂直揚力ロータ、ならびに前部および後部のタンデム翼の組み合わせがロータの境界を画定し、垂直および水平の飛行制御を運航体が維持することを可能にしながらも、航空機の重力中心内での移動を可能にする。 前方翼および後部翼はまた、揚力ロータに対する異物損傷（ＦＯＤ）を回避するための境界をもたらすように位置している。 昇降舵および補助翼を含む制御表面は、迎え角および姿勢を変更することに加えて、揚力の中心を調整することによって、飛行中の航空機のＣＧにおける変化を補償するのに使用可能である。 垂直揚力ロータは、ＣＧの周りに配置され、各々のロータの推力は調整可能であり、それによってＣＧがシフトした場合に垂直飛行における揚力中心を再配置することを可能にする。

垂直揚力ロータの複数の数および独立性により、垂直推力は冗長性であり、推力および制御は、どの１つのロータが故障しても利用可能なままとなる。 大きな制御力をもたらす複数の垂直ロータが存在するため、ロータはより小さくなり、突風状態でも運航に対する応答速度はより速くなる。 １つの実施形態では、別個の電気モータおよび制御器が、各々の垂直揚力ロータに動力供給して、１または複数の揚力ロータの故障からの冗長性を揚力システムにもたらす。 他の実施形態では、垂直推力ロータは、これらを隠し、揚力の増大をもたらすダクト内に埋め込まれる。 他の実施形態は、比較的開放されるが、このとき保護シュラウドが、他の物体との接触を防止し、ロータに対するＦＯＤを防止するガードとして作用する。 保護遮蔽体は、１列にならんだ垂直揚力ロータと組み合わせて、効率的な飛行のための低巡航抗力をもたらす。 低先端速度垂直揚力ロータは、さまざまな実施形態において使用され、離陸、移行、および着陸中の都市騒音レベルを小さくする。 低い前翼およびウィングレット付きの高い後部翼を備えた実施形態は、航空機に対して高い空気力学的効率をもたらしながら偏揺れ安定性ももたらす。 一部の実施形態では、翼は折り畳まれ、ホバリングの際、または地上にいる間、コンパクトな運航体占有面積を実現する。 翼の一部の実施形態は、翼折り畳み部の内側部分のみに制御表面を有し、それにより、連接する制御リンク機構は必要とされない。 垂直揚力に使用される揚力ロータは、前方推力プロペラとは別個のものであるため、各々がその特有の運航状態に対して最適化される。 そのような運航体は、乗員サイズまたは搭載物の範囲にわたって、有人型実施形態または無人型実施形態に使用され得る。

１つの実施形態による自家用航空機運航体の上面図である。

１つの実施形態による自家用航空機運航体の第２の図である。

１つの実施形態による自家用航空機運航体の前面図である。

１つの実施形態による自家用航空機運航体の左側の図である。

１つの実施形態による飛行コンピュータを示すブロック図である。

１つの実施形態による、垂直離陸から前方飛行に移行するための方法を示すフロー図である。

図１は、１つの実施形態による自家用航空機１００を示している。 航空機１００は、固定された配向を有する垂直揚力ロータ組立体１０１ａおよび１０１ｂ（全体的には１０１）と、前方飛行プロペラ１０３と、前方翼１０４と、ウィングレット１０６ａおよび１０６ｂ（全体的には１０６）を有する後部翼１０５と、フェンス１１０ａおよび１１０ｂ（全体的には１１０）と、コックピット領域１１２と、胴体１０７とを含む。 胴体１０７はまた、着陸ギア、飛行コンピュータ、および動力供給源（図示せず）を含み、その各々は、以下でさらに説明される。 図２は、推進ブーム１１４、左舷側主要着陸ギア２０２、および前方着陸ギア２０４を含む、自家用航空機１００の第２の図を示している。 図３は、左舷着陸ギア２０２ａ、右舷着陸ギア２０２ｂおよび機首ギア２０４を見ることができる、自家用航空機１００の前面図を示している。 図４は、１つの実施形態による航空機１００の左（左舷）側の図を示している。

