JP2017132378A

JP2017132378A - Flight device

Info

Publication number: JP2017132378A
Application number: JP2016014386A
Authority: JP
Inventors: 裕康馬場; Hiroyasu Baba; 川崎　宏治; Koji Kawasaki; 宏治川崎; 武典松江; Takenori Matsue
Original assignee: Denso Corp; Soken Inc
Current assignee: Denso Corp; Soken Inc
Priority date: 2016-01-28
Filing date: 2016-01-28
Publication date: 2017-08-03

Abstract

PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a flight device capable of detecting abnormality at an early stage with no need of visual inspection by automation of abnormality detection.SOLUTION: A flight device has load variations between thrusters 14-17 and object surfaces which are detected by load detection parts 26 when thrusts generated by the thrusters 14-17 change. Thus, when thrusts are generated by the thrusters 14-17 to a takeoff direction, loads detected by the load detection parts 26 are reduced. Thereby, abnormality in the thrusters 14-17 is automatically detected on the basis of a relationship between loads of motors 19 driving propellers 18 of the thrusters 14-17 and the load detected by the load detection parts 26.SELECTED DRAWING: Figure 1

Description

本発明は、飛行装置に関する。 The present invention relates to a flying device.

従来、いわゆるドローンと称される飛行装置の普及が進んでいる。このような飛行装置は、推進力を発生する駆動系に異常が生じると、飛行の継続が困難になる。そのため、駆動系の異常を早期に発見することが求められている。例えば、特許文献１では、飛行装置に設けられているカメラを用いて駆動系の異常を発見している。具体的には、特許文献１の場合、飛行装置の駆動系は、撮影用に飛行装置に設けられているカメラで撮影される。撮影された飛行装置の駆動系の画像は、飛行装置を操縦する操縦者が視認可能な表示装置に表示される。操縦者は、この表示装置に表示された画像から駆動系を視覚的に確認する。 Conventionally, so-called drones have been widely used. In such a flight device, if an abnormality occurs in the drive system that generates the propulsive force, it is difficult to continue the flight. Therefore, it is required to detect an abnormality in the drive system at an early stage. For example, in Patent Document 1, a drive system abnormality is discovered using a camera provided in a flying device. Specifically, in the case of Patent Document 1, the drive system of the flying device is photographed by a camera provided in the flying device for photographing. The captured image of the driving system of the flying device is displayed on a display device that can be viewed by the operator who controls the flying device. The operator visually confirms the drive system from the image displayed on the display device.

しかしながら、特許文献１の場合、表示装置に表示された画像を確認するのは操縦者である。そのため、操縦者が表示された画像から駆動系の異常を視認できない場合、飛行装置の異常の発見が遅れるという問題がある。 However, in the case of Patent Document 1, it is the operator who confirms the image displayed on the display device. Therefore, when the driver cannot visually recognize the abnormality of the driving system from the displayed image, there is a problem that discovery of the abnormality of the flying device is delayed.

特開２００２−２２９３２９８号公報JP 2002-2293298 A

そこで、本発明の目的は、異常の発見を自動化することにより、目視を必要とすることなく異常の早期発見が図られる飛行装置を提供することにある。 SUMMARY OF THE INVENTION An object of the present invention is to provide a flying device capable of early detection of abnormality without requiring visual inspection by automating the detection of abnormality.

請求項１記載の発明では、確認手段を備えている。作動取得手段は、スラスタの電源がオンされてから機体ユニットが離陸するまでの間に、スラスタの作動状態を取得する。確認手段は、この離陸前に取得したスラスタの作動状態に基づいて、スラスタが正常に作動しているか否かを確認する。このように、確認手段は、スラスタの作動状態をスラスタから取得することにより、スラスタに生じている異常の有無を自動的に発見する。したがって、目視を必要とすることなくスラスタの異常を早期に発見することができる。 According to the first aspect of the present invention, confirmation means is provided. The operation acquisition means acquires the operation state of the thruster after the power of the thruster is turned on until the airframe unit takes off. The confirming means confirms whether or not the thruster is operating normally based on the operating state of the thruster acquired before takeoff. As described above, the confirmation unit automatically finds whether there is an abnormality occurring in the thruster by acquiring the operating state of the thruster from the thruster. Therefore, the abnormality of the thruster can be detected early without requiring visual inspection.

第１実施形態による飛行装置を正面から見た模式図The schematic diagram which looked at the flight apparatus by 1st Embodiment from the front 図１の矢印ＩＩ方向から見た矢視図Viewed from the direction of arrow II in FIG. 図１の矢印III方向から見た矢視図Viewed from the direction of arrow III in FIG. 第１実施形態による飛行装置の概略的な構成を示すブロック図The block diagram which shows schematic structure of the flying apparatus by 1st Embodiment. 第１実施形態による飛行装置において、モータが正回転しているときの各相の誘起電圧を示す概略図In the flight apparatus by 1st Embodiment, the schematic which shows the induced voltage of each phase when a motor is rotating forward 第１実施形態による飛行装置において、モータが逆回転しているときの各相の誘起電圧を示す概略図In the flight apparatus by 1st Embodiment, the schematic which shows the induced voltage of each phase when a motor is reversely rotating 第２実施形態による飛行装置の概略的な構成を示すブロック図The block diagram which shows schematic structure of the flying apparatus by 2nd Embodiment. 第２実施形態による飛行装置において、プロペラが離陸方向の推進力を発生するときのピッチ角度を示す模式的な断面図Schematic sectional view showing the pitch angle when the propeller generates propulsive force in the takeoff direction in the flying device according to the second embodiment. 第２実施形態による飛行装置において、プロペラが着陸方向の推進力を発生するときのピッチ角度を示す模式的な断面図Schematic cross-sectional view showing the pitch angle when the propeller generates propulsive force in the landing direction in the flying device according to the second embodiment 第２実施形態による飛行装置の飛行前確認において、負荷検出部が検出する負荷の経時的な変化を示す模式図The schematic diagram which shows the time-dependent change of the load which a load detection part detects in the pre-flight confirmation of the flight apparatus by 2nd Embodiment.

