WO2022049764A1 - 飛行体 - Google Patents

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    • B64U2101/30—UAVs specially adapted for particular uses or applications for imaging, photography or videography

Definitions

  • the present invention relates to a flying object.
  • aircraft such as unmanned and manned drones (Drone) and unmanned aerial vehicles (UAV: Unmanned Aerial Vehicle).
  • Drone unmanned and manned drones
  • UAV Unmanned Aerial Vehicle
  • An air vehicle having a plurality of rotor blades generally called a multicopter does not have a fixed wing, so it is necessary to constantly generate lift by the rotor blades, and improvement in fuel efficiency is desired. ..
  • Patent Document 1 in order to achieve both vertical takeoff and landing and improvement of fuel efficiency, by combining a multicopter mechanism and a fixed wing, a multicopter mechanism is used when performing vertical takeoff and landing and hovering.
  • a rotary wing is used, and the lift generated by the main wing is used when conducting level flight.
  • a VTOL aircraft hereinafter collectively referred to as a conventional aircraft
  • a conventional aircraft has been developed for the purpose of achieving both vertical takeoff and landing and improvement of fuel efficiency.
  • the main wing 20 has an angle of attack that generates lift in an environment where a wind containing a headwind component is blowing at the time of landing, the attitude of the aircraft may become unstable or landing may become difficult. do.
  • the main wing 20 will generate lift due to the wind due to the landing attitude, so there is a possibility that the aircraft will unintentionally move upward, and it will be a descending motion for landing. There is a concern that it will hinder.
  • an air vehicle with a main wing generally has a vertical stabilizer to improve yaw stability. The flying object that obtains the wind-viewing stabilizing effect by the vertical stabilizer tries to face the air flow, and the main wing 20 is more likely to generate lift.
  • one object of the present invention is to provide an air vehicle capable of achieving stable landing while achieving both vertical takeoff and landing and improvement of fuel efficiency by combining a multicopter mechanism and a main wing.
  • an air vehicle including a flight unit in which a plurality of rotary wing portions and a main wing are connected, and the main wing has a lift generated by the main wing at the time of landing and a lift generated by the main wing at the time of cruising. It is possible to provide an air vehicle characterized in that the configuration is reduced as compared with the above.
  • FIG. 9 is a side view of the flying object of FIG.
  • FIG. 21 is a side view of the flying object of FIG. 21 in the landing mode.
  • FIG. 21 is a top view of the flying object of FIG. 21 in the landing mode.
  • It is a top view in the landing mode of the configuration example of the flying object according to the present invention.
  • It is a side view when the conventional aircraft is cruising.
  • It is a side view when the aircraft of FIG. 25 is landing.
  • It is a top view when the aircraft of FIG. 25 is landing.
  • the flying object according to the embodiment of the present invention has the following configurations.
  • the main wing has a configuration in which the lift generated by the main wing during landing is reduced as compared with the lift generated by the main wing during cruising.
  • [Item 2] The main wing is tilted forward and fixed to the flight unit.
  • the flying object according to item 1 characterized in that.
  • the flying object according to item 1 characterized in that.
  • the rotors are connected at an angle that produces propulsion and lift during cruising.
  • the rotor blades are connected at an angle that generates propulsive force during cruising.
  • the flight unit is configured so that the rotor does not interfere with the flight unit or the main wing during landing.
  • the main wing is connected to the flight unit via a rotation shaft.
  • the main wing has a configuration in which the angle with respect to the flight portion is tilted forward about the rotation axis at the time of landing as compared with the time of cruising.
  • the flying object according to item 1 characterized in that.
  • the main wing is further connected to the flight portion via a support member and a spring.
  • the spring has a configuration in which the support by the support member is released at the time of landing, so that the angle of the main wing with respect to the flight portion is tilted forward about the rotation axis as compared with the time of cruising.
  • the main wing is configured to lean forward or backward at an angle of attack that causes a stall in an emergency crash.
  • the wing further comprises a moving blade that deploys above the wing upon landing.
  • the aircraft body 100 is an aircraft body (VTOL) capable of vertical takeoff and landing.
  • the flying object 100 includes a plurality of rotary wing portions 12 composed of at least elements such as a propeller 10 and a motor 11 and a main wing 20 for flying.
  • the main wing 20 is connected to a flight portion including a rotary wing portion 12 and a main body portion 60.
  • the aircraft body 100 has a landing gear 30 that comes into contact with the ground at the time of landing.
  • the illustrated flying object 100 is drawn in a simplified manner for the sake of facilitating the explanation of the structure of the present invention. There is.
  • the rotary wing portion 12 is connected to the flying object 100 so as to be tiltable, and in the vertical takeoff, hovering, and vertical landing modes, the rotary shaft 40 of the rotary wing descends upward, and in the cruising mode, the rotary wing portion 12 rotates.
  • the rotation axis 40 of the wing is tilted forward from the vertical landing mode to propel in the horizontal direction. It is desirable that the flying object 100 is equipped with energy (for example, a secondary battery, a fuel cell, fossil fuel, etc.) for operating a plurality of rotary blade portions 12.
