(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ローター回転軸に対して平行に延在する非回転構造背骨と、
前記ローター回転軸の周りを第一ローター回転平面で回転するために支持された第一可変ピッチ角ローター翼と、
前記ローター回転軸の周りを第二ローター回転平面で回転するために支持された第二可変ピッチ角ローター翼と、
前記第一ローター回転平面と前記第二ローター回転平面との間に配置され、前記第一ローター翼のピッチ角を制御するように構成された第一翼ピッチ角制御装置と、
前記第一ローター回転平面と前記第二ローター回転平面との間に配置され、前記第二ローター翼のピッチ角を制御するように構成された第二翼ピッチ角制御装置と、
前記第一翼ピッチ角制御装置に結合された複数の第一ピッチ角制御リンク機構であって、前記複数の第一ピッチ角制御リンク機構の変位によって前記第一翼ピッチ角制御装置を動作させるようにする複数の第一ピッチ角制御リンク機構と、
を備える回転翼飛行体であって、
前記第一翼ピッチ角制御装置及び前記第二翼ピッチ角制御装置を互いにある角度だけローター回転軸周りに回転させることによって、前記複数の第一ピッチ角制御リンク機構及び、前記第二翼ピッチ角制御装置に結合された複数の第二ピッチ角制御リンク機構であって、前記複数の第二ピッチ角制御リンク機構の変位によって前記第二翼ピッチ角制御装置を動作させるようにする複数の第二ピッチ角制御リンク機構を前記非回転構造背骨の周囲に交互に配置し、さらに前記第一翼ピッチ角制御装置及び前記第二翼ピッチ角制御装置に交互に接続し、それによりコンパクトな設置となる、回転翼飛行体。
【請求項２】
さらに、前記第一ピッチ角制御リンク機構に結合された複数の第一のサーボアクチュエータ、および前記第二ピッチ角制御リンクに結合された複数の第二のサーボアクチュエータを含み、
前記第一のサーボアクチュエータは、前記第二のサーボアクチュエータとともに前記非回転構造背骨の周囲に配置し、それによりコンパクトな設置となる、請求項１に記載の回転翼飛行体。
【請求項３】
さらに、非回転構造背骨によって支持される、第一翼ピッチ角制御装置及び第二翼ピッチ角制御装置を作動させるための複数のサーボアクチュエータを有し、
長手方向に延在する面は前記回転軸および長手方向軸によって定義づけられるものであるとき、
前記サーボアクチュエータは、前記長手方向に延在する面に近接するように構成され、高速前進飛行時の前記サーボアクチュエータの前向き面領域を削減し、空力抵抗を最小化するものである、請求項１に記載の回転翼飛行体。
【請求項４】
さらに、前記非回転構造背骨によって支持され、前記複数の第一ピッチ角制御リンク機構のひとつ及び前記複数の第二ピッチ角制御リンク機構のひとつを覆って、高速前進飛行時の抵抗を最小化するための、翼型のマストシュラウドを備える、請求項１〜３いずれかに記載の回転翼飛行体。
【請求項５】
さらに、前記非回転構造背骨の下端で、第一可変ピッチ角ローター翼と第二可変ピッチ角ローター翼の下部に配置されるサーボアクチュエータと、
前記ピッチ角制御リンク機構へのサーボアクチュエータと結合するスライダ押し棒とを備え、
前記非回転構造背骨は、前記スライダ押し棒を受け容れる内部通路又は導管を有するように構成され、
前記内部通路又は導管内の前記スライダ押し棒の動作は、前記ピッチ角制御リンク機構と前記第一翼ピッチ角制御装置又は前記第二翼ピッチ角制御装置を作動させる、請求項１に記載の回転翼飛行体。
【請求項６】
さらに、Ｚ−リンク胴体を含み、前記Ｚリンク胴体は、第二ピッチ角制御リンク機構に対して固定した関係で第一ピッチ角制御リンク機構を保持してＺリンクを形成し、回転軸に平行な前記Ｚリンクの変位は、第一翼ピッチ角制御装置及び第二翼ピッチ角制御装置を同時に動作させる、請求項１又は５に記載の回転翼飛行体。
【請求項７】
回転軸に平行な前記Ｚリンクの変位により、第一翼ピッチ角制御装置及び第二翼ピッチ角制御装置を約９０度から１２０度の位相角差によって隔てた異なる方向に傾かせ、第一可変ピッチ角ローター翼及び第二可変ピッチ角ローター翼を互いに同相に動作させて動力制御力を生み出すように誘導する、請求項６に記載の回転翼飛行体。
【請求項８】
さらに、前記非回転構造背骨又はマストに結合された第一端と、少なくとも一つの第一及び第二翼ピッチ角制御装置を作動させる、少なくとも一つの第一及び第二翼ピッチ角制御装置に結合された第二端とを有するリニア（スクリュー式）サーボアクチュエータを備える、請求項１に記載の回転翼飛行体。
【請求項９】
さらに、前記第二可変ピッチ角ローター翼の下部に配置され、前記非回転構造背骨の内部を走るトルクチューブによって第一可変ピッチ角ローター翼に結合するモーターを備え、前記トルクチューブが前記モーターと第一可変ピッチ角ローター翼の間に電力を伝送するものである、請求項１〜３のいずれか１項に記載の回転翼飛行体。
【請求項１０】
第一翼ピッチ角制御装置は第一スウォッシュプレートであり、第二翼ピッチ角制御装置は第二スウォッシュプレートであり、前記第一及び第二スウォッシュプレートはそれぞれ３つのスウォッシュプレートアームを有し、前記３つのうちの２つのアームは、互いに残りのスウォッシュプレートアームからの距離よりも近接し、そのことが前記第一及び第二スウォッシュプレート前向き幅を削減し、高速飛行時の抵抗を減少させるものである、請求項３記載の回転翼飛行体。
【請求項１１】
前記第一のスウォッシュプレートと第二のスウォッシュプレートは、回転軸を中心に互いに対して１８０度回転する、請求項１０記載の回転翼飛行体。
【請求項１２】
さらに、前記非回転構造背骨に結合された、第一ローター回転平面と第二ローター回転平面との間の前記非回転構造背骨を覆う、高速前進飛行時の抵抗を最小化するために構成された、翼型のマストシュラウドを備える、請求項９に記載の回転翼飛行体。
【請求項１３】
機械的及び電気的動力と信号伝送部品を収容する内部導管によって定義される中柱及び外装を含むように構成された非回転構造背骨と、
前記非回転構造背骨と結合する、ローター回転軸の周りを第一ローター回転平面で回転するために支持された第一可変ピッチ角ローター翼と、
前記非回転構造背骨と結合する、前記第一ローター翼のピッチ角を制御するように構成された第一ピッチ角制御装置と、
前記非回転構造背骨と結合する、ローター回転軸の周りを第二ローター回転平面で回転するために支持された第二可変ピッチ角ローター翼と、
前記非回転構造背骨と結合する、前記第二ローター翼のピッチ角を制御するように構成された第二翼ピッチ角制御装置と、
前記第一ローター回転平面と第二ローター回転平面との間に配置された複数の第一サーボアクチュエータとを備え、前記複数の第一サーボアクチュエータは、前記非回転構造背骨によって支持され、第一及び第二翼ピッチ角制御装置を動作するために第一及び第二翼ピッチ角制御装置と結合しているものであり、さらに、
前記第二ローター回転平面の下に配置され、動力を供給して前記ローター回転軸を中心に前記第一可変ピッチ角ローター翼を駆動するように構成された電力モジュールを有し、
前記非回転構造背骨の前記中柱の内部に伸進しており、前記ローター回転軸を中心に前記第一可変ピッチ角ローター翼を駆動させるために前記電力モジュールから前記第一可変ピッチ角ローター翼に回転運動を伝達するよう構成されているトルクチューブを備える、回転翼飛行体。
【請求項１４】
さらに、前記非回転構造背骨の上端付近に配置され、前記第一可変ピッチ角ローター翼と前記トルクチューブとを相互に接続するように設けられた伝達システムを備える、請求項１３に記載の回転翼飛行体。
【請求項１５】
前記伝達システムは、減速システムでもあり、それにより前記トルクチューブが高速・低トルク操作用に構成される、請求項１４に記載の回転翼飛行体。
【請求項１６】
長手方向軸は前記ローター回転軸に対して垂直であり、回転翼飛行体の高速前進飛行時の方向に沿うものであり、
長手方向に延在する面は前記ローター回転軸および前記長手方向軸によって決定づけられ、
前記第一ローター回転平面と前記第二ローター回転平面との間に配置され、前記非回転構造背骨によって支持され、
前記第一翼及び第二翼ピッチ角制御装置を動作するために前記第一翼及び第二翼ピッチ角制御装置に結合された複数の第一サーボアクチュエータを備える、請求項１３に記載の回転翼飛行体。
【請求項１７】
