WO2021070262A1 - 飛行体 - Google Patents

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Publication number
WO2021070262A1
WO2021070262A1 PCT/JP2019/039709 JP2019039709W WO2021070262A1 WO 2021070262 A1 WO2021070262 A1 WO 2021070262A1 JP 2019039709 W JP2019039709 W JP 2019039709W WO 2021070262 A1 WO2021070262 A1 WO 2021070262A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
rotary wing
airframe
wing portion
rotor
flying object
Prior art date
Application number
PCT/JP2019/039709
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
康弘 荒川
優 ▲高▼木
周平 小松
Original Assignee
株式会社Ａ．Ｌ．Ｉ． Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 株式会社Ａ．Ｌ．Ｉ． Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ filed Critical 株式会社Ａ．Ｌ．Ｉ． Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｉｅｓ
Priority to PCT/JP2019/039709 priority Critical patent/WO2021070262A1/ja
Publication of WO2021070262A1 publication Critical patent/WO2021070262A1/ja

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Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/08—Helicopters with two or more rotors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C29/00—Aircraft capable of landing or taking-off vertically, e.g. vertical take-off and landing [VTOL] aircraft
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/02—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use

Definitions

  • the present invention relates to an air vehicle, particularly an air vehicle on which a passenger can board and ascends and moves from the ground.
  • An air vehicle that can float and move with a passenger on it is a movement that a moving body such as a motorcycle that moves on land will receive in relation to other moving bodies when moving on land. Since it is possible to move without restrictions, it is expected to be realized as a new means of transportation.
  • Patent Document 1 discloses a technique relating to a so-called hoverbike, which floats and moves to a height of about 50 cm to 100 cm from the ground by rotation of a propeller with a passenger on board. There is.
  • the present invention has been made in view of the above circumstances, and an object of the present invention is to provide an air vehicle capable of improving driving feeling and riding comfort.
  • the airframe according to the present disclosure is a first rotation in which at least a pair of an airframe having a boarding portion and the airframe is provided before and after the boarding part to generate lift for raising the airframe.
  • FIG. 1 is a perspective view showing a configuration example of the flying object 1 according to the embodiment of the present disclosure.
  • FIG. 2 is a side view showing a configuration example of the flying object 1 according to the present embodiment.
  • FIG. 3 is an upper view showing a configuration example of the flying object 1 according to the present embodiment.
  • FIG. 4 is a front view showing a configuration example of the flying object 1 according to the present embodiment.
  • FIG. 5 is a side view of a simplified configuration example of the flying object 1 according to the present embodiment.
  • the hoverbike 1 is also a so-called hoverbike that allows passengers to board, ascend to a height of about 50 cm to 100 cm from the ground, and move in the horizontal direction. It is a means of transportation called.
  • L is the front-rear direction (front side is positive) of the airframe 1 (airframe 2)
  • W is the width direction of the airframe 1 (airframe 2) (the left direction is positive)
  • H is flight. Indicates the vertical direction (upper side is positive) of the body 1 (body 2).
  • the flying object 1 includes the body 2, the saddle 3, the grip 4, the engine 50, which is an example of the power 5, the first rotor 6 (6A, 6B), and the second rotor 7 (7A). ⁇ 7D), the third rotor 8 (8A ⁇ 8D), and the exhaust system 9.
  • the flying object 1 may also include other components, which will be described later.
  • the airframe 2 is formed so as to extend in the front-rear direction L at the upper part of the airframe 1.
  • the machine body 2 can be formed of a material having a relatively low specific gravity and high strength, such as a carbon fiber reinforced resin, a glass fiber reinforced resin, aluminum, an aluminum alloy, a titanium alloy, or a magnesium alloy.
  • a saddle portion 3 and a grip portion 4 are provided on the upper side of the central portion of the machine body 2 in the front-rear direction L.
  • the saddle part 3 corresponds to a seat on which the passenger straddles the aircraft 2 of the aircraft 1.
  • the saddle portion 3 may be shaped so as to project downward so that the occupant can sit stably.
  • the saddle portion 3 is an example of a boarding portion, and the saddle portion 3 is not limited to the shape and structure as shown in the drawing. As long as the passenger has a boarding structure, the mode is not particularly limited.
  • the grip portion 4 is provided for the passenger straddling the saddle portion 3 to grip.
  • the shape of the grip portion 4 is not limited to the shape shown in the figure.
  • the grip portion 4 may be provided with an operation portion, an interface, or the like for the passenger to operate the flying object 1.
  • the grip portion 4 may be provided so as to be relatively movable with respect to the machine body 2, or may be provided so as not to be movable (that is, in a completely fixed state). You may.
  • the grip portion 4 may be movable, for example, like a steering wheel whose rotation axis is in the vertical direction with respect to the machine body 2, or a lever that can move in the direction along the front-rear direction L with respect to the machine body 2. It may be something like.
  • the grip portion 4 may be provided with an operation unit such as a button, a lever, or a steering wheel, and an input signal input to the operation unit may be sent to a control unit 10 described later.
  • the engine 50 which is an example of the power unit 5, is provided below the body 2 and below the saddle 3.
  • Examples of the engine 50 include a gasoline engine, a diesel engine, a gas engine, and the like, and the mechanism of the engine 50 is not particularly limited.
  • the first rotary wing portion 6 is an example of a lift generating wing portion that generates lift for raising the airframe 2.
  • a pair of first rotary blade portions 6A and 6B are provided before and after the power unit 5.
  • the power unit 5 is provided below the tapered cowl forming the front and rear of the body 2 in front of and behind the power unit 5. Due to such a frame shape, a large amount of gas can be smoothly taken into the first rotary blade portion 6.
  • the first rotor 6 includes a propeller 61 for generating lift and a tubular duct 60 accommodating the propeller 61 and having vents at the upper and lower ends.
  • the propeller 61 is, for example, a so-called counter-rotating propeller in which a pair of blades stacked in the vertical direction rotate in opposite directions.
  • the rotation direction Rot1 of the upper propeller of the first rotary wing portion 6A is the counterclockwise direction
  • the rotation direction Rot2 of the lower propeller is the clockwise direction.
  • the rotation direction Rot3 of the upper propeller of the first rotary blade portion 6B is the clockwise direction
  • the rotation direction Rot4 of the lower propeller is the counterclockwise direction.
  • the orientations may be opposite.
  • the upper propeller and the lower propeller rotate in opposite directions.
  • the upper propellers rotate in opposite directions.
  • the first rotary blade portion 6 may be a single propeller. In this case, the propellers of the first rotary wing portion 6A and the first rotary wing portion 6B rotate in opposite directions so that their respective counter torques are canceled.
  • the rotation of the propeller 61 creates an air flow from above to below. Lift is generated in the airframe 2 by such an air flow, and the airframe 2 can be levitated. Further, as will be described later, by tilting the body 2 in the pitch direction (rotational direction with the width direction W as the rotation axis) or the roll direction (rotation direction with the front-rear direction L as the rotation axis), the first rotary wing portion 6 Generates a horizontal thrust. As a result, the flying object 1 can be propelled.
  • the second rotary wing portion 7 is an example of a thrust generating wing portion for applying thrust to the airframe 2.
  • the second rotary wing portion 7 can apply thrust to the airframe 2 mainly in the front-rear direction L of the airframe 2.
  • the second rotor 7A is on the front left side of the fuselage 2
  • the second rotor 7B is on the rear left side of the fuselage 2
  • the second rotor 7C is on the front right side of the fuselage 2
  • the second rotor 7D is on the front right side of the fuselage 2. It is provided on the rear right side of 2.
  • the second rotary wing portions 7A, 7B, 7C, and 7D are arranged on the front and rear of the body 2 on the outer side of the first rotary wing portion 6 in the width direction W. That is, a pair of the second rotary wing portions 7 are provided on the front and rear first rotary wing portions 6, respectively.
  • the second rotor 7 includes a tubular duct that allows gas to flow in the front-rear direction L of the body 2, and a propeller 71 that generates thrust inside the duct.
  • the duct is provided with a distribution port at each end in the front-rear direction L.
  • the propeller 71 may be, for example, a counter-rotating propeller or a single propeller. In the case of a single propeller, for example, as shown in FIG. 4, when the propeller of the second rotor 7A rotates clockwise Rot 9 in the front view, the propeller of the second rotor 7C counterclockwise in the front view. It rotates in the clockwise direction Rot10.
  • the propeller of the second rotor 7B (not shown) rotates clockwise in the front view
  • the propeller of the second rotor 7D (not shown) rotates counterclockwise in the front view.
  • These orientations may be opposite.
  • the propellers rotate in opposite directions.
