CN116096634A - 飞行体 - Google Patents

飞行体 Download PDF

Info

Publication number
CN116096634A
CN116096634A CN202080103731.2A CN202080103731A CN116096634A CN 116096634 A CN116096634 A CN 116096634A CN 202080103731 A CN202080103731 A CN 202080103731A CN 116096634 A CN116096634 A CN 116096634A
Authority
CN
China
Prior art keywords
main wing
flying body
landing
angle
flying
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202080103731.2A
Other languages
English (en)
Inventor
铃木阳一
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Yancheng Huikong Technology Co ltd
Aeronext Inc
Original Assignee
Aeronext Inc
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Aeronext Inc filed Critical Aeronext Inc
Publication of CN116096634A publication Critical patent/CN116096634A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/25—Fixed-wing aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/20—Vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft
    • B64C27/26—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft characterised by provision of fixed wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B64C29/0008—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded
    • B64C29/0016—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers
    • B64C29/0033—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft having its flight directional axis horizontal when grounded the lift during taking-off being created by free or ducted propellers or by blowers the propellers being tiltable relative to the fuselage
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/38—Adjustment of complete wings or parts thereof
    • B64C3/42—Adjusting about chordwise axes
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/02—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
    • B64D45/04—Landing aids; Safety measures to prevent collision with earth's surface
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/10—Rotorcrafts
    • B64U10/13—Flying platforms
    • B64U10/14—Flying platforms with four distinct rotor axes, e.g. quadcopters
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U30/00—Means for producing lift; Empennages; Arrangements thereof
    • B64U30/10—Wings
    • B64U30/12—Variable or detachable wings, e.g. wings with adjustable sweep
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U50/00—Propulsion; Power supply
    • B64U50/10—Propulsion
    • B64U50/13—Propulsion using external fans or propellers
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/22—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft
    • B64C27/28—Compound rotorcraft, i.e. aircraft using in flight the features of both aeroplane and rotorcraft with forward-propulsion propellers pivotable to act as lifting rotors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U2101/00—UAVs specially adapted for particular uses or applications
    • B64U2101/30—UAVs specially adapted for particular uses or applications for imaging, photography or videography

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Remote Sensing (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

本发明提供一种能够在兼顾垂直起降的实现和燃料经济性的提高的基础上实现稳定的降落的飞行体。一种飞行体，其具备连接有多个旋翼部和主翼的飞行部，其中，所述主翼构成为，降落时所述主翼所产生的升力与巡航时所述主翼所产生的升力相比减少。而且，主翼相对于所述飞行部前倾地固定。而且，旋翼以巡航时产生推进力和升力的角度连接。而且，旋翼以巡航时产生推进力的角度连接。而且，飞行部构成为，降落时旋翼不与飞行部或主翼干涉。而且，主翼经由转动轴与所述飞行部连接，所述主翼构成为，与巡航时相比降落时使相对于所述飞行部的角度以转动轴为中心前倾。

