JP2023042141A

JP2023042141A - 飛行装置

Info

Publication number: JP2023042141A
Application number: JP2021149282A
Authority: JP
Inventors: 満石川; Mitsuru Ishikawa
Original assignee: Ishikawa Energy Research Co Ltd
Current assignee: Ishikawa Energy Research Co Ltd
Priority date: 2021-09-14
Filing date: 2021-09-14
Publication date: 2023-03-27
Anticipated expiration: 2041-09-14
Also published as: JP2023042495A; CN117242004A; JP6990477B1; WO2023042561A1

Abstract

【課題】複数の駆動源を有し、何れかの駆動源が飛行中に停止した場合でも、他方の駆動源で飛行を続行することができる飛行装置を提供する。【解決手段】飛行装置１０は、第１駆動系統１１と、第２駆動系統１２と、を具備する。第１駆動系統１１は、バッテリ２７と、バッテリ２７から供給されるエネルギにより回転するロータ１５１等と、飛行状況に応じてロータ１５１等の回転数を制御する第１制御部２０と、を有する。第２駆動系統１２は、バッテリ２７と、バッテリ２７から供給されるエネルギにより回転するロータ１８１等と、飛行状況に応じてロータ１８１等の回転数を制御する第２制御部２１と、を有する。緊急飛行状態では、第１駆動系統１１が停止した場合は、ロータ１５１等を回転させることにより着陸し、第２駆動系統１２が停止した場合は、ロータ１８１等を回転させることにより着陸する。【選択図】図１

Description

本発明は、飛行装置に関し、特に、複数の駆動源を有する飛行装置に関する。

従来から、無人で空中を飛行することが可能な飛行装置が知られている。このような飛行装置は、垂直軸回りに回転駆動するロータの推力で、空中を飛行することが可能とされている。

飛行装置の適用分野としては、例えば、輸送分野、測量分野および撮影分野等が考えられる。このような分野に飛行装置を適用させる場合は、測量機器や撮影機器を飛行装置に備え付ける。飛行装置を係る分野に適用させることで、人が立ち入れない地域に飛行装置を飛行させ、そのような地域の輸送、撮影および測量を行うことができる。係る飛行装置に関する発明は、例えば、特許文献１に記載されている。

特許文献１を参照すると、基体に複数のアーム部が配備されており、各アーム部の外側端部に、モータと回転翼が設置されている。また、係る飛行装置は、中心部に機体ベースが配置され、この機体ベースから周囲にアームが伸び、アームの先端部にモータおよびロータが配置されている。

特開２０１８－１２２６７４号公報

しかしながら、上記した特許文献１に記載された飛行装置では、飛行時における冗長性の観点から改善の余地があった。

具体的には、特許文献１に記載された飛行装置は、バッテリおよびモータから成る一つのみの駆動源を有する。従って、飛行中に於いて、モータやバッテリが故障する等して駆動源が停止した場合、飛行装置はそのまま落下してしまい、飛行装置および輸送物が損傷してしまう恐れがあった。輸送物が高価な高性能カメラ等であった場合、飛行装置の落下に伴う損失が大きくなってしまう課題がある。

本発明は、上記の事情に鑑みてなされたものであり、その目的とするところは、複数の駆動源を有し、何れかの駆動源が飛行中に停止した場合でも、他方の駆動源で飛行を続行することができる飛行装置を提供することにある。

本発明の飛行装置は、第１駆動系統と、前記第１駆動系統とは別系統である第２駆動系統と、演算制御部と、を具備し、前記第１駆動系統は、第１駆動源と、前記第１駆動源から供給されるエネルギにより回転する第１ロータと、飛行状況に応じて前記第１ロータの回転数を制御する第１制御部と、を有し、前記第２駆動系統は、第２駆動源と、前記第２駆動源から供給されるエネルギにより回転する第２ロータと、飛行状況に応じて前記第２ロータの回転数を制御する第２制御部と、を有し、前記第１駆動系統および前記第２駆動系統が稼働することで飛行する通常飛行状態と、前記第１駆動系統および前記第２駆動系統の何れか一方が飛行中に停止する緊急飛行状態と、で飛行可能であり、前記緊急飛行状態では、前記演算制御部の指示に基づいて、前記第１駆動系統が停止した場合は、前記第２ロータを回転させることにより着陸し、前記第２駆動系統が停止した場合は、前記第１ロータを回転させることにより着陸することを特徴とする。

また、本発明の飛行装置は、第１駆動系統と、前記第１駆動系統とは別系統である第２駆動系統と、を具備し、前記第１駆動系統は、第１駆動源と、前記第１駆動源から供給されるエネルギにより回転する第１ロータと、飛行状況に応じて前記第１ロータの回転数を制御する第１制御部と、を有し、前記第２駆動系統は、第２駆動源と、前記第２駆動源から供給されるエネルギにより回転する第２ロータと、飛行状況に応じて前記第２ロータの回転数を制御する第２制御部と、を有し、前記第１駆動系統および前記第２駆動系統が稼働することで飛行する通常飛行状態と、前記第１駆動系統および前記第２駆動系統の何れか一方が飛行中に停止する緊急飛行状態と、で飛行可能であり、前記緊急飛行状態では、前記第１駆動系統が停止した場合は、前記第２制御部の制御に基づいて、前記第２ロータを回転させることにより着陸し、前記第２駆動系統が停止した場合は、前記第１制御部の制御に基づいて、前記第１ロータを回転させることにより着陸することを特徴とする。

