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(19)【発行国】日本国特許庁(JP)
(12)【公報種別】特許公報(B2)
(11)【特許番号】
(24)【登録日】2024-07-19
(45)【発行日】2024-07-29
(54)【発明の名称】防爆無人航空機
(51)【国際特許分類】
B64C 39/02 20060101AFI20240722BHJP
B64C 27/08 20230101ALI20240722BHJP
B64U 10/14 20230101ALI20240722BHJP
B64U 20/30 20230101ALI20240722BHJP
B64U 20/70 20230101ALI20240722BHJP
B64U 20/83 20230101ALI20240722BHJP
B64U 20/87 20230101ALI20240722BHJP
B64U 30/299 20230101ALI20240722BHJP
B64U 50/19 20230101ALI20240722BHJP
B64U 101/30 20230101ALN20240722BHJP
【ＦＩ】
B64C39/02
B64C27/08
B64U10/14
B64U20/30
B64U20/70
B64U20/83
B64U20/87
B64U30/299
B64U50/19
B64U101:30
【請求項の数】
8
(21)【出願番号】P 2020215303
(22)【出願日】2020-12-24
(65)【公開番号】P2022100987
(43)【公開日】2022-07-06
【審査請求日】2023-11-06
(73)【特許権者】
【識別番号】390037224
【氏名又は名称】日本工機株式会社
(73)【特許権者】
【識別番号】518032292
【氏名又は名称】テクノス三原株式会社
(73)【特許権者】
【識別番号】515100042
【氏名又は名称】株式会社ＡＣＳＬ
(74)【代理人】
【識別番号】110003199
【氏名又は名称】弁理士法人高田・高橋国際特許事務所
(72)【発明者】
【氏名】佐藤 伸吾
(72)【発明者】
【氏名】森 弘行
(72)【発明者】
【氏名】向田 尊俊
(72)【発明者】
【氏名】藤原 徹也
(72)【発明者】
【氏名】松本 英統
【審査官】諸星 圭祐
(56)【参考文献】
【文献】中国特許出願公開第１０５２３５８９８（ＣＮ，Ａ）
【文献】特表２００５－５２８７６９（ＪＰ，Ａ）
【文献】特開２０１７－０２７７５２（ＪＰ，Ａ）
【文献】特開２００８－１２８６９４（ＪＰ，Ａ）
【文献】特開２０２０－１６８９７８（ＪＰ，Ａ）
【文献】米国特許出願公開第２０１５／０２７４２９４（ＵＳ，Ａ１）
【文献】米国特許出願公開第２０１８／０００２５４４（ＵＳ，Ａ１）
(58)【調査した分野】(Int.Cl.，ＤＢ名)
Ｂ６４Ｃ ２７／０８
Ｂ６４Ｃ ３９／０２
Ｂ６４Ｕ １０／１４
Ｂ６４Ｕ ２０／３０
Ｂ６４Ｕ ２０／７０
Ｂ６４Ｕ ２０／８３
Ｂ６４Ｕ ２０／８７
Ｂ６４Ｕ ３０／２９９
Ｂ６４Ｕ ５０／１９
Ｂ６４Ｕ １０１／３０
Ｇ１０Ｋ ９／２２
Ｈ０１Ｇ ９／０４
Ｈ０１Ｇ ９／１２
Ｈ０１Ｈ １３／０６
(57)【特許請求の範囲】
【請求項1】
電気機器を内部に収納するボディと、前記ボディの内外に通じるように前記ボディに設けられた貫通孔に挿入して前記ボディの内外に突出した状態で固定された筒状の固定パイプと、
推進力を発生させるプロペラと、
前記プロペラを支持するとともに前記プロペラのケーブルが通される中空管状のアームパイプと、
前記固定パイプの筒内に設けられ、前記ボディの内外の連通を封止する封止構造と、を備え、
前記アームパイプは、前記固定パイプに挿し込まれた状態で固定される
ように構成されることを特徴とする防爆無人航空機。
【請求項2】
前記ボディは、前記固定パイプを囲む所定範囲に、肉厚が他の範囲の肉厚よりも厚くなるように構成された厚肉部を備えることを特徴とする請求項１に記載の防爆無人航空機。
【請求項3】
前記封止構造は、前記固定パイプの内部に充填された樹脂が硬化した固着接合部を含んで構成されることを特徴とする請求項１又は請求項２に記載の防爆無人航空機。
【請求項4】
前記ケーブルは、前記固定パイプから前記ボディの内部に引き込まれるように構成され、前記封止構造は、前記固定パイプの内部において前記ケーブルを保持するとともに、前記固定パイプの内壁に接着されたケーブルクランプを含んで構成されることを特徴とする請求項１から請求項３の何れか１項に記載の防爆無人航空機。
【請求項5】
前記固定パイプは、前記ボディに溶接によって接合され、前記アームパイプは、前記固定パイプに樹脂による接着によって接合される
ように構成されることを特徴とする請求項１から請求項４の何れか１項に記載の防爆無人航空機。
【請求項6】
前記ボディ及び前記固定パイプの表面に塗布されたポリウレア樹脂を含む保護層を更に備えることを特徴とする請求項１から請求項５の何れか１項に記載の防爆無人航空機。
【請求項7】
前記アームパイプは、前記ポリウレア樹脂を含む保護層が表面に塗布されないように構成されることを特徴とする請求項６に記載の防爆無人航空機。
【請求項8】
前記保護層の上に塗布された導電性の塗膜を更に備えることを特徴とする請求項６又は請求項７に記載の防爆無人航空機。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【0001】
本開示は、可燃性ガスが存在する可能性がある防爆エリアを飛行する防爆無人航空機に関する。
【背景技術】
【0002】
特許文献１には、監視エリアに設けられた設備を点検するための無人飛行体に関する技術が開示されている。この技術では、無人飛行体は、設備を点検するために予め設定された飛行ルートに従って飛行する。そして、無人飛行体に搭載されたセンサによって爆発性を有するガスの漏洩が検知されると、無人飛行体は、飛行が危険な危険エリアを決定し、当該危険エリアを回避する新たな飛行ルートを設定する。
【先行技術文献】
【特許文献】
【0003】
【文献】特開２０１９－２０２６８２号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【0004】
