CN117184468A - 飞行器及飞行器的控制方法 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种能够提高飞行器的飞行效率，并且防止起降性能降低的VTOL飞行器及飞行器的控制方法。提供一种VTOL飞行器(100)，具有主翼(21)、第1旋转翼部(11)和第2旋转翼部(12)，在利用第1旋转翼(11)产生的升力的飞行过程中，通过折叠主翼(21)的至少一部分，使飞行器(100)的俯视投影面积减少，不易受到上升气流等的影响。

Description

飞行器及飞行器的控制方法
技术领域
本发明涉及一种飞行器及飞行器的控制方法。
背景技术
近年，正在发展使用无人机(Drone)或无人飞机(UAV：Unmanned Aerial Vehicle)等飞行器(以下，统称为“飞行器”)的各种服务的实用化。其中，快递等需要远距离或者长时间的飞行的用途的需求正在增加。通常，被称为多旋翼飞行器的、通过多个螺旋桨的旋转使机身升起的飞行器(以下，统称为多旋翼飞行器)不需要像通常的固定翼飞行器那样的起降用的跑道。因此，能够在比较狭窄的地方运用，适合送货上门等。
但是，与以往的作为飞机的飞行器或直升机相比，多旋翼飞行器具有续航距离短的倾向。例如在运输或查寻的用途中，需要长时间、远距离的飞行。鉴于这样的情况，例如在专利文献1中公开了一种通过除了利用旋转翼产生的升力以外，还能够利用主翼产生的升力，从而能够实现远距离的飞行的VTOL(垂直起降飞行器)方式的飞行器。
现有技术文献
专利文献
专利文献1：美国特许10131426号公报
发明内容
发明要解决的课题
在专利文献1中公开通过除了具有旋转翼以外还具有主翼，从而能够垂直起降的同时能够减轻旋转翼的负荷，提高续航距离或负载重量的VTOL。
但是，当设置主翼时，使俯视投影面积变大。由此，飞行器从上方或者下方受到的气流的影响增加。与固定翼飞行器不同，VTOL有时会进行垂直起降。尤其，在飞行器下降时，已知有由于上升气流而使下降变得不易，飞行器的姿态行为变得不稳定的情况。在运输或查寻等飞行和起降的环境不恒定的利用中，除了需要飞行器的巡航性能以外，还需要提高起降性能。
鉴于所述情况，本发明的飞行器的目的之一是提供一种能够提高VTOL方式的起降性能的飞行器。
用于解决课题的手段
根据本发明，能够提供一种飞行器，具有：主体部；主翼，其从所述主体部以相对于前后方向交叉的方式沿水平方向延伸设置；以及旋转翼部，其设置于所述飞行器，所述主翼具有转动部，该转动部能够在所述主翼的比所述主体部靠外侧的位置，使所述主翼的比所述位置靠外侧的部分相对于所述主翼的伸长方向，沿以所述前后方向为旋转轴的旋转方向转动。
另外，根据本发明，能够提供一种飞行器的控制方法，所述飞行器具有主体部；主翼，其从所述主体部以相对于前后方向交叉的方式沿水平方向延伸设置；以及旋转翼部，其设置于所述飞行器，所述主翼具有转动部，该转动部能够在所述主翼的比所述主体部靠外侧的位置，使所述主翼的比所述位置靠外侧的部分相对于所述主翼的伸长方向，沿以所述前后方向为旋转轴的旋转方向转动，在所述飞行器的飞行过程中当所述飞行器为了降落而向下方移动时，以通过所述转动部使所述主翼成为折叠的状态的方式控制所述主翼。
另外，本发明公开的技术问题或其解决方法，将通过发明的实施方式和附图来说明。
发明效果
根据本发明，能够提供一种能提高VTOL方式的起降性能的飞行器。
附图的简单说明
图1是从上面观察本发明的飞行器的示意图。
图2是从侧面观察图1的飞行器的示意图。
图3是从正面观察图1的飞行器的示意图。
图4是图1的飞行器进行起降时的仰视图。
图5是图4的飞行器的侧视图。
图6是图1的飞行器降落时的主视图。
图7是图1的飞行器的功能框图。
图8是飞行器的主翼折向上方时的侧视图。
图9是飞行器的主翼折向上方时的另一主视图。
图10是飞行器的主翼折向上方时的主视图。
图11是飞行器的主翼折向下方时的主视图。
图12是飞行器的主翼折向下方时的另一主视图。