  • the propellers rotate in the same direction between the front and rear second rotary blade portions 7. That is, the second rotary wing portions 7 are arranged so that the counter torques between the second rotary wing portions 7 arranged in the width direction W or between the second rotary wing portions 7 located diagonally are canceled.
  • the direction of rotation of the propeller is controlled.
  • the propeller 71 may appropriately change the rotation direction and the pitch angle of the blade of the propeller 71 by the control unit 10 or the motor driver 13 described later.
  • the second rotor 7 can generate thrust along at least one of the front-rear directions L of the airframe 2.
  • the third rotary wing portion 8 is an example of a thrust generating wing portion for applying thrust to the airframe 2.
  • the third rotary wing portion 8 can apply thrust to the airframe 2 mainly in the vertical direction H of the airframe 2.
  • the third rotor 8A is on the front left side of the fuselage 2
  • the third rotor 8B is on the rear left side of the fuselage 2
  • the third rotor 8C is on the front right side of the fuselage 2
  • the third rotor 8D is on the front right side of the fuselage 2. It is provided on the rear right side of 2.
  • the third rotary wing portions 8A, 8B, 8C, and 8D are arranged on the front and rear of the body 2 on the outer side of the first rotary wing portion 6 in the width direction W. That is, a pair of third rotary wing portions 8 are provided on the front and rear first rotary wing portions 6, respectively.
  • the third rotor 8 includes a ring-shaped casing that allows gas to flow in the vertical direction H of the airframe 2, and a propeller 81 that generates thrust inside the casing.
  • the casing is provided with distribution ports at the upper end and the lower end, respectively.
  • the propeller 81 may be, for example, a counter-rotating propeller or a single propeller.
  • a single propeller for example, as shown in FIG. 3, when the propeller of the third rotor 8A rotates counterclockwise Rot5 when viewed upward, the propeller of the third rotor 8C is clockwise when viewed upward. It rotates in the clockwise direction Rot7.
  • the propeller of the third rotor 8B rotates clockwise Rot6 when viewed upward
  • the propeller of the third rotor 8D rotates counterclockwise Rot8 when viewed upward.
  • the propellers of the third rotor 8 are provided at diagonal positions of the third rotors 8 (for example, the third rotor 8A and the third rotor 8D, and the third rotor 8).
  • the portion 8B and the third rotary blade portion 8C) rotate in the same direction. That is, the third rotary wing portion 8 is arranged so that the counter torque of the adjacent third rotary wing portions 8 is canceled, and the rotation direction of the propeller is controlled.
  • the propeller 81 may appropriately change the rotation direction and the pitch angle of the propeller by the control unit 10 or the motor driver 13 described later.
  • the third rotor 8 can generate thrust along at least one of the vertical directions H of the airframe 2.
  • the third rotor 8 normally generates an upward thrust of the airframe 2, but may generate a downward thrust.
  • the second rotary wing portion 7 and the third rotary wing portion 8 according to the present embodiment are arranged in the width direction W of the first rotary wing portion 6. Further, the second rotary wing portion 7 and the third rotary wing portion 8 according to the present embodiment are provided so as to be aligned in the front-rear direction L of the airframe 2. With such an arrangement, the inflow velocity of air into these rotor portions can be further increased, and the output efficiency of the rotary blade portions can be improved. Further, for example, the second rotary wing portions 7A and 7C according to the present embodiment are provided on the front side of the third rotary wing portions 8A and 8C.
  • the second rotary wing portions 7B and 7D according to the present embodiment are provided on the rear side of the third rotary wing portions 8B and 8D.
  • the inflow speed of the air flowing into each rotor can be increased.
  • the efficiency of thrust generation can be improved.
  • the arrangement relationship between the second rotor portion 7 and the third rotor portion 8 is not particularly limited.
  • the second rotary wing portion 7 is provided at a position relatively higher in the vertical direction H than the third rotary wing portion 8. Further, one of the flow ports of the corresponding second rotary wing portion 7 and the third rotary wing portion 8 (for example, the second rotary wing portion 7A and the third rotary wing portion 8A) is opened toward the same space. ing.
  • the inflow speed of the air flowing into each rotary wing portion can be increased.
  • the efficiency of thrust generation can be improved.
  • the exhaust system 9 is a system that processes the exhaust gas discharged from the engine 50.
  • an exhaust system 9 for example, a known exhaust device or the like can be used.
  • the exhaust system 9 is provided below the saddle portion 3. In the example shown in FIG. 2, the exhaust system 9 is provided below the engine 50.
  • FIG. 6 is a block diagram showing a hardware configuration example of the flying object 1 according to the present embodiment. The description of the components already described above will be omitted. Further, the broken line shown in FIG. 6 is a virtual boundary line that divides the front portion, the central portion, and the rear portion of the airframe 1 (airframe 2). That is, the area where the saddle portion 3 is provided corresponds to the central portion of the airframe 2. Further, the arrow L shown in FIG. 6 is an arrow indicating the forward direction of the aircraft 2.
  • a saddle portion 3, a grip portion 4, and a power unit 5 may be provided in the central portion of the airframe 2, and an exhaust system 9, a control unit 10, a battery 11, and a cooling unit 14 may be further provided.
  • the power unit 5 may include a gasoline tank 51, a generator 52, and a PCU (Power Control Unit) 53 in addition to the engine 50.
  • the gasoline tank 51 stores gasoline to be supplied to the engine 50.
  • the generator 52 has a function of generating electric power by the power obtained by using the engine 50 as a power source.
  • the generator 52 is controlled by the PCU 53, and the generated electric power is stored in the battery 11.
  • the PCU 53 has a function of managing the power of the battery 11.
  • the cooling unit 14 may be provided to cool the engine 50, the generator 52, the battery 11, and the like.
  • the cooling unit 14 is a component having a cooling mechanism for cooling the power unit, such as a radiator or an oil cooler.
  • the motor 12 and the motor driver 13 are located in the front and rear of the fuselage 2, and the second rotor 7 and the second rotor 7 and the motor driver 13. It is provided for each of the three rotors 8.
  • the power generated by the engine 50 is transmitted to the first rotor portion 6 via a power shaft (not shown) or the like.
  • power is directly transmitted to the second rotary wing portion 7 and the third rotary wing portion 8 from the motor 12 provided for each of the second rotary wing portion 7 and the third rotary wing portion 8 via a power shaft or the like.
  • the motor 12 is provided in a form attached to the second rotary wing portion 7 and the third rotary wing portion 8, respectively, but the present technology is not limited to such an example.
  • the motor 12 may be provided at the lower part of the saddle portion 3 at the central portion of the machine body 2.
  • the motor 12 is an example of the power unit 5.
  • the number of motors 12 is not particularly limited, and for example, the number of motors 12 may be provided corresponding to the number of the second rotary blade portion 7 and the third rotary blade portion 8.
  • FIG. 7 is a block diagram illustrating an outline of the configuration of the control unit 10 according to the present embodiment.
  • the control unit 10 includes a processor 10A, a memory 10B, and a sensor 10C as main configurations.
  • the processor 10A is composed of, for example, a CPU (Central Processing Unit), controls the operation of each component of the aircraft 1, and is necessary for controlling the transmission / reception of data between the elements and executing a program. Perform processing, etc.
  • a CPU Central Processing Unit
  • the memory 10B includes a main storage device composed of a volatile storage device such as a DRAM (Dynamic Random Access Memory), and an auxiliary storage device composed of a non-volatile storage device such as a flash memory or an HDD (Hard Disc Drive). .. While the memory 10B is used as a work area of the processor 10A, various setting information such as logic, code, and program instructions that can be executed by the control unit 10 are stored.
  • a volatile storage device such as a DRAM (Dynamic Random Access Memory)
  • auxiliary storage device composed of a non-volatile storage device such as a flash memory or an HDD (Hard Disc Drive).
  • HDD Hard Disc Drive
  • the senor 10C is a weight sensor, a force sensor, an inertial sensor (acceleration sensor, gyro sensor), a GPS sensor that receives radio waves from a GPS satellite, a proximity sensor, an optical or ultrasonic distance measuring sensor, and the like. It consists of various sensors such as a vision / image sensor (camera), a pressure sensor that measures atmospheric pressure, and a temperature sensor that measures temperature.
  • a vision / image sensor camera
  • a pressure sensor that measures atmospheric pressure
  • a temperature sensor that measures temperature.
  • the control unit 10 controls the operations of the first rotary wing portion 6, the second rotary wing portion 7, and the third rotary wing portion 8. Specifically, the control unit 10 controls the output of the engine 50 and the motor 12 based on the input signal obtained from the operation unit provided in the grip unit 4 and the signal obtained from the sensor 10C. As a result, the number of rotations of each rotor is controlled, and the flying object 1 is levitated and flew. A control example by the control unit 10 will be described later.
