JP2018154307A - Flight body - Google Patents

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Abstract

PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a flight body which increases flight energy efficiency while improving a flight stability performance.SOLUTION: A flight body 1 is constituted of: six rotors 10 arranged via frames 3 in the periphery of a vertical line N passing a payload part 2; a control part capable of controlling each rotary shaft A of the six rotors 10 independently from each other; and inclination change parts 4 capable of changing an inclination angle of the rotary shafts A of the six rotors 10. By allowing the inclination angle of the rotary shafts A of the rotors 10 to change, flight for stabilizing an airframe during flight and flight for increasing flight energy efficiency can be changed according to a flight environment.SELECTED DRAWING: Figure 1

Description

本発明は、複数のロータを備えた飛行体に関する。   The present invention relates to an aircraft including a plurality of rotors.

従来、複数のロータを備えた飛行体として、例えば、特開平２０１６−１３５６５９号公報に記載されるように、６つのロータを備えたマルチロータ機であって、ロータを非平面型に配置したものが知られている。このマルチロータ機は、ロータの回転面が非平面となるようにロータを設けることにより、飛行安定性を向上させようとするものである。すなわち、ロータの回転軸を鉛直方向に対し傾斜させて設けることにより、水平方向の移動の制御をしやすくして、飛行安定性を向上させている。   Conventionally, as a flying object having a plurality of rotors, for example, as described in Japanese Patent Laid-Open No. 2006-135659, a multi-rotor aircraft having six rotors, in which the rotors are arranged in a non-planar type It has been known. This multi-rotor aircraft is intended to improve flight stability by providing a rotor so that the rotation surface of the rotor is non-planar. That is, by providing the rotation axis of the rotor to be inclined with respect to the vertical direction, it is easy to control the movement in the horizontal direction, and flight stability is improved.

特開平２０１６−１３５６５９号公報Japanese Patent Laid-Open No. 2006-135659

上述したマルチロータ機にあっては、飛行安定性が向上するものの、ロータ回転軸を鉛直に向けたマルチロータ機と比べると飛行時におけるエネルギ効率が低下する。ロータ回転軸を傾斜させて飛行安定性を向上させる場合、飛行安定性を向上させると飛行エネルギ効率が低下する。つまり、飛行安定性と飛行エネルギ効率はトレードオフの関係にあり、マルチロータ機においてその両立を図るのは難しい。   In the above-described multi-rotor aircraft, although flight stability is improved, energy efficiency at the time of flight is reduced as compared with a multi-rotor aircraft whose rotor rotation axis is directed vertically. When the flight stability is improved by inclining the rotor rotation axis, the flight energy efficiency is lowered if the flight stability is improved. In other words, flight stability and flight energy efficiency are in a trade-off relationship, and it is difficult to achieve both in a multi-rotor aircraft.

そこで、マルチロータ機のような飛行体において、飛行安定性を向上しつつ飛行エネルギ効率の向上が図れる飛行体の開発が望まれている。   Therefore, it is desired to develop a flying object such as a multi-rotor aircraft that can improve flight energy efficiency while improving flight stability.

そこで、本発明の一態様に係る飛行体は、本体を通る鉛直線の周囲に配置された六つのロータと、六つのロータの回転数をそれぞれ独立して制御可能な制御部と、六つのロータの回転軸の傾斜角度を変更可能な傾斜変更部とを備えて構成される。この飛行体によれば、６つのロータの回転軸の傾斜角度を変更可能な傾斜変更部を備えることにより、飛行時に飛行体を安定させる飛行と飛行エネルギ効率を向上させる飛行を飛行環境に応じて変更することが可能となる。このため、飛行体の飛行安定性と飛行エネルギ効率の向上が図れる。   Therefore, an aircraft according to an aspect of the present invention includes six rotors arranged around a vertical line passing through the main body, a control unit that can independently control the number of rotations of the six rotors, and six rotors. And an inclination changing unit capable of changing the inclination angle of the rotation axis. According to this flying object, by providing the inclination changing unit that can change the inclination angle of the rotation shafts of the six rotors, the flight that stabilizes the flying object during the flight and the flight that improves the flight energy efficiency according to the flight environment. It becomes possible to change. For this reason, the flight stability and flight energy efficiency of the flying object can be improved.

また、この飛行体において、飛行の安定度を算出する飛行安定度算出部をさらに備え、傾斜変更部は飛行安定度算出部により算出された安定度に応じて回転軸を傾斜させてもよい。また、傾斜変更部は、飛行安定度算出部により算出された安定度が予め設定される基準安定度以上でない場合に、安定度に応じて回転軸を傾斜させてもよい。これらの場合、飛行体の飛行の安定度に応じてロータの回転軸を傾斜させるため、必要に応じて飛行の安定度を向上させることができる。   In addition, the flying object may further include a flight stability calculating unit that calculates the stability of the flight, and the inclination changing unit may incline the rotation axis according to the stability calculated by the flight stability calculating unit. Further, the inclination changing unit may incline the rotation axis according to the stability when the stability calculated by the flight stability calculating unit is not equal to or higher than a preset reference stability. In these cases, since the rotation axis of the rotor is inclined according to the flying stability of the flying object, the flying stability can be improved as necessary.

また、この飛行体において、傾斜変更部は、六つのロータの回転軸を全て鉛直線の方向へ向ける通常飛行モードと六つのロータの回転軸を鉛直線に対し交互に反対側へ傾斜させる安定飛行モードとを切り替えて回転軸の傾斜角度を変更可能としてもよい。この場合、ロータの回転軸を通常飛行モードと安定飛行モードに切り替えてロータの回転軸の傾斜角度を変更可能とすることにより、飛行環境に応じてロータの回転軸を傾斜させることができる。このため、飛行環境に応じた飛行が可能となり、飛行体の飛行安定性と飛行エネルギ効率の向上が図れる。   In addition, in this aircraft, the tilt changer is a stable flight in which the normal flight mode in which all the rotation axes of the six rotors are directed in the direction of the vertical line and the rotation axes of the six rotors are alternately inclined to the opposite side with respect to the vertical line. The tilt angle of the rotation axis may be changed by switching between modes. In this case, the rotation axis of the rotor can be tilted according to the flight environment by switching the rotation axis of the rotor between the normal flight mode and the stable flight mode so that the tilt angle of the rotation axis of the rotor can be changed. For this reason, the flight according to the flight environment is possible, and the flight stability and the flight energy efficiency of the flying object can be improved.

