WO2019181989A1 - 飛行体用作動装置、飛行体用作動装置の誤動作防止方法、飛行体用推力発生装置、パラシュートまたはパラグライダーの展開装置、およびエアバッグ装置 - Google Patents

Abstract

【課題】安全面の信頼性を向上することができる飛行体用作動装置、飛行体用作動装置の誤動作防止方法、飛行体用推力発生装置、パラシュートまたはパラグライダーの展開装置、およびエアバッグ装置を提供する。 【解決手段】飛行体用点火器は、点火部１１と、当該点火部１１の動作状態を検知する点火異常検知部２１と、飛行体の飛行状態を検知する飛行状態検知部２２と、点火部１１を着火するための通電回路スイッチ２５ａを有する通電回路２５と、点火異常検知部２１による検知結果および飛行状態検知部２２による検知結果を予め設定された閾値とそれぞれ比較し、当該比較結果を基に通電回路スイッチ２５ａをオンにする演算部２３とを備えている。

Description

飛行体用作動装置、飛行体用作動装置の誤動作防止方法、飛行体用推力発生装置、パラシュートまたはパラグライダーの展開装置、およびエアバッグ装置

　本発明は、飛行体に搭載される安全装置に用いられる飛行体用作動装置、飛行体用作動装置の誤動作防止方法、飛行体用推力発生装置、パラシュートまたはパラグライダーの展開装置、およびエアバッグ装置に関する。

　近年、自律制御技術および飛行制御技術の発展に伴って、例えばドローンと呼ばれる複数の回転翼を備えた飛行体の産業上における利用が加速しつつある。ドローンは、例えば複数の回転翼を同時にバランスよく回転させることによって飛行し、上昇および下降は回転翼の回転数の増減によって行い、前進および後進は回転翼の回転数の増減を介して機体を傾けることによって成し得る。このような飛行体は今後世界的に拡大することが見込まれている。

　一方で、上記のような飛行体の落下事故のリスクが危険視されており、飛行体の普及の妨げとなっている。こうした落下事故のリスクを低減するために、安全装置としてパラシュート展開装置およびエアバッグ装置などが製品化されつつある。例えば、特許文献１には、無人型航空機等の航空機が飛行中に落下するようなことがあった場合に、航空機の保護を支援し得るエアバッグ装置が開示されている。

特許第５９８５７８４号公報

　しかしながら、上記特許文献をはじめとする従来技術においては、飛行体用点火器などの飛行体用作動装置の信頼性を向上する余地がある。具体的には、従来技術は、飛行体用点火器などの飛行体用作動装置の動作保証を行うものではなく、当該点火器などの飛行体用作動装置の誤動作を防止し得るものでもなかった。

　そこで、本発明は、安全面の信頼性を向上することができる飛行体用作動装置、飛行体用作動装置の誤動作防止方法、飛行体用推力発生装置、パラシュートまたはパラグライダーの展開装置、およびエアバッグ装置を提供することを目的とする。

（１）　本発明に係る飛行体用作動装置は、飛行体に搭載される安全装置に用いられる飛行体用作動装置であって、前記安全装置の作動に用いる作動部と、前記作動部の動作状態を検知する異常検知部と、前記飛行体の飛行状態を検知する飛行状態検知部と、前記作動部を作動させるための通電回路スイッチを有する通電回路と、前記異常検知部による検知結果および前記飛行状態検知部による検知結果を予め設定された各閾値とそれぞれ比較し、当該比較結果を基に前記通電回路スイッチをオンにする演算部と、を備えるものである。

　上記（１）の構成によれば、異常検知部により作動部の動作状態が検知されるので、当該作動部が正常に動作可能であるか否かが分かる。これにより、作動部の動作保証を実現することができる。これによって、作動部が動作可能であるか否かについて明確でないまま安全装置のシステムを起動することが防がれる。また、演算部により、異常検知部による検知結果および飛行状態検知部による検知結果が各閾値とそれぞれ比較され、当該比較結果を基に通電回路スイッチがオンにされる制御が行われる。つまり、作動部の動作保証がなされた状態で飛行体が飛行状態であると判定された場合に通電回路スイッチがオンにされるように構成されているため、作動部が誤って動作することがなく、作動部の誤動作を防止することができる。以上によって、安全面の信頼性を向上することができる。

（２）　上記（１）の飛行体用作動装置において、前記作動部は、前記安全装置が設けられたハウジングの開口部を閉塞可能な蓋部を前記ハウジングに係止可能な係止部と、前記係止部を駆動させ、前記係止部の前記係止を解除可能な駆動部と、前記係止部の前記係止が解除された際、前記ハウジングの開口部から前記蓋部を移動させることが可能な移動部と、を含んでもよい。

　上記（２）の構成によれば、点火器を用いることなく、簡易な構成で、安全装置の作動に用いることができる作動部を提供できる。

（３）　上記（１）の飛行体用作動装置において、別の観点として、前記作動部は、火薬を用いた点火式の点火部であってもよい。

　上記（３）の構成によれば、異常検知部により点火部の動作状態が検知されるので、当該点火部が正常に動作可能であるか否かが分かる。これにより、点火部の動作保証を実現することができる。これによって、点火部が動作可能であるか否かについて明確でないまま安全装置のシステムを起動することが防がれる。また、演算部により、異常検知部による検知結果および飛行状態検知部による検知結果が各閾値とそれぞれ比較され、当該比較結果を基に通電回路スイッチがオンにされる制御が行われる。つまり、点火部の動作保証がなされた状態で飛行体が飛行状態であると判定された場合に通電回路スイッチがオンにされるように構成されているため、点火部が誤って動作することがなく、点火部の誤動作を防止することができる。以上によって、安全面の信頼性を向上することができる。

（４）　上記（３）の飛行体用作動装置は、前記安全装置の起動時に、前記異常検知部の検知結果および前記飛行状態検知部の検知結果のうち少なくとも一方に基づき、異常を検知した旨の通知を行う診断部をさらに備えることが好ましい。

　上記（４）の構成によれば、異常検知部により作動部の異常が検知された場合、または飛行状態検知部により飛行体の飛行状態に異常が検知された場合に、診断部により、異常が検知された旨の通知が管理者などに対して行われる。これにより、管理者などは上記異常を容易かつ迅速に認識することができる。

（５）　上記（３）または（４）の飛行体用作動装置において、前記異常検知部は、前記点火部に対して通常作動時よりも電流値が低い微弱電流を供給し、前記点火部の抵抗値を検出する抵抗検出装置であってもよい。

　上記（５）の構成によれば、簡単な構成で点火部の異常を容易に検知することができる。

　なお、前記飛行状態検知部は、カメラ、加速度センサ、ジャイロセンサ、気圧センサ、レーザーセンサ、超音波センサ、無人航空機の推進装置の振動を検知可能な振動センサ、無人航空機の電源供給部の電圧を検知する電圧センサ、ＧＮＳＳ（Global Navigation Satellite System／全球測位衛星システム）、または管理者からの無線信号を基に前記飛行状態に関する情報を取得してもよい。

