JP2014169038A - 飛行体システム及び飛行体制御方法 - Google Patents

Abstract

【課題】目標位置への飛行制御の応答性が良好な飛行体システムを提供する。
【解決手段】飛行体２１０と、飛行体に曳航されたケーブル２２０と、飛行体に作用するケーブルの張力に基づいて、飛行体の位置を制御する制御部２３０とを備えた。例えば、制御部は、飛行体の現在位置と飛行体の目標位置とに基づく差分値と、ケーブルの張力とに基づいて、飛行体の位置を制御する。本発明によれば、飛行体がケーブルを曳航する場合においても、飛行体の目標位置への飛行制御の応答性が良好に保たれる。
【選択図】図３

Description

本発明は、ケーブルを曳航する飛行体を備えた飛行体システム及び飛行体制御方法に関する。

高速道路や橋梁の老朽化が進んでおり、また、一般のマンション等の建築物においても定期報告が義務化されていることから、建築物の目視検査のニーズが高まっている。建築物の目視検査の際には、足場や大型クレーンを用いることが多いが、コストや検査時間がかかるため、より簡便な目視検査方法が求められている。また、天井や橋梁裏等の目視検査の際には、足場や大型クレーンの使用が困難な場合が多く、カメラ等を搭載した小型ヘリコプタの使用が検討された。

そこで、天井や橋梁裏等の目視検査の際にバッテリー搭載のヘリコプタを使用しているが、バッテリーの電源容量に限界があるため、ヘリコプタ飛行時間に制限がある。バッテリーの電源容量の限界の対策の一つは、電源容量に余裕のある地上の基地局からヘリコプタに電源ケーブルをつないで、ヘリコプタに継続的に給電することである。

羽沢、外５名、「ホビー用小型無人ヘリコプタの自律制御」、日本機械学会論文集 Ｃ編、ｖｏｌ．７０，Ｎｏ．６９１（２００４−３），ｐｐ．１１２−１１９。

しかしながら、ヘリコプタがケーブルを曳航することにより、ケーブルの張力等の外力がヘリコプタに作用する。その結果、ヘリコプタの飛行制御に悪影響が及ぶ。特に、ケーブルの重量がヘリコプタの重量に比べて大きい場合には、ヘリコプタの目標位置への飛行制御の応答性が悪くなったり、ヘリコプタの飛行制御が不安定になったりする。

本発明による飛行体システムは、飛行体と、前記飛行体に曳航されたケーブルと、前記飛行体に作用する前記ケーブルの張力に基づいて、前記飛行体の位置を制御する制御部とを備える。

ある実施形態において、前記制御部は、前記飛行体の現在位置と前記飛行体の目標位置とに基づく差分値と、前記ケーブルの前記張力とに基づいて、前記飛行体の位置を制御する。

ある実施形態において、前記制御部は、前記飛行体に対する重力と前記ケーブルの前記張力との合力の方向に基づいて、前記飛行体の姿勢角度を制御する。

ある実施形態において、前記制御部は、前記飛行体に対する重力と前記ケーブルの前記張力との合力の大きさに基づいて、前記飛行体の推力を制御する。

ある実施形態において、前記ケーブルの前記張力に基づいて、前記ケーブルの長さを調整する長さ調整器を備える。

ある実施形態において、前記長さ調整器は、前記ケーブルの前記張力が最小になるように、前記ケーブルの長さを調整する。

ある実施形態において、前記飛行体の前記現在位置に基づいて、前記ケーブルの前記張力を算出する張力算出部を備える。

ある実施形態において、前記ケーブルの前記張力を測定する張力測定部を備え、前記張力測定部は、前記飛行体と前記ケーブルとの間に設けられる。

本発明による飛行体制御方法は、ケーブルを曳航する飛行体を制御する制御方法であって、前記飛行体に作用する前記ケーブルの張力を取得する取得ステップと、前記ケーブルの張力に基づいて、前記飛行体の位置を制御する制御ステップとを包含する。

ある実施形態において、前記制御ステップは、前記飛行体の現在位置と前記飛行体の目標位置との差分値と、前記ケーブルの前記張力とに基づいて、前記飛行体の位置を制御するステップを包含する。

ある実施形態において、前記制御ステップは、前記飛行体に対する重力と前記ケーブルの前記張力との合力の方向に基づいて、前記飛行体の姿勢角度を制御するステップを包含する。

ある実施形態において、前記制御ステップは、前記飛行体に対する重力と前記ケーブルの前記張力との合力の大きさに基づいて、前記飛行体の推力を制御するステップを包含する。

