CN108700654A - 装设有雷达系统的多旋翼直升机 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种装设有雷达系统的多旋翼直升机。多旋翼直升机包括：使三个以上的旋翼分别旋转的多个马达；以及进行信号波的收发，并利用信号波而检测目标的雷达系统。雷达系统的物体检测装置收发信号波而进行目标的检测处理。天线元件配置于接收由旋翼反射的发送波(来自旋翼的反射波)的位置处。由该天线元件接收的信号波包含由目标反射的来自目标的反射波和来自旋翼的反射波。物体检测装置判断由天线元件接收的信号波的频谱中是否包含满足为了识别频率的峰而预先规定的条件的频带，将满足条件的频带的峰确定为来自目标的反射波的频率。

Description

装设有雷达系统的多旋翼直升机
技术领域
本公开涉及装设有雷达系统的多旋翼直升机。
背景技术
正在广泛利用装设有三个以上的旋翼的无人多旋翼直升机。无人多旋翼直升机例如利用于从空中进行的照片拍摄、农药喷洒以及灾害调查，近年来还作为物品的配送手段被期待。如无人多旋翼直升机这样的无人飞行器还被称作UAV(Unmanned Aerial Vehicle：无人机)。
在无人多旋翼直升机中，有利用全球定位系统(以下，在本说明书中描述为“GPS”(Global Positioning System)。)通过自动操纵而飞行至目的地的无人多旋翼直升机。但是，即使利用GPS，也无法例如避开电柱、铁塔、墩座等障碍物而飞行。因此，近年来开发出了具有摄像头的多旋翼直升机。这样的无人多旋翼直升机一边通过图像处理而识别由摄像头拍摄的影像中所含的障碍物，一边避开障碍物而飞行。或者，操作者一边确认由摄像头拍摄的影像，一边远程操作无人多旋翼直升机。希望参照专利文献1。
专利文献
专利文献1：美国专利公开第2014/0180914号说明书
发明内容
发明要解决的技术课题
即便使多旋翼直升机利用摄像头的影像飞行，也仍然有可能发生与障碍物碰撞的事故。尤其在夜间光量较少，因此很难利用摄像头的影像识别树木等本身不发光的物体或结构物。
本公开是为了解决上述问题而完成的，其目的在于提供一种装设有雷达系统的多旋翼直升机。
用于解决技术课题的手段
本公开的一方式所涉及的多旋翼直升机包括：中央壳体；三个以上的旋翼，它们配置于所述中央壳体的周围；多个马达，所述多个马达使所述三个以上的旋翼分别旋转；以及雷达系统，所述雷达系统进行信号波的收发，并利用所述信号波检测目标，所述雷达系统具有：至少一个天线元件；以及物体检测装置，所述物体检测装置发送所述信号波，并利用由所述至少一个天线元件接收的所述信号波进行目标的检测处理，所述至少一个天线元件中所含的第一天线元件配置于接收来自旋翼的反射波的位置处，所述来自旋翼的反射波是所述多旋翼直升机在飞行时发送的所述信号波被作为所述三个以上的旋翼之一的第一旋翼反射而成，由所述至少一个天线元件接收的所述信号波包含：被目标反射的来自目标的反射波；以及来自旋翼的反射波，所述多旋翼直升机在飞行时发送的所述信号波被作为所述三个以上的旋翼之一的第一旋翼反射而成，所述物体检测装置判断由所述至少一个天线元件接收的所述信号波的频谱中是否包含满足为了识别频率的峰而预先规定的条件的频带，将满足所述条件的频带的峰确定为来自所述目标的反射波的频率。
发明效果
根据本发明的例示性的实施方式，多旋翼直升机装设有雷达，并且考虑由旋翼反射的信号波的影响而进行信号的收发或信号处理，因此能够更准确地检测目标。
附图说明
图1是基于本公开的例示性的无人多旋翼直升机1的外观立体图。
图2是无人多旋翼直升机1的侧视图。
图3是示意地示出无人多旋翼直升机1的硬件的结构的图。
图4是示出无人多旋翼直升机1的内部硬件的结构的图。
图5是主要示出基于本公开的无人多旋翼直升机1的雷达系统10的基本结构的例的框图。
图6是24个缝隙112以6行4列排列而成的缝隙阵列天线TA/RA的俯视图。
图7是图6的沿一条脊形波导路122的局部放大立体图。
图8是示意地示出处于为了容易理解将第一导电部件110与第二导电部件120之间的间隔过大地分开的状态的缝隙阵列天线TA/RA的立体图。
图9是缝隙阵列天线TA/RA的沿具有与脊形波导路122的延伸方向平行的方向的法线的平面的剖视图。
图10是示出构成缝隙阵列天线TA/RA的各部件的尺寸、配置关系的例的图。
图11是示出喇叭天线TA/RA的例的立体图。
图12是示出发送天线TA的信号波的辐射范围的图。
图13A是示出具有指向性不同的两种发送天线元件的发送天线TA的信号波的辐射范围的图。
图13B是示出基于图13A所示的两种发送天线元件的信号波在YZ平面上的辐射范围的图。
图14是主要示出物体检测装置40的详细结构的图。
图15是示出根据三角波/CW波生成电路221所生成的三角波信号调制的发送信号的频率变化的图。
图16是示出“上行”期间的拍频fu以及“下行”期间的拍频fd的图。
图17是示出物体检测装置40的处理的步骤的流程图。
图18是示出天线TA/RA与旋翼5之间的位置关系的图。
图19是示意地示出来自旋翼5的反射波的图。
图20是示意地示出使用具有指向性不同的两种发送天线元件的发送天线TA时的来自旋翼5的反射波的图。
图21是利用频谱示出基于以FMCW方式工作的雷达系统10的分别与来自旋翼5的反射波以及来自目标的反射波对应的各差频信号之间的关系的图。
图22是示出基于实施方式1的信号处理电路44的接收强度计算部232的处理的步骤的流程图。
图23是示出分别根据连续波CW和来自旋翼5的三个反射波获得的三个差频信号BCW1～BCW3的频谱的例的图。
图24是在与图19对应的结构中示意地示出旋翼5的立体角最小的时刻和此时的旋翼5的位置的图。
图25是在与图20对应的结构中示意地示出旋翼5的立体角最小的时刻和此时的旋翼5的位置的图。
图26A是示出差频信号的边沿ECW的频率的转变的图。
图26B是差频信号的边沿ECW的频率的转变的图。
图27是示出确定使用了连续波CW的信号波的发送时刻的处理的步骤的流程图。
图28A是示出发送调制连续波FMCW时的差频信号的波形例的图。
图28B是示出从某一时刻起经过1毫秒之后重新辐射调制连续波FMCW而获得的频谱的例的图。
图28C是示出图28A的频谱与图28B的频谱之差的运算结果Q2的图。
图29A是示出天线TA/RA的监视视场内的旋翼5以向靠近天线TA/RA的方向旋转的方式配置时的各种差频信号的频谱的图。
图29B是示出天线TA/RA的监视视场内的旋翼5以向远离天线TA/RA的方向旋转的方式配置时的各种差频信号的频谱的图。
图30是示出基于实施方式3的分离来自旋翼5的反射波与来自目标的反射波的处理的步骤的流程图。
图31是示出分别根据连续波CW和来自旋翼5的三个反射波获得的三个差频信号BCW1～BCW3的频谱以及根据连续波CW和来自目标的反射波获得的差频信号BTG的频谱的图。
图32是示出三个频率f1、f2、f3之间的关系的图。
图33是示出复平面上的合成频谱F1～F3之间的关系的图。
图34是示出基于实施方式4的分离来自旋翼5的反射波与来自目标的反射波而求出相对速度以及距离的处理的步骤的流程图。
图35是本公开的应用例所涉及的无人多旋翼直升机501的外观立体图。
图36是示出本应用例所涉及的物体检测装置41的结构的图。
具体实施方式
本申请发明人等研究了将雷达系统装设于例如用于物品的送达的无人多旋翼直升机。这是因为，通过装设雷达系统而检测飞行时的周围的物体(以下，称作“目标”。)，能够避免无人多旋翼直升机与目标的碰撞。
无人多旋翼直升机的旋翼对雷达系统的目标检测处理带来较大的影响。更具体地说，若无人多旋翼直升机的旋翼进入雷达系统的监视视场内，则成为目标检测的障碍(在后面对本申请发明人等的分析结果进行详细叙述)。
作为解决这样的问题的方法，考虑在旋翼的影响涉及不到的位置处设置雷达系统。但是，能够设置雷达系统的位置根据雷达系统的尺寸、搭载所配送的物品的位置等而受到限制。
本申请发明人等重新研究了除调整雷达系统的配置以外的方法。其结果是，完成了以下无人多旋翼直升机：在旋翼的反射的影响较少的时刻进行信号的收发，或者从接收波中去除旋翼的反射的影响，由此进行目标(周围的物体)的检测处理。
以下，参照附图对基于本公开的无人多旋翼直升机的实施方式进行说明。本栏按照以下内容以及顺序进行说明。
1.无人多旋翼直升机的外观的结构
2.无人多旋翼直升机的内部硬件的结构和基本动作
3.基于旋翼的信号波的反射
4.雷达系统的处理(实施方式1～4)
5.应用例
在“4.雷达系统的处理”中，将基于本公开的无人多旋翼直升机的各种处理作为实施方式进行说明。无人多旋翼直升机的外观、内部硬件以及基本动作、变形例共同适用于各实施方式。另外，在本申请说明书中，并非必须是无人。无论是无人还是有人，只要是装设有雷达系统的多旋翼直升机，则都能够适用本说明书中公开的技术。
1.无人多旋翼直升机的外观的结构
图1是基于本公开的例示性的无人多旋翼直升机1的外观立体图。并且，图2是无人多旋翼直升机1的侧视图。
无人多旋翼直升机1例如用于将配送人员接受委托的货物通过航空路线进行配送。无人多旋翼直升机1利用雷达系统10和全球定位系统(以下，描述为“GPS”(GlobalPositioning System)。)自主飞行至配送目的地。如后述，无人多旋翼直升机1具有检测目标而避免碰撞的功能。
无人多旋翼直升机1包括：中央壳体2；在中央壳体2的周围伸长的多个臂(例如臂3)；以及向中央壳体2的下方伸出的货物固定用的多个脚(例如脚6)。以下，例示与臂3相关的结构而进行说明。其他臂的结构也与所说明的臂3相同。
在臂3的末端侧(与中央壳体2相反的一侧)设置有马达4。在马达4的旋转轴设置有旋翼5。通过马达4旋转，旋翼5也旋转，对无人多旋翼直升机1提供升力。在本说明书中，设置于一架无人多旋翼直升机1的旋翼5只要是三个以上即可。
安装于一个马达4的旋翼5具有从旋转轴伸长的多个翼5a以及5b。在本实施方式中，优选翼是两个。这是因为，若翼是两个，则遮挡雷达系统10的视野的时间更短。但是，翼也可是三个以上。并且，从强度、重量等的观点来看，优选旋翼5利用碳纤维增强塑料(carbon-fiber-reinforced plastic；CFRP)制造。但是，CFRP具有容易反射毫米波段的电波的性质。因此，如后述，在本公开中，根据由接收天线元件接收到的信号波进行严格区分由旋翼5反射的信号波的处理。
在中央壳体2设置有雷达系统10。基于本实施方式的雷达系统10包含多组发送天线以及接收天线。在图1中，发送天线以及接收天线的组例如能够存在六个。各组具有一个发送天线元件以及四个接收天线元件。各接收天线的四个接收天线元件以将主波瓣朝向水平方向的同一方向的状态排列而构成接收天线阵列。在接收天线阵列的旁边配置有发送天线元件。发送天线元件的主波瓣朝向与接收天线元件的主波瓣相同的方向。但是，上述的结构是一例。构成接收天线阵列的接收天线元件的数量并不限于四个。可以是三个，也可以是五个以上。根据必须同时检测的目标的数量而适当地选择接收天线元件。并且，也可以利用一个天线元件进行信号波的发送以及接收。
在发送天线中存在多个发送天线元件的情况下，如后面说明，多个发送天线元件可以分别具有相同的指向性，也可以具有不同的指向性。
如图2所示，设定X轴以及Z轴，并在与纸面垂直的方向上设定Y轴。发送天线TA与旋翼5关于Z方向相对靠近配置。更具体地说，在本公开中，旋翼5存在于雷达系统10的监视视场内。雷达系统10的监视视场例如呈以Y轴为中心轴且截面为椭圆形的圆锥形或截面为方形的棱锥形扩展，但是在此所说的圆锥形以及棱锥形不是严格的形状。
若利用上述的雷达系统，则无人多旋翼直升机1能够避开障碍物等的同时向任意的方向飞行。在向特定的方向飞行的情况下，无人多旋翼直升机1以发送天线元件以及接收天线元件的主波瓣朝向行进方向即飞行方向的方式控制姿势。在飞行中，雷达系统10定期或在任意时刻进行信号波的收发，检测目标。
雷达系统10通过后述的处理，并考虑由旋翼反射的信号波的影响而进行信号的收发或信号处理。在本说明书中，主要对三种处理进行说明。
在第一处理中，雷达系统10判断接收波中是否包含来自目标的反射波(能否检测来自目标的反射波的峰)。在能够检测来自目标的反射波的峰的情况下，雷达系统10利用来自目标的反射波的峰进行用于检测目标的信号处理。另外，“来自目标的反射波”是指由目标反射并被接收的信号波。并且，由旋翼5反射并被接收的信号波是指“来自旋翼5的反射波”。均为所发送的信号波的反射波。
在第二处理中，雷达系统10在从发送天线TA的天线元件观察旋翼5时的角度或立体角成为预先规定的值以下的时刻发送信号波。作为一例，“角度”是指图2的XY平面上的角度，“立体角”是指由图2的XYZ空间规定的角度。“预先规定的值以下”典型地为最小值。例如，在“角度”的情况下，还能够确定为π/4以下或0.78弧度以下的角度，在“立体角”的情况下，还能够确定为1/5立体弧度以下等。
在第三处理中，雷达系统10分离来自旋翼5的反射波与来自目标的反射波，并利用来自目标的反射波进行用于检测目标的信号处理。
通过上述的任一处理，雷达系统10能够检测目标，并输出到该目标为止的距离以及无人多旋翼直升机1与目标的相对速度的信息。
在图中，中央壳体呈半球形，但这是一例。此外，也可以采用球形、圆柱形、立方体、棱锥形或以长方体形状为基本的形状。并且，也可以代替臂3而设置供多个马达4以及旋翼5安装的一个或多个轮、框或梁。无论是任一方式，臂3、轮、框以及梁都只要固定于中央壳体2即可。
2.无人多旋翼直升机的内部硬件结构和基本动作
图3示意地示出了无人多旋翼直升机1的硬件的结构。
无人多旋翼直升机1具有雷达系统10、飞行控制器11、GPS模块12、接收模块13以及电子控制单元14(ECU14)。其中，飞行控制器11控制无人多旋翼直升机1的动作。飞行控制器11从雷达系统10、GPS模块12以及接收模块13接收信息和/或操作信号，进行用于飞行的规定的处理，并向各ECU14输出控制信号。
各ECU14根据控制信号而控制马达4的旋转。通过控制所有马达4的旋转，飞行控制器11能够使无人多旋翼直升机1前进、后退、回转，并在空中静止，再向上下方向移动。当无人多旋翼直升机1前进以及后退时，还能够使无人多旋翼直升机1的姿势前倾或后倾。另外，作为控制马达4的旋转的方式，例如能够利用PMW(Pulse Width Modulation)。在该情况下，各ECU14通过改变PWM的占空比来对马达4供给的电力。
