WO2023026797A1 - エンジン搭載飛行装置 - Google Patents

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WO2023026797A1
WO2023026797A1 PCT/JP2022/029685 JP2022029685W WO2023026797A1 WO 2023026797 A1 WO2023026797 A1 WO 2023026797A1 JP 2022029685 W JP2022029685 W JP 2022029685W WO 2023026797 A1 WO2023026797 A1 WO 2023026797A1
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WO
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engine
rotor
flight device
sub
control unit
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Application number
PCT/JP2022/029685
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French (fr)
Inventor
満 石川
弘幸 長島
Original Assignee
株式会社石川エナジーリサーチ
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Publication date
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    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/02—Initiating means
    • B64C13/16—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors
    • B64C13/18—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors using automatic pilot
    • 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
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    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
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    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/04—Aircraft characterised by the type or position of power plants of piston type
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
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    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/10—Aircraft characterised by the type or position of power plants of gas-turbine type 
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
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    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/24—Aircraft characterised by the type or position of power plants using steam or spring force
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Definitions

  • the present invention relates to an engine-equipped flight device, and more particularly to a parallel hybrid engine-equipped flight device having an engine-driven main rotor and a motor-driven sub-rotor.
  • engine-equipped flight devices capable of unmanned flight have been known.
  • Such an engine-equipped flight device can fly in the air with the thrust of a rotor that rotates about a vertical axis.
  • Possible application fields for such engine-mounted flight devices include, for example, the transportation field, the surveying field, and the photography field.
  • the flight device When applying an engine-equipped flight device to such a field, the flight device is equipped with a surveying instrument and a photographing device.
  • the flying device By applying the flying device to such a field, it is possible to fly the flying device to an area that is inaccessible to humans, and to carry out transportation, photographing, and surveying of such an area.
  • Inventions relating to such an engine-mounted flight device are described in Patent Document 1 and Patent Document 2, for example.
  • the rotor described above rotates with electric power supplied from a storage battery mounted on the flight device.
  • engine-equipped flight devices equipped with an engine have also appeared in order to realize continuous flight over a long period of time.
  • the driving force of the engine rotates the generator, and the electric power generated by the generator rotates the rotor.
  • An engine-equipped flight device with such a configuration is also called a series drone because the engine and generator are connected in series to the path through which energy is supplied from the power source to the rotor.
  • An engine-mounted flight device to perform photographing and surveying, it is possible to perform photographing and surveying over a wide range.
  • a flight device equipped with an engine is described, for example, in Patent Document 3.
  • a so-called parallel-type hybrid drone in which an engine mechanically rotates a main rotor and a motor rotates a sub-rotor, is also being gradually developed.
  • the hybrid drone with the above configuration has room for improvement from the viewpoint of stable flight.
  • a hybrid drone has a main rotor that rotates with the driving force of an engine and a sub-rotor that rotates with the driving force of a motor. Used to control the attitude of time.
  • the main rotor when a hybrid drone hovers, the main rotor generates most of the thrust to keep the aircraft at a constant altitude. However, if the thrust generated from the main rotor is too large, the rotation speed of the sub-rotor will become extremely slow, making it difficult to control the attitude of the aircraft in a hovering state, making it difficult to hover stably.
  • the present invention has been made in view of such problems, and an object of the present invention is to provide an engine-mounted flight device capable of stably hovering.
  • the engine-mounted flight device of the present invention is capable of flying in a hovering state for maintaining altitude and an ascending/descending state for changing altitude, and includes a main rotor, a subrotor, an engine, a motor, an arithmetic control unit, wherein the main rotor is rotated by the driving force given from the engine, the sub-rotor is rotated by the driving force given from the motor, and the arithmetic control unit controls the main rotor to rotate in the hovering state.
  • the thrust generated by the rotation is made smaller than the thrust required to keep the altitude constant.
  • the arithmetic control unit reduces the thrust generated by the rotation of the main rotor in the hovering state to the thrust required to keep the altitude constant. 80% or less of.
  • the arithmetic control unit sets the output value of the sub-rotor to 30% or more in the hovering state.
  • the arithmetic control unit changes the rotation speed of the engine and changes the rotation speed of the main rotor in the ascending/descending state.
  • the engine-mounted flight device of the present invention is capable of flying in a hovering state for maintaining altitude and an ascending/descending state for changing altitude, and includes a main rotor, a subrotor, an engine, a motor, an arithmetic control unit, wherein the main rotor is rotated by the driving force given from the engine, the sub-rotor is rotated by the driving force given from the motor, and the arithmetic control unit controls the main rotor to rotate in the hovering state.
  • the thrust generated by the rotation is made smaller than the thrust required to keep the altitude constant.
  • the sub-rotor since the thrust generated by the rotation of the main rotor is small, the sub-rotor bears part of the thrust for maintaining a constant altitude in the hovering state. , the rotational speed of the sub-rotor can be kept above a certain level, and the attitude control can be stabilized. In other words, it is possible to ensure a minimum thrust (rotational speed) required for attitude control by the sub-rotor.
  • the arithmetic control unit reduces the thrust generated by the rotation of the main rotor in the hovering state to the thrust required to keep the altitude constant. 80% or less of. Therefore, according to the engine-mounted flight device of the present invention, since the sub-rotor bears 20% of the thrust required for hovering, the sub-rotor rotates at a predetermined number of revolutions or more, thereby stabilizing the attitude control. can be done systematically.
  • the arithmetic control unit sets the output value of the sub-rotor to 30% or more in the hovering state. Therefore, according to the engine-mounted flight device of the present invention, by setting the output value of the sub-rotor to 30% or more, the rotational speed of the sub-rotor can be maintained at a relatively high speed, and the attitude control can be further stabilized.
  • the arithmetic control unit changes the rotation speed of the engine and changes the rotation speed of the main rotor in the ascending/descending state. Therefore, according to the engine-mounted flight device of the present invention, since the fuselage is raised and lowered by the rotation of the main rotor, there is no need to change the rotational speed of the sub-rotor for elevation, and attitude control by the sub-rotor is performed even in the elevation state. can be stably performed.
  • FIG. 1 is a diagram showing an engine-mounted flight device according to an embodiment of the present invention, and is a block diagram showing a connection configuration of each part.
  • FIG. 1 is a diagram showing an engine-mounted flight device according to an embodiment of the present invention, and is a flow chart showing operations during flight.
  • FIG. 4 is a diagram showing an engine-mounted flight device according to an embodiment of the present invention, and is a graph showing temporal changes in output values in a hovering state.
  • the configuration of the engine-mounted flight device 10 of this embodiment will be described below with reference to the drawings.
  • parts having the same configuration are denoted by the same reference numerals, and repeated descriptions are omitted.
  • up, down, front, back, left, and right directions are used, but these directions are for convenience of explanation.
  • the engine-mounted flying device 10 is also called a drone.
  • FIG. 1A is a perspective view showing the entire engine-equipped flight device 10
  • FIG. 1B is a top view of the engine-equipped flight device 10.
