CN110546069A - 搭载发动机的自主型飞行装置 - Google Patents

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Abstract

本发明提供能够大幅确保有效载荷及连续飞行时间，并且能够正确进行飞行时的位置姿态的调整的自主型飞行装置。本发明的自主型飞行装置(10)具备施加主推力的主旋翼(14A)等、进行姿态控制的副旋翼(15A)等、产生用于主旋翼14A等及副旋翼15A等旋转的能量的发动机(30)、控制副旋翼(15A)等的旋转的运算控制装置(31)。另外，主旋翼(14A)等通过与发动机(30)驱动连接而旋转，另一方面，副旋翼(15A)等利用马达来旋转，该马达利用从通过发动机(30)运转的发电机(16A)等产生的电力来驱动。另外，运算控制装置(31)在进行使机身倾斜的姿态控制时副旋翼(15A)的输出分配比比进行悬停时大。

Description

搭载发动机的自主型飞行装置
技术领域
本发明涉及搭载发动机的自主型飞行装置，特别是涉及通过发动机驱动性地驱动主旋翼，且利用从通过发动机驱动的发电机获得的电力使副旋翼旋转的所谓混合动力型的搭载发动机的自主型飞行装置。
背景技术
目前，公知有在空中可无人飞行的自主型飞行装置。这种自主型飞行装置可通过绕垂直轴旋转的旋翼的推力在空中飞行。
作为该自主型飞行装置的应用领域，例如考虑有输送领域、测量领域及摄影领域等。在这种领域应用自主型飞行装置的情况下，在飞行装置配备测量设备、摄影设备。通过使飞行装置应用于该领域，能够使飞行装置在人无法进入的地域飞行，进行这样的地域的输送、摄影及测量。涉及该自主型飞行装置的发明例如在专利文献1及专利文献2中所记载。
在一般的自主型飞行装置中，上述的旋翼利用由搭载于飞行装置的蓄电池供给的电力而旋转。然而，在蓄电池产生的电力的供给时，由于能量的供给量不一定足够，因此为了实现持续长时间的连续飞行，也出现搭载了发动机的自主型飞行装置。在这种自主型飞行装置中，通过发动机的驱动力使发电机旋转，且通过由该发电机发电的电力使旋翼旋转驱动。该结构的自主型飞行装置由于在能量从动力源供给到旋翼的路径中发动机和发电机串联连接，因此也被称为串联型无人机。通过使用这种自主型飞行装置进行摄影及测量，能够进行大范围的摄影及测量。搭载了发动机的飞行装置例如专利文献3中所记载。
现有技术文献
专利文献
专利文献1：日本特开2012－51545号公报
专利文献2：日本特开2014－240242号公报
专利文献3：日本特开2011－251678号公报
发明内容
发明所要解决的技术问题
鉴于自主型飞行装置的用途正扩大的现状，在自主型飞行装置中要求增加能够搭载的物品的重量，即增加有效载荷。而且，在自主型飞行装置中还要求为长距离飞行而长时间持续连续地飞行。
然而，在仅具有蓄电池作为旋翼的驱动能量源的蓄电池驱动的自主型飞行装置中，因从蓄电池获得的能量并不很大，所以具有有效载荷及连续飞行时间小这种问题。例如，蓄电池驱动的自主型飞行装置的有效载荷为10kg左右，其连续飞行时间为20分左右。
另外，在使用通过发动机发电的电力使旋翼旋转的串联型的自主型飞行装置中，因驱动源为发动机，所以能够使有效载荷相对较大，另外，能够使连续飞行时间相对较大。例如，串联型的自主型飞行装置的有效载荷为20kg左右，其连续飞行时间为1小时左右。然而，在串联型的自主型飞行装置中传递到旋翼的能量由于经由发动机、发电机、功率调节器及马达，所以根据发电机和功率调节器的效率而产生能量损失。因此，串联型的自主型飞行装置作为整体的能量转换效率不高，具有不易增大有效载荷的课题。
另外，还开发了具备发动机驱动的旋翼和马达驱动的旋翼的自主型飞行装置的混合动力型的自主型飞行装置，但提高运转效率同时稳定进行自主型飞行装置10的姿态变更等并不容易。
本发明是鉴于上述的事情而创建的，其目的在于，提供能够大幅确保有效载荷及连续飞行时间，并且能够正确地进行在飞行时的位置姿态的调整的自主型飞行装置。
用于解决问题的技术方案
在本发明的搭载发动机的自主型飞行装置中，具备对机身施加主推力的主旋翼、进行所述机身的姿态控制的副旋翼、产生用于所述主旋翼及所述副旋翼旋转的能量的发动机、控制所述副旋翼的旋转的运算控制装置，所述主旋翼与所述发动机驱动连接而旋转，所述副旋翼利用马达而旋转，该马达利用从通过所述发动机运转的发电机产生的电力来驱动，所述运算控制装置在进行使所述机身倾斜的姿态控制时，所述副旋翼的输出分配比比进行悬停时大。
另外，在本发明的搭载发动机的自主型飞行装置中，所述运算控制装置进行所述姿态控制时将向所述副旋翼的输出分配比设定为10％以上且30％以下。
另外，在本发明的搭载发动机的自主型飞行装置中，具备转换从所述发电机产生的所述电力的电力转换器、将从所述电力转换器输出的电力蓄电的电容器，所述运算控制装置在进行所述悬停时，所述电容器蓄电，在进行所述姿态控制时，将所述电容器放电的电力供给所述马达。
另外，在本发明的搭载发动机的自主型飞行装置中，所述发动机的转速在进行所述悬停时和进行所述姿态控制时大体相同。
另外，在本发明的搭载发动机的自主型飞行装置中，所述发动机和所述主旋翼经由带驱动连接。
另外，在本发明的搭载发动机的自主型飞行装置中，所述发动机具有包括进行往复运动的第一活塞的第一发动机部、包括在与所述第一活塞对置的状态下进行往复运动的第二活塞的第二发动机部。
另外，在本发明的搭载发动机的自主型飞行装置中，所述第一活塞和所述第二活塞在连通的汽缸的内部进行往复运动。
另外，在本发明的搭载发动机的自主型飞行装置中，所述第一活塞在第一汽缸的内部进行往复运动，所述第二活塞在与所述第一汽缸分体形成的第二汽缸的内部进行往复运动。