さまざまな実施形態では、航空機１００は、１人のパイロットおよび自家用貨物を収容するようにサイズ設定される。 たとえば、さまざまな実施形態では、機首からその最も後方の表面までの航空機の長さは、１５フィート（４．５７ｍ）から２０フィート（６．１ｍ）の間であり、その翼幅は、１５フィート（４．５７ｍ）から２０フィート（６．１ｍ）の間である。 代替的実施形態では、航空機は、当業者によって理解されるように、本明細書で説明された原理から逸脱することなく、これより長くても短くても、広くても狭くてもよい。

航空機１００は、さまざまな実施形態では主に複合材料で構築される。 胴体１０７および翼１０４、１０５は、炭素繊維複合材料から作製される。 代替的実施形態では、翼は、炭素繊維複合翼外板の内側および外側に取り付けられた金属継手およびリブを有することができる。 一部の実施形態では、翼外板は、Ｋｅｖｌａｒなどの他の複合材料と組み合わされた炭素繊維から作製された複合材料を含むことができる。 他の代替的実施形態では、胴体は、鋼またはアルミニウムから作製された金属トラスを含むことができ、このとき複合外板はこのトラスを覆う。 この実施形態における複合胴体外板は、炭素繊維、Ｋｅｖｌａｒ、または当業者によって理解されるような他の複合材料から作製され得る。 １つの実施形態のコックピット窓は、ポリカーボネートであるが、他の軽量透明プラスチックが使用されてもよい。 フェンス１１０は、Ｋｅｖｌａｒおよび炭素繊維複合材から作製される。

ロータ組立体１０１はロータを含み、ロータは、１つの実施形態では１６インチ（４０．６４ｃｍ）半径を有し、炭素繊維複合材料から作製され、代替的実施形態では、アルミニウムハブに取り付けられた炭素繊維複合ブレードから作製される。 他の実施形態では、ロータは、アルミニウムハブに取り付けられた木製ブレードから、または炭素繊維複合ハブに取り付けられた木製ブレードから作製される。 ロータは、モータ組立体上にボルト留めした単一体でよい。 ロータ組立体１０１は、以下でさらに説明される。

航空機１００は、前方翼１０４および後方翼１０５を含む。 最小限の長さおよび幅を維持し、ロータシステムの中心にＣＧを有するために、前方翼および後方翼は、幅において類似のものである。 後方翼は、後方に広げられ、その端部にウィングレット１０６を有する。 ウィングレットは、横方向の安定性をもたらし、後方翼上の揚力による抗力を低下させる。 翼を後方に広げることは、航空機のピッチ安定性を向上させ、横方向の安定性に関するウィングレットの利点を増大させる。 一部の実施形態では、後方翼は折り畳むことができ、したがって広げられない後方翼を備えた航空機と同じ運航体全長を維持することができる。 加えて、後方翼を広げることは、ロータを中に適合（ｆｉｔ）するスペースをより多くもたらす。 前方翼１０４はまた、胴体１０７に、さまざまな実施形態では後方翼１０５より実質的に低い点で取り付けられる。 非平面の翼浮揚システムは、翼が巡航飛行中に効率的に揚力を上げることを可能にする。 １つの実施形態では、２つの翼間の垂直分離は、胴体への取り付けの制約を前提にして、できるだけ大きくなるように選択される。 翼の垂直分離を最大化することにより、前部翼および後部翼間の負の空気力学的相互作用が、低減される。 したがって、運航体の揚力による抗力は、単一の平面内の翼浮揚システムと比較して、たとえば１５〜２０％ほど大きく低下される。

ウィングレット１０６は、後部翼１０５の先端部に位置して、後部翼上の揚力による抗力の低下、および偏揺れまたは方向の安定性および制御をもたらす。 特定のウィングレット形状は、当業者に理解されるように、適切な安定性に合わせて確立される。 一部の実施形態では、図３に示されるように、ウィングレットは下方向に延び、航空機の横滑り角度と、空気流が航空機上に生成する偏揺れモーメントとの間の結合を低減することによって制御性の向上をもたらす。

