特表 2024-544840 推進装置のための推力ユニットを制御するための方法

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】公表特許公報(A)

(11)【公表番号】

(43)【公表日】2024-12-05

(54)【発明の名称】推進装置のための推力ユニットを制御するための方法

(51)【国際特許分類】

   B64D 31/12 20060101AFI20241128BHJP

   B64D 27/20 20060101ALI20241128BHJP

   B64C 29/00 20060101ALI20241128BHJP

   B64C 15/02 20060101ALI20241128BHJP

   F02K 1/15 20060101ALI20241128BHJP

   F02D 45/00 20060101ALI20241128BHJP

   F02D 29/00 20060101ALI20241128BHJP

【ＦＩ】

B64D31/12

B64D27/20

B64C29/00 B

B64C15/02

F02K1/15

F02D45/00 362

F02D29/00 A

【審査請求】有

【予備審査請求】未請求

(21)【出願番号】P 2024523470

(86)(22)【出願日】2022-07-21

(85)【翻訳文提出日】2024-06-05

(86)【国際出願番号】 FR2022051458

(87)【国際公開番号】W WO2023067252

(87)【国際公開日】2023-04-27

(31)【優先権主張番号】2111126

(32)【優先日】2021-10-20

(33)【優先権主張国・地域又は機関】FR

(81)【指定国・地域】

(71)【出願人】

【識別番号】518356305

【氏名又は名称】ジップエール

(74)【代理人】

【識別番号】110000970

【氏名又は名称】弁理士法人 楓国際特許事務所

(72)【発明者】

【氏名】フランキー ザパタ

(72)【発明者】

【氏名】ローラン オラニエ

(72)【発明者】

【氏名】アドリアン ウール

【テーマコード（参考）】

3G093

3G384

【Ｆターム（参考）】

3G093BA14

3G093BA27

3G093CA09

3G093DA01

3G093DB01

3G093DB21

3G093EA03

3G384AA21

3G384BA03

3G384CA16

3G384DA04

3G384DA10

3G384EA01

3G384FA56Z

(57)【要約】

本発明は推力ベクトルを補正するための方法（１００）に関する。推力ベクトルは前記推力ベクトルの電気的補正手段と関連付けられた推力ユニットによって生成される。このような推力ユニットは、動力命令（ＰＣ）に応じて内燃機関（１２ａ－ｅ）の回転シャフトによって回される機械的ロータを備える。そのような方法（１００）は、この動力命令（ＰＣ）を生成して、回転速度設定値（ＲＳＩ）と内燃機関（１２ａ－ｅ）のシャフトの測定回転速度（ＲＳＭ）との間の偏差（ＲＳＥ）を低減させ、従って前記内燃機関（１２ａ－ｅ）のシャフトの速度を補正するステップ（１１０）を備える。その方法は、さらに、前記内燃機関（１２ａ－ｅ）のシャフトの前記速度補正と無関係に、前記偏差（ＲＳＥ）に基づいて生成される推力ベクトル電気的補正手段（１９ａ－ｅ）の作動命令（ＡＣ）を生成するステップ（１２０）を備える。

【特許請求の範囲】

【請求項1】

推力システム（ＴＳａ、ＴＳｂ、ＴＳｃ、ＴＳｄ、ＴＳｅ、ＴＳｆ、ＴＳｇ、ＴＳｈ）の推力ユニット（１２ａ、１２ｂ、１２ｃ、１２ｄ、１２ｅ、１２ｆ、１２ｇ、１２ｈ）によって出される推力ベクトルを補正するための方法（１００）であって、前記推力システムは、前記方法（１００）を実行するように設けられた処理手段（３０、３０ａ）を備え、前記推力ユニット（１２ａ）は、動力命令（ＰＣ）に応じて内燃機関（１２ａ－ｅ）の回転シャフトによって回される機械的ロータ（１２ａ－ｒ）を備え、前記方法（１００）は、反復的に（ＳＰ）、
推力命令（ＴＣ）を前記推力ユニット（１２ａ）の前記内燃機関（１２ａ－ｅ）の前記シャフトの回転速度設定値（ＲＳＩ）に変換するステップ（１０１）と、
前記回転速度設定値（ＲＳＩ）と、前記内燃機関（１２ａ－ｅ）及び前記処理手段（３０、３０ａ）と協働する測定センサ（１２ａ－ｓ）による前記シャフトの測定回転速度（ＲＳＭ）との間の偏差（ＲＳＥ）を生成するステップ（１０２）と、
前記回転速度設定値（ＲＳＩ）と前記内燃機関（１２ａ－ｅ）の前記シャフトの前記測定回転速度（ＲＳＭ）との間の前記偏差（ＲＳＥ）に基づいて前記動力命令（ＰＣ）を生成して、前記偏差（ＲＳＥ）を低減させ、従って前記内燃機関（１２ａ－ｅ）の前記シャフトの回転速度を制御するステップ（１１０）と、備え、
前記推力システムは、さらに、前記推力ユニットによって出される前記推力ベクトルの電気的補正手段（１９ａ、１９ｂ、１９ｃ、１９ｄ、１９ｅ、１９ｆ、１９ｇ、１９ｈ）を備え、
前記方法は、前記内燃機関（１２ａ－ｅ）の前記シャフトの回転の前記速度制御と無関係に、前記回転速度設定値（ＲＳＩ）と前記内燃機関（１２ａ－ｅ）の前記シャフトの前記測定回転速度（ＲＳＭ）との間の前記偏差（ＲＳＥ）に基づいて、前記推力ベクトルの前記電気的補正手段（１９ａ－ｅ、１９ａ－３）の作動命令（ＡＣ）を生成する反復の（ＳＰ）ステップ（１２０）を備えることを特徴とする、方法（１００）。

【請求項2】

前記動力命令（ＰＣ）を生成するステップ（１１０）は、前記回転速度設定値（ＲＳＩ）と前記シャフトの前記測定回転速度（ＲＳＭ）との間の前記偏差（ＲＳＥ）の乗算、積分、及び／又は微分によって前記動力命令（ＰＣ）を生成することからなる、請求項１に記載の方法（１００）。

【請求項3】

生成された（１１０）前記動力命令（ＰＣ）を、そのような動力命令（ＰＣ、ＰＣ’）が最小動力命令閾値（ＰＣＭｉｎ）以上となるように補正する（ＰＣ’）ステップ（１１１）を備える、請求項１又は２に記載の方法（１００）。

【請求項4】

生成された（１１０）前記動力命令（ＰＣ）を、そのような動力命令（ＰＣ、ＰＣ’）が最大動力命令閾値（ＰＣＭａｘ）を超えないように補正する（ＰＣ’）ステップ（１１２）を備える、請求項１から３の何れかに記載の方法（１００）。

【請求項5】

前記推力ユニットの推力の下限又は上限設定値（ＬＴＬＩ、ＨＴＬＩ）を考慮に入れ、最小又は最大命令閾値（ＰＣＭｉｎ、ＰＣＭａｘ）を初期化するステップ（１１３）を備える、請求項３又は４に記載の方法（１００）。

【請求項6】

前記推力ベクトルの前記電気的補正手段（１９ａ－ｅ、１９ａ－３）を作動させるステップ（１２０）は、前記回転速度設定値（ＲＳＩ）と前記内燃機関（１２ａ－ｅ）の前記シャフトの前記測定回転速度（ＲＳＭ）との間の前記偏差（ＲＳＥ）の乗算、積分、及び／又は微分によって、前記推力ベクトルの前記電気的補正手段（１９ａ－ｅ、１９ａ－３）の前記作動命令（ＡＣ）を生成することからなる、請求項１から５の何れかに記載の方法（１００）。

【請求項7】

コンピュータの処理手段によって解釈され得る１つ以上のプログラム命令を含み、前記プログラム命令はそれの不揮発性メモリに置かれ得、前記処理手段による前記命令の実行によって、請求項１から６の何れかに記載の方法（１００）が実行されることを特徴とする、コンピュータプログラム。

【請求項8】

請求項７に記載のコンピュータプログラムの前記命令を含むコンピュータ可読記憶媒体。

【請求項9】

推力ユニット（１２ａ、１２ｂ、１２ｃ、１２ｄ、１２ｅ、１２ｆ、１２ｇ、１２ｈ）と、前記推力ユニットによって出される前記推力ベクトルの電気的補正手段（１９ａ、１９ｂ、１９ｃ、１９ｄ、１９ｅ、１９ｆ、１９ｇ．１９ｈ）と、請求項１から６の何れかに記載の推力ベクトルを補正するための方法（１００）を実行するように設けられた処理手段（３０、３０ａ）とを備える、推力システム（ＴＳａ、ＴＳｂ、ＴＳｃ、ＴＳｄ、ＴＳｅ、ＴＳｆ、ＴＳｇ、ＴＳｈ）。

【請求項10】

前記推力ユニット（１２ａ）は、
回転速度（ＲＳ１２）が、前記処理手段（３０、３０ａ）によって生成される前記動力命令（ＰＣ、ＰＣ’）に依存する回転シャフト内燃機関（１２ａ－ｅ）と、
前記内燃機関（１２ａ－ｅ）によって回される機械的ロータ（１２ａ－ｒ）と、を備え、
前記推力ベクトルの前記電気的補正手段（１９ａ）は、
回転速度（ＲＳ１９）が、前記処理手段（３０、３０ａ）によって生成される前記補正手段（１９ａ－ｅ）の前記作動命令（ＡＣ）に依存する回転シャフト電動機（１９ａ－ｅ）と、
前記電動機（１９ａ－ｅ）によって回され、前記推力ユニット（１２ａ）によって出される前記推力ベクトル（ＡＬ１２ａ）と実質的に平行な追加の推力ベクトル（ＡＬ１９ａ）を出す機械的ロータ（１９ａ－ｒ）と、を備える、請求項９に記載の推力システム（ＴＳａ）。

【請求項11】

前記推力ユニット（１２ａ）の前記内燃機関（１２ａ－ｅ）に連結されたモータジェネレータ（１２ａ－ｇ）を備えて、前記処理手段（３０、３０ａ）によって生成される作動命令（ＦＣ）に従って、前記内燃機関（１２ａ－ｅ）によって生成される機械力の全部又は一部を、前記モータジェネレータ（１２ａ－ｇ）によって出される電力（ＥＰ）に変換する、請求項１０に記載の推力システム（ＴＳａ）。

【請求項12】

前記推力ユニット（１２ａ）は、流体排出口（１２ａ－ｏ）を有するターボジェット（１２ａ）を備え、
前記推力ベクトルの前記電気的補正手段（１９ａ）は、
回転可能に取り付けられ、互いに並べられて、前記流体排出口（１２ａ－ｏ）の下流で、前記推力ユニット（１２ａ）の前記推力ベクトル（ＡＬ１２ａ）の全部又は一部（ＡＬ１２ａ’、ＡＬ１２ａ’’）を、前記ターボジェット（１２ａ）の前記流体排出口（１２ａ－ｏ）での前記推力ベクトル（ＡＬ１２ａ）の方向と実質的に垂直な１つ以上の方向に逸らす１対のデフレクタガイド（１９ａ－１、１９ａ－５）と、
前記作動命令（ＡＣ）を解釈し、それぞれ前記デフレクタガイド（１９ａ－１、１９ａ－５）の回転（ｒ）をもたらすように設けられた電動アクチュエータ（１９ａ－６）と、備える、請求項９に記載の推力システム（ＴＳａ）。

【請求項13】

請求項９から１２の何れかに記載の少なくとも１つの推力システム（ＴＳａ、ＴＳｂ、ＴＳｃ、ＴＳｄ、ＴＳｅ、ＴＳｆ、ＴＳｇ、ＴＳｈ）と、前記少なくとも１つの推力システム（ＴＳａ、ＴＳｂ、ＴＳｃ、ＴＳｄ、ＴＳｅ、ＴＳｆ、ＴＳｇ、ＴＳｈ）の前記処理手段（３０、３０ａ）によって解釈され得る推力命令（ＴＣ）を生成するように設けられた航行制御器手段（３０）とを備える、推進装置（１０）。

【請求項14】

積み荷（１）を受けるように設けられた台（１１、Ｐ１１）と、前記少なくとも１つの推力システム（ＴＳａ、ＴＳｂ、ＴＳｃ、ＴＳｄ、ＴＳｅ、ＴＳｆ、ＴＳｇ、ＴＳｈ）の前記推力ユニット（１２ａ、１２ｂ、１２ｃ、１２ｄ、１２ｅ、１２ｆ、１２ｇ、１２ｈ）の支持手段（１４）とを備え、前記支持手段（１４）は、前記推力ユニット（１２ａ、１２ｂ、１２ｃ、１２ｄ、１２ｅ、１２ｆ、１２ｇ、１２ｈ）の前記推力ベクトル（ＡＬ１２ａ、ＡＬ１２ｂ、ＡＬ１２ｃ、ＡＬ１２ｄ）を、前記台（１１、Ｐ１１）と実質的に垂直な方向に向けるように設けられる、請求項１３に記載の航空推進装置（１０）。

【請求項15】

前記少なくとも１つの推力システム（ＴＳａ、ＴＳｂ、ＴＳｃ、ＴＳｄ、ＴＳｅ、ＴＳｆ、ＴＳｇ、ＴＳｈ）が、請求項５に記載の推力の制御の方法を実行するように設けられる場合、前記航行制御器手段（３０）は、前記少なくとも１つの推力システム（ＴＳａ、ＴＳｂ、ＴＳｃ、ＴＳｄ、ＴＳｅ、ＴＳｆ、ＴＳｇ、ＴＳｈ）の前記推力ユニット（１２ａ、１２ｂ、１２ｃ、１２ｄ、１２ｅ、１２ｆ、１２ｇ、１２ｈ）の推力の下限又は上限設定値（ＬＴＬＩ、ＨＴＬＩ）を生成するように設けられる、請求項１３又は１４に記載の推進装置（１０）。

