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1. (WO2019065848) ENGINE-MOUNTED AUTONOMOUS FLYING DEVICE
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明 細 書

発明の名称 エンジン搭載自立型飛行装置

技術分野

0001  

背景技術

0002   0003   0004  

先行技術文献

特許文献

0005  

発明の概要

発明が解決しようとする課題

0006   0007   0008   0009   0010  

課題を解決するための手段

0011   0012   0013   0014   0015   0016   0017   0018   0019   0020   0021   0022  

発明の効果

0023   0024   0025   0026   0027   0028   0029   0030   0031   0032   0033   0034  

図面の簡単な説明

0035  

発明を実施するための形態

0036   0037   0038   0039   0040   0041   0042   0043   0044   0045   0046   0047   0048   0049   0050   0051   0052   0053   0054   0055   0056   0057   0058   0059   0060   0061   0062   0063   0064   0065   0066   0067   0068   0069   0070   0071   0072   0073   0074   0075   0076   0077   0078   0079   0080   0081   0082   0083   0084   0085   0086   0087   0088   0089   0090   0091   0092   0093   0094   0095   0096   0097   0098   0099   0100   0101   0102   0103   0104   0105   0106   0107   0108   0109   0110   0111   0112   0113   0114   0115   0116   0117   0118   0119   0120   0121   0122  

符号の説明

0123  

請求の範囲

1   2   3   4   5   6   7   8   9   10   11   12  

図面

1   2   3   4   5   6   7   8  

明 細 書

発明の名称 : エンジン搭載自立型飛行装置

技術分野

[0001]
 本発明は、エンジン搭載自立型飛行装置に関し、特に、エンジンにより駆動的にメインロータを駆動し、エンジンにより駆動される発電機から得られる電力でサブロータを回転させる所謂ハイブリット型のエンジン搭載自立型飛行装置に関する。

背景技術

[0002]
 従来から、無人で空中を飛行することが可能な自立型飛行装置が知られている。このような自立型飛行装置は、垂直軸回りに回転するロータの推力で、空中を飛行することを可能としている。
[0003]
 かかる自立型飛行装置の適用分野としては、例えば、輸送分野、測量分野および撮影分野等が考えられる。このような分野に自立型飛行装置を適用する場合は、測量機器や撮影機器を飛行装置に備え付ける。飛行装置をかかる分野に適用させることで、人が立ち入れない地域に飛行装置を飛行させ、そのような地域の輸送、撮影および測量を行うことができる。かかる自立型飛行装置に関する発明は、例えば、特許文献1や特許文献2に記載されている。
[0004]
 一般的な自立型飛行装置では、飛行装置に搭載された蓄電池から供給される電力で上記したロータは回転する。しかしながら、蓄電池による電力の供給ではエネルギの供給量が必ずしも十分ではないため、長時間に渡る連続飛行を実現するために、エンジンを搭載した自立型飛行装置も出現している。このような自立型飛行装置では、エンジンの駆動力で発電機を回転させ、かかる発電機で発電された電力でロータを回転駆動している。かかる構成の自立型飛行装置は、動力源からロータにエネルギが供給される経路に、エンジンと発電機とが直列的に接続されることから、シリーズ型ドローンとも称される。このような自立型飛行装置を用いて撮影や測量を行うことで、広範囲な撮影や測量を行うことができる。エンジンが搭載された飛行装置は、例えば特許文献3に記載されている。

先行技術文献

特許文献

[0005]
特許文献1 : 特開2012-51545号公報
特許文献2 : 特開2014-240242号公報
特許文献3 : 特開2011-251678号公報

発明の概要

発明が解決しようとする課題

[0006]
 自立型飛行装置の用途が拡大しつつなる現状に鑑みると、自立型飛行装置には、搭載することができる荷物の重量を大きくすること、即ちペイロードを大きくすることが求められる。更には、自立型飛行装置には、長距離を飛行するために長時間にわたり連続して飛行することも求められる。
[0007]
 しかしながら、ロータの駆動エネルギ源として蓄電池のみを有するバッテリ駆動の自立型飛行装置では、バッテリから得られるエネルギがそれほど大きくないことから、ペイロードおよび連続飛行時間が小さいという課題があった。例えば、バッテリ駆動の自立型飛行装置のペイロードは10kg程度であり、その連続飛行時間は20分程度である。
[0008]
 また、エンジンで発電した電力を用いてロータを回転させるシリーズ型の自立型飛行装置では、駆動源がエンジンであるため、ペイロードを比較的大きくすることができ、更に、連続飛行時間を比較的長くすることができる。例えば、シリーズ型の自立型飛行装置のペイロードは20kg程度であり、その連続飛行時間は1時間程度である。しかしながら、シリーズ型の自立型飛行装置では、ロータに伝達させるエネルギは、エンジン、発電機、パワーコンディショナーおよびモータを経由しているので、発電機とパワーコンディショナーの効率に応じてエネルギ損失が生じる。よって、シリーズ型の自立型飛行装置は、全体としてのエネルギ効率が高くなく、ペイロードを大きくすることが簡単でない課題を有していた。
[0009]
 更に、エンジン駆動のロータと、モータ駆動のロータとを備える自立型飛行装置のハイブリット型の自立型飛行装置も開発されているが、運転効率を高めつつ、自立型飛行装置10の姿勢変更等を安定的に行うことは簡単ではなかった。
[0010]
 本発明は、上記の事情に鑑みてなされたものであり、その目的とするところは、ペイロードおよび連続飛行時間を大きく確保すると共に、飛行時に於ける位置姿勢の調整を正確に行うことができる自立型飛行装置を提供することにある。

