特許 6644119 エアバック装置及びそれを備えた無人航空機

(19)【発行国】日本国特許庁(JP)

(12)【公報種別】特許公報(B1)

(11)【特許番号】6644119

(24)【登録日】2020年1月9日

(45)【発行日】2020年2月12日

(54)【発明の名称】エアバック装置及びそれを備えた無人航空機

(51)【国際特許分類】

   B64D 25/00 20060101AFI20200130BHJP

   B64C 27/08 20060101ALI20200130BHJP

   B64C 39/02 20060101ALI20200130BHJP

【ＦＩ】

   B64D25/00

   B64C27/08

   B64C39/02

【請求項の数】7

【全頁数】16

(21)【出願番号】特願2018-169249(P2018-169249)

(22)【出願日】2018年9月10日

【審査請求日】2018年10月26日

(73)【特許権者】

【識別番号】591117413

【氏名又は名称】株式会社菊池製作所

(74)【代理人】

【識別番号】100180080

【弁理士】

【氏名又は名称】坂本 幸男

(72)【発明者】

【氏名】三田 俊裕

(72)【発明者】

【氏名】渡邊 嘉二郎

(72)【発明者】

【氏名】ワサンタ サマラトュンガ

(72)【発明者】

【氏名】一柳 健

(72)【発明者】

【氏名】大谷 淳

(72)【発明者】

【氏名】安藤 弘

(72)【発明者】

【氏名】荒井 英臣

【審査官】 梶本 直樹

(56)【参考文献】

【文献】 独国実用新案第２０２００３５２（ＤＥ，Ｕ１）

【文献】 特開２０００−０１６２２７（ＪＰ，Ａ）

【文献】 特開２０１８−１１８５６１（ＪＰ，Ａ）

【文献】 韓国公開特許第１０−２０１７−０１１４３５３（ＫＲ，Ａ）

【文献】 韓国公開特許第１０−２０１８−００３８７５６（ＫＲ，Ａ）

【文献】 実開昭４８−００８８２５（ＪＰ，Ｕ）

【文献】 特開平１１−０５９３２０（ＪＰ，Ａ）

【文献】 特許第６２１７０５４（ＪＰ，Ｂ１）

(58)【調査した分野】（Int.Cl.，ＤＢ名）

Ｂ６４Ｄ ２５／００

Ｂ６４Ｃ ２７／０８

Ｂ６４Ｃ ３９／０２

Ｂ６０Ｒ ２１／２７４

(57)【特許請求の範囲】

【請求項1】

ガスが予め圧縮充填されたボンベから前記ガスを放出してエアバックを膨張展開させるよう構成されたインフレータを備えたエアバック装置であって、
前記インフレータが、
前記ボンベと、
前記ボンベに着脱可能に取り付けられ、外部からの作動トリガーの入力により前記ボンベから前記エアバックに前記ガスを放出させるバルブモジュールと
を少なくとも備え、
前記バルブモジュールが、
前記ボンベへの装着時に当該ボンベのガス封止部を開封するノズル部と、
開封された前記ガス封止部の気密状態を更に維持してガス放出路を閉塞する閉塞部と、
前記作動トリガーの入力により前記閉塞部を破壊するイニシエータ部と
を少なくとも備えている、エアバック装置。

【請求項2】

前記イニシエータ部が、
所定以上の電流が流れたときに融解する材料からなる低融点導電部材と、
前記低融点導電部材を介して牽引され伸長した状態で保持された弾性部材と、
前記弾性部材に固定されるカッター部材とを少なくとも備え、
前記作動トリガーの入力により前記低融点導電部材が破断し、それにより前記保持の状態が開放された前記弾性部材の収縮動作に連動して前記カッター部材が前記閉塞部を破壊することにより、前記ガスを、破壊された前記閉塞部を通して前記エアバックに放出するよう構成された、請求項１に記載のエアバック装置。

【請求項3】

前記イニシエータ部が、
所定以上の電流が流れたときに融解する材料からなる低融点導電部材と、
前記低融点導電部材を介して圧縮した状態で保持された弾性部材と、
前記弾性部材に固定されるカッター部材とを少なくとも備え、
前記作動トリガーの入力により前記低融点導電部材が破断し、それにより前記保持の状態が開放された前記弾性部材の伸長動作に連動して前記カッター部材が前記閉塞部を破壊することにより、前記ガスを、破壊された前記閉塞部を通して前記エアバックに放出するよう構成された、請求項１に記載のエアバック装置。

【請求項4】

前記閉塞部が、所定以上の電流が流れたときに融解する性質を有する低融点導電性材料からなり、
前記イニシエータ部が、前記作動トリガーにより前記閉塞部に前記所定以上の電流を流して当該閉塞部を融解することにより、前記ガスを、融解して開いた前記閉塞部を通して前記エアバックに放出するよう構成された、請求項１に記載のエアバック装置。

