WO2023238289A1 - 飛行体及び飛行体の制御方法 - Google Patents

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Definitions

  • the present disclosure relates to a flying object and a method of controlling the flying object.
  • flying vehicles such as drones and unmanned aerial vehicles (UAVs)
  • UAVs unmanned aerial vehicles
  • demand is increasing for applications that require long-distance or long-distance flights, such as home delivery.
  • a flying vehicle that lifts itself by the rotation of multiple propellers hereinafter collectively referred to as a multicopter
  • a multicopter does not require a runway for takeoff and landing like a typical fixed-wing aircraft. Therefore, it can be operated in a relatively small area of land and is suitable for home deliveries to single-family homes.
  • Patent Document 1 proposes a VTOL (vertical take-off and landing) system flight that enables long-distance flight by utilizing the lift generated by the main wing in addition to the lift generated by the rotor. The body is revealed.
  • VTOL vertical take-off and landing
  • Patent Document 1 discloses a VTOL that is equipped with a main wing in addition to the rotor, thereby enabling vertical takeoff and landing while reducing the load on the rotor and improving the cruising range and payload weight. .
  • VTOLs may take off and land vertically.
  • the updraft makes it difficult to descend or that the attitude behavior of the aircraft becomes unstable.
  • the flying object includes a main body, a main wing extending from the main body in a horizontal direction so as to intersect with a longitudinal direction; a rotary wing section provided on the flight object, wherein the main wing has a rotation direction with the longitudinal direction as a rotation axis with respect to the extension direction of the main wing at a position outside the main body section of the main wing.
  • FIG. 3 is a front view of the flying object when the main wing is folded upward.
  • FIG. 3 is a front view of the flying object when the main wing is folded downward.
  • FIG. 7 is another front view when the main wing of the aircraft is folded downward.
  • FIG. 7 is another front view when the main wing of the aircraft is folded downward.
  • FIG. 14 is a diagram when the aircraft of FIG. 13 has landed.
  • FIG. 2 is a front view of an aircraft whose wing tips have a winglet function.
  • FIG. 2 is a front view of an aircraft whose wing tips have a chip tank shape.
  • FIG. 17 is a side view of the aircraft of FIG. 16;
  • FIG. 2 is a side view showing an example of a method for loading a payload onto a flying object.
  • FIG. 2 is a top view showing an example of installing a battery and a payload on a flying object.
  • FIG. 21 is a side view of the aircraft of FIG. 20;
  • FIG. 21 is a front view of the aircraft of FIG. 20;
  • FIG. 21 is a front view of the aircraft shown in FIG. 20 when it detaches its payload and takes off again;
  • a flying object has the following configuration.
  • (Item 1) A flying object, The main body and a main wing extending horizontally from the main body so as to intersect with the front-rear direction;
  • a rotary wing section provided on the flying object,
  • the main wing includes a portion of the main wing located outside the main wing, along a direction of rotation with the longitudinal direction as the rotational axis, with respect to the extension direction of the main wing.
  • (Item 2) The aircraft described in item 1, The main wing is provided with a grounding part that can be installed with a landing surface in a downwardly rotated state at an end of the main wing.
  • the flying object (Item 3) The flying object according to item 1 or 2, The rotating portion is provided to be able to rotate the outer portion of the main wing by 90 degrees or more with respect to the extension direction of the main wing. flying object. (Item 4) The flying object according to any one of items 1 to 3, A flying vehicle, wherein the main wing has a shock absorbing device. (Item 5) The aircraft described in item 4, The impact mitigation device is provided on the main wing, and is provided so as to be deformable or movable in an extension direction of the main wing. (Item 6) The flying object according to any one of items 1 to 5, A flying vehicle, wherein the rotary wing section includes a rotary wing section that generates a thrust in a vertical direction to the flying vehicle.
  • the flying object according to any one of items 1 to 4 The main body is provided so that a load and a plurality of batteries can be mounted therein, flying object.
  • the aircraft described in item 8 The main body portion is provided so that the loaded object can be sent downward when the loaded object is separated. flying object.
  • the flying object according to item 8 or 9 The plurality of batteries are provided at positions sandwiching a space in which the loaded object is mounted, flying object.
  • the aircraft When the main body section is viewed from the front, a space in which the mounting section is mounted expands from above to below. flying object.
  • a method for controlling a flying object The aircraft is The main body and a main wing extending horizontally from the main body so as to intersect with the front-rear direction; A rotary wing section provided on the flying object, The main wing includes a portion of the main wing located outside the main wing, along a direction of rotation with the longitudinal direction as the rotational axis, with respect to the extension direction of the main wing.
  • a method for controlling a flying object comprising: controlling the main wing so that a part of the main wing comes into contact with a landing surface when the flying object is landing.
  • the flying object 100 is a VTOL (vertical take-off and landing aircraft) capable of vertical take-off and landing.
  • VTOL vertical take-off and landing aircraft
  • the flying object 100 takes off from the takeoff point and flies to the destination. For example, when the flying object 100 makes a delivery, the flying object 100 that has reached the destination lands at a port, etc., or hovers over the port, etc., and completes the delivery by separating the loaded cargo. .
  • the flying object 100 from which the cargo has been separated travels by flight toward another destination, such as the original takeoff point or another delivery point.
  • the tail fin 40 according to this embodiment is inclined from the outside to the inside in the width direction from the top to the bottom when viewed from the front. Thereby, the tail fin 40 can serve both of the functions of a horizontal stabilizer and a vertical stabilizer. Compared to the case where a frame connecting a pair of frames 120 is provided to connect the T-shaped tail, or the case where a horizontal stabilizer is provided to connect a pair of frames 120 to form a twin tail, weight and air resistance are reduced. can suppress the increase in Furthermore, even when the tail 40 includes moving blades, the number of movable parts can be reduced because it becomes a rudder elevator that serves as both a rudder and an elevator.
  • the first rotary blade section 11 (111a, 111b, 111c, 111d) according to the present embodiment is composed of a propeller 110 and a motor 111.
  • the first rotary blade section 11 may be provided on the frame 120.
  • the first rotary blade portion 11 is provided at the front end, middle portion, rear end, etc. of the frame 120.
  • the flying object 100 is equipped with an energy source (for example, a secondary battery, a fuel cell, a fossil fuel, etc.) for motive power of the first rotary wing section 11.