（６）　上記（１）乃至（５）の飛行体用作動装置において、前記飛行状態検知部は、前記飛行体の飛行制御部から前記飛行状態に関する情報を取得してもよい。

　上記（６）の構成によれば、飛行体に通常備わっている飛行制御部から飛行状態に関する情報をリアルタイムで取得して当該飛行状態を検知することができる。

（７）　本発明は、飛行体に搭載される安全装置に用いられ、前記安全装置の作動に用いる作動部を有する飛行体用作動装置の誤動作防止方法であって、前記作動部の動作状態を検知する第１検知ステップと、前記飛行体の飛行状態を検知する第２検知ステップと、前記第１検知ステップの検知結果および前記第２検知ステップの検知結果を基に、前記安全装置を起動可能にする起動可能ステップと、前記飛行状態を定期的に認識すると共に、前記飛行状態でない場合に前記安全装置を起動不可にする起動不可ステップと、を備えるものである。

　上記（７）の方法によれば、点火部などの作動部の動作状態が検知されるので、当該作動部が正常に動作可能であるか否かが分かる。これにより、作動部の動作保証を実現することができる。これによって、作動部が動作可能であるか否かについて明確でないまま安全装置のシステムを起動することが防がれる。また、作動部についての検知結果および飛行状態についての検知結果を基に安全装置を起動可能にする制御が行われる。つまり、作動部の動作保証がなされた状態で飛行体が飛行状態であると判定された場合に安全装置が起動可能な状態にされるので、作動部の誤動作を防止することができる。そして、飛行状態が定期的に認識されると共に、飛行状態でない場合（例えば飛行体が着陸した場合など）に安全装置が起動不可な状態にされる、という点でも作動部の誤動作を確実に防止することが実現されている。以上によって、安全面の信頼性を向上することができる。

（８）　本発明は、飛行体に搭載される安全装置に用いられ、前記安全装置の作動に用いる作動部を有する飛行体用作動装置の誤動作防止方法であって、前記点火部の動作状態を検知する第１検知ステップと、前記飛行体の飛行状態を検知する第２検知ステップと、前記第１検知ステップの検知結果および前記第２検知ステップの検知結果を基に、前記点火部に接続された通電回路スイッチをオンにする通電ステップと、前記飛行状態を定期的に認識すると共に、前記飛行状態でない場合に前記通電回路スイッチをオフにする非通電ステップと、を備えるものである。

　上記（８）の方法によれば、点火部などの作動部の動作状態が検知されるので、当該作動部が正常に動作可能であるか否かが分かる。これにより、作動部の動作保証を実現することができる。これによって、作動部が動作可能であるか否かについて明確でないまま安全装置のシステムを起動することが防がれる。また、作動部についての検知結果および飛行状態についての検知結果を基に通電回路スイッチがオンにされる制御が行われる。つまり、作動部の動作保証がなされた状態で飛行体が飛行状態であると判定された場合に通電回路スイッチがオンにされるので、作動部の誤動作を防止することができる。そして、飛行状態が定期的に認識されると共に、飛行状態でない場合（例えば飛行体が着陸した場合など）に通電回路スイッチがオフにされる、という点でも作動部の誤動作を確実に防止することが実現されている。以上によって、安全面の信頼性を向上することができる。

（９）　本発明は、飛行体に連結された飛行体用推力発生装置であって、ハウジングと、前記ハウジング内または前記ハウジング外に、１または複数設けられた、上記（１）～（６）に記載の飛行体用作動装置と、前記飛行体用作動装置が接続された電源と、を備えるものである。

　上記（９）の構成によれば、上記（１）～（６）に記載の飛行体用作動装置を備えているので、上述と同様に、点火部などの作動部の動作保証を実現することができると共に、当該作動部の誤動作を防止することができる。このことによって、安全面の信頼性を向上することができる。

（１０）　本発明は、別の観点として、飛行体に連結された飛行体用推力発生装置であって、ハウジングと、前記ハウジング内に１または複数設けられた、上記（３）または（５）に記載の飛行体用作動装置と、前記飛行体用作動装置が接続された電源と、前記ハウジング内に設けられ、火薬、ガス発生剤、可燃性液体および可燃性固体のうちから少なくとも一つ選択される推進薬と、を備えるものであってもよい。

　上記（１０）の構成によれば、上記推進薬を設けることにより、飛行体用点火器の点火動作に基づき発生するガス圧（例えば安全装置のエアバッグなどを膨張させるためのガス圧）を十分確保することができる。

（１１）　上記（１０）の飛行体用推力発生装置においては、前記飛行体用作動装置は、前記ハウジングの底部側に配置され、飛行体用推力発生装置は、前記飛行体用作動装置の位置とは逆側に配置されると共に前記ハウジングの開口を塞ぐ密封蓋をさらに備えることが好ましい。

　上記（１１）の構成によれば、密封蓋により、ハウジング内に設けられた上記推進薬および飛行体用作動装置が通常時にハウジング外部に出てしまうことが防止される。

（１２）　本発明に係るパラシュートまたはパラグライダーの展開装置は、上記（１）～（６）に記載の飛行体用作動装置と、前記飛行体の異常を検出する異常検出部と、展開可能なパラシュートまたはパラグライダーと、を備え、前記異常検出部により前記異常が検出された際に、前記飛行体用作動装置の前記作動部が起動され、前記パラシュートまたは前記パラグライダーを展開させるものである。

　上記（１２）の構成によれば、上記（１）～（６）に記載の飛行体用作動装置を備えているので、上述と同様に、点火部などの作動部の動作保証を実現することができると共に、当該作動部の誤動作を防止することができる。このことによって、パラシュートまたはパラグライダーの展開装置における安全面の信頼性を向上することができる。

（１３）　上記（１２）のパラシュートまたはパラグライダーの展開装置は、前記パラシュートまたは前記パラグライダーの有無および異常を検出する部品検出部と、前記部品検出部により前記パラシュートまたは前記パラグライダーが無いこともしくは前記異常が検出された場合に、前記パラシュートまたは前記パラグライダーが無い旨を示すもしくは前記異常を示す通知を行う通知部と、をさらに備えることが好ましい。

　上記（１３）の構成によれば、部品検出部（例えば光センサなど）によりパラシュートまたはパラグライダーの異常等が検出された場合に、通知部により、異常等が検知された旨の通知が管理者などに対して行われる。これにより、管理者などは上記異常を容易かつ迅速に認識することができる。

（１４）　本発明に係るエアバッグ装置は、膨張可能なエアバッグと、上記（３）または（５）に記載の飛行体用作動装置と、前記飛行体用作動装置による点火動作により、前記エアバッグを膨張させるためのガスを発生させるガス発生器と、前記飛行体の異常を検出する異常検出部と、を備え、前記異常検出部により前記異常が検出された際に、前記飛行体用作動装置の前記点火部が着火され、前記ガス発生器により発生された前記ガスによって前記エアバッグを膨張させるものである。

　上記（１４）の構成によれば、上記（３）または（５）に記載の飛行体用作動装置を備えているので、上述と同様に、点火部の動作保証を実現することができると共に、当該点火部の誤動作を防止することができる。このことによって、エアバッグ装置における安全面の信頼性を向上することができる。

