WO2023189644A1

WO2023189644A1 - 飛行装置および飛行装置制御方法

Info

Publication number: WO2023189644A1
Application number: PCT/JP2023/010250
Authority: WO
Inventors: 満石川; 弘幸長島
Original assignee: 株式会社石川エナジーリサーチ; 株式会社クボタ
Priority date: 2022-03-29
Filing date: 2023-03-16
Publication date: 2023-10-05
Also published as: JP2023146695A

Abstract

動力断接部に不具合が発生しても安全性を担保できる飛行装置および飛行装置制御方法を提供する。　飛行装置１０のロータ側動力伝達部２６は、第１ロータ側動力伝達部２６１と、第２ロータ側動力伝達部２６２と、を有する。動力断接部２７は、条件に応じて動力を伝達させ、且つ、第１動力断接部２７１と、第２動力断接部２７２と、を有する。第１動力断接部２７１は、第１エンジン側動力伝達部２５１と第１ロータ側動力伝達部２６１との間に配設される。第２動力断接部２７２は、第２エンジン側動力伝達部２５２と第２ロータ側動力伝達部２６２との間に配設される。演算制御部３１は、第１動力断接部２７１が動力を伝達させる度合いと、第２動力断接部２７２が動力を伝達させる度合いとが、一定以上乖離した場合、飛行態様を変化させる。

Description

飛行装置および飛行装置制御方法

　本発明は、飛行装置に関し、特に、エンジンにより駆動的にメインロータを駆動する飛行装置および飛行装置制御方法に関する。

　従来から、無人で空中を飛行することが可能な飛行装置が知られている。このような飛行装置は、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。このような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により、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飛行装置も出現している。このような飛行装置では、エンジンの駆動力で発電機を回転させ、発電機で発電された電力でロータを回転駆動している。かかる構成の飛行装置は、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、エンジンの駆動力により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パラレル型ハイブリッドドローンも徐々に登場している。

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、前述した従前の飛行装置においては、駆動系の機構において改善の余地があった。

　具体的には、前述したように、エンジン駆動型のドローンでは、エンジンとロータとの間に、クラッチ等の動力断接部が配設される。動力断接部は、例えば遠心クラッチであり、エンジンの回転数が低速の間はエンジンとロータとを接続せず、エンジンの回転数が高速となればエンジンとロータとを接続する。

　しかしながら、動力断接部の加工精度の公差等に起因して、動力断接を行うタイミングや回転数に、個体差が存在する。かかる個体差の大きさが、飛行装置の操作に悪影響を及ぼす課題があった。例えば、ドローンが離陸する際に、左方側のロータのみが回転し、右方側のロータが回転しない場合、ドローンの離陸時における姿勢制御が困難になる課題がある。

　本発明は、上記の事情に鑑みてなされたものであり、その目的とするところは、動力断接部に不具合が発生しても安全性を担保できる飛行装置および飛行装置制御方法を提供することにある。

　本発明の飛行装置は、機体と、メインロータと、エンジンと、エンジン側動力伝達部と、ロータ側動力伝達部と、動力断接部と、演算制御部と、を具備し、前記メインロータは、回転することにより前記機体が浮遊するための駆動力を発生させ、前記エンジンは、前記メインロータが回転するための動力を発生させ、前記エンジン側動力伝達部は、前記エンジンの前記動力により回転し、前記ロータ側動力伝達部は、前記メインロータと駆動的に接続され、前記動力断接部は、前記エンジン側動力伝達部と、前記ロータ側動力伝達部との間に配設され、条件に応じて、前記エンジン側動力伝達部から前記ロータ側動力伝達部に対して前記動力を伝達させ、前記演算制御部は、前記動力断接部が前記動力を伝達する度合いが、所定値から一定以上乖離した場合、飛行態様を変化させることを特徴とする。

　また、本発明の飛行装置は、機体と、メインロータと、エンジンと、エンジン側動力伝達部と、ロータ側動力伝達部と、動力断接部と、演算制御部と、を具備し、前記メインロータは、回転することにより前記機体が浮遊するための駆動力を発生させ、且つ、第１メインロータと、第２メインロータと、を有し、前記エンジンは、前記第１メインロータおよび前記第２メインロータが回転するための動力を発生させ、前記エンジン側動力伝達部は、前記エンジンの前記動力により回転し、且つ、第１エンジン側動力伝達部と、第２エンジン側動力伝達部と、を有し、前記ロータ側動力伝達部は、前記第１メインロータと駆動的に接続される第１ロータ側動力伝達部と、前記第２メインロータと駆動的に接続される第２ロータ側動力伝達部と、を有し、前記動力断接部は、条件に応じて前記動力を伝達させ、且つ、第１動力断接部と、第２動力断接部と、を有し、前記第１動力断接部は、前記第１エンジン側動力伝達部と前記第１ロータ側動力伝達部との間に配設され、前記第２動力断接部は、前記第２エンジン側動力伝達部と前記第２ロータ側動力伝達部との間に配設され、前記演算制御部は、前記第１動力断接部が前記動力を伝達させる度合いと、前記第２動力断接部が前記動力を伝達させる度合いとが、一定以上乖離した場合、飛行態様を変化させることを特徴とする。

　また、本発明の飛行装置では、前記第１ロータ側動力伝達部の回転速度を計測する第１回転速度計測部と、前記第２ロータ側動力伝達部の回転速度を計測する第２回転速度計測部と、を更に具備し、前記演算制御部は、前記第１回転速度計測部により計測した前記第１ロータ側動力伝達部の回転速度と、前記第２回転速度計測部により計測した前記第２ロータ側動力伝達部の回転速度とが、一定以上乖離した場合、前記飛行態様を変化させることを特徴とする。

　また、本発明の飛行装置では、前記演算制御部は、着陸状態において前記飛行態様を変化させる場合には、前記エンジンを停止させることを特徴とする。

　また、本発明の飛行装置では、前記演算制御部は、飛行状態において前記飛行態様を変化させる場合には、前記エンジンの駆動力を用いて着陸させることを特徴とする。

　また、本発明の飛行装置では、サブロータと、前記サブロータを回転させるモータと、を更に具備し、前記演算制御部は、飛行状態において前記飛行態様を変化させる場合には、前記エンジンを停止させ、前記サブロータを前記モータにより回転させることにより着陸することを特徴とする。

　また、本発明の飛行装置では、前記演算制御部は、着陸状態から飛行する場合、前記第１動力断接部が前記動力を伝達させる度合いと、前記第２動力断接部が前記動力を伝達させる度合いとの差が第１設定値よりも大きければ、飛行を中止することを特徴とする。

