JPH08509930A - ダクト付きカウンタ回転同軸ロータを有する無人飛行体の空力的補助構造体 - Google Patents
ダクト付きカウンタ回転同軸ロータを有する無人飛行体の空力的補助構造体Info
- Publication number
- JPH08509930A JPH08509930A JP6525484A JP52548494A JPH08509930A JP H08509930 A JPH08509930 A JP H08509930A JP 6525484 A JP6525484 A JP 6525484A JP 52548494 A JP52548494 A JP 52548494A JP H08509930 A JPH08509930 A JP H08509930A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- aerodynamic
- auxiliary structure
- rotor
- toroidal
- uav
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Pending
Links
- 125000004122 cyclic group Chemical group 0.000 claims description 38
- 230000033001 locomotion Effects 0.000 claims description 5
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 28
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 8
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 6
- 238000005452 bending Methods 0.000 description 5
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 5
- 230000000052 comparative effect Effects 0.000 description 5
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 5
- 238000002595 magnetic resonance imaging Methods 0.000 description 5
- 238000000034 method Methods 0.000 description 5
- 238000005192 partition Methods 0.000 description 5
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 5
- 238000000429 assembly Methods 0.000 description 3
- 238000013461 design Methods 0.000 description 3
- 238000011835 investigation Methods 0.000 description 3
- 239000000463 material Substances 0.000 description 3
- 230000008859 change Effects 0.000 description 2
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 2
- 239000002828 fuel tank Substances 0.000 description 2
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 241001553014 Myrsine salicina Species 0.000 description 1
- 230000009471 action Effects 0.000 description 1
- 230000000712 assembly Effects 0.000 description 1
- 230000037237 body shape Effects 0.000 description 1
- 238000007796 conventional method Methods 0.000 description 1
- 230000008878 coupling Effects 0.000 description 1
- 238000010168 coupling process Methods 0.000 description 1
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 description 1
- 230000001351 cycling effect Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000005530 etching Methods 0.000 description 1
- 239000004744 fabric Substances 0.000 description 1
- 239000002657 fibrous material Substances 0.000 description 1
- 238000010304 firing Methods 0.000 description 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 1
- 230000002452 interceptive effect Effects 0.000 description 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 1
- 229910000498 pewter Inorganic materials 0.000 description 1
- 239000010957 pewter Substances 0.000 description 1
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 1
- 230000001141 propulsive effect Effects 0.000 description 1
- 239000011347 resin Substances 0.000 description 1
- 229920005989 resin Polymers 0.000 description 1
- 230000004044 response Effects 0.000 description 1
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 description 1
- 238000010008 shearing Methods 0.000 description 1
- 230000003068 static effect Effects 0.000 description 1
- 230000009469 supplementation Effects 0.000 description 1
- 230000008685 targeting Effects 0.000 description 1
- XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N water Substances O XLYOFNOQVPJJNP-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
- B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
- B64U30/20—Rotors; Rotor supports
- B64U30/24—Coaxial rotors
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
- B64U50/00—Propulsion; Power supply
- B64U50/10—Propulsion
- B64U50/13—Propulsion using external fans or propellers
- B64U50/14—Propulsion using external fans or propellers ducted or shrouded
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
- Tires In General (AREA)
- Toys (AREA)
- Retarders (AREA)
Abstract
(57)【要約】
トロイド状胴体(120)と、このトロイド状胴体と同軸のカウンタ回転ロータとを有してなる無人飛行体に、空力的補助構造体(18)を取り付けた無人飛行体が開示されている。この空力的補助構造体は、カンバー型の翼型形状を有してなるとともに前進水平飛行をしているUAVのトロイド状胴体上部の空気流によって発生するノーズアップピッチングモーメントを低減あるいは中立化するようなノーズダウンピッチングモーメントを発生する。前記第1の空力的補助構造体と前記第2の空力的補助構造体は、前進水平飛行をしている前記無人飛行体の前記胴体軸の後部に揚力中心がくるように上記トロイド状胴体の側面に対称的に組み合わされて取り付けられている。実施例1では、上記空力的翼型構造体(18)は、上記トロイド状胴体(10)に所定の取り付け角で組み合わされて取り付けられるとともに、固定されている。実施例2では、上記空力的翼型構造体(19)は、上記トロイド状胴体(10′)に回転可能に組み合わせで取り付けられており、上記UAVの上記空力的補助構造体の取り付け角が可変となっている。