１つの実施形態では、タンデム翼システムは、各々の翼の翼先端部が折り畳まれる接合部を有し、それによって航空機１００を限られた空間内に適合（ｆｉｔ）させることを可能にする。 たとえば、１つの実施形態では、翼を折り畳むことは、航空機１００を８'（２．４４ｍ）×７'（２．１３ｍ）×１６'（４．８８ｍ）の空間、または一般的な１台用の車庫によってもたらされる空間内に格納することを可能にする。 １つの実施形態では、後部翼１０５は、８．４度の上反角を有する。 他の実施形態では、この上反は、−１０から１０度の間の範囲である。

垂直揚力ロータ組立体１０１は、航空機１００の各側に装着される。 １つの実施形態では、推進ブーム１１４（図２）は、胴体１０７の各側に固定される。 この実施形態では、前方飛行プロペラ１０３は、ブーム１１４の後端部に取り付けられ、垂直揚力ロータ組立体１０１は、ブーム１１４の上部に設置される。 推進ブーム１１４は、支柱１１６を用いて胴体１０７に取り付けられる。 支柱１１６は、ロータからの吹き下ろしが支柱上にぶつからない位置に置かれる。 一部の実施形態では、各々のブームを胴体に連結する３本の支柱が存在する。 代替的実施形態では、各々のブームを胴体に連結する１本または２本の支柱が存在する。 他の実施形態では、支柱は、前方、後方、上、または下に掃引（ｓｗｅｐｔ）されてブームの胴体への取り付けを向上させることができる。 たとえば、代替的実施形態では、垂直に配向された支持構造は、ホバリング中、垂直揚力ロータ負荷からの曲げ剛性の増大をもたらす。

各々の垂直揚力ロータ組立体１０１は、ロータおよびモータを含む。 ロータは、ハブに取り付けられたブレードを備えることができ、または一体的なハブを備えた単一体として製造されてよい。 ハブは、ブレードが連結する中央構造をもたらし、一部の実施形態では、モータを包含する形状で作製される。 モータは、回転部分および固定部分を含む。 １つの実施形態では、回転部分は、固定部分に対して同心であり、径方向磁束モータとして知られている。 この実施形態では、固定部分は、モータの外側リングを形成することができ、インランナーモータとして知られおり、または固定部分は、モータの内側リングを形成することができ、アウトランナーモータとして知られている。 他の実施形態では、回転および固定部分は、平坦であり、互いに対向して配置され、軸方向磁束モータとして知られている。 一部の実施形態では、モータ部分は低プロファイルのものであり、それにより、モータ全体はロータのハブ内に嵌合し、前方に飛行する際、空気流に対してより小さい抵抗性を有する。 ロータは、モータの回転部分に取り付けられる。 モータの固定部分は、推進ブーム１１４に取り付けられる。 一部の実施形態では、モータは、永久磁石モータであり、電子モータ制御器によって制御される。 電子モータ制御器は、正確なシーケンスでモータに電流を送り、ロータが所望の速度または所望のトルクで回転することを可能にする。

