JP2017109512A - Flight device - Google Patents

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真司 安藤
Shinji Ando
真司 安藤
裕康 馬場
Hiroyasu Baba
裕康 馬場
武典 松江
Takenori Matsue
武典 松江
川崎　宏治
Koji Kawasaki
宏治 川崎
山崎　浩二
Koji Yamazaki
浩二 山崎
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Abstract

PROBLEM TO BE SOLVED: To provide a flight device which enables secure landing and achieves a high safety level regardless of the capability of power storage means.SOLUTION: A flight device 10 includes a battery 21 and an auxiliary battery 22. When a voltage of the battery 21 detected by a voltage detection part is higher than a preset reference voltage, a power supply switching part connects a thruster 14 which consumes electric power to the battery 21. On the other hand, the power source switching part connects the auxiliary battery 22 with the thruster 14 when the detected voltage of the battery 21 is lower than or equal to the reference voltage. Therefore, even if an amount of electric power stored in the battery 21 decreases, the thruster 14 is supplied with electric power from the auxiliary battery 22.SELECTED DRAWING: Figure 1

Description

本発明は、飛行装置に関する。   The present invention relates to a flying device.

いわゆるドローンと称される飛行装置は、充電池などの蓄電手段を電源として用いている。そのため、充電池に蓄えられている電力が減少すると、飛行装置は飛行の継続が困難になる。そこで、従来、充電池の電圧を検出し、検出した電圧に応じてモードを切り替える飛行装置が提案されている（特許文献１参照）。特許文献１では、検出した充電池の電圧が基準値以下となる低下期間が一定期間継続すると、安全性を高めるためのフェイルセーフモードに移行する飛行装置が開示されている。特許文献１の場合、電圧の基準値および低下期間は、ユーザが任意に設定することができる。   A so-called drone flying apparatus uses power storage means such as a rechargeable battery as a power source. Therefore, if the electric power stored in the rechargeable battery decreases, it becomes difficult for the flying device to continue flying. Thus, conventionally, a flying device that detects the voltage of the rechargeable battery and switches the mode according to the detected voltage has been proposed (see Patent Document 1). Patent Document 1 discloses a flying device that shifts to a fail-safe mode for enhancing safety when a decrease period in which the detected voltage of the rechargeable battery is below a reference value continues for a certain period. In the case of Patent Document 1, the voltage reference value and the decrease period can be arbitrarily set by the user.

しかしながら、充電池は充放電を繰り返すことにより劣化する。そのため、初期的に設定した電圧の基準値や低下期間を継続して用いると、フェイルセーフモードに移行したにもかかわらず、飛行が継続できないことも生じる。また、低下期間も、例えば温度などの周辺環境によって変化する。そのため、設定した低下期間によっては、フェイルセーフモードに移行したにもかかわらず、飛行が継続できないことが生じる。   However, the rechargeable battery deteriorates due to repeated charge and discharge. Therefore, if the initially set voltage reference value and the decrease period are continuously used, the flight may not be continued despite the transition to the fail-safe mode. The decrease period also varies depending on the surrounding environment such as temperature. Therefore, depending on the set decrease period, the flight may not be continued despite the transition to the fail-safe mode.

特開２０１１−２６６４７５号公報JP2011-266475A

そこで、本発明の目的は、蓄電手段の能力にかかわらず、確実な着陸を実行し、安全性の高い飛行装置を提供することにある。   Accordingly, an object of the present invention is to provide a highly safe flying device that performs reliable landing regardless of the capacity of the power storage means.

請求項１記載の発明では、飛行装置は、蓄電手段と補助蓄電手段とを備える。蓄電手段の電圧は、電圧検出手段によって検出される。電源切替手段は、電圧検出手段で検出した蓄電手段の電圧が予め設定された基準電圧よりも高いとき、電力を消費するスラスタと蓄電手段とを接続する。一方、電源切替手段は、検出した蓄電手段の電圧が基準電圧以下のとき、補助蓄電手段とスラスタとを接続する。そのため、蓄電手段に蓄えられている電力量が低下しても、スラスタは補助蓄電手段から電力の供給を受ける。その結果、機体ユニットは、補助蓄電手段から供給される電力によって飛行する。したがって、蓄電手段の電圧が低下しても、確実な飛行を実行することができ、安全性を高めることができる。   In the first aspect of the present invention, the flying device includes power storage means and auxiliary power storage means. The voltage of the power storage means is detected by the voltage detection means. The power supply switching unit connects the power storage unit with the thruster that consumes power when the voltage of the power storage unit detected by the voltage detection unit is higher than a preset reference voltage. On the other hand, the power supply switching means connects the auxiliary power storage means and the thruster when the detected voltage of the power storage means is equal to or lower than the reference voltage. Therefore, even if the amount of power stored in the power storage means decreases, the thruster receives power supply from the auxiliary power storage means. As a result, the airframe unit flies with electric power supplied from the auxiliary power storage means. Therefore, even if the voltage of the power storage means decreases, a reliable flight can be executed and safety can be improved.

請求項２記載の発明では、飛行装置は、蓄電手段と補助蓄電手段とを備える。蓄電手段の温度は、温度検出手段によって検出される。電源切替手段は、温度検出手段で検出した蓄電手段の温度が予め設定された基準温度よりも低いとき、電力を消費するスラスタと蓄電手段とを接続する。一方、電源切替手段は、検出した蓄電手段の温度が基準温度以上のとき、補助蓄電手段とスラスタとを接続する。蓄電手段は、放電余力が小さいとき温度が上昇する傾向にある。また、蓄電手段は、温度が高いとき放電能力が低下する傾向にある。そこで、電源切替手段は、基準温度を用いて、スラスタへの電力の供給源を蓄電手段または補助蓄電手段に切り替える。そのため、蓄電手段の温度が上昇すると、スラスタは補助蓄電手段から電力の供給を受ける。その結果、機体ユニットは、補助蓄電手段から供給される電力によって飛行する。したがって、蓄電手段の温度が上昇しても、確実な飛行を実行することができ、安全性を高めることができる。   According to a second aspect of the present invention, the flying device includes power storage means and auxiliary power storage means. The temperature of the power storage means is detected by the temperature detection means. The power supply switching unit connects the power storage unit with a thruster that consumes power when the temperature of the power storage unit detected by the temperature detection unit is lower than a preset reference temperature. On the other hand, the power source switching means connects the auxiliary power storage means and the thruster when the detected temperature of the power storage means is equal to or higher than the reference temperature. The power storage means tends to increase in temperature when the discharge capacity is small. Further, the storage means tends to have a reduced discharge capacity when the temperature is high. Therefore, the power source switching means switches the power supply source to the thruster to the power storage means or the auxiliary power storage means using the reference temperature. For this reason, when the temperature of the power storage means rises, the thruster receives power supply from the auxiliary power storage means. As a result, the airframe unit flies with electric power supplied from the auxiliary power storage means. Therefore, even if the temperature of the power storage means rises, reliable flight can be executed and safety can be improved.