　また、本発明の飛行装置では、前記演算制御部は、飛行時において、前記第１動力断接部が前記動力を伝達させる度合いと、前記第２動力断接部が前記動力を伝達させる度合いとの差が、第２設定値よりも大きければ、前記エンジンを運転させながら着陸することを特徴とする。

　また、本発明の飛行装置では、前記演算制御部は、飛行時において、前記第１動力断接部が前記動力を伝達させる度合いと、前記第２動力断接部が前記動力を伝達させる度合いとの差が、第３設定値よりも大きければ、前記エンジンを停止させた状態で着陸することを特徴とする。

　また、本発明の飛行装置では、前記演算制御部は、前記第１ロータ側動力伝達部の回転速度と、前記第２ロータ側動力伝達部の回転速度との差の絶対値が一定以上になれば、前記飛行態様を変化させることを特徴とする。

　本発明は、飛行装置を制御する方法であり、前記飛行装置は、機体と、メインロータと、エンジンと、エンジン側動力伝達部と、ロータ側動力伝達部と、動力断接部と、を具備し、前記メインロータは、回転することにより前記機体が浮遊するための駆動力を発生させ、前記エンジンは、前記メインロータが回転するための動力を発生させ、前記エンジン側動力伝達部は、前記エンジンの前記動力により回転し、前記ロータ側動力伝達部は、前記メインロータと駆動的に接続され、前記動力断接部は、前記エンジン側動力伝達部と、前記ロータ側動力伝達部との間に配設され、条件に応じて、前記エンジン側動力伝達部から前記ロータ側動力伝達部に対して前記動力を伝達させ、前記動力断接部が前記動力を伝達する度合いが、所定値から一定以上乖離した場合、飛行態様を変化させることを特徴とする。

　本発明の飛行装置は、機体と、メインロータと、エンジンと、エンジン側動力伝達部と、ロータ側動力伝達部と、動力断接部と、演算制御部と、を具備し、前記メインロータは、回転することにより前記機体が浮遊するための駆動力を発生させ、前記エンジンは、前記メインロータが回転するための動力を発生させ、前記エンジン側動力伝達部は、前記エンジンの前記動力により回転し、前記ロータ側動力伝達部は、前記メインロータと駆動的に接続され、前記動力断接部は、前記エンジン側動力伝達部と、前記ロータ側動力伝達部との間に配設され、条件に応じて、前記エンジン側動力伝達部から前記ロータ側動力伝達部に対して前記動力を伝達させ、前記演算制御部は、前記動力断接部が前記動力を伝達する度合いが、所定値から一定以上乖離した場合、飛行態様を変化させることを特徴とする。従って、本発明の飛行装置によれば、演算制御部が、動力断接部が動力を伝達する度合いが一定以下の場合、飛行態様を変化させることにより、飛行装置をより安全に飛行させることができる。

　また、本発明の飛行装置では、機体と、メインロータと、エンジンと、エンジン側動力伝達部と、ロータ側動力伝達部と、動力断接部と、演算制御部と、を具備し、前記メインロータは、回転することにより前記機体が浮遊するための駆動力を発生させ、且つ、第１メインロータと、第２メインロータと、を有し、前記エンジンは、前記第１メインロータおよび前記第２メインロータが回転するための動力を発生させ、前記エンジン側動力伝達部は、前記エンジンの前記動力により回転し、且つ、第１エンジン側動力伝達部と、第２エンジン側動力伝達部と、を有し、前記ロータ側動力伝達部は、前記第１メインロータと駆動的に接続される第１ロータ側動力伝達部と、前記第２メインロータと駆動的に接続される第２ロータ側動力伝達部と、を有し、前記動力断接部は、条件に応じて前記動力を伝達させ、且つ、第１動力断接部と、第２動力断接部と、を有し、前記第１動力断接部は、前記第１エンジン側動力伝達部と前記第１ロータ側動力伝達部との間に配設され、前記第２動力断接部は、前記第２エンジン側動力伝達部と前記第２ロータ側動力伝達部との間に配設され、前記演算制御部は、前記第１動力断接部が前記動力を伝達させる度合いと、前記第２動力断接部が前記動力を伝達させる度合いとが、一定以上乖離した場合、飛行態様を変化させることを特徴とする。従って、本発明の飛行装置によれば、第１動力断接部が動力を伝達させる度合いと、第２動力断接部が動力を伝達させる度合いとが、一定以上乖離した場合、飛行態様を変化させることで、飛行装置をより安全に飛行させることができる。

　また、本発明の飛行装置では、前記第１ロータ側動力伝達部の回転速度を計測する第１回転速度計測部と、前記第２ロータ側動力伝達部の回転速度を計測する第２回転速度計測部と、を更に具備し、前記演算制御部は、前記第１回転速度計測部により計測した前記第１ロータ側動力伝達部の回転速度と、前記第２回転速度計測部により計測した前記第２ロータ側動力伝達部の回転速度とが、一定以上乖離した場合、前記飛行態様を変化させることを特徴とする。従って、本発明の飛行装置によれば、第１ロータ側動力伝達部の回転速度と、第２ロータ側動力伝達部の回転速度とが、一定以上乖離した場合、飛行態様を変化させることにより、飛行装置をより安全に飛行させることができる。

　また、本発明の飛行装置では、前記演算制御部は、着陸状態において前記飛行態様を変化させる場合には、前記エンジンを停止させることを特徴とする。従って、本発明の飛行装置によれば、着陸状態において飛行態様を変化させる場合には、エンジンを停止させることにより、動力断接部による駆動伝達が良好でない状態で飛行することを防止できる。

　また、本発明の飛行装置では、前記演算制御部は、飛行状態において前記飛行態様を変化させる場合には、前記エンジンの駆動力を用いて着陸させることを特徴とする。従って、本発明の飛行装置によれば、飛行状態に於いて動力断接部に不具合が発生した場合であっても、エンジンの駆動力を用いて着陸させることができる。

　また、本発明の飛行装置では、サブロータと、前記サブロータを回転させるモータと、を更に具備し、前記演算制御部は、飛行状態において前記飛行態様を変化させる場合には、前記エンジンを停止させ、前記サブロータを前記モータにより回転させることにより着陸することを特徴とする。従って、本発明の飛行装置によれば、飛行状態に於いて動力断接部に不具合が発生した場合であっても、サブロータにより安全に着陸させることができる。

　また、本発明の飛行装置では、前記演算制御部は、着陸状態から飛行する場合、前記第１動力断接部が前記動力を伝達させる度合いと、前記第２動力断接部が前記動力を伝達させる度合いとの差が第１設定値よりも大きければ、飛行を中止することを特徴とする。従って、本発明の飛行装置によれば、第１設定値に基づいて動力断接部の不具合を判断し、飛行装置の飛行自体を中止することで、飛行装置の不安定な飛行を未然に抑制できる。

