JP2020100387A - 無人航空機 - Google Patents

Abstract

【課題】動力伝達機構の複雑化を抑えつつ、一の駆動源で無人航空機を飛行させる。【解決手段】駆動源であるエンジンおよびモータと、複数の水平回転翼と、前記駆動源の動力を前記複数の水平回転翼に伝達する動力伝達機構と、前記各水平回転翼のピッチ角を変化させるピッチ変更機構と、を備え、前記動力伝達機構は、軸線が鉛直となる向きに配置された歯車部材である親歯車と、前記親歯車に接続される複数の歯車部材である子歯車と、を有し、前記親歯車および前記子歯車は軸線が非平行となる向きに配置され、前記エンジンおよび前記モータはいずれも前記親歯車を駆動可能であり、前記複数の子歯車はそれぞれ異なる前記水平回転翼に動力を伝達することを特徴とする無人航空機により解決する。【選択図】図４

Description

本発明は無人航空機技術に関する。

下記特許文献１には、エンジンで飛行するマルチコプターが開示されている。

特開２０１７−１５４６５４号

近年、様々な事業分野への無人航空機の応用が検討されている。現在このような無人航空機の主流となっている小型のマルチコプターは、各ロータがＤＣモータとこれに装着された固定ピッチプロペラとを有しており、制御部であるフライトコントローラが個々のロータの回転数を調整することで機体の姿勢制御および操舵を行う。このようなマルチコプターはその機能の多くがソフトウェアで実現されており、機械的要素が少なく、機体設計の自由度やメンテナンス性に優れている。

当然ではあるがＤＣモータを駆動するためには電力が必要である。マルチコプターのロータが消費する電力は大きく、一般的なマルチコプターの一回の航続時間は２０分前後である。また、バッテリーはマルチコプターの構成要素の中でも特に重量が大きく、蓄電容量に応じてそのサイズも大きくなるため、安易に大容量のバッテリーを採用することはできない。また、一般にバッテリーの充電には数時間を要する。このような性質がマルチコプターを実用化する上での課題となっている。

一方、マルチコプターの航続時間を延ばすべく、一基のエンジンや、一基の大型のＤＣモータをその効率が最適となる一定の速度で回転させてマルチコプターを飛行させる場合、エンジンやＤＣモータの駆動力を各ロータに伝達するための機構が別途必要になり、機体構造が複雑化する。

このような問題に鑑み、本発明が解決しようとする課題は、動力伝達機構の複雑化を抑えつつ、一の駆動源で無人航空機を飛行させることにある。

上記課題を解決するため、本発明の無人航空機は、駆動源であるエンジンおよびモータと、複数の水平回転翼と、前記駆動源の動力を前記複数の水平回転翼に伝達する動力伝達機構と、前記各水平回転翼のピッチ角を変化させるピッチ変更機構と、を備え、前記動力伝達機構は、軸線が鉛直となる向きに配置された歯車部材である親歯車と、前記親歯車に接続される複数の歯車部材である子歯車と、を有し、前記親歯車および前記子歯車は軸線が非平行となる向きに配置され、前記エンジンおよび前記モータはいずれも前記親歯車を駆動可能であり、前記複数の子歯車はそれぞれ異なる前記水平回転翼に動力を伝達することを要旨とする。

軸線が鉛直となるように配置された親歯車に対して、軸線の向きがこれと非平行になるように複数の子歯車を接続することにより、これら子歯車を同一水平面上に配置しつつ、親歯車の動力方向を各水平回転翼への伝達に適した向きに変換することが可能となる。これにより、動力の分岐構造が親歯車および子歯車に集約され、動力伝達機構の構造を全体として簡潔にすることが可能となる。また、駆動源としてエンジンを用いることにより、モータのみを駆動源とする場合よりも長い航続時間を実現することができる。また、エンジンの燃料の補給はバッテリーの充電に比べて格段に短い時間で完了する。これにより無人航空機の連続的な運用がより容易となる。さらに、駆動源が冗長化されることにより、例えばエンジンが故障した際にモータを使って機体を軟着陸させることなどが可能となる。

また、本発明において、前記親歯車および前記子歯車は、軸線が直交する向きに配置されることが好ましい。複数の水平回転翼で飛行する無人航空機では、通常、これらの水平回転翼は同一水平面上に配置される。親歯車の軸線に対して子歯車の軸線を直交させることにより、つまり、子歯車の軸線を水平方向に向けることにより、例えば子歯車に回転軸を接続し、その回転軸の長さを適宜調節することで、同水平方向における任意の位置へ動力を伝達することが可能となる。

また、本発明においては、前記親歯車および前記子歯車が傘歯車であり、これらが直接噛合していることが好ましい。これにより簡易な構造で親歯車および子歯車による動力の分岐および動力方向の変換を実現することができる。

また、本発明においては、前記親歯車は前記複数の子歯車をすべて同じ速度で回転させることが好ましい。これによりすべての水平回転翼を特別な調節なく同じ速度で駆動することが可能となり、ピッチ変更機構による機体の姿勢制御および操舵が容易となる。

また、本発明の無人航空機は、複数の回転軸であるドライブシャフトを有し、前記各ドライブシャフトの軸線方向における一端には前記子歯車のいずれかが接続され、他端には傘歯車である出力歯車が設けられ、前記各水平回転翼の回転軸であるロータシャフトには、前記出力歯車に噛合する傘歯車であるロータ歯車が設けられ、前記ロータ歯車は、歯部を下方に向けて前記出力歯車に噛合し前記水平回転翼を一方に回転させる第１ロータ歯車と、歯部を上方に向けて前記出力歯車に噛合し前記水平回転翼を他方に回転させる第２ロータ歯車と、を有することが好ましい。複数の水平回転翼で飛行する無人航空機は、機体のヨー制御を水平回転翼の反トルクを利用して行うことから、ＣＷ方向に回転する水平回転翼とＣＣＷ方向に回転する水平回転翼とを同数備えることが一般的である。親歯車から出力歯車までの構造を各水平回転翼について共通化し、出力歯車に対するロータ歯車の噛合方向によって各水平回転翼の回転方向を決定することにより、一部品（ロータ歯車）の配置を変えるだけでＣＷ方向に回転する水平回転翼とＣＣＷ方向に回転する水平回転翼の両方を設けることができる。これにより動力伝達機構の構造がより簡潔なものとなる。また、回転軸による動力の伝達は、ベルトを用いる場合に比べてスペース効率が高く、また、プーリーからのベルトの脱落や遠心張力による速度制限を考慮する必要がない。

