JP6841545B1 - 飛行体及び動力装置 - Google Patents

Abstract

【課題】機能部を機体に設ける際の機体構成の効率性及び柔軟性を向上させた飛行体、及び、当該効率性及び柔軟性の向上のための構成を有する動力装置を提供すること。【解決手段】上面又は下面の少なくとも一方が開口している第１の空間を有する動力装置と、第１の貫通空間を有し、前記動力装置に接続されるプロペラと、所定の機能を有し、前記第１の空間及び第１の貫通空間により形成される内部空間内に少なくとも一部分を位置する機能部と、を有する飛行体等を提供すること。【選択図】図２

Description

本発明は、飛行体及び動力装置に関する。

近年、ドローン（Drone）や無人航空機（ＵＡＶ：Ｕｎｍａｎｎｅｄ Ａｅｒｉａｌ Ｖｅｈｉｃｌｅ）などの飛行体（以下、「飛行体」と総称する）を利用したサービスの実用化に向けた取り組みが進んでいる。それに伴い、飛行体の性能向上や効率化が求められている。また、実務においては、様々なパーツを機体に取り付けることで所定の機能を飛行体に付加することがあり、特許文献１には、着陸時の衝撃を緩衝することが可能な着陸脚を備えた飛行体が開示されている。

国際公開第２０１６／１７９８２７号公報

しかしながら、特許文献１の飛行体は着陸脚の支持部材を機体のアームやフレーム（以下、「保持部」と総称する。）に直接取り付ける方法を用いているが、飛行体の機体構成の効率化の観点から構成部材がより少ないほうが好ましい。そして、従来の機体構成を大きく変更することなく所定の機能を有するパーツやパーツを支持する部材（以下、「機能部」と称する。）を備えられるようにすることが望ましい。

また、特許文献１のプロペラが牽引式（プル式）であることから、保持部の上部にモータ及びプロペラ（以下、「回転翼部」と総称する。）が取り付けられており、機能部（着陸脚）を保持部の下部に取り付け可能である。しかしながら、プロペラが推進式（プッシャー式）である場合には保持部の下部に回転翼がすでに取り付けられているため、保持部の下部に機能部を取り付けようとすると、当該回転翼によりその配置が限定される。特に、着陸脚の場合には着陸時の安定性が高い配置（例えば機体中心から離れた位置である回転翼付近など）とすることが困難である。したがって、特に着陸脚の場合は、牽引式（プル式）、推進式（プッシャー式）どちらの方式の飛行体にも使用可能な構成であることが望ましい。また、他の機能部についても配置が制限される点においては同様である。

そこで、本発明は、機能部を機体に設ける際の機体構成の効率性及び柔軟性を向上させた飛行体、及び、当該効率性及び柔軟性の向上のための構成を有する動力装置を提供することを一つの目的とする。

本発明によれば、上面又は下面の少なくとも一方が開口している第１の空間を有する動力装置と、第１の貫通空間を有し、前記動力装置に接続されるプロペラと、所定の機能を有し、前記第１の空間及び第１の貫通空間により形成される内部空間内に少なくとも一部分を位置する機能部と、を有する、ことを特徴とする飛行体を提供することができる。

本発明によれば、上面又は下面の少なくとも一方が開口している第１の空間を有する動力装置であって、前記動力装置は、所定の機能を提供する機能部を備え、前記機能部は、前記第１の空間に少なくとも一部分を位置し、かつ、回転しない構成を含む、ことを特徴とする動力装置を提供することができる。

本発明によれば、上面又は下面の少なくとも一方が開口している第１の空間を有する動力装置であって、前記動力装置は、所定の機能を提供する機能提供部に接続される支持部を備え、前記支持部は、前記第１の空間に少なくとも一部分を位置し、かつ、回転しない構成を含む、ことを特徴とする動力装置を提供することができる。

