JP7280809B2

JP7280809B2 - flying object

Info

Publication number: JP7280809B2
Application number: JP2019211393A
Authority: JP
Inventors: 敬介市毛; 充佳河上; 建深川; 英二板倉
Original assignee: Toyota Motor Corp; Toyota Central R&D Labs Inc
Current assignee: Toyota Motor Corp; Toyota Central R&D Labs Inc
Priority date: 2019-11-22
Filing date: 2019-11-22
Publication date: 2023-05-24
Anticipated expiration: 2039-11-22
Also published as: JP2021079905A

Description

本発明は、飛行体に関する。 The present invention relates to aircraft.

従来から、ワイヤなどによって係留されながら上空を飛行する飛行体が知られている。飛行体を飛行させるとき、地表付近の風だけでは、飛行体を上空まで上昇させる揚力を発生することができないため、飛行体を上空まで上昇させる推力が必要となる。例えば、特許文献１および特許文献２には、飛行体に接続されたワイヤを牽引する牽引体で飛行体を引っ張ることで、飛行体を目標位置まで上昇させる技術が開示されている。また、特許文献３および特許文献４には、鉛直方向上向きの推力を発生する動力部を飛行体が備えることで、飛行体を目標位置まで上昇させる技術が開示されている。 2. Description of the Related Art Conventionally, an aircraft that flies in the sky while being moored by a wire or the like is known. When a flying object flies, the wind near the ground surface alone cannot generate lift to lift the flying object to the sky, so thrust is required to lift the flying object to the sky. For example, Patent Literature 1 and Patent Literature 2 disclose techniques for raising an aircraft to a target position by pulling the aircraft with a towing body that pulls a wire connected to the aircraft. Moreover, Patent Documents 3 and 4 disclose a technique for raising a flying object to a target position by providing the flying object with a power unit that generates a thrust force directed upward in the vertical direction.

特開平３－８２６９４号公報JP-A-3-82694 特開平８－１３３１９７号公報JP-A-8-133197 特開２０１６－１５５５４７号公報JP 2016-155547 A 特開２０１７―７４８６０号公報JP 2017-74860 A

しかしながら、特許文献１および特許文献２に記載の飛行体では、飛行体を牽引するために、水平方向に障害物がない広い場所が必要となる。このため、飛行体を離陸させることができる場所が限られ、飛行体を目標位置で飛行させることが困難な場合がある。また、特許文献３および特許文献４に記載の飛行体では、動力部を備えるため、飛行体の重量が重くなる。このため、例えば、動力を切った状態で飛行体によって大気の状態を観測する場合、搭載できる観測機器が制限されるなど、飛行体の積載性が低下する。 However, the flying objects described in Patent Documents 1 and 2 require a wide space free of obstacles in the horizontal direction in order to tow the flying object. For this reason, the places where the flying object can take off are limited, and it may be difficult to fly the flying object at the target position. In addition, since the aircraft described in Patent Documents 3 and 4 are equipped with a power unit, the weight of the aircraft becomes heavy. For this reason, for example, in the case of observing the state of the atmosphere with the flying object in a power-off state, the carrying capacity of the flying object is reduced, such as the observation equipment that can be mounted is limited.

本発明は、上述した課題を解決するためになされたものであり、飛行体において、比較的狭い場所であっても飛行体を目標位置で飛行させることができるとともに、飛行体の積載性を向上する技術を提供することを目的とする。 SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made to solve the above-described problems, and enables an aircraft to fly at a target position even in a relatively narrow space, and to improve the loadability of the aircraft. The purpose is to provide technology to

本発明は、上述の課題の少なくとも一部を解決するためになされたものであり、以下の形態として実現することが可能である。 The present invention has been made to solve at least part of the above problems, and can be implemented as the following modes.

（１）本発明の一形態によれば、線状部材に係留される飛行体が提供される。この飛行体は、前記線状部材の端部に接続され、受けた風圧から揚力を発生させる翼部と、前記翼部を鉛直方向上方に移動させる推力を発生する動力部と、前記翼部と前記動力部とを接続する接続部であって、前記揚力を含む、前記翼部に発生する空気力の大きさに応じて、前記翼部と前記動力部を分離させる前記接続部と、を備える。 (1) According to one aspect of the present invention, there is provided a flying object that is moored to a linear member. The flying object includes a wing portion connected to an end portion of the linear member and generating lift from the received wind pressure, a power portion generating thrust to move the wing portion vertically upward, and the wing portion. a connection portion that connects the power portion and the connection portion that separates the wing portion and the power portion according to the magnitude of the aerodynamic force generated in the wing portion, including the lift force. .

この構成によれば、翼部に接続されている動力部が発生する推力によって翼部を鉛直方向上方に移動させることができるため、例えば、飛行体を牽引するためのスペースが確保できないような比較的狭い場所でも、翼部を目標位置で飛行させることができる。また、飛行している飛行体は、翼部に発生する空気力の大きさに応じて、翼部と動力部とを分離させる。これにより、比較的重量が大きい動力部が分離された翼部のみが目標位置を飛行することとなるため、目標位置を飛行する翼部に重いものや大型のものを積載することができる。したがって、飛行体の積載性を向上することができる。 According to this configuration, the wing can be moved vertically upward by the thrust generated by the power unit connected to the wing. The wing part can be flown at the target position even in a narrow space. In addition, an aircraft in flight separates the wing section and the power section according to the magnitude of the aerodynamic force generated in the wing section. As a result, only the wing section from which the relatively heavy power section is separated flies to the target position, so heavy or large objects can be loaded on the wing section flying to the target position. Therefore, the loadability of the aircraft can be improved.

（２）上記形態の飛行体において、前記接続部は、前記翼部の風圧を受ける側において、前記翼部と前記動力部とを接続し、前記翼部との接続面に対して垂直な方向の空気力が所定値より大きくなると、前記翼部と前記動力部とを分離させてもよい。この構成によれば、接続部は、翼部の風圧を受ける側において翼部と動力部とを接続しており、接続部が翼部と動力部とを接続する力は、翼部との接続面に対して垂直な方向に作用している。これにより、接続部は、接続面に対して垂直な方向の空気力が、所定値より大きくなると、翼部と動力部とを分離するため、翼部と動力部とが分離されるときの空気力を正確に見積もることができる。したがって、飛行体の飛行経路において、翼部と動力部とを狙った高さで分離させることができる。 (2) In the aircraft of the above configuration, the connection portion connects the wing portion and the power portion on the side of the wing portion that receives the wind pressure, and is perpendicular to the connection surface with the wing portion. The airfoil portion and the power portion may be separated when the aerodynamic force of the airfoil portion exceeds a predetermined value. According to this configuration, the connection portion connects the wing portion and the power portion on the side of the wing portion that receives the wind pressure, and the force that the connection portion connects the wing portion and the power portion is applied to the connection portion with the wing portion. Acting in a direction perpendicular to the plane. As a result, the connection section separates the wing section and the power section when the aerodynamic force in the direction perpendicular to the connection surface exceeds a predetermined value. force can be estimated accurately. Therefore, the wing section and the power section can be separated at a desired height in the flight path of the aircraft.

（３）上記形態の飛行体において、前記動力部は、前記翼部の風圧を受ける側に配置されており、前記翼部と分離されると、前記線状部材に沿って移動してもよい。この構成によれば、翼部と分離された動力部は、線状部材に沿って移動する。線状部材に沿って移動する動力部は、例えば、線状部材の端部が地上に固定されていると、その固定された地点において動力部を回収することができる。すなわち、翼部と分離された動力部の落下地点を設定することができるため、動力部を安全に回収することができる。 (3) In the aircraft of the above configuration, the power section may be arranged on the side of the wing section that receives the wind pressure, and may move along the linear member when separated from the wing section. . According to this configuration, the power section separated from the wing section moves along the linear member. For example, if the end of the linear member is fixed to the ground, the power section that moves along the linear member can be recovered at the fixed point. That is, since the drop point of the power section separated from the wing section can be set, the power section can be recovered safely.

（４）上記形態の飛行体において、前記接続部は、前記動力部に対する前記翼部の傾きの角度を調整する傾き角調整部を含んでいてもよい。この構成によれば、飛行体は、傾き角調整部によって、動力部に対する翼部の傾き角を調整することができる。これにより、飛行体が飛行するときの翼部の迎え角を調整することができるため、効率的に空気力を発生させることができる。したがって、飛行体の飛行の安定性が向上するとともに、風圧が弱いときでも翼部に発生する空気力が大きくなるため、動力部によって翼部を上昇させる距離を短くすることができる。 (4) In the aircraft of the above aspect, the connecting portion may include an inclination angle adjusting portion that adjusts an inclination angle of the wing portion with respect to the power portion. According to this configuration, the aircraft can adjust the inclination angle of the wing with respect to the power section by the inclination angle adjustment section. As a result, the angle of attack of the wing portion can be adjusted when the aircraft flies, so that aerodynamic force can be efficiently generated. Therefore, the flight stability of the flying object is improved, and the aerodynamic force generated in the wings increases even when the wind pressure is weak.

（５）上記形態の飛行体において、前記接続部は、前記動力部が向いている方向と前記翼部が向いている方向との間の角度を調整する方向角調整部を含んでいてもよい。この構成によれば、飛行体は、方向角調整部によって、動力部が向いている方向と翼部が向いている方向との間の角度を調整することができる。これにより、飛行体が飛行するとき、翼部が向く方向を風に対して正対させることができるため、効率的に空気力を発生させることができる。したがって、飛行体の飛行の安定性が向上するとともに、風圧が弱いときでも翼部に発生する空気力が大きくなるため、動力部によって翼部を上昇させる距離を短くすることができる。 (5) In the aircraft of the above aspect, the connecting portion may include a directional angle adjusting portion that adjusts an angle between a direction in which the power portion faces and a direction in which the wing portion faces. . According to this configuration, the flying object can adjust the angle between the direction in which the power section is facing and the direction in which the wing section is facing by the direction angle adjusting section. As a result, when the aircraft flies, the direction in which the wings are directed can be made to face the wind, so that aerodynamic force can be efficiently generated. Therefore, the flight stability of the flying object is improved, and the aerodynamic force generated in the wings increases even when the wind pressure is weak.

（６）上記形態の飛行体において、前記翼部は、複数のフレームと、前記複数のフレームの間に張られる膜体を有してもよい。この構成によれば、翼部は比較的軽量になるため、翼部を上昇させるための推力を低減することができるとともに、翼部により重いものを積載することができる。 (6) In the aircraft of the above aspect, the wing may have a plurality of frames and a membrane stretched between the plurality of frames. According to this configuration, the wings are relatively light, so the thrust for lifting the wings can be reduced, and heavier objects can be loaded on the wings.

