JP2002542115A - ダクトロータ型無人航空機の機首上げピッチングモーメントを低減する方法 - Google Patents

ダクトロータ型無人航空機の機首上げピッチングモーメントを低減する方法

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Abstract

(57)【要約】 無人航空機（１０）の前進飛行における機首上げピッチングモーメントを減少させる方法である。無人航空機は、ダクト（１８）内に取り付けられた反転するロータアセンブリ（３８，４０）を含む。各ロータアセンブリ（３８，４０）は、複数のロータブレードを有する。本発明の方法は、実質的にピッチがゼロになるようにロータブレードを調整し、ダクトに亘って仮想平面（６２）を生じさせるようにロータアセンブリ（３８，４０）を回転させることを含む。この仮想平面（６２）は、胴体（４４）上を通過する空気（７０）を実質的にダクト（１８）から離れる方向にそらすように機能する。本発明の一実施例では、上記方法は、ダクトの底部を横切って流れる空気（７０）がダクト（１８）内に流入するのを防ぐために、ダクト（１８）の底部の少なくとも一部を塞ぐステップをさらに含む。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【技術分野】
本発明は、無人航空機（ＵＡＶ）に関し、特に、ゼロおよび低速の水平推力お
よび垂直推力を提供する一対のシュラウド付同軸反転ダクトロータと、高速飛行
時に前進揚力および前進推力を提供するシュラウド付推進プロペラと、を有する
高速の垂直離着陸（ＶＴＯＬ）ＵＡＶに関する。
【０００２】 本発明は、本出願人が有する係属中の特許出願、名称「ダクト付き無人航空機
の機首上げピッチングモーメントを低減する方法」（代理人整理番号８７７４−
５４）に関連する。
【０００３】
【背景技術】
近年、有人航空機では不適当または実行不可能な民事的および軍事的な事態の
両方において種々の作業を行うために、無人航空機の使用が増々重要になってい
る。このような任務には、監視、偵察、目標捕捉または識別、データ収集、通信
中継、おとり、妨害、攻撃、武器輸送、および物資輸送などが含まれる。このよ
うに今日（および将来）の社会におけるＵＡＶの役割の重要性が増すことによっ
て、機体設計や推進装置の両方に多くの進歩があった。
【０００４】 現在開発中のＵＡＶの型式には、固定翼形式（並進飛行のために翼および水平
に固定されたエンジンを有する胴体）、ヘリコプタ型式（揚力および推力を提供
するロータが上部に固定された胴体）、およびダクト型式（並進飛行とともに垂
直離着陸能力を提供するダクトロータ装置を有する胴体）の概して３つの種類の
ものがある。翼型ＵＡＶは、ヘリコプタまたはダクト型ＵＡＶに対して種々の利
点を提供する。第一に、また最も重要なのは、従来のヘリコプタまたはダクト型
ＵＡＶに比べて、相当に高い速度および長距離の飛行が可能である翼型ＵＡＶの
能力である。また、翼型ＵＡＶは、一般にヘリコプタまたはダクト型ＵＡＶより
も比較的大きい任務ペイロードまたは燃料供給量を運搬することができる。よっ
て、固定翼ＵＡＶは、航続時間、飛行距離、高速、および積載能力に関する特定
の任務に対して、一般にヘリコプタまたはダクト型ＵＡＶよりも適している。
【０００５】 しかし、翼型ＵＡＶは、その有用性を制限する難点を有する。例えば、翼型Ｕ
ＡＶは、揚力を維持するために前進移動する必要があるので、固定された空間位
置でホバリングすることができない。このために、翼型ＵＡＶは、武器輸送や目
標のレーザ捕捉が不得意である。また、翼型ＵＡＶは、垂直離着陸ができない。
その代わりに、翼型ＵＡＶは、精密な離着陸装備を要する。
【０００６】 ヘリコプタ型ＵＡＶは、固定された空間位置でホバリングおよび垂直離着陸が
可能であるが、胴体の上で回転する露出したロータによって、狭い区域での運転
が制限される。また、ヘリコプタ型ＵＡＶは、重心（ＣＧ）が高い傾向があり、
傾斜面や船の甲板に着陸する能力が限られている。重心が高い航空機は、急斜面
に着陸するときに横転するおそれがある。
【０００７】 ダクトロータ型ＵＡＶの垂直離着陸能力と、一定の位置で長期間に亘ってホバ
リングするとともに急な斜面から狭い区域で運転する能力と、の組み合わせによ
り、ダクト型ＵＡＶは、リアルタイムでの戦術偵察、目標捕捉、監視、前線の戦
術部隊への武器輸送任務に理想的である。
【０００８】 シコルスキーエアクラフトコーポレイションによって開発され、米国特許第５
，１５２，４７８号に開示された無人航空機ＣＹＰＨＥＲ7などのダクト型ＵＡ
Ｖは、同軸の反転ロータを囲む環状胴体を含む。これらのロータは、垂直飛行お
よび並進飛行の両方で必要な推力を提供するように設計されている。図１Ａで示
すように、ＵＡＶの航空機垂直移動は、ロータの推力（吹き下ろし）によって航
空機に必要な揚力が提供されるように、機体の胴体を実質的に水平に維持しなが
ら行われる。航空機の前後または横方向の移動が望まれる場合には、図１Ｂに示
すように、航空機の胴体を機首下げして水平推力成分を発生させる必要がある。
【０００９】 上述したように、ダクト型ＵＡＶは、翼型ＵＡＶに比べて比較的速度が遅い。
その１つの理由は、多くのダクト型ＵＡＶが独立した並進推進装置を有していな
いことである。よって、ロータ装置が垂直推力および並進推力の両方を提供する
必要があり、ロータ装置の全能力が分割される。
