飞行体以及飞行体的控制方法

技术领域

本发明涉及飞行体及飞行体的控制方法。

背景技术

以往，已知使用多个旋翼的航空器（例如参照专利文献1）。

该航空器具备多个旋翼，通过调整各个旋翼的旋转速度，得到期望的飞行姿势，以向飞行姿势对应的方向生成推力飞行的形式构成。

现有技术文献：

专利文献：

专利文献1：美国专利申请公开第2017/267367号说明书。

发明内容

发明要解决的问题：

然而，专利文献1中记载的航空器，当机体大型化时，存在主要由于机体和推力产生装置惯性矩的增大而运动性下降的情况。并且，例如由于阵风（gust）等外界干扰使得正在进行悬停（hovering）的飞行体姿势被打乱时，有难以快速回复到原来的位置和姿势、稳定性下降的情况。

解决问题的手段：

为了解决上述问题，根据本发明的某形态的飞行体具备：机体主体；具有一个以上的推力产生子单元的推力产生单元；和对应各所述推力产生子单元地设置，将对应的所述推力产生子单元相对于所述机体主体，在以与对应的所述推力产生子单元生成的推力方向相交的第一转动轴线为中心的圆周方向上转动自如地连接的关节，各所述推力产生子单元具有多个推力产生部，多个所述推力产生部能互相独立地改变生成的推力的大小，在各所述推力产生子单元中，由多个所述推力产生部中的一个以上的所述推力产生部构成的第一推力产生部组以如下形式配设：通过生成的推力来产生向以所述第一转动轴线为中心的圆周方向一侧对所述推力产生子单元施力的转矩；由其它的一个以上的所述推力产生部构成的第二推力产生部组以如下形式配设：通过生成的推力来产生向以所述第一转动轴线为中心的圆周方向另一侧对所述推力产生子单元施力的转矩。

根据该结构，可以一边维持机体主体姿势一边改变生成推力方向。又，为了改变推力产生子单元生成的推力的方向而使推力产生子单元在以第一转动轴线为中心的圆周方向转动专用的执行器可以被省略或是小型化。由此，飞行体的结构得以简化，机体可以轻量化。又，可以提高产生推力的机构的配置的自由度，可以应对各种形态。进一步，便于制造且制造成本也会变得便宜。

发明效果：

本发明取得维持机体主体姿势的同时可以改变生成推力方向的效果。

附图说明

[图1] 示出根据实施形态1的飞行体结构例的立体图；

[图2] 示出图1飞行体的推力产生单元的结构例的俯视图；

[图3] 概略示出图1飞行体的控制装置的构成例的框图；

[图4] 示出图1飞行体的推力产生子单元的动作例的侧视图；

[图5] 示出改变图1飞行体的推力产生子单元生成的推力方向的动作例的流程图；

[图6] 示出根据实施形态2的飞行体结构例的俯视图；

[图7] 示出改变图6飞行体的推力产生子单元生成的推力方向的控制例的流程图；

[图8] 示出图6飞行体的推力产生子单元的动作例的侧视图；

[图9] 示出根据实施形态3的飞行体的推力产生子单元的结构例的主要部分放大俯视图；

[图10] 示出根据实施形态4的飞行体结构例的俯视图；

[图11A] 示出图10飞行体的动作例的侧视图；且为示出使推力产生子单元位于第一角度位置的状态的图；

[图11B] 示出图10飞行体的动作例的侧视图；且为示出使推力产生子单元位于第二角度位置的状态的图；

[图12] 示出根据实施形态5的飞行体结构例的俯视图；

[图13A] 示出图12飞行体的动作例的侧视图；且为示出使推力产生子单元位于第一角度位置的状态的图；

[图13B] 示出图12飞行体的动作例的侧视图；且为示出使推力产生子单元位于第二角度位置的状态的图；

[图14] 示出根据实施形态6的飞行体结构例的俯视图；

[图15] 示出根据实施形态7的飞行体结构例的立体图。

具体实施方式

根据本发明的某形态的飞行体具备：机体主体；具有一个以上的推力产生子单元的推力产生单元；和对应各所述推力产生子单元地设置，将对应的所述推力产生子单元相对于所述机体主体，在以与对应的所述推力产生子单元生成的推力方向相交的第一转动轴线为中心的圆周方向上转动自如地连接的关节，各所述推力产生子单元具有多个推力产生部，多个所述推力产生部能互相独立地改变生成的推力的大小，在各所述推力产生子单元中，由多个所述推力产生部中的一个以上的所述推力产生部构成的第一推力产生部组以如下形式配设：通过生成的推力来产生向以所述第一转动轴线为中心的圆周方向一侧对所述推力产生子单元施力的转矩；由其它的一个以上的所述推力产生部构成的第二推力产生部组以如下形式配设：通过生成的推力来产生向以所述第一转动轴线为中心的圆周方向另一侧对所述推力产生子单元施力的转矩。

根据该结构，可以一边维持机体主体姿势一边改变生成的推力方向。又，为了改变推力产生子单元生成的推力的方向而使推力产生子单元在以第一转动轴线为中心的圆周方向转动专用的执行器可以被省略或是小型化。由此，飞行体的结构得以简化，机体可以轻量化。又，可以提高产生推力的机构的配置的自由度，可以应对各种形态。进一步，便于制造且制造成本也会变得便宜。

也可以进一步具备控制各所述推力产生部的动作的控制部，所述控制部以取得向以所述第一转动轴线为中心的圆周方向一侧对所述推力产生子单元施力的转矩与向以所述第一转动轴线为中心的圆周方向另一侧对所述推力产生子单元施力的转矩的平衡的形式，调整构成所述第一推力产生部组的各所述推力产生部的推力以及构成所述第二推力产生部组的各所述推力产生部的推力的大小。

根据该结构，可以维持以关节的第一转动轴线为中心的圆周方向的角度位置，维持推力产生子单元生成的推力的方向。

也可以是，所述控制部以破坏向以所述第一转动轴线为中心的圆周方向一侧对所述推力产生子单元施力的转矩与向以所述第一转动轴线为中心的圆周方向另一侧对所述推力产生子单元施力的转矩的平衡的形式，调整构成所述第一推力产生部组的各所述推力产生部的推力以及构成所述第二推力产生部组的各所述推力产生部的推力的大小。

根据该结构，可以适当调整各推力产生子单元的绕第一转动轴线的推力的方向。

也可以进一步具备：控制各所述推力产生部的动作的控制部；以及对用于检测以所述关节的所述第一转动轴线为中心的圆周方向的角度位置的信息进行检测的倾斜角检测部，所述控制部在未产生被输入的以所述关节的所述第一转动轴线为中心的圆周方向的目标角度位置与所述倾斜角检测部检测到的以所述关节的所述第一转动轴线为中心的圆周方向的角度位置的偏差时，以取得向以所述第一转动轴线为中心的圆周方向一侧对所述推力产生子单元施力的转矩与向以所述第一转动轴线为中心的圆周方向另一侧对所述推力产生子单元施力的转矩的平衡的形式，调整构成所述第一推力产生部组的各所述推力产生部的推力以及构成所述第二推力产生部组的各所述推力产生部的推力的大小；且在产生有被输入的以所述关节的所述第一转动轴线为中心的圆周方向的目标角度位置与所述倾斜角检测部检测到的以所述关节的所述第一转动轴线为中心的圆周方向的角度位置的偏差时，以破坏向以所述第一转动轴线为中心的圆周方向一侧对所述推力产生子单元施力的转矩与向以所述第一转动轴线为中心的圆周方向另一侧对所述推力产生子单元施力的转矩的平衡，缩小所述偏差的形式，调整构成所述第一推力产生部组的各所述推力产生部的推力以及构成所述第二推力产生部组的各所述推力产生部的推力的大小。

根据该结构，可以控制各推力产生子单元的绕第一转动轴线的推力的方向。

也可以是，所述推力产生单元具有第一推力产生子单元至第四推力产生子单元，所述第一推力产生子单元至所述第四推力产生子单元按照此顺序在以所述飞行体的偏航轴为中心的圆周方向上的等间隔地配设；与所述第一推力产生子单元以及所述第三推力产生子单元对应的关节的所述第一转动轴线在前后方向延伸，与所述第二推力产生子单元以及所述第四推力产生子单元对应的关节的所述第一转动轴线在左右方向延伸。