（７）上記形態の飛行体において、前記動力部は、前記翼部の風圧を受ける側に配置され、前記翼部を上昇させる推力を発生する複数のロータを有しており、前記翼部と前記ロータとの間には、前記ロータの回転によって前記推力を発生させるための空気が流れる隙間が形成されていてもよい。この構成によれば、動力部は、推力を発生する複数のロータを有しており、翼部とロータとの間には、ロータの回転によって推力を発生させるための空気が流れる隙間が形成されている。これにより、動力部が発生する、翼部を上昇させるための推力を大きくすることができる。 (7) In the aircraft of the above aspect, the power unit has a plurality of rotors arranged on the side of the wing that receives the wind pressure and that generates a thrust to raise the wing. A gap may be formed between the rotor and the air flow for generating the thrust by rotation of the rotor. According to this configuration, the power section has a plurality of rotors that generate thrust, and a gap is formed between the wing section and the rotor, through which air flows to generate thrust by rotation of the rotor. ing. As a result, the thrust generated by the power section for raising the wing section can be increased.

なお、本発明は、種々の態様で実現することが可能であり、例えば、飛行体を用いたシステム、および、飛行体の製造方法の形態でも実現することができる。 It should be noted that the present invention can be implemented in various aspects, for example, in the form of a system using an aircraft and a method of manufacturing an aircraft.

第１実施形態の飛行体の側面図である。It is a side view of the aircraft of 1st Embodiment. 飛行体の上面図である。It is a top view of an aircraft. 飛行体の正面図である。It is a front view of an aircraft. 飛行体が備える翼部の側面図である。FIG. 4 is a side view of a wing portion of the flying object; 翼部の上面図である。FIG. 4 is a top view of the wing; 翼部の正面図である。It is a front view of a wing part. 飛行体が備える動力部および接続部の側面図である。FIG. 4 is a side view of a power section and a connecting section provided in the flying object; 動力部および接続部の上面図である。FIG. 4 is a top view of the power section and the connecting section; 動力部および接続部の正面図である。It is a front view of a power part and a connection part. 翼部の迎え角を調整したときの飛行体の側面図である。FIG. 4 is a side view of the aircraft when the angle of attack of the wing is adjusted; 翼部に発生する空気力を説明する図である。FIG. 4 is a diagram for explaining aerodynamic force generated in the wing; 翼部が向いている方向が変化するときの飛行体の側面図である。FIG. 4 is a side view of the flying object when the direction in which the wing is pointing changes; 翼部と動力部とが分離されたときの飛行体の側面図である。FIG. 4 is a side view of the aircraft when the wing section and the power section are separated; 分離された動力部が落下する状態を説明する模式図である。It is a schematic diagram explaining the state which the isolate|separated power part falls.

＜第１実施形態＞
図１は、第１実施形態の飛行体１の側面図である。図２は、飛行体１の上面図である。図３は、飛行体１の正面図である。本実施形態の飛行体１は、大気の状態を観測するために用いられ、大気の状態を観測可能な観測機器が搭載されている。本実施形態では、飛行体１を比較的高高度の上空での所定の位置（目標位置）に滞在させることで、所定の位置の温度および風速の計測を行う。なお、飛行体１が適用される分野は、大気観測に限定されず、風を利用して比較的長時間上空に滞在させることで行える、例えば、上空からの目標物の撮影などにも利用される。本実施形態の飛行体１は、翼部１０と、動力部２０と、翼部１０と動力部２０とを接続する接続部３０を備え、翼部１０に発生する空気力の大きさに応じて、翼部１０と動力部２０とを分離する。なお、説明の便宜上、図１～３において、翼部１０の先端が向いている方向をｘ軸方向とし、飛行前の翼部１０の膜体１５を含む平面においてｘ軸に垂直な方向をｙ軸方向とし、ｘ軸とｙ軸とに直交する方向をｚ軸方向とする。本実施形態では、飛行体１が飛行するときの鉛直方向は、ｚ軸方向となる。 <First embodiment>
FIG. 1 is a side view of the aircraft 1 of the first embodiment. FIG. 2 is a top view of the aircraft 1. FIG. FIG. 3 is a front view of the aircraft 1. FIG. The aircraft 1 of this embodiment is used to observe the state of the atmosphere, and is equipped with observation equipment capable of observing the state of the atmosphere. In this embodiment, the flying object 1 is caused to stay at a predetermined position (target position) in the sky at a relatively high altitude, thereby measuring the temperature and wind speed at the predetermined position. The field to which the flying object 1 is applied is not limited to atmospheric observation, but can be performed by staying in the sky for a relatively long time using the wind, for example, it can be used to photograph a target from the sky. be. The aircraft 1 of this embodiment includes a wing portion 10, a power portion 20, and a connection portion 30 that connects the wing portion 10 and the power portion 20. Depending on the magnitude of the aerodynamic force generated in the wing portion 10, , separate the wing section 10 and the power section 20 . 1 to 3, the direction in which the tip of the wing 10 faces is the x-axis direction, and the direction perpendicular to the x-axis on the plane including the membrane 15 of the wing 10 before flight is y A direction perpendicular to the x-axis and the y-axis is defined as the z-axis direction. In this embodiment, the vertical direction when the aircraft 1 flies is the z-axis direction.

図４～６は、飛行体１において、動力部２０および接続部３０を外した翼部１０の状態を示す図である。図４は、翼部１０の側面図である。図５は、翼部１０の上面図である。図６は、翼部１０の正面図である。翼部１０は、例えば、フレキシブル翼のデルタカイトであって、複数のフレームとしてのスパイン１１、スプレッダ１２、および、一対のスパー１３、１４と、膜体１５と、キール１６と、ペイロード１７を有する。 4 to 6 are diagrams showing the state of the wing portion 10 of the aircraft 1 with the power portion 20 and the connection portion 30 removed. FIG. 4 is a side view of the wing portion 10. FIG. FIG. 5 is a top view of the wing portion 10. FIG. FIG. 6 is a front view of the wing portion 10. FIG. The wing section 10 is, for example, a flexible wing delta kite, and has a spine 11 as a plurality of frames, a spreader 12, a pair of spars 13 and 14, a membrane body 15, a keel 16, and a payload 17. .

スパイン１１は、ｘ軸方向における翼部１０の長さとほぼ同じ長さの棒状の部材であって、翼部１０においてｘ軸に沿って配置されている（図５参照）。スパイン１１の先端部１１ａは、膜体１５の先端部１５ａに固定されており、スパイン１１の後端部１１ｂは、膜体１５の後縁部１５ｂの中央に固定されている。これにより、スパイン１１は、膜体１５のｘ軸方向の張りを維持する。 The spine 11 is a rod-shaped member having approximately the same length as the wing portion 10 in the x-axis direction, and is arranged along the x-axis in the wing portion 10 (see FIG. 5). The tip 11 a of the spine 11 is fixed to the tip 15 a of the membrane 15 , and the rear end 11 b of the spine 11 is fixed to the center of the rear edge 15 b of the membrane 15 . As a result, the spine 11 maintains the tension of the membrane 15 in the x-axis direction.

スプレッダ１２は、スパイン１１と同様に、棒状の部材であって、翼部１０においてｙ軸に沿って配置されている。すなわち、スパイン１１とスプレッダ１２とは、翼部１０において直交するように配置されている（図５参照）。スプレッダ１２の２つの端部１２ａ、１２ｂは、膜体１５に形成されているスプレッダホルダ１５ｃ、１５ｄに収納されている。これにより、スプレッダ１２は、膜体１５のｙ軸方向の張りを維持する。 Like the spine 11, the spreader 12 is a rod-shaped member arranged along the y-axis in the wing portion 10. As shown in FIG. That is, the spine 11 and the spreader 12 are arranged so as to be perpendicular to each other in the wing portion 10 (see FIG. 5). Two ends 12 a and 12 b of the spreader 12 are housed in spreader holders 15 c and 15 d formed on the membrane 15 . Thereby, the spreader 12 maintains the tension of the membrane 15 in the y-axis direction.

スパイン１１と、スプレッダ１２とのそれぞれは、膜体１５を挟むように配置されている。本実施形態では、スパイン１１は、膜体１５に対してｚ軸方向のマイナス側に配置され、スプレッダ１２は、膜体１５に対してｚ軸方向のプラス側に配置されている。 The spine 11 and the spreader 12 are arranged so as to sandwich the membrane 15 therebetween. In this embodiment, the spine 11 is arranged on the negative side of the film 15 in the z-axis direction, and the spreader 12 is arranged on the positive side of the film 15 in the z-axis direction.

一対のスパー１３、１４は、いずれも棒状の部材であって、スプレッダ１２の両端におけるそれぞれの延長上に配置されている。一対のスパー１３、１４のそれぞれは、翼部１０の２つの前縁部１５ｅ、１５ｆのそれぞれに配置されている。スパー１３、１４の先端部１３ａ、１４ａは、スパイン１１の先端部１１ａよりもｘ軸方向のマイナス側であり、かつ、スプレッダ１２よりｘ軸方向のプラス側に位置し、膜体１５に形成されているスパーホルダ１５ｇ、１５ｈに収納されている。スパー１３、１４の後端部１３ｂ、１４ｂは、膜体１５の後縁部１５ｂの両端１５ｉ、１５ｊに位置し、膜体１５に形成されているスパーホルダ１５ｋ、１５ｌに収納されている。すなわち、スパー１３、１４の後端部１３ｂ、１４ｂと、スパイン１１の後端部１１ｂとは、膜体１５の後縁部１５ｂ上に並んで配置されている。スパー１３、１４の中心軸Ｃ１３、Ｃ１４は、スプレッダ１２の中心軸Ｃ１２に対して９０度未満となる角度αを形成している。 Both of the pair of spars 13 and 14 are rod-shaped members, and are arranged on extensions of both ends of the spreader 12 . Each of the pair of spars 13, 14 is arranged on each of the two leading edge portions 15e, 15f of the airfoil portion 10. As shown in FIG. Tip portions 13 a and 14 a of the spars 13 and 14 are located on the minus side in the x-axis direction from the tip portion 11 a of the spine 11 and on the plus side in the x-axis direction from the spreader 12 . are housed in spar holders 15g and 15h. The rear ends 13b, 14b of the spars 13, 14 are positioned at both ends 15i, 15j of the rear edge portion 15b of the membrane 15 and housed in spar holders 15k, 15l formed on the membrane 15, respectively. That is, the rear ends 13b, 14b of the spars 13, 14 and the rear end 11b of the spine 11 are arranged side by side on the rear edge 15b of the membrane body 15. As shown in FIG. The central axes C13, C14 of the spars 13, 14 form an angle α with respect to the central axis C12 of the spreader 12 that is less than 90 degrees.

