CN116643574A - 姿势控制装置 - Google Patents

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CN116643574A CN202310142596.8A CN202310142596A CN116643574A CN 116643574 A CN116643574 A CN 116643574A CN 202310142596 A CN202310142596 A CN 202310142596A CN 116643574 A CN116643574 A CN 116643574A
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Abstract

本发明提供一种姿势控制装置。进行航空器(10)的机身(12)的姿势控制的旋翼控制装置(50)具有VTOL旋翼控制部(76)，VTOL旋翼控制部(76)根据滚转力矩指令值、俯仰力矩指令值和偏航力矩指令值来控制各个旋翼(18)，在滚转力矩指令值的大小或者俯仰力矩指令值的大小在阈值以上的情况下，VTOL旋翼控制部(76)不使用偏航力矩指令值而控制各个旋翼(18)。据此，能够在早期使机身的姿势稳定。

Description

姿势控制装置
技术领域
本发明涉及一种姿势控制装置。
背景技术
在日本发明专利公开公报特开2014-227155号中公开一种多旋翼飞行器，该多旋翼飞行器具有产生升力(l ift)的多个旋翼。在该多旋翼飞行器中，通过解由多个条件式构成的联立方程式来设定各个旋翼的推力(thrus t)来保持机身的姿势。
发明内容
在日本发明专利公开公报特开2014-227155号所公开的技术中，在机身的姿势较大失衡的情况下，有时对一部分旋翼设定过大的推力。存在在设定的推力超出旋翼的能力的情况下无法使机身的姿势稳定的技术问题。
本发明的目的在于解决上述的技术问题。
本发明的方式是一种姿势控制装置，该姿势控制装置进行航空器的机身的姿势控制，所述航空器具有使在垂直方向产生推力的多个旋翼，该姿势控制装具有滚转力矩指令值计算部、俯仰力矩指令值计算部、偏航力矩指令值计算部、旋翼控制部和判定部，其中，所述滚转力矩指令值计算部计算作用于所述机身的滚转力矩(rol l ing moment)的指令值；所述俯仰力矩指令值计算部计算作用于所述机身的俯仰力矩(pi tch moment)的指令值；所述偏航力矩指令值计算部计算作用于所述机身的偏航力矩(yaw moment)的指令值；所述旋翼控制部根据所述滚转力矩的指令值、所述俯仰力矩的指令值和所述偏航力矩的指令值来控制各个所述旋翼；所述判定部进行以下判定中的至少一种判定：所述滚转力矩的指令值的大小是否在第1阈值以上的判定、所述俯仰力矩的指令值的大小是否在第2阈值以上的判定、和根据所述滚转力矩的指令值和所述俯仰力矩的指令值求出的合计力矩的指令值的大小是否在第3阈值以上的判定，在通过所述判定部判定为所述滚转力矩的指令值的大小在所述第1阈值以上的情况下、通过所述判定部判定为所述俯仰力矩的指令值的大小在所述第2阈值以上的情况下、或者判定为所述合计力矩的指令值的大小在所述第3阈值以上的情况下，所述旋翼控制部不使用所述偏航力矩的指令值，而是根据所述滚转力矩的指令值和所述俯仰力矩的指令值来控制各个所述旋翼，或者，所述旋翼控制部将所述偏航力矩的指令值的大小修正得较小，根据所述滚转力矩的指令值、所述俯仰力矩的指令值和修正后的所述偏航力矩的指令值来控制各个所述旋翼。
根据本发明，能够在早期使机身的姿势稳定。
根据参照附图对以下实施方式进行的说明，上述的目的、特征和优点应易于被理解。
附图说明
图1是航空器的示意图。
图2是表示电力供给系统的结构的图。
图3是表示电力供给系统的结构的图。
图4是旋翼控制装置的控制框图。
图5是表示在旋翼控制装置中进行的旋翼控制的处理流程的流程图。
图6是旋翼控制装置的控制框图。
图7是表示在旋翼控制装置中进行的旋翼控制的处理流程的流程图。
具体实施方式
〔第1实施方式〕
[航空器的结构]
图1是航空器10的示意图。本实施方式的航空器10是电动垂直起降飞行器(eVTOL飞行器)。本实施方式的航空器10通过电动马达来驱动旋翼。本实施方式的航空器10通过旋翼来产生垂直方向的推力和水平方向的推力。另外，本实施方式的航空器10是混合动力航空器。本实施方式的航空器10具有电动发电机和电池作为电动马达的电源。
航空器10具有机身12。在机身12设置有驾驶舱、机舱等。在驾驶舱搭乘驾驶员，对航空器10进行操纵。在机舱搭乘搭乘者等。航空器10也可以是自动操纵。
