CN108622404B - 飞行器以及飞行*** - Google Patents

Abstract

本发明提供能够提高机体偏航旋转时的操纵性的飞行器及飞行***。飞行器包括：被配置在机体的中央的螺旋桨；使得所述螺旋桨旋转的第一动力机构；改变所述螺旋桨的俯仰角的可变仰角机构；多个的姿势控制用螺旋桨；使得所述多个的姿势控制用螺旋桨旋转并且输出功率低于所述第一动力机构的第二动力机构，和控制所述机体的姿势的控制机构，所述控制机构具有：第一偏航转动发生控制机构，其通过所述可变仰角机构来控制第一偏航转动，和第二偏航转动发生控制机构，其对因为所述姿势控制用螺旋桨的多个螺旋桨的转动速度差而产生的第二偏航转动，并根据偏航转动的指令值的大小来控制所述第一偏航转动发生控制机构和所述第二偏航转动发生控制机构。

Description

飞行器以及飞行***

技术领域

本发明涉及一种飞行器以及飞行***。

背景技术

以往公知的多旋翼是，通过将用于使得机体质量升降而由搭载在机体中央部的往復式发动机来驱动的主旋翼和，在主旋翼的周边用于控制姿势的输出功率要小于所配置的主旋翼的多个电动旋翼进行动力的混合动力化，就能够实现长时间的飞行和较高的净载重量。

该多旋翼是通过改变被配置在主旋翼的尾流里的控制翼片的角度并在Yaw方向(偏航方向)上产生扭矩，来进行使得机体在主旋翼的轴的旋转方向上回旋的偏航转动控制的(参照专利文献1)。另外公知的多旋翼是，通过将用于使得机体质量升降而由搭载在机体中央部的往復式发动机来驱动的主螺旋桨和，在主螺旋桨的周边用于控制姿势的输出功率要小于所配置的主螺旋桨的多个电动螺旋桨进行动力的混合动力化，就能够同时实现较高的姿势控制性能和长时间的飞行。在该多旋翼镇没有考虑偏航转动控制(参照专利文献2)。

在以长时间飞行为目的时，从燃料和电池的能量密度的关系出发，比起姿势控制用的马达的输出功率来，以增大发动机的输出功率为好。具有通过发动机驱动的可变仰角机构的同轴反转螺旋桨，是通过改变各个螺旋桨的俯仰角度来在各个螺旋桨的扭矩里产生差别，从而使得机体得以偏航转动。发动机产生的偏航转动的扭矩非常大，通过可变仰角机构在小的输出功率的范围内进行微细的输出控制时，如果没有高精度和高刚性的连杆机构是难以控制的，搭载在多旋翼里是不现实的。另外，在姿势控制用的马达的CW旋转(正转)、CCW旋转(逆转)里分别产生速度差来进行在偏航转动控制时，因为马达的输出功率较小，与发动机相比只能以低速度来旋转。没有进行拍摄、点检的照相机万向架的混合动力多旋翼，因为偏航旋转而将照相机朝向拍摄对象来拍摄，所以必须在希望的位置停止，从而存在着因为发动机产生的偏航转动转矩大、不能进行精细控制的操纵难的问题。

【专利文献1】(日本)特开2017-74804号公报

【专利文献2】(日本)特开2015-137092号公报

发明内容

本发明鉴于上述情况，目的是提供能够提高机体的偏航旋转时的操纵性的飞行器及飞行***。

为了实现上述目的，本发明的技术方案提供一种飞行器，其包括：被配置在机体的中央的螺旋桨；使得所述螺旋桨旋转的第一动力机构；改变所述螺旋桨的俯仰角的可变仰角机构；多个的姿势控制用螺旋桨；使得所述多个的姿势控制用螺旋桨旋转并且输出功率低于所述第一动力机构的第二动力机构，和控制所述机体的姿势的控制机构，所述控制机构具有：第一偏航转动发生控制机构，其通过所述可变仰角机构来控制所述螺旋桨各自的扭矩所产生的第一偏航转动，和第二偏航转动发生控制机构，其对因为所述姿势控制用螺旋桨的多个螺旋桨的转动速度差而发生的扭矩所产生的第二偏航转动，并根据偏航转动的指令值的大小来控制所述第一偏航转动发生控制机构和所述第二偏航转动发生控制机构。

