広島工業大学紀要研究編
第 ₅₂ 巻（₂₀₁₈）125 – 131

論

文

高効率マルチコプタの開発
八房智顯*（平成₂₉年 ₈ 月₁₁日受付）

Development of high efficiency multicopter
Tomoaki YATSUFUSA(Received Aug. 11, 2017)

Abstract
Multicopter is one of the UAV, which is now used in various field including aerial photography, agricultural field, various information gathering, delivery services, and so on. Another ambitious application is emergency delivery in the event of disaster. To apply the multicopter for the emergency delivery, larger load capacity, longer cruising distance, and higher-flying speed are required. One of theinevitable elements for these requirements to improve is reduction of energy consumption for flying
and hovering.
One possible solution is enlargement of rotor size and lower rotor revolution speed. This paper reports
the results of experimental investigation on effect of size and revolutionary speed of rotor for the relation
between energy consumption and lift force. In addition, four rotor multicopter with variable pitch rotor
was experimentally manufactured. This experimental multicopter is also reported in the paper.
Key Words: multicopter, UAV, rotor, energy consumption

かつ自動で運ぶことが可能なマルチコプタの開発を目指し

₁ ．はじめにており，大規模災害時の孤立集落や離島などに操作ひとつ

マルチコプタ（ドローン）は複数の回転翼（ロータ，もで，薬や輸血用血液などの緊急・特急搬送に特化した輸送

しくはプロペラ）を持つ無人航空機である。複数のロータシステムを考えている。このような輸送システムにおいて，（通常 ₄ 枚以上の偶数枚）の回転を個別に制御し，安定した積載量や飛行距離の増加，飛行速度の向上のためには浮姿勢制御と移動が可能であり，近年急速に進展してきた技

上・飛行に必要な動力の削減が不可避であることから，同術の向上，低価格化が，空撮，農業利用，各種情報収集，

輸送システム開発の第一歩として高効率ロータの開発から配送業務など様々な分野で利用方法が検討され，実際の利スタートした。本報告では，高性能が期待できる可変ピッ₁,₂︶用も急拡大している。また，「小さいこと」「無人である

チロータシステムについて，その基本性能を主としてホバこと」にも利点が見だされ，社会的にも広く認識され産リング性能に注目して調査し，可変ピッチマルチコプタを業・学術的利用まで幅広い分野で注目が集まってきている。

試作したのでここに報告する。

一方でマルチコプタは，積載・飛行性能がヘリコプタや飛₂ ．ロータサイズと浮上効率の関係

行機に比べて低いため，積載量や飛行距離，飛行速度が低₂.₁く制限される。
本研究では，より大きな荷物をより高速で遠くまで無人* 広島工業大学工学部知能機械学科

─ 125 ─

ロータサイズと浮上効率の理論的考察

マルチコプタやヘリコプタの浮上には，ロータによって

八房智顯

周囲の空気を上方から下方に加速させることにより，鉛直関係式（₄）は，大きな揚力 FL を得るためには駆動力 P も₃︶

上方に自重以上の反力（揚力）を発生させ浮上する 。ロー

しくはロータ直径 d を大きくすれば良いことを示している。

タが圧力一定の元で単純に空気を加速させる装置であるとすなわち，同じ出力でも大きなロータを使うことで揚力を考えると，揚力 FL は次のように表される。

大きくでき，逆に小さなロータを使うことはエネルギ的にFL = ρa AV 2

（₁）

不利になると予想できる。
関係式（₄）の妥当性を検証するために，様々なサイズの

ただし，ρ a：空気の密度，A：空気流の断面積，V：

ヘリコプタについてエンジン出力，ロータ直径，機体の質

空気流の速度量を調査しまとめたものを表 ₁ に示す。なお，上段から ₄

ロータが₁₀₀％の効率でロータの駆動エネルギを空気の運動

機種はラジコンヘリコプタであり，これらの出力は電池のエネルギに変換できるとすると，ロータの駆動力 P は次の放電時間率を₂₀C，モータの効率を₇₀％として推定した。
関係式（₄）を検討するにあたり，ロータが発生する揚力ようになる。
P=1
ρa AV 32（₂）

π 2d ≈ d24を用いて計算・比較したものを図 ₁ に示す。横軸・縦軸は以下の計算値となっている。

空気流の断面積 A をロータ直径 d とすると次が成り立つ
A=と機体の質量は比例するとして揚力 FL の代わりに機体質量

横軸：log₁₀｛（最大出力）×（ロータ直径）｝₂（₃）

縦軸：lg₁₀（機体質量）₃

ただし，L：機体のサイズ（長さ）
（₁）
（₂）
（₃）より

図から明らかなように，ごく小さな模型のヘリコプタから

FL3 ≈ ρa ( Pd )

