JP3343118B2 - ダクト付同軸二重反転ロータを有する無人航空機 - Google Patents

ダクト付同軸二重反転ロータを有する無人航空機

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Description

【発明の詳細な説明】 関連出願 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』）、本出願
人と同一出願人による米国特許第5,152,478号、「AN UN
MANNED FLIGHT VEHICLE INCLUDING COUNTER ROTATING R
OTORS POSITIONED WITHIN A TOROIDAL SHROUD AND OPER
ABLE TO PROVIDE ALL REQUIRED VEHICLE FLIGHT CONTRO
LS」（『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』）、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07/903,061号、
「A ROTOR BLADE SUBASSEMBLY FOR A ROTOR ASSEMBLY H
AVING DUCTED,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07/903,063号、「A SNUBBER ASSEMBLY FOR A ROTOR
ASSEMBLY HAVING DUCTED,COAXIAL COUNTER−ROTATING
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パーアセンブ
リ』）、1992年６月22日出願の本願出願人と同一出願人
による継続中米国特許出願第07/903,064号、「AN INTEG
RATED SPLINE/CONE SEAT SUBASSEMBLY FOR A ROTOR ASS
EMBLY HAVING DUCTED,COAXIAL COUNTER−ROTATING ROTO
RS」（『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 ROTOR ASSEMBLY HAVING DUCTED,
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07/903,060号、「TOROIDAL AIRFR
AME STRUCTURE FOR SHROUDED ROTOR UNMANNED AERIAL V
EHICLES」（『ロータを有する無人航空機用環状機体構
造』）に関する。
技術分野 本発明は無人航空機（UAV）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UAV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。
発明の背景 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。
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。
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。
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。
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UAV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。
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UAV（10）は、環状胴体すなわち囲い板（2
0）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（3
8）とからなる外部空力面（32）を有する。環状胴体（2
0）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（20）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。
第587号の特許ではさらに、入り口（63）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（68）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（6
6）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。
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（12）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48
7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。
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（4
2、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。
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（122）への入力（125）を介
して結合シャフト（134）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（116）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（13
2）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、135
a）は外部スプライン形の環（131）とベル型部材（13
1）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。
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（13）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、19）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、22;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（38、39）からなる牽引な管状部
材（38、39）内に収容されている。
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（130）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（13
2）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（126、12
8）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（128）に制御入力を
結合させる手段となる。
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（30）とを含んでいる。ロータハブ
（14）は駆動軸（12）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（1
2）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（14）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（12）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（40）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、内筒内部面（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（58）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。
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。
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。
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UAV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UA
V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UAV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。
発明の開示 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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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
レード減衰機能の必要のない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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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。
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向延在腕
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。
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。
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。
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。
発明を実施するための最良の形態 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、前方飛行の曲、
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UAV10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 VEHIC
LES（『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 COUNTE
R ROTATING ROTORS POSITIONED WITHIN A TOROIDAL SHR
OUD AND OPERABLE TO PROVIDE ALL REQUIRED VEHICLE F
LIGHT 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。
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、UAV10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。
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。
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3
6、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30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。
図18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４も同様に参照のこと。ロータ20
2は図18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。
図18に示すように、ロータアセンブリ100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18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。
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10
0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
420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の好
ましい実施例であれば、第２の部分420は各々約75゜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。
環状胴体20の下部構造は、図19、20A、20B、20D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19、20A
において各々参照符号432、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。
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438、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4
38、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。
等間隔に並べられた複数の垂直補剛構造442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。
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4
44は、環状胴体20の上部および下部の円周補剛部材43
