降落伞装置、飞行装置、及飞行体发射机构的制作方法

1.本发明涉及降落伞装置、飞行装置、及飞行体发射机构，涉及例如安装在能够远程操作及自主飞行的具备多旋翼的旋翼机型飞行装置上的降落伞装置。

背景技术：

2.近年来，研究了一种能够远程操作及自主飞行的具备多旋翼的旋翼机型飞行装置(以下简称为“旋翼机”)在工业领域的实际应用。例如，在运输行业中，正在研究用旋翼机(所谓的无人机)进行货物运输、旅客运输等。
3.运输用旋翼机具备自主飞行功能，通过全球定位系统gps(globalpositioning system)信号等确定自身位置的同时进行飞行。但是，当旋翼机由于某些原因发生异常时，有可能发生无法自主飞行或者旋翼机降落等事故。因此，期望提高旋翼机的安全性。
4.尤其是，未来预计运输用旋翼机将变得更大型，以便能够运输更大的货物、更多的旅客。当这种大型旋翼机由于某些原因无法控制而降落时，与现有旋翼机相比，会对人员、构造物造成更大的伤害。因此，在增大旋翼机尺寸时，必须比以往更加重视安全性。
5.因此，为了提高旋翼机的安全性，本技术人发明人研究了将降落伞装置安装到旋翼机上。
6.例如，在专利文献1中公开了一种旋翼机用降落伞展开装置，其结构如下：在内置有气体产生器的容器中插入中空管，在中空管中插入有多个发射体，并用绳子连结各发射体与降落伞。根据该降落伞展开装置，当旋翼机降落时，通过气体产生器产生气体而从发射台发射出发射体，从而能够强制打开降落伞。(现有技术文献)(专利文献)
7.专利文献1：美国专利申请公开第2016/0251083号说明书。

技术实现要素：

(发明要解决的问题)
8.但是，在专利文献1公开的降落伞展开装置中，发射体(飞行体)仅仅是被插入到作为发射台的中空管中，并未特别设置用于将其固定在发射台的保持机构。因此，例如当搭载降落伞展开装置的旋翼机大幅倾斜或旋翼机倒转等情况下，发射体有可能偏离适当位置或者从中空管脱落，从而导致在需要时无法适当地发射出发射体。
9.作为用于解决此问题的方法，例如考虑利用在发射体发射时可被破坏的剪切销(shear pin)，将发射体固定在中空管中。但是，这样不仅需要实施加工处理以在发射体和发射台上形成孔，还会导致零件数增加，因此该方法并不适宜。
10.本发明是鉴于上述问题研究而完成，本发明的目的是在发射飞行体后强制打开降落伞的降落伞装置中，防止飞行体从降落伞装置脱落。(用于解决问题的方案)
11.本发明的代表性实施方式涉及的降落伞装置包括：降落伞；降落伞容纳部，其容纳所述降落伞；至少一个飞行体，其具有与所述降落伞连结的飞行体主体部、及产生气体的气体产生装置；发射部，其用于保持所述飞行体并将保持的所述飞行体发射；以及引线，其用于将所述气体产生装置点火，所述飞行体主体部与所述发射部卡合，所述气体产生装置配置在由所述发射部与所述飞行体主体部界定构成的内部空间，所述引线以一端与所述气体产生装置连接的状态，从所述内部空间向与所述飞行体的发射方向不同的方向引出。(发明效果)
12.根据本发明的一实施方式，在能够发射飞行体后强制打开降落伞的降落伞装置中，能够防止飞行体从降落伞装置脱落。
附图说明
13.图1是示意性表示搭载了实施方式1涉及的降落伞装置的飞行装置的外观的图。图2是搭载了实施方式1涉及的降落伞装置的飞行装置的功能块图。图3是示意性表示实施方式1涉及的降落伞装置的构成的图。图4是示意性表示降落伞的打开状态的图。图5是表示实施方式1涉及的飞行体发射机构的构成的图。图6是示意性表示搭载了实施方式1涉及的降落伞装置的飞行装置的降落伞的打开状态的图。图7是示意性表示实施方式2涉及的降落伞装置的构成的图。图8是表示实施方式2涉及的飞行体发射机构的构成的图。图9是示意性表示实施方式3涉及的降落伞装置的构成的图。图10是表示实施方式3涉及的飞行体发射机构的构成的图。图11是示意性表示实施方式4涉及的降落伞装置的构成的图。图12是表示实施方式4涉及的飞行体发射机构的构成的图。图13是包括异常状态检测机构的降落伞装置的功能块图。
具体实施方式
14.1.实施方式的概要首先，对本技术公开的发明的代表性实施方式进行概要说明。另外，在以下说明中，作为一个示例，对附图上与发明的组成部分对应的参考标记加上括号进行记载。
15.〔1〕本发明的代表性实施方式涉及的降落伞装置(4、4a～4d)包括：降落伞(400)；降落伞容纳部(40)，其容纳所述降落伞；至少一个飞行体(43)，其具有与所述降落伞连结的飞行体主体部(44)、及产生气体的气体产生装置 (45)；发射部(41)，其用于保持所述飞行体并将保持的所述飞行体发射；以及引线(47)，其用于将所述气体产生装置点火，所述飞行体主体部与所述发射部卡合，所述气体产生装置配置在由所述发射部与所述飞行体主体部界定的内部空间(440)，所述引线以一端与所述气体产生装置连接的状态，从所述内部空间向与所述飞行体的发射方向不同的方向引出。
16.〔2〕在上述降落伞装置(4、4b)中，也可以将所述引线向与所述发射方向相反的方
向(s)引出。
17.〔3〕在上述降落伞装置(4a、4c)中，也可以将所述引线向与所述发射方向交叉的方向(r)引出。
18.〔4〕在上述降落伞装置(4)中，也可以为，所述发射部(41)包括筒状侧壁部(411)、及覆盖所述侧壁部的一个开口的底部(412)，所述飞行体主体部 (44)形成为棒状，所述气体产生装置配置在所述飞行体主体部的一端侧，所述飞行体以所述飞行体主体部的所述一端侧插入到所述发射部的内部，且在所述发射部的内部所述气体产生装置面向所述发射部的所述底部的方式，配置在所述发射部，在所述底部形成有贯穿孔(4120)，所述引线穿过所述贯穿孔而被引出到所述发射部的外部。
19.〔5〕在上述降落伞装置(4a)中，也可以为，所述发射部(41a)包括筒状侧壁部(411a)、及覆盖所述侧壁部的一个开口的底部(412)，所述飞行体主体部(44a)形成为棒状，所述气体产生装置配置在所述飞行体主体部的一端侧，所述飞行体(43a)以所述飞行体主体部的所述一端侧插入到所述发射部的内部，且在所述发射部的内部所述气体产生装置面向所述发射部的所述底部的方式，配置在所述发射部，在所述侧壁部形成有贯穿孔(4110)，所述引线穿过所述贯穿孔而被引出到所述发射部的外部。
20.〔6〕在上述降落伞装置(4b)中，也可以为，所述发射部(41b)形成为棒状，所述飞行体主体部包括：支撑部(443b)，其形成为筒状，从其一端侧插入有所述发射部的至少一部分；保持部(441b)，其在所述支撑部的另一端侧，将所述气体产生装置以面向插入所述支撑部的所述发射部的前端部(414b)的状态保持；及连结部(442b)，其从所述保持部向所述支撑部的相反侧突出形成，并与连结绳(46)连结，所述连结绳(46)连结所述降落伞与所述飞行体；所述引线在所述发射部的内部向与所述前端部相反的方向(s)延伸。
