JP2013203206A - Unmanned aircraft and method for controlling attitude thereof - Google Patents

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Kazunori Hashimoto
和典 橋本
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Abstract

PROBLEM TO BE SOLVED: To provide an unmanned aircraft capable of securing stability during a flight, and to provide a method for controlling an attitude thereof.SOLUTION: A small unmanned aircraft 1 includes: an airframe 2, the planar shape of which is symmetrically circular, oval, elliptical or polygonal; ducted fans 3 and 4, which are provided in the airframe 2; a duct 6 which connects a right-side air inlet 8 to the ducted fan 3 and which connects the ducted fan 3 to a left-side air outlet 9; and a duct 5 which connects a left-side air inlet 7 to the ducted fan 4 and which connects the ducted fan 4 to a right-side air outlet 10.

Description

本発明は、無人航空機及び無人航空機の姿勢制御方法に関するものである。   The present invention relates to an unmanned aerial vehicle and an attitude control method for an unmanned aerial vehicle.

従来、小型無人航空機として、機体前後軸に長い胴体、機体左右軸に延設された主翼及び尾翼などを備えており、一般的な有人航空機と同形状を有するものが採用される場合がある。
特許文献１では、航空機に関する発明であって、居住地域などにおいて安全に飛行できるように、航空機の外形がほぼ円形状に形成され、プロペラを中央開口部に配置させる技術が開示されている。 Conventionally, as a small unmanned aircraft, there is a case where a long fuselage is provided on the longitudinal axis of the fuselage, a main wing and a tail wing extending on the left and right axis of the fuselage, and the like and a general manned aircraft is employed.
Patent Document 1 discloses an technology relating to an aircraft, in which the outer shape of the aircraft is formed in a substantially circular shape so that the aircraft can fly safely in a residential area or the like, and the propeller is disposed in the central opening.

特開２００５−２８０４１２号公報JP-A-2005-280412

小型無人航空機の用途としては、自衛隊等の進出先での偵察活動、僻地での警備活動（例えばＰＫＯ）、又は、テロ攻撃や大規模災害によって、重要施設等の警備システム機能が喪失したときの代替となるバックアップなどが挙げられる。これらの活動において、小型無人航空機を容易に利用できるようにするには、小型無人航空機が持ち運びしやすい形状、重さ等を有することが望ましい。   Small unmanned aircraft can be used for reconnaissance activities in locations where the Self-Defense Forces have advanced, security activities in remote areas (for example, PKO), or when security system functions such as important facilities have been lost due to terrorist attacks or large-scale disasters. Alternative backups are listed. In these activities, it is desirable that the small unmanned aerial vehicle has a shape, a weight, etc. that are easy to carry in order to make the small unmanned aerial vehicle easily available.

一方、従来の胴体、主翼及び尾翼を備える航空機の形状では、破損しやすいなど、上記用途では扱いにくいという問題がある。また、持ち運びやすい形状を有する無人航空機において、飛行時の方向安定性が確保されることが望ましい。   On the other hand, the shape of an aircraft including a conventional fuselage, main wing, and tail wing has a problem that it is difficult to handle in the above-mentioned applications such as being easily damaged. In addition, it is desirable to ensure directional stability during flight in an unmanned aerial vehicle having a shape that is easy to carry.

本発明は、このような事情に鑑みてなされたものであって、飛行時の安定性を確保することが可能な無人航空機及び無人航空機の姿勢制御方法を提供することを目的とする。   This invention is made | formed in view of such a situation, Comprising: It aims at providing the attitude | position control method of the unmanned aircraft which can ensure the stability at the time of flight, and an unmanned aircraft.

上記課題を解決するために、本発明の無人航空機及び無人航空機の姿勢制御方法は以下の手段を採用する。
すなわち、本発明に係る無人航空機は、平面形状が左右対称の円形、楕円形、長円形又は多角形の機体と、前記機体に設けられた第１推力発生部及び第２推力発生部と、右側給気口を前記第１推力発生部につなぎ、前記第１推力発生部を左側排気口へつなぐ第１ダクトと、左側給気口を前記第２推力発生部につなぎ、前記第２推力発生部を右側排気口へつなぐ第２ダクトとを備える。 In order to solve the above problems, the unmanned aerial vehicle and the attitude control method for the unmanned aerial vehicle of the present invention employ the following means.
That is, the unmanned aerial vehicle according to the present invention includes a plane, left-right symmetrical circular, elliptical, oval or polygonal aircraft, a first thrust generation unit and a second thrust generation unit provided on the aircraft, and a right side. A first duct that connects an air supply port to the first thrust generation unit, a first duct that connects the first thrust generation unit to a left exhaust port, a left air supply port is connected to the second thrust generation unit, and the second thrust generation unit And a second duct that connects to the right exhaust port.

この発明によれば、左側給気口からの空気の流入が大きくなると、右側排気口からの流出が大きくなって、右側排気口による推力は、左側排気口による推力よりも大きくなる。その結果、機体には、機体上下軸方向を中心として左回りのモーメントが発生する。
反対に、右側給気口からの空気の流入が大きくなると、左側排気口からの流出が大きくなって、左側排気口による推力は、右側排気口による推力よりも大きくなる。その結果、機体には、機体上下軸方向を中心として右回りのモーメントが発生する。
左側給気口と右側給気口の空気の流入が等しくなると、右側排気口と左側排気口からの流出も等しくなり、右側排気口による推力と左側排気口による推力が釣り合い、機体上下軸方向を中心とするモーメントはゼロになる。 According to this invention, when the inflow of air from the left air supply port increases, the outflow from the right exhaust port increases, and the thrust from the right exhaust port becomes larger than the thrust from the left exhaust port. As a result, a counterclockwise moment is generated in the aircraft about the vertical axis direction of the aircraft.
Conversely, when the inflow of air from the right air supply port increases, the outflow from the left exhaust port increases, and the thrust from the left exhaust port becomes greater than the thrust from the right exhaust port. As a result, a moment in the clockwise direction about the vertical axis direction of the aircraft is generated in the aircraft.
When the inflow of air from the left and right air supply ports becomes equal, the outflow from the right and left exhaust ports also becomes equal, and the thrust from the right and left exhaust ports balances, and the vertical axis direction of the aircraft is The center moment is zero.

