WO2020170603A1 - パラシュート装置、飛行装置、飛翔体射出機構 - Google Patents

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WO2020170603A1
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parachute
unit
flying
projectile
ejection
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PCT/JP2019/050809
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譲 酒本
昌司 下久
佳広 持田
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ミネベアミツミ株式会社
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    • 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 parachute device, a flight device, and a projectile ejection mechanism, for example, a parachute device attached to a multi-rotor rotary wing type flight device capable of remote control and autonomous flight.
  • rotary wing multi-rotor rotary wing type flight device
  • rotary wing a multi-rotor rotary wing type flight device
  • transportation of luggage by a rotary wing aircraft so-called drone
  • transportation of passengers, and the like are being considered.
  • the rotary wing aircraft for transportation has an autonomous flight function of flying while identifying its own position by GPS (Global Positioning System) signals and the like.
  • GPS Global Positioning System
  • the rotary wing aircraft for transportation is expected to increase in size in the future so that larger luggage and passengers can be transported. If such a large-sized rotary wing machine falls out of control for some reason and falls, there is a possibility that it will cause a great deal of damage to people and structures as compared with conventional rotary wing machines. Therefore, when increasing the size of the rotary wing machine, it is necessary to attach greater importance to safety than ever.
  • the inventors of the present application considered attaching a parachute for a flying vehicle to the rotary wing machine as disclosed in the following patent document, for example.
  • the conventional parachute for a flying object is designed so that the parachute can be easily opened by the air flow generated during flight, so that the air flow immediately after the parachute drops from a stationary state in the sky. It has been clarified by the study of the inventors that the parachute may not be opened immediately when the effect of (1) cannot be obtained.
  • the present invention has been made in view of the above-described problems, and an object of the present invention is to quickly and surely parachute even when the effect of the airflow during flight of the flying device or when it is dropped cannot be immediately obtained. It is to provide a parachute device capable of opening an umbrella.
  • a parachute device holds and holds a parachute, a parachute housing portion that houses the parachute, at least one projectile connected to the parachute, and the projectile.
  • a gas generator for generating gas which is arranged in the space.
  • FIG. 1 is a diagram schematically showing an appearance of a flight device equipped with the parachute device according to the first embodiment.
  • 3 is a functional block diagram of a flight device equipped with the parachute device according to the first embodiment.
  • FIG. It is a figure which shows typically the structure of the parachute apparatus which concerns on Embodiment 1. It is a figure which shows the state which the parachute opened typically.
  • FIG. 3 is a diagram showing a configuration of a projectile ejecting mechanism according to the first embodiment.
  • FIG. 3 is a diagram schematically showing a state where the parachute of the flight device equipped with the parachute device according to the first embodiment is opened. It is a figure which shows typically the structure of the parachute apparatus which concerns on Embodiment 2.
  • FIG. 6 is a diagram showing a configuration of a projectile ejecting mechanism according to a second embodiment. It is a functional block diagram of the parachute device provided with the abnormal condition detection mechanism.
  • a parachute device (4, 4A) includes a parachute (400), a parachute storage section (40) for storing the parachute, and at least one connected to the parachute.
  • the ejection part is formed in a tubular shape with one end open and the other end bottomed
  • the projectile body main part is formed in a rod shape
  • the gas generator is
  • the flying body is disposed at one end side of the flying body main body, and the flying body has the one end side of the flying body main body inserted into the injection part, and the gas generator is provided inside the injection part. It may be arranged so as to face the bottom portion (412) of the ejection portion.
  • the parachute device (4) further includes a connecting cable (46) for connecting the parachute and the flying body, and the flying body main body (44) holds the gas generator (holding unit (44)). 441) and a connecting portion (442) that is formed so as to project to the side opposite to the holding portion in the axis (Q) direction of the flying body main portion and that is connected to the connecting rope.
  • the parachute device (4) further includes a lead wire (47) for igniting the gas generator, the connecting portion is formed in a tubular shape, and at least a part of the lead wire is the connecting portion. May be arranged inside.
  • the injection part (41A) is formed in a rod shape, and the projectile body main part is formed in a cylindrical shape with one end open and the other end bottomed. Is provided inside the flying body main body, the flying body (43A) has at least a part of the injection portion inserted inside the flying body main body (44A), and the gas generator is It may be supported on the ejection part in a state of facing the tip part (414A) of the ejection part.
  • the parachute device (4A) further includes a connecting cord (46) for connecting the parachute and the flying body (43A), and the flying body main body portion (44A) is formed in a tubular shape,
  • a support part (443A) in which at least a part of the injection part is inserted from one end side, and a tip of the injection part in which the gas generator is inserted from one end side of the support part on the other end side of the support part.
  • a holding portion (441A) that holds the portion (414A) in a state of facing the holding portion, and a connecting portion (442A) that is formed to project from the holding portion to the side opposite to the supporting portion and that is connected to the connecting rope. You may stay.
  • the parachute device (4A) further includes a lead wire (47) for igniting the gas generator, the connecting portion (442A) is formed in a tubular shape, and at least a part of the lead wire is formed. It may be routed inside the connecting portion.
  • the projectile is ejected from the ejection unit in response to an abnormality detection unit (15B) that detects an abnormality during flight and an abnormality detected by the abnormality detection unit.
  • an abnormality detection unit (15B) that detects an abnormality during flight and an abnormality detected by the abnormality detection unit.
  • You may further have a parachute control part (16B).
  • a flight device (1) includes an airframe unit (2), a thrust generation unit (3) connected to the airframe unit to generate thrust, and the thrust generation.
  • the flight control unit (14) for controlling the parts, the abnormality detection unit (15) for detecting an abnormality during flight, the parachute device (4, 4A), and the abnormality detection unit for detecting an abnormality,
  • An injection control section (42) for ejecting a flying object from the ejection section is provided.
  • a projectile ejecting mechanism (50, 50A) holds a projectile (43, 43A) connectable to a parachute (400) and the projectile, and holds the projectile.
  • the ejecting portion (41) is formed in a cylindrical shape with one end open and the other end having a bottom, and the projectile body main portion is formed in a rod shape,
  • the gas generator is disposed on one end side of the flying body main body, and the flying body is configured such that the one end side of the flying body main body is inserted into the injection portion, and
  • the gas generator may be arranged so as to face the bottom portion (412) of the injection portion.
  • the ejecting part (41A) is formed in a rod shape, and the projectile body main part is formed in a tubular shape having one end opened and the other end having a bottom.
  • the generator is provided inside the flying body main body, and the flying body (43A) has at least a part of the injection portion inserted inside the flying body main body (44A). May be supported on the ejection part in a state of facing the tip portion (414A) of the ejection part.
  • FIG. 1 is a diagram schematically showing the appearance of a flight device equipped with a parachute device according to the first embodiment.
  • the flight device 1 shown in FIG. 1 is, for example, a multi-rotor rotary wing type flight device equipped with three or more rotors, and is a so-called drone.
  • the flying device 1 includes an airframe unit 2, thrust generators 3_1 to 3_n (n is an integer of 3 or more), a parachute device 4, an alarm device 5, and an arm unit 6.
  • the airframe unit 2 is the main body of the flight device 1.
  • the machine unit 2 accommodates various functional units for controlling the flight of the flying device 1, as described later.
  • the cylindrical body unit 2 is illustrated as an example, but the shape of the body unit 2 is not particularly limited.
  • the thrust generators 3_1 to 3_n are rotors that generate thrust. In the following description, the thrust generators 3_1 to 3_n are simply referred to as "thrust generator 3" unless otherwise distinguished.
  • the number of thrust generation units 3 included in the flight device 1 is not particularly limited, but is preferably three or more.
  • the flight device 1 includes a tricopter having three thrust generating units 3, a quadcopter having four thrust generating units 3, a hexacopter having six thrust generating units, and eight thrust generating units 3. It may be an octocopter or the like provided.
  • the thrust generating unit 3 has, for example, a structure in which a propeller 30 and a motor 31 for rotating the propeller 30 are housed in a cylindrical casing 32.
  • a mesh for example, a resin material or a metal material (stainless steel) or the like) for preventing contact with the propeller 30 may be provided in the opening of the cylindrical casing 32.
  • the arm section 6 is a structure for connecting the airframe unit 2 and each thrust generating section 3.
  • the arm portion 6 is formed so as to project radially from the machine body unit 2 with the central axis O of the machine body unit 2 as the center.
  • the thrust generator 3 is attached to the tip of each arm 6.
  • the notification device 5 is a device for notifying the outside of the flight device 1 of a danger.
  • the notification device 5 is configured to include, for example, a light source including an LED (Light Emitting Diode) or the like and a sound generation device (amplifier, speaker, etc.).
  • the notification device 5 notifies the outside that the flight device 1 is in a dangerous state by light or voice in response to the detection of an abnormality by the abnormality detection unit 15 described later.
  • the notification device 5 may be exposed to the outside of the body unit 2, or is housed inside the body unit 2 in a form capable of outputting the light generated from the light source or the sound generated from the speaker to the outside. May be.
  • the parachute device 4 is a device for gently dropping the flight device 1 by slowing down the falling speed of the flight device 1 when an abnormality occurs in the flight device 1 and there is a risk of falling.
  • the parachute device 4 is installed on the body unit 2 as shown in FIG. 1, for example. The specific configuration of the parachute device 4 will be described later.
  • FIG. 2 is a functional block diagram of the flight device 1 equipped with the parachute device 4 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 3 or more), a flight control unit 14, an abnormality detection unit 15, a drop control unit 16,
  • the communication unit 17 and the storage unit 18 are included.
  • the flight control unit 14, the abnormality detection unit 15, and the fall control unit 16 are, for example, program processing by a program processing device such as a microcontroller including a storage device such as a CPU (Central Processing Unit) and a memory. And the peripheral circuit (hardware resource).
  • a program processing device such as a microcontroller including a storage device such as a CPU (Central Processing Unit) and a memory.
  • a storage device such as a CPU (Central Processing Unit) and a memory.
  • the peripheral circuit hardware resource
  • 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 power supply voltage to each hardware that implements the functional unit.
  • the power supply circuit 23 includes, for example, a plurality of regulator circuits, and supplies a power supply voltage of an appropriate size for each piece of hardware.
  • the sensor unit 12 is a functional unit that detects the state of the flying device 1.
  • the sensor unit 12 detects the tilt of the body of the flying 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).
  • the angular velocity sensor 24 is a three-axis gyro sensor that detects an angular velocity based on three reference axes of the x axis, the y axis, and the z axis.
  • the acceleration sensor 25 is a sensor that detects acceleration.
  • the acceleration sensor 25 is a three-axis acceleration sensor that detects acceleration based on three reference axes of x-axis, y-axis, and z-axis.
  • the magnetic sensor 26 is a sensor that detects geomagnetism.
  • the magnetic sensor 26 is a three-axis geomagnetic sensor (electronic compass) that detects an azimuth (absolute direction) based on three reference axes of an x-axis, a y-axis, and a z-axis.
  • the angle calculator 27 calculates the tilt of the body of the flying device 1 based on the detection result of at least one of the angular velocity sensor 24 and the acceleration sensor 25.
  • the tilt of the body of the flying device 1 is the angle of the body (body unit 2) with respect to the ground (horizontal direction).
  • the angle calculator 27 may calculate the angle of the aircraft with respect to the ground based on the detection result of the angular velocity sensor 24, or the angle of the aircraft with respect to the ground based on the detection results of the angular velocity sensor 24 and the acceleration sensor 25. May be calculated.
  • a known calculation formula may be used as a method of calculating the angle using the detection results of the angular velocity sensor 24 and the acceleration sensor 25.
  • 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 atmospheric pressure sensor, an air volume (wind direction) sensor, an ultrasonic sensor, a GPS receiver, a camera, and the like. Good.
  • the communication unit 17 is a functional unit for communicating with the external device 9.
  • the external device 9 is a transmitter or a server that controls the operation of the flying device 1 and monitors the state of the flying device 1.
  • the communication unit 17 includes, for example, an antenna and an RF (Radio Frequency) circuit. Communication between the communication unit 17 and the external device 9 is realized by, for example, wireless communication in the ISM band (2.4 GHz band).
