CN117818888A - 航空器的控制装置 - Google Patents

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CN117818888A CN202311263476.XA CN202311263476A CN117818888A CN 117818888 A CN117818888 A CN 117818888A CN 202311263476 A CN202311263476 A CN 202311263476A CN 117818888 A CN117818888 A CN 117818888A
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浅沼雅彦
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中井祐辅
伊藤崇纮
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Abstract

本发明提供一种航空器的控制装置。航空器(10)的控制装置(48)在前翼(18)和后翼(20)产生升力的状态下，通过控制各桨叶(26)的俯仰和各VTOL旋翼(12)的旋转停止角度来控制在使VTOL旋翼(12)的旋转停止的状态下在各VTOL旋翼(12)产生的力，据此使力作用于机身(16)。据此，在旋翼停止旋转的状态下，当使用在旋翼产生的力来控制作用于机身的力时能提供更好的控制。

Description

航空器的控制装置
技术领域
本发明涉及一种航空器的控制装置。
背景技术
在美国发明申请公开第2020/0079501号说明书中公开了一种航空器的控制装置。与产生升力的机翼不同，该航空器具有通过旋转产生升力的旋翼。在巡航时，该控制装置使旋翼的桨叶(blade)的位置处于最佳位置。据此，使巡航时机翼上气流的紊乱最小化。
发明内容
在使用在旋转停止状态的旋翼中产生的力来控制作用于机身的力时，需要更好的控制。
本发明的目的在于解决上述技术问题。
本发明的方式是一种航空器的控制装置，所述航空器具有多个旋翼和一个或多个固定翼，其中，所述多个旋翼中的每个旋翼具有一个以上的桨叶，并通过以旋转轴为中心旋转而产生升力；所述一个或多个固定翼在机身具有空速(airspeed)的情况下产生升力，所述控制装置的特征在于，在所述固定翼产生升力的状态下，通过控制各所述桨叶的俯仰(pitch)和各所述旋翼的旋转停止角度来控制在使所述旋翼的旋转停止的状态下在各所述旋翼产生的力，据此使力作用于所述机身。
根据本发明，在旋翼停止旋转的状态下使用在旋翼中产生的力，在控制作用于机身的力时能够提供更好的控制。
根据参照附图对以下实施方式进行的说明，上述的目的、特征及优点应易于被理解。
附图说明
图1是航空器的示意图。
图2是表示电功率供给系统的结构的图。
图3是控制装置的框图。
具体实施方式
〔第1实施方式〕
[航空器的结构]
图1是航空器10的示意图。本实施方式的航空器10是电动垂直起降飞机(eVTOL机)。本实施方式的航空器10具有多个VTOL旋翼12和多个巡航旋翼14。通过VTOL旋翼12进行旋转，产生使机身16向上方移动的升力。通过巡航旋翼14进行旋转，产生使机身16向前方移动的推力。
航空器10具有机身16。在机身16设置驾驶舱、客舱等。飞行员搭乘在驾驶舱中，进行航空器10的操纵。搭乘者等搭乘在客舱中。航空器10也可以不搭乘飞行员而自动操纵。
航空器10具有作为固定翼的前翼18和后翼20。前翼18被设置在比机身16的重心G靠前方的位置。后翼20被设置在比机身16的重心G靠后方的位置。当机身16具有空速时，控制前翼18和后翼20的迎角，据此在前翼18和后翼20处产生升力。
在前翼18和后翼20中的至少一方设置有未图示的副翼、升降舵和方向舵。通过操作副翼，能够围绕机身16的重心G作用滚转力矩。通过操作升降舵，能够围绕机身16的重心G作用俯仰力矩。通过操作方向舵，能够围绕机身16的重心G作用偏航力矩。