留意されるように、航空機１００は、片側につき複数のロータ組立体１０１を含む。 垂直揚力ロータは、水平巡航中、前方飛行プロペラ１０３によって発生させられた推力とは独立した推力を発生させる。 垂直揚力ロータは、航空機を地上から浮揚させ、制御を維持するのに十分な推力をもたらす。 １つの実施形態では、各々のロータは、ホバリングするのに必要とされるものより大きい、たとえば４０％大きい推力を発生させて、飛行エンベロープのすべての部分における制御を維持する。 ロータは、直径、ブレード翼弦、およびブレード入射角分布を選択することによって、ホバリングおよび低速飛行状態において最小限の消費動力で必要とされる推力をもたらすように最適化される。 さまざまな実施形態では、ロータの半分は一方の方向に回転し、他の半分は反対方向に回転して航空機上の反作用トルクの釣り合いをとる。 一部の実施形態では、航空機の左舷側および右舷側上に互いから真向かいにあるロータは、反対方向の回転を有する。 他の実施形態では、互いから真向かいにあるロータは、同じ方向の回転を有する。 一部の実施形態では、ロータは、ロータ間、または機体とロータの間のさまざまな相互作用を考慮するために個々に調節され得る。 そのような実施形態では、調節は、ブレード上の入射角または翼弦分布を調整して好ましいまたは不利な相互作用を考慮し、ロータからの必要なパフォーマンスを達成することを含む。 図１に示される実施形態では、片側につき４つの垂直揚力ロータ組立体１０１が示されている。 代替的実施形態では、これより多いまたは少ない垂直揚力ロータが、垂直揚力および制御をもたらす。 片側につき少なくとも２つのロータが存在するとき、重力中心周りの平衡を有する垂直力を生成する能力は、１つのロータが故障したときでも保持される。 これは、故障したロータの反対の四半分上の推力を低下させることによって達成される。 片側につき３つのロータが存在するとき、飛行の３軸の周り、または３方向周りすべての制御が利用可能である。 片側あたりのロータの数が増大するにつれて、いかなる１つのロータが損失しても、垂直推力の全体損失は低下する結果となる。 しかし、ロータの対が追加されるごとに、複雑性および結果として故障が生じる可能性を増大させると共に、コストおよび重量も増大させる。

１つの実施形態では、片側につき２つの垂直揚力ロータ組立体１０１が、ＣＧの前方に位置し、２つがＣＧの後に位置する。 この方法では、ホバリングにおけるロータの揚力の中心は、航空機１００の重力中心と同一場所にされる。 この配置は、胴体１０７内の搭載物の長手方向の位置決めまたは横方向の位置決めの変動を可能にする。 飛行コンピュータ５００は、各々の垂直揚力ロータによって独立的に生成された推力を変更して、釣り合いがとれた垂直揚力、または代替的には制御をもたらす不釣り合いの揚力をもたらす。

一部の実施形態では、ロータ配向は、姿勢の変更を必要とすることなく、航空機の横方向および長手方向の制御をもたらす。 ロータ組立体１０１は、外方向、内方向、前方、または後方に傾くように各々装着されるため、ロータ推力の適正な組み合わせの結果、水平面内の正味力、および必要とされる垂直揚力が生じる。 これは、たとえば地上近くで操縦しているときに役立つ。 加えて、ブレードが損傷されるまたは分離するロータの故障の場合、この異なる傾き角度は、別のロータが損傷される可能性を小さくし、したがってその設計をより故障に耐性のあるものにする。 この配向はまた、航空機が巡航しているときの流れに対する外乱を最小限に抑えるように選択される。 一部の実施形態では、ロータの配向は、前方、後方、左および右で変化し、それによって姿勢を変更することなく航空機を任意の方向に操縦することを可能にする。 他の実施形態では、この配向は、左および右だけに変化し、巡航中の流れに対する外乱を最小限に抑えるが、これは、航空機が、姿勢を変更することなく、前方および後方ではなく左右にだけ操縦できることを意味する。 片側につき４つのロータを備えた１つの実施形態では、ロータは、前から後に、１０°外、１０°内、１０°内、および１０°外に配向される。

前方飛行プロペラ１０３は、前方飛行への移行、高度上げ、下降および巡航のための推力をもたらす。 １つの実施形態では、２つまたはそれ以上の前方推力プロペラ１０３は、後部翼１０５の幅に沿って装着される。 代替的実施形態では、単一の前方推力プロペラが、胴体１０７の後方部分上の、幅の中心のところに装着される。 他の実施形態では、１または複数のプロペラが、翼または推進ブームの前部にけん引プロペラとして装着される。 プロペラは、これらを回転させるのに必要とされるトルクが、航空機上の正味トルクを生成しないように反対方向に回転され得る。 また、２つのプロペラの推力は、さまざまに変化して偏揺れ制御モーメントをもたらすことができる。 翼上に配置した結果、プロペラに対する流入外乱が小さくなる。 胴体上の単一プロペラの使用は、構成要素をより少なくし、重量を減少させることを可能にするが、異なったサイズのモータを伴い、また、胴体からの外乱を含む流入を伴う。 １つの実施形態では、前方プロペラは固定されたピッチのものである。 翼弦および入射角分布は、運航体がゆっくりと移動しており、ロータの推力によって空気中で支持されるとき、および航空機がすばやく移動しており、翼の揚力によって十分支持されているときの両方において加速および高度上げのための適正な推力をもたらすように最適化される。 加えて、翼弦および入射角分布は、航空機の巡航速度において効率的な推力をもたらすように選択される。 他の実施形態では、前方プロペラは、各々のブレードの入射角を飛行状態に応じて調整することを可能にする可変ピッチ機構を利用する。

