JPWO2019198393A1 - 無人航空機の防振装置 - Google Patents

Abstract

本発明の無人航空機用の防振装置は、互いに連結される無人航空機の機体本体と脚部との間に防振ゴムを介在させ、固定用の部材によって、防振ゴムを機体本体側と脚部側とに固定する。防振ゴムとしては、一例として、機体本体に設けたプレートと脚部に設けたプレートとの間にゴム弾性体を介在させた防振マウント、別の一例として、外筒と内筒との間に筒形のゴム弾性体を介在させた防振ブッシュ、さらに別の一例として、筒形のゴム弾性体の外周面に環状の取付溝を設けた防振グロメットが用いられる。固定用の部材は、一例として、鉛直方向の荷重成分をせん断変形で受け、水平方向の荷重成分を圧縮・引張り変形で受ける向きに防振ゴムを配置する。

Description

本発明は、無人航空機の防振装置に関する。

昨今、所謂ドローンなどと称される小型の無人航空機が開発され、農薬散布や空中撮影の分野で活用されている。建築や土木の分野での検査や測量と云った新たな用途の開拓も進んでおり、機体制御などの関連技術も日々向上している。無人航空機は、市場規模を拡大しつつある。

無人航空機は、機体本体と脚部から構成されている。機体本体は、受信機、フライトコントローラー、プロペラ、モーター、バッテリーなどの無人航空機を飛行させ制御するための機器を搭載している。機体本体は、無人航空機における脳の役割を担っている。農薬散布や空中撮影の分野ではポンプやカメラ等の用途機器がこの機体本体に搭載される。脚部は、無人航空機の離着陸時に機体本体を保護する目的で設けられている。

特開２０１７−１９３２０８公報

無人航空機では、飛行時、風等の影響により脚部から機体本体に振動が伝わることで、用途機器の作動に影響を及ぼすことが懸念される。例えば撮影する映像にブレを生じさせたり、農薬散布領域にズレを生じさせたりすることが起こり得る。着陸時の衝撃で機体のバランスが崩れることで機体が転倒し、プロペラや用途機器が破損することも懸念事項の一つである。

これらの懸念事項に対する対策として、無人航空機の脚部に金属製のコイルばねや積層ダンパーを設置することが考えられる。しかしながらコイルばねや積層ダンパーの設置は無人航空機の機体重量の極端な増加に繋がる。この種の対策を採用すると、機体重量のバランスの見直しが必要になるなど、新たな不都合を生じかねない。

本発明の課題は、脚部から機体本体に振動が伝わるのを抑制することができる無人航空機の防振装置を提供することである。

本発明の別の課題は、着陸時の衝撃を緩和することができる無人航空機の防振装置を提供することである。

本発明の更に別の課題は、機体重量を極端に増加させない無人航空機の防振装置を提供することである。

本発明の防振装置の一態様は、互いに連結される無人航空機の機体本体と脚部との間に介在する防振ゴムと、前記防振ゴムを前記機体本体側と前記脚部側とに固定する固定部とを備える。

本発明の一態様によれば、脚部から機体本体に振動が伝わるのを抑制することができる。本発明の一態様によれば、着陸時の衝撃を緩和することができる。本発明の一態様によれば、機体重量が極端に増加するのを防止することができる。

第１実施の形態に係る防振装置を正面方向から見た説明図。 図１の要部拡大図。 同防振装置の一部分解斜視図。 （Ａ）は同防振装置の平面配置を示す説明図、（Ｂ）は同防振装置の平面配置の他の例を示す説明図。 同防振装置の平面配置の他の例を示す説明図。 同防振装置におけるバネ配置を示す説明図。 （Ａ）は同防振装置に備えられるゴム弾性体の側面図、（Ｂ）はゴム弾性体の他の例を示す側面図。 第２実施の形態に係る防振装置を正面方向から見た説明図 同防振装置の断面図。 同防振装置の平面配置を示す説明図。 同防振装置の平面配置の他の例を示す説明図。 同防振装置に備えられる防振ブッシュの他の例を示す側面図。 第３実施の形態に係る防振装置を正面方向から見た説明図。 同防振装置の断面図。 同防振装置に備えられるゴム弾性体の斜視図。 同防振装置の平面配置を示す説明図。 同防振装置の平面配置の他の例を示す説明図。

