WO2023167131A1 - 飛行体、及び飛行体の制御方法 - Google Patents

飛行体、及び飛行体の制御方法 Download PDF

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WO2023167131A1
WO2023167131A1 PCT/JP2023/007013 JP2023007013W WO2023167131A1 WO 2023167131 A1 WO2023167131 A1 WO 2023167131A1 JP 2023007013 W JP2023007013 W JP 2023007013W WO 2023167131 A1 WO2023167131 A1 WO 2023167131A1
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WO
WIPO (PCT)
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aircraft
attitude control
control unit
angle
flying object
Prior art date
Application number
PCT/JP2023/007013
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
周平 小松
友裕 神谷
一義 白山
大介 近藤
一徳 山内
宗一郎 佐野
Original Assignee
株式会社A.L.I. Technologies
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by 株式会社A.L.I. Technologies filed Critical 株式会社A.L.I. Technologies
Publication of WO2023167131A1 publication Critical patent/WO2023167131A1/ja

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Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C13/00—Control systems or transmitting systems for actuating flying-control surfaces, lift-increasing flaps, air brakes, or spoilers
    • B64C13/02—Initiating means
    • B64C13/16—Initiating means actuated automatically, e.g. responsive to gust detectors
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C27/00—Rotorcraft; Rotors peculiar thereto
    • B64C27/04—Helicopters
    • B64C27/08—Helicopters with two or more rotors