【００１０】 環状型ＵＡＶに関連する他の問題には、抗力に関するものがある。再び図１Ａ
を参照すると、航空機が水平に方向づけられた状態で前方に（即ち図中で左に向
かって）飛行する場合には、航空機の機首Ｎ上を通過する空気流は、ダクトの内
側後部壁ＤWに衝突する。これにより、航空機に相当の抗力が生じる。航空機の
抗力を減少させるために、航空機は、図１Ｂに示すように方向づけられる。この
航空機の方向づけによって、空気流がロータ装置を通過し、ダクト壁ＤWとの空
気流接触が減少する。
【００１１】 従来型のダクト型ＵＡＶに関するまた他の問題は、航空機が機首上げピッチン
グモーメントを経験する傾向があることである。すなわち、機体を超えてロータ
装置を通過する空気流は、航空機の重心を中心にモーメントを生じさせ、航空機
の機首を上向きに傾かせる。この機首上げピッチングモーメントを打ち消すため
に、多くの試みがなされてきた。米国特許第５，１５２，４７８号は、前進飛行
時に機首上げピッチングモーメントを打ち消すためにサイクリックピッチを用い
るＵＡＶロータ装置を開示している。この解決法は、機首上げピッチングモーメ
ントをなくすが、相当量の動力が要求され、かつダクト壁上の抗力はなくならな
い。
【００１２】 機首上げピッチングモーメントを打ち消すための他の可能な方法は、環状胴体
のエアフォイル翼形を最適化することである。ＵＡＶの機首上げピッチングのお
それを打ち消すための最適化された環状胴体エアフォイル翼形は、米国特許第５
，１５０，８５７号に開示されている。この解決法では、前進飛行モードにおい
て高い揚力を生じさせる非対称的な環状胴体圧力配置を提供するように、環状胴
体の外側空力面が最適化される必要がある。高い揚力によって、ロータアセンブ
リに要求される揚力が減少し、これにより、望ましくない機首上げピッチングモ
ーメントが減少する。要求される出力の減少は、要求されるロータ揚力の減少と
追加のサイクリックピッチ（モーメントトリム）の必要性の減少によって生じる
。
【００１３】 最適化された外側空力面を有する環状胴体の導入は、胴体によって引き起こさ
れる機首上げピッチングモーメントの打ち消しを補助する実現可能な選択肢を示
しているが、この選択肢は、製造上の不利益を招くとともに高速飛行特性に悪影
響を及ぼすおそれがある。
【００１４】 ダクト型ＵＡＶで機首上げピッチングモーメントを減少させるまた他の解決法
は、米国特許第５，４１９，５１３号に開示されており、ここでは機首上げピッ
チングモーメントを打ち消すために航空機に補助翼構造体が組み込まれる。より
詳しくは、補助翼構造体は、ロータアセンブリと環状胴体によって発生する揚力
を補う揚力を発生させる空力形状を有している。
【００１５】 航空機に補助翼を組み込むことによって、並進移動時における機首上げピッチ
ングモーメントの打ち消しが補助されるが、航空機の並進推力は、ロータ装置が
発生する水平推力成分の量によって依然として制限される。
【００１６】 従って、高い推進能力と前進飛行時における抗力の減少を提供する改善された
ロータ型ＵＡＶが求められている。
【００１７】
【発明の開示】
本発明の目的は、前進飛行時に起こる無人航空機の機首上げピッチングモーメ
ントを減少させる方法を提供することである。
【００１８】 本発明の上記およびその他の目的や利点は、本発明による無人航空機上の空気
流を制御する新規な方法によって達成される。無人航空機は、ダクト内に取り付
けられた反転するロータアセンブリを含む。各ロータアセンブリは、複数のロー
タブレードを有する。本発明の方法は、ピッチが実質的にゼロとなるようにロー
タブレードを調整するステップを含む。続いて、ロータアセンブリを回転させて
、ダクトに亘って仮想平面を生じさせる。この仮想平面は、胴体上を通過する空
気を実質的にダクトから離れる方向にそらすように機能する。
【００１９】 本発明の一実施例では、上記方法は、ダクトの底部を横切って流れる空気がダ
クト内に流入するのを防ぐために、ダクトの底部の少なくとも一部を塞ぐステッ
プをさらに含む。
【００２０】 本発明の他の実施例では、胴体の下面においてダクトを通過する空気の量を増
加させることでダクトの後方で負圧を生じさせる。この負圧は、ダクト上を通過
する空気に吸い込み力を生じさせる。
【００２１】 上述したように、ダクトロータ型航空機は、前進飛行時に影響のある機首上げ
ピッチングモーメントを経験する。本発明は、種々の面で航空機を制御すること
によって、このような機首上げピッチングモーメントを抑制する。第一に、ダク
トの後部壁と接触する空気流が最小となるように、ダクトの上下の空気流を制御
する。高速飛行時には、機首上げモーメントを防ぐために追加の抑制力が必要と
なる場合がある。本発明は、ロータアセンブリの後部で揚力を生じさせることに
よってこの必要性に対処しており、これらの揚力は、機首上げピッチングモーメ
ントをさらに減少させる反作用モーメントを生じさせる。本発明の１つの実施例
では、航空機の側面に連結された翼のフラッペロンを制御することによって揚力
を発生させる。さらに、追加の揚力を発生させるために、推進プロペラの後方に
位置する方向ベーンを制御してプロペラ推力を下向きに偏向させることができる
。
【００２２】 また、風洞実験によって、推進プロペラをダクトの後方に設けることで航空機
の抗力が減少することが分かっている。より詳細には、推進プロペラアセンブリ
は、高速飛行においてさもなければダクト内に流入して抗力を引き起こすおそれ
がある乱気流をダクト上に導くことが分かった。プロペラを囲むシュラウドは、