航空器10具有前翼14和后翼16。前翼14被安装于比机身12的重心G靠前方的位置。后翼16被安装于比机身12的重心G靠后方的位置。当航空器10向前方移动时，前翼14和后翼16分别产生升力。
航空器10具有8个VTOL旋翼18。8个VTOL旋翼18是指旋翼18FLa、旋翼18FLb、旋翼18RLa、旋翼18RLb、旋翼18FRa、旋翼18FRb、旋翼18RRa和旋翼18RRb。各个VTOL旋翼18相当于本发明的旋翼。
旋翼18FLa、旋翼18FLb、旋翼18RLa和旋翼18RLb被安装于悬臂20L。悬臂20L沿前后方向延伸。悬臂20L被安装于前翼14和后翼16。悬臂20L相对于重心G被设置于其左侧。即，旋翼18FLa、旋翼18FLb、旋翼18RLa和旋翼18RLb相对于重心G被配置于其左侧。
旋翼18FRa、旋翼18FRb、旋翼18RRa和旋翼18RRb被安装于悬臂20R。悬臂20R沿前后方向延伸。悬臂20R被安装于前翼14和后翼16。悬臂20R相对于重心G被设置于其右侧。即，旋翼18FRa、旋翼18FRb、旋翼18RRa和旋翼18RRb相对于重心G被配置于其右侧。
在从上方观察航空器10的状态下，旋翼18FLa、旋翼18RLa、旋翼18FRb和旋翼18RRb分别向左旋转。在从上方观察航空器10的状态下，旋翼18FRa、旋翼18RRa、旋翼18FLb和旋翼18RLb分别向右旋转。
VTOL旋翼18的各个旋转轴(未图示)沿上下方向延伸。VTOL旋翼18分别通过调整旋翼的转速和叶片的俯仰角度(pi tch angle)来控制推力。VTOL旋翼18分别在垂直起飞时、从垂直起飞向巡航转移时、从巡航向垂直降落转移时、垂直降落时、空中悬停时等使用。另外，VTOL旋翼18分别在姿势控制时使用。VTOL旋翼18的各个旋转轴也可以相对于上下方向带有几度的角度(倾斜)。
通过控制8个VTOL旋翼18各自的推力来产生升起推力。升起推力表示垂直方向的推力。升起推力的大小根据8个VTOL旋翼18的各个推力的合计来确定。
通过控制8个VTOL旋翼18各自的推力来对机身12作用滚转力矩。滚转力矩的大小根据相对于重心G被配置于其左侧的4个VTOL旋翼18的各个推力的合计、和相对于重心G被配置于其右侧的4个VTOL旋翼18的各个推力的合计的差来确定。
相对于重心G被配置于其左侧的4个VTOL旋翼18是指旋翼18FLa、旋翼18FLb、旋翼18RLa和旋翼18RLb。相对于重心G被配置于其右侧的4个VTOL旋翼18是指旋翼18FRa、旋翼18FRb、旋翼18RRa和旋翼18RRb。
通过控制8个VTOL旋翼18各自的推力来对机身12作用俯仰力矩。俯仰力矩的大小根据相对于重心G被配置于其前方的4个VTOL旋翼18的各个推力的合计和相对于重心G被配置于其后方的4个VTOL旋翼18的各个推力的合计的差来确定。
相对于重心G被配置于其前方的4个VTOL旋翼18是指旋翼18FLa、旋翼18FLb、旋翼18FRa和旋翼18FRb。相对于重心G被配置于其后方的4个VTOL旋翼18是指旋翼18RLa、旋翼18RLb、旋翼18RRa和旋翼18RRb。
通过控制8个VTOL旋翼18各自的反扭矩来对机身12作用偏航力矩。偏航力矩的大小根据向左旋转的4个VTOL旋翼18各自的反扭矩的合计与向右旋转的4个VTOL旋翼18各自的反扭矩的合计的差来确定。
在VTOL旋翼18各自的旋转轴相对于上下方向带有几度的角度(倾斜)的情况下，通过VTOL旋翼18在机身12的侧面方向产生推力。在该情况下，除了前述的反扭矩的合计的差以外，偏航力矩的大小根据通过向机身12的左旋转方向生成的推力而产生的力矩和通过向机身12的右旋转方向生成的推力而产生的力矩的差来确定。
向左旋转的4个VTOL旋翼18是指旋翼18FLa、旋翼18RLa、旋翼18FRb和旋翼18RRb。向右旋转的4个VTOL旋翼18是指旋翼18FRa、旋翼18RRa、旋翼18FLb和旋翼18RLb。
航空器10具有2个巡航旋翼(crui se rotor)22。2个巡航旋翼22是指旋翼22L和旋翼22R。
旋翼22L和旋翼22R被安装于机身12的后部。旋翼22L相对于机身12的中心线A被配置于其左侧。旋翼22R相对于机身12的中心线A被配置于其右侧。
巡航旋翼22各自的旋转轴(未图示)沿前后方向延伸。巡航旋翼22分别通过调整旋翼的转速和叶片的俯仰角度来控制推力。巡航旋翼22分别在从垂直起飞向巡航转移时、巡航时、从巡航向垂直降落转移时等使用。巡航旋翼22的各个旋转轴也可以相对于前后方向带有几度的角度(倾斜)。
通过控制2个巡航旋翼22各自的推力来产生巡航推力。巡航推力是指水平方向的推力。巡航推力的大小根据2个巡航旋翼22各自的推力的合计来确定。
