支腿部、支腿部单元和无人飞行器的制作方法

本发明涉及支腿部、支腿部单元和无人飞行器，更确切而言涉及散布散布物的无人飞行器用的支腿部和支腿部单元以及具有该支腿部和支腿部单元的无人飞行器。

背景技术：

作为此种现有技术的一例，在专利文献1中，公开了如下特征的旋转翼飞机的着陆装置：包括：与旋转翼飞机的机体轴方向交差并隔开规定间隔地安装于旋转翼飞机的机体底部的一对交叉管(crosstube)；和在各交叉管的两端朝向机体轴向连结起来的一对支腿部管，支腿部管形成向上方突出的弯曲部，在该弯曲部的适当的位置形成有与交叉管的连结点。

现有技术文献

专利文献

专利文献1：日本特开2005-343309号公报

技术实现要素：

发明所要解决的课题

在专利文献1中，试图通过装置的简单的改良，在以急速的下沉速度着陆的情况等也能够吸收较大的撞击能量而不对机体和乘坐人员造成伤害。

但是，在无人直升机、多旋翼飞行器等无人飞行器着陆时，从与着陆面接触至完全着陆为止，施加于支腿部的载荷逐渐增加。在施加的载荷较小的着陆初期，要求缓和因与着陆面接触而带来的撞击且提高对于着陆面的起伏的追随性，另一方面，在施加的载荷较大的着陆完成时左右，期望能应对较大的载荷。但是，专利文献1对于同时解决上述问题的方法未作任何公开或启示。

故此本发明的主要目的在于：提供一种能够缓和与着陆面接触而带来的撞击且提高对于着陆面的起伏的追随性，并且应对较大的载荷的支腿部、支腿部单元和无人飞行器。

用于解决课题的技术方案

根据本发明的一个方面，提供如下所述的支腿部：在使一端部接地的状态下从另一端部侧施加载荷时，与载荷小于规定载荷的第1区域相比，载荷为规定载荷以上的第2区域的载荷作用点的位移量相对于载荷的变化量的比例变小。

在本发明中，与载荷小于规定载荷的第1区域相比，载荷为规定载荷以上的第2区域的载荷作用点的位移量相对于载荷的变化量的比例(位移量/载荷变化量)变小。换句话说，与载荷较小的第1区域相比，载荷较大的第2区域的支腿部的弹性常数变大。因而，例如对无人飞行器使用3个以上的本发明的支腿部，在使无人飞行器着陆时，在施加的载荷小于规定载荷的着陆初期，载荷作用点的位移量相对于载荷的变化量的比例较大，因此支腿部易于变形。其结果是，能够缓和支腿部与着陆面接触带来的撞击，且能够吸收着陆面的凹凸而提高对于着陆面的起伏的追随性。另一方面，在施加的载荷为规定载荷以上的着陆完成时左右，载荷作用点的位移量相对于载荷的变化量的比例变得较小，因此支腿部难以变形。其结果是，能够吸收能量而应对较大的载荷。

另外，“载荷作用点”是指被施加载荷的部位。

此外，提供如下所述的支腿部，其包括支腿部主体和加强部件，该加强部件设置为与支腿部主体连接且沿支腿部主体的长度方向延伸，支腿部主体和加强部件构成为在使支腿部主体或加强部件的一端部接地的状态下从支腿部主体的另一端部侧施加载荷时，在载荷小于规定载荷时在两者之间具有间隙，在载荷为规定载荷以上时间隙消失而两者接触。

在本发明中，在使支腿部主体或加强部件的一端部接地的状态下对支腿部主体施加载荷时，至施加规定以上的载荷为止，在支腿部主体与加强部件之间存在间隙，因此，载荷作用点的位移量相对于载荷的变化量的比例较大(支腿部的弹性常数小)。并且，在对支腿部主体施加规定以上的载荷时，支腿部主体与加强部件之间的间隙消失而支腿部主体与加强部件一体化，因此，载荷作用点的位移量相对于载荷的变化量的比例变得较小(支腿部的弹性常数变大)。因而，例如对无人飞行器使用3个以上的本发明的支腿部，在使无人飞行器着陆时，在施加的载荷小于规定载荷的着陆初期，在支腿部主体与加强部件之间存在间隙，载荷作用点的位移量相对于载荷的变化量的比例较大，因此，支腿部易于变形。其结果是，能够缓和支腿部与着陆面接触而带来的撞击，且能够吸收着陆面的凹凸而提高对于着陆面的起伏。另一方面，在施加的载荷为规定载荷以上的着陆完成时左右，支腿部主体与加强部件之间的间隙消失而支腿部主体与加强部件一体化，载荷作用点的位移量相对于载荷的变化量的比例变得较小，因此支腿部难以变形。其结果是，能够吸收能量而应对较大的载荷。

优选为，间隙在加强部件的一端部侧沿着对于支腿部主体的长度方向正交的方向设置，加强部件在另一端部侧与支腿部主体连接。该情况下，在加强部件的一端部侧在支腿部主体与加强部件之间形成有间隙的状态下，在使支腿部主体或加强部件的一端部接地并对支腿部主体施加载荷时，支腿部主体以该间隙变窄的方式挠曲。并且，在载荷为规定载荷以上时，支腿部主体与加强部件的一端部侧之间的间隙消失，两者一体化。通过此种方式，能够容易地得到如下所述的支腿部：与载荷小于规定载荷的第1区域相比，载荷为规定载荷以上的第2区域的载荷作用点的位移量相对于载荷的变化量的比例变小。