以下，首先，对飞行控制器11进行说明，之后对雷达系统10进行说明。其他构成要素与飞行控制器11以及雷达系统10一同进行说明。
2.1.飞行控制器
图4示出了无人多旋翼直升机1的内部硬件的结构。
飞行控制器11具有微控制器20、ROM(只读存储器)21、RAM(随机存取存储器)22以及传感器组，它们以能够通过内部总线24相互通信的方式连接。并且，飞行控制器11借助未图示的通信接口与雷达系统10、GPS模块12、接收模块13以及多个ECU14连接。经由通信接口输入的数据信号经由内部总线24在飞行控制器11的内部传输，并由微控制器20获取。以下，更具体地说明。另外，通过由微控制器20执行ROM21中存储并在RAM22中展开的计算机程序，实现微控制器20的处理。
微控制器20获取传感器组检测出的信号。传感器组例如是三轴陀螺仪传感器23a、三轴加速度传感器23b、气压传感器23c、磁传感器23d以及超声波传感器23e。
三轴陀螺仪传感器23a检测前后的倾斜度和左右的倾斜度以及旋转的角速度来掌握机体的姿势和动向。三轴加速度传感器23b检测前后方向、左右方向、上下方向的加速度。另外，还能够利用一个模块实现三轴陀螺仪传感器和三轴加速度传感器。这样的模块有时还被称作“六轴陀螺仪传感器”。气压传感器23c根据气压的不同而掌握机体的高度。磁传感器23d检测方位。超声波传感器23e通过向正下方发送超声波并检测反射信号来掌握对地距离。另外，超声波传感器23e在预先规定的离地面近的高度上使用。
微控制器20从雷达系统10获取到检测出的目标为止的距离以及无人多旋翼直升机1与目标的相对速度的信息。
而且，微控制器20从GPS模块12获取表示无人多旋翼直升机1的当前位置的信息。GPS模块12接收来自多个人工卫星(GPS卫星)的电波，运算本机与各GPS卫星之间的距离，由此输出表示当前位置的信息。GPS模块12能够通过利用至少四个人工卫星来输出确定地球上的无人多旋翼直升机1的纬度、经度以及高度的信息。
微控制器20从接收模块13获取操作信号。从由操作者操作的地面的辐射机以无线方式发送操作信号。操作信号例如是指示无人多旋翼直升机1的前进、降落的信号。
微控制器20根据从传感器组获取的信号以及从外部获取的信号而对ECU14输出适当的控制信号。ECU14接收控制信号，驱动马达4。具体地说，ECU14改变马达4的转速或为了使马达4旋转而输出的控制信号。
2.2.雷达系统
在本说明书中，雷达系统10使用毫米波段的电波。更具体地说，优选利用76千兆赫(GHz)频段或79GHz频段的电波。
图5是主要示出基于本公开的无人多旋翼直升机1的雷达系统10的基本结构的例的框图。
图5所示的雷达系统10具有包含发送天线TA以及接收天线RA的雷达天线30和物体检测装置40。发送天线TA包括辐射例如有可能是毫米波的信号波的至少一个天线元件。接收天线RA包括接收例如有可能是毫米波的信号波的至少一个天线元件。
物体检测装置40包含与雷达天线30连接的收发电路42和信号处理电路44。
收发电路42生成被辐射的信号波(发送信号)，并将发送信号发送到发送天线TA。并且，收发电路42构成为进行由接收天线RA接收的信号波(接收信号)的“前处理”。也可以由信号处理电路44执行前处理的一部分或全部。收发电路20所进行的前处理的代表例能够包含以下前处理：根据发送信号和接收信号生成差频信号；以及将模拟形式的差频信号转换为数字形式。
信号处理电路44大体进行两个处理。一个处理是，为了提取来自目标的反射波，减少或去除来自旋翼5的反射波的影响，或者在来自旋翼5的反射波的影响变小的时刻收发信号波。该处理由信号处理电路44的反射波分析单元46进行。另一个处理是，估计来自目标的反射波的入射方向，求出到目标为止的距离以及无人多旋翼直升机1与目标的相对速度。该处理由入射方向估计单元48进行。
另外，在本说明书中，雷达系统10设想了雷达天线30与物体检测装置40成为一体的装置。但是，这是一例。雷达天线30与物体检测装置40可以是分体的部件，也可以使飞行控制器11的微控制器20作为物体检测装置40的信号处理电路44进行工作。
以下，对雷达系统10的结构进行详细说明。
2.2.1.天线
在基于本公开的无人多旋翼直升机1中，能够利用任意的天线元件。在本公开中，作为一例，以具有脊形波导路的缝隙阵列天线为例进行说明。供电部也能够利用脊形波导路构成，但是省略供电部的图示以及说明。另外，以下为了简化记载，将发送天线TA以及接收天线RA描述为“天线TA/RA”或“缝隙阵列天线TA/RA”。并且，还有时将“接收天线RA”称作“接收天线阵列RA”。
图6是24个缝隙112以6行4列排列而成的缝隙阵列天线TA/RA的俯视图。例如，作为发送天线TA以及接收天线RA，分别设置了图6所示的缝隙阵列天线。
在各缝隙112的下方形成有用虚线表示的波导部件(脊形波导路)122。各脊形波导路122与一个天线元件对应。即，可以说图7所示的天线构成了四个天线元件排列配置的一维阵列。各天线元件呈具有六个缝隙天线的纵长的形状。
图7是图6的沿一条脊形波导路122的局部放大立体图。图示的缝隙阵列天线TA/RA包括第一导电部件110和与此相对的第二导电部件120。图8是为了容易理解而示意地示出处于将第一导电部件110与第二导电部件120之间的间隔过大地分开的状态的缝隙阵列天线TA/RA的立体图。
第一导电部件110的表面由导电性的材料构成。第一导电部件110具有多个缝隙112作为辐射元件。在第二导电部件120上设置有脊形波导路122和多个导电性杆124，该脊形波导路122具有与由多个缝隙112构成的缝隙列相对的导电性的波导面122a。多个导电性杆124配置于脊形波导路122的两侧，并与第一导电部件110的导电性表面一同形成人工磁导体。由于作为电磁波的信号波无法在人工磁导体中传播，因此信号波在形成于波导面122a与第一导电部件110的导电性表面之间的波导路中传播的同时激励各缝隙112。由此，从各缝隙112辐射信号波。在图6的结构被用作接收天线RA的情况下，信号波入射到多个缝隙112内，以相反的路径传播并被接收。
图9是缝隙阵列天线TA/RA的沿具有与脊形波导路122的延伸方向平行的方向的法线的平面的剖视图。该图中示出了通过一个缝隙112的中心的位置的截面。
如图9所示，第一导电部件110在与第二导电部件120相对的一侧具有导电性表面110a。导电性表面110a沿与导电性杆124的轴向垂直的平面二维扩展。该例中的导电性表面110a是平滑的平面，但是并非必须是平滑的平面，可以弯曲，或者也可以具有微小的凹凸。
图10示出了构成缝隙阵列天线TA/RA的各部件的尺寸、配置关系的例。图示的尺寸是一例。
图10所示的“λ0”是在第一导电部件110的导电性表面110a与脊形波导路122的波导面122a之间的波导路中传播的信号波的自由空间中的波长(在工作频带中存在扩展的情况下，与中心频率对应的中心波长)。
脊形波导路122的波导面122a与导电性表面110a之间的距离L1被设定成小于λo/2。这是因为，在该距离为λo/2以上的情况下，在波导面122a与导电性表面110a之间引起谐振，不作为波导路发挥功能。在某一例中，该距离是λo/4以下。在为了确保制造的容易度而使毫米波段的信号波传播的情况下，优选距离L1例如为λo/16以上。
从导电性杆124的末端部124a到导电性表面110a为止的距离L2被设定成小于λo/2。这是因为，在该距离为λo/2以上的情况下，产生在导电性杆124的末端部124a与导电性表面110a之间往返的传播模式，无法锁定信号波。
上述的缝隙阵列天线TA/RA是一例。作为发送天线TA和/或接收天线阵列RA，例如能够采用喇叭天线、贴片天线、缝隙天线等。
图11是示出喇叭天线TA/RA的例的立体图。通过设置所期望的喇叭114，能够控制被辐射的信号波的指向性。另外，在图11中示出了两个缝隙112以及两个喇叭114，但是这是为了便于记载。除了设置喇叭114以外，该结构与图7等相同。
喇叭天线以及缝隙天线的辐射器以及供电部例如能够通过将导体电镀到树脂成型品而制造。由此，能够使辐射器等轻量化。
并且，在上述的例中，缝隙数是24个，但是这只是一例。作为其他例，也可以在图6中在四条脊形波导路122中分别设置各一个缝隙，再将这些缝隙沿着与四条脊形波导路122垂直的方向排列成一列。
另外，作为具有脊形波导路的天线元件，将作为日本专利申请的特愿2015-217657的内容引用于此。
图12示出了发送天线TA的信号波的辐射范围。图中示出了XY平面上的辐射角度α。辐射角度α例如可以是90度，也可以是60度。另外，在图7所示的例中记载了多个脊形波导路112，但是基于图12的例的发送天线TA也可以采用具有一条脊形波导路的缝隙阵列天线。在该情况下，也可以为了调节天线TA的增益和指向性而设计多个缝隙112的间隔等。另外，图12还示出了接收天线RA的信号波的接收范围。
图13A示出了具有指向性不同的两种发送天线元件的发送天线TA的信号波的辐射范围。例如能够通过采用将喇叭配置于两条脊形波导路的缝隙阵列的喇叭天线并调整各喇叭的位置以及指向性而设计这样的辐射范围。在图13A的结构中，两种发送天线元件均具有大致同等的XY平面上的辐射角度α。但是，辐射方向相互错开，在局部重合。由此，能够得到具有广角的指向性的发送天线TA。在图13A的例中，辐射角度α例如可以是90度，也可以是60度。
图13B示出了基于图13A所示的两种发送天线元件的信号波在YZ平面上的辐射范围。两种发送天线元件中的一种在从水平向上方角度β的范围内辐射电波，另一种在从水平向下方角度β的范围内辐射电波。角度β例如是20度。这样，能够以2·β的角度向YZ平面上辐射信号波，因此即使在无人多旋翼直升机1以将姿势倾斜的状态飞行的情况下，也能够检测障碍物。
另外，在图13B中，用两个记号示出了两种发送天线元件，但是这是为了便于记载。在利用图6所示的缝隙阵列天线的情况下，两种发送天线元件能够分别由设置于一条脊形波导路的多个缝隙构成。只要如下设计即可：与一条脊形波导路相对的多个缝隙以Y轴为中心而向+Z轴方向具有辐射角度β的指向性，与另一脊形波导路相对的多个缝隙以Y轴为中心向-Z轴方向具有辐射角度β的指向性。
另外，并非必须使用如图13B的两种发送天线元件。也可以利用能够以水平为基准分别向上方以及下方以角度β辐射信号波的一个天线元件。
在图1的例中，能够以一个发送天线TA以及一个接收天线RA为一组，在中央壳体2的侧面设置四组。如图6所示，各接收天线RA包含并列排列的独立的四条脊形波导路，在各脊形波导路中具有6个缝隙，整体上具有24个缝隙。由此，接收天线RA能够作为由四个天线元件构成的阵列天线发挥功能。各接收天线元件对来自在水平方向上形成90度的范围的入射电波具有灵敏度。或者，各接收天线元件只要对来自从水平方向的下方20度至上方20的范围的入射电波具有灵敏度即可。
2.2.2.物体检测装置
图14主要示出了物体检测装置40的详细结构。以下，对物体检测装置40的收发电路42以及信号处理电路44进行详细说明。另外，作为接收天线RA示出了M种天线元件111、112、……、11M。各天线元件利用不同的脊形波导路112以及相对的一个以上的缝隙112而构成。
收发电路42包括三角波/CW波生成电路221、VCO(Voltage Contlled Oscillator：压控振荡器)222、分配器223、混频器224、滤波器225、开关226、A/D转换器227以及控制器228。本实施方式中的雷达系统构成为通过CW波或FMCW方式进行毫米波的收发，但是这是一例。还能够采用其他方式。收发电路42构成为根据来自接收天线RA的接收信号和用于发送天线TA的发送信号而生成差频信号，并输出其数字信号。
信号处理电路44构成为：接收并处理从收发电路42输出的信号，并进行来自旋翼5的反射波的分析处理之后，分别输出表示到检测出的目标为止的距离、目标的相对速度以及目标的方位的信号。
首先，对收发电路42的结构以及动作进行详细说明。
三角波/CW波生成电路221生成三角波信号或CW信号，并提供给VCO222。VCO222根据三角波信号输出具有经调制的频率的发送信号。或者，VCO222根据CW信号输出具有恒定的频率的发送信号。另外，CW信号是频率恒定的信号。
图15示出了根据三角波/CW波生成电路221所生成的三角波信号调制的发送信号的频率变化。该波形的调制宽度是Δf，中心频率是f0。这样调制了频率之后的发送信号被提供给分配器223。分配器223将从VCO222获得的发送信号分配给各混频器224以及发送天线TA。这样，发送天线TA辐射具有如图15所示那样呈三角波状调制了的频率的毫米波。
在图15中除了记载发送信号之外，还记载了通过由单一的目标反射的入射波生成的接收信号的例。接收信号相比于发送信号延迟。该延迟和无人多旋翼直升机1与目标之间的距离成比例。并且，接收信号的频率通过多普勒效应按照无人多旋翼直升机1与目标的相对速度增减。
若混合接收信号与发送信号，则根据频率的差异而生成差频信号。该差频信号的频率(拍频)在发送信号的频率增加的期间(上行)与发送信号的频率减小的期间(下行)不同。若求出各期间的拍频，则能够根据这些拍频计算出到目标为止的距离和目标的相对速度。
图16示出了“上行”期间的拍频fu以及“下行”期间的拍频fd的例。在图16的图表中，横轴是频率，纵轴是信号强度。这样的图表能够通过进行差频信号的时间-频率转换而获得。若获得拍频fu、fd，则能够根据公知的算式计算出到目标为止的距离和目标的相对速度。在本实施方式中，能够利用从发送天线TA发送的信号波以及由接收天线RA接收的信号波求出拍频，并根据该拍频估计出目标的位置信息。
在图14所示的例中，来自接收天线RA的接收信号分别通过放大器放大，并输入到混频器224。各混频器224分别将发送信号与放大了的接收信号进行混合。通过该混合而生成与位于接收信号与发送信号之间的频率差对应的差频信号。已生成的差频信号被提供给滤波器225。滤波器225进行差频信号的频带限制，并将经频带限制的差频信号提供给A/D转换器227。A/D转换器227将与采样信号同步地输入的模拟的差频信号与采样信号同步地转换为数字信号。
