JPH04231290A - トロイダル型胴体内に位置する反転ロータを含みすべての飛行制御を行う無人航空機 - Google Patents
トロイダル型胴体内に位置する反転ロータを含みすべての飛行制御を行う無人航空機Info
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- JPH04231290A JPH04231290A JP3140944A JP14094491A JPH04231290A JP H04231290 A JPH04231290 A JP H04231290A JP 3140944 A JP3140944 A JP 3140944A JP 14094491 A JP14094491 A JP 14094491A JP H04231290 A JPH04231290 A JP H04231290A
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- B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
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- Transmission Devices (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
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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。
め要約のデータは記録されません。
Description
【0001】
【産業上の利用分野】この発明は、トロイダル型シュラ
ウド又は胴体内に反転型ロータを収容し、ロータのピッ
チ変化により揚力、ピッチング、ローリング、ヨーイン
グの制御を行うとともに振動及び応力制御を行い、さら
にロータのピッチ変化によってトロイダル型の胴体にお
ける気流のパターン及び流速を定常化して胴体に自己発
生的な制御力を発生して、ロータによって発生される制
御力とともに航空機のすべての制御動作を行うようにし
た無人航空機に関するものである。
ウド又は胴体内に反転型ロータを収容し、ロータのピッ
チ変化により揚力、ピッチング、ローリング、ヨーイン
グの制御を行うとともに振動及び応力制御を行い、さら
にロータのピッチ変化によってトロイダル型の胴体にお
ける気流のパターン及び流速を定常化して胴体に自己発
生的な制御力を発生して、ロータによって発生される制
御力とともに航空機のすべての制御動作を行うようにし
た無人航空機に関するものである。
【0002】
【従来の技術】航空機技術において、たくさんのプロペ
ラにより駆動される円形の航空機が試験されて来た。こ
れらのすべてにおいて、飛行装置に加えて、これとは独
立に航空機の飛行を制御する装置が必要となっていた。 従来技術による設計のこの種の航空機において最もやっ
かいな問題の一つは、航空機の飛行中に生じるピッチン
グ方向のノーズアップモーメントであり、航空機を正常
に航行するためにはこのノーズアップモーメントを補償
する必要がある。従来技術においては、このノーズアッ
プモーメントは、この種の航空機の実現の阻害要因とな
っている。
ラにより駆動される円形の航空機が試験されて来た。こ
れらのすべてにおいて、飛行装置に加えて、これとは独
立に航空機の飛行を制御する装置が必要となっていた。 従来技術による設計のこの種の航空機において最もやっ
かいな問題の一つは、航空機の飛行中に生じるピッチン
グ方向のノーズアップモーメントであり、航空機を正常
に航行するためにはこのノーズアップモーメントを補償
する必要がある。従来技術においては、このノーズアッ
プモーメントは、この種の航空機の実現の阻害要因とな
っている。
【0003】例えば、この種の航空機の従来技術として
は、ヒラー フライングプラットフォーム(Hill
er Flying Platform)がある。ヒラ
ーのデザインは、二つの反転型プロペラをシュラウドを
包囲して配置していた。プロペラは固定ピッチとなって
おり、プロペラによって発生される揚力は、プロペラの
回転数によって制御されていた。前進航行中において、
プラットフォームは乗員の体重移動によって発生される
プラットフォームの重心点を中心とするモーメントによ
り静定、制御されていた。 後のデザインにおいては、フローベーン(flow v
ane)が設置されて、付加的な制御翼面を形成した。
は、ヒラー フライングプラットフォーム(Hill
er Flying Platform)がある。ヒラ
ーのデザインは、二つの反転型プロペラをシュラウドを
包囲して配置していた。プロペラは固定ピッチとなって
おり、プロペラによって発生される揚力は、プロペラの
回転数によって制御されていた。前進航行中において、
プラットフォームは乗員の体重移動によって発生される
プラットフォームの重心点を中心とするモーメントによ
り静定、制御されていた。 後のデザインにおいては、フローベーン(flow v
ane)が設置されて、付加的な制御翼面を形成した。
【0004】この種の航空機の他の従来例としては、A
ROD(遠隔操作浮揚装置:Airborne Rem
otely Operated Device)がある
。このARODはシュラウド内に単独の剛性プロペラを
有していた。プロペラのトルクに対して反力として作用
するトルクはプロペラの下側に複数のフローベーンを設
けることにより得られていた。これらのフローベーンは
、移動可能に構成され、所要のトルク反力に比例した量
偏向するように構成されていた。また、これらのフロー
ベーンは、航空機のピッチング及びローリングの制御に
も用いられていた。このARODにおいては単独のプロ
ペラが採用されていたので、航空機のピッチング及びロ
ーリング動作に回転儀的な結合があるため、ピッチング
及びローリング制御による航空機の静定に相互に連関す
るフィードバック制御を行う必要があった。
ROD(遠隔操作浮揚装置:Airborne Rem
otely Operated Device)がある
。このARODはシュラウド内に単独の剛性プロペラを
有していた。プロペラのトルクに対して反力として作用
するトルクはプロペラの下側に複数のフローベーンを設
けることにより得られていた。これらのフローベーンは
、移動可能に構成され、所要のトルク反力に比例した量
偏向するように構成されていた。また、これらのフロー
ベーンは、航空機のピッチング及びローリングの制御に
も用いられていた。このARODにおいては単独のプロ
ペラが採用されていたので、航空機のピッチング及びロ
ーリング動作に回転儀的な結合があるため、ピッチング
及びローリング制御による航空機の静定に相互に連関す
るフィードバック制御を行う必要があった。
【0005】一方、シコルスキー エアクラフト(S
ikorsky Aircraft)社においては、反
転型ロータが採用されていたが、このロータにはシュラ
ウドが設けられていなかった。さらに、エアロスペーシ
ャル(Aerospatiale)により提案された構
造は、単独のシュラウドを持つファンがヘリコプタのト
ルク反力発生用ロータとして用いられていた。このシュ
ラウドを持つ単独のファンには、サイクリックピッチの
制御機能はなかった。
ikorsky Aircraft)社においては、反
転型ロータが採用されていたが、このロータにはシュラ
ウドが設けられていなかった。さらに、エアロスペーシ
ャル(Aerospatiale)により提案された構
造は、単独のシュラウドを持つファンがヘリコプタのト
ルク反力発生用ロータとして用いられていた。このシュ
ラウドを持つ単独のファンには、サイクリックピッチの
制御機能はなかった。
【0006】
【発明が解決しようとする課題】本発明は、上記したよ