　また、本発明の飛行装置では、前記演算制御部は、飛行時において、前記第１動力断接部が前記動力を伝達させる度合いと、前記第２動力断接部が前記動力を伝達させる度合いとの差が、第２設定値よりも大きければ、前記エンジンを運転させながら着陸することを特徴とする。従って、本発明の飛行装置によれば、第２設定値に基づいて動力断接部の不具合を判断し、エンジンを運転させながら飛行装置を着陸させることで、不具合が発生した際に安定的に飛行装置の着陸動作を実行できる。

　また、本発明の飛行装置では、前記演算制御部は、飛行時において、前記第１動力断接部が前記動力を伝達させる度合いと、前記第２動力断接部が前記動力を伝達させる度合いとの差が、第３設定値よりも大きければ、前記エンジンを停止させた状態で着陸することを特徴とする。従って、本発明の飛行装置によれば、第３設定値に基づいて動力断接部の不具合を判断し、エンジンを停止させてから飛行装置を着陸させることで、更に安定的に飛行装置の着陸動作を実行できる。

　また、本発明の飛行装置では、前記演算制御部は、前記第１ロータ側動力伝達部の回転速度と、前記第２ロータ側動力伝達部の回転速度との差の絶対値が一定以上になれば、前記飛行態様を変化させることを特徴とする。従って、本発明の飛行装置によれば、飛行態様を変化させることで、飛行状態を安定化させることが困難な場合に、飛行装置をより安全に運行することができる。

　本発明は、飛行装置を制御する方法であり、前記飛行装置は、機体と、メインロータと、エンジンと、エンジン側動力伝達部と、ロータ側動力伝達部と、動力断接部と、を具備し、前記メインロータは、回転することにより前記機体が浮遊するための駆動力を発生させ、前記エンジンは、前記メインロータが回転するための動力を発生させ、前記エンジン側動力伝達部は、前記エンジンの前記動力により回転し、前記ロータ側動力伝達部は、前記メインロータと駆動的に接続され、前記動力断接部は、前記エンジン側動力伝達部と、前記ロータ側動力伝達部との間に配設され、条件に応じて、前記エンジン側動力伝達部から前記ロータ側動力伝達部に対して前記動力を伝達させ、前記動力断接部が前記動力を伝達する度合いが、所定値から一定以上乖離した場合、飛行態様を変化させることを特徴とする。従って、本発明の飛行装置制御方法によれば、演算制御部が、動力断接部が動力を伝達する度合いが一定以下の場合、飛行態様を変化させることにより、飛行装置をより安全に飛行させることができる。

本発明の実施形態に係る飛行装置を示す模式図である。本発明の実施形態に係る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飛行装置のエンジンの構成を示す図である。本発明の実施形態に係る飛行装置の制御方法を示すフローチャートである。本発明の他形態に係る飛行装置を示す模式図である。

　以下、図を参照して本形態の飛行装置の構成を説明する。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、飛行装置１０は、ドローンとも称され、詳細にはパラレル型ハイブリッドドローンとも称される。

　図１は、飛行装置１０を示す模式図である。

　飛行装置１０は、機体１９と、メインロータ１４と、エンジン３０と、エンジン側動力伝達部２５と、ロータ側動力伝達部２６と、動力断接部２７と、演算制御部３１と、を主要に具備する。飛行装置１０は、電気的駆動系と、機械的駆動系との並列した２つの駆動系を有するパラレル型ハイブリッドドローンである。電気的駆動系は、後述するモータ２１およびサブロータ１５を回転させる駆動系である。機械的駆動系は、後述するメインロータ１４を回転させる駆動系である。

　機体１９は、飛行装置１０を構成する各機器を支える本体であり、合成樹脂、金属またはこれらの複合材から成る。

　メインロータ１４は、回転することにより機体１９が浮遊するための駆動力を発生させ、且つ、第１メインロータ１４１と、第２メインロータ１４２と、を有する。第１メインロータ１４１は、機体１９の左方側に配置される。第２メインロータ１４２は、機体１９の右方側に配置される。ここで、第１メインロータ１４１と第２メインロータ１４２とは、回転方向は逆であり、等しい回転速度で回転する。第１メインロータ１４１は、第１エンジン側動力伝達部２５１、第１動力断接部２７１および第１ロータ側動力伝達部２６１を介して、エンジン３０と駆動的に接続される。第２メインロータ１４２は、第２エンジン側動力伝達部２５２、第２動力断接部２７２および第２ロータ側動力伝達部２６２を介して、エンジン３０と駆動的に接続される。

　エンジン３０は、第１メインロータ１４１および第２メインロータ１４２が回転するための動力を発生させる。エンジン３０は、機体１９に内蔵され、第１メインロータ１４１および第２メインロータ１４２を所定の回転速度で回転させる。更に、エンジン３０は、図３を参照して後述するように、第１エンジン部４０と、第２エンジン部４１と、を有する。

　エンジン側動力伝達部２５は、例えば鋼棒であり、エンジン３０の動力により回転する。エンジン側動力伝達部２５は、第１エンジン側動力伝達部２５１と、第２エンジン側動力伝達部２５２と、を有する。第１エンジン側動力伝達部２５１および第２エンジン側動力伝達部２５２は、エンジン３０のクランクシャフトと駆動的に接続されている。第１エンジン側動力伝達部２５１は、エンジン３０から左方に向かって導出している。第２エンジン側動力伝達部２５２は、エンジン３０から右方に向かって導出している。

　ロータ側動力伝達部２６は、例えば鋼棒である。ロータ側動力伝達部２６は、第１メインロータ１４１と駆動的に接続される第１ロータ側動力伝達部２６１と、第２メインロータ１４２と駆動的に接続される第２ロータ側動力伝達部２６２と、を有する。また、第１ロータ側動力伝達部２６１と第１メインロータ１４１とは、ギア１７１を介して駆動的に接続されている。同様に、第２ロータ側動力伝達部２６２と第２メインロータ１４２とは、ギア１７２を介して駆動的に接続されている。

　動力断接部２７は、条件に応じて動力を伝達させる構成機器であり、例えばクラッチであり、一例として遠心クラッチである。動力断接部２７は、第１動力断接部２７１と、第２動力断接部２７２と、を有する。遠心クラッチは、遠心型クラッチとも称される。