（１５）　上記（１４）のエアバッグ装置は、前記エアバッグの有無および異常を検出する部品検出部と、前記部品検出部により前記エアバッグが無いことまたは前記異常が検出された場合に、前記エアバッグが無い旨または前記異常を示す通知を行う通知部と、をさらに備えることが好ましい。

　上記（１５）の構成によれば、部品検出部（例えば光センサなど）によりエアバッグの異常等が検出された場合に、通知部により、異常等が検知された旨の通知が管理者などに対して行われる。これにより、管理者などは上記異常を容易かつ迅速に認識することができる。

　本発明によれば、安全面の信頼性を向上することができる飛行体用作動装置、飛行体用作動装置の誤動作防止方法、飛行体用推力発生装置、パラシュートまたはパラグライダーの展開装置、およびエアバッグ装置を提供することが可能となる。

本発明の一実施形態に係る飛行体用点火器を示す断面図である。 飛行体用点火器の機能的構成を示すブロック図である。 飛行体用点火器の動作を示すフローチャートである。 飛行体用点火器を備えた、パラシュートまたはパラグライダーの展開装置を示す断面図である。 図４のパラシュートまたはパラグライダーの展開装置が適用される飛行体の一例を示す図である。 飛行体用点火器が適用されるエアバッグ装置を備えた飛行体の例を示す図である。 飛行体用点火器が適用されるエアバッグ装置を備えた飛行体の他の例を示す図である。 飛行体用作動装置を備えた、パラシュートまたはパラグライダーの展開装置を示す断面図の他の例である。 変形例に係る飛行体用点火器の機能的構成を示すブロック図である。 変形例に係る飛行体用点火器の動作を示すフローチャートの一例である。 変形例に係る飛行体用点火器の動作を示すフローチャートの一例である。 変形例に係る飛行体用点火器の動作を示すフローチャートの一例である。 変形例に係る飛行体用点火器の動作を示すフローチャートの一例である。 変形例に係る飛行体用点火器の動作を示すフローチャートの一例である。

　以下、本発明の一実施形態に係る、飛行体用作動装置の一例である飛行体用点火器を備える飛行体用推力発生装置について、図面を参照しながら説明する。

　図１に示すように、本実施形態の飛行体用点火器１０は、例えばドローン等の飛行体に搭載される安全装置を作動させるための飛行体用推力発生装置に用いられる。具体的には、飛行体用点火器１０は、点火動作により発生するガス圧を用いてパラシュートまたはパラグライダー等を展開させる展開装置、もしくは当該ガス圧によってエアバッグを膨張させるエアバッグ装置等の安全装置を作動させるための飛行体用推力発生装置に適用される。

　図１に示すように、飛行体用推力発生装置１００は、飛行体用点火器１０（便宜上、図２に関する部分は図１において省略している場合がある。）と、開口側にフランジ部１０２を有するハウジング１０１と、フランジ部１０２をかしめるためのかしめ部１０４を有するホルダ１０３と、飛行体用点火器１０の端子ピン１２、１３を保持し、ホルダ１０３の内側に配設された凹状のホルダ１０５と、を備えている。端子ピン１２、１３の下端は電源（図示略）に接続されている。

　ハウジング１０１は、その内部にガス発生剤１０７が収容されたガス発生剤収容室（燃焼室）１０６を有しており、このガス発生剤収容室１０６が飛行体用点火器１０内の点火部１１に面する状態で、フランジ部１０２がかしめ部１０４にかしめられることによりホルダ１０３に固定されている。ハウジング１０１の上部（つまり飛行体用点火器１０と逆側の部分）には、脆弱部材からなる密封蓋１０１ａが設けられている。ハウジング１０１は、例えばステンレス鋼、鉄鋼、アルミニウム合金、またはステンレス合金等の金属製の部材により形成される。なお、ハウジング１０１は、一体成型された有底筒状部材であるが、これに限られず、ハウジングを形成する筒状部材と密封蓋とが別部材であり、筒状部材の一端部を閉塞するように、密封蓋を筒状部材の一端部に固設したものであってもよい。また、ガス発生剤１０７の代わりに、用途に応じて、点火薬、可燃性液体および可燃性固体などから適宜選択された他の推進薬を適用してもよい。

　点火部１１は、端子ピン１２、１３の上端間に架橋された電橋線（図示略）および当該電橋線を覆う１または複数の着火薬層（図示略）を備えている。

　このような構成において、端子ピン１２、１３に所定量の電流が供給されると、上記電橋線の発熱により上記着火薬層が着火し、当該着火薬層で生じた火炎によってガス発生剤１０７が点火されて燃焼し、多量のガスが発生する。このガスは、ハウジング１０１の密封蓋１０１ａを破損により開口させてハウジング１０１の外部へと流出する。流出したガスは、パラシュートまたはパラグライダーの展開装置においてパラシュートまたはパラグライダーに連結された発射体を発射させるために用いられ、あるいはエアバッグ装置においてエアバッグを膨張させるために用いられる。

　次に、飛行体用点火器１０の機能的構成について説明する。図２に示すように、飛行体用点火器１０は、制御部（ＣＰＵ、ＲＯＭ、ＲＡＭ等を有するコンピュータ）２０と、通電回路２５とを備えている。

　制御部２０は、機能的構成として、点火異常検知部２１と、飛行状態検知部２２と、演算部２３と、診断部２４とを備えている。これらの点火異常検知部２１、飛行状態検知部２２、演算部２３、および診断部２４は、制御部２０が所定のプログラムを実行することで機能的に実現されるものである。また、通電回路２５は、点火部１１を起動（着火）するための通電回路スイッチ２５ａを備えている。この通電回路スイッチ２５ａは、電気的にスイッチング動作を行うものであってもよいし、物理的に通電および非通電を行う物理的なスイッチ（例えば、火薬点火を行う安全ボックス等と同様のもの）であってもよい。

　点火異常検知部２１は、点火部１１の動作状態を検知する。つまり、点火異常検知部２１は、点火部１１が動作可能であるか否かを検知する。具体的には、本実施形態では、点火異常検知部２１は、点火部１１に対して通常作動時よりも電流値が低い微弱電流を供給し、当該点火部１１の抵抗値を検出することにより点火部１１が動作可能であるか否かを検知する抵抗検出装置である。

　飛行状態検知部２２は飛行体の飛行状態を検知する。この場合、飛行状態検知部２２は、飛行体の飛行制御部（たとえば、ＣＰＵ、ＲＯＭ、ＲＡＭ等を有する飛行体の飛行体用のコンピュータ）から飛行状態に関する情報（例えば飛行体の速度、加速度、傾き、高度、位置など）を取得し、当該情報を基に飛行体の飛行状態を検知してもよい。

