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特開2024-19668航空機アセンブリ、航空機の翼アセンブリ及び航空機を製造する方法
(19)【発行国】日本国特許庁(JP)
(12)【公報種別】公開特許公報(A)
(11)【公開番号】P2024019668
(43)【公開日】2024-02-09
(54)【発明の名称】航空機アセンブリ、航空機の翼アセンブリ及び航空機を製造する方法
(51)【国際特許分類】
B64C 27/24 20060101AFI20240202BHJP
B64C 3/40 20060101ALI20240202BHJP
【ＦＩ】
B64C27/24
B64C3/40
【審査請求】有
【請求項の数】20
【出願形態】ＯＬ
(21)【出願番号】P 2023215907
(22)【出願日】2023-12-21
(62)【分割の表示】P 2022081615の分割
【原出願日】2018-03-16
(31)【優先権主張番号】15/848,705
(32)【優先日】2017-12-20
(33)【優先権主張国・地域又は機関】US
(31)【優先権主張番号】62/490,814
(32)【優先日】2017-04-27
(33)【優先権主張国・地域又は機関】US
(71)【出願人】
【識別番号】519381481
【氏名又は名称】プテロダイナミクス・インコーポレイテッド
【氏名又は名称原語表記】ＰＴＥＲＯＤＹＮＡＭＩＣＳ ＩＮＣ．
【住所又は居所原語表記】１４１６５ ＨＵＲＯＮ ＣＴ．， ＭＯＯＲＰＡＲＫ， ＣＡ ９３０２１， ＵＮＩＴＥＤ ＳＴＡＴＥＳ ＯＦ ＡＭＥＲＩＣＡ
(74)【代理人】
【識別番号】110001818
【氏名又は名称】弁理士法人Ｒ＆Ｃ
(72)【発明者】
【氏名】ペトロフ，ヴァル
(57)【要約】
【課題】垂直離着陸とともに有効な前方飛行を可能にする航空機アセンブリを提供する。
【解決手段】長手方向軸を有する胴体１０４と、胴体１０４の対向側に対して延びるように構成された一対の翼１０２であって、胴体１０４から延びるように構成された固定部と、固定部から延びるように構成された回転部とを有する各翼１０２と、各翼１０２の少なくとも回転部に取付けられるように構成された少なくとも１つの推力生成コンポーネント１０６と、及び、各翼１０２に付随され、胴体１０４に対する各翼１０２の回転部の回転運動を容易にする旋回継手とを備え、旋回継手は、胴体１０４の長手方向軸に対して斜めの旋回軸を画定し、各翼１０２の回転部は、航空機アセンブリの水平飛行用に構成された第１位置と、航空機アセンブリの垂直離着陸用に構成された第２位置との間で旋回軸を中心に回転可能である、航空機アセンブリ。
【選択図】図１
【解決手段】長手方向軸を有する胴体１０４と、胴体１０４の対向側に対して延びるように構成された一対の翼１０２であって、胴体１０４から延びるように構成された固定部と、固定部から延びるように構成された回転部とを有する各翼１０２と、各翼１０２の少なくとも回転部に取付けられるように構成された少なくとも１つの推力生成コンポーネント１０６と、及び、各翼１０２に付随され、胴体１０４に対する各翼１０２の回転部の回転運動を容易にする旋回継手とを備え、旋回継手は、胴体１０４の長手方向軸に対して斜めの旋回軸を画定し、各翼１０２の回転部は、航空機アセンブリの水平飛行用に構成された第１位置と、航空機アセンブリの垂直離着陸用に構成された第２位置との間で旋回軸を中心に回転可能である、航空機アセンブリ。
【選択図】図１
【特許請求の範囲】
【請求項1】
長手方向軸を有する胴体と、
前記胴体の対向側に対して延びるように構成された一対の翼であって、前記胴体から延びるように構成された固定部と、前記固定部から延びるように構成された回転部とを有する各翼と、
前記各翼の少なくとも前記回転部に取付けられるように構成された少なくとも１つの推力生成コンポーネントと、及び、
前記各翼に付随され、前記胴体に対する前記各翼の前記回転部の回転運動を容易にする旋回継手とを備え、
前記旋回継手は、前記胴体の前記長手方向軸に対して斜めの旋回軸を画定し、
前記各翼の前記回転部は、航空機アセンブリの水平飛行用に構成された第１位置と、航空機アセンブリの垂直離着陸用に構成された第２位置との間で前記旋回軸を中心に回転可能である、航空機アセンブリ。
前記胴体の対向側に対して延びるように構成された一対の翼であって、前記胴体から延びるように構成された固定部と、前記固定部から延びるように構成された回転部とを有する各翼と、
前記各翼の少なくとも前記回転部に取付けられるように構成された少なくとも１つの推力生成コンポーネントと、及び、
前記各翼に付随され、前記胴体に対する前記各翼の前記回転部の回転運動を容易にする旋回継手とを備え、
前記旋回継手は、前記胴体の前記長手方向軸に対して斜めの旋回軸を画定し、
前記各翼の前記回転部は、航空機アセンブリの水平飛行用に構成された第１位置と、航空機アセンブリの垂直離着陸用に構成された第２位置との間で前記旋回軸を中心に回転可能である、航空機アセンブリ。
【請求項2】
前記各翼の前記旋回継手は、
前記翼の前記固定部に接続され、第１穴を有する第１部分と、
前記翼の前記回転部に接続され、第２穴を有する第２部分と、
前記第１穴と前記第２穴を通って延びるように構成された接続部材とを備え、
前記旋回軸は、前記接続部材の長手方向の長さに沿った方向に向けられている、請求項１に記載の航空機アセンブリ。
前記翼の前記固定部に接続され、第１穴を有する第１部分と、
前記翼の前記回転部に接続され、第２穴を有する第２部分と、
前記第１穴と前記第２穴を通って延びるように構成された接続部材とを備え、
前記旋回軸は、前記接続部材の長手方向の長さに沿った方向に向けられている、請求項１に記載の航空機アセンブリ。
【請求項3】
前記第１部分と前記第２部分のうちの一方は、一対の離間したアームを有し、前記第１部分と前記第２部分のうちの他方は、前記一対の離間したアーム間の空間に受入れ可能である、請求項２に記載の航空機アセンブリ。
【請求項4】
前記各翼の前記旋回継手は、前記翼の前縁部に配置されている、請求項１に記載の航空機アセンブリ。
【請求項5】
前記各翼の前記回転部の前縁と後縁との間の軸は、前記第２位置における前記胴体の前記長手方向軸に対して実質的に直角である、請求項１に記載の航空機アセンブリ。
【請求項6】
前記各翼の前記回転部の中央寄りの端部と外側寄りの端部との間の軸は、前記第２位置における前記胴体の前記長手方向軸に対して実質的に平行である、請求項１に記載の航空機アセンブリ。
【請求項7】
前記各翼の前記回転部の前縁は、前記第２位置において上方を向く、請求項１に記載の航空機アセンブリ。
【請求項8】
前記少なくとも１つの推力生成コンポーネントは、前記第２の位置における前記航空機アセンブリの垂直上昇を容易にするように構成される、請求項１に記載の航空機アセンブリ。
【請求項9】
前記各翼は、前記回転部の回転を制御するように構成された少なくとも１つのアクチュエータを備える、請求項１に記載の航空機アセンブリ。
【請求項10】
前記胴体は、垂直離陸中に地表に対してほぼ水平に保つ、請求項１に記載の航空機アセンブリ。
【請求項11】
航空機の翼アセンブリであって、
航空機の胴体に結合可能な固定翼部と、
前記固定翼部に接続可能な回転可能な翼と、
少なくとも前記回転可能な翼に取り付けられるように構成された少なくとも１つの推力生成コンポーネントと、及び、
前記固定翼部に対する前記回転可能な翼の回転運動を容易にする旋回継手とを備え、
前記旋回継手は、前記胴体の長手方向軸に対して斜めの旋回軸を画定し、
前記回転可能な翼は、前記航空機の水平飛行用に構成された第１位置と、前記航空機の垂直離着陸用に構成された第２位置との間で前記旋回軸を中心に回転可能である、翼アセンブリ。
航空機の胴体に結合可能な固定翼部と、
前記固定翼部に接続可能な回転可能な翼と、
少なくとも前記回転可能な翼に取り付けられるように構成された少なくとも１つの推力生成コンポーネントと、及び、
前記固定翼部に対する前記回転可能な翼の回転運動を容易にする旋回継手とを備え、
前記旋回継手は、前記胴体の長手方向軸に対して斜めの旋回軸を画定し、
前記回転可能な翼は、前記航空機の水平飛行用に構成された第１位置と、前記航空機の垂直離着陸用に構成された第２位置との間で前記旋回軸を中心に回転可能である、翼アセンブリ。
【請求項12】
前記旋回継手は、
前記固定翼部に接続可能で、第１穴を有する第１部分と、
前記回転可能な翼に接続可能で、第２穴を有する第２部分と、及び、
前記第１穴と前記第２穴を通って延びるように構成された接続部材とを備え、
前記旋回軸は、前記接続部材の長手方向の長さに沿った方向に向けられている、請求項１１に記載の翼アセンブリ。
前記固定翼部に接続可能で、第１穴を有する第１部分と、
前記回転可能な翼に接続可能で、第２穴を有する第２部分と、及び、
前記第１穴と前記第２穴を通って延びるように構成された接続部材とを備え、
前記旋回軸は、前記接続部材の長手方向の長さに沿った方向に向けられている、請求項１１に記載の翼アセンブリ。
【請求項13】
前記第１部分と前記第２部分のうちの一方は、一対の離間したアームを有し、前記第１部分と前記第２部分のうちの他方は、前記一対の離間したアーム間の空間に受入れ可能である、請求項１２に記載の翼アセンブリ。
【請求項14】
前記回転可能な翼の回転を制御するように構成された少なくとも１つのアクチュエータをさらに備える、請求項１１に記載の翼アセンブリ。
【請求項15】
前記胴体は、垂直離陸中に地表に対してほぼ水平を保つように構成されている、請求項１１に記載の翼アセンブリ。
【請求項16】
航空機を製造する方法であって、
長手方向軸を有する胴体を提供するステップと、
一対の翼のそれぞれの固定部を前記胴体に取り付けるステップと、
前記胴体の前記長手方向軸に対して斜めの旋回軸を画定する旋回継手を介して、前記一対の翼のそれぞれの回転部を前記固定部に対して回転可能に結合するステップと、
少なくとも１つの推力生成コンポーネントを前記各翼の前記回転部に取り付けるステップとを備え、
前記各翼の前記回転部は、前記航空機の水平飛行用に構成された第１位置と、前記航空機の垂直離着陸用に構成された第２位置との間で前記旋回軸を中心に回転可能である、方法。
長手方向軸を有する胴体を提供するステップと、
一対の翼のそれぞれの固定部を前記胴体に取り付けるステップと、
前記胴体の前記長手方向軸に対して斜めの旋回軸を画定する旋回継手を介して、前記一対の翼のそれぞれの回転部を前記固定部に対して回転可能に結合するステップと、
少なくとも１つの推力生成コンポーネントを前記各翼の前記回転部に取り付けるステップとを備え、
前記各翼の前記回転部は、前記航空機の水平飛行用に構成された第１位置と、前記航空機の垂直離着陸用に構成された第２位置との間で前記旋回軸を中心に回転可能である、方法。
【請求項17】
前記各翼の回転を制御するように構成された少なくとも１つのアクチュエータを提供するステップをさらに備える、請求項１６に記載の方法。
【請求項18】
長手方向軸を有する胴体と、
前記胴体の対向側に対して延びるように構成された一対の翼と、
前記各翼に付随され、前記胴体に対する前記各翼の回転部の回転運動を容易にする旋回継手と、及び、
前記各翼の少なくとも前記回転部に取付けられるように構成された少なくとも１つの推力生成コンポーネントとを備え、
前記旋回継手は、前記胴体の前記長手方向軸に対して斜めの旋回軸を画定し、
前記各翼の前記回転部は、航空機アセンブリの水平飛行用に構成された第１位置と、航空機アセンブリの垂直離着陸用に構成された第２位置との間で前記旋回軸を中心に回転可能であり、
前記胴体は、垂直離陸中に地表に対してほぼ水平に保つ、航空機アセンブリ。
前記胴体の対向側に対して延びるように構成された一対の翼と、
前記各翼に付随され、前記胴体に対する前記各翼の回転部の回転運動を容易にする旋回継手と、及び、
前記各翼の少なくとも前記回転部に取付けられるように構成された少なくとも１つの推力生成コンポーネントとを備え、
前記旋回継手は、前記胴体の前記長手方向軸に対して斜めの旋回軸を画定し、
前記各翼の前記回転部は、航空機アセンブリの水平飛行用に構成された第１位置と、航空機アセンブリの垂直離着陸用に構成された第２位置との間で前記旋回軸を中心に回転可能であり、
前記胴体は、垂直離陸中に地表に対してほぼ水平に保つ、航空機アセンブリ。
【請求項19】
前記各翼の前記旋回継手は、
固定支持体に接続され、第１穴を有する第１部分と、
前記翼の前記回転部に接続され、第２穴を有する第２部分と、
前記第１穴と前記第２穴を通って延びるように構成された接続部材とを備え、
前記旋回軸は、前記接続部材の長手方向の長さに沿った方向に向けられている、請求項１８に記載の航空機アセンブリ。
固定支持体に接続され、第１穴を有する第１部分と、
前記翼の前記回転部に接続され、第２穴を有する第２部分と、
前記第１穴と前記第２穴を通って延びるように構成された接続部材とを備え、
前記旋回軸は、前記接続部材の長手方向の長さに沿った方向に向けられている、請求項１８に記載の航空機アセンブリ。
【請求項20】
前記各翼の前記回転部の前縁は、前記第２位置において上方を向く、請求項１８に記載の航空機アセンブリ。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【0001】
（関連出願の相互参照）
この出願は、２０１７年４月２７日に出願された米国仮特許出願第６２／４９０，８１
４号の利益を主張するものであり、該出願は、参照によってその全体が本願明細書に組み
込まれるものとする。
この出願は、２０１７年４月２７日に出願された米国仮特許出願第６２／４９０，８１
４号の利益を主張するものであり、該出願は、参照によってその全体が本願明細書に組み
込まれるものとする。
【0002】
この開示は、航空機および航空運搬手段の分野に関する。より具体的には、この開示は
、回転可能な翼に取付けられたエンジンによって垂直離着陸が可能な機体に関する。
、回転可能な翼に取付けられたエンジンによって垂直離着陸が可能な機体に関する。
【背景技術】
【0003】
翼の横方向に延びている長さ、または翼幅が、その前縁と後縁との間の距離または翼弦
よりもかなり大きい高アスペクト比の固定翼、例えば、胴体に堅固に取付けられた該翼を
備えた機体は、前方飛行において信頼性が高くかつ効率的である可能性がある。なお、そ
れらの機体には、低速で操縦する難しさや、離着陸の場合の滑走路または他のランアウト
の必要性を含むいくつかの欠点がある。これらの問題に対処する以前の試みは、航空機を
低速で良好に制御するためにモータ、エンジンまたは他の推力生成コンポーネントを収容
し、および短距離離着陸（ｓｈｏｒｔ ｔａｋｅｏｆｆ ａｎｄ ｌａｎｄｉｎｇ：ＳＴ
ＯＬ）または垂直離着陸（ｖｅｒｔｉｃａｌ ｔａｋｅｏｆｆ ａｎｄ ｌａｎｄｉｎｇ
：ＶＴＯＬ）オペレーションを可能にするティルトナセルを備えた機体を含んでいた。し
かし、このような構成において、高アスペクト比の固定翼は、弊害をもたらす可能性があ
る。例えば、長い固定翼は、該航空機の重心から離れて及んでいるそれらの質量によって
生じる大きな慣性力により、ＳＴＯＬまたはＶＴＯＬ中に操作することが難しい可能性が
ある。さらに、その最大表面積を前縁として与える方法で翼を動かすことによって、かな
りの空力抵抗が存在する可能性がある。また、垂直方向の突風、例えば、下降気流等は、
長い固定翼に著しい影響を与える可能性がある。
よりもかなり大きい高アスペクト比の固定翼、例えば、胴体に堅固に取付けられた該翼を
備えた機体は、前方飛行において信頼性が高くかつ効率的である可能性がある。なお、そ
れらの機体には、低速で操縦する難しさや、離着陸の場合の滑走路または他のランアウト
の必要性を含むいくつかの欠点がある。これらの問題に対処する以前の試みは、航空機を
低速で良好に制御するためにモータ、エンジンまたは他の推力生成コンポーネントを収容
し、および短距離離着陸（ｓｈｏｒｔ ｔａｋｅｏｆｆ ａｎｄ ｌａｎｄｉｎｇ：ＳＴ
ＯＬ）または垂直離着陸（ｖｅｒｔｉｃａｌ ｔａｋｅｏｆｆ ａｎｄ ｌａｎｄｉｎｇ
：ＶＴＯＬ）オペレーションを可能にするティルトナセルを備えた機体を含んでいた。し
かし、このような構成において、高アスペクト比の固定翼は、弊害をもたらす可能性があ
る。例えば、長い固定翼は、該航空機の重心から離れて及んでいるそれらの質量によって
生じる大きな慣性力により、ＳＴＯＬまたはＶＴＯＬ中に操作することが難しい可能性が
ある。さらに、その最大表面積を前縁として与える方法で翼を動かすことによって、かな
りの空力抵抗が存在する可能性がある。また、垂直方向の突風、例えば、下降気流等は、
長い固定翼に著しい影響を与える可能性がある。
【0004】
高アスペクト比の固定翼機体に関する問題に対処する他の以前の試みは、エンジンまた
は他の推力生成コンポーネントを含む翼アセンブル全体を、翼の先端間に延びているスパ
ン軸周りに傾斜させることを含んでいた。このようなデザインは、その意図した迎角に対
して実質的に垂直な方向に翼を動かすことによって、上述した空力的損失を軽減するのに
役に立つ可能性があるが、該デザインは、該延在している翼の大きな慣性力により、依然
として、操作するのが困難である可能性がある。さらに、該傾斜した翼は、該翼の傾斜し
た表面領域に当たった水平方向の突風によって影響を及ぼされる可能性がある。
は他の推力生成コンポーネントを含む翼アセンブル全体を、翼の先端間に延びているスパ
ン軸周りに傾斜させることを含んでいた。このようなデザインは、その意図した迎角に対
して実質的に垂直な方向に翼を動かすことによって、上述した空力的損失を軽減するのに
役に立つ可能性があるが、該デザインは、該延在している翼の大きな慣性力により、依然
として、操作するのが困難である可能性がある。さらに、該傾斜した翼は、該翼の傾斜し
た表面領域に当たった水平方向の突風によって影響を及ぼされる可能性がある。
【0005】
ＳＴＯＬまたはＶＴＯＬオペレーションを実現することができるティルトエンジンおよ
びティルトウィングの両方の機体の以前のコンフィギュレーションは、離陸または着陸の
コンフィギュレーションから前方飛行のコンフィギュレーションへの移行中の不安定性に
も悩まされている。したがって、このような航空機は、バイモーダルオペレーションエン
ベロープを呈する場合があり、および離陸または着陸の領域と、高速前方飛行の領域との
間で任意の速度で安定してまたは無制限に操縦することができない。
びティルトウィングの両方の機体の以前のコンフィギュレーションは、離陸または着陸の
コンフィギュレーションから前方飛行のコンフィギュレーションへの移行中の不安定性に
も悩まされている。したがって、このような航空機は、バイモーダルオペレーションエン
ベロープを呈する場合があり、および離陸または着陸の領域と、高速前方飛行の領域との