  • the position where the control unit 10 is provided is not limited to the central portion of the machine body 2.
  • FIG. 8 is an enlarged view of the first rotor 6 of the aircraft 1 in the range VIII of FIG.
  • the first rotor portion 6 may be provided with a duct 60, a propeller 61, and a louver 62.
  • the louver 62 may be provided at least one of the upper and lower vents (preferably the upper end side) of the duct 60.
  • the louver 62 has a strip shape, is arranged in the width direction W, and is provided so as to incline downward in the width direction W from the outside to the center side with the front-rear direction L as the central axis. May be good.
  • the louver 62 can suppress the intrusion of foreign matter into the duct 60 and prevent the propeller 61 and the like from being damaged. Further, by providing the louver 62, even when something is scattered from the inside of the duct 60, the louver 62 can be an obstacle to the scattered object. In addition, the flow of gas flowing in from above can be adjusted. Further, since the louver 62 is provided, it becomes difficult for the passengers boarding the aircraft 1 to see the propeller 61, so that the fear of the passengers can be alleviated.
  • a variable flap mechanism may be provided in a part of the duct 60.
  • the flap mechanism is provided on the lower end side of the duct 60 and translates or rotates in at least one of the radial, circumferential, and axial directions of the duct 60. As a result, the flight control of the flying object 1 can be performed more precisely.
  • FIG. 9 is a diagram for explaining the flow of the air flow of the first rotary blade portion 6A according to the present embodiment.
  • the cooling unit 14 (not shown) may be attached to, for example, the front side of the engine 50 in the front-rear direction L. Then, the airflow W1 passing through the first rotary blade portion 6A goes backward. Then, since the airflow W1 collides with the cooling unit 14, the airflow W1 easily takes heat from the cooling unit 14. Therefore, the heat exchange efficiency of the cooling unit 14 is improved.
  • FIG. 10 is a side view for explaining an outline of an operation example of the flying object 1 according to the present embodiment.
  • FIG. 10 for convenience of explanation, some configurations of the propeller and the like are simplified and omitted.
  • FIG. 10 shows a state in which the flying object 1 is hovering.
  • the second rotor 7A generates a rear thrust F2a by generating an air flow from the rear side to the front side in the front-rear direction L. Further, the second rotor 7B generates a forward thrust F2b by generating an air flow from the front side to the rear side in the front-rear direction L.
  • the thrusts F2a and F2b are used for acceleration / deceleration of the flying object 1 in the front-rear direction L and rotation control around the yaw axis (axis along the vertical direction H) of the flying object 1.
  • the third rotor portions 8A and 8B generate thrusts F3a and F3b upward by generating an air flow from the upper side to the lower side in the vertical direction H.
  • the thrusts F3a and F3b are used for rotation control around the pitch axis (axis along the width direction W) and the roll axis (axis along the front-rear direction L) of the flying object 1.
  • the upward thrusts F3a and F3b may be used as an auxiliary lift when the flying object 1 ascends.
  • the thrust F2a may be a forward thrust
  • the thrust F2b may be a backward thrust
  • the thrusts F3a and F3b are downward thrusts. However, it may be.
  • Lifts F1a and F1b are controlled by the control unit 10 adjusting the output of the engine 50 and / or the power transmission mechanism for transmitting power from the engine 50 to the first rotary blade portion 6. Further, the thrusts F2a, F2b, F3a and F3b are controlled by the control of the motor 12 by the control unit 10 via the motor driver 13. These lift and thrust controls may be, for example, by adjusting the variable pitch of the propeller blades of each rotor or by adjusting the duct or casing by a variable mechanism.
  • FIG. 11 is a side view for explaining the outline of another example of the operation of the flying object 1 according to the present embodiment.
  • FIG. 10 some configurations of the propeller and the like are simplified or omitted for convenience of explanation.
  • the flying object 1 is in a state of leaning forward in the front-rear direction L.
  • the lift F1b of the first rotor 6B is set to be higher than the lift F1a of the first rotor 6A, or the thrust F3b of the third rotor 8B is set to the third rotor 8B.
  • This is achieved by setting the thrust to a state higher than that of F3a. That is, in the front and rear of the airframe 2, the thrust component applied to the vertical direction H is set to be larger on the rear side than on the front side, so that the rear part of the airframe 2 obtains a high lift and the airframe 1 is in a forward leaning posture.
  • the thrust component applied to the vertical direction H is set to be larger on the rear side than on the front side, so that the rear part of the airframe 2 obtains a high lift and the airframe 1 is in a forward leaning posture.
  • the horizontal components of the lifts F1a and F1b (for example, the components in the front-rear direction L) become thrusts, and the flying object 1 can be propelled.
  • the airframe 2 is in a backward leaning posture. In this case, for example, when the flying object 1 is propelling forward, the flying object 1 can be decelerated.
  • the first rotor 6 produces a higher lift (thrust) than the third rotor 8. Therefore, considering that the attitude of the flying object 1 is precisely controlled, it is preferable to control the output of the third rotor 8 to adjust the attitude of the flying object 1.
  • the pitch angle of the airframe 1 can be adjusted by making the thrust F3 of the third rotor 8 different in the front and rear of the airframe 2.
  • the roll angle of the airframe 1 can be adjusted by making the thrust F3 of the third rotary wing portion 8 different on the left and right sides of the airframe 2.
  • the third rotor 8 when the third rotor 8 is used to control the attitude of the flying object 1, the third rotor 8 is used so that the average output value of the third rotor 8 does not affect the attitude control performance. It is preferable that the output is within a predetermined range.
  • the control unit 10 controls the output of the first rotary wing portion so that the output value of the third rotary wing portion 8 falls within a predetermined range during the flight of the flying object 1. More specifically, when it is desired to set the output value of the third rotor 8 in the range of around 50% in the hovering state of the flying object 1, the control unit 10 sets the output value of the third rotor 8 at the start of ascent.
  • the control unit 10 stops the increase in the output of the first rotor unit 6.
  • the control unit 10 it is possible to secure a larger maximum value of the moment around the center of gravity of the flying object 1 that can be output for attitude control. Therefore, for example, the attitude control performance by the third rotary wing portion 8 can be maintained regardless of the passenger of the flying object 1 or the load of the weight of the load.
  • the control unit 10 may estimate the weight of the passenger or the load from the output value of the first rotary wing portion 6 in the hovering state.
  • the control unit 10 outputs the output of the first rotor 6 during hovering based on the signal output from the weight sensor (that is, information related to the weight).
  • the target value of may be set. As a result, the transition from the start of ascent of the flying object 1 to the hovering state can be smoothly performed.
  • the hovering state can be determined based on the signals output by the acceleration sensor, the force sensor, the distance measuring sensor, and the like loaded on the flying object 1.
  • the present technology is not limited to such an example.
  • the first rotor 6 may be provided to be rotatable about a pitch axis and / or a roll axis.
  • the second rotary wing portion 7 may be fixed to the first rotary wing portion 6 or provided so as to be rotatable around the pitch axis.
  • the third rotary wing portion 8 may be fixed to the first rotary wing portion 6 or provided so as to be rotatable around a pitch axis and / or a roll axis.
  • FIG. 12 is an upper view for explaining the outline of another example of the operation of the flying object 1 according to the present embodiment.
  • the example shown in FIG. 12 is an example of the operation in which the flying object 1 rotates around the yaw axis.
  • a pair of second rotors 7 (for example, the second rotor 7A and the second rotation) provided at diagonal positions of the aircraft 1 (positions that form a symmetrical pair in the front-rear direction L and the width direction W of the aircraft).
  • the output of the blade portion 7D) is controlled by the control unit 10 so that the thrusts are opposite in the front-rear direction L and are increased or decreased at the same time.
  • the airframe 1 rotates in the counterclockwise direction Rot11 in the upward view due to the yaw moment generated around the center of the airframe 2.
  • the rotation speed (angular velocity / angular acceleration) and rotation direction around the yaw axis can be appropriately controlled according to the combination of output control targets of the second rotary blade portion 7, the output value, and the like. Further, when the flying object 1 is in an inclined posture, the output value can be appropriately controlled in consideration of the pitch moment and the like.
  • the rotation of the flying object 1 around the yaw axis is realized regardless of the flight state of the flying object 1 (for example, the propulsion moving state or the hovering state). ..
  • the airframe 1 has a first rotary wing portion 6 that generates lift for raising the airframe 2 and a second rotary wing portion that generates a force in the front-rear direction of the airframe 2. 7 and a third rotary wing portion 8 that generates a force in the vertical direction of the airframe 2.
  • the first rotary wing portion 6 generates a lift that raises the airframe 2 during hovering, and further tilts the first rotary wing portion 6 to generate a thrust in the horizontal direction.