うな従来の技術の現状に鑑みてなされたもので、その目
的はトロイダル型シュラウド又は胴体内に反転型ロータ
を収容し、ロータのピッチ制御により揚力、ピッチング
、ローリング、ヨーイングの制御を行うとともに振動及
び応力制御の航空機のすべての制御動作を行うようにし
た無人航空機を提供しようとするものである。
うな従来の技術の現状に鑑みてなされたもので、その目
的はトロイダル型シュラウド又は胴体内に反転型ロータ
を収容し、ロータのピッチ制御により揚力、ピッチング
、ローリング、ヨーイングの制御を行うとともに振動及
び応力制御の航空機のすべての制御動作を行うようにし
た無人航空機を提供しようとするものである。
【0007】本発明のもう一つの目的は、シュラウド又
は胴体が閉塞された円筒状に形成されて強固な構造であ
るとともに、軽量の複合材料によって形成されており、
すべての所要の装置監視装置や偵察装置を含む実効荷重
及びその他の誘導装置、ジャミング装置、標的装置、デ
ータ収集装置、困惑型爆撃装置等の装置をこのシュラウ
ド又は胴体内に収するようにした無人航空機を提供する
ことにある。
は胴体が閉塞された円筒状に形成されて強固な構造であ
るとともに、軽量の複合材料によって形成されており、
すべての所要の装置監視装置や偵察装置を含む実効荷重
及びその他の誘導装置、ジャミング装置、標的装置、デ
ータ収集装置、困惑型爆撃装置等の装置をこのシュラウ
ド又は胴体内に収するようにした無人航空機を提供する
ことにある。
【0008】本発明のさらにもう一つの目的は、安全に
航行でき、構造が簡単で想定される航行条件に耐えるこ
とが出来、したがって有人航空機が侵入不能な区域にも
進入することが出来る無人航空機を提供することにある
。
航行でき、構造が簡単で想定される航行条件に耐えるこ
とが出来、したがって有人航空機が侵入不能な区域にも
進入することが出来る無人航空機を提供することにある
。
【0009】
【課題を解決するための手段】上記の目的を達成するた
めに、本発明によれば、軸線に対して同軸のトロイダル
型胴体と、該トロイダル型胴体内に配置され、ブレード
を相互に反対方向に回転させる二つロータと、前記トロ
イダル型胴体の軸線に一致する回転軸線を中心に回転す
るように前記ロータの配置する手段と、航空機のホバリ
ング中及び前進航行中において、航空機の揚力、ピッチ
ング、ローリング及びヨーイングの動作を総合的に制御
する手段とによって構成し、該航空機の動作を総合的に
制御する手段が前記ロータのブレードにコレクティブピ
ッチ及びサイクリックピッチを与えて前記ロータのブレ
ードにおけるピッチ変化によって生じるモーメントが、
前記トロイダル型胴体に流通する空気の流れによって発
生されるモーメントとともに作用させて航空機の航行に
おける揚力、ピッチング、ローリング及びヨーイングの
所望の挙動制御を行う手段を有していることを特徴とす
る航空機が提供される。
めに、本発明によれば、軸線に対して同軸のトロイダル
型胴体と、該トロイダル型胴体内に配置され、ブレード
を相互に反対方向に回転させる二つロータと、前記トロ
イダル型胴体の軸線に一致する回転軸線を中心に回転す
るように前記ロータの配置する手段と、航空機のホバリ
ング中及び前進航行中において、航空機の揚力、ピッチ
ング、ローリング及びヨーイングの動作を総合的に制御
する手段とによって構成し、該航空機の動作を総合的に
制御する手段が前記ロータのブレードにコレクティブピ
ッチ及びサイクリックピッチを与えて前記ロータのブレ
ードにおけるピッチ変化によって生じるモーメントが、
前記トロイダル型胴体に流通する空気の流れによって発
生されるモーメントとともに作用させて航空機の航行に
おける揚力、ピッチング、ローリング及びヨーイングの
所望の挙動制御を行う手段を有していることを特徴とす
る航空機が提供される。
【0010】前記挙動制御手段は、航空機の前進航行中
にトロイダル型胴体に生じるノーズアップモーメントを
、前記ロータにサイクリックピッチを与えて前記トロイ
ダル型胴体に流入する空気の流れのパターンを変化させ
て、前記トロイダル型胴体において発生されるノーズア
ップモーメントを減少させて前記ロータによって発生さ
れるノーズダウンモーメントと一致させるように補償し
て、航空機の挙動を安定させるように動作することが望
ましい。
にトロイダル型胴体に生じるノーズアップモーメントを
、前記ロータにサイクリックピッチを与えて前記トロイ
ダル型胴体に流入する空気の流れのパターンを変化させ
て、前記トロイダル型胴体において発生されるノーズア
ップモーメントを減少させて前記ロータによって発生さ
れるノーズダウンモーメントと一致させるように補償し
て、航空機の挙動を安定させるように動作することが望
ましい。
【0011】なお、好ましくは前記トロイダル型胴体は
実質的に中空に形成され、航空機の制御装置、実行負荷
、燃料及び推進装置等を収容する空間を形成する。また
、前記トロイダル型胴体に支持されるエンジンを設け、
該エンジンは高速度のガスの流れを形成して航空機の推
進することが出来る。なお、前記ロータが固定ロータと
することが望ましい。さらに、前記ロータは所定の直径
を有し、前記トロイダル型胴体に形成される空気入り口
は所定の大きさを有しており、前記空気入り口の前記ロ
ータの直径に対する割合が少なくとも0.04とするこ
とが好ましい。
実質的に中空に形成され、航空機の制御装置、実行負荷
、燃料及び推進装置等を収容する空間を形成する。また
、前記トロイダル型胴体に支持されるエンジンを設け、
該エンジンは高速度のガスの流れを形成して航空機の推
進することが出来る。なお、前記ロータが固定ロータと
することが望ましい。さらに、前記ロータは所定の直径
を有し、前記トロイダル型胴体に形成される空気入り口
は所定の大きさを有しており、前記空気入り口の前記ロ
ータの直径に対する割合が少なくとも0.04とするこ
とが好ましい。
【0012】好ましくは、前記ロータはロータハウジン
グに支持されており、前記ロータを配置する手段は前記
トロイダル型胴体より放射方向内向きに延びその両端に
おいて前記トロイダル型胴体と前記ロータハウジングに
接合された複数の支持ストラットで構成され、前記トロ
イダル型胴体及び前記支持ストラットは軽量の複合材料
で形成する。前記の複合材料は多数の高引張強度を持つ
繊維を硬化したエポキシ樹脂で連結して形成した軽量で
強力な複合材料とすることが出来る。なお、前記胴体は
閉塞したトロイダル形状の一体構造とすることが望まし
い。また、前記支持ストラットは中空に形成されている
とともに、前記トロイダル型胴体にはロータ駆動用モー
タが配置され、該ロータ駆動用モータから延びる駆動軸
が前記ロータに接続されて、これを回転駆動するように
構成することも可能である。
グに支持されており、前記ロータを配置する手段は前記
トロイダル型胴体より放射方向内向きに延びその両端に
おいて前記トロイダル型胴体と前記ロータハウジングに
接合された複数の支持ストラットで構成され、前記トロ
イダル型胴体及び前記支持ストラットは軽量の複合材料
で形成する。前記の複合材料は多数の高引張強度を持つ
繊維を硬化したエポキシ樹脂で連結して形成した軽量で
強力な複合材料とすることが出来る。なお、前記胴体は
閉塞したトロイダル形状の一体構造とすることが望まし
い。また、前記支持ストラットは中空に形成されている
とともに、前記トロイダル型胴体にはロータ駆動用モー
タが配置され、該ロータ駆動用モータから延びる駆動軸
が前記ロータに接続されて、これを回転駆動するように
構成することも可能である。
【0013】前記反転型固定ロータの各ロータがトルク
、ピッチング及びローリングの回転儀的結合及び他方の
ロータの発生する振動負荷をキャンセルするように構成
することが出来る。この場合、少なくとも一方のロータ
のコレクティブピッチを変化させて双方のロータ及び前
