JP7215286B2

JP7215286B2 - flying object

Info

Publication number: JP7215286B2
Application number: JP2019060360A
Authority: JP
Inventors: 真人田中; 拓清水
Original assignee: IHI Corp
Current assignee: IHI Corp
Priority date: 2019-03-27
Filing date: 2019-03-27
Publication date: 2023-01-31
Anticipated expiration: 2039-03-27
Also published as: JP2020157971A

Description

本開示は、飛行体に関する。 The present disclosure relates to air vehicles.

従来、複数のロータを備えた飛行体として、マルチコプター型の無人航空機（ＵＡＶ：Unmanned Aerial Vehicle）が知られている。かかるＵＡＶは、例えば、空中において突風及び構造物への衝突等の外乱の影響によって落下することがある。飛行体の落下によって他の物体に衝突すると、衝突時の衝撃力によって飛行体の故障又は物体への被害を招き得る。かかる衝撃力を緩和するための技術として、特許文献１及び特許文献２が開示されている。 2. Description of the Related Art Conventionally, a multicopter-type unmanned aerial vehicle (UAV: Unmanned Aerial Vehicle) is known as an aircraft having a plurality of rotors. Such UAVs may fall in the air under the influence of disturbances such as gusts of wind and impacts on structures, for example. When a flying object falls and collides with another object, the impact force at the time of collision may cause the flying object to malfunction or damage the object. Patent Document 1 and Patent Document 2 disclose techniques for mitigating such impact force.

特許文献１は、落下回収される航空機を開示している。この航空機の胴体は、主翼が固定された前方胴部と、垂直尾翼等が固定された後方胴部とを含む。この胴部は、落下時に所定閾値を超える曲げ荷重が加えられた場合に、前方胴部と後方胴部との連結部分で局所的に折曲するように構成されている。特許文献２は、墜落時に膨張展開するエアバックが取り付けられた小型飛行体を開示している。 US Pat. No. 5,300,009 discloses an aircraft that is dropped and recovered. The fuselage of this aircraft includes a forward fuselage to which the main wings are fixed and an aft fuselage to which the vertical stabilizer and the like are fixed. The body is configured to locally bend at the connecting portion between the front body and the rear body when a bending load exceeding a predetermined threshold value is applied when the body is dropped. Patent Literature 2 discloses a small aircraft equipped with an airbag that inflates and deploys upon crash.

特開２００６－３１２４０８号公報Japanese Patent Application Laid-Open No. 2006-312408 特開２０１８－３４７６１号公報JP 2018-34761 A

例えば、特許文献１に記載の航空機では、胴体の折曲により落下時の衝撃力が前方胴部と後方胴部とに分散されている。しかし、この航空機では、各胴部が同一物体に衝突した場合、当該物体が各胴部からそれぞれ受ける衝撃力の総和は、胴体が折曲しない場合と変わらない場合がある。 For example, in the aircraft described in Patent Document 1, the bending of the fuselage distributes the impact force at the time of fall to the front and rear fuselages. However, in this aircraft, when each body collides with the same object, the total impact force received by each body from each body may be the same as when the body is not bent.

本開示は、衝突時の衝撃力を緩和できる飛行体を説明する。 The present disclosure describes an aircraft capable of mitigating impact forces during collision.

本開示の一形態に係る飛行体は、本体と、空中を飛行するための推力を発生する推力発生部と、本体と推力発生部とを接続すると共に、本体に対する推力発生部の相対位置を可変とする可変部と、を備え、可変部は、相対位置を維持する第１態様から、相対位置の変化を許容する第２態様に変形可能に構成されている。 An aircraft according to one aspect of the present disclosure includes a main body, a thrust generating section that generates a thrust for flying in the air, a connection between the main body and the thrust generating section, and a variable relative position of the thrust generating section with respect to the main body. The variable part is configured to be deformable from a first mode in which the relative position is maintained to a second mode in which the relative position is allowed to change.

この飛行体は、本体と推力発生部とを接続する可変部を備えており、可変部は、第１態様から第２態様に変形可能に構成されている。可変部が第１態様であるとき、本体に対する推力発生部の相対位置は維持されるので、可変部の剛性は高い。よって、可変部の第１態様は、飛行体の通常の飛行の維持を可能にすることができる。一方、可変部が第２態様であるとき、当該相対位置の変化が許容されるので、可変部の剛性は第１態様よりも低下する。このように可変部の剛性が低下することによって、衝撃力に対する飛行体全体の衝撃応答時間が長くなる。衝撃力に起因するエネルギは、力と時間との積であるとすれば、衝撃応答時間が長くなることにより、力の最大値は低下する。つまり、物体への衝突時に飛行体が物体に与える衝撃力のピークを下げることができる。したがって、可変部を剛性の低い第２態様に変形させることによって、衝突時の衝撃力を緩和できる。 This flying object includes a variable section that connects the main body and the thrust generating section, and the variable section is configured to be deformable from a first mode to a second mode. When the variable portion is in the first mode, the relative position of the thrust force generating portion with respect to the main body is maintained, so the rigidity of the variable portion is high. Thus, the first aspect of the variable portion may allow maintenance of normal flight of the vehicle. On the other hand, when the variable portion is in the second mode, the change in relative position is allowed, so the rigidity of the variable portion is lower than in the first mode. As the rigidity of the variable portion is reduced in this manner, the impact response time of the entire flying object to impact force is lengthened. Given that the energy due to an impact force is the product of force and time, increasing the impact response time reduces the maximum force. In other words, it is possible to reduce the peak of the impact force that the flying object gives to the object when it collides with the object. Therefore, by deforming the variable portion to the second mode with low rigidity, the impact force at the time of collision can be mitigated.

いくつかの態様において、推力発生部は、推力を発生するロータと、先端にロータが接続されたフレームとを含み、可変部は、本体とフレームの基端とを接続していてもよい。本体とフレームの基端との接続部分である可変部には、例えば衝突時の衝撃力による応力が集中し易い。しかし、上述した構成によれば、可変部を第２態様に変形させることによって可変部の剛性を低下することができるので、可変部への応力の集中を抑制することができる。 In some aspects, the thrust generating section may include a rotor that generates thrust and a frame with the rotor connected to its distal end, and the variable section may connect the main body and the proximal end of the frame. Stress due to, for example, impact force at the time of collision tends to concentrate on the variable portion, which is the connecting portion between the main body and the base end of the frame. However, according to the configuration described above, the rigidity of the variable portion can be reduced by deforming the variable portion in the second mode, so that stress concentration on the variable portion can be suppressed.

いくつかの態様において、飛行体は、可変部を含むフレームを更に備え、推力発生部は、推力を発生するロータを含み、フレームの基端は本体に接続され、フレームの先端はロータに接続されていてもよい。このように、可変部がフレームに含まれることによって、衝突時の衝撃力をさらに良好に緩和できる。 In some aspects, the aircraft further comprises a frame including a variable portion, the thrust generating portion including a rotor for generating thrust, a proximal end of the frame connected to the main body, and a distal end of the frame connected to the rotor. may be By including the variable portion in the frame in this way, the impact force at the time of collision can be more favorably mitigated.

いくつかの態様において、本体及び推力発生部の少なくとも一方が衝突時の衝撃力を受け、時間と共に増加する衝撃力が閾値を超えたときに、可変部は、第１態様から第２態様に変形してもよい。この場合、可変部は、衝突時の衝撃力をトリガーとして第１態様から第２態様に変形する。このように物理的な衝撃力をトリガーとすることができるので、可変部を変形させるための制御信号をトリガーとして生成する場合と比べて、飛行体の制御系の構成を簡易にすることができる。 In some aspects, when at least one of the main body and the thrust generating part receives an impact force at the time of collision, and the impact force that increases with time exceeds a threshold value, the variable part transforms from the first aspect to the second aspect. You may In this case, the variable part deforms from the first mode to the second mode with the impact force at the time of collision as a trigger. Since the physical impact force can be used as a trigger in this way, the configuration of the control system of the flying object can be simplified compared to the case where the control signal for deforming the variable part is generated as a trigger. .

いくつかの態様において、飛行体は、飛行状態の異常を検知する異常検知部を更に備え、飛行中において、異常検知部が異常を検知したときに、可変部は、第１態様から第２態様に変形してもよい。この場合、可変部は、異常検知部が異常を検知したときの信号をトリガーとして第１態様から第２態様に変形する。これにより、飛行体の物体への衝突時よりも前に可変部を第２態様に変形させることができるので、衝突時の衝撃力をより確実に緩和できる。 In some aspects, the flying object further includes an anomaly detection unit that detects an anomaly in the flight state, and when the anomaly detection unit detects an anomaly during flight, the variable unit changes from the first aspect to the second aspect. can be transformed into In this case, the variable section transforms from the first mode to the second mode by using a signal when the abnormality detection section detects an abnormality as a trigger. As a result, the variable portion can be deformed to the second state before the flying object collides with the object, so that the impact force at the time of collision can be more reliably reduced.

いくつかの態様において、飛行体は、推力発生部に接続されるケーブルを更に備え、推力発生部は、推力を発生するロータと、先端にロータが取り付けられたフレームとを含み、ケーブルの一端は、本体に接続され、ケーブルの他端は、ロータに接続され、ケーブルの長さは、フレームの長さよりも長くてもよい。この場合、可変部においてケーブルの余長を確保することができる。これにより、可変部が第１態様から第２態様に変形するときに、可変部の変形に起因してケーブルが損傷することを抑制できる。 In some aspects, the aircraft further comprises a cable connected to the thrust generator, the thrust generator including a rotor for generating thrust and a frame having the rotor attached to its tip, one end of the cable being , is connected to the body, the other end of the cable is connected to the rotor, and the length of the cable may be longer than the length of the frame. In this case, extra cable length can be secured in the variable portion. Thereby, when the variable portion deforms from the first state to the second state, it is possible to suppress damage to the cable due to the deformation of the variable portion.

