JP7120587B1 - 飛行体の姿勢制御方法および飛行体 - Google Patents

Abstract

【課題】奇数個の推進ロータを有する機体であっても、機体を水平に維持することができる飛行体の制御方法および飛行体を提供する。
【解決手段】飛行体ＵＶＡの制御方法は、機体Ｂと、奇数個の推進ロータＲと、を有する飛行体ＵＶＡの制御方法であって、奇数個の推進ロータＲは、推進ロータＲの回転軸の機体Ｂに対する傾きが変更可能に設けられており、奇数個の推進ロータＲが発生する反動トルクに起因する機体Ｂを重心回りに回転させるトルクＦＡを相殺するトルクＦＢを発生させる水平方向分力が発生するように、奇数個の推進ロータＲの回転数および奇数個の推進ロータＲの回転軸の機体Ｂに対する傾きを調整する。
【選択図】図１

Description

本発明は、飛行体の姿勢制御方法および飛行体に関する。

近年、自律飛行制御装置を搭載した小型無人航空機の開発、実用化が進められている。これらの小型無人航空機は、複数のロータを有していることから、マルチコプターと呼ばれている。例えば、図９（Ａ）に示すように、３つのロータを有するマルチコプターは、トライコプタと呼ばれる。

かかるマルチコプターはトンネル、橋梁、構造物等（以下これらを構造物等という場合がある）の点検に使用されている。例えば、構造物等のひび割れや塗装剥離等の点検にもマルチコプターは使用されている。

また、マルチコプターはインフラ構造物の健全度評価への使用されている。例えば、マルチコプターに搭載した撮影装置（例えば、デジタルカメラや赤外線カメラ等）を使用して撮影した画像から３Ｄモデルおよび展開（オルソ）画像を作成することが行われている。かかる３Ｄモデルおよび展開（オルソ）画像が作成できれば、インフラ構造物の点検作業の効率化や点検の高精度化が可能になる。

マルチコプターを使用して上述したような点検作業を行う場合には、構造物等に対してある程度近接した空間、つまり、限られた空間内でマルチコプターを飛行させることが必要になる。

また、インフラ構造物の点検に対する要求精度は高くなってきており、かかる要求に応じるためには、マルチコプターの飛行性能（近接性、反復性など）をさらに向上させる必 要になる。例えば、インフラ構造物に対してマルチコプターを５ｍの距離に近接し、そこから距離を一定に保ちながら水平・垂直飛行での正対撮影や、以前撮影した画像と精密に一致する同一画角での撮影が可能となる程度の飛行性能を有するマルチコプターが求められている。

しかし、屋外で点検作業を行う場合、風が吹くことは避けられず、風の影響によって飛行中のマルチコプターが揺れたり傾いたりすれば、点検が適切に行えない可能性がある。例えば、マルチコプターの位置や姿勢が所定の位置や姿勢から大きくズレて所望の位置を撮影できなかったり、撮影自体を行うことができなくなったりする可能性がある。

風の影響によるマルチコプターの位置や姿勢の変化を防止する技術が特許文献１に開示されている。特許文献１には、４つのロータを姿勢安定補助機構によって機体に対して平面内二軸周り（ロール軸周り及びピッチ軸周り）で傾き可能に取り付けたマルチコプターが開示されている。そして、特許文献１には、４つのロータを機体に対して傾けることによって風が吹いてもマルチコプターを所定の位置に維持でき、機体を任意姿勢に維持できる旨が記載されている。

特開２０１７-１９３２０８号公報

ところで、４つのロータを有しており４つのロータが機体の重心を中心とする同一円周上に設けられているマルチコプター（以下、単に４つのロータを有するマルチコプターという）の場合には、特許文献１の技術はある程度有効と考える。しかし、マルチコプターが、機体の重心を中心とする同一円周上に３つのロータを有しているトライコプタＴＣの場合には、特許文献１の技術では十分な姿勢制御を行うことは難しい。

例えば、４つのロータを有するマルチコプターの場合、時計回りに回転するロータの数と反時計回りに回転するロータの数とを同じにすれば、複数のロータの回転に起因する反動トルクを互いに相殺することができる。すると、各ロータの作動を制御するだけでロータの反動トルクによるマルチコプターの回転を防止できるので、特許文献１の技術でも任意の姿勢に機体を維持することができる。

一方、３つのロータを有するトライコプタでは、時計回りに回転するロータの数と反時計回りに回転するロータの数のいずれかが１つ多くなる。例えば、図９（Ａ）のように、トライコプタＴＣの３つのロータＲ１～Ｒ３を回転させた場合には（矢印ａ～ｃ）、３つのロータＲ１～Ｒ３の回転に起因して発生する反動トルクによって、機体Ｂを時計回りに回転させるトルクＦＡが生じる（図９（Ｂ）。トライコプタＴＣでは、通常、テールロータ（図９（Ａ）ではロータＲ３）にその回転軸を傾斜させることができるティルトロータが設けられており、ロータＲ３が発生する水平方向分力Ｔ３ｈによってトルクＦＡと逆向きかつトルクＦＡと同じ大きさのトルクＦＢが発生するようロータＲ３を傾斜させれば（図９（Ａ）であれば右に傾斜させれば）、機体Ｂの回転を停止させることはできる。しかし、ロータＲ３が発生する水平方向分力Ｔ３ｈによって機体Ｂの回転は止めることができても、この水平方向分力Ｔ３ｈによって機体全体としては水平方向（図９（Ａ）では右方向）に移動しようとする。すると、ホバリング状態や前方（図９（Ａ）では上方）への直進時には、機体全体を水平方向分力Ｔ３ｈと逆に傾けて左右方向の推力を相殺しなければならない（図９（Ｃ））。したがって、トライコプタＴＣでは、ホバリング状態や前方への直進時に機体を水平に維持することが難しい。トライコプタＴＣに限られず、機体の重心を中心とする同一円周上に奇数個のロータを有するマルチコプターでは同様の問題が生じる。

