JP6313628B2 - 航空機、及び、航空機の動作方法 - Google Patents

Description

本発明は、航空機、及び、航空機の動作方法に関する。

小型の無人航空機（Ｕｎｍａｎｎｅｄ Ａｉｒ Ｖｅｈｉｃｌｅ：ＵＡＶ）の開発が進められている。そのようなＵＡＶの現在の主流は固定翼型や回転翼型であるが、将来の機体形態として、鳥類や虫類を模した「羽ばたき型」の開発も始まっている。羽ばたき型のＵＡＶは、固定翼型と回転翼型の両方の特徴を兼ね備えており、静粛性、低視認性、擬態性等の観点から期待されている。羽ばたき型の航空機を総称して、以下、「羽ばたき機」という。

特許文献１（特許第４９７６５５６号）は、羽ばたき機の一例を開示している。その羽ばたき機は、本体と、本体に設けられた一対の羽根部とを備えている。一対の羽根部の一方は、本体の左側の側部に設けられた左側羽根部であり、その他方は、本体の右側の側部に設けられた右側羽根部である。そして、左側羽根部と右側羽根部は、電気モータを駆動源として、本体に対して、同時に上動または同時に下動する。

特許第４９７６５５６号

特許文献１に記載された羽ばたき機は、左側羽根部と右側羽根部を、同時に上動又は下動しているため、実際の鳥のように左右の羽根部を独立的に動かして、軌道又は姿勢の制御を行うことができない。このため、羽ばたき機では、尾翼を傾けて、軌道又は姿勢の制御を行っている。しかし、常時左右対称のはばたき動作を行い、尾翼のみで軌道又は姿勢の制御を行う場合には、擬態性の低下、機動性の低下（小さな旋回角で旋回できない。）、環境適応性の低下（飛しょう速度の変化、風等の気候条件の変化に対して、細かな調整ができない。）といった問題がある。また、固定翼型や回転翼型の小型機についても、同様に、擬態性の低下、機動性の低下、環境適応性の低下の問題がある。

したがって、本発明の１つの目的は、優れた擬態性、機動性、環境適応性を有する航空機を提供することにある。

この発明のこれらの目的とそれ以外の目的と利益とは以下の説明と添付図面とによって容易に確認することができる。

以下に、発明を実施するための形態で使用される番号・符号を用いて、課題を解決するための手段を説明する。これらの番号・符号は、特許請求の範囲の記載と発明を実施するための形態との対応関係の一例を示すために、参考として、括弧付きで付加されたものである。よって、括弧付きの記載により、特許請求の範囲は、限定的に解釈されるべきではない。

本発明の１つの観点において、航空機（１）は、胴体（２）と、右主翼（１０Ｒ）と、左主翼（１０Ｌ）と、制御装置（１１０）と、を備える。また、前記右主翼（１０Ｒ）の翼根部（１１Ｒ）は、前記胴体（２）に上下方向に回転自在に取り付けられている。さらに、前記左主翼（１０Ｌ）の翼根部（１１Ｌ）は、前記胴体（２）に上下方向に回転自在に取り付けられている。また、前記制御装置（１１０）は、前記右主翼（１０Ｒ）と前記左主翼（１０Ｌ）とが、前記胴体（２）の長手方向の鉛直中央断面（Ｓ）に対して非対称となるように、前記右主翼（１０Ｒ）の上下方向の回転角、及び、前記左主翼（１０Ｌ）の上下方向の回転角を制御して、前記航空機（１）を右旋回又は左旋回させる。

上記航空機（１）において、前記右主翼（１０Ｒ）の上下方向の前記回転は、第１回転軸（２１Ｒ）まわりの回転であってもよい。また、前記左主翼（１０Ｌ）の上下方向の前記回転は、第２回転軸（２１Ｌ）まわりの回転であってもよい。さらに、前記右主翼（１０Ｒ）は、前記第１回転軸（２１Ｒ）まわりの第１回転角（θ_Ｒ）が、下限角度（θＬ_Ｒ）から上限角度（θＨ_Ｒ）までの範囲で変動することにより、上下方向に回転移動してもよい。また、前記左主翼（１０Ｌ）は、前記第２回転軸（２１Ｌ）まわりの第２回転角（θ_Ｌ）が、下限角度（θＬ_Ｌ）から上限角度（θＨ_Ｌ）までの範囲で変動することにより、上下方向に回転移動してもよい。

上記航空機（１）において、前記右主翼（１０Ｒ）を前記第１回転軸（２１Ｒ）まわりに回転移動させる右アクチュエータ（１２０Ｒ）を備えていてもよい。また、前記左主翼（１０Ｌ）を前記第２回転軸（２１Ｌ）まわりに回転移動させる左アクチュエータ（１２０Ｌ）を備えていてもよい。さらに、前記制御装置（１１０）は、前記右アクチュエータ（１２０Ｒ）及び前記左アクチュエータ（１２０Ｌ）に制御信号を送ることで、前記右主翼（１０Ｒ）と前記左主翼（１０Ｌ）とが、前記胴体２の長手方向の鉛直中央断面（Ｓ）に対して、非対称となるように制御してもよい。

上記航空機（１）において、前記制御装置（１１０）は、前記航空機（１）を前記右旋回させる際には、前記左主翼（１０Ｌ）を上方に回転移動させてもよい。また、前記制御装置（１１０）は、前記航空機（１）を前記左旋回させる際には、前記右主翼（１０Ｒ）を上方に回転移動させてもよい。

上記航空機（１）において、前記制御装置（１１０）は、前記航空機（１）を前記右旋回させる際には、前記左主翼（１０Ｌ）に対する制御を解除することで、前記左主翼（１０Ｌ）に作用する揚力によって前記左主翼（１０Ｌ）を上方に回転移動させてもよい。また、前記制御装置（１１０）は、前記航空機（１）を前記左旋回させる際には、前記右主翼（１０Ｒ）に対する制御を解除することで、前記右主翼（１０Ｒ）に作用する揚力によって前記右主翼（１０Ｒ）を上方に回転移動させてもよい。

上記航空機（１）において、前記制御装置（１１０）は、前記航空機（１）を前記右旋回させる際には、前記右主翼（１０Ｒ）を下方に回転移動させてもよい。また、前記制御装置（１１０）は、前記航空機（１）を前記左旋回させる際には、前記左主翼（１０Ｌ）を下方に回転移動させてもよい。

上記航空機（１）において、前記制御装置（１１０）は、前記航空機（１）を前記右旋回させる際には、前記左主翼（１０Ｌ）を上方に回転移動させ、かつ、前記右主翼（１０Ｒ）を下方に回転移動させてもよい。また、前記制御装置（１１０）は、前記航空機（１）を前記左旋回させる際には、前記右主翼（１０Ｒ）を上方に回転移動させ、かつ、前記左主翼（１０Ｌ）を下方に回転移動させてもよい。

上記航空機（１）において、前記制御装置（１１０）は、前記右主翼（１０Ｒ）及び前記左主翼（１０Ｌ）のうちの一方を固定し、かつ、前記右主翼（１０Ｒ）及び前記左主翼（１０Ｌ）のうちの他方を往復回転運動するように制御することで、固定した主翼の方向に前記航空機（１）を旋回させてもよい。

上記航空機（１）において、尾翼（３）を更に備えてもよい。また、前記尾翼（３）のヨー角（ψ_ＴＡＩＬ）、前記尾翼（３）のロール角（φ_ＴＡＩＬ）、及び、前記尾翼（３）のピッチ角（θ_ＴＡＩＬ）の少なくとも１つを制御することで、前記右旋回又は前記左旋回を補助してもよい。

上記航空機（１）において、前記制御装置（１１０）は、前記右主翼（１０Ｒ）と前記左主翼（１０Ｌ）とを、前記胴体２の長手方向の鉛直中央断面（Ｓ）に対して対称となる状態で、往復回転運動させる、はばたきモードを実行可能であってもよい。

上記航空機（１）において、前記航空機（１）は、無人航空機であってもよい。

本発明の他の１つの観点において、航空機（１）の動作方法は、胴体（２）と、右主翼（１０Ｒ）と、左主翼（１０Ｌ）と、制御装置（１１０）と、を備える航空機（１）の動作方法である。ここで、前記右主翼（１０Ｒ）の翼根部（１１Ｒ）は、前記胴体（２）に上下方向に回転自在に取り付けられている。また、前記左主翼（１０Ｌ）の翼根部（１１Ｌ）は、前記胴体（２）に上下方向に回転自在に取り付けられている。さらに、航空機（１）の動作方法は、前記右主翼（１０Ｒ）と前記左主翼（１０Ｌ）とを、前記胴体（２）の長手方向の鉛直中央断面（Ｓ）に対して非対称となるように移動させて、前記航空機（１）を右旋回又は左旋回させる工程を備えている。

上記航空機（１）の動作方法において、前記右主翼（１０Ｒ）と前記左主翼（１０Ｌ）とを、前記胴体２の長手方向の鉛直中央断面（Ｓ）に対して非対称となるように移動させる工程は、旋回方向とは逆の主翼を、旋回方向の主翼よりも上方に回転移動させる工程であってもよい。

本発明により、優れた擬態性、機動性、環境適応性を有する航空機が提供される。

図１は、本発明の実施の形態に係る航空機を模式的に示す上面図である。 図２Ａは、本発明の実施の形態に係る航空機を模式的に示す上面図であり、右主桁２０Ｒ及び左主桁２０Ｌの可動範囲を説明するための図である。 図２Ｂは、本発明の実施の形態に係る航空機を模式的に示す正面図であり、右主桁２０Ｒ及び左主桁２０Ｌの可動範囲を説明するための図である。 図３は、本発明の実施の形態に係る航空機の主翼を回転移動させるアクチュエータの第１の例を示す正面図である。 図４Ａは、本発明の実施の形態に係る航空機の主翼を回転移動させるアクチュエータの第２の例を示す正面図であり、主翼が下がった位置にある状態における正面図である。 図４Ｂは、本発明の実施の形態に係る航空機の主翼を回転移動させるアクチュエータの第２の例を示す正面図であり、主翼が水平位置にある状態における正面図である。 図５Ａは、本発明の実施の形態に係る航空機の主翼を回転移動させるアクチュエータの第３の例を示す正面図であり、主翼が下がった位置にある状態における正面図である。 図５Ｂは、本発明の実施の形態に係る航空機の主翼を回転移動させるアクチュエータの第３の例を示す正面図であり、主翼が水平位置にある状態における正面図である。 図６Ａは、本発明の実施の形態に係る航空機を模式的に示す上面図であり、右主翼１０Ｒ及び左主翼１０Ｌが基準位置にある場合の上面図である。 図６Ｂは、本発明の実施の形態に係る航空機を模式的に示す正面図であり、右主翼１０Ｒ及び左主翼１０Ｌが基準位置にある場合の正面図である。 図７は、本発明の実施の形態に係る航空機の制御システムの一例を示す機能ブロック図である。 図８は、本発明の実施の形態に係る航空機に関し、制御モードの変更フローの一例を示す図である。 図９は、本発明の実施の形態に係る航空機に関し、滑空モードの制御フローの一例を示す図である。 図１０は、本発明の実施の形態に係る航空機に関し、第１はばたきモードの制御フローの一例を示す図である。 図１１は、本発明の実施の形態に係る航空機に関し、第２はばたきモードの制御フローの一例を示す図である。 図１２Ａは、本発明の実施の形態に係る航空機を模式的に示す上面図であり、尾翼の制御の第１例を説明するための図である。 図１２Ｂは、本発明の実施の形態に係る航空機を模式的に示す正面図であり、尾翼の制御の第１例を説明するための図である。 図１３Ａは、本発明の実施の形態に係る航空機を模式的に示す上面図であり、尾翼の制御の第２例を説明するための図である。 図１３Ｂは、本発明の実施の形態に係る航空機を模式的に示す正面図であり、尾翼の制御の第２例を説明するための図である。 図１４Ａは、本発明の実施の形態に係る航空機を模式的に示す上面図であり、尾翼の制御の第３例を説明するための図である。 図１４Ｂは、本発明の実施の形態に係る航空機を模式的に示す正面図であり、尾翼の制御の第３例を説明するための図である。

