CN114793429A - 起降系统 - Google Patents

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CN114793429A
CN114793429A CN201980102841.4A CN201980102841A CN114793429A CN 114793429 A CN114793429 A CN 114793429A CN 201980102841 A CN201980102841 A CN 201980102841A CN 114793429 A CN114793429 A CN 114793429A
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flying
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铃木阳一
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Yancheng Huikong Technology Co ltd
Aeronext Inc
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Yancheng Huikong Technology Co ltd
Aeronext Inc
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Abstract

本发明提供一种飞行体相对起降港进行精度良好的起降的技术。本发明的起降系统具备：飞行体(1)，其具有起降部(5)，且在侧视时具有规定的外径，该起降部具有起降区域；以及起降港(10)，其在所述飞行体(1)的起降部(5)的起降区域包含于所述起降港(10)的起降面并接触的情况下，在侧视时所述规定的外径大于所述起降面的外缘的长度。

Description

起降系统
技术领域
本发明涉及一种具有飞行体和用于使该飞行体起降的起降港的起降系统。
背景技术
记载了在使用电池的电力进行飞行的无人飞行体的运用中，在无人飞行体的运用计划中包括用于对电池充电的供电工序(例如，专利文献1)。
现有技术文献
专利文献
专利文献1：国际公开第2019/135271号
发明内容
发明所要解决的课题
然而，从安全方面的观点等出发，要求建立高精度地进行飞行体相对起降港起降的技术，而在现有技术中处于无法充分地应对该要求的状况。
本发明是鉴于这样的状况而完成的，其目的在于提供一种高精度地进行飞行体相对起降港起降的技术。
用于解决课题的手段
根据本发明，可以获得一种起降系统，其具备：
飞行体，其具有规定起降区域的起降部，在从上方观察时具有规定的外径；以及
起降港，其具有所述起降区域以上且小于所述规定的外径的外缘。
发明效果
根据本发明，可以提供一种飞行体相对起降港进行精度良好的起降的技术。
附图说明
图1是表示以往的飞行体上升时的飞行体的状态(A)和行进时的飞行体的状态(B)的示意图。
图2是表示本实施方式的飞行体上升时和悬停时的状态的图。
图3是从上方观察图2的飞行体的图。
图4是表示图2的飞行体行进时的状态的图。
图5是表示图2的飞行体下降时的状态的图。
图6是表示图2的飞行体与装载物脱离后的状态(再上升时)的图。
图7是飞行体的一般的功能框图。
具体实施方式
本实施方式的发明具备以下结构。
[项目1]
一种起降系统，其具备：飞行体，其具有起降部，且在侧视时具有规定的外径，该起降部具有起降区域；以及
起降港，其在所述飞行体的起降部的起降区域包含于所述起降港的起降面并接触的情况下，在侧视时所述规定的外径大于所述起降面的外缘的长度。
[项目2]
根据项目1所述的起降系统，其中，
所述飞行体至少具备多个旋翼和驱动所述旋翼的马达，
所述外缘配置于从上方观察时比所述马达的位置更靠内侧的位置。
[项目3]
根据项目1或2所述的起降系统，其中，