また、本発明の飛行装置では、前記第１ロータおよび前記第２ロータは、夫々、モータにより回転させることを特徴とする。

また、本発明の飛行装置は、第１駆動系統と、前記第１駆動系統とは別系統である第２駆動系統と、演算制御部と、を具備し、前記第１駆動系統は、バッテリと、前記バッテリの電力により回転するモータと、前記モータより回転駆動される第１ロータと、を有し、前記第２駆動系統は、エンジンと、前記エンジンにより回転駆動される第２ロータと、を有し、前記第１駆動系統および前記第２駆動系統が稼働することで飛行する通常飛行状態と、前記第１駆動系統および前記第２駆動系統の何れか一方が飛行中に停止する緊急飛行状態と、で飛行可能であり、前記緊急飛行状態では、前記演算制御部の指示に基づいて、前記第１駆動系統が停止した場合は、前記第２ロータを回転させつつ、前記エンジンで発電した電力により、前記第１ロータを回転させることにより着陸し、前記第２駆動系統が停止した場合は、前記第１ロータを回転させることにより着陸することを特徴とする。

また、本発明の飛行装置では、前記第２駆動系統は、緊急時発電機と、切替部と、を更に有し、前記通常飛行状態では、前記切替部は、前記エンジンから前記緊急時発電機に動力を伝達させず、前記緊急飛行状態では、前記切替部は、前記エンジンから前記緊急時発電機に動力を伝達させることで、前記緊急時発電機は発電することを特徴とする。

本発明の飛行装置は、第１駆動系統と、前記第１駆動系統とは別系統である第２駆動系統と、演算制御部と、を具備し、前記第１駆動系統は、第１駆動源と、前記第１駆動源から供給されるエネルギにより回転する第１ロータと、飛行状況に応じて前記第１ロータの回転数を制御する第１制御部と、を有し、前記第２駆動系統は、第２駆動源と、前記第２駆動源から供給されるエネルギにより回転する第２ロータと、飛行状況に応じて前記第２ロータの回転数を制御する第２制御部と、を有し、前記第１駆動系統および前記第２駆動系統が稼働することで飛行する通常飛行状態と、前記第１駆動系統および前記第２駆動系統の何れか一方が飛行中に停止する緊急飛行状態と、で飛行可能であり、前記緊急飛行状態では、前記演算制御部の指示に基づいて、前記第１駆動系統が停止した場合は、前記第２ロータを回転させることにより着陸し、前記第２駆動系統が停止した場合は、前記第１ロータを回転させることにより着陸することを特徴とする。従って、本発明の飛行装置によれば、飛行時に第１駆動系統および第２駆動系統の何れか一方が停止する緊急飛行状態であっても、停止していない第１駆動系統および第２駆動系統の何れか他方のロータを回転させることで、安全に着陸させることができる。よって、飛行装置の墜落、破損等を防止することができる。

また、本発明の飛行装置は、第１駆動系統と、前記第１駆動系統とは別系統である第２駆動系統と、を具備し、前記第１駆動系統は、第１駆動源と、前記第１駆動源から供給されるエネルギにより回転する第１ロータと、飛行状況に応じて前記第１ロータの回転数を制御する第１制御部と、を有し、前記第２駆動系統は、第２駆動源と、前記第２駆動源から供給されるエネルギにより回転する第２ロータと、飛行状況に応じて前記第２ロータの回転数を制御する第２制御部と、を有し、前記第１駆動系統および前記第２駆動系統が稼働することで飛行する通常飛行状態と、前記第１駆動系統および前記第２駆動系統の何れか一方が飛行中に停止する緊急飛行状態と、で飛行可能であり、前記緊急飛行状態では、前記第１駆動系統が停止した場合は、前記第２制御部の制御に基づいて、前記第２ロータを回転させることにより着陸し、前記第２駆動系統が停止した場合は、前記第１制御部の制御に基づいて、前記第１ロータを回転させることにより着陸することを特徴とする。従って、本発明の飛行装置によれば、第１駆動系統および第２駆動系統の各々が制御部を備えていることで、何れか一方の制御系統が飛行中に停止した場合でも、稼働している他方の制御系統の制御部からの指示でロータを回転させることで、安全に着陸させることができる。

また、本発明の飛行装置では、前記第１ロータおよび前記第２ロータは、夫々、モータにより回転させることを特徴とする。従って、本発明の飛行装置によれば、モータのみを駆動源とする電動式ドローンにおいて、飛行中に駆動系統に故障が生じた際に、飛行装置が落下してしまうことを防止できる。

また、本発明の飛行装置は、第１駆動系統と、前記第１駆動系統とは別系統である第２駆動系統と、演算制御部と、を具備し、前記第１駆動系統は、バッテリと、前記バッテリの電力により回転するモータと、前記モータより回転駆動される第１ロータと、を有し、前記第２駆動系統は、エンジンと、前記エンジンにより回転駆動される第２ロータと、を有し、前記第１駆動系統および前記第２駆動系統が稼働することで飛行する通常飛行状態と、前記第１駆動系統および前記第２駆動系統の何れか一方が飛行中に停止する緊急飛行状態と、で飛行可能であり、前記緊急飛行状態では、前記演算制御部の指示に基づいて、前記第１駆動系統が停止した場合は、前記第２ロータを回転させつつ、前記エンジンで発電した電力により、前記第１ロータを回転させることにより着陸し、前記第２駆動系統が停止した場合は、前記第１ロータを回転させることにより着陸することを特徴とする。従って、本発明の飛行装置によれば、動力源としてモータおよびエンジンを有する所謂パラレルハイブリッドドローンに於いて、何れか一方の制御系統が飛行中に停止した場合でも、稼働している他方の制御系統の制御部からの指示でロータを回転させることで、安全に着陸させることができる。