例えば、機体前後軸方向に対して左側前方を進行方向にして飛行し、左側前方から気流（相対風）を受けるとき、左側給気口からの空気の流入が右側給気口からの空気の流入よりも大きくなって、右側排気口からの空気の流出が左側排気口からの空気の流出よりも大きくなる。その結果、右側排気口による推力が、左側排気口による推力よりも大きくなり、機体には、機体上下軸方向を中心として左回りのモーメントが発生する。そして、機体は、機体上下軸方向を中心として左側に回転する。また、反対に、機体前後軸方向に対して右側前方を進行方向にして飛行し、右側前方から気流（相対風）を受けるとき、機体には、機体上下軸方向を中心として右回りのモーメントが発生し、機体は、機体上下軸方向を中心として右側に回転する。そして、機体前後軸方向と飛行方向が一致したとき、右側排気口による推力と左側排気口による推力が釣り合い、機体上下軸方向を中心とするモーメントはゼロになる。
以上より、推力発生部を制御することなく、自然に復元力が働いて、機体前後軸方向と進行方向が一致させることができる。すなわち、パッシブな安定化制御が行われる。 For example, when flying with the left front in the direction of travel relative to the longitudinal direction of the aircraft and receiving airflow (relative wind) from the left front, the air inflow from the left air inlet is the air inflow from the right air inlet And the outflow of air from the right exhaust port is larger than the outflow of air from the left exhaust port. As a result, the thrust from the right exhaust port becomes larger than the thrust from the left exhaust port, and a counterclockwise moment is generated in the aircraft centering on the vertical axis direction of the aircraft. Then, the aircraft rotates to the left about the vertical axis direction of the aircraft. On the other hand, when flying with the right front in the direction of travel relative to the longitudinal direction of the aircraft and receiving airflow (relative wind) from the front of the right, the aircraft has a clockwise moment about the vertical axis of the aircraft. Occurs, and the aircraft rotates to the right about the vertical axis direction of the aircraft. When the aircraft longitudinal axis direction and the flight direction coincide with each other, the thrust from the right exhaust port and the thrust from the left exhaust port are balanced, and the moment about the aircraft vertical axis direction becomes zero.
As described above, the restoring force works naturally without controlling the thrust generating section, and the longitudinal direction of the aircraft and the traveling direction can be made to coincide. That is, passive stabilization control is performed.

上記発明において、前記機体に設けられ、角速度を検出する角速度検出部と、検出された前記角速度に基づいて、前記第１推力発生部及び前記第２推力発生部を制御する制御部とを更に備えてもよい。   In the above invention, the vehicle further includes an angular velocity detection unit that detects an angular velocity, and a control unit that controls the first thrust generation unit and the second thrust generation unit based on the detected angular velocity. May be.

この発明によれば、機体の角速度を検出することによって、機体の回転方向や回転の速さを検知できる。そして、機体前後軸方向と進行方向が一致するように、機体の角速度に応じて左右の推力を調整して、左右の推力に差を発生させる。その結果、迅速に機体前後軸方向と進行方向を一致させることができる。以上より、機体の姿勢制御における復元力の減衰特性を良好化させることができる。すなわち、アクティブな安定化制御が行われる。   According to the present invention, the rotational direction and the rotational speed of the airframe can be detected by detecting the angular velocity of the airframe. Then, the left and right thrusts are adjusted according to the angular velocity of the aircraft so that the longitudinal direction of the aircraft coincides with the traveling direction, and a difference is generated between the left and right thrusts. As a result, the aircraft longitudinal axis direction and the traveling direction can be quickly matched. As described above, the damping characteristic of the restoring force in the attitude control of the airframe can be improved. That is, active stabilization control is performed.

上記発明において、前記機体に設けられ、角速度を検出する角速度検出部と、検出された前記角速度に基づいて、前記排気口からの空気の流出方向を変更させる推力偏向部とを更に備えてもよい。   In the above invention, an angular velocity detection unit that is provided in the aircraft and detects an angular velocity, and a thrust deflection unit that changes an outflow direction of air from the exhaust port based on the detected angular velocity may be further provided. .

この発明によれば、機体の角速度を検出することによって、機体の回転方向や回転の速さを検知できる。そして、機体前後軸方向と進行方向が一致するように、機体の角速度に応じて、左側排気口及び右側排気口からの空気の流出方向を変更させる。その結果、迅速に機体前後軸方向と進行方向を一致させることができる。   According to the present invention, the rotational direction and the rotational speed of the airframe can be detected by detecting the angular velocity of the airframe. Then, the outflow direction of the air from the left exhaust port and the right exhaust port is changed according to the angular velocity of the airframe so that the longitudinal direction of the airframe matches the traveling direction. As a result, the aircraft longitudinal axis direction and the traveling direction can be quickly matched.

また、本発明に係る無人航空機の姿勢制御方法は、平面形状が左右対称の円形、楕円形、長円形又は多角形の機体と、前記機体に設けられた第１推力発生部及び第２推力発生部と、右側給気口を前記第１推力発生部につなぎ、前記第１推力発生部を左側排気口へつなぐ第１ダクトと、左側給気口を前記第２推力発生部につなぎ、前記第２推力発生部を右側排気口へつなぐ第２ダクトとを有する無人航空機の姿勢制御方法であって、前記左側排気口による推力と前記右側排気口による推力との間に推力差を発生させるステップを備える。   In addition, the attitude control method for an unmanned aerial vehicle according to the present invention includes a plane, left-right symmetrical circular, elliptical, oval or polygonal aircraft, and a first thrust generator and a second thrust generator provided in the aircraft. A first duct that connects the first thrust generating unit to the left exhaust port, a left duct that connects the first thrust generating unit to the left exhaust port, and the second thrust generating unit. A method for controlling the attitude of an unmanned aerial vehicle having a second duct connecting a two-thrust generator to a right-side exhaust port, the step of generating a thrust difference between the thrust by the left-side exhaust port and the thrust by the right-side exhaust port Prepare.

上記発明において、角速度を検出するステップと、検出された前記角速度に基づいて、前記第１推力発生部及び前記第２推力発生部を制御するステップとを更に備えてもよい。   In the above invention, the method may further include a step of detecting an angular velocity and a step of controlling the first thrust generation unit and the second thrust generation unit based on the detected angular velocity.

上記発明において、角速度を検出するステップと、検出された前記角速度に基づいて、推力偏向部が前記排気口からの空気の流出方向を変更させるステップとを更に備えてもよい。   In the above invention, the method may further include a step of detecting an angular velocity and a step of causing the thrust deflector to change the outflow direction of air from the exhaust port based on the detected angular velocity.

本発明によれば、持ち運びやすい形状を有する無人航空機において、飛行時の安定性を確保することができる。   ADVANTAGE OF THE INVENTION According to this invention, the stability at the time of flight can be ensured in the unmanned aircraft which has a shape which is easy to carry.

本発明の一実施形態に係る小型無人航空機を示す平面図であり、機体のカバーを外した状態を示す。1 is a plan view showing a small unmanned aerial vehicle according to an embodiment of the present invention, showing a state where a cover of a fuselage is removed. 本発明の一実施形態に係る小型無人航空機を示すブロック図である。1 is a block diagram showing a small unmanned aerial vehicle according to an embodiment of the present invention. 本発明の一実施形態に係る小型無人航空機を示す側面図である。1 is a side view showing a small unmanned aerial vehicle according to an embodiment of the present invention. 本発明の一実施形態に係る小型無人航空機を示す縦断面図であり、図３の側面視方向に対して垂直方向に切断した図である。It is a longitudinal cross-sectional view which shows the small unmanned aircraft which concerns on one Embodiment of this invention, and is the figure cut | disconnected in the orthogonal | vertical direction with respect to the side view direction of FIG. 本発明の一実施形態に係る小型無人航空機を示す斜視図である。1 is a perspective view showing a small unmanned aerial vehicle according to an embodiment of the present invention. 本発明の一実施形態に係る小型無人航空機を示す斜視図である。1 is a perspective view showing a small unmanned aerial vehicle according to an embodiment of the present invention. 本発明の一実施形態に係る小型無人航空機の運用方法を示す概略説明図である。It is a schematic explanatory drawing which shows the operating method of the small unmanned aircraft which concerns on one Embodiment of this invention. 本発明の一実施形態に係る小型無人航空機の他の実施例を示す平面図である。It is a top view which shows the other Example of the small unmanned aircraft which concerns on one Embodiment of this invention. 図８に示した他の実施例を示す側面図である。It is a side view which shows the other Example shown in FIG.