［第１実施の形態］
第１実施の形態を図１ないし図７（Ａ）（Ｂ）に基づいて説明する。

図１に示すように、本実施の形態の無人航空機１は、機体本体１１および機体本体１１に連結される脚部２１を備える小型の無人航空機である。機体本体１１は、受信機、フライトコントローラー、プロペラ、モーター、バッテリーなど無人航空機を飛行させ制御するための機器を搭載している。図１は、プロペラ１２と、機体本体１１のフレーム１３とを示している。脚部２１は、無人航空機１の離着陸時に機体本体１１を保護するために、機体本体１１を安定的に支持する。図１は、フレーム２３と接地部２４とを示している。無人航空機１は無人マルチコプターもしくは無人回転翼機とも称され、所謂ドローンなどとも称される。

機体本体１１および脚部２１は、直接連結されるのではなく、防振装置１０１が有する防振ゴム３１を介して互いに弾性的に連結されている。防振ゴム３１は、互いに連結される無人航空機１の機体本体１１と脚部２１との間に介在している。防振装置１０１は、固定用の部材１１１を有している。固定用の部材１１１は、防振ゴム３１を機体本体１１側と脚部２１側とに固定する。

図２に示すように、防振ゴム３１は、剛材（金属または硬質樹脂など）製の複数のプレート（取付プレート）１５，１６，２５の間に円筒形のゴム弾性体３２，３３を介在させた防振マウント１２１を構成している。防振マウント１２１は、ゴム弾性体３２，３３がゴム材質よりなるため、比較的軽量である。

複数のプレート１５，１６，２５は、機体本体１１のフレーム１３の下面に互いに平行に設けられた第１プレート１５および第２プレート１６と、脚部２１のフレーム２３の上面に設けられた第３プレート２５との組み合わせである。これらのプレート１５，１６，２５は、無人航空機１が着陸姿勢にあるとき、鉛直方向に沿って平行に配置される。したがって機体本体１１側の第１プレート１５及び第２プレート１６と、脚部２１側のプレート２５とからなる二種類のプレート１５，１６と２５は、無人航空機１の水平な着陸面に対して垂直をなす。

以下本明細書では、「垂直」の用語を無人航空機１の水平な着陸面に対して垂直、つまり鉛直と同じ意味で用いる。

脚部２１側の第３プレート２５は、機体本体１１側の第１プレート１５と第２プレート１６との間に配置される。ゴム弾性体３２，３３は、第１プレート１５と第３プレート２５との間、および第２プレート１６と第３プレート２５の間にそれぞれ介在している。ゴム弾性体３２，３３は、その中心軸線Ｏを水平方向に向けて互いに同軸上に配置され、かつ軸方向に予圧縮された状態で設けられている。

本実施の形態の防振装置１０１は、防振ゴム３１を機体本体１１側と脚部２１側とに固定する固定用の部材１１１として、取付ボルト３５とナット３６とを設けている。プレート１５，１６，２５およびゴム弾性体３２，３３は、取付ボルト３５の差し込みを許容し、差し込まれた取付ボルト３５にナット３６をねじ込み、ナット３６を締め付けることによって固定されている。

図３に示すように、円筒形のゴム弾性体３２，３３はそれぞれ、取付ボルト３５を差し通すための軸穴３２ａ，３３ａを備えている。第１プレート１５および第２プレート１６はそれぞれ、取付ボルト３５を差し通すための軸穴１５ａ，１６ａを備えている。第３プレート２５も、取付ボルト３５を差し通すための軸穴２５ａを備えている。第３プレート２５の軸穴２５ａは、第１プレート１５および第２プレート１６に対して第３プレート２５が水平方向および垂直方向に相対変位可能となるように、取付ボルト３５との間に径方向の隙間を設定する。取付ボルト３５は、第３プレート２５の軸穴２５ａに、遊びをもって嵌合する。３枚のプレート１５，１６，２５および２つのゴム弾性体３２，３３は、１組の弾性体ユニット３２Ａを構成している。