21.〔7〕在上述降落伞装置(4c)中，也可以为，所述发射部(41c)形成为棒状，所述飞行体主体部(44c)包括：支撑部(443c)，其形成为筒状，从其一端侧插入有所述发射部的至少一部分；保持部(441c)，其在所述支撑部的另一端侧，将所述气体产生装置以面向插入到所述支撑部的所述发射部的前端部 (414c)的状态保持；及连结部(442c)，其从所述保持部向所述支撑部的相反侧突出形成，并与连结绳(46)连结，所述连结绳(46)连结所述降落伞与所述飞行体；在所述保持部形成有贯穿孔(4412)，所述引线穿过所述贯穿孔而被引出到所述飞行体主体部的外部。
22.〔8〕在上述降落伞装置(4、4a～4c)中，也可以为，所述气体产生装置 (45)包括：外壳(451)；气体产生剂(454)，其容纳在所述外壳内；及点火剂(453)，其形成在所述引线的所述一端，并以至少一部分被所述气体产生剂覆盖的状态固定。
23.〔9〕本发明的代表性实施方式涉及的飞行装置(1)包括：机身单元(2)；推力产生部(3_1～3_n)，其连接于所述机身单元，并产生推力；飞行控制部(14)，其控制所述推力产生部；异常检测部(15)，其检测飞行时的异常；上述〔1〕～〔8〕中任一项所述的降落伞装置(4)；以及降落控制部(16)，其根据由所述异常检测部进行的异常检测，从所述发射部发射所述飞行体。
24.〔10〕本发明的代表性实施方式涉及的飞行体发射机构(50、50a、50b、 50c)包括：至少一个飞行体(43)，其具有能够连结于降落伞(400)的飞行体主体部(44)、及产生气体的气体产生装置(45)；发射部(41)，其用于保持所述飞行体并将保持的所述飞行体发射；
以及引线(47)，其用于将所述气体产生装置点火，所述飞行体主体部与所述发射部卡合，所述气体产生装置配置在由所述发射部与所述飞行体主体部界定的内部空间内，所述引线以一端与所述气体产生装置连接的状态，从所述内部空间向与所述飞行体的发射方向不同的方向引出。
25.〔11〕在上述飞行体发射机构(50、50b)中，也可以为，所述引线向与所述发射方向相反的方向(s)引出。
26.〔12〕在上述飞行体发射机构(50a、50c)中，也可以为，所述引线向与所述发射方向交叉的方向引出。
27.〔13〕在上述飞行体发射机构(50)中，也可以为，所述发射部(41)包括筒状侧壁部(411)、及覆盖所述侧壁部的一个开口的底部(412)，所述飞行体主体部(44)形成为棒状，所述气体产生装置配置在所述飞行体主体部的一端侧，所述飞行体以所述飞行体主体部的所述一端侧插入到所述发射部的内部，且在所述发射部的内部所述气体产生装置面向所述发射部的所述底部的方式，配置在所述发射部，在所述底部形成有贯穿孔(4120)，所述引线穿过所述贯穿孔而被引出到所述发射部的外部。
28.〔14〕在上述飞行体发射机构(50a)中，也可以为，所述发射部(41a) 包括筒状侧壁部(411a)、及覆盖所述侧壁部的一个开口的底部(412)，所述飞行体主体部(44a)形成为棒状，所述气体产生装置配置在所述飞行体主体部的一端侧，所述飞行体(43a)以所述飞行体主体部的所述一端侧插入到所述发射部的内部，且在所述发射部的内部所述气体产生装置面向所述发射部的所述底部的方式，配置在所述发射部上，在所述侧壁部形成有贯穿孔(4110)，所述引线穿过所述贯穿孔而被引出到所述发射部的外部。
29.〔15〕在上述飞行体发射机构(50b)中，也可以为，所述发射部(41b) 形成为棒状，所述飞行体主体部包括：支撑部(443b)，其形成为筒状，从其一端侧插入有所述发射部的至少一部；保持部(441b)，其在所述支撑部的另一端侧，将所述气体产生装置以面向插入所述支撑部的所述发射部的前端部(414b) 的状态保持；以及连结部(442b)，其从所述保持部向所述支撑部的相反侧突出形成，并与连结绳(46)连结，所述连结绳(46)用于连结所述降落伞与所述飞行体，所述引线在所述发射部的内部向所述前端部的反方向(s)延伸。
30.〔16〕在上述飞行体发射机构(50c)中，也可以为，所述发射部(41c) 形成为棒状，所述飞行体主体部(44c)包括：支撑部(443c)，其形成为筒状，从其一端侧插入有所述发射部的至少一部；保持部(441c)，其在所述支撑部的另一端侧，将所述气体产生装置以面向插入所述支撑部的所述发射部的前端部 (414c)的状态保持；连结部(442c)，其从所述保持部向所述支撑部的相反侧突出形成，并与连结绳(46)连结，所述连结绳(46)用于连结所述降落伞与所述飞行体，在所述保持部形成有贯穿孔(4412)，所述引线穿过所述贯穿孔而被引出到所述飞行体主体部的外部。
31.2.实施方式的具体例下文中，将参考附图对本发明的实施方式的具体示例进行说明。另外，在以下说明中，对各实施方式中通用的组成部分附加相同参考标记，并省略重复说明。此外，附图是示意图，需注意各部分的尺寸关系、各部分的比率等有时与实物并不相同。各附图彼此之间有时包含尺寸关系、比率互不相同的部分。
32.《实施方式1》
图1是示意性表示搭载了实施方式1涉及的降落伞装置的飞行装置的外观的图。图1所示的飞行装置1例如是搭载了三个以上旋翼的多旋翼的旋翼机型飞行装置，即所谓的无人机。
33.如图1所示，飞行装置1包括机身单元2、推力产生部3_1～3_n(n为3以上的整数)、降落伞装置4、报告装置5、及臂部6。
34.机身单元2是飞行装置1的主体部分。机身单元2如下所述容纳用于控制飞行装置1的飞行的各种功能部。另外，在图1中，作为一个示例而示出圆柱状的机身单元2，但机身单元2的形状不受特别限制。
35.推力产生部3_1～3_n是产生推力的旋翼。另外，在以下说明中，不特别区分各推力产生部3_1～3_n时，仅表述为“推力产生部3”。飞行装置1所包括的推力产生部3的个数n不受特别限制，但优选为三个以上。例如，飞行装置1可以是包括三个推力产生部3的三轴飞行器、包括四个推力产生部3的四轴飞行器、包括六个推力产生部的六轴飞行器、及包括八个推力产生部3的八轴飞行器等中的任意一种。
36.另外，在图1中，作为一个示例而图示了飞行装置1搭载了四个(n＝4)推力产生部3_1～3_4的四轴飞行器的情况。
37.推力产生部3例如具有在筒状壳体32内容纳螺旋桨30、及使螺旋桨30旋转的电机31的结构。在筒状壳体32的开口部设置有防止与螺旋桨30接触的网 (例如树脂材料或金属材料(不锈钢等)等)。
38.臂部6是用于连结机身单元2与各推力产生部3的结构体。臂部6例如以机身单元2的中心轴o为中心，从机身单元2放射状突出而形成。在各臂部6 的前端分别安装有推力产生部3。
