Elevon control system

関連出願の相互参照 本願は、２００９年９月９日に出願された米国仮特許出願第６１／２４０，９８５号明細書の優先権を主張し、その特典を請求するものであり、かかる出願は、あらゆる目的のためにその全体が参照により本明細書に組み込まれる。

実施形態は、航空機に関し、航空機および／または無人航空機（ＵＡＶ）のエルロン制御システムに関する。

ＵＡＶなどの航空機の操縦系は、エレベータ、エルロン、ラダーの組み合わせ、および／または構造的な組み合わせ、例えばフラップとエルロンとが組み合わせられたフラッペロン、エレベータとラダーとが組み合わせられたエレボン、ラダーとエレベータとが組み合わせられたラダーベータを介して構成し得る。 ＵＡＶ用の翼は、アクチュエータと、亜音速ＵＡＶのための操縦面として機能するためヒンジ線周りに作動させてもよいヒンジフラップとを含んでもよい。

航空機は：第１の胴体搭載エフェクタを収容する胴体と；第１の翼であって、第１の翼に弾力的に搭載された第１の操縦面を備え、第１の操縦面は、第１の胴体搭載エフェクタにより対向されている、第１の翼と；胴体ハウジングに回転可能に取り付けられた第２の翼と；胴体ハウジング内に配設されるとともに第２の翼に係合するため部分的に延在可能な第２の胴体搭載エフェクタと；を備える。 航空機は、有人であっても無人であってもよい。 航空機の胴体ハウジングは、第３の胴体搭載エフェクタと；第３の翼であって、第３の翼に弾力的に搭載された第２の操縦面を備える、第３の翼と；を備えてもよい。 加えて、航空機は、胴体ハウジングに回転可能に取り付けられた第４の翼を備えてもよい。 他の実施形態において、第３の胴体搭載エフェクタと；第３の翼であって、第３の翼に弾力的に搭載された第２の操縦面を備える、第３の翼と；を有する航空機の胴体ハウジングは、機体中央部を備えてもよく、第１の翼および第３の翼は、胴体の機体中央部に沿って配設されている。 他の実施形態において、胴体は、テーパ状機尾部をさらに備えてもよく、第２の翼および第４の翼は、胴体のテーパ状機尾部に沿って配設されている。

いくつかの実施形態において、有人または無人の航空機は：第１の胴体搭載エフェクタを収容する胴体であって、第１の胴体搭載エフェクタは、第１の胴体開口を介して延在可能な第１のアクチュエータホーンである、胴体と；第１の翼であって、第１の翼に弾力的に搭載された第１の操縦面を備え、第１の操縦面は、第１の翼周りに線形ジョイントにおいて連結された第１の翼の後縁であってもよく、第１の操縦面は、第１の胴体搭載エフェクタにより対向されている、第１の翼と；胴体ハウジングに回転可能に取り付けられた第２の翼と；胴体ハウジング内に配設されるとともに第２の翼に係合するため部分的に延在可能な第２の胴体搭載エフェクタと；を備えてもよい。 加えて、第３の胴体搭載エフェクタは、例えば、第２の胴体開口を介して延在可能な第２のアクチュエータホーンであってもよい。

別の実施形態において、航空機の飛行を制御する方法は：第１の胴体搭載アクチュエータホーンにより対向される第１の弾力的に搭載された操縦面を提供するステップと；１つ以上の命令信号に基づいて、第１の胴体搭載アクチュエータホーンを介して第１の弾力的に搭載された操縦面を偏向させるステップと；を含んでもよい。

別の実施形態において、航空機は：機尾に向けてテーパ化するハウジングを備える胴体であって、胴体の機尾部は、第１の翼により部分的に定義される角度によりテーパ化している、胴体と；胴体ハウジングに弾力的に搭載されている、および／または胴体ハウジングに回転可能に取り付けられている、および／またはヒンジを介して胴体ハウジングに搭載されている第１の翼と；胴体ハウジング内に配設されるとともに第１の翼に係合するため部分的に延在可能なエフェクタ部材と；を備えてもよい。 加えて、第１の翼は、軸心を中心に回転してもよく、回転軸心は、胴体ハウジングの長手方向軸心に対して傾斜していてもよい。 この第１の翼は、エフェクタ部材の並進に応答してもよく、エフェクタ部材は、胴体ハウジングの長手方向軸心に対して側方向に延在可能であり、エフェクタ部材は、第１の翼および第２の翼の角度回転を生じさせるためアクチュエータにより係合され、エフェクタ部材は、胴体の開口からさらに延在可能であってもよく、エフェクタ部材は、単一の軸心において並進する。

別の実施形態において、航空機は：機尾に向けてテーパ化するハウジングを備える胴体であって、胴体の機尾部は、第１の翼により部分的に定義される角度によりテーパ化している、胴体と；胴体ハウジングに弾力的に搭載されている、および／または胴体ハウジングに回転可能に取り付けられている、および／またはヒンジを介して胴体ハウジングに搭載されている第１の翼と；胴体ハウジング内に配設されるとともに第１の翼に係合するため部分的に延在可能なエフェクタ部材と；を備えてもよく、回転軸心は、胴体ハウジングの長手方向軸心に対して傾斜したヒンジ線周りであり、第１の翼は、エフェクタ部材の並進に応答する。 加えて、航空機のエフェクタ部材は、胴体ハウジングの長手方向軸心に対して側方向に延在可能であってもよく、胴体の開口からさらに延在可能であってもよく、単一の軸心において並進してもよく、第１の翼の角度回転を生じさせるためアクチュエータにより係合されてもよい。

