Private aircraft

本開示は、一般に、ロバスト制御を実行して、自家用機の安全な操作を実現するように構成された自家用航空機に関する。 詳細には、本記載の発明は、垂直離着陸能力を有し、ホバリング飛行、移行飛行、および巡航飛行に対して制御された態様で垂直推力および水平推力を発生する航空機を含むものである。

関連出願の相互参照 本出願は、２０１０年７月１９日に出願され、参照によりその全体が援用される米国特許仮出願第６１／３６５，７６１号明細書の優先権を主張するものである。

垂直に離着陸するには、地上で十分な速度に達して翼に十分な揚力が得られるように滑走路を使用する代わりに、航空機が、垂直および前方両方の推力を発生する必要がある。 垂直方向に発生した推力が機体に揚力を与え、水平方向に発生した推力が前方への運動量を与える。 垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機は、垂直方向推力および水平方向推力の両方を発生することができ、これら力を平衡の取れた態様で制御することができる。

回転翼航空機ないしヘリコプタは、ＶＴＯＬ航空機の通常の一タイプである。 ヘリコプタは、垂直方向推力および水平方向推力の両方を発生する大きなロータを有する。 様々な対気速度全体を通してロータがこの２重の機能を果たすために、ロータは、通常、極めて複雑になる。 機体の飛行状態に応じて、ロータブレードは、必要な推力を発生するために、３６０度の方位角回転中に様々な配向角を取る必要がある。 したがって、ロータは、ブレード配向角のコレクティブ変化およびサイクリック変化の両方を行う。 コレクティブは、３６０度の回転方位角に関係なく各ブレードの角度を等しく変化させる。 サイクリックは、３６０度の回転方位角の関数としてブレードの迎え角を変化させる。 サイクリック制御は、ロータを様々な方向に傾動させ、それによって、ロータの推力を前方、後方、左方、または右方に向けさせることができる。 この方向が、ヘリコプタを水平面内で移動させる制御力を生じさせ、突風などの擾乱に応答させる。

ヘリコプタロータは、大きく、近接する物体にぶつかることに無防備である。 さらに、それらロータは、コレクティブブレード角度およびサイクリックブレード角度を共に制御するために、機械的に複雑なシステムを使用する。 その様なロータは、機械的に複雑であり、維持整備を必要とする。 ロータは、一般に低速で回転し、その結果、ロータとモータとの間に重い伝動装置が必要になる。 その伝動装置またはギャーボックスは、機体の搭載能力ならびに機体の安全性を低下させる。 機体システム全体に亘る機械的複雑さ故に、多くの部品が単一障害点になる。 この冗長性の欠如故に、機体の安全性を保つために頻繁な検査および維持整備が必要になる。

記載されている実施形態は、安全で、静かで、効率が良く、同時に、制御が容易で、高度に小型化されており、また、前方飛行への遷移、または前方飛行からの移行を伴う垂直離着陸を果たすことができる構成を有した自家用航空機を提供する。 一実施形態では、航空機の構成は、離陸、前方飛行への、または前方飛行からの移行、および着陸に際し、上昇ならびに制御のための垂直推力を発生するように配向された複数のロータを備える。 ロータは、胴体の左舷および右舷に沿って長手方向に配置され、両側に２つずつ以上のロータが配置されている。

胴体は、重量の変わり得る搭載物を担持する。 航空機は、機体の前方および後方に縦に並んだ翼を有し、揚力の合成中心は航空機の重心（ＣＧ）近くにある。 翼が、巡航中、前方推力を発生する１つまたは複数の後方に配置されたプロペラと共に、揚力を発生し、制御を行う。 垂直上昇ロータと、ロータに境を接する前方および後方に縦に並んだ翼との組合わせにより、航空機の重心の移動が、それでも垂直および水平の飛行制御を機体が維持することを可能にしながら、許容される。 前方および後方翼はまた、上昇ロータへの異物損傷（ＦＯＤ）を防止する境界を形成するためにも配置される。 昇降舵および補助翼を含む操縦翼面は、迎え角および高度を変化させることに加えて、揚力中心を調節することによって飛行中の航空機のＣＧの変化を相殺するために使用できる。 垂直上昇ロータはＣＧの周りに配置され、ロータごとの推力が調節可能であり、それにより、ＣＧが移動した場合、垂直飛行における揚力中心を再配置することができる。

