JP2020117024A - マルチコプタ - Google Patents

Abstract

【課題】長時間の飛行が可能になるマルチコプタを提供する。【解決手段】本開示の一態様は、複数のプロペラ１１ａと、プロペラ１１ａを駆動するモータ１１ｂと、モータ１１ｂへ電力を供給するバッテリ１２と、電力を発電するために駆動するエンジン１３ａと、を有するマルチコプタ１において、エンジン１３ａは、ホバリング時出力値ＰＬよりも高く、かつ、上昇時出力値ＰＨよりも低い所定出力値ＰＭで駆動するように構成されている。【選択図】図１

Description

本開示は、マルチコプタに関し、特にシリーズハイブリッドシステムが構成されているマルチコプタに関する。

特許文献１には、複数のロータと、ロータを駆動するモータと、モータへ電力を供給するバッテリと、バッテリに供給する電力を発電するためのエンジンと、を有するマルチコプタが開示されている。

特開２０１６−８８１１０号公報

特許文献１には、マルチコプタの長時間の飛行を可能とするためにエンジン出力をどのように設定すべきかについては何ら開示されていない。

マルチコプタは、低負荷飛行や高負荷飛行を行ったり、あるいは、上空の気流などの外乱が加わることにより、状況に応じて要求負荷が変化する。そのため、マルチコプタにおいて、エンジン出力の設定によっては、エンジンに使用される燃料が残っている状態でバッテリの充電率が枯渇し、早期に飛行できなくなるおそれがある。

そこで、本開示は上記した問題点を解決するためになされたものであり、長時間の飛行が可能になるマルチコプタを提供することを目的とする。

上記課題を解決するためになされた本開示の一形態は、複数のロータと、前記ロータを駆動するモータと、前記モータへ電力を供給するバッテリと、前記電力を発電するために駆動する駆動部と、を有するマルチコプタにおいて、前記駆動部は、ホバリング飛行に必要な最低出力値よりも高く、かつ、上昇飛行に必要な最低出力値よりも低い所定出力値で駆動するように構成されていること、を特徴とする。

この態様によれば、駆動部の出力は、ホバリング飛行を行うために最低限必要な出力値よりも高い値に設定されている。そのため、ホバリング飛行の他に上昇飛行などの高負荷飛行を行う場合やマルチコプタに外乱が加わる場合であっても、バッテリのＳＯＣ（Ｓｔａｔｅ Ｏｆ Ｃｈａｒｇｅ、充電率）が目減りし難くなる。したがって、駆動部に使用する燃料が残っている状態にも関わらずバッテリのＳＯＣが枯渇することを抑制できる。また、ホバリング飛行などの低負荷飛行を行う場合に、駆動部の駆動により発電された電力の余剰電力をバッテリに充電してＳＯＣを補うことにより、バッテリからの放電を維持できるようになるので、充放電可能なバッテリの長所を活かすことができる。

また、駆動部の出力は、上昇飛行を行うために最低限必要な出力値よりも低い値に設定されている。そのため、上昇飛行などの高負荷飛行を行う場合に、駆動部の駆動により発電された電力の不足分をバッテリから放電される電力で補うことにより、充放電可能なバッテリの長所を活かすことができる。また、駆動部の出力を上昇飛行を行うために最低限必要な出力値よりも低い値に設定することで、駆動部の重量を抑制できる。例えば、駆動部としてエンジンを使用する場合には、排気量の小さいエンジンを使用できるので、エンジンの重量を抑制できる。そのため、マルチコプタに搭載できる燃料（駆動部にて使用するための燃料）の量をエンジンの重量の抑制分だけ増やすことができる。あるいは、駆動部の出力を上昇飛行を行うために最低限必要な出力値よりも低い値に設定することで、燃料の消費量を抑えることができる。例えば、駆動部としてエンジンを使用する場合には、エンジンへ供給される吸気量を小さくしつつ、燃料の消費量を抑えることができる。

このようにして、バッテリの長所を活かしつつ、燃料が枯渇するまでエンジンの駆動によりバッテリのＳＯＣを補うことができるので、長時間の飛行が可能になる。

上記の態様においては、前記所定出力値は、飛行時の最大の要求負荷が低いほど低い値に設定されること、が好ましい。

この態様によれば、駆動部の出力を抑えることができるので、駆動部における燃料の消費量をさらに抑えることができる。そのため、より確実に、燃料が枯渇するまで駆動部の駆動によりバッテリのＳＯＣを補って飛行することができる。したがって、より確実に、長時間の飛行が可能になる。