  • the flying object 100 may have a battery mounted on the main body portion 50.
  • the second rotary blade section 14 is composed of a propeller 140 and a motor 141.
  • the second rotary blade section 14 may be provided in the main body section 50, for example.
  • the flying object 100 has an energy source (for example, a secondary battery, a fuel cell, a fossil fuel, etc.) for motive power of the second rotary wing section, and these may be common to the energy source of the first rotary wing section 11. Alternatively, it may be provided for each person.
  • flying object 100 is drawn in a simplified manner to facilitate explanation of the structure of the present disclosure, and, for example, detailed configurations such as a control section are not illustrated.
  • the flying object 100 moves forward in the direction of arrow D (-Y direction) in the figure (details will be described later).
  • Forward and backward direction +Y direction and -Y direction
  • up and down direction or vertical direction
  • left and right direction or horizontal direction
  • the propeller 110 (140) rotates in response to the output from the motor 111 (141).
  • the rotation of the propeller 110 (140) generates propulsive force for causing the flying object 100 to fly.
  • the propeller 110 (140) can rotate clockwise, stop, and rotate counterclockwise.
  • the propeller 110 (140) included in the flight object of the present disclosure has one or more blades. Any number of blades (rotors) may be used (eg, 1, 2, 3, 4, or more blades). Further, the shape of the blade can be any shape such as a flat shape, a curved shape, a twisted shape, a tapered shape, or a combination thereof. Note that the shape of the blade can be changed (for example, expanded/contracted, folded, bent, etc.). The vanes may be symmetrical (having identical upper and lower surfaces) or asymmetrical (having differently shaped upper and lower surfaces).
  • the vane can be formed into an airfoil, wing, or geometry suitable for generating dynamic aerodynamic forces (eg, lift, thrust) as the vane is moved through the air.
  • the vane geometry can be selected accordingly to optimize the dynamic aerodynamic properties of the vane, such as increasing lift and thrust and reducing drag.
  • the motor 111 (141) causes the propeller 110 (140) to rotate
  • the drive unit can include an electric motor, an engine, or the like.
  • the vanes are driveable by a motor and rotate about an axis of rotation of the motor (eg, a longitudinal axis of the motor).
  • the blades can all rotate in the same direction or independently. For example, some of the vanes may rotate in one direction while others rotate in the other direction.
  • the blades can all rotate at the same rotational speed, or they can each rotate at different rotational speeds.
  • the rotation speed can be determined automatically or manually based on the dimensions (for example, size, weight) and control conditions (speed, direction of movement, etc.) of the moving body.
  • the flying object 100 can fly autonomously according to routes and rules set in advance or during the flight, or can fly by maneuvering using a radio.
  • the above-described flying object 100 has some or all of the functional blocks shown in FIG. Note that the functional blocks in FIG. 7 are an example of a minimum reference configuration.
  • the light controller 1001 is a so-called processing unit.
  • a processing unit can include one or more processors, such as a programmable processor (eg, a central processing unit (CPU)).
  • the processing unit has a memory (not shown) and can access the memory.
  • Memory stores logic, code, and/or program instructions that are executable by a processing unit to perform one or more steps.
  • the memory may include, for example, a separable medium or external storage such as an SD card or random access memory (RAM).
  • Data acquired from sensors 1002 may be communicated directly to and stored in memory. For example, still image/video data taken with a camera or the like is recorded in the built-in memory or external memory.
  • the processing unit includes a control module configured to control conditions of the rotorcraft.
  • the control module may be configured to adjust the spatial configuration, speed, and/or acceleration of a rotorcraft with six degrees of freedom (translational motion x, y, and z, and rotational motion ⁇ x , ⁇ y , and ⁇ z ).
  • the control module can control one or more of the states of the mounting section and sensors.
  • Sensors 1002 may include inertial sensors (acceleration sensors, gyro sensors), GPS sensors, proximity sensors (eg, lidar), or vision/image sensors (eg, cameras).
  • inertial sensors acceleration sensors, gyro sensors
  • GPS sensors GPS sensors
  • proximity sensors eg, lidar
  • vision/image sensors eg, cameras
  • the planar projected area of the main wing 21 becomes the smallest, making it suitable for descent, etc.
  • the main wing 21 is folded larger and the angle of the main wing 21 approaches horizontal as shown in FIG.
  • the area occupied by the component decreases.
  • the side projected area is reduced, the influence of wind that the flying object 100 receives from the side can be reduced. Thereby, the stability of the flying object 100 can be further improved.
  • the main wings 21 may be folded, for example, while hovering over the destination and before starting to descend, or when descending.
  • the flying object 100 may be equipped with a shock mitigation device 30 such as a damper or an absorber to reduce shock during takeoff and landing.
  • a shock mitigation device 30 such as a damper or an absorber to reduce shock during takeoff and landing.
  • the shock mitigation device 30 may be provided at the wing tip as shown in FIG. 12, or may be provided between the wing tip of the main wing 21 and the rotating part 22 as shown in FIGS. 13 and 14. It is only necessary that the impact transmitted from the ground contact portion be attenuated before reaching the main body portion 50, and the configuration, mechanism, and position of the impact mitigation device are not limited to the illustrated example.
  • the wing tip portion 24 of the main wing 21 may be provided with a grounding portion 23 that comes into contact with the landing surface during landing.
  • the shape of the wing tip section 24 is designed to reduce air resistance caused by wing tip vortices and concentrate the load on the root of the main wing, such as a winglet or a wing tip tank. It is possible to have an effect such as preventing damage, and may also serve as a grounding part.
  • the structure of the aircraft 100 is formed of a monocoque, a ladder frame, or the like.
  • the motor mount, frame 120, and main body portion 50 may be configured by connecting their respective parts, or may be formed into one piece using a monocoque structure or integral molding.
  • the motor mount and frame 120 may be integrally molded, or the motor mount, frame 120, and main body portion 50 may all be integrally molded.
  • the payload 61 is a payload that is separated from the aircraft 100 and falls or is placed on the landing surface
  • the payload 61 may have a shape with a large bottom area, such as a triangle or trapezoid.
  • the payload 61 can easily stand on its own. This makes it possible to improve the quality of cargo transportation.
