JP2019142359A

JP2019142359A - Flight device

Info

Publication number: JP2019142359A
Application number: JP2018028736A
Authority: JP
Inventors: 覚吉川; Satoru Yoshikawa; 武典松江; Takenori Matsue; 雅尊平井; Masataka Hirai
Original assignee: Denso Corp; Soken Inc
Current assignee: Denso Corp; Soken Inc
Priority date: 2018-02-21
Filing date: 2018-02-21
Publication date: 2019-08-29

Abstract

To provide a flight device that requires shortened times for start and stop of rotation of a propeller and has high safety.SOLUTION: A flight device 10 comprises a substrate 11, a thruster 12, a state detection unit, a flight control unit, a pitch change mechanism unit 13, and a pitch control unit. The thruster 12 comprises a rotating propeller 18 provided on the substrate 11, and generates propulsive power by rotation of the propeller 18. The flight control unit controls the thruster 12 based on a flight state of the substrate 11 detected by the state detection unit. The pitch change mechanism unit 13 changes a pitch of the propeller 18 of the truster 12. The pitch control unit changes a pitch of the propeller 18 to a preset set pitch via the pitch change mechanism unit 13 at start and stop of rotation of the propeller 18.SELECTED DRAWING: Figure 2

Description

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

近年、いわゆるドローンと称される飛行装置の普及が進んでいる。このような飛行装置は、滑走路が不要であり、数ｋｇ程度のペイロードを有しつつ、時速１００ｋｍを超える高速飛行が可能である。そこで、飛行装置は、例えばＡＥＤのような医療機器をはじめとする緊急を要する物品の運搬への応用が検討されている。緊急を要する物品を運搬する場合、可能な限り短時間での飛行が求められる。すなわち、例えば医療機器のように１秒が争われる物品の場合、物品を搭載してから離陸するまでの時間、および着陸してから物品を取得する時間は、できる限り短縮することが好ましい。 In recent years, so-called drones have been widely used. Such a flight device does not require a runway, and can fly at a high speed exceeding 100 km / h while having a payload of several kg. Therefore, application of the flying device to transportation of urgent items such as medical equipment such as AED is being studied. When carrying urgent items, it is required to fly in as short a time as possible. That is, for example, in the case of an article for which 1 second is contested, such as a medical device, it is preferable that the time from when the article is mounted to take off and the time to acquire the article after landing are shortened as much as possible.

しかし、飛行装置のプロペラは、２０００ｒｐｍを超える回転数であることが多い。そのため、プロペラが回転しているとき、飛行装置へ接近すると、予期しない事故を招くおそれがある。そこで、ダクテッドファンのように、プロペラの周囲をダクトで覆うことにより、安全性の向上を図る必要がある。一方、ダクテッドファンは、オープンロータに比較して飛行効率が低い。そのため、飛行時間および航続距離が短くなったり、飛行速度の低下を招いたりするという問題がある。 However, the propeller of a flying device often has a rotational speed exceeding 2000 rpm. Therefore, when the propeller is rotating, approaching the flying device may cause an unexpected accident. Therefore, it is necessary to improve safety by covering the periphery of the propeller with a duct like a ducted fan. On the other hand, ducted fans have lower flight efficiency than open rotors. Therefore, there are problems that the flight time and cruising distance are shortened and the flight speed is reduced.

特開２０１０−１３２２７３号公報JP 2010-132273 A

本発明の目的は、プロペラの回転開始および回転停止に要する時間が短縮され、安全性の高い飛行装置を提供することにある。 An object of the present invention is to provide a highly safe flying device in which the time required to start and stop rotation of a propeller is shortened.

請求項１記載の飛行装置は、ピッチ制御部を備えている。ピッチ制御部は、ピッチ変更機構部を通してプロペラのピッチを制御する。ピッチ制御部は、プロペラが回転を開始する回転開始時、およびプロペラが回転を停止する回転停止時において、プロペラのピッチを予め設定された設定ピッチに制御する。これにより、プロペラのピッチは、回転開始または回転停止に最適化される。例えばプロペラが回転を開始するとき、プロペラのピッチを小さくすることにより、プロペラに加わる空気抵抗が小さくなる。その結果、プロペラは、回転開始が指示されてから早期に所望の回転数に到達する。一方、プロペラが回転を停止するとき、プロペラのピッチを大きくすることにより、プロペラに加わる空気抵抗が大きくなる。その結果、プロペラは、回転停止が指示されてから早期に停止する。したがって、プロペラの回転開始および回転停止に要する時間を短縮することができる。プロペラの回転開始および回転停止に要する時間が短縮されることにより、着陸時における早期の基体への接近が可能になるとともに、離陸時における待避までの期間が延長される。したがって、飛行時間を短縮しつつ、安全性の向上を図ることができる。 The flying device according to claim 1 includes a pitch control unit. The pitch control unit controls the pitch of the propeller through the pitch changing mechanism unit. The pitch control unit controls the pitch of the propeller to a preset pitch that is set in advance when the propeller starts rotating and when the propeller stops rotating. Thereby, the pitch of the propeller is optimized to start or stop rotation. For example, when the propeller starts rotating, the air resistance applied to the propeller is reduced by reducing the pitch of the propeller. As a result, the propeller reaches a desired number of revolutions early after the start of rotation is instructed. On the other hand, when the propeller stops rotating, the air resistance applied to the propeller is increased by increasing the pitch of the propeller. As a result, the propeller stops early after the rotation stop is instructed. Therefore, the time required for the propeller to start and stop can be shortened. By shortening the time required to start and stop the rotation of the propeller, it becomes possible to approach the base at an early stage during landing and to extend the period until retreat during takeoff. Therefore, it is possible to improve safety while shortening the flight time.

第１実施形態による飛行装置の構成を示すブロック図The block diagram which shows the structure of the flying apparatus by 1st Embodiment. 第１実施形態による飛行装置を示す概略図Schematic showing the flying device according to the first embodiment 第１実施形態による飛行装置を図２の矢印IIIから見た概略図Schematic view of the flying device according to the first embodiment as seen from the arrow III in FIG. 第１実施形態による飛行装置のスラスタを示す模式的な斜視図Schematic perspective view showing the thruster of the flying device according to the first embodiment. 第１実施形態による飛行装置のスラスタにおけるプロペラが折り畳まれた状態を示す概略図Schematic which shows the state by which the propeller in the thruster of the flying apparatus by 1st Embodiment was folded. 第１実施形態による飛行装置のスラスタにおけるプロペラが展開された状態を示す概略図Schematic which shows the state by which the propeller in the thruster of the flying device by 1st Embodiment was expand | deployed 第１実施形態による飛行装置において、プロペラの回転開始時における処理の流れを示す概略図Schematic showing the flow of processing at the start of rotation of the propeller in the flying device according to the first embodiment. 第１実施形態による飛行装置において、プロペラの回転停止時における処理の流れを示す概略図Schematic showing the flow of processing when the propeller stops rotating in the flying device according to the first embodiment. 第２実施形態による飛行装置のスラスタを示す模式図Schematic showing the thruster of the flying device according to the second embodiment 第３実施形態による飛行装置のスラスタを示す模式図The schematic diagram which shows the thruster of the flight apparatus by 3rd Embodiment

