JP6076833B2 - Control method for vertical takeoff and landing vehicle - Google Patents
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Description
本発明は、垂直軸回りに回転駆動されるマルチブレードロータもしくはプロペラを８個備えた垂直離着陸飛行体の制御方法に関する。 The present invention relates to a method for controlling a vertical take-off and landing vehicle including eight multi-blade rotors or propellers that are driven to rotate about a vertical axis.
従来より、垂直離着陸可能な飛行体として、垂直軸回りに回転駆動されるロータもしくはプロペラを複数個備えたマルチコプターが知られている。マルチコプターは、例えばカメラを搭載し遠隔操縦可能に構成することで、人が立ち入れないエリアを空撮して情報を得るのに利用される。かかるマルチコプターにおいては、いずれかのロータもしくはプロペラが故障すると姿勢の安定性が損なわれ、予期しない方向へ飛んで行ったり墜落したりするおそれがある。そこで、ロータもしくはプロペラが故障した場合の対応に関する種々の発明が提案されている。 2. Description of the Related Art Conventionally, multicopters having a plurality of rotors or propellers that are driven to rotate about a vertical axis are known as flying bodies that can take off and land vertically. The multicopter is used to obtain information by taking an aerial image of an area in which a person cannot enter, for example, by installing a camera and enabling remote control. In such a multicopter, if any rotor or propeller breaks down, the stability of the posture is impaired, and there is a risk of flying or crashing in an unexpected direction. Accordingly, various inventions have been proposed for dealing with a case where a rotor or a propeller fails.
例えば、特許文献１には、クワッドコプター（４翼ヘリコプター）において、モータの故障等の異常が検出された場合に、緊急状態に対応する故障状態を提供するようにした姿勢制御方法に関する発明が開示されている。
また、特許文献２には、８個のプロペラユニットを同一円周上あるいは４個ずつ２段に配置するとともに、周方向へ移動可能に構成する。そして、いずれか１個のプロペラユニットが故障し停止した場合には、故障したプロペラユニットの位置へ他のプロペラユニットに近付けることで安定性を高め、安全な飛行、着陸を可能にする飛行体に関する発明が記載されている。
さらに、特許文献３には、複数対の揚力発生用プロペラを設け、対をなす揚力発生用プロペラのいずれか一方が作動不能となった際、他方の揚力先生用プロペラを停止させることにより、トルクの平衡を保たせるようにした発明が記載されている。
For example, Patent Document 1 discloses an invention related to an attitude control method that provides a failure state corresponding to an emergency state when an abnormality such as a motor failure is detected in a quadcopter (4-wing helicopter). Has been.
Further, in Patent Document 2, eight propeller units are arranged on the same circumference or four in four stages and configured to be movable in the circumferential direction. When any one of the propeller units fails and stops, the stability of the propeller unit is increased by bringing the position of the failed propeller unit closer to the other propeller unit, and the flying object enables safe flight and landing. The invention has been described.
Further, in Patent Document 3, a plurality of pairs of lift generation propellers are provided, and when one of the pair of lift generation propellers becomes inoperable, the other lift teacher propeller is stopped to thereby generate torque. The invention is described in which the equilibrium is maintained.
特許文献１に記載されている発明は、異常が検出された場合に緊急状態に対応する故障状態が提供され、それにより、モータが直ちに停止することが記載されている（段落００４７）のみで、具体的にどのような制御を行うかについては記載されていない。つまり、ロータが１つ停止した場合に飛行を維持するのに必要な具体的な制御を何ら開示していない。 The invention described in Patent Document 1 describes that a failure state corresponding to an emergency state is provided when an abnormality is detected, whereby the motor is immediately stopped (paragraph 0047). It does not describe what kind of control is specifically performed. That is, no specific control necessary for maintaining the flight when one rotor stops is disclosed.
特許文献２に記載されている発明は、一部のプロペラが停止した場合に故障したプロペラユニットの位置へ他のプロペラユニットに近付けることで、安全な飛行を可能にするもので、プロペラユニットを移動可能に構成しているため、構造が複雑になる。また、ユニットの移動には時間を要するため緊急時に間に合わないおそれがあるとともに、一部のプロペラが停止して残りのプロペラの数が奇数になった場合に、どのようにして反トルクおよび姿勢の釣り合いを保つのか不明である。さらに、特許文献２に記載されている飛行体にあっては、揚力発生用の８個のプロペラとは別個に、水平移動用のプロペラを胴体部の側部（４箇所）に設けているため、部品点数が多くなり、重量も重くなってペイロードが低下するという問題がある。 The invention described in Patent Document 2 enables safe flight by moving a propeller unit closer to another propeller unit when a part of the propeller stops, and moves the propeller unit. Since it is configured to be possible, the structure becomes complicated. In addition, it takes time to move the unit, so there is a risk that it will not be in time for an emergency.When some propellers stop and the number of remaining propellers becomes an odd number, It is unknown whether to keep the balance. Furthermore, in the flying object described in Patent Document 2, a horizontal movement propeller is provided on the side part (four locations) of the fuselage part separately from the eight propellers for generating lift. There is a problem that the number of parts increases, the weight increases, and the payload decreases.
特許文献３に記載されている発明は、複数対（３対）の揚力発生用プロペラを設け、対をなす揚力発生用プロペラのいずれか一方が作動不能となった際、他方の揚力発生用プロペラを停止させることにより、トルクの平衡を保たせる。そして、停止により不足することとなる揚力は、残りのプロペラで負担するか、もしくは不足分を補償するために機枠の中心部にトルク補償用プロペラを設け、作動不能となった揚力発生用プロペラと同一方向に回転させるようにしている。また、特許文献３に記載されているものにおいては、特許文献２と同様、水平移動用のプロペラを別途設けている。 The invention described in Patent Document 3 is provided with a plurality of (three pairs) lift generation propellers, and when one of the pair of lift generation propellers becomes inoperable, the other lift generation propeller To keep the torque balanced. Then, the lift that will be inadequate due to the stop is borne by the remaining propeller, or a propeller for torque compensation is provided at the center of the machine frame to compensate for the shortage, and the propeller for generating lift that has become inoperable And rotate in the same direction. Further, in the device described in Patent Document 3, as in Patent Document 2, a propeller for horizontal movement is separately provided.
特許文献３の飛行体は、３対（６枚）の揚力発生用プロペラを設けているため、いずれかのプロペラが作動不能となった際に対をなすプロペラを停止させたとしても、残りのプロペラは一般的な４枚であるため不足揚力の補償制御は比較的容易である。しかし、４対（８枚）の揚力発生用プロペラを備えたマルチコプターにあっては、一対のプロペラを停止させると残りは６枚となり、その場合、６枚の固定プロペラにより不足揚力を補償しつつトルクの平衡を保つ制御は簡単ではない。 Since the flying body of Patent Document 3 is provided with three pairs (six) of propellers for generating lift, even if one of the propellers is inoperable, the remaining propeller is stopped. Since there are four general propellers, compensation control for insufficient lift is relatively easy. However, in a multi-copter equipped with four pairs (eight pieces) of propellers for generating lift, when the pair of propellers are stopped, the remaining is six. In this case, the six fixed propellers compensate for the insufficient lift. However, it is not easy to maintain the torque balance.
