JP2012081936A - 飛行体 - Google Patents

Abstract

【課題】揚力を得るためのロータの回転の反作用としてのトルクを打ち消すことなく機体の位置制御を行うことができるとともに、簡単な構造、小型・軽量な構成を容易に実現することができ、故障が少なくメンテナンスも容易であり、低コストで作製することができる飛行体を提供すること。
【解決手段】飛行体１は、揚力を生じさせるプロペラ３と、プロペラ３を回転させるモータ４と、プロペラ３の回転による反力を受けてプロペラ３の回転方向と反対方向に回転する機体２と、回転する機体２が抵抗を受ける気流の流れを変化させることで、機体２を所定の傾倒方向に傾かせる可動翼と、機体２の方位を検出する地磁気センサ６と、機体２の方位に基づき、回転する機体２が所定の指示方位を向くタイミングと同期させて、尾翼５を周期的に動作させることで、機体２の移動を制御するマイクロコンピュータ７とを備える。
【選択図】図１

Description

本発明は、回転するロータにより揚力を受けて飛行する飛行体に関する。

従来、いわゆる無人飛行体（ＵＡＶ：Ｕｎｍａｎｎｅｄ Ａｅｒｉａｌ Ｖｅｈｉｃｌｅ）に関する技術がある（例えば、特許文献１、特許文献２参照。）特許文献１及び特許文献２は、特に、揚力を得るために同軸上に支持され互いに反対方向に回転する２つのロータを有する２重反転ロータ式の飛行体に関する技術である。２重反転ロータ式の飛行体においては、一方のロータの回転が、他方のロータが回転することによる反力として生じる回転軸線回りのトルクを相殺するために用いられる。

特開２００５−３１９９７０号公報 特開２００８−０９４２７８号公報

特許文献１及び特許文献２に開示されている飛行体によれば、ロータの回転軸方向を垂直方向とした状態で垂直方向の移動が可能である。しかしながら、特許文献１及び特許文献２に開示されているような飛行体では、部品点数が多く、構造が複雑となる。特に、２重反転ロータ式の構成の場合、上述したようにロータの回転による反力としてのトルクを相殺するための構成が必要となる。

この点、機体の上部に配置される単一のロータをメインとするシングルロータ式のヘリコプターがある。しかし、シングルロータ式のヘリコプターにおいても、例えば機尾に設けられるテールロータ等、メインのロータの回転の反作用としてのトルクを打ち消すための構成が必要となる。

このように、ロータの回転によって揚力を得ることで移動する飛行体においては、ロータの回転の反作用としてのトルクを打ち消すことにより、そのトルクによって機体自体が回転することが抑制され、機体の位置の制御性や操縦性が確保されている。このため、機体の構造が複雑で大がかりとなる。機体の構造が複雑で大がかりになると、故障が多くなりがちであり、メンテナンスも困難となる。

本発明は、上記のような問題点に鑑みてなされたものであり、その解決しようとする課題は、揚力を得るためのロータの回転の反作用としてのトルクを打ち消すことなく機体の位置制御を行うことができるとともに、簡単な構造、小型・軽量な構成を容易に実現することができ、故障が少なくメンテナンスも容易であり、低コストで作製することができる飛行体を提供することにある。

本発明の飛行体は、回転することで揚力を生じさせるロータと、前記ロータを回転させる駆動源と、前記ロータ及び前記駆動源を保持し、前記ロータが回転することによる反力を受けて前記ロータの回転方向と反対方向に回転するとともに、前記ロータが回転することにより得られる揚力によって飛行する機体と、前記機体に対して移動可能に設けられ、前記機体が前記反力によって回転することにより抵抗を受ける気流の流れを変化させることで、前記機体を、前記ロータの回転軸線が傾く所定の傾倒方向に傾かせる可動翼と、前記機体に設けられ、前記機体が向いている方位を検出する方位検出手段と、前記機体に設けられ、前記方位検出手段により検出された前記方位に基づき、前記反力によって回転する前記機体が、前記機体の進む方向として指示された所定の指示方位を向くタイミングと同期させて、前記機体が前記傾倒方向を前記指示方位に対応させて傾くように前記可動翼を周期的に動作させることで、前記機体の移動を制御するコントローラと、を備えるものである。

また、本発明の飛行体は、好ましくは、ＧＰＳ衛星からの信号を受信するＧＰＳセンサを備え、前記コントローラは、前記ＧＰＳセンサにより受信した前記信号に基づき、前記機体の現在位置を検知し、検知した前記現在位置を用いて、前記機体の移動を制御するものである。

また、本発明の飛行体は、好ましくは、前記駆動源及び前記可動翼の少なくともいずれかを遠隔操作するための無線信号を受信する受信機を備え、前記コントローラは、前記受信機により受信した前記無線信号に基づき、前記駆動源及び前記可動翼の少なくともいずれかの動作を制御するものである。

また、本発明の飛行体は、好ましくは、前記機体の高度を検出する高度検出手段を備え、前記コントローラは、あらかじめ入力された前記機体の高度についての目標値と、前記高度検出手段により検出された検出値との比較によるフィードバック制御を行うことで、前記機体の高度を前記目標値に保持するように、前記駆動源の動作を制御するものである。

また、本発明の飛行体は、好ましくは、前記機体の地表に対する距離を検出する高さ位置検出手段を備え、前記コントローラは、前記高さ位置検出手段により検出された前記距離が、あらかじめ入力された所定の距離に達すると、前記機体がホバリングするように、前記駆動源の動作を制御するものである。

本発明によれば、揚力を得るためのロータの回転の反作用としてのトルクを打ち消すことなく機体の位置制御を行うことができるとともに、簡単な構造、小型・軽量な構成を容易に実現することができ、故障が少なくメンテナンスも容易であり、低コストで作製することができる。

本発明の一実施形態に係る飛行体の構成を示す図。 本発明の一実施形態に係る飛行体の構成を示すブロック図。 本発明の一実施形態に係る飛行体の動作を説明する説明図。 本発明の一実施形態に係る飛行体の動作を説明する説明図。 本発明の一実施形態に係る飛行体の動作を説明する説明図。 本発明の一実施形態に係る飛行体の航行制御の一例を示す説明図。