Definitions

  • the present invention relates to a flying object and a method of controlling the flying object, and more particularly to a flying object on which a passenger can board and which rises from the ground and moves.
  • Flying objects that can float and move with a passenger on board are designed to prevent movement that mobile objects such as motorcycles that travel on land routes receive in relation to other mobile objects when traveling on land routes. Since it is possible to move without being restricted, it is expected to be realized as a new means of transportation.
  • Patent Document 1 the applicant of the present invention discloses a flying object called a so-called hoverbike, which floats and moves at a height of about 50 cm to 100 cm above the ground due to the rotation of a propeller with a passenger on it. is proposing.
  • the aircraft rotates propellers attached to the front and rear of the aircraft to generate lift required for levitation.
  • the present invention has been made in view of the above circumstances, and it is an object of the present invention to provide an aircraft capable of improving the safety performance of the aircraft or improving the energy efficiency.
  • a flying object is a control method for a flying object on which a passenger can board and which floats from the ground and moves, wherein the flying object is arranged at a plurality of positions in plan view.
  • a plurality of lift generating units that generate at least an airflow directed downward from the top of the airframe; an attitude control unit that executes attitude control, wherein the attitude control unit executes the attitude control and controls the aircraft when an inclination of the aircraft caused by the weight shift of the passenger exceeds a predetermined angle.
  • the attitude control unit executes the attitude control and controls the aircraft when an inclination of the aircraft caused by the weight shift of the passenger exceeds a predetermined angle.
  • a flying object according to the present invention for achieving the above object is a flying object on which a passenger can board and moves by rising from the ground, and is arranged at a plurality of positions in a plan view.
  • a plurality of lift generators that generate at least an airflow directed downward from the upper side of the airframe, and control of outputs generated from the plurality of lift generators when the tilt of the aircraft exceeds a predetermined threshold value;
  • an attitude control unit that performs attitude control to suppress an increase in the inclination of the aircraft by and changing an inclination angle of the flying object for starting the attitude control according to the operation information.
  • FIG. 1 is a conceptual diagram illustrating the outline of the configuration of an aircraft according to a first embodiment of the present invention
  • FIG. 4 is a conceptual diagram illustrating the outline of the configuration of the lift generating section and the flap section viewed from the rear direction side of the aircraft according to the present embodiment
  • FIG. 2 is a block diagram for explaining the outline of the hardware configuration of the aircraft according to the present embodiment
  • FIG. 3 is a block diagram for explaining the outline of the configuration of the control section of the aircraft according to the present embodiment
  • FIG. 3 is a left side view of the flying object according to the present embodiment in which it is floating together with a passenger;
  • FIG. 1 is a conceptual diagram illustrating the outline of the configuration of an aircraft according to a first embodiment of the present invention
  • FIG. 4 is a conceptual diagram illustrating the outline of the configuration of the lift generating section and the flap section viewed from the rear direction side of the aircraft according to the present embodiment
  • FIG. 2 is a block diagram for explaining the outline of the hardware configuration of the aircraft according to the present embodiment
  • FIG. 2 is a top view of the flying object according to the present embodiment, in which the passenger is floating.
  • FIG. 4 is a diagram showing a control flow of attitude control of the aircraft according to the present embodiment;
  • FIG. 5 is a control flow diagram of attitude control based on steering wheel operation of the aircraft according to the present embodiment;
  • FIG. 8 is another control flow diagram of attitude control based on steering wheel operation of the aircraft according to the present embodiment;
  • FIG. 10 is a diagram showing a state in which the flying object according to the present embodiment is controlled to turn to the left by operating the steering wheel;
  • FIG. 10 is a diagram showing a state in which another control is performed to turn the flying object according to the present embodiment to the left by operating the steering wheel;
  • FIG. 5 is a control flow diagram based on a comparison of steering wheel operation and tilting direction of the aircraft according to the present embodiment;
  • FIG. 5 is a control flow diagram when the battery of the aircraft according to the present embodiment runs out; It is the figure which looked at the floating state of the flying object concerning Embodiment 2 from the left side.
  • FIG. 11 is a diagram of a floating state of an aircraft according to Embodiment 2 as viewed from above.
  • FIG. 9 is a diagram showing a control flow of attitude control of an aircraft according to Embodiment 2;
  • FIG. 1 An aircraft according to an embodiment of the present invention will be described based on FIGS. 1 to 12.
  • FIG. 1 An aircraft according to an embodiment of the present invention will be described based on FIGS. 1 to 12.
  • FIG. 1 is a conceptual diagram explaining the outline of the configuration of an aircraft 1 according to this embodiment.
  • an aircraft 1 is a means of transportation called a so-called hoverbike, on which a passenger can board and can levitate to a height of about 50 cm to 100 cm above the ground and move in the horizontal direction. is.
  • This aircraft 1 includes a fuselage 2 , a pair of front and rear first propeller sections 3 as lift generating sections, and flap sections 4 provided below the first propeller section 3 .
  • the aircraft 1 of this example includes second propeller sections 5 located on both left and right sides of the front and rear first propeller sections 3 .
  • the output of the pair of front and rear first propeller sections 3 is controlled according to the weight of the occupant and the aircraft so as to generate the lift required to lift the aircraft.
  • the second propeller units 5, which are arranged at four locations, front left and right, rear left and right, adjust the aircraft to a desired attitude according to the attitude of the aircraft (pitch angle, roll angle, yaw angle) detected by sensors. In order to control, the output of the second propeller section 5 is controlled respectively.
  • the fuselage 2 includes a seat 2a on which a passenger sits and a handle 2b for performing input for operating the aircraft 1, and a first propeller section 3 is arranged on the front side and the rear side of the fuselage 2, respectively.
  • the arrow FB indicates the longitudinal direction of the airframe 2 (forward direction F, rearward direction B)
  • the arrow line LR indicates the lateral direction of the airframe 2 (left direction L, right direction R).
  • the vertical direction (upward direction U, downward direction D) of the fuselage 2 is a direction perpendicular to the front-rear direction and the left-right direction.
  • the steering wheel 2b is provided with input means such as levers and buttons for inputting operation information such as accelerator and brake.
  • Operation information for turning left can be input, and conversely, operation information for turning right can be input by rotating clockwise.
  • the input of operation information for left and right turns can be input by other input means such as a lever or button provided on the steering wheel instead of inputting by rotating the steering wheel.
  • FIG. 2 is a conceptual diagram explaining the outline of the first propeller section 3 as seen from the rear direction B side of the fuselage 2 .
  • the first propeller section 3 includes a propeller unit 31 and a casing 32 that houses the propeller unit 31 .
  • the propeller unit 31 includes, for example, a propeller 31a.
  • the propeller 31a is driven and rotated by being connected by a shaft or the like to an engine 31b mounted on the lower portion of the seat 2a.
  • the propeller unit 31 may include a propeller guard for covering and protecting the propeller 31a.
  • the casing 32 preferably has a substantially cylindrical shape centered on the rotation axis of the propeller 31a and has a streamlined cross-sectional shape.
  • the shapes of the propeller unit 31 and the casing 32 are not limited to the illustrated examples, and can be changed as appropriate.
  • the propeller 31a is composed of a single propeller body having a plurality of blades around the rotating shaft. Due to the rotation of the propeller 31a, an air current directed downward from above the airframe 2 is generated.
  • the propeller 31a may be a contra-rotating propeller in which a pair of vertically stacked propeller bodies rotate in opposite directions.
  • the flap section 4 is arranged below the propeller 31a of the first propeller section 3, that is, downstream of the airflow flowing downward from above the fuselage 2 due to the rotation of the propeller 31a.
  • the flap part 4 may be wholly or partly (upper part) inside the casing 32, or may be entirely positioned outside (below) the casing 32. good.
  • Each flap portion 4 has at least a pair of flaps displaceably provided under the front and rear first propeller portions 3, and is configured to be able to change the flow direction of the airflow by displacing each flap. ing.
  • a pair of flaps forming each flap portion 4 may or may not be arranged parallel to each other.
  • a pair of flaps may or may not have the same shape. In this example, the pair of flaps constituting each flap portion 4 have the same shape and are parallel to each other. ) are arranged symmetrically.
  • the flaps 41 and 42 of this example have a length in the longitudinal direction (extending direction of the swing shaft) that is smaller than the diameter of the first propeller section 3 (the outermost diameter of the casing 32) and larger than the radius.
  • each of the front and rear flap portions 4 has a pair of left and right flaps 41 and 42 extending parallel to the longitudinal direction FB of the airframe 2 . That is, the aircraft 1 of this example has a total of four flaps: a front left flap 41a, a front right flap 42a, a rear left flap 41b, and a rear right flap 42b.
  • Each of the flaps 41 and 42 can operate independently, and can be displaced in the same direction (for example, to the right) or can be displaced in separate directions.
  • the four flaps 41 and 42 are all parallel, and the front left flap 41a and the rear left flap 41b are arranged on the same straight line in plan view.
  • the front right flap 41b and the rear right flap 42b are also arranged in the same straight line.
  • the flaps 41 and 42 of this example are arranged parallel to the roll axis A extending in the longitudinal direction of the airframe 2 .
  • the flaps 41 and 42 are provided with a roll movable shaft 43 (swing shaft) parallel to the roll axis A, and the flaps 41 and 42 move relative to the fuselage 2 around the roll movable shaft 43.
  • a roll movable shaft 43 swing shaft
  • the roll movable shaft 43 is positioned above the flaps 41 and 42 . That is, the flaps 41 and 42 have free ends at their lower portions and are configured to swing left and right.
  • the position of the roll movable shaft 43 is not limited to the illustrated example, and may be the lower portion or the central portion of the flaps 41 and 42 .
  • the swing displacement operation of the flaps 41 and 42 is realized by driving a servomotor (not shown) or the like.
  • the respective flaps 41 and 42 are positioned at right limit positions R1 where the lower portions of the flaps 41 and 42 are pivotally displaced to the right to the maximum through a neutral position parallel to the rotating shaft 31c of the first propeller section 3. , and the left limit position R2 which is swung to the left to the maximum.
  • the right limit position R1 and the left limit position R2 can each be a position that is pivotally displaced from the neutral position by an angle of less than 90°, but is not particularly limited.
  • the second propeller section 5 is provided on both the left and right sides of the first propeller section 3 on the front side and on both the left and right sides of the first propeller section 3 on the rear side, which is the left-right direction of the fuselage 2 indicated by the arrow LR. are placed.
  • the second propeller section 5 is composed of a propeller 5a and a motor 5b that rotates the propeller 5a, and the rotation of the propeller 5a generates an airflow in the vertical direction of the fuselage 2.
  • the second propeller sections 5 are independently controllable and play a role in adjusting the attitude of the airframe 2 to an appropriate angle. As a result, the inclination of the airframe 2 in the yaw direction, the roll direction, and the pitch direction can be controlled with high accuracy. Further, it is also possible to add lift force when the aircraft 1 rises, descends, or hovers by rotating the propeller 5a.
  • the second propeller section 5 can rotate the propeller 5a so as to generate an air current directed downward from above, and conversely, rotate the propeller 5a so as to generate an air current directed upward from below. can also
  • FIG. 3 is a block diagram for explaining the outline of the hardware configuration of the flying object 1.
  • the aircraft 1 includes a steering wheel 2b (operational information input unit) through which operational information from a passenger is input, a steering wheel control unit 120 for controlling the steering wheel 2b, an engine 31b, and a propeller 31a driven by the engine 31b.
