JP3343252B2 - 無人空中飛行体のシュラウド構造 - Google Patents

無人空中飛行体のシュラウド構造

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Description

【発明の詳細な説明】 関連出願 本発明は、1990年５月18日出願の「トロイダル型シュ
ラウド内に配置された反転ローターを含み、すべての必
要な飛行制御を行なうことのできる無人飛行体」と題す
る、同一所有者による同時係属中の米国特許出願第07/5
26,092号に関連するものである。
技術分野 本発明は、無人空中飛行体（UAV）に関し、特に、ト
ロイダル型胴体（シュラウド）および一対の同軸多翼反
転ダクトローターを有するUAVにおいて、並進飛行（tra
nslational flight）中のUAVの機首上げ（nose−up）
ピッチングモーメントを最小限に抑えるように、トロイ
ダル型胴体の空力的形状を最適化したUAVに関する。
発明の背景 何らかの理由により有人飛行体の使用が適当でないと
考えられるさまざまな飛行任務（mission）を遂行する
ための無人空中飛行体（UAV）への注目が、最近、復活
している。このような飛行任務には、監視、偵察、物標
取得および／または指示、データ収集、通信データリン
ク、囮、妨害、擾乱、片道補給飛行などがある。いくつ
かの理由から、この注目は、「ローター型」UAVではな
く、原型的飛行機形状、すなわち、胴体と、並進飛行用
の水平搭載エンジンを備えた翼と、尾翼とを有するUAV
に専ら集中していた。
第一に、「翼型」UAVの設計・製造・操作は有人飛行
体技術の延長に過ぎず、したがって、比較的直截に且つ
経済的に実現できる。特に、このようなUAVの空力特性
は充分に検証されているので、このような飛行体の操縦
術（飛行操作）は、遠隔通信データリンクおよび／また
は機上搭載フライトコンピュータのソフトウェアプログ
ラムによるにしても、比較的簡単である。
さらに、このようなUAVの航続距離および速度は、一
般に、ローター型UAVよりも優れている。また、このよ
うなUAVの荷重積載能力は、一般に、ローター型UAVより
も大きく、翼型UAVは飛行任務用搭載荷重（mission pa
yload）および／または補給燃料をより大量に積載でき
る。これらの特徴により、翼型UAVは、ローター型UAVよ
りも、持続性および遠距離を包含するような飛行任務形
態（mission profile）に適している。しかしながら、
翼型UAVは、その利用を厳しく制限することになる１つ
の明白な欠陥を有している。
すなわち、翼型UAVは、固定空間位置「滞空」能力を
持たない。たとえば物標指定など、上述した飛行任務形
態の多くについて最高性能を極めるには、UAVが、長期
間にわたって静止地上位置に関して固定空間基準系を維
持する能力を持つことが望ましい。当業者には明らかな
ことであるが、翼型UAVは、静止地上位置に関して固定
空間基準系を維持すること、すなわち、滞空状態を維持
することができないという飛行特性をもつ。したがっ
て、翼型UAVの飛行任務用機器として、このような飛行
任務形態を好適に遂行するための複雑で高価な移動補償
手段を用いざるを得ない。
対照的に、ローター型UAVは、このような滞空型飛行
任務形態に空力的に適合している。このようなUAVのロ
ーターサブシステムは、静止地上位置に対する固定空間
基準系において機体をホバリングさせる機能をもつ。し
かしながら、従来設計のダクトローター型UAVには、一
般に、並進飛行中に機首上げピッチングモーメントが生
じるという欠陥がある。このような飛行体のいくつかの
例が、1990年５月18日出願の「トロイダル型シュラウド
内に配置された反転ローターを含み、すべての必要な飛
行制御を行なうことのできる無人飛行体」と題する、同
一所有者による同時係属中の米国特許出願第07/526,092
号に述べられている。一般に、従来のダクトローター型
UAVの多くは、操縦翼面（control surface）のあるも
のもないものも、空力的補助構造をUAVに組み込んでこ
のような機首上げピッチングモーメントを相殺してい
た。これらの飛行体は、本質的に、翼型UAVおよびロー
ター型UAVの複合体である。
このような空力的補助構造の利用は、機首上げピッチ
ングの問題の１つの解決法を示すものであるが、その半
面、このような解決法はUAVの総合的な性能を損なうこ
とになる。空力的にみて、このような空力的補助構造
は、飛行体の総合抗力特性を増加させる。さらに、この
ような空力的補助構造は、飛行体の総構造重量を増加さ
せる。これらの要因により、より高馬力の動力装置の利
用（もしくは飛行航続距離および／または速度の減少）
が必要になる。
別の解決法として、サイクリックピッチを利用するこ
とにより、前進並進飛行中にダクト型UAVに生じる機首
上げピッチングモーメントを相殺することができる。機
首上げピッチングモーメントを相殺するためにサイクリ
ックピッチを利用することは、1990年５月18日出願の
「トロイダル型シュラウド内に配置された反転ローター
を含み、すべての必要な飛行制御を行なうことのできる
無人飛行体」と題する、同一所有者による同時係属中の
米国特許出願第07/526,092号に述べられている。前進並
進飛行中にダクト型UAVには、胴体により発生する機首
上げピッチングモーメントが生じるが、この機首上げピ
ッチングモーメントをサイクリックピッチを用いて相殺