【請求項5】

前記閉塞部が前記ガス放出路の高圧側において当該ガス放出路よりも外径が大きい頭部を有している、請求項４に記載のエアバック装置。

【請求項6】

前記エアバックの前部に孔部が形成されている、請求項１〜５の何れか１項に記載のエアバック装置。

【請求項7】

請求項１〜６の何れか１項に記載のエアバック装置を、回転翼の上下にそれぞれ配置した無人航空機。

【発明の詳細な説明】

【技術分野】

【0001】

本発明は、エアバック装置及びエアバック装置を安全装置として備える無人航空機に関する。

【背景技術】

【0002】

飛行中の回転翼無人航空機（いわゆる「ドローン」）が、機体のトラブル等により制御不能となり墜落した場合に、その衝撃を緩和する手段としてパラシュート及びエアバックが知られている（例えば特許文献１、２参照）。パラシュートの場合は、機体の落下速度にもよるが、展開するまでの限界高度を３０ｍ以上確保する必要がある。一方、エアバックの場合は、異常を判断してから０．０４〜０．１秒で有効に膨張させることができ、特に地表や構造物の監視用に低空飛行するドローンの安全装置として期待が寄せられている。

【0003】

エアバック装置は、ケースの中に収納されたエアバッグと、エアバッグを膨張させるためのインフレータとを備えている。例えば自動車用のエアバック装置は、一般的に火薬式のインフレータを使用している。一方、エアバック用ではないが、例えば自転車のタイヤに空気を充填するためのＣＯ_２ガス式のインフレータも普及している。小型のＣＯ_２ガスボンベは、市場において比較的廉価で入手し易いことに加え、発火の危険性がなく安全性が高いというメリットがある。

【先行技術文献】

【特許文献】

【0004】

【特許文献1】特許第６２１７０５４号公報

【特許文献2】特開２０１７−２１０２２２号公報

【発明の概要】

【発明が解決しようとする課題】

【0005】

上述したようにＣＯ_２のガスボンベは、価格が安く安全性が高いというメリットがある。しかし、ガスボンベをエアバック装置のインフレータとして採用する場合、火薬式に比較して、作動時間（作動トリガーの発生からエアバックが有効に膨張するまでの時間）が長くなる等の課題も残されている。
本発明は、こうした事情に鑑みてなされたものであり、無人航空機の安全装置として搭載可能な実用性の高いエアバック装置を提供することを目的としている。

【課題を解決するための手段】

【0006】

上述した課題を解決するため、本発明は、ガスが予め圧縮充填されたボンベから前記ガスを放出してエアバックを膨張展開させるよう構成されたインフレータを備えたエアバック装置であって、前記インフレータが、前記ボンベと、前記ボンベに着脱可能に取り付けられ、外部からの作動トリガーの入力により前記ボンベから前記エアバックに前記ガスを放出させるバルブモジュールとを少なくとも備えているエアバック装置である。

【0007】

エアバック装置において、前記バルブモジュールが、前記ボンベへの装着時に当該ボンベのガス封止部を開封するノズル部と、開封された前記ガス封止部の気密状態を更に維持してガス放出路を閉塞する閉塞部と、前記作動トリガーの入力により前記閉塞部を破壊するイニシエータ部とを少なくとも備えていることが好ましい。

【0008】

また、エアバック装置において、前記イニシエータ部が、所定以上の電流が流れたときに融解する材料からなる低融点導電部材と、前記低融点導電部材を介して牽引され伸長した状態で保持された弾性部材と、前記弾性部材に固定されるカッター部材とを少なくとも備え、前記作動トリガーの入力により前記低融点導電部材が破断し、それにより前記保持の状態が開放された前記弾性部材の収縮動作に連動して前記カッター部材が前記閉塞部を破壊することにより、前記ガスを、破壊された前記閉塞部を通して前記エアバックに放出するよう構成されたものであることが好ましい。

【0009】

また、エアバック装置において、前記イニシエータ部が、所定以上の電流が流れたときに融解する材料からなる低融点導電部材と、前記低融点導電部材を介して圧縮した状態で保持された弾性部材と、前記弾性部材に固定されるカッター部材とを少なくとも備え、前記作動トリガーの入力により前記低融点導電部材が破断し、それにより前記保持の状態が開放された前記弾性部材の伸長動作に連動して前記カッター部材が前記閉塞部を破壊することにより、前記ガスを、破壊された前記閉塞部を通して前記エアバックに放出するよう構成されたものであってもよい。

【0010】

また、エアバック装置において、前記閉塞部が、所定以上の電流が流れたときに融解する性質を有する低融点導電性材料からなり、前記イニシエータ部が、前記作動トリガーにより前記閉塞部に前記所定以上の電流を流して当該閉塞部を融解することにより、前記ガスを、融解して開いた前記閉塞部を通して前記エアバックに放出するよう構成されたものであってもよい。この場合、前記閉塞部が前記ガス放出路の高圧側において当該ガス放出路よりも外径が大きい頭部を有しているものでもよい。

