JP6648802B2 - 電動式航空機 - Google Patents

Description

本開示は、２以上の回転翼を有する回転翼機（マルチコプター）であって、特に、電動式航空機に関する。

この種類の電動式航空機の一つである無人航空機は、ドローン等と称されており、二次電池および電池制御回路を含むバッテリモジュールによってモータを回転させ、モータによって回転翼を回転させるものであった。例えば特許文献１には、回転翼を有する無人航空機が記載されている。従来の無人航空機は、玩具等の比較的軽いものであった。近年では、重い荷物等を運ぶ需要が増えてきている。

特開２０１０−１２０６４１号公報

重い荷物を運ぶ際に、電力不足と飛行中のバランスが問題とされてきた。電力不足によって、飛行時間や運ぶ荷物の重さが制限され、商用の無人航空機が普及しない問題があった。電力不足を補うためには、バッテリモジュールとして大出力のものが使用される。例えば円筒型リチウムイオン二次電池を１００本以上のように多数使用して大電力化が図られている。さらに、空中でのバランス維持が非常に難しく、風などの影響でバランスを崩し落下してしまうことも荷物を運ぶ用途の無人航空機が普及しない理由でもある。

運搬物が重くなればなるほど、駆動モータやプロペラも大きくなり、重くなる。そして、それに対応するバッテリモジュール側も大電流用の電気的構成とする必要がある。さらに、落下、振動等に対応する機体を構成するために、重量が重くなる問題があった。

したがって、本開示の目的は、飛行中のバランスを保つことが容易で、しかも、機体の制御が容易とされた電動式航空機を提供することにある。

本開示は、複数の回転翼と、
回転翼をそれぞれ回転させるモータと、
回転翼およびモータをそれぞれ支持する支持軸と、
モータの回転を制御するモータ制御部と、
モータの対毎に電力を供給する複数の電力供給ラインと、
支持軸の位置より下方の位置に取り付けられ、電力供給ライン毎に接続される複数のバッテリモジュールとを備え、
支持軸の中心から回転翼の中心位置までの長さをａとするときに、支持軸の位置とバッテリモジュールの位置との差が（ａ／４）から（ａ／２）の範囲に設定されるようにした電動式航空機である。

少なくとも一つの実施形態によれば、上述した位置関係とすることによって、バッテリ部の質量により復元力を得ることができる。すなわち、バッテリ部の質量にかかる重力により、支点を中心に支持軸が水平を保つ方向に力が加わるためである。これと共に、機体を傾けるように制御する場合の必要なモータ出力が大きくなりすぎることを防止することができる。なお、ここに記載された効果は必ずしも限定されるものではなく、この発明中に記載されたいずれの効果であってもよい。また、以下の説明における例示された効果によりこの発明の内容が限定して解釈されるものではない。

本開示の第１の実施の形態による無人航空機の構成を示す平面図である。 無人航空機の構成を示す正面図である。 バッテリ部の構成の一例および他の例の説明に用いる略線図である。 本開示を説明するためのグラフである。 本開示の第１の実施の形態のブロック図である。 本開示の第１の実施の形態の変形例を示すブロック図である。 本開示の第２の実施の形態のブロック図である。 本開示の第２の実施の形態の変形例を示すブロック図である。 参考例のブロック図である。

以下に説明する実施の形態は、本開示の好適な具体例であり、技術的に好ましい種々の限定が付されている。しかしながら、本開示の範囲は、以下の説明において、特に本開示を限定する旨の記載がない限り、これらの実施の形態に限定されないものとする。
なお、本開示の説明は、下記の順序にしたがってなされる。
＜１．第１の実施の形態＞
＜２．第２の実施の形態＞
＜３．変形例＞

＜１．第１の実施の形態＞
図１は、第１の実施の形態の無人航空機の平面図であり、図２は、第１の実施の形態の無人航空機の正面図である。中心部としての円筒状または角筒状の胴体部１と、胴体部１の上部に固定された支持軸２ａ〜２ｆとから機体が構成される。一例として、胴体部１が６角筒状とされ、胴体部１の中心から６本の支持軸２ａ〜２ｆが等角間隔で放射状に延びるようになされている。胴体部１および支持軸２ａ〜２ｆは、軽量で強度の高い材料から構成されている。