2

（₄）

表₁
機

種

名

超大型ヘリコプタまで同一直線状に位置しており，関係式（₄）は十分な妥当性があると考えられる。

様々なサイズのヘリコプタの諸元

最大出力
［kW］

ローター 機体質量
直径［m］ ［kg］

初飛行
年

備考

機体質量の
内容

wltoys V₉₇₇

₂.₅₉E-₀₂

₀.₂₄₅

₄.₈₅E-₀₂

模型

walkera master CP

₁.₇₁E-₀₁

₀.₄₆₂

₄.₂₀E-₀₁

模型

walkera V₄₅₀

₄.₀₄E-₀₁

₀.₇₃₀

₇.₄₈E-₀₁

模型

Aline T-rex ₇₀₀

₁.₅₅E+₀₀

₁.₅₆₂

₅.₀₀E+₀₀

模型

Yamaha R-max

₁.₅₄E+₀₁

₃.₁₁₅

₆.₄₀E+₀₁

₂₀₀₃

無人

empty

Mosquito XE

₄.₅₀E+₀₁

₅.₉₄₄

₁.₉₆E+₀₂

₂₀₀₆

有人

empty+₁crew

MD Helicopters MH-₆

₂.₈₀E+₀₂

₈.₃₀₀

₇.₂₂E+₀₂

₁₉₆₃

有人

empty

Bell ₂₀₆

₃.₁₅E+₀₂

₁₀.₁₆₀₁.₀₆E+₀₃

₁₉₆₂

有人

empty

Eurocopter EC₁₃₅

₉.₄₄E+₀₂

₁₀.₂₀₀₁.₄₆E+₀₃

₁₉₉₄

有人

empty

Eurocopter AS₃₅₀

₆.₃₂E+₀₂

₁₀.₇₀₀₁.₁₇E+₀₃

₁₉₇₄

有人

empty

Eurocopter EC₁₄₅

₁.₁₀E+₀₃

₁₁.₀₀₀₁.₇₉E+₀₃

₁₉₉₉

有人

empty

Eurocopter EC₁₅₅

₁.₃₉E+₀₃

₁₂.₆₀₀₂.₆₂E+₀₃

₁₉₉₇

有人

empty

Bell ₂₀₄/₂₀₅

₈.₂₀E+₀₂

₁₄.₆₃₀₂.₀₉E+₀₃

₁₉₅₆

有人

empty

Airbus Helicopters EC₁₇₅

₂.₆₅E+₀₃

₁₄.₈₀₀₄.₆₀E+₀₃

₂₀₀₉

有人

empty

Eurocopter EC₇₂₅

₃.₅₅E+₀₃

₁₆.₂₀₀₅.₃₃E+₀₃

₂₀₀₀

有人

empty

Eurocopter EC₂₂₅

₃.₅₅E+₀₃

₁₆.₂₀₀₅.₂₆E+₀₃

₂₀₀₀

有人

empty

Sikorsky CH-₁₄₈

₄.₄₈E+₀₃

₁₇.₇₀₀₇.₀₇E+₀₃

₂₀₀₈

有人

empty

Sikorsky SH-₃

₂.₀₉E+₀₃

₁₉.₀₀₀₅.₃₈E+₀₃

₁₉₆₁

有人

empty

Sikorsky CH-₅₃E

₉.₈₁E+₀₃

₂₄.₀₀₀₁.₅₁E+₀₄

₁₉₇₄

有人

empty

Mil Mi-₂₆

₁.₇₀E+₀₄

₃₂.₀₀₀₂.₈₂E+₀₄

₁₉₇₇

有人

empty

─ 126 ─立つ

用いた２機種のヘリコプタ（図３）のロータ半径は，それ超大型ヘリコプタまで同一直線状に位置しており，関係式
ぞれ 355mm，および 230mm で，以降はそれぞれ R355 お(4)は十分な妥当性があると考えられる．
よび R230 とする．地面に対して鉛直軸に自由に回転する

図３ 試験に用いた RC ヘリコプタ

20.0

自由回転台の上に秤を置き，秤の上には 7.5kg の重しを固高効率マルチコプタの開発
定し，重しの上に RC ヘリコプタを固定した．

15.0を駆動する際の反トルクを測定する。なお，テールロータ

14.0

ピッチ角 degree

RC ヘリコプタのロータを駆動し揚力が発生すると秤の12.0

り支えられる状態にしている。メインロータの翼端には反5.0

8.0
自由回転台には回転台円周の一点から円周接線方向にテグ

揚力を

ギ的に

ズのヘ

の質量

ら 4 機

池の放

log10FL3

y = 1.0731x + 1.1567
R² = 0.9968
スを張り，滑車で鉛直方向にテグスの向きを変え，ロータ
4.0

射板が貼り付けてあり，光ピックアップ式電子タコメー

6.0

0.0

ターによってロータ回転速度を計測する。

を駆動する際の反トルクを測定する．なお，テールロータ
2.0
0.0は無効化することによってロータ反力の全てがテグスによ‐2.0
２．２ ロータサイズを変更した場合の浮上効率の実験的り支えられる状態にしている．メインロータの翼端には反‐4.0