間で任意の速度で安定してまたは無制限に操縦することができない。
【0006】
高アスペクト比の固定翼機体に関するさらなる欠点は、停止時のかなりの格納スペース
と、陸上輸送中のかなりのクリアランスに対する必要性である。これらの問題に対処する
以前の試みは、さまざまな翼の折り畳み機構および傾斜機構を含んでいた。しかし、それ
らの機構は、多くの場合、陸上での格納または輸送に合わせられ、および例えば、垂直離
着陸等を可能にするために、飛行中は操作可能ではない。
と、陸上輸送中のかなりのクリアランスに対する必要性である。これらの問題に対処する
以前の試みは、さまざまな翼の折り畳み機構および傾斜機構を含んでいた。しかし、それ
らの機構は、多くの場合、陸上での格納または輸送に合わせられ、および例えば、垂直離
着陸等を可能にするために、飛行中は操作可能ではない。
【0007】
したがって、有効な前方飛行ならびに垂直離着陸を実行できる改良された機体に対する
必要性がある。また、このようなオペレーションのモード間での円滑かつ安定的に移行す
ることができる改良された機体に対する必要性もある。
必要性がある。また、このようなオペレーションのモード間での円滑かつ安定的に移行す
ることができる改良された機体に対する必要性もある。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【0008】
本開示は、一般に、以前の試みに関する欠点に対処して、垂直離着陸とともに有効な前
方飛行を可能にする機体を提供する。
方飛行を可能にする機体を提供する。
【課題を解決するための手段】
【0009】
本願明細書に記載されている実施形態は、概して、広範な速度でのホバリングおよび前
方飛行をともに包含する大きな飛行エンベロープを可能にするティルトウィングおよび推
進ユニットの独特なコンフィギュレーションを採用することによって、このような多用途
性を実現することができる。
方飛行をともに包含する大きな飛行エンベロープを可能にするティルトウィングおよび推
進ユニットの独特なコンフィギュレーションを採用することによって、このような多用途
性を実現することができる。
【0010】
本願明細書に記載されている該機体は、（例えば、マルチロータードローン、ヘリコプ
ターまたは他のホバリング航空機と同様の）コンパクトで操作可能なホバリングまたは低
速コンフィギュレーションと、（例えば、固定翼航空機と同様の）有効な水平飛行が可能
なリフティングウイングコンフィギュレーションとの間での繰り返しの飛行中変形を実行
することができる。該ホバリングまたは低速コンフィギュレーションにおいて、航空機の
重量は、その推進ユニットの推力によって実質的に支持することができ、該ユニットは、
ティルトウィングも、該推力をより垂直方向に向けるように傾斜されるように、該ティル
トウィングに結合することができる。前方飛行コンフィギュレーションにおいては、該航
空機の該重量は、該翼によって生じた揚力によって実質的に支持することができ、また、
推進推力は、より水平方向に向けることができる。さらに、中間ティルト位置の連続範囲
も、推力または翼が発生させる揚力の可変レベルを実行できるようにするために採用する
ことができる。本願明細書に記載されている該機体は、飛行中のこれら二つの操作モード
間での円滑で安定して移行し、および／または中間モードにおいて無制限に操作する固有
の能力を提供する。
ターまたは他のホバリング航空機と同様の）コンパクトで操作可能なホバリングまたは低
速コンフィギュレーションと、（例えば、固定翼航空機と同様の）有効な水平飛行が可能
なリフティングウイングコンフィギュレーションとの間での繰り返しの飛行中変形を実行
することができる。該ホバリングまたは低速コンフィギュレーションにおいて、航空機の
重量は、その推進ユニットの推力によって実質的に支持することができ、該ユニットは、
ティルトウィングも、該推力をより垂直方向に向けるように傾斜されるように、該ティル
トウィングに結合することができる。前方飛行コンフィギュレーションにおいては、該航
空機の該重量は、該翼によって生じた揚力によって実質的に支持することができ、また、
推進推力は、より水平方向に向けることができる。さらに、中間ティルト位置の連続範囲
も、推力または翼が発生させる揚力の可変レベルを実行できるようにするために採用する
ことができる。本願明細書に記載されている該機体は、飛行中のこれら二つの操作モード
間での円滑で安定して移行し、および／または中間モードにおいて無制限に操作する固有
の能力を提供する。
【0011】
いくつかの実施形態において、これらのパフォーマンス特性は、傾斜軸上で、すなわち
、該航空機の前後軸または左右軸に対して傾いている軸上で旋回する折り畳み翼構造を用
いることによって実現することができる。このような折り畳み動作は、該翼の該ティルト
により、各翼の前縁を、上方方向または前方方向に向けることができる。さらに、傾斜コ
ンフィギュレーションにおいて、該翼は、それらの質量によって生じる慣性モーメント、
ホバリング中のそれらの空気力学的衝撃ならびに格納または陸上輸送に必要なスペースを
少なくするために、該航空機の該胴体に沿って延在することができる。さらに、いくつか
の実施形態において、この方法で折り畳まれた該翼の一部は、該翼が傾斜されるか、また
は折り畳まれる際に、推力の方向を水平と垂直の方向の間で向け直すことができるように
、該翼に結合された推進ユニットを含むことができる。
、該航空機の前後軸または左右軸に対して傾いている軸上で旋回する折り畳み翼構造を用
いることによって実現することができる。このような折り畳み動作は、該翼の該ティルト
により、各翼の前縁を、上方方向または前方方向に向けることができる。さらに、傾斜コ
ンフィギュレーションにおいて、該翼は、それらの質量によって生じる慣性モーメント、
ホバリング中のそれらの空気力学的衝撃ならびに格納または陸上輸送に必要なスペースを
少なくするために、該航空機の該胴体に沿って延在することができる。さらに、いくつか
の実施形態において、この方法で折り畳まれた該翼の一部は、該翼が傾斜されるか、また
は折り畳まれる際に、推力の方向を水平と垂直の方向の間で向け直すことができるように
、該翼に結合された推進ユニットを含むことができる。
【0012】
本願明細書に記載されている該航空機のデザインは、さまざまな縮尺のうちのいずれか
で具体化することができる。例えば、該デザインは、小さな航空機、例えば、ドローンま
たは遠隔操作の航空機、ならびに人や貨物を輸送することが可能な実物大の航空機におけ
る適用に適している可能性がある。また、電動モータ、内燃機関、タービン等を含むさま
ざまな推進技術を採用することができる。
で具体化することができる。例えば、該デザインは、小さな航空機、例えば、ドローンま
たは遠隔操作の航空機、ならびに人や貨物を輸送することが可能な実物大の航空機におけ
る適用に適している可能性がある。また、電動モータ、内燃機関、タービン等を含むさま
ざまな推進技術を採用することができる。
【0013】
一つの態様において、胴体と、該胴体の両側から延びている対向する翼と、複数のエン
ジンとを含むことができる航空機が提供される。少なくとも一つのエンジンを、該対向す
る翼の各々に取付けることができる。さらに、該複数のエンジンのうちの少なくとも一つ
を含む各対向する翼の少なくとも一部は、該胴体の長手方向軸に対して垂直ではなく、横
断している回転軸周りで、該胴体に対して回転することができる。
ジンとを含むことができる航空機が提供される。少なくとも一つのエンジンを、該対向す
る翼の各々に取付けることができる。さらに、該複数のエンジンのうちの少なくとも一つ
を含む各対向する翼の少なくとも一部は、該胴体の長手方向軸に対して垂直ではなく、横
断している回転軸周りで、該胴体に対して回転することができる。
【0014】
本願明細書に記載されている該実施形態の各々は、多数の追加的な形状構成および／ま
たはバリエーションを有することができ、それらのすべては、本開示の範囲内にある。例
えば、いくつかの実施形態において、該胴体の該長手方向軸および該対向する翼の端部間
に延びている軸を含む平面内に投影された該回転軸と該胴体の該長手方向軸との間の第一
の角度は、約３５°と約５５°の間とすることができる。いくつかの実施形態においては
、該第一の角度は、約４５°とすることができる。さらに、いくつかの実施形態において
、該対向する翼の端部間に延び、および該胴体の該長手方向軸に垂直な軸を含む平面内に
投影された該回転軸と該対向する翼の端部間に延びている該軸との間の第二の角度は、約
３５°と約５５°の間である。いくつかの実施形態において、該第二の角度は、約４５°
とすることができる。
たはバリエーションを有することができ、それらのすべては、本開示の範囲内にある。例
えば、いくつかの実施形態において、該胴体の該長手方向軸および該対向する翼の端部間
に延びている軸を含む平面内に投影された該回転軸と該胴体の該長手方向軸との間の第一
の角度は、約３５°と約５５°の間とすることができる。いくつかの実施形態においては
、該第一の角度は、約４５°とすることができる。さらに、いくつかの実施形態において
、該対向する翼の端部間に延び、および該胴体の該長手方向軸に垂直な軸を含む平面内に
投影された該回転軸と該対向する翼の端部間に延びている該軸との間の第二の角度は、約
３５°と約５５°の間である。いくつかの実施形態において、該第二の角度は、約４５°
とすることができる。
【0015】
特定の実施形態において、該複数のエンジンは、少なくとも四つのエンジンを含むこと
ができ、および該胴体に対して回転する該対向する翼の各部分は、該部分に取付けられた
少なくとも二つのエンジンを含むことができる。さまざまなエンジンタイプのいずれかを
用いることができる。例えば、いくつかの実施形態において、該複数のエンジンの各々は
、電気エンジンとすることができる。さらに、このような実施形態では、該航空機は、複
数のバッテリをさらに含むことができ、また、各バッテリは、該複数のエンジンの内の一
つに隣接する該対向する翼のうちの一つに取付けることができる。他の実施形態では、該
複数のエンジンの各々は、タービンおよび内燃機関のいずれかとすることができる。
ができ、および該胴体に対して回転する該対向する翼の各部分は、該部分に取付けられた
少なくとも二つのエンジンを含むことができる。さまざまなエンジンタイプのいずれかを
用いることができる。例えば、いくつかの実施形態において、該複数のエンジンの各々は
、電気エンジンとすることができる。さらに、このような実施形態では、該航空機は、複
数のバッテリをさらに含むことができ、また、各バッテリは、該複数のエンジンの内の一
つに隣接する該対向する翼のうちの一つに取付けることができる。他の実施形態では、該
複数のエンジンの各々は、タービンおよび内燃機関のいずれかとすることができる。
【0016】
いくつかの実施形態において、該対向する翼の各々は、該胴体から延びている固定部と
、該固定部の外側寄りの回転部とを含むことができる。さらに、いくつかの実施形態にお
いて、各固定部の外側寄りの端部は、該胴体の該長手方向軸に対して斜めにすることがで
きる。いくつかの実施形態において、該対向する翼の各回転部は、該翼の前縁と後縁との
間の軸が、該胴体の該長手方向軸に平行になっている第一のコンフィギュレーションと、
該翼の該前縁と該後縁との間の該軸が、該胴体の該長手方向軸に直角になっている第二の
コンフィギュレーションとの間で回転することができる。さらに、いくつかの実施形態に
おいて、該対向する翼の各回転部の該前縁は、該翼が該第二のコンフィギュレーションに
なっているときに、上を向くことができる。
、該固定部の外側寄りの回転部とを含むことができる。さらに、いくつかの実施形態にお
いて、各固定部の外側寄りの端部は、該胴体の該長手方向軸に対して斜めにすることがで
きる。いくつかの実施形態において、該対向する翼の各回転部は、該翼の前縁と後縁との
間の軸が、該胴体の該長手方向軸に平行になっている第一のコンフィギュレーションと、
該翼の該前縁と該後縁との間の該軸が、該胴体の該長手方向軸に直角になっている第二の
コンフィギュレーションとの間で回転することができる。さらに、いくつかの実施形態に
おいて、該対向する翼の各回転部の該前縁は、該翼が該第二のコンフィギュレーションに
なっているときに、上を向くことができる。
【0017】
さらにまた、特定の実施形態において、該対向する翼の各回転部は、該回転部の中央寄
りの端部と外側寄りの端部との間に延びている軸が、該胴体の該長手方向軸に直角になっ
ている第一のコンフィギュレーションと、該回転部の該中央寄りの端部と該外側寄りの端
部との間に延びている該軸が、該胴体の該長手方向軸に平行になっている第二のコンフィ
ギュレーションとの間で回転することができる。同様に、上述したように、いくつかの実
施形態において、該対向する翼の各回転部の該前縁は、該翼が該第二のコンフィギュレー
ションになっているときに、上を向くことができる。さらにまた、いくつかの実施形態に
おいて、該複数のエンジンの各々は、各翼が該第一のコンフィギュレーションになってい
るときに、該翼に取付けられた該少なくとも一つのエンジンが該翼と該胴体との間に配置
されるように、該エンジンが取付けられている該翼からオフセットさせることができる。
りの端部と外側寄りの端部との間に延びている軸が、該胴体の該長手方向軸に直角になっ
ている第一のコンフィギュレーションと、該回転部の該中央寄りの端部と該外側寄りの端
部との間に延びている該軸が、該胴体の該長手方向軸に平行になっている第二のコンフィ
ギュレーションとの間で回転することができる。同様に、上述したように、いくつかの実
施形態において、該対向する翼の各回転部の該前縁は、該翼が該第二のコンフィギュレー
ションになっているときに、上を向くことができる。さらにまた、いくつかの実施形態に
おいて、該複数のエンジンの各々は、各翼が該第一のコンフィギュレーションになってい
るときに、該翼に取付けられた該少なくとも一つのエンジンが該翼と該胴体との間に配置
されるように、該エンジンが取付けられている該翼からオフセットさせることができる。
【0018】
特定の実施形態において、該航空機は、該対向する翼の各回転部の後端部に結合された
少なくとも一つの着陸支持体をさらに含むことができる。該着陸支持体は、さまざまな形
態のうちのいずれかを有することができる。例えば、いくつかの実施形態において、該着
陸支持体は、車輪、フロート、および脚のいずれかとすることができる。特定の実施形態
において、該着陸支持体は、該エンジンが該車輪を回転させることができるように、該エ
ンジンのうちの一つに結合された車輪とすることができる。
少なくとも一つの着陸支持体をさらに含むことができる。該着陸支持体は、さまざまな形
態のうちのいずれかを有することができる。例えば、いくつかの実施形態において、該着
陸支持体は、車輪、フロート、および脚のいずれかとすることができる。特定の実施形態
において、該着陸支持体は、該エンジンが該車輪を回転させることができるように、該エ
ンジンのうちの一つに結合された車輪とすることができる。
【0019】
該対向する翼の各々の該固定部に対する該回転部の動きを与えるために、さまざまな機
構を採用することができる。例えば、いくつかの実施形態において、該対向する翼の該固
定部と該回転部は、旋回継手によって結合することができる。さらに、いくつかの実施形
態において、該旋回継手は、各対向する翼の前端部に配置することができる。特定の実施
形態において、該対向する翼の各々は、該固定部に対する該回転部の回転を制御するアク
チュエータをさらに含むことができる。いくつかの実施形態において、該アクチュエータ
は、リンク機構によって該回転部に結合された送りねじを含むことができる。他の実施形
態では、該アクチュエータは、さまざまな歯車、油圧アクチュエータ、電気アクチュエー
タ等のうちのいずれかを含むことができる。
構を採用することができる。例えば、いくつかの実施形態において、該対向する翼の該固
定部と該回転部は、旋回継手によって結合することができる。さらに、いくつかの実施形
態において、該旋回継手は、各対向する翼の前端部に配置することができる。特定の実施
形態において、該対向する翼の各々は、該固定部に対する該回転部の回転を制御するアク
チュエータをさらに含むことができる。いくつかの実施形態において、該アクチュエータ
は、リンク機構によって該回転部に結合された送りねじを含むことができる。他の実施形
態では、該アクチュエータは、さまざまな歯車、油圧アクチュエータ、電気アクチュエー
タ等のうちのいずれかを含むことができる。
【0020】
該航空機の該対向する翼は、さまざまな形状およびサイズを有することができる。例え
ば、いくつかの実施形態において、該対向する翼は、エアフォイル型を有することができ
る。このような翼は、該航空機の前方飛行中に揚力を生成することができる。しかし、他
の実施形態では、該翼は、代替的な形状を有することができる。例えば、いくつかの実施
形態において、該翼は、揚力を生成しない翼桁とすることができる。実施例は、円筒形の
翼桁、ビーム、スパー等を含むことができる。
ば、いくつかの実施形態において、該対向する翼は、エアフォイル型を有することができ
る。このような翼は、該航空機の前方飛行中に揚力を生成することができる。しかし、他
の実施形態では、該翼は、代替的な形状を有することができる。例えば、いくつかの実施
形態において、該翼は、揚力を生成しない翼桁とすることができる。実施例は、円筒形の
翼桁、ビーム、スパー等を含むことができる。
【0021】
別の態様では、翼に取付けられたエンジンを有する該翼の少なくとも一部を、該胴体の
長手方向軸に対して直角ではなく、横断している回転軸周りで、胴体に対して回転させて
、該エンジンと該翼の前縁を、ホバリングのために垂直方向に向けることを含むことがで
きる垂直離着陸方法が提供される。該方法は、該エンジンを作動させて、垂直方向の揚力
を生成することと、該翼に取付けられたエンジンを有する該翼の該少なくとも一部を回転
させて、該エンジンと該翼の前縁を、前方飛行のために水平方向に向けることとをさらに
含むことができる。
長手方向軸に対して直角ではなく、横断している回転軸周りで、胴体に対して回転させて
、該エンジンと該翼の前縁を、ホバリングのために垂直方向に向けることを含むことがで
きる垂直離着陸方法が提供される。該方法は、該エンジンを作動させて、垂直方向の揚力
を生成することと、該翼に取付けられたエンジンを有する該翼の該少なくとも一部を回転
させて、該エンジンと該翼の前縁を、前方飛行のために水平方向に向けることとをさらに
含むことができる。
【0022】
上述した該航空機の場合と同様に、多数の変形例および追加的な形状構成が可能である