【0011】

また、エアバック装置において、前記エアバックの前部に孔部が形成されていることが好ましい。

【0012】

また、エアバック装置において、前記エアバックが布製であることが好ましい。

【0013】

また、本発明は、上記のエアバック装置を、回転翼の上下にそれぞれ配置した無人航空機である。

【発明の効果】

【0014】

本発明のエアバック装置によれば、作動トリガーの発生からエアバックが膨張するまでの時間を短縮することができる。また、価格を安く抑えることができ安全性も高いことから、無人航空機の安全装置として実用に供することができる。

【図面の簡単な説明】

【0015】

【図1】無人航空機の一例であるドローンの外観斜視図である。

【図2】ドローンが線形落下した場合のエアバック装置の作動の様子を例示する図である。

【図3】ドローンが回転落下した場合のエアバック装置の作動の様子を例示する図である。

【図4】本発明の一実施形態によるエアバック装置の構成を説明するための図である。

【図5】図４のエアバック装置の構成を更に説明するための図である。

【図6】図４のエアバック装置の構成及び動作を説明するための図である。

【図7】実施例１によるエアバック装置のインフレータの構成及びその動作を説明するための図である。

【図8】実施例２によるエアバック装置のインフレータの構成及びその動作を説明するための図である。

【図9】実施例３によるエアバック装置のインフレータの構成及びその動作を説明するための図である。

【図10】図９のインフレータに使用される低融点メタルプラグの正面図である。

【図11】実施例４によるエアバック装置のインフレータの構成を説明するための断面図である。

【図12】ドローンに搭載される落下判定装置の機能構成を例示するブロック図である。

【図13】ドローンの落下を判定するための処理アルゴリズムを例示するフローチャートである。

【図14】ドローンの落下を判定するための他の実施形態による処理アルゴリズムを例示するフローチャートである。

【発明を実施するための形態】

【0016】

先ず、無人航空機の一例であるドローン１０の基本的な構成を説明する。図１はドローン１０の外観斜視図である。ドローン１０は、本体１１と、上昇用の４つのロータユニット１２Ａ〜１２Ｄとを備えている。それぞれのロータユニット１２Ａ〜１２Ｄは、例えばサーボモータである回転モータ１３と、回転モータ１３の回転シャフトに固定された回転翼１４とを備えている。そして、各回転モータ１３が本体１１から延びるアーム１５の先端部に連結され、これにより、本体１１の右前方、左前方、右後方及び左後方にロータユニット１２Ａ〜１２Ｄが配置されている。

【0017】

ここで、隣接するロータユニット１２Ａ、１２Ｂの回転翼１４、１４は、互いに逆方向に回転して揚力得る。同じく隣接するロータユニット１２Ｃ、１２Ｄの回転翼１４、１４も、互いに逆方向に回転して揚力を得る。ただし、本体１１の重心に対し対称の位置関係にある例えばロータユニット１２Ａ、１２Ｄの回転翼１４、１４は、同じ方向に回転して揚力を得る。

【0018】

本実施形態では、例えばロータユニット１２Ａ、１２Ｄの回転翼１４、１４が時計回り方向（ＣＷ；clockwise）に回転し、ロータユニット１２Ｂ、１２Ｃの回転翼１４、１４が反時計回り方向（ＣＣＷ；counterclockwise）に回転するように駆動される。なお、ここでの説明では、時計回り方向（ＣＷ）への回転を正転とし、反時計回り方向（ＣＣＷ）への回転を逆転としている。また、本実施形態では、４つのロータユニット（回転翼）を備えるドローンを例に説明するが、例えば回転翼が６つ以上あるドローンを本発明に適用してもよい。

【0019】

ドローン１０の本体１１内には制御ユニット１６が設けられている。ドローン１０においては、この制御ユニット１６による回転翼１４の回転数制御により、上昇、下降は勿論のこと、ロール軸、ピッチ軸、ヨー軸のそれぞれの軸周りでの姿勢が補正される。

【0020】

上述したように、ロータユニット１２Ａ、１２Ｄの回転翼１４が正転し、ロータユニット１２Ｂ、１２Ｃの回転翼１４が逆転するように駆動される。このように、隣り合う回転翼１４同士が逆方向に回転することで、回転モーメントによる作用、反作用が打ち消され、ドローン１０の姿勢を安定させることができる。また、全ての回転翼１４が同時に回転することで、ジャイロ効果により、上昇姿勢なども安定する。

【0021】

ドローン１０が上昇制御を行う場合、ロータユニット１２Ａ〜１２Ｄの全ての回転翼１４の回転数が予め決められた値（例えばプログラムの指令値）となるように制御される。このとき、本体１１には回転翼１４による揚力が発生し、その揚力が機体の重力を超えると、ドローン１０が上昇する。揚力と機体の重力とをバランスさせることで、ホバリング制御を行うことができる。