膜体１５は、略三角形状の薄膜であって、例えば、布などの軟質材料から形成されている。膜体１５は、飛行前では略三角形状の平面である本体部１５ｍと、スパイン１１を収容する胴体袋部１５ｎを有する。本体部１５ｍにおけるｘ軸方向のプラス側には、膜体１５の先端部１５ａから後縁部１５ｂにわたって、袋状の前縁袋部１５ｏ、１５ｐが形成されている。前縁袋部１５ｏ、１５ｐは、スパー１３、１４、および、スパーホルダ１５ｇ、１５ｈ、１５ｋ、１５ｌを収容する。本体部１５ｍにおいて、前縁袋部１５ｏと前縁袋部１５ｐとの間には、スプレッダホルダ１５ｃ、１５ｄが配置されている。胴体袋部１５ｎは、本体部１５ｍに対して、スプレッダ１２が配置されている側とは反対側に配置されている。胴体袋部１５ｎは、スパイン１１を収容する。 The film body 15 is a substantially triangular thin film and is made of a soft material such as cloth. The membrane body 15 has a main body portion 15m, which is a substantially triangular flat surface before flight, and a trunk bag portion 15n that accommodates the spine 11. As shown in FIG. Bag-like front edge bag portions 15o and 15p are formed from the front edge portion 15a of the film body 15 to the rear edge portion 15b on the plus side of the main body portion 15m in the x-axis direction. Leading edge bladders 15o, 15p accommodate spars 13, 14 and spar holders 15g, 15h, 15k, 15l. In the main body portion 15m, spreader holders 15c and 15d are arranged between the front edge bag portion 15o and the front edge bag portion 15p. The trunk bag portion 15n is arranged on the side opposite to the side where the spreader 12 is arranged with respect to the main body portion 15m. The trunk bag portion 15n accommodates the spine 11. As shown in FIG.

キール１６は、胴体袋部１５ｎにおいて、本体部１５ｍに接続する側と反対側に配置される。キール１６は、三角形状の膜であって、本体部１５ｍから張り出すように形成されている（図４参照）。 The keel 16 is arranged on the side opposite to the side connected to the body portion 15m in the trunk bag portion 15n. The keel 16 is a triangular membrane formed to protrude from the main body 15m (see FIG. 4).

ペイロード１７は、箱状の部材であって、キール１６の先端部１６ａに配置されている。本実施形態では、ペイロード１７には、例えば、大気の温度を計測する温度センサや風速を計測する風速センサなどの大気の状態を観測する観測機器や、翼部１０の高度を計測する高度センサが収納されている。これらの観測機器が計測し収集したデータは、無線または有線によって、例えば、地上の図示しないデータ取得装置に送信される。なお、上述した翼部１０の構成は、一例であり、フレームの数や構成、膜体の形状、および、ペイロード１７の場所などはこれに限定されない。 The payload 17 is a box-shaped member and is arranged at the tip 16 a of the keel 16 . In this embodiment, the payload 17 includes, for example, an observation device for observing the state of the atmosphere, such as a temperature sensor for measuring the temperature of the atmosphere and a wind speed sensor for measuring the wind speed, and an altitude sensor for measuring the altitude of the wing portion 10. are housed. The data measured and collected by these observation instruments are transmitted wirelessly or by wire, for example, to a data acquisition device (not shown) on the ground. The configuration of the wing section 10 described above is merely an example, and the number and configuration of frames, the shape of the membrane body, the location of the payload 17, and the like are not limited to this.

翼部１０の風圧を受ける側には、ワイヤ４１の一方の端部４１ａが接続されている。金属製のワイヤ４１の他方の端部４１ｂは、地上に配置されている固定部材４２に固定されている。本実施形態では、固定部材４２は、動力部２０が落下するときの衝撃を吸収する緩衝材を有する。ワイヤ４１は、上空を飛行する翼部１０を係留し、飛行体１の飛行範囲を、固定部材４２上の上空周辺の一定の範囲に留めておく。ワイヤ４１は、特許請求の範囲の「線状部材」に相当する。 One end 41a of the wire 41 is connected to the side of the wing 10 that receives the wind pressure. The other end 41b of the metal wire 41 is fixed to a fixing member 42 placed on the ground. In this embodiment, the fixing member 42 has a cushioning material that absorbs the impact when the power section 20 drops. The wire 41 moors the wing part 10 flying in the sky, and keeps the flight range of the aircraft 1 within a fixed range around the sky on the fixed member 42. - 特許庁The wire 41 corresponds to a "linear member" in claims.

図７は、飛行体１が備える動力部２０および接続部３０の側面図である。図８は、動力部２０および接続部３０の上面図である。図９は、動力部２０および接続部３０の正面図である。動力部２０は、いわゆる、マルチコプタであって、ベース部２１と、腕部２２ａ、２２ｂ、２２ｃ、２２ｅと、モータ２３ａ、２３ｂ、２３ｃ、２３ｄと、ロータ２４ａ、２４ｂ、２４ｃ、２４ｄと、ガード２５ａ、２５ｂ、２５ｃ、２５ｄと、制御部２６と、ガイドパイプ２７を有する。動力部２０は、飛行体１において、翼部１０におけるｚ軸方向のマイナス側に配置されている。 FIG. 7 is a side view of the power section 20 and the connection section 30 included in the aircraft 1. FIG. 8 is a top view of the power section 20 and the connection section 30. FIG. 9 is a front view of the power section 20 and the connection section 30. FIG. The power section 20 is a so-called multicopter, and includes a base section 21, arm sections 22a, 22b, 22c and 22e, motors 23a, 23b, 23c and 23d, rotors 24a, 24b, 24c and 24d, and a guard 25a. , 25b, 25c, 25d, a control unit 26, and a guide pipe 27. The power section 20 is arranged on the negative side of the wing section 10 in the z-axis direction in the aircraft 1 .

ベース部２１は、平面状の部材であって、ｚ軸方向のマイナス側にｘｙ平面に略平行な主面２１ａを有する。主面２１ａにおける、ｘ軸方向のプラス側の端部と、ｙ軸方向のプラス側の端部と、ｙ軸方向のマイナス側の端部と、ｘ軸方向のマイナス側の端部とのそれぞれに、腕部２２ａと、腕部２２ｂと、腕部２２ｃと、腕部２２ｄが配置されている（図８参照）。ベース部２１の中央には、ベース部２１をｚ軸方向に貫通する貫通孔２１ｂが形成されている。 The base portion 21 is a planar member and has a main surface 21a substantially parallel to the xy plane on the minus side in the z-axis direction. Each of the positive-side end in the x-axis direction, the positive-side end in the y-axis direction, the negative-side end in the y-axis direction, and the negative-side end in the x-axis direction on the main surface 21a An arm portion 22a, an arm portion 22b, an arm portion 22c, and an arm portion 22d are arranged (see FIG. 8). A through hole 21b is formed in the center of the base portion 21 so as to pass through the base portion 21 in the z-axis direction.

腕部２２ａは、一端がベース部２１に固定された状態でｘ軸のプラス方向に突出している棒状の部材である。腕部２２ａの他端には、制御部２６に接続するモータ２３ａと、モータ２３ａが出力する回転トルクによって回転するロータ２４ａが配置されている。ロータ２４ａは、ｚ軸に略平行な回転軸を有しており、回転すると、ｚ軸方向のプラス側からマイナス側への空気の流れを形成する。ガード２５ａは、腕部２２ａに配置されており、ロータ２４ａを保護する。 The arm portion 22a is a rod-shaped member that protrudes in the positive direction of the x-axis with one end fixed to the base portion 21 . At the other end of the arm portion 22a, a motor 23a connected to the control portion 26 and a rotor 24a rotated by the rotational torque output by the motor 23a are arranged. The rotor 24a has a rotation axis substantially parallel to the z-axis, and when rotated, forms an air flow from the plus side to the minus side in the z-axis direction. The guard 25a is arranged on the arm portion 22a and protects the rotor 24a.

腕部２２ｂは、一端がベース部２１に固定された状態でｙ軸のプラス方向に突出している棒状の部材である。腕部２２ｂの他端には、制御部２６に接続するモータ２３ｂと、モータ２３ｂが出力する回転トルクによって回転するロータ２４ｂが配置されている。ロータ２４ｂは、ｚ軸に略平行な回転軸を有しており、回転すると、ｚ軸方向のプラス側からマイナス側への空気の流れを形成する。ガード２５ｂは、腕部２２ｂに配置されており、ロータ２４ｂを保護する。 The arm portion 22b is a rod-shaped member that protrudes in the positive direction of the y-axis with one end fixed to the base portion 21 . A motor 23b connected to the control section 26 and a rotor 24b rotated by the rotational torque output from the motor 23b are arranged at the other end of the arm section 22b. The rotor 24b has a rotation axis substantially parallel to the z-axis, and when rotated, forms an air flow from the plus side to the minus side in the z-axis direction. The guard 25b is arranged on the arm portion 22b and protects the rotor 24b.

腕部２２ｃは、一端がベース部２１に固定された状態でｙ軸のマイナス方向に突出している棒状の部材である。腕部２２ｃの他端には、制御部２６に接続するモータ２３ｃと、モータ２３ｃが出力する回転トルクによって回転するロータ２４ｃが配置されている。ロータ２４ｃは、ｚ軸に略平行な回転軸を有しており、回転すると、ｚ軸方向のプラス側からマイナス側への空気の流れを形成する。ガード２５ｃは、腕部２２ｃに配置されており、ロータ２４ｃを保護する。 The arm portion 22c is a rod-shaped member that protrudes in the negative direction of the y-axis with one end fixed to the base portion 21 . A motor 23c connected to the control section 26 and a rotor 24c rotated by the rotational torque output by the motor 23c are arranged at the other end of the arm section 22c. The rotor 24c has a rotation axis substantially parallel to the z-axis, and when rotated, forms an air flow from the plus side to the minus side in the z-axis direction. The guard 25c is arranged on the arm portion 22c and protects the rotor 24c.

腕部２２ｄは、一端がベース部２１に固定された状態でｘ軸のマイナス方向に突出している棒状の部材である。腕部２２ｄの他端には、制御部２６に接続するモータ２３ｄと、モータ２３ｄが出力する回転トルクによって回転するロータ２４ｄが配置されている。ロータ２４ｄは、ｚ軸に略平行な回転軸を有しており、回転すると、ｚ軸方向のプラス側からマイナス側への空気の流れを形成する。ガード２５ｄは、腕部２２ｄに配置されており、ロータ２４ｄを保護する。 The arm portion 22d is a rod-shaped member that protrudes in the negative direction of the x-axis with one end fixed to the base portion 21 . A motor 23d connected to the control section 26 and a rotor 24d rotated by the rotational torque output by the motor 23d are arranged at the other end of the arm section 22d. The rotor 24d has a rotation axis substantially parallel to the z-axis, and when rotated, forms an air flow from the plus side to the minus side in the z-axis direction. The guard 25d is arranged on the arm portion 22d and protects the rotor 24d.

本実施形態では、ロータ２４ａ、２４ｂ、２４ｃ、２４ｄのそれぞれと翼部１０の間には、ロータ２４ａ、２４ｂ、２４ｃ、２４ｄの回転によって推力を発生させるための空気が流れる隙間が形成されている（図１および図３の両端矢印Ｓ１参照）。これにより、ロータ２４ａ、２４ｂ、２４ｃ、２４ｄの回転によって、ロータ２４ａ、２４ｂ、２４ｃ、２４ｄのｚ軸方向のプラス側からマイナス側に向かって十分な空気の流れが形成される。 In this embodiment, between each of the rotors 24a, 24b, 24c, and 24d and the blade portion 10, gaps are formed through which air flows to generate thrust by rotation of the rotors 24a, 24b, 24c, and 24d. (See double-headed arrow S1 in FIGS. 1 and 3). As a result, the rotation of the rotors 24a, 24b, 24c, and 24d forms a sufficient flow of air from the plus side to the minus side in the z-axis direction of the rotors 24a, 24b, 24c, and 24d.