  • the method for loading the payload 61 onto the aircraft 100 may be any method as long as the payload 61 is not unintentionally separated.
  • a loading method may include providing the main body 50 with a loading section on which the loaded object can be placed, as in this embodiment, or hooking the loaded object 61 onto a hook-shaped member provided on the aircraft 100.
  • the payload 61 may be temporarily fixed to the aircraft 100 by other physical means such as magnetic attachment or adsorption, or the payload 61 may be suspended from the aircraft 100 by a string-like member. This is an example, but is not limited to this.

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Abstract

【課題】飛行体の飛行効率の向上とともに、離着陸性能の低下防止が可能なＶＴＯＬ飛行体を提供すること。 【解決手段】主翼２１と、第１回転翼部１１と、第２回転翼部１２とを備え、第１回転翼１１が生む揚力を用いた飛行中において、主翼２１の少なくとも一部を折りたたむことにより、飛行体１００の平面投影面積を減少させ、上昇気流等の影響を受けにくくするＶＴＯＬ飛行体１００が提供される。

Description

飛行体及び飛行体の制御方法
　本開示は、飛行体及び飛行体の制御方法に関する。
　近年、ドローン（Ｄｒｏｎｅ）や無人航空機（ＵＡＶ：Ｕｎｍａｎｎｅｄ　Ａｅｒｉａｌ　Ｖｅｈｉｃｌｅ）などの飛行体（以下、「飛行体」と総称する）を用いた様々なサービスの実用化が進められている。中でも、宅配などの長距離または長時間の飛行が必要となる用途の需要が増加している。一般的にマルチコプターと呼ばれる、複数プロペラの回転によって機体を浮き上がらせる飛行体（以下、マルチコプターと総称する）は、一般的な固定翼機のように離着陸用の滑走路を必要としない。そのため、比較的狭い土地での運用が可能となり、戸建てへの宅配などに好適である。
　しかし、マルチコプターは、従来の航空機である飛行機やヘリコプターと比較して、航続距離が短くなる傾向がある。例えば輸送や調査の用途においては、長時間、長距離の飛行が必要とされている。このような状況を鑑みて、例えば特許文献１においては、回転翼が生む揚力に加えて、主翼が生む揚力を利用することで長距離の飛行を可能とするＶＴＯＬ（垂直離着陸機）方式の飛行体が開示されている。
米国特許１０１３１４２６号公報
　特許文献１では、回転翼に加えてさらに主翼を備えることで、垂直離着陸を可能としながら、回転翼の負荷を軽減し、航続距離やペイロード重量を向上させることが可能なＶＴＯＬが開示されている。
　しかし、主翼を設けると、平面投影面積が広くなる。これにより、飛行体の上または下方向から受ける気流の影響が増加する。ＶＴＯＬは、固定翼機と異なり、垂直離着陸を行う場合がある。特に飛行体の下降時は、上昇気流により下降が困難となったり、飛行体の姿勢挙動が不安定となったりする事象が知られている。輸送や調査など、飛行及び離着陸の環境が一定でない利用においては、飛行体の巡航性能に加えて、離着陸性能を向上させることが求められる。
　かかる状況に鑑み、本開示による飛行体は、ＶＴＯＬ方式における離着陸性能の向上が可能な飛行体を提供することを一つの目的とする。
　本開示によれば、飛行体であって、本体部と、前記本体部から、前後方向に対して交差するように水平方向に延びて設けられる主翼と、前記飛行体に設けられる回転翼部と、を備え、前記主翼は、前記主翼の前記本体部よりも外側の位置において、前記主翼の伸長方向に対して、前記前後方向を回転軸とする回転方向に沿って、前記主翼の前記位置よりも外側の部分を回動可能な、回動部を有する、飛行体を提供することができる。
　また、本開示によれば、飛行体の制御方法であって、前記飛行体は、本体部と、前記本体部から、前後方向に対して交差するように水平方向に延びて設けられる主翼と、前記飛行体に設けられる回転翼部と、を備え、前記主翼は、前記主翼の前記本体部よりも外側の位置において、前記主翼の伸長方向に対して、前記前後方向を回転軸とする回転方向に沿って、前記主翼の前記位置よりも外側の部分を回動可能な、回動部を有し、前記飛行体の飛行中において前記飛行体が着陸のため下方へ移動しているときは、前記回動部により前記主翼は折りたたまれている状態となるよう前記主翼を制御する、飛行体の制御方法を提供することができる。
　その他本願が開示する課題やその解決方法については、発明の実施形態の欄及び図面により明らかにされる。
　本開示によれば、ＶＴＯＬ方式における離着陸性能の向上が可能な飛行体を提供し得る。
本開示による飛行体を上面から見た模式図である。 図１の飛行体を側面から見た模式図である。 図１の飛行体を正面から見た模式図である。 図１の飛行体が離着陸を行う際の上面図である 図４の飛行体の側面図である。 図１の飛行体が着陸した時の正面図である。 図１の飛行体の機能ブロック図である。 飛行体の主翼が上方に折りたたまれた時の側面図である。 飛行体の主翼が上方に折りたたまれた時のその他の正面図である。 飛行体の主翼が上方に折りたたまれた時の正面図である。 飛行体の主翼が下方に折りたたまれた時の正面図である。 飛行体の主翼が下方に折りたたまれた時のその他の正面図である。 飛行体の主翼が下方に折りたたまれた時のその他の正面図である。 図１３の飛行体が着陸した時の図である。 翼端部がウイングレットの機能を備える飛行体の正面図である。 翼端部がチップタンク形状である飛行体の正面図である。 図１６の飛行体の側面図である。 飛行体へ搭載物を搭載する方法の例を示す側面図である。 飛行体へのバッテリーと搭載物の設置例を示す上面図である。 図２０の飛行体の側面図である。 図２０の飛行体の正面図である。 図２０の飛行体が搭載物を切り離して再離陸した時の正面図である。