検証 ‐5.0
0.0
5.0
10.0
15.0
射板が貼り付けてあり，光ピックアップ式電子タコメータ
log10(Pd)2関係式(4)で予想される，ロータサイズが浮上効率に及ぼーによってロータ回転速度を計測する．
図 ₁ 揚力と最大出力，ロータ直径の関係
揚力と最大出力，ロータ直径の関係
図１
す影響を調べるため，ロータサイズを変更した場合のロー実験は，ロータ翼のピッチ角（迎角）とロータ回転速度
タ揚力，反トルクおよびロータ回転速度を計測する装置をを変更して行った．ピッチ角はRC ヘリコプタの飛行に最
₂.₂ ロータサイズを変更した場合の浮上効率の実験的検証
用いてこれらの関係を調べた．図２は測定装置であり，ロ適なセッティングを基準としたため，図４に示すように機関係式（₄）で予想される，ロータサイズが浮上効率に及ータはサイズが異なる
2 種類の RC ヘリコプタを用いた．
種ごとに用いた値が異なる．なお飛行セッティングにおけぼす影響を調べるため，ロータサイズを変更した場合の用いた２機種のヘリコプタ（図３）のロータ半径は，それる最大ピッチ角は55%となっており，試験では 0%，20%，
ロータ揚力，反トルクおよびロータ回転速度を計測する装ぞれ
355mm，および230mm で，以降はそれぞれ R355 お
40%，および 60%のピッチ角で実験を行った．ロータ回転なサイズのヘリコプタの諸元
置を用いてこれらの関係を調べた。図₂ は測定装置であり，
よび
R230 とする．地面に対して鉛直軸に自由に回転するローター 速度は機体ごとの最大出力まで実験することを目標として機体質量 初飛行
機体質量の
備考
RC
ロータはサイズが異なる
₂
種類のヘリコプタを用いた。
自由回転台の上に秤を置き，秤の上には7.5kg の重しを固
直径 [m] いたが，[kg]R355 においてはロータ回転速度を上げていくと突
年
内容

た．

0.245
0.462
0.730
1.562
3.115
5.944
8.300
10.16010.20010.70011.00012.60014.63014.80016.20016.20017.70019.00024.00032.000

実験的実験は，ロータ翼のピッチ角（迎角）とロータ回転速度‐5.0
0

いたが，R355 においてはロータ回転速度を上げていくと突に及ぼ然機体が損傷しかねないほどの大きな振動が発生してしまのローうため，振動が発生しないところまでの出力で試験した．

R355

R230

いた．

V450D03（Walkera社）

MasterCP（Walkera社）

図₃

，それ

転する

しを固

と秤の

なる．

にテグ

ロータ

TM  rb Ft

ロータ駆動トルク：
20.0

ここで

[m/s]

R355

R230
ロータ駆動反力（計測値）
： Ft
15.0

[N]

ロータ回転速度（計測値）： [rad/s]10.0もしくは[rpm]

5.0
ロータ半径（機種ごと）： rM

回転台半径（固定値）：
0.0

[m]

rb  0.14[m]

ロータ回転速度は R355，R230 のいずれも最大で 2300
‐5.0～2400rpmの同程度であるが，ロータ周速で比較した場合，
0

10

20

30

40

50

60

ピッチ %
R355 の方が大きくなる．また，R355，R230のいずれも揚図 ₄ ピッチ％とピッチ角の関係
力・反トルクとも，ロータ周速の増加とともに増加してい
図４ ピッチ%とピッチ角の関係
る．さらにピッチ角の増加とともに揚力・反トルクとも増
₂.₃ 実験結果および考察加していることから，調査範囲内のピッチ角変化ではロー

２．３
実験結果および考察
図 ₅ に実験結果を示す。これら
₂ 図は実験によって得ら
タ翼は失速していないことがわかる．
図５に実験結果を示す．これら２図は実験によって得られた基礎データである。ロータ周速とロータ駆動トルクは
以降はこれらのデータを元にして各種の値を算出し考察れた基礎データである．ロータ周速とロータ駆動トルクは以下から算出する。
する．各種値は，以下の関係として与える．
以下から算出する．
ロータ駆動力：[W]
ロータ周速度： VMt = rM ωPM  TM ［m/s］
ロータ周速度：
[m/s]
V

r

M
揚力（計測値）：
[N]
FMMt
［m/s］
ロータ駆動トルク： TM = rb Ft
ロータ駆動トルク：[m/s]
TM  rb Ft
ここで
ここでロータ駆動反力（計測値）： Ft
ロータ駆動反力（計測値）：Ft
ロータ回転速度（計測値）： 
ロータ回転速度（計測値）：ω

[N]［N］[rad/s]［rad/s］
もしくは[rpm]

ロータ半径（機種ごと）： rM[m]もしくは［rpm］

回転台半径（固定値）： rb  0.14[m]［m］
ロータ半径（機種ごと）： rM
ロータ回転速度は R355，R230 のいずれも最大で 2300［m］
回転台半径（固定値）： rb = 0.14～2400rpm の同程度であるが，ロータ周速で比較した場合，試験に用いた RC ヘリコプタ