課題を解決するための手段

[0011]
 本発明のエンジン搭載自立型飛行装置は、機体に主推力を与えるメインロータと、前記機体の姿勢制御を行うサブロータと、前記メインロータおよび前記サブロータが回転するためのエネルギを発生するエンジンと、前記サブロータの回転を制御する演算制御装置と、を具備し、前記メインロータは、前記エンジンと駆動的に接続されることで回転し、前記サブロータは、前記エンジンにより運転される発電機から発生する電力により駆動するモータにより回転し、前記演算制御装置は、前記機体を傾斜させる姿勢制御を行う際には、ホバリングを行う際よりも、前記サブロータの出力配分比を大きくすることを特徴とする。
[0012]
 更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記演算制御装置は、前記姿勢制御を行う際には、前記サブロータへの出力配分比を10%以上30%以下とすることを特徴とする。
[0013]
 更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記発電機から発生する前記電力を変換する電力変換器と、前記電力変換器から出力される電力を蓄電するキャパシタと、を具備し、前記演算制御装置は、前記ホバリングを行う際には、前記キャパシタを蓄電し、前記姿勢制御を行う際には、前記キャパシタが放電する電力を前記モータに供給することを特徴とする。
[0014]
 更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記エンジンの回転数は、前記ホバリングを行っている時と、前記姿勢制御を行っている時とで、略同一であることを特徴とする。
[0015]
 更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記エンジンと前記メインロータとは、ベルトを介して駆動的に接続されることを特徴とする。
[0016]
 更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記エンジンは、往復運動する第1ピストンを有する第1エンジン部と、前記第1ピストンと対峙した状態で往復運動する第2ピストンを有する第2エンジン部と、を有することを特徴とする。
[0017]
 更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記第1ピストンと前記第2ピストンとは、連通するシリンダの内部で往復運動することを特徴とする。
[0018]
 更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記第1ピストンは第1シリンダの内部で往復運動し、前記第2ピストンは前記第1シリンダとは別体として形成された第2シリンダの内部で往復運動することを特徴とする。
[0019]
 更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記サブロータは前記エンジンが配置された箇所から外側に向かって伸びるサブアームの先端側に取り付けられ、前記メインロータは前記エンジンが配置された箇所から外側に向かって伸び、前記サブアームよりも長いメインアームの先端側に取り付けられることを特徴とする。
[0020]
 更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記メインロータには、前記エンジンのクランクシャフトから外部に延出するシャフトに取り付けられたエンジン側プーリと、前記メインロータに取り付けられたロータ側プーリと、前記エンジン側プーリと前記ロータ側プーリとの間に掛けられたベルトと、を介して駆動力が伝達されることを特徴とする。
[0021]
 更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記エンジンを構成する前記第1エンジン部および第2エンジン部が整列する方向を第1方向、前記第1方向に直交する方向を第2方向とした場合、前記メインロータは、前記第1エンジン部で駆動されると共に前記第1方向に沿って外側に配置された第1メインロータと、前記第2エンジン部で駆動されると共に前記第1メインロータと対向する位置に整地された第2メインロータと、を有し、前記サブロータは、前記第1メインロータ側で、前記第2方向に沿って外側に配置された第1サブロータと、前記第2方向に沿って前記第1サブロータと対向する位置に配置された前記第2サブロータと、前記第2メインロータ側で、前記第2方向に沿って外側に配置された第3サブロータと、前記第2方向に沿って前記第3サブロータと対向する位置に配置された前記第4サブロータと、を有することを特徴とする。
[0022]
 更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記エンジンは、第1バランスマスが形成されたクランクシャフトと、前記第1バランスマスに対して対称的な位置に第2バランスマスが形成されたバランサシャフト、を有し、前記クランクシャフトおよび前記バランサシャフトの駆動力により、前記メインロータを回転させることを特徴とする。

発明の効果

[0023]
 本発明のエンジン搭載自立型飛行装置は、機体に主推力を与えるメインロータと、前記機体の姿勢制御を行うサブロータと、前記メインロータおよび前記サブロータが回転するためのエネルギを発生するエンジンと、前記サブロータの回転を制御する演算制御装置と、を具備し、前記メインロータは、前記エンジンと駆動的に接続されることで回転し、前記サブロータは、前記エンジンにより運転される発電機から発生する電力により駆動するモータにより回転し、前記演算制御装置は、前記機体を傾斜させる姿勢制御を行う際には、ホバリングを行う際よりも、前記サブロータの出力配分比を大きくすることを特徴とする。従って、エンジン搭載自立型飛行装置を空中で移動させるべく、機体を傾斜させる姿勢制御を行う際に、サブロータの出力配分比を大きくすることで、機体を好適に傾斜させて移動することができる。
[0024]
 更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記演算制御装置は、前記姿勢制御を行う際には、前記サブロータへの出力配分比を10%以上30%以下とすることを特徴とする。従って、姿勢制御を行う際に、サブロータへの出力配分比を10%以上とすることで、サブロータが十分な回転力を得られ、空中で機体を好適に傾斜させて移動する。また、サブロータへの出力配分比を30%以下とすることで、機体の空中に於ける姿勢を安定化させることができる。
[0025]
 更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、更に、前記発電機から発生する前記電力を変換する電力変換器と、前記電力変換器から出力される電力を蓄電するキャパシタと、を具備し、前記演算制御装置は、前記ホバリングを行う際には、前記キャパシタを蓄電し、前記姿勢制御を行う際には、前記キャパシタが放電する電力を前記モータに供給することを特徴とする。従って、姿勢制御を行う際に、キャパシタが放電する電力をモータに供給することで、サブロータの出力を迅速に大きくすることができ、エンジン搭載自立型飛行装置を空中で高速に移動させることができる。
[0026]
 更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記エンジンの回転数は、前記ホバリングを行っている時と、前記姿勢制御を行っている時とで、略同一であることを特徴とする。従って、姿勢制御を行う際には、メインロータおよびサブロータで必要とされる総エネルギはホバリング時と比較すると大きくなるが、本発明ではキャパシタから放電される電気エネルギでエネルギを補充している。よって、姿勢制御を行うためにエンジンの回転速度を速くする必要が無いことから、姿勢制御を簡素化することができる。
[0027]
 更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記エンジンと前記メインロータとは、ベルトを介して駆動的に接続されることを特徴とする。従って、ベルトによりエンジンとメインロータとを駆動的に接続することで、エンジンとメインロータとの距離が長くても両者を容易に駆動的に接続することができる。更に、ベルトはギアなどの他の動力伝達手段と比較して軽量であるので、ベルトを採用することでエンジン搭載自立型飛行装置の軽量化を図ることができる。
[0028]
 更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記エンジンは、往復運動する第1ピストンを有する第1エンジン部と、前記第1ピストンと対峙した状態で往復運動する第2ピストンを有する第2エンジン部と、を有することを特徴とする。従って、第1エンジン部と第2エンジン部とで、対向配置されたピストンが往復運動することで、往復運動により発生する振動等が相殺され、エンジンが運転することで発生する振動を極めて小さくすることができる。
[0029]
 更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記第1ピストンと前記第2ピストンとは、連通するシリンダの内部で往復運動することを特徴とする。従って、第1ピストンと第2ピストンとが同一のシリンダで往復運動することで、エンジンから発生する振動を抑制でき、更に、エンジンの構成を簡素化することができる。
[0030]
 更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記第1ピストンは第1シリンダの内部で往復運動し、前記第2ピストンは前記第1シリンダとは別体として形成された第2シリンダの内部で往復運動することを特徴とする。従って、第1エンジン部と第2エンジン部とで個別にシリンダを有することで、第1エンジン部と第2エンジン部とを個別に用意することができ、製造コストを低減することができる。更には、第1シリンダおよび第2シリンダの吸気経路および排気経路を、吸気および排気に適した形状とすることができる。
[0031]
 更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記サブロータは前記エンジンが配置された箇所から外側に向かって伸びるサブアームの先端側に取り付けられ、前記メインロータは前記エンジンが配置された箇所から外側に向かって伸び、前記サブアームよりも長いメインアームの先端側に取り付けられることを特徴とする。従って、メインロータが取り付けられるメインアームを長くすることで、メインロータを構成する各ロータを長くすることができ、ペイロードを更に大きくすることができる。また、サブロータが取り付けられるサブアームを短くすることで、サブロータの回転数を変更することによる姿勢制御等を精密に行うことができる。
[0032]
 更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記メインロータには、前記エンジンのクランクシャフトから外部に延出するシャフトに取り付けられたエンジン側プーリと、前記メインロータに取り付けられたロータ側プーリと、前記エンジン側プーリと前記ロータ側プーリとの間に掛けられたベルトと、を介して駆動力が伝達されることを特徴とする。従って、比較的簡素な構成でエンジンから発生した駆動力をメインロータに伝達することができる。
[0033]
 更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記エンジンを構成する前記第1エンジン部および第2エンジン部が整列する方向を第1方向、前記第1方向に直交する方向を第2方向とした場合、前記メインロータは、前記第1エンジン部で駆動されると共に前記第1方向に沿って外側に配置された第1メインロータと、前記第2エンジン部で駆動されると共に前記第1メインロータと対向する位置に整地された第2メインロータと、を有し、前記サブロータは、前記第1メインロータ側で、前記第2方向に沿って外側に配置された第1サブロータと、前記第2方向に沿って前記第1サブロータと対向する位置に配置された前記第2サブロータと、前記第2メインロータ側で、前記第2方向に沿って外側に配置された第3サブロータと、前記第2方向に沿って前記第3サブロータと対向する位置に配置された前記第4サブロータと、を有することを特徴とする。従って、第1方向に沿って両端部に第1メインロータおよび第2メインロータを有し、且つ4つのサブロータを有することで、第1メインロータおよび第2メインロータでペイロードを大きくしつつ、4つのサブロータで機体全体の姿勢制御を精密に行うことができる。
[0034]
 更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置では、前記エンジンは、第1バランスマスが形成されたクランクシャフトと、前記第1バランスマスに対して対称的な位置に第2バランスマスが形成されたバランサシャフト、を有し、前記クランクシャフトおよび前記バランサシャフトの駆動力により、前記メインロータを回転させることを特徴とする。従って、複数のエンジン部を有さずとも、クランクシャフトおよびバランサシャフトから取り出した動力により、各ロータを駆動することができる。

