JP6536042B2

JP6536042B2 - Flying body

Info

Publication number: JP6536042B2
Application number: JP2015011719A
Authority: JP
Inventors: 拓清水; 清水　　拓
Original assignee: IHI Corp
Current assignee: IHI Corp
Priority date: 2015-01-23
Filing date: 2015-01-23
Publication date: 2019-07-03
Anticipated expiration: 2035-01-23
Also published as: JP2016135659A

Description

本発明は、複数の回転翼を有する飛行体に関する。 The present invention relates to an aircraft having a plurality of rotors.

メインロータとテールロータを備える従来の回転翼機（ヘリコプタ）では、ロータの回転数や仰角などの複数の制御入力がそれぞれ連成しているため、制御モデルが複雑であり、制御が困難であった。特許文献１に記載されるように、モデル化を容易にした構造として、マルチロータ機が知られている。このマルチロータ機では、回転面が同一平面上に配置された４枚から１０枚のロータが設けられている。 In a conventional rotary wing aircraft (helicopter) having a main rotor and a tail rotor, a plurality of control inputs such as the number of rotations and elevation angle of the rotor are respectively coupled, so the control model is complicated and control is difficult. The As described in Patent Document 1, a multi-rotor machine is known as a structure that facilitates modeling. In this multi-rotor machine, four to ten rotors whose rotational surfaces are arranged on the same plane are provided.

また、非特許文献１に記載された飛行体では、機体の中心を通る同一平面上に６枚のロータの中心が位置するよう、ロータが配置されている。非特許文献１に記載された別の形態では、機体の中心の上と下を通る平行な２つの平面のそれぞれに３枚のロータの中心が位置するよう、ロータが配置されている。非特許文献１に記載された各種の飛行体では、互いに直交する３つの平面のそれぞれに、一対のロータ（すなわち２枚のロータ）の回転面が位置している。 Further, in the flying body described in Non-Patent Document 1, the rotors are arranged such that the centers of six rotors are located on the same plane passing through the center of the airframe. In another form described in Non-Patent Document 1, the rotors are arranged such that the centers of the three rotors are located in two parallel planes passing above and below the center of the airframe, respectively. In various types of flying objects described in Non-Patent Document 1, the rotational surfaces of a pair of rotors (i.e., two rotors) are located on each of three planes orthogonal to each other.

米国特許第２０１１／００１７８６５号明細書U.S. Pat.

Bill Crowther, Alexander Lanzon,Martin Maya-Gonzalez, and David Langkamp, University of Manchester, KinematicAnalysis and Control Design for a Nonplanar Multirotor Vehicle, Journal ofGuidance, Control, and Dynamics, Vol. 34, No. 4, 1157-1171, July-August 2011Bill Crowther, Alexander Lanzon, Martin Maya-Gonzalez, and David Langkamp, University of Manchester, Kinematic Analysis and Control Design for Nonplanar Multirotor Vehicle, Journal of Guidance, Control, and Dynamics, Vol. 34, No. 4, 1157-1171, July -August 2011

特許文献１に記載されたマルチロータ機では、姿勢制御の容易性という観点では改良が図られているものの、姿勢と並進方向の変動が連成しているという問題は未解決であった。すなわち、従来の回転翼機では、姿勢と並進方向の移動とを独立に制御することは難しく、並進移動を行うためには姿勢を変動させなければならない。また、姿勢を変動させることが目的であっても、姿勢を変動させると並進方向の移動が生じてしまっていた。そのため、飛行体が狭所で移動する際に、移動に伴って意図しない姿勢変動が生じ、飛行体が障害物と衝突するおそれがあった。また、飛行体に搭載されたロボットが外界の構造物等との接触を伴う作業を行う際に、その構造物から受ける反力によって、飛行体が安定した飛行を維持できなくなるおそれがあった。非特許文献１に記載された飛行体では、重力方向へ寄与する推力が少なく、効率が悪かった。 In the multi-rotor machine described in Patent Document 1, although improvements have been made in terms of ease of attitude control, the problem of coupled fluctuations in attitude and translational direction has not been solved. That is, in the conventional rotary wing aircraft, it is difficult to control the attitude and the translational movement independently, and in order to perform the translational movement, the attitude must be changed. In addition, even if the purpose is to change the posture, the movement in the translational direction occurs if the posture is changed. Therefore, when the aircraft moves in a narrow place, there is a possibility that an unintended attitude variation occurs as the aircraft moves and the aircraft collides with an obstacle. Further, when the robot mounted on the flying object performs an operation involving contact with a structure or the like in the outside world, there is a possibility that the flying object can not maintain a stable flight due to the reaction force received from the structure. In the flying body described in Non-Patent Document 1, the thrust contributing to the direction of gravity is small and the efficiency is low.

本発明は、狭所作業や外界との接触等といった、高い機動性を必要とする運動を実現でき、さらには重力方向へ寄与する推力を増大させて効率の良い飛行体を提供することを目的とする。 The present invention is capable of realizing motion requiring high mobility such as work in a narrow space or contact with the outside, and further aims to provide an efficient flying object by increasing the thrust contributing to the direction of gravity. I assume.

本発明の一形態に係る飛行体は、本体を通る鉛直線の周囲に配置された６枚のロータと、６枚のロータの回転数をそれぞれ独立して制御可能な制御部と、を備え、６枚のロータは、鉛直線に対して鋭角に傾斜する回転軸線をそれぞれ有すると共に、鉛直線がそれぞれの間に配置された第１の一対のロータと、第２の一対のロータと、第３の一対のロータとからなり、６枚のロータの回転面は、同一平面上には配置されておらず、第１の一対のロータ、第２の一対のロータおよび第３の一対のロータは、それぞれ、本体側に傾斜した回転軸線を有する内向きロータと、本体とは反対側に傾斜した回転軸線を有する外向きロータとを含み、内向きロータおよび外向きロータは逆のピッチを有し、内向きロータと外向きロータとが、鉛直線の周囲において交互に配置されている。 According to an aspect of the present invention, there is provided an aircraft comprising: six rotors arranged around a vertical line passing through the main body; and a control unit capable of independently controlling the rotational speeds of the six rotors. six rotor is configured to have a rotational axis inclined at an acute angle to the vertical line, respectively, a first pair of rotors vertical line is disposed between each of the second pair of rotors, the 3 consists of a pair of rotors, rotational surface of the six rotor, is in the same plane are arranged Orazu, first pair of rotors, a second pair of rotors and a third pair of rotor An inward rotor having an axis of rotation inclined to the body side and an outward rotor having an axis of rotation inclined to the side opposite to the body, wherein the inward rotor and the outward rotor have opposite pitches , The inward rotor and the outward rotor around the vertical line It is arranged alternately.