以下に、本発明に係る実施形態について、図面を参照して説明する。
小型無人航空機１は、図１に示すように、機体２と、ダクテッドファン３，４と、ダクト５，６と、給気口７，８と、排気口９，１０と、レートジャイロ１１などを備える。なお、図１に示す例は、機体２の上側に配置されるカバーが外された状態であり、飛行時はダクト５，６が外部に露出していないことが望ましい。 Embodiments according to the present invention will be described below with reference to the drawings.
As shown in FIG. 1, the small unmanned aerial vehicle 1 includes an airframe 2, ducted fans 3 and 4, ducts 5 and 6, air supply ports 7 and 8, exhaust ports 9 and 10, a rate gyro 11, and the like. . The example shown in FIG. 1 is a state in which the cover disposed on the upper side of the airframe 2 is removed, and it is desirable that the ducts 5 and 6 are not exposed to the outside during flight.

また、小型無人航空機１は、図２に示すように、推力コントローラ１２と、アンプ１３，１４を備える。更に、小型無人航空機１は、帯状部材１９と、帯状部材取付部２０と、速度検出部２１と、帯状部材制御部２２を備える。また更に、小型無人航空機１は、引張り力検出部２３を備える。また、小型無人航空機１は、ローター翼２４を備え、ローター翼駆動部２５と、回収信号通信部２６と、ローター翼制御部２７などを備える。   The small unmanned aerial vehicle 1 includes a thrust controller 12 and amplifiers 13 and 14, as shown in FIG. Further, the small unmanned aerial vehicle 1 includes a belt-shaped member 19, a belt-shaped member mounting portion 20, a speed detection unit 21, and a belt-shaped member control unit 22. Further, the small unmanned aerial vehicle 1 includes a tensile force detection unit 23. The small unmanned aerial vehicle 1 includes a rotor wing 24, and includes a rotor wing drive unit 25, a recovery signal communication unit 26, a rotor wing control unit 27, and the like.

小型無人航空機１は、電池（図示せず。）を搭載して電力を駆動源とし、ダクテッドファン３，４を駆動力として飛行する。   The small unmanned aerial vehicle 1 is equipped with a battery (not shown), uses electric power as a driving source, and flies using the ducted fans 3 and 4 as driving force.

機体２は、機体前後軸方向を中心にして左右対称形状である。
機体２は、無尾翼機又は全翼機の翼幅を切り詰めた形状であり、平面視した形状が例えば円形である。機体２は、図３に示すように、機体２の中心を通過し機体２の前後軸方向に切断した断面が翼型である。機体２が翼型断面を有することによって、機体２は、小型無人航空機１の進行方向とほぼ直角の方向に、抗力に比べて大きな揚力が発生する。このように、機体２が、従来の胴体、主翼及び尾翼を備える航空機の形状ではなく、部分的に突出したり窪んだりした形状を持たないことで、運搬時や着陸時等において破損しにくい。 The airframe 2 has a symmetrical shape about the longitudinal direction of the airframe.
The airframe 2 has a shape obtained by cutting off the width of a tailless aircraft or a full-wing aircraft, and the shape in plan view is, for example, a circle. As shown in FIG. 3, the airframe 2 has a wing-shaped cross section that passes through the center of the airframe 2 and is cut in the longitudinal axis direction of the airframe 2. Since the airframe 2 has a wing-shaped cross section, the airframe 2 generates a higher lift than the drag in a direction substantially perpendicular to the traveling direction of the small unmanned aerial vehicle 1. As described above, the airframe 2 does not have the shape of an aircraft including a conventional fuselage, main wing, and tail wing, but does not have a partially protruding or recessed shape, so that it is difficult to be damaged during transportation or landing.

機体２は、例えばプラスチック製、又は繊維強化プラスチック製などであり、ペイロードを含めて１kgから５kgほどの重量である。機体２は、半径60cm又は１辺60cmほどの大きさである。   The airframe 2 is made of, for example, plastic or fiber reinforced plastic, and has a weight of about 1 kg to 5 kg including the payload. Airframe 2 has a radius of about 60 cm or a side of about 60 cm.

機体２は、例えば図４に示すように、機体前後軸上及びその近傍の厚さが他の部分よりも厚く、左右端側が薄くなるように、底面に斜面２Ａが形成される。これにより、小型無人航空機１は、飛行時に上反角効果が得られ、機体２の機体前後軸周りのロール運動を安定化させることができる。   For example, as shown in FIG. 4, the airframe 2 is formed with a slope 2 </ b> A on the bottom surface so that the thickness on the longitudinal axis of the airframe and in the vicinity thereof is thicker than other portions and the left and right end sides are thinner. Thereby, the small unmanned aerial vehicle 1 can obtain an upside-down angle effect at the time of flight, and can stabilize the roll motion of the airframe 2 around the longitudinal axis of the airframe.

ダクテッドファン３，４は、ダクト５，６の内部に設けられ、機体２の進行方向である機体前後軸を中心にして左右に１台ずつ設置される。ダクテッドファン３，４は、ローター（図示せず。）に設けられたプロペラ（図示せず。）が軸心周りに回転することによって、推力を発生させる。なお、ダクテッドファン３，４の位置は、上述の例に限定されず、例えば機体２の中心よりも前方に設けられてもよいし、ダクテッドファン３，４が交差する機体前後軸上に設けられてもよい。   Ducted fans 3 and 4 are provided inside ducts 5 and 6, and are installed one by one on the left and right with respect to the longitudinal axis of the airframe that is the traveling direction of airframe 2. Ducted fans 3 and 4 generate thrust when a propeller (not shown) provided on a rotor (not shown) rotates about its axis. Note that the positions of the ducted fans 3 and 4 are not limited to the above-described example. For example, the ducted fans 3 and 4 may be provided in front of the center of the airframe 2 or may be provided on the longitudinal axis of the airframe where the ducted fans 3 and 4 intersect. Good.

ダクト５，６は、機体２の前方から後方にかけて設置される。ダクト５とダクト６は、図１に示すように、機体２の機体前後軸上で交差している。
ダクト５，６において、機体２の機体前後軸前方には、給気口７，８が形成される。給気口７，８は、ダクテッドファン３，４の駆動によって、ダクト５，６内に空気を取り込む。また、ダクト５，６において、機体２の機体前後軸後方には、排気口９，１０が形成される。排気口７，８は、ダクテッドファン３，４によって取り込まれた空気を後方に排出する。 The ducts 5 and 6 are installed from the front to the rear of the body 2. As shown in FIG. 1, the duct 5 and the duct 6 intersect on the body longitudinal axis of the body 2.
In ducts 5 and 6, air supply ports 7 and 8 are formed in front of the longitudinal axis of the airframe 2. The air supply ports 7 and 8 take air into the ducts 5 and 6 by driving the ducted fans 3 and 4. Further, in the ducts 5 and 6, exhaust ports 9 and 10 are formed at the rear side of the longitudinal axis of the airframe 2. The exhaust ports 7 and 8 exhaust the air taken in by the ducted fans 3 and 4 backward.