以下、飛行装置の複数の実施形態を図面に基づいて説明する。なお、複数の実施形態において実質的に同一の構成部位には同一の符号を付し、説明を省略する。
（第１実施形態）
図１〜図３に示すように、第１実施形態の飛行装置１０は、機体ユニット１１を備えている。機体ユニット１１は、本体１２および腕部１３を備えている。本体１２は、機体ユニット１１の重心位置に設けられている。腕部１３は、この本体１２から外側へ突出している。本実施形態の場合、機体ユニット１１は、本体１２の周方向へ等間隔に４本の腕部１３を備えている。腕部１３の本数は、２本以上であれば、４本に限らず任意に設定することができる。 Hereinafter, a plurality of embodiments of a flying device will be described based on the drawings. Note that, in a plurality of embodiments, substantially the same components are denoted by the same reference numerals, and description thereof is omitted.
(First embodiment)
As shown in FIGS. 1 to 3, the flying device 10 of the first embodiment includes an airframe unit 11. The airframe unit 11 includes a main body 12 and an arm portion 13. The main body 12 is provided at the center of gravity of the body unit 11. The arm portion 13 protrudes outward from the main body 12. In the case of this embodiment, the airframe unit 11 includes four arm portions 13 at equal intervals in the circumferential direction of the main body 12. If the number of the arm parts 13 is two or more, it is not limited to four and can be arbitrarily set.

機体ユニット１１は、スラスタ１４、スラスタ１５、スラスタ１６およびスラスタ１７を備えている。これらスラスタ１４〜スラスタ１７は、いずれも腕部１３の本体１２と反対側の端部に設けられている。これらのスラスタ１４〜スラスタ１７は、いずれもプロペラ１８と、このプロペラ１８を回転駆動するモータ１９とを有している。スラスタ１４〜スラスタ１７は、モータ１９の駆動力によってプロペラ１８が回転することにより推進力を発生する。 The airframe unit 11 includes a thruster 14, a thruster 15, a thruster 16, and a thruster 17. The thrusters 14 to 17 are all provided at the end of the arm 13 opposite to the main body 12. Each of the thrusters 14 to 17 has a propeller 18 and a motor 19 that rotationally drives the propeller 18. The thrusters 14 to 17 generate propulsive force when the propeller 18 is rotated by the driving force of the motor 19.

飛行装置１０は、制御ユニット２０を備えている。制御ユニット２０は、本体１２に収容されている。図４に示すように制御ユニット２０は、演算部２１を有している。演算部２１は、例えばＣＰＵ、ＲＯＭおよびＲＡＭを有するマイクロコンピュータで構成されている。制御ユニット２０は、演算部２１のＲＯＭに記憶されているコンピュータプログラムを実行することにより、飛行制御部２２、作動取得部２３および確認部２４をソフトウェア的に実現している。飛行制御部２２、作動取得部２３および確認部２４は、ソフトウェア的に限らず、ハードウェア的またはソフトウェアとハードウェアとの協働によって実現してもよい。 The flying device 10 includes a control unit 20. The control unit 20 is accommodated in the main body 12. As shown in FIG. 4, the control unit 20 has a calculation unit 21. The calculation unit 21 is configured by a microcomputer having, for example, a CPU, a ROM, and a RAM. The control unit 20 implements the flight control unit 22, the operation acquisition unit 23, and the confirmation unit 24 by software by executing a computer program stored in the ROM of the calculation unit 21. The flight control unit 22, the operation acquisition unit 23, and the confirmation unit 24 are not limited to software, and may be realized by hardware or by cooperation of software and hardware.

飛行制御部２２は、図示しない加速度センサ、角速度センサ、地磁気センサおよび高度センサなどを有しており、これら各センサの出力値、ならびに外部から送信された指令などにしたがってスラスタ１４〜スラスタ１７の出力を制御する。すなわち、飛行制御部２２は、図示しないバッテリからの電力の制御することにより、スラスタ１４〜スラスタ１７を構成しているモータ１９の回転数および回転方向を制御する。これにより、飛行制御部２２は、機体ユニット１１の飛行姿勢や飛行高度をはじめとして機体ユニット１１の各部を制御する。 The flight control unit 22 includes an acceleration sensor, an angular velocity sensor, a geomagnetic sensor, an altitude sensor, and the like (not shown), and outputs of the thrusters 14 to 17 in accordance with output values of these sensors and commands transmitted from the outside. To control. That is, the flight control unit 22 controls the rotation speed and the rotation direction of the motor 19 constituting the thrusters 14 to 17 by controlling electric power from a battery (not shown). Thereby, the flight control unit 22 controls each part of the airframe unit 11 including the flight posture and the flight altitude of the airframe unit 11.

作動取得部２３は、回転数検出部２５および負荷検出部２６に接続している。回転数検出部２５は、スラスタ１４〜スラスタ１７を構成しているプロペラ１８の回転数を検出する。本実施形態の場合、回転数検出部２５は、プロペラ１８を駆動するモータ１９の回転数を検出する。回転数検出部２５は、モータ１９の回転数に限らず、プロペラ１８の回転数を直接検出してもよい。このように、回転数検出部２５は、プロペラ１８の回転数を直接または間接的に検出する。 The operation acquisition unit 23 is connected to the rotation speed detection unit 25 and the load detection unit 26. The rotation speed detection unit 25 detects the rotation speed of the propeller 18 constituting the thrusters 14 to 17. In the case of this embodiment, the rotation speed detection unit 25 detects the rotation speed of the motor 19 that drives the propeller 18. The rotation speed detection unit 25 may directly detect the rotation speed of the propeller 18 as well as the rotation speed of the motor 19. Thus, the rotation speed detection unit 25 detects the rotation speed of the propeller 18 directly or indirectly.