[电力供给系统的结构]
图2是表示电力供给系统24的结构的图。图2主要表示4个电池30和12个电动马达32的连接关系。图3是表示电力供给系统24的结构的图。
对各个VTOL旋翼18分别设置1组驱动单元26。对旋翼18FLa设置驱动单元26FLa。对旋翼18FLb设置驱动单元26FLb。对旋翼18RLa设置驱动单元26RLa。对旋翼18RLb设置驱动单元26RLb。对旋翼18FRa设置驱动单元26FRa。对旋翼18FRb设置驱动单元26FRb。对旋翼18RRa设置驱动单元26RRa。对旋翼18RRb设置驱动单元26RRb。
对各个巡航旋翼22分别设置2组驱动单元26。对旋翼22L设置驱动单元26La和驱动单元26Lb。对旋翼22R设置驱动单元26Ra和驱动单元26Rb。
对3组驱动单元26连接1个电池30。对驱动单元26FRa、驱动单元26RLa和驱动单元26Ra连接电池30a。对驱动单元26FLa、驱动单元26RRa和驱动单元26La连接电池30b。对驱动单元26FRb、驱动单元26RLb和驱动单元26Rb连接电池30c。对驱动单元26FLb、驱动单元26RRb和驱动单元26Lb连接电池30d。
各个驱动单元26具有电动马达32和逆变器34。电动马达32是三相电动机。电动马达32的输出轴(未图示)连接于各个VTOL旋翼18的旋转轴或者巡航旋翼22的旋转轴。逆变器34将被输入的直流的电力转换为三相交流的电力且将其输出给电动马达32。
如图3所示，通过3组驱动单元26和1个电池30构成驱动模块36。通过驱动单元26FRa、驱动单元26RLa、驱动单元26Ra和电池30a构成驱动模块36a。通过驱动单元26FLa、驱动单元26RRa、驱动单元26La和电池30b构成驱动模块36b。通过驱动单元26FRb、驱动单元26RLb、驱动单元26Rb和电池30c构成驱动模块36c。通过驱动单元26FLb、驱动单元26RRb、驱动单元26Lb和电池30d构成驱动模块36d。
各个驱动模块36连接于发电模块38。发电模块38具有发动机40、电动发电机42和动力控制单元(以下称为PCU)44。
发动机40是燃气涡轮发动机。发动机40也可以是往复式发动机。电动发电机42作为三相电动机来发挥作用，并且作为三相发电机来发挥作用。电动发电机42的旋转轴(未图示)连接于发动机40的输出轴(未图示)。
PCU44是逆变器和转换器。PCU44将由电动发电机42输入的三相交流的电力转换为直流的电力且将其输出。另外，PCU44将由各个电池30输入的直流的电力转换为三相交流的电力且将其输出给电动发电机42。
如图3所示，各个驱动模块36具有开关48。各个开关48具有IGBT等开关元件和二极管。各个开关48始终允许从发电模块38向驱动模块36供给电力。各个开关48在处于接通状态的情况下允许从驱动模块36向发电模块38供给电力。
在各个开关48处于接通状态的情况下，从各个电池30向电动发电机42供给电力。据此，电动发电机42进行动作，启动发动机40。在发动机40正在动作的情况下，由电动发电机42发电产生的电力被向各个电池30和各个电动马达32供给。据此，对各个电池30进行充电。另外，各个电动马达32进行动作。
此外，在图2和图3中示出电力供给系统24的概略。图2和图3所示的电力供给系统24省略一部分部件。省略的部件例如是电动马达32以外的电力负载、电阻、线圈、电容器、各种传感器类保险丝、继电器、断路器、预充电电路、DC-DC转换器等。
[旋翼控制装置的结构]
图4是旋翼控制装置50的控制框图。旋翼控制装置50进行调整各个VTOL旋翼18的推力的旋翼控制。旋翼控制装置50相当于本发明的姿势控制装置。旋翼控制装置50具有运算部52和存储部54。
运算部52例如是CPU(Centra l Process ing Uni t：中央处理器)、GPU(GraphicsProcess ing Uni t：图形处理器)等处理器。运算部52具有滚转力矩指令值计算部56、俯仰力矩指令值计算部58、偏航力矩指令值计算部60、升起推力指令值计算部62、巡航推力指令值计算部64、姿势恢复模式判定部66、4轴控制指令值生成部68、3轴控制指令值生成部70、切换部72、巡航旋翼推力指令值生成部74、VTOL旋翼控制部76和巡航旋翼控制部78。
滚转力矩指令值计算部56、俯仰力矩指令值计算部58、偏航力矩指令值计算部60、升起推力指令值计算部62、巡航推力指令值计算部64、姿势恢复模式判定部66、4轴控制指令值生成部68、3轴控制指令值生成部70、切换部72、巡航旋翼推力指令值生成部74、VTOL旋翼控制部76和巡航旋翼控制部78通过由运算部52执行存储在存储部54中的程序来实现。
