(57)【要約】【課題】回転翼輸送手段を提供する。【解決手段】回転翼輸送手段は、細長い管状の背骨または芯を有する本体構造と、ローター群を有する逆回転同軸ローターシステムであって、共通のローター回転軸の周りに該ローター群を駆動するために各ローターがモーターを有するローターシステムとを備える。このローターシステムは、該回転翼輸送手段を有方向飛行させるのに使用される。【特許請求の範囲】
【請求項１】
フレームと、
前記フレーム上の第一ローターシステムであって、前記第一ローターシステムは、回転軸の周りを回転するために第一ローターシャフトによって支持された第一ローター翼と、第一ピッチ角制御装置と、第一モーターとを含む第一ローターシステムと、
前記フレーム上の第二ローターシステムであって、前記第二ローターシステムは、前記回転軸の周りを回転するために第二ローターシャフトによって支持された第二ローター翼と、第二ピッチ角制御装置と、第二モーターとを含む第二ローターシステムとを備える回転翼飛行体であり、
前記第一ローターシャフトおよび第二ローターシャフトは、前記回転軸に沿って軸方向に互いに間隔を空けて配置されている回転翼飛行体。
【請求項２】
前記第一ローター翼は前記第二ローター翼から間隔をあけて配置され、前記第一および第二モーターは、それらの間に前記第一および第二ローター翼が位置するように互いに間隔をあけて配置される請求項１に記載の回転翼飛行体。
【請求項３】
第一モジュールおよび第二モジュールをさらに備え、前記第一ローターシステムは前記第二ローターシステムから間隔を空けて配置され、前記第一モジュールと第二モジュールは、それらの間に前記第一および第二ローターシステムが位置するように互いに間隔をあけて配置される請求項２に記載の回転翼飛行体。
【請求項４】
前記第一ピッチ角制御装置と前記第二ピッチ角制御装置は、それぞれスウォッシュプレート手段とサーボ手段とを備え、前記第一ローター翼と第二ローター翼の間に間隔をあけて、互いに隣接して配置される請求項２に記載の回転翼飛行体。
【請求項５】
前記第一ローター翼は前記第二ローター翼から間隔をあけて配置され、前記第一ピッチ角制御装置と第二ピッチ角制御装置はそれらの間に前記第一および第二ローター翼が位置するように互いに間隔をあけて配置される請求項２に記載の回転翼飛行体。
【請求項６】
前記第一モーターは前記第二モーターから間隔をあけて配置され、前記第一および第二ローター翼は、それらの間に前記第一および第二モーターが位置するように互いに間隔をあけて配置される請求項１に記載の回転翼飛行体。
【請求項７】
サーボアクチュエータとリンク機構とをさらに備え、前記第一ピッチ角制御装置および第二ピッチ角制御装置は、共通のサーボとリンク機構のセットを共有し、前記第一ローター翼と前記第二ローター翼の間に互いに間隔を空けて配置される請求項６に記載の回転翼飛行体。
【請求項８】
第一モジュールと第二モジュールをさらに備え、前記第一ローターシステムは前記第二ローターシステムから間隔をあけて配置され、前記第一モジュールと前記第二モジュールは、それらの間に前記第一および第二ローターシステムが位置するように互いに間隔をあけて配置される請求項６に記載の回転翼飛行体。
【請求項９】
前記第一ローターシステムと前記第二ローターシステムとを接続する非回転構造背骨と、前記非回転構造背骨に結合されたエネルギーモジュールとをさらに備え、ローター回転平面の一方の側にある前記エネルギーモジュールからのエネルギーが、前記ローター回転平面の反対側にある前記モーターへ前記構造背骨を通って伝えられる請求項６に記載の回転翼飛行体。
【請求項１０】
前記第一ローター翼は前記第二ローター翼から間隔をあけて配置され、前記第一ピッチ角制御装置および第二ピッチ角制御装置は、それらの間に前記第一および第二ローター翼が位置するように互いに間隔をあけて配置される請求項６に記載の回転翼飛行体。
【請求項１１】
前記第一ローターシステムは前記第二ローターシステムから間隔をあけて配置され、前記各モーターは関連するローター翼から間隔をあけて配置され、前記モーターおよびローター翼に関連するピッチ角制御装置がそれらの間に位置する請求項１に記載の回転翼飛行体。
【請求項１２】
共通のロ−ター軸の周りに回転可能で、それぞれ可変ピッチ角ローター翼を有する第一および第二逆回転ローターと、
飛行制御指令を処理するための、少なくとも一つの電子信号処理装置を有する飛行制御システムと、
前記両ローターに接続されたサーボアクチュエータを制御するための電子指令信号手段と、
前記サーボアクチュエータに連結された少なくとも二つのスウォッシュプレートと
を備え、
前記サーボアクチュエータは、前記電子指令信号手段によって供給された信号に応答して、前記両ローターのサイクリック翼ピッチ角を同時に制御するように構成されている回転翼飛行体。
【請求項１３】
前記両ローターに接続されたサーボアクチュエータを制御するための前記手段は指令信号制御装置を備え、前記スウォッシュプレートは、前記第一および第二ローターシステムの間に軸方向に沿って配置されそれらと接続された第一および第二ピッチ角制御装置を含む請求項１２に記載の回転翼飛行体。
【請求項１４】
第二サーボアクチュエータをさらに備え、前記指令信号制御装置が、前記第一および第二サーボに接続され、前記第一および第二サーボアクチュエータへの電子信号を生成して前記両ローターシステムのサイクリックロール角およびピッチ角を変化させる請求項１３に記載の回転翼飛行体。
【請求項１５】
第三サーボアクチュエータをさらに備え、前記指令信号制御装置が、前記第一、第二および第三サーボに接続され、前記第一、第二および第三サーボアクチュエータへの電子信号を生成して前記両ローターシステムのサイクリックおよびコレクティブ翼ピッチ角を変化させる請求項１３に記載の回転翼飛行体。
【請求項１６】
前記第一および第二ローターにそれぞれ結合された第一および第二モーターをさらに備え、前記指令信号制御装置が前記第一および第二モーターに接続されて、前記第一および第二モーターのうち少なくとも一つへの電子トルク制御信号を生成し、前記第一および第二ローターのうち少なくとも一つの速度を変化させて、前記両ローターシステム全体の総推力および総トルクのうち少なくとも一つを制御する請求項１３に記載の回転翼回転体。
【請求項１７】
非回転構造背骨をさらに備え、該非回転構造背骨の断面は該飛行体の長さ方向に沿って延びる空領域を含み、ローター回転平面の一方の側にあるエネルギーモジュールからのエネルギーが該ローター回転平面の反対側にあるモーターへ前記構造背骨を通って伝えられる請求項１２に記載の回転翼飛行体。
【請求項１８】
第一および第二モジュールをさらに備え、前記第一エネルギーモジュールと前記第二ローターシステムは、それらの間に前記第一ローターシステムが位置するように互いに間隔をあけて配置され、前記第一モジュールと前記第二エネルギーモジュールは、それらの間に前記第一エネルギーモジュールと前記第二ローターシステムが位置するように互いに間隔をあけて配置されている請求項１７に記載の回転翼飛行体。
【請求項１９】
前記第一および第二スウォッシュプレートは、同時に動くようにスウォッシュプレートリンク機構によって動作可能に結合されている請求項１２に記載の回転翼飛行体。
【請求項２０】
前記第一および第二スウォッシュプレートは、該第一および第二スウォッシュプレートを同時に傾ける二つ以下のサーボアクチュエータによって作動される請求項１９に記載の回転翼飛行体。
【請求項２１】
前記第一および第二スウォッシュプレートは三つ以下のサーボアクチュエータによって作動され、該三つのサーボアクチュエータは前記第一および第二スウォッシュプレートを同時に傾けることによってサイクリック翼ピッチ角を制御し、前記第一および第二スウォッシュプレートを同時に前記ローター軸に平行に移動させることによってコレクティブ翼ピッチ角を制御する請求項１９に記載の回転翼飛行体。
【請求項２２】
前記第一および第二ローターの回転速度を変化させるための電子制御信号をさらに備え、該回転翼飛行体の高度制御が前記第一および第二ローターの速度をほぼ同時に変化させることによって実現される請求項１２に記載の回転翼飛行体。
【請求項２３】
前記第一および第二ローターの回転速度を変化させるための電子制御信号をさらに備え、前記平行なローター軸の周りの該回転翼飛行体の回転制御が、前記第一および第二ローターの速度を互いに反対方向に変化させることにより実現される請求項２２に記載の回転翼飛行体。
【請求項２４】
前記回転軸が飛行中ほぼ垂直である請求項２２に記載の回転翼飛行体。
【請求項２５】
前記回転軸が飛行中ほぼ水平である請求項２２に記載の回転翼飛行体。
【請求項２６】
水平飛行モードにおいて水平飛行を支える固定翼飛行構造体と、
垂直飛行モードにおいて垂直飛行を支える回転翼飛行構造体とを備える回転翼飛行体であって、
該飛行体は、飛行中、一方の飛行モードから他方の飛行モードへ、前者の飛行モードに関連する構造体を投棄することによって再構成可能である回転翼飛行体。
【請求項２７】
前記飛行体は固定翼水平飛行モードで飛行を開始し、飛行中に前記固定翼飛行構造体を投棄することによって回転翼垂直飛行モードに切替わる請求項２６に記載の回転翼飛行体。
【請求項２８】
構造背骨と、
ローター翼を有するモーター・ローターシステムを備える少なくとも一つの推進モジュールと、
電子制御システムを備える制御モジュールと、
使用可能エネルギーを貯蔵するエネルギーモジュールと、 
積載物を運ぶための積載物モジュールとを備える回転翼飛行体の組み立てキット。
【請求項２９】
複数の逆回転ローター翼を有する固定翼飛行体の方向角度を制御する方法であって、該飛行体のピッチおよび偏揺れを制御するために該ローター翼群のサイクリック翼ピッチ角を変化させることと、該飛行体の横揺れを制御するために該ローター翼の回転速度を変化させて前記ローター間に差トルクを発生させることとを含む制御方法。
【請求項３０】
離れた場所にセンサーを正確に配達する方法であって、
無人空中輸送手段を目的地に到達するように高速水平飛行構成で発射する第一ステップと、
前記無人空中輸送手段の水平飛行構造体を投棄し、ほぼ垂直なホバリング用に前記無人空中輸送手段を再構成する第二ステップと、
前記センサーを正確に配達するために垂直な姿勢で飛行させる第三ステップとを含む方法。
【請求項３１】
飛行中のＵＡＶにおける動力ならびにエネルギー密度を増加させる方法であって、
（１）該ＵＡＶに電気バッテリー等のエネルギーパックを備えるステップと、
（２）飛行中一つ以上のエネルギーパックから電力を引き出すステップと、
（３）前記パックに貯蔵されたエネルギーが消耗したときに、飛行中にエネルギーパックを投棄するステップと、
（４）必要に応じて飛行終了まで、前記ステップ２とステップ３を繰返すステップとを含む方法。
【請求項３２】