航空器10具有8个VTOL旋翼12。8个VTOL旋翼12是旋翼12FLa、旋翼12FLb、旋翼12RLa、旋翼12RLb、旋翼12FRa、旋翼12FRb、旋翼12RRa和旋翼12RRb。VTOL旋翼12分别相当于本发明的旋翼。
旋翼12FLa、旋翼12FLb、旋翼12RLa和旋翼12RLb被安装于悬臂22L。悬臂22L沿前后方向延伸。悬臂22L被安装于前翼18和后翼20。悬臂22L被设置在重心G的左侧。即，旋翼12FLa、旋翼12FLb、旋翼12RLa和旋翼12RLb被配置在重心G的左侧。
旋翼12FLa被设置在比前翼18靠前方的位置。旋翼12FLb在机身16的前后方向上被设置在前翼18与重心G之间。旋翼12RLb在机身16的前后方向上被设置在重心G与后翼20之间。旋翼12RLa被设置在比后翼20靠后方的位置。从重心G到旋翼12FLb的距离比从重心G到旋翼12FLa的距离短。从重心G到旋翼12RLb的距离比从重心G到旋翼12RLa的距离短。
旋翼12FLa相当于本发明的外旋翼和第1旋翼。旋翼12FLb相当于本发明的内旋翼和第2旋翼。旋翼12RLb相当于本发明的内旋翼和第3旋翼。旋翼12RLa相当于本发明的外旋翼和第4旋翼。
旋翼12FRa、旋翼12FRb、旋翼12RRa和旋翼12RRb被安装于悬臂22R。悬臂22R沿前后方向延伸。悬臂22R被安装于前翼18和后翼20。悬臂22R被设置在重心G的右侧。即，旋翼12FRa、旋翼12FRb、旋翼12RRa和旋翼12RRb被配置在重心G的右侧。
旋翼12FRa被设置在比前翼18靠前方的位置。旋翼12FRb在机身16的前后方向上被设置在前翼18与重心G之间。旋翼12RRb在机身16的前后方向上被设置在重心G与后翼20之间。旋翼12RRa被设置在比后翼20靠后方的位置。从重心G到旋翼12FRb的距离比从重心G到旋翼12FRa的距离短。从重心G到旋翼12RRb的距离比从重心G到旋翼12RRa的距离短。
旋翼12FRa相当于本发明的外旋翼和第1旋翼。旋翼12FRb相当于本发明的内旋翼和第2旋翼。旋翼12RRb相当于本发明的内旋翼和第3旋翼。旋翼12RRa相当于本发明的外旋翼和第4旋翼。
在图1中，悬臂22L和悬臂22R是沿机身16的前后方向呈直线延伸的形状。但是，悬臂22L和悬臂22R也可以形成为在机身16的左右方向上朝向外侧突出的圆弧状。在悬臂22L形成为在机身16的左右方向上朝向外侧突出的圆弧状的情况下，旋翼12FLb在机身16的左右方向上位于比旋翼12FLa靠左侧(外侧)的位置。在悬臂22R形成为在机身16的左右方向上朝向外侧突出的圆弧状的情况下，旋翼12FRb在机身16的左右方向上位于比旋翼12FRa靠右侧(外侧)的位置。
各VTOL旋翼12分别具有旋转轴24。旋转轴24沿机身16的上下方向延伸。旋转轴24也可以相对于机身16的上下方向具有成几度的角度(倾斜角)。
各VTOL旋翼12分别具有三片桨叶26。VTOL旋翼12的桨叶26的数量不限于3片。VTOL旋翼12的桨叶26的数量可以是一片以上。
VTOL旋翼12以旋转轴24为中心进行旋转，据此在桨叶26处产生升力。VTOL旋翼12通过控制转速和桨叶26的俯仰，来控制在VTOL旋翼12处产生的升力的大小。VTOL旋翼12主要在垂直起飞时、从垂直起飞向巡航转移时、从巡航向垂直降落转移时、垂直降落时、空中悬停时等进行旋转，产生升力。
在从上方观察航空器10的状态下，旋翼12FLa、旋翼12RLa、旋翼12FRb和旋翼12RRb向左旋转。在从上方观察航空器10的状态下，旋翼12FRa、旋翼12RRa、旋翼12FLb和旋翼12RLb向右旋转。此外，各VTOL旋翼12的旋转方向不限于上述方向。
在机身16具有空速的情况下，即使VTOL旋翼12处于旋转停止状态，VTOL旋翼12也会产生升力。VTOL旋翼12通过控制旋转停止角度和桨叶26的俯仰，来控制在VTOL旋翼12产生的升力的大小。VTOL旋翼12通过控制旋转停止角度和桨叶26的俯仰，来控制在VTOL旋翼12产生的阻力(drag)的大小。例如，在巡航时，在VTOL旋翼12处于旋转停止状态下，控制在VTOL旋翼12产生的升力和阻力的大小。此外，不限于巡航时，也可以在从垂直起飞向巡航转移时、从巡航向垂直降落转移时等，在VTOL旋翼12处于旋转停止状态下，控制在VTOL旋翼12产生的升力和阻力的大小。另外，在机身16具有空速，在前翼18和后翼20产生升力的情况下，也可以在VTOL旋翼12处于旋转停止状态下，控制在VTOL旋翼12产生的升力和阻力的大小。