無人航空機は、飛行中の故障や外乱等の影響によって飛行ルートを外れる事態が考えられる。このため、特許文献１の無人飛行体のように、危険エリアを回避する新たな飛行ルートを設定したとしても、意図せずに危険エリアへ侵入して墜落或いは破損してしまうおそれがある。この場合、機体が危険エリアの引火性ガスの着火源となるおそれがある。
【0005】
本開示は、上述のような課題に鑑みてなされたもので、可燃性ガスが存在する可能性がある防爆エリアにおいて、機体が着火源となることを防止することのできる防爆無人航空機を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【0006】
上記の課題を解決するため、第１の開示は、防爆無人航空機に適用される。防爆無人航空機は、電気機器を内部に収納するボディと、ボディの内外に通じるようにボディに設けられた貫通孔に挿入してボディの内外に突出した状態で固定された筒状の固定パイプと、推進力を発生させるプロペラと、プロペラを支持するとともにプロペラのケーブルが通される中空管状のアームパイプと、固定パイプの筒内に設けられ、ボディの内外の連通を封止する封止構造と、を備える。そして、アームパイプは、固定パイプに挿し込まれた状態で固定されるように構成される。
【0007】
第２の開示は、第１の開示において、更に以下の特徴を有している。
ボディは、固定パイプを囲む所定範囲に、肉厚が他の範囲の肉厚よりも厚くなるように構成された厚肉部を備える。
ボディは、固定パイプを囲む所定範囲に、肉厚が他の範囲の肉厚よりも厚くなるように構成された厚肉部を備える。
【0008】
第３の開示は、第１又は第２の開示において、更に以下の特徴を有している。
封止構造は、固定パイプの内部に充填された樹脂が硬化した固着接合部を含んで構成されている。
封止構造は、固定パイプの内部に充填された樹脂が硬化した固着接合部を含んで構成されている。
【0009】
第４の開示は、第１から第３の何れか１つの開示において、更に以下の特徴を有している。
ケーブルは、固定パイプからボディの内部に引き込まれるように構成される。封止構造は、固定パイプの内部においてケーブルを保持するとともに、固定パイプの内壁に接着されたケーブルクランプを含んで構成される。
ケーブルは、固定パイプからボディの内部に引き込まれるように構成される。封止構造は、固定パイプの内部においてケーブルを保持するとともに、固定パイプの内壁に接着されたケーブルクランプを含んで構成される。
【0010】
第５の開示は、第１から第４の何れか１つの開示において、更に以下の特徴を有している。
固定パイプは、ボディに溶接によって接合されるように構成され、アームパイプは、固定パイプに樹脂による接着によって接合されるように構成される。
固定パイプは、ボディに溶接によって接合されるように構成され、アームパイプは、固定パイプに樹脂による接着によって接合されるように構成される。
【0011】
第６の開示は、第１から第５の何れか１つの開示において、更に以下の特徴を有している。
防爆無人航空機は、ボディ及び固定パイプの表面に塗布されたポリウレア樹脂を含む保護層を更に備える。
防爆無人航空機は、ボディ及び固定パイプの表面に塗布されたポリウレア樹脂を含む保護層を更に備える。
【0012】
第７の開示は、第６の開示において、更に以下の特徴を有している。
アームパイプは、ポリウレア樹脂を含む保護層が表面に塗布されないように構成される。
アームパイプは、ポリウレア樹脂を含む保護層が表面に塗布されないように構成される。
【0013】
第８の開示は、第６又は第７の開示において、更に以下の特徴を有している。
防爆無人航空機は、保護層の上に塗布された導電性の塗膜を更に備える。
防爆無人航空機は、保護層の上に塗布された導電性の塗膜を更に備える。
【発明の効果】
【0014】
第１の開示によれば、ボディに固定された固定パイプの筒内は封止構造によって封止されている。このため、固定パイプに固定されアームパイプが衝撃を受けて破損したとしても、ボディの耐圧防爆構造は固定パイプの筒内の封止構造によって保たれる。これにより、防爆エリアにおいてアームパイプが破損したとしても、ボディ内の電気機器が着火源となることを防止することが可能となる。
【0015】
第２の開示によれば、ボディと固定パイプとの固定強度が厚肉部によって高められる。これにより、ボディと固定パイプとの間にクラック等が発生することを防ぐことができる。また、固定パイプの固定強度が増すことにより、プロペラ或いはアームパイプが衝撃を受けた場合に、固定パイプよりもアームパイプが破損し易くなる。これにより、ボディの耐圧防爆構造は固定パイプの筒内の封止構造によって保たれる。
【0016】
第３の開示によれば、固定パイプの内部が、充填された樹脂が硬化した固着接合部によって埋められる。これにより、ボディの内部にケーブルを通した状態であっても固定パイプの筒内を確実に封止することができる。
【0017】
第４の開示によれば、ケーブルクランプによってケーブルを保持しつつ固定パイプの筒内を更に強固に封止することができる。また、ケーブルクランプは硬化した樹脂と異なり寸法が安定しているため、封止構造の寸法管理が容易になる。
【0018】
第５の発明によれば、固定パイプは、ボディに溶接によって強固に接合されるのに対し、アームパイプは、固定パイプに樹脂による接着によって接合される。このような構成によれば、アームパイプに衝撃が加わった場合に固定パイプの溶接にクラックが発生する前にアームパイプの接着が破断し易くなる。これにより、それ以上の負荷が固定パイプの溶接部に作用することを防ぐことができる。
【0019】
第６の開示によれば、ボディ及び固定パイプの表面には、ポリウレア樹脂を含む保護層が塗布されている。このような構成によれば、固定パイプのボディへの接合強度が増すので、アームパイプに衝撃が加わった場合に固定パイプとボディとの接合部にクラックが生じることを防ぐことができる。
【0020】
第７の開示によれば、アームパイプの表面にはポリウレア樹脂を含む保護層が塗布されていない。このような構成によれば、アームパイプに衝撃が加わった場合に固定パイプが破損することによって固定パイプに生じる応力が緩和される。これにより、固定パイプとボディとの接合部にクラックが生じることを防ぐことができる。
【0021】
