CN117842408A

CN117842408A - 飞行体和飞行体的控制方法

Info

Publication number: CN117842408A
Application number: CN202311284754.XA
Authority: CN
Inventors: 铃木阳一
Original assignee: Yancheng Huikong Technology Co ltd; Aeronext Inc
Current assignee: Yancheng Huikong Technology Co ltd; Aeronext Inc
Priority date: 2022-10-07
Filing date: 2023-09-28
Publication date: 2024-04-09
Also published as: WO2024075276A1; CN220948591U

Abstract

本发明提供一种在巡航时能够提高燃料经济性的飞行体和飞行体的控制方法。本技术的飞行体(100)具备：多个旋翼(11)；主体部(50)，其支承多个旋翼(11)；以及可动件(40)，其设置于主体部(50)，且能够以其全部或一部分相对于主体部(50)分离的方式位移，通过多个旋翼(11)的转速的控制，飞行体(100)的巡航时的姿势与飞行体(100)的悬停时的姿势相比相对于巡航方向前倾，可动件(40)被控制为，在巡航时从主体部(50)位移。

Description

飞行体和飞行体的控制方法

技术领域

本发明涉及一种飞行体和飞行体的控制方法。

背景技术

近年来，一直在推进使用无人机(Drone)和无人飞行器(UAV：Unmanned AerialVehicle)等飞行体(以下总称为“飞行体”)的多种服务的开发。特别是，一般被称为多旋翼机的、具备多个固定桨距螺旋桨并通过倾斜机身来进行移动的飞行体(以下总称为多旋翼机)起降所需的面积较小即可，因此适于向狭窄场所的运输用途。

但是，多旋翼机与利用液体燃料的发动机飞行体相比，有时续航距离变短。与拍摄等在有限的时间、范围内进行飞行的情况不同，在运输、调查的用途中，需要长时间、长距离的飞行。鉴于这样的状况，专利文献1公开了一种飞行体，其具备发动机和由发动机驱动的发电机而成为混合动力型，从而能够提高燃料经济性(例如，参照专利文献1)。

现有技术文献

专利文献

专利文献1：日本特开2020-69975号公报

发明内容

发明要解决的课题

专利文献1公开了一种飞行体，其为使用由发动机驱动的发电机发电的电力或发动机的动力使多个螺旋桨旋转的混合动力型飞行体，从而能够提高飞行效率。

但是，在运输、调查的用途中，有时起降场所为狭窄场所，或者第三方的物件的上空成为飞行路线。通常，发动机和发电机为重物，因此，在搭载有它们的飞行体发生事故时，由该重物造成的影响较大。

另外，多旋翼机通过多个螺旋桨的转速进行姿势控制，因此在通过发动机输出使固定螺距的螺旋桨旋转的情况下，与通过由电力驱动的马达使其旋转时相比，反应速度有时会变慢。由此，飞行体的姿势可能变得不稳定。因此，用于运输、调查的用途的飞行体要求抑制飞行体的重量增加，在保持飞行体的稳定性的同时提高飞行体的燃料经济性(能量效率)。

鉴于该状况，本发明的飞行体的一个目的在于提供一种在飞行体的巡航时能够提高燃料经济性的飞行体。

因此，本发明提供一种飞行体等，其通过在旋翼机的主体部设置规定的可动件，在飞行体的前进姿势下能够提高燃料经济性。

用于解决课题的手段

根据本发明，提供一种飞行体，其具备：多个旋翼；主体部，其支承所述多个旋翼；以及可动件，其设置于所述主体部，且能够以其全部或一部分相对于所述主体部分离的方式位移，通过所述多个旋翼的转速的控制，所述飞行体的巡航时的姿势与所述飞行体的悬停时的姿势相比相对于巡航方向前倾，所述可动件被控制为，在所述巡航时从所述主体部位移。

另外，根据本发明，提供一种飞行体的控制方法，其中，所述飞行体具备：多个旋翼；主体部，其支承所述多个旋翼；以及可动件，其设置于所述主体部，且能够以其全部或一部分相对于所述主体部分离的方式位移，控制所述多个旋翼的转速，使所述主体部的巡航时的姿势与所述主体部的悬停时的姿势相比前倾，在所述巡航时，控制所述可动件从所述主体部位移。