本発明は、飛行体において、機体の移動を垂直上昇・下降の移動に特化させるとともに横方向（水平方向）の移動をも可能としたものである。本発明は、揚力を得るためのロータを備える飛行体において、通常の飛行体では何らかの構成によって相殺される、ロータの回転の反力としてのトルクを活かし、そのトルクにより機体を回転させながら自律的に航行する構成を実現するものである。

本発明の飛行体は、揚力を得るためのロータの回転制御により、機体の垂直上昇・下降の移動を行う。また、本発明の飛行体は、ロータの回転による揚力を受けて飛行しつつロータの反力トルクにより回転する機体の周囲の気流を可動翼の動作によって変化させ、機体を傾かせることで、ロータによる揚力の水平成分を生じさせて横方向に移動する。このため、本発明の飛行体は、可動翼を機体の回転に同期させて周期的に動作させることで、機体の横方向への進行方向に応じて、機体を傾かせる気流の流れを断続的に生じさせる。

このような構成により、本発明の飛行体は、自律安定な機体構造を実現するものであり、この機体構造は、原理と機械的制御機構が簡単であることから、故障が少なくなりメンテナンスも容易となる。

本発明の飛行体は、種々の用途に用いることができる。例えば、気象観測用のセンサ等を搭載することにより、気象観測装置として用いることができる。また、カメラを搭載することにより、上空からの撮影を行う撮影装置として用いることができる。また、本発明の飛行体は、ホビー用の玩具としても適用することができる。また、本発明の飛行体は、無線通信装置を搭載することにより、無線通信用の中継器として利用することができる。以下、本発明の実施の形態を説明する。

本実施形態の飛行体１の構成について、図１及び図２を用いて説明する。図１に示すように、飛行体１は、機体２の一端側に設けられる１つのプロペラ３を有する１重プロペラ式の自律型の飛行体として構成される。飛行体１は、機体２と、プロペラ３と、モータ４と、尾翼５と、地磁気センサ６と、マイクロコンピュータ７とを備える。

機体２は、略二等辺三角形状の板状の部材により構成される。機体２は、プロペラ３及びモータ４を保持する。

プロペラ３は、回転することで揚力を生じさせるロータとして機能する。本実施形態では、プロペラ３は、揚力を得るための２枚のブレード３ａと、これらのブレード３ａを支持するハブ３ｂとを有する。２枚のブレード３ａは、プロペラ３の回転軸線の位置を中心に互いに対称な位置に設けられる。

プロペラ３は、機体２に対して、略二等辺三角形状の外形における底辺側（図１における上側）に配置される。プロペラ３は、回転軸線の方向が機体２の板面に略平行で機体２の略二等辺三角形状の外形における底辺に略直交する方向となるように、かつ、回転軸線が機体２の略二等辺三角形状の外形における底辺の略中心に位置するように設けられる。プロペラ３は、モータ４によって回転させられる。

モータ４は、プロペラ３を回転させる駆動源として機能する。モータ４は、駆動軸４ａを有し、この駆動軸４ａをプロペラ３のハブ３ｂに連結させることで、プロペラ３に回転駆動力を伝達する。モータ４は、例えば、比較的小型なブラシレスモータである。モータ４は、バッテリ１０から電力の供給を受けて駆動する。バッテリ１０は、機体２の所定の位置に保持される。

図１に示すように、モータ４は、機体２が有する支持柱１１に支持された状態で設けられる。支持柱１１は、機体２において、プロペラ３の回転軸線の方向に沿って設けられる直線状の突条部分である。支持柱１１は、例えば、機体２に棒状の部材が取り付けられることで構成される。モータ４は、支持柱１１に対して、プロペラ３が位置する側の端部に、所定の支持部材等を介して固定される。

このように、モータ４は、機体２に設けられる支持柱１１に支持された状態で、機体２に保持される。また、モータ４に連結されるプロペラ３は、機体２に固定されるモータ４を介して、機体２に保持される。

図２に示すように、モータ４は、マイクロコンピュータ７により、モータアンプ１２を介して制御される。モータアンプ１２は、マイクロコンピュータ７からの信号を受けるとともに、バッテリ１０の電圧を感知し、モータ４に供給される電圧を調節する。このため、バッテリ１０は、モータアンプ１２に接続され、モータアンプ１２を介してモータ４に電力を供給する。

以上のように、機体２と、この機体２に保持されるプロペラ３及びモータ４とを備える飛行体１は、モータ４により駆動するプロペラ３の回転によって生じる揚力により上昇して飛行する。このため、飛行体１は、機体２に対してプロペラ３が配置される側、つまり機体２の略二等辺三角形状の外形における底辺側が上側となる姿勢で飛行する。

以下の説明では、飛行体１において、機体２に対してプロペラ３が配置される側（図１における上側）を、上側とし、その反対側（同図における下側）を下側とする。また、飛行体１において、板状に構成される機体２に関し、支持柱１１が設けられる側（図１に示されている側）を表側とし、その反対側を裏側とする。

飛行体１においては、上述したようにプロペラ３及びモータ４を保持する機体２は、プロペラ３の回転にともなってプロペラ３とは反対方向に回転しながら飛行する。すなわち、機体２は、プロペラ３が回転することによる反力を受けてプロペラ３の回転方向と反対方向に回転するとともに、プロペラ３が回転することにより得られる揚力によって飛行する。

具体的には、図１に示すように、プロペラ３が機体２に対して揚力を与えるために所定の方向（矢印Ａ１参照）に回転すると、プロペラ３の回転の反作用として、プロペラ３の回転軸線回りのトルクが生じる。このプロペラ３の回転の反作用としてのトルクは、機体２をプロペラ３の回転軸線回りに、プロペラ３とは反対方向（矢印Ａ２参照）に回転させる力として作用する。

そして、飛行体１は、プロペラ３の回転により揚力を得るとともに、プロペラ３の回転の反作用としてのトルクによって機体２をプロペラ３とは反対方向に回転させながら飛行する。このように飛行する飛行体１は、上記のとおりプロペラ３側が上側となる姿勢で飛行する。機体２は、プロペラ３の回転数（回転速度）に対して例えば数１０分の１から１００分の１程度の回転数で回転する。

機体２は、プロペラ３と反対方向に回転しながら、プロペラ３の回転による反力に対抗する空気抵抗を受けることで、飛行体１の姿勢を保持する抵抗体として機能する。本実施形態では、板状の機体２は、回転するプロペラ３の反力により、主に両側の板面により空気抵抗を受けながら回転し、飛行体１を上記のとおりプロペラ３側が上側となる姿勢に保持する。