图13是飞行器的主翼折向下方时的另一主视图。
图14是图13的飞行器降落时的图。
图15是翼端部具有小翼的功能的飞行器的主视图。
图16是翼端部为翼尖油箱形状的飞行器的主视图。
图17是图16的飞行器的侧视图。
图18是表示将搭载物搭载于飞行器的方法的例子的侧视图。
图19是表示相对于飞行器进行的电池和搭载物的设置例的仰视图。
图20是图19的飞行器的侧视图。
图21是图20的飞行器的主视图。
图22是图20的飞行器分离搭载物再起飞时的主视图。
符号说明
10：飞行部；11：第1旋转翼部；14：第2旋转翼部；21：主翼；22：转动部；23：接地部；24：翼端部；30：缓冲装置；40：尾翼；50：主体部；60：搭载部；61：搭载物；62：电池；100：飞行器；110a-110d：螺旋桨；111a-111d：马达；120：机架；121：降落腿；140：螺旋桨；141：马达。
具体实施方式
对本发明的实施方式的内容列举进行说明。本发明的实施方式的飞行器具有以下这样的结构。
(项目1)
一种飞行器，具有：
主体部；
主翼，其从所述主体部以相对于前后方向交叉的方式沿水平方向延伸设置；以及
旋转翼部，其设置于所述飞行器，
所述主翼具有转动部，该转动部能够在所述主翼的比所述主体部靠外侧的位置，使所述主翼的比所述位置靠外侧的部分相对于所述主翼的伸长方向，沿以所述前后方向为旋转轴的旋转方向转动。
(项目2)
根据项目1所述的飞行器，
所述主翼具有接地部，该接地部能够在所述主翼的端部，以向下方转动的状态设置为降落面。
(项目3)
根据项目1或2所述的飞行器，
所述转动部设置为能够使所述主翼的所述外侧的部分相对于所述主翼的所述伸长方向转动90度以上。
(项目4)
根据项目1至3中任一项所述的飞行器，
所述主翼具有缓冲装置。
(项目5)
根据项目4所述的飞行器，
所述缓冲装置设置于所述主翼，且以沿所述主翼的伸长方向可变形或者可移动的方式设置。
(项目6)
根据项目1至5中任一项所述的飞行器，
所述旋转翼部包含相对于所述飞行器产生铅垂方向上的推力的旋转翼部。
(项目7)
根据项目1至6中任一项所述的飞行器，
所述旋转翼部包含相对于所述飞行器产生水平方向上的推力的旋转翼部。
(项目8)
根据项目1至4中任一项所述的飞行器，
所述主体部设置为能够将搭载物和多个电池搭载于内部。
(项目9)
根据项目8所述的飞行器，
所述主体部设置为能够在分离所述搭载物时，将所述搭载物向下方送出。
(项目10)
根据项目8或9所述的飞行器，
所述多个电池设置在将搭载所述搭载物的空间夹在中间的位置。
(项目11)
根据项目10所述的飞行器，
在从前方观察所述主体部时，搭载所述搭载部的空间从上方到下方扩展。
(项目12)
一种飞行器的控制方法，
所述飞行器具有：
主体部；
主翼，其从所述主体部以相对于前后方向交叉的方式沿水平方向延伸设置；以及
旋转翼部，其设置于所述飞行器，
所述主翼具有转动部，该转动部能够在所述主翼的比所述主体部靠外侧的位置，使所述主翼的比所述位置靠外侧的部分相对于所述主翼的伸长方向，沿以所述前后方向为旋转轴的旋转方向转动，
在所述飞行器的飞行过程中当所述飞行器为了降落而向下方移动时，以通过所述转动部使所述主翼成为折叠的状态的方式控制所述主翼。
(项目13)
根据项目12所述的飞行器的控制方法，
在所述飞行器降落时，以所述主翼的一部分与降落面相接的方式控制所述主翼。
<本发明的实施方式的细节>
以下，针对本发明的实施方式的飞行器，一边参照附图一边进行说明。
<第一实施方式的细节>
如图1和图2所例示的那样，本实施方式所涉及的飞行器100是能够垂直起降的VTOL(垂直起飞降落飞行器)。
飞行器100从起飞地点起飞，飞行到目的地。例如，在飞行器100进行配送的情况下，到达目的地的飞行器100降落在港口等，或者在港口等的上空进行悬停，将所搭载的货物分离，由此完成配送。分离货物后的飞行器100通过飞行进行移动，以便去往例如最初的起飞地点或其他的配送地点等其他目的地。