在所述飞行体降落在所述起降港上时，所述飞行体的在前后方向上的所述规定的外径的中心配置于在侧视时比所述外缘的中心更靠所述飞行体的行进方向前方。
<实施方式的详细内容>
以下，参照附图对本发明的实施方式的起降系统进行说明。
<起降系统的说明>
本实施方式的起降系统由N台(N为1以上的任意整数值)飞行体和M台(M为独立于N的1以上的任意整数值)起降港构成。另外，以下，为了简化说明，对1台飞行体1向1台起降港10降落的情况进行说明。
<飞行体的说明>
如图1所示，飞行体1具备螺旋桨2(升力产生部：旋翼)、用于使螺旋桨2旋转的马达3、安装有马达3的臂4、具有起降区域且搭载装载物52的搭载部5(起降部)、以及作为配重的电池部6。飞行体1在侧视时具有规定的外径D2。在本实施方式中，定义将飞行体1的前后方向设为X轴方向、左右方向(或水平方向)设为Y轴方向、上下方向(或铅垂方向)设为Z轴方向的、在移动体上设定的XYZ三维正交坐标系。飞行体1以图中箭头D的方向(+X方向)为行进方向(后面详细叙述)。
另外，在以下的说明中，有时按照以下的定义来区分使用术语。
前后方向：+X方向和X方向
上下方向(或铅垂方向)：+Z方向和Z方向
左右方向(或水平方向)：+Y方向和Y方向
行进方向(前方)：+X方向
后退方向(后方)：-X方向
上升方向(上方)：+Z方向
下降方向(下方)：-Z方向
螺旋桨2接受来自马达3的输出而旋转。通过螺旋桨2旋转，产生用于使飞行体1从出发地起飞、水平移动并在目的地起降的推进力。另外，螺旋桨2能够向右旋转、停止和向左旋转。
本发明的螺旋桨2具有桨叶。桨叶(旋转体)可以为任意的数量(例如1、2、3、4或其以上)。此外，桨叶的形状可以是平坦形状、弯曲形状、扭曲形状、锥形形状、或者它们的组合等任意形状。另外，桨叶的形状能够变化(例如伸缩、折叠、弯折等)。桨叶可以是对称的(具有相同的上部和下部表面)，也可以是非对称的(具有不同形状的上部和下部表面)。桨叶能够形成为翼片、机翼或适于使桨叶在空中移动时生成气动力(例如升力、推力)的几何形状。桨叶的几何形状可以适当地选择，以优化桨叶的气动特性，如增加升力和推力、减少阻力等。
马达3用于使螺旋桨2旋转，例如，驱动单元可以包括电动马达或发动机等。桨叶能够由马达驱动，沿顺时针方向和/或逆时针方向绕马达的旋转轴(例如马达的长轴)旋转。
桨叶能够全部沿相同方向旋转，也可以独立地旋转。一些桨叶沿一个方向旋转，其他桨叶沿另一方向旋转。桨叶可以全部以相同转速旋转，也可以分别以不同转速旋转。转速可以基于移动体的尺寸(例如大小、重量)和控制状态(速度、移动方向等)自动或手动地确定。
臂4是分别支承对应的马达3和螺旋桨2的构件。在臂4上也可以设置LED等发色体，以指示旋翼机的飞行状态、飞行方向等。本实施方式的臂4能够由适当地从碳、不锈钢、铝、镁等或它们的合金或组合等中选择的原料形成。
搭载部5是用于搭载并保持装载物52的机构。搭载部5始终在规定的方向(例如水平方向(铅垂向下))上保持其状态，以能够维持所搭载的装载物52的位置和朝向。
更具体而言，搭载部5具有铰链(万向架)50，并构成为：以该铰链50为支点，随着搭载装载物52的飞行体1的倾斜而折弯。铰链50折弯的角度的大小没有特别限定。例如，如图4所示，只要即使在飞行体1以前倾姿势飞行的情况下也可以使装载物52的位置和方向保持水平即可。由此，装载物52始终以沿铅垂方向向下悬垂的状态被保持，能够保持着出发地点时的位置、状态配送到目的地。本实施方式的铰链50只能在与行进方向相同的方向即前后方向上移动。然而，该铰链50也可以不仅能够在前后方向上移动，还能够在左右方向上移动。
另外，铰链50的动作也可以通过马达等进行控制。例如，也可以是，马达等控制铰链50的动作，以使装载物52的位置和方向保持水平。由此，在起飞时、飞行时或降落时，能够进一步防止装载物52的摇晃(自然振动等)。