レートジャイロ１１は、角速度検出部の一例であり、例えば、機体２の機体前後軸上に機体２の中心よりも前方に設置される。レートジャイロ１１は、機体２の角速度を検出し、検出した角速度を推力コントローラ１２へ送る。
推力コントローラ１２は、飛行時におけるダクテッドファン３，４の出力を調整し、ダクテッドファン３，４によって生じる推力によって、小型無人航空機１を飛行させる。また、推力コントローラ１２は、レートジャイロ１１で検出された角速度に基づいて、ダクテッドファン３，４の出力を調整し、姿勢制御を行う。
アンプ１３，１４は、推力コントローラ１２が送った推力指令に基づいて、ダクテッドファン３，４の回転速度を検出しながら、ダクテッドファン３，４の回転速度を調整する。 The rate gyro 11 is an example of an angular velocity detection unit, and is installed, for example, ahead of the center of the airframe 2 on the airframe longitudinal axis of the airframe 2. The rate gyro 11 detects the angular velocity of the airframe 2 and sends the detected angular velocity to the thrust controller 12.
The thrust controller 12 adjusts the output of the ducted fans 3 and 4 during flight, and causes the small unmanned aircraft 1 to fly by the thrust generated by the ducted fans 3 and 4. Further, the thrust controller 12 adjusts the outputs of the ducted fans 3 and 4 based on the angular velocity detected by the rate gyro 11 and performs posture control.
The amplifiers 13 and 14 adjust the rotational speed of the ducted fans 3 and 4 while detecting the rotational speed of the ducted fans 3 and 4 based on the thrust command sent by the thrust controller 12.

ダクテッドファン３，４の気流下流側には、ベーン１５，１６が設けられてもよい。ベーン１５，１６は、角度が調整可能であり、推力偏向を行う。
サーボ機構１７，１８は、推力コントローラ１２が送った推力指令に基づいて、ベーン１５，１６の角度を検出しながら、ベーン１５，１６の角度を調整する。 Vanes 15 and 16 may be provided on the downstream side of the ducted fans 3 and 4. The vanes 15 and 16 are adjustable in angle and perform thrust deflection.
The servo mechanisms 17 and 18 adjust the angles of the vanes 15 and 16 while detecting the angles of the vanes 15 and 16 based on the thrust command sent by the thrust controller 12.

帯状部材１９は、例えば図３に示すように、一方向に長く、厚さが薄い部材である。帯状部材１９は、機体２の機体前後軸方向の後端側に取り付けられる。帯状部材１９は、機体２の後端において１点又は２点で接続される。帯状部材１９は、機体２から取り外し可能でもよいし、巻き取り可能でもよい。帯状部材１９は、小型無人航空機１が飛行しているとき、特に低速飛行しているときに機体２のバランスをとる。
帯状部材１９の先端には、発航時に人がハンマー投げの要領で投げ上げやすいように取っ手１９Ａが設けられる。 The strip-shaped member 19 is a member that is long in one direction and thin, for example, as shown in FIG. The belt-like member 19 is attached to the rear end side of the machine body 2 in the longitudinal direction of the machine body. The belt-like member 19 is connected at one point or two points at the rear end of the machine body 2. The belt-like member 19 may be removable from the machine body 2 or may be wound up. The belt-like member 19 balances the airframe 2 when the small unmanned aerial vehicle 1 is flying, particularly when flying at a low speed.
A handle 19A is provided at the front end of the belt-like member 19 so that a person can easily throw it up in a manner of throwing a hammer at the time of departure.

帯状部材取付部２０は、機体２に設けられ、発航時及び低速飛行時に帯状部材１９を機体２の進行方向の後端側に取り付けておく。帯状部材取付部２０は、帯状部材１９を切り離すことができる。または、帯状部材取付部２０は、帯状部材１９を機体２内部に収容できるようにしてもよい。
速度検出部２１は、機体２に設けられ小型無人航空機１の進行方向の速度を検出し、検出した速度を帯状部材制御部２２へ送る。
帯状部材制御部２２は、速度検出部２１で検出された速度に基づいて、帯状部材取付部２０の駆動を制御する。帯状部材制御部２２は、例えば、小型無人航空機１が予め定められた速度を超えたとき、帯状部材取付部２０が帯状部材１９を切り離す、又は帯状部材取付部２０が帯状部材１９を機体２内部に収容するように帯状部材取付部２０を制御する。 The belt-shaped member attaching portion 20 is provided in the airframe 2 and attaches the belt-shaped member 19 to the rear end side in the traveling direction of the airframe 2 at the time of departure and low speed flight. The band-shaped member mounting portion 20 can cut the band-shaped member 19. Alternatively, the belt-shaped member mounting portion 20 may be configured to accommodate the belt-shaped member 19 in the body 2.
The speed detector 21 is provided in the airframe 2 to detect the speed in the traveling direction of the small unmanned aerial vehicle 1 and sends the detected speed to the belt-shaped member controller 22.
The band-shaped member control unit 22 controls the driving of the band-shaped member mounting unit 20 based on the speed detected by the speed detection unit 21. For example, when the small unmanned aerial vehicle 1 exceeds a predetermined speed, the belt-shaped member control unit 22 separates the belt-shaped member 19 from the belt-shaped member mounting portion 20 or the belt-shaped member mounting portion 20 places the belt-shaped member 19 inside the body 2. The strip-shaped member attaching portion 20 is controlled so as to be accommodated in the housing.

引張り力検出部２３は、帯状部材１９が機体２に取り付けられているとき、機体２が帯状部材１９から受ける引張り力を検出する。そして、引張り力検出部２３は、検出した引張り力を推力コントローラ１２へ送る。
推力コントローラ１２は、引張り力検出部２３で検出された引張り力が予め定められた閾値以下となったとき、ダクテッドファン３，４の駆動を開始させる。 The tensile force detection unit 23 detects the tensile force that the machine body 2 receives from the belt-like member 19 when the belt-like member 19 is attached to the machine body 2. Then, the tensile force detector 23 sends the detected tensile force to the thrust controller 12.
The thrust controller 12 starts driving the ducted fans 3 and 4 when the tensile force detected by the tensile force detector 23 is equal to or less than a predetermined threshold.

ローター翼２４は、図６に示すように、機体２の左右側面に設けられており、図５に示すように、機体２の内部に収容可能である。また、ローター翼２４は、機体２の左右側面から機体左右軸方向に伸長する。ローター翼２４は、機体２が機体上下軸周りに回転しているとき、機体２に揚力を発生させる。なお、ローター翼２４は、機体２の左右側面の両方ではなく、左右側面のいずれか一方のみに設けられてもよい。   The rotor blades 24 are provided on the left and right side surfaces of the airframe 2 as shown in FIG. 6 and can be accommodated inside the airframe 2 as shown in FIG. The rotor blades 24 extend from the left and right side surfaces of the airframe 2 in the left-right axial direction of the airframe. The rotor wing 24 generates lift in the airframe 2 when the airframe 2 rotates about the vertical axis of the airframe. Note that the rotor blades 24 may be provided not on both the left and right side surfaces of the airframe 2 but on only one of the left and right side surfaces.

ローター翼駆動部２５は、機体２に設けられ、小型無人航空機１の回収時に、機体２に収容されたローター翼２４を機体２内部から外側に伸長させる。   The rotor wing drive unit 25 is provided in the airframe 2 and extends the rotor wing 24 accommodated in the airframe 2 outward from the airframe 2 when the small unmanned aerial vehicle 1 is collected.