　第１動力断接部２７１は、第１エンジン側動力伝達部２５１と第１ロータ側動力伝達部２６１との間に配設される。エンジン３０が停止状態であることで第１エンジン側動力伝達部２５１が回転しない場合、または、エンジン３０により回転する第１エンジン側動力伝達部２５１の回転速度が一定未満の場合、第１動力断接部２７１は、動力を伝達させない。一方、第１エンジン側動力伝達部２５１の回転速度が一定以上となれば、第１動力断接部２７１は、第１エンジン側動力伝達部２５１から第１ロータ側動力伝達部２６１に動力を伝達させる。これにより、エンジン３０から発生する動力が、第１エンジン側動力伝達部２５１、第１動力断接部２７１および第１ロータ側動力伝達部２６１に伝達され、第１メインロータ１４１が回転する。

　第２動力断接部２７２の構成および動作は、第１動力断接部２７１と同様である。即ち、第２動力断接部２７２は、第２エンジン側動力伝達部２５２と第２ロータ側動力伝達部２６２との間に配設される。エンジン３０が停止状態であることで第２エンジン側動力伝達部２５２が回転しない場合、または、エンジン３０により回転する第２エンジン側動力伝達部２５２の回転速度が一定未満の場合、第２動力断接部２７２は、動力を伝達させない。一方、第２エンジン側動力伝達部２５２の回転速度が一定以上となれば、第２動力断接部２７２は、第２エンジン側動力伝達部２５２から第２ロータ側動力伝達部２６２に動力を伝達させる。これにより、エンジン３０から発生する動力が、第２エンジン側動力伝達部２５２、第２動力断接部２７２および第２ロータ側動力伝達部２６２に伝達され、第２メインロータ１４２が回転する。

　第１メインフレーム１２１は、機体１９から左方側に向かって伸びる。前述した第１エンジン側動力伝達部２５１および第１ロータ側動力伝達部２６１は、例えば筒状を呈する第１メインフレーム１２１に内蔵される。第１動力断接部２７１は、第１メインフレーム１２１の中間部分に備えられる。

　第２メインフレーム１２２は、機体１９から右方側に向かって伸びる。前述した第２エンジン側動力伝達部２５２および第２ロータ側動力伝達部２６２は、第２メインフレーム１２２に内蔵される。第２動力断接部２７２は、第２メインフレーム１２２の中間部分に備えられる。

　飛行装置１０は、サブロータ１５を有する。サブロータ１５は、サブロータ１５１ないしサブロータ１５４を有する。サブロータ１５は、飛行装置１０の全体的な位置姿勢を制御するべく回転する。

　サブロータ１５１は、機体１９の左側前方に配置され、サブフレーム１３１を経由して機体１９に接続されており、モータ２１１により回転する。

　サブロータ１５２は、機体１９の左側後方に配置され、サブフレーム１３２を経由して機体１９に接続されており、モータ２１２により回転する。

　サブロータ１５３は、機体１９の右側前方に配置され、サブフレーム１３３を経由して機体１９に接続されており、モータ２１３により回転する。

　サブロータ１５４は、機体１９の右側後方に配置され、サブフレーム１３４を経由して機体１９に接続されており、モータ２１４により回転する。

　動力断接部２７の挙動に関して説明する。例えば、遠心クラッチである動力断接部２７は、回転数が一定以上になると動力を伝達する機能を有する。しかしながら、動力断接部２７は、複雑な機械機構を有し、且つ動力断接部２７を構成する部品には一定の公差が含まれている。よって、第１動力断接部２７１と第２動力断接部２７２とで、若干挙動が異なることも考えられる。例えば、第１エンジン側動力伝達部２５１および第２エンジン側動力伝達部２５２の回転速度が所定速度に達した場合、第１動力断接部２７１は第１ロータ側動力伝達部２６１に動力を伝達させる一方、第２動力断接部２７２は第２ロータ側動力伝達部２６２に動力を伝達させない。このようになると、第１メインロータ１４１は回転しているにもかかわらず、第２メインロータ１４２は回転しないので、飛行装置１０が安定して離陸できない恐れがある。また、第１動力断接部２７１または第２動力断接部２７２の何れかが機械的に故障した場合でも、同様の恐れがある。そこで、本実施形態の飛行装置１０では、第１エンジン側動力伝達部２５１および第２エンジン側動力伝達部２５２の回転数に基づいて、飛行装置１０の動作を制御している。係る事項は、図４を参照して後述する。

　図２は、飛行装置１０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。

　飛行装置１０は、演算制御部３１と、エンジン３０と、発電機１６と、バッテリ１８と、電力変換部２４と、モータ２１と、サブロータ１５と、回転速度計測部２８を有する。

　演算制御部３１は、ＣＰＵ、ＲＯＭ、ＲＡＭ等を有し、ここでは図示しない各種センサやコントローラからの入力に基づいて、飛行装置１０を構成する各機器の挙動を制御する。また、演算制御部３１は、各種センサからの入力に基づいて、各メインロータ１４および各サブロータ１５の回転数を制御するフライトコントローラでもある。

　エンジン３０は、演算制御部３１からの入力信号に基づいて動作し、飛行装置１０が飛行するためのエネルギを発生させる。エンジン３０の具体構成は図を参照して後述する。

　発電機１６は、エンジン３０の駆動力の一部を用いて電力を発生する装置であり、発電機１６１および発電機１６２を有する。発電機１６１は、後述するエンジン３０の第１エンジン部４０により駆動される。発電機１６２は、後述するエンジン３０の第２エンジン部４１により駆動される。

　バッテリ１８は、発電機１６と電力変換部２４との間に介装される。バッテリ１８は、発電機１６により充電される。バッテリ１８から放電された電力は、後述する電力変換部２４に供給される。

　電力変換部２４は、個々のサブロータ１５に対応して設けられる。電力変換部２４としては、発電機１６２から供給される交流電力を、一旦直流化した後に所定の周波数の交流電力に変換するコンバータおよびインバータを採用できる。また、電力変換部２４としては、バッテリ１８から供給される直流電力を所定の周波数に変換するインバータを採用できる。具体的には、電力変換部２４は、電力変換部２４１、電力変換部２４２、電力変換部２４３および電力変換部２４４を有する。

　モータ２１は、個々のサブロータ１５に対応して設けられ、モータ２１１、モータ２１２、モータ２１３およびモータ２１４を有する。モータ２１１、モータ２１２、モータ２１３およびモータ２１４は、夫々、電力変換部２４１、電力変換部２４２、電力変換部２４３および電力変換部２４４から供給される電力により所定の速度で回転する。

　サブロータ１５は、前述したように、サブロータ１５１、サブロータ１５２、サブロータ１５３およびサブロータ１５４を有する。サブロータ１５１、サブロータ１５２、サブロータ１５３およびサブロータ１５４は、夫々、モータ２１１、モータ２１２、モータ２１３およびモータ２１４により回転する。