図３ 試験に用いたRC ヘリコプタ
テールロータ機能停止
メインロータRC
ヘリコプタのロータを駆動し揚力が発生すると秤のR₃₅₅，R₂₃₀ のいずれも最大でロータ回転速度は₂₃₀₀～R355の方が大きくなる．また，R355，R230のいずれも揚荷重が低下し，その差分がロータが発生した揚力になる。
20.0

₂₄₀₀ rpm の同程度であるが，ロータ周速で比較した場合，
力・反トルクとも，ロータ周速の増加とともに増加していR355
自由回転台には回転台円周の一点から円周接線方向にテグ
R230
15.0

R₃₅₅ の方が大きくなる。また，R₃₅₅，R₂₃₀ のいずれも揚る．さらにピッチ角の増加とともに揚力・反トルクとも増

回転数計測

RCヘリコプタ

スを張り，滑車で鉛直方向にテグスの向きを変え，ロータ
ピッチ角 degree

355 お

60

然機体が損傷しかねないほどの大きな振動が発生してしま
以下から算出する．
図３ 試験に用いた RC ヘリコプタ
ロータ周速度：[m/s]
うため，振動が発生しないところまでの出力で試験した。
VMt  rM 

装置を

り，ロ

50

V450D03（Walkera社）
MasterCP（Walkera社）
いたが，R₃₅₅においてはロータ回転速度を上げていくと突れた基礎データである．ロータ周速とロータ駆動トルクは1.96E+02
2006RC ヘリコプタを固定した。
有人 empty+1crew
定し，重しの上にスを張り，滑車で鉛直方向にテグスの向きを変え，ロータ

速度は機体ごとの最大出力まで実験することを目標として

40

₄₀％，および₆₀％のピッチ角で実験を行った。ロータ回転
２．３
実験結果および考察
R355
R230
速度は機体ごとの最大出力まで実験することを目標として
図５に実験結果を示す．これら２図は実験によって得ら

模型

₂ ロータ揚力・反トルク・ロータ回転速度測定装置
図２図 ロータ揚力・反トルク・ロータ回転速度測定装置
40%，および60%のピッチ角で実験を行った．ロータ回転30

る最大ピッチ角は₅₅％となっており，試験では ₀ ％，₂₀％，

よび R₂₃₀ とする。地面に対して鉛直軸に自由に回転する荷重が低下し，その差分がロータが発生した揚力になる．
5.00E+00
模型
自由回転台の上に秤を置き，秤の上には₇.₅ kg の重しを固
自由回転台には回転台円周の一点から円周接線方向にテグ
6.40E+01
2003 無人 empty

7.22E+02
1963 有人 emptyを駆動する際の反トルクを測定する．なお，テールロータ
1.06E+03
1962 有人 emptyは無効化することによってロータ反力の全てがテグスによ1.46E+03
1994 有人テールロータ機能停止
empty
1.17E+03
1974
有人
empty
メインロータり支えられる状態にしている．メインロータの翼端には反回転数計測
1.79E+03
1999 有人 empty
射板が貼り付けてあり，光ピックアップ式電子タコメータ
2.62E+03
1997 有人 empty
RCヘリコプターによってロータ回転速度を計測する．
2.09E+03
1956 有人 empty
4.60E+03
2009
有人 empty
実験は，ロータ翼のピッチ角（迎角）とロータ回転速度
5.33E+03
2000 有人 empty
を変更して行った．ピッチ角は RC ヘリコプタの飛行に最5.26E+03
2000 有人 empty
適なセッティングを基準としたため，図４に示すように機7.07E+03
2008 有人 empty
反トルク測定5.38E+03
1961 有人 empty
種ごとに用いた値が異なる．なお飛行セッティングにおけ
揚力測定
自由回転台
1.51E+04
1974 有人empty
る最大ピッチ角は 55%となっており，試験では 0%，20%，
2.82E+04
1977 有人 empty

20

適なセッティングを基準としたため，図 ₄ に示すように機
図４ ピッチ%とピッチ角の関係
種ごとに用いた値が異なる。なお飛行セッティングにおけ用いた
₂ 機種のヘリコプタ（図₃ ）のロータ半径は，それ定し，重しの上にRC ヘリコプタを固定した．
4.85E-02
模型
然機体が損傷しかねないほどの大きな振動が発生してしま
4.20E-01
模型
mm，および ₂₃₀
mm で，以降はそれぞれ R₃₅₅ おぞれRC₃₅₅
ヘリコプタのロータを駆動し揚力が発生すると秤のうため，振動が発生しないところまでの出力で試験した．

7.48E-01

10

RC ヘリコプタの飛行に最を変更して行った。ピッチ角は
ピッチ %

ピッチ角 degree

いる．

10.0

は無効化することによってロータ反力の全てがテグスによ

荷重が低下し，その差分がロータが発生した揚力になる．
10.0

P もし

R355
R230

10.0

タ翼は失速していないことがわかる．
─ 127 ─

5.0
揚力測定
0.0

力・反トルクとも，ロータ周速の増加とともに増加してい加していることから，調査範囲内のピッチ角変化ではロー

反トルク測定自由回転台

以降はこれらのデータを元にして各種の値を算出し考察する．各種値は，以下の関係として与える．
ロータ駆動力：P T 

[W]