することができる。しかしながら、揚力損失という形で
性能の低下が生じ、ローター機構による揚力を増大する
ためにエンジンパワー出力の増加が要求される。サイク
リックピッチをこのように利用することの詳細について
は後述する。
そこで、前進並進飛行中にダクトローター型UAVに生
じる、不本意な機首上げピッチングモーメントを相殺す
る手段が求められている。このような手段は、周期的ト
リム調整ピッチに対する要求およびローター機構出力に
対する要求を最小限に抑えるとともに優れたホバリング
性能を提供するものでなければならない。
発明の概要 本発明の１つの目的は、優れたホバリング性能を提供
し、且つ、大揚力が得られる圧力分布を発生する、最適
化した空力形状を有するトロイダル型胴体を含む無人ロ
ーター型空中飛行体（UAV）を提供することである。
本発明の別の目的は、前進並進飛行中にダクトロータ
ー型UAVに生じる不本意な機首上げピッチングモーメン
トを相殺するために最適化した翼状体（aerofoil）形状
を有するトロイダル型胴体を含むUAVを提供することで
ある。
本発明のさらに別の目的は、トリム調整前進並進飛行
のための周期的トリム調整ピッチに対する要求を最小限
に抑えるように、最適化した翼状体形状を有するUAVを
提供することである。
本発明のさらに別の目的は、トリム調整前進並進飛行
のためのローター機構出力に対する要求を最小限に抑え
るように、最適化た翼状体形状を有するUAVを提供する
ことである。
本発明のもう一つの目的は、高度に反った（camber）
空力面を有する、最適化した翼状体形状を提供すること
である。
本発明のさらに別の目的は、逆反り形状（reflex ca
mber）を有する背面を含む空力面を有する、最適化した
翼状体形状を提供することである。
本発明のさらにもう一つの目的は、下垂部をもつ背面
を含む空力面を有する、最適化した翼状体形状を提供す
ることである。
これらのおよびその他の目的は、並進飛行中の機首上
げピッチングモーメントを最小限に抑えるように最適化
した翼状体形状をもつトロイダル型胴体すなわちシュラ
ウドと、ローター機構と、動力機構と、飛行用／飛行任
務用機器（flight/mission equipment）とを含む、本
発明による無人空中飛行体（UAV）という手段により達
成される。ローター機構は、トロイダル型胴体の軸に対
して同軸関係に配置された一対の多翼反転ローターを含
み、これらのローターはトロイダル型胴体によって「包
囲され」ている。ローター機構は、さらに、サイクリッ
クピッチ入力および／またはコレクティブピッチ入力を
各反転ローターに選択的に機械的に連結するための第１
および第２の従来の斜板（swashplate）サブアセンブリ
と、動力機構により駆動され各反転ローターに回転運動
を与える従来の歯車列とを含む。
動力機構は、空気取入口を有するエンジンハウジング
と、エンジンハウジング内に搭載されたエンジンと、駆
動列サブアセンブリと、１つ以上の燃料タンクとを含
む。エンジンハウジングは、トロイダル型胴体の構成部
分であり、トロイダル型胴体の０゜/360゜の方位位置
（後尾位置）に配置されている。駆動列サブアセンブリ
は、エンジンにより作り出された動力をローター機構の
歯車列に伝達する。
トロイダル型胴体には、複数の支材が一体に形成さ
れ、これらの支材は、トロイダル型胴体の内周面からロ
ーター機構まで半径方向外側に延在してそこに固着さ
れ、トロイダル型胴体に対して固定的同軸関係にロータ
ー機構を支持する。これらの支材は、UAVの総重量を軽
減するため、中空にされている。最小限の重量で高強度
構造を得るために、トロイダル型胴体および複数の支材
を複合材料で製造することが好ましい。トロイダル型胴
体は、最大構造強度を達成するため、閉塞トロイダル形
に構成される。トロイダル型胴体は、部分的に中空で、
アクセス可能な機器収容庫が内部に設けられている。
赤外線やテレビジョンなどの各種の受動センサーおよ
び／またはレーザー・無線通信リンク・レーダーなどの
能動装置、ならびに、これらに組合せた信号処理装置か
らなる飛行任務用機器と同様にして、燃料タンクが適当
な機器収容庫内に配置される。航空電子機器、ナビゲー
ション機器、フライトコンピューター、通信設備などの
その他の飛行用／飛行任務用機器はさまざまな機器収容
庫に分配される。
本発明のUAVは、内側ダクト流路および外側空力面と
を含む、空力的に構成されたトロイダル型胴体を有して
いる。本発明の外側空力面は、内側ダクト流路により得
られる機能的性能すなわち優れたホバリング性能を保持
するために最適化されたものである。内側ダクト流路
は、弧状入口面および円筒状流通面からなる。
弧状入口面は、外側空力面の腹面と円筒状流通面の間
のスムーズな移行を提供し、内側ダクト流路への高速の
空気流を促進するように、あらかじめ定められた曲率半
径に形成される。弧状入口面を越える空気流は、トロイ
ダル型胴体により発生される総揚力に寄与する圧力分布
を生じさせる。このあらかじめ定められた曲率半径の値
は、弧状入口面の半径と反転ローターの直径との比率を
性能係数値に対比した評価に基づいて選択される。ここ
で、性能係数値とは、UAVにおける揚力を得るために必
要な理論的出力に対する、実際に必要な出力の割合を示
すものである。基本的に、r/D比が0.04以上の場合に、
許容可能な性能係数が得られる。
円筒状流通面の長さの値は、円筒状流通面の長さが増
加すればするほど、空気流がローター機構を通過する際