特許文献３には、そのような場合の制御技術については何ら記載されていない。また、不足分を補償するためのトルク補償用プロペラを設けた場合には、制御は容易になるものの、搭載するプロペラおよびそれを駆動する駆動源の数が増加してしまう。さらに、特許文献３に記載の発明では、水平移動用のプロペラも別途設けているため部品点数が多くなり重量が増加するとともに、複数個の揚力発生用プロペラを同一円周上に配設しているので、機体全体が大型化してしまうという課題がある。
本発明は、８個のロータ（プロペラ）を備えた垂直離着陸飛行体において、部品点数の増加や機体の大型化を招くことなく、いずれかのロータが故障して停止しても姿勢の安定性を保持しつつ安全な飛行を行える制御技術を提供することを目的とする。
Patent Document 3 does not describe any control technique in such a case. In addition, when a torque compensating propeller for compensating for the shortage is provided, although control becomes easy, the number of propellers to be mounted and the number of drive sources for driving them are increased. Furthermore, in the invention described in Patent Document 3, since a horizontal movement propeller is also provided separately, the number of parts increases and the weight increases, and a plurality of lift generating propellers are arranged on the same circumference. As a result, there is a problem that the entire body is enlarged.
According to the present invention, in a vertical takeoff and landing vehicle having eight rotors (propellers), posture stability is maintained even if one of the rotors fails and stops without causing an increase in the number of parts or an increase in the size of the aircraft. It aims at providing the control technology which can carry out a safe flight while holding.
上記目的を達成するため、本発明は、
機体の重心を通る中心軸から所定距離だけ離れた第１円周上に９０度間隔で配設された４個の第１ロータユニットと、前記中心軸から前記所定距離よりも大きな所定距離だけ離れた第２円周上に９０度間隔で配設された４個の第２ロータユニットと、前記第１ロータユニットおよび第２ロータユニットを駆動制御する制御手段とを備えた垂直離着陸飛行体の制御方法であって、
前記制御手段は、
前記４個の第１ロータユニットおよび前記４個の第２ロータユニットのうちいずれか一つが故障した場合には、該故障ロータユニットを停止させ、
機体の全重量と故障したロータユニットを除く７つのロータユニットの揚力との釣合い式と、Ｘ軸回りのモーメントの釣合い式と、Ｙ軸回りのモーメントの釣合い式および反トルクの釣合い式を立て、
前記７つのロータユニットのうち３つのロータユニットの回転数を故障前の回転数に固定して、前記４つの釣合い式からなる連立方程式を解いて残る４つのロータユニットの回転数を求め、得られた回転数に基づいてそれぞれのロータユニットを制御するようにする。
In order to achieve the above object, the present invention provides:
Four first rotor units disposed at 90 degree intervals on a first circumference separated by a predetermined distance from the central axis passing through the center of gravity of the airframe, and separated from the central axis by a predetermined distance greater than the predetermined distance. Control of a vertical take-off / landing vehicle including four second rotor units disposed at intervals of 90 degrees on the second circumference and control means for driving and controlling the first rotor unit and the second rotor unit A method,
The control means includes
When any one of the four first rotor units and the four second rotor units fails, the failed rotor unit is stopped,
Establishing a balance formula between the total weight of the aircraft and the lift of the seven rotor units excluding the failed rotor unit, a moment balance formula around the X axis, a moment balance formula around the Y axis, and a counter torque balance formula,
Of the seven rotor units, the number of rotations of three rotor units is fixed to the number of rotations before failure, and the remaining four rotor units are obtained by solving simultaneous equations consisting of the four balance equations. Each rotor unit is controlled based on the rotation speed.
上記方法によれば、いずれか一つのロータユニットが故障した場合にも、機体の重量と揚力との釣合い、Ｘ軸回りのモーメントの釣合い、Ｙ軸回りのモーメントの釣合いおよび反トルクの釣合いを保ったまま、機体を安全に飛行させることができる。 According to the above method, even when any one of the rotor units fails, the balance between the weight and lift of the fuselage, the balance of moments about the X-axis, the balance of moments about the Y-axis, and the balance of anti-torques are maintained. You can fly the aircraft safely.
また、望ましくは、前記４個の第１ロータユニットおよび前記４個の第２ロータユニットは、互いに直交する４つの径方向の直線上に各々１個ずつ配設されてなり、前記制御手段は、前記第１ロータユニットの半数および前記第２ロータユニットの半数を時計回り方向へ回転させ、残りの半数を反時計回り方向へ回転させるとともに、前記中心軸を挟んで対象的な位置に配設されたロータユニット同士は同一回転方向となるように制御する。 Preferably, the four first rotor units and the four second rotor units are arranged one by one on four radial straight lines orthogonal to each other, and the control means includes: Half of the first rotor unit and half of the second rotor unit are rotated in the clockwise direction, and the other half are rotated in the counterclockwise direction, and are disposed at target positions across the central axis. The rotor units are controlled to have the same rotational direction.
かかる制御によれば、図２（Ａ）または（Ｂ）のようなロータ回転パターンとなる。この場合、中心軸を挟んで対象的な位置に配設されたロータ同士は逆回転となるように制御すると、機体の重量と揚力との釣合い及びＸ軸回りとＹ軸回りのモーメントの釣合いは保つように調整したとしても、反トルクの釣合いを保つことができない。これに対し、半数は時計回りとしかつ中心軸を挟んで対象的な位置に配設されたロータ同士は同一回転方向となるように制御すると、機体の重量と揚力との釣合い、Ｘ軸回りとＹ軸回りのモーメントの釣合い及び反トルクの釣合いを容易に保つことができる。 According to such control, the rotor rotation pattern as shown in FIG. 2 (A) or (B) is obtained. In this case, if the rotors arranged at the target positions across the central axis are controlled so as to rotate reversely, the balance between the weight of the fuselage and the lift and the balance between the moments around the X axis and the Y axis are as follows: Even if it is adjusted so as to maintain, the balance of anti-torque cannot be maintained. On the other hand, if half of the rotors are clockwise and the rotors arranged at the target positions across the central axis are controlled to be in the same rotational direction, the balance between the weight of the fuselage and the lift force, The balance of moments around the Y axis and the balance of counter torque can be easily maintained.
また、望ましくは、前記制御手段は、径方向に隣接する前記第１ロータユニットと前記第２ロータユニットとは互いに逆方向に回転するように制御する。
かかる制御によれば、図２（Ａ）のようなロータ回転パターンとなる。この場合、いずれか一つのロータユニットが故障した場合にも、残りのロータの回転数を調節することで、機体の重量と揚力との釣合い、Ｘ軸回りとＹ軸回りのモーメントの釣合い及び反トルクの釣合いを保つことができる。また、故障したロータと直交する線上の同一回転のロータの回転数を上昇させることで、反トルクの釣合いを保ったまま機体の重量と揚力との釣合いを保つことができるため、Ｘ軸回りとＹ軸回りのモーメントの釣合いを保つための回転数の算出が容易に行える。
Preferably, the control means controls the first rotor unit and the second rotor unit adjacent in the radial direction to rotate in directions opposite to each other.