この飛行体によれば、６枚のロータは制御部によって制御されて、それぞれ任意の回転数で回転する。６枚のロータの回転軸線は、鉛直線に対して鋭角に傾斜している。よって、各ロータの回転数を調整することにより、鉛直方向に揚力を発生させるのみならず、水平方向の移動や回転を制御することが可能である。しかも、６枚のロータの回転面は同一平面上には配置されておらず、ロータの傾斜（傾斜の方向や大きさ）は様々にばらついている。よって、飛行体の重心の位置の変化、または、外界から受ける荷重や反力に対して対応しやすい。結果として、狭所作業や外界との接触等といった、高い機動性を必要とする運動を実現できる。さらには、鉛直線に対して回転軸線が鋭角に傾斜したロータによれば、重力方向へ寄与する推力が増大し、効率が良くなっている。さらに、鉛直線の周囲において交互に配置された内向きロータと外向きロータとを任意の回転数で逆向きに回転させることにより、確実かつ容易に、高い機動性を必要とする運動を実現できる。 According to this flying object, the six rotors are controlled by the control unit to rotate at an arbitrary number of revolutions. The rotational axes of the six rotors are inclined at an acute angle to the vertical. Therefore, by adjusting the rotational speed of each rotor, it is possible not only to generate lift in the vertical direction but also to control movement and rotation in the horizontal direction. In addition, the rotational surfaces of the six rotors are not disposed on the same plane, and the inclinations (direction and size of the inclination) of the rotors vary in various ways. Therefore, it is easy to cope with a change in the position of the center of gravity of the flying object, or a load or reaction force received from the outside world. As a result, it is possible to realize an exercise requiring high mobility such as work in a narrow place or contact with the outside world. Furthermore, according to the rotor in which the rotation axis is inclined at an acute angle with respect to the vertical line, the thrust contributing to the gravity direction is increased, and the efficiency is improved. Furthermore, by alternately rotating the inward rotor and the outward rotor alternately arranged around the vertical line at an arbitrary number of rotations, it is possible to realize a motion that requires high mobility reliably and easily. .

いくつかの形態において、第１の一対のロータ、第２の一対のロータおよび第３の一対のロータにおいて、内向きロータの傾斜角と外向きロータの傾斜角とは等しく、内向きロータの回転面と外向きロータの回転面とは、平行な２平面上に配置されている。この場合、Ｘ軸、Ｙ軸、Ｚ軸の３軸に関して、並進および回転の運動が独立に制御可能である。よって、飛行体は、６自由度で飛行可能になる。 In some embodiments, in the first pair of rotors, the second pair of rotors, and the third pair of rotors, the inclination angle of the inward rotor and the inclination angle of the outward rotor are equal, and the rotation of the inward rotor is The plane and the plane of rotation of the outward rotor are arranged on two parallel planes. In this case, translational and rotational motions can be independently controlled with respect to three axes of the X axis, the Y axis, and the Z axis. Thus, the aircraft can fly in six degrees of freedom.

いくつかの形態において、６枚のロータの回転中心は、同一平面上に配置されている。この場合、制御系がシンプルになるので、設計および実装が容易になる。 In some embodiments, the centers of rotation of the six rotors are coplanar. In this case, the control system is simplified, which facilitates design and implementation.

いくつかの形態において、６枚のロータの回転中心は、正六角形の頂点上に配置されている。この場合、制御系がさらにシンプルになる。 In some embodiments, the centers of rotation of the six rotors are located on the vertices of a regular hexagon. In this case, the control system is further simplified.

本発明によれば、狭所作業や外界との接触等といった、高い機動性を必要とする運動を実現できる。 According to the present invention, it is possible to realize an exercise requiring high mobility such as work in a narrow place or contact with the outside world.

本発明の一実施形態に係る飛行体の概略構成を示す斜視図である。It is a perspective view showing a schematic structure of a flight object concerning one embodiment of the present invention. （ａ）および（ｂ）は、図１の飛行体におけるロータの配置を模式的に示す図である。(A) And (b) is a figure which shows typically arrangement | positioning of the rotor in the flight body of FIG. 本体であるペイロード部の構成を示すブロック図である。It is a block diagram which shows the structure of the payload part which is a main body. 制御部における制御則の一例を示す図である。It is a figure which shows an example of the control rule in a control part. ロータの傾斜角に対する飛行時の効率と水平方向への移動のしやすさを示す図である。FIG. 7 is a diagram showing the efficiency during flight and the ease of horizontal movement with respect to the tilt angle of the rotor. （ａ）〜（ｃ）は、従来の飛行体による狭隘部での飛行状態の一例を示す図である。(A)-(c) is a figure which shows an example of the flight state in the narrow part by the conventional flying body. （ａ）および（ｂ）は、従来の飛行体による接触作業時の飛行状態の一例を示す図である。(A) And (b) is a figure which shows an example of the flight state at the time of the contact operation by the conventional flying body.

以下、本発明の実施形態について、図面を参照しながら説明する。なお、図面の説明において同一要素には同一符号を付し、重複する説明は省略する。以下の説明では、本発明が、無人航空機（Unmanned Aerial Vehicle、以下、ＵＡＶという）に適用される場合について説明する。 Hereinafter, embodiments of the present invention will be described with reference to the drawings. In the description of the drawings, the same elements will be denoted by the same reference symbols and redundant description will be omitted. In the following description, the present invention is applied to an unmanned aerial vehicle (hereinafter referred to as a UAV).

図１に示されるように、本実施形態の飛行体１は、中央に配置されたペイロード部（本体）２と、ペイロード部２に対して固定されて外方に延びる６本のフレーム３と、フレーム３の先端部に取り付けられた６枚のロータ１０とを備える。すなわち飛行体１は、６枚のロータ１０を備えるマルチロータ機（回転翼機）である。ＵＡＶである飛行体１は、回転および並進方向の運動を合わせた６自由度での運動成分を独立に発生可能になっている。したがって、飛行体１では、狭隘部での飛行や接触作業を伴う飛行が可能になっている。 As shown in FIG. 1, the aircraft 1 of the present embodiment includes a payload (main body) 2 disposed at the center, and six frames 3 fixed to the payload 2 and extending outward. And 6 rotors 10 attached to the tip of the frame 3. That is, the aircraft 1 is a multi-rotor aircraft (rotorcraft) provided with six rotors 10. The UAV, which is a UAV, is capable of independently generating motion components in six degrees of freedom that combine motion in the rotational and translational directions. Therefore, the flying body 1 can fly at a narrow area and fly with contact operations.