およびトロイダル型胴体を越える際にそれぞれ生じる圧
力分布によってほぼ等しい割合で総揚力が与えられる可
能性が高くなる、という事実に基づいて選択される。ロ
ーター機構とトロイダル型胴体がほぼ等しい揚力を生じ
るようにすれば、ローターの直径をより小さくでき、し
たがってUAVの大きさおよび重量を減少させることがで
きる。
外側空力面は、本発明のUAVのトリム調整並進飛行に
必要な負の迎え角において大きな揚力を生じる圧力分布
が得られるよう、さらに最適化される。ローター機構に
よる揚力は、前方側の弧状入口面上に吸引力を発生さ
せ、UAVに、不都合な機首上げピッチングモーメントを
与える。トロイダル型胴体の外側空力面により生じる揚
力が大きくなれば、ローター機構に要求される揚力が少
なくて済み、これにより、不本意なピッチングモーメン
トが減少する。ローターによる揚力に対する要求度を減
少させ、サイクリックピッチ（モーメント・トリム）を
さらに加える必要度を減少させることにより、出力の低
減が達成される。
外側空力面は、腹面と、側面と、背面とを含む。本発
明の空力面は、断面座標（profile coordinate）Y/C＝
0.0およびX/C＝0.0の前縁、ならびに、X/C＝1.0およびY
/C＝0.02375の後縁（円筒状流通面30の下端）とを含
む。トロイダル型胴体の翼状体形状の翼弦Ｃ（すなわち
深さ）は、前縁および後縁の平面とのあいだの直交距離
である。空力面は高度に反っている（翼状体の反りにつ
いての既知の定義を用いて）。背面は逆反り形状を有
し、前縁および後縁の間を閉じている。腹面および側面
は両方とも、円筒状流通面の後縁に対してわずかに凸状
をなしている。前縁に隣接する背面の部分は、正規化半
径（normalized radius）0.175R（Ｒはローターの直
径）により定められる弧状面すなわち下垂部を形成して
いる。
図面の簡単な説明 本発明およびその付随的特徴ならびに利点の完璧な理
解のために、以下、添付図面を参照して、本発明を詳細
に説明する。
第１図は、無人空中飛行体（UAV）の一実施例の斜視
図であり、飛行用／飛行任務用機器の内部区分配置を説
明するために一部破断して示した図である。
第２図は、第１図のUAVの断面図であり、本発明のト
ロイダル型胴体の空力形状を示す。
第2A図は、第２図のトロイダル型胴体の拡大断面図で
あり、トロイダル型胴体の外側空力面の最適化形状を示
す。
第３図は、第２図と同様な部分断面図であり、トロイ
ダル型胴体の空力面の非最適形状を示す。
第4A図〜第4E図は、トロイダル型胴体を有する無人空
中飛行体の空力飛行特性を示す。
第５図は、周期的入力の選択的印加について、さまざ
まな方位位置における、トロイダル型胴体の空気流の速
度変化を示すグラフである。
第６図は、サイクリックピッチの変化によるローター
およびトロイダル型胴体のピッチングモーメントの変化
を示すグラフである。
第７図は、ローターおよびトロイダル型胴体のピッチ
ングモーメントと、与えられるサイクリックピッチの相
互関係を示すグラフである。
第８図は、本発明による最適化された外側空力面の正
規化寸法を示すグラフである。
第９図は、第２図のトロイダル型胴体の翼状体断面の
座標を示す。
第10A図〜第10D図は、第２図のUAVおよび第３図に示
したUAVの空力特性の比較グラフである。
好適な実施例の詳細な説明 さて、いくつかの図を通じて同一要素には同一参照番
号を付して示した図面を参照すると、第１図および第２
図には本発明による無人空中飛行体（UAV）10の一実施
例が示されている。UAV10は、以下に詳述するように、
並進飛行通の機首上げピッチングモーメントを最小限に
抑えるべく最適化された空力形状を有するトロイダル型
胴体すなわちシュラウド20と、ローター機構40と、動力
機構60と、飛行用／飛行任務用機器70からなる。参照番
号12は、UAV10の胴体軸を表わす。
ローター機構40は、ローターハウジング42と、胴体軸
12に対して同軸関係に配置された一対の多翼反転ロータ
ー44および46を含む。実質的に、ローター44および46は
トロイダル型胴体20により「包囲され」ている。ロータ
ー機構40の複雑性と重量を軽減するために、ローター44
および46は、硬式（rigid）ローター（関節式ローター
ではなく）であることが好ましい。ローター機構40は、
さらに、ローターハウジング42内に配置された第１およ
び第２の従来の斜板サブアセンブリ48および50と、従来
の歯車列52および54と、電子制御サーボサブシステム56
とを含んでいる。
斜板サブアセンブリ48および59には、たとえば、米国
特許3,409,249号および第2,957,527号に記載されたタイ
プのものを用いることができるが、これらは、サイクリ
ックピッチ入力および／またはコレクティブピッチ入力
を各反転ローター44および46に選択的に機械的に連結す
るものである。電子制御サーボサブシステム56には、た
とえば、ここに参照として取り上げる1989年12月21日出
願の「同軸回転翼航空機のためのサーボ制御システム」
と題する、同一所有者による同時係属中の米国特許出願
第07/454,488号に記載されたタイプのものを用いること
ができるが、これは、UAV10の飛行コンピューターから
の入力を斜板サブアセンブリ48および50に連結すること
により、斜板サブアセンブリ48および50の機能を制御す
るものである。従来の歯車列52および54は、以下に説明
する動力機構60により駆動され、各反転ローター44およ