また、本発明の無人航空機は、機体の中心から平面視放射状に延びる複数本の筒状体であるアームを備え、前記ドライブシャフトは前記各アームの内部に配置されることが好ましい。ドライブシャフトは筒状のアームとの親和性が高い。例えば、子歯車の動力をベルトで水平回転翼に伝達する構成に比べて、アームの直径を小さく抑えられ、また、アーム内のドライブシャフトはベアリングで好適に支持可能であることから、長いアームを採用する場合でも安定して動力を伝達することができる。

また、本発明においては、前記ドライブシャフトと前記子歯車とが継手部材を介して接続されており、前記継手部材は、前記ドライブシャフトの所定量の傾きを吸収しつつ前記子歯車の回転を前記ドライブシャフトに伝達可能であることが好ましい。ドライブシャフトと子歯車とを接続する継手部材がドライブシャフトの傾きを吸収することにより、親歯車と子歯車との噛み合いを安定させることができる。

また、本発明の無人航空機は、前記親歯車を駆動する駆動源を前記エンジンおよび前記モータの間で切り替える駆動源切替部をさらに備え、前記駆動源切替部は、予め定められた条件に基づいて前記親歯車を駆動する駆動源を自動的に切り替えることが好ましい。エンジンおよびモータの切替を自動的に行うことにより、例えばエンジンが故障したときに操縦者の判断を介さず速やかに駆動源を切り替えることで墜落を防止したり、騒音が規制されている区域に入ったときに自動的にエンジンを止めてモータで飛行させたりすることが可能になる。

このとき、前記駆動源切替部は、前記エンジンの駆動中に前記親歯車の回転速度が所定の閾値範囲を超えたときに、自動的に前記エンジンを停止して前記モータを駆動することが好ましい。エンジンの異常は親歯車の回転速度の異常として表れる。また、各ロータの回転速度は親歯車の回転速度により決定される。よって親歯車の回転を監視することにより、エンジンに異常が生じた場合でも、機体が墜落する前に速やかに駆動源を切り替えることが可能となる。

また、本発明の無人航空機は、前記モータの動力源であるバッテリーをさらに備え、前記バッテリーは機体に搭載された他の電気・電子機器の動力源を兼ねていることが好ましい。他の電気・電子機器でも使用されるバッテリーでモータを駆動することにより、部品点数や機体重量の増加を抑えつつ、駆動源を冗長化することができる。

このとき、前記モータは前記親歯車に従動して回転することで発電し、前記バッテリーは、前記エンジンの駆動中、前記モータが発生させた電力により充電されることが好ましい。エンジンを無人航空機の主な駆動源とする場合、親歯車を介したモータの従動を利用してバッテリーを充電することにより、バッテリーを他の電気・電子機器と共有する場合でもモータを駆動する際の電力を確保することができる。また、バッテリー残量が航続時間のボトルネックになることを避けることができる。

このように、本発明の無人航空機によれば、動力伝達機構の複雑化を抑えつつ、一の駆動源でこれを飛行させることが可能となる。

実施形態にかかるマルチコプターの外観を示す斜視図である。 図１のマルチコプターを矢印Ａ方向から見た正面図である。 図１のマルチコプターを矢印Ｂ方向から見た側面図である。 エンジン出力およびモータ出力の減速・分岐構造を示す部分拡大斜視図である。 エンジン出力およびモータ出力の減速・分岐構造を示す部分拡大平面図である。 アーム内の動力伝達構造を示す側面視断面図である。 子歯車とドライブシャフトとを結合する継手部材の構造を示す分解斜視図である。 ロータの基本構造およびその回転方向の切替構造を示す側面図である。 ピッチ変更機構の構造を示す部分拡大斜視図である。 エンジンの支持構造を示す透視側面図である。 ダンパーの内部構造を示す断面図である。 図１のマルチコプターの機能構成を示すブロック図である。

以下、図面を参照しながら本発明にかかる無人航空機の実施形態について説明する。以下に説明するマルチコプターＭは、複数の水平回転翼で飛行する無人回転翼航空機の例である。なお、本発明でいう「水平回転翼」とは、回転軸の軸線方向が鉛直に延び、回転面が水平面となる回転翼をいう。回転軸や回転面を多少傾けたものであっても、その揚力が主に上方への成分で構成されるものであれば本発明の「水平回転翼」に含まれる。

以下の説明における「上下」とは、各図に描かれた座標軸のＺ軸に平行な方向を意味しており、Ｚ１側を「上」、Ｚ２側を「下」とする。「前後」とは、同座標軸のＸ軸に平行な方向を意味しており、Ｘ１側を「前」、Ｘ２側を「後ろ」とする。同様に、「左右」とは、同座標軸のＹ軸に平行な方向を意味しており、Ｙ１側を「右」、Ｙ２側を「左」とする。また、「水平」とは、同座標軸に示されるＸＹ平面方向を意味している。

（構成概要）
図１は、本実施形態にかかるマルチコプターＭの外観を示す斜視図である。図２は、図１のマルチコプターＭを矢印Ａ方向から見た正面図である。図３は、図１のマルチコプターＭを矢印Ｂ方向から見た側面図である。

本形態のマルチコプターＭはいわゆるクアッドコプタであり、機体の中心部であるボディフレーム１０から４本のアーム７１が平面視Ｘ形状に延び、各アーム７１の先端に水平回転翼であるロータ５０が配置されている。マルチコプターＭはその駆動源として一基のエンジン３０、およびＤＣモータ９０（図４および図５を参照）（以下、単に「モータ９０」という。）を搭載している。詳しくは後述するが、マルチコプターＭは主としてエンジン３０で飛行し、必要に応じてその駆動源をモータ９０に切り替えることができる。エンジン３０の駆動力は後述する動力伝達機構４０により各ロータ５０に伝達され、これらロータ５０はエンジン３０の駆動力により全て同じ速度で回転する。

本形態のロータ５０はブレード５１のピッチ角を動的に変更可能な可変ピッチロータである。そしてマルチコプターＭは、各ロータ５０のピッチ角を制御するピッチ変更機構６０を備えている。本形態のマルチコプターＭは、ピッチ変更機構６０でロータ５０のピッチ角を個々に調節することにより機体の姿勢制御および操舵を行う。

