WO2017126584A1 - 無人航空機 - Google Patents

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池田　裕二
安東弘光
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イマジニアリング株式会社
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/10—Rotorcrafts
    • B64U10/13—Flying platforms
    • B64U10/14—Flying platforms with four distinct rotor axes, e.g. quadcopters

Definitions

  • the present invention relates to an unmanned aerial vehicle, and more particularly to an unmanned aerial vehicle capable of extending a stable flight and a cruising range.
  • UAVs unmanned aerial vehicles
  • drones so-called drones
  • UAVs unmanned aerial vehicles
  • a large number of unmanned aerial vehicles have been developed, ranging from those for individuals that can be remotely operated to those for cargo handling (see, for example, Patent Documents 1 and 2).
  • the unmanned aerial vehicle described in Patent Document 1 includes, as a double propulsion system, hybrid power including an engine, an electric motor driving device coupled to the engine, and an electric motor including a battery.
  • the unmanned aerial vehicle described in Patent Document 2 is attached through a clutch mechanism that tilts the central axis of a rotor that generates lift and interrupts power transmission coaxially with the rotor because it is difficult to mount a large battery.
  • a part of the ring body is configured to contact a horizontal plane. Thereby, both flight performance and running performance are provided, and long-time operation can be realized.
  • the present invention has been made in view of such points, and its purpose is to distinguish between a propulsion system for generating lift and a propulsion system for attitude control, and to carry heavy objects and operate for a long time. To provide unmanned aerial vehicles.
  • An unmanned aerial vehicle according to the present invention made to solve the above problems is an unmanned small aircraft having a plurality of rotating blades that are located radially from the center of the airframe and driven by driving means. A distinction is made between generation blades and posture control blades.
  • the unmanned aerial vehicle according to the present invention distinguishes a plurality of rotating blades driven by driving means into lift generating blades and attitude control blades, and ensures optimum lift generating means and attitude control means by the corresponding driving means. I am doing so.
  • the driving means may be an electric motor and / or an internal combustion engine.
  • an internal combustion engine liquid fuel engine
  • a motor capable of fine and fine adjustment for posture control
  • the rotary blades can be arranged at an equal distance from the center of the machine body.
  • the attitude control of the aircraft can be easily performed by arranging the rotary blades at equal distances from the aircraft center.
  • a rotating blade for generating lift can be provided at the center of the fuselage.
  • an unmanned aerial vehicle that achieves a long cruising distance by carrying heavy objects and operating for a long time by securing optimum lift generation means and attitude control means and using optimum drive means respectively. Can do.
  • FIG. 1 is a plan view of an unmanned aerial vehicle according to a first embodiment.
  • 1 is a front view of an unmanned aerial vehicle according to a first embodiment.
  • 6 is a plan view of an unmanned aerial vehicle according to another embodiment of Embodiment 1.
  • FIG. It is a bottom view of the unmanned aerial vehicle of Embodiment 2.
  • Embodiment 1> 1 and 2 show an unmanned aerial vehicle 1 according to Embodiment 1 of the present invention.
  • This unmanned aerial vehicle 1 is radial from the airframe center of the airframe body 10 on which the driving means 2 is disposed (the airframe center in the present embodiment means the center of gravity of the entire unmanned aircraft 1 including the airframe body 10. The same applies hereinafter),
  • the airframe center in the present embodiment means the center of gravity of the entire unmanned aircraft 1 including the airframe body 10. The same applies hereinafter)
  • a plurality of rotating blades 3 driven by the driving means 2 are provided at equal distances from the center of the machine body.
  • the driving means 2 uses an electric motor 20 or an internal combustion engine 25 driven by liquid fuel or gas fuel. Moreover, it can also be set as the hybrid provided with both the electric motor 20 and the internal combustion engine 25.
  • FIG. When using the electric motor 20, for example, a DC motor, the driving means 2 provided in the body body 10 is provided only with a battery 21 for driving the electric motor 20, and the electric motor 20 has a driving shaft of the rotary blade 3. It is configured so as to be connected to the rotation shaft, and is along a stay 11 that connects the main body 10 and the rotary blade 3 (the rotary blade 3 is rotatably attached to the tip of the stay 11 extending from the main body 10). Thus, wiring for electrically connecting the battery 21 and the electric motor 20 is provided.
  • Numeral 12 indicates a landing arm, and loading / unloading means including a loading belt or the like for loading / unloading between the landing arms 12 is provided (not shown).