  • the communication unit 17 receives the operation information of the flight device 1 transmitted from the external device 9 and outputs the operation information to the flight control unit 14, and also transmits various measurement data and the like measured by the sensor unit 12 to the external device 9.
  • the communication unit 17 transmits information indicating that an abnormality has occurred in the flight device 1 to the external device 9.
  • the communication unit 17 transmits information indicating that the flying device 1 has fallen to the external device 9 when the flying device 1 has fallen to the ground.
  • the motor drive units 13_1 to 13_n are functional units that are provided for each thrust generation unit 3 and that drive the motor 31 to be driven according to 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 so that the motor 31 rotates at the rotation speed instructed by the flight control unit 14.
  • the motor drive unit 13 is an ESC (Electronic Speed Controller).
  • the flight control unit 14 is a functional unit that integrally controls each functional unit of the flying device 1.
  • the flight control unit 14 controls the thrust generation unit 3 so that the flying device 1 flies stably.
  • the flight control unit 14 determines the aircraft based on the operation information from the external device 9 received by the communication unit 17 (instruction such as ascending/descending, forward/backward), and the detection result of the sensor unit 12.
  • An appropriate rotation speed of the motor 31 of each thrust generation unit 3 is calculated so as to fly in a desired direction in a stable state, and the calculated rotation speed is instructed to each motor drive unit 13.
  • the flight control unit 14 uses the motors 31 of the thrust generating units 3 so that the aircraft body becomes horizontal based on the detection result of the angular velocity sensor 24 when the orientation of the aircraft body is disturbed due to external influences such as wind.
  • the respective appropriate rotation speeds are calculated, and the calculated rotation speeds are instructed to the respective motor drive units 13.
  • the flight control unit 14 determines an appropriate rotation speed of the motor 31 of each thrust generation unit 3 based on the detection result of the acceleration sensor 25 in order to prevent the flight device 1 from drifting when hovering the flight device 1.
  • the calculated rotation speed is instructed to each motor drive unit 13.
  • flight control unit 14 controls the communication unit 17 to realize the transmission and reception of the various data described above with the external device 9.
  • the storage unit 18 is a functional unit for storing various programs and parameters for controlling the operation of the flying device 1.
  • the storage unit 18 is composed of a nonvolatile memory such as a flash memory and a ROM, a RAM, and the like.
  • the parameters stored in the storage unit 18 are, for example, a remaining capacity threshold 28 and a slope threshold 29, which will be described later.
  • the abnormality detection unit 15 is a functional unit that detects an abnormality during 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 thrust generation unit 3, and determines whether or not the flying device 1 is in the abnormal state. ..
  • the abnormal state means a state in which the autonomous flight of the flying device 1 may be impossible.
  • a state in which at least one of the failure of the thrust generation unit 3, the remaining capacity of the battery 22 falling below a predetermined threshold, and the abnormal tilt of the airframe (airframe unit 2) has occurred is an abnormal state.
  • the abnormality detecting unit 15 determines that the flying device 1 is in an abnormal state when detecting a failure of the thrust generating unit 3.
  • the failure of the thrust generation unit 3 means, for example, that the motor 31 does not rotate at the rotation speed designated by the flight control unit 14, the propeller 30 does not rotate, and the propeller 30 is damaged.
  • the abnormality detection unit 15 detects that the remaining capacity of the battery 22 is lower than a predetermined threshold value (hereinafter, also referred to as “remaining capacity threshold value”) 28, the flight device 1 is in an abnormal state. judge.
  • a predetermined threshold value hereinafter, also referred to as “remaining capacity threshold value”.
  • the remaining capacity threshold 28 may be, for example, a capacity value such that the motor cannot rotate at the rotation speed instructed by the flight control unit 14.
  • the remaining capacity threshold value 28 is stored in the storage unit 18 in advance, for example.
  • the abnormality detection unit 15 determines that the flight device 1 is abnormal when detecting an abnormal tilt of the flight device 1 (airframe). For example, the abnormality detection unit 15 causes the abnormality in the flight device 1 when the angle calculated by the angle calculation unit 27 exceeds a predetermined threshold value (hereinafter, also referred to as “inclination threshold value”) 29 for a predetermined period. It is determined to be in the state.
  • a predetermined threshold value hereinafter, also referred to as “inclination threshold value”
  • the inclination threshold value 29 is obtained by, for example, previously acquiring an angle (pitch angle) when the flying device 1 moves in the front-rear direction and an angle (roll angle) when the flying device 1 moves in the left-right direction by experiments and It should be set to a value larger than.
  • the inclination threshold value 29 is stored in the storage unit 18 in advance, for example.
  • the fall control unit 16 is a functional unit for controlling the fall of the flying device 1. Specifically, when the abnormality detection unit 15 detects 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 fall control unit 16 executes the following process as a fall preparation process. That is, the fall control unit 16 controls the notification device 5 in accordance with the detection of an abnormality by the abnormality detection unit 15 to notify the outside that a dangerous state is present. Further, the drop control unit 16 controls each motor drive unit 13 in response to the detection of an abnormality by the abnormality detection unit 15 to stop the rotation of each motor 31. Further, the drop control unit 16 outputs a control signal for instructing the parachute opening to the parachute device 4 to open the parachute 400 in response to the detection of the abnormality by the abnormality detection unit 15.
  • FIG. 3 is a diagram schematically showing the configuration of the parachute device 4 according to the first embodiment.
  • a side cross section of the parachute device 4 is shown.
  • the parachute device 4 includes a parachute 400, a parachute housing section 40, an ejection section 41, an ejection control section 42, and a flying body 43.
  • FIG. 4 is a diagram schematically showing a state in which the parachute 400 is opened.
  • the parachute 400 includes an umbrella body (canopy) 406, and a suspension line 407 that connects the umbrella body 406 and the parachute housing portion 40 (parachute attachment portion 404).
  • the umbrella body 406 is connected to the flying body 43 by the connecting rope 46.
  • the connecting rope 46 is connected to the umbrella body 406 on the edge (periphery) side of the apex of the umbrella body 406. More specifically, the connecting ropes 46 are connected to the peripheral portion of the parachute 400 while being separated from each other.
  • the connecting ropes 46 when the shape of the parachute 400 when viewed from the apex side when the parachute 400 is opened is a circular shape, the connecting ropes 46 have a circumference of a peripheral portion of the parachute 400. Connected at equal intervals along the direction.
  • the connecting rope 46 may be connected to the peripheral portion of the parachute 400.
  • the position on the peripheral portion of the parachute 400 to which the connecting rope 46 is connected is not particularly limited.
  • the connecting rope 46 is made of, for example, a metal material (for example, stainless steel) or a fiber material (for example, nylon cord).
  • the diameter D of the umbrella body 406 required to drop the flying device 1 at a low speed can be calculated based on the following formula (1).
  • m is the total weight of the flying device 1
  • v is the falling velocity of the flying device 1
  • ⁇ is the air density
  • Cd is the resistance coefficient.
  • the diameter D of the umbrella body 406 required to satisfy the above is calculated as 14.6 [m] from the equation (1).
  • the parachute 400 is housed in the parachute housing unit 40 with the umbrella body 406 folded before use.
  • the parachute storage unit 40 is a container that stores the parachute 400.
  • the parachute housing portion 40 is made of, for example, resin.
  • the parachute accommodating portion 40 is set on the upper surface of the body unit 2, that is, on the surface opposite to the ground when the flight device 1 is in flight.
  • the parachute storage portion 40 is installed on the upper surface of the airframe unit such that the center axis O of the airframe unit 2 and the center axis P of the parachute storage portion 40 overlap.
  • the parachute housing portion 40 has, for example, a cylindrical shape with one end open and the other end bottomed.
  • the parachute housing portion 40 has a cylindrical (for example, cylindrical) side wall portion 401 and a bottom portion 402 formed so as to close an opening on one end side of the side wall portion 401.
  • the side wall portion 401 and the bottom portion 402 define a storage space 403 for storing the parachute 400.
  • the side wall portion 401 and the bottom portion 402 may be individually formed and joined, or may be integrally formed.
  • the bottom portion 402 is provided with a parachute attachment portion 404 for connecting the parachute housing portion 40 and the parachute 400.
  • a parachute attachment portion 404 for connecting the parachute housing portion 40 and the parachute 400.
  • one end of the suspension rope 407 of the parachute 400 is connected to the parachute attachment portion 404, so that the parachute 400 and the parachute housing portion 40 are connected.
  • parachute housing portion 40 may be provided with a lid that covers the one end side of the side wall portion 401 that is open with the parachute 400 housed in the housing space 403.
  • the flying body 43 is a device for discharging the parachute 400 to the outside of the parachute housing portion 40 and assisting in opening (deploying) the parachute 400.
  • the flying body 43 obtains thrust by injecting gas, for example.
  • the flying body 43 is connected to the parachute 400 via the connecting rope 46 as described above.
  • the parachute device 4 includes at least one flying object 43.
  • the parachute device 4 preferably includes three or more flying bodies 43.
  • the case where the parachute device 4 includes three flying objects will be described.
  • the specific configuration of the flying body 43 will be described later.
  • the ejection unit 41 is a device that holds the flying object 43 and ejects the held flying object 43.
  • the ejection unit 41 is provided for each flying body 43.
  • the parachute device 4 according to the present embodiment includes three ejection parts 41 for accommodating the three flying bodies 43 separately.
  • FIG. 5 is a diagram showing the configuration of the projectile ejecting mechanism according to the first embodiment.
  • the cross-sectional shape of the flying body ejection mechanism 50 including the flying body 43 and the ejection portion 41 is shown.
  • the injection part 41 is formed in a cylindrical shape (for example, cylindrical shape) with one end opened and the other end having a bottom.
  • the injection part 41 has, for example, a cylindrical side wall part 411 and a bottom part 412 that covers one end of the side wall part 411.
  • the side wall portion 411 and the bottom portion 412 define a housing space for housing the flying body 43.
  • the side wall portion 411 and the bottom portion 412 are made of, for example, resin.
  • Each ejection unit 41 is provided in the parachute storage unit 40. Specifically, as shown in FIG. 1 and the like, in each ejection portion 41, an ejection opening 413, which is an opening formed at an end portion of the side wall portion 411 opposite to the bottom portion 412, opens in the parachute storage portion 40. It is joined to the outer peripheral surface of the parachute accommodating portion 40 so as to face the one end side.
  • injection unit 41 may be joined to the outer peripheral surface of the parachute storage unit 40.
  • the position on the outer peripheral surface of the parachute housing portion 40 to which the ejection portion 41 is joined is not particularly limited.
  • the flying object 43 has a gas generator 45 and a flying object main body 44. As shown in FIG. 5, in the flying body 43, one end side of the flying body main body portion 44 is inserted into the ejection portion 41, and the gas generator 45 inside the ejection portion 41 has the bottom portion 412 (bottom surface) of the ejection portion 41. 412a) so as to face it.
  • the gas generator 45 is a device that generates a gas that is the basis of thrust for ejecting the projectile 43 from the ejection port 413 of the ejection unit 41 to the outside.
  • the gas generator 45 has, for example, as shown in FIG. 5, a housing 451, a sealing member 452, an ignition charge 453, a gas generation agent 454, and an ignition portion (not shown).
  • the ignition part is electrically connected to an injection control part 42 described later via a lead wire (conductor wire) 47.
  • the ignition unit ignites the ignition charge 453 in response to the ignition signal output from the injection control unit 42 to chemically react the gas generating agent 454 to generate gas.
  • the housing 451 is a housing that houses the ignition charge 453 and the gas generating agent 454 and has a gas discharge chamber 455 that discharges the gas generated from the gas generating agent 454.
  • the housing 451 has a dome shape.
  • the housing 451 is made of resin, for example.
  • the housing 451 is made of fiber-reinforced plastic (FRP: Fiber-Reinforced Plastics) or the like.
  • the housing 451 is not limited to resin and may be made of metal.
  • the gas release chamber 455 is filled with a gas generating agent 454.
  • the gas discharge chamber 455 is formed with a gas discharge hole 456 for discharging the gas generated from the gas generating agent 454.
  • the gas release chamber 455 is provided with a sealing member 452 which covers the gas release hole 456 and seals the gas generating agent 454 in the gas release chamber 455.