According to such control, the rotor rotation pattern as shown in FIG. In this case, even if any one of the rotor units breaks down, the rotational speed of the remaining rotor is adjusted to balance the weight of the fuselage with the lift, and balance and counteract the moments about the X and Y axes. Torque balance can be maintained. Also, by increasing the rotation speed of the same rotation rotor on the line perpendicular to the failed rotor, the balance between the weight of the aircraft and the lift force can be maintained while maintaining the counter torque balance. The number of rotations for maintaining the balance of moment about the Y axis can be easily calculated.
さらに、望ましくは、前記４個の第１ロータユニットのうちいずれか１つが故障した場合に、回転数が故障前の回転数に固定される前記３つのロータユニットは、前記故障した第１ロータユニットを除く第１ロータユニットであるようにする。
かかる制御によれば、内側のロータのひとつが故障した場合に、残る３つの内側ロータの回転数は変わらないので、内側ロータで揚力を与え外側ロータで姿勢制御を行う場合に、内側ロータの駆動源を最も効率の良い領域で作動させ続けることができる。
Further preferably, when any one of the four first rotor units fails, the three rotor units whose rotation speed is fixed to the rotation speed before the failure are the failed first rotor unit. The first rotor unit is excluded.
According to such control, when one of the inner rotors fails, the rotation speed of the remaining three inner rotors does not change. Therefore, when the lift is applied by the inner rotor and the attitude control is performed by the outer rotor, the inner rotor is driven. The source can continue to operate in the most efficient area.
また、望ましくは、前記機体の浮上は、少なくとも前記第１ロータユニットを動作させて行い、前記機体の姿勢制御は、少なくとも前記第２ロータユニットを動作させて行うようにする。
かかる制御によれば、機体の中心から離れるほど小さな揚力で機体を傾ける大きなモーメントを発生することができるため、第２ロータユニットを動作させて機体の姿勢制御を行うことで姿勢制御に伴うロータの回転数の変化を小さくすることができる。その結果、所望の姿勢に変化させるのに要する姿勢制御の応答時間を短くすることができる。さらに、少ない力で姿勢制御を行なえるので、外側に配置されるロータユニットとしてサイズの小さなものを使用することができ、飛行体の小型、軽量化が可能になる。
Desirably, the airframe is floated by operating at least the first rotor unit, and the attitude control of the airframe is performed by operating at least the second rotor unit.
According to such control, since a large moment that tilts the aircraft with a small lift as it moves away from the center of the aircraft can be generated, the attitude of the rotor associated with the attitude control can be controlled by operating the second rotor unit and controlling the attitude of the aircraft. The change in the rotational speed can be reduced. As a result, the response time of posture control required for changing to a desired posture can be shortened. Further, since attitude control can be performed with a small force, a small-sized rotor unit can be used as an outer rotor unit, and the flying body can be made smaller and lighter.
本発明によれば、８個のロータ(プロペラ)を備えた垂直離着陸飛行体において、部品点数の増加や機体の大型化を招くことなく、いずれかのロータが故障して停止しても姿勢の安定性を保持しつつ安全な飛行を行える制御が可能になるという効果がある。 According to the present invention, in a vertical take-off and landing vehicle equipped with eight rotors (propellers), even if one of the rotors fails and stops without causing an increase in the number of parts or an increase in the size of the aircraft, There is an effect that control capable of performing a safe flight while maintaining stability becomes possible.
以下、図面を参照しながら、この発明の実施形態について詳しく説明する。
図１は、本発明の実施形態に係る制御方法を適用して好適な垂直離着陸飛行体としてのマルチコプターの一例の概略を示すもので、（Ａ）は平面図、（Ｂ）は正面図である。
図１（Ｂ）に示すように、本実施形態が適用されるマルチコプター１０は、演算制御装置やバッテリー、ジャイロスコープのような姿勢センサ、カメラなどを収納した筒状の胴体部１１と、該胴体部１１の上部に固定されたフレーム１２とを有する。
Hereinafter, embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the drawings.
FIG. 1 shows an outline of an example of a multicopter as a suitable vertical take-off and landing vehicle by applying a control method according to an embodiment of the present invention, where (A) is a plan view and (B) is a front view. is there.
As shown in FIG. 1 (B), a multicopter 10 to which the present embodiment is applied includes a cylindrical body 11 containing an arithmetic control device, a battery, a posture sensor such as a gyroscope, a camera, and the like. And a frame 12 fixed to the upper portion of the body portion 11.
フレーム１２は、図１（Ａ）に示すように、機体の中心から放射状に伸び互いに直角をなすように配設された４本のアーム１２ａ，１２ｂ，１２ｃ，１２ｄと、該アーム１２ａ〜１２ｄの先端を結合する円環状の機枠１２ｅとから構成されている。機枠１２ｅは、円環状に限定されず、楕円形や多角形などであってもよい。
なお、機体は、その重心が上記アーム１２ａ〜１２ｄの中心を通る鉛直線上に来るように、各構成部品の形状、配置等が設計される。フレーム１２は、航空機の分野では一般的な、例えば炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ）やチタン合金、アルミ合金のような軽量で強度の高い材料で構成するのが望ましい。
As shown in FIG. 1 (A), the frame 12 includes four arms 12a, 12b, 12c, and 12d that extend radially from the center of the aircraft and are perpendicular to each other, and the arms 12a to 12d. It is comprised from the annular machine frame 12e which couple | bonds a front-end | tip. The machine casing 12e is not limited to an annular shape, and may be an ellipse or a polygon.
In addition, the shape, arrangement | positioning, etc. of each component are designed so that the center of gravity may be on the vertical line which passes through the center of said arms 12a-12d. The frame 12 is preferably made of a light and high strength material that is common in the field of aircraft, such as carbon fiber reinforced plastic (CFRP), titanium alloy, and aluminum alloy.
また、マルチコプター１０は、アーム１２ａ〜１２ｄの中間位置にそれぞれ装着された４個のロータユニットＲＵ１１〜ＲＵ１４と、アーム１２ａ〜１２ｄの先端部にそれぞれ装着された４個のロータユニットＲＵ２１〜ＲＵ２４とを備える。言い換えると、ロータユニットＲＵ１１〜ＲＵ１４は機体の中心から距離Ｌ２の円周上に９０度間隔で配設され、ロータユニットＲＵ２１〜ＲＵ２４は機体の中心から距離Ｌ１の円周上に９０度間隔で配設されている。 Further, the multicopter 10 includes four rotor units RU11 to RU14 mounted at intermediate positions of the arms 12a to 12d, and four rotor units RU21 to RU24 respectively mounted to the distal ends of the arms 12a to 12d. Is provided. In other words, the rotor units RU11 to RU14 are arranged at intervals of 90 degrees on the circumference of the distance L2 from the center of the aircraft, and the rotor units RU21 to RU24 are arranged at intervals of 90 degrees on the circumference of the distance L1 from the center of the aircraft. It is installed.
上記ロータユニットＲＵ１１〜ＲＵ１４とＲＵ２１〜ＲＵ２４は、図１（Ｂ）に示すように、それぞれ、ロータ１５、該ロータ１５を回転駆動するモータのような駆動源１６、該駆動源１６を制御するコントローラ（図示省略）などから構成されている。
さらに、本実施例では、演算制御装置は、内側に位置する４個のロータユニットＲＵ１１〜ＲＵ１４を、揚力発生用のロータとして動作するように制御する。また、外側に位置する４個のロータユニットＲＵ２１〜ＲＵ２４を、主として姿勢制御用のロータとして動作するように制御する。さらに、移動のための推力は、左右または前後のロータの回転数をアンバランスにして機体を傾けるように制御することにより得る。
As shown in FIG. 1B, the rotor units RU11 to RU14 and RU21 to RU24 are respectively a rotor 15, a drive source 16 such as a motor that rotationally drives the rotor 15, and a controller that controls the drive source 16. (Not shown).