本発明は上記事情に鑑み、奇数個の推進ロータを有する機体であっても、機体を水平に維持することができる飛行体の制御方法および飛行体を提供することを目的とする。

＜飛行体の制御方法＞
第１発明の飛行体の制御方法は、機体と、奇数個の推進ロータと、を有する飛行体における前記機体の重心周りの回転と該機体の水平移動の両方を防止する制御方法であって、前記奇数個の推進ロータは、該推進ロータの回転軸の機体に対する傾きが変更可能に設けられており、前記奇数個の推進ロータが発生する反動トルクに起因する機体を重心回りに回転させるトルクを相殺するトルクを発生させる水平方向分力が発生するように、全ての推進ロータの回転軸を鉛直方向に対して傾けて全ての推進ロータの回転数を調整することを特徴とする。
第２発明の飛行体の制御方法は、第１発明において、前記奇数個の推進ロータは、前記機体の重心を中心とする同一円周上に等角度間隔で設けられており、前記機体のホバリング状態を維持する際において、全ての推進ロータが発生する推力が同じ大きさになるように全ての推進ロータの回転数を調整し、全ての推進ロータを、全ての推進ロータが並ぶ同一円周方向かつ同じ方向に同じ角度だけ傾斜させることを特徴とする。
第３発明の飛行体の制御方法は、第１発明において、前記奇数個の推進ロータは、前記機体の重心を中心とする同一円周上に等角度間隔で設けられており、前記機体を水平移動させる際には、全ての推進ロータが発生する推力が同じ大きさになるように全ての推進ロータの回転数を調整しかつ全ての推進ロータを全ての推進ロータが並ぶ同一円周方向かつ同じ方向に同じ角度だけ傾斜させたホバリング状態から、全ての推進ロータを同じ方向に同じ角度だけ傾斜させる前記機体を水平移動させる場合には、全ての推進ロータを、全ての推進ロータが並ぶ同一円周方向かつ同じ方向に同じ角度だけ傾斜させたホバリング状態から、全ての推進ロータを同じ方向に同じ角度だけ傾斜させることを特徴とする。
第４発明の飛行体の制御方法は、第１から第３発明のいずれかにおいて、前記機体に、該機体に対する回転軸の傾きが固定された固定ロータが設けられており、該固定ロータが発生する反動トルクおよび前記奇数個の推進ロータが発生する反動トルクに起因する機体を重心回りに回転させるトルクを相殺するトルクを発生させる水平方向分力が発生するように、全ての推進ロータの回転数および全ての推進ロータの回転軸の機体に対する傾きを調整することを特徴とする。
第５発明の飛行体の制御方法は、第１から第４発明のいずれかにおいて、前記推進ロータを３つ備えていることを特徴とする。
＜飛行体＞
第６発明の飛行体は、機体と、該機体に設けられた奇数個の推進ロータと、該奇数個の推進ロータの機体に対する姿勢を調整する姿勢調整機構と、前記奇数個の推進ロータおよび前記姿勢調整機構の作動を制御する制御手段と、を備え、該制御手段は、前記機体の重心周りの回転と前記機体の水平移動の両方を防止する際に、前記奇数個の推進ロータが発生する反動トルクに起因する機体を重心回りに回転させるトルクを相殺するトルクを発生させる水平方向分力が発生するように、全ての推進ロータの回転数および全ての推進ロータの回転軸の機体に対する傾きを調整する機能を有していることを特徴とする。
第７発明の飛行体は、第６発明において、前記奇数個の推進ロータは、前記機体の重心を中心とする同一円周上に等角度間隔で設けられており、前記制御手段は、前記機体をホバリング状態または垂直移動させるホバリング機能を有しており、該ホバリング機能は、全ての推進ロータが発生する推力が同じ大きさになるように全ての推進ロータの回転数を調整し、全ての推進ロータを、全ての推進ロータが並ぶ同一円周方向かつ同じ方向に同じ角度だけ傾斜させることを特徴とする。
第８発明の飛行体は、第６発明において、前記奇数個の推進ロータは、前記機体の重心を中心とする同一円周上に等角度間隔で設けられており、前記制御手段は、前記機体を水平移動させる水平移動機能を有しており、該水平移動機能は、前記奇数個の推進ロータが発生する推力が同じ大きさになるように該奇数個の推進ロータの回転数を調整し、前記機体を水平移動させる場合には、全ての推進ロータを、全ての推進ロータが並ぶ同一円周方向かつ同じ方向に同じ角度だけ傾斜させたホバリング状態から、全ての推進ロータを同じ方向に同じ角度だけ傾斜させることを特徴とする。
第９発明の飛行体の制御方法は、第６から第８発明のいずれかにおいて、前記機体には、該機体に対する回転軸の傾きが固定された固定ロータが設けられており、前記制御手段は、該固定ロータが発生する反動トルクおよび前記前記奇数個の推進ロータが発生する反動トルクに起因する機体を重心回りに回転させるトルクを相殺するトルクを発生させる水平方向分力が発生するように、全ての推進ロータの回転数および全ての推進ロータの回転軸の機体に対する傾きを調整する機能を有していることを特徴とする。
第１０発明の飛行体の制御方法は、第６から第９発明のいずれかにおいて、前記推進ロータを３つ備えていることを特徴とする。

＜飛行体の制御方法＞
第１発明によれば、奇数個の推進ロータを有する飛行体であっても、奇数個の推進ロータが発生する反動トルクに起因する機体の回転を防止できる。しかも、機体の回転を防止したことに起因する機体の水平方向への移動も防止できるので、機体を所定の姿勢に維持できる。 第２発明によれば、奇数個の推進ロータの回転数や傾きの制御が容易になる。しかも、機体を所定の姿勢に維持したままで、ホバリングや垂直移動が可能になる。
第３発明によれば、奇数個の推進ロータの回転数や傾きの制御が容易になる。しかも、機体を所定の姿勢に維持したままで、水平移動や旋回が可能になる。
第４発明によれば、固定ロータを設けても、機体の回転を防止でき、機体を所定の姿勢に維持できる。
第５発明によれば、機体がコンパクトになるので、機体の姿勢制御が容易になる。
＜飛行体＞
第６発明によれば、姿勢調整機構によって奇数個の推進ロータの機体に対する姿勢を調整すれば、奇数個の推進ロータを有する飛行体であっても、奇数個の推進ロータが発生する反動トルクに起因する機体の回転を防止できる。しかも、機体の回転を防止したことに起因する機体の水平方向への移動も防止できるので、機体を所定の姿勢に維持できる。
第７発明によれば、奇数個の推進ロータの回転数や傾きの制御が容易になる。しかも、機体を所定の姿勢に維持したままで、ホバリングや垂直移動が可能になる。
第８発明によれば、奇数個の推進ロータの回転数や傾きの制御が容易になる。しかも、機体を所定の姿勢に維持したままで、水平移動や旋回が可能になる。
第９発明によれば、固定ロータを設けても、機体の回転を防止でき、機体を所定の姿勢に維持できる。
第１０発明によれば、機体がコンパクトになるので機体の姿勢制御が容易になるし、飛行体による構造物等の点検等が行い易くなる。