  • the sealing member 452 is made of a material that is easily destroyed by the pressure of the generated gas when the gas is generated from the gas generating agent 454.
  • the sealing member 452 is, for example, a thin film of polyester or the like.
  • the gas generator 45 is arranged in the internal space 440 defined by the injection unit 41 and the flying body main unit 44.
  • the flying body 44 is a component that holds the gas generator 45 and is connected to the connecting rope 46.
  • the flying body main portion 44 is formed, for example, in a rod shape. More specifically, the projectile body portion 44 is formed, for example, in the shape of a hollow cylinder. The projectile body portion 44 is engaged with the ejection portion 41.
  • the main body 44 of the flying body holds the gas generator 45 at one end and is connected to the connecting rope 46 at the other end.
  • the flying body main portion 44 has two functions of a holding portion 441 for holding the gas generator 45 and a connecting portion 442 for connecting the connecting rope 46 in the direction of the axis Q of the flying body main portion 44. It is divided into parts.
  • the flying body 44 is made of resin, for example.
  • the holding portion 441 and the connecting portion 442 may be integrally molded, for example, as a resin molded product, or may be formed as separate parts and joined to each other.
  • the flying body main body 44 will be described as a component in which the holding portion 441 and the connecting portion 442 are integrally molded.
  • the holding unit 441 houses and holds the gas generator 45 therein. Specifically, in the holding portion 441, inside the injection portion 41, the side from which the gas of the gas generator 45 is released, that is, the gas release hole 456 (sealing member 452) side of the housing 451 is located at the bottom portion 412 of the injection portion 41.
  • the gas generator 45 is held so as to face the bottom surface 412a).
  • the holding portion 441 has a hole 441a formed to correspond to the shape of the gas generator 45.
  • the holding part 441 holds the gas generator 45 by, for example, press-fitting or adhering the gas generator 45 into the hole 441a.
  • the connecting portion 442 is formed so as to project to the side opposite to the holding portion 441 in the direction parallel to the axis Q of the flying body main portion 44.
  • the connecting portion 442 is formed in a tubular shape (for example, a cylindrical shape).
  • the connecting portion 442 has an engaging portion 442a for engaging the connecting rope 46 at the end opposite to the holding portion 441.
  • the locking portion 442a is, for example, a through hole.
  • the connecting rope 46 is locked to the locking portion 442a while being inserted into the through hole as the locking portion 442a.
  • the lead wire 47 extends inside the tubular connecting portion 442.
  • the lead wire 47 is made of, for example, a vinyl wire, a tin-plated wire, an enamel wire, or the like.
  • the lead wire 47 is routed in the internal space 442b of the connecting portion 442, passes through the through hole 441b formed in the bottom surface of the holding portion 441 of the flying body main portion 44, and the gas generation held by the holding portion 441 is generated. It is connected to the device 45.
  • the flying body 43 may be fixed to the ejection portion 41 by a pin (shear pin) 48 as shown in FIG. ..
  • a pin shear pin 48
  • FIG. 5 a through hole 480 is formed in the side wall portion 411 of the ejection portion 41, and a hole (for example, a non-through hole) is formed in the flying body main portion 44 of the flying body 43.
  • the pin 48 is inserted into the through hole 480 on the side wall 411 side and the hole on the side of the flying body main part 44 in a state where the through hole 480 on the side wall 411 side and the hole on the side of the flying body main part 44 overlap.
  • the projectile 43 is fixed to the ejection unit 41.
  • the pin 48 is configured to be destructible by a force applied to the pin 48 in the direction of the axis Q of the projectile body portion 44 when the projectile 43 is ejected. According to this, there is no possibility that the pin 48 interferes with the ejection of the flying body 43.
  • the pin 48 is preferably made of, for example, aluminum alloy or resin.
  • the gas generator 45 (sealing member 452) is separated from the bottom portion 412 (bottom surface 412a) of the ejection portion 41 and faces the inside of the ejection portion 41. It is arranged. As a result, a space 418 is formed between the gas generator 45 of the flying object 43 and the bottom portion 412 of the ejection portion 41.
  • the distance between the gas generator 45 of the flying object 43 and the bottom portion 412 of the ejecting section 41 can be appropriately changed so that the pressure of the gas for ejecting the flying object 43 is appropriate. ..
  • the injection control unit 42 is a functional unit that performs control for ejecting the projectile 43 from the ejection unit 41.
  • the injection control unit 42 outputs an ignition signal when, for example, a control signal for instructing opening of the parachute 400 is output from the fall control unit 16.
  • the ignition signal is input via a lead wire 47 to an ignition unit (not shown) of a gas generator 45 provided in each projectile 43, and the ignition unit ignites 453 according to the input ignition signal. Ignite
  • the flying device 1 equipped with the parachute device 4 when the flying device 1 equipped with the parachute device 4 is flying, a state in which the tilt of the body of the flying device 1 (body unit 2) exceeds the tilt threshold 29 for a predetermined period due to strong wind continues for a predetermined period, and the abnormality detection unit When it is determined that 15 and 15A are in an abnormal state, the drop control unit 16 on the flight device 1 side or the drop control unit 16A on the parachute device 4 side emits a control signal instructing the parachute 400 to open the parachute device 4 from the parachute device 4. It is transmitted to the control unit 42.
  • the injection control unit 42 of the parachute device 4 outputs an ignition signal when receiving a control signal instructing opening of the parachute 400.
  • the ignition signal is transmitted to the ignition unit (not shown) of the gas generator 45 via the lead wire 47.
  • the ignition unit of the gas generator 45 ignites the igniting charge 453 to chemically react the gas generating agent 454 in response to the received ignition signal, thereby generating gas in the gas release chamber 455.
  • the sealing member 452 covering the gas release hole 456 breaks.
  • the gas in the gas release chamber 455 is released from the gas release hole 456 into the space 418 in the injection unit 41, and the space 418 is filled with the gas.
  • the projectile 43 moves to the ejection port 413 side by the pressure of the gas and is ejected from the ejection port 413 of the ejection unit 41.
  • each projectile 43 When the projectile 43 is ejected from each ejecting unit 41, each projectile 43 pulls the parachute 400 via the connecting rope 46. As a result, the parachute 400 is discharged from the parachute storage portion 40. After that, in the parachute 400 further pulled by each flying body 43, the air enters the inside of the umbrella body 406 in the folded state, so that the umbrella body 406 expands. This opens the parachute 400.
  • FIG. 6 is a diagram schematically showing an open state of parachute 400 of flight device 1 according to the first embodiment.
  • each flying object 43 pulls the umbrella body 406 of the emitted parachute 400 from its apex portion to the edge (peripheral) side.
  • the umbrella body 406 spreads and air is easily trapped, and the parachute 400 can be immediately opened.
  • the parachute device 4 includes at least one flying body 43 connected to the parachute 400, and the flying body 43 includes the flying body main body portion 44 engaged with the ejection portion 41 and the ejection portion. 41 and a gas generator 45 arranged in an internal space 440 defined by the projectile body 44. According to this, as described above, the gas is generated from the gas generator 45, and the pressure of the gas in the internal space 440 defined by the ejection portion 41 and the flying body main body 44 is increased. Can be made to fly from the ejection unit 41.
  • the umbrella body 406 of the parachute 400 connected to the flying body 43 is pulled from the apex portion to the edge (peripheral side) side, so that the umbrella body 406 easily catches air and the parachute 400 is held. It is possible to open the umbrella immediately.
  • the parachute device According to the present embodiment. By attaching 4, the parachute can be opened quickly and surely.
  • the flying body 43 itself is provided with a gas generator 45 as a thrust generator. According to this, since it is not necessary to provide a thrust generating device in the parachute device 4 separately from the flying body 43, it is possible to suppress an increase in weight of the parachute device 4 and reduce costs.
  • each projectile 43 is provided with the gas generator 45, it becomes easy to control the ejection timing of each projectile 43.
  • the parachute device 4 it becomes easy to change the timing of ejecting the plurality of projectiles 43.
  • the degree of freedom in controlling the parachute device 4 can be increased.
  • the flying body 43 has one end side of the flying body main body 44 that holds the gas generator 45 inserted into the ejection portion 41, and inside the ejection portion 41.
  • the gas generator 45 is arranged so as to face the bottom portion 412 of the injection portion 41.
  • the gas generator 45 is housed inside the injection part 41, it is possible to prevent deterioration of the gas generator 45 due to exposure of rainwater or foreign matter to the gas generator 45. ..
  • the flying object 43 is housed in the ejection part 41, when the gas generation device 45 is ignited, the gas generated from the gas generation device 45 is accumulated in the ejection part 41 to increase the gas pressure, so that the force is increased.
  • the flying object 43 can be ejected.
  • the inner peripheral surface of the injection portion 41 formed in a tubular shape functions as a guide mechanism that guides the movement of the projectile 43 at the time of ejection, the projectile 43 can be made to fly more linearly. ..
  • the projectile body portion 44 is formed so as to project from the holding portion 441 that holds the gas generator 45 and the holding portion 441 in the direction of the axis Q of the projectile body portion 44. It includes a connecting portion 442 connected to the connecting rope 46. According to this, it is possible to easily realize the connection between the flying body 43 and the parachute 400 by the connecting rope 46 while the flying body 43 is stably held by the ejection unit 41.
  • the connecting portion 442 is formed in a tubular shape, and at least a part of the lead wire 47 for igniting the gas generator 45 is arranged inside the connecting portion 442. According to this, the lead wire 47 extending from the gas generator 45 held by the holding portion 441 can be easily routed inside the flying body main portion 44.
  • the parachute housing part 40, the ejection part 41, the projectile body part 44, and the like are made of resin (for example, synthetic resin), so that the weight of the parachute device 4 can be reduced.
  • FIG. 7 is a diagram schematically showing the configuration of the parachute device 4A according to the second embodiment. In the figure, a side cross-section of the parachute device 4A is shown.
  • the parachute device 4A according to the second embodiment is different from the parachute device 4 according to the first embodiment in the structure of the flying body and the ejection part, and is otherwise similar to the parachute device 4 according to the first embodiment. is there.
  • FIG. 8 is a diagram showing a configuration of a projectile ejection mechanism 50A including a projectile 43A and an ejection unit 41A according to the second embodiment.
  • the flying body 43A is arranged on the ejection portion 41A so as to cover at least a part of the outer peripheral surface of the ejection portion 41A. Specifically, as shown in FIG. 8, in the flying body 43A, at least a part of the ejection portion 41A is inserted inside the flying body main portion 44A, and the gas generator 45 is attached to the tip portion 414A of the ejection portion 41A. It is supported on the ejection part 41A in a state of facing each other.
  • the flying object 43A has a gas generator 45 and a flying object main body 44A.
  • the gas generator 45 is arranged in an internal space 440A defined by the ejection unit 41A and the flying body main unit 44A.
  • the flying body main portion 44A is formed in a cylindrical shape (for example, cylindrical shape) having one end opened and the other end having a bottom.
  • the flying body main portion 44A is made of, for example, a resin.
  • the gas generator 45 is provided inside the flying body 44A.
  • the projectile body portion 44A the opening side of the cylinder is inserted into the ejection portion 41A, the gas generator 45 is held on the bottom side of the cylinder, and the end portion on the opposite side of the opening is sandwiched between the bottom portions. Is connected to the connecting rope 46 at.
  • the projectile body main body 44A holds the support portion 443A for supporting the projectile 43A on the ejection portion 41A and the holding portion for holding the gas generator 45 along the axis Q of the projectile body main body 44A.
  • the portion 441A and the connecting portion 442A for connecting the connecting rope 46 are divided into three functional portions.
  • the support portion 443A, the holding portion 441A, and the connecting portion 442A may be integrally molded as a resin molded product, or may be formed as separate parts and joined to each other.
  • projectile body section 44A is a component in which support section 443A, holding section 441A, and connecting section 442A are integrally molded.
  • the support portion 443A is formed in a tubular shape (for example, a cylindrical shape).
  • the inner diameter of the support portion 443A has a size corresponding to the outer diameter of the injection portion 41A.
  • At least a part of the ejection portion 41A is inserted into the support portion 443A from one end side.