本開示のいくつかの態様によれば、衝突時の衝撃力を緩和できる飛行体が提供される。 According to some aspects of the present disclosure, an aircraft capable of mitigating impact forces during collision is provided.

図１は、第１実施形態に係る飛行体の概略構成を示す斜視図である。FIG. 1 is a perspective view showing a schematic configuration of an aircraft according to the first embodiment. 図２は、図１に示す飛行体の電気的構成を示すブロック図である。FIG. 2 is a block diagram showing the electrical configuration of the aircraft shown in FIG. 図３は、図１に示す飛行体の可変部の第１態様を示す側面図である。3 is a side view showing a first aspect of the variable portion of the aircraft shown in FIG. 1. FIG. 図４は、図１に示す飛行体の可変部の第２態様を示す側面図である。4 is a side view showing a second aspect of the variable part of the aircraft shown in FIG. 1. FIG. 図５は、図１に示す飛行体の作用・効果を説明するための概念図である。FIG. 5 is a conceptual diagram for explaining actions and effects of the aircraft shown in FIG. 図６は、図１に示す飛行体の作用・効果を説明するためのグラフである。FIG. 6 is a graph for explaining actions and effects of the aircraft shown in FIG. 図７は、第２実施形態に係る飛行体の概略構成を示す上面図である。FIG. 7 is a top view showing a schematic configuration of an aircraft according to the second embodiment. 図８は、図７に示す飛行体の電気的構成を示すブロック図である。FIG. 8 is a block diagram showing the electrical configuration of the flying object shown in FIG. 図９は、図７に示す飛行体の可変部の第１態様を示す断面図である。9 is a cross-sectional view showing a first aspect of the variable portion of the aircraft shown in FIG. 7. FIG. 図１０は、図７に示す飛行体の可変部の第２態様を示す断面図である。10 is a cross-sectional view showing a second aspect of the variable portion of the aircraft shown in FIG. 7. FIG.

以下、本発明の実施形態について、図面を参照しながら説明する。なお、図面の説明において同一要素には同一符号を付し、重複する説明は適宜省略する。以下の説明では、本発明が、無人航空機（以下、ＵＡＶ（Unmanned Aerial Vehicle）という）に適用される場合について説明する。また、以下の説明において、「上」及び「下」との語は、後述する本体２を通る基準軸線Ｎ（図１参照）が鉛直方向に沿った状態を基準として用いられる。「上」との語は、基準軸線Ｎが鉛直方向に沿った状態において、鉛直方向における地面とは反対側を示しており、「下」との語は、基準軸線Ｎが鉛直方向に沿った状態において、鉛直方向における地面側を示している。 BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION Hereinafter, embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings. In the description of the drawings, the same elements are denoted by the same reference numerals, and overlapping descriptions are omitted as appropriate. In the following description, the present invention is applied to an unmanned aerial vehicle (hereinafter referred to as UAV (Unmanned Aerial Vehicle)). In the following description, the terms "upper" and "lower" are used on the basis that a reference axis N (see FIG. 1) passing through the main body 2, which will be described later, extends in the vertical direction. The word "upper" indicates the side opposite to the ground in the vertical direction when the reference axis N is along the vertical direction, and the word "lower" indicates the side opposite to the ground when the reference axis N is along the vertical direction. state, the ground side in the vertical direction.

［第１実施形態］
図１は、第１実施形態に係る飛行体１の概略構成を示す斜視図である。飛行体１は、例えばマルチロータ機（回転翼機）であり、飛行指令に従って無人で飛行する。図１に示すように、飛行体１は、本体２と、空中を飛行するための推力を発生する推力発生部１０と、本体２と推力発生部１０とを接続する可変部１５と、を備えている。 [First embodiment]
FIG. 1 is a perspective view showing a schematic configuration of an aircraft 1 according to the first embodiment. The aircraft 1 is, for example, a multirotor aircraft (rotary wing aircraft), and flies unmanned according to flight commands. As shown in FIG. 1, the aircraft 1 includes a main body 2, a thrust generating section 10 that generates thrust for flying in the air, and a variable section 15 that connects the main body 2 and the thrust generating section 10. ing.

本体２は、飛行体１の制御機器等を内部に収容している。本体２は、例えば、直方体状を呈しており、飛行体１の中央を通る基準軸線Ｎ上に配置されている。本体２は、基準軸線Ｎの延在方向において互いに対面する上面２ａ及び下面２ｂと、上面２ａ及び下面２ｂを繋ぐ４枚の側面２ｃと、を有する。基準軸線Ｎは、例えば、その延在方向から見て本体２の中央を通り且つ上面２ａ及び下面２ｂと直交するように配置されている。 The main body 2 accommodates control equipment and the like of the aircraft 1 inside. The main body 2 has, for example, a rectangular parallelepiped shape, and is arranged on a reference axis N passing through the center of the aircraft 1 . The main body 2 has an upper surface 2a and a lower surface 2b facing each other in the extending direction of the reference axis N, and four side surfaces 2c connecting the upper surface 2a and the lower surface 2b. The reference axis N is arranged, for example, so as to pass through the center of the main body 2 and perpendicular to the upper surface 2a and the lower surface 2b when viewed in its extending direction.

推力発生部１０は、複数のロータ１１と、複数のロータ１１と本体２とを接続する複数のフレーム１２と、を有している。複数のロータ１１は、基準軸線Ｎの周囲にそれぞれ配置されている。図１に示す例では、６個のロータ１１が、基準軸線Ｎの周囲に等間隔で配置されており、飛行体１は、ヘキサコプタ型の飛行体１となっている。６個のロータ１１の回転中心１１ａは、例えば、同一平面上に位置しており、基準軸線Ｎの延在方向から見た場合に、正六角形の頂点（すなわち角位置）上にそれぞれ配置されている。 The thrust generating section 10 has a plurality of rotors 11 and a plurality of frames 12 connecting the plurality of rotors 11 and the main body 2 . A plurality of rotors 11 are arranged around the reference axis N, respectively. In the example shown in FIG. 1, six rotors 11 are arranged around the reference axis N at equal intervals, and the aircraft 1 is a hexacopter-type aircraft 1 . The rotation centers 11a of the six rotors 11 are positioned, for example, on the same plane, and when viewed from the extending direction of the reference axis N, are arranged on the vertices (that is, corner positions) of a regular hexagon. there is

６個のロータ１１は、必ずしも正六角形の頂点上に配置される必要は無く、互いに対向する一対の辺が他の辺よりも長い六角形の頂点上に配置されてもよい。また、６個のロータ１１は、必ずしも同一平面上に配置されなくてもよく、基準軸線Ｎの延在方向において互いにずれた位置に配置されてもよい。基準軸線Ｎと直交する方向に関して６個のロータ１１が対称性を有するように配置されると、飛行体１の制御系を簡易化でき、飛行体１の設計及び実装が容易となる。 The six rotors 11 do not necessarily have to be arranged on the vertices of a regular hexagon, and may be arranged on the vertices of a hexagon in which a pair of sides facing each other is longer than the other sides. Moreover, the six rotors 11 do not necessarily have to be arranged on the same plane, and may be arranged at positions shifted from each other in the extending direction of the reference axis N. If the six rotors 11 are arranged symmetrically with respect to the direction orthogonal to the reference axis N, the control system of the aircraft 1 can be simplified, and the design and mounting of the aircraft 1 can be facilitated.

各ロータ１１の回転軸線は、例えば基準軸線Ｎに沿っている。このように基準軸線Ｎに沿った回転軸線を有する各ロータ１１が回転することで、各ロータ１１は、基準軸線Ｎの延在方向への推力（揚力）を発生する。なお、ロータ１１の回転軸線は、基準軸線Ｎに対して傾斜した方向に沿っていてもよい。また、図１に示す例では、ロータ１１は、３枚の羽根を有しているが、これに限られない。ロータ１１は、例えば２枚又は３枚以上の羽根を有してもよい。また、図１に示す例では、６個のロータ１１を備えた飛行体１を示しているが、ロータ１１の設置数は６個未満であってもよく、６個よりも多くてもよい。 The rotation axis of each rotor 11 is along the reference axis N, for example. As each rotor 11 having a rotation axis along the reference axis N rotates in this way, each rotor 11 generates thrust (lift) in the direction in which the reference axis N extends. Note that the rotation axis of the rotor 11 may be along a direction inclined with respect to the reference axis N. Further, although the rotor 11 has three blades in the example shown in FIG. 1, the number of blades is not limited to this. The rotor 11 may have, for example, two or more blades. Further, although the example shown in FIG. 1 shows the aircraft 1 having six rotors 11, the number of rotors 11 may be less than six or more than six.

各フレーム１２は、例えば、各ロータ１１と本体２とを接続する棒状の部材であり、本体２を中心として放射状に延びている。基準軸線Ｎが鉛直方向に沿った状態において、各フレーム１２は水平方向に沿っている。フレーム１２の基端１２ａは、本体２の側面２ｃに接続されている。フレーム１２の先端１２ｂには、モータ３１を介してロータ１１が接続されている。なお、図１に示す例では、６本のフレーム１２を示しているが、フレーム１２の本数は６本未満であってもよく、６本よりも多くてもよい。 Each frame 12 is, for example, a rod-shaped member that connects each rotor 11 and the main body 2 , and extends radially around the main body 2 . Each frame 12 extends horizontally while the reference axis N extends vertically. A proximal end 12 a of the frame 12 is connected to the side surface 2 c of the main body 2 . A rotor 11 is connected to the tip 12 b of the frame 12 via a motor 31 . Although six frames 12 are shown in the example shown in FIG. 1, the number of frames 12 may be less than six or may be more than six.

