WO2019065848A1 - エンジン搭載自立型飛行装置 - Google Patents

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flight device
self
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満 石川
秀高 茅沼
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株式会社石川エナジーリサーチ
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Definitions

  • the present invention relates to an engine mounted stand-alone flight device, and in particular, a so-called hybrid type engine mounted stand-alone flight in which a main rotor is driven by an engine and power is obtained from a generator driven by the engine. It relates to the device.
  • a transportation field, a surveying field, an imaging field, etc. can be considered.
  • survey equipment and photographing equipment are equipped to the flight device.
  • a flight device By applying a flight device to such a field, it is possible to fly the flight device to an area where people do not enter, and to carry out transportation, photographing and surveying of such area.
  • An invention relating to such a self-sustaining type flying device is described, for example, in Patent Document 1 and Patent Document 2.
  • a stand-alone flight device equipped with an engine has appeared in order to realize continuous flight over a long time.
  • the generator is rotated by the driving force of the engine, and the rotor is rotationally driven by the electric power generated by the generator.
  • Such a stand-alone flight device is also referred to as a series drone since the engine and the generator are connected in series in a path where energy is supplied from the power source to the rotor.
  • a wide range of imaging and surveying can be performed by performing imaging and surveying using such a self-supporting flight device.
  • a flight device equipped with an engine is described in, for example, Patent Document 3.
  • the stand-alone flight device is required to increase the weight of a loadable load, that is, to increase the payload. Furthermore, the free-standing flight device is also required to fly continuously for a long time to fly a long distance.
  • the payload of a battery-powered self-sustaining flight device is about 10 kg, and its continuous flight time is about 20 minutes.
  • the payload in the case of a series-type self-supporting flight device in which the rotor is rotated using electric power generated by the engine, the payload can be made relatively large because the drive source is the engine, and furthermore, the continuous flight time is relatively long. can do.
  • the payload of a series type stand-alone flight device is about 20 kg, and the continuous flight time is about 1 hour.
  • the energy transmitted to the rotor passes through the engine, the generator, the power conditioner and the motor, so energy loss occurs depending on the efficiency of the generator and the power conditioner. Therefore, the series type of stand-alone flight device has a problem that the energy efficiency as a whole is not high and it is not easy to make the payload large.
  • the present invention has been made in view of the above circumstances, and an object of the present invention is to ensure a large payload and continuous flight time and to be able to accurately adjust the position and orientation at the time of flight. It is in providing a type flight device.
  • the engine-mounted self-supporting flight device comprises: a main rotor for providing a main thrust to an airframe; a subrotor for performing attitude control of the airframe; an engine for generating energy for rotating the main rotor and the subrotor; An arithmetic control unit for controlling the rotation of the sub-rotor, wherein the main rotor is rotated by being drivingly connected to the engine, and the sub-rotor generates electric power generated from a generator operated by the engine
  • the attitude control for tilting the machine body is performed by rotating the motor driven by the motor, the power distribution ratio of the sub-rotor is made larger than when hovering.
  • the arithmetic and control unit sets an output distribution ratio to the sub rotor to 10% or more and 30% or less when performing the attitude control.
  • the engine-mounted self-supporting flight device includes a power converter that converts the power generated from the generator, and a capacitor that stores the power output from the power converter,
  • the control device is characterized in that when the hovering is performed, the capacitor is stored, and when the attitude control is performed, electric power discharged by the capacitor is supplied to the motor.
  • the number of revolutions of the engine is substantially the same in the hovering and in the attitude control.
  • the engine and the main rotor are drivingly connected via a belt.
  • the engine includes a first engine portion having a first piston that reciprocates, and a second piston having a second piston that reciprocates in a state facing the first piston. And an engine unit.
  • the first piston and the second piston reciprocate within a communicating cylinder.
  • the first piston reciprocates inside the first cylinder
  • the second piston is inside the second cylinder formed separately from the first cylinder. It is characterized by reciprocating motion.
  • the sub-rotor is attached to the tip side of a sub arm extending outward from the location where the engine is disposed, and the main rotor is outward from the location where the engine is disposed And is attached to the tip end of the main arm which is longer than the sub arm.
  • the main rotor includes an engine-side pulley attached to a shaft extending outward from a crankshaft of the engine, and a rotor-side pulley attached to the main rotor A driving force is transmitted through the belt disposed between the engine-side pulley and the rotor-side pulley.
  • a direction in which the first engine unit and the second engine unit constituting the engine are aligned is a first direction, and a direction orthogonal to the first direction is a second direction.
  • the main rotor is driven by the first engine unit and is also driven by the second engine unit, and the first main rotor is disposed outside along the first direction.
  • the second sub-rotor disposed at a position facing the first sub-rotor along two directions, and a third sub-rotor disposed outside along the second direction on the second main rotor side And having a said fourth Saburota disposed at a position facing the third Saburota along the second direction.
  • the engine has a crankshaft on which the first balance mass is formed, and a second balance mass formed at symmetrical positions with respect to the first balance mass.
  • a balancer shaft is provided, and the main rotor is rotated by the driving force of the crankshaft and the balancer shaft.
  • the engine-mounted self-supporting flight device comprises: a main rotor for providing a main thrust to an airframe; a subrotor for performing attitude control of the airframe; an engine for generating energy for rotating the main rotor and the subrotor; An arithmetic control unit for controlling the rotation of the sub-rotor, wherein the main rotor is rotated by being drivingly connected to the engine, and the sub-rotor generates electric power generated from a generator operated by the engine
  • the attitude control for tilting the machine body is performed by rotating the motor driven by the motor, the power distribution ratio of the sub-rotor is made larger than when hovering. Therefore, when performing attitude control for tilting the airframe in order to move the engine-mounted self-supporting flight device in the air, the airframe can be moved with a suitable tilt by increasing the power distribution ratio of the sub-rotor.
  • the arithmetic and control unit sets an output distribution ratio to the sub rotor to 10% or more and 30% or less when performing the attitude control. Therefore, when the attitude control is performed, by setting the power distribution ratio to the sub rotor to 10% or more, the sub rotor can obtain sufficient rotational force, and the vehicle body is inclined and moved suitably in the air. Further, by setting the power distribution ratio to the sub rotor at 30% or less, the attitude of the airframe in the air can be stabilized.
  • the engine-mounted self-supporting flight device further includes a power converter that converts the power generated from the generator, and a capacitor that stores the power output from the power converter.
  • the arithmetic and control unit is characterized in that when the hovering is performed, the capacitor is stored, and when the attitude control is performed, electric power discharged by the capacitor is supplied to the motor. Therefore, when performing attitude control, by supplying the electric power discharged by the capacitor to the motor, the output of the sub-rotor can be rapidly increased, and the engine mounted self-standing flight device can be moved at high speed in the air .
  • the number of revolutions of the engine is substantially the same in the hovering and in the attitude control. Therefore, when performing attitude control, although the total energy required by the main rotor and the sub rotor is greater than that during hovering, in the present invention, energy is replenished with electric energy discharged from the capacitor. Therefore, since there is no need to increase the rotational speed of the engine to perform attitude control, attitude control can be simplified.
  • the engine and the main rotor are drivingly connected via a belt. Therefore, by drivingly connecting the engine and the main rotor by means of the belt, even if the distance between the engine and the main rotor is long, both can be easily driven and connected. Furthermore, since the belt is lightweight as compared to other power transmission means such as gears, the adoption of the belt can reduce the weight of the engine-mounted self-supporting flight device.
  • the engine includes a first engine portion having a first piston that reciprocates, and a second piston having a second piston that reciprocates in a state facing the first piston. And an engine unit. Therefore, the reciprocating movement of the pistons arranged opposite to each other between the first engine unit and the second engine unit cancels out the vibration and the like generated by the reciprocating movement and extremely reduces the vibration generated by the operation of the engine. be able to.
  • the first piston and the second piston reciprocate within a communicating cylinder. Therefore, by reciprocating the first piston and the second piston in the same cylinder, it is possible to suppress the vibration generated from the engine, and further, the structure of the engine can be simplified.
  • the first piston reciprocates inside the first cylinder
  • the second piston is inside the second cylinder formed separately from the first cylinder. It is characterized by reciprocating motion. Therefore, by separately providing the first engine unit and the second engine unit with the cylinders, the first engine unit and the second engine unit can be separately prepared, and the manufacturing cost can be reduced. Furthermore, the intake and exhaust paths of the first and second cylinders can be shaped to be suitable for intake and exhaust.
  • the sub-rotor is attached to the tip side of a sub arm extending outward from the location where the engine is disposed, and the main rotor is outward from the location where the engine is disposed And is attached to the tip end of the main arm which is longer than the sub arm. Therefore, by lengthening the main arm to which the main rotor is attached, each rotor constituting the main rotor can be lengthened, and the payload can be further enlarged. Further, by shortening the sub arm to which the sub rotor is attached, attitude control and the like by changing the number of rotations of the sub rotor can be accurately performed.
  • the main rotor includes an engine-side pulley attached to a shaft extending outward from a crankshaft of the engine, and a rotor-side pulley attached to the main rotor A driving force is transmitted through the belt disposed between the engine-side pulley and the rotor-side pulley. Therefore, the driving force generated from the engine can be transmitted to the main rotor with a relatively simple configuration.
  • a direction in which the first engine unit and the second engine unit constituting the engine are aligned is a first direction, and a direction orthogonal to the first direction is a second direction.
  • the main rotor is driven by the first engine unit and is also driven by the second engine unit, and the first main rotor is disposed outside along the first direction.
  • the second sub-rotor disposed at a position facing the first sub-rotor along two directions, and a third sub-rotor disposed outside along the second direction on the second main rotor side And having a said fourth Saburota disposed at a position facing the third Saburota along the second direction.
  • the first main rotor and the second main rotor at both ends along the first direction and having four sub-rotors, it is possible to increase the payload of the first main rotor and the second main rotor, and Attitude control of the whole machine can be precisely performed with two sub-rotors.
  • the engine has a crankshaft on which the first balance mass is formed, and a second balance mass formed at symmetrical positions with respect to the first balance mass.
  • a balancer shaft is provided, and the main rotor is rotated by the driving force of the crankshaft and the balancer shaft. Therefore, each rotor can be driven by the power extracted from the crankshaft and the balancer shaft without having a plurality of engine parts.
  • FIG. 1 It is a figure which shows the self-supporting flight apparatus which concerns on embodiment of this invention, (A) is a perspective view which shows a self-supporting flight apparatus, (B) is a top view. It is a figure showing the self-supporting flight device concerning the embodiment of the present invention, and is a block diagram showing the connection composition of each part. It is a figure showing a self-supporting flight device concerning an embodiment of the present invention, and (A) is a side sectional view showing an engine mounted, and (B) is the upper sectional view.
  • FIG. 6 is a view showing a self-contained flight device according to an embodiment of the present invention, and a side sectional view showing a further other engine mounted thereon.
  • BRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS It is a figure which shows the self-supporting flight apparatus which concerns on embodiment of this invention, (A) is a side view which shows the airframe inclined 10 degree
  • the configuration of the engine-mounted self-standing flying device of the present embodiment will be described with reference to the drawings.
  • parts having the same configuration will be assigned the same reference numerals and repeated descriptions will be omitted.
  • upper, lower, front, rear, left, and right directions are used, but these directions are for convenience of description.
  • the engine-mounted self-supporting flight device is referred to as a self-supporting flight device 10.
  • the engine mounted self-contained flight device is also referred to as a drone.
  • FIG. 1A is a perspective view generally showing a self-supporting flight device 10
  • FIG. 1B is a top view of the self-supporting flight device 10.
  • a self-supporting flight device 10 is a so-called hybrid self-supporting flight device. That is, while the main rotor 14A and the like are drivingly connected to the engine 30, the sub rotor 15A and the like are supplied with electric energy from the engine 30 via the generator 16A and the like.
  • the main rotor 14A and the like may be referred to simply as the main rotor 14 and the sub rotor 15A and the like may be referred to simply as the sub rotor 15.
  • the left-right direction in the drawing is the first direction in which the engine units constituting the engine 30 are aligned
  • the front-rear direction in the drawing is the second direction.
  • the self-sustaining type flying device 10 includes a frame 11, an engine 30 disposed substantially at the center of the frame 11, a generator 16A or the like driven by the engine 30, and a sub-rotor rotated by electric power generated from the generator 16A or the like. It mainly has a main rotor 14 that rotates by being motively connected to the engine 30.
  • the frame 11 is formed in a frame shape so as to support the engine 30, the generator 16A, various wirings, a control board (not shown here), and the like.
  • metal or resin molded in a frame shape is adopted.
  • a skid 18 is formed which comes into contact with the ground when the free-standing flight device 10 is in contact with the ground.