ある実施形態において、前記ケーブルの前記張力に基づいて、前記ケーブルの長さを調整する長さ調整ステップを包含する。

ある実施形態において、前記長さ調整ステップは、前記ケーブルの前記張力が最小になるように、前記ケーブルの長さを調整するステップを包含する。

ある実施形態において、前記制御ステップは、前記飛行体の前記現在位置に基づいて前記ケーブルの前記張力を算出する張力算出ステップを包含する。

本発明によれば、飛行体がケーブルを曳航する場合においても、飛行体の目標位置への飛行制御の応答性が良好に保たれる。

（ａ）は、本発明の実施形態１におけるヘリコプタシステム１００を示す模式図である。（ｂ）は、ヘリコプタ１１０に作用する力を示す模式図である。 ヘリコプタ１１０の制御方法を示すフローチャートである。 （ａ）は、ヘリコプタシステム２００の２次元モデルを簡略的に示す模式図である。（ｂ）は、カテナリーの理論に基づくケーブル２２０のモデルを示す。（ｃ）は、ヘリコプタ２１０に作用する力を示す模式図である。 ヘリコプタシステム２００の各構成部分間の制御関係を示す模式図である。 目標角度の補正と推力のフィードフォワード補償との制御ブロック図である。 目標角度の補正とフィードフォワード補償の概念図を示す。 ヘリコプタ２１０の制御方法を示すフローチャートである。 ヘリコプタ２１０の移動の模式図である。 ヘリコプタ２１０の移動時の張力Ｔ_cの変化を示す模式図である。 目標角度補正制御のみを行った結果（各変数の時刻歴応答）を示す。 推力フィードフォワード補償制御のみを行った結果（各変数の時刻歴応答）を示す。 目標角度補正制御及び推力フィードフォワード補償制御の両方を行った結果（各変数の時刻歴応答）を示す。

以下、図面を参照して本発明の実施形態によるヘリコプタシステム及びヘリコプタ制御方法の実施形態を説明する。ただし、本発明は以下の実施形態に限定されない。本発明の実施形態はヘリコプタ以外にも飛行機等の飛行体全般に適用され得る。

［実施形態１：基本原理］
図１（ａ）は、本発明の実施形態１におけるヘリコプタシステム１００を示す模式図である。以下、図１（ａ）を参照して、ヘリコプタシステム１００を説明する。

ヘリコプタシステム１００は、ヘリコプタ１１０と、ヘリコプタ１１０に曳航されたケーブル１２０と、ヘリコプタ１１０の位置を制御する制御部１３０とを備える。

ケーブル１２０は、ヘリコプタ１１０に電力を供給するあるいは信号を伝達する電線ケーブルである。ケーブル１２０は、ヘリコプタ１１０の飛行中は、ケーブル１２０の自重により垂下している。

制御部１３０は、ヘリコプタ１１０に作用するケーブル１２０の張力に基づいて、ヘリコプタ１１０の位置を制御する。例えば、制御部１３０は、ヘリコプタ１１０を目標位置に飛行させるように制御する。本実施形態において、ヘリコプタ１１０の重量を軽減させること、及び信号やデータをリアルタイムで確実にヘリコプタ１１０に伝達させることを考慮し、制御部１３０は、ヘリコプタ１１０から離れた位置に設置される。制御部１３０とヘリコプタ１１０とはケーブル１２０を介して回転自由に連結されている。制御部１３０は、ケーブル１２０を利用してヘリコプタ１１０と信号を伝達したり、データを交換したりすることができる。

制御部１３０は、例えば、ヘリコプタ１１０の現在位置とヘリコプタ１１０の目標位置とに基づく差分値（位置ずれ）と、ケーブル１２０の張力とに基づいて、ヘリコプタ１１０の位置を制御する。制御部１３０は、ヘリコプタ１１０の現在位置を示すデータや、ヘリコプタ１１０に作用するケーブル１２０の張力Ｔ_c（例えば張力Ｔ_cの大きさや張力Ｔ_cが作用する方向）を示すデータを取得することができる。

ヘリコプタシステム１００は、電源Ｅを備え得る。電源Ｅは蓄電所として飛行時のヘリコプタ１１０の下方に設置されている。ヘリコプタ１１０と電源Ｅとは、ケーブル１２０を介して連結されている。電源Ｅは、ケーブル１２０を通じて、ヘリコプタ１１０に電力を供給する。なお、電源Ｅは、商用電源として、電源コンセントによりヘリコプタ１１０に電力を供給してもよい。

以下、図１（ｂ）を参照して、実施形態１におけるヘリコプタシステム１００の原理を説明する。ここで、ヘリコプタシステム１００は、本来３次元的なものであるが、簡潔のため、ヘリコプタシステム１００のモデルを２次元的に示す。ヘリコプタ１１０のロール運動とピッチ運動の両方を制御することにより、２次元モデルから３次元モデルに拡張可能である。

図１（ｂ）は、ヘリコプタ１１０に作用する力を示す模式図である。図１（ｂ）において、推力Ｆ_h、重力ｍ_hｇ、張力Ｔ_c、姿勢角度θ_h、角度θ_cが示される。推力Ｆ_hはヘリコプタ１１０の推力を示し、重力ｍ_hｇはヘリコプタ１１０に作用する重力を示し、張力Ｔ_cはヘリコプタ１１０に作用するケーブル１２０の張力を示す。更に姿勢角度θ_hは水平面に対するヘリコプタ１１０の飛行姿勢角度を示し、角度θ_cは鉛直方向に対する張力Ｔ_cの角度を示す。