制御部２６は、ＲＯＭ、ＲＡＭ、および、ＣＰＵを含んで構成されるコンピュータと、バッテリと、受信器を有している。制御部２６は、受信器が受信する指令に応じて、モータ２３ａ、２３ｂ、２３ｃ、２３ｄのそれぞれを駆動し、ロータ２４ａ、２４ｂ、２４ｃ、２４ｄのそれぞれの回転を制御する。バッテリは、受信器が受信する指令に応じて、モータ２３ａ、２３ｂ、２３ｃ、２３ｄを駆動する電力をモータ２３ａ、２３ｂ、２３ｃ、２３ｄに供給する。 The control unit 26 has a computer including a ROM, a RAM, and a CPU, a battery, and a receiver. The control unit 26 drives the motors 23a, 23b, 23c and 23d according to the commands received by the receiver, and controls the rotation of the rotors 24a, 24b, 24c and 24d. The battery supplies power to the motors 23a, 23b, 23c, 23d to drive the motors 23a, 23b, 23c, 23d in response to commands received by the receiver.

動力部２０は、ロータ２４ａ、２４ｂ、２４ｃ、２４ｄの回転によってｚ軸方向のプラス側からマイナス側への空気の流れを形成し、鉛直方向上向きの推力を発生する。これにより、飛行体１では、接続部３０を介して動力部２０に接続する翼部１０を上空まで上昇させることができる。 The power section 20 forms an air flow from the plus side to the minus side in the z-axis direction by rotating the rotors 24a, 24b, 24c, and 24d, and generates a vertically upward thrust force. As a result, in the aircraft 1, the wing section 10 connected to the power section 20 via the connection section 30 can be raised to the sky.

ガイドパイプ２７は、ベース部２１の主面２１ａにおいて、内側が貫通孔２１ｂに連通するように接続されている。ガイドパイプ２７には、翼部１０を係留するワイヤ４１が挿通される（図１および図３参照）。 The guide pipe 27 is connected to the main surface 21a of the base portion 21 so that the inside communicates with the through hole 21b. A wire 41 for mooring the wing portion 10 is inserted through the guide pipe 27 (see FIGS. 1 and 3).

接続部３０は、翼部１０と動力部２０との間において動力部２０に設けられており、翼部１０と動力部２０とを接続する。接続部３０は、フレーム部３１と、迎角回転軸３２と、風見回転軸３３と、翼支持部３４と、接続面３５ａ、３５ｂ、３５ｃ、３５ｄと、垂直尾翼部３６を有する。迎角回転軸３２と翼支持部３４は、特許請求の範囲の「傾き角調整部」に相当する。風見回転軸３３と垂直尾翼部３６は、特許請求の範囲の「方向角調整部」に相当する。 Connecting portion 30 is provided in power portion 20 between wing portion 10 and power portion 20 and connects wing portion 10 and power portion 20 . The connecting portion 30 has a frame portion 31 , an attack angle rotating shaft 32 , a wind vane rotating shaft 33 , a wing support portion 34 , connecting surfaces 35 a , 35 b , 35 c and 35 d , and a vertical tail portion 36 . The angle-of-attack rotating shaft 32 and the wing support portion 34 correspond to the "inclination angle adjusting portion" in the claims. The wind vane rotating shaft 33 and the vertical tail section 36 correspond to the "direction angle adjusting section" in the claims.

フレーム部３１は、ｙ軸方向から見ると、略Ｌ字状に形成されている部材であって、ｘ軸に沿うように形成されている第１フレーム３１ａと、ｙ軸に沿うように形成されている第２フレーム３１ｂを有する。第１フレーム３１ａにおけるｘ軸方向のプラス側の端部には、第２フレーム３１ｂの端部が固定されている。第２フレーム３１ｂの第１フレーム３１ａと接続する側とは反対側の端部には、迎角回転軸３２が配置されている。第１フレーム３１ａの動力部２０側には、ｘｙ平面において、フレーム部３１と動力部２０との相対回転を可能とする風見回転軸３３が配置されている。第１フレーム３１ａおよび風見回転軸３３には、動力部２０が有するベース部２１に形成されている貫通孔２１ｂに連通する貫通孔３１ｃが形成されている。 The frame portion 31 is a member formed in a substantially L shape when viewed from the y-axis direction, and includes a first frame 31a formed along the x-axis and a first frame 31a formed along the y-axis. It has a second frame 31b that is The end of the second frame 31b is fixed to the end of the first frame 31a on the plus side in the x-axis direction. An angle-of-attack rotary shaft 32 is arranged at the end of the second frame 31b opposite to the side connected to the first frame 31a. On the side of the power section 20 of the first frame 31a, a weather vane rotating shaft 33 that enables relative rotation between the frame section 31 and the power section 20 in the xy plane is arranged. A through hole 31 c communicating with a through hole 21 b formed in the base portion 21 of the power unit 20 is formed in the first frame 31 a and the wind vane rotating shaft 33 .

翼支持部３４は、第２フレーム３１ｂの第１フレーム３１ａと接続する側とは反対側の端部と連結している。翼支持部３４は、４本の支持フレーム３４ａ、３４ｂ、３４ｃ、３４ｄを有する。 The wing support portion 34 is connected to the end of the second frame 31b opposite to the side connected to the first frame 31a. The wing support section 34 has four support frames 34a, 34b, 34c, 34d.

支持フレーム３４ａ、３４ｂは、一方の端部が第２フレーム３１ｂに連結されており、ｚ軸に沿うように形成されている。支持フレーム３４ａ、３４ｂにおけるｚ軸方向のプラス側の先端部には、翼部１０と接触する接続面３５ａ、３５ｂが形成されている。接続面３５ａ、３５ｂは、面ファスナとなっており、翼部１０の膜体１５と接続可能となっている。 The support frames 34a and 34b have one end connected to the second frame 31b and are formed along the z-axis. Connection surfaces 35a and 35b that come into contact with the wing portions 10 are formed at the leading ends of the support frames 34a and 34b on the positive side in the z-axis direction. The connection surfaces 35a and 35b are hook-and-loop fasteners, and can be connected to the film body 15 of the wing portion 10. As shown in FIG.

支持フレーム３４ｃ、３４ｄは、一方の端部が第２フレーム３１ｂに連結されており、ｚ軸に対して略６０度の角度で傾斜するように配置されている。支持フレーム３４ｃ、３４ｄにおけるｚ軸方向のプラス側の先端部には、翼部１０と接触する接続面３５ｃ、３５ｄが形成されている。接続面３５ｃ、３５ｄは、面ファスナとなっており、翼部１０の膜体１５と接続可能となっている。 The support frames 34c and 34d are connected at one end to the second frame 31b and arranged to be inclined at an angle of approximately 60 degrees with respect to the z-axis. Connection surfaces 35c and 35d that come into contact with the wing portions 10 are formed at the leading ends of the support frames 34c and 34d on the positive side in the z-axis direction. The connection surfaces 35 c and 35 d are hook and loop fasteners, and can be connected to the film body 15 of the wing portion 10 .

翼支持部３４が有する４本の支持フレーム３４ａ、３４ｂ、３４ｃ、３４ｄは、一体となって、迎角回転軸３２を回転中心として、回転可能に設けられている。翼支持部３４は、接続面３５ａ、３５ｂ、３５ｃ、３５ｄと翼部１０の膜体１５との接続によって、翼部１０を回転可能な状態で、支持する。 The four support frames 34a, 34b, 34c, and 34d of the wing support portion 34 are integrally provided so as to be rotatable about the angle-of-attack rotary shaft 32 as the center of rotation. The wing support portion 34 supports the wing portion 10 in a rotatable state by connecting the connection surfaces 35 a , 35 b , 35 c , 35 d and the membrane 15 of the wing portion 10 .

垂直尾翼部３６は、第１フレーム３１ａにおけるｘ軸方向のマイナス側の端部に配置されている。本実施形態では、垂直尾翼部３６は、第１フレーム３１ａにおけるｚ軸方向のプラス側とｚ軸方向のマイナス側とに配置されている。垂直尾翼部３６に外力が作用すると、作用した外力の方向に応じて、風見回転軸３３を回転中心として、フレーム部３１が動力部２０に対して回転する。 The vertical tail section 36 is arranged at the end of the first frame 31a on the negative side in the x-axis direction. In this embodiment, the vertical tail portion 36 is arranged on the positive side in the z-axis direction and the negative side in the z-axis direction of the first frame 31a. When an external force acts on the vertical tail portion 36, the frame portion 31 rotates with respect to the power portion 20 around the wind vane rotating shaft 33 in accordance with the direction of the acting external force.

次に、本実施形態の飛行体１を用いた大気観測の方法について説明する。最初に、図１および図２を用いて、離陸する前の飛行体１の状態を説明する。離陸する前の飛行体１では、翼部１０と動力部２０が接続部３０によって接続されており、一体となっている。具体的には、接続部３０の接続面３５ａ、３５ｂ、３５ｃ、３５ｄと翼部１０の膜体１５とが、接続面３５ａ、３５ｂ、３５ｃ、３５ｄの面ファスナによって接続されている。本実施形態では、離陸する前の飛行体１では、翼部１０は、動力部２０の鉛直方向上方に位置しており、ロータ２４ａ、２４ｂ、２４ｃ、２４ｄのそれぞれと翼部１０の間には、隙間Ｓ１が形成されている。翼部１０に接続するワイヤ４１は、貫通孔３１ｃ、２１ｂ、および、ガイドパイプ２７の内側に挿通され、地上３において、他端が固定部材４２に固定されている（図１参照）。 Next, a method of atmospheric observation using the aircraft 1 of this embodiment will be described. First, the state of the aircraft 1 before takeoff will be described with reference to FIGS. 1 and 2. FIG. In the aircraft 1 before takeoff, the wing section 10 and the power section 20 are connected by the connection section 30 and are integrated. Specifically, the connecting surfaces 35a, 35b, 35c, 35d of the connecting portion 30 and the film body 15 of the wing portion 10 are connected by hook-and-loop fasteners on the connecting surfaces 35a, 35b, 35c, 35d. In this embodiment, in the aircraft 1 before takeoff, the wing section 10 is positioned vertically above the power section 20, and between each of the rotors 24a, 24b, 24c, and 24d and the wing section 10, , a gap S1 is formed. A wire 41 connected to the wing portion 10 is inserted through the through holes 31c and 21b and the inside of the guide pipe 27, and the other end of the wire 41 is fixed to a fixing member 42 on the ground 3 (see FIG. 1).