本形態のマルチコプターＭは、その駆動源としてエンジン３０を採用することにより、個々のロータ５０をそれぞれのＤＣモータで駆動する従来の構成に比べ、格段に長い航続時間を実現している。また、エンジン３０の燃料の補給は、バッテリーの充電とは異なり短時間で完了する。これによりマルチコプターＭの連続的な飛行も可能となる。さらに、機体の姿勢制御および操舵をロータ５０の回転数（回転速度と同義。以下同じ。）ではなくピッチ角の調節により行うことにより、エンジン３０の動力伝達機構４０を簡潔なものとしている。

（ボディフレーム）
マルチコプターＭは、機体の中心部であり、エンジン３０や後述するフライトコントローラＦＣ等の電気・電子機器を保持するボディフレーム１０を有している。本形態のボディフレーム１０は、ＣＦＲＰ（Carbon Fiber Reinforced Plastics）製の平板材をアルミ製の固定部材で組み立てたフレームである。本形態のボディフレーム１０は、主に、メインフレーム１１、トッププレート１２、およびエンジンフレーム１３により構成されている。なお、以下にボディフレーム１０の各部の構造を詳細に説明するが、本形態のボディフレーム１０は一例であり、エンジン３０やその他必要な機器を取り付け可能であればその構造は用途に応じて適宜変更可能である。

メインフレーム１１は、板面を上下に向けて上下に平行に配置された２枚のプレートである。メインフレーム１１を構成する２枚のプレートの内側（以下、「メインフレーム１１の内部」という。）には、アーム７１の基端部を固定するパイプクランプであるアームホルダ１１１が配置されている。アームホルダ１１１は２つを一組としてアーム７１ごとに用意されている。アーム７１はアームホルダ１１１にその基端部が固定され、メインフレーム１１から水平方向に延出している。また、本形態のアームホルダ１１１の各組には、ピッチ変更機構６０の駆動源であるサーボ６１を保持するプレートであるサーボホルダ１４が接合されている。

トッププレート１２は、板面を上下に向けてメインフレーム１１の上方に配置されたプレートである。トッププレート１２は、メインフレーム１１の上面に垂直に立てられ複数の柱状部であるプレートポスト１２１に支持されている。本形態では、トッププレート１２とメインフレーム１１との間にエンジン３０の燃料タンク３１が配置されている。トッププレート１２の用途は特に定められていない。

エンジンフレーム１３はエンジン３０を保持する２枚のプレートである。エンジンフレーム１３は、板面を左右に向けて左右に平行に配置され、その上端がメインフレーム１１の下面に接合されている。エンジンフレーム１３の２枚のプレートの間には、柱状の補強材である２本の補強ポスト１３１が水平に渡されている。補強ポスト１３１がエンジンフレーム１３のたわみを制限することでエンジンフレーム１３の剛性が高められている。

（アーム）
本形態のアーム７１はＣＦＲＰ製のパイプ材により構成されている。上でも述べたように、各アーム７１の基端部はメインフレーム１１のアームホルダ１１１に固定されており、その先端にはロータ５０が配置されている。各アーム７１の長手方向における中ほどには、同じくＣＦＲＰ製のパイプ材である降着スタンド７２が継手部材７２１により接合されている。降着スタンド７２は各アーム７１から下方に延び、着陸時のマルチコプターＭの機体を支持する。

（動力伝達機構）
以下、マルチコプターＭの動力伝達機構４０について説明する。図４は、エンジン出力およびモータ出力の減速・分岐構造を示す部分拡大斜視図である。図５は、エンジン出力およびモータ出力の減速・分岐構造を示す部分拡大平面図である。図６は、アーム７１内の動力伝達構造を示す側面視断面図である。図７は、子歯車４５とドライブシャフト４７とを結合する継手部材４６の構造を示す分解斜視図である。

動力伝達機構４０は、エンジン３０の出力部３５１の回転を各ロータ５０に伝達する機構であり、主に、歯付ベルト４１、従動輪４２、入力歯車４３、親歯車４４、子歯車４５、ドライブシャフト４７、および出力歯車４９により構成されている。

図４に示すように、本形態のエンジン３０の出力部３５１は歯付ベルト４１を回転させるプーリー（駆動輪）である。歯付ベルト４１が掛けられたもう一方のプーリーである従動輪４２は、出力部３５１よりも大径のプーリーである。本形態の出力部３５１は正面視ＣＣＷ方向に回転する。そのため、本形態の歯付ベルト４１は、出力部３５１に引き込まれるＹ１側のベルトが張り側となり、出力部３５１から送り出されるＹ２側のベルトが緩み側となる。本形態では、エンジンフレーム１３に取り付けられたテンショナー４１１により緩み側のベルトを押さえ付け、緩み側のベルトの歯飛びを防止している。従動輪４２は、メインフレーム１１の内部に設けられた軸受１１３にその軸部４２１が回転可能に支持されている。従動輪４２は、メインフレーム１１の上下のプレートに設けられた逃がし穴１１２からその上下の端部が外部に露出している。エンジン３０が駆動すると、その出力部３５１の回転は歯付ベルト４１を経て従動輪４２に伝達され、減速される。

図５に示すように、メインフレーム１１の内部には、軸線が鉛直となるように歯部４４１を上方に向けて配置された傘歯車部材である親歯車４４が配置されている。親歯車４４はメインフレーム１１の下側のプレートに回転可能に支持されている。従動輪４２の軸部４２１は、メインフレーム１１内で合計３つの軸受１１３に支持されている。従動輪４２の軸部４２１には、親歯車４４の歯部４４１に噛合する傘歯車部材である入力歯車４３が装着されている。親歯車４４の直径は入力歯車４３の直径よりも大きい。従動輪４２の回転は入力歯車４３から親歯車４４に伝達され、親歯車４４によりさらに減速される。

また、親歯車４４の歯部４４１には、モータ９０の出力軸９１に装着された傘歯車部材である入力歯車９３が噛合している。モータ９０は、メインフレーム１１内にその出力軸９１が水平に延びる向きに配置されている。モータ９０は、メインフレーム１１内に設けられたモータマウント１１５にその出力軸９１側の端面が固定されており、メインフレーム１１内に設けられた軸受１１４に出力軸９１が支持されている。