び46に回転運動を与える。
動力機構60は、空気取入口63を有するエンジンハウジ
ング62と、エンジン64と、駆動列サブアセンブリ66と、
１つ以上の燃料タンク68とを含む。エンジンハウジング
62は、トロイダル型胴体20の構成部分であるが、第１図
に示すように、トロイダル型胴体20の０゜/360゜の方位
位置（後尾位置）に配置されている。エンジン64はエン
ジンハウジング62内に搭載されている。エンジン64を後
尾位置に配置したのは、以下にさらに詳述するように、
トロイダル型胴体20の前方位置に配置された飛行用／飛
行任務用機器70の重量との均衡を保つためである。前方
に面した空気取入口63を介して空気がエンジンハウジン
グ62に入り、エンジン64に燃焼に必要な酸素を供給す
る。
駆動列サブアセンブリ66は、エンジン64により発生し
た動力をローター機構40の歯車列52および54に伝達す
る。従来の駆動列サブアセンブリ66は、クラッチ（図示
せず）と、歯車列（図示せず）と、駆動軸67とからな
る。
トロイダル型胴体20には、複数個の支材22が一体に形
成され、トロイダル型胴体20の内周面からローターハウ
ジング42まで半径方向外側に延在している。支材22は、
周知の従来方法によりローターハウジング42に固着され
ており、ローター機構40をトロイダル型胴体20に対して
固定的同軸関係に支持する。すなわち、ローター機構40
の回転軸が胴体軸12に一致する。支材22は、UAV10の総
重量を抑え、且つ、UAV10の動作要素を相互接続するた
めの導管を提供するために中空に形成されている。たと
えば、第２図に示すように、駆動軸67は支材22のうちの
１つを通っている。さらに、電子制御サーボサブシステ
ム56用の電気的インターフェース配線は別の支材22中を
通っている。
好ましくは、トロイダル型胴体20および複数個の支材
22は、最小の重量で高強度構造を提供するために、複合
材料から構成される。航空宇宙用複合構造の形成に用い
られる高引張強度を持つ各種の繊維材料や樹脂が、当業
者に知られている。トロイダル型胴体20は、最大構造強
度を提供するために閉塞トロイダル形に形成される。ト
ロイダル型胴体20は、部分的に中空であり、アクセス可
能な機器収容庫24が設けられている。
UAV10の燃料タンク68は、適当な機器収容庫24内に配
置されている。重量および均衡を考慮し、燃料タンク68
を、90゜および270゜の方位位置（側方位置）の相対向
する機器収容庫24内に配置することが好ましい。前方に
配置された機器収容庫24は、次に記載するとおり、飛行
用／飛行任務用機器70を収容するために用いられる。
飛行任務用搭載荷重機器72は、好ましくは、180゜の
方位位置（前方位置）にある機器収容庫24内に配置され
る。一般に、飛行任務用搭載荷重は、赤外線・テレビジ
ョンなどの各種の受動センサーおよび／またはレーザー
・無線通信リンク・レーダーなどの能動装置、ならび
に、これらに連結された信号処理装置からなる。そし
て、前方の機器収容庫24は、このような搭載荷重機器72
にとって最良の視界を提供する。航空電子機器74、ナビ
ゲーション装置76、飛行コンピューター78、通信設備80
（実時間センサーデータを中継しコマンド信号入力を受
信するための）、アンテナなどのその他の飛行用／飛行
任務用機器70は、前方位置に隣接する前方寄りの各機器
収容庫24に分配されている。各機器収容庫24に種々の飛
行用／飛行任務用機器70と燃料タンク68を分配するに際
しては、動力機構60との関係において、UAV10の重心が
胴体軸12に一致するよう、重量およびバランスを最適化
する。
所望に応じ、ローター機構40をFODから守るために、
第１図に部分的に示したような入口スクリーン16を本発
明のUAV10に設けることができる。さらに、ローター機
構40を守るために、出口スクリーン（図示せず）をUAV1
0に設けてもよい。
トロイダル型胴体20の空力形状は、第２図に概略的に
示され、第2A図に詳細に示されているが、内側ダクト流
路26および外側空力面32を含む。内側ダクト流路26は、
弧状入口面28および円筒状流通面30からなる。外側空力
面32は、腹面34と、側面36と、背面38からなる。
本発明のUAV10の空力特性、特に、本発明の空力面32
により得られる空力効果のより完璧な理解の助けとし
て、第4A図〜第4E図、第５図、第６図を参照する。これ
らの図は、第３図に示したものと同様な空力断面形状を
もつ無人空中飛行体について、空力的空気流パターン
と、圧力分布（吸気圧であらわした）と、ピッチングモ
ーメントを示す。この形状は、ここに参照として取り入
れた、1990年５月18日出願の「トロイダル型シュラウド
内に配置された反転ローターを含み、すべての必要な飛
行制御を行なうことのできる無人飛行体」と題する、同
一所有者による同時係属中の米国特許出願第07/526,092
号に記載され特許請求されているものと同様の形状であ
る。
第4A図〜第4E図、第５図、第６図に関する説明におけ
る方位方向についての言及は、UAVの重心に対するもの
であり、上記の説明に一致している。すなわち、180゜
の方位方向はUAVの前方位置であり、０゜/360゜の方位
方向はUAVの後尾位置である。なお、第4A図〜第4E図に
示したトロイダル型胴体の断面形状は、単に説明のため
の概略図にすぎない。そして、ここでは単一の多翼ロー
ターＲに関して説明するが、以下に述べる空力特性およ
び効果は、一対の多翼反転ローター44および46を備えた
