(57)【要約】【課題】更に軽量な衝撃緩和のための構成を備えた飛翔移動体を提供すること。また、複数回の飛翔を可能とする飛翔移動体を提供すること。【解決手段】飛翔移動体であって、外殻構造と、ホイールと、推進装置と、制御ユニットとを備え、前記ホイールは、その回転軸線の方向が、前記推進装置が発生すべき推力の方向と同一となるように配置され、前記制御ユニットは、前記ホイールに角運動量を発生させた後に、前記ホイールに角運動量の発生を続けさせつつ、前記推進装置に、前記飛翔移動体の離陸及び飛翔のための推力を発生させ、前記推進装置の少なくとも一部は、前記外殻構造から突出するように配置され、前記推進装置は、前記飛翔移動体の着陸時に、前記推進装置以外の前記飛翔移動体の部分に対して折壊可能に、前記推進装置以外の前記飛翔移動体の前記部分に接続されている飛翔移動体。【選択図】図３
2019099110.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
飛翔移動体であって、
外殻構造と、
ホイールと、推進装置と、制御ユニットと、
を備え、
前記ホイールは、その回転軸線の方向が、前記推進装置が発生すべき推力の方向と同一となるように配置され、
前記制御ユニットは、前記ホイールに角運動量を発生させた後に、前記ホイールに角運動量の発生を続けさせつつ、前記推進装置に、前記飛翔移動体の離陸及び飛翔のための推力を発生させ、
前記推進装置の少なくとも一部は、前記外殻構造から突出するように配置され、
前記推進装置は、前記飛翔移動体の着陸時に、前記推進装置以外の前記飛翔移動体の部分に対して折壊可能に、前記推進装置以外の前記飛翔移動体の前記部分に接続されている、
飛翔移動体。
【請求項２】
第１の代替推進装置と、
前記推進装置の折壊後に、前記推進装置に置換して前記第１の代替推進装置を配置する再配置装置と、
前記飛翔移動体の着陸後において、着陸面に対して前記飛翔移動体の姿勢を変更させる姿勢変更装置と、
を更に備える請求項１に記載の飛翔移動体。
【請求項３】
前記第１の代替推進装置は、前記第１の代替推進装置による前記飛翔移動体の飛翔後の前記飛翔移動体の着陸時に、前記第１の代替推進装置以外の前記飛翔移動体の部分に対して折壊可能に、前記第１の代替推進装置以外の前記飛翔移動体の前記部分に接続されている請求項１又は２に記載の飛翔移動体。
【請求項４】
第２の代替推進装置と、
前記第１の代替推進装置の折壊後に、前記第１の代替推進装置に置換して前記第２の代替推進装置を配置する再配置装置と、
を更に備える請求項３に記載の飛翔移動体。
【請求項５】
前記外殻構造は、前記ホイールの発生する角運動量の制御によって、着陸面上において前記飛翔移動体を回転移動可能とする形状を有する請求項１〜４のいずれか１項に記載の飛翔移動体。
【請求項６】
前記制御ユニットは、前記飛翔移動体の着陸時又は着陸後の所定のタイミングまで前記ホイールに角運動量の発生を続けさせ、前記飛翔移動体の着陸時又は着陸後の所定のタイミングに前記ホイールの発生する角運動量を制御することによって、前記着陸面上において前記飛翔移動体を回転移動させる請求項１〜５のいずれか１項に記載の飛翔移動体。
【請求項７】
前記推進装置の推力に抗する推力を発生させる逆推力装置を更に含み、
前記逆推力装置が発生すべき推力の方向は、前記ホイールの回転軸線の方向と同一である請求項１〜６のいずれか１項に記載の飛翔移動体。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
この発明は、飛翔移動体に関する。
【背景技術】
【０００２】
従来、月・惑星探査機としてローバーが用いられてきた（例えば、下記非特許文献１参照）。しかしながら、クレータの縁、山、岩等の粗い地形における探査では、ローバーは走行困難となる場合があった。また、粗い地形だけでなく砂や泥などの地形においても、ローバーは走行困難となる場合があった。
さらに、地球上の災害現場においても、ローバーを災害救助車として用いることが考えられるが、災害現場においては車両が走行困難となる場合がある。
そのため、走行困難な地形を飛び越えて目標地点へ到達することが可能な飛翔移動体が求められている。
【０００３】
本発明者らは、走行困難な地形を飛び越えて目標地点まで精度よく到達することが可能であり、更に、着陸後に最小飛翔距離以下の移動が容易に可能である、小型・軽量な飛翔移動体を提案した（下記特許文献１参照）。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００４】
【特許文献１】特願２０１７−１０４８２０号
【非特許文献】
【０００５】
【非特許文献１】K. Yoshida and B. Wilcox, Chap.45: Space Robots and Systems, inB. Siciliano and O. Khatib (Eds.), Springer Handbook of Robotics, Springer, 2008.