Furthermore, in the present embodiment, the arithmetic and control unit controls the four rotor units RU11 to RU14 located inside to operate as a lift generating rotor. Further, the four rotor units RU21 to RU24 located outside are controlled so as to operate mainly as posture control rotors. Further, the thrust for movement is obtained by controlling the body to tilt with the rotational speeds of the left and right or front and rear rotors unbalanced.
また、特に限定されるものではないが、反トルクによる機体の回転を防止するため、８個のロータユニットのうち４個は時計回り方向へ回転させ、残りの４個は反時計回り方向へ回転させる。具体的には、例えば図２（Ａ）に示すように、隣接するロータユニットのロータ同士は、互いに逆方向に回転させ、機体の中心を挟んで対向する位置に配置されているロータユニットのロータ同士は、同一方向に回転させるように制御することが考えられる。あるいは、図２（Ｂ）に示すように、隣接するロータユニットのロータ同士および機体の中心を挟んで対向する位置に配置されているロータユニットのロータ同士を、同一方向に回転させるようにしてもよい。
上記のように、８個のロータの配置及び回転方向を設定することにより、反トルクの釣合いを保ちつついずれかのユニットが故障してロータが停止しても、残りのユニットの推力（回転数）を適宜制御することによって、安全に着地させることができる。
Although not particularly limited, four of the eight rotor units are rotated in the clockwise direction and the remaining four are rotated in the counterclockwise direction in order to prevent the aircraft from rotating due to the counter-torque. Let Specifically, for example, as shown in FIG. 2 (A), the rotors of the adjacent rotor units are rotated in opposite directions, and the rotors of the rotor units arranged at positions facing each other across the center of the fuselage. It can be considered that the two are controlled to rotate in the same direction. Alternatively, as shown in FIG. 2B, the rotors of adjacent rotor units and the rotors of rotor units arranged at positions facing each other across the center of the fuselage may be rotated in the same direction. Good.
As described above, by setting the arrangement and rotation direction of the eight rotors, even if any unit fails and the rotor stops while maintaining the counter-torque balance, the thrust of the remaining units (rotation speed) ) Can be landed safely by appropriately controlling.
また、上記のように、主として内側に位置する４個のロータユニットＲＵ１１〜ＲＵ１４を揚力発生用のロータとして動作させ、一定の回転数で回転させることにより、浮上に必要な消費電流を一定にすることができる。具体的には、使用するモータにより最大効率となる時のトルクの大きさおよび回転数が決まっている。そこで、機体全体の重量Ｗが決まったら、モータの最大効率時のトルクで決定されるロータユニットの推力をＴとすると、Ｔ＝Ｗ／８なる性能のモータを選択する。
そして、そのようなモータをロータユニットＲＵ１１〜ＲＵ１４の駆動源として機体に搭載し、最大効率となる時の回転数で回転させれば、浮上（ホバリング）時に最大効率となるようにモータを駆動制御することができる。
Further, as described above, the four rotor units RU11 to RU14 located mainly inside are operated as a lift generating rotor and rotated at a constant rotational speed, thereby making the current consumption necessary for flying constant. be able to. Specifically, the magnitude of the torque and the number of rotations when the maximum efficiency is achieved are determined by the motor used. Therefore, when the weight W of the entire body is determined, a motor having a performance of T = W / 8 is selected, where T is the thrust of the rotor unit determined by the torque at the maximum efficiency of the motor.
Then, if such a motor is mounted on the fuselage as a drive source for the rotor units RU11 to RU14 and rotated at the rotational speed at which maximum efficiency is achieved, the motor is driven and controlled to achieve maximum efficiency during ascent (hovering). can do.
また、外側に位置する４個のロータユニットＲＵ２１〜ＲＵ２４を姿勢制御用のロータとして動作させることによって、てこの原理から、内側のロータユニットよりも少ない回転数の変化で発生するモーメントを大きくすることができることが分かる。つまり、姿勢制御に伴うロータの回転数の変化を小さくすることができ、これにより、所望の姿勢に変化するのに要する姿勢制御の応答時間を短くすることができる。さらに、少ない力で姿勢制御を行なえるので、ロータユニットＲＵ２１〜ＲＵ２４のモータやロータとして、ＲＵ１１〜ＲＵ１４よりも小さなものを使用した軽量なユニットとすることができる。その結果、高効率化を達成することができる。 Further, by operating the four rotor units RU21 to RU24 located on the outer side as attitude control rotors, the moment generated by a change in the number of rotations smaller than that of the inner rotor unit is increased from the lever principle. You can see that That is, the change in the number of rotations of the rotor accompanying the posture control can be reduced, and thereby the response time of the posture control required for changing to the desired posture can be shortened. Furthermore, since posture control can be performed with a small force, the motor and rotor of the rotor units RU21 to RU24 can be reduced to a lighter unit that is smaller than RU11 to RU14. As a result, high efficiency can be achieved.
図３は、上記のような構成のマルチコプター１０の制御システムの構成例を示す。
図３に示すように、制御システムは、マルチコプター１０の制御系３０と、マルチコプター１０の制御系３０に対して上昇や降下、前進、後退、左進、右進、旋回等の操縦指令を送って遠隔制御するための操縦装置（リモコン）４０とから構成される。操縦装置４０からの操縦指令は、無線信号でも良いし、有線による信号でも良い。
マルチコプター１０の制御系３０は、姿勢を検出する姿勢センサ３１と、操縦装置４０からの操縦指令を受けて全体を制御する演算制御装置３２と、ロータユニットＲＵ１１〜ＲＵ１４，ＲＵ２１〜ＲＵ２４を制御するモータコントローラなどからなる。
FIG. 3 shows a configuration example of the control system of the multicopter 10 configured as described above.
As shown in FIG. 3, the control system gives the control system 30 of the multicopter 10 and control commands such as ascending, descending, forward, backward, leftward, rightward and turn to the control system 30 of the multicopter 10. And a control device (remote control) 40 for remote control. The control command from the control device 40 may be a wireless signal or a wired signal.
The control system 30 of the multicopter 10 controls a posture sensor 31 that detects a posture, an arithmetic control device 32 that receives the steering command from the steering device 40 and controls the whole, and the rotor units RU11 to RU14 and RU21 to RU24. It consists of a motor controller.
