WO2019139073A1 - 飛行装置 - Google Patents

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WO2019139073A1
WO2019139073A1 PCT/JP2019/000488 JP2019000488W WO2019139073A1 WO 2019139073 A1 WO2019139073 A1 WO 2019139073A1 JP 2019000488 W JP2019000488 W JP 2019000488W WO 2019139073 A1 WO2019139073 A1 WO 2019139073A1
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parachute
unit
flight
small
control unit
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PCT/JP2019/000488
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佳広 持田
Original Assignee
ミネベアミツミ株式会社
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    • B64U70/00—Launching, take-off or landing arrangements
    • B64U70/80—Vertical take-off or landing, e.g. using rockets
    • B64U70/83—Vertical take-off or landing, e.g. using rockets using parachutes, balloons or the like

Definitions

  • the present invention relates to a flight device, for example, a multi-rotor rotorcraft flight device capable of remote control and autonomous flight, and being non-human.
  • rotary wing plane multi-rotor rotary wing type flying device
  • rotary wing plane multi-rotor rotary wing type flying device
  • the rotary-wing aircraft for transportation has a self-sustaining flight function that flies while specifying its position by a GPS (Global Positioning System) signal or the like.
  • GPS Global Positioning System
  • Patent Document 1 discloses a technique for stopping self-sustaining flight and switching to manual flight by user operation when the rotary wing aircraft detects an abnormality in the flight direction. It is done.
  • the size of the fuselage will be increased so that the transport wing can transport larger packages.
  • the maximum loading capacity of currently under consideration transportation rotary wing aircraft is about 30 kg, it is necessary to increase the weight of the rotary wing aircraft to 150 kg or more because of demands such as an increase in the load weight.
  • the present invention has been made in view of the above-described problems, and an object of the present invention is to improve the safety when a flight device falls.
  • a flight device includes an airframe unit, a lift generating unit connected to the airframe unit and generating lift, a flight control unit controlling the lift generating unit, and at the time of flight
  • a parachute apparatus having an abnormality detection unit for detecting an abnormality, a parachute, a small projectile connected to the parachute, a parachute storage unit for accommodating the parachute and the small projectile, and an abnormality caused by the abnormality detection unit And a drop control unit that ejects the small-sized projectile from the parachute storage unit according to the detection of.
  • FIG. 6 is a diagram showing an example of the number of lift generation units provided in the flight device according to Embodiment 1.
  • FIG. 6 is a diagram showing an example of the number of lift generation units provided in the flight device according to Embodiment 1.
  • FIG. 6 is a diagram showing an example of the number of lift generation units provided in the flight device according to Embodiment 1.
  • FIG. 6 is a diagram showing an example of the number of lift generation units provided in the flight device according to Embodiment 1.
  • FIG. 2 is a view schematically showing a configuration of a lift generation unit according to the first embodiment.
  • FIG. 1 is a view schematically showing a configuration of a parachute device according to a first embodiment.
  • FIG. 2 is a view schematically showing a configuration of the small-sized projectile according to Embodiment 1.
  • FIG. 2 is a view schematically showing a configuration of the small-sized projectile according to Embodiment 1. It is a figure which shows typically the parachute apparatus which concerns on Embodiment 1 of the state which the parachute opened.
  • 1 is a functional block diagram of a flight device according to Embodiment 1.
  • FIG. FIG. 6 is a view showing an example of an opening order of parachutes in the flight device according to Embodiment 1.
  • FIG. 6 is a view showing an example of an opening order of parachutes in the flight device according to Embodiment 1.
  • FIG. 6 is a view showing an example of an opening order of parachutes in the flight device according to Embodiment 1.
  • FIG. 6 is a view showing an example of an opening order of parachutes in the flight device according to Embodiment 1.
  • FIG. 6 is a view showing an example of an opening order of parachutes in the flight device according to Embodiment 1.
  • 5 is a flowchart showing a flow of drop preparation processing by the flight device according to Embodiment 1.
  • FIG. It is a flow chart which shows a flow of parachute opening control (Step S5).
  • FIG. 1 is a view schematically showing a flight device according to Embodiment 1 in a state in which a parachute is opened. It is a figure which shows typically the state of the airframe unit at the time of injection
  • FIG. 8 is a view schematically showing a configuration of a resistance wing of a flight device according to Embodiment 2.
  • FIG. 8 is a view schematically showing a configuration of a resistance wing of a flight device according to Embodiment 2.
  • 10 is a functional block diagram of a flight device according to Embodiment 2.
  • FIG. 7 is a flowchart showing a flow of drop preparation processing by the flight device according to Embodiment 2.
  • a flight device (1, 1A) is connected to an airframe unit (2, 2A) and the airframe unit, and generates lift generating units (3_1 to 3_n) that generate lift.
  • a flight control unit (14) for controlling the lift generation unit, an abnormality detection unit (15) for detecting an abnormality during flight, a parachute (41, 41A) and a parachute accommodation unit (42) for accommodating the parachute.
  • a drop control unit (16, 16A) that ejects the parachute from the parachute storage unit in response to the detection of the abnormality by the abnormality detection unit. , And.
  • the parachute device further includes a small projectile (40) connected to the parachute, and the drop control unit ejects the small projectile from the parachute storage unit, The parachute may be ejected.
  • a plurality of the parachute storage units may be provided, and the drop control unit may emit the small projectiles of the plurality of parachute devices at different times.
  • the drop control unit may preferentially eject the small projectile of the parachute device disposed at a position farthest from the ground of the airframe unit.
  • the flight device further includes a sensor unit (12) that detects an inclination of the airframe unit, and the drop control unit does not eject the small projectile based on the detection result of the sensor unit.
  • the parachute apparatus disposed at a position farthest from the ground of the airframe unit among the parachute apparatuses may be selected, and the small projectiles of the selected parachute apparatus may be ejected first.
  • the drop control unit is configured to place the parachute device from which the small projectile is ejected first and the small projectile of the parachute device disposed opposite to each other across the central portion of the airframe unit. May be ejected next to the small projectile which is initially ejected.
  • the drop control unit may sequentially eject the small projectile in one direction from the parachute device adjacent to the parachute device that first ejected the small projectile.
  • the drop control unit may sequentially eject the small projectile in one direction from the parachute device adjacent to the parachute device that has secondly ejected the small projectile.
  • the flight device (1A) may further include an openable / closable resistance wing (7), and the drop control unit may open the resistance wing according to the detection of an abnormality by the abnormality detection unit.
  • the resistance wing may be foldable under control of the drop control unit.
  • the small-sized projectile contains a gas generator (401) for generating gas and the gas generator, and a plurality of gases for releasing the gas generated from the gas generator
  • a housing (400) having a gas discharge chamber (402) in which a discharge hole (404) is formed, and connected to the gas discharge hole of the housing and provided at an angle to the axis of the housing It may have a plurality of nozzles (405).
  • the parachute (41A) includes an umbrella body (410), a hanging cord (411) connecting the umbrella body and the airframe unit, and the umbrella body at the umbrella body
  • the rod-like elastic member (412) may be extended between the portion and the edge of the umbrella.
  • the parachute device (4B) includes a wire (43) for connecting the small projectile and the umbrella, and an umbrella control device (44) for controlling the deployment of the umbrella.
  • the compressive force is applied to the elastic member to deform the elastic member in a state where the tensile force of the wire is lower than a predetermined level, and the tensile force of the wire exceeds the predetermined level.
  • the compressive load of the elastic member may be removed.
  • the flight device further includes a notification device (5), and the fall control unit controls the notification device in response to the detection of an abnormality by the abnormality detection unit, and thus an external device is in a dangerous state. May be notified.
  • FIG. 1 is a view schematically showing the appearance of a flight device according to Embodiment 1 of the present invention.
  • the flight device 1 shown in FIG. 1 is, for example, a multi-rotor rotary wing flight device equipped with three or more rotors, and is a so-called drone.
  • the flight device 1 includes an airframe unit 2, lift generation units 3_1 to 3_n (n is an integer of 3 or more), parachute devices 4_1 to 4_m (m is an integer of 3 or more), a notification device 5, and
  • the arm unit 6 is provided.
  • the airframe unit 2 is a main body portion of the flight device 1, and accommodates various functional units for controlling the flight of the flight device 1, as described later.
  • the cylindrical-shaped airframe unit 2 is shown in figure in FIG. 1 as an example, the shape in particular of the airframe unit 2 is not restrict
  • the lift generation units 3_1 to 3_n are rotors that generate lift. In the following description, the lift generation units 3_1 to 3_n are simply referred to as “lift generation unit 3” unless otherwise specified.
  • the flight device 1 includes a tricopter having three lift generating units 3, a quadcopter having four lift generating units 3, a hexacopter having six lift generating units, and It may be any of the octocopters having eight lift generating parts 3.
  • FIG. 3 is a view schematically showing the configuration of the lift generation unit 3.
  • the lift generation unit 3 has, for example, a structure in which a propeller 35 and a motor 31 for rotating the propeller 35 are accommodated in a cylindrical casing 32.
  • a protective net 33 for preventing contact with the propeller 35 is provided at the openings 320 ⁇ / b> A and 320 ⁇ / b> B of the cylindrical casing 32.
  • the protective net 33 is made of, for example, a metal material (stainless steel or the like).
  • the arm unit 6 is a structural body for connecting the airframe unit 2 and each lift generation unit 3.
  • the arm portion 6 is formed to project from the airframe unit 2.
  • a lift generation unit 3 is attached to the tip of each arm 6.
  • the parachute devices 4_1 to 4 — m are devices for reducing the falling speed of the flight device 1 when it falls. In the following description, the parachute devices 4_1 to 4 — m are simply referred to as “parachute device 4” unless otherwise distinguished.
  • the number of parachute devices 4 provided in the flight device 1 is not particularly limited, but is preferably three or more in consideration of the stability of the airframe when dropped.
  • the parachute devices 4 may be provided in the flight device 1 in the same number as the lift generation units 3.
  • the parachute devices 4_1 to 4 — m are installed in the airframe unit 2 so as to surround the center portion O of the airframe unit 2.
  • the respective parachute housings 42 be arranged to face each other with the other parachute housing 42 and the central portion O interposed therebetween.
  • the flight device 1 includes four parachute devices 4_1 to 4_4, as shown in FIGS. 1 and 2B, the parachute device 4_1 and the parachute device 4_3 are disposed to face each other across the central portion O.
  • the parachute device 4_2 and the parachute device 4_4 are disposed to face each other across the central portion O.
  • FIG. 4 is a view schematically showing the configuration of the parachute device 4.
  • the parachute device 4 includes a parachute housing 42, a parachute 41, and a small flying object 40.
  • the parachute housing portion 42 is made of, for example, a cylindrical metal material (for example, stainless steel). As shown in FIG. 4, the parachute 41 and the small flying object 40 are accommodated inside the cylindrical parachute accommodation unit 42.
  • the parachute storage unit 42 is provided in the airframe unit 2.
  • each parachute accommodation unit 42 is provided in the airframe unit 2 such that the axis of each parachute accommodation unit 42 is parallel to the vertical direction.
  • the position on the airframe unit 2 where the parachute housing portion 42 is provided may be the upper surface of the airframe unit 2 (the surface opposite to the ground when the flight device 1 is flying) or the side surface of the airframe unit 2.
  • the case where the parachute accommodating part 42 is provided in the side of the body unit 2 is shown in figure as an example.
  • the parachute 41 includes an umbrella body (canopy) 410, and a hanging cord 411 that connects the umbrella body 410 and the airframe unit 2 (parachute accommodation unit 42).
  • the umbrella body 410 is connected to the small flight vehicle 40 by a wire 43.
  • the umbrella body 410 is accommodated in the parachute accommodation portion 42 in a folded state.
  • the diameter D of the umbrella 410 necessary for causing the flight device 1 to fall at low speed can be calculated, for example, by the following equation (1).
  • m is the total weight of the flight device 1
  • v is the falling velocity of the flight device 1
  • ⁇ is the air density
  • Cd is the drag coefficient.
  • the diameter D of the umbrella body 410 necessary for setting the distance is calculated to be 19.5 [m] from the equation (1).
  • the small-sized projectile 40 is a device for releasing the parachute 41 to the outside of the parachute housing 42, and obtains thrust by injecting a gas.
  • FIGS. 5A and 5B schematically show the configuration of the small-sized projectile 40.
  • FIG. 5A The perspective view which shows the external appearance of the small sized projectile 40 is shown by FIG. 5A, and the cross-sectional shape of the small sized projectile 40 is shown by FIG. 5B.
  • the small-sized projectile 40 has a housing 400, a gas generator 401, and a nozzle 405.
  • the gas generator 401 is a device that generates a gas that is a basis of a thrust for injecting the small projectile 40 to the outside of the parachute storage unit 42.
  • the gas generator 401 is a device that generates gas, and includes, for example, an igniter, a gas generator, and an ignition control unit (not shown).
  • the ignition control unit generates a gas by igniting the igniter and chemically reacting the gas generating agent according to an ignition signal from the drop control unit 16 described later.
  • the housing 400 is a housing that accommodates the gas generator 401.
  • the housing 400 has a generally dome shape.
  • the housing 400 is made of, for example, fiber reinforced plastic (FRP), a metal material, or the like.
  • the gas discharge chamber 402 which adjusts and discharges the pressure of the gas which generate
  • a gas introduction hole 403 for introducing the gas generated from the gas generator 401 and a plurality of gas release holes 404 for releasing the introduced gas are formed.
  • three gas release holes 404 are formed in the gas release chamber 402 of the small-sized projectile 40, the number of the gas release holes 404 formed in the gas release chamber 402.
  • the nozzle 405 is a component for injecting the gas in the gas release chamber 402 to the outside.
  • the nozzles 405 have, for example, a cylindrical shape, and are provided in communication with the corresponding gas release holes 404, respectively.
  • the nozzle 405 is preferably provided obliquely with respect to the axis P of the housing 400. That is, the nozzles 405 are preferably provided in communication with the gas discharge holes 404 of the housing 400 such that the axis Q of the injection port of each nozzle 405 and the axis P of the housing 400 are not parallel.
  • the three nozzles 405 are arranged such that the directions of the jets thereof are offset by 60 degrees from one another.
  • the nozzle 405 may have a tubular shape, and is not limited to the shape shown in FIGS. 5A and 5B.
  • each nozzle 405 may have a shape in which a cylinder is curved, and the orientations of the injection ports may be disposed so as to be offset by 60 degrees from each other.
  • the small-sized projectile 40 when the gas generating agent is ignited according to an ignition signal from the drop control unit 16 described later, the gas generated from the gas generating agent passes through the gas introduction hole 403 and the gas release chamber 402. To The gas in the gas release chamber 402 is compressed and released from the nozzle 405 through the gas release holes 404. Thereby, the small-sized projectile 40 obtains thrust and ejects from the parachute storage unit 42 to the outside.
  • the nozzle 405 is provided to be inclined with respect to the axis P of the housing 400 as described above, the gas is injected obliquely with respect to the axis P of the housing 400, so the small flying object 40 Flies while rotating.
  • the small-sized projectile 40 can be ejected linearly in the axial direction of the parachute housing portion 42.
  • FIG. 6 is a view schematically showing the parachute device 4 in a state where the parachute 41 is open.
  • the parachute 41 is pulled by the small projectile 40 through the wire 43 and the parachute It is ejected from the housing portion 42. Thereafter, the parachute 41 further pulled by the small flight vehicle 40 spreads the umbrella body 410 by the air entering the inside of the umbrella body 410 in the folded state. Thereby, the parachute 41 is released.
  • the notification device 5 is a device for notifying the outside of the flight device 1 of a dangerous state.
  • the notification device 5 is configured to include, for example, a light source including an LED or the like, and an audio generation device (amplifier, speaker, and the like).
  • the notification device 5 notifies the flight device 1 to the outside by light or voice that the flight device 1 is in a dangerous state according to the detection of the abnormality by the abnormality detection unit 15.
  • the notification device 5 may be exposed to the outside of the airframe unit 2, or may be housed inside the airframe unit 2 in a form capable of outputting light from a light source or sound from a speaker to the outside. .
  • FIG. 7 is a functional block diagram of the flight device 1 according to the first embodiment.
  • the airframe unit 2 includes a power supply unit 11, a sensor unit 12, motor drive units 13_1 to 13_n (n is an integer of 2 or more), a flight control unit 14, an abnormality detection unit 15, and a drop control unit 16 , Communication unit 17 and storage unit 18.
  • the flight control unit 14, the abnormality detection unit 15, and the drop control unit 16 are, for example, program processing and hardware by a program processing device such as a microcontroller including a CPU (Central Processing Unit) and a memory. Realized through collaboration with a program processing device such as a microcontroller including a CPU (Central Processing Unit) and a memory.