  • the main wing 20 can generate lift that assists the flight of the flying object 100. Further, the main wing 20 may be provided with a moving blade, if necessary.
  • the landing gear 30 is provided with a ground contact portion that comes into contact with the ground, and may be provided with a damper or the like that cushions the impact when landing or placing an air vehicle.
  • the direction of arrow D (-Y direction) in the figure is the forward direction
  • arrow E is the downward direction (-Z direction) (details will be described later).
  • Front-back direction + Y direction and -Y direction
  • vertical direction or vertical direction
  • left-right direction or horizontal direction
  • traveling direction forward
  • Retreat direction or horizontal direction
  • traveling direction forward
  • retreat direction or + Y direction
  • ascending direction upward
  • descending direction downward
  • the propellers 10 to 10d rotate by receiving the output from the motors 11 to 11d.
  • the rotation of the propeller 10 generates a propulsive force for taking off the flying object 100 from the starting point, moving it, and landing it at the destination.
  • the propeller 10 can rotate to the right, stop, and rotate to the left.
  • the propeller 10 included in the flying object 100 of the present invention has one or more blades. Any number of blades (rotors) (eg, 1, 2, 3, 4, or more blades) may be used. 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. The shape of the blade can be changed (for example, expansion / contraction, folding, bending, etc.). The blades may be symmetrical (having the same upper and lower surfaces) or asymmetric (having different shaped upper and lower surfaces). The blades can be formed into an air wheel, wing, or geometry suitable for generating dynamic aerodynamic forces (eg, lift, thrust) as the blades move through the air. The geometry of the blades can be appropriately selected to optimize the dynamic air characteristics of the blades, such as increasing lift and thrust and reducing drag.
  • rotors e. 1, 2, 3, 4, or more blades
  • shape of the blade can be any shape such as a flat shape
  • the propeller included in the flying object of the present invention may have a fixed pitch, a variable pitch, or a mixture of a fixed pitch and a variable pitch, but the propeller is not limited to this.
  • the motors 11a to 11d cause rotation of the propellers 10 to 10d
  • the drive unit can include an electric motor, an engine, or the like.
  • the blades are driveable by the motor and rotate around the axis of rotation of the motor (eg, the long axis of the motor).
  • All the blades can rotate in the same direction, and can also rotate independently. Some of the blades rotate in one direction and the other blades rotate in the other direction.
  • the blades can all rotate at the same rotation speed, or can rotate at different rotation speeds.
  • the rotation speed can be automatically or manually determined based on the dimensions (for example, size, weight) and control state (speed, moving direction, etc.) of the moving body.
  • the flight body 100 determines the rotation speed and flight angle of each motor according to the wind speed and the wind direction by a flight controller, a radio, or the like. As a result, the flying object can move ascending / descending, accelerating / decelerating, and changing direction.
  • the flight body 100 can perform autonomous flight according to routes and rules set in advance or during flight, and flight by maneuvering using a radio.
  • the above-mentioned flying object 100 has a functional block shown in FIG.
  • the functional block in FIG. 2 has a minimum reference configuration.
  • the flight controller is a so-called processing unit.
  • the processing unit can have one or more processors such as a programmable processor (eg, a central processing unit (CPU)).
  • the processing unit has a memory (not shown), and the memory can be accessed.
  • the memory stores the logic, code, and / or program instructions that the processing unit can execute to perform one or more steps.
  • the memory may include, for example, a separable medium such as an SD card or random access memory (RAM) or an external storage device.
  • the data acquired from the cameras and sensors may be directly transmitted and stored in the memory. For example, still image / moving image data taken by a camera or the like is recorded in the built-in memory or an external memory.
  • the processing unit includes a control module configured to control the state of the rotorcraft.
  • the control module adjusts the spatial arrangement, velocity, and / or acceleration of a rotorcraft with 6 degrees of freedom (translation 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 unit and the sensors.
  • the processing unit is capable of communicating with a transmitter / receiver configured to transmit and / or receive data from one or more external devices (eg, terminals, display devices, or other remote controls).
  • the transmitter / receiver can use any suitable communication means such as wired communication or wireless communication.
  • the transmitter / receiver uses one or more of a local area network (LAN), wide area network (WAN), infrared, wireless, WiFi, point-to-point (P2P) network, telecommunications network, cloud communication, and the like. be able to.
  • the transmitter / receiver can transmit and / or receive one or more of data acquired by sensors, processing results generated by a processing unit, predetermined control data, user commands from a terminal or a remote controller, and the like. ..
  • Sensors according to this embodiment may include inertial sensors (acceleration sensors, gyro sensors), GPS sensors, proximity sensors (eg, riders), or vision / image sensors (eg, cameras).