図１および図２に示されるように、飛行体１のロータ１０は、ペイロード部２を通る鉛直線Ｎの周囲に配置された第１ロータ１１と、第２ロータ１２と、第３ロータ１３と、第４ロータ１４と、第５ロータ１５と、第６ロータ１６とからなる。これらの第１ロータ１１〜第６ロータ１６の間に、ペイロード部２が配置されている。このように、飛行体１は、ヘキサコプタ型の飛行体である。ロータ１０の配置の詳細については、後述する。 As shown in FIG. 1 and FIG. 2, the rotor 10 of the aircraft 1 has a first rotor 11, a second rotor 12, and a third rotor 13 disposed around a vertical line N passing through the payload portion 2. , The fourth rotor 14, the fifth rotor 15, and the sixth rotor 16. The payload portion 2 is disposed between the first rotor 11 to the sixth rotor 16. Thus, the aircraft 1 is a hexacopter aircraft. Details of the arrangement of the rotor 10 will be described later.

図３に示されるように、ペイロード部２には、飛行体１の各部を制御するための制御部２０と、飛行体１の各部を駆動するための電源であるバッテリ２１と、各部に電源を供給するための電源基板２２とが搭載されている。各フレーム３の先端部には、第１ロータ１１〜第６ロータ１６のそれぞれを回転させるモータ３１〜３６が取り付けられている。ペイロード部２には、これらのモータ３１〜３６の回転数を制御するための、６個のモータアンプ３０が搭載されている。各モータアンプ３０には、電源基板２２を介してバッテリ２１から電源が供給される。各モータアンプ３０は、制御部２０によって制御されて、モータ３１〜３６が所定の回転数および回転方向で回転するように、モータ３１〜３６に電流を供給する。 As shown in FIG. 3, the payload unit 2 includes a control unit 20 for controlling each unit of the flying body 1, a battery 21 which is a power supply for driving each unit of the flying body 1, and a power supply for each unit. A power supply substrate 22 for supply is mounted. At the front end of each frame 3, motors 31 to 36 for rotating the first to sixth rotors 11 to 16 are attached. In the payload section 2, six motor amplifiers 30 for controlling the number of rotations of the motors 31 to 36 are mounted. Power is supplied to each motor amplifier 30 from the battery 21 via the power supply substrate 22. Each motor amplifier 30 is controlled by the control unit 20 to supply a current to the motors 31 to 36 so that the motors 31 to 36 rotate at a predetermined rotation number and rotation direction.

制御部２０は、たとえばＣＰＵ（Central Processing Unit)、ＲＯＭ(Read Only Memory)、およびＲＡＭ(Random Access Memory)等のハードウェアと、ＲＯＭに記憶されたプログラム等のソフトウェアとから構成されたコンピュータである。制御部２０は、たとえば地上で操作される送信機（図示せず）と無線で通信可能になっている。制御部２０は、送信機からの指令を受け、飛行体１の現在の位置および姿勢に基づいて、所定（目標）の位置、姿勢または動作にて飛行体１を飛行させるよう、モータアンプ３０を介してモータ３１〜３６のそれぞれを制御する。制御部２０は、第１ロータ１１、第２ロータ１２、第３ロータ１３、第４ロータ１４、第５ロータ１５および第６ロータ１６の回転数をそれぞれ独立して制御可能である。なお、図３において、実線は電源系統を示し、破線は通信系統（制御系統）を示している。 The control unit 20 is a computer including hardware such as a central processing unit (CPU), read only memory (ROM), and random access memory (RAM), and software such as a program stored in the ROM. . The control unit 20 can wirelessly communicate with, for example, a transmitter (not shown) operated on the ground. The control unit 20 receives the command from the transmitter and causes the motor amplifier 30 to fly the aircraft 1 at a predetermined (target) position, attitude or operation based on the current position and attitude of the aircraft 1. The respective motors 31 to 36 are controlled via The control unit 20 can independently control the rotational speeds of the first rotor 11, the second rotor 12, the third rotor 13, the fourth rotor 14, the fifth rotor 15, and the sixth rotor 16. In FIG. 3, a solid line indicates a power supply system, and a broken line indicates a communication system (control system).

ペイロード部２には、各種のセンサ類２３が搭載されている。これらのセンサ類２３は、飛行体１の位置および姿勢などを推定するための機器である。図３に示される例では、たとえば、ジャイロセンサ２４、ＧＰＳ（Global Positioning System）２５および気圧センサ２６が設けられている。これらのセンサ類２３は、測定結果を示すデータを制御部２０に出力する。制御部２０は、センサ類２３から出力されたセンサデータに基づき、たとえば適当な推定アルゴリズム等を用いて、飛行体１の現在の位置および姿勢を推定する。 Various types of sensors 23 are mounted on the payload section 2. These sensors 23 are devices for estimating the position and attitude of the aircraft 1 and the like. In the example shown in FIG. 3, for example, a gyro sensor 24, a GPS (Global Positioning System) 25 and a barometric pressure sensor 26 are provided. These sensors 23 output data indicating the measurement results to the control unit 20. The control unit 20 estimates the current position and attitude of the aircraft 1 based on the sensor data output from the sensors 23 using, for example, a suitable estimation algorithm.

上記した機器の他にも、ペイロード部２には、たとえばカメラやロボットアーム等の追加機器が搭載され得る。ペイロード部２に搭載される機器は、飛行体１に求められる飛行や作業に応じて、適宜変更され得る。ペイロード部２に搭載される機器の位置および重量によって、ペイロード部２の重量および重心の位置は変化し得る。飛行体１では、ペイロード部２の重量および重心の位置を考慮して、第１ロータ１１〜第６ロータ１６が回転制御される。 In addition to the above-described devices, the payload unit 2 may be loaded with additional devices such as a camera and a robot arm. The devices mounted on the payload unit 2 may be changed as appropriate in accordance with the flight or work required of the aircraft 1. Depending on the position and weight of the device mounted on the payload portion 2, the weight and the position of the center of gravity of the payload portion 2 may change. In the aircraft 1, the first rotor 11 to the sixth rotor 16 are controlled to rotate in consideration of the weight of the payload section 2 and the position of the center of gravity.

次に、図４を参照して、制御部２０における制御則の一例について説明する。制御部２０は、飛行体１の目標位置および／または目標姿勢を取得する。また、制御部２０は、ペイロード部２のセンサ類２３から出力されるセンサデータに基づいて飛行体１の現在の位置および姿勢を取得する。制御部２０は、力学計算を行うことにより、目標位置および／または目標姿勢を実現するための目標推力および目標トルクを算出する。図４において、Ｆ_ｘはＸ軸方向の推力、Ｆ_ｙはＹ軸方向の推力、Ｆ_ｚはＺ軸方向の推力を表す。Ｍ_ｘはＸ軸周りのモーメント、Ｍ_ｙはＹ軸周りのモーメント、Ｍ_ｚはＺ軸周りのモーメントを表す。 Next, with reference to FIG. 4, an example of a control rule in the control unit 20 will be described. The control unit 20 acquires a target position and / or a target attitude of the aircraft 1. In addition, the control unit 20 acquires the current position and attitude of the aircraft 1 based on the sensor data output from the sensors 23 of the payload unit 2. The control unit 20 calculates the target thrust and the target torque for realizing the target position and / or the target posture by performing the dynamics calculation. In FIG. 4, F _x represents thrust in the X-axis direction, F _y represents thrust in the Y-axis direction, and F _z represents thrust in the Z-axis direction. M _x is a moment around the X axis, M _y is a moment around the Y axis, and M _z is a moment around the Z axis.