根据本发明，可以获得提高机体的偏航旋转时的操纵性的效果。

附图说明

图1所示是本实施方式涉及的垂直起降机的构成的一个例示图。

图2所示是用来说明各螺旋桨的旋转方向的图。

图3所示是连杆机构的扩大图。

图4所示是搭载在机体上的控制电路的控制模块构成的一个例示图。

图5所示是本实施方式涉及的飞行***的一个例示图。

具体实施方式

(实施的方式)

以下参见附图，来详细说明飞行器及飞行***的实施的方式。这里，作为飞行器的一个适用例，例示的是尾坐式垂直起落型的VTOL(垂直起降)机(以下，省略为“垂直起降机”)。

图1所示是本实施方式涉及的垂直起降机的构成的一个例示图。如图1所示垂直起降机的机体1表示的是垂直离着陆时的姿势(垂直姿势)的状态。图1所示垂直起降机的机体1包括有：主螺旋桨(第1螺旋桨21、第2螺旋桨22)、内燃机的发动机23、4个姿势控制用螺旋桨(第1姿势控制用螺旋桨31-1、第2姿势控制用螺旋桨31-2、第3姿势控制用螺旋桨31-3、第4姿势控制用螺旋桨31-4)、4个姿势控制用螺旋桨的各自的电动马达(第1电动马达32-1、第2电动马达32-2、第3电动马达32-3、第4电动马达32-4)、伺服马达(“伺服控制手段”的一例)51-1、连杆机构52、一对固定翼(固定翼41、固定翼42)以及2组脚部(脚部61、脚部62)等。该垂直起降机的机体1通过所搭载的控制电路(参照图4)来控制各部分。

主螺旋桨是用于使得机体1垂直起降的大直径的螺旋桨。主螺旋桨在图1所示的机体1的中央，具有被配置为在互为反转方向上旋转的大直径的第1螺旋桨21和大直径的第2螺旋桨22。

发动机23，是使得主螺旋桨旋转的“第一动力机构”的一例。“第一动力机构”不只限于发动机23，只要是输出功率高于后述的“第二动力机构”的动力机构即可。发动机23的发动机输出通过飞轮、离心离合器、单向离合器、斜齿轮等的被收纳在离合器箱内部的驱动列***来传递，并作为旋转力输出到主螺旋桨的第1螺旋桨21和第2螺旋桨22。通过启动引擎23并使得主螺旋桨旋转，来获得可以升起机体1的全部重量的推动力。

4个姿势控制用螺旋桨(第1姿势控制用螺旋桨31-1、第2姿势控制用螺旋桨31-2、第3姿势控制用螺旋桨31-3、第4姿势控制用螺旋桨31-4)是用于控制机体1的姿势的小径的螺旋桨，各螺旋桨根据操纵指令和姿势控制指令来控制旋转。

图1所示各姿势控制用螺旋桨的配置是作为一例来配置在同轴反转螺旋桨的第1螺旋桨21和第2螺旋桨22之间的中间区域时的状态。这里的”中间区域”是指被夹在第1螺旋桨21和第2螺旋桨22的各自的转动面之间的区域。

这里特别例示的是将各姿势控制用螺旋桨配置在该中间区域内的位于2个转动面的中间距离的区域(平行面上)上。各姿势控制用螺旋桨以配置在该中间区域内的2个转动面的中间的距离或其附近的区域里为好。特别是配置在靠近机体1的重心的位置里时，机体1就能够进行急剧的过渡。

4个电动马达(第1电动马达32-1、第2电动马达32-2、第3电动马达32-3、第4电动马达32-4)是”第二动力机构”的一个例子，在各自的输出轴上安装有姿态控制用螺旋桨。

在各个电动马达中采用的是直流(DC)无刷马达等的转动数可控的马达，并根据机体1的上述操纵指令和姿势控制指令来旋转各姿势控制用螺旋桨。

伺服马达51-1和连杆机构52是同轴反转螺旋桨的第1螺旋桨21的俯仰角为可变的”可变仰角机构”的一例。同轴反转螺旋桨的第2螺旋桨22的”可变仰角机构”被配置在没有图示的位置里。第1螺旋桨21和第2螺旋桨22的两个可变仰角机构在该例子中都是由伺服马达和连杆机构来构成的。另外，关于连杆机构的构成将在后面通过图3来说明。