図面の簡単な説明

[0035]
[図1] 本発明の実施形態に係る自立型飛行装置を示す図であり、(A)は自立型飛行装置を示す斜視図であり、(B)は上面図である。
[図2] 本発明の実施形態に係る自立型飛行装置を示す図であり、各部位の接続構成を示すブロック図である。
[図3] 本発明の実施形態に係る自立型飛行装置を示す図であり、(A)は搭載されるエンジンを示す側方断面図であり、(B)はその上方断面図である。
[図4] 本発明の実施形態に係る自立型飛行装置を示す図であり、(A)は搭載される他のエンジンを示す側方断面図であり、(B)はその上方断面図である。
[図5] 本発明の実施形態に係る自立型飛行装置を示す図であり、搭載される更なる他のエンジンを示す側方断面図である。
[図6] 本発明の実施形態に係る自立型飛行装置を示す図であり、(A)は空間固定座標系を示し、(B)は機体固定座標系を示している。
[図7] 本発明の実施形態に係る自立型飛行装置を示す図であり、(A)は10度傾斜した機体を示す側面図であり、(B)はパワーの経時変化を示すグラフである。
[図8] 本発明の実施形態に係る自立型飛行装置を示す図であり、(A)は35度傾斜した機体を示す側面図であり、(B)はパワーの経時変化を示すグラフである。