  • the second rotor 7 generates thrust for acceleration / deceleration in the front-rear direction and rotation control around the yaw axis of the airframe 2.
  • the third rotary wing portion 8 generates thrust for controlling the rotation of the airframe 2 around the pitch axis and the roll axis, and controls the posture of the airframe 2.
  • the layout of other parts of the airframe 2 can be freely designed. That is, the airframe 2 can be made compact, and the degree of freedom in design can be increased.
  • the motor 12 may be attached to the second rotary wing portion 7 and / or the third rotary wing portion 8, or may be provided as a component of the power unit 5 provided in the central portion of the machine body 2.
  • the motor 12 is provided on the second rotary wing portion 7 and / or the third rotary wing portion 8, the motor 12 having a smaller size than the other components of the power unit 5 is provided in front of and behind the machine body 2. It is possible to consolidate the space in the lower center of the machine body 2 with the components of the larger power unit 5.
  • the case where the flying object 1 is composed of the power unit 5 not loaded with the internal combustion engine such as the engine 50 is also included in the category of the present technology.
  • the first rotor 6 gets power from the battery 11.
  • the second rotor portion 7 and the third rotor portion 8 may obtain power from the engine 50 instead of the motor 12.
  • each rotor may be operated by power supplied from a power source other than the engine 50 and the motor 12.
  • each rotary wing portion in the flying object 1 disclosed in FIGS. 1 to 5 is only an example, and the flying object is composed of each component and its equivalents disclosed in the present specification. It is included in the category of this technology.
  • (Item 2) The flying object according to item 1, wherein the second rotary wing portion and the third rotary wing portion are arranged in pairs in the width direction of the airframe of the first rotary wing portion.
  • (Item 3) The flying object according to item 1 or 2, wherein the second rotary wing portion and the third rotary wing portion are provided so as to be aligned in the front-rear direction of the airframe.
  • (Item 4) The second rotary wing portion disposed on the first rotary wing portion on the front side is provided on the front side of the third rotary wing portion disposed on the first rotary wing portion on the front side, items 1 to 1.
  • the second rotary wing portion disposed on the first rotary wing portion on the rear side is provided on the rear side of the third rotary wing portion disposed on the first rotary wing portion on the rear side.
  • the flying object according to any one of items 1 to 4. (Item 6)
  • the second rotor has a distribution port through which gas flows along the vertical direction of the airframe.
  • Item 7) Item 6.
  • the airframe according to item 6, wherein a cooling unit for cooling the power unit of the airframe is provided behind the first rotary wing portion provided in the front part of the airframe.
  • the first rotor includes a propeller that generates lift by rotation, and a tubular duct that houses the propeller and opens the upper and lower ends.
  • the flying object according to any one of items 1 to 7, wherein a louver is provided at least one of the upper and lower ends of the duct.
  • the flying object according to item 8 wherein a variable flap mechanism is provided in a part of the duct.
  • a grip portion provided on the aircraft and for a passenger boarding the boarding portion to grip is provided, and the grip portion has an operation portion.
  • the flying object according to any one of items 10 to 12, wherein the control unit controls based on an input signal input by the operation unit provided on the grip portion.
  • the second rotor has a propeller that generates thrust in the front-rear direction of the airframe by rotation.
  • the flying object according to any one of items 1 to 13, wherein the blades are provided so that the pitch angle of the blades of the propeller is variable.