可変部１５は、本体２に対する推力発生部１０の相対位置を可変とする部位であり、本体２の側面２ｃと、推力発生部１０のフレーム１２の基端１２ａとを接続している。「本体２に対する推力発生部１０の相対位置」とは、本体２の位置を基準としたときの推力発生部１０の位置を意味する。本体２の位置の基準は特に限定されず、予め決められた本体２の中心位置を基準としてもよく、本体２の重心位置を基準としてもよい。同様に、推力発生部１０の位置の基準も特に限定されず、フレーム１２の位置（例えば先端１２ｂ）を基準としてもよく、ロータ１１の位置（例えば回転中心１１ａ）を基準としてもよい。 The variable portion 15 is a portion that varies the relative position of the thrust generating portion 10 with respect to the main body 2 , and connects the side surface 2 c of the main body 2 and the base end 12 a of the frame 12 of the thrust generating portion 10 . The “relative position of the thrust generating section 10 with respect to the main body 2” means the position of the thrust generating section 10 when the position of the main body 2 is used as a reference. The reference of the position of the main body 2 is not particularly limited, and a predetermined center position of the main body 2 may be used as a reference, or the center of gravity of the main body 2 may be used as a reference. Similarly, the reference of the position of the thrust generating section 10 is not particularly limited, and the position of the frame 12 (for example, the tip 12b) may be used as the reference, or the position of the rotor 11 (for example, the center of rotation 11a) may be used as the reference.

可変部１５は、例えば、フレーム１２の数に対応するように設けられている。図１に示す例では、６個の可変部１５が、６本のフレーム１２のそれぞれに対して１個ずつ設けられている。しかし、可変部１５は、例えば、フレーム１２の数に対応するように設けられている必要は無い。可変部１５は、複数のフレーム１２のうち一部（数本）のフレーム１２のみに設けられていてもよい。可変部１５の具体的な構成については後述する。 The variable section 15 is provided, for example, so as to correspond to the number of frames 12 . In the example shown in FIG. 1, six variable sections 15 are provided one for each of the six frames 12 . However, the variable section 15 need not be provided so as to correspond to the number of frames 12, for example. The variable section 15 may be provided only in some (several) frames 12 among the plurality of frames 12 . A specific configuration of the variable unit 15 will be described later.

図２は、飛行体１の電気的構成を示すブロック図である。図２において、実線は電源系統を示し、破線は通信系統（制御系統）を示している。図２に示すように、飛行体１の本体２は、飛行体１の各部を制御する制御部２０と、飛行体１の各部を駆動する電源であるバッテリ２１と、飛行体１の各部に電力を供給する電源基板２２とを有している。更に、本体２は、センサ類２３と、通信部２８と、複数のモータアンプ３０とを有している。センサ類２３は、飛行体１の位置及び姿勢等を推定するための機器である。センサ類２３は、例えば、ジャイロセンサ２４、ＧＰＳ（Global Positioning System）センサ２５、気圧センサ２６、及び加速度センサ２７を含んでいる。 FIG. 2 is a block diagram showing the electrical configuration of the aircraft 1. As shown in FIG. In FIG. 2, a solid line indicates a power supply system, and a broken line indicates a communication system (control system). As shown in FIG. 2, the main body 2 of the flying object 1 includes a control unit 20 that controls each part of the flying object 1, a battery 21 that is a power source for driving each part of the flying object 1, and an electric power source for each part of the flying object 1. and a power supply board 22 for supplying the power. Further, the main body 2 has sensors 23 , a communication section 28 and a plurality of motor amplifiers 30 . The sensors 23 are devices for estimating the position, attitude, etc. of the aircraft 1 . The sensors 23 include a gyro sensor 24, a GPS (Global Positioning System) sensor 25, an atmospheric pressure sensor 26, and an acceleration sensor 27, for example.

センサ類２３は、これらのセンサによる検出結果を示すデータを制御部２０に出力する。制御部２０は、センサ類２３から出力されたデータに基づき、例えば推定アルゴリズム等を用いて、飛行体１の現在の位置及び姿勢を推定する。通信部２８は、送信機（図示せず）から飛行指令の信号を受信し、その飛行指令の信号を制御部２０に入力する。制御部２０は、通信部２８により受信した飛行指令に基づいてモータアンプ３０を介してモータ３１を駆動させ、ロータ１１の回転を制御する。 The sensors 23 output data indicating the results of detection by these sensors to the control unit 20 . Based on the data output from the sensors 23, the control unit 20 estimates the current position and attitude of the aircraft 1 using, for example, an estimation algorithm. The communication unit 28 receives a flight command signal from a transmitter (not shown) and inputs the flight command signal to the control unit 20 . The control unit 20 controls the rotation of the rotor 11 by driving the motor 31 via the motor amplifier 30 based on the flight command received by the communication unit 28 .

次に、図３及び図４を参照して、可変部１５の構成について具体的に説明する。可変部１５は、互いに異なる第１態様及び第２態様を有しており、第１態様から第２態様に変形可能に構成されている。図３は、可変部１５の第１態様を示す側面図であり、図３は、可変部１５の第２態様を示す側面図である。なお、図３は、図１に示す可変部１５の付近を拡大して示している。したがって、図１は、図３と同様、可変部の第１態様を示している。 Next, the configuration of the variable section 15 will be specifically described with reference to FIGS. 3 and 4. FIG. The variable portion 15 has a first mode and a second mode that are different from each other, and is configured to be deformable from the first mode to the second mode. 3 is a side view showing a first aspect of the variable portion 15, and FIG. 3 is a side view showing a second aspect of the variable portion 15. FIG. 3 shows an enlarged view of the vicinity of the variable section 15 shown in FIG. Thus, FIG. 1, like FIG. 3, shows the first aspect of the variable part.

まず、図３に示す可変部１５の第１態様について説明する。可変部１５の第１態様は、落下等によって飛行体１が他の物体に衝突する衝突時よりも前の態様であって、飛行体１の通常の飛行を維持可能にする態様である。可変部１５の第１態様は、本体２に対する推力発生部１０の相対位置を維持している。なお、「本体２に対する推力発生部１０の相対位置を維持している」とは、本体２の位置を基準としたときの推力発生部１０の位置が厳密に固定された状態のほか、その推力発生部１０の位置の変化が許容範囲内である状態も含む。 First, the first aspect of the variable section 15 shown in FIG. 3 will be described. The first mode of the variable part 15 is a mode before the flight body 1 collides with another object due to a fall or the like, and is a mode in which the flight body 1 can maintain normal flight. A first aspect of the variable portion 15 maintains the relative position of the thrust generating portion 10 with respect to the main body 2 . Note that "maintaining the relative position of the thrust force generator 10 with respect to the main body 2" means that the position of the thrust force generator 10 is strictly fixed with respect to the position of the main body 2, and that the thrust A state in which the change in the position of the generator 10 is within the allowable range is also included.

図３に示すように、可変部１５は、本体２と推力発生部１０とを回動可能に連結する回動部１６と、本体２と推力発生部１０とを直線状に繋ぐと共に回動部１６による推力発生部１０の回動を規制する接続部１７と、を有している。回動部１６は、例えばヒンジであり、本体２及び推力発生部１０の接続部分の上側に設けられている。換言すると、回動部１６は、フレーム１２において推力発生部１０が取り付けられる上面１２ｃに設けられている。具体的には、回動部１６は、本体２の上面２ａとフレーム１２の上面１２ｃとを連結するように設けられている。回動部１６は、フレーム１２の延在方向と交差（一例では直交）する方向に沿って延びる回転軸１６ａと、当該延在方向において回転軸１６ａを挟んで両側に設けられる一対の固定部１６ｂとを含んでいる。回転軸１６ａは、本体２とフレーム１２との境界の上部に位置しており、一対の固定部１６ｂは、本体２の上面２ａ及びフレーム１２の上面１２ｃにそれぞれ固定されている。 As shown in FIG. 3 , the variable portion 15 includes a rotating portion 16 that rotatably connects the main body 2 and the thrust generating portion 10 , and a rotating portion that linearly connects the main body 2 and the thrust generating portion 10 and rotates the rotating portion 16 . and a connecting portion 17 for restricting the rotation of the thrust generating portion 10 by the connecting portion 16 . The rotating portion 16 is, for example, a hinge, and is provided above the connecting portion between the main body 2 and the thrust generating portion 10 . In other words, the rotating portion 16 is provided on the upper surface 12c of the frame 12 to which the thrust generating portion 10 is attached. Specifically, the rotating portion 16 is provided so as to connect the upper surface 2 a of the main body 2 and the upper surface 12 c of the frame 12 . The rotating portion 16 includes a rotating shaft 16a extending along a direction intersecting (in one example, perpendicular to) the extending direction of the frame 12, and a pair of fixing portions 16b provided on both sides of the rotating shaft 16a in the extending direction. and The rotating shaft 16a is positioned above the boundary between the main body 2 and the frame 12, and the pair of fixed portions 16b are fixed to the upper surface 2a of the main body 2 and the upper surface 12c of the frame 12, respectively.

推力発生部１０は、回動部１６によって、本体２に対して回転軸１６ａ周りに回動することが可能である。具体的には、推力発生部１０は、回転軸１６ａ周りの方向のうち、フレーム１２の上面１２ｃが本体２の上面２ａに向かう方向Ｄ１において、本体２に当接するまで回動する。一方、方向Ｄ１とは反対側の方向Ｄ２において、推力発生部１０のフレーム１２の基端１２ａは、本体２の側面２ｃに当接する。この当接によって、方向Ｄ２における推力発生部１０の回動は規制される。 The thrust generating section 10 can be rotated around the rotation shaft 16 a with respect to the main body 2 by the rotation section 16 . Specifically, the thrust generating section 10 rotates until the upper surface 12c of the frame 12 contacts the upper surface 2a of the main body 2 in the direction D1, which is one of the directions around the rotation shaft 16a. On the other hand, the proximal end 12a of the frame 12 of the thrust generating section 10 contacts the side surface 2c of the main body 2 in the direction D2 opposite to the direction D1. This abutment restricts the rotation of the thrust generating section 10 in the direction D2.