以下、飛行装置の複数の実施形態を図面に基づいて説明する。なお、複数の実施形態において実質的に同一の構成部位には同一の符号を付し、説明を省略する。
（第１実施形態）
図２および図３に示す飛行装置１０は、基体１１、スラスタ１２およびピッチ変更機構部１３を有している。基体１１は、本体１４および腕部１５を有している。本体１４は、飛行装置１０の重心またはその近傍に設けられている。腕部１５は、本体１４から放射状に延びている。スラスタ１２は、この基体１１の腕部１５の先端に設けられている。なお、飛行装置１０の基体１１は、本体１４から腕部１５が放射状に延びる構成に限らず、円環状に形成して周方向へ複数のスラスタ１２を設ける構成など、任意の構成とすることができる。スラスタ１２および腕部１５の数は、２つ以上であれば任意に設定することができる。 Hereinafter, a plurality of embodiments of a flying device will be described based on the drawings. Note that, in a plurality of embodiments, substantially the same components are denoted by the same reference numerals, and description thereof is omitted.
(First embodiment)
2 and 3 includes a base 11, a thruster 12, and a pitch changing mechanism unit 13. The base 11 has a main body 14 and an arm portion 15. The main body 14 is provided at or near the center of gravity of the flying device 10. The arm portion 15 extends radially from the main body 14. The thruster 12 is provided at the tip of the arm portion 15 of the base body 11. The base 11 of the flying device 10 is not limited to a configuration in which the arm portion 15 extends radially from the main body 14, but may have an arbitrary configuration such as a configuration in which a plurality of thrusters 12 are provided in the circumferential direction. it can. The number of the thrusters 12 and the arm portions 15 can be arbitrarily set as long as it is two or more.

スラスタ１２は、いずれもモータ１６、軸部材１７およびプロペラ１８を有している。モータ１６は、プロペラ１８を駆動する駆動源である。モータ１６は、例えば基体１１に収容されているバッテリ１９などを電源として作動する。モータ１６の回転は、図示しない回転子と一体になった軸部材１７を通してプロペラ１８に伝達される。プロペラ１８は、モータ１６によって回転駆動される。 Each thruster 12 has a motor 16, a shaft member 17, and a propeller 18. The motor 16 is a drive source that drives the propeller 18. The motor 16 operates using, for example, a battery 19 accommodated in the base 11 as a power source. The rotation of the motor 16 is transmitted to the propeller 18 through a shaft member 17 integrated with a rotor (not shown). The propeller 18 is rotationally driven by the motor 16.

ピッチ変更機構部１３は、各スラスタ１２に設けられている。ピッチ変更機構部１３は、図４に示すようにスラスタ１２のモータ１６とプロペラ１８との間に設けられている。なお、図４に示すピッチ変更機構部１３は、一例であり、プロペラ１８のピッチを変更可能な構成であって、スラスタ１２に適用可能な構成であればこの例に限らない。ピッチ変更機構部１３は、サーボモータ２１、レバー部材２２、リンク部材２３および変更部材２４を有している。サーボモータ２１の回転は、レバー部材２２、リンク部材２３および変更部材２４を通してプロペラ１８に伝達される。このとき、サーボモータ２１の回転は、レバー部材２２、リンク部材２３および変更部材２４を経由することにより、軸部材１７と垂直なプロペラ軸Ｐを中心とするプロペラ１８の回転に変換される。プロペラ１８がプロペラ軸Ｐを中心に回転することにより、プロペラ１８の取り付け角度が変化し、プロペラ１８のピッチが変更される。プロペラ１８のピッチの変化量は、サーボモータ２１の回転角度に対応する。スラスタ１２は、モータ１６でプロペラ１８を駆動することによって推進力を発生する。このとき、スラスタ１２から発生する推進力の大きさおよび推進力の向きは、モータ１６の回転数およびプロペラ１８のピッチを変更することによって制御される。 The pitch changing mechanism unit 13 is provided in each thruster 12. As shown in FIG. 4, the pitch changing mechanism unit 13 is provided between the motor 16 and the propeller 18 of the thruster 12. Note that the pitch changing mechanism unit 13 shown in FIG. 4 is an example, and is not limited to this example as long as the pitch of the propeller 18 can be changed and can be applied to the thruster 12. The pitch changing mechanism unit 13 includes a servo motor 21, a lever member 22, a link member 23, and a changing member 24. The rotation of the servo motor 21 is transmitted to the propeller 18 through the lever member 22, the link member 23, and the changing member 24. At this time, the rotation of the servo motor 21 is converted into the rotation of the propeller 18 around the propeller shaft P perpendicular to the shaft member 17 through the lever member 22, the link member 23 and the changing member 24. When the propeller 18 rotates around the propeller axis P, the mounting angle of the propeller 18 changes and the pitch of the propeller 18 changes. The amount of change in the pitch of the propeller 18 corresponds to the rotation angle of the servo motor 21. The thruster 12 generates a propulsive force by driving a propeller 18 with a motor 16. At this time, the magnitude of the thrust generated from the thruster 12 and the direction of the thrust are controlled by changing the rotation speed of the motor 16 and the pitch of the propeller 18.

飛行装置１０は、上記の構成に加え、図１に示すように制御ユニット３０を備えている。制御ユニット３０は、基体１１に収容されている。制御ユニット３０は、制御演算部３１、記憶部３２、状態検出部３３、飛行制御部３４およびピッチ制御部３５を備えている。制御演算部３１は、図示しないＣＰＵ、ＲＯＭおよびＲＡＭを有するマイクロコンピュータで構成されている。制御演算部３１は、バッテリ１９、ならびに各スラスタ１２のモータ１６およびサーボモータ２１と電気的に接続している。制御演算部３１は、ＲＯＭに記憶されたコンピュータプログラムを実行することにより、状態検出部３３、飛行制御部３４およびピッチ制御部３５をソフトウェア的に実現している。これら状態検出部３３、飛行制御部３４およびピッチ制御部３５は、ソフトウェア的に限らず、ハードウェア的、あるいはソフトウェアとハードウェアとの協働によって実現してもよい。記憶部３２は、制御演算部３１と接続しており、例えば不揮発性のメモリなどを有している。記憶部３２は、制御演算部３１のＲＯＭおよびＲＡＭと共用してもよい。記憶部３２は、予め設定された飛行計画をデータとして記憶している。飛行計画は、飛行装置１０が飛行する飛行ルートや飛行高度が含まれている。 In addition to the above configuration, the flying device 10 includes a control unit 30 as shown in FIG. The control unit 30 is accommodated in the base body 11. The control unit 30 includes a control calculation unit 31, a storage unit 32, a state detection unit 33, a flight control unit 34, and a pitch control unit 35. The control calculation unit 31 is composed of a microcomputer having a CPU, a ROM and a RAM (not shown). The control calculation unit 31 is electrically connected to the battery 19 and the motor 16 and the servo motor 21 of each thruster 12. The control calculation unit 31 implements the state detection unit 33, the flight control unit 34, and the pitch control unit 35 by software by executing a computer program stored in the ROM. The state detection unit 33, the flight control unit 34, and the pitch control unit 35 are not limited to software, and may be realized by hardware or by cooperation of software and hardware. The storage unit 32 is connected to the control calculation unit 31 and includes, for example, a nonvolatile memory. The storage unit 32 may be shared with the ROM and RAM of the control calculation unit 31. The storage unit 32 stores a preset flight plan as data. The flight plan includes a flight route and a flight altitude for the flight device 10 to fly.