Description

飞行体
技术领域
本发明涉及一种飞行体。
背景技术
近年来，正在推进面向使用无人和载人无人机(Drone)、无人飞行器(UAV：Unmanned Aerial Vehicle)等飞行体(以下，总称为“飞行体”)的服务实用化的研究、实证实验。一般被称为多旋翼直升机的具备多个旋翼的飞行体(以下，总称为“多旋翼直升机”)不具有固定翼，因此需要始终通过旋翼产生升力，期望燃料经济性的提高。
鉴于这样的状况，例如在专利文献1中，为了兼顾垂直起降和燃料经济性的提高，通过组合多旋翼直升机机构和固定翼，在进行垂直起降、悬停时使用多旋翼直升机机构的旋翼，在进行水平飞行时使用主翼产生的升力。这样，开发了以兼顾垂直起降和燃料经济性的提高为目的的VTOL机身(以下，总称为“现有机身”)。
现有技术文献
专利文献
专利文献1：美国专利第10131426号公报
发明内容
发明所要解决的课题
然而，图25～图27所例示那样的现有机身被设计为在水平飞行时主翼20成为最佳迎角，而旋翼和主翼20相对于机架分别以相对的角度恒定的方式固定。因此，如图25和图26所示，降落时的姿势与水平飞行时的姿势相比，主翼20的迎角更大。
这样，在降落时吹着包含逆风成分的风的环境中主翼20具有产生升力的迎角的结构的情况下，飞行体的姿势变得不稳定或者难以降落。根据风的强度，通过成为降落姿势，主翼20会因风而产生升力，因此也存在飞行体意外地向上行进的可能性，有可能给用于降落的下降动作带来障碍。另外，具备主翼的飞行体一般具备用于提高偏航方向的稳定性的垂直尾翼。通过垂直尾翼获得风标稳定效果的飞行体要与气流正对，主翼20更容易产生升力。
因此，本发明的一个目的在于提供一种飞行体，其组合了多旋翼直升机机构和主翼，能够在兼顾垂直起降和燃料经济性的提高的基础上实现稳定的降落。
用于解决课题的手段
根据本发明，能够提供一种飞行体，其具备连接有多个旋翼部和主翼的飞行部，其特征在于：所述主翼构成为，降落时所述主翼产生的升力与巡航时所述主翼产生的升力相比减少。
发明效果
根据本发明，能够提供一种飞行体，其能够在兼顾垂直起降的实现和燃料经济性的提高的基础上实现稳定的降落。
附图说明
图1是从侧面观察巡航模式时的本发明的飞行体的示意图。
图2是本发明的飞行体的功能框图。
图3是图1的飞行体的降落模式时的侧视图。
图4是图1的飞行体的降落模式时的俯视图。
图5是本发明的飞行体的巡航模式时的侧视图。
图6是图5的飞行体的降落模式时的侧视图。
图7是本发明的飞行体的构成例的巡航模式时的侧视图。
图8是图7的飞行体的降落模式时的侧视图。
图9是本发明的飞行体的构成例的巡航模式时的侧视图。
图10是图9的飞行体的降落模式时的侧视图。
图11是本发明的飞行体的构成例的巡航模式时的侧视图。
图12是图11的飞行体的旋翼部向降落模式时转移时的侧视图。
图13是图11的飞行体的降落模式时的侧视图。
图14是图11的飞行体的降落模式时的俯视图。
图15是本发明的飞行体的旋翼部向降落模式时转移时的侧视图。
图16是图13的飞行体的降落模式时的侧视图。
图17是本发明的飞行体的构成例的巡航模式时的侧视图。
图18是图17的飞行体的降落模式时的侧视图。
图19是本发明的飞行体的构成例的巡航模式时的侧视图。
图20是图19的飞行体的降落模式时的侧视图。
图21是本发明的飞行体的构成例的巡航模式的侧视图。
图22是图21的飞行体的降落模式时的侧视图。
图23是图21的飞行体的降落模式时的俯视图。
图24是本发明的飞行体的构成例的降落模式时的俯视图。
图25是现有机身巡航时的侧视图。
图26是图25的机身降落时的侧视图。
图27是图25的机身降落时的俯视图。
具体实施方式
列举本发明的实施方式的内容进行说明。本发明的实施方式的飞行体具备如下结构。
[项目1]
一种飞行体，其具备连接有多个旋翼部和主翼的飞行部，其特征在于：
所述主翼构成为，降落时所述主翼产生的升力与巡航时所述主翼产生的升力相比减少。
[项目2]
根据项目1所述的飞行体，其特征在于：
所述主翼相对于所述飞行部前倾地固定。
[项目3]
根据项目1所述的飞行体，其特征在于：
所述旋翼的旋转轴的角度被控制为，与巡航时相比降落时所述主翼前倾。
[项目4]
根据项目1～3中任一项所述的飞行体，其特征在于：
所述旋翼以巡航时产生推进力和升力的角度连接。
[项目5]
根据项目1～3中任一项所述的飞行体，其特征在于：
所述旋翼以巡航时产生推进力的角度连接。
[项目6]
根据项目1～5中任一项所述的飞行体，其特征在于：
所述飞行部构成为，降落时旋翼不与飞行部或主翼干涉。
[项目7]
根据项目1所述的飞行体，其特征在于：
