JP7414732B2 - 無人補給品配達航空機 - Google Patents

Description

関連出願
本出願は、２０１８年４月３０日に出願された米国特許出願公開第１５／９６７、１９７号明細書に対する優先権を主張する。この出願の開示は、その全体が参照により本明細書に組み込まれる。

本出願は、２０１５年７月１日に出願された米国仮特許出願第６２／１８７、７７８号明細書の利益を主張する、２０１６年６月３０日に出願された米国特許出願公開第１５／１９８、９４６号明細書の出願に関連する。これらの出願の両方は、参照により本明細書に組み込まれる。

本発明は、空輸により配達する無人航空機システムに関する。

遠隔地において補給品を提供する能力は、常に問題となっている。現在の供給方法は、典型的には、護送及び空輸による補給方法を含む。しかしながら、補給品の正確な配達を提供することは、極めて困難且つ費用がかかる可能性がある。

配達の最も正確な方法は、常に陸上輸送によるものであった。この方法は、目的地が遠隔地又は潜在的危険な地域にあるときにいくつかの課題に直面する。配達費用及びかかる時間はさておき、陸上輸送は、道中で襲撃、奇襲又は即席の爆破装置への曝露の対象にもなり得る。

空輸は、陸上輸送に関連する上記の課題のいくつかを解決し得る。しかしながら、空輸は、依然として極めて費用がかかり、配達が行われる場所によっては非実用的であることが多い。例えば、この方法は、植物が密生しており、運河及び川の多い場所において非実用的であり得る。地形により、航空機が着陸することが難しくなるか又はさらにときに不可能になり得る。空中投下には、場合により非実用的となり得る低空飛行航空機が求められる。同様に、空中投下を介した補給品の提供の精度が望ましいものではなく、一貫性に欠けることも多くなる可能性がある。統合精度空中投下システム「ＪＰＡＤＳ」は、Ｃ－５、Ｃ－１７、Ｃ－１３０などの貨物航空機又はＶ－２２及びＣＨ－５３などの重量物運搬ヘリコプタからの重い空中投下物の案内を試みるために、ＧＰＳによって操縦可能なパラシュートを採用する米軍の現在のプログラムである。ＪＰＡＤＳは、一投下当たりおよそ＄３０，０００の費用がかかることで知られている。様々な気象系を通して様々な投下高度からパラシュートを操縦することの限界により、部隊に再補給することを意図された多くのペイロードが失われるか、損傷を受けるか、又は近接不能となっている。多くの軍人が、そのような操縦可能なパラシュートの投下を介して配達された物品を探して回収する過程で負傷又は死亡してきた。したがって、米国政府は、そのような配達のコストを１０分の１程度まで下げると同時に、そのような部隊再補給能力の精度を高めることに興味を示している。多くの民間組織も、国内での災害時など、着陸地帯、空港、地上輸送の必要性のない空挺配達プラットフォームから再補給材料の重いペイロードを正確に配達できること、又は別の国の国境に侵入することなどを回避できると同時に、安全な空中の距離及び高度から救援物資をそのような国に配達することが依然として可能であることに関心を示している。山に取り残されたハイカー、機能停止した船、ボート又は帆船などの他の救援任務も物流上の救助の難しさを呈している。この場合、即座の緊急救援物資、機器、食料、水、医療用具、例えば薬、酸素、除細動器など、又はビルジポンプ、救命ゴムボート及び船舶が沈むことを防ぐか又は被災した船舶上の人々の命を救うための他の機器を正確に提供する能力を有することが望ましい。

上記の問題を念頭において、上で述べられた問題の１つ又は複数を回避する、補給品を提供するより効率的で費用効率的な方法が必要とされている。

したがって、本発明は、関連技術の限界及び欠点を原因とする問題の１つ又は複数を実質的に取り除く空中投下無人航空機システムを対象とする。

本発明の利点は、費用効率的であり、安全であり、且つ正確な補給品配達システムを提供する点である。

別の利点は、折り畳まれた翼を含み、且つ戦術的再補給又は災害救助のために迅速且つ容易に展開され得る貨物コンテナを提供する点である。

本発明のなお別の利点は、様々な高度において多様な貨物回転翼機及び固定翼航空機から展開され得る、容易に展開可能な補給品配達航空機を提供する点である。

本発明の追加的な特徴及び利点は、以下の説明において示され、部分的にその説明から明らかとなるか又は本発明を実施することによって学ばれ得る。本発明の目的及び他の利点は、特に本明細書及びその特許請求の範囲並びに添付図面において指摘された構造によって実現及び達成されることになる。

これらの及び他の利点を達成するために且つ本発明の目的によると、具体化され且つ大まかに説明される通り、胴体貨物コンテナを含む無人配達航空機である。胴体貨物コンテナは、蓋及び胴体部分、蓋に接続された前方枢動翼システム、蓋に接続された後方枢動翼システム、誘導制御システム並びに誘導制御システムによって動作可能な１つ又は複数の飛行制御装置を有する。前方及び後方枢動翼組立体の各々は、格納位置から展開位置に枢動し得る。前方及び後方枢動翼システムは、２つの枢動翼をそれぞれ含み得る。蓋は、胴体部分に取り外し可能に接続され得る。少なくとも１つのラッチは、蓋を胴体部分に固定することができる。胴体部分は、１つ又は複数のハンドルを含み得る。胴体貨物コンテナは、気密であり得る。各枢動翼システムは、可動操縦翼面も含み得る。各翼システム上の少なくとも１つのアクチュエータは、その翼システムのために操縦翼面を動かすように使用され得る。１つ又は複数のねじりばねは、前方及び後方翼システムの少なくとも一方の枢動ポイントに位置し得る。引張ばねは、ばね力が、接続された翼を反対の方向に引いて開くように、前方翼システムからの１つの独立した翼を後方翼システムからの１つの独立した翼に接続し得る。誘導制御システムは、自律モード又は手動モードで動作され得る。１つ又は複数の静止線は、前方及び後方翼システムに、それらの展開を引き起こすために取り付けられ得る。ノーズコーンは、胴体貨物コンテナに取り外し可能に接続され得る。誘導制御システムの全て又は一部は、ノーズコーンの内部に位置し得る。第１及び第２枢動翼システムは、それぞれ格納及び展開位置間で９０度枢動する全部で４つの翼からなり得る。

本発明の別の実施形態によると、大まかに説明される通り、胴体を有する無人配達航空機である。胴体は、胴体に取り外し可能に接続された蓋を含み得る。航空機は、蓋の対向する端部に枢動可能に接続された少なくとも２つの翼、各端部の少なくとも２つの翼の枢動ポイントに位置する少なくとも１つのねじりばね及び誘導制御システムをさらに含み得る。

本発明の別の実施形態によると、大まかに説明される通り、補給品を保管可能な胴体、蓋に接続された少なくとも４つの枢動翼を有する無人補給品配達航空機であり、蓋は、胴体に取り外し可能に接続され、翼は、格納位置及び展開位置をそれぞれ有する。航空機はまた、誘導制御システムと、誘導制御システムによって動作可能な１つ又は複数の飛行制御装置とを有し得る。少なくとも４つの翼は、母船から機外放出された後、格納位置から展開位置に枢動し得る。誘導制御システムは、飛行中、少なくとも１つの飛行制御装置を動作させる。胴体は、着陸後に容易に動かせる設備を有する可動性保管ケースであり得る。可動性保管ケースは、提げ手、車輪及びフォークリフトのスキッドを収容するためのチャネルの少なくとも１つを有し得る。航空機の４つの枢動翼の２つは、前方翼であり得る。枢動翼の２つは、後方翼であり得る。枢動翼は、格納位置において拘束され得、且つ展開位置に向かってばねによって荷重をかけられ得る。誘導制御システムは、自律的であり得る。地上検知デバイス、例えばレーザー高度計は、航空機に着陸前に閃光で合図するように信号を送り得る。

本発明の別の実施形態によると、大まかに説明される通り、補給品を保管可能な胴体、１つ又は複数の翼が格納位置から展開位置に動き得る可動翼システム、誘導制御システム及び飛行制御装置を含む無人航空機である。前述の概要及び以下の詳細な説明の両方は、例示のためのものであり、説明のためのものであり、特許請求される本発明のさらなる説明を提供することを意図されたものであることを理解されたい。

本発明の別の実施形態によると、大まかに説明される通り、少なくとも、胴体、胴体に係合することが可能な蓋、蓋に接続された第１枢動翼システム及び蓋に接続された第２枢動翼システムを含む無人配達航空機である。第１及び第２枢動翼システムの各々は、蓋が、翼を下にした向きにおいて胴体に係合されると、胴体の内部に適合し得る。第１及び第２枢動翼システムの各々は、蓋が、翼を上にした向きにおいて胴体に係合されると、格納位置から胴体の外側の展開位置に回転するように構成され得る。

