JP7093467B2 - 電気チルトロータ航空機 - Google Patents

Description

［０００１］この出願は、この参照によりその全体が本明細書に組み込まれる２０１８年５月１０日に出願された米国仮出願第６２／６６９，８７４号の利益を主張するものである。

［０００２］本発明は一般に航空分野に関し、より具体的には、航空分野における新規で有用な航空機に関する。

［０００３］回転翼航空機（ヘリコプターなど）と固定翼航空機の間にはトレードオフが存在する。ヘリコプターは垂直離着陸（ＶＴＯＬ）とホバリングが可能であるが、固定翼航空機は長距離の移動において効率的に動作し、多くの場合、より高速で移動できる。チルトロータ航空機（すなわち、主に回転翼航空機としての運用と、同じ推進システムを使用して固定翼航空機としての運用との間で移行できる航空機）は、回転翼運用（例えば、ＶＴＯＬおよびホバー機能）と固定翼運用の特定の態様を有利に組み合わせることができる。しかしながら、チルトロータ構成への従来のアプローチには、いくつかの欠点があった。例えば、機械式パワートレインを有するチルトロータ航空機は、多くの場合、パワープラント（例えば、航空機の胴体内にある）と推進システム（例えば、パワープラントの遠位の航空機の外部にあるロータまたはプロペラ）との間に複雑な機械的動力伝達を必要とし、これにより航空機の重量と複雑さが増すことになる。複雑さが増すため、チルトロータ航空機への従来のアプローチでは、推進ユニット（ロータ、プロペラ、ターボ機械など）の数が制限されることが多く、これにより、飛行中に１つのエンジン不作動（ＯＥＩ）や他の緊急推進関連状況により制御不能状態（ＬｏＣ）となるリスクが高くなる。従来のチルトロータ航空機は、他の不都合も受けやすくもある。

［０００４］したがって、航空分野において、新規で有用なチルトロータ航空機を生産するニーズがあった。本発明は、そのような新規で有用なチルトロータ航空機を提供する。

［０００５］図１Ａ～１Ｂは、それぞれ、ホバー構成と前進構成にある航空機の一態様の概略上面図を示す。［０００６］図１Ｃ～１Ｄは、それぞれ、ホバー構成と前進構成にある航空機の一態様の概略側面図を示す。 ［０００７］図２Ａは、航空機の一部の一態様の上面図と、縦軸および横軸を含む例示的な主軸とを示す。［０００８］図２Ｂは、航空機の一部の一態様の側面図と、縦軸および垂直軸を含む例示的な主軸とを示す。 ［０００９］図３は、航空機の複数のプロペラの実質的に対称なホバー配置の例を示す。 ［００１０］図４は、Ｖ尾翼を具える航空機の前進構成の一態様の後から見た図を示す。 ［００１１］図５は、交差した水平尾翼と尾翼を具える航空機の一部の一態様の後から見た図を示す。 ［００１２］図６Ａ～６Ｂはそれぞれ、パイロットが推進アセンブリの前方にある第１の構成と、パイロットが推進アセンブリの後方にある第２の構成とにおける、航空機のパイロットに対する例示的な推進アセンブリの相対的な向きの概略図を示す。 ［００１３］図７は、ホバーモードでの動作中の重力ベクトルに対する航空機の向きの例を示す図である。 ［００１４］図８は、リンケージを具える推進アセンブリの例示的な実施形態の、前進構成とホバー構成とを示す。 ［００１５］図９は、リンケージを具える推進アセンブリの実施例の、前進構成とホバー構成の両方における航空機の例示的な実施形態における翼およびプロペラの相対的な向きを示す。 ［００１６］図１０は、ピボットを具える推進アセンブリの例示的な実施形態の前進構成とホバー構成とを示す。 ［００１７］図１１は、ピボットを含む推進アセンブリの実施例の、前進構成およびホバー構成の両方における航空機の例示的な実施形態における翼およびプロペラの相対的な向きを示す。 ［００１８］図１２は、掃引翼と、リンケージとを具える推進アセンブリの例示的な実施形態とを具える航空機の例示的な実施形態の、前進構成およびホバー構成における翼およびプロペラの相対的な向きを示す。 ［００１９］図１３は、非掃引翼と、リンケージとを具える推進アセンブリの例示的な実施形態とを具える航空機の例示的な実施形態の、前進構成およびホバー構成における翼およびプロペラの相対的な向きを示す。 ［００２０］図１４Ａ～Ｂは、前進構成の一態様における航空機の例示的な実施形態のそれぞれ正面斜視図および背面斜視図を示す。 ［００２１］図１５Ａ～Ｂは、それぞれ、ホバー構成の一態様における航空機の例示的な実施形態の第１の斜視図および第２の斜視図を示す。 ［００２２］図１６Ａ～Ｂは、それぞれ、前進構成およびホバー構成の一態様における航空機の例示的な実施形態の正面図を示す。 ［００２３］図１７Ａ～Ｂは、それぞれ、前進構成およびホバー構成の一態様における航空機の例示的な実施形態の俯瞰図を示す。［００２４］図１７Ｃは、図１７Ａおよび１７Ｂの航空機の例示的な実施形態の前進構成およびホバー構成の一態様における、推進アセンブリ間のハブ間距離の変化を示すテーブルである。 ［００２５］図１８Ａは、前進構成の一態様における航空機の例示的な実施形態の側面図を示す。［００２６］図１８Ｂは、前進構成とホバー構成の態様間の航空機の例示的な実施形態の側面図を示す。［００２７］図１８Ｃは、ホバー構成の一態様における航空機の例示的な実施形態の側面図を示す。 ［００２８］図１９Ａは、前進構成の一態様におけるピボットチルト機構を具える推進アセンブリの一態様を示す。［００２９］図１９Ｂは、前進構成とホバー構成の態様間のピボットチルト機構を具える推進アセンブリの一態様を示す。［００３０］図１９Ｃは、ホバー構成の一態様におけるピボットチルト機構を具える推進アセンブリの一態様を示す。 ［００３１］図２０Ａは、前進構成の一態様におけるリンケージチルト機構を具える推進アセンブリの一態様を示す。［００３２］図２０Ｂは、前進構成とホバー構成の態様間のリンケージチルト機構を具える推進アセンブリの一態様を示す。［００３３］図２０Ｃは、ホバー構成の一態様におけるリンケージチルト機構を具える推進アセンブリの一態様を示す。

［００３４］本発明の好ましい実施形態の以下の説明は、本発明をこれらの好ましい実施形態に限定することを意図するのではなく、むしろ当業者が本発明を作成および使用できるようにすることを意図するものである。

１．概要
［００３５］図１Ａ～１Ｂに示されるように、チルトロータ航空機１００は、機体と、当該機体に結合された複数の推進アセンブリとを具える。航空機１００は、複数の推進アセンブリ１２０がホバー構成で配置されるホバーモードと、複数の推進アセンブリ１２０が前進構成で配置される前方モードとの間で動作可能である。ホバー構成は、ホバーモードでの航空機１００の動作中における、複数の推進アセンブリ１２０の各プロペラ１２２の、複数の推進アセンブリ１２０のそれぞれ他のプロペラ１２２および機体１１０に対する位置を規定し、前進配置は同様に、前進モードで動作中の各プロペラ１２２のそれぞれ他のプロペラ１２２および機体１１０に対する相対位置を規定する。機体１１０は、左翼１１２、右翼１１４、胴体１１６、および尾翼１１８を具え、ここで左翼と右翼は胴体１１６に結合され、尾翼１１８の前方の間に配置される。各推進アセンブリ１２０は、プロペラ、チルト機構、および電気モータを具える。各推進アセンブリ１２０は、好ましくは関連するチルト機構１２４によって、あるいは他の任意の適切な方法で、以下でさらに詳述するように、ホバー構成と前進構成との間で動作可能である。チルトロータ航空機１００は、さらに、電源、飛行操縦翼面１４２およびアクチュエータ、ならびに任意の他の適切な構成要素を具えることができる。

［００３６］チルトロータ航空機１００は、重心（ＣｏＧ）を規定する。この重心は、好ましくは、チルトロータ航空機１００の重量が作用すると見なすことができる三次元空間内の点であるが、代替的に、有限の体積を有する領域、多様な航空機１００の積載構成においてＣｏＧを規定する一組の点として定義することができ、および／または他の方法で適切に定義されてもよい。重心は、航空機１００の質量の状態や配置（例えば、積載状態あるいは空、貨物および／または乗客の重量分布、プロペラのチルト構成など）に依存し、本書におけるＣｏＧとは、好ましくは、無積載状態（例えば、空の状態）かつ複数のプロペラのホバー配置における航空機１００のＣｏＧを指すが、追加的または代替的に、積載状態の、前進配置状態、および他の任意の航空機１００の適切な状態を指すことができる。