  • inertial sensors acceleration sensors, gyro sensors
  • GPS sensors GPS sensors
  • proximity sensors eg, riders
  • vision / image sensors eg, cameras
  • the flying object 100 in the present invention uses not only the propulsive force generated by the rotary wing portion 12 but also the lift generated by the main wing 20 in the cruising mode, thereby achieving fuel efficiency during cruising. Can be expected to improve.
  • the wing 20 Since the wing 20 does not generate lift without air flow, it is unlikely that the lift generated by the wing 20 will affect landing if there is no wind or a slight wind, but it is always in the actual landing environment. It is difficult to make it windless or breeze.
  • the main wing 20 in order to perform stable landing even in an environment affected by wind such as outdoors and to enable landing in a strong wind that is difficult to land with a conventional aircraft, the main wing 20 is in the landing mode.
  • the lift generated by the wing 20 is set to be smaller than the lift generated by the main wing 20 during level flight.
  • the lift generated by the main wing 20 is reduced in the landing mode.
  • the angle of attack 21 of the main wing is fixed to the flight unit at an angle that tilts in the negative direction in the landing mode rather than in the cruising mode.
  • the tilt angle of the rotary blade portion 12 it is necessary to set the tilt angle of the rotary blade portion 12 to a predetermined angle so that the angle of the rotary shaft 40 of the rotary blade in the cruising mode becomes an appropriate angle.
  • the tilt angle of the rotary wing portion 12 in FIGS. 5 and 6 is 25 degrees
  • the tilt angle of the rotary wing portion 12 in FIGS. 1 and 3-4 is 90 degrees
  • the main wing 20 is the flight portion.
  • the tilt angle is 90 when the rotary shaft 40 is substantially vertically upward in the landing mode and the angle of attack of the main wing 20 is in the negative direction as compared with the cruise mode. The angle exceeds the degree.
  • the shape may be such that the propeller 10 does not interfere with the main wing or the like.
  • the rotary wing portion 12 included in the aircraft 100 may have the propeller 10 in the cruising mode and the landing mode interfering with the frame, the arm, the main wing, etc., depending on the mounting position and the tilt angle when the aircraft is displaced to the landing mode. be.
  • the frame or arm may have a curved shape (bending, bending, etc.), and as shown in FIGS. 9 and 10, for example, a part of the frame or arm may be provided on the installation side of the propeller 10.
  • the shape may be staggered.
  • the motor mount (not shown) may be raised.
  • the main wing 20 included in the flying object 100 according to the second embodiment has a flight unit in a negative angle of attack direction in order to reduce the lift generated by the main wing 20 in the landing mode.
  • the connection angle with may be displaced.
  • the rotation shaft 22 By providing the rotation shaft 22 at the connection portion between the main wing 20 and the flight portion, the angle of attack 21 of the main wing can be changed. It is desirable that the rotating shaft 22 has strength enough to withstand flight and takeoff and landing, and is lightweight. For example, plastics, metals, shafts such as FRP, pipes, bearings, and the like can be selected and used. These materials may be the same material as the frame or arm included in the flight portion, or may be different materials.
  • the angle of attack 21 of the main wing 20 is changed by lowering the load 50 with the load 50 and a part of the main wing 20 connected to each other.
  • the angle is once changed to the landing mode. It is desirable to have a configuration in which the fixing of the main wing 20 can be released so that the operation of returning the main wing 20 to the cruising mode can be performed by an external action such as a human hand or a maintenance robot. This can be expected to simplify and reduce the weight of the mechanism provided in the flying object 100.
  • the main wing 20 is connected to the flight portion via the rotation shaft 22, and the main wing 20 is attached so as to connect the front side of the main wing 20 and the lower portion of the flight portion.
  • the tension spring 24 By the force of the tension spring 24, it is always pulled so as to be at the angle in the landing mode.
  • the main wing In the cruising mode, the main wing is fixed in posture against the force of the spring 24 by a support member 23 such as a pin, and is held so that the angle of attack does not tilt in the negative direction from a predetermined angle.
  • the pin 23 is pulled out from the main wing 20 by a servo or the like, so that the angle of the main wing 20 changes to a negative angle of attack according to the force of the spring 24.
  • the mechanism that shifts the connection angle of the main wing 20 to the flight unit in the negative angle of attack direction not only stabilizes the landing when the flight object lands in normal times, but also limits the crash range when the flight object 100 fails. , Allows for emergency landing.
  • the angle of attack of the main wing 20 during flight is set to a negative angle of attack than the zero lift angle, and by actively stalling, the altitude of the aircraft 100 is rapidly lowered and the aircraft is forced to crash.
  • the point where the abnormality occurred in the flight object 100 is a suitable place as an emergency crash point (area without a house, on the water, etc.)
  • the damage on the house or due to the fall of the aircraft will be enormous. It is important to crash the aircraft more quickly before it moves to its place.
  • the aircraft will fall by gliding with the main wing 20 and switching to the emergency crash mode above the point suitable for falling. It is possible to prevent damage caused by. Further, when the flying object falls, it is possible to further reduce the influence on the falling point by further using a means for reducing the falling speed such as a parachute.