揚力係数：
抗力係数：

CL 

FM
Fd

[-]

CD 

FMt
Fd

[-]

動力は，同じ駆動力で得られる揚力の大小を示すもので，ロータの浮上効率を考える上でもっとも重要な示唆を与える．前述のように，駆動力は計測した反トルクを用いて算出するが，反トルクの計測値が 0.02Nm を下回ると計測値
八房智顯

0.7

20
18

0.5

14
12

トルク Nm

揚力 N

R355: 20%(3.1°)
R355: 60%(10.3°)
R230: 20%(6.3°)
R230: 60%(18.6°)

0.6

16

10
8

0.4
0.3

6

0.2

4

0.1

2
0

R355: 0%(‐0.1°)
20
R355: 40%(6.8°)
18R230:
0%(‐0.2°)
R230:
16 40%(13.1°)

0

20

40

60

80

0.0

100

0

20

40

60

80

ローター周速 m/s

ローター周速 m/s(a) 揚力 vs ロータ周速(b) 反トルク vs ロータ周速100

図５ 実験計測による取得データ（揚力・反トルク・ロータ周速）
図 ₅ 実験計測による取得データ（揚力・反トルク・ロータ周速）
R355: 0%(‐0.1°)
20
R355: 40%(6.8°)

R355: 20%(3.1°)
R355: 60%(10.3°)

R230: 40%(13.1°)

R230: 60%(18.6°)

る。さらにピッチ角の増加とともに揚力・反トルクとも増なっていることから，失速寸前であると予想できる。
18
R230:
0%(‐0.2°)
R230: 20%(6.3°)

加していることから，調査範囲内のピッチ角変化ではロー
140

2.0E+0116
図 ₈ （a）は駆動力あたりの揚力の比較である。揚力／駆タ翼は失速していないことがわかる。

動力は，同じ駆動力で得られる揚力の大小を示すもので，
1.8E+01120以降はこれらのデータを元にして各種の値を算出し考察

1.6E+01
ロータの浮上効率を考える上でもっとも重要な示唆を与え

100

1.4E+01

る。前述のように，駆動力は計測した反トルクを用いて算80ロータ駆動力：PM = TM ω
60［W］

揚力（計測値）
：FM
40

［N］

揚力 N

駆動力 W

する。各種値は，以下の関係として与える。

1.2E+01

出するが，反トルクの計測値が₀.₀₂ Nm を下回ると計測値
1.0E+01
8.0E+00の信頼性が無くなることから，ロータ回転速度が小さいか，
6.0E+00

ピッチ角が小さい場合には反トルクが小さくなり，上記値
4.0E+0020F
揚力／駆動力： FM / PM = M
0
PM
0

20

40

［N/W］
60

ローター周速 1
m/s

80

100

を下回る場合がある。これらの場合には揚力／駆動力の値
2.0E+00
0.0E+00を算出せず，図₈ には除外し示していない。いずれの場合
0

20

40

60

80

100

120

14

にも，ロータ周速の増加に伴い揚力／駆動力が減少する傾
駆動力 W

ロータ周速における動圧： pd =［Pa］
2向がある。高速でのロータ駆動は翼表面や翼後流での渦流(a) 駆動力 vs ロータ周速(b) 揚力 vs 駆動力
₃
ρ
=
1
.
21
空気の密度（ ₁ 気圧，₂₀℃）： a［kg/m ］
れによるエネルギ散逸が増えていることなどが予想される。
図６ ロータ駆動力と揚力の関係
したがって，可能な限りロータは低速度で駆動した方が効［N］
動圧と回転面積の積： Fd = pd A
率的であると言える。
T［N］
駆動トルクを翼端に集約した力： FMt = M
rM
図 ₈ （b）は，図 ₈ （a）における各ピッチ角における揚2
ρaVMt

揚力係数： C L =

FM
Fd

［－］

抗力係数： C D =

FMt
Fd

［－］

力／駆動力の最大値をピッチ角に対して示したものである。
R₃₅₅，R₂₃₀ のいずれも，ピッチ角の増加に伴って揚力／
駆動力の最大値は増加し，最大値を取ってからその後減少に転じている。したがって，揚力／駆動力を最大にする最図 ₆ はロータの駆動力と周速の関係を示したものである。