請求項３記載の発明では、飛行装置は、蓄電手段と補助蓄電手段とを備える。機体ユニットへの作動の指示は、通信手段によって受信される。電源切替手段は、通信手段で受信した指示信号が機体ユニットの飛行を指示するとき、電力を消費するスラスタと蓄電手段とを接続する。一方、電源切替手段は、受信した指示信号が機体ユニットの着陸を指示するとき、補助蓄電手段とスラスタとを接続する。すなわち、機体ユニットが着陸を実行するとき、スラスタは補助蓄電手段から電力の供給を受ける。その結果、機体ユニットは、補助蓄電手段から供給される電力によって着陸を実行する。したがって、蓄電手段の状態にかかわらず、確実な着陸を実行することができ、安全性を高めることができる。   In a third aspect of the invention, the flying device includes a power storage unit and an auxiliary power storage unit. The operation instruction to the airframe unit is received by the communication means. The power supply switching means connects the power consuming thruster and the power storage means when the instruction signal received by the communication means indicates the flight of the airframe unit. On the other hand, the power supply switching means connects the auxiliary power storage means and the thruster when the received instruction signal instructs the landing of the airframe unit. That is, when the airframe unit performs landing, the thruster receives power supply from the auxiliary power storage means. As a result, the airframe unit performs landing with the electric power supplied from the auxiliary power storage means. Therefore, reliable landing can be performed regardless of the state of the power storage means, and safety can be improved.

第１実施形態による飛行装置を示し、図２のII−II線における断面を含む概略図FIG. 2 is a schematic view showing a flying device according to the first embodiment and including a cross section taken along line II-II in FIG. 第１実施形態による飛行装置を示す概略図Schematic showing the flying device according to the first embodiment 第１実施形態による飛行装置の電気的な構成の概略を示すブロック図The block diagram which shows the outline of the electrical structure of the flying apparatus by 1st Embodiment. 第１実施形態による飛行装置の切替回路の例を示す概略図Schematic which shows the example of the switching circuit of the flight apparatus by 1st Embodiment 第１実施形態による飛行装置の作動の流れを示す概略図Schematic showing the flow of operation of the flying device according to the first embodiment 第２実施形態による飛行装置の電気的な構成の概略を示すブロック図The block diagram which shows the outline of the electrical structure of the flight apparatus by 2nd Embodiment. 第２実施形態による飛行装置の作動の流れを示す概略図Schematic showing the flow of operation of the flying device according to the second embodiment 第３実施形態による飛行装置の電気的な構成の概略を示すブロック図The block diagram which shows the outline of the electrical structure of the flying apparatus by 3rd Embodiment. 第３実施形態による飛行装置の作動の流れを示す概略図Schematic showing the flow of operation of the flying device according to the third embodiment

以下、飛行装置の複数の実施形態を図面に基づいて説明する。なお、複数の実施形態において実質的に同一の構成部位には同一の符号を付し、説明を省略する。
（第１実施形態）
図１および図２に示すように飛行装置１０は、機体ユニット１１を備えている。機体ユニット１１は、本体１２および腕部１３を備えている。本体１２は、機体ユニット１１の重心となる中心側に設けられている。腕部１３は、この本体１２から外側へ突出している。第１実施形態の場合、飛行装置１０は、本体１２の周方向へ等間隔に４本の腕部１３を備えている。腕部１３の数は、２本以上であれば、４本に限らない。
機体ユニット１１は、スラスタ１４を備えている。スラスタ１４は、腕部１３の本体１２と反対側の端部に設けられている。これらスラスタ１４は、いずれもプロペラ１５と、このプロペラ１５を回転駆動するモータ１６とを有している。スラスタ１４は、モータ１６の駆動力によってプロペラ１５が回転することにより揚力を発生する。 Hereinafter, a plurality of embodiments of a flying device will be described based on the drawings. Note that, in a plurality of embodiments, substantially the same components are denoted by the same reference numerals, and description thereof is omitted.
(First embodiment)
As shown in FIGS. 1 and 2, the flying device 10 includes a fuselage unit 11. The airframe unit 11 includes a main body 12 and an arm portion 13. The main body 12 is provided on the center side serving as the center of gravity of the airframe unit 11. The arm portion 13 protrudes outward from the main body 12. In the case of the first embodiment, the flying device 10 includes four arm portions 13 at equal intervals in the circumferential direction of the main body 12. The number of arm portions 13 is not limited to four as long as it is two or more.
The airframe unit 11 includes a thruster 14. The thruster 14 is provided at the end of the arm 13 opposite to the main body 12. Each of these thrusters 14 includes a propeller 15 and a motor 16 that rotationally drives the propeller 15. The thruster 14 generates lift when the propeller 15 is rotated by the driving force of the motor 16.

図３に示すように、飛行装置１０は、蓄電手段としてのバッテリ２１、補助蓄電手段としての補助バッテリ２２、電圧検出部２３および制御ユニット２４を備えている。バッテリ２１、補助バッテリ２２、電圧検出部２３および制御ユニット２４は、図１に示すように飛行装置１０の本体１２に収容されている。バッテリ２１は、例えばリチウムイオン電池やニッケル水素電池などのように繰り返し充電および放電が可能な二次電池で構成されている。補助バッテリ２２は、バッテリ２１と同様に二次電池で構成されている。補助バッテリ２２は、バッテリ２１よりも電気的な容量が小さく設定されている。すなわち、補助バッテリ２２は、バッテリ２１よりも容量が小さく小型で軽量である。補助バッテリ２２は、二次電池に限らず、例えば電気二重層コンデンサなどのように物理的に電気を蓄えるキャパシタであってもよい。   As shown in FIG. 3, the flying device 10 includes a battery 21 as power storage means, an auxiliary battery 22 as auxiliary power storage means, a voltage detector 23, and a control unit 24. The battery 21, the auxiliary battery 22, the voltage detector 23, and the control unit 24 are accommodated in the main body 12 of the flying device 10 as shown in FIG. The battery 21 is composed of a secondary battery that can be repeatedly charged and discharged, such as a lithium ion battery or a nickel metal hydride battery. The auxiliary battery 22 is composed of a secondary battery, like the battery 21. The auxiliary battery 22 is set to have a smaller electrical capacity than the battery 21. That is, the auxiliary battery 22 has a smaller capacity and is smaller and lighter than the battery 21. The auxiliary battery 22 is not limited to a secondary battery, and may be a capacitor that physically stores electricity, such as an electric double layer capacitor.

第１実施形態の場合、補助バッテリ２２は、バッテリ２１に比較して電気的な容量が小さい。なお、補助バッテリ２２は、バッテリ２１と同一の電気的な容量、すなわち同一の種類の構成としてもよい。この場合、補助バッテリ２２の重量および形状が大型化するものの、補助バッテリ２２はより多くの電力を供給することができ、冗長性をさらに高めることができる。電圧検出部２３は、バッテリ２１の電圧を検出する。電圧検出部２３は、検出したバッテリ２１の電圧を電気信号として制御ユニット２４へ出力する。   In the case of the first embodiment, the auxiliary battery 22 has a smaller electrical capacity than the battery 21. The auxiliary battery 22 may have the same electrical capacity as the battery 21, that is, the same type of configuration. In this case, although the weight and shape of the auxiliary battery 22 are increased, the auxiliary battery 22 can supply more electric power and can further increase the redundancy. The voltage detector 23 detects the voltage of the battery 21. The voltage detection unit 23 outputs the detected voltage of the battery 21 to the control unit 24 as an electrical signal.