負荷検出部２６は、図１および図３に示すようにスラスタ１４〜スラスタ１７にそれぞれ設けられている。具体的には、負荷検出部２６は、スラスタ１４〜スラスタ１７のヨー軸方向においてプロペラ１８と反対側の端部に設けられている。負荷検出部２６は、図１に示すようにスラスタ１４〜スラスタ１７と対象面３０との間に加わる負荷を検出する。ここで、対象面３０とは、飛行装置１０が離陸前に接している面である。すなわち、対象面３０は、自然界であれば地面であり、構造物であれば床面などのように、飛行装置１０が離陸を開始する面である。 As shown in FIGS. 1 and 3, the load detection unit 26 is provided in each of the thrusters 14 to 17. Specifically, the load detection unit 26 is provided at the end of the thrusters 14 to 17 opposite to the propeller 18 in the yaw axis direction. The load detection unit 26 detects a load applied between the thrusters 14 to 17 and the target surface 30 as shown in FIG. Here, the target surface 30 is a surface with which the flying device 10 is in contact before takeoff. That is, the target surface 30 is a surface where the flying device 10 starts to take off, such as a ground surface in the natural world and a floor surface in the case of a structure.

スラスタ１４〜スラスタ１７のプロペラ１８が回転することによって飛行装置１０が対象面３０から離れる方向、つまり離陸方向の力が発生すると、スラスタ１４〜スラスタ１７と対象面３０との間に加わる負荷は減少する。言い換えると、プロペラ１８の回転が増加して上昇方向の力が発生すると、スラスタ１４〜スラスタ１７の底面側に設けられた負荷検出部２６と対象面３０とが接する力は減少する。負荷検出部２６は、スラスタ１４〜スラスタ１７で発生する推進力の変化にともなって変化するスラスタ１４〜スラスタ１７と対象面３０との間の負荷を検出する。負荷検出部２６は、例えば推進力の変化にともなって変化する力や圧力を電気的に検出するセンサや、推進力の変化にともなって長さが変化するばねの変位を機械的に検出するセンサなど力の変化を検出可能な構成であれば任意に選択することができる。このように、作動取得部２３は、スラスタ１４〜スラスタ１７の電源がオンされた後、飛行装置１０が離陸するまでの間に、スラスタ１４〜スラスタ１７と対象面３０との間で変化する負荷を取得する。 When the propeller 18 of the thrusters 14 to 17 is rotated to generate a force in the direction in which the flying device 10 leaves the target surface 30, that is, a take-off direction, the load applied between the thrusters 14 to 17 and the target surface 30 decreases. To do. In other words, when the rotation of the propeller 18 increases and a force in the upward direction is generated, the force between the load detection unit 26 provided on the bottom surface side of the thrusters 14 to 17 and the target surface 30 decreases. The load detection unit 26 detects a load between the thruster 14 to the thruster 17 and the target surface 30 that changes in accordance with a change in the thrust generated by the thruster 14 to the thruster 17. The load detection unit 26 is, for example, a sensor that electrically detects a force or pressure that changes with a change in propulsive force, or a sensor that mechanically detects a displacement of a spring whose length changes with a change in propulsive force. Any configuration can be selected as long as the change in force can be detected. In this manner, the operation acquisition unit 23 loads the thruster 14 to the thruster 17 and the target surface 30 that are changed between the time when the power of the thruster 14 to the thruster 17 is turned on and before the flying device 10 takes off. To get.

確認部２４は、作動取得部２３で取得したスラスタ１４〜スラスタ１７の作動状態に基づいて、スラスタ１４〜スラスタ１７が正常に作動しているか否かを判断する。具体的には、確認部２４は、作動取得部２３の回転数検出部２５で検出した各モータ１９の回転数と、各負荷検出部２６で検出した負荷の変化に基づいて、スラスタ１４〜スラスタ１７が正常に作動しているか否かを判断する。プロペラ１８の回転数が増加すると、スラスタ１４〜スラスタ１７のプロペラ１８によって発生する力は大きくなる。このとき、プロペラ１８はモータ１９によって駆動されるので、プロペラ１８の回転数とモータ１９の回転数とは相関する。また、このとき、回転数検出部２５は、プロペラ１８の回転数だけでなく、プロペラ１８の回転方向も取得する。図５および図６に示すようにプロペラ１８を駆動するモータ１９は、Ｕ−Ｖ相間、Ｖ−Ｗ相間、Ｗ−Ｕ相間においてそれぞれ誘起電圧が変化する。回転数検出部２５は、この誘起電圧の変化および周期から、プロペラ１８を駆動するモータ１９の回転方向および回転数を検出する。すなわち、回転数検出部２５は、プロペラ１８の回転数および回転方向を、これに相関するモータ１９の誘起電圧から間接的に取得する。 The confirmation unit 24 determines whether the thrusters 14 to 17 are operating normally based on the operating states of the thrusters 14 to 17 acquired by the operation acquisition unit 23. Specifically, the confirmation unit 24 is based on the rotation number of each motor 19 detected by the rotation number detection unit 25 of the operation acquisition unit 23 and the change in load detected by each load detection unit 26. It is determined whether 17 is operating normally. As the rotation speed of the propeller 18 increases, the force generated by the propellers 18 of the thrusters 14 to 17 increases. At this time, since the propeller 18 is driven by the motor 19, the rotation speed of the propeller 18 and the rotation speed of the motor 19 are correlated. At this time, the rotation speed detection unit 25 acquires not only the rotation speed of the propeller 18 but also the rotation direction of the propeller 18. As shown in FIGS. 5 and 6, the induced voltage of the motor 19 that drives the propeller 18 changes between the U-V phase, the V-W phase, and the W-U phase. The rotation speed detection unit 25 detects the rotation direction and rotation speed of the motor 19 that drives the propeller 18 from the change and cycle of the induced voltage. That is, the rotation speed detection unit 25 indirectly acquires the rotation speed and rotation direction of the propeller 18 from the induced voltage of the motor 19 correlated therewith.

