WO2020016946A1 - 飛行体および飛行体の無線コントロール方法 - Google Patents

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parachute
frame
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flight
power generation
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PCT/JP2018/026833
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▲羅▼之洪
賢治郎 橋爪
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▲広▼州市▲華▼科▲爾▼科技股▲分▼有限公司
八洲電業株式会社
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    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to a flying object and a wireless control method of the flying object for realizing unmanned long-distance flight in various consumer fields.
  • UAVs Unmanned Aerial Vehicles
  • unmanned exploration helicopters have been studied in the United States and other countries for military use.
  • LiPo Lithium Polymer
  • An object of the present invention is to provide a flying object and a wireless control method of the flying object capable of realizing a more reliable flight in consideration of the above-described conventional problems.
  • a first aspect of the present invention provides an airframe, Having a flight motor driving a propeller, a flight motor unit attached to the fuselage; A generator that supplies power to the flying motor unit, and an engine that drives the generator, A battery that supplies power to the motor unit for flight when the power of the generator is insufficient, With The battery is charged using surplus power of the generator.
  • the second invention includes a power generation unit suspension mechanism for suspending the power generation unit below the body.
  • the power generation unit suspension mechanism includes a steady rest member provided above the airframe, a frame member provided below the airframe, to which the power generation unit is mounted, and a vertically extending frame body. Having a penetrating suspension member, The upper end of the hanging member is connected to the steady rest member, A lower end of the hanging member is connected to the frame member, A flying body according to the first aspect of the present invention, wherein a damper member is fitted between the body and the steady rest member and between the body and the frame member.
  • the frame member has an upper frame and a lower frame,
  • the hanging member penetrates the upper frame,
  • the lower end of the hanging member is connected to the lower frame,
  • the fourth invention is a parachute formed of a flameproof material, In the event of a fire, after opening the parachute, by moving the aircraft so as to be located above the open parachute, the aircraft can be dropped while being wrapped in the parachute.
  • a control unit for performing control for performing A flying object according to a first aspect of the present invention comprising:
  • a fifth aspect of the present invention is the flying object according to the first aspect, wherein the battery automatically supplies power to the flying motor unit when an abnormality occurs in the generator.
  • a sixth aspect of the present invention is the wireless control method for a flying object according to the first aspect of the present invention including a parachute formed of a flameproof material, In the event of a fire, after opening the parachute, by moving the aircraft so as to be located above the open parachute, the aircraft can be dropped while being wrapped in the parachute.
  • Wireless control method for a flying object comprising a control step of performing control for performing the control using a wireless control device.
  • the present invention it is possible to provide a flying object capable of realizing a more reliable flight and a wireless control method of the flying object.
  • FIG. 1 is a block diagram of a multi-rotor helicopter and a wireless control device according to an embodiment of the present invention.
  • 1 is a schematic front view of a multi-rotor helicopter according to an embodiment of the present invention.
  • FIG. 3 is a schematic exploded partial perspective view of a power generation unit suspension mechanism of the multi-rotor helicopter according to the embodiment of the present invention.
  • FIG. 3 is a schematic cross-sectional view of the vicinity of a power generation unit suspension mechanism of the multi-rotor helicopter according to the embodiment of the present invention.
  • FIG. 4 is a schematic cross-sectional view of the vicinity of a power generation unit suspension mechanism of a multi-rotor helicopter according to a modified example (first embodiment) of the present invention.
  • FIG. 4 is a schematic cross-sectional view of the vicinity of a power generation unit suspension mechanism of a multi-rotor helicopter according to a second modification of the present invention.
  • Schematic front view of a multi-rotor helicopter according to an embodiment of the present invention (part 2)
  • Schematic front view of a multi-rotor helicopter according to an embodiment of the present invention part 3)
  • FIG. 1 is a block diagram of the multi-rotor helicopter 10 and the wireless control device 20 of the embodiment of the present invention
  • FIG. 2 is a schematic front view of the multi-rotor helicopter 10 of the embodiment of the present invention
  • the FIG. 3 is a schematic top view of a multi-rotor helicopter 10 according to an embodiment of the present invention.
  • the multi-rotor helicopter 10 is an example of a flying object in the present invention
  • the LiPo battery 300 is an example of a battery in the present invention.
  • the flight motor unit 100 is a unit having a flight motor 110 for driving a propeller 120 and attached to the body 11.
  • the number of the propellers 120 attached to the body 11 using the arm members extending radially is four in the present embodiment, but may be smaller than four or larger than four.
  • a camera unit or the like may be attached by using the legs 12.
  • the parachute unit 600 is a unit having a parachute 610.
  • the maximum non-landing flight time of a multi-rotor UAV for pesticide application is approximately 2 hours with a 3 kilogram payload such as a camera unit and approximately 20 minutes with a 10 kilogram payload.
  • Battery technology that can achieve a maximum of 10 hours of non-landing flight time with a payload of 10 kilograms is expected, but due to the limitation of weight-volume energy density, the maximum non-landing flight time of more than 2 hours can be increased by a battery-powered UAV system. It is difficult to achieve.
  • the present inventor believes that it is desirable to commercialize an ultra-compact and lightweight hybrid system for a UAV, such as a hybrid system for an automobile, in which an engine, a generator, and a storage battery are combined.
  • a hybrid UAV system using an engine 220, a generator 210 and a LiPo battery 300 is adopted.
  • the power generation unit 200 is a unit including a generator 210 for supplying electric power to the flight motor unit 100 and an engine 220 for driving the generator 210.