この有益な作用を増大させる。
【００２３】 高速におけるダクトロータ型航空機に関するこれまでの試みでは、ロータ装置
を隠して抗力を減少させるために、格納式の剛性カバーが使用されてきた。この
ようなカバーは、比較的重く、かつ複雑である。本発明では、高速飛行において
、航空機がほぼ水平な姿勢となるとともに、ロータがほぼ平らなピッチで動作す
る。これにより、上述のように空気流がダクト内に流入するのを防ぐ仮想のカバ
ーが生じる。流れを遮断するとともに、航空機の上下に流れるように流れを導く
ことによって、剛性カバーの重量および複雑さなしで抗力を低減させることがで
きる。
【００２４】 仮想のカバーは、２つの剛性カバーに比べて航空機の抗力を約半分に減少させ
る。上述したように、本発明の１つの実施例では、空気の流入を防ぐようにダク
トの底部を塞ぐことができる。このような閉鎖は、前進飛行時に胴体の底部から
ダクト内に流入する空気流を制御するためにダクトの一部を横切って設けられた
１つまたはそれ以上のデフレクタによって行われる。これらのデフレクタは、受
動型のものであり、操作を要しない。デフレクタは、ダクト内またはその上を通
過する空気流によって自動的に開閉する。受動型であることによって、能動的に
操作されるカバーよりも複雑さおよび重量がかなり低減される。平らなピッチの
ロータとダクト底部の受動型流れデフレクタの組み合わせによって、解放された
ロータに比べて完全に覆われたダクトでは、航空機の抗力成分が約８０％減少す
る。
【００２５】 本発明の上述およびその他の特徴や利点は、以下の好適実施例に関する詳細な
説明および添付図面によってより明らかとなる。本発明は、本発明から逸脱しな
い範囲において種々の点に関して変更可能である。従って、図面および説明は、
例示的なものであり、限定的なものではない。
【００２６】
【発明を実施するための最良の形態】
対応部および相当部に同一符号を付した図面を参照すると、図２は、本発明に
係る無人航空機（ＵＡＶ）１０の一実施例の斜視図を示している。ＵＡＶ１０は
、実質的に半円筒形の空力プロファイルを有する環状部分１４を備える胴体１２
を含む。ロータアセンブリ１６は、胴体１２を通って実質的に垂直に延びるダク
ト１８内に取り付けられている。胴体とロータアセンブリ１６との間には、複数
の支柱２０が延在する。図に示す好適実施例では、胴体１２内に３つの支柱２０
が設けられている。支持支柱２０は、ロータアセンブリ１６と胴体１２にしっか
りと固定されており、ダクト１８に対して同軸に固定されるようにロータアセン
ブリ１６を支持するように機能する。支持支柱２０は、さらに、飛行荷重や地上
荷重によって胴体１２が変形しないように、航空機のダクト１８に構造的な剛性
を与える。
【００２７】 重量を最小にするために、支持支柱２０は、ＵＡＶ１０の操縦要素を接続する
管路としても使用可能な中空構造体として形成されることが好ましい。例えば、
（図３で符号３６として示した）エンジン駆動軸は、支持支柱２０の１つを通し
て経路づけられる。さらに、他の支持支柱２０を通して航空機１０の種々の操縦
部品用の電気配線を配線することができる。
【００２８】 胴体１２および複数の支持支柱２０は、複合材や金属などの引張強度が高い種
々の材料から形成可能である。胴体１２は、航空機の飛行用および任務用の部品
を覆って収容する複数のアクセス可能な内部ベイ（図３参照）を含む。例えば、
本発明に係るＵＡＶ１０の一実施例を示す図３を参照すると、これらの区画は、
燃料タンク２４、データの送信器および受信器を含む飛行制御機器２６、出力調
整ユニット２８、および前方監視赤外線レーダ（ＦＬＩＲ）センサなどのセンサ
６６を含む動力装置サブシステム２２を収容するために使用されうる。（図５に
示す）ＵＡＶの他の構成では、エンジンがベイ内に設けられるとともに航空電子
機器が胴体後部に設けられる。種々の部品は、ロータアセンブリの中心を中心と
して航空機が釣り合うように各区画内に配置されることが好ましい。
【００２９】 １つの実施例におけるＵＡＶ１０の構造的な構成は、米国特許第５，１５２，
４７８号、第５，２７７，３８０号、および第５，４１９，５１３号により詳細
に説明されている。
【００３０】 動力装置サブシステム２２は、１つまたはそれ以上の燃料タンク２４、エンジ
ン３０、動力伝達アセンブリ３２、および冷却ファン３４を含む。燃料タンク２
４は、適切な内部ベイに配置され、好ましくは、飛行時にＵＡＶの重心を比較的
一定に保つために対向する機器ベイに配置される。
【００３１】 動力伝達アセンブリ３２は、エンジン３０の出力を駆動軸３６によってロータ
アセンブリ１６に伝達するように機能する。動力伝達アセンブリ３２は、出願人
が有する米国特許第５，２２６，３５０号に開示された種類のものとすることが
できる。
【００３２】 図５に示した他のより好適な実施例では、内部ベイ内に２つのエンジンが設け
られている。各エンジン３０は、好ましくは、燃料タンク２４の前方に配置され
る。エンジンの騒音レベルを低下させるために消音装置３１を各エンジン３０に
隣接して設けることができる。各エンジン３０は、支持支柱２０を通って延在す
る駆動軸３６によってロータ装置１６にそれぞれ接続されている。軸３６は、高
強度および低重量を有するように、薄肉のアルミニウム管で構成されている。た
わみ継手（図示省略）が、エンジン３０およびロータアセンブリ１６に軸３６を
接続するために使用され、トルクを伝達しつつ角度のずれを許容する。