【0022】

次に、ドローン１０を前進させる場合には、後方側のロータユニット１２Ｃ、１２Ｄの回転数が、前方側のロータユニット１２Ａ、１２Ｂの回転数より高くなるように制御される。これにより、機体が前方に傾き、ドローン１０を前進させることができる。

【0023】

また、ドローン１０の向きを変える場合、ロータユニット１２Ａ〜１２Ｄの回転翼１４の回転数が変えられる。例えば、正転するロータユニット１２Ａ、１２Ｄの回転数が、逆転するロータユニット１２Ｃ、１２Ｂの回転数より高くなるように制御すると、機体の向きを右に旋回させることができる。

【0024】

次に、ドローン１０に搭載されるエアバック装置２０、２１を説明する。エアバック装置２０は、それぞれの回転翼１４の下方に配置され、エアバック装置２１は、それぞれの回転翼１４の上方に配置されている。図２はドローン１０が線形落下した場合のエアバック装置２０、２１の作動の様子を示す図であり、図３は回転落下した場合の作動の様子を示す図である。仮にエアバックが１．５ａｔｍ（約１５２ｋＰａ）の排気圧で容積２０Ｌがしぼんだとすると、それにより吸収されるエネルギーは約２９２０Ｊとなる。例えば質量が１０ｋｇのドローンが高さ３０ｍから自由落下した場合のエネルギーは約３０００Ｊとなるから、同条件でエアバックを作動させれば、その衝撃エネルギーを８０Ｊまでに緩和することができる。

【0025】

本実施形態のエアバック装置２０、２１は、図４〜６に示すように、ケース２３内に折り畳み収納が可能なエアバック２４と、外部からの作動トリガーを受けてエアバック２４を急速に膨張展開させる、圧縮ガス式のインフレータ２５とを備えている。

【0026】

エアバック２４の素材としては、例えばナイロン等の合成繊維を用いることができる。エアバック２４は、そのような合成繊維を編んだ織布から作られることが好ましい。また、衝撃時のエネルギー吸収効率をより増すために、エアバック２４に通気性を持たせてもよい。例えば、エアバック２４を若干粗目に編んだ布とすること及び／又はエアバック２４の前部に孔部２４ａを形成して、ガスのリークを敢えて生じるようにしてもよい。

【0027】

本実施形態によるインフレータ２５は、ＣＯ_２（二酸化炭素）ガスが高圧状態で予め圧縮充填されたガスボンベ２６と、ガスボンベ２６のガス放出用のニップル２７に対し「ねじ込み式」で着脱可能に取り付けられるバルブモジュール２８とを備えて構成される。高圧のＣＯ_２ガスが充填された未使用のガスボンベ２６は、ニップル２７の先端部のガス口が金属膜部（これを「ガス封止部」という。）で密閉されている。ガスボンベ２６のニップル２７にバルブモジュール２８のソケット部２９をねじ込んで装着すると、ノズル部３１の鋭角状の先端部がガスボンベ２６のガス封止部を突き破り、それによりニップル２７のガス口が開封される。

【0028】

バルブモジュール２８の内部には、ガス放出路３２を閉塞する閉塞部３３と、作動トリガーにより閉塞部３３を破壊可能なイニシエータ部３４とを備えている。閉塞部３３は、ソケット部２９をニップル２７にねじ込んだときに開封されたガス封止部の気密状態を更に維持しながら、ガス放出路３２を遮断する金属膜として形成される。

【0029】

後述するように、落下判定装置１００がドローン１０の落下を判定すると、エアバック装置２０、２１を展開させるための作動トリガー信号ＴｒＡが出力される。インフレータ２５においては、この作動トリガー信号ＴｒＡを受けてイニシエータ部３４が起動し閉塞部３３を瞬時に破壊する。これにより、ガスボンベ２６の高圧のＣＯ_２ガスがインフレータ２５から一気に放出され、エアバック２４が急速に膨張展開する。

【0030】

本実施形態のエアバック装置２０、２１によれば、落下モード（線形落下・回転落下）に関らず、衝撃からドローン１０本体及び搭載機器を保護し、また地上に居る第三者への危害を抑制することができる。なお、エアバック装置２０、２１にパラシュートを併用すれば、ドローン１０の墜落時の安全性を更に高めることができる。
また、本実施形態では、インフレータ２５に不活性ガスであるＣＯ_２を用いるため、墜落時や衝突時の発火の危険性をなくすことができる。また、ＣＯ_２のガスボンベ２６は、比較的廉価で市場から入手することができ、コストを安く抑えることができる。
また、本実施形態のインフレータ２５は、ガスボンベ２６がバルブモジュール２８にねじ込み式で着脱可能であるため、一度使用されたガスボンベ２６を新しいものに交換することができる。したがって、使用済みのエアバック装置２０、２１の再利用を比較的容易に行うことができる。
また、エアバック２４の素材を通気性のある布とすること及び／又はエアバック２４の一部に孔部２４ａ等の通気部を形成することにより、衝突初期からエアバック２４の内圧を略大気圧に保持して衝撃を緩和するとともに、ガスを通気部から放出させながらエアバック２４がしぼむことにより、衝撃エネルギーを効率よく吸収することができる。