第１ロータ１１〜第６ロータ１６の回転数をそれぞれω_１〜ω_６とすると、どのようにロータを回転させたときに、どのような推力およびモーメントが得られるかは、伝達関数Ｔを用いて、下記の式（１）で表される。

Assuming that the rotational speeds of the first rotor 11 to the sixth rotor 16 are ω ₁ to ω ₆ respectively, what kind of thrust and moment can be obtained when the rotor is rotated, using the transfer function T It is represented by the following equation (1).

第１ロータ１１〜第６ロータ１６の配置・構成に独自の工夫がなされた飛行体１では、伝達関数Ｔに逆行列が存在する。よって、目標の推力およびトルクに応じて、下記の式（２）を用いて、ロータの回転速度を算出することができる。

In the aircraft 1 in which the arrangement and configuration of the first rotor 11 to the sixth rotor 16 are uniquely devised, an inverse matrix exists in the transfer function T. Accordingly, the rotational speed of the rotor can be calculated using the following equation (2) according to the target thrust and torque.

図１および図２に戻り、第１ロータ１１〜第６ロータ１６の配置および構成について詳細に説明する。鉛直線Ｎの周囲に配置された６枚のロータ１１〜１６は、水平面に沿って延びる六角形の頂点上に配置されている。より詳細には、６枚のロータ１１〜１６の回転中心、すなわち、第１ロータ１１の回転中心１１ａ、第２ロータ１２の回転中心１２ａ、第３ロータ１３の回転中心１３ａ、第４ロータ１４の回転中心１４ａ、第５ロータ１５の回転中心１５ａおよび第６ロータ１６の回転中心１６ａは、同一平面上に配置されており、正六角形の頂点上に配置されている。 Referring back to FIGS. 1 and 2, the arrangement and configuration of the first rotor 11 to the sixth rotor 16 will be described in detail. The six rotors 11 to 16 arranged around the vertical line N are arranged on the apex of a hexagon extending along the horizontal plane. More specifically, the rotation centers of the six rotors 11 to 16, that is, the rotation center 11a of the first rotor 11, the rotation center 12a of the second rotor 12, the rotation center 13a of the third rotor 13, and the fourth rotor 14 The rotation center 14a, the rotation center 15a of the fifth rotor 15 and the rotation center 16a of the sixth rotor 16 are arranged on the same plane, and arranged on the apex of a regular hexagon.

なお、６枚のロータ１１〜１６は、正六角形の頂点上に配置される必要性はなく、対向する一対の辺（平行な２辺）のみが長い六角形の頂点上に配置されてもよい。６枚のロータ１１〜１６は、必ずしも同一平面上に配置されなくてもよく、Ｚ軸方向にオフセットされていてもよい。６枚のロータ１１〜１６あるいは回転中心１１ａ〜１６ａが所定の水平方向線に関して対称性を有するように配置されると、制御系がシンプルになり、設計および実装が容易である。 The six rotors 11 to 16 do not have to be disposed on the apex of a regular hexagon, and only a pair of opposing sides (two parallel sides) may be disposed on the apex of a long hexagon. . The six rotors 11 to 16 may not necessarily be disposed on the same plane, and may be offset in the Z-axis direction. When the six rotors 11 to 16 or the rotation centers 11a to 16a are arranged to be symmetrical with respect to a predetermined horizontal direction line, the control system becomes simple, and design and mounting are easy.

図２（ｂ）に示されるように、鉛直上方から見て反時計回りに、第１ロータ１１、第２ロータ１２、第３ロータ１３、第４ロータ１４、第５ロータ１５および第６ロータ１６が配置されている。対角線上に位置する第１ロータ１１および第４ロータ１４（第１の一対のロータ）の間に、鉛直線Ｎが配置されている。対角線上に位置する第２ロータ１２および第５ロータ１５（第２の一対のロータ）の間に、鉛直線Ｎが配置されている。対角線上に位置する第３ロータ１３および第６ロータ１６（第３の一対のロータ）の間に、鉛直線Ｎが配置されている。 As shown in FIG. 2 (b), the first rotor 11, the second rotor 12, the third rotor 13, the fourth rotor 14, the fifth rotor 15 and the sixth rotor 16 are viewed counterclockwise as viewed from vertically above. Is arranged. A vertical line N is disposed between the first rotor 11 and the fourth rotor 14 (first pair of rotors) located diagonally. A vertical line N is disposed between the second rotor 12 and the fifth rotor 15 (second pair of rotors) located diagonally. A vertical line N is disposed between the third rotor 13 and the sixth rotor 16 (third pair of rotors) located diagonally.

すなわち、６枚のロータ１１〜１６は、鉛直線Ｎに関してそれぞれ対称な位置に配置された、第１の一対のロータ１１，１４と、第２の一対のロータ１２，１５と、第３の一対のロータ１３，１６とからなる。６枚のロータ１１〜１６のそれぞれは、鉛直線Ｎに対して鋭角に傾斜する回転軸線Ａ１〜Ａ６を有する。 That is, the six rotors 11 to 16 are disposed at symmetrical positions with respect to the vertical line N, respectively, the first pair of rotors 11 and 14, the second pair of rotors 12 and 15, and the third pair The rotors 13 and 16 of FIG. Each of the six rotors 11 to 16 has rotation axes A1 to A6 that are inclined at an acute angle with respect to the vertical line N.

第１の一対のロータ１１，１４に関して説明する。第１ロータ１１の回転軸線である第１軸線Ａ１は、ペイロード部２側に傾斜角θだけ傾斜している（０°＜θ＜９０°）。一方、第４ロータ１４の回転軸線である第４軸線Ａ４は、ペイロード部２とは反対側に傾斜角θだけ傾斜している。言い換えれば、第１ロータ１１は、その回転面が内向きとされた内向きロータである。第４ロータ１４は、その回転面が外向きとされた外向きロータである。第１軸線Ａ１と第４軸線Ａ４は互いに平行であり、第１ロータ１１の回転面と第４ロータ１４の回転面とは、平行な２平面上に配置されている。 The first pair of rotors 11 and 14 will be described. A first axis line A1, which is an axis of rotation of the first rotor 11, is inclined toward the payload section 2 by an inclination angle θ (0 ° <θ <90 °). On the other hand, the fourth axis A4, which is the rotation axis of the fourth rotor 14, is inclined to the opposite side to the payload 2 by the inclination angle θ. In other words, the first rotor 11 is an inward-facing rotor whose rotational surface is inward. The fourth rotor 14 is an outward rotor whose rotational surface is outward. The first axis A1 and the fourth axis A4 are parallel to each other, and the plane of rotation of the first rotor 11 and the plane of rotation of the fourth rotor 14 are disposed on two parallel planes.