  • the tip portion 414A of the injection portion 41A is inserted into the inside of the support portion 443A from one end side of the support portion 443A.
  • the holding portion 441A has, for example, a hole 441Aa formed to correspond to the shape of the gas generator 45.
  • the holder 441A holds the gas generator 45 by, for example, press-fitting or adhering the gas generator 45 into the hole 441Aa.
  • the holding section 441A holds the gas generator 45 at the other end side of the support section 443A while facing the tip section 414A of the injection section 41A inserted from one end side of the support section 443A. That is, the gas generator 45 is arranged such that the side of the gas generator 45 from which the gas is released, that is, the gas release hole 456 (sealing member 452) side of the housing 451 faces the tip portion 414A of the injection portion 41A. ing.
  • the flying body 43A is arranged in a state where the gas generator 45 (sealing member 452) is separated from and faces the tip portion 414A (tip surface 414Aa) of the ejection portion 41A. As a result, a space 418A is formed between the gas generator 45 of the flying object 43A and the tip portion 414A of the ejection portion 41A.
  • the distance between the gas generator 45 of the flying object 43A and the tip 414A of the ejecting section 41A can be appropriately changed so that the pressure of the gas for ejecting the flying object 43A becomes appropriate. is there.
  • the connecting portion 442A is formed so as to project from the holding portion 441A to the side opposite to the supporting portion 443A in the direction parallel to the axis Q of the flying body main portion 44A.
  • the connecting portion 442A is, for example, formed in a cylindrical shape (for example, cylindrical shape) having one end opened and the other end having a bottom.
  • the connecting portion 442A is connected to the connecting rope 46.
  • the connecting portion 442A has an engaging portion 442Aa for engaging the connecting rope 46 at the end opposite to the supporting portion 443A.
  • the locking portion 442Aa is, for example, a through hole.
  • the connecting rope 46 is locked to the locking portion 442Aa while being inserted into the through hole serving as the locking portion 442Aa.
  • the lead wire 47 extends inside the cylindrical connecting portion 442A.
  • the lead wire 47 is routed in the internal space 442Ab of the connecting portion 442A, passes through the through hole 441Ab formed in the bottom surface of the holding portion 441A of the flying body portion 44A, and the gas generating portion held by the holding portion 441A is generated. It is connected to the device 45.
  • the rod-shaped injection portion 41A is inserted into the inside of the flying body main body portion 44A, and the gas generator 45 injects. It is supported on the ejection portion 41A in a state of facing the tip portion 414A of the portion 41A.
  • the gas generator 45 since the gas generator 45 is housed inside the flying body main portion 44A and is sealed by the injection portion 41A, the gas generator 45 is exposed to rainwater or foreign matter to generate gas. It is possible to prevent the deterioration of the device 45.
  • the projectile body portion 44A is arranged so as to cover (cover) the rod-shaped ejection portion 41A, when the parachute device 4A is installed in the flight device 1, the projectile body 43A is exposed to rain or wind. Rainwater and foreign matter are unlikely to enter the inside of the flying body main portion 44A even when exposed to the air.
  • the gas generated from the gas generator 45 is collected in the space defined by the inner wall surface of the support portion 443A and the tip end surface 414Aa of the ejection portion 41A, By increasing the gas pressure, the projectile 43A can be vigorously ejected. Further, since the side surface 41Aa of the ejection portion 41A functions as a guide mechanism that guides the movement of the flying body 43A at the time of ejection, the flying body 43A can be made to fly more linearly.
  • the gas generator 45 is provided on the other end side (the holding part 441A side) of the cylindrical support part 443A, even after the projectile 43A is ejected from the ejection part 41A, The gas generated from the gas generator 45 continues to be discharged from one end side through the inside of the support portion 443A. As a result, it is possible to cause the flying body 43A to fly linearly even after the flying body 43A is ejected.
  • the flying body 43A when the flying body 43A is designed to have the same outer diameter dimension as the flying body 43 according to the first embodiment, the flying body 43A has a larger weight than the flying body 43, and thus the flying body 43A is ejected. The inertial force at that time becomes larger than that of the flying object 43. As a result, the parachute 400 becomes easier to open.
  • the connecting portion 442A of the flying body 43A is formed in a tubular shape, and at least a part of the lead wire 47 for igniting the gas generator 45 is arranged inside the connecting portion 442A. According to this, similarly to the parachute device 4 according to the fourth embodiment, the lead wire 47 can be easily routed inside the flying body main body 44A.
  • the injection control unit 42 is provided in the parachute devices 4 and 4A is illustrated, but the present invention is not limited to this.
  • the injection control unit 42 may be provided in the flight device 1.
  • the parachute device 4B may include an abnormal state detection mechanism including a sensor unit 12B, an abnormality detection unit 15B, and a fall control unit 16B.
  • the sensor unit 12B, the abnormality detection unit 15B, and the fall control unit 16B have the same functions as the sensor unit 12, the abnormality detection unit 15, and the fall control unit 16, respectively. According to this, it becomes possible for the parachute devices 4 and 4B themselves to detect an abnormal state and eject the projectiles 43 and 43A.
  • the machine unit 2 may or may not have the abnormal state detection mechanism including the sensor unit 12, the abnormality detection unit 15, and the drop control unit 16. Since the airframe unit 2 and the parachute device 4B each have an abnormal state detection mechanism, even if one abnormal state detection mechanism cannot detect an abnormal state for some reason, the other abnormal state detection mechanism can be used. It is possible to detect the abnormal state and more reliably open the parachute 400.
  • the parachute housing portion 40 may have a space for housing the parachute 400 therein, and may have, for example, a polygonal prism shape (for example, a quadrangular prism shape).
  • the present invention is not limited to this. .. That is, if a sufficient gas pressure for ejecting the flying objects 43, 43A can be obtained, the gas generator 45 is arranged in contact with the ejection portions 41, 41A (bottom surface 412a, tip surface 414Aa). May be.
  • the ejection unit 41 may have a structure capable of accommodating the flying object 43 therein and ejecting the flying object 43.