また、本発明の飛行装置では、前記第２駆動系統は、緊急時発電機と、切替部と、を更に有し、前記通常飛行状態では、前記切替部は、前記エンジンから前記緊急時発電機に動力を伝達させず、前記緊急飛行状態では、前記切替部は、前記エンジンから前記緊急時発電機に動力を伝達させることで、前記緊急時発電機は発電することを特徴とする。従って、本発明の飛行装置によれば、緊急時発電機を備えていることで、緊急飛行状態において、緊急時発電機により発電を行い、発電された電力で回転するロータにより基体の姿勢制御を実行しながら、着陸することができる。

本発明の実施形態に係る飛行装置の構成を示す図である。本発明の実施形態に係る飛行装置の動作を示すフローチャートである。本発明の他形態に係る飛行装置の構成を示す図である。本発明の他形態に係る飛行装置の動作を示すフローチャートである。

以下、図を参照して本実施形態に係る飛行装置１０を説明する。以下の説明では、同一の部材には原則的に同一の符号を付し、繰り返しの説明は省略する。また、以下の説明では、上下前後左右の各方向を用いるが、左右とは図１において後方から飛行装置１０を見た場合の左右である。

図１は、飛行装置１０の構成を示す図である。

飛行装置１０は、第１駆動系統１１と、第１駆動系統１１とは別系統である第２駆動系統１２と、を具備する。図１では、第１駆動系統１１を構成する各構成機器は、密な点線で示される接続線により接続される。また、第２駆動系統１２を構成する各構成機器は、実線で示される接続線により接続される。更に、バッテリ２７からモータ２２１等に電力が供給される経路を、粗な点線で示している。

飛行装置１０は、ここでは図示しない操作者が操作する操作機器と無線的に接続され、操作機器から入力される操作信号に基づき、飛行装置１０の上昇、下降、移動、ホバリング等を行う。

第１駆動系統１１は、第１駆動源としてのバッテリ２７と、バッテリ２７から供給されるエネルギにより回転するロータ１５（第１ロータ）としてのロータ１５１等と、ロータ１５１等を回転させるモータ２２１等と、飛行状況に応じてモータ２２１等の回転数を制御する第１制御部２０とを有する。

具体的には、第１駆動系統１１は、ロータ１５として、ロータ１５１、ロータ１５２、ロータ１５３およびロータ１５４を有する。ロータ１５１は前側左方に配置され、ロータ１５２は前側右方に配置され、ロータ１５３は後方右方に配置され、ロータ１５４は後方左方に配置される。また、ロータ１５１はモータ２２１により回転駆動され、ロータ１５２はモータ２２２により回転駆動され、ロータ１５３はモータ２２３により回転駆動され、ロータ１５４はモータ２２４により回転駆動される。モータ２２１ないしモータ２２４は、バッテリ２７から供給される電力により回転駆動され、これらの回転速度は第１制御部２０が制御している。

第１制御部２０は、フライトコントローラであり、飛行装置１０に関連する各物理量に基づいて、飛行装置１０の位置姿勢をコントロールするべく、モータ２２１ないしモータ２２４の回転数を制御する。第１制御部２０には、ここでは図示しない各種センサ、具体的には、例えば、加速度センサ、角速度センサ、地磁気センサ、気圧センサおよびＧＮＳＳアンテナ等から、各種物理量が入力される。

第２駆動系統１２は、第２駆動源としてのバッテリ２７と、第２駆動源１７から供給されるエネルギにより回転するロータ１８（第２ロータ）としてのロータ１８１等と、ロータ１８１等を回転させるモータ２６１等と、飛行状況に応じてのモータ２６１等の回転数を制御する第２制御部２１とを有する。

具体的には、第２駆動系統１２は、ロータ１８として、ロータ１８１、ロータ１８２、ロータ１８３およびロータ１８４を有する。ロータ１８１は前側左方に配置され、ロータ１８２は前側右方に配置され、ロータ１８３は後方右方に配置され、ロータ１８４は後方左方に配置される。また、ロータ１８１はモータ２６１により回転駆動され、ロータ１８２はモータ２６２により回転駆動され、ロータ１８３はモータ２６３により回転駆動され、ロータ１８４はモータ２６４により回転駆動される。モータ２６２ないしモータ２６４は、バッテリ２７から供給される電力により駆動され、これらの回転速度は第２制御部２１が制御している。

第２制御部２１は、第１制御部２０とは別体として設けられるフライトコントローラであり、飛行装置１０に関連する各物理量に基づいて、飛行装置１０の位置姿勢をコントロールするために、モータ２６１ないしモータ２６４の回転数を制御する。

飛行装置１０は、第１駆動系統１１および第２駆動系統１２が稼働することで飛行する通常飛行状態と、第１駆動系統１１および第２駆動系統１２の何れか一方が飛行中に停止する緊急飛行状態と、で飛行可能である。

緊急飛行状態では、第１駆動系統１１が停止した場合は、第２制御部２１の制御に基づいて、ロータ１８１等を回転させることにより着陸する。一方、第２駆動系統１２が停止した場合は、第１制御部２０の制御に基づいて、ロータ１５１等を回転させることにより着陸する。飛行装置１０の具体的な動作は、図２を参照して、参照して後述する。