　本開示の実施形態の内容を列記して説明する。本開示の実施の形態による飛行体は、以下のような構成を備える。
　（項目１）
　飛行体であって、
　本体部と、
　前記本体部から、前後方向に対して交差するように水平方向に延びて設けられる主翼と、
　前記飛行体に設けられる回転翼部と、を備え、
　前記主翼は、前記主翼の前記本体部よりも外側の位置において、前記主翼の伸長方向に対して、前記前後方向を回転軸とする回転方向に沿って、前記主翼の前記位置よりも外側の部分を回動可能な、回動部を有する、飛行体。
　（項目２）
　項目１に記載の飛行体であって、
　前記主翼は、前記主翼の端部に、下方に回動した状態において着陸面と設置可能な接地部を備える、
飛行体。
　（項目３）
　項目１または２に記載の飛行体であって、
　前記回動部は、前記主翼の前記伸長方向に対して、前記主翼の前記外側の部分を９０度以上回動可能に設けられる、
飛行体。
　（項目４）
　項目１ないし３のいずれかに記載の飛行体であって、
　前記主翼は衝撃緩和装置を有する、飛行体。
　（項目５）
　項目４に記載の飛行体であって、
　前記衝撃緩和装置は、前記主翼に設けられ、前記主翼の伸長方向に変形可能または移動可能に設けられる、飛行体。
　（項目６）
　項目１ないし５のいずれかに記載の飛行体であって、
　前記回転翼部は、前記飛行体に対して鉛直方向の推力を発生させる回転翼部を含む、飛行体。
　（項目７）
　項目１ないし６のいずれかに記載の飛行体であって、
　前記回転翼部は、前記飛行体に対して水平方向の推力を発生させる回転翼部を含む、飛行体。
　（項目８）
　項目１ないし４のいずれかに記載の飛行体であって、
　前記本体部は、搭載物と複数のバッテリーとを内部に搭載可能に設けられる、
　飛行体。
　（項目９）
　項目８に記載の飛行体であって、
　前記本体部は、前記搭載物の切り離し時に、前記搭載物を下方へ送り出し可能に設けられる、
　飛行体。
　（項目１０）
　項目８または９に記載の飛行体であって、
　前記複数のバッテリーは、前記搭載物が搭載される空間を間に挟む位置に設けられる、
飛行体。
　（項目１１）
　項目１０に記載の飛行体であって、
　前記本体部を前方から見たときに、前記搭載部が搭載される空間は上方から下方にかけて広がっている、
　飛行体。
　（項目１２）
　飛行体の制御方法であって、
　前記飛行体は、
　　本体部と、
　　前記本体部から、前後方向に対して交差するように水平方向に延びて設けられる主翼と、
　　前記飛行体に設けられる回転翼部と、を備え、
　前記主翼は、前記主翼の前記本体部よりも外側の位置において、前記主翼の伸長方向に対して、前記前後方向を回転軸とする回転方向に沿って、前記主翼の前記位置よりも外側の部分を回動可能な、回動部を有し、
　前記飛行体の飛行中において前記飛行体が着陸のため下方へ移動しているときは、前記回動部により前記主翼は折りたたまれている状態となるよう前記主翼を制御する、
飛行体の制御方法。
　（項目１３）
　項目１２に記載の飛行体の制御方法であって、
　前記飛行体の着陸時において、前記主翼の一部は着陸面に接するように前記主翼を制御する、飛行体の制御方法。
＜本開示による実施形態の詳細＞
以下、本開示の実施の形態による飛行体について、図面を参照しながら説明する。
　＜第１の実施の形態の詳細＞
　図１及び図２に例示されるように、本実施形態に係る飛行体１００は、垂直離着陸が可能なＶＴＯＬ（垂直離発着機）である。
　飛行体１００は、離陸地点から離陸を行い、目的地まで飛行する。例えば、飛行体１００が配送を行う場合には、目的地に到達した飛行体１００が、ポート等に着陸するか、またはポート等の上空でホバリング行い、搭載した荷物を切り離すことで配送を完了する。荷物を切り離した飛行体１００は、例えば、元の離陸地点や、他の配送地点など、他の目的地に向かうために飛行により移動を行う。
　図１～図３に例示されるように、本実施形態に係る飛行体１００は、本体部５０と、主翼２１と、第１回転翼部１１と、第２回転翼部１２とを備える。本体部５０の主な機能は後述する。主翼２１は、本体部５０から、前後方向（後述するＹ軸方向）に対して交差するように水平方向（例えば後述するＸ軸方向）に延びて設けられる。主翼２１には、前後方向に延びる一対のフレーム１２０が設けられる。フレーム１２０の後端には尾翼４０が設けられる。尾翼４０の形状は特に限定されないが、本実施形態に係る尾翼４０はいわゆる翼形状である。本実施形態に係る尾翼４０は、前方から見て、上方から下方にかけて、幅方向の外側から内側に傾斜している。これにより、尾翼４０は、水平尾翼の機能と垂直尾翼の機能を兼ねることができる。１対のフレーム１２０の間をつなぐフレームを設けてＴ字尾翼を接続する場合や、１対のフレーム１２０の間をつなぐ水平尾翼を設けて双尾翼とする場合と比較して、重量及び空気抵抗の増加を抑えることができる。また、尾翼４０が動翼を備える場合にも、ラダーとエレベーターを兼ねたラダーベーターとなるため、可動部の数を抑えることができる。
　本実施形態に係る第１回転翼部１１（１１１ａ、１１１ｂ、１１１ｃ、１１１ｄ）は、プロペラ１１０及びモータ１１１により構成される。第１回転翼部１１は、フレーム１２０に設けられ得る。例えば、第１回転翼部１１は、フレーム１２０の前端や中間部、後端等に設けられる。飛行体１００は、第１回転翼部１１の動力のためのエネルギー源（例えば、二次電池や燃料電池、化石燃料等）を搭載していることが望ましい。例えば、後述するように、飛行体１００は、本体部５０にバッテリーを搭載してもよい。
　第２回転翼部１４は、プロペラ１４０及びモータ１４１により構成される。第２回転翼部１４は、例えば、本体部５０に設けられ得る。飛行体１００は、第２回転翼部の動力のためのエネルギー源（例えば、二次電池や燃料電池、化石燃料等）を有し、これらは、第１回転翼部１１のエネルギー源と共通でもよいし、夫々に備えられるものであってもよい。