此外，优选为，在通过施加规定以上的载荷而支腿部主体与加强部件接触的各接触面，在一者形成有凹部且在另一者形成有嵌入凹部的凸部。该情况下，能够使支腿部主体和加强部件更强固地一体化。

更优选为，加强部件设置为在一端部侧与支腿部主体连接且在另一端部侧能够相对于支腿部主体沿长度方向相对地滑动，支腿部主体具有卡止加强部件的另一端部的卡止部，间隙设置于加强部件的另一端部与卡止部之间。该情况下，在加强部件的另一端部与支腿部主体的卡止部之间形成有间隙的状态下，在使支腿部主体或加强部件的一端部接地并对支腿部主体施加载荷时，支腿部主体被向下方按压。与之相伴，加强部件的另一端部相对于支腿部主体沿长度方向滑动，该间隙变窄。并且，在载荷为规定载荷以上时，加强部件的另一端部卡止于支腿部主体的卡止部，支腿部主体与加强部件的另一端部之间的间隙消失而两者一体化。通过此种方式，能够容易地得到如下所述的支腿部：与载荷小于规定载荷的第1区域相比，载荷为规定载荷以上的第2区域的载荷作用点的位移相对于载荷的变化量的比例变小。

优选为，在使支腿部主体或加强部件的一端部接地的状态下，加强部件位于支腿部主体的上侧。该情况下，能够容易地更换加强部件。例如对无人飞行器使用3个以上的本发明的支腿部，在无人飞行器着陆时，能够容易地更换加强部件。因而，能够容易地根据因无人飞行器的重量、降下速度而不同的着陆时的撞击，更换适当的机械性质的加强部件。

此外，优选为，加强部件的一端部和支腿部主体的一端部以具有鼓出外形且在支腿部主体与加强部件之间形成有贯通部的方式连接。该情况下，易于握持加强部件或支腿部主体的一端部附近而能够作为握持部发挥作用。因而，例如在运输具有这样的支腿部的无人飞行器时，能够通过握持加强部件或支腿部主体的一端部附近而顺畅地进行作业。

更优选为，将加强部件的一端部与支腿部主体的一端部在施加预载荷(初始载荷)的条件下连接起来。该情况下，能够预先调整施加于支腿部主体的载荷小于规定载荷的区域的、载荷作用点的位移量相对于载荷的变化量的比例(支腿部的弹性常数)。

优选为，加强部件的一端部与支腿部主体的一端部的连接部形成为曲面状。该情况下，例如在将具有这样的支腿部的无人飞行器对运输用的货架进行装卸时，无人飞行器易于在货架上滑动，能够顺畅地进行作业。

此外，优选为，支腿部主体以在使一端部接地的状态下从另一端部侧施加载荷时，随着载荷变大，从一端部朝向另一端部侧的位置更远的部位接地的方式构成为弓状。该情况下，在使弓状的支腿部主体的一端部接地的状态下对支腿部主体施加载荷时，随着施加于支腿部主体的载荷变大，支腿部主体的接地部位从一端部向另一端部侧向更远的部位移动(或扩展)。在载荷较小的区域，载荷作用点的位移量相对于载荷的变化量的比例较大。另一方面，载荷较大的区域，载荷作用点的位移量相对于载荷的变化量的比例变得较小。因而，例如对无人飞行器使用3个以上这样的支腿部，在使无人飞行器着陆时，在施加的载荷较小的着陆初期，支腿部主体的一端部附近接地而载荷作用点的位移量相对于载荷的变化量的比例较大，因此，支腿部易于变形。其结果是，能够进一步缓和因支腿部与着陆面的接触而带来的撞击，且能够吸收着陆面的凹凸而提高对于着陆面的起伏。另一方面，在施加的载荷较大的着陆完成时左右，支腿部主体的接地部位向另一端部侧移动(或扩展)，载荷作用点的位移量相对于载荷的变化量的比例变得较小，因此支腿部难以变形。其结果是，能够进一步吸收能量而应对较大的载荷。像这样，通过使用弓状的支腿部主体，使用上述支腿部主体和加强部件的情况下的作用效果变得显著。

此外，提供支腿部单元，其包括上述3个以上的支腿部、和安装有各支腿部的箱，各支腿部以支腿部的一端部位于比箱靠下方的方式安装于箱。

在本发明中，箱不仅具有收纳散布物、燃料的原本的功能，还发挥支承并连结3个以上的支腿部的功能。

优选为，还包括与箱一体地设置且连结相邻的支腿部的连结部件。该情况下，能够由与箱一体地形成的连结部件更强固地连结相邻的支腿部。

进一步提供无人飞行器，其具有上述3个以上的支腿部和安装有各支腿部的飞行器主体，各支腿部以支腿部的一端部位于比飞行器主体靠下方的方式安装于飞行器主体。

在无人飞行器着陆时，要求缓和与着陆面的接触带来的撞击并提高对着陆面的起伏的追随性，并且应对较大的载荷，因此，本发明能够适用于无人飞行器。

优选为，还包括安装有各支腿部的箱，各支腿部以支腿部的一端部位于比箱靠下方的方式安装于箱。该情况下，能够由收纳散布物、燃料的箱更强固地连结各支腿部。

此外，提供支腿部单元，其包括：在使一端部接地的状态下从另一端部侧施加载荷时，以更大地张开的方式配置为向下变宽状的3个以上的支腿部；将各支腿部在另一端部侧相互连结的连结部件；和在比连结部件靠下方，将各支腿部的支腿张开部与其他至少1个支腿部的支腿张开部连结的能够伸缩的伸缩部件，连结部件和伸缩部件构成为在使各支腿部的一端部接地的状态下从各支腿部的另一端部侧施加载荷时，在载荷小于规定载荷时在两者间具有间隙，在载荷为规定载荷以上时两者接触。