Description
【発明の詳細な説明】
ダクト付きカウンタ回転同軸ロータを有する無人飛行体の空力的補助構造体
関連発明
本発明は、米国特許第5,150,857号、名称、無人飛行体用シュラウド
(shroud)構造、及び米国特許第5,152,478号、名称、トロイド
状シュラウド(toroidal shroud)内に配設されたカウンタ回転
ロータを有し、かつ機体の飛行制御に必要とされる操作をすべて行うことができ
る無人飛行体、に関連する発明である。上記2つの特許は、本願出願人により出
願されたものである。
技術分野
本発明は、無人飛行体(UAVs)に関するものであり、より詳細には、トロ
イド状胴体(シュラウド)を有するとともに、カウンタ回転する同軸マルチブレ
ードロータを有するUAVに関するものである。さらに、上記UAVは、上記ト
ロイド状胴体と結合した空力的補助構造体を有している。また、上記空力的補助
構造体は、上記トロイド状胴体が前進水平飛行を行う場合に空気流によって発生
するノーズアップ(nose−up)ピッチングモーメントを打ち消すようなノ
ーズダウン(nose−down)ピッチングモーメントを発生させるように最
適化がなされてなるものである。
発明の背景
種々の理由から有人飛行機を使用することが適切ではないような種々の任務を
遂行するため、無人飛行体(UAVs)への興味が最近復活してきている。上記
任務としては、偵察、調査、ターゲット捕捉、ターゲット指定、データ取得、通
信、データリンク、おとり、ジャミング、攪乱、補給のための片道飛行などを挙
げることができる。なかでも、原型となる航空機形状のUAVs、例えば、胴体
、水平飛行するためのエンジンを垂直方向にマウントしている翼を有するととも
に、尾翼を有したUAVsが注目されており、垂直に離着陸できるような能力を
備える“ロータタイプ”のUAVsは種々の理由からあまり注目されていなかっ
た。
第1には、“翼”を有するUAVsは、その設計、製造、操作が有人飛行機に
用いられる方法を延長すれば良いことが挙げられる。従って、その設計、製造、
操作は、比較的容易に行うことができるとともに、低コストで達成できる。特に
、上記UAVsの空力学的特性は十分に把握されているため、リモート操縦や、
そのための上記UAVsへのデータリンクコマンド、搭載しているフライトコン
ピューターのソフトウエアプログラミング等の点でもその航空機操縦技術(飛行
操作)は比較的容易である。
加えて、上記UAVsの可動範囲とスピードは、通常ロータタイプUAVsよ
りも優れている。さらには、上記UAVsの上記貨物運搬能力は、通常上記ロー
タタイプUAVsよりも高い。そのため、翼付きUAVsは、高い任務ペイロー
ドを有し、より多くの燃料を搭載することができるなど、上記飛行体の任務効率
を高くすること
ができる。上記特徴により、ロータタイプUAVsよりも航続時間が長く、遠距
離であり高い積載能力が要求される特定の任務については翼付きUAVsが適し
ているものといえる。しかしながら翼付きUAVsは、その利便性が著しく制限
されてしまうという欠点を有している。
より具体的には、翼付きUAVsは、空中の固定点に“静止”する能力はなく
、また垂直離着陸能力もない。上気したような典型的な任務形態に対する最適特
性としては、上記UAVが、地上の静止した目標に対して、例えば目標が捕捉で
きるまでの長時間にわたって固定した空間的位置にとどまっている能力を有して
いることが好ましい。当業者には、上記翼付きUAVsの飛行特性は、地上の静
止した目標に対して静止し、固定された空間的位置を保持することに向いていな
いことは、周知のことである。従って、翼付きUAVsの任務装備として、上記
任務形態に適合させるべく、地上の静止した目標に対して一定の視方位を維持す
るよう、位置移動を補償するための複雑、高感度でかつ、高価格の手段を搭載し
なければならない。
さらに、ある種の任務形態では翼付きUAVsの使用を指示できない場合があ
る。そのような場合とは、垂直離着陸に好適な環境であるとき、又は大げさな発
射機構が必要とされ、VTOL能力を有するUAVsであればより迅速に任務が
達成される様な場合を挙げることができる。VTOL能力を有するロータタイプ
UAVsは、例えば、理想的には前線の戦略ユニットのためのリアルタイムでの
偵察、捜査、データ取得任務に好適である。加えて、上記UAVs
は、スペースが限られている艦船による輸送に向いている。
ロータタイプUAVsは、空力的にVTOL又は、静止能力が要求される任務
形態に好適である。上記UAVsの主ロータアッセンブリである上記ロータある
いは複数のロータは、垂直離着陸に使用されるとともに、地上の静止した目標に
対して空間的に静止してホバリングするために使用される。しかしながら、従来
のダクト付きロータタイプのUAV設計では、前進水平飛行に際してノーズアッ
プピッチングモーメントが発生していた。ダクト付きロータタイプUAVsの空
力学的特性、特に上記ノーズアップピッチング現象をさらに完全に理解するのを
容易とするため、図1A〜1Eを用いて上記空力学的空気流のパターン、サクシ
ョン(suction)圧で表示する圧力分布、について記載するとともに、ト
ロイド胴体を有するダクト付きロータタイプUAVのピッチングモーメントを説
明する。
図1Aは、ロータタイプUAVがホバリングしている時、すなわち上記UAV
が上記地上面に対して静止するとともに所定の距離を保持している際の空力特性
を示したものである。ロータタイプUAVにホバリング飛行をさせるため、上記
ロータRは、コレクティブピッチ制御されている。すなわち、上記複数のブレー
ドのブレードセットはそれぞれ、各ブレードの方位配置に係わらず同一のブレー
ドピッチ角とされている。上記ロータRの回転は、上記ロータブレードを通して
空気流を生じさせ、この空気流によって図に示したような上記ブレードのスパン
にわたる圧力分布PDRを発生させる。各ロータブレードは、それらの方位配置
に係わらず均等なPDRの
圧力分布を有している。従って、上記ロータRを横切る向きでの圧力分布は上記
UAVの上記ロータ/胴体軸に対して対称的である。
上記ロータRを通る空気流は、空気を上記トロイド状胴体Fの上部にある各ダ
クトインレット面を通過して下向きに吸い込まれ、胴体内部のダクトFDを通じ
て上記ロータRのエンジン設定による回転数(RPM)と、上記インレット面の
アーチ形状と、上記胴体内のダクトFDの直径とに応じて吹き出されている。そ
のためこの空気流は、上記トロイド状胴体F上部のダクトインレット面上で、全
方位に対して均等なPDFで示される圧力分布を発生させる。これを、図1Aに
示す。すなわち、上記トロイド上圧力分布PDFは、上記胴体の軸に対して対称
的である。
上記ロータ及び胴体の圧力分布PDR、PDFは、それぞれロータRとトロイド
上胴体Fとによって付与される揚力を生じさせる。この揚力によって、上記UA
Vは、上記地上面に対して所定の距離と空間的位置をもってホバリングできるこ
とになる。図1Aの試験により、ホバリング飛行においては、ロータタイプUA
VのロータRとトロイド状胴体Fとによって発生する上記揚力は加え合わされる
ことになる。さらに、上記ロータと胴体の圧力分布PDR、PDFが対称的になっ
ているため、上記UAVに作用する不均等なピッチングモーメントは作用しない
。
ホバリング飛行中のUAVにピッチをサイクリックピッチ制御した場合の空力
的効果を図1Bに示す。上記UAVロータは、連続的にコレクティブピッチ制御
及びサイクリックピッチ制御されている。
個々のロータブレードのブレードピッチ角は、別々にずらされており、これらの
角度はブレードの方位配置と、サイクリック入力方向(前進、側進、行進又はそ
れらの結合)に依存している。コレクティブピッチ制御及びサイクリックピッチ
制御双方がなされている下で、上記ロータRが回転すると、上記ロータブレード
を通過する空気流が生じるとともに、その空気流は、ロータの圧力分布を非対称
とする。この非対称な圧力分布は、上記適用しているサイクリック入力方向に依
存している。例えば、前進方向にサイクリック入力がされている場合には、上記
非対称圧力分布は、図1Bに記載するようになる。図中、PDRFWDは、ロータブ
レードを前進、すなわち180°の方位配置とするようにした場合の上記圧力分
布であり、PDRAFTは、そのときの後部側、すなわち0°/360°方位角の圧
力分布を示したものである。
図1Bの試験では、得られた圧力分布の大きさは、使用しているサイクリック
入力方向と反対の方位配置において最大となるとともに、上記サイクリック入力
方向には最小値となっているのが示されている。すなわち、PDRAFTは、PDRF WD
よりも大きくなっている。サイクリックピッチ制御は従って、ロータ圧力分布
を重心に対して非対称とし、この結果ネットロータピッチングモーメントMRは
、サイクリック入力を加えた方向に発生することになる。図1B及び前記したよ
うな実施例では、ネットロータピッチングモーメントMRは、上記前進方向(方
位角180°)にあるときは反時計回りの方向である。
上気したようなサイクリックピッチ入力及びコレクティブピッチ