  • the engine-equipped flight device 10 is a parallel hybrid drone. That is, the main rotor 14A and the like are connected to the engine 26 for driving, while electric energy is supplied from the engine 26 via the generator 27 and the like to the motor 21A and the like for rotating the sub-rotor 15A and the like.
  • the main rotor 14A etc. may be simply referred to as the main rotor 14, and the sub-rotor 15A etc. may be simply referred to as the sub-rotor 15 in some cases.
  • the engine-equipped flight device 10 includes a frame 11, an engine 26 disposed substantially in the center of the frame 11, a generator 27 driven by the engine 26, and a sub-rotor 15 rotated by electric power generated by the generator 27. , and a main rotor 14 that rotates by being drivingly connected to the engine 26 .
  • the frame 11 is formed in a frame shape so as to support the engine 26, the generator 27, various wiring and control boards (not shown here), and the like.
  • the frame 11 includes a main frame 12A that supports the main rotor 14 and the like, and a subframe 13A that supports the subrotor 15 and the like.
  • metal or resin molded into a substantially cylindrical shape is adopted.
  • the lower end portion of the frame 11 is provided with a skid 18 that contacts the ground when the engine-mounted flight device 10 touches the ground.
  • the engine 26, various wirings, a control board (not shown here), etc. are housed in the casing 17.
  • the casing 17 is made of, for example, a synthetic resin plate molded into a predetermined shape and fixed to the center of the frame 11 .
  • the casing 17 and members incorporated therein are referred to as a main body portion 19 .
  • the generator 27 is arranged near the engine 26 . Here the generator 27 is not shown because it is covered by the casing 17 .
  • the generator 27 is rotated by the engine 26 to generate power. Electric power generated by the generator 27 is supplied to the motor 21 and the like that rotate the sub-rotor 15A and the like. The electric power is also supplied to control the rotation of the sub-rotor 15A and the like.
  • the main frames 12A and 12B linearly extend from the body portion 19 in the left-right direction.
  • the main frames 12A and 12B are made of rod-shaped metal or synthetic resin.
  • a main rotor 14A is rotatably disposed at the left end of the main frame 12A extending leftward.
  • the engine 26 and the main rotor 14 are drivingly connected by a drive connection mechanism (not shown), and the driving force of the engine 26 is transmitted to the main rotor 14 via the drive connection mechanism, thereby rotating the main rotor 14 .
  • a belt, a gear train, a transmission rod, or the like can be used as the drive connection mechanism.
  • the main rotor 14 mainly has the function of generating thrust to float the engine-equipped flight device 10 in the air.
  • the sub-rotor 15 is mainly responsible for attitude control of the engine-mounted flight device 10 .
  • the sub-rotor 15 appropriately changes the rotational speed in order to keep the position and orientation of the engine-equipped flight device 10 constant while the engine-equipped flight device 10 is hovering.
  • the sub-rotor 15 rotates to tilt the engine-equipped flight device 10 when the engine-equipped flight device 10 moves.
  • the main rotor 14A and the main rotor 14B rotate in opposite directions. Details of the rotation states of the main rotor 14 and the sub-rotor 15 will be described later.
  • the sub-frame 13A and the like extend in the front-rear direction, and are made of rod-shaped metal or synthetic resin, similar to the main frame 12A and the like.
  • the sub-frame 13A and the like extend from the middle portion of the main frame 12A and the like.
  • a sub-rotor 15A is arranged at the front end of the sub-frame 13A, and the sub-rotor 15A is rotated by a motor 21A arranged below it.
  • a sub-rotor 15B is arranged at the front end of the sub-frame 13B, and the sub-rotor 15B is rotated by a motor 21B arranged below it.
  • a sub-rotor 15C is arranged at the rear end of the sub-frame 13C, and the sub-rotor 15C is rotated by a motor 21C arranged below it.
  • a sub-rotor 15D is arranged at the rear end of the sub-frame 13D, and the sub-rotor 15D is rotated by a motor 21D arranged below it.
  • Electric power generated by a generator 27 is supplied to the motors 21A, 21B, 21C, and 21D. Wiring for supplying electric power to the motor 21A is routed inside the subframe 13A and the like.
  • attitude control is executed to tilt the engine-equipped flight device 10 by changing the rotation speed of the sub-rotor 15A and the like while rotating the main rotor 14 and the like at a predetermined speed. Such attitude control will be described later.
  • connection configuration of the engine-mounted flight device 10 will be described with reference to the block diagram of FIG.
  • the engine-mounted flight device 10 has an arithmetic control unit 25 for controlling its position and attitude in the air.
  • the arithmetic control unit 25 is composed of CPU, RAM, ROM, etc., and controls the rotation of the motor 21A, etc. for driving the sub-rotor 15A, etc., based on information input from various sensors, a camera (not shown), and the controller 29.
  • the controller 29 is wirelessly or wiredly connected to the engine-equipped flight device 10 and enables the user to operate the position, altitude, movement direction, movement speed, etc. of the engine-equipped flight device 10 .
  • the engine-mounted flight device 10 has, for example, a GPS sensor 30, a compass 31, an acceleration sensor 32, a gyro sensor 33, an altitude sensor 34, an obstacle sensor 35, and the like.
  • the engine-equipped flight device 10 can float in the air and move in a predetermined direction by rotating the main rotor 14 and the sub-rotor 15 with the drive energy generated by the engine 26 . Further, the control of the position and attitude in the air is performed by controlling the rotational speed of the motor 21A, etc., which rotates the sub-rotor 15A, etc.
  • the motor 21A and the like use the engine 26 as an energy source.
  • a generator 27, an inverter 28, a driver 24A and the like are interposed between the engine 26 and the motor 21A and the like.
  • the driving force generated by the engine 26 is converted into electric power, and the electric power rotates the motor 21A and the like at a predetermined rotational speed, thereby controlling the position and attitude of the engine-equipped flight device 10 and moving it.
  • the sub-rotor 15A and the like bear part of the thrust required when the engine-mounted flight device 10 hovers.
  • the engine 26 is, for example, a reciprocating type that uses gasoline or the like as fuel, and drives the generator 27 with its driving force. Furthermore, the engine 26 also mechanically drives the main rotor 14 . Driving of the engine 26 is controlled by the arithmetic control unit 25 .
  • the AC power generated by the generator 27 is supplied to the inverter 28.
  • the AC power is first converted into DC power by the converter circuit, and then the DC power is converted into AC power of a predetermined frequency by the inverter circuit.
  • the drivers 24A, 24B, 24C, and 24D use the electric power generated by the inverter 28 to control the amount of current flowing through the motors 21A, 21B, 21C, and 21D, the direction of rotation, the timing of rotation, and the like. Operations of the drivers 24A, 24B, 24C, and 24D are controlled by an arithmetic control unit 25.
  • FIG. 25 An arithmetic control unit 25.
  • the communication unit 20 is a part that communicates with the controller 29 wirelessly or by wire. Instructions given from the controller 29 to the engine-mounted flying device 10 are routed through the communication unit 20 .