親歯車４４の歯部４４１には、入力歯車４３，９３の他にも、各アーム７１の基端部の開口からメインフレーム１１内に突き出した４つの傘歯車部材である子歯車４５が噛合している。親歯車４４と子歯車４５とは互いに軸線が直交する向きに配置されており、これら子歯車４５はそれぞれ異なるロータ５０に動力を伝達する。本形態の子歯車４５はすべて同じ直径であり、これらは同じ速度で回転する。子歯車４５の直径は親歯車４４の直径よりも小さく、親歯車４４の回転は子歯車４５に伝達されることで加速される。本形態の入力歯車４３と子歯車４５の直径は同じであり、結果的にこれらは同じ速度で回転する。なお、子歯車４５の回転数は、従動輪４２や入力歯車４３、親歯車４４、子歯車４５の直径を適宜変更することにより柔軟に調節することができる。

図６に示すように、アーム７１内には回転軸であるドライブシャフト４７が挿入されている。ドライブシャフト４７の長手方向における一端は子歯車４５に接続されており、他端には傘歯車部材である出力歯車４９が装着されている。出力歯車４９はアーム７１の先端側の開口から外部に突き出している。子歯車４５の回転はドライブシャフト４７を経て出力歯車４９に伝達され、出力歯車４９を回転させる。これによりエンジン３０およびモータ９０の駆動力は各ロータ５０に伝達される。

なお、図７に示すように、本形態の子歯車４５とドライブシャフト４７とは、これらの軸線のずれを吸収する継手部材４６を介して接続されている。継手部材４６は円筒形状の固定部材である。継手部材４６の一方の開口には子歯車４５の軸部４５２が止めねじ４６１で固定され、他方の開口には、ドライブシャフト４７の端部にねじ固定された軸体であるアダプタ部材４７１が嵌合される。継手部材４６は、子歯車４５の軸部４５２には強固にねじ固定される一方、ドライブシャフト４７のアダプタ部材４７１との間にはクリアランスが設けられており、ドライブシャフト４７の多少の傾きであれば吸収することができる。アダプタ部材４７１はその短手方向断面が十字形状に形成されており、継手部材４６側の開口もこれに対応した形状とされている。これらが周方向に係合することにより、ドライブシャフト４７が傾いた場合でも子歯車４５の回転はドライブシャフト４７に伝達される。継手部材４６がドライブシャフト４７の傾きを吸収し、かかる傾きが子歯車４５に伝達されることを防ぐことにより、親歯車４４と子歯車４５との噛み合いが安定する。なお、本形態では、ドライブシャフト４７と出力歯車４９も継手部材４６を用いた同様の構造で接続されている。

このように、本形態のマルチコプターＭでは、軸線が鉛直となるように配置された親歯車４４に対して、軸線の向きを親歯車４４の軸線と直交させるように子歯車４５を噛合させることにより、これら子歯車４５を同一水平面上に配置しつつ、親歯車４４の動力方向をドライブシャフト４７による動力の伝達に適した向きに変換している。これにより動力の分岐構造が親歯車４４および子歯車４５のみに集約され、動力伝達機構４０の構造が簡潔になっている。

また、ドライブシャフト４７は筒状のアーム７１との親和性が高い。ドライブシャフト４７による動力の伝達は、例えばベルトや歯車輪列を用いる場合に比べてスペース効率が高く、また、プーリーからのベルトの脱落や、ベルトの遠心張力による速度制限等を考慮する必要がない。また、アーム７１内のドライブシャフト４７はベアリング４７２で支持されており、長いアーム７１を採用する場合でも安定して動力を伝達することができる。なお、ドライブシャフト４７に代えてベルトを採用した場合の不利益が許容できるのであればベルトを使用してもよい。

また、親歯車４４と子歯車４５との噛合角度はこれらの軸線が直交する角度には限られず、親歯車４４とロータ５０との位置関係に応じて、これらの軸線が非平行となる角度で噛合させればよい。また、親歯車４４および子歯車４５の形態は傘歯車には限られず、例えばクラウンギヤやハイポイド（登録商標）、ねじ歯車、ウォームを使うことによってもこれらの軸線を非平行にすることができる。また、親歯車４４と子歯車４５とは常に直接噛合されている必要はなく、必要であれば親歯車４４と子歯車４５との間に別の歯車を挟んでもよい。

さらに、本形態のマルチコプターＭは４基のロータ５０を備えるクアッドコプタであるが、子歯車４５の数を増やすことで、例えばヘキサコプタ、オクタコプタとすることも可能である。

（ロータ）
図８はロータ５０の基本構造、およびロータ５０の回転方向の切替構造を示す側面図である。

本形態のロータ５０は、主に、ブレード５１、ロータハブ５２、ロータシャフト５３、ロータ歯車５３１、およびロータベース５４により構成されている。

上でも述べたように、本形態のロータ５０は可変ピッチプロペラであり、後述するピッチ変更機構６０により飛行中にブレード５１のピッチ角を動的に変更することができる。一般的なマルチコプターのロータには、捩り下げが施されたいわゆる飛行機用のプロペラが用いられるが、本形態のロータ５０には、捩り下げのない、いわゆるヘリコプター用の平坦な翼型のブレード５１が採用されている。各ロータ５０のブレード５１は後述するフェザリングヒンジ６７を介してロータハブ５２に接続されている。ロータハブ５２は、ロータ５０の回転軸であるロータシャフト５３の頂部に固定されており、ロータシャフト５３と一体的に回転する。ロータシャフト５３の下端部には傘歯車であるロータ歯車５３１が装着されており、ロータ歯車５３１は出力歯車４９に噛合している。

ロータベース５４は、ロータシャフト５３を回転可能に支持する軸受部材であり、アーム７１の先端に装着されている。本形態のロータベース５４は、ソケット部５４１、軸受プレート５４２、および補強ポスト５４３により構成されている。ソケット部５４１はアーム７１の先端にねじ固定された円筒形状の接続部である。軸受プレート５４２はソケット部５４１から水平に延びる２枚のプレートであり、これらは上下に平行に配置されている。補強ポスト５４３は円柱形状の補強材であり、軸受プレート５４２の間に垂直に立てられ、軸受プレート５４２のたわみを制限する。