状態検出部３３は、基体１１の傾きや基体１１に加わる加速度などから基体１１の飛行状態を検出する。具体的には、状態検出部３３は、ＧＰＳセンサ４１、加速度センサ４２、角速度センサ４３、地磁気センサ４４および高度センサ４５などと接続している。ＧＰＳセンサ４１は、ＧＰＳ衛星から出力されるＧＰＳ信号を受信する。加速度センサ４２は、ｘ軸、ｙ軸およびｚ軸の３次元の３つの軸方向において基体１１に加わる加速度を検出する。角速度センサ４３は、３次元の３つの軸方向において基体１１に加わる角速度を検出する。地磁気センサ４４は、３次元の３つの軸方向における地磁気を検出する。高度センサ４５は、天地方向つまりｚ軸方向における高度を検出する。状態検出部３３は、これらＧＰＳセンサ４１で受信したＧＰＳ信号、加速度センサ４２で検出した加速度、角速度センサ４３で検出した角速度および地磁気センサ４４で検出した地磁気などから基体１１の飛行姿勢、飛行方向および飛行速度を検出する。また、状態検出部３３は、ＧＰＳセンサ４１で検出したＧＰＳ信号と各種のセンサによる検出値から基体１１の飛行位置を検出する。さらに、状態検出部３３は、高度センサ４５で検出した高度から基体１１の飛行高度を検出する。このように、状態検出部３３は、基体１１の飛行姿勢、飛行速度、飛行位置および飛行高度など、基体１１の飛行に必要な情報を飛行状態として検出する。 The state detection unit 33 detects the flight state of the base body 11 from the tilt of the base body 11 and the acceleration applied to the base body 11. Specifically, the state detection unit 33 is connected to the GPS sensor 41, the acceleration sensor 42, the angular velocity sensor 43, the geomagnetic sensor 44, the altitude sensor 45, and the like. The GPS sensor 41 receives a GPS signal output from a GPS satellite. The acceleration sensor 42 detects acceleration applied to the base body 11 in the three-dimensional three axis directions of the x axis, the y axis, and the z axis. The angular velocity sensor 43 detects the angular velocity applied to the base body 11 in the three-dimensional three axial directions. The geomagnetic sensor 44 detects the geomagnetism in the three-dimensional three axial directions. The altitude sensor 45 detects the altitude in the top-and-bottom direction, that is, the z-axis direction. The state detection unit 33 uses the GPS signal received by the GPS sensor 41, the acceleration detected by the acceleration sensor 42, the angular velocity detected by the angular velocity sensor 43, the geomagnetism detected by the geomagnetic sensor 44, and the like. Detect flight speed. In addition, the state detection unit 33 detects the flight position of the base body 11 from the GPS signal detected by the GPS sensor 41 and the detection values from various sensors. Further, the state detection unit 33 detects the flight altitude of the base body 11 from the altitude detected by the altitude sensor 45. As described above, the state detection unit 33 detects information necessary for the flight of the base body 11 such as the flight posture, the flight speed, the flight position, and the flight altitude of the base body 11 as the flight state.

状態検出部３３は、上記に加え、カメラ４６およびＬＩＤＡＲ（Light Detection And Ranging）４７などに接続してもよい。カメラ４６およびＬＩＤＡＲ４７は、基体１１の周囲における障害物を画像または距離の測定によって検出する。状態検出部３３は、カメラ４６およびＬＩＤＡＲ４７を用いて、飛行する基体１１の周囲に存在する構造物や天然物など、飛行の障害となるおそれのある物体を検出する。 In addition to the above, the state detection unit 33 may be connected to a camera 46, a LIDAR (Light Detection And Ranging) 47, and the like. The camera 46 and the LIDAR 47 detect an obstacle around the base 11 by measuring an image or a distance. The state detection unit 33 uses the camera 46 and the LIDAR 47 to detect an object that may interfere with the flight, such as a structure or a natural product present around the flying base 11.

飛行制御部３４は、基体１１の飛行状態を自動制御モードまたは手動制御モードによって制御する。自動制御モードは、操作者の操作によらず基体１１を自立的に飛行させる飛行モードである。自動制御モードのとき、飛行制御部３４は、記憶部３２に記憶されている飛行計画に沿って、基体１１の飛行を自動的に制御する。すなわち、飛行制御部３４は、この自動制御モードのとき、状態検出部３３で検出した基体１１の飛行状態などに基づいて、スラスタ１２の推進力を制御する。これにより、飛行制御部３４は、操作者の操作によらず、基体１１を飛行計画に沿って自動的に飛行させる。一方、手動制御モードは、操作者の操作にしたがって基体１１を飛行させる飛行モードである。手動制御モードのとき、操作者は、基体１１と遠隔に設けられた図示しない入力装置を用いて基体１１の飛行状態を制御する。飛行制御部３４は、図示しない入力装置から入力された操作に基づいてスラスタ１２の推進力を制御する。これにより、飛行制御部３４は、操作者の意思にあわせて基体１１の飛行を制御する。 The flight control unit 34 controls the flight state of the base 11 in an automatic control mode or a manual control mode. The automatic control mode is a flight mode in which the base body 11 flies autonomously regardless of the operation of the operator. In the automatic control mode, the flight control unit 34 automatically controls the flight of the base body 11 in accordance with the flight plan stored in the storage unit 32. That is, the flight control unit 34 controls the thrust force of the thruster 12 based on the flight state of the base body 11 detected by the state detection unit 33 in this automatic control mode. Thereby, the flight control unit 34 automatically causes the base 11 to fly along the flight plan regardless of the operation of the operator. On the other hand, the manual control mode is a flight mode in which the base body 11 flies according to the operation of the operator. In the manual control mode, the operator controls the flight state of the base body 11 using an input device (not shown) provided remotely from the base body 11. The flight control unit 34 controls the thrust of the thruster 12 based on an operation input from an input device (not shown). Thereby, the flight control part 34 controls the flight of the base | substrate 11 according to an operator's intention.