  • a program processing device such as a microcontroller including a CPU (Central Processing Unit) and a memory.
  • the power supply unit 11 includes a battery 22 and a power supply circuit 23.
  • the battery 22 is, for example, a secondary battery (for example, a lithium ion secondary battery).
  • the power supply circuit 23 is a circuit that generates a power supply voltage based on the output voltage of the battery 22 and supplies the generated power supply to each piece of hardware that implements the functional unit.
  • the power supply circuit 23 includes, for example, a plurality of regulator circuits, and generates a necessary power supply voltage for each piece of hardware.
  • the sensor unit 12 is a functional unit that detects the state of the flight device 1.
  • the sensor unit 12 detects the tilt of the airframe of the flight device 1.
  • the sensor unit 12 includes an angular velocity sensor 24, an acceleration sensor 25, a magnetic sensor 26, and an angle calculation unit 27.
  • the angular velocity sensor 24 is a sensor that detects an angular velocity (rotational velocity), and is, for example, a three-axis gyro sensor that detects an angular velocity based on three reference axes of x axis, y axis, and z axis.
  • the acceleration sensor 25 is a sensor that detects an acceleration, and is, for example, a three-axis acceleration sensor that detects an angular velocity based on three reference axes of an x axis, a y axis, and a z axis.
  • the magnetic sensor 26 is a sensor that detects geomagnetism, and is a three-axis geomagnetic sensor (electronic compass) that detects an orientation (absolute direction) based on, for example, three reference axes of x, y, and z axes. .
  • the angle calculation unit 27 calculates an angle of the airframe with respect to the ground (horizontal direction) as the inclination of the airframe of the flight device 1 based on the detection result of at least one of the angular velocity sensor 24 and the acceleration sensor 25.
  • the angle calculation unit 27 may calculate the angle of the vehicle relative to the ground based on the detection result of the angular velocity sensor 24 or the angle of the vehicle relative to the ground based on the detection results of the angular velocity sensor 24 and the acceleration sensor 25. May be calculated.
  • the calculation method of the angle using the detection result of the angular velocity sensor 24 or the acceleration sensor 25 should just use a well-known calculation formula.
  • the angle calculation unit 27 may correct the angle calculated based on the detection result of at least one of the angular velocity sensor 24 and the acceleration sensor 25 based on the detection result of the magnetic sensor 26.
  • the sensor unit 12 may include, for example, an air pressure sensor, an ultrasonic sensor, a GPS receiver, a camera, and the like.
  • the communication unit 17 is a functional unit for communicating with an external device 9 such as a transmitter or a server. Communication between the communication unit 17 and the external device 9 is realized, for example, by wireless communication in the ISM band (2.4 GHz band).
  • the communication unit 17 is configured of, for example, an antenna and an RF (Radio Frequency) circuit.
  • the communication unit 17 receives operation information of the flight device 1 from the external device 9 and outputs the operation information to the flight control unit 14, and transmits various measurement data and the like measured by the sensor unit 12 to the external device 9. Further, when the abnormality detection unit 15 detects an abnormality, the communication unit 17 transmits, to the external device 9, information indicating that the abnormality has occurred in the flight device 1. Furthermore, the communication unit 17 transmits, to the external device 9, information indicating that the flight device 1 has dropped when the flight device 1 falls to the ground by a drop control process described later.
  • the motor drive units 13_1 to 13_n are provided for each of the lift generation units 3, and are functional units that drive the motor 31 in accordance with an instruction from the flight control unit 14.
  • motor drive units 13_1 to 13 — n are simply referred to as “motor drive unit 13” unless otherwise distinguished.
  • the motor drive unit 13 drives the motor 31 such that the motor 31 rotates at the rotation speed instructed from the flight control unit 14.
  • the motor drive unit 13 is, for example, an ESC (Electronic Speed Controller).
  • the flight control unit 14 is a functional unit that controls the lift generation unit 3 so that the flight device 1 can fly stably. Specifically, the flight control unit 14 is based on the operation information from the external device 9 received via the communication unit 17 (instructions such as rise, fall, forward or backward) and the detection result of the sensor unit 12. The appropriate number of revolutions of the motor 31 of each lift generation unit 3 is calculated, and the calculated number of revolutions is instructed to each motor drive unit 13 so that the vehicle flies in a desired direction in a stable state.
  • the flight control unit 14 detects the lift force of each of the lift generation units 3 based on the detection result of the angular velocity sensor 24 so that the aircraft becomes horizontal when the attitude of the vehicle is suddenly disturbed by external influences such as wind.
  • the appropriate number of rotations of the motor 31 is calculated, and the calculated number of rotations is instructed to each motor drive unit 13.
  • the flight control unit 14 sets the appropriate rotational speed of the motor 31 of each lift generation unit 3 based on the detection result of the acceleration sensor 25 so as to prevent the drift of the flight device 1 when hovering the flight device 1.
  • the calculated rotational speed is instructed to each motor drive unit 13.
  • the flight control unit 14 transmits and receives data to and from the external device 9 through the communication unit 17.
  • the storage unit 18 is a functional unit for storing various programs, parameters, and the like for controlling the operation of the flight device 1, and includes a flash memory, a nonvolatile memory such as a ROM, a RAM, and the like.
  • the abnormality detection unit 15 is a functional unit that detects an abnormality at the time of flight. Specifically, the abnormality detection unit 15 monitors the detection result of the sensor unit 12, the state of the battery 22, and the operation state of the lift generation unit 3, and determines whether or not the flight device 1 is in an abnormal state. .
  • the abnormal state refers to a state in which autonomous flight of the flight device 1 may become impossible.
  • it refers to a state in which at least one of the failure of the lift generation unit 3, the decrease of the remaining capacity of the battery 22 below a predetermined threshold, and the abnormal inclination of the airframe (airframe unit 2) has occurred.
  • the abnormality detection unit 15 detects a failure of the lift generation unit 3, for example, when the motor 31 does not rotate at the rotation speed instructed by the flight control unit 14, the propeller 35 does not rotate, and breakage of the propeller 35 is detected. , It is determined that the flight device 1 is in an abnormal state.
  • the abnormality detection unit 15 detects that the remaining capacity of the battery 22 is lower than a predetermined threshold (hereinafter, also referred to as "remaining capacity threshold") 28, it is determined that the flight device 1 is in an abnormal state. judge.
  • the remaining capacity threshold value 28 may be, for example, a capacity value to such an extent that the motor can not be rotated at the rotation speed instructed by the flight control unit 14.
  • the remaining capacity threshold 28 is stored in advance in the storage unit 18.
  • the abnormality detection unit 15 determines that the flight device 1 is abnormal. For example, the abnormality detection unit 15 determines that the flight device 1 is abnormal when a state in which the angle calculated by the angle calculation unit 27 exceeds a predetermined threshold (hereinafter also referred to as “inclination threshold”) 29 continues for a predetermined period. It determines that it is a state.
  • inclination threshold a predetermined threshold
  • the inclination threshold value 29 is obtained by experiment beforehand, for example, the angle (pitch angle) when the flight device 1 moves in the front-rear direction, and the angle (roll angle) when the flight device 1 moves in the left-right direction. It may be set to a value larger than those angles.
  • the inclination threshold value 29 is stored in advance in the storage unit 18.
  • the drop control unit 16 is a functional unit for controlling the drop of the flight device 1. Specifically, when the abnormality detection unit 15 determines that the flight device 1 is in an abnormal state, the drop control unit 16 executes a drop preparation process for safely dropping the flight device 1.
  • the drop control unit 16 controls the notification device 5 according to the detection of the abnormality by the abnormality detection unit 15 to notify the outside of the dangerous state.
  • the drop control unit 16 controls the motor drive unit 13 to stop the rotation of the motor 31 according to the detection of the abnormality by the abnormality detection unit 15 as the drop preparation process.
  • the drop control unit 16 outputs an ignition signal for instructing ignition to the ignition control unit of the small-sized projectile 40 to be injected in response to the detection of the abnormality by the abnormality detection unit 15 as the fall preparation processing.
  • the small projectile 40 is ejected from the parachute housing 42 and the parachute 41 is opened.
  • the drop control unit 16 performs parachute opening control for injecting the small projectiles 40 of the plurality of parachute devices 4_1 to 4 — m at different times. Specifically, the drop control unit 16 preferentially ejects the small projectile 40 of the parachute device 4 disposed at a position farthest from the ground of the airframe unit 2 as parachute opening control.
  • the drop control unit 16 is first disposed at a position farthest from the ground of the airframe unit 2 in the parachute device 4 in which the small-sized projectile 40 is not ejected, based on the detection result of the sensor unit 12.
  • the selected parachute device 4 is selected, and the small projectile 40 of the selected parachute device 4 is ejected first.
  • the fall control unit 16 selects an airframe from among the parachute devices 4_1 to 4_m based on the coordinate information 30 of each of the parachute devices 4_1 to 4_m stored in the storage unit 18 and the angle calculated by the angle calculation unit 27.
  • the parachute device 4 disposed at the position farthest from the ground of the unit 2 is selected, and an ignition signal is output to the selected parachute device 4 to eject the small projectile 40 from the parachute device 4.
  • the drop control unit 16 first makes the small projectile 40 of the parachute device 4 disposed opposite to the parachute device 4 that has ejected the small projectile 40 first, with the center portion O of the airframe unit 2 interposed therebetween. It ejects next to the small flight object 40 which injected.
  • the fall control unit 16 sets the center O of the parachute device 4 and the airframe unit 2 that first ejected the small projectile 40 based on the coordinate information 30 of each of the parachute devices 4_1 to 4_m stored in the storage unit 18.
  • the second small flying object 40 is ejected from the parachute device 4.
  • the drop control unit 16 sequentially ejects the remaining small projectiles 40 that have not been ejected. For example, the drop control unit 16 sequentially ejects the small projectile in one direction from the parachute device 4 adjacent to the parachute device 4 that has ejected the second small projectile 40.
  • the fall control unit 16 starts from the parachute device 4 that has ejected the small-sized projectile 40 secondly, and in the clockwise or counterclockwise order as viewed from the upper surface side of the airframe unit 2,
  • the small-sized projectiles 40 to be ejected are selected to sequentially output ignition signals.
  • the parachute accommodation section arranged to face the parachute accommodation section 42 accommodating the small-sized projectile 40 ejected first and the center O of the airframe unit 2
  • the parachute accommodation section accommodating the small-sized projectile 40 ejected first and the center O of the airframe unit 2
  • 42 does not exist, as in the case of emitting the third and subsequent small projectiles 40 described above, sequentially from one parachute apparatus 4 adjacent to the parachute apparatus 4 that has ejected the small projectiles 40 immediately before in one direction It suffices to eject the small-sized projectile 40.
  • FIGS. 8A to 8D are diagrams showing an example of the parachute opening sequence in the flight device 1 according to the first embodiment.
  • the encircled numbers attached to the sides of the respective parachute devices 4 indicate the order in which the small projectiles 40 of the parachute devices 4 are ejected.
  • the drop control unit 16 first performs the small-sized flight
  • the small projectile 40 is sequentially ejected clockwise from the parachute device 4_2 which has ejected the body 40. That is, in the example shown in FIG. 8A, the drop control unit 16 ejects the small-sized projectile 40 in the order of the parachute device 4_2, the parachute device 4_3, and the parachute device 4_1.
  • the drop control unit 16 is a compact device of the parachute device 4_4.
  • the projectile 40 is ejected second.
  • the drop control unit 16 sequentially ejects the small-sized projectiles 40 clockwise starting from the parachute device 4_4 that has ejected the small-sized projectiles 40 second. That is, in the example shown in FIG. 8B, the drop control unit 16 ejects the small-sized projectile 40 in the order of the parachute device 4_2, the parachute device 4_4, the parachute device 4_1, and the parachute device 4_3.
  • the drop control unit 16 is a compact device of the parachute device 4_6.
  • the projectile 40 is ejected second.
  • the drop control unit 16 sequentially ejects the small-sized flying object 40 clockwise starting from the parachute device 4_6 that has secondly ejected the small-sized flying object 40. That is, in the example shown in FIG.
  • the drop control unit 16 emits the small-sized projectile 40 in order of the parachute device 4_3, the parachute device 4_6, the parachute device 4_1, the parachute device 4_2, the parachute device 4_4, and the parachute device 4_5.
  • the drop control unit 16 is a compact device of the parachute device 4_8.
  • the projectile 40 is ejected second.
  • the drop control unit 16 sequentially ejects the small-sized flying object 40 clockwise starting from the parachute device 4_8 that has ejected the small-sized flying object 40 second. That is, in the example shown in FIG.
  • the drop control unit 16 is smaller in the order of the parachute device 4_4, the parachute device 4_8, the parachute device 4_1, the parachute device 4_2, the parachute device 4_3, the parachute device 4_5, the parachute device 4_6, and the parachute device 4_7.
  • the projectile 40 is ejected.
  • FIG. 9 is a flowchart showing a flow of drop preparation processing by the flight device 1 according to the first embodiment.
  • step S 1 determines whether or not an abnormal state is detected by the abnormality detection unit 15 (step S1).
  • step S 1 when the abnormal state is not detected by the abnormality detection unit 15, the fall control unit 16 does not start the fall preparation process, and continues control such that the flight device 1 continues to fly stably.
  • the presence or absence of detection of abnormality by the abnormality detection unit 15 is monitored.
  • the fall control unit 16 starts the fall control process (step S2). For example, when the aircraft (aircraft unit 2) of the flight device 1 is inclined by the strong wind over the inclination threshold value 29 for a predetermined period, the abnormality detection unit 15 sends a signal indicating that the abnormality is detected to the fall control unit 16. Notice. When the drop control unit 16 receives the signal, it determines that the flight device 1 may fall, and starts the drop control process.
  • the drop control unit 16 controls the notification device 5 to notify the outside that the flight device 1 is in a dangerous state (step S3).
  • the fall control unit 16 drives a light source that constitutes the notification device 5 to generate flashing light.
  • the drop control unit 16 drives the sound generation device that constitutes the notification device 5 to output a warning sound and an announcement prompting retraction.
  • the drop control unit 16 stops the motor 31 (step S4). Specifically, the drop control unit 16 instructs each of the motor drive units 13_1 to 13_n to stop the motor 31. Thereby, the motor 31 of the flight device 1 is stopped, and the rotation of the propeller 35 is stopped.
  • the instructions to the motor drive units 13_1 to 13_n may be directly sent from the drop control unit 16 to the motor drive units 13_1 to 13_n, or the motor control units 13_1 to 13_n from the drop control unit 16 via the flight control unit 14 You may do it indirectly.
  • FIG. 10 is a flowchart showing the flow of parachute opening control (step S5).
  • the flight device 1 of FIG. 1 as an example, the flow of processing of parachute opening control (step S5) will be described.
  • step S5 first, the drop control unit 16 selects the parachute device 4 disposed at a position farthest from the ground of the airframe unit 2 by the method described above, and ejects the small projectile 40 from the selected parachute device 4 (Step S51).
  • the small flight vehicle 40 is first ejected from the parachute device 4_1.
  • the fall control unit 16 sets the center portion O of the parachute device 4 and the airframe unit 2 from which the small projectile 40 is ejected in step S52. It is determined whether there is a parachute device 4 disposed so as to be opposite to each other (step S52).
  • step S52 if there is no parachute device 4 disposed opposite to the parachute device 4 from which the small-sized projectile 40 is ejected in step S51 across the central portion O of the airframe unit 2, the process proceeds to step S54 described later. .
  • step S52 if there is a parachute device 4 disposed opposite to the parachute device 4 from which the small-sized projectile 40 has been ejected in step S51 across the central portion O of the airframe unit 2, the parachute device 4 The small-sized projectile 40 is ejected from step S53.
  • the parachute device 4_3 is disposed opposite to the parachute device 4_1 from which the small projectile 40 is ejected in step S51, with the central portion O of the airframe unit 2 interposed therebetween. The small-sized projectile 40 is ejected.
  • the drop control unit 16 sequentially ejects the small projectiles 40 from the parachute device 4 adjacent to the parachute device 4 that has ejected the small projectiles 40 immediately before (step S54).
  • the small flying object 40 is sequentially moved in one direction from the parachute device 4_4 adjacent to the parachute device 4_3. Eject.
  • the third small flying object 40 is emitted from the parachute device 4_4, and the fourth small flying object 40 is emitted from the parachute device 4_2.
  • the parachute opening control (step S5) is performed by the above processing procedure.
  • FIG. 11 is a view schematically showing the flight device 1 with the parachute 41 opened.
  • the small projectiles 40 are ejected in the above-described order described in the flow of FIG. 10
