WO2024111520A1 - 無人飛行体 - Google Patents

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WO2024111520A1
WO2024111520A1 PCT/JP2023/041463 JP2023041463W WO2024111520A1 WO 2024111520 A1 WO2024111520 A1 WO 2024111520A1 JP 2023041463 W JP2023041463 W JP 2023041463W WO 2024111520 A1 WO2024111520 A1 WO 2024111520A1
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WO
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rotors
unmanned aerial
aerial vehicle
rotor
shielding
Prior art date
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PCT/JP2023/041463
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English (en)
French (fr)
Inventor
幸佑 野平
慶祐 池田
成隆 倉持
章雄 福島
Original Assignee
株式会社Liberaware
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Filing date
Publication date
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    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/08—Helicopters with two or more rotors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • 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; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
    • B64D27/00—Arrangement or mounting of power plants in aircraft; Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/02—Aircraft characterised by the type or position of power plants
    • B64D27/24—Aircraft characterised by the type or position of power plants using steam or spring force
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U10/00—Type of UAV
    • B64U10/10—Rotorcrafts
    • B64U10/13—Flying platforms
    • B64U10/14—Flying platforms with four distinct rotor axes, e.g. quadcopters
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64U—UNMANNED AERIAL VEHICLES [UAV]; EQUIPMENT THEREFOR
    • B64U40/00—On-board mechanical arrangements for adjusting control surfaces or rotors; On-board mechanical arrangements for in-flight adjustment of the base configuration
    • B64U40/20—On-board mechanical arrangements for adjusting control surfaces or rotors; On-board mechanical arrangements for in-flight adjustment of the base configuration for in-flight adjustment of the base configuration

Definitions

  • This disclosure relates to unmanned aerial vehicles.
  • Patent Document 1 discloses a method of controlling an aircraft that turns by varying the rotation speed of the rotors.
  • the present disclosure has been made in consideration of the above problems, and its purpose is to provide an unmanned aerial vehicle that can efficiently obtain turning force using multiple rotors.
  • an unmanned aerial vehicle includes a plurality of rotors for generating thrust, and a shielding portion that is positioned between any two adjacent rotors in a plan view and that blocks the airflow below the two rotors during flight.
  • This disclosure makes it possible to provide an unmanned aerial vehicle that can efficiently obtain turning force using multiple rotors.
  • FIG. 2 is a front view of the unmanned aerial vehicle according to the embodiment.
  • FIG. FIG. 4 is a diagram for explaining torque generated between adjacent rotor blades.
  • FIG. 11 is a plan view of an aircraft shown for comparison.
  • a side view of the unmanned aerial vehicle according to the embodiment. A diagram showing an example of the configuration of an unmanned aerial vehicle according to the same embodiment.
  • ⁇ Overview> 1 is a schematic diagram of an unmanned aerial vehicle (drone) according to an embodiment of the present disclosure in a plan view.
  • the unmanned aerial vehicle 1 (hereinafter also simply referred to as an "aerial vehicle") of this example is a rotorcraft that obtains lift and thrust by a plurality of rotors. Note that although the aerial vehicle 1 of this example is an unmanned aerial vehicle, it may also be applied to a manned aerial vehicle on which a person is aboard.
  • the flying object 1 comprises a main body 10 (aircraft) located at the center of the flying object in a plan view, and a number of rotors 20 (20A, 20B, 20C, 20D) supported by the main body 10 and used to generate thrust for flight.
  • the main body 10 is provided with a shielding section 30, which is located around the main body 10 between two adjacent rotors in the circumferential direction (between the left and right rotors in this example).
  • the shielding section 30 is configured to block the airflow between the two rotors below the rotors 20.
  • the main body 10 is provided with electronic components that constitute a control unit, a memory unit, a communication unit, a sensor unit, an imaging unit (camera), etc., which will be described later, and has a frame that supports them, a cover that covers the electronic components, etc. It is preferable that the center of gravity of the flying object 1 is located approximately in the center of the main body 10 in a plan view, but this is not limited to this.
  • the shielding part 30 in this example is configured to be detachable from the underside of the main body part 10.
  • the shielding part 30 in this example also constitutes a battery pack with a built-in rechargeable battery, and when the battery runs out, the entire shielding part 30 can be replaced with a battery pack equipped with a pre-charged battery.
  • the battery can supply power to the rotor.
  • the joint between the shielding part 30 and the main body part 10 is provided with a connector (contact point) for power supply or signal communication.
  • the inside of the shielding part 30 may contain components that constitute at least a part of the memory part, control part, etc., which will be described later.
  • the rotors 20 (20A, 20B, 20C, 20D) in this example are arranged at four locations around the main body 10 in a plan view.
  • the number of rotors 20 is not limited to four, and may be three or less, or five or more. There is no particular limit to the number of vanes (blades) that make up the rotors 20, and any shape and any number of vanes may be used.
  • Each rotor may also have multiple vanes in the axial direction.
  • the flying object 1 in this example is equipped with a left front rotor 20A located on the left front side of the main body 10, a right front rotor 20B located on the right front side, a left rear rotor 20C located on the left rear side, and a right rear rotor 20D located on the right rear side.
  • the two rotors 20 adjacent in the circumferential direction of the main body 10 are configured to rotate in opposite directions to each other during flight, but may also rotate in the same direction.
  • the left front rotor 20A and the right rear rotor 20D are configured to rotate clockwise (CW (Clockwise) direction) in a plan view
  • the right front rotor 20B and the left rear rotor 20C are configured to rotate counterclockwise (CCW (Counterclockwise) direction) in a plan view.