  • the engine 220 such as a single-cylinder or multi-cylinder gasoline engine, and the generator 210 are housed in an integrally molded housing, so that ultra miniaturization and weight reduction are realized.
  • a spark plug, an air cleaner, an air-cooled cooling fin for heat dissipation, a start recoil starter, and the like are efficiently housed.
  • the PTO (Power @ Take @ Off) shaft of the engine 220 is formed integrally with the rotation shaft of the power generation coil of the generator 210, and a direct contribution to the magnetic flux generation rotation of the power generation coil is realized.
  • the LiPo battery 300 is a battery that supplies power to the motor unit for flight 100 when the power of the generator 210 is insufficient.
  • the LiPo battery 300 is charged by using the surplus power of the generator 210.
  • the LiPo battery 300 not only supplies approximately 1300 milliamps of current to the flight motor 110 when maximum load current is required for takeoff or landing, etc., but also uses the surplus power of the It is expected to have a maximum non-landing flight time of 10 hours with a 100 kilogram payload.
  • the LiPo battery 300 automatically supplies power to the motor unit for flight 100 when an abnormality of the generator 210 occurs.
  • the LiPo battery 300 which is a built-in battery of the hybrid UAV system, automatically starts up and continues flying with high reliability. Fail-safe system is realized.
  • FIG. 4 is a schematic exploded partial perspective view of a power generation unit suspension mechanism 400 of the multi-rotor helicopter 10 according to the embodiment of the present invention
  • FIG. 5 is a perspective view of the multi-rotor helicopter 10 according to the embodiment of the present invention
  • FIG. 3 is a schematic cross-sectional view taken along a line AA ′ (see FIG. 2) near a power generation unit suspension mechanism 400.
  • FIG. 4 the outer frame of the fuselage 11 in which the fuselage bottom plate 11a is fitted is not shown for easy understanding.
  • the power generation unit suspension mechanism 400 is a mechanism for suspending the power generation unit 200 below the body 11.
  • non-negligible vibration is likely to occur at a frequency that depends on the rotation speed, load, and the like of the engine 220 integrated with the generator 210.
  • the present inventor considers that it is desirable to employ a damper gimbal mechanism having a three-dimensional structure. I have.
  • the power generation unit suspension mechanism 400 includes a steady member 410 provided above the body 11, a frame member 420 provided below the body 11 to which the power generation unit 200 is attached below, and a vertical movement of the body 11. And a suspension member 430 penetrating in the direction.
  • the power generation unit suspension mechanism 400 is configured using a lightweight carbon fiber material or the like.
  • the number of the suspension members 430 is eight in the present embodiment, but may be smaller than eight or larger than eight.
  • the steady rest member 410 is a rectangular plate member in which eight holes through which the suspending member 430 penetrates are perforated. However, it is unnecessary to perforate the holes through which the suspending member 430 penetrates. It may be configured using a certain mesh material.
  • the body 11 is a thin box member without a lid having a body bottom plate 11a in which eight holes through which the hanging member 430 penetrates are perforated. It may be configured using a mesh material that does not require the perforation of the through hole.
  • the upper end of the suspension member 430 is connected to the steady rest member 410.
  • a lower end of the suspension member 430 is connected to the frame member 420.
  • the suspension member 430 has a longitudinal portion 431, an upper retaining portion 432, and a lower retaining portion 433.
  • the longitudinal portion 431 is a shaft having upper and lower end bolt grooves for fastening the upper retaining portion 432 and the lower retaining portion 433 such as nuts. As noted, it may be a wire.
  • FIG. 6 is a schematic cross-sectional view of the vicinity of the power generation unit suspension mechanism 400 of the multi-rotor helicopter 10 according to the modified example (part 1) of the present invention taken along line AA ′ (see FIG. 2). is there.
  • a damper member 500 is fitted between the body 11 and the steady member 410 and between the body 11 and the frame member 420.
  • the damper member 500 is a spherical rubber member having vertically projecting portions, but may be a spring member.
  • the suspension member 430 penetrates the damper member 500 in the present embodiment, but does not have to penetrate the damper member 500 as shown in FIG.
  • FIG. 7 is a schematic cross-sectional view taken along the line AA ′ (see FIG. 2) of the vicinity of the power generation unit suspension mechanism 400 of the multi-rotor helicopter 10 according to the second modification of the present invention. is there.
  • the frame member 420 has an upper frame 421 and a lower frame 422.
  • the suspension member 430 penetrates the upper frame 421.
  • the upper frame 421 is a rectangular plate member in which a rectangular window is punched out, in which eight holes through which the hanging member 430 penetrates are punched, but a round pipe or a square pipe is used. It may be configured by using a mesh material that does not require the perforation of the hole through which the suspension member 430 penetrates.
  • the lower frame 422 is a rectangular plate member with a rectangular window punched out, in which eight holes through which the hanging member 430 penetrates are punched. It may be configured by using a mesh material that does not require the perforation of the hole through which the suspension member 430 penetrates.
  • the lower end of the suspension member 430 is connected to the lower frame 422.
  • the suspension member 430 is prevented from being pulled out by using the lower retaining portion 433 locked to the lower end of the longitudinal portion 431.
  • the lower end of the elongated portion 431 is not fixed to the lower frame 422 in the present embodiment, it may be fixed to the lower frame 422 by the lower retaining portion 433.
  • the lowering of the suspending member 430 is prevented by using the upper retaining portion 432 locked to the upper end of the longitudinal portion 431.
  • the upper end of the longitudinal portion 431 is not fixed to the steady member 410 in the present embodiment, it may be fixed to the steady member 410 by the upper retaining portion 432.