  • the small projectiles 40 are ejected in the order of the parachute device 4_1, the parachute device 4_3, the parachute device 4_4, and the parachute device 4_2. Will open. Thereby, the flight device 1 falls slowly toward the ground.
  • the drop control unit 16 after the parachute opening control (step S5), notifies the external device 9 that the flight device 1 has dropped via the communication unit 17 (step S6).
  • the notification to the external device 9 may be performed at any timing after the start of the drop control process (step S2). For example, it may be performed after the flight device 1 lands, or may be immediately after the start of the drop control process (step S2).
  • the fall control unit 16 may also notify the external device 9 of the location information of the fall location acquired by the GPS receiver. Drop control processing of the flight device 1 is performed according to the above procedure.
  • the drop control unit 16 causes the small projectile 40 coupled to the parachute 41 to become the parachute housing unit in response to the abnormality detection unit 15 detecting the abnormality at the time of flight. Since it ejects from 42, even if it becomes in the state where autonomous flight of flight device 1 was impossible, parachute 41 can be opened and flight device 1 can be dropped slowly. This makes it possible to improve the safety when the flight device 1 falls.
  • the parachute 41 since the parachute 41 is pulled by the small-sized projectile 40, the parachute 41 can be reliably ejected from the parachute housing portion 42.
  • the small-sized projectiles 40 are respectively connected to the gas release holes 404 formed in the housing 400, and are provided at a plurality of inclinations with respect to the axis P of the housing 400.
  • the nozzle 405 is provided.
  • the drop control unit 16 injects the small-sized projectiles 40 of the plurality of parachute devices 4 at different times, the drop speed of the flight device 1 can be increased. A looser control is possible.
  • the drop control unit 16 preferentially ejects the small projectile 40 of the parachute device 4 disposed at a position farthest from the ground of the airframe unit 2. According to this, since it becomes possible to bring the airframe of the flight device 1 close to the horizontal state before the parachute 41 opens, the attitude of the flight device 1 during falling becomes stable, and the falling speed of the flight device 1 becomes more gentle. It is possible to
  • the drop control unit 16 arranges the parachute disposed at the position farthest from the ground of the airframe unit 2 among the parachute devices 4 from which the small-sized projectile 40 is not ejected.
  • the device 4 is selected, and the small projectile 40 of the selected parachute device 4 is ejected first.
  • the force F in the direction opposite to the ejection direction S of the small flying object 40 is the most from the ground of the airframe unit 2 Join the far side.
  • the airframe unit 2 can be made more nearly horizontal.
  • the parachute 41 pulled by the small flying object 40 can be launched in a direction more perpendicular to the ground, so the second small flight
  • the parachute 41 pulled by the body 40 tends to draw air, and the parachute 41 can be opened more quickly.
  • the force toward the ground applied to the airframe unit 2 can be reduced, and the fall time of the flight device 1 can be made longer, so the safety at the time of the fall of the flight device 1 can be further improved. It becomes possible.
  • the drop control unit 16 first ejects the small projectile 40 of the parachute device 4 disposed opposite to the parachute device 4 from which the small projectile 40 is ejected and the center portion O of the airframe unit 2 It injects next to the small flying object 40 which was made.
  • the airframe unit 2 when the first small-sized projectile 40 is ejected, a reaction is applied to the airframe unit 2 in the direction in which the airframe unit 2 becomes horizontal. However, if the force is large, the airframe unit 2 may tilt to the opposite side. In this case, by first emitting the small projectile 40 of the parachute device 4 which has first been ejected the small projectile 40 and the parachute device 4 of the parachute device 4 disposed opposite to each other across the central portion O of the airframe unit 2 The reaction of the injection of the second small-sized projectile 40 can apply a force in the direction of returning the airframe unit 2 to the horizontal state.
  • the airframe unit using the information of the inclination of the airframe unit 2 detected by the sensor unit 12 Calculation is performed to select the parachute device 4 disposed at the position farthest from the ground of 2, and the parachute device 4 that ejects the small-sized projectile 40 after the second is based on the positional relationship with the parachute device 4 ejected immediately before Decide.
  • the operation for selecting the parachute device 4 that ejects the small-sized projectile 40 after the second which is executed by the drop control unit 16 (program processing device), first ejects the small-sized projectile 40 Since the load is smaller than the calculation for selecting the parachute device 4, the parachute device 4 to be ejected second or later can be determined in a shorter time. As a result, it is possible to eject the second and subsequent small-sized projectiles more quickly, and it is possible to shorten the time until all parachutes 41 are opened.
  • FIG. 13 is a view schematically showing the appearance of a flight device according to Embodiment 2 of the present invention.
  • the flight device 1A shown in FIG. 13 is different from the flight device 1 according to the first embodiment in that the flight device 1A shown in FIG. 13 further includes a resistance wing 7 in addition to the parachute housing 42 as a functional unit for controlling the falling of the airframe.
  • the other points are the same as the flight device 1 according to the second embodiment.
  • the flight device 1A includes a plurality of resistance wings 7.
  • the resistance wing 7 is provided, for example, on the lower surface (ground side of the flight device 1A in flight) or the upper surface (opposite to the flight surface of the flight device 1A) of each arm 6.
  • FIG. 14A and 14B are diagrams schematically showing the configuration of the resistance wing 7.
  • FIG. 14A shows the configuration when the resistance wing 7 is closed
  • FIG. 14B shows the configuration when the resistance wing 7 is open.
  • the resistance wing 7 includes a wing 70, a support bone 71, a movable bone 72, an open / close control unit 73, a spring member 74, and a support member 75.
  • the support bone portion 71 is a component for supporting each component of the resistance wing 7 and is made of, for example, a metal material.
  • the wing 70 is a component for receiving air when the flight device 1A falls.
  • the wings 70 are configured to be foldable.
  • the wings 70 are made of, for example, nylon fabric (for example, Ultrasil (registered trademark) nylon), cellulose nanofibers, or the like.
  • the wings 70 are respectively provided on both sides of the support bone 71.
  • the wing 70 has, for example, a triangular shape.
  • the wing part 70 should just have a shape which can receive air efficiently at the time of a fall, and is not restricted to a triangular shape.
  • the wing 70 may have a fan shape.
  • One side constituting the outer peripheral portion of the wing portion 70 is fixed to the support bone portion 71, and the other side is fixed to the movable bone portion 72.
  • the movable bone portion 72 is one of the components for opening and closing the wing portion 70.
  • the support member 75 is a component that rotatably supports the movable bone portion 72 with respect to the support bone portion 71.
  • the spring member 74 is one of the components for opening and closing the wing 70.
  • the spring member 74 is, for example, a compression coil spring.
  • One end of the spring member 74 in the extending direction is fixed to the support bone portion 71, and the other end in the extending direction of the spring member 74 is fixed to the movable bone portion 72.
  • the spring member 74 is arranged to apply a compressive load when the wing 70 is closed.
  • the opening and closing control unit 73 is one of the components for opening and closing the wing unit 70.
  • the open / close control unit 73 controls the opening / closing of the wing 70 in accordance with the control signal from the drop control unit 16A.
  • the open / close control unit 73 is, for example, a solenoid.
  • the open / close control unit 73 fixes the movable bone portion 72 close to the support bone portion 71 during normal flight of the flight device 1A. As a result, the wing 70 is closed, and a compressive load is applied to the spring member 74.
  • the open / close control unit 73 releases the fixation of the movable bone portion 72 when the flight device 1A is in an abnormal state while flying, and the drop control unit 16A outputs a control signal instructing an opening of the resistance wing 7.
  • the compressive load is removed from the spring member 74, and the movable bone portion 72 is rotated by the elastic force of the spring member 74, whereby the wing portion 70 can be opened.
  • FIG. 15 is a functional block diagram of the flight device 1A according to the second embodiment.
  • the drop control unit 16 ⁇ / b> A performs control to open the resistance wing 7 in response to the detection of the abnormality by the abnormality detection unit 15. Specifically, when the abnormality detection unit 15 detects an abnormality, the fall control unit 16A outputs a control signal instructing the opening / closing control unit 73 of the resistance wing 7 to open the resistance wing 7.
  • FIG. 16 is a flowchart showing a flow of drop preparation processing by the flight device 1A according to the second embodiment.
  • the processing procedure from step S1 to step S4 is the same as the flow of the drop preparation process by the flight device 1 according to the first embodiment, the description will be omitted.
  • the wing 70 of the resistance wing 7 is closed by the open / close control unit 73.
  • step S5 the drop control unit 16A executes the parachute opening control (step S5).
  • the drop control unit 16A deploys the resistance wing 7 (step S5A). Specifically, the drop control unit 16A outputs, to the open / close control unit 73 of each of the resistance wings 7, a control signal instructing the opening of the resistance wings 7. Thereby, each resistance wing 7 opens according to the above-mentioned principle.
  • the deployment of the resistance wing 7 may be performed in parallel with the parachute opening control (step S5), or may be performed before or after the parachute opening control (step S5) is performed.
  • FIG. 17 is a view schematically showing a flight device 1A according to Embodiment 2 in a state in which the parachute 41 and the resistance wing 7 are open. As shown in FIG. 17, by opening the parachute 41 and the resistance wing 7 when the flight device 1A falls, the parachute 41 and the resistance wing 7 receive air resistance, so the flight device 1A falls slowly to the ground. Do.
  • the drop control unit 16A notifies the external device 9 that the flight device 1A has dropped (step S6).
  • the flight device 1A further includes the resistance wing 7 that can be opened and closed in addition to the parachute housing 42, and performs control to deploy the resistance wing 7 according to the detection of abnormality by the abnormality detection unit 15. .
  • the resistance wing 7 receives air resistance while the flight device 1A is falling, it is possible to further slow the falling speed of the flight device 1A, and safety when the flight device 1A is dropped It is possible to improve the quality.
  • FIGS. 18A and 18B are diagrams schematically showing a configuration of a parachute device 4A according to a first modified example.
  • 18A shows the parachute device 4A before the parachute 41A is ejected
  • FIG. 18B shows the parachute device 4A in the open state of the parachute after the parachute 41A is ejected.
  • the parachute 41A of the parachute device 4A according to the first modification further includes a rod-like elastic member 412 in addition to the same components as the parachute 41 according to the first embodiment.
  • the elastic member 412 is made of a rod-like metal material, and more preferably made of a rod-like shape memory alloy.
  • the elastic member 412 is provided from the top portion 414 of the umbrella 410 toward the edge 415 of the umbrella 410.
  • the elastic member 412 extends along the joint 413 of the cells constituting the umbrella 410.
  • the elastic member 412 may be installed between the apex portion 414 and the edge portion 415, and may not be provided over the entire area from the apex portion 414 to the edge portion 415.
  • the resilient member 412 may extend from the apex 414 to a midpoint between the apex 414 and the edge 415.
  • the number of elastic members 412 provided on the umbrella body 410 is not particularly limited, but is preferably at least three. When three or more elastic members 412 are provided, it is preferable to arrange the respective elastic members 412 at equal intervals along the circumferential direction of the umbrella 10.
  • the elastic member 412 is accommodated in the parachute accommodation portion 42 in a state in which a compressive load is applied.
  • FIG. 18B when the parachute 41A is ejected from the parachute housing portion 42, the compressive load applied to the elastic member 412 is removed. Thereby, the elastic force of the elastic member 412 assists the deployment of the umbrella 410, and the umbrella 410 can be opened quickly.
  • the rod-like elastic member 412 extending between the apex portion 414 of the umbrella body 410 and the edge portion 415 of the umbrella body 410 You can open 410 faster. As a result, it is possible to make the falling speed of the flight device 1A more gradual, and it is possible to improve the safety when the flight device 1A falls.
  • At least three elastic members 412 are provided on the umbrella 410, and the elastic members 412 are arranged at equal intervals along the circumferential direction of the edge 415 of the umbrella 10, so that the umbrella 410 can be spread more evenly. It becomes possible to make the falling speed of the flight device 1 slower.
  • FIGS. 19A and 19B schematically show a configuration of a parachute device 4B according to a second modified example.
  • FIG. 19A shows the parachute device 4B before the parachute 41B is ejected
  • FIG. 19B shows the parachute device 4B in the open state of the parachute after the parachute 41B is ejected.
  • the parachute 41B of the parachute device 4B according to the second modification further includes the umbrella control device 44 for controlling the deployment of the umbrella in addition to the same components as the parachute device 4A according to the second modification described above. Have.
  • the opening control device 44 applies a compressive load to the elastic member 412 to deform the elastic member 412 in a state before the small-sized projectile 40 is ejected, that is, in a state in which the parachute 41B is accommodated in the parachute accommodation portion 42.
  • the umbrella control device 44 applies a compressive load to the elastic member 412 to deform it. There is.
  • the umbrella control device 44 removes the compressive load of the elastic member 412.
  • FIGS. 20A and 20B are diagrams for explaining the umbrella control by the umbrella control device 44.
  • FIG. 20A immediately after the injection of the small flying object 40, the wire 43 connecting the small flying object 40 and the umbrella 410 is not sufficiently stretched, and the tensile force of the wire 43 exceeds a predetermined level. Absent.
  • the umbrella control device 44 applies a compressive load to the elastic member 412 to deform it, so the umbrella body 410 does not open sufficiently.
  • the umbrella body 410 can be opened in a state in which the parachute 41B is completely ejected from the parachute housing portion 42, for example, an ejection halfway where a part of the parachute 41B remains in the parachute housing portion 42 Can prevent the umbrella body 410 from spreading.
  • the parachute 41B can be more reliably opened, and the safety of the flight device 1A when dropped can be improved.
  • the resistance wing 7 may be configured to be openable / closable under the control of the drop control unit 16. That is, the drop control unit 16 may perform control to close the resistance wing 7 as well as control to open the resistance wing 7. According to this, in addition to the rotation control of the propeller 35 of the lift generation unit 3 in the normal flight control, it is possible to further stabilize the flight state of the flight device 1 by opening and closing the resistance wing 7.
  • the drop control unit 16 or 16A ejects the first small-sized projectile 40, based on the detection result of the sensor unit 12, it is at the farthest position from the ground of the airframe unit 2 or 2A.
  • positioned parachute accommodating part 42 is performed was illustrated, it is not restricted to this.
  • the drop control units 16 and 16A are configured such that the parachute accommodation unit 42 disposed at the farthest position from the ground among the remaining parachute accommodation units 42 that do not eject the small flight vehicle 40 after the small flight vehicle 40 is ejected.
  • the process of determining may be performed each time.
  • the drop control units 16 and 16A may also determine the small projectiles 40 ejected after the third by the same method as the method of determining the first and second small projectiles 40. .
  • the drop control units 16 and 16A are the farthest parachute based on the coordinate information 30 of each of the parachute accommodation units 42_1 to 4_n stored in the storage unit 18 and the angle calculated by the angle calculation unit 27.
  • the housing portion 42 is determined, and the small flying object 40 of the parachute housing portion 42 is ejected third.
  • the drop control units 16 and 16A thirdly place the parachute accommodation unit 42 disposed opposite to the parachute accommodation unit 42 that has ejected the small projectile 40 with the central portion O interposed therebetween.
  • the small projectile 40 of the parachute housing 42 is selected and ejected fourth.
  • move by the power supply from the same battery 22 was illustrated, it is not restricted to this.
  • a battery for a functional unit for controlling flight in a normal state and a battery for a functional unit for performing drop control when an abnormality occurs may be separately prepared. According to this, it is possible to execute the drop control process even when the power supply can not be performed due to an abnormality occurring in the battery for the functional unit for controlling the flight in the normal state.
  • the functional unit for performing drop control when an abnormality occurs may be configured to be able to select power supply from the two batteries described above. According to this, even when an abnormality occurs in one battery, power can be supplied from the other battery, so that the drop control process can be reliably executed.
  • an impact absorbing member such as an air bag may be provided on the lower surface of the airframe unit 2, 2A. According to this, it is possible to further improve the safety when the flight devices 1 and 1A fall.
  • the small-sized projectile 40 may not be the above-described gas injection structure, but may be a sphere injected by the drogue gun method.
  • the small flying object 40 has the three nozzles 405
  • the small-sized projectile 40 may have four nozzles 405, and the directions of the injection ports may be arranged so as to deviate from each other by 90 degrees (value obtained by dividing the sum of internal angles of N square by N).
  • the small-sized projectile 40 may have five nozzles 405, and their jet openings may be disposed so as to be offset by 108 degrees from one another.