防振ゴム３１である弾性体ユニット３２Ａは、無人航空機１の平面上に複数組配置され、無人航空機１の周辺に沿って複数組配置されている。

図４（Ａ）に示す一例では、フレーム１３，２３は長方形の平面を有し、４組の弾性体ユニット３２Ａを４辺それぞれに沿わせ、４辺それぞれと平行な方向に向けて配置している。各弾性体ユニット３２Ａは、４辺それぞれの長手方向中央位置に配置されている。

図４（Ｂ）に示すように、機体本体１１の重量バランスやプロペラ１２の回転方向等によっては、各弾性体ユニット３２Ａは、４辺それぞれの長手方向一端近傍位置に配置されてもよい。

図５に示すように、いずれか一方または双方のフレーム１３，２３が平面円形とされるような場合には、一例として、複数組（図５では３組）の弾性体ユニット３２Ａは、円形の接線に沿って接線と平行な方向に向けて均等な間隔で配置される。

上記構成の無人航空機１の防振装置１０１によれば、機体本体１１と脚部２１との間に挟まれて配置される防振ゴム３１のゴム材質による防振・緩衝作用が発揮されるため、脚部２１から機体本体１１への振動の伝達を抑制することができる。無人航空機１の着陸時の衝撃が脚部２１から機体本体１１へ伝わることも抑制することができる。

本実施の形態では、防振ゴム３１は、円筒形のゴム弾性体３２，３３を備える防振マウント１２１によって形成されている。このような構造の防振ゴム３１は、コイルばねや積層ダンパーと比較して軽量であり、無人航空機１の重量が極端に増加するのを抑制する。

図６に示すように、防振ゴム３１によるゴム弾性は、垂直成分Ｄ_１および水平成分Ｄ_２に分けられる。垂直成分Ｄ_１については、無人航空機１の飛行時、風等の影響による脚部起因の振動を絶縁するために、比較的低バネの特性であることが好ましい。水平成分Ｄ_２については、無人航空機１の着陸時、飛行慣性力の水平成分等での転倒防止および機体本体１１への衝撃入力緩和を両立するために、比較的高バネの特性であることが好ましい。

この点、上記構成の防振ゴム３１は、その中心軸線Ｏが水平方向に向けて配置されることにより、無人航空機１における垂直方向の荷重成分を防振ゴム３１のせん断変形で受け、無人航空機１における水平方向の荷重成分を防振ゴム３１の圧縮・引張り変形で受けるよう配置されている。その結果垂直方向の荷重は、防振ゴム３１のせん断変形による比較的低バネの特性で受け止められる。水平方向の荷重は、防振ゴム３１の圧縮・引張り変形による比較的高バネの特性で受け止められる。

したがって防振ゴム３１は、垂直方向の荷重を防振ゴム３１のせん断変形による比較的低バネの特性で受け止めるため、無人航空機１の飛行時、風等の影響による脚部２１から機体本体１１への振動を絶縁する。その一方で防振ゴム３１は、水平方向の荷重を防振ゴム３１の圧縮・引張り変形による比較的高バネの特性で受け止めるため、無人航空機１の着陸時、機体本体１１へ入力される衝撃を緩和し、飛行慣性力の水平成分の作用による無人航空機１の転倒を抑制する。

上記垂直成分Ｄ_１については、無人航空機１の着陸時、機体本体１１へ入力される衝撃を緩和してクッション性を確保するため、荷重が加わる初期段階でのバネ特性を比較的低バネの特性とすることが好ましい。この点については、円筒形のゴム弾性体３２，３３の内周面に突起を付加して初期荷重をこの突起で受け止めることにより、荷重が加わる初期段階での低バネの特性を実現することが可能である。