回収信号通信部２６は、外部、例えば地上等の操縦者が操作する制御・通信装置から信号を受ける。小型無人航空機１が回収地点に近づいたとき、回収信号通信部２６は、小型無人航空機１の回収の際の回収動作に関する回収信号を受信する。回収信号通信部２６は、受信した回収信号に基づいて、駆動信号を推力コントローラ１２やローター翼制御部２７へ送る。なお、推力コントローラ１２やローター翼制御部２７への駆動信号の送信は、予めインプットされたプログラムと、ＧＰＳによる位置情報に基づいて、自動的に行われるようにしてもよい。   The collection signal communication unit 26 receives a signal from a control / communication device operated by an operator such as the outside, for example, the ground. When the small unmanned aerial vehicle 1 approaches the recovery point, the recovery signal communication unit 26 receives a recovery signal related to the recovery operation when the small unmanned aircraft 1 is recovered. The recovery signal communication unit 26 sends a drive signal to the thrust controller 12 and the rotor blade control unit 27 based on the received recovery signal. The transmission of the drive signal to the thrust controller 12 and the rotor blade control unit 27 may be automatically performed based on a previously input program and position information by GPS.

推力コントローラ１２は、回収信号通信部２６からの駆動信号に基づいて、左右のダクテッドファン３，４に推力差を生じさせる。例えば、右側のダクテッドファン４の出力を左側のダクテッドファン３よりも大きくする。その結果、右側の排気口１０による推進力が左側の排気口９よりも大きくなり、機体２は、図５及び図６に示すように、機体上下軸を中心にして左回りに回転する。小型無人航空機１の回収時に、このような動作をさせることによって、機体２を回転させて安定化し、進行方向の速度をほぼゼロにして軟着陸させることができる。   The thrust controller 12 generates a thrust difference between the left and right ducted fans 3 and 4 based on the drive signal from the recovery signal communication unit 26. For example, the output of the right ducted fan 4 is made larger than that of the left ducted fan 3. As a result, the propulsive force by the right exhaust port 10 becomes larger than that of the left exhaust port 9, and the airframe 2 rotates counterclockwise around the vertical axis of the airframe as shown in FIGS. By performing such an operation when the small unmanned aerial vehicle 1 is collected, the airframe 2 can be rotated and stabilized, and the speed in the traveling direction can be made substantially zero to make a soft landing.

ローター翼制御部２７は、回収信号に基づいて、ローター翼駆動部２５の駆動を制御する。すなわち、小型無人航空機１が回収地点に近づいたことによって、回収信号を受信したとき、ローター翼２４が機体２内部から外部へ伸長するように、ローター翼駆動部２５を制御する。なお、ローター翼２４は、ローター翼制御部２７の制御によってローター翼駆動部２５が駆動する場合に限られず、機体２の機体上下軸周りの回転による遠心力によって、機械的に機体２の内部から外部へ伸長してもよい。   The rotor blade control unit 27 controls the drive of the rotor blade drive unit 25 based on the recovery signal. That is, when the small unmanned aerial vehicle 1 approaches the collection point and receives a collection signal, the rotor wing drive unit 25 is controlled so that the rotor wing 24 extends from the inside of the fuselage 2 to the outside. The rotor blade 24 is not limited to the case where the rotor blade driving unit 25 is driven by the control of the rotor blade control unit 27, but mechanically from the inside of the body 2 by the centrifugal force due to the rotation of the body 2 around the vertical axis of the body. You may extend outside.

次に、小型無人航空機１の飛行時の姿勢安定化動作について説明する。
小型無人航空機１のピッチ運動、すなわち機体左右軸周りの揺動は、例えば機体２の進行方向後端に設けられた後縁の角度が変化することによって、安定化する。または、ピッチ運動は、例えば、排気口７，８の出口に設けられたベーン１５，１６の角度を変化させ、推力偏向を生じさせることによって、安定化する。 Next, the posture stabilization operation at the time of flight of the small unmanned aerial vehicle 1 will be described.
The pitch motion of the small unmanned aerial vehicle 1, that is, the swing around the left and right axis of the aircraft, is stabilized, for example, by changing the angle of the trailing edge provided at the rear end in the traveling direction of the aircraft 2. Alternatively, the pitch motion is stabilized by, for example, changing the angles of the vanes 15 and 16 provided at the outlets of the exhaust ports 7 and 8 to cause thrust deflection.

小型無人航空機１のロール運動、すなわち機体前後軸周りの揺動は、機体２の底面において進行方向に対して左右に形成された斜面２Ａによる上反角効果によって安定化する。   The roll motion of the small unmanned aerial vehicle 1, that is, the swinging around the longitudinal axis of the aircraft, is stabilized by the dihedral effect by the slope 2 </ b> A formed on the bottom surface of the aircraft 2 to the left and right with respect to the traveling direction.

小型無人航空機１のヨー運動、すなわち機体上下軸周りの揺動は、左右の推力の差分によって、安定化する。機体２の右側と左側で個別に推力が調整されることによって、機体２の左右に推力差を生じさせる。具体的には、（１）機体２のダクト５，６の配置による方法と、（２）検出された角速度に基づいて、ダクテッドファン３，４の出力を調整する方法と、（３）検出された角速度に基づいて、ベーン１５，１６の角度を調整して推力偏向を生じさせる方法がある。   The yaw motion of the small unmanned aerial vehicle 1, that is, the swing around the vertical axis of the aircraft, is stabilized by the difference between the left and right thrusts. A thrust difference is produced on the left and right of the airframe 2 by adjusting the thrust separately on the right and left sides of the airframe 2. Specifically, (1) a method based on the arrangement of the ducts 5 and 6 of the airframe 2, (2) a method of adjusting the output of the ducted fans 3 and 4 based on the detected angular velocity, and (3) the detected There is a method of causing thrust deflection by adjusting the angles of the vanes 15 and 16 based on the angular velocity.

まず、（１）機体２のダクト５，６の配置による方法について説明する。
機体前後軸方向と機体２の進行方向がずれて、機体上下軸周りに角度差が生じている場合、左側給気口７からの空気の流入と、右側給気口８からの空気の流入に差が発生する。 First, (1) a method based on the arrangement of the ducts 5 and 6 of the airframe 2 will be described.
When the longitudinal direction of the machine body 2 and the traveling direction of the machine body 2 are deviated and an angle difference occurs around the vertical axis of the machine body, the inflow of air from the left air supply port 7 and the inflow of air from the right air supply port 8 A difference occurs.

左側給気口７からの空気の流入が大きくなると、右側排気口１０からの流出が大きくなって、右側排気口１０による推力は、左側排気口９による推力よりも大きくなる。その結果、機体２には、機体上下軸方向を中心として左回りのモーメントが発生する。
反対に、右側給気口８からの空気の流入が大きくなると、左側排気口９からの流出が大きくなって、左側排気口９による推力は、右側排気口１０による推力よりも大きくなる。その結果、機体２には、機体上下軸方向を中心として右回りのモーメントが発生する。
左側給気口７と右側給気口８の空気の流入が等しくなると、右側排気口１０と左側排気口９からの流出も等しくなり、右側排気口１０による推力と左側排気口９による推力が釣り合い、機体上下軸方向を中心とするモーメントはゼロになる。 When the inflow of air from the left air supply port 7 increases, the outflow from the right exhaust port 10 increases, and the thrust from the right exhaust port 10 becomes larger than the thrust from the left exhaust port 9. As a result, a counterclockwise moment is generated in the airframe 2 about the vertical axis direction of the airframe.
Conversely, when the inflow of air from the right air supply port 8 increases, the outflow from the left exhaust port 9 increases, and the thrust from the left exhaust port 9 becomes larger than the thrust from the right exhaust port 10. As a result, a clockwise moment is generated in the airframe 2 around the vertical axis direction of the airframe.
When the inflow of air from the left air supply port 7 and the right air supply port 8 becomes equal, the outflow from the right exhaust port 10 and the left exhaust port 9 also becomes equal, and the thrust from the right exhaust port 10 and the thrust from the left exhaust port 9 are balanced. The moment around the vertical axis of the aircraft is zero.