如图1～图3所例示的那样，本实施方式所涉及的飞行器100具有主体部50、主翼21、第1旋转翼部11和第2旋转翼部12。主体部50的主要功能在后面说明。主翼21从主体部50以相对于前后方向(后述的Y轴方向)交叉的方式沿水平方向(例如后述的X轴方向)延伸设置。在主翼21上设置有沿前后方向延伸的一对机架120。在机架120的后端设置有尾翼40。尾翼40的形状没有特别限定，本实施方式所涉及的尾翼40是所谓的翼形。本实施方式所涉及的尾翼40从前方观察，以从上方到下方的方式从宽度方向的外侧向内侧倾斜。由此，尾翼40能够兼具水平尾翼的功能和垂直尾翼的功能。与设置连接1对机架120之间的机架来连接T型尾翼的情况、或设置连接1对机架120之间的水平尾翼作为双尾翼的情况相比，能够抑制重量和空气阻力的增加。另外，即使在尾翼40具有动翼的情况下，由于成为兼作方向舵和升降舵的方向升降舵，因此能够抑制可动部的数量。
本实施方式所涉及的第1旋转翼部11(111a、111b、111c、111d)由螺旋桨110和马达111构成。第1旋转翼部11可以设置于机架120。例如，第1旋转翼部11设置于机架120的前端、中间部或后端等。优选飞行器100搭载用于第1旋转翼部11的动力的能量源(例如，二次电池、燃料电池或化石燃料等)。例如，如后所述，飞行器100可以将电池搭载于主体部50。
第2旋转翼部14由螺旋桨140和马达141构成。第2旋转翼部14例如可以设置于主体部50。飞行器100具有用于第2旋转翼部的动力的能量源(例如，二次电池、燃料电池或化石燃料等)，这些可以与第1旋转翼部11的能量源相同，也可以分别设置。
此外，图示的飞行器100为了易于说明本发明的构造而简化描绘，例如，控制部等详细结构并未图示。
飞行器100将图中的箭头D的方向(-Y方向)作为前进方向(详细在后面说明)。
此外，在以下的说明中，有时按照以下的定义区分使用用语。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110(140)接受来自马达111(141)的输出而旋转。通过螺旋桨110(140)旋转而产生用于使飞行器100飞行的推进力。此外，螺旋桨110(140)能够向顺时针方向旋转、停止和向逆时针方向旋转。
本发明的飞行器设置的螺旋桨110(140)具有一个以上的叶片。可以为任意的叶片(转子)的数量(例如，1、2、3、4或更多的叶片)。另外，叶片的形状能够是平面形状、弯曲形状、扭曲形状、锥形或者这些的组合等任意的形状。此外，叶片的形状能够变化(例如，伸缩、折叠、折弯)。叶片可以对称(具有相同的上部和下部表面)或者不对称(具有不同形状的上部和下部表面)。叶片能够形成为适当的几何学形状，以便送风机、机翼或叶片在空中移动时生成动态空气力(例如，升力、推力)。叶片的几何学形状能够适宜选择，以便优化叶片的动态空气特性，如使升力和推力增加、减小阻力等。
另外，本发明的飞行器设置的螺旋桨可以考虑固定螺距、可变螺距或固定螺距与可变螺距的混合等，但不限于此。
马达111(141)产生螺旋桨110(140)的旋转，例如，驱动单元能够包含电动机或发动机等。叶片能够由马达驱动，且绕马达的旋转轴(例如，马达的长轴)旋转。
叶片能够均向同一方向旋转，也能够独立地旋转。例如，也可以叶片中的几个向一个方向旋转，其他叶片向另一方向旋转。叶片能够全部以同一转速旋转，也可以分别以不同转速旋转。转速可以根据移动体的尺寸(例如，大小、重量)或控制状态(速度、移动方向等)通过自动或手动来确定。
飞行器100通过未图示的遥控器等的输入或程序，根据风速和风向，经由飞行控制器确定各马达的转速或飞行角度。由此，飞行器能够进行上升/下降、加速/减速或转向等移动。
另外，飞行器100能够根据预先或飞行过程中设定的路线或规则进行自主飞行、或者使用遥控器进行操纵飞行。