［００３７］チルトロータ航空機１００は、様々な幾何学的特徴を規定する。チルトロータ航空機１００は、図２Ａ～２Ｂに示されるように、垂直軸（例えば、ヨー軸１０）、縦軸（例えば、ロール軸２０）、および横軸（例えば、ピッチ軸３０）を含む主な幾何学的軸を定義する。垂直軸、縦軸、および横軸は、それらが航空機１００のＣｏＧで交差するように定義することができ、これらの軸のいずれか１つの周りの純粋なモーメントにより、航空機１００は、垂直軸、縦軸、および横軸の周りをそれぞれ回転する。しかしながら、３つの主軸はＣｏＧを基準として、または基準とせずに、追加的または代替的に、幾何学的に（例えば、１または複数の次元における航空機１００の対称線に基づいて、航空機１００を通る任意の線に基づいて）定義することができる。例えば、軸は、航空機１００の幾何学的中心で交差してもよい。チルトロータ航空機のプロペラはそれぞれ、プロペラの回転軸を中心とするディスク領域を定義し、このディスク領域は、回転軸から離れて延在する無限のディスク面に包含される。航空機１００の一態様では、複数の推進アセンブリ１２０のそれぞれのディスク面は、複数の推進アセンブリ１２０の残りの任意の適切なサブセットと同一の広がりを持つことができる。第１の例では、各ディスク面は、第１の一態様のホバー構成において、互いに同一の広がりを持つことができる。第２の例では、各ディスク面は、航空機１００の縦軸を横切って対称的に他の１つの推進アセンブリ１２０のディスク面と同一の広がりを有し、かつ互いの推進アセンブリ１２０のディスク面から変位してもよい。しかしながら、複数の推進アセンブリ１２０のディスク面は、他の方法で互いに対して適切に配置してもよい。

［００３８］チルトロータ航空機１００は、ホバーモード（例えば、回転翼モード）と前進モード（例えば、固定翼モード）との間で動作可能な航空機を提供するように機能する。ホバーモードは、航空機１００の垂直離陸、垂直着陸、および／または実質的に静止したホバリングを含み得るが、ホバーモードは追加的または代替的に、垂直方向の推力が複数の推進アセンブリ１２０のうちの１つまたは複数によって生成される任意の適切な動作モードを含むことができる。前進モードは、航空機１００の前進飛行、水平離陸、および／または水平着陸（例えば、従来の離着陸／ＣＴＯＬ）を含み得るが、前進モードは追加的または代替的に、水平方向の推力が複数の推進アセンブリ１２０のうちの１つまたは複数によって生成される任意の適切な動作モードを含むことができる。したがって、ホバーモードと前進モードは相互に排他的ではなく、チルトロータ航空機１００は、ホバーモードと前進モードの重ね合わせで動作することができる（例えば、複数の推進アセンブリ１２０が、ホバー構成と前進構成との間の複数の推進アセンブリ１２０のそれぞれの限界構成によって規定されるホバー配置と前進配置の重ね合わせに配置される）。チルトロータ航空機１００はまた、ホバーモードで安定（例えば、最大安定、定義された安定性ウィンドウまたは飛行条件のエンベロープ内で安定、航空機１００への様々な制御入力の安定閾値の度合まで安定）かつ効率的（例えば、空力効率、電力効率、熱力学効率など）である航空機を提供するように機能することができる。チルトロータ航空機１００はまた、乗客および／または貨物に空中輸送を提供するように機能することができる。しかしながら、チルトロータ航空機１００は、追加的または代替的に、他の任意の適切な機能を有してもよい。

［００３９］チルトロータ航空機１００は、ホバーモードおよび前進モードを含む複数のモード間で動作可能である。ホバーモードでは、複数の推進アセンブリ１２０をホバー構成で配置することができる。ホバー構成では、好ましくは複数のプロペラのそれぞれがホバー構成で配置される。前進モードでは、複数の推進アセンブリ１２０を前進配置で配置することができる。この前進配置では、好ましくは複数のプロペラのそれぞれが前進構成で配置される。しかしながら、複数のプロペラのそれぞれは、航空機１００の動作のホバーモードにおいて、互いに独立して、前進構成とホバー構成との間の任意の適切な状態で、および／または任意の適切な向きで配置することができる。さらに、複数のプロペラのそれぞれは、航空機１００の動作の前方モードにおいて、互いに独立して、前進構成とホバー構成との間の任意の適切な状態で、および／または任意の他の適切な向きで配置することができる。さらに、チルトロータ航空機１００は、ホバーモードと前進モードとの間の任意の適切な限界モード（liminal mode）で動作することができ、ここでは１つまたは複数の推進アセンブリ１２０によって生成される推力の成分は、垂直軸および縦軸の両方（例えば、および／または横軸）に沿って向けられる。

［００４０］航空機１００は、本明細書ではチルトロータ航空機１００と呼ばれるが、本明細書で使用される「プロペラ」や「ロータ」という用語は、一般にロータ、プロペラ、回転エアフォイルなどと呼ばれる任意の適切な回転式空力アクチュエータを指すことができる。ロータは、関節式または半剛性のハブを利用する回転式空力アクチュエータを意味し（例えば、ハブへのブレードの接続は、関節式、可撓性、剛性、および／または他の方法で接続することができる）、プロペラ１２２は、剛性ハブを利用する回転式空力アクチュエータを意味し得るが（例えば、ハブへのブレードの接続は、関節式、可撓性、剛性、および／または他の方法で接続することができる）、本明細書で使用される場合そのような区別は明示的または暗示的ではなく、プロペラ１２２を用いても両方の構成、および関節式または剛性ブレードの他の可能な構成、および／または中央部材またはハブへのブレード接続の任意の他の可能な構成を指すことができる。したがって、チルトロータ航空機１００は、チルトプロペラ１２２式の航空機１００、チルトプロペラ航空機１００、および／または他の方法で適切に言及または説明され得る。いくつかの一態様では固定子および回転子（ロータ）を具える電気モータの文脈で、電気モータ１２６の回転子（ロータ）は、電機モータの電位エネルギーが動作中に回転運動エネルギーに変換される場合に回転するモータの部分を指すことができる。

［００４１］チルトロータ航空機１００は、好ましくは、同じ複数のプロペラを使用して、ホバーモード機能のためにホバー構成を最適化し、前進モード機能のために前進構成を最適化するように構成される。しかしながら、代替構成では、チルトロータ航空機１００は、ホバーモード動作中にのみ利用される複数のプロペラのサブセットと、前進モード動作中にのみ利用される別のサブセットとを具えることができる。各モードでのプロペラの最適な配置は、各プロペラのディスク領域の重心位置（例えば、プロペラ１２２の軸に沿った点）を、ホバー構成と前進構成との間を移行する際の航空機１００の縦軸および横軸の少なくとも一方に平行な軸に沿って少なくとも部分的に変位させることを含み得る。例えば、所望のホバー構成は、六角形構成に配置された６つのプロペラディスクを含むことができ、この場合に各ディスク領域の重心は、航空機１００のロール軸またはピッチ軸を横切って反射される少なくとも１つの他のディスク領域として、航空機１００のＣｏＧから実質的に等距離である（例えば、図１Ａおよび３に示されるように）。一方、所望の前進配置は、６つのプロペラディスクが９０°回転され（例えば、各プロペラ１２２の回転軸が縦軸に実質的に平行になるように）、それらが推進アセンブリ取り付け点で取り付けられる機体１１０の部分（例えば、図１Ｂに示されるように）の方向に平行移動されることを含み得る。しかしながら、各モードにおけるプロペラの構成（例えば、前進構成、ホバー構成など）は、複数のプロペラのいずれかの並進を追加的または代替的に含み得るか、または省略し得る。

［００４２］図１Ａの例に示されるように、航空機１００の第１の一態様では、ホバー構成は、（例えば、複数の推進アセンブリ１２０の）複数のプロペラが実質的に対称に（例えば、完全に対称に、ほぼ対称になど）、航空機１００のＣｏＧについてペアワイズ様式で配置され、複数のプロペラの前進構成は、ＣｏＧに関して対称ではない。関連する一態様では、ホバー配置は、縦方向および横方向の両方に成分を有するベクトルに沿って（例えば、一方の推進アセンブリ１２０が動作不能な航空機１００の状態で推進アセンブリ１２０の推力要件を最小化するために）、各プロペラ１２２がＣｏＧ（例えば、公称ＣｏＧ、ある時点での測定されたＣｏＧなど）から等距離の第２プロペラ１２２に対応するような複数のプロペラのペアワイズ構成を含む。別の一態様では、ホバー構成は、航空機１００のＣｏＧの周りのプロペラの非対称配置を含む。複数のプロペラの前進構成は、ＣｏＧに関して対称または非対称であり得、好ましくは、前進飛行における安定性および／または制御性を最適化するように、圧力中心に対して（例えば、様々な飛行条件における圧力中心の範囲に対して）配置される。追加または代替の変形例では、上記構成は、航空機１００のＣｏＧの代わりに、航空機１００の幾何学的中心に対して実現してもよい。