  • the stall In the emergency landing mode, if the negative or positive angle of attack of the main wing is increased to an angle that exceeds the stall angle, the stall can be entered and the flight speed can be expected to decrease due to the increase in the resistance of the main wing 20.
  • the main wing 20 included in the flying object 100 according to the third embodiment includes a moving blade 25 as a mechanism for reducing lift, and the moving blade 25 causes the main wing to move. It is possible to reduce the lift generated by 20.
  • a vertical landing aircraft for example, Harrier, F-35B, etc.
  • a flap high lift device
  • the flying object 100 according to the present invention has a configuration capable of stable landing by reducing the lift obtained in the landing mode, the moving blades 25 can be deployed upward from the cruising mode to obtain the main wing 20. Obtain the effect of reducing the lift generated.
  • the drag force also increases as a side effect.
  • the increase in drag causes the flying object 100 to be swept away by the headwind and the accuracy of landing is lowered, it is preferable that the increase in drag is small. Therefore, it is necessary to consider the balance between the decrease in lift and the increase in drag.
  • the main wing 20 may be deformed by using a variable swept wing or a variable forward wing mechanism as shown in FIGS. 21 to 23, or as shown in FIG. 24. Therefore, there is a method of providing a mechanism such as a fan 26 for generating an upward wake in the main wing 20 and rotating the fan 26 in the landing mode.
  • the above-mentioned configuration of the flying object in each embodiment can be implemented by combining a plurality of them. It is desirable to consider the configuration as appropriate according to the cost of manufacturing the aircraft and the environment and characteristics of the place where the aircraft is operated.

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Abstract

【課題】垂直離着陸の実現と燃費の向上を両立させた上で、安定した着陸を実現可能な飛行体を提供すること。 【解決手段】複数の回転翼部と、主翼と、が接続された飛行部を備える飛行体であって、前記主翼は、着陸時に前記主翼が生む揚力が、巡航時に前記主翼が生む揚力に比較して減少する構成である、飛行体。さらに主翼は、前記飛行部に対して前傾して固定されている。さらに回転翼は、巡行時に推進力及び揚力を発生する角度で接続される。さらに回転翼は、巡行時に推進力を発生する角度で接続される。さらに飛行部は、着陸時に回転翼が飛行部または主翼に干渉しない構成である。さらに主翼は、前記飛行部と回動軸を介して接続されており、前記主翼は、着陸時に巡行時よりも前記飛行部に対する角度を回動軸を中心に前傾する構成である。

Description

飛行体
　本発明は、飛行体に関する。
　近年、無人および有人ドローン（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）を用いたサービスの実用化に向けた研究や実証実験が進められている。一般的にマルチコプターと呼ばれる複数の回転翼を備える飛行体（以下、マルチコプターと総称する）は、固定翼を持たないため、常時回転翼により揚力を生む必要があり、燃費の向上が望まれる。