飛行中、前記ＵＡＶ構造体の一部を投棄するステップをさらに含む請求項３１に記載の方法。
【請求項３３】
フレームと、
第一ローター面内で回転軸の周りに回転するために支持された第一ローター翼と第一モーターとを備える前記フレーム上の第一ローターシステムと、
第二ローター面内で回転軸の周りに回転するために支持された第二ローター翼と第二モーターとを備える前記フレーム上の第二ローターシステムと
を備える回転翼飛行体であって、
前記第一モーターは前記第二ローターシステムの流入側に配置され、前記第二モーターは前記第一ローターシステムの流出側に配置されている回転翼飛行体。
【請求項３４】
少なくとも一つのローターシステムは翼ピッチ角制御装置によって制御された可変ピッチ角ローター翼を備える請求項３３に記載の回転翼飛行体。
【請求項３５】
前記少なくとも一つのローターシステムがローター回転面内で回転し、前記翼ピッチ角制御装置およびモーターが、それらの間に前記ローター回転面が位置するように互いに間隔をあけて配置されている請求項３４に記載の回転翼飛行体。
【請求項３６】
前記第一ローターシステムが第一ピッチ角制御装置によって制御された可変ピッチ角ローター翼を備え、前記第二ローターシステムが第二ピッチ角制御装置によって制御された可変ピッチ角ローター翼を備え、前記第一モーターと第一ピッチ角制御装置は、それらの間に前記第一ローター回転面が位置するように互いに間隔をあけて配置され、前記第二モーターと第二ピッチ角制御装置は、それらの間に前記第二ローター回転面が位置するように互いに間隔をあけて配置されている請求項３３に記載の回転翼飛行体。
【請求項３７】
前記第一ピッチ角制御装置および第二ピッチ角制御装置は、前記第一および第二ローターシステムに接続されたスウォッシュプレート手段とサーボ手段とを備え、前記第一および第二ローターシステム間に軸方向に沿って配置されている請求項３６に記載の回転翼飛行体。
【請求項３８】
前記第一ピッチ角制御装置および第二ピッチ角制御装置は、共通のサーボアクチュエータおよびリンク機構のセットを共用する請求項３７に記載の回転翼飛行体。
【請求項３９】
前記第一モーターと第二モーターが、前記第一および第二ローター間に軸方向に沿って配置されている請求項３６に記載の回転翼飛行体。
【請求項４０】
前記第一ローターシステムおよび第二ローターシステムを接続する非回転構造背骨をさらに備え、電子制御信号がローター回転面の一方の側から該ローター回転面の反対側へ該非回転構造背骨を通って伝えられる請求項３６に記載の回転翼飛行体。
【請求項４１】
前記第一ローターシステムおよび第二ローターシステムを接続する非回転構造背骨をさらに備え、ローター回転面の一方の側にあるエネルギーモジュールからのエネルギーが前記ローター回転面の反対側にあるモーターへ該非回転構造背骨を通って伝えられる請求項３６に記載の回転翼飛行体。
【請求項４２】
縦方向の飛行体軸に沿って延びる非回転構造背骨を有するフレームと、
該フレームに接続され、該飛行体軸の周りに回転するために前記構造背骨によって支持された第一および第二ローターシステムと
を備える回転翼飛行体であって、
該構造背骨は、少なくとも一つのローターシステムを通過し、該ローターシステムのローター流入側とローター流出側を接続する回転翼飛行体。
【請求項４３】
中央路をさらに備え、該中央路は、電力ならびに制御信号を、前記ローターの流入側から流出側へ前記構造背骨を通って伝えるように構成されている請求項４２に記載の回転翼飛行体。
【請求項４４】
前記構造背骨に追加される電気システム部品をさらに備え、電力ならびに制御信号は、該電気システム部品へ、および該電気システム部品間で該構造背骨を通る前記中央路を介して伝えられる請求項４３に記載の回転翼飛行体。
【請求項４５】
前記構造背骨が通る孔を有するモジュール式の飛行体部品をさらに備え、
電気部品を前記中央路へ接続するための電気コネクタが前記構造背骨の凹みに収容され、該飛行体の組立て又は分解中に電気コネクタを損傷することなく、該モジュール式の飛行体部品が該構造背骨の長さに沿って摺動可能である請求項４４に記載の回転翼飛行体。
【請求項４６】
前記構造背骨は、断面が概ね円形である請求項４２に記載の回転翼飛行体。
【請求項４７】
前記構造背骨は、断面が概ね十字形である請求項４２に記載の回転翼飛行体。
【請求項４８】
前記構造背骨は、エポキシ接着された炭素繊維等の繊維強化プラスチック材料から作られている請求項４２に記載の回転翼飛行体。
【請求項４９】
フレームと、推進システムと、制御システムと、積載物とを有するＵＡＶにおいて、弾薬作動装置（ＣＡＤ）を用いて該ＵＡＶを発射管から発射する時に生じる発射荷重に耐えることができる手段であって、該ＵＡＶの縦方向軸に沿って延び、前記フレーム、推進システム、制御システムおよび積載物を支持する構造背骨を備える手段。
【請求項５０】
ビデオカメラおよび遠隔測定システム等のセンサーを有する電気動力の回転翼ＵＡＶを弾薬に装着するステップと、
目標地の近傍に該弾薬と該ＵＡＶとを送り届けるステップと、
該ＵＡＶに、該目標地の近傍でホバリングし、該弾薬によって引き起こされた損害を観測するように指示するステップと、
該ＵＡＶからの情報を、遠隔測定リンクを介して遠隔地に送信するステップと
を含む弾薬損害評価方法。
【請求項５１】
前記ＵＡＶを前記弾薬に取付けるステップと、前記ＵＡＶを前記弾薬によって目標地の近傍に送り届けるステップと、前記弾薬が該目標地に到達する前に前記弾薬から前記ＵＡＶを解放し、前記ＵＡＶが該目標地近傍において周回し前記弾薬によって引き起こされた損害を観測することを可能にするステップとをさらに含む請求項５０に記載の方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、空中輸送手段に関し、特に無人空中輸送手段（ＵＡＶ）に関する。さらにより具体的には本発明は無人回転翼輸送手段に関する。
【背景技術】
【０００２】
回転翼輸送手段はさまざまな用途に用いられている。無人回転翼輸送手段はしばしば軍事用、法執行機関、ならびに商業的な航空調査活動によって使われている。
【０００３】
《関連する出願への相互参照》
本出願は２００４年４月１４日に出願された米国仮特許出願第６０／５６２，０８１号の利益を主張する通常の特許出願である。この出願を本明細書に援用する。
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００４】
本発明に係る回転翼輸送手段は、細長い筒状背骨または芯を有する胴体と、ローター群を有する逆回転同軸ローターシステムであって、共通のローター回転軸の周りに該ローター群を駆動するために各ローターがモーターを有するローターシステムとを備える。例えば、バッテリー、燃料電池、またはハイブリッドガス発電機を備えた電力源が装備され、モーターに電力を供給する。ローターシステムへの、およびローターシステム間の電力伝達は、機械的軸伝達ではなく、主に電気配線によって行われる。製造をやり易くするモジュール構造体が説明される。
【課題を解決するための手段】
【０００５】
本発明による一実施形態は、飛行中の輸送手段から分離可能な補助電力パックを備え、例えば遠隔地に該輸送手段を届けることを容易にしている。別の実施形態では、電力パックは、例えば弾薬、潜水ソナー、水中聴音器、あるいは分離可能なソノブイモジュールなどの積載物を含んでいる。本発明は大型の人間輸送ヘリコプターを含む多くのヘリコプターに適用可能であると共に、本発明は特に、遠隔操縦輸送手段（ＲＰＶ）または無人空中輸送手段（ＵＡＶ）として知られている小型で自走式または無線制御の回転翼飛行体への適用に適する。
【０００６】
現在考えられる本発明の最良の実施形態を示す例証的実施形態の以下の詳細な説明を考慮すれば、本発明の他の特徴が当業者にとって明らかとなろう。
【図面の簡単な説明】
【０００７】
【図１】本発明に係る回転翼輸送手段の概略図であり、誘導システムと非回転構造脊柱または背骨を備えたフレームに結合された一対のローターシステムとを備え積載物を運搬する飛行体を示す。
【図２Ａ】本発明に係わる回転翼輸送手段の斜視図であり、垂直飛行モードにおける逆回転同軸ローターシステムを示す。
【図２Ｂ】逆回転同軸ローターシステムならびに固定翼ブースターモジュールを有する図２Ａの回転翼輸送手段の水平飛行モードにおける斜視図である。
【図３】図２Ａの回転翼輸送手段の外側胴体パネル、電気配線およびブースターを除いた側立面図である。
【図４】図２Ａの回転翼輸送手段の一部切り取った側立面図であり、逆回転同軸ローターシステムと電源を示す。
【図５】図２Ａの回転翼輸送手段の一部切り取った拡大斜視図であり、該輸送手段の上方内部と逆回転同軸ローターシステムを示す。
【図６】図２Ａの回転翼輸送手段の一部切り取った拡大斜視図であり、該輸送手段の下方内部と逆回転同軸ローターシステムを示す。
【図７Ａ】該輸送手段の部位間の導管である中空内部チャネルを有する円形断面の芯管または背骨の斜視図であり、該中空内部を走り、様々な箇所で出入りする電気配線を示す。
【図７Ｂ】該輸送手段の部位間の導管であり、長さ方向に沿った外側チャネルを有する概ね十字形の断面を持つ背骨の斜視図である。
【図８】第一リングマウントの拡大斜視図である。
【図９】第二リングマウントの分解斜視図であり、取付けられたリンク機構および胴体サポートを示す。
【図１０】図２Ａの回転翼輸送手段の中央内部の一部切り取った拡大斜視図であり、逆対回転同軸ローターシステムを示す。
【図１１Ａ】可変サイクリックピッチ角および固定コレクティブピッチ角を有するローター翼を有するローターモジュールの分解斜視図である。
【図１１Ｂ】可変サイクリックピッチ角および可変コレクティブピッチ角を有するローター翼を有するローターモジュールの分解斜視図である。
【図１２】図１２Ａは、モーターマウントの第一の側の斜視図である。図１２Ｂは、モーターマウントの第二の側の斜視図である。
【図１３】図１３Ａは、ローターハブの第一の側の斜視図である。図１３Ｂはローターハブの第二の側の斜視図である。
【図１４】図２Ｂの線１４−１４に沿ったローターモジュールを示す断面図である。
【図１５】図２Ａの逆回転同軸ローターシステムおよびローターシステムから延びる芯管の側立面図である。
【図１６】図１６Ａは、数個のバッテリーを備える１つの電源モジュールの分解斜視図である。図１６Ｂは、数個のバッテリーを備える１つの電源モジュールの分解斜視図である。
【図１７】図２Ｂのブースターモジュールの正射投影図であって、格納のため折畳まれた一つの翼と、飛行形態に伸ばされた一つの翼とを示す。
【図１８】飛行中に回転翼輸送手段から分離するブースターモジュールを示す正射投影図である。
【図１９】底部から水中に吊り下げられた潜水ソナーまたは水中聴音器を示す回転翼輸送手段の立面図である。
