(57)【要約】【課題】  落下回収される無人航空機において、落下時に機体に加えられる衝撃を大幅に緩和することにより、機体内部に搭載された各種機器の損傷を低減する。【解決手段】  胴体１０と、胴体１０に設けられた主翼及び尾翼と、胴体１０の内部に搭載された各種機器と、を備える無人航空機である。胴体１０は、前方胴部１１と後方胴部１２とがヒンジ１３を介して連結されることにより、折曲自在に構成される。前方胴部１１と後方胴部１２との連結部分（各種機器が搭載されていない部分）の外周にクリップ１４が嵌着されることにより、通常飛行時において胴体１０の非折曲状態が維持される。一方、落下時に胴体１０に所定の閾値を超える曲げ荷重が加えられた場合にクリップ１４が変形して胴体１０が折曲する。【選択図】  図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
胴体と、前記胴体に設けられた固定翼と、前記胴体の内部に搭載された各種機器と、を備える無人航空機であって、
前記胴体は、
所定の閾値を超える曲げ荷重が加えられた場合に、各種機器が搭載されていない部分で局所的に折曲するように構成されてなることを特徴とする無人航空機。
【請求項２】
前記胴体は、
前記固定翼としての主翼が設けられた前方胴部と、
前記前方胴部の後方に配置されるとともに前記固定翼としての尾翼が設けられた後方胴部と、を有し、
前記前方胴部の後端部と、前記後方胴部の前端部と、を連結して前記胴体の折曲を実現させる連結手段と、
前記連結手段とともに前記胴体の折曲を阻止する一方、前記胴体に所定の閾値を超える曲げ荷重が加えられた場合に前記胴体の折曲を許容する折曲阻止許容手段と、
を備えることを特徴とする請求項１に記載の無人航空機。
【請求項３】
前記連結手段は、
前記前方胴部を前記後方胴部に対して所定の回動軸を中心に回動させる回動軸部材であることを特徴とする請求項２に記載の無人航空機。
【請求項４】
前記連結手段は、
前記前方胴部を前記後方胴部に対して折曲自在とする可撓性板状部材であることを特徴とする請求項２に記載の無人航空機。
【請求項５】
前記可撓性板状部材は、
ポリカーボネートで調製されてなることを特徴とする請求項４に記載の無人航空機。
【請求項６】
前記折曲阻止許容手段は、
前記前方胴部と前記後方胴部との連結部分外周に嵌着されることにより通常飛行時において前記前方胴部に対する前記後方胴部の一時固定状態を実現させる一方、落下時に前記胴体に所定の閾値を超える曲げ荷重が加えられた場合に前記一時固定状態を解除する嵌着部材であることを特徴とする請求項２から５の何れか一項に記載の無人航空機。
【請求項７】
前記折曲阻止許容手段は、
前記前方胴部及び前記後方胴部に各々穿設され前記胴体が非折曲状態にあるときに重ね合わせられる孔部と、
重ね合わせられた前記孔部に挿入されることにより前記前方胴部に対する前記後方胴部の一時固定状態を実現させる一方、落下時に前記胴体に所定の閾値を超える曲げ荷重が加えられた場合に折損して前記一時固定状態を解除する棒状部材と、
を有することを特徴とする請求項２から５の何れか一項に記載の無人航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、無人航空機に関する。
【背景技術】
【０００２】
近年、所定領域内の監視等を目的として、地上からの無線信号等で飛行し、所定の任務終了後に回収されて再使用に供される無人航空機が提案され、実用化されている。
【０００３】
かかる無人航空機の回収方法としては、通常の有人航空機と同様に、航法装置や誘導制御コンピュータ等を備える自動着陸装置（例えば、特許文献１参照。）を用いて目的地に機体を誘導して着陸させる方法が考えられる。しかし、比較的小型で搭載能力が小さい無人航空機に前記した自動着陸装置を搭載することは困難である。
【０００４】