  • the frame 11 includes a main frame 12A and the like supporting the main rotor 14 and a sub frame 13A and the like supporting the sub rotor 15. The configurations of the main frame 12A and the like and the sub frame 13A and the like will be described later.
  • the engine 30, various wirings, a control board (not shown here), and the like are accommodated in a casing 17.
  • the casing 17 is made of, for example, a synthetic resin plate material molded into a predetermined shape, and is fixed to the central portion of the frame 11.
  • the casing 17 and a member incorporated therein will be referred to as a main body portion 19.
  • the generators 16A, 16B are disposed above the engine 30.
  • the generators 16A, 16B generate electricity by being rotated by the engine 30.
  • the electric power generated from the generators 16A and 16B is supplied to a motor 21 or the like that rotates the sub-rotor 15A or the like.
  • the electric power is also supplied to an arithmetic control unit or the like which controls the rotation of the sub rotor 15A or the like.
  • the main frames 12A and 12B extend linearly from the main body 19 in the left-right direction.
  • the main frames 12A, 12B are made of metal or synthetic resin molded into a rod shape.
  • the main rotor 14A is rotatably disposed at the left end of the main frame 12A extending toward the left.
  • a pulley (not shown) is connected to the main rotor 14A, and a belt 20A is stretched between a pulley on the main rotor 14A side and a pulley (not shown) on the engine 30 side.
  • the main rotor 14B is rotatably disposed at the right end of the main frame 12B extending toward the right.
  • a pulley (not shown) is connected to the main rotor 14B, and a belt 20B is stretched between a pulley on the main rotor 14B side and a pulley (not shown) on the engine 30 side.
  • the main rotor 14 is drivingly connected to the engine 30. Therefore, since the main rotor 14 is directly rotated by the power generated from the engine 30, the energy loss when energy is transmitted from the engine 30 to the main rotor 14 can be smaller than that of the series type.
  • the main rotor 14 has a function of generating a lifting force for suspending the self-contained flight device 10 in the air.
  • the sub-rotor 15 mainly takes charge of attitude control of the self-supporting flight device 10. For example, the sub-rotor 15 appropriately rotates so as to keep the position and orientation of the free-standing flight device 10 constant while the free-standing flight device 10 is hovering. Further, the sub-rotor 15 rotates so as to tilt the free-standing flight device 10 when the free-standing flight device 10 moves. Further, the main rotor 14A and the main rotor 14B rotate in opposite directions.
  • the sub-frames 13A and the like extend in the front-rear direction, and are made of metal or synthetic resin molded in a rod-like shape as the main frame 12A and the like described above.
  • the sub-frames 13A and the like extend from an intermediate portion of the main frame 12A and the like.
  • the sub-rotor 15A is disposed at the front end of the sub-frame 13A, and the sub-rotor 15A is rotated by a motor 21A disposed below the sub-rotor 15A.
  • a sub-rotor 15B is disposed at the front end of the sub-frame 13B, and the sub-rotor 15B is rotated by a motor 21B disposed below the sub-rotor 15B.
  • a sub-rotor 15C is disposed at the rear end of the sub-frame 13C, and the sub-rotor 15C is rotated by a motor 21C disposed below the sub-rotor 15C.
  • a sub rotor 15D is disposed at the rear end of the sub frame 13D, and the sub rotor 15D is rotated by a motor 21D disposed below the sub rotor 15D.
  • the electric power generated by the generators 16A, 16B is supplied to the motors 21A, 21B, 21C, 21D. Wiring for supplying electric power to the motor 21A is routed inside the sub frame 13A and the like.
  • the length L10 of the main frame 12A (the length from the center of the main body 19 to the left end of the main frame 12A) is longer than one blade of the main rotor 14A. By doing this, the rotating main rotor 14A is prevented from contacting the main body portion 19. Furthermore, the length L10 of the main frame 12A is set sufficiently long so that the main rotor 14A does not contact the sub rotors 15A and 15C. The length of the mainframe 12B is equal to that of the mainframe 12A.
  • the length L20 of the sub frame 13D is longer than the length of one blade of the sub rotor 15D so that the sub rotor 15D does not contact the main body 19.
  • the length L20 of the sub-frame 13D (the length from the center of the main body 19 to the rear end of the sub-frame 13D) is set so as not to contact the main rotor 14B.
  • the lengths of the other sub rotors 15A, 15B and 15C are the same as those of the sub rotor 15D.
  • the lengths of the other subframes 13A and the like are also equal to that of the subframe 13D.
  • the length L10 of the main frame 12A is sufficiently longer than the length L20 of the sub frame 13D.
  • the main rotor 14 and the sub rotor 15 described above are disposed in line symmetry with respect to a left-right direction symmetry line passing along the left-right direction at the center of the main body 19. Further, the main rotor 14 and the sub rotor 15 described above are disposed in line symmetry with respect to a longitudinal symmetry line passing along the longitudinal direction of the center of the main body 19. As described above, by arranging the main rotor 14 and the sub rotor 15 symmetrically, it is possible to stabilize the position and orientation of the free-standing flight device 10 in the air.
  • the main rotor 14 etc. and the sub rotor 15A etc. rotate simultaneously.
  • the thrust generated by the rotation of the main rotor 14 or the like causes the freestanding flight device 10 to float in the air, and the subrotor 15A or the like individually rotates to control the position and orientation of the freestanding flight device 10 in the air.
  • attitude control is performed to tilt the free-standing flight device 10 by changing the rotational speed of the sub-rotor 15A or the like while rotating the main rotor 14 or the like at a predetermined speed. The attitude control will be described later.
  • the connection configuration of the self-supporting flight device 10 will be described with reference to the block diagram of FIG.
  • the self-contained flight device 10 has an arithmetic and control unit 31 for controlling the position and orientation in the air.
  • the arithmetic and control unit 31 comprises a CPU, a RAM, a ROM and the like, and controls the rotation of the motor 21A driving the sub-rotor 15A and the like based on instructions from various sensors, a camera and an operation device (not shown).
  • the operating device is connected wirelessly or in a wired manner to the stand-alone flight device 10, enabling the user to manipulate the position, height, moving direction, moving speed, etc. of the stand-alone flight device 10. It is a so-called controller.
  • the main rotor 14 and the sub rotor 15 by rotating the main rotor 14 and the sub rotor 15 with the driving energy generated by the engine 30, it is possible to float in the air and move in a predetermined direction.
  • the control of the position and orientation in the air is performed by controlling the rotational speed of the motor 21A or the like that rotates the sub rotor 15.
  • the motor 21A and the like use the engine 30 as an energy source. Between the engine 30 and the motor 21A and the like, a generator 16A and the like, an inverter 32 (power converter), a capacitor module 34, a driver 24A and the like intervene. With this configuration, the driving force generated from the engine 30 is converted into electric power, and the motor 21A etc. is rotated at a predetermined rotational speed by this electric power, whereby control and movement of the position and orientation of the self-supporting flight device 10 are performed.
  • a generator 16A and the like an inverter 32 (power converter), a capacitor module 34, a driver 24A and the like intervene.
  • the driving force generated from the engine 30 is converted into electric power, and the motor 21A etc. is rotated at a predetermined rotational speed by this electric power, whereby control and movement of the position and orientation of the self-supporting flight device 10 are performed.
  • the engine 30 is a reciprocating type that uses gasoline or the like as a fuel as described later, and drives the generators 16A and 16B by its driving force. Here, as described above, the engine 30 also drives the main rotor 14. The engine 30 is controlled by the arithmetic and control unit 31.
  • AC power generated from the generators 16A and 16B is supplied to the inverter 32.
  • the inverter 32 first, after converting AC power into DC power by the converter circuit, DC power is converted into AC power of a predetermined frequency by the inverter circuit. A part of the power output from the inverter 32 is stored in the capacitor module 34 at the time of hovering. The electric power stored in the capacitor module 34 is supplied to the motor 21A or the like when the self-standing flight device 10 changes the position and orientation. Since the capacitor module 34 can supply a large current to the load in a short time as compared with a storage battery or the like, the rotational speed of the motor 21A or the like can be instantaneously increased, and the freestanding flight device 10 is displaced at high speed. It can be done.
  • the surplus power consumption circuit 33 is a circuit for consuming a portion of the power converted by the inverter 32 that is not used by the motor 21A or the like. By providing the surplus power consumption circuit 33, the engine 30 and the inverter 32 can operate stably. The behavior of the inverter 32 is controlled by the arithmetic and control unit 31.
  • the drivers 24A, 24B, 24C, and 24D control the amounts of current supplied to the motors 21A, 21B, 21C, and 21D, the rotation direction, the timing of rotation, and the like using the power generated from the inverter 32.
  • the behavior of the drivers 24A, 24B, 24C, 24D is controlled by the arithmetic and control unit 31.
  • the power supply system differs between the hovering state of staying at a certain point in the air and the moving state of moving toward the predetermined position.
  • the arithmetic and control unit 31 controls the driver 24A and the like based on the outputs from the various sensors so that the self-supporting flight device 10 stays parallel to the ground and stays at a fixed location.
  • the motor 21A is rotated at a predetermined rotational speed. By doing this, the sub-rotor 15A etc. shown in FIG. 1 can be rotated at a predetermined speed, and the free-standing flight device 10 can stably hover.
  • the arithmetic and control unit 31 supplies the power stored in the capacitor module 34 to the driver 24A and the like based on an instruction or the like of the user via the controller. Therefore, in addition to the power supplied from the inverter 32, the power is also supplied from the capacitor module 34 to the driver 24 and the like.
  • the arithmetic and control unit 31 controls the driver 24A and the like to supply the supplied power to the sub rotors 15C and 15D.
  • the rotation speed of the sub rotors 15C, 15D is made faster than the rotation speed of the sub rotors 15A, 15B by supplying the motors 21C, 21D to be driven.
  • the free-standing flight device 10 tilts so as to slightly rotate counterclockwise.
  • the resultant force of the lift generated by the main rotors 14A and 14B and the gravity acting on the self-supporting flight device 10 acts forward.
  • the free-standing flight device 10 moves forward.
  • the arithmetic and control unit 31 stops the power supply from the capacitor module 34 to the driver 24A etc., and rotates the motors 21A etc. at substantially equal speeds via the driver 24A etc. Let By doing this, the self-supporting flight device 10 performs hovering again.
  • the self-supporting flight apparatus 10 includes a main rotor 14 or the like that is rotated by the driving force of the engine 30, and a sub rotor 15A or the like that is rotated by the motor 21 or the like driven by the engine 30. It is a hybrid type. Therefore, the energy consumption improvement rate can be about 50% in the self-supporting flight device 10 as compared with the above-described series type.
  • the configuration of the engine 30 mounted on the self-supporting flight device 10 having the above-described configuration will be described.
  • the position and orientation of the stand-alone flight device 10 in the air can not be precisely controlled.
  • the vibration type is adopted.
  • FIG. 3A is a cross-sectional view of the engine 30 as viewed from the front
  • FIG. 3B is a cross-sectional view of the engine 30 as viewed from above.
  • the engine 30 shown here has two engine units (a first engine unit 40 and a second engine unit 41) disposed opposite to each other in the left-right direction.
  • engine 30 includes a first engine unit 40 disposed on the left side of the drawing and a second engine unit 41 disposed on the right side. And.
  • the first engine unit 40 includes a first piston 43 that reciprocates in the left-right direction, a first crankshaft 42 that converts the reciprocation of the first piston 43 into rotational motion, a first piston 43, and a first crankshaft 42. And a first connecting rod 44 rotatably connecting the two.
  • the second engine unit 41 includes a second piston 46 that reciprocates in the left-right direction, a second crankshaft 45 that converts the reciprocating motion of the second piston 46 into rotational motion, a second piston 46 and a second crankshaft 45, and the like. And a second connecting rod 47 rotatably connecting the two.
  • the pulley 22 and the generator 16A are connected to the upper end side of the first crankshaft 42. Further, the pulley 23 and the generator 16B are connected to the upper end side of the second crankshaft 45.
  • the combustion chamber 48 is shared by the first piston 43 of the first engine unit 40 and the second piston 46 of the second engine unit 41. In other words, the first piston 43 and the second piston 46 reciprocate inside one communicating cylinder. Therefore, the stroke amount can be reduced and the high expansion ratio of the mixed gas in the combustion chamber 48 can be obtained by the first engine portion 40 and the first piston 43 simultaneously stroke toward the central portion.
  • a volume space communicating with the combustion chamber 48 is formed in the engine 30, and a spark plug is disposed in this volume space.