通过控制8个VTOL旋翼12各自产生的升力和阻力的大小，能够围绕机身16的重心G作用滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩。
通过使被配置在重心G的左侧的4个VTOL旋翼12处的各升力的合计值与被配置在重心G的右侧的4个VTOL旋翼12处的各升力的合计值之间产生差值，能够围绕机身16的重心G作用滚转力矩。
被配置在重心G的左侧的4个VTOL旋翼12表示旋翼12FLa、旋翼12FLb、旋翼12RLa和旋翼12RLb。被配置在重心G的右侧的4个VTOL旋翼12表示旋翼12FRa、旋翼12FRb、旋翼12RRa和旋翼12RRb。
通过使被配置在重心G的前方的4个VTOL旋翼12处的各升力的合计值与被配置在重心G的后方的4个VTOL旋翼12处的各升力的合计值之间产生差值，能够围绕主体16的重心G作用俯仰力矩。
被配置在重心G的前方的4个VTOL旋翼12表示旋翼12FLa、旋翼12FLb、旋翼12FRa和旋翼12FRb。被配置在重心G的后方的4个VTOL旋翼12表示旋翼12RLa、旋翼12RLb、旋翼12RRa和旋翼12RRb。
通过使被配置在重心G的左侧的4个VTOL旋翼12处的各阻力的合计值与被配置在重心G的右侧的4个VTOL旋翼12处的各阻力的合计值之间产生差值，能够围绕机身16的重心G作用偏航力矩。
航空器10具有两个巡航旋翼14。两个巡航旋翼14是旋翼14L和旋翼14R。
旋翼14L和旋翼14R被安装在机身16的后部。旋翼14L被配置在机身16的中心线A的左侧。旋翼14R被配置在机身16的中心线A的右侧。
巡航旋翼14的旋转轴(未图示)沿机身16的前后方向延伸。巡航旋翼14的旋转轴也可以相对于前后方向具有成几度的角度(倾斜角)。巡航旋翼14分别具有一片以上的桨叶(未图示)。
巡航旋翼14以旋转轴为中心进行旋转，据此在桨叶产生推力。巡航旋翼14通过控制转速和桨叶的俯仰来控制推力的大小。主要是在从垂直起飞向巡航转移时、巡航时、从巡航向垂直降落转移时等，巡航旋翼14旋转，产生推力。
[电功率供给系统的结构]
图2是表示电功率供给系统28的结构的图。
对于各VTOL旋翼12分别设置有VTOL马达30、逆变器32和俯仰驱动机构34作为驱动机构。
VTOL马达30由逆变器32进行PWM控制。据此，控制VTOL旋翼12的转速。俯仰驱动机构34改变VTOL旋翼12的桨叶26的俯仰。
另外，通过PWM控制VTOL马达30来控制VTOL旋翼12的旋转停止角度。VTOL旋翼12在旋转停止状态下保持规定的旋转角度。旋转停止角度表示被保持的规定的旋转角度。为了使VTOL旋翼12保持停止在旋转停止角度的状态，逆变器32控制VTOL马达30，使其输出相对于外力的平衡转矩。
从电功率供给单元36输出的几百伏的较高电压的电功率被提供给VTOL马达30。从电功率供给单元36输出的电功率在DC/DC转换器38中被降压至几十伏的较低电压后供给到俯仰驱动机构34。
对于各巡航旋翼14分别设置有巡航马达40、逆变器42和俯仰驱动机构44作为驱动机构。
巡航马达40由逆变器42进行PWM控制。据此，控制巡航旋翼14的转速。俯仰驱动机构44改变巡航旋翼14的桨叶的俯仰。
从电功率供给单元36输出的几百伏特的较高电压的电功率供给到巡航马达40。从电功率供给单元36输出的电功率在DC/DC转换器46中被降压至几十伏的较低电压后供给到俯仰驱动机构44。
电功率供给单元36具有未图示的发动机、发电机、动力控制单元和电池等。通过发动机驱动发电机，发电机进行发电。动力控制单元将发电机发电的交流电功率转换为直流电功率并输出。电池蓄积从动力控制单元输出的电功率的一部分。当发电机产生的电功率对于VTOL马达30、巡航马达40等的电功率消耗不足时等，电池输出电功率。
电功率供给单元36具有发动机、发电机和动力控制单元，也可以不具有电池。电功率供给单元36也可以具有电池，而不具有发动机、发电机和动力控制单元。