上述飞行器100具有图7所示的功能块的一部分或者全部。此外，图7的功能块是最低限的参考结构的一例。飞行控制器1001是所谓处理单元。处理单元可以具有可编程处理器(例如，中央处理单元(CPU))等一个以上的处理器。处理单元具有未图示的存储器，能够访问该存储器。存储器存储处理单元可执行的逻辑、代码和/或程序命令，以便进行一个以上的步骤。存储器例如可以包含SD卡或随机存取存储器(RAM)等可分离的介质或者外部的存储装置。从传感器类1002取得的数据可以直接传输且存储于存储器。例如，由摄像头等拍摄到的静态图像/动态图像数据被存储于内置存储器或者外部存储器。
处理单元包含以控制旋转翼飞行器的状态的方式构成的控制模块。例如，控制模块控制旋转翼飞行器的推进机构(马达等)，以便调整具有六自由度(平移运动x、y和z、以及旋转运动θx、θy和θz)的旋转翼飞行器的空间配置、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信部1005通信，该收发信部1005以发送和/或接收来自一个以上的外部设备(例如，终端、显示装置或其他的远程控制器)的数据的方式构成。收发器1006可以使用有线通信或者无线通信等任意的适当通信手段。例如，收发信部1005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、云通信等中的一个以上。收发信部1005可以发送和/或接收由传感器类1002所取得的数据、处理单元所生成的处理结果、规定的控制数据、来自终端或者远程的控制器的用户命令等中的一个以上。
本实施方式的传感器类1002可以包含惯性传感器(加速度传感器、陀螺仪传感器)、GPS传感器、近程式传感器(例如，雷达)或者视觉/图像传感器(例如，摄像头)。
本发明的实施方式的飞行器100可以通过第1旋转翼部11的动作进行上升，通过第2旋转翼部12的动作进行水平方向上的移动。另外，在前进时，能够利用主翼21产生的升力沿前进方向飞行。
本实施方式所涉及的第1旋转翼部11具有至少两个以上的旋转翼。该旋转翼的螺旋桨旋转轴沿包含上下方向(Z方向)上的分量的方向。由此，能够相对于飞行器100产生铅垂方向上的推力。本实施方式所涉及的第2旋转翼部14具有至少一个旋转翼。该旋转翼的螺旋桨旋转轴沿包含前后方向(Y方向)上的分量的方向。由此，能够相对于飞行器100产生水平方向(例如前后方向)上的推力。
在飞行器100的垂直方向上的起降中，通过第1旋转翼部11产生的升力，即使不利用其他旋转翼或主翼21产生的升力也能够使飞行器100升起。
优选主翼21为大致翼型形状，在空气与其前缘接触时产生向上方(+Z方向)升起的升力。在飞行器100前进时，通过利用主翼21产生的向上方的升力，可以在移动过程中不使用第2旋转翼部12的推力或抑制使用，因此能够提高飞行的效率。
另外，如图4-图6所例示的那样，本实施方式所涉及的主翼21能够在规定的位置(转动部22)折叠。转动部22例如在主翼21的宽度方向上，设置于比设置有主体部50的位置靠外侧的位置。转动部22具有以飞行器100的前后方向为转动轴，使主翼21的比转动部22靠宽度方向外侧的部分向下方转动的功能。
当折叠主翼21时，如图4-图6所例示的那样，飞行器100的俯视投影面积(从上方观察飞行器100时的飞行器100的俯视分量所占的面积)减少。在通常的VTOL飞行器中，垂直下降时由于主翼的存在而飞行器的空气阻力上升，使飞行器产生不希望的升力，从而不易控制飞行器100的下降。另外，在飞行器的其他飞行情况(例如，悬停等)下，也根据由于主翼的存在而产生的俯视投影面积的大小，使飞行器100受到的上升气流或下降气流的影响较大。
另外，在使飞行器下降至目标高度，或者停留在目标高度的情况下，进行降低飞行器的旋转翼部的螺旋桨的转速的控制。此时，即使降低螺旋桨的转速，也会由于主翼受到的空气阻力而使飞行器的高度不下降，从而维持飞行器在空中的姿态所需的螺旋桨的转速不充分，有时不易维持飞行器的姿态。
如图8和图9所示，进行主翼21的折叠的转动部22构成为能够将主翼21向上方或者下方以规定的角度折叠。如上所述，转动部22的转动轴沿着飞行器100的前后方向。例如，作为转动轴，也可以使用销、铰链或臂等公知的机构。另外，通过在这些机构上组合阻尼器或马达等，也能够缓慢地进行折叠。另外，轴的数量或延伸方向无需限定为一个，也可以具有多个转动部，或者向斜后、斜前折叠。