本実施形態では、離陸する前の飛行体１では、翼部１０が向いている方向と動力部２０が向いている方向とがほぼ同じになっている。ここで、翼部１０が向いている方向を、スパイン１１が翼部１０の後縁部１５ｂから先端部１５ａに向かう方向とする。また、動力部２０が向いている方向を、ロータ２４ｄからロータ２４ａに向かう方向とする。本実施形態では、図２に示すように、翼部１０が向いている方向（図２の点線矢印Ｄ１）と、動力部２０が向いている方向（図２の点線矢印Ｄ２）とは、重なる状態となっている。 In this embodiment, the direction in which the wing section 10 faces and the direction in which the power section 20 faces are substantially the same in the aircraft 1 before takeoff. Here, the direction in which the wing portion 10 faces is the direction in which the spine 11 extends from the trailing edge portion 15b of the wing portion 10 to the tip portion 15a. Also, the direction in which the power section 20 faces is the direction from the rotor 24d toward the rotor 24a. In the present embodiment, as shown in FIG. 2, the direction in which the wing portion 10 faces (dotted line arrow D1 in FIG. 2) and the direction in which the power portion 20 faces (dotted line arrow D2 in FIG. 2) overlap. state.

図１０は、翼部１０の迎え角を調整したときの飛行体１の側面図である。本実施形態では、飛行体１の離陸前に、翼支持部３４を用いて、動力部２０に対する翼部１０の傾きの角度、すなわち、飛行中の風の流れ（図１０の一点鎖線矢印Ｗ１）に対する迎え角を調整する。この動力部２０に対する翼部１０の傾きの角度の調整について、図１０を用いて説明する。ここで、動力部２０について、４つの腕部２２ａ、２２ｂ、２２ｃ、２２ｅを含む平面Ｐ２を仮定する（図１０参照）。また、翼部１０については、一対のスパー１３、１４（図３参照）を含む平面を仮定する。図１０では、翼部１０で仮定する、一対のスパー１３、１４を含む平面について、平面Ｐ２に対して略平行な平面Ｐ１０と、平面Ｐ２に対して傾いている平面Ｐ１１とを仮定する。本実施形態では、離陸する前の飛行体１において、迎角回転軸３２と翼支持部３４を用いて、翼部１０を動力部２０に対して傾けることで、平面Ｐ１０と平面Ｐ２との関係から、平面Ｐ１１と平面Ｐ２との関係に変更する。これにより、飛行体１が飛行するとき、効率的に空気力を発生させることができる。図１０の状態の飛行体１において空気力が発生する現象の詳細については、後述する FIG. 10 is a side view of the aircraft 1 when the angle of attack of the wing portion 10 is adjusted. In this embodiment, before the aircraft 1 takes off, the wing support section 34 is used to determine the inclination angle of the wing section 10 with respect to the power section 20, that is, the flow of the wind during flight (one-dot chain line arrow W1 in FIG. 10). Adjust the angle of attack against Adjustment of the tilt angle of the wing portion 10 with respect to the power portion 20 will be described with reference to FIG. 10 . Here, a plane P2 including four arms 22a, 22b, 22c, 22e is assumed for the power section 20 (see FIG. 10). Also, for the wing portion 10, a plane including a pair of spars 13, 14 (see FIG. 3) is assumed. In FIG. 10, for the planes including the pair of spars 13 and 14 assumed in the wing portion 10, a plane P10 substantially parallel to the plane P2 and a plane P11 inclined with respect to the plane P2 are assumed. In this embodiment, in the aircraft 1 before takeoff, the wing section 10 is tilted with respect to the power section 20 using the angle-of-attack rotating shaft 32 and the wing support section 34, so that the relationship between the plane P10 and the plane P2 is , the relationship between the plane P11 and the plane P2 is changed. Thereby, when the aircraft 1 flies, it is possible to efficiently generate an aerodynamic force. The details of the phenomenon in which the aerodynamic force is generated in the aircraft 1 in the state of FIG. 10 will be described later.

次に、離陸して上昇する飛行体１の状態を説明する。図１０の状態にセッティングされた飛行体１は、動力部２０のロータ２４ａ、２４ｂ、２４ｃ、２４ｄが発生する推力によって、ワイヤ４１の一方の端部４１ａを引き上げながら上昇する。このとき、飛行体１は、大気中の風の圧力、すなわち、風圧を受けることで、翼部１０に空気力が発生する。 Next, the state of the flying object 1 taking off and climbing will be described. The flying object 1 set in the state shown in FIG. 10 ascends while pulling up one end 41a of the wire 41 by the thrust generated by the rotors 24a, 24b, 24c, and 24d of the power section 20. As shown in FIG. At this time, the air force is generated in the wing portion 10 of the aircraft 1 by receiving wind pressure in the atmosphere, that is, wind pressure.

図１１は、翼部１０に発生する空気力を説明する図である。ここで、翼部１０に発生する空気力について、迎え角βの飛行体１が飛行しているときの空気力を説明する。迎え角βは、上述した迎角回転軸３２と翼支持部３４によって、翼部１０の平面Ｐ１０と動力部２０の平面Ｐ２との関係を、翼部１０の平面Ｐ１１と平面Ｐ２との関係に変更することによって形成される角度である（図１０参照）。迎え角βで飛行している飛行体１では、翼部１０において、接続部３０の接続面３５ａ、３５ｂ、３５ｃ、３５ｄが接触している側の翼面ＷＳ１に、風Ｗ１による風圧を受ける。なお、翼部１０は、本体部１５ｍの風圧を受ける側に胴体袋部１５ｎを有しているが、ここでは、便宜的に、本体部１５ｍの風圧を受ける側の面のみを翼面ＷＳ１とする。翼面ＷＳ１は、特許請求の範囲の「翼部の風圧を受ける側」に相当する。 11A and 11B are diagrams for explaining the aerodynamic force generated in the wing portion 10. FIG. Here, regarding the aerodynamic force generated in the wing portion 10, the aerodynamic force when the aircraft 1 with the angle of attack β is in flight will be described. The angle of attack .beta. The angle formed by the modification (see Figure 10). In the aircraft 1 flying at the angle of attack β, the wing surface WS1 of the wing portion 10 on the side where the connection surfaces 35a, 35b, 35c, and 35d of the connection portion 30 are in contact receives wind pressure from the wind W1. Although the wing portion 10 has the body bag portion 15n on the side of the main body portion 15m that receives the wind pressure, here, for convenience, only the surface of the main body portion 15m on the side that receives the wind pressure is referred to as the wing surface WS1. do. The blade surface WS1 corresponds to "the side of the blade that receives the wind pressure" in the claims.

翼部１０では、翼面ＷＳ１に受ける風圧によって、翼面ＷＳ１とは反対側の翼面ＷＳ２に、空気力Ａ１が発生する。具体的には、空気力Ａ１を鉛直方向でもあるｚ軸方向と、水平方向でもあるｙ軸方向とに分解した力が、飛行体１を鉛直方向に上昇させる揚力Ａｆ１と抗力Ａｄ１となる（図１１参照）。なお、実際には、翼面ＷＳ１、ＷＳ２の断面形状は、風Ｗ１の風圧によって複雑な形状となるが、ここでの空気力の説明、および、図１１においては、便宜上、直線形状とした。したがって、上述した空気力についての考察は、翼部１０の断面において、前縁と後縁とを結ぶことで形成されるコード線ＷＳを用いて説明しても同様である。 In the blade portion 10, due to the wind pressure applied to the blade surface WS1, an aerodynamic force A1 is generated on the blade surface WS2 opposite to the blade surface WS1. Specifically, the aerodynamic force A1 is divided into the z-axis direction, which is also the vertical direction, and the y-axis direction, which is also the horizontal direction. 11). In practice, the cross-sectional shapes of the blade surfaces WS1 and WS2 become complicated due to the wind pressure of the wind W1, but for the sake of explanation of the aerodynamic force here and in FIG. 11, they are linear shapes. Therefore, the consideration of the aerodynamic force described above is the same even if it is explained using the cord line WS formed by connecting the leading edge and the trailing edge in the cross section of the wing portion 10 .

本実施形態の飛行体１では、図１０を用いて説明したように、迎角回転軸３２と翼支持部３４を用いた動力部２０に対する翼部１０の傾きの角度を変更することで、図１１に示す迎え角βを変更することができる。これにより、翼部１０に発生する空気力Ａ１、および、空気力Ａ１の分力である揚力Ａｆ１の大きさを変更することができる。 In the aircraft 1 of this embodiment, as described with reference to FIG. The angle of attack β shown at 11 can be changed. This makes it possible to change the magnitude of the aerodynamic force A1 generated in the wing portion 10 and the lift force Af1, which is a force component of the aerodynamic force A1.

図１２は、翼部１０が向いている方向が変化するときの飛行体１の側面図である。本実施形態の飛行体１は、風の風圧を垂直尾翼部３６に受けることで、翼部１０の先端部１５ａを、風に対して正対するように、飛行する。例えば、図１２に示すように、翼部１０および動力部２０が風Ｗ１１に対して正対するように飛行しているとき、翼部１０が向いている方向を点線矢印Ｄ１１とし、動力部２０が向いている方向を点線矢印Ｄ２とする。風の方向が点線矢印Ｃ１のように風Ｗ１１から風Ｗ１２に変化すると、垂直尾翼部３６が受ける風圧が変化する。この風圧の変化によって、接続部３０および接続部３０と接続している翼部１０には、回転モーメントＣ２が発生する。これにより、翼部１０は、風見回転軸３３を回転中心として動力部２０に対して回転するため、向いている方向が点線矢印Ｄ１２となり、翼部１０が風Ｗ１２に対して正対する。翼部１０が風Ｗ１２に対して正対すると、風Ｗ１２の風圧によって、翼部１０に効率的に揚力を発生させることができる。このとき、動力部２０が向いている方向（図１２の点線矢印Ｄ２）は変化しない。飛行体１では、このようにして、風の方向に対して翼部１０が向いている方向を変更し、効率的に空気力を発生させることができる。 FIG. 12 is a side view of the aircraft 1 when the direction in which the wing section 10 is facing changes. The aircraft 1 of the present embodiment receives the wind pressure of the wind on the vertical tail section 36, and flies so that the tip section 15a of the wing section 10 faces the wind. For example, as shown in FIG. 12, when the wing section 10 and the power section 20 are flying facing the wind W11, the direction in which the wing section 10 is facing is indicated by a dotted arrow D11, and the power section 20 The facing direction is assumed to be a dotted arrow D2. When the direction of the wind changes from the wind W11 to the wind W12 as indicated by the dotted arrow C1, the wind pressure applied to the vertical stabilizer section 36 changes. Due to this change in wind pressure, a rotational moment C2 is generated in the connecting portion 30 and the wing portion 10 connected to the connecting portion 30 . As a result, the wing portion 10 rotates about the wind vane rotating shaft 33 with respect to the power portion 20, so that the facing direction is the dotted arrow D12, and the wing portion 10 faces the wind W12. When the wing portion 10 faces the wind W12, the wing portion 10 can efficiently generate lift due to the wind pressure of the wind W12. At this time, the direction in which the power section 20 faces (dotted line arrow D2 in FIG. 12) does not change. In this manner, the flying object 1 can change the direction in which the wing 10 faces with respect to the direction of the wind and efficiently generate an aerodynamic force.