控制器228例如能够由微型计算机构成。控制器228根据ROM等存储器中存储的计算机程序来控制收发电路42整体。控制器228无需设置于收发电路42的内部，也可以设置于信号处理电路44的内部。即，收发电路42也可以按照来自信号处理电路44的控制信号进行工作。或者，也可以通过控制收发电路42以及信号处理电路44整体的中央运算单元等实现控制器228的一部分或全部功能。
以下，对收发电路42的结构以及工作进行详细说明。在本公开中，通过FMCW方式估计到目标为止的距离以及目标的相对速度。本公开的雷达系统并不限定于以下说明的FMCW方式，利用双频CW(双频连续波)方式或扩频方式等其他方式也能够实施。
在图14所示的例中，信号处理电路44包括存储器231、接收强度计算部232、距离检测部233、速度检测部234、DBF(数字波束成形)处理部235、方位检测部236以及目标转移处理部237。
信号处理电路44内的存储器231按每一个信道Ch1～ChM存储从A/D转换器227输出的数字信号。存储器231例如能够由半导体存储器、硬盘和/或光盘等一般的存储介质构成。
接收强度计算部232对存储器231中存储的每一个信道Ch1～ChM的差频信号(图15的下图)进行傅里叶变换。在本说明书中，将傅里叶变换后的复数数据的振幅称作“信号强度”。接收强度计算部232将多个天线元件中的任一天线元件的接收信号的复数数据转换为频谱。这样一来，能够检测依赖于与所获得的频谱的各峰值对应的拍频即距离的目标的存在。
在目标为一个的情况下，傅里叶变换的结果是，如图16所示，在频率增加的期间(“上行”期间)以及频率减小的期间(“下行”期间)分别获得具有一个峰值的频谱。设“上行”期间的峰值的拍频为“fu”，设“下行”期间的峰值的拍频为“fd”。
接收强度计算部232根据每一个拍频的信号强度而检测超过预先设定的数值(阈值)的信号强度，由此判断为存在目标。接收强度计算部232在检测出信号强度的峰的情况下，将峰值的拍频(fu、fd)作为对象物频率向距离检测部233、速度检测部234输出。接收强度计算部232向距离检测部233输出表示频率调制宽度Δf的信息，并向速度检测部234输出表示中心频率f0的信息。
接收强度计算部232在检测出与多个目标对应的信号强度的峰的情况下，根据预先规定的条件将上行的峰值和下行的峰值对应起来。对判断为来自同一目标的信号的峰赋予同一编号，并提供给距离检测部233以及速度检测部234。
在存在多个目标的情况下，在傅里叶变换之后，分别在差频信号的上行部分和差频信号的下行部分呈现出与目标的数量相同数量的峰。由于接收信号同雷达与目标之间的距离成比例地延迟，图15中的接收信号向右方向移位，因此雷达与目标之间的距离越远，差频信号的频率越大。
距离检测部233根据从接收强度计算部232输入的拍频fu、fd通过下述算式计算距离R，并提供给目标转移处理部237。
R＝{C·T/(2·Δf)}·{(fu+fd)/2}
并且，速度检测部234根据从接收强度计算部232输入的拍频fu、fd通过下述算式计算相对速度V，并提供给目标转移处理部237。
V＝{C/(2·f0)}·{(fu-fd)/2}
在计算距离R以及相对速度V的算式中，C是光速，T是调制周期。
另外，距离R的分辨率下限值用C/(2Δf)表示。因而，Δf越大，则距离R的分辨率越高。在频率f0是约76GHz频段的情况下，在将Δf设定为600兆赫(MHz)左右时，距离R的分辨率例如是0.7米(m)左右。因此，在两个目标并行时，有时很难通过FMCW方式识别目标是一个还是两个。在这样的情况下，只要执行角度分辨率极高的入射方向估计算法，就能够分开检测两个目标的方位。
DBF处理部235利用天线元件111、112、……、11M中的信号的相位差而在天线元件的排列方向上对所输入的已在与各天线对应的时间轴上傅里叶变换后的复数数据进行傅里叶变换。然后，DBF处理部235计算空间复数数据，并按照每一个拍频向方位检测部236输出，该空间复数数据表示与角度分辨率对应的每一个角度信道的频谱的强度。
相关矩阵生成部(Rxx)238利用存储器231中存储的每一个信道Ch1～ChM的差频信号(图15的下图)求出自相关矩阵。在算式1的自相关矩阵中，各矩阵的成分是通过差频信号的实部以及虚部表现的值。相关矩阵生成部238将所获得的自相关矩阵Rxx输出到波数检测部240。
[算式1]
波数检测部240计算自相关矩阵Rxx的固有值λ1～λK。在此，k与接收天线RA的脊形波导路的条数对应。固有值λ1～λK的关系如下。
(算式2)
λ1≥λ2≥λ3≥……≥λL＞λL+1≥λK＝σ2
在此σ2相当于热噪声。其结果是，能够根据比热噪声功率σ2大的固有值的数估计入射波数L。
方位检测部236为了估计目标的方位而设置。方位检测部236将如下的角度θ作为对象物所在的方位输出到目标转移处理部237，该角度θ在已计算出的每一个拍频的空间复数数据的值的大小中取最大的值。另外，估计表示入射波的入射方向的角度θ的方法并不限定于该例。能够利用前述的各种入射方向估计算法进行。例如，根据SAGE(Space-Alternating Generalized Expectation-maximization：空间交替期望最大化)法等最大似然估计法，能够利用入射波数的信息而检测关联较高的多个入射波的方位。另外，由于SAGE等最大似然估计法是已知的技术，因此省略详细的说明。也可以使用振幅单脉冲法估计电波的入射方位。
另外，作为检测方位的处理，信号处理电路44中并存以下两种路径：经由接收强度计算部232、DBF处理部235而到达方位检测部236的路径；以及经由相关矩阵生成部238以及波数检测部240而到达方位检测部236的路径。信号处理电路44能够根据状况来切换这些路径(入射方位的估计方法)。也可以使通过各个路径的处理并列进行，在其结果匹配的情况下，作为目标的方位的估计结果输出，由此更加提高方向估计的精度。或者，也可以将通过例如每隔10毫秒进行信号波的收发而依次获取的多个数据交替向两个路径发送来进行估计处理，在估计结果匹配的比例为预先规定的值以上的情况下，作为目标的方位的实际估计结果输出，由此更加提高方向估计的精度。另外，并非必须设置两个路径，也可以只设置任一路径。
目标转移处理部237计算当前计算出的对象物的距离、相对速度、方位的值与从存储器231中读出的在一个循环之前计算出的对象物的距离、相对速度、方位的值各自的差分的绝对值。然后，当差分的绝对值的计算部小于按照每一个值决定的值时，判断为在一个循环之前检测出的目标与当前检测出的目标相同。在该情况下，目标转移处理部237将从存储器231中读出的该目标的转移处理次数增加一次。
在差分的绝对值大于已决定的值的情况下，目标转移处理部237判断为检测到新的对象物。目标转移处理部237将当前对象物的距离、相对速度、方位以及该对象物的目标转移处理次数经由目标输出处理部239保存到存储器231中。
在对象物是结构物的情况下，目标输出处理部239将该对象物的识别编号作为目标输出。目标输出处理部239接收多个对象物的判断结果，在均为结构物的情况下，输出目标所在的物体位置信息。另外，在从接收强度计算部232输入了不存在目标候补之类的信息的情况下，目标输出处理部239视为无目标，将零作为物体位置信息输出。
通过上述的各构成要素的动作，信号处理电路44检测对象物所在的方位、与该对象物之间的距离以及相对速度。
信号处理电路44的一部分或全部可以通过FPGA(Field-Programmable GateArray：现场可编程门阵列))而实现，也可以通过通用处理器以及主存储装置的集合而实现。存储器231、接收强度计算部232、DBF处理部235、距离检测部233、速度检测部234、方位检测部236以及目标转移处理部237也可以不是分别通过个别的硬件实现的单个元件，而是一个信号处理电路中的功能上的模块。
图17是示出物体检测装置40的处理的步骤的流程图。更具体地说，图17与信号处理电路44的入射方向估计单元48(图5)的处理对应。
入射方向估计单元48根据来自目标的接收波而生成导向矢量，计算反射波的入射方向的似然，由此将似然最大(最高)的入射方向(角度)作为目标所在的方向进行计算。具体如下。
在步骤S1中，相关矩阵生成部238从存储器231中读入存储器231中存储的信道Ch1～ChM各自的差频信号的数据(复数数据)。接下来，在步骤S2中，相关矩阵生成部238按照算式1根据复数数据而生成自相关矩阵。
波数检测部240在步骤S3中进行自相关矩阵Rxx的固有值分解，并计算固有值λ1～λK，然后在步骤S4中，求出满足算式2的关系的次数(波数)L。
在步骤S5中，方位检测部236利用波数L计算似然最大(成为最大似然度)的角度。该处理是求出赋予以角度为参数的函数的极大值的L个解θ的处理。省略该函数的具体说明。
然后，在步骤S6中，方位检测电路37确定目标的角度。上述处理例如是作为MUSIC法已知的入射方向估计算法。方位检测电路37能够利用这样的算法而估计目标的方位(角度)。在使用多波束天线TA/RA的情况下，还能够利用振幅单脉冲法估计电波的入射方位。
3.信号波通过旋翼的反射
接下来，对信号波通过旋翼5的反射进行说明。
图18示出了发送天线TA与旋翼5之间的位置关系。从发送天线TA以辐射角α辐射信号波，当旋翼5存在于该角度范围内时，信号波由旋翼5反射。另外，为方便起见，辐射角α用投影到XY平面上时的角度表示，但是需注意如上述那样在Z轴方向上稍微错开而配置天线TA/RA与旋翼5。
图19示意地示出了来自旋翼5的反射波。为了便于理解，用箭头的粗细示出了发送波的频率与反射波的频率之差的大小。
当旋翼5旋转时，构成旋翼5的各微小部分的转速根据与旋转轴之间的距离而不同。旋翼5相对于雷达的相对速度在旋翼5的末端处最大，随着从该末端朝向中心而逐渐减小，在旋翼的中心位置处成为零。可以说，旋翼5的周向速度的分布具有与旋转半径的位置相应的非常广的范围。
在发送天线TA与旋转中的旋翼5的各微小部分之间存在非零的相对速度。由此，发送波与由旋翼5反射的接收波之间的频率差受与反射的位置相应的多普勒频移的影响。受多普勒频移的影响最强的是由以最高的速度工作的旋翼5的末端反射的发送波。
图20示意地示出了使用具有指向性不同的两种发送天线元件的发送天线TA时的来自旋翼5的反射波。在图20的例中，以只有一个发送天线元件的信号波由图20的旋翼5反射的方式调整了旋翼5的位置与两种发送天线元件的位置。
在雷达系统10采用FMCW方式测量到目标为止的距离等的情况下，根据入射波的频率与反射波的频率之差而计算距离。在无人多旋翼直升机1与目标之间存在相对速度的情况下，频率差受多普勒频移的影响。通常，受多普勒频移的影响的频率差Δfd远比通过电波在与目标之间往返而产生的频率差Δfr小，因此能够比较容易区别Δfd与Δfr。
但是，在无人多旋翼直升机1的旋翼5的情况下，旋翼的末端处的周向速度还有可能达到100m/秒以上。在这样的条件下，有可能产生Δfd的范围与Δfr的范围重合之类的现象。
本申请发明人等发现一般在这样的条件下无法使用FMCW方式的雷达系统。而且，考虑来自旋翼的反射波的影响而研究了提取来自目标的反射波的处理。以下，对作为本申请发明人等的研究结果获得的雷达系统的处理进行说明。
4.雷达系统的处理
(实施方式1)
在本实施方式中，雷达系统10在来自旋翼5的反射波的影响小的时刻进行目标的检测处理。
图21是示出基于以FMCW方式工作的雷达系统10的分别与来自旋翼5的反射波以及来自目标的反射波对应的各差频信号之间的关系的频谱图。实际上，频谱通过图21的各波形的叠加而得到。
来自旋翼5的反射波(来自旋翼5的反射波)Rw具有非常宽的频谱。这是因为，如参照图19以及图20进行说明，旋翼5的周向速度根据与旋转轴之间的距离而大不相同。即，这是因为，天线TA/RA与旋翼5的各微小部分的相对速度以非常广的范围分布。与此相对，来自目标的反射波(来自目标的反射波)RT1～RT3具有宽度较窄的频谱。由此，只要能够根据经合成的接收波的频谱检测来自目标的反射波RT1～RT3的峰，则能够只区分目标的峰。
图22是示出基于本实施方式的信号处理电路44的接收强度计算部232的处理的步骤的流程图。
在步骤S11中，接收强度计算部232从存储器231中读入接收信号的复数数据。
在步骤S12中，接收强度计算部232例如对复数数据进行高速傅里叶变换而求出频谱。
在步骤S13中，接收强度计算部232判断频谱中是否包含满足峰条件的频带。更具体地说，接收强度计算部232判断差频信号的频谱中是否包含满足在一定的频率宽度以内并且具有一定以上的强度这样的条件的频带。一定的频率宽度以及一定以上的强度的具体值能够根据雷达系统10的规格而设定。在满足上述的峰条件的情况下，处理进入步骤S14，在不满足的情况下，处理进入步骤S15。
在步骤S14中，接收强度计算部232按照满足峰条件的每一个频带而确定赋予其中最大的强度即峰的频率。由此，能够求出来自目标的反射波RT1～RT3(图21)的对应的峰频率。
另一方面，在步骤S15中，接收强度计算部232读入下一个接收信号的复数数据，处理返回到步骤S12。
只要能够确定赋予峰的频率，则信号处理电路44能够以不去除来自旋翼5的反射波的方式进行目标检测处理。
除了上述处理之外，也可以利用来自旋翼5的反射波Rw最小时的接收波的频谱而检测与目标对应的峰。图21所示的反射波的波形基于在某一时刻接收到的反射波。在不同的时刻，来自旋翼5的反射波Rw有可能再变大或者再变小。反射波Rw最小是指噪声最小且峰最明显地显现的情况。接收强度计算部232也可以持续求出接收波的频谱，在来自旋翼5的反射波Rw最小时检测峰。
如图21所示，接收波中至少包含来自目标的反射波RT1～RT3和来自旋翼5的反射波Rw。优选能够从中去除来自旋翼5的反射波Rw。为此，考虑使用微分滤波器这样的高通滤波器。微分滤波器一般为了提取高频成分而使用。根据一阶微分滤波器或二阶以上的微分滤波器，能够去除图21所示的来自旋翼5的反射波Rw，容易提取来自目标的反射波RT1～RT3。另外，根据旋翼5的形状和位置关系，不使用简单的高通滤波器，而是例如使用如二阶微分滤波器那样工作的高通滤波器或作用于峰的上升而使反射波通过的滤波器，由此能够从反射波中更加可靠地提取来自目标的反射波RT1～RT3。越是高阶微分滤波器，越能够对陡峭的边沿做出敏锐的反应，并使反射波通过。