【図２０】回転翼輸送手段が下の地面に墜落着陸する間の不均等長さ折畳み翼の動作の一連を示す図である。
【図２１】図２１Ａは、収納のために折畳まれた回転翼輸送手段を示す収納缶の側立面図である。図２１Ｂは、収納のために折畳まれた回転翼輸送手段を示す側立面図である。
【図２２】例として外洋上の船舶である遠隔地までセンサーまたはマーカーを配達する本発明に係る回転翼輸送手段の斜視図である。
【図２３】投下型爆弾の後部に収納するために折畳まれた回転翼輸送手段の側立面図である。
【図２４】投下型爆弾の後部から目標地の近傍へ到達する回転翼輸送手段の斜視図であり、該回転翼輸送手段を発射する投下型爆弾と、投下型爆弾が該目標を叩いた後、リアルタイム戦闘損害評価を攻撃部隊に提供するために該目標地域に留まるように垂直飛行モードになる該輸送手段とを示す。
【図２５Ａ】別の回転翼輸送手段の模式図であり、非回転構造の脊柱または背骨フレームに結合された電力および信号の導管を備えた中央路構造と、誘導システムと、一対のローターシステムとを有し、積載物を運搬する飛行体を示す。
【図２５Ｂ】図２５Ａの回転翼輸送手段の模式図であり、電力および信号導管を持つ中央データ／電力路を介して通信するローターシステム、制御システム、および電源を示す。
【発明を実施するための形態】
【０００８】
図１に模式的に示したように、回転翼輸送手段１は、共通軸７に沿って延びるフレーム４０に結合され、互いに間隔を空けて直列に並ぶ第一モジュール２、第一と第二ローターシステム３、５、電力モジュール１３、１４、および第二のモジュール１５を備える。例で示すと、フレーム４０は細長い中央背骨であり、中空の芯またはその断面が十字であってもよい。作動時においては、図２Ａに示されるように、第一ローター３および第二ローター５は共通な軸７の周りに反対方向に回転し、回転翼輸送手段１が制御された飛行を行うように２４の方向に推力を向け、２４’の方向に揚力を発生する。第一モジュール２は、多様な誘導システム５０’、電子システム５５’もしくは積載物１５’を含むことができる。第二モジュール１５は、積載物１５’、または他の実施形態では多様な誘導システム５０’および電子システム５５’を含むことができる。積載物１５’は弾薬、放射能センサー、化学薬品検出センサー、生物体センサー、能動的および受動的聴取器、ビデオセンサー、補助電源、または他の任務に特有の装置、を含んでよいがこれらに限定されない。このように回転翼輸送手段１は、そこから情報を得ようとする対象領域に偵察、観測、または探索モニター装置を移動するための手段を提供する。
【０００９】
図１、図２５Ａ、図２５Ｂに示すように、第一ローターシステム３は、第一モーター５４、第一ローター翼２０および第一ピッチ角制御装置５６を備える。幾つかの実施形態において、モーター５４は、例えば図４〜図６に示されるように電気モーター、もしくは共通軸７の周りにローター翼２０を回転させる動力を供給するために適した他の手段である。第一ローターシステム３および第二ローターシステム５は、構造ならびに機能が互いに類似している。第二ローターシステム５は、第二モーター６１、第二ローター翼２２および第二ピッチ角制御装置５７を備える。幾つかの実施形態において、モーター６１は、例えば図４〜図６に示されるように電気モーター、もしくは共通軸７の周りにローター翼２２を回転させる動力を供給するために適した他の手段である。例示のように、電気ならびに電子部品は接続され、電力ならびに信号線をそれぞれ保持する電気導線管路１７３ならびに電子導線管路１７４を介して通じている。回転翼輸送手段１は二つのローターシステムを有するものとして例示されているが、回転翼輸送手段１は機能ならびに任務の要求に従って三つ以上のローターシステムを有しても良い。
【００１０】
図１および図３に示されるようにフレーム４０は非回転であり、第一モジュール２、第一および第二ローターシステム３、５、電力モジュール１３、１４、および第二モジュール１５を収容するための中央の細長い中空背骨を形成する。例示されているように、電力モジュール１３、１４は第二ローターシステム５と第二モジュール１５の間に互いに隣合せに配置される。フレーム４０が中空なので、電力モジュール１３、１４は中空背骨を介してモーター５４とモーター６１に電気的に接続することができる。
【００１１】
例示のように、ピッチ角制御装置５６は前後方向サーボ５８と左右方向サーボ５９に結合されたスウォッシュプレート５６’であり、制御装置５５からの入力に応答して各ローター翼２０の１回転を周期とするサイクリックピッチ角を変化させる。幾つかの実施形態では、スウォッシュプレート５６’がさらにコレクティブサーボ９８に結合され、全ローター翼２０のピッチ角（全ピッチ角）を同量だけ変化させる。同様に、ピッチ角制御装置５７は前後方向サーボ５８と左右方向サーボ５９に結合されたスウォッシュプレート５７’であり、制御装置５５からの入力に応答して各ローター翼２０のサイクリックピッチ角を変化させる。幾つかの実施形態では、スウォッシュプレート５７’はまたコレクティブサーボ９８に結合され、全ローター翼２０のピッチ角を変更する。例示の実施形態において、制御装置５５は例えば図３に示したように指令信号コントローラであるか、またはサーボ５８、５９または９８およびモーター５４、６１に所望の電気的または機械的命令信号を供給する他の適切な方法である。
【００１２】
例示のように、回転翼輸送手段１は、飛行体のピッチ角制御（ヘリコプター型の前後サイクリック入力）または飛行体のロール角制御（ヘリコプター型の左右サイクリック入力）のための二つのサーボ５８、５９を有する固定ピッチ角ローターシステムを備える。図１の点線で示されたサーボ９８を、コレクティブピッチ角制御が望まれる場合にはサーボ５８、５９に結合することができる。固定ピッチ角ローターシステムを有する実施形態では、ローターシステム３、５はピッチリンク１１９によってスウォッシュプレート５６’、５７’に結合される。サーボ５８、５９は、リンク１２５、１２６によってスウォッシュプレート５６’、５７’に結合される。本発明の特徴は、一つまたは二つの少数のサイクリックサーボアクチュエータ（サーボ５８、５９）によって回転翼輸送手段１が飛行可能であるということにある。「１サーボ」飛行モードにおいてモーター５４、６１の差トルクは偏揺れ角を制御し、さらにサーボ５８は前後方向の飛行を制御する。サイクリックサーボが一つだけの場合、輸送手段１は方向舵および昇降舵制御だけを有する飛行機と非常に似た飛行が可能である。図示した「２サーボ」飛行モードでは、サーボ５８、５９は前後の飛行体ピッチ角制御と左右の飛行体ロール角制御を提供し、モーター５４、６１の差トルクはヨー制御を提供する。
【００１３】
作動時においては、ローターハブ群１０１は反対方向に回転する。サーボ５８、５９は搭載された飛行制御電子装置によってスウォッシュプレート５６’、５７’が同時に傾くように制御され、それにより回転しているローター翼２０の翼ピッチ角をサイクリックに変化させて、輸送手段１を飛行体ピッチ方向１７０または飛行体ロール方向１７１に傾ける。コレクティブピッチ角（図１１Ｂ参照）を制御する別の実施形態では、コレクティブサーボ９８と第三ピッチ角リンク（図示せず）を備え、共通軸７に沿ってスウォッシュプレート５６’、５７’の軸位置を変化させ、電子式コレクティブ・サイクリックピッチ角複合（ＣＣＰＭ）を用いてコレクティブローター翼２０、２２のピッチ角を変化させる。コレクティブ・サイクリックピッチ角複合サーボ５８、５９、９８を用いて、スウォッシュプレート５６’、５７’を同時に傾けてサイクリックピッチ角を変化させ、共通軸７に沿ってスウォッシュプレート５６’、５７’を同時に軸方向に移動させてコレクティブピッチ角を変化させる。
【００１４】
本実施形態は、垂直飛行形態時におけるヨー（飛行方向）制御のためにモーター速度の差を使用する。通常、同軸ヘリコプターは可変翼ピッチ角および翼角度差を用いて飛行中の偏揺れ角動きを制御している。本発明においては、輸送手段１の固定胴体に対して異なった速度でモーター５４、６１を動作させることによって生成された差トルクが、ヨー力を生成し、ヨー運動（すなわち共通軸７周りの回転）を安定させ制御する。この方法では、垂直な共通軸７の周りの回転翼輸送手段１のヨー運動に応答してモーター５４のトルク（最終的には速度）を増減する。第二モーター６１のトルク（速度）は制御装置５５に格納された搭載型コンピュータシステムによって第一モーター５４のトルク（速度）に対抗して一定揚力を維持するように自動的に調節され、その結果、回転翼輸送手段１の高度は増加も減少もしない。
【００１５】
ローター翼２０および２２は、回転翼輸送手段１に結合され、ローターハブ１０１によって回転のために支持される。ローターハブ１０１はさらに、図１１Ａに最良に示されているように内部ヨーク１０８に回動自在に取付けられる。回動軸１０９はローターハブ１０１を貫通して延び、ヨーク１０８によって受容される。ヨーク１０８は、共通軸７の周りに回転するように一対のローター翼をハブ１０１に結合する。ヨーク１０８はさらに、一対のリンク１１９の第一端に結合される。各リンク１１９はさらに、その第二の端部がスウォッシュプレート５６’、５７’の周辺縁に結合される。このようにヨーク１１８は、スウォッシュプレートサーボ５８、５９、または９８からの線形運動入力に応答するスウォッシュプレート５６’、５７’からの入力によって回動する。ヨーク１１８のこの回動運動は、各ローター翼２０、２２の回動を引起し、これによりローター翼２０、２２のローター翼ピッチ角を増加または減少させる。
【００１６】
図２Ａおよび図２Ｂに示すように、回転翼輸送手段１は、共通軸７に沿って互いに間隔をとって配列された、上方部２’、第一および第二ローター３、５、中央部４、下方部６、第一および第二電力モジュール１３、１４、および積載物１５を備える。ここで図２Ａ〜図４を参照すると、輸送手段１の上方部２’および中央部４内の内部機械部品と電気部品は、薄い壁の上方胴体シェル１０と中央胴体シェル１１とにそれぞれ収容されている。下方胴体シェル１２は下方部６の一部を覆うが、下方部６の全部を覆うまで延びてもよい。本発明の特徴は、胴体シェル１０、１１が、ポリカーボネートまたはＡＢＳのようなプラスチック材料からブロー成形され、フレーム４０と合わせて、堅牢強固かつ製造の容易な中央強度部品及び薄い外部カバー部品の両方を有する回転翼飛行体の構造を形成することである。
【００１７】