第８の開示によれば、ポリウレア樹脂を含む保護層の表面には、導電性の塗膜が塗布されている。このような構成によれば、保護層が静電気によって帯電することを抑制することができるので、静電気帯電による防爆エリアでの危険性を低減することが可能となる。
【図面の簡単な説明】
【0022】
【図1】実施の形態に係る無人航空機の概略構造を示す斜視図である。
【図5】実施の形態に係る無人航空機を下面側から見た斜視図である。
【図6】アームパイプの中心軸を通り前後方向に平行な面でアームパイプを切断した断面の一部を示す図である。
【図7】実施の形態の無人航空機へ施される表面処理を説明するための図である。
【図8】実施の形態の無人航空機の解析モデルの概略図である。
【図9】衝撃試験の試験装置の概略を示す図である。
【図10】試験用のアームパイプの構成を説明するための断面図である。
【図11】落下試験の概要を示す図である。
【図12】無人航空機の表面抵抗値を測定する箇所を示す図である。
【発明を実施するための形態】
【0023】
以下、図面を参照して本開示の実施の形態について説明する。ただし、以下に示す実施の形態において各要素の個数、数量、量、範囲等の数に言及した場合、特に明示した場合や原理的に明らかにその数に特定される場合を除いて、その言及した数に、この開示が限定されるものではない。また、以下に示す実施の形態において説明する構造等は、特に明示した場合や明らかに原理的にそれに特定される場合を除いて、この開示に必ずしも必須のものではない。
【0024】
実施の形態．
１．無人航空機の概略構造
図１は、実施の形態に係る無人航空機の概略構造を示す斜視図である。図２は、図１に示す無人航空機の上面図である。図３は、図１に示す無人航空機の正面図である。図４は、図１に示す無人航空機の内部構造を透視した側面図である。以下の説明では、機体のボディ長手方向を「前後方向」と定義し、機体の幅方向を「左右方向」と定義し、機体の高さ方向を「上下方向」と定義する。
１．無人航空機の概略構造
図１は、実施の形態に係る無人航空機の概略構造を示す斜視図である。図２は、図１に示す無人航空機の上面図である。図３は、図１に示す無人航空機の正面図である。図４は、図１に示す無人航空機の内部構造を透視した側面図である。以下の説明では、機体のボディ長手方向を「前後方向」と定義し、機体の幅方向を「左右方向」と定義し、機体の高さ方向を「上下方向」と定義する。
【0025】
無人航空機１０は、例えば前後方向及び左右方向の寸法が、それぞれ６００－７００ｍｍ程度を有する小型の無人航空機である。無人航空機１０は、図示しない指令端末からの指令に従い機体の姿勢及び位置を把握しながら、上下方向の移動、水平方向の移動、ヨー方向の移動、及びこれらの組み合わせによって飛行することができる。無人航空機１０は、主要な構成として、ボディ１２と、複数のプロペラ１４と、アームパイプ１６と、プロペラガード１８と、を備えている。
【0026】
ボディ１２は、無人航空機１０の外郭を構成する。ボディ１２は、例えばアルミ合金等の金属で構成される。ボディ１２の内部には、カメラ装置、ＬＥＤ、センサ等の複数の電気機器が収納されている。ボディ１２の正面側には、カメラを保護するための第一カメラレンズ２０、複数の第二カメラレンズ２２、ＬＥＤを保護するためのＬＥＤレンズ２４が取り付けられている。ボディ１２の下面側には、距離センサを保護するためのセンサレンズ２６が取り付けられている。これらのレンズ２０，２２，２４，２６は、例えば強化ガラス或いはアクリル等の樹脂により構成される。
【0027】
ボディ１２の後面側には、無人航空機１０の外郭を構成するヘッドリア２８が着脱可能に取り付けられている。ヘッドリア２８は、例えばアルミ合金等の金属で構成される。ヘッドリア２８を取り外すことにより、ボディ１２の内部に収納された部品にアクセスすることができる。
【0028】
プロペラ１４は、モータの回転力を推進力へと変換するための部品である。典型的には、プロペラ１４は、炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ）やガラス繊維強化プラスチック（ＧＦＲＰ）等の軽量且つ高強度の樹脂により構成される。本実施の形態の無人航空機１０は、４つのプロペラ１４を備えている。各プロペラ１４は、回転軸方向が上下方向となる向きで、アームパイプ１６に支持される。
【0029】
アームパイプ１６は、各プロペラ１４及びモータをボディ１２に保持するための保持部品である。典型的には、アームパイプ１６は、中空管状に形成された部品であって、ＣＦＲＰやＧＦＲＰ等の樹脂、或いはアルミ合金等の金属により構成される。本実施の形態の無人航空機１０は、４つのプロペラ１４に対応して、４本のアームパイプ１６を有している。
【0030】
アームパイプ１６の基端側は、ボディ１２の側面に接合された固定パイプ８に固定される。アームパイプ１６の基端側の固定構造は、本実施の形態の無人航空機１０の特徴的構成であるため、詳細を後述する。アームパイプ１６の先端側には、プロペラ１４が取り付けられたモータが取り付けられている。モータは、アルミ合金等の金属で構成されたモータケース３０によって覆われている。モータのケーブルは、アームパイプ１６の管内を通ってボディ１２の内部に引き込まれる。
【0031】
プロペラガード１８は、プロペラ１４を保護するための保護部材である。典型的には、プロペラガード１８は、ＣＦＲＰやＧＦＲＰ等の樹脂により構成され、プロペラ１４の回転領域よりも外側に張り出す大きさに設定されている。このような構成によれば、プロペラガード１８は、プロペラ１４が人や建物等の障害物に接触することを防止することができる。
【0032】
ボディ１２には、ＧＰＳや指令端末との通信を行うための２本のアンテナ３２と、無人航空機１０の着陸脚としてのボディガイド３４とが取り付けられている。ボディガイド３４は、ＣＦＲＰやＧＦＲＰ、ナイロン等の樹脂、或いはアルミ合金等の金属により構成され、ボディ１２の下面側の前後にそれぞれ取り付けられる。
【0033】
ボディ１２の内部には、上述した電気部品の他、バッテリ３６、バッテリケース３８，フライトコントローラ４０等の部品も収納されている。バッテリ３６は、無人航空機１０の動力源である。バッテリ３６は、ボディ１２内においてバッテリケース３８に収納される。バッテリケース３８は、ＣＦＲＰやＧＦＲＰ等の樹脂、或いはアルミ合金等の金属により構成される。