（Ａ）は本実施形態の飛行体ＵＡＶの概略平面図であり、（Ｂ）は本実施形態の飛行体ＵＡＶに発生するトルクＦＡ、ＦＢおよび水平方向分力Ｔ３ｈの概略説明図であり、（Ｃ）は本実施形態の飛行体ＵＡＶを後方から見た概略説明図である。 本実施形態の飛行体ＵＡＶの概略ブロック図である。 本実施形態の飛行体ＵＡＶのホバリング状態維持の理論を説明するための図であり、（Ａ）は飛行体ＵＡＶの概略平面図であり、（Ｂ）は推進ロータＲに発生する力の関係を示す説明図であり、（Ｃ）は水平面内の力のバランスを示す説明図である。 ３つ以上の推進ロータＲを設けた場合における力の関係を示した概略説明図であり、（Ａ）は推進ロータＲに発生する力の関係を示す説明図であり、（Ｂ）は水平面内の力のバランスを示す説明図である。 固定ロータＲＲを有する飛行体ＵＡＶの概略ブロック図である。 固定ロータＲＲを有する飛行体ＵＡＶのホバリング状態維持の理論を説明するための図であり、（Ａ）は飛行体ＵＡＶの概略平面図であり、（Ｂ）は推進ロータＲに発生する力の関係を示す説明図であり、（Ｃ）は水平面内の力のバランスを示す説明図である。 実験結果を示した図である。 実験結果を示した図である。 （Ａ）は従来のトライコプタＴＣの概略平面図であり、（Ｂ）は従来のトライコプタＴＣに発生するトルクＦＡ、ＦＢおよび水平方向分力Ｔ３ｈの概略説明図であり、（Ｃ）は従来のトライコプタＴＣを後方から見た概略説明図である。

つぎに、本発明の実施形態を図面に基づき説明する。
本発明の飛行体の制御方法は、奇数個の推進ロータを有する飛行体の飛行状態を制御する方法であって、機体の回転を防止しつつ機体を所望の姿勢に維持できるようにしたことに特徴を有している。

＜飛行体ＵＶＡ＞
まず、本実施形態の飛行体の制御方法について説明する前に、本実施形態の飛行体ＵＡＶについて説明する。
なお、本実施形態の飛行体ＵＡＶは奇数個の推進ロータＲを有していればよく、推進ロータＲの数はとくに限定されない。以下の説明では、本実施形態の飛行体ＵＡＶが推進ロータＲを３つ有している場合を代表として説明する。

＜機体Ｂ＞
図１（Ａ）示すように、飛行体ＵＡＶは機体Ｂを備えている。この機体Ｂは、機体本体ＢＢと、機体本体ＢＢの下方に設けられた飛行体ＵＡＶを地上に載置するための脚部ＢＬと、機体本体ＢＢから側方に伸びた後述する３つの推進ロータＲ１～Ｒ３が設けられる３本のアームＢＡと、を備えている。

機体本体ＢＢには、３つの推進ロータＲ１～Ｒ３を駆動するための動力源となるバッテリや、飛行体ＵＡＶの作動を制御するための制御手段Ｃ等が設けられている。また、機体本体ＢＢには、制御手段Ｃが備えるセンサや外部との通信を行う通信機器も設けられている。制御手段Ｃが備えるセンサとしては、例えば、Inertial Measurement Unit（（慣性計測装置：ＩＭＵ）や加速度センサ、圧力センサ、ジャイロセンサ、磁気コンパス等のセンサを挙げることができる。また、機体本体ＢＢには、ＧＰＳや測域センサ、デプスカメラ等を設けてもよい。

図１（Ａ）示すように、機体Ｂは機体本体ＢＢから側方に延びる３本のアームＢＡを備えている。この３本のアームＢＡは、３つの推進ロータＲ１～Ｒ３が設けられる部材である。

＜推進ロータＲ１～Ｒ３＞
図１（Ａ）に示すように、飛行体ＵＡＶは、同じ大きさ構造を有する３つの推進ロータＲ１～Ｒ３を備えている。この３つの推進ロータＲ１～Ｒ３は、プロペラＰと、プロペラＰを回転させるモータｍ（図示せず）と、を備えている。３つの推進ロータＲ１～Ｒ３は、モータｍは制御手段Ｃに電気的に接続されており、制御手段Ｃによって３つの推進ロータＲ１～Ｒ３のモータｍは作動（例えば回転数やトルク等）が制御されている。

この３つの推進ロータＲ１～Ｒ３は、上述した機体Ｂの３本のアームＢＡの先端部に姿勢調整機構ＲＴ１～ＲＴ３を介して設けられている。より詳しくいえば、機体Ｂの重心Ｇを中心とする同一円周ＣＦ（以下単に円周ＣＦという場合がある）上に等角度間隔となるように、姿勢調整機構ＲＴ１～ＲＴ３を介して３つの推進ロータＲ１～Ｒ３が設けられている。しかも、機体Ｂを水平な面に載置した状態（言い換えれば機体Ｂが水平になった状態）で、姿勢調整機構ＲＴ１～ＲＴ３によって３つの推進ロータＲ１～Ｒ３の回転軸を鉛直にすると、３つの推進ロータＲ１～Ｒ３のプロペラＰが同一面内で回転するように設けられている。なお、この状態を以下では３つの推進ロータＲ１～Ｒ３が同じ面内に位置するという場合がある。

なお、制御手段Ｃは、３つの推進ロータＲ１～Ｒ３の作動を制御する機能であるロータ制御機能を有している。

また、３つの推進ロータＲ１～Ｒ３は、必ずしも３本のアームＢＡの先端部に設けなくてもよい。３つの推進ロータＲ１～Ｒ３は、機体Ｂの重心Ｇを中心とする同一円周ＣＦ上に等角度間隔となりかつ３つの推進ロータＲ１～Ｒ３が同じ面内に位置するように設けられていればよい。例えば、機体本体ＢＢに３つの推進ロータＲ１～Ｒ３を設けてもよい。

さらに、３つの推進ロータＲ１～Ｒ３は、同じ大きさ構造を有するもの、つまり、同じ回転数でプロペラＰを回転させれば同じ推進力を発生させるものが望ましい。しかし、同じ推進力を発生させることができるのであれば、３つの推進ロータＲ１～Ｒ３は必ずしも同じ大きさ構造を有するものでなくてもよい。

＜姿勢調整機構ＲＴ１～ＲＴ３＞
上述したように、３つの推進ロータＲ１～Ｒ３は、３つの姿勢調整機構ＲＴ１～ＲＴ３によって３本のアームＢＡにそれぞれ連結されている。より詳しく言えば、３つの推進ロータＲ１～Ｒ３のモータｍが３つの姿勢調整機構ＲＴ１～ＲＴ３によって３本のアームＢＡにそれぞれ連結されている。この３つの姿勢調整機構ＲＴ１～ＲＴ３は、例えば、ジンバル機構などであり、３本のアームＢＡに対する３つの推進ロータＲ１～Ｒ３の姿勢、つまり、機体Ｂに対する３つの推進ロータＲ１～Ｒ３の姿勢を調整する機能を有している。より詳しくいえば、３つの姿勢調整機構ＲＴ１～ＲＴ３によって、機体Ｂに対する３つの推進ロータＲ１～Ｒ３のモータｍの回転軸の傾きを調整できるようになっている。