本発明によれば、飛行体構成の効率性及び柔軟性を向上する飛行体、及び、当該効率性及び柔軟性の向上のための構成を有する動力装置を提供し得る。

本発明の実施の形態における動力装置の上面から見た概念図である。 図１の動力装置にプロペラを接続し側面から見た概念図である。 図２の動力装置を分解し側面から見た概念図である。 本発明の第１の実施の形態における飛行体の側面図である。 本発明の第２及び第３の実施の形態における飛行体の側面図である。 本発明の他の実施の形態における動力装置を分解し側面から見た概念図である。 本発明の実施の形態における飛行体の機能ブロック図である。 本発明の第４の実施の形態における飛行体の側面図である。 図８の飛行体の上面図である。 既存技術における飛行体がプロペラガードを備えたときを示す側面図である。 図１０の飛行体の上面図である。 本発明の第５の実施の形態における飛行体の側面図である。 既存技術における飛行体がノズルを備えたときを示す側面図である。 本発明の第６の実施の形態における飛行体の側面図である。 本発明の第７の実施の形態における飛行体の側面図である。 本発明の第７の実施の形態における飛行体の側面図である。

本発明の実施形態の内容を列記して説明する。本発明の実施の形態による飛行体は、以下のような構成を備える。
［項目１］
上面又は下面の少なくとも一方が開口している第１の空間を有する動力装置と、
第１の貫通空間を有し、前記動力装置に接続されるプロペラと、
所定の機能を有し、前記第１の空間及び第１の貫通空間により形成される内部空間内に少なくとも一部分を位置する機能部と、を有する、
ことを特徴とする飛行体。
［項目２］
項目１に記載の飛行体であって、
前記機能部は、回転しない構成を含む、
ことを特徴とする飛行体。
［項目３］
項目１または項目２のいずれかに記載の飛行体であって、
前記機能部の一部は、前記プロペラの第１の貫通空間から突出している、
ことを特徴とする飛行体。
［項目４］
項目１乃至項目３のいずれかに記載の飛行体であって、
前記第１の空間は、前記動力装置を貫通する第２の貫通空間である、
ことを特徴とする飛行体。
［項目５］
項目１乃至項目４のいずれかに記載の飛行体であって、
前記機能部として、着陸時に地面と接触する接地部を含む、
ことを特徴とする飛行体。
［項目６］
項目１乃至項目５のいずれかに記載の飛行体であって、
前記機能部の一部は、前記プロペラと接する前記動力装置の一方側とは異なる他方側から突出している、
ことを特徴とする飛行体。
［項目７］
項目１乃至項目６のいずれかに記載の飛行体であって、
前記機能部は、
前記内部空間に少なくとも一部分を位置する支持部と、
前記支持部に接続され、前記所定の機能を提供する機能提供部を含む、
ことを特徴とする飛行体。
［項目８］
項目７に記載の飛行体であって、
前記機能提供部として、着陸時に地面と接触する接地部を含む、
ことを特徴とする飛行体。
［項目９］
項目７または項目８のいずれかに記載の飛行体であって、
前記機能提供部として、プロペラガードを含む、
ことを特徴とする飛行体。
［項目１０］
項目７乃至項目９のいずれかに記載の飛行体であって、
前記機能提供部として、噴射手段を含む、
ことを特徴とする飛行体。
［項目１１］
上面又は下面の少なくとも一方が開口している第１の空間を有する動力装置であって、
前記動力装置は、所定の機能を提供する機能部を備え、
前記機能部は、前記第１の空間に少なくとも一部分を位置し、かつ、回転しない構成を含む、
ことを特徴とする動力装置。
［項目１２］
上面又は下面の少なくとも一方が開口している第１の空間を有する動力装置であって、
前記動力装置は、所定の機能を提供する機能提供部に接続される支持部を備え、
前記支持部は、前記第１の空間に少なくとも一部分を位置し、かつ、回転しない構成を含む、
ことを特徴とする動力装置。
［項目１３］
項目１１または項目１２のいずれかに記載の動力装置であって、
前記第１の空間は、前記動力装置を貫通する貫通空間である、
ことを特徴とする動力装置。