図３に示すように、本発明の回転翼飛行体１は、歯車１０６、１０７（図１１）のような駆動列を用いてローター翼２０に作動可能に結合されたモーター５４を備えたローターシステムを有する。スウォッシュプレート５６’（図１０）のようなピッチ角制御装置がローター翼２０に作動可能に結合され、リンク１２５、１２６(図１０)等のリンク機構を介するサーボ５８、５９（図３）等のサーボアクチュエータからの出力に応答して、ローター翼２０のサイクリックおよび／またはコレクティブピッチ角を変化させる。電力源モジュール１３にあるバッテリ（図示せず）からの電気または貯蔵タンク(図示せず）からの燃料のような動力は、動力導管を介してローターシステム間を流れ、制御装置５５、モーター５４およびサーボ５８、５９を作動させるための動力を供給する。制御装置５５からの制御信号は、信号導管路に沿って流れモーター５４の速度およびサーボ５８、５９の姿勢出力を制御する。電力導管路および信号導管路は、輸送手段１の構造上の脊柱であるフレーム４０（図７Ａ、図７Ｂ、および図１５）内に形成されたチャネル９６を通ってローター翼２０の流入側と流出側の間に配設される。
【００１８】
ホバリングにおいては、第一ローター３および第二ローター５は共通軸７の周りに互いに逆方向に回転をして、図２Ａに示すように空気を下方２４の方向に押しやり、輸送手段１を上方に引上げる。第一ローター３は、共通軸７を中心に方向２１の向きに回転するように構成されたローター翼２０を有し、第二ローター５は、共通軸７を中心に方向２３の向きに回転するように構成されたローター翼２２を有する。第一ローター翼２０および第二ローター翼２２はサイクリックピッチ角制御されるので、輸送手段１は、共通軸７はほぼ垂直になっている状態で２５の方向へ飛行するように構成されている。
【００１９】
次に図２Ｂを参照して、ブースタインタフェース９において下方部６に取付けられたブースターモジュール８を有する本発明に係る第二の実施形態を説明する。ブースターモジュール８は、例えば補助電力源（図示せず）を載せており、輸送手段１に積載された電力モジュール１３、１４に収容された内部電力源を補う。図示のように、補助電力源（図示せず）および電力モジュール１３、１４は電気バッテリー１３、１４である。ブースターモジュール８は、共通軸７はほぼ水平になっている状態で１８の方向へ飛行する時に輸送手段１に付加的揚力を与える左翼１６および右翼１７を備える。
【００２０】
フレーム４０は、図４に示すように、回転翼輸送手段１の構造背骨を形成し、通常は上方部２’から下方部６まで回転翼輸送手段１の中央を通って垂直に延びている。例示のように、フレーム４０は中空内部チャネル９６（図７Ａ）を有する非回転芯管、または外部チャネルを有する十字梁９７（図７Ｂ）である。第一、第二ローターモジュール３、５、上方部２’、中間部４、および下方部６内の全ての部品はフレーム４０に取付けられている。図７Ａを参照すると、非回転中空芯管４０はさらに、回転翼輸送手段１の上方部２’、中間部４および下方部６にある部品間を通る電気配線４５、配管（図示せず）、機械的リンク機構（図示せず）のための管としても機能する。長手方向の溝４６、４７が配線４５、配管、リンク機構に対する入口、出口点として設けられている。非回転中空芯管４０および十字梁は、一体で胴体部２、４、６の間で連続しているため、輸送手段１の剛性および軽量構造特性は増大する。例示のように、非回転中空芯管４０および十字梁９７は、好ましくは外径（芯管４０）または幅（十字ビーム）が約０．５インチ（１３ｍｍ）および肉厚が約０．０３インチ（０．７６ｍｍ）から約０．０５インチ（１．３ｍｍ）の間の巻かれたまたは引き抜き成形されたカーボングラファイト繊維、ガラス繊維または７０７５アルミニウム合金（または同等品）である。
【００２１】
回転翼輸送手段１は、図３で最良に示されているように、三つの胴体部を持つよう構成されている。上方部２’は、水平センサー／安定装置５０、電子式ジャイロ安定装置５１、芯管４０の上端に結合されたジャイロ装着台５２、第一モーター速度制御装置５３、第一モーター５４、無線受信機、および制御装置５５を有するよう構成されている。中間部４は第一スウォッシュプレート５６’、第二スウォッシュプレート５７’、前後サイクリックサーボ５８、および左右サイクリックサーボ５９スウォッシュプレートスウォッシュプレートを含む。下方部６は、第二モーター速度制御装置６０、第二モーター６１、無線バッテリー６２、第一、第二バッテリモジュール１３、１４、および積載モジュール１５を含む。
【００２２】
例示した実施形態では、水平センサー／安定装置５０はＦＭＡ社のモデル「ＦＳ８Ｃｏｐｉｌｏｔ」、ジャイロ安定装置５１はＪＲ社のモデル「Ｇ５００」シリコンリングジャイロ、モーター５４、６１はＨａｃｋｅｒ社のモデル「Ｂ２０４１Ｓ」であり、モーター速度制御装置５３、６０はＣａｓｔｌｅ  Ｃｒｅａｔｉｏｎｓ社のモデル「ペガサス３５」であってコンピュータベースのデジタル式プログラマブル速度制御装置である。回転翼輸送手段１はまた、上方部２’に結合されるように構成された、ＧＰＳ受信／制御装置ならびに遠隔測定システム（図示せず）を収容するように構成されている。
【００２３】
回転翼輸送手段１の内部部品は図８に示されるようにリングマウント７０によって芯管４０に結合される。リングマウント７０は、芯管４０の円形外面と一致する円形内側部７１を備える。リングマウント７０は、機械的、電気的、および他の内部部品を保持するのに適合したフランジ７５、７６、７７を有する、半径方向に延びたマウンティングアーム７２、７３、７４を備える。リングマウント７０は、フランジ７５にモーター５４を、フランジ７６にモーター速度制御装置５３を、フランジ７７に無線受信装置５５’’を支持するように構成されている。輸送手段１の内部部品は、例えば装着フランジに様々な締め具（例えば孔７８を通したナイロン紐）または接着剤を使って結合される。円形部７１は、リングマウント７０を非回転中空芯管４０に固定するための手段を提供し、リングマウント７０が回転または非回転中空芯管４０に沿って軸方向に滑動するのを防ぐ。リングマウント７０を非回転中空芯管４０に固定するための手段には、位置決めねじ受け部７９によって受容される留め具（図示せず）、または様々な接着剤が含まれる。図９に示すように、第二のリングマウント８０は、円形リング８１と、アーム８２、８３と、胴体支持碍子８６、８７、８８を支えるための軸支柱８４、８５と、スウォッシュプレート回転防止アーム９０、９１と、スウォッシュプレートリンク９２、９３とを含む。
【００２４】
サーボモジュール８１は、例えば図１０に示すように、ピッチサーボ５８と、ロールサーボ５９と、中間胴体シェル１１を支持する自在胴体碍子８６、８７（Arltonの米国仮特許出願第６０／５２５，５８５号に記載されている。この仮出願を本明細書に援用する。）とを支持するリングマウント８０を備える。リングマウント７０、８０は、回転翼輸送手段１の多くの構造上の特徴を組み込み、また支持するように構成されている。リングマウント７０、８０と関連する内部部品は、下位組立て体として事前に組立て、最終組立て工程で他のモジュールと一緒に非回転中空芯管４０に組付けることができるので、リングマウント７０、８０は回転翼輸送手段１の組立てを助ける。
【００２５】
図１１Ａ、図１２Ａ、図１２Ｂ、図１３Ａ、図１３Ｂおよび図１４を参照すると、ローターモジュール３は、ローターマウント１００、内歯車１０７を有するローターハブ１０１、第一および第二玉軸受け１０２、１０３、環状クリップ１０４、モーター５４、遊星歯車箱１０５、ピニオン歯車１０６、ブレードヨーク１０８、回動軸１０９、軸端キャップ１１０、トーションばね１１１、およびローター翼２０を含む。モーターマウント１２２は、歯車箱１０５を受け入れ、モーター５４をローターマウント１００に結合する。組立て時には、軸受け１０２、１０３は、ローターマウント１００から延びているボス１１２上の溝１０８に係合する環状クリップ１０４によって保持される。翼２０は、キャップ１１０を貫通して延びるピン１１３と、軸１０９内に形成された孔１１４によって所定位置に保持される。軸１０９は、ハブ１０１に形成された軸受け孔１１７を通りヨーク１０８の孔１１８に入り、別のピン（図示せず）により保持される。リンク１１９はヨーク１０８をスウォッシュプレート５６’に結合する。
【００２６】
図１１Ｂに示すように、サイクリックピッチ角およびコレクティブピッチ角可変ローター翼を支持するのに適合したローターモジュールは、ハブ１０１に類似したコレクティブローターハブ２０１を含み、ハブ２０１は、ハブ２０１の内面に形成されたボス２１４に留め具２１２によって結合されたコレクティブヨークフレーム２０８を受容する。コレクティブヨークフレーム２０８は、ローター翼２０によって生成されスラスト軸受け２０３を介して作用する径方向の飛行荷重を支える。リンク１１９はピッチアーム２１０をスウォッシュプレート５６’に結合する。
【００２７】
例示のように、遊星歯車箱１０５は、およそ４：１の減速比を有する。モーター５４のピニオン歯車は、歯数が９枚でローターハブ１０１上の歯数６０枚の内歯車１０７と噛合っており、従ってローターモジュール３の総計速度減速比はおよそ２６．７：１である（すなわちローターハブ１０１の１回転に対してモーター５４の出力軸は２６．７回転する）。この減速比により、高電圧、高速度で作動する高効率電気モーターの使用が推奨される。
【００２８】
例示のように、モーター５４はブラシレスモーターである。いくつかの用途においては、特に飛行時間が短く経済性が一つのファクターである場合には（例えば近距離での使い捨て弾薬）、数個の低価格ブラシつきモーター（すなわちカーボンブラシと回転整流子を有するモーター）が、ローターハブ１０１を回転させるために一個の高価なブラシレスモーター５４の代わりに使われる。このような場合には、図ではローターモジュール３はローターハブ１０１を駆動する一つのモーター５４を有しているが、ローターハブ１０１を回転させるために、ローターマウント１００の周囲にただ一つではなく数個のモーターを備えることも本発明の範囲内である。また、共通軸７の周りにローターハブ１０１を駆動するのに別個のモーターを必要としないように、ローターハブ１０１自身をコイルと磁石とで構成してモーターとして作動させてもよい。
【００２９】
図示の実施形態におけるローター翼２０は、ポリカーボネート樹脂材料を射出成形したものであり、Arltonの米国特許第５，８７９，１３１号に記載されているタイプである。この特許を本明細書に援用する。ローター翼２０はフラップ軸１２０周りに上方および下方に約６度、トーションばね１１１にあるタブ１２１がピッチ軸１０９に当接しそれ以上のフラップが阻止されるまで、自由にフラップすることが出来る。このことは、ローター翼２０は、飛行中約＋／−６度まで上下に自由にフラップでき、かつ収納のためまたは不時着に際して９０度上方へ、９０度下方へ折畳むことが出来ることを意味する。
【００３０】