別の実施形態において、航空機の飛行を制御する方法は：第１の胴体搭載アクチュエータホーンにより対向される第１の弾力的に搭載された操縦面を提供するステップと；１つ以上の命令信号に基づいて、第１の胴体搭載アクチュエータホーンを介して第１の弾力的に搭載された操縦面を偏向させるステップと；を含んでもよく、さらに：胴体ハウジングに回転可能に取り付けられた第２の翼を備えてもよく；第２の翼は第１の翼に対向し；胴体の機尾部は、第２の翼によりさらに定義される角度によりテーパ化し；第１の翼および第２の翼は、エフェクタ部材の対向端に当接し；エフェクタ部材は、第１の翼および第２の翼に係合する。 加えて、第１の翼および第２の翼は、互いに協働して移動してもよく、および／または胴体ハウジングに弾力的に搭載されてもよく；第１の翼および第２の翼の回転軸心は、胴体ハウジングの長手方向軸心に対して傾斜し；第１の翼および第２の翼は、エフェクタ部材の並進に応答し；エフェクタ部材は、胴体ハウジングの長手方向軸心に対して側方向に延在可能であり；エフェクタ部材は、第１の翼および第２の翼の角度回転を生じさせるためアクチュエータにより係合され；エフェクタ部材は、胴体の開口からさらに延在可能であり；エフェクタ部材は、単一の軸心において並進する。 加えて、第１の翼は、ヒンジを介して胴体ハウジングに搭載されてもよく；回転軸心は、胴体ハウジングの長手方向軸心に対して傾斜したヒンジ線周りであり；第１の翼および第２の翼は、エフェクタ部材の並進に応答し；エフェクタ部材は、胴体ハウジングの長手方向軸心に対して側方向に延在可能であり；エフェクタ部材は、第１の翼および第２の翼の角度回転を生じさせるためアクチュエータにより係合され；エフェクタ部材は、胴体の開口からさらに延在可能であり；エフェクタ部材は、単一の軸心において並進する。

実施形態は、例示のために示すものであり、以下の添付の図面の形態に限定するためのものではない。

図１は、航空機の実施形態の上面図である。

図２は、航空機の実施形態の側方立面図である。

図３は、システムアーキテクチャの実施形態のトップレベル機能ブロック図である。

図４は、退縮状態における実施形態の下側斜視図である。

図５は、展開状態における実施形態の下側斜視図である。

図６は、延在した右舷ホーンと偏向した後縁とによる接触を示す、展開状態における本発明の実施形態の下側斜視図である。

図７Ａは、左舷後縁の上面に接触するため作動させた左舷アクチュエータのホーンを示す、本発明の実施形態の左舷翼−後縁領域の側面図である。

図７Ｂは、左舷後縁の上面を左舷翼の上面に対して角度的に偏向させるため作動させた左舷アクチュエータのホーンを示す、本発明の実施形態の左舷翼−後縁領域の側面図である。