。例えば、いくつかの実施形態において、該翼の前縁は、該翼が垂直方向に向けられた場
合に、上を向くことができる。
。例えば、いくつかの実施形態において、該翼の前縁は、該翼が垂直方向に向けられた場
合に、上を向くことができる。
【0023】
特定の実施形態において、該翼の該少なくとも一部を回転させて、該エンジンと、該翼
の該前縁を垂直方向に向けることは、該翼の該少なくとも一部を、該翼の前端部に配置さ
れた旋回継手周りに旋回させることを含むことができる。該翼の該少なくとも一部の回転
は、さまざまな方法で実現することができる。例えば、いくつかの実施形態において、該
翼の該少なくとも一部を回転させて、該エンジンと、該翼の該前縁を垂直方向に向けるこ
とは、このような回転を油圧式でおよび電気的に作用させることのいずれかを含むことが
できる。
の該前縁を垂直方向に向けることは、該翼の該少なくとも一部を、該翼の前端部に配置さ
れた旋回継手周りに旋回させることを含むことができる。該翼の該少なくとも一部の回転
は、さまざまな方法で実現することができる。例えば、いくつかの実施形態において、該
翼の該少なくとも一部を回転させて、該エンジンと、該翼の該前縁を垂直方向に向けるこ
とは、このような回転を油圧式でおよび電気的に作用させることのいずれかを含むことが
できる。
【0024】
特定の実施形態において、該方法は、ホバリングと前方飛行の間で移行するために、該
翼と該エンジンが、垂直方向と水平方向の間にあるように、該翼の該少なくとも一部の回
転を一時的に中断することをさらに含むことができる。
翼と該エンジンが、垂直方向と水平方向の間にあるように、該翼の該少なくとも一部の回
転を一時的に中断することをさらに含むことができる。
【0025】
上述した該形状構成または変形例のいずれかは、多数の異なる組合せで、本発明のいず
れかの特定の態様または実施形態に適用することができる。任意の特定の組合せに関する
明確な列挙がないことは、単に、この概要における繰り返しの回避によるものである。
れかの特定の態様または実施形態に適用することができる。任意の特定の組合せに関する
明確な列挙がないことは、単に、この概要における繰り返しの回避によるものである。
【図面の簡単な説明】
【0026】
本開示のさらなる形状構成、態様および利点は、以下の詳細な説明、添付クレームおよ
び添付図面を参照すれば、より良く理解されるであろうし、この場合、要素は、詳細をよ
り明確に示すために縮尺通りになっておらず、同様の参照数字は、いくつかの図にわたっ
て、同様の要素を示すものとする。
び添付図面を参照すれば、より良く理解されるであろうし、この場合、要素は、詳細をよ
り明確に示すために縮尺通りになっておらず、同様の参照数字は、いくつかの図にわたっ
て、同様の要素を示すものとする。
【図1】本願明細書に記載されている教示による、機体の異なる翼のコンフィギュレーションの概略を示す。
【図2】前方飛行のコンフィギュレーションにおける、機体の一つの実施形態の斜視図を示す。
【図8】本願明細書に記載されている該教示による、推進ユニットの一つの実施形態の詳細図を示す。
【図9】降着車輪が備えられた垂直離着陸機体の一つの実施形態の斜視図を示す。
【図11】降着車輪が備えられた垂直離着陸機体の別の実施形態の斜視図を示す。
【図13】水上着陸のために備えられた垂直離着陸機体の別の実施形態の斜視図を示す。
【図14】垂直離着陸機体の代替的な実施形態の平面図を示す。
【図15】垂直離着陸機体の別の実施形態の平面図を示す。
【図16】飛行フィードバック制御強度と、翼移行角度の関係の一つの実施形態を示す。
【図17A】長手方向に延びている鉛直面内に投影する旋回軸Ａを強調表示している、垂直離着陸機体の一つの実施形態の側面図を示す。
【図25】機体の翼アクチュエータアセンブリの一つの実施形態の部分透視平面図を示す。
【図26A】機体の翼アクチュエータアセンブリの別の実施形態の部分透視平面図を示す。
【図27A】機体の翼およびアクチュエータアセンブリの別の実施形態の部分透視平面図を示す。
【図29】デュアルスパー（ｄｕａｌ－ｓｐａｒ）の機体翼の一つの実施形態の部分透視平面図を示す。
【発明を実施するための形態】
【0027】
次に、本願明細書に開示されている該機体の構造、機能、製造および使用の原理に関す
る全面的理解をもたらすために、いくつかの例示的な実施形態について説明する。それら
の実施形態のうちの一つ以上は、添付図面に示されている。当業者は、本願明細書に具体
的に記載され、および該添付図面に示されている該実施形態が、非限定的な例示的実施形
態であること、および本発明の範囲が、該クレームによってのみ定義されることを理解す
るであろう。一つの例示的な実施形態に関して図示され、または記載されている該形状構
成は、他の実施形態の該形状構成と組合せてもよい。このような変更および変形は、本発
明の範囲内に含まれることが意図されている。
る全面的理解をもたらすために、いくつかの例示的な実施形態について説明する。それら
の実施形態のうちの一つ以上は、添付図面に示されている。当業者は、本願明細書に具体
的に記載され、および該添付図面に示されている該実施形態が、非限定的な例示的実施形
態であること、および本発明の範囲が、該クレームによってのみ定義されることを理解す
るであろう。一つの例示的な実施形態に関して図示され、または記載されている該形状構
成は、他の実施形態の該形状構成と組合せてもよい。このような変更および変形は、本発
明の範囲内に含まれることが意図されている。
【0028】
さらに、線寸法、縁寸法または他の寸法が、開示されている実施形態の説明において用
いられている限りにおいて、このような寸法は、利用できる形状の種類を限定することは
意図されていない。当業者は、このような線寸法、円寸法または他の寸法に対する等価物
を、任意の幾何学形状に対して容易に決定することができることは正しく認識するであろ
う。さらに、本開示においては、該実施形態の類似の番号が付けられた構成要素は、一般
的に、類似の形状構成を有している。さらにまた、構造全体のサイズおよび形状、および
それらの該構成要素は、大幅に変えることができ、および意図した用途、さまざまな他の
相互に作用する構成要素等に少なくとも依存する可能性がある。上述したように、本願明
細書に記載されている該機体は、さまざまな規模の縮尺での、例えば、小規模の無人ドロ
ーンまたは遠隔制御航空機での、および人および／または貨物を輸送することが可能な大
規模な航空機での使用が明確に意図されている。そして、方向に関する用語、例えば、鉛
直方向、水平方向等が用いられている限りにおいて、それらの用語は、構成要素または公
称の動作方向の間の相対的関係を知らせることが意図されている。特定のコンフィギュレ
ーションおよび／または操縦において、本願明細書に記載されている該機体は、例えば、
言及されている「鉛直」面が、実際には、重力に対して異なる角度になっていてもよいよ
うに、特定の方向に向けることができることが可能である。
いられている限りにおいて、このような寸法は、利用できる形状の種類を限定することは
意図されていない。当業者は、このような線寸法、円寸法または他の寸法に対する等価物
を、任意の幾何学形状に対して容易に決定することができることは正しく認識するであろ
う。さらに、本開示においては、該実施形態の類似の番号が付けられた構成要素は、一般
的に、類似の形状構成を有している。さらにまた、構造全体のサイズおよび形状、および
それらの該構成要素は、大幅に変えることができ、および意図した用途、さまざまな他の
相互に作用する構成要素等に少なくとも依存する可能性がある。上述したように、本願明
細書に記載されている該機体は、さまざまな規模の縮尺での、例えば、小規模の無人ドロ
ーンまたは遠隔制御航空機での、および人および／または貨物を輸送することが可能な大
規模な航空機での使用が明確に意図されている。そして、方向に関する用語、例えば、鉛
直方向、水平方向等が用いられている限りにおいて、それらの用語は、構成要素または公
称の動作方向の間の相対的関係を知らせることが意図されている。特定のコンフィギュレ
ーションおよび／または操縦において、本願明細書に記載されている該機体は、例えば、
言及されている「鉛直」面が、実際には、重力に対して異なる角度になっていてもよいよ
うに、特定の方向に向けることができることが可能である。
【0029】
上述したように、本開示は、有効な前方飛行、ならびに垂直離着陸（ＶＴＯＬ）を実現
するための低速操縦およびホバリングが可能な機体のさまざまな実施形態を含む。いくつ
かの実施形態において、本願明細書に記載されている該機体は、胴体、例えば、航行中に
実質的に水平方向に延在することができる単一の細長い胴体を含むことができる。該胴体
は、該胴体から延びている対向する翼を含むことができ、各翼は、内側固定部と、外側の
折り畳みまたは傾斜部とを含むことができる。各翼の該外側部は、該航空機の長手方向軸
および／または横方向軸に対して傾斜しているかまたは斜めになっている軸、例えば、該
細長い胴体の長手方向軸、または、該長手方向軸に対して直角な横方向に延びている軸周
りで、該内側部に対して旋回し、折り畳み、または傾斜するように構成することができる
。各内側翼部の翼領域は、ホバリング飛行中に著しい流体抗力を伴うことなく、垂直方向
に向いた気流を可能にするために、比較的小さくすることができる。逆に、各翼の該外側
部は、より大きな翼領域を有することができるが、ホバリング飛行中には、該翼の前縁が
、垂直方向の上向きに向くように、および前方飛行中には、水平方向の前方に向くように
傾斜されるように構成することができる。各翼の該外側部は、ホバリング飛行中の垂直方
向と、前方飛行中の水平方向との間で、一つ以上の推進ユニットまたは推力生成コンポー
ネントを動かすこともできるように、該ユニットまたはコンポーネントを担持することが
できる。各翼の該外側部は、翼アセンブリおよび／または航空機の重量のかなりの部分に
相当する可能性があり、前方飛行のコンフィギュレーションの場合、該外側翼部は、該内
側翼部と一緒になって、連続した翼面を形成することができる。
するための低速操縦およびホバリングが可能な機体のさまざまな実施形態を含む。いくつ
かの実施形態において、本願明細書に記載されている該機体は、胴体、例えば、航行中に
実質的に水平方向に延在することができる単一の細長い胴体を含むことができる。該胴体
は、該胴体から延びている対向する翼を含むことができ、各翼は、内側固定部と、外側の
折り畳みまたは傾斜部とを含むことができる。各翼の該外側部は、該航空機の長手方向軸
および／または横方向軸に対して傾斜しているかまたは斜めになっている軸、例えば、該
細長い胴体の長手方向軸、または、該長手方向軸に対して直角な横方向に延びている軸周
りで、該内側部に対して旋回し、折り畳み、または傾斜するように構成することができる
。各内側翼部の翼領域は、ホバリング飛行中に著しい流体抗力を伴うことなく、垂直方向
に向いた気流を可能にするために、比較的小さくすることができる。逆に、各翼の該外側
部は、より大きな翼領域を有することができるが、ホバリング飛行中には、該翼の前縁が
、垂直方向の上向きに向くように、および前方飛行中には、水平方向の前方に向くように
傾斜されるように構成することができる。各翼の該外側部は、ホバリング飛行中の垂直方
向と、前方飛行中の水平方向との間で、一つ以上の推進ユニットまたは推力生成コンポー
ネントを動かすこともできるように、該ユニットまたはコンポーネントを担持することが
できる。各翼の該外側部は、翼アセンブリおよび／または航空機の重量のかなりの部分に
相当する可能性があり、前方飛行のコンフィギュレーションの場合、該外側翼部は、該内
側翼部と一緒になって、連続した翼面を形成することができる。
【0030】
図１は、そのさまざまな動作モードにおける、本開示の該教示による機体の一つの実施
形態の概略図を示す。機体１００Ａは、例えば、ホバリング中の低速操縦で、およびＶＴ
ＯＬ可能なコンフィギュレーションで図示されている。このようなコンフィギュレーショ
ンにおいて、該翼１０２は、該翼が、該胴体の長さに対して平行に延びているように、お
よび該翼の前縁が垂直方向の上向きになるように、または該機体の上面に向くように、該
胴体１０４に対して傾斜されている。このコンフィギュレーションにおいては、該翼１０
２に結合された該さまざまな推力生成コンポーネント１０６も垂直方向に向けられ、およ
び該コンポーネントは、安定したホバリング飛行、および任意の方向での比較的低速の操
縦を可能にするように、クワッドコプタードローンの四つのモータと同様に機能すること
ができる。
形態の概略図を示す。機体１００Ａは、例えば、ホバリング中の低速操縦で、およびＶＴ
ＯＬ可能なコンフィギュレーションで図示されている。このようなコンフィギュレーショ
ンにおいて、該翼１０２は、該翼が、該胴体の長さに対して平行に延びているように、お
よび該翼の前縁が垂直方向の上向きになるように、または該機体の上面に向くように、該
胴体１０４に対して傾斜されている。このコンフィギュレーションにおいては、該翼１０
２に結合された該さまざまな推力生成コンポーネント１０６も垂直方向に向けられ、およ
び該コンポーネントは、安定したホバリング飛行、および任意の方向での比較的低速の操
縦を可能にするように、クワッドコプタードローンの四つのモータと同様に機能すること
ができる。
【0031】
機体１００Ａによって示されたホバリングのコンフィギュレーションにより、該翼１０
２は、該機体１００Ｃによって示す該前方飛行のコンフィギュレーションへの移行を始め
るために、該機体１００Ｂによって図示されているように傾斜させることができる。該翼
１０２および推力生成コンポーネント１０６の新規な傾斜構造は、該ホバリングのコンフ
ィギュレーション１００Ａから典型的な前方飛行のコンフィギュレーション１００Ｃへの
シームレスで空気力学的に好都合な移行を可能にすることができ、この場合、該翼１０２
は、該翼の前縁が水平方向前方に向いている状態で完全に展開されている。該前方飛行の
コンフィギュレーションにおいて、該翼は、該機体の該重量を支持するための揚力を生成
し、そして、高速の空気力学的に有効な飛行によって、長い航続距離を実現することがで
きる。さらに、これらのコンフィギュレーション間での該移行は、任意の方向で進めるこ
とができ、および操縦性の程度および飛行速度の程度の変化を可能にするように、該ホバ
リングのコンフィギュレーション１００Ａと該前方飛行のコンフィギュレーション１００
Ｃとの間の任意の中間段階において無制限に中断することができる。
２は、該機体１００Ｃによって示す該前方飛行のコンフィギュレーションへの移行を始め
るために、該機体１００Ｂによって図示されているように傾斜させることができる。該翼
１０２および推力生成コンポーネント１０６の新規な傾斜構造は、該ホバリングのコンフ
ィギュレーション１００Ａから典型的な前方飛行のコンフィギュレーション１００Ｃへの
シームレスで空気力学的に好都合な移行を可能にすることができ、この場合、該翼１０２
は、該翼の前縁が水平方向前方に向いている状態で完全に展開されている。該前方飛行の
コンフィギュレーションにおいて、該翼は、該機体の該重量を支持するための揚力を生成
し、そして、高速の空気力学的に有効な飛行によって、長い航続距離を実現することがで
きる。さらに、これらのコンフィギュレーション間での該移行は、任意の方向で進めるこ
とができ、および操縦性の程度および飛行速度の程度の変化を可能にするように、該ホバ
リングのコンフィギュレーション１００Ａと該前方飛行のコンフィギュレーション１００
Ｃとの間の任意の中間段階において無制限に中断することができる。
【0032】
次に、図２を参照すると、前方飛行および垂直離着陸を可能にする機体１０の一つの実
施形態が記載されている。いくつかの実施形態において、該機体１０は、胴体１２と、該
胴体１２に取付けられた一組の細長い翼１４Ａおよび１４Ｂと、何らかのさまざまなピッ
チおよびヨースタビライザー１７とを含むことができる。一つ以上のエンジン１６Ａ、１
６Ｂ、１６Ｃ、１６Ｄを、該一組の細長い翼１４Ａおよび１４Ｂ上に搭載することができ
る。以下でより詳細に説明するように、該細長い翼１４Ａおよび１４Ｂは、該機体の基本
軸に対して傾斜されているか、または斜めになっている軸の周りに、すなわち、該機体が
その周りに横揺れすることができる該胴体の長手方向軸ＬＲ、該機体がその周りに縦揺れ
することができる横方向軸ＬＰ、および該機体がその周りに水平面内で回転することがで
きる垂直方向軸Ｙの周りに回転させることができる。この翼の旋回コンフィギュレーショ
ンの結果として、該機体１０は、該細長い翼１４Ａおよび１４Ｂが、前方飛行のコンフィ
ギュレーション（図２）において揚力を生成している間に、該エンジン１６Ａ、１６Ｂ、
１６Ｃ、１６Ｄによって前方方向に進ませることができ、また、ＶＴＯＬコンフィギュレ
ーション（図３）においては、該エンジン１６Ａ、１６Ｂ、１６Ｃ、１６Ｄは、該機体を
ホバリングさせること、垂直離着陸を実行すること、または、低速での操縦することを可
能にするように、該機体１０を上昇させることができる。
施形態が記載されている。いくつかの実施形態において、該機体１０は、胴体１２と、該
胴体１２に取付けられた一組の細長い翼１４Ａおよび１４Ｂと、何らかのさまざまなピッ
チおよびヨースタビライザー１７とを含むことができる。一つ以上のエンジン１６Ａ、１
６Ｂ、１６Ｃ、１６Ｄを、該一組の細長い翼１４Ａおよび１４Ｂ上に搭載することができ
る。以下でより詳細に説明するように、該細長い翼１４Ａおよび１４Ｂは、該機体の基本
軸に対して傾斜されているか、または斜めになっている軸の周りに、すなわち、該機体が
その周りに横揺れすることができる該胴体の長手方向軸ＬＲ、該機体がその周りに縦揺れ
することができる横方向軸ＬＰ、および該機体がその周りに水平面内で回転することがで
きる垂直方向軸Ｙの周りに回転させることができる。この翼の旋回コンフィギュレーショ
ンの結果として、該機体１０は、該細長い翼１４Ａおよび１４Ｂが、前方飛行のコンフィ
ギュレーション（図２）において揚力を生成している間に、該エンジン１６Ａ、１６Ｂ、
１６Ｃ、１６Ｄによって前方方向に進ませることができ、また、ＶＴＯＬコンフィギュレ
ーション（図３）においては、該エンジン１６Ａ、１６Ｂ、１６Ｃ、１６Ｄは、該機体を
ホバリングさせること、垂直離着陸を実行すること、または、低速での操縦することを可
能にするように、該機体１０を上昇させることができる。
【0033】
図３は、垂直離着陸のコンフィギュレーションにおける該機体１０を示し、この場合、
各細長い翼１４Ａ、１４Ｂの外側翼部分２０は、内側翼部分１８に対して回転されている
。このような垂直離着陸のコンフィギュレーションにおいて、該エンジン１６Ａ、１６Ｂ