第１及び第２枢動翼システムは、格納位置と展開位置との間で回転するように構成された２つの翼をそれぞれ含み得る。格納位置と展開位置との間の回転角は、９０度であり得る。第１枢動翼システムの２つの翼は、第２枢動翼システムの２つの翼に対して異なる高さで垂直に離間され得る。第１及び第２枢動翼システムは、少なくとも１つの翼を格納及び／又は展開位置において保持するように構成されている、ばね仕掛けのプランジャ、ラッチ、ピン又はその組合せを含み得る。

本発明の別の実施形態によると、大まかに説明される通り、少なくとも、胴体と、蓋と、蓋の第１端部に取り付けられた第１枢動翼と、蓋の第２端部に取り付けられた第２枢動翼と、第１枢動翼を第２枢動翼に接続するばねと、第１及び第２枢動翼を格納位置において拘束し、且つばねの位置エネルギーに抵抗する解放機構とを含む無人配達航空機である。解放機構の始動は、ばねの位置エネルギーが第１及び第２枢動翼を格納位置から展開位置に動かすことを引き起こし得る。

格納及び展開位置は、ロックプレートの形状によって決定され得る。ばねは、引張ばねであり得、且つ引張ばねの位置エネルギーにより、翼を格納位置から展開位置に枢動させるための機械的なてこの作用を提供するように構成された各翼上の枢動アームを通して、第１及び第２枢動翼に接続する。

２つの枢動翼は、蓋の第１端部に取り付けられ得、及び２つの枢動翼は、蓋の第２端部に取り付けられ得る。枢動翼は、前方及び後方翼が交互になっている垂直の翼の積み重なりを形成し得る。

本発明の別の実施形態によると、大まかに説明される通り、少なくとも、貨物を受けるための開く側を有する胴体と、胴体の開く側に係合する蓋と、蓋に接続された前方枢動翼システムと、蓋に接続された後方枢動翼システムとを含む無人配達航空機である。前方及び後方枢動翼システムの各々は、蓋が、翼を下にした向きにおいて胴体に取り付けられると、胴体の内部に適合し得る。前方及び後方枢動翼システムの各々は、蓋が、翼を上にした向きにおいて胴体に取り付けられると、格納位置から展開位置に回転するように構成され得る。

胴体は、長方形であり得る。配達航空機は、ノーズコーン及びテイルコーンも含み得る。ノーズコーン及びテイルコーンは、オペレータにより、胴体の内部に配置された部品から組み立てられ得る。配達航空機は、自律飛行制御が可能な機内搭載自動操縦装置を含み得る。自動操縦装置は、胴体に取り付けられたノーズコーンに配置され得る。自動操縦装置は、１つ又は複数の翼に配置された１つ又は複数の操縦翼面に接続された１つ又は複数のアクチュエータを制御し得る。翼は、１つ又は複数の解放機構で動作し得る１つ又は複数の静止線により、格納位置から展開位置に回転するよう始動される。配達航空機は、減速用パラシュートを含み得る。前方及び後方枢動翼システムの各々は、２つの翼を含み得る。

本発明の別の実施形態によると、大まかに説明される通り、少なくとも、胴体と、胴体に係合することが可能な蓋と、蓋に接続され、且つ２つの枢動翼を含む第１枢動翼システムと、蓋に接続され、且つ２つの枢動翼を含む第２枢動翼システムとを含む無人配達航空機である。第１及び第２枢動翼システムの各々は、蓋が、翼を下にした向きにおいて胴体に係合されると、胴体の内部に適合し得る。第１及び第２枢動翼システムの各々は、蓋が、翼を上にした向きにおいて胴体に係合されると、格納位置から胴体の外側の展開位置に回転するように構成され得る。

第１枢動翼システムは、蓋の前方部分に接続され得、及び第２枢動翼システムは、蓋の後方部分に接続される。第１及び第２枢動翼システムは、第１枢動翼及び第２枢動翼をそれぞれ含み得、第１及び第２枢動翼システムの枢動翼は、交互に配設され、第１翼システムの第１翼が全ての他の枢動翼より垂直に下に配置された位置に配置され、第２枢動翼システムの第１枢動翼は、第１枢動翼システムの第１枢動翼の位置より高い位置に配置され、第１枢動翼システムの第２枢動翼は、第２枢動翼システムの第１枢動翼の位置より高い位置に配置され、及び第２枢動翼システムの第２枢動翼は、第１枢動翼システムの第２枢動翼の位置より高い位置に配置される。

第１枢動翼システムの第１枢動翼は、第１の斜めに配置された引張ばねにより、第２枢動翼システムの第１枢動翼に接続され得、及び第１枢動翼システムの第２枢動翼は、第２の斜めに配置された引張ばねにより、第２枢動翼システムの第２枢動翼に接続され得る。

配達航空機は、各翼の解放機構に接続された静止線を含み得る。

各枢動翼は、機内搭載自律誘導システムによって決定された通りの動きの範囲で操縦翼面を動かすように構成された電動アクチュエータを含み得る。

配達航空機は、機内搭載自律誘導システムを含み得る。自律誘導システムは、ＧＰＳを含み得る。自律誘導システムは、ＬＩＤＡＲ、カメラ、ソナー、赤外線センサ及びレーダから選択される１つ又は複数のセンサを含み得る。１つ又は複数のセンサは、着陸ルーチンを開始するために自律誘導システムによって使用され得る。着陸ルーチンは、ピッチアップ、フルストール着陸を含み得る。自律誘導システムは、ミッションプランニングソフトウェアを含み得る。配達航空機は、自律誘導システムによって採用された差動補助翼アルゴリズムを含み得る。

本発明の別の実施形態によると、大まかに説明される通り、少なくとも、胴体と、蓋と、蓋の第１端部に取り付けられた第１枢動翼と、蓋の第２端部に取り付けられた第２枢動翼と、蓋の第１端部に取り付けられた第３枢動翼と、蓋の第２端部に取り付けられた第４枢動翼と、第１枢動翼を第２枢動翼に接続する第１伸張ばねと、第３枢動翼を第４枢動翼に接続する第２伸張ばねと、第１、第２、第３及び第４枢動翼を格納位置において拘束し、且つ第１及び第２ばねの位置エネルギーに抵抗する解放機構とを含む無人配達航空機である。解放機構の始動は、第１及び第２ばねの位置エネルギーが第１、第２、第３及び第４枢動翼を格納位置から展開位置に動かすことを引き起こし得る。

本発明の別の実施形態によると、大まかに説明される通り、上述の通りの航空機を、ケーブルを使用してヘリコプタの下に固定するステップと、航空機を望ましい位置及び高度に運ぶステップと、航空機を機外放出するステップとを含む、配達の方法である。

本発明の別の実施形態によると、大まかに説明される通り、格納位置から展開位置に回転するように構成された少なくとも１つの航空機翼と、ばね搭載部を有するシャフトと、航空機翼に接続され、且つシャフトに回転可能に組み付けられた枢動アームと、１つ又は複数のばね仕掛けのプランジャを介して枢動アームに係合するロックプレートと、航空機翼の回転を遅くするか又は止めるための圧縮ばねとを含む枢動翼機構である。圧縮ばねは、ゴム材料から作られ得る。枢動翼は、翼桁、縦通材ロッド、内部発泡体コア及び翼外板の１つ又は複数も含み得る。

本発明のさらなる理解を提供するために含まれ、本明細書に含まれ且つその一部を構成する添付図面は、本発明の実施形態を示し、説明と共に本発明の原理を説明する役割を果たす。