適なピッチ角があると言える。R₃₅₅ の最大値は₀.₃₄₄，

図 ₆ （a）に示す駆動力は指数関数的に増加し , その程度は

R₂₃₀ の最大値は₀.₂₄₀であり，これらの比率（R₃₅₅/R₂₃₀）

ピッチ角が大きいほど顕著になっている。図 ₆ （b）に示す，

は₁.₄₂である。関係式（₄）は駆動力を同一とした場合，以駆動力に対する揚力の関係では，同じピッチで駆動力を増下のように変形，計算できる。

す，すなわちロータ回転速度を増やすとほぼ直線的に揚力Pd=  M ( R 355 ) M ( R 355 ) FL( R 230 )  PM ( R 230 )d M ( 230 ) 
FL( R 355 )が増加する関係にあることがわかる。
図 ₇ は，ロータ周速に対する揚力係数 CL と抗力係数 CD 0.355 = 0.230 の関係である。ピッチ角を増加させると CL，CD とも増加する傾向にある。R₂₃₀ のピッチ角₆₀％（₁₈.₆°）は CL が最も大きい値となっているが，CD の増加量が著しく大きく

23

 rM ( R 355 ) = rM ( 230 ) 23

23= 1.34

実測値が実験値を超えているのは実験の精度によるもので

─ 128 ─

0

20

40

60

80

100

0

20

40

60

80

ローター周速 m/s

ローター周速 m/s(a) 揚力 vs ロータ周速(b) 反トルク vs ロータ周速100

図５ 実験計測による取得データ（揚力・反トルク・ロータ周速）
高効率マルチコプタの開発である．関係式(4)は駆動力を同一とした場合，以下のようの信頼性が無くなることから，ロータ回転速度が小さいか，である．関係式(4)は駆動力を同一とした場合，以下のようの信頼性が無くなることから，ロータ回転速度が小さいか，に変形，計算できる．
ピッチ角が小さい場合には反トルクが小さくなり，上記値
ピッチ角が小さい場合には反トルクが小さくなり，上記値を下回る場合がある．これらの場合には揚力／駆動力の値を下回る場合がある．これらの場合には揚力／駆動力の値を算出せず，図８には除外し示していない．いずれの場合

R355: 0%(‐0.1°)
20

FL ( R 355)

F ( R 355)L
2.0E+01140

FL ( R 230 )1.8E+01
F ( R 230 )L

を算出せず，図８には除外し示していない．いずれの場合にも，ロータ周速の増加に伴い揚力／駆動力が減少する傾120にも，ロータ周速の増加に伴い揚力／駆動力が減少する傾向がある．高速でのロータ駆動は翼表面や翼後流での渦流 P ( 355) dd ( R 355) M P  Rrr ( RM355) M M ( R 230 ) M ( 230 )  M ( 230 ) ( 230 ) d M ( 230 )RP M rM ( 230 )1.4E+01 0.355 

揚力 N

駆動力 W



1.6E+01100

向がある．高速でのロータ駆動は翼表面や翼後流での渦流れによるエネルギ散逸が増えていることなどが予想される．
80
れによるエネルギ散逸が増えていることなどが予想される．
したがって，可能な限りロータは低速度で駆動した方が効

R355: 20%(3.1°)
R355: 60%(10.3°)
23
23
18
R230:
0%(‐0.2°)
R230:
 320%(6.3°)
rPd
M ( R 355 ) M ( R 355 )R230:
R230:
2 M ( R 355 )  3
16 40%(13.1°)
 60%(18.6°)

R355: 40%(6.8°)に変形，計算できる．

2

23


 3 21.34
 0.230 
1.34
1.0E+010.230
1.2E+01 0.355

60
したがって，可能な限りロータは低速度で駆動した方が効率的であると言える．
40
率的であると言える．
図８(b)は，図８(a)における各ピッチ角における揚力／駆

8.0E+00
実測値が実験値を超えているのは実験の精度によるもので6.0E+00
実測値が実験値を超えているのは実験の精度によるものであると思われるが，比較的近い実験値が得られているため，

20
図８(b)は，図８(a)における各ピッチ角における揚力／駆動力の最大値をピッチ角に対して示したものである．R355，
動力の最大値をピッチ角に対して示したものである．R355，
0R230のいずれも，
ピッチ角の増加に伴って揚力／駆動力のあると思われるが，比較的近い実験値が得られているため，
関係式(4)は本実験によってもその妥当性が示されたと考え2.0E+00
関係式(4)は本実験によってもその妥当性が示されたと考え
0.0E+00
られる．

大値は 0.240 であり，これらの比率（R355/R230）は 1.42

関係式(4)から，同じ揚力を発生させる上で，ロータ直径

0

20

40

60

80

100

4.0E+00

0

20

40

60

80

100

120

140

R230 のいずれも，ピッチ角の増加に伴って揚力／駆動力のられる．
最大値は増加し，最大値を取ってからその後減少に転じてローター周速 m/s
駆動力 W
最大値は増加し，最大値を取ってからその後減少に転じている．したがって，揚力／駆動力を最大にする最適なピッ３．可変ピッチロータを用いたマルチコプタ(a) 駆動力 vs ロータ周速(b) 揚力 vs 駆動力
３．可変ピッチロータを用いたマルチコプタ
いる．したがって，揚力／駆動力を最大にする最適なピッチ角があると言える．R355 の最大値は 0.344，R230の最３．１
ロータの大型化・低速回転化と制御性
図６図 ロータ駆動力と揚力の関係
₆ ロータ駆動力と揚力の関係
チ角があると言える．R355の最大値は 0.344，R230 1.42の最
３．１
ロータの大型化・低速回転化と制御性
大値は0.240 であり，これらの比率（R355/R230）は関係式(4)から，同じ揚力を発生させる上で，ロータ直径