＜本発明による実施形態の詳細＞
以下、本発明の実施の形態による飛行体について、図面を参照しながら説明する。添付図面において、同一または類似の要素には同一または類似の参照符号及び名称が付され、各実施形態の説明において同一または類似の要素に関する重複する説明は省略することがある。また、各実施形態で示される特徴は、互いに矛盾しない限り他の実施形態にも適用可能である。

図１及び図２には、本発明の実施の形態による飛行体が備える動力装置２０としてアウターロータ型のモータが例示されている。動力装置２０は、例えば永久磁石２１を有するロータ２２と、巻線２３を有するステータ２４とを備えている。プロペラ１１０は、動力装置２０と接続しており、動力装置２０の回転に応じて回転し、プロペラ１１０の揚力発生面から揚力を発生させることが可能である。

なお、動力装置２０の構成はこれに限らず、後述の内部空間及び機能部１０を備える構成であればよい。例えば、インナーロータ型のモータである場合には、パイプ状の中空構造と中空シャフトを有するモータであって、当該中空シャフト内の貫通空間を後述の第１の空間として用いた構成としてもよい。

動力装置２０は、図１及び図３等に例示されるように、例えば上面視中央に位置する空間２５（以下、「第１の空間２５」と称する。）を備えている。この第１の空間２５は、動力装置２０の上面又は下面の少なくとも一方が開口しており、機能部１０を動力装置２０から突き出すことが可能となっている。例えば、図３においては、動力装置２０の上面のみが開口している構成であり、図４においては、動力装置２０の上面及び下面が開口してる構成である。なお、図１では第１の空間２５の開口が上面視中央に位置するが、上面視中央に限らず、機能部１０がプロペラ１１０の動作を阻害しない位置であれば何れの場所に位置していてもよい。また、プロペラ１１０も第１の貫通空間１１２を備えている。ここで、動力装置２０の第１の空間２５及びプロペラ１１０の第１の貫通空間１１２が互いに接続された空間を「内部空間」と称する。これらの各空間は、それぞれ直線的であってもよいし、折れ曲がっていたり、曲線的であったりしていてもよく、その形状は特段限定されない。

本発明の実施の形態による飛行体の備える機能部１０は、例えば図３に示されるように、ステータ２４の上面視中央から突出しており、ロータ２２を第１の空間２５を介して動力装置２０から突き出る構成となっていてもよい。さらには、機能部１０は、プロペラ１１０も貫通して突き出るよう構成されており、例えば図４に示されるように、機能部１０自体が例えば飛行体１００の着陸脚などとして機能する。また、例えば図５に示されるように、機能部１０は、内部空間に少なくとも一部を位置する支持部１１と、当該支持部１１に接続され、所定の機能（例えば、着陸脚）を提供する部材を機能提供部１２とから構成されていてもよい。

図６には、本発明の実施の形態による飛行体の備える機能部１０の変形例を例示する。機能部１０は、動力装置２０及びプロペラ１１０を含む回転翼部を保持する飛行体の保持部１２０ａ及び１２０ｂ（例えば、モータマウント（不図示）を有する場合は、これも含む）等の動力装置２０の外部にある構成から突出していてもよい。また、機能部１０は、機能部１０を固定する部材（不図示）を介して間接的に突出するものでもよい。そして、これらの機能部１０は、動力装置２０の第１の空間及びプロペラ１１０の第１の貫通空間を介して、動力装置２０及びプロペラ１１０から突き出るよう構成され得る。

なお、機能部１０は、動力装置２０のロータ２２に触れず、少なくとも支持部１１が回転しない構成、または、機能部１０全体が回転しない構成としてもよい。もしくは、貫通シャフトを有する場合には、機能部１０は、動力装置２０が当該貫通シャフトに触れない、または、ベアリング等を用いて当該貫通シャフトに接する構成としてもよい。そうすることで、機能部１０は、動力装置２０の回転の影響を受けずに回転しない構成としてもよい。なお、これらの形態は簡略化した例示にすぎず、必要な部材を適宜追加してもよい。