発明を実施するための形態

[0036]
 以下、図を参照して本形態のエンジン搭載自立型飛行装置の構成を説明する。以下の説明では、同一の構成を有する部位には同一の符号を付し、繰り返しの説明は省略する。尚、以下の説明では上下前後左右の各方向を用いるが、これらの各方向は説明の便宜のためである。また、以下の説明では、エンジン搭載自立型飛行装置を自立型飛行装置10と称する。エンジン搭載自立型飛行装置は、ドローンとも称される。
[0037]
 図1を参照して本実施形態にかかる自立型飛行装置10の概略的構成を説明する。図1(A)は自立型飛行装置10を全体的に示す斜視図であり、図1(B)は自立型飛行装置10の上面図である。
[0038]
 図1(A)を参照して、自立型飛行装置10は、所謂ハイブリット型の自立型飛行装置である。即ち、メインロータ14A等は駆動的にエンジン30と接続される一方、サブロータ15A等は発電機16A等を介してエンジン30から電気エネルギが供給される。以下の説明では、メインロータ14A等を単にメインロータ14と称し、サブロータ15A等を単にサブロータ15と称する場合もある。ここで、紙面上に於ける左右方向が、エンジン30を構成する各エンジン部が整列する第1方向であり、紙面上に於ける前後方向が第2方向である。
[0039]
 自立型飛行装置10は、フレーム11と、フレーム11の略中央部分に配設されたエンジン30と、エンジン30により駆動される発電機16A等と、発電機16A等から発生する電力より回転するサブロータ15と、エンジン30と駆動的に接続されることで回転するメインロータ14とを主要に有している。
[0040]
 フレーム11は、エンジン30、発電機16A、各種配線および制御基板(ここでは不図示)等を支持するように枠状に形成されている。フレーム11としては、フレーム状に成型された金属または樹脂が採用される。フレーム11の下端部分には、自立型飛行装置10が接地する際に地面に接触するスキッド18が形成されている。フレーム11は、メインロータ14を支持するメインフレーム12A等、およびサブロータ15を支持するサブフレーム13A等を含む。メインフレーム12A等およびサブフレーム13A等の構成は後述する。
[0041]
 エンジン30、各種配線および制御基板(ここでは不図示)等は、ケーシング17に収納されている。ケーシング17は、例えば、所定形状に成形された合成樹脂板材からなり、フレーム11の中心部に固定されている。ここで、ケーシング17およびそれに内蔵される部材を本体部19と称する。
[0042]
 エンジン30の上方には、発電機16A、16Bが配設されている。発電機16A、16Bは、エンジン30により回転されることで発電する。発電機16A、16Bから発生した電力は、サブロータ15A等を回転させるモータ21等に供給される。また、その電力は、サブロータ15A等の回転を制御する演算制御装置等にも供給される。
[0043]
 メインフレーム12A、12Bは、本体部19から、左右方向に直線的に延びている。メインフレーム12A、12Bは、棒状に成型された金属または合成樹脂から成る。左方に向かって延びるメインフレーム12Aの左方側端部には、メインロータ14Aが回転可能な状態で配設されている。メインロータ14Aには図示しないプーリが接続しており、メインロータ14A側のプーリとエンジン30側の図示しないプーリとの間にベルト20Aが掛け渡されている。一方、右方に向かって延びるメインフレーム12Bの右方側端部には、メインロータ14Bが回転可能な状態で配設されている。メインロータ14Bには図示しないプーリが接続しており、メインロータ14B側のプーリとエンジン30側の図示しないプーリとの間にベルト20Bが掛け渡されている。かかる構成によりメインロータ14はエンジン30と駆動的に接続される。よって、エンジン30から発生した動力でメインロータ14は直接的に回転するので、シリーズ型のものよりも、エンジン30からメインロータ14にエネルギが伝達する際のエネルギ損失を小さくすることができる。
[0044]
 メインロータ14は、自立型飛行装置10を空中に浮遊させるための上昇力を発生させる機能を有する。一方、サブロータ15は、主に、自立型飛行装置10の姿勢制御を担う。例えば、サブロータ15は、自立型飛行装置10がホバリングを行っている際に、自立型飛行装置10の位置姿勢を一定に保つべく適宜回転する。また、サブロータ15は、自立型飛行装置10が移動する際に、自立型飛行装置10を傾斜させるべく回転する。また、メインロータ14Aとメインロータ14Bとは逆方向に回転する。
[0045]
 サブフレーム13A等は、前後方向に延びており、上記したメインフレーム12A等と同様に、棒状に成形された金属または合成樹脂から成る。サブフレーム13A等は、メインフレーム12A等の途中部分から延伸している。サブフレーム13Aの前端部にはサブロータ15Aが配設され、サブロータ15Aはその下方に配設されたモータ21Aで回転されている。サブフレーム13Bの前端部にはサブロータ15Bが配設され、サブロータ15Bはその下方に配設されたモータ21Bで回転されている。サブフレーム13Cの後端部にはサブロータ15Cが配設され、サブロータ15Cはその下方に配設されたモータ21Cで回転されている。サブフレーム13Dの後端部にはサブロータ15Dが配設され、サブロータ15Dはその下方に配設されたモータ21Dで回転されている。モータ21A、21B、21C、21Dには、発電機16A、16Bが発電した電力が供給される。サブフレーム13A等の内部には、電力をモータ21Aに供給するための配線が引き回されている。
[0046]
 図1(B)を参照して、メインフレーム12Aの長さL10(本体部19の中心からメインフレーム12Aの左端までの長さ)は、メインロータ14Aの一つの羽根よりも長くされている。このようにすることで、回転するメインロータ14Aが本体部19に接触してしまうことを防止している。更に、メインフレーム12Aの長さL10は、メインロータ14Aがサブロータ15A、15Cと接触することが無いように、充分に長く設定されている。メインフレーム12Bの長さは、メインフレーム12Aと同等である。
[0047]
 サブフレーム13Dの長さL20は、サブロータ15Dが本体部19に接触しないように、サブロータ15Dの1つの羽根の長さよりも長くされている。また、サブフレーム13Dの長さL20(本体部19の中心からサブフレーム13Dの後端までの長さ)は、メインロータ14Bと接触しないような長さとされている。ここで、他のサブロータ15A、15B、15Cの長さは、サブロータ15Dと同様である。また、他のサブフレーム13A等の長さも、サブフレーム13Dと同等である。また、メインフレーム12Aの長さL10は、サブフレーム13Dの長さL20よりも、充分に長い。
[0048]
 上記したメインロータ14およびサブロータ15は、本体部19の中心を左右方向に沿って通過する左右方向対称線に対して線対称に配置されている。また、上記したメインロータ14およびサブロータ15は、本体部19の中心を前後方向に沿って通過する前後方向対称線に対して線対称に配置されている。このように、メインロータ14およびサブロータ15を、対称的に配置することで、自立型飛行装置10を空中に於ける自立型飛行装置10の位置姿勢を安定化することができる。
[0049]
 上記した構成の自立型飛行装置10か飛行する際には、メインロータ14等とサブロータ15A等が同時に回転する。メインロータ14等が回転することで発生する推力により自立型飛行装置10が空中に浮遊し、サブロータ15A等が個別に回転することで空中に於ける自立型飛行装置10の位置姿勢が制御される。自立型飛行装置10が移動する際には、メインロータ14等を所定速度で回転させつつ、サブロータ15A等の回転速度を変更することで、自立型飛行装置10を傾斜させる姿勢制御を実行する。係る姿勢制御に関しては後述する。
[0050]
 図2のブロック図を参照して、自立型飛行装置10の接続構成を説明する。自立型飛行装置10は、その空中に於ける位置姿勢を制御するための演算制御装置31を有している。演算制御装置31は、CPU、RAM、ROM等から成り、ここでは図示しない各種センサ、カメラ、操作装置からの指示に基づいて、サブロータ15A等を駆動するモータ21A等の回転を制御している。ここで、操作装置とは、自立型飛行装置10と無線的または有線的に接続され、使用者が自立型飛行装置10の位置、高度、移動方向、移動速度等を操作することを可能とする所謂コントローラである。
[0051]
 自立型飛行装置10では、上記したように、エンジン30が発生する駆動エネルギで、メインロータ14およびサブロータ15を回転させることで、空中に浮遊すると共に所定方向に向かって移動することができる。また、空中に於ける位置姿勢の制御は、サブロータ15を回転させるモータ21A等の回転速度を制御することで行っている。
[0052]
 モータ21A等はエンジン30をエネルギ源としている。エンジン30とモータ21A等との間には、発電機16A等、インバータ32(電力変換器)、キャパシタモジュール34、ドライバ24A等と、が介在している。かかる構成により、エンジン30から発生する駆動力は電力に変換され、この電力によりモータ21A等が所定の回転速度で回転することで、自立型飛行装置10の位置姿勢の制御および移動が行われる。