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Abstract

【課題】搭乗者の運転フィーリングや乗り心地を向上させることができる飛行体を提供する。 【解決手段】本技術に係る飛行体は、搭乗部を有する機体と、前記機体の、前記搭乗部の前後に少なくとも一対設けられ、前記機体を浮上させる揚力を発生させる第１回転翼部と、前記第１回転翼部に配設され、前記機体の前後方向の力を発生させる第２回転翼部と、前記第１回転翼部に配設され、前記機体の上下方向の力を発生させる第３回転翼部と、を備える。

Description

飛行体
　本発明は、飛行体、特に、搭乗者が搭乗可能であって地上から浮上して移動する飛行体に関する。
　搭乗者を乗せて浮上して移動することが可能な飛行体は、陸路を移動する自動二輪車等の移動体が、陸路を移動する際に他の移動体との関係で受けることになる移動に対する制約を受けることなく移動することが可能であることから、新たな移動手段として実現されることが期待されている。
　例えば、特許文献１において、搭乗者を乗せた状態で、プロペラの回転によって地上から５０ｃｍ乃至１００ｃｍ程度の高さに浮上して移動する、いわゆるホバーバイクとも称される飛行体に関する技術が開示されている。
特開２０１９－１４３９６公報
　かかる飛行体を搭乗者が運転する際には、飛行体が備えるべき技術的な性能である、搭乗者の運転フィーリングや乗り心地の向上を図ることが求められる。特許文献１に開示された技術では、プロペラによる飛行体の運動制御において改善の余地がある。
　本発明は、上記事情に鑑みてなされたものであり、運転フィーリングや乗り心地を向上させることが可能である飛行体を提供することを課題とするものである。
　上記課題を達成するための、本開示に係る飛行体は、搭乗部を有する機体と、前記機体の、前記搭乗部の前後に少なくとも一対設けられ、前記機体を浮上させる揚力を発生させる第１回転翼部と、前記第１回転翼部に配設され、前記機体の前後方向の力を発生させる第２回転翼部と、前記第１回転翼部に配設され、前記機体の上下方向の力を発生させる第３回転翼部と、を備えるものである。
　本開示の技術によれば、搭乗者の運転フィーリングや乗り心地を向上させることができる。
本開示の一実施形態に係る飛行体の構成例を示す斜視図である。 同実施形態に係る飛行体の構成例を示す側視図である。 同実施形態に係る飛行体の構成例を示す上視図である。 同実施形態に係る飛行体の構成例を示す正面図である。 同実施形態に係る飛行体の構成例を簡略化した側視図である。 同実施形態に係る飛行体のハードウェア構成例を示すブロック図である。 同実施形態に係る制御部の構成の概略を説明するブロック図である。 図１の範囲ＶＩＩＩにおける飛行体の第１回転翼部の拡大図である。 同実施形態に係る第１回転翼部の気流の流れを説明するための図である。 同実施形態に係る飛行体の動作例の概略を説明するための側視図である。 同実施形態に係る飛行体の動作の他の例の概略を説明するための側視図である。 実施形態に係る飛行体１の動作の他の例の概略を説明するための上視図である。
　以下に添付図面を参照しながら、本開示の好適な実施の形態について詳細に説明する。なお、本明細書及び図面において、実質的に同一の機能構成を有する構成要素については、同一の符号を付することにより重複説明を省略する。
　図１は、本開示の一実施形態に係る飛行体１の構成例を示す斜視図である。図２は、本実施形態に係る飛行体１の構成例を示す側視図である。図３は、本実施形態に係る飛行体１の構成例を示す上視図である。図４は、本実施形態に係る飛行体１の構成例を示す正面図である。図５は、本実施形態に係る飛行体１の構成例を簡略化した側視図である。
　図１～図５に示すように、飛行体１は、搭乗者が搭乗可能であって地上から５０ｃｍ乃至１００ｃｍ程度の高さに浮上して水平方向に移動することが可能な、いわゆるホバーバイクとも称される移動手段である。なお、各図に示す各座標軸について、Ｌは飛行体１（機体２）の前後方向（前側が正）、Ｗは飛行体１（機体２）の幅方向（左方向が正）、Ｈは飛行体１（機体２）の上下方向（上側が正）を示す。
　飛行体１は、機体２と、鞍部３と、把持部４と、動力部５の一例であるエンジン５０と、第１回転翼部６（６Ａ、６Ｂ）と、第２回転翼部７（７Ａ～７Ｄ）と、第３回転翼部８（８Ａ～８Ｄ）と、排気システム９と、を備える。なお、飛行体１はその他の構成要素も備えうるものであり、該構成要素については後述する。
　機体２は、飛行体１の上部において前後方向Ｌに伸びて形成される。機体２は、例えば、炭素繊維強化樹脂、ガラス繊維強化樹脂、アルミニウム、アルミニウム合金、チタン合金またはマグネシウム合金等の、比較的比重が小さく、かつ強度の高い素材から形成され得る。
　機体２の前後方向Ｌにおける中央部の上側には、鞍部３および把持部４が設けられる。
　鞍部３は、搭乗者が飛行体１の機体２に跨って搭乗する座席に相当する。搭乗者が安定して着座できるように、鞍部３は、下方側に突出するような形状を成してもよい。なお、鞍部３は搭乗部の一例であり、鞍部３は、図示するような形状や構造に限定されない。搭乗者が搭乗可能な構造を有していれば、その態様は特に限定されない。
　把持部４は、鞍部３に跨った搭乗者が掴まるために設けられる。把持部４の形状は図示するような形状に限定されない。把持部４には、搭乗者が飛行体１を操作するための操作部やインタフェース等が設けられてもよい。また、把持部４は機体２に固定されるが、把持部４は機体２に対して相対的に移動可能に設けられてもよいし、移動不能（つまり完全に固定された状態）に設けられてもよい。把持部４は、例えば機体２に対して上下方向に沿う方向を回転軸とするステアリングのように移動可能であってもよいし、機体２に対して前後方向Ｌに沿う方向に移動可能なレバーのようなものであってもよい。かかる把持部４には、ボタン、レバー、ステアリング等の操作部が設けられてもよく、かかる操作部に入力される入力信号は、後述する制御部１０に送出され得る。
　動力部５の一例であるエンジン５０は、機体２の下側であって、鞍部３の下方に設けられる。エンジン５０は、例えば、ガソリンエンジン、ディーゼルエンジン、ガスエンジン等が挙げられ、エンジン５０の機構は特に限定されない。
　第１回転翼部６は、機体２を浮上させるための揚力を発生させる揚力発生翼部の一例である。第１回転翼部６Ａ、６Ｂは、動力部５の前後に一対設けられる。図１及び図２に示す例では、動力部５の前後において、機体２の前方及び後方を構成するテーパ形状のカウルの下方に設けられる。かかるフレーム形状により、第１回転翼部６に多くの気体をスムーズに取り込むことができる。
　第１回転翼部６は、揚力を発生させるためのプロペラ６１と、かかるプロペラ６１を収容し、上下端に通気口を有する筒状のダクト６０とを備える。図３に示すように、プロペラ６１は、例えば上下方向に重ね合わせられた１対のブレード群が、それぞれ反対方向に回転する、いわゆる二重反転プロペラである。例えば、上視において、第１回転翼部６Ａの上側のプロペラの回転方向Ｒｏｔ１は反時計回り方向である場合、下側のプロペラの回転方向Ｒｏｔ２は時計周り方向である。またこの場合、第１回転翼部６Ｂの上側のプロペラの回転方向Ｒｏｔ３は時計回り方向であり、下側のプロペラの回転方向Ｒｏｔ４は反時計周り方向である。これらの向きは、それぞれ反対であってもよい。上側のプロペラと下側のプロペラはそれぞれ反対の方向に回転する。また、前後の第１回転翼部６の間では、上側のプロペラ同士はそれぞれ反対の方向に回転する。下側のプロペラ同士も同様である。なお、第１回転翼部６は一重プロペラであってもよい。この場合、第１回転翼部６Ａと第１回転翼部６Ｂは、それぞれの反トルクが打ち消されるように、プロペラは反対方向に回転する。
　かかるプロペラ６１の回転により、上方から下方へと気流が生じる。かかる気流により機体２に揚力が発生し、機体２を浮上させることができる。また後述するが、かかる機体２をピッチ方向（幅方向Ｗを回転軸とする回転方向）またはロール方向（前後方向Ｌを回転軸とする回転方向）に傾斜させることで、第１回転翼部６により水平方向の推力が発生する。これにより、飛行体１を推進させることができる。
　なお、第１回転翼部６のダクト６０の構造や変形例等については、図１の範囲ＶＩＩＩの拡大図を示す図１１を参照しながら後述する。
　第２回転翼部７は、機体２に推力を与えるための推力発生翼部の一例である。特に、第２回転翼部７は、機体２に対して主に機体２の前後方向Ｌに推力を与え得る。第２回転翼部７Ａは機体２の前方左側に、第２回転翼部７Ｂは機体２の後方左側に、第２回転翼部７Ｃは機体２の前方右側に、第２回転翼部７Ｄは機体２の後方右側に設けられる。第２回転翼部７Ａ、７Ｂ、７Ｃ、７Ｄは、機体２の前後において、第１回転翼部６の幅方向Ｗにおける外側に配設される。すなわち、第２回転翼部７は、前後の第１回転翼部６にそれぞれ一対ずつ設けられる。