当折叠后的主翼21比作为通过折痕的中心的Z方向的轴的轴A和A′靠机身中央侧时，主翼21的俯视投影面积最小，适合下降等。在将主翼21折叠得更大，如图10所示那样使主翼21的角度接近水平时，不仅俯视投影面积，而且侧视投影面积(从宽度方向观察飞行器100时的飞行器100的俯视分量所占的面积)减少。当侧视投影面积减少时，能够减小飞行器100从侧面受到的风的影响。由此，能够进一步提高飞行器100的稳定性。当折叠主翼21时，例如可以是在目的地的上空悬停、开始下降的时刻前或者下降时。
另外，作为一变形例，如图11所示，通过使主翼21的外侧的部分向下方转动，能够将该部分用作降落腿。将折叠主翼21的方向作为飞行器下方(-Z方向)，使折叠主翼21时的主翼21的前端比飞行器100的最下部(例如，主体部50的底部)靠下方突出，从而能够仅通过主翼21停机，而主体部50或搭载物(从主体部50进一步向下方突出搭载的情况等)不与降落面200接触。由此，可以不在飞行器100上另外设置降落腿，因此能够抑制飞行器100的重量的增加。另外，主翼21的与降落面200接地的部分(例如为主翼21的前端部，但不限于该情况)可以具有接地部23。接地部23由与主翼21不同的材料构成，例如能够具有作为防滑的功能或缓冲等功能。
在主翼21的一部分兼作降落腿的情况下，会使主翼21受到起降时的冲击。如图11所示，折叠后的主翼相对于降落面的角度在主翼21的转动部22呈直角折叠而使角度b为直角的情况，或者主翼21的转动部22向宽度方向外侧折叠而使角度c为钝角的情况下，接地的腿的间隔变宽。但是，由于起降的冲击力R会向主翼的转动部22及其内侧传递，因此根据冲击的大小有可能对飞行器100的主体部50产生影响。在本实施方式中，能够使主翼21的外侧的部分相对于主翼21的伸长方向(宽度方向)转动90度以上。即，如图6所示，在折叠后的主翼21的角度为锐角(即，以折叠后的主翼21在宽度方向上比转动部22靠内侧的方式折叠)的情况下，由于冲击力R朝向转动轴部分的外侧，因此即使施加转动部22无法承受的强冲击，也能够抑制对主体部50产生影响。主翼21的折叠角度优选根据进行起降或停机的场所的周边环境、飞行器100的起飞重量、降落速度等选择适当的角度。此外，在起飞时主翼21可以折叠也可以不折叠。在如图示那样主翼21的一部分发挥降落腿的功能的情况下，可以在起飞时使主翼21折叠，在上升过程中、上升完成向水平方向开始飞行前或者开始水平飞行之后，使主翼21以返回原来的状态的方式转动。
另外，飞行器100可以具有阻尼器或减振器等缓冲装置30，用于起降时的缓冲。例如，缓冲装置30可以如图12所示那样设置于翼端，也可以如图13和图14所示那样设置于主翼21的翼端至转动部22之间。只要从接地部分传递来的冲击在到达主体部50之前衰减即可，缓冲装置的结构、机构和位置不限定于图示的例子。
在主翼21的翼端部24也可以具有降落时与降落面接触的接地部23。另外，如图15-图17所例示，翼端部24的形状如小翼或机翼尖油箱那样，能够具有减小由翼梢涡流引起的空气阻力、防止相对于主翼根部的载荷的集中等效果，还可以兼作接地部的作用。
主体部50能够内置处理单元、电池或搭载部等的一部分或者全部。主体部50也可以根据希望的在飞行器100的移动过程中长时间维持的巡航时的飞行器100的姿态(以下，巡航姿态)而具有最佳的形状。由此，能够提高飞行效率，缩短飞行时间或增加续航距离。
主体部50优选具有能够承受飞行或起降的强度的外壳。例如塑料、FRP等由于具有刚性或防水性，优选作为外壳的材料。
另外，机架120或主体部50等飞行器100的构造由单体壳或梯形机架等构造形成。具有的马达支座、机架120和主体部50可以由各个部件连接而构成，也可以利用单体壳构造或一体成型，以呈一体的方式成型。例如，可以将马达支座和机架120一体成型，也可以将马达支座、机架120和主体部50共同一体成型。通过使部件呈一体，能够使各部件的接缝平滑。由此，能够期待如翼身融合或升力体那样，减轻阻力或提高油耗的效果。