第２の一対のロータ１２，１５に関して説明する。図２（ａ）に示されるように、第２ロータ１２の回転軸線である第２軸線Ａ２は、ペイロード部２とは反対側に傾斜角θだけ傾斜している。一方、第５ロータ１５の回転軸線である第５軸線Ａ５は、ペイロード部２側に傾斜角θだけ傾斜している。言い換えれば、第２ロータ１２は、その回転面が外向きとされた外向きロータである。第５ロータ１５は、その回転面が内向きとされた内向きロータである。第２軸線Ａ２と第５軸線Ａ５は互いに平行であり、第２ロータ１２の回転面と第５ロータ１５の回転面とは、平行な２平面上に配置されている。 The second pair of rotors 12 and 15 will be described. As shown in FIG. 2A, the second axis A2, which is the axis of rotation of the second rotor 12, is inclined to the side opposite to the payload portion 2 by the inclination angle θ. On the other hand, the fifth axis A5 which is the rotation axis of the fifth rotor 15 is inclined toward the payload portion 2 by the inclination angle θ. In other words, the second rotor 12 is an outward rotor whose rotational surface is outward. The fifth rotor 15 is an inward facing rotor whose rotational surface is inward. The second axis A2 and the fifth axis A5 are parallel to each other, and the plane of rotation of the second rotor 12 and the plane of rotation of the fifth rotor 15 are disposed on two parallel planes.

第３の一対のロータ１３，１６に関して説明する。第３ロータ１３の回転軸線である第３軸線Ａ３は、ペイロード部２側に傾斜角θだけ傾斜している。一方、第６ロータ１６の回転軸線である第６軸線Ａ６は、ペイロード部２とは反対側に傾斜角θだけ傾斜している。言い換えれば、第３ロータ１３は、その回転面が内向きとされた内向きロータである。第６ロータ１６は、その回転面が外向きとされた外向きロータである。第３軸線Ａ３と第６軸線Ａ６は互いに平行であり、第３ロータ１３の回転面と第６ロータ１６の回転面とは、平行な２平面上に配置されている。 The third pair of rotors 13 and 16 will be described. A third axis A3 which is an axis of rotation of the third rotor 13 is inclined toward the payload portion 2 by an inclination angle θ. On the other hand, the sixth axis A6 which is the rotation axis of the sixth rotor 16 is inclined to the opposite side to the payload portion 2 by the inclination angle θ. In other words, the third rotor 13 is an inward-facing rotor whose rotational surface is inward. The sixth rotor 16 is an outward rotor whose rotational surface is outward. The third axis A3 and the sixth axis A6 are parallel to each other, and the plane of rotation of the third rotor 13 and the plane of rotation of the sixth rotor 16 are disposed on two parallel planes.

飛行体１において、内向きロータである第１ロータ１１、第３ロータ１３および第５ロータ１５と、外向きロータである第２ロータ１２、第４ロータ１４および第６ロータ１６とは、鉛直線Ｎの周囲において交互に配置されている。隣り合う２枚のロータの回転中心間の距離は、長さＬであり、上記した正六角形の一辺の長さに相当する。 In the aircraft 1, the first rotor 11, the third rotor 13 and the fifth rotor 15 as the inward rotors, and the second rotor 12, the fourth rotor 14 and the sixth rotor 16 as the outward rotors are vertical lines. They are alternately arranged around N. The distance between the rotation centers of two adjacent rotors is a length L, which corresponds to the length of one side of the regular hexagon described above.

鉛直線Ｎを中間に配置して対向する一対のロータにおいて、傾斜角θは等しくなっているが、傾斜する方向は、鉛直線Ｎに関して反対になっている。一対のロータにおいて傾斜する方向が異なっていることにより、６枚のロータ１１〜１６の回転面は、同一平面上には配置されていない。 In the pair of opposing rotors disposed with the vertical line N at the middle, the inclination angles θ are equal, but the direction of inclination is opposite with respect to the vertical line N. The rotation planes of the six rotors 11 to 16 are not disposed on the same plane because the directions of the inclination of the pair of rotors are different.

次に、ロータ１１〜１６のピッチおよび回転方向について説明する。第１ロータ１１および第４ロータ１４は、逆のピッチを有している。第２ロータ１２および第５ロータ１５は、逆のピッチを有している。第３ロータ１３および第６ロータ１６は、逆のピッチを有している。これらのピッチの大きさは等しい。なお、これらのピッチの大きさは異なっていてもよいが、等しいピッチである方が、制御部２０における計算が容易である。 Next, the pitches and rotational directions of the rotors 11 to 16 will be described. The first rotor 11 and the fourth rotor 14 have opposite pitches. The second rotor 12 and the fifth rotor 15 have opposite pitches. The third rotor 13 and the sixth rotor 16 have opposite pitches. The sizes of these pitches are equal. In addition, although the magnitude | sizes of these pitch may differ, the calculation in the control part 20 is easy if it is an equal pitch.

そして、第１ロータ１１および第４ロータ１４は、制御部２０によってモータ３１およびモータ３４が回転制御されることにより、それぞれの回転軸線Ａ１，Ａ４に関して反対方向に回転可能である。第２ロータ１２および第５ロータ１５は、制御部２０によってモータ３２およびモータ３５が回転制御されることにより、それぞれの回転軸線Ａ２，Ａ５に関して反対方向に回転可能である。第３ロータ１３および第６ロータ１６は、制御部２０によってモータ３３およびモータ３６が回転制御されることにより、それぞれの回転軸線Ａ３，Ａ６に関して反対方向に回転可能である。なお、第１ロータ１１および第４ロータ１４、第２ロータ１２および第５ロータ１５、第３ロータ１３および第６ロータ１６は、それぞれの回転軸線Ａ１〜Ａ６に関して同方向にも回転可能になっている。 The first rotor 11 and the fourth rotor 14 can rotate in opposite directions with respect to the respective rotation axes A1 and A4 by controlling rotation of the motors 31 and 34 by the control unit 20. The second rotor 12 and the fifth rotor 15 can rotate in opposite directions with respect to the respective rotation axes A2 and A5 by controlling rotation of the motor 32 and the motor 35 by the control unit 20. The third rotor 13 and the sixth rotor 16 can rotate in opposite directions with respect to the respective rotation axes A3 and A6 by controlling rotation of the motors 33 and 36 by the control unit 20. The first rotor 11 and the fourth rotor 14, the second rotor 12 and the fifth rotor 15, the third rotor 13 and the sixth rotor 16 can rotate in the same direction with respect to their respective rotation axes A1 to A6. There is.