根据该结构，可以适当进行向前后方向及左右方向的移动。

也可以是，所述关节进一步将对应的所述推力产生子单元相对于所述机体主体，在以与对应的所述推力产生子单元生成的推力方向及所述第一转动轴线相交的第二转动轴线为中心的圆周方向上转动自如地连接；各所述推力产生子单元具有三个以上的所述推力产生部，在各所述推力产生子单元中，由三个以上的所述推力产生部中的一个以上的所述推力产生部构成的第三推力产生部组以如下形式配设：通过生成的推力来产生向以所述第二转动轴线为中心的圆周方向一侧对所述推力产生子单元施力的转矩；由其它的一个以上的所述推力产生部构成的第四推力产生部组以如下形式配设：通过生成的推力来产生向以所述第二转动轴线为中心的圆周方向另一侧对所述推力产生子单元施力的转矩。

根据该结构，为了改变推力产生子单元生成推力的方向而使推力产生子单元在以第二转动轴线为中心的圆周方向转动的执行器可以被省略或是小型化。由此，结构得以简化，飞行体可以轻量化。又，可以提高产生推力的机构的配置的自由度，可以应对各种形态。此外，便于制造且制造成本也会变得便宜。

也可以进一步具备：控制各所述推力产生部的动作的控制部，所述控制部以取得向以所述第一转动轴线为中心的圆周方向一侧对所述推力产生子单元施力的转矩与向以所述第一转动轴线为中心的圆周方向另一侧对所述推力产生子单元施力的转矩的平衡的形式，调整构成所述第一推力产生部组的各所述推力产生部的推力以及构成所述第二推力产生部组的各所述推力产生部的推力的大小，且以取得向以所述第二转动轴线为中心的圆周方向一侧对所述推力产生子单元施力的转矩与向以所述第二转动轴线为中心的圆周方向另一侧对所述推力产生子单元施力的转矩的平衡的形式，调整构成所述第三推力产生部组的各所述推力产生部的推力以及构成所述第四推力产生部组的各所述推力产生部的推力的大小。

根据该结构，除各推力产生子单元的第一转动线之外，还可以维持绕第二转动轴线的推力的方向。

也可以是，所述控制部以破坏向以所述第一转动轴线为中心的圆周方向一侧对所述推力产生子单元施力的转矩与向以所述第一转动轴线为中心的圆周方向另一侧对所述推力产生子单元施力的转矩的平衡的形式，调整构成所述第一推力产生部组的各所述推力产生部的推力以及构成所述第二推力产生部组的各所述推力产生部的推力的大小，且以破坏向以所述第二转动轴线为中心的圆周方向一侧对所述推力产生子单元施力的转矩与向以所述第二转动轴线为中心的圆周方向另一侧对所述推力产生子单元施力的转矩的平衡的形式，调整构成所述第三推力产生部组的各所述推力产生部的推力以及构成所述第四推力产生部组的各所述推力产生部的推力的大小。

根据该结构，除各推力产生子单元的第一转动线之外，还可以改变绕第二转动轴线的推力的方向。

也可以进一步具备：控制各所述推力产生部的动作的控制部；以及对用于检测以所述关节的所述第一转动轴线以及所述第二转动轴线为中心的圆周方向的角度位置的信息进行检测的倾斜角检测部，所述控制部在未产生被输入的以所述关节的所述第一转动轴线为中心的圆周方向的目标角度位置与所述倾斜角检测部检测到的以所述关节的所述第一转动轴线为中心的圆周方向的角度位置的偏差时，以取得向以所述第一转动轴线为中心的圆周方向一侧对所述推力产生子单元施力的转矩与向以所述第一转动轴线为中心的圆周方向另一侧对所述推力产生子单元施力的转矩的平衡的形式，调整构成所述第一推力产生部组的各所述推力产生部的推力以及构成所述第二推力产生部组的各所述推力产生部的推力的大小；且在产生有被输入的以所述关节的所述第一转动轴线为中心的圆周方向的目标角度位置与所述倾斜角检测部检测到的以所述关节的所述第一转动轴线为中心的圆周方向的角度位置的偏差时，以破坏向以所述第一转动轴线为中心的圆周方向一侧对所述推力产生子单元施力的转矩与向以所述第一转动轴线为中心的圆周方向另一侧对所述推力产生子单元施力的转矩的平衡，缩小所述偏差的形式，调整构成所述第一推力产生部组的各所述推力产生部的推力以及构成所述第二推力产生部组的各所述推力产生部的推力的大小；且在未产生被输入的以所述关节的所述第二转动轴线为中心的圆周方向的目标角度位置与所述倾斜角检测部检测到的以所述关节的所述第二转动轴线为中心的圆周方向的角度位置的偏差时，以取得向以所述第二转动轴线为中心的圆周方向一侧对所述推力产生子单元施力的转矩与向以所述第二转动轴线为中心的圆周方向另一侧对所述推力产生子单元施力的转矩的平衡的形式，调整构成所述第三推力产生部组的各所述推力产生部的推力以及构成所述第四推力产生部组的各所述推力产生部的推力的大小；且在产生有被输入的以所述关节的所述第二转动轴线为中心的圆周方向的目标角度位置与所述倾斜角检测部检测到的以所述关节的所述第二转动轴线为中心的圆周方向的角度位置的偏差时，以破坏向以所述第二转动轴线为中心的圆周方向一侧对所述推力产生子单元施力的转矩与向以所述第二转动轴线为中心的圆周方向另一侧对所述推力产生子单元施力的转矩的平衡，缩小所述偏差的形式，调整构成所述第三推力产生部组的各所述推力产生部的推力以及构成所述第四推力产生部组的各所述推力产生部的推力的大小。

根据该结构，除各推力产生子单元的第一转动轴线之外，还可以控制绕第二转动轴线的推力的方向。

也可以是，所述推力产生单元具有第一推力产生子单元至第四推力产生子单元，第一推力产生子单元至第四推力产生子单元按照此顺序在以所述飞行体的偏航轴为中心的圆周方向上等间隔地配设。

根据该结构，可以使各推力产生子单元向任意方向倾斜，可以通过向同一方向倾斜增大往横向的控制力。

根据其它形态的飞行体具备：机体主体；具有一个以上的推力产生子单元的推力产生单元，各所述推力产生子单元具有排列成一列的多个推力产生部和将多个所述推力产生部互相连接的连结部，多个所述推力产生部能互相独立地改变生成的推力的大小；以及分别对应一个以上的所述推力产生子单元地设置，将对应的所述推力产生子单元的连结部相对于所述机体主体，在以与多个所述推力产生部排列的方向以及对应的所述推力产生子单元生成的推力方向相交的第一转动轴线为中心的圆周方向上转动自如地连接的关节。

根据该结构，可以一边维持机体主体姿势一边改变生成推力方向。又，为了改变推力产生子单元生成的推力的方向而使推力产生子单元在以第一转动轴线为中心的圆周方向转动专用的执行器可以被省略或是小型化。由此，飞行体的结构得以简化，机体可以轻量化。又，可以提高产生推力的机构的配置的自由度，可以应对各种形态。此外，便于制造且制造成本也会变得便宜。

也可以具有基端部分别被固定在所述机体主体上，从该机体主体向该机体主体的左方和右方延伸，通过该机体主体前进来产生升力的左右一对固定翼部；所述推力产生单元具有作为与左侧的所述固定翼部连接的所述推力产生子单元的左侧推力产生子单元和作为与右侧的所述固定翼部连接的所述推力产生子单元的右侧推力产生子单元；所述左侧推力产生子单元和所述右侧推力产生子单元的所述第一转动轴线向左右方向延伸。

根据该结构，可以在谋求悬停性能和高速性能的并存的同时，简化旋翼机构和倾斜机构的结构，可以轻量化机体。

也可以具有在以平行于所述第一转动轴线的固定翼部转动轴线为中心的圆周方向上，在翼弦方向朝向上下方向的第一角度位置和翼弦方向朝向水平方向的第二角度位置之间能摇动地将基端部与所述机体主体连接，向所述机体主体的左方和右方延伸，通过在位于第二角度位置的状态下使该机体主体前进而产生升力的固定翼部；所述推力产生单元具有作为与左侧的所述固定翼部连接的所述推力产生子单元的左侧推力产生子单元，和作为与右侧的所述固定翼部连接的所述推力产生子单元的右侧推力产生子单元。

根据该结构，在谋求悬停性能和高速性能的并存的同时，可以简化旋翼机构的结构，机体可以轻量化。又，可以降低固定翼部给推力产生部生成的空气流带来的影响，可以提高悬停效率。