  • an intake port and an exhaust port are formed in the combustion chamber 48, and an air-fuel mixture containing fuel such as gasoline is introduced from the intake port to the combustion chamber 48, and the exhaust gas after combustion is an exhaust port. Exhaust from the combustion chamber to the outside via
  • engine 30 having the above-described configuration operates as follows. First, in the suction stroke, the first piston 43 and the second piston 46 move from the center to the outside inside the cylinder 49 to introduce an air-fuel mixture, which is a mixture of fuel and air, into the inside of the cylinder 49. Do. Next, in the compression stroke, the inertia of the rotating first crankshaft 42 and second crankshaft 45 causes the first piston 43 and the second piston 46 to be pushed toward the central portion, and the air-fuel mixture in the cylinder 49 It is compressed.
  • an air-fuel mixture which is a mixture of fuel and air
  • the stroke can be divided by the two first pistons 43 and the second pistons 46 that reciprocate in one cylinder 49, so that the mixed gas can be compared with a normal gasoline engine. Compression ratio can be increased.
  • the first piston 43 and the second piston 46 face each other inside the cylinder 49, the cylinder head required for a general engine is not necessary, and the configuration of the engine 30 is simple and lightweight.
  • the members constituting the engine 30, that is, the first piston 43 and the second piston 46, the first crankshaft 42, the second crankshaft 45, etc. ing. From this, the vibration which generate
  • the engine 30 having the above-described structure, it is possible to achieve the size reduction, the weight reduction, and the vibration reduction of the self-standing flight device 10.
  • the vibration it is possible to prevent adverse effects on precision control devices such as arithmetic control devices such as attitude control and motor output control and GPS sensors.
  • precision control devices such as arithmetic control devices such as attitude control and motor output control and GPS sensors.
  • attitude control and motor output control and GPS sensors it is possible to prevent that the delivery package which the free-standing type flight device 10 transports is damaged by vibration.
  • FIG. 4A is a side view of the engine 30 as viewed from the front
  • FIG. 4B is a top view of the engine 30.
  • the engine 30 is composed of a first engine unit 60 on the left side and a second engine unit 61 on the right side. A cylinder is formed. Such matters are different from those of the engine 30 shown in FIG.
  • the first engine unit 60 includes a first cylinder 71, a first piston 70 that reciprocates inside the first cylinder 71, a first crankshaft 80 that converts the reciprocating motion of the first piston 70 into rotational motion, A first connecting rod 75 for movably connecting the one piston 70 and the first crankshaft 80, a first intake valve 64, and a first exhaust valve 62 are provided.
  • the second engine unit 61 includes a second cylinder 73, a second piston 72 reciprocating in the second cylinder 73, and a second crankshaft 81 converting the reciprocating motion of the second piston 72 into rotational motion;
  • a second connecting rod 76 for movably connecting the two pistons 72 and the second crankshaft 81, a second intake valve 65, and a second exhaust valve 63 are provided.
  • first engine unit 60 and the second engine unit 61 described above may be housed in an engine block integrally formed by casting, or the first engine unit 60 and the second engine unit 61 It may be stored separately in the engine block.
  • main components constituting the first engine unit 60 and the second engine unit 61 are disposed along the left-right direction.
  • the first cylinder 71, the first piston 70, the first crankshaft 80, and the first connecting rod 75 of the first engine portion 60 are disposed along the left-right direction.
  • the second cylinder 73, the second piston 72, the second crankshaft 81, and the second connecting rod 76 of the second engine portion 61 are also disposed along the left-right direction.
  • first engine unit 60 and the second engine unit 61 are disposed symmetrically in the left-right direction. With this configuration as well, the vibrations generated by the operation of the respective engine units cancel each other, and the damping effect can be improved.
  • the first engine unit 60 has a valve drive mechanism for controlling the operation of the first intake valve 64 and the second intake valve 65 described above. .
  • the valve drive mechanism includes a crank pulley 82, a cam pulley 85, and a timing belt 74 wound around the crank pulley 82 and the cam pulley 85.
  • the crank pulley 82 is connected to a portion leading to the outside of the first crankshaft 80.
  • the cam pulley 85 is mounted on the camshaft 86 together with a first intake cam 84 for controlling the advancing and retracting movement in contact with the first intake valve 64 and a second intake cam 87 for controlling the advancing and retracting movement in contact with the second intake valve 65.
  • the timing at which the first intake cam 84 presses the first intake valve 64 and the timing at which the second intake cam 87 presses the second intake valve 65 are simultaneous. Thus, it is connected to the camshaft 86 with a phase difference.
  • the pulley 22 and the generator 16A are connected to the upper end side of the first crankshaft 80 of the first engine unit 60, and the upper end side of the second crankshaft 81 of the second engine unit 61.
  • the pulley 23 and the generator 16B are connected to the.
  • a mechanism for driving the first exhaust valve 62 and the second exhaust valve 63 includes a crank pulley 83, a cam pulley 67, and a timing belt 77 which is stretched around the crank pulley 82 and the cam pulley 85.
  • the crank pulley 83 is connected to a portion leading to the outside of the second crankshaft 81.
  • the cam pulley 67 is mounted on the camshaft 66 together with a first exhaust cam 78 for controlling the advancing and retracting movement in contact with the first exhaust valve 62 and a second exhaust cam 79 for controlling the advancing and retracting movement in contact with the second exhaust valve 63.
  • the first exhaust cam 78 and the second exhaust cam 79 have a timing at which the first exhaust cam 78 presses the first exhaust valve 62 and a timing at which the second exhaust cam 79 presses the second exhaust valve 63 simultaneously. , And is connected to the camshaft 66 with a phase difference.
  • a reversing gear 68 is connected to a camshaft 66 to which the first exhaust cam 78 and the like are attached.
  • a reverse gear is also connected to the cam shaft 86 (FIG. 4B).
  • the reverse gear 68 of the cam shaft 66 and the reverse gear of the cam shaft 86 mesh with each other.
  • a crankshaft inversion synchronization mechanism is configured in which the rotational direction of the first crankshaft 80 and the rotational direction of the second crankshaft 81 are reversed.
  • the operation of the engine 30 shown in FIG. 4 is basically the same as the case shown in FIG. That is, the first piston 70 and the second piston 72 simultaneously move inward in the left-right direction to execute a compression stroke or the like, and further simultaneously move outward in the left-right direction to execute a combustion stroke or the like. Do. Further, by configuring as described above, the flow path 88 and the flow path 89, which are the intake and exhaust paths, are simplified, and the intake and the exhaust can be efficiently performed.
  • the engine 30 shown here has one piston 104 and takes out the driving force from the crankshaft 100 and the balancer shaft 107.
  • the engine 30 rotates a cylinder 105, a piston 104 that reciprocates inside the cylinder 105, a crankshaft 100 that converts the reciprocating motion of the piston 104 to rotational motion, the piston 104, and the crankshaft 100. And a connecting rod 103 for possible connection.
  • a crank gear 102, a pulley 22 and a generator 16A are attached to the upper end side of the crankshaft 100.
  • a balance mass 101 is attached to the crankshaft 100. By attaching the balance mass 101, it is possible to reduce the primary inertia force generated by the rotation of the crankshaft 100.
  • the balancer shaft 107 is disposed on the right side of the crankshaft 100.
  • the balancer shaft 107 is a so-called eccentric shaft. By rotating the balancer shaft 107 together with the crankshaft 100, it is possible to reduce the vibration generated as the crankshaft 100 rotates.
  • a balancer gear 109, a flywheel 110, a pulley 23, and a generator 16B are attached.
  • the balance mass 106 is attached to the balancer shaft 107.
  • the positional relationship between the balance mass 101 formed on the crankshaft 100 and the balance mass 106 formed on the balancer shaft 107 is symmetrical. Specifically, the positional relationship between the balance mass 101 and the balance mass 106 is line symmetrical with respect to a symmetry line 111 vertically defined at the center of the rotation center of the crankshaft 100 and the rotation center of the balancer shaft 107. ing.
  • the balance mass 106 may be formed only on the balancer shaft 107, but here, the balance mass 106 is formed on the balancer shaft 107 and the balancer gear 109. Further, the moment of inertia around the balancer shaft 107 including the balance mass 106 and the moment of inertia around the crankshaft 100 including the balance mass 101 are the same or substantially the same. By doing this, it is possible to further reduce the vibration generated by the operation of the engine 30.
  • the flywheel 110 can also be formed on the balancer shaft 107.
  • the damping effect can be further increased.
  • FIG. 6 is a diagram for explaining a coordinate system used for simulation.
  • FIG. 7 (A) is a side view showing the self-contained flying device 10 in the case of being inclined at 10 degrees
  • FIG. 7 (B) is a graph showing the time-dependent change of the output power in that case.
  • FIG. 8A is a side view showing the self-supporting flight device 10 in the case of being inclined at 35 degrees
  • FIG. 6 (A) is a graph showing a space fixed coordinate system
  • FIG. 6 (B) is a graph showing an airframe fixed coordinate system.
  • the translational motion of the center of gravity ⁇ X G , Y G , Z G ⁇ T of the free-standing flight device 10 is described by the following equation 2 in the spatially fixed coordinate system.
  • m is the weight of the self-supporting flight device 10
  • g is the gravitational acceleration
  • T is the thrust generated by the main rotor 14A and the sub rotor 15A.
  • Equation 3 the rotational movement around the center of gravity of the free-standing flight device 10 is described by the following Equation 3 in the fixed body coordinate system.
  • I XX , I YY , I ZZ are the inertial moments of the aircraft about each axis
  • ⁇ W 1 , W 2 , W 3 ⁇ T are angular velocity vectors
  • ⁇ ⁇ , ⁇ ⁇ , ⁇ ⁇ ⁇ T Represents the torque about each axis created by the attitude control rotor.
  • the power distribution ratio is the ratio of the power generated by the rotation of the main rotor 14A and the like and the power generated by the rotation of the sub rotor 15A and the like.
  • the main rotor 14A or the like When the self-supporting flight device 10 is hovering, the main rotor 14A or the like generates a thrust to lift the device body, while the sub rotor 15A or the like keeps the device body at a predetermined location and maintains the horizontal state. Rotate. Therefore, the output of the main rotor 14 or the like is much larger than the output of the sub rotor 15A or the like.
  • the power output from the main rotor 14 or the like is 3.04 W
  • the power output from the sub rotor 15A or the like is 0.34 W.
  • the power distribution ratio between the main rotor 14 and the like and the sub rotor 15A and the like is, for example, 90%: 10%.
  • the energy loss in the path where energy is transmitted from the engine 30 to the main rotor 14 and the like is very small. That is, the energy efficiency of the path through which energy is transmitted from the engine 30 to the main rotor 14 or the like is very high.
  • the sub rotor 15A etc. is supplied with energy from the engine 30 via the generator 16A etc., the inverter 32, the motor 21A etc. And low. Therefore, by increasing the power distribution ratio of the main rotor 14 or the like at the time of hovering, the energy generated from the engine 30 can be effectively used to float the self-standing flight device 10.
  • the sub-rotor 15A or the like is rotated at high speed in order to incline the self-supporting flight device 10. Therefore, the ratio of the energy supplied to the sub rotors 15A and the like is larger than that at the time of hovering. Further, as the angle at which the self-supporting flight device 10 is inclined is increased, it is necessary to rotate the sub-rotor 15A or the like at a high speed, so the ratio of energy supplied to the sub-rotor 15A or the like is increased.
  • FIG. 7A is a side view showing a state in which the self-supporting flight device 10 is inclined at 10 degrees
  • FIG. 7B is a graph showing a change with time of power generated by each rotor.
  • the power is the thrust generated as each rotor rotates.
  • arithmetic and control unit 31 acts on the rear portion of self-supporting flight device 10 by rotating sub rotors 15C and 15D faster than sub rotors 15A and 15B.
  • the lift force is greater than the lift force acting on its forward portion, causing the free-standing flight device 10 to tilt counterclockwise.
  • the sub-rotor 15A and the like are rotated so that the inclination angle ⁇ of the self-supporting flight device 10 is 10 degrees.
  • the horizontal axis of the graph shown in FIG. 7B is time, and the vertical axis is power generated from each rotor.
  • the alternate long and short dash line indicates the power of the sub rotor 15A and the like
  • the dotted line indicates the power of the main rotor 14 and the like
  • the solid line indicates the total value of the power of the sub rotor 15A and the power of the main rotor 14 and the like.
  • the power of sub rotor 15A or the like shows a maximum value (about 0.5 kW).
  • the inclination angle of the free-standing flight device 10 is set to 10 degrees.
  • the rotational speed of the sub-rotors 15C and 15D can be rapidly increased by the power supplied from the capacitor module 34 shown in FIG.
  • the rotational speed of the sub-rotors 15A and 15B is made higher than that of the sub-rotors 15C and 15D in order to make the free-standing flight device 10 horizontal.
  • the power of the sub rotor 15A or the like is relatively large, but is smaller than the power of time T1.
  • the free-standing flight device 10 is inclined to generate acceleration, and the free-standing flight device 10 is in a horizontal state at time T2 to make the acceleration zero. After time T2, the self-supporting flight device 10 moves at a constant speed.