39.报告装置5是用于向飞行装置1的外部通知危险的装置。报告装置5例如包含由led(light emitting diode)等组成的光源、声音产生装置(放大器及扬声器等)而构成。报告装置5根据后述异常检测部15的异常检测，通过光或声音向外部报告飞行装置1处于危险状态。
40.另外，报告装置5既可以暴露在机身单元2的外部，也可以通过能够向外部输出光源产生的光、扬声器产生的声音等的形态容纳在机身单元2的内部。
41.降落伞装置4是在飞行装置1产生异常而有可能降落的情况下，用于减缓飞行装置1的降落速度，而使飞行装置1安全降落的装置。如图1所示，降落伞装置4例如设置在机身单元2上。另外，关于降落伞装置4的具体构成将在下文叙述。
42.图2是搭载了实施方式1涉及的降落伞装置4的飞行装置1的功能块图。
43.如图2所示，机身单元2包含电源部11、传感器部12、电机驱动部13_1～ 13_n(n为3以上的整数)、飞行控制部14、异常检测部15、降落控制部16、通信部17、及存储部18。
44.在这些功能部之中，飞行控制部14、异常检测部15、及降落控制部16例如通过处理装置(例如微控制器)的编程处理实现，所述处理装置包含中央处理单元cpu(central processing unit)等处理器及存储器。
45.电源部11包含电池22及电源电路23。电池22例如是二次电池(例如锂离子二次电池)。电源电路23基于电池22的输出电压生成电源电压，并将电源电压供给至实现上述功能部的各硬件。电源电路23例如包含多个调节器电路，向上述各硬件供给适当大小的电源
电压。
46.传感器部12是检测飞行装置1的状态的功能部。传感器部12检测飞行装置1的机身的斜率。传感器部12例如包含角速度传感器24、加速度传感器25、磁传感器26、及角度计算部27。
47.角速度传感器24是检测角速度(旋转速度)的传感器。例如，角速度传感器24是基于x轴、y轴、及z轴这三个基准轴来检测角速度的三轴陀螺仪传感器。
48.加速度传感器25是检测加速度的传感器。例如，加速度传感器25是基于x 轴、y轴、及z轴这三个基准轴来检测加速度的三轴加速度传感器。
49.磁传感器26是检测地磁的传感器。例如，磁传感器26是基于x轴、y轴、及z轴这三个基准轴来检测方位(绝对方向)的三轴地磁传感器(电子罗盘)。
50.角度计算部27基于角速度传感器24及加速度传感器25的至少一方的检测结果，来计算飞行装置1的机身斜率。在此，飞行装置1的机身斜率是指机身 (机身单元2)相对于地面(水平方向)的角度。
51.例如，角度计算部27可以基于角速度传感器24的检测结果，来计算机身相对于地面的角度，也可以基于角速度传感器24及加速度传感器25的检测结果，来计算机身相对于地面的角度。另外，在使用角速度传感器24、加速度传感器25的检测结果来计算角度的方法中，也可以利用熟知的计算公式。
52.此外，角度计算部27也可以基于磁传感器26的检测结果，对基于角速度传感器24及加速度传感器25的至少一方的检测结果所计算的角度进行校正。例如与飞行控制部14等类似地，角度算出部27通过微控制器的编程处理而实现。
53.另外，传感器部12除了包含上述角速度传感器24、加速度传感器25、及磁传感器26外，例如还可以包含气压传感器、风量(风向)传感器、超声波传感器、gps接收器、及相机等。
54.通信部17是用于与外部装置9通信的功能部。在此，外部装置9是控制飞行装置1的动作，并监视飞行装置1的状态的发送器或服务器等。通信部17例如由天线及rf(radio frequency)电路等构成。通信部17与外部装置9之间的通信例如通过ism频带(2.4ghz频带)的无线通信来实现。
55.通信部17接收从外部装置9发送的飞行装置1的操作信息并将其输出至飞行控制部14，并且将传感器部12测量的各种测量数据等发送至外部装置9。此外，通信部17在异常检测部15检测到飞行装置1的异常时，将表示飞行装置1 产生了异常的信息发送至外部装置9。进而，通信部17在飞行装置1落在地面时，将表示飞行装置1已降落的信息发送至外部装置9。
56.电机驱动部13_1～13_n是分别设置在每个推力产生部3_n，并根据飞行控制部14的指示，对驱动对象的电机31进行驱动的功能部。
57.另外，在以下说明中，在不特别区分各电机驱动部13_1～13_n时，仅表述为“电机驱动部13”。
58.电机驱动部13以使电机31按照飞行控制部14指示的转速旋转的方式驱动电机31。例如，电机驱动部13是esc电子速度控制器(electronic speedcontroller)。
59.飞行控制部14是统括控制飞行装置1的各功能部的功能部。
飞行控制部14以使飞行装置1稳定飞行的方式控制推力产生部3。具体而言，飞行控制部14基于通信部17接收的外部装置9的操作信息(上升、下降、前进、后退等指示)、以及传感器部12的检测结果，以机身在稳定的状态下朝所需方向飞行的方式，计算各推力产生部3的电机31的适当转速，并将计算出的转速分别指示给各电机驱动部13。
60.飞行控制部14在例如由于风等外部影响而导致机身姿势不稳定时，基于角速度传感器24的检测结果，以机身变得水平的方式，分别计算各推力产生部3 的电机31的适当转速，并将计算出的转速分别指示给各电机驱动部13。
61.此外，例如飞行控制部14为了在飞行装置1悬停时防止飞行装置1漂移，基于加速度传感器25的检测结果，计算各推力产生部3的电机31的适当转速，并将计算出的转速分别指示给各电机驱动部13。
62.此外，飞行控制部14控制通信部17，并与外部装置9之间实现上述各种数据的收发。
63.存储部18是用于存储控制飞行装置1的动作的各种程序、参数等的功能部。例如，存储部18由闪速存储器及rom等非易失性存储器、ram等构成。
64.存储于存储部18的上述参数例如是后述剩余容量阈值28及斜率阈值29等。
65.异常检测部15是检测飞行时的异常的功能部。具体而言，异常检测部15监视传感器部12的检测结果、电池22的状态、推力产生部3的动作状态，而判断飞行装置1是否为异常状态。
66.在此，异常状态是指飞行装置1有可能无法自主飞行的状态。例如，将出现推力产生部3故障、电池22的剩余容量低于规定阈值、及机身(机身单元2) 异常倾斜中的至少一个的状态称为异常状态。
67.异常检测部15在检测到推力产生部3的故障时，判断飞行装置1为异常状态。在此，推力产生部3的故障例如是指电机31未以飞行控制部14指定的转速旋转、螺旋桨30不旋转、及螺旋桨30损坏等。
68.此外，异常检测部15在检测到电池22的剩余容量低于规定阈值(以下也称为“剩余容量阈值”)28时，判断飞行装置1为异常状态。
69.在此，剩余容量阈值28例如可为电机无法以飞行控制部14指示的转速旋转的程度的容量值。剩余容量阈值28例如预先存储在存储部18中。