本形態のロータ歯車５３１は、歯部を下方に向けて出力歯車４９に噛合する第１ロータ歯車５３１ａ、または、歯部を上方に向けて出力歯車４９に噛合する第２ロータ歯車５３１ｂのいずれかである。第１ロータ歯車５３１ａおよび第２ロータ歯車５３１ｂはロータシャフト５３を互いに逆方向に回転させる。本形態では、隣接するロータ５０の回転方向が逆になるように第１ロータ歯車５３１ａと第２ロータ歯車５３１ｂとが使い分けられている。

複数のロータ５０で飛行するマルチコプターＭは、機体のヨー制御をロータ５０の反トルクを利用して行う。そのため、ＣＷ方向に回転するロータ５０とＣＣＷ方向に回転するロータ５０とを同数備えることが望ましい。本形態のマルチコプターＭは、各ロータ５０について動力伝達機構４０を共通化し、出力歯車４９に対するロータ歯車５３１の噛合方向のみによって各ロータ５０の回転方向を決定することにより、一部品（ロータ歯車５３１）の向きを変えるだけでＣＷ方向に回転するロータ５０とＣＣＷ方向に回転するロータ５０の両方を設けることが可能とされている。これにより動力伝達機構４０の構造がより簡潔なものとされている。これに加え、各ロータ５０について動力伝達機構４０が共通化されていることによって、すべてのロータ５０を特別な調節なく同じ速度で駆動することが可能とされており、後述するピッチ変更機構６０による機体の姿勢制御および操舵がより容易化されている。

（ピッチ変更機構）
図９はマルチコプターＭが備えるピッチ変更機構６０の構造を示す部分拡大斜視図である。

マルチコプターＭのピッチ変更機構６０は、主に、サーボ６１（図１および図２参照）、コントロールロッド６２、ピッチレバー６３、スライダーリング６４、ピッチコントロールプレート６５、ピッチリンク６５１、およびフェザリングヒンジ６７により構成されている。なお、ピッチ変更機構６０はロータ５０ごとに用意されている。

サーボ６１はピッチ変更機構６０の駆動源である。サーボ６１の出力部であるサーボホーンの配置角度は後述するフライトコントローラＦＣにより制御される。

コントロールロッド６２は、アーム７１に沿って延びる細長い棒状のリンク部材である。コントロールロッド６２は、その一端がサーボ６１に接続され、他端はピッチレバーリンク６２１に接続されている。ピッチレバーリンク６２１は、コントロールロッド６２の位置の変化をピッチレバー６３に伝えるリンク部材である。

ピッチレバー６３はフォーク形状のレバーであり、ロータベース５４に固定された台座部６３１とともにヒンジ機構を形成している。サーボ６１がコントロールロッド６２をアーム７１に沿って進退させるとピッチレバーリンク６２１が揺動する。ピッチレバー６３はピッチレバーリンク６２１の揺動に連動して上下に旋回し、これに連結されたスライダーリング６４をロータシャフト５３に沿って昇降させる。

スライダーリング６４は円筒形状の昇降部材である。スライダーリング６４の外周面には、一対のフランジ部が形成されており、これらフランジ部の間の部分である溝部６４１には、ピッチレバー６３の自由端に設けられた一対のボスが嵌合されている。これによりスライダーリング６４はピッチレバー６３の上下動に連動して昇降する。

そして、スライダーリング６４は、ロータシャフト５３に装着されロータシャフト５３に沿って昇降可能な円筒形状のスリーブ部材であるスライダースリーブ６６に装着されている。スライダースリーブ６６は、フランジ状の頭部を有する半ねじ部材であり、頭部を下に、ねじ部を上にして配置されている。スライダースリーブ６６のねじ部にはピッチコントロールプレート６５が螺合されており、スライダーリング６４は、スライダースリーブ６６の頭部とピッチコントロールプレート６５との間に挟まれている。これによりピッチコントロールプレート６５は、スライダーリング６４（スライダースリーブ６６）と一体的に昇降する。

ピッチコントロールプレート６５は、これに接続された２本のリンク部材であるピッチリンク６５１を昇降させる連結部材である。ピッチリンク６５１は、その下端がピッチコントロールプレート６５に接続され、上端はフェザリングヒンジ６７に接続されている。ピッチコントロールプレート６５がピッチリンク６５１を昇降させることによりフェザリングヒンジ６７の配置角度が変化する。

フェザリングヒンジ６７は、ブレード５１の基端部に固定されたリンク部材である。フェザリングヒンジ６７はピッチリンク６５１の昇降に連動してブレード５１のピッチ方向に回転し、ブレード５１のピッチ角を変更する。

このように、本形態のマルチコプターＭは、機体の姿勢制御や操舵を各ロータ５０の回転数の調節によらず各ロータ５０のピッチ角を調節することにより行うことで、エンジン３０の動力伝達機構４０をより簡潔なものにすることが可能とされている。

（振動軽減構造）
図１０は、エンジンフレーム１３によるエンジン３０の支持構造を示す透視側面図である。図１０は図３と同じ方向からマルチコプターＭを見た図である。以下、図２、図４、および図１０を参照してマルチコプターＭのエンジン構造および防振構造について説明する。

本形態のエンジン３０は一般的な２ストローク単気筒エンジンである。図２および図１０に示すように、エンジン３０は、エアクリーナー３２１を通した空気と燃料タンク３１の燃料（混合ガソリン）とを機体の右側（Ｙ１側）に設けられたキャブレター３２で混合し、これをシリンダー３３で燃焼させてクランクシャフトおよび出力部３５１を回転させる。そして、エンジン３０の左側（Ｙ２側）に設けられたマフラー３６から排気ガスを放出する。

図１０に示すように、本形態のエンジン３０は、エンジン３０をエンジンフレーム１３に取り付けるアダプタ部材である第１エンジンマウント３８１および第２エンジンマウント３８２（以下、「エンジンマウント３８１，３８２」ともいう。）有している。エンジンマウント３８１，３８２は、エンジン３０が有するクランクケース３４の前後の端部に装着されている。エンジンマウント３８１，３８２とエンジンフレーム１３とは、弾性体を用いた防振部材であるダンパーＤ１を介して接合されており、エンジン３０はエンジンフレーム１３に直接的には固定されていない。つまり本形態のエンジン３０はボディフレーム１０に接触していない。なお、ダンパーＤ１は図１０に描かれたエンジンマウント３８１，３８２の裏側における同位置にも設けられている。