添付図面を参照して、本発明の実施の形態に係る航空機について説明する。

１．航空機の構成
図１は、本実施の形態に係る航空機１を模式的に示す上面図である。まず、座標系の定義を行う。＋Ｘ方向は、航空機１の進行方向（飛行方向）であり、前方を意味する。一方、−Ｘ方向は、後方を意味する。Ｙ方向は、航空機１の左側面方向であり、Ｘ方向と直交している。Ｚ方向は、Ｘ方向及びＹ方向と直交する方向である。＋Ｚ方向は上方を意味し、−Ｚ方向は下方を意味する。典型的には、ＸＹ面は水平面であり、＋Ｚ方向は鉛直上向き方向である。

図１に示されるように、航空機１は、胴体２、尾翼３、及び一対の主翼である右主翼１０Ｒ、左主翼１０Ｌを備えている。尾翼３は、胴体２の後方部に取り付けられている。尾翼３は、水平尾翼としての機能を担う主尾翼部分４と、垂直尾翼５とを含む。右主翼１０Ｒ及び左主翼１０Ｌは、胴体２の右側面及び左側面に、それぞれ取り付けられている。より詳細には、後に説明されるように、右主翼１０Ｒの翼根部１１Ｒ及び左主翼１０Ｌの翼根部１１Ｌは、胴体２に対して上下方向に回動自在であるように、胴体２に取り付けられている。

右主翼１０Ｒは、骨組みとして右主桁２０Ｒを備えている。左主翼１０Ｌは、骨組みとして左主桁２０Ｌを備えている。これらの右主桁２０Ｒ及び左主桁２０Ｌは、胴体２の肩部（胴体２への取り付け部）から外側（胴体２から遠ざかる方向）に延伸するように設けられている。

右主翼１０Ｒの翼根部１１Ｒ、より詳細には、右主桁２０Ｒの根元部は、胴体２の肩部に設けられた右アクチュエータ１２０Ｒに接続されている。前記右アクチュエータ１２０Ｒは、胴体２の肩部を回転中心として、また、Ｘ軸に概ね平行な第１回転軸２１Ｒ（図２Ｂを参照。）を中心として、右主桁２０Ｒを上下方向に回転移動させる。

左主翼１０Ｌの翼根部１１Ｌ、より詳細には、左主桁２０Ｌの根元部は、胴体２の肩部に設けられた左アクチュエータ１２０Ｌに接続されている。前記左アクチュエータ１２０Ｌは、胴体２の肩部を回転中心として、また、Ｘ軸に概ね平行な第２回転軸２１Ｌ（図２Ｂを参照。）を中心として、左主桁２０Ｌを上下方向に回転移動させる。

（右主桁２０Ｒの可動範囲）
次に、図２Ａ、及び、図２Ｂを参照して、右主桁２０Ｒの可動範囲について説明する。

右主桁２０Ｒは、胴体２の肩部を回転中心として、また、Ｘ軸に概ね平行な第１回転軸２１Ｒを中心として、回転移動する。その回転角、すなわち、右主翼回転角を「第１回転角θ_Ｒ」と定義する。なお、簡略化のため、「第１回転角θ_Ｒ」のことを「回転角θ_Ｒ」と記載する。右主桁２０Ｒが＋Ｚ方向（上方向）に向けて回転するにつれて、回転角θ_Ｒは大きくなる。逆に、右主桁２０Ｒが−Ｚ方向（下方向）に向けて回転するにつれて、回転角θ_Ｒは小さくなる。

回転角θ_Ｒの可動範囲は予め決められており、可動範囲の下限及び上限はそれぞれθＬ_Ｒ及びθＨ_Ｒである。つまり、回転角θ_Ｒは、下限角度θＬ_Ｒと上限角度θＨ_Ｒとで規定される可動範囲内で変動する。回転角θ_Ｒが下限角度θＬ_Ｒであるとき、右主桁２０Ｒは最も下方（−Ｚ方向側）に位置する。一方、回転角θ_Ｒが上限角度θＨ_Ｒであるとき、右主桁２０Ｒは最も上方（＋Ｚ方向側）に位置する。ここでは、便宜上、下限角度θＬ_Ｒである時の回転角θ_Ｒを０度と定義する。なお、どの位置を、回転角θ_Ｒが０度となる位置と定義するかは、本質的な技術的事項ではない。

右主桁２０Ｒの回転角θ_Ｒを変動させるのは、上述の右アクチュエータ１２０Ｒである。右アクチュエータ１２０Ｒは、右主桁２０Ｒを上下方向に回転移動させ、回転角θ_Ｒを可動範囲内で変動させる。ここで、右アクチュエータ１２０Ｒは、図３に例示されるように、右主桁２０Ｒに直接作用して、右主桁２０Ｒを上下方向に回転移動させるモータ（例えば、サーボモータ）であってもよい。代替的に、右アクチュエータ１２０Ｒは、図４Ａ、図４Ｂに例示されるように、ロッドの伸縮によって、右主桁２０Ｒを上下方向に回転移動させるリニアアクチュエータであってもよい。代替的に、右アクチュエータ１２０Ｒは、図５Ａ、図５Ｂに例示されるように、モータにより回転板を回転させ、当該回転板の回転を右主桁２０Ｒの回転移動に変換する機構であってもよい。すなわち、右アクチュエータ１２０Ｒとして、具体的にどのような構成を採用するかは、任意である。なお、上記図３、図４Ａ、図４Ｂ、図５Ａ、図５Ｂにおける「主桁」は、実際には、左主桁を表現したものである。よって、上記図３、図４Ａ、図４Ｂ、図５Ａ、図５Ｂにおける「主桁」を、右主桁として考える場合には、図３、図４Ａ、図４Ｂ、図５Ａ、図５Ｂのアクチュエータの図はそのままとして、座標系（Ｘ軸座標）を反転したものに置換するか、あるいは、座標系（Ｘ軸座標）はそのままとして、アクチュエータの図を左右反転させる必要がある。

図３は、本発明の実施の形態に係る航空機の主桁（主翼）を回転移動させるアクチュエータの第１の例を示す正面図である。第１の例では、アクチュエータはサーボモータである。サーボモータの出力軸である回転軸が主桁の根元部に連結されている。サーボモータの駆動により、主桁が回転移動する。

図４Ａ、及び、図４Ｂは、本発明の実施の形態に係る航空機の主翼を回転移動させるアクチュエータの第２の例を示す正面図である。そして、図４Ａは、主翼が下がった位置にある状態における正面図である。また、図４Ｂは、主翼が水平位置にある状態における正面図である。第２の例では、アクチュエータはリニアアクチュエータである。主桁の根元部は、回転軸に回転可能に連結されている。また、主桁の根元部には、胴体内方に向かって延長部が設けられている。当該延長部の先端とリニアアクチュエータのロッドとは、ピボットを介して連結されている。リニアアクチュエータのロッドを伸縮させることで、主桁は、回転軸を中心に回転移動する。

図５Ａ、及び、図５Ｂは、本発明の実施の形態に係る航空機の主翼を回転移動させるアクチュエータの第３の例を示す正面図である。そして、図５Ａは、主翼が下がった位置にある状態における正面図である。また、図５Ｂは、主翼が水平位置にある状態における正面図である。第３の例では、アクチュエータは、回転板の回転を主桁の回転移動に変換する機構である。主桁の根元部は、回転軸に回転可能に連結されている。また、主桁の根元部には、胴体内方に向かって延長部が設けられている。延長部には、延長部受入れ部材が、延長部の軸方向に相対スライド自在に設けられている。前記延長部受入れ部材は、固定軸受入れ部材に対して、枢軸まわりに回転自在に連結されている。前記固定軸受入れ部材は、胴体に固定された固定軸に対して、上下方向にスライド自在に設けられている。また、前記固定軸受入れ部材には、ピボットを介してシャフトの一端が連結されている。前記シャフトの他端は、ピボットを介して、回転板の外周部に連結されている。前記回転板の中心は、モータ回転軸に連結されている。上記構成により、モータの駆動により回転板は回転する。回転板の回転は、シャフトを介して、固定軸受入れ部材の上下移動に変換される。固定軸受入れ部材の上下移動により、固定軸受入れ部材に回転自在に連結された延長部受入れ部材も上下動する。延長部受入れ部材の上下移動により、主桁は、回転軸を中心に回転移動する。

（左主桁２０Ｌの可動範囲）
次に、図２Ａ、図２Ｂを参照して、左主桁２０Ｌの可動範囲について説明する。

左主桁２０Ｌは、胴体２の肩部を回転中心として、また、Ｘ軸に概ね平行な第２回転軸２１Ｌを中心として、回転移動する。その回転角、すなわち、左主翼回転角を「第２回転角θ_Ｌ」と定義する。なお、簡略化のため、「第２回転角θ_Ｌ」のことを「回転角θ_Ｌ」と記載する。左主桁２０Ｌが＋Ｚ方向（上方向）に向けて回転するにつれて、回転角θ_Ｌは大きくなる。逆に、左主桁２０Ｌが−Ｚ方向（下方向）に向けて回転するにつれて、回転角θ_Ｌは小さくなる。

回転角θ_Ｌの可動範囲は予め決められており、可動範囲の下限及び上限はそれぞれθＬ_Ｌ及びθＨ_Ｌである。つまり、回転角θ_Ｌは、下限角度θＬ_Ｌと上限角度θＨ_Ｌとで規定される可動範囲内で変動する。回転角θ_Ｌが下限角度θＬ_Ｌであるとき、左主桁２０Ｌは最も下方（−Ｚ方向側）に位置する。一方、回転角θ_Ｌが上限角度θＨ_Ｌであるとき、左主桁２０Ｌは最も上方（＋Ｚ方向側）に位置する。ここでは、便宜上、下限角度θＬ_Ｌである時の回転角θ_Ｌを０度と定義する。なお、どの位置を、回転角θ_Ｌが０度となる位置と定義するかは、本質的な技術的事項ではない。