２．利点
［００４３］チルトロータ航空機１００およびその一態様は、いくつかの利点および／または利点を提供することができる。

［００４４］第１に、チルトロータ航空機１００の一態様は、１つのエンジンが不作動（ＯＥＩ）状態で最大の負荷を有する動作中のモータの電力要件を低減することによって、ＯＥＩ状態の効率的かつ安全な取り扱いを実現することができる。各推進アセンブリ１２０に同じ電気モータ１２６を用いることにより、１つの故障が残りの推進アセンブリ１２０のうちの１つに他の残りの推進アセンブリ１２０よりも高い出力で動作する必要がないように推進アセンブリ１２０を構成すると有利である。例えば、航空機１００が６つの推進アセンブリ１２０を具え、１つが故障した場合（例えば、推力ゼロとなる、制御不能になるなど）、５つのモータを１４０％の出力で動作させる方が、１つのモータを２００％で残りの４つを１２０％の電力で動作させるよりも好ましい。後者の架空の設計パラダイムでは、各モータが公称出力の１４０％しか能力を必要としない前者の場合よりも、各モータが公称出力の２００％で動作するのに十分な能力が必要となる。したがって、残りのモータで生成される総出力は低くなるが、後者の場合、モータの総重量は前者の場合よりも大きくなる。したがって、考えられるＯＥＩの場合（すなわち、複数の推進アセンブリ１２０のいずれか１つのモータが作動不能となった場合）に対して最も苛酷に動作する残りのモータのホバー電力要件を低減するために、そのような態様の推進アセンブリ１２０のレイアウトは、各プロペラ１２２対がホバー構成においてＣｏＧに関して対称である（すなわち、ＣＧから実質的に等距離で１８０°離れている）ことが好ましい。そのようなレイアウトは、すべてのプロペラ１２２対がＣｏＧから等距離にある構成、および／または各対の各プロペラ１２２がこの対の対応するプロペラ１２２に関してＣｏＧから等距離にあるが、各プロペラ１２２対がＣｏＧから異なる距離（例えば、図１７Ｂに示すように）であり得る構成を含み得る。

［００４５］例えば、チルトロータ航空機１００は、航空機１００のＣｏＧの周りに配置された多数（例えば、３つ以上）の実質的に同一の電動プロペラを具えることができ（例えば、各プロペラ１２２は、ＣｏＧから等距離、ほぼ等距離、ペアワイズ等距離など）、ＯＥＩ状態における残りのモータのオーバースロットルに必要な電力が最小化されるようになっている（例えば、電気モータが独立していない、および／または同一でない構成に対して）。この機能は、各モータの最大電力要件を低減することもでき、これにより、サイズや重量が削減され、それによって航空機１００のパフォーマンスを向上させることができる（例えば、範囲、速度、バッテリ質量に利用できる質量バジェット、限界質量の削減など）。この機能はまた、複数の推進アセンブリ１２０の各推進アセンブリ１２０に対して同じモータ（例えば、同一のモータ設計、実質的に同じモータなど）を使用する能力を強化することができる（例えば、システム全体の複雑さを低減するため）。航空機１００の形状に関連する推進アセンブリ１２０の配置は、好ましくは、上記のＯＥＩ状況におけるパフォーマンス能力をサポートする。例えば、航空機１００のホバー構成において、推進アセンブリ１２０の分布は、好ましくは、少なくとも３つの推進アセンブリ１２０がピッチ軸３０の各側およびロール軸２０の各側に配置されるようにする（例えば、いずれか１つの推進アセンブリ１２０が失われても、ロール軸２０およびピッチ軸３０のそれぞれの両側に少なくとも２つの動作可能な推進アセンブリ１２０があり、ＯＥＩ状況で推力差を使用して制御権限を維持する）。

［００４６］第２に、チルトロータ航空機１００の一態様は、ホバーモードでの動作中（例えば、ホバー構成でのプロペラの対称的またはほぼ対称的な配置、航空機１００の幾何学的軸を横切るプロペラのペアワイズ対称配置などを介して）と前進モードでの動作中（例えば、推進アセンブリ１２０を、航空機１００の圧力中心に基づき前進飛行のための所望の構成に移行することによって）の両方で、最適な飛行性能（例えば、安定性、制御性、応答性、ＯＥＩ状況での操作性など）を実現し得る。

［００４７］第３に、チルトロータ航空機１００の一態様は、回動チルト機構（例えば、ピボット）およびリンケージチルト機構（例えば、リンケージ）の組み合わせを利用して、所望のホバー構成と所望の前進構成との間で効率的に移行することができる。ピボットとリンケージの両方を使用することで、航空機１００で利用可能な翼の形状が広範囲になると同時に、幅広いホバー構成と前進構成を実現することができる。ピボットは、前進構成とホバー構成の間の移行を可能にしながら、機械的な単純さ（例えば、部品点数の削減、自由度の数の削減など）を提供でき、リンケージは、ホバー構成と前進構成間の移行時にディスク領域の移動を柔軟に行って、目的の形状を実現することができる。ピボットとリンケージの組み合わせは、航空機１００のホバー構成と前進構成の両方で所望の形状を得ながら、機械的複雑さを最小限にすることができる。

［００４８］しかしながら、チルトロータ航空機１００およびその一態様は、追加的または代替的に、任意の他の適切な利益および／または利点を提供することができる。

３． システム
［００４９］図１Ａ～１Ｂに示されるように、チルトロータ航空機１００は、機体１１０と、当該機体１１０に結合された複数の推進アセンブリ１２０とを具える。航空機１００は、複数の推進アセンブリ１２０がホバー構成で配置されるホバーモードと、複数の推進アセンブリ１２０が前進構成で配置される前進モードとの間で動作可能である。ホバー構成は、ホバーモードでの航空機１００の動作中に、複数の推進アセンブリ１２０の各プロペラ１２２の、複数の推進アセンブリ１２０の他の各プロペラ１２２および機体１１０に対する位置を規定し、前進構成は同様に、前進モードでの動作中の各プロペラ１２２の他の各プロペラ１２２および機体１１０に対する相対位置を規定する。機体１１０は、左翼１１２、右翼１１４、胴体１１６、および尾翼１１８を具え、左翼と右翼は胴体１１６に結合され、尾翼１１８の前方の間に配置される。各推進アセンブリ１２０は、プロペラ、チルト機構、および電気モータを具える。各推進アセンブリ１２０は、好ましくは関連するチルト機構１２４によって、あるいは他の任意の適切な方法で、以下に詳述するように、ホバー構成と前進構成との間で動作可能である。チルトロータ航空機１００は、さらに、電源、飛行操縦翼面１４２およびアクチュエータ、ならびに任意の他の適切なコンポーネントおよび／または構成要素を具えることができる。

３．１ 機体
［００５０］機体１１０は、様々な構造的応力（例えば、空力、重力、推進力、外点力、分布力、および体積力など）の影響下で、動作中にそれ自体および航空機１００の他の部分を構造的に支持するように機能する。機体１１０はまた、１人または複数のパイロット、１人または複数の乗客、および／または任意の適切な量およびタイプの貨物を収容するように適合された１つまたは複数の内部管腔（例えば、３次元領域）を画定するように機能し得る。機体１１０は、１つまたは複数の推進アセンブリ取り付け点を定義するように機能し得る。機体１１０は、アルミニウム合金、鋼合金、複合材料、およびその他の適切な材料など、航空構造に適したさまざまな材料で構成することができる。機体１１０およびその構成要素または部分（例えば、胴体１１６、翼、尾翼１１８、操縦翼面など）はまた、エアロウェット動作に適した様々な材料でコーティング（例えば、カバー、パネル貼り、クラッドなど）することができ、それにはアルミニウム、任意の適切なコーティング（例えば、塗料、低摩擦コーティングなど）を有するパネル、炭素繊維、複合材料、および任意の他の適切な材料などが含まれる。

［００５１］機体１１０は、ノーズエンドおよびテールエンドを規定する胴体１１６を具える。ノーズエンドは翼の前方にある胴体１１６の部分を指し、テールエンドは翼の後方に位置する胴体１１６の部分を指すことができる。尾部は、尾翼１１８に接続しこれを構造的に支持するテールブームを具え得る。このテールブームは、翼の後縁から尾翼１１８まで後方に延びることができ、尾翼１１８は、好ましくは、テールブームから上方に延びる。特に、尾翼１１８の垂直範囲は、好ましくは、機体１１０の他の部分の最大垂直範囲より上であるが、代わりに、機体１１０の異なる部分の最大垂直範囲までおよび／またはそれより下に延在してもよい。別の一態様では、尾翼１１８は、テールブームから下に延在する（例えば、逆Ｖ尾翼として）。別の代替変形例では、尾翼１１８は、テールブームから横方向と垂直方向に延びる（例えば、従来型のＴ尾翼、逆Ｔ尾翼としてなど）。