また、上述の飛行体において、飛行の安定度を算出する飛行安定度算出部をさらに備え、傾斜変更部は、飛行安定度算出により算出される安定度が予め設定される基準安定度以上である場合に通常飛行モードとして回転軸を全て鉛直線の方向へ向け、飛行安定度算出により算出される安定度が前記基準安定度以上でない場合に安定飛行モードとして回転軸を鉛直線に対し傾斜させてもよい。この場合、飛行体の飛行安定度が低くなった場合に飛行体の飛行安定度を高めるようにロータの傾斜角度が自動的に設定される。従って、飛行体の飛行安定性が低下することを抑制することができる。   Further, the above-described flying object further includes a flight stability calculation unit that calculates the stability of the flight, and the inclination changing unit has a stability calculated by the flight stability calculation equal to or higher than a preset reference stability. When the normal flight mode is set, all the rotation axes are directed in the direction of the vertical line, and when the stability calculated by the flight stability calculation is not higher than the reference stability, the rotation axis is inclined with respect to the vertical line as the stable flight mode. Also good. In this case, the inclination angle of the rotor is automatically set so as to increase the flight stability of the flying object when the flying stability of the flying object becomes low. Therefore, it can suppress that the flight stability of a flying body falls.

本発明によれば、飛行安定性を向上しつつ飛行エネルギ効率の向上が図れる飛行体を提供することができる。   ADVANTAGE OF THE INVENTION According to this invention, the flight body which can aim at the improvement of flight energy efficiency can be provided, improving flight stability.

図１は、本発明の第一実施形態に係る飛行体の概略構成を示す斜視図である。FIG. 1 is a perspective view showing a schematic configuration of an aircraft according to the first embodiment of the present invention. 図２は、図１の飛行体における傾斜変更部の一例を示す図である。FIG. 2 is a diagram illustrating an example of an inclination changing unit in the flying object of FIG. 図３は、図１の飛行体の電気的構成を示す図である。FIG. 3 is a diagram showing an electrical configuration of the flying object of FIG. 図４は、図１の飛行体における飛行制御系のブロック線図である。4 is a block diagram of a flight control system in the aircraft of FIG. 図５は、図１の飛行体の飛行動作を示す図である。FIG. 5 is a diagram showing a flight operation of the flying object of FIG. 図６は、図１の飛行体の飛行動作を示す図である。FIG. 6 is a diagram showing a flight operation of the flying object of FIG. （ａ）〜（ｃ）は、飛行体による狭隘部での飛行状態の一例を示す図である。(A)-(c) is a figure which shows an example of the flight state in the narrow part by a flying body. （ａ）および（ｂ）は、従来の飛行体による接触作業時の飛行状態の一例を示す図である。(A) And (b) is a figure which shows an example of the flight state at the time of the contact operation | work by the conventional flying body. 図９は、本発明の第二実施形態に係る飛行体の飛行制御系のブロック線図である。FIG. 9 is a block diagram of a flight control system for an aircraft according to the second embodiment of the present invention. 図１０は、本発明の第三実施形態に係る飛行体の概略構成を示す斜視図である。FIG. 10 is a perspective view showing a schematic configuration of the flying object according to the third embodiment of the present invention. 図１１は、図１０の飛行体における傾斜変更部を示す図である。FIG. 11 is a diagram showing an inclination changing unit in the flying object of FIG.

以下、本発明の実施形態について、図面を参照しながら説明する。なお、図面の説明において同一要素には同一符号を付し、重複する説明は省略する。以下の説明では、本発明が、無人航空機（Unmanned Aerial Vehicle、以下、ＵＡＶという）に適用される場合について説明する。
（第一実施形態） Hereinafter, embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings. In the description of the drawings, the same elements are denoted by the same reference numerals, and redundant descriptions are omitted. In the following description, the case where the present invention is applied to an unmanned aerial vehicle (hereinafter referred to as UAV) will be described.
(First embodiment)

図１は本発明の第一実施形態に係る飛行体１の斜視図を示し、図２は飛行体１における傾斜変更部４の説明図である。   FIG. 1 is a perspective view of an aircraft 1 according to the first embodiment of the present invention, and FIG. 2 is an explanatory diagram of an inclination changing unit 4 in the aircraft 1.

図１に示されるように、飛行体１は、中央に配置されたペイロード部２、ペイロード部２に対して固定されて外方に延びる六本のフレーム３、フレーム３に取り付けられた傾斜変更部４、および、傾斜変更部４を介してフレーム３に取り付けられた六つのロータ１０を備えている。飛行体１は、六枚のロータ１０を備えるマルチロータ機（回転翼機）である。ＵＡＶである飛行体１は、回転および並進方向の運動を合わせた六自由度での運動成分を独立に発生可能になっている。したがって、飛行体１では、狭隘部での飛行や接触作業を伴う飛行が可能になっている。   As shown in FIG. 1, the flying object 1 includes a payload portion 2 arranged at the center, six frames 3 fixed to the payload portion 2 and extending outward, and an inclination changing portion attached to the frame 3. 4 and six rotors 10 attached to the frame 3 via the inclination changing part 4. The flying object 1 is a multi-rotor aircraft (rotary wing aircraft) including six rotors 10. The aircraft 1 that is a UAV can independently generate a motion component with six degrees of freedom that combines the motion in the rotation and translation directions. Therefore, the flying object 1 can fly in a narrow part or fly with a contact operation.

ペイロード部２は、飛行体１の本体であって、飛行体１の制御部品等を収容可能に構成されている。フレーム３は、ペイロード部２から外方へ延びる棒状の部材である。六つのフレーム３がペイロード部２を中心にそれぞれ放射状に延びるように取り付けられている。フレーム３はロータ１０を配置するための枠体として機能し、一つのフレーム３に対し一つのロータ１０が設置される。なお、このフレーム３は、ペイロード部２と共通する部材によりペイロード部２と一体に構成されていてもよい。   The payload portion 2 is a main body of the flying object 1 and is configured to accommodate control parts of the flying object 1 and the like. The frame 3 is a rod-shaped member that extends outward from the payload portion 2. Six frames 3 are attached so as to extend radially around the payload portion 2. The frame 3 functions as a frame for arranging the rotor 10, and one rotor 10 is installed for one frame 3. The frame 3 may be configured integrally with the payload portion 2 by a member common to the payload portion 2.