このように、本体２及び推力発生部１０の接続部分上に設けられる回動部１６によって、方向Ｄ１における推力発生部１０の回動が許容される一方で、方向Ｄ２における推力発生部１０の回動は規制される。また、回動部１６は、バネ等の弾性部材（不図示）を更に含んでおり、この弾性部材は、フレーム１２が水平方向に沿った状態を基準として推力発生部１０が回動すると、直線状に復帰しようとする弾性力を発生する。この弾性力によって、推力発生部１０は、回転軸１６ａ周りにおいて元の状態（すなわち、フレーム１２が水平方向に沿った状態）に戻るように付勢される。 As described above, the rotating portion 16 provided on the connecting portion of the main body 2 and the thrust generating portion 10 allows the thrust generating portion 10 to rotate in the direction D1, while allowing the thrust generating portion 10 to rotate in the direction D2. movement is regulated. In addition, the rotating portion 16 further includes an elastic member (not shown) such as a spring, and this elastic member moves linearly when the thrust generating portion 10 rotates on the basis of the state in which the frame 12 is in the horizontal direction. It generates an elastic force that tries to return to the shape. This elastic force urges the thrust generating section 10 to return to its original state (that is, the state in which the frame 12 extends in the horizontal direction) around the rotating shaft 16a.

上記の弾性部材による付勢力（すなわち、推力発生部１０を元の状態に戻す力）は、通常の飛行時に飛行体１に作用する外力による推力発生部１０の方向Ｄ１への回動力よりも大きく、且つ、飛行体１の物体への衝突時に生じる衝撃力による推力発生部１０の方向Ｄ１への回動力よりも小さい。したがって、飛行体１の物体への衝突時よりも前の態様である第１態様において、弾性部材による付勢力により、本体２に対する推力発生部１０の方向Ｄ１への回動は規制される。つまり、本体２に対する推力発生部１０の相対位置が維持される。 The biasing force of the elastic member (i.e., the force of returning the thrust generating section 10 to its original state) is greater than the turning force of the thrust generating section 10 in the direction D1 due to the external force acting on the aircraft 1 during normal flight. Moreover, it is smaller than the turning force of the thrust generating section 10 in the direction D1 caused by the impact force generated when the flying object 1 collides with an object. Therefore, in the first mode, which is a mode before the flying object 1 collides with an object, the thrust force generated by the elastic member restricts the rotation of the thrust force generating section 10 with respect to the main body 2 in the direction D1. That is, the relative position of the thrust generating section 10 with respect to the main body 2 is maintained.

なお、上記の「推力発生部１０の方向Ｄ１への回動力」は、実際には、回動部１６及び接続部１７にそれぞれ分散される。したがって、「推力発生部１０の方向Ｄ１への回動力」は、正確には、その力の成分のうち回動部１６に作用する成分をいう。また、上記の「通常の飛行時に飛行体１に作用する外力」とは、例えば、通常の飛行時に飛行体１が受ける風圧を想定している。一方、上記の「飛行体１の物体への衝突時に生じる衝撃力」とは、例えば、飛行体１が通常の飛行時の高度から落下して地上の物体（例えば地上構造物等）に衝突した時に、当該物体から受ける反力を想定している。 Incidentally, the "rotational force of the thrust generating portion 10 in the direction D1" is actually distributed to the rotating portion 16 and the connecting portion 17 respectively. Therefore, the "rotational force of the thrust generating portion 10 in the direction D1" correctly refers to the component of the force that acts on the rotating portion 16. As shown in FIG. Further, the above-mentioned "external force acting on the aircraft 1 during normal flight" is assumed to be, for example, the wind pressure that the aircraft 1 receives during normal flight. On the other hand, the above-mentioned "impact force generated when the flying object 1 collides with an object" is, for example, when the flying object 1 falls from a normal flight altitude and collides with an object on the ground (for example, a structure on the ground). Sometimes, the reaction force received from the object is assumed.

接続部１７は、回動部１６とは反対側（すなわち下側）に設けられている。接続部１７は、例えばワイヤ等の線状の部材であり、本体２の下面２ｂに設けられる突起と、フレーム１２の下面１２ｄに設けられる突起とを直線状に繋いでいる。このため、本体２に対して推力発生部１０が方向Ｄ１に回動しようとすると、接続部１７に張力が働く。この張力によって、方向Ｄ１への推力発生部１０の回動が規制される。 The connecting portion 17 is provided on the side opposite to the rotating portion 16 (that is, on the lower side). The connecting portion 17 is a linear member such as a wire, and connects the protrusion provided on the lower surface 2b of the main body 2 and the protrusion provided on the lower surface 12d of the frame 12 in a straight line. Therefore, when the thrust generating section 10 tries to rotate in the direction D<b>1 with respect to the main body 2 , tension acts on the connection section 17 . This tension restricts the rotation of the thrust generating section 10 in the direction D1.

接続部１７は、通常の飛行時に飛行体１に作用する外力に耐え得る強度であって、且つ、飛行体１の物体への衝突時に生じる衝撃力を受けて破断する強度を有している。言い換えると、接続部１７の破断強度は、通常の飛行時に飛行体１に作用する外力による推力発生部１０の方向Ｄ１への回動力よりも大きく、且つ、飛行体１の物体への衝突時に生じる衝撃力による推力発生部１０の方向Ｄ１への回動力よりも小さい。したがって、飛行体１の物体への衝突時よりも前の態様である第１態様において、接続部１７の張力により、本体２に対する推力発生部１０の方向Ｄ１への回動は規制される。つまり、本体２に対する推力発生部１０の相対位置が維持される。接続部１７の材料及び外径は、接続部１７が上述した破断強度を有するように設定される。なお、上述したように、上記の「推力発生部１０の方向Ｄ１への回動力」は、正確には、その力の成分のうち接続部１７に作用する成分をいう。 The connecting portion 17 has strength enough to withstand the external force acting on the flying object 1 during normal flight, and also has the strength to be broken by receiving the impact force generated when the flying object 1 collides with an object. In other words, the breaking strength of the connecting portion 17 is greater than the turning force of the thrust generating portion 10 in the direction D1 due to the external force acting on the aircraft 1 during normal flight, and is generated when the aircraft 1 collides with an object. It is smaller than the turning force in the direction D1 of the thrust generating unit 10 due to the impact force. Therefore, in the first mode, which is the mode before the flying object 1 collides with an object, the tension of the connecting portion 17 restricts the rotation of the thrust generating portion 10 with respect to the main body 2 in the direction D1. That is, the relative position of the thrust generating section 10 with respect to the main body 2 is maintained. The material and outer diameter of the connecting portion 17 are set so that the connecting portion 17 has the breaking strength described above. As described above, the "rotational force of the thrust generating section 10 in the direction D1" correctly refers to the component of the force that acts on the connection section 17. As shown in FIG.

接続部１７は、上述した強度を有する部材であれば、ワイヤに限らず、他の部材（例えばテープ等）に置き換えられてもよい。また、接続部１７は、１個の可変部１５に対して複数設けられていてもよい。例えば、各接続部１７をフレーム１２の延在方向と交差する方向に並ぶように配置してもよい。この場合、各接続部１７は、互いに異なる強度（又は剛性）を有してもよい。例えば、各接続部１７の強度（又は剛性）を段階的に変えてもよい。 The connecting portion 17 is not limited to a wire, and may be replaced with another member (for example, a tape or the like) as long as it is a member having the strength described above. Also, a plurality of connecting portions 17 may be provided for one variable portion 15 . For example, each connection part 17 may be arranged so as to be aligned in a direction intersecting the extending direction of the frame 12 . In this case, each connecting portion 17 may have strength (or rigidity) different from each other. For example, the strength (or rigidity) of each connecting portion 17 may be changed stepwise.

上述した構成を有する可変部１５によれば、第１態様において、回動部１６による推力発生部１０の方向Ｄ１への回動は、回動部１６の弾性部材による付勢力、及び接続部１７の張力によって規制される。一方、回動部１６による推力発生部１０の方向Ｄ２への回動は、フレーム１２の基端１２ａが本体２の側面２ｃに当接することによって規制される。このようにして、可変部１５の第１態様は、本体２に対する推力発生部１０の相対位置を維持している。 According to the variable portion 15 having the configuration described above, in the first aspect, the rotation of the thrust force generating portion 10 by the rotating portion 16 in the direction D1 is the biasing force of the elastic member of the rotating portion 16 and the connecting portion 17 is regulated by the tension of On the other hand, rotation of the thrust generating section 10 in the direction D<b>2 by the rotating section 16 is restricted by the contact of the base end 12 a of the frame 12 with the side surface 2 c of the main body 2 . Thus, the first aspect of the variable portion 15 maintains the relative position of the thrust generating portion 10 with respect to the main body 2 .

また、飛行体１は、本体２とロータ１１とを繋ぐケーブルＣを備えている。ケーブルＣは、ロータ１１を回転させるための電力を本体２の電源基板２２からモータ３１に供給すると共に、モータ３１の回転数を示す制御信号を本体２の制御部２０からモータ３１に供給する。ケーブルＣは、本体２からフレーム１２に沿ってロータ１１に接続されている。ケーブルＣの一端は、本体２のモータアンプ３０に接続されており、ケーブルＣの他端は、モータ３１に接続されている。ケーブルＣの長さは、フレーム１２の長さよりも長く、ケーブルＣは、可変部１５において余長Ｃａを有している。 The aircraft 1 also has a cable C that connects the main body 2 and the rotor 11 . The cable C supplies power for rotating the rotor 11 from the power supply board 22 of the main body 2 to the motor 31 and also supplies a control signal indicating the number of rotations of the motor 31 from the control unit 20 of the main body 2 to the motor 31 . A cable C is connected from the main body 2 to the rotor 11 along the frame 12 . One end of the cable C is connected to the motor amplifier 30 of the main body 2 and the other end of the cable C is connected to the motor 31 . The length of the cable C is longer than the length of the frame 12 , and the cable C has an excess length Ca in the variable portion 15 .