左主桁２０Ｌの回転角θ_Ｌを変動させるのは、上述の左アクチュエータ１２０Ｌである。左アクチュエータ１２０Ｌは、左主桁２０Ｌを上下方向に回転移動させ、回転角θ_Ｌを可動範囲内で変動させる。ここで、左アクチュエータ１２０Ｌは、左主桁２０Ｌに直接作用して、左主桁２０Ｌを上下方向に回転移動させるモータ（例えば、サーボモータ）であってもよい。代替的に、左アクチュエータ１２０Ｌは、ロッドの伸縮によって、左主桁２０Ｌを上下方向に回転移動させるリニアアクチュエータであってもよい。代替的に、左アクチュエータ１２０Ｌは、モータにより回転板を回転させ、当該回転板の回転を左主桁２０Ｌの回転移動に変換する機構であってもよい。すなわち、左アクチュエータ１２０Ｌとして、具体的にどのような構成を採用するかは、任意である。

左アクチュエータ１２０Ｌの具体例は、図３、図４Ａ、図４Ｂ、図５Ａ、図５Ｂ、及び、これらの図に対応する上記記載のとおりである。

（右主翼１０Ｒ及び左主翼１０Ｌの基準位置）
続いて、右主翼１０Ｒ及び左主翼１０Ｌの基準位置について説明する。図６Ａ及び図６Ｂは、本発明の実施の形態に係る航空機を模式的に示す上面図及び正面図であり、右主翼１０Ｒ及び左主翼１０Ｌが基準位置にある場合の上面図及び正面図である。

右主翼１０Ｒ及び左主翼１０Ｌの基準位置は、航空機１が、滑空して直進する際の右主翼１０Ｒ及び左主翼１０Ｌの位置である。図６Ｂに示すように、右主翼１０Ｒが基準位置にある時の右主桁２０Ｒ（右主翼１０Ｒ）の回転角θ_Ｒは、回転角θ_ＳＴＤである。また、左主翼１０Ｌが基準位置にある時の左主桁２０Ｌ（左主翼１０Ｌ）の回転角θ_Ｌは、前記回転角θ_ＳＴＤと等しい。以下において、右主翼１０Ｒが基準位置にある時の右主桁２０Ｒ（右主翼１０Ｒ）の回転角、及び、左主翼１０Ｌが基準位置にある時の左主桁２０Ｌ（左主翼１０Ｌ）の回転角のことを、「基準回転角θ_ＳＴＤ」という。

２．制御システム
本実施の形態に係る航空機１は、右主翼１０Ｒ及び左主翼１０Ｌの回転移動動作を制御するための制御システム１００を搭載している。図７は、その制御システム１００の機能構成を示す機能ブロック図である。制御システム１００は、制御装置１１０、右アクチュエータ１２０Ｒ、角度センサ１４０Ｒ、左アクチュエータ１２０Ｌ、及び、角度センサ１４０Ｌを備えている。

右アクチュエータ１２０Ｒは、上述の通り、右主桁２０Ｒ（右主翼１０Ｒ）を動かす機械機構である。右アクチュエータ１２０Ｒは、右主桁２０Ｒを上下方向に回転移動させる。

角度センサ１４０Ｒは、右アクチュエータ１２０Ｒに設けられており、右主桁２０Ｒの回転角θ_Ｒを測定する。前記角度センサ１４０Ｒは、右主桁２０Ｒの回転角θ_Ｒを直接測定するものであってもよい。代替的に、前記角度センサ１４０Ｒは、右アクチュエータ１２０Ｒの駆動により胴体２との相対位置が変化するいずれかの部材の位置変化を測定して、右主桁２０Ｒの回転角θ_Ｒを間接的に求めるものであってもよい。そして、角度センサ１４０Ｒは、測定した回転角θ_Ｒを示す回転角データＤＡ_Ｒを、リアルタイムに制御装置１１０に送る。

左アクチュエータ１２０Ｌは、上述の通り、左主桁２０Ｌ（左主翼１０Ｌ）を動かす機械機構である。左アクチュエータ１２０Ｌは、左主桁２０Ｌを上下方向に回転移動させる。

角度センサ１４０Ｌは、左アクチュエータ１２０Ｌに設けられており、左主桁２０Ｌの回転角θ_Ｌを測定する。前記角度センサ１４０Ｌは、左主桁２０Ｌの回転角θ_Ｌを直接測定するものであってもよい。代替的に、前記角度センサ１４０Ｌは、左アクチュエータ１２０Ｌの駆動により胴体２との相対位置が変化するいずれかの部材の位置変化を測定して、左主桁２０Ｌの回転角θ_Ｌを間接的に求めるものであってもよい。そして、角度センサ１４０Ｌは、測定した回転角θ_Ｌを示す回転角データＤＡ_Ｌを、リアルタイムに制御装置１１０に送る。

制御装置１１０は、胴体２の内部に搭載されたコンピュータである。この制御装置１１０は、右アクチュエータ１２０Ｒ及び左アクチュエータ１２０Ｌを制御することにより、右主翼１０Ｒ（右主桁２０Ｒ）及び左主翼１０Ｌ（左主桁２０Ｌ）の回転移動動作を制御する。より詳細には、制御装置１１０は、航空機１に設けられたソナー、カメラ、速度センサ、加速度センサ、ＧＰＳ等の位置センサ、ジャイロセンサ等のセンサ１５０（又はセンサ群）からの入力信号ＳＩＧ_Ｓ、航空機１の外部の遠隔操作装置１６０からの入力信号ＳＩＧ_Ｃ、及び、上記の回転角データＤＡ_Ｌ及びＤＬ_Ｒを受け取る。そして、制御装置１１０は、入力信号ＳＩＧ_Ｓ、ＳＩＧ_Ｃ、及び、回転角データＤＡ_Ｌ、ＤＬ_Ｒに基づいて、右アクチュエータ１２０Ｒ及び左アクチュエータ１２０Ｌを制御し、右主翼１０Ｒ（右主桁２０Ｒ）及び左主翼１０Ｌ（左主桁２０Ｌ）を回転移動させる。ここで、遠隔操作装置１６０からの入力信号ＳＩＧ_Ｃは、例えば、観察目標地点の位置を指示する信号、又は、帰還命令信号等である。

３．制御例
（制御モードの変更）
図８を用いて、制御モードの変更フローについて説明する。ステップ１（Ｓ１）で、航空機１の電源がＯＮとされる。ステップ２（Ｓ２）で、初期セットアップが行われる。初期セットアップには、例えば、制御装置１１０の初期化（ＢＩＴ）が含まれる。また、初期セットアップには、右主翼１０Ｒ及び左主翼１０Ｌを回転移動させて、右主翼１０Ｒ（右主桁２０Ｒ）の回転角θ_Ｒ及び左主翼１０Ｌ（左主桁２０Ｌ）の回転角θ_Ｌを、初期設定角とすることが含まれる。例えば、回転角θ_Ｒ及び回転角θ_Ｌの初期設定角を、基準回転角θ_ＳＴＤとしてもよい。代替的に、回転角θ_Ｒ及び回転角θ_Ｌの初期設定角を下限角度θＬ_Ｒ及び下限角度θＬ_Ｌとしてもよい。次に、ステップ３（Ｓ３）で、制御モードの選択が行われる。制御モードの選択は、センサ１５０（又はセンサ群）からの入力信号ＳＩＧ_Ｓ、及び／又は、遠隔操作装置１６０からの入力信号ＳＩＧ_Ｃに基づいて行われる。

例えば、速度センサ、加速度センサ、ＧＰＳ等の位置センサ、ジャイロセンサ等のセンサ１５０（又はセンサ群）からの入力信号ＳＩＧ_Ｓに基づいて、制御装置１１０は、航空機１の位置、速度、姿勢角等を推定する。また、制御装置１１０は、ソナー、カメラ、ＧＰＳ等の位置センサ、ジャイロセンサ等のセンサ１５０（又はセンサ群）からの入力信号ＳＩＧｓに基づいて、障害物の位置又は障害物までの距離等を推定する。そして、制御装置１１０は、航空機１の位置、速度、姿勢角、障害物の位置又は障害物までの距離、及び／又は、入力信号ＳＩＧ_Ｃ等に基づいて、どの制御モードを選択するかを決定する。

制御モードには、例えば、滑空モード（モード０）、第１はばたきモード（モード１）、第２はばたきモード（モード２）がある。ここで、「はばたき」は、右主翼１０Ｒ、及び／又は、左主翼１０Ｌを、第１回転軸２１Ｒ、及び／又は、第２回転軸２１Ｌを中心に往復回転運動させることを意味する。

ステップ３で、モード０が選択された場合、ステップ４（Ｓ４）に進み、制御装置１１０は、滑空モードを実行する。滑空モードは、省電力又は外乱対処モードである。滑空モードでは、はばたきを停止し風に乗る、あるいは、機体姿勢角が安定するまで待つ等を実施する。

ステップ４（Ｓ４）は、例えば、設定期間（予め設定された期間又は制御装置１１０がその都度設定する期間）実行されて、ステップ３（Ｓ３）に戻る。代替的に、ステップ４（Ｓ４）は、速度センサ、加速度センサ、ジャイロセンサ等のセンサ１５０（又はセンサ群）からの信号に基づいて、制御装置１１０が、航空機１の姿勢が安定したと判断するまでの期間実行されて、その後、ステップ３（Ｓ３）に戻る。

ステップ３で、モード１が選択された場合、ステップ５（Ｓ５）に進み、制御装置１１０は、第１はばたきモードを実行する。第１はばたきモードは、通常飛しょうモードである。通常飛しょうモードでは、直進時には、航空機１は、はばたいて飛しょうする。また、旋回時には、一旦はばたきを停止し、旋回したい方向の主翼を下げる、又は、旋回したい方向の主翼とは逆の主翼を上げる等を実施する。旋回したい方向の主翼を下げることは、例えば、当該主翼の回転角が基準回転角θ_ＳＴＤよりも小さくなるように、当該主翼の回転角を制御することである。また、旋回したい方向の主翼とは逆の主翼を上げることは、例えば、当該逆の主翼の回転角が基準回転角θ_ＳＴＤよりも大きくなるように、当該主翼の回転角を制御することである。なお、旋回時には、一旦はばたきを停止し、旋回したい方向の主翼を下げるとともに、旋回したい方向の主翼とは逆の主翼を上げることを実施してもよい。

