JP6770767B2

JP6770767B2 - エンジン搭載自立型飛行装置

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Publication number: JP6770767B2
Application number: JP2020005683A
Authority: JP
Inventors: 満石川; 秀高茅沼
Original assignee: Ishikawa Energy Research Co Ltd
Current assignee: Ishikawa Energy Research Co Ltd
Priority date: 2020-01-17
Filing date: 2020-01-17
Publication date: 2020-10-21
Anticipated expiration: 2037-09-27
Also published as: JP2020073379A

Description

本発明は、エンジン搭載自立型飛行装置に関し、特に、エンジンにより駆動的にメインロータを駆動し、エンジンにより駆動される発電機から得られる電力でサブロータを回転させる所謂ハイブリット型のエンジン搭載自立型飛行装置に関する。

従来から、無人で空中を飛行することが可能な自立型飛行装置が知られている。このような自立型飛行装置は、垂直軸回りに回転するロータの推力で、空中を飛行することを可能としている。

かかる自立型飛行装置の適用分野としては、例えば、輸送分野、測量分野および撮影分野等が考えられる。このような分野に自立型飛行装置を適用する場合は、測量機器や撮影機器を飛行装置に備え付ける。飛行装置をかかる分野に適用させることで、人が立ち入れない地域に飛行装置を飛行させ、そのような地域の輸送、撮影および測量を行うことができる。かかる自立型飛行装置に関する発明は、例えば、特許文献１や特許文献２に記載されている。

一般的な自立型飛行装置では、飛行装置に搭載された蓄電池から供給される電力で上記したロータは回転する。しかしながら、蓄電池による電力の供給ではエネルギの供給量が必ずしも十分ではないため、長時間に渡る連続飛行を実現するために、エンジンを搭載した自立型飛行装置も出現している。このような自立型飛行装置では、エンジンの駆動力で発電機を回転させ、かかる発電機で発電された電力でロータを回転駆動している。かかる構成の自立型飛行装置は、動力源からロータにエネルギが供給される経路に、エンジンと発電機とが直列的に接続されることから、シリーズ型ドローンとも称される。このような自立型飛行装置を用いて撮影や測量を行うことで、広範囲な撮影や測量を行うことができる。エンジンが搭載された飛行装置は、例えば特許文献３に記載されている。

特開２０１２−５１５４５号公報特開２０１４−２４０２４２号公報特開２０１１−２５１６７８号公報

自立型飛行装置の用途が拡大しつつなる現状に鑑みると、自立型飛行装置には、搭載することができる荷物の重量を大きくすること、即ちペイロードを大きくすることが求められる。更には、自立型飛行装置には、長距離を飛行するために長時間にわたり連続して飛行することも求められる。

しかしながら、ロータの駆動エネルギ源として蓄電池のみを有するバッテリ駆動の自立型飛行装置では、バッテリから得られるエネルギがそれほど大きくないことから、ペイロードおよび連続飛行時間が小さいという課題があった。例えば、バッテリ駆動の自立型飛行装置のペイロードは１０ｋｇ程度であり、その連続飛行時間は２０分程度である。

また、エンジンで発電した電力を用いてロータを回転させるシリーズ型の自立型飛行装置では、駆動源がエンジンであるため、ペイロードを比較的大きくすることができ、更に、連続飛行時間を比較的長くすることができる。例えば、シリーズ型の自立型飛行装置のペイロードは２０ｋｇ程度であり、その連続飛行時間は１時間程度である。しかしながら、シリーズ型の自立型飛行装置では、ロータに伝達させるエネルギは、エンジン、発電機、パワーコンディショナーおよびモータを経由しているので、発電機とパワーコンディショナーの効率に応じてエネルギ損失が生じる。よって、シリーズ型の自立型飛行装置は、全体としてのエネルギ効率が高くなく、ペイロードを大きくすることが簡単でない課題を有していた。

更に、エンジン駆動のロータと、モータ駆動のロータとを備える自立型飛行装置のハイブリット型の自立型飛行装置も開発されているが、運転効率を高めつつ、自立型飛行装置１０の姿勢変更等を安定的に行うことは簡単ではなかった。

本発明は、上記の事情に鑑みてなされたものであり、その目的とするところは、ペイロードおよび連続飛行時間を大きく確保すると共に、飛行時に於ける位置姿勢の調整を正確に行うことができる自立型飛行装置を提供することにある。

本発明のエンジン搭載自立型飛行装置は、機体に主推力を与えるメインロータと、前記機体の姿勢制御を行うサブロータと、前記メインロータおよび前記サブロータが回転するためのエネルギを発生するエンジンと、前記サブロータの回転を制御する演算制御装置と、電力を蓄電する蓄電部と、を具備し、前記メインロータは、前記エンジンと駆動的に接続されることで回転し、前記サブロータは、前記エンジンにより運転される発電機から発生する電力により駆動するモータにより回転し、ホバリング状態と、移動状態と、で運転することが可能であり、前記ホバリング状態では、前記演算制御装置は、前記メインロータを回転させつつ、前記発電機から供給される電力の一部を前記蓄電部に蓄電し、前記移動状態の初期段階に於いて、前記演算制御装置は、前記メインロータを回転させつつ、前記蓄電部から前記モータに電力を供給し、一部の前記サブロータを他の前記サブロータよりも高速に回転させ、前記機体を傾斜させる前記姿勢制御を行うことを特徴とする。

更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置は、前記姿勢制御時の初期段階に於いて、前記メインロータの出力は変動しないことを特徴とする。

更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置は、前記姿勢制御時の初期段階に於いて、前記エンジンの回転数は一定であることを特徴とする。

更に、本発明のエンジン搭載自立型飛行装置は、前記サブロータは、前記機体の一方側に配置された第１サブロータと、前記機体の他方側に配置された第２サブロータと、を有し、前記演算制御装置は、前記移動状態の初期段階に於いて、前記第１サブロータを前記第２サブロータによりも高速に回転させることで、前記機体を傾斜させ、前記機体が所定の速度に達したら、前記第２サブロータを前記第１サブロータによりも高速に回転させ、前記機体を水平状態に戻すことを特徴とする。