本発明のＵＡＶの例示的実施形態の翼展開図である。 枢動翼が輸送のための格納位置において蓋の下側に取り付けられている、本発明のＵＡＶの例示的実施形態である。 ハンドルが蓋に挿入され、ラッチが開位置において蓋を胴体に保持している、本発明のＵＡＶの例示的実施形態である。 蓋が胴体から持ち上がり、格納位置にある４つの枢動翼がむき出しになっている、本発明のＵＡＶの例示的実施形態である。 蓋が取り除かれており、貨物隔壁及びノーズコーンコンポーネントが組み立てのために胴体から除去されている、本発明のＵＡＶの例示的実施形態である。 貨物隔壁が胴体において設置され、胴体が戦術的再補給又は災害救助のために貨物を受ける用意ができている、本発明のＵＡＶの例示的実施形態である。 ノーズコーンコンポーネントが胴体上の適所に設置されている、本発明のＵＡＶの例示的実施形態である。 蓋が胴体上に再設置されているが、翼が上に配置されている、本発明のＵＡＶの例示的実施形態である。 ノーズコーンの詳細を備えた本発明のＵＡＶの例示的実施形態である。 静止線の詳細を備えた本発明のＵＡＶの例示的実施形態である。 例示的翼展開機構の切欠図を備えた本発明のＵＡＶの例示的実施形態である。 静止線が示され、且つ貨物固定翼航空機又は回転翼機からの展開のための用意ができている、本発明のＵＡＶの例示的実施形態である。 前方及び後方翼が部分的展開位置において示されている、本発明のＵＡＶの例示的実施形態である。 前方及び後方翼が部分的にさらに展開した位置において示されている、本発明のＵＡＶの例示的実施形態である。 前方及び後方翼が展開位置において示されており、航空機が飛行の向きにある、本発明のＵＡＶの例示的実施形態である。 翼を積み重ねる順序が交互になっている、本発明のＵＡＶの例示的実施形態を示す。 翼を積み重ねる順序が交互になっている、本発明のＵＡＶの例示的実施形態を示す。 代替的翼展開機構を備えた本発明のＵＡＶの例示的実施形態である。 斜めの引張ばねの展開実施形態を示すために、１つの前方翼及び１つの後方翼が互いに対向して示されている、本発明のＵＡＶの例示的実施形態を示す。 斜めの引張ばねの展開実施形態を示すために、１つの前方翼及び１つの後方翼が互いに対向して示されている、本発明のＵＡＶの例示的実施形態を示す。 斜めの引張ばねの展開実施形態を示すために、１つの前方翼及び１つの後方翼が、蓋上でのそれらのそれぞれの格納位置において設置されたときに起こり得る互いに部分的に重複している状態で示されている、本発明のＵＡＶの例示的実施形態である。 斜めの引張ばねの展開実施形態を示すために、１つの前方翼及び１つの後方翼が部分的に展開された状態で示されている、本発明のＵＡＶの例示的実施形態である。 斜めの引張ばねの展開実施形態を示すために、１つの前方翼及び１つの後方翼が蓋上でのそれらのそれぞれの位置において完全に展開した状態で示されており、胴体及びノーズコーンが背景を提供するために含まれている、本発明のＵＡＶの例示的実施形態である。 飛行状態における航空機の上面図を示すために、２つの前方翼及び２つの後方翼が蓋上でのそれらのそれぞれの位置において完全に展開した状態で示されている、本発明のＵＡＶの例示的実施形態である。 代替的なテール処理を有するＵＡＶの側面図である。 代替的なテール処理を有するＵＡＶの側面図である。 代替的なテール処理を有するＵＡＶの側面図である。 飛行制御アクチュエータに接続された操縦翼面を示すためのＵＡＶの１つの翼の上面図である。 ＵＡＶのための自動操縦装置として使用される例示的制御システムである。 円筒形胴体及びノーズコーンを備えた代替的実施形態であり、ＵＡＶのノーズコーンにおける制御システム及びバッテリの例示的配置を示す。

ここで、その例が添付図面に示されている本発明の実施形態を詳細に参照する。

本発明のＵＡＶの例示的実施形態の翼展開図が図１に示されている。例示的実施形態は、無人航空機（ＵＡＶ）１００を含むことができる。この無人航空機（ＵＡＶ）は、胴体１０１、蓋１０２、前方シャフト１０４を有する翼１０３を含む前方枢動翼システム２０３、後方シャフト１０６を有し、且つライザー１０７に組み付けられた翼１０５を含む後方枢動翼システム２０５、ノーズコーン１０８、任意選択的なキャスター車輪１０９、ハンドル１１０及び蓋１０２を胴体１０１に固定するための１つ又は複数のラッチ１１１を含み得る。図ｌにおいて、蓋１０２は、翼を上にした向きにおいて胴体１０１に取り付けられるか又は胴体１０１と係合する。

図２は、枢動翼を含む枢動翼システムを備えた本発明のＵＡＶの図である。枢動翼は、ＵＡＶが必要とされている作戦区域への輸送のために格納位置において蓋１０２の下側に取り付けられ、且つ胴体１０１の内部において隠されていて見えない。図２では、蓋１０２は、翼を下にした向きにおいて胴体１０１に取り付けられている。したがって、翼は、胴体１０１の内部に含まれ且つ隠されていて見えない。

前方及び後方枢動翼システム２０３及び２０５の各々は、単一の枢動翼をそれぞれ含み得る。代替的実施形態において、前方及び後方枢動翼システム２０３及び２０５は、２つの枢動翼をそれぞれ含み得る。さらなる代替的実施形態において、各枢動翼システムは、３つ以上の翼、例えば３つ又は４つの枢動翼を含み得る。例を示す目的のみのために、この説明は、枢動翼システム２０３及び２０５の両方が２つの枢動翼１０３及び１０５をそれぞれ有する実施形態に言及している。しかしながら、これは、図示のためのものにすぎず、本発明の範囲に対する限定とみなされるべきではない。

図１に示される通り、枢動翼システムの各枢動翼は、蓋に取り付けられる。前方枢動翼システム２０３の１つ又は複数の枢動翼１０３は、蓋の第１端部に取り付けられる。後方枢動翼システム２０５の１つ又は複数の枢動翼１０５は、蓋の第２端部に取り付けられ、第１及び第２端は、反対側の端部にある。図示の通り、「端部」という用語は、１つ又は複数の枢動翼の位置に関して蓋に言及する際、翼が蓋の端に配置されることを必要としない。「端部」という用語は、蓋の一端の縁から、蓋の反対側の縁までの最大で半分までにわたる領域を示すために使用される。

図３は、蓋構造の端部に挿入された４つの蓋ハンドル１１２の例示的なセットを示す。これらの蓋ハンドル１１２は、蓋を胴体に対して保持している１つ又は複数のラッチ１１１を解放することにより、蓋構造の内部のそれらの格納位置から解放され得る。蓋ハンドル１１２は、このとき、２人以上のオペレータにより、蓋１０２を持ち上げて胴体１０１から離すために使用され得る。

図４は、蓋ハンドル１１２によって胴体１０１から持ち上がった蓋１０２の図である。この図は、輸送中に胴体１０１を密封することと、前方翼１０３及び後方翼１０５のための取付構造及び枢動機構を提供することとの両方のために蓋組立体１１３を使用することの新規性を示す。蓋組立体１１３が、翼を下にした向きにおいて設置されると、蓋１０２は、貨物箱の蓋の役割を果たし、且つ好都合には作戦区域への輸送中、胴体１０１の貨物保管領域の内部に逆転した位置で翼を収納することが本発明の実施者によって容易に認められ得る。反対に、蓋１０２が、翼を上にした向きにおいて胴体上に設置されると、胴体の貨物領域は、空にされ、且つ貨物及び補給品の積み込みの準備ができる。翼は、胴体１０１の外側にあり、展開及び後続の飛行のための準備ができている。

図５は、蓋組立体１１３が、翼を上にした向きにおいて脇に置かれ、１つ又は複数の任意選択的な貨物隔壁１１４及びノーズコーンコンポーネント、例えば下ノーズコーン１１５及び上ノーズコーン１１６が胴体１０１の貨物領域の内部から除去されていることを明らかにする図である。胴体１０１の貨物領域の内部は、１つ又は複数の任意選択的な貨物隔壁１１４及びノーズコーンコンポーネントが、最も低い位置に吊り下げられている翼と貨物保管領域の床との間の空間を占めていた場所であり、オペレータが胴体１０１内に組み込み且つ胴体１０１上で組み立てるために利用可能である。

図６は、胴体１０１に設置された貨物隔壁１１４の図である。この構成において、胴体１０１は、本発明の目的に従って戦術的再補給又は災害救助のために貨物を受ける用意ができている。図示の通り、胴体１０１は、貨物を受けるための開く側を含む。蓋１０２は、開く側で胴体１０１に係合し得る。気密及び／又は水密シールを作り出すように蓋１０２と係合するために、任意選択的なシール１１７は、胴体１０１のシーリング面の周りに設置され得る。これは、本発明の実施者が、ＵＡＶを水中又は水の周りに着陸させて、着陸後、機内の再補給品又は貨物の受取人によるＵＡＶの回収が実施され得る時間にわたって浮かせることを望む場合に必要である。胴体１０１は、アルミニウム押出加工１１９から構築され得るなど、外周フレームの内部に組み付け可能な状態で配置された木材及びフォームサンドイッチパネル１１８などの様々な材料から構築され得る。

図７は、下ノーズコーン１１５が胴体１０１上の適所に設置されている図である。ヒンジピン１２０は、対応するヒンジピンソケット１２１に結合係合するために使用され得る。下ノーズコーン１１５の側部は、胴体１０１の前端への組み付けのための位置に容易に折り込むことを可能にするためにヒンジ１２３を用い得る。任意選択的な下窓１２２は、飛行及び着陸ルーチン中、検出及び回避、データ取得目的で地面又は他の障害物を「見る」ため、カメラ又はセンサ、例えば赤外線、レーダ又はＬｉＤＡＲの使用を可能にするために下ノーズコーン１１５に提供され得る。

図８は、蓋組立体１１３が、翼を上にした位置で胴体上に再設置されている胴体１０１の図である。ヒンジピン１２０及びヒンジピンソケット１２１と同様又は同一である上リテーナ１２４は、胴体１０１に対して取り付けられた構成において、ノーズコーン１０８の側部を保持するために使用され得る。