クランクケース３４の下には、シリンダー３３がそのピストン方向を上下に向けて配置されている。シリンダー３３の下面にはスパークプラグ３３１が取り付けられている。また、本形態のエンジン３０は空冷エンジンであり、シリンダー３３はクーリングファン３７で冷却される。クーリングファン３７は、冷却風の流路を定めるケース体と、その内部に配置されたファンとを有している。クーリングファン３７はクランクシャフトの回転を利用してケース内のファンを回転させる。クーリングファン３７のケース体はエンジン３０には触れておらず、その接続部３７１がエンジンフレーム１３にねじ固定されている。

クランクケース３４の前方には、遠心クラッチにより動力の伝達が継断される出力部材であるクラッチベル３５が配置されている。クラッチベル３５の前端部にはねじ溝が切られており、そこには出力部３５１が螺合されている。クラッチベル３５および出力部３５１の軸部３５２は軸受部１５に回転可能に支持されている。軸受部１５は、エンジンフレーム１３にねじ固定された連結部である軸受ベース１５１にダンパーＤ２を介して接合されている。また、クランクケース３４の後ろにはリコイルスターター３４１が配置されている。

図１１はダンパーＤ１，Ｄ２の内部構造を示す断面図である。図１１（ａ）はダンパーＤ１の内部構造を示しており、図１１（ｂ）はダンパーＤ２の内部構造を示している。

ダンパーＤ１は、エンジンマウント３８１，３８２とエンジンフレーム１３とを接合する防振部材である。図１１（ａ）に示すように、本形態のダンパーＤ１は、主に、円筒形状のラバー部材８１と、ラバー部材８１をエンジンフレーム１３に固定するナット部材８４およびボルト８３とにより構成されている。

ラバー部材８１は、円筒形状の弾性体であるラバー８１１と、ラバー８１１の内外周を保護する硬質のケース体であるラバーケース８１２とを有している。エンジンマウント３８１，３８２には、ラバー部材８１の外径寸法に対応した穴が設けられており、ラバー部材８１は、その開口を左右（Ｙ軸方向）に向けてエンジンマウント３８１，３８２の穴に嵌合されている。

ナット部材８４は、ラバー部材８１の内径よりも大きな直径のフランジ部８４１と、ラバー部材８１の内径に対応した直径の軸部８４２とを有しており、ラバー部材８１の筒内には、ナット部材８４の軸部８４２が挿入されている。ラバー部材８１は、その右側の端面がエンジンフレーム１３の内面に接触し、左側の端面がナット部材８４のフランジ部８４１に接触している。そして、エンジンフレーム１３の外側からナット部材８４の軸部８４２のねじ穴にボルト８３が螺合されることで、エンジンマウント３８１，３８２は、ダンパーＤ１を介してエンジンフレーム１３に固定される。なお、エンジンフレーム１３の外面とボルト８３の頭部との間にはワッシャ８３１が配置されており、エンジン３０の振動によるボルト８３頭部の沈み込みが防止されている。

上でも述べたように、本形態のエンジン３０はピストンが上下に往復する。そのため、エンジン３０が生じさせる振動は上下方向の成分の比率が大きい。また、エンジン３０のような単気筒エンジンは、一般に多気筒エンジンに比べて振動が大きい。本形態のマルチコプターＭでは、エンジン３０の上下方向の振動がダンパーＤ１により吸収される。これによりエンジンフレーム１３に伝達されるエンジン３０の振動が効率的に軽減される。なお、駆動原の大型化が許容できる場合はエンジン３０を多気筒エンジンに代えてもよい。そうすることでエンジン３０の振動をより抑えることが可能となる。

ダンパーＤ２は、エンジン出力部３５１の軸部３５２を支持する軸受部１５と、エンジンフレーム１３に固定された軸受ベース１５１と、を接合する防振部材である。図１１（ｂ）に示すように、本形態のダンパーＤ２は、主に、円柱形状のラバー８６と、ラバー８６の上下面を保護する硬質のケース体であるラバーケース８７と、ラバー８６を軸受部１５に固定するボルト８８とにより構成されている。

ダンパーＤ２のラバー８６はその端面を上下に向けて配置されている。ラバー８６の上面を保護するラバーケース８７は、その上面の中央から上方に延出したねじ部８７１を有しており、ねじ部８７１は、軸受ベース１５１のねじ穴に螺合されている。そして、ラバー８６の下面を保護するラバーケース８７は、その中央にねじ穴８７２を有しており、ねじ穴８７２には、軸受部１５の下からボルト８８が螺合される。これによりダンパーＤ２は軸受ベース１５１と軸受部１５の間に固定され、軸受部１５の上下方向の振動を吸収し、軸受ベース１５１つまりエンジンフレーム１３への振動の伝達を軽減する。このように、本形態のマルチコプターＭでは、エンジン３０の出力部３５１が軸受部１５に支持され、これが別途エンジンフレーム１３にダンパーＤ２で支持されていることにより、エンジン３０の振動の影響を抑えつつ、駆動力の伝達精度が高められている。

そして、本形態のマルチコプターＭでは、エンジン３０の出力部３５１の回転は、メインフレーム１１に支持された従動輪４２に対して歯付ベルト４１で伝達される。本形態のエンジン３０は、ボディフレーム１０に接触することなくダンパーＤ１，Ｄ２で支持されており、これによりボディフレーム１０に伝達されるエンジン３０の振動が軽減されている。一方、エンジン３０が強固に固定されないことにより、エンジン３０自体の振動はより大きなものとなる。かかるエンジン３０の駆動力を、従動輪４２に対して歯付ベルト４１で伝達することにより、エンジン３０の振動の吸収、動力の確実な伝達、および騒音の軽減などの効果がバランス良く実現されている。

なお、本形態ではエンジン３０の出力部３５１と従動輪４２とが歯付ベルト４１で連結されているが、歯付ベルト４１に代えてチェーンを用いても同様の効果を得ることができる。また、本形態のダンパーＤ１，Ｄ２は、エンジン３０の振動を弾性体で吸収する構造を採用することによりダンパー構造の単純化が図られているが、エンジン３０を支持するダンパーは弾性体を用いたものには限られず、例えばガス、オイル、またはバネを用いたダンパーであってもよい。

