JP6879865B2

JP6879865B2 - マルチコプタ

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Publication number: JP6879865B2
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Inventors: 章徳北
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Current assignee: Honda Motor Co Ltd
Priority date: 2017-08-28
Filing date: 2017-08-28
Publication date: 2021-06-02
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Description

この発明はマルチコプタに関し、より具体的にはモータ・ジェネレータとエンジンとからなる異種の動力源を備えたハイブリッド型のマルチコプタに関する。

モータ・ジェネレータとエンジンとからなる異種の動力源を備えたハイブリッド型のマルチコプタとしては、特許文献１，２記載の技術を上げることができる。特許文献１記載の技術はエンジンとエンジンで駆動されるモータ・ジェネレータとを備え、ロータ（ダクテッドファン）をエンジンとモータ・ジェネレータの両方で駆動するように構成される。

特許文献２記載の技術にあっては、エンジン（発動機）とエンジンとで駆動されるモータ・ジェネレータを備え、エンジンで1個の主ロータを駆動し、モータ・ジェネレータで４個の副ロータを駆動すると共に、ジェネレータの発電を電池に充電しておいてモータに放電するように構成される。

特開２０１０−１３７８４４号公報特開２０１５−１３７０９２号公報

特許文献１記載の技術は上記のように構成することで機体重量を減少させて航続距離を増加（燃費性能を向上）させることを課題としているが、エンジンとモータ・ジェネレータとをロータの回転軸にどのように連結するのかが明らかではなく、よって課題を達成するのが困難である。

また、特許文献２記載の技術は上記のように構成することで航続距離を増加させることを課題としているが、同様にエンジンとモータ・ジェネレータとをどのように連結するのかが明らかではなく、課題を達成するのが困難である。

従って、この発明の目的は上記した課題を解決し、航続距離を増加させて燃費性能を向上させるようにしたハイブリッド型のマルチコプタを提供することにある。

上記の目的を達成するために、この発明に係るマルチコプタにあっては、機体と、前記機体に取り付けられる複数（２ｎ（ｎ：ｎ≧２））個のロータと、前記複数個のロータのそれぞれに配置されるモータ・ジェネレータと、前記モータ・ジェネレータに連結される少なくとも１個のエンジンと、前記複数個のロータのそれぞれに配置される、サンギアとリングギアと複数個のプラネタリギアを接続するプラネタリキャリアとを有するプラネタリギア機構からなる減速機構とを備え、前記ロータの入力軸と、前記モータ・ジェネレータの入出力軸と、前記エンジンの出力軸と、前記減速機構とは、同軸に設けられ、前記ロータの入力軸は、下方に延在する略円筒形状の筒部を有し、前記減速機構は、前記筒部の下端に連結され、前記モータ・ジェネレータは、前記筒部の内部に収容されるように構成した。

この発明の第１実施形態に係るマルチコプタを模式的に示す概略図である。図１のマルチコプタを上方から見た説明図である。図２のマルチコプタの減速機構を模式的に示す説明図である。図３の減速機構の模式図である。図１のマルチコプタのフライトコントローラの入力出力関係を示すブロック図である。図１のマルチコプタの離陸時のＧＴ（エンジン）とＭ／Ｇ（モータ・ジェネレータ）のエネルギ伝達を示す説明図である。図５のフライトコントローラの動作を示すフロー・チャートである。図１のマルチコプタの飛行時のＧＴとＭ／Ｇのエネルギ伝達を示す説明図である。図１のマルチコプタの着陸時のＧＴとＭ／Ｇのエネルギ伝達を示す説明図である。図６のマルチコプタの着陸などの運転モードの推移を示す説明図である。この発明の第２実施形態に係るマルチコプタの減速機構を模式的に示す説明図である。この発明の第３実施形態に係るマルチコプタの減速機構を模式的に示す説明図である。この発明の第４実施形態に係るマルチコプタの減速機構を模式的に示す説明図である。この発明の第５実施形態に係るマルチコプタの減速機構を模式的に示す説明図である。