次に、飛行体１におけるロータの回転数の決定方法について説明する。各ロータ１１〜１６が、回転軸線方向の推力（Ｆ＝Ｋ_ｆ・ω^２）、回転軸線周りのモーメント（Ｍ＝Ｋ_τ・ω^２）を生じるとすると、各ロータ１１〜１６の回転数ω_１〜ω_６から、Ｘ軸、Ｙ軸、Ｚ軸の各方向の推力および軸周りのモーメントを算出するための伝達関数Ｔ（上記の式（１）参照）は、下記の式（３）で表される。

Next, a method of determining the number of rotations of the rotor in the aircraft 1 will be described. Assuming that each rotor 11 to 16 generates thrust (F = K _f · ω ² ) in the direction of the rotation axis and a moment (M = K _τ · ω ² ) around the rotation axis, the number of rotations ω of each rotor 11 to 16 The transfer function T (refer to the above equation (1)) for calculating the thrust in each direction of the X axis, the Y axis, and the Z axis and the moment around the axis from _{1 to} ω ₆ is the following equation (3) expressed.

ここで、Ｋ_ｆは推力係数であり、Ｋ_τは反トルク係数である。これらの係数は、それぞれロータ１１〜１６の形状に依存して決まる定数である。Ｌは上記した距離Ｌ（図２（ｂ）参照）である。Ｓはｓｉｎθであり、Ｃはｃｏｓθである。上記の式（３）において、右辺第一項は推力による成分を意味し、右辺第二項は反動トルクによる成分を意味する。ｓｉｎθ≠０かつｃｏｓθ≠０を満たす範囲内において、右辺第一項については、明らかに１〜５行目の要素が独立である。また右辺第二項については、４，５行目の要素はそれぞれ第一項の５，２行目に従属であるが、６行目の要素は独立である。よって、飛行体１について、ｒａｎｋ（Ｔ）＝６が成り立つ。よって、Ｔには逆行列が存在するため、任意の出力（推力およびモーメント）について入力（ロータの回転数）を一意に定めることができる。すなわち、飛行体１は、姿勢変化を伴わずに、Ｘ軸方向、Ｙ軸方向の並進運動を行うことができる。 Here, K _f is a thrust coefficient, and K _τ is an antitorque coefficient. These coefficients are constants determined depending on the shapes of the rotors 11-16, respectively. L is the above-described distance L (see FIG. 2B). S is sin θ and C is cos θ. In the above equation (3), the first term on the right side means a component due to thrust, and the second term on the right side means a component due to reaction torque. Within the range satisfying sin θ1〜50 and cos θ ≠ 0, the elements in the first to fifth rows are apparently independent of each other in the first term on the right side. As for the second term on the right side, the elements in the fourth and fifth lines are subordinate to the fifth and second lines in the first term, but the elements in the sixth line are independent. Thus, rank (T) = 6 holds for the first flying object. Therefore, since there is an inverse matrix in T, the input (rotational speed of the rotor) can be uniquely determined for any output (thrust and moment). That is, the flying object 1 can perform translational movement in the X-axis direction and the Y-axis direction without a change in attitude.

飛行体１における具体的な駆動例について説明する。基本的に、所望の運動に対する各ロータの回転数（回転速度）は、上記式（１）〜（３）に基づいて計算することができる。その一例を示すと、Ｚ軸方向の推力であるＦ_ｚのみが、重力に打ち勝つために発生すればよい。上記の式（１）、（２）において、（ω_１，ω_２，ω_３，ω_４，ω_５，ω_６）＝（Ω_ｎ，．．．，Ω_ｎ）とすると、上記の式（３）から、鉛直成分（鉛直方向推力）Ｆ_ｚのみ、Ｆ_ｚ＝６Ｋ_ｆＣΩ_ｎとなり、他の成分はゼロとなる。このことから、すべてのロータ１１〜１６を同じ回転数で回転させれば、ホバリングが可能になる。 A specific driving example of the aircraft 1 will be described. Basically, the number of rotations (rotational speed) of each rotor for the desired movement can be calculated based on the above equations (1) to (3). As an example thereof, only F _z is a thrust in the Z-axis direction, it may be generated to overcome the force of gravity. Assuming that (ω ₁ , ω ₂ , ω ₃ , ω ₄ , ω ₅ , ω ₆ ) = (Ω _n ,..., Ω _n ) in the above equations (1) and (2), the above equation ( From 3), only the vertical component (vertical thrust) F _z is F _z = 6 K _f CΩ _n , and the other components are zero. From this, hovering is possible if all the rotors 11-16 are rotated at the same rotational speed.

たとえばＹ軸方向に移動する場合には、（ω_１，ω_２，ω_３，ω_４，ω_５，ω_６）＝（Ω_ｎ−ｘ，Ω_ｎ＋２ｘ，Ω_ｎ−ｘ，Ω_ｎ−ｘ，Ω_ｎ＋２ｘ，Ω_ｎ−ｘ）とすると、上記の式（３）から、鉛直成分（鉛直方向推力）Ｆ_ｚは、Ｆ_ｚ＝６Ｋ_ｆＣΩ_ｎ、Ｙ軸方向推力Ｆ_Ｙは、Ｆ_Ｙ＝４Ｋ_ｆＳｘとなり、他の成分はゼロとなる。よって、第２ロータ１２と第５ロータ１５を高い回転数で回転させて、他のロータは、その分、低い回転数で回転させると、ホバリング状態を維持したまま、姿勢を変えずにＹ軸方向に移動可能になる。 For example, when moving in the Y-axis direction, (ω ₁ , ω ₂ , ω ₃ , ω ₄ , ω ₅ , ω ₆ ) = (Ω _n −x, Ω _n +2 x, Ω _n −x, Ω _n −x , Ω _n + 2x, Ω _n −x), from the above equation (3), the vertical component (vertical direction thrust) F _z is F _z = 6K _f CΩ _n and the Y-axis direction thrust F _Y is F _Y It becomes 4 K _f Sx, and other components become zero. Therefore, when the second rotor 12 and the fifth rotor 15 are rotated at a high rotational speed, and the other rotors are rotated at a low rotational speed, the Y-axis does not change the posture while maintaining the hovering state. It becomes movable in the direction.