飛行体１が上昇し、風速が速い空域に入ると、翼部１０の翼面ＷＳ１が受ける風圧は大きくなるため、翼部１０で発生する空気力Ａ１は大きくなる。本実施形態の飛行体１では、接続面３５ａ、３５ｂ、３５ｃ、３５ｄに対して垂直な方向の空気力が所定値より大きくなると、翼部１０は、接続面３５ａ、３５ｂ、３５ｃ、３５ｄとの接続が解除され、翼部１０と動力部２０とは狙った高さで分離される。 When the aircraft 1 ascends and enters an airspace where the wind speed is high, the wind pressure applied to the wing surface WS1 of the wing section 10 increases, so the aerodynamic force A1 generated in the wing section 10 increases. In the aircraft 1 of the present embodiment, when the aerodynamic force in the direction perpendicular to the connection surfaces 35a, 35b, 35c, and 35d exceeds a predetermined value, the wing portion 10 is forced into contact with the connection surfaces 35a, 35b, 35c, and 35d. The connection is released, and the wing section 10 and the power section 20 are separated at the target height.

ここで、飛行体１が飛行しているとき、翼部１０と動力部２０とが分離する条件を説明する。飛行体１が動力部２０によって推力を発生しつつ飛行しているとき、飛行体１では、翼部１０に空気力が作用する（図１１参照）。このとき、翼部１０側には、主に、空気力Ａ１と、翼部１０の重力Ｍｗと、接続面３５ａ、３５ｂ、３５ｃ、３５ｄによって動力部２０および接続部３０の方向に引っ張られる力が作用している。一方、動力部２０および接続部３０側には、主に、動力部２０による推力Ｔと、動力部２０および接続部３０の重力Ｄｗと、接続面３５ａ、３５ｂ、３５ｃ、３５ｄによって翼部１０の方向に引っ張られる力が作用している。翼部１０に作用する接続面３５ａ、３５ｂ、３５ｃ、３５ｄによって動力部２０および接続部３０の方向に引っ張られる力と、動力部２０および接続部３０に作用する接続面３５ａ、３５ｂ、３５ｃ、３５ｄによって翼部１０の方向に引っ張られる力の大きさは同じである。したがって、飛行体１全体としては、空気力Ａ１と、推力Ｔと、飛行体１の重力（Ｍｗ＋Ｄｗ）が作用している。飛行体１は、これらの力のバランスによって上昇したり下降したりする。なお、ここでは、空気力Ａ１、重力Ｍｗ、Ｄｗ、および、推力Ｔの値は、鉛直方向上向きをプラスとする。すなわち、飛行体１が上昇しているとき、空気力Ａ１および推力Ｔは、プラスの値となり、重力Ｍｗ、Ｄｗは、マイナスの値となる。 Here, the conditions under which the wing section 10 and the power section 20 are separated when the aircraft 1 is in flight will be described. When the flying object 1 is flying while generating thrust by the power unit 20, an aerodynamic force acts on the wing portions 10 of the flying object 1 (see FIG. 11). At this time, on the side of the wing portion 10, there is mainly the aerodynamic force A1, the gravity Mw of the wing portion 10, and the force that is pulled in the direction of the power portion 20 and the connection portion 30 by the connection surfaces 35a, 35b, 35c, and 35d. working. On the other hand, on the side of the power section 20 and the connection section 30, there are mainly the thrust T by the power section 20, the gravity Dw of the power section 20 and the connection section 30, and the force of the wing section 10 by the connection surfaces 35a, 35b, 35c, and 35d. There is a pulling force acting on it. The forces acting on the wing portion 10 and the connecting surfaces 35a, 35b, 35c, and 35d acting on the power portion 20 and the connecting portion 30 are pulled in the direction of the power portion 20 and the connecting portions 35a, 35b, 35c, and 35d acting on the power portion 20 and the connecting portion 30. The magnitude of the force pulled in the direction of the wing 10 by is the same. Therefore, the air force A1, the thrust force T, and the gravity (Mw+Dw) of the flying object 1 act on the flying object 1 as a whole. The flying object 1 ascends or descends according to the balance of these forces. Here, the value of the aerodynamic force A1, the gravitational forces Mw and Dw, and the thrust force T is positive when vertically upward. That is, when the aircraft 1 is ascending, the aerodynamic force A1 and the thrust T take positive values, and the gravitational forces Mw and Dw take negative values.

飛行体１が上昇しているとき、接続面３５ａ、３５ｂ、３５ｃ、３５ｄに作用する力は、翼部１０に作用する力のうちの接続面３５ａ、３５ｂ、３５ｃ、３５ｄに垂直な成分Ｆ１と、動力部２０および接続部３０に作用する力のうちの接続面３５ａ、３５ｂ、３５ｃ、３５ｄに垂直な成分Ｆ２との差となる。したがって、接続面３５ａ、３５ｂ、３５ｃ、３５ｄの面ファスナの最大保持力Ｐｈとすると、接続部３０が翼部１０と動力部２０とを分離させる条件は、式（１）となる。
Ｆ１－Ｆ２＞Ｐｈ・・・（１）
ここで、Ｆ１は、接続面３５ａ、３５ｂ、３５ｃ、３５ｄに対して垂直な方向の空気力Ａ１ｃと、翼部１０の重力Ｍｗの接続面３５ａ、３５ｂ、３５ｃ、３５ｄに垂直な方向の分力Ｍｗｃの合計である。また、Ｆ２は、接続面３５ａ、３５ｂ、３５ｃ、３５ｄに対して垂直な方向の推力Ｔｃと、動力部２０および接続部３０の重力Ｄｗの接続面３５ａ、３５ｂ、３５ｃ、３５ｄに垂直な分力Ｄｗｃの合計である。 When the aircraft 1 is ascending, the forces acting on the connecting surfaces 35a, 35b, 35c, and 35d are the components F1 of the forces acting on the wing 10 perpendicular to the connecting surfaces 35a, 35b, 35c, and 35d. , and the component F2 perpendicular to the connection surfaces 35a, 35b, 35c, and 35d of the forces acting on the power section 20 and the connection section 30. Therefore, assuming that the maximum holding force of the hook-and-loop fastener of the connection surfaces 35a, 35b, 35c, and 35d is Ph, the condition for the connection portion 30 to separate the wing portion 10 and the power portion 20 is given by Equation (1).
F1-F2>Ph (1)
Here, F1 is the aerodynamic force A1c in the direction perpendicular to the connection surfaces 35a, 35b, 35c, and 35d, and the force component of the gravity Mw of the wing portion 10 in the direction perpendicular to the connection surfaces 35a, 35b, 35c, and 35d. is the sum of Mwc. Further, F2 is the thrust force Tc in the direction perpendicular to the connection surfaces 35a, 35b, 35c, and 35d, and the component force perpendicular to the connection surfaces 35a, 35b, 35c, and 35d of the gravity Dw of the power unit 20 and the connection unit 30. is the sum of Dwc.

式（１）より、接続部３０が翼部１０と動力部２０とを分離する直前の接続面３５ａ、３５ｂ、３５ｃ、３５ｄに対して垂直な方向の空気力Ａ１ｓは、以下の式（２）となる。
Ａ１ｓ＝Ｐｈ＋Ｔｃ＋Ｄｗｃ－Ｍｗｃ・・・（２）
したがって、接続面３５ａ、３５ｂ、３５ｃ、３５ｄに対して垂直な方向の空気力Ａ１ｃが、（Ｐｈ＋Ｔｃ＋Ｄｗｃ－Ｍｗｃ）の値より大きくなると、接続部３０は、翼部１０と動力部２０とを分離させる。（Ｐｈ＋Ｔｃ＋Ｄｗｃ－Ｍｗｃ）は、特許請求の範囲の「所定値」に該当する。 From equation (1), the aerodynamic force A1s in the direction perpendicular to the connecting surfaces 35a, 35b, 35c, and 35d immediately before the connecting portion 30 separates the wing portion 10 and the power portion 20 is given by the following equation (2): becomes.
A1s=Ph+Tc+Dwc-Mwc (2)
Therefore, when the aerodynamic force A1c in the direction perpendicular to the connecting surfaces 35a, 35b, 35c, and 35d becomes larger than the value of (Ph+Tc+Dwc-Mwc), the connecting portion 30 separates the wing portion 10 and the power portion 20. . (Ph+Tc+Dwc-Mwc) corresponds to the "predetermined value" in the claims.

図１３は、翼部１０と動力部２０とが分離されたときの飛行体１の側面図である。図１３において、接続部３０から分離された翼部１０は、風Ｗ１の風圧を受けて発生する空気力のうちの揚力によって、さらに上昇を続ける（図１３の白抜き矢印ｕ１）。一方、翼部１０と分離された動力部２０および接続部３０では、ロータ２４ａ、２４ｂ、２４ｃ、２４ｄによって発生していた推力を小さくすることで、重力によって下降する（図１３の白抜き矢印ｄ１）。 FIG. 13 is a side view of the aircraft 1 when the wing section 10 and the power section 20 are separated. In FIG. 13, the wing section 10 separated from the connection section 30 continues to rise due to the lift of the air force generated by the wind pressure of the wind W1 (white arrow u1 in FIG. 13). On the other hand, in the power section 20 and the connection section 30 separated from the wing section 10, the thrust generated by the rotors 24a, 24b, 24c, and 24d is reduced, so that gravity descends (white arrow d1 in FIG. 13). ).

動力部２０が分離された翼部１０は、風圧を受けて発生する揚力によって上昇し、所定の位置に到達する。所定の位置に到達した翼部１０は、ペイロード１７に収容されている温度センサなどの観測機器によって大気の状態に関する情報を収集し、大気観測を行う。 The wing section 10 from which the power section 20 is separated rises due to the lift generated by the wind pressure and reaches a predetermined position. After reaching a predetermined position, the wing section 10 collects information about the state of the atmosphere using observation equipment such as a temperature sensor housed in the payload 17, and performs atmospheric observation.

図１４は、分離された動力部２０が落下する状態を説明する模式図である。上空において、翼部１０から分離された動力部２０および接続部３０は、図１４に示すように、ワイヤ４１に沿って、ｚ軸方向下方に移動、すなわち、落下する（図１４の白抜き矢印ｄ２）。ワイヤ４１の他方の端部に接続する地上３の固定部材４２には、緩衝材が設けられており、落下する動力部２０および接続部３０の固定部材４２との衝突による衝撃を吸収する。これにより、動力部２０および接続部３０を安全に着陸させることができる。 FIG. 14 is a schematic diagram illustrating a state in which the separated power section 20 falls. In the sky, the power section 20 and the connecting section 30 separated from the wing section 10 move downward in the z-axis direction along the wire 41 as shown in FIG. d2). A fixed member 42 on the ground 3 connected to the other end of the wire 41 is provided with a cushioning material to absorb the impact caused by collision with the fixed member 42 of the power section 20 and the connection section 30 falling. Thereby, the power section 20 and the connection section 30 can be safely landed.