ここで、ロータ１８１およびロータ１５１は、飛行装置１０の前側左方に於いて、上下方向に重畳するように配置されても良いし、重畳しないように配置されても良い。かかる事項は、他のロータ１５２およびロータ１８２に関しても同様である。

図２は、図１に示した飛行装置１０の動作を示すフローチャートである。

ステップＳ１１では、飛行装置１０は、ロータ１５およびロータ１８を回転させ、地上から離陸した後に、空中を飛行する。この際、飛行装置１０は、地上に位置する操作者からの指示に基づき、上昇、ホバリング、移動、下降、農薬などの噴霧、写真撮影等を実行する。

ステップＳ１２では、第１駆動系統１１および第２駆動系統１２が稼働しているか否かを判断する。この判断は、第１制御部２０または第２制御部２１が行っても良いし、これらとは別途に設けられたコンパニオンコントローラが行っても良い。かかる事項は、以下の説明に関しても同様である。

ステップＳ１２でＹＥＳの場合、第１駆動系統１１および第２駆動系統１２の両方が稼働しているため、即ち、ロータ１５およびロータ１８が共に回転しているため、演算制御部１３は、ステップＳ１３に移行する。

ステップＳ１２でＮＯの場合、第１駆動系統１１および第２駆動系統１２の何れかが稼働していないため、即ち、ロータ１５およびロータ１８の何れかが回転していないため、演算制御部１３は、ステップＳ１４に移行する。

ステップＳ１３では、第１制御部２０および第２制御部２１は、通常飛行状態を実行する。具体的には、第１制御部２０は、各種センサから入力される情報に基づいて、モータ２２１ないしモータ２２４を回転駆動することで、ロータ１５１ないしロータ１５４を所定の回転速度で回転させる。第２制御部２１も同様に、各種センサから入力される情報に基づいて、モータ２６１ないしモータ２６４を回転駆動することで、ロータ１８１ないしロータ１８４を所定の回転速度で回転させる。

ステップＳ１４では、第１駆動系統１１が稼働していないか否かを確認する。第１駆動系統１１が稼働していないとは、具体的には、バッテリ２７から第１駆動系統１１への給電が途絶えた場合、第１制御部２０が故障した場合、第１駆動系統１１とモータ２２１等を接続する導線が断線した場合、モータ２２１ないしモータ２２４の何れかが故障した場合、ロータ１５１ないしロータ１５４の何れかが損傷した場合等である。第１駆動系統１１が稼働していない場合は、ロータ１５１ないしロータ１５４を所定速度で回転させることができない。

ステップＳ１４でＹＥＳの場合、即ち、第１駆動系統１１が稼働していない場合、ステップＳ１５に移行する。

ステップＳ１４でＮＯの場合、即ち、第１駆動系統１１が稼働している場合、ステップＳ１６に移行する。

ステップＳ１５では、飛行装置１０は、緊急飛行状態となる。具体的には、第１駆動系統１１が停止することで、ロータ１５１ないしロータ１５４は回転せず、第２駆動系統１２のロータ１８１ないしロータ１８４を回転させることで、飛行装置１０の飛行状態を維持する。第２制御部２１は、第２制御部２１のロータ１８１ないしロータ１８４を回転させることで、着陸動作を実行する。このようにすることで、飛行中に第１駆動系統１１が停止したとしても、第２駆動系統１２により飛行装置１０を安全に着陸させ、飛行装置１０自体や飛行装置１０に備えられた高価なカメラ等が破損することを防止できる。

ステップＳ１６では、第２駆動系統１２が稼働していないか否かを確認する。第２駆動系統１２が稼働していないとは、具体的には、バッテリ２７から第２駆動系統１２への給電が途絶えた場合、第２制御部２１が故障した場合、第２駆動系統１２とモータ２２１等を接続する導線が断線した場合、モータ２６１ないしモータ２６４の何れかが故障した場合、ロータ１８１ないしロータ１８４の何れかが損傷した場合等である。第２駆動系統１２が稼働していない場合は、ロータ１８１ないしロータ１８４を所定速度で回転させることができない。

ステップＳ１６でＹＥＳの場合、即ち、第２駆動系統１２が稼働していない場合、ステップＳ１７に移行する。

ステップＳ１６でＮＯの場合、即ち、第２駆動系統１２が稼働している場合、ステップＳ１２に移行し、第１制御部２０および第２制御部２１を用いて飛行装置１０を飛行させる通常飛行状態を実行する。

ステップＳ１７では、飛行装置１０は、緊急飛行状態となる。具体的には、第２駆動系統１２が停止することで、ロータ１８３ないしロータ１８４は回転せず、第１駆動系統１１のロータ１５１ないしロータ１５４を回転させることで、飛行装置１０の飛行状態を維持する。第１制御部２０は、第１駆動系統１１のロータ１５１ないしロータ１５４を回転させることで、着陸動作を実行する。このようにすることで、飛行中に第２駆動系統１２が停止したとしても、第１駆動系統１１により飛行装置１０を安全に着陸させ、飛行装置１０自体や飛行装置１０に備えられた高価なカメラ等が破損することを防止できる。

ステップＳ１８では、飛行装置１０を地上に着陸させる。この時、緊急飛行状態では、垂直に飛行装置１０を着陸させても良いし、地上で操作する操作者が存在する箇所の近傍に飛行装置１０を着陸させても良い。