  • the operating conditions of the engine-equipped flight device 10 include a hovering state in which the altitude of the engine-equipped flight device 10 is maintained, an elevation state in which the altitude of the engine-equipped flight device 10 is changed, and a plane position change of the engine-equipped flight device 10. It is different in the movement state and the movement state.
  • the arithmetic control unit 25 rotates the main rotor 14 at a substantially constant rotational speed based on a hovering instruction given by the user via the controller 29 . Further, the arithmetic control unit 25 adjusts the thrust generated from the sub-rotor 15A and the like via the driver 24A and the like based on the information indicating the altitude of the engine-mounted flight device 10 input from each sensor such as the altitude sensor 34. do. This matter will be described later with reference to FIG. 3 and the like.
  • the arithmetic control unit 25 controls the altitude of the engine-equipped flight device 10 based on an ascending/descending instruction given by the user via the controller 29, while also referring to the altitude of the engine-equipped flight device 10 input from the altitude sensor 34 or the like. Gradually ascend or descend 10 altitudes. The details of the lifting state will be described later with reference to FIG. 3 and the like.
  • the arithmetic control unit 25 controls the thrust of the main rotor 14, the subrotor 15A, etc. so that the engine-equipped flight device 10 can move in a plane based on the user's instruction to move through the controller 29. Control. For example, referring to FIG. 1A, when the engine-mounted flight device 10 is moved forward, the arithmetic control unit 25 rotates the sub-rotor 15C and the sub-rotor 15D faster than the sub-rotor 15A and the sub-rotor 15B. . Then, the engine-mounted flying device 10 assumes an inclined posture in which the forward portion is inclined downward. If the sub-rotor 15 and main rotor 14 continue to rotate in this state, the engine-mounted flying device 10 moves forward. At this time, the thrust of the main rotor 14 may be the same as in the hovering state, or may be decreased or increased so that the altitude of the engine-mounted flight device 10 is maintained.
  • FIG. 3 is a flow chart showing the operation of the engine-equipped flight device 10 during flight.
  • FIG. 4 is a graph showing changes over time in the output value in the hovering state of the engine-mounted flight device 10, where the horizontal axis indicates time and the vertical axis indicates thrust (here, power value).
  • step S10 the arithmetic control unit 25 determines whether or not the operation input from the controller 29 has changed.
  • the operation input from the controller 29 to the engine-mounted flight device 10 is any one of a hovering operation, a horizontal movement operation, an ascending operation, or a descending operation. It is determined whether or not there is a mutual change between each operation of .
  • step S10 the arithmetic control unit 25 proceeds to step S11 to change the behavior of the engine-equipped flight device 10.
  • step S10 If NO in step S10, the arithmetic control unit 25 moves to step S14 because there is no change in the operation input of the engine-equipped flight device 10.
  • step S ⁇ b>11 the arithmetic control unit 25 acquires an operation input value from the controller 29 . Specifically, the arithmetic control unit 25 wirelessly acquires the operation input value via the communication unit 20 . For example, the arithmetic control unit 25 acquires information about the degree of horizontal movement or elevation/descent from the controller 29 .
  • the arithmetic control unit 25 calculates the target thrust of the main rotor 14 according to the operation input value obtained at step S11.
  • the operating state of the engine-mounted flying device 10 includes hovering operation, horizontal movement operation, ascending operation, and descending operation. Therefore, the changes in operation input include the following. ⁇ Change from hovering operation to horizontal movement operation, ascending operation or descending operation ⁇ Change from horizontal movement operation to hovering operation, ascending operation or descending operation ⁇ Change from ascending operation to hovering operation, horizontal movement operation or descending operation Change from change/descent operation to hovering operation, horizontal movement operation, and descent operation
  • the arithmetic control unit 25 performs calculations so that the main rotor target thrust increases when the operation changes to a climb operation. Further, the calculation control unit 25 performs calculation so that the main rotor target thrust becomes smaller when the operation changes to the descending operation. Furthermore, the arithmetic control unit 25 performs calculations so that the main rotor target thrust becomes smaller when moving horizontally.
  • step S13 the arithmetic control unit 25 changes the rotation speed of the main rotor 14. For example, the arithmetic control unit 25 increases the rotation speed of the main rotor 14 when changing to a rising operation. On the other hand, the arithmetic control unit 25 slows down the rotation speed of the main rotor 14 when changing to the lowering operation.
  • step S14 the arithmetic control unit 25 receives input from various sensors mounted on the engine-mounted flight device 10, that is, the GPS sensor 30, the compass 31, the acceleration sensor 32, the gyro sensor 33, the altitude sensor 34, the obstacle sensor 35, and the like. Based on the information received, the altitude, attitude, speed, etc. of the engined flying device 10 are obtained.
  • step S15 the arithmetic control unit 25 determines whether or not the attitude or altitude of the engine-equipped flying device 10 has changed based on the processing result in step S14.
  • step S15 that is, if one or more of the attitude and altitude of the engine-equipped flying device 10 has changed as a result of the processing in step S14, the arithmetic control unit 25 proceeds to step S16.
  • step S15 that is, if the attitude or altitude of the engine-equipped flying device 10 does not change as a result of the processing in step S14, the arithmetic control unit 25 returns to step S10.
  • step S16 the arithmetic control unit 25 executes calculations for controlling the altitude and attitude of the engine-equipped flight device 10. Specifically, the arithmetic control unit 25 controls either one or both of the target altitude and attitude of the command obtained in step S15 and the current altitude and attitude of the engine-mounted flying device 10 calculated in step S16. A thrust target value is calculated from either one or both of . As an example, the arithmetic control unit 25 calculates the thrust setting values to be set for each motor 21 on the assumption that the thrust for changing the altitude and attitude of the engine-mounted flight device 10 is obtained only from the subrotor 15 .
  • the arithmetic control unit 25 calculates the target thrust of the main rotor 14 .
  • the total value of the thrust of each sub-rotor 15 calculated in step S16 described above is a composite value for performing altitude maintenance or attitude control of the engine-mounted flight device 10, and the power consumption at that time is P1.
  • P2 which is the target thrust of the main rotor 14, is set smaller than P1
  • P1 is a portion that is not affected by changes in thrust caused by changes in altitude or attitude.
  • P2 is 3600 W or less, which is 90% or less of P1, more preferably 3200 W or less, which is 80% or less of P1, and particularly preferably 2800 W or less, which is 70% or less of P1.
  • step S18 the arithmetic control unit 25 calculates the target thrust of the sub-rotor 15.
  • P3 which is the target thrust of the sub-rotor 15, is obtained by subtracting P2 from P1.
  • P3 is, for example, 400 W or more, which is 10% or more of P1, more preferably 800 W or more, which is 20% or more of P1, and particularly preferably 1,200 W or more, which is 30% or more of P1.
  • step S19 the arithmetic control unit 25 changes the rotation speeds of the main rotor 14 and the sub-rotor 15. Specifically, the calculation control unit 25 changes the rotation speed of the main rotor 14 based on the calculation result in step S17 described above, and changes the rotation speed of the sub-rotor 15 based on the calculation result in step S18 described above.
