WO2023218674A1 - 飛行体および飛行体の制御方法 - Google Patents

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WO2023218674A1
WO2023218674A1 PCT/JP2022/030403 JP2022030403W WO2023218674A1 WO 2023218674 A1 WO2023218674 A1 WO 2023218674A1 JP 2022030403 W JP2022030403 W JP 2022030403W WO 2023218674 A1 WO2023218674 A1 WO 2023218674A1
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WO
WIPO (PCT)
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power
drone
distributor
flying object
flight controller
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Application number
PCT/JP2022/030403
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English (en)
French (fr)
Inventor
拓人 吉岡
智啓 畠中
Original Assignee
日本化薬株式会社
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • 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
    • B64C39/00—Aircraft not otherwise provided for
    • B64C39/02—Aircraft not otherwise provided for characterised by special use
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D17/00—Parachutes
    • B64D17/80—Parachutes in association with aircraft, e.g. for braking thereof
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D25/00—Emergency apparatus or devices, not otherwise provided for
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENTS OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plant in aircraft; Aircraft characterised thereby
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plant
    • B64D27/24—Aircraft characterised by the type or position of power plant using steam, electricity, or spring force

Definitions

  • the present disclosure relates to a flying object and a method of controlling the flying object.
  • Patent Document 1 discloses an unmanned aircraft equipped with a parachute.
  • the unmanned aircraft of Patent Document 1 detects a crash or the like, it deploys a parachute and stops power supply to a motor that rotates a propeller.
  • the power source and the motor that rotates the propeller are directly connected by wiring.
  • the unmanned aircraft of Patent Document 1 detects a crash or the like, it physically disconnects the connection between the power source and the motor. This stops power supply to the motor.
  • Patent Document 2 discloses a current interrupting device used in an unmanned aircraft equipped with a parachute.
  • the current interrupting device interrupts the supply of current to electrical equipment of the unmanned aircraft. This prevents failure of the parachute to deploy when the unmanned aircraft crashes (during a crash). Furthermore, this prevents accidents between people and the operating propeller after a crash.
  • Patent Document 3 discloses an unmanned aircraft whose battery can be charged by a power generation device during flight in order to extend the flight distance.
  • the unmanned aircraft detects a crash, the unmanned aircraft stops charging the battery from the power generator. This prevents the spread of accident damage after an unmanned aircraft crashes.
  • the unmanned aircraft of Patent Document 1 includes an electronic speed controller (ESC) that drives the above-mentioned motor.
  • an electronic speed controller is a motor driver (amplifier) that controls the rotation speed of a motor by passing current through the motor.
  • An electronic speed controller controls the flight speed of the unmanned aircraft. Therefore, even if the connection between the power source and the motor is cut off as described above, current flows from the power source to the motor via the electronic speed controller. Therefore, in the unmanned aircraft of Patent Document 1, the rotation of the propeller cannot actually be stopped by cutting as described above.
  • the current interrupting device interrupts the supply of current to the electrical equipment of the unmanned aircraft in the event of a crash. Therefore, when the unmanned aircraft crashes (descends using a parachute), the unmanned aircraft cannot calculate its current position or communicate with external equipment on the ground. Therefore, external equipment on the ground cannot specify the current position of the unmanned aircraft.
  • the present disclosure has been made in view of the above problems, and its purpose is to stop all propulsion mechanisms by cutting off one power path when a predetermined abnormality occurs. It is an object of the present invention to provide a flying object and a control method for the flying object, which is possible and capable of transmitting current position information to an external device even after the power path is cut off.
  • the flying object receives radio waves transmitted from a battery, a plurality of propulsion mechanisms, a communication device for wirelessly communicating with external devices, and a plurality of positioning satellites.
  • a receiver that acquires the current position of the aircraft;
  • a flight controller that can control the flight of the aircraft and transmit information about the current position using a communication device, each of which is communicably connected to the flight controller;
  • a plurality of drive devices that drive different propulsion mechanisms among the plurality of propulsion mechanisms;
  • a distributor that distributes the supplied power to each of the plurality of drive devices; and a first
  • a power supply module supplies power to the communication device, receiver, and flight controller through a power path, and supplies power to the distributor through a second power path.
  • a cutoff device that cuts off the supply of power to the distributor via the second power path.
  • the flying vehicle includes a communication device for wirelessly communicating power from a built-in battery between a flight controller that controls flight of the flying vehicle and an external device;
  • a first power path is used to supply power to a receiver that calculates the current position of the driver, and a second power path is used to supply power to a distributor that distributes power to each of the plurality of drive devices.
  • Each drive device drives a different propulsion mechanism among the plurality of propulsion mechanisms based on instructions from the flight controller.
  • the control method for the aircraft includes the steps of: cutting off the supply of power to the distributor via the second power path when a predetermined abnormality occurs in the aircraft; and when a predetermined abnormality occurs. , transmitting current location information to an external device using a communication device.
  • FIG. 7 is a diagram showing a state before the power path is cut off in the first modified example of the cutoff device.
  • FIG. 7 is a diagram showing a state after the power path is cut off in the first modified example of the cutoff device. It is a figure for explaining the 2nd modification of a cutoff device. It is a block diagram for explaining the hardware configuration of another drone.
  • an unmanned aerial vehicle will be described as an example of a flying object. The details will be explained using a drone as an example of an unmanned aerial vehicle. More specifically, a description will be given using a drone having rotary wings as an example. Note that the present disclosure is also applicable to various manned aircraft (other examples of flying vehicles) such as "flying cars.”
  • FIG. 1 is a diagram showing a state in which a drone is flying.
  • FIG. 2 is a diagram showing a state in which the drone is descending with the parachute ejected.
  • the drone 1 includes a main body 2, four arms 3A, 3B, 3C, 3D, four propulsion mechanisms 4A, 4B, 4C, 4D, and an injection device 5. It includes a communication unit 6 and a support member 18. Each propulsion mechanism 4A, 4B, 4C, 4D includes a propeller 41 (see FIG. 2) and a motor 42.
  • any one of the arms 3A, 3B, 3C, and 3D will also be referred to as “arm 3.”
  • any one of the propulsion mechanisms 4A, 4B, 4C, and 4D is also referred to as the "propulsion mechanism 4.”
  • the arm 3 is attached to the main body 2.
  • the arm 3 has a base end and a distal end.
  • a base end portion of the arm 3 is attached to the main body 2.
  • the arm 3 extends from the side of the main body 2.
  • a propulsion mechanism 4 is attached to the tip of the arm 3.
  • a motor 42 is attached to the tip of the arm 3.
  • a propeller 41 is attached to a rotating shaft (not shown) of the motor 42.
  • the injection device 5 is attached to the upper surface (top surface) of the main body 2.
  • the injection device 5 accommodates a parachute 51.
  • the ejection device 5 ejects the parachute 51 when a predetermined abnormality occurs in the drone 1 (see FIG. 2).
  • the injection device 5 detects the fall of the drone 1 and instantaneously deploys a parachute by activating a gas generator built into the injection device 5.
  • a gas generator a gunpowder-type gas generator (pyrotechnics) may be used, or a non-gunpowder-type gas generator such as a cylinder type may be used.
  • the support member 18 extends upward from the connection point between the arm 3 and the main body 2.
  • Support member 18 is a hollow pipe.
  • Wiring for the communication unit 6 runs inside the support member 18 .
  • the communication unit 6 is supported by a support member 18 so as to be located above the main body 2.
  • the drone 1 includes four arms 3 and four propulsion mechanisms 4, the number of arms and the number of propulsion mechanisms are not limited to this.
  • FIG. 3 is a block diagram for explaining the hardware configuration of the drone 1.
  • the drone 1 can communicate with a ground device 900.
  • Ground equipment 900 includes a remote controller 901 and a ground control station 902.
  • the main power path is represented by a solid line
  • the main signal path is represented by a broken line.
  • the drone 1 includes drive devices (ESC: Electronic Speed Controller) 7A, 7B, 7C, 7D, and a flight controller (Autopilot). 8, a battery 9, a power supply module 10, a cutoff device (FTS: Flight Termination System) 11, a distributor 12, a battery 13, a trigger device (ATS: Auto Trigger System) 14, and a sensor 15. .
  • drive device 7 any one of the drive devices 7A, 7B, 7C, and 7D will also be referred to as "drive device 7.”
  • the propulsion mechanism 4 includes the propeller 41 and the motor 42, as described above.
  • the motor 42 has a magnet 421 and a coil 422.
  • the type of motor 42 is not particularly limited.
  • As the motor 42 for example, a brushless DC (Direct Current) motor, a brushed DC motor, or an AC (Alternating Current) motor can be used.
  • the drive device 7 includes an MCU (Micro Controller Unit) 71 and a current driver 72.
  • the flight controller 8 includes an MCU 81, an inertial measurement unit (IMU) 82, and a barometric altimeter 83.
  • the MCU 81 includes a posture estimation section 811 and a determination section 812 as functional blocks.
  • the MCU 81 is communicably connected to an inertial measurement device 82 and a barometric altimeter 83.
  • the interrupting device 11 includes a current switch 111.
  • Trigger device 14 includes an MCU 141 and a sensor 142.
  • the sensor 142 detects the acceleration, angular velocity, attitude angle, and altitude change of the drone 1.
  • the MCUs 71, 81, 141 include a CPU (Central Processing Unit), memories such as ROM (Read Only Memory) and RAM (Random Access Memory), and I/O (Input/Output) circuits (not shown). and has. Programs and data are stored in the memory. For example, data indicating the flight route of the drone 1 is stored in the memory of the MUC 81.
  • CPU Central Processing Unit
  • memories such as ROM (Read Only Memory) and RAM (Random Access Memory) circuits (not shown).
