JP4072205B2 - 垂直離着陸を行う重航空機 - Google Patents

Description

発明の背景
航空機の両側に対称的に配置され軸の水平位置から９０°上方に回転されることが可能なプロペラ又は回転翼を有する飛行機又はヘリコプターは、ティルト回転翼／ティルトプロペラ航空機として知られている。プロペラ又は回転翼の軸を垂直に配置することは、空気流を下向きに、推力を上向きに向け、航空機が純粋に垂直な平面上で移動すること、即ち単に空中静止飛行することを可能にする。プロペラ又は回転翼の軸を水平に配置することは、推力を前向きに向け、水平飛行を可能にする。プロペラ又は回転翼の軸を水平にする場合、揚力は翼又は水平安定板といった揚力面の周辺の空気の相対的な流れによって与えられる。完全に垂直な軸の向きと完全に水平な軸の向きとの間では任意の傾斜角が得られ、様々な対応する斜角の飛行経路と、前方遷移及び後方遷移として知られる加速フェーズ及び減速フェーズをもたらす。
係る航空機は、ヘリコプターの低速飛行能力及び垂直離着陸能力と、従来の飛行機の高速水平飛行能力とを兼ね備える。飛行機は典型的なヘリコプターの速度と比較して約２倍の速度に達し、例えばヘリコプターが２５０ｋｍ／ｈ（１７０マイル毎時）以下の速度に達するのに対して５００ｋｍ／ｈ（３００マイル毎時）以上の速度に達する。しかしながら、典型的な従来技術のティルト回転翼航空機の固有の機械的及び構造的な複雑性は、その自重を同様の大きさを有する飛行機の自重よりも増加させ、同時に製造費用を増加させる。更に、航空機の空気力学的な質、安定性、飛行力学及び制御に関する開発は、低速時に航空機の様々な揚力面の回りでプロペラによって押しのけられる空気の質量の影響によってより困難にされる。この空気の質量はプロペラの後流又は単にプロペラ後流として知られる。
以下の３つの設計上の問題となる点は特に重要である。
（１）航空機の翼に対するプロペラ後流の影響
プロペラ又は回転翼は通常、構造的な支持体としての役割を果たす翼の両端に取り付けられる発動機に装着される。しかしながらこの配置は垂直飛行から水平飛行への遷移の間に問題を生ずる。プロペラ後流の方向の角度の変化は、直接プロペラが傾斜される角度の変化と共に変化しない。水平速度と、従来の揚力面から生ずる揚力とが比較的低い値である限り、殆どの揚力はプロペラ又は回転翼自体によって与えられる。この現象のため、航空機が水平飛行へ遷移し始めるにつれてプロペラは非常にゆっくりと前方に傾斜し、次に翼がより多くの揚力を与え始めるため、より速く前方に傾斜する。反対に、プロペラによって生ずる後流の傾斜角は最初は迅速に変化するが、航空機が垂直飛行から水平飛行へ遷移するにつれゆっくりと変化する。
これまで従来技術では、プロペラ自体及びプロペラから生ずる後流の翼に対する傾斜の異なるレートによって引き起こされる問題を回避するために、以下の２つの形態が使用されてきた。
（ａ）水平翼は航空機に恒久的に取り付けられ、プロペラ自体は上向きに回転する。しかしながらこの形態は大きな欠点を有する。プロペラが垂直位置にあるとき、プロペラ後流は翼へ直接下向きに作用し、負の揚力とされうる下向きの力を形成する。この揚力の損失は航空機の積載量を実際上減少させる。
（ｂ）水平翼はプロペラに恒久的に取り付けられ、プロペラと共に回動する。これは負の揚力の問題を除去するが他の問題を生ずる。翼が上に回動され、航空機がまだ水平速度を有するとき、翼の面全体は空気流の路の中に直接配置される。この巨大な平坦な面に突然当たる空気の質量は安定性及び制御の問題を引き起こす。
（２）傾斜機構
ティルト回転翼ヘリコプターでは、ピッチ運動は回転翼の周期ピッチを変更することによって達成される。ティルトプロペラ飛行機では、上記のピッチ運動は垂直軸補助尾部回転翼があればその推力を変更することによって達成される。全ての場合、従来技術のティルトプロペラ又はティルト回転翼飛行機のプロペラ又は回転翼の傾斜運動は翼に取り付けられた、又は胴体に取り付けられたサーボアクチュエータによって達成される。このアクチュエータが最高の信頼性を有するものでなくてはならないことは言うまでもない。この機構が故障するようなことがあれば、プロペラ又は回転翼は水平飛行形態に維持され、その大きな直径のため航空機が着陸しようとすると地面に当たるため、この機構が取り付けられた航空機は着陸するのが非常に困難となる。
（３）ロール及びヨー制御の組合せ
反対称運動、即ちロール及びヨーは概してプロペラのピッチ及び傾斜角の変更によって制御される。翼全体がプロペラと共に回動する航空機では、ロール及びヨーはプロペラの後流が作用する翼の上に配置されたフラップを使用して制御される。しかしながらこれらの制御の影響は、プロペラ又は翼の傾斜角が、完全に垂直、完全に水平、又はその間の角度であるときのいずれであるかに依存する。垂直飛行中、プロペラのピッチを変更することは航空機のロールのレートに影響を与えるが、水平飛行中は、ピッチの変更は航空機のヨーのレートに影響を与える。同様に、プロペラを傾斜させること又はウイングフラップがある場合はウイングフラップを傾斜させることは、ヨーの変化を起こすが、水平飛行においてはロールの変化を起こす。操縦士がこれらの制御を容易に理解し操作しうるようこれらの制御を組み合わせることはかなり複雑であるため、コンピュータ制御のディジタル飛行制御が必要である。
これらの３つの設計上の問題は、従来技術のティルト回転翼航空機では、非常に複雑且つ込み入ったシステムを使用して扱われた。この複雑さによる高いコストはこれらの航空機の用途を非常に特殊な業務に制限する。更に、この水準による複雑性の高いコストは、ティルト回転翼技術が航空機市場の大部分を構成する小型汎用航空機型の航空機に適用されることを不可能にする。
本発明はこれらの３つの設計問題に対する新しい解法を組み込む。
以下の従来技術は出願人に既知である。
Hoffmannに対する米国特許第１，９８１，７００号
Hillに対する米国特許第３，２８９，９８０号
Shyeに対する米国特許第３，３５８，９４６号
Bryanに対する米国特許第３，４０９，２４８号
Johnsonに対する米国特許第３，４８８，０１８号
Cabrolに対する米国特許第４，５４１，５９３号
Rubanに対する米国特許第４，６４１，８００号
Bullardに対する米国特許第４，８８１，７０１号
Gennaroに対する米国特許第５，３２０，３０６号
Ducanに対する米国特許第５，４１９，５１４号