ステップ５（Ｓ５）は、例えば、設定期間（予め設定された期間又は制御装置１１０がその都度設定する期間）実行されて、ステップ３（Ｓ３）に戻る。なお、ステップ５（Ｓ５）は、速度センサ、加速度センサ、ジャイロセンサ等のセンサ１５０（又はセンサ群）からの信号に基づいて、制御装置１１０が、航空機１の姿勢が不安定になったと判断した場合に、ステップ３（Ｓ３）に戻るようにされてもよい。

ステップ３で、モード２が選択された場合、ステップ６（Ｓ６）に進み、制御装置１１０は、第２はばたきモードを実行する。第２はばたきモードは、高速旋回モードである。高速旋回モードは、速やかに、障害物を避ける必要がある場合等に実行される。高速旋回モードでは、直進時には、航空機１は、はばたいて飛しょうする。また、旋回時には、一旦はばたきを停止し、旋回したい方向とは逆の主翼をはばたく等を実施する。

ステップ６（Ｓ６）は、例えば、設定期間（予め設定された期間又は制御装置１１０がその都度設定する期間）実行されて、ステップ３（Ｓ３）に戻る。なお、ステップ６（Ｓ６）は、速度センサ、加速度センサ、ジャイロセンサ等のセンサ１５０（又はセンサ群）からの信号に基づいて、制御装置１１０が、航空機１の姿勢が不安定になったと判断した場合に、ステップ３（Ｓ３）に戻るようにされてもよい。

（Ａ：滑空モード）
次に、図９、並びに、図６Ａ及び図６Ｂを用いて、滑空モード（モード０）について、より詳細に説明する。ステップ３（Ｓ３）で、滑空モードが選択されると、ステップ４０（Ｓ４０）に進む。ステップ４０（Ｓ４０）では、制御装置１１０は、回転角θ_Ｒが基準回転角θ_ＳＴＤと等しくなるように、右アクチュエータ１２０Ｒを制御する。また、制御装置１１０は、回転角θ_Ｌが基準回転角θ_ＳＴＤと等しくなるように、左アクチュエータ１２０Ｌを制御する。当該制御によって、右主翼１０Ｒ及び左主翼１０Ｌは、図６Ｂに示す基準位置に移動する。当該ステップ４０（Ｓ４０）は、航空機１の姿勢を安定化させるためのステップである。なお、航空機１の姿勢が安定している場合等には、当該ステップ４０（Ｓ４０）は省略してもよい。

続いて、ステップ４１（Ｓ４１）に進み、制御装置１１０は、旋回指令の有無及び旋回の方向を決定する。旋回指令は、例えば、航空機１の進行方向に障害物が存在する時に発出される。あるいは、旋回指令は、例えば、航空機１の進行方向と、目標方向（航空機１の現在位置と目標位置とを結ぶ方向）とに大きなずれが存在する時に発出される。障害物の検出は、例えば、ソナー、又は、カメラ（ステレオカメラを含む）によって行われる。また、航空機１の進行方向と、目標方向とのずれの検出は、例えば、速度センサ、加速度センサ、ＧＰＳ等の位置センサ、ジャイロセンサ等のセンサ群からの信号に基づいて、制御装置１１０が演算を行うことによって行われる。

（Ａ−１：滑空モードの「旋回指令なし」）
ステップ４１（Ｓ４１）において、「旋回指令なし」と決定された場合、ステップ４２（Ｓ４２）に進む。ステップ４２（Ｓ４２）では、制御装置１１０は、回転角θ_Ｒが基準回転角θ_ＳＴＤと等しくなるように、右アクチュエータ１２０Ｒを制御する。また、制御装置１１０は、回転角θ_Ｌが基準回転角θ_ＳＴＤと等しくなるように、左アクチュエータ１２０Ｌを制御する。当該制御によって、右主翼１０Ｒ及び左主翼１０Ｌは、図６Ｂに示す基準位置に移動する。ステップ４２（Ｓ４２）の完了後、ステップ４１（Ｓ４１）に戻る。

（Ａ−２：滑空モードの「右旋回」）
ステップ４１（Ｓ４１）において、「右旋回」と決定された場合、ステップ４３（Ｓ４３）に進む。ステップ４３（Ｓ４３）では、制御装置１１０は、右主翼１０Ｒの回転角θ_Ｒと左主翼１０Ｌの回転角θ_Ｌとが異なる角度となるように制御する。換言すれば、ステップ４３（Ｓ４３）では、制御装置１１０は、右主翼１０Ｒと左主翼１０Ｌとが、胴体２の長手方向の鉛直中央断面（図６Ａ及び図６Ｂに示される断面Ｓが、鉛直中央断面である。）に対して非対称となるように、回転角θ_Ｒ及び回転角θ_Ｌを制御する。

以下に、上記非対称制御の具体例について説明する。
右主翼１０Ｒに関し、制御装置１１０は、回転角θ_Ｒが基準回転角θ_ＳＴＤと等しくなるように、右アクチュエータ１２０Ｒを制御する。当該制御により、右主翼１０Ｒは図６Ｂに示す基準位置に移動する。あるいは、制御装置１１０は、回転角θ_Ｒが基準回転角θ_ＳＴＤよりも小さな設定回転角（予め設定された回転角、又は、制御装置１１０がその都度設定する回転角）と等しくなるように、右アクチュエータ１２０Ｒを制御してもよい。この場合、右主翼１０Ｒは図６Ｂに示す基準位置よりも下がった位置に移動する。

左主翼１０Ｌに関し、制御装置１１０は、制御状態を解除する（制御フリーとする）。制御状態が解除されることによって、左主翼１０Ｌは、揚力により、自動的に上限位置（回転角θ_Ｌ＝上限角度θＨ_Ｌとなる位置）に回転移動する。代替的に、制御装置１１０は、回転角θ_Ｌが基準回転角θ_ＳＴＤよりも大きな設定回転角（予め設定された回転角、又は、制御装置１１０がその都度設定する回転角）と等しくなるように、左アクチュエータ１２０Ｌを制御してもよい。なお、制御状態を解除する方が、省電力の観点からは好ましい。

代替的に、右主翼１０Ｒ及び左主翼１０Ｌに関し、制御装置１１０は、回転角θ_Ｒが基準回転角θ_ＳＴＤよりも小さな設定回転角（予め設定された回転角、又は、制御装置１１０がその都度設定する回転角）と等しくなるように、右アクチュエータ１２０Ｒを制御するとともに、回転角θ_Ｌが基準回転角θ_ＳＴＤと等しくなるように、左アクチュエータ１２０Ｌを制御してもよい。

ステップ４３（Ｓ４３）の完了後、ステップ４１（Ｓ４１）に戻る。

滑空モードにおける「右旋回」時の両主翼の動きをまとめると、以下の（１）、（２）、（３）又は（４）のとおりである。
（１）右主翼１０Ｒよりも左主翼１０Ｌを上方に上げる。
より具体的には、
（２）右主翼１０Ｒは基準位置とし、左主翼１０Ｌを基準位置よりも上方に上げる。
（３）右主翼１０Ｒを基準位置よりも下方に下げ、左主翼１０Ｌを基準位置よりも上方に上げる。
（４）右主翼１０Ｒを基準位置よりも下方に下げ、左主翼１０Ｌは基準位置とする。

上記（１）、（２）、（３）又は（４）によって、航空機１は、右主翼１０Ｒを下げる方向にロール運動し、その結果、右旋回が実現される。なお、上記（１）、（２）、（３）又は（４）のみでは、右旋回が滑らかに行えない場合には、後に説明されるように、尾翼により旋回を補助してもよい。

（Ａ−３：滑空モードの「左旋回」）
ステップ４１（Ｓ４１）において、「左旋回」と決定された場合、ステップ４４（Ｓ４４）に進む。ステップ４４（Ｓ４４）では、制御装置１１０は、右主翼１０Ｒの回転角θ_Ｒと左主翼１０Ｌの回転角θ_Ｌとが異なる角度となるように制御する。換言すれば、ステップ４４（Ｓ４４）では、制御装置１１０は、右主翼１０Ｒと左主翼１０Ｌとが、胴体２の長手方向の鉛直中央断面（図６Ａ及び図６Ｂに示される断面Ｓが、鉛直中央断面である。）に対して非対称となるように、回転角θ_Ｒ及び回転角θ_Ｌを制御する。

以下に、上記非対称制御の具体例について説明する。
右主翼１０Ｒに関し、制御装置１１０は、制御状態を解除する（制御フリーとする）。制御状態が解除されることによって、右主翼１０Ｒは、揚力により、自動的に上限位置（回転角θ_Ｒ＝上限角度θＨ_Ｒとなる位置）に回転移動する。代替的に、制御装置１１０は、回転角θ_Ｒが基準回転角θ_ＳＴＤよりも大きな設定回転角（予め設定された回転角、又は、制御装置１１０がその都度設定する回転角）と等しくなるように、右アクチュエータ１２０Ｒを制御してもよい。なお、制御状態を解除する方が、省電力の観点からは好ましい。

左主翼１０Ｌに関し、制御装置１１０は、回転角θ_Ｌが基準回転角θ_ＳＴＤと等しくなるように、左アクチュエータ１２０Ｌを制御する。当該制御により、左主翼１０Ｌは図６Ｂに示す基準位置に移動する。あるいは、制御装置１１０は、回転角θ_Ｌが基準回転角θ_ＳＴＤよりも小さな設定回転角（予め設定された回転角、又は、制御装置１１０がその都度設定する回転角）と等しくなるように、左アクチュエータ１２０Ｌを制御してもよい。この場合、左主翼１０Ｌは図６Ｂに示す基準位置よりも下がった位置に移動する。

代替的に、右主翼１０Ｒ及び左主翼１０Ｌに関し、制御装置１１０は、回転角θ_Ｒが基準回転角θ_ＳＴＤと等しくなるように、右アクチュエータ１２０Ｒを制御するとともに、回転角θ_Ｌが基準回転角θ_ＳＴＤよりも小さな設定回転角（予め設定された回転角、又は、制御装置１１０がその都度設定する回転角）と等しくなるように、左アクチュエータ１２０Ｌを制御してもよい。

ステップ４４（Ｓ４４）の完了後、ステップ４１（Ｓ４１）に戻る。

滑空モードにおける「左旋回」時の両主翼の動きをまとめると、以下の（５）、（６）、（７）又は（８）のとおりである。
（５）右主翼１０Ｒを左主翼１０Ｌよりも上方に上げる。
より具体的には、
（６）右主翼１０Ｒを基準位置よりも上方に上げ、左主翼１０Ｌは基準位置とする。（図２Ｂの状態）
（７）右主翼１０Ｒを基準位置よりも上方に上げ、左主翼１０Ｌを基準位置よりも下方に下げる。
（８）右主翼１０Ｒは基準位置とし、左主翼１０Ｌを基準位置よりも下方に下げる。