在本发明中，在使各支腿部的一端部接地的状态下对各支腿部从另一端部侧施加载荷时，各支腿部的支腿张开部向外侧打开。与之相伴，设置于比连结部件靠下方的伸缩部件被向外侧拉伸，并且连结部件向伸缩部件侧相对下降，最终与伸缩部件接触。至施加规定以上的载荷为止在连结部件与伸缩部件之间存在间隙，因此，载荷由支腿部支承，载荷作用点的位移量相对于载荷的变化量的比例较大(支腿部的弹性常数小)。并且，在施加规定以上的载荷时，连结部件与伸缩部件接触，载荷不仅由支腿部支承且由伸缩部件支承，因此，载荷作用点的位移量相对于载荷的变化量的比例变得较小(支腿部与伸缩部件合起来的弹性常数变大)。因而，例如在对无人飞行器使用本发明的支腿部单元，并使无人飞行器着陆时，在施加的载荷小于规定载荷的着陆初期，在连结部件与伸缩部件之间存在间隙，载荷作用点的位移量相对于载荷的变化量的比例变得较大，因此，支腿部易于变形。其结果是，能够缓和支腿部与着陆面的接触带来的撞击，且能够吸收着陆面的凹凸而提高对于着陆面的起伏的追随性。另一方面，在施加的载荷为规定载荷以上的着陆完成时左右，连结部件与伸缩部件が接触，载荷作用点的位移量相对于载荷的变化量的比例变得较小，因此，支腿部难以变形。其结果是，能够吸收能量而应对较大的载荷。

发明效果

根据本发明，可得到能够缓和与着陆面的接触带来的撞击且使对于着陆面的起伏的追随性提高，并且应对较大的载荷的支腿部、支腿部单元和无人飞行器。

附图说明

图1是表示本发明的一实施方式的多旋翼飞行器的立体图。

图2表示图1的实施方式的多旋翼飞行器，(a)为正面图解图，(b)为侧视图解图。

图3是表示支腿部单元的一例的立体图。

图4表示支腿部的一例，(a)为侧视图，(b)为立体图。

图5是表示图4(a)的a-a端面的端面图。

图6是表示施加于支腿部的载荷与载荷作用点的位移量的关系的图表。

图7是表示伴随施加于支腿部的载荷的增加而支腿部的接地状态变迁的图解图。

图8是表示支腿部单元的其他例的图解图。

图9是表示支腿部的前端部的一例的图解图。

图10表示支腿部的其他例，(a)为侧视图，(b)为立体图。

图11表示支腿部的其他例，(a)为侧视图，(b)为立体图。

图12(a)是表示图11(a)的b-b端面的端面图，(b)是表示在图11(b)中用点划线包围的部分的放大图。

图13是表示支腿部单元的其他例的立体图。

图14表示图13的支腿部单元，(a)是表示在箱与伸缩部件之间存在间隙的状态的图解图，(b)是表示在箱与伸缩部件之间不存在间隙的状态的图解图。

具体实施方式

以下，参照附图对本发明的实施方式进行说明。此处，对将本发明的一实施方式的支腿部(脚部)38适用于作为无人飞行器的一例的多旋翼飞行器10的情况进行说明。

参照图1和图2，本发明的一实施方式的多旋翼飞行器10包含主支承部12。主支承部12包含圆板状的旋翼毂(毂部/hub)14和多个(在本实施方式中为6个)圆柱状的旋翼杆(辐条部/spoke)16。6个旋翼杆16形成为在旋翼毂14的侧面在周向上隔开大致相等的间隔(大致60度的间隔)地设置，且以放射状延伸。在各旋翼杆16的前端部的上方例如设有由电机构成的驱动源18、和单旋翼单元20。单旋翼单元20包括旋翼支承部20a和单旋翼20b。旋翼支承部20a在旋翼杆16的前端部的上方沿上下方向延伸，由驱动源18旋转驱动。单旋翼20b被支承在旋翼支承部20a的上端部，与旋翼支承部20a一同旋转。像这样构成多旋翼飞行器主体m。

此外，多旋翼飞行器10包括：用于向农田散布药剂的散布装置22；用于接收和发送无线信号的天线24；和用于控制多旋翼飞行器10的动作的控制装置(未图示)。此处所说的药剂是指除草剂、肥料、水等液状或粒状的向农田散布之物。天线24从主支承部12的中央部向上方延伸，控制装置收纳在主支承部12内。散布装置22包括：收纳药剂的箱26；多个(在本实施方式中为2个)臂状的配管28a、28b；用于排出药剂的多个(在本实施方式中为2个)喷嘴30a、30b；和将箱26内的药剂向喷嘴30a、30b压送的泵32，散布装置22设于主支承部12的下方。箱26进而散布装置22由从旋翼毂14的中央部向下方延伸的支承部34支承。配管28a、28b分别形成为大致l字状，从箱26的侧面以放射状且向彼此相反的方向延伸。喷嘴30a、30b分别设置于配管28a、28b的前端部。泵32设置于箱26的侧面。收纳于箱26内的药剂经由配管28a、28b从喷嘴30a、30b向下方排出。