  • CW Lockwise
  • CCW Counterclockwise
  • this is not limited to such a configuration, and they may each be configured to rotate in the opposite direction.
  • a propeller guard extending from the main body 10 may be provided on the outside of the rotor (outside when viewed from the center of the aircraft in a plan view). Also, each rotor may be provided with a cylindrical propeller duct that surrounds the periphery of the rotor.
  • the rotor 20 is supported by a rotor support (not shown) that extends outward from the main body 10.
  • the rotor 20 is held below the rotor support.
  • a motor is located above a propeller that constitutes the rotor 20, and the rotor support is located above the motor.
  • the rotor 20 may also be supported from below by the main body 10.
  • the flying object 1 When the flying object 1 is hovering in the air, it basically rotates all four rotors 20 at the same rotational speed.
  • the rotational speed of each rotor 20 is appropriately controlled depending on the flight environment. For example, information on the flight environment, such as the temperature, air pressure, wind speed, and wind direction of the flight space, is obtained by various sensors or received from an external device, and the flight controller determines the rotational speed of each rotor 20 based on this information, thereby maintaining an appropriate flight state.
  • the rotational speeds of the four rotors 20 are made evenly faster (faster) than when hovering, and when descending, the rotational speeds are made evenly slower (slower) than when hovering.
  • the rotational speeds of the rear rotors are made faster than the front rotors (left front rotor 20A and right front rotor 20B), and when moving backward, the rotational speeds are made slower.
  • the rotational speeds of the right rotors (right front rotor 20B and right rear rotor 20D) are made faster than the left rotors (left front rotor 20A and left rear rotor 20C), and when moving right, the rotational speeds are made slower.
  • the flying object 1 moves while tilting in the direction of movement from the reference attitude when hovering.
  • FIG. 4 is a plan view showing an aircraft 100 without a shielding portion.
  • FIG. 4 when the aircraft 100 turns left (counterclockwise), airflow is generated from the rotors with a relatively slower rotation speed (right front rotor 20B and left rear rotor 20C) toward the rotors with a faster rotation speed (left front rotor 20A and right rear rotor 20D), generating a rotation torque in the opposite direction.
  • the rotation torque T1 caused by the airflow from the right front rotor 20B to the left front rotor 20A and the rotation torque T2 caused by the airflow from the left rear rotor 20C to the left front rotor 20A act in directions that cancel each other out.
  • the rotation torque T3 and rotation torque T4 in FIG. 4 also cancel each other out.
  • a shielding portion 30 is provided between two adjacent rotors (between the left front rotor 20A and the right front rotor 20B, and between the left rear rotor 20C and the right rear rotor 20D) to make it difficult for airflow to occur between the two rotors below the rotors.
  • the turning torques T2 and T4 can be effectively utilized to efficiently turn the aircraft 1.
  • a shielding portion 30 (front portion) is provided between the two front rotors (left front rotor 20A and right front rotor 20B) adjacent in the left-right direction (width direction) of the aircraft, and a shielding portion 30 (rear portion) is provided between the two rear rotors (left rear rotor 20C and right rear rotor 20D) adjacent in the left-right direction (width direction) of the aircraft, thereby reducing the turning torque between the left front rotor 20A and the right front rotor 20B, and the turning torque between the left rear rotor 20C and the right rear rotor 20D.
  • the turning torque T2 due to the airflow from the left rear rotor 20C to the left front rotor 20A and the turning torque T3 due to the airflow from the right front rotor 20B to the right rear rotor 20D both act as left turning torques, enabling efficient turning.
  • a turning torque occurs in the opposite direction to the turning torques T2 and T4 in FIG. 5, so efficient turning is possible in this case as well.
  • the shielding section 30 may extend from the front end to the rear end of the aircraft (main body section 10), or may be provided on only a portion of the aircraft in the fore-and-aft direction.
  • the rotational speed of the rotors rotating clockwise (in this example, the left front rotor 20A and the right rear rotor 20D) is made slower than the rotational speed of the rotors rotating counterclockwise (in this example, the right front rotor 20B and the left rear rotor 20C).
  • the turning torque T4 due to the airflow from the right rear rotor 20D to the right front rotor 20B and the turning torque T3 due to the airflow from the left front rotor 20A to the left rear rotor 20C both act as right turning torques, enabling efficient turning.
  • the unmanned aerial vehicle 1 of this embodiment is equipped with multiple rotors 20 for generating thrust, and a shielding portion 30 that is positioned between any two adjacent rotors in a plan view and blocks the airflow below the two rotors during flight.
  • This configuration makes it possible to efficiently obtain a turning force from the multiple rotors. It is preferable to set the position and size of the shielding portion 30 appropriately depending on the rotation direction of the rotors 20, the distance between the rotors 20, etc.
  • the shielding section 30 is preferably configured to have a variable amount of shielding. In this way, the magnitude of the turning torque can be adjusted by changing the amount of shielding.
  • the shielding section 30 may be configured to be partially detachable.
  • the shielding section 30 can be attached and detached by connecting multiple parts via detachable connecting parts.
  • the configuration of the connecting parts is not particularly limited, and may be any one or a combination of a hook mechanism that hooks one side onto the other, a claw engagement, a connection by magnetic force, a screw, a hook-and-loop fastener, etc.
  • the shielding section 30 may be configured to have a variable amount of shielding by using a sliding structure.
