WO2018193522A1

WO2018193522A1 - プロペラ式飛行体

Info

Publication number: WO2018193522A1
Application number: PCT/JP2017/015598
Authority: WO
Inventors: 大橋　俊夫
Original assignee: インダストリーネットワーク株式会社
Priority date: 2017-04-18
Filing date: 2017-04-18
Publication date: 2018-10-25
Also published as: JP7037826B2; JPWO2018193522A1

Abstract

固定ピッチ式のプロペラから構成される複数のプロペラ１０ａ，１０ｂと、内燃機関２０と、内燃機関２０で生成された回転力を複数のプロペラ１０ａ，１０ｂに伝達する回転力伝達機構３０と、複数のプロペラ１０ａ，１０ｂと１対１で対応する複数の電動モーター４０ａ，４０ｂとを備え、回転力伝達機構３０は、差動機構３２を有し、かつ、内燃機関２０で生成された回転力と電動モーター４０ａ，４０ｂで生成された回転力又は制動力とを合成して複数のプロペラ１０ａ，１０ｂに伝達可能に構成されているプロペラ式飛行体１。　本発明のプロペラ式飛行体は、従来のプロペラ式飛行体（プロペラを電動モーターのみで駆動するプロペラ式飛行体）と比較して長い稼働時間を得ることが可能なプロペラ式飛行体となる。

Description

プロペラ式飛行体

　本発明は、プロペラ式飛行体に関する。

　従来、回転するプロペラ（本明細書においては、一般的にローターと呼称されるものも含む。）により推進力及び揚力のうち少なくとも一方を得る無人飛行体（ドローンといわれることもある。以下、プロペラ式飛行体という。）が広く知られている。これらのプロペラ式飛行体としては、空力面を有する翼部を備え、プロペラにより推進力を得るもの（いわゆるプロペラ機。例えば、特許文献１参照。）や、３つ以上のプロペラが放射状に離間して配設され、プロペラにより揚力を得るもの（いわゆるマルチコプター。例えば、特許文献２参照。）を例示することができる。

　これらのプロペラ式飛行体は、空中を自在に飛行させることが可能であることから、景観等の撮影、空中からの観察・監視、危険箇所の点検、物資輸送、各種競技等、さまざまな分野への活用可能性があると考えられ、近年注目されている。

特開２００５－６７３９８号公報特開２０１４－２４０２４２号公報

　ところで、引用文献１に記載のプロペラ式飛行体にしても、引用文献２に記載のプロペラ式飛行体にしても、プロペラは、プロペラに対応する電動モーターにより駆動される。電動モーターはプロペラ式飛行体に搭載されたバッテリー（電池）から供給される電力により作動するが、このような方式では十分な稼働時間（飛行時間）が得られない場合があるという問題がある。

　そこで、本発明は上記問題を解決するためになされたものであり、従来のプロペラ式飛行体（プロペラを電動モーターのみで駆動するプロペラ式飛行体）と比較して長い稼働時間を得ることが可能なプロペラ式飛行体を提供することを目的とする。

［１］本発明のプロペラ式飛行体は、固定ピッチ式のプロペラから構成される複数のプロペラと、回転力を生成可能な内燃機関と、前記内燃機関を基点として前記複数のプロペラの数に応じて分岐し、かつ、前記内燃機関で生成された回転力を前記複数のプロペラに伝達する回転力伝達機構と、前記複数のプロペラと１対１で対応し、かつ、前記回転力伝達機構に接続されている複数の電動モーターとを備え、前記複数の電動モーターを構成する各電動モーターは、回転力及び制動力のうち少なくとも一方を生成可能に構成され、前記回転力伝達機構は、前記複数のプロペラを構成する各前記プロペラの間に任意の回転数差を生じさせることを可能とする差動機構を有し、かつ、前記内燃機関で生成された回転力と前記電動モーターで生成された回転力又は制動力とを合成して前記複数のプロペラに伝達可能に構成されていることを特徴とする。

　ところで、バッテリーよりも燃料（ガソリン等）の方がエネルギー密度が高いため、同規模の装置で比較すると、一般的には、電動モーターを用いる場合よりも、内燃機関を用いる場合の方が稼働時間を長くすることができる。
　このため、本発明のプロペラ式飛行体によれば、内燃機関を備え、内燃機関の回転力を回転力伝達機構でプロペラに伝達するため、従来のプロペラ式飛行体（プロペラを電動モーターのみで駆動するプロペラ式飛行体）と比較して長い稼働時間を得ることが可能なプロペラ式飛行体となる。

　また、本発明のプロペラ式飛行体によれば、内燃機関よりも出力制御の即応性に優れている電動モーターを用いてプロペラの回転数を制御することが可能であるため、内燃機関のみでプロペラの回転数を制御する場合よりも緻密にプロペラの回転数を制御することが可能となり、プロペラを電動モーターのみで駆動するプロペラ式飛行体と比較しても遜色無い制御性能を得ることが可能となる。

　また、本発明のプロペラ式飛行体によれば、回転力伝達機構は、差動機構を有し、かつ、内燃機関で生成された回転力と複数の電動モーターで生成された回転力又は制動力とを合成して複数のプロペラに伝達可能であるため、軽量であり、製造コストが安く、かつ、メンテナンスが容易な固定ピッチ式のプロペラを用いつつ、プロペラ間に回転数差を生じさせることが可能となる。

　また、本発明のプロペラ式飛行体によれば、各電動モーターが回転力を生成可能である場合には、飛行中に何らかの原因で内燃機関が停止した場合でも、各電動モーターにより各プロペラを駆動することで、推進力又は揚力が急に失われることに起因する機体の落下を防止又は緩和することが可能となる。

　また、本発明のプロペラ式飛行体によれば、飛行中に何らかの原因で各電動モーターが停止した場合でも、内燃機関により各プロペラを駆動することで、推進力又は揚力が急に失われることに起因する機体の落下を防止又は緩和することが可能となる。

［２］本発明のプロペラ式飛行体においては、前記差動機構は、１つの差動機構入力軸と２つの差動機構出力軸とを有し、かつ、前記１つの差動機構入力軸から入力された回転力を前記２つの差動機構出力軸に分配しつつ前記２つの差動機構出力軸の間に任意の回転数差を生じさせることが可能に構成され、前記回転力伝達機構は、前記差動機構のところで分岐し、各前記プロペラは、分岐した前記回転力伝達機構の末端に１つずつ接続され、各前記電動モーターは、前記差動機構と各前記プロペラとの間に１つずつ接続されていることが好ましい。

　このような構成とすることにより、プロペラの数よりも少ない差動機構を用いてプロペラ間に回転数差を生じさせることが可能となり、その結果、プロペラの数と同数の差動機構を用いる場合と比較して、機体を軽量化することが可能となる。

［３］本発明のプロペラ式飛行体においては、前記回転力伝達機構は、前記差動機構から見て前記回転力伝達機構の末端側に配置され、前記回転力伝達機構の回転力伝達方向を屈曲させる屈曲機構をさらに有することが好ましい。