　回転速度計測部２８は、図１に示したエンジン側動力伝達部２５の回転速度を計測し、当該回転速度を示す電気信号を演算制御部３１に入力する。回転速度計測部２８は、第１回転速度計測部２８１と、第２回転速度計測部２８２とを有する。第１回転速度計測部２８１は、第１ロータ側動力伝達部２６１の回転速度を計測する。第２回転速度計測部２８２は、第２ロータ側動力伝達部２６２の回転速度を計測する。後述するように、演算制御部３１は、第１回転速度計測部２８１により計測した第１ロータ側動力伝達部２６１の回転速度と、第２回転速度計測部２８２により計測した第２ロータ側動力伝達部２６２の回転速度とが、一定以上乖離した場合、飛行態様を変化させる。ここで、飛行態様の変化とは、例えば、飛行装置１０を離陸させない、または、通常飛行している飛行装置１０を緊急的に着陸させる等である。

　飛行装置１０の飛行態様を簡単に説明する。飛行装置１０は、着陸状態、離陸状態、ホバリング状態、昇降状態、水平移動状態、緊急飛行状態で稼働される。

　着陸状態では、飛行装置１０は接地している。この状態では、エンジン３０は稼働しておらず、エンジン側動力伝達部２５は回転せず、動力断接部２７は非接続状態であり、ロータ側動力伝達部２６およびメインロータ１４は回転しない。

　離陸状態では、飛行装置１０は、主に、メインロータ１４の回転により発生する推力により、接地面から離れて上昇する。

　ホバリング状態では、飛行装置１０は、演算制御部３１からの指示に基づいて、エンジン３０から発生する駆動力によりメインロータ１４を回転させ、飛行装置１０を空中の所定位置に浮遊させる。この際、演算制御部３１からの指示に基づいて、各サブロータ１５は回転している。演算制御部３１は、飛行装置１０が所定の高度および姿勢を維持できるように、各電力変換部２４を制御することで、各モータ２１およびサブロータ１５の回転速度を所定のものにしている。

　昇降状態では、エンジン３０の回転数を制御することで、飛行装置１０を上昇または下降させる。この際も、演算制御部３１は、飛行装置１０が所定の高度および姿勢を維持できるように、各電力変換部２４を制御することで、各モータ２１およびサブロータ１５の回転速度を所定のものにしている。

　水平移動状態では、演算制御部３１は、各電力変換部２４を制御することで、各モータ２１およびサブロータ１５の回転数を制御することにより、飛行装置１０を傾斜状態にする。この際にも、演算制御部３１は、エンジン３０の駆動状態を制御することで、メインロータ１４を所定速度で回転させる。

　緊急飛行状態では、演算制御部３１は、飛行している飛行装置１０を強制的に着陸させる。緊急飛行状態は、後述するように、第１回転速度計測部２８１で計測した回転数と、第２回転速度計測部２８２で計測した回転数とが、一定以上異なる場合に実行される。

　図３は、飛行装置１０のエンジン３０の構成および配置を示す図である。

　エンジン３０は、第１エンジン部４０と、第２エンジン部４１と、を有する。第１エンジン部４０と第２エンジン部４１とは対向配置され、第１エンジン部４０は左側後方に配置され、第２エンジン部４１は右側前方に配置される。

　第１エンジン部４０は、往復運動する第１ピストン４３と、第１ピストン４３の往復運動を回転運動に変換する第１クランクシャフト４２と、第１ピストン４３と第１クランクシャフト４２とを回転可能に連結する第１コネクティングロッド４４と、を有する。

　第２エンジン部４１は、往復運動する第２ピストン４６と、第２ピストン４６の往復運動を回転運動に変換する第２クランクシャフト４５と、第２ピストン４６と第２クランクシャフト４５とを回転可能に連結する第２コネクティングロッド４７と、を有する。

　第１エンジン部４０の第１ピストン４３と、第２エンジン部４１の第２ピストン４６で、燃焼室４８を共有する。換言すると、第１ピストン４３と第２ピストン４６とは、連通する一つのシリンダ４９の内部を往復運動する。よって、第１エンジン部４０および第１ピストン４３が中心部に向かって同時にストロークすることで、ストローク量を少なくしつつ、燃焼室４８における混合ガスの高膨張比をとることができる。

　ここでは図示していないが、エンジン３０には、燃焼室４８から連通する容積空間が形成されており、この容積空間に点火プラグが配置されている。また、燃焼室４８には、ここでは図示しない吸気口および排気口が形成されており、ガソリンなどの燃料を含む混合気が吸気口から燃焼室４８に導入され、燃焼後の排気ガスが排気口を経由して燃焼室４８から外部に排気される。

　上記した構成のエンジン３０は、次のように動作する。先ず、吸込行程では、第１ピストン４３および第２ピストン４６がシリンダ４９の内部で中央部から外側に向かって移動することで、燃料と空気との混合物である混合気をシリンダ４９の内部に導入する。次に、圧縮行程では、回転する第１クランクシャフト４２および第２クランクシャフト４５の慣性により、第１ピストン４３および第２ピストン４６が中央部に向かって押し出され、シリンダ４９の内部で混合気が圧縮される。次に、燃焼行程では、図示しない点火プラグが燃焼室４８で点火することで、シリンダ４９の内部で混合気が燃焼し、これにより第１ピストン４３および第２ピストン４６が下死点である外側の端部まで押し出される。その後、排気行程では、回転する第１クランクシャフト４２および第２クランクシャフト４５の慣性により第１ピストン４３および第２ピストン４６が内側に押し出され、シリンダ４９の内部に存在する燃焼後のガスは、外部に排出される。

　エンジン３０では、一つのシリンダ４９の内部で往復運動する２つの第１ピストン４３および第２ピストン４６で、ストロークを分割することができる。よって、通常のガソリンエンジンと比較して、混合ガスの圧縮比を大きくすることができる。また、シリンダ４９の内部で第１ピストン４３および第２ピストン４６が対向するので、一般的なエンジンで必要とされるシリンダヘッドが不要と成り、エンジン３０の構成が簡素であり且つ軽量とされている。また、エンジン３０を構成している各部材、即ち、第１ピストン４３および第２ピストン４６、第１クランクシャフト４２および第２クランクシャフト４５等が対向して配置され、かつ対向するように動作している。このことから、エンジン３０の各部材から発生する振動が相殺され、エンジン３０全体から外部に発生する振動を少なくすることができる。よって、このような構造のエンジン３０を飛行装置１０に搭載することで、飛行装置１０の小型化、軽量化および低振動化を達成することができる。特に、低振動化により、姿勢制御、モータ出力制御などの演算制御装置やＧＰＳセンサ等の精密機器への悪影響を防止することが出来る。また、飛行装置１０が輸送する配送荷物が振動で損傷してしまうことを防止することができる。