上記（５）、（６）、（７）又は（８）によって、航空機１は、右主翼１０Ｒを上げる方向にロール運動し、その結果、左旋回が実現される。なお、上記（５）、（６）、（７）又は（８）のみでは、左旋回が滑らかに行えない場合には、後に説明されるように、尾翼により旋回を補助してもよい。

滑空モードは、例えば、設定期間（予め設定された期間又は制御装置１１０がその都度設定する期間）実行されて、ステップ３（Ｓ３）に戻る。代替的に、滑空モードは、速度センサ、加速度センサ、ジャイロセンサ等のセンサ１５０（又はセンサ群）からの信号に基づいて、制御装置１１０が、航空機１の姿勢が安定したと判断するまでの期間実行されて、その後、ステップ３（Ｓ３）に戻る。

上記滑空モードは、鳥がはばたきを停止して滑空する動作を模して、航空機１を制御するものである。よって、優れた擬態性を奏する。また、上記滑空モードでは、はばたき動作が行われないため、航空機１の姿勢の安定性が高く、環境適応性に優れる。さらに、上記滑空モードでは、旋回が、面積の大きな主翼の回転移動によって行われるため、主翼の一部（エルロン等）の移動により旋回を行う場合や、尾翼の移動により旋回を行う場合と比べて、旋回性能すなわち機動性が高い。

（Ｂ：第１はばたきモード）
次に、図１０、並びに、図６Ａ及び図６Ｂを用いて、第１はばたきモード（モード１）について、より詳細に説明する。ステップ３（Ｓ３）で、第１はばたきモードが選択されると、ステップ５０（Ｓ５０）に進む。ステップ５０（Ｓ５０）では、制御装置１１０は、回転角θ_Ｒが基準回転角θ_ＳＴＤと等しくなるように、右アクチュエータ１２０Ｒを制御する。また、制御装置１１０は、回転角θ_Ｌが基準回転角θ_ＳＴＤと等しくなるように、左アクチュエータ１２０Ｌを制御する。当該制御によって、右主翼１０Ｒ及び左主翼１０Ｌは、図６Ｂに示す基準位置に移動する。当該ステップ５０（Ｓ５０）は、航空機１の姿勢を安定化させるためのステップである。なお、航空機１の姿勢が安定している場合等には、当該ステップ５０（Ｓ５０）は省略してもよい。

続いて、ステップ５１（Ｓ５１）に進み、制御装置１１０は、旋回指令の有無及び旋回の方向を決定する。旋回指令は、例えば、航空機１の進行方向に障害物が存在する時に発出される。あるいは、旋回指令は、例えば、航空機１の進行方向と、目標方向（航空機１の現在位置と目標位置とを結ぶ方向）とに大きなずれが存在する時に発出される。障害物の検出は、例えば、ソナー、又は、カメラ（ステレオカメラを含む）によって行われる。また、航空機１の進行方向と、目標方向とのずれの検出は、例えば、速度センサ、加速度センサ、ＧＰＳ等の位置センサ、ジャイロセンサ等のセンサ群からの信号に基づいて、制御装置１１０が演算を行うことによって行われる。

（Ｂ−１：第１はばたきモードの「旋回指令なし」）
ステップ５１（Ｓ５１）において、「旋回指令なし」と決定された場合、ステップ５２（Ｓ５２）に進む。ステップ５２（Ｓ５２）では、制御装置１１０は、設定周波数（予め設定された周波数、又は、制御装置１１０がその都度設定する周波数）で、右主翼１０Ｒ及び左主翼１０Ｌを、回転軸（２１Ｒ）及び回転軸（２１Ｌ）まわりに、往復回転運動させる。右主翼１０Ｒの往復は、図６Ｂに示す下限角度θＬ_Ｒと上限角度θＨ_Ｒとの間で行われる。左主翼１０Ｌの往復は、図６Ｂに示す下限角度θＬ_Ｌと上限角度θＨ_Ｌとの間で行われる。また、制御装置１１０は、右主翼１０Ｒの回転角θ_Ｒと左主翼１０Ｌの回転角θ_Ｌとが互いに等しくなるように、右アクチュエータ１１０Ｒ及び左アクチュエータ１１０Ｌを同期制御する。

ステップ５２（Ｓ５２）の完了後、ステップ５１（Ｓ５１）に戻る。

（Ｂ−２：第１はばたきモードの「右旋回」）
ステップ５１（Ｓ５１）において、「右旋回」と決定された場合、ステップ５３（Ｓ５３）に進む。ステップ５３（Ｓ５３）は、前述のステップ４３（Ｓ４３）と同様である。

すなわち、ステップ５３（Ｓ５３）では、制御装置１１０は、右主翼１０Ｒの回転角θ_Ｒと左主翼１０Ｌの回転角θ_Ｌとが異なる角度となるように制御する。換言すれば、ステップ５３（Ｓ５３）では、制御装置１１０は、右主翼１０Ｒと左主翼１０Ｌとが、胴体２の長手方向の鉛直中央断面（図６Ａ及び図６Ｂに示される断面Ｓが、鉛直中央断面である。）に対して、非対称となるように、回転角θ_Ｒ及び回転角θ_Ｌを制御する。

以下に、上記非対称制御の具体例について説明する。
右主翼１０Ｒに関し、制御装置１１０は、回転角θ_Ｒが基準回転角θ_ＳＴＤと等しくなるように、右アクチュエータ１２０Ｒを制御する。当該制御により、右主翼１０Ｒは図６Ｂに示す基準位置に移動する。あるいは、制御装置１１０は、回転角θ_Ｒが基準回転角θ_ＳＴＤよりも小さな設定回転角（予め設定された回転角、又は、制御装置１１０がその都度設定する回転角）と等しくなるように、右アクチュエータ１２０Ｒを制御してもよい。この場合、右主翼１０Ｒは図６Ｂに示す基準位置よりも下がった位置に移動する。

左主翼１０Ｌに関し、制御装置１１０は、制御状態を解除する（制御フリーとする）。制御状態が解除されることによって、左主翼１０Ｌは、揚力により、自動的に上限位置（回転角θ_Ｌ＝上限角度θＨ_Ｌとなる位置）に回転移動する。代替的に、制御装置１１０は、回転角θ_Ｌが基準回転角θ_ＳＴＤよりも大きな設定回転角（予め設定された回転角、又は、制御装置１１０がその都度設定する回転角）と等しくなるように、左アクチュエータ１２０Ｌを制御してもよい。なお、制御状態を解除する方が、省電力の観点からは好ましい。

代替的に、右主翼１０Ｒ及び左主翼１０Ｌに関し、制御装置１１０は、回転角θ_Ｒが基準回転角θ_ＳＴＤよりも小さな設定回転角（予め設定された回転角、又は、制御装置１１０がその都度設定する回転角）と等しくなるように、右アクチュエータ１２０Ｒを制御するとともに、回転角θ_Ｌが基準回転角θ_ＳＴＤと等しくなるように、左アクチュエータ１２０Ｌを制御してもよい。

ステップ５３（Ｓ５３）の完了後、ステップ５１（Ｓ５１）に戻る。

第１はばたきモードにおける「右旋回」時の両主翼の動きをまとめると、以下の（９）、（１０）、（１１）又は（１２）のとおりである。
（９）右主翼１０Ｒよりも左主翼１０Ｌを上方に上げる。
より具体的には、
（１０）右主翼１０Ｒは基準位置とし、左主翼１０Ｌを基準位置よりも上方に上げる。
（１１）右主翼１０Ｒを基準位置よりも下方に下げ、左主翼１０Ｌを基準位置よりも上方に上げる。
（１２）右主翼１０Ｒを基準位置よりも下方に下げ、左主翼１０Ｌは基準位置とする。

上記（９）、（１０）、（１１）又は（１２）によって、航空機１は、右主翼１０Ｒを下げる方向にロール運動し、その結果、右旋回が実現される。なお、上記（９）、（１０）、（１１）又は（１２）のみでは、右旋回が滑らかに行えない場合には、後に説明されるように、尾翼により旋回を補助してもよい。

（Ｂ−３：第１はばたきモードの「左旋回」）
ステップ５１（Ｓ５１）において、「左旋回」と決定された場合、ステップ５４（Ｓ５４）に進む。ステップ５４（Ｓ５４）は、前述のステップ４４（Ｓ４４）と同様である。

すなわち、ステップ５４（Ｓ５４）では、制御装置１１０は、右主翼１０Ｒの回転角θ_Ｒと左主翼１０Ｌの回転角θ_Ｌとが異なる角度となるように制御する。換言すれば、ステップ５４（Ｓ５４）では、制御装置１１０は、右主翼１０Ｒと左主翼１０Ｌとが、胴体２の長手方向の鉛直中央断面（図６Ａ及び図６Ｂに示される断面Ｓが、鉛直中央断面である。）に対して、非対称となるように、回転角θ_Ｒ及び回転角θ_Ｌを制御する。

以下に、上記非対称制御の具体例について説明する。
右主翼１０Ｒに関し、制御装置１１０は、制御状態を解除する（制御フリーとする）。制御状態が解除されることによって、右主翼１０Ｒは、揚力により、自動的に上限位置（回転角θ_Ｒ＝上限角度θＨ_Ｒとなる位置）に回転移動する。代替的に、制御装置１１０は、回転角θ_Ｒが基準回転角θ_ＳＴＤよりも大きな設定回転角（予め設定された回転角、又は、制御装置１１０がその都度設定する回転角）と等しくなるように、右アクチュエータ１２０Ｒを制御してもよい。なお、制御状態を解除する方が、省電力の観点からは好ましい。

左主翼１０Ｌに関し、制御装置１１０は、回転角θ_Ｌが基準回転角θ_ＳＴＤと等しくなるように、左アクチュエータ１２０Ｌを制御する。当該制御により、左主翼１０Ｌは図６Ｂに示す基準位置に移動する。あるいは、制御装置１１０は、回転角θ_Ｌが基準回転角θ_ＳＴＤよりも小さな設定回転角（予め設定された回転角、又は、制御装置１１０がその都度設定する回転角）と等しくなるように、左アクチュエータ１２０Ｌを制御してもよい。この場合、左主翼１０Ｌは図６Ｂに示す基準位置よりも下がった位置に移動する。

代替的に、右主翼１０Ｒ及び左主翼１０Ｌに関し、制御装置１１０は、回転角θ_Ｒが基準回転角θ_ＳＴＤと等しくなるように、右アクチュエータ１２０Ｒを制御するとともに、回転角θ_Ｌが基準回転角θ_ＳＴＤよりも小さな設定回転角（予め設定された回転角、又は、制御装置１１０がその都度設定する回転角）と等しくなるように、左アクチュエータ１２０Ｌを制御してもよい。