8、440間の第１の部分418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。
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18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。
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。
図18に示す環状胴体20の線20a−20aに沿って切った横
断面は図20A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450とは環状胴
体構造のＣ型環状構造430からなる。
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462が含まれているため、曲げ剛性はさらに強
められ、UAV10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。
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20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。
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20A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、440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476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47
2、474には深さ方向480にテーパリングを施してある。
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48
2、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、483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。
減摩部材482、484は、回転する二重反転ロータ200、2
02のブレード先端部284によって規定される翼端通過面4
04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100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2
8.2センチメートル（11.0インチ）（図20A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454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。
上部リップセグメント456は、全体の厚さ（図20A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450は全体の厚さ図20Aの参照符号49
4）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い。
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20Aの参照符号496）約0.0
77センチメートル（0.030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20Aの参照符号
498）約0.038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43
2、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。
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500、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20Aの参照符号504）は約
0.12センチメートル（0.045インチ）となる。
図18の20b−20bに沿った横断面は図20B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4
38、440に達するのに十分な補剛高さ（図20Bの参照符号
512）を有する。垂直補剛構造442の補剛深さ（図20B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442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。
図20Cは、ダクトの壁面402を垂直補剛構造442が位置
する図20Bの縁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。
図20Dは図18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2
0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。
ダクト補剛構造444は、厚さ約0.038センチメートル
（0.015インチ）の３層の黒鉛／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、440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52
4）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。
隔壁構造対410（図20D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53
0、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530、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。
図20D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。
図21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4
64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。
動力装置サブシステム50は燃料タンク52、エンジン5
4、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5
4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 engine,Model NR80
1T（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、6000RPM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。
前述した標準的なNortonエンジンは、ここに開示のUA
V10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。
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No
rton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。
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Plessyジェネレータの機
能的特徴を組み合わせて標準的なNorton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Norton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。
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UAV10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No
rtonエンジン54の重心は機内に移行される。
UAV10の実施例に記述のドライブトレインアセンブリ6
0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。
本実施例に利用されるUAV10のNorton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。
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。
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3A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60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54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。
図３、3A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6
5、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3A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。
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。
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（mate
rial masses）70、78を含む。これらのマテリアルマス7
0、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。
エンジン54からのトルクは、止め金具64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。
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。
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67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62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。
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。UAV10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。
本発明のロータアセンブリ100の一実施例を図４に示
す。同図において、ロータアセンブリ100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104、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20
0、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６参照）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、202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。
電子制御サーボサブシステム102は、UAV10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200、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。
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5,058,8
24号、SERVO CONTROL SYSTEM FOR A 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。
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5Aおよび図5B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85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４参照）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。
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20
0、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83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。
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、20
2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、
202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。
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5B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85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。
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4,図6,図７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20
0、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UAV10の作動能力と作動効率とを高めることが