なお、制御手段Ｃは、３つの姿勢調整機構ＲＴ１～ＲＴ３の作動を制御する機能である姿勢調整機能を有している。

また、３つの姿勢調整機構ＲＴ１～ＲＴ３はジンバル機構に限られず、機体Ｂに対する３つの推進ロータＲ１～Ｒ３のモータｍの回転軸の傾きを調整できる構造であればよく、とくに限定されない。

＜本実施形態の飛行体ＵＡＶの作動について＞
本実施形態の飛行体ＵＡＶは上記のごとき構成を有しているので、以下のように制御すれば、機体Ｂの重心Ｇまわりの回転を防止しつつ、機体Ｂの姿勢を所望の姿勢、例えば、機体Ｂが水平になった状態で、飛行体ＵＡＶに所望の動きをさせることができる。

＜ホバリング＞
まず、飛行体ＵＡＶをホバリング状態とする場合には、制御手段Ｃは、３つの推進ロータＲ１～Ｒ３が同じ推力を発生するように３つの推進ロータＲ１～Ｒ３のモータｍを作動させる。すると、３つの推進ロータＲ１～Ｒ３の推力に起因して、機体Ｂの重心Ｇを中心として機体Ｂを回転させるトルクが生じる。例えば、図１（Ａ）のように３つの推進ロータＲ１～Ｒ３を回転させた場合（矢印ａ～ｃ）、３つの推進ロータＲ１～Ｒ３のモータｍの回転軸が互いに平行かつ鉛直と平行になっていれば、３つの推進ロロータＲ１～Ｒ３の回転に起因して発生する反動トルクによって機体Ｂの重心Ｇを中心として機体Ｂを時計回りに回転させるトルクＦＡが生じる（図１（Ｂ））。

一方、制御手段Ｃは、機体Ｂを時計回りに回転させるトルクＦＡを相殺するためのトルクＦＢを発生させる水平方向分力が発生するように、３つの姿勢調整機構ＲＴ１～ＲＴ３を作動させて３つの推進ロータＲ１～Ｒ３を機体Ｂに対して（鉛直に対して）傾斜させる（図１（Ｃ）参照）。具体的には、３つの推進ロータＲ１～Ｒ３を、そのプロペラＰの回転面が円周ＣＦに対して鉛直方向に対して同じ角度だけで傾くように３つの姿勢調整機構ＲＴ１～ＲＴ３の作動を制御する。より詳しくいえば、３つの推進ロータＲ１～Ｒ３の推進力の水平方向分力Ｆ１ｈ～Ｆ３ｈの方向が、３つの推進ロータＲ１～Ｒ３が設けられている位置における円周ＣＦの接線と一致するように、３つの推進ロータＲ１～Ｒ３を機体Ｂに対して傾斜させる。しかも、水平方向分力Ｆ１ｈ～Ｆ３ｈに起因して機体Ｂの重心Ｇを中心としてトルクＦＡと逆向きかつ同じ大きさのトルクＦＢが発生するように、３つの推進ロータＲ１～Ｒ３を機体Ｂに対して傾斜させる。すると、トルクＦＡと釣り合う力ＦＢを発生させることができる（図１（Ｂ））。

このようにすれば、飛行体ＵＡＶが３つの推進ロータＲ１～Ｒ３を有していても、３つの推進ロータＲ１～Ｒ３の反動トルクＦＡに起因する機体Ｂの重心Ｇまわりの機体Ｂの回転を防止しつつ、機体Ｂが水平方向に移動することも防止できる。したがって、飛行体ＵＡＶを安定して（同じ位置で）ホバリングさせることができる。

＜垂直移動＞
飛行体ＵＡＶを垂直移動する場合には、上述したホバリング状態から、３つの推進ロータＲ１～Ｒ３の推力、つまり、モータｍの回転数を増減すればよい。つまり、３つの推進ロータＲ１～Ｒ３の推力を同じだけ増加させれば、飛行体ＵＡＶを垂直方向に上昇させることができる。また、３つの推進ロータＲ１～Ｒ３の推力を同じだけ減少させれば、飛行体ＵＡＶを垂直方向に下降させることができる。

＜水平方向移動＞
飛行体ＵＡＶをホバリング状態から水平方向に移動させる場合には、ホバリング状態から、３つの姿勢調整機構ＲＴ１～ＲＴ３によって３つの推進ロータＲ１～Ｒ３の傾きを調整する。具体的には、ホバリング状態になっている３つの推進ロータＲ１～Ｒ３を、ホバリング状態から、飛行体ＵＡＶを移動させたい方向に同じ角度だけ傾斜させる。すると、ホバリング状態の飛行体ＵＡＶを、３つの推進ロータＲ１～Ｒ３を傾斜させた方向に沿って水平方向に移動させることができる。

＜旋回向移動＞
飛行体ＵＡＶをホバリング状態から機体Ｂを旋回移動させる場合には、ホバリング状態から、３つの姿勢調整機構ＲＴ１～ＲＴ３によって３つの推進ロータＲ１～Ｒ３の傾きを調整する。具体的には、ホバリング状態になっている３つの推進ロータＲ１～Ｒ３を、ホバリング状態から、飛行体ＵＡＶを旋回させたい方向に傾斜させる。より詳しくは、飛行体ＵＡＶを旋回させる方向と、３つの推進ロータＲ１～Ｒ３が発生する水平方向分力Ｆ１ｈ～Ｆ３ｈと、が平行になるように、３つの推進ロータＲ１～Ｒ３を傾斜させる。すると、３つの推進ロータＲ１～Ｒ３を傾斜させた方向に沿って、飛行体ＵＡＶを旋回させることができる。

＜ホバリング状態維持の理論＞
上述した方法によって、機体Ｂの回転を防ぎつつ機体Ｂを水平にした状態でホバリング状態を維持できることを理論的に説明する。

以下では、図３（Ａ）に示すように、飛行体ＵＡＶが、３つの推進ロータＲ１～Ｒ３を有し３つの姿勢調整機構ＲＴ１～ＲＴ３によって３つの推進ロータＲ１～Ｒ３がアームＢＡに対して姿勢を調整できるものとし、飛行体ＵＡＶをホバリング状態とする場合を説明する。

なお、前提条件として、以下の条件を設定する。
まず、各推進ロータＲ１～Ｒ３は、平面視で、推進ロータＲ１のプロペラＰが時計回りに回転し、推進ロータＲ２および推進ロータＲ３のプロペラＰが反時計回りに回転するものとする。
また、各推進ロータＲ１～Ｒ３の反動トルクの大きさを、それぞれＴ１～Ｔ３とする。

上記場合であれば、飛行体ＵＡＶがホバリングする状態では、各推進ロータＲ１～Ｒ３のプロペラＰの回転数は等しいので反動トルクの大きさも等しくなる。したがって、以下の関係が成立する。