  • I/O Input/Output circuits
  • the communication unit 6 includes a GNSS (Global Navigation Satellite System) receiver 61, a wireless module 62, and an LTE (Long Term Evolution) module 63.
  • GNSS Global Navigation Satellite System
  • wireless module 62 Wireless Fidelity
  • LTE Long Term Evolution
  • the battery 9 is a storage battery (secondary battery). Battery 9 is connected to power supply module 10.
  • the power supply module 10 supplies power from the battery 9 to the flight controller 8 and the communication unit 6 via a power path R1.
  • the communication unit 6 is powered via the flight controller 8 .
  • Power supply module 10 supplies power from battery 9 to distributor 12 via power path R2.
  • power supply module 10 supplies power from battery 9 to distributor 12 via cutoff device 11 . In this way, the power supply module 10 branches the power path from the battery 9 into two power paths R1 and R2.
  • the connector terminal of the power supply module 10 and the connector terminal of the distributor 12 are connected via wiring.
  • the connector terminals of the power supply module 10 and the connector terminals of the distributor 12 are preferably plated with gold.
  • the distributor 12 distributes the supplied power to each of the four drive devices 7.
  • the distributor 12 supplies the power supplied by the power path R2 to each of the four drive devices 7.
  • the distributor 12 supplies power to the current driver 72 of each of the four drive devices 7 . Note that although not shown in solid lines, power is also supplied to each MCU 71.
  • the current driver 72 and the coil 422 of the motor 42 are connected by wiring.
  • the drive device 7 is communicably connected to the flight controller 8.
  • the drive device 7 drives the corresponding propulsion mechanism 4 based on commands from the flight controller 8 .
  • the drive device 7 adjusts the propulsive force of the corresponding propulsion mechanism 4 based on commands from the flight controller 8.
  • the drive device 7A adjusts the propulsive force of the corresponding propulsion mechanism 4A.
  • drive devices 7B, 7C, and 7D adjust the propulsive forces of propulsion mechanisms 4B, 4C, and 4D, respectively. In this way, the drive device 7 functions as a control device for the propulsion mechanism 4.
  • the MUC 71 receives commands from the MUC 81 of the flight controller 8.
  • the MCU 71 controls the current that the current driver 72 causes to flow through the coil 422 of the motor 42 based on the command. By controlling the current flowing through the coil 422 in this manner, the rotational speed of the motor 42 is controlled. Thereby, the rotational speed of the propeller 41 can be controlled.
  • the GNSS receiver 61, the wireless module 62, and the LTE module 63 are communicably connected to the MCU 81 of the flight controller 8.
  • the GNSS receiver 61, the wireless module 62, and the LTE module 63 receive power from the flight controller 8.
  • the GNSS receiver 61, the wireless module 62, and the LTE module 63 operate with power from the battery 9.
  • the GNSS receiver 61 receives radio waves transmitted from a plurality of positioning satellites (not shown), and acquires the current position of the drone 1 based on the received radio waves.
  • the GNSS receiver 61 periodically sends information indicating the current position to the flight controller 8. Specifically, the GNSS receiver 61 periodically sends information on the latitude and longitude of the drone 1 as position information to the MCU 81.
  • the wireless module 62 is a communication module for communicating with the remote controller 901. Communication between the wireless module 62 and the remote controller 901 is used when manually operating the drone 1 within the operator's view. Therefore, the communication has real-time characteristics. Commands from remote controller 901 are input to MCU 81 via wireless module 62 .
  • the LTE module 63 is a communication module for communicating with the ground control station 902 via a base station (not shown). Communication between the LTE module 63 and the ground control station 902 is used when the drone 1 is flown over many kilometers by autopilot.
  • the MUC 81 transmits the position information of the drone 1 to the ground control station 902 via the LTE module 63. Note that the timing of transmitting the position information will be described later.
  • the inertial measurement device 82 periodically measures the angular velocity and acceleration of the drone 1 in three-dimensional space.
  • the barometric altimeter 83 periodically measures the altitude from the ground surface and sea level.
  • the flight controller 8 controls the flight of the drone 1.
  • the flight controller 8 realizes automatic piloting and manual piloting by an operator using a remote controller.
  • the flight controller 8 controls the flight of the drone 1 based on a predetermined flight route. Specifically, the MCU 81 of the flight controller 8 controls autonomous flight of the drone 1 based on the current position acquired by the GNSS receiver 61, the detection result by the inertial measurement device 82, and the detection result (altitude) by the barometric altimeter 83. Realize. As described above, the flight controller 8 can transmit information on the current position of the drone 1 using the LTE module 63, which is a communication device.
  • the attitude estimation unit 811 of the MCU 81 estimates the attitude of the drone 1 based on the detection result by the inertial measurement device 82.
  • the determining unit 812 of the MCU 81 determines whether the estimated posture is an abnormal posture based on predetermined criteria. When the MCU 81 determines that the estimated posture is an abnormal posture, it transmits a predetermined signal to the trigger device 14.
  • the flight controller 8 uses the LTE module 63 to transmit information on the current position of the drone 1 to the ground control station 902.
  • the flight controller 8 may transmit information on the current position of the drone 1 to the ground control station 902 on the condition that the drone 1 has landed with the parachute 51.
  • the drone 1 can determine that it has landed if the current position does not change for a certain period of time or more. Alternatively, the drone 1 can determine that it has landed based on the detection result of the barometric altimeter 83. The drone 1 can also determine that it has landed based on the detection result of the inertial measurement device 82.
  • the injection device 5 includes a parachute.
  • the ejection device 5 ejects the parachute 51 when the predetermined abnormality occurs in the drone 1 .
  • the ejection device 5 ejects the parachute 51 in either automatic control or manual control.
  • the cutoff device 11 cuts off the supply of power from the power supply module 10 to the distributor 12 via the power path R2 when the predetermined abnormality occurs. Specifically, the cutoff device 11 cuts off the supply of power to the distributor 12 by operating the current switch 111. In this example, the cutoff device 11 cuts off the supply of power to the distributor 12 in either automatic operation or manual operation.
  • the trigger device 14 is powered by the battery 13.
  • the trigger device 14 operates the cutoff device 11 and the injection device 5 based on the occurrence of a predetermined abnormality in the drone 1. Specifically, when the MCU 141 sends a predetermined signal (command) to the injection device 5, the injection device 5 injects the parachute 51 to the outside.
  • a predetermined signal hereinafter also referred to as a "current cutoff command signal”
  • the current switch 111 of the cutoff device 11 operates. This operation cuts off the supply of power from the power supply module 10 to the distributor 12 via the power path R2. Thereby, the drone 1 forcibly stops autonomous flight.
  • the above current cutoff command signal is resistant to voltage fluctuations caused by electromagnetic noise.
  • the current cutoff command signal is a signal in which the voltage is maintained at a high level as a variable.
  • Predetermined abnormalities include, for example, when the estimated attitude is an abnormal attitude, or when the flight deviates from the planned flight route.
  • the MCU 81 of the flight controller 8 determines that the attitude of the drone 1 is abnormal, or when the MUC 81 determines that the drone 1 has deviated from the flight route, the MCU 141 of the trigger device 14 controls the disconnection device 11 and the injection device 5. make it work.
  • the trigger device 14 is not limited to this, and may determine whether a predetermined abnormality has occurred based on the detection result of the sensor 142.
  • the type of abnormality is not particularly limited as long as it is set in advance.
  • the trigger device 14 causes the cutoff device 11 to cut off the supply of power to the distributor 12 via the power path R2, and then causes the injection device 5 to inject the parachute 51 when a predetermined condition is satisfied. Specifically, the trigger device 14 triggers the injection device 5 when a predetermined period of time (for example, 1 second) has elapsed after the cutoff device 11 cut off the supply of power to the distributor 12 via the power path R2. The parachute 51 is ejected.
  • a predetermined period of time for example, 1 second
  • the predetermined time is preferably within 1.5 seconds.
  • the predetermined time is set to be longer than the time during which the propeller 41 stops rotating.
  • the sensor 15 detects whether or not the injection device 5 is operating.
  • the sensor 15 is communicably connected to the flight controller 8.
  • the flight controller 8 uses the LTE module 63 to transmit the fact that the flight has been forcibly stopped and the result detected by the sensor 15 to the ground control station 902. .
  • Flight controller 8 may send information indicating the type of anomaly to ground control station 902.
  • FIG. 4 is a diagram for explaining a specific example of the shutoff device 11. As shown in FIG. 4, the cutoff device 11 includes a transistor 111A that functions as a current switch 111.
  • the transistor 111A is installed between the power supply module 10 and the distributor 12, and allows current to flow from the power supply module 10 to the distributor 12 via the power path R2 when in the on state.
  • transistor 111A is a bipolar transistor.
  • the transistor 111A is an npn type transistor.
  • the shutoff device 11 turns off the transistor 111A when the above-described predetermined abnormality occurs.
  • the cutoff device 11 cuts off the supply of power from the power supply module 10 to the distributor 12 via the power path R2 by switching the state of the transistor 111A from the on state to the off state.
  • the transistor 111A is not limited to an npn-type bipolar transistor.
  • the transistor 111A may be a pnp bipolar transistor.
  • the transistor 111A may be a field effect transistor (unipolar transistor).
  • the transistor 111A may be a junction field effect transistor (FET) or a MOS field effect transistor.
  • the transistor 111A may be an insulated gate bipolar transistor (IGBT).
  • the cutoff device 11 preferably includes a heat sink member that radiates the heat of the transistor 111A.
  • the cutoff device 11 may include an aluminum substrate for heat dissipation or an electric fan for cooling instead of or together with the heat sink member.
  • the interrupting device 11 preferably includes a snubber circuit.
  • the snubber circuit includes at least one of a resistor and a capacitor.