【0031】

かかるエアバック装置のより具体的な実施例をいくつか説明する。なお、以下の説明及び参照される図面において共通又は対応する構成要素については同一の符号を付している。

【0032】

＜実施例１＞
図７は、実施例１によるエアバック装置のインフレータの構成及びその動作を説明するための図である。インフレータを構成するバルブモジュール２８１は、ソケット部２９の内部壁に配置された閉塞部３３を備えている。閉塞部３３は、ガスボンベ２６の内圧Ｐに耐え得る強度を有する金属薄膜からなり、ガス放出路３２の周囲を覆うようにして袋状に形成されている。

【0033】

イニシエータ部３４１は、低融点メタル４１と、低融点メタル４１を介して牽引され伸長した状態で保持されたコイルばね４２とを有している。低融点メタル４１は低融点導電体からなる。低融点導電体は、所定アンペア以上の電流が流れたときに自ら生じるジュール熱により融解する性質を有する導電金属であり、例えばＡｇ（銀）、Ａｌ（アルミ）などの良導体と、Ｚｎ（亜鉛）、Ｓｎ（錫）、Ｓｂ（アンチモン）などの低融点金属との合金を用いることができる。例えば電気フューズの芯線を、本実施例の低融点メタル４１に転用してもよい。

【0034】

コイルばね４２の一端部は、上述のように低融点メタル４１が接続されて引っ張られ、他端部は閉塞部３３に接するか近接する位置に固定されている。また、コイルばね４２の一端部にはカッター部材４３が固定されている。カッター部材４３の形状には特に限定はなく、図７に示すようにニードル状のものでもよいし、図示しないがブレード状であってもよい。また図７では、カッター部材４３がコイルばね４２の中に配置しているが、コイルばね４２の収縮動作に連動する態様であれば、コイルばね４２の外側に配置してもよい。

【0035】

ドローン１０が落下中と判定され、駆動回路４５に作動トリガー信号ＴｒＡが入力されると、所定量の電流が低融点メタル４１に流れる。過熱により低融点メタル４１が融解破断すると、図７（ｂ）に示すように、コイルばね４２は、その保持状態が解放され、自由長への収縮が開始する。そのコイルばね４２の収縮動作に連動して、カッター部材４３が閉塞部３３に向かって高速で移動し、閉塞部３３を突いて破壊する。一旦、閉塞部３３に孔が開くと、ガスボンベ２６において圧縮状態のＣＯ_２ガスがその孔を急速に押し広げ、そしてガスの内圧Ｐによって閉塞部３３全体が破裂する。これにより、ガスボンベ２６から高圧のＣＯ_２ガスが一気に放出され、エアバック２４が膨張展開する。

【0036】

この実施例１のエアバック装置によれば、拘束により蓄積されていたコイルばね４２の弾性エネルギーがカッター部材４３の直線運動に変換され、かつ、高速で移動するカッター部材４３が嚆矢となって閉塞部３３を瞬時に破裂させる。そのため、作動トリガー信号ＴｒＡの発生からエアバック２４が有効に膨張展開するまでの作動時間を短くすることができる。

【0037】

＜実施例２＞
図８は、実施例２によるエアバック装置のインフレータの構成及びその動作を説明するための図である。本実施例２によるバルブモジュール２８２の閉塞部３３は、実施例１と同様に袋状の金属薄膜からなる。イニシエータ部３４２は、低融点メタル４１と、この低融点メタル４１で係止され圧縮した状態で保持されたコイルばね４２とを有している。低融点メタル４１は、実施例１と同様の低融点導電体を用いることができる。

【0038】

コイルばね４２の一端部は固定され、他端部は閉塞部３３に対向する位置で低融点メタル４１に係止されている。また、コイルばね４２の他端部にはカッター部材４３が固定されている。カッター部材４３の形状には特に限定はなく、図８に示すようにニードル状のものでもよいし、図示はしないがブレード状であってもよい。