搭载部5的形状、机理没有特别限制，只要能够收纳或保持装载物52即可，只要能够在搭载于第一搭载部30的装载物52倾斜时保持其位置，则可以是任意的。但是，如下所述，装载物52可以是收容于起降港10的形状。即，在该起降系统中，装载物52的形状可以根据起降港10的形状来决定。例如可以是，如果起降港10的形状为矩形或近似矩形，则装载物52从上方观察的形状也是矩形或近似矩形。此外，即使起降港10的形状为矩形或近似矩形，装载物52从上方观察的形状也可以是圆或椭圆等形状。
如图2和图3所示，本实施方式的搭载部5设置在比飞行体1的前后方向上的重心Gh在行进方向D上靠后方规定距离L1的位置上。规定距离L1被确定为，装载物52哪怕是一部分都不会在上下方向上与至少后方的螺旋桨2b旋转而产生的圆区域(参照图3中的螺旋桨2b的单点划线所示的区域)重叠。换言之，规定距离L1被确定为在从螺旋桨2的上方观察时旋转的螺旋桨2与装载物52不会重叠的值。更优选的是，装载物52设置在不会受到后方的螺旋桨2b产生的尾流区域Bb的影响的位置上。另外，搭载部5能够设置于臂上的任意的位置。此外，通过在安装后进行滑动移动等，也能够变更其位置。
电池部6具有锂离子二次电池(Li-Po电池等)等电池60和铰链62。本实施方式的电池部6设置在至少比重心靠前方，具有作为在前后方向上与上述搭载部5取得平衡的配重的功能。关于该功能的详细内容，将在后面叙述。铰链62构成为：电池60以该铰链62为支点在前后方向上弯折。铰链62弯折的角度没有特别限定。另外，铰链62具有用于控制该铰链62的方向(朝向)的马达(未图示)，能够根据来自控制部(未图示：后述)的指示来变更电池60的朝向。本实施方式的铰链62只能在与行进方向相同的方向即前后方向上移动。然而，也可以为能够在左右方向上移动。
<起降港>
起降港10配置于飞行体1可能起降的场所，是用于使该飞行体1起降的装置。起降港10使支柱从地面、大厦的屋顶、船舶的甲板等基面G突出并在其上设置有载物台。支承载物台的支柱在垂直方向上距离基面G具有高度H。因此，起降港10可以作为搭载于飞行体1的装载物52的配送目的地而发挥作用。此外，起降港10也可以作为用于对搭载于飞行体1的电池60进行充电的外部电源连接部而发挥作用。具体而言，在降落后，飞行体1侧的电极与起降港10侧的电极接触，能够向电池60供电。
起降港10在飞行体1的搭载部5(起降部)的起降区域D1包含于起降港10的起降面并接触的情况下，在侧视时规定的外径D2大于起降面的外缘D3的长度。其中，在本说明书中，起降区域D1表示从装载物52的前端到后端的沿一个水平方向的距离。外径D2表示在从与该一个水平方向正交的侧面观察时，从保持水平状态的前方螺旋桨2f处于最外侧时的端部到同样保持水平状态的后方螺旋桨2b处于最外侧时的端部的距离。外缘D3表示在从与该一个水平方向正交的侧面观察时从起降港10的前端到后端的沿水平方向的距离。起降港10的表面也可以形成为平坦状。
上述外缘D3也可以配置在从上方观察时比上述马达3的位置更靠内侧。通过这种配置，飞行体1在起降港10处起降时，在飞行体1接近时自然风吹在起降港10处而产生的湍流和从螺旋桨2吹下的风难以与起降港10接触，飞行体1能够平衡性良好地起飞或降落。飞行体1降落在起降港10上时，飞行体1容易因地面效应而引起上浮和姿态的变化等。因此，降落设想区域(图2中由粗线围成的附图标记10的区域)优选为尽可能宽的水平或接近水平的面。如图5所示，在飞行体1降落在起降港10上时，上述外径D2的中心C1配置于在侧视时比上述外缘D3的中心C2更靠飞行体1的行进方向前方的位置。在此，如上所述，本实施方式的搭载部5设置于比飞行体1的前后方向上的重心G h在行进方向D上靠后方规定距离L1的位置。即，只要装载物52不会受到从后方的螺旋桨2b产生的尾流区域Bb的影响，就可以配置在任意的位置，但优选在飞行体1降落在起降港10上时，配置于应该使装载物52与起降港10的对位准确的场所。因此，如本实施方式那样，中心线C1优选配置在比中心线C2靠前的位置。
<飞行时的说明>
接着，参照图2、图4至图6，对本实施方式的飞行体1的飞行方式进行说明。另外，在以下的说明中，为了使说明明确，分别对上升时、水平移动时、下降时、再上升时这四种方式进行说明，当然也包括例如一边上升一边进行水平移动等通过这些方式的组合进行飞行的方式。