複数の独立した垂直上昇ロータによって、垂直推力には冗長性があり、いずれか１つのロータが不具合を起こしても、推力および制御は有効である。 大きな制御力をもたらす複数の垂直ロータがあるので、ロータをより小さくして、突風状態の作動でも応答速度をより速くすることができる。 一実施形態では、１つまたは複数の上昇ロータの不具合から離れて上昇システムの冗長性を実現するために、個々の電気モータおよび制御装置が各垂直上昇ロータを駆動する。 一部の実施形態では、垂直推力ロータは、それらを隠蔽し、揚力を増加させるダクト内に埋め込まれている。 他の実施形態では、保護シュラウドが、他の物体との接触を防ぎ、ロータへのＦＯＤを防止する。 整列した垂直上昇ロータと組み合わさった保護シュラウドは、高効率飛行のための低巡航抗力をもたらす。 離陸、移行、着陸中に発生する地域騒音レベルを低くするために、様々な実施形態では、低先端速度の垂直上昇ロータが使用される。 ウイングレットを持つ低前方翼および高後方翼を有する実施形態では、航空機にとって高い空力効率を実現すると共に、ヨーイング安定性も実現する。 一部の実施形態では、ホバリングしているとき、または地上にある間、小さな機体占有面積を実現するために翼が折り畳まれる。 翼の一部の実施形態は、翼折畳み部の内側部分のみに操縦翼面を有し、それによって、関節運動式制御リンク機構を必要としない。 機体の上昇に使用される上昇ロータが、前方推力ロータとは別であるので、それぞれが、その特定の作動状態に対して最適化される。 その様な機体は、様々な乗員の大きさ搭載量に亘って、有人操縦式実施形態または無人操縦式実施形態のいずれにも使用することができる。

一実施形態による自家用航空機の機体の上面図である。

一実施形態による自家用航空機の機体の第２の図である。

本発明の一実施形態による自家用航空機の機体の前面図である。

一実施形態による自家用航空機の左側面図である。

一実施形態によるダクト式ロータを有する自家用航空機の図である。

代替的実施形態によるダクト式ロータを有する自家用航空機の図である。

一実施形態による折畳み式翼を有する自家用航空機の図である。

一実施形態による折畳み式翼を有する自家用航空機の図である。

図１は、一実施形態による自家用航空機１００を示す。 航空機１００は、垂直上昇ロータ１０１と、前方飛行プロペラ１０３と、前方翼１０４と、ウイングレット１０６を有する後方翼１０５と、保護シュラウド１０２（フェンス（ｆｅｎｃｅ）としても知られている）と、胴体１０７とを備える。 胴体１０７は、また、着陸装置および動力源（図示せず）を備える。 図２は、左舷主着陸装置および機首着陸装置２０５を含めて、自家用航空機１００の第２の図を示す。 図３は、自家用航空機１００の前視図であり、左舷着陸装置、右舷着陸装置、および機首着陸装置２０５が示されている。 図４は、一実施形態による自家用航空機１００の左（左舷）側の図である。

様々な実施形態では、航空機１００は、１人だけのパイロットおよび個人の荷物を受け入れる大きさになっている。 たとえば、機首から最後部の面までの航空機の長さは、１５フィート（４．６メートル）と２０フィート（６．１メートル）との間にあり、その翼幅は１５フィート（４．６メートル）と２０フィート（６．１メートル）との間にある。 代替的実施形態では、航空機は、当業者には理解されるように、本明細書に記載の原理から逸脱しない限り、より長くてもより細くてもよく、より広くてもより狭くてもよい。

航空機１００は、様々な実施形態では、主として複合材料で構成されている。 胴体１０７および翼１０４、１０５は、炭素繊維複合材料から製作されている。 代替的実施形態では、翼は、炭素繊維複合材製翼外皮の内側または外側に取り付けられた金属製フィッティングおよびリブを有ることができる。 一部の実施形態では、翼外皮は、ケブラーなど他の複合材と組み合わされた炭素繊維製の複合材を含むことができる。 他の代替的実施形態では、胴体は、それらに限定されないが鋼鉄またはアルミニウムなどの材料から製作された金属製トラスを、トラスを覆う複合材外皮と共に備え得る。 この実施形態における複合材胴体外皮は、当業者には理解されるように、炭素繊維、ケブラー、または他の複合材料から製作することができる。 一実施形態では、コックピットの窓は、ポリカーボネートであるが、他の軽量で透明なプラスチックを使用することもできる。 一部の実施形態では、フェンス１０２は、ケブラーおよび炭素繊維複合材から製作される。 代替的実施形態では、それらフェンスは、炭素繊維のみから、またはケブラーもしくは同様な繊維のみから製作される。