（機能構成）
図１２はマルチコプターＭの機能構成を示すブロック図である。本形態のマルチコプターＭの機能は、制御部であるフライトコントローラＦＣ、ロータ５０、親歯車４４を介してロータ５０を駆動する駆動源であるエンジン３０およびモータ９０、ピッチ変更機構６０、操縦者（オペレータ端末５１）と通信を行う通信装置５２、および、モータ９０やフライトコントローラＦＣ、ピッチ変更機構６０、通信装置５２等の電気・電子機器に電力を供給するバッテリー２９により構成されている。

フライトコントローラＦＣは制御装置２０を有している。制御装置２０は、中央処理装置であるＣＰＵ２１と、ＲＡＭやＲＯＭ・フラッシュメモリなどの記憶装置からなるメモリ２２とを有している。

フライトコントローラＦＣはさらに、ＩＭＵ２５（Inertial Measurement Unit：慣性計測装置）、ＧＰＳ受信器２６、気圧センサ２７、および電子コンパス２８を含む飛行制御センサ群Ｓを有しており、これらは制御装置２０に接続されている。

ＩＭＵ２５はマルチコプターＭの傾きを検出するセンサであり、主に３軸加速度センサおよび３軸角速度センサにより構成されている。ＧＰＳ受信器２６は、正確には航法衛星システム（ＮＳＳ：Navigation Satellite System）の受信器である。ＧＰＳ受信器２６は、全地球航法衛星システム（ＧＮＳＳ:Global Navigation Satellite System）または地域航法衛星システム（ＲＮＳＳ:Regional Navigational Satellite System）から現在の経緯度値を取得する。気圧センサ２７は、検出した気圧高度からマルチコプターＭの海抜高度（標高）を特定する高度センサである。電子コンパス２８には３軸地磁気センサが用いられており、電子コンパス２８はマルチコプターＭの機首の方位角を検出する。

フライトコンローラＦＣは、これら飛行制御センサ群Ｓにより、機体の傾きや回転のほか、飛行中の経緯度、高度、および機首の方位角を含む自機の位置情報を取得することが可能とされている。

なお、本形態の飛行制御センサ群Ｓは一例であり、フライトコンローラＦＣを構成するセンサ類は本形態の組み合わせには限られない。例えば、気圧センサ２７に代えて、あるいは気圧センサ２７に加えて、測定方向を下方に向けたレーザ測距センサやステレオカメラ等で対地高度を取得することが考えられる。また、ＧＰＳ受信器２６が電波を受信不能な場所では、機体の水平移動をオプティカルフローセンサや画像認識等で検知することが考えられる。その他、レーザや赤外線、超音波などを利用した複数の測距センサで周辺物との距離を測定し、その距離からマルチコプターＭの空間位置を特定することも可能である。

制御装置２０は、マルチコプターＭの飛行時における姿勢や基本的な飛行動作を制御するプログラムである飛行制御プログラムＦＳを有している。飛行制御プログラムＦＳは、飛行制御センサ群Ｓから取得した情報を基にピッチ変更機構６０により個々のロータ５０のピッチ角を調節し、機体の姿勢や位置の乱れを補正しながらマルチコプターＭを飛行させる。

制御装置２０はさらに、マルチコプターＭを自律飛行させるプログラムである自律飛行プログラムＡＰを有している。そして、制御装置２０のメモリ２２には、マルチコプターＭの目的地や経由地の経緯度、飛行中の高度や速度などが指定されたパラメータである飛行計画ＦＰが登録されている。自律飛行プログラムＡＰは、オペレータ端末５１からの指示や所定の時刻などを開始条件として、飛行計画ＦＰに従ってマルチコプターＭを自律的に飛行させる。

このように、本形態のマルチコプターＭは高度な飛行制御機能を備えた無人航空機である。ただし、本発明の無人航空機はマルチコプターＭの形態には限定されず、例えば飛行制御センサ群Ｓから一部のセンサが省略された機体や、自律飛行機能を備えず手動操縦のみにより飛行可能な機体を用いることもできる。また、エンジン３０の空燃比の操作は操縦者が手動でサーボ３９を操作して行うが、これを自動化することも可能である。

また、制御装置２０は、親歯車４４を駆動する駆動源をエンジン３０およびモータ９０の間で切り替える駆動源切替プログラムＤＳ（駆動源切替部）を有している。上でも述べたように、本形態のマルチコプターＭは主としてエンジン３０で飛行する。モータ９０はあくまで補助的な駆動源であり、限られた場面において一時的にエンジン３０に代わって親歯車４４を駆動する。駆動源切替プログラムＤＳは、オペレータ端末５１からの指示を受けて駆動源を切り替えることができるとともに、予め定められた条件に基づいて自動的に駆動源を切り替えることもできる。

例えば、駆動源切替プログラムＤＳは、エンジン３０の動作に異常が生じたときに自動的にエンジン３０を停止してモータ９０を駆動させる。駆動源切替プログラムＤＳは、親歯車４４の回転をエンコーダ４４９で監視しており、その回転数が正常値の閾値範囲を超えたときに、駆動源を自動的にモータ９０に切り替え、マルチコプターＭを軟着陸させる。エンジン３０の異常は親歯車４４の回転数の異常として表れる。また、各ロータ５０の回転数は親歯車４４の回転数により決定される。マルチコプターＭは親歯車４４の回転を監視することにより、エンジン３０に異常が生じた場合でも機体が墜落する前に速やかに駆動源を切り替えることが可能とされている。なお、エンコーダ４４９は親歯車４４の回転数を計測可能なロータリーエンコーダであればよく、その検出方式は問わない。エンコーダ４４９には、例えば光電センサや電磁ピックアップ、渦電流変位センサなどを好適に用いることができる。

また、駆動源切替プログラムＤＳは、ＧＰＳ受信機２６や気圧センサ２７の出力値を監視しており、例えば市街地や低空域など、騒音が規制されている区域をマルチコプターＭが通過するときにも駆動源をモータ９０に切り替える。なお、駆動源切替プログラムＤＳが駆動源を切り替える条件は任意であり、マルチコプターＭの用途や飛行要件に応じて適宜設定可能である。必要であればその条件を検知するためのセンサ等を別途搭載してもよい。さらには、駆動源切替プログラムＤＳによる駆動源の自動切替はマルチコプターＭの必須の機能ではなく、オペレータ端末５１からの指示のみによって駆動源を切り替える構成としてもよい。