上記の態様においては、前記駆動部の駆動を制御する制御部を有し、前記制御部は、前記駆動部の駆動を前記要求負荷に対応した複数の運転モードに切り替えて制御すること、が好ましい。

この態様によれば、飛行目的（シチュエーション）によって異なる飛行時の要求負荷に応じて、駆動部の駆動の運転モードが切り替えられるように制御される。そのため、飛行目的に合せて駆動部の駆動を切り替えることにより、飛行目的に合せながら長時間の飛行が可能になる。

上記の態様においては、飛行中に前記要求負荷の大きさを演算する演算部を有し、前記制御部は、前記演算部により演算された前記要求負荷の大きさに応じて前記運転モードを切り替えること、が好ましい。

この態様によれば、飛行中の外乱の影響による状況（例えば、上空の気流によって飛行時の要求負荷が変化する状況）に適した駆動部の駆動の運転モードを選択できるので、より確実に長時間の飛行が可能になる。

本開示のマルチコプタによれば、長時間の飛行が可能になる。

本実施形態のマルチコプタの外観斜視図である。 本実施形態のマルチコプタの構成を示すブロック図である。 任意の高さまで上昇した後にホバリング飛行のみ行う場合において、要求出力とエンジン出力とＳＯＣの時間変化の一例を示す図である。 任意の高さまで上昇した後にホバリング飛行の他に上昇飛行などの高負荷飛行を行う場合において、要求出力とエンジン出力とＳＯＣの時間変化の一例を示す図である。 所定出力値の設定に関する図である。 撮影モードと運搬モードでエンジンの駆動を切り替える制御の内容を示すフローチャート図である。 低運転モード駆動において行われる制御の内容を示すフローチャート図である。 高運転モード駆動において行われる制御の内容を示すフローチャート図である。 変形例においてエンジンの駆動を切り替える制御の内容を示すフローチャート図である。

以下、本開示のマルチコプタの実施形態について説明する。

＜マルチコプタの概要＞
（マルチコプタの構成）
図１に示すように、本実施形態のマルチコプタ１は、機体１１と、バッテリ１２と、エンジン発電ユニット１３と、燃料タンク１４と、制御部１５などを有する。

機体１１は、プロペラ１１ａと、モータ１１ｂと、天板１１ｃと、足１１ｄを備えている。なお、プロペラ１１ａは、本開示の「ロータ」の一例である。

プロペラ１１ａは、複数（図１示す例では、８つ）設けられている。そして、この複数のプロペラ１１ａを同時に回転させることにより、マルチコプタ１は飛行する。

モータ１１ｂは、各々のプロペラ１１ａに設けられ、プロペラ１１ａを駆動する。モータ１１ｂは、図２に示すように、後述するＥＳＣ１９（インバータ（不図示））とパワーコントロールユニット１８とを介して、バッテリ１２や後述するジェネレータ１３ｂに電気的に接続されている。これにより、ジェネレータ１３ｂにて発電された電力やバッテリ１２から放電される電力が、パワーコントロールユニット１８とＥＳＣ１９とを介して、モータ１１ｂに供給される。

また、図１に示すように、天板１１ｃの下に、マルチコプタ１が着陸するときに接地する部分である足１１ｄが設けられている。

バッテリ１２は、図１に示すように天板１１ｃの上に設けられている。このバッテリ１２は、電力を充放電する充放電部（二次電池、蓄電池）である。図２に示すように、バッテリ１２は、パワーコントロールユニット１８を介して、後述するジェネレータ１３ｂと電気的に接続されており、ジェネレータ１３ｂで発電された電力を充電する。また、バッテリ１２は、パワーコントロールユニット１８とＥＳＣ１９とを介して、モータ１１ｂと電気的に接続されており、モータ１１ｂに供給する電力を放電する。また、バッテリ１２において、バッテリ１２の電流・電圧やバッテリ１２の温度やＳＯＣ（Ｓｔａｔｅ Ｏｆ Ｃｈａｒｇｅ、充電率）を検出するセンサが設けられており、該センサはそれらの情報に関する信号を制御部１５へ送る。

エンジン発電ユニット１３は、図１に示すように、天板１１ｃの下に設けられている。図２に示すように、このエンジン発電ユニット１３は、エンジン１３ａとジェネレータ（発電機）１３ｂを備えている。エンジン１３ａは、ジェネレータ１３ｂの動力源であって、例えば、小型のディーゼルエンジンやレシプロエンジンなどである。すなわち、エンジン１３ａは、モータ１１ｂまたはバッテリ１２へ供給する電力をジェネレータ１３ｂで発電するために駆動する。また、エンジン１３ａは、制御部１５から、発電電力指示の信号を受け取る。なお、エンジン１３ａは、本開示の「駆動部」の一例である。