図９は、ノーズコーン１０８のより大きい詳細図である。図９は、任意選択的な上窓１２５を備えた上ノーズコーン１１６を示す。任意選択的な上窓１２５は、本発明の実施者が、ノーズコーン１０８の内部に配置された任意のナビゲーション若しくはＧＰＳ電子機器のステータスライトを見ることができるように、且つ／又は信号を送受信するＧＰＳ受信器若しくは他の電子機器のために空が明確に見えるようにするために用いられ得る。上窓１２５は、リテーナ１２４により、胴体１０１に取り付けられ得る。リテーナ１２４は、上ノーズコーン１１６がオペレータによって枢動可能に開閉されることを可能にするためのヒンジとして構成され得る。

図１０は、ＵＡＶの前端の図であり、展開中に翼をばねによって開くようにさせるために使用され得る１つ又は複数の静止線１２６を示す。静止線１２６は、任意選択的な案内部１２７と併せて使用され得る。その理由は、翼を開くシーケンス中に絡み合うことを避けるため又はその静止線１２６を特定の端部に案内するようにその静止線１２６のルートを決定するためである。ＵＡＶの特定の端部は、１つ又は複数の静止線１２６が組み合わされて、展開中にＵＡＶを機外放出するために使用されることになる貨物航空機に取り付けられ得る場所である。

図１１は、翼システム２０３及び２０５の例示的翼展開機構の切欠図である。ねじりばね１２８は、翼を展開して開くためのばね力を提供するように使用され得る。ばね仕掛けのプランジャ１２９は、１つ又は複数の翼を格納及び展開位置にロックするために使用され得る。一実施形態において、格納及び展開位置は、９０度回転して互いから離れ得る。ばね仕掛けのプランジャ１２９は、格納穴１３０に係合する。この格納穴１３０は、例えば、展開機構の向きに依存して、ばね仕掛けのプランジャ１２９又は任意選択的なロッカーアーム１３２に直接作用する静止線１２６によって展開が始動されるまで、ねじりばね１２８の回転力に対抗することにより、少なくとも１つの翼を格納位置に保持する。始動されると、ねじりばね１２８は、少なくとも１つの翼を、ロックプレート１３１に配置された展開穴１３３に向かって回転させる。翼が回転している間、ばね仕掛けのプランジャ１２９は、その孔に押し込まれ、ロックプレート１３１に沿ってプランジャのばね力がロックプレート１３１における展開穴１３３に係合し、且つ少なくとも１つの翼を望ましい位置に止める展開穴１３３に到達するまで移動する。図１１は、１つ又は複数の翼構造の、翼外板１３４を含む部分も示す。この部分は、繊維ガラス、プラスチック、熱収縮プラスチック又は本発明の実施者が使用を望む他の任意の材料であり得る。各翼の形状は、構造的及び立地的目的のために１つ又は複数の縦通材ロッド１３６を有し得る内部発泡体コア１３５の形状によって画定され得る。翼桁１３７は、翼の長さに沿って強度を提供する。ばね仕掛けのプランジャ１２９の使用は、限定的であることを意図されるものではない。代替的機構には、ラッチ、ピン並びに本発明の趣旨から逸脱せずに格納及び展開位置間で翼を解放し、次いでロックするための他のそのような機構が含まれ得る。

図１２は、静止線１２６が示され、且つ貨物を運ぶ固定翼航空機又は回転翼機からの展開の準備ができている図である。

図１３～１５に示される通り、前方及び後方枢動翼システム２０３及び２０５の翼１０３及び１０５は、格納位置と展開位置との間で回転するように構成される。

図１３は、前方翼１０３及び後方翼１０５が展開シーケンス中にばね力によって回転されていると同時に、部分的展開位置にある状態で示されている、本発明のＵＡＶの図である。

図１４は、前方翼１０３及び後方翼１０５が展開シーケンス中にばね力によって回転されていると同時に、完全に開かれている状態により近い部分的展開位置にある状態で示されている、本発明のＵＡＶの図である。

図１５は、前方翼１０３及び後方翼１０５が完全な展開位置において示されており、航空機が飛行の向きで示されている、本発明のＵＡＶの例示的実施形態である。

図１６Ａ及び１６Ｂは、翼を積み重ねる順序が交互になっている、本発明のＵＡＶの例示的実施形態を示す。一実施形態において、翼は、前方及び後方翼間で交互に積み重ねられ得る。例示的実施形態において、第１枢動翼システム２０３の２つの翼１０３は、第２枢動翼システム２０５の２つの翼１０５に対して、異なる高さで垂直に離間される。例えば、この図において、最も低い位置にある翼は、前方翼１０３であり得る。その場合、次の翼は、後方翼１０５であり、前方翼１０３が続き、最後に後方翼１０５が最も高い位置にある翼である。このように交互に積み重ねる利点は、最も低い位置にある前方翼１０３が後方翼１０５に隣接し、これにより、極めて効率的且つ高い力で翼を開く配置構成のために斜めに配置された引張ばねが２つの翼を結び合わせることが可能になる点である。したがって、上の２つの翼は、図１８～２１においてより具体的に示された通り、その両方をそれらのそれぞれの開位置に向かって同時に引くように作用する第２引張ばねによって同様に接続される。

図１７は、代替的翼展開機構を備えた本発明のＵＡＶの例示的実施形態である。ばね搭載部１３９を備えた枢動アーム１３８は、前方シャフト１０４及び同様に後方シャフト１０６に回転可能に組み付けられる。枢動アームは、そのそれぞれの翼に接続し、且つ機械的なてこの作用と、展開中にそのような翼を開くために、且つそのような翼を展開動作の状態に依存して格納及び展開位置の両方に維持するために必要とされる機構とを提供する。枢動アーム１３８は、ロックプレート１３１に回転可能に係合する。このロックプレート１３１は、次に、前方シャフト１０４及び同様に後方シャフト１０６に例えば溶接、ピン又はボルトによって動かないように組み付けられる。枢動アーム１３８は、１つ又は複数のばね仕掛けのプランジャ１２９（ここでは、翼格納位置において示されている）を特徴とする。このばね仕掛けのプランジャ１２９は、翼展開シーケンス中に展開穴１３３に向かって軌道１４０に沿って移動する。展開穴１３３は、ばね仕掛けのプランジャ１２９を受け、且つ翼を、一実施形態において格納位置から９０度のところにある展開位置においてロックする。翼を開くために必要とされる大きいばね力及び翼展開矢印１４２の方向に沿った動きにおける翼の対応する回転の慣性を原因として、任意選択的な圧縮ばね１４１は、翼が開く動きを制御された方式で遅くするか又は止めるために使用され得る。圧縮ばね１４１は、ダンパー、スナバ(snubber)、ゴム製デバイス、バンパー又は鋼ばねであり得る。圧縮ばねが、翼が開くエネルギーを吸収するために圧縮されて、次いでばね仕掛けのプランジャ１２９をそれらの理想的なロックされた位置に戻す際、ばねプランジャがそれらの理想的展開位置を超えて回転することを可能にするために、展開穴１３３は、円よりもむしろ楕円として成形され得る。ばね仕掛けのプランジャ１２９の使用は、限定的であることを意味するものではない。機械工学の当業者は、ラッチ、ピン並びに本発明の趣旨から逸脱することなく、翼を格納及び展開位置間で解放し、且つ次いでロックするための他のそのような機構を代替的に使用し得る。

図１８Ａ～１８Ｂは、斜めの引張ばねの展開実施形態を図示するために１つの前方翼１０３及び１つの後方翼１０５が互いに対向して示されている、本発明のＵＡＶを示す。２つの例示的翼の各々の翼桁１３７は、例を示す目的で見られ得る。

図１９は、１つの前方翼１０３及び１つの後方翼１０５の図である。１つの前方翼１０３及び１つの後方翼１０５は、斜めの引張ばねの展開実施形態を図示するために、蓋１０２（図示せず）上のそれらのそれぞれの格納位置において設置された場合にとり得る、互いに部分的に重複した状態で示されている。隠線は、各翼の枢動アーム１３８のばね搭載部１３９穴に接続される、斜めに設置された引張ばね１４３を表す。この図から、完全に拡張された引張ばね１４３は、両方の翼の枢動アーム１３８上の位置エネルギーの等しい力を引き出していることが認められ得る。両方の翼の枢動アーム１３８は、それらの両方の翼のそれぞれのシャフトの周りに枢動させることによって、両方の翼を引いて開かせる方向に付勢される。

図２０は、斜めの引張ばねの展開実施形態を図示するために、１つの前方翼１０３及び１つの後方翼１０５が部分的に展開した状態で示されている、本発明のＵＡＶの上面図である。枢動アーム１３８は、格納位置から展開位置に回転され、且つこの図２０において例を示す目的でそのような格納位置と展開位置との途中にある状態で示されている一方、ロックプレート１３１は、それぞれのシャフトに固定されたままとなることが分かり得る。引張ばね１４３の位置エネルギーは、各翼の枢動アーム１３８のばね搭載部１３９を引き寄せることにより、その引張ばね１４３の完全に拡張された状態から、その弛緩したばね状態に収縮する際に両方の翼を同時に開くために、ばね力方向矢印１４４の方向に作用しているように示されている。翼展開矢印１４２は、前方翼１０３が前方シャフト１０４の周りを枢動し、後方翼１０５が後方シャフト１０６の周りを枢動する際の、この固有の引張ばね機構及び配置構成に基づく等しい反対側の翼展開を示す。