进一步，多旋翼飞行器10含有支腿部单元36。参照图3，支腿部单元36包括：多个(在本实施方式中为4个)支腿部38；将相邻的两个支腿部38连结起来的一对连结部件40；和将相邻的两个支腿部38连结起来的一对连结部件42。支腿部单元36经由多个(在本实施方式中为4个)连接部件44与旋翼毂14连结。各连接部件44将对应的支腿部38的上端部与旋翼毂14的下表面连结。由此，各支腿部38以支腿部38的一端部(下端部)位于比多旋翼飞行器主体m靠下方的方式被安装于多旋翼飞行器主体m。

参照图4和图5对支腿部38进行说明。

支腿部38包括支腿部主体46和加强部件48。

支腿部主体46由例如耐撞击且不易破损的超高分子量聚乙烯构成，形成为大致弓状，包括：主体中部50；与主体中部50的上端相连的主体上部52；和与主体中部50的下端相连的主体下部54。在主体中部50和主体下部54中的与加强部件48相对的面的宽度方向中央部，在从主体中部50的上端至主体下部54的下端的范围形成有槽状的凹部56。此外，在主体中部50的上端部形成有用于安装加强部件48的上端部的贯通孔58。在主体下部54的下端部形成有用于安装加强部件48的下端部的贯通孔60。

加强部件48例如由挠曲强度优异的聚酰胺构成，包括部件上部62和部件下部64，部件下部64与部件上部62的下端相连。部件上部62沿着主体中部50且形成为与主体中部50大致相同的长度。在部件上部62的上端部形成有用于安装于主体中部50的贯通孔(未图示)。部件下部64从部件上部62的下端弯折而形成为大致v字状，部件下部64的前端部形成为曲面状。在部件上部62和部件下部64中的与支腿部主体46相对的面的宽度方向中央部，在从部件上部62的上端至部件下部64的下端的范围形成有凸部66。凸部66具有能够进出凹部56的大小(参照图5)。凸部66中，形成于部件下部64的中央部的部分的缘部形成为波状以便易于握持。在加强部件48(凸部66)的下端部形成有用于安装主体下部54的贯通孔(未图示)。

并且，在支腿部主体46的凹部56嵌入有加强部件48的凸部66，且在部件下部64的前端部被定位为覆盖主体下部54的前端部的状态下，对支腿部主体46的贯通孔58和加强部件48的上端部的贯通孔插通螺钉等紧固部件(未图示)并固定，对支腿部主体46的贯通孔60和加强部件48的下端部的贯通孔插通螺钉等紧固部件(未图示)并固定。由此，加强部件48设置为沿支腿部主体46的长度方向延伸，支腿部主体46和加强部件48在一端部(下端部)侧和另一端部(上端部)侧被连接起来。

相邻的支腿部38的主体中部50的上端部(贯通孔58附近)彼此由肋状的连结部件40或42连结。此外，各支腿部38的主体上部52的上端部经由连接部件44与多旋翼飞行器主体m连结。支腿部38和连结部件40、42以及连接部件44例如由螺钉等紧固部件连接。

在这样的支腿部38中，在使支腿部主体46或加强部件48的一端部接地的状态下加强部件48位于支腿部主体46的上侧。加强部件48的一端部与支腿部主体46的一端部以如下方式连接：被施加预载荷而连接(参照图4(a))起来，此外，具有鼓出的外形且在支腿部主体46与加强部件48之间形成有贯通部68。加强部件48的一端部与支腿部主体46的一端部的连接部形成为曲面状。此外，在通过对支腿部38施加规定以上的载荷而支腿部主体46与加强部件48接触的各个接触面，在支腿部主体46侧的面形成有凹部56，且在加强部件48侧的面形成有嵌入凹部56的凸部66。另外，在图4(a)所示的主体下部54中，点划线表示支腿部主体46的贯通孔60与加强部件48的下端部的贯通孔的组装前的形状，实线表示组装时的形状。

这样的多旋翼飞行器10的静载荷试验的结果，可得到图6所示的施加于支腿部38的载荷与载荷作用点x的位移量的关系。在该试验中，在使各支腿部38的加强部件48的一端部接地的状态下，从上方对多旋翼飞行器10施加载荷，测定载荷作用点x的沿铅垂方向的位移量。在本实施方式中，载荷作用点x是支腿部主体46的另一端部侧的主体上部52与连接部件44的连接部(参照图4(a))。图6中的横轴的载荷是施加于4个支腿部38的总载荷。因而，施加于各支腿部38的载荷作用点x的载荷能够被看作是“施加于4个支腿部38的总载荷”的四分之一。

参照图6和图7，在载荷为零的点p1，如图7(a)所示，加强部件48的下端部接地，支腿部主体46与加强部件48之间存在间隙c1。参照图5，间隙c1在加强部件48的一端部侧在与支腿部主体46的长度方向正交的方向上，设置于凹部56与凸部66之间。在本实施方式中，即使载荷为零，凸部66也略微插入到凹部56。由此，能够防止在施加载荷时，凸部66与凹部56的嵌合脱离。在载荷为17kgf的点p2，如图7(b)所示，加强部件48的下端部与支腿部主体46的主体下部54接地，支腿部主体46与加强部件48之间的间隙c1消失。在本试验中，17/4kgf相当于施加于各载荷作用点x的规定载荷。在载荷为大致46kgf(通常使用范围的上限)的点p3，如图7(c)所示，在没有间隙c1的状态下，加强部件48不接地且支腿部主体46的主体中部50的下端部接地。在载荷为大致57kgf(加强部件破损范围)的点p4，如图7(d)所示，在没有间隙c1的状态下，支腿部主体46的主体中部50大面积接地。在点p4处，连结部件40、42也大幅变形。