  • a damper member 500 is fitted between the upper frame 421 and the lower frame 422.
  • the eight damper members 500 fitted between the upper frame 421 and the lower frame 422 are used to move the Z from the lower frame 422 to the upper frame 421 due to a pushing force or a pushing force due to vibration in the power generation unit 200. Propagation of vibration in the direction can be suppressed.
  • the upper protrusion of the damper member 500 is fitted into the hole of the upper frame 421, and the lower protrusion of the damper member 500 is fitted into the hole of the lower frame 422.
  • the damper member 500 inserted between the lower frame 422 and the upper frame 421 can also suppress the propagation of vibrations in the X and Y directions.
  • the eight damper members 500 fitted between the body bottom plate 11a and the upper frame 421 can suppress the propagation of vibration in the Z direction from the upper frame 421 to the body bottom plate 11a.
  • the upper protrusion of the damper member 500 is fitted into the hole of the body bottom plate 11a, and the lower protrusion of the damper member 500 is fitted into the hole of the upper frame 421.
  • the damper member 500 inserted therebetween can also suppress the propagation of vibrations in the X and Y directions from the upper frame 421 to the body bottom plate 11a.
  • 8Eight damper members 500 fitted between the body bottom plate 11a and the steady rest member 410 can suppress the propagation of vibration in the Z direction from the steady rest member 410 to the body bottom plate 11a.
  • the upper protrusion of the damper member 500 is fitted into the hole of the steady rest member 410, and the lower protrusion of the damper member 500 is fitted into the hole of the body bottom plate 11a.
  • the damper member 500 fitted between them can also suppress the propagation of vibration in the X and Y directions from the steady rest member 410 to the body bottom plate 11a.
  • FIGS. 8 and 9 are schematic front views (parts 2 and 3) of the multirotor helicopter 10 according to the embodiment of the present invention.
  • the parachute 610 is opened, and then the body 11 is moved so as to be located above the open parachute 610. Also, a wireless control method of the multi-rotor helicopter 10 having a control step of executing control for realizing the drop of the body 11 while being wrapped by the parachute 610 using the wireless control device 20 will be described.
  • the parachute 610 is a parachute made of a flameproof material.
  • control unit 700 opens the parachute 610 and then moves the airframe 11 so as to be positioned above the open parachute 610, so that the airframe wrapped in the parachute 610 is released.
  • 11 is a unit that executes control for realizing the fall of 11.
  • control unit 700 When the control unit 700 recognizes a fire in the body 11 with a temperature sensor or the like, the control unit 700 automatically performs parachute opening control for opening the parachute 610.
  • the parachute 610 starts to open according to the parachute opening control.
  • control unit 700 automatically performs the turning control for turning the body 11 in the direction of the arrow T.
  • the body 11 moves so as to be positioned above the open parachute 610 while turning upside down.
  • the control unit 700 drives the flight motor 110 to forcibly drop the body 11 in the direction of arrow F, or stops the flight motor 110 and turns the Control for dropping the body 11 naturally in the direction of F is automatically performed.
  • the parachute 610 starts closing while wrapping the body 11 in the direction of the arrow w, and the body 11 falls while being wrapped by the parachute 610.
  • the body 11 is moved so as to be positioned above the open parachute 610, thereby allowing the body 11 to fall while being wrapped by the parachute 610.
  • the control for performing the operation may be performed using the wireless control device 20.
  • the control unit 700 When the user recognizes the fire of the airframe 11 by visual confirmation or the like, the user causes the control unit 700 to manually perform the parachute opening control for opening the parachute 610 using the wireless control device 20.
  • the parachute 610 starts to open according to the parachute opening control.
  • control unit 700 manually performs turning control for turning the body 11 in the direction of the arrow T using the wireless control device 20.
  • the body 11 moves so as to be positioned above the open parachute 610 while turning upside down.
  • the user drives the flight motor 110 to forcibly drop the aircraft 11 in the direction of arrow F, or
  • the control for stopping the flying motor 110 and allowing the aircraft 11 to naturally fall in the direction of the arrow F is performed by the control unit 700 using the wireless control device 20 manually.
  • the parachute 610 starts closing while wrapping the body 11 in the direction of the arrow w, and the body 11 falls while being wrapped by the parachute 610.
  • the parachute 610 functions as a multipurpose emergency parachute that not only safely absorbs a crash when the power of the engine 220 and the LiPo battery 300 is lost, but also performs a fire extinguishing operation of the fuselage 11, and a fire of the UAV itself occurs. Even in this case, it is possible to realize a flame- and fire-prevention parachute system in which the body 11 is dropped while being wrapped by the parachute 610.
  • the parachute opening control is automatically performed, but the turning control may be performed manually.
  • the parachute opening control is manually performed.
  • the turning control may be performed automatically.
  • the program of the present invention related to the present invention is a program for causing a computer to execute all or some steps (or steps, operations, actions, and the like) of the wireless control method of the multi-rotor helicopter 10, It is a program that operates in cooperation with a computer.
  • the recording medium of the present invention related to the present invention causes the computer to execute all or a part of all or a part of the steps (or steps, operations, functions, etc.) of the wireless control method of the multi-rotor helicopter 10.
  • One use mode of the program of the present invention related to the present invention is a mode in which the program is transmitted through a transmission medium such as the Internet, light, radio waves, or sound waves, read by a computer, and operates in cooperation with the computer. It may be.
  • the recording medium includes a ROM (Read Only Memory) and the like.
  • the computer is not limited to pure hardware such as a CPU (Central Processing Unit), but may include a firmware, an OS (Operating System), and further peripheral devices.