図７Ｃは、弾力要素が対向されていないことにより高められた後縁を示す、翼の断面図である。

図７Ｄは、胴体ベースのアクチュエータホーンが弾力要素に対向するように延在することにより直線状になった後縁を示す、翼の断面図である。

図７Ｅは、胴体ベースのアクチュエータホーンが弾力要素に対向するようにさらに延在することにより偏向された後縁を示す、翼の断面図である。

図８Ａは、右舷翼の上部に対して右舷後縁に接触した右舷アクチュエータホーンを示す、アクチュエータホーンの後方から前方を見た実施形態の断面図である。

図８Ｂは、右舷翼の上部に対して偏向した右舷後縁を示す、アクチュエータホーンの後方から前方を見た実施形態の断面図である。

図９は、エレベータ命令およびエルロン命令が出力され、組み合わされて左舷アクチュエータおよび右舷アクチュエータへの命令を提供し得る、機能ブロック図である。

図１０Ａは、航空機のテーパ状機尾部を示す実施形態の上面図である。

図１０Ｂは、ヨー運動を制御するように展開した状態のラダーを示す、実施形態の側方立面図である。

図１１Ａは、ラダー表面の例示的な展開前位置を示す。

図１１Ｂは、ラダー表面の展開位置の例示的な開始段階を示す。

図１１Ｃは、ラダー表面の展開位置の例示的な段階を示す。

図１１Ｄは、展開されアクチュエータにより受けられた状態のラダー表面の展開位置の例示的な段階を示す。

図１２Ａは、単一のラダーの回転を示す、航空機の実施形態の一部分の平面図である。

図１２Ｂは、単一のラダーの回転の次の段階を示す、航空機の実施形態の一部分の平面図である。

図１２Ｃは、単一のラダーの回転の次の段階を示す、航空機の実施形態の一部分の平面図である。

図１２Ｄは、単一のラダーの回転の次の段階を示す、航空機の実施形態の一部分の平面図である。

図１２Ｅは、ラダーが胴体壁に達した状態の、航空機の実施形態の一部分の平面図である。

図１２Ｆは、エフェクタ部材がラダーに取り付けられラダーを定位置に保持している状態の、航空機の実施形態の一部分の平面図である。

図１３Ａは、ラダー表面の例示的な展開前位置を示す、航空機のテーパ状機尾部の側方角度図である。

図１３Ｂは、ラダー表面の例示的な展開中位置を示す、航空機のテーパ状機尾部の側方角度図である。

図１３Ｃは、ラダー表面の例示的な展開後位置を示す、航空機のテーパ状機尾部の側方角度図である。

図１３Ｄは、アクチュエータロッドに作用しているアクチュエータを示す、航空機の機尾部の破断図である。

図１４Ａは、折り畳み状態におけるラダーを示す、航空機のテーパ状機尾部の背面図である。

図１４Ｂは、展開の開始段階におけるラダーを示す、航空機のテーパ状機尾部の背面図である。

図１４Ｃは、展開中におけるラダーを示す、航空機のテーパ状機尾部の背面図である。

図１４Ｄは、展開を終えつつある状態のラダーを示す、航空機のテーパ状機尾部の背面図である。

図１４Ｅは、胴体壁にもたれて完全に展開した状態のラダーを示す、航空機のテーパ状機尾部の背面図である。

図１４Ｆは、アクチュエータロッドにより係合された状態のラダーを示す、航空機のテーパ状機尾部の背面図である。

図１５Ａは、プラットフォーム上に搭載されたラダーを有する回転可能な表面を示す、航空機の実施形態の平面図である。

図１５Ｂは、プラットフォーム上に搭載されたラダーを有する回転可能な表面を示す、航空機の実施形態の側方立面図である。

図１６は、エレベータ命令、エルロン命令、およびラダー命令が出力され、組み合わされて左舷アクチュエータおよび右舷アクチュエータへの命令を提供し得る機能ブロック図である。

例示的な実施形態を示す図面を参照する。 図１は、本発明のＵＡＶ部１００の例示的な実施形態の上面図である。 例示的なＵＡＶは、帰着センサ１１１、例えば可視光および／または赤外光を感知するための画素アレイを有する前端１１０と、展開可能なペイロード１１２、例えば弾頭または他の攻撃兵器、展開可能な電子サブアセンブリ、および顔料カプセルとを備える。 また、前端１１０は、実行されるとＵＡＶの位置、線速度および／もしくは回転速度、直線加速度、ならびに／または姿勢に関する情報を取り込むとともに、自動操縦処理および／もしくはエンジン制御処理もしくは人間による遠隔操縦処理のいずれかまたは両方のための命令を生成する、誘導指令を備える誘導プロセッサを含んでもよい、電子アセンブリ（ＥＡ）１１３またはアビオニクス装置を含んでもよい。 ＵＡＶは、バッテリユニットまたは燃料電池および電力調整回路などの１つ以上の電源１１４を備えてもよい。 ＵＡＶは、機体に固有のセンサ、例えばＥＡの一部としてのＧＰＳアンテナおよびＧＰＳセンサ、ならびに／または、ＥＡおよび／もしくは機体の重心に近接していてもよい姿勢および／もしくはレートジャイロスコープおよび／もしくは直線加速度計を含んでもよい。 ＵＡＶは、プロペラ１３０およびプロペラモータ１３１などの推力生成モードを含んでもよく、他の実施形態は、タービンモータおよび／またはロケットモータを別々にまたは組み合わせて用いてもよい。 ＵＡＶは、翼１４１、１４２、尾翼１４３、１４４、およびラダー表面１４５、１４６などの揚力面を有してもよい。 翼面は、エレボンとして動作する作動制御パネル１４７、１４８を有してもよいし、翼としてエレベータとして具現化されてもよく、尾翼面は、エルロンとして動作する作動制御パネルを有してもよい。 ＵＡＶは、ヨー方向において静的に安定しているかもしれず、１つ以上のラダー表面の連結後尾部により増強を行ってもよい。 ＵＡＶのいくつかの実施形態は、ヨー制御における増強を行うため、ＵＡＶの胴体に沿っていてもよい回転可能なプラットフォーム上に搭載された２ラダーアセンブリを有してもよい。

図２は、例示的なＵＡＶの側面図であり、図示の翼１４２は、後尾操縦面１４８が動いているとともに２つのアンテナワイヤ（縮尺どおりではない）が胴体２０１から延在している。 一方のアンテナ要素は、特にターミナル帰着モードから監視／偵察もしくはロイターモードへの遷移または監視からホーミングモードへの遷移を行わせるモード制御信号を受信するための、アップリンク２１０として用いてもよい。 他方のアンテナ要素は、ライブ映像、自動映像追跡ステータス、飛行パラメータ、および／またはＵＡＶの状態などのデータを送信するためのダウンリンク２２０として用いてもよい。 ＧＰＳアンテナ２３０は、胴体に沿ってまたは胴体内に、すなわちＧＰＳ周波数帯において高い透過性（低い損失）を有する材料で作製されているときは胴体の外板の裏側に、搭載されてもよい。 一般に、ＧＰＳアンテナは、ＧＰＳ衛星群から信号を受信可能であるように搭載されてもよい。