以下、添付図面に即してこの発明に係るマルチコプタを実施するための形態について説明する。
（第１実施形態）

図１はこの発明の第１実施形態に係るマルチコプタを模式的に示す概略図、図２は図１のマルチコプタを上方から見た説明図、図３は図２のマルチコプタの減速機構を模式的に示す説明図、図４は図３の減速機構の模式図、図５は図１のマルチコプタのフライトコントローラの入力出力関係を示すブロック図、図６はマルチコプタの離陸時のＧＴとＭ／Ｇのエネルギ伝達を示す説明図である。

図１から図６において、符号１０はマルチコプタを示し、マルチコプタ１０は、機体１２と、機体１２に取り付けられる複数個のロータ１４と、複数個のロータ１４のそれぞれに配置されるモータ・ジェネレータ１６と、モータ・ジェネレータ１６に連結される少なくとも１個のエンジン２０と、減速機構２２とを備える。

エンジン２０は、ガスタービンエンジン（以下「ＧＴ」という）からなる。航空機用ガスタービン・エンジンとしては、ターボジェット・エンジン、ターボファン・エンジン、ターボプロップ・エンジンおよびターボシャフト・エンジンの４種が知られているが、ＧＴ２０は具体的にはターボシャフト・エンジンからなる。尚、後記するように、ＧＴ２０は往復動型の内燃機関であっても良い。

モータ・ジェネレータ（以下「Ｍ／Ｇ」という）１６は、図３に示す如く、コイルが巻回された固定側のアウタロータと、アウタロータの内側に永久磁石が外周に配置されてなるステータとからなるブラシレスＤＣモータから構成される。Ｍ／Ｇ１６は電力を供給されるときモータ１６ａとして機能する一方、外力で駆動されるときジェネレータ１６ｂとして機能する。

Ｍ／Ｇ１６にはＰＤＵ（Power Drive Unit）２４が接続される。ＰＤＵ２４はコンバータ（Ｃ）２４ａとインバータ（Ｉ）２４ｂを備え、Ｍ／Ｇ１６のジェネレータ（Ｇ）１６ｂで発電された交流はコンバータ２４ａで直流に変換されてバッテリ（Ｂ）２６に貯留される。

また、バッテリ２６に貯留された直流電力は必要に応じてインバータ２４ｂで交流に逆変換されてＭ／Ｇ１６のモータ（Ｍ）１６ａの三相コイルに供給されてモータ１６ａを回転させる。

機体１２は大略長円形状の円筒体からなり、その内部にはＧＴ２０と、ＧＴ２０の燃料（高度に精製された灯油）を貯留する燃料タンク（ＦＴ）３０と、ＰＤＵ２４と、バッテリ２６と、フライトコントローラ（ＦＣ）３２などが収容される。尚、マルチコプタ１０は無人飛行体として構成される。

ロータ（ファン、プロペラ）１４は複数個、具体的には機体１２に上面視において放射状に取り付けられる２ｎ（ｎ：ｎ≧２）個、より具体的にはｎ＝２（２組）の、ＲＦ（右前）の１４ａ，ＲＲ（右後）の１４ｂ，ＬＦ（左前）の１４ｃ，ＬＲ（左後）の１４ｄの４個から構成されるクワッドコプタからなる。

尚、ロータ１４の個数は４個に限られるものではなく、ｎ＝３のヘキサコプタ、ｎ＝４のオクタコプタであっても良い。図３に示す如く、４個のロータ１４はその入力軸（回転軸）１４ｅの他端に連結される回転体（プロペラ、ファン）からなる公知の形状を備える。

４個のロータ１４は機体１２の図１に示すように上面視において対角線上の位置に取り付けられる２組、例えば１４ａ，１４ｄからなる組をＣＷ（時計方向）に回転させると共に、１４ｂ，１４ｃからなる他方の組をＣＣＷ（反時計方向）に回転させることで、マルチコプタ１０の姿勢を維持するように構成される。尚、マルチコプタ１０の機体１２は前後、左右の区別がなく、マルチコプタ１０は３６０度の任意の方向に進行可能に構成される。

減速機構２２は、４個のロータ１４のそれぞれに配置されるプラネタリギア機構からなり、減速機構２２において、図３と図４と図６に示す如く、ロータ１４の入力軸１４ｅと、Ｍ／Ｇ１６の入出力軸１６ｃと、ＧＴ２０の出力軸２０ａとを、プラネタリギア機構のサンギア２２ｓと、リングギア２２ｒと、複数個（４個）のプラネタリギア２２ｐを接続するプラネタリキャリア２２ｃとに連結されるように構成される。符号２２ｂはベアリングを示す。