【請求項16】

前記推進装置（１０）の環境から積み荷（１）を保護するように設けられた前記台（１１）に結合したフェアリング（１１ｃ）を備える、請求項１３から１５の何れかに記載の推進装置（１０）。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本発明は、１人以上の搭乗者、人間若しくは動物、及び／又は１つ以上の固体若しくは液体の商品によって構成されているかどうかにかかわらず、運送が推進装置によって提供されることになっている積み荷の持ち上げ及び移動を提供するように適合し又は設けられた推進装置、好適だが非限定的に垂直推進航空機の分野に関する。本発明は、特に、そのような推進装置の推力ユニットの改善に関し、それは、前記推力ユニットの高い応答性、その結果、前記装置の姿勢の非常に高い安定性及びその軌道の高い精度を与えるように設計される。本発明は、実施が非常に簡単であり、主要な又は二次的な適用として、空中、陸上、又は水中の領域かどうかにかかわらず、最大数の推進装置に利用可能であるように意図されている。本文書の残りの部分において、本発明は、好適だが非限定的に、実質的に垂直な離着陸能力を提供するように設けられた航空機又は重航空機に適用されるように、説明されるだろう。非限定的な例として、そのような推進装置は、ドローン、クアッドコプター、若しくはオクトコプター、又は実施例が文書ＷＯ２０１７／１７４９４２Ａ１に説明されている飛行装置からなり得る。しかし、本発明は、これらの適用例のみに限定されるとみなされるべきではなく、代わりに任意の型の積み荷推進装置に対して使用され得る。

【背景技術】

【0002】

そのような推進装置は、一般に、以下で「内燃機関」とも呼ばれる熱機関を備える推力ユニットを備える。内燃機関は、機械的ロータと連結されて、推力ベクトル、即ち推力を所与の方向に出す２ストローク又は４ストローク機関型の回転シャフト機関からなり得る。変形例において、そのような内燃機関はターボジェットからなり得る。図１は、文書ＷＯ２０１７／１７４９４２Ａ１から取られた推進装置の第１の例を示す。「飛行オートバイ」と表現され得る推進装置１０は、例えば合成された推力ベクトルＡＬ１２ａ及びＡＬ１２ｂをそれぞれ出す２つの推力ユニット１２ａ及び１２ｂをそれぞれ備える２つのシステムＴＳａ及びＴＳｂを備える。図１の例によれば、それぞれの推力ユニットは、ターボジェットの形をした複数の内燃スラスタを備え付けられる。それぞれのターボジェット、例えばターボジェット１２ａ１は、機械的ロータと連結された回転シャフト内燃機関の組み合わせと表現され得る。そのようなターボジェットは、酸化剤、この場合、流体吸入口を通して吸入された周囲の空気と共同して、燃料、例えばケロシン又は同等物に含まれるポテンシャルエネルギーを運動エネルギーに変換する。この運動エネルギーは弾性媒体内で気体排出の噴射と反対の方向に反力を発生させる。この結果、スラスタの流体吸入口とその噴射ノズル又は排出口１２ａ－ｏとの間で一定量の空気が加速され、前記噴射ノズル内での膨張によって推力が発生する。従って、ターボジェット１２ａ１はそれ自体の推力ベクトルＡＬ１２ａ１を生成する。推力ユニット１２ａの合成された推力ベクトルＡＬ１２ａは、それを構成するターボジェットによってそれぞれ生成された推力ベクトルの結合からなる。推力ユニット１２ａ及び１２ｂは、台１１と互いに並べられた支持手段１４によって保持されて、特に前記推力ユニット１２ａ及び１２ｂの推力ベクトルＡＬ１２ａ、ＡＬ１２ｂが台１１と実質的に垂直に向けられる。台１１は、簡単のために、図１において破線で表された仮想の平面Ｐ１１と同等のものに単純化され得、前記平面Ｐ１１は、前記航空推進装置１０が水平な支持体上に置かれた場合に実質的に水平な平面である。従って、前記推力ベクトルＡＬ１２ａ及びＡＬ１２ｂの影響下で、前記台１１によって保持された積み荷１は垂直方向に持ち上げられ得る。この場合、図１において、前記積み荷は主に人間の搭乗者１からなる。

【0003】

図１の例によれば、支持手段１４は、２つの推力ユニットの前記ターボジェットが、有利に、実質的に、台１１の縦軸ＡＬ１０に沿って、即ち、平面Ｐ１１内に含まれる、推進装置１０の尾部から機首に向けられた軸に沿って並べられるように設けられる。従って、推力ユニット１２ａ及び１２ｂの前記ターボジェットの推力ベクトルＡＬ１２ａ及びＡＬ１２ｂは、前記台１１に垂直な、即ち台１１を象徴する仮想の平面Ｐ１１に垂直な（簡単のために図１には示されていない）全く同一の平面に接する。留意すべきは、この例によれば、装置１０の本体の重心ＣＧ１０が推力システムＴＳａ及びＴＳｂの前記ターボジェットの流体排出口の上に置かれることである。そのような配置によって、前記搭乗者１は、その体を傾けるだけで、方向（又は「ヨー軌道」）を変えることができる。この例によれば、推進装置１０の推力システムＴＳａ及びＴＳｂは、それぞれ、前記推進装置１０の本体の端部（機首及び尾部）に設けられた、電気二次スラスタ、この場合、図１において、電気タービンの形をした姿勢補正手段１９ａ及び１９ｂを備える。前記姿勢補正手段１９ａ及び１９ｂは、それぞれ、推力ユニット１２ａ及び１２ｂのターボジェットによって共同して出される推力ベクトルＡＬ１２ａ及びＡＬ１２ｂに平行な追加の推力ベクトルＡＬ１９ａ及びＡＬ１９ｂを出す。電気タービン１９ａ及び１９ｂは台１１の姿勢を変更するために使用される。実際、文書ＷＯ２０１７／１７４９４２Ａ１によれば、これらの電気タービン１９ａ及び１９ｂの出力は、搭乗者１からの制御命令を用いて、電子処理手段の形をした航行又は飛行制御器３０によって調整されて、機首二次スラスタ１９ａの推力の正の作用下で輸送手段の機首を「上に向ける」ように、又は逆に尾部二次スラスタ１９ｂの推力の正の作用下でその機首を「下げる」ように姿勢の変化をもたらす。そのような姿勢の変化は、推力ユニット１２ａ及び１２ｂによって出された推力と組み合わされて、推進装置１０の水平方向の変位を前方又は後方にもたらす。前記電気二次スラスタ１９ａ及び１９ｂは、さらに、前記航行制御器３０によって自動的に作動され、例えば前記航行制御器３０と統合された慣性ユニットから生じる測定データに応じて、推進装置１０の姿勢を実質的に一定に安定させ又は維持し得る。姿勢補正二次スラスタ１９ａ又は１９ｂのどちらか一方が作動された場合、その推力ベクトルＡＬ１９ａ、ＡＬ１９ｂが推力ユニット１２ａ及び１２ｂによって生成された推力ベクトルＡＬ１２ａ及びＡＬ１２ｂに加えられる。そのような推進装置は、ターボジェットの代わりに、ＵＳ２，４１７，８９６に説明されているように機械的ロータを駆動する例えば２ストローク又は４ストローク機関型の熱機関によって動かされ得る。

【0004】

図２は第２の例の航空推進装置を示す。航空推進装置は、それによって保持された積み荷を持ち上げることを可能にする。技術的な教示が文書ＥＰ３４９５２６２Ａ１から取られている。これは、スラスタを支持する手段１４を備えるクアッドコプターを含み、前記支持手段１４は、実質的に平らな台１１の上に「Ｘ」を描く４つのアームの形をとる。それぞれのアームは、ターボジェットの形をした前述の例と同様の熱スラスタで構成される推力ユニット１２ａ、１２ｂ、１２ｃ、１２ｄをそれぞれ備える推力システムＴＳａ、ＴＳｂ、ＴＳｃ、ＴＳｄを支持する。台１１によって保持された図２に示されていない積み荷を持ち上げるために、ターボジェットをそれぞれ備える４つの推力ユニット１２ａ、１２ｂ、１２ｃ、１２ｄは、それぞれ、台１１と実質的に垂直な推力ベクトルＡＬ１２ａ、ＡＬ１２ｂ、ＡＬ１２ｃ、ＡＬ１２ｄを出す。推力ユニット１２ａから１２ｄのターボジェットの噴射ノズル又は流体排出口に損傷を与えることなく着陸するために、推力システムＴＳａ、ＴＳｂ、ＴＳｃ、及びＴＳｄの支持手段１４のアームは、それらのそれぞれの末端の部分のところで、有利に伸縮式の突出手段又は脚部１７と協働する。電子処理手段の形をした航行又は飛行制御器３０は、推力システムＴＳａ、ＴＳｂ、ＴＳｃ、ＴＳｄに推力命令を出す。推力システムのスラスタの流体排出口は、支持手段１４の構成及び配置に従って、装置１０の重心ＣＧ１０の上方又は下方、実質的にその高さに置かれる。台１１の姿勢を変更し安定させるために、それぞれの推力システムＴＳａからＴＳｄは、推力ユニット１２ａから１２ｄによってそれぞれ出される推力ベクトルＡＬ１２ａ、ＡＬ１２ｂ、ＡＬ１２ｃ、ＡＬ１２ｄの補正手段１９ａ、１９ｂ、１９ｃ、１９ｄを備える。手段１９ａから１９ｄも電子航行制御器３０によって制御される。

【0005】

図３は、図２による推力システムＴＳａの推力ユニット１２ａに関連した推力ベクトル１９ａのそのような補正手段の構成を示す。推力ベクトルの前記補正手段１９ａは一対のデフレクタガイド１９ａ－１及び１９ａ－５を備える。それらはより具体的にそれぞれのピボットリンク１９ａ－２及び１９ａ－６によって可動に取り付けらる。前記デフレクタガイド１９ａ－１及び１９ａ－５は、推力ユニット１２ａのターボジェット１２ａ－ｅの流体排出口１２ａ－ｏに近い領域のところで推力ベクトルＡＬ１２ａの全部又は一部を逸らすように設けられる。従って、デフレクタガイド１９ａ－１及び１９ａ－５で構成されたデフレクタアセンブリによって、前記推力ベクトルＡＬ１２ａの「挟み込み」を描くことができる。デフレクタガイド１９ａ－１及び１９ａ－５は、有利に、それぞれ、一対のカムアクチュエータ又はサーボモータによって作動される。そのうちのアクチュエータ１９ａ－３のみを図３において見ることができる。従って、アクチュエータ１９ａ－３は制御ロッド１９ａ－４によってデフレクタガイド１９ａ－１と協働する。アクチュエータ１９ａ－３のカムの作動によって、ターボジェット１２ａの流体排出領域の上方に置かれたシャフト１９ａ－２の周りのデフレクタガイド１９ａ－１の回転運動ｒが起こる。それによって、デフレクタガイド１９ａ－１の開閉中、推力ユニット１２ａのターボジェット１２ａ－ｅによって出される推力ベクトルＡＬ１２ａが発生させる吸引又は排出に打ち勝ち耐えるために、アクチュエータ１９ａ－３が必要とするトルクが制限される。デフレクタガイド１９ａ－１及び１９ａ－５にそれぞれ関連したアクチュエータ１９ａ－３のようなカムアクチュエータがこれらのデフレクタガイド１９ａ－１及び１９ａ－５による推力ベクトルＡＬ１２ａの挟み込みをもたらす場合、前記推力ベクトルＡＬ１２ａは、前記デフレクタガイドの下流で、特定のデフレクタガイド１９ａ－１又は１９ａ－５がターボジェット１２ａ－ｅの流体排出口１２ａ－ｏで排出される流れに入るか入らないかに応じて、２つ又は３つの構成要素ＡＬ１２ａ、ＡＬ１２ａ’、ＡＬ１２ａ’’に細分される。デフレクタガイド１９ａ－１及び１９ａ－５が実質的に推力ベクトルＡＬ１２ａの軌道の外側に置かれた「開いた」配置において、前記推力ベクトルＡＬ１２ａの力は最大となる。逆に、２つのデフレクタガイド１９ａ－１、１９ａ－５の一方（又は両方）が前記推力ベクトルを「挟み込む」場合、前記推力ベクトルＡＬ１２ａの合成された推力は、前記デフレクタガイド１９ａ－１及び１９ａ－５の下流で、それがターボジェットの噴射ノズル１２ａ－ｏからの排出口流の前記デフレクタガイド１９ａ－１及び１９ａ－５の「完全な挟み込み」中に消されるまで、低減される。前記デフレクタガイド１９ａ－１及び１９ａ－５の設計次第で、２つのガイド１９ａ－１及び１９ａ－５の「閉じた」配置の場合、逆推力、即ち流体排出口１２ａ－ｏでの推力ベクトルＡＬ１２ａの方向と逆の方向の推力ベクトルが生じ得る。これらのデフレクタガイド１９ａ－１及び１９ａ－５は、図３において、互いに対向する２つのスクープ又は実質的に曲線をなす半円形の表面に類似する。例えば１０から３０パーセント程度のそのような逆推力は前記ガイドの形状のおかげで可能になり得る。実際、これらのガイドは、それぞれ、前記ガイドの出口（末端の部分）で、ターボジェット１２ａ－ｅの流体排出口１２ａ－ｏでの元の推力ベクトルＡＬ１２ａの方向と実質的に逆の方向に向けられた二次推力ベクトルＡＬ１２ａ’及びＡＬ１２ａ’’をもたらす流体の流れをガイドするように設けられ得る。