【００３３】 図５に示した２つのエンジンを有する実施例は、エンジン故障の際に航空機を
継続的に運転することを可能とする。オーバランニングクラッチが、装置から非
動作エンジンを自動的に切り離すために使用される。エンジン３０は、好ましく
は、４つの緩衝取付部によって機体に取り付けられる。機体の前方位置における
エンジン取付部は、着陸装置を支持するためにも使用可能である。
【００３４】 燃料タンク２４の間で燃料が移動可能となるように、各燃料タンクにクロス供
給管路１０２が連結されている。これにより、通常の飛行条件において航空機が
釣合いを保つことができる。また、一方のタンク２４が空になった場合でも両方
のエンジンに供給することができる。
【００３５】 図５に示した本発明の実施例では、機体１２の吸気口から区画に空気を導くこ
とができるため、エンジンを冷却する個別のファンが不要である。
【００３６】 ロータアセンブリ１６は、ダクト１８の中心線と同軸に並んだ一対の多翼反転
ロータ３８，４０と、同軸の動力伝達サブアセンブリ（図示省略）と、を含む。
同軸の動力伝達サブアセンブリは、本出願人が有する係属中の米国特許第５，２
２６，３５０号に記載の種類のものとすることができる。ロータ３８，４０は、
胴体１２によって空力的に“囲まれている”。
【００３７】 反転ロータ３８，４０は、ロータアセンブリ１６の複雑さと重量を減少させる
ように、（関節式ロータに対して）固定式ロータであることが好ましい。各反転
ロータ３８，４０は、好ましくは、本出願人が有する係属中の米国特許第５，３
６４，２３０号に開示された種類のものとすることができる複数のブレードアセ
ンブリを含む。この種類のロータ設計では、反転ロータ３８，４０で引き起こさ
れるブレードピッチの変更、すなわちサイクリックピッチおよび／またはコレク
ティブピッチの入力を用いて、ＵＡＶ１０の揚力、ピッチ、ロールを生じさせる
とともに、片揺れ制御を行うことができる。図５で示したＵＡＶ１００の実施例
では、各反転ロータ３８，４０は、それぞれ４つのブレードアセンブリを備えて
いる。
【００３８】 本発明の１つの好適実施例では、ブレードアセンブリのブレードは、ヒンジが
ない固定式金属ブレードである。ヒンジがない金属設計は、空力的に効率がよく
、複合材ブレードよりもコストが低く、追加の制御を可能とし、かつ異物による
損傷のおそれが少ない。ブレードは、好ましくは、一定の翼弦を有し、かつ線形
に約２５°捻れているとともに、レイノルド数が低いエアフォイルを有する。ま
た、ブレードは、金属製の前縁を有し、かつガラス繊維の薄層に包まれた木製の
ものとすることもできる。ブレードは、さらに、任務の用途に従って、翼弦およ
びエアフォイルの厚さが根部から先端部に向かってテーパ状となっていてもよい
。ロータ装置のブレード先端部速度は、約６２５００フィート／秒であることが
好ましい。このブレード先端部速度によって、騒音が低く、かつ構造重量が減少
したロータ装置が得られる。
【００３９】 以下でより詳細に説明するように、シュラウド１２を超えてロータアセンブリ
１６に入る空気流を制御するためにロータのピッチを調整することができる。こ
のような空気流の制御によって、反転ロータ３８，４０によって生じる揚力を増
大させる揚力成分がシュラウド１２に発生する。
【００４０】 ＵＡＶ１０の一実施例では、翼４２が、航空機胴体１２に連結されているとと
もにその側面から横方向外向きに延在する。より詳細には、胴体１２は、ダクト
１８の一部を囲む環状部分１４に加えて、胴体後部４４すなわち（ここではフェ
アリングとも呼ばれる）尾翼を含んでいる。胴体後部４４は、シュラウド１２の
環状部分１４から後方に延在するに従ってテーパ状となっている。翼４２は、胴
体後部４４のほぼ中央平面で胴体後部に連結されている。
【００４１】 ＵＡＶ１０の翼４２の空力形状は、前進飛行時に高い揚力と大きい機首下げピ
ッチングモーメントを提供するように選択される。さらに、翼４２は、ＵＡＶ１
０が適性寸法に維持されるように低い縦横比を有する。翼４２は、胴体１２から
外向きにテーパ状となっていることが好ましい。また、各翼４２は、好ましくは
、対称的つまりそりが小さいエアフォイルセクションを有する。当業者であれば
、本発明のＵＡＶに組み込むことができる種々の翼構成が容易に分かるであろう
。翼構成は、所望の航空機性能によって決定される。
【００４２】 翼４２の少なくとも一部は、航空機の任務によって翼４２の迎え角を変更でき
るように回転可能に取り付けられていることが好ましい。例えば、図３に示す本
発明の一実施例では、機体に翼４２全体を回転可能に取り付けることができる。
これにより、航空機のロイタ運転モードにおいて、航空機の翼４２は、追加の揚
力を提供するように角度づけられる。逆に、高い操作性を要する任務の場合には
、翼４２は高い角度とされる。翼４２の回転を制御するために、各翼４２に近接
してアクチュエータ４５が胴体１２内に設けられる。このアクチュエータ４５は
、翼４２に取り付けられた駆動ロッド４６と係合している。また、アクチュエー
タ４５は、好ましくは、搭載コンピュータの信号により制御される電気的サーボ
機構であり、これらの信号によってアクチュエータが長手方向軸を中心に駆動ロ
ッド４６を回転させる量が調整される。駆動ロッド４６の回転は、翼４２の迎え
角を変更する。図示の実施例で示すように、各翼４２を制御するためにそれぞれ
１つ、計２つのアクチュエータが設けられている。これにより、翼４２は、個々