図示された実施形態では、ローターマウント１００は、ポリカーボネートまたはナイロンなどの熱可塑性材料から一体で射出成形される。ローターハブ１０１は、ナイロンまたはアセタールなどの熱可塑性材料から一体で射出成形される。ローター翼２０は、共通軸７を軸とする従来の同軸シャフトの代りにローターハブ１０１（輸送手段１の外部胴体シェルの一部を形成する）によって飛行中支持される。これにより、ローター支持軸受け１０３、１０４はローターブレード２０の直近に配置され、回転翼輸送手段１の中央胴体部分内のスペースを他の機械または電気部品のために空ける。図示した固定ピッチ角ローターシステムにおいては、翼２０の回転によって生成される径方向の飛行力は、内部ヨーク１０８によって支持され、このヨーク１０８は二つのローター翼２０を接続し、芯管４０を通す内部の孔を備える。このため特別な推力軸受けは必要でない。
【００３１】
図１５を参照すると、本発明の同軸ローターシステムは、芯管４０と、二つのローターシステム３、５と、二つのスウォッシュプレート５６’、５７’と、非回転中空芯管４０に結合されたサーボモジュール８１とを備え、それらはサーボモジュール８１を中心として鏡面対称に配置されている。二つのローターを有する同軸ローターシステムが開示されているが、回転翼輸送手段１は、付加的な推力または動作能力のために非回転中空芯管４０の長さ方向に沿って間隔をあけて配置された追加のローターシステム（不図示）を備えてもよい。
【００３２】
例示した実施形態では、回転翼輸送手段１は、飛行体ピッチ角（前後サイクリック）と飛行体ロール角（左右サイクリック）制御のために二つのサーボ５８、５９のみを必要とする固定ピッチ角ローターシステムを有している。第三のサーボ９８を、例えばコレクティブピッチ角制御が必要な場合に中間部４に、類似の方法で搭載することができる。
【００３３】
ローターシステム３、５は、ピッチリンク１１９により、スウォッシュプレート５６’、５７’に接続される。サーボ５８、５９は、リンク１２５、１２６によってスウォッシュプレート５６’、５７’に接続される。動作時には、ローターハブ１０１は反対方向に回転する。サーボ５８、５９は搭載された飛行制御電子システム５５’によって制御され、スウォッシュプレート５６’およびスウォッシュプレート５７’を同時に傾けて、次に回転している回転翼２０の翼ピッチ角をサイクリックに変化させて、飛行体ピッチ方向または飛行体ロール方向に輸送手段１を傾ける。コレクティブピッチ角制御（図１１Ｂ参照）を有する別の実施形態は、スウォッシュプレート５６’、５７’の共通軸７に沿った軸方向位置を変化させるために、また電子的コレクティブ・サイクリックピッチ角複合（ＣＣＰＭ）を用いてローター翼２０、２２のコレクティブピッチ角を変化させるために、第三サーボおよび第三ピッチ角リンク（図示せず）を備える。ローターシステム３、５の間に配置されたサーボ群を用い、上記のように同軸ローターシステムを制御するためにスウォッシュプレート５６’、５７’をリンク機構により直接結合することは、本実施形態の特徴である。
【００３４】
本発明の例示された特徴は、モーター５４、６１がローター３、５の両側（上方および下方）に配置され、ローター間の動力伝達が機械的軸伝導の代わりに電気配線４５によって達成され、このため機構的複雑さと重量が減少することである。別の実施形態（図示せず）では、モーター５４、６１がローター間に配置され、サーボアクチュエータ５８、５９は、それらの間にローター３、５が位置するように間隔を空けて配置される。ローターシステムの動力と制御は完全に電気的なので、回転翼輸送手段１の全体制御システムは、機械的リンク機構や油圧増幅を使うことなしにデジタルコンピュータと電子装置とによって電気的に動作させることができる。ローター３、５およびサーボモジュール８１の両側にそれぞれ１組のモーター群を配置することは、ローター３、５間の同芯回転軸の必要性をなくし、スウォッシュプレート５６’、５７’の両者を直接駆動するようにサーボ５８、５９を配置する。
【００３５】
本発明の特徴は、輸送手段１は一つまたは二つの少ないサーボアクチュエータ（サーボ５８．５９）によって飛行出来ることである。単独サーボ飛行モードでは、モーター５４、６１の差トルクがヨー方向の向きを制御し、サーボ５８は前後方向の飛行を制御する。一つのサイクリックサーボだけの場合、輸送手段１はちょうど方向舵と昇降舵の制御のみを有する飛行機のように飛行可能である。図示のようにサーボ２個の飛行モードでは、サーボ５８、５９が前後の飛行体ピッチ角と左右の飛行体ロール角の制御を提供し、モーター５４、６１の差トルクがヨー制御を提供する。
【００３６】
本発明の別の実施形態では、モーター５４、６１の飛行中における動力は、リチウム−ポリマーまたはリチウムイオンバッテリのような高性能電気バッテリー１３０、または燃料電池によって供給される。図１６Ａ、図１６Ｂを参照すると、電源モジュール１３は、非回転中空芯管４０の周りに六角形状に配置され、直列に接続されて２１．６ボルトの電圧を生成する６個の充電式リチウムイオンバッテリ１３０を有する。バッテリリング台１３１は、非回転中空芯管４０を収容する中央孔（リング）１３２、およびバッテリー１３０を保持するフランジ１３３を備えるよう形成される。バッテリモジュール１３からの電力配線４５（図示せず）は、開口４７（図７参照）から非回転中空芯管４０に入り、非回転中空芯管４０を通ってモーター速度制御装置５３、６０に至る。
【００３７】
図２５Ａに最良に示されるように、複数の電源モジュール１３、１４は飛行中の追加的エネルギー容量用に備えられ、例示のように、モーター５４、６１に供給可能な電流を増加させるために並列に配線される。回転翼輸送手段１の飛行時間は、積載される電源モジュール１３、１４の個数を調節することで調整可能である。
【００３８】
余分のロッキングリング（または径方向アームの無いリングマウント）１３５は、例えば図４に示すように、電源モジュール１３、１４の非回転中空芯管４０への結合を補助するために、電源モジュール１３、１４の上方および下方に設けられる。電源モジュール１３、１４は、回転翼輸送手段１の他の部品と比較して相対的に重いので、ロッキングリング１３５は、回転翼輸送手段１の不時着時に非回転中空芯管４０に沿って電源モジュール１３、１４が滑動することを防止する。本発明の特徴は、回転翼輸送手段１はモジュール単位での生産と組立てに良く適合していることである。ローター、翼、制御、電源、ブースター、電子機器、積載モジュールは、個別に生産され、芯管４０にスライド装着される。芯管４０内の開口４６、４７を通る接続のための接続端子群は、芯管４０の表面と面一に装着され、保全ならびに修理のための回転翼輸送手段１の組立てと解体を助ける。
【００３９】
エネルギー密度および電力密度はＵＡＶ設計において考慮され、飛行体全体に適用可能である。より大きなエネルギー密度および電力密度を持つ飛行体は、より小さな密度を持つ飛行体よりも全体の性能が優れている。一般的に、エネルギー密度および電力密度は、単位重量あたり利用可能なエネルギーと電力の量として定義される。例えば、燃料または電気バッテリーのエネルギー密度（「比エネルギー」としても知られている）は、燃料またはバッテリーの測定単位に含まれるエネルギー量に対応する（例えば、Ｎｍ／ｋｇ  またはｆｔ−ｌｂｓ／スラグ単位で測定される）。
【００４０】
化学（液体）燃料は電気バッテリーよりもより高いエネルギー密度を持つ傾向がある。電気バッテリー電力に比較して液体燃料動力の付加的特徴は、液体燃料使用の飛行体の重量は燃料を燃焼するにつれて、飛行経過にわたって（６０％も）減少することである。従って、液体燃料使用の飛行体のエネルギー密度（すなわち、飛行体の単位重量あたりの使用可能エネルギー）は、ゆっくりと減少し、動力密度（単位重量あたりの使用可能動力）は飛行するに連れて増大する。このことは液体燃料使用の飛行体の性能は、飛行の終わり近くで実際に向上する。
【００４１】
これに対して、電気電力の飛行体の全体電力密度は、バッテリーの最大出力がほとんど一定で、バッテリーは放電するに連れて重量を失うことは無いので、飛行を通して一定である。使用可能な総エネルギーは減少するので、エネルギー密度もまた急速に減少する。本発明のエネルギー密度および電力密度を向上させるために、エネルギー供給を使い尽くした後飛行中に投棄することが可能な補助電気ブースターまたは電力モジュール８を備える。従ってブースターモジュール８は、ブースターモジュール８を回転翼輸送手段１に保持するための機構とともに、共通軸７の周りに組込まれた追加のバッテリモジュール（図示せず）を備える。
【００４２】
別の実施形態では、ブースター８は、化学的燃料に含まれる化学的エネルギーを電気的エネルギーに変換するための発電機（図示せず）を駆動する内燃機関（例えば不図示のディーゼルエンジン）を含む。本発明の他の実施形態では、電気エネルギーを生成するために、ターボ発電機（図示せず）を使用しても良い。このようなガス発電機を備えるブースターモジュール８により、該モジュール、燃料システム、およびエンジンの総重量を第一飛行段階の終わりに投棄することが出来、比較的少ない重量の回転翼輸送手段１を残して第二飛行段階を完遂出来る。
【００４３】
本実施形態では、ブースターモジュール８は、折畳み可能な翼１６、１７を備え、回転翼輸送手段１の水平飛行モードにおける揚力を増大する。図１７に示すように、翼１７は、収納のために折畳み軸１４０周りに折畳まれる。翼１６、１７は、そのおよそ四分の一弦の位置で回動シャフト（図示せず）に取付けられる。共通軸７に垂直に回動シャフトが固定保持され飛行準備できた時（図２も参照のこと）、翼１６はピッチ軸１４３周りに回動が自在で、それ自身の最良迎え角を見出す。翼１６、１７は、飛行において自身のピッチ軸周りに回転自在なので翼１６、１７のような付加物は時に「自由翼」と呼ばれる。なお、自由翼１６、１７は、遭遇する空気流に適合するために自動的にピッチを変更する能力があるため、広範な速度範囲に亘って効率的に動作可能である。このような自由翼の回転翼ＵＡＶへの適用は本発明の特徴である。
【００４４】
高速水平飛行においては、共通軸７はほぼ水平に方向付けられ、ローターモジュール３、５は共に回転翼輸送手段１を水平方向１８に引っ張るための単一逆回転プロペラのように働く。翼１６、１７は、下方部６とブースターモジュール８とを揚げるのを助けてローターモジュール３、５がより多くの動力を前進推力に使用し、より少ない動力を垂直揚力に使用する。
【００４５】
また、共通軸７がほぼ水平である場合、ローターモジュール３、５のサイクリック制御が飛行体ピッチ（仰角）方向１４４および飛行体ヨー（偏揺れ角）方向１４５に操作するための制御動力を供給するので、本発明は空気力学的制御表面（たとえば翼１６、１７上）を必要としない、ということに留意されたい。高速水平飛行時の飛行機のようなロール制御（共通軸７の周り）は、ローターモジュール３、５の差トルク／速度により実現される。この回転翼ＵＡＶの水平飛行の制御方法は、本実施形態の特徴である。
【００４６】