  • step S20 the arithmetic control unit 25 confirms whether the target altitude and attitude have been reached based on the outputs of various sensors provided in the engine-mounted flight device 10.
  • step S20 that is, if the engine-mounted flight device 10 has reached the target altitude or attitude, the arithmetic control unit 25 returns to step S10 and waits for an instruction from the controller 29.
  • step S20 that is, if the engine-equipped flight device 10 has not reached the target altitude or attitude, the arithmetic control unit 25 returns to step S16 to set the altitude and attitude of the engine-equipped flight device 10 to the predetermined values. continue to work to
  • Each step described above is performed continuously while the engine-mounted flight device 10 is in flight.
  • the engine-equipped flight device 10 lands on the landing surface based on the user's instruction via the controller 29 .
  • the arithmetic control unit 25 can also determine whether or not the engine-mounted flying device 10 has reached the target plane position.
  • FIG. 4 is a graph showing changes in power consumption during flight of the engine-equipped flight device 10, where the horizontal axis indicates elapsed time and the vertical axis indicates power consumption.
  • Period T1 is a period during which the engine-mounted flying device 10 is hovering
  • period T2 is a period during which the engine-mounted flying device 10 is changing its attitude to move or ascend or descend.
  • the engine-mounted flight device 10 is hovering.
  • P1 required for the hovering operation is the sum of P2 of the main rotor 14 and P3 of the sub-rotor 15, as described above.
  • the altitude of the engine-mounted flight device 10 basically does not change, so it is only necessary to perform operations to maintain the altitude.
  • P2 is substantially constant, and P3 slightly increases or decreases.
  • attitude control is performed to tilt the engine-mounted flight device 10 forward, backward, etc., so P3 greatly decreases or increases.
  • P2 is basically constant without fluctuation.
  • P2 is set smaller than P1, in other words, P3 is set larger.
  • the above-described present embodiment can provide the following main effects.
  • the sub-rotor 15 bears part of the thrust for maintaining a constant altitude in the hovering state. 15 rotation speed can be kept above a certain level, and attitude control can be stabilized. In other words, it is possible to ensure a minimum thrust (rotational speed) required for attitude control by the sub-rotor.
  • the sub-rotor 15 bears 20% of the thrust required for hovering, the sub-rotor 15 rotates at a predetermined number of revolutions or more, and attitude control can be performed stably.
  • the rotational speed of the sub-rotor 15 can be maintained at a relatively high speed, and the attitude control can be further stabilized.

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Abstract

安定的にホバリングを行うことができるエンジン搭載飛行装置を提供する。　エンジン搭載飛行装置１０は、高度を維持するホバリング状態と、高度を変更する昇降状態と、で飛行可能である。エンジン搭載飛行装置１０は、メインロータ１４と、サブロータ１５と、エンジン２６と、モータ２１と、演算制御部２５と、を具備する。メインロータ１４は、エンジン２６から与えられる駆動力により回転し、サブロータ１５は、モータ２１から与えられる駆動力により回転し、演算制御部２５は、ホバリング状態では、メインロータ１４が回転することで発生する推力を、高度を一定にする為に必要とされる推力よりも小さくする。

Description

エンジン搭載飛行装置
　本発明は、エンジン搭載飛行装置に関し、特に、エンジン駆動のメインロータとモータ駆動のサブロータとを有するパラレルハイブリッド型のエンジン搭載飛行装置に関する。