　なお、図示されている飛行体１００は、本開示の構造の説明を容易にするため簡略化されて描かれており、例えば、制御部等の詳しい構成は図示していない。
　飛行体１００は図の矢印Ｄの方向(－Ｙ方向)を前進方向としている（詳しくは後述する）。
　なお、以下の説明において、以下の定義に従って用語を使い分けることがある。前後方向：＋Ｙ方向及び－Ｙ方向、上下方向(または鉛直方向)：＋Ｚ方向及び－Ｚ方向、左右方向(または水平方向)：＋Ｘ方向及び－Ｘ方向、進行方向(前方)：－Ｙ方向、後退方向(後方)：＋Ｙ方向、上昇方向(上方)：＋Ｚ方向、下降方向(下方)：－Ｚ方向
　プロペラ１１０（１４０）は、モータ１１１（１４１）からの出力を受けて回転する。プロペラ１１０（１４０）が回転することによって、飛行体１００を飛行させるための推進力が発生する。なお、プロペラ１１０（１４０）は、時計回り方向への回転、停止及び反時計回り方向への回転が可能である。
　本開示の飛行体が備えるプロペラ１１０（１４０）は、１以上の羽根を有している。任意の羽根（回転子）の数（例えば、１、２、３、４、またはそれ以上の羽根）でよい。また、羽根の形状は、平らな形状、曲がった形状、よじれた形状、テーパ形状、またはそれらの組み合わせ等の任意の形状が可能である。なお、羽根の形状は変化可能である（例えば、伸縮、折りたたみ、折り曲げ等）。羽根は対称的（同一の上部及び下部表面を有する）または非対称的（異なる形状の上部及び下部表面を有する）であってもよい。羽根はエアホイル、ウイング、または羽根が空中を移動される時に動的空気力（例えば、揚力、推力）を生成するために好適な幾何学形状に形成可能である。羽根の幾何学形状は、揚力及び推力を増加させ、抗力を削減する等の、羽根の動的空気特性を最適化するために適宜選択可能である。
　また、本開示の飛行体が備えるプロペラは、固定ピッチ、可変ピッチ、また固定ピッチと可変ピッチの混合などが考えられるが、これに限らない。
　モータ１１１（１４１）は、プロペラ１１０（１４０）の回転を生じさせるものであり、例えば、駆動ユニットは、電気モータ又はエンジン等を含むことが可能である。羽根は、モータによって駆動可能であり、モータの回転軸（例えば、モータの長軸）の周りに回転する。
　羽根は、すべて同一方向に回転可能であるし、独立して回転することも可能である。例えば、羽根のいくつかは一方の方向に回転し、他の羽根は他方方向に回転してもよい。羽根は、同一回転数ですべて回転することも可能であり、夫々異なる回転数で回転することも可能である。回転数は移動体の寸法（例えば、大きさ、重さ）や制御状態（速さ、移動方向等）に基づいて自動又は手動により定めることができる。
　飛行体１００は、図示せぬプロポ等の入力やプログラムにより、風速と風向に応じて、フライトコントローラーを介して、各モータの回転数や、飛行角度を決定する。これにより、飛行体は上昇・下降したり、加速・減速したり、方向転換したりといった移動を行うことができる。
　また、飛行体１００は、事前または飛行中に設定されるルートやルールに準じた自律的な飛行や、プロポを用いた操縦による飛行を行うことができる。
　上述した飛行体１００は、図７に示される機能ブロックの一部または全部を有している。なお、図７の機能ブロックは最低限の参考構成の一例である。ライトコントローラ１００１は、所謂処理ユニットである。処理ユニットは、プログラマブルプロセッサ（例えば、中央処理ユニット（ＣＰＵ））などの１つ以上のプロセッサを有することができる。処理ユニットは、図示しないメモリを有しており、当該メモリにアクセス可能である。メモリは、１つ以上のステップを行うために処理ユニットが実行可能であるロジック、コード、および／またはプログラム命令を記憶している。メモリは、例えば、ＳＤカードやランダムアクセスメモリ（ＲＡＭ）などの分離可能な媒体または外部の記憶装置を含んでいてもよい。センサ類１００２から取得したデータは、メモリに直接に伝達されかつ記憶されてもよい。例えば、カメラ等で撮影した静止画・動画データが内蔵メモリ又は外部メモリに記録される。
　処理ユニットは、回転翼機の状態を制御するように構成された制御モジュールを含んでいる。例えば、制御モジュールは、６自由度（並進運動ｘ、ｙ及びｚ、並びに回転運動θｘ、θｙ及びθｚ）を有する回転翼機の空間的配置、速度、および／または加速度を調整するために回転翼機の推進機構（モータ等）を制御する。制御モジュールは、搭載部、センサ類の状態のうちの１つ以上を制御することができる。
　処理ユニットは、１つ以上の外部のデバイス（例えば、端末、表示装置、または他の遠隔の制御器）からのデータを送信および／または受け取るように構成された送受信部１００５と通信可能である。送受信機１００６は、有線通信または無線通信などの任意の適当な通信手段を使用することができる。例えば、送受信部１００５は、ローカルエリアネットワーク（ＬＡＮ）、ワイドエリアネットワーク（ＷＡＮ）、赤外線、無線、ＷｉＦｉ、ポイントツーポイント（Ｐ２Ｐ）ネットワーク、電気通信ネットワーク、クラウド通信などのうちの１つ以上を利用することができる。送受信部１００５は、センサ類１００２で取得したデータ、処理ユニットが生成した処理結果、所定の制御データ、端末または遠隔の制御器からのユーザコマンドなどのうちの１つ以上を送信および／または受け取ることができる。
　本実施の形態によるセンサ類１００２は、慣性センサ（加速度センサ、ジャイロセンサ）、ＧＰＳセンサ、近接センサ（例えば、ライダー）、またはビジョン／イメージセンサ（例えば、カメラ）を含み得る。
　本開示の実施の形態における飛行体１００は、第１回転翼部１１の作動により上昇し、第２回転翼部１２の作動により水平方向への移動を行うことができる。また、前進している際には、主翼２１において発生する揚力を用いて前進方向に飛行することが可能である。