  • CPU Central Processing Unit
  • OS Operating System
  • the configuration of the present invention may be realized by software or hardware.
  • the flying object and the wireless control method of the flying object according to the present invention can realize a more reliable flight, and perform wireless communication of the flying object and the flying object for practical use such as unmanned long-distance flight in various consumer fields. Useful for control purposes.

Abstract

従来のＵＡＶを利用して、飛行距離および安全性などについて十分に信頼性の高い飛行を実現することは、困難であった。　機体（１１）と；プロペラー（１２０）を駆動する飛行用モーター（１１０）を有する、機体（１１）へ取付けられた飛行用モーターユニット（１００）と；飛行用モーターユニット（１００）へ電力を供給する発電機（２１０）と、発電機（２１０）を駆動するエンジン（２２０）と、を有する発電ユニット（２００）と；発電機（２１０）の電力が不足している場合に飛行用モーターユニット（１００）へ電力を供給するＬｉＰｏ電池（３００）と；を有し、ＬｉＰｏ電池（３００）は、発電機（２１０）の余剰電力を利用して充電されるマルチローターヘリコプター（１０）である。

Description

飛行体および飛行体の無線コントロール方法
　本発明は、さまざまな民生分野における無人長距離飛行などを実用化するための飛行体および飛行体の無線コントロール方法に関する。
　無人探査ヘリコプターなどのＵＡＶ（Ｕｎｍａｎｎｅｄ　Ａｅｒｉａｌ　Ｖｅｈｉｃｌｅ）は、米国などで軍事利用を目的として研究されてきた。
　近年では、リチウムイオン電池技術が急速に発展してきており、ＬｉＰｏ（Ｌｉｔｈｉｕｍ　Ｐｏｌｙｍｅｒ）電池などの電池を搭載するＵＡＶが農薬散布作業などの農業利用を目的として実用化されている。
　そこで、そのような電池を搭載するＵＡＶが、知られている（たとえば、特許文献１参照）。
特開２０１４－７６６７６号公報
　ところで、本発明者は、電池を搭載するＵＡＶが商品配送作業などの運輸業利用を目的としてより広く実用化されることが望ましいと考えている。
　しかしながら、従来のＵＡＶを利用して、飛行距離および安全性などについて十分に信頼性の高い飛行を実現することは、困難であった。
　本発明は、上述された従来の課題を考慮し、より信頼性の高い飛行を実現することができる飛行体および飛行体の無線コントロール方法を提供することを目的とする。
　第１の本発明は、機体と、
　プロペラーを駆動する飛行用モーターを有する、前記機体へ取付けられた飛行用モーターユニットと、
　前記飛行用モーターユニットへ電力を供給する発電機と、前記発電機を駆動するエンジンと、を有する発電ユニットと、
　前記発電機の電力が不足している場合に前記飛行用モーターユニットへ電力を供給する電池と、
　を備え、
　前記電池は、前記発電機の余剰電力を利用して充電されることを特徴とする飛行体である。
　第２の本発明は、前記発電ユニットを前記機体の下方に吊下げる発電ユニット吊下げ機構を備え、
　前記発電ユニット吊下げ機構は、前記機体の上方に設けられた振れ止め部材と、前記発電ユニットが下方へ取付けられている、前記機体の下方に設けられたフレーム部材と、前記機体を上下方向に貫通する吊下げ部材と、を有し、
　前記吊下げ部材の上端部は、前記振れ止め部材へ接続されており、
　前記吊下げ部材の下端部は、前記フレーム部材へ接続されており、
　前記機体と前記振れ止め部材との間、および前記機体と前記フレーム部材との間には、ダンパー部材が嵌込まれていることを特徴とする第１の本発明の飛行体である。
　第３の本発明は、前記フレーム部材は、上フレームと、下フレームと、を有し、
　前記吊下げ部材は、前記上フレームを貫通しており、
　前記吊下げ部材の前記下端部は、前記下フレームへ接続されており、
　前記上フレームと前記下フレームとの間には、ダンパー部材が嵌込まれていることを特徴とする第２の本発明の飛行体である。
　第４の本発明は、防炎素材で形成されたパラシュートと、
　火災が発生した場合に、前記パラシュートを開かせた後、前記機体を開いている前記パラシュートの上方に位置するように移動させることにより、前記パラシュートで包まれた状態での前記機体の落下を実現するための制御を実行するコントロールユニットと、
　を備えることを特徴とする第１の本発明の飛行体である。
　第５の本発明は、前記電池は、前記発電機の異常が発生した場合に前記飛行用モーターユニットへ電力を自動で供給することを特徴とする第１の本発明の飛行体である。
　第６の本発明は、防炎素材で形成されたパラシュートを備える第１の本発明の飛行体の無線コントロール方法であって、
　火災が発生した場合に、前記パラシュートを開かせた後、前記機体を開いている前記パラシュートの上方に位置するように移動させることにより、前記パラシュートで包まれた状態での前記機体の落下を実現するための制御を、無線コントロール装置を利用して実行するコントロールステップを備えることを特徴とする飛行体の無線コントロール方法である。