このため、従来は、所定の着地領域に網を張り、この網の上空で無人航空機の機首上げを行って失速させることにより、網の上に無人航空機をほぼ垂直に落下させて回収する方法（以下「落下回収方法」という）が採用されていた。
【特許文献１】実開平６−６３５００号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
しかし、前記した落下回収方法を採用すると、落下時に加えられる衝撃により、無人航空機の機体の内部に搭載された各種機器（動翼駆動用のサーボ機構や制御回路）が損傷してしまう頻度が高くなっていた。
【０００６】
本発明の課題は、落下回収される無人航空機において、落下時に機体に加えられる衝撃を大幅に緩和することにより、機体内部に搭載された各種機器の損傷を低減することである。
【課題を解決するための手段】
【０００７】
以上の課題を解決するために、請求項１に記載の発明は、胴体と、前記胴体に設けられた固定翼と、前記胴体の内部に搭載された各種機器と、を備える無人航空機であって、前記胴体は、所定の閾値を超える曲げ荷重が加えられた場合に、各種機器が搭載されていない部分で局所的に折曲するように構成されてなることを特徴とする。
【０００８】
請求項１に記載の発明によれば、無人航空機の胴体は、落下時に所定の閾値を超える曲げ荷重が加えられた場合に、各種機器（動翼駆動機構や制御回路）が搭載されていない部分で局所的に折曲するように構成されているため、胴体全体に加えられる落下時の衝撃を大幅に緩和することができる。この結果、胴体の他の部分（折曲部分以外の部分）に搭載された各種機器の損傷を低減することができる。
【０００９】
請求項２に記載の発明は、請求項１に記載の無人航空機において、前記胴体は、前記固定翼としての主翼が設けられた前方胴部と、
前記前方胴部の後方に配置されるとともに前記固定翼としての尾翼が設けられた後方胴部と、を有し、
前記前方胴部の後端部と、前記後方胴部の前端部と、を連結して前記胴体の折曲を実現させる連結手段と、
前記連結手段とともに前記胴体の折曲を阻止する一方、前記胴体に所定の閾値を超える曲げ荷重が加えられた場合に前記胴体の折曲を許容する折曲阻止許容手段と、を備えるこ
とを特徴とする。
【００１０】
請求項２に記載の発明によれば、胴体は、主翼が設けられた前方胴部と、この前方胴部の後方に配置されるとともに尾翼が設けられた後方胴部と、を有し、前方胴部の後端部と、後方胴部の前端部と、が連結手段で連結されて、胴体の折曲が実現されるようになっている。
【００１１】
そして、通常飛行時においては、折曲阻止許容手段により胴体の折曲を阻止して胴体の剛性を確保することができる。また、落下時において胴体に所定の閾値を超える曲げ荷重が加えられた場合には、折曲阻止許容手段により胴体の折曲を許容することができるので、前方胴部に搭載された各種機器の損傷や、後方胴部に搭載された各種機器の損傷を低減することができる。
【００１２】
請求項３に記載の発明は、請求項２に記載の無人航空機において、前記連結手段は、前記前方胴部を前記後方胴部に対して所定の回動軸を中心に回動させる回動軸部材であることを特徴とする。
【００１３】
請求項４に記載の発明は、請求項２に記載の無人航空機において、前記連結手段は、前記前方胴部を前記後方胴部に対して折曲自在とする可撓性板状部材であることを特徴とする。
【００１４】
請求項５に記載の発明は、請求項４に記載の無人航空機において、前記可撓性板状部材は、ポリカーボネートで調製されてなることを特徴とする。
【００１５】
請求項６に記載の発明は、請求項２から５の何れか一項に記載の無人航空機において、前記折曲阻止許容手段は、前記前方胴部と前記後方胴部との連結部分外周に嵌着されることにより通常飛行時において前記前方胴部に対する前記後方胴部の一時固定状態を実現させる一方、落下時に前記胴体に所定の閾値を超える曲げ荷重が加えられた場合に前記一時固定状態を解除する嵌着部材であることを特徴とする。