より具体的には、図４に良く示す如く、減速機構２２において、ＧＴ２０の出力軸２０ａをプラネタリギア機構のプラネタリキャリア２２ｃに連結し、Ｍ／Ｇ１６の入出力軸１６ｃをプラネタリギア機構のサンギア２２ｓに連結すると共に、プラネタリギア機構のリングギア２２ｒをロータ１４の入力軸１４ｅに連結するように構成した。

ＧＴ２０の出力軸２０ａは、出力軸２０ａの回転数がＣＷである場合、ＣＷに回転するロータ１４ａ，１４ｄはそのままプラネタリキャリア２２ｃに連結される一方、ＣＣＷに回転するロータ１４ｂ，１４ｃの場合、図４に示す如く、ＧＴ２０の出力軸２０ａはベベルギア（反転機構）２０ｂを介してプラネタリキャリア２２ｃに連結される。尚、ベベルギア２０ｂに代え、ジョイントなどを用いても良い。図４以降で符号２２ｇは減速機構２２のプラネタリギア機構を収容するギアボックスを示す。

ロータ１４の回転数は共通のＧＴ回転数（ＧＴ２０の回転数）とそれぞれのＭ／Ｇ回転数（Ｍ／Ｇ１６の回転数）から以下のように決定される。
ロータ１４の回転数＝ギア比１×ＧＴ回転数＋ギア比２×MG回転数

上記において、ギア比１はＧＴ２０の出力回転からロータ１４の回転までの固定減速比であり、減速機構２２の設計で決まる固定値である。ギア比２はＭ／Ｇ１６の出力回転からロータ１４の回転までの固定減速比であり、同様に減速機構２２の設計で決まる固定値である。

この構成により、例えばＭ／Ｇ１６を停止させてサンギア２２ｓを固定した場合、プラネタリキャリア２２ｃの回転数と上記のギア比１，２とで出力側のリングギア２２ｒの回転数が決定される。

そこで、プラネタリキャリア２２ｃの回転数を維持したまま、同じ方向にサンギア２２ｓを回転させると、プラネタリギア２２ｐの回転数が減少するので、出力側のリングギア２２ｒの回転数は減速される（プラネタリキャリア２２ｃとサンギア２２ｓが共にＣＣＷ（半時計方向）の回転となり、ＣＷ（時計方向）のリングギア２２ｒの回転数が減速される）。

逆に、プラネタリキャリア２２ｃの回転数を維持したまま、反対の方向にサンギア２２ｓを回転させると、プラネタリギア２２ｐの回転数が増速され、出力側のリングギア２２ｒの回転数も増速される。

このように、ＧＴ２０からの機械的な動力を中心に同一方向にＭ／Ｇ１６をジェネレータ１６ｂとして回転させれば、発電力を得ながら、同時にロータ回転数を減速することができる。逆に、通電してＭ／Ｇ１６を反対方向にモータ１６ａとして回転させれば、ロータ回転数を増速することが可能となる。

このように、この実施形態に係るマルチコプタ１０においては、１個のＧＴ２０から、４個のロータ１４にそれぞれ配置される減速機構２２のプラネタリキャリア２２ｃに同一の回転数を供給し、後述するようにマルチコプタ１０の上昇と下降を制御するように構成される。

尚、この実施形態に係るマルチコプタ１０においてＧＴ２０は１００ｋＷ，Ｍ／Ｇ１６は２０ｋＷ、バッテリ２６は１０ｋＷ程度の電力規模を有することとする。

この結果、大きなエネルギをＧＴ２０から機械的に賄うので、常時、ＧＴ２０の動力の一部をサンギア２２ｓ経由で抽出してバッテリ２６を充電することができ、大電力を扱う必要がないため、バッテリ２６の容量を小さくすることができる。