　このような状況を鑑みて、例えば特許文献１においては、垂直離着陸と燃費の向上を両立させるため、マルチコプター機構と固定翼を組み合わせることで、垂直離着陸やホバリングを行う際にはマルチコプター機構の回転翼を用い、水平飛行を行う際には主翼の生み出す揚力を用いる。このように、垂直離着陸と燃費の向上を両立させることを目的としたＶＴＯＬ機体（以下、従来機体と総称する）が開発されている。
米国特許第１０１３１４２６号公報
　しかしながら、図２５－図２７に例示されるような従来機体は、水平飛行時に主翼２０が最適な迎角となるように設計されている一方で、回転翼及び主翼２０はフレームに対して、それぞれ相対的な角度が一定となるように固定されている。したがって、図２５及び図２６のように、水平飛行時の姿勢よりも着陸時の姿勢の方が主翼２０の迎角が大きくなる。
　このように、着陸時に向かい風の成分を含む風が吹いている環境において主翼２０が揚力を発生させる迎角を有する構成の場合、飛行体の姿勢が不安定になったり、着陸が困難となったりする。風の強さによっては、着陸姿勢となることによって、主翼２０が風により揚力を発生させてしまうため、飛行体が意図せず上向きに進んでしまう可能性もあり、着陸のための下降動作に支障をきたす懸念がある。また、主翼を備える飛行体は、一般的に、ヨー方向の安定性を向上させるための垂直尾翼を備えている。垂直尾翼により風見安定効果を得る飛行体は気流に正対しようとし、主翼２０はより揚力を生みやすくなる。
　そこで、本発明は、マルチコプター機構と主翼を組み合わせ、垂直離着陸と燃費の向上を両立させた上で、安定した着陸を実現可能な飛行体を提供することを一つの目的とする。
　本発明によれば、複数の回転翼部と、主翼と、が接続された飛行部を備える飛行体であって、前記主翼は、着陸時に前記主翼が生む揚力が、巡航時に前記主翼が生む揚力に比較して減少する構成である、ことを特徴とする飛行体を提供することができる。
　本発明によれば、垂直離着陸の実現と燃費の向上を両立させた上で、安定した着陸を実現可能な飛行体を提供することができる。
巡航モード時における本発明による飛行体を側面から見た概念図である。 本発明による飛行体の機能ブロック図である。 図１の飛行体の着陸モード時の側面図である。 図１の飛行体の着陸モード時の上面図である。 本発明による飛行体の巡航モード時の側面図である。 図５の飛行体の着陸モード時の側面図である。 本発明による飛行体の構成例の、巡航モード時の側面図である。 図７の飛行体の着陸モード時の側面図である。 本発明による飛行体の構成例の、巡航モード時の側面図である。 図９の飛行体の着陸モード時の側面図である。 本発明による飛行体の構成例の、巡航モード時の側面図である。 図１１の飛行体の回転翼部が着陸モード時へ移行した時の側面図である。 図１１の飛行体の着陸モード時の側面図である。 図１１の飛行体の着陸モード時の上面図である。 本発明による飛行体の回転翼部が着陸モード時へ移行した時の側面図である。 図１３の飛行体の着陸モード時の側面図である。 本発明による飛行体の構成例の、巡航モード時の側面図である。 図１７の飛行体の着陸モード時の側面図である。 本発明による飛行体の構成例の、巡航モード時の側面図である。 図１９の飛行体の着陸モード時の側面図である。 本発明による飛行体の構成例の、巡航モードの側面図である。 図２１の飛行体の着陸モード時の側面図である。 図２１の飛行体の着陸モード時の上面図である。 本発明による飛行体の構成例の、着陸モード時の上面図である。 従来機体が巡航している時の側面図である。 図２５の機体が着陸している時の側面図である。 図２５の機体が着陸している時の上面図である。
　本発明の実施形態の内容を列記して説明する。本発明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］
　複数の回転翼部と、主翼と、が接続された飛行部を備える飛行体であって、
　前記主翼は、着陸時に前記主翼が生む揚力が、巡航時に前記主翼が生む揚力に比較して減少する構成である、
　ことを特徴とする飛行体。
［項目２］
　前記主翼は、前記飛行部に対して前傾して固定されている、
　ことを特徴とする項目１に記載の飛行体。
［項目３］
　前記回転翼は、着陸時に巡行時よりも前記主翼が前傾するように回転軸の角度が制御される、
　ことを特徴とする項目１に記載の飛行体。
［項目４］
　前記回転翼は、巡行時に推進力及び揚力を発生する角度で接続される、
　ことを特徴とする項目１ないし３のいずれかに記載の飛行体。
［項目５］
　前記回転翼は、巡行時に推進力を発生する角度で接続される、
　ことを特徴とする項目１ないし３のいずれかに記載の飛行体。
［項目６］
　前記飛行部は、着陸時に回転翼が飛行部または主翼に干渉しない構成である、
　ことを特徴とする項目１ないし５のいずれかに記載の飛行体。
［項目７］
　前記主翼は、前記飛行部と回動軸を介して接続されており、
　前記主翼は、着陸時に巡行時よりも前記飛行部に対する角度を回動軸を中心に前傾する構成である、
　ことを特徴とする項目１に記載の飛行体。
［項目８］
　前記主翼は、前記飛行部と支持部材及びばねを介してさらに接続されており、
　前記ばねは、着陸時に前記支持部材による支持が解除されることにより、巡行時よりも前記飛行部に対する前記主翼の角度を回動軸を中心に前傾させる構成である、
　ことを特徴とする項目７に記載の飛行体。
［項目９］
　前記主翼は、緊急墜落時に失速となる迎角に前傾または後傾する構成である、
　ことを特徴とする項目１ないし８のいずれかに記載の飛行体。
［項目１０］
　前記緊急墜落時に動作する落下速度を低下させる手段をさらに備える、
　ことを特徴とする項目１ないし９のいずれかに記載の飛行体。
［項目１１］