制御ユニット２４は、演算部３１を有している。演算部３１は、例えばＣＰＵ、ＲＯＭおよびＲＡＭを有するマイクロコンピュータで構成されている。制御ユニット２４は、上述のスラスタ１４および電圧検出部２３と電気的に接続している。
制御ユニット２４は、電圧検出部２３に加え、慣性計測部３２、飛行制御部３３、電源切替部３４および通信部３５と電気的に接続している。制御ユニット２４は、これら慣性計測部３２、飛行制御部３３、電源切替部３４および通信部３５をソフトウェア的またはハードウェアとの組み合わせなどによって実現している。具体的には、慣性計測部３２は、加速度センサ４１、角速度センサ４２、地磁気センサ４３および高度センサ４４などと接続し、飛行装置１０の飛行位置、飛行姿勢および飛行高度などを計測する。飛行制御部３３は、スラスタ１４と接続し、慣性計測部３２で計測した飛行装置１０の飛行位置、飛行姿勢および飛行高度などに基づいてスラスタ１４の出力を制御する。 The control unit 24 has a calculation unit 31. The calculation unit 31 is constituted by a microcomputer having, for example, a CPU, a ROM, and a RAM. The control unit 24 is electrically connected to the above-described thruster 14 and voltage detection unit 23.
In addition to the voltage detection unit 23, the control unit 24 is electrically connected to the inertia measurement unit 32, the flight control unit 33, the power supply switching unit 34, and the communication unit 35. The control unit 24 realizes the inertia measuring unit 32, the flight control unit 33, the power supply switching unit 34, and the communication unit 35 by software or a combination with hardware. Specifically, the inertia measurement unit 32 is connected to the acceleration sensor 41, the angular velocity sensor 42, the geomagnetic sensor 43, the altitude sensor 44, and the like, and measures the flight position, the flight attitude, the flight altitude, and the like of the flying device 10. The flight control unit 33 is connected to the thruster 14 and controls the output of the thruster 14 based on the flight position, flight attitude, flight altitude, and the like of the flying device 10 measured by the inertial measurement unit 32.

電源切替部３４は、切替制御部５１および切替回路５２を有している。切替回路５２は、図４に示すように電力の入力側がバッテリ２１および補助バッテリ２２に接続し、電力の出力側がスラスタ１４を含む制御ユニット２４に接続している。切替回路５２は、ダイオード５３、ダイオード５４およびスイッチング素子５５を有している。ダイオード５３およびダイオード５４は、電流の逆流を防止する。切替制御部５１は、スイッチング素子５５をオンまたはオフすることにより、制御ユニット２４を経由してスラスタ１４へ供給する電力の電力源をバッテリ２１または補助バッテリ２２のいずれか一方に切り替える。なお、切替回路５２の構成は一例であり、その構成は電源の切り替えという機能を実現できる範囲で任意に変更することができる。例えば、スイッチング素子５５は、機械的なスイッチであってもよい。   The power supply switching unit 34 includes a switching control unit 51 and a switching circuit 52. As shown in FIG. 4, the switching circuit 52 has a power input side connected to the battery 21 and the auxiliary battery 22, and a power output side connected to the control unit 24 including the thruster 14. The switching circuit 52 includes a diode 53, a diode 54, and a switching element 55. The diode 53 and the diode 54 prevent reverse current flow. The switching control unit 51 switches the power source of power supplied to the thruster 14 via the control unit 24 to either the battery 21 or the auxiliary battery 22 by turning the switching element 55 on or off. Note that the configuration of the switching circuit 52 is an example, and the configuration can be arbitrarily changed as long as the function of switching the power source can be realized. For example, the switching element 55 may be a mechanical switch.

図３に示すように通信部３５は、飛行装置１０の機体ユニット１１と別体になった指令装置６０から出力される指示信号を受信する。飛行装置１０と指令装置６０との間は、無線によって通信を実行する。なお、飛行装置１０と指令装置６０との間の通信は、無線に限らず、有線であってもよい。また、飛行装置１０は、指令装置６０でプログラミングされた飛行手順にしたがって飛行してもよい。制御ユニット２４は、通信部３５で受信した指示信号に基づいて、飛行装置１０の全体を制御する。   As shown in FIG. 3, the communication unit 35 receives an instruction signal output from a command device 60 that is separate from the airframe unit 11 of the flying device 10. Communication between the flying device 10 and the command device 60 is performed wirelessly. Note that the communication between the flying device 10 and the commanding device 60 is not limited to wireless, but may be wired. Further, the flying device 10 may fly according to the flight procedure programmed in the command device 60. The control unit 24 controls the entire flying device 10 based on the instruction signal received by the communication unit 35.

次に、第１実施形態による電源切替部３４および飛行制御部３３の作動について説明する。
電源切替部３４は、電圧検出部２３で検出したバッテリ２１の電圧に基づいて、電力の供給源をバッテリ２１または補助バッテリ２２に切り替える。すなわち、電源切替部３４は、電圧検出部２３で検出したバッテリ２１の電圧と基準電圧Ｖｓとを比較する。電源切替部３４は、バッテリ２１の電圧が基準電圧Ｖｓよりも高いとき、切替回路５２のスイッチング素子５５をオフにし、バッテリ２１からスラスタ１４へ電力を供給する。一方、電源切替部３４は、バッテリ２１の電圧が基準電圧Ｖｓ以下のとき、切替回路５２のスイッチング素子５５をオンにし、補助バッテリ２２からスラスタ１４へ電力を供給する。この場合、切替回路５２のバッテリ２１の出力側にスイッチング素子または機械的なスイッチを設け、このスイッチング素子またはスイッチをオフにすることにより、バッテリ２１からの電力の供給を遮断する構成としてもよい。このように、電源切替部３４は、電圧検出部２３で検出したバッテリ２１の電圧に基づいて、電力の供給源をバッテリ２１または補助バッテリ２２に切り替える。 Next, operations of the power supply switching unit 34 and the flight control unit 33 according to the first embodiment will be described.
The power supply switching unit 34 switches the power supply source to the battery 21 or the auxiliary battery 22 based on the voltage of the battery 21 detected by the voltage detection unit 23. That is, the power supply switching unit 34 compares the voltage of the battery 21 detected by the voltage detection unit 23 with the reference voltage Vs. When the voltage of the battery 21 is higher than the reference voltage Vs, the power supply switching unit 34 turns off the switching element 55 of the switching circuit 52 and supplies power from the battery 21 to the thruster 14. On the other hand, when the voltage of the battery 21 is equal to or lower than the reference voltage Vs, the power supply switching unit 34 turns on the switching element 55 of the switching circuit 52 and supplies power from the auxiliary battery 22 to the thruster 14. In this case, a switching element or a mechanical switch may be provided on the output side of the battery 21 of the switching circuit 52, and the power supply from the battery 21 may be cut off by turning off the switching element or the switch. As described above, the power supply switching unit 34 switches the power supply source to the battery 21 or the auxiliary battery 22 based on the voltage of the battery 21 detected by the voltage detection unit 23.

飛行制御部３３は、通常の飛行を制御するだけでなく、電源切替部３４によって電力の供給源がバッテリ２１から補助バッテリ２２に切り替えられると、機体ユニット１１の着陸を実行する。バッテリ２１が電力を供給する余力が小さくなると、バッテリ２１の電圧が低下する。そのため、電源切替部３４は、電力の供給源をバッテリ２１から補助バッテリ２２に切り替える。このように、電力の供給源がバッテリ２１から補助バッテリ２２に切り替わるとき、バッテリ２１は継続した電力の供給が困難な状態にある。そこで、飛行制御部３３は、電力の供給源がバッテリ２１から補助バッテリ２２へ切り替えられると、飛行装置１０の安全性を確保するために、強制的に機体ユニット１１の着陸を実行する。すなわち、飛行制御部３３は、通信部３５で受信した指令信号にかかわらず、機体ユニット１１を強制的に着陸させる。これにより、飛行装置１０は、補助バッテリ２２からの電力によって確実に着陸を実行することができ、不意の墜落が防止される。   The flight control unit 33 not only controls normal flight, but also executes landing of the airframe unit 11 when the power supply source 34 switches the power supply source from the battery 21 to the auxiliary battery 22. When the remaining capacity for supplying power by the battery 21 decreases, the voltage of the battery 21 decreases. Therefore, the power supply switching unit 34 switches the power supply source from the battery 21 to the auxiliary battery 22. Thus, when the power supply source is switched from the battery 21 to the auxiliary battery 22, the battery 21 is in a state where it is difficult to continuously supply power. Therefore, when the power supply source is switched from the battery 21 to the auxiliary battery 22, the flight control unit 33 forcibly executes the landing of the airframe unit 11 in order to ensure the safety of the flying device 10. That is, the flight control unit 33 forcibly causes the airframe unit 11 to land regardless of the command signal received by the communication unit 35. As a result, the flying device 10 can reliably perform landing with the electric power from the auxiliary battery 22, and an unexpected crash can be prevented.

