JP3343237B2 - 無人航空機用ドライブトレインアセンブリ - Google Patents

無人航空機用ドライブトレインアセンブリ

Info

Publication number
JP3343237B2
JP3343237B2 JP2000182393A JP2000182393A JP3343237B2 JP 3343237 B2 JP3343237 B2 JP 3343237B2 JP 2000182393 A JP2000182393 A JP 2000182393A JP 2000182393 A JP2000182393 A JP 2000182393A JP 3343237 B2 JP3343237 B2 JP 3343237B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
rotor
assembly
engine
subassembly
spline
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
JP2000182393A
Other languages
English (en)
Other versions
JP2001026297A (ja
Inventor
ピー． サイコン，ジェイムス
エイチ． ハンター，デイヴィッド
ダブリュー． コールヘップ，フレッド
エイ． クラウス，ティモシー
エフ． ミリア，ヴィンセント
エム． ファーンズ，ケニス
ディー． ファーレル，マーヴィン
エフ． サンディー，デイヴィッド
ディー． ビーティー，ロバート
ディー． ハンセン，ブルース
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Raytheon Technologies Corp
Original Assignee
United Technologies Corp
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Priority claimed from US07/903,063 external-priority patent/US5340279A/en
Priority claimed from US07/903,061 external-priority patent/US5364230A/en
Priority claimed from US07/903,060 external-priority patent/US5277380A/en
Priority claimed from US07/903,066 external-priority patent/US5226350A/en
Priority claimed from US07/903,065 external-priority patent/US5351913A/en
Priority claimed from US07/903,064 external-priority patent/US5281099A/en
Application filed by United Technologies Corp filed Critical United Technologies Corp
Publication of JP2001026297A publication Critical patent/JP2001026297A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP3343237B2 publication Critical patent/JP3343237B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/10—Rotorcrafts
    • B64U10/13—Flying platforms
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/12—Rotor drives
    • B64C27/14—Direct drive between power plant and rotor hub
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/32—Rotors
    • B64C27/33—Rotors having flexing arms
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/54—Mechanisms for controlling blade adjustment or movement relative to rotor head, e.g. lag-lead movement
    • B64C27/58—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades
    • B64C27/59—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades mechanical
    • B64C27/605—Transmitting means, e.g. interrelated with initiating means or means acting on blades mechanical including swash plate, spider or cam mechanisms
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/20—Rotors; Rotor supports
    • B64U30/26—Ducted or shrouded rotors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/10—Propulsion
    • B64U50/11—Propulsion using internal combustion piston engines
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/10—Propulsion
    • B64U50/13—Propulsion using external fans or propellers
    • B64U50/14—Propulsion using external fans or propellers ducted or shrouded
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16D—COUPLINGS FOR TRANSMITTING ROTATION; CLUTCHES; BRAKES
    • F16D3/00—Yielding couplings, i.e. with means permitting movement between the connected parts during the drive
    • F16D3/02—Yielding couplings, i.e. with means permitting movement between the connected parts during the drive adapted to specific functions
    • F16D3/06—Yielding couplings, i.e. with means permitting movement between the connected parts during the drive adapted to specific functions specially adapted to allow axial displacement
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F16—ENGINEERING ELEMENTS AND UNITS; GENERAL MEASURES FOR PRODUCING AND MAINTAINING EFFECTIVE FUNCTIONING OF MACHINES OR INSTALLATIONS; THERMAL INSULATION IN GENERAL
    • F16D—COUPLINGS FOR TRANSMITTING ROTATION; CLUTCHES; BRAKES
    • F16D3/00—Yielding couplings, i.e. with means permitting movement between the connected parts during the drive
    • F16D3/16—Universal joints in which flexibility is produced by means of pivots or sliding or rolling connecting parts
    • F16D3/18—Universal joints in which flexibility is produced by means of pivots or sliding or rolling connecting parts the coupling parts (1) having slidably-interengaging teeth
    • F16D3/185—Universal joints in which flexibility is produced by means of pivots or sliding or rolling connecting parts the coupling parts (1) having slidably-interengaging teeth radial teeth connecting concentric inner and outer coupling parts
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U2101/00—UAVs specially adapted for particular uses or applications
    • B64U2101/30—UAVs specially adapted for particular uses or applications for imaging, photography or videography
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U2201/00—UAVs characterised by their flight controls
    • B64U2201/20—Remote controls
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02B—INTERNAL-COMBUSTION PISTON ENGINES; COMBUSTION ENGINES IN GENERAL
    • F02B75/00—Other engines
    • F02B75/02—Engines characterised by their cycles, e.g. six-stroke
    • F02B2075/022—Engines characterised by their cycles, e.g. six-stroke having less than six strokes per cycle
    • F02B2075/025—Engines characterised by their cycles, e.g. six-stroke having less than six strokes per cycle two

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • General Details Of Gearings (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
  • Gear Transmission (AREA)
  • Friction Gearing (AREA)
  • Automobile Manufacture Line, Endless Track Vehicle, Trailer (AREA)
  • Shafts, Cranks, Connecting Bars, And Related Bearings (AREA)
  • Retarders (AREA)
  • Pivots And Pivotal Connections (AREA)