　このような構成とすることにより、各プロペラを適切な方向に向けることが可能となる。

［４］本発明のプロペラ式飛行体においては、前記回転力伝達機構は、１つの分岐機構入力軸から入力された回転力を２つ以上の分岐機構出力軸に回転数が同じになるように分配する分岐機構をさらに有し、前記分岐機構のところで分岐するとともに、前記差動機構として、前記複数のプロペラと１対１で対応する複数の差動機構を有し、各前記差動機構は、前記分岐機構と各前記プロペラとの間に１つずつ配設され、前記差動機構は、１つの差動機構入力軸と２つの差動機構出力軸とを有し、かつ、前記１つの差動機構入力軸から入力された回転力を前記２つの差動機構出力軸に分配しつつ前記２つの差動機構出力軸の間に任意の回転数差を生じさせることが可能に構成され、各前記プロペラ及び各前記電動モーターは、各前記差動機構における前記２つの差動機構出力軸のうち、それぞれ異なる差動機構出力軸に１つずつ接続されていることが好ましい。

　このような構成とすることにより、内燃機関からの回転力をプロペラに伝達しつつ、プロペラごとに独立して回転数を決定することが可能となる。

［５］本発明のプロペラ式飛行体においては、前記回転力伝達機構は、前記内燃機関と前記差動機構との間に、回転力の断続が可能な第１クラッチを有することが好ましい。

　このような構成とすることにより、内燃機関が適切なトルクを発生する回転数となってから、内燃機関の回転力を回転力伝達機構に伝達することが可能となる。

　また、上記のような構成とすることにより、第１クラッチで回転力の切断を行うことにより、各電動モーターのみを用いた各プロペラの制御が可能となる。

［６］本発明のプロペラ式飛行体においては、前記回転力伝達機構は、前記差動機構と前記電動モーターが接続されている位置との間に、回転力の断続が可能な第２クラッチを有することが好ましい。

　このような構成とすることにより、第２クラッチで回転力の切断を行うことにより、内燃機関の存在による抵抗を受けることなく各電動モーターのみを用いた各プロペラの制御が可能となる。

［７］本発明のプロペラ式飛行体においては、前記回転力伝達機構は、前記分岐箇所と前記差動機構との間に、回転力の断続が可能な第２クラッチを有することが好ましい。

［８］本発明のプロペラ式飛行体においては、前記プロペラ式飛行体は、無尾翼型の空力面を有する主翼と、前記主翼の後縁部左右両側に配設された動翼とをさらに備え、各前記プロペラは、前記主翼の左右両側に配設されていることが好ましい。

　このような構成とすることにより、主翼の空力を利用し、高速かつ長時間の飛行に適したプロペラ式飛行体とすることが可能となる。

　また、このような構成とすることにより、プロペラ間に回転数差を生じさせることで機首左右方向の回転制御（ヨーイングの制御）が可能であるため、ラダーやラダーを配設するための垂直尾翼を備える必要がなくなり、その結果、機体の空気抵抗を低減することが可能となる。

［９］本発明のプロペラ式飛行体においては、各前記プロペラは、前記主翼の前縁部左右両側に左右対称に配設されていることが好ましい。

　このような構成とすることにより、テールシッター方式の垂直離着陸を実現することが可能となる。

［１０］本発明のプロペラ式飛行体においては、前記プロペラを３つ以上備え、前記プロペラは、放射状に離間して配設されていることが好ましい。

　このような構成とすることにより、ホバリングや細かい動作に適したプロペラ式飛行体とすることが可能となる。

実施形態１に係るプロペラ式飛行体１を説明するために示す図である。実施形態２に係るプロペラ式飛行体２の上面図である。実施形態３に係るプロペラ式飛行体３を説明するために示す図である。実施形態４に係るプロペラ式飛行体４を説明するために示す図である。実施形態５に係るプロペラ式飛行体５を説明するために示す図である。実施形態６に係るプロペラ式飛行体６を説明するために示す図である。実施形態７に係るプロペラ式飛行体７の上面図である。変形例１に係るプロペラ式飛行体３ａの上面図である。変形例２に係るプロペラ式飛行体５ａの上面図である。変形例３に係るプロペラ式飛行体６ａの上面図である。

　以下、本発明のプロペラ式飛行体を図に示す実施形態に基づいて詳細に説明する。なお、図面に示す構造は全て模式的なものであり、寸法や角度等の表示は必ずしも現実に即したものとはなっていない。また、実質的に同一の構成要素については実施形態をまたいで同一の符号を付し、再度の説明は省略する。

［実施形態１］
　図１は、実施形態１に係るプロペラ式飛行体１を説明するために示す図である。図１（ａ）はプロペラ式飛行体１の上面図であり、図１（ｂ）はプロペラ式飛行体１の正面図（図１（ａ）の方向ｄ１に沿って見た図）であり、図１（ｃ）はプロペラ式飛行体１の側面図（図１（ｂ）の方向ｄ２に沿って見た図）である。図１の上面図、正面図及び側面図においては、説明をわかりやすくするために、全部又は一部がプロペラ式飛行体１の内部に配設されている内燃機関２０、回転力伝達機構３０、電動モーター４０ａ，４０ｂについても表示している。内燃機関、回転力伝達機構及び電動モーターについては、特記しない限り、後述する他の図面においても図１と同様に表示する。

　実施形態１に係るプロペラ式飛行体１は、図１に示すように、プロペラ１０ａ，１０ｂ、内燃機関２０、回転力伝達機構３０、電動モーター４０ａ，４０ｂ、主翼５０ａ，５０ｂ、動翼５２ａ，５２ｂ及び胴体６０を備える。プロペラ式飛行体１は、いわゆるプロペラ機である。

　なお、本明細書及び図面においては、主に本発明に特徴的な構成要素についての説明及び図示を行う。一般的な構成要素等（各構成要素を制御するための制御装置、操作信号の受信や各種情報を送信するための通信装置、内燃機関に付随する変速機、内燃機関に供給する燃料を貯蔵する燃料タンク、電力を供給するためのバッテリー、動翼を動かすためのアクチュエーター、離着陸時に地面と接触するランディングギア等）については、説明及び図示を省略する。

　プロペラ式飛行体１は、固定ピッチ式のプロペラから構成される複数のプロペラ（実施形態１においては２つのプロペラ１０ａ，１０ｂ）を備える。
　各プロペラ１０ａ，１０ｂは、分岐した回転力伝達機構３０の末端に１つずつ接続されている。
　各プロペラ１０ａ，１０ｂは、主翼５０ａ，５０ｂの左右両側に配設されている。さらにいえば、各プロペラ１０ａ，１０ｂは、主翼５０ａ，５０ｂの前縁部左右両側に、左右対称に配設されている。実施形態１においてはプロペラ１０ａは主翼５０ａ側に配設され、プロペラ１０ｂは主翼５０ｂ側に配設されている。
　なお、本明細書において「主翼の左右両側」とは、片方の主翼の左右両側のことではなく、主翼全体（実施形態１においては主翼５０ａ，５０ｂ全体）を見たときの左右両側のことをいう。

　内燃機関２０は、回転力を生成可能な機関（エンジン）である。内燃機関２０としては、ガソリンエンジンやディーゼルエンジン等のレシプロエンジンを好適に用いることができる。内燃機関２０は、図１においては全体が胴体６０の中に配設されているように表示されているが、本体の一部や内燃機関２０に付随する吸気機構、排気機構、冷却機構（いずれも図示せず。）等が胴体６０の外部に露出していてもよい。
　本明細書において「回転力」とは、ある物体を回転させようとする力のことをいう。

　回転力伝達機構３０は、内燃機関２０を基点として複数のプロペラの数（実施形態１においては２つ）に応じて分岐する。また、回転力伝達機構３０は、内燃機関２０で生成された回転力を複数のプロペラ１０ａ，１０ｂに伝達する。回転力伝達機構３０は、内燃機関２０で生成された回転力と電動モーター４０ａ，４０ｂで生成された回転力又は制動力（後述）とを合成して複数のプロペラ１０ａ，１０ｂに伝達可能である。
　なお、回転力伝達機構３０は、各プロペラ１０ａ，１０ｂと接続する位置を末端とする。