垂直揚力ロータおよび前方プロペラは、動力システムによって動力供給される電気モータによって駆動される。 １つの実施形態では、動力システムは、モータごとに１つのモータ制御器に取り付けられるバッテリを含む。 １つの実施形態では、バッテリは、航空機の胴体内に位置する１または複数のモジュールを備える。 他の実施形態では、バッテリモジュールは、推進ブーム内に位置している。 バッテリは、ＤＣ電圧および電流を供給し、モータ制御器がそれらを、モータを回転させるＡＣ信号に変換する。 一部の実施形態では、バッテリは、平行および直列に互いに連結されたリチウムポリマーセルを備えて、必要とされる電圧および電流を発生させる。 あるいは、他の化学的性質のセルが使用されてよい。 １つの実施形態では、セルは、９３個のセル直列ストリングになるように連結され、これらのストリングのうち６個は、平行に連結される。 他の実施形態では、セルは、これより多いまたは少ないセルを直列にして、またこれより多いまたは少ないセルを平行にして連結される。 代替的実施形態では、ロータおよびプロペラは、小さい炭化水素ベース燃料エンジンおよびより小さいバッテリを備えたハイブリッド電気システムを含む動力システムによって動力供給される。 炭化水素エンジンは、前方飛行により大きな範囲をもたらし、バッテリシステムを充電することができる。

さまざまな実施形態における垂直揚力ロータ組立体１０１は、偶発的なブレードの衝突を回避するために保護フェンス１１０によって保護される。 一部の実施形態では、保護フェンスは、増分的揚力をもたらすことによってフェンス近くでロータすべての推力を最大化するように設計される。 この実施形態では、フェンス１１０は、ロータシステム１０１によって誘発されたフェンスの上の流れが、フェンス１１０上に上方向力を作り出すように成形される。 これは、上方向力を発生させるフェンスの横断面形状、およびその垂直部に対する角度を選択することによって達成される。 一部の実施形態では、フェンスは、第三者をロータの騒音から遮蔽することによってロータシステムの明らかな騒音を低減するように設計される。 これらの実施形態では、フェンスは、従来の消音材料で充填され、または、従来の音吸収材料でコーティングされる。 一部の実施形態では、航空機１００はフェンス１００を含まない。

留意されるように、複数の独立的に制御されるロータの使用は、冗長性の揚力システムをもたらす。 たとえば、６つまたはそれ以上のロータを含むシステムは、１つまたはいくつかの個々の構成要素が故障しても、前進対気速度を有することなく安全運航でホバリングおよび垂直の上昇および下降を可能にする。