【0034】
フライトコントローラ４０は、指令端末から入力された指令に従い無人航空機１０の飛行を制御する。例えば、フライトコントローラ４０は、指令端末から指示された飛行ルートに従って自律飛行するように無人航空機１０の位置及び姿勢を制御する。或いは、フライトコントローラ４０は、指令端末から指示された対象物を探索して目標飛行ルートを演算し、演算された目標飛行ルートに従って当該対象物の上空まで自律飛行してもよい。なお、無人航空機１０の飛行制御に限定はない。すなわち、無人航空機の飛行制御は、既に多くの文献において種々の手法が提案されている。本実施の形態の無人航空機１０は、周知の飛行制御を適宜採用することができる。
【0035】
２．無人航空機の耐圧防爆構造
本実施の形態の無人航空機１０は、例えば化学プラントのような可燃性ガスが存在する可能性のある防爆エリアを飛行することを想定した設計が施されている。具体的には、無人航空機１０は、ＩＥＣ規格の耐圧防爆構造（ＩＥＣ６００７９－１）に準拠した設計が施された防爆無人航空機である。図５は、実施の形態に係る無人航空機を下面側から見た斜視図である。なお、図５では、機体左側のプロペラガード１８の図示を省略している。以下、図５も参照しながら、無人航空機１０の主要な耐圧防爆構造についてさらに詳しく説明する。
本実施の形態の無人航空機１０は、例えば化学プラントのような可燃性ガスが存在する可能性のある防爆エリアを飛行することを想定した設計が施されている。具体的には、無人航空機１０は、ＩＥＣ規格の耐圧防爆構造（ＩＥＣ６００７９－１）に準拠した設計が施された防爆無人航空機である。図５は、実施の形態に係る無人航空機を下面側から見た斜視図である。なお、図５では、機体左側のプロペラガード１８の図示を省略している。以下、図５も参照しながら、無人航空機１０の主要な耐圧防爆構造についてさらに詳しく説明する。
【0036】
２－１．ヘッドリアの耐圧防爆構造
ボディ１２の後面側は、内部に収納されているバッテリ３６等の取り出し等を行う取出口として機能している。このため、ヘッドリア２８は、ボディ１２の後面側にヘッドリア２８が脱着自在に螺着されることによって耐圧防爆構造を実現している。
ボディ１２の後面側は、内部に収納されているバッテリ３６等の取り出し等を行う取出口として機能している。このため、ヘッドリア２８は、ボディ１２の後面側にヘッドリア２８が脱着自在に螺着されることによって耐圧防爆構造を実現している。
【0037】
２－２．レンズの周囲の耐圧防爆構造
第一カメラレンズ２０は、外周に樹脂を充填して固着接合部２０４を形成することにより、第一レンズカバー２０２に接合される。第一レンズカバー２０２は、ボディ１２の前面部に螺着される。これにより、第一カメラレンズ２０及び第一レンズカバー２０２の周囲の耐圧防爆構造が実現される。
第一カメラレンズ２０は、外周に樹脂を充填して固着接合部２０４を形成することにより、第一レンズカバー２０２に接合される。第一レンズカバー２０２は、ボディ１２の前面部に螺着される。これにより、第一カメラレンズ２０及び第一レンズカバー２０２の周囲の耐圧防爆構造が実現される。
【0038】
また、第二カメラレンズ２２は、外周に樹脂を充填して固着接合部（図示省略）を形成することにより、第二レンズカバー２２２に接合される。第二レンズカバー２２２は、外周及びボディ１２のねじ部に樹脂を充填して固着接合部（図示省略）を形成することにより、ボディ１２の前面部に接合される。さらに、ＬＥＤレンズ２４及びセンサレンズ２６は、それぞれのレンズ外周に樹脂を充填して固着接合部２４２，２６２を形成することによりボディ１２に接合される。これにより、第二カメラレンズ２２、第二レンズカバー２２２、ＬＥＤレンズ２４及びセンサレンズ２６の周囲の耐圧防爆構造が実現される。
【0039】
２－３．アンテナ周囲の耐圧防爆構造
ボディ１２の内部からアンテナ３２が取り出される取り出し部の周囲には樹脂を充填することよって固着接合部が形成される。これにより、アンテナ３２の周囲の耐圧防爆構造が実現される。
ボディ１２の内部からアンテナ３２が取り出される取り出し部の周囲には樹脂を充填することよって固着接合部が形成される。これにより、アンテナ３２の周囲の耐圧防爆構造が実現される。
【0040】
２－４．アームパイプ基端部の耐圧防爆構造
図６は、アームパイプの中心軸を通り前後方向に平行な面でアームパイプを切断した断面の一部を示す図である。固定パイプ８は、アームパイプ１６の基端部をボディ１２に固定するための筒状の部品である。典型的には、固定パイプ８は、アルミ合金等の金属で構成され、ボディ１２に設けられた貫通孔６に挿入した状態で溶接によって接合されている。つまり、固定パイプ８は、ボディ１２の内外に通じるように固定される。固定パイプ８とボディ１２との接合部には、全周にわたって溶接部８２が形成されている。固定パイプ８の内径はアームパイプ１６の外径よりも大きい。アームパイプ１６は、固定パイプ８の先端部８ａに挿し込んだ状態で接着剤（樹脂）によって接合されている。固定パイプ８とアームパイプとの接合部には、全周にわたって接着部８４が形成されている。
図６は、アームパイプの中心軸を通り前後方向に平行な面でアームパイプを切断した断面の一部を示す図である。固定パイプ８は、アームパイプ１６の基端部をボディ１２に固定するための筒状の部品である。典型的には、固定パイプ８は、アルミ合金等の金属で構成され、ボディ１２に設けられた貫通孔６に挿入した状態で溶接によって接合されている。つまり、固定パイプ８は、ボディ１２の内外に通じるように固定される。固定パイプ８とボディ１２との接合部には、全周にわたって溶接部８２が形成されている。固定パイプ８の内径はアームパイプ１６の外径よりも大きい。アームパイプ１６は、固定パイプ８の先端部８ａに挿し込んだ状態で接着剤（樹脂）によって接合されている。固定パイプ８とアームパイプとの接合部には、全周にわたって接着部８４が形成されている。
【0041】
ここで、本実施の形態の無人航空機１０は、軽量化を目的として、ボディ１２の基本厚さをｔ＝２ｍｍに設定している。このため、アームパイプ１６の先端部に力が加わった場合、応力がアームパイプ１６の基端部に集中し、固定パイプ８の溶接部に割れが生じるおそれがある。
【0042】