使用微分滤波器只是一例。更通俗地讲，关注频谱强度的变化率，在其变化率为预先规定的值以上的情况下，能够通过采用将产生该变化的频带内的峰当作来自目标的峰这样的方法来检测来自目标的峰。
(实施方式2)
在本实施方式中，对物体检测装置40在从天线TA/RA观察旋翼5时的角度或立体角成为预先规定的值以下的时刻发送信号波的处理进行说明。物体检测装置40根据由接收天线RA接收的信号波而估计角度或立体角成为预先规定的值以下的时刻，并根据该估计结果从发送天线TA发送信号波。即使发送天线TA以及接收天线RA使用个别的天线元件而构成，在本实施方式中也看作两者位于实质上相同的位置处。
另外，本实施方式的接收天线RA能够由如图6所示的一维阵列构成，能够检测反射波的入射方位。但是，无需为了检测从天线TA/RA观察旋翼5时的角度的扩展或立体角最小的时刻而检测反射波的入射方位。能够根据接收波的频谱中的峰的形状等而区分来自旋翼5的反射波的峰。而且，由于峰的高度和频率根据从天线TA/RA观察旋翼5时的角度的扩展或立体角的大小而发生变化，因此能够根据该关系而检测角度的扩展或立体角最小的时刻。
从雷达系统10辐射发送波，并接收信号波，由此进行立体角成为预先规定的值以下的时刻的检测。在本实施方式中，例示CW方式以及FMCW方式。以下，将在CW方式中利用的无调制连续波简称为“连续波CW”，将在FMCW方式中利用的调制连续波称作“调制连续波FMCW”。
在本实施方式中，以只有一个旋翼进入各发送天线TA的辐射范围内的方式调整了发送天线TA的位置和/或辐射范围。
在本实施方式中，以包括如下旋翼5的无人多旋翼直升机1为例进行说明。
[表1]
1.使用连续波CW的例
若发送天线TA辐射频率恒定的连续波CW，则接收天线RA接收包含该连续波CW的反射波的信号波。通常，根据发送波和接收波获得的差频信号具有相当于辐射波的频率与反射波的频率的差分的频率。
在接收天线RA中接收的信号波中包含来自旋翼5的反射波。因此，发送波的频率与由旋翼5反射的接收波的频率的差分受与反射的位置相应的多普勒频移的影响。其结果是，CW辐射时的差频信号的频谱具有从频率高的区域到频率低的区域之间的非常宽的宽度。
图23示出了分别根据连续波CW和来自旋翼5的三个反射波获得的三个差频信号BCW1～BCW3的频谱的例。可以说，在任一差频信号中都不存在陡峭的峰，具有比较宽的频谱。另外，为了便于说明，差频信号BCW1以及BCW3分别为被检测的差频信号的波形中最小的波形以及最大的波形。
各差频信号的频率最高的一侧的边沿ECW1～ECW3是指在其接收波中受多普勒频移的影响最强的边沿。即，边沿ECW1～ECW3来自由旋翼5的作为最高速的部分的末端反射的反射波。
而且，研究边沿ECW1～ECW3之间的关系，最大的边沿ECW3相当于从天线TA/RA观察旋翼5时成为正横向(与视线垂直)的时刻。这是因为，当处于该位置关系时，旋翼5的末端与天线TA/RA的相对速度之差最大。因此，随着旋翼5相对于天线TA/RA倾斜，差频信号的边沿向低频侧移动。即，边沿从ECW3经由ECW2而到达ECW1。
来自旋翼5的反射波随着旋翼5相对于天线TA/RA倾斜而变弱。由此，振幅也变小。由于翼的形状的影响也大，因此在差频信号的波形中也容易产生凹凸。其结果是，波形如差频信号ECW2那样变得复杂。
当观察为旋翼5相对于天线TA/RA最小时，接收天线RA的接收波中的来自旋翼5的反射波的影响被检测为最小。这是旋翼5的立体角相对于天线TA/RA最小的时刻。在本实施方式中，利用到此为止获得的差频信号确定旋翼5的立体角最小的时刻，接下来估计旋翼5的立体角最小的时刻。图24以及图25在与图19以及图20对应的各结构中示意地示出了旋翼5的立体角最小的时刻和此时的旋翼5的位置。
以下，举出具体例进行说明。
三角波/CW波生成电路221(图14)隔开1毫秒的间隔而生成10次持续1毫秒的连续波CW，并经由发送天线TA发送。即，在19毫秒时完成一连串连续波CW的发送。另外，某一连续波CW与下一个连续波CW之间的1毫秒期间充分长于从发送天线TA辐射信号波并由旋翼5反射而返回到接收天线RA为止的期间。可以说，接收天线RA的接收波时时刻刻反映出旋转的旋翼5的动向。
从发送天线TA辐射连续波CW作为发送波。接收天线RA接收连续波CW的反射波作为接收波。混频器224混合发送波和接收波而生成差频信号。A/D转换器227将作为模拟信号的差频信号转换为数字信号。接收强度计算部232检测作为各差频信号的最高频率的边沿ECW。
现在，假设旋翼5以3000rpm旋转。但是，转速的信息对于信号处理电路44来说是未知。
若连续波CW的辐射期间是19毫秒，则旋翼5旋转一圈。由此，能够确定如图23所示的最小的差频信号BCW1和最大的差频信号BCW3。
图26A示出了差频信号的边沿ECW的频率的转变。由于在一个旋翼5设置有两个翼，因此当旋翼5旋转一圈时，出现两次从发送天线TA观察两个翼时位于正横向的位置(与视线垂直)的时刻。具体地说是4毫秒附近和15毫秒附近。
两个峰之间的频率最低的时刻(8毫秒附近)表示从发送天线TA观察旋翼5时最小。该时刻即为从天线TA/RA观察时立体角最小的时刻。
接收强度计算部232估计立体角最小的下一时刻。例如，接收强度计算部232根据差频信号的最高频率最小的时刻与最大的时刻之间的时间间隔D计算旋翼5的转速。该时间间隔是对应于旋转1/4圈所需的时间。其结果是，当为相同的转速时，接收强度计算部232能够估计从差频信号的最高频率最大的时刻起算经过时刻D时为立体角最小的下一时刻。
接下来，举出不同转速的例进行说明。
现在，假设旋翼5以1000rpm旋转。转速的信息对于信号处理电路44来说是未知的。
若连续波CW的辐射期间是19毫秒，则旋翼5是旋转1/3圈。另一方面，差频信号的最高频率最小的时刻与最大的时刻之间的时间间隔D相当于旋转1/4圈。由此，差频信号的最高频率最小的时刻和最大的时刻最少出现一次，还能够确定它们之间的时间间隔D。
图26B示出了差频信号的边沿ECW的频率的转变。可以理解为确定了时间间隔D。
接收强度计算部232根据差频信号的最高频率最小的时刻与最大的时刻之间的时间间隔D计算旋翼5的转速。该时间间隔是对应于旋转1/4圈所需的时间。其结果是，当为相同的转速时，接收强度计算部232能够估计从差频信号的最高频率最大的时刻起算经过时刻D时为立体角最小的下一时刻。
另外，除了基于时间间隔D的方法以外，还有计算旋翼5的转速的方法。例如，也可以根据差频信号直接计算旋翼5的转速。具体地说，首先，检测差频信号的最高频率(例如图26A或图26B的最大峰)。在差频信号的最高频率最大的时刻，旋翼5的翼末端前进的方向与天线TA/RA所在的方位(旋翼5朝向天线TA/RA的方向)大体一致。由此，能够根据此时的差频信号计算旋翼5的翼末端与天线TA/RA的相对速度、即旋翼5的周向速度。只要能够计算周向速度，则能够使用旋翼5的直径的信息计算转速。旋翼5的直径例如预先赋予给接收强度计算部232等运算电路即可。
在上述的任一例中，均估计了立体角最小的下一时刻，但是立体角并非始终最小。只要立体角进入例如包含最小值的预先规定的范围内即可。而且，所估计的时刻并不限于“下一个”，也可以是“下下一个”或再下下一个。即，只要估计立体角最小的“下一个以后”的时刻即可。
图27是示出确定使用连续波CW的信号波的发送时刻的处理的步骤的流程图。
在步骤S21中，三角波/CW波生成电路221在规定期间内生成一连串连续波CW。
在步骤S22中，发送天线TA以及接收天线RA进行多次所生成的一连串连续波CW的收发。
在步骤S23中，混频器224利用各发送波和各接收波而生成差频信号。另外，步骤S21的处理、步骤S22的处理以及步骤23的处理分别在三角波/CW波生成电路221、天线TA/RA以及混频器224中并列进行。需注意不是在完成步骤S21之后进行步骤S22，并且也不是在完成步骤22之后进行步骤23。
在步骤S24中，接收强度计算部232确定表示差频信号的最高频率的边沿的最大值以及最小值，并确定边沿取最大值的时刻与取最小值的时刻之间的时间间隔D。
在步骤S25中，发送天线TA以及接收天线RA进行多次连续波CW的收发。
在步骤S26中，接收强度计算部232确定差频信号的频率的边沿最大的时刻。
在步骤S27中，三角波/CW波生成电路221以在从特定的时刻起经过时间间隔D之后的时刻辐射发送波的方式生成发送波。
在步骤S28中，在经过时间间隔D之后的时刻，发送天线TA输出用于检测目标的发送波。
在确定发送波的输出时刻之后，如上述，只要执行信号波的发送处理、反射波的接收处理以及根据发送波以及接收波生成差频信号而求出距离以及相对速度的处理即可。
2.使用调制连续波FMCW的例
接下来，对辐射调制连续波FMCW的例进行说明。
根据发送波和来自旋翼5的反射波获得的差频信号的峰几乎与连续波CW的情况相同。这是因为，由于天线TA/RA与旋翼5之间的距离足够近，因此能够忽略峰因频率调制而产生的移动。在本例中，也一边以1毫秒间隔对调制连续波FMCW进行调制一边辐射，接下来隔开1毫秒间隔辐射下一个调制连续波FMCW。调制宽度例如为250MHz。
图28A示出了发送调制连续波FMCW时的差频信号的波形例。与远处的目标对应的峰的频率宽度较窄，并与来自旋翼5的宽度较宽的频谱重合。
图28B示出了从某一时刻起经过1毫秒之后再次辐射调制连续波FMCW而获得的频谱的例。由于两个调制连续波FMCW的辐射时间间隔只有1毫秒，因此与到目标为止的距离对应的峰P的位置以及大小几乎不发生变化。另一方面，由于旋翼5的角度发生变化，因此来自旋翼5的宽度较宽的频谱Q1与此相应地移动。
若取图28A的频谱与图28B的频谱之差，则来自目标的峰消失，关于来自旋翼的宽度较宽的峰，只剩下移动而变化的部分。图28C示出了图28A的频谱与图28B的频谱之差的运算结果Q2。
关于求出该频谱的差分的运算，接收强度计算部232与图23中进行的运算同样地进行取最大值的边沿的检测处理。最大的边沿相当于从天线TA/RA观察旋翼5时成为正横向的时刻。若隔开较短的时间间隔而反复辐射多次信号波，则与连续波CW同样地，接收强度计算部232能够确定差频信号的频率的边沿最小的时刻。
上述处理还能够适用于能够忽略从天线TA/RA到旋翼5为止的距离的大型多旋翼直升机。宽度较宽的峰向频率高的一侧移动与到旋翼5为止的增加的距离相应的量，但是由于到旋翼5为止的距离不发生变化，因此能够按照与上述相同的步骤找出边沿取最大值以及最小值的时刻。在想要准确地掌握转速的情况下，只要预先测量而获知到旋翼5为止的距离，并进行使宽度较宽的峰向频率低的一侧移动该距离量的调整即可。
在上述的例中，例示了利用包含因多普勒频移产生的影响的差频信号而检测峰的边沿的方法，但是并不限于该方法。由于因旋翼5产生的多普勒频移的峰的宽度较宽，因此能够看作是背景噪声。也可以辐射多次调制连续波FMCW来找出背景的水平最低的时刻。
另外，省略利用上述说明的处理的流程图进行说明。
多旋翼直升机1包括控制旋翼的旋转的控制单元，例如图4所示的微控制器20和/或ECU14。雷达系统10为了向该控制单元输送与检测出的目标相关的信息，通过某种方法与控制单元连接。因此，相反地构成为雷达系统10的物体检测装置40能够从控制单元接收各旋翼的旋转控制信息。通过利用旋转控制信息，对于物体检测装置40来说容易估计或确定旋翼5的转速，从而容易选择旋翼位于立体角最小的位置的时刻。另外，从控制单元接收旋翼的控制信息的方法还能够适用于实施方式1的方法。
另外，在上述处理中，对确定差频信号的频率的边沿(差频信号的最高频率)最小的时刻的处理进行了说明。在该说明中，存在通过来自旋翼5的反射波的频率成分而赋予差频信号的最高频率这一前提。但是，本申请发明人注意到，例如在目标高速移动时，来自目标的反射波的频率有可能比来自旋翼的反射波的频率高。即使在这样的情况下，物体检测装置40的信号处理电路44也能够通过确定来自旋翼5的反射波的频率成分，将已特定的该频率成分用于确定立体角成为预先规定的值以下的时刻的处理中。由此，信号处理电路44能够正常工作而最终获取来自目标的反射波的频率。
另外，如上述，能够根据进行频率调制时的反射波确定立体角最小的时刻，但是还能够根据在不进行频率调制的状态下获得的反射波确定立体角最小的时刻。在不进行频率调制的状态下，或者在将频率扫描宽度除以扫描时间的扫描速度较小的状态下，反而容易进行确定时刻的处理。另一方面，为了检测与目标之间的距离，需要一边以某种程度以上的扫描速度进行频率调制，一边接收反射波。由此，物体检测装置40利用两种以上的将频率扫描宽度除以扫描时间而得的扫描速度来进行处理比较有效。
例如，假设物体检测装置40的收发电路42能够生成扫描速度V1以及V2(MHz/毫秒)这两种信号波(在此，设V1＜V2)。在确定立体角最小的时刻时，收发电路42生成更低的扫描速度V1。在确定时刻时，越是V1为0或者接近0，越优选。在确定立体角最小的时刻之后，收发电路42辐射更快的扫描速度V2的FMCW。由此，能够进行在适当的时刻确定目标的处理。
(实施方式3)
在本实施方式中，雷达系统10分离来自旋翼5的反射波与来自目标的反射波，并利用来自目标的反射波进行用于检测目标的信号处理。在本实施方式中，主要对分离来自旋翼5的反射波与来自目标的反射波的处理进行说明。若完成来自目标的反射波的分离，则之后的用于检测目标的信号处理如上述。
在实施方式2中，对调制连续波FMCW进行一次频率调制的(扫描)条件即调制所需的时间宽度(扫描时间)是1毫秒，调制宽度为250MHz。但是，还能够将扫描时间缩短到100微秒左右。
但是，为了实现上述的扫描条件，不仅是与发送波的辐射相关的构成要素，还需要使与该扫描条件下的接收相关的构成要素高速工作。例如，需要设置在该扫描条件下高速工作的A/D转换器227(图14)。A/D转换器227的采样频率例如是10MHz。也可以比10MHz快。一般很难通过电路方式实现这样高速工作的A/D转换器227，并且S/N比容易下降。其成本也当然高。鉴于这样的情况，通常不选择上述的扫描条件。但是，本申请发明人以这样的构成要素的采用为前提反复进行研究，实现了如下性能。
经本申请发明人的研究，得到了以下结论。