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Abstract

飛行装置の落下時の安全性を向上させる。　本発明の代表的な実施の形態に係る飛行装置（１）は、機体ユニット（２）と、前記機体ユニットに接続され、揚力を発生する揚力発生部（３）と、前記揚力発生部を制御する飛行制御部（１４）と、飛行時の異常を検出する異常検出部（１５）と、パラシュート（４１，４１Ａ）と前記パラシュートを収容するパラシュート収容部（４２）とを有するパラシュート装置（４）と、前記異常検出部による異常の検出に応じて、前記パラシュートを前記パラシュート収容部から射出する落下制御部（１６）と、を備えることを特徴とする。

Description

飛行装置
　本発明は、飛行装置に関し、例えば、遠隔操作および自律飛行が可能な、人が搭乗しないマルチロータの回転翼機型の飛行装置に関する。
　近年、遠隔操作および自律飛行が可能な、人が搭乗しないマルチロータの回転翼機型の飛行装置（以下、単に「回転翼機」とも称する。）の産業分野への実用化が検討されている。例えば、運送業において、回転翼機（所謂ドローン）による荷物の輸送が検討されている。
　輸送用の回転翼機は、ＧＰＳ（Ｇｌｏｂａｌ　Ｐｏｓｉｔｉｏｎｉｎｇ　Ｓｙｓｔｅｍ）信号等によって自己の位置を特定しながら飛行する自立飛行機能を備えている。しかしながら、何らかの原因で回転翼機に異常が発生した場合、自立飛行ができなくなり、回転翼機の落下等の事故が発生するおそれがある。そのため、回転翼機の安全性の向上が望まれている。
　回転翼機の安全性を向上させる従来技術として、例えば特許文献１に、回転翼機が飛行方向の異常を検出した場合に、自立飛行を停止してユーザの操作による手動飛行に切り替える技術が開示されている。
特開２０１７－１３６８７９号公報
　ところで、今後、輸送用の回転翼機は、より大きな荷物を輸送できるように機体の大型化が進むと予想される。例えば、現在検討されている輸送用の回転翼機の最大積載量は３０ｋｇ程度であるが、積載重量の増大化等の要求から、回転翼機の機体の重量を１５０ｋｇ以上にする必要がある。
　このような大型の回転翼機が何らかの原因で制御不能に陥って落下した場合、これまでの回転翼機に比べて、人や構造物に甚大な被害を与える虞が高い。そのため、回転翼機の大型化を図る場合には、これまで以上に安全性を重視する必要があると本願発明者は考えた。
　本発明は、上述した課題に鑑みてなされたものであり、本発明の目的は、飛行装置の落下時の安全性を向上させることにある。
　本発明の代表的な実施の形態に係る飛行装置は、機体ユニットと、前記機体ユニットに接続され、揚力を発生する揚力発生部と、前記揚力発生部を制御する飛行制御部と、飛行時の異常を検出する異常検出部と、パラシュートと、前記パラシュートに連結された小型飛翔体と、前記パラシュートと前記小型飛翔体とを収容するパラシュート収容部とを有するパラシュート装置と、前記異常検出部による異常の検出に応じて、前記小型飛翔体を前記パラシュート収容部から射出する落下制御部とを備えることを特徴とする。
　本発明の一態様によれば、飛行装置の落下時の安全性を向上させることが可能となる。
本発明の実施の形態１に係る飛行装置の外観を模式的に示す図である。 実施の形態１に係る飛行装置が備える揚力発生部の個数の一例を示す図である。 実施の形態１に係る飛行装置が備える揚力発生部の個数の一例を示す図である。 実施の形態１に係る飛行装置が備える揚力発生部の個数の一例を示す図である。 実施の形態１に係る飛行装置が備える揚力発生部の個数の一例を示す図である。 実施の形態１に係る揚力発生部の構成を模式的に示す図である。 実施の形態１に係るパラシュート装置の構成を模式的に示す図である。 実施の形態１に係る小型飛翔体の構成を模式的に示す図である。 実施の形態１に係る小型飛翔体の構成を模式的に示す図である。 パラシュートが開いた状態の実施の形態１に係るパラシュート装置を模式的に示す図である。 実施の形態１に係る飛行装置の機能ブロック図である。 実施の形態１に係る飛行装置におけるパラシュートの開傘順序の一例を示す図である。 実施の形態１に係る飛行装置におけるパラシュートの開傘順序の一例を示す図である。 実施の形態１に係る飛行装置におけるパラシュートの開傘順序の一例を示す図である。 実施の形態１に係る飛行装置におけるパラシュートの開傘順序の一例を示す図である。 実施の形態１に係る飛行装置による落下準備処理の流れを示すフローチャートである。 パラシュート開傘制御（ステップＳ５）の流れを示すフローチャートである。 パラシュートが開いた状態の、実施の形態１に係る飛行装置を模式的に示す図である。 小型飛翔体の射出時の機体ユニットの状態を模式的に示す図である。 小型飛翔体の射出時の機体ユニットの状態を模式的に示す図である。 本発明の実施の形態２に係る飛行装置の外観を模式的に示す図である。 実施の形態２に係る飛行装置の抵抗翼の構成を模式的に示す図である。 実施の形態２に係る飛行装置の抵抗翼の構成を模式的に示す図である。 実施の形態２に係る飛行装置の機能ブロック図である。 実施の形態２に係る飛行装置による落下準備処理の流れを示すフローチャートである。 パラシュートおよび抵抗翼が開いた状態の、実施の形態２に係る飛行装置を模式的に示す図である。 第１の変形例に係るパラシュート装置の構成を模式的に示す図である。 パラシュートが開いた状態の、第１の変形例に係るパラシュート装置の構成を模式的に示す図である。 第２の変形例に係るパラシュート装置の構成を模式的に示す図である。 パラシュートが開いた状態の、第２の変形例に係るパラシュート装置の構成を模式的に示す図である。 第２の変形例に係るパラシュート装置の開傘制御装置による開傘制御を説明するための図である。 第２の変形例に係るパラシュート装置の開傘制御装置による開傘制御を説明するための図である。
１．実施の形態の概要
　先ず、本願において開示される発明の代表的な実施の形態について概要を説明する。なお、以下の説明では、一例として、発明の構成要素に対応する図面上の参照符号を、括弧を付して記載している。
　〔１〕本発明の代表的な実施の形態に係る飛行装置（１，１Ａ）は、機体ユニット（２，２Ａ）と、前記機体ユニットに接続され、揚力を発生する揚力発生部（３＿１～３＿ｎ）と、前記揚力発生部を制御する飛行制御部（１４）と、飛行時の異常を検出する異常検出部（１５）と、パラシュート（４１，４１Ａ）と前記パラシュートを収容するパラシュート収容部（４２）とを有するパラシュート装置（４，４＿１～４＿ｍ，４Ａ，４Ｂ）と、前記異常検出部による異常の検出に応じて、前記パラシュートを前記パラシュート収容部から射出する落下制御部（１６，１６Ａ）と、を備えることを特徴とする。
　〔２〕上記飛行装置において、前記パラシュート装置は、前記パラシュートに連結された小型飛翔体（４０）を更に有し、前記落下制御部は、前記小型飛翔体を前記パラシュート収容部から射出して、前記パラシュートを射出してもよい。
　〔３〕上記飛行装置において、前記パラシュート収容部を複数有し、前記落下制御部は、複数の前記パラシュート装置のそれぞれの前記小型飛翔体を、時間をずらして射出してもよい。
　〔４〕上記飛行装置において、前記落下制御部は、前記機体ユニットの地上から最も遠い位置に配置された前記パラシュート装置の前記小型飛翔体を優先して射出してもよい。
　〔５〕上記飛行装置において、前記機体ユニットの傾きを検出するセンサ部（１２）を更に備え、前記落下制御部は、前記センサ部の検出結果に基づいて、前記小型飛翔体が射出されていない前記パラシュート装置のうち前記機体ユニットの地上から最も遠い位置に配置された前記パラシュート装置を選択し、選択した前記パラシュート装置の前記小型飛翔体を最初に射出してもよい。
　〔６〕上記飛行装置において、前記落下制御部は、最初に前記小型飛翔体を射出した前記パラシュート装置と前記機体ユニットの中心部を挟んで対向して配置された前記パラシュート装置の前記小型飛翔体を、前記最初に射出した前記小型飛翔体の次に射出してもよい。
　〔７〕上記飛行装置において、前記落下制御部は、最初に前記小型飛翔体を射出した前記パラシュート装置と隣り合う前記パラシュート装置から一方向に順次、前記小型飛翔体を射出してもよい。
　〔８〕上記飛行装置において、前記落下制御部は、２番目に前記小型飛翔体を射出した前記パラシュート装置と隣り合う前記パラシュート装置から一方向に順次、前記小型飛翔体を射出してもよい。
　〔９〕上記飛行装置（１Ａ）において、開閉自在な抵抗翼（７）を更に備え、前記落下制御部は、前記異常検出部による異常の検出に応じて前記抵抗翼を開いてもよい。
　〔１０〕上記飛行装置において、前記抵抗翼は、前記落下制御部からの制御により折り畳み可能であってもよい。
　〔１１〕上記飛行装置において、前記小型飛翔体は、ガスを発生させるガス発生装置（４０１）と、前記ガス発生装置を収容するとともに、前記ガス発生装置から発生した前記ガスを放出する複数のガス放出孔（４０４）が形成されたガス放出室（４０２）を内部に有するハウジング（４００）と、前記ハウジングの前記ガス放出孔にそれぞれ連結され、前記ハウジングの軸線に対して傾斜して設けられた複数のノズル（４０５）とを有してもよい。
　〔１２〕上記飛行装置において、前記パラシュート（４１Ａ）は、傘体（４１０）と、前記傘体と前記機体ユニットとを連結する吊索（４１１）と、前記傘体において、前記傘体の頂点部と前記傘体の縁部との間に延在する棒状の弾性部材（４１２）と、を含んでもよい。
　〔１３〕上記飛行装置において、前記パラシュート装置（４Ｂ）は、前記小型飛翔体と前記傘体とを連結するワイヤ（４３）と、前記傘体の展開を制御する開傘制御装置（４４）と、を更に含み、前記開傘制御装置は、前記ワイヤの引張力が所定レベルより低い状態において前記弾性部材に圧縮荷重を加えて変形させ、前記ワイヤの引張力が所定レベルを超えた場合に、前記弾性部材の圧縮荷重を取り除いてもよい。
　〔１４〕上記飛行装置において、報知装置（５）を更に備え、前記落下制御部は、前記異常検出部による異常の検出に応じて前記報知装置を制御して、危険な状態であることを外部に報知してもよい。
２．実施の形態の具体例
　以下、本発明の実施の形態の具体例について図を参照して説明する。なお、以下の説明において、各実施の形態において共通する構成要素には同一の参照符号を付し、繰り返しの説明を省略する。また、図面は模式的なものであり、各要素の寸法の関係、各要素の比率などは、現実と異なる場合があることに留意する必要がある。図面の相互間においても、互いの寸法の関係や比率が異なる部分が含まれている場合がある。
　≪実施の形態１≫
　図１は、本発明の実施の形態１に係る飛行装置の外観を模式的に示す図である。
　図１に示される飛行装置１は、例えば、３つ以上のロータを搭載したマルチロータの回転翼機型の飛行装置であり、所謂ドローンである。
　図１に示すように、飛行装置１は、機体ユニット２、揚力発生部３＿１～３＿ｎ（ｎは３以上の整数）、パラシュート装置４＿１～４＿ｍ（ｍは３以上の整数）、報知装置５、およびアーム部６を備えている。
　機体ユニット２は、飛行装置１の本体部分であり、後述するように、飛行装置１の飛行を制御するための各種機能部を収容している。なお、図１において、一例として円柱状の機体ユニット２を図示しているが、機体ユニット２の形状は特に制限されない。
　揚力発生部３＿１～３＿ｎは、揚力を発生するロータである。なお、以下の説明において、各揚力発生部３＿１～３＿ｎを特に区別しない場合には、単に、「揚力発生部３」と表記する。
　飛行装置１が備える揚力発生部３の個数は特に制限されないが、３つ以上であることが好ましい。例えば、図２Ａ～図２Ｄに示すように、飛行装置１は、３つの揚力発生部３を備えるトライコプター、４つの揚力発生部３を備えるクワッドコプター、６つの揚力発生部を備えるヘキサコプター、および８つの揚力発生部３を有するオクトコプターの何れであってもよい。
　なお、図１では、一例として、飛行装置１が４つ（ｎ＝４）の揚力発生部３＿１～３＿４を搭載したクワッドコプターである場合を図示している。
　図３は、揚力発生部３の構成を模式的に示す図である。
　揚力発生部３は、例えば、プロペラ３５と、プロペラ３５を回転させるモータ３１とを筒状の筐体３２に収容した構造を有している。図３に示すように、筒状の筐体３２の開口部３２０Ａ，３２０Ｂには、プロペラ３５との接触を防止するための保護網３３が設けられている。保護網３３は、例えば金属材料（ステンレス鋼等）から構成されている。
　アーム部６は、機体ユニット２と各揚力発生部３とを連結するための構造体である。アーム部６は、機体ユニット２から突出して形成されている。各アーム部６の先端には、揚力発生部３がそれぞれ取り付けられている。
　パラシュート装置４＿１～４＿ｍは、飛行装置１の落下時の落下速度を緩やかにするための装置である。以下の説明において、各パラシュート装置４＿１～４＿ｍを特に区別しない場合には、単に、「パラシュート装置４」と表記する。
　飛行装置１が備えるパラシュート装置４の個数は特に制限されないが、落下時の機体の安定性を考慮すると、３つ以上であることが好ましい。例えば、図３に示すように、揚力発生部３と同数のパラシュート装置４を飛行装置１に設けてもよい。
　なお、図１では、一例として、飛行装置１が４つのパラシュート装置４＿１～４＿４（ｍ＝４）を搭載した場合を図示している。
　パラシュート装置４＿１～４＿ｍは、機体ユニット２の中心部Ｏを囲む形態で機体ユニット２に設置されている。ｍが偶数の場合、各パラシュート収容部４２は、他の一つのパラシュート収容部４２と中心部Ｏを挟んで互いに対向して配置されていることが好ましい。
　例えば、飛行装置１が４つのパラシュート装置４＿１～４＿４を備えている場合、図１および図２Ｂに示すように、パラシュート装置４＿１とパラシュート装置４＿３とは、中心部Ｏを挟んで互いに対向して配置され、パラシュート装置４＿２とパラシュート装置４＿４とは、中心部Ｏを挟んで互いに対向して配置されている。図２Ｃおよび図２Ｄに示すように、ｍ＝６，８の場合も同様である。
　図４は、パラシュート装置４の構成を模式的に示す図である。
　パラシュート装置４は、パラシュート収容部４２、パラシュート４１、および小型飛翔体４０を有している。
　パラシュート収容部４２は、例えば筒状の金属材料（例えばステンレス鋼）から構成されている。図４に示すように、筒状のパラシュート収容部４２の内部には、パラシュート４１および小型飛翔体４０が収容されている。
　パラシュート収容部４２は、機体ユニット２に設けられている。例えば、各パラシュート収容部４２は、それぞれのパラシュート収容部４２の軸線が鉛直方向と平行になるように、機体ユニット２に設けられている。パラシュート収容部４２が設けられる機体ユニット２上の位置は、機体ユニット２の上面（飛行装置１の飛行時において地面と反対側の面）でもよいし、機体ユニット２の側面でもよい。なお、図１では、一例として、パラシュート収容部４２を機体ユニット２の側面に設ける場合を図示している。
　パラシュート４１は、傘体（キャノピー）４１０と、傘体４１０と機体ユニット２（パラシュート収容部４２）とを連結する吊索４１１とを含む。傘体４１０は、ワイヤ４３によって小型飛翔体４０と連結されている。傘体４１０は、例えば図４に示すように、折り畳まれた状態でパラシュート収容部４２に収容されている。
　飛行装置１を低速で落下させるために必要な傘体４１０の直径Ｄは、例えば下記式（１）によって算出することができる。ここで、ｍは飛行装置１の総重量、ｖは飛行装置１の落下速度、ρは空気密度、Ｃｄは抵抗係数である。