也可以是，所述固定翼部在所述第一角度位置和所述第二角度位置之间摇动自如；进一步具备：执行以对应所述左侧推力产生子单元的所述关节和对应所述右侧推力产生子单元的所述关节的所述第一转动轴线为中心的圆周方向的所述关节的动作的限制以及解除动作的限制的关节固定机构，和执行向以所述固定翼部转动轴线为中心的圆周方向的所述固定翼部的摇动的限制和解除摇动的限制的固定翼部固定机构；在各所述左侧推力产生子单元和所述右侧推力产生子单元中，由多个所述推力产生部中的一个以上的所述推力产生部构成的第一推力产生部组以如下形式配设：通过生成的推力来产生向以所述第一转动轴线以及所述固定翼部转动轴线为中心的圆周方向一侧对所述推力产生子单元施力的转矩；由其它的一个以上的所述推力产生部构成的第二推力产生部组以如下形式配设：通过生成的推力来产生向以所述第一转动轴线以及所述固定翼部转动轴线为中心的圆周方向另一侧对所述推力产生子单元施力的转矩。

根据该结构，在谋求悬停性能和高速性能的并存的同时，可以简化倾斜机构的结构，机体可以轻量化。

也可以是，所述推力产生单元具有多个所述推力产生子单元，所述机体主体包括吊索和通过吊索悬吊吊装物的悬吊部；所述吊索从所述悬吊部垂下，所述关节连接对应的所述推力产生子单元和所述悬吊部。

根据该结构，可以一边维持机体主体的姿势一边改变生成推力方向，可以在使吊装物姿势稳定的状态下搬运吊装物。又，可以抑制吊装物为重量物品的情况下的响应性的低下。

也可以是，所述吊索设置有多个，多个所述吊索从所述悬吊部的互相不同的位置垂下。

根据该结构，可以在有效抑制吊装物晃动的状态下搬运吊装物。

也可以进一步具备执行所述关节的动作的限制以及解除动作的限制的制动器。

根据该结构，可以保持各推力产生子单元的绕第一转动轴线或第二转动轴线的推力的方向。

可以进一步具备向所述关节的转动动作施加阻尼力的阻尼器（dumper）。

根据该结构，可以使各推力产生子单元的以第一转动轴线或第二转动轴线为中心的圆周方向的举动稳定。

根据某形态飞行体的控制方法，是如下飞行体的控制方法：具备机体主体；具有一个以上的推力产生子单元的推力产生单元；对应各所述推力产生子单元地设置，将对应的所述推力产生子单元相对于所述机体主体，在以与对应的所述推力产生子单元生成的推力方向相交的第一转动轴线为中心的圆周方向上转动自如地连接的关节；以及检测以所述关节的所述第一转动轴线为中心的圆周方向的角度位置的第一检测部，各所述推力产生子单元具有多个推力产生部，多个所述推力产生部能互相独立地改变生成的推力的大小，在各所述推力产生子单元中，由多个所述推力产生部中的一个以上的所述推力产生部构成的第一推力产生部组以如下形式配设：通过生成的推力来产生向以所述第一转动轴线为中心的圆周方向一侧对所述推力产生子单元施力的转矩；由其它的一个以上的所述推力产生部构成的第二推力产生部组以如下形式配设：通过生成的推力来产生向以所述第一转动轴线为中心的圆周方向另一侧对所述推力产生子单元施力的转矩；具有：在未产生被输入的以所述关节的所述第一转动轴线为中心的圆周方向的目标角度位置与所述第一检测部检测到的以所述关节的所述第一转动轴线为中心的圆周方向的角度位置的偏差时，以取得向以所述第一转动轴线为中心的圆周方向一侧对所述推力产生子单元施力的转矩与向以所述第一转动轴线为中心的圆周方向另一侧对所述推力产生子单元施力的转矩的平衡的形式，调整构成所述第一推力产生部组的各所述推力产生部的推力以及构成所述第二推力产生部组的各所述推力产生部的推力的大小的步骤；和在产生有被输入的以所述关节的所述第一转动轴线为中心的圆周方向的目标角度位置与所述第一检测部检测到的以所述关节的所述第一转动轴线为中心的圆周方向的角度位置的偏差时，以破坏向以所述第一转动轴线为中心的圆周方向一侧对所述推力产生子单元施力的转矩与向以所述第一转动轴线为中心的圆周方向另一侧对所述推力产生子单元施力的转矩的平衡，缩小所述偏差的形式，调整构成所述第一推力产生部组的各所述推力产生部的推力以及构成所述第二推力产生部组的各所述推力产生部的推力的大小的步骤。

根据该结构，可以一边维持机体主体姿势一边改变生成推力方向。又，为了改变推力产生子单元生成的推力的方向而使推力产生子单元在以第一转动轴线为中心的圆周方向转动专用的执行器可以被省略或是小型化。由此，飞行体的结构得以简化，机体可以轻量化。又，可以提高产生推力的机构的配置的自由度，可以应对各种形态。此外，便于制造且制造成本也会变得便宜。

以下，关于实施形态，参照附图说明。另外，本发明不根据以下的实施形态被限定。又，以下在所有附图中，相同或相当的要素添加相同的参照符号，省略其重复的说明。

又，在所有说明书以及附图中，符号末尾添加的符号“A”、“B”、“C”、“D”代表是对应该符号前的数字符号等符号的构成要素。例如“第一推力产生子单元3A”、“第二推力产生子单元3B”、“第三推力产生子单元3C”、“第四推力产生子单元3D”代表是与“推力产生子单元3”对应的构成要素。表明是符号的末尾添加“A”、“B”、“C”、“D”符号的任何构成要素地说明时，添加“A”、“B”、“C”、“D”进行说明，说明各构成要素共通的事项时，不添加“A”、“B”、“C”、“D”地进行说明。

（实施形态1）

图1为示出根据实施形态1的飞行体100的结构例的立体图。

飞行体100是例如能够垂直起降的多旋翼航空器。飞行体100是例如有人驾驶飞机也可以是无人驾驶飞机。

飞行体100如图1所示，具备机体主体1、通过支撑部2以及关节5连接于机体主体1的推力产生单元6和飞行控制器4（参照图3）。

机体主体1具有例如与周知的直升机机身同样的形状，构成为可以搭乘驾驶员等乘客。又，机体主体1上设置有为了操纵飞行体100的操纵设备10，搭载有飞行控制器4。又，机体主体1上，通过飞行体100前进而产生升力的固定翼部11也可以被设置在机体主体1上。由此，高速飞行时的推力产生单元6的升力可留有余力，可以使更大推力朝向前进方向，飞行体100得以高速化。另外，对于本实施形态，机体主体1虽然配设在推力产生单元6下方但不仅限于此。代替这个，也可以配设在推力产生单元6的上方，甚至也可以配设于推力产生单元6的同一平面上。

图2为示出推力产生单元6的结构例的俯视图。

推力产生单元6为例如生成空气流，向空气流流向的反方向产生推力的机构。推力产生单元6具有一个以上的推力产生子单元3。本实施形态中包含例如图1及图2所示，位于机体主体1前方的第一推力产生子单元3A，位于机体主体1左方的第二推力产生子单元3B，位于机体主体1后方的第三推力产生子单元3C和位于机体主体1右方的第四推力产生子单元3D。推力产生子单元3A～3D依此顺序等间隔地被配设在飞行体100的偏航轴为中心的圆周方向上。即，在某一水平面上，4个推力产生子单元3被90度旋转对称地配设。

另外，下文中，机体主体1的前方、后方、左方、右方、上方、下方分别简称为前、后、左、右、上、下。

推力产生子单元3具有多个推力产生部9。在本实施形态中具有例如第一推力产生部9A和第二推力产生部9B两个推力产生部。又，推力产生子单元3具有作为连接第一推力产生部9A和第二推力产生部9B的梁的连结部36。连结部36，以第一推力产生部9A和第二推力产生部9B排成一列的形式，将它们互相连接。另外，在本实施形态中，四个推力产生子单元3均具有两个推力产生部，但不限于此。

推力产生部9在本实施形态中，如图1所示，分别包含旋翼51和旋翼驱动部53（也参照图3）。另外，在图1中，虽然仅对第一推力产生子单元3A添加符号进行说明，但关于其它的推力产生子单元3也同样。

旋翼51是绕规定的旋转轴旋转的旋转翼。并且，旋转的旋翼51的轨迹为旋翼面。旋翼51可以通过旋转在和旋翼面正交的方向，即旋翼面朝向的方向上生成推力。在图1中例示了有旋翼头51a和安装在旋翼头51a上的两片旋翼桨叶51b的迎角固定的旋翼51。旋翼头51a和旋翼桨叶51b也可以通过能使旋翼桨叶51b的迎角变化的未图示的关节连接。

旋翼驱动部53是使旋翼51旋转的驱动部。旋翼驱动部53包括例如电动马达、活塞式发动机、燃气涡轮式发动机等驱动源，和将驱动源的驱动力传递至旋翼51的齿轮系、滑轮等驱动力传递机构。旋翼驱动部53通过使旋转驱动输出变化可以改变推力产生部9生成推力的大小。又，各推力产生部9上分别设置有旋翼驱动部53，多个推力产生部9生成推力的大小可以互相独立地改变。另外，以可以使旋翼桨叶51b的迎角改变的形式构成时，也可以通过使总距变化使推力产生部9生成推力的大小变化。