本発明のエンジン搭載自立型飛行装置は、機体に主推力を与えるメインロータと、前記機体の姿勢制御を行うサブロータと、前記メインロータおよび前記サブロータが回転するためのエネルギを発生するエンジンと、前記サブロータの回転を制御する演算制御装置と、電力を蓄電する蓄電部と、を具備し、前記メインロータは、前記エンジンと駆動的に接続されることで回転し、前記サブロータは、前記エンジンにより運転される発電機から発生する電力により駆動するモータにより回転し、ホバリング状態と、移動状態と、で運転することが可能であり、前記ホバリング状態では、前記演算制御装置は、前記メインロータを回転させつつ、前記発電機から供給される電力の一部を前記蓄電部に蓄電し、前記移動状態の初期段階に於いて、前記演算制御装置は、前記メインロータを回転させつつ、前記蓄電部から前記モータに電力を供給し、一部の前記サブロータを他の前記サブロータよりも高速に回転させ、前記機体を傾斜させる前記姿勢制御を行うことを特徴とする。これにより、本願発明のエンジン搭載自立型飛行装置によれば、姿勢制御を即座に行うことができる。

本発明の実施形態に係る自立型飛行装置を示す図であり、（Ａ）は自立型飛行装置を示す斜視図であり、（Ｂ）は上面図である。本発明の実施形態に係る自立型飛行装置を示す図であり、各部位の接続構成を示すブロック図である。本発明の実施形態に係る自立型飛行装置を示す図であり、（Ａ）は搭載されるエンジンを示す側方断面図であり、（Ｂ）はその上方断面図である。本発明の実施形態に係る自立型飛行装置を示す図であり、（Ａ）は搭載される他のエンジンを示す側方断面図であり、（Ｂ）はその上方断面図である。本発明の実施形態に係る自立型飛行装置を示す図であり、搭載される更なる他のエンジンを示す側方断面図である。本発明の実施形態に係る自立型飛行装置を示す図であり、（Ａ）は空間固定座標系を示し、（Ｂ）は機体固定座標系を示している。本発明の実施形態に係る自立型飛行装置を示す図であり、（Ａ）は１０度傾斜した機体を示す側面図であり、（Ｂ）はパワーの経時変化を示すグラフである。本発明の実施形態に係る自立型飛行装置を示す図であり、（Ａ）は３５度傾斜した機体を示す側面図であり、（Ｂ）はパワーの経時変化を示すグラフである。

以下、図を参照して本形態のエンジン搭載自立型飛行装置の構成を説明する。以下の説明では、同一の構成を有する部位には同一の符号を付し、繰り返しの説明は省略する。尚、以下の説明では上下前後左右の各方向を用いるが、これらの各方向は説明の便宜のためである。また、以下の説明では、エンジン搭載自立型飛行装置を自立型飛行装置１０と称する。エンジン搭載自立型飛行装置は、ドローンとも称される。

図１を参照して本実施形態にかかる自立型飛行装置１０の概略的構成を説明する。図１（Ａ）は自立型飛行装置１０を全体的に示す斜視図であり、図１（Ｂ）は自立型飛行装置１０の上面図である。

図１（Ａ）を参照して、自立型飛行装置１０は、所謂ハイブリット型の自立型飛行装置である。即ち、メインロータ１４Ａ等は駆動的にエンジン３０と接続される一方、サブロータ１５Ａ等は発電機１６Ａ等を介してエンジン３０から電気エネルギが供給される。以下の説明では、メインロータ１４Ａ等を単にメインロータ１４と称し、サブロータ１５Ａ等を単にサブロータ１５と称する場合もある。ここで、紙面上に於ける左右方向が、エンジン３０を構成する各エンジン部が整列する第１方向であり、紙面上に於ける前後方向が第２方向である。

自立型飛行装置１０は、フレーム１１と、フレーム１１の略中央部分に配設されたエンジン３０と、エンジン３０により駆動される発電機１６Ａ等と、発電機１６Ａ等から発生する電力より回転するサブロータ１５と、エンジン３０と駆動的に接続されることで回転するメインロータ１４とを主要に有している。

フレーム１１は、エンジン３０、発電機１６Ａ、各種配線および制御基板（ここでは不図示）等を支持するように枠状に形成されている。フレーム１１としては、フレーム状に成型された金属または樹脂が採用される。フレーム１１の下端部分には、自立型飛行装置１０が接地する際に地面に接触するスキッド１８が形成されている。フレーム１１は、メインロータ１４を支持するメインフレーム１２Ａ等、およびサブロータ１５を支持するサブフレーム１３Ａ等を含む。メインフレーム１２Ａ等およびサブフレーム１３Ａ等の構成は後述する。

エンジン３０、各種配線および制御基板（ここでは不図示）等は、ケーシング１７に収納されている。ケーシング１７は、例えば、所定形状に成形された合成樹脂板材からなり、フレーム１１の中心部に固定されている。ここで、ケーシング１７およびそれに内蔵される部材を本体部１９と称する。

エンジン３０の上方には、発電機１６Ａ、１６Ｂが配設されている。発電機１６Ａ、１６Ｂは、エンジン３０により回転されることで発電する。発電機１６Ａ、１６Ｂから発生した電力は、サブロータ１５Ａ等を回転させるモータ２１等に供給される。また、その電力は、サブロータ１５Ａ等の回転を制御する演算制御装置等にも供給される。

メインフレーム１２Ａ、１２Ｂは、本体部１９から、左右方向に直線的に延びている。メインフレーム１２Ａ、１２Ｂは、棒状に成型された金属または合成樹脂から成る。左方に向かって延びるメインフレーム１２Ａの左方側端部には、メインロータ１４Ａが回転可能な状態で配設されている。メインロータ１４Ａには図示しないプーリが接続しており、メインロータ１４Ａ側のプーリとエンジン３０側の図示しないプーリとの間にベルト２０Ａが掛け渡されている。一方、右方に向かって延びるメインフレーム１２Ｂの右方側端部には、メインロータ１４Ｂが回転可能な状態で配設されている。メインロータ１４Ｂには図示しないプーリが接続しており、メインロータ１４Ｂ側のプーリとエンジン３０側の図示しないプーリとの間にベルト２０Ｂが掛け渡されている。かかる構成によりメインロータ１４はエンジン３０と駆動的に接続される。よって、エンジン３０から発生した動力でメインロータ１４は直接的に回転するので、シリーズ型のものよりも、エンジン３０からメインロータ１４にエネルギが伝達する際のエネルギ損失を小さくすることができる。