ロータ１０は、複数の羽根を有するプロペラである。図１では、三枚の羽根を有するロータ１０が図示されているが、二枚又は四枚以上の羽根を有するロータを用いてもよい。ロータ１０は、ペイロード部２を通る鉛直線Ｎの周囲にそれぞれ配置されており、傾斜変更部４を介してフレーム３に取り付けられている。ロータ１０は、回転軸Ａを上下方向に向けて設置され、傾斜変更部４の作動により回転軸Ａを鉛直方向に対し傾斜可能に設けられている。   The rotor 10 is a propeller having a plurality of blades. In FIG. 1, a rotor 10 having three blades is shown, but a rotor having two or four or more blades may be used. The rotor 10 is disposed around a vertical line N passing through the payload portion 2, and is attached to the frame 3 via the inclination changing portion 4. The rotor 10 is installed with the rotation axis A directed in the vertical direction, and is provided so that the rotation axis A can be inclined with respect to the vertical direction by the operation of the inclination changing unit 4.

六つのロータ１０は、例えば、同一平面上の位置であって、飛行体１を上方から見て正六角形の角位置にそれぞれ配置される。なお、六つのロータ１０は、必ずしも正六角形の角位置に配置される必要性はなく、対向する一対の辺（平行な二辺）のみが長い六角形の角位置に配置されてもよい。また、六つのロータ１０は、必ずしも同一平面上に配置されなくてもよく、上下方向にオフセットされていてもよい。六つのロータ１０が所定の水平方向線に関して対称性を有するように配置されると、制御系がシンプルになり、設計および実装が容易である。   For example, the six rotors 10 are arranged on the same plane at angular positions of regular hexagons when the flying object 1 is viewed from above. The six rotors 10 are not necessarily arranged at regular hexagonal angular positions, and only a pair of opposing sides (two parallel sides) may be arranged at long hexagonal angular positions. Further, the six rotors 10 do not necessarily have to be arranged on the same plane, and may be offset in the vertical direction. When the six rotors 10 are arranged so as to have symmetry with respect to a predetermined horizontal line, the control system becomes simple, and design and mounting are easy.

ロータ１０は、例えば、ロータ支持部１１に収容されたモータ１２の回転軸に取り付けられ、モータ１２の回転駆動によって回転制御できるように設けられている。ロータ支持部１１は、筒状部材により構成され、その基端はフレーム３に対し回動可能に軸着されている。   For example, the rotor 10 is attached to a rotation shaft of a motor 12 accommodated in the rotor support 11 and is provided so that the rotation can be controlled by the rotation drive of the motor 12. The rotor support portion 11 is formed of a cylindrical member, and the base end thereof is pivotally attached to the frame 3 so as to be rotatable.

図２に示されるように、傾斜変更部４は、ロータ１０の回転軸Ａの傾斜角度を変更する機構であって、回転機構４１を備えて構成される。回転機構４１としては、例えば、歯車列が用いられる。回転機構４１は、モータ４２の回転力をロータ支持部１１の基端に伝達し、ロータ支持部１１と共にロータ１０の回転軸Ａを傾斜させる。回転軸Ａは、ロータ１０の回転中心の軸線である。傾斜変更部４は、鉛直線Ｎに対し垂直な方向であって、かつ、フレーム３の長手方向に対し垂直な方向となる軸線Ｂを中心に、ロータ１０の回転軸Ａを回転させて傾斜させる。なお、図２では傾斜変更部４として歯車列を用いたものを示しているが、ロータ１０の回転軸Ａを傾斜可能であれば、傾斜変更部４はその他の回転機構を用いたものであってもよい。   As shown in FIG. 2, the inclination changing unit 4 is a mechanism that changes the inclination angle of the rotation axis A of the rotor 10, and includes a rotation mechanism 41. As the rotation mechanism 41, for example, a gear train is used. The rotation mechanism 41 transmits the rotational force of the motor 42 to the base end of the rotor support portion 11 and tilts the rotation axis A of the rotor 10 together with the rotor support portion 11. The rotation axis A is an axis of the rotation center of the rotor 10. The tilt changing unit 4 rotates and tilts the rotation axis A of the rotor 10 about an axis B that is perpendicular to the vertical line N and is perpendicular to the longitudinal direction of the frame 3. . In FIG. 2, a gear train is used as the tilt changing unit 4. However, if the rotation axis A of the rotor 10 can be tilted, the tilt changing unit 4 uses another rotating mechanism. May be.

図３は、飛行体１の電気的構成の概要を示す図である。   FIG. 3 is a diagram showing an outline of the electrical configuration of the flying object 1.

図３に示されるように、飛行体１は、飛行体１の各部を制御するための制御部２０、飛行体１の各部を駆動するための電源であるバッテリ２１、各部に電源を供給するための電源基板２２、センサ類２３、モータ１２を駆動するためのモータアンプ２８、受信部２９、および、モータ４２を備えている。   As shown in FIG. 3, the flying object 1 is a control unit 20 for controlling each part of the flying object 1, a battery 21 that is a power source for driving each part of the flying object 1, and for supplying power to each part. Power supply board 22, sensors 23, motor amplifier 28 for driving motor 12, receiving unit 29, and motor 42.

制御部２０は、たとえばＣＰＵ（Central Processing Unit）、ＲＯＭ(Read Only Memory）、およびＲＡＭ(Random Access Memory）等のハードウェアと、ＲＯＭに記憶されたプログラム等のソフトウェアとにより構成されたコンピュータである。制御部２０は、飛行制御器２０１（フライトコントローラ：図４参照）として機能し、受信部２９で受信した指令を受け、飛行体１の現在の位置および姿勢に基づいて、所定（目標）の位置、姿勢または動作にて飛行体１を飛行させるよう、モータアンプ２８を介してモータ１２に駆動信号を出力する。制御部２０は、各ロータ１０の回転数をそれぞれ独立して制御可能となっている。また、制御部２０は、ロータ傾斜制御器２０２（図４参照）として機能し、受信部２９で受信した安定指令を受け、ロータ１０の回転軸Ａを傾斜させるように、モータ４２に駆動信号を出力する。なお、図３において、実線は電源系統を示し、破線は通信系統（制御系統）を示している。   The control unit 20 is a computer configured by hardware such as a CPU (Central Processing Unit), a ROM (Read Only Memory), and a RAM (Random Access Memory), and software such as a program stored in the ROM. . The control unit 20 functions as a flight controller 201 (flight controller: see FIG. 4), receives a command received by the receiving unit 29, and based on the current position and posture of the flying object 1, a predetermined (target) position Then, a drive signal is output to the motor 12 via the motor amplifier 28 so that the flying object 1 flies in the posture or operation. The control unit 20 can control the rotation speed of each rotor 10 independently. Further, the control unit 20 functions as a rotor tilt controller 202 (see FIG. 4), receives a stability command received by the receiving unit 29, and sends a drive signal to the motor 42 so as to tilt the rotation axis A of the rotor 10. Output. In FIG. 3, a solid line indicates a power supply system, and a broken line indicates a communication system (control system).