図５は、１つの実施形態による飛行コンピュータ５００のブロック図である。 飛行コンピュータ５００は、航空機１００上に、通常は胴体１０７内に位置している。 飛行コンピュータ５００は、ロータ制御モジュール５０２、プロペラ制御モジュール５０４、位置センサインターフェース５０６、およびデータベース５０８を含む。 位置センサインターフェース５０６は、航空機の計器に通信可能に結合され、１つの実施形態では、航空機の位置、高度、姿勢、および速度を含むセンサデータを受け取る。 ロータ制御モジュール５０２は、位置センサインターフェース５０６からおよびコックピット内の制御入力からデータを受け通り、命令された応答を達成するためにどれだけの推力が垂直揚力ロータ１０１の各々から必要とされるかを決定する。 ロータ制御モジュール５０２は、各々のロータ組立体１０１に独立的に命令して、決定された必要とされる推力を生成させる。 ロータ故障が発生した場合、ロータ制御モジュール５０２は、推力要求事項を調整して損失したロータ分を補償する。 プロペラ制御モジュール５０４は、位置センサインターフェース５０６からおよびコックピット内の制御入力からデータを受け取り、どれだけの前方推力がプロペラ１０３の各々から必要とされるかを決定し、プロペラに命令して必要とされる推力を生成させる。 データ５０８は、移行中使用される上昇および下降のためのプログラムされた軌道を含み、さらに、当業者によって理解されるように、航空機１００のナビゲーションおよび制御に使用される追加の特徴を含むこともできる。 飛行コンピュータ５００はまた、ナビゲーションおよび飛行運航を実行する、当業者に知られている他の構成要素およびモジュールを含むが、本説明では深く係るものではない。

図６は、１つの実施形態による、垂直飛行から前方飛行に移行するための方法を示している。 開始するために、飛行コンピュータ５００のロータ制御モジュール５０２は、動力をロータにかける６０２。１つの実施形態では、この離陸の初期段階中、ロータの各々には等しい動力がかけられる。 代替的実施形態では、傾斜地からのまたは横風の中の離陸を容易にするために、離陸の初期段階中、ロータの各々には異なる動力がかけられる。 位置センサインターフェース５０６は、航空機計器から姿勢および高度データを受け取る６０４。 最低高度、たとえば地上レベルから２００フィート（６１ｍ）上空に到達した後６０６、プロペラ制御モジュール５０４は、前方プロペラを動作化し６０８、一部の実施形態では、コックピットの内側でその制御入力を有効にする。 これは、地上の妨害物が危害を与え得る高度において、航空機を動力下で前方に加速させることを防止する。 代替的実施形態では、動力供給される前方推進には、最低高度は必要とされない。 他の実施形態では、最低高度は、調整可能でありかつ／または無効にすることができる。 たとえば、高木のために、加速を開始する前により高い初期上昇を求めることがある。

一部の実施形態では、パイロットは、初期高度を飛行コンピュータ５００にプログラムする。 あるいは、パイロットは、飛行制御入力を使用して、より高い高度が望まれることを指示する。 さらなる高度が必要とされる場合６１０、位置センサインターフェース５０２は、航空機の姿勢および速度を決定し６１２、ロータ制御モジュール５０２は、垂直推力および水平配向を維持する必要に応じて、ロータへの動力を個々に調整する６１４。

航空機１００が所望の初期高度に達したとき６１０、位置センサインターフェース５０６は、航空機の前進速度が、揚力を発生させるのに十分な大きさであるか、すなわち航空機速度は、そのストール速度より大きいかを決定する６１６。 そうでない場合、飛行コンピュータ５００は、どれだけの揚力がロータから必要とされるかを決定し６１８、必要とされる動力をかける６２０。１つの実施形態では、必要とされる揚力の量は、エアフォイルによって発生させられた揚力の観点からの、航空機の高度を維持するのに必要とされる量である。 速度が増すにつれて、翼は揚力を上げ、垂直揚力ロータの必要とされる推力は、低下される。 １つの実施形態では、ロータからの推力は、移行中、最適な軌道を維持し、相互作用または突風などの環境影響によるいかなる外乱も拒絶するように調整される。 １つの実施形態では、最適な軌道は、飛行に先立って決定され、飛行コンピュータ５００によってデータベース５０８内に記憶される。 飛行コンピュータ５００は、引き続き航空機の姿勢、高度、および速度を決定し６２２、所望の速度に到達するまで、または揚力の最低レベルが、エアフォイルによって発生させられている状態になるまでロータ動力を調整する。 速度が、ストール速度より大きくなった後６１６、すなわち、航空機の全重量を翼が支持することができるほどの大きさになった後、または代替的実施形態では、異なる最低速度に到達した後、垂直揚力ロータは完全に非動作化される６２４。