燃料タンク１４は、図１に示すように、天板１１ｃの上に設けられたタンク固定台１６の上に設けられている。この燃料タンク１４は、エンジン１３ａを駆動させるために使用する燃料を貯留している。図２に示すように、燃料タンク１４に設けられた不図示のレベルセンサが、制御部１５へ燃料の残量の情報に関する信号を送る。

制御部１５は、図１に示すように、天板１１ｃの上に設けられている。この制御部１５は、小型のコンピュータとして構成されており、マルチコプタ１の全体を制御する。例えば、制御部１５は、エンジン１３ａの駆動を制御して、ジェネレータ１３ｂでの発電を制御する。また、図２に示すように、制御部１５は、後述する演算部１５ａを備えている。

また、マルチコプタ１は、図２に示すように、ＦＣ（フライトコントローラ）１７と、パワーコントロールユニット１８と、ＥＳＣ（Ｅｌｅｃｔｒｉｃ Ｓｐｅｅｄ Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒ）１９と、コントローラ２０と、各種センサ２１を有する。

ＦＣ１７は、マルチコプタ１の飛行の制御を行う装置である。このＦＣ１７は、制御部１５とＥＳＣ１９へ推力指示の信号を送る一方で、制御部１５からＳＯＣの情報に関する信号を受け取る。また、ＦＣ１７は、コントローラ２０から使用者の操作指示の信号を受け取り、各種センサ２１から検出結果の情報に関する信号を受け取る。

パワーコントロールユニット１８は、モータ１１ｂへ供給される電力を制御する装置である。このパワーコントロールユニット１８は、ジェネレータ１３ｂで発電された電力を受給したり、バッテリ１２との間で電力の供給および受給を行ったり、ＥＳＣ１９へ電力を供給したりする。また、パワーコントロールユニット１８は、制御部１５から充放電切替指示の信号を受け取る。

ＥＳＣ１９は、モータ１１ｂの回転数を制御する装置である。このＥＳＣ１９は、パワーコントロールユニット１８から供給される電力を、駆動電力として、モータ１１ｂに供給する。また、ＥＳＣ１９は、ＦＣ１７から推力指示の信号を受け取る。

また、コントローラ２０は、マルチコプタ１の使用者が持つ操作部であり、例えば、ジョイスティックである。また、各種センサ２１は、高度や姿勢や緯度や経度や加速度や障害物などを検出するセンサである。

また、本実施形態のマルチコプタ１においては、モータ１１ｂとバッテリ１２とエンジン１３ａによりシリーズハイブリッドシステムが構成されている。すなわち、マルチコプタ１においては、エンジン１３ａが発電のみに使用され、モータ１１ｂがプロペラ１１ａの駆動に使用され、さらに電力を回収するためのバッテリ１２を有するシステムが構成されている。このようにして、マルチコプタ１は、エンジン１３ａの駆動によりジェネレータ１３ｂにて発電し、発電した電力でモータ１１ｂを駆動してプロペラ１１ａを駆動することにより、飛行する。また、マルチコプタ１は、エンジン１３ａの駆動によりジェネレータ１３ｂにて発電した際の余剰電力を、バッテリ１２に一旦蓄え、必要に応じてモータ１１ｂの駆動に用いる。

（マルチコプタの作用）
このような構成のマルチコプタ１は、モータ１１ｂに電力を供給し、複数のプロペラ１１ａを回転させることにより飛行する。そして、プロペラ１１ａの回転数を制御し、プロペラ１１ａの回転によって得られる揚力をマルチコプタ１自体の重力とバランスさせることで、マルチコプタ１のホバリング飛行や前進・後進・左右移動飛行を実現させることができる。また、プロペラ１１ａにより発生させる揚力を大きくしてマルチコプタ１の上昇飛行を実現させることができ、プロペラ１１ａにより発生させる揚力を小さくしてマルチコプタ１の下降飛行を実現させることができる。また、各々のプロペラ１１ａの回転数を制御して、複数のプロペラ１１ａの回転によって発生する揚力に不均衡を生じさせることにより、マルチコプタ１の前進・後進・左右移動飛行を実現することができる。そして、相対するプロペラ１１ａの回転数に差を設けることにより、旋回（回転）飛行を実現することができる。