　演算部２３は、点火異常検知部２１による検知結果および飛行状態検知部２２による検知結果を予め設定された各閾値とそれぞれ比較し、当該比較結果を基に通電回路スイッチ２５ａをオンにする。詳細には、演算部２３は、点火異常検知部２１により点火部１１が異常なしとされた場合でかつ飛行状態検知部２２により飛行体が飛行状態であると判定された場合に、通電回路スイッチ２５ａをオンにする。また、演算部２３は、飛行体の飛行状態に応じて（たとえば、飛行体が飛行状態にない場合）、通電回路スイッチ２５ａをオフにすることもできる。

　診断部２４は、安全装置の起動時に、点火異常検知部２１の検知結果および飛行状態検知部２２の検知結果のうち少なくとも一方に基づき、異常を検知した旨の通知を例えば管理者などに対して行う。この診断部２４による通知は、例えば、飛行体に搭載された照明による視覚的通知または音声装置による音声通知であってもよいし、管理センターなどに送信する無線信号による通知であってもよい。

　続いて、本実施形態の飛行体用点火器１０の動作の流れについて、フローチャートを用いて説明する。

　図３に示すように、最初に飛行体用点火器１０のＣＰＵによるシステム自己診断が行われる（ステップＳ１）。この場合、飛行体の加速度を計測する加速度センサなどによって、正常に動作するかどうかの診断が実施される。

　ステップＳ１の結果、異常なしと判定された場合（ステップＳ２でＹＥＳ）、点火異常検知部２１による上述の方法によって、点火部１１が動作可能であるか否かが検知される（ステップＳ３）。一方、ステップＳ１の結果、異常なしと判定されなかった場合（ステップＳ２でＮＯ）、診断部２４は管理者などに対してエラー通知を行って（ステップＳ４）、終了する。

　ステップＳ３のあと、点火部１１に異常がなければ（ステップＳ５でＹＥＳ）、飛行状態検知部２２は、加速度センサなどの実測データを読み込む（ステップＳ６）。一方、点火部１１に異常があれば（ステップＳ５でＮＯ）、診断部２４は管理者などに対してエラー通知を行って（ステップＳ４）、終了する。

　ステップＳ６のあと、飛行体が飛行状態にあれば（ステップＳ７でＹＥＳ）、演算部２３は、通電回路スイッチ２５ａをオンにする（ステップＳ８）。一方、飛行体が飛行状態になければ（ステップＳ７でＮＯ）、飛行状態検知部２２はステップＳ６の処理に戻る。なお、ステップＳ６の処理に戻る前に、飛行状態検知部２２により飛行体の飛行状態に異常が検知された場合、診断部２４により管理者などに対してエラー通知が行われてもよい。

　ステップＳ８のあと、飛行状態検知部２２は、加速度センサの実測データの読み込みを再度継続する（ステップＳ９）。そして、飛行体が飛行状態になければ（ステップＳ１０でＮＯ）、演算部２３は、通電回路スイッチ２５ａをオフにする（ステップＳ１１）。一方、飛行体が飛行状態にあれば（ステップＳ１０でＹＥＳ）、飛行状態検知部２２はステップＳ９の処理に戻る。

　以上のように、本実施形態によれば、点火異常検知部２１により点火部１１の動作状態が検知されるので、当該点火部１１が正常に動作可能であるか否かが分かる。これにより、点火部１１の動作保証を実現することができる。これによって、点火部１１が動作可能であるか否かについて明確でないまま安全装置のシステムを起動することを防止できる。また、演算部２３により、点火異常検知部２１による検知結果および飛行状態検知部２２による検知結果が各閾値とそれぞれ比較され、当該比較結果を基に通電回路スイッチ２５ａがオンにされる制御が行われる。つまり、点火部１１の動作保証がなされた状態で飛行体が飛行状態であると判定された場合に通電回路スイッチ２５ａがオンにされるように構成されているので、点火部１１の誤動作を防止することができる。以上によって、飛行体用点火器１０の安全面の信頼性を向上することができる。

　また、本実施形態によれば、点火異常検知部２１により点火部１１の異常が検知された場合、または飛行状態検知部２２により飛行体の飛行状態に異常が検知された場合に、診断部２４により、異常が検知された旨の通知が管理者などに対して行われる。これにより、管理者などは上記異常を容易かつ迅速に認識することができる。

　また、本実施形態によれば、点火異常検知部２１を、点火部１１に対して通常作動時よりも電流値が低い微弱電流を供給し、点火部１１の抵抗値を検出する抵抗検出装置で構成したので、簡単な構成で点火部１１の異常を容易に検知することができる。

　次に、本実施形態の飛行体用点火器１０が適用されるパラシュートまたはパラグライダーの展開装置の一例について説明する。パラシュートまたはパラグライダーの展開装置においては、飛行体用点火器１０の点火動作に基づき発生されたガス圧によってピストンを推進させるパイロアクチュエータが用いられる。

　パラシュートまたはパラグライダーの展開装置の構成は、例えば、一方端部が開口されたハウジング内にアクチュエータ（パイロアクチュエータ）およびパラシュートまたはパラグライダーを設け、当該アクチュエータのピストンの推進力によってパラシュートまたはパラグライダーを直接押し出して展開させる構成を採用してもよい。具体例は、以下の通りである。

　図４に示すように、パラシュートまたはパラグライダーの展開装置９０は、アクチュエータ８８とパラシュートまたはパラグライダー８６とを備えている。アクチュエータ８８は、点火薬（図示略）を収容するカップ状のケース８５を有する、上述の飛行体用点火器１０と同様の飛行体用点火器８４と、凹部８２および当該凹部８２と一体的に形成されたピストンヘッド８３を有するピストン８１と、ピストン８１を収容し当該ピストン８１の推進方向を規制する有底筒状のハウジング８０とを備えている。パラシュートまたはパラグライダー８６は、ピストンヘッド８３上に配置された状態でハウジング８０内に収納されているものであり、いわゆるパラシュートである。このような構成において、ピストン８１の推進によりパラシュートまたはパラグライダー８６を直接押し出して展開させることができる。なお、ハウジング８０の開口端部は初期状態で蓋８７により閉じられており、パラシュートまたはパラグライダー８６の押し出しにより上記開口端部から外れるようになっている。

　このような構成において、加速度センサ等の異常検出部（図示略）により異常が検出された際に、飛行体用点火器８４の点火動作に基づき発生されたガス圧によってピストン８１を推進させる。これにより、ピストン８１の推進力によってパラシュートまたはパラグライダー８６を直接押し出して展開させることができる。

　パラシュートまたはパラグライダーの展開装置９０は、パラシュートまたはパラグライダー８６の有無および異常を検出する部品検出部６３と、部品検出部６３によりパラシュートまたはパラグライダー８６が無いことまたは異常が検出された場合に、パラシュートまたはパラグライダー８６が無い旨または異常を示す通知を管理者などに行う通知部６４と、をさらに備えている。部品検出部６３は、例えば光センサなどで構成される。

　図５は、図４のパラシュートまたはパラグライダーの展開装置９０が適用される飛行体の一例を示す図である。図５に示すように、飛行体２００は、機体２０１と、機体２０１に結合され、当該機体２０１を推進させる１つ以上の推進機構（例えばプロペラ等）２０２と、機体２０１の下部に設けられた複数の脚部２０３と、飛行制御部（図示せず）と、を備えている。パラシュートまたはパラグライダーの展開装置５０は、機体２０１上に設けられている。