特に限定されるものではないが、この実施例では、揚力発生用のロータユニットＲＵ１１〜ＲＵ１４の各モータ１６ａ〜１６ｄはそれぞれ演算制御装置３２からの回転数指令信号を受けるモータコントローラ３３ａ〜３３ｄにより制御される。また、姿勢制御用のロータユニットＲＵ２１〜ＲＵ２４の各ユニットのモータ１６ｅ〜１６ｈは、それぞれモータコントローラ３３ｅ〜３３ｈにより制御されるように構成されている。
演算制御装置３２は、操縦装置４０からの操縦指令信号および姿勢センサ３１からの信号（加速度、角速度）に基づいて、機体の上昇や降下に必要なモータのトルクすなわち回転数と、姿勢制御や移動に必要なモータのトルクすなわち回転数を算出する。そして、演算制御装置３２からモータコントローラ３３ａ〜３３ｄおよび３３ｅ〜３３ｈに対しては、回転数指令信号が送られる。
Although not particularly limited, in this embodiment, the motors 16a to 16d of the rotor units RU11 to RU14 for generating lift are controlled by motor controllers 33a to 33d that receive a rotational speed command signal from the arithmetic control device 32, respectively. Is done. Further, the motors 16e to 16h of the units of the posture control rotor units RU21 to RU24 are configured to be controlled by motor controllers 33e to 33h, respectively.
Based on the steering command signal from the steering device 40 and the signals (acceleration, angular velocity) from the attitude sensor 31, the arithmetic and control unit 32, the motor torque required for raising and lowering the aircraft, that is, the rotation speed, attitude control and movement The torque of the motor, that is, the number of revolutions necessary for the calculation is calculated. A rotation speed command signal is sent from the arithmetic control device 32 to the motor controllers 33a to 33d and 33e to 33h.
ここで、内側のロータユニットＲＵ１１〜ＲＵ１４を揚力発生用として使用する場合、モータ１６ａ〜１６ｄを制御するモータコントローラ３３ａ〜３３ｄへは同一の回転数指令信号を送信すればよいので、制御が容易となる。
一方、前進、後退、左進、右進、旋回を行なう場合、姿勢制御用のロータユニットＲＵ２１〜ＲＵ２４のモータ１６ｅ〜１６ｈは異なる回転数で回転させる必要がある。そこで、演算制御装置３２は、進行方向や進行速度等に応じて各ロータユニットに配分するトルクを演算し、対応する回転数指令信号をモータコントローラ３３ｅ〜１６ｈへ送って、モータ１６ｅ〜１６ｈを個別に制御する。
Here, when the inner rotor units RU11 to RU14 are used for generating lift, it is only necessary to transmit the same rotational speed command signal to the motor controllers 33a to 33d that control the motors 16a to 16d. Become.
On the other hand, when performing forward movement, backward movement, leftward movement, rightward movement, and turning, the motors 16e to 16h of the rotor units RU21 to RU24 for posture control need to be rotated at different rotational speeds. Therefore, the arithmetic and control unit 32 calculates the torque to be distributed to each rotor unit according to the traveling direction, the traveling speed, etc., and sends the corresponding rotational speed command signal to the motor controllers 33e to 16h, thereby individually configuring the motors 16e to 16h. To control.
また、ロータユニットＲＵ１１〜ＲＵ１４、ＲＵ２１〜ＲＵ２４のいずれかが故障しているか否か判定できるようにするため、各ユニットにロータリエンコーダのような回転検出センサを設けて、該センサの信号を演算制御装置３２へ入力する。そして、演算制御装置３２からモータコントローラ３３ａ〜３３ｄおよび３３ｅ〜３３ｈへ送った回転数指令信号による回転数と、センサにより検出した回転数との間に所定値以上の差がある場合に、ロータの故障と判定するように構成しても良い。 In addition, in order to be able to determine whether any of the rotor units RU11 to RU14 and RU21 to RU24 is out of order, each unit is provided with a rotation detection sensor such as a rotary encoder, and the signal of the sensor is arithmetically controlled. Input to device 32. Then, when there is a difference of a predetermined value or more between the rotational speed based on the rotational speed command signal sent from the arithmetic control device 32 to the motor controllers 33a to 33d and 33e to 33h and the rotational speed detected by the sensor, You may comprise so that it may determine with a failure.
なお、図１には、８個のロータがそれぞれ４個ずつ互いに直交する線上に配設されているマルチコプターの例を示したが、本発明が適用されるロータの配置はこれに限定されるものではない。例えば、図４に示すように、内側４個のロータが外側４個のロータに対して任意の角度θ（例えば４５度）だけずれているものであっても良い。ただし、内側の４個のロータと外側の４個のロータは、それぞれ中心からの距離がＬ２，Ｌ１の円周上に、９０度間隔で配設されているものとする。図２（Ａ）は図４の角度θを０゜に設定した場合、図２（Ｂ）は図４の角度θを９０°に設定した場合に相当する。 Although FIG. 1 shows an example of a multicopter in which eight rotors are arranged on a line orthogonal to each other, four rotors are disposed, but the arrangement of the rotor to which the present invention is applied is limited to this. It is not a thing. For example, as shown in FIG. 4, the four inner rotors may be displaced from the four outer rotors by an arbitrary angle θ (for example, 45 degrees). However, it is assumed that the four inner rotors and the four outer rotors are arranged at intervals of 90 degrees on the circumferences of distances L2 and L1, respectively. 2A corresponds to the case where the angle θ of FIG. 4 is set to 0 °, and FIG. 2B corresponds to the case where the angle θ of FIG. 4 is set to 90 °.
次に、上記のような８個のロータを有するマルチコプターにおいて、いずれか１個のロータユニットが故障した場合（モータの故障の他、プロペラの破損等を含む）の機体の制御方法について、図４を用いて説明する。
図４において、Ｏ１〜Ｏ４は外側のロータユニットＲＵ２１〜ＲＵ２４を、Ｉ１〜Ｉ４は内側のロータユニットＲＵ１１〜ＲＵ１４を意味する。
また、以下の説明では、Ｔｏn（ｎはユニットの番号：１，２，３，４）は外側のロータユニットＯ１〜Ｏ４の推力、Ｔｉnは内側のロータユニットＩ１〜Ｉ４の推力と定義する。Ｒｏn，Ｒｉnは、ロータの回転方向を意味し、「＋１」は時計回り方向ＣＷ、「−１」は時計回り方向ＣＣＷと定義する。「θ」は、前述したように、内側４個のロータと外側４個のロータとのずれ角度であり、０≦θ≦９０°である。
Next, in the multicopter having eight rotors as described above, when any one rotor unit fails (including motor failure, propeller damage, etc.), 4 will be described.
In FIG. 4, O1 to O4 represent the outer rotor units RU21 to RU24, and I1 to I4 represent the inner rotor units RU11 to RU14.
In the following description, Ton (n is the unit number: 1, 2, 3, 4) is defined as the thrust of the outer rotor units O1 to O4, and Tin is defined as the thrust of the inner rotor units I1 to I4. Ron and Rin mean the rotation direction of the rotor, and “+1” is defined as the clockwise direction CW, and “−1” is defined as the clockwise direction CCW. As described above, “θ” is a deviation angle between the inner four rotors and the outer four rotors, and 0 ≦ θ ≦ 90 °.
ここで、図４のマルチコプターにおける釣合い条件を考える。釣合いは、鉛直方向すなわち全重量と全ロータの揚力の釣合いと、Ｘ軸回りのモーメントの釣合い、Ｙ軸回りのモーメントの釣合い、反トルクの釣合いの４つである。
このうち、鉛直方向の釣合い条件式を下記の数式（１）に示す。また、Ｘ軸回りのモーメントの釣合い式およびＹ軸回りのモーメントの釣合い式を下記の数式（２）に示す。反トルクの釣合い式を下記の数式（３）に示す。なお、数式（３）においては、ロータの推力は、ロータの回転数に比例するものした。
Now, consider the balancing conditions in the multicopter of FIG. There are four balances in the vertical direction, that is, the balance between the total weight and the lift of all the rotors, the balance of moments about the X axis, the balance of moments about the Y axis, and the balance of anti-torques.