に回転可能となっている。また、独立した回転が望まれない場合には、単一のア
クチュエータを使用して両方の翼を回転させることもできる。
【００４３】 図５に示す本発明のさらに好適な実施例では、翼４２の一部分のみが回転可能
となっている。この実施例では、各翼４２は、固定された根部４２Fと回転部４
２Pとを含む。回転部４２Pは、翼４２の後縁にヒンジ付けされたフラッペロンを
備える。固定部４２F内に設けられたアクチュエータ４５が、回転部４２Pの回転
を制御する。フラッペロン４２Pは、後縁が下方約４５°から上方約１５°まで
の偏向範囲を有することが好ましい。図５に示すように、回転部４２Pは、フラ
ップの動作が容易となるように、空力的バランスおよびマスバランスとして機能
する回転先端部すなわちキャップ４２Tをさらに含むことが好ましい。回転先端
部は、アクチュエータ４５にかかる制御負荷を約５５％削減し、アクチュエータ
寿命および信頼性を向上させる。当業者であれば、本発明のＵＡＶに組み込むこ
とができる種々の回転翼構成が容易に分かるであろう。
【００４４】 図６を参照すると、翼４２は、胴体１２に取り外し可能に連結されていること
が好ましい。これにより、保管時および運搬時に、作業員が胴体１２から翼４２
を取り外すことができる。翼４２は、使用前に胴体１２に再度連結される。これ
らの翼は、従来のボルトや急速継手によって連結される。図５に示す本発明の実
施例では、アクチュエータ４５は、翼の固定部４２F内に設けられているので、
ＵＡＶ胴体１２と翼２４の間には電気制御線のみが接続される必要がある。航空
機の特定の任務によって、異なる寸法および空力特性を有する翼を機体１２に連
結することができる。また、胴体４４は、左右の側面に直線状すなわち平らな中
間面を有し、これらの面が翼用の結合面を形成する。これらの滑らかな平面によ
って、翼の取り付けおよび取り外しが容易となる。
【００４５】 前進推力を提供するために、ＵＡＶ１０は、航空機１０の後部に取り付けられ
た推進プロペラ５０を含む。より詳しくは、推進プロペラ５０は、回転軸が実質
的に水平に方向づけられた状態で航空機の後部に取り付けられる。推進プロペラ
５０は、複数のブレード５６を含み、図示の実施例では直径約２０インチの２つ
のブレード５６が示されている。プロペラ５０は、駆動軸５８に固定されており
、固定軸は、動力ユニットに接続されている。好適実施例では、プロペラ５０を
駆動する動力ユニットは、ロータアセンブリ１６に動力を供給するために使用さ
れるエンジン３０である。図５に示すように、プロペラ駆動軸５８は、ロータ装
置のギアボックスを介してエンジン３０と接続されている。ギアボックスと駆動
軸５８との間には、たわみ継手が設けられており、軸の不一致を許容している。
推進プロペラ５０は、高速飛行において航空機の前進推力を提供するように設計
されている。
【００４６】 プロペラ５０は、約７０００ＲＰＭで動作し、好ましくは、ヒンジがない固定
式設計である。ブレード５６は、ブレードのコレクティブピッチが制御できるよ
うに取り付けられている。低速飛行時における航空機の機敏さを高めるために、
プロペラは、逆ピッチ能力を有するように設計される。好適実施例におけるプロ
ペラ５０は、約６３７フィート／秒の先端速度で設計されているが、他の適切な
先端速度で動作することもできる。
【００４７】 プロペラシュラウド５４が、推進プロペラ５０の周囲で胴体後部４４に形成さ
れており、好ましくは円筒または円錐台の形状を有する。シュラウド５４の断面
形状は、シュラウド５４に揚力を幾らか与えるようにエアフォイルとして形状づ
けられている。シュラウド５４の揚力は、ピッチ方向および片揺れ方向に航空機
を安定させるモーメントを航空機の重心を中心に発生させる。シュラウド５４は
、また、プロペラを周囲との接触から保護し、プロペラの効率を向上させるとと
もに航空機の音響識別特性を減少させる。
【００４８】 １つまたはそれ以上の方向ベーン６０が、推進プロペラ５０の後方でシュラウ
ド５４に取り付けられている。これらのベーン６０は、推進プロペラ５０の排気
を特定の方向に向けるように形状づけられている。好ましくは、ベーン６０は、
制御可能な方法で排気を導くことができるように、シュラウド５４に回転可能に
取り付けられている。例えば、移動時には、空気を下向きに導くようにベーン６
０を角度づけることが望ましく、これにより、ロータアセンブリ１６により提供
される垂直方向揚力が増大する。高速飛行時には、ベーン６０は、航空機の昇降
舵として機能し、機体のピッチ制御を提供する。
【００４９】 図２，図４Ａ，図４Ｂを参照すると、胴体後部４４は、好ましくは、空気を推
進プロペラ５０内に導くのを補助する形状を有する。図示の実施例では、胴体後
部４４の頂面は、シュラウド５４に向かって下向きに傾斜している。同様に、胴
体後部４４の下面は、シュラウド５４に向かって上向きに傾斜している。この構
成により、推進プロペラ５０内に空気流が導かれる。
【００５０】 図１Ｂを参照して上記で説明したように、従来の環状胴体ダクト型ＵＡＶの前
方飛行時には、ダクト内への空気流がダクトＤWの壁に衝突し、航空機に相当の
抗力が生じるとともに胴体が経験する機首上げピッチングモーメントが増加する
。本発明における本体がほぼ水平な高速飛行では、空気はダクトの底部からも流
入してダクトＤWに衝突し、同様に大きく抗力が増加する。本発明の１つの実施
例では、ＵＡＶ１０は、ダクト１８内への空気流を制御することによって前進飛
行時の抗力を減少させる。図４Ａでは、ＵＡＶ１０が垂直の離陸およびホバリン