ピッチ制御部３５は、プロペラ１８の回転開始時およびプロペラ１８の回転停止時に、プロペラ１８のピッチを予め設定された設定ピッチＰｓに制御する。すなわち、ピッチ制御部３５は、プロペラ１８の回転開始および回転停止という特定の時期において、プロペラ１８のピッチを、ピッチ変更機構部１３を通して設定ピッチＰｓに制御する。ピッチ制御部３５は、例えばスラスタ１２のプロペラ１８が回転から停止へ移行する回転停止時において、プロペラ１８のピッチを設定ピッチＰｓに制御する。具体的には、ピッチ制御部３５は、プロペラ１８の回転停止時において、設定ピッチＰｓを最大ピッチＰ１に設定する。そして、ピッチ制御部３５は、プロペラ１８のピッチを、ピッチ変更機構部１３を通してこの設定ピッチである最大ピッチＰ１に変更する。最大ピッチＰ１とは、プロペラ１８のピッチとして許容される最大値である。プロペラ１８のピッチは、プロペラ１８自身の強度や回転数などに応じて許容される最大値が決定される。ピッチ制御部３５は、プロペラ１８の回転停止時において、この許容される最大値である最大ピッチＰ１に変更する。このとき、最大ピッチＰ１は、飛行装置１０の飛行の制御で許容される最大のピッチよりも大きく設定することが好ましい。飛行の制御では、飛行装置１０の姿勢の過大な変化や飛行の安定性を確保するために、プロペラ１８のピッチは特定の上限が設定されている。プロペラ１８を停止する着陸後は、飛行の安全性を考慮する必要が低いことから、最大ピッチＰ１としてこの飛行の制御で許容される最大のピッチよりも大きく設定してもよい。このように着陸後におけるプロペラ１８のピッチを通常の飛行の制御で許容されるピッチよりも大きな最大ピッチＰ１とすることにより、プロペラ１８に加わる空気抵抗が増大する。その結果、飛行装置１０の着陸によるモータ１６への通電の停止からプロペラ１８の回転停止までに要する時間の短縮が図られる。なお、最大ピッチＰ２は固定の値ではなく、例えばプロペラ１８の回転数などに応じて変化する構成としてもよい。すなわち、プロペラ１８のピッチは、プロペラ１８に加わる空気抵抗が最大となるように、回転数や許容される強度などに応じて適宜変化する構成としてもよい。 The pitch control unit 35 controls the pitch of the propeller 18 to a preset pitch Ps when the propeller 18 starts rotating and when the propeller 18 stops rotating. That is, the pitch control unit 35 controls the pitch of the propeller 18 to the set pitch Ps through the pitch change mechanism unit 13 at a specific time when the rotation of the propeller 18 starts and stops. The pitch control unit 35 controls the pitch of the propeller 18 to the set pitch Ps when the propeller 18 of the thruster 12 stops rotating, for example, from rotation to stop. Specifically, the pitch control unit 35 sets the set pitch Ps to the maximum pitch P1 when the rotation of the propeller 18 is stopped. Then, the pitch control unit 35 changes the pitch of the propeller 18 through the pitch changing mechanism unit 13 to the maximum pitch P1 that is the set pitch. The maximum pitch P1 is a maximum value allowed as the pitch of the propeller 18. The maximum value of the pitch of the propeller 18 is determined in accordance with the propeller 18's own strength, rotation speed, and the like. The pitch control unit 35 changes the maximum pitch P1, which is the allowable maximum value, when the propeller 18 stops rotating. At this time, it is preferable that the maximum pitch P1 is set larger than the maximum pitch allowed by the flight control of the flying device 10. In the flight control, a specific upper limit is set for the pitch of the propeller 18 in order to ensure an excessive change in the attitude of the flying device 10 and flight stability. After landing when the propeller 18 is stopped, since it is not necessary to consider the safety of the flight, the maximum pitch P1 may be set larger than the maximum pitch allowed by the control of this flight. Thus, the air resistance applied to the propeller 18 is increased by setting the pitch of the propeller 18 after landing to the maximum pitch P1 larger than the pitch allowed by the normal flight control. As a result, the time required from the stop of energization of the motor 16 due to the landing of the flying device 10 to the stop of the rotation of the propeller 18 can be shortened. Note that the maximum pitch P2 is not a fixed value, and may be configured to change according to, for example, the rotation speed of the propeller 18. That is, the pitch of the propeller 18 may be appropriately changed according to the rotational speed, the allowable strength, or the like so that the air resistance applied to the propeller 18 is maximized.

また、最大ピッチＰ１は、プロペラ１８の回転によってスラスタ１２から降下方向の力が発生する向きに設定することが好ましい。つまり、ピッチ制御部３５は、スラスタ１２が降下方向の力を発生する向きに、プロペラ１８の最大ピッチＰ１を設定する。これにより、回転停止時においてプロペラ１８を最大ピッチＰ１に変更しても、スラスタ１２は基体１１を上昇させる方向の力を発生せず、プロペラ１８の回転が停止する際の基体１１の不安定化は低減される。但し、プロペラ１８の回転数や着陸時におけるスラスタ１２の出力によっては、上昇方向へ力を発生する向きに最大ピッチＰ１を設定してもスラスタ１２は基体１１が浮遊するほどの力が発生しないこともある。また、プロペラ１８を最大ピッチＰ１にすることにより、プロペラ１８はモータ１６への通電の停止から迅速に減速して停止する。そのため、プロペラ１８が回転しても、基体１１の姿勢の変化を生じるほどの力が生じる期間はほとんどない。このような場合、最大ピッチＰ１は、プロペラ１８の回転によってスラスタ１２から上昇方向の力が発生する向きに設定してもよい。 The maximum pitch P1 is preferably set in a direction in which a downward force is generated from the thruster 12 by the rotation of the propeller 18. That is, the pitch control unit 35 sets the maximum pitch P1 of the propeller 18 in the direction in which the thruster 12 generates a downward force. Thereby, even if the propeller 18 is changed to the maximum pitch P1 when the rotation is stopped, the thruster 12 does not generate a force in a direction to raise the base 11, and the base 11 becomes unstable when the propeller 18 stops rotating. Is reduced. However, depending on the rotation speed of the propeller 18 and the output of the thruster 12 at the time of landing, even if the maximum pitch P1 is set in the direction in which the force is generated in the upward direction, the thruster 12 does not generate enough force to float the base 11. There is also. Further, by setting the propeller 18 to the maximum pitch P1, the propeller 18 is rapidly decelerated from the stop of energization of the motor 16 and stopped. Therefore, even if the propeller 18 rotates, there is almost no period during which a force that causes a change in the posture of the base 11 is generated. In such a case, the maximum pitch P <b> 1 may be set in a direction in which an upward force is generated from the thruster 12 by the rotation of the propeller 18.

一方、ピッチ制御部３５は、例えばスラスタ１２のプロペラ１８が停止から回転へ移行する回転開始時において、プロペラ１８のピッチを設定ピッチＰｓに制御する。具体的には、ピッチ制御部３５は、プロペラ１８の回転開始時において、設定ピッチＰｓを始動ピッチＰ２に設定する。そして、ピッチ制御部３５は、プロペラ１８のピッチを、ピッチ変更機構部１３を通してこの始動ピッチＰ２に変更する。始動ピッチＰ２とは、回転停止時に設定する最大ピッチＰ１よりも小さなピッチである。プロペラ１８のピッチは、小さくなるほど回転時の抵抗が減少する。そのため、始動ピッチＰ２を最大ピッチＰ１よりも小さく設定することにより、プロペラ１８の回転開始時において、プロペラ１８に加わる抵抗は減少する。これにより、プロペラ１８を有するスラスタ１２の始動性が向上する。この場合、始動ピッチＰ２は、「０」に近い値にすることが好ましい。 On the other hand, the pitch control unit 35 controls the pitch of the propeller 18 to the set pitch Ps, for example, at the start of rotation when the propeller 18 of the thruster 12 shifts from stop to rotation. Specifically, the pitch control unit 35 sets the set pitch Ps to the start pitch P2 when the rotation of the propeller 18 is started. Then, the pitch control unit 35 changes the pitch of the propeller 18 to the starting pitch P2 through the pitch changing mechanism unit 13. The starting pitch P2 is a pitch smaller than the maximum pitch P1 set when the rotation is stopped. As the pitch of the propeller 18 decreases, the resistance during rotation decreases. Therefore, by setting the starting pitch P2 to be smaller than the maximum pitch P1, the resistance applied to the propeller 18 is reduced when the propeller 18 starts to rotate. Thereby, the startability of the thruster 12 having the propeller 18 is improved. In this case, the starting pitch P2 is preferably set to a value close to “0”.