  • the internal combustion engine 25 When the internal combustion engine 25 is used as the driving means 2, one internal combustion engine 25 is disposed in the body body 10, and the reciprocating motion of the internal combustion engine is converted into a rotational motion around the body, and a plurality of the internal combustion engine 25 is provided via, for example, bevel gears
  • the rotary blade 3 attached to the tip of the stay 11 is driven to rotate.
  • a fuel tank for driving the internal combustion engine 25, an ECU (not shown), and other necessary parts for driving the internal combustion engine 25 are also arranged in the machine body 10. Further, by using a small internal combustion engine, the internal combustion engine 25 can be attached to the tip of the stay 11 and the rotary blade 3 can be directly driven to rotate.
  • each rotary blade 3 of the unmanned aerial vehicle 1 is classified into a lift generating blade 3A and an attitude control blade 3B.
  • the lift generating blades 3A and the attitude control blades 3B are respectively provided in two pairs facing each other toward the center of the body (when there are four rotating blades 3 as shown in FIG. It is preferable that the lift generating blade 3A and the posture control blade 3B are used as the lift generating blade 3A and the posture control blade 3B, respectively.
  • the lift generation blade 3A can be made larger in diameter than the posture control blade 3B, and a large lift can be secured.
  • the lift generation blade 3A can be a blade having a larger diameter than the posture control blade 3B, but a blade having the same diameter may be used.
  • the internal combustion engine 25 is not particularly limited, a gasoline engine, a diesel engine, a hydrogen fuel engine, a gas engine, or a methanol engine can be used as a reciprocating engine.
  • a rotary engine that directly outputs rotational motion can also be used.
  • the driving means for the lift generating blade 3A be the internal combustion engine 25 and the driving means for the posture control blade 3B be the electric motor 20.
  • an internal combustion engine for example, a liquid fuel engine
  • an electric motor for example, a DC motor that can be controlled by an inverter
  • the drive means 2 of the lift generating blade 3 ⁇ / b> A may be a hybrid drive of the electric motor 20 and the internal combustion engine 25.
  • the unmanned aircraft 1 of the present embodiment at the time of takeoff, for example, only the lift generating blade 3A using the internal combustion engine 25 as the driving means 2 is used to take off and fly, and the posture is controlled by the posture control blade 3B from a certain altitude. Fly toward your destination with control.
  • the driving means 2 of the lift generating blade 3A as a hybrid drive of the electric motor 20 and the internal combustion engine 25, the optimum mode for long-time operation is selected while switching the driving means 2 according to the operation status, The cruising range can be extended.
  • the driving means 2 of the lift generating blade 3A is switched to the electric motor 20, the lift generating blade 3A can be controlled to perform posture control in the same manner as the posture control blade 3B.
  • FIG. 4 shows an unmanned aerial vehicle 1 according to Embodiment 2 of the present invention.
  • the unmanned aerial vehicle 1 includes a plurality of rotary blades 3 that are driven by the driving unit 2 radially from the center of the body 10 of the body 10 where the driving unit 2 is disposed, and also in the present embodiment at an equal distance from the center of the body. Is the same as in the first embodiment.
  • the unmanned aerial vehicle 1 of the present embodiment is arranged such that a rotary blade 3C for generating lift is arranged at the center of the body of the body 10.
  • a large electric motor 20 can be used, but it is preferable to use the internal combustion engine 25 and generate a sufficient output as a propulsion system for generating lift.
  • the rotary blades 3 arranged radially from the center of the machine body are the attitude control blades 3B, and a small electric motor 20 (small DC motor) is used as a drive means separate from the generation of lift. Reduce.
  • the lifting blade 3C for generating lift is arranged at the center of the machine body, the cargo handling cannot be suspended around the cargo handling machine. 3 to suspend in consideration of the weight balance,
  • the rotary blade 3C using the internal combustion engine 25 as the driving unit 2 is used as a lift generating unit to take off and fly, and the posture is controlled by the posture control blade 3B from a certain altitude. Fly toward your destination with control.
  • the driving means 2 of the rotary blade 3C is a hybrid drive of the electric motor 20 and the internal combustion engine 25 as in the first embodiment, so that the mode optimal for a long-time operation while switching the driving means 2 according to the operation situation. To increase the cruising range.
  • the optimum lift generation means and the attitude control means are ensured, and the optimum driving means are used, respectively. Since it can be realized, it can be widely used for so-called drones, which are general unmanned unmanned aircraft for hobby use, and cargo handling transportation in courier transportation.