滚转力矩指令值计算部56、俯仰力矩指令值计算部58、偏航力矩指令值计算部60、升起推力指令值计算部62、巡航推力指令值计算部64、姿势恢复模式判定部66、4轴控制指令值生成部68、3轴控制指令值生成部70、切换部72、巡航旋翼推力指令值生成部74、VTOL旋翼控制部76和巡航旋翼控制部78的至少一部分也可以通过ASIC(Appl icat ion SpecificIntegrated Ci rcui t：专用集成电路)、FPGA(Field-Programmable Gate Array：现场可编程门阵列)等集成电路来实现。
滚转力矩指令值计算部56、俯仰力矩指令值计算部58、偏航力矩指令值计算部60、升起推力指令值计算部62、巡航推力指令值计算部64、姿势恢复模式判定部66、4轴控制指令值生成部68、3轴控制指令值生成部70、切换部72、巡航旋翼推力指令值生成部74、VTOL旋翼控制部76和巡航旋翼控制部78的至少一部分也可以通过包括分立器件的电子电路来实现。
存储部54由作为计算机可读存储介质的未图示的易失性存储器和未图示的非易失性存储器构成。易失性存储器例如是RAM(Random Access Memory：随机存取存储器)等。非易失性存储器例如是ROM(Read Only Memory：只读存储器)、闪存等。数据等例如被存储于易失性存储器。程序、表、映射等例如被存储于非易失性存储器。存储部54中的至少一部分也可以被设置于上述的处理器、集成电路等。
滚转力矩指令值计算部56计算滚转力矩指令值。滚转力矩指令值根据驾驶员对操作输入部的操作量来确定。操作输入部例如是指操纵杆、踏板、杆部件等。操作输入部的操作量和滚转力矩指令值也可以不是一对一对应。也可以根据操作输入部的操作范围、操作输入部的操作速度、机身12的角速度等，相对于操作输入部的操作量使滚转力矩指令值可变。机身12的角速度例如通过陀螺仪传感器(未图示)来检测。
在驾驶员没有对操作输入部进行输入操作的情况下，也可以与操作输入部的操作量无关而自动确定滚转力矩指令值，进行悬停。另外，在航空器10被自动控制的情况下，也可以根据预先设定的飞行路径，与操作输入部的操作量无关而自动地确定滚转力矩指令值。
俯仰力矩指令值计算部58计算俯仰力矩指令值。俯仰力矩指令值例如根据驾驶员对操作输入部的操作量来确定。操作输入部的操作量和俯仰力矩指令值也可以不是一对一对应。也可以根据操作输入部的操作范围、操作输入部的操作速度、机身12的角速度等，相对于操作输入部的操作量使俯仰力矩指令值可变。
在驾驶员没有对操作输入部进行输入操作的情况下，也可以与操作输入部的操作量无关，自动确定俯仰力矩指令值，进行悬停。另外，在航空器10被自动控制的情况下，也可以按照预先设定的飞行路径，与操作输入部的操作量无关而自动地确定俯仰力矩指令值。
偏航力矩指令值计算部60计算偏航力矩指令值。偏航力矩指令值例如根据驾驶员对操作输入部的操作量来确定。操作输入部的操作量和偏航力矩指令值也可以不是一对一对应。也可以根据操作输入部的操作范围、操作输入部的操作速度、机身12的角速度等，相对于操作输入部的操作量使偏航力矩指令值可变。
在驾驶员没有对操作输入部进行输入操作的情况下，也可以与操作输入部的操作量无关，自动确定偏航力矩指令值，进行悬停。另外，在航空器10被自动控制的情况下，也可以按照预先设定的飞行路径，与操作输入部的操作量无关而自动确定偏航力矩指令值。
升起推力指令值计算部62计算升起推力指令值。升起推力指令值例如根据驾驶员对操作输入部的操作量来确定。操作输入部的操作量和升起推力指令值也可以不是一对一对应。也可以根据操作输入部的操作范围、操作输入部的操作速度、机身12的高度等，相对于操作输入部的操作量使升起推力指令值可变。机身12的高度例如根据地面测距仪(未图示)检测到的地面与机身12之间的距离来推定。机身12的高度例如根据从GNSS(GlobalNavigat ion Satel l i te Sys tem：全球导航卫星系统)接收到的信号来推定。
在驾驶员没有对操作输入部进行输入操作的情况下，也可以与操作输入部的操作量无关，自动确定升起推力指令值，进行悬停。另外，在航空器10被自动控制的情况下，也可以按照预先设定的飞行路径，与操作输入部的操作量无关而自动确定升起推力指令值。
巡航推力指令值计算部64计算巡航推力指令值。巡航推力指令值例如根据驾驶员对操作输入部的操作量来确定。操作输入部的操作量和巡航推力指令值也可以不是一对一对应。也可以根据操作输入部的操作范围、操作输入部的操作速度、机身12的空速等，相对于操作输入部的操作量使巡航推力指令值可变。机身12的空速例如通过空速传感器(未图示)来检测。