【００１６】
請求項６に記載の発明によれば、前方胴部と後方胴部との連結部分外周に嵌着される嵌着部材により、胴体が非折曲状態にある通常飛行時において前方胴部に対する後方胴部の一時固定状態が実現される。一方、落下時に胴体に所定の閾値を超える曲げ荷重が加えられた場合には、前記一時固定状態が解除されて胴体の折曲が許容されることとなる。
【００１７】
請求項７に記載の発明は、請求項２から５の何れか一項に記載の無人航空機において、前記折曲阻止許容手段は、前記前方胴部及び前記後方胴部に各々穿設され前記胴体が非折曲状態にあるときに重ね合わせられる孔部と、重ね合わせられた前記孔部に挿入されることにより前記前方胴部に対する前記後方胴部の一時固定状態を実現させる一方、落下時に前記胴体に所定の閾値を超える曲げ荷重が加えられた場合に折損して前記一時固定状態を解除する棒状部材と、を有することを特徴とする。
【００１８】
請求項８に記載の発明によれば、前方胴部及び後方胴部に各々設けられ重ね合わせられた孔部に棒状部材が挿入されることにより、胴体が非折曲状態にある通常飛行時において前方胴部に対する後方胴部の一時固定状態が実現される。一方、落下時に胴体に所定の閾値を超える曲げ荷重が加えられた場合には、棒状部材が折損し前記一時固定状態が解除されて胴体の折曲が許容されることとなる。
【発明の効果】
【００１９】
本発明によれば、無人航空機の胴体は、落下時に所定の閾値を超える曲げ荷重が加えら
れた場合に、各種機器が搭載されていない部分で局所的に折曲するように構成されているので、胴体の他の部分に加えられる衝撃を大幅に緩和することができ、搭載された各種機器の損傷を低減することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２０】
以下、本発明の実施の形態を、図を用いて詳細に説明する。なお、本実施の形態においては、本発明に係る無人航空機の一例として、「Hand-Launched方式」のグライダ型無人航空機（以下「ＵＡＶ（Unmanned Air Vehicle）」という）を挙げて説明することとする。
【００２１】
〔第１の実施の形態〕
まず、図１及び図２を用いて、本実施の形態に係るＵＡＶ１の構成について説明する。ＵＡＶ１は、図１に示すように、細長の胴体１０と、胴体１０の前方部分に固定された主翼２０と、胴体１０の後端に固定された垂直尾翼３０と、垂直尾翼３０の上端に固定された水平尾翼４０と、主翼２０の後方に配置された推進装置５０と、を備えて構成されている。
【００２２】
胴体１０は、図２に示すように、主翼２０が固定される前方胴部１１と、前方胴部１１の後方に配置され垂直尾翼３０が固定される後方胴部１２と、から構成されている。前方胴部１１には、主翼２０に設けられた補助翼を駆動するサーボ機構、推進装置５０を駆動するモータ、地上から送信される操縦無線信号を受信する無線受信機、ＧＰＳ衛星からの測位情報を受信するＧＰＳ受信機、各種電子機器を制御する制御装置、バッテリ等の各種機器が搭載されている。また、後方胴部１２には、垂直尾翼３０に設けられた方向舵や水平尾翼４０に設けられた昇降舵を駆動するサーボ機構が搭載されている。
【００２３】
前方胴部１１の後端部と、この前方胴部１１の後端部に連結される後方胴部１２の前端部と、は図２に示すようにそれぞれ円筒形状を有している。また、前方胴部１１の後端部及び後方胴部１２の前端部には、各種機器は搭載されていない。前方胴部１１の後端部上面には、図２に示すように、後方に延在して後方胴部１２の前端部上面を一部覆うような形状を有する突出片１１ａが連接されており、この突出片１１ａの先端部と、後方胴部１２の前端部上面と、がヒンジ１３で繋げられている。ヒンジ１３によって前方胴部１１と後方胴部１２とが連結され、胴体１０の折曲が実現される。また、ヒンジ１３は前方胴部１１を後方胴部１２対して所定の回動軸を中心に図２（ａ）に示した矢印Ｒの方向に約１８０°回動させる。すなわち、ヒンジ１３は本発明における連結手段及び回動軸部材である。