另外，在本发明的搭载发动机的自主型飞行装置中，所述副旋翼安装于从配置有所述发动机的部位朝向外侧延伸的副臂的前端侧，所述主旋翼安装于从配置有所述发动机的部位朝向外侧延伸且比所述副臂长的主臂的前端侧。
另外，在本发明的搭载发动机的自主型飞行装置中，驱动力经由安装于从发动机的曲轴向外部延伸的轴上的发动机侧带轮、安装于所述主旋翼的旋翼侧带轮、绕挂于所述发动机侧带轮和所述旋翼侧带轮之间的带传递到所述主旋翼上。
另外，在本发明的搭载发动机的自主型飞行装置中，在将构成所述发动机的所述第一发动机部及第二发动机部排列的方向设为第一方向，将与所述第一方向正交的方向设为第二方向的情况下，所述主旋翼具有第一主旋翼，其由所述第一发动机部驱动，并且沿着所述第一方向配置于外侧；第二主旋翼，其由所述第二发动机部驱动，并且位于与所述第一主旋翼相对的位置，所述副旋翼具有第一副旋翼，其在所述第一主旋翼侧沿着所述第二方向配置于外侧；所述第二副旋翼，其沿着所述第二方向配置于与所述第一副旋翼相对的位置；第三副旋翼，其在所述第二主旋翼侧沿着所述第二方向配置于外侧；所述第四副旋翼，其沿着所述第二方向配置于与所述第三副旋翼相对的位置。
另外，在本发明的搭载发动机的自主型飞行装置中，所述发动机具有形成有第一平衡块的曲轴、在相对于所述第一平衡块对称的位置形成有第二平衡块的平衡器轴，通过所述曲轴及所述平衡器轴的驱动力使所述主旋翼旋转。
发明效果
在本发明的搭载发动机的自主型飞行装置中，具备对机身施加主推力的主旋翼、进行所述机身的姿态控制的副旋翼、产生用于所述主旋翼及所述副旋翼旋转的能量的发动机、控制所述副旋翼的旋转的运算控制装置，所述主旋翼通过与所述发动机驱动连接而旋转，所述副旋翼利用马达而旋转，该马达利用从通过所述发动机运转的发电机产生的电力来驱动，所述运算控制装置在进行使所述机身倾斜的姿态控制时所述副旋翼的输出分配比比进行悬停时大。因此，为了使搭载发动机的自主型飞行装置在空中移动，进行使机身倾斜的姿态控制时，通过增大副旋翼的输出分配比，能够使机身适当倾斜移动。
另外，在本发明的搭载发动机的自主型飞行装置中，所述运算控制装置在进行所述姿态控制时，将向所述副旋翼的输出分配比设定为10％以上且30％以下。因此，在进行姿态控制时，通过将向副旋翼的输出分配比设定为10％以上，副旋翼得到足够的旋转力，在空中使机身适当倾斜移动。另外，通过将向副旋翼的输出分配比设为30％以下，能够使机身的空中的姿态稳定化。
另外，在本发明的搭载发动机的自主型飞行装置中，还具备转换从所述发电机产生的所述电力的电力转换器、将从所述电力转换器输出的电力进行蓄电的电容器，所述运算控制装置在进行所述悬停时，在所述电容器蓄电，在进行所述姿态控制时，将所述电容器放电的电力供给到所述马达。因此，进行姿态控制时，通过将电容器放电的电力供给到马达，能够迅速增大副旋翼的输出，能够使搭载发动机的自主型飞行装置在空中高速移动。
另外，在本发明的搭载发动机的自主型飞行装置中，所述发动机的转速在进行所述悬停时和进行所述姿态控制时大体相同。因此，进行姿态控制时，如果与悬停时比较，在主旋翼及副旋翼上需要的总能量变大，但本发明中通过从电容器放电的电能补充能量。因此，不需要为了进行姿态控制而增加发动机的旋转速度，因此能够简单化姿态控制。
另外，在本发明的搭载发动机的自主型飞行装置中，所述发动机和所述主旋翼经由带驱动连接。因此，通过利用带驱动连接发动机和主旋翼，即使发动机和主旋翼的距离增长，也能够容易地驱动连接两者。另外，由于带与齿轮等其它的动力传递单元比较为轻量，因此通过采用带而能够实现搭载发动机的自主型飞行装置的轻量化。
另外，在本发明的搭载发动机的自主型飞行装置中，所述发动机具有包括进行往复运动的第一活塞的第一发动机部、包括在与所述第一活塞对置的状态下进行往复运动的第二活塞的第二发动机部。因此，在第一发动机部和第二发动机部，对向配置的活塞进行往复运动，由此，因往复运动产生的振动等相抵消，能够极大地减小发动机运转而产生的振动。
另外，在本发明的搭载发动机的自主型飞行装置中，所述第一活塞和所述第二活塞在连通的汽缸的内部进行往复运动。因此，通过第一活塞和第二活塞在相同的汽缸进行往复运动，能够抑制从发动机产生的振动，另外，能够简单化发动机的结构。
另外，在本发明的搭载发动机的自主型飞行装置中，所述第一活塞在第一汽缸的内部进行往复运动，所述第二活塞在与所述第一汽缸分体形成的第二汽缸的内部进行往复运动。因此，由于在第一发动机部和第二发动机部分别具有汽缸，因而能够分别准备第一发动机部和第二发动机部，能够降低制造成本。另外，第一汽缸及第二汽缸的进气路径及排气路径可以形成为适于进气及排气的形状。
另外，在本发明的搭载发动机的自主型飞行装置中，所述副旋翼安装于从配置有所述发动机的部位朝向外侧延伸的副臂的前端侧，所述主旋翼安装于从配置有所述发动机的部位朝向外侧延伸且比所述副臂长的主臂的前端侧。因此，通过增加安装有主旋翼的主臂，能够增加构成主旋翼的各旋翼，能够进一步增加有效载荷。另外，通过缩短安装有副旋翼的副臂，能够精密地进行通过变更副旋翼的转速的姿态控制等。
另外，在本发明的搭载发动机的自主型飞行装置中，驱动力经由安装于从所述发动机的曲轴向外部延伸的轴的发动机侧带轮、安装于所述主旋翼的旋翼侧带轮、绕挂于所述发动机侧带轮和所述旋翼侧带轮之间的带传递到所述主旋翼上。因此，能够以较简单的结构将从发动机产生的驱动力传递到主旋翼。