ステップ５４（Ｓ５４）の完了後、ステップ５１（Ｓ５１）に戻る。

滑空モードにおける「左旋回」時の両主翼の動きをまとめると、以下の（１３）、（１４）、（１５）又は（１６）のとおりである。
（１３）右主翼１０Ｒを左主翼１０Ｌよりも上方に上げる。
より具体的には、
（１４）右主翼１０Ｒを基準位置よりも上方に上げ、左主翼１０Ｌは基準位置とする。（図２Ｂの状態）
（１５）右主翼１０Ｒを基準位置よりも上方に上げ、左主翼１０Ｌを基準位置よりも下方に下げる。
（１６）右主翼１０Ｒは基準位置とし、左主翼１０Ｌを基準位置よりも下方に下げる。

上記（１３）、（１４）、（１５）又は（１６）によって、航空機１は、右主翼１０Ｒを上げる方向にロール運動し、その結果、左旋回が実現される。なお、上記（１３）、（１４）、（１５）又は（１６）のみでは、左旋回が滑らかに行えない場合には、後に説明されるように、尾翼により旋回を補助してもよい。

第１はばたきモードは、例えば、設定期間（予め設定された期間又は制御装置１１０がその都度設定する期間）実行されて、ステップ３（Ｓ３）に戻る。なお、第１はばたきモードは、速度センサ、加速度センサ、ジャイロセンサ等のセンサ１５０（又はセンサ群）からの信号に基づいて、制御装置１１０が、航空機１の姿勢が不安定になったと判断した場合に、ステップ３（Ｓ３）に戻るようにされてもよい。

上記第１はばたきモードは、鳥のはばたき動作を模して、航空機１を制御するものである。よって、優れた擬態性を奏する。また、上記第１はばたきモードでは、はばたきモードの初期段階で、一旦、右主翼１０Ｒと左主翼１０Ｌとを基準位置に戻すステップを実行可能であるため、航空機１の安定性すなわち環境適応性が向上する。また、上記第１はばたきモードでは、旋回が、面積の大きな主翼の回転移動によって行われるため、主翼の一部（エルロン等）の移動により旋回を行う場合や、尾翼の移動により旋回を行う場合と比べて、旋回性能すなわち機動性が高い。

（Ｃ：第２はばたきモード）
次に、図１１、並びに、図６Ａ及び図６Ｂを用いて、第２はばたきモード（モード２）について、より詳細に説明する。ステップ３（Ｓ３）で、第２はばたきモードが選択されると、ステップ６０（Ｓ６０）に進む。ステップ６０（Ｓ６０）では、制御装置１１０は、回転角θ_Ｒが基準回転角θ_ＳＴＤと等しくなるように、右アクチュエータ１２０Ｒを制御する。また、制御装置１１０は、回転角θ_Ｌが基準回転角θ_ＳＴＤと等しくなるように、左アクチュエータ１２０Ｌを制御する。当該制御によって、右主翼１０Ｒ及び左主翼１０Ｌは、図６Ｂに示す基準位置に移動する。当該ステップ６０（Ｓ６０）は、航空機１の姿勢を安定化させるためのステップである。なお、航空機１の姿勢が安定している場合等には、当該ステップ６０（Ｓ６０）は省略してもよい。

続いて、ステップ６１（Ｓ６１）に進み、制御装置１１０は、旋回指令の有無及び旋回の方向を決定する。旋回指令は、例えば、航空機１の進行方向に障害物が存在する時に発出される。あるいは、旋回指令は、例えば、航空機１の進行方向と、目標方向（航空機１の現在位置と目標位置とを結ぶ方向）とに大きなずれが存在する時に発出される。障害物の検出は、例えば、ソナー、又は、カメラ（ステレオカメラを含む）によって行われる。また、航空機１の進行方向と、目標方向とのずれの検出は、例えば、速度センサ、加速度センサ、ＧＰＳ等の位置センサ、ジャイロセンサ等のセンサ群からの信号に基づいて、制御装置１１０が演算を行うことによって行われる。

（Ｃ−１：第２はばたきモードの「旋回指令なし」）
ステップ６１（Ｓ６１）において、「旋回指令なし」と決定された場合、ステップ６２（Ｓ６２）に進む。ステップ６２（Ｓ６２）では、制御装置１１０は、設定周波数（予め設定された周波数、又は、制御装置１１０がその都度設定する周波数）で、右主翼１０Ｒ及び左主翼１０Ｌを、回転軸（２１Ｒ）及び回転軸（２１Ｌ）まわりに、往復回転運動させる。右主翼１０Ｒの往復は、図６Ｂに示す下限角度θＬ_Ｒと上限角度θＨ_Ｒとの間で行われる。左主翼１０Ｌの往復は、図６Ｂに示す下限角度θＬ_Ｌと上限角度θＨ_Ｌとの間で行われる。また、制御装置１１０は、右主翼１０Ｒの回転角θ_Ｒと左主翼１０Ｌの回転角θ_Ｌとが互いに等しくなるように、右アクチュエータ１１０Ｒ及び左アクチュエータ１１０Ｌを同期制御する。

ステップ６２（Ｓ６２）の完了後、ステップ６１（Ｓ６１）に戻る。

（Ｃ−２：第２はばたきモードの「右旋回」）
ステップ６１（Ｓ６１）において、「右旋回」と決定された場合、ステップ６３（Ｓ６３）に進む。ステップ６３（Ｓ６３）では、制御装置１１０は、右主翼１０Ｒの回転角θ_Ｒと左主翼１０Ｌの回転角θ_Ｌとが異なる角度となるように制御する。換言すれば、ステップ６３（Ｓ６３）では、制御装置１１０は、右主翼１０Ｒと左主翼１０Ｌとが、胴体２の長手方向の鉛直中央断面（図６Ａ及び図６Ｂに示される断面Ｓが、鉛直中央断面である。）に対して、非対称となるように、回転角θ_Ｒ及び回転角θ_Ｌを制御する。

より具体的には、制御装置１１０は、右主翼１０Ｒを図６Ｂに示す基準位置又は設定位置（予め設定された位置、又は、制御装置１１０がその都度設定する位置）で静止（固定）させる。また、制御装置１１０は、左主翼１０Ｌに、はばたき運動をさせる。

すなわち、右主翼１０Ｒに関し、制御装置１１０は、回転角θ_Ｒが基準回転角θ_ＳＴＤと等しくなるように、右アクチュエータ１２０Ｒを制御する。当該制御により、右主翼１０Ｒは図６Ｂに示す基準位置に移動する。あるいは、制御装置１１０は、回転角θ_Ｒが基準回転角θ_ＳＴＤよりも小さな設定回転角（予め設定された回転角、又は、制御装置１１０がその都度設定する回転角）と等しくなるように、右アクチュエータ１２０Ｒを制御してもよい。この場合、右主翼１０Ｒは図６Ｂに示す基準位置よりも下がった位置に移動する。

左主翼１０Ｌに関し、制御装置１１０は、設定周波数（予め設定された周波数、又は、制御装置１１０がその都度設定する周波数）で、左主翼１０Ｌを、回転軸（２１Ｌ）まわりに、往復回転運動させる。左主翼１０Ｌの往復回転運動は、例えば、下限角度θＬ_Ｌと上限角度θＨ_Ｌとの間で行われる。

ステップ６３（Ｓ６３）の完了後、ステップ６１（Ｓ６１）に戻る。

第２はばたきモードにおける「右旋回」時の両主翼の動きをまとめると、以下の（１７）、（１８）又は（１９）のとおりである。
（１７）右主翼１０Ｒは静止させ、左主翼１０Ｌをはばたき動作させる。
より具体的には、
（１８）右主翼１０Ｒは基準位置とし、左主翼１０Ｌをはばたき動作させる。
（１９）右主翼１０Ｒを基準位置よりも下方に下げ、左主翼１０Ｌをはばたき動作させる。

上記（１７）、（１８）又は（１９）によって、航空機１は、右主翼１０Ｒを下げる方向にロール運動し、その結果、右旋回が実現される。なお、上記（１７）、（１８）又は（１９）のみでは、右旋回が滑らかに行えない場合には、後に説明されるように、尾翼により旋回を補助してもよい。

（Ｃ−３：第２はばたきモードの「左旋回」）
ステップ６１（Ｓ６１）において、「左旋回」と決定された場合、ステップ６４（Ｓ６４）に進む。ステップ６４（Ｓ６４）では、制御装置１１０は、右主翼１０Ｒの回転角θ_Ｒと左主翼１０Ｌの回転角θ_Ｌとが異なる角度となるように制御する。換言すれば、ステップ６４（Ｓ６４）では、制御装置１１０は、右主翼１０Ｒと左主翼１０Ｌとが、胴体２の長手方向の鉛直中央断面（図６Ａ及び図６Ｂに示される断面Ｓが、鉛直中央断面である。）に対して、非対称となるように、回転角θ_Ｒ及び回転角θ_Ｌを制御する。

より具体的には、制御装置１１０は、制御装置１１０は、右主翼１０Ｒに、はばたき運動をさせる。また、制御装置１１０は、左主翼１０Ｌを図６Ｂに示す基準位置又は設定位置（予め設定された位置、又は、制御装置１１０がその都度設定する位置）で静止（固定）させる。

すなわち、右主翼１０Ｒに関し、制御装置１１０は、設定周波数（予め設定された周波数、又は、制御装置１１０がその都度設定する周波数）で、右主翼１０Ｒを、回転軸（２１Ｒ）まわりに、往復回転運動させる。右主翼１０Ｒの往復回転運動は、例えば、下限角度θＬ_Ｒと上限角度θＨ_Ｒとの間で行われる。

左主翼１０Ｌに関し、制御装置１１０は、回転角θ_Ｌが基準回転角θ_ＳＴＤと等しくなるように、左アクチュエータ１２０Ｌを制御する。当該制御により、左主翼は図６Ｂに示す基準位置に移動する。あるいは、制御装置１１０は、回転角θ_Ｌが基準回転角θ_ＳＴＤよりも小さな設定回転角（予め設定された回転角、又は、制御装置１１０がその都度設定する回転角）と等しくなるように、左アクチュエータ１２０Ｌを制御してもよい。この場合、左主翼１０Ｌは図６Ｂに示す基準位置よりも下がった位置に移動する。

ステップ６４（Ｓ６４）の完了後、ステップ６１（Ｓ６１）に戻る。

第２はばたきモードにおける「左旋回」時の両主翼の動きをまとめると、以下の（２０）、（２１）又は（２２）のとおりである。
（２０）右主翼１０Ｒをはばたき動作させ、左主翼１０Ｌは静止させる。
より具体的には、
（２１）右主翼１０Ｒをはばたき動作させ、左主翼１０Ｌを基準位置とする。
（２２）右主翼１０Ｒをはばたき動作させ、左主翼１０Ｌを基準位置よりも下方に下げる。

上記（２０）、（２１）又は（２２）によって、航空機１は、右主翼１０Ｒを上げる方向にロール運動し、その結果、左旋回が実現される。なお、上記（２０）、（２１）又は（２２）のみでは、左旋回が滑らかに行えない場合には、後に説明されるように、尾翼により旋回を補助してもよい。