另外，关于本申请公开的课题及其解决方法，通过发明的实施方式和附图来加以明确。

发明效果

根据本发明，能够提供一种能够实现多旋翼机前进时的燃料经济性提高的飞行体。

附图说明

图1是从侧面观察本发明的具备可动件的飞行体的概念图。

图2是图1所示的飞行体的巡航时的侧视图。

图3是图2所示的飞行体的可动件动作时的侧视图。

图4是图3所示的飞行体的降落状态的侧视图。

图5是图1所示的飞行体的俯视图。

图6是图3所示的飞行体的俯视图。

图7是图1所示的飞行体的功能框图。

图8是现有飞行体的侧视图。

图9是图8所示的飞行体的巡航时的侧视图。

图10是本发明的飞行体的主体部的例子的放大侧视图。

图11是图10所示的主体部的可动件动作时的侧视图。

图12是图10所示的主体部的俯视图。

图13是图11所示的主体部的俯视图。

图14是本发明的飞行体的主体部的实施的一例的侧视图。

图15是图14所示的飞行体的俯视图。

图16是图14所示的飞行体的巡航时的侧视图。

图17是图16所示的飞行体的可动件动作时的侧视图。

图18是本发明的飞行体的主体部的实施的一例的侧视图。

图19是图18所示的主体部的局部放大图。

图20是图19所示的可动件动作时的图。

图21是图18所示的主体部的俯视图。

图22是示出本发明的飞行体的主体部的例子的侧视图。

图23是图22所示的主体部的俯视图。

图24是图22所示的主体部的巡航时的侧视图。

图25是示出本发明的飞行体的主体部的例子的侧视图。

图26是图25所示的主体部的巡航时的侧视图。

图27是图26所示的主体部的俯视图。

图28是示出本发明的飞行体的主体部的例子的侧视图。

图29是图28所示的主体部的巡航时的侧视图。

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：

多个旋翼；

主体部，其支承所述多个旋翼；以及

可动件，其设置于所述主体部，且能够以其全部或一部分相对于所述主体部分离的方式位移，

通过所述多个旋翼的转速的控制，所述飞行体的巡航时的姿势与所述飞行体的悬停时的姿势相比相对于巡航方向前倾，

所述可动件被控制为，在所述巡航时从所述主体部位移。

(项目2)

根据项目1所述的飞行体，其中，

所述可动件被控制为，在所述主体部相对于水平方向的姿势满足规定条件时位移。

(项目3)

根据项目1或2所述的飞行体，其中，

所述可动件的位移量根据所述飞行体的飞行模式进行控制。

(项目4)

根据项目3所述的飞行体，其中，

所述飞行模式包括根据基于所述飞行体的飞行方向和/或所述飞行体的飞行速度的条件而决定的飞行模式。

(项目5)

根据项目1至4中任一项所述的飞行体，其中，

所述可动件在所述飞行体的所述巡航时向与所述主体部相比后倾的方向位移。

(项目6)

根据项目1至5中任一项所述的飞行体，其中，

所述可动件设置于所述主体部的后端或前后方向上的比所述主体部的中央更靠后侧的位置。

(项目7)

根据项目1至5中任一项所述的飞行体，其中，

所述可动件设置于所述主体部的前端或前后方向上的比所述主体部的中央更靠前侧的位置。

(项目8)

根据项目1至7中任一项所述的飞行体，其中，

所述可动件具有通过以所述主体部的宽度方向为轴转动而位移的机构。

(项目9)

根据项目1至8中任一项所述的飞行体，其中，

所述多个旋翼的至少一个旋转面是水平的。

(项目10)

一种飞行体的控制方法，其中，

所述飞行体具备：

多个旋翼；

主体部，其支承所述多个旋翼；以及

控制所述多个旋翼的转速，使所述主体部的巡航时的姿势与所述主体部的悬停时的姿势相比前倾，

在所述巡航时，控制所述可动件从所述主体部位移。

<本发明的实施方式的详细内容>

以下，参照图1至图13，在参照附图的同时说明本发明的各实施方式的飞行体等。

<第一实施方式的详细内容>

如图1和图2所例示的那样，本实施方式的飞行体100是能够进行垂直起降和水平移动的旋翼机。

飞行体100从起飞地点起飞，并飞行到目的地。例如，在飞行体100进行配送的情况下，到达目的地的飞行体100通过降落在停靠口或在停靠口等的上空进行悬停并分离所搭载的货物来完成配送。分离了货物的飞行体100例如为了去往原来的起飞地点、其他配送地点等其他目的地而通过飞行进行移动。