記トロイダル型胴体に揚力を発生して揚力制御を行う。 また、少なくとも一方のロータの縦サイクリックピッチ
を変化させて双方のロータ及び前記トロイダル型胴体に
ピッチングモーメントを発生してピッチング制御を行う
。さらに、少なくとも一方のロータの横サイクリックピ
ッチを変化させて双方のロータ及び前記トロイダル型胴
体にローリングモーメントを発生してローリング制御を
行う。各ロータの相互に異なるコレクティブピッチを変
化させて双方のロータに所要のトルク差を発生してヨー
イング制御を行う。
、ピッチング及びローリングの回転儀的結合及び他方の
ロータの発生する振動負荷をキャンセルするように構成
することが出来る。この場合、少なくとも一方のロータ
のコレクティブピッチを変化させて双方のロータ及び前
記トロイダル型胴体に揚力を発生して揚力制御を行う。 また、少なくとも一方のロータの縦サイクリックピッチ
を変化させて双方のロータ及び前記トロイダル型胴体に
ピッチングモーメントを発生してピッチング制御を行う
。さらに、少なくとも一方のロータの横サイクリックピ
ッチを変化させて双方のロータ及び前記トロイダル型胴
体にローリングモーメントを発生してローリング制御を
行う。各ロータの相互に異なるコレクティブピッチを変
化させて双方のロータに所要のトルク差を発生してヨー
イング制御を行う。
【0014】サイクリックピッチを少なくとも一方のロ
ータに選択的に与えて前記トロイダル型胴体における空
気の流れのパターンを変化させ、前記トロイダル型胴体
により前進航行中に発生されるノーズアップモーメント
に対抗するピッチングモーメントを前記トロイダル型胴
体に発生して、ノーズアップモーメントを減少させて、
前記ロータにより発生されるノーズダウンモーメントと
実質的に等しくすることが出来る。前記ロータの少なく
とも一方に選択的にサイクリックピッチを与えて、ロー
タの揚力中心を回転軸側に変位させて、ロータに負荷さ
れるモーメントを減少させて、ロータの負荷及び応力を
減少させると同時に振動を減少させるようにしたことも
可能である。
ータに選択的に与えて前記トロイダル型胴体における空
気の流れのパターンを変化させ、前記トロイダル型胴体
により前進航行中に発生されるノーズアップモーメント
に対抗するピッチングモーメントを前記トロイダル型胴
体に発生して、ノーズアップモーメントを減少させて、
前記ロータにより発生されるノーズダウンモーメントと
実質的に等しくすることが出来る。前記ロータの少なく
とも一方に選択的にサイクリックピッチを与えて、ロー
タの揚力中心を回転軸側に変位させて、ロータに負荷さ
れるモーメントを減少させて、ロータの負荷及び応力を
減少させると同時に振動を減少させるようにしたことも
可能である。
【0015】
【実施例】図1は、本発明の実施例による無人航空機1
0を示すもので、この航空機10は、トロイダル型シュ
ラウド又は胴体12と相互に反対方向に回転する複数の
ロータによって構成された反転型ロータ16,18を有
している。反転型ロータ16,18はシュラウド又は胴
体12内に収容されており、胴体の軸線14に一致する
回転軸線を中心に回転する。トロイダル型胴体12の内
周面からは複数の支持ストラット20が放射方向内向き
に延長形成されており、ロータハウジング22を支持し
ている。なお、支持ストラット20は胴体12より延長
形成するほか、接着等の周知の方法により胴体12に固
定取り付けされて、剛性構造を形成する。
0を示すもので、この航空機10は、トロイダル型シュ
ラウド又は胴体12と相互に反対方向に回転する複数の
ロータによって構成された反転型ロータ16,18を有
している。反転型ロータ16,18はシュラウド又は胴
体12内に収容されており、胴体の軸線14に一致する
回転軸線を中心に回転する。トロイダル型胴体12の内
周面からは複数の支持ストラット20が放射方向内向き
に延長形成されており、ロータハウジング22を支持し
ている。なお、支持ストラット20は胴体12より延長
形成するほか、接着等の周知の方法により胴体12に固
定取り付けされて、剛性構造を形成する。
【0016】エンジン24は、胴体12の0度又は36
0度の後尾部に位置しており、航空機10の推進装置と
して機能する。空気は、空気取り入れ口26を介してエ
ンジンハウジング内に導入される。トロイダル型胴体1
2は、実質的に中空に形成されており、直径方向の対向
する位置に燃料タンク30が設けられるとともに、他の
貨物及び又は装置が積載される。図示の実施例において
は、センサ等の実効荷重が、エンジン24との荷重均衡
のために、トロイダル型胴体の180度位置に搭載され
ている。また、航空電子機器34やナビゲーション装置
36等の付帯装置が、中空の胴体12内の適宜の位置に
搭載される。また、データリンクやデータアンテナとい
った電子装置は、航空電子機器やナビゲーション装置に
対して直径方向の反対側の位置に搭載されて、航空電子
機器やナビゲーション装置との荷重均衡が図られる。
0度の後尾部に位置しており、航空機10の推進装置と
して機能する。空気は、空気取り入れ口26を介してエ
ンジンハウジング内に導入される。トロイダル型胴体1
2は、実質的に中空に形成されており、直径方向の対向
する位置に燃料タンク30が設けられるとともに、他の
貨物及び又は装置が積載される。図示の実施例において
は、センサ等の実効荷重が、エンジン24との荷重均衡
のために、トロイダル型胴体の180度位置に搭載され
ている。また、航空電子機器34やナビゲーション装置
36等の付帯装置が、中空の胴体12内の適宜の位置に
搭載される。また、データリンクやデータアンテナとい
った電子装置は、航空電子機器やナビゲーション装置に
対して直径方向の反対側の位置に搭載されて、航空電子
機器やナビゲーション装置との荷重均衡が図られる。
【0017】胴体12及びストラット20は、好ましく
は、例えば高引張強度を持つ繊維をエポキシ樹脂で接着
した高強度で軽量な構造の複合材料で形成するのが望ま
しい。また、胴体12は、閉塞されたトロイダル形状又
は円筒形状とすることが重要であり、この結果最大強度
の構造を得ることが出来る。
は、例えば高引張強度を持つ繊維をエポキシ樹脂で接着
した高強度で軽量な構造の複合材料で形成するのが望ま
しい。また、胴体12は、閉塞されたトロイダル形状又
は円筒形状とすることが重要であり、この結果最大強度
の構造を得ることが出来る。
【0018】図2には、トロイダル型胴体12に位置す
るエンジン24による反転型ロータ16,18の駆動要
領が示されている。周知のクラッチ及び駆動機構によっ
て駆動される駆動軸40は、ストラット20を通って胴
体12とロータハウジング22間に配置されて、周知の
符号42a及び42bで示す歯車機構を駆動してロータ
16,18を胴体の中心軸に一致するロータの回転軸1
4を中心に相互に反対方向に回転駆動する。各ロータ1
6,18には、周知のスウォッシュプレート機構44a
,44bが設けられている。スウォッシュプレート44
a,44bは、符号46で示すような電子サーボ機構に
よって制御されて、選択的にサイクリックピッチ制御方
向及びコレクティブピッチ制御方向にロータ16,18
のブレードのピッチを変位させる。なお、本実施例に用
いるロータ16,18は、関節ロータ型(articu
lated rotor type)とするよりもむし
ろ固定ロータ型(rigid rotor type)
とすることが望ましい。スウォッシュプレート44a,
44b及びこれに関連する機構は、例えばアメリカ特許
第2,957,527号及びアメリカ特許第3,409
,249号に開示されているものを採用することが出来
、また電子サーボ機構は、例えばジェイ. サイコン
等(J. Cycon et al.)によって198
9年12月21日付けでアメリカ特許出願第07/45
4,488号として出願された「同軸回転翼型航空機の