、１６Ｃ、１６Ｄは、上方方向に向けることができ、また、該外側翼部分２０は、該外側
翼部分２０の垂直方向に向いている面が最小限になるように垂直方向に向けることができ
る。言い換えると、該外側翼部分２０の意図された前縁２６は、上方に向けられている。
このようなコンフィギュレーションにおいて、垂直方向に向けられた該エンジン１６Ａ、
１６Ｂ、１６Ｃ、１６Ｄは、該機体１０を垂直方向に上昇させることができ、および該機
体がホバリングすることを可能にしている。ホバリング中の、または、低速での航空機の
精密制御は、乱気流からの悪影響に打ち勝つための十分な横方向および垂直方向の推力振
幅および変動性を必要とする可能性がある。ヘリコプターは、ローターディスクの循環お
よび集合制御を用いる（すなわち、各ローターブレードが、推力を所望の方法で推力不均
衡をもたらすように回転を完全にする際に、該ブレードのピッチおよび対応する揚力を変
化させる）ことにより、所要のパフォーマンスエンベロープを達成する。別の実施例とし
て、電気モータによって駆動されるクワッドローター航空機（例えば、クワッドコプター
）は、モータ出力の電子スロットリングによって、ホバリング制御性を実現することがで
きる。図３に示すホバリング、ＶＴＯＬまたは低速飛行のコンフィギュレーションにおい
ては、いずれかの制御スキームを採用することができる。例えば、図示されている実施形
態において、四つのモータ１６Ａ、１６Ｂ、１６Ｃ、１６Ｄは、クワッドコプターのよう
な推進システムを構成することができる。該図面に示すように、スラスタ１６Ａ、１６Ｂ
、１６Ｃ、１６Ｄは、該翼１４Ａ、１４Ｂが折り畳まれているときのホバリング中に、正
方形パターンで配置することができる。したがって、飛行を制御し、および空中での所望
の動きを生じさせる任意の所望の推力不均衡をもたらすように、各モータ１６Ａ、１６Ｂ
、１６Ｃ、１６Ｄによって生じる推力を調整することができる。逆に、前方飛行において
は、該モータ１６Ａ、１６Ｂ、１６Ｃ、１６Ｄのスロットルを揃えて、図２に図示されて
いるように、対気速度の方向に平行に推力を生成することができる。
各細長い翼１４Ａ、１４Ｂの外側翼部分２０は、内側翼部分１８に対して回転されている
。このような垂直離着陸のコンフィギュレーションにおいて、該エンジン１６Ａ、１６Ｂ
、１６Ｃ、１６Ｄは、上方方向に向けることができ、また、該外側翼部分２０は、該外側
翼部分２０の垂直方向に向いている面が最小限になるように垂直方向に向けることができ
る。言い換えると、該外側翼部分２０の意図された前縁２６は、上方に向けられている。
このようなコンフィギュレーションにおいて、垂直方向に向けられた該エンジン１６Ａ、
１６Ｂ、１６Ｃ、１６Ｄは、該機体１０を垂直方向に上昇させることができ、および該機
体がホバリングすることを可能にしている。ホバリング中の、または、低速での航空機の
精密制御は、乱気流からの悪影響に打ち勝つための十分な横方向および垂直方向の推力振
幅および変動性を必要とする可能性がある。ヘリコプターは、ローターディスクの循環お
よび集合制御を用いる（すなわち、各ローターブレードが、推力を所望の方法で推力不均
衡をもたらすように回転を完全にする際に、該ブレードのピッチおよび対応する揚力を変
化させる）ことにより、所要のパフォーマンスエンベロープを達成する。別の実施例とし
て、電気モータによって駆動されるクワッドローター航空機（例えば、クワッドコプター
）は、モータ出力の電子スロットリングによって、ホバリング制御性を実現することがで
きる。図３に示すホバリング、ＶＴＯＬまたは低速飛行のコンフィギュレーションにおい
ては、いずれかの制御スキームを採用することができる。例えば、図示されている実施形
態において、四つのモータ１６Ａ、１６Ｂ、１６Ｃ、１６Ｄは、クワッドコプターのよう
な推進システムを構成することができる。該図面に示すように、スラスタ１６Ａ、１６Ｂ
、１６Ｃ、１６Ｄは、該翼１４Ａ、１４Ｂが折り畳まれているときのホバリング中に、正
方形パターンで配置することができる。したがって、飛行を制御し、および空中での所望
の動きを生じさせる任意の所望の推力不均衡をもたらすように、各モータ１６Ａ、１６Ｂ
、１６Ｃ、１６Ｄによって生じる推力を調整することができる。逆に、前方飛行において
は、該モータ１６Ａ、１６Ｂ、１６Ｃ、１６Ｄのスロットルを揃えて、図２に図示されて
いるように、対気速度の方向に平行に推力を生成することができる。
【0034】
図４および図５は、前方方向に動いている間も、該機体１０をホバリングさせることが
できるように、各翼１４Ａ、１４Ｂの第二のまたは外側翼部分２０を、前方飛行のコンフ
ィギュレーションに対して、少なくとも部分的に回転させ、傾斜させ、または折り畳むこ
とができるさまざまな中間コンフィギュレーションを示す。例えば、図４の該コンフィギ
ュレーションにおいては、各翼１４Ａ、１４Ｂの該外側部分２０は、該部分に結合された
該エンジン１６Ａ、１６Ｂ、１６Ｃ、１６Ｄとともに、図３の該ＶＴＯＬコンフィギュレ
ーションから離れて、図２の該前方飛行のコンフィギュレーションに向かって回転するこ
とを始めている。
できるように、各翼１４Ａ、１４Ｂの第二のまたは外側翼部分２０を、前方飛行のコンフ
ィギュレーションに対して、少なくとも部分的に回転させ、傾斜させ、または折り畳むこ
とができるさまざまな中間コンフィギュレーションを示す。例えば、図４の該コンフィギ
ュレーションにおいては、各翼１４Ａ、１４Ｂの該外側部分２０は、該部分に結合された
該エンジン１６Ａ、１６Ｂ、１６Ｃ、１６Ｄとともに、図３の該ＶＴＯＬコンフィギュレ
ーションから離れて、図２の該前方飛行のコンフィギュレーションに向かって回転するこ
とを始めている。
【0035】
前方飛行のコンフィギュレーションへの移行を続けるために、各細長い翼１４Ａ、１４
Ｂの該外側翼部分２０は、該内側翼部分１８および該外側翼部分２０が、連続する翼面を
構成する全前方飛行のコンフィギュレーションに向かってさらに回転することができる。
図５は、例えば、図３および図４の該コンフィギュレーションで可能な速度よりも高速お
よび／またはより有効な前方飛行のパフォーマンスを実現するのに用いることができる第
二の中間翼コンフィギュレーションで該機体１０を示す。上述したように、該翼および推
進ユニットが該胴体に対して旋回する方法は、安定した飛行中移行を可能にすることがで
き、および該機体１０が、任意の中間翼コンフィギュレーションを無制限に有利に維持し
て、所望のパフォーマンス特性、例えば、ウイングストールを回避するために必要な水平
方向速度を実現することができる。
Ｂの該外側翼部分２０は、該内側翼部分１８および該外側翼部分２０が、連続する翼面を
構成する全前方飛行のコンフィギュレーションに向かってさらに回転することができる。
図５は、例えば、図３および図４の該コンフィギュレーションで可能な速度よりも高速お
よび／またはより有効な前方飛行のパフォーマンスを実現するのに用いることができる第
二の中間翼コンフィギュレーションで該機体１０を示す。上述したように、該翼および推
進ユニットが該胴体に対して旋回する方法は、安定した飛行中移行を可能にすることがで
き、および該機体１０が、任意の中間翼コンフィギュレーションを無制限に有利に維持し
て、所望のパフォーマンス特性、例えば、ウイングストールを回避するために必要な水平
方向速度を実現することができる。
【0036】
各翼１４Ａ、１４Ｂの該外側翼部分２０を継続的に進めることにより、該外側翼部分２
０を該内側翼部分１８と位置合わせして、図２に示すような連続した翼面を構成すること
ができる。このことは、高速の前方飛行に適合している前方飛行のコンフィギュレーショ
ンへの完全な移行を示し、この場合、該エンジン１６Ａ、１６Ｂ、１６Ｃ、１６Ｄは、前
方推力を生成し、および該翼１４Ａおよび１４Ｂは、該機体１０に対する揚力を作り出す
ことができる。
０を該内側翼部分１８と位置合わせして、図２に示すような連続した翼面を構成すること
ができる。このことは、高速の前方飛行に適合している前方飛行のコンフィギュレーショ
ンへの完全な移行を示し、この場合、該エンジン１６Ａ、１６Ｂ、１６Ｃ、１６Ｄは、前
方推力を生成し、および該翼１４Ａおよび１４Ｂは、該機体１０に対する揚力を作り出す
ことができる。
【0037】
図６は、対向する翼が、それぞれ極端な旋回動、例えば、左翼１４Ｂがホバリングまた
はＶＴＯＬコンフィギュレーション状態にあり、および右翼１４Ａが前方飛行のコンフィ
ギュレーション状態にある、図２から図５の該実施形態の平面図を示す。上述したように
、該細長い翼１４Ａ、１４Ｂのペアの各々は、該胴体１２に隣接して取付けることができ
る第一の内側翼部分１８と、該第一の翼部分１８に回転可能に取付けることができる第二
の外側翼部分２０とを含むことができる。該第一の翼部分１８は、該第一の翼部分１８の
遠位端２４に配設された枢軸２２を含むことができる。該第二の翼部分２０は、該第二の
翼部分２０の前縁２６に隣接して該枢軸２２に回転可能に取付けることができる。該第二
の翼部分２０は、該第一の翼部分１８の角度の付いた外側または遠位の縁部３０の形状に
一致する、角度の付いた内側または近位の縁部２８を含むことができる。該第一の翼部分
１８に対する該第二の翼部分２０の回転軸Ａは、該機体１０の上述した基本軸（例えば、
該機体がその周りに回転する該長手方向軸ＬＲおよび該機体がその周りで縦揺れする該横
方向軸ＬＰ）に対して斜めにすることができる。例えば、いくつかの実施形態において、
該第一の翼部分１８に対する該第二の翼部分２０の該回転軸Ａは、該第二の翼部分２０が
、該第一の翼部分１８に対して回転する際に、該第二の翼部分２０が該胴体１２に向かっ
て内方に動くように、該横方向軸ＬＰに対して約３５°と約５５°の間とすることができ
る。すなわち、該翼は、図６の該翼部分１４Ａの位置から、図６の該翼部分１４Ｂの位置
まで動くことができる。翼接合部の形態は、前方飛行のコンフィギュレーションとホバリ
ングのコンフィギュレーションとの間での移行中のプロペラへの邪魔のない気流を可能に
することができる。また、このことは、図２および図３に示す該ホバリング位置と前方飛
行位置との間の任意の中間位置（例えば、図４および図５の中間位置を参照）における翼
の傾斜または折り畳みの無制限の中断も可能にすることができる。
はＶＴＯＬコンフィギュレーション状態にあり、および右翼１４Ａが前方飛行のコンフィ
ギュレーション状態にある、図２から図５の該実施形態の平面図を示す。上述したように
、該細長い翼１４Ａ、１４Ｂのペアの各々は、該胴体１２に隣接して取付けることができ
る第一の内側翼部分１８と、該第一の翼部分１８に回転可能に取付けることができる第二
の外側翼部分２０とを含むことができる。該第一の翼部分１８は、該第一の翼部分１８の
遠位端２４に配設された枢軸２２を含むことができる。該第二の翼部分２０は、該第二の
翼部分２０の前縁２６に隣接して該枢軸２２に回転可能に取付けることができる。該第二
の翼部分２０は、該第一の翼部分１８の角度の付いた外側または遠位の縁部３０の形状に
一致する、角度の付いた内側または近位の縁部２８を含むことができる。該第一の翼部分
１８に対する該第二の翼部分２０の回転軸Ａは、該機体１０の上述した基本軸（例えば、
該機体がその周りに回転する該長手方向軸ＬＲおよび該機体がその周りで縦揺れする該横
方向軸ＬＰ）に対して斜めにすることができる。例えば、いくつかの実施形態において、
該第一の翼部分１８に対する該第二の翼部分２０の該回転軸Ａは、該第二の翼部分２０が
、該第一の翼部分１８に対して回転する際に、該第二の翼部分２０が該胴体１２に向かっ
て内方に動くように、該横方向軸ＬＰに対して約３５°と約５５°の間とすることができ
る。すなわち、該翼は、図６の該翼部分１４Ａの位置から、図６の該翼部分１４Ｂの位置
まで動くことができる。翼接合部の形態は、前方飛行のコンフィギュレーションとホバリ
ングのコンフィギュレーションとの間での移行中のプロペラへの邪魔のない気流を可能に
することができる。また、このことは、図２および図３に示す該ホバリング位置と前方飛
行位置との間の任意の中間位置（例えば、図４および図５の中間位置を参照）における翼
の傾斜または折り畳みの無制限の中断も可能にすることができる。
【0038】
各翼１４Ａ、１４Ｂの該外側翼部分２０は、一つ以上のスラスタまたは他の推進ユニッ
ト、ならびに燃料セル（例えば、バッテリ、ジェット燃料等）を担持することができる。
図６および図７を参照すると、該一つ以上のエンジン１６Ａ、１６Ｂ、１６Ｃ、１６Ｄを
、細長い翼１４Ａ、１４Ｂの該ペアの各々に取付けることができる。一つの実施形態にお
いては、四つのエンジンを、該細長い翼１４Ａ、１４Ｂのペアに搭載することができる。
該細長い翼１４Ａ、１４Ｂの各々には、一つのエンジン（例えば、エンジン１６Ａ、１６
Ｃ）を、該第一の翼部分１８と第二の翼部分２０との間の該枢軸２２に向かって取付ける
ことができ、一方、第二のエンジン（例えば、エンジン１６Ｂ、１６Ｄ）は、該第一のエ
ンジンと、該細長い翼１４Ａ、１４Ｂのペアの各々の翼先端部３２との間に取付けること
ができる。別の実施形態では、図１４に関して以下で説明するように、該細長い翼１４Ａ
、１４Ｂのペアの各々は、（例えば、該細長い翼１４Ａ、１４Ｂのペアの各々の中間近傍
に）該翼に搭載された一つのエンジンのみを含むことができる。該スラスタ、エンジンま
たは他の推進ユニットは、一つ以上のターボプロップ、タービン、電気モータ、または、
有人航空機および無人航空機用に使用されて知られている他のさまざまな適当なエンジン
で形成することができる。さらに、該エンジンの各々の出力は、例えば、循環制御または
集合制御を利用することにより、または、該モータの各々の速度を変化させることにより
、独立して調節可能にすることができる。
ト、ならびに燃料セル（例えば、バッテリ、ジェット燃料等）を担持することができる。
図６および図７を参照すると、該一つ以上のエンジン１６Ａ、１６Ｂ、１６Ｃ、１６Ｄを
、細長い翼１４Ａ、１４Ｂの該ペアの各々に取付けることができる。一つの実施形態にお
いては、四つのエンジンを、該細長い翼１４Ａ、１４Ｂのペアに搭載することができる。
該細長い翼１４Ａ、１４Ｂの各々には、一つのエンジン（例えば、エンジン１６Ａ、１６
Ｃ）を、該第一の翼部分１８と第二の翼部分２０との間の該枢軸２２に向かって取付ける
ことができ、一方、第二のエンジン（例えば、エンジン１６Ｂ、１６Ｄ）は、該第一のエ
ンジンと、該細長い翼１４Ａ、１４Ｂのペアの各々の翼先端部３２との間に取付けること
ができる。別の実施形態では、図１４に関して以下で説明するように、該細長い翼１４Ａ
、１４Ｂのペアの各々は、（例えば、該細長い翼１４Ａ、１４Ｂのペアの各々の中間近傍
に）該翼に搭載された一つのエンジンのみを含むことができる。該スラスタ、エンジンま
たは他の推進ユニットは、一つ以上のターボプロップ、タービン、電気モータ、または、
有人航空機および無人航空機用に使用されて知られている他のさまざまな適当なエンジン
で形成することができる。さらに、該エンジンの各々の出力は、例えば、循環制御または
集合制御を利用することにより、または、該モータの各々の速度を変化させることにより
、独立して調節可能にすることができる。
【0039】
いくつかの実施形態において、各外側翼部分２０の重量は、航空機の全重量の約１／３
とすることができる。このような配分は、該航空機の重心を、前方飛行中は、翼の空気圧
の中心に近くするとともに、ホバリングの間は、推力ベクトルに近付けることを可能にす
ることができる。電気モータが推進ユニットとして用いられる特定の実施形態においては
、さらに該モータに動力を供給する一つ以上のバッテリを該翼に配置することができる。
例えば、図８に示すように、バッテリ８０を、ナセル８２内に、または、翼部分２０に搭
載された電気モータ１６も格納する他のハウジング内に収容することができる。このよう
にして、該モータ１６に対して該バッテリ８０を配置することには、例えば、ホバリング
のコンフィギュレーションへの移行中に、機体の重心を後方へ移動させることによって、
重量配分を改善することと、（例えば、負荷を胴体から離して、各翼の圧力の中心に向か
って移動させることにより）該翼の該旋回継手に対する応力を低減することと、プロペラ
の振動を低減することと（例えば、該バッテリとプロペラを同一箇所に配置することは、
共振振動数が増加した、より堅固なモータ支持構造を形成することができる）、電気配線
の長さおよび重量を低減することと、メンテナンスおよび／または交換の場合のアクセス
の容易さを増すこととを含む多くの利点がある可能性がある。該モータ１６は、該モータ
によって空中で回転するときに推力を生成することができるローター８４を含むことがで
きる。
とすることができる。このような配分は、該航空機の重心を、前方飛行中は、翼の空気圧
の中心に近くするとともに、ホバリングの間は、推力ベクトルに近付けることを可能にす
ることができる。電気モータが推進ユニットとして用いられる特定の実施形態においては
、さらに該モータに動力を供給する一つ以上のバッテリを該翼に配置することができる。
例えば、図８に示すように、バッテリ８０を、ナセル８２内に、または、翼部分２０に搭
載された電気モータ１６も格納する他のハウジング内に収容することができる。このよう
にして、該モータ１６に対して該バッテリ８０を配置することには、例えば、ホバリング
のコンフィギュレーションへの移行中に、機体の重心を後方へ移動させることによって、
重量配分を改善することと、（例えば、負荷を胴体から離して、各翼の圧力の中心に向か
って移動させることにより）該翼の該旋回継手に対する応力を低減することと、プロペラ
の振動を低減することと（例えば、該バッテリとプロペラを同一箇所に配置することは、
共振振動数が増加した、より堅固なモータ支持構造を形成することができる）、電気配線
の長さおよび重量を低減することと、メンテナンスおよび／または交換の場合のアクセス
の容易さを増すこととを含む多くの利点がある可能性がある。該モータ１６は、該モータ
によって空中で回転するときに推力を生成することができるローター８４を含むことがで
きる。
【0040】
図９から図１２に示すように、一つ以上の着陸支持体は、該機体１０が該垂直離着陸の
コンフィギュレーションになっているときに、該着陸支持体が、着陸中に該機体１０を支
持するように、該機体１０の下の面に向かって位置するように、各細長い翼１４Ａ、１４
Ｂの後縁９０上に形成することができる。該着陸支持体は、降着車輪、フロートまたは他
のさまざまな支持体のうちの一つ以上で形成することができる。図９から図１２の該折り
畳まれた翼のコンフィギュレーションは、翼が折り畳まれている状態の該航空機の翼幅は
、完全に延びた翼幅の一部である可能性があるため、該航空機の道路輸送を可能にするこ