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
上記特許文献１においては、着陸時の衝撃緩和のための構成が提案されているが、更に軽量な衝撃緩和のための構成が求められる。
【０００７】
また、上記特許文献１の飛翔移動体の飛翔可能回数は１回であるため、複数回の飛翔を可能とすることが求められる。
【０００８】
そこで、本発明は、更に軽量な衝撃緩和のための構成を備えた飛翔移動体を提供することを目的の１つとする。
【０００９】
また、本発明は、複数回の飛翔を可能とする飛翔移動体を提供することを目的の１つとする。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
本発明の１つの態様は、飛翔移動体であって、外殻構造と、ホイールと、推進装置と、制御ユニットとを備え、前記ホイールは、その回転軸線の方向が、前記推進装置が発生すべき推力の方向と同一となるように配置され、前記制御ユニットは、前記ホイールに角運動量を発生させた後に、前記ホイールに角運動量の発生を続けさせつつ、前記推進装置に、前記飛翔移動体の離陸及び飛翔のための推力を発生させ、前記推進装置の少なくとも一部は、前記外殻構造から突出するように配置され、前記推進装置は、前記飛翔移動体の着陸時に、前記推進装置以外の前記飛翔移動体の部分に対して折壊可能に、前記推進装置以外の前記飛翔移動体の前記部分に接続されている飛翔移動体を提供するものである。
【００１１】
前記飛翔移動体は、第１の代替推進装置と、前記推進装置の折壊後に、前記推進装置に置換して前記第１の代替推進装置を配置する再配置装置と、前記飛翔移動体の着陸後において、着陸面に対して前記飛翔移動体の姿勢を変更させる姿勢変更装置とを更に備えるものとすることができる。
【００１２】
前記第１の代替推進装置は、前記第１の代替推進装置による前記飛翔移動体の飛翔後の前記飛翔移動体の姿勢の 着陸時に、前記第１の代替推進装置以外の前記飛翔移動体の部分に対して折壊可能に、前記第１の代替推進装置以外の前記飛翔移動体の前記部分に接続されているものとすることができる。
【００１３】
前記飛翔移動体は、第２の代替推進装置と、前記第１の代替推進装置の折壊後に、前記第１の代替推進装置に置換して前記第２の代替推進装置を配置する再配置装置とを更に備えるものとすることができる。
【００１４】
前記外殻構造は、前記ホイールの発生する角運動量の制御によって、着陸面上において前記飛翔移動体を回転移動可能とする形状を有するものとすることができる。
【００１５】
前記制御ユニットは、前記飛翔移動体の着陸時又は着陸後の所定のタイミングまで前記ホイールに角運動量の発生を続けさせ、前記飛翔移動体の着陸時又は着陸後の所定のタイミングに前記ホイールの発生する角運動量を制御することによって、前記着陸面上において前記飛翔移動体を回転移動させるものとすることができる。
【００１６】
前記飛翔移動体は、前記推進装置の推力に抗する推力を発生させる逆推力装置を更に含み、前記逆推力装置が発生すべき推力の方向は、前記ホイールの回転軸線の方向と同一であるものとすることができる。
【発明の効果】
【００１７】
本発明によれば、従来よりも更に軽量な衝撃緩和のための構成を備えた飛翔移動体を提供することが可能となる。
また、本発明によれば、複数回の飛翔を可能とする飛翔移動体を提供することも可能となる。
【図面の簡単な説明】
【００１８】
【図１】本発明の第１の実施形態に係る飛翔移動体発射システムの全体構成図である。
【図２】本発明の第１の実施形態に係る飛翔移動体の斜視図である。
【図３】本発明の第１の実施形態に係る飛翔移動体の断面図である。
【図４】本発明の第１の実施形態の変形例に係る飛翔移動体の断面図である。
【図５】本発明の第１の実施形態に係る飛翔移動体の姿勢及び移動制御方法の例のフローチャートである。
【図６】本発明の第３１の実施形態に係る飛翔移動体の姿勢及び移動制御方法の概念図である。
【図７Ａ】本発明の第１の実施形態に係る飛翔移動体の着陸時の様子を示す図である。
【図７Ｂ】本発明の第１の実施形態に係る飛翔移動体の着陸時の様子を示す図である。
【図７Ｃ】本発明の第１の実施形態に係る飛翔移動体の着陸時の様子を示す図である。
【図８Ａ】本発明の１つ第１の実施形態に係る飛翔移動体の着陸後の運動を示す図である。
【図８Ｂ】本発明の第１の実施形態に係る飛翔移動体の着陸後の運動を示す図である。
【図９Ａ】本発明の第２の実施形態に係る飛翔移動体の断面図である。
【図９Ｂ】本発明の第２の実施形態に係る飛翔移動体の断面図である。
【図９Ｃ】本発明の第２の実施形態に係る飛翔移動体の断面図である。
【図１０Ａ】本発明の第２の実施形態にかかる飛翔移動体の姿勢変更経過を示す図である。
【図１０Ｂ】本発明の第２の実施形態にかかる飛翔移動体の姿勢変更経過を示す図である。
【図１０Ｃ】本発明の第２の実施形態にかかる飛翔移動体の姿勢変更経過を示す図である。
【図１０Ｄ】本発明の第２の実施形態にかかる飛翔移動体の姿勢変更経過を示す図である。
【図１１Ａ】本発明の第３の実施形態に係る飛翔移動体の断面図である。
【図１１Ｂ】本発明の第３の実施形態に係る飛翔移動体の断面図である。
【図１１Ｃ】本発明の第３の実施形態に係る飛翔移動体の断面図である。
【図１１Ｄ】本発明の第３の実施形態に係る飛翔移動体の断面図である。
【図１１Ｅ】本発明の第３の実施形態に係る飛翔移動体の断面図である。
【図１１Ｆ】本発明の第３の実施形態に係る飛翔移動体の断面図である。
【図１１Ｇ】本発明の第３の実施形態に係る飛翔移動体の断面図である。
【発明を実施するための形態】
【００１９】
以下、本発明の実施形態について図面を参照して説明する。
【００２０】
（第１の実施形態）