【0039】

駆動回路４５に作動トリガー信号ＴｒＡが入力されると、所定量の電流が低融点メタル４１に流れ、過熱により低融点メタル４１が融解する。そうすると、図８（ｂ）に示すように、コイルばね４２は、その保持状態が解放され、自由長への伸長が開始する。そのようなコイルばね４２の伸長動作に連動して、カッター部材４３が閉塞部３３に向かって高速で移動し、閉塞部３３を突いて破壊する。一旦、閉塞部３３に孔が開くと、ガスボンベ２６において圧縮状態のＣＯ_２ガスがその孔を急速に押し広げ、そしてガスの内圧Ｐによって閉塞部３３全体が破裂する。これにより、ガスボンベ２６から高圧のＣＯ_２ガスが一気に放出され、エアバック２４が膨張展開する。

【0040】

この実施例２のエアバック装置によれば、実施例１と同様に、拘束により蓄積されていたコイルばね４２の弾性エネルギーがカッター部材４３の直線運動に変換され、かつ、高速で移動するカッター部材４３が嚆矢となって閉塞部３３を瞬時に破裂させる。そのため、作動トリガー信号ＴｒＡの発生からエアバック２４が有効に膨張展開するまでの作動時間を短くすることができる。

【0041】

＜実施例３＞
図９は、実施例３によるインフレータの構成及びその動作を説明するための図である。本実施例３のバルブモジュール２８３には、ソケット部２９のガス放出路２９を閉塞する閉塞部３３として低融点メタルプラグ５０が用いられている。低融点メタルプラグ５０は、ガスボンベ２６の内圧Ｐに耐え得る強度を有する低融点導電体からなり、実施例１及び２の低融点メタルと同様の金属材料を用いることができる。

【0042】

図１０は、ソケット部２９を内部壁側から見たときの低融点メタルプラグ５０の正面図である。低融点メタルプラグ５０は、電気絶縁性を有する基板５１の中心部分に配置され、その２つの端部が導電体５２、５２に電気的に接続している。導電体５２、５２の電極端子５３、５３には、リード線５４、５４が繋がれ、リード線５４、５４を介して電流が低融点メタルプラグ５０に流れるよう構成されている。

【0043】

駆動回路４５に作動トリガー信号ＴｒＡが入力されると、リード線５４、５４及び導電体５２、５２を介して所定量の電流が低融点メタルプラグ５０に流れる。低融点メタルプラグ５０がジュール熱により温度が融点に達し融解し初めると、その一部に孔が開く。一旦開いた孔（融解部）は、ＣＯ_２ガスの内圧Ｐが集中して急速に押し広げられ、低融点メタルプラグ５０（つまり閉塞部３３）全体が瞬時に破壊される。これによりガスボンベ２６の高圧のＣＯ_２ガスが一気にガス放出路３２から放出し、エアバック２４が膨張展開する。

【0044】

駆動回路４５が電圧制御回路の場合、低融点メタルの融解に必要なワット数Ｗは、
Ｗ＝Ｖ^２／Ｒ（Ｖは印可電圧、Ｒは低融点メタルの電気抵抗を意味する。）
で表される。この実施例３によれば、例えば高電圧小電流の作動トリガーで低融点メタルプラグ５０をスパークさせることができ、すなわち閉塞部３３を破壊する時間を短縮させることができる。

【0045】

＜実施例４＞
図１１は、実施例４によるエアバック装置のインフレータの構成を示す図である。実施例４は上述の実施例３の変形である。本実施例では、実施例３と同様に、閉塞部３３に低融点メタルプラグ６０を用いる。ただし、本実施例の低融点メタルプラグ６０は、その特徴として、ガス放出路３２の高圧側において当該ガス放出路３２よりも外径が大きい頭部６０ａを有している。

【0046】

この実施例４によれば、低融点メタルプラグ６０の頭部６０ａがガス放出路３２の高圧側にあるため、ガスボンベ２６の内圧Ｐによって低融点メタルプラグ６０が破れたり抜け出たりする危険性を小さくすることができる。つまり、低融点メタルプラグ６０の強度を小さく（つまり断面積を小さく）することができるので、その電気抵抗Ｒを大きく設定して上述の融解ワット数Ｗを小さくすることができる。駆動回路４５の出力電圧が同一であれば、融解ワット数Ｗが小さい低融点メタルのほうが、融解時間がより短くなる。そのため、本実施例では作動時間の更なる短縮を図ることができる。

【0047】

次に、ドローン１０の落下を判定する落下判定装置１００について説明する。なお、本明細書において「落下」とは、ドローン１０が制御不能状態になったときの自由落下を意味し、制御された通常の飛行である「下降」とは区別される。また、ドローン１０の加速度のうち、特にｚ軸方向（鉛直方向）における加速度をＺ(ｇ)と表記する。

【0048】

図１２は、一実施形態による落下判定装置１００の機能構成を示すブロック図である。落下判定装置１００は、加速度センサ１０１と、例えばＭＰＵ（マイクロプロセッサユニット）であるプロセッサ１０２と、メモリ１０３と、距離センサ１０４と、ロジック回路１０５とを備えて構成される。