とができる。図９から図１２の該実施形態においては、一つ以上の車輪９２を、各翼１４
Ａ、１４Ｂのモーターカウリング９４内に格納可能に取付けることができる。いくつかの
実施形態、例えば、図９および図１０の該実施形態においては、例えば、該航空機１０の
四つの角部に支持体を設けるために、各モーターカウリング９４内に車輪９２を搭載する
ことができる。このような実施形態において、該車輪のサブセットまたはすべては、操縦
を可能にするために、車輪の回転軸に直角な方向に回転するように構成することができ、
または、操縦は、該航空機の一方の側の車輪の速度と、該航空機の他方の側の車輪の速度
を不一致にすることによって実現することができる。
コンフィギュレーションになっているときに、該着陸支持体が、着陸中に該機体１０を支
持するように、該機体１０の下の面に向かって位置するように、各細長い翼１４Ａ、１４
Ｂの後縁９０上に形成することができる。該着陸支持体は、降着車輪、フロートまたは他
のさまざまな支持体のうちの一つ以上で形成することができる。図９から図１２の該折り
畳まれた翼のコンフィギュレーションは、翼が折り畳まれている状態の該航空機の翼幅は
、完全に延びた翼幅の一部である可能性があるため、該航空機の道路輸送を可能にするこ
とができる。図９から図１２の該実施形態においては、一つ以上の車輪９２を、各翼１４
Ａ、１４Ｂのモーターカウリング９４内に格納可能に取付けることができる。いくつかの
実施形態、例えば、図９および図１０の該実施形態においては、例えば、該航空機１０の
四つの角部に支持体を設けるために、各モーターカウリング９４内に車輪９２を搭載する
ことができる。このような実施形態において、該車輪のサブセットまたはすべては、操縦
を可能にするために、車輪の回転軸に直角な方向に回転するように構成することができ、
または、操縦は、該航空機の一方の側の車輪の速度と、該航空機の他方の側の車輪の速度
を不一致にすることによって実現することができる。
【0041】
図１１および図１２の該実施形態等の他の実施形態では、少なくとも一つの車輪１１０
を該胴体１２に含めることができる。該胴体１２に含まれている車輪または他の着陸支持
体は、該実施形態により、該翼１４Ａ、１４Ｂ上の着陸支持体の代わりに、または該支持
体とともに用いることができる。例えば、図１１および図１２の該実施形態においては、
前輪１１０が、該エンジン１６Ｂ、１６Ｄの該モーターカウリング９４内に搭載された車
輪９２とともに使用される。このことは、地上の該航空機に対して有効な支持をもたらす
ことができ、また、いくつかの実施形態においては、該前輪１１０は、地上輸送における
操縦を可能にするように回転可能にすることができる。しかし、他の実施形態では、操縦
は、他の方法で、例えば、該航空機の各側における該車輪９２の非対称制御速度で実現す
ることができる。
を該胴体１２に含めることができる。該胴体１２に含まれている車輪または他の着陸支持
体は、該実施形態により、該翼１４Ａ、１４Ｂ上の着陸支持体の代わりに、または該支持
体とともに用いることができる。例えば、図１１および図１２の該実施形態においては、
前輪１１０が、該エンジン１６Ｂ、１６Ｄの該モーターカウリング９４内に搭載された車
輪９２とともに使用される。このことは、地上の該航空機に対して有効な支持をもたらす
ことができ、また、いくつかの実施形態においては、該前輪１１０は、地上輸送における
操縦を可能にするように回転可能にすることができる。しかし、他の実施形態では、操縦
は、他の方法で、例えば、該航空機の各側における該車輪９２の非対称制御速度で実現す
ることができる。
【0042】
上記折り畳まれた翼のコンフィギュレーションは、水上着陸および水上輸送のために構
成することもできる。例えば、該機体１０の該翼１４Ａ、１４Ｂは、図１３に示すように
、水上で該機体のバランスをとるために、浮力を持たせることができ、および防水性にす
ることができる。このような実施形態では、各モータ１６Ａ、１６Ｂ、１６Ｃ、１６Ｄは
、上方を向いているため、各翼１４Ａ、１４Ｂの該後縁９０近傍の補助翼ジョイント／リ
ンク機構のみが防水加工される必要がある。水上輸送の実施形態における水平方向の推進
力は、水平および垂直の両方向に向いた推力を生み出すように、両翼を部分的に広げるこ
とによって生成することができる。さらに、特定の実施形態において、車輪、フロート、
ポンツーン等を含む着陸支持体は、該翼に組み込まれている構造物と置き換えるために、
または、該構造物とともに作用させるために、該胴体１２に組み込むことができる。いく
つかの実施形態においては、さまざまな水推進機構、例えば、没水プロペラ等を該機体に
組み込むことができる。このようなコンポーネントは、該機体に結合されている該胴体、
該翼または何らかのポンツーン等のいずれかに結合することができる。
成することもできる。例えば、該機体１０の該翼１４Ａ、１４Ｂは、図１３に示すように
、水上で該機体のバランスをとるために、浮力を持たせることができ、および防水性にす
ることができる。このような実施形態では、各モータ１６Ａ、１６Ｂ、１６Ｃ、１６Ｄは
、上方を向いているため、各翼１４Ａ、１４Ｂの該後縁９０近傍の補助翼ジョイント／リ
ンク機構のみが防水加工される必要がある。水上輸送の実施形態における水平方向の推進
力は、水平および垂直の両方向に向いた推力を生み出すように、両翼を部分的に広げるこ
とによって生成することができる。さらに、特定の実施形態において、車輪、フロート、
ポンツーン等を含む着陸支持体は、該翼に組み込まれている構造物と置き換えるために、
または、該構造物とともに作用させるために、該胴体１２に組み込むことができる。いく
つかの実施形態においては、さまざまな水推進機構、例えば、没水プロペラ等を該機体に
組み込むことができる。このようなコンポーネントは、該機体に結合されている該胴体、
該翼または何らかのポンツーン等のいずれかに結合することができる。
【0043】
機体１０に関する上述した実施形態は、四つの推進ユニット１６Ａ、１６Ｂ、１６Ｃ、
１６Ｄを含んでいるが、他の実施形態では、異なる数の推進ユニットを用いることができ
る。例えば、いくつかの実施形態においては、より多くの数の、例えば、六つ、八つ、十
個の推進ユニットを用いることができる。他の実施形態では、より少ない数の推進ユニッ
トを用いることができる。例えば、および上述したように、いくつかの実施形態において
、該モータ１６Ａ、１６Ｂ、１６Ｃ、１６Ｄのうちの一つ以上に付随するプロペラは、ヘ
リコプターの場合と同様に、循環および／または集合ローター制御のために構成すること
ができる。いくつかの実施形態においては、この種の制御のために備えることにより、モ
ータの数を少なくすることができる。例えば、図１４に示すように、機体１０’は、胴体
１２’から延びている翼１４Ａ’、１４Ｂ’にそれぞれ取付けられた二つのモータ１６Ａ
’、１６Ｂ’を含むことができる。該モータ１６Ａ’、１６Ｂ’の各々は、該翼およびロ
ーターが、翼１４Ｂ’によって示すように傾斜された状態でホバリングおよび低速飛行を
可能にするために、循環および集合ピッチ変動のために構成されたブレードを備えたプロ
ペラを含むことができる。図１４に翼１４Ａ’によって図示されているように、前方飛行
のコンフィギュレーションにおいて、プロペラブレードの該ピッチは、一定のままにする
ことができる（が、他の実施形態では、必要に応じて、変化させることもできる）。本願
明細書に記載されている該実施形態のうちのいずれかにおいては、さまざまな異なる推進
技術を採用することができることに留意する。例えば、上述した電気モータ１６を用いる
代わりに、該モータ、スラスタまたは推進ユニット１６’は、内燃機関、ターボプロップ
、タービン、または、有人航空機および無人航空機に使用されている公知の他のさまざま
な適当なエンジンのうちのいずれかとすることができる。
１６Ｄを含んでいるが、他の実施形態では、異なる数の推進ユニットを用いることができ
る。例えば、いくつかの実施形態においては、より多くの数の、例えば、六つ、八つ、十
個の推進ユニットを用いることができる。他の実施形態では、より少ない数の推進ユニッ
トを用いることができる。例えば、および上述したように、いくつかの実施形態において
、該モータ１６Ａ、１６Ｂ、１６Ｃ、１６Ｄのうちの一つ以上に付随するプロペラは、ヘ
リコプターの場合と同様に、循環および／または集合ローター制御のために構成すること
ができる。いくつかの実施形態においては、この種の制御のために備えることにより、モ
ータの数を少なくすることができる。例えば、図１４に示すように、機体１０’は、胴体
１２’から延びている翼１４Ａ’、１４Ｂ’にそれぞれ取付けられた二つのモータ１６Ａ
’、１６Ｂ’を含むことができる。該モータ１６Ａ’、１６Ｂ’の各々は、該翼およびロ
ーターが、翼１４Ｂ’によって示すように傾斜された状態でホバリングおよび低速飛行を
可能にするために、循環および集合ピッチ変動のために構成されたブレードを備えたプロ
ペラを含むことができる。図１４に翼１４Ａ’によって図示されているように、前方飛行
のコンフィギュレーションにおいて、プロペラブレードの該ピッチは、一定のままにする
ことができる（が、他の実施形態では、必要に応じて、変化させることもできる）。本願
明細書に記載されている該実施形態のうちのいずれかにおいては、さまざまな異なる推進
技術を採用することができることに留意する。例えば、上述した電気モータ１６を用いる
代わりに、該モータ、スラスタまたは推進ユニット１６’は、内燃機関、ターボプロップ
、タービン、または、有人航空機および無人航空機に使用されている公知の他のさまざま
な適当なエンジンのうちのいずれかとすることができる。
【0044】
本願明細書に記載されている該教示による機体のさらに他の実施形態は、代替的なエン
ジンおよび／または翼のコンフィギュレーションを用いることができる。例えば、図１５
は、水平スタビライザ１５０２Ａ、１５０２Ｂが、揚力主翼１５０４Ａ、１５０４Ｂの前
方に配置されている先尾翼コンフィギュレーションを用いる機体１５００の別の実施形態
を示す。図示されている実施形態において、該翼１５０４Ａ、１５０４Ｂは、該胴体から
延びている支柱１５０８Ａ、１５０８Ｂによって胴体１５０６に結合することができる。
各支柱１５０８Ａ、１５０８Ｂの外端部は、該翼１５０４Ａ、１５０４Ｂに結合して、旋
回軸Ａ、Ａ’を画定している旋回継手１５１０Ａ、１５１０Ｂを含むことができる。該旋
回軸Ａ、Ａ’は、上述したように、長手方向またはロール軸ＬＲ、横方向またはスパーま
たはピッチ軸ＬＰおよび（図１５の平面から延びている）鉛直またはヨー軸Ｙのいずれか
に対して斜角で形成することができる。該支柱１５０８Ａ、１５０８Ｂおよび胴体１５０
６に対する該旋回軸Ａ、Ａ’周りの該翼１５０４Ａ、１５０４Ｂの運動は、本願明細書に
記載されている方法のうちのいずれかで、例えば、翼アクチュエータアセンブリによって
制御することができる。
ジンおよび／または翼のコンフィギュレーションを用いることができる。例えば、図１５
は、水平スタビライザ１５０２Ａ、１５０２Ｂが、揚力主翼１５０４Ａ、１５０４Ｂの前
方に配置されている先尾翼コンフィギュレーションを用いる機体１５００の別の実施形態
を示す。図示されている実施形態において、該翼１５０４Ａ、１５０４Ｂは、該胴体から
延びている支柱１５０８Ａ、１５０８Ｂによって胴体１５０６に結合することができる。
各支柱１５０８Ａ、１５０８Ｂの外端部は、該翼１５０４Ａ、１５０４Ｂに結合して、旋
回軸Ａ、Ａ’を画定している旋回継手１５１０Ａ、１５１０Ｂを含むことができる。該旋
回軸Ａ、Ａ’は、上述したように、長手方向またはロール軸ＬＲ、横方向またはスパーま
たはピッチ軸ＬＰおよび（図１５の平面から延びている）鉛直またはヨー軸Ｙのいずれか
に対して斜角で形成することができる。該支柱１５０８Ａ、１５０８Ｂおよび胴体１５０
６に対する該旋回軸Ａ、Ａ’周りの該翼１５０４Ａ、１５０４Ｂの運動は、本願明細書に
記載されている方法のうちのいずれかで、例えば、翼アクチュエータアセンブリによって
制御することができる。
【0045】
機体１５００において、注目すべきことは、該翼１５０４Ａ、１５０４Ｂが、図１５の
翼１５０４Ａの該ＶＴＯＬコンフィギュレーションから、翼１５０４Ｂの該前方飛行のコ
ンフィギュレーションに移るときに、該胴体１５０６に対して外方向および下方向に旋回
するように構成されているということである。これは、該機体１０の図２から図５に示す
該翼の動きとは逆であり、この場合、各翼１４Ａ、１４Ｂの該外側部２０は、ＶＴＯＬコ
ンフィギュレーションから前方飛行のコンフィギュレーションへの移行中に、該胴体１２
に対して外側および上方に動く。また注目すべきことは、各エンジンまたは推進ユニット
１５１２が、パイロン１５１６を介して該翼１５０４Ａ、１５０４Ｂの一方に取付けられ
たナセル１５１４に収容されているということである。このことは、該エンジンを該翼か
らオフセットさせ、および図１５の翼１５０４Ａの該ＶＴＯＬまたはホバリングのコンフ
ィギュレーションにおいて、該エンジン１５１２が、該翼と該胴体１５０６との間に配置
されるように、該エンジンを配置する。いくつかの実施形態において、これは、該プロペ
ラの直径１５１８も、該翼と該胴体との間に配置され、それによって、該プロペラブレー
ドが外部の物体に当たるのを防ぐことを意味している。該エンジンが、該垂直飛行のコン
フィギュレーションにおいて、該翼と該胴体との間に配置されている、オフセットエンジ
ンのこの構成もまた、本願明細書に記載されている機体の該他の実施形態とともに用いる
ことができることを正しく認識すべきである。
翼１５０４Ａの該ＶＴＯＬコンフィギュレーションから、翼１５０４Ｂの該前方飛行のコ
ンフィギュレーションに移るときに、該胴体１５０６に対して外方向および下方向に旋回
するように構成されているということである。これは、該機体１０の図２から図５に示す
該翼の動きとは逆であり、この場合、各翼１４Ａ、１４Ｂの該外側部２０は、ＶＴＯＬコ
ンフィギュレーションから前方飛行のコンフィギュレーションへの移行中に、該胴体１２
に対して外側および上方に動く。また注目すべきことは、各エンジンまたは推進ユニット
１５１２が、パイロン１５１６を介して該翼１５０４Ａ、１５０４Ｂの一方に取付けられ
たナセル１５１４に収容されているということである。このことは、該エンジンを該翼か
らオフセットさせ、および図１５の翼１５０４Ａの該ＶＴＯＬまたはホバリングのコンフ
ィギュレーションにおいて、該エンジン１５１２が、該翼と該胴体１５０６との間に配置
されるように、該エンジンを配置する。いくつかの実施形態において、これは、該プロペ
ラの直径１５１８も、該翼と該胴体との間に配置され、それによって、該プロペラブレー
ドが外部の物体に当たるのを防ぐことを意味している。該エンジンが、該垂直飛行のコン
フィギュレーションにおいて、該翼と該胴体との間に配置されている、オフセットエンジ
ンのこの構成もまた、本願明細書に記載されている機体の該他の実施形態とともに用いる
ことができることを正しく認識すべきである。
【0046】
本願明細書に記載されている該機体は、前方飛行のコンフィギュレーションとホバリン
グのコンフィギュレーションとの間の移行を通して安定した飛行を実現することが可能で
あるが、いくつかの実施形態においては、ホバリングおよび低速飛行中の安定性を実現す
るために、飛行制御システムを利用することができる。例示的な飛行制御システムは、ク
ワッドコプター、および複数のエンジンおよび傾斜するエンジンを採用した他の航空機に
関して公知である。多くの場合、これらのシステムは、さまざまなセンサ、例えば、ジャ
イロスコープ、高度計、ＧＰＳおよび他の位置データ等を用いて検出される航空機の速度
、姿勢、高度、および他の飛行パラメータに応じて、各エンジンまたは他の推進ユニット
のスロットルを調整するために、比例積分微分（ｐｒｏｐｏｒｔｉｏｎａｌ－ｉｎｔｅｇ
ｒａｌ－ｄｅｒｉｖａｔｉｖｅ：ＰＩＤ）制御フィードバックループを採用している。図
１６に示すように、本願明細書に記載されている該教示による機体は、該機体の該コンフ
ィギュレーション、例えば、該胴体に対する該翼の移行角度１６０４に基づいて、このよ
うな飛行フィードバック制御の強度１６０２を調整することができる。例えば、飛行制御
システムは、該機体が、（図３に示すような）ホバリングのコンフィギュレーション１６
０６になっている場合は、かなりのフィードバック制御を与えることができ、そして、こ
のような制御の強度は、該翼が（図２に示すような）前方飛行のコンフィギュレーション
に移行したときに減少させることができる。フィードバック制御強度の変更は、さまざま
な方法で実行することができる。例えば、図示されている実施形態においては、フィード
バック制御強度は、該翼が、該さまざまなコンフィギュレーション間で旋回し、または傾
斜する際に、線形的に減少される。
グのコンフィギュレーションとの間の移行を通して安定した飛行を実現することが可能で
あるが、いくつかの実施形態においては、ホバリングおよび低速飛行中の安定性を実現す
るために、飛行制御システムを利用することができる。例示的な飛行制御システムは、ク
ワッドコプター、および複数のエンジンおよび傾斜するエンジンを採用した他の航空機に
関して公知である。多くの場合、これらのシステムは、さまざまなセンサ、例えば、ジャ
イロスコープ、高度計、ＧＰＳおよび他の位置データ等を用いて検出される航空機の速度
、姿勢、高度、および他の飛行パラメータに応じて、各エンジンまたは他の推進ユニット
のスロットルを調整するために、比例積分微分（ｐｒｏｐｏｒｔｉｏｎａｌ－ｉｎｔｅｇ
ｒａｌ－ｄｅｒｉｖａｔｉｖｅ：ＰＩＤ）制御フィードバックループを採用している。図
１６に示すように、本願明細書に記載されている該教示による機体は、該機体の該コンフ
ィギュレーション、例えば、該胴体に対する該翼の移行角度１６０４に基づいて、このよ
うな飛行フィードバック制御の強度１６０２を調整することができる。例えば、飛行制御
システムは、該機体が、（図３に示すような）ホバリングのコンフィギュレーション１６
０６になっている場合は、かなりのフィードバック制御を与えることができ、そして、こ
のような制御の強度は、該翼が（図２に示すような）前方飛行のコンフィギュレーション
に移行したときに減少させることができる。フィードバック制御強度の変更は、さまざま
な方法で実行することができる。例えば、図示されている実施形態においては、フィード
バック制御強度は、該翼が、該さまざまなコンフィギュレーション間で旋回し、または傾
斜する際に、線形的に減少される。
【0047】
図１７から図２９は、翼の旋回継手およびアクチュエータアセンブリのさまざまな実施
形態を、より詳細に示している。上述したように、該旋回機構は、航空機が飛行中に、ホ