  • the output of the main rotor 14 or the like basically does not fluctuate, and is about 3 kw.
  • the number of revolutions of the engine 30 may be constant or may be high as necessary.
  • the power distribution ratio between the main rotor 14 and the like and the sub rotor 15A and the like is 86%: 14%.
  • FIG. 8 (A) is a side view showing the self-supporting flight device 10 inclined at 35 degrees
  • FIG. 8 (B) is a graph showing the change with time of the power in this case.
  • the control method for tilting the self-supporting flight device 10 is the same as that shown in FIG.
  • the self-supporting flight device 10 can be moved at a higher speed.
  • the maximum value of the sub rotor 15A etc. at time T3 is about 1.3 kw.
  • the power of the sub-rotor 15A and the like increases again in order to make the self-supporting flight device 10 horizontal.
  • the self-supporting flight device 10 is inclined to generate acceleration, and the self-supporting flight device 10 is in a horizontal state at time T4 to make the acceleration zero.
  • the self-supporting flight device 10 moves at a constant speed.
  • the acceleration acting on the free-standing flight device 10 can be increased, and the free-standing flight device 10 can be moved at high speed.
  • the output of the main rotor 14 or the like basically does not fluctuate, and is about 3 kw.
  • the number of revolutions of the engine 30 may be constant.
  • the power distribution ratio between the main rotor 14 and the like and the sub rotor 15A and the like becomes, for example, 70%: 30%. That is, the output of the sub-rotor 15A or the like is increased as compared with the case where the self-standing flight device 10 is inclined by 10 degrees.
  • the power distribution ratio of the sub-rotor 15A or the like is increased as compared to the hovering time.
  • the sub-rotor 15A etc. is rotated at high speed while the self-supporting flight device 10 is suspended by the thrust of the main rotor 14 etc., and the self-standing flight device 10 is immediately inclined and moved It can be done.
  • the power distribution ratio to the sub rotor 15A or the like at 10% to 30% when the output of the sub rotor 15A or the like becomes maximum.
  • the sub-rotor can obtain sufficient rotational force, and the free-standing flight device 10 can be inclined and moved suitably in the air.
  • the power distribution ratio to 30% or less, the attitude of the self-standing flight device 10 in the air can be stabilized.
  • attitude control of a multi-rotor self-supporting flight device an output response on the order of 100 msec is required, but in an engine-driven self-supporting flight device, an accurate attitude is required because the speed of the output response is not sufficient. It was not easy to control.
  • the attitude control of the self-supporting flight device 10 is performed by electronically controlling the rotation speed of the motor 21A etc. that rotates the sub rotor 15A etc. Output response of the self-propelled aerial vehicle 10 can be performed, and attitude control of the self-supporting flight device 10 can be accurately performed.
  • the self-contained flight device 10 may be provided with a storage battery. That is, a part of the power generated from the generator 16A or the like may be charged to the storage battery, and the motor 21A or the like may be rotated by the power discharged from the storage battery as appropriate.
  • the driving force of engine 30 is transmitted to main rotor 14 through belt 20A etc.
  • the driving force of engine 30 is transmitted to main rotor 14 through other power transmission means such as a gear train. It may be transmitted to the

Abstract

ペイロードおよび連続飛行時間を大きく確保すると共に、飛行時に於ける位置姿勢の調整を正確に行うことができる自立型飛行装置を提供する。　本発明の自立型飛行装置１０は、主推力を与えるメインロータ１４Ａ等と、姿勢制御を行うサブロータ１５Ａ等と、メインロータ１４Ａ等およびサブロータ１５Ａ等が回転するためのエネルギを発生するエンジン３０と、サブロータ１５Ａ等の回転を制御する演算制御装置３１と、を具備する。また、メインロータ１４Ａ等は、エンジン３０と駆動的に接続されることで回転する一方、サブロータ１５Ａ等は、エンジン３０により運転される発電機１６Ａ等から発生する電力により駆動するモータにより回転する。更に、演算制御装置３１は、機体を傾斜させる姿勢制御を行う際には、ホバリングを行う際よりも、サブロータ１５Ａの出力配分比を大きくする。

Description

エンジン搭載自立型飛行装置
　本発明は、エンジン搭載自立型飛行装置に関し、特に、エンジンにより駆動的にメインロータを駆動し、エンジンにより駆動される発電機から得られる電力でサブロータを回転させる所謂ハイブリット型のエンジン搭載自立型飛行装置に関する。
　従来から、無人で空中を飛行することが可能な自立型飛行装置が知られている。このような自立型飛行装置は、垂直軸回りに回転するロータの推力で、空中を飛行することを可能としている。
　かかる自立型飛行装置の適用分野としては、例えば、輸送分野、測量分野および撮影分野等が考えられる。このような分野に自立型飛行装置を適用する場合は、測量機器や撮影機器を飛行装置に備え付ける。飛行装置をかかる分野に適用させることで、人が立ち入れない地域に飛行装置を飛行させ、そのような地域の輸送、撮影および測量を行うことができる。かかる自立型飛行装置に関する発明は、例えば、特許文献１や特許文献２に記載されている。
　一般的な自立型飛行装置では、飛行装置に搭載された蓄電池から供給される電力で上記したロータは回転する。しかしながら、蓄電池による電力の供給ではエネルギの供給量が必ずしも十分ではないため、長時間に渡る連続飛行を実現するために、エンジンを搭載した自立型飛行装置も出現している。このような自立型飛行装置では、エンジンの駆動力で発電機を回転させ、かかる発電機で発電された電力でロータを回転駆動している。かかる構成の自立型飛行装置は、動力源からロータにエネルギが供給される経路に、エンジンと発電機とが直列的に接続されることから、シリーズ型ドローンとも称される。このような自立型飛行装置を用いて撮影や測量を行うことで、広範囲な撮影や測量を行うことができる。エンジンが搭載された飛行装置は、例えば特許文献３に記載されている。
特開２０１２－５１５４５号公報 特開２０１４－２４０２４２号公報 特開２０１１－２５１６７８号公報
　自立型飛行装置の用途が拡大しつつなる現状に鑑みると、自立型飛行装置には、搭載することができる荷物の重量を大きくすること、即ちペイロードを大きくすることが求められる。更には、自立型飛行装置には、長距離を飛行するために長時間にわたり連続して飛行することも求められる。
　しかしながら、ロータの駆動エネルギ源として蓄電池のみを有するバッテリ駆動の自立型飛行装置では、バッテリから得られるエネルギがそれほど大きくないことから、ペイロードおよび連続飛行時間が小さいという課題があった。例えば、バッテリ駆動の自立型飛行装置のペイロードは１０ｋｇ程度であり、その連続飛行時間は２０分程度である。
　また、エンジンで発電した電力を用いてロータを回転させるシリーズ型の自立型飛行装置では、駆動源がエンジンであるため、ペイロードを比較的大きくすることができ、更に、連続飛行時間を比較的長くすることができる。例えば、シリーズ型の自立型飛行装置のペイロードは２０ｋｇ程度であり、その連続飛行時間は１時間程度である。しかしながら、シリーズ型の自立型飛行装置では、ロータに伝達させるエネルギは、エンジン、発電機、パワーコンディショナーおよびモータを経由しているので、発電機とパワーコンディショナーの効率に応じてエネルギ損失が生じる。よって、シリーズ型の自立型飛行装置は、全体としてのエネルギ効率が高くなく、ペイロードを大きくすることが簡単でない課題を有していた。
　更に、エンジン駆動のロータと、モータ駆動のロータとを備える自立型飛行装置のハイブリット型の自立型飛行装置も開発されているが、運転効率を高めつつ、自立型飛行装置１０の姿勢変更等を安定的に行うことは簡単ではなかった。
　本発明は、上記の事情に鑑みてなされたものであり、その目的とするところは、ペイロードおよび連続飛行時間を大きく確保すると共に、飛行時に於ける位置姿勢の調整を正確に行うことができる自立型飛行装置を提供することにある。
　本発明のエンジン搭載自立型飛行装置は、機体に主推力を与えるメインロータと、前記機体の姿勢制御を行うサブロータと、前記メインロータおよび前記サブロータが回転するためのエネルギを発生するエンジンと、前記サブロータの回転を制御する演算制御装置と、を具備し、前記メインロータは、前記エンジンと駆動的に接続されることで回転し、前記サブロータは、前記エンジンにより運転される発電機から発生する電力により駆動するモータにより回転し、前記演算制御装置は、前記機体を傾斜させる姿勢制御を行う際には、ホバリングを行う際よりも、前記サブロータの出力配分比を大きくすることを特徴とする。
　更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記演算制御装置は、前記姿勢制御を行う際には、前記サブロータへの出力配分比を１０％以上３０％以下とすることを特徴とする。