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は無人航空機（ＵＡ
Ｖ）に関する。特に、最適化環状胴体構造（囲い板）と
一対のダクト付同軸二重反転多翼ロータとを有するＵＡ
Ｖに搭載される、ロータアセンブリに用いられる最適化
同軸トランスミッション／センタハブサブアセンブリ、
最適化スナッバーアセンブリ、最適化一体型スプライン
／円錐座サブアセンブリ、最適化ロータ羽根アセンブ
リ、最適化ドライブトレインアセンブリに関する。
【０００２】本出願は、本願出願人と同一出願人による
米国特許第５，１５０，８５７号、「SHROUD GEOMETRY
FOR UNMANNED AERIAL VEHICLES」（『無人航空機用囲い
板形状』）、本願出願人と同一出願人による米国特許第
５，１５２，４７８号、「ANUNMANNED FLIGHT VEHICLE
INCLUDING COUNTER ROTATING ROTORS POSITIONED WITHI
N A TOROIDAL SHROUD AND OPERABLE TO PROVIDE ALL RE
QUIRED VEHICLE FLIGHT CONTROLS」（『環状囲い板内に
設置され、必要な飛行制御要件を全て満たすように操作
できる二重反転ロータを有する無人飛行機』）、１９９
２年６月２２日出願の本願出願人と同一出願人による係
属中米国特許出願第０７／９０３，０６１号、「A ROTO
R BLADE SUBASSEMBLY FOR A ROTOR ASSEMBLY HAVING DU
CTED,COAXIAL COUNTER-ROTATING ROTORS」（『ダクト付
同軸二重反転ロータを有するロータアセンブリ用ロータ
羽根サブアセンブリ』）、１９９２年６月２２日出願の
本願出願人と同一出願人による係属中米国特許出願第０
７／９０３，０６３号、「A SNUBBER ASSEMBLY FOR A R
OTOR ASSEMBLY HAVING DUCTED, COAXIAL COUNTER-ROTAT
ING ROTORS」(S-4544)（『ダクト付同軸二重反転ロータ
を有するロータアセンブリ用スナッバーアセンブ
リ』）、１９９２年６月２２日出願の本願出願人と同一
出願人による係属中米国特許出願第０７／９０３，０６
４号、「AN INTEGRATED SPLINE/CONE SEAT SUBASSEMBLY
FOR A ROTOR ASSEMBLY HAVING DUCTED,COAXIAL COUNTE
R-ROTATING ROTORS」（『ダクト付同軸二重反転ロータ
を有するロータアセンブリ用一体型スプライン／円錐座
サブアセンブリ』）、１９９２年６付２２日出願の本願
出願人と同一出願人による係属中米国特許出願第０７／
９０３，０６６号、「A DRIVE TRAIN ASSEMBLY FOR A R
OTOR ASSEMBLY HAVING DUCTED, COAXIAL COUNTER-ROTAT
ING ROTORS」（『ダクト付同軸二重反転ロータを有する
ロータアセンブリ用ドライブトレインアセンブリ』）、
本願出願人と同一出願人による係属中米国特許出願第０
７／９０３，０６０号、「TOROIDAL AIRFRAMESTRUCTURE
FOR SHROUDED ROTOR UNMANNED AERIAL VEHICLES」
（『ロータを有する無人航空機用環状機体構造』）に関
する。
【０００３】
【従来の技術】近年、有人航空機では不適当だと思われ
るような任務飛行を遂行するための無人航空機に対する
関心が高まっている。任務飛行としては、監視、偵察飛
行、対象物獲得および／または指定、データ獲得、コミ
ュニケーションデータリンク、おとり、ハラスメント、
または片道供給飛行が挙げられる。関心の対象となって
いるのはロータ型ＵＡＶではなく典型的な航空機構造、
すなわち胴体、並進飛行のためにエンジンに水平に取り
付けられた翼、尾翼を有するＵＡＶの方である。
【０００４】まず、有翼ＵＡＶの設計、製造、操作は有
人飛行機に関する技術から容易に推測できるため、比較
的簡単かつコスト的にも有利な方法で行うことができ
る。特にこの種のＵＡＶの空気力学的特性については実
証されているので、このような機体の水先案内（飛行操
作）は、ＵＡＶに対するコマンドの遠隔操作による通信
データリンクおよび／または飛行用機載コンピュータの
ソフトウェアプログラミングなどで比較的簡単に行うこ
とができる。
【０００５】さらに、この種のＵＡＶは一般にロータ型
ＵＡＶよりも航続距離や速度が優れている。また、可搬
積載量もロータ型より大きいため、有翼ＵＡＶはミッシ
ョンペイロードおよび／または供給燃料を大量に積載で
き、機体のミッション能率を上げることができる。これ
らの特性を有しているため、有翼ＵＡＶは航続時間や距
離、積載量などのミッションプロファイルについてロー
タ型ＵＡＶよりも適したものとなっている。しかし、有
翼ＵＡＶには、その用途を大幅に制限する欠点が一つあ
る。
【０００６】具体的には、有翼ＵＡＶは一定の空間点で
の「遊び飛行」機能を持たない。上述した標準のミッシ
ョンプロファイルを最適なものにするため、例えば標的
を捕らえる際に長時間静的地表点に対して一定の空間基
準フレームを維持できるＵＡＶが望ましい。当業者であ
れば有翼ＵＡＶの飛行特性では静的地表点すなわち遊び
飛行に対して一定の空間フレームを維持できないと判断
するであろう。従って有翼ＵＡＶ用ミッション装置は、
以上のミッションを適切に実現できる手段すなわち静的
地表点の方位を常に監視するために複雑かつ精密で高価
な運動補正手段を必要とする装置である。
【０００７】反対にロータ型ＵＡＶは、空力的に見て上
述のロイタ型ミッション外形に適している。ロータ型Ｕ
ＡＶの主要ロータアセンブリのロータは、静的地表点に
対して規準となる固定空間フレームにおいて静止飛行す
るように操作することができる。
【０００８】米国特許第５，１５０，５８７号および第
５，１５２，４７８号に開示のＵＡＶはダクト付同軸二
重反転ロータを有する。第５８７号の特許に開示のＵＡ
Ｖ（１０）は、環状胴体すなわち囲い板（２０）を有
し、複数の半径方向支持支柱（２２）によって環状胴体
（２０）の同軸上に取付けられる多翼二重反転ロータ
（４４、４６）を有するロータアセンブリ（４０）を含
む。環状胴体（２０）は、腹面（３４）と側面（３６）
と背面（３８）とからなる外部空力面（３２）を有す
る。環状胴体（２０）と半径方向支持支柱（２２）とは
好ましくは複合材料で製造される。この時環状胴体（２
０）は閉トロイドとして最小限の重量で最大の構造強度
を提供する。環状胴体（２０）は部分的に中空で内部装
置ベイ（２４）への入り口として機能している。
【０００９】第５８７号の特許ではさらに、入り口（６
３）と、エンジン（６４）と、ドライブトレインサブア
センブリ（６６）と、一つまたは複数の燃料タンク（６
８）とを有するエンジンハウジングを含む動力装置アセ
ンブリ（６０）を含むＵＡＶ１０を教示している。ドラ
イブトレインアセンブリ（６６）はエンジン（６４）に
よって生成される動力をロータアセンブリ（４０）のギ
アトレイン（５２、５４）に伝達するよう作用する。
【００１０】第４７８号の特許では無人航空機（１０）
を開示していて、この無人航空機は複数の半径方向支持
支柱（２０）によって環状胴体（１２）に同軸に取付け
られる二重反転多翼ロータ（１６、１８）を有する環状
囲い板すなわち胴体（１２）からなる。環状胴体（１
２）と支持支柱（２０）とは複合材料で製造され、環状
胴体（１２）は最大の構造強度を得られるよう閉トロイ
ドとして製造されている。第４８７号の特許に図示され
ている環状胴体（１２）は半円筒形状をしている。
【００１１】米国特許第４，２０７，７５８号に開示の
ヘリコプタドライブトレインは、トランスミッション
（１２）を駆動させるドライブンシャフト（１８）にエ
ンジン駆動式の駆動軸（１６）からのトルクを結合させ
るよう作用する。シャフト結合アセンブリ（２８）はシ
ャフト結合（２２、２４）とシャフト部材（２６）とか
らなる。各シャフト結合（２２、２４）はフランジ型部
材（４２、４４）を含み、このフランジ型部材（４４）
は結合部材（５４）によって駆動軸部材（１６）または
シャフト（２６）に結合するよう形成され、またフラン
ジ型部材（４２）は結合部材（５４）によって駆動軸部
材（１６）またはシャフト（２６）とを結合するよう形
成されている。フレキシブルストラップ（５０）はフラ
ンジ（４２、４４）の間に延在して可撓性駆動結合部と
して作用する。ストラップ（５０）の引張強度は高く、
曲げモジュラスは低い。ストラップ（５０）を形成する
高モジュラス繊維は傾斜部材（６２、６４）の間のスト
ラップ（５０）に沿って延在する。これによって柔軟性
が得られ、シャフト結合（２２、２４）に結合される駆
動軸と被駆動軸との軸の間に角度方向ミスアライメント
が実質的に存在することになる。
【００１２】米国特許第３，００２，７１０号は、ロー
タシャフト（１１２）を駆動するためのギアリング（１
２２）への入力（１２５）を介して結合シャフト（１３
４）によってタービン（１１６）から動力を伝達するた
めの機械的構成について開示している。タービン（１１
６）からの動力は、タービン（１１６）の出力シャフト
上に取付けられる係止用ローラ（１２７）を有するフリ
ーホイール装置（１２６）を備える。フリーホイール装
置（１２６）は内歯スプライン（１２９）を有する中空
軸（１２８）内に据えられている。外部スプライン形の
ハブ（１３０）は中空軸（１２８）に結合して摺動的に
取付けられ、ターミナルフランジを含む。内歯スプライ
ン（１３２）を有するベル型部材は（１３１）は外部ス
プライン形のハブ（１３０）のターミナルフランジに結
合してボルト付けされている。外部スプライン形の環
（１３３）はベル型部材（１３１）内に取付けられ、ベ
ル型部材（１３１）の内歯スプラインにかみあってい
る。外部スプライン形の環（１３３）は結合シャフト
（１３４）の端フランジに結合してボルト付けされてい
る。二つのパッキング（１３５、１３５ａ）は外部スプ
ライン形の環（１３１）とベル型部材（１３１）との間
に挿入されている。軸方向の拡張は環（１３１）の外部
スプラインに比較してベル型部材（１３１）のスプライ
ン（１３２）の運動によって適合している。この種の拡
張適合配置はトランスミッションギアリング（１２２）
に近接する結合シャフト（１３４）の端部に設けられて
いる。
【００１３】英国特許出願第ＧＢ２，１５９，４８５Ａ
号に開示のヘリコプタエンジンドライブアセンブリ
（１）において、エンジン（２）とドライブユニット
（３）とはハウジング内に収容されたプロペラシャフト
（４）によって相互結合されて、エンジン（２）の出力
シャフト（５）とドライブユニット（３）の入力シャフ
ト（６）とに結合されている。プロペラシャフト（４）
は三つの軸セグメント、つまりエンジン端部セグメント
（７）と、ドライブユニットの端部セグメント（９）
と、中間セグメント（８）とからなっている。エンジン
端部セグメント（７）は、スプライン形の結合（１２）
によって出力軸（５）の内歯スプラインに結合される外
部スプライン形の端部（１０）を含む。ドライブユニッ
ト端部セグメント（９）は、スプライン形の結合（１
３）によって入力シャフト（６）の外部スプラインに結
合される内歯スプライン形の端部セクション（１１）を
含む。エンジンとドライブユニット端部セグメント
（７、９）は外方に延在するラジアルイア（１６、１
９）とともに環状端部フランジ（１５、１８）を有する
一体型ケーシング（１４、１７）を含む。中間セグメン
ト（８）は環状端部フランジ（２０、２１）とともに外
方に延在するラジアルイア（２２、２３）を含む。中間
セグメント（８）はボルト付け接合（２４、２５）によ
って外方に一直線に延在したラジアルイア（１６、２
２；１９、２３）を介してエンジンとドライブユニット
端部セグメント（７、９）に機械的に結合されている。
プロペラシャフト（４）は二つの管状セグメント（３
８、３９）からなる牽引な管状部材（３８、３９）内に
収容されている。
【００１４】ＰＣＴ特許出願第ＷＯ８４／００３３９号
に開示のヘリコプタは二重反転ロータを含んでいる。図
３に図示したヘリコプタ（１２２）の実施例では、トラ
ンスミッションアセンブリ（１３０）は二重反転ロータ
（１２６、１２８）の中間に配置され、エンジンサブシ
ステム（１３２）はトランスミッションアセンブリ（１
３０）のケーシング（１３６）に結合して構造的に一体
化されている。エンジンサブシステム（１３２）によっ
て生成されるトルクはギア（１３４）を介してロータシ
ャフトに対向するケーシング（１３６）内で結合され、
二重反転ロータ（１２６、１２８）に推進動力を供給す
る。円筒シャフト（１３８）は二重反転ロータ（１２
６、１２８）の間に延在していて、ロータシャフト内で
同軸に取付けられケーシング（１３６）に構造的に相互
結合されている。制御リンク（１４２）は円筒シャフト
（１３８）内で同軸に取付けられていて上部ロータ（１
２８）に制御入力を結合させる手段となる。
【００１５】米国特許第４，１７５，９１３号に開示の
アセンブリはロータ駆動軸（１２）に結合してロータハ
ブ（１４）を取付けるためのものである。ロータ駆動軸
（１２）は、その上端に備えられた内方テーパ（１８）
と、スプライン形部分（２６）と、垂直円筒部分（３
０）とを含んでいる。ロータハブ（１４）は駆動軸（１
２）の内方テーパ（１８）に対して相補的な第１のテー
パ部分（３４）を含む内部孔（３２）と、第２のテーパ
部分（４０）とを有し、駆動軸（１２）のスプライン形
部分（２６）に面するように形成される内部スプライン
を有する。取付アセンブリは、円筒内部面（５６）と、
テーパ外部面（５８）と、上部エッジ（６０）と、下面
（７４）と、円周方向に沿って離隔して螺合された荷重
ボルト（７２）を含む環状板（６２）とを有する二つの
半円部（５２、５４）によって形成される環状半割円錐
（５０）を備える。ロータハブ（１４）は、ハブの孔
（３２）の第１のテーパ部分（３４）がロータシャフト
（１２）のテーパ部分（１８）にしっかりと係合するよ
うにロータシャフト（１２）に結合して機械的に取付け
られている。環状半割円錐（５０）はロータハブ（１
４）とロータシャフト（１２）とに結合して挿入されて
いるので、円筒内部面（５６）はロータシャフト（１
２）の垂直円筒部分（３０）に係合し、テーパ外部面
（５８）はロータハブ（１４）の第２のテーパ部分（４
０）に係合する。環状板（６２）はロータハブ（１４）
に機械的に固定されているため、荷重ボルト（７２）は
環状半割円錐（５０）の低部面（７４）に対して個別に
トルクを発生させることができ、円筒内部面（５６）
と、垂直円筒部分（３０）と、テーパ外部面（５８）
と、第２のテーパ部分（４０）との間の係合を強化す
る。同様の取付アセンブリ（半割円錐リング部材（５
８）と圧力板の圧力部分（６４）とシザ取付組み合わせ
（６６）とからなる）は米国特許第３，９７２，４９１
号に開示されている。
【００１６】ドイツ国特許ＤＥ３，６０１，１０５号に
開示のヘリコプタアセンブリは、ロータハブ（１）と、
翼小骨（２．２）を有するフレックスビーム（２）と、
２つのセグメント複合トルク管（５）とを含む。トルク
管（５）の機外セグメント（５．２）の機外端部は参照
符号２．３として示されるようにフレックスビーム
（２）に結合して配置されている。半径方向に延在する
ハブ腕（１．１）はロータハブ（１）と、クレビス形状
をしたフレックスビーム（２）の機内端部（２．１）と
に結合してボルト付けされている。開口部（１．１．
１）は楕円の側壁（１．１．２）によって半径方向に延
在したハブ腕（１．１）を規定している。スナッバアセ
ンブリ（８）はハブ腕（１．１）に結合してトルク管
（５）の機内セグメント（５．１）に機械的に相互結合
している。スナッバアセンブリ（８）は第１および第２
の半径方向突出部（９）を有する軸受け部材（８．１）
からなる。剛性積層板（８．２）は軸受け部材（８．
１）に結合して配置され、トルク管（５）の機内セグメ
ント（５．１）を相互結合する端部（１０）を含む。取
付ブラケッット（１３）は角半径方向突出部（９）に結
合してハブ腕開口部（１．１．１）内にスナッバアセン
ブリ（８）を位置させる。
【００１７】米国特許第３，８７４，８２０号に開示の
ヒンジ不要ロータシステム（１０）はロータシャフト
（１２）に結合して取付けられる単一桁（１４）を含
む。桁（１４）の各端部の半径方向外側部分はロータブ
レード（１８）を規定する翼型構造によって取囲まれて
いる。先端キャップ（２０）がつけばブレード（１８）
は完全な形になる。
【００１８】
【発明が解決しようとする課題】広範囲にわたる偵察飛
行、および／またはコミュニケーションミッション、特
に戦術的偵察飛行ミッションに利用できるロータ型ＵＡ
Ｖが必要とされている。このＵＡＶは、複合環状胴体内
に備えられたダクト付同軸二重反転ロータを有するロー
タアセンブリを含んでいる。このＵＡＶは、構造的、ま
た空力的に小型で軽量のＵＡＶ機体構造を提供できるよ
うに最適に設計されなければならない。さらにこのＵＡ
Ｖは、最適実行能力を提供できるように最適に設計され
なければならない。
【００１９】本発明の目的は、複合環状胴体内に搭載さ
れ、機体の総重量を最低限に押さえる一方で最適な性能
を発揮できるよう最適に設計されたダクト付同軸二重反
転ロータを有する無人航空機（ＵＡＶ）を提供すること
にある。
【００２０】本発明の他の目的は、ミッション装置を利
用しやすくするための着脱自在パネル構造を含む最適化
環状胴体構造を有するＵＡＶを提供することにある。
【００２１】本発明のさらなる目的は、曲げ剛性を改善
して構造歪を最小限に抑え、胴体構造に対するロータア
センブリの運動を最小にするための実質的な剛性支柱取
付部を有する環状胴体を提供することにある。
【００２２】本発明のさらに他の目的は、胴体ダクトの
壁面をロータブレードによる衝撃から保護する犠牲要素
を環状胴体構造内に組入れることにある。
【００２３】また本発明のさらなる目的は、外部クラウ
ンスプライン結合に対してエンジン駆動シャフトを機械
的に内部結合させ、外部クラウンスプライン結合とエン
ジン結合アセンブリを内部スプライン結合により組み合
わせ、更に、トランスミッション結合サブアセンブリを
ギアスプライン結合により組み合わせたことによって、
ＵＡＶエンジンとロータアセンブリとの間の軸方向、角
度方向および／または平行な許容ミスアライメントを最
大にするように最適に設計された、ＵＡＶ用ドライブト
レインアセンブリを提供することにある。
【００２４】本発明のさらに他の目的は、駆動軸のねじ
れが緩やかになるように内径および外径のサイズが調整
されたトルク管として形成されたドライブトレインサブ
アセンブリ用駆動軸を提供することにある。駆動軸は、
ＵＡＶエンジンによって発生する振動トルクの影響が、
スプライン結合歯、スプラグクラッチ、トランスミッシ
ョンギアリング、ロータアセンブリに対してそれぞれ及
ばないようにするためのトーション羽根として機能す
る。
【００２５】本発明の他の目的は、単段トランスミッシ
ョン、トランスミッションハウジング、センタハブ支持
構造を有するＵＡＶ用同軸トランスミッション／センタ
ハブサブアセンブリを提供することにある。
【００２６】尚、上記単段トランスミッション等は、そ
れぞれ構造的・機能的に相互作用し、ＵＡＶエンジンと
二重反転ロータとの間の力伝達能率を高めるものであ
る。
【００２７】本発明のもう一つの目的は、トランスミッ
ションハウジングに対して回動自在に設けられた入力ピ
ニオンと、トランスミッションハウジングに対して回動
自在に設けられた一体型ロータシャフトを有するととも
にロータシャフトが二重反転できるように入力ピニオン
に結合された上部および下部かさ歯車と、を有する単段
トランスミッションを提供することにある。
【００２８】本発明のもう一つの目的は、機体構造に空
気力学的にも構造的にもコンパクトな覆いを備え、二重
反転ロータ間の距離を最小限に抑えるためのロータスワ
ッシュプレートサブアセンブリ用摺動面として機能する
外面を有するトランスミッションハウジングを提供する
ことにある。
【００２９】本発明のさらに他の目的は、ＵＡＶ機体構
造に対して同軸に固定された同軸トランスミッション／
センタハブ支持サブアセンブリを搭載するために形成さ
れ、また二重反転ロータの動荷重と熱荷重とを機体構造
に結合できるよう、また二重反転ロータの曲げモーメン
トを相殺するよう操作されるセンタハブ支持構造を提供
することにある。
【００３０】本発明の他の目的は、はねかけ注油サブシ
ステムを提供するよう内部に形成されたＵＡＶ用トラン
スミッションハウジングを提供することにある。
【００３１】本発明のさらにもう一つの目的は、ＵＡＶ
ロータシャフト、ロータシャフト軸受け、トランスミッ
ションハウジング、およびスワッシュプレートサブアセ
ンブリの半径方向寸法を最小にするよう最適設計された
ＵＡＶロータアセンブリ用一体型スプライン／円錐座サ
ブアセンブリを提供することにある。
【００３２】本発明のさらなる他の目的は、軽量で、慣
性が小さく、翼弦振動数が高く、空気力学的プロファイ
ルが改良され、静的ドループが低く、また翼弦応力を低
くし、ブレード減衰機構の必要のないＵＡＶ用ロータブ
レードサブアセンブリを提供することにある。
【００３３】本発明のさらなる目的は、予め定められた
前方飛行状態の間は予め捩じれたフレックスビームがゆ
るくなる所定のスパン幅の線形捩じれを有するロータブ
レードサブアセンブリ用積層複合フレックスビームを提
供することにある。
【００３４】本発明のさらにもう一つの目的は、連続ね
じれ荷重伝達経路を提供し、ロータブレードと予め捩じ
れたフレックスビームとの間の荷重カップリングを容易
にするねじれ剛性と曲げ剛性とを有するロータブレード
サブアセンブリ用トルク管／桁部材に一体形成された、
連続屈曲複合フィラメントチューブラを提供することに
ある。
【００３５】本発明の他の目的は、機外マスが小さく、
機内剛性が高く、ロータブレードサブアセンブリが弱い
モード応答領域全体にわたって作用を及ぼすような高い
翼弦振動数、および三角形の後縁区域を有するように形
成された高モジュラス複合材料から製造されるロータブ
レードサブアセンブリ用ロータブレードを提供すること
にある。
【００３６】本発明のさらに他の目的は、フレックスビ
ームからロータハブへの接合部を機内に設置して自動調
心軸受けを利用するよう形成されたＵＡＶロータアセン
ブリ用スナッバーアセンブリを提供することにある。
【００３７】以上の目的、および他の目的は、ダクト付
同軸二重反転ロータを有するロータアセンブリを搭載し
た無人航空機（ＵＡＶ）によって達成される。ＵＡＶは
環状胴体、ドライブトレインアセンブリ、同軸トランス
ミッション／センターハブサブアセンブリ、一体型スプ
ライン／円錐座サブアセンブリ、スナッバアセンブリ、
およびロータブレードサブアセンブリを含む。
【００３８】
【課題を解決するための手段】ＵＡＶの環状胴体は、横
断面が略Ｃ型形状で、環状胴体内のダクトを規定するダ
クトの壁面を含む環状構造を有することを特徴とする。
ＵＡＶのロータアセンブリは半径方向支持支柱によって
ダクトに同軸に取付けられている。Ｃ型環状構造は第１
および第２の端部を有して環状胴体の内部キャビティを
規定している。環状胴体はさらに、Ｃ型環状構造の内部
キャビティ内に少なくとも３組の隔壁構造を等距離に配
置したことを特徴とする。隔壁構造対の各々は第１の区
分を規定し、隣接する隔壁構造対は第２の区分を規定す
る。第１の区分は半径方向支持支柱の縦軸と交差してい
る。環状胴体はまた、Ｃ型環状構造の第１および第２の
端部の間の封鎖セグメントを形成することを特徴とす
る。
【００３９】環状胴体の第１の区分の各々は、３０゜〜
４５゜に開いたセクタを形成する。第１の区分は３０゜
のセクタを形成すると第２の区分は各々９０゜のセクタ
を形成する。環状胴体のダクトの壁面は内部キャビティ
に面して形成される複数の垂直補剛構造を含む。このよ
うな垂直補剛構造は環状胴体の第２の区分内に配置さ
れ、隣接する垂直補剛構造は１５゜離れている。少なく
とも一つの垂直方向取付板が隣接した垂直補剛構造に固
定されている。ダクトの壁面はさらに、垂直補剛構造が
円周補剛構造の間に延在するように内部キャビティに対
向して一体に形成される上部および下部の円周補剛構造
を含む。環状胴体はまた、円周補剛構造の一つに形成さ
れるポケットによって規定される少なくとも一つの減摩
部材を含み、この減摩部材は二重反転ロータによって規
定される翼端通過面に一致する。ダクト補剛構造は内部
キャビティに対向して第１の区分内のダクトの壁面上に
形成される。封鎖セグメント形成手段はＣ型環状構造の
第１および第２の端部の間に配置される一つまたは複数
の着脱自在パネル構造を含む。隣接する着脱自在構造
は、隔壁構造の一つに一列となる略鋸歯形状の合せ面を
形成する。
【００４０】ＵＡＶはエンジンからのトルクをダクト付
同軸二重反転ロータを有するロータアセンブリのトラン
スミッションへと結合させるドライブトレインアセンブ
リを含む。ドライブトレインアセンブリはエンジン結合
サブアセンブリと、駆動軸と、トランスミッション結合
サブアセンブリとを含む。トランスミッションサブアセ
ンブリは、ピンカラーコネクタによって駆動軸の一端に
機械的に結合されている外部クラウンスプライン結合
と、外部クラウンスプライン結合にかみあい係合するギ
アスプライン結合とからなる。エンジン結合サブアセン
ブリは、ピンカラーコネクタによって駆動軸の他端に機
械的に結合される内部スプライン結合と、相補的なスプ
ライン歯を介して内部スプライン結合にかみあい係合す
る外部クラウンスプライン結合とを含む。ドライブトレ
インアセンブリは、エンジン、スプラグクラッチ、およ
び玉軸受けからのトルクを伝達するためのバントパンを
さらに含むエンジン結合サブアセンブリを有することを
特徴とする。この時スプラグクラッチは玉軸受けによっ
てバントパンと外部クラウンスプライン結合との中間に
しっかりと中心を定められている。バントパンからのト
ルクはスプラグクラッチを介して外部クラウン結合へ結
合されている。この外部クラウン結合は、内部スプライ
ン結合と外部クラウンスプライン結合との相補的なスプ
ライン歯の間にかみあい係合することによって、内部ス
プライン結合を介して駆動軸へトルクを結合させる。
【００４１】ドライブトレインアセンブリはさらに、バ
ントパンに機械的に結合される支柱を含み、エンジンの
テーパ出力シャフトからのトルクをバントパンに伝達す
るよう作用する。駆動軸はトルク管の内径および外径に
よってトルク管に対して柔軟なねじれが得られるような
寸法を有するように形成され、ねじれが柔軟なトルク管
はエンジンによって生成される振動トルクからロータア
センブリとトランスミッションとを分離させるトーショ
ンばねとして機能する。内部スプライン結合および／ま
たは外部クラウンスプライン結合は駆動軸の均衡を保つ
ために材料マスをさらに含む。
【００４２】ＵＡＶは、支持構造手段が半径方向支持支
柱、多部材トランスミッションハウジング、および単段
トランスミッションサブシステムによって環状胴体に対
して同軸に固定されるように同軸トランスミッション／
センターハブサブアセンブリを取り付けるための二重反
転ロータを仲介するセンターハブ支持支柱を含む、同軸
トランスミッション／センターハブサブアセンブリを含
む。多部材トランスミッションハウジングはＵＡＶの回
転軸に沿って対向するセンターハブ支持構造に結合して
固定される上部および下部の直立管ハウジングを有する
ことを特徴とする。この上部および下部の直立管ハウジ
ングは上部および下部のスワッシュプレートサブアセン
ブリ用の摺動面として機能する外部表面を有する。単段
トランスミッションサブシステムは上部直立管ハウジン
グに結合して回転自在に取り付けられる上部ロータシャ
フトを含む上部かさ歯車と、下部直立管ハウジングに結
合して回転自在に取り付けられる下部ロータシャフトを
含む下部かさ歯車と、同軸トランスミッション／センタ
ーハブサブアセンブリに結合して二重反転ロータを取り
付ける手段を提供する上部および下部のロータシャフト
と、センターハブ支持構造手段内に回転自在に取り付け
られ、上部および下部のかさ歯車と二重反転ロータにト
ルクを結合させるＵＡＶ動力装置サブシステムとに機械
的に結合される入力ギアとを有することを特徴とする。
【００４３】センターハブ支持構造手段は円筒体の形状
をしたセンターハブ支持構造を含み、半径方向支柱に結
合して同軸トランスミッション／センターハブサブアセ
ンブリをしっかりと固定させるための複数の一体化され
た半径方向外側延在支持腕と、円筒体に結合して固定さ
れる中央ハウジングとを有して、中央ハウジングの外部
表面が円筒体の内部表面に当接係合するようになってい
る。あるいは中央ハウジングは円筒体の一体部分として
製造されている。中央ハウジングは多部材トランスミッ
ションハウジングの一部であり、上部および下部の直立
管ハウジングは中央ハウジングに結合して固定され、ま
た入力ギアは中央ハウジングに回転自在に取り付けられ
ている。
【００４４】同軸トランスミッション／センターハブサ
ブアセンブリはさらにはねかけ注油サブシステムを含
む。このはねかけ注油サブシステムは中央ハウジング
と、直立管チャンバと、上部および下部の直立管ハウジ
ングと上部および下部の直立管ハウジング内に形成され
る中心通路とによって形成される中央油リザーバとから
なる。中央油リザーバは各通路によってピニオンチャン
バと直立管チャンバとに流動的に相互結合され、上部お
よび下部のかさ歯車ははねかけ注油サブシステムを介し
て油を循環させる。
【００４５】ＵＡＶ用ロータアセンブリの二重反転ロー
タの各々は、ロータシャフトとロータハブとを含む一体
型スプライン／円錐座サブアセンブリを含む。ロータシ
ャフトは第１の直径を有する一次シャフト部分と、第２
の直径を有する端部シャフト部分と、一次シャフト部分
と端部シャフト部分とがロータシャフト軸に対して所定
の角度をなすように介在する円錐台遷移部分とからな