図３は、本発明の他形態に係る飛行装置１０の構成を示す図である。図３に示す飛行装置１０は、図１に示したものと同様であり、第１エンジン２３１等を備えるパラレルハイブリッド型ドローンである。

飛行装置１０は、動力源として、バッテリ２７に加えて、第１エンジン２３１および第２エンジン２３２を有する。

第１エンジン２３１は、後述するロータ２８１等を機械的に回転させ、更に、緊急飛行状態に於いては発電機としても機能する。

第１エンジン２３１の回転軸には、切替部としてのクラッチ２９１、発電機３０１およびプーリー３１１が接続されている。

クラッチ２９１は、例えば電磁クラッチや遠心クラッチであり、第１エンジン２３１の出力軸とプーリー３１１との間に配置される。クラッチ２９１は、第１エンジン２３１の出力が一定の範囲にある時に、出力軸とプーリー３１１とを駆動的に接続する。一方、クラッチ２９１は、第１エンジン２３１の始動時および停止時には、出力軸とプーリー３１１とを駆動的に接続しない。

クラッチ２９２は、例えば電磁クラッチや遠心クラッチであり、第１エンジン２３１の他の出力軸とプーリー３１２との間に配置される。クラッチ２９２は、第１エンジン２３１の他の出力が一定の範囲にある時に、出力軸とプーリー３１２とを駆動的に接続する。一方、クラッチ２９２は、第１エンジン２３１の始動時および停止時には、出力軸とプーリー３１２とを駆動的に接続しない。

発電機３０１は、通常飛行状態では運転されず、緊急飛行状態では、ここでは図示しないクラッチにより駆動的に第１エンジン２３１の出力軸と接続されることで緊急時発電機２４として機能する。また、発電機３０１は、第１エンジン２３１を起動する際には、スタータとしても機能する。

第１エンジン２３１の他の回転軸には、クラッチ２９２、発電機３０２およびプーリー３１２が接続されている。

発電機３０２は、通常飛行状態では運転されず、緊急飛行状態では、ここでは図示しないクラッチにより駆動的に第１エンジン２３１の出力軸と接続されることで緊急時発電機２４として機能する。また、発電機３０２は、第１エンジン２３１を起動する際には、スタータとしても機能する。

ロータ２８１は、サブロータであるロータ１８１等と比較すると大径型のものであり、メインロータとも称されている。ロータ２８１の中心にはプーリー３２１が取り付けられており、プーリー３２１とプーリー３１１との間にはベルト３３１が架設されている。

同様に、ロータ２８２の中心にはプーリー３２２が取り付けられており、プーリー３２２とプーリー３１２との間にはベルト３３２が架設されている。

上記構成により、第１エンジン２３１を運転すると、プーリー３１１、ベルト３３１およびプーリー３２１を経由して伝達される動力により、ロータ２８１は所定速度で回転する。同様に、プーリー３１２、ベルト３３２およびプーリー３２２を経由して伝達される動力により、ロータ２８２が所定速度で回転する。

第２エンジン２３２は、発電機３４１および発電機３４２を駆動する発電のためのエンジンである。第２エンジン２３２の出力は、発電機３４１および発電機３４２から得られる発電量が一定となるように設定されている。

また、飛行装置１０は、電力変換部として、パワーコンディショナー１６１ないしパワーコンディショナー１６４、および、パワーコンディショナー１９１ないしパワーコンディショナー１９４を有している。具体的には、パワーコンディショナー１６１は、バッテリ２７とモータ２２１との間に配置され、パワーコンディショナー１６２は、バッテリ２７とモータ２２２との間に配置され、パワーコンディショナー１６３は、バッテリ２７とモータ２２３との間に配置され、パワーコンディショナー１６４は、バッテリ２７とモータ２２４との間に配置される。また、パワーコンディショナー１９１は、バッテリ２７とモータ２６１との間に配置され、パワーコンディショナー１９２は、バッテリ２７とモータ２６２との間に配置され、パワーコンディショナー１９３は、バッテリ２７とモータ２６３との間に配置され、パワーコンディショナー１９４は、バッテリ２７とモータ２６４との間に配置される。ここで、パワーコンディショナー１６１ないしパワーコンディショナー１９４は、バッテリ２７を経由せずに、発電機３４１または発電機３４２と直接に接続することもできる。

パワーコンディショナー１６１ないしパワーコンディショナー１９４は、コンバータを内蔵し、発電機３４１または発電機３４２が発電した交流電力を直流電力に変換する。変換された電力は、各モータに備えられたドライバに含まれるインバータにより、所定の周波数の交流電力に変換され、かかる交流電力により各モータが回転し、これにより各ロータが所定速度で回転する。

ここで、パワーコンディショナー１６１ないしパワーコンディショナー１６４は、第１制御部２０により制御され、これによりモータ２２１ないしモータ２２４の回転速度を制御できる。また、パワーコンディショナー１９１ないしパワーコンディショナー１９４は、第２制御部２１により制御され、これによりモータ２６１ないしモータ２６４の回転速度を制御できる。

図４は、本発明の他形態に係る飛行装置１０の動作を示すフローチャートである。飛行装置１０では、第１エンジン２３１により機械的に駆動されるロータ２８１およびロータ２８２が、飛行装置１０を浮遊させるための主な推力を発生させ。ロータ１５およびロータ１８が、飛行装置１０の姿勢を制御するための推力を発生させる。