【００２４】
また、図２（ａ）に斜線で示した前方胴部１１の突出片１１ａの上面と、後方胴部１２の前端部の両側面と、を含む環状領域Ａ（前方胴部１１と後方胴部１２との連結部分外周）には、クリップ１４が嵌着されている。クリップ１４は略Ｃ字状に湾曲するように形成されており、図２（ａ）に示すように胴体１０が非折曲状態にあるときに、前方胴部１１に対する後方胴部１２の一時固定状態を実現させるような付勢力を作用させる。一方、所定の閾値を超える曲げ荷重が胴体１０に加えられた場合には、クリップ１４が変形して、図２（ｂ）に示すように一時固定状態が解除される。
【００２５】
すなわち、クリップ１４は本発明における嵌着部材及び折曲阻止許容手段である。クリップ１４は、前記した付勢力を作用させることができ、なおかつ、所定の閾値を超える曲げ荷重が胴体１０に加えられた場合に変形する材料（例えば合成樹脂や金属）で製作される。また、クリップ１４の幅（湾曲方向に対して直角な方向の寸法）は、胴体１０の大きさや重量に応じて適宜決定することができる。なお、本実施の形態においては１個のクリップ１４を採用したが、２個以上のクリップ１４を採用することもできる。
【００２６】
次に、本実施の形態に係るＵＡＶ１を回収する方法について説明する。
【００２７】
まず、ユーザは、地上から遠隔操縦装置を用いてＵＡＶ１の無線受信機に所定の操縦無線信号を送信することにより、ＵＡＶ１の推進装置５０や各種動翼を駆動制御してＵＡＶ１を所定の着地領域の上空まで誘導する。なお、ＵＡＶ１の通常飛行時においては、図２に示したクリップ１４の付勢力により胴体１０の非折曲状態が維持されている。
【００２８】
次いで、ユーザは、ＵＡＶ１が所定の着地領域の上空に入った時点で水平尾翼４０に設けられた昇降舵を駆動して大きな機首上げ操作を行うことにより、図１（ｂ）に示すような失速（ディープストール）状態に移行させる。かかる失速状態に移行したＵＡＶ１は、尾翼を下にして落下を開始し、最終的に所定の着地領域に張られた網によって回収される。ＵＡＶ１が網の上に落下すると、落下時の衝撃によって所定の閾値を超える大きな曲げ荷重が胴体１０に加えられるためクリップ１４が変形し、胴体１０は図１（ｃ）に示すように（ヒンジ１３を介して）折曲することとなる。
【００２９】
以上説明した実施の形態に係るＵＡＶ１においては、主翼２０が固定され各種機器（補助翼駆動用のサーボ機構や制御回路）が搭載される前方胴部１１と、この前方胴部１１の後方に配置されるとともに垂直尾翼３０及び水平尾翼４０が固定され各種機器（方向舵・昇降舵駆動用のサーボ機構）が搭載される後方胴部１２と、から胴体１０が構成されている。また、前方胴部１１と後方胴部１２とがヒンジ１３で連結されて、胴体１０の折曲が実現されるようになっている。
【００３０】
そして、胴体１０が非折曲状態にある通常飛行時においては、前方胴部１１と後方胴部１２との連結部分外周に嵌着されるクリップ１４の付勢力により、前方胴部１１に対する後方胴部１２の一時固定状態を実現させて胴体１０の折曲を阻止し、胴体１０の剛性を確保することができる。また、落下時に胴体１０に所定の閾値を超える曲げ荷重（クリップ１４の付勢力に抗した曲げ荷重）が加えられた場合には、クリップ１４が変形して前記一時固定状態が解除されるため、胴体１０の折曲を許容することができる。
【００３１】
すなわち、以上説明した実施の形態に係るＵＡＶ１の胴体１０は、落下時に所定の閾値を超える曲げ荷重が加えられた場合に、前方胴部１１と後方胴部１２との連結部分（各種機器が搭載されていない部分）で局所的に折曲するように構成されているため、胴体１０の全体に加えられる落下時の衝撃を大幅に緩和することができる。この結果、前方胴部１１及び後方胴部１２に搭載された各種機器の損傷を低減することができる。
【００３２】
[第２の実施の形態]