このように、飛行体１は、プロペラ３の回転によって揚力を得ることで、プロペラ３の回転の反作用によって機体２を回転させながら、自律的に安定性をもって、垂直上昇・下降の移動、及び停止状態での飛行（ホバリング）を行う。プロペラ３の回転によって飛行している状態の飛行体１においては、機体２及びモータ４を含む、プロペラ３よりも下側の部分が、プロペラ３の部分から自重によって吊り下がった状態となり、姿勢が安定する。

飛行体１は、飛行状態において、機体２がプロペラ３の回転の反力によって回転することにより受ける空気抵抗や機体２自身の重さ等により、機体２の板面が略鉛直方向に沿うような姿勢で自律安定性を得る。このため、機体２は、プロペラ３の大きさやプロペラ３の回転により生じるモーメント等との関係において、プロペラ３の反力トルクにより回転することで受ける空気抵抗等が加味され、上記のような飛行体１の飛行中の安定した姿勢が得られるような形状、大きさ、重さ等を有するものとして構成される。

詳細には、機体２において、プロペラ３の回転による反力に対して、抵抗力を生じさせる空気抵抗を受ける面積や重量等が十分に確保されない場合、機体２はプロペラ３の揚力を得て浮上することができなくなる。逆に、機体２の大きさや重さがプロペラ３に比べて大きすぎる場合も、機体２が受ける空気抵抗や機体２の重さ等により、機体２がプロペラ３の揚力によって浮上できなくなる。そこで、機体２が、プロペラ３の揚力を得て浮上し、安定した姿勢で飛行できるように、プロペラ３との関係におけるバランスが考慮され、機体２の形状、大きさ、重さ等が設定される。

また、プロペラ３の回転による反力に対する抵抗力が小さいほど、機体２の回転速度は速くなり、逆に抵抗力が大きいほど、機体２の回転速度は遅くなる。そして、詳細は後述するが、飛行体１は、尾翼５の動作について機体２の回転に同期した制御を行う。そこで、プロペラ３の反力による機体２の回転に同期する制御において、機体２の回転速度が制御的に対応可能な速度となるように、機体２の回転速度が考慮され、機体２の形状等が設定される。

飛行体１において、互いに反対方向に回転する機体２とプロペラ３との関係で、自律的で安定した姿勢での飛行を行う観点からは、機体２は、本実施形態のように略二等辺三角形状あるいは略正三角形状であることが好ましい。そして、飛行体１は、機体２の頂角側（略正三角形状の場合一つの角側）を下側とし、底辺側を上側として、底辺側に設けられるプロペラ３の回転により得られる揚力によって飛行する。

ただし、機体２の構成については、プロペラ３との関係において、飛行体１が姿勢を安定させた状態で飛行を行うことができるものであれば、特に限定されるものではない。また、プロペラ３を構成するブレード３ａの数や形状等についても、機体２との関係において、飛行体１が姿勢を安定させた状態で飛行を行うことができるものであれば、特に限定されるものではない。つまり、機体２とプロペラ３とは、プロペラ３により得られる揚力によって飛行体１が姿勢を安定させた状態で飛行を行うことができるように、お互いの間のバランスが考慮されて構成される。

尾翼５は、プロペラ３の回転により揚力を得ることで飛行する飛行体１を、横方向（水平方向）に移動させるための構成である。飛行体１は、プロペラ３の回転による揚力を受けて飛行しつつ、尾翼５の動作によって、プロペラ３の反力トルクにより回転する機体２の周囲の気流を変化させ、機体２を傾かせることで、プロペラ３による揚力の水平成分を生じさせて横方向に移動する。

尾翼５は、機体２に対して移動可能に設けられる。図１に示すように、本実施形態の飛行体１においては、尾翼５は、二等辺三角形状の板状の部材により構成され、略二等辺三角形状の機体２における下端側となる頂角側に設けられる。

詳細には、尾翼５は、機体２と略同じ板厚を有し、機体２とともに全体として一体的な略二等辺三角形状の外形を構成する（図１参照）。言い換えると、機体２が有する略二等辺三角形状の外形における頂点を形成する部分が、二等辺三角形状の尾翼５により構成される。つまり、本実施形態の飛行体１では、略二等辺三角形状の外形を有する機体２が、その外形における頂角部分となる下端部分を構成する部分として、尾翼５を有する構成となっている。したがって、尾翼５は、機体２に対して、二等辺三角形状の外形における底辺側を、機体２の下端辺に対向させた状態で、機体２の下側に配置される。

図１に示すように、尾翼５は、上記のとおり機体２の下側に配置された状態で、連結部１３により、機体２に対して移動可能に連結される。連結部１３は、互いに対向する機体２の下端辺部と尾翼５の上端辺部とを連結する。

連結部１３は、尾翼５が機体２に対して機体２の表側及び裏側の両側に所定の角度範囲で傾動するように、尾翼５を機体２に連結させる。したがって、機体２と尾翼５とにより構成される一体的な二等辺三角形状の板状体は、尾翼５が連結部１３によって表側または裏側に傾動することにより、二等辺三角形状の頂点側の一部が表側または裏側に折れ曲がる態様となる。

このように、連結部１３は、尾翼５を表裏の両側に折れ曲がる態様となるように機体２に対して傾動可能に連結支持する。連結部１３は、例えば、尾翼５を機体２に対して傾動するように所定の角度範囲で回動可能に支持するヒンジ部分として構成される。

尾翼５は、飛行体１が垂直上昇・下降の移動、及びホバリングを行っている状態では、機体２に対して真っすぐな状態（傾動していない状態）であり、飛行体１が横方向（水平方向）に移動している状態では、機体２の回転に対応して周期的に傾動する。

図２に示すように、尾翼５の動作、つまり尾翼５の機体２に対する傾動動作は、マイクロコンピュータ７により制御される。具体的には、尾翼５の動作は、マイクロコンピュータ７からの信号を受けるサーボモータ１４により制御される。

サーボモータ１４は、制御部を内蔵し、その制御部により、マイクロコンピュータ７から受ける信号（例えばパルス信号）に基づいて、サーボモータ１４の出力軸となる回転軸１４ａを所定の角度範囲内で任意の角度に回転させる。図１に示すように、サーボモータ１４は、リンク機構１５を介して、尾翼５に連結される。そして、リンク機構１５により、サーボモータ１４の回転軸１４ａの回転が、尾翼５を連結部１３により機体２に対して傾動させる動きに変換され、尾翼５に伝達される。