飞行器100的形状可以具有方向性。方向性是指，与所谓的通常的多旋翼飞行器等不同，相对于特定的方向飞行时适合的形状的性质。例如，可列举出在飞行器的机头正对风时提高飞行效率的形状，如飞行器100在无风的巡航姿态下，减少阻力的流线形的主体部等。
搭载部是内置于主体部50或者可连接的部件。搭载部例如以保持搭载物的方式构成，更优选为能够以内置搭载物的方式构成。此外，在本实施方式中搭载物作为货物或成为其包装材料的运输箱的一例进行说明，但本技术不限定于所述例。搭载物例如除了包括从销售店配送的日用品、书籍或食品等货物以外，还可以包括摄像头、用于构造物的检查等的传感器及致动器等装置、其他可搭载于飞行部的物体。另外，构成搭载部的物体可以是一个或者多个。
这些搭载部可以固定设置于主体部，也可以独立于主体部且可位移地与其连接。在独立于主体部且可位移地与其连接的情况下，通过经由转动轴或具有一以上的自由度的万向节等连接部可独立位移地连接，能够将搭载物保持为规定的姿态(例如水平)而与飞行器100的姿态无关。位移的方法可以选择使用利用自重进行的无源方式和利用马达或伺服等进行控制的有源方式。
在搭载部不进行独立位移的情况下，无需用于搭载部位移或摆动的空间。因此，能够使主体部的大小为最小限，提高飞行效率。另外，在使搭载部能够独立位移的情况下，主体部的重心位置恒定，而与搭载部的重心位置无关。因此，能够提高机身的稳定性。这些结构优选考虑到各种权衡来选择适当的结构。
在通过手动载置电池或有重量的搭载物等的情况下，从飞行器下方上推的动作有时不易。因此，例如，如图18所示，通过采用能够从飞行器前方访问主体部50的内部的结构，能够简便地进行相对于飞行器100(主体部50)安装电池或载置搭载物。此外，相对于主体部50内部的访问方向不限于从飞行器100的前方访问，从飞行器100的后方或从侧方访问也能够得到同样的效果。
<第二实施方式的细节>
在本发明的第二实施方式的细节中，由于与第一实施方式重复的结构要素进行相同的动作，因此省略再次的说明。
在电池62内置于主体部50的情况下，电池62如图21所例示那样，可以为在飞行器100的主视下以沿着从上方到下方打开的方向的方式设置。作为飞行器100的搭载物的重量较重的电池62优选设置于飞行器100的升力产生点的附近。此外，在本实施方式中，升力产生点是在主翼21和第1旋转翼部11上产生的升力的位置的中心点(即升力的合力点)。Z方向上的升力产生点位于主翼21与第1旋转翼部11之间。X方向和Y方向上的升力产生点位于主翼21的空气动力中心与各个第1旋转翼部11的升力的中心之间。在图21所示的主体部50内，从主体部50的前方观察，中心高度的上方且宽度方向上的中央为升力的中心的附近。通过采用所述配置，能够确搭载保货物等的空间，同时使飞行器100的重量物集中于飞行器100的中央附近。由此，能够提高飞行器100的稳定性。
而且，搭载物61(例如，货物、收纳货物的箱、部件、传感器等)可以为三角形或梯形的形状。在飞行器100的靠近中央的区域中，形成上部细且下部粗这样的锥形，由此，例如，如图20和图21所示，能够使搭载物61的至少一部分位于电池62与电池62之间。由此，能够高效地使用主体部50的内部的空间。由此，能够抑制用于货物搭载的主体部50的重量的增加，防止降低飞行效率。
而且，在搭载物61为从飞行器100分离而降落或者放置于降落面的搭载物的情况下，通过采用三角形或者梯形等搭载物61的下部的底面积大的形状，在搭载物61从飞行器100分离而接地时易于使搭载物61立住。由此，能够提高货物的运输质量。
另外，例如通过在主体部50的底面设置搭载物可通过的开口部，或者能够利用闸门等开闭，如图22所示，能够向飞行器100的下方分离搭载物61。由此，能够进行搭载物61的无人配送。此外，此时在搭载物61为三角形或梯形等从上方到下方扩展的形状的情况下，当向下方送出搭载物61时，搭载物61不易钩挂于主体部50或者主体部50上所设置的部件。尤其，优选通过利用搭载物61的自重自然下落来进行货物的分离的情况。