一方、可変部１５の第２態様は、飛行体１による他の物体への衝突時以降の態様であって、本体２に対する推力発生部１０の相対位置の変化を許容する態様である。本実施形態において、「衝突時」とは、具体的には、飛行体１が物体に衝突を開始した時点から、衝突による衝撃力がピークに達する時点までの期間を意味する。また、上記の「本体２に対する推力発生部１０の相対位置の変化を許容する」とは、当該相対位置を維持する状態から脱した状態、すなわち、本体２の位置を基準として推力発生部１０の位置が、通常の飛行を維持するための許容範囲を超えて変化可能な状態を意味する。 On the other hand, the second mode of the variable part 15 is a mode after the flight object 1 collides with another object, and is a mode in which the relative position of the thrust generating part 10 with respect to the main body 2 is allowed to change. In the present embodiment, "at the time of collision" specifically means the period from the time when the aircraft 1 starts colliding with an object to the time when the impact force due to the collision reaches its peak. Further, the above-mentioned "permitting a change in the relative position of the thrust generating section 10 with respect to the main body 2" means a state in which the relative position is not maintained, that is, the position of the thrust generating section 10 with the position of the main body 2 as a reference. It means that the position can change beyond the tolerance for maintaining normal flight.

図４は、可変部１５の第２態様を示す側面図である。飛行体１の物体への衝突時に生じる衝撃力による推力発生部１０の方向Ｄ１への回動力は、飛行体１が物体に衝突を開始した時点から、時間の経過とともに徐々に増加してピークに達する。この回動力は、ピークに達するまでに所定の閾値を超えると、弾性部材による付勢力に打ち勝ち且つ接続部１７を破断する大きさとなる。言い換えると、当該回動力の成分のうち、回動部１６に作用する成分は弾性部材による付勢力よりも大きくなり、且つ、接続部１７に作用する成分は接続部１７の破断強度よりも大きくなる。これにより、推力発生部１０の方向Ｄ１への回動の規制が解除され、本体２に対する推力発生部１０の相対位置の変化が許容される。 FIG. 4 is a side view showing a second aspect of the variable portion 15. As shown in FIG. The rotational force of the thrust generating unit 10 in the direction D1 due to the impact force generated when the flying object 1 collides with the object gradually increases with the passage of time from the time when the flying object 1 starts colliding with the object and reaches a peak. reach. When this turning force exceeds a predetermined threshold before reaching a peak, it becomes large enough to overcome the biasing force of the elastic member and break the connecting portion 17 . In other words, among the components of the rotational force, the component acting on the rotating portion 16 is greater than the biasing force of the elastic member, and the component acting on the connecting portion 17 is greater than the breaking strength of the connecting portion 17. . As a result, the restriction on the rotation of the thrust generating section 10 in the direction D<b>1 is released, and the change in the relative position of the thrust generating section 10 with respect to the main body 2 is permitted.

このように、可変部１５は、飛行体１が衝突時に生じる衝撃力（具体的には、衝撃力による推力発生部１０の方向Ｄ１への回動力）が所定の閾値を超えたときに、可変部１５は、本体２に対する推力発生部１０の相対位置を維持する第１態様から、本体２に対する推力発生部１０の相対位置の変化を許容する第２態様に変形する。なお、回動力が所定の閾値を超えるタイミングは、飛行体１が物体に衝突を開始した時点から、物体への衝撃力がピークに達する時点までの期間までであれば、適宜変更可能である。例えば、飛行体１が物体に衝突を開始した時点にて回動力が所定の閾値を超えるように設定してもよい。また、本実施形態では、推力発生部１０のフレーム１２が、物体への衝突時に生じる衝撃力を受けた場合を想定しているが、本体２が当該衝撃力を受けてもよく、本体２及び推力発生部１０の双方が当該衝撃力を受けてもよい。 In this way, the variable section 15 is configured to be variable when the impact force generated when the aircraft 1 collides (specifically, the force that causes the thrust force generating section 10 to rotate in the direction D1 due to the impact force) exceeds a predetermined threshold value. The portion 15 transforms from the first mode of maintaining the relative position of the thrust generating section 10 with respect to the main body 2 to the second mode of allowing change in the relative position of the thrust generating section 10 with respect to the main body 2 . Note that the timing at which the rotational force exceeds the predetermined threshold can be changed as appropriate within the period from when the flying object 1 starts colliding with an object to when the impact force on the object reaches its peak. For example, the rotational force may exceed a predetermined threshold when the flying object 1 starts colliding with an object. Further, in the present embodiment, it is assumed that the frame 12 of the thrust generating section 10 receives an impact force generated when colliding with an object, but the main body 2 may receive the impact force. Both of the thrust generating units 10 may receive the impact force.

以上に説明した、本実施形態に係る飛行体１によって得られる作用・効果を、図５及び図６を参照しながら説明する。図５は、飛行体１の作用・効果を説明するための概念図であり、図６は、飛行体１の作用・効果を説明するためのグラフである。本実施形態に係る飛行体１では、上述したように、飛行体１の他の物体Ｂへの衝突時に生じる衝撃力が所定の閾値を超えたときに、可変部１５が第１態様から第２態様に変化する。可変部１５が第１態様であるとき、当該相対位置は維持されるので、可変部１５の剛性を、飛行体１の通常の飛行が維持可能な程度に高くすることができる。一方、可変部１５が第２態様であるとき、当該相対位置の変化が許容されるので、可変部１５の第２態様の剛性は、可変部１５の第１態様の剛性よりも低下する。 Actions and effects obtained by the aircraft 1 according to the present embodiment described above will be described with reference to FIGS. 5 and 6. FIG. FIG. 5 is a conceptual diagram for explaining the actions and effects of the aircraft 1, and FIG. 6 is a graph for explaining the actions and effects of the aircraft 1. As shown in FIG. In the flying object 1 according to the present embodiment, as described above, when the impact force generated when the flying object 1 collides with another object B exceeds a predetermined threshold value, the variable part 15 changes from the first mode to the second mode. change in mode. When the variable portion 15 is in the first state, the relative position is maintained, so the rigidity of the variable portion 15 can be made high enough to maintain normal flight of the aircraft 1 . On the other hand, when the variable portion 15 is in the second mode, the change in the relative position is allowed, so the rigidity of the variable portion 15 in the second mode is lower than the rigidity of the variable part 15 in the first mode.

図５は、可変部１５が第２態様であるときの飛行体１を概念的に示している。図５に示すように、本体２を質量Ｍ１の剛体とし、推力発生部１０を質量Ｍ２の剛体とし、本体２及び推力発生部１０を接続する可変部１５を剛性Ｋの可塑性体とする。この場合、飛行体１の固有振動数ωは、次の式（１）によって表される。

可変部１５が第２態様であるとき、可変部１５の剛性Ｋは低くなるので、これに応じて、飛行体１の固有振動数ωも低くなる（式（１）参照）。飛行体１の固有振動数ωが低くなると、物体Ｂに衝突したときの衝撃力のピークは小さくなる。この固有振動数ωと衝撃力のピークとの関係について、図６を参照しながら具体的に説明する。 FIG. 5 conceptually shows the flying object 1 when the variable part 15 is in the second mode. As shown in FIG. 5, the main body 2 is a rigid body with a mass of M1, the thrust generating section 10 is a rigid body with a mass of M2, and the variable section 15 connecting the main body 2 and the thrust generating section 10 is a plastic body with a rigidity of K. In this case, the natural frequency ω of the flying object 1 is represented by the following equation (1).

When the variable portion 15 is in the second mode, the stiffness K of the variable portion 15 is low, and accordingly the natural frequency ω of the aircraft 1 is also low (see formula (1)). As the natural frequency ω of the flying object 1 decreases, the peak of the impact force when colliding with the object B decreases. The relationship between the natural frequency ω and the peak of the impact force will be specifically described with reference to FIG.

図６は、物体Ｂへの衝突時に生じる衝撃力と時間との関係を示している。図６において、縦軸は、衝撃力を示しており、横軸は、時間を示している。グラフＧ１１は、比較例に係る飛行体が物体Ｂに衝突した場合を示しており、グラフＧ１２は、本実施形態に係る飛行体１が物体Ｂに衝突した場合を示している。比較例に係る飛行体は、可変部１５を備えていない点で、本実施形態に係る飛行体１とは相違する。比較例に係る飛行体では、本体２と推力発生部１０とが剛体で接続されている場合、すなわち本体２と推力発生部１０と接続部分の剛性が高い場合を想定している。比較例に係る飛行体の構成は、可変部１５を除いて、本実施形態に係る飛行体１の構成と同一とする。 FIG. 6 shows the relationship between the impact force generated when the object B collides and time. In FIG. 6, the vertical axis indicates impact force, and the horizontal axis indicates time. A graph G11 shows the case where the flying object according to the comparative example collides with the object B, and the graph G12 shows the case where the flying object 1 according to the present embodiment collides with the object B. FIG. The flying object according to the comparative example is different from the flying object 1 according to the present embodiment in that it does not include the variable section 15 . In the flying object according to the comparative example, it is assumed that the main body 2 and the thrust generating section 10 are connected by a rigid body, that is, the connecting portion between the main body 2 and the thrust generating section 10 has high rigidity. The configuration of the aircraft according to the comparative example is the same as that of the aircraft 1 according to the present embodiment, except for the variable section 15 .

