JP6979251B1

JP6979251B1 - 飛行装置

Info

Publication number: JP6979251B1
Application number: JP2021165734A
Authority: JP
Inventors: 満石川
Original assignee: Ishikawa Energy Research Co Ltd
Current assignee: Ishikawa Energy Research Co Ltd
Priority date: 2021-10-07
Filing date: 2021-10-07
Publication date: 2021-12-08
Anticipated expiration: 2041-10-07
Also published as: JP2023056399A; WO2023058721A1; CN117295660A

Abstract

【課題】動力を伝達する機構が簡素化された飛行装置を提供する。【解決手段】飛行装置１０は、機体１９と、メインロータ１４と、エンジン３０と、動力伝達軸２５と、を具備する。メインロータ１４は、回転することにより、機体１９が浮遊するための駆動力を発生させる。エンジン３０は、クランクシャフトを有する。動力伝達軸２５は、クランクシャフトと接続する。更に、エンジン３０は、動力伝達軸２５を経由して、メインロータ１４を回転させる。動力伝達軸２５は、第２方向Ｄ２に対して傾斜している。【選択図】図１

Description

本発明は、飛行装置に関し、特に、エンジンにより駆動的にメインロータを駆動し、モータによりサブロータを回転させる所謂パラレル・ハイブリット型の飛行装置に関する。

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、垂直軸回りに回転するロータの推力で、空中を飛行することを可能としている。

かか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する場合は、測量機器や撮影機器を飛行装置に備え付ける。飛行装置をかか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。かかる飛行装置に関する発明は、例えば、特許文献１や特許文献２に記載されている。

一般的な飛行装置では、飛行装置に搭載された蓄電池から供給される電力で上記したロータは回転する。しかしながら、蓄電池による電力の供給ではエネルギの供給量が必ずしも十分ではないため、長時間に渡る連続飛行を実現するために、エンジンを搭載した飛行装置も出現している。このような飛行装置では、エンジンの駆動力で発電機を回転させ、かかる発電機で発電された電力でロータを回転駆動している。かかる構成の飛行装置は、動力源からロータにエネルギが供給される経路に、エンジンと発電機とが直列的に接続されることから、シリーズ型ドローンとも称される。このような飛行装置を用いて撮影や測量を行うことで、広範囲な撮影や測量を行うことができる。エンジンが搭載された飛行装置は、例えば特許文献３に記載されている。

特開２０１２−５１５４５号公報特開２０１４−２４０２４２号公報特開２０１１−２５１６７８号公報

しかしながら、前述した従前の飛行装置においては、駆動系の機構において改善の余地があった。

具体的には、前述したように、パラレル型ハイブリッドドローンでは、エンジンから発生する駆動力をメインロータに伝達する駆動伝達機構と、サブロータを回転させるモータに電力を伝導する電力伝達機構とが構築される。よって、パラレル型ハイブリッドドローンは、伝達機構の構成が複雑化し、機体重量が増大してしまう恐れがあった。

更に、メインロータはエンジンから発生する動力により回転するが、エンジンとメインロータとの間には複数のギアが介在し、このことが動力伝達機構そのものの伝達効率を低下させていた。

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、動力を伝達する機構が簡素化された飛行装置を提供することにある。

本発明の飛行装置は、機体と、メインロータと、エンジンと、動力伝達軸と、を具備し、前記メインロータは、回転することにより、前記機体が浮遊するための駆動力を発生させ、前記エンジンは、クランクシャフトを有し、前記動力伝達軸は、前記クランクシャフトと接続し、前記エンジンは、前記動力伝達軸を経由して、前記メインロータを回転させ、前進する方向に沿う方向を第１方向、前記第１方向に直交する方向を第２方向とした場合、前記動力伝達軸は、前記第２方向に対して傾斜していることを特徴とする。