入力がなされている上記UAVに対しては、ロータRを通過する上記空気流は、
結果的に上記トロイド状胴体Fの上面と、アーチ状インレット面とを横切る空気
流が非対称な速度分布を持つ。この非対称速度分布は、トロイド状胴体に対して
非対称な圧力分布を生じさせる。これが図1Bに示されており、PDFFWDは、方
位角が180°における上記トロイド状胴体Fの上面とアーチ状インレット面と
による圧力分布を示す。また、PDFAFTは、0°/360°方位角での上記トロ
イド状胴体Fの上面とアーチ状インレット面とによる圧力分布を示す。
従ってサイクリックピッチ制御は、上記トロイド上胴体圧力分布を上記UAV
の上記回転軸に対して非対称とする。その結果、加えられたサイクリック入力方
向のトロイド状胴体のネットピッチングモーメントMFが生じる。すなわち、P
DFAFTはPDFFWDよりも大きくなっている。加えられているサイクリック入力方
向に応じて、上記トロイド状胴体Fの上面とアーチ状インレット面上には、所望
のいかなる方位配置についても空気流速の最大又は最小とを生じさせることがで
きる。
上記ロータRと上記トロイド状胴体Fとによって生じた上記非対称圧力分布は
、上記ロータRと上記トロイド状胴体Fとに作用して揚力を生じさせる。これら
の揚力は加え合わせられることになる。しかしながら上記飛行モードにおいては
、このためにUAVに対してアンバランスなピッチングモーメントMRが生じる
。上記したロータとトロイド状胴体ネットピッチングモーメントMRとMFとが加
えあわされることで、これらが協働してモーメントが加えあわされ
て、図1Bに示すようなシステムモーメントMSが生じる。
上記システムモーメントMSの大部分は、上記トロイド状胴体ネットピッチン
グモーメントMF(約50%)である。サイクリックピッチが変化することでネ
ットロータピッチングモーメントMRが変化し、同様にしてトロイド状胴体ネッ
トピッチングモーメントMFも変化する。この特性は、前進水平飛行モードにあ
るUAVsのノーズアップピッチを低減させるために要するサイクリックピッチ
制御の大きさを考えるには重要な影響を有する。
図1C〜図1Eには、上位空力的効果が前進水平飛行しているUAVに作用し
ているのが示されている。このとき、上記UAVのロータRは、連続的にコレク
ティブピッチ制御及びサイクリックピッチ制御が行われており、地上面に対して
UAVは水平飛行を行っている。上記UAVを前進させるようなサイクリック入
力が加えられており、速度ベクトルは180°方位配置、すなわち、図1C〜1
では左側の方向に沿っている。上記した飛行条件により、上記ロータブレードを
通過する空気流によるロータ圧分布は、加えられたサイクリック入力方向に依存
して非対称になっている。図1Eの試験は、その結果生じるロータ圧の大きさを
示しており、この圧力分布は加えられたサイクリック入力方向に対して反対の方
位配置(0°/360°)で最大となっている。また、加えられたサイクリック
入力方向に対する方位配置(180°)では最小となっている。すなわち、PDRAFT
は、PDRFWDよりも大きい。従ってサイクリックピッチ制御は上記UAVの
回転軸に対して非対称なロータ圧を生じさせるとともに、そのネットロータピッ
チングモーメントMRは、
サイクリックピッチ入力方向に向くことになる。すなわち図1Eで示すように反
時計回り又は前進方向である。
上記ロータRを通過する空気流は、上記トロイド状胴体Fの上面とアーチ状イ
ンレット面とを横切る空気流VINFWDとVINAFTを発生させる。UAVが前進水平
飛行を行っている場合には、上記各面を180°の方位配置で横切る空気流の流
速(V’INFWD)と0°/360°の方位配置で横切る空気流の流速(V’INAFT
)は、上記UAVの水平運動によって生じるフリーストリーム速度(free
stream velocity)V0によって影響を受ける。上記フリースト
リーム速度V0は、上記速度VINFWDに対してそれを増加させるように作用し、上
記速度VINAFTに対してはこれを減少させるように作用する。これを図1Cに示
した。上記のような速度は総合的に非対称な圧力分布PDFFWDとPDFAFTを生じ
させることになるが、これを図1Dに示す。
PDFFWDは、PDFAFTよりも大きいために、上記トロイド状胴体Fの上面とア
ーチ状インレット面とを横切る各空気流によって上記非対称な圧力分布が生じ、
トロイド状胴体FのネットピッチングモーメントMFは、図1Dに示されるよう
に時計回りに生じることになる。サイクリック入力がなされない場合には、上記
トロイド状胴体ネットピッチングモーメントMFは、上記ネットロータピッチン
グモーメントMRの大きさよりも大きく、このため上記システムモーメントMSは
、上記トロイド状胴体ネットピッチングモーメントMFと同一の回転方向に向く
ことになる。サイクリックピッチ制御を行っていない場合には、前進水平飛行モ
ードを行っているUAV
の上記システムモーメントMSは、図1Eに示すように、時計方向のノーズアッ
プピッチングモーメントである。
ロータタイプUAVsが前進水平飛行モードにある場合に、上記ノーズアップ
ピッチングが発生する傾向を低減するように作用するオプションが知られている
。上記オプションの1例としては、上記したノーズアップピッチング傾向を低減
するためにサイクリックピッチ制御を使用するものである。サイクリックピッチ
制御を使用してUAVsの上記ノーズアップピッチング傾向を低減するのは、米
国特許第5,512,478号に開示されている。サイクリックピッチ制御は、
トロイド状胴体ネットピッチングモーメントMFを上記ネットロータピッチング
モーメントMRが有効に低減するように、UAVに対して逆方向に加えられる。
このオプションは、上記した特性のうち、サイクリックピッチ制御を変化させる
ことで、上記ネットロータピッチングモーメントMRを変化させるとともに、上
記トロイド状胴体ネットピッチングモーメントMFを同様に変化させることがで
きることに基づくものである。
前進水平飛行モードにあるUAVの上記システムピッチングモーメントMSは
、ノーズアップピッチングモーメントであるトロイド状胴体ネットピッチングモ
ーメントMFから、ノーズダウンピッチングモーメントである上記ネットロータ
ピッチモーメントMRを減じたものにより表される。上記ノーズダウンピッチン
グモーメントは通常負の方向に作用するので、数学的には、上記関係は、次のよ
うに表される。
MS=MF+MR
前進水平飛行中には、
MF=MFF+MCS
となる。上式中、MFFは、上記トロイド状胴体ピッチングモーメントであり、通
常は、前進飛行モードの際に発生する。また、MCSは、サイクリックピッチ制御
を変化させたことにより生じる上記トロイド状胴体ピッチングモーメントである
。これは通常には負の方向に作用する。従って、前進水平飛行モードを行ってい
るUAVの上記システムモーメントMSは、次のように表される。
MS=(MFF+MCS)+MR
サイクリックピッチ制御を加えることで、MCSが変化し、これによってMFを減
少させることができる。その総合的な効果としては、上記ネットノーズアップピ
ッチングモーメントMFF+MCSが、所定のサイクリックピッチでのノーズダウン
ピッチングモーメントMRにより低減されることになる。上記したように所定の
サイクリックピッチを設定すれば、前進水平飛行モードにある上記UAVの迎え
角をネガティブとすることができ、上記UAVは、空力的に前進飛行するように
釣り合いがとられる。すなわち、MS=0とされる。
上記米国特許第5,152,478号に開示されているようにサイクリックピ
ッチ制御を加えることは、前進水平飛行モードにあるダクト付きロータタイプU
AVsが受ける胴体に起因するノーズアップピッチングモメントを低減するため
利用可能なオプションの代表例を示すものである。しかしながらこのオプション
は、特性的に不都合が生じる。より具体的には、上記オプションは前進水平飛行
モードにある上記UAVの必要パワーを増加させなければならない
ことを挙げることができる。上記ネットノーズアップピッチングモーメントを低
減するために、サイクリックピッチ制御を使用するのはまた、揚力の減少を生じ
させる。これは、上記ロータアッセンブリへの上記コレクティブピッチ制御を増
加させて補わなければならない。
この他の可能なオプションとしては、上記トロイド状胴体の翼型形状を最適設
計して、前進水平飛行モードにある上記UAVの上記ノーズアップピッチング傾
向を低減するものを挙げることができる。トロイド状胴体形状を最適設計してU
AVの上記ノーズアップピッチング傾向を低減することは、米国特許第5,15
0,857号に開示されている。上記トロイド状胴体の外側翼型面は、トロイド
状胴体の圧分布を非対称とする様に設計され、最適化されているとともに、前進
水平飛行モードにある場合に高い揚力を発生させることができる様になっている
。上記のような高い揚力により、上記ロータアッセンブリに対して要求される揚
力を低減させることができる。このため、上記望ましくないノーズアップピッチ
ングモーメントが低減できる。必要パワーの低減は、ロータに要求される揚力必
要量を低減したことと、重畳されるモーメントを釣り合わせるためのサイクリッ
クピッチ制御を低減させたことにより達成されている。
外部翼型形状を設計し最適化させたトロイド状胴体を用いることは、また上記
米国特許第5,150,857号に開示されているように、上記胴体により生じ
る前進水平飛行を行っているダクト付きロータタイプUAVsのノーズアップピ
ッチングモーメントを低減するための代表例である。しかしながらこのオプショ
ンには、製造