［００５２］一態様では、図４に示されるように、尾翼１１８は、２つの推進アセンブリ取り付け箇所を規定するＶ尾翼（例えば、ビーテール（vee-tail））を具え、このＶ尾翼のＶ字の各最上部領域は、推進アセンブリ取り付け箇所に対応する。この一態様では、２つのプロペラのそれぞれのディスク領域は、ロール軸およびヨー軸によって形成される平面内で（例えば、航空機１００の側面図から見て）航空機１００の前進構成において翼の位置の実質的に上に位置しており、したがって尾部推進アセンブリ１２０（例えば、尾部に結合された２つの推進アセンブリ１２０の２つのプロペラ、後部推進アセンブリ１２０など）が、上流側のプロペラ、静的および／または／または動的飛行面、および飛行操縦翼面から生じる航跡妨害から実質的に解放される。あるいは、尾翼１１８は、図５に示すような交差した垂直および水平のスタビライザ対（例えば、Ｔ尾翼）を具え、任意の適切な位置に１つ以上の推進アセンブリ取り付け点を具えてもよい。

［００５３］ビーテールを具える一態様では、ビーテールを前方に傾けてもよい（例えば、図１８Ａ－Ｃに示すように）。しかしながら、ビーテールは、追加的または代替的に、後方に傾けてもよいし、および／または実質的に垂直にしてもよい（例えば、傾けない）。

［００５４］左右の翼は、チルトロータ航空機１００の前進飛行中に揚力を提供するように機能する。これらの翼はまた、航空機１００の様々な構成要素（例えば、１つまたは複数の推進アセンブリ取り付け箇所にある１つまたは複数の推進アセンブリ１２０）に構造的支持を提供するように機能する。翼はまた、配電システム（例えば、電力ケーブル、電池など）、制御命令分配コンポーネント（例えば、フライバイワイヤ制御システム用の電気信号ケーブル）、手動制御システム用の機械的リンケージなど）、およびその他の適切なコンポーネントなどのチルトロータ航空機１００の構成要素を収容するように機能することができる。

［００５５］第１の一態様では、翼は胴体１１６に堅牢に固定されている。第１の特定の実施例では、翼は、１つまたは複数の翼取り付け箇所で胴体１１６の第２のトラスに結合された第１のトラスを具える。第２の特定の実施例では、翼および胴体１１６は、トラスの代わりに、またはトラスに加えて、少なくとも部分的に連続する材料（例えば、複合材料、炭素繊維材料など）から構成される。第２の一態様では、翼は胴体１１６に対して回動する。第２の態様の特定の実施例では、翼に（例えば、左右の翼１１４のそれぞれに）結合された推進アセンブリ１２０のそれぞれのチルト機構１２４は、翼自体を傾斜させる機構（例えば、胴体１１６に対して翼全体を回転させるピボット機構）である。しかしながら、翼と胴体１１６は、他の方法で適切に結合させてもよい。

［００５６］機体１１０によって規定される推進アセンブリ取り付け箇所は、推進アセンブリ１２０を機体１１０に機械的に結合するように機能する。第１の一態様では、推進アセンブリ取り付け点は、推進アセンブリ１２０の一部を機体１１０（例えば、翼）に一体化させる剛性の取付部である。例えば、この一態様では、推進アセンブリ１２０のチルト機構１２４は、プロペラディスクを、翼に固定された推進アセンブリ１２０の部分から離して上に延ばすリンケージを含み得る。第２の一態様では、推進アセンブリの取り付け点は、ピボットの一部である（例えば、純粋なピボット機構の片側）。例えば、この一態様では、推進アセンブリ１２０のチルト機構１２４は、推進アセンブリ１２０全体を翼に対して（例えば、翼の先端で）回転させるピボットを含み得る。

［００５７］実施例では、機体１１０は、推進アセンブリ取り付け箇所を規定する、翼、胴体１１６、および／または尾翼１１８から離れて延在するパイロンを具え得る。このパイロンは、前進構成とホバー構成との間で変形する推進アセンブリ１２０の固定位置を調整することができる。例えば、図１２および１７Ａに示されるように、パイロンは、翼が前方に掃引（swept）されている場合に、左右の翼の内側位置から前方に延在して、内側推進アセンブリ１２０を外側推進アセンブリ１２０の前方に伸ばすことができる。したがって、外側推進アセンブリの取り付け箇所は、パイロンの基部の前方にある（すなわち、内側推進アセンブリの取り付け箇所は、パイロンまたは類似の延長部材がない場合となる）。パイロンは、好ましくは翼の前方に延在し、航空機１００は、好ましくは左翼１１２から前方に延在し、左の内側推進アセンブリ１２０に結合された左の内側パイロンと、右翼１１４から前方に延在し、右の内側推進アセンブリ１２０に結合された右の内側パイロンとを具える。そのような例では、前進構成において、左の内側推進アセンブリ１２０および右の内側推進アセンブリ１２０のディスク面は、左の外側推進アセンブリ１２０および右の外側推進アセンブリ１２０のディスク面に対して、ロール軸２０に沿って前方にずらされている。しかしながら、代替の変形例および実施例では、パイロンは、推進アセンブリ１２０の位置の固定位置を、機体１１０に対して任意の適切な方向にずらすことができる。さらなる代替例では、航空機１００はパイロンを有することなく、すべての推進アセンブリ取り付け箇所を、機体１１０の様々な部分に直接配置してもよい。

３．２ 推進アセンブリ
チルトロータ航空機１００は、対応する複数の推進アセンブリ取り付け箇所で機体１１０に結合された複数の推進アセンブリ１２０を具える。各推進アセンブリ１２０は、好ましくはプロペラ、チルト機構、および電気モータを具える。推進アセンブリ１２０は、プロペラ、チルト機構、電気モータ、およびプロペラ１２２およびその電気機械駆動に関連する任意の他の適切な構成要素を収容および併置するように機能する。チルトロータ航空機１００は、好ましくは偶数個の推進アセンブリ１２０を具え、より好ましくは６つの推進アセンブリ１２０を具える。しかしながら、チルトロータ航空機１００は、追加的または代替的に、奇数個の推進アセンブリ１２０、８つの推進アセンブリ１２０、および任意の他の適切な数の推進アセンブリ１２０を具えてもよい。

［００５９］推進アセンブリ１２０のプロペラ１２２は、電気モータ１２６によって供給される回転運動エネルギーを空力に変換するように機能する（例えば、航空機１００をホバーモード、前進モードなどで推進するために）。プロペラ１２２は、いくつかのプロペラ１２２ブレード（例えば、ブレード、エアフォイルなど）、ヘッド（例えば、ハブおよび関連するリンケージ）、および任意の他の適切な構成要素を具え得る。プロペラ１２２は、好ましくは可変ピッチプロペラ１２２であるが（例えば、各プロペラ１２２ブレードのピッチが集合制御などを介して協調して可変である、各プロペラ１２２ブレードのピッチが周期的制御などを介して独立して可変であるなど）、追加的または代替的に固定ピッチプロペラであってもよい。いくつかの一態様では、航空機１００は、複数の推進アセンブリ１２０のうちの異なる推進アセンブリ１２０に関連付けられた可変ピッチおよび固定ピッチプロペラ１２２の両方を具えてもよい。追加的または代替的な一態様では、プロペラ１２２は、負の迎角状態に関節運動することができ、これは、プロペラの回転方向を変えることなく逆推力を生成するように機能することができる。プロペラ１２２は、好ましくはプロペラごとに５つのブレードを具えるが、追加的または代替的に、プロペラ１２２ごとに任意の適切な数のブレード（例えば、２つ、３つ、４つ、６つなど）を具え得る。プロペラ１２２は、任意の適切なディスク領域（例えば、プロペラディスク、ディスクなど）を規定することができ、各ブレードは、ブレードスパンの関数として任意の適切な断面および／またはねじれ角を規定し得る。

［００６０］特定の実施例では、複数の推進アセンブリ１２０の各プロペラ１２２はプロペラ１２２ブレードのセットを具え、これは各プロペラ１２２ブレードをプロペラ１２２ブレードの長軸の周りで回転させ、プロペラ１２２ブレードのディスク面に垂直な動きを拘束する可変ピッチリンケージによってハブに取り付けられている（例えば、プロペラ１２２ブレードは、ディスク面から前方または後方に実質的に関節運動しない）。

［００６１］プロペラは、好ましくは囲われていないが（例えば、拘束ブレードチップがない、流入スクリーンがないなど）、追加的または代替的な一態様では、囲われてもよいし（例えば、ダクトファンのようなダクト付き、ディスク領域の周縁部の周りでカウリングに囲われているなど）、および／または流入および／または流出経路に固定スクリーンを具えてもよい。