このように、動力装置２０及びプロペラ１１０の内部空間を利用することで、従来の機体構成を大きく変更することなく所定の機能を有する機能部１０を容易に備えることができる。また、プロペラ１１０が牽引式（プル式）であるか推進式（プッシャー式）であるかに関わらず、回転翼の上下の空間を利用して機能部１０を配置することが可能となるため、その配置が特段限定されることもない。

なお、機能部１０は、様々な機能を持つことができる。機能部１０は、例えば、着陸脚、点灯装置、アンテナ、プロペラガード、噴射手段（ノズル）、ヒートシンク、整流装置、車輪、空力パーツ、搭載物の支持用部材などとすることが可能である。

機能提供部１２は、要件等に合わせて複数種のアタッチメントとして支持部１１に接続および取り換え可能な構成としてもよい。取り替えを可能とする場合には、支持部１１の取り付け部が規格化され、複数種類のアタッチメントを容易に付け替えられるようにしていることが望ましい。取り付け部のアタッチメント接続構成は、コネクターやネジ等の、周知の接続方法を備えることにより、簡便に付け替えを行うことが可能となる。

また、機能部１０は、動力装置２０の回転と独立した動作が可能なため、動力装置２０とは別に設けられたサーボやモータ等により、所定の回動や揺動を行うことも可能である。これにより、例えば、ノズルの向きを変更したり、空力パーツの角度を変更したりする。

＜飛行体１００の構成＞
図４等に例示される飛行体１００は、飛行を行うために少なくともプロペラ１１０や動力装置２０等の要素を備えており、それらを動作させるためのエネルギー（例えば、二次電池や燃料電池、化石燃料等）を搭載していることが望ましい。

なお、図示されている飛行体１００は、本発明の構造の説明を容易にするため簡略化されて描かれており、例えば、制御部等の詳しい構成は図示していない。

飛行体１００は、例えば図の矢印Ｄの方向(−Ｙ方向)を進行方向とするものであってもよい。なお、以下の説明において、以下の定義に従って用語を使い分けることがある。前後方向：＋Ｙ方向及び−Ｙ方向、上下方向(または鉛直方向)：＋Ｚ方向及び−Ｚ方向、左右方向(または水平方向)：＋Ｘ方向及び−Ｘ方向、進行方向(前方)：−Ｙ方向、後退方向(後方)：＋Ｙ方向、上昇方向(上方)：＋Ｚ方向、下降方向(下方)：−Ｚ方向

プロペラ１１０ａ、１１０ｂは、動力装置２０からの出力を受けて回転する。プロペラ１１０ａ、１１０ｂが回転することによって、飛行体１００を出発地から離陸させ、移動させ、目的地に着陸させるための推進力が発生する。なお、プロペラ１１０ａ、１１０ｂは、右方向への回転、停止及び左方向への回転等が可能である。

本発明の飛行体１００が備えるプロペラ１１０は、１以上の羽根を有している。任意の羽根（回転子）の数（例えば、１、２、３、４、またはそれ以上の羽根）でよい。また、羽根の形状は、平らな形状、曲がった形状、よじれた形状、テーパ形状、またはそれらの組み合わせ等の任意の形状が可能である。なお、羽根の形状は変化可能である（例えば、伸縮、折りたたみ、折り曲げ等）。羽根は対称的（同一の上部及び下部表面を有する）または非対称的（異なる形状の上部及び下部表面を有する）であってもよい。羽根はエアホイル、ウイング、または羽根が空中を移動される時に動的空気力（例えば、揚力、推力）を生成するために好適な幾何学形状に形成可能である。羽根の幾何学形状は、揚力及び推力を増加させ、抗力を削減する等の、羽根の動的空気特性を最適化するために適宜選択可能である。

また、本発明の飛行体１００が備えるプロペラは、固定ピッチ、可変ピッチ、また固定ピッチと可変ピッチの混合などが考えられるが、これに限らない。

動力装置２０は、プロペラ１１０の回転を生じさせるものであり、例えば、駆動ユニットは、電気モータ又はエンジン等を含むことが可能である。羽根は、モータによって駆動可能であり、モータの回転軸（例えば、モータの長軸）の周りに回転する。