本発明のUAV10にもあてはまることは言うまでもない。
第4A図は、ホバリング飛行におけるUAVの空力特性を
示す。すなわち、UAVは、地面に対して予め定められた
距離だけ上方に静止している。UAVにおいてホバリング
飛行を実行するためには、ローターＲにコレクティブピ
ッチのみを与える。すなわち、すべてのブレードのピッ
チ角は、個々のブレードの方位方向にかかわらず、同一
である。ローターＲの回転により、ローターブレードに
よる空気流が起こり、これにより、図示のような、ブレ
ードの翼長を横切る圧力分布PDRが生じる。コレクティ
ブピッチの印加により、各ローターブレードは、その方
位方向にかかわらず等しい圧力分布PDRのみを持ち、ロ
ーターを横切る圧力分布は、重心に対して対称である。
ローターＲによる空気流により、空気は、トロイダル
型胴体Ｆの腹面とダクト入口面を越えて吸引され、ロー
ターＲのRPM（エンジン出力設定）と、入口面の弧状形
と、ダクト流通面の直径により、一定の高速度でダクト
流通面を通過して流れる。第3A図に示すように、この空
気流の結果として、トロイダル型胴体Ｆの腹面および入
口面上に、すべての方位方向について同一の圧力分布PD
Fが得られる。すなわち、トロイダル型胴体の圧力分布P
DFは、胴体軸に関して対称である。
ローターおよび胴体の圧力分布PDRおよびPDFにより、
それぞれ、ローターＲおよびトロイダル型胴体Ｆに揚力
が生じる。この揚力により、UAVは、地上面に対して固
定空間点に且つ予め定められた距離だけ上方において、
ホバリング状態に保たれる。第4A図から明らかなよう
に、ホバリング飛行においてUAVのローターＲおよびト
ロイダル型胴体Ｆにより生じる揚力は加算される。ま
た、ローターＲにコレクティブピッチのみを加えた場合
には、上述したようにローターおよび胴体の空気圧分布
PDRおよびPDFが対称であることから、UAVに不均衡なピ
ッチングモーメントが作用することはない。
ホバリング飛行においてUAVにサイクリックピッチを
加えることによる空力効果は、第4B図、第５図、第６図
に示されている。すなわち、UAVのローターは、同時
に、コレクティブピッチおよびサイクリックピッチを与
えられる。この飛行モードにおいて、個々のローターブ
レードのピッチ角は、ブレードの方位方向および与えら
れるサイクリックピッチ（前方、側方、後尾、またはこ
れらの組み合わせ）に応じて異なる。コレクティブピッ
チおよびサイクリックピッチ双方の影響下でローターＲ
が回転することにより発生するローターブレードによる
空気流は、与えられる周期的入力の方向に応じた非対称
的な圧力分布をローターに生ぜしめる。たとえば、前進
方向の周期的入力が与えられると、第4B図に示すような
非対称的圧力分布がローターに生じる。ここで、PDRFWD
は、180゜の方位方向におけるローターブレードの圧力
分布をあらわし、PDRAFTは、０゜/360゜の方位方向にお
けるローターブレードの圧力分布を示す。
第4B図からわかるように、生じる圧力分布の大きさ
は、与えられる周期的入力の方向と反対の方位方向に沿
って最大、与えられる周期的入力の方向と同じ方位方向
に沿って最小である。すなわち、PDRAFTはPDRFWDよりも
大きい。したがって、サイクリックピッチにより、重心
に対して非対称的な圧力分布がローターに生じ、その結
果、与えられる周期的入力の方向における純ピッチング
モーメントMRがローターに発生する。第4B図および前段
落において説明した例に関して、ローターの純ピッチン
グモーメントMRは、前進方向において反時計回りのモー
メントである（180゜の方位方向）。
上述した例のローターＲによる空気流は、トロイダル
型胴体Ｆの腹面および弧状入口面を越える空気流を起こ
し、これにより、第５図に示すような非対称的空気流速
度分布が生じる。この非対称的空気流速度分布により、
トロイダル型胴体には、第4B図に示す非対称的圧力分布
が生じる。ここで、PDFFWDは、180゜の方位方向におけ
る、トロイダル型胴体の腹面および弧状入口面を横切る
圧力分布をあらわす。FDFAFTは、０゜/360゜の方位方向
における、トロイダル型胴体の腹面および弧状入口面を
横切る圧力分布をあらわす。
したがって、サイクリックピッチにより、重心に対し
て非対称的な圧力分布がトロイダル型胴体に生じ、その
結果、与えられる周期的入力の方向（第4B図の反時計回
り）における純ピッチングモーメントMFがトロイダル型
胴体に発生する。すなわち、PDFAFTはPDFFWDよりも大き
い。与えられる周期的入力の方向を変えることにより、
任意の方位方向におけるトロイダル型胴体の腹面および
弧状入口面を越える空気流速度を最大または最小とする
ことができる。
ローターＲおよびトロイダル型胴体Ｆにより生じる非
対称的圧力分布により、ローターＲおよびトロイダル型
胴体Ｆに揚力が生じる。これらの揚力は加算される。し
かしながら、この飛行モードにおいては、ローターおよ
びトロイダル型胴体の純ピッチングモーメントMRおよび
MFが存在して共同作用し（これらモーメントは加算され
る）、UAVに作用するシステムモーメントMSを生じる。
第６図に、ローターおよびトロイダル型胴体の純ピッ
チングモーメントMRおよびMFのシステムモーメントMSに
対する相対的貢献度を示す。第６図を参照すると、シス
テムモーメントMSのかなりの部分は、トロイダル型胴体
の純ピッチングモーメントMFによるものであることがわ
かる（約90％）。さらに、第６図は、サイクリックピッ