另外，在本发明的搭载发动机的自主型飞行装置中，在将构成所述发动机的所述第一发动机部及第二发动机部排列的方向设为第一方向，将与所述第一方向正交的方向设为第二方向的情况下，所述主旋翼具有第一主旋翼，其由所述第一发动机部驱动，并且沿着所述第一方向配置于外侧；第二主旋翼，其由所述第二发动机部驱动，并且位于与所述第一主旋翼相对的位置，所述副旋翼具有第一副旋翼，其在所述第一主旋翼侧，沿着所述第二方向配置于外侧；所述第二副旋翼，其沿着所述第二方向配置于与所述第一副旋翼相对的位置；第三副旋翼，其在所述第二主旋翼侧，沿着所述第二方向配置于外侧；所述第四副旋翼，其沿着所述第二方向配置于与所述第三副旋翼相对的位置。因此，通过沿着第一方向在两端部具有第一主旋翼及第二主旋翼，且具有四个副旋翼，能够在第一主旋翼及第二主旋翼上增加有效载荷，同时能够在四个副旋翼精密进行机身整体的姿态控制。
另外，在本发明的搭载发动机的自主型飞行装置中，所述发动机具有形成有第一平衡块的曲轴、在相对于所述第一平衡块对称的位置形成有第二平衡块的平衡器轴，通过所述曲轴及所述平衡器轴的驱动力使所述主旋翼旋转。因此，尽管没有多个发动机部，但通过从曲轴及平衡器轴输出的动力也能够驱动各旋翼。
附图说明
图1是表示本发明的实施方式的自主型飞行装置的图，(A)是表示自主型飞行装置的立体图，(B)是俯视图；
图2是表示本发明的实施方式的自主型飞行装置的图，是表示各部位的连接结构的框图；
图3是表示本发明的实施方式的自主型飞行装置的图，(A)是表示所搭载的发动机的侧方剖视图，(B)是其上方剖视图；
图4是表示本发明的实施方式的自主型飞行装置的图，(A)是表示所搭载的另外的发动机的侧方剖视图，(B)是其上方剖视图；
图5是表示本发明的实施方式的自主型飞行装置的图，是表示所搭载的又一发动机的侧方剖视图；
图6是表示本发明的实施方式的自主型飞行装置的图，(A)表示空间固定坐标系，(B)表示机身固定坐标系；
图7是表示本发明的实施方式的自主型飞行装置的图，(A)是表示倾斜10度的机身的侧视图，(B)是表示功率的经时变化的曲线图；
图8是表示本发明的实施方式的自主型飞行装置的图，(A)是表示倾斜35度的机身的侧视图，(B)是表示功率的经时变化的曲线图。
具体实施方式
以下，参照附图说明本方式的搭载发动机的自主型飞行装置的结构。在以下的说明中，在具有相同的结构的部位标注相同的附图标记，省略重复的说明。另外，在以下的说明中，使用上下前后左右的各方向，但这些各方向是为了方便说明。另外，在以下的说明中，将搭载发动机的自主型飞行装置称为自主型飞行装置10。搭载发动机的自主型飞行装置也称为无人机。
参照图1，说明本实施方式的自主型飞行装置10的概略结构。图1中的(A)是整体表示自主型飞行装置10的立体图，图1中的(B)是自主型飞行装置10的俯视图。
参照图1中的(A)，自主型飞行装置10是所谓混合动力型的自主型飞行装置。即，主旋翼14A等与发动机30驱动连接，另一方面，副旋翼15A等经由发电机16A等从发动机30供给电能。在以下的说明中，有时也将主旋翼14A等简单称为主旋翼14，将副旋翼15A等简单称为副旋翼15。在此，纸面上的左右方向是构成发动机30的各发动机部排列的第一方向，纸面上的前后方向是第二方向。
自主型飞行装置10主要具有框体11、配设于框体11的大体中央部分的发动机30、由发动机30驱动的发电机16A等、通过从发电机16A等产生的电力旋转的副旋翼15、通过与发动机30驱动连接而旋转的主旋翼14。
框体11以支承发动机30、发电机16A、各种配线及控制基板(在此未图示)等的方式形成为框状。作为框体11，采用成型为框体状的金属或树脂。在框体11的下端部分形成有自主型飞行装置10落地时与地面接触的起落滑橇18。框体11包括支承主旋翼14的主框体12A等及支承副旋翼15的副框体13A等。主框体12A等及副框体13A等的结构后述。
发动机30、各种配线及控制基板(在此未图示)等收纳在壳体17内。壳体17例如由以规定形状成形的合成树脂板材构成，固定在框体11的中心部。在此，将壳体17及内置于此的部件称为主体部19。
在发动机30的上方配设有发电机16A、16B。发电机16A、16B通过发动机30旋转而发电。从发电机16A、16B产生的电力供给到使副旋翼15A等旋转的马达21等。另外，该电力也供给到控制副旋翼15A等的旋转的运算控制装置等。
主框体12A、12B从主体部19向左右方向直线延伸。主框体12A、12B由成型为杆状的金属或合成树脂构成。主旋翼14A以可旋转的状态配设在朝向左方延伸的主框体12A的左方侧端部。未图示的带轮与主旋翼14A连接，带20A绕挂在主旋翼14A侧的带轮和发动机30侧的未图示的带轮之间。另一方面，主旋翼14B以可旋转的状态配设在朝向右方延伸的主框体12B的右方侧端部。未图示的带轮与主旋翼14B连接，带20B绕挂在主旋翼14B侧的带轮和发动机30侧的未图示的带轮之间。通过该结构，主旋翼14与发动机30驱动连接。因此，主旋翼14利用自发动机30产生的动力直接旋转，因此与串联型结构相比，能够减小能量从发动机30传递到主旋翼14时的能量损失。
主旋翼14具有产生用于使自主型飞行装置10飘浮在空中的上升力的功能。另一方面，副旋翼15主要负责自主型飞行装置10的姿态控制。例如，副旋翼15在自主型飞行装置10进行悬停时，为了将自主型飞行装置10的位置姿态保持恒定而适当旋转。另外，副旋翼15在自主型飞行装置10移动时，为了使自主型飞行装置10倾斜而旋转。另外，主旋翼14A和主旋翼14B向相反方向旋转。
副框体13A等向前后方向延伸，与上述的主框体12A等同样地由成形为杆状的金属或合成树脂构成。副框体13A等从主框体12A等的途中部分延伸。副框体13A的前端部设置有副旋翼15A，副旋翼15A通过配置于其下方的马达21A来旋转。副框体13B的前端部配设有副旋翼15B，副旋翼15B通过配设于其下方的马达21B来旋转。副框体13C的后端部配设有副旋翼15C，副旋翼15C通过配设于其下方的马达21C来旋转。副框体13D的后端部配设有副旋翼15D，副旋翼15D通过配设于其下方的马达21D来旋转。发电机16A、16B发电的电力供给到马达21A、21B、21C、21D。副框体13A等的内部布置用于将电力供到马达21A的配线。