制御部２０は、受信部２９と接続されており、送信機（図示なし）から送信された飛行指令及び安定指令に基づいてモータ１２及びモータ４２の駆動制御を行う。受信部２９は、たとえば地上で操作される送信機と無線で通信可能になっている。モータアンプ２８は、制御部２０からの制御信号を受けてモータ１２に電流を供給し、モータ１２を制御信号に応じた回転数及び回転方向で回転させる。   The control unit 20 is connected to the reception unit 29 and performs drive control of the motor 12 and the motor 42 based on a flight command and a stability command transmitted from a transmitter (not shown). The receiving unit 29 can communicate wirelessly with a transmitter operated on the ground, for example. The motor amplifier 28 receives a control signal from the control unit 20, supplies current to the motor 12, and rotates the motor 12 at a rotation speed and a rotation direction according to the control signal.

センサ類２３は、飛行体１の位置および姿勢などを推定するための機器であり、たとえば、ジャイロセンサ２４、ＧＰＳ（Global Positioning System）２５および気圧センサ２６を備えている。これらのセンサ類２３は、測定結果を示すデータを制御部２０に出力する。制御部２０は、センサ類２３から出力されたセンサデータに基づき、たとえば適当な推定アルゴリズム等を用いて、飛行体１の現在の位置および姿勢を推定する。   The sensors 23 are devices for estimating the position and orientation of the flying object 1, and include, for example, a gyro sensor 24, a GPS (Global Positioning System) 25, and an atmospheric pressure sensor 26. These sensors 23 output data indicating the measurement result to the control unit 20. Based on the sensor data output from the sensors 23, the control unit 20 estimates the current position and orientation of the flying object 1 using, for example, an appropriate estimation algorithm.

制御部２０には、モータ４２が接続されている。モータ４２は、ロータ１０の回転軸Ａを傾斜させるアクチュエータであり、ロータ１０の設置数に合わせて六つ設けられている。モータ４２は、受信部２９で受信した指令に応じて制御部２０から出力される制御信号に基づいて駆動制御される。モータ４２の駆動によりロータ１０の回転軸Ａが傾斜する。   A motor 42 is connected to the control unit 20. The motors 42 are actuators that incline the rotation axis A of the rotor 10, and six motors 42 are provided according to the number of rotors 10 installed. The motor 42 is driven and controlled based on a control signal output from the control unit 20 in accordance with a command received by the receiving unit 29. The rotation axis A of the rotor 10 is tilted by driving the motor 42.

上記した機器の他にも、ペイロード部２には、たとえばカメラやロボットアーム等の追加機器が搭載され得る。ペイロード部２に搭載される機器は、飛行体１に求められる飛行や作業に応じて、適宜変更され得る。ペイロード部２に搭載される機器の位置および重量によって、ペイロード部２の重量および重心の位置は変化し得る。飛行体１では、ペイロード部２の重量および重心の位置を考慮して、ロータ１０が回転制御される。   In addition to the above-described devices, the payload unit 2 can be equipped with additional devices such as a camera and a robot arm. The device mounted on the payload unit 2 can be appropriately changed according to the flight and work required for the flying object 1. Depending on the position and weight of the device mounted on the payload section 2, the weight of the payload section 2 and the position of the center of gravity can change. In the flying object 1, the rotor 10 is rotationally controlled in consideration of the weight of the payload portion 2 and the position of the center of gravity.

次に、本実施形態に係る飛行体１の飛行動作について説明する。   Next, the flight operation of the aircraft 1 according to the present embodiment will be described.

図４は飛行体１における飛行制御系のブロック線図であり、図５、６は飛行体１を上方から見た際のロータ１０の傾斜状態を示す図である。図７、８は飛行体１の安定飛行モードにおける飛行安定度の説明図である。   FIG. 4 is a block diagram of a flight control system in the flying object 1, and FIGS. 5 and 6 are views showing an inclined state of the rotor 10 when the flying object 1 is viewed from above. 7 and 8 are explanatory diagrams of the flight stability of the flying object 1 in the stable flight mode.

図４に示すように、受信部２９で受信した飛行指令信号は、飛行制御器２０１に入力される。飛行制御器２０１は、飛行指令信号に応じてモータ１２に対し駆動信号を出力する。飛行指令信号は、飛行体１のホバリング、上昇、下降、前後移動、横移動、旋回など飛行に関する指令信号である。この飛行指令信号に応じてモータ１２が駆動されロータ１０が回転制御されることにより、飛行体１が飛行指令信号に応じて飛行する。   As shown in FIG. 4, the flight command signal received by the receiving unit 29 is input to the flight controller 201. The flight controller 201 outputs a drive signal to the motor 12 in response to the flight command signal. The flight command signal is a command signal related to flight such as hovering, ascending, descending, forward / backward movement, lateral movement, and turning of the flying object 1. When the motor 12 is driven in accordance with the flight command signal and the rotor 10 is rotationally controlled, the flying object 1 flies in accordance with the flight command signal.

受信部２９で受信した安定指令信号は、ロータ傾斜制御器２０２に入力される。ロータ傾斜制御器２０２は、安定指令信号に応じてモータ４２に対し駆動信号を出力すると共に、飛行制御器２０１に駆動信号を出力する。安定指令信号は、飛行体１を安定して飛行させる指令信号である。この安定指令信号に応じてモータ４２が駆動されてロータ１０の回転軸Ａが傾斜することにより、飛行体１の飛行安定度が向上する。また、安定指令信号が飛行制御器２０１に入力されることにより、モータ１２の回転制御に補正が加えられ、ロータ１０の回転軸Ａの傾斜した際のロータ１０の回転数が調整され、飛行指令信号に応じた飛行体１の飛行が行われる。   The stability command signal received by the receiving unit 29 is input to the rotor tilt controller 202. The rotor inclination controller 202 outputs a drive signal to the motor 42 in accordance with the stability command signal and also outputs a drive signal to the flight controller 201. The stability command signal is a command signal that causes the flying object 1 to fly stably. In response to the stability command signal, the motor 42 is driven and the rotation axis A of the rotor 10 is inclined, so that the flight stability of the flying object 1 is improved. Further, when the stability command signal is input to the flight controller 201, the rotation control of the motor 12 is corrected, and the rotation speed of the rotor 10 when the rotation axis A of the rotor 10 is tilted is adjusted. Flight of the air vehicle 1 is performed according to the signal.