メインロータ１４は、自立型飛行装置１０を空中に浮遊させるための上昇力を発生させる機能を有する。一方、サブロータ１５は、主に、自立型飛行装置１０の姿勢制御を担う。例えば、サブロータ１５は、自立型飛行装置１０がホバリングを行っている際に、自立型飛行装置１０の位置姿勢を一定に保つべく適宜回転する。また、サブロータ１５は、自立型飛行装置１０が移動する際に、自立型飛行装置１０を傾斜させるべく回転する。また、メインロータ１４Ａとメインロータ１４Ｂとは逆方向に回転する。

サブフレーム１３Ａ等は、前後方向に延びており、上記したメインフレーム１２Ａ等と同様に、棒状に成形された金属または合成樹脂から成る。サブフレーム１３Ａ等は、メインフレーム１２Ａ等の途中部分から延伸している。サブフレーム１３Ａの前端部にはサブロータ１５Ａが配設され、サブロータ１５Ａはその下方に配設されたモータ２１Ａで回転されている。サブフレーム１３Ｂの前端部にはサブロータ１５Ｂが配設され、サブロータ１５Ｂはその下方に配設されたモータ２１Ｂで回転されている。サブフレーム１３Ｃの後端部にはサブロータ１５Ｃが配設され、サブロータ１５Ｃはその下方に配設されたモータ２１Ｃで回転されている。サブフレーム１３Ｄの後端部にはサブロータ１５Ｄが配設され、サブロータ１５Ｄはその下方に配設されたモータ２１Ｄで回転されている。モータ２１Ａ、２１Ｂ、２１Ｃ、２１Ｄには、発電機１６Ａ、１６Ｂが発電した電力が供給される。サブフレーム１３Ａ等の内部には、電力をモータ２１Ａに供給するための配線が引き回されている。

図１（Ｂ）を参照して、メインフレーム１２Ａの長さＬ１０（本体部１９の中心からメインフレーム１２Ａの左端までの長さ）は、メインロータ１４Ａの一つの羽根よりも長くされている。このようにすることで、回転するメインロータ１４Ａが本体部１９に接触してしまうことを防止している。更に、メインフレーム１２Ａの長さＬ１０は、メインロータ１４Ａがサブロータ１５Ａ、１５Ｃと接触することが無いように、充分に長く設定されている。メインフレーム１２Ｂの長さは、メインフレーム１２Ａと同等である。

サブフレーム１３Ｄの長さＬ２０は、サブロータ１５Ｄが本体部１９に接触しないように、サブロータ１５Ｄの１つの羽根の長さよりも長くされている。また、サブフレーム１３Ｄの長さＬ２０（本体部１９の中心からサブフレーム１３Ｄの後端までの長さ）は、メインロータ１４Ｂと接触しないような長さとされている。ここで、他のサブロータ１５Ａ、１５Ｂ、１５Ｃの長さは、サブロータ１５Ｄと同様である。また、他のサブフレーム１３Ａ等の長さも、サブフレーム１３Ｄと同等である。また、メインフレーム１２Ａの長さＬ１０は、サブフレーム１３Ｄの長さＬ２０よりも、充分に長い。

上記したメインロータ１４およびサブロータ１５は、本体部１９の中心を左右方向に沿って通過する左右方向対称線に対して線対称に配置されている。また、上記したメインロータ１４およびサブロータ１５は、本体部１９の中心を前後方向に沿って通過する前後方向対称線に対して線対称に配置されている。このように、メインロータ１４およびサブロータ１５を、対称的に配置することで、自立型飛行装置１０を空中に於ける自立型飛行装置１０の位置姿勢を安定化することができる。

上記した構成の自立型飛行装置１０が飛行する際には、メインロータ１４等とサブロータ１５Ａ等が同時に回転する。メインロータ１４等が回転することで発生する推力により自立型飛行装置１０が空中に浮遊し、サブロータ１５Ａ等が個別に回転することで空中に於ける自立型飛行装置１０の位置姿勢が制御される。自立型飛行装置１０が移動する際には、メインロータ１４等を所定速度で回転させつつ、サブロータ１５Ａ等の回転速度を変更することで、自立型飛行装置１０を傾斜させる姿勢制御を実行する。係る姿勢制御に関しては後述する。

図２のブロック図を参照して、自立型飛行装置１０の接続構成を説明する。自立型飛行装置１０は、その空中に於ける位置姿勢を制御するための演算制御装置３１を有している。演算制御装置３１は、ＣＰＵ、ＲＡＭ、ＲＯＭ等から成り、ここでは図示しない各種センサ、カメラ、操作装置からの指示に基づいて、サブロータ１５Ａ等を駆動するモータ２１Ａ等の回転を制御している。ここで、操作装置とは、自立型飛行装置１０と無線的または有線的に接続され、使用者が自立型飛行装置１０の位置、高度、移動方向、移動速度等を操作することを可能とする所謂コントローラである。

自立型飛行装置１０では、上記したように、エンジン３０が発生する駆動エネルギで、メインロータ１４およびサブロータ１５を回転させることで、空中に浮遊すると共に所定方向に向かって移動することができる。また、空中に於ける位置姿勢の制御は、サブロータ１５を回転させるモータ２１Ａ等の回転速度を制御することで行っている。

モータ２１Ａ等はエンジン３０をエネルギ源としている。エンジン３０とモータ２１Ａ等との間には、発電機１６Ａ等、インバータ３２（電力変換器）、キャパシタモジュール３４、ドライバ２４Ａ等と、が介在している。かかる構成により、エンジン３０から発生する駆動力は電力に変換され、この電力によりモータ２１Ａ等が所定の回転速度で回転することで、自立型飛行装置１０の位置姿勢の制御および移動が行われる。

エンジン３０は、後述するようにガソリン等を燃料とするレシプロ型のものであり、その駆動力で発電機１６Ａ、１６Ｂを駆動する。ここで、上記したように、エンジン３０は、メインロータ１４も駆動している。エンジン３０は、演算制御装置３１により制御されている。

発電機１６Ａ、１６Ｂから発生した交流の電力はインバータ３２に供給される。インバータ３２では、先ずコンバータ回路で交流電力を直流電力に変換した後に、インバータ回路で直流電力を所定の周波数の交流電力に変換している。インバータ３２から出力される電力の一部は、ホバリング時に、キャパシタモジュール３４に蓄電される。キャパシタモジュール３４に蓄電された電力は、自立型飛行装置１０が位置姿勢を変更する際に、モータ２１Ａ等に供給される。キャパシタモジュール３４は、蓄電池等と比較すると、短時間で大電流を負荷に供給することができることから、モータ２１Ａ等の回転速度を瞬時に速くすることができ、自立型飛行装置１０を高速に変位させることができる。