【0049】

加速度センサ１０１は、ドローン１０の少なくともｚ軸方向（鉛直方向）の加速度Ｚ(ｇ)を測定できるものであれば、機械式（圧電式、静電容量式）、光学式（光干渉式）の何れの方式のセンサも採用することができる。また、ドローン１０の自律飛行制御に用いられるＩＭＵ（inertial measurement unit）により、ドローン１０の加速度Ｚ(ｇ)を測定してもよい。

【0050】

本実施形態の落下判定装置１００においては、ドローン１０が制御された通常の飛行中にも関わらず、誤って落下と判定されないようにするために、上昇、下降、移動、一定範囲の振動等を伴う通常飛行動作を除外するフィルタリング処理が行われる。本実施形態では、プロセッサ１０２が、加速度センサ１０１の出力である加速度Ｚ(ｇ)のみに基づき、次に例示するデータ処理アルゴリズムに従って、フィルタリング処理を行う。

【0051】

ドローン１０が上昇するときには、一般に加速度Ｚ(ｇ)は、重力加速度Ｇ（１Ｇ＝９．８ｍ／ｓ^２）よりも大きくなるであろう。一方、ドローン１０が下降するときには、加速度Ｚ(ｇ)は１Ｇよりも小さくなるが、ゼロ又はマイナスとなるときもある。ただし、ドローン１０が上昇又は下降する過程において一定の速度又は静止に近づくと、測定される加速度Ｚ(ｇ)は１Ｇの値に近づく。すなわち、加速度Ｚ(ｇ)が一時的にゼロ（０Ｇ）となった場合でも、その状態が継続しなければ、制御された通常の飛行であると判別できる。

【0052】

他方、線形的な落下の場合には、加速度Ｚ(ｇ)は１Ｇから０Ｇに単純に変化する。また、回転的な落下の場合には、１Ｇから０Ｇへの変化の過程で振動を伴うことが観測されている。そこで、プロセッサ１０２は、図１３のフローチャートに示される処理アルゴリズムに従い、落下に関する判定処理を行うことができる。

【0053】

本実施形態の処理アルゴリズムでは、先ず、プロセッサ１０２が、加速度センサ１０１により測定される加速度Ｚ(ｇ)を監視する（ステップＳ１１）。プロセッサ１０２は、加速度Ｚ(ｇ)がゼロ近傍の所定範囲になったと判断したとき（ステップＳ１２；ＹＥＳ）、落下開始トリガーをメモリ１０３に記憶しセットする（ステップＳ１３）。しかし、プロセッサ１０２は、メモリ１０３が落下開始トリガーを記憶してから所定時間Ｔ１が経過する前に、加速度Ｚ(ｇ)が前記所定範囲外に戻ったと判断したとき（ステップＳ１５；ＹＥＳ）、ドローン１０が落下ではなく通常の飛行の状態にあると判定する。その場合、プロセッサ１０２は、メモリ１０３をリセットし、落下開始トリガーをクリアする（ステップＳ１６）。

【0054】

プロセッサ１０２は、メモリ１０３が落下開始トリガーを記憶した後、所定時間Ｔ１が経過したと判断したとき（ステップＳ１４；ＹＥＳ）、ドローン１０が落下の状態にあると判定し、エアバック装置２０、２１を展開させるための作動トリガー信号ＴｒＡを出力する（ステップＳ１７）。

【0055】

なお、一般に物体の自由落下は、基本的には静止状態から始まる。つまり、落下開始トリガーが生成された直前の静止点がわかれば、それを落下原点とみなすことができる。そのため、プロセッサ１０２における処理アルゴリズムにより、機体の移動とともに仮想の落下原点を連続にて作り出し、落下判断に入る前提条件として、次のようにして真の原点を確立してもよい。落下原点を作るための方法、数式は多様であると思われるが、落下開始トリガーが発生した直前に加速度Ｚ(ｇ)が１Ｇよりも小さくなった時点（加速度センサ１０１の定常ノイズを考慮すると、そのノイズ範囲から抜け出た時点）を、落下原点とみなすことができる。この態様の処理アルゴリズムによれば、事実上の落下の判断時間を短縮することができる。

【0056】

図１４に、この実施形態の処理アルゴリズムのフローチャートを示す。先ず、プロセッサ１０２は、加速度センサ１０１により測定される加速度Ｚ(ｇ)を監視する（ステップＳ２１）。プロセッサ１０２は、加速度Ｚ(ｇ)が１Ｇ近傍の所定範囲である場合（ステップＳ２２；ＹＥＳ）、仮想の落下原点を更新する（ステップＳ２３）。また、加速度Ｚ(ｇ)が、ゼロ近傍の所定範囲になったと判断したとき（ステップＳ２４；ＹＥＳ）、直近に更新した原点を落下原点とみなす（ステップＳ２５）。そして、落下開始トリガーをメモリ１０３に記憶しセットする（ステップＳ２６）。しかし、プロセッサ１０２は、落下原点から所定時間Ｔ２が経過する前に加速度Ｚ(ｇ)が前記所定範囲外になったと判断したとき（ステップＳ２８；ＹＥＳ）、メモリ１０３をリセットし、落下開始トリガーをクリアする（ステップＳ２９）。