　更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記発電機から発生する前記電力を変換する電力変換器と、前記電力変換器から出力される電力を蓄電するキャパシタと、を具備し、前記演算制御装置は、前記ホバリングを行う際には、前記キャパシタを蓄電し、前記姿勢制御を行う際には、前記キャパシタが放電する電力を前記モータに供給することを特徴とする。
　更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記エンジンの回転数は、前記ホバリングを行っている時と、前記姿勢制御を行っている時とで、略同一であることを特徴とする。
　更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記エンジンと前記メインロータとは、ベルトを介して駆動的に接続されることを特徴とする。
　更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記エンジンは、往復運動する第１ピストンを有する第１エンジン部と、前記第１ピストンと対峙した状態で往復運動する第２ピストンを有する第２エンジン部と、を有することを特徴とする。
　更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記第１ピストンと前記第２ピストンとは、連通するシリンダの内部で往復運動することを特徴とする。
　更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記第１ピストンは第１シリンダの内部で往復運動し、前記第２ピストンは前記第１シリンダとは別体として形成された第２シリンダの内部で往復運動することを特徴とする。
　更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記サブロータは前記エンジンが配置された箇所から外側に向かって伸びるサブアームの先端側に取り付けられ、前記メインロータは前記エンジンが配置された箇所から外側に向かって伸び、前記サブアームよりも長いメインアームの先端側に取り付けられることを特徴とする。
　更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記メインロータには、前記エンジンのクランクシャフトから外部に延出するシャフトに取り付けられたエンジン側プーリと、前記メインロータに取り付けられたロータ側プーリと、前記エンジン側プーリと前記ロータ側プーリとの間に掛けられたベルトと、を介して駆動力が伝達されることを特徴とする。
　更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記エンジンを構成する前記第１エンジン部および第２エンジン部が整列する方向を第１方向、前記第１方向に直交する方向を第２方向とした場合、前記メインロータは、前記第１エンジン部で駆動されると共に前記第１方向に沿って外側に配置された第１メインロータと、前記第２エンジン部で駆動されると共に前記第１メインロータと対向する位置に整地された第２メインロータと、を有し、前記サブロータは、前記第１メインロータ側で、前記第２方向に沿って外側に配置された第１サブロータと、前記第２方向に沿って前記第１サブロータと対向する位置に配置された前記第２サブロータと、前記第２メインロータ側で、前記第２方向に沿って外側に配置された第３サブロータと、前記第２方向に沿って前記第３サブロータと対向する位置に配置された前記第４サブロータと、を有することを特徴とする。
　更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記エンジンは、第１バランスマスが形成されたクランクシャフトと、前記第１バランスマスに対して対称的な位置に第２バランスマスが形成されたバランサシャフト、を有し、前記クランクシャフトおよび前記バランサシャフトの駆動力により、前記メインロータを回転させることを特徴とする。
　本発明のエンジン搭載自立型飛行装置は、機体に主推力を与えるメインロータと、前記機体の姿勢制御を行うサブロータと、前記メインロータおよび前記サブロータが回転するためのエネルギを発生するエンジンと、前記サブロータの回転を制御する演算制御装置と、を具備し、前記メインロータは、前記エンジンと駆動的に接続されることで回転し、前記サブロータは、前記エンジンにより運転される発電機から発生する電力により駆動するモータにより回転し、前記演算制御装置は、前記機体を傾斜させる姿勢制御を行う際には、ホバリングを行う際よりも、前記サブロータの出力配分比を大きくすることを特徴とする。従って、エンジン搭載自立型飛行装置を空中で移動させるべく、機体を傾斜させる姿勢制御を行う際に、サブロータの出力配分比を大きくすることで、機体を好適に傾斜させて移動することができる。
　更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記演算制御装置は、前記姿勢制御を行う際には、前記サブロータへの出力配分比を１０％以上３０％以下とすることを特徴とする。従って、姿勢制御を行う際に、サブロータへの出力配分比を１０％以上とすることで、サブロータが十分な回転力を得られ、空中で機体を好適に傾斜させて移動する。また、サブロータへの出力配分比を３０％以下とすることで、機体の空中に於ける姿勢を安定化させることができる。
　更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、更に、前記発電機から発生する前記電力を変換する電力変換器と、前記電力変換器から出力される電力を蓄電するキャパシタと、を具備し、前記演算制御装置は、前記ホバリングを行う際には、前記キャパシタを蓄電し、前記姿勢制御を行う際には、前記キャパシタが放電する電力を前記モータに供給することを特徴とする。従って、姿勢制御を行う際に、キャパシタが放電する電力をモータに供給することで、サブロータの出力を迅速に大きくすることができ、エンジン搭載自立型飛行装置を空中で高速に移動させることができる。
　更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記エンジンの回転数は、前記ホバリングを行っている時と、前記姿勢制御を行っている時とで、略同一であることを特徴とする。従って、姿勢制御を行う際には、メインロータおよびサブロータで必要とされる総エネルギはホバリング時と比較すると大きくなるが、本発明ではキャパシタから放電される電気エネルギでエネルギを補充している。よって、姿勢制御を行うためにエンジンの回転速度を速くする必要が無いことから、姿勢制御を簡素化することができる。
　更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記エンジンと前記メインロータとは、ベルトを介して駆動的に接続されることを特徴とする。従って、ベルトによりエンジンとメインロータとを駆動的に接続することで、エンジンとメインロータとの距離が長くても両者を容易に駆動的に接続することができる。更に、ベルトはギアなどの他の動力伝達手段と比較して軽量であるので、ベルトを採用することでエンジン搭載自立型飛行装置の軽量化を図ることができる。
　更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記エンジンは、往復運動する第１ピストンを有する第１エンジン部と、前記第１ピストンと対峙した状態で往復運動する第２ピストンを有する第２エンジン部と、を有することを特徴とする。従って、第１エンジン部と第２エンジン部とで、対向配置されたピストンが往復運動することで、往復運動により発生する振動等が相殺され、エンジンが運転することで発生する振動を極めて小さくすることができる。
　更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記第１ピストンと前記第２ピストンとは、連通するシリンダの内部で往復運動することを特徴とする。従って、第１ピストンと第２ピストンとが同一のシリンダで往復運動することで、エンジンから発生する振動を抑制でき、更に、エンジンの構成を簡素化することができる。
　更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記第１ピストンは第１シリンダの内部で往復運動し、前記第２ピストンは前記第１シリンダとは別体として形成された第２シリンダの内部で往復運動することを特徴とする。従って、第１エンジン部と第２エンジン部とで個別にシリンダを有することで、第１エンジン部と第２エンジン部とを個別に用意することができ、製造コストを低減することができる。更には、第１シリンダおよび第２シリンダの吸気経路および排気経路を、吸気および排気に適した形状とすることができる。
　更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記サブロータは前記エンジンが配置された箇所から外側に向かって伸びるサブアームの先端側に取り付けられ、前記メインロータは前記エンジンが配置された箇所から外側に向かって伸び、前記サブアームよりも長いメインアームの先端側に取り付けられることを特徴とする。従って、メインロータが取り付けられるメインアームを長くすることで、メインロータを構成する各ロータを長くすることができ、ペイロードを更に大きくすることができる。また、サブロータが取り付けられるサブアームを短くすることで、サブロータの回転数を変更することによる姿勢制御等を精密に行うことができる。
　更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記メインロータには、前記エンジンのクランクシャフトから外部に延出するシャフトに取り付けられたエンジン側プーリと、前記メインロータに取り付けられたロータ側プーリと、前記エンジン側プーリと前記ロータ側プーリとの間に掛けられたベルトと、を介して駆動力が伝達されることを特徴とする。従って、比較的簡素な構成でエンジンから発生した駆動力をメインロータに伝達することができる。
　更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記エンジンを構成する前記第１エンジン部および第２エンジン部が整列する方向を第１方向、前記第１方向に直交する方向を第２方向とした場合、前記メインロータは、前記第１エンジン部で駆動されると共に前記第１方向に沿って外側に配置された第１メインロータと、前記第２エンジン部で駆動されると共に前記第１メインロータと対向する位置に整地された第２メインロータと、を有し、前記サブロータは、前記第１メインロータ側で、前記第２方向に沿って外側に配置された第１サブロータと、前記第２方向に沿って前記第１サブロータと対向する位置に配置された前記第２サブロータと、前記第２メインロータ側で、前記第２方向に沿って外側に配置された第３サブロータと、前記第２方向に沿って前記第３サブロータと対向する位置に配置された前記第４サブロータと、を有することを特徴とする。従って、第１方向に沿って両端部に第１メインロータおよび第２メインロータを有し、且つ４つのサブロータを有することで、第１メインロータおよび第２メインロータでペイロードを大きくしつつ、４つのサブロータで機体全体の姿勢制御を精密に行うことができる。
　更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記エンジンは、第１バランスマスが形成されたクランクシャフトと、前記第１バランスマスに対して対称的な位置に第２バランスマスが形成されたバランサシャフト、を有し、前記クランクシャフトおよび前記バランサシャフトの駆動力により、前記メインロータを回転させることを特徴とする。従って、複数のエンジン部を有さずとも、クランクシャフトおよびバランサシャフトから取り出した動力により、各ロータを駆動することができる。
本発明の実施形態に係る自立型飛行装置を示す図であり、（Ａ）は自立型飛行装置を示す斜視図であり、（Ｂ）は上面図である。 本発明の実施形態に係る自立型飛行装置を示す図であり、各部位の接続構成を示すブロック図である。 本発明の実施形態に係る自立型飛行装置を示す図であり、（Ａ）は搭載されるエンジンを示す側方断面図であり、（Ｂ）はその上方断面図である。 本発明の実施形態に係る自立型飛行装置を示す図であり、（Ａ）は搭載される他のエンジンを示す側方断面図であり、（Ｂ）はその上方断面図である。 本発明の実施形態に係る自立型飛行装置を示す図であり、搭載される更なる他のエンジンを示す側方断面図である。 本発明の実施形態に係る自立型飛行装置を示す図であり、（Ａ）は空間固定座標系を示し、（Ｂ）は機体固定座標系を示している。 本発明の実施形態に係る自立型飛行装置を示す図であり、（Ａ）は１０度傾斜した機体を示す側面図であり、（Ｂ）はパワーの経時変化を示すグラフである。 本発明の実施形態に係る自立型飛行装置を示す図であり、（Ａ）は３５度傾斜した機体を示す側面図であり、（Ｂ）はパワーの経時変化を示すグラフである。
　以下、図を参照して本形態のエンジン搭載自立型飛行装置の構成を説明する。以下の説明では、同一の構成を有する部位には同一の符号を付し、繰り返しの説明は省略する。尚、以下の説明では上下前後左右の各方向を用いるが、これらの各方向は説明の便宜のためである。また、以下の説明では、エンジン搭載自立型飛行装置を自立型飛行装置１０と称する。エンジン搭載自立型飛行装置は、ドローンとも称される。
　図１を参照して本実施形態にかかる自立型飛行装置１０の概略的構成を説明する。図１（Ａ）は自立型飛行装置１０を全体的に示す斜視図であり、図１（Ｂ）は自立型飛行装置１０の上面図である。
　図１（Ａ）を参照して、自立型飛行装置１０は、所謂ハイブリット型の自立型飛行装置である。即ち、メインロータ１４Ａ等は駆動的にエンジン３０と接続される一方、サブロータ１５Ａ等は発電機１６Ａ等を介してエンジン３０から電気エネルギが供給される。以下の説明では、メインロータ１４Ａ等を単にメインロータ１４と称し、サブロータ１５Ａ等を単にサブロータ１５と称する場合もある。ここで、紙面上に於ける左右方向が、エンジン３０を構成する各エンジン部が整列する第１方向であり、紙面上に於ける前後方向が第２方向である。