70.此外，异常检测部15在检测到飞行装置1(机身)的异常斜率时，判断飞行装置1出现异常。例如，异常检测部15在角度计算部27计算的角度超过规定阈值(以下也称为“斜率阈值”)29的状态持续了规定期间时，判断飞行装置1 为异常状态。
71.例如，预先通过实验获取飞行装置1在前后方向移动时的角度(俯仰角)、飞行装置1在左右方向移动时的角度(侧倾角)。斜率阈值29只要设置成比通过实验获得角度大的值即可。例如将斜率阈值29预先存储在存储部18。
72.降落控制部16是用于控制飞行装置1的降落的功能部。具体而言，降落控制部16在异常检测部15检测到飞行装置1为异常状态时，执行用于使飞行装置1安全降落的降落准备处理。
73.具体而言，降落控制部16执行以下所示的处理作为降落准备处理。即，降落控制部16根据异常检测部15的异常检测而控制报告装置5，向外部报告危险状态。此外，降落控
制部16根据异常检测部15的异常检测而控制各电机驱动部13，而使各电机31的旋转停止。进而，降落控制部16根据异常检测部15的异常检测，将指示降落伞打开的控制信号输出至降落伞装置4，而使降落伞400 打开。
74.其次，对实施方式1涉及的降落伞装置4进行具体说明。图3是示意性表示实施方式1涉及的降落伞装置4的构成的图。图3中表示降落伞装置4的侧截面。
75.降落伞装置4包括降落伞400、降落伞容纳部40、发射部41、发射控制部 42、飞行体43及引线47。
76.图4是示意性表示降落伞400的打开状态的图。如图4所示，降落伞400包含伞体(canopy)406及吊绳407。
77.吊绳407用于将伞体406与降落伞容纳部40(降落伞安装部404)连结
78.伞体406通过连结绳46而与飞行体43连结。例如，如图4所示，连结绳 46在伞体406的顶点偏向边缘(周边)侧连接伞体406。更具体而言，各连结绳 46在降落伞400的周边部相互隔开地连接。例如，如图4所示，在降落伞400 打开时，从其顶点侧观察时降落伞400的形状为圆形状的情况下，各连结绳46 沿着降落伞400的周边部的圆周方向等间隔地连接于降落伞400。
79.另外，当飞行体43仅有一个时，连结绳46连接在降落伞400的周边部某个位置即可。此时，降落伞400的周边部上与连结绳46连接的位置不受特别限制。
80.连结绳46例如由金属材料(例如不锈钢)、或者纤维材料(例如尼龙绳) 构成。
81.例如，使飞行装置1低速降落所需的伞体406的直径d可基于下述式(1) 计算。在式(1)中，m是飞行装置1的总重量、v是飞行装置1的降落速度、 ρ是空气密度、cd是阻力系数。
82.[式1]
[0083]
例如，当飞行装置1的总重量m＝250(kg)、阻力系数cd＝0.9、空气密度ρ＝1.3kg/m时，根据式(1)计算可知，使飞行装置1的降落速度v为5(m /s)所需的伞体406的直径d为14.6(m)。
[0084]
例如，如图3所示，降落伞400在使用前以伞体406折叠状态容纳在降落伞容纳部40内。
[0085]
降落伞容纳部40是容纳降落伞400的容器。降落伞容纳部40例如由树脂构成。如图1所示，降落伞容纳部40设置在机身单元2的上表面、即在飞行装置1飞行时与面向与地面相反一侧的面。例如，降落伞容纳部40优选以机身单元2的中心轴o与降落伞容纳部40的中心轴p重叠的方式设置在机身单元的上表面。
[0086]
如图3所示，降落伞容纳部40例如为一端开口、另一端有底的圆筒形状。
[0087]
具体而言，降落伞容纳部40具有筒状(例如圆筒状)侧壁部401、及以封闭侧壁部401的一端侧的开口的方式形成的底部402。
[0088]
在降落伞容纳部40中，由侧壁部401与底部402界定用于容纳降落伞400 的容纳空间403。另外，侧壁部401与底部402可单独形成后接合，也可以一体形成。
[0089]
如图4所示，在底部402设置有用于连结降落伞容纳部40与降落伞400的降落伞安
装部404。例如，通过将降落伞400的吊绳407的一端连结到降落伞安装部404，从而降落伞400与降落伞容纳部40被连结。
[0090]
另外，也可以在降落伞容纳部40上设置盖，所述盖在容纳空间403内容纳有降落伞400的状态下覆盖侧壁部401的打开的一端侧。
[0091]
飞行体43是向降落伞容纳部40的外部释放降落伞400并辅助降落伞400 打开(展开)的装置。飞行体43具有产生气体的气体产生装置45。
[0092]
引线47是用于将气体产生装置45点火的电线。引线47例如由乙烯线、镀锡线、或漆包线等构成。引线47的一端连接于气体产生装置45，引线47的另一端连接于发射控制部42。
[0093]
发射控制部42经由引线47将气体产生装置45点火，从而从气体产生装置 45产生气体。通过喷射气体产生装置45产生的气体，飞行体43获得推力而从发射部41发射。
[0094]
降落伞装置4具备至少一个飞行体43。例如，降落伞装置4优选具备三个以上的飞行体43。在本实施方式中，作为一个示例，以降落伞装置4具备三个飞行体的情况为例进行说明。另外，飞行体43的具体构成将在下文叙述。
[0095]
发射部41是用于保持飞行体43并将保持的飞行体43发射的装置。发射部 41设置在每个飞行体43。如图1所示，实施方式1涉及的降落伞装置4具备三个发射部41，以便分别容纳三个飞行体43。
[0096]
发射控制部42是对从发射部41发射飞行体43进行控制的功能部。发射控制部42是例如当降落控制部16输出指示降落伞400打开的控制信号时输出点火信号的电子电路。点火信号经由引线47输入至设置于各飞行体43的气体产生装置45，从而后述点火剂453点火，并从气体产生装置45产生气体。
[0097]
图5是表示实施方式1涉及的飞行体发射机构的构成的图。在图5中示出了表示包含飞行体43、发射部41及引线47的飞行体发射机构50的截面形状。
[0098]
如图5所示，发射部41形成为一端开口、另一端有底的筒状。具体而言，发射部41具有筒状(例如圆筒状)侧壁部411、及覆盖侧壁部411的一开口的底部412。侧壁部411与底部412界定用于容纳飞行体43的容纳空间。侧壁部 411及底部412例如由树脂构成。在底部412，形成有贯穿孔4120，所述贯穿孔 4120用于将引线47引出到发射部41的外部。
[0099]
发射部41设置在每个降落伞容纳部40。例如，如图1等所示，各发射部41 以侧壁部411的与底部412为相反侧的开口部即发射口413与降落伞容纳部40 的开口部面朝相同方向的方式，分别接合在降落伞容纳部40的外周面。
[0100]
此外，多个发射部41在以降落伞容纳部40的中心轴p为中心的旋转方向上等间隔地配置。例如，像实施方式1那样飞行体43及发射部41各有三个时，多个发射部41在以降落伞容纳部40的中心轴p为中心的旋转方向上以120
°
(＝ 360
°
/3)间隔配置。