る。端部シャフト部分は半径方向外側に延在する複数の
シャフトスプラインを含む。ロータハブは半径方向内側
に延在する複数のハブスプラインを有するシャフト開口
部を有する。ハブスプラインとシャフトスプラインとは
互いに係合し、ロータハブとロータシャフトとは回転結
合係止状態となる。
【００４６】一体型スプライン／円錐座サブアセンブリ
は、ロータハブセンタラインに対して所定の角度をなす
外側テーパ下部部分を有するハブスプラインを有するこ
とを特徴とする。ハブスプラインの外側テーパ下部部分
の所定の角度は、ロータシャフトの円錐台遷移部分の所
定の角度に等しい。このハブスプラインのテーパ下部部
分はロータシャフトの円錐台遷移部分に当接して係合
し、また機械的に支持されている。シャフトスプライン
は、ロータシャフト第３の直径の円周を規定する機外表
面を有する。第３の直径はロータシャフトの第１の直径
に等しい。
【００４７】ＵＡＶはまた、トルク管の機内端部に結合
して固定されるよう形成されるブラケットと、ブラケッ
トに結合して固定される球面軸受けと、ロータハブに結
合してフレックスビームの機内端部を固定する手段およ
び球面軸受けとブラケットとの組合せをロータハブの半
径方句延在腕の機外端部の機内とフレックスビームの機
内端部の機内の内部に回転自在に取り付けるための手段
とを含む複数の半径方向延在腕を有するロータハブとか
らなる。スナッバアセンブリは、半径方向延在腕がクレ
ビスである固定手段と、軸受けと機内キャビティとを規
定する半径方向延在腕内に形成される機内および機外の
内部隔壁からなり、機外内部隔壁と球面軸受けと軸受け
キャビティ内に球面軸受けとブラケットとの組合せを回
転自在に取付ける機内内部隔壁とに結合して挿入される
軸受けボルトと回転自在取付手段とを有することを特徴
とする。
【００４８】スナッバアセンブリはさらに機内キャビテ
ィ内の軸受けボルトに結合してねじ切りされる止めナッ
トを含み、機内内部隔壁に対して押しつけられて半径方
向延在腕内に軸受けボルトを固定する。ロータハブは４
本の半径方向延在腕を有する。
【００４９】ＵＡＶ用ロータブレードサブアセンブリは
フレックスビーム手段と、桁手段と、トルク管手段と、
ロータブレードとを含む。フレックスビーム手段はダク
ト付同軸二重反転ロータの遠心荷重と曲げ荷重とに反作
用するように形成されていて、ロータハブに結合してフ
レックスビーム手段を固定するよう形成された機内端部
と機外端部とを有する。桁部材はダクト付同軸二重反転
ロータの曲げ荷重、ねじれ荷重、剪断荷重、および遠心
荷重に反作用するよう形成され、ロータブレードサブア
センブリの一次構造部材となっている。トルク管手段は
ダクト付同軸二重反転ロータのねじれ荷重と曲げ荷重と
に反作用するよう形成されている。ロータブレード、ト
ルク管手段、フレックスビーム手段、および桁手段はフ
レックスビーム手段の機外端部に結合して固定されてい
る。ロータブレードサブアセンブリはフレックスビーム
手段が機内端部および機外端部からスパンに沿って所定
の線形ねじれを有するフレックスビームを有することを
特徴とする。
【００５０】フレックスビーム手段の所定の線形ねじれ
は、フレックスビームの機内端部の０゜から機外端部の
２２゜までスパンに沿って線形的に変化する。トルク管
手段と桁手段とは単一連続管状複合構造として製造さ
れ、この時トルク管手段は連続管状複合構造の機内セグ
メントであり、ダクト付同軸二重反転ロータの曲げ荷
重、ねじれ荷重、および曲げ荷重に反動するように設け
られる。また桁手段は連続管状複合構造の機外セグメン
トであり、ダクト付二重反転ロータの曲げ荷重、ねじれ
荷重、剪断荷重、および遠心荷重に反動するように設け
られる。連続管状複合構造の機内トルク管セグメントの
外形は略楕円の外形を有し、連続管状複合構造の機外桁
セグメントの外形は切頭円錐形である。ロータブレード
は空力テーパが高く、またテーパロータブレードは機外
質量が小さく、機内剛性が高く、翼弦振動数が高い。テ
ーパロータブレードの空力テーパが高いことは、テーパ
ロータブレードの空力ルートの効果的な翼弦比率と、テ
ーパロータブレードの空力先端部の効果的な翼弦比率と
によって規定される。開示の実施例のテーパロータブレ
ードにおいては２：１の高い空力を有する。テーパロー
タブレードの翼弦振動数が高いことによって、ＵＡＶ用
ロータアセンブリは、２／ｒｅｖモード共鳴モード状態
乃至３／ｒｅｖ共鳴モード状態のモード応答区域の弱い
ところにも作用することができる。
【００５１】
【発明の実施の形態】以下、本発明について図面を参照
して説明する。図中、同様の構成要素には同一の参照符
号を付してある。図１および図２は、本発明による無人
航空機（ＵＡＶ）１０の一実施例を示すものである。図
示してあるＵＡＶ１０の実施例は、空気力学的外形２２
を有する環状胴体すなわち囲い板２０と、飛行／ミッシ
ョン装置３０と、動力装置サブシステム５０と、ロータ
アセンブリ１００とを備える。本実施例の環状胴体２０
の空気力学的外形２２は、前方飛行の間、ノーズアップ
ピッチングモーメント（nose up pitching moment）を
最小限に抑えるように最適化されている。図示したＵＡ
Ｖ１０に適した好ましい空気力学的外形２２について
は、本願出願人と同一出願人による米国特許第５，１５
０，８５７号、SHROUD GEOMETRY FOR UNMANNED AERIAL
VEHICLES（『無人航空機用囲い板形状』）により詳細に
述べられている。本発明によるＵＡＶ１０の他の実施例
は半円筒状の空気力学的外形を有する環状胴体すなわち
囲い板を備え、本願出願人と同一出願人による米国特許
第５，１５２，４７８号、AN UNMANNED FLIGHT VEHICLE
INCLUDING COUNTER ROTATING ROTORS POSITIONED WITH
IN A TOROIDAL SHROUD AND OPERABLE TO PROVIDE ALL R
EQUIRED VEHICLE FLIGHT CONTROLS（『環状囲い板内に
設置され、必要な飛行制御要件を全て満たすように操作
できる二重反転ロータを有する無人航空機』）に述べら
れている。本実施例では、サイクリックピッチを利用し
て、前方飛行の間に胴体自体が原因で生じるノーズアッ
プピッチングモーメントを補正する。
【００５２】ここに開示するＵＡＶ１０の実施例におい
て、環状胴体２０の直径は約６．５フィート、環状胴体
２０のエンベロープの高さは約１．６フィート、空の機
体重量は約１７５ポンド、機体の総重量は約２５０ポン
ドである。図１の参照符号１２は、ＵＡＶ１０の胴体軸
を規定するものである。環状胴体２０は、環状胴体２０
に一体となって形成され、環状胴体２０の内周からロー
タアセンブリ１００に向かって半径方向外側に延在して
いる複数の支持支柱２４（本実施例では３本）を有す
る。支持支柱２４は、以下において詳細に述べるように
ロータアセンブリ１００にしっかりと固定されていて、
環状胴体２０に対して固定の同軸関係にロータアセンブ
リ１００を支持するように動作可能である。すなわちロ
ータアセンブリ１００の回転軸は胴体軸１２に一致す
る。支持支柱２４は中空構造になっているので、ＵＡＶ
１０の総重量を最小限に抑えられ、ＵＡＶ１０の操作要
素を相互に連結するためのコンジット（conduit）にも
なる。例えば、エンジン駆動軸（以下の記述参照）は、
図２に示されるように、支持支柱２４の一本を介して案
内される。さらに、電子制御サーボサブシステム（以下
の記述参照）用の電子インタフェース配線は、他の支持
支柱２４を介して案内される。
【００５３】最小限の重量で強度の強い構造を得るので
あれば、環状胴体２０と複数の支持支柱２４とは複合材
料で製造されると好ましい。様々な航空宇宙用複合構造
物を形成する上で利用される引張り強度の強い繊維材料
と樹脂については様々な種類のものが当業者間で周知で
ある。環状胴体２０は閉トロイドとして製造し、構造強
度を最大としている。環状胴体２０は部分的に中空構造
をしていて、複数の相互連通内部ベイ２６が形成される
ように組立てられている。
【００５４】前方に位置している内部ベイ２６は、後述
するように、一般に様々な飛行／ミッション装置３０の
ために利用される。ミッションペイロード装置３２は、
好ましくは方位域（前方域）１８０゜で内部ベイ２６に
配置されるが、これに限定されるものではない。一般
に、ミッションペイロード装置３２は、例えば赤外線検
出器、テレビカメラ等の数種の受動センサおよび／また
は例えばレーザ、無線通信ギア、レーダ等の能動素子
と、これらの素子に接続された処理装置とからなる。前
方の内部ベイ２６が備えられているため、これらのミッ
ションペイロード装置３２の視界を良くすることができ
る。アビオニクス３４、航法装置３６、フライトコンピ
ュータ３８、通信ギア４０（リアルタイムセンサデータ
をリレーしたりリアルタイムコマンド入力信号を受信し
たりする）、アンテナ等の他の飛行／ミッション装置３
０は、図１に例示されているように様々な内部ベイ２６
に分散して配置される。後述するように、様々な飛行／
ミッション装置３０は、動力装置サブシステム５０の位
置に合わせて最適になるよう分散されている。
【００５５】図２２では、ロータアセンブリ１００は２
つの二重反転推進ロータ２００、２０２（図５も同様に
参照のこと。ロータ２０２は図２２ではロータ２００に
よって覆い隠されている）は環状胴体２０によって形成
されたダクト４０２内に同軸状に取り付けられ、ダクト
４０２を介して気流をまっすぐ下に向けるように作動す
る。各ロータ２００、２０２は、４つのロータブレード
アセンブリ２５０を含む。このロータブレードアセンブ
リはダクトの壁面４０２に近接した先端部２８４を有す
る。先端部２８４は、ロータ２００、２０２が回転して
いる時に翼端通過面４０４を規定する。先端部２８４を
ダクトの壁面４０２に近接させたことにより、ロータブ
レードの先端での渦を最小にするか、または抑制するこ
とができるため、ＵＡＶ１０の推進効率は高くなる。
【００５６】図２２に示すように、ロータアセンブリ１
００は複数の支持支柱２４によって支持されている。こ
の支持支柱部材は、環状胴体構造物２０の内周すなわち
ダクトの壁面４０２に取り付けられている。各支持支柱
２４の縦軸２４Ａは、ロータ軸１２に対して半径方向に
一直線となっており、縦軸２４Ａは互いに１２０゜ずつ
離れている。また図２２において、３対の隔壁４１０
は、環状胴体２０内に等間隔に配置されている。
【００５７】各隔壁構造対４１０は、それらの間の第１
の領域４１８を規定している。この第１の部分は対応す
る支持支柱２４の縦軸２４Ａと交差している。第２の部
分４２０は、隣接する複数の隔壁構造対４１０の間に規
定されている。第１の部分４１８は、環状胴体２０の好
ましくは約４５゜以下、より好ましくは約３０゜以下の
範囲を規定する。各隔壁構造対４１０間に以上のような
スペースを設けると、ロータアセンブリ１００からの揚
力荷重に対して反作用する実質的に剛性の構造的ボック
ス区域を形成することができる。この揚力荷重は対応す
る支持支柱２４を介して環状胴体２０へと伝達される。
第１の部分４１８の剛性はセクタの大きさによって変わ
るため、第１の部分のセクタの大きさを第２の部分４２
０のセクタの大きさよりも比較的小さくしておくと好ま
しい。３組の隔壁構造対４１０を有する環状胴体２０の
望ましい実施例であれば、第２の部分４２０は各々約７
５゜よりも大きいセクタであるのが好ましい。隔壁構造
対の数が多いほど、第２の部分４２０として規定される
セクタの大きさは小さくなることは明らかである。
【００５８】環状胴体２０の下部構造は、図２３、２
４、２５、２７に示されるように、横断面がＣ型形状の
環状構造４３０を有する。Ｃ型構造４３０の第１および
第２の端部は、図２３、２４において各々参照符号４３
２、４３４で示されている。Ｃ型構造４３０は環状胴体
２０のダクトの壁面４０２を形成し、環状胴体２０用の
内部キャビティ４３６を規定する。環状構造４３０と隔
壁構造対４１０との組み合わせは環状胴体２０の一次構
造要素からなる。隔壁構造対４１０によって境界が定め
られた環状胴体構造２０の内部キャビティ４３６は、上
述の内部ベイ２６を規定する。
【００５９】Ｃ型環状構造４３０によって形成されたダ
クトの壁面４０２は上部および下部の円周補剛構造４３
８、４４０を含むと好ましい。この補剛構造はＣ型構造
の上に一体的に形成され、内部キャビティ４３６内に配
置されている。補剛構造４３８、４４０によってダクト
の壁面４０２の外周周辺に連続した剛性荷重伝達経路が
形成され、これにより環状胴体２０の曲げ強度をさらに
高めることができる。
【００６０】等間隔に並べられた複数の垂直補剛構造４
４２は、内部キャビティ４３６に対向してダクトの壁面
４０２上に一体となって形成されている。垂直補剛構造
４４２は環状胴体２０の第２の部分４２０のみに形成さ
れている。隣接する垂直補剛構造４４２は、互いに胴体
軸１２を基準として約１５゜離間して設けられるのが好
ましい。
【００６１】ダクトの壁面４０２はさらに、内部キャビ
ティ４３６に対向した一体型ダクト補剛構造４４４を含
む。ダクト補剛構造４４４は、環状胴体２０の上部およ
び下部の円周補剛部材４３８、４４０間の第１の部分４
１８のみに形成される。各ダクト補剛構造４４４は、対
応する隔壁構造対４１０の搭載面として作用し、また隔
壁間に延在するのが好ましい。ダクト補剛構造４４４は
対応する隔壁構造対４１０との組み合わせで実質的な剛
性ボックス構造となり、以下詳細に述べるように支持支
柱２４を介して環状胴体２０に伝達される推進ロータ荷
重に反作用する。
【００６２】水平支持面４１４は、各隔壁構造４１０の
対応する側壁４１２に固定されてボックス構造剛性を高
める（図２２をも参照）。さらに、水平支持面４１４は
構造的荷重伝達経路として機能して、隔壁構造４１０と
の組み合わせでダクト補剛構造４４４によって規定され
るボックス構造に機体サブアセンブリと飛行ミッション
ペイロード装置３０との重量を伝達する。
【００６３】他の機体サブアセンブリ、例えば様々な飛
行／ミッション装置３０、動力装置サブシステム５０等
を１つまたは複数の第２の部分４２０の内部キャビティ
４３６内に設置する際に垂直方向取付板４４６を利用し
てもよい。各取付板４４６を少なくとも２つの隣接する
垂直補剛構造４４２に固定し、設置されたサブアセンブ
リの重量に作用する適切な手段を得るようにすると好ま
しい。他のいかなる機体サブアセンブリ、例えば飛行／
ミッション装置３０、動力装置サブシステム５０等を垂
直補剛構造４４２に直接取り付けてもよいことは理解で
きよう。
【００６４】図２２に示す環状胴体２０の線２０ａ−２
０ａに沿って切った横断面は図２４に示されるように、
環状胴体２０の３つの構造的セグメント、すなわちダク
トの壁面４０２、背面セグメント４５０およびダクトの
壁面４０２と下部背面セグメント４５０とを相互に連結
する封鎖セグメント４５２とを規定する。ダクトの壁面
４０２は実質的に円筒状のメインセグメント４５４を備
える。このメインセグメントは、胴体軸１２に同軸の縦
軸と、円筒状メインセグメント４５４の上端から延在す
る上部リップセグメント４５６とを有する。背面セグメ
ント４５０はダクトの壁面４０２の円筒状メインセグメ
ント４５４の下端４６０から半径方向外側に延在する。
環状胴体２０のダクトの壁面４０２と背面セグメント４
５０とは環状胴体構造のＣ型環状構造４３０からなる。
【００６５】環状胴体構造２０の封鎖セグメント４５２
は、水平線Ｘ−Ｘと垂直線Ｙ−Ｙとが各々環状胴体２０
の最上部と半径方向最外部とを通る接点となる２つの点
Ｔ１とＴ２とにより規定される。封鎖セグメント４５２
の上部セグメント４６２は、ダクトの壁面４０２の上部
リップセグメント４５６に一体かつそこからなめらかな
曲線を描くように形成されると好ましい。Ｃ型環状構造
４３０には封鎖セグメント４５２の上部セグメント４６
２が含まれているため、曲げ剛性はさらに強められ、Ｕ
ＡＶ１０が作動している間、Ｃ型構造４３０の第１の端
部４３２を環状胴体２０全体に生じる負圧プロファイル
から離れた位置にしておくことができる。下部背面セグ
メント４５０を延ばせば環状Ｃ型環状構造４３０の構造
的剛性をさらに強めることができる。しかしながら、こ
のようにするとＣ型構造４３０の組立て時に悪影響が及
ぶ場合もある。
【００６６】封鎖セグメント４５２は着脱自在パネル構
造４６４を含む。この着脱自在パネル構造は環状胴体２
０の内部キャビティ４３６への入り口となる。各パネル
構造４６４は、様々な内部ベイ内での飛行／ミッション
装置３０および動力装置サブシステム５０を簡単に取り
付けたり取外したりできるだけの大きさである。
【００６７】ここで述べるＣ型環状構造の好ましい実施
例において、ダクトの壁面４０２の円筒状メインセグメ
ント４５４は、６層の黒鉛／エポキシ材料の連続した補
強材で組立てられている。この層の厚さは全体で約０．
０７７センチメートル（０．０３０インチ）（図２４の
参照符号４７０に相当）である。円筒状メインセグメン
ト４５４は上部および下部の円周補剛構造４３８、４４
０を含む。この円周補剛構造は内部キャビティ４３６内
に位置し、円筒状メインセグメント４５４の機内表面４
７６上に各々ポケット４７２、４７４を形成する。各ポ
ケット４７２、４７４の平均幅寸法は約３．８５センチ
メートル（１．５０インチ）（参照符号４７８に相
当）、平均深さ寸法は約１．２８センチメートル（０．
５０インチ）（参照符号４８０に相当）である。製造し
やすくするためにポケット４７２、４７４には深さ方向
４８０にテーパリングを施してある。
【００６８】上部および下部の減摩部材４８２、４８４
はそれぞれポケット４７２、４７４内に配置されてい
る。減摩部材４８２、４８４は従来の発砲材料で形成さ
れると好ましい。各減摩部材４８２、４８４はそれぞれ
ポケット４７２、４７４を完全に満たすような厚さと形
を有する。従って、減摩部材４８２、４８４によってそ
れぞれ規定される機内表面４８６、４８８は、円筒状メ
インセグメント４５４の機内表面４７６に実質的に同一
平面になるように規定されている。減摩部材４８２、４
８３は犠牲要素として作用し、ダクトの壁面４０２とロ
ータブレードアセンブリ２５０の先端部２８４との接触
を防ぐ。
【００６９】減摩部材４８２、４８４は、回転する二重
反転ロータ２００、２０２のブレード先端部２８４によ
って規定される翼端通過面４０４内に位置する。ここで
記述する好ましい実施例において、ロータアセンブリ１
００は２つの二重反転ロータ２００、２０２を含む。こ
の二重反転ロータは互いに垂直方向に約２８．２センチ
メートル（１１．０インチ）（図２４の参照符号４９
０）離れた上部および下部の翼端通過面４０４を規定す
る。ブレード先端部２８４を円筒状メインセグメント４
５４の機内表面４７６に極めて近接させ、ロータブレー
ドの先端によって生じる渦を最小限に抑えるか、または
抑制して推進効率を高めると好ましい。
【００７０】上部リップセグメント４５６は、全体の厚
さ（図２４の参照符号４９２）が約０．０７７センチメ
ートル（０．０３０インチ）の６層からなる黒鉛／エポ
キシ材料で製造されると好ましく、飛行操作の間上部リ
ップセグメント４５６に加わる負圧荷重に反作用できる
だけの十分な強度が得られる。下部背面セグメント４５
０は全体の厚さ（図２４の参照符号４９４）が約０．０
７７センチメートル（０．０３０インチ）の６層からな
る黒鉛／エポキシ材料で製造されると好ましい。
【００７１】ここで記述する好ましい実施例において、
封鎖セグメント４５２は黒鉛／エポキシ材料で製造され
ており、その上部セグメント４６２は厚さ（図２４の参
照符号４９６）約０．０７７センチメートル（０．０３
０インチ）の６層で製造されている。着脱自在パネル構
造４６４は厚さ（図２４の参照符号４９８）約０．０３
８センチメートル（０．０１５インチ）の３層から製造
されている。封鎖セグメント４５２の着脱自在パネル構
造４６４をＣ型環状構造４３０の第１および第２の端部
４３２、４３４に取り付ける方法または技術は、当業者
間で周知の様々な方法のいずれかによって達成できる。
【００７２】Ｃ型環状構造４３０の第１および第２の端
部４３２、４３４は、各々一体型リバースフランジ５０
０、５０２を有する。このフランジによって第１および
第２の端部４３２、４３４の座屈強度および壁面座屈強
度を増すことができ、また封鎖セグメント４５２の着脱
自在パネル構造４６４から第１端部および第２端部に印
加される荷重を伝達しやすくすることもできる。リバー
スフランジ５００、５０２はさらにビルドアップ層を含
み、全体の厚さ（図２４の参照符号５０４）は約０．１
２センチメートル（０．０４５インチ）となる。
【００７３】図２２の２０ｂ−２０ｂに沿った横断面は
図２５に示されており、第２の領域４２０内の垂直補剛
構造４４２の部分における環状胴体構造２０を示したも
のである。垂直補剛構造４４２は上部および下部の円周
補剛構造４３８、４４０の間に延在し、内部キャビティ
４３６に対向してダクトの壁面４０２上に一体に形成さ
れている。垂直補剛構造４４２によって環状胴体２０全
体を強化できるため、環状胴体２０は曲げに対する完全
構造として作用する。さらに、垂直補剛構造４４２はダ
クトの壁面４０２を安定させロータ洗流によって発生す
る負圧による歪みを防止する。垂直補剛構造４４２は従
来の発砲材料からなるコア５１０を含むように製造され
ると好ましい。コア５１０は上部および下部の円周補剛
構造４３８、４４０に達するのに十分な補剛高さ（図２
５の参照符号５１２）を有する。垂直補剛構造４４２の
補剛深さ（図２５の参照符号５１４）は、上部および下
部の円周補剛構造４３８、４４０から垂直補剛構造４４
２への移行を平滑にできるよう約１．２８センチメート
ル（０．５０インチ）が好ましい。
【００７４】図２６は、ダクトの壁面４０２を垂直補剛
構造４４２が位置する図２５の線２０ｃ−２０ｃに沿っ
て切った部分の横断面を示す。垂直補剛構造４４２は底
幅（参照符号５１６）約５．１３センチメートル（２．
００インチ）、上幅（参照符号５１８）約２．５６セン
チメートル（１．００インチ）の台形形状を有する。垂
直補剛構造４４２は組立てを簡便にするため深さ方向に
沿って先細りとなっている。垂直補剛構造４４２のコア
５１０はレイアップ層内に位置し、荷重を伝達するため
の一体型補剛構造を形成するようにダクトの壁面４０２
を形成する。環状胴体２０の製造時、コア５１０はレイ
アップ層内に位置し、好ましくはコア５１０の両側にダ
クトの壁面の６層のうち３層を有する。
【００７５】図２７は図２２の線２０ｄ−２０ｄに沿っ
た横断面であって、内部キャビティ４３６の第１の領域
４１８内に配置されるダクト補剛構造４４４の位置を示
している。ダクト補剛構造４４４は上部および下部の円
周補剛構造４３８、４４０の間に延在し、ダクトの壁面
４０２の円筒状メインセグメント４５４上に一体に形成
されている。ダクト補剛構造４４４は環状胴体２０全体
の曲げ強度を増し、対応する隔壁構造対４１０との組み
合わせで作用し、各支持支柱２４を取り付けるために実
質的な剛性ボックス構造となる。支持支柱２４を環状胴
体２０にしっかりと取り付けることによって、環状胴体
２０に対する推進ロータアセンブリ１００の相対運動を
最小にして、推進ロータアセンブリ１００からの荷重を
伝達するための構造的荷重伝達経路として機能する。
【００７６】ダクト補剛構造４４４は、厚さ約０．０３
８センチメートル（０．０１５インチ）の３層の黒煙／
エポキシ材料からなる表面シート５２０を有するハニカ
ム型サンドイッチ構造物で製造される。ダクト補剛構造
４４４は、上部および下部の円周補剛構造４３８、４４
０に達するだけの高さ（参照符号５２２）を有する。ダ
クト補剛構造４４４の幅（参照符号５２４）は、上部お
よび下部の円周補剛構造４３８、４４０とダクト補剛構
造４４４との間の移行を平滑にできるよう好ましくは約
１．２８センチメートル（０．５０インチ）である。ダ
クト補剛構造４４４は、表面シート５２０を内部キャビ
ティ４３６に対向させてダクトの壁面４０２を含むレイ
アップ６層の上部に配置されている。
【００７７】隔壁構造対４１０（図２７には一組のみが
示されている）は各々、内部キャビティ４３６内でＣ型
環状構造４３０と一緒に結合されている。隔壁対４１０
はダクト補剛構造４４４と協同し、Ｃ型環状構造４３０
は各支持支柱２４を取り付けるための実質的な剛性ボッ
クス構造を形成する。隔壁４１０は、厚さ約０．１２セ
ンチメートル（０．０４５インチ）の９層の黒鉛／エポ
キシ材料から形成されると好ましい。隔壁４１０の形状
は、環状胴体２０の形状をほぼ規定するものである。隔
壁４１０はダクトの壁面４０２、背面セグメント４５
０、封鎖セグメント４５２にそれぞれ対応するフランジ
部５３０、５３２、５３４を含む。フランジ部５３０、
５３２は内部キャビティ４３６において隔壁４１０をＣ
型環状構造４３０に取り付けるために設けられている。
フランジ部５３４は着脱自在パネル構造４６４を環状胴
体２０に取り付けるための手段となる。フランジ部５３
０、５３２、５３４は黒鉛／エポキシレイアップ層で製
造され、好ましくは隔壁構造と一体に形成される。
【００７８】図２７には、水平支持板４１４も示されて
いる。この水平支持板は最も重い機体サブシステムおよ
び／または飛行／ミッションペイロード装置の荷重を隔
壁４１０に伝達できるようこれらの装置を搭載するため
に利用される。水平支持板４１４はさらに、上述のよう
に隔壁４１０とこれに関連した構造要素とによって形成
されるボックス構造を補剛する補剛部材として作用す
る。水平支持板４１４は黒鉛／エポキシ材料で製造さ
れ、対応する隔壁４１０の側壁４１２に固定されると好
ましい。第１の領域４１８内では、ダクトの壁面４０２
および背面セグメント４５０にさらに３層を加えてその
領域の強度を局地的に高めるようにすると好ましい。
【００７９】図２８は、封鎖セグメント４５２の着脱自
在パネル構造４６４を対応する隔壁４１０に取り付けた
場合を示す拡大図である。ＵＡＶ１０の重量を最小にす
るために、隣接する着脱自在パネル構造４６４は、隔壁
４１０のフランジ部５３４へこのパネル構造を取り付け
るための合せ面５４０を形成する。合せ面５４０は略鋸
歯形状をしており、着脱自在パネル構造４６４の各歯部
分５４２は隣接する着脱自在パネル構造４６４の対応す
る谷部分５４４に嵌合する。着脱自在パネル構造４６４
の各歯部分５４２はねじ、または他の固定手段によって
下側のフランジ部５３４に固定される。歯部分５４２の
底幅（参照符号５４６）は約５．１３センチメートル
（２．００インチ）で、端幅（参照符号５４８）は約
２．５６センチメートル（１．００インチ）である。歯
部分と谷部分とがしっかりと係合するように対応する谷
部分５４４は係合する歯部分５４２よりも大きくなけれ
ばならない。
【００８０】動力装置サブシステム５０は燃料タンク５
２、エンジン５４、およびドライブトレインアセンブリ
６０を備える。燃料タンク５２は適当な内部ベイ２６
に、好ましくは方位域（側面域）９０゜及び２７０゜で
対向するベイ２６に配置され、飛行操作の間ＵＡＶ１０
の重心を一定に保つ。エンジン５４は内部ベイ２６内に
取り付けられる。エンジン５４の位置は、好ましくは上
述の環状胴体２０のエンジンとは反対側に配置される飛
行／ミッション装置３０の重量につりあうように最適に
されている。ここに記載するＵＡＶ１０の実施例では、
Ｎｏｒｔｏｎ Ｍｏｔｏｒｓ ｒｏｔａｒｙ ｅｎｇｉ
ｎｅ，Ｍｏｄｅｌ ＮＲ８０１Ｔ（後述するように修
正）を利用する。このロータリーエンジンは、動力対重
量比が大きく、部分動力燃料消費率も良いＮＲ８０１Ｔ
エンジンは空気／液体冷却エンジンであり、６０００Ｒ
ＰＭで４５ＨＰを出力する。エンジン５４の動作はフラ
イトコンピュータ３８によって制御・監視される。
【００８１】前述した標準的なＮｏｒｔｏｎエンジン
は、ここに開示のＵＡＶ１０の実施例で利用するにはい
くつかの点で不十分である。標準的なＮｏｒｔｏｎエン
ジンは別にはずみ車を備え、必要に応じてトルクエネル
ギを蓄積／放出するように作動するので、Ｎｏｒｔｏｎ
エンジンのトルク出力は比較的安定している。標準的な
Ｎｏｒｔｏｎエンジンはさらに、電力供給用にエンジン
駆動式のＰｌｅｓｓｙジェネレータを別に含む。標準的
なＮｏｒｔｏｎエンジンのＰｌｅｓｓｙジェネレータは
特大サイズの重い装置である。
【００８２】以上のような特徴および性質を有するた
め、標準的なＮｏｒｔｏｎエンジンの外形寸法は上述の
環状胴体構造の構造的輪郭に一致しなかった。具体的に
は、標準的なＮｏｒｔｏｎエンジンを環状胴体２０によ
って規定される内部ベイ２６内に取り付けることはでき
なかった。さらに、標準的なＮｏｒｔｏｎエンジンを使
用するとＵＡＶの総重量はかなり大きくなっていた。標
準的なＮｏｒｔｏｎエンジンの重量では、ＵＡＶの重心
は機外にずれてしまうため、飛行／ミッション装置３０
には重量およびバランスの分散の問題が生じていた。
【００８３】図３に例示した一体型はずみ車／ジェネレ
ータサブアセンブリ５５内のはずみ車およびＰｌｅｓｓ
ｙジェネレータの機能的特徴を組み合わせて標準的なＮ
ｏｒｔｏｎエンジンを修正した。一体型はずみ車／ジェ
ネレータサブアセンブリ５５は必要に応じてトルクエネ
ルギを蓄積／放出するように作動するので、修正後のＮ
ｏｒｔｏｎエンジン５４のトルク出力は比較的安定し、
結果として安定した電力が得られる。一体型はずみ車／
ジェネレータサブアセンブリ５５は、大径の薄型ロータ
５６を含む。このロータの内部には複数の磁石５７およ
び複数の補剛搭載ステータ５８が備えられている。ロー
タ５６はドライブトレインアセンブリ（以下に詳細に述
べる）のバントパンに機械的に結合されているので、修
正Ｎｏｒｔｏｎエンジン５４はロータ５６を回転するた
めに必要なトルクを供給する。
【００８４】一体型はずみ車／ジェネレータサブアセン
ブリ５５は標準Ｎｏｒｔｏｎエンジンの別のはずみ車や
Ｐｌｅｓｓｙジェネレータよりも軽量であるためＵＡＶ
１０の総重量は小さくなる。また、一体型はずみ車／ジ
ェネレータサブアセンブリ５５の全体の寸法であれば、