図１は、本発明の第１の実施形態に係る飛翔移動体発射システムの全体構成図、図２は、本発明の第１の実施形態に係る飛翔移動体の斜視図である。図３は、本発明の第１の実施形態に係る飛翔移動体の断面図であり、第４図は、本発明の第１の実施形態の変形例に係る飛翔移動体の断面図である。
【００２１】
図１に示されるように本実施形態に係る飛翔移動体発射システム１は、飛翔移動体３と発射台２を備える。
【００２２】
発射台２は、発射レール２１を備え、発射レール２１の長手方向、すなわち発射仰角と発射方位角が調節可能に構成されている。そして、発射レール２１に飛翔移動体３が摺動可能に取り付けられ、飛翔移動体３を発射させることができる。
【００２３】
飛翔移動体３は、筐体３１、ホイール３３、カメラ３４、メインエンジン３５、逆噴射エンジン３６、制御ユニット３７、慣性計測ユニット（ＩＭＵ）３８を備える。
【００２４】
飛翔移動体３の外殻構造である筐体３１は、四角柱の四隅を面取りした八角柱の形状を有している。これによって、後述のように、ホイール３３の発生する角運動量の減少によって、着陸面上において飛翔移動体３が回転移動することができる。また、筐体３１は、ホイール３３及び制御ユニット３７を収容する。
【００２５】
ホイール３３は、その回転軸線に周りに回転し、角運動量を発生する。ホイール３３は、筐体３１の内部に配置されているが、その回転軸線の方向が、八角柱の筐体３１の軸及びメインエンジン３５が発生すべき推力の方向と同一となるように配置されている。これにより、飛翔移動体３の姿勢が安定し、目標到達地点への飛行安定性に優れる。ホイール３３の回転軸線、八角柱の筐体３１及びメインエンジン３５は、ホイール３３の回転軸線の方向が、八角柱の筐体３１の軸及びメインエンジン３５が発生すべき推力の方向と同一となるように配置されていれば、同軸に配置されていなくても良い。
【００２６】
カメラ３４は、筐体３１の側面に設けられたカメラ用開口部３１ａに対応する位置に取り付けられている。
【００２７】
メインエンジン３５は、推進装置であるロケットエンジン（スラスタ）であり、筐体３１に接続されている。メインエンジン３５は、エンジン部３５１と取付部材３５３を有する。エンジン部３５は、円柱の形状を有しており、ノズル３５１ａからの噴射によってその軸方向下方に推力を発生する。推進装置は、円柱形のロケットエンジンに限定されるものではなく、適切な任意の推進装置とすることができる。
【００２８】
以下、メインエンジン３５と筐体３１との接続構造について詳述する。メインエンジン３５は、そのノズル３５１ａとは反対側の一部が、有底円筒形状の取付部材３５３に接着されている。そして、取付部材３５３の底面に設けられたねじ穴３５３ａと、筐体３１のメインエンジン３５に対向する面である底面に設けられたねじ穴３１ａに、ねじ３５７をねじ込むことによって、メインエンジン３５と筐体３１が接続される。
【００２９】
ねじ３５７は、プラスチック等の折れやすい材料から形成されており、これによって、後述のように、メインエンジン３５が、飛翔移動体３の着陸時に、筐体３１に対して折壊可能となっている。すなわち、メインエンジン３５が、飛翔移動体３の着陸時に、衝突による衝撃によって、筐体３１に対して折れ曲がって分離することができるようになっている。
【００３０】
図４は、メインエンジン３５と筐体３１との接続構造の変形例を示す図である。筐体３１の底面に、調整棒５０の一端が、ホイール３３の回転軸線に沿って延びるように取り付けられている。そして、調整棒５０の他端には、ねじ穴５０ａが設けられている。上述と同様のプラスチック等の折れやすい材料から形成されたねじ５２が、調整棒５０の他端のねじ穴５０ａと取付部材３５３のねじ穴３５３ａにねじ込まれることによって、メインエンジン３５と筐体３１が接続される。このような構成により、メインエンジン３５が、飛翔移動体３の着陸時に、筐体３１に対して折壊可能となることに加えて、衝突位置を調整することができる。すなわち、例えば飛翔移動体３の発射仰角が小さい場合、図３の実施形態のようにメインエンジン３５が筐体３１に直接接続されていると、着陸時において、メインエンジン３５ではなく、筐体３１が最初に着陸面１００に接触してしまうが、変形例のような構成を用いることにより、メインエンジン３５が着陸面１００に最初に接触させることができる。
【００３１】
逆噴射エンジン３６は、推進装置であるメインエンジン３５の推力に抗する推力を発生させる逆推進装置であるロケットエンジン（スラスタ）であり、筐体３１に接続されている。逆噴射エンジン３６は、円柱の形状を有しており、噴射によってその軸方向上方に推力を発生する。逆噴射エンジン３６は、逆噴射エンジン３６が発生すべき推力の方向が、ホイール３３の回転軸線の方向と同一となるように配置されている。逆噴射エンジン３６は、複数のロケットエンジンから構成されてもよく、その場合、複数のロケットエンジンが発生すべきの合成推力の方向が、ホイール３３の回転軸線の方向と同一となるように配置されていればよい。ホイール３３の回転軸線、八角柱の筐体３１、メインエンジン３５、逆噴射エンジン３６は、ホイール３３の回転軸線の方向が、八角柱の筐体３１の軸、メインエンジン３５が発生すべき推力の方向及び逆噴射エンジン３６が発生すべき推力の方向と同一となるように配置されていれば、同軸に配置されていなくてもよい。逆推進装置は、円柱形のロケットエンジンに限定されるものではなく、適切な任意の逆推進装置とすることができる。
【００３２】
制御ユニット３７は、筐体３１の内部を、筐体３１の軸方向と直交する方向に仕切る電気回路基板に設けられている。制御ユニット３７は、ホイール３３の回転速度を制御することにより、発生する角運動量を制御する。ホイールの発生する角運動量の制御は、飛翔移動体３に複数のホイールを設けて、駆動するホイールの数を変更することによって行ってもよい。また、制御ユニット３７は、メインエンジン３５や逆噴射エンジン３６の発生する推力を制御する。制御ユニット３７は、ＩＭＵ３８からの３軸の角速度や加速度等の検出情報等を取得し、この情報に基づいて各種計算を行ったり、取得した情報や計算結果に基づいて、飛翔移動体３の各部の制御等を行う。