Ｔ１=Ｔ２=Ｔ３

各推進ロータＲ１～Ｒ３を作動した場合に発生する反動トルクの符号を、プロペラＰが時計回りに回転する場合をプラスとし、プロペラＰが反時計回りに回転する場合をマイナスとする。すると、推進ロータＲ１～Ｒ３が発生する反動トルクの合計は、以下の関係が成立する。つまり、飛行体ＵＡＶには、時計回りの反動トルクＴが発生する。

Ｔ１-Ｔ２-Ｔ３=-Ｔ

この反動トルクTを打ち消すために、アームＢＡの先端（つまり推進ロータＲ１～Ｒ３）から機体Ｂの重心Ｇ方向を見て時計回りに推進ロータＲ１～Ｒ３を同じ角度θだけ傾ける。つまり、図３（Ｂ）に示すように、推進ロータＲ１～Ｒ３のプロペラＰを同じ角度θだけ傾ける。

推進ロータＲ１～Ｒ３のプロペラＰの回転により発生する推力のベクトルをＦ１～Ｆ３とすると、プロペラＰを角度θだけ傾けた場合には、推力のベクトルＦ１～Ｆ３の水平方向成分はＦ１ｈ,Ｆ２ｈ,Ｆ３ｈ、直角方向（鉛直方向）の成分はＦ１ｖ,Ｆ２ｖ,Ｆ３ｖとなる（図３（Ｂ）参照)。なお、ベクトルとスカラーとの関係は以下のようになる。

｜Ｆ１｜=Ｆ１, ｜Ｆ２｜=Ｆ２, ｜Ｆ３｜=Ｆ３
｜Ｆ１ｈ｜=Ｆ１ｈ, ｜Ｆ２ｈ｜=Ｆ２ｈ, ｜Ｆ３ｈ｜=Ｆ３ｈ
｜Ｆ１ｖ｜=Ｆ１ｖ, ｜Ｆ２ｖ｜=Ｆ２ｖ, ｜Ｆ３ｖ｜=Ｆ３ｖ

図３（Ａ）に示すように、機体Ｂの重心Ｇから推進ロータＲ１～Ｒ３までの距離、つまり、機体Ｂの重心ＧからプロペラＰの回転軸までの距離をrとすると、反動トルクを打ち消すための式は、以下の式（１）になる。

式（１）：Ｔ１-Ｔ２-Ｔ３+｜Ｆ１ｈ｜ｒ+｜Ｆ２ｈ｜ｒ+｜Ｆ３ｈ｜ｒ=０

推進ロータＲ１～Ｒ３の推力および角度θは全て等しいので式（２）が成立し、式（３）の関係を仮定すると、式（１）に基づいて、式（４）の関係が成立する。

式（２）：｜Ｆ１ｈ｜=｜Ｆ２ｈ｜=｜Ｆ３ｈ｜
式（３）：｜Ｆｈ｜=｜Ｆ１ｈ｜=｜Ｆ２ｈ｜=｜Ｆ３ｈ｜
式（４）：｜Ｆｈ｜=Ｔ/３ｒ

推力のベクトルＦ１～Ｆ３の水平方向成分Ｆ１ｈ,Ｆ２ｈ,Ｆ３ｈを合成すると図３（Ｃ）に示すように正三角形となり、ベクトルの総和は０になる。即ち、推進ロータＲ１～Ｒ３の反動トルクを打ち消すためにアームＢＡの先端、つまり、推進ロータＲ１～Ｒ３から機体Ｂの重心Ｇ方向を見て、反時計回りに推進ロータＲ１～Ｒ３を同じ角度だけ傾けた場合には、機体Ｂには水平方向の力が発生しない。つまり、機体Ｂの重心Ｇまわりの回転を防ぎつつ、上述した機体Ｂを水平にした状態でホバリング状態を維持できる。

＜複数の推進ロータＲを有する場合＞
上記説明では、３つの推進ロータＲ１～Ｒ３を設けた場合において機体Ｂの回転を防ぎつつ機体Ｂを水平にした状態でホバリング状態を維持できることを理論的に説明した。以下では、３つ以上の奇数個の推進ロータＲを有する場合でも、機体Ｂの回転を防ぎつつ機体Ｂを水平にした状態でホバリング状態を維持できることを理論的に説明する。

まず、飛行体ＵＡＶが、（２ｎ+１）個の推進ロータＲを有し（２ｎ+１）個の姿勢調整機構ＲＴによって（２ｎ+１）個の推進ロータＲが機体Ｂに対して姿勢を調整できるものとし、飛行体ＵＡＶをホバリング状態とする場合を説明する。

なお、前提条件として、以下の条件を設定する。
まず、（２ｎ+１）個の推進ロータＲは、平面視で、時計回りに回転する推進ロータＲと反時計回りに回転する推進ロータＲとを有し、時計回りに回転する推進ロータＲと反時計回りに回転する推進ロータＲとの差が１つまでとする。
また、時計回りに回転する推進ロータＲと反時計回りに回転する推進ロータＲの配置は限定されない。例えば、時計回りに回転する推進ロータＲと反時計回りに回転する推進ロータＲとが交互に並ぶ場合と、ランダムに配置されている場合とを含むものとする。
また、（２ｎ+１）個の推進ロータＲの反動トルクの大きさを、それぞれＴ（２ｎ+１）とする。

上記場合であれば、飛行体ＵＡＶがホバリング状態では、各推進ロータＲ１～Ｒ３のプロペラＰの回転数は等しいので反動トルクの大きさも等しくなる。したがって、以下の関係が成立する。

Ｔ１=Ｔ２=…=Ｔ（２ｎ+１）

（２ｎ+１）個の推進ロータＲを作動した場合に発生する反動トルクの符号を、プロペラＰが時計回りに回転する場合をプラスとし、プロペラＰが反時計回りに回転する場合をマイナスとする。すると、（２ｎ+１）個の推進ロータＲが発生する反動トルクの合計は、以下の関係が成立する。つまり、飛行体ＵＡＶには、時計回りの反動トルクＴまたは反時計回りの反動トルクＴが発生する。

±Ｔ１±Ｔ２±…±Ｔ（２ｎ+１）=±Ｔ

この反動トルクＴを打ち消すために、（２ｎ+１）個の推進ロータＲから機体Ｂの重心Ｇ方向を見て時計回りまたは反時計回りに（２ｎ+１）個の推進ロータＲを同じ角度θだけ傾ける。つまり、図４（Ａ）では、（２ｎ+１）個の推進ロータＲのプロペラＰを同じ角度θだけ同じ方向に傾ける。