ここで、プロペラ１８は、正回転のとき離陸方向の力を発生し、逆回転のとき着陸方向の力を発生する。そして、プロペラ１８の回転数が増加すると、離陸方向または着陸方向へ発生する推進力は大きくなる。プロペラ１８が正回転のときプロペラ１８の回転数が増加して離陸方向への推進力が大きくなると、スラスタ１４〜スラスタ１７の底面と対象面３０との間に加わる負荷は小さくなる。すなわち、正回転でモータ１９の回転数が増加し、プロペラ１８が発生する推進力が大きくなると、スラスタ１４〜スラスタ１７は離陸つまり対象面３０から浮上する方向の力を受ける。そのため、正回転でプロペラ１８の回転数が増加すると、スラスタ１４〜スラスタ１７の底面と対象面３０との間に加わる力、すなわち負荷検出部２６が検出する負荷は減少する。一方、プロペラ１８が逆回転のときプロペラ１８の回転数が増加して着陸方向への推進力が大きくなると、スラスタ１４〜スラスタ１７の底面と対象面３０との間に加わる負荷は大きくなる。すなわち、逆回転でモータ１９の回転数が増加し、プロペラ１８が発生する推進力が大きくなると、スラスタ１４〜スラスタ１７は着陸つまり対象面３０へ押し付けられる方向の力を受ける。そのため、逆回転でプロペラ１８の回転数が増加すると、スラスタ１４〜スラスタ１７の底面と対象面３０との間に加わる力、すなわち負荷検出部２６が検出する負荷は増大する。このように、プロペラ１８を駆動するモータ１９の回転方向および回転数と、負荷検出部２６が検出する負荷との間には相関が生じる。スラスタ１４〜スラスタ１７は、機体ユニット１１の安定した飛行を確保するために、例えば図２に示すように隣り合う相互間で回転方向が逆になるように設定されている。図２に示す矢印は、プロペラ１８の回転方向である。このような回転方向にかかわらず、離陸方向への推進力を発生するプロペラ１８の回転方向は正回転である。 Here, the propeller 18 generates a force in the take-off direction when rotating in the forward direction, and generates a force in the landing direction when rotating in the reverse direction. When the rotation speed of the propeller 18 increases, the propulsive force generated in the take-off direction or the landing direction increases. When the rotation speed of the propeller 18 increases and the propulsive force in the take-off direction increases when the propeller 18 is rotating forward, the load applied between the bottom surfaces of the thrusters 14 to 17 and the target surface 30 decreases. That is, when the rotational speed of the motor 19 is increased in the forward rotation and the propulsive force generated by the propeller 18 is increased, the thrusters 14 to 17 are subjected to takeoff, that is, the force in the direction of rising from the target surface 30. Therefore, when the rotation speed of the propeller 18 increases in the normal rotation, the force applied between the bottom surface of the thruster 14 to the thruster 17 and the target surface 30, that is, the load detected by the load detection unit 26 decreases. On the other hand, when the rotation speed of the propeller 18 increases and the propulsive force in the landing direction increases when the propeller 18 rotates in the reverse direction, the load applied between the bottom surfaces of the thrusters 14 to 17 and the target surface 30 increases. That is, when the rotational speed of the motor 19 increases due to reverse rotation and the propulsive force generated by the propeller 18 increases, the thrusters 14 to 17 receive a force in the direction of landing, that is, pressing against the target surface 30. Therefore, when the rotation speed of the propeller 18 increases due to reverse rotation, the force applied between the bottom surfaces of the thrusters 14 to 17 and the target surface 30, that is, the load detected by the load detection unit 26 increases. Thus, there is a correlation between the rotational direction and the rotational speed of the motor 19 that drives the propeller 18 and the load detected by the load detector 26. The thrusters 14 to 17 are set so that the rotation directions are reversed between adjacent ones as shown in FIG. 2, for example, in order to ensure stable flight of the airframe unit 11. The arrow shown in FIG. 2 is the direction of rotation of the propeller 18. Regardless of the rotation direction, the rotation direction of the propeller 18 that generates the propulsive force in the takeoff direction is a normal rotation.

ところで、プロペラ１８またはこれを駆動するモータ１９に異常が生じているとき、上記のようなプロペラ１８の回転方向および回転数と負荷検出部２６が検出する負荷との間には相関が生じない。すなわち、異常があるとき、正回転のプロペラ１８の回転数が増加しても、離陸方向の推進力が発生せず、負荷検出部２６で検出する負荷の減少は生じにくくなる。また、異常があるとき、逆回転のプロペラ１８の回転数が増加しても、着陸方向の推進力が発生せず、負荷検出部２６で検出する負荷の増加は生じにくくなる。 By the way, when an abnormality occurs in the propeller 18 or the motor 19 that drives the propeller 18, there is no correlation between the rotation direction and the rotation speed of the propeller 18 and the load detected by the load detector 26. That is, when there is an abnormality, even if the rotational speed of the forward propeller 18 is increased, the propulsive force in the takeoff direction is not generated, and the load detected by the load detector 26 is less likely to decrease. In addition, when there is an abnormality, even if the rotational speed of the reverse rotation propeller 18 is increased, no propulsive force in the landing direction is generated, and an increase in the load detected by the load detection unit 26 is less likely to occur.

確認部２４は、上記のようなプロペラ１８の回転方向および回転数と負荷との関係を利用して、スラスタ１４〜スラスタ１７が正常に作動しているか否かを確認する。確認部２４は、プロペラ１８またはモータ１９に異常が生じていると判断したとき、飛行装置１０の操縦者にその旨を報知する。確認部２４による報知は、例えばランプの点滅や異常が生じている旨の表示などによる視覚的な報知、あるいはブザーの鳴動などによる聴覚的な報知など、任意に設定することができる。 The confirmation unit 24 confirms whether or not the thrusters 14 to 17 are operating normally using the relationship between the rotation direction and the rotation speed of the propeller 18 and the load as described above. When it is determined that an abnormality has occurred in the propeller 18 or the motor 19, the confirmation unit 24 notifies the operator of the flying device 10 to that effect. The notification by the confirmation unit 24 can be arbitrarily set, for example, a visual notification by a blinking lamp or a display indicating that an abnormality has occurred, or an audible notification by a buzzer sounding.