サーボ制御装置(Servo Control Sys
tem for Co−axial Rotary W
inged Aircraft)」に示されたものを採
用することが出来る。前述したように、エンジン24は
、荷重の均衡を図るために実効負荷32と直径方向の反
対側位置に配置するのが好ましい。この場合の、実効負
荷32は、従来より公知のセンサで構成することが出来
る。データリンク及びデータリンクアンテナは、航空機
が収集したデータを地上の管制局に送信するために必要
となる。
るエンジン24による反転型ロータ16,18の駆動要
領が示されている。周知のクラッチ及び駆動機構によっ
て駆動される駆動軸40は、ストラット20を通って胴
体12とロータハウジング22間に配置されて、周知の
符号42a及び42bで示す歯車機構を駆動してロータ
16,18を胴体の中心軸に一致するロータの回転軸1
4を中心に相互に反対方向に回転駆動する。各ロータ1
6,18には、周知のスウォッシュプレート機構44a
,44bが設けられている。スウォッシュプレート44
a,44bは、符号46で示すような電子サーボ機構に
よって制御されて、選択的にサイクリックピッチ制御方
向及びコレクティブピッチ制御方向にロータ16,18
のブレードのピッチを変位させる。なお、本実施例に用
いるロータ16,18は、関節ロータ型(articu
lated rotor type)とするよりもむし
ろ固定ロータ型(rigid rotor type)
とすることが望ましい。スウォッシュプレート44a,
44b及びこれに関連する機構は、例えばアメリカ特許
第2,957,527号及びアメリカ特許第3,409
,249号に開示されているものを採用することが出来
、また電子サーボ機構は、例えばジェイ. サイコン
等(J. Cycon et al.)によって198
9年12月21日付けでアメリカ特許出願第07/45
4,488号として出願された「同軸回転翼型航空機の
サーボ制御装置(Servo Control Sys
tem for Co−axial Rotary W
inged Aircraft)」に示されたものを採
用することが出来る。前述したように、エンジン24は
、荷重の均衡を図るために実効負荷32と直径方向の反
対側位置に配置するのが好ましい。この場合の、実効負
荷32は、従来より公知のセンサで構成することが出来
る。データリンク及びデータリンクアンテナは、航空機
が収集したデータを地上の管制局に送信するために必要
となる。
【0019】特に図1に示す入り口スクリーン27は胴
体12のダクト入り口54に設けられ、ロータを異物よ
り保護している。
体12のダクト入り口54に設けられ、ロータを異物よ
り保護している。
【0020】図3は、本発明の実施例による航空機の、
ホバリング状態でコレクティブピッチのみが動作してい
る状態における空力特性を示すものである。図3にロー
タ16の動作として示すように、コレクティブピッチの
みが動作している状態においては、ロータ及び胴体の入
り口部52によって揚力のみが発生される。これは、ロ
ータの回転中に、胴体12の入り口部52を通って流れ
る空気の流速が高いため、入り口部52に吸引力が発生
するため図3に示すようにトロイダル型胴体12に揚力
が発生される。従って、この実施例による航空機は、ロ
ータと胴体の双方によって揚力が発生されており、胴体
により発生される揚力がロータにより発生される揚力に
付加されていることが分かる。胴体の入り口部52形状
及びロータの配置を適切にすることによって、ロータ1
6と胴体12に揚力発生機能を選択的に分担させること
が可能となる。なお、本実施例においては、ロータと胴
体の揚力発生に関する分担割合を1:1とすることが好
ましい。
ホバリング状態でコレクティブピッチのみが動作してい
る状態における空力特性を示すものである。図3にロー
タ16の動作として示すように、コレクティブピッチの
みが動作している状態においては、ロータ及び胴体の入
り口部52によって揚力のみが発生される。これは、ロ
ータの回転中に、胴体12の入り口部52を通って流れ
る空気の流速が高いため、入り口部52に吸引力が発生
するため図3に示すようにトロイダル型胴体12に揚力
が発生される。従って、この実施例による航空機は、ロ
ータと胴体の双方によって揚力が発生されており、胴体
により発生される揚力がロータにより発生される揚力に
付加されていることが分かる。胴体の入り口部52形状
及びロータの配置を適切にすることによって、ロータ1
6と胴体12に揚力発生機能を選択的に分担させること
が可能となる。なお、本実施例においては、ロータと胴
体の揚力発生に関する分担割合を1:1とすることが好
ましい。
【0021】胴体の入り口部52の半径による揚力の変
化は、図4に示されている。図4においては、特定の航
空機における所要の揚力を得るために必要な理論出力に
対する実際の出力を示す評価値に対する胴体の入り口部
52の大きさとロータの径の関係をプロットしたもので
ある。図4には、二組のデータをプロットした曲線が示
されている。各曲線とも入り口部52の大きさのプロペ
ラの径に対する割合の増加に伴って高い揚力発生効率が
得られることを示している。また、曲線は、プロペラの
径に対する入り口部52の大きさ割合が、0.04の率
付近以上では、評価値の大幅な増加は見られず、ほぼ0
.7となっているが、0.04よりも小さい割合では急
激に評価値が下がることが認められる。
化は、図4に示されている。図4においては、特定の航
空機における所要の揚力を得るために必要な理論出力に
対する実際の出力を示す評価値に対する胴体の入り口部
52の大きさとロータの径の関係をプロットしたもので
ある。図4には、二組のデータをプロットした曲線が示
されている。各曲線とも入り口部52の大きさのプロペ
ラの径に対する割合の増加に伴って高い揚力発生効率が
得られることを示している。また、曲線は、プロペラの
径に対する入り口部52の大きさ割合が、0.04の率
付近以上では、評価値の大幅な増加は見られず、ほぼ0
.7となっているが、0.04よりも小さい割合では急
激に評価値が下がることが認められる。
【0022】図5は、図2に示すように胴体12の内周
面によって形成されたダクト54の長さ高さの影響を示
している。図5は、ロータ16又は18に対するダクト
54の長さの関係を、ロータによって発生される推力と
胴体によって発生される推力によりプロットしたもので
ある。図5のグラフは、図4に関して説明した入り口部
52の大きさが適切に選択されていると仮定すると、ト
ロイダル型胴体12のダクト54の長さ又は高さの増加
に伴って、ロータの発生する推力と胴体の発生する推力
の分担率が50:50に近付くように増加することが分
かる。本実施例においては、揚力の位置部を胴体により
発生される揚力に分担させるので、使用するロータを小
さくすることが出来、従って航空機の重量を低減するこ
とが出来る。
面によって形成されたダクト54の長さ高さの影響を示
している。図5は、ロータ16又は18に対するダクト
54の長さの関係を、ロータによって発生される推力と
胴体によって発生される推力によりプロットしたもので
ある。図5のグラフは、図4に関して説明した入り口部
52の大きさが適切に選択されていると仮定すると、ト
ロイダル型胴体12のダクト54の長さ又は高さの増加
に伴って、ロータの発生する推力と胴体の発生する推力
の分担率が50:50に近付くように増加することが分
かる。本実施例においては、揚力の位置部を胴体により
発生される揚力に分担させるので、使用するロータを小
さくすることが出来、従って航空機の重量を低減するこ
とが出来る。
【0023】トロイダル型胴体12内のロータ16,1
8のブレードにサイクリックピッチを制御する場合に、
本実施例の重要な効果が見られる。図6は、胴体12の
周囲の種々の角度位置における空気の流入速度を示すグ