　エンジン３０には、ここでは図示しない逆転同期機構が備えられている。逆転同期機構は、第１クランクシャフト４２と第２クランクシャフト４５との回転方向を逆とする。更に、逆転同期機構は、第１ピストン４３と第２ピストン４６の往復運動を同期する。よって、エンジン３０において、原理的に、第１クランクシャフト４２と第２クランクシャフト４５とでは、回転方向は逆とされている。よって、第１クランクシャフト４２と駆動的に接続される第１エンジン側動力伝達部２５１と、第２クランクシャフト４５と駆動的に接続される第２エンジン側動力伝達部２５２とは、専用の反転機構を設けることなく、逆方向に回転するようになる。よって、図１に示した、第１メインロータ１４１と第２メインロータ１４２とは、専用の反転機構を設けなくても、等しい回転速度で、逆方向に回転するようになる。

　図４のフローチャートを参照して、前述した構成を有する飛行装置１０の動作を制御する方法を説明する。

　ステップＳ１０では、演算制御部３１は、コントローラを介した操作者の指示に基づいて、エンジン３０を始動させる。これにより、第１エンジン側動力伝達部２５１および第２エンジン側動力伝達部２５２が、エンジン３０の駆動力により回転する。この時、飛行装置１０は、例えば地面である接地面に載置されている状態である。

　ステップＳ１１では、演算制御部３１は、着陸状態から離陸状態に移行する。ここで、着陸状態とは、飛行装置１０が地面に接している状態である。また、離陸状態とは、飛行装置１０が着陸状態から浮遊して地面から離れる状態である。

　このステップＳ１１では、具体的には、第１エンジン側動力伝達部２５１の回転数が所定回転数に達することで、第１動力断接部２７１が接続状態となり、第１エンジン側動力伝達部２５１、第１ロータ側動力伝達部２６１および第１メインロータ１４１が回転する。同様に、第２エンジン側動力伝達部２５２の回転数が所定回転数に達することで、第２動力断接部２７２が接続状態となり、第２エンジン側動力伝達部２５２、第２ロータ側動力伝達部２６２および第２メインロータ１４２が回転する。この時、前述したように、第１動力断接部２７１および第２動力断接部２７２を構成する部品の加工公差等に起因し、第１動力断接部２７１および第２動力断接部２７２の何れか一方が動力を伝達させるが、他方が動力を伝達させない事象が発生する場合がある。また、第１動力断接部２７１または第２動力断接部２７２が機械的に故障することによっても、同様の事象が発生する可能性がある。この状態のままステップＳ１１を続行すると、飛行装置１０はバランスを失い、安定的に離陸状態に移行できない恐れがある。そこで本実施形態では、以下に述べるように、第１動力断接部２７１または第２動力断接部２７２の状況に応じて、飛行を中止するようにしている。

　ステップＳ１２では、演算制御部３１は、第１ロータ側動力伝達部２６１と第２ロータ側動力伝達部２６２との回転速度の差を検証する。具体的には、演算制御部３１は、第１ロータ側動力伝達部２６１の回転速度をω１とし、第２ロータ側動力伝達部２６２の回転速度をε２とした場合、ω１とω２との差の絶対値が、予め定めた許容速度差であるε１よりも大きいか否かを判断する。

　ステップＳ１２でＹＥＳの場合、即ち、ω１とω２との差の絶対値がε１（第１設定値）よりも大きい場合、演算制御部３１は、ステップＳ１９に移行する。この場合は、第１動力断接部２７１と第２動力断接部２７２との間で、動力を伝達させる度合いが大きく異なり、そのまま着陸動作を続行すると、飛行装置１０を安全に飛行させることが簡単ではない。よって、飛行装置１０の演算制御部３１は、第１動力断接部２７１が動力を伝達させる度合いと、第２動力断接部２７２が動力を伝達させる度合いとが、一定以上乖離していると判断し、飛行態様を変化させる。

　ステップＳ１２でＮＯの場合、即ち、ω１とω２との差の絶対値がε１以下である場合、演算制御部３１は、ステップＳ１３に移行する。具体的には、第１動力断接部２７１と第２動力断接部２７２との間で、動力を伝達させる度合いの差が大きくないため、飛行を行うステップに移行する。

　ステップＳ１３では、演算制御部３１は、通常飛行状態を行う。即ち、第１動力断接部２７１を接続状態にすることで、エンジン３０から発生する動力により、第１エンジン側動力伝達部２５１、第１ロータ側動力伝達部２６１および第１メインロータ１４１を回転させる。同様に、第２動力断接部２７２を接続状態にすることで、エンジン３０から発生する動力により、第２エンジン側動力伝達部２５２、第２ロータ側動力伝達部２６２および第２メインロータ１４２を回転させる。第１メインロータ１４１および第２メインロータ１４２が回転することで、飛行装置１０が浮遊するための揚力が得られる。また、サブロータ１５１、サブロータ１５２、サブロータ１５３およびサブロータ１５４を回転させることで、飛行装置１０の位置姿勢を所定のものにする。ここで、通常飛行状態は、前述した離陸状態、ホバリング状態、昇降状態、水平移動状態等を含む。

　ステップＳ１４では、演算制御部３１は、通常飛行状態において、第１ロータ側動力伝達部２６１と第２ロータ側動力伝達部２６２との回転速度の差を検証する。具体的には、ω１とω２との差の絶対値が、予め定めた許容速度差であるε２（第２設定値）よりも大きいか否かを判断する。ここで、ε２は、ε１と同一の値であっても良いし、異なる値であっても良い。ε２は、例えば、ω１とω２との有意な回転数の差は見受けられるが、エンジン３０を回転させた飛行を続行することができる値とされている。

　ステップＳ１４でＹＥＳの場合、即ち、ω１とω２との差の絶対値がε２よりも大きい場合、演算制御部３１はステップＳ１５に移行する。

　ステップＳ１４でＮＯの場合、即ち、ω１とω２との差の絶対値がε２以下である場合、演算制御部３１は、ステップＳ１３に戻り、通常飛行状態を計測する。この場合、飛行時において、第１動力断接部２７１と第２動力断接部２７２とで、動力を伝達させる程度が略同等であるため、飛行装置１０は安全に飛行を続行できる。