　従来から、無人で空中を飛行することが可能なエンジン搭載飛行装置が知られている。このようなエンジン搭載飛行装置は、垂直軸回りに回転するロータの推力で、空中を飛行することを可能としている。
　かかるエンジン搭載飛行装置の適用分野としては、例えば、輸送分野、測量分野および撮影分野等が考えられる。このような分野にエンジン搭載飛行装置を適用する場合は、測量機器や撮影機器を飛行装置に備え付ける。飛行装置をかかる分野に適用させることで、人が立ち入れない地域等に飛行装置を飛行させ、そのような地域の輸送、撮影および測量を行うことができる。かかるエンジン搭載飛行装置に関する発明は、例えば、特許文献１や特許文献２に記載されている。
　一般的なエンジン搭載飛行装置では、飛行装置に搭載された蓄電池から供給される電力で上記したロータは回転する。しかしながら、蓄電池による電力の供給ではエネルギの供給量が必ずしも十分ではないため、長時間に渡る連続飛行を実現するために、エンジンを搭載したエンジン搭載飛行装置も出現している。このようなエンジン搭載飛行装置では、エンジンの駆動力で発電機を回転させ、かかる発電機で発電された電力でロータを回転駆動している。
　このような構成のエンジン搭載飛行装置は、動力源からロータにエネルギが供給される経路に、エンジンと発電機とが直列的に接続されることから、シリーズ型ドローンとも称される。このようなエンジン搭載飛行装置を用いて撮影や測量を行うことで、広範囲な撮影や測量を行うことができる。エンジンが搭載された飛行装置は、例えば特許文献３に記載されている。また、エンジンで機械的にメインロータを回転させ、モータによりサブロータを回転させる所謂パラレル型ハイブリッドドローンも徐々に開発されている。
特開２０１２－５１５４５号公報 特開２０１４－２４０２４２号公報 特開２０１１－２５１６７８号公報
　しかしながら、上記した構成のハイブリッド型ドローンでは、安定的な飛行を行う観点から改善の余地があった。
　具体的には、ハイブリッド型ドローンは、エンジンの駆動力で回転するメインロータと、モータの駆動力で回転するサブロータを有し、メインロータは機体を浮遊させる推力を発生させ、サブロータは主に飛行時の姿勢を制御するために用いられる。
　一般的に、ハイブリッド型ドローンがホバリングする際に、機体の高度を一定に保つための推力の大部分は、メインロータが発生させる。しかしながら、メインロータから発生する推力が大きすぎると、サブロータの回転数が極端に遅くなってしまい、ホバリング状態における機体の姿勢制御が困難になり、安定的にホバリングすることが難しい課題があった。
　本発明はこのような課題に鑑みてなされ、本発明の目的は安定的にホバリングを行うことができるエンジン搭載飛行装置を提供することにある。
　本発明のエンジン搭載飛行装置は、高度を維持するホバリング状態と、前記高度を変更する昇降状態と、で飛行可能であり、メインロータと、サブロータと、エンジンと、モータと、演算制御部と、を具備し、前記メインロータは、前記エンジンから与えられる駆動力により回転し、前記サブロータは、前記モータから与えられる駆動力により回転し、前記演算制御部は、前記ホバリング状態では、前記メインロータが回転することで発生する推力を、前記高度を一定にする為に必要とされる推力よりも小さくすることを特徴とする。
　また、本発明のエンジン搭載飛行装置では、前記演算制御部は、前記ホバリング状態では、前記メインロータが回転することで発生する前記推力を、前記高度を一定にする為に必要とされる前記推力の８０％以下とすることを特徴とする。
　また、本発明のエンジン搭載飛行装置では、前記演算制御部は、前記ホバリング状態では、前記サブロータの出力値を３０％以上とすることを特徴とする。
　また、本発明のエンジン搭載飛行装置では、前記演算制御部は、前記昇降状態では、前記エンジンの回転数を変化させ、前記メインロータの回転数を変化させることを特徴とする。
　本発明のエンジン搭載飛行装置は、高度を維持するホバリング状態と、前記高度を変更する昇降状態と、で飛行可能であり、メインロータと、サブロータと、エンジンと、モータと、演算制御部と、を具備し、前記メインロータは、前記エンジンから与えられる駆動力により回転し、前記サブロータは、前記モータから与えられる駆動力により回転し、前記演算制御部は、前記ホバリング状態では、前記メインロータが回転することで発生する推力を、前記高度を一定にする為に必要とされる推力よりも小さくすることを特徴とする。従って、本発明のエンジン搭載飛行装置によれば、メインロータが回転することで発生する推力が小さいことで、ホバリング状態にて高度を一定に保つための推力の一部をサブロータが担うことになり、サブロータの回転数を一定以上にすることができ、姿勢制御を安定化することができる。換言すると、サブロータによる姿勢制御に必要な推力（回転数）を最低限確保することが出来る。
　また、本発明のエンジン搭載飛行装置では、前記演算制御部は、前記ホバリング状態では、前記メインロータが回転することで発生する前記推力を、前記高度を一定にする為に必要とされる前記推力の８０％以下とすることを特徴とする。従って、本発明のエンジン搭載飛行装置によれば、ホバリングのために必要とされる推力の２０％をサブロータが担うことから、サブロータが所定以上の回転数で回転することになり、姿勢制御を安定的に行うことができる。
　また、本発明のエンジン搭載飛行装置では、前記演算制御部は、前記ホバリング状態では、前記サブロータの出力値を３０％以上とすることを特徴とする。従って、本発明のエンジン搭載飛行装置によれば、サブロータの出力値を３０％以上とすることで、サブロータの回転数を比較的高速に維持でき、姿勢制御を更に安定化することができる。
　また、本発明のエンジン搭載飛行装置では、前記演算制御部は、前記昇降状態では、前記エンジンの回転数を変化させ、前記メインロータの回転数を変化させることを特徴とする。従って、本発明のエンジン搭載飛行装置によれば、メインロータの回転により機体の昇降を行うので、昇降のためにサブロータの回転数を変更する必要が無く、昇降状態に於いてもサブロータによる姿勢制御を安定して行うことができる。
本発明の実施形態に係るエンジン搭載飛行装置を示す図であり、（Ａ）はエンジン搭載飛行装置を示す斜視図であり、（Ｂ）は上面図である。 本発明の実施形態に係るエンジン搭載飛行装置を示す図であり、各部位の接続構成を示すブロック図である。 本発明の実施形態に係るエンジン搭載飛行装置を示す図であり、飛行時の動作を示すフローチャートである。 本発明の実施形態に係るエンジン搭載飛行装置を示す図であり、ホバリング状態における出力値の経時変化を示すグラフである。
　以下、図を参照して本形態のエンジン搭載飛行装置１０の構成を説明する。以下の説明では、同一の構成を有する部位には同一の符号を付し、繰り返しの説明は省略する。尚、以下の説明では上下前後左右の各方向を用いるが、これらの各方向は説明の便宜のためである。また、エンジン搭載飛行装置１０は、ドローンとも称される。
　図１を参照してエンジン搭載飛行装置１０の概略的構成を説明する。図１（Ａ）はエンジン搭載飛行装置１０を全体的に示す斜視図であり、図１（Ｂ）はエンジン搭載飛行装置１０の上面図である。
　図１（Ａ）を参照して、エンジン搭載飛行装置１０は、パラレル型ハイブリッドドローンである。即ち、メインロータ１４Ａ等は駆動的にエンジン２６と接続される一方、サブロータ１５Ａ等を回転させるモータ２１Ａ等には発電機２７等を介してエンジン２６から電気エネルギが供給される。以下の説明では、メインロータ１４Ａ等を単にメインロータ１４と称し、サブロータ１５Ａ等を単にサブロータ１５と称する場合もある。