そこで、本実施の形態の無人航空機１０は、固定パイプ８の周囲を囲む所定範囲に、ボディ１２の基本厚さに対して更に厚肉となるように肉盛りされた厚肉部４を備えている。典型的には、厚肉部４は、ボディ１２の表面に矩形の肉盛りを行うことで厚肉化されている。厚肉部４の部分のボディ厚さは、例えば基本厚さ２ｍｍを含めてｔ＝１０ｍｍに設定されている。このような構成によれば、アームパイプ１６の先端部に加えられた力の応力がｔ＝１０ｍｍの厚肉部４とｔ＝２ｍｍのボディ１２との境界部に集中するため、固定パイプ８の溶接部８２への負荷が軽減される。これにより、無人航空機１０の機体重量の増加を最小限に抑えながら固定パイプ８の溶接部８２に割れが生じることを防止することが可能となる。
【0043】
また、モータのケーブル４２は、アームパイプ１６及び固定パイプ８の筒内を通ってボディ１２の内部へ引き込まれている。このため、アームパイプ１６が衝撃によって破損した場合、ボディ１２の内部が外部雰囲気と連通してしまい、耐圧防爆構造を維持できない。
【0044】
そこで、本実施の形態の無人航空機１０は、耐圧防爆構造を実現するために、固定パイプ８の筒内にボディ１２の内外の連通を封止するための封止構造を設けている。典型的には、封止構造は、固定パイプ８の先端部８ａと基端部８ｃとの間の中間部８ｂに樹脂を充填して硬化させた固着接合部４４を含んでいる。また、封止構造は、更に固定パイプ８の基端部８ｃに取り付けられたケーブルクランプ４６を含んでいる。ケーブルクランプ４６は、ケーブル４２を挟んだ状態で保持するためのものであり、アルミ合金等の金属或いはナイロン等の樹脂で構成される。ケーブルクランプ４６は、基端部８ｃの内壁及び固着接合部４４との隙間に樹脂を充填して硬化させることにより、固定パイプ８の内部を更に強硬に封止する。このような封止構造によれば、アームパイプ１６が破損した場合であっても、無人航空機１０のボディ１２の耐圧防爆構造が維持される。これにより、無人航空機１０のアームパイプ１６が防爆エリアにおいて破損した場合であっても、無人航空機１０が着火源となることを防ぐことができる。
【0045】
特に、本実施の形態の無人航空機１０は、アームパイプ１６が固定パイプ８に接着剤によって接合されている。つまり、アームパイプ１６の固定パイプ８への接合強度は、固定パイプ８のボディ１２への接合強度よりも弱い。このため、アームパイプ１６に負荷が入力されると、固定パイプ８の溶接部８２に割れが生じる前にアームパイプ１６の接着部８４が破断して外れる。これにより、固定パイプ８の溶接部８２に割れが生じることを防止することができるので、ボディ１２の耐圧防爆構造が維持される。
【0046】
２－５．無人航空機の表面処理
本実施の形態の無人航空機１０は、耐衝撃性を有する弾性体であるポリウレア樹脂を機体表面に塗布する表面処理が施されている。ポリウレア樹脂は、ポリウレアを主成分とする樹脂であって、イソシアートとアミン基との化学反応によって形成される結合が主体の化合物である。図７は、実施の形態の無人航空機へ施される表面処理を説明するための図である。この図に示すように、本実施の形態の無人航空機１０は、厚肉部４を含むボディ１２及び固定パイプ８の表面に、ポリウレア樹脂の保護層２が塗布されている。図８では、保護層２が塗布されている領域を網掛けで示している。ポリウレア樹脂は、例えばＬＩＮＥ－Ｘ（登録商標（ＬＩＮＥ－Ｘ ＬＬＣ））を用いることができる。保護層２の塗布厚は、例えば１．５ｍｍ以上とされる。ただし、保護層２の塗布厚が４．０ｍｍを超えると、塗布厚の均一性を保つことが困難となり、また重量過多となることで飛行時間が短くなる。このため、保護層２の塗布厚は１．５ｍｍ以上４．０ｍｍ以下に設定することが好ましい。このような構成によれば、無人航空機１０の耐衝撃性を更に向上させた耐圧防爆構造を実現することができる。
本実施の形態の無人航空機１０は、耐衝撃性を有する弾性体であるポリウレア樹脂を機体表面に塗布する表面処理が施されている。ポリウレア樹脂は、ポリウレアを主成分とする樹脂であって、イソシアートとアミン基との化学反応によって形成される結合が主体の化合物である。図７は、実施の形態の無人航空機へ施される表面処理を説明するための図である。この図に示すように、本実施の形態の無人航空機１０は、厚肉部４を含むボディ１２及び固定パイプ８の表面に、ポリウレア樹脂の保護層２が塗布されている。図８では、保護層２が塗布されている領域を網掛けで示している。ポリウレア樹脂は、例えばＬＩＮＥ－Ｘ（登録商標（ＬＩＮＥ－Ｘ ＬＬＣ））を用いることができる。保護層２の塗布厚は、例えば１．５ｍｍ以上とされる。ただし、保護層２の塗布厚が４．０ｍｍを超えると、塗布厚の均一性を保つことが困難となり、また重量過多となることで飛行時間が短くなる。このため、保護層２の塗布厚は１．５ｍｍ以上４．０ｍｍ以下に設定することが好ましい。このような構成によれば、無人航空機１０の耐衝撃性を更に向上させた耐圧防爆構造を実現することができる。
【0047】
また、保護層２は、アームパイプ１６、プロペラガード１８、ボディガイド３４、及びヘッドリア２８には塗布されていない。このような構成によれば、アームパイプ１６やプロペラガード１８に負荷が入力された場合に、これらの部品が先に破損することによって固定パイプ８の溶接部の割れを防ぐことができる。また、保護層２の塗布が必要なところを限定することにより、機体重量の増加を最小限に抑えることができる。
【0048】
なお、ポリウレア樹脂の保護層２は、静電気が帯電することがある。防爆エリアにおいて静電気の放電が起こると、それが着火源となるおそれがある。そこで、本実施の形態の無人航空機１０は、保護層２の表面に導電性塗料を塗布している。典型的には、導電性塗料は、ポリエステルウレタン系銀銅導電塗料やカーボン系導電塗料が例示される。ここでは、機体の表面抵抗値が１．０×１０９Ω以下となるように導電性塗料が塗布される。このような構成によれば、保護層２の表面に導電性の塗膜が形成されるので、静電気帯電による防爆エリアでの危険性を低減することが可能となる。
【0049】
３．無人航空機の耐圧防爆構造の検証
本願の発明者らは、本実施の形態の無人航空機１０の耐圧防爆構造の効果を検証するための試験を行った。以下、これらの試験及びその考察結果について説明する。
本願の発明者らは、本実施の形態の無人航空機１０の耐圧防爆構造の効果を検証するための試験を行った。以下、これらの試験及びその考察結果について説明する。
