JPH06509770A - 無人空中飛行体のシュラウド構造 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるため要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 無人空中飛行体のシュラウド構造 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０７１５２６，０ ９２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（ｔｒａｎｓｌａｔｉｏｎａｌｆｌｉｇｈｔ）中のＵＡＶの機首上げ（ｎｏ ｓｅ−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（ｍｉ　ｓ　ｓ　ｉ　ｏｎ）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Ｊ　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Ｊ　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、比較的直裁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　 ｐａｙｌｏａｄ）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０７１５２６，０９２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（ｃ ｏｎｔｒｏｌｓｕｒｆａｃｅ）のあるものもないものも、空力的補助構造をＵＡ Ｖ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節０７１５２６． 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（ａｅｒｏ ｆｏｉｌ）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、最適化した異状体形状を有するＵ ＡＶ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。

本発明のもう一つの目的は、高度に反った（ｃ　ａｍｂ　ｅ　ｒ）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　ｃａｍｂｅｒ）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（ｆ　ｌ　 ｌ　ｇｈｔ／ｍＬ　ｓ　ｓ　ｉ　ｏｎｅｑｕｉｐｍｅｎｔ）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」でいる。ロー ター機構は、さらに、サイクリックピッチ人力および／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（ｓｗａｓｈｐｌａ　ｔ　ｅ）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０６／３６０’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ＵＡ Ｖ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、前方側の弧状人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）を重畳 す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（ｎｏｒｍａｌｌｚｅｄ　ｒａｄｉｕｓ）０．１ ７５Ｒ（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、本発明の詳細な説明する。

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。ＵＡＶＩＯは、以下に詳述するように、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、ＵＡＶＩ Ｏ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」でいる。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５ｏ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、米国特許第３．４０９，２ ４９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節０７／４５４，４ ８８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、ＵＡＶＩＯ 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、 ＵＡＶＩＯの総重量を抑え、且つ、ＵＡＶＩＯ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。

ＵＡＶＩＯ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、ナビゲーシ日ン装置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、ＵＡＶＩＯ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ＵＡＶＩＯ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ＵＡＶＩＱ 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３ ２は、腹面３４と、側面３６と、背面３８からなる。

本発明のＵＡＶＩＯ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（吸気圧であられした） 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節０７１５２６．０９２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、Ｏ’／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ＵＡＶＩＯ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ＰＤＦが 得られる。すなわち、トロイダル型胴体の圧力分布ＰＤＦ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せしめる。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 をあられし、ＰＤＲＡＦＴは、Ｏ’／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図かられかるように、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、１８ ０°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 力分布をあられす。ＰＤＦＡＦＴは、Ｏ’　／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れす。

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、与えられる周期的人力の方向（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 共同作用しく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のがなりの部分は、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、サイクリックピン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はが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図かられかるように、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。しがしながら、ＵＡＶが並進飛行中の場合に、１８ ０’およびＯ’　／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’　ＩＮＡＦＴ）は、ＵＡ Ｖ（７）並進運動がら生じるフリースドリーム速度■０により影響を受ける。フ リースドリーム速度ＶＯ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、θ°／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ＶＩＮＡＦＴｉ：対しテハ減算される。１８ ｏ６およびＯ’　／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ＰＤ ＦＡＦＴ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４ Ｅ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ＭＰ（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０７１５２６．０９２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、周期的人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）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−ＭＦ　Ｆ　−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−ＭＣ３）−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ノツト、迎え角−５°、推力３００ボ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図かられかるよ 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（ＭＦ　Ｆ　−ＭＣＳ）は約−１ピのサイクリッ 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ＵＡＶＩＯは、第２Ａ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２ ８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２ ８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節０７１ ５２６，０９２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の長さく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の長さく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ＵＡＶＩＯ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ＵＡＶＩＯ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、ＵＡＶＩ Ｏ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２ ０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、すさせることにより、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３ ８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 垂部および背面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１に、Ｘ／ＣおよびＹ／Ｃ座標であられした背面３８の許容範囲 を示す。