所述主翼经由转动轴与所述飞行部连接，
所述主翼构成为，与巡航时相比降落时使相对于所述飞行部的角度以转动轴为中心前倾。
[项目8]
根据项目7所述的飞行体，其特征在于：
所述主翼还经由支承部件和弹簧与所述飞行部连接，
所述弹簧构成为，通过降落时解除所述支承部件的支承，与巡航时相比使所述主翼相对于所述飞行部的角度以转动轴为中心前倾。
[项目9]
根据项目1～8中任一项所述的飞行体，其特征在于：
所述主翼构成为，在紧急坠落时前倾或后倾到失速的迎角。
[项目10]
根据项目1～9中任一项所述的飞行体，其特征在于：
还具备在所述紧急坠落时进行动作的使落下速度降低的机构。
[项目11]
根据项目1～10中任一项的飞行体，其特征在于：
所述主翼还具备降落时在所述主翼的上方展开的动翼。
[项目12]
根据权利要求1～11中任一项所述的飞行体，其特征在于：
还具备降落时向上方产生尾流的风扇。
<本发明的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飞行体进行说明。在附图中，对相同或相似的要素标注相同或相似的附图标记和名称，在各实施方式的说明中有时省略关于相同或相似的要素的重复说明。另外，各实施方式所示的特征只要不相互矛盾，也能够应用于其他实施方式。
<第一实施方式的详细内容>
如图1所示，本发明的实施方式的飞行体100是能够垂直起降的飞行体(VTOL)。飞行体100具备为了进行飞行而至少由螺旋桨10、马达11等要素构成的多个旋翼部12、以及主翼20。主翼20与包括旋翼部12和主体部60的飞行部连接。另外，飞行体100具有降落时与地面接触的降落支脚30。此外，图示的飞行体100为了便于说明本发明的构造而被简化地描绘，例如，关于控制部等的详细的结构、机身主体，省略了记载。
旋翼部12以能够倾斜的方式与飞行体100连接，在垂直起飞、悬停、垂直降落模式下，使旋翼的旋转轴40朝向上方而进行下降，在巡航模式下，使旋翼的旋转轴40与垂直降落模式时相比更向前方倾斜，进行向水平方向的推进。飞行体100优选搭载有用于使多个旋翼部12动作的能量(例如二次电池、燃料电池、化石燃料等)。
主翼20能够产生作为飞行体100的飞行的辅助的升力。另外，主翼20也可以根据需要具备动翼。
降落支脚30具备与地面接触的接地部，另外，也可以具备进行降落时、放置飞行体时的冲击缓和的减振器等。
飞行体100将图的箭头D的方向(-Y方向)设为前进方向，将箭头E设为下降方向(-Z方向)(详细后述)。
另外，在以下说明中，有时按照以下定义区分使用术语。前后方向：+Y方向和-Y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)：+X方向和-X方向、行进方向(前方)：-Y方向、后退方向(后方)：+Y方向、上升方向(上方)：+Z方向、下降方向(下方)：-Z方向。
螺旋桨10～10d接受来自马达11～11d的输出而旋转。通过螺旋桨10旋转，产生用于使飞行体100从出发地起飞、移动并在目的地降落的推进力。此外，螺旋桨10能够向右旋转、停止和向左旋转。
本发明的飞行体100所具备的螺旋桨10具有一个以上桨叶。桨叶(旋转体)的数量可以是任意的(例如1、2、3、4或其以上)。另外，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。此外，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。
另外，本发明的飞行体所具备的螺旋桨可以考虑固定桨距、可变桨距、以及固定桨距与可变桨距的组合等，但不限于此。
马达11a～11d用于使螺旋桨10～10d旋转，例如，驱动单元可以包括电动马达或发动机等。桨叶可由马达驱动，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，也能够独立地旋转。一些桨叶沿一个方向旋转，其他桨叶沿另一方向旋转。桨叶能够全部以相同转速旋转，也能够分别以不同转速旋转。转速能够基于移动体的尺寸(例如大小、重量)、控制状态(速度、移动方向等)自动或者手动地确定。
飞行体100通过飞行控制器、无线电收发机等，根据风速和风向决定各马达的转速、飞行角度。由此，飞行体能够进行上升和下降、加速和减速、或转向这样的移动。
飞行体100能够进行按照事先或飞行中设定的路线、规则的自主飞行、基于使用无线电收发机的操纵的飞行。