上問題がある点と、高速で飛行することになるという欠点がある。より具体的に
は、外側翼型面を最適設計したトロイド状胴体は、半円形状の外側翼型面を有す
るUAVよりも製造するのに複雑な形状を有しており、UAVシステムの全コス
トが上がってしまう。加えて、上記トロイド状胴体を有するUAVの実施例では
、より前進速度を高めるため後部サイクリックピッチ制御を行うことが要求され
ることになる。
従って上記戦略的水準で偵察、調査、目標補足、通信といった種々の任務のた
めのロータタイプUAVsが要求されていた。上記UAVsは、前進水平飛行モ
ードにあるダクト付きロータリタイプUAVsの、好ましくない上記ノーズアッ
プピッチングモーメントを低減するための手段を有してなる。上記手段には、高
いホバリング効率を得つつ、サイクリックピッチ制御による釣り合い制御を最低
限に押さえるとともに、パワーを低減させないことが要求される。
発明の開示
本発明の目的は、トロイド状胴体を有するととともに、上記トロイド状胴体に
組み込まれたカウンタ回転同軸ロータを有してなる無人飛行体(UAV)を提供
することにある。また、上記トロイド状胴体には、空力的補助構造体が取り付け
られているとともに、この構造体によってノーズダウンピッチングモーメントを
発生させ、前進水平飛行モードにある上記UAVsの上記トロイド状胴体が空気
流によって受ける上記ノーズアップピッチングを低減することを特徴とする。
本発明はまた、大きくカンバーした翼型形状を有する空力的補助構造体を取り
付けたUAVを提供することを目的とする。上記空力的補助構造体は、上記UA
Vの前進水平飛行中に高い揚力を発生させることができるものである。
本発明はさらに、上記トロイド状胴体の側面に対称的に上記空力的補助構造体
を取り付けてなるUAVを提供することを特徴とする。上記空力的補助構造体の
揚力中心は、上記トロイド状胴体の上記胴体軸の後部側に発生し、このため上記
空力的補助構造体は上記UAVが前進水平飛行モードにある場合に、ノーズダウ
ンモーメントを発生するようにされているものである。
上記目的及びその他の目的は、トロイド状胴体と、上記トロイド状胴体に組み
込まれたカウンタ回転同軸ロータを有するロータアセンブリとを有する無人飛行
体(UAV)であって、該UAVは、上記UAVが前進水平飛行を行っている際
に上記ノーズダウンピッチングモーメントを発生させるような空力的補助構造体
を有してなり、その作用により上記トロイド状胴体に生じてしまう上記ノーズア
ップピッチングモーメントを低減させる。上記空力的補助構造体は、また、高い
揚力を発生させる大きくカンバーした翼型形状を有している。また、上記空力的
補助構造体の揚力中心は、上記翼型のクオーター(quarter)コードライ
ンの極端に後方に来るように設計されている。また、上記空力的補助構造体は、
上記トロイド状胴体の上記側面に対称的に取り付けられているとともに、その揚
力中心は上記トロイド状胴体の上記胴体軸の後部にくるようにされている。この
ため、前進水平飛行モードにある際に、大きなノーズダ
ウンピッチングモーメントを発生させることができる。実施例1では、上記空力
的補助構造体は、所定の取り付け角で上記トロイド状胴体に固定されている。実
施例2では、上記空力的補助構造体は、上記UAVに空力的補助構造体の取り付
け角を可変とする様に回転可能に取り付けられている。
図面の簡単な説明
本発明をさらに理解する目的から本発明の特徴及び効果については、後述する
明細書と、必要に応じて図面をもってさらに詳細に説明を加える。
図1A〜図1Eは、トロイド状胴体にロータを搭載した無人飛行体(UAV)
の空力的飛行特性を示す。
図2は、トロイド状胴体の内部にカウンタ回転ロータを搭載した無人飛行体(
UAV)の1比較例について部分断面を示した斜視図である。
図3は、上記図2のUAVの断面図を示した図である。
図4は、本発明の空力的補助構造体を取り付けたUAVの実施例1の斜視図で
ある。
図5Aは、図4の実施例のUAVの上面図である。
図5Bは、図4の実施例のUAVの側面図である。
図5Cは、図4の実施例のUAVの正面図である。
図6Aは、クラークY(Clark Y)翼型形状である。
図6Bは、クラークY翼型についてのモーメント係数を示すグラフである。
図7は、空力的補助構造体を取り付けたUAVの空力的効果を示したものであ
る。
図8Aと図8Bは、本発明の空力的補助構造体を取り付けたUAVの実施例2
を示すものであり、それぞれ、上面図と、側面図である。
発明の最良の実施態様
種々の観点から、同一あるいは類似の要素を有してなる比較例を示したものが
図2及び図3である。図2及び図3は、無人飛行体(UAV)100の代表的な
比較例を示している。上記UAV100の上記代表例は、トロイド状胴体すなわ
ちシュラウド120を有してなるとともに、ほぼ半円形の翼型形状122と、飛
行/任務装置130と、パワープラントサブシステム(powerplant
subsystem)150と、ベアリングレスロータアッセンブリ170とを
有してなる。上記UAV100の比較例では、トロイド状胴体の直径は約6.5
フィート(feet)であり、トロイド状胴体のエンベロープ高さは、約1.6
フィートであり、機体自体の重量は約175ポンド(pound)であり、機体
総重量は約250ポンドである。図2中の符号112は、上記UAV100の胴
体軸を規定している。
上記トロイド状胴体120は、複数のサポートストルート(strutes)
124(上記実施例中では3つである。)を有しており、一体成形されていると
ともに、上記トロイド状胴体120の内側において、半径方向外側から上記ロー
タアッセンブリ170へと延びている。上記サポートストルート124は、上記
ロータアッセンブリ170にしっかりと固定されているとともに、上記トロイド
状胴体120の固定軸と同軸に上記ロータ170を支持している。すなわち、上
記ロータアッセンブリ170の回転軸は、上記胴体軸112と同軸である。上記
サポートストルート124は、中空構造とされており、上記UAV100の全重
量を低減させるようにされているとともに、上記UAV100の操作要素間を連
結している。例えば、エンジンドライブシャフト(後述の記載を参照のこと)は
、図3に示すように上記サポートストルート124のうちの1つを通っている。
加えて、電気的に制御されるサーボサブシステム(後述する記載を参照のこと)
のための電気的インターフェイス間の配線は、別のサポートストルート124を
通されている。
上記トロイド状胴体120と、複数のサポートストルート124とは、複合材
料で製造されており小重量で高強度が得られるものが好ましい。上記のものは当
業界においては、引っ張り強度の高いファイバー材料と、樹脂からなる航空機複
合構造体を形成する、種々のタイプのものが知られている。上記トロイド状胴体
120は、閉じたトロイド状に形成され、最強強度とされている。上記トロイド
状胴体120は、部分的に中空の構造とされており、複数の好適な隔壁126が
配設されている。
上記のように配設された内部隔壁126は、一般には種々の飛行/任務装置1
30のために使用されるが、これについては後述する。上記任務ペイロードであ
る装置132は、180°方位位置にある内部隔壁126(前部ステーション)
に配設されていることが好ましいが、これに限定される訳ではない。通常、上記
任務ペイロードである装置132は、受動型のセンサ又は複数の受動型センサを
有していても良く、これらの受動型センサーとしては、赤外線検出器(1つでも
それ以上でも良い)、テレビカメラ(1つでもそれ以上でも良い)を挙げること
ができる。また、能動型デバイス、又は複数の能動型デバイスを有していても良
く、これらの能動型センサとしては、レーザ、(1つでの複数でも良い)、ラジ
オ通信装置、レーダー、等の他、それに付随したプロセッシング装置を有してい
ても良い。上記前部の内部隔壁126は、上記任務ペイロードである装置132
に良好な視野を与えることができる。他の飛行/任務装置130としては、具体
的には例えばエビオニクス機器134、ナビゲーション装置136、フライトコ
ンピュータ138、通信装置140、(これは、リアルタイムのセンサデータと
リアルタイムのコマンド入力を可能とするためのものである。)、アンテナ等を
挙げることができる。これらの機器は、図2に示すように上記各隔壁126に分
散させて配置することができる。種々の飛行/任務装置130は、上記後述する
パワープラントサブシステム150の設置と考慮して最適となるように分散され
る。
上記パワープラントサブシステム150は、1つ以上の燃料タンク152と、
エンジン154と、ドライブトレイン(drive
train)アッセンブリ160とを有する。
上記燃料タンク152は、適切な内部隔壁126に配設することができるが、
90°と270°といった対向する方位ステーション(側面ステーション)に配
設され、飛行中にUAV100の重心を一定に保つ様にされていることが好まし
い。上記エンジン154は、別の隔壁126内部に搭載される。上記各パワーサ
ブシステム装置の設置は、上記飛行/任務装置130の重量を釣り合わせるよう
に最適化させることが必要である。従って、上記各パワーサブシステム装置は、
上記トロイド状胴体120の対向した部分に配設される。このために上記UAV
100のC.G.は、上記胴体軸112と一致することになる。
上記UAV100の代表的な実施例では、ノートンモーターズ(Norton
Mortors)社のロータリーエンジン、モデルNR801Tを改良して用
いている。このエンジンは、高いパワーウエイトレシオを有しているとともに、