  • some members of the shielding section 30 may slide in the front-rear direction of the aircraft to expand and contract in the front-rear direction, or some members of the shielding section 30 may slide in the up-down direction to expand and contract in the up-down direction.
  • Figure 6 is a side view of the flying object 1.
  • the shielding portion 30 may be capable of changing the amount of shielding in the vertical direction (axial direction of the rotor blade). As shown in Figure 6, the amount of shielding in the vertical direction (height H) of the shielding portion 30 from the underside of the rotor blade 20 downward is preferably at least 1/3 of the diameter D, but is not limited to this.
  • the length of the shielding portion 30 may be changeable in a direction perpendicular to a line connecting the centers of the two rotors that sandwich the shielding portion 30 in a plan view (the fore-aft direction of the aircraft in the example of FIG. 1).
  • the amount of shielding (each length L in FIG. 6) in the horizontal direction (direction perpendicular to the line connecting the centers of the two rotors) of the shielding portion 30 is preferably at least 1/2 of the area between both radial ends of the rotor 20. In other words, it is preferable that it is at least 1/2 of the diameter D, but is not limited to this, and it is sufficient that the area between the two rotors and below the rotor is partially shielded.
  • FIG. 7 is a diagram (plan view) showing an example of the hardware configuration of the flying object 1 according to this embodiment.
  • the flying object 1 according to this embodiment has a rotor 20 for generating thrust, a motor 21, and an ESC (Electric Speed Controller) 22.
  • the flying object 1 also has a flight controller 23 as a control unit in the main body 10.
  • the flight controller 23 can have one or more processors 23b, such as a central processing unit (CPU) or a programmable processor such as an FPGA (Field-Programmable Gate Array).
  • the flight controller 23 has a memory 23a and can access the memory 23a.
  • the memory 23a stores logic, code, and/or program instructions that the flight controller 23 can execute to perform one or more steps.
  • the flight controller 23 is an example of a control unit.
  • the aircraft 1 in this example also includes a camera and/or sensor 24 as an information acquisition unit.
  • the aircraft 1 also includes a transmitter/receiver 25. Note that the configuration of the aircraft 1 shown in FIG. 7 is only an example, and rotorcraft having a different configuration from the main body 10 shown in FIG. 7 may also be included in the scope of the present invention.
  • the main body 10 is formed by a frame that constitutes the flying object 1.
  • the material that constitutes the main body 10 is not particularly limited, and may be, for example, carbon fiber resin, glass fiber resin, magnesium, magnesium alloy, aluminum, aluminum alloy, steel, titanium, or other materials.
  • the rotor 20 is attached to the motor 21.
  • the rotor 20 generates lift (thrust) for the flying object 1 by rotating itself due to the rotation of the motor 21.
  • the rotor 20 is provided at four locations, front, back, left and right, but the present invention is not limited to this example, and the rotor 20 may be provided at six or eight locations around the aircraft.
  • the number of rotors 20 provided may be changed as appropriate depending on the structure, shape, equipment, size, etc. of the flying object 1.
  • Memory 23a may include, for example, a separable medium such as an SD card or random access memory (RAM) or an external storage device. Data acquired from camera/sensor 24 may be directly transmitted to and stored in memory 23a. For example, still image and video data captured by the camera is recorded in built-in memory or external memory. Memory 23a can also store various types of information as appropriate, such as information acquired from an external information processing device connected via signal connector 13 or information transmitted from the control terminal 26.
  • a separable medium such as an SD card or random access memory (RAM) or an external storage device.
  • RAM random access memory
  • Memory 23a can also store various types of information as appropriate, such as information acquired from an external information processing device connected via signal connector 13 or information transmitted from the control terminal 26.
  • the flight controller 23 includes a control module configured to control the state of the flying object 1.
  • the control module controls the motor 21, which is the propulsion mechanism of the flying object 1, via the ESC 11c in order to adjust the spatial arrangement, speed, and/or acceleration of the flying object 1, which has six degrees of freedom (translational motion x, y, and z, and rotational motion ⁇ x, ⁇ y, and ⁇ z).
  • the motor 21 rotates the rotor 20 to generate lift for the flying object 1.
  • the flight controller 23 can adjust the thrust of the rotor 20 by controlling the rotation speed of the motor 21 (rotation speed also means the number of rotations per given time).
  • the flight controller 23 can communicate with a transceiver 25 configured to transmit and/or receive data from one or more external devices (e.g., a piloting terminal 26).
  • the transceiver 25 can use any suitable communication means, such as wired or wireless communication.
  • the transceiver 25 can utilize one or more of any communication methods, such as, for example, a local area network (LAN), a wide area network (WAN), infrared, radio, WiFi, a point-to-point (P2P) network, a telecommunications network, cloud communication, etc.
  • the transceiver 25 can transmit and/or receive one or more of the following: data acquired by the sensor 24, processing results generated by the flight controller 23, specific control data, user commands from a terminal or a remote controller, etc., and the received information can be stored in a storage unit such as memory 23a.
  • the information acquired by the sensor 24 may be output via the transceiver 25 to the piloting terminal 26, an external device, etc.
  • the control terminal 26 is a device for controlling the control of the flight of the aircraft 1.
  • the flight of the aircraft 1 may be controlled by an operator on the ground, etc., or may be controlled by automatic or manual control based on an autonomous flight program using flight path information and sensing (e.g., GCS (Ground Control Station)).
  • the control terminal 26 may be, for example, a transceiver (radio transmitter), a smartphone, a tablet, or other terminal.
  • the control terminal 26 can send flight control instruction information to the flight controller 23.