2.0E‐02

3.5E‐03

1.8E‐022.0E-02

3.5E-03
3.0E‐03

1.6E‐02
1.8E-02
抗力係数
抗力係数
CD CD

揚力係数
揚力係数
CL CL

1.2E‐02
1.4E-02
1.0E‐02
1.2E-02
8.0E‐03
1.0E-02
6.0E‐038.0E-03
4.0E‐03
6.0E-03

2.5E-032.0E‐032.0E-03
1.5E‐03
1.5E-03
1.0E‐03
1.0E-03
5.0E‐04

2.0E‐03
4.0E-03
0.0E+00 00

R355: 20%(3.1°)
R355: 60%(10.3°)
R355: 20%(3.1°)
R230: 20%(6.3°)
R355: 60%(10.3°)
R230: 60%(18.6°)
R230: 20%(6.3°)
R230: 60%(18.6°)

3.0E-03
2.5E‐03

1.4E‐02
1.6E-02

0.0E+00
2.0E-03

R355: 0%(‐0.1°)
20
R355: 40%(6.8°)
R355: 0%(-0.1°)
18
20 0%(‐0.2°)
R230:
R355: 40%(6.8°)
R230:
16
18 40%(13.1°)
R230:
0%(-0.2°)
R230:
16 40%(13.1°)

5.0E-04
0.0E+00
20

40

60

80

100

20

ローター周速
m/s
40
60

80

100

0.0E+00 0
0

20

40

60

80

100

20

ローター周速
m/s
40
60

80

100

ローター周速 m/s

ローター周速 m/s(a) 揚力係数 vs ロータ周速(a) 揚力係数 vs ロータ周速 図７
図 ₇ 揚力係数と抗力係数
揚力係数と抗力係数(b) 抗力係数 vs 駆動力(b) 抗力係数 vs 駆動力

図７ 揚力係数と抗力係数
R355:
0%(‐0.1°)
20
R355: 40%(6.8°)
18R230:
0%(‐0.2°)
R230:
40%(13.1°)
16

4.0E‐01

R355: 20%(3.1°)
R355: 60%(10.3°)
R230: 20%(6.3°)
R230: 60%(18.6°)

0.40
0.40

揚力/駆動力の最大値
揚力/駆動力の最大値
N/WN/W

揚力／駆動力
揚力／駆動力N/WN/W

4.0E-01
3.5E‐01
3.5E-01
3.0E‐01
3.0E-01
2.5E‐01
2.5E-01
2.0E‐01
2.0E-01
1.5E‐01
1.5E-01
1.0E‐01
1.0E-01
5.0E‐02
5.0E-02
0.0E+00
0.0E+00 0
0

0.30

40

60

80

100

20

ローター周速
m/s
40
60

80

100

R355: 20%(3.1°)
R355: 60%(10.3°)
R230: 20%(6.3°)
R230: 60%(18.6°)

R230

0.30
0.20
0.20
0.10
0.10
0.00

20

R355:
0%(-0.1°)
20
R355: 40%(6.8°)
18
R230: 0%(-0.2°)
R230:
40%(13.1°)
16
R355
R230
R355

0.00 ‐5
-5

0

5

10

15

20

0

ピッチ角
degree
5
10

15

20

ピッチ角 degree

ローター周速 m/s(a) 揚力／駆動力 vs ロータ周速(b) 揚力／駆動力の最大値 vs ピッチ角(a) 揚力／駆動力 vs ロータ周速
図８ 駆動力あたり揚力の比較 (b) 揚力／駆動力の最大値 vs ピッチ角
図８
図 ₈駆動力あたり揚力の比較
駆動力あたり揚力の比較
─ 129 ─したがって，固定ピッチプロペラによる姿勢制御は，プ

作機でロペラサイズに限度があり，大型化が難しいと言える．人動シャを持ち上げられるような大型のマルチコプタも検討されてなって八房智顯いるが 4)，小型のプロペラを多数用いる形態が取られており，

造体全

である

あると思われるが，比較的近い実験値が得られているため，化した

関係式（₄）は本実験によってもその妥当性が示されたと考

ロータ

えられる。

図９

₃ ．可変ピッチロータを用いたマルチコプタ

特性が

₃.₁

自由度

ロータの大型化・低速回転化と制御性

由度を

関係式（₄）から，同じ揚力を発生させる上で，ロータ直試験で径を大きくすれば少ないロータ駆動動力で済むことが明ら上を行かであるから，マルチコプタの省エネルギ化には大きな等を調ロータを使うことが有効であることが推察できる。さらに，ロータの回転速度は可能な限り低く抑えることも，省エネ(a) 大型化した試作機