　本実施形態に係る第１回転翼部１１は、少なくとも２つ以上の回転翼を備える。該回転翼のプロペラ回転軸は、上下方向（Ｚ方向）の成分を含む方向に沿っている。これにより、飛行体１００に対して鉛直方向の推力を発生させることができる。本実施形態に係る第２回転翼部１４は、少なくとも１つの回転翼を備える。該回転翼のプロペラ回転軸は、前後方向（Ｙ方向）の成分を含む方向に沿っている。これにより、飛行体１００に対して水平方向（例えば前後方向）の推力を発生させることができる。
　飛行体１００の垂直方向の離着陸においては、第１回転翼部１１が発生させる揚力により、他の回転翼や主翼２１において発生される揚力を用いずとも飛行体１００を浮き上がらせることができることが好ましい。
　主翼２１は、その前縁から空気が当たる時に上方（＋Ｚ方向）へ浮き上がらせる揚力を生む略翼型形状であることが望ましい。飛行体１００が前進を行う際に、主翼２１において発生する上方への揚力を利用することで、移動中に第２回転翼部１２による推力を使用しないか使用を抑えることができるので、飛行における効率が向上しうる。
　また、図４－図６に例示するように、本実施形態に係る主翼２１は、所定の位置（回動部２２）で折り畳むことが可能である。回動部２２は、例えば、主翼２１の幅方向において、本体部５０が設けられている位置よりも外側の位置に設けられる。回動部２２は、飛行体１００の前後方向を回動軸として、主翼２１の回動部２２よりも幅方向外側の部分を下方に回動させる機能を有する。
　主翼２１が折りたたまれると、図４－図６に例示するように、飛行体１００の平面投影面積（飛行体１００を上方から見たときの飛行体１００の平面成分が占める面積）が減少する。一般的なＶＴＯＬ機においては、垂直下降時に主翼の存在により飛行体の空気抵抗が上昇し、意図しない揚力を飛行体に発生させることで、飛行体１００の下降の制御が困難となる。また、飛行体のその他の飛行状況（例えば、ホバリング等）においても、主翼の存在による平面投影面積の大きさにより、飛行体１００は上昇気流や下降気流の影響を強く受けることとなる。
　また、飛行体を目的の高度まで下降させたり、目的の高度に留まらせようとする場合、飛行体の回転翼部のプロペラの回転数を下げる制御を行う。このとき、プロペラの回転数を下げても、主翼が受ける空気抵抗により、飛行体の高度が下がらないことで、飛行体の空中での姿勢維持に必要なプロペラの回転数が十分でなく、飛行体の姿勢を維持することが困難な場合があり得る。
　主翼２１の折りたたみを行う回動部２２は、図８及び図９に示されるように、主翼２１を上方または下方に向かって所定の角度に折ることが出来る構成である。上述のとおり、回動部２２の回動軸は、飛行体１００の前後方向に沿っている。例えば、回動軸として、ピンやヒンジ、アーム等、公知の機構が用いられてもよい。また、これらの機構にダンパーやモータ等組み合わせることで、ゆっくりと折りたたみを行わせることも可能である。また、軸の数や延伸方向は一つに限る必要はなく、回動部を複数備えたり、斜め後ろや斜め前に向かって折り畳んだりしてもよい。
　折りたたまれた主翼２１が、折れ目の中心を通るＺ方向の軸である軸Ａ及びＡ´より機体中央側となる時、主翼２１の平面投影面積は最も小さくなり、降下等に好適となる。主翼２１をより大きく折りたたみ、図１０に示すように主翼２１の角度が水平に近づくと、平面投影面積だけではなく、側面投影面積（飛行体１００を幅方向から見たときの飛行体１００の平面成分が占める面積）が減少する。側面投影面積が減少すると、飛行体１００が側面から受ける風の影響を減らすことができる。これにより、飛行体１００の安定性をさらに向上させることができる。主翼２１を折りたたむときは、例えば、目的地の上空においてホバリングし、下降を始めるタイミングの前、または下降時であってもよい。
　また、一変形例として、図１１のように、主翼２１の外側の部分を下方に回動させることで、当該部分を着陸脚として使用することができる。主翼２１を折りたたむ方向を飛行体下方（－Ｚ方向）とし、主翼２１が折りたたまれた時の主翼２１の先端が飛行体１００の最下部（例えば、本体部５０の底部）よりも下方に突出させることで、本体部５０や搭載物（本体部５０からさらに下方に突出して搭載されている場合等）が着陸面２００に触れず、主翼２１のみで駐機することが可能となる。これにより、別途飛行体１００に着陸脚を設けなくてもよいため、飛行体１００の重量の増加を抑えることができる。また、主翼２１の着陸面２００と接地する部分（例えば主翼２１の先端部であるが、この場合に限られない）は、接地部２３を備えてもよい。接地部２３は主翼２１と異なる素材で構成され、例えば、滑り止めとしての機能や衝撃の緩衝などの機能を持たせることが可能である。
　主翼２１の一部が着陸脚を兼ねる場合、主翼２１が離着陸時の衝撃を受けることなる。折りたたまれた主翼の着陸面に対する角度が、図１１に示すように、主翼２１が回動部２２において直角に折りたたまれて角度ｂが直角となる場合、または主翼２１が回動部２２において幅方向外方に折りたたまれて角度ｃが鈍角となる場合、接地する脚の間隔が広くなる。しかし、離着陸の衝撃力Ｒは主翼の回動部２２及びその内側へと伝達されるため、衝撃の大きさによっては飛行体１００の本体部５０に影響が出る可能性がある。本実施形態においては、主翼２１の伸長方向（幅方向）に対して、主翼２１の外側の部分を９０度以上回動することができる。つまり、図６に示すように、折りたたまれた主翼２１の角度が鋭角（つまり、折りたたまれた主翼２１が回動部２２よりも幅方向において内方となるように折りたたまれる）となる場合には、衝撃力Ｒが回動軸部分より外側へと向かうため、回動部２２が耐えられない強い衝撃が加わったとしても、本体部５０への影響を抑えることができる。主翼２１の折りたたみ角度は、離着陸や駐機を行う場所の周辺環境や、飛行体１００の離陸重量、着陸速度等に応じて、好適なものを選択することが望ましい。なお、離陸時において主翼２１は折りたたまれていても折りたたまれていなくてもよい。図示するように主翼２１の一部が着陸脚の機能を発揮している場合は、離陸時において主翼２１は折りたたまれており、上昇中、上昇が完了し水平方向へ飛行を開始する前、または水平飛行を開始したあとに、主翼２１が元の通りに戻るよう回動してもよい。