図５を参照して、飛行体１における傾斜角θと特性の関係について説明する。飛行体１では、ロータ１１〜１６の傾斜角θが変わると、飛行時の効率および水平方向への移動のしやすさ（運動性能）が変化する。図５に示されるように、傾斜角θが大きくなるにつれて、飛行時の効率は低下するが、その一方で、水平方向への移動のしやすさが増大する。このような、傾斜角θに応じた特性の変化を考慮して、傾斜角θを適宜決定することができる。 The relationship between the tilt angle θ and the characteristics of the aircraft 1 will be described with reference to FIG. In the aircraft 1, when the inclination angle θ of the rotors 11 to 16 changes, the efficiency in flight and the ease of movement in the horizontal direction (motion performance) change. As shown in FIG. 5, as the inclination angle θ increases, the efficiency at flight decreases, while the ease of horizontal movement increases. The inclination angle θ can be appropriately determined in consideration of such a change in the characteristics according to the inclination angle θ.

本実施形態の飛行体１によれば、６枚のロータ１１〜１６は制御部２０によって制御されて、それぞれ任意の回転数で回転する。６枚のロータ１１〜１６の回転軸線Ａ１〜Ａ６は、鉛直線Ｎに対して鋭角に傾斜している。よって、各ロータ１１〜１６の回転数を調整することにより、鉛直方向に揚力を発生させるのみならず、水平方向の移動や回転を制御することが可能である。しかも、６枚のロータ１１〜１６の回転面は同一平面上には配置されておらず、ロータ１１〜１６の傾斜（傾斜の方向や大きさ）は様々にばらついている。よって、飛行体１の重心の位置の変化、または、外界から受ける荷重や反力に対して対応しやすくなっている。結果として、狭所作業や外界との接触等といった、高い機動性を必要とする運動を実現できる。さらには、回転軸線Ａ１〜Ａ６が鋭角に傾斜したロータ１１〜１６を備えるため、重力方向へ寄与する推力が増大しており、効率が良くなっている。また、６枚のロータ１１〜１６が鉛直線Ｎの周囲に配置されているため、ペイロード部２における構造面での制約が少なく、しかも、着陸性に優れている。たとえば、従来の飛行体では着陸機構や撮像機などを搭載しにくかったが、飛行体１では、着陸機構を設けることが容易になっており、しかも撮像機などを搭載することも容易である。 According to the flying object 1 of the present embodiment, the six rotors 11 to 16 are controlled by the control unit 20 and rotate at an arbitrary number of revolutions. The rotation axes A1 to A6 of the six rotors 11 to 16 are inclined at an acute angle with respect to the vertical line N. Therefore, by adjusting the rotational speed of each of the rotors 11 to 16, it is possible to control not only the lift in the vertical direction but also the movement and rotation in the horizontal direction. Moreover, the rotational surfaces of the six rotors 11 to 16 are not disposed on the same plane, and the inclinations (the direction and the size of the inclinations) of the rotors 11 to 16 vary in various ways. Therefore, it is easy to cope with changes in the position of the center of gravity of the flying object 1 or a load or reaction force received from the outside world. As a result, it is possible to realize an exercise requiring high mobility such as work in a narrow place or contact with the outside world. Furthermore, since the rotation axes A1 to A6 are provided with the rotors 11 to 16 inclined at an acute angle, the thrust contributing to the direction of gravity is increased, and the efficiency is improved. Further, since the six rotors 11 to 16 are arranged around the vertical line N, there are few restrictions on the structure of the payload section 2 and the landing performance is excellent. For example, although it was difficult to mount a landing mechanism or an imaging device in a conventional flying body, it is easy to provide a landing mechanism in the flying body 1, and it is also easy to mount an imaging device or the like.

一対のロータのうち、内向きロータ（具体的には第１ロータ１１、第３ロータ１３、第５ロータ１５）と外向きロータ（具体的には第２ロータ１２、第４ロータ１４、第６ロータ１６）とを任意の回転数で逆向きに回転させることにより、確実かつ容易に、高い機動性を必要とする運動を実現できる。 Of the pair of rotors, the inward facing rotors (specifically, the first rotor 11, the third rotor 13 and the fifth rotor 15) and the outward facing rotors (specifically, the second rotor 12, the fourth rotor 14, and the sixth By rotating the rotor 16) in the opposite direction at an arbitrary number of revolutions, it is possible to realize a motion requiring high mobility reliably and easily.

内向きロータの傾斜角θと外向きロータの傾斜角θとは等しく、内向きロータの回転面と外向きロータの回転面とは、平行な２平面上に配置されている。よって、Ｘ軸、Ｙ軸、Ｚ軸の３軸に関して、並進および回転の運動が独立に制御可能であり、飛行体１は、６自由度で飛行可能になる。 The inclination angle θ of the inward rotor is equal to the inclination angle θ of the outward rotor, and the rotation surface of the inward rotor and the rotation surface of the outward rotor are disposed in two parallel planes. Therefore, translational and rotational motions can be independently controlled with respect to three axes of the X axis, Y axis, and Z axis, and the aircraft 1 can fly in six degrees of freedom.

従来のヘキサコプタでは、Ｔのランクが４（傾斜角θ＝０に相当）であり、４自由度（すなわち、鉛直方向の加速度と、ロール、ピッチおよびヨー方向の角加速度）の運動を操作して６自由度の状態を実現しようとしていたため、運動の自由度が少なく、所望の位置および姿勢を実現するのが難しかった。たとえば、従来の飛行体では、狭隘部において水平状態で飛行している際、突風によって飛行体が流されそうになった場合、姿勢を維持するために姿勢を変化させる必要があった。姿勢変化の結果、飛行体が構造物に衝突するおそれがあった。また、飛行体を飛行させて接触作業を行う際、ツールを対象に接触させるために飛行体を対象に近づけると、接触に伴って生じる反力により飛行体の姿勢運動が拘束されるおそれがあり、その結果、飛行体の制御が困難になるおそれがあった。 In the conventional hexacopter, the rank of T is 4 (corresponding to the inclination angle θ = 0), and the motion of four degrees of freedom (ie, vertical acceleration and angular acceleration in roll, pitch and yaw directions) is manipulated. Since it was going to realize the state of six degrees of freedom, it was difficult to achieve the desired position and posture with less freedom of movement. For example, in the conventional airframe, when flying in a narrow position at a horizontal position, when the airborne body is about to be swept away by the gust, it is necessary to change the attitude in order to maintain the attitude. As a result of the attitude change, there is a risk that the flying object may collide with the structure. In addition, when the flying object is made to fly and the contact operation is performed, if the flying object is brought close to the object to bring the tool into contact with the object, there is a possibility that the reaction force generated by the contact may restrain the attitude movement of the aircraft. As a result, control of the flying object may be difficult.