  • the sensor 24 in this embodiment may include, for example, an inertial sensor (an inertial measurement unit such as an IMU (Inertial Measurement Sensor)), an acceleration sensor, a gyro sensor, a GPS sensor, a wind sensor, a temperature sensor, a humidity sensor, an air pressure sensor, an altitude sensor, a proximity sensor such as LiDAR (Laser Imaging Detection and Ranging), or a vision/image sensor other than a camera.
  • the sensor 24 may be mounted on the flight controller 23 or may be provided outside the flight controller 23. If a camera is provided, the camera may be any camera. For example, the camera may be an infrared camera, a stereo camera, or the like in addition to a general camera.
  • the camera may include, for example, a camera for use in self-position estimation and a camera for capturing an image of a subject.
  • the battery pack can be removed from the main body 10 and charged in a non-flying state.
  • the battery pack may or may not be integrated with the shielding portion 30. Additionally, the aircraft 1 may have multiple batteries or only one battery.
  • the autonomous flight control is described as being executed by the flight controller 23 of the flying object 1, but the present technology is not limited to this example.
  • the autonomous flight control method is not limited to an example in which processing is performed at an edge in the flying object, but may be one in which the above-mentioned correction processing is performed remotely by another autonomous flight control device, the processing results are transmitted to the flying object, and the drive unit is controlled based on these results.
  • the main hardware that executes the autonomous flight control method is not particularly limited, and the above-mentioned functional units may be executed by multiple pieces of hardware.
  • (Item 1) a plurality of rotors for generating thrust;
  • An unmanned aerial vehicle comprising a shielding portion located between any two adjacent rotors in a planar view and blocking the airflow below the two rotors during flight.
  • (Item 2) 2.
  • (Item 3) The unmanned aerial vehicle described in item 1 or 2, wherein the shielding portion is configured to be able to change the amount of shielding by partially attaching and detaching it.
  • (Item 4) The unmanned aerial vehicle described in any one of items 1 to 3, wherein the shielding portion is configured to be able to change the amount of shielding by a partial sliding structure.
  • (Item 5) An unmanned aerial vehicle described in any one of items 1 to 4, wherein the shielding section is configured to be able to change the amount of shielding in the vertical direction of the aircraft.
  • (Item 6) An unmanned aerial vehicle described in any one of items 1 to 5, wherein the shielding section is configured to be able to change the amount of shielding in the fore-and-aft direction of the aircraft.