例えば、機体前後軸方向に対して機体２の左側前方が進行方向となって飛行し、機体２の左側前方から気流（相対風）を受けるとき、左側給気口７からの空気の流入が右側給気口８からの空気の流入よりも大きくなって、右側排気口１０からの空気の流出が左側排気口９からの空気の流出よりも大きくなる。その結果、右側排気口１０による推力が、左側排気口９による推力よりも大きくなり、機体２には、機体上下軸方向を中心として左回りのモーメントが発生する。そして、機体２は、機体上下軸方向を中心として左側に回転する。   For example, when the aircraft 2 flies in the direction of travel with respect to the longitudinal direction of the aircraft and the airflow (relative wind) is received from the left front of the aircraft 2, the inflow of air from the left air supply port 7 is on the right It becomes larger than the inflow of air from the air supply port 8, and the outflow of air from the right exhaust port 10 becomes larger than the outflow of air from the left exhaust port 9. As a result, the thrust by the right exhaust port 10 becomes larger than the thrust by the left exhaust port 9, and a counterclockwise moment is generated in the airframe 2 around the vertical axis direction of the airframe. And the body 2 rotates to the left about the body vertical axis direction.

また、反対に、機体前後軸方向に対して機体２の右側前方が進行方向となって飛行し、機体２の右側前方から気流（相対風）を受けるとき、機体２には、機体上下軸方向を中心として右回りのモーメントが発生し、機体２は、機体上下軸方向を中心として右側に回転する。そして、機体前後軸方向と飛行方向が一致したとき、右側排気口１０による推力と左側排気口９による推力が釣り合い、機体上下軸方向を中心とするモーメントはゼロになる。   On the other hand, when the aircraft 2 flies in the traveling direction with respect to the longitudinal direction of the aircraft and the airflow (relative wind) is received from the right front of the aircraft 2, As a result, a clockwise moment is generated, and the body 2 rotates to the right about the body vertical axis direction. When the aircraft longitudinal axis direction and the flight direction coincide with each other, the thrust from the right exhaust port 10 and the thrust from the left exhaust port 9 are balanced, and the moment about the aircraft vertical axis direction becomes zero.

以上より、ダクテッドファン３，４を制御することなく、自然に復元力が働いて、機体前後軸方向と進行方向を一致させることができる。これにより、パッシブな安定化制御が行われる。   As described above, the restoring force naturally works without controlling the ducted fans 3 and 4 so that the front-rear axis direction and the traveling direction can coincide with each other. Thereby, passive stabilization control is performed.

次に、（２）検出された角速度に基づいて、ダクテッドファン３，４の出力を調整する方法について説明する。
機体２の角速度が検出されることによって、機体２の回転方向や回転の速さを検知できる。そこで、機体前後軸方向と進行方向が一致するように、機体２の角速度に応じて左右のダクテッドファン３，４の推力を調整して、左右の推力に差を発生させる。その結果、迅速に機体前後軸方向と進行方向を一致させることができる。以上より、機体２の姿勢制御における復元力の減衰特性を良好化させることができる。すなわち、アクティブな安定化制御が行われる。 Next, (2) a method for adjusting the outputs of the ducted fans 3 and 4 based on the detected angular velocity will be described.
By detecting the angular velocity of the airframe 2, the rotational direction and the rotation speed of the airframe 2 can be detected. Therefore, the thrusts of the left and right ducted fans 3 and 4 are adjusted according to the angular velocity of the body 2 so that the longitudinal direction of the body and the traveling direction coincide with each other, thereby generating a difference between the left and right thrusts. As a result, the aircraft longitudinal axis direction and the traveling direction can be quickly matched. As described above, the damping characteristic of the restoring force in the attitude control of the airframe 2 can be improved. That is, active stabilization control is performed.

次に、（３）検出された角速度に基づいて、ベーンの角度を調整して推力偏向を生じさせる方法について説明する。
機体２の角速度を検出することによって、機体２の回転方向や回転の速さを検知できる。そこで、機体前後軸方向と進行方向が一致するように、機体２の角速度に応じて、左側排気口９及び右側排気口１０からの空気の流出方向を変更させる。その結果、迅速に機体前後軸方向と進行方向を一致させることができる。 Next, (3) a method of adjusting the vane angle based on the detected angular velocity to cause thrust deflection will be described.
By detecting the angular velocity of the machine body 2, the rotation direction and the rotation speed of the machine body 2 can be detected. Therefore, the outflow direction of air from the left exhaust port 9 and the right exhaust port 10 is changed according to the angular velocity of the airframe 2 so that the longitudinal direction of the airframe matches the traveling direction. As a result, the aircraft longitudinal axis direction and the traveling direction can be quickly matched.

次に、小型無人航空機１の低速時における安定化飛行方法について説明する。
小型無人航空機１は、帯状部材１９が機体２の機体前後軸方向の後端側に取り付けられる。帯状部材１９は、機体２の速度が予め定められた閾値Ｖｔｈに到達するまでの低速時に機体２に設置されている。帯状部材１９は、凧の尾のような役割を果たし、機体２が小さな円を描いて旋回したり左右に小刻みに揺れたりするのを防止できる。したがって、小型無人航空機１は、尾翼を有していないが、帯状部材１９によって機体２がバランスを保って、低速時に安定して飛行する。 Next, a stabilized flight method of the small unmanned aerial vehicle 1 at a low speed will be described.
In the small unmanned aerial vehicle 1, the belt-like member 19 is attached to the rear end side in the front-rear axial direction of the airframe 2. The belt-like member 19 is installed in the airframe 2 at a low speed until the speed of the airframe 2 reaches a predetermined threshold value Vth. The belt-like member 19 plays a role like a tail of the eagle and can prevent the airframe 2 from turning around a small circle or swinging from side to side. Therefore, the small unmanned aerial vehicle 1 does not have a tail, but the airframe 2 maintains a balance by the belt-shaped member 19 and stably flies at a low speed.

一方、小型無人航空機１の速度が予め定められた閾値Ｖｔｈ以上となったとき、帯状部材１９は、機体２から切り離されるか、機体２に収容される。これにより、小型無人航空機が高速で飛行している際に、帯状部材１９が飛行の妨げとなることを防止できる。   On the other hand, when the speed of the small unmanned aerial vehicle 1 becomes equal to or higher than a predetermined threshold value Vth, the belt-like member 19 is separated from the airframe 2 or accommodated in the airframe 2. Thereby, when the small unmanned aerial vehicle is flying at high speed, it is possible to prevent the belt-like member 19 from interfering with the flight.