次に、第１実施形態による飛行装置１０における処理の流れについて図５に基づいて説明する。
電源切替部３４は、スラスタ１４への電力の供給源を初期的にバッテリ２１に設定する。すなわち、切替回路５２のスイッチング素子５５はオフである。制御ユニット２４は、通信部３５において指令装置６０から指令信号を受信する（Ｓ１０１）。飛行制御部３３は、Ｓ１０１で受信した指令信号、ならびに慣性計測部３２で計測した飛行装置１０の飛行姿勢、飛行位置および飛行高度などに基づいて、スラスタ１４を制御し、飛行を実行する（Ｓ１０２）。これとともに、電圧検出部２３は、バッテリ２１の電圧Ｖｂを検出する（Ｓ１０３）。電源切替部３４は、Ｓ１０３で検出したバッテリ２１の電圧Ｖｂと基準電圧Ｖｓとを比較し、検出したバッテリ２１の電圧Ｖｂが基準電圧Ｖｓ以下であるか否かを判断する（Ｓ１０４）。 Next, the flow of processing in the flying device 10 according to the first embodiment will be described with reference to FIG.
The power supply switching unit 34 initially sets the power supply source to the thruster 14 in the battery 21. That is, the switching element 55 of the switching circuit 52 is off. The control unit 24 receives a command signal from the command device 60 in the communication unit 35 (S101). The flight control unit 33 controls the thruster 14 based on the command signal received in S101 and the flight attitude, flight position, and flight altitude of the flying device 10 measured by the inertial measurement unit 32, and executes the flight (S102). ). At the same time, the voltage detector 23 detects the voltage Vb of the battery 21 (S103). The power supply switching unit 34 compares the voltage Vb of the battery 21 detected in S103 with the reference voltage Vs, and determines whether or not the detected voltage Vb of the battery 21 is equal to or lower than the reference voltage Vs (S104).

電源切替部３４は、Ｓ１０４においてバッテリ２１の電圧Ｖｂが基準電圧Ｖｓより大きい、すなわちＶｂ＞Ｖｓと判断したとき（Ｓ１０４：Ｎｏ）、スイッチング素子５５のオフを継続し、バッテリ２１からスラスタ１４への電力の供給を継続する（Ｓ１０５）。すなわち、電源切替部３４は、バッテリ２１の電圧Ｖｂが基準電圧Ｖｓよりも大きい間、バッテリ２１からスラスタ１４への電力の供給を継続する。これにより、飛行装置１０は、Ｓ１０１で受信した指令信号に基づいて飛行を継続する（Ｓ１０６）。   When the power supply switching unit 34 determines in S104 that the voltage Vb of the battery 21 is greater than the reference voltage Vs, that is, Vb> Vs (S104: No), the switching element 55 continues to be turned off, and the battery 21 switches to the thruster 14. The power supply is continued (S105). That is, the power supply switching unit 34 continues to supply power from the battery 21 to the thruster 14 while the voltage Vb of the battery 21 is higher than the reference voltage Vs. Thereby, the flying device 10 continues the flight based on the command signal received in S101 (S106).

一方、電源切替部３４は、Ｓ１０４においてバッテリ２１の電圧Ｖｂが基準電圧Ｖｓ以下である、すなわちＶｂ≦Ｖｓと判断したとき（Ｓ１０４：Ｙｅｓ）、スイッチング素子５５をオンにし、スラスタ１４への電力の供給源をバッテリ２１から補助バッテリ２２へ切り替える（Ｓ１０７）。すなわち、電源切替部３４は、バッテリ２１の電圧Ｖｂが基準電圧Ｖｓ以下になると、補助バッテリ２２とスラスタ１４とを接続する。このとき、電源切替部３４は、バッテリ２１からの電力の供給を遮断する構成としてもよい。   On the other hand, when the power supply switching unit 34 determines in S104 that the voltage Vb of the battery 21 is equal to or lower than the reference voltage Vs, that is, Vb ≦ Vs (S104: Yes), the switching element 55 is turned on, and the power to the thruster 14 is The supply source is switched from the battery 21 to the auxiliary battery 22 (S107). That is, the power supply switching unit 34 connects the auxiliary battery 22 and the thruster 14 when the voltage Vb of the battery 21 becomes equal to or lower than the reference voltage Vs. At this time, the power supply switching unit 34 may be configured to cut off the supply of power from the battery 21.

飛行制御部３３は、Ｓ１０７においてスラスタ１４への電力の供給源がバッテリ２１から補助バッテリ２２へ切り替えられると、機体ユニット１１の着陸を実行する（Ｓ１０８）。すなわち、飛行制御部３３は、Ｓ１０１で受信した指令信号にかかわらず、機体ユニット１１の強制的な着陸を実行する。このとき、飛行制御部３３は、慣性計測部３２で計測した飛行装置１０の飛行姿勢、飛行位置および飛行高度などに基づいてスラスタ１４の出力を制御し、機体ユニット１１を安全に着陸させる。
以上の手順によって、バッテリ２１の電圧Ｖｂが低下すると、機体ユニット１１は安全な着陸が実行される。 When the power supply source to the thruster 14 is switched from the battery 21 to the auxiliary battery 22 in S107, the flight control unit 33 performs landing of the airframe unit 11 (S108). That is, the flight control unit 33 performs the forced landing of the airframe unit 11 regardless of the command signal received in S101. At this time, the flight control unit 33 controls the output of the thruster 14 based on the flight attitude, the flight position, the flight altitude, and the like of the flying device 10 measured by the inertial measurement unit 32, so that the airframe unit 11 is safely landed.
When the voltage Vb of the battery 21 is reduced by the above procedure, the aircraft unit 11 is safely landed.

以上説明した第１実施形態では、飛行装置１０は、バッテリ２１と補助バッテリ２２とを備える。バッテリ２１の電圧Ｖｂは、電圧検出部２３によって検出される。電源切替部３４は、電圧検出部２３で検出したバッテリ２１の電圧Ｖｂが予め設定された基準電圧Ｖｓよりも高いとき、電力を消費するスラスタ１４をバッテリ２１に接続する。一方、電源切替部３４は、検出したバッテリ２１の電圧Ｖｂが基準電圧Ｖｓ以下のとき、補助バッテリ２２とスラスタ１４とを接続する。そのため、バッテリ２１に蓄えられている電力量が低下しても、スラスタ１４は補助バッテリ２２から電力の供給を受ける。その結果、機体ユニット１１は、補助バッテリ２２から供給される電力によって着陸を実行する。したがって、バッテリ２１の電圧が低下しても、確実な着陸を実行することができ、安全性を高めることができる。   In the first embodiment described above, the flying device 10 includes the battery 21 and the auxiliary battery 22. The voltage Vb of the battery 21 is detected by the voltage detector 23. When the voltage Vb of the battery 21 detected by the voltage detection unit 23 is higher than a preset reference voltage Vs, the power supply switching unit 34 connects the power-consuming thruster 14 to the battery 21. On the other hand, the power supply switching unit 34 connects the auxiliary battery 22 and the thruster 14 when the detected voltage Vb of the battery 21 is equal to or lower than the reference voltage Vs. Therefore, even if the amount of power stored in the battery 21 is reduced, the thruster 14 is supplied with power from the auxiliary battery 22. As a result, the airframe unit 11 performs landing with the electric power supplied from the auxiliary battery 22. Therefore, even if the voltage of the battery 21 decreases, reliable landing can be executed and safety can be improved.