如此，第一推力产生部9A和第二推力产生部9B虽然是使旋翼51旋转获得推力的机构但不限于此。代替地，例如也可以是共轴旋翼（coaxial rotors）、管道风扇或喷气式发动机。

并且，连结部36以使推力产生子单元3的第一推力产生部9A和第二推力产生部9B的旋翼51的旋转轴朝向同一个方向的形式将第一推力产生部9A和第二推力产生部9B定位且连接。由此，第一推力产生部9A和第二推力产生部9B的旋翼面以及推力的产生方向朝向同一方向。并且，第一推力产生部9A生成的推力和第二推力产生部9B生成的推力的合力为推力产生子单元3生成的推力。

支撑部2与推力产生单元6和机体主体1连接，在例如从推力产生单元6上悬吊机体主体1的状态下，支撑机体主体1。支撑部2具有安装于机体主体1的重心的上方的桨毂（hub）21和对应各推力产生子单元3设置的支撑梁22。支撑梁22的基端部安装于桨毂21，连接于机体主体1。又，支撑梁22的梢端部通过关节5安装于推力产生子单元3。另外，支撑部2也可以不与机体主体1区分而构成一体。

关节5对应各推力产生子单元3地设置。且，关节5具有在以与对应推力产生子单元3的推力产生部9生成的推力方向相交的转动轴线R（第一转动轴线）为中心的圆周方向上转动自如的转动轴5a。关节5通过该转动轴5a将推力产生子单元3的连结部36相对支撑梁22，在转动轴线R为中心的圆周方向上转动自如地连接。在本实施形态中，飞行体100具有：对应第一推力产生子单元3A的第一关节5A、对应第二推力产生子单元3B的第二关节5B、对应第三推力产生子单元3C的第三关节5C和对应第四推力产生子单元3D的第四关节5D。

并且，第一关节5A和第三关节5C具有分别在以前后方向延伸的转动轴线RA、RC为中心的圆周方向上转动自如的转动轴。并且，通过相对于机体主体1使第一推力产生子单元3A和第三推力产生子单元3C在以各转动轴线RA、RC为中心的圆周方向上转动，可以使第一推力产生子单元3A和第三推力产生子单元3C的推力产生部9的旋翼面向左右倾斜。即、转动轴线R与第一推力产生部9A和第二推力产生部9C的排列方向以及推力产生子单元3的推力产生部9生成的推力方向相交。

同样，第二关节5B和第四关节5D具有分别在以左右方向延伸的转动轴线RB、RD为中心的圆周方向上转动自如的转动轴。并且，通过相对于机体主体1使第二推力产生子单元3B和第四推力产生子单元3D在以各转动轴线RB、RD为中心的圆周方向上转动，可以使第二推力产生子单元3B和第四推力产生子单元3D的推力产生部9的旋翼面向前后倾斜。

在本实施形态中，转动轴线RC位于和转动轴线RA同一线上，转动轴线RD位于和转动轴线RB同一线上，但不限于此。又，也可将各转动轴线R延伸的方向设为任意方向，例如也可以相对行进方向倾斜地延伸。

并且，使推力产生部9的旋翼面相对水平面倾斜可以使推力产生部9生成的推力产生沿水平面方向分量，该分量对应的水平方向上，可以使机体主体1移动。

并且，如图4所示，从转动轴线R方向看，转动轴线R位于第一推力产生部9A和第二推力产生部9B之间。优选在第一推力产生部9A和第二推力产生部9B的排列方向上，转动轴线R位于第一推力产生部9A和第二推力产生部9B的中央。因此，第一推力产生部9A构成第一推力产生部组G1，可以通过生成的推力产生向以转动轴线R为中心的圆周方向一侧对推力产生子单元3施力的转矩τ1。又，第二推力产生部9B构成第二推力产生部组G2，可以通过生成的推力产生向以转动轴线R为中心的圆周方向另一侧对推力产生子单元3施力的转矩τ。

并且，如图3所示，机体主体1进一步具备用于检测关节5的转动轴线R为中心的圆周方向的角度位置的检测信息的倾斜角检测部7。在本实施形态中，飞行体100具有分别对应第一关节5A、第二关节5B、第三关节5C和第四关节5D设置的第一倾斜角检测部7A、第二倾斜角检测部7B、第三倾斜角检测部7C以及第四倾斜角检测部7D这四个倾斜角检测部7。并且，倾斜角检测部7检测以对应的关节5的转动轴线R为中心的圆周方向的角度位置。通过倾斜角检测部7检测到的信息被输入到飞行控制器4（参照图3）。

又，关节5具备使关节5的转动轴5a的转动动作稳定的倾动辅助部8。倾动辅助部8具有例如抑制转动轴的周期振动的阻尼装置。由此，可以容易进行推力产生子单元3的转动控制，可以使飞行体100的举动稳定。

另外，倾动辅助部8也可以具有通过其工作来限制对应的关节5的转动轴的转动动作，通过其解除来允许关节5的转动轴的转动动作的制动装置。由此，可以容易维持推力的朝向。又，倾动辅助部8具有产生向欲使关节5的转动轴转动的方向的力矩的执行器。

图3为概略地示出飞行体100的控制系统的结构例的框图。

如图3所示，飞行控制器4具备例如具有CPU等运算器的控制部41和具有ROM及RAM等存储器的存储部42。从第一倾斜角检测部7A～第四倾斜角检测部7D以及操纵设备10输出的信息被输入到飞行控制器4。控制部41可以由进行集中控制的单独的控制器构成，也可以由互相协助进行分散控制的多个控制器构成。控制部41基于包含存储部42中存储的飞行控制程序、倾斜角检测部7检出的以关节5的转动轴为中心的圆周方向的角度位置以及操纵者输入至操纵设备10的操纵内容且与飞行控制相关的信息的至少任一者，互相独立地控制各推力产生子单元3的第一推力产生部9A和第二推力产生部9B的各旋翼驱动部53的动作。由此，控制部41可以互相独立地改变各推力产生部9生成推力的大小。存储部42中储存规定的控制程序，通过控制部41实行该规定的控制程序执行飞行体100的飞行控制。

[动作例]

以下，对于飞行体100的飞行控制进行详述。

图5是示出改变飞行体100的推力产生子单元3生成推力的方向的控制例的流程图。

首先，对于推力产生子单元3生成推力的方向控制描述。

首先，飞行控制器4判定是否产生有以关节5的转动轴线R为中心的圆周方向的目标角度位置与倾斜角检测部7检测的以关节5的转动轴线R为中心的圆周方向的角度位置的偏差（步骤S1）。

然后，飞行控制器4在未产生以关节5的转动轴线R为中心的圆周方向的目标角度位置和倾斜角检测部7检测的以关节5的转动轴线R为中心的圆周方向的角度位置的偏差时（步骤S1为否（No）），以取得向以转动轴线R为中心的圆周方向一侧对推力产生子单元3施力的转矩τ1和向以转动轴线R为中心的圆周方向另一侧对推力产生子单元3施力的转矩τ2之间的平衡的形式，调整第一推力产生部9A（第一推力产生部组G1）生成的推力以及第二推力产生部9B（第二推力产生部组G2）生成的推力的大小（步骤S2）。由此，维持关节5的转动轴线R为中心的圆周方向的角度位置，维持推力产生子单元3生成推力的方向。由此，在没有阵风等推力产生子单元3的推力的朝向适合的情况下，可以维持该朝向。

另一方面，飞行控制器4在产生有以关节5的转动轴线R为中心的圆周方向的目标角度位置和倾斜角检测部7检测的以关节5的转动轴线R为中心的圆周方向的角度位置的偏差时（步骤S1为是（Yes）），破坏向以转动轴线R为中心的圆周方向一侧对推力产生子单元3施力的转矩τ1和向以转动轴线R为中心的圆周方向另一侧对推力产生子单元3施力的转矩τ2之间的平衡，以这两个转矩中的与使偏差减小的转动方向对应的转矩增大的形式调整第一推力产生部9A（第一推力产生部组G1）生成的推力以及第二推力产生部9B（第二推力产生部组G2）生成的推力的大小（步骤S3）。由此，即使是目标角度位置被改变的情况下，也能以追随改变的目标角度位置的形式，适当地调整推力产生子单元3的绕转动轴线R的推力的朝向。又，在由于阵风等外界干扰使得推力产生子单元3在转动轴线R为中心的圆周方向上转动情况下，也可以适当调整推力产生子单元3的绕转动轴线R的推力的朝向。