ステップＳ２１では、演算制御部１３は、第１エンジン２３１および第２エンジン２３２を始動させ、両エンジンの回転数が一定に達したら、クラッチ２９１およびクラッチ２９２を接続することにより、駆動力をプーリー３１１およびプーリー３１２に伝達する。そうすると、係る伝達力は、ベルト３３１およびベルト３３２を介して、プーリー３２１およびプーリー３２２に伝達され、ロータ２８１およびロータ２８２が所定速度で回転する。また、ロータ１５およびロータ１８も、第２エンジン２３２により駆動される発電機３４１および発電機３４２から発生する電力を利用し、姿勢制御等のために所定速度で回転している。

ステップＳ２２では、演算制御部１３は、第１エンジン２３１および第２エンジン２３２が正常に稼働しているか否かを確認する。

ステップＳ２２でＹＥＳの場合、動力源である第１エンジン２３１および第２エンジン２３２から、飛行装置１０の飛行に必要とされるエネルギが発生しており、演算制御部１３は、ステップＳ２３に移行する。

ステップＳ２２でＮＯの場合は、動力源である第１エンジン２３１および第２エンジン２３２の何れかが停止しており、通常飛行状態を維持することが難しく緊急飛行状態であるため、演算制御部１３は、ステップＳ２４に移行する。

ステップＳ２３では、演算制御部１３は、第１エンジン２３１および第２エンジン２３２が問題なく稼働しているので、そのまま通常飛行状態を続行する。

ステップＳ２４では、演算制御部１３は、第１エンジン２３１が稼働していないかを確認する。

ステップＳ２４でＹＥＳの場合、演算制御部１３は、ステップＳ２５に移行する。

ステップＳ２４でＮＯの場合、演算制御部１３は、ステップＳ２６に移行する。

ステップＳ２５では、演算制御部１３は、緊急飛行状態に於いて、第２エンジン２３２から得られるエネルギのみで、飛行装置１０の飛行を続行させる。具体的には、第２エンジン２３２に駆動的に接続されている発電機３４１および発電機３４２を駆動する。例えば、ステップＳ２５においては、通常飛行状態を行うステップＳ２３よりも、発電機３４１および発電機３４２の出力を高める。このようにすることで、ステップＳ２５におけるロータ１５およびロータ１８の推力を、ステップＳ２３におけるロータ１５およびロータ１８の推力よりも大きくし、飛行装置１０が急に落下することを抑制する。

ここで、ステップＳ２５において、クラッチ２９１およびクラッチ２９２による動力伝達を停止し、ここでは図示しないモータによりプーリー３１１およびプーリー３１２を回転させ、ロータ２８１およびロータ２８２を回転させることもできる。この場合、緊急時発電機２４を動作させても良いし、動作させなくても良い。

ステップＳ２５における制御は、演算制御部１３が行っても良いし、演算制御部１３、第１制御部２０および第２制御部２１の何れかが行っても良い。

ステップＳ２６では、演算制御部１３は、第２エンジン２３２が稼働していないか否かを確認する。

ステップＳ２６でＹＥＳの場合、演算制御部１３は、ステップＳ２７に移行する。

ステップＳ２６でＮＯの場合、演算制御部１３は、ステップＳ２２に移行する。

ステップＳ２７では、演算制御部１３は、第１エンジン２３１から得られるエネルギのみで、飛行装置１０の飛行を続行する。具体的には、第１エンジン２３１が稼働することで、ロータ２８１およびロータ２８２を回転させ、これにより飛行装置１０が浮遊するための推力を得ている。この場合、ロータ２８１およびロータ２８２から発生する推力を、通常飛行状態の際よりも大きくすることもできる。

更に、演算制御部１３の指示に基づいて、ここでは図示しないクラッチを接続状態にすることで、第１エンジン２３１の駆動力により、緊急時発電機２４である発電機３０１および発電機３０２による発電を行う。発電機３０１および発電機３０２により発電された電力は、ロータ１５およびロータ１８を回転させる各モータに供給される。このようにすることで、第１エンジン２３１から発生する動力によりロータ２８１およびロータ２８２を回転させることで推力を確保できる。また、緊急時発電機２４である発電機３０１および発電機３０２から発生する電力により、ロータ１５およびロータ１８を回転させることで飛行装置１０の姿勢制御を行う。

ステップＳ２８では、演算制御部１３は、飛行装置１０を着陸させる。具体的には、第１エンジン２３１から発生する駆動力によりロータ２８１およびロータ２８２を回転させ、飛行装置１０を徐々に下降させる。また、発電機３０１および発電機３０２により発生する電力によりロータ１５およびロータ１８を回転させることで、着陸時における飛行装置１０の姿勢制御を行うことができる。

以上が、図３に構成が示された飛行装置１０の、通常飛行状態および緊急飛行状態における動作に関する説明である。

前述した本実施形態により、以下のような主要な効果を奏することができる。

本発明の飛行装置１０によれば、飛行時に第１駆動系統１１および第２駆動系統１２の何れか一方が停止する緊急飛行状態であっても、停止していない第１駆動系統１１および第２駆動系統１２の何れか他方のロータを回転させることで、安全に着陸させることができる。よって、飛行装置の墜落、破損等を防止することができる。

また、第１駆動系統１１および第２駆動系統１２の各々が制御部を備えていることで、何れか一方の制御系統が飛行中に停止した場合でも、稼働している他方の制御系統の制御部から指示でロータ１８等を回転させることで、安全に着陸させることができる。