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Abstract

【課題】揚力を発生させるための推進系と姿勢制御を行うための推進系を区別し、重量物の運搬と長時間運行を可能とする無人航空機を提供すること。機体中心から放射状に位置し、電動機及び／又は内燃機関である駆動手段によって駆動する複数の回転羽根を備えた無人小型航空機であって、各回転羽根は、揚力発生用羽根と姿勢制御用羽根に区別されている。このとき、機体中心部に揚力発生用の回転羽根を設けることができる。この際、駆動手段は、電動機及び／又は内燃機関とすることができる。また、揚力発生用の回転羽根を機体中心部に設けることが好ましい。

Description

無人航空機
　本発明は、無人航空機に関し、特に、安定した飛行と航続距離を延ばすことのできる無人航空機に関する。
　近年、無人航空機（ＵＡＶ）として、所謂ドローンと呼ばれ、遠隔操作可能な個人向けのものから、荷役運搬用のものまで多数の無人航空機が開発されている（例えば、特許文献１～２参照）。
　特許文献1に記載される無人航空機は、二重推進系として、エンジンとこのエンジンに連結された電動機駆動装置及び電池を備える電動機とを有するハイブリッド動力を備えている。
　また、特許文献２に記載の無人航空機は、大型のバッテリ搭載が困難であることから揚力を発生するロータの中心軸を傾斜させ、ロータと同軸で動力伝達を断続させるクラッチ機構を介して取り付けられるリング体の一部が水平面に接触するように構成している。これにより、飛行性能と走行性能の両方を備え、長時間の運用を実現することができる。
特開２０１０－１３７８４４号公報 特開２０１３－１２９３０１号公報
　しかし、上述した無人航空機では、いずれも機体を浮かせるための揚力発生手段と姿勢を制御するための姿勢制御手段が同じ推進系である回転体（ロータ、プロペラや回転羽根）を使用している。そのため、重量物を運搬するための推進力が不足する。特に、現在主流として用いられているＤＣモータを駆動源とする無人航空機では、大容量のバッテリを搭載すると、揚力発生として満足するものの姿勢制御が困難になる場合がある。また、姿勢制御を重視すると揚力が不足するとともに、長時間運行が困難となる場合がある。
　本発明は、かかる点に鑑みてなされたものであり、その目的は、揚力を発生させるための推進系と姿勢制御を行うための推進系を区別し、重量物の運搬と長時間運行を可能とする無人航空機を提供することにある。
　上記課題を解決するためになされた本発明にかかる無人航空機は、機体中心から放射状に位置し、駆動手段によって駆動する複数の回転羽根を備えた無人小型航空機であって、各回転羽根は、揚力発生用羽根と姿勢制御用羽根に区別されていることを特徴するものである。
　本発明の無人航空機は、駆動手段によって駆動する複数の回転羽根を揚力発生用羽根と姿勢制御用羽根に区別し、それぞれに応じた駆動手段によって、最適な揚力発生手段と姿勢制御手段を確保するようにしている。
　この場合において、前記駆動手段は、電動機及び／又は内燃機関とすることができる。
　これにより、例えば、揚力発生用として大きな出力を発生することができる内燃機関（液体燃料エンジン）、姿勢制御用として細かく微妙な調整が可能な電動機を用いることができる。
　これら場合において、前記各回転羽根は、機体中心から等距離に配設することができる。
　機体中心から各回転羽根を等距離に配設することで機体の姿勢制御を容易に行うことができる。
　さらに、これらの場合において、機体中心部に揚力発生用の回転羽根を設けることができる。
　このように揚力発生手段となる揚力発生用の回転羽根を中心におくことで機体浮上時における機体の傾きを抑制することができる。
　本発明によれば、最適な揚力発生手段と姿勢制御手段を確保し、それぞれ最適な駆動手段を用いることで、重量物の運搬と長時間運転による長い航続距離を実現する無人航空機を提供することができる。
実施形態１の無人航空機の平面図である。 実施形態１の無人航空機の正面図である。 実施形態１の別の実施形態にかかる無人航空機の平面図である。 実施形態２の無人航空機の底面図である。