  • (Item 7) An unmanned aerial vehicle described in any one of items 1 to 6, wherein the shielding portion is located between adjacent rotors in the left-right direction of the aircraft.
  • (Item 8) An unmanned aerial vehicle described in any one of items 1 to 7, wherein the rotors are provided at four locations on the front right side, front left side, rear right side, and rear left side of the aircraft.
  • (Item 9) An unmanned aerial vehicle described in any one of items 1 to 8, wherein the shielding portion has a battery for supplying power to the rotor.
  • (Item 10) An unmanned aerial vehicle described in any one of items 1 to 9, wherein the shielding portion extends from the front end to the rear end of the aircraft.

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Abstract

【課題】複数の回転翼により効率的に旋回力を得ることが可能な無人飛行体を提供する。 【解決手段】推力を発生するための複数の回転翼と、平面視において隣接する何れか２つの回転翼の間に位置して、飛行中における前記２つの回転翼の下側の気流を遮る遮蔽部と、を備える無人飛行体。

Description

無人飛行体
　本開示は、無人飛行体に関する。
　近年、設備点検などの様々な分野において、ドローン等の無人飛行体が活用されている。無人飛行体は、複数の回転翼を備え、浮上するための推力を得ている。例えば特許文献１には、回転翼の回転速度に差を付けることで、機体を旋回させる機体の制御方法が開示されている。
特開２０２０－１１１１８１号公報
　このような複数の回転翼を備える無人飛行体において、より効率的に飛行するための技術が要望されている。
　そこで、本開示は上記問題点に鑑みてなされたものであり、その目的は、複数の回転翼により効率的に旋回力を得ることが可能な無人飛行体を提供することである。
　本開示によれば、推力を発生するための複数の回転翼と、平面視において隣接する何れか２つの回転翼の間に位置して、飛行中における前記２つの回転翼の下側の気流を遮る遮蔽部と、を備える無人飛行体が提供される。
　本開示によれば、複数の回転翼により効率的に旋回力を得ることが可能な無人飛行体を提供することができる。
本開示の一実施形態に係る無人飛行体を模式的に示す平面図である。 同実施形態に係る無人飛行体の正面図である。 隣接する回転翼の間に生じるトルクを説明するための図である。 比較のために示す飛行体の平面図である。 本実施形態に係る無人飛行体の旋回時に生じるトルクを模式的に示す平面図である。 同実施形態に係る無人飛行体の側面図である。 同実施形態に係る無人飛行体の構成例を示す図である。
　以下に添付図面を参照しながら、本開示の好適な実施の形態について詳細に説明する。なお、本明細書及び図面において、実質的に同一の機能構成を有する構成要素については、同一の符号を付することにより重複説明を省略する。
＜概要＞
　図１は、本開示の一実施形態に係る無人飛行体（ドローン）の平面視での概要図である。本例の無人飛行体１（以下、単に「飛行体」とも称する）は、複数の回転翼により揚力や推力を得る回転翼機である。なお、本例の飛行体１は無人飛行体であるが、人が搭乗する有人飛行体に応用してもよい。
　図１の平面図に示すように、飛行体１は、平面視で飛行体の中央部に位置する本体部１０（機体）と、本体部１０に支持され、飛行のための推力を発生するための複数の回転翼２０（２０Ａ、２０Ｂ、２０Ｃ、２０Ｄ）とを備える。図２の正面図に示すように、本体部１０には、遮蔽部３０が設けられており、本体部１０の周囲で、周方向に隣接する２つの回転翼の間（本例では左右の回転翼の間）に位置している。回転翼２０の下側で２つの回転翼の間の気流を遮るように構成されている。
　本体部１０は、後述する制御部、記憶部、通信部、センサ部、撮像部（カメラ）等を構成する電子部品等が設けられており、それらを支持するフレーム、電子部品を覆うカバー等を有する。飛行体１の重心は、平面視で本体部１０の略中心に位置することが好ましいが、これに限られるものではない。
　本例の遮蔽部３０は、本体部１０の下面側に、着脱可能に構成されている。また、本例の遮蔽部３０は、充電可能なバッテリが内蔵されたバッテリパックを構成しており、バッテリが不足した場合には、予め充電済みのバッテリを備えたバッテリパックを遮蔽部３０ごと交換することができる。バッテリは、回転翼に電力を供給することができる。遮蔽部３０と本体部１０の結合部には、電源供給、または、信号通信ようのコネクタ（接点）が設けられている。遮蔽部３０の内部には、後述する記憶部、制御部等の少なくとも一部を構成する部品を有してもよい。
　図１に示すように、本例の回転翼２０（２０Ａ、２０Ｂ、２０Ｃ、２０Ｄ）は、平面視で本体部１０の周囲の４カ所に配置されている。回転翼２０の数は４つに限られず、３つ以下でも５つ以上でもよい。なお、回転翼２０を構成する羽根（ブレード）の枚数は特に限定されず、任意の形状、任意の数の羽根を採用することができる。また、それぞれの回転翼は、軸方向に複数の羽根が設けられていてもよい。
　本例の飛行体１は、本体部１０の左前側に位置する左前側回転翼２０Ａ、右前側に位置する右前側回転翼２０Ｂ、左後側に位置する左後側回転翼２０Ｃ、右後側に位置する右後側回転翼２０Ｄを備えている。本例において、本体部１０の周方向に隣接する２つ回転翼２０は、飛行時において、互いに逆方向に回転するように構成されているが、同一方向に回転するようにしてもよい。