　自立型飛行装置１０は、フレーム１１と、フレーム１１の略中央部分に配設されたエンジン３０と、エンジン３０により駆動される発電機１６Ａ等と、発電機１６Ａ等から発生する電力より回転するサブロータ１５と、エンジン３０と駆動的に接続されることで回転するメインロータ１４とを主要に有している。
　フレーム１１は、エンジン３０、発電機１６Ａ、各種配線および制御基板（ここでは不図示）等を支持するように枠状に形成されている。フレーム１１としては、フレーム状に成型された金属または樹脂が採用される。フレーム１１の下端部分には、自立型飛行装置１０が接地する際に地面に接触するスキッド１８が形成されている。フレーム１１は、メインロータ１４を支持するメインフレーム１２Ａ等、およびサブロータ１５を支持するサブフレーム１３Ａ等を含む。メインフレーム１２Ａ等およびサブフレーム１３Ａ等の構成は後述する。
　エンジン３０、各種配線および制御基板（ここでは不図示）等は、ケーシング１７に収納されている。ケーシング１７は、例えば、所定形状に成形された合成樹脂板材からなり、フレーム１１の中心部に固定されている。ここで、ケーシング１７およびそれに内蔵される部材を本体部１９と称する。
　エンジン３０の上方には、発電機１６Ａ、１６Ｂが配設されている。発電機１６Ａ、１６Ｂは、エンジン３０により回転されることで発電する。発電機１６Ａ、１６Ｂから発生した電力は、サブロータ１５Ａ等を回転させるモータ２１等に供給される。また、その電力は、サブロータ１５Ａ等の回転を制御する演算制御装置等にも供給される。
　メインフレーム１２Ａ、１２Ｂは、本体部１９から、左右方向に直線的に延びている。メインフレーム１２Ａ、１２Ｂは、棒状に成型された金属または合成樹脂から成る。左方に向かって延びるメインフレーム１２Ａの左方側端部には、メインロータ１４Ａが回転可能な状態で配設されている。メインロータ１４Ａには図示しないプーリが接続しており、メインロータ１４Ａ側のプーリとエンジン３０側の図示しないプーリとの間にベルト２０Ａが掛け渡されている。一方、右方に向かって延びるメインフレーム１２Ｂの右方側端部には、メインロータ１４Ｂが回転可能な状態で配設されている。メインロータ１４Ｂには図示しないプーリが接続しており、メインロータ１４Ｂ側のプーリとエンジン３０側の図示しないプーリとの間にベルト２０Ｂが掛け渡されている。かかる構成によりメインロータ１４はエンジン３０と駆動的に接続される。よって、エンジン３０から発生した動力でメインロータ１４は直接的に回転するので、シリーズ型のものよりも、エンジン３０からメインロータ１４にエネルギが伝達する際のエネルギ損失を小さくすることができる。
　メインロータ１４は、自立型飛行装置１０を空中に浮遊させるための上昇力を発生させる機能を有する。一方、サブロータ１５は、主に、自立型飛行装置１０の姿勢制御を担う。例えば、サブロータ１５は、自立型飛行装置１０がホバリングを行っている際に、自立型飛行装置１０の位置姿勢を一定に保つべく適宜回転する。また、サブロータ１５は、自立型飛行装置１０が移動する際に、自立型飛行装置１０を傾斜させるべく回転する。また、メインロータ１４Ａとメインロータ１４Ｂとは逆方向に回転する。
　サブフレーム１３Ａ等は、前後方向に延びており、上記したメインフレーム１２Ａ等と同様に、棒状に成形された金属または合成樹脂から成る。サブフレーム１３Ａ等は、メインフレーム１２Ａ等の途中部分から延伸している。サブフレーム１３Ａの前端部にはサブロータ１５Ａが配設され、サブロータ１５Ａはその下方に配設されたモータ２１Ａで回転されている。サブフレーム１３Ｂの前端部にはサブロータ１５Ｂが配設され、サブロータ１５Ｂはその下方に配設されたモータ２１Ｂで回転されている。サブフレーム１３Ｃの後端部にはサブロータ１５Ｃが配設され、サブロータ１５Ｃはその下方に配設されたモータ２１Ｃで回転されている。サブフレーム１３Ｄの後端部にはサブロータ１５Ｄが配設され、サブロータ１５Ｄはその下方に配設されたモータ２１Ｄで回転されている。モータ２１Ａ、２１Ｂ、２１Ｃ、２１Ｄには、発電機１６Ａ、１６Ｂが発電した電力が供給される。サブフレーム１３Ａ等の内部には、電力をモータ２１Ａに供給するための配線が引き回されている。
　図１（Ｂ）を参照して、メインフレーム１２Ａの長さＬ１０（本体部１９の中心からメインフレーム１２Ａの左端までの長さ）は、メインロータ１４Ａの一つの羽根よりも長くされている。このようにすることで、回転するメインロータ１４Ａが本体部１９に接触してしまうことを防止している。更に、メインフレーム１２Ａの長さＬ１０は、メインロータ１４Ａがサブロータ１５Ａ、１５Ｃと接触することが無いように、充分に長く設定されている。メインフレーム１２Ｂの長さは、メインフレーム１２Ａと同等である。
　サブフレーム１３Ｄの長さＬ２０は、サブロータ１５Ｄが本体部１９に接触しないように、サブロータ１５Ｄの１つの羽根の長さよりも長くされている。また、サブフレーム１３Ｄの長さＬ２０（本体部１９の中心からサブフレーム１３Ｄの後端までの長さ）は、メインロータ１４Ｂと接触しないような長さとされている。ここで、他のサブロータ１５Ａ、１５Ｂ、１５Ｃの長さは、サブロータ１５Ｄと同様である。また、他のサブフレーム１３Ａ等の長さも、サブフレーム１３Ｄと同等である。また、メインフレーム１２Ａの長さＬ１０は、サブフレーム１３Ｄの長さＬ２０よりも、充分に長い。
　上記したメインロータ１４およびサブロータ１５は、本体部１９の中心を左右方向に沿って通過する左右方向対称線に対して線対称に配置されている。また、上記したメインロータ１４およびサブロータ１５は、本体部１９の中心を前後方向に沿って通過する前後方向対称線に対して線対称に配置されている。このように、メインロータ１４およびサブロータ１５を、対称的に配置することで、自立型飛行装置１０を空中に於ける自立型飛行装置１０の位置姿勢を安定化することができる。
　上記した構成の自立型飛行装置１０か飛行する際には、メインロータ１４等とサブロータ１５Ａ等が同時に回転する。メインロータ１４等が回転することで発生する推力により自立型飛行装置１０が空中に浮遊し、サブロータ１５Ａ等が個別に回転することで空中に於ける自立型飛行装置１０の位置姿勢が制御される。自立型飛行装置１０が移動する際には、メインロータ１４等を所定速度で回転させつつ、サブロータ１５Ａ等の回転速度を変更することで、自立型飛行装置１０を傾斜させる姿勢制御を実行する。係る姿勢制御に関しては後述する。
　図２のブロック図を参照して、自立型飛行装置１０の接続構成を説明する。自立型飛行装置１０は、その空中に於ける位置姿勢を制御するための演算制御装置３１を有している。演算制御装置３１は、ＣＰＵ、ＲＡＭ、ＲＯＭ等から成り、ここでは図示しない各種センサ、カメラ、操作装置からの指示に基づいて、サブロータ１５Ａ等を駆動するモータ２１Ａ等の回転を制御している。ここで、操作装置とは、自立型飛行装置１０と無線的または有線的に接続され、使用者が自立型飛行装置１０の位置、高度、移動方向、移動速度等を操作することを可能とする所謂コントローラである。
　自立型飛行装置１０では、上記したように、エンジン３０が発生する駆動エネルギで、メインロータ１４およびサブロータ１５を回転させることで、空中に浮遊すると共に所定方向に向かって移動することができる。また、空中に於ける位置姿勢の制御は、サブロータ１５を回転させるモータ２１Ａ等の回転速度を制御することで行っている。
　モータ２１Ａ等はエンジン３０をエネルギ源としている。エンジン３０とモータ２１Ａ等との間には、発電機１６Ａ等、インバータ３２（電力変換器）、キャパシタモジュール３４、ドライバ２４Ａ等と、が介在している。かかる構成により、エンジン３０から発生する駆動力は電力に変換され、この電力によりモータ２１Ａ等が所定の回転速度で回転することで、自立型飛行装置１０の位置姿勢の制御および移動が行われる。
　エンジン３０は、後述するようにガソリン等を燃料とするレシプロ型のものであり、その駆動力で発電機１６Ａ、１６Ｂを駆動する。ここで、上記したように、エンジン３０は、メインロータ１４も駆動している。エンジン３０は、演算制御装置３１により制御されている。
　発電機１６Ａ、１６Ｂから発生した交流の電力はインバータ３２に供給される。インバータ３２では、先ずコンバータ回路で交流電力を直流電力に変換した後に、インバータ回路で直流電力を所定の周波数の交流電力に変換している。インバータ３２から出力される電力の一部は、ホバリング時に、キャパシタモジュール３４に蓄電される。キャパシタモジュール３４に蓄電された電力は、自立型飛行装置１０が位置姿勢を変更する際に、モータ２１Ａ等に供給される。キャパシタモジュール３４は、蓄電池等と比較すると、短時間で大電流を負荷に供給することができることから、モータ２１Ａ等の回転速度を瞬時に速くすることができ、自立型飛行装置１０を高速に変位させることができる。
　また、インバータ３２から出力される電力の一部は、余剰電力消費回路３３にも供給される。余剰電力消費回路３３は、インバータ３２が変換する電力のうち、モータ２１Ａ等で用いられない部分を消費するための回路である。余剰電力消費回路３３を備えることで、エンジン３０やインバータ３２が安定して動作することができる。インバータ３２の挙動は演算制御装置３１で制御されている。
　ドライバ２４Ａ、２４Ｂ、２４Ｃ、２４Ｄは、インバータ３２から発生する電力を用いて、それぞれ、モータ２１Ａ、２１Ｂ、２１Ｃ、２１Ｄに流す電流量、その回転方向、回転するタイミング等を制御している。ドライバ２４Ａ、２４Ｂ、２４Ｃ、２４Ｄの挙動は、演算制御装置３１で制御されている。
　上記した構成の自立型飛行装置１０では、空中の一定箇所に留まるホバリング状態と、所定位置に向かって移動している移動状態とで、電力の供給系統が異なる。
　具体的には、ホバリング状態では、発電機１６Ａ、１６Ｂ、インバータ３２、ドライバ２４Ａ等、モータ２１Ａ等の順番で、電力が供給される。そして、演算制御装置３１は、自立型飛行装置１０が地面に対して平行な状態を保ちつつ、一定箇所に留まるように、各種センサからの出力に基づいて、ドライバ２４Ａ等を制御することで、モータ２１Ａを所定の回転数で回転させる。このようにすることで、図１に示したサブロータ１５Ａ等が所定の速度で回転するようになり、自立型飛行装置１０は安定的にホバリングできる。
　一方、自立型飛行装置１０を移動させる移動状態では、先ず、演算制御装置３１は、コントローラを介したユーザの指示等に基づいて、キャパシタモジュール３４に蓄電された電力をドライバ２４Ａ等に供給する。よって、ドライバ２４等には、インバータ３２から供給される電力に加えて、キャパシタモジュール３４からも電力が供給される。例えば、図１を参照して、自立型飛行装置１０を前方に向かって移動させる際には、演算制御装置３１は、ドライバ２４Ａ等を制御することで、供給される電力をサブロータ１５Ｃ、１５Ｄを駆動するモータ２１Ｃ、２１Ｄに供給し、サブロータ１５Ｃ、１５Ｄの回転速度を、サブロータ１５Ａ、１５Ｂの回転速度よりも早くする。
　そのようにすると、自立型飛行装置１０を右方から見た場合、自立型飛行装置１０は反時計回りに若干回転するように傾斜する。このように傾斜した状態で、メインロータ１４Ａ、１４Ｂを回転させると、メインロータ１４Ａ、１４Ｂが発生する揚力と自立型飛行装置１０に作用する重力との合力が前方に向かって作用する。よって、自立型飛行装置１０は前方に向かって移動するようになる。
　自立型飛行装置１０が所定の箇所まで移動したら、演算制御装置３１は、キャパシタモジュール３４からドライバ２４Ａ等への給電を停止し、ドライバ２４Ａ等を介して各モータ２１Ａ等を略均等の速度で回転させる。このようにすることで、自立型飛行装置１０は再びホバリングを行う。
　上記のように、本実施の形態に係る自立型飛行装置１０は、エンジン３０の駆動力で回転するメインロータ１４等と、エンジン３０で駆動されるモータ２１等で回転するサブロータ１５Ａ等を有する所謂ハイブリット型のものである。よって、上記したシリーズ型のものと比較すると、自立型飛行装置１０では、エネルギ消費改善率を約５０％とすることができる。
　次に、図３から図５を参照して、上記した構成を有する自立型飛行装置１０に搭載されるエンジン３０の構成を説明する。本実施形態の自立型飛行装置１０では、エンジン３０から大きな振動が発生すると、自立型飛行装置１０の空中に於ける位置姿勢を精密に制御することができないため、エンジン３０として無振動型または低振動型のものを採用している。
　図３を参照して、エンジン３０の一形態を説明する。図３（Ａ）はエンジン３０を前方から見た断面図であり、図３（Ｂ）はエンジン３０を上方から見た断面図である。ここに示すエンジン３０は、左右方向に対向配置された２つのエンジン部（第１エンジン部４０、第２エンジン部４１）を有する。
　図３（Ａ）および図３（Ｂ）を参照して、エンジン３０は、紙面上に於いて左方に配置された第１エンジン部４０と、右方側に配置された第２エンジン部４１とを有している。
　第１エンジン部４０は、左右方向に往復運動する第１ピストン４３と、第１ピストン４３の往復運動を回転運動に変換する第１クランクシャフト４２と、第１ピストン４３と第１クランクシャフト４２とを回転可能に連結する第１コネクティングロッド４４と、を有している。
　第２エンジン部４１は、左右方向に往復運動する第２ピストン４６と、第２ピストン４６の往復運動を回転運動に変換する第２クランクシャフト４５と、第２ピストン４６と第２クランクシャフト４５とを回転可能に連結する第２コネクティングロッド４７と、を有している。
　第１クランクシャフト４２の上端側には、プーリ２２および発電機１６Ａが接続されている。また、第２クランクシャフト４５の上端側には、プーリ２３および発電機１６Ｂが接続されている。