  • the outer shape is a polygonal prism (for example, a quadrangular prism) shape, and the inside that accommodates the flying object 43.
  • the space may be cylindrical.
  • the ejection unit 41A may have a structure in which the flying body 43A is arranged outside and can eject the flying body 43A, and for example, the outer shape may be a polygonal prism (for example, a quadrangular prism) shape.
  • the parachute devices 4 and 4A may be provided with a mechanism for preventing erroneous firing of the flying objects 43 and 43A.
  • a safety pin is provided on the parachute device 4, 4A so that the parachute device 4, 4A does not operate when the safety pin is inserted, and the parachute device 4, 4A can operate when the safety pin is removed. You may
  • the flight control unit 14 as a functional unit for controlling flight in a normal state and the abnormality detection as a functional unit for performing fall control when an abnormality occurs.
  • a battery for a functional unit for controlling flight in a normal state and a battery for a functional unit for performing fall control when an abnormality occurs may be separately prepared. According to this, even when the battery for the functional unit for controlling the flight in the normal state has an abnormality and the power cannot be supplied, the fall control process can be executed.
  • the functional unit for performing the drop control when an abnormality occurs may be configured so that the power supply from the two batteries described above can be selected. According to this, even if an abnormality occurs in one battery, power can be supplied from the other battery, so that the fall control process can be reliably executed.
  • a shock absorbing member such as an airbag may be provided on the lower surface of the machine unit 2. According to this, the safety when the flight device 1 is dropped can be further improved.
  • Casing Body 35... Propeller, 40... Parachute storage part, 41, 41A... Ejection part, 41Aa... Side surface, 42... Injection control part, 43, 43A... Flying object, 44, 44A... Flying object main part, 45... Gas generator , 46... Connection lines, 47... Lead wires, 50, 50A... Flying body ejection mechanism, 400... Parachute, 401... Side wall part, 402... Bottom part, 403... Housing space, 404... Attachment part, 406... Umbrella (canopy) , 407... Suspension line, 411... Side wall portion, 412... Bottom portion, 412a... Bottom surface, 413... Ejection port, 414A... Tip portion, 414Aa...

Landscapes

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Abstract

飛行装置の飛行時または落下時における気流の効果がすぐに得られない場合であっても、素早く確実にパラシュートを開傘可能なパラシュート装置を提供する。　パラシュート装置（４）は、パラシュート（４００）と、前記パラシュートを収容するパラシュート収容部（４０）と、前記パラシュートに連結された少なくとも一つの飛翔体（４３）と、前記飛翔体を保持し、保持した前記飛翔体を射出するための射出部（４１）とを備え、前記飛翔体は、前記射出部と係合された飛翔体本体部（４４）と、前記射出部と前記飛翔体本体部とによって画成される内部空間（４４０）に配置された、ガスを発生するガス発生装置（４５）とを有することを特徴とする。

Description

パラシュート装置、飛行装置、飛翔体射出機構
　本発明は、パラシュート装置、飛行装置、および飛翔体射出機構に関し、例えば、遠隔操作および自律飛行が可能な、マルチロータの回転翼機型の飛行装置に取り付けられるパラシュート装置に関する。
　近年、遠隔操作および自律飛行が可能な、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）による荷物の輸送や旅客の輸送等が検討されている。
　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律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、自律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。
　特に、輸送用の回転翼機は、今後、より大きな荷物や、旅客を輸送できるように機体の大型化が進むと予想される。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おそれがある。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。
　そこで、本願発明者らは、回転翼機の安全性を向上させるために、例えば下記特許文献に開示されているような飛翔体用のパラシュートを回転翼機に取り付けることを検討した。
特許第４７８５０８４号公報
　しかしながら、従来の飛翔体用のパラシュートは、飛翔時に発生する気流によりパラシュートが開傘しやすいように設計されているため、上空において静止している状態から落下する時などのように、すぐに気流の効果を得られない場合に、パラシュートが直ちに開傘しないおそれがあることが発明者らの検討により明らかとなった。
　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、飛行装置の飛行時または落下時における気流の効果がすぐに得られない場合であっても、素早く確実にパラシュートを開傘可能なパラシュート装置を提供することにある。
　本発明の代表的な実施の形態に係るパラシュート装置は、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、前記パラシュートに連結された少なくとも一つの飛翔体と、前記飛翔体を保持し、保持した前記飛翔体を射出するための射出部と、を備え、前記飛翔体は、前記射出部と係合された飛翔体本体部と、前記射出部と前記飛翔体本体部とによって画成される内部空間に配置された、ガスを発生するガス発生装置と、を有することを特徴とする。
　本発明の一態様によれば、飛行装置の飛行時または落下時における気流の効果がすぐに得られない場合であっても、素早く確実にパラシュートを開傘することが可能となる。
実施の形態１に係るパラシュート装置を搭載した飛行装置の外観を模式的に示す図である。 実施の形態１に係るパラシュート装置を搭載した飛行装置の機能ブロック図である。 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。 パラシュートが開いた状態を模式的に示す図である。 実施の形態１に係る飛翔体射出機構の構成を示す図である。 実施の形態１に係るパラシュート装置を搭載した飛行装置のパラシュートが開いた状態を模式的に示す図である。 実施の形態２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２に係る飛翔体射出機構の構成を示す図である。 異常状態検知機構を備えたパラシュート装置の機能ブロック図である。
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パラシュート装置（４，４Ａ）は、パラシュート（４００）と、前記パラシュートを収容するパラシュート収容部（４０）と、前記パラシュートに連結された少なくとも一つの飛翔体（４３，４３Ａ）と、前記飛翔体を保持し、保持した前記飛翔体を射出するための射出部（４１，４１Ａ）とを備え、前記飛翔体は、前記射出部と係合された飛翔体本体部（４４，４４Ａ）と、前記射出部と前記飛翔体本体部とによって画成される内部空間（４４０，４４０Ａ）に配置された、ガスを発生するガス発生装置（４５）とを有することを特徴とする。
　〔２〕上記パラシュート装置（４）において、前記射出部は、一端が開口し、他端が有底の筒状に形成され、前記飛翔体本体部は、棒状に形成され、前記ガス発生装置は、前記飛翔体本体部の一端側に配置され、前記飛翔体は、前記飛翔体本体部の前記一端側が前記射出部の内部に挿入され、且つ、前記射出部の内部において前記ガス発生装置が前記射出部の底部（４１２）と対面した状態で、配置されていてもよい。
　〔３〕上記パラシュート装置（４）において、前記パラシュートと前記飛翔体とを連結する連結索（４６）を更に備え、前記飛翔体本体部（４４）は、前記ガス発生装置を保持する保持部（４４１）と、前記飛翔体本体部の軸線（Ｑ）方向において前記保持部と反対側に突出して形成され、前記連結索と連結される連結部（４４２）とを有していてもよい。
　〔４〕上記パラシュート装置（４）において、前記ガス発生装置を点火するためのリード線（４７）を更に備え、前記連結部は筒状に形成され、前記リード線の少なくとも一部は前記連結部の内部に配策されていてもよい。
　〔５〕上記パラシュート装置（４Ａ）において、前記射出部（４１Ａ）は棒状に形成され、前記飛翔体本体部は、一端が開口し他端が有底の筒状に形成され、前記ガス発生装置は、前記飛翔体本体部の内部に設けられ、前記飛翔体（４３Ａ）は、前記飛翔体本体部（４４Ａ）の内部に前記射出部の少なくとも一部が挿入され、且つ前記ガス発生装置が前記射出部の先端部（４１４Ａ）に対面した状態で、前記射出部上に支持されていてもよい。
　〔６〕上記パラシュート装置（４Ａ）において、前記パラシュートと前記飛翔体（４３Ａ）とを連結する連結索（４６）を更に備え、前記飛翔体本体部（４４Ａ）は、筒状に形成され、前記射出部の少なくとも一部が一端側から挿入された支持部（４４３Ａ）と、前記支持部の他端側において、前記ガス発生装置を、前記支持部の一端側から挿入された前記射出部の先端部（４１４Ａ）と対面した状態で保持する保持部（４４１Ａ）と、前記保持部から前記支持部と反対側に突出して形成され、前記連結索と連結された連結部（４４２Ａ）とを含んでいてもよい。
　〔７〕上記パラシュート装置（４Ａ）において、前記ガス発生装置を点火するためのリード線（４７）を更に備え、前記連結部（４４２Ａ）は筒状に形成され、前記リード線の少なくとも一部は前記連結部の内部に配策されていてもよい。
　〔８〕上記パラシュート装置（４，４Ａ）において、飛行時の異常を検出する異常検出部（１５Ｂ）と、前記異常検出部による異常の検出に応じて、前記飛翔体を前記射出部から射出させるパラシュート制御部（１６Ｂ）とを更に有していてもよい。
　〔９〕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、推力を発生する推力発生部（３）と、前記推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、上記パラシュート装置（４，４Ａ）と、前記異常検出部による異常の検出に応じて、前記飛翔体を前記射出部から射出させる射出制御部（４２）とを備えることを特徴とする。
　〔１０〕本発明の代表的な実施の形態に係る飛翔体射出機構（５０，５０Ａ）は、パラシュート（４００）に連結可能な飛翔体（４３，４３Ａ）と、前記飛翔体を保持し、保持した前記飛翔体を射出するための射出部（４１，４１Ａ）とを備え、前記飛翔体は、前記射出部と係合された飛翔体本体部（４４，４４Ａ）と、前記射出部と前記飛翔体本体部とによって画成される内部空間（４４０，４４０Ａ）に配置された、ガスを発生するガス発生装置（４５）とを有することを特徴とする。
　〔１１〕上記飛翔体射出機構（５０）において、前記射出部（４１）は、一端が開口し、他端が有底の筒状に形成され、前記飛翔体本体部は、棒状に形成され、前記ガス発生装置は、前記飛翔体本体部の一端側に配置され、前記飛翔体は、前記飛翔体本体部の前記一端側が前記射出部の内部に挿入され、且つ、前記射出部の内部において前記ガス発生装置が前記射出部の底部（４１２）と対面した状態で、配置されていてもよい。
　〔１２〕上記飛翔体射出機構（５０Ａ）において、前記射出部（４１Ａ）は棒状に形成され、前記飛翔体本体部は、一端が開口し他端が有底の筒状に形成され、前記ガス発生装置は、前記飛翔体本体部の内部に設けられ、前記飛翔体（４３Ａ）は、前記飛翔体本体部（４４Ａ）の内部に前記射出部の少なくとも一部が挿入され、且つ前記ガス発生装置が前記射出部の先端部（４１４Ａ）に対面した状態で、前記射出部上に支持されていてもよい。
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、実施の形態１に係るパラシュート装置を搭載した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、推力発生部３＿１～３＿ｎ（ｎは３以上の整数）、パラシュート装置４、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の本体部分である。機体ユニット２は、後述のように、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では、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。
　推力発生部３＿１～３＿ｎは、推力を発生するロータである。なお、以下の説明において、各推力発生部３＿１～３＿ｎを特に区別しない場合には、単に、「推力発生部３」と表記する。飛行装置１が備える推力発生部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、飛行装置１は、３つの推力発生部３を備えたトライコプター、４つの推力発生部３を備えたクワッドコプター、６つの推力発生部を備えたヘキサコプター、および８つの推力発生部３を備えたオクトコプターなどの何れであってもよい。