　本例では、左前側回転翼２０Ａ及び右後側回転翼２０Ｄが平面視で時計回り（CW（Clockwise）方向）に回転するように構成されており、右前側回転翼２０Ｂ及び左後側回転翼２０Ｃが平面視で反時計回り（CCW（Counterclockwise）方向）に回転するように構成されている。なお、このような構成に限られず、それぞれ逆方向に回転する構成としてもよい。
　ここで、回転翼の外側（平面視で機体の中心から見て外側）には、本体部１０から延びるプロペラガードが設けられていてもよい。また、それぞれの回転翼には、各回転翼の周囲を取り囲む筒状のプロペラダクトが設けられていてもよい。
　本例の回転翼２０は、本体部１０から外側に延びる回転翼支持部（図示省略）により支持されている。また、回転翼２０は、回転翼支持部の下側に保持されている。本例では、回転翼２０を構成するプロペラの上方にモータが位置し、モータの上方に回転翼支持部が位置する。なお、回転翼２０は、本体部１０によって下側から支持されていてもよい。
　飛行体１は、空中で停止するホバリング時においては、基本的に４つの回転翼２０を同一の回転速度で回転させる。なお、飛行環境に応じて回転翼２０の回転速度はそれぞれ適宜制御される。例えば、飛行空間の温度、気圧、風速、風向き等の飛行環境の情報を各種センサで取得したり、外部装置から受信したりして、当該情報に基づいてフライトコントローラがそれぞれの回転翼２０の回転速度を決定し、適切な飛行状態が維持される。
　飛行体１が上昇する際には、４つの回転翼２０の回転速度を均等にホバリング時よりも大きく（速く）し、逆に降下する際には、回転速度を均等にホバリング時よりも小さく（遅く）する。飛行体１が前進する際には、前側の回転翼（左前側回転翼２０Ａと右前側回転翼２０Ｂ）よりも後側の回転翼（左後側回転翼２０Ｃと右後側回転翼２０Ｄ）の回転速度を大きくし、後退する際には逆に小さくする。飛行体１が左側に進行する際には、左側の回転翼（左前側回転翼２０Ａと左後側回転翼２０Ｃ）よりも右側の回転翼（右前側回転翼２０Ｂと右後側回転翼２０Ｄ）の回転速度を大きくし、右側に進行する際には逆に小さくする。なお、飛行体１は、ホバリング時の基準姿勢から、移動方向に傾いて移動する。
　飛行体１が左（反時計周り）に旋回する際には、時計回り（CW（Clockwise）方向）に回転する回転翼（本例では左前側回転翼２０Ａ及び右後側回転翼２０Ｄ）の回転速度を、反時計回り（CCW（Counterclockwise）方向）に回転する回転翼（本例では右前側回転翼２０Ｂ及び左後側回転翼２０Ｃ）の回転速度よりも大きくし、右に旋回する際には逆に小さくする。これは、回転翼２０の回転方向とは逆方向の旋回トルクが機体に生じることを利用している。
　ここで、平面視で隣接する２つの回転翼の回転速度に差がある場合には、図３に示すように、回転速度が小さい回転翼（図３の回転翼２０Ａ）から大きい回転翼（図３の回転翼２０Ｂ）に向けて、気流（風）が生じ、この気流の逆方向の旋回トルクが機体に生じる。
　図４は、比較のために遮蔽部を持たない飛行体１００を示す平面図である。図４に示すように、飛行体１００が左に旋回（反時計回りの旋回）する際には、相対的に回転速度が小さい回転翼（右前側回転翼２０Ｂ及び左後側回転翼２０Ｃ）から回転速度が大きい回転翼（左前側回転翼２０Ａ及び右後側回転翼２０Ｄ）に向けて気流が生じ、逆向きに旋回トルクが生じる。この場合、右前側回転翼２０Ｂから左前側回転翼２０Ａへの気流による旋回トルクＴ１と、左後側回転翼２０Ｃから左前側回転翼２０Ａへの気流による旋回トルクＴ２とは、互いに打ち消し合う方向に作用することとなる。同様に、図４の旋回トルクＴ３と旋回トルクＴ４も打ち消し合う。
　そこで、図５に示す例のように、隣接する２つの回転翼の間（左前側回転翼２０Ａと右前側回転翼２０Ｂの間、及び、左後側回転翼２０Ｃと右後側回転翼２０Ｄの間）に遮蔽部３０を設けて、回転翼の下側における、当該２つの回転翼の間に気流が生じにくくする。これによって、図４における旋回トルクＴ１、Ｔ３の発生を抑制（もしくは軽減）し、逆方向の旋回トルク同士が打ち消し合うことを抑制する。その結果、旋回トルクＴ２、Ｔ４を有効に活用して効率的に飛行体１を旋回させることができる。具体的に、図４に示す飛行体１では、機体の左右方向（幅方向）に隣接する前側の２つの回転翼（左前側回転翼２０Ａと右前側回転翼２０Ｂ）の間に遮蔽部３０（の前側部分）を設けるとともに、機体の左右方向（幅方向）に隣接する後側の２つの回転翼（左後側回転翼２０Ｃと右後側回転翼２０Ｄ）の間に遮蔽部３０の（後側部分）を設けて、左前側回転翼２０Ａと右前側回転翼２０Ｂの間の旋回トルク、及び、左後側回転翼２０Ｃと右後側回転翼２０Ｄの間の旋回トルクを小さくしている。その結果、左後側回転翼２０Ｃから左前側回転翼２０Ａへの気流による旋回トルクＴ２と、右前側回転翼２０Ｂから右後側回転翼２０Ｄへの気流による旋回トルクＴ３とが共に左旋回トルクとして作用し、効率的な旋回が可能となる。なお、右に旋回する場合には、図５の旋回トルクＴ２、Ｔ４とは逆向きに旋回トルクが発生するため、この場合でも効率的な旋回が可能となる。遮蔽部３０は、機体（本体部１０）の前端部から後端部にわたって延在するようにしてもよいし、機体の前後方向の一部のみに設けられていてもよい。
　飛行体１が時計回りに右旋回する場合、図５に示すように、時計回りに回転する回転翼（本例では左前側回転翼２０Ａ及び右後側回転翼２０Ｄ）の回転速度を、反時計回りに回転する回転翼（本例では右前側回転翼２０Ｂ及び左後側回転翼２０Ｃ）の回転速度よりも小さくする。これにより、右後側回転翼２０Ｄから右前側回転翼２０Ｂへの気流による旋回トルクＴ４と、左前側回転翼２０Ａから左後側回転翼２０Ｃへの気流による旋回トルクＴ３とが共に右旋回トルクとして作用し、効率的な旋回が可能となる。
　上記の通り、本実施形態の無人飛行体１にあっては、推力を発生するための複数の回転翼２０と、平面視において隣接する何れか２つの回転翼の間に位置して、飛行中における２つの回転翼の下側の気流を遮る遮蔽部３０と、を備える。このような構成により、複数の回転翼により効率的に旋回力を得ることが可能となる。遮蔽部３０の位置、大きさは、回転翼２０の回転方向、回転翼２０間の距離等に応じて、適宜設定することが好ましい。