また、インバータ３２から出力される電力の一部は、余剰電力消費回路３３にも供給される。余剰電力消費回路３３は、インバータ３２が変換する電力のうち、モータ２１Ａ等で用いられない部分を消費するための回路である。余剰電力消費回路３３を備えることで、エンジン３０やインバータ３２が安定して動作することができる。インバータ３２の挙動は演算制御装置３１で制御されている。

ドライバ２４Ａ、２４Ｂ、２４Ｃ、２４Ｄは、インバータ３２から発生する電力を用いて、それぞれ、モータ２１Ａ、２１Ｂ、２１Ｃ、２１Ｄに流す電流量、その回転方向、回転するタイミング等を制御している。ドライバ２４Ａ、２４Ｂ、２４Ｃ、２４Ｄの挙動は、演算制御装置３１で制御されている。

上記した構成の自立型飛行装置１０では、空中の一定箇所に留まるホバリング状態と、所定位置に向かって移動している移動状態とで、電力の供給系統が異なる。

具体的には、ホバリング状態では、発電機１６Ａ、１６Ｂ、インバータ３２、ドライバ２４Ａ等、モータ２１Ａ等の順番で、電力が供給される。そして、演算制御装置３１は、自立型飛行装置１０が地面に対して平行な状態を保ちつつ、一定箇所に留まるように、各種センサからの出力に基づいて、ドライバ２４Ａ等を制御することで、モータ２１Ａを所定の回転数で回転させる。このようにすることで、図１に示したサブロータ１５Ａ等が所定の速度で回転するようになり、自立型飛行装置１０は安定的にホバリングできる。

一方、自立型飛行装置１０を移動させる移動状態では、先ず、演算制御装置３１は、コントローラを介したユーザの指示等に基づいて、キャパシタモジュール３４に蓄電された電力をドライバ２４Ａ等に供給する。よって、ドライバ２４等には、インバータ３２から供給される電力に加えて、キャパシタモジュール３４からも電力が供給される。例えば、図１を参照して、自立型飛行装置１０を前方に向かって移動させる際には、演算制御装置３１は、ドライバ２４Ａ等を制御することで、供給される電力をサブロータ１５Ｃ、１５Ｄを駆動するモータ２１Ｃ、２１Ｄに供給し、サブロータ１５Ｃ、１５Ｄの回転速度を、サブロータ１５Ａ、１５Ｂの回転速度よりも早くする。

そのようにすると、自立型飛行装置１０を右方から見た場合、自立型飛行装置１０は反時計回りに若干回転するように傾斜する。このように傾斜した状態で、メインロータ１４Ａ、１４Ｂを回転させると、メインロータ１４Ａ、１４Ｂが発生する揚力と自立型飛行装置１０に作用する重力との合力が前方に向かって作用する。よって、自立型飛行装置１０は前方に向かって移動するようになる。

自立型飛行装置１０が所定の箇所まで移動したら、演算制御装置３１は、キャパシタモジュール３４からドライバ２４Ａ等への給電を停止し、ドライバ２４Ａ等を介して各モータ２１Ａ等を略均等の速度で回転させる。このようにすることで、自立型飛行装置１０は再びホバリングを行う。

上記のように、本実施の形態に係る自立型飛行装置１０は、エンジン３０の駆動力で回転するメインロータ１４等と、エンジン３０で駆動されるモータ２１等で回転するサブロータ１５Ａ等を有する所謂ハイブリット型のものである。よって、上記したシリーズ型のものと比較すると、自立型飛行装置１０では、エネルギ消費改善率を約５０％とすることができる。

次に、図３から図５を参照して、上記した構成を有する自立型飛行装置１０に搭載されるエンジン３０の構成を説明する。本実施形態の自立型飛行装置１０では、エンジン３０から大きな振動が発生すると、自立型飛行装置１０の空中に於ける位置姿勢を精密に制御することができないため、エンジン３０として無振動型または低振動型のものを採用している。

図３を参照して、エンジン３０の一形態を説明する。図３（Ａ）はエンジン３０を前方から見た断面図であり、図３（Ｂ）はエンジン３０を上方から見た断面図である。ここに示すエンジン３０は、左右方向に対向配置された２つのエンジン部（第１エンジン部４０、第２エンジン部４１）を有する。

図３（Ａ）および図３（Ｂ）を参照して、エンジン３０は、紙面上に於いて左方に配置された第１エンジン部４０と、右方側に配置された第２エンジン部４１とを有している。

第１エンジン部４０は、左右方向に往復運動する第１ピストン４３と、第１ピストン４３の往復運動を回転運動に変換する第１クランクシャフト４２と、第１ピストン４３と第１クランクシャフト４２とを回転可能に連結する第１コネクティングロッド４４と、を有している。

第２エンジン部４１は、左右方向に往復運動する第２ピストン４６と、第２ピストン４６の往復運動を回転運動に変換する第２クランクシャフト４５と、第２ピストン４６と第２クランクシャフト４５とを回転可能に連結する第２コネクティングロッド４７と、を有している。

第１クランクシャフト４２の上端側には、プーリ２２および発電機１６Ａが接続されている。また、第２クランクシャフト４５の上端側には、プーリ２３および発電機１６Ｂが接続されている。

第１エンジン部４０の第１ピストン４３と、第２エンジン部４１の第２ピストン４６で、燃焼室４８を共有している。換言すると、第１ピストン４３と第２ピストン４６とは、連通する一つのシリンダの内部を往復運動する。よって、第１エンジン部４０および第１ピストン４３が中心部に向かって同時にストロークすることで、ストローク量を少なくしつつ、燃焼室４８における混合ガスの高膨張比をとることができる。

また、ここでは図示していないが、エンジン３０には、燃焼室４８から連通する容積空間が形成されており、この容積空間に点火プラグが配置されている。また、燃焼室４８には、ここでは図示しない吸気口および排気口が形成されており、ガソリンなどの燃料を含む混合気が吸気口から燃焼室４８に導入され、燃焼後の排気ガスが排気口を経由して燃焼室から外部に排気される。