首先，设扫描时间Tm＝100微秒(100×10-6秒)，FMCW的调制宽度Wm＝500MHz(500×106Hz)，旋翼5的末端的最大周向速度Vp＝119m/s。另外，最大周向速度Vp的值以实施方式2中例示的旋翼5的周向速度(表1)中的最大值为例。
在上述的条件下，相对于距离1.8m以上的目标，多普勒频移Δfd比随着信号波的往返而产生的频率差Δfr小(省略导出过程)。由此，在对朝着向天线TA/RA的方向旋转的旋翼5辐射上差拍的信号波的情况下，能够区别距离1.8m以上的静止的目标与旋翼。
接下来，考虑距离1.8m以上的目标正靠近的情况。在该情况下，若辐射上差拍的信号波，则有可能因多普勒频移的影响而无法区别来自目标的反射波与来自旋翼5的反射波。即，有可能无法区别目标与旋翼5。
但是，若将目标的靠近速度的上限假设为28m/s(＝100km/h)，则在该情况下产生的追加的多普勒频移是14kHz左右。这相当于相对于距离约50cm的目标收发基于FMCW的信号波时的拍频。可以说，若考虑该值，则只要是存在于距离2.3m(＝1.8m+0.5m)以上的位置的目标，就能够区别目标与旋翼5。
另外，在上述的实施方式2中，对以只有一个旋翼进入各发送天线TA的辐射范围内的方式调整发送天线TA的位置和/或辐射范围的情况进行了说明。在本实施方式中，也能够采用该结构。但是，也可以使两个旋翼进入雷达系统的监视视场内。例如，在包括偶数个(四个以上)旋翼的多旋翼直升机中，在关于沿飞行方向的轴而对称的位置处配置有两个旋翼(以下，为方便起见，将该两个旋翼称作“相邻的旋翼”)。相邻的旋翼始终以逆向旋转。由此，若将雷达系统的监视视场设成包含相邻的旋翼，则从雷达系统观察时，旋翼始终向远离或者靠近的方向运动。若设成这样的配置，则来自旋翼的反射波的多普勒频移始终成为相同的方向。换句话说，来自旋翼的差频信号的频谱上的峰不分散。由此，容易与目标区别。
接下来，参照图29A以及图29B。
首先，如下定义物理量。
Δfp：通过信号波在与旋翼5之间往返而产生的拍频(Hz)。根据天线TA/RA与旋翼5之间的距离(固定值)规定的固定值。
Δft：通过信号波在与位于雷达系统10的设计上的最小检测距离处的目标之间往返而产生的拍频(Hz)。
图29A示出了天线TA/RA的监视视场内的旋翼5以向靠近天线TA/RA的方向旋转的方式配置时的各种差频信号的频谱。实线的曲线表示在频率增加的上差拍区间获得的上差拍信号。虚线的曲线表示在频率减少的下差拍区间获得的下差拍信号。
Δfp的左侧(是指“低频侧”。以下相同。)的实线表示利用来自旋翼5的反射波求出的上差拍信号的频谱的例。由于上差拍信号根据从旋翼5的旋转轴至翼端的转速不同的各微小部分的反射波而生成，因此其频谱具有比较宽的频带。
Δft的左侧的实线表示利用目标靠近无人多旋翼直升机1时的来自目标的反射波求出的上差拍信号的频谱的例。可以说，上差拍信号的频谱分布在比Δfp大并且比Δft小的频带内。另外，该目标存在于比雷达系统10的设计上的最小检测距离远的位置处。
在Δfp以及Δft的左侧能观测到任一上差拍信号。
接下来，对图29A中的两个虚线进行说明。
Δfp的右侧(是指“高频侧”。以下相同。)的虚线表示利用来自旋翼5的反射波求出的下差拍信号的频谱的例。并且，Δft的右侧的虚线表示目标靠近无人多旋翼直升机1时的下差拍信号的频谱的例。在Δfp以及Δft的右侧均可观测到。
根据图29A的例理解，关于利用来自旋翼5的反射波求出的上差拍信号以及利用来自目标的反射波求出的上差拍信号中的任一个，都在Δfp以及Δft的左侧或右侧整齐地出现各频谱。即，由于两者的频率峰出现的区域互不重合，因此容易区别两者。由此，在天线TA/RA的监视视场内的旋翼5以向靠近天线TA/RA的方向旋转的方式配置时，容易处理。
根据上述处理，能够只提取与来自目标的反射波相关的上差拍信号的频谱，检测与目标对应的峰，并求出到目标为止的距离。另外，在本实施方式中，以与之前说明的方法不同的方法计算相对速度。在后面进行该说明。
接下来，参照图29B。
图29B示出了天线TA/RA的监视视场内的旋翼5以向远离天线TA/RA的方向旋转的方式配置时的各种差频信号。实线以及虚线的曲线与图29A的例相同。即，实线的曲线表示在频率增加的上差拍区间获得的上差拍信号。虚线的曲线表示在频率减少的下差拍区间获得的下差拍信号。
关注实线，出现在Δfp的右侧的利用来自旋翼5的反射波求出的上差拍信号的频谱与出现在Δft的左侧的利用来自目标的反射波求出的上差拍信号的频谱重合。另外，假设目标正靠近无人多旋翼直升机1。在天线TA/RA的监视视场内的旋翼5以向远离天线TA/RA的方向旋转的方式配置时，两个上差拍信号的频谱容易重合。
另一方面，虚线所示的两个下差拍信号的频谱在Δfp的左侧以及Δft的右侧分离地出现。因而，能够分离地确定两个下差拍信号。
而且，若使用分离的下差拍信号，则还能够分离上差拍信号。例如，利用来自旋翼5的反射波求出的上差拍信号以及下差拍信号以Δfp为中心而大致对称地出现。因此，例如提取在Δfp的左侧出现的下差拍信号的频谱，并将该频谱以Δfp为中心向高频侧折叠。由此，能够获取出现在Δfp的右侧的利用来自旋翼5的反射波求出的上差拍信号的频谱。再从两个上差拍信号实际重合的信号的频谱(实线)减去所获取的频谱。由此，还能够获取出现在Δft的左侧的利用来自目标的反射波求出的上差拍信号的频谱。
根据上述处理，能够只提取与来自目标的反射波相关的上差拍信号的频谱，检测与目标对应的峰，并求出到目标为止的距离。在后面对相对速度的计算方法进行叙述。
另外，上差拍信号的频谱的各峰与目标对应，目的是求出该峰。根据以下方法，还能够从利用来自目标的反射波求出的上差拍信号的频谱中只获取峰。具体地说，将宽峰作为背景噪声，从出现在Δfp与Δft之间的重合的频谱(实线)中去除。“宽峰”是指小于预先规定的强度的峰。在图29B中，预先规定的强度只要被设定成能够严格区分实线的频谱中所含的峰与除此以外的峰的大小即可。由此，能够只提取利用来自目标的反射波求出的上差拍信号的峰。
另外，在图29A、图29B中，假设几乎能够忽略从开始辐射上差拍的雷达波之后到结束辐射下差拍的雷达波期间的旋翼的位置随着旋转而发生的变化。
本申请发明人研究了用于从最开始分离以下两个频率区域的条件，该两个频率区域分别是：利用来自旋翼5的反射波求出的差频信号的频率峰所出现的频率区域；以及利用来自目标的反射波求出的差频信号的频率峰所出现的频率区域。其结果是，得到了以下结论。
首先，如下定义物理量。
Δfp：通过被收发的信号波在与旋翼5之间往返而产生的拍频(Hz)
Δfpd：相当于通过旋翼5的旋转而产生的多普勒频移的频率(Hz)
Δft：通过信号波在与目标之间往返而产生的拍频(Hz)
Δftd：相当于通过目标具有相对速度而产生的多普勒频移的频率(Hz)
另外，在以下说明中，C是发送波(电磁波)在真空中传播的速度，与光速相等。
如图29A的例所示的以下两个频率区域互不重合的条件如下，该两个频率区域分别是：利用来自旋翼5的反射波求出的上差拍信号的频率峰所出现的频率区域；以及利用来自目标的反射波求出的上差拍信号的频率峰所出现的频率区域。
[算式3]
Δft-Δftd＞Δfp+Δfpd
在检测距离的下限中，只要满足算式3的条件即可。“检测距离的下限”是指能够被雷达系统10检测的目标最靠近无人多旋翼直升机1的状态。在比检测距离的下限远的位置处，自动满足上述的算式3。
在此，研究进一步限定算式3的条件。可以说，在上述的目标最靠近无人多旋翼直升机1的状态下，目标与无人多旋翼直升机1之间的相对速度非常小。在该阶段目标以较大的相对速度靠近的情况下，即使能够被雷达系统1检测到，也来不及避让。由此，作为现实的条件，合理的方法是设定为Δftd＝0。由此，能够如下述算式4那样简化算式3。
[算式4]
Δft＞Δfp+Δfpd
其中，如下定义物理量。
F：雷达波的频率(Hz)
Wm：FMCW的调制宽度(Hz)
Tm：扫描时间(秒)。还有时称作调制时间。
R：雷达系统10的设计上的最小检测距离(m)
V：无人多旋翼直升机1与目标的相对速度
L：从天线TA/RA到旋翼5的中心(旋转中心)为止的距离(m)
Vp：旋翼5的末端的最大周向速度(m/sec)
另外，上述的(Δft)min以及Δfp是调制波具有由上差拍和下差拍构成的波形时的值。如后述，在设调制波的扫描时间Tm为100微秒左右这样较短的时间的情况下，选择以下方法：并不是利用上差拍和下差拍这两者计算距离和相对速度，而是利用上差拍或下差拍中的一个计算距离和相对速度。在这样的情况下，Δft以及Δfp用以下算式5表示。
[算式5]
根据算式4或算式5，能够获得下述算式6所示的最小检测距离R。前者的不等式是根据算式4获得的最小检测距离，后者的不等式是根据算式4以及算式5获得的最小检测距离。
[算式6]
或
只要确定最小检测距离R以及旋翼的最大周向速度Vp，则能够选择满足算式6的F、Tm、Wm。由此，利用来自旋翼5的反射波求出的差频信号的频率峰所出现的频率区域与利用来自目标的反射波求出的差频信号的频率峰所出现的区域能够被分离。
另外，作为最小检测距离R，即使是3m左右，在实用上也不成问题。但是，在希望检测存在于更近的位置处的目标的情况下，例如包含旋翼的旋转范围的多旋翼直升机的跨度尺寸S(m)能够成为合理指标。能够将算式6进一步如算式7那样变形。算式7的前者以及后者的不等式与算式6的例相同。
[算式7]
或
另一方面，如图29B的例所示，利用来自旋翼5的反射波求出的差频信号的频率峰所出现的频率区域与利用来自目标的反射波求出的差频信号的频率峰所出现的频率区域重合的条件只要满足下述算式8的关系即可。
(算式8)
Δft＞Δfp
(算式9)
R＞L
另外，在算式6、7、9中包含从天线TA/RA到旋翼5的中心为止的距离L。通常，尽可能选择旋翼5的中心不进入雷达系统10的视野内的配置。但是，在算式6中使用L的理由是因为，将该距离L判断为作为表示天线TA/RA与旋翼5之间的距离的指标而明显且适当。
另外，在算式9中，并未规定最小检测距离R的上限。其理由是因为，算式9只示出了区分来自旋翼的反射波与来自目标的反射波所需的条件。因此，被设定的最小检测距离R越大越好。但是，在实用上，以某种程度较小地设定最小检测距离R。例如，可以考虑在实用上将最小检测距离R设为多旋翼直升机的跨度尺寸S(m)的10倍以下。由于从天线TA/RA到旋翼5的中心为止的距离L不超过多旋翼直升机的跨度尺寸S，因此只要设算式6的右边的第二项(FVpTm)/Wm或(2FVpTm)/Wm为S的10倍以下，则最小检测距离R也能够设成相同程度的值。举一例，在F＝76.5(GHz)、Vp＝120(m/sec)、Tm＝100(μsec)、Wm＝500(MHz)的情况下，(FVpTm)/Wm是1.84(m)。在该情况下，即使在装设于跨度尺寸S为1m的多旋翼直升机的雷达系统中，也能够实现3m以下的最小检测距离R。
在上述说明中，设旋翼5的周向速度为119m/s。如表2所示，关于该周向速度，设想了旋翼5以最高速旋转的状态。可以认为旋翼5以最高速旋转的状态是指无人多旋翼直升机1以最高速度飞行的状态。
[表2]
另一方面，可以说，在移动速度小的状态等情况下，旋翼5以更低的转速旋转。在这样的状况下，即使是上述的调制条件，也能够测量到更近的范围为止的目标的距离。根据在实施方式2中说明的方法，在确定了旋翼的转速的情况下，也可以根据该速度而动态地改变检测目标的最近的距离。
如上述，在设扫描时间为100微秒且设调制宽度为500MHz的调制条件下，一般很难通过电路方式根据已收发的信号对差频信号进行数字转换，S/N比容易下降。因此，例如也可以反复进行10次100微秒的调制，叠加分别获得的AD转换结果，由此改善S/N比。
接下来，参照图30对雷达系统10的物体检测装置40的处理的步骤进行说明。在装配上，优选能够简化处理。由此，在此，对在具有相当于图29A的关系的条件下目标正靠近的情况下或多旋翼直升机1与目标的相对速度为0的情况下的处理进行说明。
图30是示出基于本实施方式的分离来自旋翼5的反射波与来自目标的反射波的处理的步骤的流程图。
在步骤S31中，三角波/CW波生成电路221在预先规定的调制条件(扫描时间以及调制宽度)下生成作为信号波的调制连续波FMCW。
在步骤S32中，发送天线TA以及接收天线RA辐射所生成的信号波，并接收反射波。另外，步骤S31的处理以及步骤S32的处理分别在三角波/CW波生成电路221以及天线TA/RA中并列进行。也可以不在完成步骤S21之后进行步骤S22。
在步骤S33中，混频器224利用各发送波和各接收波生成差频信号。
在步骤S34中，接收强度计算部232将作为预先规定的值(变数值)的Δfp以及Δft读入内部缓冲器(未图示)或存储器231中。
在步骤S35中，接收强度计算部232对上差拍信号以及下差拍信号进行傅里叶变换，求出各频谱。
在步骤S36中，接收强度计算部232关于上差拍信号求出分布在Δfp与Δft之间的频谱的峰。
在步骤S37中，接收强度计算部232关于下差拍信号求出分布在比Δft靠高频侧的位置处的频谱的峰。
在步骤S38中，接收强度计算部232根据已确定的频谱的峰而检测目标。另外，由于在上述的“2.2.2.物体检测装置”中已对步骤S38的详细内容进行了说明，因此省略重复说明。
接下来，对基于本实施方式的多旋翼直升机1与目标的相对速度的计算方法进行说明。
在到此为止的说明中，对图14的速度检测部234根据拍频fu、fd并利用下述式计算相对速度V的情况进行了说明。
V＝{C/(2·f0)}·{(fu-fd)/2}
右边的(fu-fd)/2这一项是基于通过天线TA/RA与目标的相对速度产生的多普勒频移的频率成分。
在本实施方式中，以不利用基于多普勒频移的频率成分的方式计算多旋翼直升机1与目标的相对速度。在本实施方式中，扫描时间Tm＝100微秒，非常短。能够检测的差频信号的最低频率是1/Tm。在Tm＝100微秒的情况下，能够检测的差频信号的最低频率是10kHz。该频率相当于来自具有大约20m/秒的相对速度的目标的反射波的多普勒频移。即，只要依赖于多普勒频移，就无法检测20m/秒以下的相对速度。由此，本申请发明人判断优选采用与利用多普勒频移的计算方法不同的计算方法。