図２１は、斜めの引張ばね１４３展開実施形態を図示するために、１つの前方翼１０３及び１つの後方翼１０５が蓋１０２（図示せず）上でのそれらのそれぞれの位置において完全に展開した状態で示されている、本発明のＵＡＶの例示的実施形態である。胴体１０１及びノーズコーン１０８は、方向に関する背景を提供するためにこの図に含まれている。引張ばね１４３の位置エネルギーのほとんどは、展開シーケンス中に両方の翼を同時に開くために使用されている。しかし、翼を適所に保持し、且つそのような位置においてロック機構を支援する一定のばね力を提供するために僅かな量の位置エネルギーが残るように、引張ばね１４３を設置することが望ましい場合もある。

図２２は、飛行状態における航空機の上面図を示すために２つの前方翼１０３及び２つの後方翼１０５が蓋１０２（図示せず）上でのそれらのそれぞれの位置において完全に展開した状態で示されている、本発明のＵＡＶの上面図である。胴体１０１及びノーズコーン１０８は、方向に関する背景を提供するためにこの図に含まれている。

図２３Ａ～２３Ｃは、胴体１０１、蓋１０２、ノーズコーン１０８及び１つ又は複数のキャノピーライン１４６によって胴体１０１に接続され得る任意選択的な従動パラシュート１４５を示す、ＵＡＶの一連の３つの側面図である。パラシュートは、減速用パラシュートであり得る。この減速用パラシュートは、ＵＡＶの飛行中に引っ張られ、且つコントローラによる飛行からの逸脱を防ぐためにＵＡＶを十分な長手方向制御下におくために必要な最小限の牽引力を作り出すように本発明の実施者によって大きさが決められる。一実施形態において、パラシュート１４５は、直径が９インチであり得る。パラシュート１４５の使用のいくつかの主な利点には、垂直尾翼及び方向舵のコスト、複雑さ、大きさ、重量並びに費用の削減が含まれる。パラシュート１４５の１つの欠点は、有害抗力の増加である。これは、ＵＡＶの滑空比を減少させる。任意選択的なテイルコーン１４７は、航空機の後方における有害抗力を減少させるために使用され得る。テイルコーンは、現場での保管及び組立を単純にするために一連の三角形の平らなパネルから構築され得る。代替的に、テイルコーン１４７は、空気力学的効率のために、丸い形状であるか、又は複数の部分から構成される曲線及び形状であり得る。テイルコーンは、蝶番で連結され得、図５、７、８及び９において説明及び示された本発明のノーズコーンのように一連のピンによって組み立てられ得る。テイルコーンは、垂直尾翼１４８のための取付設備を含み得る。又は、簡素化するために及び部品を減らす目的で、垂直尾翼は、テイルコーンと一体的であり得る。テイルコーン１４８は、長手方向の安定性を促進し、且つ空気力学的効率及び滑空比を最大化することを望む本発明の実施者により、パラシュート１４５の代わりに使用され得る。

図２４は、前方翼１０３など、ＵＡＶの１つの翼の上面図である。翼桁１３７は、例を示す目的で示されている。１つ又は複数の操縦翼面１４９は、翼１０３と一体化されるか又は翼１０３に取り付けられ得、補助翼、エレベータ、フラップ、スポイエロン又は航空機の制御の当業者に既知の操縦翼面の組合せとして構成され得る。制御面１４９は、１つ又は複数の枢軸又は補助翼ヒンジ１５０によって翼１０３に枢動可能に接続され得る。飛行制御アクチュエータ１５１は、操縦翼面１４９に直接的に接続されるか又はリンク機構を介して接続され得る。飛行制御アクチュエータ１５１は、翼小骨１５２に組み付けられ得る。

図２５は、ＵＡＶのための自動操縦装置として使用される例示的な制御システム１５３である。制御システム１５３は、コントローラであり得る。実施形態において、制御システム１５３は、誘導システムである。制御システム１５３は、ピトー静圧管１５４、例えば遠隔飛行制御又は遠隔測定法のための１つ又は複数のアンテナ１５５、例えば制御システム１５３を１つ又は複数の飛行制御アクチュエータ１５１（図示せず）に接続するための電気コネクタ１５６のような特徴部を含み得る。追加的に、モード選択ボタン１５７、オン／オフスイッチ１５８、ステータスライト１５９及び通信ポート１６０が制御システム１５３の一部として含まれ得る。

図２６は、円筒形の胴体１０１及びノーズコーン１０８を備えた代替的実施形態であり、ＵＡＶのノーズコーンに配置された制御システム１５３及び１つ又は複数のバッテリ１６１の例示的配置を示す。代替的に、制御システム１５３及びバッテリ１６１は、蓋１０２（図示せず）又はＵＡＶの１つ又は複数の翼に配置され得る。これらの制御システム１５３及びバッテリ１６１は、ＵＡＶの胴体又はテイルコーンに配置することもできる。

胴体１０１は、貨物又は補給品のペイロードを運ぶために使用され得る。胴体は、実質的に長方形の断面として図示されている。しかしながら、胴体の形状は、限定されず、例えば円筒形又は他の形状であり得る。代替的実施形態において、胴体は、不規則な形状の断面を有し得る。さらなる代替的実施形態において、胴体は、四角形の断面を有し得る。胴体は、任意の数の補給品を運ぶように設計され得る。胴体は、食料又は薬剤を運ぶように設計され得る。胴体は、工具又は弾薬を運ぶように設計され得る。胴体は、様々な機械及び／又は電子機器を運ぶようにも設計され得る。電子機器のタイプは、限定されず、例には、センサ、カメラ、ラジオ、バッテリ又は携帯用電子機器が含まれ得る。胴体は、流体を運ぶように設計され得る。例えば、胴体は、水又は燃料を運ぶように設計され得る。例示的実施形態において、胴体は、化学物質又は危険物を運ぶように設計され得る。

胴体は、任意の耐久性がある材料で形成され得る。例示的実施形態において、胴体は、金属又は金属合金、木材及び発泡体から作られる。例示的実施形態において、胴体は、アルミニウム（Ａｌ）から作られ得る。代替的実施形態において、胴体は、プラスチックから作られ得る。さらなる代替的実施形態において、胴体は、繊維ガラスから作られ得る。胴体は、代替的に、木材から作られ得る。例示的実施形態において、胴体は、上で特定された材料の任意の組合せを使用しても形成され得る。好ましい実施形態において、胴体は、軽量材から作られる。例えば、好ましい実施形態は、アルミニウム構造内に組み付けられた合板及びフォームサンドイッチパネルから作られた胴体を含み得る。

胴体は、補給品の安全な保管のための任意の必要な機器を備え得る。例えば、胴体は、衝撃発泡体又は他の詰め物を備え得る。代替的実施形態において、胴体は、ペイロードを設定温度で維持することができる温度制御されたシステムを備え得る。胴体は、絶縁体を備え得る。胴体の内部は、ペイロードを把持し、且つそれを望ましい方法で確実に固定する１つ又は複数のブレースを備え得る。例示的実施形態において、胴体の内部は、例えば、貨物隔壁パネルでも区画に分けられ得る。

例示的実施形態において、ＵＡＶは、胴体において最大で７００ｌｂの補給品積荷を運び得る。一実施形態において、補給品積荷は、２フィート×２フィート×８フィートの胴体の内部に含まれ得る。補給品積荷は、胴体の内部に配置された高衝撃発泡体において保護され得、且つ吊り下げられ得る。

例示的実施形態において、胴体は、ＵＡＶから分離するように作られ得、且つ携帯用保管デバイスとして使用され得る。胴体は、その輸送を容易にするような特徴部を備え得る。胴体は、１つ又は複数のハンドルを備え得る。胴体は、車輪も備え得る。車輪は、ＵＡＶの着陸中の損傷を防止するために伸縮自在であり得る。車輪はまた、固定され得る。代替的に、胴体は、保管箱として別の目的で使用されるように設計され得る。着陸後、胴体は、ＵＡＶの他のいずれの部分も運ぶ必要なしに補給品の輸送を容易にするために、蓋及び翼及びノーズコーンから容易に分離され得る。