リンク機構１５の一端は、サーボモータ１４の回転軸１４ａに連結され、リンク機構１５の他端は、尾翼５の所定の位置に設けられる連結部５ａに連結される。尾翼５の動作は、サーボモータ１４の回転軸１４ａの回転に応じて、任意の傾動角度となるように制御される。なお、リンク機構１５の構成としては、サーボモータ１４の回転軸１４ａの回転を、尾翼５の連結部１３による機体２に対する傾動動作として伝達できるものであれば、適宜の構成を採用することができる。

地磁気センサ６は、機体２に設けられ、機体２が向いている方位を検出する方位検出手段として機能する。本実施形態では、地磁気センサ６は、機体２の表側の面における所定の位置に固定された状態で保持される。地磁気センサ６は、地磁気を検知することで、プロペラ３の反力によって回転する機体２が現在向いている方位（方位角）を検出する。

具体的には、本実施形態では、地磁気センサ６は、機体２の表側の面の向きを基準として、プロペラ３の揚力により回転しながら飛行している状態の機体２が向いている方位を検出する。つまり、地磁気センサ６は、飛行中で回転している機体２の表側の面が、現在どの方位を向いているかを検出する。

言い換えると、地磁気センサ６は、機体２において、飛行中で回転している機体２の表側の面が、現在どの方位を向いているかを検出することができるように設けられる。ただし、地磁気センサ６による方位の検出に際して基準となる機体２の向きは、機体２の表側の面の向きに限定されず、機体２の形状等によって適宜設定される。

図２に示すように、地磁気センサ６による検出信号は、マイクロコンピュータ７に入力される。そして、マイクロコンピュータ７により、地磁気センサ６からのセンサ出力に基づいて、機体２が向いている方位が計算される。以下の説明では、地磁気センサ６により検出される機体２が向いている方位を単に「機体２の方位」ともいう。

マイクロコンピュータ７は、飛行体１の各部を制御するコントローラとして機能する。マイクロコンピュータ７は、ＣＰＵ、フラッシュメモリ、ＲＯＭ等を有し、あらかじめ書き込まれているプログラムに従って所定の演算処理を実行することにより、飛行体１の各部を制御する。つまり、マイクロコンピュータ７は、あらかじめ入力されている所定のプログラムに従って、プロペラ３及び尾翼５の動作を制御することで、飛行体１の自律的な航行を制御する。

マイクロコンピュータ７は、機体２に設けられる。本実施形態では、マイクロコンピュータ７は、機体２の表側の面における所定の位置に固定された状態で保持される。

以上のような構成を備える飛行体１の飛行動作について、図３〜５を用いて説明する。まず、飛行体１の飛行動作のうち、飛行体１の垂直上昇・下降の移動、及びホバリング（以下総称して「垂直飛行動作」という。）について説明する。上述したように、飛行中の飛行体１は、プロペラ３の回転により揚力を得ながら、プロペラ３の回転の反力によって機体２をプロペラ３とは反対方向に回転させた状態となる。

飛行体１の垂直飛行動作は、揚力を得るためのプロペラ３の回転制御により行われる。したがって、飛行体１が垂直飛行動作を行っている状態では、プロペラ３を駆動するモータ４の出力が制御されることにより、飛行体１の垂直上昇の移動、垂直下降の移動、及びホバリングのうちのいずれかが行われ、飛行体１の高度の調整が行われる。

図３（ａ）に示すように、垂直飛行動作中の飛行体１においては、尾翼５が機体２に対して真っすぐな状態（傾動していない状態）となる。垂直飛行動作中の飛行体１は、機体２が回転することにより受ける空気抵抗や機体２自身の重さ等により、機体２及び尾翼５の板面が略鉛直方向に沿うような姿勢となる。

次に、飛行体１の横方向（水平方向）の移動（以下「水平飛行動作」という。）について説明する。飛行体１の水平飛行動作は、プロペラ３の回転による揚力を受けて飛行しつつ、プロペラ３の反力トルクにより回転する機体２の周囲の気流を、尾翼５の動作によって変化させ、機体２を傾かせることで、プロペラ３による揚力の水平成分を生じさせて横方向に移動することにより行われる。

したがって、水平飛行動作中の飛行体１においては、尾翼５の機体２に対する傾動動作が行われる。すなわち、図３（ａ）に示すように、尾翼５が機体２に対して真っすぐな状態から、同図（ｂ）に示すように、尾翼５が機体２に対して傾動させられる（矢印Ｂ１参照）。図３においては、尾翼５は、機体２に対して表側に向けて傾動している。

図３（ｂ）に示すように、尾翼５が傾動することにより、機体２が受ける気流が変化し、同図（ｃ）に示すように、飛行体１が傾倒した状態となる。ここで、飛行体１は、プロペラ３の回転軸線が傾くように、尾翼５の機体２に対する傾動方向に対応する方向に傾倒する。つまり、図３（ｂ）に示すように、尾翼５が機体２に対して表側に向けて傾動した場合、同図（ｃ）に示すように、飛行体１は、表側（図３において左側）に前傾するように傾く。

図３（ｃ）に示すように、飛行体１が表側に傾くことにより、プロペラ３による揚力の表側向き（図３において左向き）の水平成分が生じ、飛行体１が表側向きに進むこととなる。つまり、図３（ａ）、（ｂ）に示すように、飛行体１において、プロペラ３の回転により生じる揚力が、垂直上向きのベクトルＶ０により表わされる垂直飛行動作中の状態から、尾翼５の傾動動作が行われるにより、同図（ｃ）に示すように、飛行体１が傾倒し、傾いた側に進行する。

飛行体１が傾倒することより、図３（ｃ）に示すように、プロペラ３の回転軸線が傾きにともなってベクトルＶ０の向きも傾き、垂直上向きのベクトルＶ１と、水平方向のベクトルＶ２とが生じる。これにより、飛行体１は、横方向（水平方向）に進む推力（ベクトルＶ２参照）を得る。

このように、尾翼５は、プロペラ３の回転による反力によって機体２が回転することにより抵抗を受ける気流の流れを変化させることで、機体２を、プロペラ３の回転軸線が傾く所定の傾倒方向に傾かせる可動翼として機能する。ここで、機体２についての所定の傾倒方向は、水平飛行動作を行う飛行体１が進む向きに対応する。したがって、機体２についての所定の傾倒方向は、尾翼５が機体２に対して傾動する向き（表側・裏側の向き）に対応する。