即、如图4所示，飞行控制器4在推力产生子单元3逆时针转动向左方倾斜时，以使转矩τ1变得比转矩τ2大的形式，例如使第一推力产生部9A生成推力T1增大，又，使第二推力产生部9B生成推力T2减少。由此，可以使推力产生子单元3向图4的左方倾斜。

同样，飞行控制器4在推力产生子单元3顺时针转动向右方倾斜时，以使转矩τ2变得比转矩τ1大的形式，例如使第一推力产生部9A生成推力T1减少，又，使第二推力产生部9B生成推力T2增大。由此，可以使第一推力产生子单元3A向图4的右方倾斜。

如此，飞行控制器4通过调整第一推力产生部9A和第二推力产生部9B生成的推力，使推力产生子单元3在以与该推力产生子单元3生成的推力方向相交的转动轴线R为中心的圆周方向上转动。另外，因为推力产生子单元3和机体主体1通过转动自如的关节5连接，作用于推力产生子单元3的力矩未传递到机体主体1，机体主体1仅受到推力产生子单元产生的推力变化的影响。

然后，飞行控制器4再次实行步骤S1。

如此，飞行控制器4以推力产生子单元3的推力产生部9的旋翼面朝向目标角度位置对应的方向的形式进行控制。因此，可以快速改变推力的方向。又，通过推力方向的变化和推力的大小的变化可以使飞行体100相对周围的气流变动等外界干扰的举动稳定。即，例如由于阵风等外界干扰而向以转动轴线R为中心的圆周方向一侧对推力产生子单元3施力的转矩加大时，飞行控制器4使第二推力产生部9B（第二推力产生部组G2）生成的推力大小增大，使向以转动轴线R为中心的圆周方向另一侧对推力产生子单元3施力的转矩τ2增大。由此，能抑制推力产生子单元3的绕转动轴线R的推力的朝向的变化，使推力产生子单元3的举动稳定，能使飞行体100的举动稳定。另外，也可以设置检测绕转动轴线R的转矩的传感器。

接下来，对于飞行体100的力控制进行描述。

使飞行体100在前后方向（X轴方向）上移动时，飞行控制器4使第二推力产生子单元3B以及第四推力产生子单元3D的推力产生部9的旋翼面向前方或后方倾斜。由此，使推力产生单元6生成的推力产生沿前后方向的方向分量，可以使飞行体100在前后方向上移动。如此，可以控制飞行体100的向前后方向的移动。

又，使飞行体100在左右方向（Y轴方向）上移动时，飞行控制器4使第一推力产生子单元3A以及第三推力产生子单元3C的推力产生部9的旋翼面向机体主体1的左方或右方倾斜。由此，使推力产生单元6生成的推力产生沿左右方向的方向分量，可以使飞行体100在左右方向上移动。如此，可以控制飞行体100的向左右方向的移动。

并且，通过这些向X轴方向的移动和向Y轴方向的移动有关的控制同时执行，进行组合，可以使飞行体100往XY平面中任意方向移动。

如上，飞行体100可以一边维持机体主体1的姿势一边改变生成推力方向。又，通过改变推力产生子单元3的第一推力产生部9A和第二推力产生部9B的推力的相对大小，可以使推力产生子单元3在以连接推力产生子单元3和机体主体1的关节5的转动轴线R为中心的圆周方向上旋转，使推力产生子单元3倾斜。因此，用于为了改变推力产生子单元3生成推力的方向而使推力产生子单元3在以转动轴线R为中心的圆周方向转动的专用的执行器可以被省略或是小型化。由此，改变推力方向的机构的结构得以简化，机体可以轻量化。又，可以提高产生推力的机构的配置的自由度，可以应对各种形态。此外，对制造有利且制造成本也会变得便宜。尤其是，推力产生部9是使旋翼等旋转体旋转获得推力的机构的情况下，由于陀螺效应改变其姿势需要较大的力。然而，飞行体100不需要为了产生如此大力的大型的专用的执行器，结构可以大幅简化，机体也可以大幅轻量化。

以上，以一边维持机体主体1的姿势角一边改变推力产生子单元3产生推力的方向的控制为中心描述，但也可以改变飞行体100的姿势角。即，飞行控制器4通过使第一推力产生子单元3A整体生成的推力和第三推力产生子单元3C整体生成的推力之间产生推力差，可以生成使机体主体1绕俯仰轴旋转的力矩。又，飞行控制器4通过使第二推力产生子单元3B整体生成的推力和第四推力产生子单元3D整体生成的推力之间产生推力差，可以生成使机体主体1绕翻滚轴旋转的力矩。且，多个旋翼51的旋转方向分为向一侧旋转的组和向另一侧旋转的组，飞行控制器4通过破坏因属于一方的组的旋翼51的旋转而发生的绕机体主体1的偏航轴的一侧的转矩和因属于另一方的组的旋翼51的旋转而发生的绕机体主体1的偏航轴的另一侧的转矩间的平衡，可以生成使机体主体1绕偏航轴旋转的力矩。由此，可以独立地控制推力的方向控制，即向X轴、Y轴、X轴各轴方向的力控制以及绕俯仰轴、翻滚轴、偏航轴的三种姿势控制。此事在之后描述的各实施形态中也同样。

（实施形态2）

以下对实施形态2的结构、动作，以和实施形态1的不同点为中心进行描述。

图6为示出根据实施形态2的飞行体200的结构例的俯视图。

飞行体200具备：机体主体201、通过关节205连接于机体主体201的推力产生单元6和飞行控制器4（参照图3）。机体主体201设置有为了操纵飞行体200的操纵设备10且搭载有飞行控制器4。并且，如图6所示，推力产生单元6包含第一推力产生子单元203A、第二推力产生子单元203B、第三推力产生子单元203C和第四推力产生子单元203D。第一推力产生子单元203A、第二推力产生子单元203B、第三推力产生子单元203C和第四推力产生子单元203D按这个顺序在以飞行体200的偏航轴为中心的圆周方向上等间隔地被配设。即，第一推力产生子单元203A、第二推力产生子单元203B、第三推力产生子单元203C和第四推力产生子单元203D分别位于机体主体201的左前方、左后方、右后方和右前方。另外，在图6中纸面的右方为飞行体200的前方。

各推力产生子单元203具有三个以上的推力产生部。在本实施形态中具有第一推力产生部209A、第二推力产生部209B、第三推力产生部209C和第四推力产生部209D这四个推力产生部。并且第一推力产生部209A、第二推力产生部209B、第三推力产生部209C和第四推力产生部209D分别位于对应的关节205的前方、后方、左方和右方。并且，第一推力产生部209A和第二推力产生部209B在前后方向排列设置，第三推力产生部209C和第四推力产生部209D在左右方向排列设置。在本实施形态中，第一推力产生部209A、第三推力产生部209C、第二推力产生部209B和第四推力产生部209D按此顺序在以关节205的偏航轴为中心的圆周方向上等间隔地被配设。

又，推力产生子单元203具有将推力产生部209A～209D互相连接的连结部236。连结部236具有从关节205向前方、后方、左方和右方延伸的连结梁，各连结梁的基端部被连接于关节205，各连结梁的梢端上推力产生部209被一个一个地固定。并且，连结部236以使推力产生子单元203的推力产生部209A～209D的旋翼51的旋转轴朝向同一个方向的形式将推力产生部209A～209D定位且互相连接。由此，推力产生部209A～209D的旋翼面以及推力的产生方向朝向同一方向。推力产生子单元203的其他结构由于和上述实施形态同样而省略其详细说明。

并且，各推力产生子单元203通过对应各推力产生子单元203地设置的关节205可转动地连接于对应的支撑梁22，进一步连接于机体主体201。

接下来，对于关节205进行说明。关节205具有如下的转动轴205a：在以与对应的推力产生子单元203生成的推力方向相交的转动轴线R1（第一转动轴线）为中心的圆周方向上转动自如，且在以与推力产生子单元203生成的推力方向以及转动轴线R1相交的转动轴线R2（第二转动轴线）为中心的圆周方向上转动自如。并且，关节205介由转动轴205a将推力产生子单元203相对于支撑梁22在以转动轴线R1和转动轴线R2为中心的圆周方向上转动自如地连接。优选转动轴线R1和转动轴线R2互相正交。即，关节205为具有2个旋转自由度的关节，即为万向接头，例如万向节（Cardan joint）。并且，关节205以相对XY平面，推力产生子单元203的推力产生部209的旋翼面能够向任意方向倾斜的形式，连接机体主体201和推力产生子单元203。在本实施形态中，转动轴线R1和转动轴线R2是穿过飞行控制器4为了执行飞行控制而设定的万向接头的中心的基准线，是无法作为物理性实体互相区分的线。但是，也可以如万向节的转动轴那样能作为物理性实体互相区别。并且，转动轴线R1被设定为在与第一推力产生部209A和第二推力产生部209B排列的方向正交的方向延伸，转动轴线R2被设定为在与第三推力产生部209C和第四推力产生部209D排列的方向正交的方向延伸。