  • a gasoline tank 11 that supplies gasoline to the engine 31b
  • a generator 12 that generates power using the power of the engine 31b
  • a power control unit 13 that adjusts the power generated by the generator 12, and an engine control unit that controls the driving of the engine 31b.
  • Each control unit controls each connected device (motor, steering wheel, sensor, battery, engine, etc.) It controls and transmits the operating status, input information, and sensing information of each device to the flight controller.
  • the flight controller generates and transmits a control command to each control unit based on information acquired from each control unit and sensing information from sensors 100C, which will be described later. For example, the flight controller estimates the current attitude of the flying object based on the information detected by the sensors 100C (gyro sensor and acceleration sensor), and calculates the output command value for the propeller 5a or motor 5b to achieve the target attitude. At the same time, it notifies the propeller control unit 150 of the output command value.
  • the handle control unit 120 transmits sensing information of the operation input value of the operation lever mounted on the handle 2b to the flight controller.
  • Operation inputs input from the steering wheel include, for example, braking operation input (operation to decrease speed or angular velocity), forward operation input (operation to increase pitch angle in forward tilting direction), reverse operation input (pitch angle in backward tilting direction) ), left/right movement input (left or right parallel movement by changing the roll angle), turn operation input (left or right yaw rotation), flight mode switching It is possible to set an operation input (an operation to change the attitude angle threshold at which attitude angle maintenance control is started) and the like.
  • the flight controller operates the engine based on the estimated attitude of the flying object 1 and brake operation input, forward operation input, reverse operation input, left/right movement operation input, turning operation input, flight mode switching operation input, etc. acquired from the steering control unit.
  • Each control instruction value to the control unit, flap control unit, and propeller control unit is calculated.
  • the flight controller transmits each calculated control command value to each control unit, and each control unit executes control of each device according to the received control command value, thereby performing attitude control of the aircraft. can.
  • FIG. 4 is a block diagram illustrating the outline of the configuration of the flight controller 100. As shown in FIG. As illustrated, the flight controller 100 includes a processor 100A, memory 100B, and sensors 100C as main components.
  • the processor 100A is configured by, for example, a CPU (Central Processing Unit) in the present embodiment, controls the operation of the flight controller 100, controls data transmission/reception performed by the flight controller 100 with external devices, and processes necessary for program execution. etc.
  • a CPU Central Processing Unit
  • the memory 100B includes a main memory device composed of a volatile memory device such as a DRAM (Dynamic Random Access Memory), and an auxiliary memory device composed of a non-volatile memory device such as a flash memory and a HDD (Hard Disc Drive). .
  • a volatile memory device such as a DRAM (Dynamic Random Access Memory)
  • auxiliary memory device composed of a non-volatile memory device such as a flash memory and a HDD (Hard Disc Drive).
  • This memory 100B is used as a work area for the processor 100A, and stores various setting information such as logic, code, or program instructions that can be executed by the control unit 11.
  • the memory 100B stores program instructions including attitude control of the aircraft by the motor 5b and the second propeller 5a.
  • the sensors 100C include an inertial sensor (acceleration sensor, gyro sensor) that detects the velocity, acceleration, attitude angle about three axes, angular velocity of the attitude angle, and angular acceleration of the aircraft, and receives radio waves from GPS satellites.
  • GPS sensors proximity sensors, vision/image sensors (cameras), air pressure sensors that measure atmospheric pressure, temperature sensors that measure temperature, orientation sensors that detect aircraft orientation such as geomagnetic sensors, sensors that detect engine operating conditions , a sensor for detecting the rotation speed of the first propeller and the second propeller, and a sensor for detecting the operating angle of the flap.
  • the steering control unit 120, the engine control unit 130, the battery control unit 22, the flap control unit 140, and the propeller control unit 150 also have processors, memories, and sensors as shown in FIG.
  • the sensors 100C may be composed of different sensors depending on the control unit.
  • the sensors in the engine control unit 130 include sensors that detect the operating state of the engine and the remaining amount of gasoline
  • the sensors in the battery control unit 22 include sensors that detect the charge amount and charge/discharge state of the battery.
  • the sensors in the flap control unit 140 have a sensor that detects the operating angle of the flap, the propeller control unit 150 has a sensor that detects the rotation state such as the rotation speed of the second propeller 5a, and the steering wheel
  • the sensors in the control unit 120 include sensors that detect an operation state input from the steering wheel as an operation input.
  • the flight controller 100 and each control unit may be implemented in independent CPUs, respectively, or part or all of the functions of the flight controller 100 and each control unit may be implemented in a common CPU. Further, when the flight controller 100 and each control unit are implemented in independent CPUs, the flight controller 100 and each control unit can communicate with each other by CAN or the like.
  • the engine 31b and the motor 5b are operated based on the data acquired by these various sensors and the operation information (including accelerator, brake, left turn, right turn, etc.) input from the steering wheel 2b.
  • the output, the target angle of the flap portion, etc. are calculated.
  • FIG. 5 is a side view of the flying object in a lifted state.
  • the propellers 31a of the front and rear first propeller sections 3 rotate while the passenger is on board the flying object 1, air currents are generated from above to below, causing the flying object 1 to rise from the ground (see FIG. 5). .
  • the propeller 5a of the second propeller section 5 is rotated.
  • the attitude of the aircraft can be stabilized and the rising speed can be adjusted.
  • the flight altitude of the aircraft 1 can be adjusted by adjusting the rotational speeds of the front and rear first propeller sections 3 and/or the second propeller sections 5 .
  • the flying object 1 can be gradually lowered and finally landed.
  • FIG. 6 is a view of the flying object in a levitated state viewed from above.
  • Control for changing the attitude angle of the aircraft in this manner can be implemented by adjusting the output of the second propeller. Specifically, by making the thrust of the second propeller at the rear in the traveling direction larger than that of the second propeller at the front, it is possible to create a forward-leaning posture.
  • tilt the aircraft to a backward tilt when horizontally moving left, tilt the aircraft left so that the left side of the aircraft faces downward, and vice versa when horizontally moving to the right. Tilt the aircraft to the right so that the right side of the aircraft faces downwards.
  • attitude angle of the airframe can be changed by moving the body to the left and right to shift the weight, the frequency of use and output of the second propeller can be kept low, and energy consumption can be reduced.
  • attitude control is required to control the attitude angle of the aircraft to a predetermined value or less. Therefore, in the present embodiment, an example of posture control that can achieve both the safety assurance and the improvement in energy saving described above will be described.
  • FIG. 7 is a diagram showing an example of the control flow of attitude control in this embodiment.
  • the control unit determines whether the tilt angle of the aircraft detected by the sensor 10C (the tilt angle when the horizontal posture is set to zero tilt) is equal to or less than a threshold value (S701).
  • the threshold is set between 1 and 20 degrees. If it is determined in S701 that the inclination angle of the aircraft is equal to or less than the threshold value, the attitude control that controls the attitude of the aircraft by adjusting the output of the second propeller so that the inclination of the aircraft becomes smaller is put into a resting state. Alternatively, the output of the second propeller is restricted (S702).
  • attitude control is started to control the attitude of the aircraft by adjusting the output of the second propeller so that the inclination of the aircraft is reduced. do. Attitude control may be continued until the tilt of the aircraft becomes equal to or less than the threshold value (S703).
  • attitude control is not performed until the tilt angle from the horizontal attitude of the aircraft reaches the threshold value (or the output of the second propeller is applied), and when the tilt angle of the aircraft exceeds the threshold value
  • the start of attitude control it is possible to control the lateral movement of the aircraft by tilting the aircraft by shifting the weight of the passenger within the range where the inclination angle of the aircraft does not exceed the threshold value. It is possible to obtain a higher energy saving effect than controlling the lateral movement of the aircraft by changing the inclination angle of the aircraft by the output of the second propeller. Control can be initiated to maintain safe flight of the aircraft.
  • the above-described threshold value can be changed according to the flight mode set by the user (for example, normal mode, expert mode, etc.).
  • FIG. 8 is a diagram illustrating an example of posture control according to the brake input state.
  • operation information is acquired from the input unit provided on the steering wheel (S801).
  • brake information is determined whether brake information has been input as the acquired operation information (S802). If it is determined in S802 that brake information has not been input, the process proceeds to S809. On the other hand, if it is determined in S802 that brake information has been input, the sensor 10C of the control unit detects the speed of the machine body, and it is determined whether or not the speed is equal to or less than a predetermined value (S803).
  • the thrust by the second propeller is controlled to adjust the speed so that the speed of the airframe is equal to or less than the predetermined value, and the process returns to S802 (S804).
  • the inclination angle at which attitude control is started is set to the first threshold value (S805).
  • the first threshold angle is set to, for example, 1 to 5 degrees.
  • the attitude control by the second propeller is started and the output of the second propeller is controlled in the direction in which the inclination of the aircraft becomes smaller. Attitude control is preferably continued until the tilt angle of the aircraft becomes equal to or less than the first threshold value (S808).
  • the threshold value of the tilt angle for starting attitude control is set to the second threshold value (S809).
  • the second threshold is an angle whose absolute value is greater than that of the first threshold, and is set to 5 to 20 degrees, for example.
  • the inclination angle of the body detected by the sensor 10C is equal to or less than the second threshold value (S810). If the tilt angle of the airframe is equal to or less than the second threshold value, the attitude control by the second propeller is put into a resting state, or the output of the second propeller is limited (S811).
  • attitude control by the second propeller is started and the output of the second propeller is controlled in the direction in which the inclination of the airframe becomes smaller. Attitude control is preferably continued until the inclination angle of the body becomes equal to or less than the second threshold value (S812).
  • the example of the control flow for changing the inclination threshold value for attitude control depending on whether or not the brake is input in S802 has been described. It is conceivable to change the inclination threshold for attitude control according to the presence or absence of an operation input from the operation lever. For example, when an operation input instructing movement or turning of the machine body such as forward operation input, reverse operation input, left/right movement operation input, or turning operation input is performed from the control lever, the inclination threshold for attitude control is set. Set to a large value to allow the tilt of the aircraft due to the weight shift of the pilot to some extent, while instructing the movement or turning of the aircraft such as forward operation input, reverse operation input, left and right movement operation input, turning operation input etc. It is conceivable to set the inclination threshold value for attitude control to a small value when there is no operation input, so that the attitude is maintained in a nearly horizontal state.
  • Fig. 9 shows an example of attitude control according to whether or not an operation input instructing movement or turning of the aircraft is performed from the above-described operation lever.