一对固定翼(固定翼41、固定翼42)具有在飞行中产生升力的结构。机体1从垂直起飞切换到飞行时，垂直姿势的机体1向仰角方向倒下90°，也就是说机体1起来后进入水平飞行的姿势。然后，机体1在飞行方向上加速以增加速度时，就在固定翼41和固定翼42的各自的上面部(图1的纸面跟前侧的面)和下面部(图1的纸面里侧的面)产生压力差后，机体1获得固定翼41和固定翼42的升力。

2组脚部(脚部61、脚部6262)用于在垂直起降区域(例如地面)使得机体1以垂直姿势着地。通过设置脚部，就不需要特别的起动装置和从着陆地点回收机体1的回收装置等，可以实现机体1以垂直姿势来起飞或着陆。例如，垂直起降机可以在飞行目的地着陆，或从着陆地点重新起飞等。

图2所示是用来说明各螺旋桨的旋转方向的图。图2所示是图1的机体1的上面图和各螺旋桨的旋转方向的一个例子。另外，图1的纸面跟前侧的面朝上，纸面里侧的面朝下。如图2所示的旋转方向的例子中，第1螺旋桨21上是在虚线箭头的方向上左旋转，第2螺旋桨22是在与第1螺旋桨21为相反转动方向的实线箭头的方向上右旋转。

另外，各姿势控制用螺旋桨，第1姿势控制用螺旋桨31-1和第2姿势控制用螺旋桨31-2是在实线箭头的方向上右旋转，第3姿势控制用螺旋桨31-3和第4姿势控制用螺旋桨31-4是在虚线箭头的方向上左旋转。

各姿势控制用螺旋桨根据在机体1的操纵指令和姿势控制指令，或是都以同样的转动数来旋转，或是一部分以与其他不同的转速来旋转。在一部分以不同的转动数来旋转时，由于各姿势控制用螺旋桨的推力的平衡发生变化，因此机体1的朝向是朝着某个方向振动的。因此，利用推力的平衡的变化来使得姿势控制用螺旋桨旋转后，就在悬停的状态下来操纵机体1了。

图3所示是连杆机构52的说明图。图3所示是图1的连杆机构52及其周边部分的放大图。图3所示虚线箭头是第1螺旋桨21的旋转方向的一例。如图3所示，连杆机构52通过伺服马达51-1的驱动，借助于连杆521来使得一端连接在连杆521里的L字形的转动臂522转动。通过该转动，来使得连接在L字形的转动臂522的另一端的滑动轴承523在第1螺旋桨21的旋转轴524上滑动。在滑动轴承523的上方设有可动部件525，其能够以对应于滑动轴承523的上推量的倾斜量，来使得第1螺旋桨21的一对叶片211、212在俯仰角方向上倾斜。

图3所示动作例是伺服马达51-1正向转动后连杆521朝着第1螺旋桨21被推入，使得L字型的转动臂522转动后滑动轴承523向上方滑动时的情况。这时，第1螺旋桨21的一对叶片211、212分别在图3的各叶片的周围朝着实线箭头所示方向，即俯仰角变大的方向上倾斜的。

在逆向转动伺服马达51-1时，被推入到第1螺旋桨21一侧的连杆521被拉回，并且L字型的转动臂522在相反方向上转动，滑动轴承523朝着下方滑动，这种情况下，第1螺旋桨21的一对叶片211、212分别在与图3的实线箭头为相反的方向，即俯仰角变小的方向上倾斜的。

另外，关于同轴反转螺旋桨的第2螺旋桨22的连杆机构，因为与第1螺旋桨21的连杆机构52的构成相同，因此这里省略其说明。

接着，参照图2和图3来说明机体1的控制方法。以下所示各部分的控制是通过机体1搭载的接收机来接收从地面的操纵机构发出的操纵指令，并根据该接收信号(操纵信号)由机体1的控制电路来进行的。另外，操纵指令不局限于从地上发送来的。如果机体1具有能够搭乘驾驶员的大小和输出功率的话，也可以是搭载在机体1上的操纵机构(操纵部等)发出的操纵指令。关于具有机体1和操纵手段的飞行***的构成，参照图5所示一例来说明。

