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公開番号2025160330
公報種別公開特許公報(A)
公開日2025-10-22
出願番号2025124343,2023570206
出願日2025-07-24,2022-05-23
発明の名称航空機
出願人シクロテックゲーエムベーハー
代理人個人,個人,個人,個人
主分類B64C 27/02 20060101AFI20251015BHJP(航空機;飛行;宇宙工学)
要約【課題】同じ方向に回転する推進デバイス、特にサイクロジャイロロータによって安定したホバリング飛行を実施することができる航空機を提供する。
【解決手段】長手方向と垂直方向と横断方向とを定義する航空機本体と、各々の関連する回転軸の周りで回転可能であり、各々の関連する推力ベクトルを発生させる少なくとも2つの推進デバイスであって、第1の数の推進デバイスは、横断方向に対して平行な第1の直線に沿って配置されており、第2の数の推進デバイスは、横断方向に対して平行な第2の直線に沿って配置されており、第1の直線は、第2の直線から間隔を空けて配置されており、航空機の重心は、第1の直線と第2の直線との間に配置されている、少なくとも2つの推進デバイスとを含む。
【選択図】図1
特許請求の範囲【請求項１】
航空機（１００）であって、
－長手方向（１０１）と垂直方向（１０３）と横断方向（１０２）とを定義する航空機本体（１２０）であって、前記長手方向は、前記航空機（１００）のテール（１２２）からノーズ（１２１）への方向に対応し、前記垂直方向は、前記航空機（１００）が地面の上に載置されているときの地球の引力の方向に対応し、前記横断方向は、前記長手方向及び前記垂直方向に対して垂直である、航空機本体（１２０）と、
－それぞれ、関連する回転軸（５）の周りで回転可能であり、各々の関連する推力ベクトル（７０１、７０２）を発生させる少なくとも２つの推進デバイス（１、１Ｆ、１Ｒ）であって、
第１の数の前記推進デバイス（１Ｆ）は、前記横断方向（１０２）に対して平行な第１の直線に沿って配置されており、第２の数の前記推進デバイス（１Ｒ）は、前記横断方向（１０２）に対して平行な第２の直線に沿って配置されており、
前記第１の直線は、前記第２の直線から間隔を空けて配置されており、
前記航空機（１００）の重心は、前記長手方向（１０１）に関して、前記第１の直線と前記第２の直線との間に配置されている、
少なくとも２つの推進デバイス（１、１Ｆ、１Ｒ）と、
を含み、
前記航空機（１００）は、前記航空機の前記重心（１５０）に関して前記航空機に作用する全ての力及び前記航空機に作用する全てのトルクが実質的に消失するホバー飛行を実施するように適合されている、航空機（１００）において、
前記ホバー飛行において、
－前記関連する回転軸（５）のそれぞれは、前記航空機本体の前記横断方向（１０２）に実質的に方向付けられており、
－前記少なくとも２つの推進デバイス（１、１Ｆ、１Ｒ）のそれぞれは、前記各々の関連する回転軸（５）の周りで実質的に同じ回転の方向（５１）に回転する
ことを特徴とする、
航空機（１００）。
続きを表示（約 2,900 文字）【請求項２】
前記第１の数の前記推進デバイス（１Ｆ）は、前記長手方向（１０１）に関して前記航空機の前部領域に配置されており、前記第２の数の前記推進デバイス（１Ｒ）は、前記長手方向（１０１）に関して前記航空機の後部領域に配置されている、請求項１に記載の航空機（１００）。
【請求項３】
ホバー飛行を実施しているときの前記航空機の前記重心（１５０）は、前記前部領域の前記推進デバイス（１Ｆ）が配置されている前記直線から長手方向の距離ｌ
１
に配置され、
TIFF
2025160330000077.tif
12
170
であり、
TIFF
2025160330000078.tif
14
170
であり、
式中、
Ｒ
ｍｉｎ
は、一方の前記前部領域に配置された前記推進デバイス（１Ｆ）の前記推力ベクトル（７０１）と他方の前記後部領域に配置された前記推進デバイス（１Ｒ）の前記推力ベクトル（７０２）との間の最小許容比、
Ｒ
ｍａｘ
は、一方の前記前部領域に配置された前記推進デバイス（１Ｆ）の前記推力ベクトル（７０１）と他方の前記後部領域に配置された前記推進デバイス（１Ｒ）の前記推力ベクトル（７０２）との間の最大許容比、
ｌは、前記第１の直線と前記第２の直線との間の距離、
ａ
１
は、前記前部領域に配置された前記推進デバイス（１Ｆ）の特性数、
ａ
２
は、前記後部領域に位置する前記推進デバイス（１Ｒ）の特性数である、
請求項２に記載の航空機（１００）。
【請求項４】