前記複数の第一サーボアクチュエータは、前記長手方向に延在する面に近接するように構成され、高速前進飛行時の前記第一サーボアクチュエータの前向き幅及び面領域を削減し、空力抵抗を最小化するものである、請求項１６に記載の回転翼飛行体。
【請求項１８】
前記非回転構造背骨と結合する、前記第二ローター翼のピッチ角を制御するように構成された第二翼ピッチ角制御装置と、
前記第一ローター回転平面と第二ローター回転平面との間に位置する複数の第二サーボアクチュエータとを備え、前記複数の第二サーボアクチュエータは、前記非回転構造背骨によって支持され、第二翼ピッチ角制御装置を動作するために第二翼ピッチ角制御装置と結合しているものである、請求項１６に記載の回転翼飛行体。
【請求項１９】
前記複数の第一及び第二サーボアクチュエータは、前記長手方向に延在する面に近接するように構成され、高速前進飛行時の前記第一及び第二サーボアクチュエータの前向き面領域を削減し、空力抵抗を最小化するものである、請求項１８に記載の回転翼飛行体。
【請求項２０】
一つの第一のサーボアクチュエータ及び一つの第二のサーボアクチュエータは、非回転構造背骨の前方に配置され、二つの第一のサーボアクチュエータ及び二つの第二のサーボアクチュエータは、非回転構造背骨の後方に配置される、請求項１８に記載の回転翼飛行体。
【請求項２１】
さらに、第二ローター回転平面の上部に配置される第一の電子又は油圧部品と、
第二ローター回転平面の下部に位置する第二の電子又は油圧部品と、
前記第一の電子又は油圧部品と前記第二の電子又は油圧部品との間に電力又は油圧力及び信号を伝達するための電気バスと油圧ホースのうちの一つとを備え、
前記電気バスと油圧ホースのうちの一つは軸方向に延在する導管の内部に位置するものである、請求項１３または１８に記載の回転翼飛行体。
【請求項２２】
さらに、前記非回転構造背骨に結合し、前記複数のサーボアクチュエータの一つを覆うマストシュラウドを備え、前記マストシュラウドは、高速前進飛行時の回転翼飛行体の抵抗を最小化するために構成される、請求項１６に記載の回転翼飛行体。
【請求項２３】
さらに、マストシュラウド内部に位置し、非回転構造背骨によって支持される飛行体部品を備え、前記飛行体部品は電子部品、油圧部品、モーター、バルブ、及びアンテナのいずれかからなることを特徴とする、請求項４、１３、および２２に記載の回転翼飛行体。
【請求項２４】
ローター回転軸に沿って軸方向に延在する非回転構造背骨と、
長手方向軸は前記ローター回転軸に対して垂直であり、回転翼飛行体の高速前進飛行時の方向に沿うものであり、
長手方向に延在する面は前記ローター回転軸および前記長手方向軸によって決定づけられ、
前記非回転構造背骨と結合し、前記ローター回転軸の周りを第一ローター回転平面で回転するために支持された第一可変ピッチ角ローター翼と、
前記非回転構造背骨と結合し、前記ローター回転軸の周りを第二ローター回転平面で回転するために支持された第二可変ピッチ角ローター翼と、
前記非回転構造背骨と結合し、前記第一ローター翼のピッチ角を制御するように構成された第一翼ピッチ角制御装置と、
前記第一ローター回転平面と前記第二ローター回転平面との間に配置され、前記非回転構造背骨によって支持され、前記第一翼ピッチ角制御装置を動作するため前記第一翼ピッチ角制御装置に結合された複数の第一サーボアクチュエータとを備え、
前記複数の第一サーボアクチュエータは、前記長手軸方向に延在する面に近接するように構成され、高速前進飛行時の回転翼飛行体の抵抗を最小化するものである、回転翼飛行体。
【請求項２５】
前記サーボアクチュエータが、前記非回転構造背骨の前方又は後方に構成され、高速前進飛行時の前記サーボアクチュエータの前向き幅及び面領域を削減する、請求項２４に記載の回転翼飛行体。
【請求項２６】
さらに、前記非回転構造背骨に結合された、前記複数のサーボアクチュエータを覆って、高速前進飛行時の抵抗を最小化するために構成される、翼型のマストシュラウドを備える、請求項２４に記載の回転翼飛行体。
【請求項２７】
さらに、前記非回転構造背骨に結合された、第二ローター翼のピッチ角を制御するように構成された第二翼ピッチ角制御装置と、
前記第一ローター回転平面と前記第二ローター回転平面との間に、前記非回転構造背骨によって支持されて、前記第二翼ピッチ角制御装置を動作するために前記第二翼ピッチ角制御装置に結合された複数の第二サーボアクチュエータとを備え、
前記複数の第二サーボアクチュエータは、長手軸方向に延在する面に近接するように構成され、高速前進飛行時の前記第二サーボアクチュエータの前向き面領域を削減し、空力抵抗を最小化するものである、請求項２４または２６に記載の回転翼飛行体。
【請求項２８】
一つの第一のサーボアクチュエータ及び一つの第二のサーボアクチュエータは、非回転構造背骨の前方に配置され、二つの第一のサーボアクチュエータ及び二つの第二のサーボアクチュエータは、非回転構造背骨の後方に位置することを特徴とする、請求項２７に記載の回転翼飛行体。
【請求項２９】
さらに、マストシュラウド内部に位置し、非回転構造背骨によって支持される飛行体部品を備え、前記飛行体部品は電子部品、油圧部品、モーター、バルブ、及びアンテナのいずれかからなることを特徴とする、請求項２６に記載の回転翼飛行体。
【請求項３０】
ローター回転軸の周りを第一ローター回転平面で回転するために支持された第一可変ピッチ角ローター翼と、
ローター回転軸の周りを第二ローター回転平面で回転するために支持された第二可変ピッチ角ローター翼と、
前記第一ローター回転平面と前記第二ローター回転平面との間に配置され、前記第一ローター翼のピッチ角を制御するように構成された第一翼ピッチ角制御装置と、
前記第一ローター回転平面と前記第二ローター回転平面との間に配置され、前記第二ローター翼のピッチ角を制御するように構成された第二翼ピッチ角制御装置と、
第一翼ピッチ角制御リンク機構であって、前記第一翼ピッチ角制御リンク機構の変位によって、前記第一翼ピッチ角制御装置及び前記第二翼ピッチ角制御装置の両方を同時に動作するように、前記第一翼ピッチ角制御装置に結合された第一端と前記第二翼ピッチ角制御装置に結合された第二端とを有する第一ピッチ角制御リンク機構とを有し、
前記第一翼ピッチ角制御リンク機構の変位は、前記第一翼ピッチ角制御装置に前記第一ローター翼のサイクリックピッチ角を変更させ、前記第二翼ピッチ角制御装置に前記第二ローター翼のサイクリックピッチ角を変更させ、前記第一翼ピッチ角制御装置のサイクリック位相角は、前記第二翼ピッチ角制御装置のサイクリック位相角とは異なる、
回転翼飛行体。
【請求項３１】
前記第一ピッチ角制御リンク機構は、回転防止リンク機構として機能し、前記第一及び前記第二翼ピッチ角制御装置のいずれかが前記ローター回転軸の周りを回転しないようにするものである、請求項３０に記載の回転翼飛行体。
【請求項３２】
さらに、前記第一ローター回転平面と前記第二ローター回転平面との間に配置され、ローター回転軸に沿って軸方向に延在する非回転構造背骨によって支持され、前記第一翼ピッチ角制御リンク機構を動作させるために前記第一翼ピッチ角制御リンク機構と結合する第一のサーボアクチュエータを備える、請求項３０または３１に記載の回転翼飛行体。
【請求項３３】
さらに、前記第二ローター回転平面の下に配置され、前記第一翼ピッチ角制御リンク機構を動作させるために前記第一翼ピッチ角制御リンク機構と結合する第一のサーボアクチュエータを備える、請求項３０に記載の回転翼飛行体。
【請求項３４】
前記第一翼ピッチ角制御リンク機構は、第一端及び前記第二端を有するＺリンクであり、前記第一端及び前記第二端は、共同して前記第一翼ピッチ角制御装置及び前記第二翼ピッチ角制御装置を互いに対して固定位相角で保持する、請求項３０に記載の回転翼飛行体。
【請求項３５】
さらに、前記第一翼ピッチ角制御装置及び前記第二翼ピッチ角制御装置に結合する複数のＺリンク、及び前記複数のＺリンクに結合する複数のサーボアクチュエータを備え、前記複数のサーボアクチュエータ及び複数のＺリンクは共同して前記第一翼ピッチ角制御装置及び前記第二翼ピッチ角制御装置を作動させる、請求項３４に記載の回転翼飛行体。
【請求項３６】
前記第一翼ピッチ角制御装置及び前記第二翼ピッチ角制御装置の間の固定位相角は、６０度から１２０度の間である、請求項３０に記載の回転翼飛行体。
【請求項３７】
さらに、前記サーボアクチュエータを覆って高速前進飛行時の抵抗を最小化するための、翼型のマストシュラウドを備える、請求項３２に記載の回転翼飛行体。