本発明の特許性は上記の引用文献のうちの１つ又は組み合わせと比較して、本発明は特に翼、水平安定板、プロペラの取付部、制御技術及び従来の技術では示されていない作動形態を意図する点で区別される。
発明の概要
本発明は垂直離着陸航空機に関する。本発明は以下の目的、面及び特徴を含む：
（１）第１の重要な設計の特徴は、航空機のプロペラ、翼及び水平安定板の配置に関する。これらの３つの部分は３つの別々の組立体に分割される。
（ａ）各プロペラは短い固定ブームに取り付けられる。ブームは胴体の中程に、航空機の重心からわずかに後方に配置される。ブームは構造上の理由によってのみ設けられる。従ってブームは、プロペラを取り付けるために使用されるという構造的な機能を確実にしうる可能な限り小さい断面を有する。
（ｂ）航空機の翼は固定され、傾斜されえない。翼は「パラソル式」の形態であり、単一の複式斜角パイロンによって胴体に取り付けられる。翼端には夫々倒立垂直安定板が設けられる。翼は航空機の後部に配置され、プロペラの後流によって全く影響を受けないようプロペラの軸の後ろに配置される。
（ｃ）水平安定板は飛行機の前部に先尾翼の形状で配置される。この配置は、翼の極端に後方の配置を補償し、中立点を小さなプロペラ支持ブームの位置の近傍にさせるのに役立つ。先尾翼は夫々、操縦士が航空機の空気力学モーメントを変更するのに使用しうる単一のフラップを含む。
これは、「発明の背景」に記載される設計上の問題のうちプロペラ後流の問題を除去するための構成である。翼は固定されて維持され、プロペラ後流による影響を受けない。この形態は垂直飛行中に生ずる負の揚力の問題を除去すると共に、飛行モード間の遷移中に高い迎え角が生ずることを除去する。この形態における唯一の欠点はブームによって生ずる追加的な抗力である。しかしながら、翼自体はフラップ及び他の突起を有さないため、実質的に過剰な抗力を発生せず、従ってブームによって形成される抗力は最小となる。
（２）第２の重要な設計の特徴はプロペラ自体に関する。中央のハブに装着されるプロペラの羽根は、殆どのプロペラ駆動航空機の場合と同様、それらの全体的な（集合的な）ピッチを変更されうる。つまり３つ（又はそれ以上）の羽根は、それらのピッチを全体として同じ程度変更し、プロペラの推力の変更を生じさせることができる。更に殆どのヘリコプターの場合と同様、各羽根はその周期ピッチをプロペラの縦軸及び横軸の両方について変更されうる。この周期ピッチ変更は、３つ（又はそれ以上）の羽根の夫々が羽根の方位の正弦関数又は余弦関数によってそのピッチを変更されうることを意味する。正弦関数は、プロペラ軸が垂直であるとき０°基準を後方方向とすると、プロペラディスクの外側半分ではピッチを増加させ、内側半分では減少させ、本願において横周期ピッチ変更と称される。同じ基準を有する余弦関数は、プロペラディスクの後方半分ではピッチを増加させ、前方半分ではピッチを減少させ、縦周期ピッチ変更と称される。通常のヘリコプターと異なり、羽根は上下に羽ばたくことができない。羽根はヒンジ式ではなく、剛固に回転可能にハブに取り付けられている。この剛性により羽根、周期ピッチ変更はヒンジ式のヘリコプター回転翼のようにプロペラ及びその推力のハブに対する傾斜を生じさせず、むしろ羽根（又は結果としての推力の同等の半径方向の排気）によってこのハブに与えられる空気力学的モーメントを生成する。
（３）第３の重要な設計の特徴はプロペラの傾斜に関する。プロペラの傾斜はどのタイプのサーボアクチュエータによっても制御されない。プロペラはそれ自体で、プロペラの羽根の周期ピッチの変更から生ずる与えられたモーメントに基づいて自由に傾斜する。この現象を以下詳述する。
プロペラでは、機械的アクチュエータ装置の介入なしに上向き及び下向きに傾斜する自由度は、以下の４つのタスクを実行する組立体によって制限される。
（ａ）連結：各プロペラに接続された連結棒はプロペラが傾斜すると共に旋回し、プロペラの傾斜角が同じであることを確実にする；連結棒はプロペラの傾斜度が９０°の円形路の中に維持されることを確実にする中央装置へ傾斜運動を伝達する。更に、各連結棒はプロペラが相互に、又は中央装置から２°又は３°の傾斜角の差を有することを許すのに充分な弾性を有する。
（ｂ）傾斜速度の制御：プロペラの傾斜速度は中央装置の一部である油圧減衰システムによって抑制される。
（ｃ）プロペラが０°乃至９０°の傾斜範囲内に維持されることを確実にする：
（ｉ） 中央装置はプロペラが９０°以上傾斜しない、即ちプロペラの軸が垂直に向けられると傾斜して戻らないことを確実にするブロック機構を有する。ブロック機構は単純な止め部を有し、プロペラが垂直位置になると中央装置はこの止め部にもたれかかる。
（ｉｉ）プロペラの軸が水平位置、即ち０°にあるとき、各プロペラナセルをそのブーム上に鎖錠し、従ってプロペラが傾斜するのを防止する操縦士制御の鎖錠機構が使用される。
（ｄ）回転翼の傾斜の制動：中央装置は操縦士がプロペラの傾斜の自由を抑制し、ある期間に亘ってプロペラの傾斜角を０°乃至９０°の位置の間の任意の中間の角度に保持することを可能にする追加的な装置を含む油圧減衰系を含む。任意に、操縦士が航空機を低速、即ち２０乃至３０ｍ／ｓ（６５乃至１００フィート毎秒）といったプロペラが０°又は９０°以外の傾斜角に維持されることを要求する速度でより長い時間に亘って飛行させるつもりがなければ、制動系は除去されうる。
従って、本発明は垂直離着陸（ＶＴＯＬ）航空機を提供することを最初の目的とする。
本発明は、航空機の翼が航空機の後部に取り付けられ、水平安定板がその前部に取り付けられる装置を提供することを更なる目的とする。
本発明は、そのプロペラがその翼から離れた支持体に取り付けられる航空機を提供することを更なる目的とする。
本発明は、いかなる種類のサーボアクチュエータも使用することなくプロペラ軸を水平方向と垂直方向との間で傾斜させるために制御手段が設けられた航空機を提供することを更なる目的とする。
本発明は、反対称のロール及びヨー制御手段が空中静止飛行と水平飛行との間で交換されない航空機を提供することを更なる目的とする。
本発明の上述及び他の目的、面及び特徴は、添付の図面を参照することにより、以下の望ましい実施例の詳細な説明によってよく理解されよう。
【図面の簡単な説明】
図１乃至１２は、タールマック舗装滑走路から、垂直離陸、水平飛行への遷移、水平飛行、水平飛行から垂直下降への遷移、垂直下降、着陸への動作の様々な形態を順次的に示す図である。
図１３は、図１乃至６を単一の図として組み合わせて順次的に示す図である。
図１４は、図７乃至１２を単一の図として組み合わせて順次的に示す図である。