【００３３】
連結部材３９は、長手方向に延びる板状部材であり、筐体３１の側面に取り付けられている。そして、連結部材３９は、筐体３１の側面の中央部に、その長手方向が、ホイール３３の回転軸線の方向と同一となるように配置されている。
【００３４】
連結部材３９には凸状部３９ａが形成されている。一方、発射レール２１は、その断面が、連結部材３９の凸状部３９ａと相補的な形状の溝部２１ａが形成されている長尺状のレールである。連結部材３９の凸状部を発射レール２１の溝部２１ａに、両者が係合するように挿入することによって、飛翔移動体３を発射台２に設置することができ、また飛翔移動体３は、発射レール２１に沿って摺動することができる。
【００３５】
以上の装置構成を前提に、本発明の第１の実施形態に係る飛翔移動体及び飛翔移動体発射システムの動作原理の例を図１〜８Ｂを参照して、以下に説明する。図５は、本発明の第１の実施形態に係る飛翔移動体の姿勢及び移動制御方法の例のフローチャートである。
【００３６】
まず、飛翔移動体３の連結部材３９を発射台２の発射レール２１に、両者が係合するように挿入し、飛翔移動体３を発射台２に設置する（Ｓ１）。
【００３７】
続いて、制御ユニット３７が、ホイール３３を駆動して回転させることによって角運動量を発生させる（Ｓ２）。
【００３８】
その後、制御ユニット３７は、ホイール３３の回転を続けさせることによって角運動量の発生を続けさせつつ、メインエンジン３５を噴射させ、メインエンジン３５に飛翔移動体３の離陸及び飛翔のための推力を発生させる（Ｓ３）。飛翔移動体３は、発射レール２１に沿って滑走し、離陸し、飛翔する。このとき、レールに沿って滑走して離陸するので、飛翔移動方向が、発射レール２１の長手方向に一定程度制御される。本実施形態においては、更に、ホイール３３の回転軸線の方向が、発射レールの長手方向とメインエンジン３５が発生すべき推力の方向と同一となるように配置されており、また、飛翔移動体３の離陸の前から角運動量の発生が続いているので、メインエンジン３５が発生すべき推力の方向（ホイール３３の回転軸線の方向）と実際に発生する推力の方向にずれが生じても、飛翔移動体３は、姿勢が安定して、離陸し、飛翔を続けることができる。
【００３９】
ここで、飛翔移動体３の飛翔中において、Ｊ3：飛翔移動体３の機体の推進方向軸周りの慣性モーメント、Ｊ1：飛翔移動体３の機体のＪ3軸と垂直な軸周りの慣性モーメント、Ｊ2：飛翔移動体３の機体のＪ3・Ｊ1軸と垂直な軸周りの慣性モーメント、Ｊh：ホイールの回転軸周りの慣性モーメント、ω1：飛翔移動体３のＪ1と同一軸周りの回転角速度、ω2：飛翔移動体３のＪ2と同一軸周りの回転角速度、ω3：飛翔移動体３のＪ3と同一軸周りの回転角速度、ωh：飛翔移動体３のＪhと同一軸周りの回転角速度としたとき、
2019099110.tif 000003
が成立する。
【００４０】
所定時間が経過すると、飛翔移動体３は着陸するが、制御ユニット３７は、飛翔移動体３の飛翔中から着陸時又は着陸後の所定のタイミングまでホイール３３の回転を続けさせ、ホイール３３に角運動量の発生を続けさせる（Ｓ４）。
【００４１】
飛翔移動体３''の離陸後において、メインエンジン３５の噴射の終了後、制御ユニット３７は、ＩＭＵからの３軸の角速度や加速度等の検出情報や逆噴射エンジン３６のデルタブイに基づいて、逆噴射エンジン３６の逆噴射のタイミングを計算する（Ｓ５）。この点について、以下、詳細に説明する。
【００４２】
飛翔移動体３''が振動していても、並進方向（図８のｘ方向）については、メインエンジンの噴射終了後は、飛翔移動体３''は自由落下のふるまいを行う。
【００４３】
上で述べたように、ホイール３３の回転を続けさせることによって、飛翔移動体３''の姿勢はホイール３３の回転軸線の方向のまま安定して、飛翔移動体３''は飛翔を続ける。
よって、飛翔移動体３''の飛翔中において、逆噴射エンジン３６が発生すべき推力の方向は、ホイール３３の回転軸線の方向と同一となるように配置されているから、ホイール３３の回転軸線の方向のまま安定している。
【００４４】
したがって、メインエンジンの噴射終了後に逆噴射エンジン３６の噴射を行った場合は、飛翔移動体３''の並進方向の運動は、単純に自由落下運動と考えればよいから、
2019099110.tif 000004
が成立する。ここで、ｇ：重力加速度、ｔ0：現在時刻、ｔl：現在時刻を基準とした飛翔移動体３''の目標到達地点に着陸する時刻、ｔb：飛翔移動体３''が目標到達地点に着陸するための現在時刻を基準とした逆噴射エンジン３６を噴射すべき時刻、Δｘ：飛翔移動体３''の現在位置から目標到達地点までのｘ方向の距離、Δｚ：飛翔移動体３''の現在位置から目標到達地点までのｚ方向の距離、ｖx（ｔ）：飛翔移動体３''の時刻ｔにおけるｘ方向の速度、ｖz（ｔ）：飛翔移動体３''の時刻ｔにおけるｚ方向の速度、ｖ0x：飛翔移動体３''の現在時刻ｔ0におけるｘ方向の速度、ｖ0z：飛翔移動体３''の現在時刻ｔ0におけるｚ方向の速度、Δｖx：逆噴射エンジン３６のデルタブイのｘ方向の成分、Δｖz：逆噴射エンジン３６のデルタブイのｚ方向の成分である。
【００４５】
よって、Δｘ、Δｚ、ｖx（ｔ）、ｖz（ｔ）、ｖ0x、ｖ0zは、ＩＭＵ３８の検出情報から得られ、Δｖx、Δｖzは、例えば公称値を用いることができるので、上式を解くことにより、飛翔移動体３''が目標到達地点に着陸するための現在時刻を基準とした逆噴射すべき時刻ｔbを計算することができる。そして、計算された時刻ｔbに逆噴射を行えば、飛翔移動体３''は、並進方向について、目標到達地点と同じ座標の地点に着陸する。
