CN111836761A

CN111836761A - 飞行器

Info

Publication number: CN111836761A
Application number: CN201980001372.7A
Authority: CN
Inventors: 桥爪贤治郎
Original assignee: Yasima Technology
Current assignee: Yasima Technology
Priority date: 2019-02-15
Filing date: 2019-02-15
Publication date: 2020-10-27
Also published as: WO2020166054A1; JPWO2020166054A1; JP6754515B1

Abstract

利用现有的UAV实现安全性等方面可靠性足够高的飞行未必容易。一种多旋翼直升机(10)，机体框架(11f)具有：第一管架构件(510)，其两端部在俯视图中向外弯曲；第二管架构件(520)，其两端部在俯视图中向外弯曲；第一板架构件(610)，其连接第一管架构件(510)的一方的弯曲部和第二管架构件(520)的一方的弯曲部；第二板架构件(620)，其连接第一管架构件(510)的另一方的弯曲部和第二管架构件(520)的另一方的弯曲部，第一管架构件(510)和第二管架构件(520)配置成在俯视图中彼此相对。

Description

飞行器

技术领域

本发明涉及一种飞行器，例如，用于实现各种民生领域中的无人驾驶长距离飞行等。

背景技术

无人探测直升机等UAV(Unmanned Aerial Vehicle)在美国等以军事利用为目的而进行了研究。

近年来，锂离子电池技术迅速地发展，并且装设有LiPo(LithiumPolymer：锂聚合物)电池等的UAV已经实用化用于农药喷洒作业等农业利用。

因此，已知有装设这样的电池的UAV(例如，参照专利文献1)。

现有技术文献

专利文献

专利文献1：日本专利特开2014－76676号公报

发明内容

发明所要解决的技术问题

另外，本发明人考虑，期望装设有电池的UAV被广泛地实用化以用于各种用途。

然而，利用现有的UAV实现安全性等方面可靠性足够高的飞行并不容易。

考虑到上述现有的技术问题，本发明的目的是提供一种能够实现可靠性更高的飞行的飞行器。

解决技术问题所采用的技术方案

本发明的第一方面是一种飞行器，其特征在于，包括：具有机体框架的机体；以及具有驱动推进器的飞行用电动机、安装在上述机体上的飞行用电动机单元，上述机体框架具有：第一管架构件，其两端部在俯视图中向外弯曲；第二管架构件，其两端部在俯视图中向外弯曲；第一板架构件，其连接上述第一管架构件的一方的弯曲部和上述第二管架构件的一方的弯曲部；以及第二板架构件，其连接上述第一管架构件的另一方的弯曲部和上述第二管架构件的另一方的弯曲部，上述第一管架构件和上述第二管架构件配置成在俯视图中彼此相对。

本发明的第二方面在本发明的第一方面的飞行器的基础上，其特征在于，上述第一管架构件的上述一方的弯曲部和上述第二管架构件的上述一方的弯曲部利用U型带固定件安装在上述第一板架构件的上表面，上述第一管架构件的上述另一方的弯曲部和上述第二管架构件的上述另一方的弯曲部利用U型带固定件安装在上述第二板架构件的上表面。

本发明的第三方面在本发明的第一方面的飞行器的基础上，其特征在于，上述飞行用电动机单元具有臂构件，上述臂构件的一个端部安装在上述飞行用电动机上，另一个端部安装在上述机体上，上述飞行用电动机的个数为4，上述臂构件的个数为4，四个上述臂构件分别以与上述第一管架构件的上述一方的弯曲部、上述第二管架构件的上述一方的弯曲部、上述第一管架构件的上述另一方的弯曲部以及上述第二管架构件的上述另一方的弯曲部对应的方式安装在上述机体上。