  • an operation input for example, a brake operation input (for example, a brake operation input (speed or angular velocity), forward operation input (operation to increase the pitch angle in the forward tilting direction), reverse operation input (operation to increase the pitch angle in the backward tilting direction), left/right movement input (change the roll angle)
  • a brake operation input for example, a brake operation input (speed or angular velocity
  • forward operation input operation to increase the pitch angle in the forward tilting direction
  • reverse operation input operation to increase the pitch angle in the backward tilting direction
  • left/right movement input change the roll angle
  • attitude control is performed so that the aircraft is stabilized in a substantially horizontal state with a small inclination angle, and the aircraft is restrained from moving horizontally, while braking is being performed.
  • Inclination angle at which attitude control is stopped until a certain degree of inclination is reached, and the inclination of the aircraft can be controlled by the passenger using weight shift. can be provided.
  • ⁇ Attitude control according to the details of steering wheel operation input>
  • a turning force rotating in the yaw direction acts on the flying object 1, and the flying object 1 flies.
  • the body 1 can be turned.
  • the control section controls the flap section so that the flaps 41a and 42a constituting the flap section 4 on the front side of the fuselage 2 are turned to the left side (the lower part of the flap is to the left side).
  • the flaps 41b and 42b constituting the rear flap portion 4 are pivotally displaced to the right (the direction in which the lower part of the flap points to the right), thereby causing the aircraft 1 to move in the yaw direction. turn to the right (in the direction that the nose rotates to the right).
  • the control section controls the flap section to displace the front flaps 41a and 42a to the right and the rear flaps 41b and 42b to the left. In this case, the aircraft 1 is turned to the left (the direction in which the nose rotates to the left).
  • the aircraft 1 is rotated in the yaw direction by generating forces in opposite left and right directions at the front and rear sides of the airframe 2 according to turning operation information input from the steering wheel. Even if only the front flaps 41a and 42a or only the rear flaps 41b and 42b are swung left or right, a turning force (rotational force in the yaw direction) is applied to the aircraft 1. However, by displacing the front and rear flap portions 4 in opposite directions at the same time, a larger turning force acts and more rapid turning becomes possible.
  • FIGs. 10a and 10b show the case where the steering wheel operation as described above is performed to control the fuselage to turn to the left while the fuselage is traveling forward at a certain speed.
  • the nose turns to the left while proceeding in the traveling direction before the steering wheel is operated.
  • the nose is turned by controlling the flaps and the aircraft is tilted to the left in the turning direction, and the thrust is generated to move horizontally inward, as shown in Figure 10b, the aircraft will curve. You can turn left while drawing.
  • FIG. 11 shows a control flow of attitude control when the aircraft is turned while curving as shown in FIG. 10b.
  • turning information is acquired as operation information from the steering wheel (S1101). Specifically, the passenger can rotate the steering wheel counterclockwise or clockwise to input operation information in the turning direction. Alternatively, it is possible to input operation information in the left or right turning direction using a lever, button, or the like provided on the steering wheel. Next, it is determined whether the acquired operation information of the turning direction and the inclination direction of the machine body acquired by the sensor 10C match (S1102).
  • the operation direction and the tilt of the aircraft it is determined that the directions match, and on the other hand, if the aircraft is tilted to the right (the right side of the aircraft is lowered), it is determined that the operation direction and the tilt of the aircraft do not match.
  • the absolute value of the tilt angle of the aircraft detected by the sensor 10C is smaller than the first threshold value. It is determined whether or not it is equal to or less than 2 thresholds (S1106). In this determination processing, if the absolute value of the inclination angle of the airframe is equal to or less than the first threshold value, the attitude control by the second propeller is put into a resting state or the output of the second propeller is restricted (S1107).
  • the attitude control by the second propeller is started and the second propeller is rotated in the direction to decrease the tilt of the airframe.
  • the output is controlled, and desirably, the attitude control is continued until the inclination angle of the body becomes equal to or less than the second threshold value (S1108).
  • the tilt angle can be controlled by the passenger using weight shift.
  • the operation direction obtained from the steering wheel and the inclination direction of the aircraft do not match, the inclination direction required for the aircraft to turn while curving is Since the aircraft is tilted in a different direction, it is possible to immediately start attitude control to maintain a substantially horizontal attitude and maintain flight safety.
  • an example of acquiring either the left or right turning direction as the operation information acquired from the steering wheel in the processing of S1101 in FIG. may be accelerator operation information that means forward movement or reverse operation information that means backward movement. If the accelerator is acquired as the operation information, it is determined in S1102 that the operation direction and the inclination of the aircraft match if the aircraft is tilted forward (tilted forward). Also, if backward travel is acquired as the operation information, it is determined that the operation direction and the inclination of the aircraft match if the aircraft is tilted backward (backward tilt) in S1102.
  • FIG. 12 shows the airframe control flow when the battery, which is the power source for driving the second propeller, has become abnormal or has run out of charge, making it impossible to drive the second propeller.
  • the battery control unit 22 detects the amount of charge in the battery (S1201).
  • the passenger is notified that the attitude control by the second propeller is stopped (S1203).
  • the passenger may be notified by voice or by displaying on a display device installed near the steering wheel.
  • the passenger can grasp that the function of the attitude control has expired.
  • shifting the weight of the aircraft it is possible to understand that it is necessary to maintain the inclination of the aircraft substantially horizontally, and to improve the safety until the evacuation action such as landing is performed.
  • FIG. 13 is a side view of the aircraft in flight
  • FIG. 14 is a top view of the aircraft in flight.
  • an example in which the tilt of the aircraft is adjusted by shifting the weight of the passenger has been described.
  • the heavy object 200 is connected to the airframe so as to be movable in at least one of the left, right, front, and rear directions on a horizontal plane by driving a motor or the like. Moreover, it is composed of a part or an object having a relatively large mass, such as a battery.
  • FIG. 15 is a diagram showing a control flow for controlling the tilt of the aircraft by controlling the position of the heavy object.
  • operation information left turn, right turn, forward, backward, etc.
  • the heavy object is moved in the direction input as the acquired operation information (S1502).
  • the aircraft can be tilted in the direction of the operation information input by the passenger through the steering wheel.
  • the propellers 31a of the first propeller sections 3 are respectively rotated by the engine 31b, but they may be configured to be rotated by motors.
  • [Item 1] A flying object that can be boarded by a passenger and moves by rising from the ground, a plurality of lift force generators arranged at a plurality of positions in a plan view to generate at least an airflow directed downward from above the fuselage; an attitude control unit that controls the output generated from the plurality of lift force generation units to perform attitude control that suppresses an increase in the inclination of the aircraft; The attitude control unit executing the attitude control when the tilt of the aircraft caused by the weight shift of the passenger exceeds a predetermined angle; stopping the attitude control when the inclination of the flying object is equal to or less than the predetermined angle;
  • An aircraft characterized by: [Item 2] The predetermined angle is 5 degrees to 20 degrees,
  • the aircraft according to item 1, characterized by: [Item 3] A flying object that can be boarded by a passenger and moves by rising from the ground, a plurality of lift force generators arranged at a plurality of positions in a plan view to generate
  • a control unit an input unit that receives operation information by the passenger, The attitude control unit changing an inclination angle of the flying object for starting the attitude control according to the operation information received by the input unit;
  • An aircraft characterized by: [Item 4] the input unit is capable of inputting brake information as the operation information; The attitude control unit When the brake information is not input to the input unit, the attitude control is started when the absolute value of the tilt angle of the flying object when the horizontal attitude is set to zero tilt angle exceeds a first tilt angle. death, when the brake information is input to the input unit, the attitude control is started when the absolute value of the tilt angle of the aircraft exceeds a second tilt angle smaller than the first tilt angle; 4.
  • the input unit is capable of inputting brake information as the operation information
  • the attitude control unit When the brake information is not input to the input unit, the attitude control is started when the absolute value of the tilt angle of the flying object when the horizontal attitude is set to zero tilt angle exceeds a first tilt angle. death, when the brake information is input to the input unit, the attitude control
  • the input unit is capable of inputting course information in the left or right direction as the operation information
  • the attitude control unit When the left direction with respect to the direction of travel is input as the course information, and the roll angle of the flying object when the horizontal posture is set to zero tilt angle is tilted to the left with respect to the direction of travel, the above
  • the absolute value of the roll angle exceeds the third tilt angle
  • the attitude control is started, and when the roll angle of the flying object tilts to the right with respect to the traveling direction, the absolute value of the roll angle starting the attitude control when a fourth tilt angle smaller than the third tilt angle is exceeded; 5.
  • the aircraft according to item 3 or 4.
  • the input unit is capable of inputting course information in the left or right direction as the operation information
  • the attitude control unit When the rightward direction with respect to the direction of travel is input as the course information, and the roll angle of the flying object when the horizontal attitude is set to zero tilt angle is tilted to the right with respect to the direction of travel, the above
  • the absolute value of the roll angle exceeds a fifth tilt angle
  • the attitude control is started, and when the roll angle of the flying object tilts leftward with respect to the traveling direction, the absolute value of the roll angle starting the attitude control when a sixth tilt angle smaller than the fifth tilt angle is exceeded; 6.
  • the aircraft according to any one of items 3 to 5.
  • the plurality of lift generators includes a first lift generator and four second lift generators arranged at least four locations,
  • the attitude control unit performs the attitude control by individually controlling the outputs of the four second lift generation units. 7.
  • the aircraft according to any one of Items 1 to 6.
  • a control method for a flying object on which a passenger can board and which floats and moves from the ground The aircraft is a plurality of lift force generators arranged at a plurality of positions in a plan view to generate at least an airflow directed downward from above the fuselage; an attitude control unit that controls the output generated from the plurality of lift force generation units to perform attitude control that suppresses an increase in the inclination of the aircraft; The attitude control unit executing the attitude control when the inclination of the flying object caused by the weight shift of the passenger exceeds a predetermined angle; a step of stopping the attitude control when the inclination of the flying object is equal to or less than the predetermined angle.
  • a control method for a flying object on which a passenger can board and which floats and moves from the ground The aircraft is a plurality of lift force generators arranged at a plurality of positions in a plan view to generate at least an airflow directed downward from above the fuselage; Attitude control unit for performing attitude control to suppress an increase in inclination of the aircraft by controlling outputs generated from the plurality of lift force generation units when the inclination of the aircraft exceeds a predetermined angle. and, an input unit that receives operation information by the passenger,
  • the attitude control unit A control method, comprising: changing an inclination angle of the aircraft at which the attitude control is started, according to the operation information received by the input unit.
  • Aircraft 2 Airframe 2b: Handle 3: First propeller section (lift generating section) 4: Flap part 5: Second propeller part