参照图1中的(B)，主框体12A的长度L10(从主体部19的中心至主框体12A的左端的长度)比主旋翼14A的一个叶片长。由此，防止旋转的主旋翼14A与主体部19接触。另外，主框体12A的长度L10设置得足够长，以便不存在主旋翼14A与副旋翼15A、15C接触。主框体12B的长度与主框体12A同等。
副框体13D的长度L20比副旋翼15D的一个叶片的长度长，以使副旋翼15D不与主体部19接触。另外，副框体13D的长度L20(从主体部19的中心至副框体13D的后端的长度)为不与主旋翼14B接触的长度。在此，其它的副旋翼15A、15B、15C的长度与副旋翼15D同样。另外，其它的副框体13A等的长度也与副框体13D同等。另外，主框体12A的长度L10与副框体13D的长度L20相比足够长。
上述的主旋翼14及副旋翼15相对于沿着左右通过主体部19的中心的左右方向对称线线对称地配置。另外，上述的主旋翼14及副旋翼15相对于沿着前后方向通过主体部19的中心的前后方向对称线线对称地配置。这样，通过对称配置主旋翼14及副旋翼15，能够使自主型飞行装置10在空中的自主型飞行装置10的位置姿态稳定化。
上述的结构的自主型飞行装置10飞行时，主旋翼14等和副旋翼15A等同时旋转。自主型飞行装置10利用主旋翼14等旋转而产生的推力飘浮在空中，通过副旋翼15A等分别旋转控制在空中的自主型飞行装置10的位置姿态。自主型飞行装置10移动时，通过以规定速度旋转主旋翼14等，同时变更副旋翼15A等的旋转速度，执行使自主型飞行装置10倾斜的姿态控制。关于该姿态控制后述。
参照图2的框图，说明自主型飞行装置10的连接结构。自主型飞行装置10具有用于控制其空中的位置姿态的运算控制装置31。运算控制装置31由CPU、RAM、ROM等构成，在此，基于来自未图示的各种传感器、照相机、操作装置的指示，控制驱动副旋翼15A等的马达21A等的旋转。在此，所谓操作装置即为与自主型飞行装置10无线或有线连接，使用者可操作自主型飞行装置10的位置、高度、移动方向、移动速度等的所谓控制器。
在自主型飞行装置10中，如上述，通过利用发动机30产生的驱动能量使主旋翼14及副旋翼15旋转，能够飘浮在空中，并且朝向规定方向移动。另外，空中的位置姿态的控制通过控制使副旋翼15旋转的马达21A等的旋转速度来进行。
马达21A等将发动机30作为能量源。发电机16A等、逆变器32(电力转换器)、电容器模块34、驱动器24A等插装在发动机30和马达21A等之间。通过该结构，自发动机30产生的驱动力转换为电力，马达21A等通过利用该电力以规定的旋转速度旋转，进行自主型飞行装置10的位置姿态的控制及移动。
发动机30如后述，是以汽油等作为燃料的往复型发动机，利用其驱动力驱动发电机16A、16B。在此，如上述，发动机30还驱动主旋翼14。发动机30通过运算控制装置31控制。
将从发电机16A、16B产生的交流的电力供给到逆变器32。在逆变器32中首先利用转换器电路将交流电力转换为直流电力后，利用逆变器电路将直流电力转换为规定的频率的交流电力。从逆变器32输出的电力的一部分在悬停时在电容器模块34中蓄电。蓄电于电容器模块34的电力在自主型飞行装置10变更位置姿态时，供给到马达21A等。电容器模块34与蓄电池等比较时，能够在短时间向负荷供给大电流，因此能够瞬时加快马达21A等的旋转速度，能够使自主型飞行装置10高速变位。
另外，从逆变器32输出的电力的一部分还供给到剩余电力消耗电路33。剩余电力消耗电路33是逆变器32转换的电力中用于消耗由马达21A等未使用的部分的电路。通过具备剩余电力消耗电路33，发动机30及逆变器32能够稳定地动作。逆变器32的性能由运算控制装置31控制。
驱动器24A、24B、24C、24D使用自逆变器32产生的电力，分别控制在马达21A、21B、21C、21D通过的电流量、其旋转方向、旋转的正时等。驱动器24A、24B、24C、24D的性能由运算控制装置31控制。
在上述的结构的自主型飞行装置10中，电力的供给***在停留于空中的一定部位的悬停状态和朝向规定位置移动的移动状态有所不同。
具体而言，在悬停状态，以发电机16A、16B、逆变器32、驱动器24A等、马达21A等顺序供给电力。而且，运算控制装置31基于来自各种传感器的输出，通过控制驱动器24A等，使马达21A以规定的转速旋转，以便自主型飞行装置10保持相对于地面平行的状态，同时停留在一定部位。通过这样，图1所示的副旋翼15A等以规定的速度旋转，自主型飞行装置10能够稳定地悬停。
另一方面，在移动自主型飞行装置10的移动状态，首先，运算控制装置31基于经由控制器的用户的指示等，将在电容器模块34蓄电的电力供给到驱动器24A等。因此，在驱动器24等施加自逆变器32供给的电力，自电容器模块34也供给电力。例如，参照图1，在朝向前方移动自主型飞行装置10时，运算控制装置31通过控制驱动器24A等，将所供给的电力供给到驱动副旋翼15C、15D的马达21C、21D，副旋翼15C、15D的旋转速度比副旋翼15A、15B的旋转速度快。
这样，从右方观察自主型飞行装置10的情况下，自主型飞行装置10以绕逆时针稍微旋转的方式倾斜。在这样倾斜的状态下使主旋翼14A、14B旋转时，主旋翼14A、14B产生的升力和作用在自主型飞行装置10的重力的合力朝向前方起作用。因此，自主型飞行装置10朝向前方移动。