(从垂直姿势到飞行姿势的姿势控制)

通过将机体1在俯仰角方向上大致转动90°，就能够从垂直姿势朝飞行姿势过渡了。在这种控制中，需要降低4个姿势控制用螺旋桨中的第1姿势控制用螺旋桨31-1和第3姿势控制用螺旋桨31-3的转动数，并提高第2姿势控制用螺旋桨31-2和第4姿势控制用螺旋桨31-4的转动数。因此，控制电路在从垂直姿势朝飞行姿势移动的期间，是将第1电动马达32-1和第3电动马达32-3的转动速度朝着输出为下降的方向控制，并将第2电动马达32-2和第4电动马达32-4朝着转动速度为上升的方向来控制。

通过该控制，垂直姿势的机体1倒下后变成大致水平的飞行姿势了。在垂直姿势的悬停时，从螺旋桨来的推力是在与地面垂直的方向上获得的，当机体1变成大致水平时，用于抬起自重的推力不再从螺旋桨获得。转变到飞行姿势后，因为机体1的速度得到提高而从固定翼41、42得到升力，通过该升力就可以持续飞行。在飞行姿势中，是通过各姿势控制用螺旋桨和同轴反转螺旋桨的旋转控制来进行飞行控制的。

(从飞行姿势到垂直姿势的姿势控制)

通过将机体1在俯仰角方向上大致转动-90°，就能够从飞行姿势朝垂直姿势过渡了。在这种控制中，需要提高4个姿势控制用螺旋桨中的第1姿势控制用螺旋桨31-1和第3姿势控制用螺旋桨31-3的转动数，并降低第2姿势控制用螺旋桨31-2和第4姿势控制用螺旋桨31-4的转动数。因此，控制电路是将第1电动马达32-1和第3电动马达32-3的转动速度朝着输出为上升的方向控制，并将第2电动马达32-2和第4电动马达32-4朝着转动速度为下降的方向来控制。

通过该控制，机体1就返回到垂直姿势。垂直姿势之后，因为能够在与地面垂直的方向上获得螺旋桨的推力，所以通过各种螺旋桨的控制，就能够维持垂直姿势下的悬停。

另外，翻滚转动和俯仰转动的各自的旋转中，是将同轴反转螺旋桨的第1螺旋桨21和第2螺旋桨22的各自的俯仰角度调节为相同角度。由此，由于第1螺旋桨21和第2螺旋桨22的扭矩差被相互抵消，就不会影响到翻滚转动和俯仰转动时的机体1的转动了。

(垂直姿势中的偏航方向的转动控制)

在垂直姿势中的偏航方向(Yaw方向)的转动控制中，是在与要使其转动的方向的相反方向上产生扭矩差。

例如，在图2的偏转(yaw)轴z的z1方向上偏航转动时，有下面的两个控制。第一个是，增大同轴反转螺旋桨中的第1螺旋桨21的俯仰角并减小第2螺旋桨22的俯仰角，通过该控制，机体1就在与扭矩高的方向为相反的扭矩方向的z1方向上开始旋转并进行偏航转动。这种控制是第一偏航转动发生控制。第二个是，提高4个姿势控制用螺旋桨中的第3姿势控制用螺旋桨31-3和第4姿势控制用螺旋桨31-4的转动数，并降低第1姿势控制用螺旋桨31-1和姿势控制用螺旋桨31-2的转动数，通过该控制，就在旋转速度里产生差异，由于转动数高的扭矩也大，机体1就在相反扭矩方向的z1方向上偏航转动了。这种控制是第二偏航转动发生控制。