　エンジン搭載飛行装置１０は、フレーム１１と、フレーム１１の略中央部分に配設されたエンジン２６と、エンジン２６により駆動される発電機２７と、発電機２７から発生する電力により回転するサブロータ１５と、エンジン２６と駆動的に接続されることで回転するメインロータ１４と、を主要に有している。
　フレーム１１は、エンジン２６、発電機２７、各種配線および制御基板（ここでは不図示）等を支持するように枠状に形成されている。フレーム１１は、メインロータ１４を支持するメインフレーム１２Ａ等、およびサブロータ１５を支持するサブフレーム１３Ａ等を含む。フレーム１１としては、略筒状に成型された金属または樹脂が採用される。フレーム１１の下端部分には、エンジン搭載飛行装置１０が接地する際に地面に接触するスキッド１８が備えられている。
　エンジン２６、各種配線および制御基板（ここでは不図示）等は、ケーシング１７に収納されている。ケーシング１７は、例えば、所定形状に成形された合成樹脂板材から成り、フレーム１１の中心部に固定されている。ここで、ケーシング１７およびそれに内蔵される部材を本体部１９と称する。
　発電機２７は、エンジン２６の近傍に配置されている。ここでは、発電機２７はケーシング１７により覆われているため、発電機２７は図示されていない。発電機２７は、エンジン２６により回転されることで発電する。発電機２７から発生した電力は、サブロータ１５Ａ等を回転させるモータ２１等に供給される。また、その電力は、サブロータ１５Ａ等の回転を制御するためにも供給される。
　図１（Ｂ）を参照して、メインフレーム１２Ａ、１２Ｂは、本体部１９から、左右方向に直線的に延びている。メインフレーム１２Ａ、１２Ｂは、棒状に成型された金属または合成樹脂から成る。左方に向かって延びるメインフレーム１２Ａの左方側端部には、メインロータ１４Ａが回転可能な状態で配設されている。
　エンジン２６とメインロータ１４とは、図示しない駆動連結機構により駆動的に接続され、エンジン２６の駆動力は駆動連結機構を介してメインロータ１４に伝達され、これによりメインロータ１４は回転する。駆動連結機構としては、ベルト、ギヤ列、伝達棒等を採用することができる。
　メインロータ１４は、主に、エンジン搭載飛行装置１０を空中に浮遊させるための推力を発生させる機能を有する。一方、サブロータ１５は、主に、エンジン搭載飛行装置１０の姿勢制御を担う。例えば、サブロータ１５は、エンジン搭載飛行装置１０がホバリングを行っている際に、エンジン搭載飛行装置１０の位置姿勢を一定に保つべく、適宜回転速度を変化させる。また、サブロータ１５は、エンジン搭載飛行装置１０が移動する際に、エンジン搭載飛行装置１０を傾斜させるべく回転する。また、メインロータ１４Ａとメインロータ１４Ｂとは逆方向に回転する。メインロータ１４およびサブロータ１５の回転状況の詳細は後述する。
　サブフレーム１３Ａ等は、前後方向に延びており、上記したメインフレーム１２Ａ等と同様に、棒状に成形された金属または合成樹脂から成る。サブフレーム１３Ａ等は、メインフレーム１２Ａ等の途中部分から延伸している。サブフレーム１３Ａの前端部にはサブロータ１５Ａが配設され、サブロータ１５Ａはその下方に配設されたモータ２１Ａで回転されている。サブフレーム１３Ｂの前端部にはサブロータ１５Ｂが配設され、サブロータ１５Ｂはその下方に配設されたモータ２１Ｂで回転されている。サブフレーム１３Ｃの後端部にはサブロータ１５Ｃが配設され、サブロータ１５Ｃはその下方に配設されたモータ２１Ｃで回転されている。サブフレーム１３Ｄの後端部にはサブロータ１５Ｄが配設され、サブロータ１５Ｄはその下方に配設されたモータ２１Ｄで回転されている。モータ２１Ａ、２１Ｂ、２１Ｃ、２１Ｄには、発電機２７が発電した電力が供給される。サブフレーム１３Ａ等の内部には、電力をモータ２１Ａに供給するための配線が引き回されている。
　上記した構成のエンジン搭載飛行装置１０が飛行する際には、メインロータ１４等とサブロータ１５Ａ等とが同時に回転する。エンジン搭載飛行装置１０が空中に浮遊するための推力の過半をメインロータ１４等が発生し、サブロータ１５Ａ等が個別に回転することで空中に於けるエンジン搭載飛行装置１０の姿勢が制御される。エンジン搭載飛行装置１０が移動する際には、メインロータ１４等を所定速度で回転させつつ、サブロータ１５Ａ等の回転速度を変更することで、エンジン搭載飛行装置１０を傾斜させる姿勢制御を実行する。係る姿勢制御に関しては後述する。
　図２のブロック図を参照して、エンジン搭載飛行装置１０の接続構成を説明する。
　エンジン搭載飛行装置１０は、その空中に於ける位置姿勢を制御するための演算制御部２５を有している。演算制御部２５は、ＣＰＵ、ＲＡＭ、ＲＯＭ等から成り、各種センサ、図示しないカメラ、コントローラ２９から入力される情報に基づいて、サブロータ１５Ａ等を駆動するモータ２１Ａ等の回転を制御している。
　コントローラ２９は、エンジン搭載飛行装置１０と無線的または有線的に接続され、使用者がエンジン搭載飛行装置１０の位置、高度、移動方向、移動速度等を操作することを可能とする。
　上記したセンサとして、エンジン搭載飛行装置１０は、例えば、ＧＰＳセンサ３０、コンパス３１、加速度センサ３２、ジャイロセンサ３３、高度センサ３４および障害物センサ３５等を有している。
　エンジン搭載飛行装置１０では、上記したように、エンジン２６が発生する駆動エネルギにより、メインロータ１４およびサブロータ１５を回転させることで、空中に浮遊すると共に所定方向に向かって移動することができる。また、空中に於ける位置姿勢の制御は、サブロータ１５Ａ等を回転させるモータ２１Ａ等の回転速度を制御することで行っている。
　モータ２１Ａ等はエンジン２６をエネルギ源としている。エンジン２６とモータ２１Ａ等との間には、発電機２７、インバータ２８およびドライバ２４Ａ等、が介在している。かかる構成により、エンジン２６から発生する駆動力は電力に変換され、この電力によりモータ２１Ａ等が所定の回転速度で回転することで、エンジン搭載飛行装置１０の位置姿勢の制御および移動が行われる。後述するように、サブロータ１５Ａ等は、エンジン搭載飛行装置１０がホバリングする際に必要とされる推力の一部を担っている。
　エンジン２６は、例えば、ガソリン等を燃料とするレシプロ型のものであり、その駆動力で発電機２７を駆動する。更に、エンジン２６は、機械的にメインロータ１４も駆動している。エンジン２６の駆動は、演算制御部２５により制御されている。
　発電機２７から発生した交流の電力はインバータ２８に供給される。インバータ２８では、先ずコンバータ回路で交流電力を直流電力に変換した後に、インバータ回路で直流電力を所定の周波数の交流電力に変換している。
　ドライバ２４Ａ、２４Ｂ、２４Ｃ、２４Ｄは、インバータ２８から発生する電力を用いて、それぞれ、モータ２１Ａ、２１Ｂ、２１Ｃ、２１Ｄに流す電流量、その回転方向、回転するタイミング等を制御している。ドライバ２４Ａ、２４Ｂ、２４Ｃ、２４Ｄの動作は、演算制御部２５で制御されている。
　通信部２０は、コントローラ２９と無線的にまたは有線的に通信を行う部位である。コントローラ２９からエンジン搭載飛行装置１０に与えられる指示は、通信部２０を経由する。
　エンジン搭載飛行装置１０の運転状況は、エンジン搭載飛行装置１０の高度を維持するホバリング状態と、エンジン搭載飛行装置１０の高度を変更する昇降状態と、エンジン搭載飛行装置１０の平面的な位置を変更する移動状態と、で異なる。
　ホバリング状態では、演算制御部２５は、コントローラ２９を介してユーザが与える、ホバリングを行う指示に基づいて、メインロータ１４を略一定回転速度で回転させる。更に、演算制御部２５は、高度センサ３４等の各センサから入力される、エンジン搭載飛行装置１０の高度を示す情報に基づいて、サブロータ１５Ａ等から発生する推力を、ドライバ２４Ａ等を介して調整する。係る事項は図３等を参照して後述する。