在驾驶员没有对操作输入部进行输入操作的情况下，也可以为，自动确定巡航推力指令值，航空器10以一定的速度飞行。另外，在航空器10被自动控制的情况下，也可以按照预先设定的飞行路径，与操作输入部的操作量无关而自动确定巡航推力指令值。
姿势恢复模式判定部66判定是否实施姿势恢复模式。是否实施姿势恢复模式按照滚转力矩指令值的大小、俯仰力矩指令值的大小或者合计力矩指令值的大小来确定。姿势恢复模式判定部66相当于本发明的判定部。合计力矩指令值是指，合成具有滚转力矩指令值的大小的滚转方向的力矩和具有俯仰力矩指令值的大小的俯仰方向的力矩而得到的力矩。
姿势恢复模式判定部66在以下情况下判定为实施姿势恢复模式。该情况是指，判定为滚转力矩指令值的大小比第1阈值大的情况、判定为俯仰力矩指令值的大小比第2阈值大的情况、或者判定为合计力矩指令值的大小比第3阈值大的情况。
第1阈值、第2阈值和第3阈值分别是预先确定的值。姿势恢复模式判定部66也可以按照各个VTOL旋翼18的状态来分别可变地设定第1阈值、第2阈值和第3阈值。例如，在8个VTOL旋翼18中的一部分VTOL旋翼18发生故障的情况下，姿势恢复模式判定部66也可以分别减小第1阈值、第2阈值和第3阈值。例如，也可以按照8个VTOL旋翼18中的发生故障的VTOL旋翼18的数量来分别设定第1阈值、第2阈值和第3阈值。另外，姿势恢复模式判定部66也可以按照机身12的空速来分别可变地设定第1阈值、第2阈值和第3阈值。例如，也可以为，空速越大，则越分别提高第1阈值、第2阈值和第3阈值。
4轴控制指令值生成部68生成针对各个VTOL旋翼18的推力指令值。4轴控制指令值生成部68根据滚转力矩指令值、俯仰力矩指令值、偏航力矩指令值和升起推力指令值来生成推力指令值。
3轴控制指令值生成部70生成针对各个VTOL旋翼18的推力指令值。3轴控制指令值生成部70根据滚转力矩指令值、俯仰力矩指令值和升起推力指令值来生成推力指令值。即，3轴控制指令值生成部70不使用偏航力矩指令值而生成推力指令值。
在实施姿势恢复模式的情况下，切换部72选择3轴控制指令值生成部70生成的推力指令值，且将其输出给VTOL旋翼控制部76。在不实施姿势恢复模式的情况下，切换部72选择4轴控制指令值生成部68生成的推力指令值，且将其输出给VTOL旋翼控制部76。
巡航旋翼推力指令值生成部74生成针对各个巡航旋翼22的推力指令值。巡航旋翼推力指令值生成部74根据巡航推力指令值来生成推力指令值。
VTOL旋翼控制部76根据在4轴控制指令值生成部68或者3轴控制指令值生成部70生成的针对各个VTOL旋翼18的推力指令值，来控制各个VTOL旋翼18的推力。VTOL旋翼控制部76相当于本发明的旋翼控制部。
巡航旋翼控制部78根据在巡航旋翼推力指令值生成部74生成的针对各个巡航旋翼22的推力指令值，控制各个巡航旋翼22的推力。
如前述那样，在实施姿势恢复模式的情况下，VTOL旋翼控制部76根据不使用偏航力矩指令值而生成的推力指令值，来控制各个VTOL旋翼18的推力。因此，控制滚转力矩和俯仰力矩的结果，通过在各个VTOL旋翼18产生的反扭矩对机身12作用偏航力矩。但是，不保证该偏航力矩的方向或大小。
据此，在实施姿势恢复模式的情况下，针对偏航力矩的控制不分配各个VTOL旋翼18的推力。因此，能够针对滚转力矩和俯仰力矩的控制较多地分配各个VTOL旋翼18的推力。其结果，可能增大各个VTOL旋翼18的推力的差。因此，能够在滚转方向和俯仰方向上在早期使机身12的姿势稳定。
[旋翼控制]
图5是表示在旋翼控制装置50中进行的旋翼控制的处理流程的流程图。在航空器10飞行过程中按规定的周期来反复执行旋翼控制的处理。
在步骤S1中，4轴控制指令值生成部68根据4轴控制指令值生成针对各个VTOL旋翼18的推力指令值。在此之后，向步骤S2转移。4轴控制指令值是指滚转力矩指令值、俯仰力矩指令值、偏航力矩指令值和升起推力指令值这四个指令值。
在步骤S2中，3轴控制指令值生成部70根据3轴控制指令值来生成针对各个VTOL旋翼18的推力指令值。在此之后，向步骤S3转移。3轴控制指令值是指滚转力矩指令值、俯仰力矩指令值和升起推力指令值这三个指令值。
在步骤S3中，巡航旋翼推力指令值生成部74根据巡航推力指令值来生成针对各个巡航旋翼22的推力指令值。在此之后，向步骤S4转移。
在步骤S4中，姿势恢复模式判定部66判定是否实施姿势恢复模式。在实施姿势恢复模式的情况下向步骤S6转移。在不实施姿势恢复模式的情况下向步骤S5转移。