　なお、図１では、飛行装置１が４つ（ｎ＝４）の推力発生部３＿１～３＿４を搭載したクワッドコプターである場合を一例として図示している。
　推力発生部３は、例えば、プロペラ３０と、プロペラ３０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。筒状の筐体３２の開口部には、プロペラ３０との接触を防止するための網（例えば、樹脂材料や金属材料（ステンレス鋼等）等）が設けられていてもよい。
　アーム部６は、機体ユニット２と各推力発生部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、例えば、機体ユニット２の中心軸Ｏを中心として放射状に突出して形成されている。各アーム部６の先端には、推力発生部３がそれぞれ取り付けられている。
　報知装置５は、飛行装置１の外部に危険を知らせるための装置である。報知装置５は、例えば、ＬＥＤ（Ｌｉｇｈｔ　Ｅｍｉｔｔｉｎｇ　Ｄｉｏｄｅ）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、後述する異常検出部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、光源から発生した光やスピーカから発生した音声等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。
　パラシュート装置４は、飛行装置１に異常が発生し、落下のおそれがある場合に、飛行装置１の落下速度を緩やかにして、飛行装置１を安全に落下させるための装置である。
　パラシュート装置４は、例えば図１に示すように、機体ユニット２上に設置されている。なお、パラシュート装置４の具体的な構成については、後述する。
　図２は、実施の形態１に係るパラシュート装置４を搭載した飛行装置１の機能ブロック図である。
　図２に示すように、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３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）およびメモリ等の記憶装置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周辺回路（ハードウェア資源）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適切な大きさの電源電圧を供給する。
　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、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とを含む。
　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る。例えば、角速度センサ２４は、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る。例えば、加速度センサ２５は、ｘ軸、ｙ軸、およびｚ軸の３つの基準軸に基づいて加速度を検出する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る。例えば、磁気センサ２６は、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の機体の傾きを算出する。ここで、飛行装置１の機体の傾きとは、地面（水平方向）に対する機体（機体ユニット２）の角度のことである。
　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てもよい。
　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、風量（風向き）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、外部装置９と通信を行うための機能部である。ここで、外部装置９は、飛行装置１の動作を制御し、飛行装置１の状態を監視する送信機やサーバ等である。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と外部装置９との間の通信は、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、外部装置９から送信された飛行装置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によって飛行装置１の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、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、推力発生部３毎に設けられ、飛行制御部１４からの指示に応じて、駆動対象のモータ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。例えば、モータ駆動部１３は、ＥＳＣ（Ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃ　Ｓｐｅｅｄ　Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒ）である。
　飛行制御部１４は、飛行装置１の各機能部を統括的に制御する機能部である。
　飛行制御部１４は、飛行装置１が安定して飛行するように推力発生部３を制御する。具体的に、飛行制御部１４は、通信部１７によっ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、各推力発生部３のモータ３１の適切な回転数を算出し、算出した回転数を各モータ駆動部１３にそれぞれ指示する。
　飛行制御部１４は、例えば風等の外部からの影響によって機体の姿勢が乱れた場合に、角速度センサ２４の検出結果に基づいて、機体が水平になるように、各推力発生部３のモータ３１の適切な回転数をそれぞれ算出し、算出した回転数を各モータ駆動部１３にそれぞれ指示する。
　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ために、加速度センサ２５の検出結果に基づいて各推力発生部３のモータ３１の適切な回転数を算出し、算出した回転数を各モータ駆動部１３にそれぞれ指示する。
　また、飛行制御部１４は、通信部１７を制御して、外部装置９との間で上述した各種データの送受信を実現する。
　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る。例えば、記憶部１８は、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は、例えば、後述する残容量閾値２８および傾き閾値２９等である。
　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、推力発生部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がある状態を言う。例えば、推力発生部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異常状態と言う。
　異常検出部１５は、推力発生部３の故障を検出した場合に、飛行装置１が異常状態であると判定する。ここで、推力発生部３の故障とは、例えば、飛行制御部１４が指定した回転数でモータ３１が回転しないこと、プロペラ３０が回転しないこと、およびプロペラ３０の破損したこと等を言う。
　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（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。
　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（パラシュート制御部の一例）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が異常状態であることが検出された場合に、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。
　具体的に、落下制御部１６は、落下準備処理として以下に示す処理を実行する。すなわち、落下制御部１６は、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、異常検出部１５による異常の検出に応じて各モータ駆動部１３を制御して、各モータ３１の回転を停止させる。更に、落下制御部１６は、異常検出部１５による異常の検出に応じて、パラシュートの開傘を指示する制御信号をパラシュート装置４に出力して、パラシュート４００を開傘させる。
　次に、実施の形態１に係るパラシュート装置４について、具体的に説明する。
　図３は、実施の形態１に係るパラシュート装置４の構成を模式的に示す図である。同図には、パラシュート装置４の側断面が示されている。
　パラシュート装置４は、パラシュート４００、パラシュート収容部４０、射出部４１、射出制御部４２、および飛翔体４３を備えている。
　図４は、パラシュート４００が開いた状態を模式的に示す図である。
　同図に示すように、パラシュート４００は、傘体（キャノピー）４０６、および傘体４０６とパラシュート収容部４０（パラシュート取り付け部４０４）とを連結する吊索４０７を含む。
　傘体４０６は、連結索４６によって飛翔体４３と連結されている。例えば、図４に示すように、連結索４６は、傘体４０６の頂点よりもエッジ（周縁）側において、傘体４０６と接続されている。より具体的には、各連結索４６は、パラシュート４００の周縁部に互いに離間してそれぞれ接続されている。例えば、図４に示すように、パラシュート４００が開いたときの頂点側から見たときのパラシュート４００の形状が円形状である場合には、各連結索４６は、パラシュート４００の周縁部の円周方向に沿って等間隔に接続される。
　なお、飛翔体４３が１つのみ設けられる場合は、連結索４６は、パラシュート４００の周縁部に接続されていればよい。この場合、連結索４６が接続されるパラシュート４００の周縁部上の位置については、特に制限されない。
　連結索４６は、例えば、金属材料（例えば、ステンレス鋼）、または、繊維材料（例えば、ナイロン紐）から構成されている。
　例えば、飛行装置１を低速で落下させるために必要な傘体４０６の直径Ｄは、下記式（１）に基づいて算出することができる。式（１）において、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４０６の直径Ｄは、式（１）より１４．６〔ｍ〕と算出される。
　例えば図３に示すように、パラシュート４００は、その使用前において、傘体４０６が折り畳まれた状態でパラシュート収容部４０に収容されている。
　パラシュート収容部４０は、パラシュート４００を収容する容器である。パラシュート収容部４０は、例えば樹脂から構成されている。図１に示すように、パラシュート収容部４０は、機体ユニット２の上面、すなわち飛行装置１の飛行時において地面と反対側の面に設定されている。例えば、パラシュート収容部４０は、機体ユニットの上面において、機体ユニット２の中心軸Ｏとパラシュート収容部４０の中心軸Ｐとが重なるように設置されていることが好ましい。
　図３に示すように、パラシュート収容部４０は、例えば、一端が開口し、他端が有底の円筒形状を有する。
　具体的に、パラシュート収容部４０は、筒状（例えば円筒状）の側壁部４０１と、側壁部４０１の一端側の開口を塞ぐように形成された底部４０２とを有する。
　側壁部４０１と底部４０２とによって、パラシュート４００を収容するための収容空間４０３が画成されている。なお、側壁部４０１と底部４０２とは、それぞれ個別に形成されて接合されていてもよいし、一体形成されていてもよい。
　図４に示すように、底部４０２には、パラシュート収容部４０とパラシュート４００とを連結するためのパラシュート取り付け部４０４が設けられている。例えば、パラシュート４００の吊索４０７の一端がパラシュート取り付け部４０４に連結されることにより、パラシュート４００とパラシュート収容部４０とが連結される。
　なお、パラシュート収容部４０には、パラシュート４００を収容空間４０３に収容した状態で側壁部４０１の開口した一端側を覆う蓋が設けられていてもよい。
　飛翔体４３は、パラシュート４００をパラシュート収容部４０の外部に放出し、パラシュート４００の開傘（展開）を補助するための装置である。飛翔体４３は、例えばガスを噴射することによって推力を得る。飛翔体４３は、上述したように連結索４６を介して、パラシュート４００と連結されている。
　パラシュート装置４は、少なくとも１つの飛翔体４３を備えている。例えば、パラシュート装置４は、３つ以上の飛翔体４３を備えていることが好ましい。本実施の形態では、一例として、パラシュート装置４が３つの飛翔体を備えている場合を例にとり説明する。なお、飛翔体４３の具体的な構成については後述する。
　射出部４１は、飛翔体４３を保持し、保持している飛翔体４３を射出するための装置である。射出部４１は、飛翔体４３毎に設けられている。本実施の形態に係るパラシュート装置４は、３つの飛翔体４３を別々に収容するために、３つの射出部４１を備えている。
　図５は、実施の形態１に係る飛翔体射出機構の構成を示す図である。
　同図には、飛翔体４３および射出部４１を含む飛翔体射出機構５０の断面形状が示されている。
　図５に示すように、射出部４１は、一端が開口し、他端が有底の筒状（例えば円筒状）に形成されている。具体的に、射出部４１は、例えば円筒状の側壁部４１１と、側壁部４１１の一端を覆う底部４１２とを有する。側壁部４１１と底部４１２とは、飛翔体４３を収容するための収容空間を画成している。側壁部４１１および底部４１２は、例えば樹脂から構成されている。
　各射出部４１は、パラシュート収容部４０に設けられている。具体的には、図１等に示すように、各射出部４１は、側壁部４１１における底部４１２と反対側の端部に形成された開口部である射出口４１３がパラシュート収容部４０の開口した一端側を向くようにパラシュート収容部４０の外周面にそれぞれ接合されている。
　また、各射出部４１は、パラシュート収容部４０の中心軸Ｐを中心とした回転方向において等間隔に配置されている。例えば、本実施の形態のように飛翔体４３および射出部４１が３つある場合には、各射出部４１は、パラシュート収容部４０の中心軸Ｐを中心とした回転方向に１２０°（＝３６０°／３）間隔で配置される。
　なお、射出部４１が１つのみ設けられる場合は、パラシュート収容部４０の外周面に接合されていればよい。この場合、射出部４１が接合されるパラシュート収容部４０の外周面上の位置については、特に制限されない。
　飛翔体４３は、ガス発生装置４５と飛翔体本体部４４とを有する。図５に示すように、飛翔体４３は、飛翔体本体部４４の一端側が射出部４１の内部に挿入され、且つ、射出部４１の内部においてガス発生装置４５が射出部４１の底部４１２（底面４１２ａ）と対面した状態で、配置されている。
　ガス発生装置４５は、飛翔体４３を射出部４１の射出口４１３から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４５は、例えば図５に示すように、ハウジング４５１、封止部材４５２、点火薬４５３、ガス発生剤４５４、および点火部（図示せず）を有する。
　点火部は、リード線（導線）４７を介して、後述する射出制御部４２と電気的に接続されている。点火部は、射出制御部４２から出力された点火信号に応じて点火薬４５３に点火して、ガス発生剤４５４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４５１は、点火薬４５３およびガス発生剤４５４を収容するとともにガス発生剤４５４から発生したガスを放出するガス放出室４５５を有する筐体である。例えば、ハウジング４５１は、ドーム形状を有している。ハウジング４５１は、例えば、樹脂から構成されている。好ましくは、ハウジング４５１は、繊維強化プラスチック（ＦＲＰ：Ｆｉｂｅｒ－Ｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄ　Ｐｌａｓｔｉｃｓ）等によって構成されている。なお、ハウジング４５１は、樹脂に限らず金属によって構成されていてもよい。