　また、飛行体１００は、離着陸時の衝撃緩和のため、ダンパーやアブソーバー等の衝撃緩和装置３０を備えていてもよい。例えば、衝撃緩和装置３０は、図１２に示すように翼端に設けられたり、図１３及び図１４に示すように主翼２１の翼端から回動部２２までの間に設けられてもよい。接地部分から伝達される衝撃が本体部５０に到達する前に減衰されればよく、衝撃緩和装置の構成、機構および位置は、図示の例に限定されない。
　主翼２１の翼端部２４には、着陸時に着陸面と接触する接地部２３を備えられていてもよい。また、翼端部２４の形状は、図１５－図１７に例示されるように、ウイングレットやウイングチップタンクのように、翼端渦に起因する空気抵抗の削減や、主翼付け根ヘの加重の集中を防ぐ等の効果を持たせることが可能であり、更に接地部の役割を兼ねてもよい。
　本体部５０は、処理ユニットやバッテリー、搭載部等の一部または全部を内包可能としてもよい。本体部５０は、飛行体１００の移動中、長時間維持されることが期待される巡航時の飛行体１００の姿勢（以下、巡航姿勢）に基づき最適化される形状を有してもよい。これにより、飛行効率が向上し、飛行時間の短縮や航続距離の増加が可能である。
　本体部５０は、飛行や離着陸に耐え得る強度を持つ外皮を備えていることが望ましい。例えば、プラスチック、ＦＲＰ等は、剛性や防水性があるため、外皮の素材として好適である。
　また、フレーム１２０や本体部５０など、飛行体１００の構造は、モノコックやラダーフレーム等の構造で形成される。備えるモータマウント、フレーム１２０、及び本体部５０は、夫々の部品を接続して構成してもよいし、モノコック構造や一体成形を利用して、一体となるように成形してもよい。例えば、モータマウントとフレーム１２０は一体に成形されてもよいし、モータマウントとフレーム１２０と本体部５０がすべて一体に成形されてもよい。部品を一体とすることで、各部品のつなぎ目を滑らかにすることが可能となる。これにより、ブレンデッドウィングボディやリフティングボディのように、抗力の軽減や燃費の向上効果が期待できる。
　飛行体１００の形状は、指向性を持っていてもよい。指向性とは、いわゆる一般的なマルチコプター等とは異なり、特定の方向に対して飛行する際に適した形状の性質を意味する。例えば、飛行体１００の無風下における巡航姿勢において、抗力が少なくなる流線形の本体部等、飛行体の機首が風に正対した際に飛行効率を向上させる形状が挙げられる。
　搭載部は、本体部５０に内包されるもしくは接続可能なパーツである。搭載部は、例えば、搭載物を保持するように構成され、より好ましくは搭載物を内包するような構成であり得る。なお、本実施形態において搭載物は、荷物やその梱包資材となる輸送箱の一例として説明されるが、本技術はかかる例に限定されない。搭載物は、例えば、販売店から配送される日用品や書籍、食品等の荷物の他、カメラ、構造物の点検等を行うためのセンサおよびアクチュエータ等の装置、その他飛行部に搭載可能である物体を含んでよい。また、搭載部を構成する物体は単数または複数であってもよい。
　これらの搭載部は、本体部に固定されて設けられてもよいし、本体部と独立して変位可能に接続されてもよい。本体部と独立して変位可能に接続される場合、回動軸や１以上の自由度を有するジンバルといった接続部を介して独立変位可能に接続することで、飛行体１００の姿勢にかかわらず、搭載物を所定の姿勢（例えば水平）に保つことが可能となる。変位の方法は、自重により行われるパッシブ方式と、モータやサーボ等を用いて制御されるアクティブ方式とを選択して用いることができる。
　搭載部が独立変位を行わない場合、搭載部の変位や揺動のためのスペースが不要となる。そのため、本体部の大きさが最小限となり、飛行効率を向上させることができる。また、搭載部が独立変位可能となる場合には、搭載部の重心位置にかかわらず本体部の重心位置は一定となる。そのため、機体の安定性を向上させることができる。これらの構成は、種々のトレードオフを考慮して、好適なものを選択することが望ましい。
　人の手によってバッテリーや重量のある搭載物等を載置する場合に、飛行体下方から押し上げる動きが困難となることがある。そこで、例えば、図１８のように、飛行体前方から本体部５０の内部にアクセス可能な構成とすることで、飛行体１００（本体部５０）へのバッテリーの取り付けや搭載物の載置を簡便にすることが出来る。なお、本体部５０の内部へのアクセス方向は、飛行体１００の前方からに限られず、飛行体１００の後方からや側方からにおいても同様の効果が得られる。
　＜第２の実施の形態の詳細＞
　本開示による第２の実施の形態の詳細において、第１の実施の形態と重複する構成要素は同様の動作を行うので、再度の説明は省略する。
　バッテリー６２が本体部５０に内包される場合、バッテリー６２は図２１に例示されるように、飛行体１００の正面視において上方から下方にかけて開く方向に沿って設けられてもよい。飛行体１００の搭載物としては比較的重量があるバッテリー６２は、飛行体１００の揚力発生点の近傍に設けることが好ましい。なお本実施形態では、揚力発生点は、主翼２１及び第１回転翼部１１において発生する揚力の位置の中心点（すなわち揚力の合力点）である。Ｚ方向における揚力発生点は、主翼２１と第１回転翼部１１の間である。Ｘ方向及びＹ方向における揚力発生点は、主翼２１の空力中心とそれぞれの第１回転翼部１１の揚力の中心の間である。図２１に示す本体部５０内においては、本体部５０の前方から見て中心高さより上方且つ幅方向における中央が、揚力の中心の近傍となる。かかる配置とすることで、荷物等を搭載するスペースを確保しながら、飛行体１００の重量物を飛行体１００における中央付近に集中させることができる。これにより、飛行体１００の安定性を向上させることができる。
　さらに、搭載物６１（例えば、荷物、荷物を収納する箱、パーツ、センサ等）は、三角形や台形の形状としてもよい。飛行体１００の中央に近い領域において、上部が細く、下部が太くなるようテーパ形状とすることで、例えば、図２０及び図２１に示すように、少なくとも搭載物６１の一部がバッテリー６２とバッテリー６２の間に位置することが可能となる。これにより、本体部５０の内部のスペースを効率的に使用することができる。よって、荷物搭載のための本体部５０の重量の増加を抑え、飛行効率の低下を防ぐことができる。