【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、２０１２年５月２１日に出願された米国仮特許出願第６１／６４９，７４１号及び２０１３年３月１５日に出願された米国仮特許出願第６１／７９９，８７８号の利益を主張する通常の特許出願であり、これらの両出願を本明細書に明確に援用する。
【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】
幾つかの実施形態では、トルクチューブは、軸ローターシステムをさまざまな種類の輸送手段において支持するために使用することができるモジュラー方式のマスト構造を形成する非回転筒状背骨の内側に機械的動力を伝達するために設けられる。
【０００６】
幾つかの実施形態では、翼ピッチ角制御システムがローター翼間に配置される。固定された非回転胴体シェル又は空力整形板は、各要素からピッチ角制御システムや機体を保護して航空体の空力抵抗を低減するために、上部及び下部ローターの間に設けられてもよい。
【０００７】
幾つかの実施形態では、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。
【０００８】
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。
【０００９】
詳細な説明は、特に添付の図面を参照する。
【図面の簡単な説明】
【００１０】
【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１２Ａ】モーターマウントの第一の側の斜視図である。
【図１２Ｂ】モーターマウントの第二の側の斜視図である。
【図１３Ａ】ローターハブの第一の側の斜視図である。
【図１３Ｂ】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１６Ａ】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】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２１Ａ】収納のために折畳まれた回転翼輸送手段を示す収納管の側立面図である。
【図２１Ｂ】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展開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。
【図２６】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、機体に結合された一対のローターシステムとを有する、本発明に係る回転翼輸送手段の別の実施形態の模式図である。
【図２７】本発明に係る回転翼輸送手段立面図であり、該回転翼輸送手段が高速移動飛行に適した流線形胴体と上部ローターを駆動する内部トルクチューブを含む同軸マストモジュールとを含むことを示す。
【図２８】マストモジュールおよびローター制御システムを見せるために胴体シェルの一部を切り取った図２７の回転翼輸送手段の立面図である
【図２９】内部の詳細を見せるためにマストモジュールとローターシュラウドの一部を切り取った図２８の回転翼輸送手段の拡大側立面図である。
【図３０】本発明に係る回転翼輸送手段の別の実施形態の立面図であり、回転翼輸送手段が高速移動飛行に適した流線形胴体と、上部ローター減速機を含む同軸マストモジュールとを含むことを示し、流線形胴体に含まれる胴体シェルの各部分は、マストモジュールおよびローター制御システムを見せるために切り取られていることを示す。
【図３１】内部詳細を見せるためにマストモジュールとローターシュラウドの各部分が切り取られた図２９の回転翼輸送手段の拡大立面図である。
【図３２】図２８の回転翼飛行体のマストチューブの断面図である。
【図３３】回転翼輸送手段に含まれるサーボモジュールの拡大斜視図であり、該サーボモジュールは、上部および下部ローターのピッチ角を異なる位相角に同時に変更するための三つのサーボアクチュエータと三つのＺリンクとを含むこと示す。
【図３４】図３３のサーボモジュールに含まれる二つのピッチ角制御スウォッシュプレートの拡大斜視図であり、スウォッシュプレートを異なる位相角で作動させるためにＺリンクによって接続されたピッチ角制御スウォッシュプレートを示す。
【図３５】約９０度のスウォッシュプレート位相角を示す、図３４のスウォッシュプレートおよびＺリンクの平面図である。
【図３６】図３３および図３４のＺリンクピッチ角制御リンク機構の分解組立図である。
【図３７】本発明に係る回転翼輸送手段の平面図であり、上部ローター位相角（実線二重矢印）と下部ローター位相角（中空二重矢印）およびその結果として生じる合計ローターシステム位相角（実線および中空が組み合わされた二重矢印）を示す。
【図３８】一つの駆動モーター、二つのローターおよび推進プロペラを有する飛行体のために構成された本発明による回転翼航空機の動力および制御システムの側立面図である。
【図３９】図３８の回転翼航空機の拡大斜視図であり、逆方向回転ローター用の主軸スプリッターと駆動ギア、および推進プロペラ用のベルト駆動システムの詳細を示す。
【図４０】トルクチューブおよび電気配線又は配管用の内部通路を有するように構成されたメインローターマストの斜視端面図である。
【図４１】トルクチューブおよび六つの機械式スライダリンク機構用の内部通路を有するように構成されたメインローターマストの斜視端面図である。
【図４２】図４１のメインローターマストおよび六つの内部通路に係合し、上部および下部スウォッシュプレートに接続された六つスライダリンク機構を含むメインローターマストアセンブリの斜視図である。
【図４３】図４２のメインローターマストアセンブリの拡大斜視端面図であり、六つの内部マスト通路を係合する六つのスウォッシュプレートスライダリンク機構を示す。
【図４４Ａ】下部スウォッシュプレートを制御する下向きの従動リンクを有するように構成されたスライダリンク機構の斜視図である。
【図４４Ｂ】上部スウォッシュプレートを制御する上向きの従動リンクを有するように構成されたスライダリンク機構の拡大斜視図である。
【図４５】非回転マストと、マストに結合された六つの回転サーボアクチュエータとを有するヘリコプターの斜視側面図であり、明確にするために上部及び下部ローターハブおよびローター翼が取り外されている。
【図４６】図４５の非回転メインローターマストアセンブリの拡大斜視端面図であり、マストに結合され、六つの個々のリンク機構を有する上部及び下部スウォッシュプレートに接続された六つの回転サーボアクチュエータを示す。
【図４７】本発明に係る高速ヘリコプターの斜視図であり、該高速ヘリコプターは、抵抗を低減するために上部および下部ローター翼の間で空力マストシュラウドを支持する非回転マストを含むことを示す。
【図４８】図４７のヘリコプターの拡大部分斜視側面図であり、非回転マストと、マストシュラウドと、六つのリニアサーボアクチュエータと、上部および下部ローター翼間のマストによって支持される電子機器およびアンテナを含む他の制御システム要素とを見せるために一部が切り取られている。
【図４９】図４７のヘリコプターの非回転マストアセンブリの拡大部分斜視図であり、上部および下部ローターハブ、上部および下部ローター駆動ギア、およびリニアサーボアクチュエータを示す。
【図５０】図４９に示すマストアセンブリの中心の非回転マストの斜視図であり、電気バスインレーの詳細を示すためにマストスリーブが取り外されている。
【図５１】図５０のＡ−Ａ断面図であり、マストの内側のトルクチューブと電気バスインレー用の外部チャネルとを示す。
【図５２】図５１の電気バスインレーの斜視図である。
【図５３】六つの交互配置されたリニアサーボアクチュエータを有するマストスリーブとマストアセンブリの前面面積を削減するように構成された二つのスウォッシュプレートとの斜視図である。
【図５４】図５３の下部スウォッシュプレートの平面図であり、マストアセンブリの前面面積を削減するためのスウォッシュプレートアーム間の関係を示す。
【発明を実施するための形態】
【００１１】