図３は、ＵＡＶ処理および誘導および制御サブシステム３００の例示的な機能ブロック図であり、誘導センサ３１０は、シーカプロセッサ３２０のシーク処理に関する外部環境についての情報を提供する。 誘導センサ、より一般的には一揃いの誘導センサは、受動および／または能動レーダサブシステム、赤外線検出サブシステム、赤外線撮像サブシステム、ビデオカメラベースのサブシステムなどの可視光撮像サブシステム、紫外光検出サブシステム、ならびにそれらの組み合わせを含んでもよい。 シーカプロセッサ３２０は、画像処理と目標追跡処理との両方、ならびにアップリンク受信機３３５からおよび／または誘導プロセス３３０の出力として受信され得る目標指定または再指定入力３２１を含んでもよい。 画像処理および／または目標追跡情報３２２は、アップリンク／ダウンリンク送受信機の一部であってもよいダウンリンク送信機３２３を介して送信してもよい。 誘導プロセッサ３３０は、誘導処理のための指令を実行する際に、シーカ処理３２０から目標情報３２４を取り込み、ＧＰＳ受信機３３１ならびにジャイロスコープおよび加速度計３３２（存在する場合）から位置、速度、および姿勢などのＵＡＶ飛行ステータス情報を取り込んでもよい。 誘導プロセッサ３３０は、偵察中間地点および／または監視最適化軌跡を受信するため、メモリ格納３３３を参照してもよい。 システムの実施形態については、誘導プロセス３３０は、例えば発射前局面においては外部データポート３３４を経由して、または例えば発射後局面においてはアップリンク受信機３３５を経由して、偵察中間地点および／または監視最適化軌跡を受信および／またはアップロードしてもよい。 誘導プロセッサ３３０は、飛行経路、軌跡、または航路操舵角度および方向を決定するための指令を実行する一部として、特にターミナル帰着モードでないときに、中間地点および／または監視最適化軌跡情報を参照してもよい。 誘導プロセッサ３３０は、アップリンク受信機３３５を介して、ターミナル帰着モードから監視モード、すなわち非ターミナル帰着モードに切り替えまたはその他遷移させ、監視モードからターミナル帰着モードに切り替えさせる命令を受信してもよい。 例えば、シーカ処理３３０による視覚的目標ロックを、ＧＰＳ座標を参照して追跡し、修正可能なターミナルソリューションの決定に関する指令を実行する誘導プロセッサにより反復的に決定されるターミナル帰着ソリューションに組み込んでもよい。

ターミナル帰着モードの一例は、ターミナル帰着モードの攻撃サブモードのための重力バイアス、およびターミナル帰着モードの空中迎撃サブモードのための加速度バイアスを用いる比例航法であってもよい。 誘導処理３３０および自動操縦処理３４０は、航空機の方向をその速度ベクトルの配向を変更することにより変更するため、エレボンの実施形態において例えばバンクトゥターン誘導を生じさせる指令を実行してもよい。 例えば、１つ以上の操縦面の配向を１つ以上の操縦面アクチュエータ３５０を介して変更して、航空機とその直線加速度のうちのその速度ベクトルに対して直角な部分との配向を変更する力およびトルクを生じさせてもよい。 航空機の直線加速度のうちの速度ベクトルに沿った部分は、空力抵抗により大きく影響され、直線加速度は、モータプロセッサ３６０およびプロペラモータ３７０を介して増加させることができる。 完全な３軸制御を有する実施形態については、スキッドトゥターンおよび他の比例−積分−微分誘導ならびに制御アーキテクチャを含む追加の制御トポロジを実装してもよい。 シーカ処理、誘導処理、モータ処理、および／または自動操縦処理は、アドレス指定可能なメモリを有する単一のマイクロプロセッサにより実行してもよく、ならびに／または、例えばデータバスを介して分散通信を行う２つ以上のマイクロプロセッサに処理を分散させてもよい。

図４は、航空機４００の胴体４０１の下部４０２に配設された退縮位置における第１の対の翼と退縮位置における第２の対の翼とを有する、例示的な航空機４００の実施形態の下側斜視図である。 図４は、例示的なプロペラハブ４３０も示している。 展開位置に回転するため、例示的な第１の対の翼４１０は、前方ピボット点４１１を中心に枢動してもよく、例示的な第２の対の翼４２０は、機尾ピボット点４２１を中心に枢動してもよい。 特定の実施形態において、翼が退縮位置におけることにより、展開前におよび／または他の目的で航空機を格納し、簡便に搬送することができる。

図５は、展開位置における２対の翼４１０、４２０を有する例示的な航空機の実施形態の下側斜視図である。 図示の例示的な前方の対の翼４１０は、各々、連結後縁部５４１、５４２と下部に搭載された弾力要素５５１、５５２とを有している。

図６は、例示的な航空機４００の実施形態の別の下側斜視図であり、図示の胴体４０１、特に本図における下部４０２は、各開口から作動ホーン６２１、６２２が突出する左舷開口６１１と右舷開口６１２とを有している。 両方の前方翼の各々について、胴体に近接した翼−後縁領域の下側には、弾力性または柔軟性を有するフィクスチャ５５１、５５２が図示されている。

図７Ａは、左舷翼−後縁領域の側面図であり、左舷アクチュエータ７２１のホーン６２１が左舷後縁５４１の上面に接触するため作動している。 例示的な翼７１０は、２つの内部構造要素、例えば主揚力構造平面要素７１１と操縦面構造要素７１２とを備えてもよい。 図７Ｂは、左舷翼−後縁領域の側面図であり、左舷アクチュエータのホーンが左舷後縁５４１の上面を左舷翼７２５の上面に対して角度的に偏向させるため作動７３０している。 図７Ｃは、弾力要素５５１が対向されていないことにより高められた後縁５４１を示す、翼７１０の断面図である。 ２つの例示的な構造要素７１１、７１２の周りに被覆７１３を配設し、揚力面要素７１１と操縦面要素７１２との間の線形間隙７１４を埋めてもよい。 被覆材料は、それにより翼７１０のプラットフォームを定義してもよいし、線形間隙に沿って屈曲を部分的に提供するとともに低亜音速飛行条件において実質的に層状の流れを提供するため樹脂、プラスチック、および合成ゴムなどの材料から選択してもよい。 図７Ｄは、胴体ベースのアクチュエータホーン６２１が弾力要素５５１に対向するように延在７３０することにより直線状になった後縁５４１を示す、翼７１０の断面図である。 図７Ｅは、胴体ベースのアクチュエータホーン６２１が弾力要素５５１に対向するようにさらに延在７４０することにより偏向された後縁５４１を示す、翼７１０の断面図である。 図示の後縁操縦面の代わりに、またはそれらに追加して、同様の編成を前縁操縦面に適用してもよい。 同様に、機尾側の対の翼が、後縁操縦面と胴体ベースの延在可能なアクチュエータホーンとを含んでもよい。