[0101]
另外，当发射部41仅设置一个时，接合在降落伞容纳部40的外周面的某个位置即可。此时，对发射部41所接合的降落伞容纳部40的外周面上的位置不受特别限制。
[0102]
飞行体43包括气体产生装置45及飞行体主体部44。如图5所示，飞行体 43以飞行体主体部44的一端侧插入到发射部41的内部，且在发射部41的内部，气体产生装置45面向发射部41的底部412(底面412a)的方式，配置在发射部41上。
[0103]
气体产生装置45是产生气体的装置，该气体成为用于将飞行体43从发射部41的发射口413发射的推力基础。例如，如图5所示，气体产生装置45包括外壳451、密封部件452、点火剂453、及气体产生剂454。
[0104]
外壳451是具有气体释放室455的壳体，所述气体释放室455内容纳气体产生装置45，并且将气体产生装置45产生的气体释放。例如，外壳451具有圆顶形状。外壳451例如由树脂构成。优选为，外壳451由纤维增强塑料(frp： fiber-reinforced plastics)等构成。另外，外壳451并不限于树脂，也可以由金属构成。
[0105]
如图5所示，在气体释放室455中，填充有气体产生剂454。点火剂453是用于将气体产生剂点火的药剂。点火剂453形成在引线47的一端。例如通过将混入树脂等的液态点火剂涂覆固定在引线47的前端，从而将点火剂453固定在引线47的一端。
[0106]
另外，在图5中例示了点火剂453为球状的情况，但点火剂453的形状不受特别限制。
[0107]
点火剂453以至少一部分被气体产生剂454覆盖的状态固定。例如，如图5 所示，点火剂453在外壳451内以嵌入气体产生剂454的状态固定。点火剂453 的固定方法例如为以下所示。
[0108]
首先，将混有树脂等的粉末状气体产生剂454注入外壳451的气体放出室 455内。然后，在将形成于引线47的前端的点火剂453已放入粉末状气体产生剂454中的状态下，压装气体产生剂454。由此，点火剂453固定在气体产生剂 454的内部，并且引线47的一端连接于气体产生装置45。
[0109]
点火剂453经由引线(导线)47而与发射控制部42电连接。点火剂453根据发射控制部42输出的点火信号而点火，通过使气体产生剂454产生化学反应，而产生气体。
[0110]
在气体释放室455形成有用于将气体产生剂454产生的气体释放的气体释放孔456。此外，在气体释放室455设置有覆盖气体释放孔456而将气体产生剂 454密封在气体释放室455的密封部件452。
[0111]
密封部件452由在气体产生剂454产生气体时容易因产生的气体的压力被破坏的材料构成。例如，密封部件452是聚酯等薄膜。在密封部件452形成有用于将引线47引出到发射部41的外部的贯穿孔4520。
[0112]
气体产生装置45配置在由发射部41与飞行体主体部44界定的内部空间 440。
[0113]
飞行体主体部44是与降落伞连结的零件。飞行体主体部44保持气体产生装置45并与连结绳46连结。飞行体主体部44例如形成为棒状。更具体而言，飞行体主体部44例如形成局部中空的圆柱状。飞行体主体部44与发射部41卡合。
[0114]
飞行体主体部44的一端保持气体产生装置45，另一端与连结绳46连结。换句话说，飞行体主体部44在飞行体主体部44的轴线q方向上，被分成保持气体产生装置45的保持部441、以及用于与连结绳46连结的连结部442这两个功能部。例如，保持部441及连结部442分别为有底筒形状。保持部441与连结部442以各自的底面相向且同轴的方式接合。
[0115]
飞行体主体部44例如由树脂构成。保持部441及连结部442例如既可以作为树脂成型品一体成型，也可以作为单独的零件形成后相互接合。在本实施方式中，以飞行体主体部44是由保持部441与连结部442一体成型的零件的情况为例进行说明。
[0116]
保持部441在其内部容纳并保持气体产生装置45。具体而言，保持部441 在发射部41的内部，以气体产生装置45的气体释放侧、即外壳451的气体释放孔456(密封部件452)侧面向发射部41的底部412(底面412a)的方式，保持气体产生装置45。例如，保持部441具有形成为与气体产生装置45的形状对应的孔441a。保持部441例如通过将气体产生装置45(外壳451)压入或粘结在孔441a上而保持气体产生装置45。
[0117]
连结部442在与飞行体主体部44的轴线q平行的方向上朝保持部441的相反侧突出而形成。如上所述，连结部442形成为有底筒状(例如圆筒状)。连结部442在保持部441的相反侧的端部，具有用于卡止连结绳46的卡止部4420。卡止部4420例如是贯穿孔。例如，连结绳46以插入作为卡止部4420的贯穿孔的状态被卡止部4420卡止。
[0118]
在实施方式1涉及的飞行体发射机构50中，引线47以一端与气体产生装置45连接的状态，从内部空间440向与飞行体主体部44的发射方向(轴线q 方向)不同的方向引出。
[0119]
具体而言，引线47向与飞行体主体部44的发射方向相反的方向、即向图5 的s方向引出。更具体而言，如图5所示，引线47穿过形成于密封部件452的贯穿孔4520及形成于发射部41的底部412的贯穿孔4120，而被引出到发射部 41的外部。
[0120]
如图5所示，飞行体43以在发射部41的内部气体产生装置45(密封部件 452)面朝发射部41的底部412(底面412a)且彼此隔开的方式配置在发射部 41上。由此，飞行体43的气体产生装置45与发射部41的底部412之间形成空间418。
[0121]
另外，可以适当地变更飞行体43的气体产生装置45与发射部41的底部 412之间的距离，以使用于发射飞行体43的气体的压力变得适合。
[0122]
其次，对实施方式1涉及的降落伞装置4的降落伞400的开伞流程进行说明。
[0123]
例如，当搭载了降落伞装置4的飞行装置1飞行时，在受到强风影响，飞行装置1的机身(机身单元2)的斜率超过斜率阈值29的状态持续规定期间，而异常检测部15、15d判断为异常状态时，飞行装置1侧的降落控制部16或者降落伞装置4侧的降落控制部16d会向降落伞装置4的发射控制部42发送指示打开降落伞400的控制信号。
[0124]
降落伞装置4的发射控制部42在收到指示打开降落伞400的控制信号时，经由引线47向气体产生装置45输出点火信号。具体而言，发射控制部42向引线47通入特定电流，将形成于引线47的一端的点火剂453点火。
[0125]