パワーと燃料消費の偏りのない良好なものである。上記改良NR801Tエンジ
ン154は、空冷/水冷されていいても良く、6,000rpmで45HPを有
する。エンジン154の運転、制御は、上記フライトコンピュータ138によっ
て行われる。上記ドライブトレインアッセンブリ160は、エンジン154によ
って発生した動力をドライブシャフト162により伝達する(図3に記載する。
)。上記ドライブトレインアッセンブリ160は、共通の出願人により1992
年6月22日に出願された係属中の米国特許出願第07/903,066号、名
称、ダクト付きカウンタ回転同軸ロータを有するロータアッセンブリの
ドライブトレインアッセンブリ、に記載のタイプのものを挙げることができる。
上記ロータアッセンブリ170は、ロータハウジング172と、マルチブレー
ドであるとともに、上記胴体軸112と同軸に配置されたカウンタ回転ロータ1
74と、176とを有してなるとともに、同軸に配置されたトランスミッション
178とを有してなる。上記同軸トランスミッションサブアッセンブリ178は
、第1と第2のスワッシュプレートサブアッセンブリ180と182と、それぞ
れに対応したギアトレイン184、186(本発明の代表的な実施例では、スパ
イラル(spiral)ギアである。)と、上記ロータハウジング172内部に
配設された電気的に制御されているサーボシステム188とを有している。同軸
のトランスミッションサブアッセンブリ178は、共通の出願人により1992
年6月22日に出願された係属中の米国特許出願第07/903,065号、名
称、ダクト付きカウンタ回転同軸ロータを有するロータアッセンブリの同軸トラ
ンスミッション/センタハブ(hub)サブアッセンブリ、に記載のタイプのも
のを挙げることができる。この同軸トランスミッションサブアッセンブリは、上
記パワープラントサブアッセンブリ150から上記カウンタ回転ロータ174、
176へと動力を伝達する。上記同軸トランスミッションサブアッセンブリ17
8の形状は、上記上部と上記下部のカウンタ回転ロータ174と176との間隔
を最小とすることでUAV100をコンパクトな構造とし、空力的エンベロープ
が得られている。上記同軸トランスミッションサブアッセンブリ178の配置は
、カウンタ回転する上記174と
176のロータにより発生する動的荷重が伝達されやすくされている。また、上
記上部、下部のカウンタ回転ロータ174、176との間にダイレクトロードパ
ス(direct load path)を設けて、エアフレームの振動レベル
を低下させるように最適設計することができる。このようにすることで、上記カ
ウンタ回転ロータによって発生するベンディング(bending)モーメント
は、飛行中にキャンセルすることができることになる。
上記スワッシュプレートサブアッセンブリ178、180としては、米国特許
第3,409,249号、第2,957,527号、に記載されているもの、又
は共通の出願人により1992年6月22日に出願された係属中の米国特許出願
第07/903,065号、名称、ダクト付き同軸カウンタ回転ロータを有する
ロータアッセンブリの同軸トランスミッション/センタハブサブアッセンブリ、
に記載のタイプのものを挙げることができる。これらのスワッシプレートは、カ
ウンタ回転ロータ174と176のそれぞれに対して独立して機械的にサイクリ
ックピッチ制御、コレクティブピッチ制御をすることができるように連結されて
いる。上記の電気的に制御されるサーボサブシステム186としては、米国特許
第5,058,824号、名称、同軸ロータリのウイング付き航空機のサーボコ
ントロールシステム、に記載さているもの又は、共通の出願人により1992年
6月22日に出願された係属中の米国特許出願第07/903,065号、名称
、ダクト付き同軸カウンタ回転ロータを有するロータアッセンブリの同軸トラン
スミッション/センタハブサブアッセンブリ、に記載のタイプのものを挙げるこ
とができる。こ
のサーボサブシステムは、上記スワッシュプレートサブアッセンブリ178、1
80にUAVのフライトコンピュータ138にから入力を行い上記スワッシュプ
レート178、180を制御する機能を有している。上記ギアトレイン182、
184は、上記パワープラントアッセンブリ150のドライブシャフト162に
より駆動されているとともに、それぞれのカウンタ回転ロータ174、176の
それぞれに対して回転運動を伝達する。
代表的比較例での各カウンタ回転ロータ174、176は、関節型(arti
culated)ロータではなく、リジット(rigid)ロータであることが
好ましく、このことによって上記ロータアッセンブリ170の複雑さと重量が軽
減されることになる。さらに上記各ロータは、ロータハブ190と、4つのスナ
ッバーアッセンブリ192と、4つのロータブレードアッセンブリ194と、を
有してなる。各ロータブレードアッセンブリ194は、共通の出願人により19
92年6月22日に出願された係属中の米国特許出願第07/903,061号
、名称、ダクト付きカウンタ回転ロータのロータブレードアッセンブリ、に記載
のタイプのものを挙げることができる。これらのロータは、インナーフレックス
ビーム(flex beam)と、一体となったトルクチューブ/スパータ材と
、外側の翼型フェアリング(fairing)すなわちロータブレードとを有し
ている。上記フレックスビームは、好ましくは、積層された複合構造体であるこ
とが好ましく、上記ロータアッセンブリ170が発生する遠心力による荷重と大
きな曲げ荷重に耐えるようにされていることが好ましい。上記フレックスビーム
は、そのスパン
に沿って所定の直線的ツイストを有しており、このプリツイストを有するフレッ
クスビームは、所定の前進巡航モードでは、応力を受けないようになっている。
上記一体とされたトルクチューブ/スパー部材は、連続的なフィラメントワイン
ディングにより製造されたねじり剛性と曲げ剛性の高いチューブ状の複合材構造
体で形成されている。
上記一体となったトルクチューブ/スパー部材は、ねじり荷重の連続的経路を
形成し、上記ロータブレードと上記プリツイステッドフレックスビームとの間の
荷重カップリングを容易とする。上記積層されたトルクチューブ/スパー部材の
上記スパーセグメントは、上記ロータブレードアッセンブリの主要構造部材とし
て機能するとともに、上記ロータアッセンブリ170の曲げ荷重、ねじり荷重、
専断荷重、遠心荷重に耐えるようにされている。上記積層トルクチューブ/スパ
ー部材の上記トルクチューブセクションは、上記ロータアッセンブリ170の曲
げ荷重、ねじり荷重、専断荷重、遠心荷重に耐えるようにされている。
上記ロータブレードは、高弾性率の複合材料から製造されているとともに、高
い空力的テーパ形状とされていることが好ましい。このようなテーパ状のロータ
ブレードによって、翼先端部の荷重を小さく、中心側の剛性を高めることができ
るとともに、翼回転数(コードワイズフリクエンシイ(chordwise f
requency))を高めることができる。テーパーを付けたロータブレード
を用いて翼回転数を高めることによって、上記ロータアッセンブリ170が、よ
り弱いレスポンスモード領域での運行を可能とする。
上記テーパ状ロータブレードは、さらに三角形形状の後縁セグメントを有してい
ても良く、この後縁セグメントによって、シュラウド内のカウンタ回転ロータ1
74と176とが運転中にさらされる空力的圧力に耐えるようにされていても良
い。
各スナッバーアッセンブリ192は、上記フレックスビーム−ハブアタッチメン
トジョイントの間に配設され、高価な弾性ベアリング(elastometri
c bearings)ではなく自動調心ベアリングを使用することが可能とな
っている。
上記ロータ174、176は、上記トロイド状胴体120によって空力的に“
シュラウド”、すなわち覆われている。ブレードピッチ制御は、カウンタ回転ロ
ータ174、176について行われる。すなわち、サイクリックピッチ制御やコ
レクティブピッチ制御は、上記UAV100の推力、ピッチング、ローリング、
ヨーイングのすべてを必要に応じて制御するために使用される。上記ピッチの変
更はまた、上記トロイド状シュラウド120上の空気流のパターンと速度、及び
上記ロータアッセンブリ170への空気流を制御することになる。上記のように
空気流を制御することは、上記カウンタ回転ロータ174、176によって発生
する揚力と独立して上記トロイド状シュラウド120の揚力成分を増加させるこ
とができる。
本発明の上記UAV100は、インレットスクリーン114を有してなるが、
このインレットスクリーン114の一部を図2に示す。
このインレットスクリーン114は、上記ロータアッセンブリをFODから保護
するものである。上記UAVは、また、上記アウトレ
ットスクリーンを(図示せず)有しており、これも同様に上記ロータアッセンブ
リ100を保護するためのものである。
本発明のUAV10の実施例1を図4及び図5A〜図5Cに示す。上記UAV
10は、概ね上記した構造と機能的特徴とを有している。すなわち、空力的形状
22を有するトロイド状胴体20(図5では、これは半円形形状となっている。
)、上記トロイド状胴体の上記隔壁に配設されている飛行/任務装置と、上記ト
ロイド状胴体20の隔壁に配設されるパワープラントサブアッセンブリと、ベア
リングレスロータアッセンブリと、を有してなる。また、上記ベアリンクレスロ
ータアッセンブリは、上記トロイド状胴体14に半径方向のサポートストルート
によって同軸に保持されているカウンタ回転ロータを有している。上述したサブ