できる。
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20
0、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110をこのような形状にす
ることで、二重反転ロータ200、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。
図６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124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1
22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128、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132,134,136,138を有する。上部および下部
の多翼ロータ200、202をそれぞれロータシャフト128R、
130R（図４参照）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。
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122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1
24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。
多部材トランスミッションハウジング140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。
図６に示すように、直立管軸受け132、134および13
6、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、1
34、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128
R、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。
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４の符号150、152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20
0、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200、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。
図4,図6,図７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７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164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。
センタハブ支持構造160は、多部材トランスミッショ
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
６に示すように、ピン168（全部で18本）とねじ170（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170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12
0が動作することで生じる熱荷重同様、当接係合面146
E、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。
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164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。
図７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。
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12
2、トランスミッション軸受け126、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174は、ピニオンチャンバ176、中心通路178、180、
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186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。
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、130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174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。
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。
図４に示したように、ロータアセンブリ100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19
0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、130Rと、直立管軸受け132、134、
136、138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。
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８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。
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。
本発明の一体型スプライン／円錐座サブアセンブリ19
0の概略を図９に示し、より詳細な図を図9Aおよび図9B
に示す。図９を参照すると、各ロータシャフト128R、13
0R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６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10
1、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192の臨界直径D1に等し
い。
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9Aおよび図9Bを参照すると、各ロータハブ204は、シ
ャフト開口部206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2
06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1
98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128R、130Rとを回転自
在に結合するように係合される。
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９
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４参照）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。
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９の第１の直径D1と図８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。
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9A、9Bに示すように、各外向延在腕214はそれぞ
れボルト穴218U、218Lが貫通して形成された二又端部21
6U、216Lを有する。二又端部216U、216Lと各ボルト穴21
8U、218Lとはクレビス220を形成している。各クレビス2
20、はボルトと、ナットと、一組の座金222と組み合わ
されて、図10A、10B、10C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。
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9A、9Bに示すように規定している。機内内部隔壁22
3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。
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。
ロータハブ204を上述したような形状にすることで、
図10A、10B、10C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。
本発明のスナッバアセンブリ230を図10、10D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。
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10A、10B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、翼弦端振動数は高く、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。
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10A、10B、10C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270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。
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。
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。
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（kick）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。
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26
0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10A、10B、10C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10B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26
0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13のグラフにおいて規定されている。
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。
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。
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。
一体型トルク管／桁部材270は図10A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12A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12Bに示すように楕円外形を有し、二重反転ロー
タ200、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10C参照）によってスナッ
バブラケット283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272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10D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234を中心としてねじれることができ
る。
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/rev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11参照）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11
に示す。
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10A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。
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280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11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。
UAV10の通常の動作範囲すなわち550fps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20
0、202は2/rev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11参照）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、UAV10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。
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12Aおよび12B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2