また、電動モータのみを駆動源とする電動式ドローンにおいて、飛行中に駆動系統に故障が生じた際に、飛行装置１０が落下してしまうことを防止できる。

また、動力源としてモータおよびエンジンを有する所謂パラレルハイブリッドドローンに於いて、何れか一方の制御系統が飛行中に停止した場合でも、稼働している他方の制御系統の制御部から指示でロータを回転させることで、安全に着陸させることができる。

また、緊急時発電機２４を備えていることで、緊急時発電機２４により発電を行い、発電された電力で回転するロータ１５等により基体の姿勢制御を実行しながら、着陸することができる。

以上、本発明の実施形態について説明したが、本発明は、これに限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲で変更が可能である。また、前述した各形態は相互に組み合わせることが可能である。

図１に示した飛行装置１０では、第１駆動系統１１および第２駆動系統１２が、個別の第１制御部２０および第２制御部２１を有していたが、第１駆動系統１１および第２駆動系統１２を一つの第１制御部２０で制御することもできる。

図３を参照して、飛行装置１０は、ロータ１５およびロータ１８を有していたが、ロータ１５およびロータ１８の何れか一方のみを有するようにしても良い。

１０飛行装置
１１第１駆動系統
１２第２駆動系統
１３演算制御部
１４第１駆動源
１５１ロータ
１５２ロータ
１５３ロータ
１５４ロータ
１６１パワーコンディショナー
１６２パワーコンディショナー
１６３パワーコンディショナー
１６４パワーコンディショナー
１７第２駆動源
１８ロータ
１８１ロータ
１８２ロータ
１８３ロータ
１８４ロータ
１９１パワーコンディショナー
１９２パワーコンディショナー
１９３パワーコンディショナー
１９４パワーコンディショナー
２０第１制御部
２１第２制御部
２２モータ
２２１モータ
２２２モータ
２２３モータ
２２４モータ
２３１第１エンジン
２３２第２エンジン
２４緊急時発電機
２５切替部
２６モータ
２６１モータ
２６２モータ
２６３モータ
２６４モータ
２７バッテリ
２８１ロータ
２８２ロータ
２９１クラッチ
２９２クラッチ
３０１発電機
３０２発電機
３１１プーリー
３１２プーリー
３２１プーリー
３２２プーリー
３３１ベルト
３３２ベルト
３４１発電機
３４２発電機

本発明の飛行装置は、第１駆動系統と、前記第１駆動系統とは別系統である第２駆動系統と、演算制御部と、を具備し、前記第１駆動系統は、第１駆動源と、前記第１駆動源から供給されるエネルギにより回転する第１ロータと、各種センサから入力される情報に基づいて前記第１ロータの回転数を制御する第１制御部と、を有し、前記第２駆動系統は、第２駆動源と、前記第２駆動源から供給されるエネルギにより回転する第２ロータと、各種センサから入力される情報に基づいて前記第２ロータの回転数を制御する、前記第１制御部とは別体の第２制御部と、を有し、前記第１駆動系統および前記第２駆動系統が稼働することで飛行する通常飛行状態と、前記第１駆動系統および前記第２駆動系統の何れか一方が飛行中に停止する緊急飛行状態と、で飛行可能であり、前記緊急飛行状態では、前記演算制御部の指示に基づいて、前記第１駆動系統が停止した場合は、前記第２ロータを回転させることにより着陸し、前記第２駆動系統が停止した場合は、前記第１ロータを回転させることにより着陸することを特徴とする飛行装置。

本発明の飛行装置は、第１駆動系統と、前記第１駆動系統とは別系統である第２駆動系統と、を具備し、前記第１駆動系統は、第１駆動源と、前記第１駆動源から供給されるエネルギにより回転する第１ロータと、各種センサから入力される情報に基づいて前記第１ロータの回転数を制御する第１制御部と、を有し、前記第２駆動系統は、第２駆動源と、前記第２駆動源から供給されるエネルギにより回転する第２ロータと、各種センサから入力される情報に基づいて前記第２ロータの回転数を制御する、前記第１制御部とは別体の第２制御部と、を有し、前記第１駆動系統および前記第２駆動系統が稼働することで飛行する通常飛行状態と、前記第１駆動系統および前記第２駆動系統の何れか一方が飛行中に停止する緊急飛行状態と、で飛行可能であり、前記緊急飛行状態では、前記第１駆動系統が停止した場合は、前記第２制御部の制御に基づいて、前記第２ロータを回転させることにより着陸し、前記第２駆動系統が停止した場合は、前記第１制御部の制御に基づいて、前記第１ロータを回転させることにより着陸することを特徴とする。

本発明の飛行装置は、第１駆動系統と、前記第１駆動系統とは別系統である第２駆動系統と、演算制御部と、を具備し、前記第１駆動系統は、第１駆動源と、前記第１駆動源から供給されるエネルギにより回転する第１ロータと、各種センサから入力される情報に基づいて前記第１ロータの回転数を制御する第１制御部と、を有し、前記第２駆動系統は、第２駆動源と、前記第２駆動源から供給されるエネルギにより回転する第２ロータと、各種センサから入力される情報に基づいて前記第２ロータの回転数を制御する、前記第１制御部とは別体の第２制御部と、を有し、前記第１駆動系統および前記第２駆動系統が稼働することで飛行する通常飛行状態と、前記第１駆動系統および前記第２駆動系統の何れか一方が飛行中に停止する緊急飛行状態と、で飛行可能であり、前記緊急飛行状態では、前記演算制御部の指示に基づいて、前記第１駆動系統が停止した場合は、前記第２ロータを回転させることにより着陸し、前記第２駆動系統が停止した場合は、前記第１ロータを回転させることにより着陸することを特徴とする飛行装置。従って、本発明の飛行装置によれば、飛行時に第１駆動系統および第２駆動系統の何れか一方が停止する緊急飛行状態であっても、停止していない第１駆動系統および第２駆動系統の何れか他方のロータを回転させることで、安全に着陸させることができる。よって、飛行装置の墜落、破損等を防止することができる。