在第一偏航转动发生控制中，产生的是比第二偏航转动发生控制大的扭矩。上述扭矩大时，偏航转动速度就快，上述扭矩小时，偏航转动速度就慢。在通过主螺旋桨的俯仰角可变机构控制微小的扭矩来提高机体1的偏航转动的停止位置精度时，随着连杆机构的各部分的游隙和松动的降低，需要进行零件的强度提高及俯仰角的微小的角度控制，从而导致机体的重量增加。另一方面，在本实施方式所示的构成中，因为不仅是第一偏航转动发生控制，还可以通过第二偏航转动发生控制来控制偏航转动，与通过连杆机构的强度提高来增加机体1的重量的情况相比，就能够以简单的构成来提高机体1的偏航转动的停止位置精度了。

在本实施方式中，是将能够以快的速度来旋转的第一偏航转动发生控制作为粗调用，和能够以慢的速度来旋转的第二偏航转动发生控制作为微调整用来组合地使用。例如，在风等的外部干扰较少时的姿势控制如果以大的扭矩来急剧回旋，就不容易对准停止位置。这种情况下，以小的扭矩慢慢回旋的方法就容易对准停止位置。另外，需要急剧回旋时，因为小的扭矩回旋较慢且花费时间，所以是以大的扭矩回旋到停止位置附近。风等的外部干扰较少时的姿势控制是仅利用第二偏航转动发生控制，急转弯时仅利用第一偏航转动发生控制，或者是对第一和第二偏航转动发生控制组合后使用。

第一偏航转动发生控制和第二偏航转动发生控制的切换是在对ESC(电子调速器)的控制输入值里设定阈值来切换的，所述电子调速器对于改变俯仰角的伺服马达51-1、51-2和电动马达32-1、32-2、32-3、32-4施加电力。

图4所示是搭载在垂直起降机的机体1上的控制电路(“控制机构”的一例)的控制模块构成的一个例示图。该控制电路是同时具有用于进行第一偏航转动发生控制而动作的”第一偏航转动发生控制机构”和用于进行第二偏航转动发生控制而动作的”第二偏航转动发生控制”的控制电路。图4作为一个例子，显示对来自于遥控飞机等所用的遥控发射器(俗称”遥控器”)的操纵指令进行处理的控制模块的构成。另外，通过马达的转动来获得的推力是假定为与马达的输入值的PWM(脉冲宽度调变)的值是线性关系的。另外，和遥控器的无线通信可以在2.4GHz频域进行。

图4所示控制模块100实际安装在具有CPU(中央处理器)的飞行控制器里。该飞行控制器除了所述的CPU，还搭载有推定自身位置和姿态所需的各种传感器，比如MEMS(微机电***)陀螺仪、地磁传感器、气压传感器等。更进一步地，也可以和GPS连接。

另外，该飞行控制器具有模拟输出电路和数字输出电路，并向外部输出数字或模拟的控制值。另外，如果是搭载了照相机的机体，还能够进一步进行照相机的快门控制和万向架的控制等。

在图4中，除了控制电路的控制模块100的构成以外，为了理解和控制模块100的控制对象的对应关系，对作为其控制对象的马达等进行了图示。控制模块100在接到操纵指令或姿势控制指令的输入时，就通过PWM控制来控制伺服马达51-1、51-2的旋转角度。

接下来，对于图4的控制模块100的构成，按照从遥控器输入的各种操纵指令(油门信号、翻滚信号，俯仰信号、偏航信号)的信号处理来说明。

飞行控制器根据从遥控器输入的操纵指令中的翻滚信号，俯仰信号和偏航信号来计算姿势控制指令。

具体来说就是，飞行控制器从翻滚信号的输入值d11减去微调用的修整所设定的偏移(OFF-r)来求得偏差并作为翻滚角度的目标值(REF-r)d12。另外，从俯仰信号的输入值d21减去微调用的修整所设定的偏移(OFF-p)来求得偏差并作为俯仰角度的目标值(REF-p)d22。在没有翻滚信号和俯仰信号的输入时，由于悬停中的翻滚的目标值d12和俯仰的目标值d22是水平的，所以就成了”0”。

接着，飞行控制器对于翻滚是从传感器的姿态角度数据来进行翻滚角度的估计，并输出翻滚的目标值d12和翻滚角度估计值d13之间的误差，在该误差d14的积分值和该误差d14的微分值里乘以控制增益，并将它们和添加了控制增益的值作为翻滚的控制量d15。该控制增益和其他的俯仰和偏航的控制增益一起来使得实际的机体1悬停，并决定稳定的值。不恰当的控制增益介入的情况下，姿势就会不稳定，因为产生了震动不稳定的问题，所以就能够决定稳定的值。