逆变器32、俯仰驱动机构34、逆变器42和俯仰驱动机构44由控制装置48控制。
[控制装置的结构]
图3是控制装置48的框图。控制装置48具有运算部50和存储部52。
运算部50例如是CPU(Central Processing Unit，中央处理单元)、GPU(GraphicsProcessing Unit，图形处理单元)等处理器。运算部50具有升力指令值计算部54、滚转力矩指令值计算部56、俯仰力矩指令值计算部58、偏航力矩指令值计算部60、模式选择部62、推力指令值计算部64、分配指令值计算部66、舵面控制指令值生成部68、舵面控制部70、VTOL旋翼指令值生成部72、VTOL马达控制部74、俯仰控制部76、巡航旋翼指令值生成部78、巡航马达控制部80和俯仰控制部82。
通过由运算部50执行存储在存储部52中的程序来实现升力指令值计算部54、滚转力矩指令值计算部56、俯仰力矩指令值计算部58、偏航力矩指令值计算部60、模式选择部62、推力指令值计算部64、分配指令值计算部66、舵面控制指令值生成部68、舵面控制部70、VTOL旋翼指令值生成部72、VTOL马达控制部74、俯仰控制部76、巡航旋翼指令值生成部78、巡航马达控制部80和俯仰控制部82。
也可以通过ASIC(Application Specific Integrated Circuit，专用集成电路)、FPGA(Field-Programmable Gate Array，现场可编程门阵列)等集成电路来实现升力指令值计算部54、滚转力矩指令值计算部56、俯仰力矩指令值计算部58、偏航力矩指令值计算部60、模式选择部62、推力指令值计算部64、分配指令值计算部66、舵面控制指令值生成部68、舵面控制部70、VTOL旋翼指令值生成部72、VTOL马达控制部74、俯仰控制部76、巡航旋翼指令值生成部78、巡航马达控制部80和俯仰控制部82中的至少一部分。
也可以通过包含分立器件的电子电路来实现升力指令值计算部54、滚转力矩指令值计算部56、俯仰力矩指令值计算部58、偏航力矩指令值计算部60、模式选择部62、推力指令值计算部64、分配指令值计算部66、舵面控制指令值生成部68、舵面控制部70、VTOL旋翼指令值生成部72、VTOL马达控制部74、俯仰控制部76、巡航旋翼指令值生成部78、巡航马达控制部80和俯仰控制部82中的至少一部分。
存储部52由作为计算机可读存储介质的、未图示的易失性存储器和未图示的非易失性存储器构成。易失性存储器例如是RAM(Random Access Memory：随机存取存储器)等。非易失性存储器例如是ROM(Read Only Memory：只读存储器)、闪存等。数据等例如被存储于易失性存储器。程序、表格、映射等例如被存储于非易失性存储器。存储部52的至少一部分也可以设置在上述的处理器、集成电路等中。
升力指令值计算部54计算升力指令值。例如，根据由飞行员对操作输入部的操作量来确定升力指令值。操作输入部例如是操纵杆、踏板、手柄等。操作输入部的操作量和升力指令值也可以不是一一对应。也可以根据操作输入部的操作范围、操作输入部的操作速度、机身16的高度等，使相对于操作输入部的操作量的升力指令值不同。例如，根据由地面测距仪(未图示)检测出的地面与机身16之间的距离来推定机身16的高度。例如根据从GNSS(Global Navigation Satellite System，全球导航卫星系统)接收到的信号来推定机身16的高度。
在飞行员没有对操作输入部进行输入操作的情况下，也可以自动确定升力指令值进行悬停，而与操作输入部的操作量无关。另外，在自动操纵航空器10的情况下，也可以根据预先设定的飞行路径自动确定升力指令值，而与操作输入部的操作量无关。
滚转力矩指令值计算部56计算滚转力矩指令值。根据由飞行员对操作输入部进行的操作量来确定滚转力矩指令值。操作输入部的操作量和滚转力矩指令值也可以不是一一对应。与操作输入部的操作量对应的滚转力矩指令值也可以根据操作输入部的操作范围、操作输入部的操作速度、机身16的高度等而不同。机身16的角速度例如由陀螺仪传感器(未图示)检测。