枢動翼システムは、任意の好適な翼長を有し得る。例示的実施形態において、翼１０３を有する前方翼システムの翼長は、１４フィートであり得、翼１０５を有する後方翼システムの翼長は、同様に１４フィートであり得、２’×２’×８’の胴体１０１フォームファクタの最大滑空性能のために２８フィートの有効な翼長をもたらす。代替的実施形態において、いずれの枢動翼システムの翼長も、別々に１インチ～５０フィートのいずれかであり得る。例えば、翼長は、１ｉｎ、６ｉｎ、１ｆｔ、５ｆｔ、１０ｆｔ、１５ｆｔ、２０ｆｔ、２５ｆｔ、３０ｆｔ、３５ｆｔ、４０ｆｔ、４５ｆｔ又は５０ｆｔであり得る。これらは、単に例示的な大きさである。翼長の大きさは、要因の中でもとりわけ、ＵＡＶの全体の大きさ、そのＵＡＶが運ばなければならないペイロード及び望ましい滑空比に依存する。例示的実施形態において、翼システムの１つ又は複数の翼は、エアフォイル設計を含み得る。好ましい実施形態において、エアフォイル設計は、３ｆｔの翼弦を備えたアメリカ航空諮問委員会（「ＮＡＣＡ」）４３０９である。しかしながら、ＮＡＣＡ又はＮＡＳＡエアフォイルとして一般に既知の設計を含む他の設計も使用され得る。前方及び後方翼システム２０３及び２０５の一部である１つ又は複数の翼も１つ又は複数の飛行制御アクチュエータを含み得る。

前方及び後方翼システムの１つ又は複数の翼は、（飛行翼設計におけるように）偏揺れにおいて航空機を制御するように構成された翼制御面１４９を含み得る。例えば、１つ又は複数の飛行制御アクチュエータは、翼システムの１つ又は複数の翼の一部であり得る操縦翼面、例えばフラップ、スポイラ及び／又は補助翼を制御するために使用され得る。飛行アクチュエータは、電動アクチュエータであり得る。代替的に、飛行アクチュエータは、空気圧式であり得る。ある空気圧式アクチュエータの実施形態において、胴体は、気密となるように設計され得る。ペイロードが胴体の内部に置かれた後、胴体は、圧縮空気又は他のガスで加圧され得る。これは、次いで、飛行において、飛行制御のために空気圧式アクチュエータに圧力を提供するために使用され得る。この独特な制御戦略は、本発明において実行可能である。その理由は、ある高度での機外放出時点から地面への着陸フェーズまでの極めて短い飛行時間である。例示的な場合、飛行機の総飛行時間は、およそ１０～２０分となる。代替的実施形態において、アクチュエータは、油圧式アクチュエータであり得る。アクチュエータは、機内搭載自動飛行誘導システムによって制御され得る。代替的に、アクチュエータは、遠隔オペレータからの命令を受信するように設計され得る。アクチュエータと機内搭載飛行誘導システムとの間の接続は、無線であり得るか、又はケーブル、例えばＵＳＢ、イーサネット、光ファイバーなどの使用よるものであり得るかのいずれかである。無線接続は、ラジオ、ｗｉ－ｆｉ又は同様の方法であり得る。遠隔制御信号は、電波信号を含む任意の好適な無線通信によっても伝送され得る。

補助翼の使用は、偏揺れを制御するための垂直スタビライザ又は方向舵の必要性を回避し得る。例示的実施形態において、翼システム２０３及び２０５は、少なくとも２つの翼を含む。各翼は、図２４に示される通り、独立して動作可能な飛行制御装置を有し得る。例えば、各翼は、独立して動作可能な補助翼を有し得る。各翼は、独立して動作可能なスポイエロン又はフラップも有し得る。飛行制御アクチュエータ及びしたがって補助翼、スポイエロン又はフラップの制御は、遠隔制御によって実施され得るか、ＵＡＶ上に配置されたコントローラ１５３及び制御アクチュエータ１５１を介して達成され得るかのいずれかである。例示的実施形態において、コントローラは、例えば、全地球測位システム（ＧＰＳ）、高度、望ましい目的地、気象条件、他の飛行条件などの情報に基づいて飛行制御アクチュエータの動作を決定し得る。制御装置のより詳細な説明は、本明細書の後段で提供される。図２３Ｃに示される通り、飛行中のＵＡＶの後方に沿って従動している小さい減速用パラシュート１４５の使用は、航空機の向きを維持するために十分な長手方向抗力を作り出すことにより、垂直尾翼又は方向舵の必要性を取り除くためにも使用され得る。

ＵＡＶ上にある飛行制御アクチュエータ及び制御装置は、電源によって電力供給される。電源は、１つ又は複数のバッテリ１６１であり得る。１つ又は複数のバッテリは、ＵＡＶ上のいずれの場所にも保管され得る。例示的実施形態において、バッテリは、翼システムの１つ又は複数の翼の内部にも配置される。各翼は、冗長なアクチュエータ動作のためのそれ自体のバッテリ供給を有し得る。代替的実施形態において、１つ又は複数のバッテリは、胴体において保管され得る。代替形態において、１つ又は複数のバッテリ１６１は、図２６に示される通り、ノーズコーンに配置され得る。バッテリに対する代替的電源は、キャパシタであり得る。キャパシタは、バッテリのための上述の同様の位置において保管され得る。他の同様の蓄電デバイスも用いられ得る。この蓄電デバイスは、バッテリであれ、キャパシタであれ、他の構造であれ、充電式であり得る。

翼システムの翼は、任意の好適な材料から作られ得る。例示的実施形態において、翼は、金属から作られる。例えば、翼は、アルミニウムから作られ得る。代替的実施形態において、翼は、プラスチックから作られ得る。さらなる代替的実施形態において、翼は、繊維ガラスから作られ得る。例示的実施形態において、翼は、木材からも作られ得る。好ましい実施形態において、翼は、胴体と同じ材料から作られる。しかしながら、これは、必須ではない。例示的実施形態において、翼は、胴体に使用されているものと異なる材料から作られ得る。同様に、例示的実施形態において、翼は、上で特定された材料の組合せから作られ得る。好ましい実施形態において、翼は、発泡体コア、金属構造及び熱収縮プラスチック翼外板から作られ得る。他の実施形態において、翼桁及び小骨構造は、射出成形又は鋳造され得、次いで板金、繊維ガラス、炭素繊維、バルサ木材又は繊維によって覆われ得る。翼構造は、強いのみならず、生物分解性であることが知られている樹脂含浸木材であり得る。

翼は、任意の好適な形状であり得る。例示的実施形態において、翼システムの翼は、長方形の形状を有する。代替的実施形態において、翼システムの翼は、先細の形状を有する。

翼は、せん断破壊ポイントも含み得る。例示的実施形態において、翼は、さらに衝撃を吸収するために着陸中に折れてとれ得る。代替的実施形態において、翼は、ＵＡＶをより運びやすくするために、着陸中又はさらに着陸後に折れてとれるようにされ得る。

胴体の前端には、ノーズコーン１０８がある。ノーズコーン１０８は、四角錐の形状で示されている。しかし、この形状は、限定されない。本明細書で使用する命名法にもかかわらず、ノーズコーンは、錐体以外の形状であり得る。例示的実施形態において、ノーズコーンは、凸状の、丸い形状の前端を備えた略円形断面を有する。代替的に、ノーズコーンは、平らな前端を有し得る。例示的実施形態は、凹形の前端を備えたノーズコーンを含み得る。同様に、ノーズコーンは、非円形の断面を有し得る。例えば、ノーズコーンは、四角形、長方形又は不規則な形状の断面を有し得る。好ましい実施形態は、空気力学的形状を有するノーズコーンを含む。例示的実施形態において、ノーズコーンの断面形状は、胴体の断面形状を模倣する。代替的実施形態において、ノーズコーンは、胴体の断面形状と異なる断面形状を有する。図２３Ａ～２３Ｂに示される通り、テイルコーン１４７は、ノーズコーンが胴体の前方に取り付けられるのと同じ方法で抗力を減少させるために胴体の後方に嵌合し得る。テイルコーン１４７は、頂面から突出する垂直尾翼を有し得る。テイルコーンは、剛性又は膨張式であり得る。空気取入口が、飛行中にテイルコーンを膨張した状態に保つために空気をテイルコーンに詰め込み得る。一連のばね鋼ワイヤは、その意図された形状まで可撓性テイルコーンを開いたままとし得る。

ノーズコーンは、胴体と一体的であるか又は取り外し可能であり得る。ノーズコーンが胴体と一体的である例示的実施形態において、ノーズコーンは、胴体の前端を構成し、且つ胴体のように連続する材料のいずれかで形成されるか、又は別個に製造され得るが、胴体に永続的に取り付けられ得る。代替的実施形態において、ノーズコーンは、胴体から取り外せるように設計され得る。ノーズコーンは、胴体を形成するために使用された任意の材料から作られ得る。例えば、ノーズコーンは、金属、木材、繊維ガラス又はプラスチックであり得る。例示的実施形態において、ノーズコーンは、アルミニウム又は木材から作られる。ノーズコーンは、胴体の材料と合致するように作られ得る。代替的実施形態において、ノーズコーンは、胴体のものと異なる材料から作られる。同様に、取り外し可能なノーズコーンは、手動で又は自動若しくは遠隔制御によってのいずれかで貨物倉から胴体が分離され得る前述の方法のいずれかにおいて、胴体から同様に分離され得る。