　前記主翼は、着陸時に主翼の上方に展開する動翼をさらに備える、
　ことを特徴とする項目１ないし１０のいずれかに記載の飛行体。
［項目１２］
　着陸時に上方へ後流を生むファンをさらに備える、
　ことを特徴とする項目１ないし１１のいずれかに記載の飛行体。
＜本発明による実施形態の詳細＞
以下、本発明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。添付図面において、同一または類似の要素には同一または類似の参照符号及び名称が付され、各実施形態の説明において同一または類似の要素に関する重複する説明は省略することがある。また、各実施形態で示される特徴は、互いに矛盾しない限り他の実施形態にも適用可能である。
＜第１の実施の形態の詳細＞
　図１に示されるように、本発明の実施の形態による飛行体１００は垂直離着陸が可能な飛行体（VTOL）である。飛行体１００は、飛行を行うために少なくともプロペラ１０やモータ１１等の要素からなる回転翼部１２を複数個と、主翼２０を備えている。主翼２０は、回転翼部１２と本体部６０を含む飛行部に接続されている。また、飛行体１００は、着陸時に地面と接触する着陸脚３０を有している。なお、図示されている飛行体１００は、本発明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や機体本体については、記載を省略している。
　回転翼部１２は、飛行体１００に、ティルト可能に接続されており、垂直離陸やホバリング、垂直着陸モードにおいては、回転翼の回転軸４０を上方に向けて下降を行い、巡航モードでは、回転翼の回転軸４０を垂直着陸モード時より前方に傾けて、水平方向への推進を行う。飛行体１００は、複数の回転翼部１２を動作させるためのエネルギー（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。
　主翼２０は、飛行体１００の飛行の補助となる揚力を発生させることが可能である。また、主翼２０は、必要に応じて動翼を備えていてもよい。
　着陸脚３０は、地面と接触する接地部を備えており、また、着陸時や飛行体を置く際の衝撃緩和を行うダンパー等を備えていてもよい。
　飛行体１００は、図の矢印Ｄの方向(－Ｙ方向)を前進方向、矢印Ｅを下降方向（－Ｚ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１０～１０ｄは、モータ１１～１１ｄからの出力を受けて回転する。プロペラ１０が回転することによって、飛行体１００を出発地から離陸させ、移動させ、目的地に着陸させるための推進力が発生する。なお、プロペラ１０は、右方向への回転、停止及び左方向への回転が可能である。
　本発明の飛行体１００が備えるプロペラ１０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、本発明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１１ａ～１１ｄは、プロペラ１０～１０ｄ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。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する。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、フライトコントローラやプロポ等により、風速と風向に応じて、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。
　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２に示される機能ブロックを有している。なお、図２の機能ブロックは最低限の参考構成である。フライトコントローラは、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。カメラやセンサ類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と通信可能である。送受信機は、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。送受信部は、センサ類で取得したデータ、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。
　図１に例示されるように、本発明における飛行体１００は、巡航モード時に、回転翼部１２が生む推進力だけでなく、主翼２０が生む揚力をあわせて利用することにより、巡航時の燃費の向上が期待できる。
　ここで、従来機体について再度説明する。図２５のような巡航モードにおける主翼２０の姿勢と、図２６における着陸モードにおける主翼２０の姿勢を比較したとき、着陸モード時に、主翼２０のプラス方向の迎角がより大きくなる構成となっている。
　プラスの迎角が大きくなると、主翼２０の生む揚力は、失速迎角を迎えるまで増加する。そのため、従来機体のように、着陸モード時の主翼２０が巡航モードより揚力を生みやすい飛行体の構成では、着陸に時間を要したり、着陸が困難となったり、強風下においては機体が浮き上がってしまう等の可能性がある。特に、宅配事業等の効率を重視した運用が望まれるケースにおいては、着陸にかかる時間の増加は欠点となる。
　空気の流れがなければ主翼２０は揚力を生まないため、無風下や微風下であれば主翼２０の生む揚力が着陸に影響を及ぼす可能性は低いが、実際の飛行体着陸時の環境において常に無風や微風とすることは困難である。
　本発明による飛行体１００においては、屋外等の風の影響を受ける環境においても安定した着陸を行い、また、従来機体では着陸が困難な強風下において着陸を可能にするため、着陸モード時に主翼２０が生む揚力は、水平飛行時に主翼２０が生む揚力に比較して少なくなるように設けられている。