【0057】

プロセッサ１０２は、落下原点から所定時間Ｔ２が経過したと判断したとき（ステップＳ２７；ＹＥＳ）、ドローン１０が落下の状態にあると判定し、作動トリガー信号ＴｒＡを出力する（ステップＳ３０）。

【0058】

図１２の距離センサ１０４は、地表とドローン１０との距離である対地表距離を測定するセンサである。ただし、ここでいう「対地表距離」は、ビルなどの構造物の上空をドローン１０が飛行する場合、飛行高さではなく該構造物の屋上とドローン１０との距離となる。距離センサ１０４としては、例えば、高度計（気圧センサ、ＧＰＳセンサ）、超音波距離センサ、レーザ距離センサなどを採用することができる。しかし、高度計では、上述した構造物に対する距離が測定できないため、超音波距離センサ又はレーザ距離センサなどを、高度計とともに併用することが好ましい。

【0059】

ロジック回路１０５は、最終的にドローン１０の落下を判定するための回路であり、より具体的にはコンパレータ１０６と、判定回路１０７とを備える。コンパレータ１０６は、距離センサ１０４により測定された対地表距離に対応する出力値Ｄｍと、エアバック装置作動の限界高度ｈに対応する所定の閾値Ｄｔｈとを比較する。判定回路１０７は、メモリ１０３とコンパレータ１０６の出力の論理和を演算するアンド回路からなる。すなわち、判定回路１０７は、メモリ１０３に落下開始トリガーが記憶され、かつ、対地表距離の出力値Ｄｍが前記所定の閾値Ｄｔｈ以下となったとき、ドローン１０が落下の状態にあると判定する。所定の閾値Ｄｔｈは、エアバック装置の作動が開始してから有効となるまでの間にドローン１０が落下する距離が考慮される。

【0060】

そして、判定回路１０７は、ドローン１０が落下の状態にあると判定すると、作動トリガーをメモリ１０８に記憶する。上述したように、作動トリガーＴｒＡが出力されると、エアバック装置２０、２１が作動する。

【0061】

このように、落下判定装置１００は、判定回路１０７又はプロセッサ１０２の何れかが先に落下の状態を判定したときに、エアバック装置２０、２１を展開するよう構成されている。特に、落下開始トリガーを前提条件に落下が判断されるので、通常の離陸、着陸、又は低空飛行時に誤って「落下」と判定される不具合を防ぐことができる。

【符号の説明】

【0062】

１０ ドローン
１２Ａ〜１２Ｄ ロータユニット
１３ 回転モータ
１４ 回転翼
１５ アーム
１６ 制御ユニット
２０、２２ エアバック装置
２４ エアバック
２４ａ 孔部
２５ インフレータ
２６ ガスボンベ
２７ ニップル
２８ バルブモジュール
３１ ノズル部
３２ ガス放出路
３３ 閉塞部
３４ イニシエータ部
４１ 低融点メタル
４２ コイルばね
４３ カッター部材
４５ 駆動回路
５０ 低融点メタルプラグ
５１ 基板
５２ 導電体
５３ 電極端子
５４ リード線
６０ 低融点メタルプラグ
６０ａ 頭部
１００ 落下判定装置
１０１ 加速度センサ
１０２ プロセッサ、ＭＰＵ
１０３ フリップフロップ（落下開始トリガー記憶用メモリ）
１０４ 距離センサ
１０５ ロジック回路
１０６ コンパレータ
１０７ 判定回路（アンド回路）

【要約】

【課題】無人航空機に搭載可能な実用性の高いガス式のエアバック装置を提供すること。
【解決手段】エアバック２４を膨張させるインフレータ２５は、ＣＯ_２のガスボンベ２６と、そのボンベにねじ込み式で装着されるバルブモジュール２８とから構成される。バルブモジュール２８は、気密を維持して内部のガス放出路３２を閉塞する閉塞部３３と、作動トリガーＴｒＡの入力により閉塞部３３を破壊するイニシエータ部３４とを備える。例えば閉塞部３３を低融点メタル５０で形成し、作動トリガーＴｒＡの電流で低融点メタル５０を短時間で融解することで、破壊された閉塞部３３を通じてエアバック２４にＣＯ_２ガスを一気に放出させる。これにより、作動トリガーＴｒＡの発生からエアバック２４が膨張するまでの作動時間を短縮することができる。
【選択図】図６

【図1】

【図2】

【図3】

【図4】

【図5】

【図6】

【図7】

【図8】

【図9】

【図10】

【図11】

【図12】

【図13】

【図14】