図１５は、プロペラの軸を垂直位置にして空中静止飛行している間に横周期ピッチ変更によって生ずる力を示す図である。
図１６は、プロペラの軸を水平位置にして空中静止飛行している間に横周期ピッチ変更によって生ずる力を示す図である。
図１７は、本発明による航空機を上方の正面左側から見た斜視図を示す図である。
図１８は、細部を図示するために一部切截して左側のプロペラナセルを示す背面図である。
図１９は、細部を図示するために一部切截して左側のプロペラナセル及び中央装置を示す正面図である。
図２０は、本発明の飛行制御の全体的な設計を示す概略図である。
望ましい実施例の詳細な説明
まず図１７を参照するに、本発明による飛行機は全体的に参照番号１０によって図示されており、機室１４へのアクセスを可能にするよう当業者によって周知の方法で開かれうるキャノピー１５を有する機室部１３を有する胴体１１を含む。胴体１１は前端１２及び後端１６を有する。
機室１４の後部には、１つ以上の発動機からなる発動機手段が配置される。発動機のうちの１つは概略的に図示され、参照番号１７が付されている。航空機１０の後部には、単一の翼１９が固定パイロン２１及び２３によって胴体１１に取り付けられる。図１７に示されるように、翼１９は略Ｖ字型の形状を有し、翼１９の先端部から下向きに垂下する垂直安定板２５を含む。
胴体１１の両側には支持ブーム２７，２９が夫々取り付けられる。各ブームは胴体１１から遠位の端にプロペラナセルが回動可能に取り付けられるピボット３１を有し、左側のナセルは参照番号３３を付され、右側のナセルは参照番号３５を付されている。各ナセル３３，３５は、以下詳述される方法で発動機１７によって回転されうる回転プロペラ３７を担持する。
胴体１１の前端には、当業者によって周知の方法で操縦士によって動作されうる単一の回動可能フラップ４３を夫々担持する２つの平行な反対側に向けられた先尾翼４１を含む水平安定板４０が設けられる。
上述のように、図１８及び１９は左側のプロペラナセル３３の背面図及び正面図を夫々示す。図１８及び１９を参照するに、各プロペラナセルは以下説明する構成要素を含む。
変速手段は、プロペラ３７が適当に回転されるよう発動機１７のうちの１つに接続された駆動シャフト４５の回転がそれに対して直角の回転に変化されるよう協働する２つの円錐ギア４９及び５１を含む変速ボックス４７を含む。プロペラのシャフト５３は中空であり、図示される実施例では夫々がプロペラの羽根５９を回転可能に支持する３つの剛固なスピンドル５７を含むプロペラのハブ５５に接続される。本発明による航空機はピッチ変更手段を含む。
特に図１８を参照するに、各羽根はその付け根に２つの軸受によって夫々のスピンドル５７に接続された差込６１を有し、２つの軸受のうちの１つはジャーナル軸受６３であり、他の１つは深いレースを有する斜角接触の玉軸受６５である。この軸受６５は遠心力を吸収し、２つの軸受は空気力学的な揚力及び抗力から生ずる力及び運動を吸収すると共に各羽根がピッチ変更を可能にするよう取り付けられたスピンドル５７の回りに制御可能に回転することを可能にする。
図１９を参照するに、レバー６７は夫々のプロペラの羽根の軸を横切り、そのピッチを制御するよう各羽根の付け根に取り付けられる。図１８及び１９を参照するに、集合的なピッチ制御組立体は、中空のプロペラのシャフト５３を貫通しその両端から突出する内部ロッド６９からなる。中空のプロペラのシャフトの後部端では、ロッド６９はスクリュー及びナット組立体からなる複式機構７１によって軸方向に作動され、複式機構７１は左側及び右側のプロペラ３７のピッチを同期させるよう両方のプロペラで全く同じように作用し、７４及び７６でジンバル式に取り付けられたねじり剛性を有するロッド７３によって作動される。中空のプロペラのシャフト５３前部端では、内部ロッド６９は各枝部にピッチ制御レバー７７を取り付けられた星形組立体７５を有する。
周期ピッチ制御組立体は、変速ボックス８１の前方に連結されたスワッシュプレート７９からなる。プレート７９の縦及び横の傾斜は操縦士によって制御される。周期ピッチ制御組立体は更に、プロペラと共に回転しプロペラの羽根５９と同じ数のアームを含む他のプレート８３を含む。
各羽根では、ピッチ変更制御レバー７７は操縦士によって指令された周期的及び集合的なピッチ変更全体を実行する。レバー７７は１つの端８７において、小さな連結棒によって羽根ピッチレバー６７に装着される。ピッチ制御レバー７７は他端８９において、やはり小さな連結棒によって回転プレート８３に接続される。
ピッチ制御レバー７７は、その中点９１の近傍の点では、集合的ピッチ制御用の星形組立体７５に接続される。星形組立体７５と、スワッシュプレート７９と、ピッチ制御レバー７７と小さな連結棒とを含むこの配置は、上述の集合的且つ周期的なピッチ変更手段を形成する。
スワッシュプレート７９をその中立位置にすると、その回転プレート８３はプロペラ軸に直交し、ピッチ制御レバーの端８９へ軸方向の運動を全く伝達しない。それにより、この端８９は静止されたままとなる。星形組立体７５はピッチ制御レバー７７の中点９１を軸方向に動かし、結果としてその端８７及び装着された羽根ピッチレバー６７を各羽根について等距離だけ移動させ、いわゆる集合的ピッチ変更を達成する。
この星形組立体７５の任意の位置及び羽根の集合的なピッチの値において、スワッシュプレート７９が操縦士によってその中立位置から傾斜されると、回転プレート８３は平行に動く。次に、プレート８３のアーム端は軸方向にそれらの方位の正弦関数又は余弦関数に従わねばならない。各アーム端の軸方向運動は小さなロッドによってピッチ制御レバー７７の端８９へ伝達され、そこから中点９１が星形組立体７５と同じ所与の位置を維持する同じレバー７７の端８７へ伝達され、最後に羽根ピッチレバー６７へ伝達される。操縦士は、スワッシュプレート７９の傾斜の位相及び振幅を選択することにより、プロペラに対して上述の横及び縦の周期ピッチ変更を与えることが可能となる。