【0006】

図１から３に関して非限定的な例として説明された航空推進装置の推力システムの異なる実施形態は、全く同一の一般的な原理を共有する。それは、（手段１９ａのような）姿勢を補正するための二次スラスタと関連した主スラスタ（ユニット１２ａのような推力ユニット）を制御する電子航行制御器３０を提供することからなる。従って、そのような電子航行制御器３０は、主に主スラスタの主動力を利用してから、前記電子航行制御器３０によって前記主スラスタのそれぞれに対して生成される動力命令と無関係に、慣性ユニットによって出される測定値に基づいて、航空推進装置の姿勢を補正するための二次スラスタの補助動力を利用し得る。最後に、二次姿勢補正スラスタによる姿勢補正が不十分であると判明した場合、前記推進装置電子航行制御器３０は、再び主スラスタの動力に作用することで、推力ベクトルの大きさを増大又は低減させる。

【0007】

一般に、主スラスタは、内燃機関であり、一方で推進装置１０を空中に上げるのに必要な動力を出し、他方で滞空時間に関して十分な動作可能な範囲を提供する。二次スラスタに関して、これは、その応答性のために、選択され、特定の寸法に合わせられた、一般に電気的に制御されたモータである。この応答性は、独力で推進装置１０の姿勢を安定させるための慣性によって不利な立場に置かれた比較可能な内燃機関のものより優れている。他方、電気二次スラスタの動作可能な範囲及び動力は一般に熱スラスタのものにより低い。それ故、エネルギーに関して満足のいく動作可能な範囲を維持しながら推力システムの応答性を改善するために、熱式（内燃式）と電気式の両方の型のスラスタを使用することが適切である。

【0008】

内燃スラスタに対する継続的な動力命令、そして電気スラスタに対するものを生成することに基づくそのような設計の結果は、航空推進装置の低い応答性及び強壮性、姿勢の制限された安定性、明らかに改善され得る制御精度、異なるスラスタの低減された動作可能な範囲であり、他のスラスタの不十分又は不足を補正することを要求されるスラスタもある。さらに、異なる主スラスタ１２ａ、１２ｂ、１２ｃ、１２ｄ及び二次スラスタ１９ａ、１９ｂ、１９ｃ、１９ｄの動力命令を生成するために、そのような航空推進装置１０の電子航行制御器３０によって実行される処理は、前記航空推進装置１０の満足のいく飛行を提案するように設計及び実行するのに複雑であると判明している。

【発明の概要】

【0009】

本発明によって、既知又は上述の解決策から生じる欠点の全部又は一部に対処することができる。

【0010】

本発明によって与えられる数多くの利点の中で、本発明によって、
－動作可能な範囲、動力、及び応答性を兼ね備えた推力システムを提案し、
－電子航行制御器によって実行される処理を簡単にし、電子航行制御器は、今や、１以上の推力システムに、この推力システムのそれぞれの技術又は設計にかかわらず、推力命令を送るだけでよく、
－それぞれの推力システムの段階で推力ベクトルを補正するための処理を分散させ、中央電子航行制御器から生じる推力命令を、（内燃）熱スラスタへの動力命令、及び／又は前記スラスタによって出される推力の電気的補正手段を作動させるための動力命令に変換し、それぞれの推力システムの応答性を最大にして、それにより出される推力を増加又は低減させ、
－本発明による技術的教示を、空中、海、又は陸上にかかわらず、任意の推進装置に移す、ことが可能になることに言及し得る。

【0011】

この目的で、本発明は、推力システムの推力ユニットによって出される推力ベクトルを補正するための方法を提供し、推力システムは、さらに、前記方法を実行するように設けられた処理手段を備える。そのような推力ユニットは、動力命令に応じて内燃機関の回転シャフトによって回される機械的ロータを備える。

【0012】

そのような方法は、反復的に、
－推力命令を推力ユニットの内燃機関のシャフトの回転速度設定値に変換するステップと、
－前記回転速度設定値と、前記内燃機関及び前記処理手段と協働する測定センサによる前記シャフトの測定回転速度との間の偏差を生成するステップと、
－前記回転速度設定値と前記内燃機関のシャフトの測定回転速度との間の前記偏差に基づいて動力命令を生成して、前記偏差を低減させ、従って内燃機関の速度を制御するステップと、を備える。

【0013】

エネルギー、動力、及び応答性に関して動作可能な範囲を兼ね備えた推力システムを提案するために、
－推力システムは、さらに、前記推力ユニットによって出される推力ベクトルの電気的補正手段を備え、
－前記方法は、内燃機関のシャフトの回転の前記速度制御と無関係に、回転速度設定値と内燃機関のシャフトの測定回転速度との間の前記偏差に基づいて、推力ベクトルの前記電気的補正手段の作動命令を生成する反復ステップを備える。

【0014】

好適な実施形態によれば、動力命令を生成するステップは、前記回転速度設定値と前記シャフトの測定回転速度との間の前記偏差の乗算、積分、及び／又は微分によって前記動力命令を生成することからなり得る。

【0015】

推力設定値と無関係に推力ユニットによって出される最小限の動力を保つために、そのような方法は、生成された動力命令を、そのような動力命令が最小動力命令閾値以上となるように補正するステップを備え得る。

【0016】

対応して、推力設定値と無関係に推力ユニットによって出される動力を制限するために、本発明による方法は、生成された動力命令を、そのような動力命令が最大動力命令閾値を超えないように補正するステップを備え得る。

【0017】

これらの最後の２つの変形例の１つによれば、そのような最小及び／又は最大命令閾値を動的に変更することを可能にするために、本発明による方法は、推力ユニットの推力の下限又は上限設定値を考慮に入れ、最小又は最大命令閾値を初期化するステップを備え得る。

【0018】

有利な実施形態によれば、推力ベクトル補正手段を作動させるステップは、前記回転速度設定値と内燃機関のシャフトの測定回転速度との間の前記偏差の乗算、積分、及び／又は微分によって、前記推力ベクトル補正手段の作動命令を生成することからなり得る。

【0019】

第２の主題によれば、本発明はコンピュータプログラムに関し、そのコンピュータプログラムは、コンピュータの処理手段によって解釈され得る１つ以上のプログラム命令を含み、前記プログラム命令はそれの不揮発性メモリに置かれ得、前記処理手段による前記命令の実行によって、本発明による推力ベクトル補正方法が実行されることを特徴とする。

【0020】

第３の主題によれば、本発明は、そのようなコンピュータプログラムの命令を含むコンピュータ可読記憶媒体に関する。

【0021】

第４の主題によれば、本発明は、推力ユニットと、前記推力ユニットによって出される推力ベクトルの電気的補正手段と、本発明による推力ベクトル補正方法を実行するように設けられた処理手段とを備える推力システムに関する。

【0022】

そのような推力システムの第１の実施形態によれば、推力ユニットは、
－回転速度が、処理手段によって生成される動力命令に依存する回転シャフト内燃機関と、
－前記内燃機関によって回される機械的ロータと、を備え得る。

【0023】

この場合、推力ベクトルの電気的補正手段は、
－回転速度が、処理手段によって生成される前記補正手段の作動命令に依存する回転シャフト電動機と、
－前記電動機によって回され、推力ユニットによって出される推力ベクトルと実質的に平行な追加の推力ベクトルを出す機械的ロータと、を備え得る。

【0024】

そのような推力システムのこの第１の実施形態によれば、推力システムは、さらに、推力ユニットの内燃機関と互いに連結されたモータジェネレータを備えて、処理手段によって生成される前記モータジェネレータの作動命令に従って、前記内燃機関によって出される機械力の全部又は一部を、前記モータジェネレータによって出される電力に変換し得る。

【0025】

本発明は、推力システムの第２の実施形態を提供し、それによれば、
－推力ユニットは、流体排出口を有するターボジェットを備え得、
－推力ベクトルの電気的補正手段は、
○回転可能に取り付けられ、互いに並べられて、流体排出口の下流で、推力ユニットの推力ベクトルの全部又は一部を、ターボジェットの流体排出口での前記推力ベクトルの方向と実質的に垂直な１つ以上の方向に逸らす１対のデフレクタガイドと、
○作動命令を解釈し、それぞれデフレクタガイドの回転をもたらすように設けられた電動アクチュエータと、を備え得る。

【0026】

第５の主題によれば、本発明は、本発明による少なくとも１つの推力システムを備える推進装置に関し、前記推進装置は、前記少なくとも１つの推力システムの処理手段によって解釈され得る推力命令を生成するように設けられた航行制御器手段を備える。

【0027】

航空推進装置に垂直離着陸能力を与えるために、航空推進装置は、積み荷を受けるように設けられた台と、前記少なくとも１つの推力システムの推力ユニットの支持手段とを備え得、前記支持手段は、前記推力ユニットの推力ベクトルを、台と実質的に垂直な方向に向けるように設けられる。

【0028】

有利に、本発明による推力システムの前記少なくとも１つの推力ユニットによって出される最小限の動力を保ち又は動力を制限するために、航行制御器手段は、前記少なくとも１つの推力システムの推力ユニットの推力の下限又は上限設定値を生成するように設けられ得る。

【0029】

保持された積み荷の完全性を保護又は維持するために、本発明による推進装置は、前記推進装置の環境から前記積み荷を保護するように設けられた台に結合したフェアリングを備え得る。

【0030】

他の特徴及び利点は、以下の説明を読み、添付の図面を考察すると、より明確に理解できるだろう。

【図面の簡単な説明】

【0031】

【図1】既に説明された図１は、実質的に垂直な離着陸能力を提供するように設けられた第１の既知の推進装置を示す。

【図2】既に説明された図２は、実質的に垂直な離着陸能力を提供するように設けられた第２の既知の推進装置を示す。

【図3】既に説明された図３は、図２に示されたそのような第２の既知の推進装置の推力システムの構成を示す。

【図4】図４は、本発明による航空推進装置の推力システムの非限定的な実施例を示す。

【図5】図５は、主に人間の搭乗者を運ぶように設けられたオクトコプターの有利な形をした本発明による推進装置の一例を示す。

【図6】図６は、本発明による推力ベクトル補正方法の機能的描写の第１の例を示す。

【図7】図７は、本発明による推力ベクトル補正方法の機能的描写の第２の例を示す。

【図8】図８は、本発明による推力ベクトル補正方法の機能的描写の第３の例を示す。

【発明を実施するための形態】

【0032】

本発明は、まず、図４に非限定的な例として示されるような特に革新的な推力システムＴＳａの実施例を通して説明されるだろう。それにもかかわらず、そのような推力システムＴＳａによって実行される、図６に示された方法１００のような推力ベクトル補正方法は、図１、２、及び３に示された推力システムのような他の推進装置推力システムの推力ベクトルを補正するために、その適合後、使用及び移転され得る。そのような移転は、図７及び８を参照して、以下で検討されるだろう。

【0033】

図４に示された推力システムＴＳａによって、一例が図５に示された航空推進装置１０を装備することが可能になる。航空推進装置１０は、簡単のために、概略的に、推進装置１０が地面又は水平な支持体上に置かれた場合、実質的に水平となる平面Ｐ１１によって表され又はそれに単純化され得る台１１を備える。図５によれば、前記台１１は、そのような航空推進装置１０によって保持された積み荷、この場合、前記図５に示されていない人間の搭乗者を環境から守るための卵形のフェアリング１１ｃを備える。台１１（又は同等の平面Ｐ１１）及び／又はそのフェアリング１１ｃの任意の他の構成が、問題の運送利用に合うように、又は移動させることが望まれているペイロードの型に応じて、代わりに使用され得る。航空推進装置１０は、対をなして互いに対向する星形の８つのアームを示す支持手段１４を備える。前記アーム１４は、台１１を象徴する平面Ｐ１１と実質的に平行でこの上にある全く同一の平面に接する。それぞれのアーム１４は、図４を参照して考察されるように、前記推力ユニットによって出される推力ベクトルを補正するための手段１９ａ、１９ｂ、１９ｃ、１９ｄ、１９ｅ、１９ｆ、１９ｇ、１９ｈに関連付けられた推力ユニット１２ａ、１２ｂ、１２ｃ、１２ｄ、１２ｅ、１２ｆ、１２ｇ、１２ｈを主に備える推力システムＴＳａ、ＴＳｂ、ＴＳｃ、ＴＳｄ、ＴＳｅ、ＴＳｆ、ＴＳｇ、ＴＳｈを保持する。従って、推進装置１０は、８つの推力ユニット１２ａから１２ｈをそれぞれ備える８つの推力システムＴＳａからＴＳｈによって動かされる。８つの推力ユニット１２ａから１２ｈは、それぞれ、前記推力ユニットによって生成される推力ベクトルを補正するための８つの手段１９ａから１９ｈに関連付けられる。簡単のため、図５は、それぞれ推力ユニット１２ａ、１２ｂ、１２ｃ、及び１２ｄによって生成される推力ベクトルＡＬ１２ａ、ＡＬ１２ｂ、ＡＬ１２ｃ、ＡＬ１２ｄのみを示している。前記アーム１４は、さらに、それらによってそれぞれ支持された前記推力ユニット１２から１２ｈ及び推力ベクトルを補正するための手段１９ａから１９ｈの動作に必要な追加の構成要素を埋め込み得る。追加の構成要素として、非限定的な例として、推力ユニットの内燃機関によって生成される不用な気体のための排出アセンブリ、推力ベクトル補正手段及び／又は前記推力システムの電子処理手段に必要な電気エネルギーを出すバッテリー又はスーパーキャパシタ、内燃機関の化石燃料供給パイプ、電気配線等に言及し得る。図５に示されるように、推力システムは、それぞれの推力ユニットが平面Ｐ１１と実質的に垂直な推力ベクトルを出し得るように支持アーム１４によって保持される。このようにして、推進装置１０は、有利に、垂直離着陸を提供するように構成される。

【0034】

図４は、推力ユニット１２ａと、前記推力ユニット１２ａによって生成される推力ベクトルＡＬ１２ａを補正するための手段１９ａとを備える推力システムＴＳａの第１の好適な例を示す。