像这样，在支腿部主体46中，在从另一端部侧施加载荷时，随着载荷变大，从一端部朝向另一端部侧的位置更远的部位接地。此外，在使加强部件48的一端部接地的状态下从支腿部主体46的另一端部侧施加载荷时，在各支腿部38中施加于载荷作用点x的载荷小于规定载荷时，在支腿部主体46与加强部件48之间存在间隙c1，但在载荷为规定载荷以上时，间隙c1消失，两者接触而一体化。因而，在使支腿部38的一端部接地的状态下从另一端部侧施加载荷时，与施加于各支腿部38的载荷小于规定载荷的第1区域r1相比，载荷为规定载荷以上的第2区域r2的载荷作用点x的位移量相对于施加于支腿部38的载荷的变化量的比例(位移量/载荷变化量：图6所示的特性曲线的斜率)变小。换句话说，与载荷较小的第1区域r1相比，载荷较大的第2区域r2的支腿部38的弹性常数变大。

根据这样的多旋翼飞行器10，在各支腿部38中，在使加强部件48的一端部接地的状态下对支腿部主体46施加载荷时，至施加规定以上的载荷为止，在支腿部主体46与加强部件48之间存在间隙c1，因此，载荷作用点x的位移量相对于载荷的变化量的比例变得较大(支腿部38的弹性常数变得较小)。并且，在对支腿部主体46施加规定以上的载荷时，支腿部主体46与加强部件48之间的间隙c1消失而支腿部主体46与加强部件48一体化，因此，载荷作用点x的位移量相对于载荷的变化量的比例变得较小(支腿部38的弹性常数变得较大)。因而，在使多旋翼飞行器10着陆时，在施加于各支腿部38的载荷小于规定载荷的着陆初期，在支腿部主体46与加强部件48之间存在间隙c1，载荷作用点x的位移量相对于载荷的变化量的比例变得较大，因此，支腿部38易于变形。其结果是，能够缓和支腿部38与着陆面的接触带来的撞击，且能够吸收着陆面的凹凸而提高对于着陆面的起伏的追随性。另一方面，在施加于各支腿部38的载荷为规定载荷以上的着陆完成时左右，支腿部主体46与加强部件48之间的间隙c1消失而支腿部主体46与加强部件48一体化，载荷作用点x的位移量相对于载荷的变化量的比例变得较小，因此，支腿部38难以变形。其结果是，能够吸收能量而应对较大的载荷。

此外，在使弓状的支腿部主体46的一端部接地的状态下对支腿部主体46施加载荷时，随着施加于支腿部主体46的载荷变大，支腿部主体46的接地部位从一端部朝向另一端部侧的位置更远的部位移动(或扩展)。在载荷较小的区域，载荷作用点x的位移量相对于载荷的变化量的比例较大。另一方面，在载荷较大的区域，载荷作用点x的位移量相对于载荷的变化量的比例较小。因而，在使具有支腿部38的多旋翼飞行器10着陆时，在所施加的载荷较小的着陆初期，支腿部主体46的一端部附近接地而载荷作用点x的位移量相对于载荷的变化量的比例较大，因此，支腿部38易于变形。其结果是，能够进一步缓和支腿部38与着陆面的接触带来的撞击，且能够吸收着陆面的凹凸而提高对于着陆面的起伏的追随性。另一方面，在施加的载荷较大的着陆完成时左右，支腿部主体46的接地部位向另一端部侧移动(或扩展)，载荷作用点x的位移量相对于载荷的变化量的比例变得较小，因此，支腿部38难以变形。其结果是，能够进一步吸收能量而应对较大的载荷。像这样，通过使用弓状的支腿部主体46，上述作用效果显著。

在使支腿部主体46或加强部件48的一端部接地的状态下，加强部件48位于支腿部主体46的上侧，因此，能够容易地更换加强部件48。因而，在多旋翼飞行器10着陆时，能够容易地更换加强部件48，能够容易地根据因多旋翼飞行器10的重量、下降速度而有所不同的着陆时的撞击，更换为适合的机械性质的加强部件。

加强部件48的一端部与支腿部主体46的一端部以具有鼓出的外形且在支腿部主体46与加强部件48之间形成有贯通部68的方式连接，因此，能够易于握持加强部件48或支腿部主体46的一端部附近而使其作为握持部发挥作用。因而，在运输多旋翼飞行器10的情况下，能够通过握持加强部件48或支腿部主体46的一端部附近来顺畅地进行作业。

加强部件48的一端部与支腿部主体46的一端部在施加预载荷(初始载荷)的条件下相连接，因此，能够预先调整施加于支腿部主体46的载荷小于规定载荷的区域的、载荷作用点x的位移量相对于载荷的变化量的比例(支腿部38的弹性常数)。

加强部件48的一端部与支腿部主体46的一端部的连接部形成为曲面状，因此，在将多旋翼飞行器10对运输用的货架进行装卸时，多旋翼飞行器10易于在货架上滑动，能够顺畅地进行作业。