  • FIG. 5 is a flow diagram for explaining the flow of processing executed by the drone 1.
  • step S1 the drone 1 starts flying.
  • step S2 the drone 1 determines whether the above-described predetermined abnormality has occurred in the drone 1.
  • step S3 the drone 1 determines whether it has arrived at the destination. If it is determined that the drone 1 has arrived at the destination (YES in step S3), the drone 1 ends the series of processes. If it is determined that the drone has not arrived at the destination (NO in step S3), the drone 1 returns the process to step S2.
  • step S2 If it is determined that an abnormality has occurred (YES in step S2), the drone 1 operates the cutoff device 11 in step S4. In step S5, the drone 1 determines whether a predetermined time (for example, 1 second) has elapsed since the shutoff device 11 was operated.
  • a predetermined time for example, 1 second
  • step S5 If it is determined that the predetermined time has elapsed (YES in step S5), the drone 1 operates the injection device 5 in step S6. That is, the drone 1 shoots out the parachute 51. If it is determined that the predetermined time has not elapsed (NO in step S5), the drone 1 returns the process to step S5.
  • step S7 the drone 1 periodically transmits position information indicating the current position of the drone 1 to the ground device 900. Specifically, when a base station device (not shown) installed around the drone 1 receives the position information of the drone 1, the ground control station 902 can acquire the position information.
  • the drone 1 which is an unmanned aircraft, includes (a) a battery 9, (b) a plurality of propulsion mechanisms 4 (4A to 4B), and (c ) An LTE module (communication device) 62 for wirelessly communicating with a ground device 900 (more specifically, a ground control station 902), which is an external device, and (d) receiving radio waves transmitted from a plurality of positioning satellites.
  • a GNSS receiver 61 that acquires the current position of the drone 1; (e) a flight controller 8 that can control the flight of the drone 1 and transmit information on the current position using the LTE module 62; and (f) each of a plurality of drive devices 7 (7A to 7D) that are communicably connected to the flight controller 8 and each drive a different propulsion mechanism 4 among the plurality of propulsion mechanisms; (g) a plurality of drive devices 7; (h) supplies power from the battery 9 to the LTE module 62, the GNN receiver 61, and the flight controller 8 via the power path R1; If a predetermined abnormality occurs in the power supply module 10 that supplies the power to the distributor 12 via the route R2 and (i) the drone 1, the power supply from the power supply module 10 to the distributor 12 via the power route R2 is cut off. A cutoff device 11 is provided.
  • the power path R2 is cut off. Therefore, the power supply from the battery 9 to all drive devices 7 via the distributor 12 is cut off. Further, by cutting off the power supply to the drive device 7, the driving of all the propulsion mechanisms 4 is stopped. In this way, by cutting off one power path R2, it is possible to stop all the propulsion mechanisms 4.
  • the current position information can be transmitted to the ground device 900 even after the power route R2 is cut off.
  • the drone 1 includes a parachute 51 (FIG. 2), and further includes an injection device 5 that ejects the parachute 51 when the predetermined abnormality occurs. Therefore, even if all the propulsion mechanisms 4 are stopped by cutting off the power path R2 based on the occurrence of a predetermined abnormality, the above configuration can prevent the drone 1 from crashing.
  • the advantages of the drone 1 will be explained by giving four comparative examples.
  • a first comparative example a case will be described in which when the above abnormality occurs, the power supply from the battery to the entire drone is stopped.
  • the flight controller, GNSS receiver, and communication equipment for communicating with ground equipment are not operational. Therefore, in such cases, the ground operator cannot obtain the latitude and longitude of the drone. For this reason, the operator cannot determine the descending position of the drone. Therefore, the operator cannot retrieve the drone.
  • the flight controller 8, the GNSS receiver 61, and the LTE module 62 can continue to operate even if the above abnormality occurs. Therefore, the operator can accurately know the descending position of the drone 1. Therefore, retrieving the drone becomes easier.
  • the flight controller executes a propulsion mechanism stop function that the flight controller has when an abnormality occurs.
  • the flight controller itself malfunctions (an abnormality occurs)
  • the plurality of propulsion mechanisms cannot be stopped. Therefore, multiple propulsion mechanisms continue to operate while the parachute is open.
  • the propulsion mechanism and the parachute may interfere with each other. For example, there is a risk that the parachute line may become entangled with the propeller. Therefore, the drone may crash. Further, even if the propulsion mechanism and the parachute do not interfere, the flight of the drone using the propulsion mechanism continues.
  • the drone 1 if the above abnormality occurs, the plurality of propulsion mechanisms 4 can be stopped. Therefore, the drone 1 can descend slowly using the parachute 51. Further, the flight of the drone 1 using the plurality of propulsion mechanisms 4 can be stopped.
  • the drone 1 even if the drive device 7 is out of order, the power supply to all the drive devices 7 is stopped by cutting off the power path R2. Driving of all drive devices 7 can be stopped. Therefore, according to the drone 1, all the propulsion mechanisms 4 can be stopped.
  • a configuration will be described in which the power supply circuit between the drive device and the propulsion mechanism is cut off when an abnormality occurs.
  • the power supply circuit between the drive device and the propulsion mechanism is cut off when an abnormality occurs.
  • shutoff devices as many shutoff devices as the number of propulsion mechanisms (that is, the number of drive devices) are required. Moreover, if all the shutoff devices do not operate, at least one propulsion mechanism will continue to operate.
  • the drone 1 according to the present embodiment, only one power path R2 needs to be cut off, so only one cutoff device 11 is required. Therefore, according to the drone 1, costs can be reduced compared to the fourth comparative example. Furthermore, the probability that one of the shutoff devices 11 of this embodiment will fail during a certain period is compared with the probability that any one of the shutoff devices of the plurality of shutoff devices shown in the fourth comparative example will fail. It can be said that the latter is more expensive because there are more cut-off devices. Therefore, according to the drone 1, the probability of occurrence of a situation in which one of the propulsion mechanisms continues to operate when an abnormality occurs can be reduced compared to the fourth comparative example in which a plurality of cutoff devices are required.
  • the drone 1 includes a trigger device 14 that operates the cutoff device 11 and the injection device 5 when the predetermined abnormality occurs. After the trigger device 14 causes the cutoff device 11 to cut off the supply of power to the distributor 12 via the power path R2, the trigger device 14 causes the injection device 5 to inject the parachute 51 when a predetermined condition is satisfied.
  • the power supply to all drive devices 7 can be stopped before the injection device 5 injects the parachute 51. Therefore, all the propulsion mechanisms 4 can be stopped before the injection device 5 injects the parachute 51. Therefore, according to the drone 1, the probability that the parachute 51 becomes entangled with the propulsion mechanism 4 can be reduced compared to a configuration in which the parachute 51 deploys while the propulsion mechanism 4 is being driven.
  • the flight controller 8 uses the LTE module 62 to transmit information on the current position of the drone 1 to the ground device 900. According to such a configuration, when an abnormality occurs in the drone 1, the current position of the drone 1 can be known by the ground device 900.
  • the drone 1 includes a sensor 15 that detects whether or not the injection device 5 is operating.
  • the flight controller 8 uses the LTE module 62 to notify the ground device 900 of the result detected by the sensor 15. According to such a configuration, when an abnormality occurs in the drone 1, the ground device 900 can know whether the drone 1 has opened the parachute 51 or not.
  • the disconnection device 11 is a transistor 111A (FIG. 4) that is installed between the power supply module 10 and the distributor 12, and that causes current to flow from the power supply module 10 to the distributor 12 via the power path R2 when in the on state. including.
  • the drone 1 turns off the transistor 111A when the predetermined abnormality occurs. According to such a configuration, the power supply from the power supply module 10 to the distributor 12 can be stopped. Therefore, driving of all the propulsion mechanisms 4 can be stopped.
  • Each propulsion mechanism 4 includes a propeller 41 and a motor 42 that rotates the propeller 41.
  • Each drive device 7 drives a motor 42 .
  • FIG. 6 is a diagram showing a state before the power path R2 is cut off in the first modified example of the cutoff device.
  • FIG. 7 is a diagram showing a state after the power path R2 is cut off in the first modified example of the cutoff device.
  • the drone 1 includes a cutoff device 11A instead of the cutoff device 11.
  • the cutoff device 11A includes an igniter 150, a cutting chamber 160 having an internal space, and a rupture disc 163 that is damaged and ruptured by application of heat and pressure generated by the operation of the igniter 150, and cuts the power path R2. Equipped with.
  • the trigger device 14 transmits a predetermined signal (command) to the cutoff device 11A, thereby driving the igniter 150.
  • the igniter 150 generates a flame, and includes an ignition charge (not shown) that generates a flame by igniting and burning during operation, and a resistor (not shown) for igniting the ignition charge. ), and a pair of terminal pins 152 connected to the ignition part 151.
  • a through hole 161 is provided in the peripheral wall of the cutting chamber 160, and a through hole 162 is provided in another portion of the peripheral wall.
  • a power path R2 is bridged through these through holes 161 and 162.
  • Power route R2 is a bus bar.
  • the power path R2 is made of, for example, a metal plate or a metal wire. One end of the power path R2 is connected to the power supply module 10, and the other end is connected to the distributor 12.
  • the rupture disc 163 When an abnormality is detected in the drone 1, when a predetermined amount of current is supplied to the pair of terminal pins 152 of the igniter 150 in response to a command from the trigger device 14, as shown in FIG.
  • the rupture disc 163 is damaged by the heat and pressure generated by the operation. In this case, the rupture disc 163 is damaged so that its central portion ruptures and bends toward the power path R2.
  • the power path R2 (specifically, the bus bar) is cut off by the damaged rupture disc 163.
  • the bus bar may be cut with an actuator.