本発明によれば、プロペラ３７は、機械的アクチュエータを必要とせず、むしろ受動組立体によってピボット９３の回りに傾斜する。この組立体は弾性連結を構成するねじりロッド９５を含む。このねじりロッド９５は、ラック９７とピニオン９９とからなるラックピニオン機構によってプロペラ３７の傾斜角を中央組立体へ伝達する。ロッド９５のねじり弾性は各プロペラの相互に対して約２°乃至３°の傾斜差を許す。図１９に最もよく示されるように、ラック９７はロッド１０１に接続されており、ロッド１０１は、較正されたノズル１１１によって相互接続される通路又は導管１０７及び１０９を通じてその端が相互接続される油圧シリンダ１０５の中で往復運動する減衰ピストン１０３からなる減衰手段に接続される。ノズルの直径はシリンダの両端の間にわずかな漏れ、従ってゆっくりとした速度のプロペラ傾斜を許すよう充分狭い。弁１１３は通路１０７の中に設けられ、当業者によって周知の方法で閉じられたときにラック９７、従ってピニオン９９の動きを防ぐ制動手段又は制動系を構成するよう操縦士によって制御されうる。ブロック機構はプロペラが９０°の位置を越えて傾斜しないよう設けられ、このブロック機構は単純な止め部、即ちシリンダ１０５内のピストン１０３の一番端の運動の距離を制限する減衰シリンダの上壁１０６からなる。
鎖錠機構はピボット９３の中央を貫通する孔１１５の中に位置するはめ歯１１４からなる。はめ歯１１４は機構を鎖錠解除及び鎖錠するための電磁石１１７によって引き出されることができ、バックアップとして、電磁石１１７が故障した場合のためにケーブル１１９が設けられる。
図２０を参照するに、航空機の動作を制御する制御手段は操縦士用操縦桿１２１を含み、これは桿が前後左右に動かされそれ自体の軸に沿って回転することを可能にする玉継手型接合部１２３に接続される。操縦桿１２１は４つの撓み玉軸受制御ドライブによってプロペラナセルの中に配置される周期制御機構に直接接続される。参照番号１２５を付されたドライブのうちの２つはコックピットの床板の下で桿の下部に接続され、桿１２１の左右の動きによって作動される。プロペラナセルの中に配置されたドライブ１２５の端１２７は、周期ピッチ制御レバー端８９が実際の羽根の方位、即ち図２０では約４５°の位相とは位相が外れていることに対する正確な補償と共に横周期ピッチ制御プレートに作用する。他の２つのドライブは参照番号１２９を付され、機室の床板の下で、桿１２１に接続されこの桿が前後に動かされるか回転されると共に動く小さな横方向レバー機構１３１に接続される。プロペラナセルの中に配置されるドライブ１２９の端１３３は上述のように縦周期ピッチ制御プレートに対して作用する。
以下詳述されるように、本発明による飛行機１０を飛行させるのに必要とされる全ての飛行中操縦に必要とされるのはこれらの簡単な制御の接続だけである。桿１２１の左右の動きは横ピッチ制御プレートの反対称の変化を作動し、それにより航空機をロールさせるローリングモーメントを形成する。桿の前後の動きは縦ピッチ制御プレートの対称の変化を作動し、それにより航空機が上下にピッチすることを可能にするピッチングモーメントを形成する。操縦桿１２１の同じ動きは制動弁１１３が上述の如く開かれているとするとプロペラの傾斜角を変更することも可能にする。操縦桿１２１を回転させることは、横方向レバー１３１により縦ピッチ制御に対する反対称の変化を作動し、次にねじりロッド９５の弾性によりプロペラの傾斜角及びそのプロペラ後流の方向を変化させる。これは低速飛行中及び飛行モードの遷移中に必要なヨーイングモーメントを形成する。操縦桿１２１の回転は従来の飛行機の方向舵ペダルの代わりに使用される。しかしながら、所望であれば方向舵ペダルは取り付けられ、従って当業者によって周知の方法で横方向レバー１３１に接続されうる。しかしながらここに開示される形態は操縦士が片手と両足を使用するのではなく、片手だけで航空機１０を飛行させることを可能にする。制御入力に対する応答感度の様々な程度は、当業者によって知られるようにレバーの長さを駆動機構１２５及び１２９の両端において注意深く選択することによって選択されうる。
図１７乃至２０を参照した本発明の上述の説明をふまえ、ここで本発明による飛行機１０の全ての動作の理解がなされるよう、図１乃至１６を参照して本発明を説明する。
ピッチ制御、遷移マヌーバ、ロール及びヨー制御の以下の説明は、「発明の概要」において上述された３つの重要な設計の特徴が、「発明の背景」において概説された３つの設計上の問題に関連する問題を解決するためにいかにして使用されるかを理解することを可能とするであろう。
第１の面は、対称的な自由度、即ち航空機ピッチ及びプロペラの傾斜に関する航空機の制御に関する。
当業者によって既知であるように発動機出力及びプロペラピッチを考慮するに、対称的に作用する制御運動はプロペラが回転する速度とプロペラの推力とに影響を与える。このプロペラの速度は既知の原理によって調整され処理されると仮定され、操縦士が航空機のピッチ及びプロペラの傾斜に集中することを可能にする。例えば典型的な飛行機では、２つの同期されたプロペラは、ピッチ制御アクチュエータ機構によるプロペラピッチの全く同じ変更を可能にする装置と共に装備されている。操縦士は個々の飛行のフェーズに対してプロペラ回転数設定、例えば「離陸回転数」又は「巡航回転数」を選択することを可能にする制御を有する。いったん設定が選択されると、これは飛行フェーズ全体の持続時間に亘って維持される。操縦士は、飛行中にプロペラ回転数設定に対して連続的に行われねばならない微細な変更のための入力を行う必要がない。内部調整器は、プロペラが選択された飛行フェーズを維持するための適当な回転数で動作することを確実にするよう、プロペラピッチの連続的な微細な変更を行う。
更に、操縦士は左手で動作させるスロットルレバーを使用して発動機１７の出力設定を制御する。スロットルは、全ての発動機１７が正常に機能しているときに、各発動機に対して同一の出力変化が行われるよう相互に連結される。発動機故障の場合、操縦士は故障した発動機以外の発動機の出力を増加させることによって故障した発動機の出力の損失を補償しうる。この緊急手順は現在使用可能な方法を使用して自動化され得、操縦士の左手を常にスロットル上にある状態から解放する。
上述の既存の制御方法を基準として、本発明による飛行機ピッチ及びプロペラ傾斜制御技術は以下の通りである：
飛行機ピッチ制御：
飛行機のピッチは周期プロペラピッチの縦成分の対称的な変化によって制御される。これらのピッチの変化は、外部空気力学的な力によってプロペラに与えられるピッチングモーメントを起こす。このモーメントは、中央装置を通ってプロペラから胴体１１へ、減衰系、ブロック機構、鎖錠機構、制動系を通過することによって伝達される。これらの構造は図１７乃至２０を参照して上述される。
モーメントは減衰系を通過するにつれ、その大きさはプロペラが傾斜する速度による空気力学モーメントによって減少する。しかしながら、プロペラの傾斜速度（０．７５回転毎分［ｒｐｍ］）は、プロペラの回転速度（６００乃至１２００ｒｐｍ）と比較すると充分に低く、プロペラの傾斜速度によるモーメントは無視することができる。