　ステップＳ１５では、演算制御部３１は、飛行態様の変化の一例として、緊急飛行状態となる。具体的には、演算制御部３１は、エンジン３０を稼働させ、エンジン３０から発生する動力により第１メインロータ１４１および第２メインロータ１４２を回転させながら、下降動作を実行し着陸する。この時、第１動力断接部２７１および第２動力断接部２７２は、接続状態である。このようにすることで、第１動力断接部２７１および第２動力断接部２７２の何れかが著しく故障する前に、飛行装置１０を着陸させることができ、飛行装置１０の飛行時における安全性を担保できる。

　ステップＳ１６では、演算制御部３１は、飛行時において、ω１とω２との差の絶対値が、予め定めた許容速度差であるε３（第３設定値）よりも大きいか否かを判断する。ここで、ε３は、ε２よりも大きな値である。ω１とω２との差の絶対値がε３よりも大きい場合、メインロータ１４の推力によっては飛行装置１０の飛行を続行することが難しい。

　ステップＳ１６でＹＥＳの場合、即ち、ω１とω２との差の絶対値がε３よりも大きい場合、演算制御部３１は、ステップＳ１７に移行する。

　ステップＳ１６でＮＯの場合、即ち、ω１とω２との差の絶対値がε３以下である場合、演算制御部３１は、ステップＳ１３に戻り、通常飛行状態を計測する。この場合、飛行装置１０は安全に飛行を続行できる。または、演算制御部３１は、ステップＳ１５に戻り、メインロータ１４の推力を用いて着陸するようにしても良い。

　ステップＳ１７では、演算制御部３１は、先ず、飛行態様の変化の一例として、エンジン３０を停止させる。ここでは、第１メインロータ１４１と第２メインロータ１４２との回転速度の差が大きいので、第１メインロータ１４１および第２メインロータ１４２の回転を続行すると、飛行装置１０の安定的な飛行が困難だからである。更に、演算制御部３１は、サブロータ１５のみの推力を用いて、飛行装置１０を緊急的に着陸させる。この時、演算制御部３１は、通常飛行状態よりも、サブロータ１５の推力が大きくなるように設定することができる。

　ステップＳ１８では、飛行装置１０は、着陸状態となる。即ち、メインロータ１４のみ、または、メインロータ１４とサブロータ１５の推力を用いて、飛行装置１０が接地するまで下降させる。ここで、演算制御部３１は、飛行装置１０が緊急着陸する旨を、コントローラを経由して操作者に報知するようにしても良い。

　ステップＳ１９では、演算制御部３１は、飛行態様の変化の一例として、飛行を中止する。この場合、第１動力断接部２７１と第２動力断接部２７２との間で、動力を伝達させる度合いが大きく異なり、そのまま着陸動作を続行すると、飛行装置１０を安全に飛行させることが困難である。よって、エンジン３０を停止させ、即ち飛行装置１０を離陸させず、飛行が困難で有る旨を、コントローラ等を介して操作者に報知する。

　以上が飛行装置１０の動作に関する説明である。

　図５は、他形態にかかる飛行装置１０を示す模式図である。図５に示す飛行装置１０の基本構成は、図１に示した飛行装置１０と略同様であり、サブロータ１５を有しない点が異なる。換言すると、図５に示す飛行装置１０は、エンジン３０の駆動力により機械的に回転するメインロータ１４のみを有する、エンジン式ドローンである。

　飛行装置１０は、機体１９を浮遊させるための機構として、メインロータ１４のみを有している。メインロータ１４は、機体１９を空中に浮遊させるための推力を発生させ、更に、位置姿勢の制御も担う。具体的には、メインロータ１４は、飛行装置１０の位置姿勢を制御するコントロール機構を有している。かかるコントロール機構としては、例えば、メインロータ１４のブレードのピッチ角を適宜変更するピッチ・コントロールを採用することができる。

　メインロータ１４のコントロール機構により、サブロータ１５を有さない場合であっても、飛行装置１０は、ホバリング状態、上昇状態、下降状態、水平移動状態を実行することができる。

　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。

　図１を参照して、動力断接部２７の動力を伝達する度合いが一定以下の場合、飛行態様を変化させることにより、飛行装置１０の安全性を高めることができる。

　更に、第１動力断接部２７１が動力を伝達させる度合いと、第２動力断接部２７２が動力を伝達させる度合いとが、一定以上乖離した場合、飛行態様を変化させることで、飛行装置１０の安全性を更に高めることができる。

　更に、第１ロータ側動力伝達部２６１の回転速度と、第２ロータ側動力伝達部２６２の回転速度とが、一定以上乖離した場合、飛行態様を変化させることにより、飛行装置１０をより安全に飛行させることができる。

　更に、着陸状態において飛行態様を変化させる場合には、エンジン３０を停止させることにより、動力断接部２７による駆動伝達が良好でない状態で飛行することを防止できる。

　更に、飛行状態に於いて動力断接部２７に不具合が発生した場合であっても、エンジン３０の駆動力を用いて着陸させることができる。

　更に、飛行状態に於いて動力断接部２７に不具合が発生した場合であっても、サブロータ１５により安全に着陸させることができる。

　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。

　図３を参照して、エンジン３０では、第１エンジン部４０と第２エンジン部４１とは、燃焼室４８を共有したが、第１エンジン部４０および第２エンジン部４１は、個別の燃焼室として形成されても良い。

　図３を参照して、エンジン３０は、第１エンジン部４０および第２エンジン部４１を有していたが、第１エンジン部４０のみから構成されても良い。この場合、第１エンジン部４０からの動力を、ギアを介して、第１エンジン側動力伝達部２５１および第２エンジン側動力伝達部２５２に伝達させる。

　図１および図３を参照して、飛行装置１０は、メインロータ１４として複数の第１メインロータ１４１および第２メインロータ１４２を有していたが、１のみのメインロータ１４を有することもできる。

　前述した説明では、動力を伝達させる度合いを回転数によりセンシングしたが、動力を伝達させる度合いを、他の物理量からセンシングすることもできる。具体的には、各動力断切部における温度差、振動の大きさの差から、動力を伝達させる度合いを求めることもできる。