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Abstract

【課題】飛行体の高い安全性能や航続時間の延長を実現すること 【解決手段】本発明に係る飛行体は、搭乗者が搭乗可能であって地上から浮上して移動する飛行体の制御方法であって、平面視における複数の位置に配設されて、少なくとも該機体の上方から下方に向かう気流を発生させる複数の揚力発生部と、前記複数の揚力発生部からの発生される出力を制御することで飛行体の傾きが増加することを抑制する姿勢制御を実行する姿勢制御部と、を備え、前記姿勢制御部は、前記搭乗者の体重移動により発生する飛行体の傾きが所定角度を超える場合に、前記姿勢制御を実行し、前記飛行体の傾きが前記所定角度以下の場合に、前記姿勢制御を停止する、ことを特徴とすることを特徴とするものである。

Description

飛行体、及び飛行体の制御方法
　本発明は、飛行体、及び飛行体の制御方法に関し、特に、搭乗者が搭乗可能であって地上から浮上して移動する飛行体に関する。
　搭乗者を乗せて浮上して移動することが可能な飛行体は、陸路を移動する自動二輪車等の移動体が、陸路を移動する際に他の移動体との関係で受けることになる移動に対する制約を受けることなく移動することが可能であることから、新たな移動手段として実現されることが期待されている。
　本発明の特許出願人は、特許文献１において、搭乗者を乗せた状態で、プロペラの回転によって地上から５０ｃｍ乃至１００ｃｍ程度の高さに浮上して移動する、いわゆるホバーバイクとも称される飛行体を提案している。当該飛行体は、機体の前後に取り付けられたプロペラを回転させることで浮上に必要な揚力を発生させている。
特開２０１９－１４３９６公報
　この種の飛行体を、陸路の移動体以外の新たな移動手段として普及させるためには、高い安全性能や航続時間が十分に長いことが求められる。
　本発明は、上記事情に鑑みてなされたものであり、飛行体の安全性能を向上させること、もしくはエネルギー効率を向上させることができる飛行体を提供することを課題とするものである。
　上記課題を達成するための、本発明に係る飛行体は、搭乗者が搭乗可能であって地上から浮上して移動する飛行体の制御方法であって、平面視における複数の位置に配設されて、少なくとも該機体の上方から下方に向かう気流を発生させる複数の揚力発生部と、前記複数の揚力発生部からの発生される出力を制御することで飛行体の傾きが増加することを抑制する姿勢制御を実行する姿勢制御部と、を備え、前記姿勢制御部は、前記搭乗者の体重移動により発生する飛行体の傾きが所定角度を超える場合に、前記姿勢制御を実行し、前記飛行体の傾きが前記所定角度以下の場合に、前記姿勢制御を停止する、ことを特徴とすることを特徴とするものである。
又は、上記課題を達成するための、本発明に係る飛行体は、搭乗者が搭乗可能であって地上から浮上して移動する飛行体であって、平面視における複数の位置に配設されて、少なくとも該機体の上方から下方に向かう気流を発生させる複数の揚力発生部と、飛行体の傾きが所定しきい値を超えた場合に、前記複数の揚力発生部からの発生される出力を制御することで前記飛行体の傾きが増加することを抑制する姿勢制御を実行する姿勢制御部と、搭乗者による操作情報を受け付ける入力部と、を備え、前記姿勢制御部は、前記入力部で受け付けた前記操作情報に応じて、前記姿勢制御を開始する前記飛行体の傾き角度を変更する、ことを特徴とすることを特徴とするものである。
　この発明によれば、飛行体の安全性能を向上させること、もしくはエネルギー効率を向上させることができる。
本発明の第１実施の形態に係る飛行体の構成の概略を説明する概念図である。 本実施の形態に係る飛行体の後方向側からみた揚力発生部及びフラップ部の構成の概略を説明する概念図である。 本実施の形態に係る飛行体のハードウェア構成の概略を説明するブロック図である。 本実施の形態に係る飛行体の制御部の構成の概略を説明するブロック図である。 本実施の形態に係る飛行体が搭乗者と共に浮上している状態を左側面から見た図である。 本実施の形態に係る飛行体が搭乗者と共に浮上している状態を上側から見た図である。 本実施の形態に係る飛行体の姿勢制御の制御フローを示す図である。 本実施の形態に係る飛行体のハンドル操作に基づく姿勢制御の制御フロー図である。 本実施の形態に係る飛行体のハンドル操作に基づく姿勢制御の他の制御フロー図である。 本実施の形態に係る飛行体をハンドル操作により左に旋回させる制御を行った状態を示す図である。 本実施の形態に係る飛行体をハンドル操作により左に旋回させる他の制御を行った状態を示す図である。 本実施の形態に係る飛行体のハンドル操作と傾き方向の比較に基づく制御フロー図である。 本実施の形態に係る飛行体のバッテリ切れ時の制御フロー図である。 実施形態２に係る飛行体の浮上状態を左側面から見た図である。 実施形態２に係る飛行体の浮上状態を上側から見た図である。 実施形態２に係る飛行体の姿勢制御の制御フローを示す図である。
　次に、図１～図１２に基づいて、本発明の実施の形態に係る飛行体について説明する。
（第１実施の形態）
　本発明の実施の形態に係る飛行体について説明する。
　図１は、本実施の形態に係る飛行体１の構成の概略を説明する概念図である。図示のように、飛行体１は、搭乗者が搭乗可能であって地上から５０ｃｍ～１００ｃｍ程度の高さに浮上して水平方向に移動することが可能な、いわゆるホバーバイクとも称される移動手段である。
　この飛行体１は、機体２、揚力発生部としての前後一対の第１プロペラ部３、及びこの第１プロペラ部３の下側に設けられるフラップ部４を備える。また、本例の飛行体１は、前後の各第１プロペラ部３の左右両側にそれぞれ位置する第２プロペラ部５を備えている。ここで、前後一対の第１プロペラ部３は、搭乗者及び機体の重量に応じて、機体を浮上させるために必要な揚力を発生させるように出力が制御される。また、前方左右と後方左右の４か所に配置される第２プロペラ部５は、センサにより検出される機体の姿勢（ピッチ角、ロール角、ヨー角）に応じて、機体を所望の姿勢にコントロールするために第２プロペラ部５の出力がそれぞれ制御される。
　機体２は、搭乗者が着座するシート２ａ、及び飛行体１を操縦するための入力を行うハンドル２ｂを備え、機体２の前側及び後側にそれぞれ第１プロペラ部３が配設される。図１において、矢線ＦＢは機体２の前後方向（前方向Ｆ、後方向Ｂ）であり、矢線ＬＲは機体２の左右方向（左方向Ｌ、右方向Ｒ）である。前後方向及び左右方向に直行する方向が機体２の上下方向（上方向Ｕ、下方向Ｄ）である。ハンドル２ｂには、アクセル及びブレーキなどの操作情報を入力することができるレバーやボタンなどの入力手段が備えられており、また左右への旋回を行う場合には、ハンドルを左回りに回転させると左旋回の操作情報が入力でき、逆に右回りに回転させると右旋回の操作情報を入力できるようになっている。あるいは、左右旋回の操作情報の入力は、ハンドルの回転による入力に替えて、ハンドルに設けられたレバーやボタンなどの別の入力手段により入力することも可能である。
　図２は、機体２の後方向Ｂ側から見た第１プロペラ部３の概略を説明する概念図である。図２及び図１で示すように、第１プロペラ部３は、プロペラユニット３１及びプロペラユニット３１を収容するケーシング３２を備える。プロペラユニット３１は、例えば、プロペラ３１ａを備えている。プロペラ３１ａは、シート２ａに下部に搭載されるエンジン３１ｂとシャフト等で接続されることで駆動され、回転する。プロペラユニット３１は、プロペラ３１ａを覆い保護するためのプロペラガードを備えていてもよい。ケーシング３２は、プロペラ３１ａの回転軸を中心軸とする略円筒形状であり、その断面形状は流線形となっていることが好ましい。なお、プロペラユニット３１、ケーシング３２の形状は図示例に限定されず、適宜変更可能である。
　プロペラ３１ａは、本実施の形態では、回転軸の周りに複数のブレードを有する１枚のプロペラ体で構成されている。プロペラ３１ａの回転によって、機体２の上方から下方に向かう気流が発生する。なおプロペラ３１ａは、上下方向に重ね合わせられた一対のプロペラ体が互いに反対方向に回転する二重反転プロペラであってもよい。
　この第１プロペラ部３のプロペラ３１ａの下側、すなわちプロペラ３１ａの回転によって機体２の上方から下方に向かう気流の下流側に、本実施の形態ではフラップ部４が配設される。機体２の上下方向において、フラップ部４は、その全体又は一部（上側部分）が、ケーシング３２の内側に入り込んでいてもよいし、ケーシング３２の外側（下方）に全体が位置していてもよい。
　各フラップ部４は、前後それぞれの第１プロペラ部３の下側で変位可能に設けられた少なくとも一対のフラップを有し、各フラップの変位により気流の流動方向を変えることができるように構成されている。各フラップ部４を構成する一対のフラップは、互いに平行に配置されていてもよいし、そうでなくてもよい。一対のフラップは、同一形状であってもよいし、そうでなくてもよい。本例では、各フラップ部４を構成する一対のフラップは同一形状で互いに平行であり、平面視で、第１プロペラ部３の回転軸を通る中心線（図１においてはロール軸Ａに重なる線）を挟んで左右対称に配置されている。
　本例のフラップ４１、４２は、長手方向（揺動軸の延在方向）における長さが、第１プロペラ部３の直径（ケーシング３２の最外径）よりも小さく、その半径よりも大きい。
　本実施の形態では、前後の各フラップ部４は、機体２の前後方向ＦＢに平行に延在する左右一対のフラップ４１、４２を有する。すなわち、本例の飛行体１は、前方の左側フラップ４１ａ、前方の右側フラップ４２ａ、後方の左側フラップ４１ｂ、後方の右側フラップ４２ｂ、の合計４枚のフラップを有する。各フラップ４１、４２は、それぞれ独立して動作可能であり、全て同一方向（例えば、右側）に変位させることも可能であるし、それぞれ別々の方向に変位させることも可能である。本例では、４枚のフラップ４１、４２が全て平行であり、平面視で、前方左側フラップ４１ａと後方左側フラップ４１ｂは互いに同一直線状に配置されている。同様に、前方右側フラップ４１ｂと後方右側フラップ４２ｂも同一直線状に配置されている。本例のフラップ４１、４２は、機体２の前後方向に延びるロール軸Ａに対して平行に配設されている。
　図１、２に示すように、フラップ４１、４２は、ロール軸Ａに平行なロール可動軸４３（揺動軸）を備え、このロール可動軸４３を中心としてフラップ４１、４２が機体２に対して左右に（ロール方向に）揺動するように構成されている。ロール可動軸４３は、フラップ４１、４２の上部に位置する。すなわち、フラップ４１、４２は、その下部が自由端となり、左右に揺動するように構成されている。なお、ロール可動軸４３の位置は、図示例に限られず、フラップ４１、４２の下部でも中央部でもよい。
　フラップ４１、４２の揺動変位動作は、本実施の形態では、例えば図示しないサーボモータ等が駆動せしめられることによって実現される。
　それぞれのフラップ４１、４２は、本実施の形態では、第１プロペラ部３の回転軸３１ｃに平行な中立位置を介してフラップ４１、４２の下部が最大まで右側に揺動変位した右側限界位置Ｒ１と、最大まで左側に揺動変位した左側限界位置Ｒ２との間で動作する。フラップ４１、４２が中立位置にある場合、プロペラ３１ａの回転による気流の気流方向は実質的に変化しない。右側限界位置Ｒ１及び左側限界位置Ｒ２は、中立位置からそれぞれ９０°未満の角度で揺動変位した位置とすることができるが、特に限定されない。
　フラップ４１、４２が、中立位置と右側限界位置Ｒ１との間の何れかの角度で位置決めされている場合（フラップが右側に揺動変位している場合）に、プロペラ３１ａの回転によって、機体２の上方から下方に向かう気流がフラップ４１、４２に衝突すると、気流が上方から下方に向かう際に機体２の右側に流動するように、気流の流動方向が変えられる。
　一方、フラップ４１、４２が、中立位置と左側限界位置Ｒ２との間の何れかの角度で位置決めされている場合（フラップが左側に揺動変位している場合）に、プロペラ３１ａの回転によって、機体２の上方から下方に向かう気流がフラップ４１、４２に衝突すると、気流が上方から下方に向かう際に機体２の左側に流動するように、気流の流動方向が変えられる。
　第２プロペラ部５は、本実施の形態では、矢線ＬＲで示す機体２の左右方向である前側の第１プロペラ部３の左右両側、及び後側の第１プロペラ部３の左右両側にそれぞれ配設される。
　これらの第２プロペラ部５は、プロペラ５ａ及びプロペラ５ａを回転させるモータ５ｂによって構成され、プロペラ５ａの回転によって、機体２の上下方向の気流が発生する。第２プロペラ部５は、それぞれ独立して制御可能であり、機体２の姿勢を適切な角度に調整する役割を果たす。これにより、機体２のヨー方向及びロール方向、更にはピッチ方向の傾きを高精度に制御することができる。また、プロペラ５ａの回転によって飛行体１の浮上時、又は降下字、又はホバリング時に揚力を付加することも可能である。なお、第２プロペラ部５は、上方から下方に向かう気流が発生するようにプロペラ５ａを回転させることができるとともに、逆に、下方から上方に向かう気流が発生するようにプロペラ５ａを回転させることもできる。
　図３は、飛行体１のハードウェア構成の概略を説明するブロック図である。図示のように、飛行体１は、搭乗者からの操作情報が入力されるハンドル２ｂ（操作情報入力部）、ハンドル２ｂを制御するハンドル制御部１２０、エンジン３１ｂ、エンジン３１ｂにより駆動されるプロペラ３１ａ、エンジン３１ｂにガソリンを供給するガソリンタンク１１、エンジン３１ｂの動力を利用して発電を行うジェネレータ１２、ジェネレータ１２で発電した電力を調整するパワーコントロールユニット１３、エンジン３１ｂの駆動を制御するエンジン制御部１３０、バッテリ２１、バッテリの電力管理を行うバッテリ制御部２２、フラップ４、フラップ４を駆動するモータ４ｂ、モータ４ｂを制御するフラップ制御部１４０、プロペラ５ａ、プロペラ５ａを駆動するモータ５ｂ、飛行体の高度を検知する高度検知センサ１６０、高度情報に応じてモータ５ｂを制御するプロペラ制御部１５０、上記した各制御部に制御指示を行うフライトコントローラ（メインコントローラ）１００を備える。
各制御部（ハンドル制御部１２０、エンジン制御部１３０、バッテリ制御部２２、フラップ制御部１４０、プロペラ制御部１５０）は、それぞれ接続された各機器（モータ、ハンドル、センサ、バッテリ、エンジンなど）を制御し、各機器の動作状態、入力情報、センシング情報をフライトコントローラへ送信する。フライトコントローラは、各制御部から取得した情報及び後述するセンサ類１００Ｃによるセンシング情報に基づいて、各制御部への制御指令を生成して送信する。例えば、フライトコントローラは、センサ類１００Ｃ（ジャイロセンサや加速度センサ）の検出情報に基づいて現在の飛行体の姿勢を推定し、目標の姿勢にするためのプロペラ５ａ又はモータ５ｂの出力指令値を計算すると共に、プロペラ制御部１５０に対して前記出力指令値を通知する。
ハンドル制御部１２０は、ハンドル２ｂに搭載された操作レバーの操作入力値のセンシング情報をフライトコントローラへ送信する。ハンドルから入力される操作入力として、例えば、ブレーキ操作入力（速度又は角速度を減少させる操作）、前進操作入力（前傾方向にピッチ角を大きくする操作）、後進操作入力（後傾方向にピッチ角を大きくする操作）、左右移動操作入力（ロール角を変更して左又は右方向に平行移動させる操作）、旋回操作入力（左回転、右回転のいずれかにヨー回転させる操作）、飛行モード切替操作入力（姿勢角維持制御が開始される姿勢角しきい値を変更する操作）などを設定することが可能である。
フライトコントローラは、推定した飛行体１の姿勢及びハンドル制御部から取得したブレーキ操作入力、前進操作入力、後進操作入力、左右移動操作入力、旋回操作入力、飛行モード切替操作入力などに基づいて、エンジン制御部、フラップ制御部、プロペラ制御部への各制御指令値を算出する。フライトコントローラは、算出した各制御指令値を各制御部に送信し、各制御部は、受信した制御指令値に応じて各機器の制御を実行することにより、飛行体の姿勢制御を行うことができる。
　図４は、フライトコントローラ１００の構成の概略を説明するブロック図である。図示のように、フライトコントローラ１００は、プロセッサ１００Ａ、メモリ１００Ｂ、及びセンサ類１００Ｃを主要構成として備える。
　プロセッサ１００Ａは、本実施の形態では例えばＣＰＵ（Ｃｅｎｔｒａｌ　Ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ　Ｕｎｉｔ）で構成され、フライトコントローラ１００の動作を制御し、フライトコントローラ１００が外部装置と行うデータ送受信の制御や、プログラムの実行に必要な処理等を行う。
　メモリ１００Ｂは、ＤＲＡＭ（Ｄｙｎａｍｉｃ　Ｒａｎｄｏｍ　Ａｃｃｅｓｓ　Ｍｅｍｏｒｙ）等の揮発性記憶装置で構成される主記憶装置、及びフラッシュメモリやＨＤＤ（Ｈａｒｄ　Ｄｉｓｃ　Ｄｒｉｖｅ）等の不揮発性記憶装置で構成される補助記憶装置を備える。
　このメモリ１００Ｂは、プロセッサ１００Ａの作業領域として使用される一方、制御部１１が実行可能であるロジック、コード、あるいはプログラム命令といった各種の設定情報等が格納される。
　本実施の形態では、このメモリ１００Ｂに、モータ５ｂ及び第２プロペラ５ａによる機体の姿勢制御を含むプログラム命令が格納される。
　さらに、このメモリ１００Ｂに、次述するセンサ類１００Ｃ等から取得したデータ、及び各制御部（ハンドル制御部１２０、エンジン制御部１３０、バッテリ制御部２２、フラップ制御部１４０、プロペラ制御部１５０）からの情報が直接的に伝達されて記憶されるように構成してもよい。
　センサ類１００Ｃは、本実施の形態では、機体の速度、加速度、３軸周りの姿勢角、姿勢角の角速度、角加速度を検出する慣性センサ（加速度センサ、ジャイロセンサ）、ＧＰＳ衛星から電波を受信するＧＰＳセンサ、近接センサ、ビジョン／イメージセンサ（カメラ）、大気圧を測定する気圧センサ、温度を測定する温度センサ、地磁気センサ等の機体方位を検出する方位センサ、エンジンの動作状態を検出するセンサ、第１プロペラと第２プロペラの回転速度を検出するセンサ、プラップの動作角度を検出するセンサといった各種のセンサによって構成される。
　なお、ハンドル制御部１２０、エンジン制御部１３０、バッテリ制御部２２、フラップ制御部１４０、プロペラ制御部１５０（各制御部）も、フライトコントローラと同様に、図４に示すようなプロセッサ、メモリ、センサ類を有する装置で構成されるが、センサ類１００Ｃは制御部に応じてそれぞれ別のセンサで構成してもよい。例えば、エンジン制御部１３０におけるセンサ類は、エンジンの動作状態やガソリンの残量を検出するセンサを有し、バッテリ制御部２２におけるセンサ類は、バッテリの充電量や充放電状態を検出するセンサを有し、フラップ制御部１４０におけるセンサ類は、フラップの動作角度を検出するセンサを有し、プロペラ制御部１５０は、第２プロペラ５ａの回転速度等の回転状態を検出するセンサを有し、ハンドル制御部１２０におけるセンサ類は、ハンドルから入力される操作状態を操作入力として検出するセンサを有する。
フライトコントローラ１００と各制御部にはそれぞれ独立したＣＰＵに実装されていても良いし、フライトコントローラ１００と各制御部の一部または全部の機能が共通のＣＰＵに実装されていても良い。また、フライトコントローラ１００と各制御部がそれぞれ独立したＣＰＵに実装されている場合には、フライトコントローラ１００と各制御部はＣＡＮなどで通信を行うことができる。
 