図７（Ａ）に示すように、円筒形のゴム弾性体３２，３３の内周面３２ｃ，３３ｃは、通常、円筒面状である。本実施の形態では、図７（Ｂ）に示すように、円筒形のゴム弾性体３２の内周面３２ｃ，３３ｃに突起３７が付加されている。詳しくは、円筒形のゴム弾性体３２の内周面３２ｃ，３３ｃから径方向内方へ向けて突出する断面円弧形の突起３７が複数個（図７（Ｂ）では８個）、均等間隔で配列されている。防振ゴム３１は、突起３７を持つ構造によっても、荷重が加わる初期段階での低バネの特性を実現している。

上記構成の防振装置１０１は、機体本体１１側のプレート１５，１６と脚部２１側のプレート２５とをボルト３５およびナット３６を介して結合している。このような結合構造は、フェールセーフ機構１３１を構成する。このフェールセーフ機構１３１は、防振ゴム３２が万一破断することがあっても、機体本体１１と脚部２１との結合を維持し、機体本体１１からの脚部２１の脱落を防止する。

［第２実施の形態］
第２実施の形態を図８ないし図１２に基づいて説明する。第１実施の形態と同一部分は適宜同一符号で示し、説明も省略する。

図８に示すように、本実施の形態の無人航空機１は、機体本体１１および機体本体１１に連結される脚部２１を備える小型の無人航空機である。機体本体１１は、受信機、フライトコントローラー、プロペラ、モーター、バッテリーなど無人航空機を飛行させ制御するための機器を搭載している。図１は、プロペラ１２と、機体本体１１のフレーム１３とを示している。脚部２１は、無人航空機１の離着陸時に機体本体１１を保護するために、機体本体１１を安定的に支持する。図１は、フレーム２３と接地部２４とを示している。無人航空機１は無人マルチコプターもしくは無人回転翼機とも称され、所謂ドローンなどとも称される。

機体本体１１および脚部２１は、直接連結されるのではなく、防振装置１０１が有する防振ゴム３１を介して互いに弾性的に連結されている。防振ゴム３１は、互いに連結される無人航空機１の機体本体１１と脚部２１との間に介在している。防振装置１０１は、固定用の部材１１１を有している。固定用の部材１１１は、防振ゴム３１を機体本体１１側と脚部２１側とに固定する。

図９に示すように、防振ゴム３１は、剛材（金属または硬質樹脂など）製の外筒４２と内筒４３との間に、円筒形のゴム弾性体４４を介在させた防振ブッシュ４１を構成している。ゴム弾性体４４は、外筒４２の内周面および内筒４３の外周面にそれぞれ接着（加硫接着）されている。防振ブッシュ４１は、円筒形のゴム弾性体４４がゴム材質よりなるため、比較的軽量である。

防振ブッシュ４１は、その中心軸線Ｏを垂直方向に向けた状態で、機体本体１１と脚部２１との間に介在している。

防振ブッシュ４１は、外筒４２を、機体本体１１のフレーム１３に設けた取付孔１７に嵌合させ、フレーム１３に固定している。外筒４２は、固定用の部材１１１を構成する。フレーム１３への防振ブッシュ４１の固定は、例えば取付孔１７への外筒４２の圧入、溶接などの手法によって実現可能である。防振ブッシュ４１は、内筒４３を、ボルト４５およびナット４６の組み合わせを用いて、脚部２１のフレーム２３にボルト止めしている。ボルト４５およびナット４６は、固定用の部材１１１を構成する。このような構造によって防振ブッシュ４１は、機体本体１１および脚部２１のそれぞれに固定されている。

防振ゴム３１である防振ブッシュ４１は、無人航空機１の平面上に複数個配置され、無人航空機１の周辺に沿って複数個配置されている。

図１０に示す一例では、フレーム１３，２３は長方形の平面形状を有し、４組の防振ブッシュ４１を４隅のそれぞれに配置している。図１１に示す一例では、いずれか一方または双方のフレーム１３，２３は円形の平面形状を有し、複数組（図１１では３組）の防振ブッシュ４１を円周上に均等間隔で配列している。

上記構成の無人航空機１に設けられた防振装置１０１によれば、機体本体１１と脚部２１との間に挟まれて配置される防振ブッシュ４１が有するゴム弾性体４４のゴム材質による防振・緩衝作用が発揮されるため、脚部２１から機体本体１１への振動の伝達を抑制することができる。無人航空機１の着陸時の衝撃が脚部２１から機体本体１１へ伝わることも抑制することができる。