【0050】
４－１．強度解析試験
４－１－１．概要
本実施の形態の無人航空機のアームパイプの先端部に下向きの荷重を印加した場合にアームパイプの基端部に発生する負荷応力を、解析モデルを用いて解析した。比較する設計パラメータは、固定パイプの有無、ボディの厚さ、及び厚肉部の厚さとした。解析値は、固定パイプと厚肉部との溶接部の負荷応力、及び固定パイプとアームパイプとの接合部の負荷応力を算出した。
４－１－１．概要
本実施の形態の無人航空機のアームパイプの先端部に下向きの荷重を印加した場合にアームパイプの基端部に発生する負荷応力を、解析モデルを用いて解析した。比較する設計パラメータは、固定パイプの有無、ボディの厚さ、及び厚肉部の厚さとした。解析値は、固定パイプと厚肉部との溶接部の負荷応力、及び固定パイプとアームパイプとの接合部の負荷応力を算出した。
【0051】
４－１－２．強度解析モデルの構成
図８は、本実施の形態の無人航空機の解析モデルの概略図である。この図に示すように、解析モデルは、本実施の形態の無人航空機１０の構造と同等のボディ、厚肉部、固定パイプ、アームパイプを含んで構成されている。解析モデルの解析パラメータは、以下のように設定した。
図８は、本実施の形態の無人航空機の解析モデルの概略図である。この図に示すように、解析モデルは、本実施の形態の無人航空機１０の構造と同等のボディ、厚肉部、固定パイプ、アームパイプを含んで構成されている。解析モデルの解析パラメータは、以下のように設定した。
【0052】
［解析ソフト］
Ｆｅｍａｐ Ｗｉｔｈ ＮＸ Ｎａｓｔｒａｎ
［解析パラメータ］
ボディ：材質Ａ５０５６，肉厚は２，４，１０，１５（ｍｍ）の４種類
固定パイプ：材質Ａ５０５６，肉厚は２ｍｍ
アームパイプ：材質Ａ５０５６，肉厚は２ｍｍ
Ｆｅｍａｐ Ｗｉｔｈ ＮＸ Ｎａｓｔｒａｎ
［解析パラメータ］
ボディ：材質Ａ５０５６，肉厚は２，４，１０，１５（ｍｍ）の４種類
固定パイプ：材質Ａ５０５６，肉厚は２ｍｍ
アームパイプ：材質Ａ５０５６，肉厚は２ｍｍ
【0053】
［材質Ａ５０５６（アルミ合金）の機械的性質］
縦弾性係数：７０．６ｋＮ／ｍｍ２
ポアソン比：０．３４
［解析条件］
荷重：アームパイプの先端部に下向きに印加
拘束条件：ボディの端面を完全拘束
縦弾性係数：７０．６ｋＮ／ｍｍ２
ポアソン比：０．３４
［解析条件］
荷重：アームパイプの先端部に下向きに印加
拘束条件：ボディの端面を完全拘束
【0054】
４－１－３．強度解析結果
強度解析結果を表１に示す。なお、全てのモデルに対して同じ解析条件で解析を実施しているため、解析値（応力値）はモデル毎の平均値で算出した。また、解析値（応力値）は、全てのモデルの中での最大応力値を１とした場合での比較値で記載した。
強度解析結果を表１に示す。なお、全てのモデルに対して同じ解析条件で解析を実施しているため、解析値（応力値）はモデル毎の平均値で算出した。また、解析値（応力値）は、全てのモデルの中での最大応力値を１とした場合での比較値で記載した。
【0055】
【表1】
【0056】
４－１－４．強度解析結果の考察
Ｎｏ．２の固定パイプ無しでボディ厚さを４ｍｍ厚にした場合、２ｍｍ厚と比べて溶接部の負荷は約４４％まで軽減するが、重量は約１．６１倍増加となった。一方、Ｎｏ．７のボディ厚さ２ｍｍ厚、厚肉部２ｍｍ厚、固定パイプ有りとした場合は、溶接部の負荷は約２５％まで軽減し、重量は約１．１１倍増加に留まることが確認された。これにより、固定パイプを追加することは、重量の増加を抑えつつ、溶接部への負荷が軽減される構造であることが確認された。
Ｎｏ．２の固定パイプ無しでボディ厚さを４ｍｍ厚にした場合、２ｍｍ厚と比べて溶接部の負荷は約４４％まで軽減するが、重量は約１．６１倍増加となった。一方、Ｎｏ．７のボディ厚さ２ｍｍ厚、厚肉部２ｍｍ厚、固定パイプ有りとした場合は、溶接部の負荷は約２５％まで軽減し、重量は約１．１１倍増加に留まることが確認された。これにより、固定パイプを追加することは、重量の増加を抑えつつ、溶接部への負荷が軽減される構造であることが確認された。
【0057】
さらに、厚肉部の厚さが増えることで溶接部の負荷は段階的に軽減されており、厚肉部の厚さが２ｍｍ厚以上であるとき、溶接部より固定パイプ－アームパイプ接合部の方が、負荷が強くなることが確認された。
【0058】
以上の強度解析結果から、アームパイプを直接ボディと溶接するのではなく、固定パイプをボディとを溶接し、溶接部周囲のボディ厚さを局所的に厚くし、アームパイプと固定パイプとを接着により接合する構造にすることで溶接部への負荷が低減されることが確認された。
【0059】
４－２．衝撃試験
４－２－１．概要
本実施の形態の無人航空機１０のアームパイプ１６の取り付け構造を模擬した試験用のアームパイプ（試験体）を水平に設置し、アームパイプの先端部に錘を垂直に落下させて衝撃を加えた。錘落下高さ、固定パイプの有無、及びボディ＋厚肉部の厚さを変化させて、アームパイプの溶接部の割れ（クラック）の有無を確認した。
４－２－１．概要
本実施の形態の無人航空機１０のアームパイプ１６の取り付け構造を模擬した試験用のアームパイプ（試験体）を水平に設置し、アームパイプの先端部に錘を垂直に落下させて衝撃を加えた。錘落下高さ、固定パイプの有無、及びボディ＋厚肉部の厚さを変化させて、アームパイプの溶接部の割れ（クラック）の有無を確認した。
【0060】
４－２－２．試験装置
図９は、衝撃試験の試験装置の概略を示す図である。試験装置１００は、本体１０２と、ガイド１０６と、錘１０４とを備えている。本体の下部には、試験用のアームパイプが固定されている。試験装置１００は、錘１０４がガイド１０６の内部を通過してアームパイプの先端部に落下するように構成されている。
図９は、衝撃試験の試験装置の概略を示す図である。試験装置１００は、本体１０２と、ガイド１０６と、錘１０４とを備えている。本体の下部には、試験用のアームパイプが固定されている。試験装置１００は、錘１０４がガイド１０６の内部を通過してアームパイプの先端部に落下するように構成されている。
【0061】