以上説明した、本実施形態の飛行体１によれば、翼部１０に接続されている動力部２０が発生する推力によって翼部を鉛直方向上方に移動させることができるため、例えば、飛行体１を牽引するためのスペースが確保できないような比較的狭い場所でも、翼部１０を目標位置で飛行させることができる。また、飛行する飛行体１は、翼部１０に発生する空気力に大きさに応じて、翼部１０と動力部２０とを分離させる。これにより、比較的重量が大きい動力部２０が分離された翼部１０のみが目標位置を飛行することとなるため、目標位置を飛行する翼部１０に重いものや大型のものを積載することができる。したがって、飛行体１の積載性を向上することができる。 According to the flying object 1 of the present embodiment described above, the wing can be moved vertically upward by the thrust generated by the power unit 20 connected to the wing 10. Therefore, for example, the flying object 1 The wing part 10 can be flown at the target position even in a relatively narrow place where a space for towing cannot be secured. In addition, the flying aircraft 1 separates the wing section 10 and the power section 20 according to the magnitude of the aerodynamic force generated in the wing section 10 . As a result, only the wing section 10 from which the relatively heavy power section 20 is separated flies to the target position, so that heavy or large objects can be loaded on the wing section 10 flying to the target position. can. Therefore, the loadability of the aircraft 1 can be improved.

また、本実施形態の飛行体１によれば、接続部３０は、翼部１０の風圧を受ける側において、翼部１０と動力部２０とを接続している。接続部３０は、接続面３５ａ、３５ｂ、３５ｃ、３５ｄに対して垂直な方向の空気力が所定値より大きくなると、翼部１０と動力部２０とを分離する。翼部１０と動力部２０および接続部３０とを接続する力である接続面３５ａ、３５ｂ、３５ｃ、３５ｄの面ファスナの保持力は、接続面３５ａ、３５ｂ、３５ｃ、３５ｄに対して垂直な方向に作用している。これにより、翼部１０と動力部２０とを分離するため、翼部１０と動力部２０とが分離されるときの空気力を正確に見積もることができる。したがって、飛行体１の飛行経路において、翼部１０と動力部２０とを狙った高さで分離させることができる。 Further, according to the aircraft 1 of the present embodiment, the connecting portion 30 connects the wing portion 10 and the power portion 20 on the side of the wing portion 10 that receives the wind pressure. The connecting portion 30 separates the wing portion 10 and the power portion 20 when the aerodynamic force in the direction perpendicular to the connecting surfaces 35a, 35b, 35c, and 35d exceeds a predetermined value. The holding force of the hook-and-loop fastener on the connection surfaces 35a, 35b, 35c, and 35d, which is the force that connects the wing portion 10, the power portion 20, and the connection portion 30, is perpendicular to the connection surfaces 35a, 35b, 35c, and 35d. is acting on As a result, the wing section 10 and the power section 20 are separated, so the aerodynamic force when the wing section 10 and the power section 20 are separated can be accurately estimated. Therefore, in the flight path of the aircraft 1, the wing section 10 and the power section 20 can be separated at a desired height.

また、本実施形態の飛行体１によれば、動力部２０は、翼部１０の風圧を受ける側に配置されており、翼部１０と分離されると、ワイヤ４１に沿って移動する。ワイヤ４１に沿って移動する動力部２０は、地上３に固定されているワイヤ４１の端部４１ｂにおいて回収することができる。すなわち、翼部１０と分離された動力部２０の落下地点を設定することができるため、動力部２０を安全に回収することができる。 Further, according to the aircraft 1 of the present embodiment, the power section 20 is arranged on the side of the wing section 10 that receives the wind pressure, and moves along the wire 41 when separated from the wing section 10 . The power unit 20 moving along the wire 41 can be recovered at the end 41b of the wire 41 fixed to the ground 3. That is, since the drop point of the power section 20 separated from the wing section 10 can be set, the power section 20 can be recovered safely.

また、本実施形態の飛行体１によれば、接続部３０は、動力部２０に対する翼部１０の傾きの角度を調整する。これにより、飛行体１が飛行するときの翼部１０の迎え角を調整することができるため、効率的に空気力を発生させることができる。したがって、飛行体１の飛行の安定性が向上するとともに、風圧が弱いときでも翼部１０に発生する空気力が大きくなるため、動力部２０によって翼部１０を上昇させる距離を短くすることができる。 Further, according to the aircraft 1 of the present embodiment, the connecting portion 30 adjusts the inclination angle of the wing portion 10 with respect to the power portion 20 . As a result, the angle of attack of the wing portion 10 can be adjusted when the aircraft 1 flies, so that aerodynamic force can be efficiently generated. Therefore, the flight stability of the aircraft 1 is improved, and the aerodynamic force generated in the wing section 10 is increased even when the wind pressure is weak, so that the distance by which the wing section 10 is lifted by the power section 20 can be shortened. .

また、本実施形態の飛行体１によれば、接続部３０は、風の方向に応じて、翼部１０が向いている方向と動力部２０が向いている方向との間の角度を調整する。これにより、飛行体１が飛行するとき、図１２に示すように、翼部１０が向いている方向Ｄ１を風に対して正対させることができるため、効率的に空気力を発生させることができる。したがって、飛行体１の飛行の安定性が向上するとともに、風圧が弱いときでも翼部１０に発生する空気力が大きくなるため、動力部２０によって翼部１０を上昇させる距離を短くすることができる。 Further, according to the flying object 1 of the present embodiment, the connecting portion 30 adjusts the angle between the direction in which the wing portion 10 faces and the direction in which the power portion 20 faces, depending on the direction of the wind. . As a result, when the aircraft 1 flies, as shown in FIG. 12, the direction D1 in which the wing section 10 is facing can be made to face the wind, so that aerodynamic force can be efficiently generated. can. Therefore, the flight stability of the aircraft 1 is improved, and the aerodynamic force generated in the wing section 10 is increased even when the wind pressure is weak, so that the distance by which the wing section 10 is lifted by the power section 20 can be shortened. .

また、本実施形態の飛行体１によれば、翼部１０は、複数のフレームとしてのスパイン１１、スプレッダ１２、および、一対のスパー１３、１４と、複数のフレームの間に張られる膜体１５を有している。これにより、翼部１０は、比較的軽量になるため、翼部１０を上昇させるための推力を低減することができるとともに、翼部１０により重いものを積載することができる。 Further, according to the aircraft 1 of the present embodiment, the wing section 10 includes a spine 11 as a plurality of frames, a spreader 12, a pair of spars 13 and 14, and a membrane 15 stretched between the plurality of frames. have. As a result, the wing portion 10 becomes relatively light, so that the thrust for lifting the wing portion 10 can be reduced, and a heavier object can be loaded on the wing portion 10 .

また、本実施形態の飛行体１によれば、動力部２０は、翼部１０の風圧を受ける側に配置され、翼部１０を上昇させる推力を発生する複数のロータ２４ａ、２４ｂ、２４ｃ、２４ｄを有している。翼部１０とロータ２４ａ、２４ｂ、２４ｃ、２４ｄとの間には、ロータ２４ａ、２４ｂ、２４ｃ、２４ｄの回転によって推力を発生させるための空気が流れる隙間Ｓ１が形成されている。これにより、動力部２０が発生する、翼部１０を上昇させるための推力を大きくすることができる。 In addition, according to the aircraft 1 of the present embodiment, the power section 20 is arranged on the side of the wing section 10 that receives the wind pressure, and includes a plurality of rotors 24 a, 24 b, 24 c, and 24 d that generate thrust to raise the wing section 10 . have. Between the blades 10 and the rotors 24a, 24b, 24c and 24d, gaps S1 are formed through which air flows to generate thrust by rotation of the rotors 24a, 24b, 24c and 24d. As a result, the thrust generated by the power section 20 for raising the wing section 10 can be increased.

＜本実施形態の変形例＞
本発明は上記の実施形態に限られるものではなく、その要旨を逸脱しない範囲において種々の態様において実施することが可能であり、例えば次のような変形も可能である。 <Modification of this embodiment>
The present invention is not limited to the above-described embodiments, and can be implemented in various aspects without departing from the scope of the invention. For example, the following modifications are possible.

［変形例１］
上述の実施形態では、飛行体１は、翼面に対して垂直な方向の空気力が所定値より大きくなると、翼部１０と動力部２０とを分離するとした。しかしながら、翼部１０と動力部２０とを分離するタイミングは、これに限定されない。翼部１０に発生する空気力の大きさに応じて翼部１０と動力部２０を分離させればよい。 [Modification 1]
In the above-described embodiment, the flying object 1 separates the wing section 10 and the power section 20 when the aerodynamic force in the direction perpendicular to the wing surface exceeds a predetermined value. However, the timing of separating the wing portion 10 and the power portion 20 is not limited to this. The wing section 10 and the power section 20 may be separated according to the magnitude of the aerodynamic force generated in the wing section 10 .

［変形例２］
上述の実施形態では、飛行体１は、ワイヤ４１によって係留されるとした。しかしながら、飛行体１を係留する「線状部材」はこれに限定されない。ロープや糸など上空を飛行する飛行体１を係留できるものであればよく、材料は、金属に限定されない。 [Modification 2]
In the above-described embodiment, the flying object 1 is moored by the wire 41 . However, the "linear member" for mooring the aircraft 1 is not limited to this. The material is not limited to metal as long as it can moor the aircraft 1 flying in the sky, such as ropes and threads.

［変形例３］
上述の実施形態では、接続面３５ａ、３５ｂ、３５ｃ、３５ｄは、膜体１５と接続する面ファスナであるとした。しかしながら、接続面３５ａ、３５ｂ、３５ｃ、３５ｄは、例えば、磁石であってもよく、翼部１０に発生する空気力の大きさに応じて、翼部１０と動力部２０とを自力で分離させることができる接続方法であればよい。また、翼部１０と動力部２０とを分離させる空気力の「所定値」は、上述した式（２）に限定されない。 [Modification 3]
In the above-described embodiments, the connection surfaces 35a, 35b, 35c, and 35d are hook-and-loop fasteners that connect with the film body 15. FIG. However, the connection surfaces 35a, 35b, 35c, and 35d may be magnets, for example, and separate the wing section 10 and the power section 20 by themselves according to the magnitude of the aerodynamic force generated in the wing section 10. Any connection method that allows Further, the "predetermined value" of the aerodynamic force that separates the wing portion 10 and the power portion 20 is not limited to the above-described formula (2).