　以下、本発明の実施形態を図面に基づいて詳細に説明する。なお、以下の実施形態は、本質的に好ましい例示であって、本発明、その適用物、あるいはその用途の範囲を制限することを意図するものではない。
＜実施形態１＞
　図１～図２に、本発明の実施形態１に係る無人航空機１を示す。この無人航空機１は、駆動手段２が配設される機体本体１０の機体中心（本実施形態における機体中心とは機体本体１０を含む無人航空機１全体の重心を意味する。以下同じ）から放射状、本実施形態においては機体中心から等距離に駆動手段２によって駆動する複数の回転羽根３を備えている。
　駆動手段２は、電動機２０又は液体燃料、ガス燃料によって駆動する内燃機関２５を使用する。また、電動機２０、内燃機関２５の両方を備えたハイブリッドとすることもできる。電動機２０、例えばＤＣモータ等を使用する場合、機体本体１０に配設する駆動手段２は、電動機２０を駆動するためのバッテリ２１のみを配設し、電動機２０はその駆動軸を回転羽根３の回転軸と連結するように構成し、機体本体１０と回転羽根３とを繋ぐステー１１（回転羽根３は機体本体１０から伸びるステー１１の先端に回動自在に取り付けられることになる。）に沿って、バッテリ２１と電動機２０とを電気的に接続する配線を配設する。
　１２は、着陸用アームを示し、この着陸用アーム１２間に荷役を取り付ける取付用ベルト等からなる荷役取付手段が配備さている（図示省略）。
　駆動手段２として内燃機関２５を使用する場合、内燃機関２５を１台、機体本体１０に配設し、内燃機関の往復運動を機体中心で回転運動に変換し、例えばベベルギア等を介して複数のステー１１先端に取り付けた回転羽根３を回転駆動させる。この場合、内燃機関２５を駆動するための燃料タンク、ＥＣＵ等（図示省略）内燃機関２５を駆動するための必要な部品も機体本体１０に配設する。また、小型の内燃機関を使用することで、内燃機関２５をステー１１先端に取り付け回転羽根３を直接回転駆動させるようにすることもできる。
　そして、本実施形態の無人航空機１の各回転羽根３は、揚力発生用羽根３Ａと姿勢制御用羽根３Ｂに区別するようにしている。揚力発生用羽根３Ａと姿勢制御用羽根３Ｂは、それぞれ機体中心に向かって対向する２対（図１に示すように、回転羽根３が４基の場合、対面の回転羽根３の２基ずつを揚力発生用羽根３Ａと姿勢制御用羽根３Ｂとする。）をそれぞれ揚力発生用羽根３Ａ、姿勢制御用羽根３Ｂとすることが好ましい。
　また、図３に示すように、回転羽根３が６基の場合、対面の回転羽根３の２基を揚力発生用羽根３Ａとし、残りの４基を姿勢制御用羽根３Ｂとすることができ、この場合、揚力発生用羽根３Ａを姿勢制御用羽根３Ｂよりも大径の羽根とすることができ、大きな揚力を確保することができる。また、回転羽根３が６基の場合、対面の回転羽根３の２基ではなく、揚力発生用羽根３Ａと姿勢制御用羽根３Ｂとを交互に配設するように構成することもできる、この場合も、揚力発生用羽根３Ａを姿勢制御用羽根３Ｂよりも大径の羽根とすることができるが同径の羽根を使用しても構わない。
　内燃機関２５は、特に限定するものではないが、レシプロエンジンとしてのガソリンエンジン、ディーゼルエンジン、水素燃料エンジン、ガスエンジン、メタノールエンジンを使用することができる。また、直接回転運動を出力するロータリーエンジンを用いることもできる。内燃機関２５を用いることで、幅広く制御可能な回転数を制御することにより揚力調整を簡単に行うことができる。
　また、揚力発生用羽根３Ａの駆動手段を内燃機関２５、姿勢制御用羽根３Ｂの駆動手段を電動機２０とすることが好ましい。これにより、揚力発生用として大きな出力を発生することができる内燃機関（例えば液体燃料エンジン）、姿勢制御用として細かく微妙な調整が可能な電動機（例えばインバータ制御可能なＤＣモータ）を用いることができる。また、揚力発生用羽根３Ａの駆動手段２は、電動機２０及び内燃機関２５のハイブリッド駆動とすることもできる。揚力発生用羽根３Ａの駆動手段２として内燃機関２５を使用することで、重量物を積載（吊り下げ）した場合でも、内燃機関２５の回転数制御によって容易に最適な揚力を発生させることができる。