グモードで示されており、従来のＵＡＶ設計と同様に空気流７０がロータアセン
ブリ１６を下向きに通り抜けている。図４Ｂは、高速飛行時における本発明のＵ
ＡＶ１０を示している。図示のように、航空機の機首上を通過する空気流７０’
は、ロータアセンブリ１６内に下向きの角度で流れる傾向がある。空気がダクト
１８内に流入するのを防ぐために、ロータ３８，４０は、実質的にゼロのピッチ
すなわち実質的に平らなピッチを有するように調整される。ゼロピッチ付近では
、ロータ３８，４０の回転速度により、ダクト１８の上部および下部に亘って仮
想平面６２が形成される。このロータ３８，４０と同一平面上にある仮想平面６
２は、機体の上部および下部を通過する空気をダクト１８から離れるようにそら
す。これにより、通過する空気は、ダクトの後部壁ＤWに衝突せずに推進プロペ
ラ５０内に導かれる。ロータ３８，４０のピッチは、飛行速度が変更されると、
コレクティブピッチおよびサイクリックピッチの両方が抗力を最小化するために
僅かに変更される。仮想平面６２の利点は、主に、航空機が翼４２および胴体１
２によって完全に支持される飛行速度において生じる。
【００５１】 本発明では、航空機抗力をさらに減少させるために、航空機の下面に１つまた
はそれ以上のデフレクタ６４が設けられている。これらのデフレクタは、ＵＡＶ
１０の下面からダクト１８内に空気流が流入するのを防止する。図４Ａ，図４Ｂ
では、ＵＡＶ１０は、ロータアセンブリ１６の下で胴体１２の下面に取り付けら
れたデフレクタ６４を備えている。これらのデフレクタ６４は、ヒンジを介して
航空機に連結されており、自由回転可能となっている。
【００５２】 ホバリングモードでは、図４Ａに示すように、ロータからの吹き下ろしによっ
てデフレクタ６４が開く。前進飛行時には、航空機の底部における自然の高圧に
より、デフレクタ６４がダクトを閉じ、空気流７０”が下面からダクト内に流入
するのを防止する。よって、ＵＡＶ１０の底部を横切る空気流７０”は、図４Ｂ
に示すようにダクト１８を通過するとともに推進プロペラ５０内に導かれる。
【００５３】 上述した本発明の多くの形態を含むＵＡＶ１０の４０％縮尺模型に関して、ロ
ータ速度が抗力に及ぼす影響を評価するために試験が行われた。試験結果は、ロ
ータ３８，４０の速度を増加させることによって、ＵＡＶ１０の全体的な抗力を
減少させることができることが証明された。ＵＡＶは、デフレクタ６４を有する
状態でも試験された。デフレクタ６４の設置によって、動力を与えていない開い
たロータ構成に比べて、航空機の抗力がほぼ８０％減少した。
【００５４】 本発明によるＵＡＶの低速での飛行制御および飛行水準は、米国特許第５，１
５２，４７８号に説明されたものと同様である。一方、ＵＡＶ１０の高速での制
御および飛行水準は、従来の固定翼航空機と同様である。高速飛行では、翼の回
転可能なフラップ部が、ロール制御を提供する補助翼として機能する。シュラウ
ドの方向ベーンは、昇降舵として機能する。図では、シュラウド内に垂直なベー
ンが示されていないが、任務の必要条件によって必要性があれば、片揺れ制御を
提供するように容易に追加することができる。
【００５５】 ＵＡＶ１０をホバリング飛行モードから前進飛行モードへ移行させるには、低
速でのロータ制御を高速での翼と昇降舵の制御へと移行させるように、ローラア
センブリ、フラッペロン、および推進プロペラを制御する必要がある。以下に、
非常に効果的な移行プロファイルを説明する。航空機は、機体姿勢が０〜２０°
の範囲内であれば移行モードで飛行可能である。固定翼モードへの移行を開始す
るために、ＵＡＶ１０は、機首が下向きに約５°になるように傾けられる。約５
ノットでは、航空機は、機首が上がるように回転し始める。航空機は、２０ノッ
トに到達すると、迎え角が１０°に達する。航空機は、５５ノットまで迎え角１
０°を維持する。航空機が２０ノットから５５ノットへと加速すると、翼の揚力
が増加するのに従ってロータの推力が次第に減少する。これは、米国特許第５，
１５２，４７８号、および第５，１５０，８５７号に説明されている。
【００５６】 本発明によるＵＡＶは、フラッペロン翼を用いて５５ノットで０°の飛行が可
能であり、速度がさらに増加すると機首を下げ始める。５５ノットより高速では
、ＵＡＶは、一般の固定翼航空機のように飛行する。ヘリコプタモードへ戻る移
行は、上述のステップを逆転させることで達成される。
【００５７】 本発明は、例示的な実施例に関して説明および図示されているが、当業者であ
れば、本発明の趣旨および範囲から逸脱することなく、種々の他の変更、省略、
追加が可能であることが分かるであろう。
【図面の簡単な説明】
【図１Ａ】 ホバリング時における従来のロータ型無人航空機の説明図である。
【図１Ｂ】 前進飛行時における従来のロータ型無人航空機の説明図である。
【図２】 本発明に係る無人航空機の斜視図である。
【図３】 多くの内部部品を示す、図２の無人航空機の一実施例の斜視図である。
【図４Ａ】 ホバリング時における本発明に係る無人航空機の説明図である。
【図４Ｂ】 前進飛行時における本発明に係る無人航空機の説明図である。
【図５】 本発明に係る無人航空機の好適実施例の説明図である。
【図６】 翼が胴体から分離された状態を示す、無人航空機の一実施例の斜視図である。
【手続補正書】特許協力条約第３４条補正の翻訳文提出書
【提出日】平成１３年４月１２日（２００１．４．１２）