＜エンジン出力の設定について＞
本実施形態では、マルチコプタ１において、低負荷飛行や高負荷飛行を行う際に、長時間の飛行を可能とするために、エンジン１３ａの駆動時の出力であるエンジン出力を最適な値に設定する。ここで、「低負荷飛行」とは、要求負荷（要求出力）が低い飛行であり、例えば、ホバリング飛行や回転飛行や下降飛行などである。また、「高負荷飛行」とは、要求負荷（要求出力）が高い飛行であり、例えば、上昇飛行（急上昇飛行）や高速での前進・後進・左右移動飛行や急停止飛行などである。

図３は、マルチコプタ１が離陸して任意の高さまで上昇した後にホバリング飛行のみ行う場合において、要求出力ＲＰと、エンジン出力ＥＰと、ＳＯＣの時間変化の一例を示している。なお、「要求出力ＲＰ」とは、要求される消費電力（要求負荷）に対応する出力である。また、「エンジン出力ＥＰ」とは、エンジン１３ａの駆動によりジェネレータ１３ｂにて発電する発電電力に対応する出力である。

ここで、図３に示すように、エンジン出力ＥＰを、ホバリング飛行に必要な最低出力値（ホバリング飛行を行うために最低限必要とされる出力値）であるホバリング時出力値ＰＬに設定する場合を想定する。「ホバリング時出力値ＰＬ」とは、言い換えれば、ホバリング飛行時にモータ１１ｂに対して供給することが必要な最低限の電力をジェネレータ１３ｂにて発電するために必要となるエンジン出力ＥＰ（エンジン１３ａの駆動力）の値である。なお、図３の例においては、エンジン出力ＥＰは、ローモード出力値ＬＯと、このローモード出力値ＬＯよりも高いハイモード出力値ＨＩに切り替え可能となっており、ここでは、ハイモード出力値ＨＩをホバリング時出力値ＰＬに設定する場合を想定する。

図３に示すように、マルチコプタ１は、時間Ｔ１にて駆動を開始した後、時間Ｔ２から時間Ｔ３において上昇飛行を行って離陸して、任意の高さまで上昇する。このとき、要求出力ＲＰが上昇するが、エンジン出力ＥＰはローモード出力値ＬＯになっており、バッテリ１２から放電される電力がモータ１１ｂに供給されるため、ＳＯＣが低下する。

そして、マルチコプタ１は、このようにして任意の高さまで上昇した後、時間Ｔ３から時間Ｔ７において、ホバリング飛行のみを行う。なお、このとき、燃料タンク１４内の燃料がエンジン１３ａに消費されて徐々に減少して、マルチコプタ１の重量が徐々に減少するのに伴い、要求出力ＲＰは徐々に減少していく。

そして、時間Ｔ４から時間Ｔ５の間、および、時間Ｔ６から時間Ｔ７の間において、エンジン出力ＥＰがホバリング時出力値ＰＬ（ハイモード出力値ＨＩ）に設定される。これにより、バッテリ１２において、エンジン１３ａの駆動によりジェネレータ１３ｂにて発電した際の余剰電力、すなわち、エンジン出力ＥＰ（ホバリング時出力値ＰＬ）と要求出力ＲＰの差分（図中にて斜線のハッチングが施された部分）に相当する電力の充電がなされる。そして、これにより、ＳＯＣは、時間Ｔ４から時間Ｔ５の間、および、時間Ｔ６から時間Ｔ７の間において、上昇して回復する。

その後、時間Ｔ７から時間Ｔ８において、マルチコプタ１は、下降飛行を行って着陸し、時間Ｔ９にて駆動を終了する。

このようにマルチコプタ１が離陸して任意の高さに上昇した後にホバリング飛行のみ行う場合においては、エンジン出力ＥＰ（ハイモード出力値ＨＩ）をホバリング時出力値ＰＬに設定することにより、時間Ｔ３から時間Ｔ７の間、ホバリング飛行により連続飛行させることができる。

ところで、図４に示すように、時間Ｔ１１〜時間Ｔ１３においてマルチコプタ１が離陸して任意の高さに上昇した後に、時間Ｔ１４から時間Ｔ１５において、使用者がコントローラ２０にて高負荷飛行（例えば、上昇飛行）のコマンドを選択してマルチコプタ１が高負荷飛行を行う場合を考える。すると、時間Ｔ１４から時間Ｔ１５の間において、要求出力ＲＰがエンジン出力ＥＰ（ホバリング時出力値ＰＬ）よりも高くなってエンジン１３ａの駆動によりジェネレータ１３ｂにて発電した際の余剰電力が発生しないことから、バッテリ１２にて充電が行われない。そのため、バッテリ１２から電力が放電されてモータ１１ｂに供給されるため、状況によっては、図４にて破線で示すようにバッテリ１２のＳＯＣが減少するおそれがある。すなわち、燃料タンク１４内に燃料が残っている状態にも関わらず、バッテリ１２のＳＯＣが枯渇して、マルチコプタ１が飛行を継続できなくなるおそれがある。