第２はばたきモードは、例えば、設定期間（予め設定された期間又は制御装置１１０がその都度設定する期間）実行されて、ステップ３（Ｓ３）に戻る。なお、第２はばたきモードは、速度センサ、加速度センサ、ジャイロセンサ等のセンサ１５０（又はセンサ群）からの信号に基づいて、制御装置１１０が、航空機１の姿勢が不安定になったと判断した場合に、ステップ３（Ｓ３）に戻るようにされてもよい。

上記第２はばたきモードは、鳥のはばたき動作を模して、航空機１を制御するものである。よって、優れた擬態性を奏する。また、上記第２はばたきモードでは、はばたきモードの初期段階で、一旦、右主翼１０Ｒと左主翼１０Ｌとを基準位置に戻すステップを実行可能であるため、航空機１の安定性すなわち環境適応性が向上する。また、上記第２はばたきモードでは、旋回が、面積の大きな主翼の往復回転運動によって行われるため、滑空モードにおける旋回及び第１はばたきモードにおける旋回と比較して、小さな旋回半径での旋回が可能となり、旋回性能すなわち機動性が更に向上する。

（尾翼による旋回の補助）
図１２Ａ、図１２Ｂ、図１３Ａ、図１３Ｂ、図１４Ａ、及び、図１４Ｂを用いて、尾翼による旋回の補助について説明する。

図１２Ａ及び図１２Ｂは、本発明の実施の形態に係る航空機を模式的に示す上面図及び正面図であり、尾翼の制御の第１例を説明するための図である。図１２Ａ、図１２Ｂでは、右主翼１０Ｒを、回転角θ_Ｒを上限角度θＨ_Ｒと等しくなるまで上方に移動させている。当該移動により、航空機１は、右主翼１０Ｒを上げる方向にロール運動し、その結果、左旋回が実現される。左旋回時には、航空機１の機首が左方向を向くと、旋回を円滑に行うことができる。

尾翼の制御の第１例では、航空機１の機首を左方向に向けるため、垂直尾翼５のヨー角（ψ_ＴＡＩＬ）を制御する。すなわち、尾翼３（主尾翼部分４及び垂直尾翼５）を、左主翼１０Ｌに近づく方向にヨー移動させると、垂直尾翼５の周囲を流れる気流によって、航空機１の機首は、左方向を向く。結果として、左旋回を円滑に行うことができる。なお、航空機１を右旋回させるときには、尾翼３（主尾翼部分４及び垂直尾翼５）を、右主翼１０Ｒに近づく方向にヨー移動させればよい。

図１３Ａ及び図１３Ｂは、本発明の実施の形態に係る航空機を模式的に示す上面図及び正面図であり、尾翼の制御の第２例を説明するための図である。図１３Ａ、図１３Ｂでは、右主翼１０Ｒを、回転角θ_Ｒを上限角度θＨ_Ｒと等しくなるまで上方に移動させている。当該移動により、航空機１は、右主翼１０Ｒを上げる方向にロール運動し、その結果、左旋回が実現される。このロール運動を補助すると、旋回を円滑に行うことができる。

尾翼の制御の第２例では、航空機１のロール運動を補助するため、主尾翼部分４のロール角（φ_ＴＡＩＬ）を制御する。すなわち、主尾翼部分４の右側を、主尾翼部分４の左側よりも上方となるように、回転移動させる。そして、主尾翼部分４の右側部分の浮力を、主尾翼部分４の左側部分の浮力よりも大きくさせることにより、航空機１のロール運動を補助する。結果として、左旋回を円滑に行うことができる。なお、航空機１を右旋回させるときには、主尾翼部分４の右側を、主尾翼部分４の左側よりも下方となるように、ロール移動させればよい。

図１４Ａ及び図１４Ｂは、本発明の実施の形態に係る航空機を模式的に示す上面図及び正面図であり、尾翼の制御の第３例を説明するための図である。図１４Ａ、図１４Ｂでは、右主翼１０Ｒを、回転角θ_Ｒを上限角度θＨ_Ｒと等しくなるまで上方に移動させている。当該移動により、航空機１は、右主翼１０Ｒを上げる方向にロール運動し、その結果、左旋回が実現される。左旋回時には、主翼における揚力の低下により、航空機１の機首が下がる。当該機首の下げを抑制するために、尾翼の揚力を低下させると、旋回を円滑に行うことができる。

尾翼の制御の第３例では、尾翼の揚力を低下させるため、主尾翼部分４のピッチ角（θ_ＴＡＩＬ）を制御する。すなわち、主尾翼部分４の後側を、持ち上げる方向にピッチ移動させると、主尾翼部分４の揚力が低下し、航空機１の機首の下げが抑制される。結果として、左旋回を円滑に行うことができる。なお、航空機１を右旋回させるときについても、左旋回させるときと同様に、主尾翼部分４の後側を、持ち上げる方向にピッチ移動させればよい。

以上のとおり、主翼の制御と、尾翼の制御（ヨー制御、ロール制御、ピッチ制御）を組み合わせることにより、旋回性能を更に向上させることができる。

＜付記＞
上記の実施形態の一部又は全部は、以下の付記のように記載することも可能である。但し、実際には、以下の記載例に限定されない。

[付記１]
航空機（１）であって、
胴体（２）と、
翼根部（１１Ｒ）において前記胴体（２）に対して上下方向に回転自在に取り付けられた右主翼（１０Ｒ）であって、下限角度（θＬ_Ｒ）から上限角度（θＨ_Ｒ）までの範囲で回転自在な右主翼（１０Ｒ）と、
翼根部（１１Ｌ）において前記胴体（２）に対して上下方向に回転自在に取り付けられた左主翼（１０Ｌ）であって、下限角度（θＬ_Ｌ）から上限角度（θＨ_Ｌ）までの範囲で回転自在な左主翼（１０Ｌ）と、
前記右主翼（１０Ｒ）の前記下限角度（θＬ_Ｒ）からの回転角の大きさである右主翼回転角（θ_Ｒ）、及び、前記左主翼の前記下限角度（θＬ_Ｌ）からの回転角の大きさである左主翼回転角（θ_Ｌ）を制御する制御装置（１１０）と、
を備え、
前記制御装置（１１０）は、前記右主翼回転角（θ_Ｒ）と、前記左主翼回転角（θ_Ｌ）とが異なる角度となるように制御することで、前記航空機（１）を右旋回又は左旋回させる
航空機。

[付記２]
付記１に記載の航空機において、
前記右主翼（１０Ｒ）を回転移動させる右アクチュエータ（１２０Ｒ）と、
前記左主翼（１０Ｌ）を回転移動させる左アクチュエータ（１２０Ｌ）と、
を更に備え、
前記制御装置（１１０）は、前記右アクチュエータ（１２０Ｒ）に制御信号を送ることで前記右主翼回転角（θ_Ｒ）を制御し、
前記制御装置（１１０）は、前記左アクチュエータ（１２０Ｌ）に制御信号を送ることで前記左主翼回転角（θ_Ｌ）を制御する
航空機。

[付記３]
付記１又は付記２に記載の航空機において、
前記制御装置（１１０）は、前記航空機（１）を右旋回させる際には、前記右主翼回転角（θ_Ｒ）を前記左主翼回転角（θ_Ｌ）よりも小さな角度となるように制御し、
前記制御装置（１１０）は、前記航空機（１）を左旋回させる際には、前記左主翼回転角（θ_Ｌ）を前記右主翼回転角（θ_Ｒ）よりも小さな角度となるように制御する
航空機。

[付記４]
付記１乃至付記３のいずれかに記載の航空機において、
前記制御装置（１１０）は、前記航空機（１）を右旋回させる際には、前記右主翼回転角（θ_Ｒ）を、前記航空機（１）を滑空させる際の回転角である基準回転角（θ_ＳＴＤ）となるように制御し、かつ、前記左主翼回転角（θ_Ｌ）を、前記基準回転角（θ_ＳＴＤ）よりも大きな角度となるように制御し、
前記制御装置は、前記航空機（１）を左旋回させる際には、前記左主翼回転角（θ_Ｌ）を、前記基準回転角（θ_ＳＴＤ）となるように制御し、かつ、前記右主翼回転角（θ_Ｒ）を、前記基準回転角（θ_ＳＴＤ）よりも大きな角度となるように制御する
航空機。

[付記５]
付記１乃至付記３のいずれかに記載の航空機において、
前記制御装置（１１０）は、前記航空機（１）を右旋回させる際には、前記左主翼回転角（θ_Ｌ）を、前記航空機（１）を滑空させる際の回転角である基準回転角（θ_ＳＴＤ）となるように制御し、かつ、前記右主翼回転角（θ_Ｒ）を、前記基準回転角（θ_ＳＴＤ）よりも小さな角度となるように制御し、
前記制御装置（１１０）は、前記航空機（１）を左旋回させる際には、前記右主翼回転角（θ_Ｒ）を、前記基準回転角（θ_ＳＴＤ）となるように制御し、かつ、前記左主翼回転角（θ_Ｌ）を、前記基準回転角（θ_ＳＴＤ）よりも小さな角度となるように制御する
航空機。

[付記６]
付記１乃至付記３のいずれかに記載の航空機において、
前記制御装置（１１０）は、前記航空機（１）を右旋回させる際には、前記左主翼回転角（θ_Ｌ）を、前記航空機（１）を滑空させる際の回転角である基準回転角（θ_ＳＴＤ）よりも大きな角度となるように制御し、かつ、前記右主翼回転角（θ_Ｒ）を、前記基準回転角（θ_ＳＴＤ）よりも小さな角度となるように制御し、
前記制御装置（１１０）は、前記航空機（１）を左旋回させる際には、前記右主翼回転角（θ_Ｒ）を、基準回転角（θ_ＳＴＤ）よりも大きな角度となるように制御し、かつ、前記左主翼回転角（θ_Ｌ）を、前記基準回転角（θ_ＳＴＤ）よりも小さな角度となるように制御する
航空機。

[付記７]
付記１乃至付記３のいずれかに記載の航空機において、
前記制御装置（１１０）は、前記航空機（１）を右旋回させる際には、前記左主翼（１０Ｌ）に対する制御を解除することで、前記左主翼（１０Ｌ）に作用する揚力によって前記左主翼（１０Ｌ）を前記上限角度（θＨ_Ｌ）まで回転させ、
前記制御装置（１１０）は、前記航空機（１）を左旋回させる際には、前記右主翼（１０Ｒ）に対する制御を解除することで、前記右主翼（１０Ｒ）に作用する揚力によって前記右主翼（１０Ｒ）を前記上限角度（θＨ_Ｒ）まで回転させる
航空機。

[付記８]
付記１又は付記２に記載の航空機において、
前記制御装置（１１０）は、前記右主翼回転角（θ_Ｒ）及び前記左主翼回転角（θ_Ｌ）のうちの一方を固定し、前記右主翼回転角（θ_Ｒ）及び前記左主翼回転角（θ_Ｌ）のうちの他方を周期的に変動するように制御することで、回転角を固定した主翼の方向に前記航空機（１）を旋回させる
航空機。