　第２回転翼部７は、機体２の前後方向Ｌに気体を流通させる筒状ダクトと、該ダクトの内側において推力を発生させるプロペラ７１と、を備える。該ダクトは、前後方向Ｌの端部にそれぞれ流通口が設けられる。該プロペラ７１は、例えば二重反転プロペラであってもよいし、一重プロペラであってもよい。一重プロペラの場合、例えば、図４に示すように、第２回転翼部７Ａのプロペラが正面視で時計回り方向Ｒｏｔ９に回転する場合、第２回転翼部７Ｃのプロペラは、正面視で反時計回り方向Ｒｏｔ１０に回転する。またこの場合、不図示の第２回転翼部７Ｂのプロペラは正面視で時計回り方向に回転し、不図示の第２回転翼部７Ｄのプロペラは正面視で反時計回り方向に回転する。これらの向きは、それぞれ反対であってもよい。左右の第２回転翼部７においては、プロペラはそれぞれ反対の方向に回転する。また、前後の第２回転翼部７の間では、プロペラはそれぞれ同じ方向に回転する。すなわち、幅方向Ｗに配設される第２回転翼部７同士、または対角に位置する第２回転翼部７同士の反トルクが打ち消されるように、第２回転翼部７が配置され、プロペラの回転方向が制御される。
　また、該プロペラ７１は、後述する制御部１０またはモータドライバ１３等により、回転方向やプロペラ７１のブレードのピッチ角を適宜変更してもよい。これにより、第２回転翼部７は、機体２の前後方向Ｌの少なくともいずれかの方向に沿った推力を発生させることができる。
　第３回転翼部８は、機体２に推力を与えるための推力発生翼部の一例である。特に、第３回転翼部８は、機体２に対して主に機体２の上下方向Ｈに推力を与え得る。第３回転翼部８Ａは機体２の前方左側に、第３回転翼部８Ｂは機体２の後方左側に、第３回転翼部８Ｃは機体２の前方右側に、第３回転翼部８Ｄは機体２の後方右側に設けられる。第３回転翼部８Ａ、８Ｂ、８Ｃ、８Ｄは、機体２の前後において、第１回転翼部６の幅方向Ｗにおける外側に配設される。すなわち、第３回転翼部８は、前後の第１回転翼部６にそれぞれ一対ずつ設けられる。
　第３回転翼部８は、機体２の上下方向Ｈに気体を流通させるリング状のケーシングと、該ケーシングの内側において推力を発生させるプロペラ８１と、を備える。該ケーシングは、上端部および下端部にそれぞれ流通口が設けられる。該プロペラ８１は、例えば二重反転プロペラであってもよいし、一重プロペラであってもよい。一重プロペラの場合、例えば、図３に示すように、第３回転翼部８Ａのプロペラが上視で反時計回り方向Ｒｏｔ５に回転する場合、第３回転翼部８Ｃのプロペラは、上視で時計回り方向Ｒｏｔ７に回転する。またこの場合、第３回転翼部８Ｂのプロペラは上視で時計回り方向Ｒｏｔ６に回転し、第３回転翼部８Ｄのプロペラは上視で反時計回り方向Ｒｏｔ８に回転する。これらの向きは、それぞれ反対であってもよい。これらの第３回転翼部８のプロペラは、対角となる位置に設けられる第３回転翼部８同士（例えば、第３回転翼部８Ａと第３回転翼部８Ｄ、および、第３回転翼部８Ｂと第３回転翼部８Ｃ）が、それぞれ同じ方向に回転する。すなわち、隣り合う第３回転翼部８の反トルクが打ち消されるように、第３回転翼部８が配置され、プロペラの回転方向が制御される。
　また、該プロペラ８１は、後述する制御部１０またはモータドライバ１３等により、回転方向やプロペラのピッチ角を適宜変更してもよい。これにより、第３回転翼部８は、機体２の上下方向Ｈの少なくともいずれかの方向に沿った推力を発生させることができる。なお、第３回転翼部８は、通常機体２の上方への推力を発生させるが、下方への推力を発生させてもよい。
　図２、図３および図５に示すように、本実施形態に係る第２回転翼部７および第３回転翼部８は、第１回転翼部６の幅方向Ｗに配設される。また、本実施形態に係る第２回転翼部７と第３回転翼部８とは、機体２の前後方向Ｌにおいて整列して設けられている。かかる配置により、これらの回転翼部への空気の流入速度をさらに大きくし、該回転翼部の出力効率を向上させることができる。また、例えば、本実施形態に係る第２回転翼部７Ａ、７Ｃは、第３回転翼部８Ａ、８Ｃよりも前側に設けられている。また、本実施形態に係る第２回転翼部７Ｂ、７Ｄは、第３回転翼部８Ｂ、８Ｄよりも後側に設けられている。かかる配置により、各回転翼部に流入する空気の流入速度を大きくすることができる。これにより、推力発生に係る効率を向上させることができる。なお、他の実施形態においては、第２回転翼部７と第３回転翼部８との配置関係は特に限定されない。
　また、第２回転翼部７は、第３回転翼部８よりも上下方向Ｈにおいて相対的に高い位置に設けられる。また、対応する第２回転翼部７と第３回転翼部８（例えば、第２回転翼部７Ａと第３回転翼部８Ａ）のそれぞれの一方の流通口は、同じ空間に向けて開口している。
　第２回転翼部７と第３回転翼部８とをかかる配置とすることによって、各回転翼部に流入する空気の流入速度を大きくすることができる。これにより、推力発生に係る効率を向上させることができる。
　排気システム９は、エンジン５０から排出される排気ガスを処理するシステムである。かかる排気システム９として、例えば公知の排気デバイス等が使用できる。排気システム９は、鞍部３の下方に設けられる。図２に示す例では、エンジン５０の下部に排気システム９が設けられている。排気システム９が鞍部３の下側に設けられることで、重量物を機体２の中央下部に集中させることができ、運転時の安定性を高くすることができる。
　次に、図６を用いて、飛行体１の構成要素について詳細に説明する。図６は、本実施形態に係る飛行体１のハードウェア構成例を示すブロック図である。なお、既に上述した構成要素については説明を省略する。また、図６に示す破線は、飛行体１（機体２）の前部、中央部、後部を区画する仮想の境界線である。すなわち、鞍部３が設けられている領域が、機体２の中央部に相当する。また、図６に示す矢印Ｌは、機体２の前方向を示す矢印である。
　図６に示すように、機体２の中央部には、鞍部３、把持部４、動力部５が設けられ、さらに、排気システム９、制御部１０、バッテリ１１、冷却部１４が設けられ得る。
　動力部５は、エンジン５０の他に、ガソリンタンク５１、ジェネレータ５２、ＰＣＵ（Ｐｏｗｅｒ　Ｃｏｎｔｒｏｌ　Ｕｎｉｔ）５３を備えてもよい。ガソリンタンク５１は、エンジン５０に供給するガソリンを貯蔵するものである。ジェネレータ５２はエンジン５０を動力源として得られる動力により電力を発電する機能を有する。かかるジェネレータ５２はＰＣＵ５３により制御され、発電された電力はバッテリ１１に蓄電される。ＰＣＵ５３は、バッテリ１１の電力管理を行う機能を有する。また、冷却部１４は、エンジン５０、ジェネレータ５２、バッテリ１１等を冷却するために設けられ得る。冷却部１４は、例えば、ラジエータやオイルクーラー等の、動力部を冷却する冷却機構を有する部品である。
　機体２の前部および後部には、第１回転翼部６、第２回転翼部７および第３回転翼部８の他に、モータ１２およびモータドライバ１３が、第２回転翼部７および第３回転翼部８のそれぞれに対して設けられる。
　本実施形態においては、第１回転翼部６には、エンジン５０により発生する動力が、不図示の動力軸等を介して伝達される。一方、第２回転翼部７及び第３回転翼部８には、各々に対して設けられたモータ１２から直接動力軸等を介して動力が伝達される。
　なお、本実施形態では、モータ１２は第２回転翼部７及び第３回転翼部８に付随する形でそれぞれ設けられるとしたが、本技術はかかる例に限定されない。例えば、モータ１２は機体２の中央部の、鞍部３の下部に設けられてもよい。この場合、モータ１２は動力部５の一例である。モータ１２の数は特に限定されず、例えば、モータ１２の数は第２回転翼部７及び第３回転翼部８の数に対応して設けられてもよい。
　図７は、本実施形態に係る制御部１０の構成の概略を説明するブロック図である。図示のように、制御部１０は、プロセッサ１０Ａ、メモリ１０Ｂ、及びセンサ１０Ｃを主要構成として備える。
　プロセッサ１０Ａは、本実施の形態では例えばＣＰＵ（Ｃｅｎｔｒａｌ　Ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ　Ｕｎｉｔ）で構成され、飛行体１の各構成要素の動作を制御し、各要素間におけるデータの送受信の制御や、プログラムの実行に必要な処理等を行う。
　メモリ１０Ｂは、ＤＲＡＭ（Ｄｙｎａｍｉｃ　Ｒａｎｄｏｍ　Ａｃｃｅｓｓ　Ｍｅｍｏｒｙ）等の揮発性記憶装置で構成される主記憶装置、及びフラッシュメモリやＨＤＤ（Ｈａｒｄ　Ｄｉｓｃ　Ｄｒｉｖｅ）等の不揮発性記憶装置で構成される補助記憶装置を備える。このメモリ１０Ｂは、プロセッサ１０Ａの作業領域として使用される一方、制御部１０が実行可能であるロジック、コード、あるいはプログラム命令といった各種の設定情報等が格納される。
　センサ１０Ｃは、本実施の形態では、重量センサ、力センサ、慣性センサ（加速度センサ、ジャイロセンサ）、ＧＰＳ衛星から電波を受信するＧＰＳセンサ、近接センサ、光学式または超音波式の測距センサ、ビジョン／イメージセンサ（カメラ）、大気圧を測定する気圧センサ、温度を測定する温度センサといった各種のセンサによって構成される。
　制御部１０は、第１回転翼部６、第２回転翼部７および第３回転翼部８の動作を制御する。具体的には、制御部１０は把持部４に備えられた操作部から得られた入力信号や、センサ１０Ｃから得られた信号に基づいて、エンジン５０や、モータ１２の出力を制御する。これにより、各回転翼部の回転数等が制御され、飛行体１の浮上や飛行が行われる。制御部１０による制御例については後述する。なお、制御部１０の設けられる位置は、機体２の中央部等に限定されない。