バリングと前方飛行の間の移行を可能にすることができる。さらに、該航空機の基本軸に
対して傾斜したまたは斜めになっている軸に沿った該旋回継手の該構成は、飛行モード間
の円滑で安定した移行を実行することができ、および安定した飛行を無制限に維持してい
る間に、任意のさまざまな中間位置で該翼を休止させることを可能にすることができる。
該旋回継手を形成するための、および該継手周りの該翼の構成要素の運動を作動させるた
めの多くの異なる実施形態があるが、一般的に、該旋回継手は、該内側翼部分の外側先端
における該翼のスパーライン上に配置することができる。該翼桁は、該胴体から翼先端ま
で横方向または翼長方向に延びている該翼の主構造部材である。該継手を該スパーライン
上に配置することにより、該継手は、該内側翼部分と外側翼部分との間で応力およびトル
クを支持することができる。また、該旋回継手は、該胴体／内側翼部分と、該外側翼部分
との間で電線および／または油圧ラインを支持するための中空シャフトを用いることもで
きる。
形態を、より詳細に示している。上述したように、該旋回機構は、航空機が飛行中に、ホ
バリングと前方飛行の間の移行を可能にすることができる。さらに、該航空機の基本軸に
対して傾斜したまたは斜めになっている軸に沿った該旋回継手の該構成は、飛行モード間
の円滑で安定した移行を実行することができ、および安定した飛行を無制限に維持してい
る間に、任意のさまざまな中間位置で該翼を休止させることを可能にすることができる。
該旋回継手を形成するための、および該継手周りの該翼の構成要素の運動を作動させるた
めの多くの異なる実施形態があるが、一般的に、該旋回継手は、該内側翼部分の外側先端
における該翼のスパーライン上に配置することができる。該翼桁は、該胴体から翼先端ま
で横方向または翼長方向に延びている該翼の主構造部材である。該継手を該スパーライン
上に配置することにより、該継手は、該内側翼部分と外側翼部分との間で応力およびトル
クを支持することができる。また、該旋回継手は、該胴体／内側翼部分と、該外側翼部分
との間で電線および／または油圧ラインを支持するための中空シャフトを用いることもで
きる。
【0048】
上述したように、該旋回軸は、該機体１０の一つ以上の基本軸に対して斜角を構成する
ことができる。図１７Ａから図１７Ｃは、該機体１０に対する旋回軸と、ロール軸ＬＲ、
ピッチ軸ＬＰおよびヨー軸Ｙから成る機体１０の基本軸の一つの実施形態のさまざまな斜
視図を示す。図１７Ａの側面図においては、該旋回軸Ａは、該図の平面内に投影した場合
に、長手方向軸またはロール軸ＬＲと、鉛直軸またはヨー軸Ｙの両方とともに斜角を構成
していることが図を見て分かる。いくつかの実施形態において、該旋回軸Ａと、該鉛直軸
またはヨー軸Ｙとの間の角度θ１は、約３５度と約５５度の間とすることができる。特定
の実施形態において、該旋回軸Ａと、該長手方向軸またはロール軸ＬＲとの間の角度θ２
は、約３５度と約５５度の間と同様とすることができる。いくつかの実施形態において、
該角度θ１、θ２は、それぞれ約４５度とすることができる。
ことができる。図１７Ａから図１７Ｃは、該機体１０に対する旋回軸と、ロール軸ＬＲ、
ピッチ軸ＬＰおよびヨー軸Ｙから成る機体１０の基本軸の一つの実施形態のさまざまな斜
視図を示す。図１７Ａの側面図においては、該旋回軸Ａは、該図の平面内に投影した場合
に、長手方向軸またはロール軸ＬＲと、鉛直軸またはヨー軸Ｙの両方とともに斜角を構成
していることが図を見て分かる。いくつかの実施形態において、該旋回軸Ａと、該鉛直軸
またはヨー軸Ｙとの間の角度θ１は、約３５度と約５５度の間とすることができる。特定
の実施形態において、該旋回軸Ａと、該長手方向軸またはロール軸ＬＲとの間の角度θ２
は、約３５度と約５５度の間と同様とすることができる。いくつかの実施形態において、
該角度θ１、θ２は、それぞれ約４５度とすることができる。
【0049】
図１７Ｂは、これらの軸の投影とともに、該航空機１０の正面図を示す。該図に示すよ
うに、該旋回軸Ａ、Ａ’は、それぞれ、（該翼のスパー軸に相当する可能性もある）該機
体の該横方向軸またはピッチ軸ＬＰに対して斜角θ３を構成することができる。いくつか
の実施形態において、該角度θ３は、約３５度と約５５度の間とすることができる。より
具体的には、いくつかの実施形態において、該角度θ３は、約４５度とすることができる
。
うに、該旋回軸Ａ、Ａ’は、それぞれ、（該翼のスパー軸に相当する可能性もある）該機
体の該横方向軸またはピッチ軸ＬＰに対して斜角θ３を構成することができる。いくつか
の実施形態において、該角度θ３は、約３５度と約５５度の間とすることができる。より
具体的には、いくつかの実施形態において、該角度θ３は、約４５度とすることができる
。
【0050】
図１７Ｃは、該機体１０の平面図を、それらの軸の投影とともに示す。該図に示すよう
に、該旋回軸Ａ、Ａ’は、それぞれ、該機体の該長手方向軸またはロール軸ＬＲに対して
斜角θ４を構成することができる。いくつかの実施形態において、該角度θ４は、約３５
度と約５５度の間とすることができる。より具体的には、いくつかの実施形態において、
該角度θ４は、約４５度とすることができる。
に、該旋回軸Ａ、Ａ’は、それぞれ、該機体の該長手方向軸またはロール軸ＬＲに対して
斜角θ４を構成することができる。いくつかの実施形態において、該角度θ４は、約３５
度と約５５度の間とすることができる。より具体的には、いくつかの実施形態において、
該角度θ４は、約４５度とすることができる。
【0051】
図１８は、機体の内側翼および胴体に対する外側翼の傾斜および折り畳みを可能にする
のに利用することができる旋回継手１８００の一つの実施形態を示す。該継手は、該内側
翼部１８と該外側翼部２０との間の境界を画定し、および内側翼桁１８０２および外側翼
桁１８０４に沿って延びているスパー軸、横方向軸またはピッチ軸ＬＰに沿って配置する
ことができる。第一の翼桁インサート１８０６は、該内側翼１８の該翼桁１８０２の外側
または遠位端に結合することができ、また、第二の翼桁インサート１８０８は、該外側翼
２０の該翼桁１８０４の内側または近位端に結合することができる。該第一の翼桁インサ
ート１８０６は、該外側翼２０が、該内側翼１８および胴体１２に対して、その周りで動
くことができる該旋回軸Ａを画定することができる中空ボルト１８１２を受け入れること
ができる、該インサート内に形成された穴１８１０を含むことができる。該第二の翼桁イ
ンサート１８０８は、該内側翼部１８と外側翼部２０の互いに対する位置合わせおよび低
減した摩擦運動を確保することができる一つ以上のベアリングアセンブリ１８１６を受け
入れることができる、該インサート内に形成された穴１８１４を含むことができる。上述
したように、該ボルト１８１２の該中空穴１８１８は、電気配線、燃料ホース、油圧ホー
ス等のコンポーネントを、回転継手に通すのに用いることができる。該さまざまなコンポ
ーネントは、さまざまな材料から形成することができる。例えば、該中空ボルトは、鋼鉄
、チタン、または、十分な強度から成る他の材料から形成することができる。他のコンポ
ーネント、例えば、該翼桁、翼桁インサート等は、鋼鉄、チタン、炭素繊維、または他の
公知の材料を含むさまざまな材料のうちのいずれかから形成することができる。
のに利用することができる旋回継手１８００の一つの実施形態を示す。該継手は、該内側
翼部１８と該外側翼部２０との間の境界を画定し、および内側翼桁１８０２および外側翼
桁１８０４に沿って延びているスパー軸、横方向軸またはピッチ軸ＬＰに沿って配置する
ことができる。第一の翼桁インサート１８０６は、該内側翼１８の該翼桁１８０２の外側
または遠位端に結合することができ、また、第二の翼桁インサート１８０８は、該外側翼
２０の該翼桁１８０４の内側または近位端に結合することができる。該第一の翼桁インサ
ート１８０６は、該外側翼２０が、該内側翼１８および胴体１２に対して、その周りで動
くことができる該旋回軸Ａを画定することができる中空ボルト１８１２を受け入れること
ができる、該インサート内に形成された穴１８１０を含むことができる。該第二の翼桁イ
ンサート１８０８は、該内側翼部１８と外側翼部２０の互いに対する位置合わせおよび低
減した摩擦運動を確保することができる一つ以上のベアリングアセンブリ１８１６を受け
入れることができる、該インサート内に形成された穴１８１４を含むことができる。上述
したように、該ボルト１８１２の該中空穴１８１８は、電気配線、燃料ホース、油圧ホー
ス等のコンポーネントを、回転継手に通すのに用いることができる。該さまざまなコンポ
ーネントは、さまざまな材料から形成することができる。例えば、該中空ボルトは、鋼鉄
、チタン、または、十分な強度から成る他の材料から形成することができる。他のコンポ
ーネント、例えば、該翼桁、翼桁インサート等は、鋼鉄、チタン、炭素繊維、または他の
公知の材料を含むさまざまな材料のうちのいずれかから形成することができる。
【0052】
図１９は、図１８に示す継手１８００と同様であるが、ベアリングアセンブリの代わり
に、低摩擦ワッシャを使用している旋回継手１９００の代替的な実施形態を示す。例えば
、同様の第一の翼桁インサート１９０２は、該内側翼桁１８０２に結合することができ、
また、第二の翼桁インサート１９０４は、該外側翼桁１８０４に結合することができる。
該第一の翼桁インサート１９０２に形成された穴１９０６は、該第二の翼桁インサート１
９０４をその周りに配置することができる、鋼鉄、チタン等で形成された中空ボルト１９
０８を受け入れることができる。低摩擦ワッシャ１９１０は、該外側翼２０が、該内側翼
１８に対して該旋回軸Ａ周りに旋回する際の摩擦を低減するのを支援するために、該第二
の翼桁インサート１９０４の両側において、該ボルト１９０８の周りに配置することがで
きる。該低摩擦ワッシャは、例えば、油を含浸させた焼結青銅を含むさまざまな公知の材
料のうちのいずれかから形成することができる。
に、低摩擦ワッシャを使用している旋回継手１９００の代替的な実施形態を示す。例えば
、同様の第一の翼桁インサート１９０２は、該内側翼桁１８０２に結合することができ、
また、第二の翼桁インサート１９０４は、該外側翼桁１８０４に結合することができる。
該第一の翼桁インサート１９０２に形成された穴１９０６は、該第二の翼桁インサート１
９０４をその周りに配置することができる、鋼鉄、チタン等で形成された中空ボルト１９
０８を受け入れることができる。低摩擦ワッシャ１９１０は、該外側翼２０が、該内側翼
１８に対して該旋回軸Ａ周りに旋回する際の摩擦を低減するのを支援するために、該第二
の翼桁インサート１９０４の両側において、該ボルト１９０８の周りに配置することがで
きる。該低摩擦ワッシャは、例えば、油を含浸させた焼結青銅を含むさまざまな公知の材
料のうちのいずれかから形成することができる。
【0053】
図２０は、該翼桁に沿った高応力を吸収する能力を備えた、クレビスピンおよびボール
ベアリングを用いて低摩擦運動を容易にする旋回継手２０００のさらに別の実施形態を示
す。図２０の該継手２０００は、図１８および図１９に示す該継手と逆になっていること
に留意する。このような逆は、例えば、航空機の左翼に使用される継手と、その右翼を比
較した相違を説明することができる。また、該継手２０００は、図１８および図１９の方
法で描くこともでき、このような両構成は、本発明の範囲内にある。図２０を参照すると
、上述した該旋回継手と同様に、第一の翼桁インサート２００２は、内側翼桁１８０２に
結合され、また、第二の翼桁インサート２００４は、外側翼桁１８０４に結合されている
。該第一の翼桁インサート２００２の突出アーム２００６、２００８は、該第二の翼桁イ
ンサート２００４の内側または近位端２０１０を収容し、また、クレビスピン２０１２は
、該旋回軸Ａに沿って、該アーム２００６、２００８の各々および端部２０１０に形成さ
れた位置合わせされた穴に挿入することができる。ベアリング２０１４、２０１６は、該
ピンの位置合わせを確実にし、および該内側翼部と外側翼部の相対運動中の摩擦を低減す
るために、該ピン２０１２の周りに配置して、該第一の翼桁インサート２００２の該アー
ム２００６、２００８に対して固定することができる。
ベアリングを用いて低摩擦運動を容易にする旋回継手２０００のさらに別の実施形態を示
す。図２０の該継手２０００は、図１８および図１９に示す該継手と逆になっていること
に留意する。このような逆は、例えば、航空機の左翼に使用される継手と、その右翼を比
較した相違を説明することができる。また、該継手２０００は、図１８および図１９の方
法で描くこともでき、このような両構成は、本発明の範囲内にある。図２０を参照すると
、上述した該旋回継手と同様に、第一の翼桁インサート２００２は、内側翼桁１８０２に
結合され、また、第二の翼桁インサート２００４は、外側翼桁１８０４に結合されている
。該第一の翼桁インサート２００２の突出アーム２００６、２００８は、該第二の翼桁イ
ンサート２００４の内側または近位端２０１０を収容し、また、クレビスピン２０１２は
、該旋回軸Ａに沿って、該アーム２００６、２００８の各々および端部２０１０に形成さ
れた位置合わせされた穴に挿入することができる。ベアリング２０１４、２０１６は、該
ピンの位置合わせを確実にし、および該内側翼部と外側翼部の相対運動中の摩擦を低減す
るために、該ピン２０１２の周りに配置して、該第一の翼桁インサート２００２の該アー
ム２００６、２００８に対して固定することができる。
【0054】
該図に示すように、該旋回軸Ａは、該ヨー軸Ｙに平行にすることができる鉛直軸２０１
８とともに角度θ５を構成することができる。いくつかの実施形態において、該角度θ５
は、約２５°と約４５°の間とすることができる。例えば、該図示されている実施形態に
おいて、該角度は、約３５度とすることができる。図２０は、図１７Ａに示すように、該
旋回軸Ａに垂直な平面内に図示されていることを思い出されたい。したがって、図２０に
示す該角度は、これらの図面のさまざまな平面内に投影した場合に、図１７Ａから図１７
Ｃの該上述した角度を生成することができる。
８とともに角度θ５を構成することができる。いくつかの実施形態において、該角度θ５
は、約２５°と約４５°の間とすることができる。例えば、該図示されている実施形態に
おいて、該角度は、約３５度とすることができる。図２０は、図１７Ａに示すように、該
旋回軸Ａに垂直な平面内に図示されていることを思い出されたい。したがって、図２０に
示す該角度は、これらの図面のさまざまな平面内に投影した場合に、図１７Ａから図１７
Ｃの該上述した角度を生成することができる。
【0055】
図２１は、該クレビス継手２０００と同様の旋回継手２１００の別の実施形態を示す。
該継手２１００は、第一の翼桁１８０２に結合された第一の翼桁インサート２１０２と、
第二の翼桁１８０４に結合された第二の翼桁インサート２１０４とを含むことができる。
該第一および第二の翼桁インサート２１０２、２１０４は、クレビスピン、ボルトまたは
他の固定部材２１１０を、該アーム２１０６、２１０８に形成された位置合わせされた穴
を通して配置することができるように、相互に作用するように構成されたアーム２１０６
、２１０８をそれぞれ有することができる。いくつかの実施形態において、該位置合わせ
された穴およびクレビスピン２１１０は、約５５°だけ横方向軸またはピッチ軸ＬＰから
オフセットさせることができる旋回軸Ａを画定することができる。
該継手２１００は、第一の翼桁１８０２に結合された第一の翼桁インサート２１０２と、
第二の翼桁１８０４に結合された第二の翼桁インサート２１０４とを含むことができる。
該第一および第二の翼桁インサート２１０２、２１０４は、クレビスピン、ボルトまたは
他の固定部材２１１０を、該アーム２１０６、２１０８に形成された位置合わせされた穴
を通して配置することができるように、相互に作用するように構成されたアーム２１０６
、２１０８をそれぞれ有することができる。いくつかの実施形態において、該位置合わせ
された穴およびクレビスピン２１１０は、約５５°だけ横方向軸またはピッチ軸ＬＰから
オフセットさせることができる旋回軸Ａを画定することができる。
【0056】
図２２Ａから図２４Ｂは、直線状コンフィギュレーション（例えば、図２２Ａおよび図
２２Ｂ）、中間コンフィギュレーション（図２３Ａおよび図２３Ｂ）およびフルに関節作
動させたコンフィギュレーション（図２４Ａおよび図２４Ｂ）における該旋回継手２１０
０の例示的な動作を示す。図２２Ａ、図２３Ａおよび図２４Ａの図は、ヨー軸Ｙに沿って
見下ろした平面図である。図２２Ｂ、図２３Ｂおよび図２４Ｂの図は、図２１の該旋回軸
Ａに沿っている。一つの実施形態において、該旋回継手２１００周りの翼の動作は、矢印
２２００を前縁インジケータとして採用することによって視覚化することができる。図２
２Ａにおいて、該前縁は、前方飛行のコンフィギュレーションにおける機体の平面図（例
えば、図２）のように、該ページの該平面内で上方を向いている。該翼が、ＶＴＯＬコン
フィギュレーションへの移行中（例えば、図４）に傾斜される場合、該前縁インジケータ
２２００は、該ページの該平面から上方へ移動し、図２３Ａに示すように、外側／後方に
旋回する。そして、該翼が、ホバリングのコンフィギュレーション（例えば、図３）まで
フルに旋回された場合、該前縁インジケータ２２００は、図２４Ａの場合のように、平面
視で該ページの外部に直接向く。
２２Ｂ）、中間コンフィギュレーション（図２３Ａおよび図２３Ｂ）およびフルに関節作
動させたコンフィギュレーション（図２４Ａおよび図２４Ｂ）における該旋回継手２１０
０の例示的な動作を示す。図２２Ａ、図２３Ａおよび図２４Ａの図は、ヨー軸Ｙに沿って
見下ろした平面図である。図２２Ｂ、図２３Ｂおよび図２４Ｂの図は、図２１の該旋回軸
Ａに沿っている。一つの実施形態において、該旋回継手２１００周りの翼の動作は、矢印
２２００を前縁インジケータとして採用することによって視覚化することができる。図２
２Ａにおいて、該前縁は、前方飛行のコンフィギュレーションにおける機体の平面図（例
えば、図２）のように、該ページの該平面内で上方を向いている。該翼が、ＶＴＯＬコン
フィギュレーションへの移行中（例えば、図４）に傾斜される場合、該前縁インジケータ
２２００は、該ページの該平面から上方へ移動し、図２３Ａに示すように、外側／後方に
旋回する。そして、該翼が、ホバリングのコンフィギュレーション（例えば、図３）まで
フルに旋回された場合、該前縁インジケータ２２００は、図２４Ａの場合のように、平面
視で該ページの外部に直接向く。
【0057】
図２５から図２８は、内側翼部１８および胴体１２に対する外側翼部２０の動きを作動
させるさまざまな機構を示す。図２５を見ると、該第一のまたは内側翼部分１８に対して
該第二のまたは外側翼部分２０を回転させる翼アクチュエータアセンブリ３６の一つの実