在多旋翼飞行器10着陆时，要求缓和与着陆面的接触所带来的撞击并提高对着陆面的起伏的追随性，并且应对较大的载荷，因此，支腿部38能够适用于多旋翼飞行器10。

在后文所述的图10所示的支腿部38a中，也能够同样地起到以上的作用效果。

此外，在支腿部38中，在加强部件48的一端部侧在支腿部主体46与加强部件48之间形成有间隙c1的状态下，在使支腿部主体46或加强部件48的一端部接地而对支腿部主体46施加载荷时，支腿部主体46以该间隙c1变窄的方式挠曲。并且，在施加于支腿部38的载荷为规定载荷以上时，支腿部主体46与加强部件48的一端部侧之间的间隙c1消失，两者一体化。像这样，能够容易地得到如下所述的支腿部38：与载荷小于规定载荷的第1区域r1相比，载荷为规定载荷以上的第2区域r2的载荷作用点x的位移量相对于载荷的变化量的比例变小。

在支腿部38中，在支腿部主体46侧的面形成有凹部56，在加强部件48侧的面形成有嵌入凹部56的凸部66，因此，能够使支腿部主体46与加强部件48更强固地一体化。

在上述实施方式中，支腿部单元36没有与箱26连接，但不限于此。也可以使用如图8所示的支腿部单元36a。支腿部单元36a相当于将图3所示的支腿部单元36与箱26a连接的结构。在支腿部单元36a中，以支腿部38的一端部(下端部)位于比箱26a靠下方的方式，利用箱26a将各支腿部38的主体上部52连结起来。主体上部52和箱26a例如由螺钉等紧固部件(未图示)连接。此外，箱26a和连结部件40、42例如由螺钉等紧固部件而一体地设置。支腿部单元36a经由与各支腿部38的主体上部52连接的连接部件44而与多旋翼飞行器主体m连结。

根据这样的支腿部单元36a，箱26a不仅具有收纳散布物、燃料的原本的功能，还发挥支承并连结4个支腿部38的功能，能够强固地将各支腿部38连结起来。此外，能够由与箱26a一体化的连结部件40、42而将相邻的支腿部38更为强固地连结起来。像这样，各支腿部38不仅由箱26a支承，还由连结部件40、42支承，能够分担支腿部38的支承，能够更强固地支承支腿部38。

在上述实施方式中，支腿部38构成为即使在载荷为零的状态下，加强部件48的凸部66的前端也在加强部件48的一端部侧(部件上部62的下端部侧)进入到支腿部主体46的凹部56内，但不限于此。支腿部38也可以构成为如图9所示，在载荷为零的状态下，在加强部件48的一端部侧，加强部件48的凸部66的前端不进入到支腿部主体46的凹部56。此外，也可以在支腿部主体设置凸部且在加强部件设置凹部。进一步，也可以使用没有凹部和凸部的支腿部主体和加强部件来构成支腿部。

此外，加强部件48也可以不含有部件下部64。因而，支腿部主体46的下端部与加强部件的下端部可以不必一定连接。

接下来，参照图10对本发明的其他实施方式的支腿部38a进行说明。

支腿部38a包含支腿部主体70和加强部件72。

支腿部主体70例如由耐撞击且难以破损的超高分子量聚乙烯构成，形成为大致弓状，该支腿部主体70包括：主体中部74；与主体中部74的上端部相连的主体上部76；和与主体中部74的下端相连的主体下部78。在主体中部74和主体下部78中的与加强部件72相对的面的宽度方向中央部，在从主体中部74的上端至主体下部78的下端的范围形成有槽状的凹部80。此外，在主体上部76的下端形成有卡止加强部件72的另一端部(上端部)的卡止部82。主体下部78的下端部形成为曲面状，在主体下部78的下端部，形成有用于安装加强部件72的下端部的贯通孔84。

加强部件72例如由挠曲强度优异的聚酰胺构成，包括：部件上部86；和与部件上部86的下端相连的部件下部88。部件上部86沿着主体中部74且形成为与主体中部74大致相同的长度，具有形成于其上端部的突起部90。部件下部88从部件上部86的下端折弯而形成为大致v字状。在部件上部86和部件下部88中的与支腿部主体70相对的面的宽度方向中央部，在从部件上部86的上端至部件下部88的下端的范围，进一步以从部件下部88超出且朝向部件上部86侧弯曲的方式形成有凸部92。凸部92具有能够嵌入凹部80的大小，通过使凸部92嵌入凹部80，能够防止相对于支腿部主体70的加强部件72的宽度方向的位置偏移，能够使加强部件72位于支腿部主体70上。在加强部件72(凸部92)的下端部形成有用于安装主体下部78的贯通孔(未图示)。

而且，在以加强部件72的凸部92嵌入支腿部主体70的凹部80的方式定位的状态下，对支腿部主体70的贯通孔84和加强部件72的下端部的贯通孔插通螺钉等紧固部件(未图示)并固定。由此，加强部件72设置为沿支腿部主体70的长度方向延伸，支腿部主体70与加强部件72在一端部(下端部)侧连接。此外，在加强部件72的另一端部的突起部90与支腿部主体70的卡止部82之间设置有间隙c2，加强部件72设置为在另一端部(上端部)侧能够相对于支腿部主体70沿长度方向相对地滑动。

相邻的支腿部38a的主体上部76的下端部(卡止部82的略靠上侧)彼此由肋状的连结部件40或42连结。此外，各支腿部38a的主体上部76的上端部经由连接部件44与多旋翼飞行器主体m连结。支腿部38a与连结部件40、42及连接部件44例如由螺钉等紧固部件连接。