修正後のＮｏｒｔｏｎエンジン５４を環状胴体２０の内
部ベイ２６内に搭載することができる。さらに、一体型
はずみ車／ジェネレータサブアセンブリ５５のエンベロ
ープ寸法、相対位置、重量減によって、修正Ｎｏｒｔｏ
ｎエンジン５４の重心は機内に移行される。
【００８５】ＵＡＶ１０の実施例に記述のドライブトレ
インアセンブリ６０は、Ｂｏｒｇ−Ｗａｒｎｅｒスプラ
グクラッチなどのオーバーランニングクラッチを有す
る。オーバーランニングクラッチはロータアセンブリの
ドライブトレインの機能的要素として備えられ、エンジ
ンを切った時に駆動軸とエンジンとの結合を自動的に解
くようになっている。このような結合解除によって、ロ
ータアセンブリ内に蓄積される運動エネルギを効果的
に、また安全に消費することができる。しかしながら、
オーバーランニングクラッチは、張出し荷重、すなわち
大きい操作モーメントおよび／または振動トルク荷重を
受ける場合には効果的に機能しない。この張出し荷重が
原因でクラッチハウジングの内部レースと外部レースと
の間にミスアライメントが発生する。オーバーランニン
グクラッチを効果的に機能させるために、オーバーラン
ニングクラッチに結合される振動トルクおよび／または
オーバーランニングクラッチ軸受けを介して結合される
操作モーメントを最小にしておく。
【００８６】本実施例に利用されるＵＡＶ１０のＮｏｒ
ｔｏｎエンジン５４は、２サイクル内燃機関と同様のト
ルク信号を送出する。このようなエンジンが作動してい
る間に得られる値から、エンジン５４によって生成され
る定常状態トルクの大きさの８倍までのかなりの不規則
さがトルクに生じることが分かった。このようなトルク
の不規則性は前述のパラグラフに記載のオーバーランニ
ングクラッチの機能的能力に悪い影響を与える。
【００８７】さらにＮｏｒｔｏｎエンジン５４はやわら
かな緩衝装置（図示せず）上に搭載され、エンジン５４
が作動している間に発生するエンジン荷重とモーメント
とを弱める。（ロータアセンブリ１００同様）エンジン
５４の作動によって、ドライブトレインシャフト内のミ
スアライメントが誘発される。
【００８８】ここに記述のＵＡＶ１０の実施例に使用さ
れるトライブトレインアセンブリ６０の好ましい実施例
を図３、図４に示す。このドライブトレインアセンブリ
はスプラグクラッチ６２、エンジン結合サブアセンブリ
６３、駆動軸７２、およびトランスミッション結合サブ
アセンブリ７４を含む。ドライブトレインアセンブリ６
０はエンジン５４によって生成される動力をロータアセ
ンブリ１００に伝達するように作動する。本発明のドラ
イブトレインアセンブリ６０の形状は、スプラグクラッ
チ６２の機能的能力を最大にするように最適設計されて
いる。すなわちクラッチ性能を劣化させる荷重および／
またはモーメントを最小にし／排除し、またエンジン５
４とロータアセンブリ１００との間の最大軸方向ミスア
ライメント、角度方向ミスアライメント、および平行ミ
スアライメントを適切なものにするように設計されてい
る。さらに、ドライブトレインアセンブリ６０の形状
は、上述のエンジン５４の一体型はずみ車／ジェネレー
タサブアセンブリ５５によって生成される荷重を効果的
に相殺するように作動する。
【００８９】図３、４を参照すると、エンジン結合サブ
アセンブリ６３は止め金具６４、テーパアダプタすなわ
ちバントパン６５、玉軸受け６６、外部クラウンスプラ
イン結合６７、内部スプライン結合６８、およびピンカ
ラーコネクタ６９を含む。止め金具６４はエンジン結合
サブアセンブリ６３とエンジン５４のテーパ出力シャフ
ト５４Ｓとの間をしっかりと固定する。止め金具６４は
バントパン６５に機械的に相互結合されている。スプラ
グクラッチ６２は、玉軸受け６６によって外部クラウン
スプライン結合６７とバントパン６５との中間にしっか
りとその中心が据えられている。外部クラウンスプライ
ン結合６７は、（図４に示すような補足的なスプライン
歯６７Ｔ、６８Ｔを介して）内部スプライン結合６８に
機械的に相互結合されている。
【００９０】駆動軸７２の一端は、ピンカラーコネクタ
６９によってエンジン結合サブアセンブリ６３（より具
体的には内部スプライン結合６８）に機械的に結合され
ている。駆動軸７２の他端は、ピンカラーコネクタ７５
によってトランスミッション結合サブアセンブリ７４に
機械的に結合されている。トランスミッション結合サブ
アセンブリ７４は、ピンカラーコネクタ７５の他に外部
クラウンスプライン結合７６とギアスプライン結合７７
とを含む。外部クラウンスプライン結合７６は、（補足
的なスプライン歯を介して）ギアスプライン結合７７に
機械的に結合されている。ギアスプライン結合７７は後
述するようにロータアセンブリ１００に機械的に相互結
合されるように形成されている。
【００９１】内部スプライン結合６８と外部クラウンス
プライン結合７６とは、図３に示すようにさらにマテリ
アルマス（material masses）７０、７８を含む。これ
らのマテリアルマス７０、７８は駆動軸７２の平衡を容
易に維持できるように必要に応じて機械加工されてい
る。
【００９２】エンジン５４からのトルクは、止め金具６
４とテーパ出力シャフト５４Ｓとの組み合わせによって
エンジン結合サブアセンブリ６３に伝達される。止め金
具６４はバントパン６５にトルクを結合する。バントパ
ン６５からのトルクは、スプラグクラッチ６２を介して
外部クラウンスプライン結合６７に結合される。このト
ルクはさらに内部スプライン結合６８に（補足的なスプ
ライン歯６７Ｔ、６８Ｔを介して）結合される。内部ス
プライン結合６８は駆動軸７２にトルクを結合し、この
駆動軸７２は、トランスミッション結合サブアセンブリ
７４を介してロータアセンブリ１００にトルクを伝達す
る。
【００９３】ドライブトレインサブアセンブリ６０の駆
動軸７２はトルク管として形成され、内径および外径は
ねじり軟性が得られるような大きさを有する。すなわち
駆動軸７２は、結合スプライン歯６７Ｔ、６８Ｔ、スプ
ラグクラッチ６２、トランスミッションギアリング（以
下にさらに詳細に述べる）、ロータアセンブリ１００を
エンジンによって生じる振動トルクから分離させるトー
ションバネとして機能する。駆動軸７２をこのような形
状にすることで捻転軟結合部を付加する必要はなくな
る。駆動軸７２は軸受けによって支持されていないた
め、ドライブトレインサブアセンブリ６０の設置重量を
小さくすることができる。さらに、駆動軸７２の形状お
よび結合構成すなわち内部スプライン結合６８および外
部クラウンスプライン結合７６をこのようにすることで
ロータアセンブリ１００およびエンジン５４の機能的能
力を落とすことなくロータアセンブリ１００とエンジン
５４との間の最大軸方向ミスアライメント、角度方向ミ
スアライメントおよび／または平行ミスアライメントと
を容易にする。
【００９４】スプラグクラッチ６２と外部クラウンスプ
ライン結合６７との取付け構成によって、スプラグクラ
ッチ６２の性能に悪い影響を与える好ましくない荷重を
相殺することができる。外部クラウンスプライン結合６
７はモーメントに反作用できないため、外部スプライン
結合６７を介して伝達される荷重はスプラグクラッチ６
２の中心を介して反作用され、クラッチ性能を落とす原
因となるミスアライニングモーメントは発生しない。一
体化はずみ車／ジェネレータサブアセンブリ５５によっ
て発生する荷重はバントパン６５内に結合され、また止
め金具６４に隣接するバントパン６５において効率よく
相殺される。
【００９５】本発明のＵＡＶ１０は図１に部分的に示さ
れているようなインレットスクリーン１４を含み、ロー
タアセンブリ１００をＦＯＤから保護している。ＵＡＶ
１０はアウトレットスクリーン（図示せず）も含み、同
様にロータアセンブリ１００を保護している。
【００９６】本発明のロータアセンブリ１００の一実施
例を図５に示す。同図において、ロータアセンブリ１０
０は電子制御サーボサブシステム１０２からなる。この
電子制御サーボサブシステム１０２はリニアアクチュエ
ータ１０２ＬＡ、上部および下部の定常スワッシュプレ
ートサブアセンブリ８０、複数のピッチ制御ロッド１０
４、同軸トランスミッション／センタハブサブアセンブ
リ１１０、上部および下部の一体化スプライン／円錐座
サブアセンブリ１９０、およびトランスミッション／セ
ンタハブサブアセンブリ１１０に一体に結合された上部
および下部の多翼二重反転ロータ２００、２０２を含
む。ロータアセンブリ１００は、胴体軸１２の同軸上に
並べられる回転軸１０１（図７参照）を有する。ロータ
２００、２０２は環状胴体２０によって空気力学的に
「覆い隠され」ている。ロータアセンブリ１００の構成
を簡素化し重量を小さくするために、補剛ロータ型（関
節ロータに対して）のロータ２００、２０２を使用する
のが好ましい。二重反転ロータ２００において生じるブ
レードピッチの変化を利用して、ＵＡＶ１０に必要な全
ての揚力制御、ピッチ制御、横揺れ制御、および偏揺れ
制御を行う。このようなピッチ変化はまた、環状囲い板
を越えてロータアセンブリ１００に流入する空気流のパ
ターンや速度を規則的にする際にも利用される。このよ
うに空気流を制御することで環状囲い板２０上に揚力成
分が生じる。この揚力成分は二重反転ロータ２００、２
０２によって生じる揚力を増大させる。二重反転ロータ
２００、２０２のさらなる構造的特徴および機能的特徴
については、以下に詳しく述べる。
【００９７】電子制御サーボサブシステム１０２は、Ｕ
ＡＶ１０のフライトコンピュータからの入力を各スワッ
シュプレートサブアセンブリ８０に結合することによっ
て上部および下部の定常スワッシュプレートサブアセン
ブリ８０が機能することを制御するように作動する。上
部および下部の定常スワッシュプレートサブアセンブリ
８０は、電子制御サーボサブシステム１０２のリニアア
クチュエータ１０２ＬＡからの機械的な入力に応じて、
ピッチ制御ロッド１０４によって各二重反転ロータ２０
０、２０２へサイクリックピッチ入力および／またはコ
レクティグピッチ入力を機械的に結合するように作動す
る。そのピッチ制御ロッドはスワッシュプレートサブア
センブリ８０の端部と二重反転ロータ２００、２０２の
ロータブレードアセンブリとに機械的に固定されてい
る。
【００９８】二重反転ロータを備えるＵＡＶ用に特に設
計されている電子制御サーボサブシステム１０２は、米
国特許第５，０５８，８２４号、SERVO CONTROL SYSTEM
FORA CO-AXIAL ROTARY WINGED AIRCRAFT（『同軸ロー
タ航空機用サーボ制御サブシステム』）に図面を参照し
て記述されている。例えば８２４号特許に記述されてい
るような従来のスワッシュプレートサブアセンブリは、
組み合わせとして作動する回転スワッシュプレートと定
常スワッシュプレートとを有し、定常スワッシュプレー
トによって回転スワッシュプレートの回転面に誘発され
る飛行姿勢の変化と排気量の変化とによって、ロータア
センブリのブレードへピッチ入力を供給する。さらに、
従来の直列スワッシュプレートサブアセンブリにおい
て、その回転部品はスワッシュプレートサブアセンブリ
の定常コンポーネントに対して機外に配置されている。
さらにロータブレードとロータハブとの接合部は（スワ
ッシュプレートアセンブリに相互結合される）ピッチ制
御ロッドよりも機外側にある。
【００９９】本発明による定常スワッシュプレートサブ
アセンブリ８０の好ましい実施例は図６Ａおよび図６Ｂ
にさらに詳しく図示してある。同図においてスワッシュ
プレートサブアセンブリは、中央球面玉軸受け８２、３
つの軸受け８４を組み合わせた三角形状（星型機構）の
定常スワッシュプレート８３、４つの軸受け８６を組み
合わせた回転スワッシュプレート８５、定常スワッシュ
プレート８３、および回転スワッシュプレート８５を介
してそれらの回転運動を容易にする環状軸受け８７、回
転シザーハブプレート８８、回転スワッシュプレート８
５と回転シザーハブプレート８８とを機械的に相互結合
する２つの回転シザー８９、同軸トランスミッション／
センタハブサブアセンブリ１１０に固定された各定常シ
ザー支持体９１（図５参照）に定常スワッシュプレート
８３を機械的に相互結合する２つの定常シザー９０を含
む。
【０１００】定常スワッシュプレート８３は中央球面玉
軸受け８２との組み合わせで備えられ、この中央球面玉
軸受けに対して枢支運動するように作用して、多翼二重
反転ロータ２００、２０２にサイクリックピッチ入力を
提供する。このような枢支運動は、軸受け８４によって
定常スワッシュプレート８３に結合されるリニアアクチ
ュエータ１０２ＬＡによって定常スワッシュプレート８
３内に引き起こされる。中央球面玉軸受け８２に対する
定常スワッシュプレート８３の枢支運動は、定常シザー
９０と各シザー支持体９１との間の機械的な相互作用に
よって容易にできる。
【０１０１】多翼二重反転ロータ２００、２０２へのコ
レクティブピッチ入力は、電子制御サーボサブシステム
１０２（リニアアクチュエータ１０２ＬＡを介する）か
らの制御入力に応答する定常スワッシュプレート８３と
中央球面玉軸受け８２との組み合わせの双方向の線形運
動によって効果的になされる。コレクティブピッチ入力
とサイクリックピッチ入力とは、定常スワッシュプレー
ト８３から回転スワッシュプレート８５へと結合され
る。このようなピッチ入力は、ピッチ制御ロッド１０４
によって多翼二重反転ロータ２００、２０２へと結合さ
れる。このピッチ制御ロッドは軸受け８６によって回転
スワッシュプレート８５に機械的に連結されている。ピ
ッチ制御ロッド１０４を多翼二重反転ロータ２００、２
０２に機械的に結合させる方法についてはさらに以下に
詳しく述べる。
【０１０２】上述のスワッシュプレートサブアセンブリ
８０は、以下詳細に述べるように同軸トランスミッショ
ン／センタハブサブアセンブリ１１０との組み合わせで
効率よく利用されるように最適設計されている。スワッ
シュプレートサブアセンブリ８０は直列に構成されてお
り、図６Ｂに示すように、この構成においてピッチ入力
の固定点、すなわち定常スワッシュプレート８３の軸受
け８４は、回転点、すなわち回転スワッシュプレート８
５の軸受け８６の機外側にある。スワッシュプレートア
センブリ８０をこのような形状にすることで、後述する
ようにピッチ制御ロッド１０４を容易に多翼二重反転ロ
ータ２００、２０２と組み合わせてスナッバアセンブリ
の各々にほぼ直列に取付けることができる。これによっ
てロータアセンブリ１００のデルタスリーはほぼゼロに
近くなる。
【０１０３】同軸トランスミッション／センタハブサブ
アセンブリ１１０の一実施例を図５，図７，図８にさら
に詳しく示す。トランスミッション／センタハブサブア
センブリ１１０の形状は、軽量かつ小型であって構造的
効率および熱効率の高い一体化低コンポーネントパート
システムとなるよう最適設計されている。トランスミッ
ション／センタハブサブアセンブリ１１０は単段トラン
スミッションサブシステム１２０と、多翼トランスミッ
ションハウジング１４０と、センタハブ支持構造１６０
とを含む。トランスミッション／センタハブサブアセン
ブリ１１０をこのような形状にすることで、動力装置サ
ブシステム５０と二重反転ロータ２００、２０２との間
の動力伝達効率を高めることができる。これによりＵＡ
Ｖ１０の作動能力と作動効率とを高めることができる。
【０１０４】さらに、トランスミッション／センタハブ
サブアセンブリ１１０の形状は、上部および下部の二重
反転ロータ２００、２０２間の距離を最小限に抑えるよ
うな形状となっている。これによりＵＡＶ１０は小型で
構造的かつ空気力学的エンベロープを有することができ
る。トランスミッション／センタハブサブアセンブリ１
１０をこのような形状にすることで、二重反転ロータ２
００、２０２によって生成される動的荷重を伝達しやす
くなり、また上部および下部の二重反転ロータ２００、
２０２間の直接的な荷重伝達経路を設けて機体振動レベ
ルを減らし、このため飛行操作がなされている間ロータ
２００、２０２によって生成される曲げモーメントを相
殺することができる。さらに本発明によるトランスミッ
ション／センタハブサブアセンブリ１１０の形状は、ト
ランスミッション取付ブラケットを必要としない形状と
なっている。
【０１０５】図７を参照すると、単段トランスミッショ
ンサブシステム１２０は入力ピニオンギア１２２を備え
る。この入力ピニオンギア１２２はスプライン端部１２
４と、トランスミションハウジング１４０に回転自在に
結合する入力ピニオンギア１２２を取付けるための軸受
け１２６と、上部および下部のらせんかさ歯車１２８、
１３０とを有する。上部および下部のらせんかさ歯車１
２８、１３０は各々、一体形成された上部および下部の
ロータシャフト１２８Ｒ、１３０Ｒを有するので別のロ
ータシャフト結合手段を必要としない。トランスミッシ
ョンサブシステム１２０はさらに上部および下部のロー
タシャフト１２８Ｒ、１３０Ｒをそれぞれトランスミッ
ションハウジング１４０と組み合わせて回転自在に取付
けるための直立管軸受け１３２，１３４，１３６，１３
８を有する。上部および下部の多翼ロータ２００、２０
２をそれぞれロータシャフト１２８Ｒ、１３０Ｒ（図５
参照）と組み合わせて固定するための（上部および下部
の）一体化スプライン／円錐座サブアセンブリ１９０の
詳細については後述する。
【０１０６】入力ピニオンギア１２２は、ギアスプライ
ン結合７７（ギアスプライン結合７７はピニオンギア１
２２のスプライン端部１２４に機械的に係合されてい
る）によって駆動軸７２に機械的に結合されていて、エ
ンジン５４からのトルクを上部および下部のらせんかさ
歯車１２８、１３０へと伝達するように作用する。かさ
歯車１２８、１３０は、入力ピニオンギア１２２のらせ
んギア部に対向して位置しているため、上部および下部
のロータシャフト１２８Ｒ、１３０Ｒは互いに反対方向
に回転する。入力ピニオンギア１２２のスプライン端部
１２４によって、単段トランスミッション１２０をセン
タハブ支持構造１６０から素早く切り離すことができ
る。
【０１０７】多部材トランスミッションハウジング１４
０は上部直立管ハウジング１４２と、下部直立管ハウジ
ング１４４と、中央ハウジング１４６とを有する。上部
および下部の直立管ハウジング１４２、１４４は、ねじ
１４８（１２本）によって中央ハウジング１４６に結合
して固定されている。上部および下部の直立管ハウジン
グ１４２、１４４を中央ハウジング１４６と組み合わせ
て設けることによって、この部分は上部および下部の二
重反転ロータ２００、２０２によって生成される動的お
よび静的な縦荷重、横荷重、垂直荷重、ねじれ荷重を中
央ハウジング１４６に伝達するための直接的な荷重伝達
経路となる。このような機能的な特徴を有するため、上
部および下部のロータ２００、２０２の作用モーメント
を相殺し、このモーメントによる影響が中央ハウジング
１４６に及ぶのを防止できる。トランスミッションハウ
ジング１４０の形状によって得られるこのような相殺機
能によって、本来なら環状胴体２０に伝達される振動荷
重は大幅に減少する。
【０１０８】図７に示すように、直立管軸受け１３２、
１３４および１３６、１３８は、上部および下部の直立
管ハウジング１４２、１４４の内面に対向して備えられ
ている。直立管軸受け１３２、１３４、１３６、１３８
はロータの曲げ荷重を多部材トランスミッションハウジ
ング１４０すなわち上部および下部の直立管ハウジング
１４２に伝達する一方で、各ロータシャフト１２８Ｒ、
１３０Ｒの回転運動を容易にするよう作用する。各直立
管軸受け１３２、１３４および１３６、１３８は、剪断
作用を最小にするよう分離されている。
【０１０９】本発明の同軸トランスミッション／センタ
ハブサブアセンブリ１１０は、図５の符号１５０、１５
２に示すように、各定常スワッシュプレートサブアセン
ブリ８０を双方向で並進運動させるための摺動面として
上部および下部の直立管ハウジング１４２、１４４の外
面１４２Ｅ、１４４Ｅを利用する。このような双方向の
並進運動の範囲は、ＵＡＶ１０を飛行操作時に必要なコ
レクティブピッチ入力を二重反転ロータ２００、２０２
の各ブレードに反映するのに十分な範囲である。スワッ
シュプレート運動に外面１４２Ｅ、１４４Ｅを利用する
ことによって、上部および下部の二重反転ロータ２０
０、２０２間の距離を最小限に抑えられる。従って、構
造的に小型で空気力学的なＵＡＶ１０のエンベロープを
提供することができる。
【０１１０】図５，図７，図８に図示した本実施例に開
示の同軸トランスミッション／センタハブサブアセンブ
リ１１０は別のセンタハブ支持構造１６０を含む。図８
を参照すると、この別のセンタハブ支持構造１６０は、
半径方向外側に延在し等距離に配置される３本の一体型
支持腕１６４を有する円筒体１６２からなる。支持腕１
６４は、環状胴体２０に対して同軸に固定されるよう
に、支持支柱２４を同軸トランスミッション／センタハ
ブサブアセンブリ１１０に取付けるための剛性設置点と
して機能する。
【０１１１】センタハブ支持構造１６０は、多部材トラ
ンスミションハウジング１４０の中央ハウジング１４６
を摺動的に収容できるように形成され、中央ハウジング
１４６の外面１４６Ｅはセンタハブ支持構造１６０の内
面１６２Ｉに当接して係合される。搭載面および荷重受
け面として機能するこの当接係合面１４６Ｅ、１６２Ｉ
は、二重反転ロータ２００、２０２によって生成される
動的荷重および静的荷重をセンタハブ支持構造１６０に
伝達するよう作用する。中央ハウジング１４６は、図７
に示すように、ピン１６８（全部で１８本）とねじ１７
０（全部で６本）によってセンタハブ支持構造１６０に
結合して固定される。二重反転ロータ２００、２０２に
よって生成される動的揚力荷重は、ピン１６８とねじ１
７０とを介して中央ハウジング１４６からセンタハブ支
持構造１６０に伝達される。他の動的ロータ荷重は全
て、単段トランスミッション１２０が動作することで生
じる熱荷重同様、当接係合面１４６Ｅ、１６２Ｉを介し
て中央ハウジング１４６からセンタハブ支持構造１６０
へと結合される。
【０１１２】センタハブ支持構造１６０に結合された動
的ロータ荷重と静的ロータ荷重と熱荷重とは、支持支柱
２４を介して一体型支持腕１６４によって環状胴体２０
へと伝達される。センタハブ支持構造１６０と支持腕１
６４と支持支柱２４とを、上部ロータ２００によって発
生する洗流内に直接配置すると、同軸トランスミッショ
ン／センタハブサブアセンブリ１１０、特に中央ハウジ
ング１４６を簡単に冷却することができる。このため、
そのような構造要素を対流冷却するのも容易である。
【０１１３】図８に示すように、円筒体１６２はさら
に、半径方向外側に延在する６本の取付ラグ１６６を含
む。取付ラグ１６６は、ロータアセンブリ１００に結合
して電子制御サーボサブシステム１０２（具体的にはこ
の電子制御サーボサブシステム上の３つのリニアアクチ
ュエータ１０２ＬＡ）を搭載するために用いられてい
る。
【０１１４】同軸トランスミッション／センタハブサブ
アセンブリ１１０はさらに、はねかけ注油サブシステム
１７４を含む。このはねかけ注油サブシステムは、入力
ピニオンギア１２２、トランスミッション軸受け１２
６、上部および下部のらせんかさ歯車１２８、１３０、
および直立管軸受け１３４、１３６、１３８を油で潤滑
する。上部直立管軸受け１３２ははねかけ注油サブシス
テム１７４に対向して配置されているため、グリースに
よって潤滑がなされる。はねかけ注油サブシステム１７
４は、ピニオンチャンバ１７６、中心通路１７８、１８
０、上部および下部の直立管ハウジング１４２、１４４
内に形成された直立管チャンバ１８２、１８４を有す
る。これらは中央リザーバ１８６によって流体の移動が
可能なように相互に連結されている。中央リザーバ１８
６へはオイルプラグ１８８によって外部と連結されてい
る。中央リザーバの油満量線を符号１８９で示す。
【０１１５】直立管軸受け１３４、１３６、１３８と、
トランスミッション軸受け１２６と、入力ピニオンギア
１２２と上部および下部のらせんかさ歯車１２８、１３
０の歯は、はねかけ注油サブシステム１７４によって油
滑される。前述のパラグラフで述べたように、上部およ
び下部のらせんかさ歯車１２８、１３０の回転運動によ
って、中央リザーバ１８６からの油ははねかけ注油サブ
システム１７４の流体流路を介して循環し、前述のコン
ポーネントの潤滑を行う。はねかけ注油サブシステム１
７４には潤滑ポンプは必要ないため、ＵＡＶ１０システ
ムの総重量を小さくし構成を簡素化することができる。
【０１１６】上述したように、中央ハウジング１４６は
センタハブ支持構造１６０と一体の要素として製造さ
れ、同軸トランスミッション／センタハブサブアセンブ
リ１１０のもう一つの構造的実施例となっている。一体
型センタハブ支持構造は、センタハブ支持構造の機能の
他に中央ハウジングの機能も有する。しかしながら本実
施例においては、固定ピン１６８と固定ねじ１７０は必
要ない。
【０１１７】図５に示したように、ロータアセンブリ１
００の上部および下部の一体型スプライン／円錐座サブ
アセンブリ１９０は、同軸トランスミッション／センタ
ハブサブアセンブリ１１０と協働して各々上部および下
部の二重反転ロータ２００、２０２を固定するよう作用
する。本発明の一体型スプライン／円錐座サブアセンブ
リ１９０は上部および下部ロータシャフト１２８Ｒ、１
３０Ｒと、直立管軸受け１３２、１３４、１３６、１３
８と、直立管ハウジング１４２、１４４と、上部および
下部の定常スワッシュプレートサブアセンブリ８０のサ
イズ／半径方向寸法を小さくするように上述のように最
適設計されている。これらのコンポーネントを小型化す
ることによって、本発明によるＵＡＶ１０システムの総
重量を大幅に軽くすることができる。
【０１１８】従来の回転航空機は、スプラインシート構
造と円錐座アレンジメントとによってロータシャフトに
結合してロータハブを取付けている。スプラインシート
アレンジメントと円錐座アレンジメントとの二つの要素
はそれぞれ別個のものである。図９を参照すると、従来
のスプライン／円錐座アレンジメントはシャフト開口部
ＳＡを有するロータハブＲＨからなる。このロータハブ
には互いに離隔した複数のハブスプラインＨＳが壁から
内方に延在し、また皿穴ＣＫがシャフト開口部ＳＡの壁
に接触している。ロータシャフトＲＳは複数のシャフト
スプラインＳＳと円錐座ＣＳとを補足的に含んでいる。
ロータハブＲＨはロータシャフトＲＳ上を下方に摺動す
るので、ハブスプラインＨＳはシャフトスプラインＳＳ
に係合され、また皿穴ＣＫは円錐座ＣＳに当接して係合
され完全なものとなる。
【０１１９】係合したハブスプラインＨＳとシャフトフ
プラインＳＳとはロータハブＲＨとロータシャフトＲＳ
との間を回転自在に結合させるように作用する一方で、
補助の円錐座ＣＳはロータハブＲＨを機械的に支持する
ように作用する。前述した従来のスプライン／円錐座ア
レンジメントの形状では、シャフト開口部ＳＡはシャフ
トスプラインＳＳに十分適合するような長さでなくては
ならず、またロータシャフトＲＳの直径Ｄは円錐座ＣＳ
が表面を支持できる太さでなくてはならない。従って、
ロータシャフトＲＳの直径Ｄは、トランスミッションハ
ウジングとスワッシュプレートアセンブリとの直径に大
きく影響を与える限界寸法である。従来のスプライン／
円錐座アレンジメントは一般に半径寸法の大きい、重い
ロータアセンブリであった。
【０１２０】本発明の一体型スプライン／円錐座サブア
センブリ１９０の概略を図１０Ａに示し、より詳細な図
を図１０Ｂおよび図１０Ｃに示す。図１０Ａを参照する
と、各ロータシャフト１２８Ｒ、１３０Ｒは第１の直径
Ｄ１（限界寸法）を有する一次シャフト部１９２と、第
１の直径Ｄ１よりも小さい第２の直径Ｄ２を有するエン
ドシャフト部１９４と、一次シャフト部１９２とエンド
シャフト部１９４（図７をも参照）との中間にある円錐
台遷移部分１９６とを有する。円錐台遷移部分１９６は
回転軸１０１、すなわち各ロータシャフトの軸に対して
所定の角度βをなしている。エンドシャフト部１９４
は、半径方向外側に延在する複数のシャフトスプライン
１９８を有する。シャフトスプライン１９８の機外の円
周面によって規定される直径Ｄ３は、一次シャフト部１
９２の臨界直径Ｄ１に等しい。
【０１２１】ここに開示のＵＡＶ１０の実施例に使用さ
れる各二重反転ロータ２００、２０２は、一体型スプラ
イン／円錐座サブアセンブリ１９０の一部として機能す
るロータハブ２０４を含む。図１０Ｂおよび図１０Ｃを
参照すると、各ロータハブ２０４は、シャフト開口部２
０６を規定する壁から半径方向内側に延在する複数のハ
ブスプライン２０８を有するシャフト開口部２０６を含
んでいる。ハブスプライン２０８とシャフトスプライン
１９８とは、二重反転ロータ２００、２０２で必要なト
ルクを発生できるような寸法となっている。ハブスプラ
イン２０８の特定の数と個々の太さとは、シャフトスプ
ライン１９８の特定の数と個々の太さとを補足して、ハ
ブスプライン２０８とシャフトスプライン１９８とは、
各ロータハブ２０４とそれに対応するロータシャフト１
２８Ｒ、１３０Ｒとを回転自在に結合するように係合さ
れる。
【０１２２】ハブスプライン２０８の下部は、ハブセン
タライン２１２、すなわち回転軸１０１に対して所定の
角度θをなす（図１０Ａ参照）外向テーパ部２１０を有
する。ハブスプライン２０８の外向テーパ部２１０の所
定の角度θは、円錐台遷移部分１９６の所定の角度βに
等しい。従ってハブスプライン２０８のテーパ部２１０
は、各ロータシャフト１２８Ｒ、１３０Ｒの円錐台遷移
部分に当接して係合されると同時にこの部分によって機
械的に支持されている。もどり係止用ナット１９９（図
５参照）は各ロータシャフト１２８Ｒ、１３０Ｒの端部
に螺合され、各ロータシャフト１２８Ｒ、１３０Ｒに連
結係合されてロータハブ２０４を固定する。
【０１２３】各ロータシャフト１２８Ｒ、１３０Ｒの一
次シャフト部１９２の臨界直径Ｄ１は、従来のスプライ
ン／円錐座アレンジメント（図１０Ａの第１の直径Ｄ１
と図９の直径Ｄとを比較）で利用されているロータシャ
フトの直径Ｄよりも小さい。臨界直径Ｄ１は各ロータシ
ャフト１２８Ｒ、１３０Ｒの半径方向寸法を規定するの