そして、水平飛行動作中の飛行体１においては、上述したような尾翼５の傾動動作が、機体２の回転に対応して周期的に行われる。つまり、尾翼５の傾動が、プロペラ３の反力による機体２の回転と同じ周期の振動動作として行われることで、機体２が常に一定方向に傾倒した状態が得られ、飛行体１の水平方向への移動が可能となる。ここで、機体２が傾倒する一定方向が、機体２についての所定の傾倒方向であり、水平飛行動作を行う飛行体１が進む向きに対応する。

具体的に、飛行体１が、水平方向について所定の移動方向に進む場合について説明する。図４（ａ）及び図５（ａ）に示すように、飛行体１の水平飛行動作においては、プロペラ３の反力によって回転する機体２の方位が所定の移動方向を向いたタイミング、言い換えると機体２の表側が所定の移動方向を向いたタイミングで、尾翼５が、所定の移動方向側、つまり表側に傾動する。

そして、図４（ｂ）及び図５（ｂ）に示すように、プロペラ３の反力によって機体２が回転する過程で、機体２が１８０°回転し、機体２の方位が所定の移動方向と反対方向を向いたタイミング、言い換えると機体２の裏側が所定の移動方向側を向いたタイミングで、尾翼５が、所定の移動方向側、つまり裏側に傾動する。同様にして、図４（ｃ）及び図５（ｃ）に示すように、機体２がさらに１８０°回転し、機体２の方位が所定の移動方向を向いたタイミングで、尾翼５が、所定の移動方向側に傾動する。

このように、飛行体１の水平飛行動作においては、プロペラ３の反力によって回転する機体２の回転動作に同期して、機体２が１８０°回転するごとに、尾翼５の所定の移動方向への傾動動作が周期的な振動動作として行われる。つまり、尾翼５は、機体２に対して表側及び裏側の反対方向に傾動する動作を、機体２の回転に同期して正弦波状に振動する動作として、傾動方向が常に所定の移動方向の向きとなるように行うことで、飛行体１が所定の移動方向に傾倒した状態が維持され、飛行体１がその傾倒する方向に進んで行く。

以上のように、飛行体１は、尾翼５を機体２の回転に同期させて周期的に動作させることで、機体２の水平方向への進行方向（所定の移動方向）に応じて、機体２を傾かせる気流の流れを断続的に生じさせる。これにより、飛行体１は、水平飛行動作において所定の移動方向に移動する。そして、機体２の回転に同期する尾翼５の周期的な動作が停止することで、飛行体１の水平飛行動作も停止する。このようにして、飛行体１の水平方向の位置が制御される。

このようなプロペラ３の反力による機体２の回転に同期する尾翼５の周期的な動作は、地磁気センサ６からの検出信号に基づき、マイクロコンピュータ７による制御の下で行われる。マイクロコンピュータ７は、地磁気センサ６により、機体２の表側の面が現在どの方向を向いているかを検知する。マイクロコンピュータ７においては、あらかじめ入力されているプログラム等により飛行体１の水平方向についての移動方向が、所定の指示方位として指定される。

そこで、マイクロコンピュータ７は、機体２の方位が指示方位を向くタイミング、及び機体２の方位が指示方位と反対の方位を向くタイミングで、尾翼５が指示方位に向けて傾動するように、サーボモータ１４に対して制御信号を送ることで、尾翼５の動作を制御する。つまり、マイクロコンピュータ７は、地磁気センサ６により検出される機体２の方位に応じて、プロペラ３の反力による機体２の回転に同期して、機体２が１８０°回転するごとに、尾翼５が所定の指示方位に向けて傾動するように、尾翼５の動作を制御する。

例えば、マイクロコンピュータ７において指定される所定の指示方位が「南」である場合、マイクロコンピュータ７は、機体２の方位が「南」となるタイミングと、機体２の方位が「北」となるタイミングとの両方のタイミングで、尾翼５を「南」に向けて傾動させる。これにより、飛行体１は、「南」に向けて傾倒した状態を維持しながら、「南」に向けて移動する。

このように、マイクロコンピュータ７は、地磁気センサ６により検出された機体２の方位（機体２が向いている方位）に基づき、プロペラ３の反力によって回転する機体２が、機体２の進む方向として指示された所定の指示方位を向くタイミングと同期させて、機体２が傾倒方向を指示方位に対応させて傾くように尾翼５を周期的に動作させることで、機体２の移動を制御する。なお、飛行体１の水平飛行動作においては、機体２が傾倒することで、プロペラ３の揚力についての垂直方向の成分が減ることから（図３（ｃ）参照）、飛行体１の高度を維持する場合、モータ４の回転数を増加させる制御が適宜行われる。

また、本実施形態の飛行体１は、ＧＰＳ（Ｇｌｏｂａｌ Ｐｏｓｉｔｉｏｎｉｎｇ Ｓｙｓｔｅｍ）により、航行制御を行うことで、指定地点上空、または指定地点間を自律的に航行する。このため、図１及び図２に示すように、飛行体１は、ＧＰＳ衛星２０からの信号（ＧＰＳ信号）を受信するＧＰＳセンサ１６を備える。本実施形態では、ＧＰＳセンサ１６は、機体２の表側の面における所定の位置に固定された状態で保持される。

ＧＰＳセンサ１６は、ＧＰＳ受信機としての機能と、ＧＰＳアンテナとしての機能とを有し、複数のＧＰＳ衛星２０との通信を行う。ＧＰＳセンサ１６により受信されたＧＰＳ衛星２０からのＧＰＳ信号は、マイクロコンピュータ７に入力され、飛行体１の現在位置として検知される。

マイクロコンピュータ７は、ＧＰＳセンサ１６が受信したＧＰＳ信号に基づき、飛行体１の機体２が現在存在する位置（飛行体１の現在位置）の経度、緯度、高度からなる空間座標と時刻とを検知する。このため、マイクロコンピュータ７は、ＧＰＳセンサ１６が受信したＧＰＳ信号に基づいて、空間座標と時刻とを検知する機能部を有する。

ＧＰＳセンサ１６により取得される飛行体１の現在位置の空間座標と時刻は、マイクロコンピュータ７により所定のプログラムに従って行われる飛行体１の自律的な航行の制御に用いられる。