［００６２］推進アセンブリ１２０のチルト機構１２４は、各プロペラ１２２の向きをホバー構成と前進構成との間で遷移させるように機能する。チルト機構１２４はまた、図６Ａおよび６Ｂに示すように、ホバー構成と前進構成において、機体１１０（例えば、ディスク面）へのプロペラディスクの半径方向の突出部が、パイロットが位置する航空機１００のどの部分とも交差しないように、プロペラディスクの可能な動きを制限するように機能することができる。前進構成においてディスク面がパイロット領域の前方にある構成では、ディスク面は、好ましくは、ホバー構成と前進構成との間の移行中は、端点（例えば、ホバー構成とフォワード構成）を含み各点でパイロット領域と交差しない。例えば、内側推進アセンブリ１２０は、好ましくは、左側の内側推進アセンブリ１２０および右側の内側推進アセンブリ１２０のディスク面が、前進構成とホバー構成の間においてディスク面が機体１１０と交差する各点で、胴体１１６のパイロット領域の外側で機体１１０と交差するように配向される。しかしながら、推進アセンブリ１２０は、代替実施例では、パイロット領域に対して他の方法で適切に配置され得る。向きを変える工程は、航空機１００のピッチ軸３０に平行な軸の周りでプロペラディスクをピッチングするステップと、推進アセンブリ１２０の一部を（例えば、推進アセンブリ取り付け点に対して）並進させるステップと、航空機１００のヨー軸１０に平行な軸の周りでプロペラディスクを回転させるステップと、前述の遷移モダリティの他の適切な平行移動または回転および／またはそれらの組み合わせとを含む。

［００６３］各推進アセンブリ１２０に付随するチルト機構１２４は、好ましくは各プロペラ１２２をホバー構成と前進構成との間で調整する（例えば、航空機１００のホバーモードと前進モードとの間の遷移と併せて）。しかしながら、追加的または代替的な一態様では、調整は、すべてのプロペラ（例えば、各推進アセンブリ１２０に堅固に固定された傾斜翼）に関連付けられた単一のチルト機構１２４によって、複数のプロペラの数とは異なる数のチルト機構によって（例えば、６つのプロペラのセットが対に細分され、各対がホバー構成と前進構成との間で単一のチルト機構１２４によって遷移される）、および／または他の方法で適切に実行され得る。第１の一態様では、航空機１００は、６つのプロペラと６つのチルト機構を具え、６つのチルト機構のうちの１つのチルト機構１２４が、６つのプロペラのうちの１つのプロペラ１２２に関連付けられている（例えば、プロペラとチルト機構は１対１の関係である）。別の一態様では、複数のプロペラのうちの２以上のプロペラが単一のチルト機構１２４に連結されており、当該単一のチルト機構１２４の作動により、２つ以上のプロペラがホバー構成と前進構成との間で遷移する（例えば、２つ以上のプロペラは翼に堅固に結合されており、チルト機構１２４はピッチ軸３０を中心に翼を回転させて、航空機１００をホバー構成と前進構成との間で操作する）。

［００６４］複数の一態様において、チルト機構１２４は、推進アセンブリ１２０の電気モータ１２６およびプロペラ１２２の全体を、推進アセンブリ１２０の残りの部分に対して、機体１１０（例えば、翼、パイロンなど）から離れるように変位させることができる。変位は、好ましくは、リンケージを具えるチルト機構１２４によって実行される（例えば、図８、９、および２０Ａ～Ｃに示す）。そのような一態様では、複数の推進アセンブリ１２０のうちの少なくとも１つのチルト機構１２４が、ホバー構成においてロール軸２０に平行（例えば、翼またはパイロンから前方または後方）に電気モータ１２６およびプロペラ１２２を変位させるリンケージを具える。そのような一態様における航空機１００の一実施例では、左の内側推進アセンブリ１２０および右の内側推進アセンブリ１２０のチルト機構１２４はそれぞれ、電気モータ１２６およびプロペラ１２２をホバー構成の左翼１１２および右翼１１４から離れるように変位させるリンケージを具える。

［００６５］追加的または代替的な態様では、チルト機構１２４は、推進アセンブリ１２０自体を回転させて、前進構成とホバー構成との間で移行することができる。そのような態様における航空機１００の実施例では、左の外側推進アセンブリ１２０、右の外側推進アセンブリ１２０、左後部推進アセンブリ１２０、および右後部推進アセンブリ１２０のチルト機構１２４が、各推進アセンブリ１２０を前進構成とホバー構成との間で回転させるピボットをそれぞれ具える。

［００６６］しかしながら、航空機１００は、任意の適切な方法で任意の適切な数のチルト機構に関連する任意の適切な数のプロペラを追加的または代替的に具えることができる。

［００６７］ホバー構成は、航空機１００がホバーモードで（または前進モードとホバーモードの重ね合わせで）動作している間に、推進アセンブリ１２０が航空機１００に垂直推力を提供できるようにするように機能する。ホバー構成は、プロペラ１２２のプロペラディスクが縦軸および横軸で規定される平面に平行である（例えば、各プロペラ１２２のプロペラ１２２軸が航空機の垂直軸１００と平行）；あるいは、プロペラディスクが、ホバー構成において、この平面に対して平行から逸脱することができる（例えば、わずかに逸脱する、かなり逸脱するなど）、推進アセンブリ１２０の構成として幾何学的に定義することができる。いくつかの変形例では、推進アセンブリ１２０がホバー構成にあるとき、プロペラディスクが重力ベクトルに垂直な方向に維持される（例えば、図７に示すように、プロペラディスクが重力ベクトルに垂直のままとなるように航空機１００の幾何学的形状に平行から逸脱し得る）。

［００６８］ホバー構成において、前進構成の位置からのプロペラディスクの並進は、チルト機構によって決定することができる。例えば、図８に示されるように、チルト機構１２４は、所望のホバー構成（例えば、複数のプロペラの他のプロペラディスクに対するプロペラディスクの位置）を達成するために、推進アセンブリ１２０の一部（例えば、プロペラ、プロペラ１２２、および電気モータなど）を推進アセンブリ取り付け点から離して（例えば、翼の前縁から離して、翼の後縁から離して、尾翼セクションの一部の前縁から離してなど）傾斜させるリンケージを具え得る。リンケージを具える実施例では、リンケージは順方向延長リンケージを含むことができ、このリンケージは、プロペラ１２２を前進構成とホバー構成との間で遷移させるときにプロペラディスクを前方に移動させる。リンケージはまた逆延長リンケージを含むことができ、このリンケージは、プロペラ１２２を前進構成とホバー構成との間で遷移させるときにプロペラディスクを後方に移動させる。順方向および／または逆方向延長リンケージは、プロペラ１２２をそれぞれ順方向または逆方向のいずれかに適切な距離だけ延ばすことができる。いくつかの変形例では、航空機１００は、所望のホバー構成を達成するための、異なる距離および／または異なる方向（例えば、順方向、逆方向）に別個のプロペラを延ばすリンケージを含んでもよい。チルト機構１２４はまたピボットを具えてもよく、これによると図１０に示されるようにプロペラディスクが推進アセンブリ取り付け点の周りを回転し、それによってピボットの回転軸に対して拘束された態様で並進する。しかしながら、推進アセンブリ１２０がホバー構成にあるときのプロペラディスクの向きは、他の方法で適切に規定することができる。

［００６９］前進構成は、航空機１００が前進モードで（または前進モードとホバーモードの重ね合わせで）動作している間に、推進アセンブリ１２０が航空機１００に水平推力を提供できるようにするように機能する。前進構成では、チルト機構１２４は、各プロペラ１２２の回転軸が航空機１００の縦軸に平行になるようにプロペラ１２２の位置を遷移させる。さらに前進構成では、プロペラ１２２は、図８に例示されるように、推進アセンブリ取り付け点とプロペラ１２２のハブとの間のカンチレバー距離が最小になるように構成されることが好ましい。しかしながら、このカンチレバー距離は、代替的に、前進構成における任意の適切な距離であってよい。

［００７０］チルト機構１２４は、推進アセンブリ１２０の向きを、ホバー構成と前進構成との間の任意の適切な中間配向に保持することができる。例えば、チルト機構１２４は、プロペラ１２２の軸が縦軸に対して４５°の角度で傾くように、推進アセンブリ１２０の向きを保持することができる。複数のプロペラの複数のチルト機構は、各プロペラの向きを独立して制御することができる。例えば、航空機１００の翼に配置された４つの推進アセンブリ１２０のセットが、各推進アセンブリ１２０に関連する対応するチルト機構によって前進構成に維持され、尾翼に取り付けられた一対の推進アセンブリ１２０が縦軸に対してゼロ以外の角度に維持されてもよい。

［００７１］
いくつかの変形例では、チルト機構１２４は、推進アセンブリ１２０全体を機体１１０に結合し、ホバー構成と前進構成との間で推進アセンブリ１２０全体を遷移（例えば、回転、再配置など）する。他の変形例では、チルト機構１２４は、推進アセンブリ１２０の一部（例えば、プロペラ１２２および電気モータ、プロペラのみなど）をホバー構成と前進構成との間で遷移させる。しかしながら、チルト機構１２４は、追加的または代替的に、推進アセンブリ１２０の任意の適切な部分をホバー構成と前進構成との間で移行させることができる。