システムと各サブアッセンブリは、本発明を説明するためには重要ではない。従
って、図4及び図5A〜図5Cでは後述する記載の簡略化のため記載していない
。
上記UAVの前進飛行は、その前後軸に沿って行われる。上記したように、本
発明UAV10の前後軸は、図5Aの180°と0°/360°方位軸配置によ
り規定され、上記180°方位が、前進方向であるとともに、上記UAV10の
前部ステーションとなっている。図5A中の符号12は、上記ロータアッセンブ
リの回転軸を規定しているとともに上記UAVの胴体軸を規定している。
本発明の上記UAV10には、空力的付属構造体18L、18Rが取り付けら
れており、この構造体によって前進水平飛行を行っている上記UAV10が受け
る、上記トロイド状胴体上の空気流により生じる不都合なノーズアップピッチン
グモーメントを低減するこ
とができる。上記空力的付属構造体18L、18Rは、上記ロータアッセンブリ
と上記トロイド状胴体20とによって生じる揚力を低減させるような揚力を生じ
る圧力分布を発生させる空力的形状を有している。上記トロイド状胴体20に上
記翼型形状の上記空力的付属構造体18L、18Rを組み合わせて搭載すること
により、前進水平飛行を行っている上記UAV10に対してノーズダウンピッチ
ングモーメントを発生させるととともに、上記トロイド状胴体20上の空気流に
よって上記飛行中に発生する上記ノーズアップピッチングモーメントが低減され
ることになる。このことによって、上記UAV10の前進水平飛行を釣り合わせ
るために、ロータアッセンブリに余分なパワーを加えることが必要ではなくなる
。
UAV10の空力的付属構造体18L、18Rは、大きな揚力を発生させると
ともに、前進水平飛行において大きなノーズダウンピッチングモーメントを与え
るような翼型形状を有している。このような空力特性を達成するため、上記空力
学的補助構造体18L、18Rは、翼型形状18P(図5B参照)を有している
とともに、上記空力的付属構造体18L、18Rによって上記UAV10の前進
水平飛行中に高い揚力が生じるようカンバー状、又は大きくカンバー状とされて
いることが好ましい。さらには、上記空力学的補助構造体は、18Cで示される
揚力中心(図5A参照)を有してなり、この揚力中心は、巡航前進水平飛行モー
ドにある場合には上記翼型のクオーターコードライン(図5A中、符号QCで示
す。)よりも極端に後方にくるようにされている。上記揚力中心18Cには、揚
力が作用する。従って上記各空力的補助構造体18L、18Rを取
り付けたことによって、後述するような大きなノーズダウンピッチングモーメン
トを生じることになる。
クラーク(Clark)Y翼型は、大きくカンバーし、圧力中心が後方にくる
ような翼型とされており、上記UAV10の上記空力的補助構造体18L、18
Rの翼型形状としては特に好適である。上記クラークY翼型に関連したパラメー
タを図6A、6B、表Iに記載する。図6Aは、パラメータを定義したものであ
る。当業者によれば、上記以外のカンバー又はカンバー形状を有する後方負荷を
有する翼型であっても上記UAV10の空力的補助構造体18L、18Rの翼型
形状として使用できることは容易に類推できる。
上記空力的補助構造体18L、18Rの空力特性を最適化するため、図4、図
5A〜図5Cに示したUAV10の実施例における上記空力的補助構造体18L
、18Rを対称的に上記トロイド状胴体20の各側面に搭載し、これらを固定し
た。このとき、取り付け方法としては常法を用い、さらに、各補助構造体の取り
付けはそれぞれ方位配置90°と270°方向に取り付けた。この取り付け配置
によって、上記空力的補助構造体18L、18Rの揚力中心18Cは、水平前進
飛行している上記UAV10の胴体軸12の後部へと位置させることができる。
このように位置させることによって、上記空力的補助構造体18L、18Rによ
って付与されるピッチングモーメントは、確実に前進水平飛行中に充分な大きさ
のノーズダウンピッチングモーメントとなる。このようなノーズダウンピッチン
グによって、上記トロイド状胴体20への空気流によってに発生する上記ノーズ
アップピッチングモーメントを低減、あるいは中立化
することができる。
上記空力的補助構造体18L、18Rは、所定の角度θで上記トロイド状胴体
20に組み合わせで取り付けられているとともに、固定されている。上記空力的
補助構造体18L、18Rは、水平前進飛行モードにおいて確実に大きな揚力を
発生することができるように所定の取り付け角θとされている。このことによっ
て上記トロイ
ド状胴体20の前縁(180°方位)は、下方に傾けられることになり、(表I
I参照)、上記UAV10に対する推進力が発生する。前進水平飛行での上記ト
ロイド状胴体20の揚力中心は、上記胴体軸12の手前側、ロータ半径の0.4
程度の所にある(約3〜5インチ)。上記した実施例では、所定の取り付け角θ
は、約18°とされる。このとき上記空力的付属構造体18L、18Rの零揚力
角は、迎え角α約−22°である(図7参照)。
上記特性に加えて、上記UAV10の上記空力的補助構造体18L、18Rは
、低アスペクト比を有しているため、上記UAV10は、適切な大きさが保たれ
ている。上記空力的付属構造体18L、18Rのテーパは、低アスペクト比とさ
れていることとともに、上記したような空力的効果が達成できるように上記空力
的補助構造体全体にわたって上記揚力分布を最適化するように設定されている。
動力を加えていない0.29スケールのトロイド状シュラウド20に上記空力
的補助構造体18L、18Rを取り付け、亜音速風洞試験を行った。図7と表I
Iは、上記空力的補助構造体18L、18Rを取り付けた動力を加えていない0
.29スケールのトロイド状シュラウド20の空力的特性を示す。表IIに示す
ように、Vは、上記UAVの水平前進速度、αは、上記トロイド状シュラウドの
迎え角であり、CMは、空力的補助構造体18L、18Rのピッチングモーメン
ト係数であり、Qは動圧であり、Aは、上記空力的補助構造体18L、18Rの
表面積である。また、Mは、上記空力的補助構造体18L、18Rにより生じる
上記UAVに作用するノーズ
ダウンピッチングモーメント(ACQCMの積)であり、Xは、上記空力的付属
構造体18L、18Rを取り付けたことによる上記UAVの揚力中心の上記胴体
軸12に対するオフセットを示すものである。また、X/Rは、上記オフセット
の上記ロータ半径に対する比を表し、CLは、上記UAVの揚力係数であり、揚
力は積AQCLで表される。
上記翼型特性の試験により、上記空力的付属構造体18L、18Rを取り付け
ることで、上記トロイド状胴体の胴体軸に対する揚力中心をオフセットさせるこ
とができることがわかる。これは特にUAVの30〜40kノットの飛行領域で
顕著である。上記したようなオフセットは、上記UAVの上記ピッチングモーメ
ント特性を向
上させることができる。すなわち、空力的補助構造体18L、18Rによって生
じる揚力のモーメントアームを大きくすることができるため、特に空力的翼型構
造体によって生じるノーズダウンピッチングモーメントをさらに効果的に作用さ
せることができるようになる。本発明の上記空力的補助構造体18L、18Rは
、ノーズダウンピッチングモーメントを発生させるとともに、このノーズダウン
ピッチングモーメントは、上記トロイド状胴体20によって生じる上記ノーズア
ップピッチングモーメントを低減、あるいは中立化する。このことによって、上
記UAV10が、前進水平飛行するときに釣り合いを取るための上記ロータアッ
センブリに要求されるパワーを低減することができることとなる。
本発明の上記UAV10′の実施例2を、図8A、図8Bに示す。この場合に
は、空力的補助構造体18L′、18R′は、アウトボード(outboad)
セグメント19L、19Rを有してなる。このセグメントは、上記トロイド状シ
ュラウド20に組み合わせで回転可能に取り付けられているとともに、空力的補
助構造体18L′18R′との取り付け角が可変となるようにされている。実施
例2はアウトボードセグメント19L,19Rとを上記トロイド状胴体20に回
転可能に取り付ける部材16を有している。このときの回転可能なシャフトは、
図8Aと図8Bとに記載されている。また、部材17は、取り付け部材16に連
結されており、回転するようになっている。上記手段17の操作は、上記UAV
10′のフライトコンピュータにより制御されている。上記手段16と17とは
、協働して飛行動作中の空力的補助構造体18′、18R′のアウトボ
ードセグメント19L、19Rの取り付け角θ′を変化させて、空力特性を最適
化する。例えば、上記手段16、17は、協働して上記空力的付属構造体18L
′、18R′の上記アウトボードセグメント19L、19Rをほぼ垂直方向へと
回転させるようになっている。すなわち、ホバリング飛行操作中には取り付け角
θ′は、約90°となり、上記空力的翼型構造体18L′、18R′が、流体流
を阻害するのを防止する。前進飛行中には、上記手段16、17は、協働して上
記空力的補助構造体18L′、18R′の上記先端セグメント19L、19Rを
回転させて、所定の前進水平飛行モードにおける最適効率の迎え角α′となる所
定の取り付け角θ′とする。
本明細書に記載の内容から、本発明を改善及び変更することは容易に行うこと
ができる。従って、請求項の範囲内において、上記したもの以外の方法によって
も本発明を実施できることは明白である。
─────────────────────────────────────────────────────
フロントページの続き
(72)発明者 ロウゼン,ケニス エム.