　このように、パラシュートまたはパラグライダーの展開装置９０は、飛行体用点火器８４を備えているので、上述と同様に、点火部１１の動作保証を実現することができると共に、当該点火部１１の誤動作を防止することができる。このことによって、パラシュートまたはパラグライダーの展開装置９０における安全面の信頼性を向上することができる。

　また、部品検出部６３によりパラシュートまたはパラグライダー８６の異常等が検出された場合に、通知部６４により、異常等が検知された旨の通知が管理者などに対して行われる。これにより、管理者などは上記異常を容易かつ迅速に認識することができる。

　続いて、本実施形態の飛行体用点火器が適用されるエアバッグ装置を備えた飛行体３００、４００について説明する。なお、後述の図６において、図５と下２桁が同じ符号の部位は、特に示すことがない限り、図５で説明したものと同様であるので説明を省略する。同様に、後述の図７において、図５および図６と下２桁が同じ符号の部位は、特に示すことがない限り、図５および図６で説明したものと同様であるので説明を省略する。

　図６に示すように、飛行体３００は、上述の飛行体用点火器１０と同様の飛行体用点火器の点火動作に基づき発生されたガス圧によってエアバッグ３１１を膨張させるエアバッグ装置３１０を備えている。エアバッグ装置３１０は、通常姿勢時の機体３０１の下部に設けられたパラシュートまたはパラグライダーの展開装置１９０と対向する機体３０１上に設けられている。

　このような構成において、（１）加速度センサ等の異常検出部（図示略）によって所定以上の加速度（例えば、予め設定した落下していることが想定される加速度）が検出され、または、（２）飛行体に搭載されている受信部において、操縦装置の送信部の操縦信号を所定時間以上受信不能になっている、等の状態に陥っている場合に、飛行体に搭載されている制御部（ＣＰＵ、ＲＯＭ、ＲＡＭなどを有したコンピュータ）から飛行体用点火器の作動信号が発信され、当該飛行体用点火器が作動する。それにより生じたガス圧によってエアバッグ３１１が膨張する。これによって、落下時において、障害物および搭載物、特に歩行者を保護することができる。

　また、図７に示すように、飛行体４００において、エアバッグ装置４１０を、通常姿勢時の機体４０１の上部に設けられたパラシュートまたはパラグライダーの展開装置２９０と対向する機体４０１上に設けてもよい。なお、飛行体４００には、通常姿勢時の機体４０１の下部にデバイス（図示略）が設けられている。

　このような構成において、落下時に、上記のエアバッグ装置４１０によりエアバッグ４１１が膨張された際に、歩行者および障害物、特に飛行体４００の上記デバイスを保護することができる。

　また、図６および図７において図示は省略するが、上述の図４と同様に、エアバッグ３１１、４１１の有無および異常を検出する部品検出部と、当該部品検出部によりエアバッグ３１１、４１１が無いことまたは異常が検出された場合に、エアバッグ３１１、４１１が無い旨または異常を示す通知を管理者などに行う通知部と、をさらに設けてもよい。

　このように、エアバッグ装置３１０、４１０は、本実施形態の飛行体用点火器を備えているので、上述と同様に、点火部１１の動作保証を実現することができると共に、当該点火部１１の誤動作を防止することができる。このことによって、エアバッグ装置３１０、４１０における安全面の信頼性を向上することができる。

　また、部品検出部によりエアバッグ装置３１０、４１０の異常等が検出された場合に、通知部により、異常等が検知された旨の通知が管理者などに対して行われる。これにより、管理者などは上記異常を容易かつ迅速に認識することができる。

　以上、本発明の実施形態について図面に基づいて説明したが、具体的な構成は、これらの実施形態に限定されるものではないと考えられるべきである。本発明の範囲は、上記した実施形態の説明ではなく特許請求の範囲によって示され、さらに特許請求の範囲と均等の意味および範囲内でのすべての変更が含まれる。

　上記の図６および図７においては、エアバッグ装置３１０、４１０により人および物を保護するものを示したが、エアバッグ装置３１０、４１０の取り付け位置は、図６および図７に示したものに限定されるものではない。人および物を保護することができるようにエアバッグ３１１、４１１を展開および膨張できるのであれば、機体表面上の配設位置は限定されるものではない。

　また、上記実施形態では、飛行体用作動装置の一例である飛行体用点火器８４について説明したが、これに限定されるものではなく、飛行体用作動装置の他の例として次のものを採用することもできる。なお、後述の図８において、図４と下２桁が同じ符号の部位は、特に示すことがない限り、図４で説明したものと同様であるので説明を省略する。

　図８に示すように、パラシュートまたはパラグライダーの展開装置３９０は、飛行体用作動装置２２０、および、有底筒状のハウジング１８０内に設けられ、パラシュートまたはパラグライダー１８６を支持する支持板１９６と当該支持板１９６の下面に一端が接続されたバネ１９５とを有する押し出し部１９４を備えている。

　ハウジング１８０の開口端には、開閉可能である開閉式蓋１９１が設けられている。パラシュートまたはパラグライダー１８６は、その一部が開閉式蓋１９１の下面に接触し、その他の部分が支持板１９６に支持され、バネ１９５により上方に付勢された状態でハウジング１８０内に収納されている。そして、初期状態において、開閉式蓋１９１は、作動部２１０のレバー部（係止部）１９２に係止されることにより閉じられている。レバー部１９２においては、下面が、例えばモータよりなる駆動部１９３の回転軸（図示略。略鉛直方向（図８紙面の上下方向）に沿って設けられている回転軸。）の一端に接続されており、当該回転軸回りに回動可能に構成されている。また、飛行体用作動装置２２０は、作動部２１０の動作状態を検知する異常検知部（図示略）と、飛行体の飛行状態を検知する、図２の飛行状態検知部２２と同様の飛行状態検知部（図示略）と、作動部２１０を作動させるための通電回路スイッチを有する通電回路（図示略）と、異常検知部による検知結果および飛行状態検知部による検知結果を予め設定された各閾値とそれぞれ比較し、当該比較結果を基に通電回路スイッチをオンにする演算部（図示略）とを備えている。

　なお、作動部２１０の動作状態を検知する異常検知部は、駆動部１９３の動作状態を検知する。つまり、当該異常検知部は、駆動部１９３が動作可能であるか否かを検知する。具体的に、本例では、当該異常検知部は、電気回路抵抗値に基づいて駆動部１９３の異常を検知する。電気回路抵抗値は電気回路の構造（回路長、回路を構成する材料、回路の太さ等）により定まり、それに従って、正常に電気回路が機能する際の抵抗値の範囲が定まる。当該異常検知部は、駆動部１９３の電気回路抵抗値が前記抵抗値範囲外の場合に駆動部１９３の動作状態が異常であると判断する。例えば、電気回路抵抗値が∞の場合は、駆動部１９３の電気回路が断線していることを示す。また、押し出し部１９４およびパラシュートまたはパラグライダー１８６で、レバー部１９２の係止が解除された際、ハウジング１８０の開口部から開閉式蓋１９１を移動させる（開ける）ことが可能な移動部を構成している。