図１０は、試験用のアームパイプの構成を説明するための断面図である。この図に示すように、試験用のアームパイプは、無人航空機１０のアームパイプ１６、固定パイプ８、ボディ１２、及び厚肉部４の構成を模擬した試験用のアームパイプ、固定パイプ、ボディ＋厚肉部によって構成されている。固定パイプは、ボディ＋厚肉部に溶接され、その接合部には溶接部が形成されている。アームパイプは固定パイプに接着され、その接合部には接着部が形成されている。衝撃試験では、ボディ＋厚肉部の厚さ（Ａ）及び固定パイプの有無の異なる７種の試験体を用意した。
【0062】
本衝撃試験の試験条件を以下に示す。
錘：１．０Ｋｇ
錘落下高さ：１００ｍｍ～２０００ｍｍ
アームパイプ：材質Ａ５０５６，直径φ１４ｍｍ，厚さｔ１．０ｍｍ
固定パイプ：材質Ａ５０５６，直径φ２０ｍｍ，厚さｔ２．０ｍｍ
錘：１．０Ｋｇ
錘落下高さ：１００ｍｍ～２０００ｍｍ
アームパイプ：材質Ａ５０５６，直径φ１４ｍｍ，厚さｔ１．０ｍｍ
固定パイプ：材質Ａ５０５６，直径φ２０ｍｍ，厚さｔ２．０ｍｍ
【0063】
４－２－３．衝撃試験結果
衝撃試験結果を表２に示す。なお、表中の「ドローン落下高さ」は、無人航空機１０の落下時の高さに相当している。今回の試験では、無人航空機１０の落下時にアームパイプ１６の先端に加わる衝撃力を、次式（１）を用いて算出した（表３参照）。そして、算出した衝撃力に相当する錘の落下高さを算出した（表４参照）。
衝撃試験結果を表２に示す。なお、表中の「ドローン落下高さ」は、無人航空機１０の落下時の高さに相当している。今回の試験では、無人航空機１０の落下時にアームパイプ１６の先端に加わる衝撃力を、次式（１）を用いて算出した（表３参照）。そして、算出した衝撃力に相当する錘の落下高さを算出した（表４参照）。
【0064】
Ｆ＝ｍ・Ｖ／（ｔ・ｇ） ・・・（１）
Ｆ：衝撃力［ｋｇｆ］
ｍ：減速直前の速度［ｍ／ｓ］
ｇ：重力加速度 ９．８１［ｍ／ｓ２］
Ｆ：衝撃力［ｋｇｆ］
ｍ：減速直前の速度［ｍ／ｓ］
ｇ：重力加速度 ９．８１［ｍ／ｓ２］
【0065】
【表2】
【0066】
【表3】
【0067】
【表4】
【0068】
４－２－４．衝撃試験結果の考察
ボディ+厚肉部厚さが４ｍｍ厚で固定パイプ有無の比較をした場合（Ｎｏ．２とＮｏ．４）、固定パイプ有りの方が溶接部の耐衝撃性を有することが確認された。
固定パイプ無しのボディ+厚肉部厚さ１５ｍｍ厚（Ｎｏ．３）と固定パイプ有りでの５ｍｍ厚（Ｎｏ．５）が同程度の耐衝撃性となった。これは表４に記載の重量で比較すると、１５ｍｍ厚は３１６０ｇに対して、固定パイプ有の５ｍｍ厚は６６５ｇとなり、１５ｍｍ厚に比べて約２０％の重量で同等の耐衝撃性を有することとなる。
Ｎｏ．４においては０．９ｍ（ドローン落下高さ：１０ｍ）に耐久できなかったが、Ｎｏ．５以降は、１．３５ｍ（ドローン落下高さ：１５ｍ）に耐久することが確認された。
ボディ+厚肉部厚さが４ｍｍ厚で固定パイプ有無の比較をした場合（Ｎｏ．２とＮｏ．４）、固定パイプ有りの方が溶接部の耐衝撃性を有することが確認された。
固定パイプ無しのボディ+厚肉部厚さ１５ｍｍ厚（Ｎｏ．３）と固定パイプ有りでの５ｍｍ厚（Ｎｏ．５）が同程度の耐衝撃性となった。これは表４に記載の重量で比較すると、１５ｍｍ厚は３１６０ｇに対して、固定パイプ有の５ｍｍ厚は６６５ｇとなり、１５ｍｍ厚に比べて約２０％の重量で同等の耐衝撃性を有することとなる。
Ｎｏ．４においては０．９ｍ（ドローン落下高さ：１０ｍ）に耐久できなかったが、Ｎｏ．５以降は、１．３５ｍ（ドローン落下高さ：１５ｍ）に耐久することが確認された。
【0069】
以上の結果から、固定パイプを溶接し、ボディ+厚肉部が合計５ｍｍ以上であれば、重量増加を最小限に抑えつつ落下高さ１５ｍに耐久することが可能であることが確認された。また、溶接部周囲のみを局所的に厚肉化することで、ボディ全体の厚肉化に比べ重量増加を抑えつつ溶接部への負荷低減が可能となることが確認された。
【0070】
４－３．落下試験
４－３－１．概要
本実施の形態の無人航空機１０にポリウレア樹脂の保護層２を塗布した効果を確認するための落下試験を実施した。図１１は、落下試験の概要を示す図である。落下試験では、規定の落下高さから無人航空機１０を落下させた後、ポリウレア樹脂の破断、剥離状況を確認した。
４－３－１．概要
本実施の形態の無人航空機１０にポリウレア樹脂の保護層２を塗布した効果を確認するための落下試験を実施した。図１１は、落下試験の概要を示す図である。落下試験では、規定の落下高さから無人航空機１０を落下させた後、ポリウレア樹脂の破断、剥離状況を確認した。
【0071】
４－３－２．試験条件
本落下試験の試験条件を以下に示す。
［使用したポリウレア樹脂］
品名：ＬＩＮＥ―Ｘ（登録商標）（ＬＩＮＥ－Ｘ ＬＬＣ）
品番：ＸＳ－３５０
組成：ポリイソシアネート ５０ｗｔ％，ポリアミン ５０ｗｔ％
説明：イソシアネート混合物のＡ剤（硬化剤）とポリオール・芳香族ジアミン混合物であるＢ剤（樹脂）を加熱混合した１００％ポリウレアのエラストマー
［試験条件］
ポリウレア樹脂の塗布厚さ：１．０ｍｍ，１．５ｍｍ，２．０ｍｍ
着地床：コンクリート
落下高さ：１ｍ，１０ｍ，１５ｍ，２０ｍ
試験回数：１回
判定基準：ＩＰＸ７を満足すること（ＪＩＳ Ｃ ０９２０ 電気機械器具の外殻による保護等級）
ＩＰＸ７試験条件：試験体の再下端が水面から１ｍの位置で３０分間没する。
本落下試験の試験条件を以下に示す。
［使用したポリウレア樹脂］
品名：ＬＩＮＥ―Ｘ（登録商標）（ＬＩＮＥ－Ｘ ＬＬＣ）
品番：ＸＳ－３５０
組成：ポリイソシアネート ５０ｗｔ％，ポリアミン ５０ｗｔ％
説明：イソシアネート混合物のＡ剤（硬化剤）とポリオール・芳香族ジアミン混合物であるＢ剤（樹脂）を加熱混合した１００％ポリウレアのエラストマー
［試験条件］
ポリウレア樹脂の塗布厚さ：１．０ｍｍ，１．５ｍｍ，２．０ｍｍ
着地床：コンクリート
落下高さ：１ｍ，１０ｍ，１５ｍ，２０ｍ
試験回数：１回
判定基準：ＩＰＸ７を満足すること（ＪＩＳ Ｃ ０９２０ 電気機械器具の外殻による保護等級）
ＩＰＸ７試験条件：試験体の再下端が水面から１ｍの位置で３０分間没する。
【0072】
４－３－３．落下試験結果
落下試験析結果を表５に示す。
落下試験析結果を表５に示す。
【0073】
【表5】
【0074】
４－３－４．落下試験結果の考察
ポリウレア樹脂未塗布の状態（Ｎｏ．１）では、アームパイプの基端の溶接部に割れ（クラック）が発生した。ＩＰＸ７試験の結果、内部への浸水が確認された。