また、マルチコプタ１０の姿勢制御は対角線上の２組のロータ１４をそれぞれ相反方向に回転させると共に、その回転を増減することで姿勢が制御されるが、Ｍ／Ｇ１６をモータ１６ａあるいはジェネレータ１６ｂとして動作させることにより、減少側のＭ／Ｇ１６をジェネレータ１６ｂとして機能させると共に、よって得た電力を増加側のＭ／Ｇ１６に供給してロータ１４の回転をアシストさせて増速させることも可能となり、それによってもバッテリ２６の容量を小さくすることが可能となる。

フライトコントローラ３２は、図５に示す如く、少なくとも１個のＭＰＵ（マイクロプロセッサ）３２ａとＣＰＵ，ＲＯＭ，ＲＡＭなどの複数個のメモリ３２ｂを備えるＥＣＵ（電子制御ユニット）からなる。

また、機体１２の適宜位置には機体１２の重力軸に対する傾斜角度を示す出力を生じるジャイロセンサ３４と、機体１２から地上に向けて超音波を送って得た反射波に基づいて地上からの高度を示す出力を生じる高度計３６と、衛星群から得た受信信号に基づいて機体１２の位置を示す出力を生じるＧＰＳ受信機４０と、進行方向の撮影画像を出力するビジョンセンサ４２とを備える。

また、図６に示す如く、減速機構２２においてＭ／Ｇ１６のモータ１６ａの入出力軸１６ｃの付近には回転数センサ４４が配置され、モータ１６ａの回転数を示す出力を生じる。上記したジャイロセンサ３４などのセンサ出力はフライトコントローラ３２に送られる。

また、機体１２の適宜位置にはメインスイッチ４６が設けられ、オペレータ（ユーザ）によってメインスイッチ４６がオンされてＧＴ２０が始動され、Ｍ／Ｇ１６のジェネレータ１６ｂからフライトコントローラ３２のＭＰＵ３２ａに動作電源が供給されることによってフライトコントローラ３２は動作開始する。

さらに、フライトコントローラ３２には入力機器５０とディスプレイ５２が接続され、オペレータが入力機器５０を通じて目的地、フライトコースなどを指示することによってマルチコプタ１０の運転が開始される。

尚、前記したようにマルチコプタ１０の機体１２は前後、左右の区別がなく、マルチコプタ１０は３６０度の方向に進行可能に構成されることから、ビジョンセンサ４２は機体１２に適宜な角度をおいて複数個配置される。尚、ビジョンセンサ４２を１個だけ設けると共に、３６０度回転可能に配置するようにしても良い。

フライトコントローラ３２においてＭＰＵ３２ａはメモリ３２ｂに格納されたプログラムに従い、ジャイロセンサ３４と高度計３６とＧＰＳ受信機４０とビジョンセンサ４２と回転数センサ４４の出力に基づいてマルチコプタ１０の離着陸と機体１２の姿勢とを制御する、換言すればマルチコプタ１０の離着陸と機体１２の姿勢とを制御する制御部３２ａ１を備える、あるいはＭＰＵ３２ａはマルチコプタ１０の離着陸と機体１２の姿勢とを制御するようにプログラムされるように構成される。

続いて、フライトコントローラ３２によって行われる、第１実施形態に係るマルチコプタ１０の離陸などの動作を説明する。

図７はフライトコントローラの動作を示すフロー・チャート、図８と図９は飛行時と着陸時のＧＴ２０とＭ／Ｇ１６のエネルギ伝達を示す説明図、図１０は上記の着陸などの（運転モード）の推移を示す説明図である。

図７を参照して説明すると、Ｓ１０において離陸可能か否か判断し、否定されるときは以降の処理をスキップする一方、肯定されるときはＳ１２に進み、離陸動作を行う（Ｓ：処理ステップ）。

離陸動作においては図６に示す如く、ＦＴ（燃料タンク）３０からＦＰ（燃料ポンプ）介して供給される燃料でＧＴ２０を回転させ、その回転でロータ１４を回転させるように制御し、よって４個のロータ１４の回転数を均等に増加させる。

また、それに加え、バッテリ（Ｂ）２６に貯留された電力をＭ／Ｇ１６に通電してモータ１６ａを回転させてロータ１４の回転をアシストする。それにより、バッテリ２６の電力を利用できない場合に比してＧＴ２０を小型にすることができる。