更に、本発明の飛行装置は、機体と、メインロータと、エンジンと、動力伝達軸と、を具備し、前記メインロータは、回転することにより、前記機体が浮遊するための駆動力を発生させ、前記エンジンは、前記動力伝達軸を経由して、前記メインロータを回転させると共に、第１エンジン部と、第２エンジン部と、を有し、前記第１エンジン部は、第１クランクシャフトを有し、前記第２エンジン部は、第２クランクシャフトを有し、前記動力伝達軸は、前記第１クランクシャフトと接続する第１動力伝達軸と、前記第２クランクシャフトと接続する第２動力伝達軸と、を有し、前記メインロータは、前記第１動力伝達軸を経由して伝達される動力により回転される第１メインロータと、前記第２動力伝達軸を経由して伝達される動力により回転される第２メインロータと、を有し、前進する方向に沿う方向を第１方向、前記第１方向に直交する方向を第２方向とした場合、前記第１動力伝達軸および前記第２動力伝達軸は、前記第２方向に対して傾斜していることを特徴とする。

本発明の飛行装置は、機体と、メインロータと、エンジンと、動力伝達軸と、を具備し、前記メインロータは、回転することにより、前記機体が浮遊するための駆動力を発生させ、前記エンジンは、クランクシャフトを有し、前記動力伝達軸は、前記クランクシャフトと接続し、前記エンジンは、前記動力伝達軸を経由して、前記メインロータを回転させ、前進する方向に沿う方向を第１方向、前記第１方向に直交する方向を第２方向とした場合、前記動力伝達軸は、前記第２方向に対して傾斜していることを特徴とする。本発明の飛行装置によれば、エンジンのクランクシャフトと接続する動力伝達軸を介して、メインロータを回転させるため、クランクシャフトと動力伝達軸との間のギアを排除することができる。よって、飛行装置の駆動系の構造を簡素化でき、ギアによる動力の損失を低減することができる。

更に、飛行装置は、機体と、メインロータと、エンジンと、動力伝達軸と、を具備し、前記メインロータは、回転することにより、前記機体が浮遊するための駆動力を発生させ、前記エンジンは、前記動力伝達軸を経由して、前記メインロータを回転させると共に、第１エンジン部と、第２エンジン部と、を有し、前記第１エンジン部は、第１クランクシャフトを有し、前記第２エンジン部は、第２クランクシャフトを有し、前記動力伝達軸は、前記第１クランクシャフトと接続する第１動力伝達軸と、前記第２クランクシャフトと接続する第２動力伝達軸と、を有し、前記メインロータは、前記第１動力伝達軸を経由して伝達される動力により回転される第１メインロータと、前記第２動力伝達軸を経由して伝達される動力により回転される第２メインロータと、を有し、前進する方向に沿う方向を第１方向、前記第１方向に直交する方向を第２方向とした場合、前記第１動力伝達軸および前記第２動力伝達軸は、前記第２方向に対して傾斜していることを特徴とする。本発明の飛行装置によれば、エンジンの第１クランクシャフトおよび第２クランクシャフトと接続する第１動力伝達軸および第２動力伝達軸を介して、第１メインロータおよび第２メインロータを回転させるため、駆動系のギアを排除することができる。よって、飛行装置の駆動系の構造を簡素化でき、ギアによる動力の損失を低減することができる。

本発明の実施形態に係る飛行装置を示す模式図である。本発明の実施形態に係る飛行装置を示す図であり、各部位の接続構成を示すブロック図である。本発明の実施形態に係る飛行装置のエンジンの構成および配置を示す図である。本発明の他形態に係る飛行装置を示す模式図である。

以下、図を参照して本形態の飛行装置の構成を説明する。以下の説明では、同一の構成を有する部位には同一の符号を付し、繰り返しの説明は省略する。尚、以下の説明では上下前後左右の各方向を用いるが、これらの各方向は説明の便宜のためである。また、飛行装置１０は、ドローンとも称される。