［００７２］図８および２０Ａ～Ｃに示されるように、チルト機構１２４は、ホバー構成と前進構成との間の移行中にプロペラディスクの同時の並進および回転（例えば、ピッチング）を可能にするリンケージを具え得る。このリンケージは、ホバーモードでの航空機１００の動作中に、残りの複数のプロペラに対してプロペラ１２２の所望の配置（例えば、対称配置、ほぼ対称配置、機体１１０の制約が与えられた最大の対称配置、揚力中心またはＣｏＧに関するペアワイズ対称配置、ダウンロード最小化配置など）を達成するように機能し、また、前進モードでの航空機１００の動作中に、機体１１０に対するプロペラ１２２の所望の配置（例えば、最小の片持ち式の配置、ウェイクフリー配置など）を達成するように機能する。このリンケージはまた、航空機１００の投影断面からプロペラディスクを（例えば、上または下から見たときに）オフセットすることによって、ホバー構成におけるプロペラ１２２のダウンウォッシュからの航空機１００へのダウンロードを減らすように機能することができる。例えば、図９に示すように、リンケージは、翼の表面へのプロペラ１２２からのダウンウォッシュの衝突が最小化および／または軽減されるように、プロペラディスクを翼の平面からオフセットさせることができる。しかしながら、複数の推進アセンブリ１２０の様々なプロペラに関連する１つまたは複数のチルト機構が、追加的または代替的に、航空機１００の他の適切な部分（例えば、胴体１１６、尾翼セクションなど）からプロペラディスクをオフセットし、それにより、（例えば、図１Ｃ、１２、および１３の実施例で示すように）航空機１００へのダウンロードを減らすように機能することができる。

［００７３］航空機１００のいくつかの一態様では、リンケージは、ホバー配置における各プロペラの位置を幾何学的に変更することによって推力の中心を動的に調整するように機能することができる。そのような変形例では、リンケージは、ロール軸２０およびピッチ軸３０を含む平面に平行に（例えば、プロペラ１２２を前進構成とホバー構成との間で平行移動および回転させる代わりに）機体１１０に対してプロペラ１２２を純粋に平行移動させることができる。実施例では、リンケージは、推力中心を動的に調整して、ＣｏＧと一致させることができる（例えば、航空機１００の乗員および／または貨物荷重が位置を変えてＣｏＧが変わった場合、乗物に積載および／または積み降ろしなどでＣｏＧの位置が変わった場合など）。しかしながら、そのような一態様は、リンケージを使用して、他の適切な方法で、および他の適切な基準で、各プロペラの相対位置を適切に調整することができる。

［００７４］航空機１００の特定の実施例では、左の内側推進アセンブリ１２０および右の内側推進アセンブリ１２０のチルト機構１２４はそれぞれ、ホバー構成において、電気モータ１２６およびプロペラ１２２をそれぞれ左翼１１２および右翼１１４から離れるように変位させるリンケージを具える。

［００７５］図１０および１９Ａ～Ｃに示されるように、チルト機構１２４は、推進アセンブリ取り付け点を中心に推進アセンブリ１２０の純粋な回転を可能にするピボットを具え得る。このピボットは、ホバーモードでの航空機１００の動作中に残りの複数のプロペラに対してプロペラ１２２の所望の配置（例えば、所望のホバー構成）を達成するように機能し、また、前進モードでの航空機１００の動作中に機体１１０に対するプロペラ１２２の所望の配置（例えば、所望の前進構成）を達成するように機能する。航空機１００は、好ましくは、ピボットを含むチルト機構１２４によって翼端の推進アセンブリ取り付け点で翼に結合された推進アセンブリ１２０を具える。しかしながら、ピボットを含むチルト機構１２４を追加的または代替的に用いて、推進アセンブリ１２０を任意の適切な推進アセンブリ取り付け点（例えば、翼の中間点、尾翼セクション点、機首点など）で機体１１０に連結してもよい。図１１に示すように、プロペラディスクの向き（例えば、上または下から見た場合）は、縦軸方向の翼の位置と重なり得る。しかしながら、ピボットを翼端および／または機体１１０の他の適切な部分に用いて、翼の投影領域および／または航空機１００の他の適切な部分とプロペラディスクの重なりが最小限になるようにすることができる。

［００７６］いくつかの一態様では、チルト機構１２４は、ピボットとリンケージの組み合わせを具えてもよい。例えば、チルト機構１２４が、前方延長リンケージと実質的に同一に機能する逆方向延長リンケージを具え、ピボットが推進アセンブリ１２０を反転させ（例えば、１８０°）、その後に、前方延長リンケージがプロペラディスクを後方へ伸ばすようにしてもよい。

［００７７］各推進アセンブリ１２０に付随するチルト機構１２４のタイプは、ホバーモードでの航空機１００の動作中の所望のホバー構成における、複数のプロペラの各プロペラ１２２の所望のホバー構成に基づくことができる。例えば、図１２に示されるように、前方掃引翼を具える航空機１００の構成において、プロペラ１２２の所望のホバー構成（例えば、関連するホバー配置）を達成するために、翼端プロペラが逆方向延長リンケージによって翼に連結され、内側プロペラが順方向延長リンケージによって機体１１０（例えば、機体１１０のナセルまたはブーム）に連結されてもよい。別の実施例では、図１３に示すように、小さな（例えば、ゼロの）前方向掃引角度を有する航空機１００の構成において、プロペラ１２２の所望のホバー構成（例えば、関連するホバー配置）を達成するために、翼端プロペラがピボットによって翼に結合され、内側プロペラを順方向延長リンケージによって機体１１０（例えば、機体１１０のナセルまたはブーム）に連結してもよい。いくつかの変形例では、複数のプロペラのうちのサブセットがそれぞれ第１のチルト機構１２４タイプを利用し、複数のプロペラのうちの別のサブセットがそれぞれ第２のチルト機構１２４タイプを利用する。

［００７８］特定の実施例（例えば、図１４Ａ～Ｂおよび１５Ａ～Ｂに示す）では、チルトロータ航空機１００が、６つの推進アセンブリ１２０を具える。この例では、第１の推進アセンブリ１２０がピボットによって翼の左の外側位置（例えば、翼端）に結合され、第２の推進アセンブリ１２０がピボットによって翼の右の外側位置に結合され、第３の推進アセンブリ１２０が翼の左の内側領域に結合されるとともに順方向延長リンケージを具え、第４の推進アセンブリ１２０が翼の右の内側領域に結合されるとともに順方向延長リンケージを具え、第５の推進アセンブリ１２０が尾翼１１８の左側に結合されるとともにピボットを具え、第６の推進アセンブリ１２０が尾翼１１８の右側に結合されるとともにピボットを具える。

［００７９］別の特定の実施例では、チルトロータ航空機１００は、６つの推進アセンブリ１２０を具える。この例では、第１の推進アセンブリ１２０がピボットによって翼の左の外側位置（例えば、翼端）に結合され、第２の推進アセンブリ１２０がピボットによって翼の右の外側位置に結合され、第３の推進アセンブリ１２０が翼の左の内側領域に結合されるとともに順方向延長リンケージを具え、第４の推進アセンブリ１２０が翼の右の内側領域に結合されるとともに順方向延長リンケージを具え、第５の推進アセンブリ１２０が尾翼１１８の左側に結合されるとともに順方向延長リンケージを具え、第６の推進アセンブリ１２０が尾翼１１８の右側に結合されるとともに順方向延長リンケージを含む。

［００８０］ホバー構成および前進構成における推進アセンブリ１２０の配置は、各推進アセンブリ１２０のそれぞれのディスク領域を含む平面によって定義することができる。例えば、図１６Ｂに示されるように、ホバー構成において、左の内側推進アセンブリ１２０および右の内側推進アセンブリ１２０のディスク領域は第１の平面に含まれ、左の外側推進アセンブリ１２０のディスク領域および右の外側推進アセンブリ１２０は、第１の平面からヨー軸１０に沿って上方に変位した第２の平面に含まれ、左の後部推進アセンブリ１２０および右の後部推進アセンブリ１２０のディスク領域は、第２の平面からヨー軸１０に沿って上方に変位した第３の平面に含まれることができる。図１７Ａに示されるように、この例示的な構成が前進構成に移行すると、左の内側推進アセンブリ１２０および右の内側推進アセンブリ１２０のディスク領域は第１の平面に含まれ、左の外側推進アセンブリ１２０および右の外側推進アセンブリ１２０は、第１の平面からロール軸２０に沿って後方に変位した第２の平面に含まれ、左の後部推進アセンブリ１２０および右の後部推進アセンブリ１２０のディスク領域は、第２の平面からロール軸２０に沿って後方に変位した第３の平面に含まれることができる。追加的または代替的な実施例では、ディスク面は、航空機１００の推進アセンブリ１２０のセットの間で、他の方法で互いに対して適切に変位させることができる。