スラスタ１２のプロペラ１８は、図５に示すように折り畳み可能に構成されている。これは、飛行装置１０の運搬時において、飛行装置１０の体格を小型化するとともに、プロペラ１８の破損を防止するためである。折り畳まれたプロペラ１８は、モータ１６が回転すると、プロペラ１８に加わる遠心力によって図６に示すように開き、推力を発生する形状に保持される。時間的に余裕がある場合、飛行装置１０の操作者は図５に示すように折り畳まれたプロペラ１８を、図６に示すような推力を発生する形状に展開する。一方、時間的に余裕がない場合、プロペラ１８が折り畳まれたままモータ１６が始動される。このように、プロペラ１８が折り畳まれたままモータ１６を始動する場合、プロペラ１８のピッチが大きいと、プロペラ１８の先端と基体１１との予期せぬ干渉を招くおそれがある。仮にプロペラ１８と基体１１とが干渉すると、プロペラ１８の破損につながる。また、プロペラ１８が展開された状態であっても、プロペラ１８のピッチが大きいと、プロペラ１８の回転開始時において、プロペラ１８の回転に負けてプロペラ１８と基体１１とが干渉するおそれがある。本実施形態のように回転開始時において始動ピッチＰ２を設定することにより、プロペラ１８と基体１１との干渉が回避される。 The propeller 18 of the thruster 12 is configured to be foldable as shown in FIG. This is to reduce the size of the flying device 10 and to prevent the propeller 18 from being damaged when the flying device 10 is transported. When the motor 16 rotates, the folded propeller 18 is opened as shown in FIG. 6 by centrifugal force applied to the propeller 18, and is held in a shape that generates thrust. When there is time allowance, the operator of the flying device 10 expands the propeller 18 folded as shown in FIG. 5 into a shape that generates thrust as shown in FIG. On the other hand, when there is not enough time, the motor 16 is started with the propeller 18 folded. Thus, when starting the motor 16 with the propeller 18 folded, if the pitch of the propeller 18 is large, there is a risk of unexpected interference between the tip of the propeller 18 and the base body 11. If the propeller 18 and the base 11 interfere with each other, the propeller 18 is damaged. Even when the propeller 18 is in a deployed state, if the pitch of the propeller 18 is large, the propeller 18 and the base body 11 may interfere with each other at the start of the rotation of the propeller 18 due to the rotation of the propeller 18. By setting the starting pitch P2 at the start of rotation as in the present embodiment, interference between the propeller 18 and the base body 11 is avoided.

また、プロペラ１８の回転停止時において、モータ１６への通電をオフしても、プロペラ１８は惰性で回転を継続する。このとき、プロペラ１８は、長いときは数十秒の間、回転を継続することがある。プロペラ１８が回転しているとき、飛行装置１０への接近は危険であることから、飛行装置１０に搭載した物品の取り扱いはできない。そのため、例えば１秒を争うような物品の場合、飛行装置１０が着陸した後も、プロペラ１８が停止するまで搭載された物品を取り扱うことができない。本実施形態の場合、プロペラ１８の回転停止時において、ピッチ変更機構部１３は、プロペラ１８のピッチを大きくする。このようにプロペラ１８のピッチを大きくすることにより、プロペラ１８に加わる空気抵抗が増大し、モータ１６への通電の停止からプロペラ１８の停止までの期間が短縮される。この場合、プロペラ１８のピッチは、飛行装置１０の飛行時における制御に用いるピッチよりも大きな最大ピッチＰ１に設定される。これにより、安全性を確保しつつ、プロペラ１８の停止までの短縮が図られる。 Further, when the propeller 18 stops rotating, the propeller 18 continues to rotate with inertia even if the motor 16 is turned off. At this time, the propeller 18 may continue to rotate for several tens of seconds when it is long. Since the approach to the flying device 10 is dangerous when the propeller 18 is rotating, the article mounted on the flying device 10 cannot be handled. Therefore, for example, in the case of an article that competes for one second, even after the flying device 10 has landed, the article that is mounted cannot be handled until the propeller 18 stops. In the case of the present embodiment, when the rotation of the propeller 18 is stopped, the pitch changing mechanism unit 13 increases the pitch of the propeller 18. By increasing the pitch of the propeller 18 in this manner, the air resistance applied to the propeller 18 increases, and the period from the stop of energization to the motor 16 to the stop of the propeller 18 is shortened. In this case, the pitch of the propeller 18 is set to a maximum pitch P1 that is larger than the pitch used for control of the flying device 10 during flight. Thereby, shortening to the stop of the propeller 18 is achieved, ensuring safety | security.

以下、上記の構成による飛行装置１０の制御の流れについて説明する。
（回転開始時）
図７に基づいて回転開始時の制御を説明する。
飛行装置１０の飛行開始が指示されると（Ｓ１０１）、ピッチ制御部３５はスラスタ１２におけるプロペラ１８の設定ピッチＰｓを始動ピッチＰ２に設定する（Ｓ１０２）。これにより、ピッチ制御部３５は、ピッチ変更機構部１３のサーボモータ２１へ始動ピッチＰ２に相当する指令を出力する。その結果、サーボモータ２１は、プロペラ１８のピッチを始動ピッチＰ２に変更する。プロペラ１８が始動ピッチＰ２に変更されると、飛行制御部３４はモータ１６の回転開始を指示する（Ｓ１０３）。すなわち、飛行制御部３４は、モータ１６へ通電し、予め設定された回転数でモータ１６を駆動する。このとき、飛行制御部３４は、モータ１６の回転数Ｒを検出し（Ｓ１０４）、モータ１６の回転数Ｒが設定回転数Ｒ１を超えたか否かを判断する（Ｓ１０５）。設定回転数Ｒ１は、基体１１の性能に応じて任意に設定される。 Hereinafter, the control flow of the flying device 10 configured as described above will be described.
(At the start of rotation)
The control at the start of rotation will be described based on FIG.
When the flight start of the flying device 10 is instructed (S101), the pitch control unit 35 sets the setting pitch Ps of the propeller 18 in the thruster 12 to the starting pitch P2 (S102). Thereby, the pitch control unit 35 outputs a command corresponding to the starting pitch P <b> 2 to the servo motor 21 of the pitch changing mechanism unit 13. As a result, the servo motor 21 changes the pitch of the propeller 18 to the starting pitch P2. When the propeller 18 is changed to the starting pitch P2, the flight control unit 34 instructs the motor 16 to start rotating (S103). That is, the flight control unit 34 energizes the motor 16 and drives the motor 16 at a preset rotation speed. At this time, the flight control unit 34 detects the rotational speed R of the motor 16 (S104), and determines whether or not the rotational speed R of the motor 16 exceeds the set rotational speed R1 (S105). The set rotational speed R1 is arbitrarily set according to the performance of the base body 11.

飛行制御部３４は、モータ１６の回転数Ｒが設定回転数Ｒ１を超えたと判断すると（Ｓ１０５：Ｙｅｓ）、基体１１の飛行の制御を開始する（Ｓ１０６）。すなわち、飛行制御部３４は、自動制御モードであるとき、基体１１を離陸させ、飛行計画に沿った飛行を開始する。また、飛行制御部３４は、手動制御モードであるとき、操作者からの指示に基づいた飛行を開始する。一方、飛行制御部３４は、モータ１６の回転数Ｒが設定回転数Ｒ１を超えていないと判断すると（Ｓ１０５：Ｎｏ）、回転数Ｒが設定回転数Ｒ１に達するまで待機する。
以上の手順によって、ピッチ制御部３５は、回転開始時において、プロペラ１８のピッチを始動ピッチＰ２に設定する。 When the flight control unit 34 determines that the rotation speed R of the motor 16 has exceeded the set rotation speed R1 (S105: Yes), the flight control unit 34 starts controlling the flight of the base body 11 (S106). In other words, when in the automatic control mode, the flight control unit 34 takes off the base 11 and starts flying in accordance with the flight plan. Further, the flight control unit 34 starts flying based on an instruction from the operator when in the manual control mode. On the other hand, when it is determined that the rotation speed R of the motor 16 does not exceed the set rotation speed R1 (S105: No), the flight control unit 34 stands by until the rotation speed R reaches the set rotation speed R1.
By the above procedure, the pitch control unit 35 sets the pitch of the propeller 18 to the starting pitch P2 at the start of rotation.