第１実施形態では、補助バッテリ２２は、バッテリ２１に比較して電気的な容量が小さく設定されている。そのため、補助バッテリ２２は、小型かつ軽量となる。したがって、飛行装置１０のペイロードに影響を与えることなく、バッテリ２１の緊急時における安全性を高めることができる。また、補助バッテリ２２は、バッテリ２１と同一の構成および同一の種類としてもよい。この場合、飛行装置１０のペイロードは犠牲になるものの、より長時間の飛行が確保される。したがって、より冗長性が向上し、より安全な位置への飛行の継続および着陸を行なうことができる。   In the first embodiment, the auxiliary battery 22 is set to have a smaller electrical capacity than the battery 21. Therefore, the auxiliary battery 22 is small and lightweight. Therefore, the safety of the battery 21 in an emergency can be improved without affecting the payload of the flying device 10. The auxiliary battery 22 may have the same configuration and the same type as the battery 21. In this case, although the payload of the flying device 10 is sacrificed, a longer flight is ensured. Therefore, the redundancy is further improved, and the flight can be continued and landed at a safer position.

（第２実施形態）
第２実施形態による飛行装置１０について説明する。
図６に示すように第２実施形態の飛行装置１０は、温度検出部７１を備えている。温度検出部７１は、バッテリ２１の温度を検出する。温度検出部７１は、検出したバッテリ２１の温度を電気信号として制御ユニット２４へ出力する。制御ユニット２４は、温度検出部７１と電気的に接続している。 (Second Embodiment)
The flying device 10 according to the second embodiment will be described.
As shown in FIG. 6, the flying device 10 of the second embodiment includes a temperature detection unit 71. The temperature detector 71 detects the temperature of the battery 21. The temperature detection unit 71 outputs the detected temperature of the battery 21 to the control unit 24 as an electrical signal. The control unit 24 is electrically connected to the temperature detection unit 71.

第２実施形態の場合、電源切替部３４は、温度検出部７１で検出したバッテリ２１の温度に基づいて、電力の供給源をバッテリ２１または補助バッテリ２２に切り替える。すなわち、電源切替部３４は、温度検出部７１で検出したバッテリ２１の温度と基準温度Ｔｓとを比較する。電源切替部３４は、バッテリ２１の温度が基準温度Ｔｓよりも低いとき、切替回路５２のスイッチング素子５５をオフにし、バッテリ２１からスラスタ１４へ電力を供給する。一方、電源切替部３４は、バッテリ２１の温度が基準温度Ｔｓ以上のとき、切替回路５２のスイッチング素子５５をオンにし、補助バッテリ２２からスラスタ１４へ電力を供給する。このように、電源切替部３４は、温度検出部７１で検出したバッテリ２１の温度に基づいて、電力の供給源をバッテリ２１または補助バッテリ２２に切り替える。   In the case of the second embodiment, the power supply switching unit 34 switches the power supply source to the battery 21 or the auxiliary battery 22 based on the temperature of the battery 21 detected by the temperature detection unit 71. That is, the power supply switching unit 34 compares the temperature of the battery 21 detected by the temperature detection unit 71 with the reference temperature Ts. When the temperature of the battery 21 is lower than the reference temperature Ts, the power supply switching unit 34 turns off the switching element 55 of the switching circuit 52 and supplies power from the battery 21 to the thruster 14. On the other hand, when the temperature of the battery 21 is equal to or higher than the reference temperature Ts, the power supply switching unit 34 turns on the switching element 55 of the switching circuit 52 and supplies power from the auxiliary battery 22 to the thruster 14. As described above, the power source switching unit 34 switches the power supply source to the battery 21 or the auxiliary battery 22 based on the temperature of the battery 21 detected by the temperature detection unit 71.

飛行制御部３３は、通常の飛行を制御するだけでなく、電源切替部３４によって電力の供給源がバッテリ２１から補助バッテリ２２に切り替えられると、機体ユニット１１の着陸を実行する。バッテリ２１を含む周辺環境の温度が高くなると、バッテリ２１の放電能力は低下する。また、バッテリ２１の電気的な残量の低下などのようにバッテリ２１の放電余力が小さいとき、バッテリ２１の温度は高くなる。そのため、電源切替部３４は、バッテリ２１の温度が基準温度Ｔｓより高くなると、電力の供給源をバッテリ２１から補助バッテリ２２に切り替える。このように、電力の供給源がバッテリ２１から補助バッテリ２２に切り替わるとき、バッテリ２１は継続した電力の供給が困難な状態にある。そこで、飛行制御部３３は、電力の供給源がバッテリ２１から補助バッテリ２２へ切り替えられると、飛行装置１０の安全性を確保するために、強制的に機体ユニット１１の着陸を実行する。すなわち、飛行制御部３３は、通信部３５で受信した指令信号にかかわらず、機体ユニット１１を強制的に着陸させる。これにより、飛行装置１０は、補助バッテリ２２からの電力によって確実に着陸を実行することができ、不意の墜落が防止される。   The flight control unit 33 not only controls normal flight, but also executes landing of the airframe unit 11 when the power supply source 34 switches the power supply source from the battery 21 to the auxiliary battery 22. When the temperature of the surrounding environment including the battery 21 increases, the discharge capacity of the battery 21 decreases. Moreover, when the remaining discharge capacity of the battery 21 is small, such as a decrease in the electrical remaining amount of the battery 21, the temperature of the battery 21 increases. Therefore, the power supply switching unit 34 switches the power supply source from the battery 21 to the auxiliary battery 22 when the temperature of the battery 21 becomes higher than the reference temperature Ts. Thus, when the power supply source is switched from the battery 21 to the auxiliary battery 22, the battery 21 is in a state where it is difficult to continuously supply power. Therefore, when the power supply source is switched from the battery 21 to the auxiliary battery 22, the flight control unit 33 forcibly executes the landing of the airframe unit 11 in order to ensure the safety of the flying device 10. That is, the flight control unit 33 forcibly causes the airframe unit 11 to land regardless of the command signal received by the communication unit 35. As a result, the flying device 10 can reliably perform landing with the electric power from the auxiliary battery 22, and an unexpected crash can be prevented.