<上升时>
如图2所示，用户对具备操作部的无线电控制用的发送机进行操作，使飞行体的马达3的输出上升，从而使螺旋桨2的转速增加。通过螺旋桨2旋转，铅垂向上地产生使飞行体1浮起所需要的升力。当该升力超过作用于飞行体1的重力时，飞行体1从仓库或聚集点(未图示)携带装载物52起飞，朝向作为装载物52的目的地的起降港10飞行。
如图所示，在上升时，包含臂4的飞行体1整体维持水平。此时，电池部6的朝向维持铅垂向上。换言之，在由螺旋桨2产生的升力分别同等的情况下，在前后方向上，作用于飞行体1的重力相对于重心Gh一致(以重心Gh为中心的绕左右方向的旋转力矩相互抵消)。由此，飞行体1能够在保持着水平上升。
另外，电池部6的方向能够根据装载物52的重量来变更朝向。即，在装载物轻的情况下，电池6向后方倾斜，在装载物重的情况下，电池部6向前方倾斜，来取得平衡。
另外，在施加于该飞行体1的重量与通过螺旋桨2的旋转而对飞行体1产生的升力在力学上平衡的情况下，飞行体1能够悬停。此时，飞行体1的高度维持在一定水平。本实施方式中的飞行体1在悬停时也维持与上述图2同样的姿势。
<水平移动时>
飞行体1被控制为：在沿水平方向行进的情况下，使朝向行进方向位于后方的螺旋桨2的转速大于朝向行进方向位于前方的螺旋桨2的转速。因此，如图4所示，在行进方向上水平移动时，飞行体1采取前倾姿势。此时，电池部6通过倒向比铰链62靠后的位置而取得平衡。此时，由于存在铰链50，装载物52的朝向保持水平。
比较图1(B)和图4可以理解，搭载部5位于比重心Gh更靠后方，因而装载物52不会位于螺旋桨2f和螺旋桨2b的尾流区域Bf、Bb内。因此，根据本实施方式的飞行体1，至少能够提高水平方向行进时的飞行效率。
<下降时(降落时)>
如图5所示，在下降时，电池部6以铰链62为中心旋转并朝向下方。当对一般的飞行体1施加上升气流所产生的向上的力时，飞行体1有可能失去平衡而坠落。但是，飞行体1在下降前使电池部6铅垂向下，因此该飞行体1的重心沿垂直方向降低(参照图6内示意性地表示的电池部6移动前的位置GV0和GV1)。通过降低飞行体1的重心，能够抵消由上升气流施加在飞行体1上的向上的力。这样，本实施方式的飞行体1通过适当地组合选用降低飞行体1的重心Gh的手段，也能够克服由上升气流产生的力。从基面G突出的载物台能够容易地确认来自上空的飞行体1的降落目标即起降港10，从而能够向载物台降落。
飞行体1降落于起降港10，将搭载于搭载部5的装载物52向起降港10卸下。即，在起降港10处，飞行体1和装载物52被分离。飞行体1和装载物52的分离通过将装载物52从搭载部5分开来进行。本实施方式中的飞行体1为了实现轻量化而不具有起落架。因此，在降落时，搭载的装载物52自身就会具有起落架的功能。
通常，装载物L从飞行体1分离后，有效载荷立即变小，可以认为该飞行体1的重心瞬间向上移动。但是，如参照图6说明的那样，飞行体1在到达目的上空后，变更电池部6的朝向使其铅垂向下，使重心位于比由螺旋桨2产生的升力的中心(以下称为“升力中心”)靠铅垂下方的位置。因此，即使装载物52从飞行体1分离后，重心在铅垂方向上的位置依然能够位于比升力中心靠下方的位置。
<再上升时>
如图6所示，装载物52从搭载部5分离后，电池部6进一步向后方旋转。由此，飞行体1能够针对由该装载物52的分离引起的重心的变化而取得平衡。本实施方式的电池部6具备未图示的锁定机构。锁定机构将电池部6锁定在图6所示的位置上。移动体1在该状态下再次上升，返回出发地等指定场所。
在上述实施方式中，使用电池部作为用于与装载物52取得平衡的配重。但是，用于与装载物52取得平衡的手段并不限定于此。例如，变更螺旋桨2的转速。
上述飞行体具有图7所示的功能块。另外，图7的功能块是最低限度的参考结构。飞行控制器是所谓的处理单元。处理单元可以具有可编程处理器(例如中央处理单元(CPU))等一个以上处理器。处理单元具有未图示的存储器，并且能够访问该存储器。存储器存储有为了进行一个以上步骤而能够由处理单元执行的逻辑、代码和/或程序指令。存储器例如也可以包括SD卡或随机存取存储器(RAM)等可分离的介质或外部的存储装置。从照相机或传感器类取得的数据也可以直接传递并存储到存储器中。例如，由照相机等拍摄的静止图像和动态图像数据被记录在内置存储器或外部存储器中。