（回転停止時）
図８に基づいて回転停止時の制御を説明する。
飛行制御部３４は、基体１１が着陸したか否かを監視する（Ｓ２０１）。飛行制御部３４は、基体１１が着陸していないとき（Ｓ２０１：Ｎｏ）、着陸まで待機する。飛行制御部３４は、基体１１が着陸したと判断すると（Ｓ２０１：Ｙｅｓ）、モータ１６への電力の供給を停止する（Ｓ２０２）。これとともに、ピッチ制御部３５は、スラスタ１２におけるプロペラ１８の設定ピッチＰｓを最大ピッチＰ１に設定する（Ｓ２０３）。これにより、ピッチ制御部３５は、ピッチ変更機構部１３のサーボモータ２１へ最大ピッチＰ１に相当する指令を出力する。その結果、サーボモータ２１は、プロペラ１８のピッチを最大ピッチＰ１に変更する。プロペラ１８が最大ピッチＰ１に変更されると、飛行制御部３４は、モータ１６の回転数Ｒを検出し（Ｓ２０４）、モータ１６の回転数Ｒが設定回転数Ｒ２を下回ったか否かを判断する（Ｓ２０５）。設定回転数Ｒ２は、基体１１の性能に応じて任意に設定され、設定回転数Ｒ１と同一の値であってもよく、異なる値であってもよい。 (When rotation stops)
Based on FIG. 8, the control at the time of rotation stop is demonstrated.
The flight control unit 34 monitors whether the base body 11 has landed (S201). The flight control unit 34 stands by until landing when the base body 11 has not landed (S201: No). If the flight control unit 34 determines that the base body 11 has landed (S201: Yes), it stops supplying power to the motor 16 (S202). At the same time, the pitch controller 35 sets the set pitch Ps of the propeller 18 in the thruster 12 to the maximum pitch P1 (S203). Thereby, the pitch control unit 35 outputs a command corresponding to the maximum pitch P <b> 1 to the servo motor 21 of the pitch changing mechanism unit 13. As a result, the servo motor 21 changes the pitch of the propeller 18 to the maximum pitch P1. When the propeller 18 is changed to the maximum pitch P1, the flight control unit 34 detects the rotational speed R of the motor 16 (S204), and determines whether the rotational speed R of the motor 16 has fallen below the set rotational speed R2. (S205). The set rotation speed R2 is arbitrarily set according to the performance of the base 11, and may be the same value as the set rotation speed R1 or a different value.

飛行制御部３４は、モータ１６の回転数Ｒが設定回転数Ｒ２を下回ったと判断する（Ｓ２０５：Ｙｅｓ）、着陸処理を終了する（Ｓ２０６）。なお、ピッチ制御部３５は、Ｓ２０６の着陸処理を終了するとき、プロペラ１８のピッチを「０」に設定してもよい。プロペラ１８のピッチを「０」にすることにより、再始動時におけるプロペラ１８の迅速な回転の立ち上がり、ならびにプロペラ１８と基体１１との干渉の低減が図られる。一方、飛行制御部３４は、モータ１６の回転数が設定回転数Ｒ２を下回っていないと判断すると（Ｓ２０５：Ｎｏ）、回転数Ｒが設定回転数Ｒ２を下回るまで待機する。
以上の手順によって、ピッチ制御部３５は、回転停止時において、プロペラ１８のピッチを最大ピッチＰ１に設定する。 The flight control unit 34 determines that the rotational speed R of the motor 16 has fallen below the set rotational speed R2 (S205: Yes), and ends the landing process (S206). Note that the pitch control unit 35 may set the pitch of the propeller 18 to “0” when the landing process of S206 is ended. By setting the pitch of the propeller 18 to “0”, rapid start-up of the propeller 18 at the time of restart and reduction of interference between the propeller 18 and the base body 11 can be achieved. On the other hand, if the flight control unit 34 determines that the rotational speed of the motor 16 is not lower than the set rotational speed R2 (S205: No), the flight control unit 34 stands by until the rotational speed R falls below the set rotational speed R2.
By the above procedure, the pitch control unit 35 sets the pitch of the propeller 18 to the maximum pitch P1 when the rotation is stopped.

以上説明した第１実施形態では、飛行装置１０はピッチ制御部３５を備えている。ピッチ制御部３５は、ピッチ変更機構部１３を通してプロペラ１８のピッチを制御する。これにより、プロペラ１８のピッチは、回転開始または回転停止に最適化される。したがって、プロペラ１８の回転開始および回転停止に要する時間を短縮することができる。プロペラ１８の回転開始および回転停止に要する時間が短縮されることにより、着陸時における早期の基体１１への接近が可能になるとともに、離陸時における待避までの期間が延長される。したがって、飛行時間の短縮を図りつつ、安全性の向上を図ることができる。 In the first embodiment described above, the flying device 10 includes the pitch control unit 35. The pitch control unit 35 controls the pitch of the propeller 18 through the pitch changing mechanism unit 13. Thereby, the pitch of the propeller 18 is optimized for rotation start or rotation stop. Therefore, the time required for the propeller 18 to start and stop rotating can be shortened. By shortening the time required to start and stop the rotation of the propeller 18, it becomes possible to approach the base 11 at the time of landing at the same time and to extend the period until the take-off at the time of takeoff. Therefore, safety can be improved while shortening the flight time.

また、第１実施形態では、プロペラ１８の回転停止時においてプロペラ１８のピッチは最大ピッチＰ１に設定される。そのため、プロペラ１８の回転停止時において、プロペラ１８に加わる空気抵抗は大きくなる。これにより、モータ１６への通電を停止した後、プロペラ１８が有する運動エネルギーは空気抵抗によって消費される。その結果、プロペラ１８は、モータ１６への通電の停止の後、回転の停止までの期間が短縮される。したがって、基体１１の着陸後、プロペラ１８の迅速な停止が図られ、基体１１へ接近できるまでの期間を短縮することができる。 In the first embodiment, the pitch of the propeller 18 is set to the maximum pitch P1 when the rotation of the propeller 18 is stopped. Therefore, the air resistance applied to the propeller 18 increases when the propeller 18 stops rotating. Thereby, after the energization to the motor 16 is stopped, the kinetic energy of the propeller 18 is consumed by the air resistance. As a result, the period until the propeller 18 stops rotating after the energization of the motor 16 is stopped is shortened. Therefore, after the base 11 is landed, the propeller 18 is quickly stopped, and the period until the base 11 can be approached can be shortened.

そして、プロペラ１８の最大ピッチＰ１は、プロペラ１８の回転によって降下方向の力が発生する向きに設定されている。これにより、プロペラ１８を最大ピッチＰ１に設定したとき、スラスタ１２から発生する力は基体１１を降下する向きとなる。したがって、基体１１の浮遊や不安定化が回避され、安全性を高めることができる。 The maximum pitch P1 of the propeller 18 is set to a direction in which a downward force is generated by the rotation of the propeller 18. Thereby, when the propeller 18 is set to the maximum pitch P1, the force generated from the thruster 12 is directed to descend the base 11. Accordingly, floating and instability of the base 11 can be avoided, and safety can be improved.