上述飞行体100具有图2所示的功能块。此外，图2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、随机存取存储器(RAM)等可分离的介质或外部存储装置。从相机、传感器类获取的数据也可以直接传递并存储到存储器中。例如，由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旋翼机的状态的控制模块。例如，控制模块控制旋翼机的推进机构(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)的旋翼机的空间配置、速度和/或加速度。控制模块能够控制搭载部、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。收发机能够使用有线通信或无线通信等任意适当的通信方式。例如，收发部能够利用局域网(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(例如相机)。
如图1所例示的那样，本发明的飞行体100在巡航模式时，不仅利用旋翼部12产生的推进力，还一并利用主翼20产生的升力，由此能够期待巡航时的燃料经济性的提高。
在此，再次对现有机身进行说明。在对图25那样的巡航模式下的主翼20的姿势和图26中的降落模式下的主翼20的姿势进行比较时，成为在降落模式时主翼20的正方向的迎角变得更大的结构。
若正的迎角变大，则主翼20产生的升力会增加直至迎来失速迎角。因此，在如现有机身那样降落模式时的主翼20与巡航模式相比更容易产生升力的飞行体的结构中，存在降落需要时间、降落变得困难、或者在强风下机身会浮起等的可能性。特别是，在希望重视快递业务等的效率的运用的情况下，降落所花费的时间的增加成为缺点。
如果没有空气的流动，则主翼20不产生升力，因此如果是无风下或微风下，则主翼20产生的升力对降落造成影响的可能性较低，但在实际的飞行体降落时的环境中很难总是无风或微风。
在本发明的飞行体100中，为了即使在室外等会受到风的影响的环境下也能够进行稳定的降落、并且能够在现有机身难以降落的强风下降落，降落模式时主翼20产生的升力被设置为比水平飞行时主翼20产生的升力少。
如图1和图3所例示的那样，在第一实施方式中，为了使垂直降落时主翼20产生的升力与巡航模式时主翼20产生的升力相比减少，将降落模式时的主翼的迎角21在降落模式时以与巡航模式时相比向负方向倾斜的角度固定于飞行部。
在上述的结构中，需要将旋翼部12的倾斜角度设定为规定的角度，以使巡航模式时的旋翼的旋转轴40的角度成为适当的角度。例如，图5和图6中的旋翼部12的倾斜角度为25度，另外，图1和图3～4中的旋翼部12的倾斜角度为90度，但在主翼20以相同的角度设置于飞行部的飞行体100中，在需要使巡航模式时的旋转轴40的角度更接近水平的情况下，所需的倾斜角度增加。
例如，如图7和图8所示，在巡航模式时，在使旋转轴40大致水平而将旋翼仅用于推进、并通过主翼20得到飞行所需的升力的情况下，不会为了将机身留在空中而使用旋翼的力，因此与以图1和图5所示的旋转轴的倾斜度使用的情况相比，能够期待燃料经济性的提高。在将旋翼仅用于推进的结构中，在降落模式时旋转轴40为大致垂直方向上方，主翼20的迎角设为与巡航模式时相比成为负方向的情况下，倾斜角成为超过90度的角度。
如图9和图10所示，也可以成为避免螺旋桨10与主翼等干涉的形状。飞行体100所具备的旋翼部12根据其安装位置和向降落模式转移时的倾斜角度，巡航模式时和降落模式时的螺旋桨10有可能与机架、臂、主翼等干涉。为了避免该情况，例如也可以成为机架、臂弯曲的形状(屈曲、曲折等)，例如如图9和图10所示，也可以成为使机架、臂的一部分向螺旋桨10的设置侧错开的形状。另外，出于同样的目的，也可以提高马达支架(未图示)。
<第二实施方式的详细内容>
在本发明的第二实施方式的详细内容中，与第一实施方式重复的构成要素进行同样的动作，因此省略重复说明。
如图11～图14所示，第二实施方式的飞行体100具备的主翼20也可以是，为了在降落模式时减少主翼20产生的升力，使与飞行部的连接角度向负的迎角方向转移。
通过在主翼20与飞行部的连接部分上设置转动轴22，能够变更主翼的迎角21。转动轴22优选具有能够耐受飞行、起降的强度，且轻量。例如，可以选择使用塑料、金属、FRP等的轴、管、轴承等。这些原材料可以是与飞行部所包含的机架、臂相同的原材料，也可以是不同的原材料。
在转移到降落模式并变更主翼20的角度的情况下，存在利用伺服、马达、气体、弹簧、搭载物50的自重等力使其转动到规定的角度的方法。搭载物50优选利用输送的对象物、飞行中使用的电池等，使重量的增加为最低限度。如图15～图16所示，通过在搭载物50与主翼20的一部分连接的状态下使搭载物50下降，主翼20的迎角21变化。