　第１エンジン部４０の第１ピストン４３と、第２エンジン部４１の第２ピストン４６で、燃焼室４８を共有している。換言すると、第１ピストン４３と第２ピストン４６とは、連通する一つのシリンダの内部を往復運動する。よって、第１エンジン部４０および第１ピストン４３が中心部に向かって同時にストロークすることで、ストローク量を少なくしつつ、燃焼室４８における混合ガスの高膨張比をとることができる。
　また、ここでは図示していないが、エンジン３０には、燃焼室４８から連通する容積空間が形成されており、この容積空間に点火プラグが配置されている。また、燃焼室４８には、ここでは図示しない吸気口および排気口が形成されており、ガソリンなどの燃料を含む混合気が吸気口から燃焼室４８に導入され、燃焼後の排気ガスが排気口を経由して燃焼室から外部に排気される。
　図３（Ａ）を参照して、上記した構成のエンジン３０は、次のように動作する。先ず、吸込行程では、第１ピストン４３および第２ピストン４６がシリンダ４９の内部で中央部から外側に向かって移動することで、燃料と空気との混合物である混合気をシリンダ４９の内部に導入する。次に、圧縮行程では、回転する第１クランクシャフト４２および第２クランクシャフト４５の慣性により、第１ピストン４３および第２ピストン４６が中央部に向かって押し出され、シリンダ４９の内部で混合気が圧縮される。次に、燃焼行程では、図示しない点火プラグが燃焼室４８で点火することで、シリンダ４９の内部で混合気が燃焼し、これにより第１ピストン４３および第２ピストン４６が下死点である外側の端部まで押し出される。その後、排気行程では、回転する第１クランクシャフト４２および第２クランクシャフト４５の慣性により第１ピストン４３および第２ピストン４６が内側に押し出され、シリンダ４９の内部に存在する燃焼後のガスは、外部に排出される。
　本形態のエンジン３０では、一つのシリンダ４９の内部で往復運動する２つの第１ピストン４３および第２ピストン４６で、ストロークを分割することができるので、通常のガソリンエンジンと比較して、混合ガスの圧縮比を大きくすることができる。また、シリンダ４９の内部で第１ピストン４３および第２ピストン４６が対向するので、一般的なエンジンで必要とされるシリンダヘッドが不要と成り、エンジン３０の構成が簡素であり且つ軽量とされている。また、エンジン３０を構成している各部材、即ち、第１ピストン４３および第２ピストン４６、第１クランクシャフト４２および第２クランクシャフト４５等が対向して配置され、かつ対向するように動作している。このことから、エンジン３０の各部材から発生する振動が相殺され、エンジン３０全体から外部に発生する振動を少なくすることができる。よって、本形態では、上記した構造のエンジン３０を搭載することで、自立型飛行装置１０の小型化、軽量化および低振動化を達成することができる。特に、低振動化により、姿勢制御、モータ出力制御などの演算制御装置やＧＰＳセンサ等の精密機器への悪影響を防止することが出来る。また、自立型飛行装置１０が輸送する配送荷物が振動で損傷してしまうことを防止することができる。
　図４を参照して、エンジン３０の他の形態を説明する。図４（Ａ）はエンジン３０を前方から見た側面図であり、図４（Ｂ）はエンジン３０の上面図である。
　図４（Ａ）および図４（Ｂ）を参照して、ここでは、エンジン３０は、左側の第１エンジン部６０と、右側の第２エンジン部６１とから成り、各々のエンジン部で個別にシリンダが形成されている。かかる事項が図３に示したエンジン３０とは異なる。
　第１エンジン部６０は、第１シリンダ７１と、第１シリンダ７１の内部で往復運動する第１ピストン７０と、第１ピストン７０の往復運動を回転運動に変換する第１クランクシャフト８０と、第１ピストン７０と第１クランクシャフト８０とを運動可能に連結する第１コネクティングロッド７５と、第１吸気バルブ６４と、第１排気バルブ６２とを有する。
　第２エンジン部６１は、第２シリンダ７３と、第２シリンダ７３の内部で往復運動する第２ピストン７２と、第２ピストン７２の往復運動を回転運動に変換する第２クランクシャフト８１と、第２ピストン７２と第２クランクシャフト８１とを運動可能に連結する第２コネクティングロッド７６と、第２吸気バルブ６５と、第２排気バルブ６３とを有する。
　ここで、上記した第１エンジン部６０と第２エンジン部６１とは、鋳造により一体的に形成されたエンジンブロックに収納されても良いし、第１エンジン部６０と第２エンジン部６１とは個別にエンジンブロックに収納されても良い。
　エンジン３０では、第１エンジン部６０および第２エンジン部６１を構成する主要な構成部品が、左右方向に沿って配置されている。具体的には、第１エンジン部６０の第１シリンダ７１、第１ピストン７０、第１クランクシャフト８０および第１コネクティングロッド７５が、左右方向に沿って配置されている。更に、第２エンジン部６１の第２シリンダ７３、第２ピストン７２、第２クランクシャフト８１および第２コネクティングロッド７６も、左右方向に沿って配置されている。このように、各エンジン部の各構成要素を左右方向に沿って配置することで、各エンジン部が動作することで発生する振動が相殺され、制振効果を向上することができる。
　更に、第１エンジン部６０と第２エンジン部６１とは、左右方向に於いて対称的に配置されている。かかる構成によっても、各エンジン部が動作することで発生する振動が互いに相殺され、制振効果を向上することができる。
　図４（Ａ）および図４（Ｂ）を参照して、第１エンジン部６０には、上記した第１吸気バルブ６４および第２吸気バルブ６５の動作を制御するバルブ駆動機構を有している。
　このバルブ駆動機構は、クランクプーリ８２と、カムプーリ８５と、クランクプーリ８２とカムプーリ８５とに掛け渡されたタイミングベルト７４と、を有している。クランクプーリ８２は、第１クランクシャフト８０の外部に導出する部分に接続している。カムプーリ８５は、第１吸気バルブ６４に接してその進退運動を制御する第１吸気カム８４と、第２吸気バルブ６５に接してその進退運動を制御する第２吸気カム８７と共に、カムシャフト８６に接続している。第１吸気カム８４と第２吸気カム８７とは、第１吸気カム８４が第１吸気バルブ６４を押圧するタイミングと、第２吸気カム８７が第２吸気バルブ６５を押圧するタイミングが同時となるように、位相差をもってカムシャフト８６に接続されている。
　図４（Ａ）を参照して、第１エンジン部６０の第１クランクシャフト８０の上端側にはプーリ２２および発電機１６Ａが接続され、第２エンジン部６１の第２クランクシャフト８１の上端側にはプーリ２３および発電機１６Ｂが接続されている。
　第１排気バルブ６２および第２排気バルブ６３を駆動する機構は、クランクプーリ８３と、カムプーリ６７と、クランクプーリ８２とカムプーリ８５とに掛け渡されたタイミングベルト７７と、を有している。クランクプーリ８３は、第２クランクシャフト８１の外部に導出する部分に接続している。カムプーリ６７は、第１排気バルブ６２に接してその進退運動を制御する第１排気カム７８と、第２排気バルブ６３に接してその進退運動を制御する第２排気カム７９と共に、カムシャフト６６に接続している。第１排気カム７８および第２排気カム７９は、第１排気カム７８が第１排気バルブ６２を押圧するタイミングと、第２排気カム７９が第２排気バルブ６３を押圧するタイミングが同時となるように、位相差をもってカムシャフト６６に接続されている。
　図４（Ａ）に示すように、第１排気カム７８等が取り付けられるカムシャフト６６には、反転ギア６８が接続している。また、ここでは図示しないが、カムシャフト８６（図４（Ｂ））にも反転ギアが接続している。そして、カムシャフト６６の反転ギア６８と、カムシャフト８６の反転ギアとは歯合している。かかる構成により、第１クランクシャフト８０の回転方向と、第２クランクシャフト８１の回転方向を逆とするクランクシャフト反転同期機構が構成されている。
　図４に示したエンジン３０の動作は、基本的には、図３に示した場合と同様である。即ち、第１ピストン７０と第２ピストン７２とは、同時に左右方向内側に向かって移動することで圧縮行程等を実行し、更に、同時に左右方向外側に向かって移動することで燃焼行程等を実行する。また、上記のように構成することで、吸気および排気経路である流路８８および流路８９が簡素化され、吸気および排気を効率的に行うことができる。
　図５を参照して、本実施形態に係る自立型飛行装置１０に採用されるエンジン３０の他の形態を説明する。ここに示すエンジン３０は一つのピストン１０４を有し、クランクシャフト１００およびバランサシャフト１０７から駆動力を取り出している。
　具体的には、エンジン３０は、シリンダ１０５と、シリンダ１０５の内部で往復運動するピストン１０４と、ピストン１０４の往復運動を回転運動に変換するクランクシャフト１００と、ピストン１０４とクランクシャフト１００とを回転可能に連結するコネクティングロッド１０３と、を有している。クランクシャフト１００の上端側にはクランクギア１０２、プーリ２２、発電機１６Ａが取り付けられている。また、クランクシャフト１００にはバランスマス１０１が取り付けられている。バランスマス１０１を取り付けることで、クランクシャフト１００が回転することで発生する一次慣性力を減少させることが出来る。
　バランサシャフト１０７は、クランクシャフト１００の右方側に配設されている。バランサシャフト１０７は、所謂偏心シャフトである。バランサシャフト１０７が、クランクシャフト１００と共に回転することで、クランクシャフト１００の回転に伴い発生する振動を低減することが出来る。バランサシャフト１０７の上端側には、バランサギア１０９、フライホイル１１０、プーリ２３、および発電機１６Ｂが取り付けられている。
　バランサシャフト１０７には、バランスマス１０６が取り付けられている。クランクシャフト１００に形成されるバランスマス１０１と、バランサシャフト１０７に形成されるバランスマス１０６との位置関係は対称的とされている。具体的には、バランスマス１０１とバランスマス１０６との位置関係は、クランクシャフト１００の回転中心とバランサシャフト１０７の回転中心との中央に垂直に規定された対称線１１１に対して線対称となっている。
　バランスマス１０６は、バランサシャフト１０７のみに形成してもよいが、ここでは、バランサシャフト１０７およびバランサギア１０９にバランスマス１０６を形成している。また、バランスマス１０６も含めたバランサシャフト１０７周りの慣性モーメントと、バランスマス１０１を含めたクランクシャフト１００周りの慣性モーメントとを、同一または略同一としている。このようにすることで、エンジン３０が運転することで発生する振動を更に小さくすることができる。
　ここで、バランサシャフト１０７にフライホイル１１０を形成することもできる。この場合、フライホイル１１０を含めたバランサシャフト１０７周りの慣性モーメントと、クランクシャフト１００の慣性モーメントとを、同一にすることで、制振効果を更に大きくすることができる。
　図６から図８を参照して、移動のために自立型飛行装置１０を傾斜させた際の出力配分比に関して説明する。図６はシミュレーションするために用いた座標系を説明するための図である。図７（Ａ）は１０度傾斜させた場合の自立型飛行装置１０を示す側面図であり、図７（Ｂ）はその場合の出力パワーの経時変化を示すグラフである。図８（Ａ）は３５度傾斜させた場合の自立型飛行装置１０を示す側面図であり、図８（Ｂ）はその場合の出力パワーの経時変化を示すグラフである。
　先ず、図６を参照して、自立型飛行装置１０の出力をシミュレーションするために用いた運動方程式について説明する。図６（Ａ）は空間固定座標系を示すグラフであり、図６（Ｂ）は機体固定座標系を示すグラフである。
　図６（Ａ）のように空間固定座標系をとり、図６（Ｂ）のように機体固定座標系をとった場合、この２つの固定座標系の関係は、以下の数１で記述することができる。ここで、φ、θ、ψは、ロール、ピッチ、スピンを表すオイラー角である。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000001
　また、自立型飛行装置１０の重心｛ＸＧ、ＹＧ、ＺＧ｝Ｔの並進運動は、空間固定座標系において以下の数２で記述される。ここで、ｍは自立型飛行装置１０の機体重量であり、ｇは重力加速度であり、Ｔはメインロータ１４Ａ等とサブロータ１５Ａ等が発生する推力である。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000002
　更に、自立型飛行装置１０の重心周りの回転運動は、機体固定座標系に於いて以下の数３で記述される。ここで、ＩＸＸ、ＩＹＹ、ＩＺＺは各軸周りの機体慣性モーメントであり、｛Ｗ１、Ｗ２、Ｗ３｝Ｔは角速度ベクトルであり、｛τφ、τθ、τψ｝Ｔは姿勢制御ロータが作る各軸周りのトルクを表す。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000003
　上記の方程式に基づき自立型飛行装置１０の運動をシミュレーションし、以下の結果を得た。
　このシミュレーションでは、ホバリング時と姿勢制御時とで、パワー配分比の相違を検証した。ここで、姿勢制御時とは、自立型飛行装置１０を空中で移動させるために、自立型飛行装置１０を例えば１０度傾斜させるときである。また、パワー配分比とは、メインロータ１４Ａ等が回転することで発生するパワーと、サブロータ１５Ａ等が回転することで発生するパワーとの比率である。
　自立型飛行装置１０がホバリングしている際には、メインロータ１４Ａ等が装置本体を浮上させる推力を発生させる一方、サブロータ１５Ａ等は装置本体を所定箇所に留まらせると共に水平状態を維持するために回転する。よって、メインロータ１４等の出力は、サブロータ１５Ａ等の出力よりも遙かに大きい。例えば、メインロータ１４等が出力するパワーは３．０４Ｗであり、サブロータ１５Ａ等が出力するパワーは０．３４Ｗである。メインロータ１４等とサブロータ１５Ａ等との出力配分比は、例えば９０％：１０％としている。