図８Ａは、右舷翼８０１の上部に対して右舷後縁５４２に接触した右舷アクチュエータホーン６２２を示す、アクチュエータホーン６２１、６２２の後方から前方を見た断面図である。 図８Ｂは、右舷アクチュエータホーン６２２の回転８２１に応答して右舷翼８０１の上部に対して偏向８２２した右舷後縁５４２を示す、アクチュエータホーン６２１、６２２の後方から前方を見た実施形態の断面図である。

図９は、自動操縦処理３４０からエレベータ命令９１０、δ _ｅおよびエルロン命令９２０、δ _ａが電圧命令として出力され、ミキサーロジック９３０により組み合わされて左舷アクチュエータ命令９３１および右舷アクチュエータ命令９３２を提供し得る、機能ブロック図９００である。 ミキサーロジック９３０は、自動操縦処理の一部として具現化してもよいし、別々のモジュールまたは回路として具現化してもよい。 左舷アクチュエータ９５０は、正の電圧が左舷アクチュエータホーンを退縮方向に駆動し、負の電圧が左舷アクチュエータホーンを延在方向に駆動するように構成してもよい。 同様に、右舷アクチュエータ９６０は、正の電圧が右舷アクチュエータホーンを退縮方向に駆動し、負の電圧が右舷アクチュエータホーンを延在方向に駆動するように構成してもよい。 左舷アクチュエータ９５０および右舷アクチュエータ９６０は、アクチュエータホーンの位置決めをさらに調整および／または改良し得る延在／退縮フィードバックを用いるように構成してもよい。 いくつかの実施形態において、航空機は、後縁が当初はそれぞれの弾力部材により提供される回転力によって上方に偏向しているように構成してもよい。 翼が胴体の下部に沿って配設されるとともに胴体の上部が空に向けて配向されている一例では、後縁の偏向により、上方へのピッチングモーメントが発生するかもしれず、かかるピッチングモーメントは、次いで、アクチュエータホーンの各々を回転延在させることにより低減またはゼロにする、すなわちトリムしてもよい。 いくつかの実施形態において、接触ホーンを作動させる例示的な回転アクチュエータを、線形アクチュエータで置換してもよい。

エレボンとして動作する本明細書に記載の作動可能な操縦面、例えば制御パネル１４７、１４８に加えて、実施形態は、追加のかかる表面を有してもよい。 これらの操縦面も、ＵＡＶが発射筒内などに格納できるように、または飛行などの動作ができるように、展開可能であってもよい。 かかる展開可能な操縦面の特定の場所および／または配向は、操縦面が航空機の動きにその自由度のうちの１つ以上についてどのように作用するか（例えば、ラダーは航空機にヨー運動を付与する）によって変化させてもよい。 エレボン１４７、１４８と同様に、かかる追加の作動可能な操縦面の各々について、１つ以上のアクチュエータが、操縦面の展開後にアクチュエータが操縦面と相互作用して所望される作用を生じさせるように編成される。

実施形態において、ＵＡＶは胴体を含み、展開可能な操縦面アセンブリ、例えば垂直安定板および／またはラダーが、ＵＡＶの機尾部またはその近くに搭載される。 操縦面アセンブリの展開は、定位置への摺動、枢動、回転などを含む種々の手段により達成してもよい。 実施形態は、操縦面アセンブリをその格納位置からその動作位置に付勢するバイアス力を付与するように、例えばヒンジ周りに位置決めされたバネを有するヒンジを中心に回転する操縦面アセンブリを有する。

例えば、ＵＡＶは、回転軸心を中心に定位置に回転する１つ以上の垂直安定板および／またはラダーを含んでもよい。 かかる操縦面は、胴体の機尾部における胴体のテーパ状部に沿って位置決めしてもよく、かかるテーパ化は、格納位置における操縦面および他のコンポーネント（折り畳まれたプロペラ等）を保持するように構成してもよい。 格納位置から動作位置への展開後、ラダーは、胴体ハウジング内において横方向に配設されるとともにラダーに係合するため部分的に延在可能であってもよいエフェクタ部材により回転および／または偏向させてもよい。 エフェクタ部材は、アクチュエータにより駆動させてもよい。 一旦係合したら、エフェクタ部材の端部は、部分的に弾力的張力および／または空気圧の結果として、ラダー表面への貼付、接着、スナップ、またはその他固定によりラダーに当接する。 ラダーの回転軸心は、ＵＡＶの長手方向軸心に対して傾斜した（弾力的に搭載またはバネ荷重された）例えばクリースまたはヒンジであってもよい。 ＵＡＶの長手方向軸心は、機首から機尾まで胴体の中心を通って延在し、ＵＡＶの重心を通過している。 さらに、ラダーは、アクチュエータを介して、例えばアクチュエータにより駆動される軸またはプッシュロッドを介して、回転および／または偏向させてもよい。 それにより、単一のヒンジが、展開中はかかるヒンジを中心にラダーを格納位置から動作位置に回転させるとともに、展開後はラダーがアクチュエータにより移動または偏向されるときにかかるヒンジを中心にラダーを回転させるという、両方の機能を有する。