羽根は、すべて同一方向に回転可能であるし、独立して回転することも可能である。羽根のいくつかは一方の方向に回転し、他の羽根は他方方向に回転する。羽根は、同一回転数ですべて回転することも可能であり、夫々異なる回転数で回転することも可能である。回転数は移動体の寸法（例えば、大きさ、重さ）や制御状態（速さ、移動方向等）に基づいて自動又は手動により定めることができる。

飛行体１００は、フライトコントローラやプロポ等により、風速と風向に応じて、各モータの回転数や、飛行角度を決定する。これにより、飛行体は上昇・下降したり、加速・減速したり、方向転換したりといった移動を行うことができる。

飛行体１００は、事前または飛行中に設定されるルートやルールに準じた自律的な飛行や、プロポを用いた操縦による飛行を行うことができる。

＜飛行体１００の機能ブロック図＞
図７には、飛行体１００の機能ブロック図が示されており、図７の機能ブロックは最低限の参考構成である。フライトコントローラは、所謂処理ユニットである。処理ユニットは、プログラマブルプロセッサ（例えば、中央処理ユニット（ＣＰＵ））などの１つ以上のプロセッサを有することができる。処理ユニットは、図示しないメモリを有しており、当該メモリにアクセス可能である。メモリは、１つ以上のステップを行うために処理ユニットが実行可能であるロジック、コード、および／またはプログラム命令を記憶している。メモリは、例えば、ＳＤカードやランダムアクセスメモリ（ＲＡＭ）などの分離可能な媒体または外部の記憶装置を含んでいてもよい。カメラやセンサ類から取得したデータは、メモリに直接に伝達されかつ記憶されてもよい。例えば、カメラ等で撮影した静止画・動画データが内蔵メモリ又は外部メモリに記録される。

処理ユニットは、回転翼機の状態を制御するように構成された制御モジュールを含んでいる。例えば、制御モジュールは、６自由度（並進運動ｘ、ｙ及びｚ、並びに回転運動θ_ｘ、θ_ｙ及びθ_ｚ）を有する回転翼機の空間的配置、速度、および／または加速度を調整するために回転翼機の推進機構（動力装置２０等）を制御する。制御モジュールは、搭載部、センサ類の状態のうちの１つ以上を制御することができる。

処理ユニットは、１つ以上の外部のデバイス（例えば、端末、表示装置、または他の遠隔の制御器）からのデータを送信および／または受け取るように構成された送受信部と通信可能である。送受信機は、有線通信または無線通信などの任意の適当な通信手段を使用することができる。例えば、送受信部は、ローカルエリアネットワーク（ＬＡＮ）、ワイドエリアネットワーク（ＷＡＮ）、赤外線、無線、ＷｉＦｉ、ポイントツーポイント（Ｐ２Ｐ）ネットワーク、電気通信ネットワーク、クラウド通信などのうちの１つ以上を利用することができる。送受信部は、センサ類で取得したデータ、処理ユニットが生成した処理結果、所定の制御データ、端末または遠隔の制御器からのユーザコマンドなどのうちの１つ以上を送信および／または受け取ることができる。

本実施の形態によるセンサ類は、慣性センサ（加速度センサ、ジャイロセンサ）、ＧＰＳセンサ、近接センサ（例えば、ライダー）、またはビジョン／イメージセンサ（例えば、カメラ）を含み得る。

＜第１の実施の形態の詳細＞
図４には、本発明の第１の実施の形態として、機能部１０が着陸脚として機能する場合の構成を例示する。

上述のとおり、垂直離着陸を行う飛行体１００において、飛行体１００が着陸面に接する時、着陸脚同士の間隔は広い方が安定する。そうすると、保持部１２０の伸長などをせずに間隔を広く取ることができる着陸脚の設置位置は、例えば回転翼の下方付近となる。しかしながら、着陸脚は、特にプロペラ１１０が推進式である場合には、プロペラ１１０と接触しないように、プロペラ回転面を避けて設ける必要が生じる。そのため、機体中心側に避ける場合には着陸脚の間隔が狭くなり、機体外側に避ける場合には着陸脚接続のために保持部１２０の伸長が必要となる。したがって、従来の構成では、特にプロペラ１１０が推進式である場合には、着陸の安定性向上と機体の効率向上を両立することは困難であった。