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４０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とも呼ばれる第一ローターシステム３および第二ローター５とも呼ばれる第二ローターシステム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。
【００１２】
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。
【００１３】
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。
【００１４】
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’も同様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。
【００１５】
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とも呼ばれる回転翼輸送手段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。
【００１６】
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。
【００１７】
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。
【００１８】
ローター翼２０および２２は、回転翼飛行体１とも呼ばれる回転翼輸送手段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、一対のピッチリンク１１９の第一端に結合される。各ピッチリンク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。
【００１９】
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。
【００２０】
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、内部空間９６とも呼ばれるチャネル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。
【００２１】
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が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。
【００２２】
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。
【００２３】
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とも呼ばれる第一、第二ローターシステム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とも呼ばれる細長い中央背骨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が電気配線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。
【００２４】
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。
【００２５】
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。
【００２６】
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、回転翼輸送手段１の機械的、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６３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。
【００２７】
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。図３、図４、図５、図６、図９、図１０及び図１５に示すように、胴体碍子８６、８７、８８は、リングマウント８０に固定される。胴体碍子８６、８７、８８における各貫通孔２６３は、胴体碍子８６、８７、８８をリングマウント８０及び中間胴体シェル１１に固定するためのボルトやロッド（不図示）などのさまざまな種類の市販のファスナーを受容する。中間胴体シェル１１は、通常胴体碍子８６、８７、８８に固定されて、サーボ５８，５９及びスウォッシュプレート５６’、５７’にカバー及び空力整形板を設ける。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及び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。
【００２８】
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とも呼ばれるローターシステム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、軸受け１０２と１０３との間に延在するシャフト１０１Ａ，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９９に係合する環状クリップ１０４によって保持される。ローター翼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、ローターハブ１０１に形成された軸受け孔１１７を通りヨーク１０８の孔９４に入り、別のピン（図示せず）により保持される。ピッチリンク１１９はヨーク１０８をスウォッシュプレート５６’に結合する。
【００２９】
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ようになされたローターモジュールは、ローターハブ１０１に類似の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。ピッチリンク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。
【００３０】
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。
【００３１】
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自身を線材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。
【００３２】
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。
【００３３】
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１０２、１０３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。
【００３４】
図１５を参照すると、本発明に係る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。
【００３５】
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。
【００３６】
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。
【００３７】
本開示の例示された実施形態は、ローター翼２０、２２の上方および下方に配置されたモーター５４、５５を含み（図２５Ａを参照）、それに伴ってローターシステム３、５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。別の実施形態（図２６を参照）では、モーター５４、６１がローター翼２０、２２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翼２０、２２が位置するように間隔を空けて配置される（図２６を参照）。ローターシステム３、５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固体電子装置とによって電気的に動作させることができる。図２５Ａに示すように、モーター５４、６１を配置することは、ローター翼２０、２２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’（第一ピッチ角制御装置５６に含まれる）とスウォッシュプレート５７’（第二ピッチ角制御装置５７に含まれる）の両者を直接駆動するようにサーボ５８、５９を配置する。