　回転力伝達機構３０は、複数のプロペラ１０ａ，１０ｂを構成する各プロペラ１０ａ，１０ｂの間に任意の回転数差を生じさせることを可能とする差動機構（差動装置ともいう。）３２を有する。差動機構３２は、１つの差動機構入力軸と２つの差動機構出力軸とを有し、かつ、１つの差動機構入力軸から入力された回転力を２つの差動機構出力軸に分配しつつ２つの差動機構出力軸の間に任意の回転数差を生じさせることが可能に構成されている。
　差動機構３２としては、各種ディファレンシャルギア（例えば、ベベルギアや遊星歯車を用いたもの）を好適に用いることができる。

　本明細書においては、「複数のプロペラを構成する各プロペラの間に任意の回転数差を生じさせる」とは、複数のプロペラのうち任意の１のプロペラと、任意の１のプロペラとは異なる他のプロペラとの間に任意の回転数差を生じさせることをいう。

　回転力伝達機構３０は、差動機構３２のところで分岐する。差動機構３２の入力軸は、内燃機関２０側に接続されている。
　回転力伝達機構３０は、差動機構３２から見て回転力伝達機構３０の末端側に配置され、回転力伝達機構３０の回転力伝達方向を屈曲させる屈曲機構３３ａ，３３ｂをさらに有する。屈曲機構３３ａ，３３ｂとしては、例えば、ベベルギア（傘歯車）を組み合わせたものを好適に用いることができる。
　回転力伝達機構３０は、差動機構３２以外の構成要素として、回転力を伝達するための回転シャフト、各種ギア、自在継手等を有する。これらは動力伝達の手段として一般的なものであるため、詳細な説明及び具体的な図示は省略する。

　また、回転力伝達機構３０は、内燃機関２０と差動機構３２との間に、回転力の断続が可能な第１クラッチ３４を有する。
　第１クラッチ３４としては、種々のクラッチを用いることができる。第１クラッチ３４を単に内燃機関２０始動時にのみ活用するのであれば、機械式の遠心クラッチを好適に用いることができる。また、第１クラッチ３４としては、回転数差があっても回転力の接続が可能であるもの（電磁クラッチ、摩擦クラッチ、流体クラッチ等）も好適に用いることができる。
　本明細書において「クラッチ」とは、特定の条件又は特定の操作により動力（本明細書においては回転力）の断続（切断及び接続）が可能な機械装置のことをいう。

　複数の電動モーター４０ａ，４０ｂは、複数のプロペラ１０ａ，１０ｂと１対１で対応する。複数の電動モーターについて「複数のプロペラと１対１で対応する」とは、プロペラの数と電動モーターの数とが同数であり、かつ、特定のプロペラと特定の電動モーターとが対応する関係にあることをいう。

　また、複数の電動モーター４０ａ，４０ｂは、回転力伝達機構３０に接続されている。複数の電動モーター４０ａ，４０ｂを構成する各電動モーター４０ａ，４０ｂは、回転力及び制動力のうち少なくとも一方を生成可能に構成されている。

　本明細書においては、電動モーターについて「回転力伝達機構に接続されている」とは、回転力伝達機構の少なくとも一部に回転力及び制動力の少なくとも一方を付加することができるように配設されていることをいう。電動モーターは、後述するように回転力伝達機構を構成する回転シャフトの一部を回転軸として配設されていてもよいし、ギアやワンウェイクラッチ等により回転力伝達機構に回転力及び制動力の少なくとも一方を付加可能なように配設されていてもよい。
　本明細書における「制動力」とは、回転を止めようとする力のことをいう。

　電動モーター４０ａ，４０ｂとしては、種々のモーター（同期モーター、誘導モーター、直流整流子モーター等）を用いることができる。
　各電動モーター４０ａ，４０ｂは、差動機構３２と各プロペラ１０ａ，１０ｂとの間に１つずつ接続されている。実施形態１における電動モーター４０ａ，４０ｂは、回転力伝達機構３０を構成する回転シャフトの一部を回転軸としている。

　水平飛行中（主翼５０ａ，５０ｂの揚力を用いた飛行動作中）及び垂直飛行中（テールシッター式の垂直離着陸動作中）において、電動モーター４０ａ，４０ｂにより制動力（ショートブレーキ、発電ブレーキ、回生ブレーキ）や回転力（バッテリーによる駆動）を回転力伝達機構３０に付加することで、プロペラ１０ａ，１０ｂの回転数を制御することが可能となる。なお、実施形態１においては、差動機構３２の存在により、内燃機関２０からの回転力及び電動モーター４０ａ，４０ｂからの回転力が一定であるとき、プロペラ１０ａ，１０ｂ間に回転数差がある場合でも、プロペラ１０ａ，１０ｂの回転数の和は一定となる。

　なお、プロペラ１０ａ，１０ｂの回転数を制御する際には、内燃機関２０については効率のよい条件（レシプロエンジンの場合には主に回転数）を保持しながら運転させ、内燃機関２０が生成する回転力は積極的に増減させないことが好ましい。つまり、プロペラ１０ａ，１０ｂの回転数は、主に電動モーター４０ａ，４０ｂを用いて制御を行うことが好ましい。例えば、機械的な調速機（ガバナー）や電子的な制御システムを用いることで、内燃機関２０について特定の条件を保持しながら運転させることができる。

　プロペラ式飛行体１は、水平飛行中は、プロペラ１０ａ，１０ｂ全体の回転数を増減することで加速や減速が可能となり、プロペラ１０ａ，１０ｂ個別の回転数を増減することで機首左右方向の回転制御（ヨーイングの制御）が可能となる。

　プロペラ式飛行体１は、垂直飛行中は、プロペラ１０ａ，１０ｂ全体の回転数を増減することで上昇や下降が可能となり、プロペラ１０ａ，１０ｂ個別の回転数を増減することで機体を傾ける（バランスを崩す）ことによる少なくとも左右への移動が可能となる。

　なお、電動モーター４０ａ，４０ｂを制動力を発生させる装置としてのみ用いる場合には、電動モーター４０ａ，４０ｂを積極的に回転駆動するための電力が不要となるため、大容量のバッテリーが必要とならず、機体を軽量化することが可能となる。
　また、電動モーター４０ａ，４０ｂを回転力を発生させる装置としても用いる場合には、内燃機関２０の回転力に電動モーター４０ａ，４０ｂの回転力を足し合わせることで、高速での飛行が可能となる。

　プロペラ式飛行体１が充電可能なバッテリーを備えている場合には、電動モーター４０ａ，４０ｂにより制動力を回転力伝達機構３０に付加する際（プロペラ１０ａ，１０ｂの回転数を下げる際）に、電動モーター４０ａ，４０ｂにより発電を行い、バッテリーを充電することが可能となる。

　主翼５０ａ，５０ｂは、無尾翼型の空力面を有する。実施形態１に係るプロペラ式飛行体１は、水平尾翼だけでなく、垂直尾翼も備えていない。
　動翼５２ａ，５２ｂは、主翼５０ａ，５０ｂの後縁部左右両側に配設されている。動翼５２ａ，５２ｂは、いわゆるエレボンである。
　胴体６０は、主翼５０ａ，５０ｂの基部である。また、胴体６０は、内燃機関２０等を収納している。