在不实施姿势恢复模式的情况下，在步骤S5中，VTOL旋翼控制部76根据基于4轴控制指令值生成的与各个VTOL旋翼18对应的推力指令值，来控制各个VTOL旋翼18的推力。在此之后，向步骤S7转移。
在实施姿势恢复模式的情况下，在步骤S6中，VTOL旋翼控制部76根据基于3轴控制指令值生成的与各个VTOL旋翼18对应的推力指令值，来控制各个VTOL旋翼18的推力。在此之后，向步骤S7转移。
在步骤S7中，巡航旋翼控制部78根据相对于各个巡航旋翼22的推力指令值，来控制各个巡航旋翼22的推力。在此之后，结束旋翼控制。
[作用效果]
在本实施方式的航空器10中，旋翼控制装置50通过使8个VTOL旋翼18的推力产生差别，来对机身12作用滚转力矩、俯仰力矩和偏航力矩。据此，旋翼控制装置50进行使机身12的姿势稳定的姿势控制。即使在进行机身12的姿势控制的情况下，为了防止航空器10急剧下降，也需要确保8个VTOL旋翼18的升起推力。为了确保升起推力而在各个VTOL旋翼18产生的推力相对于各个VTOL旋翼18的推力的上限所占的比例较大。因此，有时无法一边确保升起推力一边使多个VTOL旋翼18的推力产生足够大小的差。
与在偏航方向上使机身12的姿势稳定相比，本实施方式的旋翼控制装置50优先在滚转方向和俯仰方向上使机身12的姿势稳定。这主要是由于以下理由。其理由在于，在滚转方向或者俯仰方向上机身12的姿势失衡的情况下，升起推力的方向相对于铅垂方向的角度变大。在该情况下，机身12无法由VTOL旋翼18得到足够的升力。另一方面，在偏航方向上机身12的姿势失衡的情况下，对作用于机身12的升力产生的影响小。
因此，在本实施方式的旋翼控制装置50中，在以下情况下，根据基于3轴控制指令值生成的各个推力指令值来控制各个VTOL旋翼18的推力。该情况是指，滚转力矩指令值的大小比第1阈值大的情况、俯仰力矩指令值的大小比第2阈值大的情况、或者合计力矩指令值的大小比第3阈值大的情况。3轴控制指令值是指滚转力矩指令值、俯仰力矩指令值和升起推力指令值这三个指令值。即，旋翼控制装置50不使用偏航力矩指令值而进行姿势控制。
据此，能够针对滚转力矩和俯仰力矩的控制更多地分配各个VTOL旋翼18的推力。其结果，能够增大各个VTOL旋翼18的推力的差异。因此，能够在滚转方向和俯仰方向上在早期使机身12的姿势稳定。
另外，在本实施方式的旋翼控制装置50中，在滚转方向和俯仰方向上机身12的姿势在某种程度上稳定的情况下，根据基于4轴控制指令值生成的推力指令值来控制各个VTOL旋翼18的推力。在滚转方向和俯仰方向上机身12的姿势在某种程度上稳定的情况是指，滚转力矩指令值的大小在第1阈值以下的情况、和俯仰力矩指令值的大小在第2阈值以下的情况。或者，在滚转方向和俯仰方向上机身12的姿势在某种程度上稳定的情况是指合计力矩指令值的大小在第3阈值以下的情况。4轴控制指令值是指在滚转力矩指令值、俯仰力矩指令值和升起推力指令值上，增加偏航力矩指令位置的4个指令值。即，旋翼控制装置50根据偏航力矩指令值来进行姿势控制。
据此，在滚转方向和俯仰方向上的机身12的姿势在某种程度上稳定的情况下，本实施方式的旋翼控制装置50还能够使偏航方向上的机身12的姿势也稳定。
另外，在本实施方式的旋翼控制装置50中，姿势恢复模式判定部66在8个VTOL旋翼18中的一部分的VTOL旋翼18发生故障的情况下分别减小第1阈值、第2阈值和第3阈值。据此，旋翼控制装置50提前不基于偏航力矩指令值而进行姿势控制。因此，即使在一部分的VTOL旋翼18发生故障的情况下，本实施方式的旋翼控制装置50也能够在滚转方向和俯仰方向上在早期使机身12的姿势稳定。
另外，在本实施方式的旋翼控制装置50中，机身12的空速越大，则姿势恢复模式判定部66越分别提高第1阈值、第2阈值和第3阈值。机身12的空速越大，则VTOL旋翼18的效率越提高。因此，在驱动VTOL旋翼18的电动马达32的输出功率一定的情况下，机身12的空速越大，则作用于机身12的滚转力矩和俯仰力矩越大。据此，机身12的空速越大，则滚转方向的姿势控制和俯仰方向的姿势控制所使用的电动马达32的输出功率变得越小，能够对偏航方向的姿势控制分配电动马达32的输出功率。
通过姿势恢复模式判定部66提高第1阈值、第2阈值和第3阈值，更长时间进行VTOL旋翼18对偏航方向的姿势控制。据此，本实施方式的旋翼控制装置50能够一边通过VTOL旋翼18在滚转方向和俯仰方向上使机身12的姿势稳定一边通过VTOL旋翼18在偏航方向上使机身12的姿势稳定。
〔第2实施方式〕
第1实施方式的旋翼控制装置50在实施姿势恢复模式的情况下，根据3轴控制指令值来生成针对各个VTOL旋翼18的推力指令值。在3轴控制指令值中不包括偏航力矩指令值。