【００３８】
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。
【００３９】
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。
【００４０】
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。
【００４１】
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。
【００４２】
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）。
【００４３】
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ことを意味する。
【００４４】
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。
【００４５】
別の実施形態では、ブースターモジュール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。
【００４６】
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。
【００４７】
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及び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。
【００４８】
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。
【００４９】
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、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。
【００５０】
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。
【００５１】
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。
【００５２】
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。
【００５３】
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。
【００５４】
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。
【００５５】
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。
【００５６】
図２６に示すように、モーター５４、６１は、ローター翼２０、２２の間に配置される。サーボアクチュエータ５８、５９は、それらの間にローター翼２０、２２が位置するように間隔を空けて配置される。
【００５７】
別の例示的な実施形態では、モーター５４、６１は、例えば図２８から図３１に示すようにローター翼２２の下に配置され、回転トルクチューブ２５４は、ローター２２に動力を伝達するために非回転マストチューブ２５３の内側を通る。別の実施形態では、ディーゼル燃料又はＪＰ−８などの重質燃料から電力を生成してモーター５４、６１を操作するようにガスエンジン（不図示）を備えてもよい。さらに別の実施形態では、ガスエンジン（不図示）は、ローター群２０、２２とも呼ばれるローター翼２０、２２を、ローター軸７とも呼ばれる共通軸７を中心に駆動するように歯車箱（不図示）を介してトルクチューブ２５４及びローターマウント１００に接続されてもよい。
【００５８】
トルクチューブ２５４は、図２８および図２９に示すように上部ローターハブ２７０に直接接続されても、或いは図２９および３０に示すようにマストチューブ２５３の上端に設けられたベルト又は歯車伝動及び減速システム２７１に接続されてもよい。伝達システム２７１とも呼ばれる減速システム２７１は、マストチューブ２５３の上端に配置されてもよく、それによりトルクチューブ２５４は高速・低トルク操作用に構成されてもよい。その結果、トルクチューブ２５４は、ローターハブ２７０および上部ローター翼２０の全ての飛行荷重を支えなければならないヘリコプター用の同程度の大きさのメインローター軸よりも軽量構造であってもよい。
【００５９】
図２７から図３１を参照すると、本発明により検討される回転翼輸送手段２５０、２５１は、流線形胴体２６０および高速水平飛行に適した他の特徴を含む。胴体２６０は、幾つかの実施形態において一人以上のパイロット又は一人以上の乗客を搬送するように構成されてもよい。回転翼輸送手段２５０、２５１は、共通軸７の周りを回転可能な逆方向回転のローター翼２０、２２、着陸装置２６１、流線形マストシュラウド２５７、推進プロペラ２５８、および安定尾翼２５９を備える。マストシュラウド２５７は、正面の抵抗を低減するように、通常上から見ると断面が翼型である。マストシュラウド２５７は、胴体シェル１１に固定された状態で示され、それゆえスクリュー２７７によって、マストシュラウド２５７をマストチューブ２５３に固定する胴体シェル碍子８６、８７、８８に固定され、マストシュラウド２５７が共通軸７の周りを回転しないようにする。
【００６０】
図２８および図２９に説明するように、ローターモジュール２６４は、上部ローター翼２０、下部ローター翼２２、ローター制御アセンブリ２５５、ローター駆動アセンブリ２６２、およびマストアセンブリ２５２を含む。ローター制御アセンブリ２５５は、スウォッシュプレート５６'、５７'、サーボ５８、５９、およびピッチリンク１２５、１２６を含む。ローター駆動アセンブリ２６２は、ローター軸７を中心にローター２０、２２を駆動するための関連する駆動ギアを有するモーター５４、６１を含む。
【００６１】
マストアセンブリ２５２は、図３２に示すように、マストチューブ２５３の内側を通って上部マスト軸受け２７３および下部マスト軸受け２７４によって支持されるトルクチューブ２５４を含む。マストアセンブリ２５２は、マストブラケット２６６、２６７およびマストボルト２０２によって胴体２６０に固定される。
【００６２】
トルクチューブ２５４の直径は、マストチューブ２５３の内側を通過する環状空間２７５を残しているマストチューブ２５３よりも小さく、サーボ５８、５９及び他の電気／電子部品への電気配線用の導管として機能する。ワイヤスロット２６５、２６９は、配線、配管及びリンク機構（不図示）のための出入口点として設けられる。一実施形態では、マストチューブ２５３は、炭素繊維複合材で構成され、ローター翼２０、２２によって生じる横方向の飛行荷重を支え、特に上部マスト軸受け２７３におけるトルクチューブ２５４の飛行中の振動を減衰させる。トルクチューブ２５４は、炭素繊維、アルミニウム、又はスチールから構成されてもよく、ねじれに加えて垂直飛行荷重を支持してもよい。マスト軸受け２７３、２７４は、径方向だけでなく軸方向の荷重も支持するように構成されてもよい。マストチューブ２５３は、通常剛性かつ非回転であるので、マストアセンブリ２５２は、通常下部ローターの上の機体構造によって支持されない従来の同軸ローターヘリコプター上のローター軸よりも強固であり、振動の発生を少なくできる。
【００６３】
次に図３３から図３６を参照すると、本発明の一実施形態に係るローター制御アセンブリ２８２は、上部スウォッシュプレート２７９、下部スウォッシュプレート２８０、サーボアクチュエータ２８４、２８５、２８６、サーボリングマウント２８８、２８９および三つの翼ピッチ角Ｚリンク２９１を含む。Ｚリンク２９１は一体成形として構成されてもよいが、ガラス繊維入りナイロンで作られた概して剛性のＺリンク胴体２９２と無充填ナイロンなどの軟質の材料で作られた二つの耐摩耗自在ボールリンク２９３、２９４とから成る部品の組立体として図に示している。自在ボールリンク２９３、２９４は、Ｚリンク胴体２９２内のリンク凹部２９９、３００に嵌合し、スクリュー２９５によって取り付けられる。