将搭载物61搭载于飞行器100的方法只要是搭载物61不会被意外分离的方法即可。例如，对于所述搭载方法而言，作为例子可列举出可以如本实施方式那样，在主体部50上设置能够载置搭载物的搭载部；可以将搭载物61钩挂在飞行器100所设置的钩状的部件；可以利用磁性附着或吸附等其他物理手段暂时地将搭载物61固定于飞行器100；可以通过绳状部件将搭载物61从飞行器100吊下等，但不限于此。
近年，各种方式的飞行器也被研究、实施来用于除了快递以外的产业(例如，检查、查寻、拍摄、监视、农业、防灾等)。期待通过将飞行器的搭载物作为救助用品、信息收集设备、电波的中继器等，能够更快、更远地配送紧急所需的物品，或者能够迅速地针对事故或灾害等紧急性高的事件进行信息收集。
上述的实施方式只是为了易于理解本技术而进行的例示，而不是用于限定解释本发明。本发明在不脱落其主旨的范围内，能够变更、改良，并且应认为本发明包含其等同物。

Claims (13)

1.一种飞行器，其特征在于，具有：
主体部；
主翼，其从所述主体部以相对于前后方向交叉的方式沿水平方向延伸设置；以及
旋转翼部，其设置于所述飞行器，
所述主翼具有转动部，该转动部能够在所述主翼的比所述主体部靠外侧的位置，使所述主翼的比所述位置靠外侧的部分相对于所述主翼的伸长方向，沿以所述前后方向为旋转轴的旋转方向转动。
2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于，
所述主翼具有接地部，该接地部能够在所述主翼的端部，以向下方转动的状态设置为降落面。
3.根据权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于，
所述转动部设置为能够使所述主翼的所述外侧的部分相对于所述主翼的所述伸长方向转动90度以上。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的飞行器，其特征在于，
所述主翼具有缓冲装置。
5.根据权利要求4所述的飞行器，其特征在于，
所述缓冲装置设置于所述主翼，且以沿所述主翼的伸长方向可变形或者可移动的方式设置。
6.根据权利要求1至5中任一项所述的飞行器，其特征在于，
所述旋转翼部包含相对于所述飞行器产生铅垂方向上的推力的旋转翼部。
7.根据权利要求1至6中任一项所述的飞行器，其特征在于，
所述旋转翼部包含相对于所述飞行器产生水平方向上的推力的旋转翼部。
8.根据权利要求1至4中任一项所述的飞行器，其特征在于，
所述主体部设置为能够将搭载物和多个电池搭载于内部。
9.根据权利要求8所述的飞行器，其特征在于，
所述主体部设置为能够在分离所述搭载物时，将所述搭载物向下方送出。
10.根据权利要求8或9所述的飞行器，其特征在于，
所述多个电池设置在将搭载所述搭载物的空间夹在中间的位置。
11.根据权利要求10所述的飞行器，其特征在于，
在从前方观察所述主体部时，搭载所述搭载部的空间从上方到下方扩展。
12.一种飞行器的控制方法，其特征在于，
所述飞行器具有：
主体部；
主翼，其从所述主体部以相对于前后方向交叉的方式沿水平方向延伸设置；以及
旋转翼部，其设置于所述飞行器，
所述主翼具有转动部，该转动部能够在所述主翼的比所述主体部靠外侧的位置，使所述主翼的比所述位置靠外侧的部分相对于所述主翼的伸长方向，沿以所述前后方向为旋转轴的旋转方向转动，
在所述飞行器的飞行过程中当所述飞行器为了降落而向下方移动时，以通过所述转动部使所述主翼成为折叠的状态的方式控制所述主翼。
13.根据权利要求12所述的飞行器的控制方法，其特征在于，
在所述飞行器的降落时，以所述主翼的一部分与降落面相接的方式控制所述主翼。
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