図１は、飛行装置１０を示す模式図である。ここでは、第１方向Ｄ１は、飛行装置１０が前進または後進する方向である。第２方向Ｄ２は、第１方向Ｄ１に直交する方向である。ここでは、第１方向Ｄ１は前後方向であり、第２方向Ｄ２は左右方向である。

飛行装置１０は、機体１９と、メインロータ１４と、エンジン３０と、動力伝達軸２５と、を具備する。飛行装置１０は、電気的駆動系と、機械的駆動系との並列した２つの駆動系を有するパラレル型ハイブリッドドローンである。電気的駆動系は、後述するモータ２１およびサブロータ１５を回転させる駆動系である。機械的駆動系は、後述するメインロータ１４を回転させる駆動系である。

機体１９は、飛行装置１０を構成する各機器を支える本体であり、合成樹脂、金属またはこれらの複合材から成る。

メインロータ１４は、回転することにより、機体１９が浮遊するための駆動力を発生させる。メインロータ１４は、後述する第１動力伝達軸２６を経由して伝達される動力により回転される第１メインロータ１４１と、後述する第２動力伝達軸２７を経由して伝達される動力により回転される第２メインロータ１４２と、を有する。第１メインロータ１４１は、機体１９の左方側に配置される。第２メインロータ１４２は、機体１９の右方側に配置される。ここで、第１メインロータ１４１と第２メインロータ１４２とは、回転方向は逆であり、等しい回転速度で回転する。

エンジン３０は、動力伝達軸２５を経由して、メインロータ１４を機械的に回転させる。エンジン３０は、機体１９に内蔵され、第１メインロータ１４１および第２メインロータ１４２を所定の回転速度で回転させる。第１メインロータ１４１および第２メインロータ１４２と、エンジン３０とは、後述する動力伝達軸２５等により駆動的に接続されている。更に、エンジン３０は、図３を参照して後述するように、第１エンジン部４０と、第２エンジン部４１と、を有する。

動力伝達軸２５は、第１クランクシャフト４２と接続する第１動力伝達軸２６と、第２クランクシャフト４５と接続する第２動力伝達軸２７と、を有する。

第１動力伝達軸２６は、例えば鋼棒である。第１動力伝達軸２６の機体１９の側の端部は、エンジン３０の駆動軸に接続され、第１動力伝達軸２６の外側端はギア１７１と接続している。ギア１７１は、例えば、傘歯車であり、伝達された回転力を、垂直軸周りの回転力に変換する。係る回転力により第１メインロータ１４１が回転する。第１動力伝達軸２６は、第１メインフレーム１２１に収納される。第１メインフレーム１２１は、エンジン３０と第１メインロータ１４１とを接続する支持材である。

第２動力伝達軸２７の概略構成は第１動力伝達軸２６と略同一である。第２動力伝達軸２７の機体１９の側の端部は、エンジン３０の駆動軸に接続され、第１動力伝達軸２６の外側端はギア１７２と接続している。ギア１７２の構成は、ギア１７１と同様である。第１動力伝達軸２６は、第２メインフレーム１２２に収納される。第２メインフレーム１２２は、エンジン３０と第２メインロータ１４２とを接続する支持材である。

飛行装置１０は、サブロータ１５を有する。サブロータ１５は、サブロータ１５１ないしサブロータ１５４を有する。

サブロータ１５１は、機体１９の左側前方に配置され、サブフレーム１３１を経由して機体１９に接続されており、モータ２１１により回転する。

サブロータ１５２は、機体１９の左側後方に配置され、サブフレーム１３２を経由して機体１９に接続されており、モータ２１２により回転する。

サブロータ１５３は、機体１９の右側前方に配置され、サブフレーム１３３を経由して機体１９に接続されており、モータ２１３により回転する。

サブロータ１５４は、機体１９の右側後方に配置され、サブフレーム１３４を経由して機体１９に接続されており、モータ２１４により回転する。

本実施形態では、第１動力伝達軸２６および第２動力伝達軸２７は、第２方向Ｄ２に対して傾斜している。また、第１動力伝達軸２６と第２動力伝達軸２７とは互いに略平行である。