  • the busbar may be cut by moving a piston using gas pressure.
  • the fuse may be blown by installing a fuse on the electrical circuit and passing a current larger than the rated current through the fuse. Even with such a configuration, driving of all the propulsion mechanisms 4 can be stopped in the same manner as described above.
  • FIG. 8 is a diagram for explaining a second modification of the shutoff device 11.
  • the drone 1 includes a blocking device 11B instead of the blocking device 11.
  • the cutoff device 11B includes a relay switch 111B.
  • Relay switch 111B includes a coil 171, a movable contact 172, and a fixed contact 173.
  • the relay switch 111B by passing a current through the coil 171, the movable contact 172 comes into contact with the fixed contact 173. That is, the relay switch 111B is turned on. When the current flows through the coil 171, the movable contact 172 separates from the fixed contact 173, and the relay switch 111B is turned off.
  • the battery 9 is preferably removable. When the remaining capacity of the battery 9 is low, the drone 1 can be flown without waiting for charging by removing the battery 9 and installing a fully charged battery. According to this, it becomes possible to operate the drone 1 efficiently.
  • the communication unit 6 has been described using as an example a configuration in which the communication unit 6 receives power from the battery 9 via the power path R1. However, it is not limited to this.
  • FIG. 9 is a block diagram for explaining the hardware configuration of a drone 1A, which is a modification of the drone 1.
  • the communication unit 6 does not receive power from the battery 9 from the flight controller 8, but receives power from the battery 9 from the power supply module 10 via the power path R3. Receive supply.
  • the power supply module 10 supplies power from the battery 9 to the flight controller 8 through the power path R1, to the distributor 12 through the power path R2, and to the GNSS receiver through the power path R3. 61, a wireless module 62, and an LTE module 63. Even with such a configuration, when a predetermined abnormality occurs, the cutoff device 11 cuts off the power supply from the power supply module 10 to the distributor 12 via the power path R2, so that the drone 1 and You can get the same effect.
  • the drone 1 and the drone 1A are configured to further include another battery (not shown), and power is supplied from the other battery to the communication unit 6 (specifically, the GNSS receiver 61, the wireless module 62, and the LTE module 63). You may.
  • the battery includes a first battery (corresponding to battery 9) and a second battery (corresponding to the other batteries mentioned above), and the power supply module 10 supplies power from the first battery to the first battery. a second power path to the flight controller; a second power path to the distributor; and a third power path to the communication device and the receiver. supply, flying vehicle.

Abstract

飛行体は、通信装置と、現在位置を取得する受信機と、飛行を制御するとともに通信装置を用いて現在位置の情報を送信可能な飛行コントローラと、各々が複数の推進機構のうち互い異なる推進機構を駆動する複数の駆動装置と、複数の駆動装置の各々に対して、供給された電力を分配する分配器と、バッテリからの電力を、第１の電力経路で通信装置と受信機と飛行コントローラとに供給し、かつ、第２の電力経路で分配器に供給する電源モジュールと、異常が発生した場合、電源モジュールから第２の電力経路を介した分配器への電力の供給を遮断する遮断装置とを備える。

Description

飛行体および飛行体の制御方法
　本開示は、飛行体および飛行体の制御方法に関する。
　従来、飛行体として、各種の有人航空機および各種の無人航空機が知られている。
　たとえば、米国特許出願公開第２０１７／０１０６９８６Ａ１号明細書（特許文献１）は、パラシュートを備えた無人航空機を開示している。特許文献１の無人航空機は、墜落等を検知すると、パラシュートを展開するとともに、プロペラを回転させるモータへの給電を停止する。詳しくは、特許文献１の無人航空機では、電源と、プロペラを回転させるモータとが配線によってダイレクトに接続されている。特許文献１の無人航空機は、墜落等を検知すると、電源とモータとの間の上記接続を物理的に切断する。これにより、モータへの給電が停止する。
　国際公開第２０１９／２１６２０４Ａ１号（特許文献２）は、パラシュートを備えた無人航空機に用いられる電流遮断装置を開示している。当該電流遮断装置は、無人航空機の電気機器への電流の供給を遮断する。これにより、無人航空機の墜落の際（墜落中）におけるパラシュートの展開不良の発生を防止する。さらに、墜落後の作動中のプロペラと人との接触事故の発生を防止している。
　国際公開第２０１７／０３００３４Ａ１号（特許文献３）は、飛行距離を伸ばすために、飛行時に発電装置によってバッテリを充電可能な無人航空機を開示している。当該無人航空機は、無人航空機の墜落を検知すると、発電装置からバッテリへの充電を停止する。これにより、無人航空機の墜落後の事故被害の拡大を防いでいる。
米国特許出願公開第２０１７／０１０６９８６Ａ１号明細書 国際公開第２０１９／２１６２０４Ａ１号 国際公開第２０１７／０３００３４Ａ１号
　特許文献１の無人航空機は、上述したモータを駆動する電子速度コントローラ（ＥＳＣ：Electronic　Speed　Controller）を備える。電子速度コントローラは、具体的には、モータに電流を流すことによりモータの回転数を制御するモータドライバ（アンプ）である。電子速度コントローラによって、無人航空機の飛行速度が制御される。このため、上記のように電源とモータとの間の接続を切断したとしても、電源から電子速度コントローラを介してモータに電流が流れる。したがって、特許文献１の無人航空機では、実際には、上記のような切断によってはプロペラの回転を停止させることができない。
　特許文献２の電流遮断装置を備えた無人航空機は、墜落の際に、電流遮断装置によって無人航空機の電気機器への電流の供給を遮断する。このため、無人航空機の墜落（パラシュートによる降下）の際には、無人航空機は、現在位置を算出すること、および地上の外部機器と通信することができない。このため、地上の外部機器は、無人航空機の現在位置を特定することができない。
　特許文献３の無人航空機は、無人航空機の墜落を検知しても、プロペラを回転させるモータに対してバッテリから電源が供給され続ける。すなわち、無人航空機の推進機構（プロペラおよびモータ）は動作し続ける。