防振ブッシュ４１は円筒形状であるため、水平方向の全ての入力に対して同じ剛性で入力を受けることが可能である。防振ブッシュ４１は径方向の弾性が高いため、水平方向の衝撃の緩和に有利である。よって無人航空機１の着陸時に、無人航空機１の姿勢が安定しやすく、転倒による各部の破損を回避することが可能である。

本実施の形態の防振ゴム３１は、外筒４２および内筒４３と、円筒形のゴム弾性体４４とを組み合わせた防振ブッシュ４１によって形成されている。このような構造の防振ブッシュ４１は、コイルばねや積層ダンパーと比較して軽量であり、無人航空機１の重量が極端に増加するのを抑制する。

本実施の形態の防振ゴム３１は、垂直方向の荷重をゴム弾性体４４のせん断変形による比較的低バネの特性で受け止める。このため無人航空機１の飛行時、風等の影響による脚部２１から機体本体１１への振動が絶縁されやすい。その一方で防振ゴム３１は、水平方向の荷重をゴム弾性体４４の圧縮・引張り変形による比較的高バネの特性で受け止める。このため無人航空機１の着陸時、機体本体１１へ入力される衝撃が緩和され、飛行慣性力の水平成分の作用による無人航空機１の転倒が抑制される。

図１２は、第２実施の形態の変形例を示す。本例は、内筒４３の上端部にフランジ状の係合部４７を設け、その外径を外筒４２の内径よりも大きく設定している。この構造は、フェールセーフ機構１３２を構成する。このフェールセーフ機構１３２は、ゴム弾性体４４が破断したとき、フランジ状の係合部４７を外筒４２に係合させ、機体本体１１からの脚部２１の落下を停止させる。フェールセーフ機構１３２は、機体本体１１と脚部２１との結合を維持し、機体本体１１からの脚部２１の脱落を防止するフェールセーフ機能を発揮する。

第２実施の形態の別の変形例としては、防振ゴム３１である防振ブッシュ４１を９０度回転させた状態で配置するようにしてもよい。上記したように、第２実施の形態では、中心軸線Ｏを垂直方向に向けた状態で、機体本体１１と脚部２１間との間に防振ブッシュ４１を介在させている。これに対して第１実施の形態と同様に、防振ブッシュ４１の中心軸線Ｏを水平方向に向けた状態で機体本体１１と脚部２１との間に介在させるようにしてもよい。

［第３実施の形態］
第３実施の形態を図１３ないし図１７に基づいて説明する。第１及び第２実施の形態と同一部分は適宜同一符号で示し、説明も省略する。

図１３に示すように、本実施の形態の無人航空機１は、機体本体１１および機体本体１１に連結される脚部２１を備える小型の無人航空機である。機体本体１１は、受信機、フライトコントローラー、プロペラ、モーター、バッテリーなど無人航空機を飛行させ制御するための機器を搭載している。図１は、プロペラ１２と、機体本体１１のフレーム１３とを示している。脚部２１は、無人航空機１の離着陸時に機体本体１１を保護するために、機体本体１１を安定的に支持する。図１は、フレーム２３と接地部２４とを示している。無人航空機１は無人マルチコプターもしくは無人回転翼機とも称され、所謂ドローンなどとも称される。

機体本体１１および脚部２１は、直接連結されるのではなく、防振装置１０１が有する防振ゴム３１を介して互いに弾性的に連結されている。防振ゴム３１は、互いに連結される無人航空機１の機体本体１１と脚部２１との間に介在している。防振装置１０１は、固定用の部材１１１を有している。固定用の部材１１１は、防振ゴム３１を機体本体１１側と脚部２１側とに固定する。

図１４および図１５に示すように、防振ゴム３１は、円筒形のゴム弾性体５２の外周面に環状の取付溝５３を設けた防振グロメット５１を構成している。グロメット５１は、カラー５４およびワッシャ５５とともに、機体本体１１と脚部２１との間に組み付けられている。カラー５４は、ゴム弾性体５２の下端に配置され、内周に差し込まれている。ワッシャ５５は、ゴム弾性体５２の上端に配置されている。ワッシャ５５は、ゴム弾性体５２の内周に差し込まれたカラー５４に押し当てられる。