【手続補正１】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】特許請求の範囲
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【手続補正２】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】０００２
【補正方法】変更
【補正の内容】
【０００２】
【技術分野】 本発明は、本出願人が有する係属中の特許出願、名称「ダクト付き無人航空機
の機首上げピッチングモーメントを低減する方法」（国際公開公報第ＷＯ００／ ６４７３６号 ）に関連する。
【手続補正３】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】０００８
【補正方法】変更
【補正の内容】
【０００８】 シコルスキーエアクラフトコーポレイションによって開発され、米国特許第５
，１５２，４７８号に開示された無人航空機ＣＹＰＨＥＲ（登録商標）などのダ
クト型ＵＡＶは、同軸の反転ロータを囲む環状胴体を含む。これらのロータは、
垂直飛行および並進飛行の両方で必要な推力を提供するように設計されている。
図１Ａで示すように、ＵＡＶの航空機垂直移動は、ロータの推力（吹き下ろし）
によって航空機に必要な揚力が提供されるように、機体の胴体を実質的に水平に
維持しながら行われる。航空機の前後または横方向の移動が望まれる場合には、
図１Ｂに示すように、航空機の胴体を機首下げして水平推力成分を発生させる必
要がある。
【手続補正４】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】００１８
【補正方法】変更
【補正の内容】
【００１８】 本発明の上記およびその他の目的や利点は、本発明による無人航空機上の空気
流を制御する新規な方法によって達成される。無人航空機は、ダクト内に取り付
けられた反転するロータアセンブリと、独立した並進推進装置と、前進飛行時に 機体を支持することができるエアフォイル構造体と、 を含む。各ロータアセンブ
リは、複数のロータブレードを有する。本発明の方法は、ピッチが実質的にゼロ
となるようにロータブレードを調整するステップを含む。続いて、ロータアセン
ブリを回転させて、ダクトに亘って仮想平面を生じさせる。この仮想平面は、前 進飛行において、 胴体上を通過する空気を実質的にダクトから離れる方向にそら
すように機能する。
【手続補正５】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】００３８
【補正方法】変更
【補正の内容】
【００３８】 本発明の１つの好適実施例では、ブレードアセンブリのブレードは、ヒンジが
ない固定式金属ブレードである。ヒンジがない金属設計は、空力的に効率がよく
、複合材ブレードよりもコストが低く、追加の制御を可能とし、かつ異物による
損傷のおそれが少ない。ブレードは、好ましくは、一定の翼弦を有し、かつ線形
に約２５°捻れているとともに、レイノルド数が低いエアフォイルを有する。ま
た、ブレードは、金属製の前縁を有し、かつガラス繊維の薄層に包まれた木製の
ものとすることもできる。ブレードは、さらに、任務の用途に従って、翼弦およ
びエアフォイルの厚さが根部から先端部に向かってテーパ状となっていてもよい
。ロータ装置のブレード先端部速度は、約６２５００フィート／秒（１９０００ メートル／秒） であることが好ましい。このブレード先端部速度によって、騒音
が低く、かつ構造重量が減少したロータ装置が得られる。
【手続補正６】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】００４５
【補正方法】変更
【補正の内容】
【００４５】 前進推力を提供するために、ＵＡＶ１０は、航空機１０の後部に取り付けられ
た推進プロペラ５０を含む。より詳しくは、推進プロペラ５０は、回転軸が実質
的に水平に方向づけられた状態で航空機の後部に取り付けられる。推進プロペラ
５０は、複数のブレード５６を含み、図示の実施例では直径約２０インチ（０． ５メートル） の２つのブレード５６が示されている。プロペラ５０は、駆動軸５
８に固定されており、固定軸は、動力ユニットに接続されている。好適実施例で
は、プロペラ５０を駆動する動力ユニットは、ロータアセンブリ１６に動力を供
給するために使用されるエンジン３０である。図５に示すように、プロペラ駆動
軸５８は、ロータ装置のギアボックスを介してエンジン３０と接続されている。
ギアボックスと駆動軸５８との間には、たわみ継手が設けられており、軸の不一
致を許容している。推進プロペラ５０は、高速飛行において航空機の前進推力を
提供するように設計されている。
【手続補正７】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】００５５
【補正方法】変更
【補正の内容】
【００５５】 ＵＡＶ１０をホバリング飛行モードから前進飛行モードへ移行させるには、低
速でのロータ制御を高速での翼と昇降舵の制御へと移行させるように、ローラア
センブリ、フラッペロン、および推進プロペラを制御する必要がある。以下に、
非常に効果的な移行プロファイルを説明する。航空機は、機体姿勢が０〜２０°
の範囲内であれば移行モードで飛行可能である。固定翼モードへの移行を開始す
るために、ＵＡＶ１０は、機首が下向きに約５°になるように傾けられる。約５
ノット（１０キロメートル／時間）では、航空機は、機首が上がるように回転し