［変形例４］
上述の実施形態では、動力部２０は、翼部１０と分離されると、ワイヤ４１に沿って落下するとした。しかしながら、動力部２０は、ワイヤ４１に沿って移動しなくてもよい。例えば、上空を飛行する翼部１０と分離された動力部２０は、パラシュートなどによって落下させてもよいし、自律飛行によって着陸してもよい。 [Modification 4]
In the above-described embodiment, the power section 20 falls along the wire 41 when separated from the wing section 10 . However, the power section 20 does not have to move along the wire 41 . For example, the power section 20 separated from the wing section 10 flying in the sky may be dropped by a parachute or the like, or landed by autonomous flight.

［変形例５］
上述の実施形態では、飛行体１が飛行しているときの翼部１０の迎え角は、翼支持部３４を用いて、離陸する前に調整するとした。しかしながら、迎え角を調整する方法は、これに限定されない。例えば、翼支持部３４の回転を駆動可能なモータを迎角回転軸３２に配置し、飛行体１の飛行中に、風速に合わせて、翼部１０の迎え角を適宜調整してもよい。また、翼支持部３４はなくてもよい。例えば、制御部２６が有するコンピュータによって、ロータ２４ａ、２４ｂ、２４ｃ、２４ｄを制御し、飛行体１の飛行を制御してもよい。 [Modification 5]
In the above-described embodiment, the angle of attack of the wing portion 10 during flight of the aircraft 1 is adjusted using the wing support portion 34 before takeoff. However, the method of adjusting the angle of attack is not limited to this. For example, a motor capable of driving the rotation of the wing support portion 34 may be arranged on the angle-of-attack rotary shaft 32 to appropriately adjust the angle of attack of the wing portion 10 according to the wind speed while the aircraft 1 is in flight. Also, the wing support portion 34 may be omitted. For example, a computer included in the control unit 26 may control the rotors 24a, 24b, 24c, and 24d to control the flight of the aircraft 1. FIG.

［変形例６］
上述の実施形態では、飛行している飛行体１は、風見回転軸３３と垂直尾翼部３６を用いて、風の方向に応じて、翼部１０および接続部３０が向いている方向を、風に対して正対させるとした。しかしながら、風見回転軸３３と垂直尾翼部３６はなくてもよく、例えば、制御部２６が有するコンピュータによって、ロータ２４ａ、２４ｂ、２４ｃ、２４ｄを制御し、飛行体１全体が風に対して正対するように、飛行体１が回転してもよい。 [Modification 6]
In the above-described embodiment, the aircraft 1 in flight uses the wind vane rotating shaft 33 and the vertical tail section 36 to direct the direction in which the wing section 10 and the connecting section 30 are facing according to the direction of the wind. It was supposed to be directly opposite to However, the wind vane rotating shaft 33 and the vertical tail section 36 may be omitted. For example, the rotors 24a, 24b, 24c, and 24d are controlled by the computer of the control section 26 so that the entire aircraft 1 faces the wind. , the flying object 1 may rotate.

［変形例７］
上述の実施形態では、翼部１０は、フレキシブル翼のデルタカイトであって、複数のフレームと、薄膜の膜体１５とを有するとした。しかしながら、翼部１０の構成は、これに限定されない。リジット翼でもよい。また、グライダであってもよい。 [Modification 7]
In the above-described embodiment, the wing section 10 is a flexible wing delta kite and has a plurality of frames and a thin film body 15 . However, the configuration of the wing portion 10 is not limited to this. A rigid wing may be used. It may also be a glider.

［変形例８］
上述の実施形態では、翼部１０の膜体１５は、薄膜であるとした。しかしながら、メッシュ状の材料から形成されていてもよい。膜体１５をメッシュ状の材料とすると、膜体１５を通る空気によって、ロータ２４ａ、２４ｂ、２４ｃ、２４ｄの回転によるｚ軸方向のプラス側からマイナス側への空気の流れを形成しやすくなる。これにより、ロータ２４ａ、２４ｂ、２４ｃ、２４ｄのそれぞれと翼部１０の間の隙間Ｓ１を短くすることができるため、飛行体１のｚ軸方向の長さを短くすることができる。 [Modification 8]
In the above-described embodiment, the film body 15 of the wing portion 10 is assumed to be a thin film. However, it may also be formed from a mesh-like material. When the membrane 15 is made of a mesh material, the air passing through the membrane 15 facilitates the formation of an air flow from the plus side to the minus side in the z-axis direction due to the rotation of the rotors 24a, 24b, 24c, and 24d. As a result, the gap S1 between each of the rotors 24a, 24b, 24c, and 24d and the wing portion 10 can be shortened, so that the length of the aircraft 1 in the z-axis direction can be shortened.

［変形例９］
上述の実施形態では、動力部２０は、いわゆる、マルチコプタであるとした。しかしながら、動力部２０の構成は、これに限定されない。ロケットエンジンであってもよく、翼部１０を鉛直方向上方に移動させる推力を発生すればよい。 [Modification 9]
In the embodiment described above, the power unit 20 is a so-called multicopter. However, the configuration of the power unit 20 is not limited to this. A rocket engine may be used as long as it generates thrust to move the wing portion 10 vertically upward.

［変形例１０］
上述の実施形態では、ロータ２４ａ、２４ｂ、２４ｃ、２４ｄのそれぞれと翼部１０の間には、ロータ２４ａ、２４ｂ、２４ｃ、２４ｄの回転によって推力を発生させるための空気が流れる隙間Ｓ１が形成されているとした（図１参照）。しかしながら、隙間はなくてもよい。 [Modification 10]
In the above-described embodiment, between each of the rotors 24a, 24b, 24c, 24d and the blade portion 10, a gap S1 is formed through which air flows for generating thrust by rotation of the rotors 24a, 24b, 24c, 24d. (See Figure 1). However, there may be no gap.

［変形例１１］
上述の実施形態では、ペイロード１７には、温度センサ、風速センサ、および、高度センサが収容されるとした。しかしながら、ペイロード１７の利用方法は、これに限定されない。エアロゾルセンサや、湿度センサ、気圧センサ、撮影用カメラなど、飛行体１の利用方法に応じたものが収納されていればよい。 [Modification 11]
In the embodiment described above, the payload 17 accommodates a temperature sensor, a wind speed sensor, and an altitude sensor. However, the usage of the payload 17 is not limited to this. It suffices if the aerosol sensor, humidity sensor, atmospheric pressure sensor, camera for photographing, etc. are accommodated according to the usage of the flying object 1 .

以上、実施形態、変形例に基づき本態様について説明してきたが、上記した態様の実施の形態は、本態様の理解を容易にするためのものであり、本態様を限定するものではない。本態様は、その趣旨並びに特許請求の範囲を逸脱することなく、変更、改良され得るとともに、本態様にはその等価物が含まれる。また、その技術的特徴が本明細書中に必須なものとして説明されていなければ、適宜、削除することができる。 The present aspect has been described above based on the embodiments and modifications, but the above-described embodiments are intended to facilitate understanding of the present aspect, and do not limit the present aspect. This aspect may be modified and modified without departing from its spirit and scope of the claims, and this aspect includes equivalents thereof. Also, if the technical features are not described as essential in this specification, they can be deleted as appropriate.

１…飛行体
３…地上
１０…翼部
１１…スパイン
１２…スプレッダ
１３，１４…スパー
１５…膜体
１６…キール
１７…ペイロード
２０…動力部
２１…ベース部
２１ｂ，３１ｃ，４１ｃ…貫通孔
２２ａ，２２ｂ，２２ｃ，２２ｄ…腕部
２３ａ，２３ｂ，２３ｃ，２３ｄ…モータ
２４ａ，２４ｂ，２４ｃ，２４ｄ…ロータ
２５ａ，２５ｂ，２５ｃ，２５ｄ…ガード
２６…制御部
２７…ガイドパイプ
３０…接続部
３１…フレーム部
３１ａ…第１フレーム
３１ｂ…第２フレーム
３２…迎角回転軸
３３…風見回転軸
３４…翼支持部
３４ａ，３４ｂ，３４ｃ，３４ｄ…支持フレーム
３５ａ，３５ｂ，３５ｃ，３５ｄ…接続面
３６…垂直尾翼部
４１…ワイヤ
４２…固定部材
５０…翼本体部
Ａ１…空気力
Ａｄ１…抗力
Ａｆ１…揚力
Ｃ２…モーメント
Ｓ１…隙間
Ｗ１，Ｗ１１，Ｗ１２，Ｗ２…風
ＷＳ１，ＷＳ２…翼面 DESCRIPTION OF SYMBOLS 1... Flying object 3... Ground 10... Wing part 11... Spine 12... Spreader 13, 14... Spar 15... Membrane body 16... Keel 17... Payload 20... Power part 21... Base part 21b, 31c, 41c... Through hole 22a, 22b, 22c, 22d Arms 23a, 23b, 23c, 23d Motor 24a, 24b, 24c, 24d Rotor 25a, 25b, 25c, 25d Guard 26 Control section 27 Guide pipe 30 Connection section 31 Frame Parts 31a First frame 31b Second frame 32 Angle of attack rotary shaft 33 Wind vane rotary shaft 34 Wing support parts 34a, 34b, 34c, 34d Support frame 35a, 35b, 35c, 35d Connection surface 36 Vertical Tail section 41 Wire 42 Fixed member 50 Wing body A1 Air force Ad1 Drag Af1 Lift C2 Moment S1 Gap W1, W11, W12, W2 Wind WS1, WS2 Wing surface

Claims

A flying object moored to a linear member,
a wing portion connected to an end portion of the linear member and generating lift from received wind pressure;
a power section that generates thrust to move the wing section vertically upward;
When the aerodynamic force in the direction perpendicular to the connection surface with the wing portion at the connection portion connecting the wing portion and the power portion on the side receiving the wind pressure of the wing portion exceeds a predetermined value, and the connecting portion that separates the wing portion and the power portion ,
The predetermined value is the sum of the maximum holding force of the connecting portion, the thrust in the direction perpendicular to the connecting surface, and the component force of gravity acting on the wing portion in the direction perpendicular to the connecting surface. is a value obtained by subtracting the component force in the direction perpendicular to the connection surface in the gravity acting on each of the connection part and the power part,
Airplane.

The aircraft according to claim 1 ,
The power unit is
It is arranged on the side of the wing that receives the wind pressure,
When separated from the wing portion, it moves along the linear member;
Airplane.

The aircraft according to claim 1 or claim 2 ,
The connecting portion includes an inclination angle adjusting portion that adjusts an inclination angle of the wing portion with respect to the power portion,
Airplane.

The aircraft according to any one of claims 1 to 3 ,
The connecting portion includes a directional angle adjusting portion that adjusts the angle between the direction in which the power portion faces and the direction in which the wing portion faces,
Airplane.

The aircraft according to any one of claims 1 to 4 ,
The wings have a plurality of frames and a membrane stretched between the plurality of frames,
Airplane.

The aircraft according to any one of claims 1 to 5 ,
The power unit has a plurality of rotors that are arranged on the side of the wing that receives the wind pressure and that generates thrust to raise the wing,
Between the wing portion and the rotor, a gap is formed through which air flows to generate the thrust by rotation of the rotor.
Airplane.