　さらに、搭載物６１が飛行体１００から切り離されて、着陸面に落下したり置かれたりする搭載物である場合、三角形または台形など、搭載物６１の下部の底面積が大きい形状とすることで飛行体１００から切り離され、搭載物６１が接地した際に搭載物６１が自立しやすくなる。これにより、荷物の輸送品質を向上させることができる。
　また、例えば、本体部５０の底面に、搭載物が通過可能な開口部を設けたり、シャッター等による開閉を可能としたりすることで、図２２に示すように、飛行体１００の下方に搭載物６１を切り離すことができる。これにより、搭載物６１の無人配送が可能となる。なおこのとき、搭載物６１が三角形や台形等の上方から下方に向かって広がる形状となっている場合、搭載物６１を下方へ送り出す際に、搭載物６１が本体部５０または本体部５０に設けられている部品に引っ掛かりにくくなる。特に、搭載物６１の自重によって自然落下により荷物の切り離しを行う場合に好適である。
　搭載物６１を飛行体１００に搭載する方法は、搭載物６１が意図せず切り離されることのない方法であればよい。例えば、かかる搭載方法は、本実施形態のように本体部５０に搭載物を載置可能な搭載部を設けることでもよいし、飛行体１００に設けられるフック状の部材に搭載物６１をひっかけることでもよいし、磁着や吸着などの他の物理的手段により一時的に飛行体１００に搭載物６１を固定することでもよいし、紐状部材によって飛行体１００から搭載物６１を吊下げる等が例として挙げられるが、この限りではない。
　近年、様々な形態の飛行体が、宅配以外の産業（例えば、点検や調査、撮影、監視、農業、防災など）においても利用を検討、実施されている。飛行体の搭載物を救助用品や情報収集機器、電波の中継器等とすることにより、緊急に必要な物品をより早く、遠くに配送したり、事故や災害等の緊急性の高い事象について、迅速に情報収集を行ったり出来るようになることが期待される。
　上述した実施の形態は、本技術の理解を容易にするための例示に過ぎず、本開示を限定して解釈するためのものではない。本開示は、その趣旨を逸脱することなく、変更、改良することができると共に、本開示にはその均等物が含まれることは言うまでもない。
１０　　　飛行部
１１　　　第１回転翼部
１４　　　第２回転翼部
２１　　　主翼
２２　　　回動部
２３　　　接地部
２４　　　翼端部
３０　　　衝撃緩和装置
４０　　　尾翼
５０　　　本体部
６０　　　搭載部
６１　　　搭載物
６２　　　バッテリー
１００　　飛行体
１１０ａ－１１０ｄ　　プロペラ
１１１ａ－１１１ｄ　　モータ
１２０　　フレーム
１２１　　着陸脚
１４０　　プロペラ
１４１　　モータ

 

Claims (13)

  1. 　飛行体であって、
    　本体部と、
    　前記本体部から、前後方向に対して交差するように水平方向に延びて設けられる主翼と、
    　前記飛行体に設けられる回転翼部と、を備え、
    　前記主翼は、前記主翼の前記本体部よりも外側の位置において、前記主翼の伸長方向に対して、前記前後方向を回転軸とする回転方向に沿って、前記主翼の前記位置よりも外側の部分を回動可能な、回動部を有する、飛行体。
  2. 　請求項１に記載の飛行体であって、
    　前記主翼は、前記主翼の端部に、下方に回動した状態において着陸面と設置可能な接地部を備える、
    飛行体。
  3. 　請求項１または２に記載の飛行体であって、
    　前記回動部は、前記主翼の前記伸長方向に対して、前記主翼の前記外側の部分を９０度以上回動可能に設けられる、
    飛行体。
  4. 　請求項１ないし３のいずれかに記載の飛行体であって、
    　前記主翼は衝撃緩和装置を有する、飛行体。
  5. 　請求項４に記載の飛行体であって、
    　前記衝撃緩和装置は、前記主翼に設けられ、前記主翼の伸長方向に変形可能または移動可能に設けられる、飛行体。
  6. 　請求項１ないし５のいずれかに記載の飛行体であって、
    　前記回転翼部は、前記飛行体に対して鉛直方向の推力を発生させる回転翼部を含む、飛行体。
  7. 　請求項１ないし６のいずれかに記載の飛行体であって、
    　前記回転翼部は、前記飛行体に対して水平方向の推力を発生させる回転翼部を含む、飛行体。
  8. 　請求項１ないし４のいずれかに記載の飛行体であって、
    　前記本体部は、搭載物と複数のバッテリーとを内部に搭載可能に設けられる、
    　飛行体。
  9. 　請求項８に記載の飛行体であって、
    　前記本体部は、前記搭載物の切り離し時に、前記搭載物を下方へ送り出し可能に設けられる、
    　飛行体。
  10. 　請求項８または９に記載の飛行体であって、
    　前記複数のバッテリーは、前記搭載物が搭載される空間を間に挟む位置に設けられる、
    飛行体。
  11. 　請求項１０に記載の飛行体であって、
    　前記本体部を前方から見たときに、前記搭載部が搭載される空間は上方から下方にかけて広がっている、
    　飛行体。
  12. 　飛行体の制御方法であって、
    　前記飛行体は、
    　　本体部と、
    　　前記本体部から、前後方向に対して交差するように水平方向に延びて設けられる主翼と、
    　　前記飛行体に設けられる回転翼部と、を備え、
    　前記主翼は、前記主翼の前記本体部よりも外側の位置において、前記主翼の伸長方向に対して、前記前後方向を回転軸とする回転方向に沿って、前記主翼の前記位置よりも外側の部分を回動可能な、回動部を有し、
    　前記飛行体の飛行中において前記飛行体が着陸のため下方へ移動しているときは、前記回動部により前記主翼は折りたたまれている状態となるよう前記主翼を制御する、
    飛行体の制御方法。
  13. 　請求項１２に記載の飛行体の制御方法であって、
    　前記飛行体の着陸時において、前記主翼の一部は着陸面に接するように前記主翼を制御する、飛行体の制御方法。

     
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