Figure JPOXMLDOC01-appb-M000001
　例えば、飛行装置１の総重量ｍ＝２５０〔ｋｇ〕、抵抗係数Ｃｄ＝０．９、空気密度ρ＝１．３ｋｇ／ｍとしたとき、飛行装置１の落下速度ｖを５〔ｍ／ｓ〕とするために必要な傘体４１０の直径Ｄは、式（１）より、１９．５〔ｍ〕と算出される。
　小型飛翔体４０は、パラシュート４１をパラシュート収容部４２の外部に放出するための装置であり、ガスを噴射することによって推力を得る。
　図５Ａおよび図５Ｂは、小型飛翔体４０の構成を模式的に示す図である。図５Ａには、小型飛翔体４０の外観を示す斜視図が示され、図５Ｂには、小型飛翔体４０の断面形状が示されている。
　図５Ａ、図５Ｂに示すように、小型飛翔体４０は、ハウジング４００、ガス発生装置４０１、およびノズル４０５を有している。
　ガス発生装置４０１は、小型飛翔体４０をパラシュート収容部４２の外部に射出するための推力の基になるガスを発生する装置である。ガス発生装置４０１は、ガスを発生させる装置であり、例えば、点火薬、ガス発生剤、および点火制御部（図示せず）を有する。
　点火制御部は、後述する落下制御部１６からの点火信号に応じて、点火薬を点火してガス発生剤を化学的に反応させることにより、ガスを発生させる。
　ハウジング４００は、ガス発生装置４０１を収容する筐体である。例えば、ハウジング４００は、全体視ドーム形状を有している。ハウジング４００は、例えば、繊維強化プラスチック（ＦＲＰ：Ｆｉｂｅｒ－Ｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄ　Ｐｌａｓｔｉｃｓ）や金属材料等によって構成されている。
　図５Ｂに示すように、ハウジング４００の内部には、ガス発生装置４０１から発生したガスの圧力を調整して放出するガス放出室４０２が形成されている。
　ガス放出室４０２には、ガス発生装置４０１から発生したガスを導入するガス導入孔４０３と、導入したガスを放出する複数のガス放出孔４０４とが形成されている。本実施の形態では、一例として、小型飛翔体４０のガス放出室４０２に３つのガス放出孔４０４が形成されているものとして説明するが、ガス放出室４０２に形成されるガス放出孔４０４の個数に特に制限はない。
　ノズル４０５は、ガス放出室４０２内のガスを外部に噴射するための部品である。ノズル４０５は、例えば円筒形状を有し、対応するガス放出孔４０４とそれぞれ連通して設けられている。
　ノズル４０５は、ハウジング４００の軸線Ｐに対して傾斜して設けられることが好ましい。すなわち、ノズル４０５を、各ノズル４０５の噴射口の軸線Ｑとハウジング４００の軸線Ｐとが非平行となるように、ハウジング４００のガス放出孔４０４に連通させて設けることが好ましい。
　例えば、３つのノズル４０５は、その噴射口の向きが互いに６０度ずつずれるように配置されている。
　ここで、ノズル４０５は筒状であればよく、図５Ａ、図５Ｂに示される形状に限定されない。例えば、各ノズル４０５は円筒を湾曲した形状を有し、その噴射口の向きが互いに６０度ずつずれるように配置されていてもよい。
　小型飛翔体４０において、点火制御部が後述する落下制御部１６からの点火信号に応じてガス発生剤を点火した場合、ガス発生剤から発生したガスがガス導入孔４０３を介してガス放出室４０２に充満する。ガス放出室４０２内のガスは、圧縮されてガス放出孔４０４を通してノズル４０５から外部に放出される。これにより、小型飛翔体４０が推力を得て、パラシュート収容部４２から外部に射出する。
　このとき、上述したようにノズル４０５がハウジング４００の軸線Ｐに対して傾斜して設けられている場合には、ガスがハウジング４００の軸線Ｐに対して斜めに噴射されるので、小型飛翔体４０は回転しながら飛翔する。これにより、小型飛翔体４０をパラシュート収容部４２の軸線方向に直線的に射出することが可能となる。
　図６は、パラシュート４１が開いた状態のパラシュート装置４を模式的に示す図である。
　図６に示すように、後述する落下制御部１６からの制御により小型飛翔体４０がパラシュート収容部４２から射出されると、パラシュート４１が、ワイヤ４３を介して小型飛翔体４０によって引っ張られてパラシュート収容部４２から射出される。その後、小型飛翔体４０によって更に引っ張られたパラシュート４１は、畳まれた状態の傘体４１０の内部に空気が入り込むことによって傘体４１０が広がる。これにより、パラシュート４１が開傘する。
　報知装置５は、飛行装置１の外部に危険な状態を報知するための装置である。報知装置５は、例えば、ＬＥＤ等から成る光源や、音声発生装置（アンプおよびスピーカ等）を含んで構成されている。報知装置５は、異常検出部１５による異常の検出に応じて、飛行装置１が危険な状態であることを光や音声によって外部に報知する。
　なお、報知装置５は、機体ユニット２の外部に露出していてもよいし、光源からの光やスピーカからの音声を外部に出力可能な形態で機体ユニット２の内部に収容されていてもよい。
　次に、機体ユニット２に収容されている各機能部について説明する。
　図７は、実施の形態１に係る飛行装置１の機能ブロック図である。
　同図に示されるように、機体ユニット２は、電源部１１、センサ部１２、モータ駆動部１３＿１～１３＿ｎ（ｎは２以上の整数）、飛行制御部１４、異常検出部１５、落下制御部１６、通信部１７、および記憶部１８を含む。
　これらの機能部のうち、飛行制御部１４、異常検出部１５、および落下制御部１６は、例えば、ＣＰＵ（Ｃｅｎｔｒａｌ　Ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ　Ｕｎｉｔ）およびメモリ等を含むマイクロコントローラ等のプログラム処理装置によるプログラム処理とハードウェアとの協働によって実現される。
　電源部１１は、バッテリ２２と電源回路２３とを含む。バッテリ２２は、例えば二次電池（例えばリチウムイオン二次電池）である。電源回路２３は、バッテリ２２の出力電圧に基づいて電源電圧を生成し、上記機能部を実現する各ハードウェアに供給する回路である。電源回路２３は、例えば、複数のレギュレータ回路を含み、上記ハードウェア毎に必要な電源電圧を生成する。
　センサ部１２は、飛行装置１の状態を検知する機能部である。センサ部１２は、飛行装置１の機体の傾きを検出する。具体的には、センサ部１２は、角速度センサ２４と、加速度センサ２５と、磁気センサ２６と、角度算出部２７とを有している。
　角速度センサ２４は、角速度（回転速度）を検出するセンサであり、例えば、ｘ軸、ｙ軸、およびｚ軸の３つの基準軸に基づいて角速度を検出する３軸ジャイロセンサである。
　加速度センサ２５は、加速度を検出するセンサであり、例えば、ｘ軸、ｙ軸、およびｚ軸の３つの基準軸に基づいて角速度を検出する３軸加速度センサである。
　磁気センサ２６は、地磁気を検出するセンサであり、例えば、ｘ軸、ｙ軸、およびｚ軸の３つの基準軸に基づいて方位（絶対方向）を検出する３軸地磁気センサ（電子コンパス）である。
　角度算出部２７は、角速度センサ２４および加速度センサ２５の少なくとも一方の検出結果に基づいて、飛行装置１の機体の傾きとして、地面（水平方向）に対する機体の角度を算出する。
　例えば、角度算出部２７は、角速度センサ２４の検出結果に基づいて、地面に対する機体の角度を算出してもよいし、角速度センサ２４および加速度センサ２５の検出結果に基づいて、地面に対する機体の角度を算出してもよい。なお、角速度センサ２４や加速度センサ２５の検出結果を用いた角度の算出方法は、公知の計算式を用いればよい。
　また、角度算出部２７は、角速度センサ２４および加速度センサ２５の少なくとも一方の検出結果に基づいて算出した角度を、磁気センサ２６の検出結果に基づいて補正してもよい。
　なお、センサ部１２は、上述した角速度センサ２４、加速度センサ２５、および磁気センサ２６に加えて、例えば、気圧センサ、超音波センサ、ＧＰＳ受信機、およびカメラ等を含んでもよい。
　通信部１７は、送信機やサーバ等の外部装置９と通信を行うための機能部である。通信部１７と外部装置９との通信は、例えば、ＩＳＭバンド（２．４ＧＨｚ帯）の無線通信によって実現される。通信部１７は、例えば、アンテナおよびＲＦ（Ｒａｄｉｏ　Ｆｒｅｑｕｅｎｃｙ）回路等によって構成されている。
　通信部１７は、外部装置９から飛行装置１の操作情報を受信して飛行制御部１４に出力するとともに、センサ部１２によって計測された各種の計測データ等を外部装置９へ送信する。また、通信部１７は、異常検出部１５によって異常が検出された場合に、飛行装置１に異常が発生したことを示す情報を外部装置９に送信する。更に、通信部１７は、後述する落下制御処理によって飛行装置１が地上に落下した場合に、飛行装置１が落下したことを示す情報を外部装置９に送信する。
　モータ駆動部１３＿１～１３＿ｎは、揚力発生部３毎に設けられ、飛行制御部１４からの指示に応じて、モータ３１を駆動する機能部である。
　なお、以下の説明において、各モータ駆動部１３＿１～１３＿ｎを特に区別しない場合には、単に、「モータ駆動部１３」と表記する。
　モータ駆動部１３は、飛行制御部１４から指示された回転数でモータ３１が回転するように、モータ３１を駆動する。モータ駆動部１３は、例えばＥＳＣ（Ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃ　Ｓｐｅｅｄ　Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒ）である。
　飛行制御部１４は、飛行装置１が安定して飛行するように揚力発生部３を制御する機能部である。具体的に、飛行制御部１４は、通信部１７を介して受信した外部装置９からの操作情報（上昇や下降、前進や後退等の指示）と、センサ部１２の検出結果とに基づいて、機体が安定した状態で所望の方向に飛行するように、各揚力発生部３のモータ３１の適切な回転数を演算し、算出した回転数を各モータ駆動部１３に指示する。
　例えば、飛行制御部１４は、風等の外部からの影響で急に機体の姿勢が乱された場合に機体が水平になるように、角速度センサ２４の検出結果に基づいて各揚力発生部３のモータ３１の適切な回転数を演算し、算出した回転数を各モータ駆動部１３に指示する。
　また、例えば、飛行制御部１４は、飛行装置１のホバリング時に飛行装置１のドリフトを防止するように、加速度センサ２５の検出結果に基づいて各揚力発生部３のモータ３１の適切な回転数を演算し、算出した回転数を各モータ駆動部１３に指示する。
　また、飛行制御部１４は、通信部１７を介して外部装置９との間でデータの送受信を行う。
　記憶部１８は、飛行装置１の動作を制御するための各種プログラムやパラメータ等を記憶するための機能部であり、フラッシュメモリおよびＲＯＭ等の不揮発性メモリやＲＡＭ等から構成されている。
　記憶部１８に記憶される上記パラメータとして、各パラシュート装置４（パラシュート収容部４２）の機体ユニット２上の位置を表す座標情報３０と、後述する残容量閾値２８および傾き閾値２９とを例示することができる。
　異常検出部１５は、飛行時の異常を検出する機能部である。具体的に、異常検出部１５は、センサ部１２の検出結果と、バッテリ２２の状態と、揚力発生部３の動作状態とを監視し、飛行装置１が異常状態であるか否かを判定する。
　ここで、異常状態とは、飛行装置１の自律飛行が不可能になるおそれのある状態を言う。例えば、揚力発生部３が故障したこと、バッテリ２２の残容量が所定の閾値よりも低下したこと、および機体（機体ユニット２）が異常に傾いたこと、の少なくとも一つが発生した状態を言う。
　異常検出部１５は、揚力発生部３の故障、例えば、飛行制御部１４が指示した回転数でモータ３１が回転しないこと、プロペラ３５が回転しないこと、およびプロペラ３５の破損等を検出した場合に、飛行装置１が異常状態であると判定する。
　また、異常検出部１５は、バッテリ２２の残容量が所定の閾値（以下、「残容量閾値」とも称する。）２８よりも低下したことを検出した場合に、飛行装置１が異常状態であると判定する。
　ここで、残容量閾値２８は、例えば、飛行制御部１４が指示した回転数でモータが回転できなくなる程度の容量値とすればよい。残容量閾値２８は、例えば、予め記憶部１８に記憶されている。
　また、異常検出部１５は、飛行装置１の機体の異常な傾きを検出した場合に、飛行装置１が異常であると判定する。例えば、異常検出部１５は、角度算出部２７によって算出した角度が所定の閾値（以下、「傾き閾値」とも称する。）２９を超えている状態が所定期間継続した場合に、飛行装置１が異常状態であると判定する。
　ここで、傾き閾値２９は、例えば、飛行装置１が前後方向に移動するときの角度（ピッチ角）や飛行装置１が左右方向に移動するときの角度（ロール角）を予め実験により取得し、それらの角度よりも大きい値に設定すればよい。傾き閾値２９は、例えば、予め記憶部１８に記憶されている。
　落下制御部１６は、飛行装置１の落下を制御するための機能部である。具体的に、落下制御部１６は、異常検出部１５によって飛行装置１が異常状態であると判定された場合に、飛行装置１を安全に落下させるための落下準備処理を実行する。
　落下制御部１６は、落下準備処理として、異常検出部１５による異常の検出に応じて報知装置５を制御して、危険な状態であることを外部に報知する。
　また、落下制御部１６は、落下準備処理として、異常検出部１５による異常の検出に応じて、モータ駆動部１３を制御してモータ３１の回転を停止させる。
　更に、落下制御部１６は、落下準備処理として、異常検出部１５による異常の検出に応じて、点火を指示する点火信号を射出すべき小型飛翔体４０の点火制御部に出力することにより、その小型飛翔体４０をパラシュート収容部４２から射出してパラシュート４１を開く。
　このとき、落下制御部１６は、複数のパラシュート装置４＿１～４＿ｍのそれぞれの小型飛翔体４０を時間をずらして射出するパラシュート開傘制御を行う。具体的に、落下制御部１６は、パラシュート開傘制御として、機体ユニット２の地上から最も遠い位置に配置されたパラシュート装置４の小型飛翔体４０を優先して射出する。
　より具体的には、落下制御部１６は、先ず、センサ部１２の検出結果に基づいて、小型飛翔体４０が射出されていないパラシュート装置４のうち機体ユニット２の地上から最も遠い位置に配置されたパラシュート装置４を選択し、選択したパラシュート装置４の小型飛翔体４０を最初に射出する。
　すなわち、落下制御部１６は、記憶部１８に記憶された各パラシュート装置４＿１～４＿ｍの座標情報３０と、角度算出部２７によって算出された角度とに基づいて、パラシュート装置４＿１～４＿ｍの中から機体ユニット２の地上から最も遠い位置に配置されているパラシュート装置４を選択し、選択したパラシュート装置４に点火信号を出力することにより、そのパラシュート装置４から小型飛翔体４０を射出させる。
　次に、落下制御部１６は、最初に小型飛翔体４０を射出したパラシュート装置４と機体ユニット２の中心部Ｏを挟んで対向して配置されたパラシュート装置４の小型飛翔体４０を、最初に射出した小型飛翔体４０の次に射出する。
　すなわち、落下制御部１６は、記憶部１８に記憶された各パラシュート装置４＿１～４＿ｍの座標情報３０に基づいて、最初に小型飛翔体４０を射出したパラシュート装置４と機体ユニット２の中心部Ｏを挟んで対向して配置されたパラシュート装置４を選択し、選択したパラシュート装置４に点火信号を出力することにより、そのパラシュート装置４から２番目の小型飛翔体４０を射出させる。
　その後、落下制御部１６は、射出されていない残りの小型飛翔体４０を順次射出する。