そこで、図４に示される第１の実施の形態においては、機能部１０が動力装置２０の第１の空間２５及びプロペラ１１０の第１の貫通空間１１２からなる内部空間を利用して、プロペラ１１０が推進式の飛行体１００においても動力装置２０の下方に着陸脚を設けることを可能とする。

着陸脚は、地面と接触する接地部を備えており、また、着陸時や飛行体を置く際の衝撃緩和を行うダンパー等を備えていてもよい。

これにより、プロペラ１１０が推進式である場合であっても、着陸の安定性向上と機体の効率向上を両立することが可能となる。

また、飛行体の設計において、プロペラ１１０に接続される動力装置２０と、保持部１２０ａ及び１２０ｂとは、想定される負荷の観点から堅牢に取り付けることが一般的である。したがって、特に機能部１０が着陸脚である場合には、着陸時に負荷のかかる着陸脚を、動力装置２０等と同じまたは近い場所に取り付けることが可能となり、堅牢とする場所を集中させることができるため、重量増加や重心の分散を抑えることができる。

＜第２の実施の形態の詳細＞
図５には、本発明の第２の実施の形態として、機能部１０の機能提供部１２が着陸脚として機能する場合の構成を例示する。

図５に例示されるように、例えば牽引式のプロペラ１１０を使用する飛行体１００においては、従来同様に着陸脚を回転翼及び保持部１２０ａ及び１２０ｂの下方付近に備える際に、プロペラ１１０に配置を制限されるものではない。しかしながら、動力装置２０の第１の空間２５及びプロペラ１１０の第１の貫通空間１１２により構成される内部空間を利用することにより、より簡易な構成により着陸脚を設けることが可能となる。また、図５に例示されるように機能部１０は、動力装置２０から突出している支持部１１と、当該支持部１１に接続され、着陸脚としての機能を提供する機能提供部１２とから構成されていてもよい。

＜第３の実施の形態の詳細＞
図５には、本発明の第３の実施の形態として、機能部１０の機能提供部１２が点灯装置（例えばＬＥＤ等）やアンテナ装置として機能する場合の構成を例示する。

図５に例示されるように、例えば牽引式のプロペラ１１０を使用する飛行体１００であっても、機能部１０を回転翼部の上方に設けることも可能である。より具体的には、例えば、点灯装置またはアンテナ装置などを機能提供部１２として回転翼部の上方に設けることも可能である。なお、図５に示した構成は、牽引式のプロペラ１１０を使用する飛行体１００であるが、これに代えて推進式のプロペラ１１０を使用する飛行体１００に備えることも可能である。また、機能部１０は、プロペラ１１０の接続側に設ける構成に限らず、推進式の飛行体の上方または下方、牽引式の飛行体の上方または下方、推進式および牽引式の飛行体の上下両方向に設ける構成といった何れの構成にも利用が可能である。これにより、構成部品を少なくするなどして機体の重量増加を減らしたり、配置の柔軟性を向上したりなどの飛行体の効率を向上することが可能となる。

＜第４の実施の形態の詳細＞
図８及び図９には、本発明の第４の実施の形態として、機能部１０、または、当該機能部１０のうち機能提供部１２がプロペラガードとして機能する場合の構成を例示する。

プロペラガード取り付け作業に際して飛行体１００の上面からの取り付けが可能なため、図１０及び図１１のような側方からの取り付けや下方からの取り付けに比べ、飛行体１００が着陸した状態でのプロペラガードの取り付けおよび取り外し作業が容易となる。