　このような構成において、加速度センサ等の異常検出部により異常が検出された際に、駆動部１９３の駆動によってレバー部１９２が所定位置まで回動する。それにより、レバー部１９２による開閉式蓋１９１に対する係止（引っ掛かり）が解除され、当該開閉式蓋１９１が開放される。これによって、押し出し部１９４のバネ１９５が伸び、その伸長力によってパラシュートまたはパラグライダー１８６が押し出されることによって、開閉式蓋１９１が開き、外部へと射出されたパラシュートまたはパラグライダー１８６が展開されるようになっている。

　図８の態様に係る飛行体用作動装置２２０によっても、上記実施形態で説明したのと同様に、作動部２１０が動作可能であるか否かについて明確でないまま安全装置のシステムを起動することを防止できると共に、作動部２１０の動作保証がなされた状態で飛行体が飛行状態であると判定された場合に通電回路スイッチがオンにされるように構成されているので、作動部２１０の誤動作を防止することができる。以上によって、安全面の信頼性を向上することができる。

　なお、本例では、バネ１９５を用いたがこれに限られず、ゴムなどの弾性体の他、付勢せずに他の推進力（ガス圧によるもの、または、風圧を利用するものなど）を利用して、パラシュートまたはパラグライダー１８６をハウジングの外部へ押し出す（射出する）とともに、蓋部を開くものであってもよい。

　また、上記実施形態では、飛行体の飛行状態を検知する際に加速度センサの実測データを読み込むように構成したが、これに限定されず、加速度センサの代わりに、ジャイロセンサ、気圧センサ、レーザーセンサ、または超音波センサ、ＧＮＳＳ（Global Navigation Satellite System／全球測位衛星システム）、ドローンからの信号または操縦者からの信号による無線通信等の他のセンサを採用してもよい。

　さらに、上記実施形態では、点火異常検知部２１、飛行状態検知部２２、演算部２３および診断部２４をソフトウェアにより機能的に実現することとしたが、これに限定されるものではなく、ハードウェアにより構成してもよい。

　また、上記変形例での押し出し部は、バネを用いたものを示したが、これに限られず、ゴムなどの弾性体など付勢力を利用できるものであれば、当該バネの代わりにどのようなものを適用してもよい。

　また、本発明は、図２に示した機能的構成の飛行体用点火器の代わりに、図９に示した機能的構成の飛行体用点火器であってもよい。具体的に説明すると、本変形例の飛行体用点火器においては、上記実施形態において制御部２０内に設けられてた診断部２４の代わりに、通電回路１２５内に診断部１２４を設けているとともに、ユーザーインターフェース１２６を設けている。また、本変形例の飛行体用点火器は、加速度センサ、高度センサなどの各種センサを備えているセンサ部１２７と、センサ部１２７で得たデータ、異常を検知した場合のデータなど各種データを保存可能な記憶部１２８と、飛行体本体の電源に対して予備の電源となる予備電源１２９と、を有している。

　ユーザーインターフェース１２６は、点火異常がないかどうかを動作開始前に予め判定する際にユーザーに操作される判定開始スイッチ１２６ａと、判定開始スイッチ１２６ａの判定結果を示す表示灯１２６ｂとを備えている。表示灯１２６ｂは、ＬＥＤなどの照明器具であり、判定中は黄色表示、異常がなかった場合は青色表示（安全を示す表示）、異常があった場合は赤色表示（エラーを示す表示）となる。なお、飛行体の作動前に異常があった場合、異常が解消されるまで、飛行体を作動させることができないようになっている。

　ここで、図９に示した機能的構成を備えた飛行体用点火器の動作の例について、図１０～図１４の各フローチャートを用いて説明する。

＜図１０のフローチャートに基づく動作＞
　図１０に示すように、最初に図９に示した機能的構成を備えた飛行体用点火器のＣＰＵによるシステム自己診断が行われる（ステップＳ１）。この場合、回路に異常がないかの診断、飛行体の加速度を計測する加速度センサなどによって、正常に動作するかどうかの診断、および、点火部１１１が動作可能であるか否かの診断などが実施される。

　ステップＰ１の結果、異常なしと判定された場合（ステップＰ２でＹＥＳ）、飛行状態検知部１２２は、判定開始スイッチがオン状態になったか否か（管理者などが判定開始スイッチ１２６ａを操作したか否か）判定する（ステップＰ３）。一方、ステップＰ１の結果、異常なしと判定されなかった場合（ステップＰ２でＮＯ）、診断部１２４は管理者などに対してエラー通知をするために、ユーザーインターフェース１２６にエラー信号を送信し、表示灯１２６ｂを赤色表示にさせ（ステップＰ４）、終了する。

　判定開始スイッチがオン状態になった場合（ステップＰ３でＹＥＳ）、飛行状態検知部１２２は、飛行体の高度情報および降下速度、推進機構のプロペラ回転数の情報など飛行体の飛行状態を示す情報についてゼロ点補正する（たとえば、現在の高度において、飛行体が地表に接地している状態であること（高度０の状態）を設定しなおしたり、上述のプロペラ回転数および降下速度を０に設定しなおしたりする。）（ステップＰ５）。このとき、点火異常検知部１２１は管理者などに対して異常がなかったことを通知するために、ユーザーインターフェース１２６に安全信号を送信し、表示灯１２６ｂを青色表示させてもよい。

　続いて、飛行状態検知部１２２は、センサ部１２７から加速度センサなどの実測データを読み込み（ステップＰ６）、そのあと、飛行体の飛行状態が所定条件以上であるか否か判定する（ステップＰ７）。たとえば、飛行体が所定高度（たとえば１ｍ）以上、推進機構のプロペラ回転数が所定数（たとえば１０００ｒｐｍ）以上、飛行体の降下速度が所定速度（たとえば５ｍ／ｓ）以下、の条件をすべて満たす飛行状態にあれば（ステップＰ７でＹＥＳ）、演算部１２３は、通電回路スイッチ１２５ａをオンにする（ステップＰ８）。一方、飛行体が所定高度以上の飛行状態になければ（ステップＰ７でＮＯ）、飛行状態検知部１２２はステップＰ６の処理に戻る。なお、ステップＰ６の処理に戻る前に、飛行状態検知部１２２により飛行体の飛行状態に異常が検知された場合、診断部１２４により管理者などに対してエラー通知が行われてもよい。