図６に示すように、衝撃力によって物体Ｂに与える力の許容限界値をＦ_Ａと設定すると、比較例に係る飛行体の衝突時の衝撃力のピークは、許容限界値Ｆ_Ａを超えるＦ_１となり、衝撃力に対する飛行体１の全体の衝撃応答時間、すなわち比較例に係る飛行体が物体Ｂに衝突を開始してから衝突を終了するまでの時間はＴ_１となる。これに対し、本実施形態に係る飛行体１では、飛行体１の衝突時の衝撃力が所定の閾値Ｆ_Ｓを超えると、可変部１５が第１態様から第２態様に変形し、上述したように飛行体１の固有振動数ωが低くなる。これにより、衝撃力に対する飛行体１の全体の衝撃応答時間Ｔ_２は、衝撃応答時間Ｔ_１よりも長くなる。 As shown in FIG. 6, when the permissible limit value of the force applied to the object B by the impact force is set to F _A , the peak of the impact force at the time of collision of the flying object according to the comparative example exceeds the permissible limit value F _A. ₁ , and the total impact response time of the flying object ₁ to the impact force, that is, the time from when the flying object according to the comparative example starts colliding with the object B to when the collision ends is T1. On the other hand, in the flying object 1 according to the present embodiment, when the impact force at the time of collision of the flying object 1 exceeds the predetermined threshold value _FS , the variable portion 15 is deformed from the first state to the second state. , the natural frequency ω of the flying object 1 becomes low. As a result, the impact response time T2 of the entire aircraft ₁ to impact force becomes longer _than the impact response time T1.

衝撃力に対する飛行体１の全体の衝撃応答時間が長くなると、飛行体１による衝撃力のピークは低下する。これは、比較例に係る飛行体の構成が可変部１５を除いて本実施形態に係る飛行体１の構成と同一であるという前提の下では、比較例に係る飛行体による衝撃力に起因する力積Ｓ_１と、本実施形態に係る飛行体１による衝撃力に起因する力積Ｓ_２とは、互いに同一になるからである。つまり、力積の時間が短くなると、力積の力のピークが大きくなり、逆に、力積の時間が長くなると、力積の力のピークが小さくなるという関係がある。このため、本実施形態に係る飛行体１の衝突時の衝撃力のピークは、許容限界値Ｆ_Ａよりも小さいＦ_２となる。このように、本実施形態に係る飛行体１では、力積Ｓ_２の時間Ｔ_２を短くできる分、力積Ｓ_２の力のピークＦ_２を小さくすることができるので、物体Ｂへの衝突時の衝撃力を緩和できる。更に、上述した構成によれば、エアバック等の装置を追加する必要もないので、飛行体１の全体重量の増大を抑制できる。 As the overall impact response time of the vehicle 1 to the impact force increases, the peak impact force due to the vehicle 1 decreases. Under the premise that the configuration of the flying object according to the comparative example is the same as the configuration of the flying object 1 according to the present embodiment except for the variable part 15, this is due to the impact force caused by the flying object according to the comparative example. This is because the impulse S1 and the impulse S2 resulting from the impact force of the _aircraft ₁ according to the present embodiment are the same. In other words, there is a relationship that the shorter the impulse time, the larger the peak of the force of the impulse, and conversely, the longer the time of the impulse, the smaller the peak of the force of the impulse. Therefore, the peak of the impact force at the time of collision of the aircraft 1 according to the present embodiment is F2, which is smaller _than the allowable limit value _FA . As described above, in the flying object ₁ according to the present embodiment, the _time T2 of the impulse S2 can be shortened, and the peak _F2 of the force of the impulse _S2 can be reduced. It can mitigate the impact force of time. Furthermore, according to the above-described configuration, since there is no need to add a device such as an air bag, an increase in the overall weight of the aircraft 1 can be suppressed.

本実施形態に係る飛行体１では、推力発生部１０は、推力を発生するロータ１１と、先端１２ｂにロータ１１が接続されたフレーム１２とを含み、可変部１５は、本体２の側面２ｃとフレーム１２の基端１２ａとを接続している。本体２の側面２ｃとフレーム１２の基端１２ａとの接続部分である可変部１５には、例えば衝突時の衝撃力による応力が集中し易い。しかし、上述した構成によれば、可変部１５は第２態様に変形させることによって可変部１５の剛性を低下することができるので、可変部１５への応力の集中を抑制することができる。 In the aircraft 1 according to this embodiment, the thrust generating section 10 includes a rotor 11 that generates thrust and a frame 12 having the rotor 11 connected to the tip 12b. The proximal end 12a of the frame 12 is connected. Stress due to impact force at the time of collision, for example, tends to concentrate on the variable portion 15, which is the connecting portion between the side surface 2c of the main body 2 and the base end 12a of the frame 12. As shown in FIG. However, according to the configuration described above, since the rigidity of the variable portion 15 can be reduced by deforming the variable portion 15 in the second mode, concentration of stress on the variable portion 15 can be suppressed.

本実施形態に係る飛行体１では、推力発生部１０のフレーム１２が衝突時の衝撃力を受け、時間と共に増加する衝撃力が閾値Ｆ_Ｓ（図６参照）を超えたときに、可変部１５は、第１態様から第２態様に変形する。すなわち、可変部１５は、衝突時の衝撃力をトリガーとして第１態様から第２態様に変形する。このように物理的な衝撃力をトリガーとすることができるので、可変部１５を変形させるための制御信号をトリガーとして生成する場合と比べて、飛行体１の制御系の構成を簡易にすることができる。 In the aircraft 1 according to this embodiment, the frame 12 of the thrust generating section 10 receives the impact force at the time of collision, and when the impact force that increases with time exceeds the threshold F _S (see FIG. 6), the variable section 15 transforms from the first mode to the second mode. That is, the variable portion 15 is deformed from the first mode to the second mode by using the impact force at the time of collision as a trigger. Since the physical impact force can be used as a trigger in this way, the configuration of the control system of the aircraft 1 can be simplified compared to the case where the control signal for deforming the variable part 15 is generated as a trigger. can be done.

本実施形態に係る飛行体１は、推力発生部１０に接続されるケーブルＣを備え、ケーブルＣの一端は、本体２に接続され、ケーブルＣの他端は、モータ３１を介してロータ１１に接続され、ケーブルＣの長さは、フレーム１２の長さよりも長い。これにより、可変部１５においてケーブルＣの余長Ｃａを確保することができる。これにより、可変部１５が第１態様から第２態様に変形するときに、可変部１５の変形に起因してケーブルＣが損傷することを抑制できる。 An aircraft 1 according to this embodiment includes a cable C connected to a thrust generating section 10. One end of the cable C is connected to the main body 2, and the other end of the cable C is connected to a rotor 11 via a motor 31. connected and the length of cable C is longer than the length of frame 12 . Thereby, the extra length Ca of the cable C can be secured in the variable portion 15 . Thereby, when the variable portion 15 is deformed from the first state to the second state, it is possible to suppress damage to the cable C caused by the deformation of the variable portion 15 .

［第２実施形態］
次に、第２実施形態に係る飛行体１Ａについて説明する。第２実施形態の説明において、第１実施形態との相違点を中心に説明し、第１実施形態と重複する説明は適宜省略する。 [Second embodiment]
Next, an aircraft 1A according to the second embodiment will be described. In the description of the second embodiment, the differences from the first embodiment will be mainly described, and descriptions that overlap with the first embodiment will be omitted as appropriate.

図７は、本実施形態に係る飛行体１Ａを示す上面図である。図７に示すように、飛行体１Ａは、本体２と、各ロータ１１を含む推力発生部１０Ａと、本体２と推力発生部１０Ａとを接続するフレーム１２Ａとを備えている。本実施形態では、可変部１５Ａがフレーム１２Ａの全体に含まれている。つまり、フレーム１２Ａの全体が可変部１５Ａによって構成されている。しかし、可変部１５Ａがフレーム１２Ａの全体に含まれている必要は無く、可変部１５Ａは、フレーム１２Ａの一部に含まれていてもよい。可変部１５Ａは、第１実施形態の可変部１５とは異なる構成を有している。可変部１５Ａの具体的な構成については後述する。 FIG. 7 is a top view showing an aircraft 1A according to this embodiment. As shown in FIG. 7, an aircraft 1A includes a main body 2, a thrust generating section 10A including rotors 11, and a frame 12A connecting the main body 2 and the thrust generating section 10A. In this embodiment, the variable portion 15A is included in the entire frame 12A. That is, the entire frame 12A is composed of the variable section 15A. However, the variable portion 15A need not be included in the entire frame 12A, and the variable portion 15A may be included in a portion of the frame 12A. The variable section 15A has a configuration different from that of the variable section 15 of the first embodiment. A specific configuration of the variable section 15A will be described later.

図８は、飛行体１Ａの電気的構成を示すブロック図である。図８に示すように、本実施形態では、本体２Ａは、飛行体１Ａの飛行状態の異常を検知する異常検知部２９を更に有している。異常検知部２９は、センサ類２３からセンサデータを受け、センサデータに基づいて飛行体１Ａの飛行状態の異常の有無を判断する。例えば、異常検知部２９は、飛行体１Ａの鉛直方向の加速度が重力加速度よりも小さくなったときに、若しくは、推定して得られた飛行体１Ａの落下速度が事前に設定した落下速度を超えたときに、飛行体１Ａが落下していると推定し、飛行体１Ａの飛行状態に異常が発生したと判断してよい。異常検知部２９は、飛行体１Ａに異常が発生したと判断した場合には、当該異常を報知する信号を制御部２０に出力する。 FIG. 8 is a block diagram showing the electrical configuration of the aircraft 1A. As shown in FIG. 8, in this embodiment, the main body 2A further has an abnormality detection section 29 that detects an abnormality in the flight state of the aircraft 1A. The abnormality detection unit 29 receives sensor data from the sensors 23 and determines whether there is an abnormality in the flight state of the aircraft 1A based on the sensor data. For example, the abnormality detection unit 29 detects when the vertical acceleration of the flying object 1A becomes smaller than the gravitational acceleration, or when the estimated falling speed of the flying object 1A exceeds a preset falling speed. 1A, it may be estimated that the aircraft 1A has fallen, and it may be determined that an abnormality has occurred in the flight state of the aircraft 1A. When the abnormality detection unit 29 determines that an abnormality has occurred in the aircraft 1A, it outputs a signal to notify the abnormality to the control unit 20 .