Of these, the vertical balance condition formula is shown in the following formula (1). Further, the following equation (2) shows a balance equation of moments about the X axis and a balance equation of moments about the Y axis. The balance formula of the counter torque is shown in the following formula (3). In Formula (3), the thrust of the rotor is proportional to the rotational speed of the rotor.
次に、８個のロータのうち、いずれか１つのロータが故障して推力を発生できなくなった場合に、残りの７個のロータの推力すなわち回転数を調節して機体の位置および姿勢維持を図る方法について考える。機体の位置および姿勢を維持するには、ロータの１つが停止したとしても上記３つの釣合い式を満たす必要がある。
従って、上記３つの釣合い式において、故障したロータの推力（トルク）がゼロという条件を代入して、連立方程式を解くことで、残りの７個のロータの回転数を得る方法が考えられる。例えば、図５（Ａ）のように、内側ロータＩ２が故障した場合には、数式（１）〜（３）に、Ｔi2＝０の条件を代入すればよい。しかし、数式（１）〜（３）は、条件式が４つであるので、４つのロータの回転数が、３つの未定ロータ回転数の関数として表せるに過ぎず、このままでは連立方程式を解くことができない。
Next, when any one of the eight rotors fails and thrust cannot be generated, the thrust and rotation speed of the remaining seven rotors are adjusted to maintain the position and posture of the aircraft. Think about how to plan. In order to maintain the position and posture of the fuselage, it is necessary to satisfy the above three balance formulas even if one of the rotors stops.
Therefore, in the above three balanced equations, a method of obtaining the rotational speeds of the remaining seven rotors by substituting the condition that the thrust (torque) of the failed rotor is zero and solving the simultaneous equations is conceivable. For example, as shown in FIG. 5A, when the inner rotor I2 fails, the condition of Ti 2 = 0 may be substituted into the equations (1) to (3). However, since Equations (1) to (3) have four conditional expressions, the rotational speeds of the four rotors can only be expressed as a function of the three undetermined rotor rotational speeds, and the simultaneous equations can be solved as they are. I can't.
そこで、以下のように対応することで、連立方程式を解くことを考えた。すなわち、未知数は７個であるが、式が４つであるので、７個の未知数のうち３個を固定つまり故障前と同じ回転数を維持するものとする。また、バッテリーを効率的に利用するには、全ロータの回転数（推力）は同一であるのが望ましい。つまり、全重量Ｗを「４」とおくと、これに釣り合う各ロータの推力はＷ／８＝０．５となる。なお、ここでは理解を容易にするため、角度θ＝０°、各ロータの中心からの距離Ｌ１，Ｌ２は、Ｌ１＝２×Ｌ２であるとして説明する。 Therefore, we considered solving simultaneous equations by taking the following measures. That is, although the number of unknowns is seven, the number of equations is four, so three of the seven unknowns are fixed, that is, the same number of rotations as before the failure is maintained. In order to efficiently use the battery, it is desirable that the rotation speed (thrust) of all the rotors be the same. In other words, if the total weight W is set to “4”, the thrust of each rotor commensurate with this is W / 8 = 0.5. Here, for easy understanding, it is assumed that the angle θ = 0 ° and the distances L1 and L2 from the center of each rotor are L1 = 2 × L2.
例えば、内側ロータＩ２が故障したと仮定すると、外側ロータＯ１〜Ｏ４の方が、中心からの距離すなわちモーメントが大きく効率的に姿勢制御力を発生できるので、内側ロータＩ１，Ｉ３，Ｉ４の回転数（推力）は故障前と同じ０．５に維持する。そして、これらの値およびＴi2＝０の条件を前記数式（１）〜（３）に代入して、外側ロータＯ１〜Ｏ４の回転数（推力）Ｔを、内側ロータＩ１，Ｉ３，Ｉ４の回転数（推力）の関数として表す。その結果を、次の数式（４）に示す。
上記連立方程式を解くと、内側ロータＩ２が故障した場合の解の一例として、
次に、内側ロータＩ２が故障した場合の残りのロータの回転数（推力）を決定する他の方法を、図５を用いて説明する。
図５（Ｂ）は、各ロータＩ１〜Ｉ４，Ｏ１〜Ｏ４の回転数（推力）および複数のロータの回転数（推力）の和の大きさを、棒状のインジケータで模式的に表したものである。中央には、時計回り方向ＣＷに回転するロータＯ２，Ｉ１，Ｉ３，Ｏ４のインジケータと、反時計回り方向ＣＣＷに回転するロータＯ１，Ｉ２，Ｉ４，Ｏ３のインジケータが上下２段に表示されている。各ロータの推力は均等であり、機体の全重量をＷとすると、それぞれＷ／８である。
Next, another method for determining the rotation speed (thrust) of the remaining rotor when the inner rotor I2 fails will be described with reference to FIG.
FIG. 5B schematically shows the sum of the rotational speeds (thrusts) of the rotors I1 to I4 and O1 to O4 and the rotational speeds (thrusts) of a plurality of rotors using a bar-shaped indicator. is there. In the center, indicators of the rotors O2, I1, I3, O4 rotating in the clockwise direction CW and indicators of the rotors O1, I2, I4, O3 rotating in the counterclockwise direction CCW are displayed in two upper and lower stages. . The thrust of each rotor is equal, and W / 8, where W is the total weight of the fuselage.
ＩＮＤ１は隣接するロータＯ１とＩ１の回転数（推力）の和を表示するインジケータ、ＩＮＤ２は隣接するロータＯ２とＩ２の回転数（推力）の和を表示するインジケータである。また、同様に、ＩＮＤ３は隣接するロータＯ３とＩ３の回転数（推力）の和を表示するインジケータ、ＩＮＤ４は隣接するロータＯ４とＩ４の回転数（推力）の和を表示するインジケータである。
また、ＩＮＤ５は時計回り方向ＣＷに回転するロータＯ２,Ｉ１,Ｉ３,Ｏ４の回転数（推力）の和を表示するインジケータ、ＩＮＤ６は反時計回り方向ＣＣＷに回転するロータＯ１,Ｉ２,Ｉ４,Ｏ３の回転数（推力）の和を表示するインジケータである。さらに、ＩＮＤ７は、全ロータＩ１〜Ｉ４，Ｏ１〜Ｏ４の回転数（推力）の和を表示するインジケータである。
IND1 is an indicator that displays the sum of the rotational speeds (thrust) of the adjacent rotors O1 and I1, and IND2 is an indicator that displays the sum of the rotational speeds (thrust) of the adjacent rotors O2 and I2. Similarly, IND3 is an indicator that displays the sum of the rotational speeds (thrust) of the adjacent rotors O3 and I3, and IND4 is an indicator that displays the sum of the rotational speeds (thrust) of the adjacent rotors O4 and I4.
IND5 is an indicator for displaying the sum of the rotational speeds (thrusts) of the rotors O2, I1, I3, and O4 rotating in the clockwise direction CW, and IND6 is the rotors O1, I2, I4, and O3 rotating in the counterclockwise direction CCW. It is an indicator which displays the sum of the rotation speed (thrust). Further, IND7 is an indicator that displays the sum of the rotational speeds (thrusts) of all the rotors I1 to I4 and O1 to O4.