　例えば、落下制御部１６は、２番目に小型飛翔体４０を射出したパラシュート装置４と隣り合うパラシュート装置４から一方向に順次、小型飛翔体を射出する。
　より具体的には、落下制御部１６は、２番目に小型飛翔体４０を射出したパラシュート装置４を起点として、機体ユニット２の上面側から見て右回りまたは左回りの順に、３番目以降に射出する小型飛翔体４０を選択して、点火信号を順次出力する。
　また、２番目の小型飛翔体４０を射出する際に、最初に射出した小型飛翔体４０を収容するパラシュート収容部４２と機体ユニット２の中心部Ｏを挟んで対向して配置されたパラシュート収容部４２が存在しない場合には、上述した３番目以降の小型飛翔体４０を射出する場合と同様に、直前に小型飛翔体４０を射出したパラシュート装置４と隣り合うパラシュート装置４から一方向に順次、小型飛翔体４０を射出すればよい。
　図８Ａ～図８Ｄは、実施の形態１に係る飛行装置１におけるパラシュートの開傘順序の一例を示す図である。
　同図において、各パラシュート装置４の横に付された丸で囲まれた数字は、そのパラシュート装置４の小型飛翔体４０が射出される順番を示している。
　先ず、第１の例として、図８Ａに示すように、例えば３つのパラシュート装置４＿１～４＿３が設けられているトライコプターにおいて、最初にパラシュート装置４＿２の小型飛翔体４０が射出された場合を考える。
　この場合、最初に小型飛翔体４０を射出したパラシュート装置４＿２と機体ユニット２の中心部Ｏを挟んで対向して配置されたパラシュート装置４が存在しないため、落下制御部１６は、最初に小型飛翔体４０を射出したパラシュート装置４＿２から右回りに小型飛翔体４０を順次射出する。すなわち、図８Ａに示す例の場合、落下制御部１６は、パラシュート装置４＿２、パラシュート装置４＿３、パラシュート装置４＿１の順に小型飛翔体４０を射出する。
　第２の例として、図８Ｂに示すように、例えば４つのパラシュート装置４＿１～４＿４が設けられているクワッドコプターにおいて、最初にパラシュート装置４＿２の小型飛翔体４０が射出された場合を考える。
　この場合、パラシュート装置４＿４が最初に小型飛翔体４０を射出したパラシュート装置４＿２と機体ユニット２の中心部Ｏを挟んで対向して配置されているため、落下制御部１６は、パラシュート装置４＿４の小型飛翔体４０を２番目に射出する。その後、落下制御部１６は、２番目に小型飛翔体４０を射出したパラシュート装置４＿４を起点として、右回りに小型飛翔体４０を順次射出する。すなわち、図８Ｂに示す例の場合、落下制御部１６は、パラシュート装置４＿２、パラシュート装置４＿４、パラシュート装置４＿１、パラシュート装置４＿３の順に小型飛翔体４０を射出する。
　第３の例として、図８Ｃに示すように、例えば６つのパラシュート装置４＿１～４＿６が設けられているヘキサコプターにおいて、最初にパラシュート装置４＿３の小型飛翔体４０が射出された場合を考える。
　この場合、パラシュート装置４＿６が最初に小型飛翔体４０を射出したパラシュート装置４＿３と機体ユニット２の中心部Ｏを挟んで対向して配置されているため、落下制御部１６は、パラシュート装置４＿６の小型飛翔体４０を２番目に射出する。その後、落下制御部１６は、２番目に小型飛翔体４０を射出したパラシュート装置４＿６を起点として、右回りに小型飛翔体４０を順次射出する。すなわち、図８Ｃに示す例の場合、落下制御部１６は、パラシュート装置４＿３、パラシュート装置４＿６、パラシュート装置４＿１、パラシュート装置４＿２、パラシュート装置４＿４、パラシュート装置４＿５の順に小型飛翔体４０を射出する。
　第４の例として、図８Ｄに示すように、例えば８つのパラシュート装置４＿１～４＿８が設けられているオクトコプターにおいて、最初にパラシュート装置４＿４の小型飛翔体４０が射出された場合を考える。
　この場合、パラシュート装置４＿８が最初に小型飛翔体４０を射出したパラシュート装置４＿４と機体ユニット２の中心部Ｏを挟んで対向して配置されているため、落下制御部１６は、パラシュート装置４＿８の小型飛翔体４０を２番目に射出する。その後、落下制御部１６は、２番目に小型飛翔体４０を射出したパラシュート装置４＿８を起点として、右回りに小型飛翔体４０を順次射出する。すなわち、図８Ｄに示す例の場合、落下制御部１６は、パラシュート装置４＿４、パラシュート装置４＿８、パラシュート装置４＿１、パラシュート装置４＿２、パラシュート装置４＿３、パラシュート装置４＿５、パラシュート装置４＿６、パラシュート装置４＿７の順に小型飛翔体４０を射出する。
　次に、落下制御部１６による落下準備処理の流れについて詳細に説明する。
　図９は、実施の形態１に係る飛行装置１による落下準備処理の流れを示すフローチャートである。
　飛行装置１が飛行している状態において、落下制御部１６は、異常検出部１５によって異常状態が検出されたか否かを判定する（ステップＳ１）。ステップＳ１において、異常検出部１５によって異常状態が検出されていない場合には、落下制御部１６は、落下準備処理を開始せず、引き続き飛行装置１が安定して飛行するように制御を行いつつ、異常検出部１５による異常の検出の有無を監視する。
　一方、ステップＳ１において、異常検出部１５によって異常状態が検出された場合には、落下制御部１６は、落下制御処理を開始する（ステップＳ２）。例えば、強風によって飛行装置１の機体（機体ユニット２）が傾き閾値２９を超えて傾いた状態が所定期間継続した場合、異常検出部１５は異常を検出したことを示す信号を落下制御部１６に通知する。落下制御部１６は、その信号を受信した場合に飛行装置１が落下するおそれがあると判定し、落下制御処理を開始する。
　落下制御処理において、先ず、落下制御部１６は、報知装置５を制御して、飛行装置１が危険な状態であることを外部に報知する（ステップＳ３）。例えば、落下制御部１６は、報知装置５を構成する光源を駆動して点滅する光を発生させる。また、落下制御部１６は、報知装置５を構成する音声発生装置を駆動して警告音や退避を促すアナウンスを出力する。
　次に、落下制御部１６は、モータ３１を停止する（ステップＳ４）。具体的に、落下制御部１６は、各モータ駆動部１３＿１～１３＿ｎに対してモータ３１の停止を指示する。これにより、飛行装置１のモータ３１が停止し、プロペラ３５の回転が停止する。
　なお、モータ駆動部１３＿１～１３＿ｎへの指示は、落下制御部１６からモータ駆動部１３＿１～１３＿ｎへ直接行ってもよいし、落下制御部１６から飛行制御部１４を介してモータ駆動部１３＿１～１３＿ｎへ間接的に行ってもよい。
　次に、落下制御部１６は、パラシュート開傘制御を行う（ステップＳ５）。
　図１０は、パラシュート開傘制御（ステップＳ５）の流れを示すフローチャートである。ここでは、図１の飛行装置１を例にとり、パラシュート開傘制御（ステップＳ５）の処理の流れについて説明する。
　ステップＳ５において、先ず、落下制御部１６は、上述した手法により、機体ユニット２の最も地面から遠い位置に配置されたパラシュート装置４を選択し、選択したパラシュート装置４から小型飛翔体４０を射出する（ステップＳ５１）。ここでは、図１において、最初にパラシュート装置４＿１から小型飛翔体４０が射出されたとする。
　次に、落下制御部１６は、記憶部１８に記憶された各パラシュート装置４の座標情報３０に基づいて、ステップＳ５２で小型飛翔体４０を射出したパラシュート装置４と機体ユニット２の中心部Ｏを挟んで対向して配置されたパラシュート装置４が存在するか否かを判定する（ステップＳ５２）。
　ステップＳ５２において、ステップＳ５１で小型飛翔体４０を射出したパラシュート装置４と機体ユニット２の中心部Ｏを挟んで対向して配置されたパラシュート装置４が存在しない場合には、後述するステップＳ５４に移る。
　一方、ステップＳ５２において、ステップＳ５１で小型飛翔体４０を射出したパラシュート装置４と機体ユニット２の中心部Ｏを挟んで対向して配置されたパラシュート装置４が存在する場合には、そのパラシュート装置４から小型飛翔体４０を射出する（ステップＳ５３）。
　上述の例の場合、パラシュート装置４＿３が、ステップＳ５１で小型飛翔体４０を射出したパラシュート装置４＿１と機体ユニット２の中心部Ｏを挟んで対向して配置されているので、パラシュート装置４＿３から２番目の小型飛翔体４０を射出する。
　次に、落下制御部１６は、直前に小型飛翔体４０を射出したパラシュート装置４と隣り合うパラシュート装置４から順に小型飛翔体４０を射出する（ステップＳ５４）。
　上述の例の場合、直前のステップＳ５３において、パラシュート装置４＿３から２番目の小型飛翔体４０を射出しているので、パラシュート装置４＿３と隣り合うパラシュート装置４＿４から一方向に順次、小型飛翔体４０を射出する。この場合、パラシュート装置４＿４から３番目の小型飛翔体４０を射出し、パラシュート装置４＿２から４番目の小型飛翔体４０を射出する。
　以上の処理手順により、パラシュート開傘制御（ステップＳ５）が行われる。
　図１１は、パラシュート４１が開いた状態の飛行装置１を模式的に示す図である。
　例えば、図１０のフローで説明した上述の順番で小型飛翔体４０が射出された場合、パラシュート装置４＿１、パラシュート装置４＿３、パラシュート装置４＿４、パラシュート装置４＿２の順に小型飛翔体４０が射出されてパラシュート４１が開く。これにより、飛行装置１が地上へ向かってゆっくりと落下する。
　図９において、パラシュート開傘制御（ステップＳ５）の後、落下制御部１６は、通信部１７を介して飛行装置１が落下したことを外部装置９に通知する（ステップＳ６）。
　外部装置９への通知は、落下制御処理の開始（ステップＳ２）の後であれば、どのタイミングで行ってもよい。例えば、飛行装置１が着陸した後に行ってもよいし、落下制御処理（ステップＳ２）の開始直後であってもよい。
　また、落下制御部１６は、飛行装置１が落下したことを外部装置９に通知するとき、ＧＰＳ受信機によって取得した落下場所の位置情報も一緒に、外部装置９に通知してもよい。
　以上の手順により、飛行装置１の落下制御処理が行われる。
　以上、実施の形態１に係る飛行装置１によれば、落下制御部１６が、異常検出部１５による飛行時の異常の検出に応じて、パラシュート４１に連結された小型飛翔体４０をパラシュート収容部４２から射出するので、飛行装置１の自律飛行が不可能な状態に陥った場合であっても、パラシュート４１を開いて飛行装置１をゆっくりと落下させることができる。これにより、飛行装置１の落下時の安全性を向上させることが可能となる。
　また、実施の形態１に係る飛行装置１によれば、小型飛翔体４０によってパラシュート４１を牽引するので、パラシュート４１を確実にパラシュート収容部４２から射出することができる。
　また、実施の形態１に係る飛行装置１において、小型飛翔体４０は、ハウジング４００に形成されたガス放出孔４０４にそれぞれ連結され、ハウジング４００の軸線Ｐに対して傾斜して設けられた複数のノズル４０５を有している。
　これによれば、上述したように、小型飛翔体４０を回転させながら、パラシュート収容部４２の軸線方向に直線的に射出することが可能となる。これにより、パラシュート４１をより強い力で牽引することができるので、射出されたパラシュート４１をより開き易い状態にすることが可能となる。
　また、実施の形態１に係る飛行装置１によれば、落下制御部１６が、複数のパラシュート装置４のそれぞれの小型飛翔体４０を時間をずらして射出するので、飛行装置１の落下速度をより緩やかにする制御が可能となる。
　具体的には、落下制御部１６は、機体ユニット２の地上から最も遠い位置に配置されたパラシュート装置４の小型飛翔体４０を優先して射出する。これによれば、パラシュート４１が開く前に飛行装置１の機体を水平な状態に近づけることが可能となるので、落下中の飛行装置１の姿勢が安定し、飛行装置１の落下速度をより緩やかにすることが可能となる。
　より具体的には、落下制御部１６は、センサ部１２の検出結果に基づいて、小型飛翔体４０が射出されていないパラシュート装置４のうち機体ユニット２の地上から最も遠い位置に配置されたパラシュート装置４を選択し、選択したパラシュート装置４の小型飛翔体４０を最初に射出する。
　これによれば、図１２Ａに示すように、一つ目の小型飛翔体４０を発射したときの反動により、小型飛翔体４０の射出方向Ｓと反対方向の力Ｆが機体ユニット２の地上から最も遠い側に加わる。その結果、図１２Ｂに示すように、機体ユニット２をより水平に近い状態にすることが可能となる。この状態において、二つ目の小型飛翔体４０を射出した場合、その小型飛翔体４０によって牽引されるパラシュート４１を地上に対してより垂直な方向に打ち上げることができるので、二つ目の小型飛翔体４０によって牽引されるパラシュート４１が空気を孕み易くなり、そのパラシュート４１をより早く開かせることが可能となる。その結果、機体ユニット２に加わっている地上に向かう方向の力を軽減し、飛行装置１の落下時間をより長くすることができるので、飛行装置１の落下時の安全性を更に向上させることが可能となる。
　また、落下制御部１６は、最初に小型飛翔体４０を射出したパラシュート装置４と機体ユニット２の中心部Ｏを挟んで対向して配置されたパラシュート装置４の小型飛翔体４０を、最初に射出した小型飛翔体４０の次に射出する。
　これによれば、偶数個のパラシュート収容部４２が機体ユニット２の中心部Ｏを囲む形態で配置されている飛行装置において、以下に示す効果が期待できる。
　先ず、上述したように、最初の小型飛翔体４０が射出されたとき、その反動によって機体ユニット２には機体ユニット２が水平になる方向に力が加わる。しかしながら、その力が大きい場合、機体ユニット２が反対側に傾くおそれがある。この場合に、最初に小型飛翔体４０を射出したパラシュート装置４と機体ユニット２の中心部Ｏを挟んで対向して配置されたパラシュート装置４の小型飛翔体４０を２番目に射出することにより、２番目の小型飛翔体４０の射出の反動によって機体ユニット２を水平な状態に戻す方向に力を加えることができる。これにより、落下中の飛行装置１の姿勢をより安定させることができるので、飛行装置１の落下時間を更に長くすることが可能となる。
　このように、機体ユニット２の中心部Ｏを挟んで対向して配置されている一組のパラシュート収容部４２を備えた飛行装置１において、落下時の安全性を更に向上させることが可能となる。
　また、実施の形態１に係る飛行装置１では、最初に小型飛翔体４０を射出するパラシュート装置４を選択する場合に、センサ部１２によって検出された機体ユニット２の傾きの情報を用いて機体ユニット２の地上から最も遠い位置に配置されたパラシュート装置４を選択する演算を行い、２番目以降に小型飛翔体４０を射出するパラシュート装置４を、直前に射出したパラシュート装置４との位置関係に基づいて決定する。
　これによれば、落下制御部１６（プログラム処理装置）によって実行される、２番目以降に小型飛翔体４０を射出するパラシュート装置４を選択するための演算は、最初に小型飛翔体４０を射出するパラシュート装置４を選択するための演算よりも負荷が小さくなるので、２番目以降に射出すべきパラシュート装置４をより短時間に決定することができる。これにより、２番目以降の小型飛翔体をより早く射出することが可能となり、全てのパラシュート４１が開傘するまでの時間を短縮することが可能となる。
　≪実施の形態２≫
　図１３は、本発明の実施の形態２に係る飛行装置の外観を模式的に示す図である。
　図１３に示される飛行装置１Ａは、機体の落下を制御するための機能部として、パラシュート収容部４２に加えて抵抗翼７を更に備える点において、実施の形態１に係る飛行装置１と相違し、その他の点においては、実施の形態２に係る飛行装置１と同様である。