異常検知部２９が異常を報知する信号を制御部２０に出力するタイミングは、物体への飛行体１Ａの衝突時（具体的には、飛行体１Ａが衝突を開始した時点）よりも前であり、例えば、上述したように、飛行体１Ａが落下するときの飛行体１Ａの加速度の急変化が発生した時点である。制御部２０は、異常検知部２９から当該異常を報知する信号を受けると、可変部１５Ａの開閉弁４１（後述する図９及び図１０参照）の開閉を制御する制御信号を開閉弁４１に出力する。 The timing at which the abnormality detection unit 29 outputs a signal to notify the abnormality to the control unit 20 is before the collision of the flying object 1A with the object (specifically, the time when the flying object 1A starts colliding). For example, as described above, it is the point in time when a sudden change in the acceleration of the flying object 1A occurs when the flying object 1A falls. When the control unit 20 receives a signal notifying of the abnormality from the abnormality detection unit 29, the control unit 20 outputs a control signal for controlling the opening and closing of the on-off valve 41 (see FIGS. 9 and 10 described later) of the variable unit 15A to the on-off valve 41. do.

飛行体１Ａの飛行状態の異常とは、例えば、飛行中である飛行体１Ａの故障（本体２或いは推力発生部１０の破損、又は制御部２０の異常等）に起因する飛行体１Ａの異常な挙動である。例えば、飛行体１Ａが急落下するときの飛行体１Ａの加速度の急変化を異常な挙動としてよい。或いは、飛行体１Ａが姿勢を揺らしながら徐々に高度が下がるような挙動を異常な挙動としてもよい。この場合、例えば、異常検知部２９は、飛行体１Ａの角加速度が許容範囲の上限値を超えたときに、飛行体１Ａが落下すると推定し、飛行体１Ａに異常が発生したと判断してよい。また、例えば、飛行体１Ａの故障に起因する不自然な急旋回、急停止、及び急加速等を異常な挙動としてもよい。 The abnormal flight state of the aircraft 1A is, for example, an abnormal condition of the aircraft 1A caused by a failure of the aircraft 1A during flight (breakage of the main body 2 or the thrust generating section 10, abnormality of the control section 20, etc.). behavior. For example, the abnormal behavior may be a sudden change in the acceleration of the flying object 1A when the flying object 1A suddenly falls. Alternatively, a behavior in which the flying object 1A gradually loses altitude while shaking its attitude may be regarded as an abnormal behavior. In this case, for example, when the angular acceleration of the flying object 1A exceeds the upper limit of the allowable range, the abnormality detection unit 29 estimates that the flying object 1A will fall, and determines that an abnormality has occurred in the flying object 1A. good. Also, for example, an unnatural sudden turn, sudden stop, sudden acceleration, etc. caused by a failure of the flying object 1A may be regarded as abnormal behavior.

次に、可変部１５Ａの構成について、図９及び図１０を参照しながら具体的に説明する。可変部１５Ａは、第１実施形態と同様、第１態様及び第２態様を有しており、第１態様から第２態様に変形可能に構成されている。可変部１５Ａの第１態様は、本体２に対する推力発生部１０Ａ（具体的にはロータ１１）の相対位置を維持する。可変部１５Ａの第２態様は、本体２に対する推力発生部１０Ａの相対位置の変化を許容する。図９は、可変部１５Ａの第１態様を示す断面図であり、図１０は、可変部１５Ａの第２態様を示す断面図である。なお、図９及び図１０では、可変部１５Ａのみを断面で示している。 Next, the configuration of the variable section 15A will be specifically described with reference to FIGS. 9 and 10. FIG. 15 A of variable parts have a 1st mode and a 2nd mode like 1st Embodiment, and are comprised so that a deformation|transformation from a 1st mode to a 2nd mode is possible. A first aspect of the variable portion 15A maintains the relative position of the thrust generating portion 10A (specifically, the rotor 11) with respect to the main body 2. FIG. The second aspect of the variable portion 15A allows the relative position of the thrust generating portion 10A with respect to the main body 2 to change. FIG. 9 is a cross-sectional view showing a first aspect of the variable portion 15A, and FIG. 10 is a cross-sectional view showing a second aspect of the variable portion 15A. 9 and 10, only the variable portion 15A is shown in cross section.

図９及び図１０に示すように、可変部１５Ａは、空気が流出入する開口４０ａを有するチューブ４０と、開口４０ａに取り付けられると共に開口４０ａを流出入する空気の流路を開閉する開閉弁４１とを有している。チューブ４０は、例えば、中空の棒状部材であり、両端が閉塞された円筒状を呈している。図９に示す例では、チューブ４０は、本体２の側面２ｃから水平方向に沿って直線状に延びている。 As shown in FIGS. 9 and 10, the variable portion 15A includes a tube 40 having an opening 40a through which air flows in and out, and an on-off valve 41 attached to the opening 40a and opening and closing the flow path of the air flowing in and out of the opening 40a. and The tube 40 is, for example, a hollow rod-shaped member and has a cylindrical shape with both ends closed. In the example shown in FIG. 9, the tube 40 extends straight from the side surface 2c of the main body 2 along the horizontal direction.

チューブ４０の基端４０ｂ（すなわち、フレーム１２Ａの基端）は、本体２の側面２ｃに接続されている。チューブ４０の先端４０ｃ（すなわち、フレーム１２Ａの先端）には、モータ３１を介してロータ１１が接続されている。チューブ４０は、例えば、薄膜状の金属材料（例えばアルミニウム）によって構成されている。チューブ４０は、その内部の空気の内圧が周囲の大気圧よりも高められることにより、所定の曲げ剛性が得られる材料によって構成されることが望ましい。しかし、チューブ４０は、これに限らず、ゴム等の弾性体によって構成されてもよく、他の材料によって構成されてもよい。 A proximal end 40b of the tube 40 (that is, a proximal end of the frame 12A) is connected to the side surface 2c of the main body 2. As shown in FIG. The rotor 11 is connected via a motor 31 to the tip 40c of the tube 40 (that is, the tip of the frame 12A). The tube 40 is made of, for example, a thin-film metal material (for example, aluminum). The tube 40 is desirably made of a material that has a predetermined flexural rigidity when the internal pressure of the air inside is higher than the ambient atmospheric pressure. However, the tube 40 is not limited to this, and may be made of an elastic body such as rubber, or may be made of another material.

開口４０ａは、チューブ４０の上側の部分に設けられている。開口４０ａは、チューブ４０の延在方向において基端４０ｂ側に配置されている。開口４０ａを介してチューブ４０の内部に空気が注入される。チューブ４０の内部への空気の流入量を調整することによって、チューブ４０の内圧が調整され、チューブ４０の剛性が調整される。開閉弁４１は、例えば、制御部２０からの制御信号に従って、開閉を切り替える電磁式の電磁弁である。開閉弁４１は、開口４０ａを介してチューブ４０の内部と連通する内部を有する円筒状を呈しており、外部と連通する開口４１ａと、電磁力を発生する電磁部４１ｂと、電磁部４１ｂにより発生する電磁力を受けて開口４１ａを開閉する弁体４１ｃとを含んでいる。 The opening 40 a is provided in the upper portion of the tube 40 . The opening 40 a is arranged on the proximal end 40 b side in the extending direction of the tube 40 . Air is injected into the tube 40 through the opening 40a. By adjusting the amount of air flowing into the tube 40 , the internal pressure of the tube 40 is adjusted and the rigidity of the tube 40 is adjusted. The on-off valve 41 is, for example, an electromagnetic electromagnetic valve that switches between opening and closing according to a control signal from the control unit 20 . The on-off valve 41 has a cylindrical shape with an interior that communicates with the interior of the tube 40 via an opening 40a. and a valve body 41c for opening and closing the opening 41a by receiving an electromagnetic force.

電磁部４１ｂは、制御部２０から送信される制御信号に従って電磁力を発生する。電磁部４１ｂは、開閉弁４１の内面に沿って円環状に設けられており、開閉弁４１の開口４１ａとチューブ４０の開口４０ａとの間の流路上に配置されている。弁体４１ｃは、開閉弁４１の内部において電磁部４１ｂと開口４１ａとの間の流路上に配置されており、開閉弁４１の内面に沿った円柱状を呈している。弁体４１ｃの外径は、例えば、電磁部４１ｂの内面の内径と同一であり、電磁部４１ｂの円環の内径よりも大きい。 The electromagnetic section 41 b generates electromagnetic force according to a control signal transmitted from the control section 20 . The electromagnetic part 41 b is annularly provided along the inner surface of the on-off valve 41 and arranged on the flow path between the opening 41 a of the on-off valve 41 and the opening 40 a of the tube 40 . The valve body 41 c is arranged on the flow path between the electromagnetic part 41 b and the opening 41 a inside the on-off valve 41 and has a cylindrical shape along the inner surface of the on-off valve 41 . The outer diameter of the valve body 41c is, for example, the same as the inner diameter of the inner surface of the electromagnetic portion 41b, and is larger than the inner diameter of the ring of the electromagnetic portion 41b.