【0035】

この第１の実施形態によれば、推力ユニット１２ａは、回転シャフト内燃機関１２ａ－ｅ、この場合、図４において２ストローク機関を備え、そのシャフトの回転速度又はエンジン速度は動力命令に依存する。

【0036】

２ストローク機関は、１つ以上のピストンを備え、ほんの２回の直線運動で完全な燃焼サイクルを行う。ピストンは、同じ個数、この場合、図４及び５に示された例によると、２つのシリンダ内で変位する。シリンダ内のピストンの直線変位によって、既燃ガスを排出し、バルブユニットを介して、新鮮なガス、又は燃料蒸気及び酸化剤（空気）からなる混合ガスを前記シリンダに再充填することができる。そのようなピストンのそれを収容するシリンダ内での変位サイクルは次のように要約され得る。「膨張」と呼ばれる最初のステップは、ピストンがシリンダ内で高い位置を占める間、点火プラグが、前記混合ガスの燃焼をもたらし、ピストンを駆動することからなる。ピストンは前記ピストンの下のクランクケース内に存在する前記混合ガスを圧縮する。これはサイクルの動力部分であり、前記シリンダ内の前記ピストンの行程の残りの部分は前記膨張によって生じるクランクシャフトの慣性によるものである。シリンダ内でのピストンの下降中、クランクケース内の混合ガスの吸気口は閉じられる。ピストンは、下死点近くに到達すると、排気のためのポートを開き、混合ガスをシリンダ内に移動させる。混合ガスは、シリンダに入ると、燃焼ガスを排出する。これは「吸気／排気」と呼ばれるステップである。ピストンは、上の方に戻る際、シリンダ内への混合ガスのための排気口及び吸気口を閉じながら、シリンダ内の混合ガスを圧縮する。従って、負圧が、クランクケース内に生じ、前記混合ガスが吸気ポートを通って前記クランクケース内に到達することを可能にするだろう。このステップは「圧縮」と呼ばれる。新しいサイクルが開始され得る。エンジン速度を調整するために、スロットルバルブはキャブレターによって混合ガスへの空気吸入の量を調整する。そのようなスロットルバルブを開き又は閉じるために、アクチュエータ１２ａ－３が使用される。前記スロットルバルブがさらに開くほど、エンジン速度は速くなり、前記スロットルバルブがさらに閉じるほど、エンジン速度はアイドリング状態になるまで低下する。本発明の範囲内において、動力命令ＰＣは、スロットルバルブのそのようなアクチュエータ１２ａ－３によって生成及び変換され得る。それはサーボモータ又は電気カムモータからなり得る。その動作によって、前記スロットルバルブは漸進的に開き又は閉じる。

【0037】

図４によれば、回転シャフト内燃機関１２ａ－ｅは、内燃機関の回転シャフトに連結された機械的ロータ１２ａ－ｒを回す。図４に示されるように、そのような連結は、減速ギア手段１２ａ－ｄによって、例えば、モータ１２ａ－ｅの回転シャフトに固定された第１プーリー、及び前記ロータ１２ａ－ｒのシャフトに固定された、第１プーリーの直径より大きな直径を有する第２プーリーと協働するベルトによって間接的に作られ得る。そのような連結は、例えば内燃機関１２ａ－ｅの回転シャフトの回転速度の減速比を動的に調整するためのギアボックスのような、同等の機能を提供する任意の他の構造的に異なる手段によって作られ得る。図４は、さらに、推力システムＴＳａの推力ユニット１２ａによって出される推力ベクトルＡＬ１２ａを補正するための方法を実行するために、推力システムの構造的要素から物理的に遠隔であり得るように、端子によって接続され得る処理手段３０ａを示す。そのような方法は、特に内燃機関１２ａ－ｅのスロットルバルブのアクチュエータ１２ａ－３によって解釈され得る動力命令ＰＣを生成する手段として、図６に示された例１００を参照して説明されるだろう。その上、図４は、前記内燃機関１２ａ－ｅによって燃やされたガスを排出するための排気手段１２ａ－ｈを示す。

【0038】

前記処理手段３０ａは、有利に、１つ以上のマイクロコントローラ又はマイクロプロセッサの形を取り得る。この又はこれらのマイクロコントローラ又はマイクロプロセッサは、特にデータメモリと共に働いて、前記推力ベクトル補正方法の実行によって生成されたデータ及び動作パラメータ、又はより一般に生成され又は事前に記憶される全てのデータを、それが中間データからなろうとアクチュエータ命令に関する結果からなろうと、記憶し又は読み取る。そのような処理手段３０ａは、さらに、コンピュータプログラムの命令を記憶するためのプログラムメモリを備え、その実行によって、本発明による推力ベクトル補正方法を含むプロセスが実行される。「データ又はプログラムメモリ」は、任意の揮発性又は有利に不揮発性のコンピュータメモリを意味する。不揮発性メモリは、コンピュータメモリであり、その技術によって、電力供給がない中で、そのデータを保持することができるものである。それは、入力、計算、測定、及び／又はプログラム命令に起因するデータを含み得る。現在利用可能な主な不揮発性メモリは、電気的に書き込まれ及び／又は消去され得る。それは、ＥＰＲＯＭ（「消去可能なプログラマブル読み取り専用メモリ」）、ＥＥＰＲＯＭ（「電気的に消去可能なプログラマブルリードオンリーメモリ」）、フラッシュ、ＳＳＤ（「ソリッドステートドライブ」）技術等に頼っている。「不揮発性」メモリは、電力供給がない場合にデータが失われる「揮発性」として知られるメモリと区別される。現在利用可能な主な揮発性メモリは、ＲＡＭ（「リードライトメモリ」としても知られる「ランダムアクセスメモリ」）、ＤＲＡＭ（定期的なリフレッシュを必要とするダイナミックＲＡＭ）、ＳＲＡＭ（十分な電力供給がない場合にそのようなリフレッシュを必要とするスタティックＲＡＭ）、ＤＰＲＡＭ又はＶＲＡＭ（特に映像に適している）等である。本文書の残りの部分において、「データメモリ」は揮発性又は不揮発性であり得る。

【0039】

ロータ１２ａ－ｒの作動によって生成される推力ベクトルＡＬ１２ａの大きさ又は力を修正する手段として、図４は前記推力ベクトルＡＬ１２ａの補正手段１９ａを示す。この補正手段１９ａは、回転速度が、処理手段３０ａによって生成される作動命令に依存する回転シャフト電動機１９ａ－ｅからなる。そのような電動機１９ａ－ｅは、機械的ロータ１９ａ－ｒと協働し、それを回すように設けられる。このようにして、機械的ロータ１９ａ－ｒは、推力ユニット１２ａ、より正確にロータ１２ａ－ｒによって出される推力ベクトルＡＬ１２ａと実質的に平行又は同軸でさえある追加の推力ベクトルＡＬ１９ａを生成する。有利に、２つのロータ１２ａ－ｒ及び１９ａ－ｒは一緒に回転するように取り付けられる、即ち、それらは、全く同じ方向、時計回り又は反時計回りに回される。図４に示されていない推力システムＴＳａの支持手段１４は、２つのロータ１２ａ－ｒ及び１９ａ－ｒが、互いから外れた軸を有する、即ち統合されないように設けられ得る。例えば、ロータ１９ａ－ｒは、有利に、それによって生成される推力ベクトルＡＬ１９ａが、図１を参照して説明された推進装置１０の推力ベクトルＡＬ１２ａのように、図５を参照して説明された装置１０のような航空推進装置の重心ＣＧ１０を通る台１１に垂直な軸ＡＭ１０から遠ざけられるように中心から外れ得る。逆に、ロータ１２ａ－ｒによって出される推力ベクトルＡＬ１２ａは、有利に、図１を参照して説明された装置１０の推力ベクトルＡＬ１２ａのように、そのような軸ＡＭ１０により近くなり得る。この配置によって、２つのロータ１２ａ－ｒ及び１９ａ－ｒが実質的に同軸である場合に、２つのロータ１２ａ－ｒ及び１９ａ－ｒによって互いに生成される流れの全ての相互作用又はかく乱を低減させることができる。本発明は、前記２つのロータ１２ａ－ｒ及び１９ａ－ｒの互いの配置のこれらの例だけに限定されるとみなされない。

【0040】

図４による推力システムＴＳａの第１の実施形態によれば、推力システムＴＳａは、さらに、モータジェネレータ１２ａ－ｇを備え得る。モータジェネレータ１２ａ－ｇは、推力ユニット１２ａの内燃機関１２ａ－ｅに連結されて、前記内燃機関１２ａ－ｅによって生成される機械力の全部又は一部を、前記モータジェネレータ１２ａ－ｇによって出される電力に変換する。

【0041】

図４に示されるように、内燃機関１２ａ－ｅは、そのようなモータジェネレータ１２ａ－ｇに機械的に連結される。この目的で、前記モータジェネレータ１２ａ－ｇのロータは、内燃機関１２ａ－ｅの回転シャフトに連結され、例えば嵌め込み型の接続によって固定される。変形例において、内燃機関１２ａ－ｅとモータジェネレータ１２ａ－ｇとの間のそのような機械的連結は間接的であり得る。従って、前記モータジェネレータ１２ａ－ｇは、ベルト駆動によって、内燃機関の前記回転シャフトと、又は前記内燃機関１２ａ－ｅによって動かされる機械的ロータ１２ａ－ｒのシャフトとさえ協働し得る。そのようなモータジェネレータ１２ａ－ｇは、概略的に作動命令に応じて可変インピーダンスのように機能する電子速度変換器又は調整器（電子速度制御器又はＥＳＣ）に電気的に接続され得る。このようにして、作動命令に従って、前記モータジェネレータ１２ａ－ｇは、内燃機関１２ａ－ｅのシャフトの回転速度の、漸進的で又は極端及び急でさえある、ブレーキ又はリターダとして働き、従って推力ベクトルＡＬ１２ａの力を低減させ得る。実際、高インピーダンスで、モータジェネレータ１２ａ－ｇのステータとロータとの間の電磁界は、消され又は弱くなり、モータジェネレータのロータの回転に対する抵抗を発生させない。逆に、低インピーダンスで、電流は、モータジェネレータ１２ａ－ｇのステータとロータとの間に強い電磁界を誘導し、それは、モータジェネレータ１２ａ－ｇの前記ステータとロータとの間の相対的な回転速度、その結果、内燃機関１２ａ－ｅの回転シャフトの速度を遅くする傾向にある。従って、これは、内燃機関１２ａ－ｅのシャフトに対してモータジェネレータ１２ａ－ｇによって達成される「電気的に制御された可変制動」と表現され得、そのような制動は、処理手段３０ａによって生成される作動命令に依存する。有利な実施形態によれば、変換器又はＥＳＣは、双方向であり、前記モータジェネレータ１２ａ－ｇに入る電流の注入を可能にし得、モータジェネレータ１２ａ－ｇは、もはや電流発生器又はオルタネータとしてではなく、電動機又はスタータとして動作する。このようにして、処理手段３０ａは内燃機関１２ａ－ｅを電子的に容易に始動させ得る。

【0042】

そのような推力システムＴＳａを作動させるために、本発明は、好適だが非限定的な例として図６に示されたような推力ベクトル補正方法１００の有利に分散化された実行（即ち、それぞれの推力システムはこのために設けられた処理手段３０ａを備える）を提供する。

【0043】

既知の推力システム、例えば図１、２、及び３を参照して既に説明されたものは、主内燃スラスタ１２ａ１を備え、又は任意に幾つかの内燃スラスタ１２ａ１を備える推力ユニット１２ａ、１２ｂさえ備える。これらの内燃スラスタ１２ａ１は、電子航行制御器３０によって直接集中的に、一緒に又は個々に制御される。この電子航行制御器３０は、一般に、プログラム命令を実行する１つ以上のマイクロプロセッサからなり、航行制御方法の実行をもたらす。その上、そのような推力システムは、制御命令及び／又は慣性ユニットによって出されるデータに応じて自動的に駆動する姿勢補正手段を備えて、一般に内燃スラスタによって出される動力と無関係に、航空推進装置の姿勢を安定させる。幾つかの既知の電子航行制御器３０は航空推進装置１０を上昇させ、航空推進装置１０は、最初に１つ又は複数の推力ユニットの内燃スラスタを作動させることで、変わりやすい又はやや不安定な姿勢を示す。この推力ユニットの精度及び応答性はかなり限られているため、姿勢補正が不十分であると判明した場合、電子航行制御装置３０が１つの推力ユニット又は他のものの動力を増加又は低減させるように再び動くとしても、電気的姿勢補正手段は、前記電子航行制御装置３０によって駆動されて、前記補正手段の性能の範囲内で、１つの推力ユニット又は他のものの動力の不足又は遅れを補償しようとする。前記推力ユニットの内燃スラスタの上述の低い応答性及び精度を考慮すると、この推力ユニットの動力のそのような新たな調整は、必然的に、新たな姿勢補正が電気的補正手段によってその性能の範囲内で「修正され」又は弱められること等を引き起こす。

【0044】

本発明による推力システムは幾つかの点で従来技術と区別される。

【0045】

まず、図４に示されたシステムＴＳａのような前記推力システムに固有の電子処理手段３０ａは、図６に示された方法１００のような推力システムの推力ベクトル補正方法を実行するように設けられる。この方法は、電子航行制御器３０から生じる推力命令ＴＣを分析して、この推力命令ＴＣを、前記推力システムＴＳａ内に含まれる１つ又は複数の推力ユニットの動力命令ＰＣ、ＰＣ’に変換することからなる。２ストローク又は４ストローク熱機関によって出される動力は、ターボジェットによって出されるものと同じに制御されないため、「変換」の側面は重要である。それ故、電子航行制御器３０によって生成される推力命令ＴＣの処理の実行の分散化があり、この電子航行制御器３０は、推力システムの構成又は設計の変わりやすさを考慮して、もはや特定の動力命令ＰＣ、ＰＣ’を生成することを必要としない。