周期ピッチ制御のこの方法は、従来のヘリコプターに使用される方法と略同一である。この方法は補助ピッチ制御尾部回転翼又は複式タンデム主回転翼を必要としない。
更に、周期ピッチ制御のこの方法は、飛行機の水平速度又はプロペラの傾斜角によって影響を受けない。この技術は従って非常に効果的であり、航空機が離陸、着陸、水平飛行における巡航、又は垂直及び水平動作モードの間の遷移のいずれであるかに拘わらず、全ての飛行フェーズで使用されうる。
プロペラの傾斜：
以下の部分では、航空機が垂直飛行から水平飛行へ遷移するとき、及び垂直飛行へ戻るときに何が行われるかを説明する。説明はステップ毎に番号を付されている。各ステップは更に対応して番号付けされた図面によって説明される。
ステップ１．航空機は垂直に離陸し飛行場の上を空中静止飛行している。操縦士は全てのチェックリスト型項目を検討し、適当なプロペラ回転数及び出力設定を選択している。操縦士はチェックリストの一部として、先尾翼４１上のフラップ４３が完全に延伸されていることを確かめている。
航空機が空中静止飛行をしている間、プロペラによって下向きに吸引された空気流は翼１９及び先尾翼４１を越えて通過するため非常に低い速度を有する。翼１９及び先尾翼４１を越える空気流による空気力学的な力は無視できるほど小さく、負の揚力を発生させない。この時点で、航空機はプロペラによってのみ制御されており、プロペラの推力Ｆｒが全ての揚力も与えている。
設計により、航空機の重心はプロペラがその回りを回動する軸の前方に、ブーム２７及び２９の前方に配置される。重心を前方に配置することは、低速時に航空機のピッチの安定性を維持するために必要である。重心においてプロペラの回動軸に対して与えられる航空機の重量は、航空機の機首の下向きのピッチングを起こすモーメントを生じさせる。このモーメントはプロペラの周期ピッチによって形成される上向きのピッチングモーメントによって釣り合わせられねばならない。このモーメントのために、操縦士は中立位置の後方の位置における周期ピッチ制御と、一定の水平の空中静止飛行を維持するための高出力設定とを有さねばならない。プロペラによって生ずるモーメントと重心の前方配置によって生ずるモーメントとは、ブロック機構及び制動系を通過するにつれ相互に打ち消し合う。
ステップ２．操縦士は垂直飛行から水平飛行へ遷移することを決定し、発動機出力を僅かに増加させ、航空機の機首を下向きにピッチングさせることによってこの遷移を行う。例えば、操縦士が２．５ｍ／ｓ²（０．２５ｇｓ）（８．２ｆｐｓ²（０．２５ｇｓ））の加速度でこのマヌーバを達成しようと決定すると、必要な推力Ｆｒは（Ｉ²＋０．２５²）^1/2＝１．０３によって得られ、これは航空機の重量よりも３％多い推力に対応する。
更に、マヌーバに必要とされる下向きのピッチの角度はｔａｎ^-1（０．２５）＝１４°によって得られる。従って遷移におけるこの時点で、航空機はその重量の１０３％に等しい値の推力と１４°の下向きのピッチの角度を有さねばならない。
この時点で、プロペラによって発生される空気流はステップ１において飛行機に対して形成されたのと同じパターンに従う。即ち、想像線を重心を通過させると、プロペラの後流は下向き及び後ろ向きに約１４°の角度で傾斜される。この形態で約５秒が経過した後、航空機は１２．５ｍ／ｓ（４１ｆｐｓ）の水平速度に達する。垂直飛行から水平飛行へ遷移し始めてから完全に１０秒経過後、航空機は２５ｍ／ｓ（８２ｆｐｓ）の水平速度に達している。
ステップ３．これらの低速の水平速度では、翼の周辺の空気流は空気流を翼１９の上に流れさせるプロペラによって下向きに曲げられる。これは翼の負の揚力（−ｆ_a）を生じさせ、これは次に航空機に作用する上向きのピッチングモーメントを生じさせる。先尾翼４１の周囲では、空気流はプロペラによって影響を受けずに維持される。先尾翼４１の上に配置されるフラップ４３は完全に延伸され、先尾翼４１は航空機に作用する第２の上向きのピッチングモーメントを形成する。
翼の負の揚力によって形成されたモーメントと、フラップ４３を延伸した先尾翼４１の正の揚力によって形成されたモーメントとは、航空機の前向きの速度が増加するにつれてその大きさが増加するより大きな上向きのピッチングモーメントを形成するよう足し合わされる。このモーメントは航空機の重心の前方の位置によって生ずる下向きのピッチングモーメントを補償し始める。最終的にこの２つの反対のモーメントは互いに打ち消し合い、水平速度が増加し続けるにつれ、上向きのピッチングモーメントは下向きのピッチングモーメントよりも大きくなる。
従って、航空機が速度を増すと、航空機の機首が上向きにピッチする傾向に対抗するために、操縦士は周期制御をステップ１及び２の中立位置での後方位置から次第に前方へ移動させねばならない。これにより推力ベクトルＦｒはプロペラの中央よりも後ろの点に作用する。この時点では、ブロック機構の一方向の止め部はもはや押されておらず、プロペラの軸は制動弁１１３が閉じていることによってのみまだ垂直（９０°）の位置にされている。
ステップ４．プロペラが前方に傾斜するためには、制動弁１１３が開かれねばならない。制動弁１１３が開かれると、プロペラは自然に前方へ回動し始める。操縦士制御の制動機構なしで構成される航空機の変形では、プロペラは周期制御レバーが中立位置を越えて前方へ移動されると同時に前方へ傾斜し始める。
プロペラが前方へ傾斜している過程にある間、上述のように少しの減少を伴う周期ピッチの変化によって生じたモーメントは減衰系を通じて航空機へ伝達される。ノズル１１１の口径は、操縦士によって周期ピッチ調整を通じて与えられた制御モーメントに明らかな変化がないよう、プロペラの傾斜速度を非常に低い値（０．７５ｒｐｍ＝４．５°／ｓ）に抑制するのに充分に狭いように選択されている。
この遷移のステップに亘って、操縦士は航空機の加速度をその所望の値に、上昇軌道をその所望の経路に維持するだけでよい。全ての必要な修正は周期ピッチ制御レバーを使用して行われる。例えば、航空機が所望であるよりも上昇している場合、経路逸脱を修正するには、機首を下げるために周期制御レバーを前方に動かすだけでよい。
プロペラの傾斜に関する限り、垂直飛行から水平飛行への遷移の早い段階に実際に起こることは、プロペラ自体は下向きに回転せず、むしろ航空機のその他の部分が上向きに回転することである。即ちプロペラは地面に対して動かず、航空機自体が地面に対して動く。航空機はステップ２の機首を下向きにした元の姿勢から水平姿勢へ回転し、次に機首を上にした姿勢へ回転する。この胴体１１の回転５は主翼１９によって生ずる負の揚力及び結果として生ずる上向きのピッチングモーメントの除去を減少させる。上向きのピッチングモーメントの損失は、フラップ４３をやはり延伸させた先尾翼４１によって生成される増加する揚力（ｆ_e）によって補償される。