航空機１００を前方飛行から垂直飛行に移行させるために、プロペラ制御モジュール５０４は、前方プロペラ１０３の推力を低減して速度を低減する。 飛行機１００の速度が低減されるにつれて、ロータ制御モジュール５０２は、自動的にロータに命令して垂直揚力の発生を開始させる。 垂直揚力ロータの必要とされる推力は、翼上の揚力が低下するにつれて増大する。 ロータからの推力は、位置センサインターフェース５０６からの読み取りに応答してロータ制御モジュール５０２によって調整されて、移行中、飛行コンピュータによって、たとえばデータベース５０８内に記憶された軌道に基づいて決定された最適な軌道を維持し、相互作用または突風などの環境影響によるいかなる外乱も拒絶する。 最終的には、前進速度はゼロになり、またはゼロに近付き、垂直揚力ロータは全揚力をもたらす。 運航体はこのとき、パイロットからの下降命令によって、または飛行コンピュータ５００が自動的に個々のロータへの動力を低減して所望の下降速度およびレベル配向を維持することによって、地上へと下降する。

留意されるように、翼１０４および１０５は、一部の実施形態では折り畳まれる。 一部の実施形態は、より軽量のヒンジを可能にするために、負荷が小さい場所、たとえば幅の５０％外側に位置決めされた翼折り畳み部を有する。 他の実施形態では、前方翼は折り畳まれない。 他の実施形態では、翼が折り畳まれることで、航空機は、一般的な１台分の車庫などの８'（２．４４ｍ）幅の空間内に嵌合することができる。 代替的実施形態はまた、前方翼を、胴体の下方に、または胴体の側部に沿ってはさみ運動などの他の方法で折り畳むことも含む。 このはさみ状の折り畳みは、前部翼の中心にある、後方回転をその中心ピボット点の周りで可能にするピボットおよびピンによって達成される。 この実施形態は、単一点の周りの翼連接を可能にして、翼の構造深さが最大である場所において重量を低減すると共に、前部翼を電子機械アクチュエータによって運航体の側部へと完全に折り畳んで、ホバリング中または地上にいる間、パイロット視認性をより良好に増進させることができる。 はさみ状折り畳み前部翼を含む実施形態では、着陸ギアは、単一の前部ホイール２０４および２つの主要後部着陸ギアホイール２０２を含む。

１つの実施形態では、航空機１００は、前部翼および後部翼が折り畳まれた状態で離陸および着陸することができる。 垂直飛行における、翼が折り畳まれた状態での離陸および着陸は、風揚力パフォーマンスを低下させ、翼幅を短くすることによって不安定な風状態による運航体の突風応答を低下させる。 風揚力は、ホバリング飛行中ではなく、前方飛行にのみ必要とされるため、地上から離れて十分な高度が達成されるまで翼を広げるのを待機することが可能である。 地上で翼を広げることを回避することは、地上における利用可能な離陸および着陸スペースならびに風状態が好ましくない場合の一部の運航において有利である。 電気機械アクチュエータは、前方飛行を始める前に翼を広げる作動力をもたらす。

１つの実施形態では、制御表面は、前部翼折り畳み部３０１および後部翼折り畳み部３０２の内側部分に位置して、折り畳みヒンジ機構の外側に必要とされる制御線を有さずに折り畳むことを可能にし、可動部分をより少なくすることによってより小さい機械的複雑性をもたらす。 制御表面は、前方飛行中のピッチ、ロールおよび偏揺れの制御を空気力学的にもたらし、それにより、垂直揚力ロータは、低速のまたはゼロの前進速度以外の制御には必要とされない。 より大きい前方飛行制御応答性を必要とする他の実施形態はまた、翼折り畳み機構の外側にも制御表面を有する。 他の実施形態は、翼の外側セクション上にのみ制御表面を有する。