図３（Ａ）を参照して、上記した構成のエンジン３０は、次のように動作する。先ず、吸込行程では、第１ピストン４３および第２ピストン４６がシリンダ４９の内部で中央部から外側に向かって移動することで、燃料と空気との混合物である混合気をシリンダ４９の内部に導入する。次に、圧縮行程では、回転する第１クランクシャフト４２および第２クランクシャフト４５の慣性により、第１ピストン４３および第２ピストン４６が中央部に向かって押し出され、シリンダ４９の内部で混合気が圧縮される。次に、燃焼行程では、図示しない点火プラグが燃焼室４８で点火することで、シリンダ４９の内部で混合気が燃焼し、これにより第１ピストン４３および第２ピストン４６が下死点である外側の端部まで押し出される。その後、排気行程では、回転する第１クランクシャフト４２および第２クランクシャフト４５の慣性により第１ピストン４３および第２ピストン４６が内側に押し出され、シリンダ４９の内部に存在する燃焼後のガスは、外部に排出される。

本形態のエンジン３０では、一つのシリンダ４９の内部で往復運動する２つの第１ピストン４３および第２ピストン４６で、ストロークを分割することができるので、通常のガソリンエンジンと比較して、混合ガスの圧縮比を大きくすることができる。また、シリンダ４９の内部で第１ピストン４３および第２ピストン４６が対向するので、一般的なエンジンで必要とされるシリンダヘッドが不要と成り、エンジン３０の構成が簡素であり且つ軽量とされている。また、エンジン３０を構成している各部材、即ち、第１ピストン４３および第２ピストン４６、第１クランクシャフト４２および第２クランクシャフト４５等が対向して配置され、かつ対向するように動作している。このことから、エンジン３０の各部材から発生する振動が相殺され、エンジン３０全体から外部に発生する振動を少なくすることができる。よって、本形態では、上記した構造のエンジン３０を搭載することで、自立型飛行装置１０の小型化、軽量化および低振動化を達成することができる。特に、低振動化により、姿勢制御、モータ出力制御などの演算制御装置やＧＰＳセンサ等の精密機器への悪影響を防止することが出来る。また、自立型飛行装置１０が輸送する配送荷物が振動で損傷してしまうことを防止することができる。

図４を参照して、エンジン３０の他の形態を説明する。図４（Ａ）はエンジン３０を前方から見た側面図であり、図４（Ｂ）はエンジン３０の上面図である。

図４（Ａ）および図４（Ｂ）を参照して、ここでは、エンジン３０は、左側の第１エンジン部６０と、右側の第２エンジン部６１とから成り、各々のエンジン部で個別にシリンダが形成されている。かかる事項が図３に示したエンジン３０とは異なる。

第１エンジン部６０は、第１シリンダ７１と、第１シリンダ７１の内部で往復運動する第１ピストン７０と、第１ピストン７０の往復運動を回転運動に変換する第１クランクシャフト８０と、第１ピストン７０と第１クランクシャフト８０とを運動可能に連結する第１コネクティングロッド７５と、第１吸気バルブ６４と、第１排気バルブ６２とを有する。

第２エンジン部６１は、第２シリンダ７３と、第２シリンダ７３の内部で往復運動する第２ピストン７２と、第２ピストン７２の往復運動を回転運動に変換する第２クランクシャフト８１と、第２ピストン７２と第２クランクシャフト８１とを運動可能に連結する第２コネクティングロッド７６と、第２吸気バルブ６５と、第２排気バルブ６３とを有する。

ここで、上記した第１エンジン部６０と第２エンジン部６１とは、鋳造により一体的に形成されたエンジンブロックに収納されても良いし、第１エンジン部６０と第２エンジン部６１とは個別にエンジンブロックに収納されても良い。

エンジン３０では、第１エンジン部６０および第２エンジン部６１を構成する主要な構成部品が、左右方向に沿って配置されている。具体的には、第１エンジン部６０の第１シリンダ７１、第１ピストン７０、第１クランクシャフト８０および第１コネクティングロッド７５が、左右方向に沿って配置されている。更に、第２エンジン部６１の第２シリンダ７３、第２ピストン７２、第２クランクシャフト８１および第２コネクティングロッド７６も、左右方向に沿って配置されている。このように、各エンジン部の各構成要素を左右方向に沿って配置することで、各エンジン部が動作することで発生する振動が相殺され、制振効果を向上することができる。

更に、第１エンジン部６０と第２エンジン部６１とは、左右方向に於いて対称的に配置されている。かかる構成によっても、各エンジン部が動作することで発生する振動が互いに相殺され、制振効果を向上することができる。

図４（Ａ）および図４（Ｂ）を参照して、第１エンジン部６０には、上記した第１吸気バルブ６４および第２吸気バルブ６５の動作を制御するバルブ駆動機構を有している。

このバルブ駆動機構は、クランクプーリ８２と、カムプーリ８５と、クランクプーリ８２とカムプーリ８５とに掛け渡されたタイミングベルト７４と、を有している。クランクプーリ８２は、第１クランクシャフト８０の外部に導出する部分に接続している。カムプーリ８５は、第１吸気バルブ６４に接してその進退運動を制御する第１吸気カム８４と、第２吸気バルブ６５に接してその進退運動を制御する第２吸気カム８７と共に、カムシャフト８６に接続している。第１吸気カム８４と第２吸気カム８７とは、第１吸気カム８４が第１吸気バルブ６４を押圧するタイミングと、第２吸気カム８７が第２吸気バルブ６５を押圧するタイミングが同時となるように、位相差をもってカムシャフト８６に接続されている。

図４（Ａ）を参照して、第１エンジン部６０の第１クランクシャフト８０の上端側にはプーリ２２および発電機１６Ａが接続され、第２エンジン部６１の第２クランクシャフト８１の上端側にはプーリ２３および発電機１６Ｂが接続されている。

第１排気バルブ６２および第２排気バルブ６３を駆動する機構は、クランクプーリ８３と、カムプーリ６７と、クランクプーリ８２とカムプーリ８５とに掛け渡されたタイミングベルト７７と、を有している。クランクプーリ８３は、第２クランクシャフト８１の外部に導出する部分に接続している。カムプーリ６７は、第１排気バルブ６２に接してその進退運動を制御する第１排気カム７８と、第２排気バルブ６３に接してその進退運動を制御する第２排気カム７９と共に、カムシャフト６６に接続している。第１排気カム７８および第２排気カム７９は、第１排気カム７８が第１排気バルブ６２を押圧するタイミングと、第２排気カム７９が第２排気バルブ６３を押圧するタイミングが同時となるように、位相差をもってカムシャフト６６に接続されている。