ラフである。なお、図6において、0度又は360度位
置は、胴体の後尾部を示し、180度位置は胴体の先端
位置を示している。ロータのブレードのサイクリックピ
ッチ制御が行われると、流入速度の分布が変化して、流
入速度の変化により航空機の重心点を中心とするピッチ
ングモーメントが発生される。従って、サイクリックピ
ッチの制御量を変化させることにより、胴体の図6に示
す各角度位置における流入速度は最大値から最小値まで
変化する。
8のブレードにサイクリックピッチを制御する場合に、
本実施例の重要な効果が見られる。図6は、胴体12の
周囲の種々の角度位置における空気の流入速度を示すグ
ラフである。なお、図6において、0度又は360度位
置は、胴体の後尾部を示し、180度位置は胴体の先端
位置を示している。ロータのブレードのサイクリックピ
ッチ制御が行われると、流入速度の分布が変化して、流
入速度の変化により航空機の重心点を中心とするピッチ
ングモーメントが発生される。従って、サイクリックピ
ッチの制御量を変化させることにより、胴体の図6に示
す各角度位置における流入速度は最大値から最小値まで
変化する。
【0024】トロイダル型胴体12内のロータ16,1
8のブレードのサイクリックピッチが制御された場合の
効果が図7に示されている。図7においては、航空機1
0はホバリング状態であり、図4の状態と同様にコレク
ティブピッチの制御が行われており、これとともにサイ
クリックピッチ制御も行われている状態が示されている
。図7に見られるように、航空機のホバリング状態にお
いてコレクティブピッチ制御とサイクリックピッチ制御
の双方が行われると、胴体12とロータ16によって揚
力が発生される。なお、この場合の揚力発生は付加的な
ものである。また、胴体12とロータには同時にそれぞ
れMS及びMRで示すピッチングモーメントが発生する
。
8のブレードのサイクリックピッチが制御された場合の
効果が図7に示されている。図7においては、航空機1
0はホバリング状態であり、図4の状態と同様にコレク
ティブピッチの制御が行われており、これとともにサイ
クリックピッチ制御も行われている状態が示されている
。図7に見られるように、航空機のホバリング状態にお
いてコレクティブピッチ制御とサイクリックピッチ制御
の双方が行われると、胴体12とロータ16によって揚
力が発生される。なお、この場合の揚力発生は付加的な
ものである。また、胴体12とロータには同時にそれぞ
れMS及びMRで示すピッチングモーメントが発生する
。
【0025】胴体12とロータ16におけるピッチング
モーメントの大きさ理解するために、図8が示されてい
る。図8に示されているグラフは、ロータ16,18に
おけるサイクリックピッチ制御量に対するピッチングモ
ーメントの大きさを示している、図7の状態において航
空機に発生されるピッチングモーメントの多くは胴体1
2によって発生され、ロータによって発生されるピッチ
ングモーメントは比較的小さい。従って、ロータの負荷
の変化によって胴体の負荷の変化又はピッチングモーメ
ントの変化が生じて、航空機のピッチングモーメントが
変化する。このロータ制御の増幅は、本実施例による航
空機の前進航行特性の検討より、非常に重要なものとな
った。
モーメントの大きさ理解するために、図8が示されてい
る。図8に示されているグラフは、ロータ16,18に
おけるサイクリックピッチ制御量に対するピッチングモ
ーメントの大きさを示している、図7の状態において航
空機に発生されるピッチングモーメントの多くは胴体1
2によって発生され、ロータによって発生されるピッチ
ングモーメントは比較的小さい。従って、ロータの負荷
の変化によって胴体の負荷の変化又はピッチングモーメ
ントの変化が生じて、航空機のピッチングモーメントが
変化する。このロータ制御の増幅は、本実施例による航
空機の前進航行特性の検討より、非常に重要なものとな
った。
【0026】前述したように、従来のこの種の航空機は
、航行中のノーズアップモーメント(ピッチングモーメ
ント)を抑制するために複雑でかつ重量のかさむ装置を
用いることが必要なために実現し得ないものとなってい
た。以下に、ノーズアップモーメントの発生メカニズム
と本発明による付加的な制御又は装置を用いずに前進航
行中に生じるノーズアップモーメントを解消する方法を
説明する。
、航行中のノーズアップモーメント(ピッチングモーメ
ント)を抑制するために複雑でかつ重量のかさむ装置を
用いることが必要なために実現し得ないものとなってい
た。以下に、ノーズアップモーメントの発生メカニズム
と本発明による付加的な制御又は装置を用いずに前進航
行中に生じるノーズアップモーメントを解消する方法を
説明する。
【0027】図9は、前進航行中におけるトロイダル型
胴体12の入り口部52における空気の流れの分布を示
している。前進航行における自由な空気の流れの流速V
0は胴体12の180度位置及び前側位置においては流
速を増加させ、360度位置及び胴体の後側位置では流
速を減少させる。従って、胴体12の180度位置又は
前側位置における流速は、360度位置又は後側位置に
おける流速よりもはるかに大きくなる。この結果、図1
0に示すように、図9及び図10の左側部分で示す18
0度位置又は前側位置における圧力又は揚力分布は、図
9及び図10の右側部分で示す360度位置又は後側位
置における圧力又は揚力分布に比べてはるかに大きくな
る。このため、図10に示すようにノースアップモーメ
ントが生じる。
胴体12の入り口部52における空気の流れの分布を示
している。前進航行における自由な空気の流れの流速V
0は胴体12の180度位置及び前側位置においては流
速を増加させ、360度位置及び胴体の後側位置では流
速を減少させる。従って、胴体12の180度位置又は
前側位置における流速は、360度位置又は後側位置に
おける流速よりもはるかに大きくなる。この結果、図1
0に示すように、図9及び図10の左側部分で示す18
0度位置又は前側位置における圧力又は揚力分布は、図
9及び図10の右側部分で示す360度位置又は後側位
置における圧力又は揚力分布に比べてはるかに大きくな
る。このため、図10に示すようにノースアップモーメ
ントが生じる。
【0028】本実施例の航空機においては、ロータ16
,18にコレクティブピッチ及びサイクリックピッチの
両方の制御が行われると、図11に示す胴体12の揚力
又はモーメント発生特性は、図10に示されたものと同
様であり、ノーズアップモーメントMSが生じる。しか
しながら、サイクリックピッチ制御が行われて、図6に
示すように胴体12のダクト54の0度位置又は後側位
置における流入量が最大となると、ノーズアップモーメ
ントに対抗するノーズダウンモーメントが発生され,こ
のノーズダウンモーメントがロータ16の発生するノー
ズダウンモーメントMRとともに作用する。
,18にコレクティブピッチ及びサイクリックピッチの
両方の制御が行われると、図11に示す胴体12の揚力
又はモーメント発生特性は、図10に示されたものと同
様であり、ノーズアップモーメントMSが生じる。しか
しながら、サイクリックピッチ制御が行われて、図6に
示すように胴体12のダクト54の0度位置又は後側位
置における流入量が最大となると、ノーズアップモーメ
ントに対抗するノーズダウンモーメントが発生され,こ
のノーズダウンモーメントがロータ16の発生するノー
ズダウンモーメントMRとともに作用する。
【0029】図12には、ロータ16、18におけるサ
イクリックピッチ量に対する胴体12に生じるピッチン
グモーメントMSとロータのモ−メントMRのプロット
を示している。0度のサイクリックピッチがロータに与
えられた場合、胴体12のモーンメントMSの大きさは
ロータの発生する推力の300ポイント分、ロータの発
生するモーメントMRの大きさよりも大きくなる。実際
上、胴体のノーズアップモーメントは1650lbs.