一実施形態では、ロータ１０１は、１６インチ（４１センチメートル）の半径を有し、炭素繊維複合材料から製作され、代替的実施形態では、アルミニウムのハブに取り付けられた炭素繊維複合材ブレードから製作される。 他の実施形態では、ロータは、アルミニウムのハブに取り付けられた木製ブレード、または炭素繊維複合材のハブに取り付けられた木製ブレードから製作される。 ロータは、モータアセンブリにボルト止めされる単体部品であってもよい。

航空機１００は、前方翼１０４および後方翼１０５を備える。 後方翼は、後退角を持ち、その両端にウイングレット１０６を有する。 ウイングレットは、横安定性をもたらし、後方翼の揚力に起因する抗力を減少させる。 翼に後退角を持たせることにより、航空機の縦安定性を改善し、また、横安定性におけるウイングレットの効果を増加させる。 一部の実施形態では、後方翼を折り畳むことができ、それによって、後退角のない後方翼を有する航空機と同じ機体全体長さを維持することができる。 さらに、後方翼に後退角を持たせることによって、ロータを収める、より広いスペースが得られる。 前方翼１０４はまた、様々な実施形態では、後方翼１０５が取り付けられるより実質的に低い位置で胴体１０７に取り付けられる。 一平面上にない翼浮揚システムによって、巡航飛行中、翼に高効率の揚力を発生させることが可能になる。 ２つの翼の間の垂直方向の離隔距離は、胴体への取付けに関する制約を前提とはするが、可能な限り大きく選択することができる。 翼の垂直方向の離隔距離を最大にすることによって、前方翼と後方翼との間の負の空力干渉が低減される。 したがって、機体の揚力に起因する抗力が、単一平面内の翼浮揚システムに比較して著しく、たとえば１５〜２０％ほど減少する。

ウイングレット１０６が、後方翼１０５の先端に配置されて、後方翼の揚力に起因する抗力を減少させ、同時にヨーイングまたは方向安定性および制御をもたらす。 当業者には理解されるように、特定のウイングレット形状が、十分な安定性のために確立される。 一部の実施形態では、ウイングレットは下方に延長され、空気流が航空機に生じる航空機の横滑り角とヨーイングモーメントとのカップリングを低下させることによって制御性の向上をもたらす。 他の実施形態では、図２に示すように、ウイングレット１０６は上方に延長される。

一実施形態では、タンデム翼システムは、各翼の翼先端が折り畳める接手を有し、航空機１００を限られた空間内に収めることができる。 たとえば、一実施形態では、翼を折り畳むことによって、航空機を、８'×７'×１６'の空間、または通常の１台だけの自動車用の車庫によって形成される空間に格納することができる。 一実施形態では、後方翼１０５は、８．４度の上半角を有する。 他の実施形態では、上半角は、−１０度と１０度との間の範囲にある。

垂直上昇ロータアセンブリ１０１は、航空機１００の両側に装着されている。 一実施形態では、推進ブーム１１４が胴体１０７の両側に固定されている。 垂直上昇ロータアセンブリ１０１は、ブーム１１４の上部に装備されている。 推進ブーム１１４は、ストラット１１６によって胴体１０７に取り付けられている。 ストラット１１６は、ロータからの吹き降ろしがストラットに当たらないように配置される。 一部の実施形態では、各ブームを胴体に連結する３つのストラットがある。 代替的実施形態では、各ブームを胴体に連結する２つまたは１つのストラットがある。 他の実施形態では、ストラットは、胴体へのブームの取付けを改善するために、前方、後方、上方、または下方に傾けることができる。 一実施形態では、垂直に配向された支持構造体が、ホバリング中の垂直上昇ロータ荷重から離れて曲げ剛性を増加させる。

各垂直上昇ロータアセンブリ１０１はロータおよびモータを備える。 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、または一体式ハブを有する単体部品として製造することができる。 ハブは、ブレードが連結される中央構造体を形成し、一部の実施形態では、モータを包み込む形状に製作される。 モータは回転部分と、静止部分とを備える。 一実施形態では、回転部分が静止部分に対して同心であり、半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、インランナモータとして知られているが、静止部分がモータの外輪を形成することができ、または、アウトランナモータとして知られているが、静止部分がモータの内輪を形成することができる。 他の実施形態では、回転部分および静止部分が平らで、互いに対向して配置されており、軸方向磁束モータとして知られている。 ロータは、モータの回転部分に取り付けられている。 モータの静止部分は推進ブーム１１４に取り付けられている。 一部の実施形態では、モータは永久磁石モータであり、電子モータ制御装置によって制御される。 電子モータ制御装置は、電流を正確なシーケンスでモータに送って、ロータを所望の速度で、または所望のトルクによって回転させることができる。