図１８Ａと図１８Ｂを参照すると、ブースターモジュール８のエネルギーを使い尽くした時は、回転翼輸送手段１に搭載された制御装置５５からの指令が、回転翼輸送手段１からブースターモジュール８を分離するラッチ（図示せず）等の機構を作動させと、ブースターモジュール８が１９の方向に落下する。次に回転翼輸送手段１は、一つの飛行モードにおいてはより垂直の方向をとり、ヘリコプターのように飛行する。
【００４７】
別の実施形態では、ブースターモジュール８は、爆薬、潜水ソナー、水中聴音器、無線ＩＤ標識、またはソノブイなどの特定任務積載物１４７を含む。図１９に例示したように回転輸送手段１から分離した後、ブースターモジュール８は、回転翼輸送手段１にワイヤまたは光ファイバケーブル１４６によって接続されたソナーまたは積載物１４７または他のセンサーを残して、落下する。この結果、回転翼輸送手段１が積載物１４７を運び、積載物１４７を所望の場所に正確に届け、積載物１４７と遠隔受取り場所(図示せず）の間を遠隔測定リンクとして機能することが出来る。このリンクは、例えば目標を監視する、または遠隔無線ＩＤマーカーまたは他のマーキング装置により海上の船舶をマーキングする有効な方法となり得る。
【００４８】
図２２は、例えばセンサー、または消すことの出来ない塗料または無線送信機などのマーキング装置を備えるマーカーを離れた地点、この図の場合、外洋１５７上の船舶へ配達する方法を図示している。輸送手段１が、船舶Ｓに接近し（１コマ）、船舶Ｓに触わるように操作され、船舶Ｓ上に該マーカーを残し（１コマ）、そしてその領域（１コマ）から去ることが示されている。このマーキング方法は本発明の特徴であって、輸送手段１がその局所領域を離れた後、着目する地点を監視するのを可能にする。あるいは、またはこれと共に、輸送手段１は、その局所領域を去る時に、例えば船舶Ｓ近傍の大気の試料を採取したセンサーを保持し、該センサーと試料を遠隔処理地点まで持帰えることができ、これにより、質量分光計、生物または放射線測定器、または他の類似の機器（不図示）によって更なる解析を行うことが出来る。図には着目する地点は船舶Ｓとして示されているが、船舶Ｓは、トラック、飛行機、建物、塔、送電線、または開けた土地など、輸送手段１が接近可能な如何なる着目地点であってもよい。
【００４９】
図２０Ａ、図２０Ｂ、および図２０Ｃに示す本発明の別の実施形態は、上方翼１４８が下方翼１４９より大きな翼長を有する、不等長さの折畳み式同軸ローター翼１４８、１４９を有する。この構成により、下方のより短い翼１４９より前に上方翼１４８が地面１５５に接触する輸送手段の不時着時に、上方翼１４８が、下方翼１４９から離れるように又はより速く、折畳まれることで、上方翼１４８と下方翼１４９が未だ高速回転中に互いに接触する可能性を減少させる。図に示すように、下方翼１４９の翼長は２０〜２２インチ（５１ｃｍ〜５６ｃｍ）である。
【００５０】
コンパクトな収納のため、および着陸のために折畳みが可能であることは本発明のもう一つの特徴である。図２１Ａおよび図２１Ｂに示すように、回転翼輸送手段１は、米国海軍によって使用されている標準Ａサイズソノブイ管内に入るのに十分に小型である。本発明に独特の芯管構造は、回転翼輸送手段１がソノブイ管内に入るように小型化するのを可能にするだけでなく、海軍のＰ−３海上哨戒機等の飛行機から弾薬作動装置（ＣＡＤ）による発射時の力を吸収する。
【００５１】
図２１Ａに示す一つの実施形態では、使い捨て発射缶１５０を使用し、回転翼輸送手段１の空気力学的表面を保護している。これは輸送手段１が高度１０，０００〜２０，０００フィート（約３０００〜６０００ｍ）、速度１５０〜２５０ノット（約２８０〜４６０ｋｍ/ｈ）で飛行中の飛行機から発射されるからである。缶１５０に取付けられたパラシュート（図示せず）は、回転翼輸送手段１からより低い高度で分離する缶１５０の下降を減速し、安定させる。例示のように、回転翼輸送手段１は縮尺して示されており、約２４インチ（５１ｃｍ）の胴体長さ３０、約２．２５インチ（５．７ｃｍ）の上部直径３１、約２８インチ（７１ｃｍ）の上部ローター直径３２、および約２４インチ（６１ｃｍ）以下の下部ローター直径３３を有する。ブースターモジュール８は約１２インチ（３０ｃｍ）の長さ３４を有する。第一ローター３と第二ローター５は、ホバリング時は約１，４００回転/分で、垂直上昇および高速度飛行時は約２，０００回転/分以上で回転する。
【００５２】
本発明の別の実施形態は、弾薬による標的の損害を評価するため、該弾薬と共に用いられるのに適合している。図２３に示すように、輸送手段１は、弾薬と共に用いるのに適合した投下型爆弾１６０である。爆弾１６０は、飛行機等の発射プラットホームから投下される。使用においては、投下型爆弾１６０が輸送手段１を標的場所の近傍へ運び、爆弾１６０が標的に到達する前に、輸送手段１は解放され爆弾１６０から落下して離れるか（補助ドラッグシュート１６２により減速される）又は弾薬作動装置により爆弾１６０から射出される。次に輸送手段１は、着弾地点近傍の標的領域において軌道飛行するかホバリングし、爆弾による損害を観察し、映像および他の情報を遠く離れた操作者（図示せず）に送る。この弾薬損害評価の方法は本発明の特徴であり、発射元が攻撃地域に留まる必要なく直ちに戦闘損害評価を行うことができ、同じ標的に対する引続く攻撃を減らし、乗員への危険を最小にする。
【００５３】
本発明の一つの特徴は、非回転中空芯管４０、または十字梁構造背骨がいくつかの実施形態では配線と配管の両方の導管として働くことである。様々なＵＡＶを基本モジュールのキットから組立てることの容易さを示すために、機械部品と電気部品を該芯または背骨に組付ける方法またはシステムを説明した。
【００５４】
別の特徴は、本発明の同軸システムの各ローター２０、２２は、一つ以上の個別の電気モーターによって駆動され、該モーター群は該ローターの両側に配置され、モーターへの、およびモーター間の動力伝達は機械的な軸伝達、クラッチ、および歯車の代わりに電気配線（中空芯内を通る）により実現されることである。コンパクトなローターシステムは、回転のためにローターを支えるが、従来の回転同軸シャフトを必要としない。
【００５５】
さらに別の特徴は、スウォッシュプレート制御システムおよび一つ以上の電気モーターが各ローターに設けられ、各ローターの互いに反対側に配置されているので、ローターの駆動および制御に必要な機械的および電気的接続を簡略化出来ることである。ローターシステムを中空芯に迅速かつ容易に組付けるために、ローターモジュールが提供される。複数のローターモジュールとスウォッシュプレートが、１つのモジュール内に収容された１組のサーボによって制御される。
【００５６】
付加的な特徴は、折畳みローター翼１４８、１４９は、等しくない長さであることである。逆方向回転のローター３、５を有する本発明では、不等長さの翼１４８、１４９を折畳むことは、不時着中に翼が高速に折畳まれるので、翼が互いに接触する機会を減少させる。
【００５７】
本発明のもう一つの特徴は、ＵＡＶのエネルギーおよび電力密度を向上する方法であり、これは飛行中に輸送手段本体から分離可能なブースターモジュール８を備えることが出来るからである。ブースターモジュール８は、第一飛行フェーズの間、ＵＡＶを飛行させるために供給される。第一飛行フェーズの終わりに、該ブースターモジュールは脱落し、第二飛行フェーズでの引続く飛行のために、ＵＡＶの重量を軽減する。電気動力のＵＡＶの電力モジュールは、バッテリー電力を使い尽くしたら飛行中に投棄される補助揚力面を有しているか、または有してないバッテリパック、または特定の任務に特有の積載物を備える。
【符号の説明】
【００５８】
３  第一ローターシステム
５  第二ローターシステム
２０  第一ローター翼
２２  第二ローター翼
４０  フレーム
５４  第一モーター
５６  第一ピッチ角制御装置
５７  第二ピッチ角制御装置
６１  第二モーター
【図１】
2010120641.tif 000002
【図２Ａ】
2010120641.tif 000003
【図２Ｂ】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７Ａ】
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【図７Ｂ】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１Ａ】
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【図１１Ｂ】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
2010120641.tif 000019
【図１６】
2010120641.tif 000020
【図１７】
2010120641.tif 000021
【図１８】
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【図１９】
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【図２０】
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【図２１】
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【図２２】
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【図２３】
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【図２４】
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【図２５Ａ】
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【図２５Ｂ】
2010120641.tif 000030
【手続補正書】
【提出日】平成22年3月5日(2010.3.5)
【手続補正１】
【補正対象書類名】特許請求の範囲
【補正対象項目名】全文
【補正方法】変更
【補正の内容】
【特許請求の範囲】
【請求項１】
非回転構造背骨と、
前記非回転構造背骨に結合した第一ローターシステムであって、前記第一ローターシステムは、回転軸の周りを回転するために第一ローターシャフトによって支持された第一可変ピッチ角ローター翼と、サイクリックピッチ角を制御もする第一翼ピッチ角制御装置とを含む第一ローターシステムと、
前記非回転構造背骨に結合した第二ローターシステムであって、前記第二ローターシステムは、前記回転軸の周りを回転するために第二ローターシャフトによって支持された第二ローター翼とを含む第二ローターシステムと
を備える回転翼飛行体であり、