ロータ傾斜制御器２０２に安定指令信号が入力されない場合には、図５に示すように、六つのロータ１０の回転軸Ａが全て鉛直線Ｎの方向に向けられており、飛行体１は通常飛行モードで飛行する。通常飛行モードでは、ロータ１０の回転力のほとんどが飛行体１の浮上に費やされるため、エネルギ効率のよい飛行が可能となる。ロータ１０は、例えば、上方から見て時計回りと反時計回りが交互となるように回転制御される。通常飛行モードにおいて、ロータ１０の回転軸Ａの向きは、鉛直線Ｎとほぼ同じ方向としてもよい。   When no stability command signal is input to the rotor tilt controller 202, the rotational axes A of the six rotors 10 are all directed in the direction of the vertical line N as shown in FIG. Fly in mode. In the normal flight mode, most of the rotational force of the rotor 10 is spent on the flying of the flying object 1, so that energy efficient flight is possible. For example, the rotor 10 is controlled to rotate clockwise and counterclockwise as viewed from above. In the normal flight mode, the direction of the rotation axis A of the rotor 10 may be substantially the same as the vertical line N.

ロータ傾斜制御器２０２に安定指令信号が入力された場合には、図６に示すように、六つのロータ１０の回転軸Ａが鉛直線Ｎに対し交互に反対側へ傾斜させられ、飛行体１は安定飛行モードで飛行する。つまり、ロータ１０の回転軸Ａは、内向きと外向きが交互となるように傾斜される。ロータ１０の回転軸Ａの傾斜角度は、鋭角とされる。安定飛行モードでは、ロータ１０の回転軸Ａの傾斜により飛行体１に水平方向の移動力が生ずるため、飛行体１の姿勢をほとんど変えることなくホバリングの状態で水平方向へ（前後方向又は横方向へ）の移動が可能となり、飛行体１における運動の自由度が向上する。   When a stability command signal is input to the rotor tilt controller 202, the rotation axes A of the six rotors 10 are alternately tilted to the opposite side with respect to the vertical line N as shown in FIG. Will fly in stable flight mode. That is, the rotation axis A of the rotor 10 is inclined so that the inward and outward directions are alternated. The inclination angle of the rotation axis A of the rotor 10 is an acute angle. In the stable flight mode, since the moving force in the horizontal direction is generated in the flying object 1 due to the inclination of the rotation axis A of the rotor 10, the flying object 1 is moved in the horizontal direction in the hovering state (front-rear direction or lateral direction) without changing the attitude of the flying object 1 almost. The movement degree in the flying object 1 is improved.

飛行体１を通常飛行モードで飛行させる場合には、飛行体１の運動は４自由度（鉛直方向の加速度と、ロール、ピッチおよびヨー方向の角加速度）であり、運動の自由度が少なく、所望の位置および姿勢を実現するのが困難な場合がある。例えば、狭隘部において水平状態で飛行している際、突風によって飛行体が流されそうになった場合、姿勢を維持するために姿勢を変化させる必要がある。姿勢変化の結果、飛行体が構造物に衝突するおそれがある。また、飛行体１を飛行させて接触作業を行う際、ツールを対象に接触させるために飛行体１を対象に近づけると、接触に伴って生じる反力により飛行体１の姿勢運動が拘束されるおそれがあり、その結果、飛行体１の制御が困難になる場合がある。   When flying the flying object 1 in the normal flight mode, the flying object 1 has four degrees of freedom (vertical acceleration and roll, pitch and yaw angular acceleration), and has a small degree of freedom of movement. It may be difficult to achieve the desired position and orientation. For example, when flying in a narrow state in a horizontal state, if the flying object is likely to be swept away by a gust of wind, it is necessary to change the posture in order to maintain the posture. As a result of the attitude change, the flying object may collide with the structure. Further, when performing the contact work by flying the flying object 1, if the flying object 1 is brought close to the object in order to bring the tool into contact with the object, the posture motion of the flying object 1 is restrained by the reaction force generated by the contact. As a result, the control of the flying object 1 may be difficult.

これに対し、安定飛行モードでは、狭隘部において水平状態で飛行している際（図７（ａ）参照）、突風によって飛行体１が流されそうになった場合でも（図７（ｂ）参照）、姿勢を維持するために姿勢を変化させる必要はない。姿勢を維持できるため、飛行体１が構造物に衝突することが防止される（図７（ｃ）参照）。さらには、飛行体１を飛行させて接触作業を行う際、ツール４０を対象に接触させるために飛行体１を対象に近づけた場合でも（図８（ａ）参照）、接触に伴って生じる反力に応じて、飛行体１の姿勢が維持されるように調整することができる（図８（ｂ）参照）。特に、ツール４０として超音波センサなどを用い、橋梁、トンネルなどの構造物の点検を行う場合に有効である。なお、図７、図８において、図の上から下の方向が重力方向となっている。   On the other hand, in the stable flight mode, when the flying object 1 is about to be swept away by a gust of wind (see FIG. 7A) when flying in a narrow state in a narrow part (see FIG. 7B) (see FIG. 7B). ), It is not necessary to change the posture in order to maintain the posture. Since the attitude can be maintained, the flying object 1 is prevented from colliding with the structure (see FIG. 7C). Further, when performing the contact work by flying the flying object 1, even when the flying object 1 is brought close to the object in order to bring the tool 40 into contact with the object (see FIG. 8A), the reaction caused by the contact is caused. It can be adjusted according to the force so that the attitude of the flying object 1 is maintained (see FIG. 8B). This is particularly effective when an ultrasonic sensor or the like is used as the tool 40 to inspect a structure such as a bridge or a tunnel. 7 and 8, the direction from the top to the bottom of the figure is the direction of gravity.