在降落后不经由维护等而再次进行起飞、飞行的情况下，优选能够控制为：在将主翼20的角度切换为降落模式的角度后，再次返回巡航模式的角度。例如，在快递等业务中使用且在一次飞行中转过多个投递目的地等情况下，需要多次切换巡航模式和降落模式。
但是，在降落后到再次进行飞行为止的期间，能够通过手动使变更为降落模式的主翼20返回巡航模式的主翼20的迎角21的情况下，为了能够通过人手、维护机器人等来自外部的作用进行使暂时变更为降落模式的角度的主翼20再次返回巡航模式的动作，优选采用能够解除主翼20的固定的结构。由此，能够期待飞行体100具备的机构的简单化和轻量化。
例如，如图17和图18所示，主翼20经由转动轴22与飞行部连接，主翼20通过以连接主翼20的前侧和飞行部的下方的方式安装的拉伸弹簧24的力，拉伸成总是成为降落模式时的角度。在巡航模式时，主翼通过销等支承部件23克服弹簧24的力而固定姿势，保持为迎角不会从规定的角度向负方向倾斜。在从巡航模式向降落模式切换时，通过伺服等从主翼20拔出销23，由此主翼20的角度随着弹簧24的力而向负的迎角变化。
另外，使主翼20与飞行部的连接角度向负的迎角方向转移的机构，除了在平时的飞行体降落时使降落稳定以外，还能够在飞行体100发生故障时等限定坠落范围或进行紧急降落。
在具备能够产生升力的主翼的VTOL机身中，具有通过利用主翼产生的升力来提高燃料经济性的优点，另一方面，在飞行体发生故障时等，即使停止旋翼的旋转也会滑翔而继续前进，因此，可能难以限定坠落场所。
在紧急坠落模式下，使飞行中的主翼20的迎角为与零升力角相比更大的负的迎角，并主动失速，由此急速地降低飞行体100的高度，强制地使其坠落。例如，在飞行体100发生了异常的地点是适合作为紧急坠落地点的场所(没有住宅的区域、水上等)的情况下，重要的是在机身移动到住宅之上、因机身的落下造成的损害极大的场所之前，使其更迅速地向该场所坠落。
相反地，在机身发生异常的地点难以坠落的情况下，通过主翼20的滑翔而离开该场所，并在适合落下的地点的上空向紧急坠落模式切换，由此能够防止因机身的落下造成的损害。另外，在飞行体落下时，通过进一步使用降落伞等使落下速度降低的机构，还能够进一步减少对落下地点的影响。
若将紧急降落模式时的主翼的负方向的迎角或正方向的迎角增大至超过失速角的角度，则进入失速，并且也能够期待因主翼20的阻力的增加而引起的飞行速度的降低。
例如，在使用主翼的迎角为-10度而失速的翼型的情况下，(巡航模式时的主翼的迎角为+5度，坠落模式时为0度)在紧急坠落模式下为-20度左右，由此能够进行紧急坠落模式下的迅速的失速和坠落、落下。
<第三实施方式的详细内容>
在本发明的第三实施方式的详细内容中，与第一实施方式重复的构成要素进行同样的动作，因此省略重复说明。
如图19和图20所示，第三实施方式的飞行体100所具备的主翼20具备动翼25作为升力降低用的机构，通过动翼25运动，能够降低主翼20产生的升力。
通常，使用具备动翼的固定翼飞行的垂直降落机身(例如，海鹞、F-35B等)在降落模式时，以得到更大的升力为目的，将襟翼(高升力装置)等向比巡航模式时更下方展开。但是，本发明的飞行体100是通过使降落模式时得到的升力减少而能够进行稳定的降落的结构，因此通过将动翼25向比巡航模式时更上方展开，能够得到主翼20产生的升力的降低效果。
在通过动翼25的展开而使升力变化时，阻力也次要地增加。但是，阻力的增加成为飞行体100迎风漂流、使降落的准确性降低的原因，因此优选阻力的增加较少的结构。因此，需要考虑升力的降低与阻力的增加的平衡来进行设计。
作为抑制阻力的增加并且降低主翼产生的升力的方法，存在如下方法：如图21～图23所示，使主翼20使用可变后退翼、可变前进翼的机构进行变形；或者，如图24所示，在主翼20内设置风扇26那样的向上方产生尾流的机构，在降落模式时使风扇26旋转。
可以将以上各实施方式中的飞行体的多个结构进行组合来实施。期望根据飞行体的制造中的成本、飞行体应用场所的环境、特性，适当地研究合适的结构。
上述实施方式仅是为了容易理解本发明而例示的，并不用于限定地解释本发明。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。
符号说明
10a～10d：螺旋桨；
11a～11d：马达；
20：主翼；
21：主翼的迎角；
22：主翼的转动轴；
23：支承部件；
24：弹簧；
25：动翼；
26：风扇；
30：降落支脚；
50：搭载物；
60：主体部；
100：飞行体；
110：降落面。