　図５に示すように、ガス放出室４５５には、ガス発生剤４５４が充填されている。ガス放出室４５５には、ガス発生剤４５４から発生したガスを放出するガス放出孔４５６が形成されている。また、ガス放出室４５５には、ガス放出孔４５６を覆ってガス発生剤４５４をガス放出室４５５に封止する封止部材４５２が設けられている。封止部材４５２は、ガス発生剤４５４からガスが発生した場合に、発生したガスの圧力によって容易に破壊される材料から構成されている。封止部材４５２は、例えば、ポリエステル等の薄膜である。
　ガス発生装置４５は、射出部４１と飛翔体本体部４４とによって画成される内部空間４４０に配置されている。
　飛翔体本体部４４は、ガス発生装置４５を保持するとともに、連結索４６と連結される部品である。飛翔体本体部４４は、例えば、棒状に形成されている。より具体的には、飛翔体本体部４４は、例えば一部が中空の円柱状に形成されている。飛翔体本体部４４は、射出部４１と係合されている。
　飛翔体本体部４４は、一端においてガス発生装置４５を保持し、他端において連結索４６と連結されている。換言すれば、飛翔体本体部４４は、飛翔体本体部４４の軸線Ｑの方向において、ガス発生装置４５を保持する保持部４４１と、連結索４６と連結するための連結部４４２の二つの機能部に分けられている。
　飛翔体本体部４４は、例えば、樹脂から構成されている。保持部４４１および連結部４４２は、例えば樹脂成形品として一体成形されていてもよいし、別個の部品として形成され、互いに接合されていてもよい。本実施の形態では、飛翔体本体部４４は、保持部４４１と連結部４４２とが一体成形された部品であるとして説明する。
　保持部４４１は、その内部にガス発生装置４５を収容し保持する。具体的に、保持部４４１は、射出部４１の内部において、ガス発生装置４５のガスが放出される側、すなわちハウジング４５１のガス放出孔４５６（封止部材４５２）側が射出部４１の底部４１２（底面４１２ａ）と対面するように、ガス発生装置４５を保持している。例えば、保持部４４１は、ガス発生装置４５の形状に対応するように形成された穴４４１ａを有している。保持部４４１は、例えば、ガス発生装置４５が穴４４１ａに対して圧入または接着されることにより、ガス発生装置４５を保持している。
　連結部４４２は、飛翔体本体部４４の軸線Ｑと平行な方向において保持部４４１と反対側に突出して形成されている。連結部４４２は、筒状（例えば円筒状）に形成されている。連結部４４２は、保持部４４１と反対側の端部に、連結索４６を係止するための係止部４４２ａを有する。係止部４４２ａは、例えば貫通孔である。例えば、連結索４６は、係止部４４２ａとしての貫通孔に挿通された状態で係止部４４２ａに係止されている。
　筒状の連結部４４２の内部には、リード線４７の少なくとも一部が延在している。リード線４７は、例えばビニール線、すずめっき線、またはエナメル線等から構成されている。例えば、リード線４７は、連結部４４２の内部空間４４２ｂに配策され、飛翔体本体部４４の保持部４４１の底面に形成された貫通穴４４１ｂを通って、保持部４４１に保持されたガス発生装置４５と接続されている。
　パラシュート装置４の未使用時に飛翔体４３が射出部４１から落下することを防止するために、図５に示すように、ピン（シアピン）４８によって飛翔体４３を射出部４１に固定してもよい。例えば、図５に示すように、射出部４１の側壁部４１１に貫通孔４８０を形成するとともに、飛翔体４３の飛翔体本体部４４に孔（例えば非貫通孔）を形成しておく。そして、側壁部４１１側の貫通孔４８０と飛翔体本体部４４側の孔とが重なった状態で、側壁部４１１側の貫通孔４８０および飛翔体本体部４４側の孔にピン４８を挿入する。これにより、パラシュート装置４の未使用時には、飛翔体４３が射出部４１に固定される。
　ピン４８は、飛翔体４３が射出するときに、ピン４８に対して飛翔体本体部４４の軸線Ｑの方向に加わる力によって破壊可能に構成されている。これによれば、ピン４８によって飛翔体４３の射出を妨害するおそれがない。ピン４８としては、例えば、アルミ合金、樹脂等を用いることが好ましい。
　図５に示すように、飛翔体４３は、射出部４１の内部において、ガス発生装置４５（封止部材４５２）が射出部４１の底部４１２（底面４１２ａ）と離間し、且つ対面した状態で、配置されている。これにより、飛翔体４３のガス発生装置４５と射出部４１の底部４１２との間に空間４１８が形成される。
　なお、飛翔体４３のガス発生装置４５と射出部４１の底部４１２との間の距離は、飛翔体４３を射出するためのガスの圧力が適切になるように、適宜変更することが可能である。
　射出制御部４２は、飛翔体４３を射出部４１から射出するための制御を行う機能部である。射出制御部４２は、例えば、落下制御部１６からパラシュート４００の開傘を指示する制御信号が出力された場合に点火信号を出力する。点火信号は、リード線４７を介して各飛翔体４３に設けられたガス発生装置４５の点火部（図示せず）にそれぞれ入力され、点火部は、入力された点火信号に応じて点火薬４５３を点火する。
　次に、実施の形態１に係るパラシュート装置４におけるパラシュート４００の開傘の流れについて説明する。
　例えば、パラシュート装置４を搭載した飛行装置１が飛行しているときに、強風によって飛行装置１の機体（機体ユニット２）の傾きが傾き閾値２９を超えた状態が所定期間継続し、異常検出部１５，１５Ａが異常状態であると判定した場合、飛行装置１側の落下制御部１６またはパラシュート装置４側の落下制御部１６Ａが、パラシュート４００の開傘を指示する制御信号をパラシュート装置４の射出制御部４２に対して送信する。
　パラシュート装置４の射出制御部４２は、パラシュート４００の開傘を指示する制御信号を受信した場合、点火信号を出力する。点火信号は、リード線４７を介してガス発生装置４５の点火部（図示せず）に送信される。
　ガス発生装置４５の点火部は、受信した点火信号に応じて、点火薬４５３を点火してガス発生剤４５４を化学的に反応させることにより、ガス放出室４５５内にガスを発生させる。ガス放出室４５５内に発生したガスの圧力が高まると、ガス放出孔４５６を覆っている封止部材４５２が破れる。これにより、ガス放出室４５５内のガスが、ガス放出孔４５６から射出部４１内の空間４１８に放出され、空間４１８にガスが充満する。そして、空間４１８内のガスの圧力が所定値を超えたとき、飛翔体４３は、ガスの圧力によって射出口４１３側に移動し、射出部４１の射出口４１３から射出される。
　飛翔体４３が各射出部４１からそれぞれ射出されると、各飛翔体４３は、連結索４６を介してパラシュート４００を引っ張る。これにより、パラシュート４００がパラシュート収容部４０から放出される。その後、各飛翔体４３によって更に引っ張られたパラシュート４００は、畳まれた状態の傘体４０６の内部に空気が入り込むことによって傘体４０６が広がる。これにより、パラシュート４００が開傘する。
　図６は、実施の形態１に係る飛行装置１のパラシュート４００が開いた状態を模式的に示す図である。
　例えば、上述した処理手順を経て各飛翔体４３が射出された場合、各飛翔体４３は、放出されたパラシュート４００の傘体４０６をその頂点部分からエッジ（周縁）側に引っ張る。これにより、傘体４０６が広がって空気をはらみ易くなり、パラシュート４００を直ちに開かせることが可能となる。
　以上、実施の形態１に係るパラシュート装置４は、パラシュート４００に連結された少なくとも一つの飛翔体４３を備え、飛翔体４３は、射出部４１と係合された飛翔体本体部４４と、射出部４１と飛翔体本体部４４とによって画成される内部空間４４０に配置されたガス発生装置４５とを有している。
　これによれば、上述したように、ガス発生装置４５からガスが発生して射出部４１と飛翔体本体部４４とによって画成される内部空間４４０のガスの圧力が高まることにより、飛翔体４３を射出部４１から飛翔させることができる。飛翔体４３が飛翔することにより、飛翔体４３に連結されたパラシュート４００の傘体４０６がその頂点部分からエッジ（周縁）側に引っ張られるので、傘体４０６が空気をはらみ易くなり、パラシュート４００を直ちに開傘させることが可能となる。
　したがって、飛行装置１のように、上空において静止している状態を保つことが可能な回転翼機が、落下時に気流の効果を得られない場合であっても、本実施の形態に係るパラシュート装置４を取り付けることにより、素早く確実にパラシュートを開傘させることが可能となる。
　また、パラシュート装置４において、飛翔体４３自身が推力発生装置としてのガス発生装置４５を備えている。これによれば、飛翔体４３とは別に推力発生装置をパラシュート装置４に設ける必要がないので、パラシュート装置４の重量の増加を抑えることが可能になるとともに、コストの低減が可能となる。
　また、パラシュート装置４に飛翔体４３を複数設けた場合に、それぞれの飛翔体４３がガス発生装置４５を備えているので、各飛翔体４３の射出タイミングを制御することが容易となる。例えば、推力発生装置として一つのガス発生装置をパラシュート装置４に設け、そのガス発生装置から発生したガスを各飛翔体に放出する射出方式では、全ての飛翔体を同時に射出することしかできない。これに対し、本実施の形態に係るパラシュート装置４によれば、複数の飛翔体４３を射出するタイミングを変化させることが容易となる。
　このように、本実施の形態に係る飛翔体４３によれば、パラシュート装置４の制御の自由度を高めることができる。
　また、実施の形態１に係るパラシュート装置４において、飛翔体４３は、飛翔体本体部４４のガス発生装置４５を保持する一端側が射出部４１の内部に挿入され、且つ、射出部４１の内部においてガス発生装置４５が射出部４１の底部４１２と対面した状態で、配置されている。
　これによれば、ガス発生装置４５が射出部４１の内部に収容されるので、雨水や異物がガス発生装置４５に曝されることによるガス発生装置４５の劣化等を防止することが可能となる。また、飛翔体４３が射出部４１内に収容されているので、ガス発生装置４５の点火時に、ガス発生装置４５から発生したガスを射出部４１内に溜めてガス圧力を高めることにより、勢い良く飛翔体４３を射出することができる。
　また、筒状に形成された射出部４１の内周面が、射出時の飛翔体４３の移動をガイドするガイド機構として機能するので、飛翔体４３をより直線的に飛翔させることが可能となる。
　また、パラシュート装置４において、飛翔体本体部４４は、ガス発生装置４５を保持する保持部４４１と、飛翔体本体部４４の軸線Ｑの方向において保持部４４１と反対側に突出して形成された、連結索４６と連結される連結部４４２とを含む。
　これによれば、射出部４１によって飛翔体４３を安定して保持させつつ、連結索４６による飛翔体４３とパラシュート４００との連結を容易に実現することができる。
　また、パラシュート装置４において、連結部４４２は筒状に形成され、ガス発生装置４５を点火するためのリード線４７の少なくとも一部は連結部４４２の内部に配策されている。
　これによれば、保持部４４１に保持されているガス発生装置４５から延びるリード線４７を飛翔体本体部４４の内部で引き廻すことが容易となる。
　また、パラシュート装置４において、パラシュート収容部４０や射出部４１および飛翔体本体部４４等を樹脂（例えば合成樹脂）によって構成することにより、パラシュート装置４の軽量化が可能となる。
　≪実施の形態２≫
　図７は、実施の形態２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。同図には、パラシュート装置４Ａの側断面が示されている。
　実施の形態２に係るパラシュート装置４Ａは、飛翔体および射出部の構造において実施の形態１に係るパラシュート装置４と相違し、その他の点においては、実施の形態１に係るパラシュート装置４と同様である。
　図８は、実施の形態２に係る、飛翔体４３Ａおよび射出部４１Ａを含む飛翔体射出機構５０Ａの構成を示す図である。
　飛翔体４３Ａは、射出部４１Ａの外周面の少なくとも一部を覆うように、射出部４１Ａ上に配置されている。具体的には、図８に示すように、飛翔体４３Ａは、飛翔体本体部４４Ａの内部に射出部４１Ａの少なくとも一部が挿入され、且つガス発生装置４５が射出部４１Ａの先端部４１４Ａに対面した状態で、射出部４１Ａ上に支持されている。
　飛翔体４３Ａは、ガス発生装置４５と飛翔体本体部４４Ａとを有する。ガス発生装置４５は、射出部４１Ａと飛翔体本体部４４Ａとによって画成される内部空間４４０Ａに配置されている。
　飛翔体本体部４４Ａは、一端が開口し他端が有底の筒状（例えば円筒状）に形成されている。飛翔体本体部４４Ａは、例えば、樹脂から構成されている。ガス発生装置４５は、飛翔体本体部４４Ａの内部に設けられている。
　より具体的には、飛翔体本体部４４Ａは、筒の開口部側が射出部４１Ａに挿通され、筒の底部側においてガス発生装置４５を保持し、底部を挟んで開口部と反対側の端部において連結索４６と連結されている。換言すれば、飛翔体本体部４４Ａは、飛翔体本体部４４Ａの軸線Ｑに沿って、飛翔体４３Ａを射出部４１Ａに支持するための支持部４４３Ａと、ガス発生装置４５を保持するための保持部４４１Ａと、連結索４６と連結するための連結部４４２Ａの、三つの機能部に分けられている。
　ここで、支持部４４３Ａ、保持部４４１Ａ、および連結部４４２Ａは、例えば、樹脂成形品として一体成形されていてもよいし、別個の部品として形成され、互いに接合されていてもよい。本実施の形態では、飛翔体本体部４４Ａは、支持部４４３Ａ、保持部４４１Ａ、および連結部４４２Ａが一体成形された部品であるとして説明する。
　支持部４４３Ａは、筒状（例えば円柱状）に形成されている。支持部４４３Ａの内径は、射出部４１Ａの外径に対応する大きさを有している。支持部４４３Ａには、一端側から射出部４１Ａの少なくとも一部が挿入されている。具体的には、射出部４１Ａの先端部４１４Ａが支持部４４３Ａの一端側から支持部４４３Ａの内部に挿入されている。
　保持部４４１Ａは、例えば、ガス発生装置４５の形状に対応するように形成された穴４４１Ａａを有している。保持部４４１Ａは、例えば、ガス発生装置４５が穴４４１Ａａに対して圧入または接着されることにより、ガス発生装置４５を保持している。
　保持部４４１Ａは、支持部４４３Ａの他端側において、ガス発生装置４５を、支持部４４３Ａの一端側から挿入された射出部４１Ａの先端部４１４Ａと対面した状態で保持する。すなわち、ガス発生装置４５は、ガス発生装置４５のガスが放出される側、すなわちハウジング４５１のガス放出孔４５６（封止部材４５２）側が射出部４１Ａの先端部４１４Ａと対面するように、配置されている。
　図８に示すように、飛翔体４３Ａは、ガス発生装置４５（封止部材４５２）が射出部４１Ａの先端部４１４Ａ（先端面４１４Ａａ）と離間し、且つ対面した状態で、配置されている。これにより、飛翔体４３Ａのガス発生装置４５と射出部４１Ａの先端部４１４Ａとの間に空間４１８Ａが形成される。
　なお、飛翔体４３Ａのガス発生装置４５と射出部４１Ａの先端部４１４Ａとの間の距離は、飛翔体４３Ａを射出するためのガスの圧力が適切になるように、適宜変更することが可能である。
　連結部４４２Ａは、飛翔体本体部４４Ａの軸線Ｑと平行な方向において、保持部４４１Ａから、支持部４４３Ａと反対側に突出して形成されている。連結部４４２Ａは、例えば、一端が開口し他端が有底の筒状（例えば円筒状）に形成されている。
　連結部４４２Ａは、連結索４６と連結されている。具体的には、連結部４４２Ａは、支持部４４３Ａと反対側の端部に、連結索４６を係止するための係止部４４２Ａａを有する。係止部４４２Ａａは、例えば貫通孔である。例えば、連結索４６は、係止部４４２Ａａとしての貫通孔に挿通された状態で係止部４４２Ａａに係止されている。
　筒状の連結部４４２Ａの内部には、リード線４７の少なくとも一部が延在している。例えば、リード線４７は、連結部４４２Ａの内部空間４４２Ａｂに配策され、飛翔体本体部４４Ａの保持部４４１Ａの底面に形成された貫通穴４４１Ａｂを通って、保持部４４１Ａに保持されたガス発生装置４５と接続されている。
　以上、実施の形態２に係るパラシュート装置４Ａにおいて、飛翔体４３Ａは、飛翔体本体部４４Ａの内部に、棒状に形成された射出部４１Ａの少なくとも一部が挿入され、且つガス発生装置４５が射出部４１Ａの先端部４１４Ａに対面した状態で、射出部４１Ａ上に支持されている。