図７フロー・チャートにあっては次いでＳ１４に進み、高度計３６の出力に基づき、マルチコプタ１０が所定の高度に達したか、換言すれば離陸動作は完了したか否か判断し、否定されるときはＳ１２に戻る一方、肯定されるときは飛行（水平飛行）動作を行う。

飛行動作においては、ジャイロセンサ３４の出力に基づき、マルチコプタ１０の姿勢を微調整しつつ、入力された目的地に向けて飛行する。例えば、４個のロータ１４のうち、進行方向に相当する２個の回転数を低下させると共に、後進方向に相当する２個の回転数を上昇させることで飛行方向が制御される。

また、旋回は、例えば右に旋回しようとするときは、４個のロータ１４のうち、右側に相当する２個（ＲＦ，ＲＲ）の回転数を低下させると共に、左側に相当する２個（ＬＦ，ＬＲ）の回転数を上昇させ、それによって回転数が高い側のロータ１４の反力でマルチコプタ１０を所望の方向に旋回させる。尚、旋回の度合いはロータ１４の増減回転数で調整する。

また、回転制御（ヨー軸回り回転）で、機体１２をＣＣＷに回転させるには、ロータ１４のうちＣＷ回転側のロータ１４ａ，１４ｄの回転数を上昇させると共に、ＣＣＷ側のロータ１４ｂ，１４ｃの回転数を下降させて行う。機体１２をＣＷに回転させるのは上記と逆となる。

図８は右に旋回するときの動作を示すが、同図に示す如く、ロータ１４の回転数の減少はＧＴ２０の回転の一部をジェネレータ１６ｂの駆動（再生）に利用することで行い、よって得た発電電力をＰＤＵ２４のコンバータ２４ａで直流に変換する。同時に、得た直流をＰＤＵ２４のインバータ２４ｂで交流に逆変換してモータ１６ａを駆動してＧＴ２０の回転をアシストさせる。

このとき、ジェネレータ１６ｂで得られた電力は瞬時にモータ１６ａで消費されるので、バッテリ２６を介さずに直接やりとりされることとなる。その結果、バッテリ２６の充放電が小さくてすむので、バッテリ２６を小型にすることができる。

図７フロー・チャートにおいては次いでＳ１８に進み、ＧＰＳ受信機４０の出力に基づき、目的地の上空に到達したか否か判断し、否定されるときはＳ１６に戻る一方、肯定されるときはＳ２０に進み、着陸動作に移行する。

マルチコプタ１０の着陸動作は４個のロータ１４の全ての回転数を低下させることで行う。回転数の低下はＧＴ２０の回転の一部をジェネレータ１６ｂの駆動（再生）に利用して行うので、図９に示すように、ジェネレータ１６ｂの発電電力をＰＤＵ２４のコンバータ２４ａで直流に変換してバッテリ２６に貯留する。

図１０はマルチコプタ１０の着陸などの運転モードの推移を示す説明図である。

同図においてＭ／Ｇ１６は、その回転数が正値のときはモータ１６ａとして、負値のときはジェネレータ１６ｂとして動作（機能）することを意味する。バッテリ２６は正値のときは充電、負値のときは放電を意味する。

第１実施形態は上記のように構成したので、ＧＴ２０からの機械的な動力を減速機構２２に入力してＭ／Ｇ１６をジェネレータ１６ｂあるいはモータ１６ａとして動作させながらロータ１４を回転させるように構成したので、出力に比して重量を低減させることができ、航続距離を増加させて燃費性能を向上させることができる。

（実施形態２）
図１１はこの発明の第２実施形態に係るマルチコプタ１０の減速機構２２を模式的に示す、図４と同様の説明図である。

第１実施形態と相違する点に焦点をおいて説明すると、第２実施形態にあっては、減速機構２２において、ＧＴ２０の出力軸２０ａをプラネタリギア機構のサンギア２２ｓに連結し、Ｍ／Ｇ１６の入出力軸１６ｃをプラネタリギア機構のプラネタリキャリア２２ｃに連結すると共に、プラネタリギア機構のリングギア２２ｒをロータ１４の入力軸１４ｅに連結する如く構成した。