このようなことから、エンジン出力ＥＰは、バッテリ１２のＳＯＣの枯渇を懸念して、ホバリング時出力値ＰＬより高く設定する必要がある。

そこで、図４に示すように、エンジン出力ＥＰを上昇飛行（高負荷飛行の一例）に必要な最低出力値（上昇飛行を行うために最低限必要とされる出力値）である上昇時出力値ＰＨに設定する場合を想定する。「上昇時出力値ＰＨ」とは、言い換えれば、上昇飛行時にモータ１１ｂに対して供給することが必要な最低限の電力をジェネレータ１３ｂにて発電するために必要となるエンジン出力ＥＰ（エンジン１３ａの駆動力）の値である。

しかしながら、エンジン出力ＥＰを上昇時出力値ＰＨまで高くするためには、エンジン１３ａの排気量の増加が必要のため、エンジン１３ａやジェネレータ１３ｂの重量が増加する。そのため、マルチコプタ１の搭載重量制限を満たすために、エンジン１３ａに使用する燃料の搭載量（燃料タンク１４内の燃料の貯留量）を少なくする必要がある。また、エンジン出力ＥＰを上昇時出力値ＰＨまで高くすることにより、エンジン１３ａの燃料消費量が増大する。そのため、燃料タンク１４内の燃料が枯渇して、エンジン１３ａの駆動によりバッテリ１２のＳＯＣを補うことができないおそれがある。したがって、長時間の飛行ができないおそれがある。

また、エンジン出力ＥＰを上昇時出力値ＰＨまで高くすることにより、エンジン１３ａの駆動によってジェネレータ１３ｂで発電する電力が増加する。そのため、バッテリ１２から放電される電力をモータ１１ｂに供給する必要性が低くなって、放充電可能なバッテリの長所を活かすことができないおそれがある。

このように、エンジン出力ＥＰを上昇時出力値ＰＨまで高くすると、運用性や飛行時間に影響が出るので、エンジン出力ＥＰは可能な限り低く設定したい。その一方で、エンジン出力ＥＰをホバリング時出力値ＰＬまで低く設定すると、使用者の高負荷飛行の要求に対応できず、シリーズハイブリッドシステムを採用したことの利点が小さくなるためにマルチコプタ１の商品性が劣ってしまう。

そこで、本実施形態では、エンジン１３ａは、ホバリング時出力値ＰＬよりも高く、かつ、上昇時出力値ＰＨよりも低い所定出力値ＰＭで駆動されるように構成されている。すなわち、図４に示すように、本実施形態のエンジン出力ＥＰ（ハイモード出力値ＨＩ）は、ホバリング時出力値ＰＬよりも高く、かつ、上昇時出力値ＰＨよりも低い所定出力値ＰＭに設定されている。

このようにして、エンジン出力ＥＰをホバリング時出力値ＰＬより若干高い値に設定することで、上昇飛行などの高負荷飛行に対して余裕を持たせることができる。そのため、図４に示すように、時間Ｔ１４から時間Ｔ１５において、エンジン１３ａの駆動によりジェネレータ１３ｂにて発電する電力量を増加させて、バッテリ１２から放電される電力量を減少させることができるので、バッテリ１２のＳＯＣの低下量が少なくなる。したがって、バッテリ１２のＳＯＣの枯渇を防いで、マルチコプタ１の飛行（高負荷飛行）を継続させることができる。

ゆえに、本実施形態では、通常行われるホバリング飛行の連続飛行時間について目標時間（例えば、１．５時間以上）を達成させながら、ホバリング飛行中に高負荷飛行が要求された場合でも、高負荷飛行の連続飛行時間について目標時間（例えば、２０分以上）を達成させることができる。

また、所定出力値ＰＭを、低負荷飛行と高負荷飛行の頻度に応じて設定してもよい。

すなわち、所定出力値ＰＭは、低負荷飛行の頻度が高いため飛行時の要求負荷（最大の要求負荷）が低いほど低い値（例えば、図５に示すように、中間出力値ＰＭ＿Ｍよりも低い値である低出力値ＰＭ＿Ｌ）に設定される。これにより、エンジン出力ＥＰを抑えることができるので、エンジン１３ａの燃料消費量をさらに抑えることができる。そのため、より確実に、燃料タンク１４内の燃料が枯渇するまでエンジン１３ａの駆動でバッテリ１２のＳＯＣを補って飛行することができる。したがって、より確実に、長時間の飛行が可能になる。