具体的には、第１動力伝達軸２６は、左方に向かって前方に傾斜するように配置されている。このようにすることで、エンジン３０の駆動軸であるクランクシャフトを、そのまま第１メインフレーム１２１として用いることができる。よって、エンジン３０と第１メインロータ１４１との間には、伝達装置としてギア１７１のみが存在する。このようにすることで、エンジン３０と第１メインロータ１４１との間に存在する伝達機構を簡素化し、且つ、駆動エネルギのロスを低減できる。

かかる事項は、第２メインフレーム１２２に関しても同様である。即ち、第２動力伝達軸２７は、右方に向かって後方に傾斜するように伸びている。このようにすることで、エンジン３０の駆動軸をそのまま第２メインフレーム１２２として用いることができる。よって、エンジン３０と第２メインロータ１４２との間には、伝達装置としてギア１７２のみが存在する。従って、エンジン３０と第２メインロータ１４２との間に存在する伝達機構を簡素化し、且つ、駆動エネルギのロスを低減できる。

更に、第１メインロータ１４１の回転中心と、第２メインロータ１４２の回転中心とを、第２方向Ｄ２に沿って配置できる。よって、飛行装置１０の構成を、第１方向Ｄ１に対して線対称に構成でき、重量配分を最適化できる。

図２は、飛行装置１０を示す図であり、各部位の接続構成を示すブロック図である。

飛行装置１０は、演算制御部３１と、エンジン３０と、発電機１６と、バッテリ１８と、電力変換部２４と、モータ２１と、サブロータ１５と、を有する。

演算制御部３１は、ＣＰＵ、ＲＯＭ、ＲＡＭ等を有し、ここでは図示しない各種センサやコントローラからの入力に基づいて、飛行装置１０を構成する各機器の挙動を制御する。また、演算制御部３１は、各種センサからの入力に基づいて、各メインロータ１４および各サブロータ１５の回転数を制御するフライトコントローラでもある。

エンジン３０は、演算制御部３１からの入力信号に基づいて動作し、飛行装置１０が飛行するためのエネルギを発生させる。エンジン３０の具体構成は図３を参照して後述する。

発電機１６は、エンジン３０の駆動力の一部を用いて電力を発生する装置であり、発電機１６１および発電機１６２を有する。発電機１６１は、後述するエンジン３０の第１エンジン部４０により駆動される。発電機１６２は、後述するエンジン３０の第２エンジン部４１により駆動される。

バッテリ１８は、発電機１６と電力変換部２４との間に介装される。バッテリ１８は、発電機１６により充電される。バッテリ１８から放電された電力は、後述する電力変換部２４に供給される。

電力変換部２４は、個々のサブロータ１５に対応して設けられる。電力変換部２４としては、発電機１６２から供給される交流電力を、一旦直流化した後に所定の周波数の交流電力に変換するコンバータおよびインバータを採用できる。また、電力変換部２４としては、バッテリ１８から供給される直流電力を所定の周波数に変換するインバータを採用できる。具体的には、電力変換部２４は、電力変換部２４１、電力変換部２４２、電力変換部２４３および電力変換部２４４を有する。

モータ２１は、個々のサブロータ１５に対応して設けられ、モータ２１１、モータ２１２、モータ２１３およびモータ２１４を有する。モータ２１１、モータ２１２、モータ２１３およびモータ２１４は、夫々、電力変換部２４１、電力変換部２４２、電力変換部２４３および電力変換部２４４から供給される電力により所定の速度で回転する。

サブロータ１５は、前述したように、サブロータ１５１、サブロータ１５２、サブロータ１５３およびサブロータ１５４を有する。サブロータ１５１、サブロータ１５２、サブロータ１５３およびサブロータ１５４は、夫々、モータ２１１、モータ２１２、モータ２１３およびモータ２１４により回転する。