次に、図３を用いて、本発明の第２の実施の形態に係るＵＡＶについて説明する。本実施の形態に係るＵＡＶは、第１の実施の形態に係るＵＡＶ１の胴体１０の構造を変更したものであり、その他の構成については第１の実施の形態と実質的に同一である。このため、変更した構成についてのみ説明することとする。
【００３３】
本実施の形態に係るＵＡＶの胴体１０Ａは、図３に示すように、主翼が固定される前方胴部１１Ａと、前方胴部１１Ａの後方に配置され垂直尾翼が固定される後方胴部１２Ａと、から構成されている。これら前方胴部１１Ａ及び後方胴部１２Ａには、それぞれ、サーボ機構を含む各種機器が搭載されている。
【００３４】
前方胴部１１Ａの後端部と、この前方胴部１１Ａの後端部に連結される後方胴部１２Ａの前端部と、は図３に示すように各々円筒形状を有している。また、前方胴部１１Ａの後端部及び後方胴部１２Ａの前端部には、各種機器は搭載されていない。前方胴部１１Ａの
後端部両側面には、図３に示すように、後方に延在して後方胴部１２Ａの前端部両側面の外側に配置されるように形成された突出片１１Ａａが連接されている。そして、これら突出片１１Ａａの先端部が、後方胴部１２Ａの前端部両側面に回動軸部材１３Ａを介して回動自在に取り付けられている。回動軸部材１３Ａによって前方胴部１１Ａと後方胴部１２Ａとが連結されることにより、胴体１０Ａの折曲が実現される。また、回動軸部材１３Ａは、前方胴部１１Ａを後方胴部１２Ａに対して図３（ａ）に示した矢印Ｒ1及びＲ2の方向に各々所定角度回動させる。すなわち、回動軸部材１３Ａは本発明における連結手段及び回動式連結部材である。
【００３５】
また、図３（ｂ）に示すように、前方胴部１１Ａの突出片１１Ａａ及び後方胴部１２Ａの前端部側面には、それぞれ、孔部１１Ａｂ及び孔部１２Ａｂが穿設されている。これら２つの孔部１１Ａｂ及び孔部１２Ａｂは、図３（ａ）に示すように胴体１０Ａが非折曲状態にあるときに重ね合わせられるように配置されている。また、本実施の形態においては、図３（ａ）に示すように
重ね合わせられた２つの孔部１１Ａｂ、１２Ａｂに挿入されるシアピン１４Ａを設けている。シアピン１４Ａは、胴体１０Ａが非折曲状態にあるときに前方胴部１１Ａに対する後方胴部１２Ａの一時固定状態を実現させるとともに、落下時に所定の閾値を超える曲げ荷重が胴体１０Ａに加えられた場合に折損して前記一時固定状態を解除する。
【００３６】
すなわち、シアピン１４は本発明における棒状部材であり、孔部１１Ａｂ、１２Ａｂ及びシアピン１４によって本発明における折曲阻止許容手段が構成される。シアピン１４Ａは、通常飛行時に前記一時固定状態を実現させるような剛性を有するとともに、所定の閾値を超える曲げ荷重が胴体１０Ａに加えられた場合に折損するような強度を有する金属材料で製作される。
【００３７】
以上説明した実施の形態に係るＵＡＶにおいては、主翼が固定され各種機器が搭載される前方胴部１１Ａと、この前方胴部１１Ａの後方に配置されるとともに垂直尾翼及び水平尾翼が固定され各種機器が搭載される後方胴部１２Ａと、から胴体１０Ａが構成されている。また、前方胴部１１Ａと後方胴部１２Ａとが回動軸部材１３Ａで連結されて、胴体１０Ａの折曲が実現されるようになっている。
【００３８】
そして、前方胴部１１Ａ及び後方胴部１２Ａの双方に設けられ相互に重ね合わせられた孔部１１Ａｂ、１２Ａｂにシアピン１４Ａを挿入することにより、胴体１０Ａが非折曲状態にある通常飛行時において前方胴部１１Ａに対する後方胴部１２Ａの一時固定状態を実現させて胴体１０Ａの折曲を阻止し、胴体１０Ａの剛性を確保することができる。また、落下時に胴体１０Ａに所定の閾値を超える曲げ荷重が加えられた場合には、シアピン１４Ａが折損して一時固定状態が解除されるため、胴体１０Ａの折曲を許容することができる。
【００３９】