上記の第１実施形態による飛行装置１０の飛行前確認の手順について説明する。
この飛行装置１０の飛行前確認は、スラスタ１４〜スラスタ１７の電源がオンされてから離陸するまでに実行される。スラスタ１４〜スラスタ１７の電源がオンされると、各スラスタ１４〜スラスタ１７のモータ１９の電源がオンとなり各プロペラ１８は回転を開始する。ただし、このときプロペラ１８は機体ユニット１１の離陸に十分な推進力を発生していない。そのため、機体ユニット１１は、スラスタ１４〜スラスタ１７に設けられた負荷検出部２６が対象面３０に接地した状態でプロペラ１８の回転が継続される。すなわち、機体ユニット１１のスラスタ１４〜スラスタ１７は、いわゆるアイドリング状態となる。 The pre-flight confirmation procedure of the flying device 10 according to the first embodiment will be described.
This pre-flight confirmation of the flying device 10 is executed from when the power of the thrusters 14 to 17 is turned on to take off. When the power sources of the thrusters 14 to 17 are turned on, the motors 19 of the thrusters 14 to 17 are turned on and the propellers 18 start to rotate. However, at this time, the propeller 18 does not generate sufficient propulsive force for taking off the airframe unit 11. Therefore, in the airframe unit 11, the rotation of the propeller 18 is continued in a state where the load detection unit 26 provided in the thrusters 14 to 17 is in contact with the target surface 30. That is, the thrusters 14 to 17 of the airframe unit 11 are in a so-called idling state.

この後、飛行制御部２２は、上昇制御を実行する。上昇制御では、スラスタ１４〜スラスタ１７は、各プロペラ１８が離陸方向の推力を発生する正回転に駆動される。このときも、プロペラ１８の回転数は、発生する推進力によって機体ユニット１１が離陸しない程度に制御される。作動取得部２３は、スラスタ１４〜スラスタ１７において、順にモータ１９の回転数を増加させながら、負荷検出部２６で負荷を検出する。このとき、作動取得部２３は、スラスタ１４〜スラスタ１７の各モータ１９の回転数を同時に増加させてもよい。作動取得部２３は、機体ユニット１１が離陸しない程度の推進力が発生するように、スラスタ１４〜スラスタ１７の各モータ１９の回転数を増加する。作動取得部２３は、回転数検出部２５でスラスタ１４〜スラスタ１７の各モータ１９の回転方向および回転数をそれぞれ取得し、負荷検出部２６でスラスタ１４〜スラスタ１７と対象面３０との間に加わる負荷をそれぞれ検出する。 Thereafter, the flight control unit 22 performs ascent control. In the ascending control, the thrusters 14 to 17 are driven in the forward rotation in which each propeller 18 generates thrust in the takeoff direction. Also at this time, the rotation speed of the propeller 18 is controlled to such an extent that the airframe unit 11 does not take off due to the generated propulsive force. The operation acquisition unit 23 detects the load by the load detection unit 26 while increasing the rotation speed of the motor 19 in order in the thrusters 14 to 17. At this time, the operation acquisition unit 23 may simultaneously increase the rotation speeds of the motors 19 of the thrusters 14 to 17. The operation acquisition unit 23 increases the rotation speeds of the motors 19 of the thrusters 14 to 17 so that a propulsive force that does not cause the airframe unit 11 to take off is generated. The operation acquisition unit 23 acquires the rotation direction and the rotation speed of each motor 19 of the thruster 14 to the thruster 17 by the rotation speed detection unit 25, and the load detection unit 26 between the thruster 14 to the thruster 17 and the target surface 30. Each applied load is detected.

飛行制御部２２は、上昇制御を実行すると、スラスタ１４〜スラスタ１７を一旦停止した後、下降制御に移行する。下降制御では、スラスタ１４〜スラスタ１７は、各プロペラ１８が着陸方向の推力を発生する逆回転に駆動される。作動取得部２３は、スラスタ１４〜スラスタ１７において、順にモータ１９の回転数を増加させながら、負荷検出部２６で負荷を検出する。このとき、作動取得部２３は、スラスタ１４〜スラスタ１７の各モータ１９の回転数を同時に増加させてもよい。作動取得部２３は、回転数検出部２５でスラスタ１４〜スラスタ１７の回転方向および回転数をそれぞれ取得し、負荷検出部２６でスラスタ１４〜スラスタ１７と対象面３０との間に加わる負荷をそれぞれ検出する。 When the flight control unit 22 executes the ascent control, the flight control unit 22 temporarily stops the thrusters 14 to 17 and then shifts to the descending control. In the descending control, the thrusters 14 to 17 are driven in reverse rotation in which each propeller 18 generates thrust in the landing direction. The operation acquisition unit 23 detects the load by the load detection unit 26 while increasing the rotation speed of the motor 19 in order in the thrusters 14 to 17. At this time, the operation acquisition unit 23 may simultaneously increase the rotation speeds of the motors 19 of the thrusters 14 to 17. The operation acquisition unit 23 acquires the rotation direction and rotation number of the thrusters 14 to 17 with the rotation number detection unit 25, and loads applied between the thruster 14 to thruster 17 and the target surface 30 with the load detection unit 26, respectively. To detect.

このように、作動取得部２３は、上昇制御および下降制御において、スラスタ１４〜スラスタ１７の各モータ１９の回転数を回転数検出部２５で検出し、スラスタ１４〜スラスタ１７と対象面３０との間の負荷を負荷検出部２６で検出する。確認部２４は、これら上昇制御で取得したモータ１９の回転数と負荷との関係、および下降制御で取得したモータ１９の回転数と負荷との関係から、プロペラ１８およびモータ１９が正常に作動しているか否かを確認する。飛行制御部２２は、確認部２４においてプロペラ１８およびモータ１９が正常であると判断されると、機体ユニット１１を離陸させる。一方、飛行制御部２２は、プロペラ１８およびモータ１９が正常でないと判断されると、機体ユニット１１の離陸を中止し、その旨を報知する。 In this way, the operation acquisition unit 23 detects the rotation speed of each motor 19 of the thruster 14 to the thruster 17 by the rotation speed detection unit 25 in the ascent control and the descent control, and the thruster 14 to the thruster 17 and the target surface 30 are detected. The load detection unit 26 detects the load in between. The confirmation unit 24 operates the propeller 18 and the motor 19 normally from the relationship between the rotation speed and the load of the motor 19 acquired by the ascending control and the relationship between the rotation speed and the load of the motor 19 acquired by the descending control. Check if it is. When the confirmation unit 24 determines that the propeller 18 and the motor 19 are normal, the flight control unit 22 takes off the airframe unit 11. On the other hand, when it is determined that the propeller 18 and the motor 19 are not normal, the flight control unit 22 stops the take-off of the airframe unit 11 and notifies that fact.