ノーズコーンは、追加的な保管容量を提供し得る。例示的実施形態において、ノーズコーンは、胴体の保管スペースとは別の保管スペースを提供し得る。代替的実施形態において、ノーズコーンは、胴体の保管スペースと連続する保管スペースを提供し得る。ノーズコーンはまた、胴体の内部に配置された保管箱へのアクセスを提供するために、アクセスドアを備え得るか又は胴体から取り外し可能であり得る。この方法により、保管箱は、ＵＡＶの前方から胴体から容易に除去され得る。ノーズコーンは、ＵＡＶに対する電子機器コンポーネント、例えばＧＰＳ、コントローラ、１つ又は複数のトランスミッタ、メモリ、バッテリのような電源などを保管するためにも使用され得る。例示的実施形態において、図２６に示される通り、ノーズコーンは、制御システム並びにＧＰＳ、１つ又は複数のトランスミッタ、メモリ及びＵＡＶのための１つ又は複数の電源を含む他のコントローラを運ぶために使用される。例示的実施形態において、ノーズコーンは、胴体又はＵＡＶの残りの部分の他の箇所に保管されている補給品を保護するのに十分な詰め物又は圧搾発泡体を含むことにより、着陸の衝撃を支えるように設計され得る。

ＵＡＶは、誘導システム１５３を含み得る。例示的実施形態において、誘導システムは、機内搭載自律システムであり得る。代替的に、誘導システムは、遠隔制御を介して制御され得る。例えば、ＵＡＶは、無線制御される誘導システムを含み得る。例示的実施形態において、ＵＡＶは、例えば、図２５において示される通り、遠隔制御及び自律誘導システム１５３の組合せを含み得る。一実施形態において、ＵＡＶは、ユーザが無線制御を介して無効にし得る機内搭載自律誘導システムを含み得る。そのような自律誘導システム又は自律制御システムは、典型的には、ハードウェア及びソフトウェア要素を含む。そのようなシステムのハードウェアは、例えば、Ｃａｌｉｆｏｒｎｉａ、Ｓａｎ Ｄｉｅｇｏの３Ｄ Ｒｏｂｏｔｉｃｓによって製造されたＵＡＶ誘導の技術分野において知られつつある。自律制御ソフトウェアは、ＵＡＶ誘導の技術分野において知られつつあり、且つ様々なハードウェアプラットフォームでファームウエアとして実装され得る。自律ＵＡＶファームウエアの一例は、ＡＰＭ、すなわち３Ｄロボット工学によって提供された飛行機である。ＡＰＭは、オープンソースであり、したがって異なる無人航空機構成及びミッションのために容易にカスタマイズされ得る。ミッションプランニングソフトウェアツールは、自律自動操縦装置に特定のミッションのための座標及び高度を予めプログラムするために使用され得る。そのようなミッションプランニングソフトウェアの一例は、３Ｄ Ｒｏｂｏｔｉｃｓによって提供されたミッションプランナグラウンドコントロールステーションである。

機内搭載自律誘導システムは、自動操縦飛行制御装置を含み得る。機内搭載自律誘導システムは、機外放出又は展開位置、ＵＡＶが機外放出される高度及び意図された着陸位置に関する情報を受信し得る。位置に加えて、この情報は、着陸位置の高度も含み得る。着陸高度は、しかしながら、厳密には必要とされない。その理由は、着陸高度が、地形データベースから決定されることも、機内搭載地上近接検知システム、例えば標的にレーザーを照射し、且つ反射された光を解析することにより、距離を測定するリモートセンシング技術によって決定されることもできるからである。例えば、光検出及び測距システム（ＬＩＤＡＲ）、レーザー高度計、レンジファインダー、ソナーセンサ、赤外線センサ又は地上に最初に接触して始動信号を伝送するように構成されたワイヤの末端部のセンサを備える、飛行中にＵＡＶの胴体の下に垂れ下がるある長さのワイヤである。

情報は、ＵＡＶを機外放出する前にアップロードされ得る。例示的実施形態において、情報は、無線遠隔測定法、ＵＳＢケーブル、イーサネットケーブル、光ファイバーケーブル、無線伝送、ｗｉ－ｆｉ接続により、又はメモリデバイスのＵＡＶ内若しくはＵＡＶへの物理的接続若しくは挿入によりアップロードされ得る。代替的に、情報は、ＵＡＶの展開中、すなわちＵＡＶを機外放出した後に提供又は更新され得る。任意の好適な無線通信は、ＵＡＶを能動的に制御するためであれ、機内搭載自律誘導制御システムに情報を伝えるためであれ、データをＵＡＶ誘導システムに伝送するために使用され得る。代替的実施形態において、機内搭載自律誘導システムは、ＵＡＶの位置及び高度を自律的に決定するように設計され得る。そのような例示的実施形態において、機内搭載自律誘導システムに提供すべき唯一の情報は、着陸位置である。着陸位置に加えて、情報は、着陸位置の高度も含み得る。しかし、着陸位置の高度は、上述の他の手段、例えば地上近接検知システム又は地形データベースを通しても決定され得る。この情報は、ＵＡＶが機外放出される前又は後のいずれかに提供され得る。機内搭載自律誘導システムに提供された情報は、オペレータ又はメインフレーム若しくは個別のコントローラユニットのいずれかによって提供され得る。例えば、風速及び風向を含む気象条件についての情報は、およその上層風の方向及び速度を表す、速度計測値における差の関数を有する、ＧＰＳなどの第２の速度センサと比較して、対気速度センサなどの機内搭載センサによってリアルタイムでも提供又は検知され得る。

例示的なＵＡＶの誘導制御システム１５３は、全地球測位システム（ＧＰＳ）ウェイポイント航法を含み得る。制御システム１５３は、機首方位、ピッチ、偏揺れ及びロールを含む航空機の姿勢情報を提供する慣性計測装置を含み得る。例示的実施形態は、機械的ジャイロ飛行計器を含む。好ましい実施形態は、姿勢方位基準装置（ＡＨＲＳ）を含む。ＡＨＲＳは、ソリッドステート、すなわち微小電気機械システム（ＭＥＭＳ）ジャイロスコープ、加速度計及び磁力計を全ての３つの軸上に含み得る。例示的実施形態において、誘導制御システム１５３は、６自由度（ＤＯＦ）ＡＨＲＳを含み得る。誘導制御システム１５３は、航空機の対気速度、マッハ数、高度及び高度傾向を決定するために使用され得るピトー静圧系統も含み得る。誘導制御システムは、磁気コンパスも含み得る。制御システムは、気圧高度計を含み得る。先に説明された通り、制御システムは、ＬＩＤＡＲレーザー高度計を含み得る。制御システムは、カスタマイズ可能な自動着陸ルーチンも含み得る。制御システムは、自動失速防止コードも含み得る。制御システムは、差動補助翼アルゴリズムをさらに含み得る。制御システムは、フェイルセーフモードを含み得る。制御システムは、ユーザが設定可能なファームウエアも含み得る。制御システムは、ミッションプランニングソフトウェアをさらに備え得る。

ＵＡＶは、定置ベース又は動いている飛行機のいずれかから機外放出又は展開され得る。例示的実施形態において、ＵＡＶは、動いている航空機（母船）から機外放出又は展開され得る。母船は、ＵＡＶを運び、且つＵＡＶを機外放出することができる任意の航空機であり得る。母船は、有人航空機であり得る。代替的に、母船は、それ自体無人航空機であり得る。無人航空機として、母船は、それ自体の自動操縦装置又は自律飛行制御システムのいずれかを有し得る。又は、母船は、遠隔的に制御され得る。例示的実施形態において、母船は、有人及び無人タイプの航空機並びに自律的及び遠隔的に制御される航空機の組合せであり得る。例示的実施形態において、母船は、Ｃ－１３０航空機であり得る。しかし、他の同様の航空機も使用され得る。例えば、ＣＨ－５３若しくはＭＶ－２２又は任意の同様の航空機である。ＵＡＶは、母船の内部において、例えば貨物室において運ばれ得る。代替的実施形態において、ＵＡＶは、母船の外側、例えばヘリコプタなどの母船下のスリングロード構成において運ばれ得る。母船のオペレータは、スリングロードに、機外放出が望ましい位置及び高度でＵＡＶを解放させることができる。スリングロードは、ＵＡＶを保持するためのケーブル又はネットを含み得る。ケーブルは、ＵＡＶを機外放出するために解放され得る。貨物ネットの場合、このネットは、所定の位置でＵＡＶを分離させ、且つ母船から外して落とすために母船から部分的に解放されるか又は完全に解放され得る。代替的実施形態において、ＵＡＶは、翼システムの翼を折り畳まれた状態に保つように機能する母船の内部又は外部の、チューブの内部に配置され得る。機外放出位置でチューブから放出されると、翼システムの翼は、展開チューブがなくなると翼システムの翼をロック位置に回転させるばね仕掛けの展開特徴部を有し得る。