86は連続した構造部材であり、図10A、12A、12B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、202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。
本発明によるロータブレードアセンブリ250のブレー
ド接合部290を図10A、10Bをより詳細には図14に示す。
上述のように、ブレード接合部290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。
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。
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。
図14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。
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300を介して延在している。
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250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MCLV
およびMCFVは相殺されるようになっている。すなわちUA
V10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14に示す試験
例ではMCLV＝MCFVなので、 （CFV）×（Ｄ）＝（CLV）×（Ｘ） となる。図15は遠心力ベクトルCFVと翼弦荷重ベクトルC
LV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。
図14をさらに具体的にみてみると、ボルトパターン29
6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。
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。
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16
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TT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。
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。
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４参照）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４、詳細には図17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。
制御ロッド軸受け312は各ピッチ制御ロッド104A（図
４参照）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。
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312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。
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 本発明およびこれに伴う特徴や利点は、添付の図面を
参照して以下に述べる発明の詳細な説明によってより完
全に理解できるだろう。
図１は、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は、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は、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3Aは、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４は、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5Aは、図４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る。
図5Bは、図5A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６は、図４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７は、図６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８は、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９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である。
図9A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である。
図9Bは、図9Aのロータハブの断面図である。
図10Aは、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10Bは、図10Aのロータアセンブリの部分側面図であ
る。
図10Cは、本発明のスナッバアセンブリを示す図10Bの
部分拡大図である。
図10Dは、図10C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11は、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12A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る。
図12B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13は、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14は、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15は、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16は、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17は、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18は、図１のUAVの環状胴体構造の実施例の上面図
である。
図19は、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20Aは、図18の線20a−20aに沿って切った部分の断
面図である。
図20Bは、図18の線20b−20bに沿って切った部分の断
面図である。
図20Cは、図20Bの線20c−20cに沿って切った部分の断
面図である。
図20Dは、図18の線20d−20dに沿って切った部分の断
面図である。
図21は、図18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 Ｂ６４Ｃ 29/00 Ｂ６４Ｃ 39/02 39/02 27/46 Ｂ (31)優先権主張番号 ９０３，０６３ (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 ９０３，０６４ (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 ドライブ 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 昭63−227497（ＪＰ，Ａ) 特開 平３−67799（ＪＰ，Ａ) 特表 平６−509770（ＪＰ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.7，ＤＢ名) B64C 27/20 B64C 27/10 B64C 27/12 B64C 27/33 B64C 27/473 B64C 39/02 B64C 29/00

Claims (14)

    (57)【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】少なくとも一つの翼端通過面（404）を規
    定する二重反転ロータ（200、202）を含むロータアセン
    ブリ（100）を有する無人航空機（10）用環状胴体（2
    0）であって、長手方向の軸（24A）を有する半径方向支
    持支柱（24）によって前記環状胴体（20）内で同軸に支
    持されたロータアセンブリ（100）を有する無人航空機
    用環状胴体において、 断面略Ｃ型形状で、前記環状胴体（20）用のダクト（40
    2）を形成するダクトの壁面（402）を含む環状構造（43
    0）であって、前記Ｃ型環状構造（430）は前記環状胴体
    （20）用の内部キャビティ（436）を規定する第１の端
    部および第２の端部（432、434）を有し、ロータアセン
    ブリ（100）は半径方向支持支柱（24）によって前記ダ
    クト（402）に同軸に取付けられている環状構造（430）
    と； 前記Ｃ型環状構造（430）の前記内部キャビティ（436）
    内に等間隔に隔離して取付けられた少なくとも３組の隔
    壁構造対（410）であって、前記隔壁構造対（410）は第
    １の領域（418）を規定して、この対に隣接する隔壁構
    造対（410）は第２の領域（420）を規定し、前記第２の
    領域（420）は第１の領域（418）より大きく、前記第１
    の領域（418）は支持支柱（24）の長手方向の軸（24A）
    によって各々横切られている少なくとも３組の隔壁構造
    対（410）；と 前記Ｃ型環状構造（430）の前記第１の端部と第２の端
    部（432、434）との間に封鎖セグメント（452）を形成
    する手段とを含むことを特徴とする無人航空機用環状胴
    体（20）。
  2. 【請求項２】前記第１の領域（418）は30〜45゜のセク
    タを形成することを特徴とする請求項１に記載の無人航
    空機用環状胴体（20）。
  3. 【請求項３】前記第１の領域（418）は30゜のセクタを
    形成し、前記第２の領域（420）は90゜のセクタを形成
    することを特徴とする請求項１に記載の無人航空機用環
    状胴体（20）。
  4. 【請求項４】前記内部キャビティ（436）に対向して前
    記ダクトの壁面（402）上に一体に形成される複数の垂
    直補剛構造（442）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環状胴体（20）。
  5. 【請求項５】前記垂直補剛構造（442）は前記内部キャ
    ビティ（436）の前記第２の領域（420）内に配置され、
    隣接する各垂直補剛構造（442）はそれぞれ15゜離間し
    ていることを特徴とする請求項４に記載の無人航空機用
    環状胴体（20）。
  6. 【請求項６】隣接する垂直補剛構造（442）に固定され
    た少なくとも一つの垂直方向取付板（446）を備えるこ
    とを特徴とする請求４項に記載の無人航空機用環状胴体
    （20）。
  7. 【請求項７】前記内部キャビティ（436）に対向して前
    記ダクトの壁面（402）上に一体に形成された上部およ
    び下部の円周補剛構造（438、440）を備え、前記垂直補
    剛構造（442）は前記上部および下部の円周補剛構造（4
    38、440）の間に配置されていることを特徴とする請求
    項４項に記載の無人航空機用環状胴体（20）。
  8. 【請求項８】前記内部キャビティ（436）に対向して前
    記ダクトの壁面（402）上に一体に形成された少なくと
    も一つの円周補剛構造（438または440）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環状胴体（2
    0）。
  9. 【請求項９】少なくとも一つの減摩部材（482または48
    4）は、前記少なくとも一つの円周補剛構造（438または
    440）によって形成されたポケット（472または474）で
    規定されることを特徴とする請求項８に記載の無人航空
    機用環状胴体（20）。
  10. 【請求項１０】前記少なくとも１つの減摩部材（482ま
    たは482）は、二重反転ロータ（200、202）によって規
    定される少なくとも一つの翼端通過面（404）に一致す
    ることを特徴とする請求項９に記載の無人航空機用環状
    胴体（20）。
  11. 【請求項１１】前記内部キャビティ（436）に対向する
    前記第１の領域（418）内のダクトの壁面（402）上に形
    成されるダクト補剛構造（444）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環状胴体（20）。
  12. 【請求項１２】前記封鎖セグメント形成手段（452）
    は、前記内部キャビティ（436）への入り口となる前記
    Ｃ型環状構造（430）の第１および第２の端部（432、43
    4）間に配置される少なくとも一つの着脱自在パネル構
    造（464）を有することを特徴とする請求項１に記載の
    無人航空機用環状胴体（20）。
  13. 【請求項１３】前記封鎖セグメント形成手段（452）は
    隣接する着脱自在パネル構造（464）間に境界合せ面（5
    40）を有し、前記境界合せ面（540）は前記隔壁構造の
    １つと一致することを特徴とする請求項12に記載の無人
    航空機用環状胴体（20）。
  14. 【請求項１４】前記境界合せ面（540）は略鋸歯状形状
    を有することを特徴とする請求項13に記載の無人航空機
    用環状胴体（20）。
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