（２ｎ+１）個の推進ロータＲのプロペラＰの回転により発生する推力のベクトルをＦ１,Ｆ２,…,Ｆ（２ｎ+１）とすると、プロペラＰを角度θだけ傾けた場合には、推力のベクトルＦ１,Ｆ２,…,Ｆ（２ｎ+１）の水平方向成分はＦ１ｈ,Ｆ２ｈ,…,Ｆ（２ｎ+１）ｈ、直角方向（鉛直方向）の成分はＦ１ｖ,Ｆ２ｖ,…,Ｆ（２ｎ+１）ｖとなる（図４（Ｂ）参照)。なお、ベクトルとスカラーとの関係は以下のようになる。

｜Ｆ１｜=Ｆ１, ｜Ｆ２｜=Ｆ２,…,｜Ｆ（２ｎ＋１）｜=Ｆ（２ｎ＋１）
｜Ｆ１ｈ｜=Ｆ１ｈ, ｜Ｆ２ｈ｜=Ｆ２ｈ,…,｜Ｆ（２ｎ+１）ｈ｜=Ｆ（２ｎ+１）ｈ
｜Ｆ１ｖ｜=Ｆ１ｖ, ｜Ｆ２ｖ｜=Ｆ２ｖ,…,｜Ｆ（２ｎ+１）ｖ｜=Ｆ（２ｎ+１）ｖ

機体Ｂの重心Ｇから（２ｎ+１）個の推進ロータＲまでの距離、つまり、機体Ｂの重心Ｇから（２ｎ+１）個の推進ロータＲのプロペラＰの回転軸までの距離をrとすると、反動トルクを打ち消さすための式は、以下の式（５）になる。

式（５）：

（２ｎ+１）個の推進ロータＲの推力および角度θは全て等しいので式（６）が成立し、式（７）の関係を仮定すると、式（５）に基づいて、式（８）の関係が成立する。

式（６）：｜Ｆ１ｈ｜=｜Ｆ２ｈ｜=…=｜Ｆ（２ｎ+１）ｈ｜
式（７）：｜Ｆｈ｜=｜Ｆ１ｈ｜=｜Ｆ２ｈ｜=…=｜Ｆ（２ｎ+１）ｈ｜
式（８）：｜Ｆｈ｜=Ｔ/（２ｎ+１）ｒ

推力のベクトルＦ１ｈ,Ｆ２ｈ,…,Ｆ（２ｎ+１）ｈを合成すると図４（Ｂ）に示すように正２ｎ+１角形となり(nが無限なら円)、ベクトルの総和は０になる。即ち、（２ｎ+１）個の推進ロータＲの反動トルクを打ち消すために（２ｎ+１）個の推進ロータＲから機体Ｂの重心Ｇ方向を見て、時計回りまたは反時計回りに（２ｎ+１）個の推進ロータＲを同じ角度だけ傾けた場合には、機体Ｂには水平方向の力が発生しない。つまり、（２ｎ+１）個の推進ロータＲを設けても、機体Ｂの重心Ｇまわりの回転を防ぎつつ、上述した機体Ｂを水平にした状態でホバリング状態を維持できる。

＜飛行体ＵＡＶが固定ロータＲＲを有する場合＞
飛行体ＵＡＶには、推進ロータＲ以外に、固定ロータＲＲを設けてもよい。つまり、推進ロータＲ以外に飛行体ＵＡＶに揚力を発生させる固定ロータＲＲを設けてもよい。この場合には、奇数個の推進ロータＲが発生する反動トルクに加えて、固定ロータＲＲが発生する反動トルクも機体Ｂを回転させる力になる。したがって、固定ロータＲＲが発生する反動トルクと奇数個の推進ロータＲが発生する反動トルクとに起因する機体Ｂを重心回りに回転させるトルクと相殺するトルクが発生する水平方向分力を発生させるように、奇数個の推進ロータＲの回転数および奇数個の推進ロータＲの回転軸の機体Ｂに対する傾きを調整する。すると、推進ロータＲ以外に固定ロータＲＲを設けた場合でも、機体Ｂの重心Ｇまわりの回転を防ぎつつ、上述した機体Ｂを水平にした状態を維持することができる。

なお、固定ロータＲＲの設置位置や設置姿勢はとくに限定されないが、機体Ｂを水平にした状態において、回転軸が鉛直方向と平行になるように設けられていることが望ましい。とくに、固定ロータＲＲの回転軸が機体Ｂの重心Ｇを通過するように配置することが望ましい（図６（Ａ）参照）。

＜固定ロータＲＲを設けた場合におけるホバリング状態維持の理論＞
上述した方法によって、固定ロータＲＲを有する飛行体ＵＶＡが、機体Ｂの回転を防ぎつつ機体Ｂを水平にした状態でホバリング状態を維持できることを理論的に説明する。

まず、図６（Ａ）に示すように、飛行体ＵＡＶが、３つの推進ロータＲ１～Ｒ３を有し３つの姿勢調整機構ＲＴ１～ＲＴ３（図示せず）によって３つの推進ロータＲ１～Ｒ３がアームＢＡに対して姿勢を調整できるものとし、飛行体ＵＡＶがホバリング状態とする場合を説明する。
また、機体Ｂの浮力を補助することを目的とした固定ロータＲＲが機体Ｂに設けられているものとする。

なお、前提条件として、以下の条件を設定する。
まず、各推進ロータＲ１～Ｒ３は、平面視で、推進ロータＲ１のプロペラＰが時計回りに回転し、推進ロータＲ２および推進ロータＲ３のプロペラＰが反時計回りに回転するものとする。
固定ロータＲＲも反時計回りに回転するものとする。
また、各推進ロータＲ１～Ｒ３の反動トルクの大きさをそれぞれＴ１～Ｔ３とし、固定ロータＲＲの反動トルクの大きさはＴｓとする。

以下の説明は、固定ロータＲＲが時計回りに回転する場合で説明するが、固定ロータＲＲが反時計回りに回転する場合には反動トルクの符号を逆にすればよい。

上記場合であれば、飛行体ＵＡＶがホバリング状態では、各推進ロータＲ１～Ｒ３のプロペラＰの回転数は等しいので反動トルクの大きさも等しくなる。したがって、以下の関係が成立する。

Ｔ１=Ｔ２=Ｔ３

各推進ロータＲ１～Ｒ３および固定ロータＲＲを作動した場合に発生する反動トルクの符号を、プロペラＰが時計回りに回転する場合をプラスとし、プロペラＰが反時計回りに回転する場合をマイナスとする。すると、推進ロータＲ１～Ｒ３および固定ロータＲＲが発生する反動トルクの合計は、以下の関係が成立する。つまり、飛行体ＵＡＶには、時計回りの反動トルクＴが発生する。