次に、第２実施形態による飛行装置１０における処理の流れについて図７に基づいて説明する。第１実施形態と実質的に共通する処理については、説明を省略する。
電源切替部３４は、スラスタ１４への電力の供給源を初期的にバッテリ２１に設定する。制御ユニット２４は、通信部３５において指令装置６０から指令信号を受信する（Ｓ２０１）。飛行制御部３３は、Ｓ２０１で受信した指令信号、ならびに慣性計測部３２で計測した飛行装置１０の飛行姿勢、飛行位置および飛行高度などに基づいて、スラスタ１４を制御し、飛行を実行する（Ｓ２０２）。これとともに、温度検出部７１は、バッテリ２１の温度Ｔｂを検出する（Ｓ２０３）。電源切替部３４は、Ｓ２０３で検出したバッテリ２１の温度Ｔｂと基準温度Ｔｓとを比較し、検出したバッテリ２１の温度Ｔｂが基準温度Ｔｓ以上であるか否かを判断する（Ｓ２０４）。 Next, the flow of processing in the flying device 10 according to the second embodiment will be described with reference to FIG. A description of processes substantially common to the first embodiment is omitted.
The power supply switching unit 34 initially sets the power supply source to the thruster 14 in the battery 21. The control unit 24 receives a command signal from the command device 60 in the communication unit 35 (S201). The flight control unit 33 controls the thruster 14 based on the command signal received in S201 and the flight attitude, flight position, and flight altitude of the flight device 10 measured by the inertial measurement unit 32, and executes the flight (S202). ). At the same time, the temperature detector 71 detects the temperature Tb of the battery 21 (S203). The power supply switching unit 34 compares the temperature Tb of the battery 21 detected in S203 with the reference temperature Ts, and determines whether or not the detected temperature Tb of the battery 21 is equal to or higher than the reference temperature Ts (S204).

電源切替部３４は、Ｓ２０４においてバッテリ２１の温度Ｔｂが基準温度Ｔｓより低い、すなわちＴｓ＞Ｔｂと判断したとき（Ｓ２０４：Ｎｏ）、スイッチング素子５５のオフを継続し、バッテリ２１からスラスタ１４への電力の供給を継続する（Ｓ２０５）。すなわち、電源切替部３４は、バッテリ２１の温度Ｔｂが基準温度Ｔｓよりも低い間、バッテリ２１からスラスタ１４への電力の供給を継続する。これにより、飛行装置１０は、Ｓ２０１で受信した指令信号に基づいて飛行を継続する（Ｓ２０６）。   When the power switching unit 34 determines in S204 that the temperature Tb of the battery 21 is lower than the reference temperature Ts, that is, Ts> Tb (S204: No), the switching element 55 is continuously turned off and the battery 21 is switched to the thruster 14. The power supply is continued (S205). That is, the power supply switching unit 34 continues to supply power from the battery 21 to the thruster 14 while the temperature Tb of the battery 21 is lower than the reference temperature Ts. Thereby, the flying device 10 continues the flight based on the command signal received in S201 (S206).

一方、電源切替部３４は、Ｓ２０４においてバッテリ２１の温度Ｔｂが基準温度Ｔｓ以上である、すなわちＴｓ≦Ｔｂと判断したとき（Ｓ２０４：Ｙｅｓ）、スイッチング素子５５をオンにし、スラスタ１４への電力の供給源をバッテリ２１から補助バッテリ２２へ切り替える（Ｓ２０７）。すなわち、電源切替部３４は、バッテリ２１の温度Ｔｂが基準温度Ｔｓ以上になると、補助バッテリ２２とスラスタ１４とを接続する。このとき、電源切替部３４は、バッテリ２１からの電力の供給を停止する構成としてもよい。
飛行制御部３３は、Ｓ２０７においてスラスタ１４への電力の供給源がバッテリ２１から補助バッテリ２２へ切り替えられると、機体ユニット１１の着陸を実行する（Ｓ２０８）。すなわち、飛行制御部３３は、Ｓ２０１で受信した指令信号にかかわらず、機体ユニット１１の強制的な着陸を実行する。
以上の手順によって、バッテリ２１の温度Ｔｂが上昇すると、機体ユニット１１は安全な着陸が実行される。 On the other hand, when the power switching unit 34 determines in S204 that the temperature Tb of the battery 21 is equal to or higher than the reference temperature Ts, that is, Ts ≦ Tb (S204: Yes), the switching element 55 is turned on, and the power to the thruster 14 is The supply source is switched from the battery 21 to the auxiliary battery 22 (S207). That is, the power supply switching unit 34 connects the auxiliary battery 22 and the thruster 14 when the temperature Tb of the battery 21 becomes equal to or higher than the reference temperature Ts. At this time, the power supply switching unit 34 may be configured to stop the supply of power from the battery 21.
When the power supply source to the thruster 14 is switched from the battery 21 to the auxiliary battery 22 in S207, the flight control unit 33 performs landing of the airframe unit 11 (S208). That is, the flight control unit 33 executes the forced landing of the airframe unit 11 regardless of the command signal received in S201.
When the temperature Tb of the battery 21 rises by the above procedure, the airframe unit 11 performs a safe landing.

以上説明した第２実施形態では、飛行装置１０は、バッテリ２１と補助バッテリ２２とを備える。バッテリ２１の温度Ｔｂは、温度検出部７１によって検出される。電源切替部３４は、温度検出部７１で検出したバッテリ２１の温度Ｔｂが予め設定された基準温度Ｔｓよりも低いとき、電力を消費するスラスタ１４をバッテリ２１に接続する。一方、電源切替部３４は、検出したバッテリ２１の温度が基準温度Ｔｓ以上のとき、補助バッテリ２２とスラスタ１４とを接続する。バッテリ２１は、放電余力が小さいとき温度が上昇する傾向にある。また、バッテリ２１は、自身および周囲の温度が高いとき放電能力が低下する傾向にある。そこで、電源切替部３４は、基準温度Ｔｓを用いて、スラスタ１４への電力の供給源をバッテリ２１または補助バッテリ２２に切り替える。そのため、バッテリ２１の温度Ｔｂが上昇すると、スラスタ１４は補助バッテリ２２から電力の供給を受ける。その結果、機体ユニット１１は、補助バッテリ２２から供給される電力によって着陸を実行する。したがって、バッテリ２１の温度が上昇しても、確実な着陸を実行することができ、安全性を高めることができる。   In the second embodiment described above, the flying device 10 includes the battery 21 and the auxiliary battery 22. The temperature Tb of the battery 21 is detected by the temperature detection unit 71. When the temperature Tb of the battery 21 detected by the temperature detection unit 71 is lower than a preset reference temperature Ts, the power supply switching unit 34 connects the thruster 14 that consumes power to the battery 21. On the other hand, the power source switching unit 34 connects the auxiliary battery 22 and the thruster 14 when the detected temperature of the battery 21 is equal to or higher than the reference temperature Ts. The battery 21 tends to increase in temperature when the discharge capacity is small. Further, the battery 21 tends to have a reduced discharge capability when the temperature of itself and the surroundings are high. Therefore, the power supply switching unit 34 switches the power supply source to the thruster 14 to the battery 21 or the auxiliary battery 22 using the reference temperature Ts. Therefore, when the temperature Tb of the battery 21 rises, the thruster 14 is supplied with power from the auxiliary battery 22. As a result, the airframe unit 11 performs landing with the electric power supplied from the auxiliary battery 22. Therefore, even if the temperature of the battery 21 rises, reliable landing can be executed and safety can be improved.

（第３実施形態）
第３実施形態による飛行装置１０について説明する。
図８に示すように第３実施形態の飛行装置１０は、第１実施形態の電圧検出部および第２実施形態の温度検出部のようにバッテリ２１の電圧や温度を検出する構成を備えていない。 (Third embodiment)
The flying device 10 according to the third embodiment will be described.
As shown in FIG. 8, the flying device 10 of the third embodiment does not have a configuration for detecting the voltage and temperature of the battery 21 unlike the voltage detection unit of the first embodiment and the temperature detection unit of the second embodiment. .