第１実施形態と同様、ＧＴ２０からの機械的な動力を減速機構２２に入力してＭ／Ｇ１６をジェネレータ１６ｂあるいはモータ１６ａとして動作させながらロータ１４を回転させるように構成したので、出力に比して重量を低減させることができ、航続距離を増加させて燃費性能を向上させることができる。尚、残余の構成と効果は第１実施形態と異ならない。

（実施形態３）
図１２はこの発明の第３実施形態に係るマルチコプタ１０の減速機構を模式的に示す、図４と同様の説明図である。

従前の実施形態と相違する点に焦点をおいて説明すると、第３実施形態にあっては、減速機構２２において、ＧＴ２０の出力軸２０ａをプラネタリギア機構のサンギア２２ｓに連結し、Ｍ／Ｇ１６の入出力軸１６ｃをプラネタリギア機構のリングギア２２ｒに連結すると共に、プラネタリギア機構のプラネタリキャリア２２ｃをロータ１４の入力軸１４ｅに連結する如く構成した。

第３実施形態も、第１実施形態と同様、ＧＴ２０からの機械的な動力を減速機構２２に入力してＭ／Ｇ１６をジェネレータ１６ｂあるいはモータ１６ａとして動作させながらロータ１４を回転させるように構成したので、出力に比して重量を低減させることができ、航続距離を増加させて燃費性能を向上させることができる。尚、残余の構成と効果は第１実施形態と異ならない。

（実施形態４）
図１３はこの発明の第４実施形態に係るマルチコプタ１０の減速機構を模式的に示す、図４と同様の説明図である。

従前の実施形態と相違する点に焦点をおいて説明すると、第４実施形態にあっては、減速機構２２において、ＧＴ２０の出力軸２０ａをプラネタリギア機構のサンギア２２ｓに連結し、プラネタリギア機構のリングギア２２ｒを減速機構２２の固定部２２ｆに固定すると共に、プラネタリギア機構のプラネタリキャリア２２ｃをクラッチ５４を介してＭ／Ｇ１６の入出力軸１６ｃとロータ１４の入力軸１４ｅとに連結する如く構成した。

即ち、Ｍ／Ｇ１６の入出力軸１６ｃとロータ１４の入力軸１４ｅの間にクラッチ５４を介挿し、クラッチ５４がオンされるとき、サンギア２２ｓを通じたＧＴ２０の出力軸２０ａの回転がＧ／Ｍ１６に入力されるように構成した。クラッチ５４のオン・オフはフライトコントローラ３２で制御される。

第４実施形態も同様に、ＧＴ２０からの機械的な動力を減速機構２２に入力してＭ／Ｇ１６をジェネレータ１６ｂあるいはモータ１６ａとして動作させながらロータ１４を回転
させるように構成したので、出力に比して重量を低減させることができ、航続距離を増加させて燃費性能を向上させることができる。尚、残余の構成と効果は第１実施形態と異ならない。

（実施形態５）
図１４はこの発明の第５実施形態に係るマルチコプタ１０の減速機構を模式的に示す、図４と同様の説明図である。

従前の実施形態と相違する点に焦点をおいて説明すると、第５実施形態にあっては、減速機構２２において、ＧＴ２０の出力軸２０ａをプラネタリギア機構のサンギア２２ｓに連結し、Ｍ／Ｇ１６の入出力軸１６ｃをプラネタリギア機構のプラネタリキャリア２２ｃに連結すると共に、プラネタリギア機構のリングギア２２ｒを第２の減速機構（プラネタリギア機構）２２１を介してロータ１４の入力軸１４ｅに連結する如く構成した。

第５実施形態も、ＧＴ２０からの機械的な動力を減速機構２２に入力してＭ／Ｇ１６をジェネレータ１６ｂあるいはモータ１６ａとして動作させながらロータ１４を回転させるように構成したので、構成は従前の実施形態に比して若干複雑となるものの大減速が可能となり、出力に比して重量を低減させることができ、航続距離を増加させて燃費性能を向上させることができる。尚、残余の構成と効果は第１実施形態と異ならない。