例えば、マイクロコンピュータ７は、地磁気センサ６及びＧＰＳセンサ１６のそれぞれから随時送られてくる信号に基づき、所定のプログラムに従って行われる航行の経路を目標として、プロペラ３及び尾翼５に対する制御量を更新するフィードバック制御を行う。これにより、マイクロコンピュータ７は、飛行体１の水平方向の位置（緯度、経度）、飛行体１の垂直方向の位置（高度）、飛行体１の移動方向（進行方向）、飛行体１の移動速度等の制御を行う。

このように、マイクロコンピュータ７は、ＧＰＳセンサ１６により受信したＧＰＳ信号に基づき、機体２の現在位置を検知し、検知した機体２の現在位置を用いて、機体２の移動を制御する。

以上のように、飛行体１が、ＧＰＳ通信機能を備え、そのＧＰＳ通信機能を用いて航行制御を行うことにより、飛行体１の自律的な航行において、気象条件等による影響を低減することができ、正確な航行を行うことができる。例えば、気象条件として、風が強い場合、飛行体１が風に流されて所定の航行経路からのずれが大きくなるが、ＧＰＳ機能により検知した機体２の現在位置を飛行体１の航行制御に用いることで、飛行体１の航行経路を補正しながらの航行が可能となり、正確な航行を行うことができる。

また、本実施形態の飛行体１は、マイクロコンピュータ７による自律的な航行制御に加え、無線操縦（遠隔操作）を行うための構成を備える。このため、図１及び図２に示すように、飛行体１は、モータ４及び尾翼５の少なくともいずれかを遠隔操作するための無線信号を受信する受信機としてのＲＣ受信機１７を備える。ＲＣ受信機１７は、機体２の表側の面における所定の位置に固定された状態で保持される。

図２に示すように、ＲＣ受信機１７は、飛行体１を操縦する操縦者によって操作される無線操縦機３０からの無線信号を受信する。ＲＣ受信機１７が無線操縦機３０から受信する無線信号には、プロペラ３を駆動するモータ４の動作、及び尾翼５の動作の少なくともいずれかを制御するための制御信号が含まれる。ＲＣ受信機１７により受信された無線操縦機３０からの無線信号は、マイクロコンピュータ７に入力され、モータ４または尾翼５の動作の制御に用いられる。

具体的には、マイクロコンピュータ７は、ＲＣ受信機１７により受信された無線信号に基づいてモータ４の動作を制御する場合、無線操縦機３０の操作により指示された制御量に対応して、モータアンプ１２を介してモータ４の制御量を決め、モータ４の回転数（回転速度）等を制御する。また、マイクロコンピュータ７は、ＲＣ受信機１７により受信された無線信号に基づいて尾翼５の動作を制御する場合、無線操縦機３０の操作により指示された制御量に対応して、サーボモータ１４の制御量を決め、尾翼５の傾動角度等を制御する。

このような無線操縦による制御を行うため、マイクロコンピュータ７は、ＲＣ受信機１７が受信した無線信号に基づいて、モータ４または尾翼５の動作の制御を行うための機能部を有する。このように、マイクロコンピュータ７は、ＲＣ受信機１７により受信した無線信号に基づき、モータ４及び尾翼５の少なくともいずれかの動作を制御する。ＲＣ受信機１７が用いられる無線操縦機３０による無線操縦は、例えば、飛行体１の離着陸の際の機体制御の補助として用いられる。

以上のように、飛行体１が、無線操縦を行うための構成を備えることにより、飛行体１の操縦者が視認可能な範囲において、飛行体１の遠隔操作を行うことができる。これにより、飛行体１の航行制御において、安全性を確保することができる。

このように、自律航行可能な飛行体１によれば、無線操縦では制御できない高度や距離を航行させ、自動で気象観測データを取得することが可能であるが、無線操縦を可能とすることにより、操縦者が視認可能な範囲で、操縦者の任意による航行制御を行うことが可能となる。安全性確保の観点からは、ＲＣ受信機１７が用いられる無線操縦機３０による無線操縦による制御を、自律的な航行制御に対して優先的に行わせ、瞬時に手動飛行に切替え可能な構成を採用することが好ましい。なお、ＲＣ受信機１７は、本実施形態ではマイクロコンピュータ７により実現されるコントローラと共通のハードウエアにより構成されてもよい。

また、本実施形態の飛行体１においては、垂直飛行動作中または水平飛行動作中に、機体２の高度を維持するための制御（以下「高度維持制御」という。）が行われる。このため、飛行体１は、機体２の高度を検出する高度検出手段を備える。高度維持制御は、マイクロコンピュータ７により、高度検出手段により検出された機体２の高度に基づいて行われる。

本実施形態の飛行体１は、高度維持制御において、上述したようにＧＰＳセンサ１６により検出される機体２の現在位置の高度を利用する。つまり、本実施形態では、ＧＰＳセンサ１６が、機体２の高度を検出する高度検出手段として機能する。

高度維持制御において、マイクロコンピュータ７は、あらかじめ入力された機体２の高度についての目標値と、ＧＰＳセンサ１６により検出された検出値との比較によるフィードバック制御を行うことで、機体２の高度を目標値に保持するように、モータ４の動作を制御する。

したがって、高度維持制御に際しては、マイクロコンピュータ７に、機体２の高度についての目標値があらかじめ入力される。高度維持制御に用いられる機体２の高度についての目標値は、例えば、飛行体１の自律航行のためのプログラムの一部として入力される。

そして、マイクロコンピュータ７は、あらかじめ入力された機体２の高度の目標値と、ＧＰＳセンサ１６により検出される機体２の現在の高度の検出値との比較を行い、その比較結果に基づいて、目標値と検出値とが一致するように、モータアンプ１２を介してモータ４の制御量を調整する。マイクロコンピュータ７は、このようにＧＰＳセンサ１６が受信したＧＰＳ信号に基づく高度維持制御を行うための機能部を有する。

以上のように、飛行体１において、高度維持制御が行われることにより、飛行体１の自律的な航行において、気象条件等による影響を低減することができ、機体２の高度の面でより正確な航行を行うことができる。

なお、本実施形態では、機体２の高度を検出する高度検出手段として、ＧＰＳセンサ１６が用いられているが、高度維持制御を行うための高度検出手段としては、ＧＰＳセンサ１６とは別途設けられる高度計が用いられてもよい。この場合、マイクロコンピュータ７は、高度計により得られた機体２の高度情報に基づき、上述したような機体２の高度についてのフィードバック制御を行う。