在飞行员没有对操作输入部进行输入操作的情况下，也可以自动确定滚转力矩指令值，进行悬停，而与操作输入部的操作量无关。另外，在自动操纵航空器10的情况下，也可以根据预先设定的飞行路径自动确定滚转力矩指令值，而与操作输入部的操作量无关。
俯仰力矩指令值计算部58计算俯仰力矩指令值。例如根据飞行员对操作输入部的操作量来确定俯仰力矩指令值。操作输入部的操作量与俯仰力矩指令值也可以不一一对应。与操作输入部的操作量对应的俯仰力矩指令值也可以根据操作输入部的操作范围、操作输入部的操作速度、机身16的高度等而不同
在飞行员没有对操作输入部进行输入操作的情况下，自动确定俯仰力矩指令值，进行悬停，而与操作输入部的操作量无关。另外，在自动操纵航空器10的情况下，也可以根据预先设定的飞行路径，自动确定俯仰力矩指令值，而与操作输入部的操作量无关。
偏航力矩指令值计算部60计算偏航力矩指令值。例如根据飞行员对操作输入部的操作量来确定偏航力矩指令值。操作输入部的操作量和偏航力矩指令值也可以不一一对应。与操作输入部的操作量对应的偏航力矩指令值也可以根据操作输入部的操作范围、操作输入部的操作速度、机身16的高度等而不同。
在飞行员没有对操作输入部进行输入操作的情况下，自动确定偏航力矩指令值，进行悬停，而与操作输入部的操作量无关。另外，在自动操纵航空器10的情况下，也可以根据预先设定的飞行路径，自动确定偏航力矩指令值，而与操作输入部的操作量无关。
模式选择部62选择通常模式或节能模式。通常模式或节能模式的选择例如也可以根据由飞行员对开关(未图示)的操作来选择。通常模式或节能模式的选择例如也可以根据燃料的剩余量等自动地选择。
在选择通常模式的情况下，例如在巡航时，通过控制VTOL旋翼12的旋转停止角度和桨叶26的俯仰，来控制作用在机身16上的升力和力矩的大小。在选择节能模式的情况下，例如在巡航时，通过控制VTOL旋翼12的旋转停止角度和桨叶26的俯仰，来控制作用于机身16的阻力的大小比选择通常模式时小。此外，即使在通过控制VTOL旋翼12的旋转停止角度和桨叶26的俯仰来控制作用于机身16的升力和力矩的大小的情况下，也可以通过前翼18和后翼20的舵面控制来控制作用于机身16的升力和力矩。
推力指令值计算部64计算推力指令值。例如根据由飞行员对操作输入部的操作量来确定推力指令值。操作输入部的操作量和推力指令值也可以不一一对应。与操作输入部的操作量对应的推力指令值也可以根据操作输入部的操作范围、操作输入部的操作速度、机身16的高度等而不同。例如，通过空速传感器(未图示)来检测机身16的空速。
也可以在飞行员没有对操作输入部进行输入操作的情况下，自动确定推力指令值，使航空器10以恒定速度飞行。另外，在自动操纵航空器10的情况下，也可以根据预先设定的飞行路径，自动确定推力指令值，而与操作输入部的操作量无关。
分配指令值计算部66分别对升力指令值、滚转力矩指令值、俯仰力矩指令值和偏航力矩指令值计算分配指令值。分配指令值表示各指令值中分配给前翼18和后翼20的舵面控制的指令值和分配给VTOL旋翼12的控制的指令值。可以根据从通常模式和节能模式中选择的模式来计算分配指令值。也可以根据各指令值的大小，进行分配指令值的计算。
舵面控制指令值生成部68根据分配给前翼18和后翼20的舵面控制的分配指令值，生成副翼、升降舵和方向舵的驱动指令值。舵面控制部70根据该驱动指令值，控制驱动副翼、升降舵和方向舵的驱动机构。
当模式选择部62选择通常模式时，VTOL旋翼指令值生成部72根据分配给VTOL旋翼12的控制的分配指令值生成VTOL马达30的驱动指令值。VTOL旋翼指令值生成部72根据分配给VTOL旋翼12的控制的分配指令值，生成VTOL旋翼12的桨叶26的驱动指令值。
当模式选择器62选择节能模式时，VTOL旋翼指令值生成部72设定VTOL马达30的旋转停止位置和桨叶26的俯仰，以使VTOL旋翼12处产生的阻力小于选择通常模式时的阻力。VTOL旋翼指令值生成部72根据所设定的VTOL马达30的旋转停止位置和桨叶26的俯仰，生成VTOL马达30的驱动指令值和俯仰驱动机构34的驱动指令值。VTOL旋翼指令值生成部72可设定VTOL马达30的旋转停止位置和桨叶26的俯仰，以使VTOL旋翼12处产生的阻力最小化。