となる。しかしながら、ロータ16,18にサイクリッ
クピッチが与えられると、胴体12によって発生されて
いるノーズアップモーメントは急激に減少され、ロータ
によって発生されるノーズダウンモーメントMRがゆっ
くりと増加して、−11度のサイクリックピッチにおい
て胴体のノーズアップモーメントMSとロータによって
発生されるノーズダウンモーメントMRが均衡して、航
空機は静定状態となる。
イクリックピッチ量に対する胴体12に生じるピッチン
グモーメントMSとロータのモ−メントMRのプロット
を示している。0度のサイクリックピッチがロータに与
えられた場合、胴体12のモーンメントMSの大きさは
ロータの発生する推力の300ポイント分、ロータの発
生するモーメントMRの大きさよりも大きくなる。実際
上、胴体のノーズアップモーメントは1650lbs.
となる。しかしながら、ロータ16,18にサイクリッ
クピッチが与えられると、胴体12によって発生されて
いるノーズアップモーメントは急激に減少され、ロータ
によって発生されるノーズダウンモーメントMRがゆっ
くりと増加して、−11度のサイクリックピッチにおい
て胴体のノーズアップモーメントMSとロータによって
発生されるノーズダウンモーメントMRが均衡して、航
空機は静定状態となる。
【0030】本発明におけるノーズアップの問題の解決
法を考える上で、この問題を算術的に検証する。前進航
行中のノーズアップモーメント等の航空機に作用してい
るモーメントが胴体によって発生されたモーメントであ
ると考えると、以下の式が与えられる。
法を考える上で、この問題を算術的に検証する。前進航
行中のノーズアップモーメント等の航空機に作用してい
るモーメントが胴体によって発生されたモーメントであ
ると考えると、以下の式が与えられる。
【0031】式1) MVEHICLE=MSHRO
UD−MROTOR
UD−MROTOR
【0032】ここで、MVEHIC
LEは航空機に作用するモーメント、MSHROUDは
胴体12により発生されるモーメント、MROTORは
ロータにより発生されるモーメントである。
LEは航空機に作用するモーメント、MSHROUDは
胴体12により発生されるモーメント、MROTORは
ロータにより発生されるモーメントである。
【0033】前進航行中において、MSHROUD=M
FF−MCS’ここでMFFは前進航行中に胴体によっ
て通常発生されるモーメント、MCSはロータにサイク
リックピッチが与えられた時に胴体に発生するモーメン
トである。従って、前進航行中における、モーメントは
、式2) MVEHICLE=(MFF−MCS)−
MROTOR で与えられる。
FF−MCS’ここでMFFは前進航行中に胴体によっ
て通常発生されるモーメント、MCSはロータにサイク
リックピッチが与えられた時に胴体に発生するモーメン
トである。従って、前進航行中における、モーメントは
、式2) MVEHICLE=(MFF−MCS)−
MROTOR で与えられる。
【0034】図12に示したように、航空機10が70
ノットで前進航行しており、300lbs.の推力が発
生され、前方ピッチが−5度となっている場合、サイク
リックピッチを増加させるとMCSが増加して、−11
度のサイクリックピッチで、ノーズアップモーメント(
MFF−MCS)はロータの発生するノーズダウンモー
メントMRと等しくなり、航空機は静定される。従って
、胴体により発生されたノーズアップモーメントは、ロ
ータにサイクリックピッチを与えることによって均衡す
ることが出来る。
ノットで前進航行しており、300lbs.の推力が発
生され、前方ピッチが−5度となっている場合、サイク
リックピッチを増加させるとMCSが増加して、−11
度のサイクリックピッチで、ノーズアップモーメント(
MFF−MCS)はロータの発生するノーズダウンモー
メントMRと等しくなり、航空機は静定される。従って
、胴体により発生されたノーズアップモーメントは、ロ
ータにサイクリックピッチを与えることによって均衡す
ることが出来る。
【0035】本発明の実施例による航空機のもう一つの
利点は、反転型の固定ロータを用いることにより得られ
る。すなわち、ロータ16により発生される力及びモー
メントは逆回転しているロータ18によってキャンセル
される。この力及びモーメントのキャンセル作用は、ロ
ータの位相関係によってもたらされる。ロータの位相関
係は、ロータ16のブレードが、ロータ18のブレード
の直上を通過する角度位置である。これは、図13より
明らかである。図13には、60度位相においては、ロ
ータ16の発生する力FYはロータ18によって発生さ
れる逆向きの力FYによってキャンセルされる。この時
、ロータ16の発生する力FX及びFZとロータ18の
発生する力FX及びFZとは相乗的に作用する。一方、
0度の位相位置においてはロータ16の発生する力FX
及びFZはロータ18の発生する力FX及びFZによっ
てキャンセルされ、ロータ16の発生する力FYはロー
タ18によって発生される逆向きの力FYと相乗的に作
用する。同様に、60度位相位置においては、ロータ1
6の発生するモーメントMX及びMZは、ロータ18の
発生する同一の大きさでかつ反対向きのモーメントMX
及びMZによってキャンセルされる。また、反転型ロー
タを用いることにより、航空機のピッチ及びロールの回
転儀的な結合が防止される。
利点は、反転型の固定ロータを用いることにより得られ
る。すなわち、ロータ16により発生される力及びモー
メントは逆回転しているロータ18によってキャンセル
される。この力及びモーメントのキャンセル作用は、ロ
ータの位相関係によってもたらされる。ロータの位相関
係は、ロータ16のブレードが、ロータ18のブレード
の直上を通過する角度位置である。これは、図13より
明らかである。図13には、60度位相においては、ロ
ータ16の発生する力FYはロータ18によって発生さ
れる逆向きの力FYによってキャンセルされる。この時
、ロータ16の発生する力FX及びFZとロータ18の
発生する力FX及びFZとは相乗的に作用する。一方、
0度の位相位置においてはロータ16の発生する力FX
及びFZはロータ18の発生する力FX及びFZによっ
てキャンセルされ、ロータ16の発生する力FYはロー
タ18によって発生される逆向きの力FYと相乗的に作
用する。同様に、60度位相位置においては、ロータ1
6の発生するモーメントMX及びMZは、ロータ18の
発生する同一の大きさでかつ反対向きのモーメントMX
及びMZによってキャンセルされる。また、反転型ロー
タを用いることにより、航空機のピッチ及びロールの回
転儀的な結合が防止される。
【0036】本実施例による航空機のロータを単独のロ
ータと変更した場合、航空機にピッチングモーメントが
生じると、回転儀的な負荷が発生して航空機をローリン
グさせる交差結合が生じる。この為、単独のロータを使
用する場合には、相互に連関したフィードバック制御装
置が必要となる。また、単独のロータを用いる場合には
、さらに、ヨーイング制御機構も必要となる。
ータと変更した場合、航空機にピッチングモーメントが
生じると、回転儀的な負荷が発生して航空機をローリン
グさせる交差結合が生じる。この為、単独のロータを使
用する場合には、相互に連関したフィードバック制御装
置が必要となる。また、単独のロータを用いる場合には
、さらに、ヨーイング制御機構も必要となる。
【0037】本発明の航空機10による、揚力、ピッチ
ング、ローリング及びヨーイングの制御性能を示すため
に、図14乃至図17に関して以下に説明する。
ング、ローリング及びヨーイングの制御性能を示すため
に、図14乃至図17に関して以下に説明する。
【0038】図14は航空機の揚力制御状態を示してい
る。揚力は、ロータ16,18に等しいコレクティブピ
ッチを与えることで発生される。
る。揚力は、ロータ16,18に等しいコレクティブピ
ッチを与えることで発生される。
【0039】図15に示すピッチング制御は、ロータ1
6,18に等しい縦サイクリックピッチを与えることで
行われる。したがって、揚力及び圧力の中心がシュラウ
ド又は胴体12の後方に移動して、図6及び図7に関し
て説明したように0度の後尾部における揚力及びピッチ