　これによれば、ガス発生装置４５が飛翔体本体部４４Ａの内部に収容された状態で、射出部４１Ａによって封止されるので、ガス発生装置４５が雨水や異物に曝されることによるガス発生装置４５の劣化を防止することが可能となる。特に、飛翔体本体部４４Ａが、棒状の射出部４１Ａに被さるように（蓋をするように）配置されているので、パラシュート装置４Ａを飛行装置１に設置したときに飛翔体４３Ａが雨や風に曝された場合であっても、飛翔体本体部４４Ａの内部に雨水や異物が侵入し難い。
　また、実施の形態２に係るパラシュート装置４Ａによれば、ガス発生装置４５から発生したガスを、支持部４４３Ａの内壁面と射出部４１Ａの先端面４１４Ａａとによって画成される空間に溜めて、ガス圧力を高めることにより、勢いよく飛翔体４３Ａを射出することができる。また、射出部４１Ａの側面４１Ａａが、射出時の飛翔体４３Ａの移動をガイドするガイド機構として機能するので、飛翔体４３Ａをより直線的に飛翔させることが可能となる。
　また、パラシュート装置４Ａにおいて、ガス発生装置４５が、筒状の支持部４４３Ａの他端側（保持部４４１Ａ側）に設けられているので、飛翔体４３Ａが射出部４１Ａから射出した後においても、ガス発生装置４５から発生したガスが支持部４４３Ａの内部を通って一端側から放出され続ける。これにより、飛翔体４３Ａの射出後も、飛翔体４３Ａを直線的に飛翔させることが可能となる。
　また、飛翔体４３Ａを実施の形態１に係る飛翔体４３と同じ外径寸法になるように設計した場合、飛翔体４３Ａは飛翔体４３に比べて重量が大きくなるため、飛翔体４３Ａを射出したときの慣性力が飛翔体４３に比べて大きくなる。その結果、パラシュート４００がより開き易くなる。
　また、パラシュート装置４Ａにおいて、飛翔体４３Ａの連結部４４２Ａが筒状に形成され、ガス発生装置４５を点火するためのリード線４７の少なくとも一部は連結部４４２Ａの内部に配策されている。
　これによれば、実施の形態４に係るパラシュート装置４と同様に、リード線４７を飛翔体本体部４４Ａの内部で引き廻すことが容易となる。
　≪実施の形態の拡張≫
　以上、本発明者ら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、上記実施の形態において、射出制御部４２がパラシュート装置４，４Ａに設けられる場合を例示したが、これに限られない。例えば、射出制御部４２は、飛行装置１に設けられていてもよい。
　また、上記実施の形態では、機体ユニット２側に設けられた落下制御部１６からの信号に応じてパラシュート装置４，４Ａが飛翔体４３，４３Ａを射出する場合を例示したが、これに限られない。例えば、図９に示すように、パラシュート装置４Ｂが、センサ部１２Ｂ、異常検出部１５Ｂ、および落下制御部１６Ｂを含む異常状態検知機構を備えていてもよい。センサ部１２Ｂ、異常検出部１５Ｂ、および落下制御部１６Ｂは、それぞれセンサ部１２、異常検出部１５、および落下制御部１６と同様の機能を有している。これによれば、パラシュート装置４，４Ｂ自らが異常状態を検出して飛翔体４３，４３Ａを射出することが可能となる。
　この場合、機体ユニット２は、センサ部１２、異常検出部１５、および落下制御部１６を含む異常状態検知機構を有していてもよいし、有していなくてもよい。機体ユニット２とパラシュート装置４Ｂがそれぞれ異常状態検知機構を有することにより、何等かの原因で一方の異常状態検知機構が異常状態を検知できなかった場合であっても、他方の異常状態検知機構によって異常状態を検知して、より確実にパラシュート４００を開傘することが可能となる。
　また、上記実施の形態では、パラシュート収容部４０が円筒状である場合を例示したが、これに限られない。すなわち、パラシュート収容部４０は、内部にパラシュート４００を収容するための空間を有していればよく、例えば、多角柱（例えば四角柱）状であってもよい。
　また、上記実施の形態では、ガス発生装置４５と射出部４１，４１Ａとの間に空間４１８が形成されるように、飛翔体４３，４３Ａを配置する場合を例示したが、これに限られない。すなわち、飛翔体４３，４３Ａを射出するための十分なガスの圧力が得られるのであれば、ガス発生装置４５は、射出部４１，４１Ａ（底面４１２ａ，先端面４１４Ａａ）と接触して配置されていてもよい。
　また、上記実施の形態において、射出部４１，４１Ａの外形が円筒状である場合を例示したが、これに限られない。すなわち、射出部４１は、内部に飛翔体４３を収容し、飛翔体４３を射出可能な構造であればよく、例えば、外形が多角柱（例えば四角柱）状で、飛翔体４３を収容する内部空間が円筒状であってもよい。同様に、射出部４１Ａは、外部に飛翔体４３Ａを配置し、飛翔体４３Ａを射出可能な構造であればよく、例えば、外形が多角柱（例えば四角柱）状であってもよい。但し、その場合は、飛翔体４３Ａの内部形状を射出部４１Ａに合わせる必要がある。
　また、パラシュート装置４，４Ａにおいて、飛翔体４３，４３Ａの誤発射を防止するための機構を設けてもよい。例えば、パラシュート装置４，４Ａにセフティピンを設け、セフティピンが挿入されている状態ではパラシュート装置４，４Ａが動作せず、セフティピンが外れた状態においてパラシュート装置４，４Ａが動作可能となるようにしてもよい。
　また、上記実施の形態に係る飛行装置１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の落下時の安全性を更に向上させることができる。
　１…飛行装置、２…機体ユニット、３，３＿１～３＿ｎ…推力発生部、４，４Ａ，４Ｂ…パラシュート装置、５…報知装置、６…アーム部、９…外部装置、１１…電源部、１２，１２Ｂ…センサ部、１３，１３＿１～１３＿ｎ…モータ駆動部、１４…飛行制御部、１５，１５Ｂ…異常検出部、１６，１６Ｂ…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…プロペラ、３１…モータ、３２…筐体、３５…プロペラ、４０…パラシュート収容部、４１，４１Ａ…射出部、４１Ａａ…側面、４２…射出制御部、４３，４３Ａ…飛翔体、４４，４４Ａ…飛翔体本体部、４５…ガス発生装置、４６…連結索、４７…リード線、５０，５０Ａ…飛翔体射出機構、４００…パラシュート、４０１…側壁部、４０２…底部、４０３…収容空間、４０４…付け部、４０６…傘体（キャノピー）、４０７…吊索、４１１…側壁部、４１２…底部、４１２ａ…底面、４１３…射出口、４１４Ａ…先端部、４１４Ａａ…先端面、４１８，４１８Ａ…空間、４４０，４４０Ａ…内部空間、４４１，４４１Ａ…保持部、４４１ａ…穴、４４１ｂ，４４１Ａｂ…貫通穴、４４２，４４２Ａ…連結部、４４２ａ，４４２Ａａ…係止部、４４２ｂ，４４２Ａｂ…内部空間、４４３Ａ…支持部、４５１…ハウジング、４５２…封止部材、４５３…点火薬、４５４…ガス発生剤、４５５…ガス放出室、４５６…ガス放出孔。

Claims (12)

  1. 　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、
    　前記パラシュートに連結された少なくとも一つの飛翔体と、
    　前記飛翔体を保持し、保持した前記飛翔体を射出するための射出部と、を備え、
    　前記飛翔体は、
    　前記射出部と係合された飛翔体本体部と、
    　前記射出部と前記飛翔体本体部とによって画成される内部空間に配置された、ガスを発生するガス発生装置と、を有する
    　パラシュート装置。
  2. 　請求項１に記載のパラシュート装置において、
    　前記射出部は、一端が開口し、他端が有底の筒状に形成され、
    　前記飛翔体本体部は、棒状に形成され、
    　前記ガス発生装置は、前記飛翔体本体部の一端側に配置され、
    　前記飛翔体は、前記飛翔体本体部の前記一端側が前記射出部の内部に挿入され、且つ、前記射出部の内部において前記ガス発生装置が前記射出部の底部と対面した状態で、配置されている
    　ことを特徴とするパラシュート装置。
  3. 　請求項２に記載のパラシュート装置において、
    　前記パラシュートと前記飛翔体とを連結する連結索を更に備え、
    　前記飛翔体本体部は、
    　前記ガス発生装置を保持する保持部と、前記飛翔体本体部の軸線方向において前記保持部と反対側に突出して形成され、前記連結索と連結される連結部とを有する
    　ことを特徴とするパラシュート装置。
  4. 　請求項３に記載のパラシュート装置において、
    　前記ガス発生装置を点火するためのリード線を更に備え、
    　前記連結部は、筒状に形成され、
    　前記リード線の少なくとも一部は前記連結部の内部に配策されている
    　ことを特徴とするパラシュート装置。
  5. 　請求項１に記載のパラシュート装置において、
    　前記射出部は、棒状に形成され、
    　前記飛翔体本体部は、一端が開口し他端が有底の筒状に形成され、
    　前記ガス発生装置は、前記飛翔体本体部の内部に設けられ、
    　前記飛翔体は、前記飛翔体本体部の内部に前記射出部の少なくとも一部が挿入され、且つ、前記ガス発生装置が前記射出部の先端部に対面した状態で、前記射出部上に支持されている
    　ことを特徴とするパラシュート装置。
  6. 　請求項５に記載のパラシュート装置において、
    　前記パラシュートと前記飛翔体とを連結する連結索を更に備え、
    　前記飛翔体本体部は、
    　筒状に形成され、前記射出部の少なくとも一部が一端側から挿入された支持部と、
    　前記支持部の他端側において、前記ガス発生装置を、前記支持部の一端側から挿入された前記射出部の先端部と対面した状態で保持する保持部と、
    　前記保持部から前記支持部と反対側に突出して形成され、前記連結索と連結された連結部とを含む
    　ことを特徴とするパラシュート装置。
  7. 　請求項６に記載のパラシュート装置において、
    　前記ガス発生装置を点火するためのリード線を更に備え、
    　前記連結部は、筒状に形成され、
    　前記リード線の少なくとも一部は前記連結部の内部に配策されている
    　ことを特徴とするパラシュート装置。
  8. 　請求項１乃至７の何れか一項に記載のパラシュート装置において、
    　飛行時の異常を検出する異常検出部と、
    　前記異常検出部による異常の検出に応じて、前記飛翔体を前記射出部から射出させるパラシュート制御部と、を更に有する
    　ことを特徴とするパラシュート装置。
  9. 　機体ユニットと、
    　前記機体ユニットに接続され、推力を発生する推力発生部と、
    　前記推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、
    　請求項１乃至７の何れか一項に記載の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、前記飛翔体を前記射出部から射出させるパラシュート制御部と、を備える
    　ことを特徴とする飛行装置。
  10. 　パラシュートに連結可能な飛翔体と、
    　前記飛翔体を保持し、保持した前記飛翔体を射出するための射出部と、を備え、
    　前記飛翔体は、前記射出部と係合された飛翔体本体部と、前記射出部と前記飛翔体本体部とによって画成される内部空間に配置された、ガスを発生するガス発生装置とを有する
    　飛翔体射出機構。
  11. 　請求項１０に記載の飛翔体射出機構において、
    　前記射出部は、一端が開口し、他端が有底の筒状に形成され、
    　前記飛翔体本体部は、棒状に形成され、
    　前記ガス発生装置は、前記飛翔体本体部の一端側に配置され、
    　前記飛翔体は、前記飛翔体本体部の前記一端側が前記射出部の内部に挿入され、且つ、前記射出部の内部において前記ガス発生装置が前記射出部の底部と対面した状態で、配置されている
    　ことを特徴とする飛翔体射出機構。
  12. 　請求項１０に記載の飛翔体射出機構において、
    　前記射出部は棒状に形成され、
    　前記飛翔体本体部は、一端が開口し他端が有底の筒状に形成され、
    　前記ガス発生装置は、前記飛翔体本体部の内部に設けられ、
    　前記飛翔体は、前記飛翔体本体部の内部に前記射出部の少なくとも一部が挿入され、且つ、前記ガス発生装置が前記射出部の先端部に対面した状態で、前記射出部上に支持されている
    　ことを特徴とする飛翔体射出機構。
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Families Citing this family (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP7128155B2 (ja) * 2019-07-24 2022-08-30 ミネベアミツミ株式会社 パラシュート装置および飛行装置
JP1714249S (ja) 2021-09-03 2022-05-09 ドローン用パラシュート格納器
CN116477056B (zh) * 2023-03-13 2023-10-27 中国气象局广州热带海洋气象研究所（广东省气象科学研究所） 基于无人机的大气黑碳垂直廓线监测装置

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2924409A (en) * 1956-12-06 1960-02-09 Experiment Inc Parachute device
JP4785084B2 (ja) 2008-06-09 2011-10-05 防衛省技術研究本部長 パラシュート取付装置
JP2018095051A (ja) * 2016-12-12 2018-06-21 株式会社自律制御システム研究所 無人航空機
JP2018168927A (ja) * 2017-03-29 2018-11-01 日本化薬株式会社 パイロアクチュエータ、パラシュート展開装置、伸長装置、エアバッグ装置、およびボンネット持ち上げ装置
US20190016468A1 (en) * 2016-08-26 2019-01-17 Kitty Hawk Corporation Rocket-based inverted parachute deployment system

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS63220100A (ja) * 1987-03-10 1988-09-13 株式会社東芝 発射装置の飛翔体固定装置
IL229068A (en) * 2013-10-24 2016-06-30 Amir Tsaliah Facility and method for rapid parachute deployment
JP7046923B2 (ja) * 2017-04-11 2022-04-04 日本化薬株式会社 飛行体および飛行体の制御方法
JP7062495B2 (ja) 2017-05-16 2022-05-06 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
JP2019014320A (ja) 2017-07-04 2019-01-31 日本化薬株式会社 パラシュート又はパラグライダー展開装置およびこれを備える無人航空機
WO2020066391A1 (ja) * 2018-09-28 2020-04-02 日本化薬株式会社 被展開体を備えた飛行体

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2924409A (en) * 1956-12-06 1960-02-09 Experiment Inc Parachute device
JP4785084B2 (ja) 2008-06-09 2011-10-05 防衛省技術研究本部長 パラシュート取付装置
US20190016468A1 (en) * 2016-08-26 2019-01-17 Kitty Hawk Corporation Rocket-based inverted parachute deployment system
JP2018095051A (ja) * 2016-12-12 2018-06-21 株式会社自律制御システム研究所 無人航空機
JP2018168927A (ja) * 2017-03-29 2018-11-01 日本化薬株式会社 パイロアクチュエータ、パラシュート展開装置、伸長装置、エアバッグ装置、およびボンネット持ち上げ装置

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