上記した如く、第１から第５実施形態に係るマルチコプタ１０にあっては、機体１２と、前記機体に取り付けられる複数（２ｎ（ｎ：ｎ≧２））個のロータと、前記複数個のロータのそれぞれに配置されるモータ・ジェネレータ（Ｍ／Ｇ）１６と、前記モータ・ジェネレータに連結される少なくとも１個のエンジン（ＧＴ）２０と、前記複数個のロータのそれぞれに配置される、サンギア２２ｓとリングギア２２ｒと複数個のプラネタリギア２２ｐを接続するプラネタリキャリア２２ｃとを有するプラネタリギア機構からなる減速機構２２とを備える。前記ロータ１４の入力軸１４ｅと、前記モータ・ジェネレータの入出力軸１６ｃと、前記エンジンの出力軸２０ａと、前記減速機構２２とは、同軸に設けられる。前記ロータ１４の入力軸１４ｅは、下方に延在する略円筒形状の筒部を有し、前記減速機構２２は、前記筒部の下端に連結され、前記モータ・ジェネレータ（Ｍ／Ｇ）１６は、前記筒部の内部に収容される。ＧＴ２０からの機械的な動力を減速機構２２に入力してＭ／Ｇ１６をジェネレータ１６ｂあるいはモータ１６ａとして動作させながらロータ１４を回転させるように構成したので、出力に比して重量を低減させることができ、航続距離を増加させて燃費性能を向上させることができる。

また、前記減速機構２２において、前記エンジン２０の出力軸２０ａを前記プラネタリキャリア２２ｃに連結し、前記モータ・ジェネレータ１６の入出力軸１６ｃを前記サンギア２２ｓに連結すると共に、前記リングギア２２ｒを前記ロータ１４の入力軸１４ｅに連結するように構成したので、出力に比して重量を一層低減させることができ、航続距離を一層増加させて燃費性能を向上させることができる。

また、前記減速機構２２において、前記エンジン２０の出力軸２０ａを前記サンギア２２ｓに連結し、前記モータ・ジェネレータ１６の入出力軸１６ｃを前記プラネタリキャリア２２ｃに連結すると共に、前記リングギア２２ｒを前記ロータ１４の入力軸１４ｅに連結するように構成したので、出力に比して重量を一層低減させることができ、航続距離を増加させて燃費性能を一層向上させることができる。

また、前記減速機構２２において、前記エンジン２０の出力軸２０ａを前記サンギア２２ｓに連結し、前記モータ・ジェネレータ１６の入出力軸１６ｃを前記リングギア２２ｒに連結すると共に、前記プラネタリキャリア２２ｃを前記ロータ１４の入力軸１４ｅに連結するように構成したので、出力に比して重量を一層低減させることができ、航続距離を増加させて燃費性能を一層向上させることができる。

また、前記減速機構２２において、前記エンジン２０の出力軸２０ａを前記サンギア２２ｓに連結し、前記リングギア２２ｒを固定すると共に、前記プラネタリキャリア２２ｃをクラッチ５４を介して前記モータ・ジェネレータ１６の入出力軸１６ｃと前記ロータ１４の入力軸１４ｅとに連結するように構成したので、出力に比して重量を一層低減させることができ、航続距離を増加させて燃費性能を一層向上させることができる。

また、前記減速機構２２において、前記エンジン２０の出力軸２０ａを前記サンギア２２ｓに連結し、前記モータ・ジェネレータ１６の入出力軸１６ｃを前記プラネタリキャリア２２ｃに連結すると共に、前記リングギア２２ｒを第２の減速機構（プラネタリギア機構）２２１を介して前記ロータ１４の入力軸１４ｅに連結するように構成したので、構成は若干複雑となるものの、出力に比して重量を低減させることができ、航続距離を増加させて燃費性能を向上させることができる。

また、前記機体１２の重力軸に対する傾斜角度を示す出力を生じるジャイロセンサ３４と、前記機体１２の地上からの高度を示す出力を生じる高度計３６と、前記機体１２の位置を示す出力を生じるＧＰＳ受信機４０と、進行方向の撮影画像を出力するビジョンセンサ４２と、前記ジャイロセンサと高度計とＧＰＳ受信機とビジョンセンサの出力に基づいて離着陸と前記機体の姿勢とを制御するフライトコントローラ３２と少なくとも備える如く構成したので、上記した効果に加え、マルチコプタ１０の離着陸と姿勢とを適正に制御することができる。