前記第一翼ピッチ角制御装置が前記第一ローターシャフトから前記回転軸に沿って軸方向に離間している回転翼飛行体。
【請求項２】
前記第一ローターシャフトは前記回転軸に沿って、前記第二ローターシャフトから軸方向に間隔をあけて配置される請求項１に記載の回転翼飛行体。
【請求項３】
前記第二ローター翼は回転の制御をもする第二翼ピッチ角制御装置で制御されている可変ピッチ角ローター翼であり、前記第二翼ピッチ角制御装置が前記回転軸に沿って前記第二ローターシャフトから軸方向に間隔をあけて配置される請求項１に記載の回転翼飛行体。
【請求項４】
前記第一ローター翼を第一ローター回転平面で前記回転軸まわりに動かすために前記非回転構造背骨に固定された第一モーターをさらに含み、前記第一モーターと前記第一翼ピッチ角制御装置とが前記第一ローター回転平面を挟んで両側に配置される請求項３に記載の回転翼飛行体。
【請求項５】
前記第二ローター翼を第二ローター回転平面で前記回転軸まわりに動かすために前記非回転構造背骨に固定された第二モーターをさらに含み、前記第二モーターと前記第二翼ピッチ角制御装置とが前記第二ローター回転平面を挟んだ両側に配置される請求項４に記載の回転翼飛行体。
【手続補正２】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】０００２
【補正方法】変更
【補正の内容】
【０００２】
回転翼輸送手段はさまざまな用途に用いられている。無人回転翼輸送手段はしばしば軍事用、法執行機関、ならびに商業的な航空調査活動によって使われている。
ヘリコプターの技術分野において、一般に、ローターシャフトで回転支持された可変ピッチ角ローター翼と、ローター翼のサイクリックピッチ角を制御可能なピッチ角制御装置とを有する回転翼飛行体では、ピッチ角制御装置とローターシャフトとを含む機械部品は必ず軸方向に互いに重なり合うようになっていることは良く知られている。この軸方向の重なり合いは、ローターシャフトとピッチ角制御装置の両方がローター翼の回転平面の下の飛行体の胴体に機械的に接続されるために必要である。
ピッチ角制御装置が胴体に結合したスウォッシュプレートを含む場合、ローターシャフトは胴体の上に位置するローター翼を支持すべく、スウォッシュプレートの中央開口を通って上方へ延びなければない。ローターシャフトはスウォッシュプレートの一方の側から他の側へ通るため、スウォッシュプレートは軸方向にローターシャフトと重なると言われている。
同軸ローター・ヘリコプター（つまり、複式ローターシステム）では、上部および下部ローター翼が逆方向に回転しており、各組のローター翼には別個のピッチ角制御装置が必要となるため、このローター翼とピッチ角制御装置の取付け状態が非常に複雑になる。上部ローターを駆動しているローターシャフトと、下部ローターを駆動しているローターシャフトとは、軸方向に互いに重なり合う。
【手続補正３】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】０００５
【補正方法】変更
【補正の内容】
【０００５】
本発明による一実施形態は、飛行中の輸送手段から分離可能な補助電力パックを備え、例えば遠隔地に該輸送手段を届けることを容易にしている。別の実施形態では、電力パックは、例えば弾薬、潜水ソナー、水中聴音器、あるいは分離可能なソノブイモジュールなどの積載物を含んでいる。本発明は大型の人間輸送ヘリコプターを含む多くのヘリコプターに適用可能であると共に、本発明は特に、遠隔操縦輸送手段（ＲＰＶ）または無人空中輸送手段（ＵＡＶ）として知られている小型で自走式または無線制御の回転翼飛行体への適用に適する。
本明細書は、ローターシステムが非回転構造背骨に結合したローターシャフトとピッチ角制御装置とを含み、ローターシャフトとピッチ角制御装置とが重ならないように構造背骨に沿って軸方向に離間して配置されている、回転翼飛行体用の簡単化された制御システムを開示している。構造背骨は、サーボアクチュエータに連結した信号線等の配線用導管として働く中空内部を含んでもよい。
本発明による一実施形態では、モーターは非回転構造背骨に結合し、さらにローター翼を回転軸まわりに動かすためのローターシャフトに接続している。ピッチ角制御装置は、スウォッシュプレートを含み、ピッチ角制御装置とモーターはいずれもが支障なく直接ローター翼にアクセスできるように、ピッチ角制御装置とモーターとがローター翼の回転平面を挟んで両側に配置されている。スウォッシュプレート、ローター翼およびモーターで可変ピッチ角ローターシステムを形成する。非回転構造背骨内の電気配線は電気を、例えば、電池等の電源から駆動モーターまで通すこともある。
本発明による一実施形態では、複式ローターシステムは上部および下部ローターシステムを含む。非回転構造背骨には、このようなローターシステムをいくつ結合してもよい。
【手続補正４】
【補正対象書類名】明細書
【補正対象項目名】００５７
【補正方法】変更
【補正の内容】
【００５７】
本発明のもう一つの特徴は、ＵＡＶのエネルギーおよび電力密度を向上する方法であり、これは飛行中に輸送手段本体から分離可能なブースターモジュール８を備えることが出来るからである。ブースターモジュール８は、第一飛行フェーズの間、ＵＡＶを飛行させるために供給される。第一飛行フェーズの終わりに、該ブースターモジュールは脱落し、第二飛行フェーズでの引続く飛行のために、ＵＡＶの重量を軽減する。電気動力のＵＡＶの電力モジュールは、バッテリー電力を使い尽くしたら飛行中に投棄される補助揚力面を有しているか、または有してないバッテリパック、または特定の任務に特有の積載物を備える。
また、本発明の一態様は、フレームと、前記フレーム上の第一ローターシステムであって、前記第一ローターシステムは、回転軸の周りを回転するために第一ローターシャフトによって支持された第一ローター翼と、第一ピッチ角制御装置と、第一モーターとを含む第一ローターシステムと、前記フレーム上の第二ローターシステムであって、前記第二ローターシステムは、前記回転軸の周りを回転するために第二ローターシャフトによって支持された第二ローター翼と、第二ピッチ角制御装置と、第二モーターとを含む第二ローターシステムとを備える回転翼飛行体であり、前記第一ローターシャフトおよび第二ローターシャフトは、前記回転軸に沿って軸方向に互いに間隔を空けて配置されている回転翼飛行体である。
また、本発明の回転翼飛行体では、前記第一ローター翼は前記第二ローター翼から間隔をあけて配置され、前記第一および第二モーターは、それらの間に前記第一および第二ローター翼が位置するように互いに間隔をあけて配置されるようにしてもよい。
また、本発明の回転翼飛行体は、第一モジュールおよび第二モジュールをさらに備え、前記第一ローターシステムは前記第二ローターシステムから間隔を空けて配置され、前記第一モジュールと第二モジュールは、それらの間に前記第一および第二ローターシステムが位置するように互いに間隔をあけて配置されるようにしてもよい。
本発明の回転翼飛行体では、前記第一ピッチ角制御装置と前記第二ピッチ角制御装置は、それぞれスウォッシュプレート手段とサーボ手段とを備え、前記第一ローター翼と第二ローター翼の間に間隔をあけて、互いに隣接して配置されるようにしてもよい。
また、本発明の回転翼飛行体では、前記第一ローター翼は前記第二ローター翼から間隔をあけて配置され、前記第一ピッチ角制御装置と第二ピッチ角制御装置はそれらの間に前記第一および第二ローター翼が位置するように互いに間隔をあけて配置されるようにしてもよい。
また、本発明の回転翼飛行体では、前記第一モーターは前記第二モーターから間隔をあけて配置され、前記第一および第二ローター翼は、それらの間に前記第一および第二モーターが位置するように互いに間隔をあけて配置されるようにしてもよい。
また、本発明の回転翼飛行体は、サーボアクチュエータとリンク機構とをさらに備え、前記第一ピッチ角制御装置および第二ピッチ角制御装置は、共通のサーボとリンク機構のセットを共有し、前記第一ローター翼と前記第二ローター翼の間に互いに間隔を空けて配置されるようにしてもよい。
また、本発明の回転翼飛行体は、第一モジュールと第二モジュールをさらに備え、前記第一ローターシステムは前記第二ローターシステムから間隔をあけて配置され、前記第一モジュールと前記第二モジュールは、それらの間に前記第一および第二ローターシステムが位置するように互いに間隔をあけて配置されるようにしてもよい。
また、本発明の回転翼飛行体は、前記第一ローターシステムと前記第二ローターシステムとを接続する非回転構造背骨と、前記非回転構造背骨に結合されたエネルギーモジュールとをさらに備え、ローター回転平面の一方の側にある前記エネルギーモジュールからのエネルギーが、前記ローター回転平面の反対側にある前記モーターへ前記構造背骨を通って伝えられるようにしてもよい。
また、本発明の回転翼飛行体では、前記第一ローター翼は前記第二ローター翼から間隔をあけて配置され、前記第一ピッチ角制御装置および第二ピッチ角制御装置は、それらの間に前記第一および第二ローター翼が位置するように互いに間隔をあけて配置されるようにしてもよい。
また、本発明の回転翼飛行体では、前記第一ローターシステムは前記第二ローターシステムから間隔をあけて配置され、前記各モーターは関連するローター翼から間隔をあけて配置され、前記モーターおよびローター翼に関連するピッチ角制御装置がそれらの間に位置するようにしてもよい。
また、本発明の他の態様は、共通のロ−ター軸の周りに回転可能で、それぞれ可変ピッチ角ローター翼を有する第一および第二逆回転ローターと、飛行制御指令を処理するための、少なくとも一つの電子信号処理装置を有する飛行制御システムと、前記両ローターに接続されたサーボアクチュエータを制御するための電子指令信号手段と、前記サーボアクチュエータに連結された少なくとも二つのスウォッシュプレートとを備え、前記サーボアクチュエータは、前記電子指令信号手段によって供給された信号に応答して、前記両ローターのサイクリック翼ピッチ角を同時に制御するように構成されている回転翼飛行体である。
上記回転翼飛行体は、前記両ローターに接続されたサーボアクチュエータを制御するための前記手段は指令信号制御装置を備え、前記スウォッシュプレートは、前記第一および第二ローターシステムの間に軸方向に沿って配置されそれらと接続された第一および第二ピッチ角制御装置を含むようにしてもよい。
本発明の回転翼飛行体は、第二サーボアクチュエータをさらに備え、前記指令信号制御装置が、前記第一および第二サーボに接続され、前記第一および第二サーボアクチュエータへの電子信号を生成して前記両ローターシステムのサイクリックロール角およびピッチ角を変化させるようにしてもよい。
上記回転翼飛行体は、第三サーボアクチュエータをさらに備え、前記指令信号制御装置が、前記第一、第二および第三サーボに接続され、前記第一、第二および第三サーボアクチュエータへの電子信号を生成して前記両ローターシステムのサイクリックおよびコレクティブ翼ピッチ角を変化させるようにしてもよい。