在本实施方式中，作为一例，对利用在发送波的频率增加的上差拍区间获得的、发送波与接收波之差的信号(上差拍信号)的处理进行说明。FMCW的扫描一次的时间是100微秒，波形为只由上差拍部分构成的锯齿形状。即，在本实施方式中，三角波/CW波生成电路221所生成的信号波具有锯齿形状。并且，频率的扫描宽度是500MHz。由于不利用伴随多普勒频移的峰，因此不进行生成上差拍信号和下差拍信号而找出峰的组合的处理，而是只利用任一信号进行处理。
滤波器225去除60kHz以下的频率成分。在本实施方式中，旋翼的周向速度最大为120m/秒，此时的多普勒频移是60kHz。通过去除60kHz以下的成分，能够完全去除因旋翼产生的多普勒频移。另外，60kHz相当于到目标为止的距离是2m的情况下的差频信号的频率。由此，在本实施方式的雷达系统10中，虽然无法检测位于比2m近的位置处的目标，但是在实用上不成问题。
A/D转换器227(图14)以10MHz的采样频率进行各上差拍信号的采样，并输出数百个数字数据(以下称作“采样数据”)。采样数据例如根据获得接收波的时刻以后且发送波的发送的结束时刻为止的上差拍信号而生成。另外，也可以在获得了一定数量的采样数据的时间点结束处理。
在本实施方式中，作为一例，连续进行128次上差拍信号的收发，每次收发时获得数百个采样数据。该上差拍信号的数量并不限定于128个。也可以是256个，或者还可以是8个。能够按照目的而选择各种各样的个数。
所获得的采样数据存储于存储器231中。接收强度计算部232对采样数据执行二维高速傅里叶变换(FFT)。具体地说，首先，对扫描一次获得的每一个采样数据执行第一次FFT处理(频率分析处理)，生成功率谱。接下来，速度检测部234将处理结果转移并集中到所有扫描结果中而执行第二次FFT处理。
利用由同一目标反射的反射波而在各扫描期间检测的、功率谱的峰成分的频率均相同。另一方面，若目标不同，则峰成分的频率不同。根据第一次FFT处理，能够分离出位于不同距离的多个目标。
另一方面，多旋翼直升机1与目标具有非零的相对速度的情况下，上差拍信号的相位在每一次扫描时逐渐发生变化。即，根据第二次FFT处理，按照第一次FFT处理的结果求出功率谱，该功率谱具有与上述相位的变化相应的频率成分的数据作为要素。
接收强度计算部232提取第二次获得的功率谱的峰值，并发送给速度检测部234。
速度检测部234根据相位的变化来求出相对速度。例如，假设连续获得的上差拍信号的相位每隔相位θ[rad]发生变化。这表示在将发送波的平均波长设为λ时，每获得一次上差拍信号时，距离以λ/(4π/θ)发生变化。该变化以上差拍信号的发送间隔Tm(＝100微秒)发生。由此，能够通过{λ/(4π/θ)}/Tm获得相对速度。
根据以上处理，能够求出多旋翼直升机1与目标的相对速度。另外，根据上述处理，还能够在求出相对速度的过程中求出多旋翼直升机1与目标之间的距离。
(实施方式4)
在本实施方式中，雷达系统10利用一个或多个频率的连续波CW忽略或去除来自旋翼5的反射波的影响。然后，雷达系统10利用来自目标的反射波进行用于检测目标的信号处理。以下，主要对分离来自旋翼5的反射波与来自目标的反射波的处理进行说明。若完成来自目标的反射波的分离，则之后的用于检测目标的信号处理如上述。另外，与实施方式2的说明同样地，在本实施方式的说明中，也将在CW方式中利用的连续波描述为“连续波CW”。如上述，连续波CW的频率恒定，并未调制。
与FMCW方式不同地，在CW方式中，只因多普勒频移而在发送波与接收波之间产生频率差。即，在差频信号中出现的峰的频率只取决于多普勒频移。
通常，根据发送波以及来自旋翼5的反射波获得的差频信号的频率远远高于根据发送波以及来自目标的反射波获得的差频信号的频率。由此，能够明确地区别两者。而且，只要利用后者的差频信号，就能够确定相对速度。即，由于能够判断在比阈值的频率靠低频率侧的位置处出现的差频信号是来自目标的差频信号BTG，因此能够利用该差频信号求出多旋翼直升机与目标的相对速度。另外，“旋翼5的周向速度”是指旋翼5的翼端的周向速度。
另外，在设多旋翼直升机的最高飞行速度最多为超过100km/h的程度时，其飞行速度是每秒27.8米左右，例如比表1的1000rpm的转速还低。由此，不受差频信号Bcw1～Bcw3的影响而能够只根据差频信号BTG求出多旋翼直升机与目标的相对速度。另外，还可以考虑多旋翼直升机能够以超过140km/h的飞行速度飞行的情况，但是在这样的情况下，能够估计旋翼的转速远远快于40m/s，因此能够只根据差频信号BTG求出多旋翼直升机与目标的相对速度。即，可以说，即使用于将来自目标的峰与来自旋翼的峰进行区别的阈值的频率在大多用途中使用固定值，但也不产生问题。
为了在广泛的飞行条件下更可靠地工作，优选根据旋翼的周向速度而动态地变更阈值。例如，只要将上述的差频信号的频谱的最小值的边沿Ecw1或比Ecw1低规定频率的值用作阈值即可。在多旋翼直升机起飞之前的阶段，被检测的频率的峰只是来自旋翼的频率的峰。通过在起飞之前的阶段确定来自旋翼的频率的峰之后，根据转速的变化追踪来自旋翼的峰而更新位置，能够更加可靠地确定边沿Ecw1。由此，能够动态地变更阈值。
图31示出了分别根据连续波CW和来自旋翼5的三个反射波获得的三个差频信号BCW1～BCW3的频谱以及根据连续波CW和来自目标的反射波获得的差频信号BTG的频谱。为方便起见，关于差频信号BCW1～BCW3采用了图23所示的波形例。即，差频信号BCW1以及BCW3分别为被检测的差频信号的波形中最小的波形以及最大的波形。随着旋翼5的旋转，差频信号以BCW1、BCW2、BCW3、BCW2、BCW1为一个周期周期性地发生变化。变化呈连续性。差频信号BCW2是在差频信号BCW1与差频信号BCW3之间变化的差频信号的一例。
另一方面，在图31中用虚线示出了与目标对应的差频信号BTG的频谱。与根据连续波CW和来自旋翼5的反射波获得的差频信号的频谱重合而得到根据连续波CW和来自目标的反射波获得的差频信号BTG的频谱。
若多旋翼直升机1与各目标的相对速度大致恒定，则差频信号BTG的波形以及峰频率也大致固定地出现。例如，通过使用关于实施方式1说明的一阶微分滤波器或二阶以上的微分滤波器，容易确定差频信号BTG1～BTG3的峰频率。只要能够使陡峭的峰通过，则还能够采用其他滤波器。
或者，也可以将根据连续波CW和来自旋翼5的反射波获得的差频信号的频谱的最小值的边沿Ecw1作为阈值，只提取为比该阈值低的频率的峰且具有预先规定的振幅以上的振幅值的峰频率。由此，能够确定差频信号的频率。
根据上述处理，能够严格区分各差频信号BTG与周期性地变动的差频信号BCW1～BCW3。雷达系统10能够忽略或去除差频信号BCW1～BCW3，并只将差频信号BTG作为对象而求出多旋翼直升机1与各目标的相对速度。
具体如下。
假设雷达系统10辐射频率fp的连续波CW，并检测出了由目标反射的频率fq的反射波。发送频率fp与接收频率fq之差被称作多普勒频率，近似地表示为fp-fq＝2·Vr·fp/c。在此，Vr是雷达系统与目标的相对速度，c是光速。发送频率fp、多普勒频率(fp-fq)以及光速c是已知的。由此，能够根据该算式求出相对速度Vr＝(fp-fq)·c/2fp。
当不仅需要检测多旋翼直升机1与目标的相对速度，而且还需要检测到目标为止的距离时，采用双频CW方式即可。在双频CW方式中，每隔一定期间辐射稍微偏移的两个频率的连续波CW，并获取各个反射波。例如在利用76GHz频段的频率的情况下，两个频率差是数百千赫。另外，如后述，更优选考虑所使用的雷达能够检测目标的界限的距离来规定两个频率的差。
假设雷达系统10依次辐射频率fp1以及fp2(fp1＜fp2)的连续波CW，并由一个目标反射两种连续波CW，由此频率fq1以及fq2的反射波被雷达系统10接收。
通过频率fp1的连续波CW及其反射波(频率fq1)获得第一多普勒频率。并且，通过频率fp2的连续波CW及其反射波(频率fq2)获得第二多普勒频率。两个多普勒频率是实质上相同的值。但是，接收波在复信号中的相位根据频率fp1与fp2的不同而不同。通过使用该相位信息，能够计算到目标为止的距离。
具体地说，雷达系统10能够求出距离R，R＝c·Δφ/4π(fp2-fp1)。在此，Δφ表示两个差频信号的相位差。两个差频信号是指：作为频率fp1的连续波CW与其反射波(频率fq1)的差分获得的差频信号fb1；以及作为频率fp2的连续波CW与其反射波(频率fq2)的差分获得的差频信号fb2。各差频信号的频率fb1以及fb2的确定方法与上述单频的连续波CW中的差频信号的例相同。
另外，如下求出双频CW方式中的相对速度Vr。
Vr＝fb1·c/2·fp1或Vr＝fb2·c/2·fp2
并且，能够明确地确定到目标为止的距离的范围限制在Rmax＜c/2(fp2-fp1)的范围内。这是因为，通过由比该距离远的目标反射的反射波获得的差频信号的Δφ超过2π，无法与通过更近的位置的目标产生的差频信号进行区分。因此，更优选调节两个连续波CW的频率的差来使Rmax大于雷达的检测界限距离。在多旋翼直升机装设有检测界限距离是100m的雷达的情况下，设fp2-fp1为例如1.0MHz。在该情况下，由于Rmax＝150m，因此无法检测来自位于超过Rmax的位置的目标的信号。并且，在装设能够检测至250m的雷达的情况下，将fp2-fp1设为例如500kHz。在该情况下，由于Rmax＝300m，因此仍然无法检测来自位于超过Rmax的位置处的目标的信号。并且，在多旋翼直升机所装设的雷达包括检测界限距离是100m且水平方向的视场角是120度的工作模式和检测界限距离是250m且水平方向的视场角是5度的工作模式这两种模式的情况下，更优选在每个工作模式下将fp2-fp1的值分别替换成1.0MHz和500kHz来进行工作。在飞行中的多旋翼直升机前方的空间中有时不经常存在阻挡电波的远处的目标，在该情况下，有可能入射来自超过Rmax的位置的大量反射波。若如上述那样选择fp2-fp1的值，则尤其有效地避免这样的情形。
另外，根据双频CW方式的检测原理，存在当相对速度相同的多个目标位于不同的位置处时无法计算到每一个目标为止的距离的限制。但是，若考虑在上空飞行的多旋翼直升机的利用方式，则多旋翼直升机与陆地的静止物的相对速度完全相等。由此，多频CW是有用的。另外，与上述同样地，能够考虑雷达的检测距离而确定上述的Δfp的值。
已知有能够通过以N个(N：3以上的整数)不同的频率发送连续波CW并利用各个反射波的相位信息来分别检测多旋翼直升机1与各目标之间的距离的检测方式。根据该检测方式，能够准确地识别到N-1个为止的目标的距离。作为为此的处理，例如利用高速傅里叶变换(FFT)。现在，设N＝64或者N＝128，对作为各频率的发送信号与接收信号的差的差频信号的采样数据进行FFT，获得频谱(相对速度)。之后，关于同一频率的峰以CW波的频率再进行FFT，从而能够求出距离信息。
以下，进行更具体的说明。
为了简化说明，首先，对将三个频率f1、f2、f3的信号进行时间切换来发送的例进行说明。在此，设f1＞f2＞f3，并且f1-f2＝f2-f3＝Δf。并且，设各频率的信号波的发送时间为Δt。图32示出了三个频率f1、f2、f3之间的关系。
三角波/CW波生成电路221(图14)经由发送天线TA发送各自持续时间Δt的频率f1、f2、f3的连续波CW。接收天线RA接收各连续波CW被一个或多个目标反射的反射波。
混频器224混合发送波与接收波而生成差频信号。A/D转换器227将作为模拟信号的差频信号例如转换为例如数百个数字数据(采样数据)。
接收强度计算部232利用采样数据进行FFT运算。FFT运算的结果是，关于发送频率f1、f2、f3分别获得接收信号的频谱的信息。
之后，接收强度计算部232从接收信号的频谱的信息分离出峰值。具有规定以上的大小的峰值的频率同多旋翼直升机1与目标之间的相对速度成比例。从接收信号的频谱的信息分离出峰值是指，分离出相对速度不同的一个或多个目标。
接下来，接收强度计算部232关于发送频率f1～f3分别测量相对速度相同或预先规定的范围内的峰值的频谱信息。
现在，考虑两个目标A与B的相对速度相同且分别位于与多旋翼直升机1相距不同的距离的位置处的情况。频率f1的发送信号被目标A以及B这两者反射，并作为接收信号获得。来自目标A以及B的各反射波的差频信号的频率大致相同。因此，接收信号在相当于相对速度的多普勒频率下的功率谱能够作为合成了两个目标A以及B的各功率谱的合成频谱F1获得。
同样地，关于频率f2以及f3，接收信号在相当于相对速度的多普勒频率下的功率谱能够作为合成了两个目标A以及B的各功率谱的合成频谱F2以及F3获得。
图33示出了复平面上的合成频谱F1～F3之间的关系。朝向合成频谱F1～F3分别伸展的两个矢量的方向，右侧的矢量与来自目标A的反射波的功率谱对应。在图33中与矢量f1A～f3A对应。另一方面，朝向合成频谱F1～F3分别伸展的两个矢量的方向，左侧的矢量与来自目标B的反射波的功率谱对应。在图33中与矢量f1B～f3B对应。
当发送频率的差分Δf固定时，与频率f1以及f2的各发送信号对应的各接收信号的相位差同到目标为止的距离成比例关系。由此，矢量f1A与f2A的相位差同矢量f2A与f3A的相位差为相同的值θA，相位差θA与到目标A为止的距离成比例。同样地，矢量f1B与f2B的相位差同矢量f2B与f3B的相位差为相同的值θB，相位差θB与到目标B为止的距离成比例。
利用周知的方法，能够根据合成频谱F1～F3以及发送频率的差分Δf求出到目标A以及目标B各自为止的距离。该技术例如在美国专利第6703967号说明书中公开。将该公报的内容全部引用于本说明书中。
即使在所发送的信号的频率为4以上的情况下，也能够应用相同的处理。
另外，也可以在以N个不同的频率发送连续波CW之前，进行通过双频CW方式求出多旋翼直升机1与各目标之间的距离以及相对速度的处理。而且，也可以在规定的条件下切换成以N个不同的频率发送连续波CW的处理。例如，在利用两个频率各自的差频信号进行FFT运算且各发送频率的功率谱的时间变化为30％以上的情况下，也可以进行处理的切换。来自各目标的反射波的振幅因多信道的影响等而在时间上大幅变化。在存在规定以上的变化的情况下，可以考虑可能存在多个目标。
并且，已知在CW方式中，在雷达系统与目标的相对速度为零的情况下，即在多普勒频率为零的情况下，无法检测目标。但是，若例如通过以下方法模拟地求出多普勒信号，则能够利用其频率而检测目标。