　昇降状態では、演算制御部２５は、コントローラ２９を介してユーザが与える、昇降する指示に基づいて、高度センサ３４等から入力されるエンジン搭載飛行装置１０の高度も参照しつつ、エンジン搭載飛行装置１０の高度を徐々に上昇または下降させる。昇降状態の詳細は、図３等を参照して後述する。
　移動状態では、演算制御部２５は、コントローラ２９を介してユーザが与える、移動する指示に基づいて、エンジン搭載飛行装置１０が平面的に移動するように、メインロータ１４およびサブロータ１５Ａ等の推力を制御する。例えば、図１（Ａ）を参照して、エンジン搭載飛行装置１０を前方に向かって移動させる場合、演算制御部２５は、サブロータ１５Ｃおよびサブロータ１５Ｄを、サブロータ１５Ａおよびサブロータ１５Ｂよりも高速に回転させる。そうすると、エンジン搭載飛行装置１０は前方部分が下方に傾斜する傾斜姿勢となる。この状態で、サブロータ１５およびメインロータ１４を引き続き回転させると、エンジン搭載飛行装置１０は前方に向かって移動する。この時、メインロータ１４の推力は、ホバリング状態と同様でも良いし、エンジン搭載飛行装置１０の高度が維持されるように、推力を減少または増加させても良い。
　図３および図４に基づいて、前述した各図も参照しつつ、エンジン搭載飛行装置１０の動作を説明する。図３は、エンジン搭載飛行装置１０の飛行時における動作を示すフローチャートである。図４は、エンジン搭載飛行装置１０のホバリング状態における出力値の経時変化を示すグラフであり、横軸は時間を示し、縦軸は推力（ここでは電力値）を示している。
　ステップＳ１０では、演算制御部２５は、コントローラ２９から操作入力に変化があるか否かを判断する。具体的には、前述したように、コントローラ２９からエンジン搭載飛行装置１０への操作入力は、ホバリング操作、水平移動操作、上昇操作または下降操作の何れかであるので、演算制御部２５は、これらの各操作の間で、相互に変化があったか否かを判断する。
　ステップＳ１０でＹＥＳの場合、演算制御部２５は、エンジン搭載飛行装置１０の挙動を変更するべく、ステップＳ１１に移行する。
　ステップＳ１０でＮＯの場合、演算制御部２５は、エンジン搭載飛行装置１０の操作入力に変更がないので、ステップＳ１４に移行する。
　ステップＳ１１では、演算制御部２５は、コントローラ２９からの操作入力値を取得する。具体的には、演算制御部２５は、通信部２０を経由して無線的に当該操作入力値を取得する。例えば、演算制御部２５は、水平移動または上昇下降の度合いに関する情報を、コントローラ２９から取得する。
　ステップＳ１２では、演算制御部２５は、ステップＳ１１で取得した操作入力値に応じたメインロータ１４の目標推力を計算する。前述したようにエンジン搭載飛行装置１０の操作状態としては、ホバリング操作、水平移動操作、上昇操作または下降操作がある。よって、操作入力の変化としては、以下のものがある。
・ホバリング操作から、水平移動操作、上昇操作または下降操作への変化
・水平移動操作から、ホバリング操作、上昇操作または下降操作への変化
・上昇操作から、ホバリング操作、水平移動操作、下降操作への変化
・下降操作から、ホバリング操作、水平移動操作、下降操作への変化
　例えば、演算制御部２５は、上昇操作に変化する場合は、メインロータ目標推力が大きくなるように計算する。また、演算制御部２５は、下降操作に変化する場合は、メインロータ目標推力が小さくなるように計算する。更に、演算制御部２５は、水平移動する場合は、メインロータ目標推力が小さくなるように計算する。
　ステップＳ１３では、演算制御部２５は、メインロータ１４の回転数を変化させる。例えば、演算制御部２５は、上昇操作に変化する場合は、メインロータ１４の回転数を高速にする。一方、演算制御部２５は、下降操作に変化する場合は、メインロータ１４の回転数を低速にする。
　ステップＳ１４では、演算制御部２５は、エンジン搭載飛行装置１０に搭載された各種センサ、即ち、ＧＰＳセンサ３０、コンパス３１、加速度センサ３２、ジャイロセンサ３３、高度センサ３４、障害物センサ３５等から入力される情報に基づいて、エンジン搭載飛行装置１０の高度、姿勢、速度等を得る。
　ステップＳ１５では、演算制御部２５は、ステップＳ１４における処理結果に基づいて、エンジン搭載飛行装置１０の姿勢または高度が変化しているか否かを判断する。
　ステップＳ１５でＹＥＳの場合、即ち、ステップＳ１４の処理の結果、エンジン搭載飛行装置１０の姿勢および高度の何れか又は複数が変化したら、演算制御部２５は、ステップＳ１６に移行する。
　ステップＳ１５でＮＯの場合、即ち、ステップＳ１４の処理の結果、エンジン搭載飛行装置１０の姿勢または高度が変化しない場合、演算制御部２５は、ステップＳ１０に戻る。
　ステップＳ１６では、演算制御部２５は、エンジン搭載飛行装置１０の高度および姿勢を制御するための計算を実行する。具体的には、演算制御部２５は、ステップＳ１５で得られた指令の目標となる高度および姿勢の何れか一方または両方と、ステップＳ１６で算出されたエンジン搭載飛行装置１０の現在の高度および姿勢の何れか一方または両方から、推力目標値を計算する。一例として、演算制御部２５は、エンジン搭載飛行装置１０の高度および姿勢を変化させるための推力を、サブロータ１５のみで得ると仮定し、各モータ２１に設定する推力設定値を計算する。
　ステップＳ１７では、演算制御部２５は、メインロータ１４の目標推力を計算する。具体的には、前述したステップＳ１６で算出された各サブロータ１５の推力の合計値は、エンジン搭載飛行装置１０の高度維持または姿勢制御を行うための合成値であり、その時の消費電力をＰ１とする。本実施形態では、メインロータ１４の目標推力であるＰ２は、Ｐ１よりも小さくしており、Ｐ１は高度変化や姿勢変化による推力の変化に影響されない部分である。一例として、Ｐ２は、Ｐ１の９０％以下である３６００Ｗ以下、より好ましくはＰ１の８０％以下である３２００Ｗ以下、特に好ましくはＰ１の７０％以下である２８００Ｗ以下とされている。
　ステップＳ１８では、演算制御部２５は、サブロータ１５の目標推力を計算する。具体的には、サブロータ１５の目標推力であるＰ３は、前述したＰ１からＰ２を減算した部分である。Ｐ３は、一例として、Ｐ１の１０％以上である４００Ｗ以上、より好ましくはＰ１の２０％以上である８００Ｗ以上、特に好ましくはＰ１の３０％以上である１２００Ｗ以上とされている。
　ステップＳ１９では、演算制御部２５は、メインロータ１４およびサブロータ１５の回転数を変化させる。具体的には、演算制御部２５は、前述したステップＳ１７における演算結果に基づいてメインロータ１４の回転数を変化させ、前述したステップＳ１８における演算結果に基づいてサブロータ１５の回転数を変化させる。
　ステップＳ２０では、演算制御部２５は、エンジン搭載飛行装置１０に備えられた各種センサの出力に基づいて、目標の高度および姿勢に到達したかを確認する。
　ステップＳ２０でＹＥＳの場合、即ち、エンジン搭載飛行装置１０が目標の高度または姿勢に到達している場合、演算制御部２５は、ステップＳ１０に戻り、コントローラ２９からの指示を待つ。
　ステップＳ２０でＮＯの場合、即ち、エンジン搭載飛行装置１０が目標の高度または姿勢に到達していない場合、演算制御部２５は、ステップＳ１６に戻り、エンジン搭載飛行装置１０の高度および姿勢を所定にするための動作を続行する。
　上記した各ステップは、エンジン搭載飛行装置１０が飛行している間は連続して行われる。また、エンジン搭載飛行装置１０の飛行が終了する際には、コントローラ２９を経由したユーザの指示に基づいて、エンジン搭載飛行装置１０は着地面に着地する。また、演算制御部２５は、エンジン搭載飛行装置１０が目標としている平面位置に達しているか否かの判断も行うことができる。