施形態が、機体１０の上から図示されている。該図示されている実施形態において、該ア
クチュエータアセンブリ３６は、送りねじ３８、及び、送りねじトラベラー３９と該外側
翼部分２０上のリンク機構マウント４２との間に取付けられたリンク機構４０を含む。モ
ータ４４または他のアクチュエータは、該送りねじ３８を回転させることができ、それに
よって、該トラベラー３９を、矢印４１で示すように、該送りねじ３８の長さに沿って移
動させることができる。該トラベラー３９が、該送りねじ３８の該長さに沿って移動する
につれて、それに結合された該リンク機構４０は、該第二の外側翼部分２０を、前方飛行
のコンフィギュレーション（例えば、図２）と、垂直離着陸のコンフィギュレーション（
例えば、図３）との間で回転させることができる。
させるさまざまな機構を示す。図２５を見ると、該第一のまたは内側翼部分１８に対して
該第二のまたは外側翼部分２０を回転させる翼アクチュエータアセンブリ３６の一つの実
施形態が、機体１０の上から図示されている。該図示されている実施形態において、該ア
クチュエータアセンブリ３６は、送りねじ３８、及び、送りねじトラベラー３９と該外側
翼部分２０上のリンク機構マウント４２との間に取付けられたリンク機構４０を含む。モ
ータ４４または他のアクチュエータは、該送りねじ３８を回転させることができ、それに
よって、該トラベラー３９を、矢印４１で示すように、該送りねじ３８の長さに沿って移
動させることができる。該トラベラー３９が、該送りねじ３８の該長さに沿って移動する
につれて、それに結合された該リンク機構４０は、該第二の外側翼部分２０を、前方飛行
のコンフィギュレーション（例えば、図２）と、垂直離着陸のコンフィギュレーション（
例えば、図３）との間で回転させることができる。
【0058】
図２５の該機械的リンク機構および送りねじドライブは、本願明細書に記載されている
該教示による、翼アクチュエータアセンブリの一実施例にすぎない。図２６Ａおよび図２
６Ｂに示す翼アクチュエータアセンブリ２６００の別の実施形態では、内側翼部１８に対
する外側翼部２０の動きを制御するのに、回転歯車が用いられている。それらの図に示す
ように、モータ２６０２は、該外側翼部内に配置することができ、該内側翼部１８に形成
された固定ラック歯車２６０６に噛み合わせることができる駆動歯車２６０４を回転させ
ることができる。このことは、図２６Ａの該線Ｃ－Ｃに沿った図２６のビューで示すよう
に、該駆動歯車２６０４が、該ラック２６０６の周囲を矢印２６０８の方向に移動するこ
とをもたらす可能性がある。該モータ２６０２および駆動歯車２６０４は、該外側翼部２
０に結合することができるため、該ラック２６０６周りの該駆動歯車２６０４の動きは、
該外側翼部２０を、該内側翼部１８に対して該旋回軸Ａ周りに回転させることができる。
該図示されている実施形態は、該外側翼部２０に結合された該モータ２６０２および駆動
歯車２６０４を示しているが、他の実施形態では、該配置は、これらのコンポーネントが
該内側翼部１８に結合され、および該ラック歯車２６０６が、該外側翼部２０上に形成さ
れるか、または、該外側翼部に結合されるように逆にすることができる。さらに、さまざ
まなサイズの歯車を含むさまざまな異なる歯車列のうちのいずれかを、本願明細書に記載
されている該翼の動きを実現するのに採用することができる。
該教示による、翼アクチュエータアセンブリの一実施例にすぎない。図２６Ａおよび図２
６Ｂに示す翼アクチュエータアセンブリ２６００の別の実施形態では、内側翼部１８に対
する外側翼部２０の動きを制御するのに、回転歯車が用いられている。それらの図に示す
ように、モータ２６０２は、該外側翼部内に配置することができ、該内側翼部１８に形成
された固定ラック歯車２６０６に噛み合わせることができる駆動歯車２６０４を回転させ
ることができる。このことは、図２６Ａの該線Ｃ－Ｃに沿った図２６のビューで示すよう
に、該駆動歯車２６０４が、該ラック２６０６の周囲を矢印２６０８の方向に移動するこ
とをもたらす可能性がある。該モータ２６０２および駆動歯車２６０４は、該外側翼部２
０に結合することができるため、該ラック２６０６周りの該駆動歯車２６０４の動きは、
該外側翼部２０を、該内側翼部１８に対して該旋回軸Ａ周りに回転させることができる。
該図示されている実施形態は、該外側翼部２０に結合された該モータ２６０２および駆動
歯車２６０４を示しているが、他の実施形態では、該配置は、これらのコンポーネントが
該内側翼部１８に結合され、および該ラック歯車２６０６が、該外側翼部２０上に形成さ
れるか、または、該外側翼部に結合されるように逆にすることができる。さらに、さまざ
まなサイズの歯車を含むさまざまな異なる歯車列のうちのいずれかを、本願明細書に記載
されている該翼の動きを実現するのに採用することができる。
【0059】
図２７Ａから図２８Ｂは、対向する油圧、空気圧、電気または他のリニアアクチュエー
タを用いて、内側翼部１８に対する外側翼部２０の旋回軸Ａ周りの旋回運動または折り畳
み運動を実施する翼アクチュエータアセンブリ２７００の別の実施形態を示す。該図に示
すように、該内側翼１８と該外側翼２０との間の旋回継手は、スパー軸または横方向軸Ｌ
Ｐ上に形成することができ、および該継手は、該図面の該平面内に投射した場合に、該継
手が、それに対して斜角θ６にあるように構成することができる。該図示されている実施
形態において、該角度θ６は、約４５度とすることができるが、上述したように、他の角
度も可能である。また、該旋回継手は、該軸ＬＰならびに他の軸、例えば、垂直またはヨ
ー軸Ｙ、および長手方向軸またはロール軸ＬＲに対して斜角に形成することもできる。例
えば、図２７Ｂの正面図に示すように、該旋回軸Ａは、該スパー軸、横方向軸またはピッ
チ軸ＬＰに対して角度θ７で配置することができ、またいくつかの実施形態においては、
この角度は、該図の該平面内に投射した場合に同様に約４５度とすることができる。さら
に、図２７Ｃは、側面図の鉛直面内に投射した場合に、該ヨー軸または垂直軸Ｙに対して
角度θ８で形成された該旋回軸Ａを示す。いくつかの実施形態においては、このようなビ
ューにおいても、該角度θ８は、約４５度とすることができる。
タを用いて、内側翼部１８に対する外側翼部２０の旋回軸Ａ周りの旋回運動または折り畳
み運動を実施する翼アクチュエータアセンブリ２７００の別の実施形態を示す。該図に示
すように、該内側翼１８と該外側翼２０との間の旋回継手は、スパー軸または横方向軸Ｌ
Ｐ上に形成することができ、および該継手は、該図面の該平面内に投射した場合に、該継
手が、それに対して斜角θ６にあるように構成することができる。該図示されている実施
形態において、該角度θ６は、約４５度とすることができるが、上述したように、他の角
度も可能である。また、該旋回継手は、該軸ＬＰならびに他の軸、例えば、垂直またはヨ
ー軸Ｙ、および長手方向軸またはロール軸ＬＲに対して斜角に形成することもできる。例
えば、図２７Ｂの正面図に示すように、該旋回軸Ａは、該スパー軸、横方向軸またはピッ
チ軸ＬＰに対して角度θ７で配置することができ、またいくつかの実施形態においては、
この角度は、該図の該平面内に投射した場合に同様に約４５度とすることができる。さら
に、図２７Ｃは、側面図の鉛直面内に投射した場合に、該ヨー軸または垂直軸Ｙに対して
角度θ８で形成された該旋回軸Ａを示す。いくつかの実施形態においては、このようなビ
ューにおいても、該角度θ８は、約４５度とすることができる。
【0060】
図２７Ａから図２８Ａを参照すると、該翼アクチュエータアセンブリ２７００は、第一
のリニアアクチュエータ２７０２の第一の端部２８０２において該内側翼１８に結合され
た該第一のリニアアクチュエータと、第二のリニアアクチュエータ２７０４の第一の端部
２８０４において該外側翼２０に結合された該第二のリニアアクチュエータとを含むこと
ができる。該第一のリニアアクチュエータ２７０２の第二の端部２８０６と、該第二のリ
ニアアクチュエータ２７０４の第二の端部２８０８は、該内側翼１８と外側翼２０との間
に配置され、および該旋回軸Ａ周りに回転するように構成されたリング２８１０に結合す
ることができる。該第一および第二のリニアアクチュエータ２７０２、２７０４への結合
部２８０６、２８０８は、該リング２８１０の対向する側部に設けることができる。いく
つかの実施形態において、該結合部は、径方向（例えば、図２８Ａの該平面）および（例
えば、該旋回軸Ａに沿った）軸方向の両方向において対向する側部に設けることができる
。
のリニアアクチュエータ２７０２の第一の端部２８０２において該内側翼１８に結合され
た該第一のリニアアクチュエータと、第二のリニアアクチュエータ２７０４の第一の端部
２８０４において該外側翼２０に結合された該第二のリニアアクチュエータとを含むこと
ができる。該第一のリニアアクチュエータ２７０２の第二の端部２８０６と、該第二のリ
ニアアクチュエータ２７０４の第二の端部２８０８は、該内側翼１８と外側翼２０との間
に配置され、および該旋回軸Ａ周りに回転するように構成されたリング２８１０に結合す
ることができる。該第一および第二のリニアアクチュエータ２７０２、２７０４への結合
部２８０６、２８０８は、該リング２８１０の対向する側部に設けることができる。いく
つかの実施形態において、該結合部は、径方向（例えば、図２８Ａの該平面）および（例
えば、該旋回軸Ａに沿った）軸方向の両方向において対向する側部に設けることができる
。
【0061】
図２７Ａおよび図２７Ｃに示す線Ｅ－Ｅに沿った断面図を示す図２８Ｂは、該翼アクチ
ュエータアセンブリ２７００および旋回継手をより詳細に示している。該図に示すように
、該内側翼桁１８０２と外側翼桁１８０４との間に配置された該旋回継手は、それぞれ、
該内側翼桁１８０２および該外側翼桁１８０４に結合されている内側翼桁インサート２８
１２および外側翼桁インサート２８１４を含むことができ、および該旋回軸Ａに沿って延
びているボルト、ピンまたは他の接続部材２８１６を受け入れることができる、該旋回継
手の中に形成された穴を含むことができる。該リング２８１０は、該内側翼桁インサート
２８１２と外側翼桁インサート２８１４との間の該接続ピンまたは部材２８１６の周りに
配置することができる。また、該図には、該第一および第二のリニアアクチュエータ２７
０２、２７０４（図２８Ｂでは見えない）への該結合部２８０６、２８０８も見えている
。さらに、さまざまなコンポーネントの互いに対する該旋回軸Ａ周りの低減された摩擦運
動を可能にするために、スラスト軸受２８１８を、それらのコンポーネント間に設けるこ
とができる。作動中に、該第一および第二のリニアアクチュエータ２７０２、２７０４の
両方の動作は、該結合部２８０２、２８０４を介して該内側翼１８および外側翼２０に力
を及ぼすことができ、そして、該外側翼２０を、該内側翼１８に対して該旋回軸Ａ周りに
動かすことができる。また、図２８Ｂには、該図の該平面内において、該旋回軸Ａと横方
向軸ＬＰとの間に形成された該角度θ５も図示されている。いくつかの実施形態において
、この角度は、図１７Ａから図１７Ｃにおける上述した角度を生成するために、約２５°
と約４５°の間とすることができる。例えば、いくつかの実施形態において、該角度θ５
は、それぞれ、約４５°になっている図１７Ａから図１７Ｃの該角度θ１から角度θ４を
生じさせるように、約３５°（例えば、３５．２°）とすることができる。
ュエータアセンブリ２７００および旋回継手をより詳細に示している。該図に示すように
、該内側翼桁１８０２と外側翼桁１８０４との間に配置された該旋回継手は、それぞれ、
該内側翼桁１８０２および該外側翼桁１８０４に結合されている内側翼桁インサート２８
１２および外側翼桁インサート２８１４を含むことができ、および該旋回軸Ａに沿って延
びているボルト、ピンまたは他の接続部材２８１６を受け入れることができる、該旋回継
手の中に形成された穴を含むことができる。該リング２８１０は、該内側翼桁インサート
２８１２と外側翼桁インサート２８１４との間の該接続ピンまたは部材２８１６の周りに
配置することができる。また、該図には、該第一および第二のリニアアクチュエータ２７
０２、２７０４（図２８Ｂでは見えない）への該結合部２８０６、２８０８も見えている
。さらに、さまざまなコンポーネントの互いに対する該旋回軸Ａ周りの低減された摩擦運
動を可能にするために、スラスト軸受２８１８を、それらのコンポーネント間に設けるこ
とができる。作動中に、該第一および第二のリニアアクチュエータ２７０２、２７０４の
両方の動作は、該結合部２８０２、２８０４を介して該内側翼１８および外側翼２０に力
を及ぼすことができ、そして、該外側翼２０を、該内側翼１８に対して該旋回軸Ａ周りに
動かすことができる。また、図２８Ｂには、該図の該平面内において、該旋回軸Ａと横方
向軸ＬＰとの間に形成された該角度θ５も図示されている。いくつかの実施形態において
、この角度は、図１７Ａから図１７Ｃにおける上述した角度を生成するために、約２５°
と約４５°の間とすることができる。例えば、いくつかの実施形態において、該角度θ５
は、それぞれ、約４５°になっている図１７Ａから図１７Ｃの該角度θ１から角度θ４を
生じさせるように、約３５°（例えば、３５．２°）とすることができる。
【0062】
図２９は、例えば、高応力用途に採用することができる、二つの翼桁を含む翼２９００
の一つの実施形態を示す。高応力用途の実施例は、該翼の低減された厚さが、応力により
敏感にさせることができるため、低プロファイルの翼型構造（例えば、翼弦線に直角な方
向における小さな翼厚または寸法）が採用されている実施例を含むことができる。高応力
用途の別の実施例は、（例えば、５Ｇ以上の）高重力を受けるように構成された機体とす
ることができる。該翼２９００は、上述したように、胴体に取付けられた内側翼１８と、
該内側翼に対して旋回可能に結合された外側翼２０とに分けることができる。例えば、旋
回継手２９０２を、第一の内側翼桁２９０４と第一の外側翼桁２９０６との間に配置する
ことができる。該旋回継手２９０２は、該内側翼１８に対する該外側翼２０の旋回軸Ａ周
りの動きを実行することができ、および本願明細書に記載され、および例えば、図１８か
ら図２４Ｂに図示されている該実施形態のうちのいずれかを利用することができる。
の一つの実施形態を示す。高応力用途の実施例は、該翼の低減された厚さが、応力により
敏感にさせることができるため、低プロファイルの翼型構造（例えば、翼弦線に直角な方
向における小さな翼厚または寸法）が採用されている実施例を含むことができる。高応力
用途の別の実施例は、（例えば、５Ｇ以上の）高重力を受けるように構成された機体とす
ることができる。該翼２９００は、上述したように、胴体に取付けられた内側翼１８と、
該内側翼に対して旋回可能に結合された外側翼２０とに分けることができる。例えば、旋
回継手２９０２を、第一の内側翼桁２９０４と第一の外側翼桁２９０６との間に配置する
ことができる。該旋回継手２９０２は、該内側翼１８に対する該外側翼２０の旋回軸Ａ周
りの動きを実行することができ、および本願明細書に記載され、および例えば、図１８か
ら図２４Ｂに図示されている該実施形態のうちのいずれかを利用することができる。
【0063】
該翼２９００は、該第一の翼桁からオフセットされた、例えば、該第一の翼桁と、該翼
の後縁９０との間に配置された第二の翼桁も含むことができる。該第二の翼桁は、第二の
内側翼桁２９０６と、第二の外側翼桁２９０８とに分けることができる。該第二の内側翼
桁２９０６および外側翼桁２９０８は、応力を間断なく担持できるように、互いに堅固に
結合するように構成することができる。該図示されている実施形態においては、例えば、
平行移動係止ピン２９１０を、該翼桁２９０６、２９０８に形成された凹部に配置するこ
とができる。前方飛行のコンフィギュレーション時に、該翼桁２９０６、２９０８に形成
されたこれらの凹部は、位置合わせすることができ、および該係止ピンは、該内側翼１８
と該外側翼２０との間の境界２９１４にわたって配置されるように、図２９の矢印２９１
２に沿って平行移動させることができる。その結果として、該第二の内側および外側翼桁
２９０６、２９０８は、該内側翼１８および外側翼２０の全長に及ぶ単一の翼桁として効
果的に接合することができる。該翼をＶＴＯＬまたは他の中間コンフィギュレーションに
旋回させるために、該係止ピン２９１０を該境界２９１４の一方の側へ平行移動させて、
それによって、該外側翼２０が、内側翼１８に対して、該継手２９０２および旋回軸Ａ周
りに旋回する際に、該コンポーネントを分離することを可能にするように、該第二の内側
および外側翼桁２９０６、２９０８を分離することができる。
の後縁９０との間に配置された第二の翼桁も含むことができる。該第二の翼桁は、第二の
内側翼桁２９０６と、第二の外側翼桁２９０８とに分けることができる。該第二の内側翼
桁２９０６および外側翼桁２９０８は、応力を間断なく担持できるように、互いに堅固に
結合するように構成することができる。該図示されている実施形態においては、例えば、
平行移動係止ピン２９１０を、該翼桁２９０６、２９０８に形成された凹部に配置するこ
とができる。前方飛行のコンフィギュレーション時に、該翼桁２９０６、２９０８に形成
されたこれらの凹部は、位置合わせすることができ、および該係止ピンは、該内側翼１８
と該外側翼２０との間の境界２９１４にわたって配置されるように、図２９の矢印２９１
２に沿って平行移動させることができる。その結果として、該第二の内側および外側翼桁
２９０６、２９０８は、該内側翼１８および外側翼２０の全長に及ぶ単一の翼桁として効
果的に接合することができる。該翼をＶＴＯＬまたは他の中間コンフィギュレーションに
旋回させるために、該係止ピン２９１０を該境界２９１４の一方の側へ平行移動させて、
それによって、該外側翼２０が、内側翼１８に対して、該継手２９０２および旋回軸Ａ周
りに旋回する際に、該コンポーネントを分離することを可能にするように、該第二の内側
および外側翼桁２９０６、２９０８を分離することができる。
【0064】
本開示の該さまざまな機体は、垂直離着陸のコンフィギュレーションから前方飛行のコ
ンフィギュレーションへの移行を有利に可能にする。該垂直離着陸のコンフィギュレーシ
ョンにおいて、翼部を旋回させる、該翼部に取付けられたさまざまなコンポーネントの重
量は、該胴体に近付けて配設することができ、それにより、該機体の重心から離れて配置
された質量によって生じる任意の慣性モーメントを低減することができる。さらに、旋回
する翼部は、該翼部の前縁が上方に向いた状態で、実質的に垂直方向に向けることができ
、それにより、垂直飛行中の該翼にわたる、遮るもののない最大限に有効な気流を可能に