第３実施形態の場合、電源切替部３４は、通信部３５で受信した指示信号に基づいて、電力の供給源をバッテリ２１または補助バッテリ２２に切り替える。すなわち、電源切替部３４は、通信部３５で受信した指示信号が機体ユニット１１の飛行を指示するとき、切替回路５２のスイッチング素子５５をオフにし、バッテリ２１からスラスタ１４へ電力を供給する。ここで、指示信号が機体ユニット１１の飛行を指示するときとは、例えば離陸地から目的地までの飛行、目的地の周辺におけるホバリング、目的地から帰還地までの飛行などのように、継続的な飛行やホバリングを意味する。一方、電源切替部３４は、通信部３５で受信した指示信号が機体ユニット１１の着陸を指示するとき、切替回路５２のスイッチング素子５５をオフにし、補助バッテリ２２からスラスタ１４へ電力を供給する。このように、電源切替部３４は、通信部３５で受信した指示信号に基づいて、電力の供給源をバッテリ２１または補助バッテリ２２に切り替える。   In the case of the third embodiment, the power supply switching unit 34 switches the power supply source to the battery 21 or the auxiliary battery 22 based on the instruction signal received by the communication unit 35. That is, the power supply switching unit 34 turns off the switching element 55 of the switching circuit 52 and supplies power from the battery 21 to the thruster 14 when the instruction signal received by the communication unit 35 instructs the flight of the airframe unit 11. Here, when the instruction signal instructs the flight of the airframe unit 11, for example, the flight from the takeoff point to the destination, the hovering around the destination, the flight from the destination to the return point, etc. Means navigating and hovering. On the other hand, when the instruction signal received by the communication unit 35 instructs the landing of the airframe unit 11, the power supply switching unit 34 turns off the switching element 55 of the switching circuit 52 and supplies power from the auxiliary battery 22 to the thruster 14. As described above, the power supply switching unit 34 switches the power supply source to the battery 21 or the auxiliary battery 22 based on the instruction signal received by the communication unit 35.

次に、第３実施形態による飛行装置１０における処理の流れについて図９に基づいて説明する。
電源切替部３４は、スラスタ１４への電力の供給源を初期的にバッテリ２１に設定する。制御ユニット２４は、通信部３５において指令装置６０から指令信号を受信する（Ｓ３０１）。電源切替部３４は、Ｓ３０１で受信した指令信号が機体ユニット１１の「着陸」を指示する「着陸指示信号」であるか否かを判断する（Ｓ３０２）。 Next, the flow of processing in the flying device 10 according to the third embodiment will be described with reference to FIG.
The power supply switching unit 34 initially sets the power supply source to the thruster 14 in the battery 21. The control unit 24 receives a command signal from the command device 60 in the communication unit 35 (S301). The power supply switching unit 34 determines whether or not the command signal received in S301 is a “landing instruction signal” instructing “landing” of the airframe unit 11 (S302).

電源切替部３４は、Ｓ３０２において指令信号が「着陸指示信号」ではないと判断したとき（Ｓ３０２：Ｎｏ）、スイッチング素子５５のオフを継続し、バッテリ２１からスラスタ１４への電力の供給を継続する（Ｓ３０３）。すなわち、電源切替部３４は、「着陸指示信号」を受信していない間、バッテリ２１からスラスタ１４への電力の供給を継続する。これにより、飛行制御部３３は、Ｓ３０１で受信した指令信号、ならびに慣性計測部３２で計測した飛行装置１０の飛行姿勢、飛行位置および飛行高度などに基づいて、スラスタ１４を制御し、飛行を実行する（Ｓ３０４）。   When the power supply switching unit 34 determines in S302 that the command signal is not the “landing instruction signal” (S302: No), it continues to turn off the switching element 55 and continue to supply power from the battery 21 to the thruster 14. (S303). That is, the power supply switching unit 34 continues to supply power from the battery 21 to the thruster 14 while the “landing instruction signal” is not received. As a result, the flight control unit 33 controls the thruster 14 based on the command signal received in S301 and the flight attitude, flight position, and flight altitude of the flight device 10 measured by the inertial measurement unit 32, and executes the flight. (S304).

一方、電源切替部３４は、Ｓ３０２において指令信号が「着陸指示信号」であると判断したとき（Ｓ３０２：Ｙｅｓ）、スイッチング素子５５をオンにし、スラスタ１４への電力の供給源をバッテリ２１から補助バッテリ２２へ切り替える（Ｓ３０５）。すなわち、電源切替部３４は、「着陸指示信号」を受信すると、補助バッテリ２２とスラスタ１４とを接続する。   On the other hand, when the power supply switching unit 34 determines in S302 that the command signal is the “landing instruction signal” (S302: Yes), the switching element 55 is turned on, and the power supply source to the thruster 14 is assisted from the battery 21. Switching to the battery 22 (S305). That is, the power supply switching unit 34 connects the auxiliary battery 22 and the thruster 14 when receiving the “landing instruction signal”.

飛行制御部３３は、Ｓ３０５において切り替えられた補助バッテリ２２からの電力を用いて、機体ユニット１１の着陸を実行する（Ｓ３０６）。すなわち、飛行制御部３３は、「着陸指示信号」を受信すると、バッテリ２１の電圧や温度にかかわらず、補助バッテリ２２から供給される電力を用いて着陸を実行する。このとき、飛行制御部３３は、慣性計測部３２で計測した飛行装置１０の飛行姿勢、飛行位置および飛行高度などに基づいてスラスタ１４の出力を制御し、機体ユニット１１を安全に着陸させる。   The flight control unit 33 performs landing of the airframe unit 11 using the electric power from the auxiliary battery 22 switched in S305 (S306). That is, when receiving the “landing instruction signal”, the flight control unit 33 performs landing using the power supplied from the auxiliary battery 22 regardless of the voltage and temperature of the battery 21. At this time, the flight control unit 33 controls the output of the thruster 14 based on the flight attitude, the flight position, the flight altitude, and the like of the flying device 10 measured by the inertial measurement unit 32, so that the airframe unit 11 is safely landed.

以上の手順によって、指令装置６０から「着陸指示信号」を受信すると、機体ユニット１１は安全な着陸が実行される。
第３実施形態では、飛行装置１０は、バッテリ２１と補助バッテリ２２とを備える。機体ユニット１１への作動の指示は、通信部３５によって受信される。電源切替部３４は、通信部３５で受信した指示信号が機体ユニット１１の飛行を指示するとき、電力を消費するスラスタ１４をバッテリ２１に接続する。一方、電源切替部３４は、受信した指示信号が機体ユニット１１の着陸を指示する「着陸指示信号」であるとき、補助バッテリ２２とスラスタ１４とを接続する。すなわち、機体ユニット１１が着陸を実行するとき、スラスタ１４は補助バッテリ２２から電力の供給を受ける。その結果、機体ユニット１１は、補助バッテリ２２から供給される電力によって着陸を実行する。つまり、機体ユニット１１が着陸するとき、電気的な残量が確実に確保される補助バッテリ２２の電力が用いられる。したがって、バッテリ２１の電圧や温度にかかわらず、確実な着陸を実行することができ、安全性を高めることができる。 When the “landing instruction signal” is received from the commanding device 60 by the above procedure, the aircraft unit 11 performs safe landing.
In the third embodiment, the flying device 10 includes a battery 21 and an auxiliary battery 22. The operation instruction to the airframe unit 11 is received by the communication unit 35. The power supply switching unit 34 connects the power-consuming thruster 14 to the battery 21 when the instruction signal received by the communication unit 35 instructs the flight of the airframe unit 11. On the other hand, the power supply switching unit 34 connects the auxiliary battery 22 and the thruster 14 when the received instruction signal is a “landing instruction signal” for instructing the landing of the airframe unit 11. That is, the thruster 14 receives power from the auxiliary battery 22 when the airframe unit 11 performs landing. As a result, the airframe unit 11 performs landing with the electric power supplied from the auxiliary battery 22. That is, when the airframe unit 11 lands, the electric power of the auxiliary battery 22 that ensures the remaining electric power is used. Therefore, reliable landing can be executed regardless of the voltage and temperature of the battery 21, and safety can be improved.