通过点火剂453点火后，从而覆盖点火剂453的气体产生剂454产生化学反应，而产生气体。若气体释放室455内产生的气体的压力变大，则覆盖气体释放孔456的密封部件452被破坏。由此，气体释放室455内的气体从气体释放孔456被释放到发射部41内的空间418，而在空间418内充满气体。然后，当空间418内的气体的压力超过规定值时，飞行体43通过气体压力移动到发射口 413侧，并从发射部41的发射口413被发射。
[0126]
此时，与点火剂453一起固定在气体产生剂454上的引线47通过气体产生剂454进行化学反应，从而能够与飞行体43分离。因此，在飞行体43从发射部41发射时，例如引线47与飞行体43分离并残留在发射部41侧。或者，引线47被发射部41的贯穿孔4120的边缘部切断，而引线47的一部分与飞行体 43一起被发射，引线47的剩余部分残留在发射部41侧。
[0127]
从各发射部41分别发射飞行体43后，各飞行体43经由连结绳46而拉动降落伞400。由此，从降落伞容纳部40释放降落伞400。然后，被各飞行体43 进一步拉动的降落伞400因空气进入折叠状态的伞体406的内部而打开。
[0128]
图6是示意性表示实施方式1涉及的飞行装置1的降落伞400的打开状态的图。例如，在经过上述处理步骤而发射各飞行体43时，各飞行体43将释放后的降落伞400的伞体406从其顶点部分向边缘(周边)侧拉动。由此，伞体406 展开而容易使其容纳空气，从而可以使降落伞400立即打开。
[0129]
以上，实施方式1涉及的降落伞装置4包括与降落伞400连结的至少一个飞行体43，飞行体43包括：与发射部41卡合的飞行体主体部44、以及气体产生装置45，所述气体产生装置45配置在由发射部41与飞行体主体部44界定的内部空间440。
[0130]
由此，如上所述，气体产生装置45产生气体，发射部41与飞行体主体部 44界定的内部空间440的气体的压力变大，从而可使飞行体43从发射部41飞出。飞行体43飞出后，与飞行体43连结的降落伞400的伞体406从其顶点部分向边缘(周边)侧被拉动，因此伞体406容易容纳空气，从而可使降落伞400 立即打开。由此，能够提高降落伞装置4的可靠性。
[0131]
此外，在降落伞装置4中，用于将气体产生装置45点火的引线47以一端与气体产生装置45连接的状态，从内部空间440向与飞行体43的发射方向不同的方向引出。
[0132]
由此，当降落伞装置4处于未使用状态时，能够利用引线47将飞行体43向与发射方向不同的方向拉拽并保持。由此，例如即使在搭载降落伞装置4的旋翼机大幅倾斜或者旋翼机倒转的情况下，也能防止飞行体43偏离适宜位置或者飞行体43从发射部41脱落。由此，能够进一步提高降落伞装置4的可靠性。
[0133]
优选为，如上所述，将引线47引出到与飞行体43的发射方向相反的方向 s。由此，在未使用降落伞装置4时，能够将飞行体43拉向更适合的方向，因此能够更有效地防止飞行体43从发射部41脱落。
[0134]
此外，引线47穿过形成于发射部41的底部412的贯穿孔4120而被引出到发射部41的外部。由此，飞行体发射机构50的组装变得容易。例如在组装飞行体发射机构50时，首先，将一端固定在飞行体43的引线47的另一端侧插入到形成于发射部41的底部412的贯穿孔4120。然后，将飞行体43插入到发射部41的侧壁部411内。由此，能够容易地组装图5所示的状态的飞行体发射机构50。
[0135]
《实施方式2》图7是示意性表示实施方式2涉及的降落伞装置4a的构成的图。在图7中示出降落伞装置4a的侧截面。
[0136]
在图7所示的实施方式2涉及的降落伞装置4a中，引线47从发射部41a 的侧壁部411a引出，除了这一点与实施方式1涉及的降落伞装置4不同，其它方面与实施方式1涉及的降落伞装置4相同。
[0137]
图8是表示实施方式2涉及的飞行体发射机构50a的构成的图。
[0138]
飞行体发射机构50a包含飞行体43a及发射部41a。在飞行体发射机构50a中，与实施方式1涉及的飞行体主体部44类似地，飞行体主体部44a被分成保持部441a与连结部442这两个功能部。保持部441a 对应于实施方式1涉及的保持部441，并具有相同功能。在保持部441a，如后所述形成有用于穿过引线47的贯穿孔4410。
[0139]
与实施方式1涉及的发射部41类似地，发射部41a具有侧壁部411a及底部412。侧壁部411a对应于实施方式1涉及的侧壁部411，并具有相同功能。在侧壁部411a，如后所述
形成有用于穿过引线47的贯穿孔4110。
[0140]
引线47以一端与气体产生装置45连接的状态，从内部空间440向与飞行体43a的发射方向(轴线q方向)不同的方向引出。
[0141]
具体而言，引线47向与飞行体43的发射方向交叉的方向引出。例如，引线47向图8中与轴线q方向正交的r方向引出。
[0142]
引线47从内部空间440穿过形成于发射部41a的侧壁部411a的贯穿孔4110而被引出到发射部41a的外部。更具体而言，如图8所示，引线47穿过形成于气体产生装置45的外壳451的贯穿孔4510、形成于飞行体主体部44a 的保持部441a的贯穿孔4410、及形成于发射部41a的侧壁部411a的贯穿孔 4110，而被引出到发射部41a的外部。
[0143]
引线47构成为当飞行体43a从发射部41a的发射口413发射时能够被切断。例如，从发射口413发射飞行体43a时，引线47被飞行体43a牵拉，由于该牵拉力，引线47被压在贯穿孔4110的边缘部，从而能够将引线47断开。
[0144]
如上所述，通过将引线47预先向与轴线q方向正交的r方向引出，从而在飞行体43a发射时，引线47被较大的力压在贯穿孔4110的边缘部，因此使得引线47容易断开。
[0145]
优选为，将贯穿孔4110的开口部分(边缘部)预先加工为锋利形状。由此，引线47更容易断开。
[0146]
以上，实施方式2涉及的降落伞装置4a将用于将气体产生装置45点火的引线47向与飞行体43a的发射方向交叉的方向(例如图8的方向r)引出，从而能够利用引线47向不同于发射方向的方向牵拉飞行体43a。由此，与实施方式1类似地，在未使用降落伞装置4a时，能够防止飞行体43a偏离适宜位置或者飞行体43a从发射部41a脱落，从而能够提高降落伞装置4a的可靠性。
[0147]
此外，如上所述，通过将引线47向与飞行体43a的发射方向正交的方向r 引出，从而在未使用降落伞装置4a时，能够防止飞行体43a从发射部41a脱落，同时在飞行体43a发射时，能够对引线47施加适当的力而容易将引线47 断开。
[0148]
《实施方式3》图9是示意性表示实施方式3涉及的降落伞装置4b的构成的图。图9表示降落伞装置4b的侧剖面。
[0149]
在图9中的实施方式3涉及的降落伞装置4b中，除了飞行体及发射部的结构与实施方式1涉及的降落伞装置4不同，其它方面与实施方式1涉及的降落伞装置4相同。
[0150]