防振グロメット５１は、その中心軸線Ｏを垂直方向に向けた状態で機体本体１１と脚部２１とに固定され、これらの機体本体１１と脚部２１との間に介在している。

防振グロメット５１を機体本体１１に固定する固定用の部材１１１は、取付溝５３である。防振グロメット５１は、ゴム弾性体５２の外周面に設けた環状の取付溝５３を機体本体１１のフレーム１３に設けた取付孔１７の開口周縁部１７ａに係合する。この係合は、機体本体１１と防振グロメット５１とを固定する。

防振グロメット５１を脚部２１に固定する固定用の部材１１１は、ボルト５６である。防振グロメット５１は、防振ブッシュ４１とともにカラー５４およびワッシャ５５を脚部２１のフレーム２３にボルト５６で締結する。

防振ゴム３１である防振グロメット５１は、無人航空機１の平面上に複数個配置され、無人航空機１の周辺に沿って複数個配置されている。

図１６に示す一例では、フレーム１３，２３は長方形の平面形状を有し、４組の防振グロメット５１を４隅のそれぞれに配置している。図１７に示す一例では、いずれか一方または双方のフレーム１３，２３は円形の平面形状を有し、複数組（図１７では３組）の防振グロメット５１を円周上に均等間隔で配列している。

上記構成の無人航空機１に設けられた防振装置１０１によれば、機体本体１１と脚部２１との間に挟まれて配置される防振グロメット５１が有するゴム弾性体５２のゴム材質による防振・緩衝作用が発揮されるため、脚部２１から機体本体１１への振動の伝達を抑制することができる。無人航空機１の着陸時の衝撃が脚部２１から機体本体１１へ伝わることも抑制することができる。

防振グロメット５１は円筒形状であるため、水平方向の全ての入力に対して同じ剛性で入力を受けることが可能である。防振グロメット５１は径方向の弾性が高いため、水平方向の衝撃の緩和に有利である。よって無人航空機１の着陸時に、無人航空機１の姿勢が安定しやすく、転倒による各部の破損を回避することが可能である。

本実施の形態の防振ゴム３１は、円筒形のゴム弾性体５２の外周面に環状の取付溝５３を設けた防振グロメット５１によって形成されている。このような構造の防振グロメット５１は、コイルばねや積層ダンパーと比較して軽量であり、無人航空機１の重量が極端に増加するのを抑制する。

本実施の形態の防振ゴム３１は、垂直方向の荷重をゴム弾性体５２のせん断変形による比較的低バネの特性で受け止める。このため無人航空機１の飛行時、風等の影響による脚部２１から機体本体１１への振動が絶縁されやすい。その一方で防振ゴム３１は、水平方向の荷重をゴム弾性体５２の圧縮・引張り変形による比較的高バネの特性で受け止める。このため無人航空機１の着陸時、機体本体１１へ入力される衝撃が緩和され、飛行慣性力の水平成分の作用による無人航空機１の転倒が抑制される。

図１４に示すように、本実施の形態の防振装置１０１では、防振グロメット５１のワッシャ５５の外径は、取付溝５３の内径、つまり機体本体１１のフレーム１３に設けた取付孔１７の内径よりも大きく設定されている。この寸法設定は、フェールセーフ機構１３３を構成する。このフェールセーフ機構１３３は、ゴム弾性体５２が破断したとき、取付孔１７の開口周縁部１７ａをワッシャ５５に係合させ、機体本体１１からの脚部２１の落下を停止させる。フェールセーフ機構１３３は、機体本体１１と脚部２１との結合を維持し、機体本体１１からの脚部２１の脱落を防止するフェールセーフ機能を発揮する。

第３実施の形態の変形例としては、防振ゴム３１である防振グロメット５１を９０度回転させた状態で配置するようにしてもよい。上記したように、第３実施の形態では、中心軸線Ｏを垂直方向に向けた状態で、機体本体１１と脚部２１間との間に防振グロメット５１を介在させている。これに対して第１実施の形態と同様に、防振グロメット５１の中心軸線Ｏを水平方向に向けた状態で機体本体１１と脚部２１との間に介在させるようにしてもよい。