着陸ギア２０２、２０４にはホイールが設けられ、航空機が地上にいる間移動することを可能にする。 １つの前方２０４着陸ギアおよび２つの後部２０２主要着陸ギアは、前部翼上に抗力の低下および揚力干渉の減少をもたらす。 他の実施形態では、着陸ギアはスキッドであり、ホイールを有さないが、これは、航空機が前方移動無しで離陸および着陸することができるためである。 代替的実施形態は、２つの前方着陸ギアおよび１つの後部主要着陸ギアを含み前部着陸ギアが地上における安定性のために大きく分離されることを可能にする。 一部の実施形態では、ホイールの一部またはすべてには、ホイールを駆動することを可能にする電気モータが嵌合される。 そのようなモータは、地上にいる間、運航体を自己推進させることを可能にする。

上記で詳細に説明された実施形態に加えて、当業者は、本発明が他の実施形態でもさらに実施され得ることを理解するであろう。 たとえば、代替的実施形態では、航空機１００は、２人またはそれ以上の乗員を収容するように設計される。 そのような実施形態では、翼幅はより大きく、ロータはより大きい直径を有し、胴体１０７はより幅広である。 代替的実施形態では、航空機１００は、パイロットまたは乗客を有さずに飛行することができる無人運航体である。 乗客を有さない実施形態は、地上リンクによってまたは所定の飛行路軌道を通じて、パイロットの代わりに指令用制御入力をもたらす追加の制御システムを有する。

本説明は、特有の実施形態の文脈で提供されてきたが、当業者は、数多くの代替的実施形態が、提供された教示から推測されてよいことを理解するであろう。 さらには、この記述された説明においては、構成要素の特定の名前付け、用語の大文字化、その属性、データ構造、または任意の他の構造的またはプログラミング態様は、別途指摘されない限り必須ではなく、または重要ではなく、説明された本発明またはその特徴を実施する機構は、さまざまな名前、書式、またはプロトコルを有することができる。 さらに、飛行コンピュータ５００の構成要素を含むシステムの一部の態様は、ハードウエアおよびソフトウエアの組み合わせによってまたはハードウエア要素において全面的に実施されてよい。 また、本明細書で説明されたさまざまなシステム構成要素間の機能性の特定の分割は必須ではなく、単一モジュールまたはシステム構成要素によって実行される機能は、その代わりに複数の構成要素によって実行されてよく、複数の構成要素によって実行される機能は、その代わりに単一構成要素によって実行されてよい。 同様に、方法ステップが実行される順序は、別途指摘されない限り、または論理的に必要でない限り必須ではない。

別途指示されない限り、「選択する」または「算出する」または「決定する」などの用語を利用する論議は、コンピュータシステム、またはコンピュータシステムメモリもしくはレジスタまたは他のそのような情報記憶装置内の物理的（電子）量として表されたデータを操作し、変換する類似の電子算出装置、送信装置または表示装置の動作および処理を示す。

説明された実施形態の電子構成要素は、必要とされる目的に合わせて特別に構築されてよく、または１または複数の汎用目的コンピュータであって、コンピュータ内に記憶されたコンピュータプログラムによって選択的に動作化されまたは再構成される、コンピュータを備えてよい。 そのようなコンピュータプログラムは、それだけに限定されないが、フロッピー（登録商標）ディスク、光学ディスク、ＤＶＤ、ＣＤ−ＲＯＭ、磁気光学ディスクを含む任意のタイプのディスク、読み取り専用メモリ（ＲＯＭ）、ランダムアクセスメモリ（ＲＡＭ）、ＥＰＲＯＭ、ＥＥＰＲＯＭ、磁気または光学カード、アプリケーション固有内蔵回路（ＡＳＩＣ）、または電子指示を記憶するのに適し、各々がコンピュータシステムバスに結合された任意のタイプの媒体などのコンピュータ可読記憶媒体内に記憶されてよい。

最後に、本明細書で使用される言語は、基本的には、読みやすさおよび指示目的で選択されており、本発明の主題を正確に記述するまたは制限するように選択され得ないことに留意されたい。 したがって本開示は、本発明の範囲を限定せずに例示的になるよう意図されている。