　以下、実施形態１に係るプロペラ式飛行体１の効果を説明する。

　実施形態１に係るプロペラ式飛行体１によれば、内燃機関２０を備え、内燃機関２０の回転力を回転力伝達機構３０でプロペラ１０ａ，１０ｂに伝達するため、従来のプロペラ式飛行体（プロペラを電動モーターのみで駆動するプロペラ式飛行体）と比較して長い稼働時間を得ることが可能なプロペラ式飛行体となる。

　また、実施形態１に係るプロペラ式飛行体１によれば、内燃機関２０よりも出力制御の即応性に優れている電動モーター４０ａ，４０ｂを用いてプロペラ１０ａ，１０ｂの回転数を制御することが可能であるため、内燃機関２０のみでプロペラ１０ａ，１０ｂの回転数を制御する場合よりも緻密にプロペラ１０ａ，１０ｂの回転数を制御することが可能となり、プロペラを電動モーターのみで駆動するプロペラ式飛行体と比較しても遜色無い制御性能を得ることが可能となる。

　また、実施形態１に係るプロペラ式飛行体１によれば、回転力伝達機構３０は、差動機構３２を有し、かつ、内燃機関２０で生成された回転力と複数の電動モーター４０ａ，４０ｂで生成された回転力又は制動力とを合成して複数のプロペラ１０ａ，１０ｂに伝達可能であるため、軽量であり、製造コストが安く、かつ、メンテナンスが容易な固定ピッチ式のプロペラを用いつつ、プロペラ１０ａ，１０ｂ間に任意の回転数差を生じさせることが可能となる。

　また、実施形態１に係るプロペラ式飛行体１によれば、各電動モーター４０ａ，４０ｂが回転力を生成可能である場合には、飛行中に何らかの原因で内燃機関が停止した場合でも、各電動モーター４０ａ，４０ｂにより各プロペラ１０ａ，１０ｂを駆動することで、推進力又は揚力が急に失われることに起因する機体の落下を防止又は緩和することが可能となる。

　また、実施形態１に係るプロペラ式飛行体１によれば、飛行中に何らかの原因で各電動モーター４０ａ，４０ｂが停止した場合でも、内燃機関２０により各プロペラ１０ａ，１０ｂを駆動することで、推進力又は揚力が急に失われることに起因する機体の落下を防止又は緩和することが可能となる。

　また、実施形態１に係るプロペラ式飛行体１によれば、回転力伝達機構３０は、差動機構３２のところで分岐し、各プロペラ１０ａ，１０ｂは、分岐した回転力伝達機構３０の末端に１つずつ接続され、各電動モーター４０ａ，４０ｂは、差動機構３２と各プロペラ１０ａ，１０ｂとの間に１つずつ接続されているため、プロペラ１０ａ，１０ｂの数よりも少ない差動機構３２を用いてプロペラ１０ａ，１０ｂ間に任意の回転数差を生じさせることが可能となり、その結果、プロペラの数と同数の差動機構を用いる場合と比較して、機体を軽量化することが可能となる。

　また、実施形態１に係るプロペラ式飛行体１によれば、回転力伝達機構３０は、差動機構３２から見て回転力伝達機構３０の末端側に配置され、回転力伝達機構３０の回転力伝達方向を屈曲させる屈曲機構３３ａ，３３ｂをさらに有するため、各プロペラ１０ａ，１０ｂを適切な方向に向けることが可能となる。

　また、実施形態１に係るプロペラ式飛行体１によれば、回転力伝達機構３０は、内燃機関２０と差動機構３２との間に、回転力の断続が可能な第１クラッチ３４を有するため、内燃機関２０が適切なトルクを発生する回転数となってから、内燃機関２０の回転力を回転力伝達機構３０に伝達することが可能となる。

　また、実施形態１に係るプロペラ式飛行体１によれば、第１クラッチ３４を有するため、第１クラッチ３４で回転力の切断を行うことにより、各電動モーター４０ａ，４０ｂのみを用いた各プロペラの制御が可能となる。

　また、実施形態１に係るプロペラ式飛行体１によれば、無尾翼型の空力面を有する主翼５０ａ，５０ｂと、主翼５０ａ，５０ｂの後縁部左右両側に配設された動翼５２ａ，５２ｂとを備え、プロペラ１０ａ，１０ｂは、主翼５０ａ，５０ｂの左右両側に配設されているため、主翼５０ａ，５０ｂの空力を利用し、高速かつ長時間の飛行に適したプロペラ式飛行体とすることが可能となる。

　また、実施形態１に係るプロペラ式飛行体１によれば、プロペラ１０ａ，１０ｂ間に任意の回転数差を生じさせることで機首左右方向の回転制御（ヨーイングの制御）が可能であるため、ラダーを備える必要がなくなり、その結果、機体の空気抵抗を低減することが可能となる。

　また、実施形態１に係るプロペラ式飛行体１によれば、プロペラ１０ａ，１０ｂは、主翼５０ａ，５０ｂの前縁部左右両側に、左右対称に配設されているため、テールシッター方式の垂直離着陸を実現することが可能となる。

［実施形態２］
　図２は、実施形態２に係るプロペラ式飛行体２の上面図である。
　実施形態２に係るプロペラ式飛行体２は、基本的には実施形態１に係るプロペラ式飛行体１と同様の構成を有するが、回転力伝達機構の構成が実施形態１に係るプロペラ式飛行体１とは異なる。すなわち実施形態２における回転力伝達機構３１は、図２に示すように、差動機構３２と電動モーター４０ａ，４０ｂが接続されている位置との間に、回転力の断続が可能な第２クラッチ３８ａ，３８ｂを有する。

　実施形態２においては、第２クラッチ３８ａ，３８ｂは差動機構３２と屈曲機構３３ａ，３３ｂとの間に配設されている。なお、第２クラッチ３８ａ，３８ｂは、屈曲機構３３ａ，３３ｂと電動モーター４０ａ，４０ｂとの間に配設されていてもよい。

　第２クラッチ３８ａ，３８ｂとしては、回転数差があっても回転力の接続が可能であるもの（電磁クラッチ、摩擦クラッチ、流体クラッチ等）を好適に用いることができる。また、第２クラッチ３８ａ，３８ｂはワンウェイクラッチやワンウェイクラッチとその他のクラッチとを組み合わせたものであってもよい。

　このように、実施形態２に係るプロペラ式飛行体２は、回転力伝達機構の構成が実施形態１に係るプロペラ式飛行体１とは異なるが、内燃機関２０を備え、内燃機関２０の回転力を回転力伝達機構３１でプロペラ１０ａ，１０ｂに伝達するため、実施形態１に係るプロペラ式飛行体１と同様に、従来のプロペラ式飛行体（プロペラを電動モーターのみで駆動するプロペラ式飛行体）と比較して長い稼働時間を得ることが可能なプロペラ式飛行体となる。

　また、実施形態２に係るプロペラ式飛行体２によれば、第２クラッチ３８ａ，３８ｂで回転力の切断を行うことにより、内燃機関２０の存在による抵抗を受けることなく各電動モーター４０ａ，４０ｂのみを用いた各プロペラ１０ａ，１０ｂの制御が可能となる。

　実施形態２に係るプロペラ式飛行体２は、回転力伝達機構の構成以外については実施形態１に係るプロペラ式飛行体１と同様の構成を有するため、実施形態１に係るプロペラ式飛行体１が有する効果のうち該当する効果も有する。