チの比較的小さな変化により、トロイダル型胴体の純ピ
ッチングモーメントMFはかなり大きく変化するのに比
べ、ローターの純ピッチングモーメントMRの変化はごく
わずかであるという特徴をグラフ上で示している。この
特徴の意味は、サイクリックピッチを利用して並進飛行
におけるUAVの機首上げピッチングの不安定性を改善す
ることを考慮する際に重要である。
第4C図〜第4E図は、並進運動においてUAVに作用する
空力効果を示す。すなわち、UAVが地上面に対して並進
運動を行なっている間、UAVのローターには、コレクテ
ィブピッチおよびサイクリックピッチが同時に与えられ
る。ここで、与えられる周期的入力は、前進方向の並進
運動、つまり、180゜の方位方向すなわち第4C図の左向
きの速度ベクトルを生じるものとする。この飛行モード
において、個々のローターブレードのピッチ角は、ブレ
ードの方位方向および与えられる周期的入力の方向（前
方、側方、後尾、それらの組み合わせ）に応じて異な
る。第4E図に示すように、コレクティブピッチおよびサ
イクリックピッチ双方の影響下でローターＲが回転する
ことにより発生するローターブレードによる空気流は、
与えられる周期的入力の方向に応じた非対称的な圧力分
布をローターに生じさせる。第4E図からわかるように、
生じる圧力分布の大きさは、与えられる周期的入力の方
向と反対の方位方向（０゜/360゜）において最大、与え
られる周期的入力の方向と同一の方位方向（180゜）に
おいて最小である。すなわち、PDRAFTはPDRFWDよりも大
きい。したがって、サイクリックピッチにより、重心に
対して非対称的なローター圧力分布が生じ、その結果、
与えられる周期的入力の方向における純ピッチングモー
メントMRがローターに発生する。第4E図に関して、ロー
ターの純ピッチングモーメントMRは、前進方向において
反時計回りのモーメントである（180゜の方位方向）。
ローターＲを介する空気流により、トロイダル型胴体
Ｆの腹面および弧状入口面を越える空気流が発生する。
しかしながら、UAVが並進飛行中の場合に、180゜および
０゜/360゜の方位方向において生じる腹面と弧状入口面
を越える空気流の速度（それぞれＶ′INFWDおよびＶ′I
NAFT）は、UAVの並進運動から生じるフリーストリーム
速度V0により影響を受ける。フリーストリーム速度V0
は、180゜の方位方向における腹面および弧状入口面を
越える空気流（ローターＲの動作による）の速度VINFWD
に対しては加算され、０゜/360゜の方位方向における腹
面および弧状入口面を越える空気流（ローターＲの動作
による）の速度VINAFTに対しては減算される。180゜お
よび０゜/360゜の方位方向において腹面および弧状入口
面を越える空気流の速度差は、それぞれ、第4D図に示す
圧力分布PDFFWDおよびPDFAFTを生じる。
PDFFWDはPDFAFTよりも大きいため、上述したトロイダ
ル型胴体の腹面および弧状入口面を越える空気流により
発生する圧力分布の結果として、第4E図に示すように、
トロイダル型胴体の純ピッチングモーメントMF（時計回
り）が重心のまわりに生じる。トロイダル型胴体の純ピ
ッチングモーメントMFは、ローターの純ピッチングモー
メントMRよりも大きい。したがって、システムモーメン
トMSは、トロイダル型胴体の純ピッチングモーメントMF
と回転方向が同じであり、コレクティブピッチおよびサ
イクリックピッチの双方を与えられている前進並進飛行
中のUAVには、機首上げピッチングモーメントMS（第4E
図における時計回り）が生じる。
コレクティブピッチおよびサイクリックピッチを与え
られている前進並進飛行中のUAVに生じる機首上げピッ
チングモーメントMSを相殺するために空力的補助構造を
用いることに代わる提案が、1990年５月18日出願の「ト
ロイダル型シュラウド内に配置された反転ローターを含
み、すべての必要な飛行制御を行なうことのできる無人
飛行体」と題する、同一所有者による同時係属中の米国
特許出願第07/526,092号に開示されている。この提案
は、悪影響を受けているUAVにサイクリックピッチを与
えて、トロイダル型胴体の純ピッチングモーメントMFを
ローターの純ピッチングモーメントMRにより効果的に打
ち消すようにしたものである。この解決法は、上述した
ように、サイクリックピッチの比較的小さな変化によ
り、トロイダル型胴体の純ピッチングモーメントMFがか
なり大きく変化するのに比べ、ローターの純ピッチング
モーメントMRの変化はごくわずかであるという特徴に基
づくものである。すなわち、周期的入力を漸増的に変化
させた場合、ローターの純ピッチングモーメントMRの変
化率は、トロイダル型胴体の純ピッチングモーメントMF
の変化率に比べて極めて少ない。
上記の特許出願に開示されているように、前進並進飛
行中にUAVに作用するシステムピッチングモーメントMS
は、機首上げピッチングモーメントであるトロイダル型
胴体の純ピッチングモーメントMFから、一般に機首下げ
ピッチングモーメントであるローターの純ピッチングモ
ーメントMRを引いたものである。数学的には、これは次
のように表される。
MS＝MF−MR 前進並進飛行中には次式が成立する。
MF＝MFF−MCS ここで、MFFは、前進並進飛行中に通常生じるトロイ
ダル型胴体のピッチングモーメントであり、MCSは、ロ
ーター機構に対するサイクリックピッチの変化に応じて
生じるトロイダル型胴体のピッチングモーメントであ