この時点で、航空機の水平速度はわずか１０乃至２０ｍ／ｓ（３２乃至６４ｆｐｓ）であるため、その揚力の殆どはまだプロペラの推力Ｆｒによって直接生成される。しかしながら、水平速度が増加し航空機が上向きにピッチし始めると共に、翼１９及び先尾翼４１によって揚力が次第に増大して生成されている。
この時点まで、出力はその最大、即ちフル出力設定であった。航空機の水平速度が２５ｍ／ｓ（８２ｆｐｓ）に達すると、航空機が加速することなしにその位置を維持するために必要とされる出力は、１発動機非作動（ＯＥＩ）限界に対応する１つの発動機によって生成される出力の最大量よりも小さい。従って、操縦士は自由に発動機１７をより低い出力設定へ絞ることができる。
ステップ５．約１０秒後、航空機は５０ｍ／ｓ（１６４ｆｐｓ）の水平速度に達する。この速度では翼及び水平安定板４０は航空機の重力Ｍｇに対抗するのに充分な揚力（ｆ_a＋ｆ_e）を与える。まだ実行されていなければ、操縦士はプロペラがそれらの完全に水平な位置へ移動することを可能にするよう制動圧力を解放しうる。
ステップ６．前方遷移が完了する。プロペラは完全に水平な位置にあり、操縦士制御の鎖錠機構を使用してこの位置に鎖錠される。航空機はその上昇速度７０ｍ／ｓ（２２７ｆｐｓ）まで加速し、次にその巡航速度１００乃至１２５ｍ／ｓ（３２８乃至４１０ｆｐｓ）（実際の巡航速度は航空機の高度に依存する）まで加速する。ここで航空機は、全ての目的及び用途について、飛行機とされる。全ての速度及び高度で航空機を浮き上がらせるため、その迎え角及びトリム角は減少される。先尾翼フラップ４３は操縦士によって航空機の釣合を保つために使用され、それにより操縦士が常に緊張している必要なしに、周期制御は中立位置の近傍に維持されうる。
プロペラピッチ及び発動機１７の出力設定は上昇のため、及び次に巡航するために必要な形態に基づいて選択される。
ステップ７．航空機は完全な巡航形態にある；先尾翼フラップ４３は引込まれ、周期ピッチ制御は中立位置の近傍にある。推力Ｆｒは各プロペラの中央軸に沿って作用する。
航空機は１００乃至１２５ｍ／ｓ（３２８乃至４１０ｆｐｓ）の速度で水平飛行している。操縦士は航空機の下降を開始する。航空機は、操縦士が出力を減少させるためにスロットルを引き戻すにつれ、５０ｍ／ｓ（１６４ｆｐｓ）まで減速する。翼の迎え角は増加し、操縦士は翼の揚力を均衡させ、周期制御を中立位置の近傍に維持するために先尾翼フラップ４３を延伸させることによって補償する。
航空機が５０ｍ／ｓ（１６４ｆｐｓ）の水平速度に達すると、操縦士は−３ｍ／ｓ（−１０ｆｐｓ）のレートで６％の勾配で下降を安定化させる。
ステップ８．後方遷移のこの段階における航空機の形態はステップ６における航空機の形態と同様である。しかしながら、航空機は上昇又は加速する代わりに下降しているため、発動機出力は減少される。
水平飛行から垂直飛行への実際の遷移の開始の前に、プロペラ回転数は適当な回転数に設定される。この設定は離陸設定と同様であり、これらは共に巡航設定よりも高い。
ステップ９．水平飛行から垂直飛行へ戻る実際の遷移は、操縦士が先尾翼フラップ４３を引込むと同時に開始される。フラップ４３は引込まれているため、翼の揚力によって生じたモーメントはここでプロペラによって生ずる上向きのピッチングモーメントによって釣り合わされねばならない。操縦士は、フラップ４３を引き込むと共に航空機の姿勢を維持するために周期制御も引き戻さなければならない。この時点で、プロペラの推力Ｆｒはそれらの中央軸に平行に作用し、プロペラディスクの低い点に与えられる。
ステップ１０．プロペラをブームに固定する鎖錠が解放され、弁１１３が開かれる。プロペラは、周期プロペラピッチによって生ずる上向きのピッチングモーメントによってゆっくりと上向きに回動する。全ての空気力学的モーメントはプロペラから減衰系を通って胴体１１へ伝達される。
１０乃至２０秒後、プロペラは完全に水平な軸位置（０°）から完全に垂直な軸の位置（９０°）まで動いている。プロペラはブロック機構に当たると回動を止める。いったんプロペラが９０°の位置に達すると、全ての空気力学的モーメントはプロペラからブロック機構を通じて胴体１１へ伝達される。
プロペラが後方に傾斜すると、プロペラが与える推力Ｆｒは弱く、殆どの揚力は水平安定板４０及び翼によって生成される（ｆ_e＋ｆ_a）。
ステップ１１．操縦士は航空機を更に減速させることによって水平飛行から垂直飛行への遷移へ進む。発動機出力は増加され、結果として増加されたピッチと推力Ｆｒとを生ずる。航空機はわずかに機首を上げた姿勢に維持され、それにより推力は後ろ向きの成分を有し、航空機を減速させるのに役立つ。
この時点で、プロペラの後流は翼の迎え角を低め、翼によって生成される揚力（ｆ_a）の量を減少させる空気流パターンを起こす。航空機が２５ｍ／ｓ（８２ｆｐｓ）の水平速度に減速するにつれ、殆どの揚力の生成は翼からプロペラへ移される。フラップ４３を引き込んでいるとき、水平安定板４０によって生成される揚力は無視できる。
操縦士は、着陸領域が見えると同時に航空機を下降させる準備をすることによって後方遷移を終了させる。発動機出力は再び増加され、航空機の機首は更に高く上向きにピッチされる。プロペラの後流はステップ３と同様に作用し、結果として翼によって生成される負の揚力を生ずる。しかしながら、航空機の機首上げ姿勢及びその下向きの軌跡は生成された負の揚力をステップ３の間に生成された負の揚力よりもはるかに小さくさせる。更に、航空機の飛行形態はまたプロペラがそれらの垂直止め部に対して押しつけられ、下向きに回動しないことを確実にする。周期制御レバーは、プロペラが垂直止め部に対して支持され続けることを確実にするよう引き戻されたままにされる。
ステップ１２．極端に低い速度では、プロペラによって発生される空気流はステップ１及び２における空気流と同様になる。後方遷移を完了させるために、操縦士は航空機を着陸場所の上に位置決めすると共に航空機の所望の高度を維持するよう出力を調整する。次に、操縦士は従来のヘリコプターで行われるのと同様に航空機を下降させる。
以下、反対称の自由度、即ち航空機のロール及びヨーに関する航空機の制御を説明する。