另一方面，本实施方式的旋翼控制装置50即使在实施姿势恢复模式的情况下，也根据4轴控制指令值来生成针对各个VTOL旋翼18的推力指令值。在4轴控制指令值中包括偏航力矩指令值。但是，在实施姿势恢复模式的情况下，使用被修正的偏航力矩指令值。
[旋翼控制装置的结构]
图6是旋翼控制装置50的控制框图。旋翼控制装置50具有运算部52和存储部54。
运算部52具有滚转力矩指令值计算部56、俯仰力矩指令值计算部58、偏航力矩指令值计算部60、升起推力指令值计算部62、巡航推力指令值计算部64、姿势恢复模式判定部66、偏航力矩指令值修正部80、4轴控制指令值生成部68、巡航旋翼推力指令值生成部74、VTOL旋翼控制部76和巡航旋翼控制部78。
滚转力矩指令值计算部56、俯仰力矩指令值计算部58、偏航力矩指令值计算部60、升起推力指令值计算部62、巡航推力指令值计算部64、姿势恢复模式判定部66、4轴控制指令值生成部68、巡航旋翼推力指令值生成部74及巡航旋翼控制部78与第1实施方式的这些部件相同。
在实施姿势恢复模式的情况下，偏航力矩指令值修正部80将偏航力矩指令值的大小修正得较小，且将其输出给4轴控制指令值生成部68。在实施姿势恢复模式的情况下，偏航力矩指令值修正部80也可以将偏航力矩指令值的大小修正为0。在不实施姿势恢复模式的情况下，偏航力矩指令值修正部80不修正偏航力矩指令值而将其输出给4轴控制指令值生成部68。
VTOL旋翼控制部76根据在4轴控制指令值生成部68生成的针对各个VTOL旋翼18的推力指令值，来控制各个VTOL旋翼18的推力。
在第1实施方式的旋翼控制装置50中，在实施姿势恢复模式的情况下，VTOL旋翼控制部76使用不基于偏航力矩指令值而生成的推力指令值，来控制各个VTOL旋翼18的推力。因此，作为控制滚转力矩和俯仰力矩的结果，通过在各个VTOL旋翼18产生的反扭矩对机身12作用偏航力矩。据此，在第1实施方式中，在正在实施姿势恢复模式期间，偏航方向上的机身12的姿势可能变得更不稳定。
另一方面，在本实施方式的旋翼控制装置50中，在实施姿势恢复模式的情况下，尽管偏航力矩指令值的大小被修正得较小，但VTOL旋翼控制部76使用根据偏航力矩指令值生成的推力指令值来控制各个VTOL旋翼18的推力。因此，在本实施方式中，在正在实施姿势恢复模式期间，尽管无法对机身12作用抵抗外力的偏航力矩，但能够抑制在偏航方向上违反意图而增大姿势的变化速度，其中所述外力是指在偏航方向上想要改变机身12的姿势的力。
[旋翼控制]
图7是表示在旋翼控制装置50中进行的旋翼控制的处理流程的流程图。在航空器10飞行过程中按规定的周期反复执行旋翼控制的处理。
在步骤S11中，姿势恢复模式判定部66判定是否实施姿势恢复模式。在实施姿势恢复模式的情况下向步骤S12转移。在不实施姿势恢复模式的情况下向步骤S13转移。
在实施姿势恢复模式的情况下，在步骤S12中，偏航力矩指令值修正部80将偏航力矩指令值修正得较小。在此之后，向步骤S13转移。
在步骤S13中，4轴控制指令值生成部68根据4轴控制指令值生成针对各个VTOL旋翼18的推力指令值。在此之后，向步骤S14转移。4轴控制指令值是指滚转力矩指令值、俯仰力矩指令值、偏航力矩指令值和升起推力指令值这四个指令值。在步骤S12中，在偏航力矩指令值被修正的情况下，使用修正后的偏航力矩指令值。
在步骤S14中，巡航旋翼推力指令值生成部74生成针对各个巡航旋翼22的推力指令值。巡航旋翼推力指令值生成部74根据巡航推力指令值来生成推力指令值。在此之后，向步骤S15转移。
在步骤S15中，VTOL旋翼控制部76根据针对各个VTOL旋翼18的推力指令值，来控制各个VTOL旋翼18的推力。在此之后，向步骤S16转移。
在步骤S16中，巡航旋翼控制部78根据针对各个巡航旋翼22的推力指令值来控制各个巡航旋翼22的推力。在此之后，结束旋翼控制。
[作用效果]
在本实施方式的旋翼控制装置50中，根据基于4轴控制指令值生成的各个推力指令值，来控制各个VTOL旋翼18的推力。4轴控制指令值是指滚转力矩指令值、俯仰力矩指令值、偏航力矩指令值和升起推力指令值这四个指令值。但是，旋翼控制装置50在以下情况下将偏航力矩指令值的大小修正得较小。该情况是指滚转力矩指令值的大小比第1阈值大的情况、俯仰力矩指令值的大小比第2阈值大的情况、或者合计力矩指令值的大小比第3阈值大的情况。
据此，能够减小偏航方向的姿势控制中的控制量。因此，本实施方式的旋翼控制装置50能够在滚转方向和俯仰方向上在早期使机身12的姿势稳定。
〔根据实施方式能得到的发明〕
下面记载根据上述实施方式能掌握的发明。