　ステップＰ８のあと、飛行状態検知部１２２は、加速度センサの実測データの読み込みを再度継続（ステップＰ９）したあと、飛行体に異常があるか否か判定する（ステップＰ１０）。そして、飛行体に異常がなければ（ステップＰ１０でＮＯ）、飛行状態検知部１２２は、飛行体が自由落下していないかどうか判定する（ステップＰ１１）。飛行体が自由落下していない場合（ステップＰ１１でＮＯ）、飛行状態検知部１２２は、飛行体の傾きが所定以上になっているか否か判定する（ステップＰ１２）。飛行体の傾きが所定（たとえば２５°）以上になっていない場合（ステップＰ１２でＮＯ）、飛行状態検知部１２２は、飛行体の電源の残量が所定値（たとえば、電源残量が全容量に対して５％）以下になっているか否か判定する（ステップＰ１３）。飛行体の電源の残りが所定値以下になっていない場合（ステップＰ１３でＮＯ）、飛行状態検知部１２２は、飛行体の降下速度が所定（たとえば１０ｍ／ｓ）以上になっているか否か判定する（ステップＰ１４）。飛行体の降下速度が所定以上になっていない場合（ステップＰ１４でＮＯ）、飛行状態検知部１２２は、異常判定を終了する信号を受信したか否か判定する（ステップＰ１５）。ここで、異常判定を終了する信号は、管理者などからの無線による送信、または、ＣＰＵの自己判断による送信（たとえば、飛行体の高度が２ｍ以下になった場合に送信）があった場合に受信する。ＣＰＵの自己判断として、加速度センサ、ジャイロセンサ、気圧センサ、レーザーセンサ、または超音波センサ、ＧＮＳＳ、ドローンからの信号または操縦者からの信号による無線通信等の他のセンサを採用し、飛行状態ではないことを検知する。

　異常判定を終了する信号を所定時間以上受信しなかった場合（ステップＰ１５でＮＯ）、ステップＰ９に戻る。一方、異常判定を終了する信号を所定時間内に受信した場合（ステップＰ１５でＹＥＳ）、演算部１２３は、通電回路スイッチ１２５ａをオフ状態にして（ステップＰ１８）、終了する。なお、このときにおいて飛行体が所定高度以下となっている場合にのみ、演算部１２３は、通電回路スイッチ１２５ａをオフにしてもよい。

　なお、飛行状態検知部１２２が、飛行体に異常があると判定した場合（ステップＰ１０でＹＥＳ）、飛行体が自由落下していると判定した場合（ステップＰ１１でＹＥＳ）、飛行体の傾きが所定以上になっていると判定した場合（ステップＰ１２でＹＥＳ）、と判定した場合（ステップＰ１３でＹＥＳ）、と判定した場合（ステップＰ１４でＹＥＳ）、飛行体用作動装置におけるパラシュートまたはパラグライダーを射出させるために、点火器１１１を作動させる作動信号を出力し送信する（ステップＰ１６）。そして、当該作動信号を出力後、飛行状態検知部１２２は、当該出力時前後の飛行体に関するデータを記憶部１２８に保存する（ステップＰ１７）。その後、本処理は終了する。

＜図１１のフローチャートに基づく動作＞
　図１１のフローチャートにおいては、図１０において示したフローチャートに対して、飛行体の駆動系（浮力を発生させるプロペラを回転させるモータなど）を停止させる処理（ステップＴ１６）を射出信号出力（ステップＴ１７）の前に実行する点で異なっている。なお、ステップＴ１～Ｔ１５およびステップＴ１９は、順に、図１０のステップＰ１～Ｐ１５およびステップＳ１８と同様の処理を実行するものであり、また、ステップＴ１７、Ｔ１８は図１０のステップＰ１６、Ｐ１７と同様の処理を実行するものであるので、説明を省略する。

＜図１２のフローチャートに基づく動作＞
　図９に示した機能的構成についてさらに音声出力部（図示せず）を備えた飛行体用点火器について、図１２のフローチャートを用いて動作を説明する。図１２のフローチャートにおいては、図１１において示したフローチャートに対して、出力前後データ保存（ステップＱ１８）の後に、上記音声出力部に周囲に警告を発生する音声を出力させる処理（ステップＱ１９）を実行する点で異なっている。なお、ステップＱ１～Ｑ１８およびステップＱ２０は、順に、図１１のステップＴ１～Ｔ１８およびステップＴ１９と同様の処理を実行するものであるので、説明を省略する。ここで、一変形例として、音声出力部の代わりに、光で警告を発する照明出力部を用いてもよいし、音声出力部および照明出力部の両方を用いてもよい。以下の変形例でも同様である。

＜図１３のフローチャートに基づく動作＞
　図９に示した機能的構成についてさらに音声出力部（図示せず）を備えた飛行体用点火器について、図１３のフローチャートを用いて動作を説明する。図１３のフローチャートにおいては、図１２において示したフローチャートに対して、上記音声出力部に周囲に警告を発生する音声を出力させる処理（ステップＵ１９）の後、飛行体が着地したか否かを判定する処理（ステップＵ２０）と、パラシュートを分離する処理（ステップＵ２１）とを実行する点で異なっている。なお、ステップＵ１～Ｕ１９およびステップＵ２２は、順に、図１２のステップＵ１～Ｕ１９およびステップＱ２０と同様の処理を実行するものであるので、説明を省略する。

　ステップＵ２０においては、飛行状態検知部１２２によって、高度センサおよび加速度センサなどによって検知した高度データおよび速度データなどから、飛行体が着地したか否か判定する処理を実行する。飛行体が着地していないと判定した場合（ステップＵ２０でＮＯ）、ステップＵ２０を繰り返す。一方、飛行体が着地したと判定した場合（ステップＵ２０でＹＥＳ）、飛行体に紐状の連結部材などで連結されている展開中のパラシュートまたはパラグライダー（被展開体）を飛行体から分離する（ステップＵ２１）。

　なお、ステップＵ２１におけるパラシュートまたはパラグライダーの飛行体からの分離は、飛行状態検知部１２２からの命令信号によって作動する切断機構（図示せず）によって切断する。

＜図１４のフローチャートに基づく動作＞
　図９に示した機能的構成についてさらに音声出力部（図示せず）および送信装置（図示せず）を備えた飛行体用点火器について、図１４のフローチャートを用いて動作を説明する。図１４のフローチャートにおいては、図１３において示したフローチャートに対して、パラシュートまたはパラグライダーを分離する処理（ステップＶ２１）の後、上記送信装置から飛行体の着地位置を管理者などの受信装置または管制塔などに送信する（ステップＶ２２）点で異なっている。なお、ステップＶ１～Ｖ２１およびステップＶ２３は、順に、図１３のステップＵ１～Ｕ２１およびステップＵ２２と同様の処理を実行するものであるので、説明を省略する。