　本開示は、上記の問題点に鑑みなされたものであって、その目的は、予め定められた異常が発生した場合に、１つの電力経路を遮断することにより全ての推進機構を停止させることが可能であるとともに当該電力経路を遮断した後も現在位置の情報を外部機器に送信可能な飛行体、および飛行体の制御方法を提供することにある。
　本開示のある局面に従うと、飛行体は、バッテリと、複数の推進機構と、外部機器と無線通信するための通信装置と、複数の測位衛星から発信された電波を受信することにより、飛行体の現在位置を取得する受信機と、飛行体の飛行を制御するとともに、通信装置を用いて現在位置の情報を送信可能な飛行コントローラと、各々が飛行コントローラに通信可能に接続され、かつ、各々が複数の推進機構のうち互い異なる推進機構を駆動する複数の駆動装置と、複数の駆動装置の各々に対して、供給された電力を分配する分配器と、バッテリからの電力を、第１の電力経路で通信装置と受信機と飛行コントローラとに供給し、かつ、第２の電力経路で分配器に供給する電源モジュールと、飛行体において予め定められた異常が発生した場合、電源モジュールから第２の電力経路を介した分配器への電力の供給を遮断する遮断装置とを備える。
　本開示の他の局面に従うと、飛行体は、内蔵されたバッテリからの電力を、飛行体の飛行を制御する飛行コントローラと、外部機器との間で無線通信するための通信装置と、飛行体の現在位置を算出する受信機とに第１の電力経路で供給し、かつ、複数の駆動装置の各々に電力を分配する分配器に第２の電力経路で供給する。各駆動装置は、飛行コントローラからの指令に基づき、複数の推進機構のうち互い異なる推進機構を駆動する。飛行体の制御方法は、飛行体において予め定められた異常が発生した場合、第２の電力経路を介した分配器への電力の供給を遮断するステップと、予め定められた異常が発生した場合、通信装置を用いて現在位置の情報を外部機器に送信するステップとを備える。
　本開示によれば、飛行体において予め定められた異常が発生した場合に、１つの電力経路を遮断することにより全ての推進機構を停止させることが可能であるとともに、当該電力経路を遮断した後も現在位置の情報を外部機器に送信可能となる。
ドローンが飛行している状態を表した図である。 パラシュートを射出した状態で、ドローンが降下している状態を示した図である。 ドローンのハードウェア構成を説明するためのブロック図である。 遮断装置の具体例を説明するための図である。 ドローンで実行される処理の流れを説明するためのフロー図である。 遮断装置の第１の変形例における電力経路の遮断前の状態を示した図である。 遮断装置の第１の変形例における電力経路の遮断後の状態を示した図である。 遮断装置の第２の変形例を説明するための図である。 他のドローンのハードウェア構成を説明するためのブロック図である。
　以下、図面を参照しつつ、本発明に従う実施の形態について説明する。以下の説明では、同一の部品および構成要素には同一の符号を付してある。それらの名称および機能も同じである。したがって、これらについての詳細な説明は繰り返さない。
　以下では、飛行体の一例として、無人航空機を例に挙げて説明する。詳しくは、無人航空機として、ドローンを例に挙げて説明する。より詳しくは、回転翼を有するドローンを例に挙げて説明する。なお、本開示は、「空飛ぶ車」のような各種の有人航空機（飛行体の他の例）にも適用可能である。
　＜Ａ．ドローンの概要＞
　本実施の形態に係るドローンは、自動操縦と、オペレータのリモートコントローラ操作による手動操縦とが可能である。図１は、ドローンが飛行している状態を表した図である。図２は、パラシュートを射出した状態で、ドローンが降下している状態を示した図である。
　図１および図２に示されるように、ドローン１は、本体２と、４本のアーム３Ａ，３Ｂ，３Ｃ，３Ｄと、４つの推進機構４Ａ，４Ｂ，４Ｃ，４Ｄと、射出装置５と、通信ユニット６と、支持部材１８とを備える。各推進機構４Ａ，４Ｂ，４Ｃ，４Ｄは、プロペラ４１（図２参照）と、モータ４２とを含む。
　なお、以下においては、説明の便宜上、アーム３Ａ，３Ｂ，３Ｃ，３Ｄのうち任意の１本のアームを「アーム３」とも称する。同様に、推進機構４Ａ，４Ｂ，４Ｃ，４Ｄのうち任意の１つの推進機構を「推進機構４」とも称する。
　アーム３は、本体２に取り付けられている。アーム３は基端部と先端部とを有する。アーム３の基端部が本体２に取り付けられている。本例では、アーム３は、本体２の側面から延びている。
　アーム３の先端部には、推進機構４が取り付けられている。アーム３の先端部には、モータ４２が取り付けられている。モータ４２の回転軸（図示せず）には、プロペラ４１が取り付けられている。
　射出装置５は、本体２の上面（天面）に取り付けられている。射出装置５は、パラシュート５１を収容している。射出装置５は、ドローン１において予め定められた異常が発生した場合に、パラシュート５１を射出する（図２参照）。射出装置５は、ドローン１の落下を検知し、射出装置５に内蔵されたガス発生器を作動させることにより瞬時にパラシュートを展開する。なお、ガス発生器としては、火薬式のガス発生器（火工品）を用いてもよいし、ボンベ式などの非火薬式のガス発生器を用いてもよい。
　支持部材１８は、本例では、アーム３と本体２と接続箇所から上方に伸びている。支持部材１８は、中空のパイプである。支持部材１８の内部には、通信ユニット６用の配線が通っている。通信ユニット６は、本例では、本体２の上方に位置するように支持部材１８によって支持されている。
　なお、ドローン１として、４本のアーム３と、４つの推進機構４を備えた例を挙げているが、アームの数および推進機構の数は、これに限定されるものではない。
　＜Ｂ．ハードウェア構成および実行される処理＞
　図３は、ドローン１のハードウェア構成を説明するためのブロック図である。図３に示されるように、ドローン１は、地上装置９００と通信可能である。地上装置９００は、遠隔コントローラ９０１と、地上コントロールステーション９０２とを含む。なお、図３においては、主たる電力経路を実線で表し、主たる信号経路を破線で表している。
　ドローン１は、上述した推進機構４Ａ，４Ｂ，４Ｃ，４Ｄと射出装置５と通信ユニット６とに加え、駆動装置（ＥＳＣ：Electronic　Speed　Controller）７Ａ，７Ｂ，７Ｃ，７Ｄと、飛行コントローラ（Autopilot）８と、バッテリ９と、電源モジュール１０と、遮断装置（ＦＴＳ：Flight　Termination　System）１１と、分配器１２と、バッテリ１３と、トリガ装置（ＡＴＳ：Auto　Trigger　System）１４と、センサ１５とを備える。なお、以下においては、説明の便宜上、駆動装置７Ａ，７Ｂ，７Ｃ，７Ｄのうち任意の１つの駆動装置を「駆動装置７」とも称する。
　推進機構４は、上述したように、プロペラ４１と、モータ４２とを含む。モータ４２は、磁石４２１と、コイル４２２とを有する。モータ４２の種類は特に限定されない。モータ４２としては、たとえば、ブラシレスＤＣ（Direct　Current）モータ、ブラシ付きＤＣモータ、ＡＣ（Alternating　Current）モータを用いることができる。駆動装置７は、ＭＣＵ（Micro　Controller　Unit）７１と、電流ドライバ７２とを含む。
　飛行コントローラ８は、ＭＣＵ８１と、慣性計測装置（ＩＭＵ：Inertial　Measurement　Unit）８２と、気圧高度計８３とを含む。ＭＣＵ８１は、機能ブロックとして、姿勢推定部８１１と、判定部８１２とを有する。ＭＣＵ８１は、慣性計測装置８２と、気圧高度計８３とに通信可能に接続されている。
　遮断装置１１は、電流スイッチ１１１を含む。トリガ装置１４は、ＭＣＵ１４１とセンサ１４２とを含む。センサ１４２は、ドローン１の加速度、角速度、姿勢角、および、高度変化を検出する。
　ＭＣＵ７１，８１，１４１は、具体的には、図示しない、ＣＰＵ（Central　Processing　Unit）と、ＲＯＭ（Read　Only　Memory）およびＲＡＭ（Random　Access　Memory）等のメモリと、Ｉ／Ｏ（Input/Output）回路とを有する。メモリには、プログラムおよびデータが記憶される。ＭＵＣ８１のメモリには、たとえば、ドローン１の飛行ルートを示すデータが格納される。
　通信ユニット６は、ＧＮＳＳ（Global　Navigation　Satellite　System）受信機６１と、無線モジュール６２と、ＬＴＥ（Long　Term　Evolution）モジュール６３とを含む。
　バッテリ９は、蓄電池（二次電池）である。バッテリ９は、電源モジュール１０に接続されている。
　電源モジュール１０は、バッテリ９からの電力を、電力経路Ｒ１で飛行コントローラ８と通信ユニット６とに供給する。本例では、通信ユニット６は、飛行コントローラ８を介して給電される。電源モジュール１０は、バッテリ９からの電力を、電力経路Ｒ２で分配器１２に供給する。詳しくは、電源モジュール１０は、遮断装置１１を介して、バッテリ９からの電力を分配器１２に供給する。このように、電源モジュール１０は、バッテリ９からの電力経路を、２つの電力経路Ｒ１，Ｒ２に分岐する。
　電力経路Ｒ２においては、電源モジュール１０のコネクタ端子と、分配器１２のコネクタ端子とが配線を介して接続される。配線による接触抵抗により発熱を低減するために、電源モジュール１０のコネクタ端子と、分配器１２のコネクタ端子とは、金メッキが施されていることが好ましい。
　分配器１２は、４つの駆動装置７の各々に対して、供給された電力を分配する。分配器１２は、電力経路Ｒ２によって供給された電力を、４つの駆動装置７の各々に供給する。詳しくは、分配器１２は、４つの駆動装置７の各々の電流ドライバ７２に電力を供給する。なお、実線で図示していないが、各ＭＣＵ７１に対しても電力が供給される。電流ドライバ７２とモータ４２のコイル４２２とは配線で接続されている。
　駆動装置７は、飛行コントローラ８と通信可能に接続されている。駆動装置７は、飛行コントローラ８からの指令に基づき、対応する推進機構４を駆動する。詳しくは、駆動装置７は、飛行コントローラ８からの指令に基づき、対応する推進機構４の推進力を調整する。具体的には、駆動装置７Ａは、対応する推進機構４Ａの推進力を調整する。同様に、駆動装置７Ｂ，７Ｃ，７Ｄは、それぞれ、推進機構４Ｂ，４Ｃ，４Ｄの推進力を調整する。このように、駆動装置７は、推進機構４の制御装置として機能する。