以上説明した第１実施形態では、確認部２４を備えている。作動取得部２３は、スラスタ１４〜スラスタ１７の電源がオンされてから機体ユニット１１が離陸するまでの間に、スラスタ１４〜スラスタ１７の作動状態を取得する。確認部２４は、この離陸前に取得したスラスタ１４〜スラスタ１７の作動状態に基づいて、スラスタ１４〜スラスタ１７が正常に作動しているか否かを確認する。このように、確認部２４は、スラスタ１４〜スラスタ１７の作動状態をスラスタ１４〜スラスタ１７から取得することにより、スラスタ１４〜スラスタ１７に生じている異常の有無を自動的に発見する。したがって、目視を必要とすることなくスラスタ１４〜スラスタ１７の異常を早期に発見することができる。 In the first embodiment described above, the confirmation unit 24 is provided. The operation acquisition unit 23 acquires the operation state of the thrusters 14 to 17 from the time the power of the thrusters 14 to 17 is turned on until the fuselage unit 11 takes off. The confirmation unit 24 confirms whether or not the thrusters 14 to 17 are operating normally based on the operating states of the thrusters 14 to 17 acquired before takeoff. In this way, the confirmation unit 24 automatically detects the presence or absence of an abnormality occurring in the thrusters 14 to 17 by acquiring the operating states of the thrusters 14 to 17 from the thrusters 14 to 17. Therefore, the abnormality of the thrusters 14 to 17 can be detected at an early stage without requiring visual inspection.

第１実施形態では、確認部２４は、回転数検出部２５で検出したプロペラ１８の回転数、および負荷検出部２６で検出したスラスタ１４〜スラスタ１７と対象面３０との間の負荷からスラスタ１４〜スラスタ１７の正常な作動を確認する。作動が正常なとき、プロペラ１８の回転数が正回転方向で増加すると、負荷検出部２６が検出する負荷は減少する。確認部２４は、このプロペラ１８の回転方向および回転数と負荷との関係からスラスタ１４〜スラスタ１７における異常の有無を確認する。具体的には、確認部２４は、プロペラ１８を駆動するモータ１９の回転数の変化に応じて負荷検出部２６で検出する負荷が相関性をもって変化するとき、プロペラ１８およびモータ１９が正常であると判断する。一方、確認部２４は、プロペラ１８を駆動するモータ１９の回転数が変化しても負荷検出部２６で検出する負荷に所定の変化が生じないとき、プロペラ１８またはモータ１９に異常があると判断する。このように、確認部２４は、プロペラ１８を駆動するモータ１９の回転数および負荷検出部２６で検出した負荷から、自動的にスラスタ１４〜スラスタ１７の異常を発見する。したがって、目視を必要とすることなくスラスタ１４〜スラスタ１７の異常を早期に発見することができる。 In the first embodiment, the confirmation unit 24 determines the thruster 14 based on the rotation number of the propeller 18 detected by the rotation number detection unit 25 and the load between the thrusters 14 to 17 and the target surface 30 detected by the load detection unit 26. -Check the normal operation of the thruster 17. When the operation is normal, when the rotation speed of the propeller 18 increases in the forward rotation direction, the load detected by the load detection unit 26 decreases. The confirmation unit 24 confirms the presence or absence of abnormality in the thrusters 14 to 17 from the relationship between the rotation direction of the propeller 18 and the rotation speed and the load. Specifically, the confirmation unit 24 indicates that the propeller 18 and the motor 19 are normal when the load detected by the load detection unit 26 changes with a correlation in accordance with a change in the rotation speed of the motor 19 that drives the propeller 18. Judge. On the other hand, the confirmation unit 24 determines that there is an abnormality in the propeller 18 or the motor 19 when a predetermined change does not occur in the load detected by the load detection unit 26 even if the rotation speed of the motor 19 that drives the propeller 18 changes. To do. As described above, the confirmation unit 24 automatically finds abnormalities in the thrusters 14 to 17 from the rotation speed of the motor 19 that drives the propeller 18 and the load detected by the load detection unit 26. Therefore, the abnormality of the thrusters 14 to 17 can be detected at an early stage without requiring visual inspection.

（第２実施形態）
第２実施形態による飛行装置１０について説明する。
第２実施形態による飛行装置１０のスラスタ１４〜スラスタ１７は、図７に示すようにプロペラ１８のピッチを変更するピッチ変更部４１をそれぞれ有している。ピッチ変更部４１は、モータ１９で駆動されるプロペラ１８のピッチを図８および図９に示すように変更する。これにより、スラスタ１４〜スラスタ１７は、モータ１９の回転方向すなわちプロペラ１８の回転方向が一定のままであっても、プロペラ１８のピッチが変更されることにより、推進力の発生方向が変化する。また、スラスタ１４〜スラスタ１７は、モータ１９の回転数すなわちプロペラ１８の回転数が一定のままであっても、プロペラ１８のピッチが変更されることにより、発生する推進力が変化する。例えば図８に示すようなプロペラ１８のピッチ角度のとき、プロペラ１８は離陸方向への推進力を発生する。一方、図９に示すようなプロペラ１８のピッチ角度のとき、プロペラ１８は着陸方向への推進力を発生する。 (Second Embodiment)
The flying device 10 according to the second embodiment will be described.
The thrusters 14 to 17 of the flying device 10 according to the second embodiment each have a pitch changing unit 41 that changes the pitch of the propeller 18 as shown in FIG. The pitch changing unit 41 changes the pitch of the propeller 18 driven by the motor 19 as shown in FIGS. Thereby, even if the rotation direction of the motor 19, ie, the rotation direction of the propeller 18, remains constant, the thruster 14 to the thruster 17 change the generation direction of the propulsive force by changing the pitch of the propeller 18. The thrusters 14 to 17 change the propulsive force generated by changing the pitch of the propeller 18 even if the rotation speed of the motor 19, that is, the rotation speed of the propeller 18 remains constant. For example, when the pitch angle of the propeller 18 is as shown in FIG. 8, the propeller 18 generates a propulsive force in the takeoff direction. On the other hand, at the pitch angle of the propeller 18 as shown in FIG. 9, the propeller 18 generates a propulsive force in the landing direction.