在这样的支腿部38a中，在使支腿部主体70的一端部接地的状态下，加强部件72位于支腿部主体70的上侧。加强部件72的一端部与支腿部主体70的一端部在施加预载荷的条件下连接(参照图10(a))，此外，以具有鼓出的外形且在支腿部主体70与加强部件72之间形成有贯通部94的方式连接。加强部件72的一端部与支腿部主体70的一端部的连接部形成为曲面状。此外，在通过对支腿部38a施加规定以上的载荷而支腿部主体70与加强部件72接触的各接触面，在支腿部主体70侧的面上形成有凹部80，且在加强部件72侧的面上形成有嵌入凹部80的凸部92。另外，在图10(a)所示的主体下部78中，点划线表示支腿部主体70的贯通孔84与加强部件72的下端部的贯通孔的组装前的形状，实线表示组装时的形状。

此外，在支腿部主体70，在使一端部接地的状态下从另一端部侧施加载荷时，随着载荷变大，从一端部朝向另一端部侧的位置更远的部位接地。此外，在使支腿部主体70的一端部接地的状态下从支腿部主体70的另一端部侧施加载荷时，在各支腿部38a施加于载荷作用点(支腿部38a与连接部件44的连接部)的载荷小于规定载荷时，在各支腿部主体70与加强部件72之间存在间隙c2(参照图10)，但在载荷为规定载荷以上时，间隙c2消失，两者接触而一体化。因而，在使支腿部38a的一端部接地的状态下从另一端部侧施加载荷时，与施加于各支腿部38a的载荷小于规定载荷的第1区域(相当于图6的第1区域r1)相比，载荷为规定载荷以上的第2区域(相当于图6的第2区域r2)的载荷作用点的位移量对于施加于支腿部38a的载荷的变化量的比例变小。

根据含有这样的支腿部38a的多旋翼飞行器，在加强部件72的另一端部与支腿部主体70的卡止部82之间形成有间隙c2的状态下，在使支腿部主体70的一端部接地并对支腿部主体70施加载荷时，支腿部主体70被向下方按压。与之相伴，加强部件72的另一端部相对于支腿部主体70沿长度方向(y1方向)滑动，间隙c2变窄。并且，在施加于各支腿部38a的载荷为规定载荷以上时，加强部件72的另一端部(突起部90)卡止于支腿部主体70的卡止部82，支腿部主体70与加强部件72的另一端部之间的间隙c2消失而两者一体化。通过此种方式，能够容易地得到如下所述的支腿部38a：与载荷小于规定载荷的第1区域相比，载荷为规定载荷以上的第2区域的载荷作用点的位移对于载荷的变化量的比例变小。

进一步，参照图11和图12对本发明的其他实施方式的支腿部38b进行说明。

支腿部38b包含支腿部主体96和加强部件98。

支腿部主体96例如有耐撞击且不易破损的超高分子量聚乙烯构成，形成为大致弓状，该支腿部主体96包含：主体中部100；与主体中部100的上端相连的主体上部102；和与主体中部100的下端相连的主体下部104。以夹着主体中部100中的与加强部件98相对的面的方式，在主体中部100的上端略靠下方的位置形成有一对卡止部106a、106b。在主体中部100中的与加强部件98相对的面的下端，设置有突起部110，该突起部110具有沿支腿部38b的长度方向延伸的缝隙108。在该相对面的宽度方向中央部，在从主体中部100的上端至突起部110的范围形成有槽状的凹部112。此外，在主体中部100的上端部的两侧面形成有沿支腿部38b的长度方向延伸的一对槽状的凹部114a、114b。主体下部104的下端部形成为曲面状。

加强部件98例如由挠曲强度优异的聚酰胺构成，形成为大致v字状，设置为与支腿部主体96的主体中部100相对。加强部件98包括部件主体116。在部件主体116的上端部设置有卡止部118。卡止部118包括能够在凹部114a、114b滑动的一对凸部120a、120b(参照图12(a))。在部件主体116的下端部设置有插入突起部110的缝隙108的板状部122。在部件主体116和卡止部118中的与支腿部主体96相对的面的宽度方向中央部，在从卡止部118的上端至部件主体116的下端范围形成有凸部124。凸部124具有能够嵌入凹部112的大小，凸部124被嵌入凹部112，由此，能够防止相对于支腿部主体96的加强部件98的宽度方向的位置偏移。

并且，在支腿部主体96的凹部112、114a、114b分别嵌入有加强部件98的凸部124、120a、120b，且在支腿部主体96的缝隙108插入有加强部件98的板状部122的状态下，用螺钉等紧固部件(未图示)将突起部110与板状部122固定。由此，加强部件98设置为沿支腿部主体96的长度方向延伸，支腿部主体96与加强部件98在一端部(下端部)侧连接。此外，在加强部件98的卡止部118与支腿部主体96的卡止部106a、106b之间设置有间隙c3(参照图11(a))，加强部件98设置为在另一端部(上端部)侧能够相对于支腿部主体96在长度方向上相对滑动。在支腿部38b，在使支腿部主体96的一端部接地的状态下，加强部件98位于支腿部主体96的下侧。