既述のように、航空機１００は両側それぞれに複数のロータアセンブリ１０１を備える。 垂直上昇ロータは、水平巡航中に前方飛行プロペラ１０３が発生する推力とは独立した推力を発生するように構成されている。 垂直上昇ロータは、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発生する。 一実施形態では、各ロータは、フライトエンベロープの全ての部分での制御を維持するために、ホバリングに必要な推力より、たとえば４０％大きい推力を発生する。 ロータは、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によって必要な推力を発生するように、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最適化される。 様々な実施形態では、航空機への反作用トルクをバランスさせるために、半分のロータが一方の方向に回転し、他の半分のロータが反対方向に回転する。 図１に示された実施形態では、片側に４つずつの垂直上昇ロータアセンブリ１０１が示されている。 代替的実施形態では、より多くの、またはより少ない垂直上昇ロータによって、垂直上昇および制御が行われる。 片側に少なくとも２つずつのロータが存在すると、１つのロータが不具合を起こしても、重心周りの平衡を保って垂直方向の力を発生させる能力が維持される。 これは、不具合を生じたロータの反対側の４半分の推力を減少させることによって達成される。 片側に３つずつのロータが存在すると、３軸周りまたは３軸方向全ての飛行制御が可能になる。 両側それぞれのロータの数が増加するにつれて、いずれか１つのロータが止まっても、垂直推力の全体的損失が減少する結果になる。 ただし、ロータの対が追加されるごとに、複雑さ、および不具合が生じる確率が増加し、同時にコストおよび重量も増加する。

一実施形態では、片側に２つずつの垂直上昇ロータアセンブリ１０１がＣＧの前に配置され、２つずつがＣＧの後ろに配置される。 このようにして、ホバリングにおけるロータの揚力中心が、航空機１００の重心と同じ位置になる。 各独立した垂直上昇ロータがその推力を修正して、平衡の取れた垂直揚力、あるいは制御を行うための不平衡揚力を発生することができるので、この配置が、胴体１０７内の搭載物の長手方向または横方向位置を変化させることを可能にする。

前方飛行プロペラ１０３が、前方飛行への移行、上昇、降下、および巡航のための推力を発生する。 一実施形態では、２つ以上の前方推力プロペラ１０３が、後方翼１０５の翼幅に沿って装着されている。 あるいは、単一の前方推力プロペラが、翼幅の中央で胴体１０７の後方部分に装着される。 プロペラは、それらを回転させるのに必要なトルクが飛行機に最終トルクを生じないように、反対方向に回転させることができる。 また、２つのプロペラの推力は、ヨーイング制御モーメントを発生させるために差動的に変化をさせることができる。 翼に配置することによって、プロペラへの流入擾乱をより小さくする結果になる。 胴体にプロペラを一つだけ使用することによって、構成要素の数を少なくし、重量を減らすことができるが、モータの大きさが異なり、流入流が胴体による擾乱を伴うことになる。 一実施形態では、前方飛行における動力を供給し、またはバッテリシステムを再充電するために小さな炭化水素系燃料エンジンを有するハイブリッド電気システムにおいて、単一のプロペラが使用される。

胴体１０７は、機体重心、ならびに垂直上昇ロータ１０１、前方翼１０４、および後方翼１０５の取付け構造体の近傍に搭載荷重空間を設ける。 前方飛行プロペラ１０３は、また、胴体の後方部分にも取り付けることができる。 他の実施形態は、曲げ荷重に対抗すると共に、ロータの気流との干渉を最小にするような態様で胴体に取り付けられた保護シュラウドまたはダクトを有する。

垂直上昇ロータおよび前進プロペラは、動力システムによって給電される電気モータによって駆動される。 一実施形態では、動力システムは、各モータにつき１つのモータ制御装置に取り付けられたバッテリを備える。 バッテリがＤＣ電圧および電流を供給し、それを、モータ制御装置が、フライトコンピュータまたは他の発信源からの制御入力に応答してモータを回転させるＡＣ信号に変換する。 代替的実施形態では、ロータおよびプロペラは、小さい炭化水素系燃料エンジンおよびより小さいバッテリを有するハイブリッド電気システムを備える動力システムによって駆動される。 炭化水素系エンジンは、前方飛行の航続距離を延ばし、バッテリシステムを再充電することができる。