如图1至图5所例示的那样，本实施方式的飞行体100具备一个或多个旋翼部11和主体部50。

本实施方式的旋翼部11(111a、111b、111c、111d、111e、111f)由螺旋桨110和马达111构成。旋翼部11能够设置于机架120。例如，旋翼部11设置于机架120的前端、中间部或后端等。机架120与旋翼部11可以直接连接，也可以经由马达支架等中间部件连接。

飞行体100优选搭载有用于旋翼部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，飞行体100也可以在主体部50上搭载电池。

此外，为了便于说明本发明的构造，图示的飞行体100被简化描绘，例如，控制部等的详细结构未图示。

飞行体100以图中箭头D的方向(-Y方向)为前进方向(详见后述)。

此外，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110接受来自马达111的输出而旋转。通过螺旋桨110旋转，产生用于使飞行体100飞行的推进力。此外，螺旋桨110能够向顺时针方向旋转、停止以及向逆时针方向旋转。

本发明的飞行体所具备的螺旋桨110具有一个以上桨叶。桨叶(旋转体)的数量可以是任意的(例如一个、两个、三个、四个或更多的桨叶)。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。例如，在动力为发动机的情况下，有时螺旋桨的旋转控制速度与电动马达相比变慢，因此优选使用可变桨距螺旋桨。

马达111用于使螺旋桨110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，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。例如，可以是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)和/或控制状态(速度、移动方向等)自动或者手动地确定。

飞行体100通过未图示的无线电收发机等的输入、程序，根据风速和风向，经由飞行控制器决定各马达的转速、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。

另外，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7所示的功能块的一部分或全部。此外，图7的功能块是最低限度的参考结构的一例。飞行控制器1001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。从传感器类1002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θ_x、θ_y和θ_z)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1005进行通信，该收发部1005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1006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1005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1005能够发送和/或接收由传感器类1002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1002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)。

由于是本发明的实施方式中的飞行体100所具备的螺旋桨110的旋转面在悬停时成为大致水平的水平旋翼，因此能够通过螺旋桨的旋转而上升。在行进时成为朝向行进方向前倾的角度，因此由前倾的螺旋桨110的旋转面产生向上的升力和向行进方向的推力，由此，飞行体100行进。

在飞行体100的垂直方向的起降中，通过旋翼部11产生的升力，能够使飞行体100浮起。

飞行体100也可以在具备马达111、螺旋桨110和机架120等且产生升力和推力的飞行部中具备主体部50，该主体部50能够内置要搭载于飞行部的处理单元、电池1000等。主体部50将期待在飞行体100的移动过程中长时间维持的巡航时的飞行体100的姿势下的形状优化，提高飞行速度，从而能够有效缩短飞行时间。

主体部50优选具备外皮，该外皮具有能够承受巡航和起降的强度。例如，塑料或FRP等由于具有刚性和防水性而适合作为外皮的材料。这些材料可以是与飞行部中包含的机架120(包括臂)相同的材料，也可以是不同的材料。

另外，飞行部所具备的马达支架(未图示)、机架120和主体部50可以将各个零件连接而构成，也可以利用硬壳式构造、一体成型而成型为一体。例如，可以将马达支架和机架120一体成型，也可以将马达支架、机架120和主体部50全部一体成型。通过使零件为一体，能够使各零件的接缝平滑。因此，能够期待被称为翼身融合体或升力体那样的飞行体的形状带来的阻力降低、燃料经济性提高的效果。

另外，飞行体100的形状可以具有指向性。具有指向性的形状是在飞行体的机头正对风时提高飞行效率的形状，例如，飞行体100在无风下的巡航时的姿势下具有小阻力的流线型的主体部或大致翼型的主体部等。

飞行体100也可以具备能够保持或载置向目的地搬运的货物等(以下，总称为搭载物10)的搭载部20。搭载部20可以与飞行部140固定连接，也可以如图1和图2所例示的那样经由转动轴或具有一以上自由度的万向架之类的连接部22以可独立位移的方式与其连接。由此，以无论飞行体100的姿势如何都能将搭载物10保持为规定姿势(例如水平)的方式进行连接。

另外，作为将搭载物10保持为规定姿势的方法，可以在飞行部140与搭载部20之间设置连接部22，也可以在搭载部20与搭载物10之间设置连接部22。即，能够在飞行部140与搭载物10连接之间的任意位置设置连接部22。连接部22的位置没有特别限定。