アメリカ合衆国,コネチカット 06437,
ギルフォード,グース レイン 677
(72)発明者 シーハイ,トーマス ダブリュー.
アメリカ合衆国,コネチカット 06517,
ハムデン,リッジウッド アヴェニュー
200
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 1. 同軸の胴体軸と、前後軸と、インナーフローダクトが画成されているトロ イド状胴体とを有してなる無人飛行体であって、前進水平飛行を行っている前記 無人飛行体の前記トロイド状胴体への空気流と、前記インナーフローダクトを通 過する空気流とが前記無人飛行体の揚力中心を規定しているとともに、前記各空 気流が前記揚力中心を介して無人飛行体に対してノーズアップピッチングモーメ ントを発生させており、 ロータアッセンブリ手段は、前記無人飛行体の飛行操作としてコレクティブピ ッチ制御とサイクリックピッチ制御が用いられているとともに、前記トロイド上 胴体の前記インナーフローダクトに組み合わされたマルチブレードでカウンタ回 転する同軸の対となったロータを有してなり、前記マルチブレードでカウンター 回転する各ロータの回転軸は、前記胴体軸と同軸に配設されてなる無人飛行体に おいて、 前記トロイド状胴体の各側面に対称的に組み合わせて取り付けられた第1の空 力的補助構造体と第2の空力的補助構造体を有し、この構造体は、カンバー型の 翼型形状を有しており、前記無人飛行体の前進水平飛行中に大きな揚力を発生す るとともに、 前記第1の空力的補助構造体と前記第2の空力的補助構造体は、それらの各揚 力中心が前進水平飛行をしている前記無人飛行体の前記胴体軸の後部となるよう に対称的に取り付けられてなり、 前記第1の空力的補助構造体と前記第2の空力的補助構造体は、前記前進水平 飛行している無人飛行体の前記トロイド状胴体の前後 軸に沿って揚力中心をオフセットさせ、その高い揚力により前記トロイド状胴体 のノーズアップピッチングモーメントに対向したノーズダウンピッチングモーメ ントを発生させていることを特徴とする無人飛行体。 2. 前記第1の空力的補助構造体と前記第2の空力的補助構造体は、組み合わ されて所定の取り付け角で前記トロイド状胴体に取り付けられているとともに、 固定されていることを特徴とする請求項1に記載の無人飛行体。 3. 前記第1の空力的補助構造体と前記第2の空力的補助構造体は、カンバー したクラークY翼型とされていることを特徴とする請求項2に記載の無人飛行体 。 4. 無人飛行体において、前記第1の空力的補助構造体と前記第2の空力的補 助構造体は、組み合わされて前記トロイド状胴体に回転可能に取り付けられ、そ の取り付け角が可変とされているとともに、前記無人飛行体は、さらに、 前記第1の空力的補助構造体と前記第2の空力的補助構造体を組み合わせて、 前記トロイド状胴体に対して回転可能に取り付けるための手段と、 前記取り付け手段を通して取り付けられ、上記各空力的構造体を動作させるた めの回転制御手段とを有してなり、 前記取り付け手段と前記回転制御手段は、協働して前記第1の空 力的補助構造体と前記第2の空力的補助構造体とを動作させて、前記トロイド状 胴体の前記取り付け角を可変とするようになっていることを特徴とする請求項1 に記載の無人飛行体。
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US08/060,337 | 1993-05-11 | ||
US08/060,337 US5419513A (en) | 1993-05-11 | 1993-05-11 | Ancillary aerodynamic structures for an unmanned aerial vehicle having ducted, coaxial counter-rotating rotors |
PCT/US1994/004722 WO1994026589A1 (en) | 1993-05-11 | 1994-04-29 | Ancillary aerodynamic structures for an unmanned aerial vehicle having ducted, coaxial counter-rotating rotors |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH08509930A true JPH08509930A (ja) | 1996-10-22 |
Family
ID=22028876
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP6525484A Pending JPH08509930A (ja) | 1993-05-11 | 1994-04-29 | ダクト付きカウンタ回転同軸ロータを有する無人飛行体の空力的補助構造体 |
Country Status (7)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5419513A (ja) |
EP (1) | EP0696983B1 (ja) |
JP (1) | JPH08509930A (ja) |
AU (1) | AU673608B2 (ja) |
CA (1) | CA2161113A1 (ja) |
DE (1) | DE69402312D1 (ja) |
WO (1) | WO1994026589A1 (ja) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH10137223A (ja) * | 1996-11-15 | 1998-05-26 | Oki Electric Ind Co Ltd | アイリスを用いた個人認識装置およびこの個人認識装置を用いた自動取引システム |
JP2020023217A (ja) * | 2018-08-06 | 2020-02-13 | 株式会社Subaru | 航空機用のロータブレード |
Families Citing this family (43)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5758844A (en) * | 1996-05-28 | 1998-06-02 | Boeing North American, Inc. | Vertical/short take-off and landing (V/STOL) air vehicle capable of providing high speed horizontal flight |
US6604706B1 (en) | 1998-08-27 | 2003-08-12 | Nicolae Bostan | Gyrostabilized self propelled aircraft |
EP1144249B1 (en) * | 1998-12-11 | 2003-09-03 | Moller International, Inc. | Stabilizing control apparatus for robotic or remotely controlled flying platform |
US6270038B1 (en) * | 1999-04-22 | 2001-08-07 | Sikorsky Aircraft Corporation | Unmanned aerial vehicle with counter-rotating ducted rotors and shrouded pusher-prop |
US6170778B1 (en) | 1999-04-22 | 2001-01-09 | Sikorsky Aircraft Corporation | Method of reducing a nose-up pitching moment on a ducted unmanned aerial vehicle |
US6848649B2 (en) | 2000-10-03 | 2005-02-01 | Charles Gilpin Churchman | V/STOL biplane aircraft |
US6691949B2 (en) | 2001-07-06 | 2004-02-17 | The Charles Stark Draper Laboratory, Inc. | Vertical takeoff and landing aerial vehicle |
AU2002364006A1 (en) * | 2001-12-21 | 2003-07-30 | David J. Arlton | Micro-rotocraft surveillance system |
US6845942B2 (en) * | 2002-02-21 | 2005-01-25 | Marius A. Paul | Omni-directional air vehicle personal transportation system |
US6575402B1 (en) * | 2002-04-17 | 2003-06-10 | Sikorsky Aircraft Corporation | Cooling system for a hybrid aircraft |
US6751530B2 (en) | 2002-06-10 | 2004-06-15 | Ramot At Tel Aviv University Ltd. | Aerial vehicle controlled and propelled by oscillatory momentum generators and method of flying a vehicle |
US6834829B2 (en) | 2003-01-02 | 2004-12-28 | Percy E. Dunagin, Jr. | Vertical lift aircraft having an enclosed rotary wing |
JP2005144610A (ja) * | 2003-11-17 | 2005-06-09 | Fanuc Ltd | センサケーブル配線処理構造 |
US20050230525A1 (en) * | 2004-03-30 | 2005-10-20 | Paterro Von F C | Craft with magnetically curved space |
US7032859B2 (en) * | 2004-07-23 | 2006-04-25 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Counter rotating ducted fan having a permanent magnet drive |
US7658346B2 (en) * | 2005-02-25 | 2010-02-09 | Honeywell International Inc. | Double ducted hovering air-vehicle |
US7520466B2 (en) * | 2005-03-17 | 2009-04-21 | Nicolae Bostan | Gyro-stabilized air vehicle |
US7516689B2 (en) * | 2005-05-26 | 2009-04-14 | Lockheed Martin Corporation | Optimized weapons release management system |
US7600976B2 (en) * | 2005-05-31 | 2009-10-13 | Sikorsky Aircraft Corporation | Rotor blade twist distribution for a high speed rotary-wing aircraft |
US7547193B2 (en) * | 2005-07-22 | 2009-06-16 | Sikorsky Aircraft Corporation | Rotor blade assembly with high pitching moment airfoil section for a rotary wing aircraft |
US7712701B1 (en) * | 2006-02-10 | 2010-05-11 | Lockheed Martin Corporation | Unmanned aerial vehicle with electrically powered, counterrotating ducted rotors |
US7631834B1 (en) | 2006-02-24 | 2009-12-15 | Stealth Robotics, Llc | Aerial robot with dispensable conductive filament |
US20080302920A1 (en) * | 2007-03-07 | 2008-12-11 | Mack Gerald L | Aerial Lifting and Propulsion Device (ALPD) |
US8251307B2 (en) * | 2007-06-11 | 2012-08-28 | Honeywell International Inc. | Airborne manipulator system |