　メインロータ１４等とエンジン３０の出力軸とは駆動的に接続されているため、エンジン３０からメインロータ１４等にエネルギが伝達される経路に於けるエネルギ損失は非常に小さい。即ち、エンジン３０からメインロータ１４等にエネルギが伝達される経路のエネルギ効率は非常に高い。一方、サブロータ１５Ａ等は、図２等に示したように、発電機１６Ａ等、インバータ３２、モータ２１Ａ等を介して、エンジン３０からエネルギが供給されるので、この経路のエネルギ効率は例えば７０％と低い。よって、ホバリング時に於いて、メインロータ１４等の出力配分比を大きくすることで、エンジン３０から発生されるエネルギを効果的に用いて自立型飛行装置１０を浮遊させることができる。
　一方、姿勢制御時に於いては、自立型飛行装置１０を傾斜させるべく、サブロータ１５Ａ等を高速に回転させる。よって、ホバリング時と比較すると、サブロータ１５Ａ等に供給されるエネルギの比率が大きくなる。また、自立型飛行装置１０を傾斜する角度が大きくなるほど、サブロータ１５Ａ等を高速に回転させる必要があるので、サブロータ１５Ａ等に供給されるエネルギの比率が大きくなる。
　図７を参照して、姿勢制御時に於いて、自立型飛行装置１０を１０度傾斜させた場合を説明する。図７（Ａ）は自立型飛行装置１０が１０度傾斜している状態を示す側面図であり、図７（Ｂ）は各ロータが発生させるパワーの経時変化を示すグラフである。ここで、パワーとは各ロータが回転することで発生している推力のことである。
　図７（Ａ）を参照して、姿勢制御時には、演算制御装置３１が、サブロータ１５Ｃ、１５Ｄを、サブロータ１５Ａ、１５Ｂよりも高速に回転させることで、自立型飛行装置１０の後方部分に作用する揚力を、その前方部分に作用する揚力よりも大きくし、自立型飛行装置１０を反時計回りに傾斜させる。ここでは、自立型飛行装置１０の傾斜角θが１０度となるように、サブロータ１５Ａ等を回転させている。
　図７（Ｂ）に示すグラフの横軸は時間であり、縦軸は各ロータから発生するパワーである。ここで、一点鎖線はサブロータ１５Ａ等のパワーを示し、点線はメインロータ１４等のパワーを示し、実線はサブロータ１５Ａ等のパワーとメインロータ１４等のパワーとの合計値を示している。
　この図を参照して、時間Ｔ１では、サブロータ１５Ｃ、１５Ｄを、サブロータ１５Ａ、１５Ｂよりも高速に回転させることで、サブロータ１５Ａ等のパワーが最大値（約０．５ｋＷ）を示している。このようにすることで、上記したように、自立型飛行装置１０の傾斜角度を１０度とする。この状態で、サブロータ１５Ｃ、１５Ｄの回転速度を、サブロータ１５Ａ、１５Ｂと同等程度とすることで、メインロータ１４等の推力により、自立型飛行装置１０は前方に向かって移動する。また、本実施形態では、図２に示したキャパシタモジュール３４から供給される電力で、サブロータ１５Ｃ、１５Ｄの回転数を即座に高速化することができる。
　また、時間Ｔ２では、自立型飛行装置１０が所定の速度に到達したので、自立型飛行装置１０を水平状態とするべく、サブロータ１５Ａ、１５Ｂの回転数を、サブロータ１５Ｃ、１５Ｄよりも高速にする。この際にも、サブロータ１５Ａ等のパワーは比較的大きくなるが、時間Ｔ１のパワーと比較すると小さい。
　時間Ｔ１から時間Ｔ２までの間は、自立型飛行装置１０を傾斜させて加速度を発生させており、時間Ｔ２で自立型飛行装置１０を水平状態とすることで加速度をゼロとする。時間Ｔ２以降は、自立型飛行装置１０は一定の速度で移動する。
　自立型飛行装置１０の姿勢制御時に於いて、メインロータ１４等の出力は基本的には変動せず、約３ｋｗである。また、この時、エンジン３０の回転数は、一定でも良いし、必要に応じて高速にしても良い。
　上記のように自立型飛行装置１０を１０度傾斜させた場合、サブロータ１５Ａ等の最大パワーは約０．６ｋｗであり、メインロータ１４等のパワーは約３．０ｋｗである。よって、メインロータ１４等とサブロータ１５Ａ等との出力配分比は８６％：１４％となる。
　図８を参照して、自立型飛行装置１０を３５度傾斜させた場合を説明する。図８（Ａ）は３５度傾斜した自立型飛行装置１０を示す側面図であり、図８（Ｂ）はこの場合のパワーの経時変化を示すグラフである。ここで、自立型飛行装置１０を移動させるべく傾斜させる制御方法は図７に示した場合と同様である。自立型飛行装置１０の傾斜角θをこのように大きくすることで、より高速に自立型飛行装置１０を移動させることができる。
　図８（Ｂ）を参照して、自立型飛行装置１０を３５度傾斜させる場合は、サブロータ１５Ｃ、１５Ｄを更に高速に回転させる必要がある。よって、時間Ｔ３のサブロータ１５Ａ等の最大値は約１．３ｋｗとなる。また、時間Ｔ４では、自立型飛行装置１０を水平状態とするべく、サブロータ１５Ａ等のパワーは再度大きくなる。ここで、時間Ｔ３から時間Ｔ４までの間は、自立型飛行装置１０を傾斜させて加速度を発生させており、時間Ｔ４で自立型飛行装置１０を水平状態とすることで加速度をゼロとする。時間Ｔ４以降は、自立型飛行装置１０は一定の速度で移動する。ここでは、自立型飛行装置１０を大きく傾斜させているため、自立型飛行装置１０に作用する加速度を大きくし、自立型飛行装置１０を高速に移動させることができる。
　上記のように、自立型飛行装置１０の姿勢制御時に於いて、メインロータ１４等の出力は基本的には変動せず、約３ｋｗである。また、この時、エンジン３０の回転数は、一定で良い。
　よって、自立型飛行装置１０を３５度傾斜させることで移動させた場合、メインロータ１４等とサブロータ１５Ａ等との出力配分比は、例えば７０％：３０％となる。即ち、自立型飛行装置１０を１０度傾斜させる場合と比較すると、サブロータ１５Ａ等の出力が大きくなる。
　本実施形態では、自立型飛行装置１０の姿勢変更を行う際には、ホバリング時と比較して、サブロータ１５Ａ等の出力配分比を大きくしている。このようにすることで、メインロータ１４等の推力で自立型飛行装置１０を浮遊させた状態のまま、サブロータ１５Ａ等を高速に回転させることで、即座に自立型飛行装置１０を傾斜させて移動させることができる。
　また、自立型飛行装置１０の姿勢変更を行う際に、サブロータ１５Ａ等の出力が最大となる際の、サブロータ１５Ａ等への出力配分比を１０％以上３０％以下とすることが好ましい。この出力配分比を１０％以上とすることで、サブロータが十分な回転力を得られ、空中で自立型飛行装置１０を好適に傾斜させて移動することができる。また、出力配分比を３０％以下とすることで、自立型飛行装置１０の空中に於ける姿勢を安定化することができる。
　一般に、マルチローター式の自立型飛行装置の姿勢制御の為には、１００ｍｓｅｃオーダーの出力応答が要求されるところ、エンジン駆動型の自立型飛行装置では出力応答の速度が十分ではないので正確な姿勢制御を行うことは簡単ではなかった。一方、本実施形態に係る自立型飛行装置１０では、サブロータ１５Ａ等を回転させるモータ２１Ａ等の回転数を電子的に制御することで自立型飛行装置１０の姿勢制御を行っているため、１００ｍｓｅｃオーダーの出力応答が可能になり、自立型飛行装置１０の姿勢制御を正確に行うことができる。
　以上、本発明の実施形態を示したが、本発明は、上記実施形態に限定されるものではない。
　図２を参照して、自立型飛行装置１０に蓄電池を備えても良い。即ち、発電機１６Ａ等から発生する電力の一部を蓄電池に充電し、適宜、蓄電池から放電される電力でモータ２１Ａ等を回転するようにしても良い。
　図１を参照して、エンジン３０の駆動力はベルト２０Ａ等を経由してメインロータ１４等に伝達されたが、ギア列等の他の動力伝達手段によりエンジン３０の駆動力をメインロータ１４等に伝達するようにしても良い。
１０　自立型飛行装置
１１　フレーム
１２、１２Ａ、１２Ｂ　メインフレーム
１３、１３Ａ、１３Ｂ、１３Ｃ、１３Ｄ　サブフレーム
１４、１４Ａ、１４Ｂ　メインロータ
１５、１５Ａ、１５Ｂ、１５Ｃ、１５Ｄ　サブロータ
１６、１６Ａ、１６Ｂ　発電機
１７　ケーシング
１８　スキッド
１９　本体部
２０、２０Ａ、２０Ｂ　ベルト
２１、２１Ａ、２１Ｂ、２１Ｃ、２１Ｄ　モータ
２２　プーリ
２３　プーリ
２４、２４Ａ、２４Ｂ、２４Ｃ、２４Ｄ　ドライバ
３０　エンジン
３１　演算制御装置
３２　インバータ
３３　余剰電力消費回路
３４　キャパシタモジュール
４０　第１エンジン部
４１　第２エンジン部
４２　第１クランクシャフト
４３　第１ピストン
４４　第１コネクティングロッド
４５　第２クランクシャフト
４６　第２ピストン
４７　第２コネクティングロッド
４８　燃焼室
４９　シリンダ
６０　第１エンジン部
６１　第２エンジン部
６２　第１排気バルブ
６３　第２排気バルブ
６４　第１吸気バルブ
６５　第２吸気バルブ
６６　カムシャフト
６７　カムプーリ
６８　反転ギア
７０　第１ピストン
７１　第１シリンダ
７２　第２ピストン
７３　第２シリンダ
７４　タイミングベルト
７５　第１コネクティングロッド
７６　第２コネクティングロッド
７７　タイミングベルト
７８　第１排気カム
７９　第２排気カム
８０　第１クランクシャフト
８１　第２クランクシャフト
８２　クランクプーリ
８３　クランクプーリ
８４　第１吸気カム
８５　カムプーリ
８６　カムシャフト
８７　第２吸気カム
８８　流路
８９　流路
１００　クランクシャフト
１０１　バランスマス
１０２　クランクギア
１０３　コネクティングロッド
１０４　ピストン
１０５　シリンダ
１０６　バランスマス
１０７　バランサシャフト
１０９　バランサギア
１１０　フライホイル
１１１　対称線

Claims (12)

  1. 　機体に主推力を与えるメインロータと、前記機体の姿勢制御を行うサブロータと、前記メインロータおよび前記サブロータが回転するためのエネルギを発生するエンジンと、前記サブロータの回転を制御する演算制御装置と、を具備し、
    　前記メインロータは、前記エンジンと駆動的に接続されることで回転し、
    　前記サブロータは、前記エンジンにより運転される発電機から発生する電力により駆動するモータにより回転し、
    　前記演算制御装置は、前記機体を傾斜させる姿勢制御を行う際には、ホバリングを行う際よりも、前記サブロータの出力配分比を大きくすることを特徴とするエンジン搭載自立型飛行装置。
  2. 　前記演算制御装置は、前記姿勢制御を行う際には、前記サブロータへの出力配分比を１０％以上３０％以下とすることを特徴とする請求項１に記載のエンジン搭載自立型飛行装置。
  3. 　更に、前記発電機から発生する前記電力を変換する電力変換器と、前記電力変換器から出力される電力を蓄電するキャパシタと、を具備し、
    　前記演算制御装置は、
    　前記ホバリングを行う際には、前記キャパシタを蓄電し、
    　前記姿勢制御を行う際には、前記キャパシタが放電する電力を前記モータに供給することを特徴とする請求項１または請求項２に記載のエンジン搭載自立型飛行装置。
  4. 　前記エンジンの回転数は、前記ホバリングを行っている時と、前記姿勢制御を行っている時とで、略同一であることを特徴とする請求項３に記載のエンジン搭載自立型飛行装置。
  5. 　前記エンジンと前記メインロータとは、ベルトを介して駆動的に接続されることを特徴とする請求項１から請求項３の何れかに記載のエンジン搭載自立型飛行装置。
  6. 　前記エンジンは、往復運動する第１ピストンを有する第１エンジン部と、前記第１ピストンと対峙した状態で往復運動する第２ピストンを有する第２エンジン部と、を有することを特徴とする請求項１から請求項５の何れかに記載のエンジン搭載自立型飛行装置。
  7. 　前記第１ピストンと前記第２ピストンとは、連通するシリンダの内部で往復運動することを特徴とする請求項６に記載のエンジン搭載自立型飛行装置。
  8. 　前記第１ピストンは第１シリンダの内部で往復運動し、前記第２ピストンは前記第１シリンダとは別体として形成された第２シリンダの内部で往復運動することを特徴とする請求項６に記載のエンジン搭載自立型飛行装置。
  9. 　前記サブロータは前記エンジンが配置された箇所から外側に向かって伸びるサブアームの先端側に取り付けられ、
    　前記メインロータは前記エンジンが配置された箇所から外側に向かって伸び、前記サブアームよりも長いメインアームの先端側に取り付けられることを特徴とする請求項１から請求項８の何れかに記載のエンジン搭載自立型飛行装置。
  10. 　前記メインロータには、前記エンジンのクランクシャフトから外部に延出するシャフトに取り付けられたエンジン側プーリと、前記メインロータに取り付けられたロータ側プーリと、前記エンジン側プーリと前記ロータ側プーリとの間に掛けられたベルトと、を介し
    て駆動力が伝達されることを特徴とする請求項１に記載のエンジン搭載自立型飛行装置。
  11. 　前記エンジンを構成する第１エンジン部および第２エンジン部が整列する方向を第１方向、前記第１方向に直交する方向を第２方向とした場合、
    　前記メインロータは、前記第１エンジン部で駆動されると共に前記第１方向に沿って外側に配置された第１メインロータと、前記第２エンジン部で駆動されると共に前記第１メインロータと対向する位置に整地された第２メインロータと、を有し、
    　前記サブロータは、
    　前記第１メインロータ側で、前記第２方向に沿って外側に配置された第１サブロータと、前記第２方向に沿って前記第１サブロータと対向する位置に配置された前記第２サブロータと、
    　前記第２メインロータ側で、前記第２方向に沿って外側に配置された第３サブロータと、前記第２方向に沿って前記第３サブロータと対向する位置に配置された前記第４サブロータと、を有することを特徴とする請求項１に記載のエンジン搭載自立型飛行装置。
  12. 　前記エンジンは、第１バランスマスが形成されたクランクシャフトと、前記第１バランスマスに対して対称的な位置に第２バランスマスが形成されたバランサシャフト、を有し、
    　前記クランクシャフトおよび前記バランサシャフトの駆動力により、前記メインロータを回転させることを特徴とする請求項１に記載のエンジン搭載自立型飛行装置。
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