一方、所定出力値ＰＭは、高負荷飛行の頻度が高いため要求負荷が高いほど高い値（例えば、図５に示すように、中間出力値ＰＭ＿Ｍよりも高い値である高出力値ＰＭ＿Ｈ）に設定される。これにより、要求負荷が高くバッテリ１２の充電消費量が大きくなっても、燃料タンク１４内の燃料が枯渇する前にバッテリ１２のＳＯＣが枯渇する事態を抑制できる。

（エンジンの駆動の切り替え制御について）
本実施形態では、制御部１５は、エンジン１３ａの駆動を、飛行時の要求負荷に対応した複数の運転モードに切り替えて制御する。そこで、例えば、制御部１５は、エンジン１３ａの駆動を、撮影モード（マルチコプタ１に搭載された不図示の撮影部で撮影を行うモード）に対応した低運転モードと、運搬モード（マルチコプタ１に物品を載せて運搬を行うモード）に対応した高運転モードに切り替えて制御する。そして、さらに、制御部１５は、飛行中に演算部１５ａにより演算された要求負荷の大きさに基づいて運転モードを切り替える。そこで、例えば、制御部１５は、飛行中に演算部１５ａにより演算されたバッテリ１２のＳＯＣの変化量（要求負荷の大きさに対応する量）に基づいて、エンジン１３ａの駆動を低運転モードと高運転モードに切り替えて制御する。

具体的には、図６に示すように、制御部１５は、使用者がコントローラ２０にて撮影モードを選択した場合には（ステップＳ１：ＹＥＳ）、ホバリング飛行などの低負荷飛行の頻度が高くなるため、低運転モード駆動を行う（ステップＳ２）。

そして、この低運転モード駆動においては、図７に示すように、制御部１５は、バッテリ１２のＳＯＣの変化量が所定量α以下である場合（例えば、ＳＯＣの１秒間の低下量が０．５％以下である場合）（ステップＳ１１：ＮＯ）には、要求負荷が低いと考えられるので、エンジン１３ａの駆動について、低運転モードを維持する（ステップＳ１４）。また、制御部１５は、バッテリ１２のＳＯＣの変化量が所定量αより多い（ステップＳ１１：ＹＥＳ）が、ＳＯＣの変化量が所定量αを超えた回数が所定回数β（例えば、３回）未満である場合（ステップＳ１２：ＮＯ）にも、要求負荷が低いと考えられるので、エンジン１３ａの駆動について、低運転モードを維持する（ステップＳ１４）。

ここで、「低運転モード」とは、例えば、所定出力値ＰＭを低出力値ＰＭ＿Ｌ（図５参照）に設定する運転モードである。また、「ＳＯＣの変化量が所定量αを超えた回数」とは、図７のルーチン処理が１回行われる度に不図示のカウンタによりカウント数が「１」加算されるとした場合に、ＳＯＣの変化量が所定量αを超えたカウント数である。

これに対し、制御部１５は、バッテリ１２のＳＯＣの変化量が所定量αより多く（ステップＳ１１：ＹＥＳ）、かつ、バッテリ１２のＳＯＣの変化量が所定量αを超えた回数が所定回数β以上である場合（ステップＳ１２：ＹＥＳ）には、要求負荷が高いと考えられるので、エンジン１３ａの駆動について、低運転モードから高運転モードに切り替える（ステップＳ１３）。ここで、「高運転モード」とは、例えば、所定出力値ＰＭが高出力値ＰＭ＿Ｈに設定される運転モードである。

このように、低運転モード駆動は、基本的に要求負荷が低い場合に低運転モードを維持しながら、要求負荷が高くなった場合に低運転モードから高運転モードに切り替える駆動である。

再び、図６の説明に戻って、制御部１５は、使用者がコントローラ２０にて撮影モードを選択しないで（ステップＳ１：ＮＯ）、運搬モードを選択した場合（ステップＳ３：ＹＥＳ）には、高負荷飛行（上昇飛行や高速での前進・後進・左右移動飛行や急停止など）を行う頻度が高くなるため、高運転モード駆動を行う（ステップＳ４）。

そして、この高運転モード駆動においては、図８に示すように、制御部１５は、バッテリ１２のＳＯＣの変化量が所定量αよりも多い場合（ステップＳ２１：ＹＥＳ）には、要求負荷が高いと考えられるので、エンジン１３ａの駆動について、高運転モードを維持する（ステップＳ２４）。また、制御部１５は、バッテリ１２のＳＯＣの変化量が所定量α以下である（ステップＳ２１：ＮＯ）が、ＳＯＣの変化量が所定量αを下回っている時間（所定量α以下である時間）が所定時間ｔ（例えば、５秒）未満である場合（ステップＳ２２：ＮＯ）にも、要求負荷が高いと考えられるので、エンジン１３ａの駆動について、高運転モードを維持する（ステップＳ２４）。