Claims (12)

1.一种飞行体，其具备连接有多个旋翼部和主翼的飞行部，其特征在于：
所述主翼构成为，降落时所述主翼产生的升力与巡航时所述主翼产生的升力相比减少。
2.根据权利要求1所述的飞行体，其特征在于：
所述主翼相对于所述飞行部前倾地固定。
3.根据权利要求1所述的飞行体，其特征在于：
所述旋翼的旋转轴的角度被控制为，与巡航时相比降落时所述主翼前倾。
4.根据权利要求1～3中任一项所述的飞行体，其特征在于：
所述旋翼以巡航时产生推进力和升力的角度连接。
5.根据权利要求1～3中任一项所述的飞行体，其特征在于：
所述旋翼以巡航时旋转轴成为水平的方式连接。
6.根据权利要求1～5中任一项所述的飞行体，其特征在于：
所述飞行部构成为，降落时旋翼不与飞行部或主翼干涉。
7.根据权利要求1所述的飞行体，其特征在于：
所述主翼经由转动轴与所述飞行部连接，
所述主翼构成为，与巡航时相比降落时使相对于所述飞行部的角度以转动轴为中心前倾。
8.根据权利要求7所述的飞行体，其特征在于：
所述主翼还经由支承部件和弹簧与所述飞行部连接，
所述弹簧构成为，通过降落时解除所述支承部件的支承，与巡航时相比使所述主翼相对于所述飞行部的角度以转动轴为中心前倾。
9.根据权利要求1～8中任一项所述的飞行体，其特征在于：
所述主翼构成为，在紧急坠落时前倾或后倾到失速的迎角。
10.根据权利要求9所述的飞行体，其特征在于：
还具备在所述紧急坠落时进行动作的使落下速度降低的机构。
11.根据权利要求1～10中任一项所述的飞行体，其特征在于：
所述主翼还具备降落时在所述主翼的上方展开的动翼。
12.根据权利要求1～11中任一项所述的飞行体，其特征在于：
还具备降落时向上方产生尾流的风扇。
CN202080103731.2A 2020-09-07 2020-09-07 飞行体 Pending CN116096634A (zh)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/JP2020/033761 WO2022049764A1 (ja) 2020-09-07 2020-09-07 飛行体