[0053]
 エンジン30は、後述するようにガソリン等を燃料とするレシプロ型のものであり、その駆動力で発電機16A、16Bを駆動する。ここで、上記したように、エンジン30は、メインロータ14も駆動している。エンジン30は、演算制御装置31により制御されている。
[0054]
 発電機16A、16Bから発生した交流の電力はインバータ32に供給される。インバータ32では、先ずコンバータ回路で交流電力を直流電力に変換した後に、インバータ回路で直流電力を所定の周波数の交流電力に変換している。インバータ32から出力される電力の一部は、ホバリング時に、キャパシタモジュール34に蓄電される。キャパシタモジュール34に蓄電された電力は、自立型飛行装置10が位置姿勢を変更する際に、モータ21A等に供給される。キャパシタモジュール34は、蓄電池等と比較すると、短時間で大電流を負荷に供給することができることから、モータ21A等の回転速度を瞬時に速くすることができ、自立型飛行装置10を高速に変位させることができる。
[0055]
 また、インバータ32から出力される電力の一部は、余剰電力消費回路33にも供給される。余剰電力消費回路33は、インバータ32が変換する電力のうち、モータ21A等で用いられない部分を消費するための回路である。余剰電力消費回路33を備えることで、エンジン30やインバータ32が安定して動作することができる。インバータ32の挙動は演算制御装置31で制御されている。
[0056]
 ドライバ24A、24B、24C、24Dは、インバータ32から発生する電力を用いて、それぞれ、モータ21A、21B、21C、21Dに流す電流量、その回転方向、回転するタイミング等を制御している。ドライバ24A、24B、24C、24Dの挙動は、演算制御装置31で制御されている。
[0057]
 上記した構成の自立型飛行装置10では、空中の一定箇所に留まるホバリング状態と、所定位置に向かって移動している移動状態とで、電力の供給系統が異なる。
[0058]
 具体的には、ホバリング状態では、発電機16A、16B、インバータ32、ドライバ24A等、モータ21A等の順番で、電力が供給される。そして、演算制御装置31は、自立型飛行装置10が地面に対して平行な状態を保ちつつ、一定箇所に留まるように、各種センサからの出力に基づいて、ドライバ24A等を制御することで、モータ21Aを所定の回転数で回転させる。このようにすることで、図1に示したサブロータ15A等が所定の速度で回転するようになり、自立型飛行装置10は安定的にホバリングできる。
[0059]
 一方、自立型飛行装置10を移動させる移動状態では、先ず、演算制御装置31は、コントローラを介したユーザの指示等に基づいて、キャパシタモジュール34に蓄電された電力をドライバ24A等に供給する。よって、ドライバ24等には、インバータ32から供給される電力に加えて、キャパシタモジュール34からも電力が供給される。例えば、図1を参照して、自立型飛行装置10を前方に向かって移動させる際には、演算制御装置31は、ドライバ24A等を制御することで、供給される電力をサブロータ15C、15Dを駆動するモータ21C、21Dに供給し、サブロータ15C、15Dの回転速度を、サブロータ15A、15Bの回転速度よりも早くする。
[0060]
 そのようにすると、自立型飛行装置10を右方から見た場合、自立型飛行装置10は反時計回りに若干回転するように傾斜する。このように傾斜した状態で、メインロータ14A、14Bを回転させると、メインロータ14A、14Bが発生する揚力と自立型飛行装置10に作用する重力との合力が前方に向かって作用する。よって、自立型飛行装置10は前方に向かって移動するようになる。
[0061]
 自立型飛行装置10が所定の箇所まで移動したら、演算制御装置31は、キャパシタモジュール34からドライバ24A等への給電を停止し、ドライバ24A等を介して各モータ21A等を略均等の速度で回転させる。このようにすることで、自立型飛行装置10は再びホバリングを行う。
[0062]
 上記のように、本実施の形態に係る自立型飛行装置10は、エンジン30の駆動力で回転するメインロータ14等と、エンジン30で駆動されるモータ21等で回転するサブロータ15A等を有する所謂ハイブリット型のものである。よって、上記したシリーズ型のものと比較すると、自立型飛行装置10では、エネルギ消費改善率を約50%とすることができる。
[0063]
 次に、図3から図5を参照して、上記した構成を有する自立型飛行装置10に搭載されるエンジン30の構成を説明する。本実施形態の自立型飛行装置10では、エンジン30から大きな振動が発生すると、自立型飛行装置10の空中に於ける位置姿勢を精密に制御することができないため、エンジン30として無振動型または低振動型のものを採用している。
[0064]
 図3を参照して、エンジン30の一形態を説明する。図3(A)はエンジン30を前方から見た断面図であり、図3(B)はエンジン30を上方から見た断面図である。ここに示すエンジン30は、左右方向に対向配置された2つのエンジン部(第1エンジン部40、第2エンジン部41)を有する。
[0065]
 図3(A)および図3(B)を参照して、エンジン30は、紙面上に於いて左方に配置された第1エンジン部40と、右方側に配置された第2エンジン部41とを有している。
[0066]
 第1エンジン部40は、左右方向に往復運動する第1ピストン43と、第1ピストン43の往復運動を回転運動に変換する第1クランクシャフト42と、第1ピストン43と第1クランクシャフト42とを回転可能に連結する第1コネクティングロッド44と、を有している。
[0067]
 第2エンジン部41は、左右方向に往復運動する第2ピストン46と、第2ピストン46の往復運動を回転運動に変換する第2クランクシャフト45と、第2ピストン46と第2クランクシャフト45とを回転可能に連結する第2コネクティングロッド47と、を有している。
[0068]
 第1クランクシャフト42の上端側には、プーリ22および発電機16Aが接続されている。また、第2クランクシャフト45の上端側には、プーリ23および発電機16Bが接続されている。
[0069]
 第1エンジン部40の第1ピストン43と、第2エンジン部41の第2ピストン46で、燃焼室48を共有している。換言すると、第1ピストン43と第2ピストン46とは、連通する一つのシリンダの内部を往復運動する。よって、第1エンジン部40および第1ピストン43が中心部に向かって同時にストロークすることで、ストローク量を少なくしつつ、燃焼室48における混合ガスの高膨張比をとることができる。
[0070]
 また、ここでは図示していないが、エンジン30には、燃焼室48から連通する容積空間が形成されており、この容積空間に点火プラグが配置されている。また、燃焼室48には、ここでは図示しない吸気口および排気口が形成されており、ガソリンなどの燃料を含む混合気が吸気口から燃焼室48に導入され、燃焼後の排気ガスが排気口を経由して燃焼室から外部に排気される。
[0071]
 図3(A)を参照して、上記した構成のエンジン30は、次のように動作する。先ず、吸込行程では、第1ピストン43および第2ピストン46がシリンダ49の内部で中央部から外側に向かって移動することで、燃料と空気との混合物である混合気をシリンダ49の内部に導入する。次に、圧縮行程では、回転する第1クランクシャフト42および第2クランクシャフト45の慣性により、第1ピストン43および第2ピストン46が中央部に向かって押し出され、シリンダ49の内部で混合気が圧縮される。次に、燃焼行程では、図示しない点火プラグが燃焼室48で点火することで、シリンダ49の内部で混合気が燃焼し、これにより第1ピストン43および第2ピストン46が下死点である外側の端部まで押し出される。その後、排気行程では、回転する第1クランクシャフト42および第2クランクシャフト45の慣性により第1ピストン43および第2ピストン46が内側に押し出され、シリンダ49の内部に存在する燃焼後のガスは、外部に排出される。
[0072]
 本形態のエンジン30では、一つのシリンダ49の内部で往復運動する2つの第1ピストン43および第2ピストン46で、ストロークを分割することができるので、通常のガソリンエンジンと比較して、混合ガスの圧縮比を大きくすることができる。また、シリンダ49の内部で第1ピストン43および第2ピストン46が対向するので、一般的なエンジンで必要とされるシリンダヘッドが不要と成り、エンジン30の構成が簡素であり且つ軽量とされている。また、エンジン30を構成している各部材、即ち、第1ピストン43および第2ピストン46、第1クランクシャフト42および第2クランクシャフト45等が対向して配置され、かつ対向するように動作している。このことから、エンジン30の各部材から発生する振動が相殺され、エンジン30全体から外部に発生する振動を少なくすることができる。よって、本形態では、上記した構造のエンジン30を搭載することで、自立型飛行装置10の小型化、軽量化および低振動化を達成することができる。特に、低振動化により、姿勢制御、モータ出力制御などの演算制御装置やGPSセンサ等の精密機器への悪影響を防止することが出来る。また、自立型飛行装置10が輸送する配送荷物が振動で損傷してしまうことを防止することができる。