また、本実施形態の飛行体１は、所定の航行を終えて着陸する際に、機体２が地表に落下する勢いを緩衝するため、地上から所定の高さ位置に達するとホバリングを行う制御（以下「着陸制御」という。）を行う。飛行体１は、着陸制御を行うため、図１及び図２に示すように、機体２の地表に対する距離を検出する高さ位置検出手段として機能する超音波センサ１８を有する。超音波センサ１８は、機体２の表側の面における所定の位置に固定された状態で保持される。

超音波センサ１８は、センサヘッドから超音波を発振し、地表で反射する超音波をセンサヘッドにより受信し、この超音波の発信から受信までの時間を計測することで、地表に対する距離、つまり機体２の高さ位置を検出する。このため、超音波センサ１８は、機体２において、センサヘッドが下側を向くように設けられる。

マイクロコンピュータ７は、飛行体１の着陸に際して行われる下降移動の過程で、超音波センサ１８により検出される地表に対する距離に基づき、着陸制御を行う。具体的には、マイクロコンピュータ７は、着陸制御において、機体２の地表に対する距離があらかじめ設定された所定の距離に達すると、飛行体１がホバリング状態となるように、プロペラ３を駆動するモータ４の動作を制御する。

そして、マイクロコンピュータ７は、飛行体１の着陸に際して飛行体１を一旦ホバリング状態とした後、飛行体１が緩やかに下降するように、モータ４の動作を制御する。このような着陸制御において設定される機体２の地表に対する所定の距離は、例えば、５〜１０ｍ程度の距離に設定される。

このような着陸制御を行うための機能部が、マイクロコンピュータ７に設けられる。着陸制御に際し、マイクロコンピュータ７においては、上述したように飛行体１が一旦ホバリング状態とされる機体２の地表からの距離（機体２の高さ位置）が一連のプログラムやデータテーブル等としてあらかじめ入力される。

このように、マイクロコンピュータ７は、超音波センサ１８により検出された地表に対する距離が、あらかじめ入力された所定の距離に達すると、機体２がホバリングするように、モータ４の動作を制御する。

以上のような着陸制御が飛行体１において行われることにより、飛行体１を地表に対して緩やかに着陸させることができ、飛行体１の着陸による故障や破損等を防止することができる。これにより、飛行体１の寿命を向上させることができ、コストの削減をより効果的に行うことができる。なお、飛行体１による着陸制御に用いられる高さ位置検出手段としては、本実施形態のような超音波センサのほか、光電センサや近接センサ等、適宜周知のセンサ類等を用いることができる。

以下では、本実施形態の飛行体１の適用例として、飛行体１が気象観測装置として用いられる場合における一連の航行制御の一例について、図６を用いて説明する。飛行体１が気象観測装置として用いられる場合、飛行体１においては、機体２に、例えば温度センサ等の、観測対象となる所定の気象要素を計測するための計測器が搭載される。本例では、気象観測用の計測器として、温度センサが搭載された場合について説明する。

図６に示すように、本例に係る飛行体１の航行制御においては、まず、飛行体１の電源の投入が行われ、これにより、マイクロコンピュータ７についての初期化が行われ、ＧＰＳセンサ１６によって、ＧＰＳ衛星２０からのＧＰＳ信号の受信が開始される。

次に、モータ４によるプロペラ３の駆動が開始され、あらかじめ設定された所定の上昇率（上昇速度）で、飛行体１の垂直上昇移動が行われる（（Ａ）→（Ｂ））。この飛行体１の上昇の過程においては、ＧＰＳセンサ１６によって受信されるＧＰＳ信号に基づいて、飛行体１の空間座標が検出されながら、温度センサによる各高度地点での気温が測定・記録される。

次に、所定の指示方位に向けて、飛行体１が水平飛行動作を行う（（Ｂ）→（Ｃ）→（Ｄ））。つまり、プロペラ３の回転の反力による機体２の回転に同期した尾翼５の周期的な振動動作が行われ、飛行体１が、所定の指示方位に向けて水平移動する。このような飛行体１の水平移動の過程においても、ＧＰＳセンサ１６によって受信されるＧＰＳ信号に基づいて、飛行体１の空間座標が検出されながら、温度センサによる各高度地点での気温が測定・記録される。また、飛行体１の水平移動の過程においては、上述したようなＧＰＳ機能による航行制御や高度維持制御等が適宜行われる。

そして、飛行体１が、水平移動によって、あらかじめ設定された所定の帰還地点に達すると（（Ｂ）→（Ｃ）→（Ｄ））、飛行体１は、観測開始地点まで戻り（（Ｄ）→（Ｃ）→（Ｂ））、あらかじめ設定された所定の下降率（下降速度）で垂直下降移動する（（Ｂ）→（Ａ））。この飛行体１の下降の過程においては、上述したような着陸制御が行われ、機体２の地表４０に対する距離が、あらかじめ設定された距離に達すると、飛行体１は、一旦ホバリング状態とされ、その後、緩やかに地表４０に着陸する。

このような飛行体１についての一連の航行制御が、ＧＰＳ信号が用いられ、マイクロコンピュータ７においてあらかじめ入力されるプログラム等に基づいて、自律的な航行として行われる。ただし、飛行体１の操縦者が視認可能な範囲においては、ＲＣ受信機１７が用いられ、無線操縦機３０による無線操縦が適宜行われる。

なお、飛行体１の航行制御においては、気象観測の観測開始地点と、観測を終えた飛行体１を回収する回収地点とを異なる地点に設定することもできる。この場合、例えば、図６に示すように、飛行体１が、水平移動によって、あらかじめ設定された所定の帰還地点に達すると（（Ｂ）→（Ｃ）→（Ｄ））、飛行体１は、その地点で下降を開始し、地表４０に着陸する（（Ｄ）→（Ｅ））。

地表４０に着陸した飛行体１は、停止状態となる。そして、飛行体１のマイクロコンピュータ７がコンピュータ等に接続され、マイクロコンピュータ７のメモリに記憶された観測データの読み出しが行われる。以上のようにして、観測データが回収され、飛行体１による気象観測が行われる。