図４（Ａ）に示すように、第１排気カム７８等が取り付けられるカムシャフト６６には、反転ギア６８が接続している。また、ここでは図示しないが、カムシャフト８６（図４（Ｂ））にも反転ギアが接続している。そして、カムシャフト６６の反転ギア６８と、カムシャフト８６の反転ギアとは歯合している。かかる構成により、第１クランクシャフト８０の回転方向と、第２クランクシャフト８１の回転方向を逆とするクランクシャフト反転同期機構が構成されている。

図４に示したエンジン３０の動作は、基本的には、図３に示した場合と同様である。即ち、第１ピストン７０と第２ピストン７２とは、同時に左右方向内側に向かって移動することで圧縮行程等を実行し、更に、同時に左右方向外側に向かって移動することで燃焼行程等を実行する。また、上記のように構成することで、吸気および排気経路である流路８８および流路８９が簡素化され、吸気および排気を効率的に行うことができる。

図５を参照して、本実施形態に係る自立型飛行装置１０に採用されるエンジン３０の他の形態を説明する。ここに示すエンジン３０は一つのピストン１０４を有し、クランクシャフト１００およびバランサシャフト１０７から駆動力を取り出している。

具体的には、エンジン３０は、シリンダ１０５と、シリンダ１０５の内部で往復運動するピストン１０４と、ピストン１０４の往復運動を回転運動に変換するクランクシャフト１００と、ピストン１０４とクランクシャフト１００とを回転可能に連結するコネクティングロッド１０３と、を有している。クランクシャフト１００の上端側にはクランクギア１０２、プーリ２２、発電機１６Ａが取り付けられている。また、クランクシャフト１００にはバランスマス１０１が取り付けられている。バランスマス１０１を取り付けることで、クランクシャフト１００が回転することで発生する一次慣性力を減少させることが出来る。

バランサシャフト１０７は、クランクシャフト１００の右方側に配設されている。バランサシャフト１０７は、所謂偏心シャフトである。バランサシャフト１０７が、クランクシャフト１００と共に回転することで、クランクシャフト１００の回転に伴い発生する振動を低減することが出来る。バランサシャフト１０７の上端側には、バランサギア１０９、フライホイル１１０、プーリ２３、および発電機１６Ｂが取り付けられている。

バランサシャフト１０７には、バランスマス１０６が取り付けられている。クランクシャフト１００に形成されるバランスマス１０１と、バランサシャフト１０７に形成されるバランスマス１０６との位置関係は対称的とされている。具体的には、バランスマス１０１とバランスマス１０６との位置関係は、クランクシャフト１００の回転中心とバランサシャフト１０７の回転中心との中央に垂直に規定された対称線１１１に対して線対称となっている。

バランスマス１０６は、バランサシャフト１０７のみに形成してもよいが、ここでは、バランサシャフト１０７およびバランサギア１０９にバランスマス１０６を形成している。また、バランスマス１０６も含めたバランサシャフト１０７周りの慣性モーメントと、バランスマス１０１を含めたクランクシャフト１００周りの慣性モーメントとを、同一または略同一としている。このようにすることで、エンジン３０が運転することで発生する振動を更に小さくすることができる。

ここで、バランサシャフト１０７にフライホイル１１０を形成することもできる。この場合、フライホイル１１０を含めたバランサシャフト１０７周りの慣性モーメントと、クランクシャフト１００の慣性モーメントとを、同一にすることで、制振効果を更に大きくすることができる。

図６から図８を参照して、移動のために自立型飛行装置１０を傾斜させた際の出力配分比に関して説明する。図６はシミュレーションするために用いた座標系を説明するための図である。図７（Ａ）は１０度傾斜させた場合の自立型飛行装置１０を示す側面図であり、図７（Ｂ）はその場合の出力パワーの経時変化を示すグラフである。図８（Ａ）は３５度傾斜させた場合の自立型飛行装置１０を示す側面図であり、図８（Ｂ）はその場合の出力パワーの経時変化を示すグラフである。

先ず、図６を参照して、自立型飛行装置１０の出力をシミュレーションするために用いた運動方程式について説明する。図６（Ａ）は空間固定座標系を示すグラフであり、図６（Ｂ）は機体固定座標系を示すグラフである。

図６（Ａ）のように空間固定座標系をとり、図６（Ｂ）のように機体固定座標系をとった場合、この２つの固定座標系の関係は、以下の数１で記述することができる。ここで、φ、θ、ψは、ロール、ピッチ、スピンを表すオイラー角である。

また、自立型飛行装置１０の重心｛Ｘ_Ｇ、Ｙ_Ｇ、Ｚ_Ｇ｝^Ｔの並進運動は、空間固定座標系において以下の数２で記述される。ここで、ｍは自立型飛行装置１０の機体重量であり、ｇは重力加速度であり、Ｔはメインロータ１４Ａ等とサブロータ１５Ａ等が発生する推力である。

更に、自立型飛行装置１０の重心周りの回転運動は、機体固定座標系に於いて以下の数３で記述される。ここで、Ｉ_ＸＸ、Ｉ_ＹＹ、Ｉ_ＺＺは各軸周りの機体慣性モーメントであり、｛Ｗ_１、Ｗ_２、Ｗ_３｝^Ｔは角速度ベクトルであり、｛τ_φ、τ_θ、τ_ψ｝^Ｔは姿勢制御ロータが作る各軸周りのトルクを表す。

上記の方程式に基づき自立型飛行装置１０の運動をシミュレーションし、以下の結果を得た。

このシミュレーションでは、ホバリング時と姿勢制御時とで、パワー配分比の相違を検証した。ここで、姿勢制御時とは、自立型飛行装置１０を空中で移動させるために、自立型飛行装置１０を例えば１０度傾斜させるときである。また、パワー配分比とは、メインロータ１４Ａ等が回転することで発生するパワーと、サブロータ１５Ａ等が回転することで発生するパワーとの比率である。