様々な実施形態における垂直上昇ロータアセンブリ１０１は、偶発的なブレードの衝突を避けるためにダクトまたは保護シュラウド１０２のいずれかによって保護される。 一実施形態では、図５に示されるように、ロータブレードは、ダクト５０２によって完全かつ厳重に囲繞され、そのダクトはまた揚力の増加ももたらす。 この追加揚力は、ロータ前面の空気速度の増加に起因するダクト表面の吸引力によって発生する。 別の実施形態では、ロータは、保護シュラウド１０２またはフェンスのみによって、緩やかに囲繞されている。 図６を参照すると、垂直上昇ダクトを使用する実施形態では、ダクトは、巡航飛行中に空気流からダクトを封止して機体の抗力を減少させるダクトカバー６０１を伴う実施形態、または伴わない実施形態のいずれかを有する。

垂直上昇ロータ１０１は、水平巡航中に前方飛行ロータ１０３が発生する推力とは独立した推力を発生する。 一部の実施形態では、これが、ロータおよびプロペラの両方に関して固定ピッチを使用することを可能にする。 この独立した推力の発生により、同じロータに垂直および水平の推力の両方を発生させることとは対照的に、可変ピッチ機構を必要とせずに、零対気速度飛行性能および低騒音に関してロータ１０１を最適化することが可能になる。 ロータは、ホバリングおよび低速飛行状態での単一ピッチのブレード設定に関して設計することによって最適化される。 前方飛行プロペラ１０３は、やはり可変ピッチ機構を必要とせずに、巡航対気速度の飛行性能に関して最適化される。 これらブレードは、巡航作動に関する最適なピッチ、捻り、テーパ、および毎分回転数によって設計される。 ロータおよびプロペラは完全に分離されているので、それらは、それらに特定の作動状態で最適になるように、先端速度、毎分回転数、直径など異なる特性を有することができる。 これらは、推進システムの機械的複雑さを低減させる。

複数の垂直上昇ロータ１０１の長手方向配置は、ロータの組合わせ全体に亘る直接の推力または作動トルクを組み合わせることによって、ピッチ、ロール、ヨーイングモーメントを、垂直方向の力と同時に、直接発生させることができる。 機体上の様々な位置でのロータの推力を変化させることによって、制御モーメントが生成される。 いくつかのロータの推力を変化させることによって、高度を制御することができる。 直接の推力および作動トルクを使用することによって、予測通りの制御力が得られる。 その結果は、より早い応答速度および突風応答性であり、それらは、直径の小さな垂直上昇ロータ１０１の低い慣性モーメント、ならびに電気モータの高いトルクおよび応答速度によって増強される。 総合して、このシステムは、パイロットの制御入力に対して正確かつ反応性の良い制御システムを可能にする。

既述のように、独立に制御される複数のロータを使用することによって、冗長性のある上昇システムが提供される。 たとえば、６つ以上のロータを備えるシステムは、１つまたは複数の個々の構成要素が不具合を起こしても、前方対気速度なしに、安全な作動状態でホバリングおよび垂直上昇を可能にする。

垂直上昇ロータ１０１は、航空機の飛行方向に沿って長手方向に整列して配置され、それにより巡航抗力を減少させる。 他の実施形態では、本体の空気流と整合させるため、あるいは設置面積をより小さく纏めるために、他の態様で偏移されたロータを有する。 一実施形態は、胴体１０７に取り付けられた水平に配向された支持構造体による整列配置を有する。

既述のように、一部の実施形態では翼１０４および１０５が折り畳まれる。 一部の実施形態は、軽量なヒンジを可能にするために、荷重の小さい箇所、たとえば翼幅の５０％外側よりに配置された翼折畳み部を有する。 他の実施形態では、前方翼は折り畳まない。 他の実施形態では、通常の１台だけの車庫のような、８'の幅の空間に入れることができるように翼が折り畳まれる。 代替的実施形態はまた、はさみ状の動きなどの他の態様で、前方翼を胴体の下側または胴体の側面に沿って畳み込むことを含む。 このはさみ状畳み込みは、後方にその中心枢支点周りに回転することを可能にする前方翼中心の枢支およびピンによって達成される。 この実施形態は、翼構造の奥行きが最も大きい箇所で単一点周りの翼の関節結合を可能にして重量を低減し、同時に、電気機械式アクチュエータによって機体の側面へ前方翼を完全に折り畳み込むことを可能にして、ホバリング中または地上でのパイロットの視認性を向上させる。 はさみ状折畳み式前方翼を備える実施形態では、着陸装置は、２つの主後方着陸装置車輪と共に単一の前輪を備える。