并且，从上下方向看，关节205位于由推力产生部209A～209D围起来的区域内。优选关节205位于由推力产生部209A～209D围起来的区域的中心。

因此，第一推力产生部209A构成第一推力产生部组G1，通过生成的推力产生向以转动轴线R1为中心的圆周方向一侧对推力产生子单元203施力的转矩。又，第二推力产生部209B构成第二推力产生部组G2，通过生成的推力产生向以转动轴线R1为中心的圆周方向另一侧对推力产生子单元203施力的转矩。进一步，第三推力产生部209C构成第三推力产生部组G3，通过生成的推力产生向以转动轴线R2为中心的圆周方向一侧对推力产生子单元203施力的转矩。又，第四推力产生部209D构成第四推力产生部组G4，通过生成的推力产生向以转动轴线R2为中心的圆周方向另一侧对推力产生子单元203施力的转矩。

本实施形态中的倾斜角检测部7在用于检测以转动轴线R1为中心的圆周方向的角度位置的信息之外，还检测用于检测以转动轴线R2为中心的圆周方向的角度位置的信息。通过倾斜角检测部7检测的信息被输入至飞行控制器4（参照图3）。

[动作例]

以下对飞行体200的飞行控制进行详述。

图7是示出改变飞行体200的推力产生子单元203生成推力的方向的控制例的流程图。

最先对推力产生子单元203生成推力的方向进行描述。

首先，飞行控制器4判定是否产生有以关节205的转动轴线R1为中心的圆周方向的目标角度位置和倾斜角检测部7检测的以关节205的转动轴线R1为中心的圆周方向的角度位置的偏差（步骤S21）。

然后，飞行控制器4在未产生以关节205的转动轴线R1为中心的圆周方向的目标角度位置和倾斜角检测部7检测的以关节205的转动轴线R1为中心的圆周方向的角度位置的偏差时（步骤S21为否），以取得向以转动轴线R1为中心的圆周方向一侧对推力产生子单元203施力的转矩和向以转动轴线R1为中心的圆周方向另一侧对推力产生子单元203施力的转矩之间的平衡的形式，调整第一推力产生部209A（第一推力产生部组G1）生成的推力以及第二推力产生部209B（第二推力产生部组G2）生成的推力的大小（步骤S22）。由此，维持以关节205的转动轴线R1为中心的圆周方向的角度位置，维持推力产生子单元203生成的推力的方向。

另一方面，飞行控制器4在产生有以关节205的转动轴线R1为中心的圆周方向的目标角度位置和倾斜角检测部7检测的以关节205的转动轴线R1为中心的圆周方向的角度位置间的偏差时（步骤S21为是），破坏向以转动轴线R1为中心的圆周方向一侧对推力产生子单元203施力的转矩和向以转动轴线R1为中心的圆周方向另一侧对推力产生子单元203施力的转矩之间的平衡，以这两个转矩中的与减小偏差的转动方向对应的转矩增大的形式调整第一推力产生部209A（第一推力产生部组G1）生成的推力以及第二推力产生部209B（第二推力产生部组G2）生成的推力的大小（步骤S23）。由此，飞行控制器4能以使推力产生子单元203向前方或后方倾斜的形式，使推力产生子单元203在以转动轴线R1为中心的圆周方向上转动。

并且，飞行控制器4在上述步骤S21～S23的同时实行以下的步骤S31～步骤S33。

首先，飞行控制器4判定是否产生有以关节205的转动轴线R2为中心的圆周方向的目标角度位置和倾斜角检测部7检测的以关节205的转动轴线R2为中心的圆周方向的角度位置的偏差（步骤S31）。

然后，飞行控制器4在未产生以关节205的转动轴线R2为中心的圆周方向的目标角度位置和倾斜角检测部7检测的以关节205的转动轴线R2为中心的圆周方向的角度位置的偏差时（步骤S31为否），以取得向以转动轴线R2为中心的圆周方向一侧对推力产生子单元203施力的转矩和向以转动轴线R2为中心的圆周方向另一侧对推力产生子单元203施力的转矩之间的平衡的形式，调整第三推力产生部209C（第三推力产生部组G3）生成的推力以及第四推力产生部209D（第四推力产生部组G4）生成的推力的大小（步骤S32）。由此，维持以关节205的转动轴线R2为中心的圆周方向的角度位置，维持推力产生子单元203生成推力的方向。

另一方面，飞行控制器4在产生有以关节205的转动轴线R2为中心的圆周方向的目标角度位置和倾斜角检测部7检测的以关节205的转动轴线R2为中心的圆周方向的角度位置的偏差时（步骤S21为是），破坏向以转动轴线R2为中心的圆周方向一侧对推力产生子单元203施力的转矩和向以转动轴线R2为中心的圆周方向另一侧对推力产生子单元203施力的转矩之间的平衡，以这两个转矩中的与减小偏差的转动方向对应的转矩增大的形式调整第三推力产生部209C（第三推力产生部组G3）生成的推力以及第四推力产生部209D（第四推力产生部组G4）生成的推力的大小（步骤S33）。由此，飞行控制器4能以使推力产生子单元203向左方或右方倾斜的形式，使推力产生子单元203在以转动轴线R2为中心的圆周方向上转动。

并且，飞行控制器4通过将推力产生子单元203的以转动轴线R1为中心的圆周方向的转动动作和以转动轴线R2为中心的圆周方向的转动动作组合，可以使推力产生子单元203从XY平面向任意方向倾斜。

接下来，对于飞行体200的力控制进行描述。

图8为示出飞行体200的推力产生子单元203的动作例的侧面图。

在本实施形态中，使飞行体200在XY平面上移动时，飞行控制器4如图8所示，使第一推力产生子单元203A～第四推力产生子单元203D的推力产生部209的旋翼面向移动方向倾斜，推力产生单元6生成的推力T产生X轴方向分量Tx和Y轴方向分量Ty，使飞行体200在XY平面中任意的方向移动。

如此，由于推力产生子单元203A～203D的任一可以生成向XY平面内的任意方向的推力，可以增大向能产生的移动方向的推力的大小，可以有效地使机体移动。

（实施形态3）

以下对实施形态3的结构、动作，以和上述实施形态2的不同点为中心进行描述。

图9为示出根据实施形态3的飞行体的推力产生子单元303的结构的主要部分放大俯视图。

在本实施形态中，推力产生子单元303具有第一推力产生部309A、第二推力产生部309B和第三推力产生部309C这三个推力产生部。并且第一推力产生部309A、第二推力产生部309B和第三推力产生部309C分别位于对应的关节205的右前方、左方以及右后方。并且，第一推力产生部309A、第二推力产生部309B和第三推力产生部309C按此顺序在以关节205的偏航轴为中心的圆周方向上的等间隔地被配置。

并且，第一推力产生部309A构成第一推力产生部组G1，通过生成的推力产生向以转动轴线R1为中心的圆周方向一侧对推力产生子单元303施力的转矩；第三推力产生部309C构成第二推力产生部组G2，通过生成的推力产生向以转动轴线R1为中心的圆周方向另一侧对推力产生子单元303施力的转矩。又，第二推力产生部309B构成第三推力产生部组G3，通过生成的推力产生向以转动轴线R2为中心的圆周方向一侧对推力产生子单元303施力的转矩；第一推力产生部309A及第三推力产生部309C构成第四推力产生部组G4，通过生成的推力产生向以转动轴线R2为中心的圆周方向另一侧对推力产生子单元303施力的转矩。

（实施形态4）

以下对实施形态4的结构、动作，以和上述实施形态2的不同点为中心进行描述。

图10是示出根据实施形态4的飞行体400的结构例的俯视图。

如图10所示，在本实施形态中，飞行体400为倾转旋翼机（tiltrotor）。飞行体400具备：具有左右一对的固定翼部411以及尾翼的机体主体401；通过关节405连接于固定翼部411的推力产生单元6；和飞行控制器4（参照图3）。

机体主体401具有和周知的固定翼机的机身同样的形状，构成为可搭乘操纵者等乘员。又，机体主体401设置有为了操纵飞行体400的操纵设备10，搭载有飞行控制器4。左右一对的固定翼部411的各基端部被固定于机体主体401，从机体主体401向机体主体401的左方及右方延伸。固定翼部411通过让机体主体401前进产生升力。