搭载部20或搭载物10的位移所使用的转动轴的位置、方向例如由飞行体100的飞行时的姿势决定。如果是主要推进方向为前后方向的飞行体，则飞行部沿前后方向倾斜，因此通过至少具备能够沿俯仰方向转动的一个轴，能够消除飞行时的飞行部的倾斜，并保持搭载物的姿势。另外，在应对向其他轴向(滚动、偏航)倾斜的情况下，也可以设置两个以上转动轴。

搭载部20或搭载物10的位移可以分别通过被动控制来进行，也可以通过主动控制来进行，被动控制通过分别应该保持姿势的物体的自重来保持姿势，主动控制通过利用马达或伺服器等来控制姿势。在更精密地控制姿势的情况下，优选进行主动控制，但由于会导致因机构的追加而造成的重量增加等，因此控制方法能够根据目的适当地决定。

搭载部20优选构成为包括具有能够在保持搭载物10的状态下承受飞行、起降的强度的材料。例如，树脂或FRP等具有刚性且重量轻，因此适合作为搭载部20的构成材料。另外，在使用金属作为搭载部20的材料的情况下，优选使用铝、镁或包含它们的合金等比重较轻的材料。由此，能够提高强度并防止重量增加。此外，这些材料可以是与飞行部140中包含的机架120相同的材料，也可以是不同的材料。

另外，飞行部140所具备的马达支架(未图示)和机架120可以将各个零件连接而构成，也可以如硬壳式构造那样一体成型。例如，可以将马达支架和机架120一体成型。通过使零件为一体，能够使各零件的接缝平滑，因此能够减轻阻力、提高燃料经济性。

搭载有搭载物10的飞行体100在到达目的地点上空后，进行降落或悬停，并进行搭载物10的分离。在进行降落的飞行体100中，优选地，飞行体100所具备的起落架130被设为搭载物10在飞行体降落时不会因与降落面直接接触而受到冲击。在该情况下，例如，优选地，起落架130构成为至少在从侧面观察向平面降落的状态时与搭载物10相比沿下方(-Z方向)变长。起落架130还可以具备减震器等冲击吸收装置131。

已知在气体中行进的物体所产生的空气阻力与投影面积和剥离点的位置有关。本发明的飞行体100在进行水平方向的移动时向行进方向前倾。此时，从行进方向观察飞行体而获得的正面投影面积与悬停时相比增加。

正面投影面积的增加导致飞行体前进时的空气阻力的增加，因此有时成为飞行体的燃料经济性(能量效率)降低、飞行速度降低的原因之一。

比较图1和图2的飞行体后可知，关于主体部的高度方向的高度H，前进姿势时的高度H2比悬停时的高度H1长。图8和图9所示的现有飞行体不具备抑制该高度H的增加的单元，因此有时在前进时正面投影面积大幅增加、燃料经济性难以提高。

在图1至图6所示的飞行体中，通过降低高度H2并减少高度H1与高度H2的差，从而实现前倾时的正面投影面积的增加量的降低。

本发明的飞行体所具备的可动件40从初始位置进行由旋转、转动、伸缩等移动造成的位移，从而来降低向规定方向(例如飞行体的前方)前倾(降低机头)的飞行体的投影面积的增加。

可动件40如图1至图6所例示的飞行体那样设置于主体部后方，从而能够在飞行体前倾时进一步获得效果。

可动件40设置为能够相对于主体部50位移。例如，如图3所示，可动件40也可以沿俯仰方向可转动地连接。另外，可动件40也可以以能够由变形机构通过滑动、弯折或臂的伸缩进行位移的方式连接。如图1等所示，可动件40可以设置于主体部50的后端，也可以设置于主体部50的前后方向上的比中央更靠后侧的位置。

可动件40的位移量可以是一级，也可以是能够多级、无级位移。可动件40优选为能够保持位移后的状态的机构。

可动件40的位移控制例如也可以设为与规定的飞行模式对应地联动。例如，在飞行模式分为起飞模式、巡航模式、降落模式这三种的情况下，通过仅在巡航模式时位移控制为特定的状态，能够配合飞行体进行的动作而进行适当的位移动作。

另外，在飞行体100起飞或降落前后，也可能会发生为了调整姿势而飞行体100成为前倾姿势的情况。但是，在短距离前进时、低速前进时使可动件40位移有可能会更多地消耗用于前进的能量、或者意外地增加飞行体100的正面投影面积。因此，例如，优选在切换为能够预测以规定条件(例如前进的飞行时间或速度等)前进的“巡航模式”的时机进行使可动件40位移的控制。由此，能够提高飞行效率。