図１０Ａは、本発明のＵＡＶ部１０００の例示的な実施形態の上面図である。 例示的なＵＡＶは、実行されるとＵＡＶの位置、線速度および／もしくは回転速度、直線加速度、ならびに／または姿勢に関する情報を取り込むとともに、自動操縦処理および／もしくはエンジン制御処理もしくは人間による遠隔操縦処理のいずれかまたは両方のための命令を生成する、誘導指令を備える誘導プロセッサを含んでもよい、電子アセンブリ（ＥＡ）１０１３またはアビオニクス装置を含んでもよい胴体１００１を備える。 ＵＡＶは、プロペラ１０３０などの推力生成モードを含んでもよい。 ＵＡＶは、翼１０４１、１０４２、尾翼１０４３、１０４４、およびラダー表面１０４５、１０４６などの揚力面を有してもよい。 本実施形態における胴体１００１は、機尾に向けてテーパ化されたハウジング１０５０の一部分を含む。 このテーパ化は、格納位置における操縦面および折り畳まれたプロペラを保持するように構成されている。 ラダー表面は、アドバースヨーに対抗してもよいし、例えばロッドまたはアクチュエータの軸を中心に回転可能な湾曲したホーンであってもよい作動制御要素１０４９を介してＵＡＶを安定化させ、方向設定し、および／または旋回させる制御のために用いてもよい。 ＵＡＶは、ヨー方向において静的に安定しているかもしれないが、図１０Ａの例示的な実施形態において、ラダー１０４５、１０４６は、尾翼面により生成される側方向力の量を変化させ、それに応じて、風の流れから外に出るラダーの偏向を用いてＵＡＶのヨー運動を生成および制御し、例えばＵＡＶの中心線を方向設定してもよい。 すなわち、ラダー表面を用いて、ＵＡＶの機首の位置を制御してもよい。 ＵＡＶの旋回は、エルロンまたはエレボンのいずれかを用いてＵＡＶを片側にバンクさせることにより行われる。 バンクによりＵＡＶの飛行経路が湾曲するかもしれず、そのため、ラダー表面１０４５、１０４６は、ＵＡＶが湾曲した飛行経路に正確に位置合わせされるとともに旋回が調整されることを保証する助けになるかもしれない。 そうでなければ、ＵＡＶは、ＵＡＶを飛行経路から外れるように移動させ得るさらなるドラッグに遭遇するかもしれず、そのセンサは、所望されるように方向付けられないかもしれない。 また、ラダーは、ＵＡＶのセンサおよび／または兵器が所望される方向に向けられるように、ＵＡＶを方向設定または方向付けするために用いてもよい。 図１０Ａの実施形態では２つのラダーが図示されているが、１つまたは３つ以上のラダー、またはＵＡＶの胴体もしくは他のコンポーネントに沿った他の場所に位置決めされた他の操縦面を用いてもよいことに留意されたい。 いずれのかかる展開可能な操縦面も、２つ以上の自由度についてＵＡＶを移動可能であるように角度付けし、または傾斜させてもよいことに留意されたい。 いくつかの実施形態において、２つ以上の操縦面を互いに別々におよび／または独立して移動させることが可能であるように、２つ以上の操縦面について２つ以上のアクチュエータを設けてもよい。

図１０Ｂは、例示的なラダー１０４６の２つの位置を示す、図１０Ａの側方立面図である。 図示のラダー１０４６は、胴体壁およびテーパ状機尾部１０５０にもたれさせてもよく、ラダーは、ヨー運動を制御するように展開させてもよい。 例示的な傾斜したヒンジ線１０６０は、回転軸心を決定し、ラダーが展開するための枢動線となる。 ヒンジ１０６０は、ラダー１０４６を胴体部１０５０にもたれたその格納位置からその動作位置に付勢するとともに、ラダーをアクチュエータに抗して付勢するバネを含んでもよい。 また、図は、翼１０４２、尾翼１０４４、およびプロペラ１０３０も示している。

図１１Ａ〜図１１Ｄは、ラダー表面１１４５、１１４６の例示的な展開を示す上面図である。 図１１Ａは、ラダー表面１１４５、１１４６（折り畳み状態）とエフェクタ要素、例えばロッド１１４９とを有する例示的なＵＡＶの一部分を示す上面図である。 図示のＵＡＶは、展開前段階にあり、ラダー１１４５、１１４６は、前方に向くとともに胴体１１１０のテーパ状機尾部１０５０にもたれて密着している。 図示のヒンジ１１５５、１１５６は、ラダーを胴体に接続している。 図１１Ｂは、展開の開始段階におけるＵＡＶを示し、ラダー１１４５、１１４６は、表面に対する動圧により、および／または、本例におけるようにバネ荷重力により、展開させてもよい。 かかる力を提供するバネは、ヒンジまたはその周りに位置決めすることが可能であり、バネは、格納位置から動作位置までラダーを移動させ、その後それらを付勢する力をラダーに印加する。 図示のように、ラダー１１４５、１１４６は、展開される際、それぞれヒンジ軸心１１６０、１１６１を有するヒンジ１１５５、１１５６を中心に回転する。 図１１Ｃは、ラダー１１４５、１１４６がヒンジ軸心１１６０を中心に回転してさらに展開した状態のラダー１１４５、１１４６を示している。 図１１Ｄは、一旦展開したラダー１１４５、１１４６の係合を容易にするように、胴体の外方およびヒンジ軸心１１６０の上方に突出した、アクチュエータホーンまたはロッド１１４９を示している。 図示のアクチュエータロッド１１４９は、胴体から外方に延在した状態であり、展開後のラダー１１４５、１１４６に係合し、ロッドの各端において回転移動を停止させてもよい。 ラダー１１４５、１１４６は、締結手段、例えば１組の少なくとも磁石、クラスプ、クリップ、フランジ、ペグ、ピン、Ｖｅｌｃｒｏ（登録商標）、またはそれらの組み合わせを介して、ロッド端１１４７、１１４８に接続してもよい。 本例において、アクチュエータロッド１１４９の長さは、胴体の側方向幅からラダー１１４５、１１４６の表面の幅を引いた長さを超えて延在しなくてもよい。