　図１３に示すように、飛行装置１Ａは、複数の抵抗翼７を備えている。抵抗翼７は、例えば、各アーム部６の下面（飛行装置１Ａの飛行時における地面側）または上面（飛行装置１Ａの飛行時の地面と反対側）にそれぞれ設けられている。
　図１４Ａ、図１４Ｂは、抵抗翼７の構成を模式的に示す図である。
　図１４Ａには、抵抗翼７が閉じているときの構成が示され、図１４Ｂには、抵抗翼７が開いているときの構成が示されている。
　図１４Ａおよび図１４Ｂに示すように、抵抗翼７は、翼部７０、支持骨部７１、可動骨部７２、開閉制御部７３、ばね部材７４、および支持部材７５を有する。
　支持骨部７１は、抵抗翼７の各構成部品を支持するための部品であり、例えば金属材料から構成されている。
　翼部７０は、飛行装置１Ａの落下時に空気を受けるための部品である。翼部７０は、折り畳み可能に構成されている。翼部７０は、例えば、ナイロン生地（例えば、ウルトラシル（登録商標）ナイロン）やセルロースナノファイバー等から構成されている。
　翼部７０は、支持骨部７１を挟んだ両側にそれぞれ設けられている。翼部７０の形状は例えば、三角形状を有している。なお、翼部７０は、落下時に効率よく空気を受けることができる形状を有していればよく、三角形状に限られない。例えば、翼部７０の形状は扇形状であってもよい。翼部７０の外周部分を構成する一つの辺は、支持骨部７１に固定され、もう一つの辺は可動骨部７２に固定されている。
　可動骨部７２は、翼部７０を開閉するための部品の一つである。支持部材７５は、可動骨部７２を支持骨部７１に対して回動可能に支持する部品である。
　ばね部材７４は、翼部７０を開閉するための部品の一つである。ばね部材７４は、例えば圧縮コイルばねである。ばね部材７４の延在方向の一端は、支持骨部７１に固定され、ばね部材７４の延在方向の他端は、可動骨部７２に固定されている。ばね部材７４は、翼部７０を閉じたときに圧縮荷重が加わるように配置されている。
　開閉制御部７３は、翼部７０を開閉するための部品の一つである。開閉制御部７３は、落下制御部１６Ａからの制御信号に応じて、翼部７０の開閉を制御する。開閉制御部７３は、例えばソレノイドである。
　開閉制御部７３は、飛行装置１Ａの通常飛行時において、可動骨部７２を支持骨部７１に近づけた状態で固定する。これにより、翼部７０が閉じた状態になるとともに、ばね部材７４に圧縮荷重が加わる。
　開閉制御部７３は、飛行装置１Ａが飛行中に異常状態となり、落下制御部１６Ａから抵抗翼７の開翼を指示する制御信号が出力された場合に、可動骨部７２の固定を解く。これにより、ばね部材７４に圧縮荷重が取り除かれ、ばね部材７４の弾性力によって可動骨部７２が回動し、翼部７０を開くことができる。
　図１５は、実施の形態２に係る飛行装置１Ａの機能ブロック図である。
　落下制御部１６Ａは、異常検出部１５による異常の検出に応じて、抵抗翼７を開く制御を行う。具体的に、落下制御部１６Ａは、異常検出部１５によって異常が検出された場合に、抵抗翼７の開閉制御部７３に対して抵抗翼７の開翼を指示する制御信号を出力する。
　図１６は、実施の形態２に係る飛行装置１Ａによる落下準備処理の流れを示すフローチャートである。
　同図において、ステップＳ１からステップＳ４までの処理手順は、実施の形態１に係る飛行装置１による落下準備処理の流れと同様であるため、説明を省略する。なお、落下準備処理が開始される前の段階では、抵抗翼７の翼部７０は、開閉制御部７３によって閉じられているものとする。
　飛行装置１Ａによる落下準備処理において、ステップＳ４でモータ３１が停止した後、落下制御部１６Ａは、パラシュート開傘制御（ステップＳ５）を実行する。
　更に、落下制御部１６Ａは、抵抗翼７を展開する（ステップＳ５Ａ）。具体的に、落下制御部１６Ａは、各抵抗翼７の開閉制御部７３に対して、抵抗翼７の開翼を指示する制御信号を出力する。これにより、上述の原理により、各抵抗翼７が開く。
　抵抗翼７の展開は、パラシュート開傘制御（ステップＳ５）と並行して行ってもよいし、パラシュート開傘制御（ステップＳ５）を実行する前または後のタイミングで行ってもよい。
　図１７は、パラシュート４１および抵抗翼７が開いた状態の、実施の形態２に係る飛行装置１Ａを模式的に示す図である。
　図１７に示すように、飛行装置１Ａの落下する際にパラシュート４１および抵抗翼７を開くことにより、パラシュート４１および抵抗翼７が空気抵抗を受けるので、飛行装置１Ａが地上へ向かってゆっくりと落下する。
　その後、実施の形態１に係る飛行装置１と同様に、落下制御部１６Ａは、外部装置９に飛行装置１Ａが落下したことを通知する（ステップＳ６）。
　以上、実施の形態２に係る飛行装置１Ａは、パラシュート収容部４２に加えて開閉自在な抵抗翼７を更に備え、異常検出部１５による異常の検出に応じて抵抗翼７を展開する制御を行う。これによれば、飛行装置１Ａの落下中にパラシュート４１のみならず抵抗翼７が空気抵抗を受けるので、飛行装置１Ａの落下速度を更に遅くすることが可能となり、飛行装置１Ａの落下時の安全性を向上させることが可能となる。
　≪パラシュート装置４の変形例≫
　本発明の実施の形態１，２に係る飛行装置１，１Ａのパラシュート装置４の変形例を以下に示す。
　（１）第１の変形例
　図１８Ａおよび図１８Ｂは、第１の変形例に係るパラシュート装置４Ａの構成を模式的に示す図である。図１８Ａには、パラシュート４１Ａが射出される前のパラシュート装置４Ａが示され、図１８Ｂには、パラシュート４１Ａが射出された後の、パラシュートが開いた状態のパラシュート装置４Ａが示されている。
　第１の変形例に係るパラシュート装置４Ａのパラシュート４１Ａは、実施の形態１に係るパラシュート４１と同様の構成要素に加えて、棒状の弾性部材４１２を更に有している。例えば、弾性部材４１２は、棒状の金属材料から構成されており、より好ましくは、棒状の形状記憶合金で構成されている。
　図１８Ｂに示すように、弾性部材４１２は、傘体４１０の頂点部４１４から傘体４１０の縁部４１５に向かって設けられている。例えば、弾性部材４１２は、傘体４１０において、傘体４１０を構成するセル同士の継目４１３に沿って延在している。
　なお、弾性部材４１２は、頂点部４１４と縁部４１５との間に敷設されていればよく、頂点部４１４から縁部４１５までの全体に亘って設けなくてもよい。例えば、弾性部材４１２は、頂点部４１４から頂点部４１４と縁部４１５との中間点まで延在していてもよい。
　傘体４１０に設けられる弾性部材４１２の本数は、特に制限されないが、少なくとも３本であることが好ましい。３本以上の弾性部材４１２を設ける場合、各弾性部材４１２は、傘体１０の周方向に沿って等間隔で配置することが好ましい。
　図１８Ａに示すように、パラシュート４１Ａが射出される前は、弾性部材４１２は、圧縮荷重が加えられた状態でパラシュート収容部４２に収容されている。
　一方、図１８Ｂに示すように、パラシュート４１Ａがパラシュート収容部４２から射出された場合、弾性部材４１２に加わっていた圧縮荷重が取り除かれる。これにより、弾性部材４１２の弾性力が傘体４１０の展開を補助し、傘体４１０を速やかに開かせることが可能となる。
　以上、第１の変形例に係るパラシュート装置４Ａのパラシュート４１Ａによれば、傘体４１０の頂点部４１４と傘体４１０の縁部４１５との間に延在する棒状の弾性部材４１２により、傘体４１０をより早く開くことができる。これにより、飛行装置１Ａの落下速度をより緩やかにすることが可能となり、飛行装置１Ａの落下時の安全性を向上させることが可能となる。
　また、傘体４１０に弾性部材４１２の少なくとも３本設け、各弾性部材４１２を傘体１０の縁部４１５の周方向に沿って等間隔で配置することにより、傘体４１０をより均等に広げることが可能となり、飛行装置１の落下速度を更に緩やかにすることが可能となる。
　（２）第２の変形例
　図１９Ａおよび図１９Ｂは、第２の変形例に係るパラシュート装置４Ｂの構成を模式的に示す図である。図１９Ａには、パラシュート４１Ｂが射出される前のパラシュート装置４Ｂが示され、図１９Ｂには、パラシュート４１Ｂが射出された後の、パラシュートが開いた状態のパラシュート装置４Ｂが示されている。
　第２の変形例に係るパラシュート装置４Ｂのパラシュート４１Ｂは、上述の第２の変形例に係るパラシュート装置４Ａと同様の構成要素に加えて、傘体の展開を制御する開傘制御装置４４を更に有している。
　開傘制御装置４４は、小型飛翔体４０が射出される前の状態において、すなわちパラシュート４１Ｂがパラシュート収容部４２に収容されている状態において、弾性部材４１２に圧縮荷重を加えて変形させている。具体的には、開傘制御装置４４は、小型飛翔体４０と傘体４１０とを連結するワイヤ４３の引張力が所定レベルより低い場合には、弾性部材４１２に圧縮荷重を加えて変形させている。一方、ワイヤ４３の引張力が所定レベルを超えた場合には、開傘制御装置４４は、弾性部材４１２の圧縮荷重を取り除く。
　図２０Ａ、図２０Ｂは、開傘制御装置４４による開傘制御を説明するため図である。
　図２０Ａに示すように、小型飛翔体４０の射出直後は、小型飛翔体４０と傘体４１０とを連結するワイヤ４３が十分に展張しておらず、ワイヤ４３の引張力が所定レベルを超えていない。このとき、開傘制御装置４４が弾性部材４１２に圧縮荷重を加えて変形させているため、傘体４１０は十分に開かない。
　その後、小型飛翔体４０と傘体４１０とを連結するワイヤ４３が十分に展張し、ワイヤ４３の引張力が所定レベルを超えたとき、開傘制御装置４４が弾性部材４１２に加えていた圧縮荷重を取り除く。これより、図２０Ｂに示すように、弾性部材４１２の弾性力が傘体４１０の展開を補助し、傘体４１０を速やかに展開させることが可能となる。
　以上、第２の変形例に係るパラシュート装置４Ｂのパラシュート４１Ｂによれば、開傘制御装置４４が、小型飛翔体４０と傘体４１０とを連結するワイヤ４３の引張力が所定レベルより低い場合に弾性部材４１２に圧縮荷重を加えて変形させ、ワイヤ４３の引張力が所定レベルを超えた場合に弾性部材４１２の圧縮荷重を取り除く。
　これによれば、パラシュート４１Ｂがパラシュート収容部４２から完全に射出された状態において傘体４１０を開くことができるので、例えばパラシュート４１Ｂの一部がパラシュート収容部４２内に残っているような射出途中の段階で傘体４１０が広がることを防止することができる。これにより、より確実にパラシュート４１Ｂを開くことが可能となり、飛行装置１Ａの落下時の安全性を向上させることが可能となる。
　≪実施の形態の拡張≫
　以上、本発明者によってなされた発明を実施の形態に基づいて具体的に説明したが、本発明はそれに限定されるものではなく、その要旨を逸脱しない範囲において種々変更可能であることは言うまでもない。
　例えば、実施の形態２において、抵抗翼７は、落下制御部１６による制御によって開閉自在に構成されていてもよい。すなわち、落下制御部１６は、抵抗翼７を開く制御だけでなく、抵抗翼７を閉じる制御も行ってもよい。これによれば、通常の飛行制御における揚力発生部３のプロペラ３５の回転制御に加えて、抵抗翼７を開閉させることにより、飛行装置１の飛行状態をより安定させることが可能となる。
　また、上記実施の形態において、落下制御部１６，１６Ａが、最初の小型飛翔体４０を射出する場合のみ、センサ部１２の検出結果に基づいて、機体ユニット２，２Ａの地上から最も遠い位置に配置されたパラシュート収容部４２を決定する処理を行う場合を例示したが、これに限られない。
　例えば、落下制御部１６，１６Ａは、小型飛翔体４０の射出後に、小型飛翔体４０を射出していない残りのパラシュート収容部４２の中から地上から最も遠い位置に配置されたパラシュート収容部４２を決定する処理を毎回行ってもよい。
　また、例えば、落下制御部１６，１６Ａは、３番目以降に射出する小型飛翔体４０についても、１番目および２番目の小型飛翔体４０を決定する手法と同様の手法によって、決定してもよい。
　具体的には、落下制御部１６，１６Ａは、記憶部１８に記憶された各パラシュート収容部４２＿１～４＿ｎの座標情報３０と、角度算出部２７によって算出された角度とに基づいて、最も遠いパラシュート収容部４２を決定し、そのパラシュート収容部４２の小型飛翔体４０を３番目に射出する。次に、落下制御部１６，１６Ａは、座標情報３０に基づいて、３番目に小型飛翔体４０を射出したパラシュート収容部４２と中心部Ｏを挟んで対向して配置されたパラシュート収容部４２を選択し、そのパラシュート収容部４２の小型飛翔体４０を４番目に射出する。
　また、上記実施の形態において、通常状態での飛行を制御するための機能部としての飛行制御部１４等と、異常発生時の落下制御を行うための機能部としての異常検出部１５、落下制御部１６、および記憶部１８とが同一のバッテリ２２からの電源供給によって動作する場合を例示したが、これに限られない。例えば、通常状態での飛行を制御するための機能部用のバッテリと、異常発生時の落下制御を行うための機能部用のバッテリとをそれぞれ別個に用意してもよい。これによれば、通常状態での飛行を制御するための機能部用のバッテリに異常が発生して電源供給が行えなくなった場合であっても、落下制御処理を実行することが可能となる。
　また、異常発生時の落下制御を行うための機能部は、上述した２つのバッテリからの電源供給が選択できるように構成されていてもよい。これによれば、一方のバッテリに異常が発生した場合でも他方のバッテリから電源供給を受けることができるので、落下制御処理を確実に実行することが可能となる。
　また、上記実施の形態において、機体ユニット２，２Ａの下面にエアバッグなどの衝撃緩衝部材を設けてもよい。これによれば、飛行装置１，１Ａの落下時の安全性を更に向上させることができる。
　また、上記実施の形態において、小型飛翔体４０は、上述したガスを噴射する構造体ではなく、ドローグガン方式で射出される球体であってもよい。
　また、上記実施の形態では、小型飛翔体４０が３つのノズル４０５を有する場合を例示したが、４つ以上のノズルを有していてもよい。例えば、小型飛翔体４０が４つのノズル４０５を有し、その噴射口の向きが互いに９０度（Ｎ角形の内角の和をＮで除した値）ずつずれるように配置されていてもよいし、小型飛翔体４０が５つのノズル４０５を有し、その噴射口の向きが互いに１０８度ずつずれるように配置されていてもよい。
　１，１Ａ・・・飛行装置、２，２Ａ・・・機体ユニット、３・・・揚力発生部、４，４Ａ，４Ｂ・・・パラシュート装置、５・・・報知装置、６・・・アーム部、７・・・抵抗翼、９・・・外部装置、１０・・・傘体、１１・・・電源部、１２・・・センサ部、１３・・・モータ駆動部、１４・・・飛行制御部、１５・・・異常検出部、１６，１６Ａ・・・落下制御部、１７・・・通信部、１８・・・記憶部、２２・・・バッテリ、２３・・・電源回路、２４・・・角速度センサ、２５・・・加速度センサ、２６・・・磁気センサ、２７・・・角度算出部、２８・・・残容量閾値、２９・・・傾き閾値、３０・・・座標情報、３１・・・モータ、３２・・・筐体、３３・・・保護網、３５・・・プロペラ、４０・・・小型飛翔体、４１，４１，４１Ｂ・・・パラシュート、４２・・・パラシュート収容部、４３・・・ワイヤ、４４・・・開傘制御装置、７０・・・翼部、７１・・・支持骨部、７２・・・可動骨部、７３・・・開閉制御部、７４・・・ばね部材、７５・・・支持部材、３２０Ａ，３２０Ｂ・・・開口部、４００・・・ハウジング、４０１・・・ガス発生装置、４０２・・・ガス放出室、４０３・・・ガス導入孔、４０４・・・ガス放出孔、４０５・・・ノズル、４１０・・・傘体（キャノピー）、４１１・・・吊索、４１２・・・弾性部材、４１３・・・継目、４１４・・・頂点部、４１５・・・縁部、Ｏ・・・中心部、Ｐ・・・軸線、Ｑ・・・軸線。