上記のようにピッチ変更部４１を備える飛行装置１０の飛行前確認の手順について図１０に基づいて説明する。
この図１０に示す飛行前確認は、スラスタ１４〜スラスタ１７の電源がオンされてから離陸するまでに実行される。図１０におけるＴ０は、スラスタ１４〜スラスタ１７の電源をオンにしたときを示している。このようにＴ０においてスラスタ１４〜スラスタ１７の電源がオンされると、モータ１９の電源がオンとなりプロペラ１８は回転を開始する。ただし、このときプロペラ１８は機体ユニット１１の離陸に十分な推進力を発生していない。すなわち、ピッチ変更部４１は、プロペラ１８を推進力を発生しないピッチ角度に制御する。そのため、機体ユニット１１は、スラスタ１４〜スラスタ１７に設けられた負荷検出部２６が対象面３０に接地した状態でプロペラ１８の回転が継続される。すなわち、機体ユニット１１のスラスタ１４〜スラスタ１７は、いわゆるアイドリング状態となる。 The pre-flight confirmation procedure of the flying device 10 including the pitch changing unit 41 as described above will be described with reference to FIG.
The pre-flight confirmation shown in FIG. 10 is executed from when the power sources of the thrusters 14 to 17 are turned on to take off. T0 in FIG. 10 indicates when the power sources of the thrusters 14 to 17 are turned on. Thus, when the power of the thrusters 14 to 17 is turned on at T0, the power of the motor 19 is turned on and the propeller 18 starts rotating. However, at this time, the propeller 18 does not generate sufficient propulsive force for taking off the airframe unit 11. That is, the pitch changing unit 41 controls the propeller 18 to a pitch angle that does not generate a propulsive force. Therefore, in the airframe unit 11, the rotation of the propeller 18 is continued in a state where the load detection unit 26 provided in the thrusters 14 to 17 is in contact with the target surface 30. That is, the thrusters 14 to 17 of the airframe unit 11 are in a so-called idling state.

飛行制御部２２は、Ｔ１になると、Ｔ２までの間に上昇制御を実行する。上昇制御では、スラスタ１４〜スラスタ１７は、各プロペラ１８が離陸方向のピッチ角度に設定され、各モータ１９の回転数が増加される。作動取得部２３は、このＴ１からＴ２の間において、スラスタ１４〜スラスタ１７において、順にモータ１９の回転数を増加させながら、負荷検出部２６で負荷を検出する。このとき、作動取得部２３は、スラスタ１４〜スラスタ１７の各モータ１９の回転数を同時に増加させてもよい。作動取得部２３は、機体ユニット１１が離陸しない程度の推進力が発生するように、スラスタ１４〜スラスタ１７の各モータ１９の回転数を増加する。作動取得部２３は、回転数検出部２５でスラスタ１４〜スラスタ１７の各モータ１９の回転方向および回転数をそれぞれ取得し、負荷検出部２６でスラスタ１４〜スラスタ１７と対象面３０との間に加わる負荷をそれぞれ検出する。 When the flight control unit 22 reaches T1, the flight control unit 22 performs ascent control until T2. In the ascending control, the thrusters 14 to 17 are set such that each propeller 18 is set to a pitch angle in the take-off direction, and the rotation speed of each motor 19 is increased. The operation acquisition unit 23 detects the load with the load detection unit 26 while increasing the rotation speed of the motor 19 in order in the thrusters 14 to 17 during the period from T1 to T2. At this time, the operation acquisition unit 23 may simultaneously increase the rotation speeds of the motors 19 of the thrusters 14 to 17. The operation acquisition unit 23 increases the rotation speeds of the motors 19 of the thrusters 14 to 17 so that a propulsive force that does not cause the airframe unit 11 to take off is generated. The operation acquisition unit 23 acquires the rotation direction and the rotation speed of each motor 19 of the thruster 14 to the thruster 17 by the rotation speed detection unit 25, and the load detection unit 26 between the thruster 14 to the thruster 17 and the target surface 30. Each applied load is detected.

飛行制御部２２は、Ｔ２になると上昇制御を停止する。これにより、プロペラ１８は推進力を発生しないピッチ角度に制御され、スラスタ１４〜スラスタ１７はＴ０からＴ１の間と同様にアイドリング状態に復帰する。そして、飛行制御部２２は、アイドリング状態に復帰しＴ３になると、Ｔ４までの間に下降制御を実行する。下降制御では、スラスタ１４〜スラスタ１７は、各プロペラ１８が着陸方向のピッチ角度に設定され、回転数が増加される。作動取得部２３は、このＴ３からＴ４の間において、スラスタ１４〜スラスタ１７において、順にモータ１９の回転数を増加させながら、負荷検出部２６で負荷を検出する。このとき、作動取得部２３は、スラスタ１４〜スラスタ１７の各モータ１９の回転数を同時に増加させてもよい。作動取得部２３は、回転数検出部２５でスラスタ１４〜スラスタ１７の各モータ１９の回転方向および回転数をそれぞれ取得し、負荷検出部２６でスラスタ１４〜スラスタ１７と対象面３０との間に加わる負荷をそれぞれ検出する。飛行制御部２２は、Ｔ４になると下降制御を停止する。これにより、プロペラ１８は推進力を発生しないピッチ角度に制御され、スラスタ１４〜スラスタ１７はＴ０からＴ１の間と同様にアイドリング状態に復帰する。 The flight control unit 22 stops the ascent control at T2. As a result, the propeller 18 is controlled to a pitch angle that does not generate propulsive force, and the thrusters 14 to 17 return to the idling state in the same manner as between T0 and T1. Then, when the flight control unit 22 returns to the idling state and reaches T3, the flight control unit 22 performs the descent control until T4. In the descending control, the thrusters 14 to 17 are set such that each propeller 18 is set to a pitch angle in the landing direction, and the rotation speed is increased. The operation acquisition unit 23 detects the load by the load detection unit 26 while increasing the rotation speed of the motor 19 in order in the thrusters 14 to 17 during the period from T3 to T4. At this time, the operation acquisition unit 23 may simultaneously increase the rotation speeds of the motors 19 of the thrusters 14 to 17. The operation acquisition unit 23 acquires the rotation direction and the rotation speed of each motor 19 of the thruster 14 to the thruster 17 by the rotation speed detection unit 25, and the load detection unit 26 between the thruster 14 to the thruster 17 and the target surface 30. Each applied load is detected. The flight control unit 22 stops the descending control at T4. As a result, the propeller 18 is controlled to a pitch angle that does not generate propulsive force, and the thrusters 14 to 17 return to the idling state in the same manner as between T0 and T1.