根据使用这样的支腿部38b的多旋翼飞行器，在加强部件98的卡止部118与支腿部主体96的卡止部106a、106b之间形成有间隙c3的状态下，在使支腿部主体96的一端部接地并从支腿部主体96的另一端部侧施加载荷时，支腿部主体96被向下方按压而弯曲。与之相伴，加强部件98的卡止部118相对于支腿部主体96沿凹部114a、114b在长度方向(y2方向)上滑动，间隙c3逐渐变窄。并且，在施加于各支腿部38b的载荷为规定载荷以上时，加强部件98的卡止部118卡止于支腿部主体96的卡止部106a、106b，间隙c3消失而支腿部主体96与加强部件98一体化。通过此种方式，能够容易地得到如下所述的支腿部38b：与载荷小于规定载荷的第1区域(图6的第1区域r1)相比，载荷为规定载荷以上的第2区域(相对于图6的第2区域r2)的载荷作用点的位移相对于载荷的变化量的比例变小。

进一步，参照图13和图14对本发明的其他实施方式的支腿部单元36b进行说明。

支腿部单元36b包括：多个(本实施方式中为4个)支腿部38d；作为连结各支腿部38d的连结部件发挥作用的箱26b；和连结相对的2个支腿部38d的2个伸缩部件126。

各支腿部38d形成为大致弓状，包括：安装于箱26b的安装部128；与安装部128的下端相连且能够张开(展开/伸开)的支腿张开部130；和为了支承伸缩部件126而设置于支腿张开部130的支承部132。支腿张开部130的下端部形成为曲面状。

4个支腿部38d以在一端部(下端部)接地的状态下从另一端部(上端部)侧施加载荷时进一步张开的方式配置为向下变宽状。箱26b将各支腿部38d在另一端部侧相互连结起来。伸缩部件126例如由橡胶构成，在比箱26b靠下方，将相对的支腿部38d的支腿张开部130(支承部132)彼此连结起来。

支腿部单元36b以支腿部38d的一端部位于比多旋翼飞行器主体m(参照图1)靠下方的方式，经由与支腿部38d的另一端部连接的连接部件(未图示)与多旋翼飞行器主体m连结。

根据具有这样的支腿部单元36b的多旋翼飞行器，在使各支腿部38d的一端部接地的状态下对各支腿部38d从另一端部侧施加载荷时，各支腿部38d的支腿张开部130向外侧张开。与之相伴，设置在比作为连结部件发挥作用的箱26b靠下方的伸缩部件126被向外侧拉伸，并且箱26b向伸缩部件126侧相对下降，最终与伸缩部件126接触。至施加规定以上的载荷为止，箱26b与伸缩部件126之间存在间隙c4，因此，载荷由支腿部38d支承，载荷作用点的位移量相对于载荷的变化量的比例较大(支腿部38d的弹性常数小)。并且，在施加规定以上的载荷时，箱26b与伸缩部件126接触，载荷不仅由支腿部38d支承还由伸缩部件126支承，因此，载荷作用点的位移量相对于载荷的变化量的比例变得较小(支腿部38d与伸缩部件126合起来的弹性常数变大)。因而，在使具有支腿部单元36b的多旋翼飞行器着陆时，在施加的载荷小于规定载荷的着陆初期，在箱26b与伸缩部件126之间存在间隙c4，载荷作用点的位移量相对于载荷的变化量的比例较大，因此，支腿部38d易于变形。其结果是，能够缓和支腿部38d与着陆面的接触造成的撞击，且能够吸收着陆面的凹凸而提高对于着陆面的起伏的追随性。另一方面，在施加的载荷为规定载荷以上的着陆完成时左右，箱26b与伸缩部件126接触，载荷作用点的位移量相对于载荷的变化量的比例变得较小，因此，支腿部38d难以变形。其结果是，能够吸收能量从而应对较大的载荷。

另外，在图4所示的实施方式中，在载荷为零时加强部件48接地，但不限于此。也可以构成为在载荷为零时支腿部主体接地。

在图10所示的实施方式中，在载荷为零时主要是支腿部主体70接地，但不限于此。也可以构成为在载荷为零时主要是加强部件接地。

在图4和图8所示的实施方式中，加强部件具有鼓出的外形，但不限于此。也可以是支腿部主体具有鼓出的外形。

在图8所示的支腿部单元36a中，箱26a与连结部件40、42一体地设置，但不限于此。箱26a与连结部件40、42也可以分离。

在图13所示的实施方式中，伸缩部件126将相对的2个支腿部38d连结起来，但不限于此。伸缩部件只要将各支腿部的支腿张开部至少与其他至少1个支腿部的支腿张开部连结，则也可以设为将相邻的支腿部连结。

在上述实施方式中，对多旋翼飞行器具有4个支腿部的情况进行了说明，但不限于此。多旋翼飞行器具有3个以上的支腿部即可。

在上述实施方式中，对将本发明适用于多旋翼飞行器的情况进行了，但不限于此。本发明能够适用于单旋翼直升机、热气球等任意的无人飞行器。

以上，对本发明所优选的实施方式进行了说明，但显然能够在不脱离本发明的范围和精神的范围内进行各种变更。本发明的范围仅由所附的权利要求书来限定。

符号说明

10多旋翼飞行器(multicopter)

26、26a、26b箱

36、36a、36b支腿部单元

38、38a、38b、38c、38d支腿部

40、42连结部件

44连接部件

46、70、96支腿部主体

48、72、98加强部件

56、80、112、114a、114b凹部

66、92、120a、120b、124凸部

68、94贯通部

82、106a、106b、118卡止部

126伸缩部件

130支腿张开部

c1、c2、c3、c4间隙

m多旋翼飞行器主体

r1第1区域

r2第2区域

x载荷作用点。