【００４６】
続いて、制御ユニット３７は、時刻ｔbを計算した時刻から時間ｔb後に逆噴射エンジン３６の噴射を行う（Ｓ６）。ここで、制御ユニット３７が、時刻ｔbを常時リアルタイムで計算する構成を採用すると、計算されたｔbがゼロとなった時点で逆噴射エンジン３６を噴射すればよい。この場合、制御ユニット３７の逆噴射エンジン３６の噴射指示から実際に逆噴射エンジン３６が噴射を開始するまでに遅延が発生する場合は、遅延時間をｔthとすると、ｔb＝ｔthとなった時点で、制御ユニット３７は、逆噴射エンジン３６の噴射指示を出せばよい。
【００４７】
上記実施形態においては、飛翔移動体３''の飛翔中において、飛翔移動体３''の姿勢は一定であると仮定したが、ＩＭＵからの検出情報等に基づく公知のカルマンフィルタを用いた姿勢予測方法等によって飛翔移動体３''の姿勢予測を行えば、より正確な逆噴射タイミングの算出を行うことができる。
【００４８】
このような構成により、飛翔移動体を、その姿勢を精度よく安定させつつ、より正確に目標到達地点に着陸させることができる。
【００４９】
飛翔移動体３が着陸面１００に着陸すると（Ｓ７）、メインエンジン３５が筐体３１に対して折壊する。この点について、以下、詳細に説明する。図７Ａ〜図７Ｃは、本実施形態に係る飛翔移動体の着陸時の様子を示す図である。上述のように、本実施形態によれば、飛翔移動体３の離陸から着陸までの姿勢を精度よく安定させることができる。したがって、飛翔移動体３は、着陸直前の様子を示す図７Ａに示される姿勢を維持しながら着陸する。そのため、飛翔移動体３の着陸時において、メインエンジン３５の先端が、まず着地面に接触する（図７Ｂ）。上述のように、メインエンジン３５と筐体３１は、プラスチック等の折れやすい材料から構成されているので、着地時の衝撃により、メインエンジン３５は、筐体３１に対して折壊する（図７Ｃ）。このように、着陸時にメインエンジン３５が筐体３１に対して折壊することにより、飛翔移動体３が着陸時に受ける衝撃が吸収され、衝撃を緩和することができる。
【００５０】
制御ユニット３７が、飛翔移動体３の着陸時又は着陸後の所定のタイミングでホイールの回転を停止させることにより、発生する角運動量をゼロとすると、飛翔移動体３は天体の表面等の着陸面上で、ホイール３３の回転軸線に対して垂直な方向に回転移動を開始する（Ｓ７）。この点について、以下、詳細に説明する。
【００５１】
ホイール３３は、飛翔移動体３の飛翔中及び着陸後を通じて回転し続けていたところ、それまで回転していたホイール３３を停止させると、ホイール３３が発生していた角運動量とは逆向きの角運動量が飛翔移動体３に発生する。この飛翔移動体３に発生した角運動量によるトルクの大きさが、重力によるトルクより大きいと、飛翔移動体３は回転移動することができる。
【００５２】
図４は、飛翔移動体３の着陸後の運動を示す図である。θ：接地点Ｐを中心に回転した角度、Ｌ：接地点Ｐと飛翔移動体３の重心ＣＧとの距離、ｍ：飛翔移動体３の全質量、ｇ：重力加速度、Ｊ：飛翔移動体３の主慣性モーメント、τ：ホイールにより発生するトルクとしたとき、接地点Ｐを支点とした回転運動の方程式は、
2019099110.tif 000005
となる。
【００５３】
また、Ｊh：ホイールの回転軸周りの慣性モーメント、αh：ホイール回転角加速度とすると、
2019099110.tif 000006
が成立する。
【００５４】
したがって、筐体３１の形状が、その軸の方向がホイール３３の回転軸線の方向と同一である、四角柱を面取りした八角柱であるので、ホイール３３を停止させたときに、飛翔移動体３を八角柱の軸周りに２２、５°以上回転させるのに十分な回転角速度αhを得ることができれば、重力に打ち勝って飛翔移動体３を回転移動させることができる。ここで、ホイールの角運動量発生・ブレーキ性能に余裕があれば、ホイール３３の回転を停止させるまでホイール３３の回転速度を減少させなくとも、ホイール３３の回転速度を減少させることによって、飛翔移動体３を八角柱の軸周りに２２．５°以上回転させるのに十分な回転角加速度αhを得ることができれば、飛翔移動体３を回転移動させることができる。また、逆に、飛翔移動体にホイールを複数設け、そのうちの駆動していなかったホイールを駆動させる等によって、ホイールの発生する角運動量を増加させることによって、飛翔移動体３を八角柱の軸周りに２２．５°以上回転させるのに十分な回転角加速度αhを得ることができれば、飛翔移動体３を逆方向に回転移動させることができる。飛翔移動体３が一旦停止した後に、ホイールの発生する角運動量を増加させることによって、飛翔移動体３を逆方向に回転移動させてもよい。
【００５５】
本実施形態によれば、飛翔移動体の着陸後に、飛翔移動体が回転移動することができるので、最小飛翔距離以下の距離の移動が可能となり、着陸点と目標到達地点にずれが生じた場合の位置修正や、着陸点の周囲で作業を行うことができる。
【００５６】
また、本実施形態によれば、飛翔移動体の離陸から着陸までの姿勢を精度よく安定させることができるので、着陸時の飛翔移動体の姿勢の予測が可能となる。よって、着陸時の衝撃緩和のための構成を、飛翔移動体全体でなく一部に絞って施すことが可能となる。また、これにより、飛翔移動体の軽量化を図ることができる。
【００５７】
（第２の実施形態）
第１の実施形態においては、メインエンジンが着陸時に折壊したが、本実施形態は、メインエンジンの折壊後に、メインエンジンに置換して代替のエンジンを配置することによって、更に飛翔移動体の飛翔を可能とするものである。
【００５８】
図９Ａ〜図９Ｃは、本発明の第２の実施形態に係る飛翔移動体の断面図である。図１０Ａ〜図１０Ｄは、本発明の第２の実施形態にかかる飛翔移動体の姿勢変更経過を示す図である。図９Ａ〜図１０Ｄにおいて図２、図３と対応する部分には同一符号を付し、第１の実施形態と同様の部分の説明は省略する。