自主型飞行装置10若移动到规定的部位，运算控制装置31停止从电容器模块34向驱动器24A等的供电，经由驱动器24A等使各马达21A等以大体均等的速度旋转。通过这样，自主型飞行装置10再进行悬停。
如上述，本实施方式的自主型飞行装置10是具有利用发动机30的驱动力旋转的主旋翼14等、利用由发动机30驱动的马达21等旋转的副旋翼15A等的所谓混合动力型的装置。因此，当与上述的串联型的装置比较时，自主型飞行装置10中能量消耗改善率可以约为50％。
接着，参照图3～图5，说明搭载于具有上述的结构的自主型飞行装置10的发动机30的结构。在本实施方式的自主型飞行装置10中，当自发动机30产生大的振动时，不能够精密控制自主型飞行装置10的空中的位置姿态，因此作为发动机30采用无振动型或低振动型的发动机。
参照图3，说明发动机30的一方式。图3中的(A)是从前方观察发动机30的剖视图，图3中的(B)是从上方观察发动机30的剖视图。在此所示的发动机30具有左右方向对向配置的两个发动机部(第一发动机部40、第二发动机部41)。
参照图3中的(A)及图3中的(B)，发动机30具有在纸面上配置于左方的第一发动机部40、配置于右方侧的第二发动机部41。
第一发动机部40具有在左右方向进行往复运动的第一活塞43、将第一活塞43的往复运动转换为旋转运动的第一曲轴42、将第一活塞43和第一曲轴42可旋转地连结的第一连杆44。
第二发动机部41具有在左右方向进行往复运动的第二活塞46、将第二活塞46的往复运动转换为旋转运动的第二曲轴45、将第二活塞46和第二曲轴45可旋转地连结的第二连杆47。
带轮22及发电机16A与第一曲轴42的上端侧连接。另外，带轮23及发电机16B与第二曲轴45的上端侧连接。
利用第一发动机部40的第一活塞43、第二发动机部41的第二活塞46共有燃烧室48。换句话说，第一活塞43和第二活塞46在连通的一个汽缸的内部进行往复运动。因此，第一发动机部40及第一活塞43通过朝向中心部同时来回运动，能够减少滑动量，同时取得燃烧室48的混合气体的高膨胀比。
另外，在此未图示，在发动机30上形成有从燃烧室48连通的容积空间，在该容积空间配置有点火火花塞。另外，在燃烧室48形成有在此未图示的进气口及排气口，包含汽油等燃料的混合气从进气口导入燃烧室48，燃烧后的废气经由排气口从燃烧室排入到外部。
参照图3中的(A)，上述的结构的发动机30如下面进行动作。首先，在吸入冲程，第一活塞43及第二活塞46通过在汽缸49的内部从中央部朝向外侧移动，将燃料和空气的混合物即混合气导入汽缸49的内部。接着，在压缩冲程，利用旋转的第一曲轴42及第二曲轴45的惯性，第一活塞43及第二活塞46被推向中央部，在汽缸49的内部混合气被压缩。接着，在燃烧冲程，通过未图示的点火火花塞在燃烧室48点火，混合气在汽缸49的内部燃烧，由此，第一活塞43及第二活塞46被推到下止点即外侧的端部。之后，在排气冲程，利用旋转的第一曲轴42及第二曲轴45的惯性第一活塞43及第二活塞4 6被推向内侧，汽缸49的内部存在的燃烧后气体排放到外部。
在本方式的发动机30中，能够利用一个汽缸49的内部进行往复运动的两个第一活塞43及第二活塞46分割冲程，所以与通常的汽油发动机比较，能够增加混合气体的压缩比。另外，在汽缸49的内部第一活塞43及第二活塞46对向，所以不需要在一般的发动机中需要的汽缸盖，发动机30的结构简单且轻量。另外，构成发动机30的各部件，即第一活塞43及第二活塞46、第一曲轴42及第二曲轴45等对向配置，且以相对的方式进行动作。因此，从发动机30的各部件产生的振动抵消，能够减少自发动机30整体到外部产生的振动。因此，在本方式中，通过搭载上述的结构的发动机30，能够实现自主型飞行装置10的小型化、轻量化及低振动化。特别是因低振动化能够防止姿态控制、马达输出控制等运算控制装置及GPS传感器等的精密设备中不利影响。另外，能够防止自主型飞行装置10输送的配送物品因振动而损伤。
参照图4，说明发动机30其它的方式。图4中的(A)是从前方观察发动机30的侧视图，图4中的(B)是发动机30的俯视图。
参照图4中的(A)及图4中的(B)，在此，发动机30由左侧的第一发动机部60、右侧的第二发动机部61构成，在各发动机部分别形成有汽缸。该情况与图3所示的发动机30不同。
第一发动机部60具有第一汽缸71、在第一汽缸71的内部进行往复运动的第一活塞70、将第一活塞70的往复运动转换为旋转运动的第一曲轴80、将第一活塞70和第一曲轴80可运动地连接的第一连杆75、第一进气阀64、第一排气阀62。
第二发动机部61具有第二汽缸73、在第二汽缸73的内部进行往复运动的第二活塞72、将第二活塞72的往复运动转换为旋转运动的第二曲轴81、将第二活塞72和第二曲轴81可运动地连结的第二连杆76、第二进气阀65、第二排气阀63。
在此，上述的第一发动机部60和第二发动机部61也可以收纳在通过铸造形成为一体的发动机体内，第一发动机部60和第二发动机部61也可以分别收纳在发动机体内。
在发动机30中，构成第一发动机部60及第二发动机部61的主要的结构零件沿左右方向配置。具体而言，第一发动机部60的第一汽缸71、第一活塞70、第一曲轴80及第一连杆75沿左右方向配置。另外，第二发动机部61的第二汽缸73、第二活塞72、第二曲轴81及第二连杆76也沿着左右方向配置。这样，通过沿左右方向配置各发动机部的各结构要素，各发动机部因动作而产生的振动抵消，能够改善制振效果。
另外，第一发动机部60和第二发动机部61在左右方向对称地配置。通过该结构，也能够相互抵消各发动机部因动作而产生的振动，改善制振效果。