ホバー飛行中に平行に整列される前記関連する回転軸を有するように適合されている、請求項１～３のいずれか一項に記載の航空機（１００）。
【請求項５】
航空機（２００）であって、
－航空機胴体（２２０）と、
－前記航空機胴体の周囲に取り付けられており、各々の関連する回転軸（５Ａ、５Ｂ）の周りで回転可能であり、各々の関連する推力ベクトル（２００１、２００２、２００３、２００４）を発生させる少なくとも３つの推進デバイス（１Ａ、１Ｂ）と、
を含み、
前記航空機（２００）は、前記航空機の重心（２５０）に関して前記航空機に作用する全ての力及び前記航空機に作用する全てのトルクが実質的に消失するホバー飛行を実施するように適合されている、航空機（２００）において、前記ホバー飛行中、
－前記少なくとも３つの推進デバイス（１Ａ）のうちの２つの前記関連する回転軸（５Ａ）は、第１の方向（２０１）に実質的に整列しており、前記少なくとも３つの推進デバイス（１Ｂ）のうちの他の前記関連する回転軸（５Ｂ）は、第２の方向（２０２）に実質的に整列しており、
－前記第１の方向（２０１）は前記第２の方向（２０２）に平行ではなく、
－回転軸（５Ａ）が前記第１の方向（２０１）に方向付けられた前記２つの推進デバイス（１Ａ）のそれぞれは、ホバー飛行中に前記各々の関連する回転軸（５Ａ）の周りで実質的に同じ回転方向に回転する、
ことを特徴とする、航空機（２００）。
【請求項６】
－前記航空機胴体の周囲に取り付けられており、各々の関連する回転軸（５Ａ、５Ｂ）の周りで回転可能であり、各々の関連する推力ベクトル（２００１、２００２、２００３、２００４）を発生させる少なくとも４つの推進デバイス（１Ａ、１Ｂ）
を含み、
前記航空機（２００）は、前記ホバー飛行を実施するように適合されており、前記ホバー飛行中、
－前記少なくとも４つの推進デバイス（１Ａ）のうちの２つの前記関連する回転軸（５Ａ）は、前記第１の方向（２０１）に実質的に整列しており、前記少なくとも４つの推進デバイス（１Ｂ）のうちの更なる２つの前記関連する回転軸（５Ｂ）は、前記第２の方向（２０２）に実質的に整列しており、
－ホバー飛行中に回転軸（５Ａ）が前記第１の方向（２０１）に方向付けられる前記２つの推進デバイス（１Ａ）のそれぞれは、前記各々の関連する回転軸（５Ａ）の周りで実質的に同じ回転方向に回転する、及び／又はホバー飛行中に回転軸（５Ｂ）が前記第２の方向（２０２）に方向付けられる前記２つの推進デバイス（５Ｂ）のそれぞれは、前記各々の関連する回転軸（５Ｂ）の周りで実質的に同じ回転方向に回転する、
請求項５に記載の航空機（２００）。
【請求項７】
３つの推進デバイスが、正三角形の辺を形成するように前記航空機胴体の周囲に配置されており、
－前記航空機胴体（２２０）は、前記三角形の幾何学的中心に位置し、
－前記第１の方向は、前記３つの推進デバイスのうちの２つが位置する直線によって定義され、
－前記第２の方向は、前記第１の方向に対して実質的に垂直であり、
－前記第１の方向を向いている前記直線上に位置する前記２つの推進デバイスそれぞれの前記回転軸は、前記直線と０°～３０°の範囲の角度を含む、
請求項５に記載の航空機（２００）。
【請求項８】
ｎ個の推進デバイスが、ｎ＞３であるｎ個の辺を持つ正多角形の頂点を形成するように、前記航空機胴体の周囲に配置されており、
－前記航空機本体（２２０）は、ｎ個の辺を持つ前記多角形の幾何学的中心に位置し、
－前記第１の方向は、前記ｎ個の推進デバイスのうちの２つが位置する第１の直線によって定義され、
－前記第２の方向は、前記ｎ個の推進デバイスのうちの更に別の２つが位置する第２の直線によって定義され、
－前記第１の方向を向いている前記第１の直線上に位置する前記２つの推進デバイスそれぞれの前記回転軸は、前記第１の直線と０°～１８°の範囲の角度を含む、
請求項６に記載の航空機（２００）。
【請求項９】
前記第１の直線と前記第２の直線との間の前記角度は、７２°～９０°の範囲である、請求項８に記載の航空機（２００）。
【請求項１０】
－前記第２の方向（２０２）は、前記第１の方向（２０１）に対して実質的に垂直であり、
－前記少なくとも４つの推進デバイス（１Ａ）のうちの２つは、前記第１の方向（２０１）に沿って配置されており、前記少なくとも４つの推進デバイス（１Ｂ）のうちの他の２つは、前記第１の方向に対して実質的に垂直な前記第２の方向（２０２）に沿って配置されている、
請求項６～９のいずれか一項に記載の航空機（２００）。
（【請求項１１】以降は省略されています）
発明の詳細な説明【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機並びに航空機を製造及び制御する方法に関する。特に、本発明は、同じ方向に回転する推進デバイス、特にサイクロジャイロロータによって安定したホバリング飛行を実施することができる航空機に関する。