VTOL马达控制部74根据VTOL马达30的驱动指令来控制逆变器32。俯仰控制部76根据VTOL旋翼12的桨叶26的驱动指令值来控制俯仰驱动机构34。
巡航旋翼指令值生成部78根据推力指令值来生成巡航马达40的驱动指令值。巡航旋翼指令值生成部78根据推力指令值来生成巡航旋翼14的桨叶的驱动指令值。巡航马达控制部80根据巡航马达40的驱动指令来控制逆变器42。俯仰控制部82根据巡航旋翼14的桨叶的驱动指令值来控制俯仰驱动机构44。
在上述中，在推力指令值计算部64中计算出的推力指令值被直接输入到巡航旋翼指令值生成部78。巡航旋翼指令值生成部78根据推力指令值来生成巡航马达40的驱动指令值。
与此相对，推力指令值也可以与升力指令值、滚转力矩指令值、俯仰力矩指令值和偏航力矩指令值同样，输入到分配指令值计算部66。在这种情况下，分配指令值计算部66对升力指令值、滚转力矩指令值、俯仰力矩指令值、偏航力矩指令值和推力指令值中的各指令值计算分配指令值。巡航旋翼指令值生成部78也可以根据分配给巡航旋翼14的指令值来生成巡航马达40的驱动指令值。
[关于在旋转停止时在VTOL旋翼产生的力]
如上所述，在本实施方式的航空器10中，在VTOL旋翼12处于旋转停止状态下，控制VTOL旋翼12的旋转停止角度和桨叶26的俯仰。据此，控制在各VTOL旋翼12产生的升力的大小。其结果，控制作用于机身16的升力的大小和围绕机身16的重心G作用的力矩的大小。
在使力矩围绕机身16的重心G作用的情况下，控制装置48使由设置于远离重心G的位置的外旋翼处的力产生的力矩比由设置于接近重心G的位置的内旋翼处的力产生的力矩大。在外旋翼处产生的力和在内旋翼处产生的力相同的情况下，由在外旋翼处产生的力围绕机身16的重心G作用的力矩比由在内旋翼处产生的力围绕机身16的重心G作用的力矩大。因此，控制装置48能够抑制在外旋翼和内旋翼处产生的力，并且能够确保围绕机身16的重心G作用的力矩。
在使滚转力矩围绕机身16的重心G作用的情况下，控制装置48使被配置在重心G的左侧的4个VTOL旋翼12处的各升力的合计值与被配置在重心G的右侧的4个VTOL旋翼12处的各升力的合计值之间产生差值。在该情况下，控制装置48使通过在外旋翼产生的升力而围绕机身16的重心G作用的滚转力矩的大小，大于通过在内旋翼产生的升力而围绕机身16的重心G作用的滚转力矩的大小。此时，控制装置48可以使在各外旋翼产生的升力的大小的合计值大于在各内旋翼产生的升力的大小的合计值。
在使俯仰力矩围绕机身16的重心G作用的情况下，控制装置48使被配置在重心G的前方的4个VTOL旋翼12处的各升力的合计值与被配置在重心G的后方的4个VTOL旋翼12处的各升力的合计值之间产生差值。在该情况下，控制装置48使通过在外旋翼产生的升力而围绕机身16的重心G作用的俯仰力矩的大小，大于通过在内旋翼产生的升力而围绕机身16的重心G作用的俯仰力矩的大小。此时，控制装置48可以使在各外旋翼产生的升力的大小的合计值大于在各内旋翼产生的升力的大小的合计值。
在使偏航力矩围绕机身16的重心G作用的情况下，控制装置48使被配置在重心G的左侧的4个VTOL旋翼12的各阻力的合计值与被配置在重心G的右侧的4个VTOL旋翼12的各阻力的合计值之间产生差值。在该情况下，控制装置48使通过在外旋翼产生的阻力而围绕机身16的重心G作用的偏航力矩的大小，大于通过在内旋翼产生的阻力而围绕机身16的重心G作用的偏航力矩的大小。此时，控制装置48可以使在各外旋翼处产生的升力的大小的合计值大于在各内旋翼产生的升力的大小的合计值。
[VTOL旋翼的旋转停止角度控制和桨叶的俯仰控制]
在VTOL旋翼12处于旋转停止的状态下，由VTOL旋翼12的旋转停止位置和桨叶26的俯仰控制在各VTOL旋翼12产生的升力和阻力。
在各VTOL旋翼12产生的升力和阻力向指令值变化的情况下，控制装置48控制桨叶26的俯仰来改变升力和阻力，之后控制VTOL旋翼12的旋转停止位置来改变升力和阻力。