これに対し、制御部１５は、バッテリ１２のＳＯＣの変化量が所定量α以下であり（ステップＳ２１：ＮＯ）、かつ、ＳＯＣの変化量が所定量αを下回っている時間が所定時間ｔ以上である場合（ステップＳ２２：ＹＥＳ）には、要求負荷が低いと考えられるので、エンジン１３ａの駆動について、高運転モードから低運転モードに切り替える（ステップＳ２３）。

このように、高運転モード駆動は、基本的に要求負荷が高い場合に高運転モードを維持しながら、要求負荷が低くなった場合に高運転モードから低運転モードに切り替える駆動である。

また、コントローラ２０にて撮影モードや運搬モードを選択する機能がない場合には、制御部１５は、図９に示すように制御する。図９に示すように、制御部１５は、バッテリ１２のＳＯＣの変化量が所定量αよりも多い場合（ステップＳ３１：ＹＥＳ）には要求負荷が高いと考えられるので、エンジン１３ａの駆動について、高運転モードにする（ステップＳ３２）。一方、制御部１５は、バッテリ１２のＳＯＣの変化量が所定量α以下である場合（ステップＳ３１：ＮＯ）には、要求負荷が低いと考えられるので、エンジン１３ａの駆動について、低運転モードにする（ステップＳ３３）。

＜本実施形態の作用効果について＞
以上のように本実施形態のマルチコプタ１において、エンジン１３ａは、ホバリング時出力値ＰＬよりも高く、かつ、上昇時出力値ＰＨよりも低い所定出力値ＰＭで駆動するように構成されている。

このようにして、エンジン出力ＥＰは、ホバリング時出力値ＰＬから余裕を持たせて設定されており、ホバリング飛行を行うために最低限必要な出力値よりも高い値に設定されている。そのため、ホバリング飛行の他に上昇飛行などの高負荷飛行を行う場合やマルチコプタ１に外乱が加わる場合であっても、バッテリのＳＯＣが目減りし難くなる。したがって、燃料タンク１４内に燃料が残っている状態にも関わらずバッテリ１２のＳＯＣが枯渇することを抑制できる。また、ホバリング飛行などの低負荷飛行を行う場合に、エンジン１３ａの駆動によりジェネレータ１３ｂにて発電された電力の余剰電力をバッテリ１２に充電してＳＯＣを補うことにより、バッテリ１２からの放電を維持できるようになるので、充放電可能なバッテリ１２の長所を活かすことができる。

また、エンジン出力ＥＰは、上昇飛行を行うために最低限必要な出力値よりも低い値に設定されている。そのため、上昇飛行などの高負荷飛行を行う場合に、エンジン１３ａの駆動によりジェネレータ１３ｂにて発電された電力の不足分をバッテリ１２から放電される電力で補うことにより、充放電可能なバッテリ１２の長所を活かすことができる。また、エンジン出力ＥＰを高くすることによるエンジン１３ａの重量増加を抑制できるので、マルチコプタ１に搭載できる燃料（燃料タンク１４内の燃料）の量が減ることを抑制できる。また、エンジン出力ＥＰを高くすることによってエンジン１３ａの燃料消費量が増えることを抑えるので、燃料の減り方が早くなることを抑制できる。そのため、燃料タンク１４内の燃料が枯渇するまでエンジン１３ａの駆動によりバッテリのＳＯＣを補うことができる。

このようにして、バッテリ１２の長所を活かしつつ、燃料タンク１４内の燃料が枯渇するまでエンジン１３ａの駆動によりバッテリ１２のＳＯＣを補えるため、より長時間の飛行が可能となる。

したがって、ホバリング飛行などの低負荷飛行（例えば、敷地内監視（ライブ会場の定点監視）などを目的とする飛行）、及び、前進・後進・左右移動を含む移動飛行などの高負荷飛行（例えば、使用者が意図した高速帰還（物品の高速輸送）などを目的とする飛行）について、目標飛行時間を達成することができる。

また、所定出力値ＰＭは、飛行時の要求負荷（最大の要求負荷）が低いほど低い値に設定される。

これにより、エンジン出力ＥＰを抑えることができるので、エンジン１３ａの燃料消費量をさらに抑えることができる。そのため、より確実に、燃料タンク１４内の燃料が枯渇するまでエンジン１３ａの駆動によりバッテリ１２のＳＯＣを補って飛行することができる。したがって、より確実に、長時間の飛行が可能になる。