【００５９】
図９Ａは、メインエンジン３５が折壊する前の初期状態を示す図である。筐体３１の内部には、仕切り板７０が、筐体３１の軸方向と直交するように設けられている。メインエンジン３５は、その直径が同じで高さが小さい円柱の形状の代替エンジン４１に、両者の軸が同一となるように接続されている。具体的には、メインエンジン３５の、代替エンジン４１近傍の側面から径方向に形成された凹部３５１ｂの代替エンジン４１と対向する面から、筐体３１の軸方向に形成されたねじ穴３５１ｃと、それに対応する位置に代替エンジン４１に形成されたねじ穴４１ａをねじ３５９によって接続する。ねじ３５９は、第１の実施形態と同様にプラスチック等の折れやすい材料から形成されている。
【００６０】
代替エンジン４１は、その直径が同じである有底円筒形状の押し出し台６１に、両者の軸が同一となるように接着されている。具体的には、後述のように代替エンジン４１がメインエンジン３５の折壊後にメインエンジン３５に置換して配置された場合に、飛翔移動体３の着陸時に押し出し台６１に対して折壊可能なように、接着されている。
【００６１】
再配置装置６０は、押し出し台６１、ばね６３、支持部６５、ピンプラー６７を備える。
【００６２】
押し出し台６１の底部の側面には、突起部６１ａが形成されている。また、押し出し台６１の空胴部６１ｂには、ばね６３が、押し出し台６１の軸方向に伸縮可能なように配置されている。すなわち、ばね６３の一端が空洞部６１ｂの底面に接し、ばね６３の他端が仕切り板７０に接するように配置されている。
【００６３】
仕切り板７０に対しては、筐体３１の軸方向に延びる柱状の支持部６５が、代替エンジン４１と押し出し台６１を取り囲むように設けられている。支持部６５の側面にはラッチであるピンプラー６７が設けられており、ピンプラー６７のピン６７ａによって、押し出し台６１の突起部６１ａが係止され、代替エンジン４１とメインエンジン３５がロックされている。
【００６４】
筐体３１の底面には、代替エンジン４１の軸方向に直交する断面と略同一の形状を有する開口部３１ｃが形成され、代替エンジン４１とメインエンジン３５がロックされている状態において、代替エンジン４１の一部とメインエンジン３５が筐体３１から突出している。そして、代替エンジン４１が、開口部３１ｃ内を、筐体３１の軸方向に移動することができるようになっている。また、ピンプラー６７のピン６７ａと押し出し台６１の突起部６１ａの係止が解除され、ばね６３の弾性力によって、筐体３１の軸方向に外方に移動するが、ピンプラー６７側の開口部３１ｃの周辺部は、ピンプラー６７のピン６７ａを係止する機能を有する。
【００６５】
図１０Ａ〜図１０Ｄを参照して、筐体３１の対向する側面の各々には、一対の折尺状の展開部材８０１が設けられ、これらが姿勢変更装置８０を構成している。展開部材８０１の関節部には、図示しない板ばねが設けられている。
【００６６】
展開部材８０１は、初期状態において、筐体３１の対向する側面に設けられた溝部３１ｄに折り畳まれて格納されている（図１０Ａ）。制御ユニット３７からの指令により、展開部材８０１が溝部３１ｄから引き出されると、展開部材８０１の関節部に設けられた板ばねにより、展開部材８０１は伸展する（図１０Ｂ〜図１０Ｃ）。展開部材８０１の伸展が完了すると、図１０Ｄに示されるように、筐体３１の軸、すなわち代替エンジン４１の軸が着陸面１００に対して所定の角度をなすような姿勢となる。
【００６７】
ここで、筐体３１の対向する側面の各々に設けられた一対の展開部材８０１は、伸展完了時に、筐体３１の軸方向に対して対称となるように構成されており、これにより、飛翔移動体３の重心が、展開部材８０１の伸展前後で変化しないようにすることができる。
【００６８】
以上の装置構成を前提に、本発明の第２の実施形態に係る飛翔移動体の動作を以下に説明する。
【００６９】
飛翔移動体３が着陸すると、メインエンジン３５が代替エンジン４１に対して折壊する。図９Ｂは、メインエンジン３５が折壊した直後の状態を示す図である。
【００７０】
その後、飛翔による移動を行いたい場合、制御ユニット３７は、ピンプラー６７のピン６７ａを引き込む。すると、ピンプラー６７のピン６７ａと押し出し台６１の突起部６１ａの係止が解除され、ばね６３の弾性力によって、押し出し台６１は、押し出し台６１の突起部６１ａが筐体３１のピンプラー６７側の開口部３１ｃの周辺部により係止されるまで、筐体３１の軸方向に外方に移動する。これにより、代替エンジン４１は、筐体３１の外部に露出する位置に配置される。すなわち、メインエンジン３５に置換して代替エンジン４１が配置される。
【００７１】
続いて、飛翔移動体３の姿勢を変更する。これは、第１の代替エンジン４１の軸の方向が着地面１００に平行なこのままの姿勢では飛翔できないので、第１の代替エンジンの軸の方向が着地面１００に対して所定の角度をなすように姿勢を変更するものである。
【００７２】
初期状態において、展開部材８０１は、筐体３１の対向する側面に設けられた溝部ｄに折り畳まれて格納されている（図１０Ａ）。
【００７３】
制御ユニット３７が、展開部材８０１を溝部３１ｄから引き出すと、展開部材８０１の関節部に設けられた板ばねにより、展開部材８０１は伸展する（図１０Ｂ〜図１０Ｃ）。展開部材８０１の伸展が完了すると、図１０Ｄに示されるように、筐体３１の軸、すなわち代替エンジン４１の軸が着陸面１００に対して所定の角度をなすような姿勢となる。
【００７４】
展開部材８０１の伸展が完了し、飛翔移動体３の姿勢変更が完了すると、制御ユニット３７は、代替エンジン４１を噴射させ、飛翔移動体３が離陸する。
【００７５】
その後、飛翔移動体３が着陸すると、前回の着陸時と同様に、代替エンジン４１が押し出し台６１に対して折壊し、飛翔移動体３への衝撃が吸収され、衝撃を緩和することができる。