で、直立管軸受け１３２、１３４、１３６、１３８と、
多部材トランスミッションハウジング１４０と、定常ス
ワッシュプレートサブアセンブリ８０との寸法をも規定
する。
【０１２４】二重反転ロータ２００、２０２の各々はロ
ータハブ２０４と、４つのスナッバアセンブリ２３０
と、４つのロータブレードアセンブリ２５０とを含む。
前述のパラグラフに記載のロータハブ２０４はさらに、
４本の外向延在腕２１４からなる。図１０Ｂ、１０Ｃに
示すように、各外向延在腕２１４はそれぞれボルト穴２
１８Ｕ、２１８Ｌが貫通して形成された二又端部２１６
Ｕ、２１６Ｌを有する。二又端部２１６Ｕ、２１６Ｌと
各ボルト穴２１８Ｕ、２１８Ｌとはクレビス２２０を形
成している。各クレビス２２０、はボルトと、ナット
と、一組の座金２２２と組み合わされて、図１１、１
２、１３に例示して後述するように、ロータブレードア
センブリ２５０をロータハブ２０４に結合して固定する
手段となるように作用する。
【０１２５】またロータハブ２０４は、スナッバアセン
ブリ２３０の要素として機能する。ロータハブ２０４の
各外向延在腕２１４はさらに、機内内部隔壁２２３と機
外内部隔壁２２４とからなっている。これらは連接して
軸受け空洞２２５と機内空洞２２６とを図１０Ｂ、１０
Ｃに示すように規定している。機内内部隔壁２２３と機
外内部隔壁２２４にはそれぞれボルト穴２２７、２２８
が貫通して形成されている。前述の要素は以下のパラグ
ラフで述べるようにロータハブ２０４との組み合わせで
各スナッバアセンブリ２３０を固定する手段となるよう
に作用する。
【０１２６】従来の「軸受け不要」ロータシステム設計
は、スナッバアセンブリをフレックスビームとハブとの
接合点の機外に設置してハブの長さを短くするようにな
っていた。しかしながらこのような設置構造ではスナッ
バアセンブリの組立てや保守は簡単にはいかず、またこ
のような設置構造を補正するために、弾性ロータシステ
ムには低価格の自動調心軸受けではなく耐磨耗性の高い
高価な弾性軸受けを使用して保守の必要性を最小限に抑
えている。ここに開示のＵＡＶにおいて機外設置構造を
利用すると、各スナッバアセンブリをフレックスビーム
に通して一体型トルク管／桁部材を固定できるように各
ロータブレードアセンブリ２５０（詳細については後
述）のフレックスビームにみぞを設ける必要がある場合
もある。フレックスビームの機内セグメントには大荷重
が印加されるので、フレックスビーム形状を広くしなけ
ればならない場合もある。この場合はロータハブ腕の幅
も広くして大荷重に対応できるようにしなければならな
い。さらに、フレックスビームとハブとを結合するボル
トは、ロータハブの中央に近いところに位置させて対応
する大荷重に適合するだけ大きくしなければならない。
以上の特徴によってＵＡＶ用ロータアセンブリの総重量
は増加することとなる。
【０１２７】ロータハブ２０４を上述したような形状に
することで、図１１、１２、１３に示されるように本発
明のスナッバアセンブリ２３０を機内のフレックスビー
ムとハブとの結合部へ設置しやすくする。機内へ設置す
ることによって、フレックスビームを構造的に修正する
必要がなくなり、ハブ腕２１４の幅要件を最小限に抑
え、弾性軸受けよりも安価ですむ自動調心軸受けの使用
が可能となる。スナッバアセンブリ２３０を機内に設置
すると、以上の工程の労務費を減少させることができ
る。
【０１２８】本発明のスナッバアセンブリ２３０を図１
０、１４に詳細に示す。同図によるとこのスナッバアセ
ンブリは、球面軸受け２３２と、軸受けボルト２３４
と、係止用ナット２３６と、球面軸受け２３２に結合し
て固定されたスナッバブラケット２３８と、固定ボルト
２４０とを備える。球面軸受け２３２とスナッバブラケ
ット２３８との組み合わせは、軸受けボルト２３４によ
って軸受けキャビティ２２５内に回転自在に取付けられ
ている。この軸受けボルトはボルト穴２２７と、球面軸
受け２３２と、ボルト穴２２８とを介して挿入されてい
る。軸受けボルト２３４は係止用ナット２３６によって
ロータハブ２０４内に結合して固定されている。この係
止用ナットは機内隔壁２２３に対して不安定にならない
ように軸受けボルト２３４に螺合されている。固定ボル
ト２４０は、以下詳細に述べるように、一体型トルク管
／桁部材２７０をスナッバアセンブリ２３０に結合して
固定するように利用されている。
【０１２９】各二重反転ロータ２００、２０２は４つの
ロータブレードアセンブリ２５０を含んでいる。各ロー
タブレードアセンブリ２５０は、図１１、１２に示すよ
うに、内部フレックスビーム２６０と、一体型トルク管
／桁部材２７０と、外部空気力学的整形板すなわちロー
タブレード２８０と、ブレード接合部２９０とからなっ
ている。各ロータブレードアセンブリ２５０はテーパ形
状を有するため、軽量で、慣性が小さく、翼弦振動数は
高く、空気力学的外形の改良された、静的ドループの低
い、翼弦応力の小さい、ブレード減衰メカニスムの必要
のないアセンブリとなる。
【０１３０】ロータブレードアセンブリ２５０のフレッ
クスビーム２６０は積層複合構造をしており、二重反転
ロータ２００、２０２が作動している間に生成される曲
げ荷重の大部分と遠心荷重とに反作用するように設けら
れている。フレックスビーム２６０の機内端部２６２
は、クレビス２２０内に挿入されて、ボルトと、座金
と、一組のナット２２２（図面においては２本）とによ
って結合されて固定されているため、図１１、１２、１
３に例示するようにロータハブ２０４に結合してフレッ
クスビーム２６０を固定する。フレックスビーム２６０
の機外端部２６４は以下に詳細に述べるように、ブレー
ド接合部２９０によって、一体型トルク管／桁部材２７
０とテーパロータブレード２８０とに結合して固定され
ている。
【０１３１】ロータブレードアセンブリ設計の一形態
は、合力速度ベクトルのスパン方向変化に対応するもの
を含んでいる。合力速度ベクトルはロータブレードに作
用する回転速度ベクトルと、ロータブレードに作用する
ロータ面に対して直角をなす空気流入速度ベクトルとの
組み合わせである。合力速度ベクトルがスパン方向で変
化すると、テーパロータブレード２８０のスパンにそっ
て、洗流角度、すなわち合力速度ベクトルとロータ面と
の間の角度も変化する。ロータブレードがスパンに沿っ
て一定ピッチ角を有する場合、迎え角すなわち合力速度
ベクトルと翼型翼弦との間の角度は最適の角度ではな
く、ロータブレードの性能は劣ったものとなる。
【０１３２】テーパロータブレード２８０のスパンに沿
った迎え角の分角をほぼ最適なものにするために、ロー
タブレード翼型セクションは通常予めねじれている。予
めねじれたロータブレードは、飛行状態の変化に合わせ
て剛体としてすなわち一様にスパンに沿って、制御コマ
ンドに応答し、飛行条件の変化に対して調整される。ス
パン方向での均一ピッチ角は、ブレード方位位置に対し
て一定（コレクティブピッチ）であるか、またはブレー
ド方位位置に対して正弦的に変化（サイクリックピッ
チ）するかどちらかである。
【０１３３】フレックスビームとの機外接合部における
ロータブレードのピッチの位置が最終的にどこにあって
も、フレックスビームはブレード桁の内側に適合してな
めらかで最小限の太さに抑えられた外部翼を形成するこ
とができるようにフレックスビームは同じ角度でねじれ
ていなければならない。フレックスビームのねじれが全
て弾性である場合、フレックスビームにはかなり高いね
じれひずみが生じる。一般に、フレックスビームの機外
端部は局部的に予めねじれていて、通常の飛行モードの
際に必要とされるブレードのコレクティブピッチに適合
している。しかしながらここに開示のＵＡＶでは、フレ
ックスビームの機外端部のみが局部的にねじれていた場
合には、フレックスビーム積層板においてキック（ｋｉ
ｃｋ）荷重が発生し、ロータアセンブリ１００の作動中
に層間剥離が引き起こされる。
【０１３４】フレックスビームのスパンに沿って誘発さ
れる多様なひずみを補正するために、本発明のフレック
スビーム２６０は所定の線形ねじれすなわちビルトイン
ねじれをスパンに沿って（機内端部２６２から機外端部
２６４へ）持たせるように製造される。このように予め
ねじれているため（図を明確にするため図１１、１２、
１３には詳細に示していない）、予めねじれたフレック
スビーム２６０は、水平面ＨＰ（図１２参照）に対して
角度をなし、その角度は予めねじれたフレックスビーム
２６０の機内端部２６２側（谷底部分）の約０゜から予
めねじれたフレックスビーム２６０の機外端部２６４側
（先端部分）の約２２゜まで線形的に変化する。本発明
のフレックスビーム２６０の線形ねじれは図１７のグラ
フにおいて規定されている。
【０１３５】予めねじれたフレックスビーム２６０の角
度は弾性ねじれに対応する。弾性ねじれは、ＵＡＶ１０
の前方飛行の際すなわち航行状態においてロータブレー
ドの先端の速度が約７００ｆｐｓの時にねじれていない
フレックスビームが通常起こすものである。結果とし
て、予めねじれたフレックスビーム２６０には、前方飛
行状態ではひずみは生じない。フレックスビーム２６０
が予めねじれていることによって、通常の飛行モードに
おけるロータブレード２８０のピッチ運動に適合するた
めに必要なフレックスビームの弾性ねじれを最小にする
こともできる。すなわち誘発されたひずみを、本発明に
よるフレックスビーム２６０の線形ねじれによって減少
させることができる。
【０１３６】ロータブレードサブアセンブリ２５０の一
体型トルク管／桁部材２７０は、連続した単一部品から
なる安価な管状複合構造として形成されている。一体型
トルク管／桁部材２７０の構造的形状によって、以下に
詳細に述べるように、高いねじれ剛性と曲げ剛性とが得
られ、また効果的なブレード接合部２９０を容易に利用
できるようになる。
【０１３７】これに対して従来のロータブレード設計は
一般に、構造的要素と非構造的要素との組合せでブレー
ドサブアセンブリを形成している。例えば、従来のブレ
ードサブアセンブリは、動的なねじれ荷重と曲げ荷重と
に作用させるための別の部材を含んでいる。この設計理
論は動的荷重に作用させるための別個の部材を必要とす
るため不完全であり、意味のない結合状態となる。
【０１３８】一体型トルク管／桁部材２７０は図１１に
示すように、機内トルク管セグメント２７２と、機外桁
セグメント２７４とを含んでいる。一体型トルク管／桁
構造２７０は連続したねじれ荷重伝達経路となり、テー
パロータブレード２８０からの荷重を各フレックスビー
ム２６０へ簡単に結合する連続フィラメント曲げ部品と
して形成されている。桁セグメント２７４はロータブレ
ードサブアセンブリ２５０の一次構造部材として機能
し、図１６Ａに示すように、空気力学的外形を有して二
重反転ロータ２００、２０２の作動時に生成される動的
な曲げ荷重、ねじれ荷重、剪断荷重、および遠心荷重の
全てに作用する。トルク管セグメント２７２は一般に図
１６Ｂに示すように楕円外形を有し、二重反転ロータ２
００、２０２の作動時に生成される全てのねじれ荷重と
曲げ荷重の一部に作用する。トルク管セグメント２７２
の機内端部は、固定ボルト２４０（図１３参照）によっ
てスナッバブラケット２３８に結合して固定されてい
る。固定ボルトはトルク管セグメント２７４の機内壁を
介して延在している。スワッシュプレートサブアセンブ
リ８０からのピッチ入力は、各トルク管セグメント２７
２によって二重反転ロータ２００、２０２のロータブレ
ードサブアセンブリ２５０内に結合される。トルク管セ
グメントは各々スナッバアセンブリ２３０（図１４はね
じれ状態における、すなわちピッチ入力が加わっている
トルク管セグメント２７４を示す）の軸受けボルト２３
４を中心としてねじれることができる。
【０１３９】従来の回転翼航空機に使用されるロータシ
ステムは自動回転機能が得られるように設計されてい
る。自動回転モードにおいてロータシステムを簡単に作
動させるために、従来のロータブレードでは一般にブレ
ード先端付近に補助的なマスを設けてブレードの慣性を
増大させている。このようなロータブレードの慣性が比
較的大きいため、ロータブレードの回転始動時にかなり
のエンジンントルクを必要とすることから起動時に問題
が生じる。さらに従来のロータシステムのブレード慣性
が大きいため、このシステムの翼弦自然振動数は１／ｒ
ｅｖ共鳴振動数にほぼ達する。この共鳴振動数は最高振
幅励振振動数（図１５参照）を示すものである。ほぼ１
／ｒｅｖ振動数モードでロータシステムを動作させる
と、一般に生成される荷重が大きくなって従来の剛性イ
ンプレーンロータシステムの動作ではロータ速度を共鳴
モード状態にまで落としてしまうので好ましくない。そ
の動作曲線ＣＲＳを図１５に示す。
【０１４０】本発明によるＵＡＶ１０は自動回転機能を
必要としない。従って、例えば高モジュラス黒鉛などの
複合材料を用いて、重量を抑えるように各ロータブレー
ドサブアセンブリ２５０のロータブレード２８０を最適
設計することもできる。これによってテーパロータブレ
ード２８０の翼弦振動数は高くなる。本発明によるロー
タブレード２８０の機外セグメントは、２：１の空気力
学的テーパとなるよう形成されている。その結果テーパ
ロータブレード２８０の機外質量は小さくなり、また機
内剛性は強くなる。図１１では、参照符号２８２はロー
タブレード２８０の空気力学的ルートを規定するもので
あり、参照符号２８４はロータブレード２８０の空気力
学的先端を規定するものでもある。空気力学的テーパ
は、空気力学的先端部２８４における効果的な翼弦に対
する空気力学的ルート２８２における効果的な翼弦の比
率として規定されている。
【０１４１】外部ロータブレード２８０の空気力学的テ
ーパはハブセンタライン周辺の慣性モーメントを小さく
し、各ロータブレード２８０の質量セントロイドはロー
タハブ２０４により近付く。テーパロータブレード２８
０の翼弦振動数が高いことによって、ロータの作用はモ
ード応答の弱い区域にまで及ぼされる。すなわちテーパ
ロータブレード２８０によって振動数を高くするよう設
計したことで、本発明のＵＡＶ１０のＲＰＭ動作範囲を
広げても限界共鳴モード状態で動作することはなくな
る。図１５の参照符号２８６は、テーパロータブレード
２８０が上述のような形状をしたロータブレードアセン
ブリ２５０を用いたＵＡＶ１０の動作曲線を示す。
【０１４２】ＵＡＶ１０の通常の動作範囲すなわち５５
０ｆｐｓのホバーモードから７００ｆｐｓの航行モード
にある状態（ｆｐｓ値はブレードの先端速度を反映す
る）において、二重反転ロータ２００、２０２は２／ｒ
ｅｖ乃至３／ｒｅｖすなわち一般に２．５／ｒｅｖを越
える共鳴モード状態において作用する。この共鳴モード
状態は、最高荷重状態（図１５参照）にある１／ｒｅｖ
共鳴モード状態よりは低い荷重状態にある。そのためロ
ータブレードアセンブリ２５０において生成される荷重
は小さくなる。さらにロータブレードアセンブリ２５０
の振動数が高く設計されていることによって、ＵＡＶ１
０が作動している間の地表共鳴および空気共鳴を排除す
ることができ、ラグダンパを使用する必要もない。
【０１４３】各テーパロータブレード２８０はさらに、
略三角形の後縁セグメント２８６（図１６Ａおよび１６
Ｂ参照）を含むように設計されている。ロータブレード
２８０の後縁セグメント２８６は連続した構造部材であ
り、図１１、１６Ａ、１６Ｂに示すように一体型トルク
管／桁部材２７０から外方に延在している。後縁セグメ
ント２８６はブレードの重量を軽減するように形成され
ており、「覆い隠された」二重反転ロータ２００、２０
２が作動している間に発生する空圧に対処するように最
適設計されている。
【０１４４】本発明によるロータブレードアセンブリ２
５０のブレード接合部２９０を図１１、１２をより詳細
には図１８に示す。上述のように、ブレード接合部２９
０は、一体型トルク管／桁部材２７０とテーパロータブ
レード２８０とに結合して予めねじれたフレックスビー
ム２６０を固定するように作用している。本発明のブレ
ード接合部２９０は工夫のなされたボルトレイアウトに
のっとって最適設計されていて、ロータブレードアセン
ブリ２５０に加わる安定した翼弦荷重によりブレード接
合部２９０において発生するモーメント作用を排除する
ことができる。このためボルト２９８の寸法は小さくて
すみ接合部の太さを細くすることができる。
【０１４５】従来のロータブレード接合部は、ロータブ
レードが作動している間に起こる遠心力が原因で生成さ
れる軸荷重に反作用するよう設計および配置されてい
る。ロータブレードアセンブリは、ブレード接合部の機
外のロータブレードアセンブリマスのその部分について
は他と区別できるセントロイドを有する。このような機
外マスセントロイドはロータブレードアセンブリの中心
軸に位置する。ロータブレードに作用する遠心力ベクト
ルは機外マスセントロイドを介して作用する。従来の接
合部は、その中心を中心軸付近に配置して遠心力ベクト
ルが接合部の中心を介して作用するように設計および配
置されている。すなわち接合部には遠心力によって軸荷
重のみが加わる。また遠心力により、接合部ではインプ
レーン反動モーメントは存在しない。
【０１４６】従来の接合部はさらに、ロータブレードが
作動している間に起こる翼弦空気力学的荷重および慣性
荷重が原因で生じるインプレーンモーメントに反作用す
る。このような翼弦荷重ベクトルによって接合部では反
動モーメントが生じる。翼弦曲げモーメントの影響で接
合部には大きな安定応力が発生するため、その内部で許
容できる疲労は小さくなる。以上のような影響を補正す
るために従来のロータブレード接合部には重いボルトが
使用されて接合部の太さは太くなっている。
【０１４７】図１８を参照すると、本発明による各ロー
タブレードアセンブリ２５０は、ブレード中心軸２９４
上に機外マスセントロイド２９２を有している。図に示
されているように遠心力ベクトルＣＦＶは、機外マスセ
ントロイド２９２を介して作用する。安定翼弦荷重ベク
トルＣＬＶは慣性荷重だけでなく空気力学的荷重をも含
み、図示するように中心軸２９４に対して垂直に作用す
る。翼弦荷重ベクトルＣＬＶは空気力学的荷重成分を含
んでいるので、ロータブレードアセンブリ２５０の翼弦
荷重ベクトルＣＬＶは機外マスセントロイド２９２を介
して作用しない。
【０１４８】ブレード接合部２９０は、ボルトパターン
２９６の中心３００を規定するように配置される複数の
ボルト２９８（例示の実施例では４本）からなるボルト
パターンを含む。ボルトパターン中心軸３０２は、ブレ
ード中心軸２９４に平行にボルトパターン構造中心３０
０を介して延在している。
【０１４９】本発明によれば、ブレード接合部２９０の
ボルトパターン２９６は、ロータブレードアセンブリ２
５０と組み合わされて配置され、ボルトパターン中心軸
３０２はブレード中心軸２９４から所定の距離Ｄだけ離
れている。さらにブレード接合部２９０はロータブレー
ドアセンブリ２５０と組み合わされて配置され、ボルト
パターン構造中心３００が安定翼弦荷重ベクトルＣＬＶ
から所定の距離Ｘだけ離れている（空気力学の知識があ
れば、ＵＡＶ１０のロータブレードアセンブリ２５０の
形状と名目上の航行状態に基づいて、所定の距離Ｘを計
算することができる）。機外マスセントロイド２９２と
翼弦荷重ベクトルＣＬＶとに対するボルトパターンの位
置は、各々所定の距離Ｄ、Ｘによって規定されていて、
翼弦荷重ベクトルＣＬＶと遠心力ベクトルＣＦＶとによ
ってブレード接合部２９０における反動モーメントＭ
CLVおよびＭCFVは相殺されるようになっている。すなわ
ちＵＡＶ１０の名目上の航行状態ではＭCLV＝ＭCFVとな
り、例えばブレード先端の速度は約７００ｆｐｓとな
る。図１８に示す試験例ではＭCLV＝ＭCFVなので、
【０１５０】
【数１】（ＣＦＶ）×（Ｄ）＝（ＣＬＶ）×（Ｘ） となる。図１９は遠心力ベクトルＣＦＶと翼弦荷重ベク
トルＣＬＶとによって発生するモーメントと所定の距離
Ｄとの関係を示すグラフ図である。
【０１５１】図１８をさらに具体的にみてみると、ボル
トパターン２９６の構造上の中心３００は、機外マスセ
ントロイド２９２の前方すなわち中心軸２９４の前方に
位置していることが分かる。上述のような機能は、機外
マスセントロイド２９２を前方に配置するためにはロー
タブレードアセンブリ２５０が安定していなければなら
ないので機外マスセントロイド２９２が移動すると達成
できない。上述のようにブレード接合部２９０を配置す
ることによって、安定性に影響を与えることなく局部的
にモーメントを変化させることができる。他のスパン配
置におけるモーメントも影響を受けないですむ。
【０１５２】上述のブレード接合部２９０のボルトパタ
ーン２９６は４本のボルト２９８によって形成されてい
る。当業者は他のボルトパターンすなわち４本前後のボ
ルトを本発明のブレード接合部２９０に利用できること
は理解できよう。他のいかなるボルトパターンも、ボル
トパターン構造中心とボルトパターン中心軸を規定して
上述の所定の距離ＤおよびＸを提供する。
【０１５３】従来のロータアセンブリは、複数のピッチ
制御ロッドをロータブレードサブアセンブリのトルク管
の各々に結合して固定している。ピッチ制御ロッドは、
各トルク管を介して個々のロータブレードにコレクティ
ブピッチ入力および／または周期的ピッチ入力を結合す
るように作用する。ピッチ制御ロッドの従来の取付スキ
ームを図２０に示す。制御ロッド軸受けＣＲＢはピッチ
制御ロッド（図示せず）の端部に取付けられている。制
御ロッド軸受けＣＲＢは軸受け接合ボルトＢＡＢによっ
て軸受け取付けＢＭ内に取付けられている。軸受け接合
ボルトは各ロータブレードサブアセンブリのトルク管Ｔ
Ｔにしっかりと固定されている。従来の取付けスキーム
は、制御ロッド軸受けＣＲＢの弱い軸ＷＡが機外に面す
るようにすなわちロータブレードセンタラインＣＬにほ
ぼ平行となるように取付けられている。
【０１５４】ピッチ制御ロッドの運動範囲を所望のもの
としてロータブレードにピッチ入力を全範囲で入力でき
るようにするためには先述のパラグラフに記載の従来の
取付けスキームが必要である。この取付スキームはピッ
チ制御ロッドの大きな遠心荷重ＦCLが制御ロッド軸受け
ＣＲＢの弱いところに作用するという点で不十分であ
る。このため高圧ＨＰＦが軸受けライナに対して印加さ
れて制御ロッド軸受けＣＲＢがかなり早く損傷を受ける
原因となっている。遠心荷重による影響のためにこのよ
うな制御ロッド軸受けＣＲＢは頻繁に交換しなければな
らず、結果として保守費がかさみ、またシステムの中断
時間も長くなる。
【０１５５】本発明のロータアセンブリ１００は従来の
ロータアセンブリで必要だったようなピッチ入力の全範
囲を必要としない。その結果ピッチ制御ロッド１０４
（図５参照）についての運動範囲は、従来のロータアセ
ンブリが必要とする運動範囲よりも少なくすむ。このた
め本発明のロータアセンブリ１００は図５、詳細には図
２１に示すように最適化されたピッチ制御ロッド取付ス
キームを利用している。
【０１５６】制御ロッド軸受け３１２は各ピッチ制御ロ
ッド１０４Ａ（図５参照）の端部に取付けられている。
制御ロッド軸受け３１２は、軸受け接合ボルト３１６に
よってクレビス形状をした軸受け取付け３１４内に取付
けられている。軸受け取付けは各ロータブレードサブア
センブリ２５０のトルク管セグメント２７２にしっかり
と固定されている。軸受け取付け３１４は軸受け接合ボ
ルト３１６の軸３１６Ａがロータブレードサブアセンブ
リ２５０のセンタライン３１８に対して角度βをなすよ
うに形成されている。制御ロッド軸受け３１２の強度の
強い部分に対して遠心荷重ＦCLが印加されることによっ
て、圧力３２０が制御ロッド軸受け３１２に作用するよ
うに角度βは遠心荷重ＦCLの方向に対応している。
【０１５７】上述の最適化ピッチ制御ロッド取付スキー
ム３１０によって、圧力３２０は制御ロッド軸受け３１
２の強度の強い部分に作用を及ぼす。その結果、最適化
ピッチ制御ロッド取付スキーム３１０によって制御ロッ
ド軸受け３１２の寿命を効果的にのばすことができるよ
うになる。
【０１５８】本発明の多岐にわたる修正および変更は以
上の教示のもとに可能である。従って添付の特許請求の
範囲内において、本発明は上述の技術の他にも実行可能
であることを理解されたい。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明による無人航空機（ＵＡＶ）の一実施例
を示す一部切欠斜視図である。
【図２】図１の環状胴体のための好ましい空気力学的外
形を示す断面図である。
【図３】本発明によるＵＡＶ用ドライブトレインアセン
ブリを示す断面図である。
【図４】図３のドライブトレインアセンブリの一部分の
拡大断面図である。
【図５】本発明によるＵＡＶ用ロータアセンブリの一実
施例を示す部分平面図である。
【図６】図６Ａは、図５のロータアセンブリ用スワッシ
ュプレートサブアセンブリの好ましい実施例の上面図で
あり、図６Ｂは、図６Ａのスワッシュプレートサブアセ
ンブリの側面図である。
【図７】図５のロータアセンブリ用同軸トランスミッシ
ョン／センタハブサブアセンブリ部の好ましい実施例の
断面図である。
【図８】図７の同軸トランスミッション／センタハブサ
ブアセンブリのセンタハブ支持構造の上面図である。
【図９】ロータアセンブリ用の従来のスプライン／円錐
座の概略図である。
【図１０】図１０Ａは、本発明によるロータアセンブリ
用一体型スプライン／円錐座サブアセンブリの概略図、
図１０Ｂは、本発明による一体型スプライン／円錐座サ
ブアセンブリのロータハブの上面図、図１０Ｃは、図１
０Ｂのロータハブの断面図である。
【図１１】本発明によるＵＡＶ用上部ロータアセンブリ
の上面図である。
【図１２】図１１のロータアセンブリの部分側面図であ
る。
【図１３】本発明のスナッバアセンブリを示す図１２の
部分拡大図である。
【図１４】図１３の１０Ｄ−１０Ｄに沿って切った部分
のスナッバアセンブリの断面図である。
【図１５】本発明のＵＡＶ対ロータアセンブリ共鳴モー
ド状態を示す動作特性図である。
【図１６】図１６Ａは、本発明のロータブレードアセン
ブリの一体型トルク管／桁部材の桁セグメントの断面図
であり、図１６Ｂは、本発明のロータブレードアセンブ
リの一体型トルク管／桁部材のトルク管セグメントの断
面図である。
【図１７】本発明によるロータブレードアセンブリのフ
レックスビームのねじれを規定するグラフである。
【図１８】本発明のＵＡＶ用ロータブレードアセンブリ
のブレード結合部の最適位置を示す部分平面図である。
【図１９】本発明のロータブレードアセンブリの機外質
量中心に対する最適ブレード結合部のオフセットを示す
グラフである。
【図２０】従来のロータアセンブリ用の従来のピッチ制
御ロッド軸受け取付スキームの概略図である。
【図２１】本発明によるロータアセンブリ用のピッチ制
御ロッド軸受け取付スキームの概略図である。
【図２２】図１のＵＡＶの環状胴体構造の実施例の上面
図である。
【図２３】本発明によるＵＡＶの環状胴体構造のＣ型環
状構造の外形を示す図である。
【図２４】図２２の線２０ａ−２０ａに沿って切った部
分の断面図である。
【図２５】図２２の線２０ｂ−２０ｂに沿って切った部
分の断面図である。
【図２６】図２５の線２０ｃ−２０ｃに沿って切った部
分の断面図である。
【図２７】図２２の線２０ｄ−２０ｄに沿って切った部
分の断面図である。
【図２８】図２２の線２１−２１に沿って切った部分で
あり、本発明による環状胴体構造の合せ面の拡大図であ
る。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.7 識別記号 ＦＩ Ｆ１６Ｄ 41/07 Ｆ１６Ｆ 15/10 Ａ Ｆ１６Ｆ 15/10 Ｆ１６Ｈ 1/14 Ｆ１６Ｈ 1/14 1/22 1/22 Ｆ１６Ｄ 1/02 Ｍ Ｎ Ｑ Ｐ (31)優先権主張番号 ９０３，０６４ (32)優先日 平成４年６月22日(1992．6．22) (33)優先権主張国 米国（ＵＳ） (31)優先権主張番号 ９０３，０６５ (32)優先日 平成４年６月22日(1992．6．22) (33)優先権主張国 米国（ＵＳ） (31)優先権主張番号 ９０３，０６６ (32)優先日 平成４年６月22日(1992．6．22) (33)優先権主張国 米国（ＵＳ） (72)発明者 ハンター，デイヴィッド エイチ. アメリカ合衆国，コネチカット 06410, チェシャイアー，カントリー ウッド コート 680 (72)発明者 コールヘップ，フレッド ダブリュー. アメリカ合衆国，コネチカット 06517, ハムデン，リッジ ロード 468 (72)発明者 クラウス，ティモシー エイ. アメリカ合衆国，コネチカット 06791, ハーウィントン，ヒル ロード 711 (72)発明者 ミリア，ヴィンセント エフ. アメリカ合衆国，コネチカット 06497, ストラトフォード，チューダー リッジ 54 (72)発明者 ファーンズ，ケニス エム. アメリカ合衆国，コネチカット 06468, モンロウ，キンバリー ドライヴ 30 (72)発明者 ファーレル，マーヴィン ディー. アメリカ合衆国，コネチカット 06403, ビーコン フォールズ，バートン ロー ド 537 (72)発明者 サンディー，デイヴィッド エフ. アメリカ合衆国，コネチカット 06516, ウエスト ヘイヴン，ナンバー37，サヴ ィン アヴェニュー 350 (72)発明者 ビーティー，ロバート ディー. アメリカ合衆国，コネチカット 06611, トランブル，ニコラス アヴェニュー 3000 (72)発明者 ハンセン，ブルース ディー. アメリカ合衆国，コネチカット 06484, シェルトン，リッジフィールド テラス 51 (56)参考文献 特開 平４−231290（ＪＰ，Ａ) 特開 平３−67799（ＪＰ，Ａ) 特開 昭63−227497（ＪＰ，Ａ) 特表 平６−509770（ＪＰ，Ａ) 米国特許2462824（ＵＳ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) B64C 27/20 B64C 27/10 B64C 29/00 B64C 39/06 F16D 1/02 F16D 41/07 F16F 15/10 F16H 1/14 F16H 1/22