第１実施形態では、プロペラ１８の回転開始時においてプロペラ１８のピッチは、最大ピッチＰ１よりも小さな始動ピッチＰ２に設定される。そのため、プロペラ１８の回転開始時において、プロペラ１８に加わる空気抵抗は小さくなる。これにより、プロペラ１８は、モータ１６への通電の開始から、飛行可能な回転数に達するまでの期間が短縮される。また、プロペラ１８のピッチを始動ピッチＰ２に設定することにより、プロペラ１８と基体１１との予期しない干渉が回避される。したがって、基体１１の離陸の準備後、速やかにプロペラ１８の回転数が上昇し、基体１１の離陸までの期間を短縮することができるとともに、安全性を高めることができる。 In the first embodiment, when the propeller 18 starts rotating, the pitch of the propeller 18 is set to a starting pitch P2 smaller than the maximum pitch P1. Therefore, the air resistance applied to the propeller 18 becomes small when the propeller 18 starts to rotate. Thereby, the propeller 18 is shortened in the period from the start of energization to the motor 16 until the rotation speed at which the propeller 18 can fly is reached. Further, by setting the pitch of the propeller 18 to the starting pitch P2, unexpected interference between the propeller 18 and the base body 11 is avoided. Therefore, after the base 11 is prepared for takeoff, the number of revolutions of the propeller 18 is quickly increased, and the period until the base 11 is taken off can be shortened and the safety can be improved.

（第２実施形態）
第２実施形態による飛行装置を図９に示す。
第２実施形態による飛行装置１０のスラスタ１２は、図９に示すように制動部５１を有している。制動部５１は、各スラスタ１２に設けられている。制動部５１は、図９に示すように軸部材１７の径方向外側に設けられている。図９に示す第２実施形態の場合、制動部５１は、軸部材１７を挟んで両側に設けられている。制動部５１は、軸部材１７と接することにより、プロペラ１８に接続する軸部材１７の回転を止める。すなわち、制動部５１は、軸部材１７と接することにより、慣性で回転するプロペラ１８の運動エネルギーを熱エネルギーとして消費し、プロペラ１８の回転を停止させる。 (Second Embodiment)
FIG. 9 shows a flying device according to the second embodiment.
The thruster 12 of the flying device 10 according to the second embodiment has a braking portion 51 as shown in FIG. The braking unit 51 is provided in each thruster 12. As shown in FIG. 9, the braking portion 51 is provided on the radially outer side of the shaft member 17. In the case of the second embodiment shown in FIG. 9, the braking portions 51 are provided on both sides of the shaft member 17. The braking unit 51 stops the rotation of the shaft member 17 connected to the propeller 18 by contacting the shaft member 17. That is, the braking unit 51 contacts the shaft member 17 to consume the kinetic energy of the propeller 18 rotating by inertia as heat energy, and stops the rotation of the propeller 18.

制動部５１は、例えばプロペラ１８を駆動するモータ１６への通電が停止されたとき、飛行制御部３４からの指示によって作動する。これにより、モータ１６への通電が停止されると、プロペラ１８に接続する軸部材１７は制動部５１によって制動される。第１実施形態のようにプロペラ１８のピッチを最大ピッチＰ１としても、プロペラ１８の回転の停止に時間を要する場合がある。第２実施形態のように制動部５１を有することによって、プロペラ１８の停止までに要する期間のさらなる短縮が図られる。 For example, when the energization of the motor 16 that drives the propeller 18 is stopped, the braking unit 51 operates according to an instruction from the flight control unit 34. Thereby, when the energization to the motor 16 is stopped, the shaft member 17 connected to the propeller 18 is braked by the braking portion 51. Even when the pitch of the propeller 18 is set to the maximum pitch P1 as in the first embodiment, it may take time to stop the rotation of the propeller 18. By having the braking part 51 as in the second embodiment, the time required for stopping the propeller 18 can be further shortened.

この場合、ピッチ制御部３５は、制動部５１の作動と連動してプロペラ１８のピッチを変更する構成としてもよい。回転するプロペラ１８を制動部５１によって急激に停止させると、プロペラ１８は基体１１と干渉して破損するおそれがある。そこで、ピッチ制御部３５は、制動部５１による軸部材１７の制動力に応じてプロペラ１８のピッチを変更する。具体的には、制動部５１による制動力が大きく回転数の急激な低下が見込まれるとき、ピッチ制御部３５は、プロペラ１８のピッチを「０」に近く設定し、プロペラ１８に加わる空気力学的な力を低減する。これにより、プロペラ１８に加わる空気力学的な力と制動部５１から加わる機械的な制動力との均衡が図られる。 In this case, the pitch control unit 35 may be configured to change the pitch of the propeller 18 in conjunction with the operation of the braking unit 51. If the rotating propeller 18 is suddenly stopped by the braking portion 51, the propeller 18 may interfere with the base 11 and be damaged. Therefore, the pitch control unit 35 changes the pitch of the propeller 18 according to the braking force of the shaft member 17 by the braking unit 51. Specifically, when the braking force by the braking unit 51 is large and a rapid decrease in the rotational speed is expected, the pitch control unit 35 sets the pitch of the propeller 18 to be close to “0” and aerodynamics applied to the propeller 18. Reduce the force. As a result, an aerodynamic force applied to the propeller 18 and a mechanical braking force applied from the braking portion 51 are balanced.

第２実施形態では、スラスタ１２は制動部５１を有している。これにより、プロペラ１８は、モータ１６への通電の停止とともに機械的に停止される。したがって、プロペラ１８の停止に必要な期間のさらなる短縮を図ることができる。また、第２実施形態では、制動部５１によるプロペラ１８の制動とピッチ制御部３５によるプロペラ１８のピッチの変更とが連動して制御される。したがって、急激な力の変化によるプロペラ１８の破損を低減しつつ、プロペラ１８の停止までの期間のさらなる短縮を図ることができる。 In the second embodiment, the thruster 12 has a braking portion 51. As a result, the propeller 18 is mechanically stopped along with the stop of energization of the motor 16. Therefore, it is possible to further shorten the period necessary for stopping the propeller 18. In the second embodiment, the braking of the propeller 18 by the braking unit 51 and the change of the pitch of the propeller 18 by the pitch control unit 35 are controlled in conjunction with each other. Therefore, it is possible to further shorten the period until the propeller 18 is stopped while reducing the breakage of the propeller 18 due to a sudden change in force.

（第３実施形態）
第３実施形態による飛行装置を図１０に示す。
第３実施形態による飛行装置１０は、図１０に示すようにピッチ検出部６０を備えている。ピッチ検出部６０は、スラスタ１２に設けられ、プロペラ１８のピッチを検出する。ピッチ検出部６０は、例えば光学的にプロペラ１８の外部からプロペラ１８のピッチを検出する。すなわち、ピッチ検出部６０は、光を照射する照射部６１と、プロペラ１８で反射した光を取得する取得部６２とを有している。ピッチ検出部６０は、このプロペラ１８で反射した光からプロペラ１８のピッチを検出する。 (Third embodiment)
FIG. 10 shows a flying device according to the third embodiment.
The flying device 10 according to the third embodiment includes a pitch detector 60 as shown in FIG. The pitch detector 60 is provided in the thruster 12 and detects the pitch of the propeller 18. The pitch detector 60 optically detects the pitch of the propeller 18 from the outside of the propeller 18, for example. That is, the pitch detection unit 60 includes an irradiation unit 61 that irradiates light and an acquisition unit 62 that acquires light reflected by the propeller 18. The pitch detector 60 detects the pitch of the propeller 18 from the light reflected by the propeller 18.