　以上において説明した変形例においても、上記実施形態と同様の効果を奏するとともに、各変形例において説明した作用効果を奏することができる。

１０　　飛行体用点火器
１１、１１１　　点火部（作動部）
１２、１３　　端子ピン
２０　　制御部
２１、１２１　　点火異常検知部（異常検知部）
２２、１２２　　飛行状態検知部
２３、１２３　　演算部
２４、１２４　　診断部
２５、１２５　　通電回路
２５ａ、１２５ａ　　通電回路スイッチ
６３　　部品検出部
６４　　通知部
８０、１８０　　ハウジング
８１　　ピストン
８２　　凹部
８３　　ピストンヘッド
８４　　飛行体用点火器（飛行体用作動装置）
８５　　ケース
８６、１８６　　パラシュートまたはパラグライダー
８７　　蓋
８８　　アクチュエータ
９０、１９０、２９０、３９０　　パラシュートまたはパラグライダーの展開装置
１００　　飛行体用推力発生装置
１０１　　ハウジング
１０１ａ　　密封蓋
１０２　　フランジ部
１０３、１０５　　ホルダ
１０４　　かしめ部
１０６　　ガス発生剤収容室
１０７　　ガス発生剤
１２７　　センサ部
１２８　　記憶部
１２９　　予備電源
１９１　　開閉式蓋
１９２　　レバー部
１９３　　駆動部
１９４　　押し出し部
１９５　　バネ
１９６　　支持板
２００、３００、４００　　飛行体
２０１、３０１、４０１　　機体
２０２、３０２、４０２　　推進機構
２０３、３０３、４０３　　脚部
２１０　　作動部
２２０　　飛行体用作動装置
３１０、４１０　　エアバッグ装置
３１１、４１１　　エアバッグ

Claims (15)

1. 　飛行体に搭載される安全装置に用いられる飛行体用作動装置であって、
   　前記安全装置の作動に用いる作動部と、
   　前記作動部の動作状態を検知する異常検知部と、
   　前記飛行体の飛行状態を検知する飛行状態検知部と、
   　前記作動部を作動させるための通電回路スイッチを有する通電回路と、
   　前記異常検知部による検知結果および前記飛行状態検知部による検知結果を予め設定された各閾値とそれぞれ比較し、当該比較結果を基に前記通電回路スイッチをオンにする演算部と、
   を備えることを特徴とする飛行体用作動装置。
2. 　前記作動部は、
   　前記安全装置が設けられたハウジングの開口部を閉塞可能な蓋部を前記ハウジングに係止可能な係止部と、
   　前記係止部を駆動させ、前記係止部の前記係止を解除可能な駆動部と、
   　前記係止部の前記係止が解除された際、前記ハウジングの開口部から前記蓋部を移動させることが可能な移動部と、
   を含むことを特徴とする請求項１に記載の飛行体用作動装置。
3. 　前記作動部は、火薬を用いた点火式の点火部であることを特徴とする請求項１に記載の飛行体用作動装置。
4. 　前記安全装置の起動時に、前記異常検知部の検知結果および前記飛行状態検知部の検知結果のうち少なくとも一方に基づき、異常を検知した旨の通知を行う診断部をさらに備えることを特徴とする請求項１乃至３の何れか１項に記載の飛行体用作動装置。
5. 　前記異常検知部は、前記点火部に対して通常作動時よりも電流値が低い微弱電流を供給し、前記点火部の抵抗値を検出する抵抗検出装置であることを特徴とする請求項３に記載の飛行体用作動装置。
6. 　前記飛行状態検知部は、前記飛行体の飛行制御部から前記飛行状態に関する情報を取得することを特徴とする請求項１乃至５の何れか１項に記載の飛行体用作動装置。
7. 　飛行体に搭載される安全装置に用いられ、前記安全装置の作動に用いる作動部を有する飛行体用作動装置の誤動作防止方法であって、
   　前記作動部の動作状態を検知する第１検知ステップと、
   　前記飛行体の飛行状態を検知する第２検知ステップと、
   　前記第１検知ステップの検知結果および前記第２検知ステップの検知結果を基に、前記安全装置を起動可能にする起動可能ステップと、
   　前記飛行状態を定期的に認識すると共に、前記飛行状態でない場合に前記安全装置を起動不可にする起動不可ステップと、を備えることを特徴とする飛行体用作動装置の誤動作防止方法。
8. 　飛行体に搭載される安全装置に用いられ、前記安全装置の作動に用いる作動部を有する飛行体用作動装置の誤動作防止方法であって、
   　前記作動部の動作状態を検知する第１検知ステップと、
   　前記飛行体の飛行状態を検知する第２検知ステップと、
   　前記第１検知ステップの検知結果および前記第２検知ステップの検知結果を基に、前記作動部に接続された通電回路スイッチをオンにする通電ステップと、
   　前記飛行状態を定期的に認識すると共に、前記飛行状態でない場合に前記通電回路スイッチをオフにする非通電ステップと、を備えることを特徴とする飛行体用作動装置の誤動作防止方法。
9. 　飛行体に連結された飛行体用推力発生装置であって、
   　ハウジングと、
   　前記ハウジング内または前記ハウジング外に、１または複数設けられた、請求項１乃至６の何れか１項に記載の飛行体用作動装置と、
   　前記飛行体用作動装置が接続された電源と、を備えることを特徴とする飛行体用推力発生装置。
10. 　飛行体に連結された飛行体用推力発生装置であって、
    　ハウジングと、
    　前記ハウジング内に１または複数設けられた、請求項３または５に記載の飛行体用作動装置と、
    　前記飛行体用作動装置が接続された電源と、
    　前記ハウジング内に設けられ、火薬、ガス発生剤、可燃性液体および可燃性固体のうちから少なくとも一つ選択される推進薬と、
    を備えることを特徴とする飛行体用推力発生装置。
11. 　前記飛行体用作動装置は、前記ハウジングの底部側に配置され、
    　前記飛行体用作動装置の位置とは逆側に配置されると共に前記ハウジングの開口を塞ぐ密閉蓋をさらに備えることを特徴とする請求項１０に記載の飛行体用推力発生装置。
12. 　請求項１乃至６の何れか１項に記載の飛行体用作動装置と、
    　前記飛行体の異常を検出する異常検出部と、
    　展開可能なパラシュートまたはパラグライダーと、を備え、
    　前記異常検出部により前記異常が検出された際に、前記飛行体用作動装置の前記作動部が起動され、前記パラシュートまたは前記パラグライダーを展開させることを特徴とするパラシュートまたはパラグライダーの展開装置。
13. 　前記パラシュートまたは前記パラグライダーの有無および異常を検出する部品検出部と、
    　前記部品検出部により前記パラシュートまたは前記パラグライダーが無いこともしくは前記異常が検出された場合に、前記パラシュートまたは前記パラグライダーが無い旨を示すもしくは前記異常を示す通知を行う通知部と、をさらに備えることを特徴とする請求項１２に記載のパラシュートまたはパラグライダーの展開装置。
14. 　膨張可能なエアバッグと、
    　請求項３または５に記載の飛行体用作動装置と、
    　前記飛行体用作動装置による点火動作により、前記エアバッグを膨張させるためのガスを発生させるガス発生器と、
    　前記飛行体の異常を検出する異常検出部と、を備え、
    　前記異常検出部により前記異常が検出された際に、前記飛行体用作動装置の前記作動部が起動され、前記ガス発生器により発生された前記ガスによって前記エアバッグを膨張させることを特徴とするエアバッグ装置。
15. 　前記エアバッグの有無および異常を検出する部品検出部と、
    　前記部品検出部により前記エアバッグが無いことまたは前記異常が検出された場合に、前記エアバッグが無い旨または前記異常を示す通知を行う通知部と、をさらに備えることを特徴とする請求項１４に記載のエアバッグ装置。

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