逆变器32控制VTOL马达30，向VTOL马达30输出与外力平衡的转矩，据此来保持VTOL旋翼12的旋转停止位置。当改变VTOL旋翼12的旋转停止位置时，需要解除外力与VTOL马达30的转矩之间的平衡。与解除外力与VTOL马达30的转矩之间的平衡相比，改变桨叶26的俯仰具有更快的响应速度。因此，能够提高改变在各VTOL旋翼12产生的升力和阻力的响应速度。
[作用效果]
在本实施方式的航空器10中，在机身16具有空速的情况下，在VTOL旋翼12处于旋转停止状态下，能够在VTOL旋翼12产生升力和阻力。
另外，在本实施方式的航空器10中，控制装置48控制VTOL旋翼12的停止转动角度和桨叶26的俯仰，在VTOL旋翼12处于旋转停止状态下控制在各VTOL旋翼12产生的力，据此使力作用于机身16。据此，即使VTOL旋翼12处于旋转停止状态，也能够通过在各VTOL旋翼12产生的力，使力作用于机身16。
另外，在本实施方式的航空器10中，在使力矩围绕机身16的重心G产生的情况下，控制装置48使由在外旋翼产生的力围绕机身16的重心G作用的力矩比由在内旋翼产生的力围绕机身16的重心G作用的力矩大。因此，控制装置48能够抑制在外旋翼和内旋翼处产生的力，并且能够确保围绕机身16的重心G作用的力矩。
另外，在本实施方式的航空器10中，控制装置48控制桨叶26的俯仰来改变升力和阻力，之后控制VTOL旋翼12的旋转停止位置来改变升力和阻力。据此，控制装置48在使在各VTOL旋翼12处产生的升力和阻力变化的情况下能够提高响应速度。
另外，在本实施方式的航空器10中，当选择优先减小作用在机身16上的阻力的节能模式时，控制装置48控制各VTOL旋翼12的旋转停止角度和各桨叶26的俯仰，与选择其它模式时相比能够减小在各VTOL旋翼12产生的阻力。据此，航空器10能够减少能量消耗。
[变形例]
第1实施方式的航空器10的VTOL旋翼12通过旋转产生使机身16向上方移动的升力。也可以代替VTOL旋翼12，而使用能够变更旋翼相对于机身16的朝向的倾斜旋翼。在倾斜旋翼相对于机身16的朝向为规定角度的情况下，倾斜旋翼通过旋转而产生使机身16向上方移动的升力。
第1实施方式的航空器10的VTOL旋翼12在机身16的前后方向上排列有多个(在第1实施方式中为4个)VTOL旋翼12。也可以代替于此，航空器10的VTOL旋翼12可以在机身16的左右方向上排列多个VTOL旋翼12。另外，航空器10的VTOL旋翼12也可以在机身16的上下方向上排列多个VTOL旋翼12。
在第1实施方式中，VTOL旋翼12连接到VTOL马达30。相对于此，齿轮箱可以设置在VTOL马达30和VTOL旋翼12之间。齿轮箱是变速器，用于将VTOL马达30的旋转变速后传递到VTOL旋翼12。同样，也可以在巡航马达40与巡航旋翼14之间设置齿轮箱。
[从实施方式得到的发明]
以下记载能够从上述实施方式掌握的发明。
一种航空器(10)的控制装置(48)，所述航空器具有多个旋翼(12)和一个或多个固定翼(18、20)，其中，所述多个旋翼中的每个旋翼具有一个以上的桨叶(26)，并通过以旋转轴(24)为中心旋转而产生升力；所述一个或多个固定翼(18、20)在机身(16)具有空速的情况下产生升力，所述控制装置在所述固定翼产生升力的状态下，通过控制各所述桨叶的俯仰和各所述旋翼的旋转停止角度来控制在使所述旋翼的旋转停止的状态下在各所述旋翼产生的力，据此使力作用于所述机身。据此，即使在使旋翼停止旋转的状态下，也能够通过在各旋翼产生的力，使力作用于机身。
在上述的航空器的控制装置中，也可以为，所述航空器具有作为所述旋翼的一个或多个内旋翼(12FLb、12RLb、12FRb、12RRb)和作为所述旋翼的一个或多个外旋翼(12FLa、12RLa、12FRa、12RRa)，从所述机身的重心(G)到所述内旋翼的距离比从所述重心到所述外旋翼的距离短，所述控制装置在围绕所述机身的重心产生力矩的情况下，使通过在所述外旋翼产生的力来作用于所述机身的所述力矩大于通过在所述内旋翼产生的力来作用于所述机身的所述力矩。据此，控制装置能够相对于所要求的力矩的大小而减小在旋翼产生的力。