【００６４】
スウォッシュプレート制御アセンブリ２８２とも呼ばれる、共通軸７と平行なローター制御アセンブリ２８２における三つのＺリンク２９１全ての均一な同時軸方向変位により、スウォッシュプレート２７９およびスウォッシュプレート２８０を共通軸７に沿って軸方向に移動させ、共通軸７はピッチリンク１１９をずらすことによって、ローター翼２０、２２のコレクティブピッチ角を同時に変更する。Ｚリンク２９１の不均一かつ独立した軸方向変位は、スウォッシュプレート２７９、２８０を同時に傾け、ローター翼２０、２２におけるサイクリックピッチ角制御を誘導する。Ｚリンク２９１もまた、リングマウント２８８、２９８に付けられた回転防止タブ２８７によって共通軸７と平行に動くように制限され、スウォッシュプレート回転防止リンクとして機能する。
【００６５】
Ｚリンク胴体２９２は、自在ボールリンク２９３、２９４を固定位相角差２９０で保持するように構成され、それにより方向２９８において共通軸７と平行であるＺリンク２９１の不均一な軸方向変位は、スウォッシュプレート２７９およびスウォッシュプレート２８０をローター翼２０および２２の相対的なサイクリック位相角に影響を及ぼす異なる方向に傾かせる。位相角差２９０は、９０度として示されているが、ローター翼２０、２２の特性やそれらの回転速度によって約６０度から約１２０度の間であってもよい。位相角差２９０は、自在ボールリンク２９３、２９４の長さを変えることによって変更されてもよい。
【００６６】
Ｚリンク２９１は、上部ローター翼２０および下部ローター翼２２のサイクリック位相角を調整する。ローター位相角は、回転ローター翼のローターシステムに対するスウォッシュプレートのサイクリックピッチ角制御入力とその結果によるローター翼のフラッピング運動との間で計測される角度およびローターディスクの明らかな傾きとして説明され得る。通常、一つのローターヘリコプターの位相角は９０度に近い。
【００６７】
しかしながら、同軸ローターヘリコプターの上部および下部翼の空気力学的な相互作用により、同軸ローターヘリコプターの各ローターのローター位相応答は、９０度とは大幅に異なる。例えば、図３７に示すように、上部スウォッシュプレート２７９および下部スウォッシュプレート２８０が方向２９７に向かって前方に傾く場合、上部ローター翼２０は、上部ローター位相方向３０２に傾くように見え、下部ローター翼２２は、下部ローター位相方向３０３に傾くように見え、つまりは、上部及び下部ローターの絶対位相角は、それぞれ約４５度である。それゆえ、位相角差３０４は、約９０度である。傾けられる前に上部スウォッシュプレート２７９および下部スウォッシュプレート２８０がＺリンク２９１の固定位相角差２９０によって共通軸７を中心にそれぞれ約４５度回転された場合、上部ローター翼２０および下部ローター翼２２は、両方とも方向２９７に傾くように見える。この時、上部ローター翼２０および下部ローター翼２２は、互いに同相であるといわれる。互いに同相に反応するローター群は、強力な制御力を生み出す。
【００６８】
図３８および図３９に示されるように、本発明による回転翼輸送手段は、流線形の機体又は胴体２６０、回転翼航空機の動力及び制御システム３０６、垂直上昇をもたらすことができる同軸の逆方向回転ローターシステム３０７、および水平推進力をもたらすことができる後方を向いたプロペラ２５８を含む。
【００６９】
動作時には、図３８および図３９に示すように、モーター又はエンジン３０９からの動力が第一段階ピニオンギア３１１を回転させ、ピニオンギア３１１は、冠歯車３１２、３１３をそれぞれ反対の方向に回転させる。冠歯車３１２は、伝達シャフトによって第二段階ピニオン３１４に接続され、第二段階ピニオン３１４は、下部ローターメインギア３１６および下部ローター２２を駆動する。冠歯車３１３は、伝達シャフトによって第二段階ピニオン３１５に接続され、第二段階ピニオン３１５は、上部ローターメインギア３１７、マスト３１９内のトルクチューブ２５４および上部ローター２０を駆動する。プーリー３２１、３２２およびＶベルト３２３からなるベルト駆動システムは、プロペラシャフト３２４をモーター３０９の後端から駆動する。
【００７０】
図４０に例示するように、本発明による非回転構造マスト３１９は、機械的及び電気的動力と信号伝送部品の両方を収容する内部通路又は導管３２５により構成される。マスト３１９は、断面が略円形かつ軸方向に延在するリブ３２８によって接続される中柱３２６および外装３２７を含んでいてもよく、リブ３２８は、中柱３２６と外装３２７を分離して硬化させることの両方として機能する。動作時には、トルクチューブ２５４は、中柱３２６の内側で軸受け２７３、２７４（図３２参照）の間を通り、回転運動をマスト３１９の下に配置された動力源からマスト３１９の上端３１８付近に配置されたローター翼２０に伝達する。軸受け２７３、２７４は、中柱３２６の内側でマストを位置合わせするように作用し、トルクチューブ２５４が折れたり、中柱３２６３の内面に接触したりしないようにする。トルクチューブ２５４は、内部導管３２５の中柱３２６と外装３２７との間に配置される配線、配管、ホース、リンク機構（図示せず）から機械的に分離される。実質上、中柱３２６、外装３２７およびリブ３２８は、マスト３１９の内側を通る機械的、電気的および流体の動力路や信号路を効果的に分離する複数の信号導管及び動力導管を形成する。
【００７１】
次に図４１から図４３を参照すると、本発明による非回転構造マスト３３０は、スウォッシュプレートリンク機構３３２を収容する六つの内部通路３３１から構成され、リンク機構３３２は、機械的制御信号を下部ローター２２の下に配置されたサーボアクチュエータ（図示せず）からスウォッシュプレート２７９、２８０に伝送する。マスト３３０は、断面が略円形であり軸方向に延在するリブ３３５によって接続可能な中柱３３３および外装３３４を含んでもよく、該リブ３３５は、中柱３３３と外装３３４とを分離して硬化させることの両方に機能する。動作時には、トルクチューブ２５４は、中柱３２６の内側を通り、ローター翼２２の下に配置された動力源からマスト３３０の上端３３６付近に配置されたローター翼２０に回転運動を伝達する。
【００７２】
開口又はスロット３４２は、配線、配管、ホース（図示せず）およびスウォッシュプレートリンク機構３３２の出入りに対応するために外装３３４に設けられてもよい。本発明の一つの特徴は、リブ３３５および中柱３３は、開口３４２周りの構造的荷重を伝達するように働き、それによって特に多くの電力線および信号線がマスト３３０を通って送られて、外装３３４の多くがスロット又は穴によって穿孔される際に、マスト３３０の構造的一体性を向上させることである。別の特徴は、開口３４２が、保守作業中に飛行体からマスト３３０を取り外しできるように、マスト３３０の端部３３７にまで完全に延びていてもよいことである。一実施形態では、マスト３３０の内側を通る電力線および信号線は、内部通路３３１を通りにくいプラグやコネクタを最初に取り外すことなく、取り外しや再設置されてもよく、それによって維持費を削減する。本発明のさらに別の特徴は、マスト３３０は、軽重量および高強度にするために例えばアルミニウム合金７０７５から押し出し法で、又はエポキシ樹脂含浸炭素繊維から突き出し法で経済的に製造されてもよいことである。
【００７３】
図４４Ａおよび図４４Ｂに示すように、各スウォッシュプレートリンク機構３３２は、下部スライダ３３８、上部スライダ３３９、スライダ押し棒３４０およびピッチ角制御リンク３４１から組み立てられてもよい。下部スライダ３３８は、スウォッシュプレートリンク機構３３２をマスト３３０の内部通路３３１の内側に軸方向に動かすようにサーボアクチュエータ（図示せず）に接続されてもよい。上部スライダ３３９は、スウォッシュプレートスライダ３３２とも呼ばれるスウォッシュプレートリンク機構３３２の軸方向の動きをスウォッシュプレート２７９、２８０に伝達するピッチ角制御リンク３４１に回動可能に接続される。スライダ押し棒３４０は、ねじ切り端部を有し、一体として動くように上部スライダ３３９と下部スライダ３３８を剛結合する。
【００７４】