　図８は、図１の範囲ＶＩＩＩにおける飛行体１の第１回転翼部６の拡大図である。図８に示すように第１回転翼部６は、ダクト６０，プロペラ６１およびルーバー６２が設けられ得る。ルーバー６２は、ダクト６０の上下端の通気口の少なくともいずれか（上端側が好ましい）に設けられ得る。例えば図８に示すように、ルーバー６２は、短冊状であり、幅方向Ｗに配設され、前後方向Ｌを中心軸として外側から中心側にかけて幅方向Ｗに下方に傾斜するように設けられてもよい。かかるルーバー６２により、ダクト６０の内部への異物の侵入を抑制し、プロペラ６１等の破損を防ぐことができる。また、ルーバー６２が設けられることで、ダクト６０の内部から何かが飛散した際においても、ルーバー６２が飛散物の障害となり得る。また、上方から流入する気体の流れを整えることができる。また、ルーバー６２が設けられることにより、飛行体１に搭乗する搭乗者からプロペラ６１が見えにくくなるので、搭乗者の恐怖感が和らぎ得る。
　また、ダクト６０の一部に、可変のフラップ機構が設けられていてもよい。かかるフラップ機構により流入または流出する気体の流動量および／または流動方向を制御することができる。例えば、フラップ機構は、ダクト６０の下端側に設けられ、ダクト６０の径方向、円周方向または軸方向の少なくともいずれかに、並進移動または回動する。これにより、飛行体１の飛行制御をより精緻に行うことができる。
　また、エンジン５０やバッテリ１１等の動力部５を冷却するための冷却部１４は、機体２の前側の第１回転翼部６の後方に設けられてもよい。図９は、本実施形態に係る第１回転翼部６Ａの気流の流れを説明するための図である。図９に示すように、不図示の冷却部１４は、例えばエンジン５０の前後方向Ｌにおける前側に付設されてもよい。そうすると、第１回転翼部６Ａを通過する気流Ｗ１は後方へ向かう。すると、かかる気流Ｗ１が冷却部１４に衝突するため、気流Ｗ１が冷却部１４から熱を奪いやすくなる。そのため、冷却部１４の熱交換効率が向上する。
　次に、本実施形態に係る飛行体１の動作の概略について説明する。
　図１０は、本実施形態に係る飛行体１の動作例の概略を説明するための側視図である。本図においては、説明の便宜を図るために、プロペラ等の一部構成を簡略化及び省略している。
　図１０に示すように、第１回転翼部６Ａ、６Ｂが上下方向Ｈにおける上側から下側に気流を生じさせて揚力Ｆ１ａ、Ｆ１ｂを発生させることで、飛行体１は浮上する。なお、図１０は、飛行体１がホバリングしている状態を示している。
　第２回転翼部７Ａは、前後方向Ｌにおける後側から前側への気流を生じさせることで、後方への推力Ｆ２ａを発生させる。また、第２回転翼部７Ｂは、前後方向Ｌにおける前側から後側への気流を生じさせることで、前方への推力Ｆ２ｂを発生させる。かかる推力Ｆ２ａ、Ｆ２ｂは、飛行体１の前後方向Ｌにおける加減速や、飛行体１のヨー軸（上下方向Ｈに沿った軸）まわりの回転制御に用いられる。
　第３回転翼部８Ａ、８Ｂは、上下方向Ｈにおける上側から下側への気流を生じさせることで、上方への推力Ｆ３ａ、Ｆ３ｂを発生させる。かかる推力Ｆ３ａ、Ｆ３ｂは、飛行体１のピッチ軸（幅方向Ｗに沿った軸）およびロール軸（前後方向Ｌに沿った軸）まわりの回転制御に用いられる。かかる上方への推力Ｆ３ａ、Ｆ３ｂは、飛行体１の浮上時の補助的な揚力として用いられてもよい。
　なお、図１０の破線の矢印に示すように、推力Ｆ２ａは前方への推力であってもよいし、推力Ｆ２ｂは後方への推力であってもよいし、推力Ｆ３ａ、Ｆ３ｂは下方への推力でもあってもよい。
　エンジン５０の出力、および／またはエンジン５０から第１回転翼部６へ動力を伝達する動力伝達機構の調整を制御部１０が行うことにより、揚力Ｆ１ａ、Ｆ１ｂが制御される。また、制御部１０によるモータドライバ１３を介したモータ１２の制御により、推力Ｆ２ａ、Ｆ２ｂ、Ｆ３ａ、Ｆ３ｂが制御される。これらの揚力および推力の制御は、例えば各回転翼部のプロペラのブレードの可変ピッチの調整や、ダクトまたはケーシングの可変機構による調整によるものであってもよい。
　図１１は、本実施形態に係る飛行体１の動作の他の例の概略を説明するための側視図である。本図においては、図１０と同様に、説明の便宜を図るために、プロペラ等の一部構成を簡略化及び省略している。
　図９に示すように、飛行体１は前後方向Ｌにおいて前傾している状態である。かかる前傾姿勢は、例えば、第１回転翼部６Ｂの揚力Ｆ１ｂを第１回転翼部６Ａの揚力Ｆ１ａよりも高い状態としたり、第３回転翼部８Ｂの推力Ｆ３ｂを第３回転翼部８Ｂの推力Ｆ３ａよりも高い状態とすることで実現される。すなわち、機体２の前後において、上下方向Ｈにかかる推力の成分が後側のほうが前側よりも大きい状態とすることで、機体２の後部が高い揚力を得て、飛行体１が前傾姿勢となる。そうすると、揚力Ｆ１ａ、Ｆ１ｂの水平方向成分（例えば前後方向Ｌの成分）が推力となり、飛行体１を推進させることができる。逆に、機体２の前部の揚力を高くすることで、機体２が後傾姿勢となる。この場合、例えば飛行体１が前方に推進している場合は、飛行体１を減速させることができる。
　なお、第１回転翼部６は第３回転翼部８よりも高い揚力（推力）を生じさせる。そのため、飛行体１の姿勢の制御を精緻に行うことを考慮すると、第３回転翼部８の出力をそれぞれ制御して飛行体１の姿勢を調整することが好ましい。例えば、飛行体１のピッチ角は、第３回転翼部８の推力Ｆ３を機体２の前後において異ならせることで調整され得る。また、飛行体１のロール角は、第３回転翼部８の推力Ｆ３を機体２の左右において異ならせることで調整され得る。
　このように、第３回転翼部８を飛行体１の姿勢の制御に用いる場合は、第３回転翼部８の平均出力値が姿勢制御の性能に影響しないよう、第３回転翼部８の出力を所定の範囲内となるようにすることが好ましい。例えば、制御部１０は、飛行体１の飛行時において、第３回転翼部８の出力値が所定の範囲となるように第１回転翼部の出力を制御することが好ましい。より具体的には、飛行体１のホバリング状態において第３回転翼部８の出力値を５０％近傍の範囲としたい場合、制御部１０は、浮上開始時に第３回転翼部８の出力値を約５０％に制御し、第１回転翼部６の出力を徐々に増加させる。そして、ホバリング状態となったときに、制御部１０は、第１回転翼部６の出力の増加を停止させる。これにより、制御部１０がかかる制御を行うことで、姿勢制御のために出せる飛行体１の重心まわりのモーメントの最大値をより大きく確保することができる。よって、例えば飛行体１の搭乗者や積載物の重量の積載物に関わらず、第３回転翼部８による姿勢制御の性能を保つことができる。
　なお、上記の第１回転翼部６の制御を行った場合、制御部１０は、ホバリング状態の第１回転翼部６の出力値から、搭乗者や積載物の重量を推定してもよい。また、飛行体１に重量センサが積載されている場合は、制御部１０は、重量センサから出力される信号（すなわち重量に係る情報）に基づいて、ホバリング時の第１回転翼部６の出力の目標値を設定してもよい。これにより、飛行体１の浮上開始からホバリング状態までの移行をスムーズに行うことができる。なお、ホバリング状態の判定は、飛行体１に積載される加速度センサや力センサ、測距センサ等により出力される信号に基づいて行われ得る。
　上記の例では、図１１に示すように、機体２を含めて飛行体１全体の姿勢を制御する例を示したが、本技術はかかる例に限定されない。例えば、飛行体１のうち、第１回転翼部６、第２回転翼部７および第３回転翼部８の姿勢のみが調整可能であってもよい。より具体的には、第１回転翼部６はピッチ軸および／またはロール軸まわりの回転が可能に設けられてもよい。第２回転翼部７は、第１回転翼部６に固定、またはピッチ軸まわりの回転が可能に設けられてもよい。第３回転翼部８は、第１回転翼部６に固定、またはピッチ軸および／もしくはロール軸まわりの回転が可能に設けられてもよい。
　図１２は、本実施形態に係る飛行体１の動作の他の例の概略を説明するための上視図である。
　図１２に示す例は、飛行体１がヨー軸まわりに回転する動作の例である。飛行体１の対角の位置（機体の前後方向Ｌおよび幅方向Ｗにおいて対称の組となる位置）に備えられる一対の第２回転翼部７（例えば、第２回転翼部７Ａと第２回転翼部７Ｄ）の出力は、前後方向Ｌにおいて推力が反対向きとなるように、かつ同時に増減させるように、制御部１０により制御される。これにより、図１２に示すように、飛行体１は機体２の中心まわりに生じるヨーモーメントにより、上視において反時計回り方向Ｒｏｔ１１に回転する。
　ヨー軸まわりの回転速度（角速度・角加速度）および回転方向は、それぞれの第２回転翼部７の出力の制御対象の組み合わせ、出力値等に応じて適宜制御可能である。また、飛行体１が傾斜姿勢にある場合は、ピッチモーメント等も考慮して、出力値が適宜制御され得る。このように、第２回転翼部７の出力を制御することで、飛行体１の飛行状態（例えば推進移動状態やホバリング状態）に関わらず、飛行体１のヨー軸まわりの回転が実現される。
　以上示したように、本実施形態に係る飛行体１は、機体２を浮上させるための揚力を発生させる第１回転翼部６と、機体２の前後方向の力を発生させる第２回転翼部７と、機体２の上下方向に力を発生させる第３回転翼部８とを備える。かかる第１回転翼部６は、ホバリング時には機体２を浮上させる揚力を発生させ、さらに第１回転翼部６が傾斜することにより、水平方向への推力を発生させる。また、第２回転翼部７は、前後方向の加減速および機体２のヨー軸回りの回転制御のための推力を発生させる。また、第３回転翼部８は、機体２のピッチ軸回りおよびロール軸回りの回転制御のための推力を発生させ、機体２の姿勢を制御する。かかる回転翼部の組み合わせにより、飛行体１の飛行時の速度、高度、および姿勢を自在に制御することが可能となる。よって、飛行体の運転フィーリングや乗り心地を向上させることが可能となる。