ここで、飛行装置１０の動作を簡単に説明する。飛行装置１０は、ホバリング状態、昇降状態または水平移動状態で稼働される。

ホバリング状態では、飛行装置１０は、演算制御部３１からの指示に基づいて、エンジン３０から発生する駆動力によりメインロータ１４を回転させ、飛行装置１０を空中の所定位置に浮遊させる。この際、演算制御部３１からの指示に基づいて、各サブロータ１５は回転している。演算制御部３１は、飛行装置１０が所定の高度および姿勢を維持できるように、各電力変換部２４を制御することで、各モータ２１およびサブロータ１５の回転速度を所定のものにしている。

昇降状態では、エンジン３０の回転数を制御することで、飛行装置１０を上昇または下降させる。この際も、演算制御部３１は、飛行装置１０が所定の高度および姿勢を維持できるように、各電力変換部２４を制御することで、各モータ２１およびサブロータ１５の回転速度を所定のものにしている。

水平移動状態では、演算制御部３１は、各電力変換部２４を制御することで、各モータ２１およびサブロータ１５の回転数を制御することにより、飛行装置１０を傾斜状態にする。この際にも、演算制御部３１は、エンジン３０の駆動状態を制御することで、メインロータ１４を所定速度で回転させる。

図３は、飛行装置１０のエンジン３０の構成および配置を示す図である。

エンジン３０は、第１エンジン部４０と、第２エンジン部４１と、を有する。第１エンジン部４０と第２エンジン部４１とは対向配置され、第１エンジン部４０は左側後方に配置され、第２エンジン部４１は右側前方に配置される。

第１エンジン部４０は、往復運動する第１ピストン４３と、第１ピストン４３の往復運動を回転運動に変換する第１クランクシャフト４２と、第１ピストン４３と第１クランクシャフト４２とを回転可能に連結する第１コネクティングロッド４４と、を有する。

第２エンジン部４１は、往復運動する第２ピストン４６と、第２ピストン４６の往復運動を回転運動に変換する第２クランクシャフト４５と、第２ピストン４６と第２クランクシャフト４５とを回転可能に連結する第２コネクティングロッド４７と、を有する。

第１エンジン部４０の第１ピストン４３と、第２エンジン部４１の第２ピストン４６で、燃焼室４８を共有する。換言すると、第１ピストン４３と第２ピストン４６とは、連通する一つのシリンダの内部を往復運動する。よって、第１エンジン部４０および第１ピストン４３が中心部に向かって同時にストロークすることで、ストローク量を少なくしつつ、燃焼室４８における混合ガスの高膨張比をとることができる。

ここでは図示していないが、エンジン３０には、燃焼室４８から連通する容積空間が形成されており、この容積空間に点火プラグが配置されている。また、燃焼室４８には、ここでは図示しない吸気口および排気口が形成されており、ガソリンなどの燃料を含む混合気が吸気口から燃焼室４８に導入され、燃焼後の排気ガスが排気口を経由して燃焼室から外部に排気される。

上記した構成のエンジン３０は、次のように動作する。先ず、吸込行程では、第１ピストン４３および第２ピストン４６がシリンダ４９の内部で中央部から外側に向かって移動することで、燃料と空気との混合物である混合気をシリンダ４９の内部に導入する。次に、圧縮行程では、回転する第１クランクシャフト４２および第２クランクシャフト４５の慣性により、第１ピストン４３および第２ピストン４６が中央部に向かって押し出され、シリンダ４９の内部で混合気が圧縮される。次に、燃焼行程では、図示しない点火プラグが燃焼室４８で点火することで、シリンダ４９の内部で混合気が燃焼し、これにより第１ピストン４３および第２ピストン４６が下死点である外側の端部まで押し出される。その後、排気行程では、回転する第１クランクシャフト４２および第２クランクシャフト４５の慣性により第１ピストン４３および第２ピストン４６が内側に押し出され、シリンダ４９の内部に存在する燃焼後のガスは、外部に排出される。