[0073]
 図4を参照して、エンジン30の他の形態を説明する。図4(A)はエンジン30を前方から見た側面図であり、図4(B)はエンジン30の上面図である。
[0074]
 図4(A)および図4(B)を参照して、ここでは、エンジン30は、左側の第1エンジン部60と、右側の第2エンジン部61とから成り、各々のエンジン部で個別にシリンダが形成されている。かかる事項が図3に示したエンジン30とは異なる。
[0075]
 第1エンジン部60は、第1シリンダ71と、第1シリンダ71の内部で往復運動する第1ピストン70と、第1ピストン70の往復運動を回転運動に変換する第1クランクシャフト80と、第1ピストン70と第1クランクシャフト80とを運動可能に連結する第1コネクティングロッド75と、第1吸気バルブ64と、第1排気バルブ62とを有する。
[0076]
 第2エンジン部61は、第2シリンダ73と、第2シリンダ73の内部で往復運動する第2ピストン72と、第2ピストン72の往復運動を回転運動に変換する第2クランクシャフト81と、第2ピストン72と第2クランクシャフト81とを運動可能に連結する第2コネクティングロッド76と、第2吸気バルブ65と、第2排気バルブ63とを有する。
[0077]
 ここで、上記した第1エンジン部60と第2エンジン部61とは、鋳造により一体的に形成されたエンジンブロックに収納されても良いし、第1エンジン部60と第2エンジン部61とは個別にエンジンブロックに収納されても良い。
[0078]
 エンジン30では、第1エンジン部60および第2エンジン部61を構成する主要な構成部品が、左右方向に沿って配置されている。具体的には、第1エンジン部60の第1シリンダ71、第1ピストン70、第1クランクシャフト80および第1コネクティングロッド75が、左右方向に沿って配置されている。更に、第2エンジン部61の第2シリンダ73、第2ピストン72、第2クランクシャフト81および第2コネクティングロッド76も、左右方向に沿って配置されている。このように、各エンジン部の各構成要素を左右方向に沿って配置することで、各エンジン部が動作することで発生する振動が相殺され、制振効果を向上することができる。
[0079]
 更に、第1エンジン部60と第2エンジン部61とは、左右方向に於いて対称的に配置されている。かかる構成によっても、各エンジン部が動作することで発生する振動が互いに相殺され、制振効果を向上することができる。
[0080]
 図4(A)および図4(B)を参照して、第1エンジン部60には、上記した第1吸気バルブ64および第2吸気バルブ65の動作を制御するバルブ駆動機構を有している。
[0081]
 このバルブ駆動機構は、クランクプーリ82と、カムプーリ85と、クランクプーリ82とカムプーリ85とに掛け渡されたタイミングベルト74と、を有している。クランクプーリ82は、第1クランクシャフト80の外部に導出する部分に接続している。カムプーリ85は、第1吸気バルブ64に接してその進退運動を制御する第1吸気カム84と、第2吸気バルブ65に接してその進退運動を制御する第2吸気カム87と共に、カムシャフト86に接続している。第1吸気カム84と第2吸気カム87とは、第1吸気カム84が第1吸気バルブ64を押圧するタイミングと、第2吸気カム87が第2吸気バルブ65を押圧するタイミングが同時となるように、位相差をもってカムシャフト86に接続されている。
[0082]
 図4(A)を参照して、第1エンジン部60の第1クランクシャフト80の上端側にはプーリ22および発電機16Aが接続され、第2エンジン部61の第2クランクシャフト81の上端側にはプーリ23および発電機16Bが接続されている。
[0083]
 第1排気バルブ62および第2排気バルブ63を駆動する機構は、クランクプーリ83と、カムプーリ67と、クランクプーリ82とカムプーリ85とに掛け渡されたタイミングベルト77と、を有している。クランクプーリ83は、第2クランクシャフト81の外部に導出する部分に接続している。カムプーリ67は、第1排気バルブ62に接してその進退運動を制御する第1排気カム78と、第2排気バルブ63に接してその進退運動を制御する第2排気カム79と共に、カムシャフト66に接続している。第1排気カム78および第2排気カム79は、第1排気カム78が第1排気バルブ62を押圧するタイミングと、第2排気カム79が第2排気バルブ63を押圧するタイミングが同時となるように、位相差をもってカムシャフト66に接続されている。
[0084]
 図4(A)に示すように、第1排気カム78等が取り付けられるカムシャフト66には、反転ギア68が接続している。また、ここでは図示しないが、カムシャフト86(図4(B))にも反転ギアが接続している。そして、カムシャフト66の反転ギア68と、カムシャフト86の反転ギアとは歯合している。かかる構成により、第1クランクシャフト80の回転方向と、第2クランクシャフト81の回転方向を逆とするクランクシャフト反転同期機構が構成されている。
[0085]
 図4に示したエンジン30の動作は、基本的には、図3に示した場合と同様である。即ち、第1ピストン70と第2ピストン72とは、同時に左右方向内側に向かって移動することで圧縮行程等を実行し、更に、同時に左右方向外側に向かって移動することで燃焼行程等を実行する。また、上記のように構成することで、吸気および排気経路である流路88および流路89が簡素化され、吸気および排気を効率的に行うことができる。
[0086]
 図5を参照して、本実施形態に係る自立型飛行装置10に採用されるエンジン30の他の形態を説明する。ここに示すエンジン30は一つのピストン104を有し、クランクシャフト100およびバランサシャフト107から駆動力を取り出している。
[0087]
 具体的には、エンジン30は、シリンダ105と、シリンダ105の内部で往復運動するピストン104と、ピストン104の往復運動を回転運動に変換するクランクシャフト100と、ピストン104とクランクシャフト100とを回転可能に連結するコネクティングロッド103と、を有している。クランクシャフト100の上端側にはクランクギア102、プーリ22、発電機16Aが取り付けられている。また、クランクシャフト100にはバランスマス101が取り付けられている。バランスマス101を取り付けることで、クランクシャフト100が回転することで発生する一次慣性力を減少させることが出来る。
[0088]
 バランサシャフト107は、クランクシャフト100の右方側に配設されている。バランサシャフト107は、所謂偏心シャフトである。バランサシャフト107が、クランクシャフト100と共に回転することで、クランクシャフト100の回転に伴い発生する振動を低減することが出来る。バランサシャフト107の上端側には、バランサギア109、フライホイル110、プーリ23、および発電機16Bが取り付けられている。
[0089]
 バランサシャフト107には、バランスマス106が取り付けられている。クランクシャフト100に形成されるバランスマス101と、バランサシャフト107に形成されるバランスマス106との位置関係は対称的とされている。具体的には、バランスマス101とバランスマス106との位置関係は、クランクシャフト100の回転中心とバランサシャフト107の回転中心との中央に垂直に規定された対称線111に対して線対称となっている。
[0090]
 バランスマス106は、バランサシャフト107のみに形成してもよいが、ここでは、バランサシャフト107およびバランサギア109にバランスマス106を形成している。また、バランスマス106も含めたバランサシャフト107周りの慣性モーメントと、バランスマス101を含めたクランクシャフト100周りの慣性モーメントとを、同一または略同一としている。このようにすることで、エンジン30が運転することで発生する振動を更に小さくすることができる。
[0091]
 ここで、バランサシャフト107にフライホイル110を形成することもできる。この場合、フライホイル110を含めたバランサシャフト107周りの慣性モーメントと、クランクシャフト100の慣性モーメントとを、同一にすることで、制振効果を更に大きくすることができる。
[0092]
 図6から図8を参照して、移動のために自立型飛行装置10を傾斜させた際の出力配分比に関して説明する。図6はシミュレーションするために用いた座標系を説明するための図である。図7(A)は10度傾斜させた場合の自立型飛行装置10を示す側面図であり、図7(B)はその場合の出力パワーの経時変化を示すグラフである。図8(A)は35度傾斜させた場合の自立型飛行装置10を示す側面図であり、図8(B)はその場合の出力パワーの経時変化を示すグラフである。
[0093]
 先ず、図6を参照して、自立型飛行装置10の出力をシミュレーションするために用いた運動方程式について説明する。図6(A)は空間固定座標系を示すグラフであり、図6(B)は機体固定座標系を示すグラフである。
[0094]
 図6(A)のように空間固定座標系をとり、図6(B)のように機体固定座標系をとった場合、この2つの固定座標系の関係は、以下の数1で記述することができる。ここで、φ、θ、ψは、ロール、ピッチ、スピンを表すオイラー角である。
[0095]
[数1]