表■ Ｘ／ＣＹ／Ｃ＋／−０，０１０ ｏ、ｏｏｏｏｏｏ　ｏ、ｏｏｏｏｏ。

０．００２５５５　−０．０５１９５００．０３４５３２　−０．０９８６７０ ０．０９０４２８　−０．１３２０８００．１６０５５８　−０．１４６４１０ ０．２３２８２２　−０．１３９１７００．３５８６５２　−０．１０６９４０ ０．４８４９１７　−０．０７５５４００．６１１７３０　−０．０４５３１０ ０．７３９３４２　−０．１６８６０ ０．８６８３０３　０．００８３４０ １．００００００　０．０２３７５０ 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■■に示す（第９ 図に関して）。

１．０００００　０．０６３６４ １．０００００　０．９３０３１ ０．９９６９６　０．９６５０３ ０．９８７９４　０．９９８７０ ０．９７３２１　１．０３０２９ ０．９５３２２　１．０５８８５ ０．９２８５８　１．０８３５０ ０．９０００２　１．１０３５０ ０．８６８４３　１．１１８２３ ０、　８３４７７　１．　１２７２６ ０、　８０００４　１．　１３０３１ ０．７３１５３　１，１２３４５ ０．６６５３７　１，１０４４４ ０．６０２７５　１．０？５７７ ０．５４４１０　１．０３９６３ ０．４８９４２　０．９９７７２ ０．４３８５０　０．９５１３０ ０．３９１０８　０．９０１３０ ０．３４６９２　０．８４８４０ ０．３０５７９　０．７９３１０ ０．２６７４９　０．７３５８１ ０、　２３１８６　０．　６７６８２ ０．１９８７５　０．６１６３８ ０．１６８０６　０．５５４６７ ０．１３９７１　０．４９１８６ ０．１１３６０　０．４２８０７ ０、　０８９７１　０．　３６３４３ ０．０６７９９　０．２９８０２ ０．０４８４１　０．２３１９２ ０．０３０９９　０．１６５２６ ０．０１５７３　０．０９８０６ ０．００２６６　０．０３０３９ ｏ、ｏｏｏｏｏ　ｏ、ｏｏｏｏ。

０．００２６６　−０．０３０３９ ０．０１０５５　−０．０５９８５ ０．０２３４５　−０．０８７５０ ０．０４０９４　−０．１１２４９ ０．０６２５１　−０．１３４０６ ０．０８７５０　−０．１５１５５ ０．１１５１５　−０．１６４４５ ０．１４４６１　−０．１７２３４ ０．１７５００　−０．１７５００ ０．２０５３９　−０．１７２３４ ０．２３４８５　−０．１６４４５ ０．２９２７３　−０．１４３４９ ０．３５０６９　−０．１２２７５ ０．４０８７３　−０．１０２２５ ０．４６６８７　−０．０８２０３ ０．５２５１０　−０．０６２１４ ０．５８３５１　−０．０４２６２ ０．６４２０５　−０．０２３５８ ０．７００７７　−０．００５１２ ０．７５９７２　０．０１２５９ ０．８１８９７　０．０２９２８ ０．８７８６２　０．０４４４６ ０、　９３８８７　０．　０５７０６ １．０００００　０．０６．３６４ 第１０Ａ図〜第１０Ｄ図には、本発明のＵＡＶＩＯ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） がしデモ・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ＵＡＶＩＯは、第３図のｔＪＡＶ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。

後尾　機首　後尾 比辿 冒巴弄；弄≠匪酊 速麿　ノット 應ｌ広 旦α■川 速麿　ノット 国際調査報告

Claims (2)

【特許請求の範囲】
1. １．無人空中飛行体において、 同軸の胴体軸を有するトロイダル型胴体と、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上記無人空中飛行体の飛行動作を制御し、上記胴体軸と同軸 の回転軸を有する一対の多翼反転ローターを含むローター機構手段とを有し、上 記トロイダル型胴体の空力形状を最適化することにより、高いホバリング性能を 提供し、大きな揚力が得られる圧力分布を発生し、上記ローター機構手段に要求 される揚力を減少させて上記ローター機構手段の揚力に起因する不本意な機首上 げピッチングモーメントを抑え、トリム調整前進並進飛行のためにサイクリック ピッチを重畳する必要度を減少するように構成したことを特徴とする無人空中飛 行体。
2. ２．上記トロイダル型胴体の上記空力形状は、高度に反った翼状体形状であるこ とを特徴とする、請求の範囲第１項に記載の無人空中飛行体。