電磁部４１ｂが電磁力を発生するとき、弁体４１ｃは、当該電磁力によって電磁部４１ｂに保持され、開口４１ａを気密に閉塞する（図９参照）。つまり、内圧によって弁体４１ｃは、上方向に移動しようとする。電磁部４１ｂは、この内圧に起因する力に対抗して、弁体４１ｃを下側（開口４０ａ側）に引き付ける。一方、電磁部４１ｂが電磁力を発生していない場合、弁体４１ｃは、チューブ４０の内圧を受けて電磁部４１ｂから離れる方向に移動する（図１０参照）。これにより、弁体４１ｃによる開口４１ａの閉塞が解除され、チューブ４０内の空気が開口４１ａから外部に流出する。また、本実施形態では、ケーブルＣは、チューブ４０の外面に沿って本体からロータ１１（具体的にはモータ３１）まで接続されている。このため、ケーブルＣの長さは、チューブ４０の長さ（すなわちフレーム１２Ａの長さ）よりも長くなっている。 When the electromagnetic part 41b generates an electromagnetic force, the valve body 41c is held by the electromagnetic part 41b by the electromagnetic force and airtightly closes the opening 41a (see FIG. 9). That is, the internal pressure causes the valve body 41c to move upward. The electromagnetic portion 41b pulls the valve body 41c downward (toward the opening 40a) against the force caused by the internal pressure. On the other hand, when the electromagnetic part 41b does not generate an electromagnetic force, the valve element 41c receives the internal pressure of the tube 40 and moves away from the electromagnetic part 41b (see FIG. 10). As a result, the closing of the opening 41a by the valve body 41c is released, and the air in the tube 40 flows out from the opening 41a. Further, in this embodiment, the cable C is connected along the outer surface of the tube 40 from the main body to the rotor 11 (specifically, the motor 31). Therefore, the length of the cable C is longer than the length of the tube 40 (that is, the length of the frame 12A).

図９に示すように、可変部１５Ａが第１態様であるとき、チューブ４０には、予め所定量の空気が注入された後、当該空気は、開閉弁４１によってチューブ４０の内部に気密に保持される。これにより、第１態様では、飛行体１Ａの通常の飛行が維持可能となるようにチューブ４０の剛性が確保され、本体２に対するロータ１１の相対位置の変化が規制される。すなわち、チューブ４０は、本体２に対するロータ１１の相対位置を維持する状態となる。 As shown in FIG. 9, when the variable portion 15A is in the first mode, a predetermined amount of air is injected into the tube 40 in advance, and then the air is airtightly held inside the tube 40 by the on-off valve 41. be done. Thereby, in the first mode, the rigidity of the tube 40 is ensured so that the aircraft 1A can maintain normal flight, and the change in the relative position of the rotor 11 with respect to the main body 2 is restricted. That is, the tube 40 maintains the relative position of the rotor 11 with respect to the main body 2 .

可変部１５Ａは、開閉弁４１が制御部２０からの制御信号を受けると、第１態様から第２態様に変形する。図１０に示すように、第２態様では、開閉弁４１が制御信号を受けると、電磁部４１ｂが電磁力の発生を停止し、弁体４１ｃは、チューブ４０の内圧を受けて電磁部４１ｂから離れる方向に移動する。これにより、弁体４１ｃによる開口４１ａの閉塞が解除され、チューブ４０内の空気が開口４１ａから外部に流出する。チューブ４０内の空気が外部に流出すると、チューブ４０内の内圧が低下し、チューブ４０の剛性が低下する。これにより、本体２に対するロータ１１の相対位置の変化の規制が解除される。すなわち、チューブ４０は、本体２に対するロータ１１の相対位置を許容する状態となる。 When the on-off valve 41 receives a control signal from the controller 20, the variable section 15A transforms from the first mode to the second mode. As shown in FIG. 10, in the second mode, when the on-off valve 41 receives the control signal, the electromagnetic part 41b stops generating the electromagnetic force, and the valve element 41c receives the internal pressure of the tube 40 and the electromagnetic part 41b Move away. As a result, the closing of the opening 41a by the valve body 41c is released, and the air in the tube 40 flows out from the opening 41a. When the air inside the tube 40 flows out to the outside, the internal pressure inside the tube 40 decreases and the rigidity of the tube 40 decreases. As a result, the restriction on the change in the relative position of the rotor 11 with respect to the main body 2 is released. That is, the tube 40 is in a state allowing the relative position of the rotor 11 with respect to the main body 2 .

以上に説明した、本実施形態に係る飛行体１Ａによれば、第１実施形態と同様、可変部１５Ａが第１態様から第２態様に変形可能に構成されているので、第１実施形態と同様の効果を奏する。また、本実施形態に係る飛行体１Ａは、可変部１５Ａを含むフレーム１２Ａを備え、推力発生部１０Ａは、推力を発生するロータ１１を含み、可変部１５Ａのチューブ４０の先端４０ｃは本体２に接続され、チューブ４０の基端４０ｂはロータ１１に接続されている。このように、可変部１５Ａがフレーム１２Ａに含まれることによって、衝突時の衝撃力をさらに良好に緩和できる。 According to the flying object 1A according to the present embodiment described above, as in the first embodiment, the variable portion 15A is configured to be deformable from the first mode to the second mode. It has the same effect. Further, the aircraft 1A according to this embodiment includes a frame 12A including a variable portion 15A, the thrust generating portion 10A includes a rotor 11 that generates thrust, and the tip 40c of the tube 40 of the variable portion 15A is connected to the main body 2. The proximal end 40 b of the tube 40 is connected to the rotor 11 . Thus, by including the variable portion 15A in the frame 12A, the impact force at the time of collision can be more favorably reduced.

本実施形態に係る飛行体１Ａは、飛行体１Ａの飛行状態の異常を検知する異常検知部２９を備え、飛行中である飛行体１Ａにおいて、異常検知部２９が異常を検知したときに、可変部１５Ａは、第１態様から第２態様に変形している。この構成によれば、可変部１５Ａは、異常検知部２９が異常を検知したときの信号をトリガーとして、第１態様から第２態様に変形する。これにより、飛行体１Ａの物体への衝突時よりも前に可変部１５Ａを第２態様に変形させることができるので、衝突時の衝撃力をより確実に緩和できる。 The aircraft 1A according to the present embodiment includes an abnormality detection unit 29 that detects an abnormality in the flight state of the aircraft 1A. The portion 15A is deformed from the first mode to the second mode. According to this configuration, the variable section 15A is triggered by a signal when the abnormality detection section 29 detects an abnormality, and transforms from the first mode to the second mode. As a result, the variable portion 15A can be deformed to the second state before the flying object 1A collides with the object, so that the impact force at the time of collision can be more reliably reduced.

本開示は、上述した各実施形態に限定されるものではなく、他に様々な変形が可能である。例えば、上述した各実施形態を必要な目的及び効果に応じて互いに組み合わせてもよい。また、本体、可変部、及び推力発生部の構成は、上述した各実施形態に限られず、適宜変更可能である。例えば、本体は、直方体状を呈していなくてもよく、他の形状を呈してもよい。また、可変部は、フレームに含まれていなくてもよく、本体に含まれていてもよい。可変部は、第１態様及び第２態様に加えて別の態様を有していてもよい。また、推力発生部は、空中を飛行するための推力を発生すれば、ロータ以外の構成を有してもよい。 The present disclosure is not limited to the embodiments described above, and various other modifications are possible. For example, the embodiments described above may be combined with each other according to the desired purpose and effect. Also, the configurations of the main body, the variable section, and the thrust generating section are not limited to the above-described embodiments, and can be changed as appropriate. For example, the main body may not have a rectangular parallelepiped shape, and may have another shape. Also, the variable portion may not be included in the frame, and may be included in the main body. The variable part may have another aspect in addition to the first aspect and the second aspect. Also, the thrust generating section may have a configuration other than the rotor as long as it generates a thrust for flying in the air.

１，１Ａ飛行体
２，２Ａ本体
１０，１０Ａ推力発生部
１１ロータ
１２，１２Ａフレーム
１２ａ，４０ｂ基端
１２ｂ，４０ｃ先端
１５，１５Ａ可変部
１６回動部
１７接続部
２０制御部
２９異常検知部
３１モータ
４０チューブ
４１開閉弁
Ｂ物体
Ｃケーブル 1, 1A Aircraft 2, 2A Main body 10, 10A Thrust generating unit 11 Rotors 12, 12A Frames 12a, 40b Base ends 12b, 40c Tip ends 15, 15A Variable unit 16 Rotating unit 17 Connecting unit 20 Control unit 29 Abnormality detection unit 31 Motor 40 Tube 41 On-off valve B Object C Cable

Claims

the main body;
a thrust generator that generates thrust for flying in the air;
a variable part that connects the main body and the thrust generating part and that changes the relative position of the thrust generating part with respect to the main body,
The variable part is configured to be deformable from a first mode in which the relative position is maintained to a second mode in which the relative position is allowed to change,
When at least one of the main body and the thrust generating section receives an impact force at the time of collision, or when an abnormality occurs in the flight state, the variable section transforms from the first mode to the second mode. Airplane.

The thrust generating unit includes a rotor that generates the thrust and a frame connected to the rotor at its tip,
2. The flying object according to claim 1, wherein the variable portion connects the main body and the base end of the frame.

further comprising a frame including the variable portion;
The thrust generating unit includes a rotor that generates the thrust,
a proximal end of the frame is connected to the body;
2. The aircraft according to claim 1, wherein a tip of said frame is connected to said rotor.

At least one of the main body and the thrust generating section receives an impact force at the time of collision, and when the impact force, which increases with time, exceeds a threshold value, the variable section transforms from the first mode to the second mode. The flying object according to any one of claims 1 to 3.

It further comprises an anomaly detection unit that detects anomalies in flight conditions,
The flying object according to any one of claims 1 to 3, wherein the variable section transforms from the first mode to the second mode when the abnormality detection section detects the abnormality during flight. .

Further comprising a cable connected to the thrust generating unit,
The thrust generating unit includes a rotor for generating the thrust and a frame having the rotor attached to its tip,
one end of the cable is connected to the body,
the other end of the cable is connected to the rotor;
An aircraft according to any one of claims 1 to 5, wherein the length of the cable is longer than the length of the frame.