飞行控制器对俯仰也进行同样的信号处理。接着，从传感器的姿态角度数据来进行俯仰角度的估计，并输出俯仰的目标值和俯仰角度估计值d23之间的误差，在该误差d24的积分值和该误差d24的微分值里乘以控制增益，并将它们和添加了控制增益的值作为俯仰的控制量d25。

关于偏航信号进行如下处理。飞行控制器从偏航信号的输入值d31减去微调用的修整所设定的偏移(OFF-y)来求得偏差，并将进一步通过积分电路对该偏差的累积值来作为偏航角度的目标值(REF-y)d32。这是因为，对遥控器来的偏航信号的输入值进行累积，并在输入结束的时刻停止偏航方向的转动。

接着，飞行控制器从传感器的姿态角度数据来进行偏航角度的估计，并输出偏航的目标值和偏航角度估计值d33之间的误差，在该误差d34的积分值和该误差d34的微分值里乘以控制增益，并将它们和添加了控制增益的值作为偏航的控制量d35。

对于控制对象的4个姿势控制用的马达(第1电动马达32-1、第2电动马达32-2、第3电动马达32-3、第4电动马达32-4)，是将具有操纵指令而作为控制指令的油门的控制量d41、作为姿势控制指令的翻滚的控制量d15、俯仰的控制量d25以及偏航的控制量d35通过图4所示计算方法(“+”表示加法，“-”表示减法)来加上或减去之后，作为各自的控制值m1、m2、m3、m4来输出的。

对于控制对象的伺服马达51-1、51-2(俯仰角可变用)，分别输出油门的控制流量d41和偏航的控制量d35。伺服马达51-1、51-2分别根据由图4所示计算方法对节流的控制流量d41和偏航的控制量d35进行加上或减去得到的控制值m5、m6来计算旋转角。对于发动机23的发动机油门71，是输出油门的控制量d41。

接着，关于输入偏航信号时的控制模块100的控制进行说明。在这里，作为一个例子，是对获得推力时的控制以及悬停时在偏航方向旋转时的控制进行说明。

(用于获得推力的控制)

在图4中，仅是油门的控制量d41变大的话，对于各姿势控制用的马达(第1电动马达32-1、第2电动马达32-2、第3电动马达32-3、第4电动马达32-4)的各控制值m1、m2、m3、m4变高，各姿势控制用马达的推力增加。同时，控制同轴反转螺旋桨的俯仰角的各伺服马达51-1、51-2的控制值m5、m6也变高，第1螺旋桨21和第2螺旋桨22的各自的俯仰角变大，同轴反转螺旋桨的推力就增加。另外，由于发动机23的发动机油门71的控制量d41变高，发动机输出增加，机体1就在保持水平的同时浮起并上升。

另外，姿势控制用马达之间的转动数的平衡是通过发信器的修整施加微调用的偏移来调节的。

(在偏航方向旋转的控制)

在图4中，输入偏航信号时，当其偏航的控制量d35大于在控制模块100设定的阈值时，偏航的控制量d35就作为正的指令值被输入伺服马达51-1，并且，偏航的控制量d35作为负的指令值被输入伺服马达51-2。由此，控制值m5、m6得到计算，同轴反转螺旋桨的第1螺旋桨21的俯仰角大，第2螺旋桨22的俯仰角小。通过该俯仰角的差来产生扭矩差，机体1就偏航转动了。这是第一偏航转动发生控制。另外，图4所示的构成中，即使在姿势控制用的第3电动马达32-3和第4电动马达32-4中，偏航的控制量d35也作为正的指令值来输入，而在姿势控制用的第1电动马达32-1和第2电动马达32-2中，偏航的控制量d35作为负的指令值被输入。