【0046】

変形例において、本発明は、推力システムに固有の処理手段３０ａが航行制御プログラムを実行するもの３０と統合され得ることを提供する。しかし、電子手段（マイクロプロセッサ、メモリ）が共有され及び／又は単一の物理的実体を構成するとしても、航行制御方法の設計は、図６に示されたような推力ベクトル制御方法１００を変換したプログラム命令を符号化した１つの推力システム又は他のものに固有のライブラリに頼り得る。電子航行制御器３０の設計、又は電子航行制御器３０によって実行される航行制御方法を変換したプログラムの設計は、それによって簡単にされ、相互利用可能に又は推力システムの技術と無関係になる。

【0047】

図６に示された方法１００のような本発明による推力ベクトル制御方法は、さらに、推力ユニット１２ａの１つ又は複数の内燃機関１２ａ－ｅのシャフトの回転速度制御の実行をもたらす点で、従来技術と区別される。

【0048】

そのような制御の目的は、起こり得る外乱に関係なく、内燃機関１２ａ－ｅのシャフトの回転速度ＲＳＭが可能な限り速やかに設定値ＲＳＩに到達してから、これを維持することである。この目的で、本発明による方法１００は、航行制御器から生じる推力命令ＴＣを内燃機関のシャフトの回転速度設定値ＲＳＩに変換するための最初のステップ１０１を備える。そのようなステップ１０１は、例えば推力のキログラムで表される推力命令ＴＣの、毎分回転数で表される回転設定値ＲＳＩへのそのような変換を表す、内燃機関の固有の特性に従った既定の関数を実行することからなり得る。

【0049】

そのような方法１００は、さらに、前記回転速度設定値ＲＳＩと、（図４で明示的に見えないが、前記図４で１２ａ－ｓを付された）測定センサによる内燃機関１２ａ－ｅの前記シャフトの測定回転速度ＲＳＭとを比較するためのステップ１０２を備え、測定センサは前記内燃機関１２ａ－ｅ及び前記処理手段３０又は３０ａと協働する。そのようなセンサは、前記シャフトに固定されたインクリメンタルエンコーダ若しくはコードホイール、又はそのような測定値を出すのに適した他の任意のセンサ、例えば、ホール効果センサ、光若しくはフーコー電流を基にしたセンサからなり得る。次に、ステップ１０２は、前記回転速度設定値ＲＳＩと、内燃機関１２ａ－ｅの前記シャフトの前記測定回転速度ＲＳＭとの間の偏差ＲＳＥを生成することからなる。

【0050】

方法１００は、次に、推力ユニット１２ａの内燃機関１２ａ－ｅの動力命令ＰＣを生成するステップ１１０を備える。そのようなステップ１１０は、前記回転速度設定値ＲＳＩと内燃機関１２ａ－ｅの前記シャフトの測定回転速度ＲＳＭとの間の前記偏差ＲＳＥを低減させ、従って内燃機関１２ａ－ｅの回転速度を補正することを可能にするように設けられる。より具体的に、そのような動力命令ＰＣは、図４に示された推力システムＴＳａの構成に従って、２ストローク機関１２ａ－ｅの吸気口スロットルバルブのアクチュエータ１２ａ－３で解釈されるように意図され、それにより、前記機関の速度が変更される。

【0051】

そのような動力命令ＰＣは、ステップ１１０において、前記回転速度設定値ＲＳＩと前記シャフトの測定回転速度ＲＳＭとの間の偏差ＲＳＥの乗算、積分、及び／又は微分によって生成され得る。それ故、そのようなステップ１１０によって、「ＰＩＤ補正器」という用語、「比例、積分、微分」の頭字語によって知られるアルゴリズムが実行される。従って、前記命令ＰＣは偏差ＲＳＥに比例するものとして算出され得、偏差ＲＳＥを、例えば２０分の１と５０分の１との間に含まれ、又は任意の他の適切な値をとる第１要素又は乗算ゲインと関連付けることができる。変形例において又は加えて、前記偏差ＲＳＥは、前記動力命令ＰＣを生成するために、積分され、第２要素又はゲインで除算され得る。最後に、変形例において又は加えて、そのような偏差ＲＳＥは、微分され、第３要素又はゲインを乗算され得る。このようにして、前記動力命令ＰＣは、偏差ＲＳＥに比例し、及び／又は前記偏差の経時的変化を考慮に入れ得る。

【0052】

そのような方法１００は所与の期間ＳＰに亘って反復される。前記反復期間は、特に内燃機関１２ａ－ｅの回転シャフトの速度の前記センサの測定値を考慮に入れるために、時間の経過と共に可能な限り速く偏差ＲＳＥを低減させようとする上で最も重要である。有利に、数ミリ秒と数秒との間に含まれる期間ＳＰ、例えば２０ミリ秒の期間を選択することができる。

【0053】

本発明による推力ベクトル制御方法１００は、さらに、（ステップ１１０の反復実行による）内燃機関のシャフトの速度補正のプロセスと並行してかつ無関係に、図４に示されたシステムＴＳａのような推力システムの推力ベクトルの補正手段１９ａの作動命令ＡＣを生成するステップ１２０を備える点で、従来技術と区別される。ステップ１２０は、期間ＳＰに従って、ステップ１０１で取得された設定値速度ＲＳＩと内燃機関１２ａ－ｅのシャフトの測定速度ＲＳＭとの間の偏差ＲＳＥに基づいて、作動命令ＡＣを生成するように設けられ、前記偏差ＲＳＥはステップ１０２で算出される。このステップ１２０の目的は、主に、内燃機関１２ａ－ｅの低い応答性を、その速度補正中に、内燃機関１２ａ－ｅのシャフトの回転速度の調整それ自体に作用せずに補償することである。それ故、推力ベクトルの補正手段１９ａの作動１２０は内燃機関の制御それ自体と無関係である。図４に示された推力システムＴＳａの例を参照して、本発明は、内燃機関１２ａ－ｅによって動かされるロータ１２ａ－ｒによって生成される推力ベクトルＡＬ１２ａの電気的補正手段１９ａを提供する。そのような電気的補正手段１９ａは、有利に、機械的ロータ１９ａ－ｒを回転させる回転シャフト電動機１９ａ－ｅからなる。そのような電動機１９ａ－ｅは、一般に、段階的な電気的作動設定値をそのシャフトの回転速度ＲＳ１９に変換する変換器を含む。その設計のために、電動機１９ａ－ｅは内燃機関１２ａ－ｅより非常に良い応答性を有する。それは、前記内燃機関１２ａ－ｅによって動かされるロータ１２ａ－ｒによって生成されるベクトルＡＬ１２ａに追加される推力ベクトルＡＬ１９ａを生成し得る。電動機１９ａ－ｅの急な適切な作動によって、内燃機関１２ａ－ｅのエンジン速度の加速段階において、内燃機関がほぼ瞬時の応答を与えられた場合に、推力ベクトルＡＬ１２ａが実質的に示すだろう大きさ又は力と同一のものを有する、推力ベクトルＡＬ１２ａとＡＬ１９ａの結合又は組み合わせから生じる推力ベクトルを非常に速やかに得ることができる。勿論、前記内燃機関の速度制御の実行中（ステップ１１０）、内燃機関は回転速度設定値ＲＳＩに到達する傾向にある。ステップ１２０の反復実行のおかげで、電動機１９ａ－ｅによって生成される動力は、偏差ＲＳＥに依存する作動命令ＡＣの更新の影響下で、ロータ１９ａ－ｒが「惰性で回った」ままになり、熱機関１２ａ－ｅによって動かされるロータ１２ａ－ｒのみが機能したままになるまで減少する。方法１００の期間ＳＰに従う反復実行を通じて、電動機１９ａ－ｅは、偏差ＲＳＥが再び正に（即ち、内燃機関１２ａ－ｅの回転シャフトの回転速度ＲＳ１２が設定値速度ＲＳＩを下回るとすぐに）かつかなりに（「かなりの偏差」は、補正手段１９ａの作動をもたらす絶対値を有する偏差を意味する）なるとすぐに、再び負荷をかけられる。従って、本発明は、ステップ１２０が、回転速度設定値ＲＳＩと内燃機関１２ａ－ｅのシャフトの測定回転速度ＲＳＭとの間の偏差ＲＳＥの乗算、積分、及び／又は微分によって、推力ベクトルの前記補正手段１９ａ－ｅの作動命令ＡＣを反復的に生成するように設けられることを提供する。好適な実施形態によれば、全く又は主に、前記偏差ＲＳＥに比例して得られる作動命令に、重点が置かれる。作動命令ＡＣの算出１２０は、さらに、内燃機関１２ａ－ｒの応答性のパラメトリックモデルを使用し得る。その結果、電動機１９ａ－ｅ及び内燃機関１２ａ－ｅによってそれぞれ動かされるロータ１９ａ－ｒ及び１２ａ－ｒの組み合わせられた回転によってそれぞれ生成される推力ベクトルＡＬ１９ａ及びＡＬ１２ａの組み合わせから生じる推力システムＴＳａの推力ベクトルは、前記内燃機関の速度制御のプロセス中、可能な限り一定である推力の大きさを示し、推力ベクトルＡＬ１２ａの過度の補償を防ぐ。

【0054】

従って、方法１００の実行によって、追加の推力ベクトルＡＬ１９ａを加えて、推力ユニット１２ａの内燃機関１２ａ－ｅによって生成される推力ベクトルＡＬ１２ａの大きさの緩やかな増加を補償することができる。

【0055】

２ストローク機関又は４ストローク機関のような内燃機関は、そのエンジン速度が特定の閾値を下回った場合、その応答性をさらに損なう。それ故、エンジン速度をそのような下限閾値以上に維持することが有利である。この目的で、本発明による方法１００は、内燃機関１２ａ－ｅ又はより一般に推力ユニット１２ａの推力下限設定値ＬＴＬＩを考慮に入れ、前記方法１００を実行する処理手段３０又は３０ａのデータメモリに書き込まれる最小動力命令閾値ＰＣＭｉｎを生成するステップ１１３を備え得る。そのような設定値ＬＴＬＩは電子航行制御器手段３０によって生成され得る。変形例において又は加えて、そのような閾値ＰＣＭｉｎは、前記方法１００の実行の際のパラメータ化を反映し、従って前記データメモリに書き込まれるデフォルト値又は既定値を構成し得る。方法１００は、次に、処理手段３０、３０ａのデータメモリ内から、限度動力命令を表すそのような閾値ＰＣＭｉｎの値を読み取ることからなるステップ１１１を備え、それより低い内燃機関１２ａ－ｅのエンジン速度は、満足のいく応答性を保つには低すぎるだろう。前記ステップ１１１は、ステップ１１０で生成された動力命令ＰＣを閾値ＰＣＭｉｎと比較し、動力命令ＰＣが前記限度動力命令ＰＣＭｉｎより大きい場合、生成された前記動力命令ＰＣに等しい、そうでなければ限度動力命令ＰＣＭｉｎに等しい、補正された動力命令ＰＣ’を生成することからなる。従って、ステップ１１１は、任意に補正されたそのような動力命令ＰＣ’に応じて、燃焼機関１２ａ－ｅのエンジン速度が下限閾値より下がらないように設けられる。

【0056】

対応して、本発明は、ステップ１１３、又は変形例においてこの目的に専用のステップが、推力ユニットの推力上限設定値ＨＴＬＩを考慮に入れ、前記方法１００を実行する処理手段のデータメモリに書き込まれる最大動力命令閾値ＰＣＭａｘを生成することを提供する。そのような設定値ＨＴＬＩは、航行制御器手段３０によって生成され得る。変形例において又は加えて、そのような閾値ＰＣＭａｘは、前記方法１００の実行の際のパラメータ化を反映し、従ってデータメモリに書き込まれるデフォルト値又は既定値を構成し得る。本発明による方法１００は、次に、（手段３０又は３０ａのような）前記方法を実行する処理手段のデータメモリ内から、最大動力命令を表すそのような閾値ＰＣＭａｘの値を読み取ることからなるステップ１１２を備え得る。前記ステップ１１２は、ステップ１１０で生成された動力命令ＰＣを前記閾値ＰＣＭａｘの値と比較し、動力命令ＰＣが前記限度動力命令ＰＣＭａｘ未満である場合、生成された前記動力命令ＰＣに等しい、そうでなければ限度動力命令ＰＣＭａｘに等しい、補正された動力命令ＰＣ’を生成することからなり得る。従って、ステップ１１２は、任意に補正されたそのような動力命令ＰＣ’に応じて、燃焼機関１２ａ－ｅのエンジン速度が上限閾値を超えないように設けられる。実際、内燃機関のエンジン速度が高くなるほど、それが発生させる騒音レベルが高くなる。そのような騒音レベルは、図５に示されたような航空推進装置の離陸又は着陸段階において有害に又は不快になり得る。他方、電動機の動作中の騒音レベルは高速でさえより低い。たとえステップ１１０で生成された前記動力命令ＰＣが前記閾値ＰＣＭａｘより大きくても、前記動力命令ＰＣを上の閾値ＰＣＭａｘに制限することは、内燃機関の制御によって補償され得ないが、前記偏差ＲＳＥに比例する作動命令ＡＣの影響下で推力ベクトルを補正する電動機１９ａ－ｅの作動によって補償され得る正の偏差ＲＳＥを維持する。そして、電動機１９ａ－ｅによって動かされるロータ１９ａ－ｒは、推力システム１２ａから生じる推力ベクトルの不足を補償し、前記推力システムを備え付けられた推進装置の離陸又は着陸段階を低い騒音レベルで可能にする。出発位置からある高さ又はより一般に妥当な航行距離に到達した場合、設定値ＨＬＴＩは航行制御手段３０によって取り消され得る。それから、動力命令ＰＣを平滑にするように意図されたステップ１１２はその効果を生じさせなくなり、内燃機関はより広い範囲のエンジン速度に戻る。