図５（Ｂ）においては、×印によってロータＩ２が故障していることを示している。
ここで、故障ロータＩ２は下段にあるので、反時計回り方向ＣＣＷに回転するロータであることが分かる。本実施例においては、以下のようにして、残りのロータの回転数（推力）を決定する。
先ず、故障しているロータＩ２と同一方向（ＣＣＷ）に回転している外側ロータ（図では、Ｏ１,Ｏ３）の回転数（推力）を、トータルで、故障ロータＩ２の推力（＝Ｗ／８）の分となるように均等に、つまりＷ／１６だけ増加させる。ここで、外側ロータＯ１,Ｏ３の代わりに内側ロータＩ１,Ｉ３の回転数を上げても重量の釣合いはとれるが、Ｉ１,Ｉ３は故障したロータＩ２と逆回転のロータであるため、Ｉ１,Ｉ３の回転数を上げると反トルクの釣合いが悪化してしまう。
In FIG. 5 (B), the rotor I2 is broken by a cross.
Here, since the failed rotor I2 is in the lower stage, it can be seen that the rotor rotates in the counterclockwise direction CCW. In the present embodiment, the rotational speed (thrust) of the remaining rotor is determined as follows.
First, the total number of revolutions (thrust) of the outer rotor (O1, O3 in the figure) rotating in the same direction (CCW) as the failed rotor I2 is the thrust (= W / 8) of the failed rotor I2. ) To increase evenly, that is, by W / 16. Here, even if the rotational speeds of the inner rotors I1 and I3 are increased instead of the outer rotors O1 and O3, the weight can be balanced. However, since I1 and I3 are rotors rotating in the reverse direction to the failed rotor I2, I1, I3 If the number of revolutions is increased, the counter-torque balance will deteriorate.
上記のように、故障したロータＩ２と同一回転のロータＯ１,Ｏ３の推力をＷ／１６ずつ増加させることで、反トルクの釣合いを保ちかつ機体重量と推力との釣合いも保つことができる。ただ、図５（Ａ）を参照すると分かるように、ロータＯ１とＯ３の推力を増加させても、増加分に関してはＸ軸回りのモーメントもＹ軸回りのモーメントも均衡しているため、ロータＩ２が故障することで崩れたＸ軸回りのモーメントは崩れたままである。
そこで、次に、ロータＩ２が故障することで崩れたＸ軸回りのモーメントが釣り合うように、Ｉ２と同じ側の外側ロータ（図では、Ｏ２）の回転数（推力）を増加させる。ただし、単にＯ２の回転数を増加させると揚力が増加するとともに反トルクの釣合いも崩れてしまうので、増加させた分だけ反対側の外側ロータ（図では、Ｏ４）の回転数を減少させて、Ｘ軸回りのモーメントが釣り合うようにする。これにより、Ｏ２とＯ２のトータルの揚力は変更前と同じに維持されるとともに、ロータＯ４の回転はＯ２と同じであるので、反トルクの釣合いも崩れないこととなる。
As described above, by increasing the thrust of the rotors O1 and O3 that rotate the same as the failed rotor I2 by W / 16, the counter-torque balance can be maintained and the balance between the aircraft weight and the thrust can be maintained. However, as can be seen with reference to FIG. 5A, even if the thrusts of the rotors O1 and O3 are increased, the moment about the X axis and the moment about the Y axis are balanced with respect to the increase. However, the moment around the X axis that collapsed due to failure remains broken.
Then, next, the rotational speed (thrust) of the outer rotor (O2 in the figure) on the same side as I2 is increased so that the moments around the X axis that have collapsed due to the failure of the rotor I2 are balanced. However, if the rotational speed of O2 is simply increased, the lift increases and the counter-torque balance is lost, so the rotational speed of the outer rotor on the opposite side (O4 in the figure) is decreased by the increased amount, Ensure that moments about the X axis are balanced. As a result, the total lift of O2 and O2 is maintained the same as before the change, and the rotation of the rotor O4 is the same as that of O2, so that the counter-torque balance is not lost.
なお、図５（Ａ）からは外側ロータＯ４の回転数を減少させる代わりに内側ロータＩ４の回転数を下げても良いように見えるが、図５（Ｂ）を参照すると分かるように、Ｏ４の代わりにＩ４の回転数を下げると反トルクの釣合いが悪化してしまう。
上述した制御により、ロータＩ２が故障した場合でも、残りのロータの回転数（推力）を適宜増減させることで、重量と揚力の釣合いと、Ｘ軸回りのモーメントの釣合い、Ｙ軸回りのモーメントの釣合い、反トルクの釣合いをすべて保つことができる。かかる制御は、前記数式（１）〜（３）で表される連立方程式を解くことによって得られる前記数式（５）と一致している。このことからも、連立方程式を解くことによって各ロータの回転数（推力）の増減量を得る前記実施例が正しいことが分かる。
From FIG. 5 (A), it appears that the rotational speed of the inner rotor I4 may be lowered instead of decreasing the rotational speed of the outer rotor O4. However, as can be seen from FIG. If the rotational speed of I4 is lowered instead, the counter-torque balance will deteriorate.
By the above-described control, even if the rotor I2 breaks down, the rotational speed (thrust) of the remaining rotor is appropriately increased or decreased to balance the weight and lift, the balance of moments about the X axis, and the moment about the Y axis. All the balance of balance and anti-torque can be kept. Such control is in agreement with the formula (5) obtained by solving the simultaneous equations represented by the formulas (1) to (3). From this, it can be seen that the above-described embodiment in which the amount of increase / decrease in the rotational speed (thrust) of each rotor is obtained by solving simultaneous equations is correct.
同様にして、例えばロータＩ１が故障した場合には、Ｉ１と同一回転のロータＯ２,Ｏ４の推力をＷ／１６ずつ増加させるとともに、Ｏ１の回転数（推力）を増加させ、増加させた分だけ反対側の外側ロータＯ３の回転数（推力）を減少させれば良い。
さらに、外側ロータＯ１,Ｏ２,Ｏ３,Ｏ４のいずれかが故障した場合にも、同様な制御によって、重量と揚力の釣合いと、Ｘ軸回りのモーメントの釣合い、Ｙ軸回りのモーメントの釣合い、反トルクの釣合いをすべて保つことができる。
Similarly, for example, when the rotor I1 fails, the thrusts of the rotors O2 and O4 that rotate the same as I1 are increased by W / 16, and the number of rotations (thrust) of O1 is increased. What is necessary is just to reduce the rotation speed (thrust) of the outer rotor O3 on the opposite side.
Further, when any of the outer rotors O1, O2, O3, and O4 fails, the balance between the weight and the lift, the balance of the moment about the X axis, the balance of the moment about the Y axis, All torque balance can be maintained.