また、制御部１５は、エンジン１３ａの駆動を、異なる飛行時の要求負荷に対応した複数の運転モードに切り替えて制御する。そこで、例えば、制御部１５は、エンジン１３ａの駆動を、要求負荷の低い撮影モードに対応した低運転モードと、要求負荷の高い運搬モードに対応した高運転モードに切り替えて制御する。

このようにして、飛行目的（シチュエーション）によって異なる飛行時の要求負荷に応じて、エンジン１３ａの駆動の運転モードが切り替えられるように制御される。そのため、飛行目的に合せてエンジン１３ａの駆動を切り替えることにより、飛行目的に合せながら長時間の飛行が可能になる。

また、制御部１５は、演算部１５ａにより演算された飛行時の要求負荷の大きさに応じて運転モードを切り替える。

これにより、飛行中の外乱の影響による状況（例えば、上空の気流によって飛行時の要求負荷が変化する状況など）に適したエンジン１３ａの駆動の運転モードを選択できるので、より確実に長時間の飛行が可能になる。

なお、上記した実施の形態は単なる例示にすぎず、本開示を何ら限定するものではなく、その要旨を逸脱しない範囲内で種々の改良、変形が可能であることはもちろんである。

例えば、エンジン出力ＥＰは、図３の例においてはローモード出力値ＬＯとハイモード出力値ＨＩに切り替え可能となっているが、これに限定されず、ハイモード出力値ＨＩのみ設定されるとしてもよい。

また、図７のステップＳ１２の処理を、ＳＯＣの変化量が所定量αを超えた時間が所定時間ｔ１以上であるか否かを判断する処理としてもよい。図８のステップＳ２２の処理を、ＳＯＣの変化量が所定量αを下回っている回数が所定回数β１以上であるか否かを判断する処理としてもよい。

また、本開示のマルチコプタは、燃料電池システムを搭載したマルチコプタ（ハイブリッドドローン）にも適用できる。このとき、燃料電池システムは、燃料と酸化剤により発電する燃料電池と、燃料電池に燃料を供給するために駆動する燃料供給部（燃料噴射弁（インジェクタ）など）と、燃料電池で発電した電力を充放電する充放電部などを有する。そして、燃料電池が「発電部」に相当し、燃料供給部が「駆動部」に相当し、充放電部が「バッテリ」に相当する。

また、本開示のマルチコプタは、エタノール燃料やＬＰガス、天然ガスなどを燃料としたエンジンや、ディーゼルエンジンなどを搭載したマルチコプタ（ハイブリッドドローン）にも適用できる。

１ マルチコプタ
１１ 機体
１１ａ プロペラ（ロータ）
１１ｂ モータ
１２ バッテリ
１３ エンジン発電ユニット
１３ａ エンジン
１３ｂ ジェネレータ（発電機）
１４ 燃料タンク
１５ 制御部
１５ａ 演算部
２０ コントローラ
ＲＰ 要求出力
ＥＰ エンジン出力
ＰＬ ホバリング時出力値
ＰＨ 上昇時出力値
ＰＭ 所定出力値
ＰＭ＿Ｌ 低出力値
ＰＭ＿Ｍ 中間出力値
ＰＭ＿Ｈ 高出力値

Claims (4)

1. 複数のロータと、前記ロータを駆動するモータと、前記モータへ電力を供給するバッテリと、前記電力を発電するために駆動する駆動部と、を有するマルチコプタにおいて、
   前記駆動部は、ホバリング飛行に必要な最低出力値よりも高く、かつ、上昇飛行に必要な最低出力値よりも低い所定出力値で駆動するように構成されていること、
   を特徴とするマルチコプタ。
2. 請求項１のマルチコプタにおいて、
   前記所定出力値は、飛行時の最大の要求負荷が低いほど低い値に設定されること、
   を特徴とするマルチコプタ。
3. 請求項２のマルチコプタにおいて、
   前記駆動部の駆動を制御する制御部を有し、
   前記制御部は、前記駆動部の駆動を前記要求負荷に対応した複数の運転モードに切り替えて制御すること、
   を特徴とするマルチコプタ。
4. 請求項３のマルチコプタにおいて、
   飛行中に前記要求負荷の大きさを演算する演算部を有し、
   前記制御部は、前記演算部により演算された前記要求負荷の大きさに応じて前記運転モードを切り替えること、
   を特徴とするマルチコプタ。

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