る。したがって、前進並進飛行中のUAVに対するシステ
ムモーメントMSは次のように表される。
MS＝（MFF−MCS）−MR この等式は第７図にグラフとして示されている。第７
図の曲線は、前進並進速度70ノット、迎え角−５゜、推
力300ポンドを発生するローター機構の場合の、第３図
の形状を有するUAVの風洞試験に基づいている。第７図
からわかるように、MCSを増加させるようにサイクリッ
クピッチを与えると、その結果、純機首上げピッチング
モーメント（MFF−MCS）は約−11゜のサイクリックピッ
チにおける機首下げピッチングモーメントMRにより相殺
される。したがって、約−11゜のサイクリックピッチを
与えると、UAVは前進並進飛行についてトリム調整され
る。
上記出願に開示された解決法によれば、前進並進飛行
中のUAVにおいて、胴体により生じる機首上げピッチン
グモーメントを相殺することができるけれども、本発明
者らは、サイクリックピッチをこのように与えることは
性能上の不利益をもたらすことになると判断した。すな
わち、胴体により生じる機首上げピッチングモーメント
を補償するためにサイクリックピッチを利用するする
と、前進並進飛行におけるUAVの出力要求が不必要に増
大する。すでに説明したように周期的変化を実施する
と、その結果、揚力損失が生じ、ローター機構に対する
出力を増加させることによりこれを補償しなければなら
なくなる。すなわち、ローター機構の動作により生じる
揚力を増大させなければならない。
本発明者らは、第３図に示す従来のUAVのトロイダル
型胴体の空力形状は、前進並進飛行中のトロイダル型胴
体の空力面上に生じる揚力を利用するために最適化され
たものではなかったと判断した。このような従来のUAV
は、並進中のダクトローター機構の弧状入口面上に発生
する不可避的な機首上げピッチングモーメントを相殺す
るために、空力的補助構造とサイクリックピッチの変化
に頼っていた。
すでに簡単に説明したとおり、本発明のUAV10は、第2
A図、第８図、第９図に示すように、内側ダクト流路26
および外側空力面32を含む、空力的に構成されたトロイ
ダル型胴体20を有している。本発明の外側空力面32は、
内側ダクト流路26により提供される機能的性能すなわち
優れたホバリング性能を保持するために最適化されたも
のである。第2A図に示すように、内側ダクト流路26は、
弧状入口面28および円筒状流通面30からなる。
弧状入口面28は、外側空力面32の腹面34と円筒状流通
面30の間のスムーズな移行を提供し、内側ダクト流路26
への高速の空気流を促進するように、あらかじめ定めら
れた曲率半径（ｒ）（第８図参照）に形成される。弧状
入口面28を越える空気流は、トロイダル型胴体20により
発生される総揚力に寄与する圧力分布を生み出す。この
あらかじめ定められた曲率半径の値は、弧状入口面28の
半径（ｒ）と反転ローター44および46の直径との比率を
性能係数値に対比した評価に基いて選択される。ここ
で、性能係数値とは、UAVにおける揚力を得るために必
要な理論的出力に対する、実際に必要な出力の割合を示
すものである。より詳しくは、1990年５月18日出願の
「トロイダル型シュラウド内に配置された反転ローター
を含み、すべての必要な飛行制御を行なうことのできる
無人飛行体」と題する、同一所有者による同時係属中の
米国特許出願第07/526,092号を参照されたい。基本的
に、r/D比が0.04以上の場合に、許容可能な性能係数が
得られる。
円筒状流通面30の長さ（Ｌ）の値の選択についても、
上記の特許出願中により詳細に述べられている。円筒状
流通面30の長さ（Ｌ）が増加すればするほど（第８図参
照）、空気流がローター機構40を通過する際およびトロ
イダル型胴体20を越える際にそれぞれ生じる圧力分布に
よってほぼ等しい割合で総揚力が与えられる可能性が高
くなる。ローター機構40とトロイダル型胴体20がほぼ等
しい揚力を生じるようにすれば、ローター44および46の
直径をより小さくでき、したがってUAV10の大きさおよ
び重量を減少させることができる。
外側空力面32は、本発明のUAV10のトリム調整並進飛
行に必要な負の迎え角において大きな揚力を発生する圧
力分布が得られるよう、さらに最適化される。翼板によ
る揚力は、前方側の弧状入口面28上に吸引力を発生さ
せ、UAV10に不都合な機首上げピッチングモーメントを
生じさせる。トロイダル型胴体20の外側空力面32により
生じる揚力が大きくなれば、ローター機構40に要求され
る揚力が少なくて済み、これにより、不本意なピッチン
グモーメントが減少する。ローター揚力に対する要求度
を減少させ、サイクリックピッチ（モーメント・トリ
ム）をさらに加える必要度を減少させることにより、出
力の低減が達成される。
第2A図、第８図、第９図を参照すると、本発明によ
る、トロイダル型胴体20の最適化された外側空力面32が
示されている。外側空力面32は、腹面34と、側面36と、
背面38とを含む。これらの面は、空力面32の形状の説明
の便宜上、任意に定めたものであり、限定の意図はな
い。
本発明の外側空力面32は、前縁35（Y/C＝0.0、X/C＝
0.0）および後縁29（X/C＝1.0、Y/C＝0.02375における
円筒状流通面30の下端）とを含む。第９図に示すよう
に、トロイダル型胴体の翼状体の翼弦Ｃ（すなわち深
さ）は、前縁35および後縁29の平面とのあいだの直交距
離である。空力面32は高度に反っている（翼状体の反り
についての既知の定義を用いて）。背面38は逆反り形状