　本実施の形態では、これら各種のセンサで取得されたデータ、及びハンドル２ｂから入力される操作情報（アクセル、ブレーキ、左旋回、右旋回などを含む）に基づいて、エンジン３１ｂ及びモータ５ｂの出力、フラップ部の目標角度等が算出される。
　次に、本実施の形態に係る飛行体１の作動概略について説明する。図５は、浮上した状態の飛行体を飛行体の横方向から見た図である。
　搭乗者が飛行体１に搭乗した状態で、前後の第１プロペラ部３のプロペラ３１ａが回転すると、上方から下方に向かう気流が発生して、飛行体１が地上から浮上する（図５参照）。この時、第２プロペラ部５のプロペラ５ａを回転させる。第２プロペラ部５のプロペラ５ａを回転させることにより、機体の姿勢を安定させ、また浮上速度を調整することができる。また、前後の第１プロペラ部３及び／または第２プロペラ部５の回転数を調整することにより、飛行体１の飛行高度を調整することができる。さらに、飛行体１の浮上状態で、前後の第１プロペラ部３の回転数を減少させる（もしくは停止させる）と、飛行体１を徐々に降下させ、最終的に着陸させることができる。
　図６は、浮上した状態の飛行体を上側方向から見た図である。浮上した飛行体１を前進移動させる場合、機体２を水平姿勢から前傾姿勢に傾けること前進移動させることが可能である。このように機体の姿勢角度を変更する制御は、第２プロペラの出力を調整することで実施可能である。具体的には、進行方向後方の第２プロペラの推力を前方の第２プロペラよりも大きくすることで、前傾姿勢を作ることができる。同様に、後方へ移動する場合には機体を後傾姿勢に傾け、左へ水平移動する場合は機体の左側が下を向くように機体を左に傾け、右へ水平移動する場合は、逆に機体の右側が下を向くように機体を右に傾ける。
ここで、上記したような機体の姿勢角の変更を第２プロペラの推力に頼る制御を行う場合、第２プロペラを頻繁に制御する必要があるため、エネルギー消費が多くなるが、搭乗者が前後左右に体を移動させて体重移動により機体の姿勢角を変更することができれば、第２プロペラの使用頻度や出力を低く抑えることができ、エネルギー消費を低減することができる。
一方で、搭乗者の体重移動により機体の姿勢角を変更させる場合、機体の傾きが大きくなり過ぎると（姿勢角が大きくなり過ぎると）、機体が横転や墜落する虞があるため、安全のために機体の姿勢角を所定値以下にコントロールする姿勢制御が必要となる。そのため、本実施形態では、上記した安全の確保と省エネ性の向上を両立することができる姿勢制御の例を説明する。
＜姿勢制御開始のしきい値＞
図７は、本実施形態における姿勢制御の制御フローの一例を示す図である。制御部は、センサ１０Ｃにより検出された機体の傾き角度（水平姿勢を傾きゼロとした場合の傾き角度）がしきい値以下であるかを判定する（Ｓ７０１）。例えば、しきい値は１～２０度の間で設定される。Ｓ７０１の判定で、機体の傾き角度がしきい値以下と判定されたら、機体の傾きが小さくなるように第２プロペラの出力を調整して機体の姿勢を制御する姿勢制御を休止状態とする、もしくは第２プロペラの出力を制限する（Ｓ７０２）。一方、Ｓ７０１の判定で、機体の傾き角度がしきい値よりも大きいと判定されたら、機体の傾きが小さくなるように第２プロペラの出力を調整して機体の姿勢を制御する姿勢制御を開始する。姿勢制御は機体の傾きが前記しきい値以下となるまで継続しても良い（Ｓ７０３）。
上述したように、機体の水平姿勢からの傾き角度がしきい値に達するまでは姿勢制御を行わず（又は第２プロペラの出力制限を掛け）、機体の傾き角度がしきい値を超えた場合に、姿勢制御が開始されるように制御することにより、機体の傾き角度がしきい値を超えない範囲において、搭乗者の体重移動により機体を傾けて機体の横方向の移動をコントロールできるため、第２プロペラの出力により機体の傾き角度を変更して機体の横方向の移動をコントロールする制御よりも高い省エネ効果を得ることができ、また機体の傾き角度がしきい値を超える場合は、姿勢制御を開始して機体の安全な飛行を維持することができる。
また、上記したしきい値の値は、ユーザにより設定された飛行モード（例えば、通常モード、上級者モードなど）に応じて変更することも可能である。
＜ブレーキ入力に応じた姿勢制御＞
図８は、ブレーキ入力状態に応じた姿勢制御を行う例を説明する図である。まずハンドルに設けられた入力部から操作情報を取得する（Ｓ８０１）。次に、取得した操作情報としてブレーキ情報が入力されたかを判定する（Ｓ８０２）。Ｓ８０２の判定でブレーキ情報が入力されていない場合には、Ｓ８０９の処理に遷移する。一方、Ｓ８０２の判定でブレーキ情報が入力されている場合には、制御部のセンサ１０Ｃにより機体の速度を検出し、当該速度が所定値以下か否かを判定する（Ｓ８０３）。Ｓ８０３の判定で速度が所定値を超えている場合には、第２プロペラによる推力を制御して、機体の速度が所定値以下となるように速度を調整し、Ｓ８０２の処理に戻る（Ｓ８０４）。
　Ｓ８０３の判定で速度が所定値以下の場合には、姿勢制御を開始する傾き角度を第１しきい値に設定する（Ｓ８０５）。第１しきい値の角度は、例えば、１～５度に設定される。次に、センサ１０Ｃにより検出された機体の傾き角度が前記第１しきい値以下であるかを判定する（Ｓ８０６）。機体の傾き角度が第１しきい値以下である場合は、第２プロペラによる姿勢制御を休止状態とする、もしくは第２プロペラの出力を制限する（Ｓ８０７）。一方、Ｓ８０６の判定で、機体の傾き角度が、第１しきい値よりも大きい場合は、第２プロペラによる姿勢制御を開始して機体の傾きが小さくなる方向に第２プロペラの出力を制御し、望ましくは機体の傾き角度が第１しきい値以下となるまで姿勢制御を継続する（Ｓ８０８）。
Ｓ８０２の判定において、ハンドルからブレーキ情報が入力されていない場合には、姿勢制御を開始する傾き角度のしきい値を第２しきい値に設定する（Ｓ８０９）。ここで、第２しきい値は、第１しきい値よりも絶対値が大きな角度であり、例えば、５～２０度に設定される。次に、センサ１０Ｃにより検出された機体の傾き角度が前記第２しきい値以下であるかを判定する（Ｓ８１０）。機体の傾き角度が第２しきい値以下である場合は、第２プロペラによる姿勢制御を休止状態とする、もしくは第２プロペラの出力を制限する（Ｓ８１１）。一方、Ｓ８１０の判定で、機体の傾き角度が、第２しきい値よりも大きい場合は、第２プロペラによる姿勢制御を開始して機体の傾きが小さくなる方向に第２プロペラの出力を制御し、望ましくは機体の傾き角度が第２しきい値以下となるまで姿勢制御を継続する（Ｓ８１２）。
　図８に示した例では、Ｓ８０２においてブレーキが入力されたか否かに応じて、姿勢制御の傾きしきい値を変更する制御フローの例を説明したが、ブレーキ入力の有無以外にも、ハンドルの操作レバーから入力される操作入力の有無に応じて姿勢制御の傾きしきい値を変更することが考えられる。例えば、操作レバーから前進操作入力、後進操作入力、左右移動操作入力、旋回操作入力などの機体の移動又は旋回を指示する操作入力が行われている場合には、姿勢制御の傾きしきい値を大きな値に設定して、操縦者の体重移動による機体の傾きをある程度許容し、一方で、前進操作入力、後進操作入力、左右移動操作入力、旋回操作入力などの機体の移動又は旋回を指示する操作入力が無い場合に、姿勢制御の傾きしきい値を小さい値に設定して、姿勢を水平に近い状態に保つように制御することが考えられる。
　上述した操作レバーから機体の移動又は旋回を指示する操作入力が行われているか否かに応じた姿勢制御を行う例を図９に示す。図９では、Ｓ９０２以外のステップは、図８と同様であるが、Ｓ８０２に替えて、ハンドルの操作レバーから取得した操作情報として機体の移動又は旋回を指示する操作入力（例えば、ブレーキ操作入力（速度又は角速度を減少させる操作）、前進操作入力（前傾方向にピッチ角を大きくする操作）、後進操作入力（後傾方向にピッチ角を大きくする操作）、左右移動操作入力（ロール角を変更して左又は右方向に平行移動させる操作）、旋回操作入力（左回転、右回転のいずれかにヨー回転させる操作））の入力が無いか判定する（Ｓ９０２）。上記操作入力が無い場合にはＳ９０４の処理に遷移し、他方、上記操作入力がある場合にはＳ９０９の処理に遷移する。
図８及び図９に示したように、ブレーキの操作情報、又は移動や旋回の操作情報の入力有無に応じて、姿勢制御を開始するしきい値を変更することにより、ブレーキ操作時（又は移動・旋回の指示が無い場合）には、機体の傾き角度が小さい略水平状態に安定するよう姿勢制御を行って、機体が水平方向に移動することを抑制し、他方、ブレーキ操作が行われていない場合（又は移動・旋回の指示が入力された場合）には、ある程度の傾きとなるまで姿勢制御を停止して、搭乗者が体重移動を使って機体の傾きをコントロールすることができる傾き角度の制御的な余裕領域を設けることができる。
＜ハンドル操作入力の内容に応じた姿勢制御＞
　飛行体１が浮上した状態で、前側のフラップ部４と後側のフラップ部４とを左右の逆方向に変位させることで、ヨー方向に回転する旋回力が飛行体１に作用して、飛行体１を旋回させることができる。例えば、ハンドルから右旋回の操作情報が入力された場合、制御部はフラップ部を制御して、機体２の前側のフラップ部４を構成するフラップ４１ａ，４２ａを、左側（フラップの下部が左側に向かう方向）に揺動変位させ、後側のフラップ部４を構成するフラップ４１ｂ，４２ｂを、右側（フラップの下部が右側に向かう方向）に揺動変位させることで、飛行体１をヨー方向の右側に（機首が右側に向けて回転する方向に）旋回させる。逆に、ハンドルから左旋回の操作情報が入力された場合、制御部はフラップ部を制御して、前側のフラップ４１ａ，４２ａを右側に変位させ、後側のフラップ４１ｂ，４２ｂを左側に変位させた場合、飛行体１が左方向（機首が左側に向けて回転する方向）に旋回させる。つまり、ハンドルから入力される旋回の操作情報に応じて、機体２の前側と後側とで左右逆側の力を生じさせることで、飛行体１をヨー方向に回転させる。なお、前側のフラップ４１ａ，４２ａのみ、または、後側のフラップ４１ｂ，４２ｂのみを左右の何れかに揺動変位させた場合でも、飛行体１に旋回力（ヨー方向の回転力）を付与して旋回させることができるが、前後のフラップ部４を同時に逆向きに変位させることにより、より大きな旋回力が働き、より迅速な旋回が可能となる。
　ここで、機体が前方にある速度で走行している状態において、上記したようなハンドル操作を行って機体を左に旋回させる制御を行う場合を図１０ａ及び図１０ｂに示す。フラップの制御による機首の旋回のみを行う場合は、図１０ａに示すように機体はハンドル操作前の進行方向にそのまま進みながら機首が左方向に旋回する動作となる。一方、フラップの制御による機首の旋回を行うと共に、機体を旋回方向の左側に傾けて、内側に水平移動する推力を発生させながら飛行する場合は、図１０ｂに示すように、機体はカーブを描きながら左に旋回することができる。
　図１０ｂに示すように、機体がカーブを描きながら左又は右に旋回させるためには、フラップ部を変位させて機首を旋回させると共に、機体を旋回方向の内側に傾ける必要があり、この場合の機体を傾ける動作を、搭乗者の重心移動により実現できれば、飛行制御の省エネ性能を向上することができる。図１０ｂに示すように、機体をカーブさせながら旋回させる場合の姿勢制御の制御フローを図１１に示す。
　まず、ハンドルから操作情報として旋回情報を取得する（Ｓ１１０１）。具体的には、搭乗者は、ハンドルを左回り又は右回りに回転させて、旋回方向の操作情報を入力することができる。もしくは、ハンドルに設けられたレバーやボタン等により、左又は右の旋回方向の操作情報を入力することができる。次に、取得した旋回方向の操作情報とセンサ１０Ｃにより取得した機体の傾き方向が一致しているかを判定する（Ｓ１１０２）。この判定では、例えば、ハンドルから旋回方向として左方向が入力されていた場合に、機体が左側に傾いている（機体の左側が下側に下がっている）場合には、操作方向と機体の傾き方向が一致していると判定し、他方、機体が右側に傾いている（機体の右側が下側に下がっている）場合には、操作方向と機体の傾きが一致していないと判定する。
　Ｓ１１０２の判定処理において、操作方向と機体の傾き方向が一致していると判定した場合には、センサ１０Ｃで検出した機体の傾き角度の絶対値が第１しきい値以下か否かを判定する（Ｓ１１０３）。この判定処理において、機体の傾き角度の絶対値が第１しきい値以下である場合には、第２プロペラによる姿勢制御を休止状態とする、もしくは第２プロペラの出力を制限する（Ｓ１１０４）。他方、Ｓ１１０３の判定処理において、機体の傾き角度の絶対値が第１しきい値よりも大きい場合には、第２プロペラによる姿勢制御を開始して機体の傾きが小さくなる方向に第２プロペラの出力を制御し、望ましくは機体の傾き角度が第２しきい値以下となるまで姿勢制御を継続する（Ｓ１１０５）。
　Ｓ１１０２の判定処理において、操作方向と機体の傾き方向が一致していないと判定した場合には、センサ１０Ｃで検出した機体の傾き角度の絶対値が、第１しきい値よりも角度が小さな第２しきい値以下か否かを判定する（Ｓ１１０６）。この判定処理において、機体の傾き角度の絶対値が第１しきい値以下である場合には、第２プロペラによる姿勢制御を休止状態とする、もしくは第２プロペラの出力を制限する（Ｓ１１０７）。他方、Ｓ１１０３の判定処理において、機体の傾き角度の絶対値が第１しきい値よりも大きい場合には、第２プロペラによる姿勢制御を開始して機体の傾きが小さくなる方向に第２プロペラの出力を制御し、望ましくは機体の傾き角度が第２しきい値以下となるまで姿勢制御を継続する（Ｓ１１０８）。
　上述した姿勢制御の制御フローによると、ハンドルから取得した操作方向と機体の傾き方向が一致する場合には、搭乗者が体重移動を使って機体の傾きをコントロールすることができる傾き角度の制御的な余裕領域を設けて省エネ性能を向上させることができ、他方、ハンドルから取得した操作方向と機体の傾き方向が一致しない場合には、機体がカーブしながら旋回するために必要な傾斜方向とは異なる方向に機体が傾いている状況であるため、略水平の姿勢を維持する姿勢制御を即座に開始して、飛行の安全性を保つことができる。
　上気した説明では、図１１のＳ１１０１の処理でハンドルから取得する操作情報として左右いずれかの旋回方向を取得する例を説明したが、これに限られず、Ｓ１１０１の処理でハンドルから取得する操作情報は、前進を意味するアクセルの操作情報、または後進を意味するバックの操作情報であっても良い。操作情報としてアクセルを取得した場合には、Ｓ１１０２において機体が前側に傾いている（前傾）場合に、操作方向と機体の傾きが一致していると判定する。また、操作情報として後進を取得した場合には、Ｓ１１０２において機体が後ろ側に傾いている（後傾）場合に、操作方向と機体の傾きが一致していると判定する。
　図１２は、第２プロペラの駆動電源であるバッテリに異常が発生し、又は充電量が無くなり、第２プロペラを駆動することができなくなった場合の機体の制御フローを示している。まず、バッテリ制御部２２によりバッテリの充電量を検出する（Ｓ１２０１）。次に、検出した充電量が所定値以下か否かを判定する（Ｓ１２０２）。当該判定において、検出した充電量が所定値以下であると判定した場合に、第２プロペラによる姿勢制御が停止していることを搭乗者に通知する（Ｓ１２０３）。搭乗者への通知方法としては、音声で通知しても良いし、ハンドル付近に設置された表示装置に表示することで、搭乗者に通知しても良い。
　図１２に示すように、第２プロペラによる姿勢制御が停止していることを搭乗者に通知することで、搭乗者は、姿勢制御の機能が失効していることを把握できるため、搭乗者自身の体重移動により、機体の傾きを略水平に維持する必要があることを理解し、着陸等の退避行動を行うまでの安全性を向上させることが可能となる。
（第２実施の形態）
　本発明の第２の実施形態に係る飛行体について、図１３～１５を用いて説明する。図１３は、機体が飛行している状態を横から見た図、図１４は、機体が飛行している状態を上から見た図である。上述した第１の実施形態では、搭乗者の体重移動により機体の傾きを調整する例を説明したが、第２の実施形態では、機体に設けられた重量物体２００の水平方向の位置を機械的に移動させることにより、機体の傾きを動的に制御する例を説明する。
　重量物体２００は、水平面上おいて左右と前後の少なくともいずれかの方向にモータ駆動等により移動可能に機体と接続されている。また、バッテリなどのある程度質量の大きな部品や物体で構成される。
　図１５は、重量物体の位置を制御することにより機体の傾きを制御する制御フローを示す図である。まず、ハンドルから操作情報（左旋回、右旋回、前進、後進など）を取得する（Ｓ１５０１）。次に、取得した操作情報として入力された方向に重量物体を移動させる（Ｓ１５０２）。当該処理により搭乗者がハンドルから入力した操作情報の方向に、機体を傾けることができる。
　ここで、Ｓ１５０２において重量物体を操作情報の方向に移動させた場合であっても、搭乗者の身体が操作情報の方向とは逆方向に移動する場合には、機体が操作情報の方向とは逆側に傾く場合が考えられる。そのため、ハンドルの操作情報とセンサにより検出した機体の傾き方向が一致しているか否かを判定する（Ｓ１５０２）。以下の制御は、図１１におけるＳ１１０３以降の処理と同じであるため、説明を省略する。
 