［００８１］ホバー構成および前進構成における推進アセンブリ１２０の配置は、各推進アセンブリ１２０のプロペラのそれぞれのハブと交差する線によって定義することができる。例えば、図１６Ａに示されるように、前進構成において、左右の後部推進アセンブリのハブは第１の線と交差し、左右の内側推進アセンブリのハブは、第１の線からヨー軸に平行に下方に変位した第２の線と交差し、左右の外側推進アセンブリは、第２の線からヨー軸に平行に下方に変位した第３の線と交差することができる。同じ実施では、図１７Ｂに示すように、さまざまな推進アセンブリのハブを、ホバー構成で前述したのと同じ線と交差させることができる。しかしながら、これらの配置は、他の方法で適切に定義することができる（例えば、ディスク領域によって、ハブの交差によってなど）。

［００８２］電気モータ１２６は、電気エネルギーをプロペラ１２２の回転運動エネルギーに変換して、航空機１００に推力を提供するように機能する。電気モータ１２６は、プロペラ１２２に（例えば、シャフトによって）直接連結することができるが、代替的に、動力伝達リンケージ（例えば、ギアボックス、オフセットシャフト、クラッチなど）を介してプロペラ１２２に連結してもよい。いくつかの実施例では、電気モータ１２６は、ステータおよびロータを具え、ロータは、電気モータ１２６に結合されたプロペラ１２２に統合されている（例えば、プロペラ１２２の一部が、プロペラを回転させるためにステータと電磁的に相互作用するロータを規定する）。代替の変形例では、チルト機構１２４が、プロペラディスクが前進構成とホバー構成との間で移行するときに、電気モータ１２６がプロペラディスクの平面に対して固定されたままとなるように、動力伝達リンケージとして少なくとも部分的に機能することができる。

［００８３］電気モータ１２６は、電磁モータ、静電モータ、圧電モータ、および電位エネルギーを回転運動エネルギーに変換する他の任意の適切なタイプのモータであり得る。電気モータ１２６は、自己転流モータ（例えば、ブラシ付きＤＣモータ、ブラシレスＤＣモータ、スイッチドリラクタンスモータ、ユニバーサルＡＣ－ＤＣモータまたは転流電気励起直列または並列巻線モータなど）または外部整流モータ（例えば、誘導モータ、トルクモータ、同期モータ、二重給電電気モータ、単一給電電気モータなど）であり得る。代替の変形例では、電気モータ１２６は、コアレスロータモータ、アキシャルロータモータ、ステッピングモータ、および任意の他の適切なタイプの電気モータを含み得る。

［００８４］電気モータ１２６は、モータに電気的に結合されたモータコントローラ、モータおよびモータコントローラに電気的に結合された電源１３０、ならびにモータ動作に関する任意の他の適切な構成要素（例えば、熱管理コンポーネント、潤滑機構、フィードバックコントローラなど）を具え得る。モータコントローラは、好ましくは、推進アセンブリ１２０のハウジング内に保持されている（例えば、モータに直接結合される）が、追加的または代替的に、航空機１００上の他の場所に配置され、他の任意の適切な方法でモータに電気的に結合されてもよい。電源１３０は、好ましくは、ハウジングの遠位に保持される（例えば、機体１１０に結合される航空機１００上の別の場所）が、追加的または代替的に、推進アセンブリ１２０のハウジング内または航空機１００の他の任意の適切な場所に保持されてもよい。

［００８５］チルトロータ航空機１００は、好ましくは、プロペラの数に等しい数の電気モータを具える（例えば、電気モータおよびプロペラが、１対１の対応を有するのが好ましい）が、追加的または代替的に、プロペラの数との適切に対応する任意の適切な数の電気モータを含むことができる。航空機１００の各電気モータ１２６は、好ましくは実質的に同一である。しかしながら、代替の変形例では、異なる性能特性（例えば、トルク、効率、ＲＰＭ範囲など）の複数の電気モータを使用することができる。

３．３ 電源と配電
［００８６］電源１３０は、推進アセンブリ１２０およびそれに結合された航空機１００の他の任意の電動コンポーネント（例えば、電動リンケージ、飛行操縦翼面アクチュエータ、および任意の他の電気アクチュエータ、センサ、変換器、ディスプレイなど）に電力を供給するように機能する。電源１３０は、好ましくは、１つまたは複数の電池を含むが、追加的または代替的に、発電機（例えば、燃焼駆動発電機、燃料電池、太陽光発電機など）を含むことができる。発電機を具える態様では、電源１３０は、発電機に電力を供給するための燃料（例えば、搭載燃料タンクに含まれる）を含み得る。電源１３０は、好ましくは、航空機１００上で推進アセンブリ１２０の遠位に搭載され、適切な電気接続機構（例えば、配電システム）によって電力を必要とする構成要素に電気的に接続される。しかしながら、電源１３０は、追加的または代替的に、電気モータ１２６アセンブリに、したがって推進アセンブリ１２０に統合することができ、したがって、運用中にチルト機構１２４の変形に従ってそれと連結され得る。さらに別の代替の変形例では、電源１３０は、電動部品に対して（例えば、分散方式で、集中方式でなど）航空機１００に他の態様で適切に配置され、他の任意の適切な方法でそれらに接続されてもよい。

［００８７］チルトロータ航空機１００は、電源１３０を各電動部品（例えば、各電気モータを含む）に結合する配電システムを具えることができる。この配電システムは、複数の電源（例えば、バッテリ、バッテリネットワーク、バッテリセルなど）から電力を必要とする航空機１００の構成要素に電力を分配する電力伝送バスを具え得る。各推進アセンブリ１２０は、好ましくは、推進アセンブリ１２０の電気モータ１２６アセンブリに電力を供給する少なくとも１つの関連する電源１３０に接続され、より好ましくはそれぞれが実質的に等しい量の電力を供給する複数の関連する電源に接続される。しかしながら、電源は、追加的または代替的に、互いにおよび／または１つまたは複数の推進アセンブリ１２０に相互接続され、それによって任意の推進アセンブリ１２０（または他の動力部品）が航空機１００の任意の適切な電源サブセットから、電源間の任意の適切な相対電力引き込みで、電力を得るようにしてもよい。

３．４ 飛行操作コンポーネント
［００８８］チルトロータ航空機１００は、飛行制御および操作を容易にするための様々な飛行制御要素を具えることができ、これには操縦翼部１４２および制御アクチュエータを含み得る。例えば、チルトロータ航空機１００は、着陸装置（例えば、格納式着陸装置、固定着陸装置）、飛行操縦翼面（例えば、フラップ、エレベータ、アイレロン、ラダー、ラダーベータ、スポイラー、スラット、エアブレーキなど）、飛行計器（例えば、高度計、空速計および測定装置、垂直速度計および測定装置、コンパス、姿勢指示器および測定装置、方位計および測定装置、方向指示器および測定装置、飛行指示器システム、ナビゲーションシステム、およびその他適切な機器）、およびその他の適切なコンポーネントを具え得る。様々な構成要素は、任意の適切な方法で航空機１００に結合することができる。例えば、飛行操縦翼面１４２は、翼および尾翼の一部に連結され、および／またはそれらによって規定され得る。飛行計器は、航空機１００のコックピット内および／または遠隔操作場所（例えば、遠隔操作施設、遠隔水先案内場所など）に配置することができる。着陸装置は、航空機１００の底部に配置することができる。

３．５ 追加の特定実施例
［００８９］特定の実施例では、航空機１００は、左翼１１２、右翼１１４、胴体１１６、および尾翼１１８を有する機体１１０を具える。本例の機体１１０は、ヨー軸１０、ピッチ軸３０、およびロール軸２０を規定する。航空機１００は、（例えば、様々な推進アセンブリの取り付け箇所で）機体１１０に結合された複数の推進アセンブリ１２０を具える。各推進アセンブリ１２０は、電気モータ、当該電気モータに結合されたプロペラ１２２、および推進アセンブリ１２０を機体１１０に接続し、推進アセンブリ１２０を前進構成とホバー構成との間で変換するチルト機構１２４を具える。各プロペラ１２２は、ディスク領域、当該ディスク領域の中心にあるハブ、およびディスク領域を囲む（例えば、ハブから離れて延びる）ディスク平面を規定する。各推進アセンブリ１２０は、前進構成とホバー構成との間で動作可能であり、ディスク面は、前進構成ではロール軸２０に垂直であり、ディスク面は、ホバー構成ではヨー軸１０に垂直である。この例では、複数の推進アセンブリ１２０は、左翼１１２に結合された左の外側推進アセンブリ１２０、当該左の外側推進アセンブリ１２０と胴体１１６との間の左翼１１２に結合された左の内側推進アセンブリ１２０、右翼１１４に結合された右の外側推進アセンブリ１２０、当該右の外側推進アセンブリ１２０と胴体１１６との間の右翼１１４に結合された右の内側推進アセンブリ１２０、尾翼１１８の左側に結合された左の後部推進アセンブリ１２０、および尾翼１１８の右側に結合された右の後部推進アセンブリ１２０とを具える。本例では、互いに対するプロペラの位置は、航空機１００の前進構成とホバー構成との間で異なる（例えば、図１７Ａ～Ｃに例として示されるように、左の内側推進アセンブリ１２０のハブは、左の外側推進アセンブリ１２０のハブから、前進構成において第１の距離だけ離れ、ホバー構成において第２の距離だけ離れており、これは他の推進アセンブリのそれぞれについても同様である）。