　図４は、エンジン搭載飛行装置１０が飛行する際における消費電力の変動を示すグラフで有り、横軸は経過時間を示し、縦軸は消費電力を示している。また、期間Ｔ１はエンジン搭載飛行装置１０がホバリングしている期間であり、期間Ｔ２はエンジン搭載飛行装置１０が移動または昇降するべく姿勢変化している期間である。
　期間Ｔ１では、エンジン搭載飛行装置１０は、ホバリング動作を実行している。ホバリング動作に必要なＰ１は、前述したように、メインロータ１４のＰ２と、サブロータ１５のＰ３との加算値である。期間Ｔ１では、基本的にはエンジン搭載飛行装置１０の高度が変化しないことから、高度を維持するための動作のみを行えば良く、Ｐ２は略一定であり、Ｐ３は僅かに増加または減少している。
　期間Ｔ２では、エンジン搭載飛行装置１０を前傾、後傾等にするための姿勢制御を行っていることから、Ｐ３は大きく減少または増加している。一方、Ｐ２は基本的には変動せずに一定である。本実施形態では、Ｐ１に比較してＰ２を小さくしており、換言するとＰ３を大きく設定している。このことから、期間Ｔ２において、サブロータ１５の回転数を一定以上に高速にすることができ、よって姿勢制御を安定化できる。
　以上がエンジン搭載飛行装置１０の動作に関する説明である。
　前述した本実施形態により、以下のような主要な効果を奏することができる。
　エンジン搭載飛行装置１０によれば、メインロータ１４が回転することで発生する推力が小さいことで、ホバリング状態にて高度を一定に保つための推力の一部をサブロータ１５が担うことになり、サブロータ１５の回転数を一定以上にすることができ、姿勢制御を安定化することができる。換言すると、サブロータによる姿勢制御に必要な推力（回転数）を最低限確保することが出来る。
　更に、ホバリングのために必要とされる推力の２０％をサブロータ１５が担うことから、サブロータ１５が所定以上の回転数で回転することになり、姿勢制御を安定的に行うことができる。
　更に、サブロータ１５の出力値を３０％以上とすることで、サブロータ１５の回転数を比較的高速に維持でき、姿勢制御を更に安定化することができる。
　更に、メインロータ１４の回転により機体の昇降を行うので、昇降のためにサブロータ１５の回転数を変更する必要が無く、昇降状態に於いてもサブロータ１５による姿勢制御を安定して行うことができる。
　以上、本発明の実施形態について説明したが、本発明は、これに限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲で変更が可能である。また、前述した各形態は相互に組み合わせることが可能である。
１０ エンジン搭載飛行装置
１１ フレーム
１２、１２Ａ、１２Ｂ メインフレーム
１３Ａ、１３Ｂ、１３Ｃ、１３Ｄ サブフレーム
１４、１４Ａ、１４Ｂ メインロータ
１５、１５Ａ、１５Ｂ、１５Ｃ、１５Ｄ サブロータ
１７ ケーシング
１８ スキッド
１９ 本体部
２０ 通信部
２１、２１Ａ、２１Ｂ、２１Ｃ、２１Ｄ モータ 
２４、２４Ａ、２４Ｂ、２４Ｃ、２４Ｄ ドライバ 
２５ 演算制御部
２６ エンジン
２７ 発電機
２８ インバータ
２９ コントローラ
３０ ＧＰＳセンサ
３１ コンパス
３２ 加速度センサ
３３ ジャイロセンサ
３４ 高度センサ
３５ 障害物センサ

Claims (4)

  1. 　高度を維持するホバリング状態と、前記高度を変更する昇降状態と、で飛行可能であり、
    　メインロータと、サブロータと、エンジンと、モータと、演算制御部と、を具備し、
    　前記メインロータは、前記エンジンから与えられる駆動力により回転し、
    　前記サブロータは、前記モータから与えられる駆動力により回転し、
    　前記演算制御部は、
    　前記ホバリング状態では、前記メインロータが回転することで発生する推力を、前記高度を一定にする為に必要とされる推力よりも小さくすることを特徴とするエンジン搭載飛行装置。
  2. 　前記演算制御部は、
    　前記ホバリング状態では、前記メインロータが回転することで発生する前記推力を、前記高度を一定にする為に必要とされる前記推力の８０％以下とすることを特徴とする請求項１に記載のエンジン搭載飛行装置。
  3. 　前記演算制御部は、
    　前記ホバリング状態では、前記サブロータの出力値を３０％以上とすることを特徴とする請求項１または請求項２に記載のエンジン搭載飛行装置。
  4. 　前記演算制御部は、
    　前記昇降状態では、
    　前記エンジンの回転数を変化させ、前記メインロータの回転数を変化させることを特徴とする請求項１から請求項３の何れかに記載のエンジン搭載飛行装置。
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Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR100812756B1 (ko) * 2006-11-13 2008-03-12 한국생산기술연구원 요잉제어가 용이한 쿼드로콥터
JP2011251678A (ja) 2010-06-02 2011-12-15 Parrot クアッドリコプター等の遠隔制御回転翼無人機の電気モーターの同期制御の方法
JP2012051545A (ja) 2010-09-02 2012-03-15 Dream Space World Corp プリント回路基板を用いた無人飛行体
JP2014240242A (ja) 2013-06-12 2014-12-25 富士重工業株式会社 垂直離着陸飛行体
JP2015137092A (ja) * 2014-01-20 2015-07-30 憲太 安田 パラレルハイブリット方式によるマルチローター航空機
CN106542093A (zh) * 2017-01-11 2017-03-29 刘海涛 高效多旋翼飞行器
JP2018154322A (ja) * 2017-03-17 2018-10-04 株式会社リコー 飛行体及び飛行システム
JP2019059362A (ja) * 2017-09-27 2019-04-18 株式会社石川エナジーリサーチ エンジン搭載自立型飛行装置

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR100812756B1 (ko) * 2006-11-13 2008-03-12 한국생산기술연구원 요잉제어가 용이한 쿼드로콥터
JP2011251678A (ja) 2010-06-02 2011-12-15 Parrot クアッドリコプター等の遠隔制御回転翼無人機の電気モーターの同期制御の方法
JP2012051545A (ja) 2010-09-02 2012-03-15 Dream Space World Corp プリント回路基板を用いた無人飛行体
JP2014240242A (ja) 2013-06-12 2014-12-25 富士重工業株式会社 垂直離着陸飛行体
JP2015137092A (ja) * 2014-01-20 2015-07-30 憲太 安田 パラレルハイブリット方式によるマルチローター航空機
CN106542093A (zh) * 2017-01-11 2017-03-29 刘海涛 高效多旋翼飞行器
JP2018154322A (ja) * 2017-03-17 2018-10-04 株式会社リコー 飛行体及び飛行システム
JP2019059362A (ja) * 2017-09-27 2019-04-18 株式会社石川エナジーリサーチ エンジン搭載自立型飛行装置

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