　図１及び図３に例示されるとおり、第１の実施の形態では、垂直着陸時に主翼２０が生む揚力を、巡航モード時に主翼２０が生む揚力に比較して減少させるために、着陸モード時の主翼の迎角２１を、巡航モード時よりも、着陸モード時にマイナス方向に傾く角度で飛行部に固定する。
　上記の構成において、巡航モード時の回転翼の回転軸４０の角度が適切な角度となるよう、回転翼部１２のティルト角度を所定の角度に設定する必要がある。例えば、図５及び図６における回転翼部１２のティルト角度は２５度であり、また、図１及び図３－４における回転翼部１２のティルト角度は９０度であるが、主翼２０が飛行部に同じ角度で設けられた飛行体１００において、巡航モード時の回転軸４０の角度を、より水平に近付ける必要がある場合には、必要なティルト角度が増加する。
　例えば、図７及び図８に示されるように、巡航モード時には、回転軸４０を略水平として回転翼を推進用のみに用い、飛行に必要な揚力を主翼２０によって得る場合、機体を空中に留めるために回転翼の力を用いないため、図１及び図５に示されるような回転軸の傾きで用いる場合に比較して、燃費の向上が期待できる。回転翼を推進用のみに用いる構成においては、着陸時モード時に回転軸４０は略垂直方向上方とし、主翼２０の迎角は巡航モード時よりもマイナス方向となるように設ける場合、ティルト角は９０度を超えた角度となる。
　図９及び図１０に示されるように、プロペラ１０が主翼等に干渉することを避ける形状としてもよい。飛行体１００が備える回転翼部１２は、その取り付け位置及び着陸モードに変位する際のティルト角度によっては、巡航モード時と着陸モード時のプロペラ１０がフレームやアーム、主翼等に干渉する可能性がある。これを避けるために、例えばフレームやアームが曲がった形状（屈曲や湾曲等）にしてもよく、例えば図９及び図１０に示されるように、プロペラ１０の設置側にフレームやアームの一部をずらした形状にしてもよい。また、同様の目的で、モータマウント（不図示）を高くするようにしてもよい。
＜第２の実施の形態の詳細＞
　本発明による第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。
　図１１－図１４に示されるように、第２の実施の形態による飛行体１００が備える主翼２０は、着陸モード時、主翼２０の生む揚力を減少させるために、マイナスの迎角方向に飛行部との接続角度を変位してもよい。
　主翼２０と飛行部の接続部分に回動軸２２を設けることにより、主翼の迎角２１の変更が可能となる。回動軸２２は、飛行や離着陸に耐え得る強度を持ち、且つ、軽量であることが望ましい。例えば、プラスチックや金属、ＦＲＰなどのシャフトやパイプ、ベアリング等を選択して使用し得る。これらの素材は、飛行部に含まれるフレームやアームと同じ素材であってもよいし、異なる素材であってもよい。
　着陸モードに移行し、主翼２０の角度を変更する場合には、サーボやモータ、ガス、ばね、搭載物５０の自重等の力を利用して、所定の角度まで回動させる方法がある。搭載物５０は、輸送の対象物や、飛行に使用するバッテリー等を利用し、重量の増加を最低限とすることが望ましい。図１５－図１６に示されるように、搭載物５０と主翼２０の一部が接続された状態で搭載物５０を下降させることで、主翼２０の迎角２１が変化する。
　着陸後、メンテナンス等を介さずに再度離陸や飛行を行うケースにおいては、主翼２０の角度を着陸モードの角度に切り替えた後、再び巡航モードの角度に戻すように制御可能としておくことが望ましい。例えば、宅配等の業務で使用され、一度の飛行において複数の配達先を回る場合などは、巡航モードと着陸モードを複数回切り替える必要がある。
　しかし、着陸後に再度飛行を行うまでの間に、着陸モードに変更した主翼２０を手動で巡航モードの主翼２０の迎角２１に戻すことができるケースにおいては、一度着陸モードの角度へと変更した主翼２０を再度巡航モードに戻す動作を、人の手やメンテナンスロボットなどの外部からの作用で行うことができるように、主翼２０の固定を解除可能な構成としておくことが望ましい。これにより、飛行体１００が備える機構の単純化および軽量化が期待できる。
　例えば、図１７及び図１８に示されるように、主翼２０は回動軸２２を介して飛行部と接続しており、主翼２０は、主翼２０の前側と飛行部の下方とをつなぐように取り付けられた引張りばね２４の力により、常に着陸モード時の角度となるように引っ張られている。巡航モード時には、主翼はピン等の支持部材２３によって、ばね２４の力に逆らって姿勢を固定され、所定の角度より迎角がマイナス方向に傾かないよう保持される。巡航モードから着陸モードへと切り替える際には、サーボ等により主翼２０からピン２３を抜き取ることで、主翼２０の角度は、ばね２４の力にしたがいマイナスの迎角へと変化する。
また、主翼２０をマイナスの迎角方向に飛行部との接続角度を変位させる機構は、平時の飛行体着陸時に着陸を安定させる他に、飛行体１００の障害時等に墜落範囲を限定させたり、緊急着陸をさせたりすることを可能にする。
　揚力を発生し得る主翼を備えるＶＴＯＬ機体においては、主翼の生みだす揚力を利用することで燃費が向上する利点がある一方、飛行体に障害が起きた時などに、回転翼の回転を止めても滑空して前進し続けるため、墜落場所を限定することが困難になり得る。
　緊急墜落モードにおいては、飛行中の主翼２０の迎角を、ゼロ揚力角よりも更にマイナスの迎角とし、積極的に失速させることで、急速に飛行体１００の高度を下げ、強制的に墜落させる。例えば、飛行体１００に異常が起こった地点が緊急墜落地点として好適な場所（人家の無いエリアや、水上等）であった場合には、人家の上や、機体の落下による被害が甚大となる場所まで機体が移動する前に、より迅速にその場に墜落させることが重要である。