１ 無人航空機
１１ 機体本体
１２ プロペラ
１３，２３ フレーム
１５，１６，２５ プレート
１５ａ，１６ａ，２５ａ 軸穴
１７ 取付孔
１７ａ 開口周縁部
２１ 脚部
２４ 接地部
３１ 防振ゴム
３２，３３，４４，５２ ゴム弾性体
３２Ａ 弾性体ユニット
３２ａ，３３ａ 軸穴
３２ｃ，３３ｃ 内周面
３５，４５，５６ 取付ボルト（固定用の部材）
３６，４６ ナット（固定用の部材）
３７ 突起
４１ 防振ブッシュ
４２ 外筒
４３ 内筒
４７ 係合部
５１ 防振グロメット
５３ 取付溝
５４ カラー
５５ ワッシャ
１０１ 防振装置
１１１ 固定用の部材
１２１ 防振マウント
１３１，１３２，１３３ フェールセーフ機構
Ｏ 中心軸線
Ｄ_１ 垂直成分
Ｄ_２ 水平成分

Claims (12)

1. 互いに連結される無人航空機の機体本体と脚部との間に介在する防振ゴムと、
   前記防振ゴムを前記機体本体側と前記脚部側とに固定する固定用の部材と、
   を備える無人航空機の防振装置。
2. 前記固定用の部材は、鉛直方向の荷重成分をせん断変形で受け、水平方向の荷重成分を圧縮・引張り変形で受ける向きに前記防振ゴムを配置している、
   請求項１に記載の無人航空機の防振装置。
3. 前記防振ゴムは、前記機体本体に設けたプレートと前記脚部に設けたプレートとの間にゴム弾性体を介在させた防振マウントであり、
   前記固定用の部材は、前記二種類のプレートと前記ゴム弾性体とを一体に固定している、
   請求項２に記載の無人航空機の防振装置。
4. 前記防振マウントは、前記二種類のプレートを鉛直方向に平行に配置している、
   請求項３に記載の無人航空機の防振装置。
5. 前記固定用の部材は、前記二種類のプレートとこれらのプレートの間に位置する筒形の前記ゴム弾性体とを貫通する取付ボルトをナットで締結するフェールセーフ機構を形成している、
   請求項３に記載の無人航空機の防振装置。
6. 前記ゴム弾性体は、その内周面に前記取付ボルトの外周面に接触する突起を有している、
   請求項５に記載の無人航空機の防振装置。
7. 前記防振ゴムは、外筒と内筒との間に筒形のゴム弾性体を介在させた防振ブッシュであり、
   前記固定用の部材は、前記外筒及び前記内筒を含む二種類の筒を前記機体本体と前記脚部とにそれぞれ固定している、
   請求項１に記載の無人航空機の防振装置。
8. 前記防振ブッシュは、前記二種類の筒の軸方向を鉛直方向に向けて配置している、
   請求項７に記載の無人航空機の防振装置。
9. 前記防振ゴムは、前記二種類の筒を抜け止めするフェールセーフ機構を有している、
   請求項７に記載の無人航空機の防振装置。
10. 前記防振ゴムは、筒形のゴム弾性体の外周面に環状の取付溝を設けた防振グロメットであり、
    前記固定用の部材は、前記ゴム弾性体を貫通する取付ボルトと前記取付溝とによって前記防振ゴムを前記機体本体側と前記脚部側とに固定している、
    請求項１に記載の無人航空機の防振装置。
11. 前記防振グロメットは、前記取付ボルトを貫通させる軸方向を鉛直方向に向けて配置している、
    請求項１０に記載の無人航空機の防振装置。
12. 前記防振ゴムは、前記取付溝に嵌合する前記機体本体と前記脚部とのいずれか一方の部材を前記防振グロメットから抜け止めするフェールセーフ機構を有している、
    請求項１０に記載の無人航空機の防振装置。

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