参照图4中的(A)及图4中的(B)，在第一发动机部60具有控制上述的第一进气阀64及第二进气阀65的动作的阀门驱动机构。
该阀门驱动机构具有曲柄带轮82、凸轮带轮85、挂于绕曲柄带轮82和凸轮带轮85的正时带74。曲柄带轮82与导出到第一曲轴80的外部的部分连接。凸轮带轮85与接在第一进气阀64并控制其进退运动的第一进气凸轮84、接在第二进气阀65并控制其进退运动的第二进气凸轮87一起与凸轮轴86连接。第一进气凸轮84和第二进气凸轮87保持相位差与凸轮轴86连接，以使第一进气凸轮84按压第一进气阀64的正时、第二进气凸轮87按压第二进气阀65的正时为同时。
参照图4中的(A)，带轮22及发电机16A与第一发动机部60的第一曲轴80的上端侧连接，带轮23及发电机16B与第二发动机部61的第二曲轴81的上端侧连接。
驱动第一排气阀62及第二排气阀63的机构具有曲柄带轮83、凸轮带轮67、绕挂在曲柄带轮82和凸轮带轮85的正时带77。曲柄带轮83与导出到第二曲轴81的外部的部分连接。凸轮带轮67与接在第一排气阀62并控制其进退运动的第一排气凸轮78、接在第二排气阀63并控制其进退运动的第二排气凸轮79一起与凸轮轴66连接。第一排气凸轮78及第二排气凸轮79保持相位差与凸轮轴66连接，以使第一排气凸轮78按压第一排气阀62的正时、第二排气凸轮79按压第二排气阀63的正时为同时。
如图4中的(A)所示，反转齿轮68与安装有第一排气凸轮78等的凸轮轴66连接。另外，在此未图示，反转齿轮也与凸轮轴86中的(图4中的(B))连接。而且，凸轮轴66的反转齿轮68和凸轮轴86的反转齿轮啮合。通过该结构，构成第一曲轴80的旋转方向和第二曲轴81的旋转方向相反的曲轴反转同步机构。
图4所示的发动机30的动作基本上与图3所示的情况同样。即，第一活塞70和第二活塞72通过同时朝向左右方向内侧移动而实行压缩冲程等，另外，通过同时朝向左右方向外侧移动而实行燃烧冲程等。另外，通过如上述构成，进气及排气路径即流路88及流路89简单化，能够有效进行进气及排气。
参照图5，说明本实施方式的自主型飞行装置10中所采用的发动机30的其它的方式。在此所示的发动机30具有一个活塞104，从曲轴100及平衡器轴107输送驱动力。
具体而言，发动机30具有汽缸105、在汽缸105的内部进行往复运动的活塞104、将活塞104的往复运动转换为旋转运动的曲轴100、将活塞104和曲轴100可旋转地连结的连杆103。在曲轴100的上端侧安装有曲柄齿轮102、带轮22、发电机16A。另外，在曲轴100上安装有平衡块101。通过安装平衡块101，能够减少因曲轴100旋转而产生的一次惯性力。
平衡器轴107配设于曲轴100的右方侧。平衡器轴107是所谓偏心轴。平衡器轴107与曲轴100旋转，由此能够降低随着曲轴100的旋转产生的振动。在平衡器轴107的上端侧安装有平衡器齿轮109、飞轮110、带轮23及发电机16B。
在平衡器轴107上安装有平衡块106。形成于曲轴100的平衡块101、形成于平衡器轴107的平衡块106的位置关系为对称。具体而言，平衡块101和平衡块106的位置关系相对于垂直于曲轴100的旋转中心和平衡器轴107的旋转中心的中央限定的对称线111线对称。
平衡块106也可以仅形成于平衡器轴107上，在此，在平衡器轴107及平衡器齿轮109形成平衡块106。另外，使再包括平衡块106的平衡器轴107周围的惯性力矩和包括平衡块101的曲轴100周围的惯性力矩相同或大体相同。通过这样，能够进一步减小因发动机30动转而产生的振动。
在此，也可以在平衡器轴107形成飞轮110。该情况下，通过使包括飞轮110的平衡器轴107周围的惯性力矩和曲轴100的惯性力矩相同，能够进一步增加制振效果。
参照图6～图8，关于为了移动而使自主型飞行装置10倾斜时的输出分配比进行说明。图6是用于说明用于模拟的坐标系的图。图7中的(A)是表示倾斜10度的情况的自主型飞行装置10的侧视图，图7中的(B)是表示该情况的输出功率的经时变化的曲线图。图8中的(A)是表示倾斜35度的情况的自主型飞行装置10的侧视图，图8中的(B)是表示该情况的输出功率的经时变化的曲线图。
首先，参照图6，对用于模拟自主型飞行装置10的输出的运动方程式进行说明。图6中的(A)是表示空间固定坐标系的曲线图，图6中的(B)是表示机身固定坐标系的曲线图。
在如图6中的(A)采用空间固定坐标系，如图6中的(B)采用机身固定坐标系的情况下，该两个固定坐标系的关系可以通过以下的式1表述。在此，φ、θ、ψ为表示滚动、俯仰、自转的欧拉角。
[式1]
另外，自主型飞行装置10的重心{XG、YG、ZG}T的并进运动在空间固定坐标系中通过以下的式2表述。在此，m是自主型飞行装置10的机身重量，g是重力加速度，T是主旋翼14A等和副旋翼15A等产生的推力。
[式2]
另外，自主型飞行装置10的重心周围的旋转运动在机身固定坐标系通过以下的式3表述。在此，I XX、I YY、I ZZ是各轴周围的机身惯性力矩，{W1、W2、W3}T为角速度矢量，{τφ、τθ、τψ}T表示姿态控制旋翼产生的各轴周围的转矩。
[式3]
基于上述的方程式，模拟自主型飞行装置10的运动，得到以下的结果。
在该模拟中，在悬停时和姿态控制时，验证功率分配比的差异。在此，所谓姿态控制时即为了使自主型飞行装置10在空中移动而使自主型飞行装置10例如倾斜10度之时。另外，所谓功率分配比即通过主旋翼14A等旋转而产生的功率和通过副旋翼15A等旋转而产生的功率的比率。