図６には、ロータＩ１,Ｉ２,Ｉ３,Ｉ４のいずれか１つが故障した場合に、直前の状態を維持するための各ロータの制御の仕方が示されている。図において、上向きの矢印は回転数（推力）を増加させることを意味し、下向きの矢印は回転数（推力）を減少させることを意味する。また、横向きの矢印は回転数（推力）を増減させずに維持させることを意味する。
なお、図６には、ロータＩ１,Ｉ２,Ｉ３,Ｉ４のいずれか１つが故障した場合、あるいは非故障時に、機体を旋回させたり、前後進させたり、左右方向へ移動させたり、上昇／降下させる場合の外側ロータの制御の仕方も示してある。図６において、（＊１）が記されている挙動制御は、「状態維持」のロータ回転数を基準量とし、回転数を矢印にしたがって基準量から増減させることで、旋回・前後進・左右進・上昇降下を実現する。基本的に内側ロータを揚力発生用として回転数を維持する点は、故障発生前後で変わらない。
FIG. 6 shows how to control each rotor in order to maintain the immediately previous state when any one of the rotors I1, I2, I3, and I4 fails. In the figure, an upward arrow means increasing the number of rotations (thrust), and a downward arrow means decreasing the number of rotations (thrust). Further, the horizontal arrow means that the rotation speed (thrust) is maintained without being increased or decreased.
FIG. 6 shows that when any one of the rotors I1, I2, I3, and I4 fails, or when there is no failure, the aircraft is turned, moved forward and backward, moved left and right, and moved up / down. It also shows how to control the outer rotor when In FIG. 6, the behavior control indicated by (* 1) uses the rotor rotation speed of “maintain state” as a reference amount, and increases / decreases the rotation amount from the reference amount according to the arrow, thereby turning, moving forward / backward, left / right Realize advancement, ascent and descent. Basically, the number of rotations for maintaining the inner rotor for generating lift remains unchanged before and after the occurrence of a failure.
図６より、ロータＩ１,Ｉ２,Ｉ３,Ｉ４のいずれか１つが故障した場合にも正常な飛行制御が可能であることが分かる。なお、図６において、非故障時における制御で、内側ロータＩ１〜Ｉ４の回転数を増減させずに維持させているのは、前述したように、内側ロータＩ１〜Ｉ４は揚力発生用として動作させ、姿勢や移動の制御は外側ロータＯ１〜Ｏ４で行うためである。
図７には、外側ロータＯ１,Ｏ２,Ｏ３,Ｏ４のいずれか１つが故障した場合の各ロータの制御の仕方を示す。同図より、外側ロータＯ１〜Ｏ４のいずれか１つが故障した場合にも、残りのロータの制御で安定な姿勢制御や移動制御を行えることが分かる。図７においても、（＊１）が記されている挙動制御は、「状態維持」のロータ回転数を基準量とし、回転数を矢印にしたがって基準量から増減させることで、旋回・前後進・左右進・上昇降下を実現する。ただし、もともと姿勢制御用だった外側ロータが故障しているため、内側ロータを姿勢制御用として使用し、外側ロータは揚力発生用として回転数（推力）を維持する。
FIG. 6 shows that normal flight control is possible even if any one of the rotors I1, I2, I3, and I4 fails. In FIG. 6, the control at the time of non-failure keeps the inner rotors I1 to I4 without increasing / decreasing the rotational speed, as described above, by operating the inner rotors I1 to I4 for generating lift. This is because the posture and movement are controlled by the outer rotors O1 to O4.
FIG. 7 shows how each rotor is controlled when one of the outer rotors O1, O2, O3, and O4 fails. From the figure, it can be seen that even when any one of the outer rotors O1 to O4 fails, stable posture control and movement control can be performed by controlling the remaining rotors. In FIG. 7, the behavior control indicated by (* 1) uses the rotor rotation number of “maintenance” as the reference amount, and increases / decreases the rotation amount from the reference amount according to the arrow, thereby turning, moving forward / reverse, Achieves left / right advance / descent. However, since the outer rotor that was originally used for posture control has failed, the inner rotor is used for posture control, and the outer rotor maintains the rotational speed (thrust) for generating lift.
なお、上記実施形態では、ロータを回転させる動力源としてモータを使用したものを示したが、動力源としてガソリンエンジン等を使用したものであってもよい。さらに、ロータとして３枚のブレードを有するものを図示したが、２枚のブレードあるいは４枚以上のブレードを有するものであってもよい。 In the above embodiment, the motor is used as the power source for rotating the rotor, but a gasoline engine or the like may be used as the power source. Further, although the rotor having three blades is illustrated, it may have two blades or four or more blades.
１０ マルチコプター（垂直離着陸飛行体）
１１ 胴体部
１２ フレーム
１２ａ，１２ｂ，１２ｃ，１２ｄ アーム
１５ ロータ
１６ 駆動源（モータ）
３０ 制御系
３１ 姿勢センサ
３２ 演算制御装置（制御手段）
４０ 操縦装置（リモコン）
ＲＵ１１〜ＲＵ１４ 内側のロータユニット
ＲＵ２１〜ＲＵ２４ 外側のロータユニット
10 Multicopter (Vertical take-off and landing vehicle)
11 Body 12 Frame 12a, 12b, 12c, 12d Arm 15 Rotor 16 Drive source (motor)
30 Control System 31 Attitude Sensor 32 Arithmetic Control Device (Control Unit)
40 Control device (remote control)
RU11 to RU14 Inner rotor unit RU21 to RU24 Outer rotor unit
Claims (5)
前記制御手段は、
前記４個の第１ロータユニットおよび前記４個の第２ロータユニットのうちいずれか一つが故障した場合には、該故障ロータユニットを停止させ、
機体の全重量と故障したロータユニットを除く７つのロータユニットの揚力との釣合い式と、Ｘ軸回りのモーメントの釣合い式と、Ｙ軸回りのモーメントの釣合い式および反トルクの釣合い式を立て、
前記７つのロータユニットのうち３つのロータユニットの回転数を故障前の回転数に固定して、前記４つの釣合い式からなる連立方程式を解いて残る４つのロータユニットの回転数を求め、得られた回転数に基づいてそれぞれのロータユニットを制御することを特徴とする垂直離着陸飛行体の制御方法。 Four first rotor units disposed at 90 degree intervals on a first circumference separated by a predetermined distance from the central axis passing through the center of gravity of the airframe, and separated from the central axis by a predetermined distance greater than the predetermined distance. Control of a vertical take-off / landing vehicle including four second rotor units disposed at intervals of 90 degrees on the second circumference and control means for driving and controlling the first rotor unit and the second rotor unit A method,
The control means includes
When any one of the four first rotor units and the four second rotor units fails, the failed rotor unit is stopped,
Establishing a balance formula between the total weight of the aircraft and the lift of the seven rotor units excluding the failed rotor unit, a moment balance formula around the X axis, a moment balance formula around the Y axis, and a counter torque balance formula,
Of the seven rotor units, the number of rotations of three rotor units is fixed to the number of rotations before failure, and the remaining four rotor units are obtained by solving simultaneous equations consisting of the four balance equations. A control method for a vertical take-off and landing vehicle, wherein each rotor unit is controlled based on the number of revolutions.
前記機体の姿勢制御は、少なくとも前記第２ロータユニットを動作させて行うことを特徴とする請求項１〜４のいずれかに記載の垂直離着陸飛行体の制御方法。 The aircraft is levitated by operating at least the first rotor unit,
The vertical take-off / landing vehicle control method according to claim 1, wherein the attitude control of the aircraft is performed by operating at least the second rotor unit.
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