エンジン３０では、一つのシリンダ４９の内部で往復運動する２つの第１ピストン４３および第２ピストン４６で、ストロークを分割することができる。よって、通常のガソリンエンジンと比較して、混合ガスの圧縮比を大きくすることができる。また、シリンダ４９の内部で第１ピストン４３および第２ピストン４６が対向するので、一般的なエンジンで必要とされるシリンダヘッドが不要と成り、エンジン３０の構成が簡素であり且つ軽量とされている。また、エンジン３０を構成している各部材、即ち、第１ピストン４３および第２ピストン４６、第１クランクシャフト４２および第２クランクシャフト４５等が対向して配置され、かつ対向するように動作している。このことから、エンジン３０の各部材から発生する振動が相殺され、エンジン３０全体から外部に発生する振動を少なくすることができる。よって、このような構造のエンジン３０を飛行装置１０に搭載することで、飛行装置１０の小型化、軽量化および低振動化を達成することができる。特に、低振動化により、姿勢制御、モータ出力制御などの演算制御装置やＧＰＳセンサ等の精密機器への悪影響を防止することが出来る。また、飛行装置１０が輸送する配送荷物が振動で損傷してしまうことを防止することができる。

本実施形態では、第１エンジン部４０の第１クランクシャフト４２は、第１動力伝達軸２６を兼ねている。即ち、第１クランクシャフト４２は、図１に示した第１メインロータ１４１の中心まで伸び、ギア１７１に接続している。同様に、第２エンジン部４１の第２クランクシャフト４５は、第２動力伝達軸２７を兼ねている。即ち、第２クランクシャフト４５は、図１に示した第２メインロータ１４２の中心まで伸び、ギア１７２に接続している。

また、エンジン３０には、ここでは図示しない逆転同期機構が備えられている。逆転同期機構は、第１クランクシャフト４２と第２クランクシャフト４５との回転方向を逆とする。更に、逆転同期機構は、第１ピストン４３と第２ピストン４６の往復運動を同期する。よって、エンジン３０において、原理的に、第１クランクシャフト４２と第２クランクシャフト４５とでは、回転方向は逆とされている。よって、第１クランクシャフト４２の延長軸である第１動力伝達軸２６と、第２クランクシャフト４５の延長軸である第２動力伝達軸２７とは、専用の反転機構を設けることなく、逆方向に回転するようになる。よって、図１に示した、第１メインロータ１４１と第２メインロータ１４２とは、専用の反転機構を設けなくても、等しい回転速度で、逆方向に回転するようになる。

図４は、他形態にかかる飛行装置１０を示す模式図である。図４に示す飛行装置１０の基本構成は、図１に示した飛行装置１０と略同様であり、サブロータ１５を有しない点が異なる。換言すると、図４に示す飛行装置１０は、エンジンの駆動力により機械的に回転するメインロータ１４のみを有する、エンジン式ドローンである。

飛行装置１０は、機体１９を浮遊させるための機構として、メインロータ１４のみを有している。メインロータ１４は、機体１９を空中に浮遊させるための推力を発生させ、更に、位置姿勢の制御も担う。具体的には、メインロータ１４は、飛行装置１０の位置姿勢を制御するコントロール機構を由有している。かかるコントロール機構としては、例えば、メインロータ１４のブレードのピッチ角を適宜変更するピッチ・コントロールを採用することができる。

メインロータ１４のコントロール機構により、サブロータ１５を有さない場合であっても、飛行装置１０は、ホバリング状態、上昇状態、下降状態、水平移動状態を実行することができる。

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。

即ち、エンジン３０のクランクシャフトと接続する動力伝達軸２５を介して、メインロータ１４を回転させるため、クランクシャフトと動力伝達軸２５との間のギアを排除することができる。よって、飛行装置１０の駆動系の構造を簡素化でき、ギアによる動力の損失を低減することができる。