Claims (5)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 ダクト付同軸二重反転ロータ（２００、
    ２０２）を有するロータアセンブリ（１００）のトラン
    スミッション（１１０）にエンジン（５４）からのトル
    クを結合するための無人航空機（１０）用ドライブトレ
    インアセンブリ（６０）であって、 エンジン結合サブアセンブリ（６３）と；駆動軸（７
    ２）と；トランスミッション結合サブアセンブリ（７
    ４）とを有し；前記トランスミッション結合サブアセン
    ブリ（７４）は、ピンカラーコネクタ（７５）によって
    前記駆動軸（７２）の一端に機械的に結合される外部ク
    ラウンスプライン結合（７６）と、前記外部スプライン
    結合（７６）にかみあい係合しているギアスプライン結
    合（７７）とを備え；前記エンジン結合サブアセンブリ
    （６３）は、ピンカラーコネクタ（６９）によって前記
    駆動軸（７２）の他端に機械的に結合される内部スプラ
    イン結合（６８）と、相補的なスプライン歯（６７Ｔ、
    ６８Ｔ）を介して前記内部スプライン結合（６８）にか
    みあい係合している外部クラウンスプライン結合（６
    ７）とを備えている無人航空機用ドライブトレインアセ
    ンブリ（６０）において；前記エンジン結合サブアセン
    ブリ（６３）はさらに、エンジン（５４）からのトルク
    を伝達するバントパン（６５）と、スプラグクラッチ
    （６２）と玉軸受け（６６）とを備え；前記スプラグク
    ラッチ（６２）は、前記玉軸受け（６６）によって前記
    バントパン（６５）と前記外部クラウンスプライン結合
    （６７）とのまん中にしっかりと連結され；バントパン
    （６５）からのトルクは、スプラグクラッチ（６２）を
    介して外部クラウンスプライン結合（６７）に結合さ
    れ、この外部クラウンスプライン結合（６７）からは、
    前記内部スプライン結合（６８）および前記外部クラウ
    ンスプライン結合（６７）の相補的なスプライン歯（６
    ７Ｔ、６８Ｔ）のかみあい係合によって，前記内部スプ
    ライン結合（６８）を介して駆動軸（７２）へトルクが
    結合されることを特徴とする無人航空機用ドライブトレ
    インアセンブリ（６０）。
  2. 【請求項２】 前記エンジン結合サブアセンブリ（６
    ３）はさらに、前記バントパン（６５）に機械的に結合
    される止め金具（６４）を備え、前記止め金具（６４）
    はエンジン（５４）の先細りの出力軸（５４Ｓ）からバ
    ントパン（６５）へとトルクを伝達することを特徴とす
    る請求項１に記載の無人航空機用ドライブトレインアセ
    ンブリ（６０）。
  3. 【請求項３】 前記駆動軸（７２）はトルク管として形
    成され、前記トルク管の内径および外径の寸法は捻転軟
    性が得られるように定められ、前記捻転軟性トルク管
    （７２）はトーションばねとして機能してエンジン（５
    ４）が原因で生じる振動トルクからトランスミッション
    （７２）とロータアセンブリ（１００）とを離隔するこ
    とを特徴とする請求項１に記載の無人航空機用ドライブ
    トレインアセンブリ（６０）。
  4. 【請求項４】 前記内部スプライン結合（６８）は、前
    記駆動軸（７２）の平衡を保つためにさらにマテリアル
    マスを備えることを特徴とする請求項１に記載の無人航
    空機用ドライブトレインアセンブリ（６０）。
  5. 【請求項５】 前記内部スプライン結合（７６）は、前
    記駆動軸（７２）の平衡を保つためにさらにマアテリア
    ルマス（７０）を備えることを特徴とする請求項１に記
    載の無人航空機用ドライブトレインアセンブリ（６
    ０）。
JP2000182393A 1992-06-22 2000-06-19 無人航空機用ドライブトレインアセンブリ Expired - Fee Related JP3343237B2 (ja)