ングモーメントを増加させる。したがって、縦サイクリ
ックピッチをロータ16,18に与えることによって、
所望のピッチングモーメントがロータから発生されると
ともに、胴体12からも付加的なピッチングモーメント
が発生される。
6,18に等しい縦サイクリックピッチを与えることで
行われる。したがって、揚力及び圧力の中心がシュラウ
ド又は胴体12の後方に移動して、図6及び図7に関し
て説明したように0度の後尾部における揚力及びピッチ
ングモーメントを増加させる。したがって、縦サイクリ
ックピッチをロータ16,18に与えることによって、
所望のピッチングモーメントがロータから発生されると
ともに、胴体12からも付加的なピッチングモーメント
が発生される。
【0040】ローリング制御においては、図16に示す
ように、等しい横サイクリックピッチがロータ16,1
8に与えられる。これによって、圧力及び揚力の中心は
、図16の例においては胴体12の左側に移動する。 このとき、ロータは航空機10を時計回り方向にローリ
ングさせるモーメントを発生する。同様に、図7及び図
8に関して説明したように胴体のこれに付加的に作用す
るローリングモーメントを発生する。
ように、等しい横サイクリックピッチがロータ16,1
8に与えられる。これによって、圧力及び揚力の中心は
、図16の例においては胴体12の左側に移動する。 このとき、ロータは航空機10を時計回り方向にローリ
ングさせるモーメントを発生する。同様に、図7及び図
8に関して説明したように胴体のこれに付加的に作用す
るローリングモーメントを発生する。
【0041】図17のヨーイング制御においては、ロー
タ16と18にそれぞれ異なるコレクティブピッチが与
えられる。これによってトルク差が生じて、航空機10
に回転を生じさせるヨーイングモーメントが発生される
。
タ16と18にそれぞれ異なるコレクティブピッチが与
えられる。これによってトルク差が生じて、航空機10
に回転を生じさせるヨーイングモーメントが発生される
。
【0042】
【発明の効果】本発明は、上記したように反転型ロータ
に選択的にコレクティブピッチ及びサイクリックピッチ
を与えることによって揚力、ピッチング、ローリング、
ヨーイングの制御を行うとともに振動及び応力制御の航
空機のすべての制御動作を行うことが出来る。
に選択的にコレクティブピッチ及びサイクリックピッチ
を与えることによって揚力、ピッチング、ローリング、
ヨーイングの制御を行うとともに振動及び応力制御の航
空機のすべての制御動作を行うことが出来る。
【0043】また、本発明によれば、安全に航行でき、
構造が簡単で想定される航行条件に耐えることが出来、
したがって有人航空機が侵入不能な区域にも進入するこ
とが出来る無人航空機を提供することが出来る。
構造が簡単で想定される航行条件に耐えることが出来、
したがって有人航空機が侵入不能な区域にも進入するこ
とが出来る無人航空機を提供することが出来る。
【0044】さらに、本発明によれば、ロータにサイク
リックピッチを与えることによって、航空機の振動及び
応力を低減することが出来る。振動及び応力を低減する
為には、縦サイクリックピッチと横サイクリックピッチ
をロータに選択的に与えて、揚力の中心をロータの回転
軸に接近させて、揚力中心において発生されるモーメン
トを減少させる。これによって、ロータ16,18のブ
レードにおける負荷が軽減されて、プレード及び制御機
構の応力を減少させる。
リックピッチを与えることによって、航空機の振動及び
応力を低減することが出来る。振動及び応力を低減する
為には、縦サイクリックピッチと横サイクリックピッチ
をロータに選択的に与えて、揚力の中心をロータの回転
軸に接近させて、揚力中心において発生されるモーメン
トを減少させる。これによって、ロータ16,18のブ
レードにおける負荷が軽減されて、プレード及び制御機
構の応力を減少させる。
【図1】本発明の実施例による無人航空機の斜視図であ
り、胴体の一部を切り欠いて航空機内部に収容される装
置、実行負荷等を示している。
り、胴体の一部を切り欠いて航空機内部に収容される装
置、実行負荷等を示している。
【図2】ロータとロータ駆動機構の搭載要領を示す本発
明の実施例による航空機の断面図である。
明の実施例による航空機の断面図である。
【図3】ホバリング中の航空機のロータのブレードにコ
レクティブピッチのみを与えた状態の空力特性を示す図
である。
レクティブピッチのみを与えた状態の空力特性を示す図
である。
【図4】胴体に形成する空気入り口の大きさとロータの
直径との関係の変化による評価値のプロットによって、
空気入り口の影響を示すグラフである。
直径との関係の変化による評価値のプロットによって、
空気入り口の影響を示すグラフである。
【図5】胴体に形成するダクトの長さとロータの直径と
の関係の変化に応じたロータの推力と胴体の推力の変化
によりダクト長さの影響を示すグラフである。
の関係の変化に応じたロータの推力と胴体の推力の変化
によりダクト長さの影響を示すグラフである。
【図6】トロイダル型胴体の後尾部を0度又は360度
位置、先端部を180度位置とした時の種々の各度位置
における空気入り口部における、ロータのブレードにサ
イクリックピッチングを与えた場合の流速変化及びパタ
ーンを示すグラフである。
位置、先端部を180度位置とした時の種々の各度位置
における空気入り口部における、ロータのブレードにサ
イクリックピッチングを与えた場合の流速変化及びパタ
ーンを示すグラフである。
【図7】ホバリング中の航空機のロータのブレードにサ
イクリックピッチとコレクティブピッチの双方を与えた
場合に、ロータ及び胴体のそれぞれに発生されるピッチ
ングモーメントを示す図である。
イクリックピッチとコレクティブピッチの双方を与えた
場合に、ロータ及び胴体のそれぞれに発生されるピッチ
ングモーメントを示す図である。
【図8】ロータによって発生されるピッチングモーメン
トとホバリング中の胴体によって発生されるピッチング
モーメントに対する与えられたサイクリックピッチの関
係を示すグラフである。
トとホバリング中の胴体によって発生されるピッチング
モーメントに対する与えられたサイクリックピッチの関
係を示すグラフである。
【図9】本発明の実施例による航空機に於ける、前進航
行中のロータを通って胴体のダクトに流入する空気の流
速分布により空力特性を示す図である。
行中のロータを通って胴体のダクトに流入する空気の流
速分布により空力特性を示す図である。
【図10】本発明の実施例による航空機に於ける、前進
航行中のロータを通って胴体のダクトに流入する空気の
流速分布により空力特性を示す図9の状態における圧力
分布を示す図である。
航行中のロータを通って胴体のダクトに流入する空気の
流速分布により空力特性を示す図9の状態における圧力
分布を示す図である。
【図11】本発明の実施例による前進航行中の航空機に
サイクリックピッチとコレクティブピッチの双方を与え
てピッチングを抑制する場合のモーメントの発生状態を
示す図である。
サイクリックピッチとコレクティブピッチの双方を与え
てピッチングを抑制する場合のモーメントの発生状態を
示す図である。
【図12】与えられたサイクリックピッチに関してロー
タによって発生されるピッチングモーメントと胴体にお
いて発生されるピッチングモーメントを各別にプロット
して示す図である。
タによって発生されるピッチングモーメントと胴体にお
いて発生されるピッチングモーメントを各別にプロット
して示す図である。
【図13】本発明の実施例に用いられる反転型ロータに
おいて一方のロータによって発生される力及びモーメン
トを他方の発生する力及びモーメントによってキャンセ
ルする状態を示す図である。
おいて一方のロータによって発生される力及びモーメン
トを他方の発生する力及びモーメントによってキャンセ
ルする状態を示す図である。
【図14】本発明の実施例の航空機における揚力制御状
態を示す図である。
態を示す図である。
【図15】本発明の実施例の航空機におけるピッチング
制御状態を示す図である。
制御状態を示す図である。
【図16】本発明の実施例の航空機におけるローリング
制御状態を示す図である。
制御状態を示す図である。