以上説明した本発明は、上記実施形態に限定されるものではなく、その要旨を逸脱しない範囲で種々の実施形態に適用可能である。
例えば、第１実施形態と第２実施形態とは組み合わせて飛行装置１０に適用してもよい。すなわち、電源切替部３４は、バッテリ２１の電圧に基づく電気的な残量に加え、バッテリ２１の温度に基づく性能も組み合わせて電力の供給源を切り替える構成としてもよい。さらに、第３実施形態に、第１実施形態および第２実施形態を組み合わせてもよい。 The present invention described above is not limited to the above-described embodiment, and can be applied to various embodiments without departing from the gist thereof.
For example, the first embodiment and the second embodiment may be applied to the flying device 10 in combination. That is, the power supply switching unit 34 may be configured to switch the power supply source by combining the performance based on the temperature of the battery 21 in addition to the electrical remaining amount based on the voltage of the battery 21. Furthermore, the first embodiment and the second embodiment may be combined with the third embodiment.

図面中、１０は飛行装置、１１は機体ユニット、１４はスラスタ、２１はバッテリ（蓄電手段）、２２は補助バッテリ（補助蓄電手段）、２３は電圧検出部（電圧検出手段）、３３は飛行制御部（飛行制御手段）、３４は電源切替部（電源切替手段）、３５は通信部（通信手段）、７１は温度検出部（温度検出手段）を示す。   In the drawings, 10 is a flying device, 11 is a fuselage unit, 14 is a thruster, 21 is a battery (power storage means), 22 is an auxiliary battery (auxiliary power storage means), 23 is a voltage detection unit (voltage detection means), and 33 is flight control. Reference numeral 34 (a flight control unit), 34 a power supply switching unit (power supply switching unit), 35 a communication unit (communication unit), and 71 a temperature detection unit (temperature detection unit).

Claims (6)

揚力を発生する複数のスラスタ（１４）を有する機体ユニット（１１）と、
前記スラスタ（１４）の電源となる蓄電手段（２１）と、
前記蓄電手段（２１）とは別体の補助蓄電手段（２２）と、
前記蓄電手段（２１）の電圧を検出する電圧検出手段（２３）と、
前記電圧検出手段（２３）で検出した前記蓄電手段（２１）の電圧が予め設定された基準電圧よりも高いとき前記蓄電手段（２１）と前記スラスタ（１４）とを電気的に接続し、前記電圧検出手段（２３）で検出した前記蓄電手段（２１）の電圧が前記基準電圧以下のとき前記補助蓄電手段（２２）と前記スラスタ（１１）とを電気的に接続する電源切替手段（３４）と、
を備える飛行装置。 A fuselage unit (11) having a plurality of thrusters (14) for generating lift;
Power storage means (21) serving as a power source of the thruster (14);
Auxiliary power storage means (22) separate from the power storage means (21),
Voltage detection means (23) for detecting the voltage of the power storage means (21);
When the voltage of the power storage means (21) detected by the voltage detection means (23) is higher than a preset reference voltage, the power storage means (21) and the thruster (14) are electrically connected, Power supply switching means (34) for electrically connecting the auxiliary power storage means (22) and the thruster (11) when the voltage of the power storage means (21) detected by the voltage detection means (23) is equal to or lower than the reference voltage. When,
A flying device comprising: 揚力を発生する複数のスラスタ（１４）を有する機体ユニット（１１）と、
前記スラスタ（１４）の電源となる蓄電手段（２１）と、
前記蓄電手段（２１）とは別体の補助蓄電手段（２２）と、
前記蓄電手段（２１）の温度を検出する温度検出手段（７１）と、
前記温度検出手段（７１）で検出した前記蓄電手段（２１）の温度が予め設定された基準温度よりも低いとき前記蓄電手段（２１）と前記スラスタ（１４）とを電気的に接続し、前記温度検出手段（７１）で検出した前記蓄電手段（２１）の温度が前記基準温度以上のとき前記補助蓄電手段（２２）と前記スラスタ（１４）とを電気的に接続する電源切替手段（３４）と、
を備える飛行装置。 A fuselage unit (11) having a plurality of thrusters (14) for generating lift;
Power storage means (21) serving as a power source of the thruster (14);
Auxiliary power storage means (22) separate from the power storage means (21),
Temperature detecting means (71) for detecting the temperature of the power storage means (21);
When the temperature of the power storage means (21) detected by the temperature detection means (71) is lower than a preset reference temperature, the power storage means (21) and the thruster (14) are electrically connected, Power supply switching means (34) for electrically connecting the auxiliary power storage means (22) and the thruster (14) when the temperature of the power storage means (21) detected by the temperature detection means (71) is equal to or higher than the reference temperature. When,
A flying device comprising: 前記スラスタ（１４）への電力の供給源が前記蓄電手段（２１）から前記補助蓄電手段（２２）に切り替えられると、前記補助蓄電手段（２２）から供給される電力を用いて前記機体ユニット（１１）の着陸を実行する飛行制御手段（３３）をさらに備える請求項１または２記載の飛行装置。   When the power supply source to the thruster (14) is switched from the power storage means (21) to the auxiliary power storage means (22), the airframe unit (22) is powered using the power supplied from the auxiliary power storage means (22). The flying device according to claim 1 or 2, further comprising flight control means (33) for performing the landing of 11). 揚力を発生する複数のスラスタ（１４）を有する機体ユニット（１１）と、
前記スラスタ（１４）の電源となる蓄電手段（２１）と、
前記蓄電手段（２１）とは別体の補助蓄電手段（２２）と、
前記機体ユニット（１１）の作動の指示を指示信号として受信する通信手段（３５）と、
前記通信手段（３５）で受信した前記指示信号が前記機体ユニット（１１）の飛行を指示するとき前記蓄電手段（２１）と前記スラスタ（１４）とを電気的に接続し、前記通信手段（３５）で受信した前記指示信号が前記機体ユニット（１１）の着陸を指示するとき前記補助蓄電手段（２２）と前記スラスタ（１４）とを電気的に接続する電源切替手段（３４）と、
を備える飛行装置。 A fuselage unit (11) having a plurality of thrusters (14) for generating lift;
Power storage means (21) serving as a power source of the thruster (14);
Auxiliary power storage means (22) separate from the power storage means (21),
A communication means (35) for receiving an instruction of operation of the airframe unit (11) as an instruction signal;
When the instruction signal received by the communication means (35) indicates the flight of the airframe unit (11), the power storage means (21) and the thruster (14) are electrically connected, and the communication means (35 Power supply switching means (34) for electrically connecting the auxiliary power storage means (22) and the thruster (14) when the instruction signal received in (1) instructs the landing of the airframe unit (11),
A flying device comprising: 前記蓄電手段（２１）と前記補助蓄電手段（２２）とは、同一の容量であって同一の種類である請求項１から４のいずれか一項記載の飛行装置。   The flying device according to any one of claims 1 to 4, wherein the power storage means (21) and the auxiliary power storage means (22) have the same capacity and the same type. 前記補助蓄電手段（２２）は、前記蓄電手段（２１）よりも容量が小さい請求項１から４のいずれか一項記載の飛行装置。   The flying device according to any one of claims 1 to 4, wherein the auxiliary power storage means (22) has a smaller capacity than the power storage means (21).
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