図１２Ａ〜図１２Ｆは、単一のラダー表面１２４５システムが異なる段階を経て移動する際の例示的な展開を示している。 図１２Ａは、例示的なＵＡＶの上面図であり、図示のヨー制御は、１つのラダー１２４５を有している。 本図は、ラダー（折り畳み状態）とエフェクタ要素、例えばロッド１２４９とに焦点を当てている。 本実施形態は、ラダーを、発射機筒から展開される前の前方に折り畳まれた垂直な尾翼として示している。 ロッド１２４９は、胴体ハウジング１２０１内に配置され、ラダー１２４５の移動を生じさせるために用いてもよい。 図１２Ｂは、図１２Ａと同じＵＡＶ（ＵＡＶが展開して発射機筒から出つつある状態）を示し、ラダー１２４５は軸心１２６０、例えばヒンジ線を中心に回転している。 図１２Ｃは、ラダー１２４５がヒンジ軸心１２６０を中心に回転し続けてさらに展開した段階のラダー１２４５を示している。 この時点では、ラダーの上面エリアのより大きい部分が見えている。 図１２Ｄにおいて、ラダー１２４５が軸心線に沿って移動し続けるにつれ、本上面図において見えている上面がより小さくなる。 図１２Ｅは、完全に展開したラダー１２４５が胴体壁に当接した状態の展開の端点を示している。 図１２Ｆは、さらに、同じＵＡＶを示し、ラダー１２４５は、発射機筒から外に出た後に完全に展開し、ロッド１２４９に接触している。 いくつかの実施形態において、本図に示すロッド１２４９は端部に磁石を有するとともに、ラダー１２４５上に金属タブが設けられ、ラダー１２４５の捕捉を容易にしてもよい。 また、図１２Ｆは、アクチュエータロッドにより係合された状態のラダーの移動を示し、ラダーに関連付けられた回転軸心を示している。

図１３Ａは、胴体１３０１のテーパ状機尾部の側面図であり、ラダー１３４５およびプロペラ１３３０（ともに折り畳み状態）は、ＵＡＶが発射機筒の内側または展開前段階にある状態で折り返されて内方に押し込まれている。 本図は、さらに、胴体ハウジング１３０１の内側に設置してもよく、ラダーの回転軸心、例えばヒンジ線１３５５の上方に配置された２つの対向する開口から外に延在する、例示的なアクチュエータロッド１３４９の位置を示している。 本図は、ＵＡＶの長手方向軸心に対して傾斜した回転軸心を示している。 傾斜したヒンジ線は、ゼロよりも大きく９０度までの範囲にあってもよい。 これらの例において示すいくつかの実施形態は、３０〜６０度の範囲の傾斜角度を有する。 ４５度の傾斜角度を用いてもよい。 図１３Ｂは、展開しているＵＡＶのラダー１３４５、１３４６の同じ側面図であり、展開後のプロペラ１３３０の位置およびヒンジ線１３５５の軸心を中心に回転しているラダー１３４５、１３４６を示している。 図１３Ｃは、完全に展開したラダー１３４５、１３４６と、締結方法、例えば１組の少なくとも磁石、クラスプ、クリップ、フランジ、ペグ、ピン、Ｖｅｌｃｒｏ（登録商標）、またはそれらの組み合わせを介してラダーに締結されたアクチュエータロッドとを示している。 アクチュエータロッド１３４９は、アクチュエータ、例えば１組の少なくとも電機機械的リンク、ギアもしくはギアアセンブリ、および／またはウォームギアを介して制御してもよい。 一実施形態において、ラダーの回転は、弾力的に搭載されたラダーのバネ戻り力に抗してロッドを並進させるロッドに係合するアクチュエータを介して行ってもよい。 アクチュエータロッドは、ラダー１３４５、１３４６が互いに協働して移動することによりヨー制御を提供することを保証する。

図１３Ｄは、胴体１３０１を示す実施形態の機尾部の破断図であり、ラダー１３４５、１３４６（ともに展開されている）は、エフェクタ部材、例えばロッド１３４９により係合されている。 図示のアクチュエータロッド１３４９は、胴体１３０１の内側に収容され、ヒンジ１３５４のラダー回転軸心、例えば傾斜したヒンジ線１３５５の上方に配置された２つの対向する開口１３７５、１３７６から胴体の外側に延在している。 いくつかの実施形態において、ヒンジ１３５４は、ヒンジの一部分の周りにバネ要素１３７８を備えてもよく、バネは、ラダー１３４５、１３４６を展開させるように機能してもよく、ラダー１３４５、１３４６が動作位置にあるときにラダー１３４５、１３４６をアクチュエータロッド１３４９に抗して付勢してもよい。 図１３Ｄは、さらに、アクチュエータロッド１３４９に当接したラダー１３４５、１３４６を示し、図示のアクチュエータロッド１３４９は、裏側構造要素（不図示）により摺動可能に支持されている。 アクチュエータロッド１３４９は、ラダー１３４５、１３４６に接続または当接する球状端１３７２、１３７３を備えてもよい。 アクチュエータロッド１３４９は、各頂点において収束する適合する歯を有するディスク１３７１と噛み合う歯を有してもよい。 アクチュエータ１３７０は、ディスク１３７１を（ＵＡＶの長手方向軸心１３８０に対して垂直な軸心を中心に）回転させることにより、ディスク１３７１を介してアクチュエータロッド１３４９を係合させることにより、ラダー１３４５、１３４６を移動させる。