本実施形態の飛行体１は、以上のような気象観測の用途のほか、種々の用途に用いることができる。例えば、本実施形態の飛行体１は、機体２にカメラを搭載することにより、上空からの撮影を行う撮影装置として用いることができる。また、本実施形態の飛行体１は、ホビー用の玩具としても適用することができる。また、本実施形態の飛行体１は、機体２に無線通信装置を搭載することにより、無線通信用の中継器として利用することができる。

以上説明した本実施形態の飛行体１は、本発明の実施の一形態であり、様々な変形例が考えられる。例えば、本実施形態の飛行体１は、プロペラ３を駆動させる駆動源として、モータ４を採用しているが、プロペラ３を駆動させる駆動源は、エンジン（内燃機関）であってもよい。この場合、バッテリ１０を省略することができる。

また、本実施形態の飛行体１は、横方向に移動するための構成である可動翼として、尾翼５を備えるが、可動翼はこれに限定されない。例えば、機体２を横方向に移動させるための可動翼は、二等辺三角形状の機体２における頂角側以外の角側（底角側）に設けられてもよい。つまり、機体２を横方向に移動させるための可動翼としては、機体２の構成に応じて、機体２がプロペラ３の反力によって回転することにより抵抗を受ける気流の流れを変化させることで、機体２を、プロペラ３の回転軸線が傾く所定の傾倒方向に傾かせることができる構造であればよい。

また、本実施形態の飛行体１は、機体２の方位を検出する手段として、地磁気センサ６を採用しているが、機体２の方位を検出する手段としては、ジャイロセンサや加速度センサ等の各種のセンサを用いることができる。また、複数のＧＰＳセンサを互いに異なる位置に配置して備えることによっても、機体２の方位を検出する手段としての機能を得ることができる。

また、飛行体１において機体２に設けられる地磁気センサ６やマイクロコンピュータ７等の各種機器の配置は、特に限定されず、機体２において他の機器との関係において適宜設定される。例えば、機体２に設けられる各種機器は、プロペラ３の反力による機体２の回転が考慮され、支持柱１１を中心に左右均等な重量となるように配置される。

以上のような本実施形態の飛行体１によれば、揚力を得るためのプロペラ３の回転の反作用としてのトルクを打ち消すことなく機体２の位置制御を行うことができるとともに、簡単な構造、小型・軽量な構成を容易に実現することができ、故障が少なくメンテナンスも容易であり、低コストで作製することができる。

本実施形態の飛行体１は、電子技術によってプロペラ３の反力トルクによって機体２を回転させながら飛行するという独自の機体構造を採用するものである。特に、本実施形態の飛行体１は、既存の回転翼機等の飛行体とは、機体の重心と圧力中心との関係で本質的に異なる。既存の回転翼機等の飛行体は、プロペラの反力を打ち消して操縦性を確保していたが、本実施形態の飛行体１によれば、ＧＰＳ機能や各種センサ等によりプロペラの反力で自転したままでも電子的に機体制御を行うことで、機体構造を大幅に簡略化することが可能となる。

そして、本実施形態の飛行体１は、計測器や各種センサ等の物理的な大きさと積載重量の制限しか受けず、自律安定性を有する飛行を行うことができる。さらに、本実施形態の飛行体１によれば、次のような利点が得られる。離着陸に必要な広さは畳半畳程度で良いため、ビルの屋上などからも観測が可能である。また、単純な機構で上昇・下降を行うので、安価で堅牢な装置となる。また、従来技術に比べ軽量で小型なため、落下した際の他への影響も小さく抑えることができる。また、機械的構造及び制御構造が簡単であるため、低コストで、信頼性が高く、メンテナンスが容易である。

１ 飛行体
２ 機体
３ プロペラ（ロータ）
４ モータ（駆動源）
５ 尾翼（可動翼）
６ 地磁気センサ（方位検出手段）
７ マイクロコンピュータ（コントローラ）
１６ ＧＰＳセンサ
１７ ＲＣ受信機
１８ 超音波センサ（高さ位置検出手段）
２０ ＧＰＳ衛星
３０ 無線操縦機

Claims (5)

1. 回転することで揚力を生じさせるロータと、
   前記ロータを回転させる駆動源と、
   前記ロータ及び前記駆動源を保持し、前記ロータが回転することによる反力を受けて前記ロータの回転方向と反対方向に回転するとともに、前記ロータが回転することにより得られる揚力によって飛行する機体と、
   前記機体に対して移動可能に設けられ、前記機体が前記反力によって回転することにより抵抗を受ける気流の流れを変化させることで、前記機体を、前記ロータの回転軸線が傾く所定の傾倒方向に傾かせる可動翼と、
   前記機体に設けられ、前記機体が向いている方位を検出する方位検出手段と、
   前記機体に設けられ、前記方位検出手段により検出された前記方位に基づき、前記反力によって回転する前記機体が、前記機体の進む方向として指示された所定の指示方位を向くタイミングと同期させて、前記機体が前記傾倒方向を前記指示方位に対応させて傾くように前記可動翼を周期的に動作させることで、前記機体の移動を制御するコントローラと、を備える、
   飛行体。
2. ＧＰＳ衛星からの信号を受信するＧＰＳセンサを備え、
   前記コントローラは、前記ＧＰＳセンサにより受信した前記信号に基づき、前記機体の現在位置を検知し、検知した前記現在位置を用いて、前記機体の移動を制御する、
   請求項１に記載の飛行体。
3. 前記駆動源及び前記可動翼の少なくともいずれかを遠隔操作するための無線信号を受信する受信機を備え、
   前記コントローラは、前記受信機により受信した前記無線信号に基づき、前記駆動源及び前記可動翼の少なくともいずれかの動作を制御する、
   請求項１または請求項２に記載の飛行体。
4. 前記機体の高度を検出する高度検出手段を備え、
   前記コントローラは、あらかじめ入力された前記機体の高度についての目標値と、前記高度検出手段により検出された検出値との比較によるフィードバック制御を行うことで、前記機体の高度を前記目標値に保持するように、前記駆動源の動作を制御する、
   請求項１〜３のいずれか１項に記載の飛行体。
5. 前記機体の地表に対する距離を検出する高さ位置検出手段を備え、
   前記コントローラは、前記高さ位置検出手段により検出された前記距離が、あらかじめ入力された所定の距離に達すると、前記機体がホバリングするように、前記駆動源の動作を制御する、
   請求項１〜４のいずれか１項に記載の飛行体。

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