推力产生单元6具有作为连接于左侧固定翼部411的推力产生子单元的左侧推力产生子单元403A和作为连接于右侧固定翼部411的推力产生子单元的右侧推力产生子单元403B。推力产生子单元403的其它结构，由于和推力产生子单元203同样，省略了其详细的说明。

并且，关节405具有在以和对应的推力产生子单元403生成的推力方向相交的转动轴线R1为中心的圆周方向上转动自如，且在以和推力产生子单元403生成的推力方向及转动轴线R1相交的转动轴线R2为中心的圆周方向上转动自如的转动轴405a，介由该转动轴405a将推力产生子单元403和固定翼部411连接。这之中，转动轴线R1向左右方向，即向固定翼部411延伸的方向延伸。因此，关节405在推力产生子单元403的推力产生部209的旋翼面朝向上方的第一角度位置P401（参照图11A）和推力产生子单元403的推力产生部209的旋翼面朝向前方的第二角度位置P402（参照图11B）之间转动自如地连接推力产生子单元403和机体主体401。其他的关节405的结构由于与关节205同样，省略其详细的说明。

[动作例]

图11A、图11B为示出飞行体400的动作例的侧面图，其中图11A是示出使推力产生子单元403位于第一角度位置P401的状态的图，图11B是示出使推力产生子单元403位于第二角度位置P402的状态的图。

如图11A所示，飞行控制器4从水平飞行向悬停转换时或着陆时，破坏向以转动轴线R1为中心的圆周方向一侧对推力产生子单元403施力的转矩和向以转动轴线R1为中心的圆周方向另一侧对推力产生子单元403施力的转矩之间的平衡，以使以转动轴线R1为中心的圆周方向另一侧的转矩比以转动轴线R1为中心的圆周方向一侧的转矩大的形式，调整第一推力产生部209A生成推力及第二推力产生部209B生成推力。由此，可以使推力产生子单元403从第二角度位置P402向第一角度位置P401转动，可以使推力产生部209的旋翼面朝向上方，产生向上方的大推力。

另外，在悬停时，使飞行体400向左右方向（Y轴方向）移动时，飞行控制器4以使推力产生子单元403向左右倾斜的形式，调整第三推力产生部209C及第四推力产生部209D生成的推力。由此，推力产生单元6生成的推力产生沿左右方向的方向分量，可以使飞行体400在左右方向上移动。

又，如图11B所示，飞行控制器4从悬停向水平飞行转换时或起飞时，破坏向以转动轴线R1为中心的圆周方向一侧对推力产生子单元403施力的转矩和向以转动轴线R1为中心的圆周方向另一侧对推力产生子单元403施力的转矩之间的平衡，以使以转动轴线R1为中心的圆周方向一侧的转矩比以转动轴线R1为中心的圆周方向另一侧的转矩大的形式，调整第一推力产生部209A生成推力及第二推力产生部209B生成推力。由此，可以使推力产生子单元403从第一角度位置P401向第二角度位置P402转动，可以使推力产生部209的旋翼面朝向前方，产生向前方的大推力。由此可以提高飞行速度。

如上，由于飞行体400可以利用推力产生子单元403的推力使推力产生子单元403在第一角度位置P401和第二角度位置P402之间转动，用于使推力产生子单元403在第一角度位置P401和第二角度位置P402之间转动的专用的执行器可以省略或小型化。由此，在谋求悬停性能和高速性能并存的同时，可以简化改变推力的方向的倾斜机构，机体可以轻量化。

尤其是，在有固定翼部411的飞行体400中，为了高速飞行在推力产生子单元403上必须使用大型机构，陀螺效应大，用于使推力产生子单元403转动的专用的执行器也必须使用大型的执行器，机体结构上的限制也大。然而，根据上述结构，可以简化机体的结构，可以缓和机体结构的限制。

又，倾斜旋翼机和一般的直升机中为了控制机体姿势而设置的周期变距变换机构可以省略，在谋求悬停性能和高速性能并存的同时，可以简化旋翼机构的结构。

（实施形态5）

以下对实施形态5的结构、动作，以和上述实施形态2的不同点为中心进行描述。

图12为示出根据本实施形态5的飞行体500的结构例的俯视图。

如图12所示，在本实施形态中飞行体500是倾翼机（tiltwing）。飞行体500具备：具有左右一对的固定翼部511以及尾翼的机体主体501；通过关节505和固定翼部511连接的推力产生单元6；关节固定部（关节固定机构）560；固定翼部固定部（固定翼部固定机构）561；和飞行控制器4（参照图3）。

机体主体501除固定翼部511之外和机体主体401结构相同。固定翼部511以如下形式使基端部与机体的机身连接：在以与关节505的转动轴线R1平行地延伸的固定翼部转动轴线R503为中心的圆周方向上，能在翼弦方向朝上下方向的第一角度位置P501和翼弦方向朝水平方向的第二角度位置P502之间摇动（或转动自如）。并且，左右一对的固定翼部511从机体主体1向机体主体1的左方及右方延伸。固定翼部511在位于第二角度位置P502的状态下通过机体主体1前进产生升力。另外，上述水平方向意味着用于得到固定翼部511水平飞行所需的升力的方向，例如指比水平方向加10度小的角度位置。因此，上述水平方向并不限于相对重力方向垂直的方向。同样，上述上下方向意味着使固定翼部511成为与第二角度位置P502相比立起，能够使推力产生部209的空气流的尾流难以被固定翼部511阻碍的方向，不限于重力方向。

推力产生单元6具有作为连接于左侧固定翼部511的推力产生子单元的左侧推力产生子单元503A和作为连接于右侧固定翼部511的推力产生子单元的右侧推力产生子单元503B。

又，推力产生子单元503以及第一推力产生部209A构成第一推力产生部组G1，通过生成的推力产生向以转动轴线R1及固定翼部转动轴线R503为中心的圆周方向一侧，即向从第一角度位置P501朝向第二角度位置P502的那侧对推力产生子单元503及固定翼部511施力的转矩；第二推力产生部209B构成第二推力产生部组G2，通过生成的推力产生向以转动轴线R1及固定翼部转动轴线R503为中心的圆周方向另一侧，即向从第二角度位置P 502朝向第一角度位置P501的那侧对推力产生子单元503及固定翼部511施力的转矩。推力产生子单元503的其他结构由于推力产生子单元203同样，省略其详细说明。

并且，关节505具有在以和对应的推力产生子单元503生成的推力方向相交的转动轴线R1为中心的圆周方向上转动自如，且在以和推力产生子单元503生成的推力方向以及转动轴线R1相交的转动轴线R2为中心的圆周方向上转动自如的转动轴505a，介由该转动轴505a将推力产生子单元503与固定翼部511连接。其中，转动轴线R1向左右方向，即固定翼部511延伸的方向延伸。由于其它关节505的结构与关节205同样，省略其详细说明。

关节固定部560例如为制动器，至少执行向以关节505的转动轴线R1为中心的圆周方向的关节505的动作的限制以及动作限制的解除。即，关节固定部560通过其工作使得关节505以失去向以转动轴线R1为中心的圆周方向的自由度的形式动作，通过其解除使得关节505以具有向以转动轴线R1为中心的圆周方向的自由度的形式动作。

固定翼部固定部561例如为制动器，至少执行向以固定翼部511的固定翼部转动轴线R503为中心的圆周方向的固定翼部511的动作的限制以及动作限制的解除。即，固定翼部固定部561通过其工作使得固定翼部511以失去向以固定翼部转动轴线R503为中心的圆周方向的自由度的形式动作，通过其解除使得固定翼部511以具有向以固定翼部转动轴线R503为中心的圆周方向的自由度的形式动作。

又，根据本实施形态，飞行控制器4进一步控制关节固定部560以及固定翼部固定部561的工作及其解除。

[动作例]

图13A、图13B为示出飞行体500的动作例的侧面图，其中图13A为示出使推力产生子单元503及固定翼部511位于第一角度位置P501的状态的图，图13B为示出使推力产生子单元503及固定翼部511位于第二角度位置P502的状态的图。

如图13A所示，从水平飞行向悬停转换时或着陆时，飞行控制器4使关节固定部560工作，失去向以关节505的转动轴线R1为中心的圆周方向的自由度。又，飞行控制器4解除固定翼部固定部561，使固定翼部511可以在以固定翼部转动轴线R503为中心的圆周方向上转动。