以上説明したように、本実施形態に係る飛行体１によれば、六つのロータ１０の回転軸Ａの傾斜角度を変更可能な傾斜変更部４を備えることにより、飛行時に飛行体１を安定させる飛行と飛行エネルギ効率を向上させる飛行を飛行環境に応じて変更することが可能となる。このため、飛行体１の飛行安定性と飛行エネルギ効率の向上が図れる。   As described above, according to the flying object 1 according to the present embodiment, the flying object 1 is stabilized at the time of flight by including the inclination changing unit 4 that can change the inclination angle of the rotation axis A of the six rotors 10. It is possible to change the flight and the flight that improves the flight energy efficiency according to the flight environment. For this reason, the flight stability and the flight energy efficiency of the flying object 1 can be improved.

また、ロータ１０の回転軸Ａを通常飛行モードと安定飛行モードに切り替えてロータ１０の回転軸Ａの傾斜角度を変更可能とすることにより、飛行環境に応じてロータ１０の回転軸Ａを傾斜させることができる。このため、飛行環境に応じた飛行が可能となり、必要に応じて安定飛行モードとすることよって飛行エネルギの損失を抑制しつつ、飛行体１の飛行安定性を実現できる。従って、飛行体１の飛行安定性の向上と飛行エネルギ効率の向上の両立が図れる。   In addition, the rotation axis A of the rotor 10 can be changed according to the flight environment by changing the inclination angle of the rotation axis A of the rotor 10 by switching the rotation axis A of the rotor 10 between the normal flight mode and the stable flight mode. be able to. For this reason, the flight according to the flight environment is possible, and the flight stability of the flying object 1 can be realized while suppressing the loss of flight energy by setting the stable flight mode as necessary. Therefore, it is possible to improve both the flight stability of the flying object 1 and the flight energy efficiency.

また、飛行体１において、飛行のモードを変更するだけで通常飛行モードと安定飛行モードに切り替えることができ、ロータ１０の回転軸Ａの傾斜角度を適宜操作する必要がない。このため、飛行体１の操作が容易となる。
（第二実施形態） Further, the aircraft 1 can be switched between the normal flight mode and the stable flight mode only by changing the flight mode, and it is not necessary to appropriately operate the inclination angle of the rotation axis A of the rotor 10. For this reason, operation of the flying object 1 becomes easy.
(Second embodiment)

次に、本発明の第二実施形態に係る飛行体１ａついて説明する。   Next, the aircraft 1a according to the second embodiment of the present invention will be described.

上述した第一実施形態に係る飛行体１では飛行体１が安定指令を受けて安定飛行モードで飛行するものであったが、本実施形態に係る飛行体１ａは、飛行体１ａの飛行安定度に応じて自動的に通常飛行モードから安定飛行モードに切り替える点で、第一実施形態に係る飛行体１と異なっている。本実施形態に係る飛行体１ａのハードウェア構成及び電気的構成は、図１〜３に示す第一実施形態に係る飛行体１とほぼ同様なものが用いられる。   In the flying object 1 according to the first embodiment described above, the flying object 1 receives the stability command and flies in the stable flight mode. However, the flying object 1a according to the present embodiment is the flight stability of the flying object 1a. This is different from the aircraft 1 according to the first embodiment in that the normal flight mode is automatically switched to the stable flight mode in response to the above. The hardware configuration and electrical configuration of the flying object 1a according to the present embodiment are substantially the same as those of the flying object 1 according to the first embodiment shown in FIGS.

図９は、飛行体１ａにおける飛行制御系のブロック線図である。   FIG. 9 is a block diagram of a flight control system in the flying object 1a.

図９に示すように、受信部２９で受信した飛行指令信号は、飛行制御器２０１に入力される。飛行制御器２０１は、飛行指令信号に応じてモータ１２に対し駆動信号を出力する。飛行指令信号は、飛行体１の上昇、下降、前後移動、横移動、旋回など飛行に関する指令信号である。この飛行指令信号に応じてモータ１２が駆動されてロータ１０が回転制御されることにより、飛行体１が飛行指令信号に応じて飛行する。   As shown in FIG. 9, the flight command signal received by the receiving unit 29 is input to the flight controller 201. The flight controller 201 outputs a drive signal to the motor 12 in response to the flight command signal. The flight command signal is a command signal related to flight such as ascending, descending, back-and-forth movement, lateral movement, and turning of the flying object 1. When the motor 12 is driven according to the flight command signal and the rotor 10 is rotationally controlled, the flying object 1 flies according to the flight command signal.

ジャイロセンサ２４で検出された検出信号は、飛行安定度算出部２０３に入力される。飛行安定度算出部２０３は、制御部２０に設けられ、検出信号に基づいて飛行体１ａの飛行安定度を算出すると共に、算出される飛行安定度が予め設定される基準安定度以上であるか否かを判定する。   The detection signal detected by the gyro sensor 24 is input to the flight stability calculation unit 203. The flight stability calculation unit 203 is provided in the control unit 20, calculates the flight stability of the aircraft 1a based on the detection signal, and whether the calculated flight stability is equal to or higher than a preset reference stability. Determine whether or not.

飛行安定度算出部２０３は、飛行体１ａの飛行安定度が基準安定度以上であると判定した場合にはロータ傾斜制御器２０２に通常飛行指令信号を出力する。ロータ傾斜制御器２０２は、通常飛行指令信号を受けた場合、ロータ１０の回転軸Ａを全て鉛直線Ｎの方向へ向けるようにモータ４２に駆動信号を出力する。これにより、六つのロータ１０の回転軸Ａが全て鉛直線Ｎの方向に向けられ、飛行体１は通常飛行モードで飛行する（図５参照）。通常飛行モードでは、ロータ１０の回転力のほとんどが飛行体１ａの浮上に費やされるため、飛行エネルギ効率のよい飛行が可能となる。   The flight stability calculation unit 203 outputs a normal flight command signal to the rotor inclination controller 202 when it is determined that the flight stability of the flying object 1a is equal to or higher than the reference stability. When the rotor tilt controller 202 receives the normal flight command signal, the rotor tilt controller 202 outputs a drive signal to the motor 42 so that the rotation axis A of the rotor 10 is directed in the direction of the vertical line N. As a result, the rotational axes A of the six rotors 10 are all directed in the direction of the vertical line N, and the flying object 1 flies in the normal flight mode (see FIG. 5). In the normal flight mode, most of the rotational force of the rotor 10 is spent on the flying of the flying object 1a, so that flight with high flight energy efficiency is possible.