　上記各実施の形態では、各第１プロペラ部３のプロペラ３１ａがそれぞれエンジン３１ｂによって回転される場合を説明したが、モータによって回転されるように構成してもよい。
　上記各実施の形態では、エンジン３１ｂ及びモータ５ｂが制御部１０によって制御される場合を説明したが、制御部１０とは別にフライトコントローラを配備して、フライトコントローラによりモータ５ｂを制御するように構成してもよい。この場合、フライトコントローラは制御部１０の姿勢制御の機能を有するものとする。
　なお、以下のような構成も本開示の技術的範囲に属する。
［項目１］
　搭乗者が搭乗可能であって地上から浮上して移動する飛行体であって、
　平面視における複数の位置に配設されて、少なくとも該機体の上方から下方に向かう気流を発生させる複数の揚力発生部と、
　前記複数の揚力発生部からの発生される出力を制御することで飛行体の傾きが増加することを抑制する姿勢制御を実行する姿勢制御部と、を備え、
　前記姿勢制御部は、
前記搭乗者の体重移動により発生する飛行体の傾きが所定角度を超える場合に、前記姿勢制御を実行し、
前記飛行体の傾きが前記所定角度以下の場合に、前記姿勢制御を停止する、
ことを特徴とする飛行体。
［項目２］
　前記所定角度は、５度から２０度である、
　ことを特徴とする項目１に記載の飛行体。
［項目３］
　搭乗者が搭乗可能であって地上から浮上して移動する飛行体であって、
　平面視における複数の位置に配設されて、少なくとも該機体の上方から下方に向かう気流を発生させる複数の揚力発生部と、
　飛行体の傾きが所定しきい値を超えた場合に、前記複数の揚力発生部からの発生される出力を制御することで前記飛行体の傾きが増加することを抑制する姿勢制御を実行する姿勢制御部と、
　搭乗者による操作情報を受け付ける入力部と、を備え、
　前記姿勢制御部は、
　前記入力部で受け付けた前記操作情報に応じて、前記姿勢制御を開始する前記飛行体の傾き角度を変更する、
ことを特徴とする飛行体。
［項目４］
　前記入力部は、前記操作情報としてブレーキ情報を入力可能であり、
　前記姿勢制御部は、
　前記ブレーキ情報が前記入力部に入力されていない場合は、水平姿勢を傾き角度ゼロとした場合の前記飛行体の傾き角度の絶対値が第１の傾き角度を超えたときに前記姿勢制御を開始し、
前記ブレーキ情報が前記入力部に入力された場合は、前記飛行体の傾き角度の絶対値が、第１の傾き角度よりも小さい第２の傾き角度を超えたときに前記姿勢制御を開始する、
項目３に記載の飛行体。
［項目５］
　前記入力部は、前記操作情報として左又は右方向への進路情報を入力可能であり、
　前記姿勢制御部は、
前記進路情報として進行方向に対して左方向が入力されている場合において、水平姿勢を傾き角度ゼロとした場合の前記飛行体のロール角が進行方向に対して左側に傾いた場合には、前記ロール角の絶対値が第３の傾き角度を超えたときに前記姿勢制御を開始し、前記飛行体のロール角が進行方向に対して右側に傾いた場合には、前記ロール角の絶対値が前記第３の傾き角度よりも小さな第４の傾き角度を超えたときに前記姿勢制御を開始する、
項目３又は４に記載の飛行体。
［項目６］
　前記入力部は、前記操作情報として左又は右方向への進路情報を入力可能であり、
　前記姿勢制御部は、
前記進路情報として進行方向に対して右方向が入力されている場合において、水平姿勢を傾き角度ゼロとした場合の前記飛行体のロール角が進行方向に対して右側に傾いた場合には、前記ロール角の絶対値が第５の傾き角度を超えたときに前記姿勢制御を開始し、前記飛行体のロール角が進行方向に対して左側に傾いた場合には、前記ロール角の絶対値が前記第５の傾き角度よりも小さな第６の傾き角度を超えたときに前記姿勢制御を開始する、
項目３乃至５のいずれか１項に記載の飛行体。
［項目７］
　前記複数の揚力発生部は、第１の揚力発生部と、少なくとも４か所に配置される４つの第２の揚力発生部と、を備え、
　前記姿勢制御部は、４つの前記第２の揚力発生部の出力をそれぞれ個別に制御することで、前記姿勢制御を実行する、
　項目１乃至６のいずれか１項に記載の飛行体。
［項目８］
　　搭乗者が搭乗可能であって地上から浮上して移動する飛行体の制御方法であって、
　前記飛行体は、
　平面視における複数の位置に配設されて、少なくとも該機体の上方から下方に向かう気流を発生させる複数の揚力発生部と、
　前記複数の揚力発生部からの発生される出力を制御することで飛行体の傾きが増加することを抑制する姿勢制御を実行する姿勢制御部と、を備え、
　前記姿勢制御部は、
前記搭乗者の体重移動により発生する飛行体の傾きが所定角度を超える場合に、前記姿勢制御を実行するステップと、
前記飛行体の傾きが前記所定角度以下の場合に、前記姿勢制御を停止するステップと、を備える、ことを特徴とする制御方法。
［項目９］
　搭乗者が搭乗可能であって地上から浮上して移動する飛行体の制御方法であって、
　前記飛行体は、
　平面視における複数の位置に配設されて、少なくとも該機体の上方から下方に向かう気流を発生させる複数の揚力発生部と、
　飛行体の傾きが所定角度を超えた場合に、前記複数の揚力発生部からの発生される出力を制御することで前記飛行体の傾きが増加することを抑制する姿勢制御を実行する姿勢制御部と、
　搭乗者による操作情報を受け付ける入力部と、を備え、
　前記姿勢制御部は、
　前記入力部で受け付けた前記操作情報に応じて、前記姿勢制御を開始する前記飛行体の傾き角度を変更するステップを備える、ことを特徴とする制御方法。
 