【0057】

本発明は、さらに、動力命令ＰＣを生成するステップ１１０を適合させて、又は変形例において前記ステップ１１０と異なるステップを備えて、前記内燃機関１２ａ－ｅのシャフトの回転速度ＲＳ１２をより低い設定値速度ＲＳＩに、単に上述のような反復ステップ１１０を実行することによって調整するより、速やかに調整するように意図された電気制動手段の作動命令ＦＣを生成することを提供する。この機関のエンジン速度の加速と同様に、その減速もあまり良い応答性を有しない。図４を参照して説明された実施例によれば、推力ユニット１２ａは、内燃機関１２ａ－ｅの回転シャフトに連結されたモータジェネレータ１２ａ－ｇを備えて、前記内燃機関１２ａ－ｅによって生成される機械力の全部又は一部を電力ＥＰに変換し得、電力ＥＰはバッテリー又はスーパーキャパシタに蓄えられ得る。制御中、モータジェネレータ１２ａ－ｇの電子変換器又は速度調整器に適合した作動命令ＦＣの反復生成によって、「電気制御可変制動」が前記モータジェネレータ１２ａ－ｇによって内燃機関１２ａ－ｅの回転シャフトに適用され、そのような制動はこのように変更されたステップ１１０で生成される作動命令ＦＣに依存する。生成１２０が上で説明された作動命令ＡＣと同様に、ステップ１１０は、さらに、（ステップ１０１で取得された）設定値速度ＲＳＩと内燃機関１２ａ－ｅのシャフトの測定速度ＲＳＭとの間のステップ１０２で算出された偏差ＲＳＥに基づいて、モータジェネレータ１２ａ－ｇの作動命令ＦＣを生成することからなり得る。この変更されたステップ１１０の目的は、内燃機関１２ａ－ｅの低い応答性を減速段階で補償することからなり、従ってその制御プロセスに貢献することである。その設計のために、電気モータジェネレータ１２ａ－ｇは内燃機関１２ａ－ｅより非常に良い応答性を有する。それによって、内燃機関１２ａ－ｅの回転シャフトの回転が速やかに遅くなり得る。勿論、モータジェネレータ１２ａ－ｇによって提供された制動と組み合わされた前記内燃機関１２ａ－ｅの速度補正の実行中に、前記内燃機関１２ａ－ｅは回転速度設定値ＲＳＩに到達する傾向にある。電気モータジェネレータ１２ａ－ｇによって生成される制動力は、内燃機関１２ａ－ｅによって動かされるロータ１２ａ－ｒが保持から解放されるまで、偏差ＲＳＥに依存する作動命令ＦＣの更新の影響下で減少する。方法１００の期間ＳＰに従う反復実行によって、モータジェネレータ１２ａ－ｇは、偏差ＲＳＥが再び負に（即ち、内燃機関１２ａ－ｅの回転シャフトの回転速度ＲＳ１２が設定値速度ＲＳＩを超えるとすぐに）かつかなりに（即ち、モータジェネレータ１２ａ－ｇによる制動をもたらすのに十分な絶対値を有するように）なるとすぐに、再び負荷をかけられる。本発明は、ステップ１１０又はそれと異なるステップが、回転速度設定値ＲＳＩと内燃機関１２ａ－ｅのシャフトの測定回転速度ＲＳＭとの間の偏差ＲＳＥの乗算、積分、及び／又は微分によって、前記電気制動手段１２ａ－ｇの作動命令ＦＣを反復的に生成するように設けられることを提供する。好適な実施形態によれば、全く又は主に、前記偏差ＲＳＥに比例して得られる作動命令に、重点が置かれる。作動命令ＦＣの算出１１０は、さらに、内燃機関１２ａ－ｒの応答性のモデルを使用し得る。その結果、内燃機関１２ａ－ｅによって動かされるロータ１２ａ－ｒの回転によって生成される推力ベクトルＡＬ１２ａと、モータジェネレータ１２ａ－ｇによってもたらされる制動との組み合わせから生じる推力システムＴＳａの推力ベクトルは、前記内燃機関のシャフトの速度制御のプロセス中、可能な限り良い応答性の推力の大きさを示す。

【0058】

図６に示された本発明による推力ベクトル補正方法１００は、ちょうど今、例えば図５を参照して既に説明されたような航空推進装置１０を装備するための図４に示された構成に従う推力システムＴＳａを考慮して説明された。

【0059】

次に、図７を参照して、図１を参照して既に説明されたような航空推進装置１０の推力システムＴＳａのそのような推力ベクトル補正方法１００の説明が与えられるだろう。そのような方法１００は、図６を参照して説明されたものと類似し、既定の期間ＳＰに従って反復的に、
－推力命令ＴＣを、内燃機関によって動かされるシャフト又はロータの回転速度設定値ＲＳＩに変換するステップ１０１と、
－回転速度設定値ＲＳＩと前記内燃機関の回転シャフトの測定速度ＲＳＭとの間の偏差ＲＳＥを生成するステップ１０２と、
－前記偏差ＲＳＥを使用して、任意にステップ１１１又は１１２の実行によって補正された内燃機関の動力命令ＰＣを生成して、前記機関の速度を制御するステップ１１０と、
－内燃機関の影響下で生成される推力ベクトルの電気的補正手段の作動命令を生成するステップ１２０と、備える。

【0060】

思い出してもらうために、図１を参照して既に説明された航空推進装置１０は、ターボジェットに基づく推力ユニット１２ａ、１２ｂと、電気二次スラスタ、この場合、電気タービンの形をした電気的姿勢補正手段１９ａ及び１９ｂとをそれぞれ備える２つの推力システム１２ａ及び１２ｂを備え、台１１を表し又は象徴する仮想の平面Ｐ１１と実質的に垂直な推力ベクトルを出す。図７に示された本発明による推力ベクトル補正方法１００を実行するために、そのような航空推進装置１０を適合させる必要がある。第１の適合は、電子航行制御器処理手段３０を変更して、そのプログラムメモリにプログラム命令を置くことを目的とする。それの実行によって、図７に示されるような、推力システムＴＳａ及びＴＳｂのそれぞれの推力ベクトルＡＬ１２ａ及びＡＬ１２ｂを補正するための方法１００が実行される。変形例において、図４に示された手段３０ａのような、それぞれの推力システムＴＳａ、ＴＳｂに固有の処理手段は、そのような方法１００をそれぞれ実行するために追加され得、推力システムに固有の前記処理手段は、航行制御器電子手段３０と協働して、推力命令ＴＣを出す。

【0061】

さらに、ターボジェットのロータの回転速度を測定するために、図４による推力システムのセンサ１２ａ－ｓのようなセンサを含むターボジェットを選択するように、図１による推進装置１０を適合させ得る。ただ１つの回転速度測定センサが推力ユニット１２ａ又は１２ｂ毎に使用され得、回転速度測定センサは、推力ユニットが複数のターボジェットを備える場合、ターボジェット１２ａ１のようなターボジェットの１つと連結又は統合される。変形例において、全く同一の推力ユニットのそれぞれのスラスタ若しくはターボジェット又は複数のものにさえそのようなセンサを備え付け得る。そして、図７による方法１００のステップ１０２は、推力ユニットのシャフト又はロータの回転の統合された測定値ＲＳＭを利用可能にするために、推力ユニットの異なる熱スラスタに関連したセンサによって出される測定値の平均を事前に生成すること、又は、例えば他の測定値から離れすぎた特定の測定値を無視することからなる、他の任意の妥協を実行することからなり得る。同じことは、ステップ１１０によって生成され、任意にステップ１１１及び１１２によって補正される動力命令ＰＣ又はＰＣ’を生成することに当てはまり、それは、図１に示された例のように、推力ユニットが幾つかのターボジェットを有する場合、推力ユニットのターボジェットの全てに送られ得る。

【0062】

次に、図７を参照して、図６を参照して既に説明された推力ベクトル補正方法１００の教示を、このように適合した図１による推進装置１０の推力システムＴＳａに移すやり方の説明が与えられるだろう。簡単のため、推力ユニット１２ａはターボジェット１２ａ１のみを備えると考える。図７によるそのような方法１００のステップは、図６による方法１００のステップと全体として類似している。

【0063】

従って、図７に示された本発明によるそのような推力ベクトル制御方法は、推力ユニット１２ａのターボジェット１２ａ１のロータの回転速度制御１１０の実行をもたらす点で従来技術と区別される。そのような補正は、起こり得る外乱に関係なく、前記ターボジェットのロータを可能な限り速やかに回転速度設定値ＲＳＩに到達させ、それを維持することを目的とする。従って、本発明による方法１００は、電子航行制御器３０から生じる推力命令ＴＣを、推力ユニット１２ａのターボジェット１２ａ１のロータの回転速度設定値ＲＳＩに変換するための最初のステップ１０１を備える。従って、例として、図７は、ｋｇの単位で表される推力命令ＴＣと毎分千回転の単位で表される回転速度設定値ＲＳＩの非線形変換モデルを示す曲線を示すステップ１０１に関する枠を示す。

【0064】

図７に示された本発明による推力ベクトル制御方法１００は、さらに、推力ユニット１２ａのターボジェット１２ａ１のロータの速度制御のプロセスと並行してかつ無関係に、即ち前記ターボジェット１２ａ１の前記ロータの前記回転速度の調整それ自体に作用することなく、推力システムの推力ベクトル電気的補正手段１９ａ、この場合、図１に示された推進装置１０の機首に置かれた電気タービン１９ａの作動命令ＡＣを生成するステップ１２０を備える点で、従来技術と区別される。図６に示された方法１００と同様に、図７に示された方法１００のステップ１２０は、（ステップ１０１で取得された）設定値速度ＲＳＩと内燃機関１２ａ１のシャフトの測定速度ＲＳＭとの間の偏差ＲＳＥに基づいて作動命令ＡＣを生成するように設けられ、前記偏差ＲＳＥはステップ１０２で算出される。このステップ１２０の目的は、主にターボジェット１２ａ１の低い応答性を補償することである。図１に示された推力システムＴＳａの例を参照して、本発明は、前記ターボジェット１２ａ１のロータの速度制御中、もともと推進装置１０の姿勢を補正するために設けられた電気タービン１９ａを、推力ユニット１２ａの内燃機関１２ａ１によって生成される推力ベクトルＡＬ１２ａの補正器又はブースタとして使用することを提供する。前記電気タービン１９ａは、一般に、段階的な電気的作動設定値をそのシャフトの回転速度ＲＳ１９に変換する変換器を含み又はそれと関連付けられる。その設計のために、電気タービン１９ａはターボジェット１２ａ１より非常に良い応答性を有する。それは、ターボジェット１２ａ１を含む推力ユニット１２ａによって出されるベクトルＡＬ１２ａに追加される推力ベクトルＡＬ１９ａを生成し得る。電気タービン１９ａの急な適切な作動によって、ターボジェット１２ａ１のエンジン速度の加速段階において、ターボジェット１２ａ１がほぼ瞬時の応答を与えられた場合に、推力ベクトルＡＬ１２ａが実質的に示すだろう大きさ又は力と同一のものを有する、推力ベクトルＡＬ１２ａとＡＬ１９ａの結合又は組み合わせから生じる推力ベクトルを非常に速やかに得ることができる。図６に示された方法１００を参照して既に説明されたように、ターボジェット１２ａ１の速度制御の実行（ステップ１１０）によって、ターボジェット１２ａ１は回転速度設定値ＲＳＩに到達する傾向にある。電気タービン１９ａによって生成される動力は、偏差ＲＳＥに依存する作動命令ＡＣの反復的な更新の影響下で、ターボジェット１２ａ１又はより一般に推力ユニット１２ａのみが機能したままになるまで減少する。方法１００の期間ＳＰに従う反復実行によって、電気タービン１９ａは、偏差ＲＳＥが再び正に（即ち、ターボジェット１２ａ１の回転シャフトの回転速度ＲＳ１２が設定値速度ＲＳＩを下回るとすぐに）かつタービン１９ａの作動をもたらすのに十分な絶対値を有するようになるとすぐに、再び負荷をかけられる。本発明は、ステップ１２０が、回転速度設定値ＲＳＩと内燃機関１２ａ１のシャフトの測定回転速度ＲＳＭとの間の偏差ＲＳＥの乗算、積分、及び／又は微分によって、推力ベクトルの電気的補正手段として作用するタービン１９ａの作動命令ＡＣを反復的に生成するように設けられることを提供する。好適な実施形態によれば、全く又は主に、前記偏差ＲＳＥに比例して得られる作動命令に、重点が置かれる。作動命令ＡＣの算出１２０は、さらに、ターボジェット１２ａ１のようなターボジェットの応答性のパラメトリックモデルを使用し得る。その結果、電気タービン１９ａ及び推力ユニット１２ａによってそれぞれ生成される推力ベクトルＡＬ１９ａ及びＡＬ１２ａの組み合わせから生じる推力システムＴＳａの推力ベクトルは、推力ユニットの内燃機関の速度制御のプロセス中、可能な限り一定である推力又は大きさを示し、推力ベクトルＡＬ１２ａの過度の補償を防ぐ。

【0065】

従って、方法１００の実行によって、追加の推力ベクトルＡＬ１９ａを加えて、推力ユニット１２ａのターボジェット又は機関によって生成される推力ベクトルＡＬ１２ａの大きさの緩やかな増加を補償することができる。

【0066】

図１に示された推進装置の推力システムＴＳｂの推力ユニット１２ｂの推力ベクトルを補正するために、全く同一の推力ベクトル制御方法１００が実行され得る。動力命令ＰＣは、推力ユニット１２ｂのターボジェットのエンジン速度を調整するために生成される。推力ベクトル電気的補正手段の作動命令は、推進装置１０の尾部に置かれた電気タービン１９ｂの動力を調整するために生成される。電子航行制御器３０は、適合した推力命令ＴＣをそれぞれ２つの推力システムＴＳａ及びＴＳｂに送ることに責任を負う。