[0096]
 また、自立型飛行装置10の重心{X 、Y 、Z の並進運動は、空間固定座標系において以下の数2で記述される。ここで、mは自立型飛行装置10の機体重量であり、gは重力加速度であり、Tはメインロータ14A等とサブロータ15A等が発生する推力である。
[0097]
[数2]


[0098]
 更に、自立型飛行装置10の重心周りの回転運動は、機体固定座標系に於いて以下の数3で記述される。ここで、I XX、I YY、I ZZは各軸周りの機体慣性モーメントであり、{W 、W 、W は角速度ベクトルであり、{τ φ、τ θ、τ ψは姿勢制御ロータが作る各軸周りのトルクを表す。
[0099]
[数3]


[0100]
 上記の方程式に基づき自立型飛行装置10の運動をシミュレーションし、以下の結果を得た。
[0101]
 このシミュレーションでは、ホバリング時と姿勢制御時とで、パワー配分比の相違を検証した。ここで、姿勢制御時とは、自立型飛行装置10を空中で移動させるために、自立型飛行装置10を例えば10度傾斜させるときである。また、パワー配分比とは、メインロータ14A等が回転することで発生するパワーと、サブロータ15A等が回転することで発生するパワーとの比率である。
[0102]
 自立型飛行装置10がホバリングしている際には、メインロータ14A等が装置本体を浮上させる推力を発生させる一方、サブロータ15A等は装置本体を所定箇所に留まらせると共に水平状態を維持するために回転する。よって、メインロータ14等の出力は、サブロータ15A等の出力よりも遙かに大きい。例えば、メインロータ14等が出力するパワーは3.04Wであり、サブロータ15A等が出力するパワーは0.34Wである。メインロータ14等とサブロータ15A等との出力配分比は、例えば90%:10%としている。
[0103]
 メインロータ14等とエンジン30の出力軸とは駆動的に接続されているため、エンジン30からメインロータ14等にエネルギが伝達される経路に於けるエネルギ損失は非常に小さい。即ち、エンジン30からメインロータ14等にエネルギが伝達される経路のエネルギ効率は非常に高い。一方、サブロータ15A等は、図2等に示したように、発電機16A等、インバータ32、モータ21A等を介して、エンジン30からエネルギが供給されるので、この経路のエネルギ効率は例えば70%と低い。よって、ホバリング時に於いて、メインロータ14等の出力配分比を大きくすることで、エンジン30から発生されるエネルギを効果的に用いて自立型飛行装置10を浮遊させることができる。
[0104]
 一方、姿勢制御時に於いては、自立型飛行装置10を傾斜させるべく、サブロータ15A等を高速に回転させる。よって、ホバリング時と比較すると、サブロータ15A等に供給されるエネルギの比率が大きくなる。また、自立型飛行装置10を傾斜する角度が大きくなるほど、サブロータ15A等を高速に回転させる必要があるので、サブロータ15A等に供給されるエネルギの比率が大きくなる。
[0105]
 図7を参照して、姿勢制御時に於いて、自立型飛行装置10を10度傾斜させた場合を説明する。図7(A)は自立型飛行装置10が10度傾斜している状態を示す側面図であり、図7(B)は各ロータが発生させるパワーの経時変化を示すグラフである。ここで、パワーとは各ロータが回転することで発生している推力のことである。
[0106]
 図7(A)を参照して、姿勢制御時には、演算制御装置31が、サブロータ15C、15Dを、サブロータ15A、15Bよりも高速に回転させることで、自立型飛行装置10の後方部分に作用する揚力を、その前方部分に作用する揚力よりも大きくし、自立型飛行装置10を反時計回りに傾斜させる。ここでは、自立型飛行装置10の傾斜角θが10度となるように、サブロータ15A等を回転させている。
[0107]
 図7(B)に示すグラフの横軸は時間であり、縦軸は各ロータから発生するパワーである。ここで、一点鎖線はサブロータ15A等のパワーを示し、点線はメインロータ14等のパワーを示し、実線はサブロータ15A等のパワーとメインロータ14等のパワーとの合計値を示している。
[0108]
 この図を参照して、時間T1では、サブロータ15C、15Dを、サブロータ15A、15Bよりも高速に回転させることで、サブロータ15A等のパワーが最大値(約0.5kW)を示している。このようにすることで、上記したように、自立型飛行装置10の傾斜角度を10度とする。この状態で、サブロータ15C、15Dの回転速度を、サブロータ15A、15Bと同等程度とすることで、メインロータ14等の推力により、自立型飛行装置10は前方に向かって移動する。また、本実施形態では、図2に示したキャパシタモジュール34から供給される電力で、サブロータ15C、15Dの回転数を即座に高速化することができる。
[0109]
 また、時間T2では、自立型飛行装置10が所定の速度に到達したので、自立型飛行装置10を水平状態とするべく、サブロータ15A、15Bの回転数を、サブロータ15C、15Dよりも高速にする。この際にも、サブロータ15A等のパワーは比較的大きくなるが、時間T1のパワーと比較すると小さい。
[0110]
 時間T1から時間T2までの間は、自立型飛行装置10を傾斜させて加速度を発生させており、時間T2で自立型飛行装置10を水平状態とすることで加速度をゼロとする。時間T2以降は、自立型飛行装置10は一定の速度で移動する。
[0111]
 自立型飛行装置10の姿勢制御時に於いて、メインロータ14等の出力は基本的には変動せず、約3kwである。また、この時、エンジン30の回転数は、一定でも良いし、必要に応じて高速にしても良い。
[0112]
 上記のように自立型飛行装置10を10度傾斜させた場合、サブロータ15A等の最大パワーは約0.6kwであり、メインロータ14等のパワーは約3.0kwである。よって、メインロータ14等とサブロータ15A等との出力配分比は86%:14%となる。
[0113]
 図8を参照して、自立型飛行装置10を35度傾斜させた場合を説明する。図8(A)は35度傾斜した自立型飛行装置10を示す側面図であり、図8(B)はこの場合のパワーの経時変化を示すグラフである。ここで、自立型飛行装置10を移動させるべく傾斜させる制御方法は図7に示した場合と同様である。自立型飛行装置10の傾斜角θをこのように大きくすることで、より高速に自立型飛行装置10を移動させることができる。
[0114]
 図8(B)を参照して、自立型飛行装置10を35度傾斜させる場合は、サブロータ15C、15Dを更に高速に回転させる必要がある。よって、時間T3のサブロータ15A等の最大値は約1.3kwとなる。また、時間T4では、自立型飛行装置10を水平状態とするべく、サブロータ15A等のパワーは再度大きくなる。ここで、時間T3から時間T4までの間は、自立型飛行装置10を傾斜させて加速度を発生させており、時間T4で自立型飛行装置10を水平状態とすることで加速度をゼロとする。時間T4以降は、自立型飛行装置10は一定の速度で移動する。ここでは、自立型飛行装置10を大きく傾斜させているため、自立型飛行装置10に作用する加速度を大きくし、自立型飛行装置10を高速に移動させることができる。
[0115]
 上記のように、自立型飛行装置10の姿勢制御時に於いて、メインロータ14等の出力は基本的には変動せず、約3kwである。また、この時、エンジン30の回転数は、一定で良い。
[0116]
 よって、自立型飛行装置10を35度傾斜させることで移動させた場合、メインロータ14等とサブロータ15A等との出力配分比は、例えば70%:30%となる。即ち、自立型飛行装置10を10度傾斜させる場合と比較すると、サブロータ15A等の出力が大きくなる。
[0117]
 本実施形態では、自立型飛行装置10の姿勢変更を行う際には、ホバリング時と比較して、サブロータ15A等の出力配分比を大きくしている。このようにすることで、メインロータ14等の推力で自立型飛行装置10を浮遊させた状態のまま、サブロータ15A等を高速に回転させることで、即座に自立型飛行装置10を傾斜させて移動させることができる。
[0118]
 また、自立型飛行装置10の姿勢変更を行う際に、サブロータ15A等の出力が最大となる際の、サブロータ15A等への出力配分比を10%以上30%以下とすることが好ましい。この出力配分比を10%以上とすることで、サブロータが十分な回転力を得られ、空中で自立型飛行装置10を好適に傾斜させて移動することができる。また、出力配分比を30%以下とすることで、自立型飛行装置10の空中に於ける姿勢を安定化することができる。
[0119]
 一般に、マルチローター式の自立型飛行装置の姿勢制御の為には、100msecオーダーの出力応答が要求されるところ、エンジン駆動型の自立型飛行装置では出力応答の速度が十分ではないので正確な姿勢制御を行うことは簡単ではなかった。一方、本実施形態に係る自立型飛行装置10では、サブロータ15A等を回転させるモータ21A等の回転数を電子的に制御することで自立型飛行装置10の姿勢制御を行っているため、100msecオーダーの出力応答が可能になり、自立型飛行装置10の姿勢制御を正確に行うことができる。
[0120]
 以上、本発明の実施形態を示したが、本発明は、上記実施形態に限定されるものではない。
[0121]
 図2を参照して、自立型飛行装置10に蓄電池を備えても良い。即ち、発電機16A等から発生する電力の一部を蓄電池に充電し、適宜、蓄電池から放電される電力でモータ21A等を回転するようにしても良い。
[0122]
 図1を参照して、エンジン30の駆動力はベルト20A等を経由してメインロータ14等に伝達されたが、ギア列等の他の動力伝達手段によりエンジン30の駆動力をメインロータ14等に伝達するようにしても良い。