　本発明により、より信頼性の高い飛行を実現することが可能な飛行体および飛行体の無線コントロール方法を提供することができる。
本発明における実施の形態のマルチローターヘリコプターおよび無線コントロール装置のブロック図 本発明における実施の形態のマルチローターヘリコプターの模式的な正面図（その一） 本発明における実施の形態のマルチローターヘリコプターの模式的な上面図 本発明における実施の形態のマルチローターヘリコプターの発電ユニット吊下げ機構の模式的な分解部分斜視図 本発明における実施の形態のマルチローターヘリコプターの発電ユニット吊下げ機構近傍の模式的な断面図 本発明における変形例（その一）の実施の形態のマルチローターヘリコプターの発電ユニット吊下げ機構近傍の模式的な断面図 本発明における変形例（その二）の実施の形態のマルチローターヘリコプターの発電ユニット吊下げ機構近傍の模式的な断面図 本発明における実施の形態のマルチローターヘリコプターの模式的な正面図（その二） 本発明における実施の形態のマルチローターヘリコプターの模式的な正面図（その三）
　以下、図面を参照しながら、本発明における実施の形態について詳細に説明する。
　はじめに、図１～３を参照しながら、本実施の形態のマルチローターヘリコプター１０の構成および動作について具体的に説明する。
　ここに、図１は本発明における実施の形態のマルチローターヘリコプター１０および無線コントロール装置２０のブロック図であり、図２は本発明における実施の形態のマルチローターヘリコプター１０の模式的な正面図（その一）であり、図３は本発明における実施の形態のマルチローターヘリコプター１０の模式的な上面図である。
　マルチローターヘリコプター１０は本発明における飛行体の一例であり、ＬｉＰｏ電池３００は本発明における電池の一例である。
　飛行用モーターユニット１００は、プロペラー１２０を駆動する飛行用モーター１１０を有する、機体１１へ取付けられたユニットである。
　放射状に延びているアーム部材を利用して機体１１へ取付けられたプロペラー１２０の個数は、本実施の形態においては４であるが、４より小さくてもよいし４より大きくてもよい。
　カメラユニットなどが、脚部１２を利用して取付けられてもよい。
　パラシュートユニット６００は、パラシュート６１０を有するユニットである。
　多くの産業用ＵＡＶにおいては、リチウムイオン充電池を利用する電池駆動型ＵＡＶシステムが採用されている。農薬散布用マルチローター型ＵＡＶの最大無着陸飛行時間は、カメラユニットのような３キログラムのペイロードでおよそ２時間であり、１０キログラムのペイロードでおよそ２０分である。１０キログラムのペイロードで１０時間の最大無着陸飛行時間を実現する電池技術が期待されるが、重量体積エネルギー密度の制約があるので、２時間を超える最大無着陸飛行時間を電池駆動型ＵＡＶシステムにより実現することは困難である。
　一方、ガソリンのオクタン価は高いので、ガソリンエンジン発電機により代表される内燃機関の駆動装置を利用して大きなエネルギーを取出すことができる可能性はあるが、装置重量が大きくなりやすい。
　本発明者は、エンジン、発電機および畜電池が組合わせられている、自動車のためのハイブリッドシステムのようなＵＡＶのための超小型軽量ハイブリッドシステムの実用化が望ましいと考えている。
　マルチローターヘリコプター１０においては、エンジン２２０、発電機２１０およびＬｉＰｏ電池３００を利用するハイブリッド型ＵＡＶシステムが採用されている。
　発電ユニット２００は、飛行用モーターユニット１００へ電力を供給する発電機２１０と、発電機２１０を駆動するエンジン２２０と、を有するユニットである。
　単気筒または多気筒のガソリンエンジンのようなエンジン２２０、および発電機２１０は一体的に成形された筐体に収納されており、超小型化および軽量化が実現される。エンジン２２０の部品として、点火プラグ、エアクリーナー、放熱のための空冷式冷却フィン、および始動リコイルスターターなどが、効率的に収納されている。エンジン２２０のＰＴＯ（Ｐｏｗｅｒ　Ｔａｋｅ　Ｏｆｆ）軸は発電機２１０の発電コイル回転軸と一体的に成形されており、発電コイルの磁束発電回転運動への直接的な寄与が実現される。
　ＬｉＰｏ電池３００は、発電機２１０の電力が不足している場合に飛行用モーターユニット１００へ電力を供給する電池である。
　ＬｉＰｏ電池３００は、発電機２１０の余剰電力を利用して充電される。
　ＬｉＰｏ電池３００は、離陸または着陸などのための最大負荷電流が要求されるときにおよそ１３００ミリアンペアの電流を飛行用モーター１１０に供給するのみならず、発電機２１０の余剰電力を利用して予備的に充電されるので、１００キログラムのペイロードで１０時間の最大無着陸飛行時間さえも期待される。
　ＬｉＰｏ電池３００は、発電機２１０の異常が発生した場合に飛行用モーターユニット１００へ電力を自動で供給する。
　火災のような異常が温度センサーにより検知されて発電機２１０からの電力が停止したときに、ハイブリッド型ＵＡＶシステムの内蔵電池であるＬｉＰｏ電池３００が自動で起動し、信頼性の高い飛行を継続するためのフェイルセーフシステムが実現される。
　つぎに、図４および５を主として参照しながら、本実施の形態のマルチローターヘリコプター１０の構成および動作についてより具体的に説明する。
　ここに、図４は本発明における実施の形態のマルチローターヘリコプター１０の発電ユニット吊下げ機構４００の模式的な分解部分斜視図であり、図５は本発明における実施の形態のマルチローターヘリコプター１０の発電ユニット吊下げ機構４００近傍の模式的なＡ－Ａ´線（図２参照）断面図である。