本发明的第一发明是一种飞行器，其特征在于，包括：机体，其具有机体框架；飞行用电动机单元，其安装在上述机体上，具有驱动推进器的飞行用电动机；电力供给单元，其安装于上述机体，向上述飞行用电动机单元供给电力；控制单元，其安装于上述机体；以及液体箱单元，其储存空中喷洒作业所需要的液体，并安装于上述机体，上述空中喷洒作业以使上述液体在上述空中喷洒作业后剩余在上述液体箱单元的方式进行，剩余在上述液体箱单元的上述液体的量是上述空中喷洒作业前后的飞行器重心位置的变化不超过规定水平的液体最低储存量。

本发明的第二发明在第一发明的飞行器的基础上，其特征在于，基于上述控制单元的姿势可控制范围来确定上述液体最低储存量。

本发明的第三发明在第一发明或第二发明的飞行器的基础上，其特征在于，上述控制单元控制上述空中喷洒作业，使得上述液体的量不低于上述液体最低储存量。

本发明的第四发明在第一发明或第二发明的飞行器的基础上，其特征在于，上述控制单元进行用户警告动作的控制，以使上述液体的量不低于上述液体最低储存量。

本发明的第五发明在第一发明的飞行器的基础上，其特征在于，上述液体箱单元可装拆地安装于上述机体。

本发明的第六发明在第一发明的飞行器的基础上，其特征在于，上述液体箱单元具有抑制由风引起的上述机体的摇晃的外形，作为防风罩发挥功能。

本发明的第七发明在第一发明的飞行器的基础上，其特征在于，上述机体框架作为用于安装上述液体箱单元的液体箱单元安装框架而发挥功能。

本发明的第八发明在第一发明的飞行器的基础上，其特征在于，包括腿部，该腿部具有利用碳板形成的滑行体。

发明效果

根据本发明，可以提供一种能够实现可靠性更高的飞行的飞行器。

附图说明

图1是本发明实施方式的多旋翼直升机以及无线控制装置的框图。

图2是本发明实施方式的多旋翼直升机的机体框架附近的示意性局部俯视图。

图3是本发明实施方式的多旋翼直升机的左侧视图。

图4是本发明实施方式的多旋翼直升机的俯视图。

图5是本发明实施方式的多旋翼直升机的仰视图。

图6的(a)是本发明实施方式的多旋翼直升机的机体框架附近的示意性局部剖视图(之一)，图6的(b)是本发明实施方式的多旋翼直升机的机体框架附近的示意性局部剖视图(之二)。

图7是本发明实施方式的多旋翼直升机的机体附近的示意性局部立体图。

图8是本发明实施方式的多旋翼直升机的机体附近的示意性局部俯视图。

图9是本发明实施方式的多旋翼直升机的腿部附近的示意性局部左侧视图。

具体实施方式

以下，参照附图，对本发明的实施方式进行详细说明。

首先，主要参照图1～5，对本实施方式的多旋翼直升机10的结构以及动作进行具体地说明。

在此，图1是本发明实施方式的多旋翼直升机10及无线控制装置20的框图，图2是本发明实施方式的多旋翼直升机10的机体框架11f附近的示意性局部俯视图，图3是本发明实施方式的多旋翼直升机10的左侧视图，图4是本发明实施方式的多旋翼直升机10的俯视图，图5是本发明实施方式的多旋翼直升机10的仰视图。

以下也相同，但存在一些构成要素在附图中未示出的情况和通过透视或省略的方式示出的情况。

多旋翼直升机10是本发明中的飞行器的一个示例。

飞行用电动机单元100、电力供给单元200、液体箱单元300以及控制单元400被安装在具有机体框架11f的机体11上。

飞行用电动机单元100是具有驱动推进器120的飞行用电动机110的单元。电力供给单元200是向飞行用电动机单元100供给电力的单元。液体箱单元300是储存空中喷洒作业所需要的液体的单元。