　遮蔽部３０は、遮蔽量を変更可能に構成されていることが好ましい。これによれば、遮蔽量の変更により旋回トルクの大きさを調整することができる。例えば、遮蔽部３０は、部分的に着脱可能に構成されているようにしてもよい。遮蔽部３０は、複数のパーツが着脱可能な結合部を介して結合され、取り付けたり、取り外したりすることができる。結合部の構成は特に限定されないが、一方から他方に引っ掛けるフック機構、爪嵌合、磁力による結合、ネジ、面ファスナー等の何れか１つ又は複数の組み合わせでもよい。また、遮蔽部３０は、スライド構造により、遮蔽量を変更可能に構成されていてもよい。具体的には例えば、機体の前後方向に遮蔽部３０の一部の部材がスライドして前後方向に伸縮したり、上下方向に遮蔽部３０の一部の部材がスライドして上下方向に伸縮したりするようにしてもよい。
　図６は、飛行体１の側面図である。遮蔽部３０は、上下方向（回転翼の軸線方向）の遮蔽量を変更可能であってもよい。図６に示すように、遮蔽部３０の上下方向の遮蔽量（高さＨ）は、回転翼２０の下面から下方に、直径Ｄの１／３以上であることが好ましいが、これに限られるものではない。
　また、遮蔽部３０は、平面視において遮蔽部３０を挟む２つの回転翼の中心を結ぶ直線に垂直な方向（図１の例では機体の前後方向）の長さを変更可能であってもよい。遮蔽部３０の水平方向（２つの回転翼の中心を結ぶ直線に垂直な方向）の遮蔽量（図６の各長さＬ）は、回転翼２０の径方向両端の間の領域の１／２以上であることが好ましい。換言すると、直径Ｄの１／２以上であることが好ましいが、これに限られず、２つの回転翼の間の回転翼よりも下方の領域を部分的に遮蔽していればよい。
　ここで、図７は、本実施形態に係る飛行体１のハードウェア構成例を示す図（平面図）である。図７に示すように、本実施形態に係る飛行体１は、推力を発生させるための回転翼２０、モータ２１、及びＥＳＣ（Ｅｌｅｃｔｒｉｃ　Ｓｐｅｅｄ　Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒ）２２を有する。また、飛行体１は、本体部１０において、制御部としてのフライトコントローラ２３を備える。フライトコントローラ２３は、例えば、中央演算処理装置（ＣＰＵ）や、ＦＰＧＡ（Ｆｉｅｌｄ－Ｐｒｏｇｒａｍｍａｂｌｅ　Ｇａｔｅ　Ａｒｒａｙ）のようなプログラマブルプロセッサなど、１つ以上のプロセッサ２３ｂを有することができる。フライトコントローラ２３は、メモリ２３ａを有しており、当該メモリ２３ａにアクセス可能である。メモリ２３ａは、１つ以上のステップを行うためにフライトコントローラ２３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。フライトコントローラ２３は、制御部の一例である。また、本例の飛行体１は、情報取得部としてのカメラ及び／又はセンサ２４を備える。また、飛行体１は、送受信部２５を備える。なお、図７に示す飛行体１の構成は一例であり、図７に示す本体部１０とは異なる構成を有する回転翼機であっても、本発明の範疇に含まれうる。
　本体部１０は、飛行体１を構成するフレーム等により形成される。本体部１０を構成する素材は特に限定されず、例えば、炭素繊維樹脂、ガラス繊維樹脂、マグネシウム、マグネシウム合金、アルミニウム、アルミニウム合金、鉄鋼、チタンその他の材料であり得る。回転翼２０はモータ２１に取り付けられる。回転翼２０は、モータ２１の回転により自身が回転することで、飛行体１に揚力（推力）を発生させる。なお、回転翼２０は、本実施形態においては、前後左右の４箇所に設けられているが、本発明はかかる例に限定されず、例えば回転翼２０を機体の周囲６箇所、８箇所に設けてもよい。飛行体１の構造、形状、装備およびサイズ等に応じて、回転翼２０の設けられる数は適宜変更されうる。
　メモリ２３ａは、たとえば、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。カメラ／センサ２４から取得したデータは、メモリ２３ａに直接に伝達されかつ記憶されてもよい。たとえば、カメラで撮影した静止画・動画データが内蔵メモリ又は外部メモリに記録される。また、メモリ２３ａは、信号コネクタ１３を介して接続される外部の情報処理装置から取得した情報、または操縦用端末２６から送信される情報など、各種の情報を適宜記憶することができる。
　フライトコントローラ２３は、飛行体１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。たとえば、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）を有する飛行体１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、ＥＳＣ１１ｃを経由して飛行体１の推進機構であるモータ２１を制御する。モータ２１により回転翼２０が回転することで飛行体１の揚力を生じさせる。フライトコントローラ２３は、モータ２１の回転数（回転数は、所定時間あたりの回転数をも意味する）を制御して、回転翼２０による推力を調整し得る。
　フライトコントローラ２３は、１つ以上の外部のデバイス（たとえば、操縦用端末２６）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２５と通信可能である。送受信部２５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。送受信部２５は、たとえば、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任意の通信方式のうちの１つ以上を利用することができる。
　送受信部２５は、センサ２４で取得したデータ、フライトコントローラ２３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、受け取った情報はメモリ２３ａ等の記憶部に記憶することができる。センサ２４により得られた情報は、送受信部２５を介して操縦用端末２６や外部の装置等に出力されてもよい。
　操縦用端末２６は、飛行体１の飛行の操縦を制御するための装置である。なお、飛行体１の飛行は、地上等にいるオペレータの操縦により制御されてもよいし、飛行経路情報やセンシングによる自律的な飛行プログラム（例えば、ＧＣＳ（Ｇｒｏｕｎｄ　Ｃｏｎｔｒｏｌ　Ｓｔａｔｉｏｎ））に基づく自動操縦または手動操縦により制御されてもよい。操縦用端末２６は、例えば、送受信機（プロポ）、スマートフォン、タブレット等の端末等であってもよい。操縦用端末２６は、フライトコントローラ２３に対して、飛行制御指示情報を送出しうる。
