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

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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)。
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