自立型飛行装置１０がホバリングしている際には、メインロータ１４Ａ等が装置本体を浮上させる推力を発生させる一方、サブロータ１５Ａ等は装置本体を所定箇所に留まらせると共に水平状態を維持するために回転する。よって、メインロータ１４等の出力は、サブロータ１５Ａ等の出力よりも遙かに大きい。例えば、メインロータ１４等が出力するパワーは３．０４Ｗであり、サブロータ１５Ａ等が出力するパワーは０．３４Ｗである。メインロータ１４等とサブロータ１５Ａ等との出力配分比は、例えば９０％：１０％としている。

メインロータ１４等とエンジン３０の出力軸とは駆動的に接続されているため、エンジン３０からメインロータ１４等にエネルギが伝達される経路に於けるエネルギ損失は非常に小さい。即ち、エンジン３０からメインロータ１４等にエネルギが伝達される経路のエネルギ効率は非常に高い。一方、サブロータ１５Ａ等は、図２等に示したように、発電機１６Ａ等、インバータ３２、モータ２１Ａ等を介して、エンジン３０からエネルギが供給されるので、この経路のエネルギ効率は例えば７０％と低い。よって、ホバリング時に於いて、メインロータ１４等の出力配分比を大きくすることで、エンジン３０から発生されるエネルギを効果的に用いて自立型飛行装置１０を浮遊させることができる。

一方、姿勢制御時に於いては、自立型飛行装置１０を傾斜させるべく、サブロータ１５Ａ等を高速に回転させる。よって、ホバリング時と比較すると、サブロータ１５Ａ等に供給されるエネルギの比率が大きくなる。また、自立型飛行装置１０を傾斜する角度が大きくなるほど、サブロータ１５Ａ等を高速に回転させる必要があるので、サブロータ１５Ａ等に供給されるエネルギの比率が大きくなる。

図７を参照して、姿勢制御時に於いて、自立型飛行装置１０を１０度傾斜させた場合を説明する。図７（Ａ）は自立型飛行装置１０が１０度傾斜している状態を示す側面図であり、図７（Ｂ）は各ロータが発生させるパワーの経時変化を示すグラフである。ここで、パワーとは各ロータが回転することで発生している推力のことである。

図７（Ａ）を参照して、姿勢制御時には、演算制御装置３１が、サブロータ１５Ｃ、１５Ｄを、サブロータ１５Ａ、１５Ｂよりも高速に回転させることで、自立型飛行装置１０の後方部分に作用する揚力を、その前方部分に作用する揚力よりも大きくし、自立型飛行装置１０を反時計回りに傾斜させる。ここでは、自立型飛行装置１０の傾斜角θが１０度となるように、サブロータ１５Ａ等を回転させている。

図７（Ｂ）に示すグラフの横軸は時間であり、縦軸は各ロータから発生するパワーである。ここで、一点鎖線はサブロータ１５Ａ等のパワーを示し、点線はメインロータ１４等のパワーを示し、実線はサブロータ１５Ａ等のパワーとメインロータ１４等のパワーとの合計値を示している。

この図を参照して、時間Ｔ１では、サブロータ１５Ｃ、１５Ｄを、サブロータ１５Ａ、１５Ｂよりも高速に回転させることで、サブロータ１５Ａ等のパワーが最大値（約０．５ｋＷ）を示している。このようにすることで、上記したように、自立型飛行装置１０の傾斜角度を１０度とする。この状態で、サブロータ１５Ｃ、１５Ｄの回転速度を、サブロータ１５Ａ、１５Ｂと同等程度とすることで、メインロータ１４等の推力により、自立型飛行装置１０は前方に向かって移動する。また、本実施形態では、図２に示したキャパシタモジュール３４から供給される電力で、サブロータ１５Ｃ、１５Ｄの回転数を即座に高速化することができる。

また、時間Ｔ２では、自立型飛行装置１０が所定の速度に到達したので、自立型飛行装置１０を水平状態とするべく、サブロータ１５Ａ、１５Ｂの回転数を、サブロータ１５Ｃ、１５Ｄよりも高速にする。この際にも、サブロータ１５Ａ等のパワーは比較的大きくなるが、時間Ｔ１のパワーと比較すると小さい。

時間Ｔ１から時間Ｔ２までの間は、自立型飛行装置１０を傾斜させて加速度を発生させており、時間Ｔ２で自立型飛行装置１０を水平状態とすることで加速度をゼロとする。時間Ｔ２以降は、自立型飛行装置１０は一定の速度で移動する。

自立型飛行装置１０の姿勢制御時に於いて、メインロータ１４等の出力は基本的には変動せず、約３ｋｗである。また、この時、エンジン３０の回転数は、一定でも良いし、必要に応じて高速にしても良い。

上記のように自立型飛行装置１０を１０度傾斜させた場合、サブロータ１５Ａ等の最大パワーは約０．６ｋｗであり、メインロータ１４等のパワーは約３．０ｋｗである。よって、メインロータ１４等とサブロータ１５Ａ等との出力配分比は８６％：１４％となる。

図８を参照して、自立型飛行装置１０を３５度傾斜させた場合を説明する。図８（Ａ）は３５度傾斜した自立型飛行装置１０を示す側面図であり、図８（Ｂ）はこの場合のパワーの経時変化を示すグラフである。ここで、自立型飛行装置１０を移動させるべく傾斜させる制御方法は図７に示した場合と同様である。自立型飛行装置１０の傾斜角θをこのように大きくすることで、より高速に自立型飛行装置１０を移動させることができる。

図８（Ｂ）を参照して、自立型飛行装置１０を３５度傾斜させる場合は、サブロータ１５Ｃ、１５Ｄを更に高速に回転させる必要がある。よって、時間Ｔ３のサブロータ１５Ａ等の最大値は約１．３ｋｗとなる。また、時間Ｔ４では、自立型飛行装置１０を水平状態とするべく、サブロータ１５Ａ等のパワーは再度大きくなる。ここで、時間Ｔ３から時間Ｔ４までの間は、自立型飛行装置１０を傾斜させて加速度を発生させており、時間Ｔ４で自立型飛行装置１０を水平状態とすることで加速度をゼロとする。時間Ｔ４以降は、自立型飛行装置１０は一定の速度で移動する。ここでは、自立型飛行装置１０を大きく傾斜させているため、自立型飛行装置１０に作用する加速度を大きくし、自立型飛行装置１０を高速に移動させることができる。

上記のように、自立型飛行装置１０の姿勢制御時に於いて、メインロータ１４等の出力は基本的には変動せず、約３ｋｗである。また、この時、エンジン３０の回転数は、一定で良い。