Applications Claiming Priority (12)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US07/903,063 US5340279A (en) 1992-06-22 1992-06-22 Snubber assembly for a rotor assembly having ducted, coaxial counter-rotating rotors
US903,061 1992-06-22
US07/903,061 US5364230A (en) 1992-06-22 1992-06-22 Rotor blade subassembly for a rotor assembly having ducted, coaxial counter-rotating rotors
US903,064 1992-06-22
US07/903,060 US5277380A (en) 1992-06-22 1992-06-22 Toroidal fuselage structure for unmanned aerial vehicles having ducted, coaxial, counter-rotating rotors
US07/903,066 US5226350A (en) 1992-06-22 1992-06-22 Drive train assembly for a rotor assembly having ducted, coaxial counter-rotating rotors
US07/903,065 US5351913A (en) 1992-06-22 1992-06-22 Coaxial transmission/center hub subassembly for a rotor assembly having ducted, coaxial counter-rotating rotors
US903,060 1992-06-22
US903,063 1992-06-22
US903,065 1992-06-22
US903,066 1992-06-22
US07/903,064 US5281099A (en) 1992-06-22 1992-06-22 Integrated spline/cone seat subassembly for a rotor assembly having ducted, coaxial counter-rotating rotors

Related Parent Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP50245294A Division JP3343118B2 (ja) 1992-06-22 1993-06-18 ダクト付同軸二重反転ロータを有する無人航空機