［実施形態３］
　図３は、実施形態３に係るプロペラ式飛行体３を説明するために示す図である。図３（ａ）はプロペラ式飛行体３の上面図であり、図３（ｂ）はプロペラ１１０ａ，１１０ｂ，１１０ｃ，１１０ｄ、内燃機関１２０、第１クラッチ１３４及び電動モーター１４０ａ，１４０ｂ，１４０ｃ，１４０ｄを図示しないプロペラ式飛行体３の上面図であり、図３（ｃ）はプロペラ式飛行体３の正面図（図３（ａ）の方向ｄ３に沿って見た図）である。
　実施形態３に係るプロペラ式飛行体３は、固定ピッチ式のプロペラと、内燃機関と、差動機構を有する回転力伝達機構と、電動モーターとを備える点においては実施形態１に係るプロペラ式飛行体１と同様の構成を有するが、全体的な形状が実施形態１に係るプロペラ式飛行体１とは異なる。以下、実施形態３に係るプロペラ式飛行体の構成について説明する。

　実施形態３に係るプロペラ式飛行体３は、図３に示すように、プロペラ１１０ａ，１１０ｂ，１１０ｃ，１１０ｄ、内燃機関１２０、回転力伝達機構１３０、電動モーター１４０ａ，１４０ｂ、筐体１５０を備える。プロペラ式飛行体３は、いわゆるマルチコプターである。

　プロペラ式飛行体３は、固定ピッチ式のプロペラから構成される複数のプロペラ（実施形態３においては４つのプロペラ１１０ａ，１１０ｂ，１１０ｃ，１１０ｄ）を備える。
　各プロペラ１１０ａ，１１０ｂ，１１０ｃ，１１０ｄは、分岐した回転力伝達機構１３０の末端に１つずつ接続されている。
　プロペラ１１０ａ，１１０ｂ，１１０ｃ，１１０ｄは、放射状に離間して配設されている。プロペラ１１０ａ，１１０ｂ，１１０ｃ，１１０ｄは、いわゆる垂直プロペラである。

　内燃機関１２０は、実施形態１における内燃機関２０に相当する。内燃機関１２０は、図３において全体が筐体１５０の中に配設されているように表示されているが、本体の一部や内燃機関１２０に付随する吸気機構、排気機構、冷却機構（いずれも図示せず。）等が筐体１５０の外部に露出していてもよい。

　回転力伝達機構１３０は、内燃機関１２０を基点として複数のプロペラの数（実施形態１においては４つ）に応じて分岐する。また、回転力伝達機構１３０は、内燃機関１２０で生成された回転力を複数のプロペラ１１０ａ，１１０ｂ，１１０ｃ，１１０ｄに伝達する。回転力伝達機構１３０は、内燃機関１２０で生成された回転力と電動モーター１４０ａ，１４０ｂ，１４０ｃ，１４０ｄで生成された回転力又は制動力とを合成して複数のプロペラ１１０ａ，１１０ｂ，１１０ｃ，１１０ｄに伝達可能である。

　回転力伝達機構１３０は、複数のプロペラ１１０ａ，１１０ｂ，１１０ｃ，１１０ｄを構成する各プロペラ１１０ａ，１１０ｂ，１１０ｃ，１１０ｄの間に任意の回転数差を生じさせることを可能とする差動機構１３２，１３６ａ，１３６ｂを有する。差動機構１３２，１３６ａ，１３６ｂは、１つの差動機構入力軸と２つの差動機構出力軸とを有し、１つの差動機構入力軸から入力された回転力を２つの差動機構出力軸に分配しつつ２つの差動機構出力軸の間に任意の回転数差を生じさせることが可能に構成されている。
　差動機構１３２，１３６ａ，１３６ｂとしては、各種ディファレンシャルギア（例えば、ベベルギアや遊星歯車を用いたもの）を好適に用いることができる。

　回転力伝達機構１３０は、差動機構１３２，１３６ａ，１３６ｂのところで分岐する。さらに詳しく説明すると、回転力伝達機構１３０は、内燃機関２０の後段の差動機構１３２のところで２方向に分岐し、分岐したそれぞれが差動機構１３６ａ，１３６ｂのところでさらに２方向に分岐する。このため、実施形態３においては、回転力伝達機構１３０は、上面視したときにアルファベットの「Ｈ」の字状に見える。

　差動機構１３２の入力軸は、内燃機関１２０側に接続されている。差動機構１３６ａ，１３６ｂの入力軸は、差動機構１３２側に接続されている。
　回転力伝達機構１３０は、差動機構１３６ａ，１３６ｂから見て回転力伝達機構１３０の末端側に配置され、回転力伝達機構１３０の回転力伝達方向を屈曲させる屈曲機構１３３ａ，１３３ｂ，１３３ｃ，１３３ｄをさらに有する。屈曲機構１３３ａ，１３３ｂ，１３３ｃ，１３３ｄとしては、例えば、ベベルギア（傘歯車）を組み合わせたものを好適に用いることができる。

　回転力伝達機構１３０は、回転シャフト、各種ギア、自在継手等を有する。これらは動力伝達の手段として一般的なものであるため、詳細な説明及び具体的な図示は省略する。
　回転力伝達機構１３０は、第１クラッチ１３４を有する。第１クラッチ１３４は、実施形態１における第１クラッチ３４に相当する。

　複数の電動モーター１４０ａ，１４０ｂ，１４０ｃ，１４０ｄは、複数のプロペラ１１０ａ，１１０ｂ，１１０ｃ，１１０ｄと１対１で対応する。
　また、複数の電動モーター１４０ａ，１４０ｂ，１４０ｃ，１４０ｄは、回転力伝達機構１３０に接続されている。
　複数の電動モーター１４０ａ，１４０ｂ，１４０ｃ，１４０ｄを構成する各電動モーター１４０ａ，１４０ｂ，１４０ｃ，１４０ｄは、回転力及び制動力のうち少なくとも一方を生成可能に構成されている。
　電動モーター１４０ａ，１４０ｂ，１４０ｃ，１４０ｄとしては、種々のモーターを用いることができる。

　各電動モーター１４０ａ，１４０ｂ，１４０ｃ，１４０ｄは、差動機構１３６ａ，１３６ｂとプロペラ１１０ａ，１１０ｂ，１１０ｃ，１１０ｄとの間に１つずつ接続されている。実施形態１における電動モーター１４０ａ，１４０ｂ，１４０ｃ，１４０ｄは、回転力伝達機構１３０を構成する回転シャフトの一部を回転軸としている。

　飛行中、電動モーター１４０ａ，１４０ｂ，１４０ｃ，１４０ｄにより制動力や回転力を回転力伝達機構１３０に付加することで、プロペラ１１０ａ，１１０ｂ，１１０ｃ，１１０ｄの回転数を個別に制御することが可能となる。
　なお、プロペラ式飛行体３は、プロペラ１１０ａ，１１０ｂ，１１０ｃ，１１０ｄ全体の回転数を増減することで上昇や下降が可能となり、プロペラ１１０ａ，１１０ｂ，１１０ｃ，１１０ｄ個別の回転数を増減することで機体を傾ける（バランスを崩す）ことによる前後左右への移動や旋回が可能となる。