Ｔ１－Ｔ２－Ｔ３－Ｔｓ＝－Ｔ

この反動トルクＴを打ち消すために、アームＢＡの先端（つまり推進ロータＲ１～Ｒ３）から機体Ｂの重心Ｇ方向を見て時計回りに推進ロータＲ１～Ｒ３を同じ角度θだけ傾ける。つまり、図６（Ｂ）では、推進ロータＲ１～Ｒ３のプロペラＰを同じ角度θだけ傾ける。

推進ロータＲ１～Ｒ３のプロペラＰの回転により発生する推力のベクトルをＦ１～Ｆ３とすると、プロペラＰを角度θだけ傾けた場合には、推力のベクトルＦ１～Ｆ３の水平方向成分はＦ１ｈ,Ｆ２ｈ,Ｆ３ｈ、直角方向（鉛直方向）の成分はＦ１ｖ,Ｆ２ｖ,Ｆ３ｖとなる（図６（Ｂ）参照)。なお、ベクトルとスカラーとの関係は以下のようになる。

｜Ｆ１｜=Ｆ１, ｜Ｆ２｜=Ｆ２, ｜Ｆ３｜=Ｆ３
｜Ｆ１ｈ｜=Ｆ１ｈ, ｜Ｆｈ２ｈ｜=Ｆ２ｈ, ｜Ｆ３ｈ｜=Ｆ３ｈ
｜Ｆ１ｖ｜=Ｆ１ｖ, ｜Ｆ２ｖ｜=Ｆ２ｖ, ｜Ｆ３ｖ｜=Ｆ３ｖ

図６（Ａ）に示すように、機体Ｂの重心Ｇから推進ロータＲ１～Ｒ３までの距離、つまり、機体Ｂの重心ＧからプロペラＰの回転軸までの距離をrとすると、反動トルクを打ち消さすための式は、以下の式（９）になる。

式（９）：Ｔ１-Ｔ２-Ｔ３-Ｔｓ+｜Ｆ１ｈ｜ｒ+｜Ｆ２ｈ｜ｒ+｜Ｆ３ｈ｜ｒ=０

推進ロータＲ１～Ｒ３の推力および角度θは全て等しいので式（１０）が成立し、式（１１）の関係を仮定すると、式（９）に基づいて、式（１２）の関係が成立する。

式（１０）：｜Ｆ１ｈ｜=｜Ｆ２ｈ｜=｜Ｆ３ｈ｜
式（１１）：｜Ｆｈ｜=｜Ｆ１ｈ｜=｜Ｆ２ｈ｜=｜Ｆ３ｈ｜
式（１２）：｜Ｆｈ｜=Ｔ/３ｒ

推力のベクトルＦ１～Ｆ３の水平方向成分Ｆ１ｈ,Ｆ２ｈ,Ｆ３ｈを合成すると図６（Ｃ）に示すように正三角形となり、ベクトルの総和は０になる。即ち、推進ロータＲ１～Ｒ３の反動トルクを打ち消すためにアームＢＡ先端、つまり、推進ロータＲ１～Ｒ３から機体Ｂの重心Ｇ方向を見て、反時計回りに推進ロータＲ１～Ｒ３を同じ角度だけ傾けた場合には、機体Ｂには水平方向の力が発生しない。この点は、固定ロータＲＲを設けた場合でも同様である。つまり、固定ロータＲＲを設けた場合でも、機体Ｂの重心Ｇまわりの回転を防ぎつつ、上述した機体Ｂを水平にした状態でホバリング状態を維持できる。

本発明の飛行体の制御方法によって、奇数個の推進ロータを有する飛行体の姿勢制御を適切に実施できることを確認した。

実験では、図１（Ａ）に示す構造を有する飛行体、つまり、３つ推進ロータが機体の重心を中心とする円周上に等角度間隔で配設された飛行体（実験機）で実施した。

実験機の機体は推進ロータが設けられるアームをカーボンパイプで形成し、機体の他の部分はベニア材やバルサ材等を使用して製作した。

実験機で使用した推進ロータには、モータ（Ｔ－Ｍｏｔｏｒ社製：型番ＭＮ５００８ （Ｋｖ４００））に１６インチ×５．４インチのプロペラを取り付けたものを使用した。この推進ロータを機体の重心を中心とする半径３８ｃｍの円周上に１２０度ピッチで配置した。なお、スピードコントロータ(ＥＳＣ)には、Ｔ－Ｍｏｔｏｒ社製のＦＬＡＭＥ７０Ａを使用した。

姿勢調整機構には，機体のアームの軸周りにサーボマウントごと傾斜させるピッチ軸と、サーボマウントに対しモータマウントを傾斜させるロール軸の２軸構成となったものを使用した。なお、ピッチ軸とロール軸は直交するように配設されている。

機体の位置を把握するためにＧＰＳを機体に設けた。ＧＰＳにはネットワーク型ＲＴＫ-ＧＰＳ（ｉシステムリサーチ社製：型番Ｓｅｐｔ-ＳＯＩ）を使用した。
また、バッテリには６セル６０００ｍＡＨのリチウムポリマーバッテリを二本並列にして使用した

機体の制御をするフライトコントローラには、ＣＵＡＶ社製Ｖ５+にオープンソースのファームウェアＡｒｄｕＣｏｐｔｅｒ４．０．７を使用し、ＡｒｄｕＣｏｐｔｅｒに姿勢調整機構の操作機能を加えたものをインストールして実施した。

ＡｒｄｕＣｏｐｔｅｒには、複数のフライトモードが用意されている。例をあげると、オペレータの指示に従って姿勢制御のみを行うＳｔａｂｉｌｉｚｅモードや，姿勢制御に加えて高度維持制御を行うＡｌｔ一Ｈｄｄモード、ＧＰＳ等の位置情報を用いて位置保持制御と高度維持制御を行うＰｏｓ一Ｈｏｌｄモード、あらかじめ設定されたＷＰ（Ｗａｙ Ｐｏｉｎｔ：通過点）に沿って自動航行を行うＡｕｔｏモードがある。これらの各モードでは、姿勢制御プログラム（ＡＣ＿ＡｔｔｉｔｕｄｅＣｏｎｔｒｏｌ関数）を下請けとして呼び出して使用した。

実験では、姿勢制御プログラムを姿勢調整機構に対応させて、３つの推進ロータのうち一つのみを傾ける方式（以下、通常方式という場合がある。図９参照）と、全ての推進ロータの傾きを制御する方式（以下、ティルト方式という場合がある）を任意に切り替えができるようにした。これによりＡｒｄｕＣｏｐｔｅｒの全ての機能においてもティルト方式が使用可能になった。