すなわち、以上説明した実施の形態に係るＵＡＶの胴体１０Ａは、落下時に所定の閾値を超える曲げ荷重が加えられた場合に、前方胴部１１Ａと後方胴部１２Ａとの連結部分（各種機器が搭載されていない部分）で局所的に折曲するように構成されているため、胴体１０Ａの全体に加えられる落下時の衝撃を大幅に緩和することができる。この結果、前方胴部１１Ａ及び後方胴部１２Ａに搭載された各種機器の損傷を低減することができる。
【００４０】
なお、第１の実施の形態においては、前方胴部１１の後端部「上面」に突出片１１ａを連接し、この突出片１１ａの先端部と、後方胴部１２の前端部「上面」と、をヒンジ１３で繋げて胴体１０の折曲を実現させた例を示したが、前方胴部１１の後端部「下面」（又は「側面」）に突出片を連接し、この突出片の先端部と、後方胴部１２の前端部「下面」（又は「側面」）と、をヒンジで繋げて胴体１０の折曲を実現させることもできる。
【００４１】
また、第２の実施の形態においては、前方胴部１１Ａの後端部「両側面」に突出片１１Ａａを設け、これら突出片１１Ａａの先端部を、後方胴部１２Ａの前端部「両側面」に取り付けて、前方胴部１１Ａを後方胴部１２Ａに対して上下方向に回動させるように構成した例を示したが、前方胴部１１Ａの後端部「上下面」に突出片を連接し、これら突出片の先端部を、後方胴部１２Ａの前端部「上下面」に取り付けて、前方胴部１１Ａを後方胴部１２Ａに対して左右方向に回動させるように構成してもよい。
【００４２】
また、以上の各実施の形態においては、ＵＡＶの胴体の前方胴部と後方胴部とを連結する連結手段として回動式連結部材（ヒンジや回動軸部材）を採用した例を示したが、連結手段はこのような回動式連結部材に限られるものではない。例えば、前方胴部の後端部と後方胴部の前端部とを繋ぐ可撓性板状部材を連結手段として採用することもできる。可撓性板状部材は、高い強度及び柔軟性を有する材料（例えばポリカーボネート）で調製されるのが好ましい。
【００４３】
また、以上の各実施の形態においては、折曲阻止許容手段として「嵌着部材（クリップ）」を採用したり、「棒状部材（シアピン）及び孔部」を採用したりしたが、折曲阻止許容手段はこのような構成に限られるものではない。すなわち、通常飛行時においてＵＡＶの胴体の折曲を阻止する一方、落下時において胴体に所定の閾値を超える曲げ荷重が加えられた場合に胴体の折曲を許容するような機能を果たす構成であればよい。
【図面の簡単な説明】
【００４４】
【図１】（ａ）は本発明の第１の実施の形態に係る無人航空機の概要図であり、（ｂ）は（ａ）に示した無人航空機の失速状態を示す図であり、（ｃ）は（ａ）に示した無人航空機の胴体が折曲した状態を示す図である。
【図２】（ａ）は図１に示した無人航空機の胴体を構成する前方胴部と後方胴部との連結部分（非折曲状態）の拡大図であり、（ｂ）は（ａ）に示した連結部分で胴体が折曲した状態を示す拡大図である。
【図３】（ａ）は本発明の第２の実施の形態に係る無人航空機の胴体を構成する前方胴部と後方胴部との連結部分（非折曲状態）を示す拡大図であり、（ｂ）は（ａ）に示した連結部分で胴体が折曲した状態を示す拡大図である。
【符号の説明】
【００４５】
１            ＵＡＶ（無人航空機）
１０、１０Ａ  胴体
１１、１１Ａ  前方胴部
１１Ａｂ      孔部（折曲阻止許容手段の一部）
１２、１２Ａ  後方胴部
１２Ａｂ      孔部（折曲阻止許容手段の一部）
１３          ヒンジ（連結手段、回動軸部材）
１３Ａ        回動軸部材（連結手段）
１４          クリップ（折曲阻止許容手段、嵌着部材）
１４Ａ        シアピン（折曲阻止許容手段の一部、棒状部材）
２０          主翼（固定翼）
３０          垂直尾翼（固定翼）
４０          水平尾翼（固定翼）
【図１】
2006312408.tif 000003
【図２】
2006312408.tif 000004
【図３】
2006312408.tif 000005