後方翼１０５もまた、前方飛行中の航空機揚力の一部を生じさせる。 一実施形態では、図７Ａおよび７Ｂを参照すると、後方翼折畳み部３０２は、後方翼構造体を下方に関節運動させて、より狭い占有面積での地上操作または格納を可能にする。 下方に折り畳むことにより、機体幅および高さの両方の点で、ウイングレット３０３を小さな扉開口または格納空間に収めることができる。 他の実施形態では、後方翼は折り畳まない。 代替的実施形態ではまた、より長い翼幅が望ましく、地面に当たらずに折り畳むことができない場合に、上方へ後方翼の上部に折り畳むなど、後方翼を別の態様で折り畳むこともある。

一実施形態では、航空機１００は、前方翼および後方翼を折り畳んだ状態で離着陸することができる。 垂直飛行において翼を折り畳んで離着陸することにより、翼の揚力性能を低下させ、翼幅をより短くすることによって、不安定な風の状態に起因する機体の突風反応が低減される。 翼の揚力は、ホバリング中は必要なく前方飛行にのみ必要なので、地上から離れて十分な高度が達成されるまで、翼を広げずにい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、地上で利用できる離着陸スペースおよび風の状態が不利な場合のある種の運用に関して利点がある。 電気機械式アクチュエータが、前方飛行を開始する前に翼を広げる作動力を発生する。

一実施形態では、運動部品を少なくすることによって機械的複雑さを減らすために、折畳みヒンジ機構の外側寄りに操縦ラインを必要とすることなく折り畳むことができるように、操縦翼面は、前方翼折畳み部３０１および後方翼折畳み部３０２の内側部分に配置されている。 操縦翼面は、前方飛行中のピッチ、ロール、ヨーイング制御を空気力学的に行い、それによって、垂直上昇ロータは、低前方速度または零前方速度を除いては、制御に必要ではない。 より大きな前方飛行制御応答性を必要とする他の実施形態では、翼折畳み機構の外側寄りに操縦翼面を有することもある。 別の実施形態では、翼の外側より部分にのみ操縦翼面を有する。

着陸装置２０５は、地上にある間に航空機が移動することができるように車輪を備える。 １つの前方２０４および２つの後方２０２主着陸装置は、抗力をより低くし、前方翼への揚力干渉をより小さくする。 他の実施形態では、航空機が前方運動なしに離着陸することができるので、着陸装置はスキッドであり車輪を持たない。 代替的実施形態は、２つの前方および１つの後方主着陸装置を備えて、地上安定性のために前方着陸装置を広く離隔することができる。 一部の実施形態では、一部または全ての車輪に、車輪を駆動することができる電気モータが取り付けられている。 その様なモータは、地上にある間、機体を自己推進させることができる。

上記に特に説明した実施形態に加えて、当業者は、本発明をさらに他の実施形態で実行することができ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人以上の搭乗者を載せるように設計される。 その様な実施形態では、翼幅がより大きくなり、ロータは直径がより大きくなり、胴体１０７はより幅が大きくなる。 代替的実施形態では、航空機１００は、パイロットまたは乗員なしに飛行することができる無人機である。 乗客なしの実施形態は、地上リンクを介し、あるいは予め定められた飛行経路によって、パイロットの代わりに方向制御入力を与える追加の操縦システムを有する。

この説明は特定の実施形態の場合について行われてきたが、当業者は、提供された教示から多くの代替的実施形態を導き出すことができることを理解するであろう。 さらに、この記載された説明において、構成要素の特定の名付け方、用語の大文字標記などは、別途明記されない限り、絶対的または確固たるものではなく、説明された発明またはその特徴を実行する機構は、様々な名称、形態、またはプロトコル（ｐｒｏｔｏｃｏｌｓ）を有し得る。

最後に、本明細書に使用された言葉は、主として読み易さおよび説明を目的として選択されており、本発明の主題を正確に記述しまたは確定するようには必ずしも選択されていないことに留意されたい。 したがって、本開示は、それに限定せずに、本発明の範囲を例示しようとするものである。