飛行安定度算出部２０３は、飛行体１ａの飛行安定度が基準安定度以上でないと判定した場合にはロータ傾斜制御器２０２に安定飛行指令信号を出力する。ロータ傾斜制御器２０２は、安定飛行指令信号を受けた場合、六つのロータ１０の回転軸Ａが鉛直線Ｎに対し交互に反対側へ傾斜させるようにモータ４２に駆動信号を出力する。これにより、飛行体１は安定飛行モードで飛行する（図６参照）。安定飛行モードでは、ロータ１０の回転軸Ａの傾斜により飛行体１ａに水平方向の移動力が生ずるため、飛行体１ａの姿勢をほとんど変えることなく前後方向及び横方向への移動が可能となり、飛行体１ａにおける運動の自由度が向上する。   The flight stability calculation unit 203 outputs a stable flight command signal to the rotor tilt controller 202 when it is determined that the flight stability of the flying object 1a is not equal to or higher than the reference stability. When the rotor inclination controller 202 receives the stable flight command signal, the rotor inclination controller 202 outputs a drive signal to the motor 42 so that the rotation axes A of the six rotors 10 are alternately inclined to the opposite side with respect to the vertical line N. Thereby, the flying object 1 flies in the stable flight mode (see FIG. 6). In the stable flight mode, since the moving force in the horizontal direction is generated in the flying object 1a due to the inclination of the rotation axis A of the rotor 10, the flying object 1a can be moved in the front-rear direction and the lateral direction with almost no change in posture. The degree of freedom of movement in the body 1a is improved.

このように本実施形態に係る飛行体１ａによれば、飛行体１ａの飛行安定度が基準安定度以上である場合に通常飛行モードとしてロータ１０の回転軸Ａを全て鉛直線Ｎの方向へ向け、飛行体１ａの飛行安定度が基準安定度以上でない場合に安定飛行モードとしてロータ１０の回転軸Ａを鉛直線Ｎに対し傾斜させる。これにより、飛行体１ａの飛行安定度が低くなった場合に飛行体１ａの飛行安定度を高めるようにロータ１０の傾斜角度が設定される。従って、飛行体１ａの飛行安定性が低下することが自動的に抑制され、飛行体１ａを安定して飛行させることができる。
（第三実施形態） Thus, according to the flying object 1a according to the present embodiment, when the flying stability of the flying object 1a is equal to or higher than the reference stability, the rotation axis A of the rotor 10 is all directed in the direction of the vertical line N as the normal flying mode. When the flight stability of the flying object 1a is not equal to or higher than the reference stability, the rotation axis A of the rotor 10 is inclined with respect to the vertical line N as the stable flight mode. Thus, the inclination angle of the rotor 10 is set so as to increase the flight stability of the flying object 1a when the flying stability of the flying object 1a is lowered. Therefore, a decrease in flight stability of the flying object 1a is automatically suppressed, and the flying object 1a can fly stably.
(Third embodiment)

次に、本発明の第三実施形態に係る飛行体１ｂついて説明する。   Next, the aircraft 1b according to the third embodiment of the present invention will be described.

上述した第一実施形態に係る飛行体１及び第二実施形態に係る飛行体１ａではロータ１０の回転軸Ａを飛行体１の中心位置に対し内向き又は外向きに傾斜させるものであったが、本実施形態に係る飛行体１ｂは、ロータ１０の回転軸Ａを周方向へ傾斜させる点で、第一実施形態に係る飛行体１及び第二実施形態に係る飛行体１ａと異なっている。すなわち、本実施形態に係る飛行体１ｂは、図１０に示すように、飛行体１ｂの中心位置からロータ１０の回転軸Ａへ向かう軸線Ｃを中心に回転軸Ａを傾斜させるものである。   In the aircraft 1 according to the first embodiment and the aircraft 1a according to the second embodiment described above, the rotation axis A of the rotor 10 is inclined inward or outward with respect to the center position of the aircraft 1. The flying object 1b according to this embodiment is different from the flying object 1 according to the first embodiment and the flying object 1a according to the second embodiment in that the rotation axis A of the rotor 10 is inclined in the circumferential direction. That is, as shown in FIG. 10, the flying object 1 b according to the present embodiment is configured to incline the rotation axis A around the axis line C from the center position of the flying object 1 b toward the rotation axis A of the rotor 10.

ロータ１０の回転軸Ａを傾斜させる傾斜変更部４としては、例えば、ペイロード部２内に設けられ、軸線Ｃを中心にフレーム３を回転させることにより、フレーム３に固定されたロータ１０を傾斜させるものが用いられる。   As the inclination changing unit 4 for inclining the rotation axis A of the rotor 10, for example, the rotor 10 fixed to the frame 3 is inclined by rotating the frame 3 around the axis C provided in the payload unit 2. Things are used.

例えば、図１１に示すように、傾斜変更部４として傘歯車４４が用いられ、各フレーム３に取り付けられた歯車４４ａを回転させることにより、フレーム３と共にロータ１０の回転軸Ａが軸線Ｃを中心に回転し傾斜することとなる。その際、隣り合う歯車４４ａを噛み合わせることにより、隣り合う歯車４４ａ、４４ａが互いに逆方向に回転する。なお、図１１では、説明の便宜上、六つのフレーム３のうち二つのみを示している。各歯車４４ａを回転させるアクチュエータとしては、いずれかの歯車４４ａに回転力を与えるモータを用いればよい。この場合、一つのモータを駆動することにより、六つのロータ１０の回転軸Ａを傾斜させることが可能となる。このため、飛行体１の軽量化が図れ、コスト削減が可能となる。また、本実施形態に係る飛行体１ｂによれば、上述した第一実施形態に係る飛行体１及び第二実施形態に係る飛行体１ａと同様な作用効果を得ることができる。   For example, as shown in FIG. 11, a bevel gear 44 is used as the inclination changing unit 4, and the rotation axis A of the rotor 10 is centered on the axis C together with the frame 3 by rotating a gear 44 a attached to each frame 3. Will rotate and tilt. At that time, the adjacent gears 44a and 44a rotate in opposite directions by meshing the adjacent gears 44a. In FIG. 11, for convenience of explanation, only two of the six frames 3 are shown. As an actuator that rotates each gear 44a, a motor that applies a rotational force to any one of the gears 44a may be used. In this case, it is possible to incline the rotation axes A of the six rotors 10 by driving one motor. For this reason, the weight of the flying object 1 can be reduced, and the cost can be reduced. Moreover, according to the flying object 1b which concerns on this embodiment, the effect similar to the flying object 1 which concerns on 1st embodiment mentioned above and the flying object 1a which concerns on 2nd embodiment can be acquired.