上でも述べたように、マルチコプターＭでは、モータ９０と他の電気・電子機器とがバッテリー２９を共有している。これにより、機体の部品点数や機体重量の増加を抑えつつ、エンジン３０の故障時にモータ９０でこれをバックアップすることが可能とされている。

また、本形態のモータ９０は、エンジン３０が駆動している最中は、親歯車４４に従動して回転することで発電を行う。そしてバッテリー２９はモータ９０が発生させた電力により充電される。マルチコプターＭでは、エンジン３０の駆動中にモータ９０の従動を利用してバッテリー２９を充電することにより、バッテリー２９を他の電気・電子機器と共有しながらもモータ９０を駆動する際の電力が確保される。また、バッテリー２９の残量が航続時間のボトルネックとなることもない。

以上、本発明の実施形態について説明したが、本発明の範囲はこれに限定されるものではなく、発明の主旨を逸脱しない範囲で種々の変更を加えることができる。

Ｍ：マルチコプター（無人航空機），１０：ボディフレーム，１１：メインフレーム，１１１：アームホルダ，１１３：軸受，１２：トップフレーム，１３：エンジンフレーム，１４：サーボホルダ，１５：軸受部１５１：軸受ベース，ＦＣ：フライトコントローラ，ＦＳ：飛行制御プログラム，Ｓ：飛行制御センサ群，ＤＳ：駆動源切替プログラム（駆動源切替部），２９：バッテリー，３０：エンジン（駆動源），３１：燃料タンク，３５１：出力部，３５２：軸部，３８１：第１エンジンマウント，３８２：第２エンジンマウント，４０：動力伝達機構，４１：歯付ベルト，４２：従動輪，４２１：軸部，４３：入力歯車，４４：親歯車，４４１：歯部，４４９：エンコーダ，４５：子歯車，４５１：歯車部，４５２：結合部，４６：継手部材，４６１：止めねじ，４７：ドライブシャフト（回転軸），４７１：アダプタ部材，４７２：ベアリング，４９：出力歯車，５０：ロータ（水平回転翼），５１：ブレード，５３：ロータシャフト，５３１：ロータ歯車，５３１ａ：第１ロータ歯車，５３１ｂ：第２ロータ歯車，６０：ピッチ変更機構，６１：サーボ，６２：コントロールロッド，６２１：ピッチレバーリンク，６３：ピッチレバー，６４：スライダーリング，６５：ピッチコントロールプレート，６５１：ピッチリンク，６７：フェザリングヒンジ，７１：アーム，Ｄ１，Ｄ２：ダンパー，８１：ラバー部材，８１１：ラバー（弾性体），８１２：ラバーケース，８３：ボルト，８３１：ワッシャ，８４：ナット部材，８４１：フランジ部，８４２：軸部，８６：ラバー（弾性体），８７：ラバーケース，８７１：ボルト部，８７２：ナット部，８８：ボルト，９０：モータ，９３：入力歯車

Claims (11)

1. 駆動源であるエンジンおよびモータと、
   複数の水平回転翼と、
   前記駆動源の動力を前記複数の水平回転翼に伝達する動力伝達機構と、
   前記各水平回転翼のピッチ角を変化させるピッチ変更機構と、を備え、
   前記動力伝達機構は、
   軸線が鉛直となる向きに配置された歯車部材である親歯車と、
   前記親歯車に接続される複数の歯車部材である子歯車と、を有し、
   前記親歯車および前記子歯車は軸線が非平行となる向きに配置され、
   前記エンジンおよび前記モータはいずれも前記親歯車を駆動可能であり、
   前記複数の子歯車はそれぞれ異なる前記水平回転翼に動力を伝達することを特徴とする無人航空機。
2. 前記親歯車および前記子歯車は軸線が直交する向きに配置されることを特徴とする請求項１に記載の無人航空機。
3. 前記親歯車および前記子歯車は傘歯車であり、これらは直接噛合していることを特徴とする請求項１または請求項２に記載の無人航空機。
4. 前記親歯車は前記複数の子歯車をすべて同じ速度で回転させることを特徴とする請求項１から請求項３のいずれか一項に記載の無人航空機。
5. 複数の回転軸であるドライブシャフトを有し、
   前記各ドライブシャフトの軸線方向における一端には前記子歯車のいずれかが接続され、他端には傘歯車である出力歯車が設けられ、
   前記各水平回転翼の回転軸であるロータシャフトには、前記出力歯車に噛合する傘歯車であるロータ歯車が設けられ、
   前記ロータ歯車は、歯部を下方に向けて前記出力歯車に噛合し前記水平回転翼を一方に回転させる第１ロータ歯車と、歯部を上方に向けて前記出力歯車に噛合し前記水平回転翼を他方に回転させる第２ロータ歯車と、を有することを特徴とする請求項１から請求項４のいずれか一項に記載の無人航空機。
6. 機体の中心から平面視放射状に延びる複数本の筒状体であるアームを備え、
   前記ドライブシャフトは前記各アームの内部に配置されることを特徴とする請求項５に記載の無人航空機。
7. 前記ドライブシャフトと前記子歯車とは継手部材を介して接続されており、
   前記継手部材は、前記ドライブシャフトの所定量の傾きを吸収しつつ前記子歯車の回転を前記ドライブシャフトに伝達可能であることを特徴とする請求項５または請求項６に記載の無人航空機。
8. 前記親歯車を駆動する駆動源を前記エンジンおよび前記モータの間で切り替える駆動源切替部をさらに備え、
   前記駆動源切替部は、予め定められた条件に基づいて前記親歯車を駆動する駆動源を自動的に切り替えることを特徴とする請求項１から請求項７のいずれか一項に記載の無人航空機。
9. 前記駆動源切替部は、前記エンジンの駆動中に前記親歯車の回転速度が所定の閾値範囲を超えたら、自動的に前記エンジンを停止して前記モータを駆動することを特徴とする請求項８に記載の無人航空機。
10. 前記モータの動力源であるバッテリーをさらに備え、
    前記バッテリーは機体に搭載された他の電気・電子機器の動力源を兼ねていることを特徴とする請求項１から請求項９のいずれか一項に記載の無人航空機。
11. 前記モータは前記親歯車に従動して回転することで発電し、
    前記バッテリーは、前記エンジンの駆動中、前記モータが発生させた電力により充電されることを特徴とする請求項１０に記載の無人航空機。

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