更に、エンジン３０の第１クランクシャフト４２および第２クランクシャフト４５と接続する第１動力伝達軸２６および第２動力伝達軸２７を介して、第１メインロータ１４１および第２メインロータ１４２を回転させるため、駆動系のギアを排除することができる。よって、飛行装置１０の駆動系の構造を簡素化でき、ギアによる動力の損失を低減することができる。

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３を参照して、エンジン３０では、第１エンジン部４０と第２エンジン部４１とは、燃焼室４８を共有したが、第１エンジン部４０および第２エンジン部４１は、個別に燃焼室を有しても良い。

図３を参照して、エンジン３０は、第１エンジン部４０および第２エンジン部４１を有していたが、第１エンジン部４０のみから構成されても良い。この場合、第１エンジン部４０からの動力を、ギアを介して、第２動力伝達軸２７に伝達させるようにする。

図１を参照して、第１動力伝達軸２６は、図３に示した第１クランクシャフト４２の延長軸として形成されていたが、第１動力伝達軸２６の途中に、相対回転不能な接手が形成されても良い。

１０飛行装置
１２１第１メインフレーム
１２２第２メインフレーム
１３１サブフレーム
１３２サブフレーム
１３３サブフレーム
１３４サブフレーム
１４メインロータ
１４１第１メインロータ
１４２第２メインロータ
１５サブロータ
１５１サブロータ
１５２サブロータ
１５３サブロータ
１５４サブロータ
１６発電機
１６１発電機
１６２発電機
１７１ギア
１７２ギア
１８バッテリ
１９機体
２１モータ
２１１モータ
２１２モータ
２１３モータ
２１４モータ
２４電力変換部
２４１電力変換部
２４２電力変換部
２４３電力変換部
２４４電力変換部
２５動力伝達軸
２６第１動力伝達軸
２７第２動力伝達軸
３０エンジン
３１演算制御部
４０第１エンジン部
４１第２エンジン部
４２第１クランクシャフト
４３第１ピストン
４４第１コネクティングロッド
４５第２クランクシャフト
４６第２ピストン
４７第２コネクティングロッド
４８燃焼室
４９シリンダ
Ｄ１第１方向
Ｄ２第２方向

Claims

機体と、メインロータと、エンジンと、動力伝達軸と、を具備し、
前記メインロータは、回転することにより、前記機体が浮遊するための駆動力を発生させ、
前記エンジンは、クランクシャフトを有し、
前記動力伝達軸は、前記クランクシャフトと接続し、
前記エンジンは、前記動力伝達軸を経由して、前記メインロータを回転させ、
前進する方向に沿う方向を第１方向、前記第１方向に直交する方向を第２方向とした場合、
前記動力伝達軸は、前記第２方向に対して傾斜していることを特徴とする飛行装置。
機体と、メインロータと、エンジンと、動力伝達軸と、を具備し、
前記メインロータは、回転することにより、前記機体が浮遊するための駆動力を発生させ、
前記エンジンは、前記動力伝達軸を経由して、前記メインロータを回転させると共に、第１エンジン部と、第２エンジン部と、を有し、
前記第１エンジン部は、第１クランクシャフトを有し、
前記第２エンジン部は、第２クランクシャフトを有し、
前記動力伝達軸は、前記第１クランクシャフトと接続する第１動力伝達軸と、前記第２クランクシャフトと接続する第２動力伝達軸と、を有し、
前記メインロータは、前記第１動力伝達軸を経由して伝達される動力により回転される第１メインロータと、前記第２動力伝達軸を経由して伝達される動力により回転される第２メインロータと、を有し、
前進する方向に沿う方向を第１方向、前記第１方向に直交する方向を第２方向とした場合、
前記第１動力伝達軸および前記第２動力伝達軸は、前記第２方向に対して傾斜していることを特徴とする飛行装置。
前記第１動力伝達軸は、前記第２方向に対して一方方向に向かって傾斜し、
前記第２動力伝達軸は、前記第２方向に対して他方方向に向かって傾斜することを特徴とする請求項２に記載の飛行装置。