机体框架11f具有第一管架构件510、第二管架构件520、第一板架构件610和第二板架构件620。

第一管架构件510和第二管架构件520都是从俯视图上看两端部向外弯曲的构件。

第一管架构件510和第二管架构件520配置成在俯视图中彼此相对。

第一管架构件510的结构和第二管架构件520的结构互相类似且相同。

不需要在形成为俯视呈矩形形状的机体框架11f的四个弯曲角配置的、用于连接相邻的矩形的边的、通过CNC(Computer Numerical Control：计算机数控)机床加工制造出的现有的重的连接构件等，因此不仅能实现机体框架轻量化所带来的可靠性高的飞行，而且也能提高性价比。

第一板架构件610是连接第一管架构件510的一方的弯曲部和第二管架构件520的一方的弯曲部的构件。

第二板架构件620是连接第一管架构件510的另一方的弯曲部和第二管架构件520的另一方的弯曲部的构件。

第一板架构件610的结构和第二板架构件620的结构彼此类似且相同。

第一管架构件510的一方的弯曲部和第二管架构件520的一方的弯曲部利用U型带固定件530安装在第一板架构件610的上表面。

第一管架构件510的另一方的弯曲部和第二管架构件520的另一方的弯曲部利用U型带固定件530安装在第二板架构件620的上表面。

由于这些安装全部相同，所以，下面具体地说明第一管架构件510的一方的弯曲部向第一板架构件610的上表面的安装。

第一管架构件510的一方的弯曲部利用隔着弯曲角配置的两个U型带固定件530安装在第一板架构件610的上表面。

两个U形带固定件530可以通过沿着第一管架构件510的一方的弯曲部配置的加强构件连接。

如图6的(a)所示，通过使两个楔构件531分别与U型带固定件530的两端部在铅垂方向上嵌合，从而将U型带固定件530牢固地固定在第一板架构件610上。

在此，图6的(a)是本发明实施方式的多旋翼直升机10的机体框架11f附近的示意性A-A线(参照图2及图9)局部剖视图(之一)。

如图6的(b)所示，也可以通过使一个闩构件532与U型带固定件530的两端部在水平方向上嵌合，从而将U型带固定件530牢固地固定在第一板架构件610上。

在此，图6的(b)是本发明实施方式的多旋翼直升机10的机体框架11f附近的示意性A-A线局部剖视图(之二)。

飞行用电动机单元100具有一方的端部安装于飞行用电动机110、另一方的端部安装于机体11的臂构件700。

飞行用电动机110的个数为4，臂构件700的个数也为4。

四个臂构件700分别与第一管架构件510的一方的弯曲部、第二管架构件520的一方的弯曲部、第一管架构件510的另一方的弯曲部和第二管架构件520的另一方的弯曲部相对应地安装在机体11上。

由于四个飞行用电动机110以与形成为俯视呈矩形形状的机体框架11f的四个弯曲角对应的方式对称地配置，因此不仅能够实现基于优异的对称性的可靠性高的飞行，还能够提高美观性。

利用放射状地延伸的臂构件安装在机体11上的推进器120的数量在本实施方式中为4，但是也可以小于4或者大于4。

相机单元等也可以利用腿部12安装。

在许多工业用UAV中，采用了使用锂离子可充电电池的电池驱动型UAV系统。用于农药喷洒用的多旋翼型UAV的最大无着陆飞行时间在例如相机单元这样的3千克的有效载荷的情况下为大约2小时，在10千克的有效载荷的情况下为大约20分钟。虽然期望电池技术在10千克有效载荷下实现最大10小时的无着陆飞行时间，但是由于重量体积能量密度的限制，难以通过电池驱动型UAV系统实现超过2小时的最大无着陆飞行时间。

另一方面，虽然由于汽油的辛烷值高，有可能利用以汽油发动机发电机为代表的内燃机的驱动装置来获取较大的能量，但装置重量容易变大。

本发明人考虑，期望将发动机、发电机和蓄电池组合而成的例如汽车的混合动力系统这样的用于UAV的超小型轻量混合动力系统实用化。

在多旋翼直升机10中，采用了利用电力供给单元200的混合型UAV系统。

电力供给单元200是具有向飞行用电动机单元100供给电力的发电机210、驱动发电机210的发动机220、在发电机210的电力不足的情况下向飞行用电动机单元100供给电力的LiPo电池230的单元。