なお、図８及び図９に示した構成は、機能部１０を牽引式のプロペラ１１０を使用する飛行体１００であるが、これに代えて推進式のプロペラ１１０を使用する飛行体１００に備えることも可能である。また、機能部１０は、プロペラ１１０の接続側に設ける構成に限らず、推進式の飛行体の上方または下方、牽引式の飛行体の上方または下方、推進式および牽引式の飛行体の上下両方向に設ける構成といった何れの構成にも利用が可能である。これにより、構成部品を少なくするなどして機体の重量増加を減らしたり、配置の柔軟性を向上したりなどの飛行体の効率を向上することが可能となる。

＜第５の実施の形態の詳細＞
図１２には、本発明の第５の実施の形態として、機能部１０、または、当該機能部１０のうち機能提供部１２が噴射手段として機能する場合の構成を例示する。

機能部１０は、所定の液体や粉粒体を通すパイプやホースであり、必要に応じて、図１２に例示されるように、パイプ等を支持部１１の構成の一部とし、当該パイプ等に接続される、散布や噴霧、噴射を行う噴射手段（ノズル）を機能提供部１２としてもよく、機能部１０、または、当該機能部１０のうち機能提供部１２を飛行体１００の下方側に設けることによって、プロペラ１１０の後流を利用して液体や粉粒体を対象物に強く当てたり、より遠くまで飛ばしたりといった効果を得る。

既存のマルチコプター型農薬散布機体においては、同様の効果を利用する場合、図１３に示されるように、飛行体の保持部１２０ａ及び１２０ｂとは別途に液体や粉粒体を通すパイプ等を外部に設けている。本発明による機能部１０では、飛行体の保持部１２０ａ及び１２０ｂの内部に液体や粉粒体を通すパイプ等を設けることにより、別途パイプ等を外側に設けた飛行体１００と比較して、飛行時の空気抵抗を減少させることができる。

なお、図１２に示した構成は、牽引式のプロペラ１１０を使用する飛行体１００であるが、これに代えて推進式のプロペラ１１０を使用する飛行体１００に備えることも可能である。しかしながら、プロペラ１１０の接続側へ機能部１０を設ける構成に限らず、推進式の飛行体の上方または下方、牽引式の飛行体の上方または下方、推進式および牽引式の飛行体の上下両方向に機能部１０を設ける構成といった何れの構成にも利用が可能である。これにより、構成部品を少なくするなどして機体の重量増加を減らしたり、配置の柔軟性を向上したりなどの飛行体の効率を向上することが可能となる。さらに、噴射方向は、上述のとおり、プロペラ後流の流れる方向と同一方向であると、効率よくプロペラ後流を利用する等の効果が見込まれる。

＜第６の実施の形態の詳細＞
図１４には、本発明の第６の実施の形態として、機能部１０、または、当該機能部１０のうち機能提供部１２がヒートシンクとして機能する場合の構成を例示する。

図１４に例示されるように、プロペラ１１０の回転により発生する後流の動きを利用して、機能部１０、または、当該機能部１０のうち機能提供部１２を動力装置２０のヒートシンクとして設けることができる。熱伝導率の高い素材を用いることで動力装置２０内部に発生する熱を外部へと引き、外気に触れる面積を増やすだけでなく、プロペラ１１０の後流によりヒートシンク付近の気流が滞留し難いため、効率よく動力装置２０の冷却を行うことが可能となる。

特に、防水や防滴を考慮した動力装置２０は、水や塵の進入を防ぐため、密閉性が高くなる。このような動力装置２０においては、動力装置２０内部に外気を取り込まないため動力装置２０内部の冷却が困難である。そのため、ヒートシンクの拡大による冷却性能の向上が効果的である。

なお、ヒートシンクの構成の例として、周知のヒートシンク機構で用いられているヒートパイプと呼ばれるパイプ形状のものや、プロペラ後流の気流を妨げないよう考慮したシロッコファン形状がある。

＜第７の実施の形態の詳細＞
図１５及び図１６には、本発明の第７の実施の形態として、機能部１０、または、当該機能部１０のうち機能提供部１２が整流装置として機能する場合の構成を例示する。