［００９０］関連する特定の実施例では、左の内側推進アセンブリ１２０および右の内側推進アセンブリ１２０のチルト機構１２４はそれぞれ、ホバー構成において電気モータ１２６およびプロペラ１２２をそれぞれ左翼１１２および右翼１１４から離すように変位させるリンケージを具える。

［００９１］関連する特定の実施例では、左の外側推進アセンブリ１２０および右の外側推進アセンブリ１２０のチルト機構１２４はそれぞれ、前進構成とホバー構成の間で、左の外側推進アセンブリ１２０および右の外側推進アセンブリ１２０をそれぞれ回転させるピボットを具える。関連する特定の実施例では、左の後部推進アセンブリ１２０および右の後部推進アセンブリ１２０のチルト機構１２４はそれぞれ、前進構成とホバー構成の間で、左の後部推進アセンブリ１２０および右の後部推進アセンブリ１２０をそれぞれ回転させるピボットを具える。

［００９２］関連する特定の実施例では、図１８Ａ～Ｃに示されるように、尾翼１１８が前方に掃引されたビーテールを具え、左の後部推進アセンブリ１２０は、前方に掃引された左側の最前方領域に結合されている。ビーテールおよび右の後部推進アセンブリ１２０は、前方に掃引されたビーテールの右側の最前方領域に結合されている。

［００９３］別の特定の実施例では、航空機１００は、左翼１１２、右翼１１４、胴体１１６、および尾翼１１８を有する機体１１０を具える。機体１１０は、ヨー軸１０、ピッチ軸３０、およびロール軸２０を規定する。航空機１００はまた、機体１１０に結合された複数の推進アセンブリ１２０を具え、各推進アセンブリ１２０は、電気モータ、当該電気モータに結合されたプロペラ１２２、および推進アセンブリ１２０を機体に接続するとともに推進アセンブリ１２０を前進構成とホバー構成との間で変換するチルト機構１２４を具える。各プロペラ１２２は、ディスク領域、当該ディスク領域の中心にあるハブ、およびディスク領域を囲むディスク平面を規定し、ディスク平面は、前進構成ではロール軸２０に垂直であり、ホバー構成ではヨー軸１０に垂直である。まとめて、複数の推進アセンブリ１２０は、前進構成とホバー構成との間で変形可能である（例えば、複数の推進アセンブリ１２０のそれぞれは前進構成において前進配置にあり、複数の推進アセンブリ１２０のそれぞれはホバー構成においてホバー配置にある）。複数の推進アセンブリ１２０のハブのうちの少なくとも２つの間の間隔が、前進構成とホバー構成との間で変化する。

［００９４］簡潔にするために省略されているが、好ましい実施形態は、様々なシステム構成要素のすべての組み合わせおよび順列を含み、これらは、任意の適切な順列または組み合わせで組み合わせることができ、および／または好ましい実施形態の変形例から全体的または部分的に省略できる。

［００９５］当業者は、前述の詳細な説明および図面および特許請求の範囲から認識するように、特許請求の範囲で規定される本発明の範囲から逸脱することなく、本発明の好ましい実施形態に修正および変更を加えることができる。

Claims (11)

1. 航空機において、
   ・左翼、右翼、胴体、および尾翼を有する機体であって、ヨー軸、ピッチ軸、およびロール軸を規定する機体と、
   ・前記機体に結合された複数の推進アセンブリとを具え、各推進アセンブリは、
   ｏ電気モータと、
   ｏ当該電気モータに連結されたプロペラであって、ディスク領域、当該ディスク領域の中心にあるハブ、および前記ディスク領域を囲むディスク平面を規定するプロペラと、
   ｏ前記推進アセンブリを前記機体に接続するとともに、前記推進アセンブリを前進構成とホバー構成との間で変換するチルト機構であって、前記前進構成において前記ディスク平面は前記ロール軸に垂直であり、前記ホバー構成において前記ディスク平面は前記ヨー軸に垂直である、チルト機構とを具え、
   ・前記複数の推進アセンブリは、
   ｏ前記左翼に連結された左の外側推進アセンブリ、
   ｏ前記左の外側推進アセンブリと前記胴体の間の前記左翼に連結された左の内側推進アセンブリ、
   ｏ前記右翼に結合された右の外側推進アセンブリ、
   ｏ前記右の外側推進アセンブリと前記胴体の間の前記右翼に連結された右の内側推進アセンブリ、
   ｏ前記尾翼の左側に連結された左の後部推進アセンブリ、および
   ｏ前記尾翼の右側に結合された右の後部推進アセンブリを具え、
   ・前記複数の推進アセンブリは、前進構成およびホバー構成の間で変形可能であり、前記複数の推進アセンブリのそれぞれが前記前進構成では前進配置となり、前記複数の推進アセンブリのそれぞれが前記ホバー構成ではホバー配置となり、前記前進構成では前記左の内側推進アセンブリのハブが前記左の外側推進アセンブリのハブから第１の距離だけ離れ、前記ホバー構成では前記左の内側推進アセンブリのハブが前記左の外側推進アセンブリのハブから前記第１の距離より大きな第２の距離だけ離れることを特徴とする航空機。
2. 前記電気モータが固定子と回転子を具え、前記プロペラの一部が前記電気モータの回転子を含む、請求項１に記載の航空機。
3. 前記左の内側推進アセンブリおよび前記右の内側推進アセンブリのチルト機構はそれぞれ、前記ホバー構成において、前記電気モータおよび前記プロペラをそれぞれ前記左翼および前記右翼から離れるように変位させるリンケージを具える、請求項１に記載の航空機。
4. 前記左の外側推進アセンブリおよび前記右の外側推進アセンブリのチルト機構がそれぞれ、前記前進構成とホバー構成との間で、それぞれ前記左の外側推進アセンブリおよび前記右の外側推進アセンブリを回転させるピボットを具える、請求項１に記載の航空機。
5. 前記左の後部推進アセンブリおよび前記右の後部推進アセンブリのチルト機構がそれぞれ、前記前進構成とホバー構成との間で、前記左の後部推進アセンブリおよび前記右の後部推進アセンブリをそれぞれ回転させるピボットを具える、請求項１に記載の航空機。
6. 前記尾翼が前方に掃引されたビーテールを具え、前記左の後部推進アセンブリは、前記前方に掃引されたビーテールの左側の最も前方領域に連結され、前記右の後部推進アセンブリは、前記前方に掃引されたビーテールの右側の最も前方領域に連結されている、請求項５に記載の航空機。
7. 前記ホバー構成において、少なくとも３つの推進アセンブリがピッチ軸の各側およびロール軸の各側に配置されている、請求項１に記載の航空機。
8. 前記複数の推進アセンブリの各プロペラが囲われていない、請求項１に記載の航空機。
9. 前記ホバー構成において、前記左の内側推進アセンブリおよび前記右の内側推進アセンブリのディスク領域は第１の平面に含まれ、前記左の外側推進アセンブリおよび前記右の外側推進アセンブリのディスク領域は、前記第１の平面から前記ヨー軸に沿って上方に変位した第２の平面に含まれ、前記左の後部推進アセンブリおよび前記右の後部推進アセンブリのディスク領域は、前記第２の平面から前記ヨー軸に沿って上方に変位した第３の平面に含まれる、請求項１に記載の航空機。
10. 前記前進構成において、前記左の内側推進アセンブリおよび前記右の内側推進アセンブリのディスク領域は第１の平面に含まれ、前記左の外側推進アセンブリおよび前記右の外側推進アセンブリのディスク領域は前記第１の平面から前記ロール軸に沿って後方に変位した第２の平面に含まれ、前記左の後部推進アセンブリおよび前記右の後部推進アセンブリのディスク領域は、前記第２の平面から前記ロール軸に沿って後方に変位した第３の平面に含まれる、請求項１に記載の航空機。
11. 前記左翼および前記右翼が前方に掃引されており、さらに、前記左翼から前方に延在し、前記左の内側推進アセンブリに連結された左の内側パイロンと、前記右翼から前方に延長し、前記右の内側推進アセンブリに連結された右の内側パイロンとを具える、請求項１０に記載の航空機。

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