单缸或多缸汽油发动机那样的发动机220和发电机210收纳在一体成形的壳体中，可实现超小型化和轻量化。作为发动机220的部件，有效地收纳有火花塞、空气滤清器、用于散热的空冷式冷却翅片以及起动反冲起动器等。发动机220的PTO(Power Take Off：动力输出)轴与发电机210的发电线圈旋转轴一体成形，实现对发电线圈的磁通发电旋转运动的直接贡献。

LiPo电池230利用发电机210的剩余电力进行充电。

当请求用于起飞或着陆等的最大负载电流时，LiPo电池230不仅向飞行用电动机110供给大约1300毫安的电流，而且还利用发电机210的剩余电力进行预充电，从而甚至可以预期在100千克的有效载荷下的10小时的最大无着陆飞行时间。

LiPo电池230在发电机210发生异常的情况下自动向飞行用电动机单元100供给电力。

当温度传感器检测到诸如火灾的异常并且来自发电机210的电力停止时，作为混合型UAV系统的内置电池的LiPo电池230自动启动，实现了用于继续可靠性高的飞行的故障安全系统。

接着，主要参照图1以及图7至图9，对本实施方式的多旋翼直升机10的结构以及动作进行更具体的说明。

在此，图7是本发明实施方式的多旋翼直升机10的机体11附近的示意性局部立体图，图8是本发明实施方式的多旋翼直升机10的机体11附近的示意性局部俯视图，图9是本发明实施方式的多旋翼直升机10的腿部12附近的示意性局部左侧视图。

在图7中，示出了飞行用电动机单元100以及控制单元400被拆下的状态。

图8示出机体11折叠并且推进器120被拆下的状态。

在对本实施方式的多旋翼直升机10的动作进行更具体的说明的同时，对飞行器的控制方法也进行说明。

空中喷洒作业以液体在空中喷洒作业后剩余在液体箱单元300中的方式进行。

液体在本实施方式中是农药，但也可以是水、灭火剂、发动机用汽油。

液体箱单元300是具有液体箱301和包含液体喷洒喷嘴302等的液体喷洒机构的单元。

液体箱301的液体箱上部分301u安装在机体11的上部，与液体箱上部分301u连通的液体箱301的液体箱下部分301d安装在机体11的下部。

在液体箱下部分301d的下表面，也可以安装用于喷洒种子或颗粒肥料等的固体喷洒器303。

液体箱上部分301u能够储存大约10千克的液体，液体箱下部分301d能够储存大约2千克的液体。

对应于10分钟的无着陆飞行时间的、在一公顷农田中进行标准的空中喷洒作业所需的液体量小于12(＝10+2)千克，大约为8千克。因此，当进行典型的空中喷洒作业时，大约4(＝12-8)千克的液体在空中喷洒作业之后剩余在液体箱单元300中。

剩余在液体箱单元300中的液体的量是空中喷洒作业前后的飞行器重心位置的变化不超过规定水平的液体最低储存量。

液体最低储存量是基于控制单元400的姿势可控制范围来决定的。

随着空中喷洒作业的进行而随时间改变的飞行器重心位置行进的重心移动路径可以是笔直的直线或弯曲的曲线。然而，空中喷洒作业前后的飞行器重心位置的变化级别通常是最大变化级别，而与重心移动路径无关。