次に、小型無人航空機１の発航方法について説明する。
小型無人航空機１の重量によるが、帯状部材１９の先端、すなわち、機体２に取り付けられた帯状部材１９の機体２側に対して反対側の端部を人が把持して、ハンマー投げの要領で小型無人航空機１を上空に投げ上げてもよい。
これにより、小型無人航空機１の発航の際に、カタパルト等の大規模な装置が不要になる。また、小型無人航空機１が機体２に備える電力を用いて発航する場合に比べて、エネルギーの消費を抑えることができる。 Next, a method for launching the small unmanned aerial vehicle 1 will be described.
Depending on the weight of the small unmanned aerial vehicle 1, a person grasps the tip of the band-shaped member 19, that is, the end opposite to the body 2 side of the band-shaped member 19 attached to the body 2, in the manner of hammer throwing. The small unmanned aerial vehicle 1 may be thrown up to the sky.
This eliminates the need for a large-scale device such as a catapult when the small unmanned aerial vehicle 1 is launched. In addition, energy consumption can be suppressed as compared with the case where the small unmanned aircraft 1 starts using the electric power provided in the airframe 2.

人の手を離れたときにダクテッドファン３，４の駆動を開始させるため、機体２は、帯状部材１９から受ける引張り力を検出している。機体２が帯状部材１９から受ける引張り力が予め定められた閾値Ｆｔｈを超えているときは、ダクテッドファン３，４の駆動を停止しておく。そして、機体２が帯状部材１９から受ける引張り力が予め定められた閾値Ｆｔｈ以下となったとき、ダクテッドファン３，４に駆動を開始させる。   The airframe 2 detects the tensile force received from the belt-like member 19 in order to start the drive of the ducted fans 3, 4 when the human hand leaves. When the tensile force that the machine body 2 receives from the belt-like member 19 exceeds a predetermined threshold value Fth, the drive of the ducted fans 3 and 4 is stopped. Then, when the tensile force that the machine body 2 receives from the belt-shaped member 19 becomes equal to or less than a predetermined threshold value Fth, the ducted fans 3 and 4 are driven.

したがって、帯状部材１９を人が把持して、ハンマー投げの要領で機体２を回転させている間は、ダクテッドファン３，４の駆動を停止している。そして、帯状部材１９が人の手を離れたとき、ダクテッドファン３，４の駆動が開始させる。これにより、機体２を振り回している間は、推力に影響されることなく、小型無人航空機１を安定化させることができる。   Therefore, the driving of the ducted fans 3 and 4 is stopped while the person grips the belt-like member 19 and rotates the airframe 2 in the manner of hammering. When the belt-like member 19 leaves the human hand, the drive of the ducted fans 3 and 4 is started. Thereby, while swinging the airframe 2, the small unmanned aerial vehicle 1 can be stabilized without being influenced by thrust.

次に、小型無人航空機１の回収方法について説明する。
小型無人航空機１を回収する場合、機体２の機体上下軸を中心にして回転させて降下させることによって、安定した状態で小型無人航空機１を軟着陸させる。 Next, a method for collecting the small unmanned aerial vehicle 1 will be described.
When collecting the small unmanned aerial vehicle 1, the small unmanned aerial vehicle 1 is softly landed in a stable state by rotating and lowering the airframe 2 around the vertical axis of the airframe 2.

小型無人航空機１が回収地点近傍に近づいたとき、回収信号に基づいて、左右のダクテッドファン３，４の出力を調整して、左右の推力に差を発生させる。そして、この推力差を維持させることによって、小型無人航空機１における推力が非対称になり、機体２が機体上下軸を中心にして回転する。したがって、低速飛行中に、ダクテッドファン３，４の駆動を調整して、機体２を機体上下軸周りに回転させることによって、安定して機体２を降下させることができる。その結果、機体２を破損させることなく回収できる。   When the small unmanned aerial vehicle 1 approaches the vicinity of the recovery point, the outputs of the left and right ducted fans 3 and 4 are adjusted based on the recovery signal to generate a difference between the left and right thrusts. By maintaining this thrust difference, the thrust in the small unmanned aerial vehicle 1 becomes asymmetric, and the aircraft 2 rotates about the vertical axis of the aircraft. Therefore, the airframe 2 can be stably lowered by adjusting the drive of the ducted fans 3 and 4 and rotating the airframe 2 around the airframe vertical axis during low-speed flight. As a result, the airframe 2 can be recovered without damaging it.

また、小型無人航空機１を回転させて降下させる際に、ローター翼２４を機体２内部から外部へ伸長させてもよい。ローター翼２４は、機体２が機体上下軸周りに回転しているとき、機体２に揚力を発生させることから、オートローテーション効果によって、降下速度を緩めることができる。   Further, when the small unmanned aerial vehicle 1 is rotated and lowered, the rotor wing 24 may be extended from the inside of the fuselage 2 to the outside. The rotor blades 24 generate lift in the airframe 2 when the airframe 2 rotates about the vertical axis of the airframe, so that the descent speed can be reduced by the autorotation effect.

次に、図７を参照して、小型無人航空機１の運用の一例について説明する。
まず、帯状部材１９を機体２に取り付けた状態で、帯状部材１９の先端を人が把持して、ハンマー投げの要領で遠心力を利用して、小型無人航空機１を上空に投げ上げる。人によって振り回されている間は、ダクテッドファン３，４の駆動は停止している。 Next, an example of the operation of the small unmanned aerial vehicle 1 will be described with reference to FIG.
First, with the belt-like member 19 attached to the airframe 2, a person grasps the tip of the belt-like member 19 and throws the small unmanned aerial vehicle 1 into the sky using centrifugal force in the manner of hammer throwing. While being swung by a person, the drive of ducted fans 3 and 4 is stopped.

そして、帯状部材１９が人の手を離れたとき、ダクテッドファン３，４が駆動を開始して、小型無人航空機１は、投げ上げられたときの推力と、ダクテッドファン３，４による推力によって飛行する。低速時は、機体２の機体前後軸の後端に取り付けられた帯状部材１９によって、バランスをとりながら飛行する。   When the belt-like member 19 leaves the human hand, the ducted fans 3 and 4 start to drive, and the small unmanned aircraft 1 flies by the thrust when thrown up and the thrust by the ducted fans 3 and 4. At low speed, the aircraft flies in a balanced manner by a belt-like member 19 attached to the rear end of the longitudinal axis of the aircraft 2.

その後、小型無人航空機１の速度が予め定められた閾値Ｖｔｈ以上となったとき、帯状部材１９は、機体２から切り離されるか、機体２に収容される。小型無人航空機１は、姿勢安定化制御を行いながら、ダクテッドファン３，４による推力によって飛行を継続する。このとき、小型無人航空機１は、課せられたミッションを実行する。   Thereafter, when the speed of the small unmanned aerial vehicle 1 becomes equal to or higher than a predetermined threshold value Vth, the belt-like member 19 is separated from the airframe 2 or accommodated in the airframe 2. The small unmanned aerial vehicle 1 continues to fly with thrust by the ducted fans 3 and 4 while performing posture stabilization control. At this time, the small unmanned aerial vehicle 1 executes the assigned mission.