处理单元包括构成为控制飞行体的状态的控制模块。例如，控制模块控制飞行体的推进机构(马达等)，以调整具有六自由度(平移运动x、y和z、以及旋转运动θx、θy和θz)的飞行体的空间配置、速度和/或加速度。控制模块可以控制搭载部、传感器类的状态中的一个以上。
处理单元能够与收发部进行通信，该收发部构成为发送和/或接收来自一个以上外部设备(例如终端、显示装置或其他远程控制器)的数据。收发机可以使用有线通信或无线通信等任意适当的通信手段。例如，收发部可以利用局域网(LAN)、广域网(WAN)、红外线、无线、WiFi、点对点(P2P)网络、电信网络、云通信等中的一种以上。收发部能够发送和/或接收由传感器类获取的数据、处理单元生成的处理结果、规定的控制数据、来自终端或远程控制器的用户命令等中的一种以上。
本实施方式的传感器类可以包括惯性传感器(加速度传感器、陀螺仪传感器)、GPS传感器、接近传感器(例如雷达)或视觉/图像传感器(例如照相机)。
本发明的飞行体可期待其作为递送业务专用飞行体的用途、以及作为仓库、工厂中的工业飞行体的用途。此外，本发明的飞行体可以用在多旋翼无人机等飞行器相关产业中，并且，本发明除了适合用作搭载有照相机等的航拍用飞行体以外，还可以用在安保领域、农业、基础设施监控等各种产业中。
上述实施方式仅是为了容易理解本发明而例示的，并非用以限定地解释本发明。本发明可以在不脱离其主旨的范围内进行变更、改进，并且本发明当然包括其等同形式。
另外，也可以将起降港10配置为：在俯视时，不会进入连结多个马达3的旋转轴的线段的内侧且不会进入螺旋桨2的前端的旋转轨迹内。通过这样的配置，能够将螺旋桨2从地面G隔离起降港10的高度H的量，因此位于螺旋桨2与地面G之间的空气流难以变化，难以产生会生成非线性的推力而难以进行降落时的控制的、所谓的地面效应(表面效应)。由此，能够使飞行体1稳定地降落于起降港10。另外，若起降港10的高度H过高，则可能会成为障碍，除此之外，装载物52也有可能从起降港10滚落。另一方面，若起降港10的高度H过低，则螺旋桨2与地面G的距离变短，也容易产生地面效应(表面效应)，因此不是优选的。因此，起降港10的高度H优选设定为螺旋桨2的旋转半径的1/4以上。通过设定为1/4以上，且为起降港10不成为障碍的程度，能够抑制地面效应(表面效应)的产生。此外，起降港10的高度H优选设定为螺旋桨2的旋转半径的1/2以下。通过设定为1/2以下，能够避免装载物52从起降港10滚落并且抑制地面效果(表面效果)的产生。
附图标记说明
1、1’：飞行体；
2、2f、2b：螺旋桨(旋翼)；
3：马达；
4：臂；
5：搭载部(起降部)；
6：电池部；
10：起降港；
50、62：铰链；
52：装载物；
60：电池。

Claims (3)

1.一种起降系统，其具备：
飞行体，其具有起降部，且在侧视时具有规定的外径，该起降部具有起降区域；以及
起降港，其在所述飞行体的起降部的起降区域包含于所述起降港的起降面并接触的情况下，在侧视时所述规定的外径大于所述起降面的外缘的长度。
2.根据权利要求1所述的起降系统，其中，
所述飞行体至少具备多个旋翼和驱动所述旋翼的马达，
所述外缘配置于从上方观察时比所述马达的位置更靠内侧。
3.根据权利要求1或2所述的起降系统，其中，
在所述飞行体降落在所述起降港上时，所述飞行体的在前后方向上的所述规定的外径的中心配置于侧视时比所述外缘的中心更靠所述飞行体的行进方向前方。
CN201980102841.4A 2019-12-20 2019-12-20 起降系统 Pending CN114793429A (zh)

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