包括储存有发动机用汽油的箱的电力供给单元200的装置重量大约为5千克。

液体箱下部分301d安装在机体11的一方的端部侧，电力供给单元200安装在机体11的另一方的端部侧。

控制单元400通过使用陀螺传感器等来执行与飞行器重心位置的变化相应的姿势控制。

在本实施方式中，飞行器重心位置在大致水平面内经时变化，并且空中喷洒作业前后的飞行器重心位置的变化是控制单元400的姿势可控制范围内的大约10厘米。

如上所述，本发明人注意到，由于液体喷洒泵的空气咬合等而原本就难以实现液体箱单元300完全变空的空中喷洒作业，想到利用液体箱下部分301d的液体，通过液体箱单元300的装置重量和电力供给单元200的装置重量之间的平衡来维持稳定的飞行器平衡。

当然，由于利用了液体箱单元300中剩余的液体，因此不需要用于实现空中喷洒作业之后的飞行器平衡的大型专用的配重构件等。

因此，能够不增加部件数量地实现可靠性更高的飞行。

另外，控制单元400也可以控制空中喷洒作业，以使液体的量不低于液体最低储存量。

即使用户不通过无线控制装置20对控制单元400进行指示，也自动地进行阀闭合等，如果需要，则可靠地中断空中喷洒作业。

另外，控制单元400也可以进行用户警告动作的控制，以使液体的量不低于液体最低储存量。

当用户基于诸如视觉、听觉或触觉等的用户警告动作，通过无线控制装置20指示控制单元400时，进行阀闭合等，并且如果需要，可靠地中断空中喷洒作业。

液体箱单元300以可装拆的方式安装在机体11上。

不仅是液体箱301，包括液体喷洒喷嘴302等的液体喷洒机构也优选可装拆地安装。

既可以将液体箱上部分301u和液体箱下部分301d这两方以可装拆的方式安装，也可以仅将液体箱上部分301u和液体箱下部分301d中的一方以可装拆的方式安装。

液体箱上部分301u的把手301h不仅在液体箱单元300的搬运时有用，而且在液体箱单元300的装拆时也有用。

由于液体箱单元300容易从机体11装拆，通过准备多个储存空中喷洒作业所需要的液体的液体箱单元300，就能够以液体箱单元300的一键更换来有效地进行大范围的空中喷洒作业。

液体箱单元300具有抑制由风引起的机体11的摇晃的外形，其作为防风罩发挥功能。

特别地，较佳的是安装在机体11的上部的液体箱上部分301u的外形利用所谓的多面结构分析，设计成能够承受复杂的风向变化。

由于不需要大型的专用防风罩，所以，可减少部件数量，实现极为显著的轻量化。

机体框架11f作为用于安装液体箱单元300的液体箱单元安装框架而发挥功能。

机体框架11f形成为俯视呈矩形形状，顶板构件和底板构件均未采用，因此实现机体框架轻量化。

由于不需要用于安装液体箱上部分301u以及液体箱下部分301d等的大型专用液体箱单元安装框架，因此大约6千克的多旋翼直升机10的飞行器总重量与大约15千克的现有飞行器总重量相比非常小，实现了极其显著的轻量化。因此，可以毫无问题地实现具有10千克有效载荷的25(＝15+10)千克的法定最大重量。

腿部12具有利用碳板形成的滑行体12s。

一对滑行体12s利用在主视图中弯曲成梯形形状的碳板而一体地形成，并安装在机体11的下部。因此，在不牺牲腿部12的强度的情况下实现了腿部12的轻量化。

弯曲碳板所采用的梯形形状可以是等腰梯形的梯形形状，或者考虑到液体箱单元300的装置重量和电力供给单元200的装置重量之间的平衡以实现稳定的飞行器平衡，也可以是非等腰梯形的梯形形状。

不使用管构件而由碳板形成的滑行体12s具有一对滑行体纵部分12v。水平地弯曲的滑行体纵部分12v的下端部分在本实施方式中没有通过滑行体横部分连结，但也可以由滑行体横部分连结。水平地弯曲的滑行体纵部分12v的上端部分构成即使滑行体纵部分12v的下端部分未被滑行体横部分连结也能实现良好的腿部12的机体支持性的、与机体框架11f的下表面连接的滑行体上端部分12u。