ポリウレア樹脂を塗布した状態（Ｎｏ．２）では、１．５ｍｍ厚以上であれば最大２０ｍの高さからの落下において、目視ではポリウレア樹脂の破断は確認されなかった。また、ＩＰＸ７試験の結果、内部への浸水が確認されなかった。
ポリウレア樹脂の塗布厚に関しては、無人航空機１０の形状が複雑であるため、４．０ｍｍ厚を超える場合は塗布厚の均一性を保つことが難しい。また、重量過多となり飛行時間が短くなることが懸念されるため、塗布厚さは４．０ｍｍ厚以下が望ましい。
落下試験を実施した結果、表５に示す衝撃試験では２０ｍ落下に耐久できなかったＮｏ．５の構造に１．５ｍｍ厚以上のポリウレア樹脂を塗布することで、耐衝撃性が顕著に向上し、２０ｍ落下に耐久できることが確認された。
ポリウレア樹脂未塗布の状態（Ｎｏ．１）では、アームパイプの基端の溶接部に割れ（クラック）が発生した。ＩＰＸ７試験の結果、内部への浸水が確認された。
ポリウレア樹脂を塗布した状態（Ｎｏ．２）では、１．５ｍｍ厚以上であれば最大２０ｍの高さからの落下において、目視ではポリウレア樹脂の破断は確認されなかった。また、ＩＰＸ７試験の結果、内部への浸水が確認されなかった。
ポリウレア樹脂の塗布厚に関しては、無人航空機１０の形状が複雑であるため、４．０ｍｍ厚を超える場合は塗布厚の均一性を保つことが難しい。また、重量過多となり飛行時間が短くなることが懸念されるため、塗布厚さは４．０ｍｍ厚以下が望ましい。
落下試験を実施した結果、表５に示す衝撃試験では２０ｍ落下に耐久できなかったＮｏ．５の構造に１．５ｍｍ厚以上のポリウレア樹脂を塗布することで、耐衝撃性が顕著に向上し、２０ｍ落下に耐久できることが確認された。
【0075】
４－４．導電性試験
４－４－１．概要
ポリウレア樹脂の保護層２を塗布した無人航空機１０に導電性塗料を塗布した後に表面抵抗値を測定した。
４－４－１．概要
ポリウレア樹脂の保護層２を塗布した無人航空機１０に導電性塗料を塗布した後に表面抵抗値を測定した。
【0076】
４－４－２．試験条件
[使用した導電性塗料]
品名：Ｐｏｌｙｃａｌｍ（プラスコート（株））
品番：ＰＣＳ－１２０１Ｓ
成分：表６の通り
［抵抗測定器］
品名：デジタルマルチメータ（日置電機株式会社）
品番：ＤＴ４２８２
［試験条件］
ポリウレア樹脂（ＬＩＮＥ―Ｘ（登録商標））の保護層の表面にＰｏｌｙｃａｌｍを塗布し、１２時間乾燥後に表面抵抗値を測定した。図１２は、無人航空機の表面抵抗値を測定する箇所を示す図である。本試験では、図に示すＡ－Ｂ，Ａ－Ｃ，Ａ－Ｄ，Ｂ－Ｃ，Ｂ－Ｄ，Ｃ－Ｄの間の表面抵抗値を測定した。
[使用した導電性塗料]
品名：Ｐｏｌｙｃａｌｍ（プラスコート（株））
品番：ＰＣＳ－１２０１Ｓ
成分：表６の通り
［抵抗測定器］
品名：デジタルマルチメータ（日置電機株式会社）
品番：ＤＴ４２８２
［試験条件］
ポリウレア樹脂（ＬＩＮＥ―Ｘ（登録商標））の保護層の表面にＰｏｌｙｃａｌｍを塗布し、１２時間乾燥後に表面抵抗値を測定した。図１２は、無人航空機の表面抵抗値を測定する箇所を示す図である。本試験では、図に示すＡ－Ｂ，Ａ－Ｃ，Ａ－Ｄ，Ｂ－Ｃ，Ｂ－Ｄ，Ｃ－Ｄの間の表面抵抗値を測定した。
【0077】
【表6】
【0078】
４－４－３．導電性試験結果
導電性試験結果を表７に示す。
導電性試験結果を表７に示す。
【0079】
【表7】
【0080】
４－４－４．導電性試験結果の考察
いずれの測定箇所においても、１．０×１０９Ω以下であることが確認された。この結果から、導電性塗料の塗布により静電気帯電の危険性を低減できることが確認された。
いずれの測定箇所においても、１．０×１０９Ω以下であることが確認された。この結果から、導電性塗料の塗布により静電気帯電の危険性を低減できることが確認された。
【0081】
５．変形例
本実施の形態の無人航空機１０に適用される防爆構造は、以下のように変形した態様を採用してもよい。
本実施の形態の無人航空機１０に適用される防爆構造は、以下のように変形した態様を採用してもよい。
【0082】
封止構造としてのケーブルクランプ４６の構成は必須ではない。すなわち、ケーブルクランプ４６は、固着接合部４４と同様に、樹脂を充填して硬化させた固着接合部として構成されていてもよい。また、厚肉部４の構成についても、必須の構成ではない。
【0083】
保護層２に用いられるポリウレア樹脂の種類に限定はない。また、導電性塗料についても、表面抵抗値が１．０×１０９Ω以下という基準を満たすことができるのであれば、その種類に限定はない。
【0084】
ヘッドリア２８の耐圧防爆構造、レンズ２０，２２，２４，２６の周囲の耐圧防爆構造、及びアンテナ３２の周囲の耐圧防爆構造に限定はない。これらの耐圧防爆構造は、既に公知となっている耐圧防爆構造を適宜適用することができる。
【符号の説明】
【0085】
２ 保護層
４ 厚肉部
６ 貫通孔
８ 固定パイプ
８ａ 先端部
８ｂ 中間部
８ｃ 基端部
１０ 無人航空機
１２ ボディ
１４ プロペラ
１６ アームパイプ
１８ プロペラガード
２０ 第一カメラレンズ
２２ 第二カメラレンズ
２４ ＬＥＤレンズ
２６ センサレンズ
２８ ヘッドリア
３０ モータケース
３２ アンテナ
３４ ボディガイド
３６ バッテリ
３８ バッテリケース
４０ フライトコントローラ
４２ ケーブル
４４ 固着接合部
４６ ケーブルクランプ
８２ 溶接部
８４ 接着部
１００ 試験装置
１０２ 本体
１０４ 錘
１０６ ガイド
２０２ 第一レンズカバー
２０４ 固着接合部
２２２ 第二レンズカバー
２４２，２６２ 固着接合部
４ 厚肉部
６ 貫通孔
８ 固定パイプ
８ａ 先端部
８ｂ 中間部
８ｃ 基端部
１０ 無人航空機
１２ ボディ
１４ プロペラ
１６ アームパイプ
１８ プロペラガード
２０ 第一カメラレンズ
２２ 第二カメラレンズ
２４ ＬＥＤレンズ
２６ センサレンズ
２８ ヘッドリア
３０ モータケース
３２ アンテナ
３４ ボディガイド
３６ バッテリ
３８ バッテリケース
４０ フライトコントローラ
４２ ケーブル
４４ 固着接合部
４６ ケーブルクランプ
８２ 溶接部
８４ 接着部
１００ 試験装置
１０２ 本体
１０４ 錘
１０６ ガイド
２０２ 第一レンズカバー
２０４ 固着接合部
２２２ 第二レンズカバー
２４２，２６２ 固着接合部
【図1】
【図2】
【図3】
【図4】
【図5】
【図6】
【図7】
【図8】
【図9】
【図10】
【図11】
【図12】