航空機が空中静止飛行している、又は極端に低い速度で移動しているとき、ロール制御はプロペラの全体的なピッチを変化させることなく、横周期ピッチの反対称変更によって達成される。これらの変更は操縦士によって周期ピッチ制御レバーを左右に動かすことによって指令される。全体のプロペラピッチは各プロペラに対して等しい設定に維持されねばならない。周期変更はプロペラディスクの右半分及び左半分に左のディファレンシャルを起こす。左のディファレンシャルは、プロペラハブ及びブームを通じて胴体１１へ伝達されるロール誘導モーメントをもたらす。ロール誘導モーメントは非常に有効であり、わずか２°又は３°の周期ピッチ変更によって発生されうる。更に、ピッチ変更に影響を与えるために操縦士によって加えられる圧力の量は最小であり、従っていかなる種類の機械的ブースト系も必要としない。係るブースト系は、変化が集合的プロペラピッチについて行われる場合に必要となる。
ヨー制御は縦周期ピッチに対する反対称変化によって達成される。航空機ピッチ制御の方法としての縦周期ピッチに対する対称変化の使用は既に説明されている。ヨー制御の場合、各プロペラの周期ピッチの変化によって生ずる対抗するピッチングモーメントは相互に打ち消し合う。しかしながら、連結棒の弾性により、各プロペラは互いに対して２°又は３°位相を外れて（反対称に）傾斜しうる。傾斜角の差の結果として、また各プロペラの揚力の前方及び後方成分の合成された差により、ヨーイングモーメントが形成される。このモーメントの大きさは充分大きく、航空機をヨーイングさせる。
また、低速飛行中、突風及び横風による航空機に対する空気の横滑り角を補償する非常に有効なヨー制御機構を有することが重要である。
上述のロール制御の方法は高速水平飛行中に有効に使用されうる。換言すれば、ロール制御の同じ方法は全ての飛行フェーズに対して使用されうる。高速では、横周期ピッチの反対称変化はプロペラの回転平面上で作用する半径方向の力を称する。これらの力はローリングモーメントを引き起こす原因である。
プロペラによって引き起こされる半径方向の揚力の理由は説明を必要とする。図式的な説明は図１５及び１６に与えられている。半径方向の揚力はプロペラを通じた軸方向速度Ｖの高い値、及び続く全体のピッチの大きな増加によるものである。例えば、プロペラの羽根の先端速度ωＲに等しい巡航速度Ｖでは、各羽根の先端では４５°の全体のピッチ角が存在する。更に、全体のピッチ角は羽根の付け根に近い位置ではより大きい。巡航速度が羽根の先端速度の半分であるとき、０乃至０．５Ｒの各プロペラ羽根の長さの半分は４５°以上の全体のピッチ角度を有する。これらの条件では、横周期ピッチの変更Δｉはプロペラディスクの右側と左側との間で揚力の差ΔＦを生ずる。（プロペラディスクはプロペラの高速な回転によって形成される想像上のディスクである）。プロペラディスクの平面上の揚力成分ΔＦｒは軸方向揚力成分ΔＦａよりも大きい。プロペラディスクの平面上の成分はプロペラディスクの左側と右側との間で足し合わされ、結果としてかなりの半径方向揚力を生ずる。右のプロペラが時計回りに回転し、左のプロペラが反時計回りに回転する場合、半径方向揚力ΔＦｒ（図１６）によって生ずるモーメントは航空機が空中静止飛行をしている場合（図１５）にプロペラによって誘導されるモーメントと同じ方向に作用する。従って、ロール制御に横周期ピッチ変更を使用するこの技術は飛行の全ての段階に亘って有効であり、ロール制御の唯一の方法として離陸から着陸まで使用されうる。
縦周期ピッチの反対称変更を考慮する限り、低速飛行の間と同様、鎖錠機構が鎖錠されていなければ、プロペラの反対称傾斜は追加的なローリングモーメントを生じさせるがヨーイングモーメントを生じさせない。従って、高速水平飛行中のヨー制御のための何らかの制御機構を開発することが必要であるように見える。しかしながら、本発明の特徴として、また航空機を簡単化するため、係る機構は不必要であり、従って航空機の中に存在しない。
低速時とは異なり、高速で航空機の回りを通過する空気流は翼１９の各端に取り付けられた垂直な安定板（垂直安定板２５）に作用し、航空機に所望のヨー安定性を与える。従って、ヨー制御機構は航空機が高速水平飛行をしている間は必要ない。高速で進行する他の従来の航空機の場合と同様、ピッチ及びロール制御機構のみが必要であり、従ってこの特定の航空機が高速水平飛行をしている間は操縦士はこれらのピッチ及びロール制御機構のみを自由に扱うことができる。ロール制御のみが航空機が効果的に旋回することが可能であるために必要とされ、それによりプロペラは０°の位置に鎖錠され、縦周期ピッチの反対称変更は使用されない。
航空機が垂直飛行モードから水平飛行モードへ遷移しているとき、上述の低速及び高速飛行用の制御方法はやはり有効であり、使用されうる。周期ピッチの横成分に対する反対称の変化は航空機をロールさせ、また無視できるほど少ない量のヨーを誘導する。即ち、航空機は右にロールするときやはり右に旋回するが、これは無視できるほど小さい。縦周期ピッチに対する反対称の変化は、航空機が中位の速度で飛行しており、プロペラが僅かに傾斜してるときにヨーを生じさせる。航空機の水平速度が増加すると、比較的小さな無視できるほどの量のロールが生成される。しかしながら、航空機は翼の垂直安定板２５によって与えられるヨー安定性によってその巡航速度まで加速するため、ヨーを制御する必要性は除去される。
プロペラによって生成される半径方向の揚力の利点は本発明の第２の設計の特徴、即ち可変周期ピッチプロペラと固定ハブの組み合わせに直接連結されることに注意すべきである。半径方向揚力はかなりの量の全体のプロペラピッチ（４５°）によってプロペラを横切って通過するモーメントに付随する。ヒンジ式の羽根を有するヘリコプター回転翼は設計上係る横方向モーメントを伝達することができず、それ自体として及び全ての半径方向揚力と共にモーメントを補償し、従って除去するよう作用する。その周期ピッチを変化させることができない従来の飛行機プロペラは、操縦士によって半径方向揚力を発生するために操作されえない。
そのため、本発明は上述の発明の目的の全てを満たす望ましい実施例について開示され、非常に新規且つ有用な垂直離着陸航空機を提供する。
もちろん、本発明の精神及び範囲を逸脱することなく当業者によって本発明に対して様々な変更、修正及び変形がなされうる。
そのため、本発明は添付の請求項の用語によってのみ制限されることが意図される。

Claims (18)