另外，偏航的控制量d35在控制模块100所设定的阈值以下时，就在伺服马达51-1及伺服马达51-2里分别输入偏航的控制量d35＝0。因此，在伺服马达51-1及伺服马达51-2中，通过油门的控制量d41来计算控制值m5、m6。第3姿势控制用螺旋桨31-3和第4姿势控制用螺旋桨31-4的转动数因为正的指令值上升，第1姿势控制用螺旋桨31-1和第2姿势控制用螺旋桨31-2的转动数因为负的指令值下降。如此，通过姿势控制用螺旋桨的转动数的差来产生扭矩差，机体1就偏航转动了。这是第二偏航转动发生控制。

在该例中，当偏航的控制量d35小于阈值时，由于偏航的控制量d35不输入到伺服马达51-1、51-2，所以仅有第二偏航转动控制起作用。当偏航的控制量d35大于阈值时，偏航的控制量d35输入到伺服马达51-1、51-2和第1电动马达32-1、第2电动马达32-2、第3电动马达32-3、第4电动马达32-4，第一和第二偏航转动控制的双方起作用。另外，当偏航的控制量d35比阈值大时，也可以仅是第一偏航转动控制起作用。

通过使用阈值来有选择地使用第一和第二的偏航转动控制，即使姿势控制中的机体的微小的偏航旋转或急转弯时，停止位置精确度也得到提高。

另外，对于其他的翻滚方向的控制、俯仰方向的控制以及用于从垂直姿势向飞行控制的移动的控制等，因为从图4能够同样地理解，所以省略了在此的说明。

图5所示是本实施方式涉及的飞行***的一个例示图。图5所示的飞行***2具有机体1和作为操纵机构的操纵装置20。操纵装置20是操纵机体1的操纵装置(例如遥控器等)。

操纵装置20内置无线通信器(未图示)，并使用多个频道来将操作员操作的各种操作油门中表示移动方向或速度等的各种操纵指令(油门信号、翻滚信号、俯仰信号、偏航信号)发送到机体1。

机体1接收各种操纵指令，并从各信号通过飞行控制器来计算姿势控制指令并控制机体1。另外，关于机体1已经详细地说明了，为了避免重复说明，省略进一步的说明。

在本实施方式中，为了在同轴反转螺旋桨中产生扭矩差是同时改变了第1螺旋桨21和第2螺旋桨22的俯仰角的，但是，只要在同轴反转螺旋桨里产生扭矩差即可。因此，例如只要改变第1螺旋桨21和第2螺旋桨22内的一方的俯仰角即可。

作为在同轴反转螺旋桨中产生扭矩差的方法，在固定俯仰角的螺旋桨的情况下，只要通过使得一方的螺旋桨的旋转或快或慢地进行即可。这时，因为一方的螺旋桨的旋转变快而增大扭矩，就和另一方的螺旋桨之间产生扭矩差。或者是，通过一方的螺旋桨的旋转变慢而减小扭矩，来和另一方的螺旋桨之间产生扭矩差。又或者是，通过加快一方的螺旋桨的旋转并减慢另一方的螺旋桨的旋转，从而在2个螺旋桨之间产生扭矩差。

另外，因为是以发动机23等的内燃机为动力，所以就可以长距离飞行。更进一步地，在垂直姿势中，因为在通过内燃机旋转的同轴反转螺旋桨的各自的螺旋桨的俯仰角里产生差异并使其产生扭矩差，因而悬停时的偏航方向的旋转也灵活。

因此，对于从地面接近或进入困难的现场中从远方来进行信息收集等是有用的。例如，到现场为止是水平飞行，在现场以垂直姿势来进行悬停，并通过照相机拍摄等来进行信息收集。另外，在垂直起降机飞行的目的地如果有垂直着陆所需要的地形，即使不进行能源效率差的悬停，也能够着陆进行固定的情报收集以及待机时间的延伸。

另外，在本实施方式的垂直起降机这还设有脚部61和脚部62那样的脚部。为此，在飞行目的地着陆之后可以重新起飞。

垂直起降型垂直起降機中不需要复杂且重量增加的倾斜机构等，在比较简单的机体构成的同时，来进行飞行及定点的起飞和着陆。

另外，在本实施方式中，因为在姿势控制用螺旋桨的驱动里可以使用大功率的电池，所以还能够进行可以是电动的急剧的推力变化的姿势控制。

如本实施方式的一例所示，比姿势控制用马达的输出要大的内燃机的螺旋桨在机体的中心旋转时，为了在偏航方向上使得机体旋转，就需要较大的扭矩差。在本实施方式中，因为在内燃机的螺旋桨里产生扭矩差，因而就能够在偏航方向上使得机体旋转。另外，本实施方式所示的螺旋桨，也可以是没有扭转角的转子。