小型無人航空機１のミッションとしては、自衛隊等の進出先での偵察活動、僻地での警備活動（例えばＰＫＯ）、又は、テロ攻撃や大規模災害によって、重要施設等の警備システム機能が喪失したときの代替となるバックアップなどが挙げられる。   The mission of the small unmanned aerial vehicle 1 is when the security system functions of important facilities, etc. are lost due to reconnaissance activities in the locations where the Self-Defense Forces advance, security operations in remote areas (eg PKO), or terrorist attacks or large-scale disasters. Backups that are alternatives to

小型無人航空機１が帰還するなどして回収地点に近づいたとき、機体２の機体上下軸を中心にして回転させて降下させる。これにより、安定した状態で小型無人航空機１を軟着陸させることができる。   When the small unmanned aerial vehicle 1 returns and approaches a collection point, it is rotated about the vertical axis of the aircraft 2 and lowered. Thereby, the small unmanned aerial vehicle 1 can be softly landed in a stable state.

以上、本実施形態によれば、小型無人航空機１は、持ち運びしやすい形状、重さ等を有しており、かつ、破損しにくい。そして、上述した形状における小型無人航空機１において、左右の推力差を利用することによって、飛行時の安定性を確保することができる。   As described above, according to the present embodiment, the small unmanned aerial vehicle 1 has a shape and a weight that are easy to carry, and is not easily damaged. And in the small unmanned aerial vehicle 1 in the shape mentioned above, the stability at the time of flight can be ensured by utilizing the left and right thrust difference.

また、カタパルトなどの大規模な装置を用いずに、人がハンマー投げの要領で投げ上げることで小型無人航空機１を発航させることができ、小型無人航空機１の取り扱いが容易である。さらに、帯状部材１９を用いることによって、低速飛行時の安定性を確保することができる。   Moreover, the small unmanned aerial vehicle 1 can be launched by a person throwing it up like a hammer throw without using a large-scale device such as a catapult, and the handling of the small unmanned aerial vehicle 1 is easy. Furthermore, the stability at the time of low speed flight can be ensured by using the belt-like member 19.

またさらに、回収の際、回転させながら降下させることによって、小型無人航空機１を安定して軟着陸させることができる。このとき、小型無人航空機１において脚やそりが不要となり、狭い領域で小型無人航空機１を回収でき、かつ、小型無人航空機１の重量を軽減できる。   Furthermore, the small unmanned aerial vehicle 1 can be stably soft-landed by being lowered while rotating during recovery. At this time, no leg or warp is required in the small unmanned aerial vehicle 1, the small unmanned aerial vehicle 1 can be recovered in a narrow area, and the weight of the small unmanned aerial vehicle 1 can be reduced.

また、上記実施形態では、機体２を平面視した形状が、円形である場合について説明したが、本発明はこの例に限定されず、楕円形、長円形又は三角形、四角形等の多角形形状でもよい。図８及び図９には、機体２を平面視した形状が四角形の場合の小型無人航空機を示す。このように、機体２が平面を組み合わせた立体形状を有することによって、小型無人航空機にステルス性を持たせることができる。   In the above embodiment, the case where the shape of the airframe 2 in plan view is circular has been described. However, the present invention is not limited to this example, and may be an elliptical shape, an oval shape, or a polygonal shape such as a triangle or a quadrangle. Good. 8 and 9 show a small unmanned aerial vehicle when the shape of the airframe 2 in plan view is a quadrangle. Thus, when the airframe 2 has a three-dimensional shape in which planes are combined, a small unmanned aircraft can be provided with stealth.

１ 小型無人航空機（無人航空機）
２ 機体
３，４ ダクテッドファン（推力発生部）
５，６ ダクト
７，８ 給気口
９，１０ 排気口
１２ 推力コントローラ（駆動制御部）
1 Small unmanned aerial vehicles (unmanned aerial vehicles)
2 Airframes 3 and 4 Ducted fan (thrust generator)
5, 6 Duct 7, 8 Air supply port 9, 10 Exhaust port 12 Thrust controller (drive control unit)

Claims (6)

平面形状が左右対称の円形、楕円形、長円形又は多角形の機体と、
前記機体に設けられた第１推力発生部及び第２推力発生部と、
右側給気口を前記第１推力発生部につなぎ、前記第１推力発生部を左側排気口へつなぐ第１ダクトと、
左側給気口を前記第２推力発生部につなぎ、前記第２推力発生部を右側排気口へつなぐ第２ダクトと、
を備える無人航空機。 A plane, symmetrical, circular, elliptical, oval or polygonal aircraft,
A first thrust generating unit and a second thrust generating unit provided in the aircraft;
A first duct connecting a right air supply port to the first thrust generating unit, and connecting the first thrust generating unit to a left exhaust port;
A second duct connecting the left air supply port to the second thrust generating unit, and connecting the second thrust generating unit to the right exhaust port;
An unmanned aircraft equipped with. 前記機体に設けられ、角速度を検出する角速度検出部と、
検出された前記角速度に基づいて、前記第１推力発生部及び前記第２推力発生部を制御する制御部と、
を更に備える請求項１に記載の無人航空機。 An angular velocity detector provided on the aircraft for detecting angular velocity;
A control unit for controlling the first thrust generation unit and the second thrust generation unit based on the detected angular velocity;
The unmanned aerial vehicle according to claim 1, further comprising: 前記機体に設けられ、角速度を検出する角速度検出部と、
検出された前記角速度に基づいて、前記排気口からの空気の流出方向を変更させる推力偏向部と、
を更に備える請求項１に記載の無人航空機。 An angular velocity detector provided on the aircraft for detecting angular velocity;
A thrust deflector that changes the outflow direction of air from the exhaust port based on the detected angular velocity;
The unmanned aerial vehicle according to claim 1, further comprising: 平面形状が左右対称の円形、楕円形、長円形又は多角形の機体と、前記機体に設けられた第１推力発生部及び第２推力発生部と、右側給気口を前記第１推力発生部につなぎ、前記第１推力発生部を左側排気口へつなぐ第１ダクトと、左側給気口を前記第２推力発生部につなぎ、前記第２推力発生部を右側排気口へつなぐ第２ダクトとを有する無人航空機の姿勢制御方法であって、
前記左側排気口による推力と前記右側排気口による推力との間に推力差を発生させるステップを備える無人航空機の姿勢制御方法。 Circular, elliptical, oval or polygonal planes of which the plane shape is symmetrical, a first thrust generation unit and a second thrust generation unit provided in the body, and a right-side air inlet serving as the first thrust generation unit A first duct that connects the first thrust generator to the left exhaust port, a second duct that connects the left air supply port to the second thrust generator, and connects the second thrust generator to the right exhaust port; An attitude control method for an unmanned aerial vehicle having:
An attitude control method for an unmanned aerial vehicle including a step of generating a thrust difference between a thrust by the left exhaust port and a thrust by the right exhaust port. 角速度を検出するステップと、
検出された前記角速度に基づいて、前記第１推力発生部及び前記第２推力発生部を制御するステップと、
を更に備える請求項４に記載の無人航空機の姿勢制御方法。 Detecting angular velocity;
Controlling the first thrust generator and the second thrust generator based on the detected angular velocity;
The attitude control method for an unmanned aerial vehicle according to claim 4, further comprising: 角速度を検出するステップと、
検出された前記角速度に基づいて、推力偏向部が前記排気口からの空気の流出方向を変更させるステップと、
を更に備える請求項４に記載の無人航空機の姿勢制御方法。

Detecting angular velocity;
Based on the detected angular velocity, the thrust deflecting unit changes the outflow direction of the air from the exhaust port;
The attitude control method for an unmanned aerial vehicle according to claim 4, further comprising:

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