以下に実験結果を示す。
まず、Ｐｏｓ一Ｈｏｌｄモードにおいてホバリングを通常方式で行い、途中からティルト方式に切り替え、機体姿勢の変化について検証を行った。
図７（Ａ）に示すように、通常方式では，風に対抗するためにＧＰＳで計測した位置・速度の情報から機体の目標傾斜が決定され、それに従う形で機体が傾斜したことが示されている。
一方、ティルト方式では、姿勢制御の目標値はロール・ピッチ軸とも０度となっており、それに対して機体姿勢は±２度以内を達成している。つまり、機体姿勢を傾ける代わりに推進ロータを傾斜させることで機体の位置が保持されていることが確認できる。

次に、ティルト方式を採用したＰｏｓ一Ｈｏｌｄモードでの位置保持実験を行った。
実験は、西からの風（約５ｍ/ｓ)がふいている状況で、Ｐｏｓ一Ｈｏｌｄモードで１０秒間のホバリングを行った。

図８（Ｂ）には、ＲＴＫ-ＧＰＳによる測位結果をプロットしたものを示しているが、１０秒間のホバリング時の飛行軌跡では、目標地点に対し最大４７ｃｍの振れ幅（つまり、目標地点に対して±２３．５ｃｍの位置保持性能を発揮していることが確認された。

また、ティルト方式を採用したＰｏｓ一Ｈｏｌｄモードでの位置保持実験を行った際における一分間の高度変化（図７（Ｂ）参照）を確認すると、目標高度に対し±８．５ｃｍの高度維持性能を発揮していることが確認できた。

以上の結果より、本発明の飛行体の制御方法によって、奇数個の推進ロータを有する飛行体であっても、機体の傾きを防止しつつ機体の位置が保持できること、および、位置保持性能や高度維持性能を発揮できることが確認された。

本発明の飛行体の制御方法は、奇数個の推進ロータを有する飛行体の姿勢制御に適している。

ＵＶＡ 飛行体
Ｂ 機体
ＢＢ 機体本体
ＢＡ アーム
Ｒ ロータ
ＲＲ 固定ロータ
ＲＴ 姿勢調整機構
Ｃ 制御手段
Ｇ 重心
Ｔ 反動トルク
Ｆ 推進力
ＣＦ 円周

Claims (10)

1. 機体と、奇数個の推進ロータと、を有する飛行体における前記機体の重心周りの回転と該機体の水平移動の両方を防止する制御方法であって、
   前記奇数個の推進ロータは、
   該推進ロータの回転軸の機体に対する傾きが変更可能に設けられており、
   前記奇数個の推進ロータが発生する反動トルクに起因する機体を重心回りに回転させるトルクを相殺するトルクを発生させる水平方向分力が発生するように、全ての推進ロータの回転軸を鉛直方向に対して傾けて全ての推進ロータの回転数を調整する
   ことを特徴とする飛行体の制御方法。
2. 前記奇数個の推進ロータは、
   前記機体の重心を中心とする同一円周上に等角度間隔で設けられており、
   前記機体のホバリング状態を維持する際において、
   全ての推進ロータが発生する推力が同じ大きさになるように全ての推進ロータの回転数を調整し、
   全ての推進ロータを、全ての推進ロータが並ぶ同一円周方向かつ同じ方向に同じ角度だけ傾斜させる
   ことを特徴とする請求項１記載の飛行体の制御方法。
3. 前記奇数個の推進ロータは、
   前記機体の重心を中心とする同一円周上に等角度間隔で設けられており、
   前記機体を水平移動させる際には、
   全ての推進ロータが発生する推力が同じ大きさになるように全ての推進ロータの回転数を調整しかつ全ての推進ロータを全ての推進ロータが並ぶ同一円周方向かつ同じ方向に同じ角度だけ傾斜させたホバリング状態から、全ての推進ロータを同じ方向に同じ角度だけ傾斜させる
   ことを特徴とする請求項１記載の飛行体の制御方法。
4. 前記機体に、該機体に対する回転軸の傾きが固定された固定ロータが設けられており、
   該固定ロータが発生する反動トルクおよび前記奇数個の推進ロータが発生する反動トルクに起因する機体を重心回りに回転させるトルクを相殺するトルクを発生させる水平方向分力が発生するように、全ての推進ロータの回転数および全ての推進ロータの回転軸の機体に対する傾きを調整する
   ことを特徴とする請求項１から３のいずれか一項に記載の飛行体の制御方法。
5. 前記推進ロータを３つ備えている
   ことを特徴とする請求項１から４のいずれか一項に記載の飛行体の制御方法。
6. 機体と、
   該機体に設けられた奇数個の推進ロータと、
   該奇数個の推進ロータの機体に対する姿勢を調整する姿勢調整機構と、
   前記奇数個の推進ロータおよび前記姿勢調整機構の作動を制御する制御手段と、を備え、
   該制御手段は、
   前記奇数個の推進ロータが発生する反動トルクに起因する機体を重心回りに回転させるトルクを相殺するトルクを発生させる水平方向分力が発生するように、全ての推進ロータの回転数および全ての推進ロータの回転軸の機体に対する傾きを調整して、前記機体の重心周りの回転と前記機体の水平移動の両方を防止する機能を有している
   ことを特徴とする飛行体。
7. 前記奇数個の推進ロータは、
   前記機体の重心を中心とする同一円周上に等角度間隔で設けられており、
   前記制御手段は、
   前記機体をホバリング状態または垂直移動させるホバリング機能を有しており、
   該ホバリング機能は、
   全ての推進ロータが発生する推力が同じ大きさになるように全ての推進ロータの回転数を調整し、
   全ての推進ロータを、全ての推進ロータが並ぶ同一円周方向かつ同じ方向に同じ角度だけ傾斜させる
   ことを特徴とする請求項６記載の飛行体。
8. 前記奇数個の推進ロータは、
   前記機体の重心を中心とする同一円周上に等角度間隔で設けられており、
   前記制御手段は、
   前記機体を水平移動させる水平移動機能を有しており、
   該水平移動機能は、
   全ての推進ロータが発生する推力が同じ大きさになるように全ての推進ロータの回転数を調整し、
   前記機体を水平移動させる場合には、前記奇数個の推進ロータを、全ての推進ロータが並ぶ同一円周方向かつ同じ方向に同じ角度だけ傾斜させたホバリング状態から、全ての推進ロータを同じ方向に同じ角度だけ傾斜させる
   ことを特徴とする請求項６記載の飛行体。
9. 前記機体には、該機体に対する回転軸の傾きが固定された固定ロータが設けられており、
   前記制御手段は、
   該固定ロータが発生する反動トルクおよび前記奇数個の推進ロータが発生する反動トルクに起因する機体を重心回りに回転させるトルクを相殺するトルクを発生させる水平方向分力が発生するように、全ての推進ロータの回転数および全ての推進ロータの回転軸の機体に対する傾きを調整する機能を有している
   ことを特徴とする請求項６から８のいずれか一項に記載の飛行体。
10. 前記推進ロータを３つ備えている
    ことを特徴とする請求項６から９のいずれか一項に記載の飛行体。

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