さらに、胴体部１および支持軸２ａ〜２ｆからなる機体は、その重心が支持軸２ａ〜２ｆの中心を通る鉛直線上にくるように、各構成部品の形状、配置等が設計される。さらに、この鉛直線上に重心がくるように、回路ユニット５およびバッテリ部６が取り付けられる。

第１の実施の形態では、回転翼およびモータの数が６個とされている。しかしながら、４個の回転翼およびモータを有する構成、或いは８個以上の回転翼およびモータを有する構成でもよい。

支持軸２ａ〜２ｆの先端部には、回転翼の駆動源としてのモータ３ａ〜３ｆがそれぞれ取り付けられている。モータ３ａ〜３ｆの回転軸に回転翼４ａ〜４ｆが取り付けられている。各モータを制御するためのモータ制御回路を含む回路ユニット５が支持軸２ａ〜２ｆが交わる中心部に取り付けられている。

さらに、胴体部１の下側の位置に動力源としてのバッテリ部６が配置されている。バッテリ部６は、後述するように、１８０度の対向間隔を有するモータおよび回転翼の対に対して電力を供給するように３個のバッテリモジュールを有している。各バッテリモジュールは、例えばリチウムイオン二次電池と充放電を制御するバッテリ制御回路とを有する。すなわち、モータ３ａおよび回転翼４ａと、モータ３ｄおよび回転翼４ｄとが対を構成する。同様に、（モータ３ｂ，回転翼４ｂ）と（モータ３ｅ，回転翼４ｅ）とが対を構成し、（モータ３ｃ，回転翼４ｃ）と（モータ３ｆ，回転翼４ｆ）とが対を構成する。これらの対とバッテリモジュールとが等しい数とされている。

バッテリ部６は、胴体部１の例えば内部に着脱自在に取り付けられていける。バッテリ部６は、図３に示すように、機体の重心位置である中心に対して対称の形状を有すると共に、中心開口７を有するような配置、外形を有する。図３Ａは、平面形状が中心開口７の周囲に正六角形となるような中空状のケース８を設け、ケース８内にバッテリモジュールを収納する例である。図３Ｂに示すように、分離したケース８ａおよび８ｂ内にバッテリモジュールを収納してもよい。

バッテリ部６の重心と機体の重心とを一致させることによって、重心の安定性が増加する。さらに、中心開口７を有するので、飛行時に中心開口７を風が通り抜けることで、風などの影響を軽減することが可能となる。その結果、姿勢制御が容易となり、飛行時間を長くすることができ、さらにバッテリの温度上昇も抑制することができる。

バッテリ部６は、図２に示すように、支持軸２ａ〜２ｆの水平位置に対して低い位置に配置される。水平位置に対してバッテリ部６の位置がａ／４〜ａ／２の距離低くされる。ここで、ａは、機体の中心位置ｂ（支持軸２ａ〜２ｆの交点）から回転翼４ａ〜４ｆの回転中心までの距離である。このような位置関係とすることによって、バッテリ部６の質量により復元力を得ることができる。すなわち、バッテリ部６の質量にかかる重力により、支点ｂを中心に支持軸が水平を保つ方向に力が加わるためである。これと共に、機体を傾けるように制御する場合の必要なモータ出力が大きくなりすぎることを防止することができる。

図４は、バッテリ部６の位置を横軸とした場合の復元力および前傾に必要なモータ出力（縦軸）を示すものである。グラフを見やすいものとするために、復元力を線形軸で示し、傾けるためのモータ出力を対数軸で示している。例えばバッテリ部６がａ／８の位置に設置されていた場合と比べて、ａ／４の位置に設置されている場合は、てこの原理により２倍の復元力を得られるので、姿勢の安定性を確保するためには、支点ｂに対して電池パックを離した構成にすることが好ましい。

一方、無人航空機が前進するためには、機体を前傾姿勢とする必要が有るので、例えばａの位置にバッテリ部６を設置すると、ａ／２に設置した場合と比較して２倍の復元力に対抗して前傾させる力が必要となる。このため、モータの出力が上昇し、そのモータに電力を供給するバッテリモジュールが大きくなる問題が有る。このような関係から、バッテリ部６による復元力と機体を前傾姿勢とするためのモータ出力とのバランスを良くするためには、バッテリ部６の設置位置が（ａ／４〜ａ／２）である。