　筐体１５０は、内燃機関１２０や回転力伝達機構１３０等を収納している。

　このように、実施形態３に係るプロペラ式飛行体３は、全体的な形状が実施形態１に係るプロペラ式飛行体１とは異なるが、内燃機関１２０を備え、内燃機関１２０の回転力を回転力伝達機構１３０でプロペラ１１０ａ，１１０ｂ，１１０ｃ，１１０ｄに伝達するため、実施形態１に係るプロペラ式飛行体１と同様に、従来のプロペラ式飛行体（プロペラを電動モーターのみで駆動するプロペラ式飛行体）と比較して長い稼働時間を得ることが可能なプロペラ式飛行体となる。

　また、実施形態３に係るプロペラ式飛行体３によれば、プロペラを３つ以上備え、プロペラ１１０ａ，１１０ｂ，１１０ｃ，１１０ｄは、放射状に離間して配設されているため、ホバリングや細かい動作に適したプロペラ式飛行体とすることが可能となる。

　実施形態３に係るプロペラ式飛行体３は、全体的な形状以外については実施形態１に係るプロペラ式飛行体１と同様の構成を有するため、実施形態１に係るプロペラ式飛行体１が有する効果のうち該当する効果も有する。

［実施形態４］
　図４は、実施形態４に係るプロペラ式飛行体４を説明するために示す図である。図４（ａ）はプロペラ式飛行体４の上面図であり、図４（ｂ）はプロペラ式飛行体４の正面図（図４（ａ）の方向ｄ４に沿って見た図。）である。
　実施形態４に係るプロペラ式飛行体４は、基本的には実施形態１に係るプロペラ式飛行体１と同様の構成を有するが、回転力伝達機構の構成及び電動モーターの位置が実施形態１に係るプロペラ式飛行体１とは異なる。

　実施形態４における回転力伝達機構７０は、１つの分岐機構入力軸から入力された回転力を２つ以上（実施形態４においては２つ）の分岐機構出力軸に回転数が同じになるように分配する分岐機構７３をさらに有し、分岐機構７３のところで分岐する。実施形態４においては、回転力伝達機構７０は、内燃機関２０の後段の分岐機構７３のところで２方向に分岐する。分岐機構７３としては、例えば、ベベルギアを組み合わせたものを好適に用いることができる。

　また、回転力伝達機構７０は、差動機構として複数のプロペラ１０ａ，１０ｂと１対１で対応する複数の差動機構７２ａ，７２ｂを有する。
　複数の差動機構について「複数のプロペラと１対１で対応する」とは、プロペラの数と差動機構の数とが同数であり、かつ、特定のプロペラと特定の差動機構とが対応する関係にあることをいう。

　各差動機構７２ａ，７２ｂは、分岐機構７３と各プロペラ１０ａ，１０ｂとの間に１つずつ配設されている。差動機構７２ａ，７２ｂの入力軸は、内燃機関２０側に接続されている。
　各プロペラ１０ａ，１０ｂ及び各電動モーター４０ａ，４０ｂは、各差動機構７２ａ，７２ｂにおける２つの差動機構出力軸のうち、それぞれ異なる差動機構出力軸に１つずつ接続されている。

　このように、実施形態４に係るプロペラ式飛行体４は、回転力伝達機構の構成及び電動モーターの位置が実施形態１に係るプロペラ式飛行体１とは異なるが、内燃機関２０を備え、内燃機関２０の回転力を回転力伝達機構７０でプロペラ１０ａ，１０ｂに伝達するため、実施形態１に係るプロペラ式飛行体１と同様に、従来のプロペラ式飛行体（プロペラを電動モーターのみで駆動するプロペラ式飛行体）と比較して長い稼働時間を得ることが可能なプロペラ式飛行体となる。

　また、実施形態４に係るプロペラ式飛行体４によれば、回転力伝達機構７０は、分岐機構７３をさらに有し、分岐機構７３のところで分岐するとともに、差動機構として、複数のプロペラ１０ａ，１０ｂと１対１で対応する複数の差動機構７２ａ，７２ｂを有し、各差動機構７２ａ，７２ｂは、分岐機構７３と各プロペラ１０ａ，１０ｂとの間に１つずつ配設され、各プロペラ１０ａ，１０ｂ及び各電動モーター４０ａ，４０ｂは、各差動機構７２ａ，７２ｂにおける２つの差動機構出力軸のうち、それぞれ異なる差動機構出力軸に１つずつ接続されているため、内燃機関２０からの回転力をプロペラ１０ａ，１０ｂに伝達しつつ、プロペラ１０ａ，１０ｂごとに独立して回転数を決定することが可能となる。

　実施形態４に係るプロペラ式飛行体４は、回転力伝達機構の構成及び電動モーターの位置以外については実施形態１に係るプロペラ式飛行体１と同様の構成を有するため、実施形態１に係るプロペラ式飛行体１が有する効果のうち該当する効果も有する。

［実施形態５］
　図５は、実施形態５に係るプロペラ式飛行体５を説明するために示す図である。図５（ａ）はプロペラ式飛行体５の上面図であり、図５（ｂ）はプロペラ１１０ａ，１１０ｂ，１１０ｃ，１１０ｄ、内燃機関１２０及び第１クラッチ１３４を図示しないプロペラ式飛行体５の上面図であり、図５（ｃ）はプロペラ式飛行体５の正面図（図５（ａ）の方向ｄ５に沿って見た図）である。
　実施形態５に係るプロペラ式飛行体５は、基本的には実施形態３に係るプロペラ式飛行体３と同様の構成を有するが、回転力伝達機構の構成及び電動モーターの位置が実施形態３に係るプロペラ式飛行体３とは異なる。

　実施形態５における回転力伝達機構１７０は、１つの分岐機構入力軸から入力された回転力を２つ以上（実施形態５においては２つ）の分岐機構出力軸に回転数が同じになるように分配する分岐機構１７３ａ，１７３ｂ，１７３ｃをさらに有し、分岐機構１７３ａ，１７３ｂ，１７３ｃのところで分岐する。実施形態５においては、回転力伝達機構１７０は、内燃機関１２０の後段の分岐機構１７３ａのところで２方向に分岐し、分岐したそれぞれがさらに分岐機構１７３ｂ，１７３ｃのところで２方向に分岐する。このため、実施形態５においては、回転力伝達機構１７０は、上面視したときにアルファベットの「Ｈ」の字状に見える。分岐機構１７３ａ，１７３ｂ，１７３ｃとしては、例えば、ベベルギアを組み合わせたものを好適に用いることができる。

　また、回転力伝達機構１７０は、差動機構として複数のプロペラ１１０ａ，１１０ｂ，１１０ｃ，１１０ｄと１対１で対応する複数の差動機構１７２ａ，１７２ｂ，１７２ｃ，１７２ｄを有する。
　各差動機構１７２ａ，１７２ｂ，１７２ｃ，１７２ｄは、分岐機構１７３ｂ，１７３ｃと各プロペラ１１０ａ，１１０ｂ，１１０ｃ，１１０ｄとの間に１つずつ配設されている。差動機構１７２ａ，１７２ｂ，１７２ｃ，１７２ｄの入力軸は、内燃機関１２０側に接続されている。

　各プロペラ１１０ａ，１１０ｂ，１１０ｃ，１１０ｄ及び各電動モーター１４０ａ，１４０ｂ，１４０ｃ，１４０ｄは、各差動機構１７２ａ，１７２ｂ，１７２ｃ，１７２ｄにおける２つの差動機構出力軸のうち、それぞれ異なる差動機構出力軸に１つずつ接続されている。