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JP2001026297A JP2001026297A (ja) 2001-01-30
JP3343237B2 true JP3343237B2 (ja) 2002-11-11

Family

ID=27560339

Family Applications (6)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP50245294A Expired - Fee Related JP3343118B2 (ja) 1992-06-22 1993-06-18 ダクト付同軸二重反転ロータを有する無人航空機
JP2000182396A Pending JP2001026299A (ja) 1992-06-22 2000-06-19 無人航空機用スナッバアセンブリ
JP2000182397A Expired - Fee Related JP3343238B2 (ja) 1992-06-22 2000-06-19 ロータブレードサブアセンブリ
JP2000182394A Pending JP2001026298A (ja) 1992-06-22 2000-06-19 無人航空機のロータアセンブリ用同軸トランスミッション／センタハブサブアセンブリ
JP2000182393A Expired - Fee Related JP3343237B2 (ja) 1992-06-22 2000-06-19 無人航空機用ドライブトレインアセンブリ
JP2000182395A Pending JP2001026296A (ja) 1992-06-22 2000-06-19 無人航空機用の一体型スプライン／円錐座サブアセンブリ

Family Applications Before (4)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP50245294A Expired - Fee Related JP3343118B2 (ja) 1992-06-22 1993-06-18 ダクト付同軸二重反転ロータを有する無人航空機
JP2000182396A Pending JP2001026299A (ja) 1992-06-22 2000-06-19 無人航空機用スナッバアセンブリ
JP2000182397A Expired - Fee Related JP3343238B2 (ja) 1992-06-22 2000-06-19 ロータブレードサブアセンブリ
JP2000182394A Pending JP2001026298A (ja) 1992-06-22 2000-06-19 無人航空機のロータアセンブリ用同軸トランスミッション／センタハブサブアセンブリ

Family Applications After (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP2000182395A Pending JP2001026296A (ja) 1992-06-22 2000-06-19 無人航空機用の一体型スプライン／円錐座サブアセンブリ

Country Status (7)

Country Link
EP (6) EP0861777A1 (ja)
JP (6) JP3343118B2 (ja)
AU (6) AU666211B2 (ja)
CA (1) CA2138656C (ja)
DE (4) DE69332507T2 (ja)
IL (1) IL106090A (ja)
WO (1) WO1994000347A2 (ja)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10095226B1 (en) 2008-02-12 2018-10-09 Drone-Control, Llc Radio controlled aircraft, remote controller and methods for use therewith

Families Citing this family (28)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB2360752A (en) * 2000-04-01 2001-10-03 Glyn Jones Helicopter without tail rotor
JP4620291B2 (ja) * 2001-06-21 2011-01-26 株式会社ショーワ 電動パワーステアリング装置
JP4499155B2 (ja) * 2004-04-14 2010-07-07 アールトン，ポール，イー． 回転翼輸送手段
US9434471B2 (en) 2005-04-14 2016-09-06 Paul E Arlton Rotary wing vehicle
GB0707512D0 (en) 2007-04-18 2007-05-30 Go Science Ltd Annular airborne vehicle
KR101344777B1 (ko) * 2008-07-07 2014-01-15 (주)선택이앤티 회전하는 하방날개형 비행체
KR101210532B1 (ko) 2008-07-07 2012-12-27 (주)선택이앤티 삼엽 하방날개형 비행체
US8328130B2 (en) * 2008-12-08 2012-12-11 Honeywell International Inc. Vertical take off and landing unmanned aerial vehicle airframe structure
CN102085912A (zh) * 2009-12-03 2011-06-08 范磊 碟形磁悬浮环翼飞行器
JP5834173B2 (ja) * 2011-09-05 2015-12-16 パナソニックＩｐマネジメント株式会社 ガスタービン発電装置
CA2870669A1 (en) 2012-04-25 2014-01-30 General Electric Company Aircraft engine driveshaft vessel assembly and method of assembling the same
US9353848B2 (en) 2013-03-13 2016-05-31 Hamilton Sundstrand Corporation Spline lubrication system
US9623964B2 (en) * 2013-11-05 2017-04-18 Sikorsky Aircraft Corporation Counter-rotating rotor system with stationary standpipe
CN104199455A (zh) * 2014-08-27 2014-12-10 中国科学院自动化研究所 基于多旋翼飞行器的隧道巡检系统
WO2016070335A1 (zh) 2014-11-04 2016-05-12 深圳市大疆创新科技有限公司 锁定机构，具有锁定机构的螺旋桨及飞行器
CN106516078B (zh) * 2016-12-03 2018-12-04 河南正大航空科技股份有限公司 一种海上垃圾打捞无人机
KR101860448B1 (ko) * 2017-03-03 2018-05-23 주식회사 맵인어스 무인비행체를 이용한 사용자 지향적 경관 시뮬레이션 영상제공시스템
JP7217543B2 (ja) * 2017-11-14 2023-02-03 フライボティックス ソシエテアノニム 例えば回転中にプロペラのブレードのピッチ角を変化させる、２自由度アクチュエータを形成するシステム
CA3085153C (en) * 2017-12-14 2023-02-21 Kawasaki Jukogyo Kabushiki Kaisha Rotor craft including variable blade torsional angle mechanism
JP6993948B2 (ja) * 2018-09-12 2022-01-14 本田技研工業株式会社 飛翔装置
JP7025316B2 (ja) * 2018-10-01 2022-02-24 本田技研工業株式会社 飛翔装置
CN109432725A (zh) * 2018-11-02 2019-03-08 浙江海洋大学 一种用于网球运动的辅助无人机组件
WO2020190534A1 (en) 2019-03-15 2020-09-24 Oshkosh Corporation Scissor lift with offset pins
FR3094954A1 (fr) * 2019-04-09 2020-10-16 Conseil Et Technique Voilure tournante dans le domaine des aéronefs
EP3953252A1 (fr) * 2019-04-09 2022-02-16 Conseil et Technique Voilure tournante dans le domaine des aeronefs
FR3096959B1 (fr) * 2019-06-04 2021-11-26 Safran Electrical & Power Capot de protection de moteur électrique d’aéronef à décollage et atterrissage verticaux et moteur électrique comportant un tel capot de protection
JP7219204B2 (ja) * 2019-11-26 2023-02-07 弘幸 中西 無人飛行体
RU2754784C1 (ru) * 2021-03-03 2021-09-07 Константин Борисович Махнюк Автомат перекоса несущего винта вертолета

Family Cites Families (33)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2197677A (en) * 1937-04-06 1940-04-16 Autogiro Co Of America Bladed aircraft sustaining rotor
US2462824A (en) * 1944-11-03 1949-02-22 United Aircraft Corp Single or multiengined drive for plural airscrews
US3002709A (en) * 1955-12-19 1961-10-03 C L Cochran And Associates Aircraft adapted for vertical ascent and descent
US2996269A (en) * 1956-04-12 1961-08-15 Charles B Bolton Helicopter with counter-rotating propeller
US3103327A (en) * 1956-04-12 1963-09-10 Charles B Bolton Helicopter control system
US3002710A (en) * 1956-05-15 1961-10-03 Sud Aviation Helicopters
US3005323A (en) * 1959-02-19 1961-10-24 Westinghouse Electric Corp Generator drive shaft assembly
US3010294A (en) * 1961-03-30 1961-11-28 Baldwin Lima Hamilton Corp Gear-type misalignment coupling
US3640485A (en) * 1970-06-25 1972-02-08 Jean L Mutrux Amphibious helicopter-type aircraft
US3782856A (en) * 1972-05-31 1974-01-01 United Aircraft Corp Composite aerodynamic blade with twin-beam spar
US3901102A (en) * 1973-10-05 1975-08-26 Gen Motors Corp Axle retaining differential mechanism
US3874820A (en) * 1974-04-08 1975-04-01 United Aircraft Corp Hingeless in-plane rotor blade design
US3972491A (en) * 1975-07-14 1976-08-03 United Technologies Corporation Two-position helicopter main rotor
US4207758A (en) * 1976-03-11 1980-06-17 United Technologies Corporation High speed shaft flexible coupling with maximum shaft misalignment accommodation capability
FR2354922A1 (fr) * 1976-06-15 1978-01-13 Etudes Rech Avancees Perfectionnements apportes a un dispositif d'entrainement des rotors d'un helicoptere
FR2397325A1 (fr) * 1977-07-13 1979-02-09 Aerospatiale Moyeu de rotor, en particulier pour le rotor principal d'un helicoptere
US4175913A (en) * 1978-01-13 1979-11-27 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Helicopter rotor head mounting assembly
US4209266A (en) * 1979-03-29 1980-06-24 Truth Incorporated Snap-on handle structure
US4531692A (en) * 1982-03-15 1985-07-30 Ernesto Mateus Helicopter flight control and transmission system
DE3379650D1 (en) * 1982-07-07 1989-05-24 Bernd Jung Helicopter
US4868962A (en) * 1982-09-30 1989-09-26 The Boeing Company Method of fabricating a helicopter rotor system
DE3241754C2 (de) * 1982-11-11 1986-02-06 Messerschmitt-Bölkow-Blohm GmbH, 8000 München Rotor, insbesondere eines Drehflügelflugzeuges
IT1179694B (it) * 1984-05-29 1987-09-16 Agusta Aeronaut Costr Assieme motore trasmissione per elicottero
DE3601105C2 (de) * 1985-10-01 1995-06-14 Eurocopter Deutschland Rotor, insbesondere für Drehflügelflugzeuge
DE3534968C1 (de) * 1985-10-01 1987-02-19 Messerschmitt Boelkow Blohm Rotor,insbesondere fuer Drehfluegelflugzeuge
JP2583427B2 (ja) * 1986-10-06 1997-02-19 照義 与那覇 同芯反転ロータを用いた乗り物
IT1196800B (it) * 1986-11-25 1988-11-25 Agusta Aeronaut Costr Rotore anticoppia per elicotteri
US4795111A (en) * 1987-02-17 1989-01-03 Moller International, Inc. Robotic or remotely controlled flying platform
JP2667176B2 (ja) * 1987-11-10 1997-10-27 富士重工業株式会社 ヘリコプタのピッチ変更及びリードラグ減衰装置
ATE106052T1 (de) * 1989-04-19 1994-06-15 Sky Disc Holding Sa Fluggerät mit einem gegensinnig drehenden rotorpaar.
US5096380A (en) * 1990-05-03 1992-03-17 United Technology Corporation Composite flexbeam for a bearingless helicopter rotor
US5152478A (en) * 1990-05-18 1992-10-06 United Technologies Corporation Unmanned flight vehicle including counter rotating rotors positioned within a toroidal shroud and operable to provide all required vehicle flight controls
US5150857A (en) * 1991-08-13 1992-09-29 United Technologies Corporation Shroud geometry for unmanned aerial vehicles

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10095226B1 (en) 2008-02-12 2018-10-09 Drone-Control, Llc Radio controlled aircraft, remote controller and methods for use therewith
US10248117B2 (en) 2008-02-12 2019-04-02 Drone-Control, Llc Radio controlled aircraft, remote controller and methods for use therewith
US11281205B2 (en) 2008-02-12 2022-03-22 Drone-Control, Llc Radio controlled aircraft, remote controller and methods for use therewith

Also Published As

Publication number Publication date
EP0861775A1 (en) 1998-09-02
DE69332506D1 (de) 2003-01-02
DE69332527D1 (de) 2003-01-09
AU664678B2 (en) 1995-11-23
JP3343118B2 (ja) 2002-11-11
EP0861775B1 (en) 2002-11-20
AU1018195A (en) 1995-03-09
AU4538593A (en) 1994-01-24
JPH07508244A (ja) 1995-09-14
CA2138656A1 (en) 1994-01-06
EP0861777A1 (en) 1998-09-02
EP0646084A1 (en) 1995-04-05
EP0861778A1 (en) 1998-09-02
AU666211B2 (en) 1996-02-01
EP0861776A1 (en) 1998-09-02
IL106090A (en) 1998-03-10
EP0861779A1 (en) 1998-09-02
DE69332507T2 (de) 2003-07-03
AU664144B2 (en) 1995-11-02
AU1018295A (en) 1995-03-09
JP2001026299A (ja) 2001-01-30
DE69318713D1 (de) 1998-06-25
DE69332506T2 (de) 2003-07-10
JP3343238B2 (ja) 2002-11-11
EP0861776B1 (en) 2002-11-27
DE69332527T2 (de) 2003-08-21
AU664522B2 (en) 1995-11-16
CA2138656C (en) 2000-04-18
AU1018095A (en) 1995-03-09
AU1017895A (en) 1995-03-09
EP0861779B1 (en) 2002-11-20
JP2001026298A (ja) 2001-01-30
WO1994000347A3 (en) 1994-07-07
AU1017995A (en) 1995-03-09
DE69318713T2 (de) 1999-01-21
JP2001026297A (ja) 2001-01-30
WO1994000347A2 (en) 1994-01-06
JP2001018895A (ja) 2001-01-23
EP0646084B1 (en) 1998-05-20
JP2001026296A (ja) 2001-01-30
AU665319B2 (en) 1995-12-21
AU667650B2 (en) 1996-03-28
DE69332507D1 (de) 2003-01-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP3343237B2 (ja) 無人航空機用ドライブトレインアセンブリ
US5351913A (en) Coaxial transmission/center hub subassembly for a rotor assembly having ducted, coaxial counter-rotating rotors
US5226350A (en) Drive train assembly for a rotor assembly having ducted, coaxial counter-rotating rotors
US5364230A (en) Rotor blade subassembly for a rotor assembly having ducted, coaxial counter-rotating rotors
RU2108267C1 (ru) Тороидальный фюзеляж беспилотного воздушного летательного аппарата
US5340279A (en) Snubber assembly for a rotor assembly having ducted, coaxial counter-rotating rotors
US5419513A (en) Ancillary aerodynamic structures for an unmanned aerial vehicle having ducted, coaxial counter-rotating rotors
AU755241B2 (en) Method of reducing a nose-up pitching moment in a ducted rotor unmanned aerial vehicle
JP2002542116A (ja) 反転ダクトロータとシュラウド付き推進プロペラを有する無人航空機
US5281099A (en) Integrated spline/cone seat subassembly for a rotor assembly having ducted, coaxial counter-rotating rotors
JP2020040649A (ja) 機械的に分散された推進ドライブトレイン及びアーキテクチャ
IL120577A (en) From the entire moving series for unmanned aerial vehicles
IL120580A (en) Snubber assembly for a rotor assembly
IL120579A (en) Integrated spline/cone seat subassembly for a rotor assembly
US20030213869A1 (en) Translational propulsion system for a hybrid vehicle

Legal Events

Date Code Title Description
LAPS Cancellation because of no payment of annual fees