图10是表示实施方式3涉及的飞行体发射机构50b的构成的图。
[0151]
飞行体发射机构50b包含飞行体43b及发射部41b。发射部41b形成为棒状。具体而言，发射部41b例如形成为一端开口另一端有底的筒状。更具体而言，发射部41b包含筒状(例如圆筒状)的侧壁部411b、及覆盖侧壁部411b的一开口部的前端部414b。发射部41b例如由树脂构成。侧壁部411b与前端部414b例如也可以作为树脂成型品而一体成型。
[0152]
在前端部414b形成有贯穿孔4140，所述贯穿孔4140用于穿过引线47，并将前端部414b的外周面(前端面)414ba与侧壁部411b的内部连通。
[0153]
飞行体43b具有气体产生装置45及飞行体主体部44b。气体产生装置45 设置在飞行体主体部44b的内部。气体产生装置45配置在由发射部41b与飞行体主体部44b界定的内
部空间440b。
[0154]
飞行体43b以覆盖发射部41b的外周面的至少一部分的方式配置在发射部 41b上。具体而言，如图10所示，发射部41b的至少一部分插入到飞行体主体部44b的内部，且以气体产生装置45面向发射部41b的前端部414b的方式，将飞行体43b支撑在发射部41b上。
[0155]
飞行体主体部44b形成为一端开口且另一端有底的筒状(例如圆筒状)。飞行体主体部44b例如由树脂构成。
[0156]
更具体而言，飞行体主体部44b的开口部侧插入有发射部41b，在底部侧的内部保持气体产生装置45。此外，飞行体主体部44b在开口部的相反侧的端部与连结绳46连结。换句话说，飞行体主体部44b沿着飞行体主体部44b的轴线q被分为如下三个功能部：支撑部443b，其用于将飞行体43b支撑在发射部41b上；保持部 441b，其用于保持气体产生装置45；及连结部442b，其用于与连结绳46连结。
[0157]
在此，支撑部443b、保持部441b、及连结部442b例如可作为树脂成型品而一体成型，也可以形成为独立零件然后相互接合。在本实施方式中，飞行体主体部44b是由支撑部443b、保持部441b、及连结部442b一体成型的零件，并基于此进行说明。
[0158]
支撑部443b形成为筒状(例如圆柱状)。支撑部443b的内径具有与发射部41b的外径相应的大小。在支撑部443b中，从其一端插入有发射部41b的至少一部分。具体而言，发射部41b的前端部414b从支撑部443b的一端侧插入到支撑部443b的内部。
[0159]
保持部441b例如具有形状与气体产生装置45对应的孔4411。保持部441b 例如通过将气体产生装置45压入或粘结到孔4411，而保持气体产生装置45。
[0160]
保持部441b在支撑部443b的另一端侧，将气体产生装置45以面向发射部41b的前端部414b的状态保持。即，气体产生装置45以气体产生装置45的气体释放侧、即外壳451的气体释放孔456(密封部件452)侧面向发射部41b 的前端部414b的方式配置。
[0161]
如图10所示，以气体产生装置45(密封部件452)面向发射部41b的前端部414b(前端面414ba)且彼此隔开的方式，将飞行体43b配置在发射部41b 上。由此，在飞行体43b的气体产生装置45与发射部41b的前端部414b之间形成空间418b。
[0162]
另外，可以适当地变更飞行体43b的气体产生装置45与发射部41b的前端部414b之间的距离，以便使用于发射飞行体43b的气体的压力变得适合。
[0163]
连结部442b在与飞行体主体部44b的轴线q平行的方向上，从保持部 441b向支撑部443b的相反侧突出形成。连结部442b例如形成为一端开口且另一端有底的筒状(例如圆筒状)。
[0164]
连结部442b与连结绳46连结。具体而言，连结部442b在与支撑部443b 相反侧的端部具有卡止部4420，所述卡止部4420用于卡止连结绳46。卡止部 4420例如是贯穿孔。例如，连结绳46以插入作为卡止部4420的贯穿孔的状态被卡止部4420卡止。
[0165]
在实施方式3涉及的降落伞装置4b中，引线47在发射部41b的内部向与前端部414b相反的方向延伸。
[0166]
更具体而言，引线47穿过形成于密封部件452的贯穿孔4520及形成于发射部41b的前端部414b的贯穿孔4140，而向发射部41b的侧壁部411b的内部空间4111延伸，并将气体产生装置45与发射控制部42相互连接。
[0167]
根据具有上述构成的降落伞装置4b，能够将从气体产生装置45产生的气体蓄积
在由支撑部443b的内壁面与发射部41b的前端面414ba界定的空间，并通过增加气体压力，从而猛烈地发射飞行体43b。此时，发射部41b的侧面 41ba作为对发射时的飞行体43b的移动进行引导的引导机构发挥作用，从而能够使飞行体43b更直线地飞行。
[0168]
此外，根据降落伞装置4b，气体产生装置45在容纳于飞行体主体部44b 的内部的状态下被发射部41b密封，从而能够防止气体产生装置45暴露在雨水或异物而引起的气体产生装置45的劣化。
[0169]
尤其是，飞行体主体部44b以被棒状发射部41b覆盖(盖住)的方式配置，因此在将降落伞装置4b设置在飞行装置1时即使飞行体43b暴露在风雨中，雨水或异物也难以侵入飞行体主体部44b的内部。
[0170]
此外，在降落伞装置4b中，引线47在发射部41b的内部向与发射部41b 的前端部414b相反的方向s延伸。由此，能够利用引线47将飞行体43b拉向与发射方向不同的方向。由此，与实施方式1类似地，在未使用降落伞装置4b 时，能够防止飞行体43b偏离适宜位置或者飞行体43b从发射部41b脱落，从而能够提高降落伞装置4b的可靠性。
[0171]
此外，在降落伞装置4b中，引线47穿过形成于密封部件452的贯穿孔4520 及形成于发射部41b的前端部414b的贯穿孔4140，而配置在发射部41b的内部空间4111。
[0172]
由此，飞行体发射机构50b的组装变得容易。例如，在组装飞行体发射机构50b时，首先，将一端固定在飞行体43b的引线47的另一端侧插入到发射部 41b的贯穿孔4140。然后，将发射部41b插入到飞行体43b的支撑部443b的内部。由此，能够容易地组装图10所示状态的飞行体发射机构50b。
[0173]
《实施方式4》图11是示意性表示实施方式4涉及的降落伞装置4c的构成的图。图11表示降落伞装置4c的侧剖面。
[0174]
在图11所示的实施方式4涉及的降落伞装置4c中，引线47从飞行体主体部44c的保持部441c引出，除了这一点不同于实施方式3涉及的降落伞装置 4b，其它方面与实施方式3涉及的降落伞装置4b相同。
[0175]
图12是表示实施方式4涉及的飞行体发射机构50c的构成的图。
[0176]