(方法1)追加使接收用天线的输出移位固定频率的混频器。通过利用发送信号和频率被移位的接收信号，能够获得模拟多普勒信号。
(方法2)在接收用天线的输出与混频器之间插入可变相位器，对接收信号模拟地附加相位差，该可变相位器使相位在时间上连续发生变化。通过利用发送信号和附加了相位差的接收信号，能够获得模拟多普勒信号。
基于方法2的插入可变相位器来产生模拟多普勒信号的具体结构例以及动作例在日本特开2004-257848号公报中公开。将该公报的内容全部引用于本说明书中。
在需要检测与多旋翼直升机1之间的相对速度为零的目标或相对速度非常小的目标的情况下，可以使用产生上述模拟多普勒信号的处理，或者，也可以切换成基于FMCW方式的目标检测处理。在采用FMCW方式的情况下，能够通过在上述的实施方式中说明的方法排除来自旋翼5的反射波的影响。在低速飞行时或以降落姿势降低高度的情况下，由于旋翼的转速下降，因此即使不进行特别的处理，也能够通过FMCW方式检测目标的情况是完全可以存在的。
另外，多旋翼直升机1与目标的相对速度为零表示不产生多旋翼直升机1与目标的碰撞。由此，即使无法检测相对速度为零的目标，也可以认为在实用上不会成为较大的争论点。并且，鉴于多旋翼直升机1的飞行环境，设想几乎不存在飞行中相对速度为零的目标。由此，即使采用不检测相对速度为零的目标这一运用，也仍然可以认为不会成为较大的争论点。
接下来，参照图34对通过雷达系统10的物体检测装置40进行的处理的步骤进行说明。包含雷达系统10的多旋翼直升机1的结构例如图1至图14所示。
以下，对通过以两个不同的频率fp1以及fp2(fp1＜fp2)发送连续波CW并利用各个反射波的相位信息来分别检测与目标之间的距离的例进行说明。
图34是示出基于本实施方式的分离来自旋翼5的反射波与来自目标的反射波并求出相对速度以及距离的处理的步骤的流程图。
在步骤S41中，三角波/CW波生成电路221生成频率稍微偏移的两种不同的连续波CW。设频率为fp1以及fp2。
在步骤S42中，发送天线TA以及接收天线RA进行所生成的一连串连续波CW的收发。另外，步骤S41的处理以及步骤S42的处理分别在三角波/CW波生成电路221以及天线TA/RA中并列进行。需注意不是在完成步骤S41之后进行步骤S42。
在步骤S43中，混频器224利用各发送波和各接收波生成两个差分信号。各接收波包含来自旋翼的接收波和来自目标的接收波。因此，接下来进行确定用作差频信号的频率的处理。另外，步骤S41的处理、步骤S42的处理以及步骤S43的处理分别在三角波/CW波生成电路221、天线TA/RA以及混频器224中并列进行。需注意不是在完成步骤S41之后进行步骤S42，并且也不是在完成步骤S42之后进行步骤S43。
在步骤S44中，物体检测装置40关于两个差分信号，分别将峰的频率确定为差频信号的频率fb1以及fb2，该峰的频率是作为阈值而预先规定的频率以下，并且具有预先规定的振幅值以上的振幅值，而且彼此的频率差为规定值以下。两个差分信号中还能够包含具有阈值以上的频率的差频信号，但是这些是来自由旋翼等反射的反射波的差频信号，因此从以下处理中除外。在与雷达系统10之间的相对速度不同的多个目标存在于雷达系统的视野内的情况下，存在多个彼此的频率之差为规定值以下的峰对。在该情况下，能够对该差频信号的每一对执行以下处理。
在步骤S45中，接收强度计算部232根据已确定的两个差频信号的频率中的一个频率而检测相对速度。接收强度计算部232例如通过Vr＝fb1·c/2·fp1计算相对速度。另外，也可以利用差频信号的各频率而计算相对速度。由此，接收强度计算部232能够验证两者是否一致，从而提高相对速度的计算精度。
在步骤S46中，接收强度计算部232求出两个差频信号fb1与差频信号fb2的相位差Δφ，并求出到目标为止的距离R＝c·Δφ/4π(fp2-fp1)。
通过以上处理，能够检测与目标之间的相对速度以及距离。
另外，也可以以3以上的N个不同的频率发送连续波CW，并利用各个反射波的相位信息而检测到相对速度相同且存在于不同位置处的多个目标为止的距离。
以上，对实施方式1～4进行了说明。各实施方式的无人多旋翼直升机1除了具有雷达系统10之外，还可以具有其他雷达系统。例如，无人多旋翼直升机1还可以在机体的下方或上方包括具有检测范围的雷达系统。在机体的正下方具有雷达系统的情况下，该雷达系统具有以下功能：在降落时监视下方，当在比地面高的位置处检测出物体时，使无人多旋翼直升机1在空中移动而寻找降落位置。在中央壳体2的正上方具有雷达系统的情况下，该雷达系统在起飞时监视上方，在确认不存在障碍物之后起飞。
用于监视上方和/或下方的雷达系统分别具有一个收发元件，利用它们检测有无存在于无人多旋翼直升机1的正上方和/或正下方的障碍物。该雷达系统也可以采用超声波雷达。但是，为了减轻旋翼5发出的声音的影响，优选安装于无人多旋翼直升机1的中央壳体2的正上方和/或正下方。
5.应用例
以下，对进行上述的实施方式1～3的至少一个处理的无人多旋翼直升机的应用例进行说明。
5.1.装设有摄像头的无人多旋翼直升机
图35是本公开的应用例所涉及的无人多旋翼直升机501的外观立体图。无人多旋翼直升机501在无人多旋翼直升机1中安装摄像头502而构成。除了具有摄像头502以外，外观上与无人多旋翼直升机1相同。以下，对与无人多旋翼直升机1的构成要素对应的无人多旋翼直升机501的构成要素标注相同的参照符号，对不同的结构以及动作进行说明。
摄像头502例如设置于中央壳体2的下方(雷达系统10的正下方附近)。例如，将万向架(Gimbal)503用于支承摄像头502。万向架是使物体以一个轴为中心旋转的旋转台的一种。也可以设置轴彼此垂直的多个轴的万向架。
在本说明书中，主要将设置有雷达系统10的方向设为无人多旋翼直升机的飞行方向。能够一边利用万向架503调整摄像头502的方向，一边由摄像头502拍摄飞行方向的影像。当为业务用途时，摄像头502例如用于确认施工现场、大型结构物等的状况。
摄像头502与图3所示的飞行控制器11连接，并通过飞行控制器11控制该摄像头502。例如，当从操作者接收进行摄影的指示时，接收模块13将该指示发送到飞行控制器11。飞行控制器11按照指示而确定摄像头502的摄影方向，并将用于摄影的指示信号输出到摄像头502。
在业务用途中，为了防止事故以及防止工期延迟等，需要尽可能防止因操作错误引起的碰撞事故等。因此，有效的方式是利用雷达系统10识别障碍物(目标)。通过更广泛地取雷达系统10的检测范围，能够更加可靠地检测目标。例如，也可以隔着60度等间隔配置六个发送天线TA和/或接收天线RA。只要设计成分别具有70度左右的监视范围，就能够在无人多旋翼直升机501的全方位识别目标。在图35中，例示了六个接收天线元件RA。目标的检测能够通过上述的任一实施方式而实现。
另外，无人多旋翼直升机中存在包括超声波传感器的无人多旋翼直升机。超声波传感器用于辐射声波并利用该声波返回为止的时间测定与目标之间的距离。但是，超声波传感器受旋翼引起的风的流动或风切声的影响。并且，能够检测的距离也是数米以下。由此，通过利用雷达系统10，与装设有使用超声波传感器的防碰撞机构的多旋翼直升机相比，能够更加可靠地检测目标。
图36示出了本应用例所涉及的物体检测装置41的结构。图36所示的无人多旋翼直升机501包括雷达系统10和摄像头系统500，并利用基于雷达系统10的检测结果和摄像头系统500中的影像识别结果对无人多旋翼直升机501的飞行进行控制。
雷达系统10的结构与上述的说明相同。在本应用例中，发送天线TA以及接收天线RA配置于中央壳体2的上表面、侧面以及下部并且比摄像头502靠上方的位置处。
摄像头系统500具有摄像头502和对由摄像头50获取的图像或影像进行处理的图像处理电路504。
本应用例中的无人多旋翼直升机501包括：具有判断电路506、雷达天线系统10以及摄像头系统500的物体检测装置41；以及与物体检测装置41连接的飞行控制器11。物体检测装置41的判断电路506利用由雷达系统10获得的目标的信息和图像处理电路504对摄像头502的影像进行图像处理而识别出的影像的信息判断碰撞可能性。
例如，判断电路506持续监视由雷达系统10获得的到目标为止的距离、与目标之间的相对速度以及由摄像头502识别出的目标的大小。然后，判断电路506对由信号处理电路44获得的无人多旋翼直升机501自身的对地移动速度以及方位与相对于目标的相对速度以及方位进行比较，判断目标是静止目标和移动目标中的哪一个。
关于静止目标，判断电路506根据由雷达系统10以及摄像头502获得的信息计算三维坐标，并参照无人多旋翼直升机501自身的三维坐标、移动方向以及移动速度(以下，一并称作速度矢量)，判断碰撞可能性。关于移动目标，判断电路506除了计算三维坐标之外，还计算速度矢量，并利用无人多旋翼直升机501自身的三维坐标以及速度矢量判断碰撞可能性。
无论关于静止目标以及移动目标中的哪一个，均以规定的时间间隔更新三维坐标以及速度矢量，但是也可以关于移动目标提高更新的频度。在判断碰撞可能性时，判断电路506综合判断以下情况等来判断与目标的碰撞可能性，以下情况分别是：到目标为止的距离是否正靠近；无人多旋翼直升机501与目标是否根据相对速度的变化而靠近；以及根据无人多旋翼直升机501的飞行性能(飞行速度)能否避让检测出的大小的目标。其他处理的例在下一个项目5.2中进行说明。
另外，判断电路506也可以不利用拍摄到的影像，而是利用由雷达系统10获得的到目标为止的距离以及与目标之间的相对速度判断碰撞可能性。
在表示发生碰撞的可能性的值超过预先规定的基准值的情况下，无人多旋翼直升机501的飞行控制器11进行碰撞避免处理，在基准值以下的情况下，通常继续进行飞行处理。碰撞避免处理向飞行控制器11的微控制器20的处理申请中断，以最高的优先度执行。碰撞避免处理的一例例如是以下处理：通过持续监视目标的位置变化，预测目标到来的位置，并以最高速度脱离该位置的处理；或者从充分远离该位置的时点起逐渐变更飞行路径的处理。微控制器20根据飞行时的状况来判断哪一个处理适当，并执行该处理。
雷达系统10还可以装设有设置于臂3的下侧并监视下方的下方监视雷达以及设置于中央壳体的上侧并监视上方的上方监视雷达。而且，下方监视雷达和上方监视雷达也可以各自装设有四个能够在XY平面上监视100度左右的范围的天线TA/RA，或者各自装设有三个能够在XY平面上监视130度左右的范围的天线TA/RA。在周向上相邻的两个雷达的可监视范围也可以在周向上局部重合。
上述的无人多旋翼直升机1、501能够利用于货物的配送。能够使用多个脚6或者与脚6分体地设置货架而可装卸地保持货物。
例如，在货物的集散地搭载了货物的无人多旋翼直升机1飞行，并利用雷达系统10和/或GPS模块12的输出信号飞行至应送达的目的地。若到达目的地附近，则无人多旋翼直升机1在目的地上空悬浮或者减速到规定以下的速度来下降。之后，接收人接收货物，或者飞行控制器11按照操作者的指示解开货物的固定件，由此卸下货物。之后，无人多旋翼直升机1利用雷达系统10和/或GPS模块12的输出信号飞行至货物的集散地或下一个目的地。
关于未装设有摄像头的无人多旋翼直升机1，尤其优选在住宅区等存在个人住宅的地区配送货物。其理由是因为，由于未装设有摄像头，因此绝不会拍摄私人用地内的图像，侵害个人隐私的可能性极低。
5.2.自主飞行以及碰撞避免
以无人多旋翼直升机1为例进行说明。
无人多旋翼直升机1具有以下功能：按照从GPS模块12输出的GPS信号自动飞行至已设定的目的地的功能；以及在飞行中由雷达系统10检测出障碍物的情况下自动采取避让行动的功能。飞行控制器11的微控制器20执行计算机程序，并执行与各个功能对应的处理，由此实现该两个功能。
雷达系统10不仅具有水平方向的角度分辨率，而且还具有上下方向的角度分辨率，因此在进行自动避让行动时，还能够在上下方向上改变飞行方位。例如，在电线或宽大的桥等横在前方的情况下，还有可能存在飞行控制器11无法在水平方向上发现避让路径的情况。在这样的情况下，飞行控制器11指示雷达系统10对从上方以及下方的各发送天线TA辐射的电波的反射信号的强度进行比较。然后，飞行控制器11估计上下方向的分布，并判断是否存在包括上下方向在内的避让路径。
另外，假设发送天线TA装设有单一的发送天线元件。这使雷达系统10不具有上下方向的分辨率，有可能存在找不到避让路径的情况。
因此，只要一边使无人多旋翼直升机1的机体向前后倾斜或者改变高度等，一边从发送天线元件发送信号波，查看信号强度的变化来寻找障碍物在上下方向上的分布，并找出能够避让的飞行路径即可。另外，该方法即使在适用于雷达具有上下方向的分辨率时的情况下也有用。
在雷达系统10捕捉到目标时，能够获取该目标与本机之间的相对速度信息。例如，若使用76.5GHz频段的FWCM雷达，则能够检测大约2m/秒左右以上的相对速度。能够组合相对速度信息和距离信息评价碰撞可能性。
在表示碰撞可能性的值超过预先规定的基准值的情况下(不可忽略的情况下)，雷达系统10一边检测该目标的方位，一边多次通过雷达检测该目标，判断目标的移动方位，提高碰撞可能性的评价精度。而且，为了提高精度，雷达系统10也可以隔着规定的时间间隔辐射两次发送波，只有在两次均检测出反射波的情况下，当成真正的信号。在除此以外的情况下，只要看作是来自其他多旋翼直升机的发送波的干扰即可。两次辐射的发送波例如是调制连续波FMCW以及连续波CW。
关于有可能成为无人多旋翼直升机1飞行时的障碍物的大型静止建筑物，能够将其位置信息预先保存到内部或者利用通信工具获取。由此，能够实现本机的位置、方位的确认以及碰撞的避免。通过预先内置与静止结构物的分布相关的信息(分布信息)，或者利用通信工具随时获取，雷达系统10能够根据分布信息判断有无需要监视雷达，在需要的情况下进行监视。
在无人多旋翼直升机1中通常事先设定有目的地的大体地点以及到达该地点的飞行路径。多旋翼直升机一边通过GPS等确认自身的位置，一边在该飞行路径中飞行。在此期间，飞行控制器11的微控制器20将雷达系统10设成停止状态，削减耗电。然后，在到达目的地附近的阶段，解除微控制器20的停止状态，通过雷达确认目的地的详细位置和意外的障碍物。同样的停止状态控制还能够适用于装设于无人多旋翼直升机1的除雷达以外的监视装置，例如摄像头或影像装置等。并且，这样的停止状态控制不仅能够适用于向目的地的飞行路径上，还能够适用于其他状况且明确不使用雷达系统10等的期间。由此，能够节约耗电。