このように、作動取得部２３は、上昇制御を実行するＴ１〜Ｔ２、および下降制御を実行するＴ３〜Ｔ４において、スラスタ１４〜スラスタ１７の各モータ１９の回転数を回転数検出部２５で検出し、スラスタ１４〜スラスタ１７と対象面３０との間の負荷を負荷検出部２６で検出する。確認部２４は、これらＴ１〜Ｔ２で取得したモータ１９の回転数と負荷との関係、およびＴ３〜Ｔ４で取得したモータ１９の回転数と負荷との関係から、プロペラ１８、モータ１９およびピッチ変更部４１が正常に作動しているか否かを確認する。飛行制御部２２は、確認部２４においてプロペラ１８、モータ１９およびピッチ変更部４１が正常であると判断されると、機体ユニット１１を離陸させる。一方、飛行制御部２２は、プロペラ１８、モータ１９またはピッチ変更部４１が正常でないと判断されると、機体ユニット１１の離陸を中止し、その旨を報知する。 In this way, the operation acquisition unit 23 detects the rotation speed of each motor 19 of the thruster 14 to the thruster 17 by the rotation speed detection unit 25 in T1 to T2 for executing the ascent control and T3 to T4 for executing the descending control. The load detection unit 26 detects the load between the thrusters 14 to 17 and the target surface 30. The confirmation unit 24 changes the propeller 18, the motor 19 and the pitch from the relationship between the rotation speed and the load of the motor 19 acquired at T1 to T2 and the relationship between the rotation speed and the load of the motor 19 acquired at T3 to T4. It is confirmed whether the part 41 is operating normally. When the confirmation unit 24 determines that the propeller 18, the motor 19, and the pitch changing unit 41 are normal, the flight control unit 22 takes off the airframe unit 11. On the other hand, if it is determined that the propeller 18, the motor 19, or the pitch changing unit 41 is not normal, the flight control unit 22 stops the take-off of the airframe unit 11 and notifies that effect.

第２実施形態では、スラスタ１４〜１７は、プロペラ１８のピッチ角度を変更するピッチ変更部４１を有している。そのため、スラスタ１４〜スラスタ１７は、プロペラ１８のピッチ角度を変更することにより、モータ１９の回転方向を変更することなく発生する推進力を離陸方向または着陸方向へ変更する。作動取得部２３は、この一連のピッチ角度の変更にともなうモータ１９の回転速度の変化と負荷検出部２６で検出した負荷との関係から、プロペラ１８、モータ１９およびピッチ変更部４１が正常に作動しているか否かを自動的に発見する。したがって、目視を必要とすることなくスラスタ１４〜スラスタ１７の異常を早期に発見することができる。 In the second embodiment, the thrusters 14 to 17 have a pitch changing unit 41 that changes the pitch angle of the propeller 18. Therefore, the thrusters 14 to 17 change the propulsive force generated without changing the rotation direction of the motor 19 by changing the pitch angle of the propeller 18 to the take-off direction or the landing direction. Based on the relationship between the change in the rotation speed of the motor 19 and the load detected by the load detection unit 26, the operation acquisition unit 23 operates normally with the propeller 18, the motor 19 and the pitch change unit 41. Automatically detect whether or not Therefore, the abnormality of the thrusters 14 to 17 can be detected at an early stage without requiring visual inspection.

以上説明した本発明は、上記実施形態に限定されるものではなく、その要旨を逸脱しない範囲で種々の実施形態に適用可能である。 The present invention described above is not limited to the above-described embodiment, and can be applied to various embodiments without departing from the gist thereof.

図面中、１０は飛行装置、１１は機体ユニット、１４、１５、１６、１７はスラスタ、１８はプロペラ、２３は作動取得部（作動取得手段）、２４は確認部（確認手段）、２５は回転数検出部（回転数検出手段）、２６は負荷検出部（負荷検出手段）、３０は対象面、４１はピッチ変更部（ピッチ変更手段）を示す。 In the drawings, 10 is a flying device, 11 is a fuselage unit, 14, 15, 16, and 17 are thrusters, 18 is a propeller, 23 is an operation acquisition unit (operation acquisition unit), 24 is a confirmation unit (confirmation unit), and 25 is a rotation. A number detection unit (rotation number detection unit), 26 a load detection unit (load detection unit), 30 a target surface, and 41 a pitch change unit (pitch change unit).

Claims

A fuselage unit (11) having a plurality of thrusters (14-17) for generating a propulsive force;
An operation acquisition means (23) for acquiring an operating state of the thrusters (14-17) from when the power of the thrusters (14-17) is turned on until the airframe unit (11) takes off;
Confirmation means (24) for confirming whether or not the thrusters (14-17) are operating normally based on the operating states of the thrusters (14-17) acquired by the operation acquisition means (23);
A flying device comprising:

The plurality of thrusters (14-17) have a rotating propeller (18),
The operation acquisition means (23) includes a rotation speed detection means (25) for detecting the rotation speed of the propeller (18), and a propeller (18) on the opposite side of the thrusters (14-17) in the yaw axis direction. Load detecting means (26) provided at an end for detecting a load applied to the target surface (30) from the thrusters (14-17),
The confirmation means (24) determines the target surface from the rotation speed of the propeller (18) detected by the rotation speed detection means (25) and the thrusters (14-17) detected by the load detection means (26). The flying device according to claim 1, wherein normal operation of the thrusters (14 to 17) is confirmed from a load applied to (30).

When the load detected by the load detection means (26) changes due to the change in the rotation speed of the propeller (18) detected by the rotation speed detection means (25), the confirmation means (24) The flying device according to claim 2, wherein it is determined that .about.17) is normal.

The plurality of thrusters (14-17) have pitch changing means (41) for changing the pitch of the propeller (18),
The said confirmation means (23) judges that the said thrusters (14-17) are normal when the load detected by the said load detection means (26) changes with the change of the pitch of the said propeller (18). The flying device according to 2.