上記回転翼飛行体は、前記第一および第二ローターにそれぞれ結合された第一および第二モーターをさらに備え、前記指令信号制御装置が前記第一および第二モーターに接続されて、前記第一および第二モーターのうち少なくとも一つへの電子トルク制御信号を生成し、前記第一および第二ローターのうち少なくとも一つの速度を変化させて、前記両ローターシステム全体の総推力および総トルクのうち少なくとも一つを制御するようにしてもよい。
上記回転翼飛行体は、非回転構造背骨をさらに備え、該非回転構造背骨の断面は該飛行体の長さ方向に沿って延びる空領域を含み、ローター回転平面の一方の側にあるエネルギーモジュールからのエネルギーが該ローター回転平面の反対側にあるモーターへ前記構造背骨を通って伝えられるようにしてもよい。
上記回転翼飛行体は、第一および第二モジュールをさらに備え、前記第一エネルギーモジュールと前記第二ローターシステムは、それらの間に前記第一ローターシステムが位置するように互いに間隔をあけて配置され、前記第一モジュールと前記第二エネルギーモジュールは、それらの間に前記第一エネルギーモジュールと前記第二ローターシステムが位置するように互いに間隔をあけて配置されているようにしてもよい。
上記回転翼飛行体では、前記第一および第二スウォッシュプレートは、同時に動くようにスウォッシュプレートリンク機構によって動作可能に結合されているようにしてもよい。
上記回転翼飛行体では、前記第一および第二スウォッシュプレートは、該第一および第二スウォッシュプレートを同時に傾ける二つ以下のサーボアクチュエータによって作動されるようにしてもよい。
上記回転翼飛行体では、前記第一および第二スウォッシュプレートは三つ以下のサーボアクチュエータによって作動され、該三つのサーボアクチュエータは前記第一および第二スウォッシュプレートを同時に傾けることによってサイクリック翼ピッチ角を制御し、前記第一および第二スウォッシュプレートを同時に前記ローター軸に平行に移動させることによってコレクティブ翼ピッチ角を制御するようにしてもよい。
上記回転翼飛行体では、前記第一および第二ローターの回転速度を変化させるための電子制御信号をさらに備え、該回転翼飛行体の高度制御が前記第一および第二ローターの速度をほぼ同時に変化させることによって実現されるようにしてもよい。
上記回転翼飛行体は、前記第一および第二ローターの回転速度を変化させるための電子制御信号をさらに備え、前記平行なローター軸の周りの該回転翼飛行体の回転制御が、前記第一および第二ローターの速度を互いに反対方向に変化させることにより実現されるようにしてもよい。
上記回転翼飛行体では、前記回転軸が飛行中ほぼ垂直であるようにしてもよい。
上記回転翼飛行体では、前記回転軸が飛行中ほぼ水平であるようにしてもよい。
また、本発明の他の態様は、水平飛行モードにおいて水平飛行を支える固定翼飛行構造体と、垂直飛行モードにおいて垂直飛行を支える回転翼飛行構造体とを備える回転翼飛行体であって、該飛行体は、飛行中、一方の飛行モードから他方の飛行モードへ、前者の飛行モードに関連する構造体を投棄することによって再構成可能である回転翼飛行体である。
上記回転翼飛行体では、前記飛行体は固定翼水平飛行モードで飛行を開始し、飛行中に前記固定翼飛行構造体を投棄することによって回転翼垂直飛行モードに切替わるようにしてもよい。
また、本発明の他の態様は、構造背骨と、ローター翼を有するモーター・ローターシステムを備える少なくとも一つの推進モジュールと、電子制御システムを備える制御モジュールと、使用可能エネルギーを貯蔵するエネルギーモジュールと、 積載物を運ぶための積載物モジュールとを備える回転翼飛行体の組み立てキットである。
また、本発明の他の態様は、複数の逆回転ローター翼を有する固定翼飛行体の方向角度を制御する方法であって、該飛行体のピッチおよび偏揺れを制御するために該ローター翼群のサイクリック翼ピッチ角を変化させることと、該飛行体の横揺れを制御するために該ローター翼の回転速度を変化させて前記ローター間に差トルクを発生させることとを含む制御方法である。
また、本発明の他の態様は、離れた場所にセンサーを正確に配達する方法であって、無人空中輸送手段を目的地に到達するように高速水平飛行構成で発射する第一ステップと、前記無人空中輸送手段の水平飛行構造体を投棄し、ほぼ垂直なホバリング用に前記無人空中輸送手段を再構成する第二ステップと、前記センサーを正確に配達するために垂直な姿勢で飛行させる第三ステップとを含む方法である。
また、本発明の他の態様は、飛行中のＵＡＶにおける動力ならびにエネルギー密度を増加させる方法であって、（１）該ＵＡＶに電気バッテリー等のエネルギーパックを備えるステップと、（２）飛行中一つ以上のエネルギーパックから電力を引き出すステップと、（３）前記パックに貯蔵されたエネルギーが消耗したときに、飛行中にエネルギーパックを投棄するステップと、（４）必要に応じて飛行終了まで、前記ステップ２とステップ３を繰返すステップとを含む方法である。
上記方法は、飛行中、前記ＵＡＶ構造体の一部を投棄するステップをさらに含むようにしてもよい。
また、本発明の他の態様は、フレームと、第一ローター面内で回転軸の周りに回転するために支持された第一ローター翼と第一モーターとを備える前記フレーム上の第一ローターシステムと、第二ローター面内で回転軸の周りに回転するために支持された第二ローター翼と第二モーターとを備える前記フレーム上の第二ローターシステムとを備える回転翼飛行体であって、前記第一モーターは前記第二ローターシステムの流入側に配置され、前記第二モーターは前記第一ローターシステムの流出側に配置されている回転翼飛行体である。
上記回転翼飛行体では、少なくとも一つのローターシステムは翼ピッチ角制御装置によって制御された可変ピッチ角ローター翼を備えるようにしてもよい。
上記回転翼飛行体では、前記少なくとも一つのローターシステムがローター回転面内で回転し、前記翼ピッチ角制御装置およびモーターが、それらの間に前記ローター回転面が位置するように互いに間隔をあけて配置されているようにしてもよい。
上記回転翼飛行体では、前記第一ローターシステムが第一ピッチ角制御装置によって制御された可変ピッチ角ローター翼を備え、前記第二ローターシステムが第二ピッチ角制御装置によって制御された可変ピッチ角ローター翼を備え、前記第一モーターと第一ピッチ角制御装置は、それらの間に前記第一ローター回転面が位置するように互いに間隔をあけて配置され、前記第二モーターと第二ピッチ角制御装置は、それらの間に前記第二ローター回転面が位置するように互いに間隔をあけて配置されているようにしてもよい。
上記回転翼飛行体では、前記第一ピッチ角制御装置および第二ピッチ角制御装置は、前記第一および第二ローターシステムに接続されたスウォッシュプレート手段とサーボ手段とを備え、前記第一および第二ローターシステム間に軸方向に沿って配置されているようにしてもよい。
上記回転翼飛行体では、前記第一ピッチ角制御装置および第二ピッチ角制御装置は、共通のサーボアクチュエータおよびリンク機構のセットを共用するようにしてもよい。
上記回転翼飛行体では、前記第一モーターと第二モーターが、前記第一および第二ローター間に軸方向に沿って配置されているようにしてもよい。
上記回転翼飛行体では、前記第一ローターシステムおよび第二ローターシステムを接続する非回転構造背骨をさらに備え、電子制御信号がローター回転面の一方の側から該ローター回転面の反対側へ該非回転構造背骨を通って伝えられるようにしてもよい。
上記回転翼飛行体では、前記第一ローターシステムおよび第二ローターシステムを接続する非回転構造背骨をさらに備え、ローター回転面の一方の側にあるエネルギーモジュールからのエネルギーが前記ローター回転面の反対側にあるモーターへ該非回転構造背骨を通って伝えられるようにしてもよい。
また、本発明の他の態様は、縦方向の飛行体軸に沿って延びる非回転構造背骨を有するフレームと、該フレームに接続され、該飛行体軸の周りに回転するために前記構造背骨によって支持された第一および第二ローターシステムとを備える回転翼飛行体であって、該構造背骨は、少なくとも一つのローターシステムを通過し、該ローターシステムのローター流入側とローター流出側を接続する回転翼飛行体である。
上記回転翼飛行体は、中央路をさらに備え、該中央路は、電力ならびに制御信号を、前記ローターの流入側から流出側へ前記構造背骨を通って伝えるように構成されているようにしてもよい。
上記回転翼飛行体は、前記構造背骨に追加される電気システム部品をさらに備え、電力ならびに制御信号は、該電気システム部品へ、および該電気システム部品間で該構造背骨を通る前記中央路を介して伝えられるようにしてもよい。
上記回転翼飛行体は、前記構造背骨が通る孔を有するモジュール式の飛行体部品をさらに備え、電気部品を前記中央路へ接続するための電気コネクタが前記構造背骨の凹みに収容され、該飛行体の組立て又は分解中に電気コネクタを損傷することなく、該モジュール式の飛行体部品が該構造背骨の長さに沿って摺動可能であるようにしてもよい。
上記回転翼飛行体では、前記構造背骨は、断面が概ね円形であるようにしてもよい。
上記回転翼飛行体では、前記構造背骨は、断面が概ね十字形であるようにしてもよい。
上記回転翼飛行体では、前記構造背骨は、エポキシ接着された炭素繊維等の繊維強化プラスチック材料から作られているようにしてもよい。
また、本発明の他の態様は、フレームと、推進システムと、制御システムと、積載物とを有するＵＡＶにおいて、弾薬作動装置（ＣＡＤ）を用いて該ＵＡＶを発射管から発射する時に生じる発射荷重に耐えることができる手段であって、該ＵＡＶの縦方向軸に沿って延び、前記フレーム、推進システム、制御システムおよび積載物を支持する構造背骨を備える手段である。
また、本発明の他の態様は、ビデオカメラおよび遠隔測定システム等のセンサーを有する電気動力の回転翼ＵＡＶを弾薬に装着するステップと、目標地の近傍に該弾薬と該ＵＡＶとを送り届けるステップと、該ＵＡＶに、該目標地の近傍でホバリングし、該弾薬によって引き起こされた損害を観測するように指示するステップと、該ＵＡＶからの情報を、遠隔測定リンクを介して遠隔地に送信するステップとを含む弾薬損害評価方法である。
上記方法は、前記ＵＡＶを前記弾薬に取付けるステップと、前記ＵＡＶを前記弾薬によって目標地の近傍に送り届けるステップと、前記弾薬が該目標地に到達する前に前記弾薬から前記ＵＡＶを解放し、前記ＵＡＶが該目標地近傍において周回し前記弾薬によって引き起こされた損害を観測することを可能にするステップとをさらに含むようにしてもよい。
【外国語明細書】
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