続きを表示（約 1,900 文字）【背景技術】
【０００２】
推進デバイスとしてサイクロジャイロロータを使用する航空機は、サイクロジャイロと呼ばれる。ヘリコプターと同様に、サイクロジャイロもまた、垂直離着陸（ＶＴＯＬ）機、すなわち、滑走路なしで垂直に離着陸することができる航空機である。
【０００３】
サイクロジャイロロータは、以下ロータブレードと呼ばれる回転翼による推力発生の原理に基づく。ヘリコプターの推進システムに使用されているような古典的な回転翼とは対照的に、サイクロジャイロロータのブレードの回転軸は、ブレード／ロータブレードの長手方向軸に対して平行に整列している。サイクロジャイロロータ全体の推力の方向は、回転軸に垂直である。
【０００４】
ホバリング飛行又は一定速度での前進飛行などの静止動作では、いずれの場合においても必要最小限の推進力で総推力に最大限寄与するために、サイクロジャイロロータの全てのロータブレードは、理想的には、常時、流れの方向に対して可能な限り最良に方向付けられるべきである。流れの方向に対するロータブレードの最大ピッチは、発生する推力の大きさに直接影響する。ロータが回転する際、１回転の間に各ロータブレードのピッチを連続的に変更しなければならない。したがって、サイクロジャイロロータの各ロータブレードは、ピッチ角の周期的な変更を行う。ピッチ角のこの周期的な変更は、ピッチ運動と呼ばれる。
【０００５】
ピッチ運動を発生させるための様々なピッチ機構が知られている。例えば、各ロータブレードは、１つ以上の接続ロッドを介して偏心支承軸に接続され得る。生じるロータブレードのピッチ運動は、各ロータの回転によって周期的に繰り返される。
【０００６】
サイクロジャイロ用の推進デバイスの様々な実施形態は、例えば、欧州特許出願公開第３５４８３７８（Ａ１）号及び欧州特許出願公開第３７１５２４９（Ａ１）号に記載されている。
【０００７】
ロータブレードの周期的な調整により、ロータの回転軸に垂直な推力ベクトルを発生させる。ロータブレードピッチを周期的に変更するためにオフセットデバイスが使用され、したがって、推力ベクトルは、ロータの回転軸に垂直な平面全体内で回転させることができる（推力ベクトル制御）。推力ベクトルに加えて、ロータは、回転軸の周りで、ロータの回転の方向と反対のトルクを発生させる。このトルクは、ロータブレードに作用する空気力、すなわち揚力及び抗力の接線成分から生じる。
【０００８】
空気がロータに対して外から流れる場合、空気力学的特性、したがって、発生する推力ベクトルの特性が変化する。ロータが前進飛行中の場合、空気は、前方からロータに能動的に吹き付けられる。変化する特性は、マグヌス効果によってほぼ説明することができる。これは、「流れの中で回転する球体が、流れの方向に対して垂直な横力を受ける」ことを示す。
【０００９】
横力の方向は、本体又はこの場合はサイクロジャイロロータの回転の方向に依存する。
【００１０】
しかしながら、例えば、I.S.Hwangらによる論文“Development of a Four－Rotor Cyclocopter”from Journal of Aircraft,Vol. 45, No. 6, November－December 2008,pages 2151 ff.及びM.Benedictらによる論文“Experimental Optimization of MAV－Scale Cycloidal Rotor Performance” from Journal of the American Helicopter Society 56, 022005(2011)から周知の航空機又はサイクロジャイロでは、入射流が一定のままである一方で、ロータは反対方向に回転する。この場合、すなわちロータが反対方向に回転する場合、マグヌス効果によって生じるロータの横力は同じ方向に作用せず、したがって、同じ揚力が必要となる一方で、総推力は減少する又はパワー要件は増加する可能性がある。したがって、より高い前進速度及び反対の回転方向では、マグヌス効果の負の効果をロータによってもはや補償することができない可能性がある。その結果、航空機はもはや飛行できず、ロータを揚力発生構成要素として使用することはできない。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
（【００１１】以降は省略されています）

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