　本実施の形態に係るセンサ２４は、例えば、慣性センサ（ＩＭＵ（Ｉｎｅｒｔｉａｌ　Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ　Ｓｅｎｓｏｒ）等の慣性計測装置）、加速度センサ、ジャイロセンサ、ＧＰＳセンサ、風センサ、温度センサ、湿度センサ、気圧センサ、高度センサ、ＬｉＤＡＲ（Ｌａｓｅｒ　Ｉｍａｇｉｎｇ　Ｄｅｔｅｃｔｉｏｎ　ａｎｄ　Ｒａｎｇｉｎｇ）等の近接センサ、またはカメラ以外のビジョン／イメージセンサ等を含み得る。また、センサ２４は、フライトコントローラ２３に搭載されるものであってもよいし、フライトコントローラ２３の外部に設けられるものであってもよい。また、カメラが設けられる場合は、かかるカメラは、任意のカメラであってもよい。例えば、カメラは、一般的なカメラの他に、赤外線カメラ、ステレオカメラ等であってもよい。カメラは、例えば、自己位置推定に用いるためのカメラと、撮影対象を撮像するためのカメラとがそれぞれ設けられていてもよい。本例の飛行体１は、非飛行状態において、バッテリパックを本体部１０から取り外し、充電することができる。バッテリパックは遮蔽部３０と一体であってもよいし、そうでなくてもよい。また、飛行体１は複数のバッテリを備えていてもよいし、１つのみのバッテリを備えていてもよい。
　以上、添付図面を参照しながら本開示の好適な実施形態について詳細に説明したが、本開示の技術的範囲はかかる例に限定されない。本開示の技術分野における通常の知識を有する者であれば、特許請求の範囲に記載された技術的思想の範疇内において、各種の変更例または修正例に想到し得ることは明らかであり、これらについても、当然に本開示の技術的範囲に属するものと了解される。
　なお、上記実施形態においては、かかる自律飛行制御を飛行体１のフライトコントローラ２３により実行するものとして説明したが、本技術はかかる例に限定されない。すなわち、かかる自律飛行制御方法は、飛行体においてエッジで処理される例に限られず、他の自律飛行制御装置により遠隔で上述した補正処理がなされ、その処理結果を飛行体に送信し、かかる結果をもとに駆動部を制御するようなものであってもよい。つまり、かかる自律飛行制御方法を実行するハードウェアの主体は特に限定されず、上述した機能部は複数のハードウェアにより実行されるものであってもよい。
　また、本明細書に記載された効果は、あくまで説明的または例示的なものであって限定的ではない。つまり、本開示に係る技術は、上記の効果とともに、または上記の効果に代えて、本明細書の記載から当業者には明らかな他の効果を奏しうる。
　なお、以下のような構成も本開示の技術的範囲に属する。
（項目１）
　推力を発生するための複数の回転翼と、
　平面視において隣接する何れか２つの回転翼の間に位置して、飛行中における前記２つの回転翼の下側の気流を遮る遮蔽部と、を備える無人飛行体。
（項目２）
　前記隣接する何れか２つの前記回転翼が、互いに逆方向に回転する、項目１に記載の無人飛行体。
（項目３）
　前記遮蔽部は、部分的な着脱により、遮蔽量を変更可能に構成されている、項目１又は２に記載の無人飛行体。
（項目４）
　前記遮蔽部は、部分的なスライド構造により、遮蔽量を変更可能に構成されている、項目１～３の何れかに記載の無人飛行体。
（項目５）
　前記遮蔽部は、機体の上下方向の遮蔽量が変更可能に構成されている、項目１～４の何れかに記載の無人飛行体。
（項目６）
　前記遮蔽部は、機体の前後方向の遮蔽量が変更可能に構成されている、項目１～５の何れかに記載の無人飛行体。
（項目７）
　前記遮蔽部は、機体の左右方向に隣接する前記回転翼の間に位置する、項目１～６の何れかに記載の無人飛行体。
（項目８）
　前記回転翼は、機体の右前側、左前側、右後側、左後側の４カ所に設けられている、項目１～７の何れかに記載の無人飛行体。
（項目９）
　前記遮蔽部は、前記回転翼に電力を供給するためのバッテリを有する、項目１～８の何れかに記載の無人飛行体。
（項目１０）
　前記遮蔽部は、機体の前端部から後端部にわたって延在する、項目１～９の何れかに記載の無人飛行体。
　１　　　　　　飛行体
　１０　　　　　本体部
　２０　　　　　回転翼
　３０　　　　　遮蔽部

Claims (10)

  1. 　推力を発生するための複数の回転翼と、
    　平面視において隣接する何れか２つの回転翼の間に位置して、飛行中における前記２つの回転翼の下側の気流を遮る遮蔽部と、を備える無人飛行体。
  2. 　前記隣接する何れか２つの前記回転翼が、互いに逆方向に回転する、請求項１に記載の無人飛行体。
  3. 　前記遮蔽部は、部分的な着脱により、遮蔽量を変更可能に構成されている、請求項１又は２に記載の無人飛行体。
  4. 　前記遮蔽部は、部分的なスライド構造により、遮蔽量を変更可能に構成されている、請求項１又は２に記載の無人飛行体。
  5. 　前記遮蔽部は、機体の上下方向の遮蔽量が変更可能に構成されている、請求項１又は２に記載の無人飛行体。
  6. 　前記遮蔽部は、機体の前後方向の遮蔽量が変更可能に構成されている、請求項１又は２に記載の無人飛行体。
  7. 　前記遮蔽部は、機体の左右方向に隣接する前記回転翼の間に位置する、請求項１又は２に記載の無人飛行体。
  8. 　前記回転翼は、機体の右前側、左前側、右後側、左後側の４カ所に設けられている、請求項１又は２に記載の無人飛行体。
  9. 　前記遮蔽部は、前記回転翼に電力を供給するためのバッテリを有する、請求項１又は２に記載の無人飛行体。
  10. 　前記遮蔽部は、機体の前端部から後端部にわたって延在する、請求項１又は２に記載の無人飛行体。
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CN211810234U (zh) * 2020-03-06 2020-10-30 河北启飞航空科技有限公司 一种便于喷洒的植保无人机
US20210053676A1 (en) * 2019-08-20 2021-02-25 Bell Textron Inc. Detachable Power Tethering Systems for Aircraft

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