另外，本发明的程序是用于使计算机执行上述本发明的飞行器控制方法的所有或部分步骤(或工序、动作及作用等)动作的程序，该程序与计算机协同动作。

还有，本发明的存储介质是存储有使计算机执行与本发明有关的飞行器控制方法的所有或部分步骤(或工序、动作及作用等)的所有或部分动作的程序的存储介质，并且该存储介质是使所读取的程序与计算机协同动作的计算机可读存储介质。【0105】

另外，上述“部分步骤(或工序、动作及作用等)”是指这些多个步骤中的一个或若干步骤。

另外，上述“步骤(或工序、动作及作用等)的动作”是指上述步骤的全部或部分的动作。

另外，本发明的程序的一利用方式也可以是在因特网、光、电波或声波等那样的传输介质中传输，由计算机读取，与计算机协同动作的方式。

另外，作为存储介质，包含ROM(Read Only Memory：只读存储器)等。

另外，计算机不限于CPU(Central Processing Unit：中央处理器)等那样纯硬件，也可以包含固件(firmware)、OS(Operating System：操作系统)以及进一步的外围设备。

如上所述，本发明的结构可以通过软件来实现，也可以通过硬件来实现。

工业上的可利用性

本发明中的飞行器可以实现可靠性更高的飞行，并且对于在各种民生领域中利用飞行器实现无人驾驶长距离飞行等的目的是有用的。

符号说明

10 多旋翼直升机

11 机体

11f 机体框架

12 腿部

12s 滑行体

12v 滑行体纵部分

12u 滑行体上端部分

20 无线控制装置

100 飞行用电动机单元

110 飞行用电动机

120 推进器

200 电力供给单元

210 发电机

220 发动机

230 LiPo电池

300 液体箱单元

301 液体箱

301u 液体箱上部分

301d 液体箱下部分

301h 把手

302 液体喷洒喷嘴

303 固体喷洒器

400 控制单元

510 第一管架构件

520 第二管架构件

530 U型带固定件

531 楔构件

532 闩构件

610 第一板架构件

620 第二板架构件

700 臂构件

Claims

1.一种飞行器，其特征在于，包括：

机体，所述机体具有机体框架；以及

飞行用电动机单元，所述飞行用电动机单元具有驱动推进器的飞行用电动机，安装在所述机体上，

所述机体框架具有：

第一管架构件，所述第一管架构件的两端部在俯视图中向外弯曲；

第二管架构件，所述第二管架构件的两端部在俯视图中向外弯曲；

第一板架构件，所述第一板架构件连接所述第一管架构件的一方的弯曲部和所述第二管架构件的一方的弯曲部；以及

第二板架构件，所述第二板架构件连接所述第一管架构件的另一方的弯曲部和所述第二管架构件的另一方的弯曲部，

所述第一管架构件和所述第二管架构件配置成在俯视图中彼此相对。

2.如权利要求1所述的飞行器，其特征在于，

所述第一管架构件的所述一方的弯曲部和所述第二管架构件的所述一方的弯曲部利用U型带固定件安装在所述第一板架构件的上表面，

所述第一管架构件的所述另一方的弯曲部和所述第二管架构件的所述另一方的弯曲部利用U型带固定件安装在所述第二板架构件的上表面。

3.如权利要求1所述的飞行器，其特征在于，

所述飞行用电动机单元具有臂构件，所述臂构件的一个端部安装在所述飞行用电动机上，另一个端部安装在所述机体上，

所述飞行用电动机的个数为4，

所述臂构件的个数为4，

四个所述臂构件分别以与所述第一管架构件的所述一方的弯曲部、所述第二管架构件的所述一方的弯曲部、所述第一管架构件的所述另一方的弯曲部以及所述第二管架构件的所述另一方的弯曲部对应的方式安装在所述机体上。