　また、鞍部３の下側に動力部５のような比較的大型かつ重量のある構成要素を集中させることにより、機体２の他の部分におけるレイアウトを自由に設計することができる。すなわち、機体２をコンパクトにすることができ、設計の自由度を高めることができる。
　また、モータ１２は第２回転翼部７および／または第３回転翼部８に付設されてもよく、機体２の中央部に設けられる動力部５の一構成要素として設けられてもよい。モータ１２が第２回転翼部７および／または第３回転翼部８に設けられる場合、他の動力部５の構成要素と比較してサイズが小さいモータ１２を機体２の前後に設けることで、機体２の中央下部のスペースを、より大型の動力部５の構成要素でまとめることが可能である。
　また、他の実施形態においてエンジン５０等の内燃機関を積載しない動力部５により飛行体１が構成される場合も、本技術の範疇に含まれる。この場合、例えば、第１回転翼部６は、バッテリ１１から動力を得る。また、他の実施形態において、第２回転翼部７および第３回転翼部８が、モータ１２ではなくエンジン５０から動力を得てもよい。また、エンジン５０およびモータ１２以外の他の動力源から供給される動力により、各回転翼部が動作してもよい。
　以上、添付図面を参照しながら本開示の好適な実施形態について詳細に説明したが、本開示の技術的範囲はかかる例に限定されない。本開示の技術分野における通常の知識を有する者であれば、特許請求の範囲に記載された技術的思想の範疇内において、各種の変更例または修正例に想到し得ることは明らかであり、これらについても、当然に本開示の技術的範囲に属するものと了解される。
　例えば、図１～図５に開示した飛行体１における各回転翼部のレイアウトは一例にすぎず、本明細書に開示された各構成要素およびその均等物により構成される飛行体であれば、本技術の範疇に含まれる。
　また、本明細書に記載された効果は、あくまで説明的または例示的なものであって限定的ではない。つまり、本開示に係る技術は、上記の効果とともに、または上記の効果に代えて、本明細書の記載から当業者には明らかな他の効果を奏しうる。
　なお、以下のような構成も本開示の技術的範囲に属する。
（項目１）
　搭乗部を有する機体と、
　前記機体の、前記搭乗部の前後に少なくとも一対設けられ、前記機体を浮上させる揚力を発生させる第１回転翼部と、
　前記第１回転翼部に配設され、前記機体の前後方向の力を発生させる第２回転翼部と、
　前記第１回転翼部に配設され、前記機体の上下方向の力を発生させる第３回転翼部と、
　を備える飛行体。
（項目２）
　前記第２回転翼部および前記第３回転翼部は、前記第１回転翼部の、前記機体の幅方向に一対ずつ配設される、項目１に記載の飛行体。
（項目３）
　前記第２回転翼部と前記第３回転翼部とは、前記機体の前後方向において整列して設けられる、項目１または２に記載の飛行体。
（項目４）
　前側の前記第１回転翼部に配設される前記第２回転翼部は、前側の前記第１回転翼部に配設される前記第３回転翼部よりも前側に設けられる、項目１～３のいずれか１項に記載の飛行体。
（項目５）
　後側の前記第１回転翼部に配設される前記第２回転翼部は、後側の前記第１回転翼部に配設される前記第３回転翼部よりも後側に設けられる、項目１～４のいずれか１項に記載の飛行体。
（項目６）
　前記第２回転翼部は前記機体の上下方向に沿って気体が流通する流通口を有し、
　前記第３回転翼部は前記機体の前後方向に沿って気体が流通する流通口を有する、項目１～５のいずれか１項に記載の飛行体。
（項目７）
　前記機体の前部に設けられる前記第１回転翼部の後方に、前記飛行体の動力部を冷却するための冷却部が設けられる、項目６に記載の飛行体。
（項目８）
　前記第１回転翼部は、回転により揚力を発生させるプロペラ、および該プロペラを収容し、上下端が開口する筒状のダクトを含み、
　前記ダクトの上下端の少なくともいずれかには、ルーバーが設けられる、項目１～７のいずれか１項に記載の飛行体。
（項目９）
　前記ダクトの一部には、可変のフラップ機構が設けられる、項目８に記載の飛行体。
（項目１０）
　前記第１回転翼部、前記第２回転翼部および前記第３回転翼部の動作を制御する制御部をさらに備える、項目１～９のいずれか１項に記載の飛行体。
（項目１１）
　前記制御部は、前記飛行体の飛行時において、前記第３回転翼部の出力値が所定の範囲となるように前記第１回転翼部の出力を制御する、項目１０に記載の飛行体。
（項目１２）
　前記第２回転翼部は前後の前記第１回転翼部の左右に少なくとも一対ずつそれぞれ設けられ、
　前記制御部は、前記機体の前後方向および幅方向において対称の組となる一対の前記第２回転翼部の出力を、前後方向において推力が反対向きとなるように、かつ同時に増減させる制御を行い、前記機体をヨー軸方向に回転させる、項目１０または１１に記載の飛行体。
（項目１３）
　前記機体に設けられ、前記搭乗部に搭乗する搭乗者が掴まるための把持部が設けられ、前記把持部は操作部を有し、
　前記制御部は、前記把持部に設けられる前記操作部により入力される入力信号に基づいて制御を行う、項目１０～１２のいずれか１項に記載の飛行体。
（項目１４）
　前記第２回転翼部は、回転により前記機体の前後方向の推力を発生させるプロペラを有し、
　該プロペラのブレードのピッチ角は可変となるように該ブレードが設けられている、項目１～１３のいずれか１項に記載の飛行体。
１　　飛行体
２　　機体
３　　鞍部
４　　把持部
５　　動力部
６　　第１回転翼部
７　　第２回転翼部
８　　第３回転翼部
９　　排気システム
１０　　制御部
１１　　バッテリ
１２　　モータ

Claims (14)

  1. 　搭乗部を有する機体と、
    　前記機体の、前記搭乗部の前後に少なくとも一対設けられ、前記機体を浮上させる揚力を発生させる第１回転翼部と、
    　前記第１回転翼部に配設され、前記機体の前後方向の力を発生させる第２回転翼部と、
    　前記第１回転翼部に配設され、前記機体の上下方向の力を発生させる第３回転翼部と、
    　を備える飛行体。
  2. 　前記第２回転翼部および前記第３回転翼部は、前記第１回転翼部の、前記機体の幅方向に一対ずつ配設される、請求項１に記載の飛行体。
  3. 　前記第２回転翼部と前記第３回転翼部とは、前記機体の前後方向において整列して設けられる、請求項１または２に記載の飛行体。
  4. 　前側の前記第１回転翼部に配設される前記第２回転翼部は、前側の前記第１回転翼部に配設される前記第３回転翼部よりも前側に設けられる、請求項１～３のいずれか１項に記載の飛行体。
  5. 　後側の前記第１回転翼部に配設される前記第２回転翼部は、後側の前記第１回転翼部に配設される前記第３回転翼部よりも後側に設けられる、請求項１～４のいずれか１項に記載の飛行体。
  6. 　前記第２回転翼部は前記機体の上下方向に沿って気体が流通する流通口を有し、
    　前記第３回転翼部は前記機体の前後方向に沿って気体が流通する流通口を有する、請求項１～５のいずれか１項に記載の飛行体。
  7. 　前記機体の前部に設けられる前記第１回転翼部の後方に、前記飛行体の動力部を冷却するための冷却部が設けられる、請求項６に記載の飛行体。
  8. 　前記第１回転翼部は、回転により揚力を発生させるプロペラ、および該プロペラを収容し、上下端が開口する筒状のダクトを含み、
    　前記ダクトの上下端の少なくともいずれかには、ルーバーが設けられる、請求項１～７のいずれか１項に記載の飛行体。
  9. 　前記ダクトの一部には、可変のフラップ機構が設けられる、請求項８に記載の飛行体。
  10. 　前記第１回転翼部、前記第２回転翼部および前記第３回転翼部の動作を制御する制御部をさらに備える、請求項１～９のいずれか１項に記載の飛行体。
  11. 　前記制御部は、前記飛行体の飛行時において、前記第３回転翼部の出力値が所定の範囲となるように前記第１回転翼部の出力を制御する、請求項１０に記載の飛行体。
  12. 　前記第２回転翼部は前後の前記第１回転翼部の左右に少なくとも一対ずつそれぞれ設けられ、
    　前記制御部は、前記機体の前後方向および幅方向において対称の組となる一対の前記第２回転翼部の出力を、前後方向において推力が反対向きとなるように、かつ同時に増減させる制御を行い、前記機体をヨー軸方向に回転させる、請求項１０または１１に記載の飛行体。
  13. 　前記機体に設けられ、前記搭乗部に搭乗する搭乗者が掴まるための把持部が設けられ、前記把持部は操作部を有し、
    　前記制御部は、前記把持部に設けられる前記操作部により入力される入力信号に基づいて制御を行う、請求項１０～１２のいずれか１項に記載の飛行体。
  14. 　前記第２回転翼部は、回転により前記機体の前後方向の推力を発生させるプロペラを有し、
    　該プロペラのブレードのピッチ角は可変となるように該ブレードが設けられている、請求項１～１３のいずれか１項に記載の飛行体。
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