ピッチ制御部３５は、ピッチ検出部６０で検出したプロペラ１８のピッチに基づいて、プロペラ１８のピッチをフィードバック制御する。すなわち、ピッチ制御部３５は、ピッチ検出部６０で検出したプロペラ１８のピッチを用いて、プロペラ１８のピッチを変更するサーボモータ２１の回転角度を制御する。これにより、プロペラ１８のピッチは、より精密に制御される。 The pitch controller 35 feedback-controls the pitch of the propeller 18 based on the pitch of the propeller 18 detected by the pitch detector 60. That is, the pitch control unit 35 uses the pitch of the propeller 18 detected by the pitch detection unit 60 to control the rotation angle of the servo motor 21 that changes the pitch of the propeller 18. Thereby, the pitch of the propeller 18 is controlled more precisely.

プロペラ１８のピッチは、スラスタ１２が発生する力だけでなく、例えば遠心力のようにプロペラ１８に加わる力にも影響を与える。そのため、例えば第２実施形態のように制動部５１による制動とプロペラ１８のピッチの変更とを連動させる場合、プロペラ１８のピッチを変更する精度が低いと、プロペラ１８と基体１１との干渉を招き、破損の原因となるおそれがある。第３実施形態では、プロペラ１８のピッチを変更するサーボモータ２１を、ピッチ検出部６０で検出した実際のピッチに基づいて制御する。これにより、プロペラ１８のピッチはより精密に制御される。したがって、スラスタ１２から発生する推進力を高精度に制御することができるとともに、プロペラの破損を低減することができ、安全性を高めることができる。 The pitch of the propeller 18 affects not only the force generated by the thruster 12 but also the force applied to the propeller 18 such as a centrifugal force. Therefore, for example, when the braking by the braking unit 51 and the change of the pitch of the propeller 18 are linked as in the second embodiment, if the accuracy of changing the pitch of the propeller 18 is low, interference between the propeller 18 and the base body 11 is caused. May cause damage. In the third embodiment, the servo motor 21 that changes the pitch of the propeller 18 is controlled based on the actual pitch detected by the pitch detector 60. Thereby, the pitch of the propeller 18 is controlled more precisely. Accordingly, the propulsive force generated from the thruster 12 can be controlled with high accuracy, and the propeller can be prevented from being damaged, thereby improving safety.

以上説明した本発明は、上記実施形態に限定されるものではなく、その要旨を逸脱しない範囲で種々の実施形態に適用可能である。
第２実施形態では、制動部５１は、軸部材１７との接触によってプロペラ１８の回転を停止する構成について説明した。しかし、制動部５１は、例えばモータ１６にプロペラ１８の回転とは逆方向へ回転するように電力を供給することにより、モータ１６およびプロペラ１８の制動を図る構成としてもよい。また、制動部５１は、機械的な摩擦力によってプロペラ１８を制動するのに代えて、モータ１６を発電機として例えばバッテリ１９に電力を回生することにより制動する構成としてもよい。 The present invention described above is not limited to the above-described embodiment, and can be applied to various embodiments without departing from the gist thereof.
In the second embodiment, the configuration in which the braking unit 51 stops the rotation of the propeller 18 by contact with the shaft member 17 has been described. However, the braking unit 51 may be configured to brake the motor 16 and the propeller 18 by supplying electric power to the motor 16 so as to rotate in the direction opposite to the rotation of the propeller 18, for example. Further, the braking unit 51 may be configured to brake by regenerating electric power to the battery 19, for example, using the motor 16 as a generator instead of braking the propeller 18 by mechanical frictional force.

本開示は、実施例に準拠して記述されたが、本開示は当該実施例や構造に限定されるものではないと理解される。本開示は、様々な変形例や均等範囲内の変形をも包含する。加えて、様々な組み合わせや形態、さらには、それらに一要素のみ、それ以上、あるいはそれ以下、を含む他の組み合わせや形態をも、本開示の範疇や思想範囲に入るものである。 Although the present disclosure has been described with reference to the embodiments, it is understood that the present disclosure is not limited to the embodiments and structures. The present disclosure includes various modifications and modifications within the equivalent range. In addition, various combinations and forms, as well as other combinations and forms including only one element, more or less, are within the scope and spirit of the present disclosure.

図面中、１０は飛行装置、１１は基体、１２はスラスタ、１３はピッチ変更機構部、１６はモータ、１７は軸部材、１８はプロペラ、３３は状態検出部、３４は飛行制御部、３５はピッチ制御部、５１は制動部、６０はピッチ検出部を示す。 In the drawings, 10 is a flying device, 11 is a base, 12 is a thruster, 13 is a pitch changing mechanism, 16 is a motor, 17 is a shaft member, 18 is a propeller, 33 is a state detector, 34 is a flight controller, and 35 is A pitch control unit, 51 is a braking unit, and 60 is a pitch detection unit.

Claims

A substrate (11);
A plurality of thrusters (12) provided on the base (11), having a rotating propeller (18), and generating propulsive force by the rotation of the propeller (18);
A state detector (33) for detecting a flight state of the base body (11);
A flight control unit (34) for controlling the thruster (12) based on the flight state of the base body (11) detected by the state detection unit (33);
A pitch changing mechanism (13) for changing the pitch of the propeller (18);
When the rotation of the propeller (18) is started and when the rotation of the propeller (18) is stopped, a pitch control unit (changes the pitch of the propeller (18) to a preset pitch through the pitch changing mechanism unit (13)). 35)
A flying device comprising:

The flying device according to claim 1, wherein the pitch control unit (35) controls the pitch of the propeller (18) to an allowable maximum when the rotation of the propeller (18) is stopped.

The flying device according to claim 2, wherein the pitch control unit (35) sets the pitch of the propeller (18) in a direction in which a downward force is generated by the rotation of the propeller (18).

The pitch control unit (35) sets the pitch of the propeller (18) smaller at the start of rotation of the propeller (18) than when the rotation of the propeller (18) is stopped. The flying device according to one item.

The flying device according to any one of claims 1 to 4, wherein the thruster (12) includes a braking portion (51) that stops the rotation of the propeller (18).

The thruster (12) includes a shaft member (17) that transmits a rotational driving force to the propeller (18).
The flying device according to claim 5, wherein the braking portion (51) stops the rotation of the propeller (18) by contacting the shaft member (17).

The thruster (12) has a motor (16) for generating a rotational driving force,
The flying device according to claim 5, wherein the braking unit (51) stops the rotation of the propeller (18) by driving the motor (16) in a direction opposite to a rotation direction of the propeller (18).

The flight according to any one of claims 5 to 7, wherein the pitch control unit (35) controls the pitch of the propeller (18) in conjunction with the braking of the propeller (18) by the braking unit (51). apparatus.

A pitch detector (60) for detecting the pitch of the propeller (18);
The pitch control unit (35) feedback-controls the pitch of the propeller (18) based on the pitch of the propeller (18) detected by the pitch detection unit (60). The flying device according to the item.