Claims (8)

1.一种飞行器，其特征在于包括：

被配置在机体的中央的螺旋桨；

使得所述螺旋桨旋转的第一动力机构；

改变所述螺旋桨的俯仰角的可变仰角机构；

多个的姿势控制用螺旋桨；

使得所述多个的姿势控制用螺旋桨旋转并且输出功率低于所述第一动力机构的第二动力机构，和

控制所述机体的姿势的控制机构，

所述控制机构具有：

第一偏航转动发生控制机构，其通过所述可变仰角机构来控制所述螺旋桨各自的扭矩所产生的第一偏航转动，和

第二偏航转动发生控制机构，其对因为所述姿势控制用螺旋桨的多个螺旋桨的转动速度差而发生的扭矩所产生的第二偏航转动，

当偏航转动的指令值的大小大于阈值时，通过控制所述第一偏航转动发生控制机构引起的所述第一偏航转动的发生来使得所述机体偏航转动，

当所述偏航转动的指令值的大小在阈值以下时，通过控制所述第二偏航转动发生控制机构引起的所述第二偏航转动的发生来使得所述机体偏航转动。

2.根据权利要求1所述的飞行器，其特征在于：

所述第一动力机构是内燃机，所述第二动力机构是转动数能够变化的电动马达。

3.根据权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于：

所述多个的姿势控制用螺旋桨被配置在与所述螺旋桨的转动面平行的面内。

4.根据权利要求3所述的飞行器，其特征在于：

所述多个的姿势控制用螺旋桨被配置在位于作为所述螺旋桨而具有的两个螺旋桨的中间的中间区域的面内。

5.根据权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于所述可变仰角机构包括：

连杆机构，其对作为所述螺旋桨而具有的多个的螺旋桨中至少一个的螺旋桨的俯仰角进行变化，和

伺服控制机构，其驱动所述连杆机构。

6.根据权利要求1或2所述的飞行器，其特征在于：

还包括水平飞行时对所述机体施加升力的固定翼，所述控制机构在垂直起飞后通过改变所述多个的姿势控制用螺旋桨的推力的平衡来拉起所述机体的姿势，并通过控制所述多个的姿势控制用螺旋桨的旋转和所述螺旋桨的旋转来进行所述机体拉起后的飞行控制。

7.根据权利要求6所述的飞行器，其特征在于：

具有垂直起降时在垂直起降区域着地的脚部，所述控制机构通过改变所述多个的姿势控制用螺旋桨的推力的平衡来进行从所述垂直起降的姿势朝飞行姿势的姿势控制，和从所述飞行姿势朝所述垂直起降的姿势的姿势控制。

8.一种飞行***，其特征在于包括：

发送操纵指令的操纵机构；

根据所述操纵机构发送的所述操纵指令来计算姿势控制的指令值的飞行控制器；

被配置在机体的中央的螺旋桨；

使得所述螺旋桨旋转的第一动力机构；

改变所述螺旋桨的俯仰角的可变仰角机构；

多个的姿势控制用螺旋桨；

使得所述多个的姿势控制用螺旋桨旋转并且输出功率低于所述第一动力机构的第二动力机构，和

控制所述机体的姿势的控制机构，

所述控制机构具有：

第一偏航转动发生控制机构，其通过所述可变仰角机构来控制所述螺旋桨各自的扭矩所产生的第一偏航转动，和

第二偏航转动发生控制机构，其对因为所述姿势控制用螺旋桨的多个螺旋桨的转动速度差而发生的扭矩所产生的第二偏航转动，

当由所述飞行控制器计算的偏航转动的指令值的大小大于阈值时，通过控制所述第一偏航转动发生控制机构引起的所述第一偏航转动的发生来使得所述机体偏航转动，

当所述偏航转动的指令值的大小在阈值以下时，通过控制所述第二偏航转动发生控制机构引起的所述第二偏航转动的发生来使得所述机体偏航转动。

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