図１４Ａ〜図１４Ｆは、ラダー表面１４４５、１４４６およびＵＡＶの胴体１４１０の例示的な展開を示す背面図である。 図１４Ａは、折り畳み状態のラダー１４４５、１４４６を示す、胴体のテーパ状機尾部１４５０の背面図である。 本実施形態において、ヒンジ線１４６０は、胴体の機尾部から機体中央部に向けてテーパ化しているものと見ることが可能である。 ヒンジ線１４６０は、胴体の長手方向軸心に対して選択された度合で傾斜している。 図１４Ｂは、展開の開始段階におけるラダー１４４５、１４４６を示す、テーパ状機尾部の同じく背面図である。 本実施形態において、一旦解放されたら、（風圧抵抗と相俟った）弾力的搭載による力またはバネ荷重ヒンジにより、ヒンジ線１４６０周りのラダーの運動が容易になり得る。 図１４Ｃは、展開中において枢動線、例えば傾斜したヒンジ線１４６０を中心に回転しているラダー１４４５、１４４６を示している。 風圧抵抗は、展開のこの段階において発射中での最高点に達するかもしれず、ラダーを胴体の機尾部に向けて押すかもしれない。 図１４Ｄは、さらに、展開の端点に近付き、展開した状態でテーパ状胴体壁にもたれたラダー１４４５、１４４６を示している。 図１４Ｅは、アクチュエータ、本例ではロッド１４４９により係合されたラダー１４４５、１４４６を示し、かかるロッドは、ラダーを定位置に保つストッパとして作用し、かかる定位置において、ラダーは、風のベクトルに対して真横を向いて最小の風圧抵抗を達成することが可能である。 図１４Ｆは、アクチュエータロッド１４４９により係合されたラダーの移動を示し、ラダーに関連付けられた回転軸心を示している。 本実施形態において、ロッドは、ＵＡＶのヨー運動を制御する、例えばＵＡＶの中心線を方向設定するように、一方のラダー１４４６を側方向に押し、他方のラダー１４４５は引かれ、ならびに／または風、弾力ヒンジ、および／もしくはバネ荷重力により動かされる。

図１５Ａは、ＵＡＶ部１５００の例示的な実施形態の上面図である。 本図は、ラダー表面１５４５、１５４６がプラットフォーム１５３９上に搭載された（図示のラダー表面はプラットフォームに対して垂直である）回転可能な表面１５３９と、プラットフォーム１５３９の回転移動を制御し得る胴体の内側のアクチュエータとを示している。 図１５Ｂは、例示的なＵＡＶの側面図であり、図示のラダー表面１５４５は、ＵＡＶの長手方向軸心に対して実質的に垂直に搭載されている。 図示のラダー１５４５は、回転可能な表面に固定されており、回転可能な表面１５３９と胴体ハウジングの一部分とは、同一平面上にある。 一実施形態において、プラットフォーム１５３９は、胴体の縦穴内にあってもよく、アクチュエータの軸は、環境要素の進入を阻止することを容易にするために封止リングを有する。 いくつかの実施形態において、ラダー１５４５、１５４６は、それらの付け根にヒンジとバネとを含み、格納時はラダーを胴体にもたれるように平らに折り畳むとともに、動作時は実質的に垂直な位置に展開させることが可能である。

図１６は、自動操縦処理３４０からエレベータ命令９１０、δ _ｅ 、エルロン命令９２０、δ _ａ 、およびラダー命令１０２５、δ _ｒが電圧命令として出力され、ミキサーロジック９３０により組み合わされて左舷アクチュエータ命令９３１、右舷アクチュエータ命令９３２、およびラダーアクチュエータ命令１０７０を提供し得る、機能ブロック図１０００である。 ミキサーロジック９３０は、自動操縦処理の一部として具現化してもよいし、別々のモジュールまたは回路として具現化してもよい。 左舷アクチュエータ９５０は、正の電圧が左舷アクチュエータホーンを退縮方向に駆動し、負の電圧が左舷アクチュエータホーンを延在方向に駆動するように構成してもよい。 同様に、右舷アクチュエータ９６０は、正の電圧が右舷アクチュエータホーンを退縮方向に駆動し、負の電圧が右舷アクチュエータホーンを延在方向に駆動するように構成してもよい。 左舷アクチュエータ９５０および右舷アクチュエータ９６０は、アクチュエータホーンの位置決めをさらに調整および／または改良し得る延在／退縮フィードバックを用いるように構成してもよい。 いくつかの実施形態において、航空機は、後縁が当初はそれぞれの弾力部材により提供される回転力によって上方に偏向し得るように構成してもよい。 翼が胴体の下部に沿って配設されるとともに胴体の上部が空に向けて配向されている一例では、後縁の偏向により、上方へのピッチングモーメントが発生するかもしれず、かかるピッチングモーメントは、次いで、アクチュエータホーンの各々を回転延在させることにより低減またはゼロにする、すなわちトリムしてもよい。 いくつかの実施形態において、接触ホーンまたはロッドを作動させる例示的な回転アクチュエータを、線形アクチュエータで置換してもよい。

上記実施形態の具体的な特長および態様の様々な組み合わせおよび／またはサブ組み合わせを作製することができ、それらはなお本発明の範囲に該当し得ることが考えられる。 そのため、開示された発明の様々なモードを形成するために、開示された実施形態の様々な特長および態様を互いに組み合わせるかまたは置換することができることを理解すべきである。 さらに、例示により本明細書中で開示された本発明の範囲は、上で開示された特定の実施形態により限定されないことが意図されている。