本発明の飛行装置は、第１駆動系統と、前記第１駆動系統とは別系統である第２駆動系統と、を具備し、前記第１駆動系統は、第１駆動源と、前記第１駆動源から供給されるエネルギにより回転する第１ロータと、各種センサから入力される情報に基づいて前記第１ロータの回転数を制御する第１制御部と、を有し、前記第２駆動系統は、第２駆動源と、前記第２駆動源から供給されるエネルギにより回転する第２ロータと、各種センサから入力される情報に基づいて前記第２ロータの回転数を制御する、前記第１制御部とは別体の第２制御部と、を有し、前記第１駆動系統および前記第２駆動系統が稼働することで飛行する通常飛行状態と、前記第１駆動系統および前記第２駆動系統の何れか一方が飛行中に停止する緊急飛行状態と、で飛行可能であり、前記緊急飛行状態では、前記第１駆動系統が停止した場合は、前記第２制御部の制御に基づいて、前記第２ロータを回転させることにより着陸し、前記第２駆動系統が停止した場合は、前記第１制御部の制御に基づいて、前記第１ロータを回転させることにより着陸することを特徴とする。従って、本発明の飛行装置によれば、第１駆動系統および第２駆動系統の各々が制御部を備えていることで、何れか一方の制御系統が飛行中に停止した場合でも、稼働している他方の制御系統の制御部からの指示でロータを回転させることで、安全に着陸させることができる。

Claims

第１駆動系統と、前記第１駆動系統とは別系統である第２駆動系統と、演算制御部と、を具備し、
前記第１駆動系統は、第１駆動源と、前記第１駆動源から供給されるエネルギにより回転する第１ロータと、飛行状況に応じて前記第１ロータの回転数を制御する第１制御部と、を有し、
前記第２駆動系統は、第２駆動源と、前記第２駆動源から供給されるエネルギにより回転する第２ロータと、飛行状況に応じて前記第２ロータの回転数を制御する第２制御部と、を有し、
前記第１駆動系統および前記第２駆動系統が稼働することで飛行する通常飛行状態と、前記第１駆動系統および前記第２駆動系統の何れか一方が飛行中に停止する緊急飛行状態と、で飛行可能であり、
前記緊急飛行状態では、前記演算制御部の指示に基づいて、
前記第１駆動系統が停止した場合は、前記第２ロータを回転させることにより着陸し、
前記第２駆動系統が停止した場合は、前記第１ロータを回転させることにより着陸することを特徴とする飛行装置。
第１駆動系統と、前記第１駆動系統とは別系統である第２駆動系統と、を具備し、
前記第１駆動系統は、第１駆動源と、前記第１駆動源から供給されるエネルギにより回転する第１ロータと、飛行状況に応じて前記第１ロータの回転数を制御する第１制御部と、を有し、
前記第２駆動系統は、第２駆動源と、前記第２駆動源から供給されるエネルギにより回転する第２ロータと、飛行状況に応じて前記第２ロータの回転数を制御する第２制御部と、を有し、
前記第１駆動系統および前記第２駆動系統が稼働することで飛行する通常飛行状態と、前記第１駆動系統および前記第２駆動系統の何れか一方が飛行中に停止する緊急飛行状態と、で飛行可能であり、
前記緊急飛行状態では、
前記第１駆動系統が停止した場合は、前記第２制御部の制御に基づいて、前記第２ロータを回転させることにより着陸し、
前記第２駆動系統が停止した場合は、前記第１制御部の制御に基づいて、前記第１ロータを回転させることにより着陸することを特徴とする飛行装置。
前記第１ロータおよび前記第２ロータは、夫々、モータにより回転させることを特徴とする請求項１または請求項２に記載の飛行装置。
第１駆動系統と、前記第１駆動系統とは別系統である第２駆動系統と、演算制御部と、を具備し、
前記第１駆動系統は、バッテリと、前記バッテリの電力により回転するモータと、前記モータより回転駆動される第１ロータと、を有し、
前記第２駆動系統は、エンジンと、前記エンジンにより回転駆動される第２ロータと、
を有し、
前記第１駆動系統および前記第２駆動系統が稼働することで飛行する通常飛行状態と、前記第１駆動系統および前記第２駆動系統の何れか一方が飛行中に停止する緊急飛行状態と、で飛行可能であり、
前記緊急飛行状態では、前記演算制御部の指示に基づいて、
前記第１駆動系統が停止した場合は、前記第２ロータを回転させつつ、前記エンジンで発電した電力により、前記第１ロータを回転させることにより着陸し、
前記第２駆動系統が停止した場合は、前記第１ロータを回転させることにより着陸することを特徴とする飛行装置。
前記第２駆動系統は、緊急時発電機と、切替部と、を更に有し、
前記通常飛行状態では、前記切替部は、前記エンジンから前記緊急時発電機に動力を伝達させず、
前記緊急飛行状態では、前記切替部は、前記エンジンから前記緊急時発電機に動力を伝達させることで、前記緊急時発電機は発電することを特徴とする請求項４に記載の飛行装置。