例示的実施形態において、本明細書で説明されたＵＡＶは、使い捨てのＵＡＶ（ＥＵＡＶ）である。ＥＵＡＶは、単回の展開のために設計され得、且つ極めて費用効率的に製造され得る。

例示的実施形態において、ＥＵＡＶには、最大で７００ｌｂｓの補給品を積むことができる。ＥＵＡＶは、２ｆｔ×２ｆｔ×６ｆｔの胴体に含まれたペイロードを含み得る。全備重量において、滑空比は、１０：１となり得、且つ１２、０００及び２５、０００フィートの高度で機外放出されると、それぞれ２３～４９マイルのスタンドオフ距離を提供する。

胴体は、落下地帯への確実な空挺輸送を提供するために、フォークリフトスキッド並びに数多くの吊上げ用アイボルト及び貨物リングのための設備もその底部に含み得る。例示的実施形態において、機体の重さは、胴体及び翼について３００であり得る。これは、７００ｌｂの補給品積荷と合わせて最大総重量１、０００ｌｂｓという結果になる。

自律飛行は、修正ＣＯＴＳ固定翼自動操縦装置によって達成され得る。着陸ルーチンは、機内搭載ＬＩＤＡＲセンサがおよそ１５０ｆｔ ＡＧＬの土地近接を検出し、且つＥＵＡＶ飛行機の速度を低下させ始めると開始され得、最終的に、全ての補助翼に対し、スポイラ／フラップとして機能するためにそれらがフルダウン位置をとるように命令する。その後、意図された落下地帯の１００ｆｔ以内でのピッチアップ、フルストール着陸が続く。ＥＵＡＶは、接地の地点で０ｆｐｍの垂直降下率を達成し得る。

本発明の趣旨又は範囲から逸脱することなく、本発明の様々な修正形態及び変形形態がなされ得ることが当業者に明らかである。したがって、本発明は、本発明の修正形態及び変更形態を、それらが添付の特許請求の範囲及びそれらの均等物に該当するという条件で包含することを意図されている。

Claims (29)

1. 胴体と、
   前記胴体に係合することが可能な蓋と、
   前記蓋に接続された第１枢動翼システムと、
   前記蓋に接続された第２枢動翼システムと
   を含む無人配達航空機であって、
   前記第１及び第２枢動翼システムの各々は、前記蓋が、翼を下にした向きにおいて前記胴体に係合されると、前記胴体の内部に適合し、
   前記第１及び第２枢動翼システムの各々は、前記蓋が、翼を上にした向きにおいて前記胴体に係合されると、格納位置から前記胴体の外側の展開位置に回転するように構成される、無人配達航空機。
2. 前記第１及び第２枢動翼システムは、格納位置と展開位置との間で回転するように構成された２つの翼をそれぞれ含む、請求項１に記載の無人配達航空機。
3. 前記格納位置と前記展開位置との間の回転角は、９０度である、請求項２に記載の無人配達航空機。
4. 前記第１枢動翼システムの前記２つの翼は、前記第２枢動翼システムの前記２つの翼に対して異なる高さで垂直に離間される、請求項２又は３に記載の無人配達航空機。
5. 前記第１及び第２枢動翼システムは、少なくとも１つの翼を格納及び／又は展開位置において保持するように構成されている、
   ばね仕掛けのプランジャ、
   ラッチ、
   ピン
   の少なくとも１つを含む、請求項２～４のいずれか一項に記載の無人配達航空機。
6. 貨物を受けるための開く側を有する胴体と、
   前記胴体の前記開く側に係合する蓋と、
   前記蓋に接続された前方枢動翼システムと、
   前記蓋に接続された後方枢動翼システムと
   を含む無人配達航空機であって、
   前記前方及び後方枢動翼システムの各々は、前記蓋が、翼を下にした向きにおいて前記胴体に取り付けられると、前記胴体の内部に適合し、
   前記前方及び後方枢動翼システムの各々は、前記蓋が、翼を上にした向きにおいて前記胴体に取り付けられると、格納位置から展開位置に回転するように構成される、無人配達航空機。
7. 前記胴体は、長方形である、請求項６に記載の無人配達航空機。
8. ノーズコーン及びテイルコーンをさらに含む、請求項６又は７に記載の無人配達航空機。
9. 前記ノーズコーン及びテイルコーンの少なくとも一方は、オペレータにより、前記胴体の内部に配置された部品から組み立てられる、請求項８に記載の無人配達航空機。
10. 自律飛行制御が可能な機内搭載自動操縦装置をさらに含む、請求項６～９のいずれか一項に記載の無人配達航空機。
11. 前記自動操縦装置は、前記胴体に取り付けられたノーズコーンに配置される、請求項１０に記載の無人配達航空機。
12. 前記自動操縦装置は、１つ又は複数の翼に配置された１つ又は複数の操縦翼面に接続された１つ又は複数のアクチュエータを制御する、請求項１１に記載の無人配達航空機。
13. 前記翼は、１つ又は複数の解放機構を動作させる１つ又は複数の静止線により、格納位置から展開位置に回転するように始動される、請求項６～１２のいずれか一項に記載の無人配達航空機。
14. 減速用パラシュートをさらに含む、請求項６～１３のいずれか一項に記載の無人配達航空機。
15. 前記前方及び後方枢動翼システムの各々は、２つの翼を含む、請求項６～１４のいずれか一項に記載の無人配達航空機。
16. 胴体と、
    前記胴体に係合することが可能な蓋と、
    前記蓋に接続され、且つ２つの枢動翼を含む第１枢動翼システムと、
    前記蓋に接続され、且つ２つの枢動翼を含む第２枢動翼システムと
    を含む無人配達航空機であって、
    前記第１及び第２枢動翼システムの各々は、前記蓋が、翼を下にした向きにおいて前記胴体に係合されると、前記胴体の内部に適合し、
    前記第１及び第２枢動翼システムの各々は、前記蓋が、翼を上にした向きにおいて前記胴体に係合されると、格納位置から前記胴体の外側の展開位置に回転するように構成される、無人配達航空機。
17. 前記第１枢動翼システムは、前記蓋の前方部分に接続され、及び前記第２枢動翼システムは、前記蓋の後方部分に接続される、請求項１６に記載の配達航空機。
18. 前記第１及び第２枢動翼システムは、第１枢動翼及び第２枢動翼をそれぞれ含み、前記第１及び第２枢動翼システムの前記枢動翼は、交互に配設され、
    第１翼システムの前記第１翼が全ての他の枢動翼より垂直に下にある位置に配置され、
    前記第２枢動翼システムの前記第１枢動翼は、前記第１枢動翼システムの前記第１枢動翼の位置より高い位置に配置され、
    前記第１枢動翼システムの前記第２枢動翼は、前記第２枢動翼システムの前記第１枢動翼の前記位置より高い位置に配置され、及び
    前記第２枢動翼システムの前記第２枢動翼は、前記第１枢動翼システムの前記第２枢動翼の前記位置より高い位置に配置される、請求項１６又は１７に記載の配達航空機。
19. 前記第１枢動翼システムの前記第１枢動翼は、第１の斜めに配置された引張ばねにより、前記第２枢動翼システムの前記第１枢動翼に接続され、及び
    前記第１枢動翼システムの前記第２枢動翼は、第２の斜めに配置された引張ばねにより、前記第２枢動翼システムの前記第２枢動翼に接続される、請求項１８に記載の配達航空機。
20. 各翼の解放機構に接続された静止線をさらに含む、請求項１６～１９のいずれか一項に記載の配達航空機。
21. 機内搭載自律誘導システムをさらに含む、請求項１６～２０のいずれか一項に記載の配達航空機。
22. 各枢動翼は、前記機内搭載自律誘導システムによって決定された通りの動きの範囲で操縦翼面を動かすように構成された電動アクチュエータを含む、請求項２１に記載の配達航空機。
23. 前記自律誘導システムによって採用された差動補助翼アルゴリズムをさらに含む、請求項２１又は２２に記載の配達航空機。
24. 前記自律誘導システムは、ＧＰＳを含む、請求項２１～２３のいずれか一項に記載の配達航空機。
25. 前記自律誘導システムは、ＬＩＤＡＲ、カメラ、ソナー、赤外線センサ及びレーダからなる群から選択される少なくとも１つのセンサを含む、請求項２１～２４のいずれか一項に記載の配達航空機。
26. 前記少なくとも１つのセンサは、着陸ルーチンを開始するために前記自律誘導システムによって使用される、請求項２５に記載の配達航空機。
27. 前記着陸ルーチンは、ピッチアップ、フルストール着陸を含む、請求項２６に記載の配達航空機。
28. 前記自律誘導システムは、ミッションプランニングソフトウェアを含む、請求項２１～２７のいずれか一項に記載の配達航空機。
29. 請求項１～２８のいずれか一項に記載の航空機を、ケーブルを使用してヘリコプタの下に固定するステップと、
    前記航空機を望ましい位置及び高度に運ぶステップと、
    前記航空機を機外放出するステップと
    を含む、配達の方法。

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