一种姿势控制装置(50)，该姿势控制装置(50)进行航空器(10)的机身(12)的姿势控制，所述航空器(10)具有使在垂直方向产生推力的多个旋翼(18)，姿势控制装置(50)具有滚转力矩指令值计算部(56)、俯仰力矩指令值计算部(58)、偏航力矩指令值计算部(60)、旋翼控制部(76)和判定部(66)，其中，所述滚转力矩指令值计算部(56)计算作用于所述机身的滚转力矩的指令值；所述俯仰力矩指令值计算部(58)计算作用于所述机身的俯仰力矩的指令值；所述偏航力矩指令值计算部(60)计算作用于所述机身的偏航力矩的指令值；所述旋翼控制部(76)根据所述滚转力矩的指令值、所述俯仰力矩的指令值和所述偏航力矩的指令值来控制各个所述旋翼；所述判定部(66)进行以下判定中的至少一种判定：所述滚转力矩的指令值的大小是否在第1阈值以上的判定、所述俯仰力矩的指令值的大小是否在第2阈值以上的判定、和根据所述滚转力矩的指令值和所述俯仰力矩的指令值求出的合计力矩的指令值的大小是否在第3阈值以上的判定，在通过所述判定部判定为所述滚转力矩的指令值的大小在所述第1阈值以上的情况下、通过所述判定部判定为所述俯仰力矩的指令值的大小在所述第2阈值以上的情况下、或者判定为所述合计力矩的指令值的大小在所述第3阈值以上的情况下，所述旋翼控制部不使用所述偏航力矩的指令值，而是根据所述滚转力矩的指令值和所述俯仰力矩的指令值来控制各个所述旋翼，或者，所述旋翼控制部将所述偏航力矩的指令值的大小修正得较小，根据所述滚转力矩的指令值、所述俯仰力矩的指令值和修正后的所述偏航力矩的指令值来控制各个所述旋翼。据此，能够在滚转方向和俯仰方向上在早期使机身的姿势稳定。
在上述的姿势控制装置中，也可以为，在将所述偏航力矩的指令值的大小修正得较小的情况下，所述旋翼控制部使所述偏航力矩的指令值的大小为零。据此，能够在滚转方向和俯仰方向上在早期使机身的姿势稳定。
在上述的姿势控制装置中，可以为，所述判定部使所述第1阈值、所述第2阈值和所述第3阈值中的至少一个阈值可变。据此，能够在滚转方向和俯仰方向上在早期使机身的姿势稳定。
在上述的姿势控制装置中，可以为，所述判定部根据发生故障的所述旋翼的数量，使所述第1阈值、所述第2阈值和所述第3阈值中的至少一个阈值可变。据此，能够在滚转方向和俯仰方向上在早期使机身的姿势稳定。
此外，本发明并不限定于上述的实施方式，在没有脱离本发明的主旨的范围内能够采用各种结构。

Claims (4)

1.一种姿势控制装置(50)，该姿势控制装置(50)进行航空器(10)的机身(12)的姿势控制，所述航空器(10)具有使在垂直方向产生推力的多个旋翼(18)，其特征在于，
具有滚转力矩指令值计算部(56)、俯仰力矩指令值计算部(58)、偏航力矩指令值计算部(60)、旋翼控制部(76)和判定部(66)，其中，
所述滚转力矩指令值计算部(56)计算作用于所述机身的滚转力矩的指令值；
所述俯仰力矩指令值计算部(58)计算作用于所述机身的俯仰力矩的指令值；
所述偏航力矩指令值计算部(60)计算作用于所述机身的偏航力矩的指令值；
所述旋翼控制部(76)根据所述滚转力矩的指令值、所述俯仰力矩的指令值和所述偏航力矩的指令值来控制各个所述旋翼；
所述判定部(66)进行以下判定中的至少一种判定：所述滚转力矩的指令值的大小是否在第1阈值以上的判定、所述俯仰力矩的指令值的大小是否在第2阈值以上的判定、和根据所述滚转力矩的指令值和所述俯仰力矩的指令值求出的合计力矩的指令值的大小是否在第3阈值以上的判定，
在通过所述判定部判定为所述滚转力矩的指令值的大小在所述第1阈值以上的情况下、通过所述判定部判定为所述俯仰力矩的指令值的大小在所述第2阈值以上的情况下、或者判定为所述合计力矩的指令值的大小在所述第3阈值以上的情况下，所述旋翼控制部不使用所述偏航力矩的指令值，而是根据所述滚转力矩的指令值和所述俯仰力矩的指令值来控制各个所述旋翼，或者，所述旋翼控制部将所述偏航力矩的指令值的大小修正得较小，根据所述滚转力矩的指令值、所述俯仰力矩的指令值和修正后的所述偏航力矩的指令值来控制各个所述旋翼。
2.根据权利要求1所述的姿势控制装置，其特征在于，
在将所述偏航力矩的指令值的大小修正得较小的情况下，所述旋翼控制部使所述偏航力矩的指令值的大小为零。
3.根据权利要求1或2所述的姿势控制装置，其特征在于，
所述判定部使所述第1阈值、所述第2阈值和所述第3阈值中的至少一个阈值可变。
4.根据权利要求3所述的姿势控制装置，其特征在于，
所述判定部根据发生故障的所述旋翼的数量，使所述第1阈值、所述第2阈值和所述第3阈值中的至少一个阈值可变。
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