１：飛行体
２：機体
２ｂ：ハンドル
３：第１プロペラ部（揚力発生部）
４：フラップ部
５：第２プロペラ部

Claims (9)

  1. 　搭乗者が搭乗可能であって地上から浮上して移動する飛行体であって、
    　平面視における複数の位置に配設されて、少なくとも該機体の上方から下方に向かう気流を発生させる複数の揚力発生部と、
    　前記複数の揚力発生部からの発生される出力を制御することで飛行体の傾きが増加することを抑制する姿勢制御を実行する姿勢制御部と、を備え、
    　前記姿勢制御部は、
    前記搭乗者の体重移動により発生する飛行体の傾きが所定角度を超える場合に、前記姿勢制御を実行し、
    前記飛行体の傾きが前記所定角度以下の場合に、前記姿勢制御を停止する、
    ことを特徴とする飛行体。
  2. 　前記所定角度は、５度から２０度である、
    　ことを特徴とする請求項１に記載の飛行体。
  3. 　搭乗者が搭乗可能であって地上から浮上して移動する飛行体であって、
    　平面視における複数の位置に配設されて、少なくとも該機体の上方から下方に向かう気流を発生させる複数の揚力発生部と、
    　飛行体の傾きが所定角度を超えた場合に、前記複数の揚力発生部からの発生される出力を制御することで前記飛行体の傾きが増加することを抑制する姿勢制御を実行する姿勢制御部と、
    　搭乗者による操作情報を受け付ける入力部と、を備え、
    　前記姿勢制御部は、
    　前記入力部で受け付けた前記操作情報に応じて、前記姿勢制御を開始する前記飛行体の傾き角度を変更する、
    ことを特徴とする飛行体。
  4. 　前記入力部は、前記操作情報としてブレーキ情報を入力可能であり、
    　前記姿勢制御部は、
    　前記ブレーキ情報が前記入力部に入力されていない場合は、水平姿勢を傾き角度ゼロとした場合の前記飛行体の傾き角度の絶対値が第１の傾き角度を超えたときに前記姿勢制御を開始し、
    前記ブレーキ情報が前記入力部に入力された場合は、前記飛行体の傾き角度の絶対値が、第１の傾き角度よりも小さい第２の傾き角度を超えたときに前記姿勢制御を開始する、
    請求項３に記載の飛行体。
  5. 　前記入力部は、前記操作情報として左又は右方向への進路情報を入力可能であり、
    　前記姿勢制御部は、
    前記進路情報として進行方向に対して左方向が入力されている場合において、水平姿勢を傾き角度ゼロとした場合の前記飛行体のロール角が進行方向に対して左側に傾いた場合には、前記ロール角の絶対値が第３の傾き角度を超えたときに前記姿勢制御を開始し、前記飛行体のロール角が進行方向に対して右側に傾いた場合には、前記ロール角の絶対値が前記第３の傾き角度よりも小さな第４の傾き角度を超えたときに前記姿勢制御を開始する、
    請求項３又は４に記載の飛行体。
  6. 　前記入力部は、前記操作情報として左又は右方向への進路情報を入力可能であり、
    　前記姿勢制御部は、
    前記進路情報として進行方向に対して右方向が入力されている場合において、水平姿勢を傾き角度ゼロとした場合の前記飛行体のロール角が進行方向に対して右側に傾いた場合には、前記ロール角の絶対値が第５の傾き角度を超えたときに前記姿勢制御を開始し、前記飛行体のロール角が進行方向に対して左側に傾いた場合には、前記ロール角の絶対値が前記第５の傾き角度よりも小さな第６の傾き角度を超えたときに前記姿勢制御を開始する、
    請求項３乃至５のいずれか１項に記載の飛行体。
  7. 　前記複数の揚力発生部は、第１の揚力発生部と、少なくとも４か所に配置される４つの第２の揚力発生部と、を備え、
    　前記姿勢制御部は、４つの前記第２の揚力発生部の出力をそれぞれ個別に制御することで、前記姿勢制御を実行する、
    　請求項１乃至６のいずれか１項に記載の飛行体。
     
  8. 　　搭乗者が搭乗可能であって地上から浮上して移動する飛行体の制御方法であって、
    　前記飛行体は、
    　平面視における複数の位置に配設されて、少なくとも該機体の上方から下方に向かう気流を発生させる複数の揚力発生部と、
    　前記複数の揚力発生部からの発生される出力を制御することで飛行体の傾きが増加することを抑制する姿勢制御を実行する姿勢制御部と、を備え、
    　前記姿勢制御部は、
    前記搭乗者の体重移動により発生する飛行体の傾きが所定角度を超える場合に、前記姿勢制御を実行するステップと、
    前記飛行体の傾きが前記所定角度以下の場合に、前記姿勢制御を停止するステップと、を備える、ことを特徴とする制御方法。
  9. 　搭乗者が搭乗可能であって地上から浮上して移動する飛行体の制御方法であって、
    　前記飛行体は、
    　平面視における複数の位置に配設されて、少なくとも該機体の上方から下方に向かう気流を発生させる複数の揚力発生部と、
    　飛行体の傾きが所定角度を超えた場合に、前記複数の揚力発生部からの発生される出力を制御することで前記飛行体の傾きが増加することを抑制する姿勢制御を実行する姿勢制御部と、
    　搭乗者による操作情報を受け付ける入力部と、を備え、
    　前記姿勢制御部は、
    　前記入力部で受け付けた前記操作情報に応じて、前記姿勢制御を開始する前記飛行体の傾き角度を変更するステップとを備える、ことを特徴とする制御方法。
     
     
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