一般的にドローンと呼ばれるような無人航空機は、モータ制御回路によってモータの出力を制御して所望の航行を可能としている。例えば、空中に静止しているホバーリングの状態では、機体に搭載されたジャイロ装置を用いて傾きを検知し、機体が下がった側のモータ出力を増加させ、上がった側のモータ出力を低下させることによって、機体を水平に保つようにしている。さらに、前進の際には、進行方向のモータ出力を低下、逆方向のモータ出力を増加させることによって、前傾姿勢を取らせ、進行方向への推進力を発生させるようにしている。このような無人航空機の姿勢制御および推進制御において、上述したようなバッテリ部６の設置位置は、機体の安定性と制御の容易性とのバランスをとることができる。

さらに、これらの制御において、１８０度の対向位置に存在するモータおよび回転翼の対において、一方の回転数と他方の回転数とが逆の方向に制御される関係が多い。この点を考慮して、本開示では、対毎に電力を供給するバッテリモジュールを設けている。

図５は、本開示の第１の実施の形態のシステムの構成例を示す。バッテリ部６は、３個のバッテリモジュール１１ａｄ、１１ｂｅ、１１ｃｆとを有する。これらのバッテリモジュール１１ａｄ、１１ｂｅ、１１ｃｆは、バッテリ部６を構成する。上述したように、バッテリモジュール１１ａｄ、１１ｂｅ、１１ｃｆは、中心開口７を有する形状とされている。

バッテリモジュール１１ａｄの出力電力がモータ制御回路１２ａｄに供給される。モータ制御回路１２ａｄに対してモータ３ａ、３ｄが接続される。モータ３ａ、３ｄが回転翼４ａ、４ｄを回転させる。バッテリモジュール１１ｂｅの出力電力がモータ制御回路１２ｂｅに供給される。モータ制御回路１２ｂｅに対してモータ３ｂ、３ｅが接続される。モータ３ｂ、３ｅが回転翼４ｂ、４ｅを回転させる。バッテリモジュール１１ｃｆの出力電力がモータ制御回路１２ｃｆに供給される。モータ制御回路１２ｃｆに対してモータ３ｃ、３ｆが接続される。モータ３ｃ、３ｆが回転翼４ｃ、４ｆを回転させる。

さらに、図５および以下の図において省略しているが、無人航空機の全体を制御する全体コントローラ、姿勢を検出する姿勢センサ等が設けられており、上昇や降下、前進、後退等を行うことができるようにされている。

例えば図１の無人航空機では、モータの対向する組が３個あるため、バッテリモジュールとモータ制御回路と対向するモータとからなる構成要素が３組備えられている。かかる本開示と異なるシステム構成の参考例を図９に示す。例えば一つのバッテリモジュール１５の出力電力がモータ制御回路１６に供給され、モータ制御回路１６が６個のモータ３ａ〜３ｆに対して電力を分配するようになされている。さらに、モータ制御回路１６においては、６個のモータ３ａ〜３ｆに電力を分配する構成である。バッテリモジュール１５が並列接続された３個のバッテリモジュールの構成の場合もある。

図９に示す参考例の構成では、バッテリモジュール１５からの電力が６個のモータに供給される。したがって、バッテリモジュール１５からモータ制御回路１６に供給される電流が大きな値となる。さらに、モータ制御回路１６の内部を流れる電流を大きな値となる。大電流に対応できるケーブル、回路部品等は、一般的に大型且つ重いものとなり、無人航空機の重量を増加させる。

本開示の第１の実施の形態では、各バッテリモジュールがモータ制御回路１２ａｄ、１２ｂｅ、１２ｃｆに供給する電流を参考例の構成の約１／３とすることができる。これにより、電流経路の部材や回路部品について、許容電流値を低く設定することができ、システムを軽量化することができる。その結果、無人航空機を軽量化することができる。

さらに、無人航空機では、上述したように、１８０度対向の対の回転翼において、一方の回転数を増加させる場合は、他方の回転数を減少させるように、逆の方向に回転翼（モータ）が制御されることが多い。したがって、対のモータに対して共通のバッテリモジュールから電力を供給するようにすれば、複数の対に対応するバッテリモジュールの間で容量の減少を平均化することができる。