尚、上記においてエンジン（ＧＴ）２０をターボシャフト・エンジンとして説明したが、エンジン（ＧＴ）２０は往復動型の内燃機関であっても良い。詳しくは、出力が５０ｋＷより上の場合はＧＴが小型軽量の点で望ましく、５０ｋＷより下の場合は往復動の内燃機関が燃焼効率の点で望ましい。

１０マルチコプタ、１２機体、１４，１４ａ，１４ｂ，１４ｃ，１４ｄロータ、１４ｅ入力軸、１６モータ・ジェネレータ（Ｍ／Ｇ）、１６ａモータ、１６ｂジェネレータ、１６ｃ入出力軸、２０エンジン（ＧＴ）、２０ａ出力軸、２０ｂベベルギア（反転機構）、２２，２２１減速機構、２２ｓサンギア、２２ｒリングギア、２２ｐプラネタリギア、２２ｃプラネタリキャリア、２４ＰＤＵ、２４ａコンバータ、２４ｂインバータ、２６バッテリ、３０燃料タンク、３２フライトコントローラ、３４ジャイロセンサ、３６高度計、４０ＧＰＳ受信機、４２ビジョンセンサ、４４回転数センサ、４６メインスイッチ、５０入力機器、５２ディスプレイ、５４クラッチ

Claims

機体と、前記機体に取り付けられる複数（２ｎ（ｎ：ｎ≧２））個のロータと、前記複数個のロータのそれぞれに配置されるモータ・ジェネレータと、前記モータ・ジェネレータに連結される少なくとも１個のエンジンと、前記複数個のロータのそれぞれに配置される、サンギアとリングギアと複数個のプラネタリギアを接続するプラネタリキャリアとを有するプラネタリギア機構からなる減速機構とを備え、
前記ロータの入力軸と、前記モータ・ジェネレータの入出力軸と、前記エンジンの出力軸と、前記減速機構とは、同軸に設けられ、
前記ロータの入力軸は、下方に延在する略円筒形状の筒部を有し、
前記減速機構は、前記筒部の下端に連結され、
前記モータ・ジェネレータは、前記筒部の内部に収容されることを特徴とするマルチコプタ。
前記減速機構において、前記エンジンの出力軸を前記プラネタリキャリアに連結し、前記モータ・ジェネレータの入出力軸を前記サンギアに連結すると共に、前記リングギアを前記ロータの入力軸に連結したことを特徴とする請求項１記載のマルチコプタ。
前記減速機構において、前記エンジンの出力軸を前記サンギアに連結し、前記モータ・ジェネレータの入出力軸を前記プラネタリキャリアに連結すると共に、前記リングギアを前記ロータの入力軸に連結したことを特徴とする請求項１記載のマルチコプタ。
前記減速機構において、前記エンジンの出力軸を前記サンギアに連結し、前記モータ・ジェネレータの入出力軸を前記リングギアに連結すると共に、前記プラネタリキャリアを前記ロータの入力軸に連結したことを特徴とする請求項１記載のマルチコプタ。
前記減速機構において、前記エンジンの出力軸を前記サンギアに連結し、前記リングギアを固定すると共に、前記プラネタリキャリアをクラッチを介して前記モータ・ジェネレータの入出力軸と前記ロータの入力軸とに連結したことを特徴とする請求項１記載のマルチコプタ。
前記減速機構において、前記エンジンの出力軸を前記サンギアに連結し、前記モータ・ジェネレータの入出力軸を前記プラネタリキャリアに連結すると共に、前記リングギアを第２の減速機構を介して前記ロータの入力軸に連結したことを特徴とする請求項１記載のマルチコプタ。
前記機体の重力軸に対する傾斜角度を示す出力を生じるジャイロセンサと、前記機体の地上からの高度を示す出力を生じる高度計と、前記機体の位置を示す出力を生じるＧＰＳ受信機と、進行方向の撮影画像を出力するビジョンセンサと、前記ジャイロセンサと高度計とＧＰＳ受信機とビジョンセンサの出力に基づいて離着陸と前記機体の姿勢とを制御するフライトコントローラとを少なくとも備えたことを特徴とする請求項１から６のいずれか１項に記載のマルチコプタ。