を有し、前縁35および後縁29の間を閉じている。腹面34
および側面36は両方とも、円筒状流通面30の後縁29に対
してわずかに凸状をなしている。第９図に示すように、
前縁35に隣接する背面38の部分は、正規化半径0.175R
（Ｒはローター44および46の直径）により定められる弧
状面すなわち下垂部38′を形成している。下垂部38′の
下垂度およひ背面38の逆反り度は、適当な許容範囲内で
変化させることができる。たとえば、表Ｉに、X/Cおよ
びY/C座標であらわした背面38の許容範囲を示す。
本発明によるトロイダル型胴体20の好ましい翼状体形
状を表IIに示す（第９図に関して）。
第10A図〜第10D図には、本発明のUAV10の種々の空力
特性（このような特性は、外側空力面32の最適化形状に
直接的に起因するものと考えられる）が「デモ・シュラ
ウド」として、第３図に示すUAVと比較して示されてい
る。比較のため、第３図のUAVの非最適化空力面（半円
筒形状）の特性を、第2A図の本発明の最適化空力面32の
ものとともに示す。第10A図および第10B図からそれぞれ
わかるように、本発明のUAV10は、第３図のUAVに比べて
機首上げピッチモーメントが小さく、また、より大きい
揚力を発生する。
上記の説明に鑑みて本発明をさまざまに修正し変形す
ることができる。したがって、添付の請求範囲の趣旨を
逸脱することなく、本発明を上記の具体的説明とは別の
態様で実施できることはいうまでもない。
フロントページの続き (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) 特許2911643（ＪＰ，Ｂ２) 特表 平６−509770（ＪＰ，Ａ) 米国特許3477168（ＵＳ，Ａ) ＡＥＲＯＳＰＡＣＥ ＡＭＥＲＩＣ Ａ，29［１］（1991−１．）（米）ｐ. 40 (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) B64C 27/20 B64C 27/10 B64C 29/00

Claims (8)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】無人空中飛行体（10）であって、 内側ダクト流路（26）と外側空力面（32）を含むトロイ
    ダル型胴体（20）を有し、前記内側ダクト流路（26）
    は、弧状入口面（28）と該弧状入口面（28）と連続する
    円筒状流通面（30）を含んでおり、 コレクティブピッチおよびサイクリックピッチを与えて
    前記無人空中飛行体（10）の飛行動作を制御するように
    前記内側ダクト流路（26）内に同軸状に取り付けられた
    ローター機構手段（40）を有し、該ローター機構手段
    （40）は、一対の多翼反転ローター（44,46）を含んで
    いる無人空中飛行体において、 前記外側空力面（32）は、前縁（35）と前記円筒状流通
    面（30）の下端によって定められる後縁（29）とを含
    み、前記後縁（29）は、前記前縁（35）の平面よりも高
    い平面内にあり、 さらに、前記外側空力面（32）は、前記弧状入口面（2
    8）と連続する腹面（34）と、該腹面（34）と連続する
    側面（36）と、該側面（36）および前記円筒状流通面
    （30）と連続する背面（38）と、を含み、前記腹面（3
    4）および前記側面（36）は、前記後縁（29）に対して
    凸状をなしていることを特徴とする無人空中飛行体（1
    0）。
  2. 【請求項２】前記背面（38）は、前記前縁（35）と前記
    後縁（29）の間を閉じるように逆反り形状となっている
    ことを特徴とする請求項１記載の無人空中飛行体（1
    0）。
  3. 【請求項３】前記背面（38）は、前記前縁（35）と連続
    する弧状面によって定められる下垂部（38'）を含んで
    いることを特徴とする請求項１記載の無人空中飛行体
    （10）。
  4. 【請求項４】前記下垂部（38'）を定めている前記弧状
    面は、前記ロータ（44,46）の半径の約0.175倍の正規化
    半径を有していることを特徴とする請求項３記載の無人
    空中飛行体（10）。
  5. 【請求項５】前記前縁（35）は、X/C＝0.0,Y/C＝0.0の
    座標によって定められ、前記後縁（29）は、X/C＝1.0,Y
    /C＝0.02375の座標によって定められていることを特徴
    とする請求項１〜４のいずれかに記載の無人空中飛行体
    （10）。
  6. 【請求項６】前記背面（38）の逆反り形状は、X/C,Y/C
    の値によって定められ、ここで、 であることを特徴とする請求項５記載の無人空中飛行体
    （10）。
  7. 【請求項７】前記外側空力面（32）は、X/C,Y/Cの値に
    よって定められる翼状体形状を有し、ここで、 であることを特徴とする請求項５または６に記載の無人
    空中飛行体（10）。
  8. 【請求項８】前記外側空力面（32）は、前記前縁（35）
    と前記後縁（29）の平面との間の直交距離によって定め
    られる翼弦（Ｃ）を有し、前記外側空力面（32）は、高
    度に反った翼状体形状であることを特徴とする請求項１
    記載の無人空中飛行体。
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