　図４においては、理解を容易にするために、機体底板１１ａが嵌込まれている機体１１の外枠は示されていない。
　発電ユニット吊下げ機構４００は、発電ユニット２００を機体１１の下方に吊下げる機構である。
　発電ユニット２００においては、発電機２１０と一体的に構成されたエンジン２２０の回転数および負荷などに依存する周波数で、無視できない振動が発生しやすい。コントロールユニット７００およびＬｉＰｏ電池３００が取付けられている、機体１１への発電ユニット２００における振動の悪影響を考慮して、本発明者は、３次元的な構造のダンパージンバル機構の採用が望ましいと考えている。
　発電ユニット吊下げ機構４００は、機体１１の上方に設けられた振れ止め部材４１０と、発電ユニット２００が下方へ取付けられている、機体１１の下方に設けられたフレーム部材４２０と、機体１１を上下方向に貫通する吊下げ部材４３０と、を有する。
　発電ユニット吊下げ機構４００は、軽量カーボンファイバー素材などを利用して構成されていることが望ましい。
　吊下げ部材４３０の個数は、本実施の形態においては８であるが、８より小さくてもよいし８より大きくてもよい。
　振れ止め部材４１０は、本実施の形態においては、吊下げ部材４３０が貫通する８個の孔が穿孔されている、矩形プレート部材であるが、吊下げ部材４３０が貫通する孔の穿孔が不要であるメッシュ素材を利用して構成されていてもよい。
　機体１１は、本実施の形態においては、吊下げ部材４３０が貫通する８個の孔が穿孔されている機体底板１１ａを有する、蓋の付いていない薄箱部材であるが、吊下げ部材４３０が貫通する孔の穿孔が不要であるメッシュ素材を利用して構成されていてもよい。
　吊下げ部材４３０の上端部は、振れ止め部材４１０へ接続されている。
　吊下げ部材４３０の下端部は、フレーム部材４２０へ接続されている。
　吊下げ部材４３０は、長手部４３１、上側抜け止め部４３２、および下側抜け止め部４３３を有する。
　長手部４３１は、本実施の形態においては、ナットのような上側抜け止め部４３２および下側抜け止め部４３３を締結するための上下端部ボルト溝の付いたシャフトであるが、図６に示されているように、ワイヤであってもよい。
　ここに、図６は、本発明における変形例（その一）の実施の形態のマルチローターヘリコプター１０の発電ユニット吊下げ機構４００近傍の模式的なＡ－Ａ´線（図２参照）断面図である。
　機体１１と振れ止め部材４１０との間、および機体１１とフレーム部材４２０との間には、ダンパー部材５００が嵌込まれている。
　ダンパー部材５００は、本実施の形態においては上下突出部の付いた球状ゴム部材であるが、スプリング部材であってもよい。
　吊下げ部材４３０は、本実施の形態においてはダンパー部材５００を貫通しているが、図７に示されているように、ダンパー部材５００を貫通していなくてもよい。
　ここに、図７は、本発明における変形例（その二）の実施の形態のマルチローターヘリコプター１０の発電ユニット吊下げ機構４００近傍の模式的なＡ－Ａ´線（図２参照）断面図である。
　フレーム部材４２０は、上フレーム４２１と、下フレーム４２２と、を有する。
　吊下げ部材４３０は、上フレーム４２１を貫通している。
　上フレーム４２１は、本実施の形態においては、吊下げ部材４３０が貫通する８個の孔が穿孔されている、矩形窓の打抜かれた矩形プレート部材であるが、丸パイプまたは角パイプを利用して構成されていてもよいし、吊下げ部材４３０が貫通する孔の穿孔が不要であるメッシュ素材を利用して構成されていてもよい。
　下フレーム４２２は、本実施の形態においては、吊下げ部材４３０が貫通する８個の孔が穿孔されている、矩形窓の打抜かれた矩形プレート部材であるが、丸パイプまたは角パイプを利用して構成されていてもよいし、吊下げ部材４３０が貫通する孔の穿孔が不要であるメッシュ素材を利用して構成されていてもよい。
　上フレーム４２１の取付け角度と下フレーム４２２の取付け角度との間の上面視における差異はおよそ９０度であるので、振動吸収効果が発揮され、機体１１への発電ユニット２００における振動の悪影響が発生しにくい。
　吊下げ部材４３０の下端部は、下フレーム４２２へ接続されている。
　吊下げ部材４３０の下端部においては、長手部４３１の下端部に係止された下側抜け止め部４３３を利用して、吊下げ部材４３０の上抜けが防止されている。長手部４３１の下端部は、本実施の形態においては下フレーム４２２へ固定されていないが、下側抜け止め部４３３で下フレーム４２２へ固定されていてもよい。
　吊下げ部材４３０の上端部においては、長手部４３１の上端部に係止された上側抜け止め部４３２を利用して、吊下げ部材４３０の下抜けが防止されている。長手部４３１の上端部は、本実施の形態においては振れ止め部材４１０へ固定されていないが、上側抜け止め部４３２で振れ止め部材４１０へ固定されていてもよい。
　上フレーム４２１と下フレーム４２２との間には、ダンパー部材５００が嵌込まれている。
　上フレーム４２１と下フレーム４２２との間に嵌込まれた８個のダンパー部材５００は、発電ユニット２００における振動による押上げ力または押下げ力に起因する、下フレーム４２２から上フレーム４２１へのＺ方向の振動の伝搬を抑制することができる。ダンパー部材５００の上突出部が上フレーム４２１の孔に嵌込まれており、ダンパー部材５００の下突出部が下フレーム４２２の孔に嵌込まれているので、上フレーム４２１と下フレーム４２２との間に嵌込まれたダンパー部材５００は下フレーム４２２から上フレーム４２１へのＸ方向およびＹ方向の振動の伝搬を抑制することもできる。