【００７６】
（第３の実施形態）
本実施形態は、メインエンジン３５に置換して代替エンジン４１を配置する再配置装置の構成が、第２の実施形態と異なる。
【００７７】
図１１Ａ〜図１１Ｇは、本発明の第３の実施形態に係る飛翔移動体の図である。図１１Ａ〜図１１Ｇにおいて図２、図３、図９Ａ〜図９Ｃと対応する部分には同一符号を付し、第１及び第２の実施形態と同様の部分の説明は省略する。
【００７８】
再配置装置９０は、第１のマウント９０１、第２のマウント９０３、回転ホルダ９０５、第１の接着体９０７、第２の接着体９０８、凹み部９０９、９１０、第１のモータ９１１、第１のシャフト９１３、駆動歯車９１５、第２のシャフト９１７、従動歯車９１９、押し出し爪９２１、第２のモータ９２３、第３のシャフト９２５を備える。
【００７９】
図１１Ａは、メインエンジン３５が折壊する前の状態を示す図である。筐体３１の内部には、仕切り板７０が、筐体３１の軸方向と直交するように設けられている。メインエンジン３５、第１の代替エンジン４１、第２の代替エンジン４３は、長さ方向の両端部が面取りされた円柱の形状を有している。そして、メインエンジン３５は、その直径が同じで高さが小さい円柱の形状の代替エンジン４１に、両者の軸が同一となるように接着されている。このような構成により、接着面周辺には凹み部９０９が形成され、着陸時に折壊しやすくなる。具体的には、飛翔移動体３の着陸時に第１の代替エンジン４１に対して折壊可能なように、接着されている。
【００８０】
第１の代替エンジン４１、第２の代替エンジン４３は、その直径が同じである円板状の第１のマウント９０１、第２のマウント９０３のそれぞれに、両者の軸が同一となるように接着されている。第１のマウント９０１、第２のマウント９０３の第１の代替エンジン４１、第２の代替エンジン４３に対向する側の端部は面取りされている。このような構成により、接着面周辺には凹み部９１０が形成され、着陸時に折壊しやすくなる。具体的には、後述のように代替エンジン４１がメインエンジン３５の折壊後にメインエンジン３５に置換して配置された場合に、飛翔移動体３の着陸時に押し出し台６１に対して折壊可能なように、接着されている。
【００８１】
回転ホルダ９０５は、２つのホルダ部９１５ａを備える。各ホルダ部９０５ａは、第１の代替エンジン４１と第１のマウント９０１からなる第１の接着体９０７、第２の代替エンジン４３と第２のマウント９０３からなる第２の接着体９０８をそれぞれ装填可能な略円筒状の形状を有する。また、回転ホルダ９０５は、円筒状の軸部９０５ｃを備え、この軸部９０５ｃに、後述の第２のモータ９２３に取り付けられた第３のシャフト９２５が、挿通、固定される。２つのホルダ部９０５ａは、軸部９０５ｃを軸として対象に配置され、軸部９０５ｃと一体化して形成されている。回転ホルダ９０５は、第１の代替エンジン４１の軸が筐体３１の軸と一致するように配置されている。また、各ホルダ部９０５ａには、その径方向に貫通し、その長さ方向に延びるガイドスリット９０５ｃが設けられており、押し出し爪９２１がガイドスリット９０５ｃに沿って移動可能とされている。ここで、回転ホルダ９０５が備えるホルダ部９０５ａの数は、２つに限定されるものではなく、任意の適切な数とすることができる。
【００８２】
筐体３１の側面には、第１のモータ９１１が取り付けられている。第１のモータ９１１には第１のシャフト９１３が、筐体３１の軸方向と平行な方向に延びるように、その一端が仕切り板７０に、その他端が筐体３１の底面に取り付けられており、第１のシャフト９１３には駆動歯車９１５が取り付けられている。また、第２のシャフト９１７が、筐体３１の軸方向と平行な方向に延びるように、その一端が仕切り板７０に、その他端が筐体３１の底面に設けられた位置規制部材９１８に取り付けられており、第２のシャフト９１７には、駆動歯車９１５と噛み合う従動歯車９１９が取り付けられている。第２のシャフト９１７には、ねじが切られており、細長い略矩形板状の押し出し爪９２１に設けられたねじ穴９２１ａを介して、押し出し爪９２１が取り付けられている。第１のモータ９１１が回転すると押し出し爪９２１は、第２のシャフト９１７に沿って、且つホルダ部９０５ａのガイドスリット９０５ｃに沿って外方に移動する。これにより、第１の接着体９０７が、押し出し爪９２１によって、外方に押し出される。
【００８３】
回転ホルダ９０５を回転させるための第２のモータ９２３は、仕切り板７０に取り付けられ、第２のモータ９２３には、筐体３１の軸方向と平行な方向に延びるように、第３のシャフト９２５が取り付けられている。上述のように、第３のシャフトには、回転ホルダ９０５が取り付けられている。このような構成により、回転式拳銃の回転弾倉のように、代替のエンジンを再配置することができる。
【００８４】
以上の装置構成を前提に、本発明の第３の実施形態に係る飛翔移動体の動作を以下に説明する。
【００８５】
図１１Ａは、メインエンジン３５が折壊する前の初期状態を示す図である。１回目の着陸により、メインエンジン３５が第１の代替エンジン４１に対して折壊すると図１１Ｂに示されるような状態となる。
【００８６】
その後、飛翔による移動を行いたい場合、制御ユニット３７は、第１のモータ９１１を回転させることにより、押し出し爪９２１を外方に移動させ、第１の代替エンジン４１を筐体３１の外部に露出する位置まで押し出す。これにより、メインエンジン３５に置換して第１の代替エンジン４１が配置される（図１１Ｃ）。
【００８７】
第１の代替エンジン４１の噴射による飛翔後の２回目の着陸により、メインエンジン３５が第１の代替エンジン４１に対して折壊すると図１１Ｄに示されるような状態となる。
【００８８】