Claims (14)

  1. 　機体ユニットと、
    　前記機体ユニットに接続され、揚力を発生する揚力発生部と、
    　前記揚力発生部を制御する飛行制御部と、
    　飛行時の異常を検出する異常検出部と、
    　パラシュートと、前記パラシュートを収容するパラシュート収容部とを有するパラシュート装置と、
    　前記異常検出部による異常の検出に応じて、前記パラシュートを前記パラシュート収容部から射出する落下制御部と、を備える
    　ことを特徴とする飛行装置。
  2. 　請求項１に記載の飛行装置において、
    　前記パラシュート装置は、前記パラシュートに連結された小型飛翔体を更に有し、
    　前記落下制御部は、前記小型飛翔体を前記パラシュート収容部から射出して、前記パラシュートを射出する
    　ことを特徴とする飛行装置。
  3. 　請求項２に記載の飛行装置において、
    　前記パラシュート収容部を複数有し、
    　前記落下制御部は、複数の前記パラシュート装置のそれぞれの前記小型飛翔体を、時間をずらして射出する
    　ことを特徴とする飛行装置。
  4. 　請求項３に記載の飛行装置において、
    　前記落下制御部は、前記機体ユニットの地上から最も遠い位置に配置された前記パラシュート装置の前記小型飛翔体を優先して射出する
    　ことを特徴とする飛行装置。
  5. 　請求項３または４に記載の飛行装置において、
    　前記機体ユニットの傾きを検出するセンサ部を更に備え、
    　前記落下制御部は、前記センサ部の検出結果に基づいて、前記小型飛翔体が射出されていない前記パラシュート装置のうち前記機体ユニットの地上から最も遠い位置に配置された前記パラシュート装置を選択し、選択した前記パラシュート装置の前記小型飛翔体を最初に射出する
    　ことを特徴とする飛行装置。
  6. 　請求項５に記載の飛行装置において、
    　前記落下制御部は、最初に前記小型飛翔体を射出した前記パラシュート装置と前記機体ユニットの中心部を挟んで対向して配置された前記パラシュート装置の前記小型飛翔体を、前記最初に射出した前記小型飛翔体の次に射出する
    　ことを特徴とする飛行装置。
  7. 　請求項５に記載の飛行装置において、
    　前記落下制御部は、最初に前記小型飛翔体を射出した前記パラシュート装置と隣り合う前記パラシュート装置から一方向に順次、前記小型飛翔体を射出する
    　ことを特徴とする飛行装置。
  8. 　請求項６に記載の飛行装置において、
    　前記落下制御部は、２番目に前記小型飛翔体を射出した前記パラシュート装置と隣り合う前記パラシュート装置から一方向に順次、前記小型飛翔体を射出する
    　ことを特徴とする飛行装置。
  9. 　請求項２乃至８の何れか一項に記載の飛行装置において、
    　開閉自在な抵抗翼を更に備え、
    　前記落下制御部は、前記異常検出部による異常の検出に応じて前記抵抗翼を開く
    　ことを特徴とする飛行装置。
  10. 　請求項９に記載の飛行装置において、
    　前記抵抗翼は、前記落下制御部からの制御により開閉自在である
    　ことを特徴とする飛行装置。
  11. 　請求項２乃至１０の何れか一項に記載の飛行装置において、
    　前記小型飛翔体は、
    　ガスを発生させるガス発生装置と、
    　前記ガス発生装置を収容するとともに、前記ガス発生装置から発生した前記ガスを放出する複数のガス放出孔が形成されたガス放出室を内部に有するハウジングと、
    　前記ハウジングの前記ガス放出孔にそれぞれ連結され、前記ハウジングの軸線に対して傾斜して設けられた複数のノズルと、を有する
    　ことを特徴とする飛行装置。
  12. 　請求項１１に記載の飛行装置において、
    　前記パラシュートは、
    　傘体と、
    　前記傘体と前記機体ユニットとを連結する吊索と、
    　前記傘体において、前記傘体の頂点部と前記傘体の縁部との間に延在する棒状の弾性部材と、を含む
    　ことを特徴とする飛行装置。
  13. 　請求項１２に記載の飛行装置において、
    　前記パラシュート装置は、
    　前記小型飛翔体と前記傘体とを連結するワイヤと、
    　前記傘体の展開を制御する開傘制御装置と、を更に含み、
    　前記開傘制御装置は、前記ワイヤの引張力が所定レベルより低い状態において前記弾性部材に圧縮荷重を加えて変形させ、前記ワイヤの引張力が所定レベルを超えた場合に、前記弾性部材の圧縮荷重を取り除く
    　ことを特徴とする飛行装置。
  14. 　請求項１乃至１３の何れか一項に記載の飛行装置において、
    　報知装置を更に備え、
    　前記落下制御部は、前記異常検出部による異常の検出に応じて前記報知装置を制御して、危険な状態であることを外部に報知する
    　ことを特徴とする飛行装置。
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Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2020104803A (ja) * 2018-12-28 2020-07-09 キヤノンマーケティングジャパン株式会社 無人航空機、無人航空機の制御方法、およびプログラム
EP3805106A1 (en) * 2019-10-10 2021-04-14 Awesome Tech Inc. Unmanned aircraft system capable of autonomous flight
WO2021250746A1 (ja) * 2020-06-08 2021-12-16 株式会社エアロネクスト 回転翼機およびその姿勢制御方法
KR20220063417A (ko) * 2020-11-10 2022-05-17 테라릭스 주식회사 짐벌구조체를 갖는 손상방지형 드론장치
KR20230070866A (ko) * 2021-11-15 2023-05-23 노서은 비상 착륙 가능한 멀티로터 드론
WO2024087315A1 (zh) * 2022-10-28 2024-05-02 广东汇天航空航天科技有限公司 飞行汽车

Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11198506B2 (en) * 2019-08-06 2021-12-14 Copeland Wallace-Morrison Aircraft with versatile aviation
JP2024032495A (ja) * 2022-08-29 2024-03-12 日本化薬株式会社 飛行体および飛行体の制御方法
WO2024105643A1 (en) * 2022-11-20 2024-05-23 Cbai Technologies Private Limited An apparatus for soft landing of an unmanned aerial vehicle

Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5673873A (en) * 1994-06-09 1997-10-07 Stemme Gmbh & Co. Kg Rescue system for aircraft
CN102582836A (zh) * 2012-03-02 2012-07-18 浙江金中机电科技有限公司 有故障急降装置的飞机
KR20160019672A (ko) * 2014-08-12 2016-02-22 윤대헌 낙하산이 구비된 무인 비행체
CN105691606A (zh) * 2016-05-04 2016-06-22 北方民族大学 一种高续航时间的无人机装置及控制方法
CN205707374U (zh) * 2016-04-20 2016-11-23 杨起 一种无人机坠机保护装置
US20170106986A1 (en) * 2015-10-14 2017-04-20 Flirtey Holdings, Inc. Parachute deployment system for an unmanned aerial vehicle
US20180009539A1 (en) * 2016-07-11 2018-01-11 Kitty Hawk Corporation Multi-rocket parachute deployment system
WO2018158686A1 (en) * 2017-03-01 2018-09-07 Rps Aerospace S.R.L. Aircraft provided with a secondary flight assembly
WO2018190319A1 (ja) * 2017-04-11 2018-10-18 日本化薬株式会社 飛行体および飛行体の制御方法
JP2018193055A (ja) * 2017-05-16 2018-12-06 日本化薬株式会社 パラシュートまたはパラグライダー展開装置およびこれを備えた飛行体

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE3936064A1 (de) * 1989-10-28 1991-05-02 Dynamit Nobel Ag Verfahren und einrichtung zum schnelleren automatischen oeffnen eines fallschirms
IL229068A (en) 2013-10-24 2016-06-30 Amir Tsaliah Facility and method for rapid parachute deployment
CN203876988U (zh) 2014-04-28 2014-10-15 深圳市大疆创新科技有限公司 飞行器的保护控制系统及飞行器
CN104118564B (zh) * 2014-07-21 2016-01-13 张行晔 一种多旋翼飞行器安全保护系统
US9613539B1 (en) * 2014-08-19 2017-04-04 Amazon Technologies, Inc. Damage avoidance system for unmanned aerial vehicle
US10787268B2 (en) * 2015-03-09 2020-09-29 World View Enterprises Inc. Rigidized assisted opening system for high altitude parafoils
US10351249B2 (en) * 2015-09-08 2019-07-16 Altus IP Limited Parachute deployment apparatus, system and method of use
US20170267348A1 (en) 2015-10-14 2017-09-21 Flirtey Holdings, Inc. Packaging container for drone delivery
US10618655B2 (en) 2015-10-14 2020-04-14 Flirtey Holdings, Inc. Package delivery mechanism in an unmanned aerial vehicle
JP2017136879A (ja) 2016-02-01 2017-08-10 株式会社Ｓｏｋｅｎ 飛行安全システム
US10399686B2 (en) * 2016-02-12 2019-09-03 Cirrus Design Corporation Mechanical timing connection for sequencing airbag activation with rocket for deploying aircraft parachute
CN106005363B (zh) 2016-07-27 2018-06-19 冯政尧 一种具有空难救生功能的飞机
US20180155038A1 (en) * 2016-12-02 2018-06-07 Joseph Miller Aircraft Parachute System
JP2018190319A (ja) 2017-05-11 2018-11-29 パナソニックＩｐマネジメント株式会社 高齢者見守りシステム、管理装置、および購入通知方法

Patent Citations (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5673873A (en) * 1994-06-09 1997-10-07 Stemme Gmbh & Co. Kg Rescue system for aircraft
CN102582836A (zh) * 2012-03-02 2012-07-18 浙江金中机电科技有限公司 有故障急降装置的飞机
KR20160019672A (ko) * 2014-08-12 2016-02-22 윤대헌 낙하산이 구비된 무인 비행체
US20170106986A1 (en) * 2015-10-14 2017-04-20 Flirtey Holdings, Inc. Parachute deployment system for an unmanned aerial vehicle
CN205707374U (zh) * 2016-04-20 2016-11-23 杨起 一种无人机坠机保护装置
CN105691606A (zh) * 2016-05-04 2016-06-22 北方民族大学 一种高续航时间的无人机装置及控制方法
US20180009539A1 (en) * 2016-07-11 2018-01-11 Kitty Hawk Corporation Multi-rocket parachute deployment system
WO2018158686A1 (en) * 2017-03-01 2018-09-07 Rps Aerospace S.R.L. Aircraft provided with a secondary flight assembly
WO2018190319A1 (ja) * 2017-04-11 2018-10-18 日本化薬株式会社 飛行体および飛行体の制御方法
JP2018193055A (ja) * 2017-05-16 2018-12-06 日本化薬株式会社 パラシュートまたはパラグライダー展開装置およびこれを備えた飛行体

Cited By (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2020104803A (ja) * 2018-12-28 2020-07-09 キヤノンマーケティングジャパン株式会社 無人航空機、無人航空機の制御方法、およびプログラム
EP3805106A1 (en) * 2019-10-10 2021-04-14 Awesome Tech Inc. Unmanned aircraft system capable of autonomous flight
WO2021250746A1 (ja) * 2020-06-08 2021-12-16 株式会社エアロネクスト 回転翼機およびその姿勢制御方法
JP7466230B2 (ja) 2020-06-08 2024-04-12 株式会社エアロネクスト 回転翼機およびその姿勢制御方法
KR20220063417A (ko) * 2020-11-10 2022-05-17 테라릭스 주식회사 짐벌구조체를 갖는 손상방지형 드론장치
KR102433090B1 (ko) 2020-11-10 2022-08-18 테라릭스 주식회사 짐벌구조체를 갖는 손상방지형 드론장치
KR20230070866A (ko) * 2021-11-15 2023-05-23 노서은 비상 착륙 가능한 멀티로터 드론
KR102571871B1 (ko) 2021-11-15 2023-08-29 노서은 비상 착륙 가능한 멀티로터 드론
WO2024087315A1 (zh) * 2022-10-28 2024-05-02 广东汇天航空航天科技有限公司 飞行汽车

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