以上、本発明の実施形態について説明したが、本発明は上述した実施形態に限られるものではない。例えば、安定飛行モードにおいて、ロータ１０の傾斜角度は、それぞれ異なっていてもよい。また、六つのロータ１０の他に、１枚または複数枚の補助的なロータまたは予備のロータが更に設けられてもよい。本発明は、ＵＡＶに適用される場合に限られず、有人航空機に適用されてもよい。
また、本発明に係る飛行体は、第一実施形態に係る飛行体１のようにロータ１０の回転軸Ａを内向き及び外向きに傾斜可能としつつ、第三実施形態に係る飛行体１ｂのようにロータ１０の回転軸Ａを周方向へ傾斜可能とするものであってもよい。 As mentioned above, although embodiment of this invention was described, this invention is not limited to embodiment mentioned above. For example, in the stable flight mode, the inclination angle of the rotor 10 may be different. In addition to the six rotors 10, one or more auxiliary rotors or spare rotors may be further provided. The present invention is not limited to being applied to UAV, and may be applied to manned aircraft.
In addition, the flying body according to the present invention allows the rotation axis A of the rotor 10 to be tilted inward and outward as in the flying body 1 according to the first embodiment, while the flying body 1b according to the third embodiment. As described above, the rotation axis A of the rotor 10 may be inclined in the circumferential direction.

また，本発明に係る飛行体は，第二実施形態に係る飛行体１ａのように通常飛行モードと安定飛行モード間の切替ではなく、安定飛行モードの中で、いくつかの傾斜角度のパターンを設定しておき、その中で安定度に応じて傾斜角度の切替を行うということも可能である。さらに，安定度が足りなければ，その分だけフィードバック的にロータを無段階で傾斜させることも可能である。すなわち，本発明に係る飛行体は、飛行の安定度を算出する飛行安定度算出部を備え、傾斜変更部は飛行安定度算出部により算出された安定度に応じて回転軸を傾斜させるものであってもよい。また、本発明に係る飛行体は、飛行安定度算出部により算出された安定度が予め設定される基準安定度以上でない場合に、安定度に応じて回転軸を傾斜させる傾斜変更部を備えていてもよい。これらの場合、飛行体の飛行の安定度に応じてロータの回転軸を傾斜させるため、必要に応じて飛行の安定度を向上させつつ、飛行エネルギ効率の低下を抑制することができる。   In addition, the aircraft according to the present invention does not switch between the normal flight mode and the stable flight mode as in the aircraft 1a according to the second embodiment, but has several inclination angle patterns in the stable flight mode. It is also possible to set the tilt angle and switch the tilt angle according to the stability. Furthermore, if the stability is not sufficient, it is possible to incline the rotor steplessly by that amount. That is, the aircraft according to the present invention includes a flight stability calculation unit that calculates the stability of flight, and the tilt change unit tilts the rotation axis according to the stability calculated by the flight stability calculation unit. There may be. In addition, the flying body according to the present invention includes a tilt changing unit that tilts the rotation axis according to the stability when the stability calculated by the flight stability calculating unit is not equal to or higher than a preset reference stability. May be. In these cases, since the rotational axis of the rotor is inclined according to the flying stability of the flying object, it is possible to improve the flying stability as necessary, and to suppress a decrease in flight energy efficiency.

１ 飛行体
２ ペイロード部（本体）
３ フレーム
４ 傾斜変更部
１０ ロータ
２０ 制御部
Ａ 回転軸
Ｎ 鉛直線 1 Aircraft 2 Payload (Main body)
3 Frame 4 Inclination changing part 10 Rotor 20 Control part A Rotating axis N Vertical line

Claims (5)

本体を通る鉛直線の周囲に配置された六つのロータと、
前記六つのロータの回転数をそれぞれ独立して制御可能な制御部と、
前記六つのロータの回転軸の傾斜角度を変更可能な傾斜変更部と、
を備えた飛行体。 Six rotors arranged around a vertical line passing through the body,
A control unit capable of independently controlling the number of rotations of the six rotors;
An inclination changer capable of changing an inclination angle of the rotation shafts of the six rotors;
Aircraft equipped with. 飛行の安定度を算出する飛行安定度算出部を備え、
前記傾斜変更部は、前記飛行安定度算出部により算出された前記安定度に応じて前記回転軸を傾斜させる、
請求項１に記載の飛行体。 Equipped with a flight stability calculator that calculates flight stability,
The tilt changing unit tilts the rotation axis according to the stability calculated by the flight stability calculating unit.
The flying object according to claim 1. 前記傾斜変更部は、前記飛行安定度算出部により算出された前記安定度が予め設定される基準安定度以上でない場合に、前記安定度に応じて前記回転軸を傾斜させる、
請求項２に記載の飛行体。 The tilt changing unit tilts the rotation axis according to the stability when the stability calculated by the flight stability calculating unit is not equal to or higher than a preset reference stability.
The flying object according to claim 2. 前記傾斜変更部は、前記六つのロータの回転軸を全て鉛直線の方向へ向ける通常飛行モードと前記六つのロータの回転軸を鉛直線に対し交互に反対側へ傾斜させる安定飛行モードとを切り替えて前記回転軸の傾斜角度を変更可能とする、
請求項１に記載の飛行体。 The tilt changing unit switches between a normal flight mode in which all the rotation axes of the six rotors are directed in the direction of the vertical line and a stable flight mode in which the rotation axes of the six rotors are alternately inclined to the opposite side with respect to the vertical line. The inclination angle of the rotating shaft can be changed,
The flying object according to claim 1. 飛行の安定度を算出する飛行安定度算出部を備え、
前記傾斜変更部は、前記飛行安定度算出により算出される安定度が予め設定される基準安定度以上である場合に前記通常飛行モードとして前記回転軸を全て鉛直線の方向へ向け、前記飛行安定度算出により算出される安定度が前記基準安定度以上でない場合に前記安定飛行モードとして前記回転軸を鉛直線に対し傾斜させる、
請求項４に記載の飛行体。 Equipped with a flight stability calculator that calculates flight stability,
When the stability calculated by the flight stability calculation is equal to or higher than a preset reference stability, the inclination changing unit directs the rotation axis to the direction of the vertical line as the normal flight mode, and the flight stability When the stability calculated by the degree calculation is not equal to or higher than the reference stability, the rotation axis is inclined with respect to a vertical line as the stable flight mode
The flying object according to claim 4.
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