よって、自立型飛行装置１０を３５度傾斜させることで移動させた場合、メインロータ１４等とサブロータ１５Ａ等との出力配分比は、例えば７０％：３０％となる。即ち、自立型飛行装置１０を１０度傾斜させる場合と比較すると、サブロータ１５Ａ等の出力が大きくなる。

本実施形態では、自立型飛行装置１０の姿勢変更を行う際には、ホバリング時と比較して、サブロータ１５Ａ等の出力配分比を大きくしている。このようにすることで、メインロータ１４等の推力で自立型飛行装置１０を浮遊させた状態のまま、サブロータ１５Ａ等を高速に回転させることで、即座に自立型飛行装置１０を傾斜させて移動させることができる。

また、自立型飛行装置１０の姿勢変更を行う際に、サブロータ１５Ａ等の出力が最大となる際の、サブロータ１５Ａ等への出力配分比を１０％以上３０％以下とすることが好ましい。この出力配分比を１０％以上とすることで、サブロータが十分な回転力を得られ、空中で自立型飛行装置１０を好適に傾斜させて移動することができる。また、出力配分比を３０％以下とすることで、自立型飛行装置１０の空中に於ける姿勢を安定化することができる。

一般に、マルチローター式の自立型飛行装置の姿勢制御の為には、１００ｍｓｅｃオーダーの出力応答が要求されるところ、エンジン駆動型の自立型飛行装置では出力応答の速度が十分ではないので正確な姿勢制御を行うことは簡単ではなかった。一方、本実施形態に係る自立型飛行装置１０では、サブロータ１５Ａ等を回転させるモータ２１Ａ等の回転数を電子的に制御することで自立型飛行装置１０の姿勢制御を行っているため、１００ｍｓｅｃオーダーの出力応答が可能になり、自立型飛行装置１０の姿勢制御を正確に行うことができる。

以上、本発明の実施形態を示したが、本発明は、上記実施形態に限定されるものではない。

図２を参照して、自立型飛行装置１０に蓄電池を備えても良い。即ち、発電機１６Ａ等から発生する電力の一部を蓄電池に充電し、適宜、蓄電池から放電される電力でモータ２１Ａ等を回転するようにしても良い。

図１を参照して、エンジン３０の駆動力はベルト２０Ａ等を経由してメインロータ１４等に伝達されたが、ギア列等の他の動力伝達手段によりエンジン３０の駆動力をメインロータ１４等に伝達するようにしても良い。

１０自立型飛行装置
１１フレーム
１２、１２Ａ、１２Ｂメインフレーム
１３、１３Ａ、１３Ｂ、１３Ｃ、１３Ｄサブフレーム
１４、１４Ａ、１４Ｂメインロータ
１５、１５Ａ、１５Ｂ、１５Ｃ、１５Ｄサブロータ
１６、１６Ａ、１６Ｂ発電機
１７ケーシング
１８スキッド
１９本体部
２０、２０Ａ、２０Ｂベルト
２１、２１Ａ、２１Ｂ、２１Ｃ、２１Ｄモータ
２２プーリ
２３プーリ
２４、２４Ａ、２４Ｂ、２４Ｃ、２４Ｄドライバ
３０エンジン
３１演算制御装置
３２インバータ
３３余剰電力消費回路
３４キャパシタモジュール
４０第１エンジン部
４１第２エンジン部
４２第１クランクシャフト
４３第１ピストン
４４第１コネクティングロッド
４５第２クランクシャフト
４６第２ピストン
４７第２コネクティングロッド
４８燃焼室
４９シリンダ
６０第１エンジン部
６１第２エンジン部
６２第１排気バルブ
６３第２排気バルブ
６４第１吸気バルブ
６５第２吸気バルブ
６６カムシャフト
６７カムプーリ
６８反転ギア
７０第１ピストン
７１第１シリンダ
７２第２ピストン
７３第２シリンダ
７４タイミングベルト
７５第１コネクティングロッド
７６第２コネクティングロッド
７７タイミングベルト
７８第１排気カム
７９第２排気カム
８０第１クランクシャフト
８１第２クランクシャフト
８２クランクプーリ
８３クランクプーリ
８４第１吸気カム
８５カムプーリ
８６カムシャフト
８７第２吸気カム
８８流路
８９流路
１００クランクシャフト
１０１バランスマス
１０２クランクギア
１０３コネクティングロッド
１０４ピストン
１０５シリンダ
１０６バランスマス
１０７バランサシャフト
１０９バランサギア
１１０フライホイル
１１１対称線

Claims

機体に主推力を与えるメインロータと、前記機体の姿勢制御を行うサブロータと、前記メインロータおよび前記サブロータが回転するためのエネルギを発生するエンジンと、前記サブロータの回転を制御する演算制御装置と、電力を蓄電する蓄電部と、を具備し、
前記メインロータは、前記エンジンと駆動的に接続されることで回転し、
前記サブロータは、前記エンジンにより運転される発電機から発生する電力により駆動するモータにより回転し、
ホバリング状態と、移動状態と、で運転することが可能であり、
前記ホバリング状態では、前記演算制御装置は、前記メインロータを回転させつつ、前記発電機から供給される電力の一部を前記蓄電部に蓄電し、
前記移動状態の初期段階に於いて、前記演算制御装置は、前記メインロータを回転させつつ、前記蓄電部から前記モータに電力を供給し、一部の前記サブロータを他の前記サブロータよりも高速に回転させ、前記機体を傾斜させる前記姿勢制御を行うことを特徴とするエンジン搭載自立型飛行装置。
前記姿勢制御時の初期段階に於いて、前記メインロータの出力は変動しないことを特徴とする請求項１に記載のエンジン搭載自立型飛行装置。
前記姿勢制御時の初期段階に於いて、前記エンジンの回転数は一定であることを特徴とする請求項１または請求項２に記載のエンジン搭載自立型飛行装置。
前記サブロータは、前記機体の一方側に配置された第１サブロータと、前記機体の他方側に配置された第２サブロータと、を有し、
前記演算制御装置は、
前記移動状態の初期段階に於いて、前記第１サブロータを前記第２サブロータによりも高速に回転させることで、前記機体を傾斜させ、
前記機体が所定の速度に達したら、前記第２サブロータを前記第１サブロータによりも高速に回転させ、前記機体を水平状態に戻すことを特徴とする請求項１から請求項３の何れかに記載のエンジン搭載自立型飛行装置。