下部スライダ３３８に接続された三つのサーボアクチュエータ（図示せず）は、上部スウォッシュプレート２７９およびローター翼２０のサイクリックピッチ角とコレクティブピッチ角を制御するために、協同して三つのスウォッシュプレートリンク機構３３２を動かしてもよい。下部スライダ３３８に接続された三つの更なるサーボアクチュエータ（図示せず）は、下部スウォッシュプレート２８０およびローター翼２２のサイクリックピッチ角とコレクティブピッチ角を制御するために、協同して三つのスウォッシュプレートリンク機構３３２を動かしてもよい。図ではピッチ角制御リンク３４１を用いて示したが、スウォッシュプレートリンク機構３３２も同様にピッチ角制御リンク３４１の代わりにＺリンク２９１を組み込んでもよく、その場合、ローター翼２０、２２の両方のサイクリックピッチ角およびコレクティブピッチ角を制御するために三つのサーボだけが必要とされる。
【００７５】
図４５および図４６に示すように、本発明に係る回転翼輸送手段３５０は、流線形の機体又は胴体３５１、垂直上昇をもたらすことができる逆方向回転のローター翼（図示せず）を有する同軸の逆方向回転のローターシステム、および水平推進力をもたらすことができる後方を向いたプロペラ３５３を含む。非回転背骨又は非回転マスト３３０は、マスト３３０の後方に配置された複数の回転出力サーボアクチュエータ３５４およびマスト３３０の前方に配置された複数の回転出力サーボアクチュエータ３５５を支持する。サーボアクチュエータ３５４、３５５は、共通軸７および長手方向軸３５６によって定義される長手方向に延在する面に近接するように構成され、高速前進飛行時のサーボアクチュエータ３５４、３５５の前向き面領域を削減する。これによってサーボアクチュエータ３５４、３５５を覆って高速前進飛行時の空力抵抗を最小化するために必要なシュラウドの幅（不図示だが、図２７のシュラウド２５７および図４８のシュラウド３６８と同様）を小さくする。図４６に示すように、ボルト穴３５７は、シュラウド２５７などの流線形マストシュラウドを取り付けるために設けられる。本発明の一つの特徴は、サーボアクチュエータ３５４、３５５などの制御システム部品がマスト３３０の前方および後方に配置され、前進飛行時の抵抗を低減するようにマストアセンブリの幅を最小限にすることである。
【００７６】
回転翼輸送手段３６０の別の実施形態を、例として図４７から図５７に示す。回転翼輸送手段 ３６０は、流線形の機体又は胴体３６１、垂直上昇をもたらすことができる逆方向回転のローター翼３６２、３７５を有する同軸の逆方向回転のローターシステム、および水平推進力をもたらすことができる後方を向いたプロペラ３５３を含む。非回転マスト３６４は、マストスリーブ３６６および複数のリニア（スクリュー式）サーボアクチュエータ３６５を支持する。一実施例においては、リニア（スクリュー式）サーボアクチュエータ３６５は、ブラケット又はそこから突出するアームによって取り付けられるムーグモデル（Ｍｏｏｇ  ｍｏｄｅｌ）８８０電動リニアサーボアクチュエータでもよい。サーボアクチュエータ３６５は、共通軸７および長手方向軸３６７によって定義される長軸方向に延在する面に近接するように構成され、高速前進飛行時のマストシュラウド３６８の幅及び空力抵抗を低減する。例えばＧＥＴ７００ターボシャフトエンジンでもよいエンジン３６３は、ギアボックス３６９、上部ローター駆動ギア３７０および上部ロータートルクチューブ３７９を介して共通軸７を中心に上部ローター３６２を回転させ、歯車箱３６９および下部ローター軸３８０に取り付けられた下部ローター駆動ギア３７１を介して下部ローター３７５を回転させるために設けられる。
【００７７】
本発明の特徴は、非回転マスト３６４は、マストシュラウド３６８の内部の飛行体部品を支持して高速前進飛行時にマストシュラウド３６８によってもたらされる後流を利用してもよいことである。例えば油圧モーター、油圧弁、およびアンテナ３７３を含む電子部品又は油圧部品３７２は、幾つかの実施形態において非回転ブラケット３７４によって支持されてもよい。これにより回転翼輸送手段３６０の機体３６１とも呼ばれる胴体３６１の内部の空間の必要性を低減し、サーボアクチュエータ３６５に近接して電子部品又は油圧部品を設置する。
【００７８】
非回転マスト３６４は、図５０から図５２に示すように、金属又は炭素繊維複合材料から作製され、電気バスインレー（electrical bus inlay）３７８を収容するためにマスト３６４の外面に沿って軸方向に延在するチャネル３７６を含んでもよい。電気バスインレー３７８は、上部及び下部ローター３６２、３７５の間のポイント３９０から下部ローター３７５の下であって上部ローター駆動ギア３７０と下部ローター駆動ギア３７１との間のポイント３９１に延在し、回転翼輸送手段３６０の機体３６１に配置された部品から上部ローター３６２と下部ローター３７５の間又は上部ローター３６２の上に配置された他の部品に対する電力及び／又は油圧力および信号の伝達を容易にする。電気バスインレー３７８は、シリコンなどの非導電性材料から作られる保護シースを含み、さらに複数の銅導体又はホース３８２を含んでいてもよい。一実施形態では、マストスリーブ３６６はマスト３６４上を摺動し、サーボアクチュエータ３６５およびブラケット３７４のための取付構造と、スウォッシュプレート３８４、３８５用の滑らかな外側走行面とを設ける。開口３８７は、マストスリーブ３６６に設けられてもよく、サーボアクチュエータ３６５や飛行制御システム電子機器（図示せず）などの他の構成要素との電気又は油圧接続（図示せず）のために銅伝導体又はホース３８２へのアクセスを提供する。動作時には、複数の電線及び／又は油圧ホース（明確にするために図示せず）は、銅伝導体又はホース３８２においてバスインレー３７８に接続されてもよく、それによって飛行管理システムコンピュータ（図示せず）、サーボドライバ（図示せず）、油圧モーター３７２、油圧弁（図示せず）および発電機（図示せず）などの他の制御システム部品へ、およびそこから、電力又は油圧力及び信号を伝達する。頑丈なトラス構造３８８は、マスト３６４を回転翼輸送手段３６０の機体３６１に接続するように設けられてもよい。
【００７９】
本発明の重要な特徴は、高速飛行時の空気抵抗を低減することである。マストシュラウド３６８の幅および関連する抵抗を低減するためには、図５３に示すように、スウォッシュプレート３８４および３８５は、六つのサーボアクチュエータ３６５を全て共通軸７および長手方向軸３６７によって定義される長手方向に延在する面に近接して配置するように構成される。スウォッシュプレートアーム３９２および３９３は、アーム３９３および３９４よりも互いに近接している。図５４に示すように、角度３９５は、約９０度以下である。スウォッシュプレート３８４および３８５も共通軸７を中心に互いに対して１８０度回転され、それによりサーボアクチュエータ３６５は、非常にコンパクトに設置されるようにマストスリーブ３６６の周りに交互に配置されてもよい。
【００８０】
本発明の一つの特徴は、非回転中空芯管４０、マスト３３０、３６４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。様々な飛行機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。
【００８１】
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。
【００８２】
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を各ローターに設けることができ、各ローターの互いに反対側に配置されてもよいため、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。
【００８３】
本発明の別の特徴は、上部および下部ローターの位相差制御を同時に行うための位相リンクを提供することである。幾つかの実施形態では、固定された位相リンクは、通常同軸ローター制御に必要とされる四つから六つのサーボの代わりにたった三つのローター制御サーボを用いて、両方のローターのコレクティブ制御およびサイクリック制御を提供することができる。
【００８４】
別の特徴は、同軸ヘリコプターの上部および下部ローター翼の完全なコレクティブ制御およびサイクリック制御は、下部ローターの下に配置されたサーボアクチュエータによって達成でき、その結果、上部および下部翼間の軸方向の距離を最小限にできることである。
【００８５】