　このように、実施形態５に係るプロペラ式飛行体５は、回転力伝達機構の構成及び電動モーターの位置が実施形態３に係るプロペラ式飛行体３とは異なるが、内燃機関１２０を備え、内燃機関１２０の回転力を回転力伝達機構１７０でプロペラ１１０ａ，１１０ｂ，１１０ｃ，１１０ｄに伝達するため、実施形態３に係るプロペラ式飛行体３と同様に、従来のプロペラ式飛行体（プロペラを電動モーターのみで駆動するプロペラ式飛行体）と比較して長い稼働時間を得ることが可能なプロペラ式飛行体となる。

　また、実施形態５に係るプロペラ式飛行体５によれば、回転力伝達機構１７０は、分岐機構１７３ａ，１７３ｂ，１７３ｃをさらに有し、分岐機構１７３ａ，１７３ｂ，１７３ｃのところで分岐するとともに、差動機構として、複数のプロペラ１１０ａ，１１０ｂ，１１０ｃ，１１０ｄと１対１で対応する複数の差動機構１７２ａ，１７２ｂ，１７２ｃ，１７２ｄを有し、各差動機構１７２ａ，１７２ｂ，１７２ｃ，１７２ｄは、分岐機構１７３ａ，１７３ｂ，１７３ｃと各プロペラ１１０ａ，１１０ｂ，１１０ｃ，１１０ｄとの間に１つずつ配設され、各プロペラ１１０ａ，１１０ｂ，１１０ｃ，１１０ｄ及び各電動モーター１４０ａ，１４０ｂ，１４０ｃ，１４０ｄは、各差動機構１７２ａ，１７２ｂ，１７２ｃ，１７２ｄにおける２つの差動機構出力軸のうち、それぞれ異なる差動機構出力軸に１つずつ接続されているため、内燃機関１２０からの回転力をプロペラ１１０ａ，１１０ｂ，１１０ｃ，１１０ｄに伝達しつつ、プロペラ１１０ａ，１１０ｂ，１１０ｃ，１１０ｄごとに独立して回転数を決定することが可能となる。

　実施形態５に係るプロペラ式飛行体５は、回転力伝達機構の構成及び電動モーターの位置以外については実施形態３に係るプロペラ式飛行体３と同様の構成を有するため、実施形態３に係るプロペラ式飛行体３が有する効果のうち該当する効果も有する。

［実施形態６］
　図６は、実施形態６に係るプロペラ式飛行体６を説明するために示す図である。図６（ａ）はプロペラ式飛行体６の上面図であり、図６（ｂ）はプロペラ１１０ａ，１１０ｂ，１１０ｃ，１１０ｄ、内燃機関１２０及び第１クラッチ１３４を図示しないプロペラ式飛行体６の上面図であり、図６（ｃ）はプロペラ式飛行体６の正面図（図６（ａ）の方向ｄ６に沿って見た図）である。
　実施形態６に係るプロペラ式飛行体６は、基本的には実施形態５に係るプロペラ式飛行体５と同様の構成を有するが、回転力伝達機構の構成が実施形態５に係るプロペラ式飛行体５とは異なる。

　実施形態６における回転力伝達機構１８０は、１つの分岐機構入力軸から入力された回転力を２つ以上（実施形態６においては４つ）の分岐機構出力軸に回転数が同じになるように分配する分岐機構１８３をさらに有し、分岐機構１８３のところで分岐する。
　実施形態６においては、回転力伝達機構１８０は、内燃機関１２０の後段の分岐機構１８３のところで４方向に分岐する。このため、実施形態６においては、回転力伝達機構１８０は、上面視したときにアルファベットの「Ｘ」の字状に見える。

　このように、実施形態６に係るプロペラ式飛行体６は、回転力伝達機構の構成が実施形態５に係るプロペラ式飛行体５とは異なるが、内燃機関１２０を備え、内燃機関１２０の回転力を回転力伝達機構１８０でプロペラ１１０ａ，１１０ｂ，１１０ｃ，１１０ｄに伝達するため、実施形態５に係るプロペラ式飛行体５と同様に、従来のプロペラ式飛行体（プロペラを電動モーターのみで駆動するプロペラ式飛行体）と比較して長い稼働時間を得ることが可能なプロペラ式飛行体となる。

　実施形態６に係るプロペラ式飛行体６は、回転力伝達機構の構成以外については実施形態５に係るプロペラ式飛行体５と同様の構成を有するため、実施形態５に係るプロペラ式飛行体５が有する効果のうち該当する効果も有する。

［実施形態７］
　図７は、実施形態７に係るプロペラ式飛行体７の上面図である。
　実施形態７に係るプロペラ式飛行体７は、基本的には実施形態４に係るプロペラ式飛行体４と同様の構成を有するが、回転力伝達機構の構成が実施形態４に係るプロペラ式飛行体４とは異なる。すなわち実施形態７における回転力伝達機構７１は、図７に示すように、分岐機構７３と差動機構７２ａ，７２ｂとの間に、回転力の断続が可能な第２クラッチ７８ａ，７８ｂを有する。

　第２クラッチ７８ａ，７８ｂとしては、回転数差があっても回転力の接続が可能であるもの（電磁クラッチ、摩擦クラッチ、流体クラッチ等）を好適に用いることができる。また、第２クラッチ７８ａ，７８ｂはワンウェイクラッチやワンウェイクラッチとその他のクラッチとを組み合わせたものであってもよい。

　このように、実施形態７に係るプロペラ式飛行体７は、回転力伝達機構の構成が実施形態４に係るプロペラ式飛行体４とは異なるが、内燃機関２０を備え、内燃機関２０の回転力を回転力伝達機構７１でプロペラ１０ａ，１０ｂに伝達するため、実施形態１に係るプロペラ式飛行体１と同様に、従来のプロペラ式飛行体（プロペラを電動モーターのみで駆動するプロペラ式飛行体）と比較して長い稼働時間を得ることが可能なプロペラ式飛行体となる。

　また、実施形態７に係るプロペラ式飛行体７によれば、第２クラッチ７８ａ，７８ｂで回転力の切断を行うことにより、内燃機関２０の存在による抵抗を受けることなく各電動モーター４０ａ，４０ｂのみを用いた各プロペラ１０ａ，１０ｂの制御が可能となる。

　実施形態７に係るプロペラ式飛行体７は、回転力伝達機構の構成以外については実施形態４に係るプロペラ式飛行体４と同様の構成を有するため、実施形態４に係るプロペラ式飛行体４が有する効果のうち該当する効果も有する。

　以上、本発明を上記の各実施形態に基づいて説明したが、本発明は上記の各実施形態に限定されるものではない。その趣旨を逸脱しない範囲において種々の態様において実施することが可能であり、例えば、次のような変形も可能である。

（１）上記各実施形態において記載した構成要素の数、形状、位置、大きさ、角度等は例示であり、本発明の効果を損なわない範囲において変更することが可能である。

（２）上記実施形態１，２，４，７においては、プロペラ及びモーターの数は２つであったが、本発明はこれに限定されるものではない。プロペラ及びモーターの数は２つより多くてもよいが、左右対称に配置する関係上、偶数個であることが好ましい。

（３）上記実施形態３，５，６においては、プロペラ及びモーターの数は４つであったが、本発明はこれに限定されるものではない。プロペラ及びモーターの数は３つであってもよいし、５つ以上であってもよい。

（４）上記実施形態１，２，４，７においては、プロペラ式飛行体は主翼と胴体とを備えるが、本発明はこれに限定されるものではない。本発明のプロペラ式飛行体は、胴体に相当する部分も主翼である、いわゆる全翼機であってもよい。