US8162256B2 (en) * | 2008-03-19 | 2012-04-24 | Honeywell International Inc. | Launch and capture systems for vertical take-off and landing (VTOL) vehicles |
WO2010036419A2 (en) * | 2008-06-06 | 2010-04-01 | Frontline Aerospace, Inc. | Vtol aerial vehicle |
US8256705B2 (en) * | 2009-11-04 | 2012-09-04 | Raytheon Company | Torque production vehicle and method |
FR2953198B1 (fr) * | 2009-12-02 | 2012-05-11 | Jean-Michel Simon | Dispositif de sustentation et propulsion |
US9004393B2 (en) | 2010-10-24 | 2015-04-14 | University Of Kansas | Supersonic hovering air vehicle |
EP2738091B1 (en) * | 2012-11-30 | 2015-07-22 | AIRBUS HELICOPTERS DEUTSCHLAND GmbH | Vertical take-off and landing (VTOL) aerial vehicle and method of operating such a VTOL aerial vehicle |
US9290269B2 (en) | 2013-03-15 | 2016-03-22 | CyPhy Works, Inc. | Spooler for unmanned aerial vehicle system |
US9428268B2 (en) | 2013-07-02 | 2016-08-30 | Sikorsky Aircraft Corporation | Flexbeam hinge for helicopter blade active trailing edge flap |
US9731811B2 (en) * | 2013-12-13 | 2017-08-15 | Aai Corporation | Payload shroud for air vehicle |
US10054958B2 (en) | 2014-05-08 | 2018-08-21 | Northrop Grumman Systems Corporation | Vertical takeoff and landing (VTOL) unmanned aerial vehicle (UAV) |
CN104340364B (zh) * | 2014-10-29 | 2016-08-24 | 山东领信信息科技股份有限公司 | 农用多旋翼无人机 |
FR3032687B1 (fr) | 2015-02-16 | 2018-10-12 | Hutchinson | Aerodyne vtol a soufflante(s) axiale(s) porteuse(s) |
CN107323666B (zh) * | 2016-04-28 | 2020-11-06 | 深圳富泰宏精密工业有限公司 | 无人飞行器 |
WO2019059428A1 (ko) * | 2017-09-20 | 2019-03-28 | 최현환 | 무인 비행 장치 |
US10773817B1 (en) | 2018-03-08 | 2020-09-15 | Northrop Grumman Systems Corporation | Bi-directional flow ram air system for an aircraft |
US10669020B2 (en) * | 2018-04-02 | 2020-06-02 | Anh VUONG | Rotorcraft with counter-rotating rotor blades capable of simultaneously generating upward lift and forward thrust |
CN109204805B (zh) * | 2018-10-22 | 2024-04-05 | 山东建筑大学 | 一种外接电机的双旋翼无人机 |
CN114340998A (zh) * | 2019-10-09 | 2022-04-12 | 小鹰公司 | 用于不同飞行模式的混合功率*** |
WO2024035714A1 (en) * | 2022-08-09 | 2024-02-15 | Pete Bitar | Compact and lightweight drone delivery device called an arcspear electric jet drone system having an electric ducted air propulsion system and being relatively difficult to track in flight |
Family Cites Families (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2118254A (en) * | 1933-05-18 | 1938-05-24 | Alfred C Loedding | Aircraft |
US2430820A (en) * | 1941-12-04 | 1947-11-11 | United Aircraft Corp | Airplane of low aspect ratio |
US2777649A (en) * | 1952-08-13 | 1957-01-15 | Samuel B Williams | Fluid sustained aircraft |
US2994493A (en) * | 1957-10-23 | 1961-08-01 | Thomas A Hartman | Channelled fan aircraft |
US4196877A (en) * | 1977-06-15 | 1980-04-08 | Mutrux Jean L | Aircraft |
AU540193B2 (en) * | 1980-03-28 | 1984-11-08 | Textron Inc. | Helicopter rotor thrust ring |
US5035377A (en) * | 1985-02-28 | 1991-07-30 | Technolizenz Establishment | Free standing or aircraft lift generator |
US5039031A (en) * | 1989-05-23 | 1991-08-13 | Valverde Rene L | Turbocraft |
US5156358A (en) * | 1991-04-11 | 1992-10-20 | Northrop Corporation | Aircraft outboard control |
US5150857A (en) * | 1991-08-13 | 1992-09-29 | United Technologies Corporation | Shroud geometry for unmanned aerial vehicles |
US5149012A (en) * | 1991-09-10 | 1992-09-22 | Valverde Rene L | Turbocraft |
-
1993
- 1993-05-11 US US08/060,337 patent/US5419513A/en not_active Expired - Fee Related
-
1994
- 1994-04-29 WO PCT/US1994/004722 patent/WO1994026589A1/en active IP Right Grant
- 1994-04-29 AU AU67778/94A patent/AU673608B2/en not_active Expired - Fee Related
- 1994-04-29 DE DE69402312T patent/DE69402312D1/de not_active Expired - Lifetime
- 1994-04-29 CA CA002161113A patent/CA2161113A1/en not_active Abandoned
- 1994-04-29 JP JP6525484A patent/JPH08509930A/ja active Pending
- 1994-04-29 EP EP94915945A patent/EP0696983B1/en not_active Expired - Lifetime
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH10137223A (ja) * | 1996-11-15 | 1998-05-26 | Oki Electric Ind Co Ltd | アイリスを用いた個人認識装置およびこの個人認識装置を用いた自動取引システム |
JP2020023217A (ja) * | 2018-08-06 | 2020-02-13 | 株式会社Subaru | 航空機用のロータブレード |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP0696983B1 (en) | 1997-03-26 |
AU6777894A (en) | 1994-12-12 |
US5419513A (en) | 1995-05-30 |
DE69402312D1 (de) | 1997-04-30 |
EP0696983A1 (en) | 1996-02-21 |
CA2161113A1 (en) | 1994-11-24 |
AU673608B2 (en) | 1996-11-14 |
WO1994026589A1 (en) | 1994-11-24 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JPH08509930A (ja) | ダクト付きカウンタ回転同軸ロータを有する無人飛行体の空力的補助構造体 | |
US11912404B2 (en) | Vertical takeoff and landing aircraft | |
US5152478A (en) | Unmanned flight vehicle including counter rotating rotors positioned within a toroidal shroud and operable to provide all required vehicle flight controls | |
US5150857A (en) | Shroud geometry for unmanned aerial vehicles | |
JP2002542116A (ja) | 反転ダクトロータとシュラウド付き推進プロペラを有する無人航空機 | |
US9085355B2 (en) | Vertical takeoff and landing aircraft | |
EP0661206B1 (en) | An unmanned vertical take-off and landing, horizontal cruise, air vehicle | |
US3976265A (en) | Semibuoyant composite aircraft | |
JP2002542115A (ja) | ダクトロータ型無人航空機の機首上げピッチングモーメントを低減する方法 | |
US20150344134A1 (en) | High Performance VTOL Aircraft | |
US6142414A (en) | Rotor--aerostat composite aircraft | |
US11225323B2 (en) | Centerline tiltrotor | |
US10967967B2 (en) | Systems and methods for winged drone platform | |
US11718396B2 (en) | Active sail blade | |
CN113784889A (zh) | 带有机翼的飞行器 | |
US11814162B2 (en) | Rotatable winglets for a rotary wing aircraft | |
CN220640232U (zh) | 飞行器 | |
US11628955B2 (en) | Aerial system utilizing a tethered uni-rotor network of satellite vehicles | |
US11365002B2 (en) | Aerial system utilizing a tethered uni-rotor network of satellite vehicles | |
US20200361603A1 (en) | Aerial system utilizing a tethered uni-rotor network of satellite vehicles | |
KR20230101098A (ko) | 동축 또는 멀티콥터 드론의 안정성 증대 장치 |