　詳しくは、ＭＵＣ７１が飛行コントローラ８のＭＵＣ８１からの指令を受信する。ＭＣＵ７１は、当該指令に基づき、電流ドライバ７２がモータ４２のコイル４２２に流す電流を制御する。このようにコイル４２２に流す電流を制御することにより、モータ４２の回転速度が制御される。これにより、プロペラ４１の回転速度を制御することができる。
　ＧＮＳＳ受信機６１と、無線モジュール６２と、ＬＴＥモジュール６３とは、飛行コントローラ８のＭＣＵ８１と通信可能に接続されている。ＧＮＳＳ受信機６１と、無線モジュール６２と、ＬＴＥモジュール６３とは、飛行コントローラ８から電力の供給を受ける。ＧＮＳＳ受信機６１と、無線モジュール６２と、ＬＴＥモジュール６３とは、バッテリ９からの電力で動作する。
　ＧＮＳＳ受信機６１は、複数の測位衛星（図示せず）から発信された電波を受信し、かつ、受信された電波に基づきドローン１の現在位置を取得する。ＧＮＳＳ受信機６１は、現在位置を示す情報を、飛行コントローラ８に周期的に送る。詳しくは、ＧＮＳＳ受信機６１は、位置情報としてのドローン１の緯度および経度の情報を、ＭＣＵ８１に周期的に送る。
　無線モジュール６２は、遠隔コントローラ９０１と通信するための通信モジュールである。無線モジュール６２と遠隔コントローラ９０１との間の通信は、オペレータの見える範囲でドローン１を手動操縦する場合に利用される。このため、当該通信は、リアルタイム性を有する。無線モジュール６２を介して遠隔コントローラ９０１からの指令が、ＭＣＵ８１に入力される。
　ＬＴＥモジュール６３は、基地局（図示せず）を介して、地上コントロールステーション９０２と通信するための通信モジュールである。ＬＴＥモジュール６３と地上コントロールステーション９０２との間の通信は、自動操縦によって何キロにもわたってドローン１を飛行させるときに利用される。本例では、ＭＵＣ８１は、ＬＴＥモジュール６３を介して、ドローン１の位置情報を地上コントロールステーション９０２に送信する。なお、当該位置情報の送信タイミングについては、後述する。
　慣性計測装置８２は、三次元空間における、ドローン１の角速度と加速度を周期的に測定する。気圧高度計８３は、地表面および海水面からの高度を周期的に測定する。
　飛行コントローラ８は、ドローン１の飛行を制御する。飛行コントローラ８は、自動操縦と、オペレータのリモートコントローラ操作による手動操縦とを実現する。
　自動操縦の場合、飛行コントローラ８は、予め定められた飛行ルートに基づき、ドローン１の飛行を制御する。詳しくは、飛行コントローラ８のＭＣＵ８１は、ＧＮＳＳ受信機６１によって取得された現在位置と、慣性計測装置８２による検出結果と、気圧高度計８３による検出結果（高度）とに基づき、ドローン１の自律飛行を実現する。飛行コントローラ８は、上述したように、通信装置であるＬＴＥモジュール６３を用いて、ドローン１の現在位置の情報を送信可能である。
　より詳しくは、ＭＣＵ８１の姿勢推定部８１１は、慣性計測装置８２による検出結果に基づき、ドローン１の姿勢を推定する。ＭＣＵ８１の判定部８１２は、予め定められた基準に基づき、推定された姿勢が異常な姿勢か否かを判断する。ＭＣＵ８１は、推定された姿勢が異常な姿勢であると判断した場合、トリガ装置１４に予め定められた信号を送信する。
　飛行コントローラ８は、ドローン１において予め定められた異常が発生したことに基づき、ＬＴＥモジュール６３を用いて、ドローン１の現在位置の情報を地上コントロールステーション９０２に送信する。
　これに限定されず、飛行コントローラ８は、パラシュート５１によって着陸したことを条件に、ドローン１の現在位置の情報を地上コントロールステーション９０２に送信してもよい。ドローン１は、現在位置が一定時間以上変化しない場合、着陸したことを判断できる。または、ドローン１は、気圧高度計８３の検出結果に基づき、着陸したことを判断できる。ドローン１は、慣性計測装置８２の検出結果に基づいても、着陸したことを判断可能である。
　射出装置５は、パラシュートを含む。射出装置５は、ドローン１において上記予め定められた異常が発生した場合に、パラシュート５１を射出する。本例では、射出装置５は、自動操縦および手動操縦のいずれであっても、パラシュート５１を射出する。
　遮断装置１１は、上記予め定められた異常が発生した場合、電源モジュール１０から電力経路Ｒ２を介した分配器１２への電力の供給を遮断する。詳しくは、遮断装置１１は、電流スイッチ１１１の動作によって、分配器１２への電力の供給を遮断する。本例では、遮断装置１１は、自動操縦および手動操縦のいずれであっても、分配器１２への電力の供給を遮断する。
　トリガ装置１４は、バッテリ１３から給電される。トリガ装置１４は、ドローン１に予め定められた異常が発生したことに基づき、遮断装置１１と射出装置５とを動作させる。詳しくは、ＭＣＵ１４１が射出装置５に所定の信号（指令）を送ることにより、射出装置５は、パラシュート５１を外部に射出する。ＭＣＵ１４１が遮断装置１１に所定の信号（以下、「電流遮断指令信号」とも称する）を送ることにより、遮断装置１１の電流スイッチ１１１は動作する。当該動作により、電源モジュール１０から電力経路Ｒ２を介した分配器１２への電力の供給が遮断される。これにより、ドローン１は、自律飛行を強制的に停止する。
　上記の電流遮断指令信号は、電磁ノイズによる電圧変動に強いことが望ましい。たとえば、電流遮断指令信号は、電圧のＨｉｇｈレベルの保持時間を変数とした信号であることが好ましい。
　予め定められた異常としては、たとえば、推定された姿勢が異常な姿勢であった場合、予定されている飛行ルートから外れた場合が挙げられる。飛行コントローラ８のＭＣＵ８１によってドローン１の姿勢が異常であると判定された場合、あるいはＭＵＣ８１によって飛行ルートから外れたと判断されたことに基づき、トリガ装置１４のＭＣＵ１４１が、遮断装置１１と射出装置５とを動作させる。
　これに限らず、トリガ装置１４は、センサ１４２の検知結果に基づき、予め定められた異常が発生したか否かを判断してもよい。異常の種類は、予め設定されたものであれば、特に限定されない。
　本例では、トリガ装置１４は、遮断装置１１に電力経路Ｒ２を介した分配器１２への電力の供給を遮断させた後、所定の条件が成立すると、射出装置５にパラシュート５１を射出させる。具体的には、トリガ装置１４は、遮断装置１１に電力経路Ｒ２を介した分配器１２への電力の供給を遮断させた後、所定の時間（たとえば、１秒）が経過すると、射出装置５にパラシュート５１を射出させる。
　所定の時間は、１．５秒以内であることが好ましい。所定の時間は、プロペラ４１の回転が停止する時間よりも長い時間に設定することが好ましい。
　センサ１５は、射出装置５の動作の有無を検出する。センサ１５は、飛行コントローラ８と通信可能に接続されている。飛行コントローラ８は、上記予め定められた異常が発生した場合、ＬＴＥモジュール６３を用いて、強制的に飛行を停止したことと、センサ１５により検出された結果とを、地上コントロールステーション９０２に送信する。飛行コントローラ８は、異常の種別を示す情報を地上コントロールステーション９０２に送信してもよい。
　図４は、遮断装置１１の具体例を説明するための図である。図４に示されるように、遮断装置１１は、電流スイッチ１１１として機能するトランジスタ１１１Ａを備える。
　トランジスタ１１１Ａは、電源モジュール１０と分配器１２との間に設置され、かつ、オン状態のときに電源モジュール１０から電力経路Ｒ２で分配器１２に電流を流す。本例では、トランジスタ１１１Ａは、バイポーラトランジスタである。詳しくは、トランジスタ１１１Ａは、ｎｐｎ型トランジスタである。
　遮断装置１１は、上述した予め定められた異常が発生した場合、トランジスタ１１１Ａをオフ状態にする。遮断装置１１は、トランジスタ１１１Ａの状態をオン状態からオフ状態へと切り換えることにより、電源モジュール１０から電力経路Ｒ２を介した分配器１２への電力の供給を遮断する。
　なお、トランジスタ１１１Ａは、ｎｐｎ型のバイポーラトランジスタに限定されない。トランジスタ１１１Ａは、ｐｎｐ型のバイポーラトランジスタであってもよい。また、トランジスタ１１１Ａは、電界効果トランジスタ（ユニポーラトランジスタ）であってもよい。この場合、トランジスタ１１１Ａは、接合型の電界効果トランジスタ（ＦＥＴ）であってもよいし、ＭＯＳ型の電界効果トランジスタであってもよい。さらに、トランジスタ１１１Ａは、絶縁ゲート型のバイポーラトランジスタ（ＩＧＢＴ）であってもよい。
　トランジスタ１１１Ａは、通電により発熱する。そこで、遮断装置１１は、トランジスタ１１１Ａの温度が定格温度を超えることを防止するために、トランジスタ１１１Ａの熱を放熱するヒートシンク部材を有することが好ましい。遮断装置１１は、ヒートシンク部材の代わりに、あるいはヒートシンク部材とともに、放熱用のアルミ材の基板、または冷却用の電動ファンを有していてもよい。
　トランジスタ１１１Ａをオン状態からオフ状態に切り換えたときに、サージ電圧が発生する。サージ電圧によってトランジスタ１１１Ａが破壊されるのを防止するために、遮断装置１１は、スナバ回路を有することが好ましい。スナバ回路は、抵抗およびコンデンサの少なくとも一方を含む。
　＜Ｃ．制御構造＞
　図５は、ドローン１で実行される処理の流れを説明するためのフロー図である。図５に示されるように、ステップＳ１において、ドローン１は、飛行を開始する。ステップＳ２において、ドローン１は、ドローン１において上述した予め定められた異常が発生したか否かを判断する。ドローン１は、異常が発生していないと判断した場合（ステップＳ２においてＮＯ）、処理をステップＳ３に進める。ステップＳ３において、ドローン１は、目的地に到着したか否かを判断する。目的地に到着したと判断された場合（ステップＳ３においてＹＥＳ）、ドローン１は、一連の処理を終了する。目的地に到着していないと判断された場合（ステップＳ３においてＮＯ）、ドローン１は、処理をステップＳ２に戻す。
　異常が発生したと判断された場合（ステップＳ２においてＹＥＳ）、ドローン１は、ステップＳ４において、遮断装置１１を動作させる。ステップＳ５において、ドローン１は、遮断装置１１を動作させてから所定の時間（たとえば、１秒）経過したか否かを判断する。
　所定の時間経過したと判断された場合（ステップＳ５においてＹＥＳ）、ステップＳ６において、ドローン１は、射出装置５を動作させる。すなわち、ドローン１は、パラシュート５１を射出する。所定の時間経過していないと判断された場合（ステップＳ５においてＮＯ）、ドローン１は、処理をステップＳ５に戻す。