符号の説明

[0123]
10 自立型飛行装置
11 フレーム
12、12A、12B メインフレーム
13、13A、13B、13C、13D サブフレーム
14、14A、14B メインロータ
15、15A、15B、15C、15D サブロータ
16、16A、16B 発電機
17 ケーシング
18 スキッド
19 本体部
20、20A、20B ベルト
21、21A、21B、21C、21D モータ
22 プーリ
23 プーリ
24、24A、24B、24C、24D ドライバ
30 エンジン
31 演算制御装置
32 インバータ
33 余剰電力消費回路
34 キャパシタモジュール
40 第1エンジン部
41 第2エンジン部
42 第1クランクシャフト
43 第1ピストン
44 第1コネクティングロッド
45 第2クランクシャフト
46 第2ピストン
47 第2コネクティングロッド
48 燃焼室
49 シリンダ
60 第1エンジン部
61 第2エンジン部
62 第1排気バルブ
63 第2排気バルブ
64 第1吸気バルブ
65 第2吸気バルブ
66 カムシャフト
67 カムプーリ
68 反転ギア
70 第1ピストン
71 第1シリンダ
72 第2ピストン
73 第2シリンダ
74 タイミングベルト
75 第1コネクティングロッド
76 第2コネクティングロッド
77 タイミングベルト
78 第1排気カム
79 第2排気カム
80 第1クランクシャフト
81 第2クランクシャフト
82 クランクプーリ
83 クランクプーリ
84 第1吸気カム
85 カムプーリ
86 カムシャフト
87 第2吸気カム
88 流路
89 流路
100 クランクシャフト
101 バランスマス
102 クランクギア
103 コネクティングロッド
104 ピストン
105 シリンダ
106 バランスマス
107 バランサシャフト
109 バランサギア
110 フライホイル
111 対称線

請求の範囲

[請求項1]
 機体に主推力を与えるメインロータと、前記機体の姿勢制御を行うサブロータと、前記メインロータおよび前記サブロータが回転するためのエネルギを発生するエンジンと、前記サブロータの回転を制御する演算制御装置と、を具備し、
 前記メインロータは、前記エンジンと駆動的に接続されることで回転し、
 前記サブロータは、前記エンジンにより運転される発電機から発生する電力により駆動するモータにより回転し、
 前記演算制御装置は、前記機体を傾斜させる姿勢制御を行う際には、ホバリングを行う際よりも、前記サブロータの出力配分比を大きくすることを特徴とするエンジン搭載自立型飛行装置。
[請求項2]
 前記演算制御装置は、前記姿勢制御を行う際には、前記サブロータへの出力配分比を10%以上30%以下とすることを特徴とする請求項1に記載のエンジン搭載自立型飛行装置。
[請求項3]
 更に、前記発電機から発生する前記電力を変換する電力変換器と、前記電力変換器から出力される電力を蓄電するキャパシタと、を具備し、
 前記演算制御装置は、
 前記ホバリングを行う際には、前記キャパシタを蓄電し、
 前記姿勢制御を行う際には、前記キャパシタが放電する電力を前記モータに供給することを特徴とする請求項1または請求項2に記載のエンジン搭載自立型飛行装置。
[請求項4]
 前記エンジンの回転数は、前記ホバリングを行っている時と、前記姿勢制御を行っている時とで、略同一であることを特徴とする請求項3に記載のエンジン搭載自立型飛行装置。
[請求項5]
 前記エンジンと前記メインロータとは、ベルトを介して駆動的に接続されることを特徴とする請求項1から請求項3の何れかに記載のエンジン搭載自立型飛行装置。
[請求項6]
 前記エンジンは、往復運動する第1ピストンを有する第1エンジン部と、前記第1ピストンと対峙した状態で往復運動する第2ピストンを有する第2エンジン部と、を有することを特徴とする請求項1から請求項5の何れかに記載のエンジン搭載自立型飛行装置。
[請求項7]
 前記第1ピストンと前記第2ピストンとは、連通するシリンダの内部で往復運動することを特徴とする請求項6に記載のエンジン搭載自立型飛行装置。
[請求項8]
 前記第1ピストンは第1シリンダの内部で往復運動し、前記第2ピストンは前記第1シリンダとは別体として形成された第2シリンダの内部で往復運動することを特徴とする請求項6に記載のエンジン搭載自立型飛行装置。
[請求項9]
 前記サブロータは前記エンジンが配置された箇所から外側に向かって伸びるサブアームの先端側に取り付けられ、
 前記メインロータは前記エンジンが配置された箇所から外側に向かって伸び、前記サブアームよりも長いメインアームの先端側に取り付けられることを特徴とする請求項1から請求項8の何れかに記載のエンジン搭載自立型飛行装置。
[請求項10]
 前記メインロータには、前記エンジンのクランクシャフトから外部に延出するシャフトに取り付けられたエンジン側プーリと、前記メインロータに取り付けられたロータ側プーリと、前記エンジン側プーリと前記ロータ側プーリとの間に掛けられたベルトと、を介し
て駆動力が伝達されることを特徴とする請求項1に記載のエンジン搭載自立型飛行装置。
[請求項11]
 前記エンジンを構成する第1エンジン部および第2エンジン部が整列する方向を第1方向、前記第1方向に直交する方向を第2方向とした場合、
 前記メインロータは、前記第1エンジン部で駆動されると共に前記第1方向に沿って外側に配置された第1メインロータと、前記第2エンジン部で駆動されると共に前記第1メインロータと対向する位置に整地された第2メインロータと、を有し、
 前記サブロータは、
 前記第1メインロータ側で、前記第2方向に沿って外側に配置された第1サブロータと、前記第2方向に沿って前記第1サブロータと対向する位置に配置された前記第2サブロータと、
 前記第2メインロータ側で、前記第2方向に沿って外側に配置された第3サブロータと、前記第2方向に沿って前記第3サブロータと対向する位置に配置された前記第4サブロータと、を有することを特徴とする請求項1に記載のエンジン搭載自立型飛行装置。
[請求項12]
 前記エンジンは、第1バランスマスが形成されたクランクシャフトと、前記第1バランスマスに対して対称的な位置に第2バランスマスが形成されたバランサシャフト、を有し、
 前記クランクシャフトおよび前記バランサシャフトの駆動力により、前記メインロータを回転させることを特徴とする請求項1に記載のエンジン搭載自立型飛行装置。

図面

[ 図 1]

[ 図 2]

[ 図 3]

[ 図 4]

[ 図 5]

[ 図 6]

[ 図 7]

[ 図 8]