図６は、本開示の第１の実施の形態の変形例のシステム構成を示す。図５と比較すると、バッテリモジュール１１ａｄ、１１ｂｅ、１１ｃｆに対して、容量均一化回路１３を設けている点が相違している。容量均一化回路１３は、バッテリモジュール１１ａｄ、１１ｂｅ、１１ｃｆのそれぞれの電圧を監視する回路と、電圧の関係に基づいてバッテリモジュール１１ａｄ、１１ｂｅ、１１ｃｆ間で、容量を均一化するためのスイッチング素子とを有する。例えば無人航空機の重心が複数の回転翼の中心位置に設計されていても、搭載物の重心が中心位置にない場合には、姿勢制御のために特定のモータに対する負荷が大きくなり、そのモータを駆動するバッテリモジュールの容量が極端に減少する。この結果、飛行時間が想定されるものより短くなる事態が発生する。容量均一化回路１３による容量補正によって、かかる問題を回避することができる。

＜２．第２の実施の形態＞
図７を参照して本開示の第２の実施の形態について説明する。無人航空機の構成は、図１に示すように、６個の回転翼４ａ〜４ｆを備えるものである。第１の実施の形態では、モータ制御回路を対毎に分離しているのに対して、第２の実施の形態では、対毎に制御を行うが、構成上は、一つのモータ制御回路１２としている。例えばモータ制御回路１２では、制御用のマイクロコンピュータを複数の対で共用するようになされる。モータ制御回路１２における電力供給系統は、各対で分離されており、各電力供給系統を通じて各バッテリモジュールから対のモータに電力が供給される。

第２の実施の形態は、第１の実施の形態と同様に、対のモータに対して共通のバッテリモジュールから電力を供給するようにするので、複数の対に対応するバッテリモジュールの間で容量の減少を平均化することができる。

さらに、バッテリ部６の重心と機体の重心とを一致させることによって、重心の安定性が増加する。さらに、バッテリ部６が中心開口７を有するので、姿勢制御が容易となり、飛行時間を長くすることができる。さらに、バッテリ部６の位置を支持軸２ａ〜２ｆの水平位置に対して低い位置（ａ／４〜ａ／２の距離）とすることによって、バッテリ部６による復元力と機体を前傾姿勢とするためのモータ出力とのバランスを良くすることができる。

図８は、第２の実施の形態の変形例である。第１の実施の形態と同様に、特定のバッテリモジュールの容量の減少を防止するための容量均一化回路１３がモータ制御回路１２の内部に構成されている。

＜３．変形例＞
以上、本開示の実施の形態について具体的に説明したが、上述の各実施の形態に限定されるものではなく、本開示の技術的思想に基づく各種の変形が可能である。例えは本開示は、荷物の運搬用に限らず、撮影機材を搭載する電動式航空機、農薬の散布等の用途の電動式航空機に対しても適用することができる。

また、上述の実施の形態の構成、方法、工程、形状、材料および数値などは、本開示の主旨を逸脱しない限り、互いに組み合わせることが可能である。

１・・・胴体部
２ａ〜２ｆ・・・支持軸
３ａ〜３ｆ・・・モータ
４ａ〜４ｆ・・・回転翼
５・・・回路ユニット
６・・・バッテリ部
７・・・中心開口
１１ａ〜１１ｆ・・・バッテリモジュール
１２ａ〜１２ｆ・・・モータ制御回路

Claims (4)

1. 複数の回転翼と、
   前記回転翼をそれぞれ回転させるモータと、
   前記回転翼およびモータをそれぞれ支持する支持軸と、
   前記モータの回転を制御するモータ制御部と、
   前記モータの対毎に電力を供給する複数の電力供給ラインと、
   前記支持軸の位置より下方の位置に取り付けられ、前記電力供給ライン毎に接続される複数のバッテリモジュールとを備え、
   前記支持軸の中心から前記回転翼の中心位置までの長さをａとするときに、前記支持軸の位置と前記バッテリモジュールの位置との差が（ａ／４）から（ａ／２）の範囲に設定されるようにした
   電動式航空機。
2. 対向する前記回転翼の対を複数有し、
   前記回転翼の複数の対と複数の前記バッテリモジュールとが等しい数とされた請求項１に記載の電動式航空機。
3. 複数の前記バッテリモジュールの容量を均一化する容量均一化回路を設けた請求項１または２に記載の電動式航空機
4. 複数の前記バッテリモジュールが中心開口を生じるように配置された請求項１から３の何れかに記載の電動式航空機。

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