　ステップＳ７において、ドローン１は、ドローン１の現在位置を示す位置情報を周期的に地上装置９００に送信する。詳しくは、ドローン１の周辺に設置された基地局装置（図示しない）がドローン１の位置情報を受信することにより、地上コントロールステーション９０２が当該位置情報を取得することが可能となる。
　＜Ｄ．小括＞
　（１）図２および図３を参照して、無人航空機であるドローン１は、上述したように、（ａ）バッテリ９と、（ｂ）複数の推進機構４（４Ａ～４Ｂ）と、（ｃ）外部機器である地上装置９００（詳しくは、地上コントロールステーション９０２）と無線通信するためのＬＴＥモジュール（通信装置）６２と、（ｄ）複数の測位衛星から発信された電波を受信することにより、ドローン１の現在位置を取得するＧＮＳＳ受信機６１と、（ｅ）ドローン１の飛行を制御するとともに、ＬＴＥモジュール６２を用いて現在位置の情報を送信可能な飛行コントローラ８と、（ｆ）各々が飛行コントローラ８に通信可能に接続され、かつ、各々が複数の推進機構の４うち互い異なる推進機構４を駆動する複数の駆動装置７（７Ａ～７Ｄ）と、（ｇ）複数の駆動装置７の各々に対して、供給された電力を分配する分配器１２と、（ｈ）バッテリ９からの電力を、電力経路Ｒ１でＬＴＥモジュール６２とＧＮＮ受信機６１と飛行コントローラ８とに供給し、かつ電力経路Ｒ２で分配器１２に供給する電源モジュール１０と、（ｉ）ドローン１において予め定められた異常が発生した場合、電源モジュール１０から電力経路Ｒ２を介した分配器１２への電力の供給を遮断する遮断装置１１とを備える。
　上記の構成によれば、予め定められた異常が発生した場合に、電力経路Ｒ２が遮断される。それゆえ、バッテリ９から分配器１２を介した全ての駆動装置７への電力供給が遮断される。さらに、駆動装置７への電力供給の遮断によって、全ての推進機構４の駆動が停止する。このように、１つの電力経路Ｒ２を遮断することにより、全ての推進機構４を停止させることが可能となる。
　また、電力経路Ｒ２を遮断しても、電力経路Ｒ１による、ＬＴＥモジュール６２とＧＮＮ受信機６１と飛行コントローラ８とへの電力供給は継続する。それゆえ、ドローン１によれば、電力経路Ｒ２を遮断した後も、現在位置の情報を地上装置９００に送信可能となる。
　また、ドローン１は、パラシュート５１（図２）を含み、かつ上記予め定められた異常が発生した場合にパラシュート５１を射出する射出装置５をさらに備える。したがって、予め定められた異常が発生したことに基づき、電力経路Ｒ２の遮断により全ての推進機構４が停止したとしても、上記の構成によれば、ドローン１の墜落を防止できる。
　さらに以下では、ドローン１の利点を、４つの比較例を挙げて説明する。
　第１の比較例として、上記の異常が発生するとドローン全体へのバッテリからの電力供給を停止する場合について説明する。この場合、少なくとも、飛行コントローラ、ＧＮＳＳ受信機、および地上設備と通信するための通信機器が動作しない。したがって、このような場合には、地上のオペレータは、ドローンの緯度および経度を取得できない。このため、オペレータは、ドローンの降下位置を判別できない。それゆえ、オペレータは、ドローンを回収できない。
　これに対し、本実施の形態に係るドローン１によれば、上記の異常が発生した場合であっても、飛行コントローラ８と、ＧＮＳＳ受信機６１と、ＬＴＥモジュール６２とが動作を継続可能であるため、オペレータは、ドローン１の降下位置を正確に知ることができる。それゆえ、ドローンの回収が容易になる。
　第２の比較例として、異常が発生すると、飛行コントローラが有する推進機構停止機能を飛行コントローラが実行する場合を説明する。この場合には、飛行コントローラ自体が故障（異常が発生）した場合、複数の推進機構を停止させることができない。それゆえ、パラシュートが開いた状態において、複数の推進機構が動作し続けることになる。この場合、推進機構とパラシュートとが干渉する虞もある。たとえば、パラシュートの紐（ライン）がプロペラに絡まる虞もある。したがって、ドローンが墜落する場合もある。また、推進機構とパラシュートとが干渉しなくても、推進機構を用いたドローンの飛行が継続してしまう。
　これに対し、本実施の形態に係るドローン１によれば、上記の異常が発生すれば、複数の推進機構４を停止することができる。それゆえ、ドローン１は、パラシュート５１によって、ゆっくりと降下することができる。また、複数の推進機構４を用いたドローン１の飛行を停止できる。
　第３の比較例として、異常が発生すると、飛行コントローラから、推進機構の駆動装置に送られる信号経路を遮断する場合を説明する。この場合には、駆動装置が故障（異常が発生）した場合、推進機構を停止させることができない。
　その一方で、本実施の形態に係るドローン１によれば、駆動装置７が故障している場合であっても、電力経路Ｒ２の遮断により全ての駆動装置７への電力供給が停止するため、全ての駆動装置７の駆動を停止させることができる。それゆえ、ドローン１によれば、全ての推進機構４を停止させることができる。
　第４の比較例として、異常が発生すると、駆動装置と推進機構との間の電源回路を遮断する構成を説明する。この場合、全ての推進機構を停止させるためには、推進機構の数（すなわち、駆動装置の数）だけの遮断装置が必要となる。また、全ての遮断装置が動作しなければ、少なくとも１つの推進機構が動作し続けてしまう。
　その一方で、本実施の形態に係るドローン１によれば、１つの電力経路Ｒ２を遮断すればよいため、遮断装置１１は１つで済む。このため、ドローン１によれば、第４の比較例に比べて、コストを抑えることができる。また、ある期間における、本実施の形態の１つの遮断装置１１が故障する確率と、第４の比較例に示される複数の遮断装置のうちのいずれか１つの遮断装置が故障する確率とを比べると、遮断装置の数が多い分だけ後者の方が高いと言える。したがって、ドローン１によれば、複数の遮断装置が必要な第４の比較例に比べて、異常が発生した場合においていずれかの推進機構が動作し続けるといった事態の発生確率を少なくできる。
　（２）ドローン１は、上記予め定められた異常が発生した場合に、遮断装置１１と射出装置５とを動作させるトリガ装置１４を備える。トリガ装置１４は、遮断装置１１に電力経路Ｒ２を介した分配器１２への電力の供給を遮断させた後、所定の条件が成立すると、射出装置５にパラシュート５１を射出させる。
　このような構成によれば、射出装置５にパラシュート５１を射出させる前に、全ての駆動装置７への電力供給が停止させることができる。それゆえ、射出装置５にパラシュート５１を射出させる前に、全ての推進機構４の駆動を停止させることができる。したがって、ドローン１によれば、推進機構４の駆動中にパラシュート５１が展開する構成に比べて、推進機構４にパラシュート５１が絡まる確率を低減することが可能となる。
　（３）飛行コントローラ８は、上記予め定められた異常が発生したことに基づき、ＬＴＥモジュール６２を用いて、ドローン１の現在位置の情報を地上装置９００に送信する。このような構成によれば、ドローン１に異常が発生した場合に、地上装置９００にてドローン１の現在位置を知ることができる。
　（４）ドローン１は、射出装置５の動作の有無を検出するセンサ１５を備える。飛行コントローラ８は、上記予め定められた異常が発生した場合、ＬＴＥモジュール６２を用いて、センサ１５により検出された結果を地上装置９００に通知する。このような構成によれば、ドローン１に異常が発生した場合に、地上装置９００にてドローン１がパラシュート５１を開いたか否かを知ることができる。
　（５）遮断装置１１は、電源モジュール１０と分配器１２との間に設置され、かつ、オン状態のときに電源モジュール１０から電力経路Ｒ２で分配器１２に電流を流すトランジスタ１１１Ａ（図４）を含む。ドローン１は、上記予め定められた異常が発生した場合、トランジスタ１１１Ａをオフ状態にする。このような構成によれば、電源モジュール１０から分配器１２への電力供給を停止できる。それゆえ、全ての推進機構４の駆動を停止させることができる。
　（６）各推進機構４は、プロペラ４１と、プロペラ４１を回転させるモータ４２とを含む。各駆動装置７は、モータ４２を駆動する。
　＜Ｅ．変形例＞
　（１）遮断装置１１の第１の変形例を説明する。図６は、遮断装置の第１の変形例における電力経路Ｒ２の遮断前の状態を示した図である。図７は、遮断装置の第１の変形例における電力経路Ｒ２の遮断後の状態を示した図である。
　図６に示されるように、ドローン１は、遮断装置１１の代わりに遮断装置１１Ａを備える。遮断装置１１Ａは、点火器１５０と、内部空間を有する切断室１６０と、点火器１５０の作動により生じる熱および圧力が付与されることによって損傷して開裂するとともに電力経路Ｒ２を切断する破裂板１６３とを備える。ドローン１において上記の異常が発生した場合、トリガ装置１４が所定の信号（指令）を遮断装置１１Ａに送信することによって、点火器１５０が駆動する。
　点火器１５０は、火炎を発生するものであり、その内部に作動時において着火して燃焼することで火炎を発生する点火薬（図示略）と当該点火薬を着火させるための抵抗体（図示略）とを含んだ点火部１５１と、当該点火部１５１に接続された一対の端子ピン１５２とを備えている。
　ドローン１の異常が検知された際には、トリガ装置１４から指令を受けると、一対の端子ピン１５２を介して上記抵抗体に所定量の電流が流れる。抵抗体に電流が流れることによって、当該抵抗体においてジュール熱が発生し、点火薬が燃焼を開始する。燃焼により生じた高温の火炎は、点火薬を収納しているスクイブカップ（図示略）を破裂させる。
　切断室１６０の周壁には貫通孔１６１が設けられ、当該周壁の他の部分には貫通孔１６２が設けられている。この貫通孔１６１，１６２を通して電力経路Ｒ２が架橋されている。電力経路Ｒ２は、バスバーである。電力経路Ｒ２は、たとえば金属板または金属線からなる。電力経路Ｒ２の一方端が電源モジュール１０に接続され、他方端が分配器１２に接続されている。
　ドローン１において異常が検知された際に、トリガ装置１４からの指令によって、点火器１５０の一対の端子ピン１５２に所定量の電流が供給されると、図７に示されるように、点火部１５１の作動により生じる熱および圧力により破裂板１６３が損傷する。この場合、破裂板１６３は、その中央部分が開裂して電力経路Ｒ２に向かって折れ曲がるように損傷する。電力経路Ｒ２（詳しくは、バスバー）は、損傷した破裂板１６３によって切断される。