　機体底板１１ａと上フレーム４２１との間に嵌込まれた８個のダンパー部材５００は、上フレーム４２１から機体底板１１ａへのＺ方向の振動の伝搬を抑制することができる。ダンパー部材５００の上突出部が機体底板１１ａの孔に嵌込まれており、ダンパー部材５００の下突出部が上フレーム４２１の孔に嵌込まれているので、機体底板１１ａと上フレーム４２１との間に嵌込まれたダンパー部材５００は上フレーム４２１から機体底板１１ａへのＸ方向およびＹ方向の振動の伝搬を抑制することもできる。
　機体底板１１ａと振れ止め部材４１０との間に嵌込まれた８個のダンパー部材５００は、振れ止め部材４１０から機体底板１１ａへのＺ方向の振動の伝搬を抑制することができる。ダンパー部材５００の上突出部が振れ止め部材４１０の孔に嵌込まれており、ダンパー部材５００の下突出部が機体底板１１ａの孔に嵌込まれているので、機体底板１１ａと振れ止め部材４１０との間に嵌込まれたダンパー部材５００は振れ止め部材４１０から機体底板１１ａへのＸ方向およびＹ方向の振動の伝搬を抑制することもできる。
　ダンパー部材５００の個数は、本実施の形態においては２４（＝８×３）であるが、２４より小さくてもよいし２４より大きくてもよい。
　つぎに、図８および９を主として参照しながら、本実施の形態のマルチローターヘリコプター１０の構成および動作についてさらにより具体的に説明する。
　ここに、図８および９は、本発明における実施の形態のマルチローターヘリコプター１０の模式的な正面図（その二および三）である。
　本実施の形態のマルチローターヘリコプター１０の動作について説明しながら、火災が発生した場合に、パラシュート６１０を開かせた後、機体１１を開いているパラシュート６１０の上方に位置するように移動させることにより、パラシュート６１０で包まれた状態での機体１１の落下を実現するための制御を、無線コントロール装置２０を利用して実行するコントロールステップを有するマルチローターヘリコプター１０の無線コントロール方法についても説明する。
　パラシュート６１０は、防炎素材で形成されたパラシュートである。
　コントロールユニット７００は、火災が発生した場合に、パラシュート６１０を開かせた後、機体１１を開いているパラシュート６１０の上方に位置するように移動させることにより、パラシュート６１０で包まれた状態での機体１１の落下を実現するための制御を実行するユニットである。
　火災発熱検知信号による自己診断機能として実現される、このような自動制御についてより具体的に説明すると、つぎの通りである。
　コントロールユニット７００は、温度センサーなどで機体１１の火災を認識すると、パラシュート６１０を開かせるためのパラシュート開制御を自動で行う。
　パラシュート６１０は、パラシュート開制御に応じて開き始める。
　コントロールユニット７００は、所定時間がパラシュート開制御実行の後に経過すると、矢印Ｔの向きに機体１１を旋回させるための旋回制御を自動で行う。
　機体１１は、上下反転しながら、開いているパラシュート６１０の上方に位置するように移動する。
　コントロールユニット７００は、所定時間が旋回制御実行の後に経過すると、飛行用モーター１１０を駆動して矢印Ｆの向きに機体１１を強制的に落下させるための、または飛行用モーター１１０を停止して矢印Ｆの向きに機体１１を自然に落下させるための制御を自動で行う。
　パラシュート６１０は矢印ｗの向きに機体１１を包みながら閉じ始め、機体１１はパラシュート６１０で包まれた状態で落下する。
　火災が発生した場合に、パラシュート６１０を開かせた後、機体１１を開いているパラシュート６１０の上方に位置するように移動させることにより、パラシュート６１０で包まれた状態での機体１１の落下を実現するための制御は、無線コントロール装置２０を利用して実行されてもよい。
　遠隔信号による無線コントロール機能として実現される、このような手動制御についてより具体的に説明すると、つぎの通りである。
　ユーザーは、目視確認などで機体１１の火災を認識すると、パラシュート６１０を開かせるためのパラシュート開制御を、無線コントロール装置２０を利用して、コントロールユニット７００に手動で行わせる。
　パラシュート６１０は、パラシュート開制御に応じて開き始める。
　ユーザーは、パラシュート６１０が開き始めたことを認識すると、矢印Ｔの向きに機体１１を旋回させるための旋回制御を、無線コントロール装置２０を利用して、コントロールユニット７００に手動で行わせる。
　機体１１は、上下反転しながら、開いているパラシュート６１０の上方に位置するように移動する。
　ユーザーは、機体１１が開いているパラシュート６１０の上方に位置するように移動したことを認識すると、飛行用モーター１１０を駆動して矢印Ｆの向きに機体１１を強制的に落下させるための、または飛行用モーター１１０を停止して矢印Ｆの向きに機体１１を自然に落下させるための制御を、無線コントロール装置２０を利用して、コントロールユニット７００に手動で行わせる。
　パラシュート６１０は矢印ｗの向きに機体１１を包みながら閉じ始め、機体１１はパラシュート６１０で包まれた状態で落下する。
　パラシュート６１０は、エンジン２２０およびＬｉＰｏ電池３００のパワーが喪失した場合における墜落衝撃を安全に吸収するのみならず、機体１１の消火動作をも実行する多目的非常パラシュートとして機能し、ＵＡＶ本体の火災が発生しても、パラシュート６１０で包まれた状態で機体１１を落下させる防炎防火パラシュートシステムを実現することができる。
　上述された自動制御および手動制御は、組合わせられてもよい。たとえば、変形例の実施の形態においては、パラシュート開制御は自動で行われるが旋回制御は手動で行われてもよいし、別の変形例の実施の形態においては、パラシュート開制御は手動で行われるが旋回制御は自動で行われてもよい。