【図17】本発明の実施例の航空機におけるヨーリング
制御状態を示す図である。
制御状態を示す図である。
10 航空機
12 胴体
14 胴体の軸線
16,18 反転型ロータ
20 支持ストラット
22 ロータハウジング
24 エンジン
26 空気取り入れ口
27 入り口スクリーン
30 燃料タンク
34 航空電子機器
36 ナビゲーション装置
54 ダクト
Claims (17)
- 【請求項1】 軸線に対して同軸のトロイダル型胴体
と、該トロイダル型胴体内に配置され、ブレードを相互
に反対方向に回転させる二つロータと、前記トロイダル
型胴体の軸線に一致する回転軸線を中心に回転するよう
に前記ロータの配置する手段と、航空機のホバリング中
及び前進航行中において、航空機の揚力、ピッチング、
ローリング及びヨーイングの動作を総合的に制御する手
段とによって構成し、該航空機の動作を総合的に制御す
る手段が前記ロータのブレードにコレクティブピッチ及
びサイクリックピッチを与えて前記ロータのブレードに
おけるピッチ変化によって生じるモーメントが、前記ト
ロイダル型胴体に流通する空気の流れによって発生され
るモーメントとともに作用させて航空機の航行における
揚力、ピッチング、ローリング及びヨーイングの所望の
挙動制御を行う手段を有していることを特徴とする航空
機。 - 【請求項2】 前記挙動制御手段は、航空機の前進航
行中にトロイダル型胴体に生じるノーズアップモーメン
トを、前記ロータにサイクリックピッチを与えて前記ト
ロイダル型胴体に流入する空気の流れのパターンを変化
させて、前記トロイダル型胴体において発生されるノー
ズアップモーメントを減少させて前記ロータによって発
生されるノーズダウンモーメントと一致させるように補
償して、航空機の挙動を安定させるように動作すること
を特徴とする請求項1の航空機。 - 【請求項3】 前記トロイダル型胴体は、実質的に中
空に形成され、航空機の制御装置、実行負荷、燃料及び
推進装置等を収容する空間を形成することを特徴とする
請求項1又は2の航空機。 - 【請求項4】 前記トロイダル型胴体に支持されるエ
ンジンを有し、該エンジンは高速度のガスの流れを形成
して航空機の推進することを特徴とする請求項1乃至3
のいずれかの航空機。 - 【請求項5】 前記ロータが固定ロータである請求項
1乃至4のいずれかの航空機。 - 【請求項6】 前記ロータは所定の直径を有し、前記
トロイダル型胴体に形成される空気入り口は所定の大き
さを有しており、前記空気入り口の前記ロータの直径に
対する割合が少なくとも0.04である請求項1乃至5
のいずれかの航空機。 - 【請求項7】 前記ロータはロータハウジングに支持
されており、前記ロータを配置する手段は前記トロイダ
ル型胴体より放射方向内向きに延びその両端において前
記トロイダル型胴体と前記ロータハウジングに接合され
た複数の支持ストラットで構成され、前記トロイダル型
胴体及び前記支持ストラットは軽量の複合材料で形成さ
れていることを特徴とする請求項1乃至6のいずれかに
記載の航空機。 - 【請求項8】 前記の複合材料は多数の高引張強度を
持つ繊維を硬化したエポキシ樹脂で連結して形成した軽
量で強力な複合材料である請求項7の航空機。 - 【請求項9】 前記胴体は閉塞したトロイダル形状の
一体構造となっていることを特徴とする請求項1乃至8
のいずれかの航空機。 - 【請求項10】 前記支持ストラットは中空に形成さ
れているとともに、前記トロイダル型胴体にはロータ駆
動用モータが配置され、該ロータ駆動用モータから延び
る駆動軸が前記ロータに接続されて、これを回転駆動す
るようにしたことを特徴とする請求項8の航空機。 - 【請求項11】 前記反転型固定ロータの各ロータが
トルク、ピッチング及びローリングの回転儀的結合及び
他方のロータの発生する振動負荷をキャンセルするよう
に構成したことを特徴とする請求項1乃至10のいずれ
かの航空機。 - 【請求項12】 少なくとも一方のロータのコレクテ
ィブピッチを変化させて双方のロータ及び前記トロイダ
ル型胴体に揚力を発生して揚力制御を行う請求項1乃至
11のいずれかの航空機。 - 【請求項13】 少なくとも一方のロータの縦サイク
リックピッチを変化させて双方のロータ及び前記トロイ
ダル型胴体にピッチングモーメントを発生してピッチン
グ制御を行う請求項1乃至12のいずれかの航空機。 - 【請求項14】 少なくとも一方のロータの横サイク
リックピッチを変化させて双方のロータ及び前記トロイ
ダル型胴体にローリングモーメントを発生してローリン
グ制御を行う請求項1乃至13のいずれかの航空機。 - 【請求項15】 各ロータの相互に異なるコレクティ
ブピッチを変化させて双方のロータに所要のトルク差を
発生してヨーイング制御を行う請求項1乃至14のいず
れかの航空機。 - 【請求項16】 サイクリックピッチを少なくとも一
方のロータに選択的に与えて前記トロイダル型胴体にお
ける空気の流れのパターンを変化させ、前記トロイダル
型胴体により前進航行中に発生されるノーズアップモー
メントに対抗するピッチングモーメントを前記トロイダ
ル型胴体に発生して、ノーズアップモーメントを減少さ
せて、前記ロータにより発生されるノーズダウンモーメ
ントと実質的に等しくすることを特徴とする請求項1乃
至15のいずれかの航空機。 - 【請求項17】 前記ロータの少なくとも一方に選択
的にサイクリックピッチを与えて、ロータの揚力中心を
回転軸側に変位させて、ロータに負荷されるモーメント
を減少させて、ロータの負荷及び応力を減少させると同
時に振動を減少させるようにしたことを特徴とする請求
項1乃至16のいずれかの航空機。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
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US07/526,092 US5152478A (en) | 1990-05-18 | 1990-05-18 | Unmanned flight vehicle including counter rotating rotors positioned within a toroidal shroud and operable to provide all required vehicle flight controls |
US526,092 | 1990-05-18 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH04231290A true JPH04231290A (ja) | 1992-08-20 |
JP2911643B2 JP2911643B2 (ja) | 1999-06-23 |
Family
ID=24095885
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Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
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JP3140944A Expired - Fee Related JP2911643B2 (ja) | 1990-05-18 | 1991-05-16 | トロイダル型胴体内に位置する反転ロータを含みすべての飛行制御を行う無人航空機 |
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Country | Link |
---|---|
US (1) | US5152478A (ja) |
EP (1) | EP0457710B1 (ja) |
JP (1) | JP2911643B2 (ja) |
AU (1) | AU636484B2 (ja) |
CA (1) | CA2042235C (ja) |
DE (1) | DE69107677T2 (ja) |
IL (1) | IL98102A (ja) |
RU (1) | RU2062246C1 (ja) |
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