その後、更に飛翔による移動を行いたい場合、制御ユニット３７は、第１のモータ９１１を逆回転させ、押し出し爪９２１を初期位置まで戻し（図１１Ｅ）、第２のモータ９２３を回転させることにより、回転ホルダ９０５を半回転させ、第２の代替エンジン４３を第１の代替エンジンの初期位置に移動させる（図１１Ｆ）。そして、制御ユニット３７は、第１のモータ９１１を回転させることにより、押し出し爪９２１を外方に移動させ、第２の代替エンジン４３を筐体３１の外部に露出する位置まで押し出す。これにより、第１の代替エンジン４１に置換して第２の代替エンジン４３が配置される（図１１Ｆ）。
【００８９】
本実施形態によれば、複数の代替エンジンを、前に使用したエンジンに置換して配置可能となるので、第１及び第２の実施形態の作用効果に加えて、複数回の飛翔が可能となるという作用効果を奏する。
【００９０】
上記の各実施形態において、筐体の形状は、ホイールの発生する角運動量の制御によって、着陸面上において飛翔移動体が回転移動することを可能とする形状であれば、適切な任意の形状を用いることができる。例えば、筐体の形状は、その軸がホイールの回転軸線と同一であるｎ角柱（ｎは３以上の整数）としてもよい。この場合、ｎの値が大きいほど、着陸面上において飛翔移動体を回転移動させるために、ホイールが発生する必要がある角運動量は小さくなるが、姿勢が安定しないために飛翔移動体を停止させるのが難しくなる。特に、ｎを無限大にした場合は筐体の形状は円柱となるが、筐体の表面に摩擦力を増大させる構造を付加しないと、所望の位置で停止させることが困難であり、また登坂が困難である。逆に、ｎの値が小さいと、着陸面上において飛翔移動体を回転移動させるために、ホイールが発生する必要がある角運動量は大きくなり、ホイールの角運動量発生・ブレーキ性能との関係で、着陸面上において飛翔移動体を回転移動させることができない場合が生じる。また、例えば、筐体の形状は、筐体が着陸面上において飛翔移動体が回転移動する際に着陸面と接する少なくとも一部がｎ角柱として構成されていれば、第２の実施形態のように、筐体の一部がｎ角柱以外の形状として構成されてもよい。
【００９１】
推進装置と（第１の）代替推進装置、第１の代替推進装置と第２の代替推進装置等の推進装置と推進装置以外の飛翔移動体の部分、代替推進装置と代替推進装置以外の飛翔移動体の部分との接続構造は、上記の第２及び第３の実施形態の構造に限定されるものではなく、飛翔移動体の着陸時に、推進装置や代替推進装置以外の前記飛翔移動体の部分に対して折壊可能な任意の適切な構造とすることができる。
【００９２】
以上、本発明について、例示のためにいくつかの実施形態に関して説明してきたが、本発明はこれに限定されるものでなく、本発明の範囲から逸脱することなく、形態及び詳細について、様々な変形及び修正を行うことができることは、当業者に明らかであろう。
【符号の説明】
【００９３】
１  飛翔移動体発射システム
２  発射台
２１  発射レール
２１ａ  溝部
３  飛翔移動体
３１  筐体
３１ａ  カメラ用開口部
３１ｂ  ねじ穴
３１ｃ  開口部
３１ｄ  溝部
３３  ホイール
３５  メインエンジン
３５１  エンジン部
３５１ａ  ノズル
３５１ｂ  凹部
３５１ｃ  ねじ穴
３５３  取付部材
３５３ａ  ねじ穴
３５７  ねじ
３５９  ねじ
３６  逆噴射エンジン
３７  制御ユニット
３８  ＩＭＵ
３９  連結部材
３９ａ  凸状部
４１  代替エンジン、第１の代替エンジン
４１ａ  ねじ穴
４３  第２の代替エンジン５０  調整棒
５０ａ  ねじ穴
５２  ねじ
６０  再配置装置
６１  押し出し台
６１ａ  突起部
６１ｂ  空洞部
６３  ばね
６５  支持部
６７  ピンプラー
６７ａ  ピン
７０  仕切り板
８０  姿勢変更装置
８０１  展開部材
９０  再配置装置
９０１  第１のマウント
９０３  第２のマウント
９０５  回転ホルダ
９０５ａ  ホルダ部
９０５ｂ  ガイドスリット
９０５ｃ  軸部  挿通部
９０７  第１の接着体
９０８  第２の接着体
９０９  凹み部
９１０  凹み部
９１１  第１のモータ
９１３  第１のシャフト
９１５  駆動歯車
９１７  第２のシャフト
９１８  位置規制部材
９１９  従動歯車
９２１  押し出し爪
９２１ａ  ねじ穴
９２３  第２のモータ
９２５  第３のシャフト
１００  着陸面
【図１】
2019099110.tif 000007
【図２】
2019099110.tif 000008
【図３】
2019099110.tif 000009
【図４】
2019099110.tif 000010
【図５】
2019099110.tif 000011
【図６】
2019099110.tif 000012
【図７Ａ】
2019099110.tif 000013
【図７Ｂ】
2019099110.tif 000014
【図７Ｃ】
2019099110.tif 000015
【図８Ａ】
2019099110.tif 000016
【図８Ｂ】
2019099110.tif 000017
【図９Ａ】
2019099110.tif 000018
【図９Ｂ】
2019099110.tif 000019
【図９Ｃ】
2019099110.tif 000020
【図１０Ａ】
2019099110.tif 000021
【図１０Ｂ】
2019099110.tif 000022
【図１０Ｃ】
2019099110.tif 000023
【図１０Ｄ】
2019099110.tif 000024
【図１１Ａ】
2019099110.tif 000025
【図１１Ｂ】
2019099110.tif 000026
【図１１Ｃ】
2019099110.tif 000027
【図１１Ｄ】
2019099110.tif 000028
【図１１Ｅ】
2019099110.tif 000029
【図１１Ｆ】
2019099110.tif 000030
【図１１Ｇ】
2019099110.tif 000031