　なお、本発明に関連した発明のプログラムは、マルチローターヘリコプター１０の無線コントロール方法の全部または一部のステップ（または工程、動作および作用など）の動作をコンピューターに実行させるためのプログラムであって、コンピューターと協働して動作するプログラムである。
　また、本発明に関連した発明の記録媒体は、マルチローターヘリコプター１０の無線コントロール方法の全部または一部のステップ（または工程、動作および作用など）の全部または一部の動作をコンピューターに実行させるためのプログラムを記録した記録媒体であり、読取られたプログラムがコンピューターと協働して利用されるコンピューター読取り可能な記録媒体である。
　なお、上述された「一部のステップ（または工程、動作および作用など）」は、それらの複数のステップの内の一つまたはいくつかのステップを意味する。
　また、上述された「ステップ（または工程、動作および作用など）の動作」は、上述されたステップの全部または一部の動作を意味する。
　また、本発明に関連した発明のプログラムの一利用形態は、インターネット、光、電波または音波などのような伝送媒体の中を伝送され、コンピューターにより読取られ、コンピューターと協働して動作するという形態であってもよい。
　また、記録媒体としては、ＲＯＭ（Ｒｅａｄ　Ｏｎｌｙ　Ｍｅｍｏｒｙ）などが含まれる。
　また、コンピューターは、ＣＰＵ（Ｃｅｎｔｒａｌ　Ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ　Ｕｎｉｔ）などのような純然たるハードウェアに限らず、ファームウェア、ＯＳ（Ｏｐｅｒａｔｉｎｇ　Ｓｙｓｔｅｍ）、そしてさらに周辺機器を含んでもよい。
　なお、上述されたように、本発明の構成は、ソフトウェア的に実現されてもよいし、ハードウェア的に実現されてもよい。
　本発明における飛行体および飛行体の無線コントロール方法は、より信頼性の高い飛行を実現することができ、さまざまな民生分野における無人長距離飛行などを実用化するための飛行体および飛行体の無線コントロール方法に利用する目的に有用である。
　１０　マルチローターヘリコプター
　１１　機体
　１１ａ　機体底板
　１２　脚部
　２０　無線コントロール装置
　１００　飛行用モーターユニット
　１１０　飛行用モーター
　１２０　プロペラー
　２００　発電ユニット
　２１０　発電機
　２２０　エンジン
　３００　ＬｉＰｏ電池
　４００　発電ユニット吊下げ機構
　４１０　振れ止め部材
　４２０　フレーム部材
　４２１　上フレーム
　４２２　下フレーム
　４３０　吊下げ部材
　４３１　長手部
　４３２　上側抜け止め部
　４３３　下側抜け止め部
　５００　ダンパー部材
　６００　パラシュートユニット
　６１０　パラシュート
　７００　コントロールユニット

Claims (6)

  1. 　機体と、
    　プロペラーを駆動する飛行用モーターを有する、前記機体へ取付けられた飛行用モーターユニットと、
    　前記飛行用モーターユニットへ電力を供給する発電機と、前記発電機を駆動するエンジンと、を有する発電ユニットと、
    　前記発電機の電力が不足している場合に前記飛行用モーターユニットへ電力を供給する電池と、
    　を備え、
    　前記電池は、前記発電機の余剰電力を利用して充電されることを特徴とする飛行体。
  2. 　前記発電ユニットを前記機体の下方に吊下げる発電ユニット吊下げ機構を備え、
    　前記発電ユニット吊下げ機構は、前記機体の上方に設けられた振れ止め部材と、前記発電ユニットが下方へ取付けられている、前記機体の下方に設けられたフレーム部材と、前記機体を上下方向に貫通する吊下げ部材と、を有し、
    　前記吊下げ部材の上端部は、前記振れ止め部材へ接続されており、
    　前記吊下げ部材の下端部は、前記フレーム部材へ接続されており、
    　前記機体と前記振れ止め部材との間、および前記機体と前記フレーム部材との間には、ダンパー部材が嵌込まれていることを特徴とする請求項１に記載の飛行体。
  3. 　前記フレーム部材は、上フレームと、下フレームと、を有し、
    　前記吊下げ部材は、前記上フレームを貫通しており、
    　前記吊下げ部材の前記下端部は、前記下フレームへ接続されており、
    　前記上フレームと前記下フレームとの間には、ダンパー部材が嵌込まれていることを特徴とする請求項２に記載の飛行体。
  4. 　防炎素材で形成されたパラシュートと、
    　火災が発生した場合に、前記パラシュートを開かせた後、前記機体を開いている前記パラシュートの上方に位置するように移動させることにより、前記パラシュートで包まれた状態での前記機体の落下を実現するための制御を実行するコントロールユニットと、
    　を備えることを特徴とする請求項１に記載の飛行体。
  5. 　前記電池は、前記発電機の異常が発生した場合に前記飛行用モーターユニットへ電力を自動で供給することを特徴とする請求項１に記載の飛行体。
  6. 　防炎素材で形成されたパラシュートを備える請求項１に記載の飛行体の無線コントロール方法であって、
    　火災が発生した場合に、前記パラシュートを開かせた後、前記機体を開いている前記パラシュートの上方に位置するように移動させることにより、前記パラシュートで包まれた状態での前記機体の落下を実現するための制御を、無線コントロール装置を利用して実行するコントロールステップを備えることを特徴とする飛行体の無線コントロール方法。
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