別の特徴は、流線形の非回転胴体シェルは、同軸ヘリコプターの上部及び下部ローター翼間に取り付けられて高速前進飛行時の抵抗を低減することである。
【００８６】
一実施形態のさらに別の特徴は、動力及び制御信号を下部ローター翼の下にあるポイントからローター翼間にあるポイントに送ることができ、高速前進飛行時に翼間の空間を生産的に利用するためにローター制御システム、無線電子機器、アンテナ、およびローター翼間の他の電気部品及び制御システム部品の配置を容易にすることである。
【００８７】
一実施形態のさらに別の特徴は、上部ローター翼２０は、マストチューブ２５３の内側を通るトルクチューブ２５４によって駆動されてもよく、また、ローター翼２２の下に配置されたモーター５４又はエンジンに接続されてもよいことである。上部および下部ローターは両方とも、必要に応じてローターの下に配置された一つのガス式エンジンによって駆動されてもよい。
【００８８】
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。
【００８９】
別の特徴は、胴体シェル１１又はローター翼２０、２２の間の他のタイプの空力整形板を支持するために、逆方向回転のローター２０、２２の間に取付構造を設けることである。胴体シェル１１は、制御アセンブリ２５５を天候から保護し、露出した５８、５９、スウォッシュプレート５６'、５７'、および押し棒１２５、１２６とも呼ばれるピッチリンク１２５、１２６の空気抵抗を減少させる。
【００９０】
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ていてもよい。
【図１】
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【図２Ａ】
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【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１２Ａ】
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【図１２Ｂ】
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【図１３Ａ】
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【図１３Ｂ】
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【図１４】
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【図１５】
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【図１６Ａ】
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【図１６Ｂ】
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【図１７】
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【図１８Ａ】
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【図１８Ｂ】
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【図１９】
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【図２０Ａ】
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【図２０Ｂ−２０Ｃ】
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【図２１Ａ−２１Ｂ】
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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】
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【図２６Ａ】
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【図２７】
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【図２８】
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【図２９】
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【図３０】
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【図３１】
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【図３２】
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【図３３】
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【図３４】
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【図３５】
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【図３６】
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【図３７】
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【図３８】
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【図３９】
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【図４０】
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【図４１】
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【図４２】
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【図４３】
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【図４４Ａ】
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【図４４Ｂ】
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【図４５】
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【図４６】
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【図４７】
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【図４８】
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【図４９】
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【図５０】
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【図５１】
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【図５２】
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【図５３】
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【図５４】
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