在上述的航空器的控制装置中，所述航空器也可以具有前翼(18)、后翼(20)、一个或多个第1旋翼(12FLa、12FRa)、一个或多个第2旋翼(12FLb、12FRb)、一个或多个第3旋翼(12RLb、12RRb)和一个或多个第4旋翼(12RLa、12RRa)，其中，所述前翼作为所述固定翼，被设置在比所述机身的重心靠前方的位置；所述后翼作为所述固定翼，被设置在比所述机身的重心靠后方的位置；所述一个或多个第1旋翼作为所述外旋翼，被设置在比所述前翼靠前方的位置；所述一个或多个第2旋翼作为所述内旋翼，在所述机身的前后方向上被设置在所述前翼与所述重心之间；所述一个或多个第3旋翼作为所述内旋翼，在所述机身的前后方向上被设置在所述重心与所述后翼之间；所述一个或多个第4旋翼作为所述外旋翼，被设置在比所述后翼靠后方的位置。据此，控制装置能够相对于所要求的力矩的大小而减小在旋翼产生的力。
在上述的航空器的控制装置中，当使在各所述旋翼产生的力变化时，所述控制装置可以通过控制各桨叶的俯仰来改变在各所述旋翼产生的力，在此之后通过控制各所述旋翼的旋转停止角度来改变在各所述旋翼产生的力。据此，控制装置在使在各旋翼产生的力变化的情况下，能够提高响应速度。
在上述的航空器的控制装置中，也可以为，在选择了优先减少作用于所述机身的阻力的节能模式的情况下，控制各所述旋翼的旋转停止角度和各所述桨叶的俯仰，与选择其他模式的情况相比减少在各所述旋翼产生的阻力。据此，航空器能够减少能量消耗。
此外，本发明不限于上述公开，在不脱离本发明的主旨的情况下，能够采用各种结构。

Claims (5)

1.一种航空器(10)的控制装置(48)，所述航空器具有多个旋翼(12)和一个或多个固定翼(18、20)，其中，所述多个旋翼中的每个旋翼具有一个以上的桨叶(26)，并通过以旋转轴(24)为中心旋转而产生升力；所述一个或多个固定翼(18、20)在机身(16)具有空速的情况下产生升力，
其特征在于，
在所述固定翼产生升力的状态下，通过控制各所述桨叶的俯仰和各所述旋翼的旋转停止角度来控制在使所述旋翼的旋转停止的状态下在各所述旋翼产生的力，据此使力作用于所述机身。
2.根据权利要求1所述的航空器的控制装置，其特征在于，
所述航空器具有作为所述旋翼的一个或多个内旋翼(12FLb、12RLb、12FRb、12RRb)和作为所述旋翼的一个或多个外旋翼(12FLa、12RLa、12FRa、12RRa)，
从所述机身的重心(G)到所述内旋翼的距离比从所述重心到所述外旋翼的距离短，
在围绕所述机身的重心产生力矩的情况下，使通过在所述外旋翼产生的力来作用于所述机身的所述力矩大于通过在所述内旋翼产生的力来作用于所述机身的所述力矩。
3.根据权利要求2所述的航空器的控制装置，其特征在于，
所述航空器具有前翼(18)、后翼(20)、一个或多个第1旋翼(12FLa、12FRa)、一个或多个第2旋翼(12FLb、12FRb)、一个或多个第3旋翼(12RLb、12RRb)和一个或多个第4旋翼(12RLa、12RRa)，其中，
所述前翼作为所述固定翼，被设置在比所述机身的重心靠前方的位置；
所述后翼作为所述固定翼，被设置在比所述机身的重心靠后方的位置；
所述一个或多个第1旋翼作为所述外旋翼，被设置在比所述前翼靠前方的位置；
所述一个或多个第2旋翼作为所述内旋翼，在所述机身的前后方向上被设置在所述前翼与所述重心之间；
所述一个或多个第3旋翼作为所述内旋翼，在所述机身的前后方向上被设置在所述重心与所述后翼之间；
所述一个或多个第4旋翼作为所述外旋翼，被设置在比所述后翼靠后方的位置。
4.根据权利要求1～3中任一项所述的航空器的控制装置，其特征在于，
当使在各所述旋翼产生的力变化时，通过控制各所述桨叶的俯仰来改变在各所述旋翼产生的力，在此之后通过控制各所述旋翼的旋转停止角度来改变在各所述旋翼产生的力。
5.根据权利要求1～3中任一项所述的航空器的控制装置，其特征在于，
在选择了优先减少作用于所述机身的阻力的节能模式的情况下，控制各所述旋翼的旋转停止角度和各所述桨叶的俯仰，与选择其他模式的情况相比减少在各所述旋翼产生的阻力。
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