ルギ化に対して有効であることが明らかになった。

オリジ

わずか

ンピュ

一般にマルチコプタは複数の固定ピッチのプロペラを回とが原転速度制御することにより，姿勢制御を行っている。しか可変ピ

し，回転速度を変化させるためにはプロペラの慣性モーメ

めていントに抗する必要があり，プロペラを大きくしようとする

可変ピッチ
マルチコプタとサイズの ₂ 乗に比例して慣性モーメントが大きくなり，

４．結

俊敏で微細な姿勢制御が出来なくなる。さらに消費エネル

飛行制限装置ギを少なくするロータ回転速度の低下は，回転速度の約 ₂

マル乗に揚力が比例することを踏まえると，低速回転域で揚力可欠で調整を行おうとすればより大きな回転速度変化量が必要と費エネなることも予想され，ロータ回転速度を低下させるというになっ点においても固定ピッチプロペラでは難しさが生じると言(b) 浮上試験

える。

図９
図 ₉試作した可変ピッチマルチコプタと飛行試験試作した可変ピッチマルチコプタと飛行試験したがって，固定ピッチプロペラによる姿勢制御は，プ
ロペラサイズに限度があり，大型化が難しいと言える。人を持ち上げられるような大型のマルチコプタも検討されて₄︶駆動シャフトと駆動ベルトで ₄ つのロータを駆動する設計

いるが ，小型のプロペラを多数用いる形態が取られておになっている。ロータを大型化するため，駆動系を含めたり，複雑化してマルチコプタの利点が失われてしまってい構造体全てを大型化した。ロータ減速比はオリジナルと同るように思われる。

様である。オリジナルのロータ半径が ₁₄₅ mm に対し，大この問題に対する一つの解決策として，可変ピッチロー
タの採用が挙げられる。可変ピッチロータは，回転面に対型化したマルチコプタのロータ半径は ₂₃₀ mm である。なお，ロータは前述の MasterCP のものを用いた。

してロータ翼の迎角を変更させることのできる構造になっ

図 ₉ （b）は飛行試験の様子を示したものである。なおており，回転速度が一定の元でも推力制御が可能である。

飛行特性が不明であったため，ヨー方向と上下方向には完ヘリコプタや中型以上の航空機では可変ピッチロータ（プ全に自由度があり，ピッチ方向とロール方向にはある程度ロペラ）が一般的である。可変ピッチプロペラを用いたマの自由度を持たせた飛行制限装置の元で飛行させた。この

ルチコプタは，ごく一部に採用されている例があるが，小浮上試験では，姿勢への反応が非常に過敏であり，安定し型のホビー用途以外に応用例が無い。まだ，ロータの大型

た浮上を行うことができなかった。このため，エネルギ消化に対する省エネルギ性への優位性が認識されていないよ

費量等を調査することはできなかった。これはロータ減速

うに思われる。

比がオリジナルのままであり，ロータ周速が大きくなった
ため，わずかなピッチ角変化に対して揚力変化が大きく，

₃.₂

可変ピッチマルチコプタの試作

制御コンピュータの制御範囲を超えて制御が破綻してし可変ピッチプロペラを採用したマルチコプタの性能を調まったことが原因であると考えられる。今後はこれらを踏べるため，既存の可変ピッチマルチコプタ（V₃₈₃ WLtoys

まえて，可変ピッチマルチコプタの改良と，これを用いた社）を改造してロータを大型化した。図 ₉ （a）は製作した試験を進めていく予定である。

試作機である。同マルチコプタは， ₁ つの駆動用モータを
─ 130 ─

(1) ロ

的

(2) ロ

高効率マルチコプタの開発

₄ ．結として実施した研究成果をまとめたものである。この研究言を遂行した広島工業大学工学部知能機械工学科の卒業生でマルチコプタにおいて長距離飛行には省エネルギ化が不ある，福本優太君，吾郷真太郎君，三島瞭君に感謝する。

可欠である。ロータを用いた浮上において効率を向上し消文

費エネルギを低下させるための手法として，以下が明らか
になった。

献

（₁）野波 健蔵，ドローン技術の現状と課題およびビジネス（₁）ロータの大型化と低速回転化が有効であることが理論

最前線

的・実験的に示された。

https://www.jstage.jst.go.jp/article/johokanri/₅₉/₁₁/（₂）ロータの大型化と低速回転化を行うためには，既存の固定ピッチプロペラでは制御性が損なわれる。これを₅₉_₇₅₅/_pdf（₂）熊田貴之，空の産業革命―ドローン時代の幕開け―回避するためには可変ピッチロータを用いる必要があ

http://www.rs.jx-group.co.jp/library/files/₂₀₁₆₀₁₁₄_

る。

contribution.pdf（₃）大型ロータの可変ピッチマルチコプタを試作し，浮上（₃）J.

に成功した。

GordonLeishman,Principleofhelicopter

aerodynamics, Cambridge University press（₂₀₀₀）.

謝（₄）Volocopter

辞

https://www.volocopter.com/de/

本研究は平成₂₇年度および平成₂₈年度の卒業研究テーマ

─ 131 ─