在自主型飞行装置10悬停时，主旋翼14A等产生使装置主体飘浮的推力，另一方面，副旋翼15A等使装置主体停留在规定部位，并且维持水平状态而旋转。因此，主旋翼14等的输出远大于副旋翼15A等的输出。例如，主旋翼14等输出的功率为3.04W，副旋翼15A等输出的功率为0.34W。主旋翼14等和副旋翼15A等的输出分配比例如为90％：10％。
主旋翼14等和发动机30的输出轴驱动连接，因此，能量从发动机30传递到主旋翼14等的路径的能量损失非常小。即，能量从发动机30传递到主旋翼14等的路径的能量转换效率非常高。另一方面，副旋翼15A等如图2等所示，经由发电机16A等、逆变器32、马达21A等从发动机30供给能量，所以该路径的能量转换效率例如低至70％。因此，在悬停时，通过增大主旋翼14等的输出分配比，能够有效使用自发动机30产生的能量使自主型飞行装置10飘浮。
另一方面，在姿态控制时，为了使自主型飞行装置10倾斜而使副旋翼15A等高速旋转。因此，与悬停时比较时，供给到副旋翼15A等的能量的比率变大。另外，将自主型飞行装置10倾斜的角度越大，则需要使副旋翼15A等高速旋转，所以供给到副旋翼15A等的能量的比率变大。
参照图7，说明在姿态控制时使自主型飞行装置10倾斜10度的情况。图7中的(A)是表示自主型飞行装置10倾斜10度的状态的侧视图，图7中的(B)是表示各旋翼产生的功率的经时变化的曲线图。在此，所谓功率即为各旋翼通过旋转而产生的推力的情况。
参照图7中的(A)，在姿态控制时运算控制装置31通过使副旋翼15C、15D比副旋翼15A、15B高速旋转，作用在自主型飞行装置10的后方部分的升力林作用在其前方部分的升力大，使自主型飞行装置10绕逆时针倾斜。在此，以自主型飞行装置10的倾斜角θ为10度的方式使副旋翼15A等旋转。
图7中的(B)所示的曲线图的横轴为时间，纵轴是自各旋翼产生的功率。在此，点划线表示副旋翼15A等的功率，虚线表示主旋翼14等的功率，实线表示副旋翼15A等的功率和主旋翼14等的功率的合计值。
参照该图，在时间T1通过使副旋翼15C、15D比副旋翼15A、15B高速旋转，副旋翼15A等的功率表示最大值(约0.5kW)。这样的话，如上述，自主型飞行装置10的倾斜角度为10度。在该状态通过使副旋翼15C、15D的旋转速度为与副旋翼15A、15B同等程度，通过主旋翼14等的推力，自主型飞行装置10朝向前方移动。另外，在本实施方式中，利用自图2所示的电容器模块34供给的电力能够使副旋翼15C、15D的转速即刻高速化。
另外，在时间T2，由于自主型飞行装置10达到规定的速度，因此为了使自主型飞行装置10成为水平状态，使副旋翼15A、15B的转速比副旋翼15C、15D高速。此时，副旋翼15A等的功率也变得较大，但与时间T1的功率比较时小。
在从时间T1至时间T2之间，使自主型飞行装置10倾斜产生加速度，在时间T2自主型飞行装置10为水平状态，由此加速度为零。时间T2以后自主型飞行装置10以一定的速度移动。
在自主型飞行装置10的姿态控制时，主旋翼14等的输出基本上不变动，约为3kw。另外，此时发动机30的转速也可以一定，也可以根据需要高速。
如上述，在使自主型飞行装置10倾斜10度的情况下，副旋翼15A等的最大功率约为0.6kw，主旋翼14等的功率约为3.0kw。因此，主旋翼14等和副旋翼15A等的输出分配比为86％：14％。
参照图8，说明使自主型飞行装置10倾斜35度的情况。图8中的(A)是表示倾斜35度的自主型飞行装置10的侧视图，图8中的(B)是表示该情况下的功率的经时变化的曲线图。在此，为了使自主型飞行装置10移动而倾斜的控制方法与图7所示的情况同样。通过这样增加自主型飞行装置10的倾斜角θ，能够使自主型飞行装置10更高速地移动。
参照图8中的(B)，使自主型飞行装置10倾斜35度的情况需要使副旋翼15C、15D更高速地旋转。因此，时间T3的副旋翼15A等的最大值约为1.3kw。另外，在时间T4为了使自主型飞行装置10为水平状态，副旋翼15A等的功率再次增大。在此，从时间T3至时间T4之间，使自主型飞行装置10倾斜产生加速度，在时间T4自主型飞行装置10为水平状态，由此加速度为零。时间T4以后自主型飞行装置10以一定的速度移动。在此，由于自主型飞行装置10较大倾斜，因此增加作用在自主型飞行装置10的加速度，能够使自主型飞行装置10高速移动。
如上述，在自主型飞行装置10的姿态控制时，主旋翼14等的输出基本上无变动，约为3kw。另外，此时发动机30的转速可以一定。
因此，通过使自主型飞行装置10倾斜35度而移动的情况下，主旋翼14等和副旋翼15A等的输出分配比例如为70％：30％。即，与使自主型飞行装置10倾斜10度的情况比较时，副旋翼15A等的输出变大。
在本实施方式中，在进行自主型飞行装置10的姿态变更时，与悬停时比较，副旋翼15A等的输出分配比增大。通过这样，利用主旋翼14等的推力，使自主型飞行装置10一直飘浮的状态使副旋翼15A等高速旋转，能够即刻使自主型飞行装置10倾斜移动。
另外，在进行自主型飞行装置10的姿态变更时，优选副旋翼15A等的输出为最大时的副旋翼15A等上的输出分配比为10％以上且30％以下。通过将该输出分配比设定为10％以上，副旋翼获得足够的旋转力，能够使自主型飞行装置10在空中适当倾斜移动。另外，通过将输出分配比设定为30％以下，能够稳定自主型飞行装置10的空中的姿态。
通常，为了多旋翼式的自主型飞行装置的姿态控制，要求100msec等级的输出响应，但在发动机驱动型的自主型飞行装置中，输出响应的速度不足而进行正确的姿态控制不简单。另一方面，在本实施方式的自主型飞行装置10中，通过电子控制使副旋翼15A等旋转的马达21A等的转速来进行自主型飞行装置10的姿态控制，所以可进行100msec等级输出响应，能够正确进行自主型飞行装置10的姿态控制。