この点、本実施形態の飛行体１では、狭隘部において水平状態で飛行している際（図６（ａ）参照）、突風によって飛行体１が流されそうになった場合でも（図６（ｂ）参照）、姿勢を維持するために姿勢を変化させる必要はない。姿勢を維持できるため、飛行体１が構造物に衝突することが防止される（図６（ｃ）参照）。さらには、飛行体１を飛行させて接触作業を行う際、ツール４０を対象に接触させるために飛行体１を対象に近づけた場合でも（図７（ａ）参照）、接触に伴って生じる反力に応じて、飛行体１の姿勢が維持されるように調整することができる（図７（ｂ）参照）。 In this respect, according to the flying object 1 of the present embodiment, even when the flying object 1 is about to be swept away by the gust when flying in a horizontal state in the narrow portion (see FIG. 6 (a)) b) See) There is no need to change the posture to maintain the posture. Since the attitude can be maintained, collision of the flying object 1 with the structure is prevented (see FIG. 6C). Furthermore, when the flying object 1 is made to fly and the contact operation is performed, even when the flying object 1 is brought close to the object to bring the tool 40 into contact with the object (see FIG. 7A), Depending on the force, the attitude of the aircraft 1 can be adjusted to be maintained (see FIG. 7 (b)).

本実施形態の飛行体１によれば、６自由度の入力で６自由度の運動を独立に制御可能であるため、６自由度の状態を実現しやすくなっている。 According to the flying object 1 of the present embodiment, since the motion of the six degrees of freedom can be independently controlled by the input of the six degrees of freedom, it is easy to realize the state of the six degrees of freedom.

さらに、６枚のロータ１１〜１６の回転中心１１ａ〜１６ａは同一平面上に配置されているため、制御系がシンプルになっている。よって、設計および実装が容易である。 Furthermore, since the rotation centers 11a to 16a of the six rotors 11 to 16 are disposed on the same plane, the control system is simplified. Therefore, design and implementation are easy.

６枚のロータ１１〜１６の回転中心１１ａ〜１６ａは正六角形の頂点上に配置されているため、制御系がさらにシンプルになっている。 Since the rotation centers 11a to 16a of the six rotors 11 to 16 are disposed on the apex of a regular hexagon, the control system is further simplified.

以上、本発明の実施形態について説明したが、本発明は上記実施形態に限られるものではない。ロータ１１〜１６の傾斜角θは、それぞれ異なっていてもよい。ロータ１１〜１６の回転面が同一平面上にないという条件を満たす限り、ロータ１１〜１６をどのように傾斜させてもよい。 As mentioned above, although embodiment of this invention was described, this invention is not limited to the said embodiment. The inclination angles θ of the rotors 11 to 16 may be different from one another. The rotors 11 to 16 may be inclined in any way as long as the condition that the rotational surfaces of the rotors 11 to 16 are not coplanar is satisfied.

６枚のロータの他に、１枚または複数枚の補助的なロータまたは予備のロータが更に設けられてもよい。本発明は、ＵＡＶに適用される場合に限られず、有人航空機に適用されてもよい。 In addition to the six rotors, one or more additional or spare rotors may also be provided. The present invention is not limited to the case applied to a UAV, and may be applied to a manned aircraft.

１飛行体
２ペイロード部（本体）
１０ロータ
１１第１ロータ（内向きロータ）
１１ａ回転中心
１２第２ロータ（外向きロータ）
１２ａ回転中心
１３第３ロータ（内向きロータ）
１３ａ回転中心
１４第４ロータ（外向きロータ）
１４ａ回転中心
１５第５ロータ（内向きロータ）
１５ａ回転中心
１６第６ロータ（外向きロータ）
１６ａ回転中心
２０制御部
Ａ１第１軸線
Ａ２第２軸線
Ａ３第３軸線
Ａ４第４軸線
Ａ５第５軸線
Ａ６第６軸線
Ｎ鉛直線
θ 傾斜角 1 flight 2 payload part (body)
10 Rotor 11 First rotor (inward rotor)
11a Center of rotation 12 second rotor (outwardly facing rotor)
12a Center of rotation 13 third rotor (inward rotor)
13a Center of rotation 14 Fourth rotor (outwardly facing rotor)
14a Center of rotation 15 Fifth rotor (inward rotor)
15a Center of rotation 16 sixth rotor (outwardly facing rotor)
16a Center of rotation 20 Control part A1 First axis A2 Second axis A3 Third axis A4 Fourth axis A5 Fifth axis A6 Sixth axis N Vertical line θ Inclination angle

Claims

本体を通る鉛直線の周囲に配置された６枚のロータと、
前記６枚のロータの回転数をそれぞれ独立して制御可能な制御部と、を備え、
前記６枚のロータは、前記鉛直線に対して鋭角に傾斜する回転軸線をそれぞれ有すると共に、前記鉛直線がそれぞれの間に配置された第１の一対のロータと、第２の一対のロータと、第３の一対のロータとからなり、
前記６枚のロータの回転面は、同一平面上には配置されておらず、
前記第１の一対のロータ、前記第２の一対のロータおよび前記第３の一対のロータは、それぞれ、前記本体側に傾斜した回転軸線を有する内向きロータと、前記本体とは反対側に傾斜した回転軸線を有する外向きロータとを含み、前記内向きロータおよび前記外向きロータは逆のピッチを有し、
前記内向きロータと前記外向きロータとが、前記鉛直線の周囲において交互に配置されている、飛行体。 Six rotors arranged around the vertical line passing through the body,
A control unit capable of independently controlling the rotational speeds of the six rotors;
The six rotor, as well as chromatic respectively an axis of rotation inclined at an acute angle to the vertical line, a first pair of rotors which the vertical line is arranged between the respective second pair of rotors And a third pair of rotors,
The rotational surfaces of the six rotors are not arranged on the same plane ,
The first pair of rotors, the second pair of rotors, and the third pair of rotors are respectively an inward rotor having a rotational axis inclined to the main body side, and inclined to the opposite side to the main body An outward rotor having a rotational axis of rotation, said inward rotor and said outward rotor having opposite pitches,
An aircraft, wherein the inward rotor and the outward rotor are alternately arranged around the vertical line.

前記第１の一対のロータ、前記第２の一対のロータおよび前記第３の一対のロータにおいて、前記内向きロータの傾斜角と前記外向きロータの傾斜角とは等しく、前記内向きロータの回転面と前記外向きロータの回転面とは、平行な２平面上に配置されている、請求項１に記載の飛行体。 In the first pair of rotors, the second pair of rotors, and the third pair of rotors, the inclination angle of the inward rotor and the inclination angle of the outward rotor are equal, and the rotation of the inward rotor is performed. The aircraft according to claim 1 , wherein the surface and the rotation surface of the outward rotor are disposed on two parallel planes.

前記６枚のロータの回転中心は、同一平面上に配置されている、請求項１または２に記載の飛行体。 Rotation center of the six rotors are arranged on the same plane, flying body according to claim 1 or 2.

前記６枚のロータの回転中心は、正六角形の頂点上に配置されている、請求項３に記載の飛行体。 The aircraft according to claim 3 , wherein the rotation centers of the six rotors are disposed on the apex of a regular hexagon.