１０　飛行装置
１２１　第１メインフレーム
１２２　第２メインフレーム
１３１　サブフレーム
１３２　サブフレーム
１３３　サブフレーム
１３４　サブフレーム
１４　メインロータ
１４１　第１メインロータ
１４２　第２メインロータ
１５　サブロータ
１５１　サブロータ
１５２　サブロータ
１５３　サブロータ
１５４　サブロータ
１６　発電機
１６１　発電機
１６２　発電機
１７１　ギア
１７２　ギア
１８　バッテリ
１９　機体
２１　モータ
２１１　モータ
２１２　モータ
２１３　モータ
２１４　モータ
２４　電力変換部
２４１　電力変換部
２４２　電力変換部
２４３　電力変換部
２４４　電力変換部
２５　エンジン側動力伝達部
２５１　第１エンジン側動力伝達部
２５２　第２エンジン側動力伝達部
２６　ロータ側動力伝達部
２６１　第１ロータ側動力伝達部
２６２　第２ロータ側動力伝達部
２７　動力断接部
２７１　第１動力断接部
２７２　第２動力断接部
２８　回転速度計測部
２８１　第１回転速度計測部
２８２　第２回転速度計測部
３０　エンジン
３１　演算制御部
４０　第１エンジン部
４１　第２エンジン部
４２　第１クランクシャフト
４３　第１ピストン
４４　第１コネクティングロッド
４５　第２クランクシャフト
４６　第２ピストン
４７　第２コネクティングロッド
４８　燃焼室
４９　シリンダ

Claims

　機体と、メインロータと、エンジンと、エンジン側動力伝達部と、ロータ側動力伝達部と、動力断接部と、演算制御部と、を具備し、
　前記メインロータは、回転することにより前記機体が浮遊するための駆動力を発生させ、
　前記エンジンは、前記メインロータが回転するための動力を発生させ、
　前記エンジン側動力伝達部は、前記エンジンの前記動力により回転し、
　前記ロータ側動力伝達部は、前記メインロータと駆動的に接続され、
　前記動力断接部は、前記エンジン側動力伝達部と、前記ロータ側動力伝達部との間に配設され、条件に応じて、前記エンジン側動力伝達部から前記ロータ側動力伝達部に対して前記動力を伝達させ、
　前記演算制御部は、前記動力断接部が前記動力を伝達する度合いが、所定値から一定以上乖離した場合、飛行態様を変化させることを特徴とする飛行装置。
　機体と、メインロータと、エンジンと、エンジン側動力伝達部と、ロータ側動力伝達部と、動力断接部と、演算制御部と、を具備し、
　前記メインロータは、回転することにより前記機体が浮遊するための駆動力を発生させ、且つ、第１メインロータと、第２メインロータと、を有し、
　前記エンジンは、前記第１メインロータおよび前記第２メインロータが回転するための動力を発生させ、
　前記エンジン側動力伝達部は、前記エンジンの前記動力により回転し、且つ、第１エンジン側動力伝達部と、第２エンジン側動力伝達部と、を有し、
　前記ロータ側動力伝達部は、前記第１メインロータと駆動的に接続される第１ロータ側動力伝達部と、前記第２メインロータと駆動的に接続される第２ロータ側動力伝達部と、を有し、
　前記動力断接部は、条件に応じて前記動力を伝達させ、且つ、第１動力断接部と、第２動力断接部と、を有し、
　前記第１動力断接部は、前記第１エンジン側動力伝達部と前記第１ロータ側動力伝達部との間に配設され、
　前記第２動力断接部は、前記第２エンジン側動力伝達部と前記第２ロータ側動力伝達部との間に配設され、
　前記演算制御部は、前記第１動力断接部が前記動力を伝達させる度合いと、前記第２動力断接部が前記動力を伝達させる度合いとが、一定以上乖離した場合、飛行態様を変化させることを特徴とする飛行装置。
　前記第１ロータ側動力伝達部の回転速度を計測する第１回転速度計測部と、
　前記第２ロータ側動力伝達部の回転速度を計測する第２回転速度計測部と、を更に具備し、
　前記演算制御部は、前記第１回転速度計測部により計測した前記第１ロータ側動力伝達部の回転速度と、前記第２回転速度計測部により計測した前記第２ロータ側動力伝達部の回転速度とが、一定以上乖離した場合、前記飛行態様を変化させることを特徴とする請求項２に記載の飛行装置。
　前記演算制御部は、着陸状態において前記飛行態様を変化させる場合には、前記エンジンを停止させることを特徴とする請求項２に記載の飛行装置。
　前記演算制御部は、飛行状態において前記飛行態様を変化させる場合には、前記エンジンの駆動力を用いて着陸させることを特徴とする請求項２または請求項３に記載の飛行装置。
　サブロータと、前記サブロータを回転させるモータと、を更に具備し、
　前記演算制御部は、飛行状態において前記飛行態様を変化させる場合には、前記エンジンを停止させ、前記サブロータを前記モータにより回転させることにより着陸することを特徴とする請求項２または請求項３に記載の飛行装置。
　前記演算制御部は、着陸状態から飛行する場合、
　前記第１動力断接部が前記動力を伝達させる度合いと、前記第２動力断接部が前記動力を伝達させる度合いとの差が第１設定値よりも大きければ、飛行を中止することを特徴とする請求項２に記載の飛行装置。
　前記演算制御部は、飛行時において、
　前記第１動力断接部が前記動力を伝達させる度合いと、前記第２動力断接部が前記動力を伝達させる度合いとの差が、第２設定値よりも大きければ、前記エンジンを運転させながら着陸することを特徴とする請求項２から請求項７の何れかに記載の飛行装置。
　前記演算制御部は、飛行時において、
　前記第１動力断接部が前記動力を伝達させる度合いと、前記第２動力断接部が前記動力を伝達させる度合いとの差が、第３設定値よりも大きければ、前記エンジンを停止させた状態で着陸することを特徴とする請求項２から請求項８の何れかに記載の飛行装置。
　前記動力断接部は、遠心クラッチであることを特徴とする請求項１から請求項９の何れかに記載の飛行装置。
　前記演算制御部は、前記第１ロータ側動力伝達部の回転速度と、前記第２ロータ側動力伝達部の回転速度との差の絶対値が一定以上になれば、前記飛行態様を変化させることを特徴とする請求項２から請求項９の何れかに記載の飛行装置。
　飛行装置を制御する方法であり、
　前記飛行装置は、機体と、メインロータと、エンジンと、エンジン側動力伝達部と、ロータ側動力伝達部と、動力断接部と、を具備し、
　前記メインロータは、回転することにより前記機体が浮遊するための駆動力を発生させ、
　前記エンジンは、前記メインロータが回転するための動力を発生させ、
　前記エンジン側動力伝達部は、前記エンジンの前記動力により回転し、
　前記ロータ側動力伝達部は、前記メインロータと駆動的に接続され、
　前記動力断接部は、前記エンジン側動力伝達部と、前記ロータ側動力伝達部との間に配設され、条件に応じて、前記エンジン側動力伝達部から前記ロータ側動力伝達部に対して前記動力を伝達させ、
　前記動力断接部が前記動力を伝達する度合いが、所定値から一定以上乖離した場合、飛行態様を変化させることを特徴とする飛行装置制御方法。