接下来，飞行控制器4破坏向以转动轴线R1以及固定翼部转动轴线R503为中心的圆周方向一侧对推力产生子单元503及固定翼部511施力的转矩和向以转动轴线R1以及固定翼部转动轴线R503为中心的圆周方向另一侧对推力产生子单元503及固定翼部511施力的转矩间的平衡，以向以转动轴线R1以及固定翼部转动轴线R503为中心的圆周方向另一侧对推力产生子单元503及固定翼部511施力的转矩比向以转动轴线R1以及固定翼部转动轴线R503为中心的圆周方向一侧对推力产生子单元503及固定翼部511施力的转矩大的形式，调整第一推力产生部209A（第一推力产生部组G1）生成的推力和第二推力产生部209B（第二推力产生部组G2）生成的推力。由于关节505的动作通过关节固定部560被限制，由此，固定翼部511及推力产生部209从第二角度位置P502向第一角度位置P501转动，推力产生部209的旋翼面能朝向上方。

另，在悬停时，飞行控制器4解除关节固定部560，关节505可绕转动轴线R1转动。又，飞行控制器4使固定翼部固定部561工作，失去向以固定翼部511的固定翼部转动轴线R503为中心的圆周方向的自由度。由于固定翼部511的动作通过固定翼部固定部561被限制，仅关节505动作，可以使推力产生子单元503向任意方向倾斜，可以使飞行体500向XY平面的任意方向移动。

又，如图13B所示，从悬停向水平飞行转换时或起落时，飞行控制器4使关节固定部560工作，失去向以关节505的转动轴线R1为中心的圆周方向的自由度。又，飞行控制器4解除固定翼部固定部561，使固定翼部511在以固定翼部转动轴线R503为中心的圆周方向上可转动。

接下来，飞行控制器4破坏向以转动轴线R1以及固定翼部转动轴线R503为中心的圆周方向一侧对推力产生子单元503及固定翼部511施力的转矩和向以转动轴线R1以及固定翼部转动轴线R503为中心的圆周方向另一侧对推力产生子单元503及固定翼部511施力的转矩间的平衡，以使向以转动轴线R1以及固定翼部转动轴线R503为中心的圆周方向一侧对推力产生子单元503及固定翼部511施力的转矩比向以转动轴线R1以及固定翼部转动轴线R503为中心的圆周方向另一侧对推力产生子单元503及固定翼部511施力的转矩大的形式，调整第一推力产生部209A（第一推力产生部组G1）生成的推力和第二推力产生部209B（第二推力产生部组G2）生成的推力。由于关节505的动作通过关节固定部560被限制，由此，固定翼部511从第一角度位置P501向第二角度位置P502转动，推力产生部209的旋翼面能朝向前方。由此，可以提高飞行速度。

如上，飞行体500可以与根据上述实施形态4的倾转旋翼机同样地使旋翼机构和倾斜机构进行简化。又，飞行体500在推力产生部209的旋翼面朝向上方的状态下，固定翼部511位于第一角度位置P501，由于翼弦方向朝向上下方向，能够使推力产生部209的空气流的尾流难以被固定翼部511妨碍，可以提高悬停的效率。

（实施形态6）

以下对实施形态6的结构、动作，以和上述实施形态5的不同点为中心进行描述。

图14为示出根据实施形态6的飞行体600的结构例的俯视图。

如图14所示，本实施形态中，飞行体600是和上述实施形态5同样的倾翼机。飞行体600具备：机体主体501；通过关节605连接于固定翼部511的推力产生单元6；连结部驱动部670；和飞行控制器4（参照图3）。

推力产生单元6具有作为连接于左侧固定翼部511的推力产生子单元的左侧推力产生子单元603A和作为连接于右侧固定翼部511的推力产生子单元的右侧推力产生子单元603B。

推力产生子单元603具有第一推力产生部209A、第二推力产生部209B、第三推力产生部209C和第四推力产生部209D四个推力产生部。第三推力产生部209C和第四推力产生部209D以位于固定翼部511前缘附近的形式被安装于固定翼部511。又，第一推力产生部209A和第二推力产生部209B以在固定翼部511的翼展方向（飞行体600的左右方向），在第三推力产生部209C和第四推力产生部209D中央在固定翼部511的翼厚方向上排列的形式被设置。又，推力产生子单元603具有作为和连接第一推力产生部209A及第二推力产生部209B的梁的连结部636。

关节605具有以与固定翼部511的翼弦方向和翼展方向相交的连结部转动轴线R604为中心转动自如的转动轴605a，介由该转动轴605a将推力产生子单元603的连结部636和固定翼部511连接。

因此，通过第一推力产生部209A生成的推力产生向以固定翼部转动轴线R503为中心的圆周方向的一侧介由推力产生子单元603对固定翼部511施力的转矩；通过第二推力产生部209B生成的推力产生向以固定翼部转动轴线R503为中心的圆周方向的另一侧介由推力产生子单元603对固定翼部511施力的转矩。

连结部驱动部670是在以连结部转动轴线R604为中心的圆周方向上使连结部636转动的驱动部，可以使第一推力产生部209A及第二推力产生部209B在左右方向上倾斜。

又，在本实施形态中，飞行控制器4进一步控制连结部驱动部670的动作。

[动作例]

以下，对于飞行体600的飞行控制进行详述。

首先，从水平飞行向悬停转换时或着陆时，飞行控制器4破坏向以固定翼部转动轴线R503为中心的圆周方向一侧对固定翼部511施力的转矩和向以固定翼部转动轴线R503为中心的圆周方向另一侧对固定翼部511施力的转矩之间的平衡，以使向以固定翼部转动轴线R503为中心的圆周方向另一侧对固定翼部511施力的转矩比向以固定翼部转动轴线R503为中心的圆周方向一侧对固定翼部511施力的转矩大的形式，调整第一推力产生部209A生成的推力及第二推力产生部209B生成的推力。由此，可以使固定翼部511及推力产生子单元603从第二角度位置P502向第一角度位置P501转动，可以使推力产生部209的旋翼面朝向上方。

另外，在悬停时，使飞行体600向左右方向（Y轴方向）移动时，飞行控制器4控制连结部驱动部670，使连结部636转动，使各推力产生子单元603的第一推力产生部209A和第二推力产生部209B向左右倾斜。由此，推力产生单元6生成的推力产生沿左右方向的分量，可以使飞行体600在左右方向上移动。如此，可以控制飞行体600向左右方向的移动。

又，从悬停向水平飞行转换时或起飞时，飞行控制器4破坏向以固定翼部转动轴线R503为中心的圆周方向一侧对固定翼部511施力的转矩和向以固定翼部转动轴线R503为中心的圆周方向另一侧对固定翼部511施力的转矩之间的平衡，以使向以固定翼部转动轴线R503为中心的圆周方向一侧对固定翼部511施力的转矩比向以固定翼部转动轴线R503为中心的圆周方向另一侧对固定翼部511施力的转矩大的形式，调整第一推力产生部209A生成的推力及第二推力产生部209B生成的推力。由此，可以使固定翼部511及推力产生子单元603从第一角度位置P501向第二角度位置P502转动，可以使推力产生部209的旋翼面朝向前方。由此可以提高飞行速度。

（实施形态7）

以下对实施形态7的结构、动作，以和上述实施形态2的不同点为中心进行描述。

图15是示出根据实施形态7的飞行体700的结构例的立体图。

如图15所示，在本实施形态中，飞行体700具备：机体主体701、介由关节705和机体主体701连接的推力产生单元6；和飞行控制器4（参照图3）。

机体主体701包括多个吊索702和介由多个吊索702悬吊吊装物W的悬吊部703；多个吊索702从悬吊部703的互不相同的位置垂下。

又，关节705具有在以前后方向上延伸的转动轴线R1为中心的圆周方向上转动自如，且在以左右方向上延伸的转动轴线R2为中心的圆周方向上转动自如的转动轴，介由该转动轴将推力产生子单元203和悬吊部703连接。

飞行体700的飞行控制与上述实施形态2的飞行体200同样地执行。即，使推力产生子单元203的旋翼面向移动方向倾斜，使推力产生单元6生成的推力产生X轴方向分量和Y轴方向分量，可以使飞行体700向XY平面中的任意方向移动。因此，可以将悬吊部703的姿势保持在一定姿势，可以使飞行体700在水平方向移动，可以在使吊装物W的姿势稳定的状态下搬运吊装物W。又，可以抑制吊装物W为重量物品的情况下的响应性的降低。进一步，由于吊装物W介由多个吊索702从悬吊部703的互不相同的位置吊挂，可以有效地抑制移动时的晃动。

基于上述说明，本领域技术人员能够明了本发明的较多的改良和其他实施形态等。因此，上述说明仅作为示例性的解释，旨在向本领域技术人员提供教导实施本发明的最佳的形态。在不脱离本发明的精神的范围内，可以实质上变更其结构和/或功能的具体内容。

符号说明:

G1 第一推力产生部组

G2 第二推力产生部组

R 转动轴线

1 机体主体

3 推力产生子单元

4 飞行控制器

5 关节

6 推力产生单元

8 倾动辅助部

9 推力产生部

100 飞行体。