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN116096634A true CN116096634A (zh) 2023-05-09

Family

ID=80490854

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202080103731.2A Pending CN116096634A (zh) 2020-09-07 2020-09-07 飞行体

Country Status (5)

Country Link
US (1) US20230331407A1 (zh)
EP (1) EP4212430A1 (zh)
JP (1) JPWO2022049764A1 (zh)
CN (1) CN116096634A (zh)
WO (1) WO2022049764A1 (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20230049474A1 (en) * 2020-08-11 2023-02-16 Aeronext Inc. Moving body

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2700734B2 (ja) * 1991-09-20 1998-01-21 川崎重工業株式会社 垂直離着陸航空機
JP2009078745A (ja) * 2007-09-27 2009-04-16 Japan Aerospace Exploration Agency 電動垂直離着陸機
JP2009234551A (ja) * 2008-03-26 2009-10-15 Kenta Yasuda 主翼取り付け角変更装置を備えた垂直離着陸航空機
DE102013109392A1 (de) 2013-08-29 2015-03-05 Airbus Defence and Space GmbH Schnellfliegendes, senkrechtstartfähiges Fluggerät
WO2016059040A1 (en) * 2014-10-14 2016-04-21 Twingtec Ag Flying apparatus
CN105711831B (zh) * 2016-04-25 2018-03-06 长江大学 垂直起降的固定翼无人机
JP2019018623A (ja) * 2017-07-12 2019-02-07 倫文 木原 無人飛行体

Also Published As

Publication number Publication date
JPWO2022049764A1 (zh) 2022-03-10
WO2022049764A1 (ja) 2022-03-10
US20230331407A1 (en) 2023-10-19
EP4212430A1 (en) 2023-07-19

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP3904204B1 (en) Manned aircraft
CN216509035U (zh) 飞行体
JP6993711B2 (ja) 飛行体及び飛行体の飛行方法
JP7438523B2 (ja) 飛行体及び飛行体の飛行方法
CN116096634A (zh) 飞行体
JP7466230B2 (ja) 回転翼機およびその姿勢制御方法
CN116685528A (zh) 飞行器的控制方法
JP6970479B1 (ja) 飛行体
JP7398790B2 (ja) 飛行体
CN220948591U (zh) 飞行体
WO2023238289A1 (ja) 飛行体及び飛行体の制御方法
CN117320963A (zh) 飞行体、降落方法和程序
WO2022215266A1 (ja) 飛行体の着陸方法、飛行体、情報処理装置、プログラム
JP7244955B2 (ja) 飛行体及び飛行体の飛行方法
CN218258694U (zh) 飞行体
JP7153351B2 (ja) 飛行体の飛行方法
WO2023089735A1 (ja) 安全装置を備える飛行体
JP7265776B2 (ja) 飛行体
JP6758697B2 (ja) 飛行体及び飛行体の飛行方法
JP2022150020A (ja) 無人航空機およびその制御方法
JP2024071569A (ja) 回転翼機およびその姿勢制御方法
JP2024036475A (ja) 飛行体

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
TA01 Transfer of patent application right
TA01 Transfer of patent application right

Effective date of registration: 20230724

Address after: Room 2006, second floor, Ruihang mutual appreciation innovation center, Dongtai high tech Development Zone, Yancheng City, Jiangsu Province

Applicant after: Yancheng huikong Technology Co.,Ltd.

Applicant after: AERONEXT Inc.

Address before: No.5, 3-fan, er-ding-mu, huibishou West, Shibuya District, Tokyo, Japan

Applicant before: AERONEXT Inc.