　上記構成において、本実施形態の無人航空機１では、離陸時には例えば、内燃機関２５を駆動手段２とする揚力発生用羽根３Ａのみを用いて離陸・浮上させ、一定高度から姿勢制御用羽根３Ｂによって姿勢制御を行いながら目的地に向かって飛行する。このとき、揚力発生用羽根３Ａの駆動手段２を、電動機２０及び内燃機関２５のハイブリッド駆動としておくことで、運行状況に応じて駆動手段２を切り替えながら長時間運転に最適なモードを選択し、航続距離を延ばすことができる。また、揚力発生用羽根３Ａの駆動手段２を、電動機２０に切り替えるときは揚力発生用羽根３Ａによって姿勢制御用羽根３Ｂと同様に、姿勢制御を行うようにコントロールすることもできる。
＜実施形態２＞
　図４に、本発明の実施形態２に係る無人航空機１を示す。この無人航空機１は、駆動手段２が配設される機体本体１０の機体中心から放射状、本実施形態においても機体中心から等距離に駆動手段２によって駆動する複数の回転羽根３を備えている点は、実施形態１と同様である。
　そして、本実施形態の無人航空機１は、機体本体１０の機体中心部に揚力発生用の回転羽根３Ｃを配設するようにしている。この回転羽根３Ｃを駆動する駆動手段は、大型の電動機２０を用いることもできるが、内燃機関２５を用い、揚力発生用の推進系として十分な出力を発生させることが好ましい。
　この場合、機体中心から放射状に配設される回転羽根３は、姿勢制御用羽根３Ｂとし、揚力発生と別系統の駆動手段として小型の電動機２０（小型ＤＣモータ）を用い、機体全体の重量を低減させる。
　また、機体中心に揚力発生用の回転羽根３Ｃを配設することにより、荷役を中心で吊り下げることができないため、荷役は機体本体１０の上面や、機体中心から放射状に配設される回転羽根３の下方に重量バランスを考慮して吊り下げるようにする、
　上記構成において、本実施形態の無人航空機１では、離陸時には例えば、内燃機関２５を駆動手段２とする回転羽根３Ｃを揚力発生手段として用い離陸・浮上させ、一定高度から姿勢制御用羽根３Ｂによって姿勢制御を行いながら目的地に向かって飛行する。本実施形態では、揚力発生手段として、機体中心に配設した回転羽根３Ｃを使うことで、機体中心から離れた複数の回転羽根によって揚力を得る場合と比べ、各回転羽根のバランスを考慮する必要が無く安定した揚力を得ることができる。このとき、回転羽根３Ｃの駆動手段２を、実施形態１と同様に電動機２０及び内燃機関２５のハイブリッド駆動としておくことで、運行状況に応じて駆動手段２を切り替えながら長時間運転に最適なモードを選択し、航続距離を延ばすことができる。
　以上説明したように、本発明にかかる無人航空機では、最適な揚力発生手段と姿勢制御手段を確保し、それぞれ最適な駆動手段を用いることで、重量物の運搬と長時間運転による長い航続距離を実現することができるから、一般のホビーユースの無人航空機であるいわゆるドローンや、宅配便運送などにおける荷役運搬の用途に幅広く利用することができる。
　１　　無人航空機
　１０　機体本体
　２　　駆動手段
　２０　電動機
　２１　バッテリ
　２５　内燃機関
　３　　回転羽根
　３Ａ　揚力発生用羽根
　３Ｂ　姿勢制御用羽根
　３Ｃ　回転羽根
 

Claims (4)

  1. 　機体中心から放射状に位置し、駆動手段によって駆動する複数の回転羽根を備えた無人小型航空機であって、
    　各回転羽根は、揚力発生用羽根と姿勢制御用羽根に区別されていることを特徴とする無人航空機。
  2. 　前記駆動手段は、電動機及び／又は内燃機関であることを特徴とする請求項１に記載の無人航空機。
  3. 　前記各回転羽根は、機体中心から等距離に配設したこと請求項１又は２に記載の無人航空機。
  4. 　機体中心部に揚力発生用の回転羽根を設けたことを特徴とする請求項１、２又は３に記載の無人航空機。
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