通过利用无人多旋翼直升机1，能够进行物品的配送事业。以这样的目的使用的无人多旋翼直升机1具有用于保持物品并搬运至目的地的货架。配送业者若接受物品配送的委托，则在物品的配送基地向无人多旋翼直升机1搭载该物品，并使其向目的地出发。无人多旋翼直升机1利用上述的自主飞行功能以及碰撞避免功能而到达至目的地，并在此从货架上取下物品之后，向作为出发点的物品的配送基地或者其他配送基地或多旋翼直升机1的维修基地飞行。维修基地也可以兼作物品的配送基地。
从货架上取下物品的动作在到达目的地时自动进行。但是，也可以通过由配送业者进行的远程操作或利用接受人员所持有的便携电子设备进行的手动操作而取下。无人多旋翼直升机1也可以具有能够相互独立地进行取下动作的多个货架。在该情况下，从物品的配送基地出发的无人多旋翼直升机1依次访问多个目的地，在每一个目的地分别从货架上取下物品，并各自结束配送之后返回。本公开所涉及的无人多旋翼直升机1由于具有自主飞行功能以及碰撞避免功能，因此在上述的一连串作业中引发事故的可能性较低。为了在如城市区域那样占据空间的结构物的配置每天都有可能发生变化的环境中运营配送事业，尤其优选本公开所涉及的无人多旋翼直升机1。
以上，对本发明的实施方式以及各种应用例进行了说明。
在上述的实施方式中，对使用阵列天线接收信号波并确定来自目标的反射波的方位的处理进行了说明。但是，在通过其他处理而确定方位的情况下，无需设置进行复杂的处理的入射方向估计单元48(图5)，而且还无需将阵列天线用于接收信号波。
作为确定方位的处理，例如能够利用陀螺仪传感器23a以及磁传感器23d(图4)。具体地说，只要利用磁传感器23d(图4)的输出信号，则飞行控制器11能够确定无人多旋翼直升机1的行进方向(方位)。而且，飞行控制器11只要利用陀螺仪传感器23a的输出信号，则能够确定无人多旋翼直升机1的姿势即接收天线RA的方向。而且，在接收天线RA接收到信号的情况下，飞行控制器11能够通过使无人多旋翼直升机1在XY平面内左右摆动来确定接收信号波的位置和不接收信号波的位置。由此，飞行控制器11能够获知接收波的入射方向。
产业上的可利用性
本公开能够利用于装设有雷达系统的无人多旋翼直升机。并且，还能够适用于能够在有人乘坐的状态下飞行的大型(有人)多旋翼直升机。
标号说明
1 无人多旋翼直升机
2 中央壳体
3 臂
5 旋翼
6 脚
10 雷达系统
11 飞行控制器
12 GPS模块
13 接收模块
14 电子控制单元(ECU)
30 雷达天线
40 物体检测装置
42 收发电路
44 信号处理电路
46 反射波分析单元
48 入射方向估计单元
221 三角波/CW波生成电路
222 压控振荡器(VCO)
223 分配器
224 混频器
225 滤波器
226 开关
227 A/D转换器
231 存储器
232 接收强度计算部
233 距离检测部
234 速度检测部
235 DBF(数字波束成形)处理部
236 方位检测部
237 目标转移处理部
238 相关矩阵生成部(Rxx)
239 目标输出处理部
240 波数检测部
TA 发送天线
RA 接收天线

Claims (20)

1.一种多旋翼直升机，其特征在于，包括：
中央壳体；
三个以上的旋翼，所述三个以上的旋翼配置于所述中央壳体的周围；
多个马达，所述多个马达使所述三个以上的旋翼分别旋转；以及
雷达系统，所述雷达系统进行信号波的收发，并利用所述信号波检测目标，
所述雷达系统具有：
至少一个天线元件；以及
物体检测装置，所述物体检测装置发送所述信号波，并利用由所述至少一个天线元件接收到的所述信号波进行目标的检测处理，
所述至少一个天线元件中所包含的第一天线元件配置于接收所述多旋翼直升机在飞行时发送的所述信号波被作为所述三个以上的旋翼之一的第一旋翼反射而成的、来自旋翼的反射波的位置处，
由所述至少一个天线元件接收到的所述信号波包含：
被目标反射的来自目标的反射波；以及
所述多旋翼直升机在飞行时发送的所述信号波被作为所述三个以上的旋翼之一的第一旋翼反射而成的来自旋翼的反射波，
所述物体检测装置判断由所述至少一个天线元件接收到的所述信号波的频谱中是否包含满足为了识别频率的峰而预先规定的条件的频带，将满足所述预先规定的条件的所述频带的峰确定为来自所述目标的反射波的频率。
2.根据权利要求1所述的多旋翼直升机，其特征在于，
所述物体检测装置判断所述信号波的频谱中是否包含满足作为所述预先规定的条件的如下条件的频带：在一定的频率宽度以内，并且具有一定以上的强度。
3.根据权利要求1或2所述的多旋翼直升机，其特征在于，
来自所述旋翼的反射波的频率的最高值与所述第一旋翼的旋转同步地增减，
所述物体检测装置利用来自所述旋翼的反射波的频率的最高值实质上变得最小时的所述信号波，判断所述信号波的频率是否满足为了识别频率的峰而预先规定的所述条件。
4.一种多旋翼直升机，其特征在于，包括：
中央壳体；
三个以上的旋翼，所述三个以上的旋翼配置于所述中央壳体的周围；
多个马达，所述多个马达使所述三个以上的旋翼分别旋转；以及
雷达系统，所述雷达系统进行信号波的收发，并利用所述信号波检测目标，
所述雷达系统具有：
至少一个天线元件；以及
物体检测装置，所述物体检测装置发送所述信号波，并利用由所述至少一个天线元件接收到的所述信号波进行目标的检测处理，
所述至少一个天线元件中所包含的第一天线元件配置于接收所述多旋翼直升机在飞行时发送的所述信号波被作为所述三个以上的旋翼之一的第一旋翼反射而成的、来自旋翼的反射波的位置处，
所述物体检测装置隔开规定的间隔而发送多个信号波，接收所述多个信号波分别被所述第一旋翼反射而成的、来自旋翼的多个反射波，并利用所述多个反射波而确定从所述至少一个天线元件观察所述第一旋翼时的角度或立体角成为预先规定的值以下的时刻，并且估计所述角度或所述立体角成为预先规定的值以下的下一时刻或下一时刻以后的时刻。
5.根据权利要求4所述的多旋翼直升机，其特征在于，
所述物体检测装置具有：
收发电路，所述收发电路生成所述多个信号波，并利用所述多个信号波和所述多个接收波生成多个差频信号，各差频信号采用包含最高频率的变动的频率；以及
信号处理电路，所述信号处理电路将所述多个差频信号的最高频率变得最小的时刻确定为所述角度或所述立体角成为预先规定的值以下的时刻。
6.根据权利要求5所述的多旋翼直升机，其特征在于，
所述收发电路生成频率的扫描速度不同的两种以上的信号波，并利用所述两种以上的信号波中的至少一种信号波生成所述多个差频信号，
所述至少一种信号波的频率的扫描速度是零，或者比其他信号波的扫描速度小。
7.根据权利要求5所述的多旋翼直升机，其特征在于，
所述信号处理电路利用如下的所述第一旋翼的转速和所述角度或所述立体角成为预先规定的值以下的时刻来估计所述角度或所述立体角成为预先规定的值以下的下一时刻或下一时刻以后的时刻，其中，所述第一旋翼的转速是根据所述多个差频信号的最大频率变得最小的时刻与多个差频信号的最大频率变得最大的时刻之间的时间间隔而确定的转速。
8.根据权利要求5或7所述的多旋翼直升机，其特征在于，
所述信号处理电路从所述多个差频信号的频率成分中确定来自所述旋翼的反射波的频率成分，并在确定所述角度或所述立体角成为预先规定的值以下的时刻时使用所确定的所述频率成分。
9.根据权利要求5所述的多旋翼直升机，其特征在于，还包括：
多个控制单元，所述多个控制单元控制所述多个马达的旋转；以及
飞行控制器，所述飞行控制器分别与所述多个控制单元进行通信，
所述飞行控制器从控制所述第一旋翼的马达的旋转的第一控制单元获取所述马达的转速的信息，
所述信号处理电路利用所述第一旋翼的转速和所述角度或所述立体角成为预先规定的值以下的时刻而估计所述角度或所述立体角成为预先规定的值以下的下一时刻或下一时刻以后的时刻。
10.根据权利要求5至9中任意一项所述的多旋翼直升机，其特征在于，
所述收发电路生成连续波(CW)或对频率进行调制而成的连续波(FMCW)。
11.根据权利要求4至10中任意一项所述的多旋翼直升机，其特征在于，
所述至少一个天线元件是由二维阵列构成的多个天线元件，
所述物体检测装置利用所述多个反射波而确定从所述至少一个天线元件观察所述第一旋翼时的所述角度或所述立体角成为预先规定的值以下的时刻，并且估计所述角度或所述立体角成为预先规定的值以下的下一时刻或下一时刻以后的时刻。
12.根据权利要求4至10中任意一项所述的多旋翼直升机，其特征在于，
所述至少一个天线元件是由一维阵列构成的多个天线元件，
所述物体检测装置利用所述多个反射波确定从所述至少一个天线元件观察所述第一旋翼时的所述角度或所述立体角成为预先规定的值以下的时刻，并且估计所述角度或所述立体角成为预先规定的值以下的下一时刻或下一时刻以后的时刻。
13.一种多旋翼直升机，其特征在于，包括：
中央壳体；
三个以上的旋翼，所述三个以上的旋翼配置于所述中央壳体的周围；
多个马达，所述多个马达使所述三个以上的旋翼旋转；以及
雷达系统，所述雷达系统以FMCW方式检测目标，
所述雷达系统具有：
至少一个天线元件；以及
物体检测装置，所述物体检测装置对信号波进行调制的同时发送所述信号波，并由所述至少一个天线元件接收所述信号波，并利用差频信号进行目标的检测处理，
所述至少一个天线元件配置于接收所述多旋翼直升机在飞行时发送的所述信号波被作为所述三个以上的旋翼之一的第一旋翼反射而成的、来自旋翼的反射波的位置处，
由所述至少一个天线元件接收的所述信号波包含：
被目标反射的来自目标的反射波；以及
所述多旋翼直升机在飞行时发送的所述信号波被作为所述三个以上的旋翼之一的第一旋翼反射而成的、来自旋翼的反射波，
所述物体检测装置具有：
存储器，所述存储器保存拍频Δfp以及拍频Δft的信息，所述拍频Δfp由于所述信号波在与所述第一旋翼之间往返而产生，所述拍频Δft由于所述信号波在与位于所述雷达系统的设计上的最小检测距离处的目标之间往返而产生；以及
运算电路，所述运算电路利用由所发送的所述信号波和所接收到的所述信号波生成的差频信号而求出所述差频信号的频率分布，
所述运算电路将所述差频信号的频率成分中的如下的频率成分确定为来自所述目标的反射波的频率成分：比所述拍频Δfp大并且比所述拍频Δft小的频率成分；或者比所述拍频Δft大的频率成分。
14.根据权利要求13所述的多旋翼直升机，其特征在于，
使所述第一旋翼旋转的所述马达使所述第一旋翼在所述至少一个天线元件的监视视场内向靠近所述至少一个天线元件的方向旋转。
15.根据权利要求13所述的多旋翼直升机，其特征在于，
所述运算电路利用由在上差拍区间发送的所述信号波和所接收到的所述信号波生成的上差拍信号，将所述上差拍信号的频率成分中的比所述拍频Δfp大并且比所述拍频Δft小的频率成分确定为来自所述目标的反射波的频率成分。
16.根据权利要求13或15所述的多旋翼直升机，其特征在于，
所述运算电路利用由在下差拍区间发送的所述信号波和所接收到的所述信号波生成的下差拍信号，将所述下差拍信号的频率成分中的比所述拍频Δft大的频率成分确定为来自所述目标的反射波的频率成分。
17.根据权利要求14至16中任意一项所述的多旋翼直升机，其特征在于，
所述三个以上的旋翼还具有第二旋翼，所述第二旋翼与所述第一旋翼相邻，并且向与所述第一旋翼相反的方向旋转，
所述至少一个天线元件配置于接收分别被所述第一旋翼以及所述第二旋翼反射而成的来自旋翼的各反射波的位置处。
18.一种多旋翼直升机，其特征在于，包括：
中央壳体；
三个以上的旋翼，所述三个以上的旋翼配置于所述中央壳体的周围；
多个马达，所述多个马达使所述三个以上的旋翼旋转；以及
雷达系统，所述雷达系统进行信号波的收发，并利用所述信号波检测目标，
所述雷达系统具有：
至少一个天线元件；以及
物体检测装置，所述物体检测装置发送所述信号波，并利用由所述至少一个天线元件接收的所述信号波进行目标的检测处理，
所述至少一个天线元件中所包含的第一天线元件配置于接收所述多旋翼直升机在飞行时发送的所述信号波被作为所述三个以上的旋翼之一的第一旋翼反射而成的、来自旋翼的反射波的位置处，
所述物体检测装置发送至少一个频率的信号波，并接收所述信号波被所述第一旋翼反射而成的来自旋翼的第一反射波和所述信号波被目标反射而成的来自目标的第二反射波，
将根据所发送的所述信号波、所述第一反射波以及所述第二反射波获得的差频信号中的预先规定的频率以下且具有预先规定的振幅值以上的振幅值的峰的频率确定为差频信号的频率，
根据所述差频信号的频率而计算所述雷达系统与所述目标的相对速度。
19.一种多旋翼直升机，其特征在于，包括：
中央壳体；
多个旋翼，所述多个旋翼配置于所述中央壳体的周围；
多个马达，所述多个马达使所述旋翼旋转；以及
雷达系统，所述雷达系统进行信号波的收发，并利用所述信号波检测目标，
所述雷达系统具有：
至少一个天线元件；以及
物体检测装置，所述物体检测装置发送所述信号波，并利用由所述至少一个天线元件接收到的所述信号波进行目标的检测处理，
所述至少一个天线元件中所包含的第一天线元件配置于接收所述多旋翼直升机在飞行时发送的所述信号波被作为所述三个以上的旋翼之一的第一旋翼反射而成的、来自旋翼的反射波的位置处，
所述物体检测装置在进行增大或减小频率的频率调制的同时发送持续一定时间的信号波，
利用具有预先规定的频率以上的频率的峰的频率而确定根据所述信号波和所述信号波的反射波获得的差频信号的频率，
根据所述差频信号的频率，计算所述雷达系统与所述目标之间的距离，
在设所述一定时间为Tm、设所述雷达系统的检测距离的下限为R、设所述频率调制的调制宽度为Wm、设光速为C时，
所述预先规定的频率比RWm/(CTm)大，
所述下限R比从所述至少一个天线元件到所述第一旋翼的距离大，是所述多旋翼直升机的跨度尺寸的10倍以下。
20.根据权利要求19所述的多旋翼直升机，其特征在于，
多次进行所述信号波的发送，
所述物体检测装置确定通过所述多次发送而获得的多个差频信号各自的频率，
选择彼此的频率之差比规定的值小的差频信号的组，
利用所选择的所述差频信号的组中所包含的所述差频信号彼此的相位差，计算所述雷达系统与所述目标的相对速度。
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