通过使可动件40的位移控制与飞行模式联动，不仅能够根据飞行体100的姿势状态，还能够根据去路和回路等的飞行状况进行适当的位移。例如，在主体部的内部搭载有搭载物的飞行体100中，在去路中会与搭载物10等的有效载荷物理性地干涉，因此可动件40的位移量受到限制，或者位移困难。但是，由于在回路中有效载荷被分离，因此有时可动件40的可位移量增加。在这样的飞行体100中，通过根据去回中的任一个或搭载物的连接的有无进行控制以使可动件40适当地位移，能够提高飞行效率。

另外，可动件40的位移也可以被自动控制为根据由传感器等获得的飞行体的姿势(倾斜角度)、周边环境(风速、风向等)算出的适当的位移量。例如，能够进行如下控制：当飞行体100的前倾角度达到或超过第一阈值(例如15度)时，可动件40向规定状态位移，然后，当前倾角度达到或低于第二阈值(例如10度)时，可动件40返回初始状态。

在可动件40以X轴为中心转动而位移的情况下，转动方向从初始位置变为下方(-Z方向)，可动件40后倾。

用于可动件40的位移的机构只要是能够进行转动、滑动等必要的位移的机构即可，优选采用适当的公知方法。例如，成为转动轴的部分除了使用铰链配件等以外，也可以使用在飞行体、无线电控制飞机的动叶片的转动部中使用的公知技术。另外，用于转动的力可以使用伺服器、致动器(马达、气缸)等，也可以以通过可动件的自重后倾的方式使用重力。

例如，图10和图12所例示的主体部50具备通过自重而转动的可动件40。可动件40通过铰链状的转动部件41可转动地连接。在初始位置，通过闩锁状的锁定部件42(例如闩锁、滑动闩锁、翻转闩锁等)，可动件40被支承为不会因自重而向下方转动。

如图11和图13所示，当锁定部件42a以Z轴为中心转动时，由锁定部件42a支承的锁定部件42b被释放，因此可动件40会因自重而向下方(-Z方向)转动。在该情况下，例如，为了使可动件40的转动停止在规定角度，也可以在锁定部件42a、42b之间等具备保持部件43。

用于可动件40的位移的机构可以如图10、后述的图21所示那样设置于主体部50的外侧(例如整流罩的外侧)，也可以如后述的图22、图25所示那样设置于主体部50的内侧(例如整流罩的内侧)。在设置于主体部50的外侧的情况下，除了不压迫主体部50的内部容量以外，维修等也变得简便。另外，在设置于主体部50的内侧的情况下，能够期待空气动力特性、美观的提高等。

可动件40优选为与主体部50顺畅地相连且在接缝处台阶、凹凸较少的形状。例如，如图1和图10所例示的那样，在可动件40在外观上被设计成与主体部50成为一体的形状的情况下，可动件40在初始位置的状态下飞行的飞行体100的周围的气流不易紊乱。

此外，可动件40的位移控制不仅可以自动进行，还可以由人直接或间接地监视飞行体的状况并使用无线电收发机、地面控制站(GCS：Ground Control Stations)等来手动或半自动地进行。另外，在能够自主飞行的飞行体100中，也可以与事先或飞行中设定的路线、飞行体100的动作同样地设定可动件40的控制。此外，也可以通过传感器等收集飞行体的倾斜角度、前进速度等飞行体的信息，并以成为适当的位移量的方式自动进行调整。

<第二实施方式的详细内容>

以下，参照图14至图21，在本发明的可动件的第二实施方式的详细内容中，与飞行体100的第一实施方式重复的构成要素能够设为相同，因此省略重复说明。

本发明的实施方式的飞行体200所具备的旋翼210的旋转面在巡航时成为朝向行进方向前倾的角度。在图14至图16所例示的飞行体中，对悬停姿势的主体部高度H1和巡航姿势的主体部高度H2进行比较，高度H2比高度H1小。这样的主体部250的形状的飞行体在巡航时正面投影面积减少，因此燃料经济性提高。

但是，由于主体部250的迎角与悬停时相比减小，因此有时由主体部250产生的升力也会减小。特别是，在容易产生升力的形状(例如底面平坦的形状、翼型形状、板状等)下，在迎角为正的情况与为0或负的情况下产生的升力量的变化容易变大。