[付記９]
付記１乃至付記８のいずれかに記載の航空機において、
尾翼（３）を更に備え、前記尾翼（３）のヨー角（ψ_ＴＡＩＬ）、前記尾翼（３）のロール角（φ_ＴＡＩＬ）、及び、前記尾翼（３）のピッチ角（θ_ＴＡＩＬ）の少なくとも１つを制御することで、前記右旋回又は左旋回を補助する
航空機。

[付記１０]
付記１乃至付記９のいずれかに記載の航空機（１）において、
前記制御装置（１１０）は、前記右主翼回転角（θ_Ｒ）と前記左主翼回転角（θ_Ｌ）とを一致させた状態で前記右主翼（１０Ｒ）と前記左主翼（１０Ｌ）とを往復回転運動させる、はばたきモードを実行可能である
航空機。

[付記１１]
付記１乃至付記１０のいずれかに記載の航空機において、
前記航空機（１）は、無人航空機である
航空機。

[付記１２]
航空機（１）であって、
胴体（２）と、
右主翼（１０Ｒ）と、
左主翼（１０Ｌ）と、
制御装置（１１０）と、
を備え、
前記右主翼（１０Ｒ）の翼根部（１１Ｒ）は、前記胴体（２）に上下方向に回転自在に取り付けられ、
前記左主翼（１０Ｌ）の翼根部（１１Ｌ）は、前記胴体（２）に上下方向に回転自在に取り付けられ、
前記制御装置（１１０）は、前記右主翼（１０Ｒ）及び前記左主翼（１０Ｌ）を静止させて前記航空機（１）を直進させることを含む滑空モードと、前記右主翼（１０Ｒ）及び前記左主翼（１０Ｌ）を上下方向に往復回転移動させることを含むはばたきモードとを実行可能である
航空機。

[付記１３]
付記１２に記載の航空機において、
前記滑空モードにおいて、前記制御装置（１１０）は、前記航空機（１）の旋回方向とは逆の主翼を、旋回方向の主翼よりも上方に回転移動させるように、前記右主翼（１０Ｒ）の上下方向の回転角、及び、前記左主翼（１０Ｌ）の上下方向の回転角を制御して、航空機（１）を旋回させる
航空機。

[付記１４]
付記１２に記載の航空機において、
前記はばたきモードにおいて、前記制御装置（１１０）は、前記航空機（１）の旋回方向とは逆の主翼を、旋回方向の主翼よりも上方に回転移動させるように、前記右主翼（１０Ｒ）の上下方向の回転角、及び、前記左主翼（１０Ｌ）の上下方向の回転角を制御して、航空機（１）を旋回させる
航空機。

[付記１５]
付記１２に記載の航空機において、
前記はばたきモードにおいて、前記制御装置（１１０）は、前記航空機（１）の旋回方向とは逆の主翼を上下方向に往復回転移動させ、かつ、旋回方向の主翼を固定させるように、前記右主翼（１０Ｒ）の上下方向の回転角、及び、前記左主翼（１０Ｌ）の上下方向の回転角を制御して、航空機（１）を旋回させる
航空機。

本発明は上記各実施の形態に限定されず、本発明の技術思想の範囲内において、各実施の形態は適宜変形又は変更され得ることは明らかである。また、実施の形態の各例で用いられる種々の技術は、技術的矛盾が生じない限り、相互に適用可能である。

１ ：航空機
２ ：胴体
３ ：尾翼
４ ：主尾翼部分
５ ：垂直尾翼
１０Ｒ ：右主翼
１０Ｌ ：左主翼
１１Ｒ ：右主翼の翼根部
１１Ｌ ：左主翼の翼根部
２０Ｒ ：右主桁
２０Ｌ ：左主桁
２１Ｒ ：第１回転軸
２１Ｌ ：第２回転軸
１００ ：制御システム
１１０ ：制御装置
１２０Ｒ ：右アクチュエータ
１２０Ｌ ：左アクチュエータ
１４０Ｒ ：角度センサ（右主翼の角度センサ）
１４０Ｌ ：角度センサ（左主翼の角度センサ）
１５０ ：センサ又はセンサ群
１６０ ：遠隔操作装置
θ_Ｒ ：第１回転角（右主翼回転角）
θ_Ｌ ：第２回転角（左主翼回転角）
θＬ_Ｒ ：下限角度（右主翼の下限角度）
θＨ_Ｒ ：上限角度（右主翼の上限角度）
θＬ_Ｌ ：下限角度（左主翼の下限角度）
θＨ_Ｌ ：上限角度（左主翼の上限角度）
θ_ＳＴＤ ：基準回転角
ＤＡ_Ｒ ：回転角データ（右主翼の回転角データ）
ＤＡ_Ｌ ：回転角データ（左主翼の回転角データ）
ＳＩＧ_Ｓ ：入力信号
ＳＩＧ_Ｃ ：入力信号
ψ_ＴＡＩＬ ：ヨー角（尾翼）
φ_ＴＡＩＬ ：ロール角（主尾翼部分）
θ_ＴＡＩＬ ：ピッチ角（主尾翼部分）
Ｓ ：胴体２の長手方向の鉛直中央断面

Claims (13)

1. 航空機であって、
   胴体と、
   右主翼と、
   左主翼と、
   制御装置と、
   を備え、
   前記右主翼の翼根部は、前記胴体に上下方向に回転自在に取り付けられ、
   前記左主翼の翼根部は、前記胴体に上下方向に回転自在に取り付けられ、
   前記制御装置は、前記右主翼と前記左主翼とが、前記胴体の長手方向の鉛直中央断面に対して非対称となるように、前記右主翼の上下方向の回転角、及び、前記左主翼の上下方向の回転角を制御し、前記右主翼と前記左主翼とのうち少なくとも一方は上下方向の往復回転運動を停止して、前記航空機を右旋回又は左旋回させる
   航空機。
2. 請求項１に記載の航空機において、
   前記右主翼の上下方向の前記回転は、第１回転軸まわりの回転であり、
   前記左主翼の上下方向の前記回転は、第２回転軸まわりの回転であり、
   前記右主翼は、前記第１回転軸まわりの第１回転角が、下限角度から上限角度までの範囲で変動することにより、上下方向に回転移動し、
   前記左主翼は、前記第２回転軸まわりの第２回転角が、下限角度から上限角度までの範囲で変動することにより、上下方向に回転移動する
   航空機。
3. 請求項２に記載の航空機において、
   前記右主翼を前記第１回転軸まわりに回転移動させる右アクチュエータと、
   前記左主翼を前記第２回転軸まわりに回転移動させる左アクチュエータと、
   を更に備え、
   前記制御装置は、前記右アクチュエータ及び前記左アクチュエータに制御信号を送ることで、前記右主翼と前記左主翼とが、前記胴体の長手方向の鉛直中央断面に対して、非対称となるように制御する
   航空機。
4. 請求項１乃至３のいずれか一項に記載の航空機において、
   前記制御装置は、前記航空機を前記右旋回させる際には、前記左主翼を上方に回転移動させ、
   前記制御装置は、前記航空機を前記左旋回させる際には、前記右主翼を上方に回転移動させる
   航空機。
5. 航空機であって、
   胴体と、
   右主翼と、
   左主翼と、
   制御装置と、
   を備え、
   前記右主翼の翼根部は、前記胴体に上下方向に回転自在に取り付けられ、
   前記左主翼の翼根部は、前記胴体に上下方向に回転自在に取り付けられ、
   前記制御装置は、前記右主翼と前記左主翼とが、前記胴体の長手方向の鉛直中央断面に対して非対称となるように、前記右主翼の上下方向の回転角、及び、前記左主翼の上下方向の回転角を制御して、前記航空機を右旋回又は左旋回させ、
   前記制御装置は、前記航空機を前記右旋回させる際には、前記左主翼に対する制御を解除することで、前記左主翼に作用する揚力によって前記左主翼を上方に回転移動させ、
   前記制御装置は、前記航空機を前記左旋回させる際には、前記右主翼に対する制御を解除することで、前記右主翼に作用する揚力によって前記右主翼を上方に回転移動させる
   航空機。
6. 請求項１乃至３のいずれか一項に記載の航空機において、
   前記制御装置は、前記航空機を前記右旋回させる際には、前記右主翼を下方に回転移動させ、
   前記制御装置は、前記航空機を前記左旋回させる際には、前記左主翼を下方に回転移動させる
   航空機
7. 請求項１乃至３のいずれか一項に記載の航空機において、
   前記制御装置は、前記航空機を前記右旋回させる際には、前記左主翼を上方に回転移動させ、かつ、前記右主翼を下方に回転移動させ、
   前記制御装置は、前記航空機を前記左旋回させる際には、前記右主翼を上方に回転移動させ、かつ、前記左主翼を下方に回転移動させる
   航空機。
8. 請求項１乃至３のいずれか一項に記載の航空機において、
   前記制御装置は、前記右主翼及び前記左主翼のうちの一方を固定し、かつ、前記右主翼及び前記左主翼のうちの他方を往復回転運動するように制御することで、固定した主翼の方向に前記航空機を旋回させる
   航空機。
9. 請求項１乃至８のいずれか一項に記載の航空機において、
   尾翼を更に備え、前記尾翼のヨー角、前記尾翼のロール角、及び、前記尾翼のピッチ角の少なくとも１つを制御することで、前記右旋回又は前記左旋回を補助する
   航空機。
10. 請求項１乃至９のいずれか一項に記載の航空機において、
    前記制御装置は、前記右主翼と前記左主翼とを、前記胴体の長手方向の鉛直中央断面に対して対称となる状態で、往復回転運動させる、はばたきモードを実行可能である
    航空機。
11. 請求項１乃至１０のいずれか一項に記載の航空機において、
    前記航空機は、無人航空機である
    航空機。
12. 航空機の動作方法であって、
    前記航空機は、
    胴体と、
    右主翼と、
    左主翼と、
    制御装置と、
    を備え、
    前記右主翼の翼根部は、前記胴体に上下方向に回転自在に取り付けられ、
    前記左主翼の翼根部は、前記胴体に上下方向に回転自在に取り付けられ、
    前記航空機の動作方法は、
    前記右主翼と前記左主翼とのうち少なくとも一方は上下方向の往復回転運動を停止し、前記右主翼と前記左主翼とを、前記胴体の長手方向の鉛直中央断面に対して非対称となるように移動させて、前記航空機を右旋回又は左旋回させる
    航空機の動作方法。
13. 請求項１２に記載の航空機の動作方法において、
    前記右主翼と前記左主翼とを、前記胴体の長手方向の鉛直中央断面に対して非対称となるように移動させることは、旋回方向とは逆の主翼を、旋回方向の主翼よりも上方に回転移動させることである
    航空機の動作方法。
    

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