（５）本発明のプロペラ式飛行体は、上記各実施形態で記載した構成要素の他にも、用途に応じた追加の構成要素（カメラ、各種センサー、衛星測位システム、作業用又は検査用のアーム、貨物保持用のラック等）をさらに備えていてもよい。

（６）上記実施形態３に係るプロペラ式飛行体３における回転力伝達機構１３０は、差動機構１３６ａ，１３６ｂと電動モーター１４０ａ，１４０ｂ、１４０ｃ，１４０ｄが接続されている位置との間に第２クラッチを有していないが、本発明はこれに限定されるものではない。図８は、変形例１に係るプロペラ式飛行体３ａの上面図である。プロペラ式飛行体３ａにおける回転力伝達機構１３１は、第２クラッチ１３８ａ，１３８ｂ，１３８ｃ，１３８ｄを有する。例えば、図８に示すように、いわゆるマルチコプターであるプロペラ式飛行体も、差動機構と電動モーターが接続されている位置との間に第２クラッチを有していてもよい。

（７）上記実施形態５，６に係るプロペラ式飛行体５，６における回転力伝達機構１７０，１８０は、分岐機構１７３ｂ，１７３ｃ，１８３と差動機構１７２ａ，１７２ｂ，１７２ｃ，１７２ｄとの間に第２クラッチを有していないが、本発明はこれに限定されるものではない。図９は、変形例２に係るプロペラ式飛行体５ａの上面図である。プロペラ式飛行体５ａにおける回転力伝達機構１７１は、第２クラッチ１７８ａ，１７８ｂ，１７８ｃ，１７８ｄを有する。図１０は、変形例３に係るプロペラ式飛行体６ａの上面図である。プロペラ式飛行体６ａにおける回転力伝達機構１８１は、第２クラッチ１８８ａ，１８８ｂ，１８８ｃ，１８８ｄを有する。例えば、図９，１０に示すように、いわゆるマルチコプターであるプロペラ式飛行体も、分岐機構と差動機構との間に第２クラッチを有していてもよい。

１，２，３，３ａ，４，５，５ａ，６，６ａ，７…プロペラ式飛行体，１０ａ，１０ｂ，１１０ａ，１１０ｂ，１１０ｃ，１１０ｄ…プロペラ、２０，１２０…内燃機関、３０，３１，７０，７１，１３０，１３１，１７０，１７１，１８０，１８１…回転力伝達機構、３２，７２ａ，７２ｂ，１３２，１３６ａ，１３６ｂ，１７２ａ，１７２ｂ，１７２ｃ，１７２ｄ…差動機構、３３ａ，３３ｂ，１３３ａ，１３３ｂ，１３３ｃ，１３３ｄ…屈曲機構、３４，１３４…第１クラッチ、３８ａ，３８ｂ，７８ａ，７８ｂ，１３８ａ，１３８ｂ，１３８ｃ，１３８ｄ，１７８ａ，１７８ｂ，１７８ｃ，１７８ｄ，１８８ａ，１８８ｂ，１８８ｃ，１８８ｄ…第２クラッチ、４０ａ，４０ｂ，１４０ａ，１４０ｂ，１４０ｃ，１４０ｄ…電動モーター、５０ａ，５０ｂ…主翼、５２ａ，５２ｂ…動翼、６０…胴体、７３，１７３ａ，１７３ｂ，１７３ｃ，１８３…分岐機構、１５０…筐体

Claims

　固定ピッチ式のプロペラから構成される複数のプロペラと、
　回転力を生成可能な内燃機関と、
　前記内燃機関を基点として前記複数のプロペラの数に応じて分岐し、かつ、前記内燃機関で生成された回転力を前記複数のプロペラに伝達する回転力伝達機構と、
　前記複数のプロペラと１対１で対応し、かつ、前記回転力伝達機構に接続されている複数の電動モーターとを備え、
　前記複数の電動モーターを構成する各電動モーターは、回転力及び制動力のうち少なくとも一方を生成可能に構成され、
　前記回転力伝達機構は、前記複数のプロペラを構成する各前記プロペラの間に任意の回転数差を生じさせることを可能とする差動機構を有し、かつ、前記内燃機関で生成された回転力と前記電動モーターで生成された回転力又は制動力とを合成して前記複数のプロペラに伝達可能に構成されていることを特徴とするプロペラ式飛行体。
　前記差動機構は、１つの差動機構入力軸と２つの差動機構出力軸とを有し、かつ、前記１つの差動機構入力軸から入力された回転力を前記２つの差動機構出力軸に分配しつつ前記２つの差動機構出力軸の間に任意の回転数差を生じさせることが可能に構成され、
　前記回転力伝達機構は、前記差動機構のところで分岐し、
　各前記プロペラは、分岐した前記回転力伝達機構の末端に１つずつ接続され、
　各前記電動モーターは、前記差動機構と各前記プロペラとの間に１つずつ接続されていることを特徴とする請求項１に記載のプロペラ式飛行体。
　前記回転力伝達機構は、前記差動機構から見て前記回転力伝達機構の末端側に配置され、前記回転力伝達機構の回転力伝達方向を屈曲させる屈曲機構をさらに有することを特徴とする請求項２に記載のプロペラ式飛行体。
　前記回転力伝達機構は、１つの分岐機構入力軸から入力された回転力を２つ以上の分岐機構出力軸に回転数が同じになるように分配する分岐機構をさらに有し、前記分岐機構のところで分岐するとともに、前記差動機構として、前記複数のプロペラと１対１で対応する複数の差動機構を有し、
　各前記差動機構は、前記分岐機構と各前記プロペラとの間に１つずつ配設され、
　前記差動機構は、１つの差動機構入力軸と２つの差動機構出力軸とを有し、かつ、前記１つの差動機構入力軸から入力された回転力を前記２つの差動機構出力軸に分配しつつ前記２つの差動機構出力軸の間に任意の回転数差を生じさせることが可能に構成され、
　各前記プロペラ及び各前記電動モーターは、各前記差動機構における前記２つの差動機構出力軸のうち、それぞれ異なる差動機構出力軸に１つずつ接続されていることを特徴とする請求項１に記載のプロペラ式飛行体。
　前記回転力伝達機構は、前記内燃機関と前記差動機構との間に、回転力の断続が可能な第１クラッチを有することを特徴とする請求項１～４のいずれかに記載のプロペラ式飛行体。
　前記回転力伝達機構は、前記差動機構と前記電動モーターが接続されている位置との間に、回転力の断続が可能な第２クラッチを有することを特徴とする請求項２に記載のプロペラ式飛行体。
　前記回転力伝達機構は、前記分岐機構と前記差動機構との間に、回転力の断続が可能な第２クラッチを有することを特徴とする請求項４に記載のプロペラ式飛行体。
　前記プロペラ式飛行体は、無尾翼型の空力面を有する主翼と、前記主翼の後縁部左右両側に配設された動翼とをさらに備え、
　各前記プロペラは、前記主翼の左右両側に配設されていることを特徴とする請求項１～７のいずれかに記載のプロペラ式飛行体。
　各前記プロペラは、前記主翼の前縁部左右両側に左右対称に配設されていることを特徴とする請求項８に記載のプロペラ式飛行体。
　前記プロペラを３つ以上備え、
　前記プロペラは、放射状に離間して配設されていることを特徴とする請求項１～７のいずれかに記載のプロペラ式飛行体。