以上，表示本发明的实施方式，但本发明不限定于上述实施方式。
参照图2，在自主型飞行装置10也可以具备蓄电池。即，也可以将从发电机16A等产生的电力的一部分充电到蓄电池，适当利用从蓄电池放电的电力旋转马达21A等。
参照图1，发动机30的驱动力经由带20A等传递到主旋翼14等，但通过齿轮列等其它的动力传递单元也可以将发动机30的驱动力传递到主旋翼14等。
标记说明
10 自主型飞行装置
11 框体
12、12A、12B 主框体
13、13A、13B、13C、13D 副框体
14、14A、14B 主旋翼
15、15A、15B、15C、15D 副旋翼
16、16A、16B 发电机
17 壳体
18 起落滑橇
19 主体部
20、20A、20B 带
21、21A、21B、21C、21D 马达
22 带轮
23 带轮
24、24A、24B、24C、24D 驱动器
30 发动机
31 运算控制装置
32 逆变器
33 剩余电力消耗电路
34 电容器模块
40 第一发动机部
41 第二发动机部
42 第一曲轴
43 第一活塞
44 第一连杆
45 第二曲轴
46 第二活塞
47 第二连杆
48 燃烧室
49 汽缸
60 第一发动机部
61 第二发动机部
62 第一排气阀
63 第二排气阀
64 第一进气阀
65 第二进气阀
66 凸轮轴
67 凸轮带轮
68 反转齿轮
70 第一活塞
71 第一汽缸
72 第二活塞
73 第二汽缸
74 正时带
75 第一连杆
76 第二连杆
77 正时带
78 第一排气凸轮
79 第二排气凸轮
80 第一曲轴
81 第二曲轴
82 曲柄带轮
83 曲柄带轮
84 第一进气凸轮
85 凸轮带轮
86 凸轮轴
87 第二进气凸轮
88 流路
89 流路
100 曲轴
101 平衡块
102 曲柄齿轮
103 连杆
104 活塞
105 汽缸
106 平衡块
107 平衡器轴
109 平衡器齿轮
110 飞轮
111 对称线

Claims (12)

1.一种搭载发动机的自主型飞行装置，其特征在于，
具备对机身施加主推力的主旋翼、进行所述机身的姿态控制的副旋翼、产生用于所述主旋翼及所述副旋翼旋转的能量的发动机、控制所述副旋翼旋转的运算控制装置，
所述主旋翼通过与所述发动机驱动连接而旋转，
所述副旋翼通过马达而旋转，该马达利用从通过所述发动机运转的发电机产生的电力来驱动，
所述运算控制装置在进行使所述机身倾斜的姿态控制时，使所述副旋翼的输出分配比比进行悬停时大。
2.根据权利要求1所述的搭载发动机的自主型飞行装置，其特征在于，
所述运算控制装置在进行所述姿态控制时，将向所述副旋翼的输出分配比设定为10％以上且30％以下。
3.根据权利要求1或2所述的搭载发动机的自主型飞行装置，其特征在于，
还具备转换从所述发电机产生的所述电力的电力转换器、和将从所述电力转换器输出的电力进行蓄电的电容器，
就所述运算控制装置而言，
在进行悬停时使所述电容器进行蓄电，
在进行所述姿态控制时，将所述电容器放电的电力供给到所述马达。
4.根据权利要求3所述的搭载发动机的自主型飞行装置，其特征在于，
所述发动机的转速在进行所述悬停时和进行所述姿态控制时大体相同。
5.根据权利要求1～3中任一项所述的搭载发动机的自主型飞行装置，其特征在于，
所述发动机和所述主旋翼经由带驱动连接。
6.根据权利要求1～5中任一项所述的搭载发动机的自主型飞行装置，其特征在于，
所述发动机具有包括进行往复运动的第一活塞的第一发动机部、包括在与所述第一活塞对置的状态下进行往复运动的第二活塞的第二发动机部。
7.根据权利要求6所述的搭载发动机的自主型飞行装置，其特征在于，
所述第一活塞和所述第二活塞在连通的汽缸的内部进行往复运动。
8.根据权利要求6所述的搭载发动机的自主型飞行装置，其特征在于，
所述第一活塞在第一汽缸的内部进行往复运动，所述第二活塞在与所述第一汽缸分体形成的第二汽缸的内部进行往复运动。
9.根据权利要求1～8中任一项所述搭载发动机的自主型飞行装置，其特征在于，
所述副旋翼安装于从配置有所述发动机的部位朝向外侧延伸的副臂的前端侧，
所述主旋翼安装于从配置有所述发动机的部位朝向外侧延伸且比所述副臂长的主臂的前端侧。
10.根据权利要求1所述的搭载发动机的自主型飞行装置，其特征在于，
驱动力经由安装于从所述发动机的曲轴向外部延伸的轴的发动机侧带轮、安装于所述主旋翼的旋翼侧带轮、绕挂于所述发动机侧带轮和所述旋翼侧带轮之间的带传递到所述主旋翼上。
11.根据权利要求1所述的搭载发动机的自主型飞行装置，其特征在于，
在将构成所述发动机的第一发动机部及第二发动机部排列的方向设定为第一方向，将与所述第一方向正交的方向设定为第二方向的情况下，
所述主旋翼具有：第一主旋翼，其由所述第一发动机部驱动，并且沿着所述第一方向配置于外侧；第二主旋翼，其由所述第二发动机部驱动，并且位于与所述第一主旋翼相对的位置，
所述副旋翼具有：
第一副旋翼，其在所述第一主旋翼侧，沿着所述第二方向配置于外侧；所述第二副旋翼，其沿着所述第二方向配置于与所述第一副旋翼相对的位置；
第三副旋翼，其在所述第二主旋翼侧，沿着所述第二方向配置于外侧；
所述第四副旋翼，其沿着所述第二方向配置于与所述第三副旋翼相对的位置。
12.根据权利要求1所述的搭载发动机的自主型飞行装置，其特征在于，
所述发动机具有形成有第一平衡块的曲轴、在相对于所述第一平衡块对称的位置形成有第二平衡块的平衡器轴，
通过所述曲轴及所述平衡器轴的驱动力使所述主旋翼旋转。
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