する。くわえて、該翼に結合された推進ユニットは、該翼の推力によって、該航空機の重
量を支持するように、垂直方向に向けることができる。逆に、前方飛行のコンフィギュレ
ーションにおいては、該翼に結合された該エンジンは、回転させて、該機体の重心からさ
らに離して移動させることができ、それにより、前方飛行中のより大きな安定性がもたら
され、および推進ユニットの推力を水平方向に変えて、該翼が空気力学的揚力を生成して
該航空機の該重量を支持している間の効率を最大化する。
ンフィギュレーションへの移行を有利に可能にする。該垂直離着陸のコンフィギュレーシ
ョンにおいて、翼部を旋回させる、該翼部に取付けられたさまざまなコンポーネントの重
量は、該胴体に近付けて配設することができ、それにより、該機体の重心から離れて配置
された質量によって生じる任意の慣性モーメントを低減することができる。さらに、旋回
する翼部は、該翼部の前縁が上方に向いた状態で、実質的に垂直方向に向けることができ
、それにより、垂直飛行中の該翼にわたる、遮るもののない最大限に有効な気流を可能に
する。くわえて、該翼に結合された推進ユニットは、該翼の推力によって、該航空機の重
量を支持するように、垂直方向に向けることができる。逆に、前方飛行のコンフィギュレ
ーションにおいては、該翼に結合された該エンジンは、回転させて、該機体の重心からさ
らに離して移動させることができ、それにより、前方飛行中のより大きな安定性がもたら
され、および推進ユニットの推力を水平方向に変えて、該翼が空気力学的揚力を生成して
該航空機の該重量を支持している間の効率を最大化する。
【0065】
本開示の好適な実施形態に関する上記の説明を、例示および説明のために提示してきた
。該記載されている好適な実施形態は、網羅的であることは意図されておらず、または、
本開示の範囲を、開示されている詳細な形態に限定することは意図されていない。上記の
教示の観点から、追加的な変更または変形が可能である。該実施形態は、本開示の原理お
よびその実際の適用に関する最良の説明を提供し、およびそれによって、当業者が、意図
された特定の用途に適合するようなさまざまな変更によって、さまざまな実施形態におい
て本開示で明らかになった概念を利用することを可能にしようと努力して選択され、かつ
記載されている。そのようなすべての変更および変形は、それらが適正に、法律的にかつ
公正に権利が与えられる範囲に従って解釈したときに添付クレームによって決まる本開示
の範囲内にある。
。該記載されている好適な実施形態は、網羅的であることは意図されておらず、または、
本開示の範囲を、開示されている詳細な形態に限定することは意図されていない。上記の
教示の観点から、追加的な変更または変形が可能である。該実施形態は、本開示の原理お
よびその実際の適用に関する最良の説明を提供し、およびそれによって、当業者が、意図
された特定の用途に適合するようなさまざまな変更によって、さまざまな実施形態におい
て本開示で明らかになった概念を利用することを可能にしようと努力して選択され、かつ
記載されている。そのようなすべての変更および変形は、それらが適正に、法律的にかつ
公正に権利が与えられる範囲に従って解釈したときに添付クレームによって決まる本開示
の範囲内にある。
【0066】
〔その他の実施形態〕
（Ａ１）
本発明の他の実施形態は、
胴体と、
前記胴体の対向側から延びている対向する翼と、
前記対向する翼の各々に取り付け可能である少なくとも一つのエンジンと、を備え、
前記少なくとも一つのエンジンを含む、各対向する翼の少なくとも一部は、回転軸周り
に前記胴体に対して回転可能であり、
前記少なくとも一つのエンジンは、循環ピッチ変動のために構成された複数のブレード
を含むプロペラを有し、
前記回転軸は、前記胴体の長手方向軸に対して直角ではなく、横断しており、
前記翼の少なくとも一部を前記胴体に対して回転させて、前記エンジンと前記翼の前縁
を、ホバリングのために垂直方向に向けることができるように構成されている航空機でありうる。
（Ａ１）
本発明の他の実施形態は、
胴体と、
前記胴体の対向側から延びている対向する翼と、
前記対向する翼の各々に取り付け可能である少なくとも一つのエンジンと、を備え、
前記少なくとも一つのエンジンを含む、各対向する翼の少なくとも一部は、回転軸周り
に前記胴体に対して回転可能であり、
前記少なくとも一つのエンジンは、循環ピッチ変動のために構成された複数のブレード
を含むプロペラを有し、
前記回転軸は、前記胴体の長手方向軸に対して直角ではなく、横断しており、
前記翼の少なくとも一部を前記胴体に対して回転させて、前記エンジンと前記翼の前縁
を、ホバリングのために垂直方向に向けることができるように構成されている航空機でありうる。
【0067】
（Ａ２）
（Ａ１）に記載の本発明の実施形態において、前記少なくとも一つのエンジンを含む、各対向する翼の前記少なくとも一部は、垂直離着陸用に構成された第一のコンフィギュレーションと、水平飛行用に構成された第二のコンフィギュレーションとの間で前記胴体に対して回転しうる。
（Ａ１）に記載の本発明の実施形態において、前記少なくとも一つのエンジンを含む、各対向する翼の前記少なくとも一部は、垂直離着陸用に構成された第一のコンフィギュレーションと、水平飛行用に構成された第二のコンフィギュレーションとの間で前記胴体に対して回転しうる。
【0068】
（Ａ３）
（Ａ２）に記載の本発明の実施形態において、前記少なくとも一つのエンジンは、前記第一のコンフィギュレーションにおいて前記航空機に揚力を提供するように構成されうる。
（Ａ２）に記載の本発明の実施形態において、前記少なくとも一つのエンジンは、前記第一のコンフィギュレーションにおいて前記航空機に揚力を提供するように構成されうる。
【0069】
（Ａ４）
（Ａ２）に記載の本発明の実施形態において、前記プロペラの前記複数のブレードの前記循環ピッチ変動と、集合ピッチ変動との少なくとも一方は、前記対向する翼の前記第一のコンフィギュレーションでのホバリングを可能にしうる。
（Ａ２）に記載の本発明の実施形態において、前記プロペラの前記複数のブレードの前記循環ピッチ変動と、集合ピッチ変動との少なくとも一方は、前記対向する翼の前記第一のコンフィギュレーションでのホバリングを可能にしうる。
【0070】
（Ａ５）
（Ａ２）に記載の本発明の実施形態において、前記プロペラの前記複数のブレードの前記循環ピッチ変動は、前記対向する翼の前記第一のコンフィギュレーションでの前方飛行を可能にしうる。
（Ａ２）に記載の本発明の実施形態において、前記プロペラの前記複数のブレードの前記循環ピッチ変動は、前記対向する翼の前記第一のコンフィギュレーションでの前方飛行を可能にしうる。
【0071】
（Ａ６）
（Ａ１）に記載の本発明の実施形態において、前記エンジンの各々の出力は独立して調節可能にしうる。
（Ａ１）に記載の本発明の実施形態において、前記エンジンの各々の出力は独立して調節可能にしうる。
【0072】
（Ａ７）
（Ａ１）に記載の本発明の実施形態において、前記対向する翼の各々は、前記胴体から延びている固定部と、該固定部の外側寄りの回転部とを含みうる。
（Ａ１）に記載の本発明の実施形態において、前記対向する翼の各々は、前記胴体から延びている固定部と、該固定部の外側寄りの回転部とを含みうる。
【0073】
（Ａ８）
（Ａ７）に記載の本発明の実施形態において、前記対向する翼の各々の前記回転部の前縁は、前記対向する翼の垂直離着陸用に構成された第一のコンフィギュレーションにおいて上を向きうる。
（Ａ７）に記載の本発明の実施形態において、前記対向する翼の各々の前記回転部の前縁は、前記対向する翼の垂直離着陸用に構成された第一のコンフィギュレーションにおいて上を向きうる。
【0074】
（Ａ９）
（Ａ７）に記載の本発明の実施形態において、前記対向する翼の各々は、前記固定部に対する前記回転部の回転を制御する少なくとも一つのアクチュエータを備えうる。
（Ａ７）に記載の本発明の実施形態において、前記対向する翼の各々は、前記固定部に対する前記回転部の回転を制御する少なくとも一つのアクチュエータを備えうる。
【0075】
（Ａ１０）
（Ａ９）に記載の本発明の実施形態において、前記少なくとも一つのアクチュエータはリニアアクチュエータでありうる。
（Ａ９）に記載の本発明の実施形態において、前記少なくとも一つのアクチュエータはリニアアクチュエータでありうる。
【0076】
（Ｂ１）
本発明の他の実施形態は、
胴体と、
前記胴体の対向側から延びている対向する翼と、
前記対向する翼の各々に取り付け可能である少なくとも一つのエンジンと、を備え、
前記少なくとも一つのエンジンを含む、各対向する翼の少なくとも一部は、回転軸周り
に前記胴体に対して回転可能であり、
前記少なくとも一つのエンジンは、循環ピッチ変動のために構成された複数のブレード
を含むプロペラを有している、航空機でありうる。
本発明の他の実施形態は、
胴体と、
前記胴体の対向側から延びている対向する翼と、
前記対向する翼の各々に取り付け可能である少なくとも一つのエンジンと、を備え、
前記少なくとも一つのエンジンを含む、各対向する翼の少なくとも一部は、回転軸周り
に前記胴体に対して回転可能であり、
前記少なくとも一つのエンジンは、循環ピッチ変動のために構成された複数のブレード
を含むプロペラを有している、航空機でありうる。
【0077】
（Ｂ２）
（Ｂ１）に記載の本発明の実施形態において、前記回転軸は、前記胴体の長手方向軸に対して直角ではなく、横断しうる。
に記載の航空機。
（Ｂ１）に記載の本発明の実施形態において、前記回転軸は、前記胴体の長手方向軸に対して直角ではなく、横断しうる。
に記載の航空機。
【0078】
（Ｂ３）
（Ｂ１）に記載の本発明の実施形態において、前記少なくとも一つのエンジンを含む、各対向する翼の前記少なくとも一部は、垂直離着陸用に構成された第一のコンフィギュレーションと、水平飛行用に構成された第二のコンフィギュレーションとの間で前記胴体に対して回転しうる。
（Ｂ１）に記載の本発明の実施形態において、前記少なくとも一つのエンジンを含む、各対向する翼の前記少なくとも一部は、垂直離着陸用に構成された第一のコンフィギュレーションと、水平飛行用に構成された第二のコンフィギュレーションとの間で前記胴体に対して回転しうる。
【0079】
（Ｂ４）
（Ｂ３）に記載の本発明の実施形態において、前記少なくとも一つのエンジンは、前記第一のコンフィギュレーションにおいて前記航空機に揚力を提供するように構成されうる。
（Ｂ３）に記載の本発明の実施形態において、前記少なくとも一つのエンジンは、前記第一のコンフィギュレーションにおいて前記航空機に揚力を提供するように構成されうる。
【0080】
（Ｂ５）
（Ｂ３）に記載の本発明の実施形態において、前記プロペラの前記複数のブレードの前記循環ピッチ変動と、集合ピッチ変動との少なくとも一方は、前記対向する翼の前記第一のコンフィギュレーションでのホバリングを可能しうる。
（Ｂ３）に記載の本発明の実施形態において、前記プロペラの前記複数のブレードの前記循環ピッチ変動と、集合ピッチ変動との少なくとも一方は、前記対向する翼の前記第一のコンフィギュレーションでのホバリングを可能しうる。
【0081】
（Ｂ６）
（Ｂ３）に記載の本発明の実施形態において、前記プロペラの前記複数のブレードの前記循環ピッチ変動は、前記対向する翼の前記第一のコンフィギュレーションでの前方飛行を可能にしうる。
（Ｂ３）に記載の本発明の実施形態において、前記プロペラの前記複数のブレードの前記循環ピッチ変動は、前記対向する翼の前記第一のコンフィギュレーションでの前方飛行を可能にしうる。
【0082】
（Ｂ７）
（Ｂ１）に記載の本発明の実施形態において、前記エンジンの各々の出力は独立して調節可能にしうる。
（Ｂ１）に記載の本発明の実施形態において、前記エンジンの各々の出力は独立して調節可能にしうる。
【0083】
（Ｂ８）
（Ｂ１）に記載の本発明の実施形態において、前記対向する翼の各々は、前記胴体から延びている固定部と、該固定部の外側寄りの回転部とを含みえる。
（Ｂ１）に記載の本発明の実施形態において、前記対向する翼の各々は、前記胴体から延びている固定部と、該固定部の外側寄りの回転部とを含みえる。
【0084】
（Ｂ９）
（Ｂ８）に記載の本発明の実施形態において、前記対向する翼の各々の前記回転部の前縁は、前記対向する翼の前記第一のコンフィギュレーションにおいて上を向きうる。
（Ｂ８）に記載の本発明の実施形態において、前記対向する翼の各々の前記回転部の前縁は、前記対向する翼の前記第一のコンフィギュレーションにおいて上を向きうる。
【0085】
（Ｂ１０）
（Ｂ８）に記載の本発明の実施形態において、前記対向する翼の各々は、前記固定部に対する前記回転部の回転を制御する少なくとも一つのアクチュエータを備えうる。
（Ｂ８）に記載の本発明の実施形態において、前記対向する翼の各々は、前記固定部に対する前記回転部の回転を制御する少なくとも一つのアクチュエータを備えうる。
【0086】
（Ｂ１１）
（Ｂ１０）に記載の本発明の実施形態において、前記少なくとも一つのアクチュエータはリニアアクチュエータでありうる。
（Ｂ１０）に記載の本発明の実施形態において、前記少なくとも一つのアクチュエータはリニアアクチュエータでありうる。
【0087】
（Ｃ１）
本発明の他の実施形態は、
胴体と、
前記胴体の対向側から延びている対向する翼と、
前記対向する翼の各々に取り付け可能である複数のエンジンと、を備え、
前記複数のエンジンを含む、各対向する翼の少なくとも一部は、前記胴体の長手方向軸
に対して直角ではなく、横断している回転軸周りに、垂直離着陸用に構成された第一のコ
ンフィギュレーションと、水平飛行用に構成された第二のコンフィギュレーションとの間
で、前記胴体に対して回転可能であり、
前記エンジンの各々の出力は、少なくとも前記第一のコンフィギュレーションにおいて
独立して調節可能である、航空機でありうる。
本発明の他の実施形態は、
胴体と、
前記胴体の対向側から延びている対向する翼と、
前記対向する翼の各々に取り付け可能である複数のエンジンと、を備え、
前記複数のエンジンを含む、各対向する翼の少なくとも一部は、前記胴体の長手方向軸
に対して直角ではなく、横断している回転軸周りに、垂直離着陸用に構成された第一のコ
ンフィギュレーションと、水平飛行用に構成された第二のコンフィギュレーションとの間
で、前記胴体に対して回転可能であり、
前記エンジンの各々の出力は、少なくとも前記第一のコンフィギュレーションにおいて
独立して調節可能である、航空機でありうる。
【0088】
（Ｃ２）
（Ｃ１）に記載の本発明の実施形態において、前記エンジンの各々の前記出力は、前記エンジンの各々の速度を変化させることにより独立して調節可能でありうる。
（Ｃ１）に記載の本発明の実施形態において、前記エンジンの各々の前記出力は、前記エンジンの各々の速度を変化させることにより独立して調節可能でありうる。
【0089】
（Ｃ３）
（Ｃ２）に記載の本発明の実施形態において、前記複数のエンジンは、前記第一のコンフィギュレーションにおいて前記航空機に揚力を提供するように構成されうる。
（Ｃ２）に記載の本発明の実施形態において、前記複数のエンジンは、前記第一のコンフィギュレーションにおいて前記航空機に揚力を提供するように構成されうる。
【0090】
（Ｃ４）
（Ｃ１）に記載の本発明の実施形態において、前記対向する翼の各々は、前記胴体から延びている固定部と、該固定部の外側寄りの回転部とを含みうる。
（Ｃ１）に記載の本発明の実施形態において、前記対向する翼の各々は、前記胴体から延びている固定部と、該固定部の外側寄りの回転部とを含みうる。
【0091】
（Ｃ５）
（Ｃ１）に記載の本発明の実施形態において、前記対向する翼の各々の回転部の前縁は、前記対向する翼の前記第一のコンフィギュレーションにおいて上を向きうる。
（Ｃ１）に記載の本発明の実施形態において、前記対向する翼の各々の回転部の前縁は、前記対向する翼の前記第一のコンフィギュレーションにおいて上を向きうる。
【0092】
（Ｄ１）
本発明の他の実施形態は、
航空機を飛行させる方法であって、
対向する翼の少なくとも一部を胴体に対して、前記胴体の長手方向軸に対して直角では
なく、横断している回転軸周りに回転させて、前記対向する翼の各々の前縁を垂直方向に
向け、前記対向する翼の回転される部分は少なくとも一つのエンジンを有することと、
前記少なくとも一つのエンジンを作動させることと、
前記航空機をホバリングさせるために前記少なくとも一つのエンジンの出力を独立して
制御することと、を含む、方法でありうる。
本発明の他の実施形態は、
航空機を飛行させる方法であって、
対向する翼の少なくとも一部を胴体に対して、前記胴体の長手方向軸に対して直角では
なく、横断している回転軸周りに回転させて、前記対向する翼の各々の前縁を垂直方向に
向け、前記対向する翼の回転される部分は少なくとも一つのエンジンを有することと、
前記少なくとも一つのエンジンを作動させることと、
前記航空機をホバリングさせるために前記少なくとも一つのエンジンの出力を独立して
制御することと、を含む、方法でありうる。
【0093】
（Ｄ２）
（Ｄ１）に記載の本発明の実施形態において、前記少なくとも一つのエンジンが取り付けられた、前記対向する翼の前記回転される部分を回転させて、前記少なくとも一つのエンジンと、前記翼の前縁とを、前方飛行のために水平方向に向けることをさらに含む、請求項１７に記載の方法。
（Ｄ１）に記載の本発明の実施形態において、前記少なくとも一つのエンジンが取り付けられた、前記対向する翼の前記回転される部分を回転させて、前記少なくとも一つのエンジンと、前記翼の前縁とを、前方飛行のために水平方向に向けることをさらに含む、請求項１７に記載の方法。
【0094】
（Ｄ３）
（Ｄ１）に記載の本発明の実施形態において、前記対向する翼と前記少なくとも一つのエンジンとが、ホバリングと前方飛行との間で移行するために、垂直方向と水平方向との間にあるように、前記対向する翼の前記回転される部分の回転を中断することをさらに含む、請求項１７に記載の方法。
（Ｄ１）に記載の本発明の実施形態において、前記対向する翼と前記少なくとも一つのエンジンとが、ホバリングと前方飛行との間で移行するために、垂直方向と水平方向との間にあるように、前記対向する翼の前記回転される部分の回転を中断することをさらに含む、請求項１７に記載の方法。
【図1】
【図2】
【図3】
【図4】
【図5】
【図6】
【図7】
【図8】
【図9】
【図10】
【図11】
【図12】
【図13】
【図14】
【図15】
【図16】
【図17A】
【図17B】
【図17C】
【図18】
【図19】
【図20】
【図21】
【図22A】
【図22B】
【図23A】
【図23B】
【図24A】
【図24B】
【図25】
【図26A】
【図26B】
【図27A】
【図27B】
【図27C】
【図28A】
【図28B】
【図29】