1. 前端（１２）と後端（１６）とを有する胴体（１１）と、後端（１６）上に取り付けられた翼（１９）と、前端（１２）上に取り付けられた水平安定板（４０）と、翼（１９）と水平安定板（４０）との間に胴体（１１）によって横向きに担持される１対の反対向きのブーム（２７，２９）とを有し、
   各ブームは、回転軸を有し駆動シャフト（４５）を通じて発動機手段（１７）によって駆動されるプロペラ（３７）を担持するプロペラナセル（３３，３５）を取り付けられた、胴体（１１）から遠位の自由端を有し、
   該プロペラ（３７）は夫々プロペラハブ（５５）と羽根（５９）とを有し、各プロペラ羽根はそのピッチが変更しうるよう対応するハブ（５５）の中にベアリングで支持され、各プロペラはその羽根のピッチをその回転軸の回りに縦方位及び横方位に沿って集合的且つ周期的に変更する手段を更に有し、
   操縦士によって使用可能なピッチ、ロール及びヨー制御手段を更に有し、各プロペラナセル（３３，３５）は、傾斜ピボット（９ ３）によって対応するブームの自由端の上に取り付けられ、そのプロペラの回転軸が略水平である第１の位置と該軸が略垂直である第２の位置との間で傾斜可能である、垂直離着陸航空機であって、
   該ナセル（３３，３５）はそれらの傾斜ピボット（９３）の回りで自由に傾斜可能であり、該ナセルの自由な傾斜は適当な制動手段（９５，１０６，１１１，１１３及び１１４）によって制御されることを特徴とする航空機。
2. 上記ナセル（３３，３５）の傾斜を制動する手段は、そのブーム（２７，２９）に対する該ナセル（３３，３５）の傾斜角を、該傾斜角を０度乃至９０度に制限すると共に該角度の変更のレートを制限する中央装置へ伝達する２つのロッド（９５）を含むことを特徴とする、請求項１記載の航空機。
3. 上記中央装置は上記傾斜角が後方に９０度の値を越えることを防止する止め部（１０６）を有することを特徴とする、請求項２記載の航空機。
4. 上記ブーム（２７，２９）より前方に配置される重心を有し、上記胴体のピッチングダウンモーメントは止め部（１０６）が係合されたとき該止め部（１０６）によってプロペラナセル（３３，３５）へ伝達されることを特徴とする、請求項３記載の航空機。
5. 上記中央装置は、航空機に伝達されるピッチングモーメントの実質的な変化を引き起こすことなく、飛行の遷移フェーズに亘って傾斜角の変更のレートを制限するダンパーを含むことを特徴とする、請求項２記載の航空機。
6. 上記ダンパーは、中央装置に接続されシリンダ（１０５）の中で移動可能なピストン（１０３）を担持するロッド（１０１）を含み、該シリンダは較正されたノズル（１１１）を含む導管（１０７，１０９）によって相互接続された開口を該ピストンの両側に有することを特徴とする、請求項５記載の航空機。
7. 上記導管（１０７，１０９）は、唯一のノズル（１１１）によって流体の流れが減速されることを許す開位置と、流体の流れ、よってピストン（１０３）の運動を防ぐ閉位置との間で作動可能な適当な制動手段の１つを形成する弁（１１３）を含むことを特徴とする、請求項６記載の航空機。
8. 上記プロペラナセル（３３，３５）と上記ブーム（２７，２９）との間の傾斜ピボット（９３）は、高速飛行中はプロペラ軸を航空機軸に平行に鎖錠するよう係合可能であり、遷移飛行中はナセル（３３，３５）の自由な傾斜を許すよう解放可能である鎖錠装置を夫々含むことを特徴とする、請求項１記載の航空機。
9. 上記水平安定板（４０）は２つの回動可能なフラップ（４ ３）を含むことを特徴とする、請求項１記載の航空機。
10. 上記ピッチ制御手段は、ナセルの傾斜に関係なく縦周期羽根ピッチ変更手段に接続された桿（１２１）を含み、安定板フラップ（４３）の延伸された位置／引込まれた位置と共に、航空機の短期の瞬間的ピッチに加え、ナセルのゆっくりとした前方／後方傾斜運動を制御することを特徴とする、請求項５，８及び９記載の航空機。
11. 各ロッド（９５）は夫々のプロペラナセル（３３，３５）が傾斜角に対して約±３°の差を許容しうるねじりロッドであることを特徴とする、請求項２記載の航空機。
12. 上記ヨー制御手段は上記縦周期羽根ピッチ変更手段に反対称に接続され、該ヨー制御手段の作用は、プロペラナセル上のモーメントと、ロッド（９５）のねじり弾性による該ナセルの傾斜角の最大±３°の差と、傾斜角の正弦に比例する航空機のヨーモーメントとを誘導することを特徴とする、請求項１１記載の航空機。
13. 上記ヨー制御手段は、その端がプロペラ羽根の縦周期ピッチ変更手段に接続されるピッチ操縦桿（１２１）及び方向舵ペダル（１３１）を含むことを特徴とする、請求項１０及び１１記載の航空機。
14. 夫々ナセル（３３，３５）によって支持された右及び左のプロペラ（３７）を含み、ナセルは垂直の向きと水平の向きとの間で傾斜するよう回動可能に取り付けられ、各プロペラは羽根（５９）と該羽根の回転軸まわりに横方位に沿って該羽根のピッチを周期的に変更する羽根ピッチ変更手段と、操縦士が使用可能なロール制御手段であって航空機のロールを制御するロール制御手段とを含む垂直離着陸航空機であって、
    ピッチ制御手段はナセル（３３，３５）の傾斜とは無関係に前記羽根ピッチ変更手段に反対称に接続され、右及び左のプロペラの回転の方向は、回転軸方向に沿って視てそれらの回転の上半分で互いに離反する向きであり、右のプロペラは時計回りに回転し、左のプロペラは反時計回りに回転し、羽根に対する空気力学的な力の周期的半径方向成分のロールモーメントは従って軸方向成分のロールモーメントと同じ符号を有し、ナセルの傾斜が垂直から水平へ変化するにつれ軸方向成分の作用に加えられ、次に軸方向成分の作用を代替することを特徴とする航空機。
15. 上記翼（１９）はプロペラの後流によって影響を受けないよう胴体（１１）より上に配置されることを特徴とする、請求項１記載の航空機。
16. 各羽根（５９）は雄スピンドル（５７）を囲む雌差込（６１）によってハブ（５５）にベアリングで支持される付け根を含み、第１の軸受（６５）は該付け根に配置され、第２の軸受（６３）は該第１の軸受から離間されることを特徴とする、請求項１記載の航空機。
17. ２つの方位に沿った各羽根（３７）の周期ピッチ変更はスワッシュプレート（７９）によって制御されることを特徴とする、請求項１記載の航空機。
18. パイロットが使用可能な制御手段と周期羽根ピッチ変更手段との間の接続は、プロペラナセル（３３，３５）の傾斜に敏感な可撓性制御ドライブを含むことを特徴とする、請求項１０又は１２又は１４記載の航空機。

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