【0067】

図６及び７に示された本発明による推力ベクトル補正方法１００は、図４に示された構成による第１推力システムＴＳａを踏まえて説明され、それは、第１機械的ロータ１２ａ－ｒを回転させる２ストローク熱機関を備える推力ユニット１２ａを備え、前記推力システムは、さらに、前記推力ユニット１２ａによって生成される推力ベクトルＡＬ１２ａを補正するための手段１９ａを備え、それは、前記推力ベクトルＡＬ１２ａへの追加のために機械的ロータ１９ａ－ｒを回転させる電動機１９ａ－ｅの作動と、前記第１機械的ロータ１２ａ－ｒの回転を遅くし、従って前記推力ベクトルＡＬ１２ａを低減させるためのモータジェネレータの作動と、を組み合わせる。本発明によるそのような推力ベクトル補正方法１００は、さらに、ちょうど、図１に示された構成による推力システムＴＳａ又はＴＳｂの第２の例を踏まえて説明され、それは、複数のターボジェット１２ａ１をそれぞれ備える２つの推力ユニット１２ａ、１２ｂを備え、前記推力システムは、さらに、例えば図１を参照して既に説明されたような航空推進装置１０を装備するための機首電気タービン１９ａ又は尾部電気タービン１９ｂの作動による、前記推力ユニット１２ａ、１２ｂによって生成される推力ベクトルＡＬ１２ａ、ＡＬ１２ｂの電気的補正手段を備える。

【0068】

本発明による、推力ユニットによって出される推力ベクトルの補正方法の相互利用性は、推力ユニットが、図２を参照して既に説明された装置１０のような航空推進装置を動かすために完全に良好に使用され得るようなものである。それは４つの推力システムＴＳａからＴＳｄを有し、そのうちの推力システムＴＳａは図３に詳細に示されている。そのような推力システムＴＳａは、構造的に、２つの前の例と非常に異なる。それでも、本発明による推力ベクトル補正方法は完全に良好に使用され得る。

【0069】

次に、図８を参照して、図２を参照して既に説明されたような航空推進装置１０の推力システムＴＳａのそのような推力ベクトル補正方法１００の説明が与えられるだろう。そのような方法１００は、図６を参照して説明されたものと類似し、既定の期間ＳＰに従って反復的に、
－推力命令ＴＣを、内燃機関、この場合、ターボジェットによって動かされるシャフト又はロータの回転速度設定値ＲＳＩに変換するステップ１０１と、
－回転速度設定値ＲＳＩと前記内燃機関の回転シャフトの測定速度ＲＳＭとの間の偏差ＲＳＥを生成するステップ１０２と、
－前記偏差ＲＳＥを使用して、任意にステップ１１１又は１１２の実行によって補正された内燃機関の動力命令ＰＣを生成して、前記機関の速度を補正するステップ１１０と、
－内燃機関によって生成される推力ベクトルの電気的補正手段の作動命令を生成するステップ１２０と、を備える。

【0070】

思い出してもらうために、図３に示された推力システム１２ａは、ターボジェット１２ａ－ｅと、回転可能に取り付けられ、互いに鏡像をなし、ターボジェット１２ａ－ｅによって前記ターボジェット１２ａ－ｅの流体排出口１２ａ－ｏの下流で生成される推力ベクトルＡＬ１２ａを「挟む」ように互いに並べられた一対のデフレクタガイド１９ａ－１、１９ａ－５の形をした推力ベクトル補正手段と、を備える推力ユニット１２ａを備える。それぞれのガイド１９ａ－１又は１９ａ－５は、制御ロッド１９ａ－４を介して前記ガイドと協働するカムを有する電動アクチュエータ１９－３によって、推力ベクトルＡＬ１２ａに垂直な軸１９ａ－２又は１９ａ－６に従って回される。

【0071】

図８に示された本発明による推力ベクトル補正方法１００を実行するために、図２によるそのような航空推進装置１０を適合させる必要がある。第１の適合は、電子航行制御処理手段３０を変更して、そのプログラムメモリ内にプログラム命令を置くことを目的とする。それの実行によって、図８に示されるような、４つの推力システムＴＳａからＴＳｄのそれぞれの推力ベクトルＡＬ１２ａからＡＬ１２ｄを補正するための方法１００が実行される。変形例において、図４に示された手段３０ａのような、それぞれの推力システムに固有の処理手段は、そのような方法１００をそれぞれ実行するために４つの推力システムに特化し得、推力システムＴＳａからＴＳｄに固有の前記処理手段は、航行制御器電子手段３０と協働して、推力命令ＴＣを出す。

【0072】

さらに、ターボジェット１２ａ－ｅのシャフト又はロータの回転速度を測定するために、図４による推力システムのセンサ１２ａ－ｓのようなセンサを追加するように、図２によるそのような推進装置１０のそれぞれの推力システムを適合させ得、それのシステムＴＳａは図３に示されている。

【0073】

次に、図８を参照して、図６又は７を参照して既に説明された推力ベクトル補正方法１００の教示を、このように適合した図２による推進装置１０の推力システムＴＳａに移すやり方が考察されるだろう。

【0074】

図７を参照して説明された方法１００と同様に、本発明による図８に示された推力ベクトル制御方法１００は、前記推力ユニット１２ａのターボジェット１２ａ－ｅの速度制御１１０の実行をもたらす点で、従来技術と区別される。そのような制御の目的は、起こり得る外乱に関係なく、ターボジェット１２ａ－ｅのロータシャフトが可能な限り速やかに回転速度設定値ＲＳＩに到達し、これを維持することである。従って、図８による方法１００は、電子航行制御器３０から生じる推力命令ＴＣを、推力ユニット１２ａのターボジェット１２ａ－ｅのロータの回転速度設定値ＲＳＩに変換するための最初のステップ１０１を備える。

【0075】

図８に示されるような本発明による推力ベクトル制御方法１００は、さらに、推力ユニット１２ａのターボジェット１２ａ－ｅのロータの速度補正のプロセス中、前記補正プロセスと無関係に、推力システムの推力ベクトル電気的補正手段１９ａ、この場合、図３を参照して説明された推力システムＴＳａのターボジェット１２ａ－ｅの流体排出口１２ａ－ｏの下流に置かれたデフレクタガイド１９ａ－１及び／又は１９ａ－５のアクチュエータ１９ａ－３の作動命令ＡＣを生成するステップ１２０を備える点で、従来技術と区別される。図６に示された方法１００と同様に、図８に示された方法のステップ１２０は、（ステップ１０１で取得された）設定値速度ＲＳＩと内燃機関１２ａ－ｅのシャフトの測定速度ＲＳＭとの間の偏差ＲＳＥに基づいて、作動命令ＡＣを生成するように設けられ、前記偏差ＲＳＥはステップ１０２で算出される。この反復ステップ１２０の目的は、主に、ターボジェット１２ａ－ｅの低い応答性を、前記制御プロセスと並行して、即ち前記ターボジェット１２ａ－ｅのロータの前記回転速度の調整それ自体に作用せずに補償することである。図３に示された推力システムＴＳａの例を参照して、本発明は、デフレクタガイド１９ａ－１及び／又は１９ａ－５を、推力ユニット１２ａの内燃機関１２ａ－ｅによって生成される推力ベクトルＡＬ１２ａの補正器として使用することを提供する。前記デフレクタガイドの電動アクチュエータ１９ａ－３は、一般に、段階的な電気的作動設定値を前記モータ１９ａ－３のカムの変位又は行程ＣＳ１９に変換する変換器を含み又はそれに関連付けられる。その設計のために、電動アクチュエータ１９ａ－３はターボジェット１２ａ－ｅより非常に良い応答性を有する。それは、「挟み込み」によって、デフレクタガイド１９ａ－１及び１９ａ－５の下流で推力ベクトルＡＬ１２ａの大きさを低減させ得、これらのデフレクタガイド１９ａ－１及び１９ａ－５は、全体的又は部分的に、前記デフレクタガイド１９ａ－１及び１９ａ－５の上流で、即ち流体排出口１２ａ－ｏで前記推力ベクトルＡＬ１２ａを逸らす。前記デフレクタガイド１９ａ－１及び１９ａ－５が、デフォルト設定で、前記推力ベクトルＡＬ１２ａを「挟み込む」ように、従って部分的に例えばそれぞれ５から２５パーセント程度の推力ベクトルＡＬ１２ａを流体排出口１２ａ－ｏで逸らすように置かれた場合、前記デフレクタガイド１９ａ－１及び１９ａ－５を前記推力ベクトルＡＬ１２ａから遠ざけるように意図されたモータ１９ａ－３の作動は、前記推力ベクトルＡＬ１２ａをこれらのデフレクタガイド１９ａ－１及び１９ａ－５の下流で増加させることになると考えることができる。従って、電気アクチュエータ１９ａ－３を介したデフレクタガイド１９ａ－１及び／又は１９ａ－５の作動は、ターボジェット１２ａ－ｅによって生成される推力ベクトルＡＬ１２ａを前記デフレクタガイド１９ａ－１及び１９ａ－５の下流で増加させ、低減させ、又は反対にさえし得ると考えることが可能である。従って、推力ベクトルＡＬ１２から前記デフレクタガイド１９ａ１及び／又は１９ａ－５を遠ざけるように意図された電気カムモータ１９ａ－３の急な適切な作動によって、ターボジェット１２ａ－ｅのエンジン速度の加速段階において、ターボジェットがほぼ瞬時の応答を与えられた場合に、推力ベクトルＡＬ１２ａが実質的に示すだろうものと同一の、前記デフレクタガイドの下流で増大した振幅又は力の推力ベクトルを非常に速やかに得ることができる。図６に示された方法１００を参照して既に説明されたように、ターボジェット１２ａ－ｅの速度制御の実行（ステップ１１０）によって、ターボジェット１２ａ－ｅは回転速度設定値ＲＳＩに到達する傾向にある。電動機１９ａ－３のカムの行程は次第にその基準位置又はデフォルト位置を取り戻し、デフレクタガイド１９ａ－１及び／又は１９ａ－５は再びターボジェット１２ａ－ｅによって生成される推力ベクトルＡＬ１２ａの一部を「挟み込む」。方法１００の期間ＳＰに従う反復実行によって、デフレクタガイド１９ａ－１及び／又は１９ａ－５は、偏差ＲＳＥが再び正になり（即ち、ターボジェット１２ａ－ｅの回転シャフトの回転速度ＲＳ１２が設定値速度ＲＳＩを下回るとすぐに）、モータ１９ａ－３の新たな作動をもたらすのに十分な値となるとすぐに、電動機１９ａ－３の作用下で再び動かされて、推力ベクトルＡＬ１２ａへのそれらの「挟み込み効果」を低減させる。

【0076】

対応して、偏差ＲＳＥが負になった場合（即ち、ターボジェット１２ａ－ｅの回転シャフトの回転速度ＲＳ１２が設定値速度ＲＳＩを超えるとすぐに）、カムモータ１９ａ－３の作動命令によって、デフレクタガイド１９ａ－１及び／又は１９ａ－５による推力ベクトルの挟み込みが増す。従って、ターボジェット１２ａ－ｅのエンジン速度の減速段階において、本発明によって、ターボジェットがほぼ瞬時の応答を与えられた場合、推力ベクトルＡＬ１２ａが実質的に示すだろうものに同一の、前記デフレクタガイドの下流で低減された振幅の推力ベクトルを非常に速やかに得ることができる。ターボジェット１２ａ－ｅの速度制御の実行（ステップ１１０）によって、ターボジェット１２ａ－ｅが回転速度設定値ＲＳＩに到達する傾向にあるため、電動モータ１９ａ－３のカムの行程は次第にその基準位置又はデフォルト位置を取り戻し、デフレクタガイド１９ａ－１及び／又は１９ａ－５は、ターボジェット１２ａ－ｅによって生成される推力ベクトルＡＬ１２ａのごく一部、例えばその１０％、又は有利に５％と２５％との間に含まれる推力ベクトルの他の任意の部分のみを再び「挟み込む」。

【0077】

本発明は、ステップ１２０が、回転速度設定値ＲＳＩと内燃機関１２ａ－ｅのシャフトの測定回転速度ＲＳＭとの間の偏差ＲＳＥの乗算、積分、及び／又は微分によって、推力ベクトルＡＬ１２ａの前記電気的補正手段、この場合、電動機１９ａ－３の作動命令ＡＣを反復的に生成するように設けられることを提供する。好適な実施形態によれば、全く又は主に、前記偏差ＲＳＥに比例して得られる作動命令に、重点が置かれる。作動命令ＡＣの算出１２０は、さらに、ターボジェットの応答性のモデルを使用し得る。その結果、デフレクタガイドの下流の推力システムＴＳａの推力ベクトルは、推力ユニット１２ａのターボジェット１２ａ－ｅの速度補正のプロセス中、可能な限り一定である推力の大きさを示し、過度の補償現象を防ぐ。