飞行体发射机构50c包含飞行体43c及发射部41c。飞行体43c的飞行体主体部44c分成支撑部443c、保持部441c、及连结部442c这三个功能部。支撑部443c、保持部441c、及连结部442c分别对应于实施方式3涉及的降落伞装置4b中的支撑部443b、保持部441b、及连结部 442b，并具有与其相同的功能。
[0177]
在实施方式4涉及的飞行体发射机构50c中，引线47以一端连接气体产生装置45的状态向与飞行体43c的发射方向(轴线q方向)不同的方向引出。
[0178]
具体而言，引线47向与飞行体43c的发射方向交叉的方向引出。例如，引线47向图12中与轴线q方向正交的r方向引出。
[0179]
引线47从气体产生装置45穿过形成于飞行体主体部44c的保持部441c 的贯穿孔4412而被引出到飞行体主体部44c的外部。更具体而言，如图12所示，引线47穿过形成于气体产生装置45的外壳451的贯穿孔4510、及形成于飞行体主体部44c的保持部441c的贯穿孔4412，而被引出到飞行体主体部44c 的外部。
[0180]
引线47构成为在飞行体43c从发射部41c发射时能够切断。例如，当飞行体43c从
发射部41c发射时，引线47被飞行体43c牵拉，牵拉力使得引线47 压在飞行体主体部44c的贯穿孔4412的边缘部，从而能够将引线47断开。
[0181]
如上所述，通过将引线47向与轴线q方向正交的r方向引出，在飞行体 43c发射时，能够从贯穿孔4412的边缘部对引线47施加更大的力，引线47更容易断开。
[0182]
在此，优选将贯穿孔4412的开口部分(边缘部)预先加工为锋利形状。由此，引线47更容易断开。
[0183]
以上，与实施方式2涉及的降落伞装置4a类似地，实施方式4涉及的降落伞装置4c将用于将气体产生装置45点火的引线47向与飞行体43c的发射方向交叉的方向(例如图12的方向r)引出，因此能够通过引线47将飞行体43c 向与发射方向不同的方向牵拉。由此，与实施方式2涉及的降落伞装置4a类似地，在未使用降落伞装置4c时，能够防止飞行体43c偏离适宜移动或者飞行体 43c从发射部41c脱落，从而能够提高降落伞装置4c的可靠性。
[0184]
此外，如上所述，通过将引线47向与飞行体43c的发射方向正交的方向r 引出，在未使用降落伞装置4c时，能够防止飞行体43c从发射部41c脱落，同时在飞行体43c发射时，能够对引线47施加适当的力而将引线47断开。
[0185]
《实施方式的拡張》以上，基于实施方式具体说明了本发明人等的发明，但本发明并不限于此，当然能够在不脱离其主旨的范围内进行各种变更。
[0186]
例如，在上述实施方式中，例示了发射控制部42设置在降落伞装置4、4a、 4b、4c的情况，但并不限于此。例如，发射控制部42也可以设置在机身单元2 中。
[0187]
此外，在上述实施方式中，例示了根据机身单元2侧设置的降落控制部16 发出的信号，降落伞装置4、4a～4c将飞行体43、43a～43c发射的情况，但并不限于此。例如，如图13所示，降落伞装置4d也可以具备包含传感器部12d、异常检测部15d、降落控制部16d的异常状态检测机构，所述传感器部12d包括角速度传感器24、加速度传感器25、磁传感器26、及角度算出部27。在此，传感器部12d的角度算出部27、异常检测部15d、及降落控制部16d例如可通过微控制器的编程处理实现。传感器部12d、异常检测部15d、及降落控制部 16d分别具有与上述传感器部12、异常检测部15、及降落控制部16相同的功能。由此，降落伞装置4d能够自行检测异常状态并发射飞行体43。
[0188]
此时，机身单元2可以具有也可以不具有包含传感器部12、异常检测部15、及降落控制部16的异常状态检测机构。例如，通过使机身单元2与降落伞装置 4d分别具有异常状态检测机构，从而即使当其中一个异常状态检测机构由于某些原因而无法检测异常状态时，也能够利用另一个异常状态检测机构来检测异常状态，并更可靠地打开降落伞400。
[0189]
此外，在上述实施方式中，例示了降落伞容纳部40为圆筒状的情况，但并不限于此。即，降落伞容纳部40只要内部具有用于容纳降落伞400的空间即可，例如也可以是中空的多角柱(例如四角柱)状。
[0190]
此外，在实施方式1中，例示了气体产生装置45与发射部41之间形成空间418用于配置飞行体43的情况，但并不限于此。即，只要能够获得发射飞行体43所需的足够的气体压力，气体产生装置45也可以接触发射部41(底面 412a)地配置。其它实施方式也是一样的。
[0191]
此外，在上述实施方式中，例示了发射部41、41a～41c的外形为圆筒状的情况，但
并不限于此。即，发射部41、41a只要是内部容纳飞行体43、43a并能够发射飞行体43、43a的结构即可，例如，也可外形为多角柱(例如四角柱) 状，容纳飞行体43、43a的内部空间为圆筒状。类似地，发射部41b、41c只要是外部配置飞行体43b、43c并能够发射飞行体43b、43c的结构即可，例如，外形也可以是多角柱(例如四角柱)状。但，这种情况下，飞行体43b、43c的内部形状需要与发射部41b、41c匹配。符号的说明
[0192]
1飞行装置；2机身单元；3、3_1～3_n推力产生部；4、4a～4d降落伞装置；5报告装置；6臂部；9外部装置；11电源部；12、12d传感器部；13、13_1～13_n电机驱动部；14飞行控制部；15、15d异常检测部； 16、16d降落控制部；17通信部；18存储部；22电池；23电源电路； 24角速度传感器；25加速度传感器；26磁传感器；27角度算出部；28残容量阈值；29斜率阈值；30螺旋桨；31电机；32壳体；40降落伞容纳部；41、41a、41b、41c发射部；41ba、41ca侧面；42发射控制部；43、 43a、43b、43c飞行体；44、44a、44b、44c飞行体主体部；45气体产生装置；46连结绳；47引线(导线)；50、50a、50b、50c飞行体发射机构； 400降落伞；401侧壁部；402底部；403容纳空间；404降落伞安装部； 406伞体(canopy)；407吊绳；411、411a、411b侧壁部；412底部；412a 底面；413发射口；414b、414c前端部；414ba外周面(前端面)；418、 418b空间；440、440b内部空间；441、441a、441b、441c保持部；441a 孔；442、442b、442c连结部；443b、443c支撑部；451外壳；452密封部件；453点火剂；454气体产生剂；455气体释放室；456气体释放孔； 4110、4120、4140、4410、4412、4510、4520贯穿孔；4111内部空间；4411 孔；4420卡止部(贯穿孔)。