　反対に、機体に異常が起こった地点では墜落させることが難しい場合には、主翼２０による滑空によりその場から離れ、落下に好適な地点の上空にて緊急墜落モードへ切り替えることで、機体の落下による被害を防ぐことが可能である。また、飛行体の落下時には、パラシュート等の落下速度を低下させる手段をさらに用いることで、更に落下地点への影響を減少させることも可能である。
　緊急着陸モード時における、主翼のマイナス方向の迎角もしくはプラス方向の迎角を失速角を越える角度まで大きくすると、失速に入らせるとともに、主翼２０の抗力の増加による飛行速度の低下も期待できる。
　例えば、主翼の迎角が－１０度で失速となる翼型を用いている場合には、（巡航モード時の主翼の迎角は＋５度、墜落モード時は０度、）緊急墜落モードにおいては－２０度程度とすることで、緊急墜落モードでの迅速な失速及び墜落、落下が可能である。
＜第３の実施の形態の詳細＞
　本発明による第３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。
　図１９及び図２０に示されるように、第３の実施の形態による飛行体１００が備える主翼２０は、揚力低減用の機構として動翼２５を備えており、動翼２５が動くことにより、主翼２０が生む揚力を低減させることが可能である。
　一般に、動翼を備える固定翼を用いて飛行する垂直着陸機体（例えば、ハリアー、Ｆ－３５Ｂなど）は、着陸モード時、より大きな揚力を得る目的で、フラップ（高揚力装置）等を巡航モード時よりも下方に展開する。しかし、本発明による飛行体１００は、着陸モード時に得る揚力を減少させることによって安定した着陸をし得る構成であるため、動翼２５を巡航モード時よりも上方に展開することで、主翼２０の生む揚力の低減効果を得る。
　動翼２５の展開により揚力を変化させる際は、副次的に抗力も増加する。しかし、抗力の増加は、向かい風によって飛行体１００が流され、着陸の正確性を低下させる原因となるため、抗力の増加は少ない構成であることが好ましい。したがって、揚力の低下と抗力の増加のバランスを考慮して設計する必要がある。
　抗力の増加を抑えつつ主翼の生む揚力を低下させる方法として、図２１－図２３に示されるように、主翼２０に可変後退翼や可変前進翼の機構を用いて変形させたり、図２４に示されるように、主翼２０内にファン２６のような上方へ後流を生む機構を設け、着陸モード時にファン２６を回転させたりする方法がある。
　上記、各実施の形態における飛行体の構成は、複数を組み合わせて実施することが可能である。飛行体の製造におけるコストや、飛行体が運用される場所の環境や特性に合わせて、適宜構成を検討することが望ましい。
　上述した実施の形態は、本発明の理解を容易にするための例示に過ぎず、本発明を限定して解釈するためのものではない。本発明は、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、本発明にはその均等物が含まれることは言うまでもない。
１０ａ～１０ｄ　　プロペラ
１１ａ～１１ｄ　　モータ
２０　　　主翼
２１　　　主翼の迎角
２２　　　主翼の回動軸
２３　　　支持部材
２４　　　ばね
２５　　　動翼
２６　　　ファン
３０　　　着陸脚
５０　　　搭載物
６０　　　本体部
１００　　飛行体
１１０　　着陸面

 
 

Claims (12)

  1. 　複数の回転翼部と、主翼と、が接続された飛行部を備える飛行体であって、
    　前記主翼は、着陸時に前記主翼が生む揚力が、巡航時に前記主翼が生む揚力に比較して減少する構成である、
    　ことを特徴とする飛行体。
  2. 　前記主翼は、前記飛行部に対して前傾して固定されている、
    　ことを特徴とする請求項１に記載の飛行体。
  3. 　前記回転翼は、着陸時に巡行時よりも前記主翼が前傾するように回転軸の角度が制御される、
    　ことを特徴とする請求項１に記載の飛行体。
  4. 　前記回転翼は、巡行時に推進力及び揚力を発生する角度で接続される、
    　ことを特徴とする請求項１ないし３のいずれかに記載の飛行体。
  5. 　前記回転翼は、巡行時に推進力を発生する角度で接続される、
    　ことを特徴とする請求項１ないし３のいずれかに記載の飛行体。
  6. 　前記飛行部は、着陸時に回転翼が飛行部または主翼に干渉しない構成である、
    　ことを特徴とする請求項１ないし５のいずれかに記載の飛行体。
  7. 　前記主翼は、前記飛行部と回動軸を介して接続されており、
    　前記主翼は、着陸時に巡行時よりも前記飛行部に対する角度を回動軸を中心に前傾する構成である、
    　ことを特徴とする請求項１に記載の飛行体。
  8. 　前記主翼は、前記飛行部と支持部材及びばねを介してさらに接続されており、
    　前記ばねは、着陸時に前記支持部材による支持が解除されることにより、巡行時よりも前記飛行部に対する前記主翼の角度を回動軸を中心に前傾させる構成である、
    　ことを特徴とする請求項７に記載の飛行体。
  9. 　前記主翼は、緊急墜落時に失速となる迎角に前傾または後傾する構成である、
    　ことを特徴とする請求項１ないし８のいずれかに記載の飛行体。
  10. 　前記緊急墜落時に動作する落下速度を低下させる手段をさらに備える、
    　ことを特徴とする請求項９に記載の飛行体。
  11. 　前記主翼は、着陸時に前記主翼の上方に展開する動翼をさらに備える、
    　ことを特徴とする請求項１ないし１０のいずれかに記載の飛行体。
  12. 　着陸時に上方へ後流を生むファンをさらに備える、
    　ことを特徴とする請求項１ないし１１のいずれかに記載の飛行体。

     
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