　このような処理によって、バッテリ９から分配器１２を介した全ての駆動装置７への電力供給を停止できる。それゆえ、全ての推進機構４の駆動を停止させることができる。
　上記のようにバスバーを破裂板１６３によって切断する代わりに、アクチュエータによってバスバーを切断してもよい。たとえば、ガス圧によりピストンを移動させることにより、バスバーを切断してもよい。あるいは、このような切断の代わりに、電気回路上にヒューズを設置し、かつ当該ヒューズに定格電流よりも大きな電流を流すことにより、当該ヒューズを溶断してもよい。このような構成であっても、上記と同様に、全ての推進機構４の駆動を停止させることができる。
　（２）図８は、遮断装置１１の第２の変形例を説明するための図である。図８に示されるように、ドローン１は、遮断装置１１の代わりに遮断装置１１Ｂを備える。遮断装置１１Ｂは、リレースイッチ１１１Ｂを備える。リレースイッチ１１１Ｂは、コイル１７１と、可動接点１７２と、固定接点１７３を含む。
　リレースイッチ１１１Ｂでは、コイル１７１に電流を流すことにより、可動接点１７２が固定接点１７３に接触する。すなわち、リレースイッチ１１１Ｂはオン状態となる。コイル１７１に電流を流すことを停止すると、可動接点１７２が固定接点１７３から離れて、リレースイッチ１１１Ｂはオフ状態となる。
　このような構成において、上述した異常が発生していないときには、コイル１７１に電流を流しておく。異常が発生した場合には、コイル１７１に電流を流すことを停止する。このような制御を行うことにより、トランジスタ１１１Ａを用いたときと同様の効果を得られる。なお、リレースイッチ１１１Ｂの代わりに、コンタクタ（電磁接触機）を用いてもよい。
　（３）バッテリ９は、着脱可能であることが好ましい。バッテリ９の残量が少なくなっている場合には、バッテリ９を取り外し、充電が完了しているバッテリを装着することにより、充電を待つことなくドローン１を飛行させることができる。これによれば、ドローン１を効率よく運行させることが可能になる。
　（４）上記においては、通信ユニット６が、電力経路Ｒ１を介してバッテリ９から電力の供給を受ける構成を例に挙げて説明した。しかしながら、これに限定されるものではない。
　図９は、ドローン１の変形例であるドローン１Ａのハードウェア構成を説明するためのブロック図である。図９に示されるように、本変形例においては、通信ユニット６は、飛行コントローラ８からバッテリ９による電力の供給を受けるのではなく、電源モジュール１０から電力経路Ｒ３を介してバッテリ９による電力の供給を受ける。
　このように、本変形例では、電源モジュール１０は、バッテリ９からの電力を、電力経路Ｒ１で飛行コントローラ８に供給し、電力経路Ｒ２で分配器１２に供給し、電力経路Ｒ３でＧＮＳＳ受信機６１と無線モジュール６２とＬＴＥモジュール６３とに供給する。このような構成であっても、予め定められた異常が発生した場合に遮断装置１１が電源モジュール１０から電力経路Ｒ２を介した分配器１２への電力の供給を遮断することにより、ドローン１と同様の効果を得られる。
　（５）上記においては、バッテリ９から通信ユニット６に電力が供給される構成を例に挙げて説明したが、これに限定されるものではない。ドローン１およびドローン１Ａが、図示しない他のバッテリをさらに備え、当該他のバッテリから通信ユニット６（詳しくは、ＧＮＳＳ受信機６１，無線モジュール６２，ＬＴＥモジュール６３）に電力が供給されるように構成してもよい。
　［付記］前記バッテリは、第１バッテリ（バッテリ９に対応）と第２のバッテリ（上記他のバッテリに対応）とを含み、前記電源モジュール１０は、前記第１バッテリからの電力を、第１の電力経路で前記飛行コントローラに供給し、かつ第２の電力経路で前記分配器に供給し、前記第２のバッテリからの電力を、第３の電力経路で前記通信装置と前記受信機とに供給する、飛行体。
　今回開示された実施の形態は例示であって、上記内容のみに制限されるものではない。本発明の範囲は請求の範囲によって示され、請求の範囲と均等の意味および範囲内でのすべての変更が含まれることが意図される。
　１，１Ａ　ドローン、２　本体、３　アーム、３Ａ，３Ｂ，３Ｃ，３Ｄ　アーム、４Ａ，４Ｂ，４Ｃ，４Ｄ　推進機構、５　射出装置、６　通信ユニット、７Ａ，７Ｂ，７Ｃ，７Ｄ　駆動装置、８　飛行コントローラ、９，１３　バッテリ、１０　電源モジュール、１１，１１Ａ，１１Ｂ　遮断装置、１２　分配器、１４　トリガ装置、１５，１４２　センサ、１８　支持部材、４１　プロペラ、４２　モータ、５１　パラシュート、６１　ＧＮＳＳ受信機、６２　無線モジュール、６３　ＬＴＥモジュール、７１，８１，１４１　ＭＣＵ、７２　電流ドライバ、８２　慣性計測装置、８３　気圧高度計、１１１　電流スイッチ、１１１Ａ　トランジスタ、１１１Ｂ　リレースイッチ、１５０　点火器、１５１　点火部、１５２　端子ピン、１６０　切断室、１６１，１６２　貫通孔、１６３　破裂板、１７１，４２２　コイル、１７２　可動接点、１７３　固定接点、４２１　磁石、８１１　姿勢推定部、８１２　判定部、９００　地上装置、９０１　遠隔コントローラ、９０２　地上コントロールステーション、Ｒ１，Ｒ２　電力経路。

Claims (8)

  1. 　飛行体であって、
    　バッテリと、
    　複数の推進機構と、
    　外部機器と無線通信するための通信装置と、
    　複数の測位衛星から発信された電波を受信することにより、前記飛行体の現在位置を取得する受信機と、
    　前記飛行体の飛行を制御するとともに、前記通信装置を用いて前記現在位置の情報を送信可能な飛行コントローラと、
    　各々が前記飛行コントローラに通信可能に接続され、かつ、各々が前記複数の推進機構のうち互い異なる推進機構を駆動する複数の駆動装置と、
    　前記複数の駆動装置の各々に対して、供給された電力を分配する分配器と、
    　前記バッテリからの電力を、第１の電力経路で前記通信装置と前記受信機と前記飛行コントローラとに供給し、かつ、第２の電力経路で前記分配器に供給する電源モジュールと、
    　前記飛行体において予め定められた異常が発生した場合、前記電源モジュールから前記第２の電力経路を介した前記分配器への電力の供給を遮断する遮断装置とを備える、飛行体。
  2. 　パラシュートを含み、かつ前記予め定められた異常が発生した場合に前記パラシュートを射出する射出装置をさらに備える、請求項１に記載の飛行体。
  3. 　前記予め定められた異常が発生した場合に、前記遮断装置と前記射出装置とを動作させるトリガ装置をさらに備え、
    　前記トリガ装置は、前記遮断装置に前記第２の電力経路を介した前記分配器への電力の供給を遮断させた後、所定の条件が成立すると、前記射出装置に前記パラシュートを射出させる、請求項２に記載の飛行体。
  4. 　前記飛行コントローラは、前記予め定められた異常が発生したことに基づき、前記通信装置を用いて、前記現在位置の情報を前記外部機器に送信する、請求項１から３のいずれか１項に記載の飛行体。
  5. 　前記射出装置の動作の有無を検出するセンサをさらに備え、
    　前記飛行コントローラは、前記予め定められた異常が発生した場合、前記通信装置を用いて、前記センサにより検出された結果を前記外部機器に通知する、請求項２または３に記載の飛行体。
  6. 　前記遮断装置は、
    　前記電源モジュールと前記分配器との間に設置され、かつ、オン状態のときに前記電源モジュールから前記第２の電力経路で前記分配器に電流を流すトランジスタを含み、
    　前記予め定められた異常が発生した場合、前記トランジスタをオフ状態にする、請求項１から３のいずれか１項に記載の飛行体。
  7. 　前記飛行体は、無人航空機であって、
    　各前記推進機構は、プロペラと、前記プロペラを回転させるモータとを含み、
    　各前記駆動装置は、前記モータを駆動する、請求項１から３のいずれか１項に記載の飛行体。
  8. 　飛行体の制御方法であって、
    　前記飛行体は、内蔵されたバッテリからの電力を、前記飛行体の飛行を制御する飛行コントローラと、外部機器との間で無線通信するための通信装置と、前記飛行体の現在位置を算出する受信機とに第１の電力経路で供給し、かつ、複数の駆動装置の各々に電力を分配する分配器に第２の電力経路で供給し、各前記駆動装置は、前記飛行コントローラからの指令に基づき、複数の推進機構のうち互い異なる推進機構を駆動し、
    　前記飛行体において予め定められた異常が発生した場合、前記第２の電力経路を介した前記分配器への電力の供給を遮断するステップと、
    　前記予め定められた異常が発生した場合、前記通信装置を用いて前記現在位置の情報を前記外部機器に送信するステップとを備える、飛行体の制御方法。
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Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2018190319A1 (ja) * 2017-04-11 2018-10-18 日本化薬株式会社 飛行体および飛行体の制御方法
CN110641712A (zh) * 2019-09-30 2020-01-03 复旦大学 一种多旋翼飞行器安全保护装置
JP2020093724A (ja) * 2018-12-14 2020-06-18 サイトテック株式会社 航空機
JP2020196440A (ja) * 2018-03-28 2020-12-10 株式会社ナイルワークス 無人飛行体

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2018190319A1 (ja) * 2017-04-11 2018-10-18 日本化薬株式会社 飛行体および飛行体の制御方法
JP2020196440A (ja) * 2018-03-28 2020-12-10 株式会社ナイルワークス 無人飛行体
JP2020093724A (ja) * 2018-12-14 2020-06-18 サイトテック株式会社 航空機
CN110641712A (zh) * 2019-09-30 2020-01-03 复旦大学 一种多旋翼飞行器安全保护装置

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