【0078】

従って、方法１００の実行によって、推力ユニット１２ａの内燃機関１２ａ－ｅによって生成される推力ベクトルＡＬ１２ａの大きさを増大又は低減させることができる。それによって、２つのデフレクタガイド１９ａ－１、１９ａ－５による内燃機関１２ａ－ｅの流体排出口１２ａ－ｏの下流での推力ベクトルの完全な挟み込み中、前記推力ベクトルの方向が反対にさえなり得る。そのような逆推力又は推力反転は、前記デフレクタガイドの末端部分のところで、二次推力ベクトルＡＬ１２ａ’及びＡＬ１２ａ’’が、生成され、前記デフレクタガイドの上流の元の推力ベクトルＡＬ１２ａの方向と反対の方向を有するように、前記デフレクタガイドが流体の流れをガイドするように設けられる場合、可能になり得る。そのような作動は、図２による推進装置１０を制御する場合に特に有益である制動又は逆推力の技術的効果をもたらす。そのような逆推力を実施し得るために、さらに、十分な大きさを有する、デフレクタガイド１９ａ－１、１９ａ－５の上流の推力ベクトルＡＬ１２ａを保持することが必要である。ステップ１１１を使用して、上述のように、前記動力命令が下限閾値ＰＣＭｉｎ以上になるように、ステップ１１０で生成される動力命令ＰＣを補正することは、この点で特に有利である。同様に、図８による方法１００は、ステップ１１０で生成される動力命令ＰＣを、動力命令ＰＣが上限閾値ＰＣＭａｘを超えないように制限するためのステップ１１２を備え得る。このようにして、図２による航空推進装置１０の離陸の際に推力ユニットの内燃機関によって引き起こされる騒音の害を低減させ、デフレクタガイド１９ａ－１及び１９ａ－５を開いて、このように引き起こされる動力不足を補償することができる。そのようなより低いＰＣＭｉｎ閾値及び／又はより高いＰＣＭａｘ閾値を解釈及び初期化するために、図８による方法１００は、前記推進装置１０の航行制御器電子手段３０から生じる推力ユニットの推力の上限設定値ＨＴＬＩ及び／又は下限設定値ＬＴＬＩを復号し又は考慮に入れるためのステップ１１３を備え得る。

【0079】

全く同一の推力ベクトル制御方法１００を実行して、図２に示された推進装置１０の推力システムＴＳｂ、ＴＳｃ、及びＴＳｄの推力ユニット１２ｂ、１２ｃ、１２ｄの推力ベクトルを補正し得る。電子航行制御器３０は、適合した推力命令ＴＣを４つの推力システムＴＳａからＴＳｄに送る責任を負う。

【0080】

本発明は、２ストローク、４ストローク内燃機関、ターボジェット、及びサーボモータ型の電気制御アクチュエータ、回転シャフトモータ、カムモータ等をそれぞれ備える、推力システム、より具体的に推力ユニット及び推力ベクトル補正手段の異なる構成を通じて説明された。本発明は、スラスタ又はアクチュエータのこれらの例のみに限定されるとみなされるべきではない。それは、より一般に、動力（又はエンジン速度）を変更する命令に応じて応答性を補償する必要がある、１つ以上の主スラスタによって出される推力ベクトルの補正に関する。同様に、本発明は、垂直離着陸航空推進装置の例のみに限定されるとみなされるべきではない。本発明は、空中、水中、又は陸上かどうかにかかわらず、積み荷を運ぶ推進装置を装備する推力システムの推力ベクトルの補正に適用され得る。

【図1】

【図2】

【図3】

【図4】

【図5】

【図6】

【図7】

【図8】

【手続補正書】

【提出日】2024-06-12

【手続補正1】

【補正対象書類名】特許請求の範囲

【補正対象項目名】全文

【補正方法】変更

【補正の内容】

【特許請求の範囲】

【請求項1】

推力システム（ＴＳａ、ＴＳｂ、ＴＳｃ、ＴＳｄ、ＴＳｅ、ＴＳｆ、ＴＳｇ、ＴＳｈ）の推力ユニット（１２ａ、１２ｂ、１２ｃ、１２ｄ、１２ｅ、１２ｆ、１２ｇ、１２ｈ）によって出される推力ベクトルを補正するための方法（１００）であって、前記推力システムは、前記方法（１００）を実行するように設けられた処理手段（３０、３０ａ）を備え、前記推力ユニット（１２ａ）は、動力命令（ＰＣ）に応じて内燃機関（１２ａ－ｅ）の回転シャフトによって回される機械的ロータ（１２ａ－ｒ）を備え、前記方法（１００）は、反復的に（ＳＰ）、
推力命令（ＴＣ）を前記推力ユニット（１２ａ）の前記内燃機関（１２ａ－ｅ）の前記シャフトの回転速度設定値（ＲＳＩ）に変換するステップ（１０１）と、
前記回転速度設定値（ＲＳＩ）と、前記内燃機関（１２ａ－ｅ）及び前記処理手段（３０、３０ａ）と協働する測定センサ（１２ａ－ｓ）による前記シャフトの測定回転速度（ＲＳＭ）との間の偏差（ＲＳＥ）を生成するステップ（１０２）と、
前記回転速度設定値（ＲＳＩ）と前記内燃機関（１２ａ－ｅ）の前記シャフトの前記測定回転速度（ＲＳＭ）との間の前記偏差（ＲＳＥ）に基づいて前記動力命令（ＰＣ）を生成して、前記偏差（ＲＳＥ）を低減させ、従って前記内燃機関（１２ａ－ｅ）の前記シャフトの回転速度を制御するステップ（１１０）と、備え、
前記推力システムは、さらに、前記推力ユニットによって出される前記推力ベクトルの電気的補正手段（１９ａ、１９ｂ、１９ｃ、１９ｄ、１９ｅ、１９ｆ、１９ｇ、１９ｈ）を備え、
前記方法は、前記内燃機関（１２ａ－ｅ）の前記シャフトの回転の前記速度制御と無関係に、前記回転速度設定値（ＲＳＩ）と前記内燃機関（１２ａ－ｅ）の前記シャフトの前記測定回転速度（ＲＳＭ）との間の前記偏差（ＲＳＥ）に基づいて、前記推力ベクトルの前記電気的補正手段（１９ａ－ｅ、１９ａ－３）の作動命令（ＡＣ）を生成する反復の（ＳＰ）ステップ（１２０）を備えることを特徴とする、方法（１００）。

【請求項2】

前記動力命令（ＰＣ）を生成するステップ（１１０）は、前記回転速度設定値（ＲＳＩ）と前記シャフトの前記測定回転速度（ＲＳＭ）との間の前記偏差（ＲＳＥ）の乗算、積分、及び／又は微分によって前記動力命令（ＰＣ）を生成することからなる、請求項１に記載の方法（１００）。

【請求項3】

生成された（１１０）前記動力命令（ＰＣ）を、そのような動力命令（ＰＣ、ＰＣ’）が最小動力命令閾値（ＰＣＭｉｎ）以上となるように補正する（ＰＣ’）ステップ（１１１）を備える、請求項１又は２に記載の方法（１００）。

【請求項4】

生成された（１１０）前記動力命令（ＰＣ）を、そのような動力命令（ＰＣ、ＰＣ’）が最大動力命令閾値（ＰＣＭａｘ）を超えないように補正する（ＰＣ’）ステップ（１１２）を備える、請求項１又は２に記載の方法（１００）。

【請求項5】

前記推力ユニットの推力の下限又は上限設定値（ＬＴＬＩ、ＨＴＬＩ）を考慮に入れ、最小又は最大命令閾値（ＰＣＭｉｎ、ＰＣＭａｘ）を初期化するステップ（１１３）を備える、請求項３に記載の方法（１００）。

【請求項6】

前記推力ベクトルの前記電気的補正手段（１９ａ－ｅ、１９ａ－３）を作動させるステップ（１２０）は、前記回転速度設定値（ＲＳＩ）と前記内燃機関（１２ａ－ｅ）の前記シャフトの前記測定回転速度（ＲＳＭ）との間の前記偏差（ＲＳＥ）の乗算、積分、及び／又は微分によって、前記推力ベクトルの前記電気的補正手段（１９ａ－ｅ、１９ａ－３）の前記作動命令（ＡＣ）を生成することからなる、請求項１又は２に記載の方法（１００）。

【請求項7】

コンピュータの処理手段によって解釈され得る１つ以上のプログラム命令を含み、前記プログラム命令はそれの不揮発性メモリに置かれ得、前記処理手段による前記命令の実行によって、請求項１又は２に記載の方法（１００）が実行されることを特徴とする、コンピュータプログラム。

【請求項8】

請求項７に記載のコンピュータプログラムの前記命令を含むコンピュータ可読記憶媒体。

【請求項9】

推力ユニット（１２ａ、１２ｂ、１２ｃ、１２ｄ、１２ｅ、１２ｆ、１２ｇ、１２ｈ）と、前記推力ユニットによって出される前記推力ベクトルの電気的補正手段（１９ａ、１９ｂ、１９ｃ、１９ｄ、１９ｅ、１９ｆ、１９ｇ．１９ｈ）と、請求項１又は２に記載の推力ベクトルを補正するための方法（１００）を実行するように設けられた処理手段（３０、３０ａ）とを備える、推力システム（ＴＳａ、ＴＳｂ、ＴＳｃ、ＴＳｄ、ＴＳｅ、ＴＳｆ、ＴＳｇ、ＴＳｈ）。

【請求項10】

前記推力ユニット（１２ａ）は、
回転速度（ＲＳ１２）が、前記処理手段（３０、３０ａ）によって生成される前記動力命令（ＰＣ、ＰＣ’）に依存する回転シャフト内燃機関（１２ａ－ｅ）と、
前記内燃機関（１２ａ－ｅ）によって回される機械的ロータ（１２ａ－ｒ）と、を備え、
前記推力ベクトルの前記電気的補正手段（１９ａ）は、
回転速度（ＲＳ１９）が、前記処理手段（３０、３０ａ）によって生成される前記補正手段（１９ａ－ｅ）の前記作動命令（ＡＣ）に依存する回転シャフト電動機（１９ａ－ｅ）と、
前記電動機（１９ａ－ｅ）によって回され、前記推力ユニット（１２ａ）によって出される前記推力ベクトル（ＡＬ１２ａ）と実質的に平行な追加の推力ベクトル（ＡＬ１９ａ）を出す機械的ロータ（１９ａ－ｒ）と、を備える、請求項９に記載の推力システム（ＴＳａ）。

【請求項11】

前記推力ユニット（１２ａ）の前記内燃機関（１２ａ－ｅ）に連結されたモータジェネレータ（１２ａ－ｇ）を備えて、前記処理手段（３０、３０ａ）によって生成される作動命令（ＦＣ）に従って、前記内燃機関（１２ａ－ｅ）によって生成される機械力の全部又は一部を、前記モータジェネレータ（１２ａ－ｇ）によって出される電力（ＥＰ）に変換する、請求項１０に記載の推力システム（ＴＳａ）。

【請求項12】

前記推力ユニット（１２ａ）は、流体排出口（１２ａ－ｏ）を有するターボジェット（１２ａ）を備え、
前記推力ベクトルの前記電気的補正手段（１９ａ）は、
回転可能に取り付けられ、互いに並べられて、前記流体排出口（１２ａ－ｏ）の下流で、前記推力ユニット（１２ａ）の前記推力ベクトル（ＡＬ１２ａ）の全部又は一部（ＡＬ１２ａ’、ＡＬ１２ａ’’）を、前記ターボジェット（１２ａ）の前記流体排出口（１２ａ－ｏ）での前記推力ベクトル（ＡＬ１２ａ）の方向と実質的に垂直な１つ以上の方向に逸らす１対のデフレクタガイド（１９ａ－１、１９ａ－５）と、
前記作動命令（ＡＣ）を解釈し、それぞれ前記デフレクタガイド（１９ａ－１、１９ａ－５）の回転（ｒ）をもたらすように設けられた電動アクチュエータ（１９ａ－６）と、備える、請求項９に記載の推力システム（ＴＳａ）。

【請求項13】

請求項９に記載の少なくとも１つの推力システム（ＴＳａ、ＴＳｂ、ＴＳｃ、ＴＳｄ、ＴＳｅ、ＴＳｆ、ＴＳｇ、ＴＳｈ）と、前記少なくとも１つの推力システム（ＴＳａ、ＴＳｂ、ＴＳｃ、ＴＳｄ、ＴＳｅ、ＴＳｆ、ＴＳｇ、ＴＳｈ）の前記処理手段（３０、３０ａ）によって解釈され得る推力命令（ＴＣ）を生成するように設けられた航行制御器手段（３０）とを備える、推進装置（１０）。

【請求項14】

積み荷（１）を受けるように設けられた台（１１、Ｐ１１）と、前記少なくとも１つの推力システム（ＴＳａ、ＴＳｂ、ＴＳｃ、ＴＳｄ、ＴＳｅ、ＴＳｆ、ＴＳｇ、ＴＳｈ）の前記推力ユニット（１２ａ、１２ｂ、１２ｃ、１２ｄ、１２ｅ、１２ｆ、１２ｇ、１２ｈ）の支持手段（１４）とを備え、前記支持手段（１４）は、前記推力ユニット（１２ａ、１２ｂ、１２ｃ、１２ｄ、１２ｅ、１２ｆ、１２ｇ、１２ｈ）の前記推力ベクトル（ＡＬ１２ａ、ＡＬ１２ｂ、ＡＬ１２ｃ、ＡＬ１２ｄ）を、前記台（１１、Ｐ１１）と実質的に垂直な方向に向けるように設けられる、請求項１３に記載の航空推進装置（１０）。

【請求項15】

前記少なくとも１つの推力システム（ＴＳａ、ＴＳｂ、ＴＳｃ、ＴＳｄ、ＴＳｅ、ＴＳｆ、ＴＳｇ、ＴＳｈ）が、請求項５に記載の推力の制御の方法を実行するように設けられる場合、前記航行制御器手段（３０）は、前記少なくとも１つの推力システム（ＴＳａ、ＴＳｂ、ＴＳｃ、ＴＳｄ、ＴＳｅ、ＴＳｆ、ＴＳｇ、ＴＳｈ）の前記推力ユニット（１２ａ、１２ｂ、１２ｃ、１２ｄ、１２ｅ、１２ｆ、１２ｇ、１２ｈ）の推力の下限又は上限設定値（ＬＴＬＩ、ＨＴＬＩ）を生成するように設けられる、請求項１３に記載の推進装置（１０）。

【請求項16】

前記推進装置（１０）の環境から積み荷（１）を保護するように設けられた前記台（１１）に結合したフェアリング（１１ｃ）を備える、請求項１３に記載の推進装置（１０）。

【国際調査報告】