飛行体１００が備えるプロペラ１１０が回転した時、後流が発生する。図１５に例示されるように、機能部１０、または、当該機能部１０のうち機能提供部１２が、後流が発生する側に気流の整流装置として設けられることにより、飛行効率低下につながる後流の渦の発生を防止し、飛行効率の向上を可能にする。

また、図１６に示されるように、飛行体１００がＶＴＯＬ機体であった場合、垂直離着陸時およびホバリング時以外の、水平飛行時等では動力装置２０を前後方向に向かって使用する。この時、動力装置２０の前後となる、動力装置２０のプロペラ接続側ならびにプロペラ接続側の逆側に気流の整流装置として機能部１０、または、当該機能部１０のうち機能提供部１２を設けることで、飛行体１００の飛行効率を向上させる。

なお、機能部１０、または、当該機能部１０のうち機能提供部１２が、複数の機能を備える場合、例えば、ヒートシンクとして作用する金属素材を用いて整流効果のある形状を機体下方に設けることとしてもよい。このとき機能部１０、または、当該機能部１０のうち機能提供部１２は、ヒートシンク及び整流装置並びに着陸脚としての機能を兼ねることが可能となる。このように機能を集約することで、空気抵抗の増加や重量の増加を防ぐことが可能となる。

上述した実施の形態は、本発明の理解を容易にするための例示に過ぎず、本発明を限定して解釈するためのものではない。本発明は、その趣旨を逸脱することなく、変更、改良することができると共に、本発明にはその均等物が含まれることは言うまでもない。

１０ 機能部
１１ 支持部
１２ 機能提供部
２０ 動力装置
２５ 第１の空間
１００ 飛行体
１１０ プロペラ
１１２ 第１の貫通空間
１２０ 保持部

Claims (6)

1. 上面又は下面の少なくとも一方が開口している第１の空間を有する動力装置と、
   前記動力装置に接続され、第１の貫通空間を有するプロペラと、
   所定の機能を有し、前記第１の空間及び第１の貫通空間により形成される内部空間内に少なくとも一部分を位置する機能部と、を有し、
   前記機能部は、
   前記内部空間のうち前記第１の貫通空間に少なくとも一部分を位置し、前記第１の貫通空間から突出している支持部と、
   前記支持部のうち前記第１の貫通空間から突出している部分に接続され、前記所定の機能を提供する機能提供部を含み、
   少なくとも前記支持部は、回転しない構成であり、
   前記機能提供部として、着陸時に地面と接触する接地部を含む、
   ことを特徴とする飛行体。
2. 請求項１に記載の飛行体であって、
   前記第１の空間は、前記動力装置を貫通する第２の貫通空間である、
   ことを特徴とする飛行体。
3. 請求項１または請求項２のいずれかに記載の飛行体であって、
   さらに、前記機能部の一部は、前記第１空間のうち前記プロペラと接する前記動力装置の一方側とは異なる他方側から突出している、
   ことを特徴とする飛行体。
4. 上面又は下面の少なくとも一方が開口している第１の空間を有する動力装置と、
   前記動力装置に接続され、第１の貫通空間を有するプロペラと、を備え、
   所定の機能を有し、前記第１の空間及び第１の貫通空間により形成される内部空間内に少なくとも一部分を位置する機能部と、を有し、
   前記機能部は、
   前記内部空間のうち前記第１の貫通空間に少なくとも一部分を位置し、前記第１の貫通空間から突出している支持部と、
   前記支持部のうち前記第１の貫通空間から突出している部分に接続され、前記所定の機能を提供する機能提供部を含み、
   少なくとも前記支持部は、回転しない構成であり、
   前記機能提供部として、着陸時に地面と接触する接地部を含む、
   ことを特徴とする回転翼部。
5. 請求項４に記載の回転翼部であって、
   前記第１の空間は、前記動力装置を貫通する第２の貫通空間である、
   ことを特徴とする回転翼部。
6. 請求項４または請求項５のいずれかに記載の回転翼部であって、
   さらに、前記機能部の一部は、前記第１空間のうち前記第１の貫通空間と接する前記動力装置の一方側とは異なる他方側から突出している、
   ことを特徴とする回転翼部。