始める。航空機は、２０ノット（３５キロメートル／時間）に到達すると、迎え
角が１０°に達する。航空機は、５５ノット（１００キロメートル／時間）まで
迎え角１０°を維持する。航空機が２０ノット（３５キロメートル／時間）から
５５ノット（１００キロメートル／時間）へと加速すると、翼の揚力が増加する
のに従ってロータの推力が次第に減少する。これは、米国特許第５，１５２，４
７８号、および第５，１５０，８５７号に説明されている。
【手続補正８】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】００５６
【補正方法】変更
【補正の内容】
【００５６】 本発明によるＵＡＶは、フラッペロン翼を用いて５５ノット（１００キロメー トル／時間） で０°の飛行が可能であり、速度がさらに増加すると機首を下げ始
める。５５ノット（１００キロメートル／時間）より高速では、ＵＡＶは、一般
の固定翼航空機のように飛行する。ヘリコプタモードへ戻る移行は、上述のステ
ップを逆転させることで達成される。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 デウィット，クリストファー ダヴュリュ ー アメリカ合衆国，コネチカット，ニュー キャナアン，ヒッコリー ドライヴ 118

Claims (10)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 無人航空機の前進飛行における機首上げピッチングモーメント
    を減少させる方法であって、無人航空機は、ダクト内に取り付けられた反転する
    ロータアセンブリを含み、前記ダクトは、無人航空機の胴体を通って下向きに延
    びており、各ロータアセンブリは、それぞれ複数のロータブレードを含んでおり
    、前記方法は、 前記ロータブレードを調整して、ピッチが実質的にゼロになるようにし、 前記ロータアセンブリを回転させて、前記ダクトに亘って仮想平面を生じさせ
    ることを含み、仮想平面は、胴体上を通過する空気を実質的にダクトから離れる
    方向にそらすように作用することを特徴とする方法。
  2. 【請求項２】 胴体の底部に複数の回転可能なデフレクタを設けることをさら
    に含み、該デフレクタは、前記ダクトを横切って延在しており、胴体の底部を横
    切る空気流が前記デフレクタを回転させてダクトの底部を実質的に閉鎖すること
    を特徴とする請求項１記載の方法。
  3. 【請求項３】 前記ダクトの底部を横切って流れる空気が該ダクト内に流入す
    るのを防ぐために、ダクトの少なくとも一部を塞ぐことをさらに含むことを特徴
    とする請求項１記載の方法。
  4. 【請求項４】 胴体の下面で前記ダクトを通過する空気の量を増加させること
    によって、ダクトの後方で負圧を生じさせることをさらに含み、この負圧は、ダ
    クト上を通過する空気に吸い込み力を生じさせることを特徴とする請求項１記載
    の方法。
  5. 【請求項５】 前記ロータの速度を増加させることを含むことを特徴とする請
    求項１記載の方法。
  6. 【請求項６】 無人航空機は、前記ダクトの後方に固定された推進プロペラア
    センブリを有し、該推進プロペラアセンブリから流出する空気流の方向を制御し
    てダクトの後方で航空機に揚力成分を生じさせることを含むことを特徴とする請
    求項１記載の方法。
  7. 【請求項７】 無人航空機は、胴体に連結されるとともに回転可能な部分を備
    える一対の翼を有し、該翼を回転させて前記ダクトの後方で航空機に揚力成分を
    生じさせることを特徴とする請求項１記載の方法。
  8. 【請求項８】 前進飛行において無人航空機のダクトに流入する空気流を制御
    する方法であって、無人航空機は、ダクト内に取り付けられた反転するロータア
    センブリを含み、前記ダクトは、無人航空機の胴体を通って下向きに延びており
    、各ロータアセンブリは、それぞれ複数のロータブレードを含んでおり、前記方
    法は、 前記ロータブレードを調整して、ピッチが実質的にゼロになるようにし、 前記ロータアセンブリを回転させて、前記ダクトに亘って仮想平面を生じさせ
    ることを含み、仮想平面は、胴体上を通過する空気を実質的にダクトから離れる
    方向にそらすように作用し、 さらに、前記ダクトを横切って延在する複数の回転可能なデフレクタを胴体の
    底部に設けることを含み、胴体の底部を横切る空気流が、前記デフレクタを回転
    させてダクトの底部の少なくとも一部を遮断し、これにより、胴体の下を通過す
    る空気量が増加して、胴体の底部を横切って流れるこの増加した空気流によって
    ダクトの後部でかつ胴体の上に負圧が生じ、この負圧によって前記ダクト上を通
    過する空気に吸い込み力が生じることを特徴とする方法。
  9. 【請求項９】 無人航空機は、前記ダクトの後方に固定された推進プロペラア
    センブリを有し、該推進プロペラアセンブリから流出する空気流の方向を制御し
    てダクトの後方で航空機に揚力成分を生じさせることを含むことを特徴とする請
    求項８記載の方法。
  10. 【請求項１０】 前記ロータの速度を増加させることを含むことを特徴とする
    請求項８記載の方法。
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