在主体部250为在巡航时产生升力的形状的情况下，将飞行体向上方提升(浮起)的力变大。由此，与主体部250不产生升力或产生负的升力的情况相比，旋翼210所具备的马达211能够减少转速。通过马达的转速降低，飞行体200的燃料经济性提高，或者马达的负荷降低。

图17所例示的本发明的可动件240能够在飞行体200巡航时向下方转动或延伸。通过可动件240的动作，即使在主体部250的迎角与悬停时相比成为负的飞行体中，也能够成为容易产生升力的形状。因此，能够提高巡航时的燃料经济性。

图14和图15所例示的主体部250在主体部后方具备通过伺服器245的动作而转动的可动件240。图18所示的飞行体200的转动机构300的放大图在图19和图20中示出。设置于主体部250的伺服器245所具有的伺服垫片246与可动件240通过联动杆247等连接。通过伺服垫片246的转动，可动件40位移。

<变形例1>

图22至图24所例示的可动件440可转动地连接于主体部450(省略了其他结构)的后方上部。此时，由于可动件440安装于主体部450的外侧并可动，因此能够不影响主体部450的内部容积地在巡航时增加由主体部450产生的升力。

<变形例2、变形例3>

在图25至图27和图28至图29中分别例示的飞行体的主体部550、650(省略了其他结构)中，对悬停姿势的主体部高度H1和巡航姿势的主体部高度H2进行比较，高度H2比高度H1大。因此，与悬停时相比，巡航时的正面投影面积变大。另外，主体部550、650的从宽度方向观察到的形状是水滴形、翼型等阻力较小的形状，因此由巡航姿势的主体部550、650产生的向上方的升力较小，或者容易产生向下方(-Z方向)的力。

因此，例如，如图26所示，通过使可动件540位移，能够使由主体部550产生的升力增加。由此，能够抑制由正面投影面积的增加引起的燃料经济性的降低。图25至图27所例示的主体部550通过主体部550的后端向下方转动而使升力增加。

图28和图29所例示的主体部650在主体部的前缘和后方上部这两处设置可动件640。两处的可动件640a、640b均使由巡航中的主体部650产生的升力增加。在具备多个可动件640的主体部650中，可以使各个可动件640同时动作，也可以仅使一部分动作。可动件640的数量没有特别限定。

设置于主体部650的前缘的可动件640b向飞行体前方运转。使通过主体部650的下侧的气流的一部分向上表面流动而使剥离延迟，由此，主体部650产生的升力增加。此外，可动件640b可以设置于主体部650的前端，也可以设置于比主体部650的前后方向的中央更靠前侧的位置。

可以将各实施方式中的飞行体的多个结构进行组合来实施。即，优选根据飞行体的制造中的成本、或者飞行体应用场所的环境或特性等，适当地研究合适的结构。

上述实施方式仅为便于理解本技术的示例，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。

符号说明

11：旋翼部；40、40a～40b、240、440、540、640a～640b：可动件；41：转动部件；42、42a～42b：锁定材料；43：保持部件；245：伺服器；246：伺服垫片；247：联动杆；50、250、450、550、650：主体部；100、200：飞行体；110a～110f、210a～210f：螺旋桨；111a～111f、211a～211f：马达；120、220：机架；130、230：起落架；140：飞行部；300：转动机构；1000：电池；1001：飞行控制器；1002：传感器类；1003：万向架；1004：收发部；1006：收发机(无线电收发机)。

Claims

1.一种飞行体，其具备：

多个旋翼；

主体部，其支承所述多个旋翼；以及

所述可动件被控制为，在所述巡航时从所述主体部位移。

2.根据权利要求1所述的飞行体，其中，

3.根据权利要求1或2所述的飞行体，其中，

所述可动件的位移量根据所述飞行体的飞行模式进行控制。

4.根据权利要求3所述的飞行体，其中，

5.根据权利要求1至4中任一项所述的飞行体，其中，

6.根据权利要求1至5中任一项所述的飞行体，其中，

7.根据权利要求1至5中任一项所述的飞行体，其中，

8.根据权利要求1至7中任一项所述的飞行体，其中，

9.根据权利要求1至8中任一项所述的飞行体，其中，

所述多个旋翼的至少一个旋转面是水平的。

10.一种飞行体的控制方法，其中，

所述飞行体具备：

多个旋翼；

主体部，其支承所述多个旋翼；以及

在所述巡航时，控制所述可动件从所述主体部位移。