ヘリコプタ１１０に作用する力Ｆのｘ成分Ｆ_xとｙ成分Ｆ_yとは、それぞれ、

である。

また、ヘリコプタ１１０の移動距離のｘ成分ｘとヘリコプタ１１０に作用する力Ｆのｘ成分Ｆ_xとの関係、及びヘリコプタ１１０の移動距離のｙ成分ｙとヘリコプタ１１０に作用する力Ｆのｙ成分Ｆ_yとの関係は、それぞれ、

である。

ここで、質量ｍ_hはヘリコプタ１１０の質量を示し、加速度ａ_xはヘリコプタ１１０の加速度ａのｘ成分を示し、加速度ａ_yはヘリコプタ１１０の加速度ａのｙ成分を示す。

式１から式４を参照して理解できるように、ヘリコプタ１１０の水平方向に沿った移動距離の成分ｘ及びヘリコプタ１１０の鉛直方向に沿った移動距離の成分ｙは、いずれも、ヘリコプタ１１０の推力Ｆ_hとケーブル１２０の張力Ｔ_cとにより決定される。従来技術のように、ケーブル１２０の張力Ｔ_cを考慮せずにヘリコプタ１１０を制御すると、ケーブル１２０の張力Ｔ_cの影響により位置ずれが大きくなる。一方、本発明の実施形態によれば、ケーブル１２０の張力Ｔ_cに基づく影響が考慮され、ヘリコプタ１１０が目標位置に飛行できるように、ヘリコプタ１１０を制御することができる。

制御部１３０は、式１及び式２に示される原理に基づいて、予め設定した目標位置の情報及び取得した張力Ｔ_cの情報により、ヘリコプタ１１０を目標位置に飛行させるようにヘリコプタ１１０の推力Ｆ_hの大きさ及び向きを決定する。続いて、制御部１３０は、決定された推力Ｆ_hが出力されるようにヘリコプタ１１０のモータを制御し、ヘリコプタ１１０が推力Ｆ_hで目標位置に飛行する。

なお、制御部１３０は、ヘリコプタ１１０と離れた位置に設置されているが、制御部１３０の設置位置は特に限定されず、例えば、制御部１３０の構成の全部又は一部をヘリコプタ１１０内に設置可能である。

なお、本実施形態において、ヘリコプタ１１０は、ケーブル１２０を介して電源Ｅに接続されているが、本発明は、本実施形態に限定されず、ヘリコプタ１１０は、例えば、データを処理したり貯蔵したりする他の遠隔装置に接続されてもよい。

以下、図１と図２とを参照して、実施形態１におけるヘリコプタ１１０の制御方法を説明する。図２は、ヘリコプタ１１０の制御方法を示すフローチャートである。ヘリコプタ１１０の制御方法は、ケーブル１２０を曳航するヘリコプタ１１０を制御する制御方法であって、ステップＳ１１０とステップＳ１２０とを実行することにより実現される。

ステップＳ１１０において、制御部１３０は、ヘリコプタ１１０に作用するケーブル１２０の張力Ｔ_cを取得する。次に、ステップＳ１２０において、制御部１３０は、ケーブル１２０の張力Ｔ_cに基づいて、ヘリコプタ１１０の位置を制御する。

ステップＳ１２０において、例えば、制御部１３０は、ヘリコプタ１１０の現在位置とヘリコプタ１１０の目標位置とに基づく差分値（位置ずれ）と、ケーブル１２０の張力とに基づいて、ヘリコプタ１１０の位置を制御する。制御部１３０は、ヘリコプタ１１０の現在位置及び姿勢を示すデータ、ケーブル１２０の張力Ｔ_c（例えば張力Ｔ_cの大きさや張力Ｔ_cが作用する方向）を示すデータを取得することができる。ヘリコプタ１１０の目標位置は予め制御部１３０に設定されている。

以上、図１と図２とを参照して、実施形態１におけるヘリコプタ１１０の制御方法を説明した。実施形態１におけるヘリコプタ１１０の制御方法によれば、ステップＳ１１０及びステップＳ１２０を実行することによって、ヘリコプタ１１０を目標位置に飛行させることができる。

［実施形態２］
図３から図７を参照して、本発明の実施形態２におけるヘリコプタシステム２００を説明する。図３（ａ）は、ヘリコプタシステム２００の２次元モデルを簡略的に示す模式図である。

ヘリコプタシステム２００は、ヘリコプタ２１０と、ヘリコプタ２１０に曳航されたケーブル２２０と、ヘリコプタ２１０の位置を制御する制御装置２６０と、長さ調整器２５０とを備える。制御装置２６０は、制御部２３０と外力情報取得装置２４０とを含む。

ヘリコプタ２１０は、例えば、マルチロータヘリコプタとして、第１ロータ２１２ａと第２ロータ２１２ｂとを有する。図示されていない第３ロータ及び第４ロータを用いると、ヘリコプタ２１０の紙面外の運動を独立に制御可能であるため、図３（ａ）に示す２次元モデルを３次元モデルに容易に拡張可能である。

長さ調整器２５０は、例えば、地上又は地上を走行する台車上に設置され、ケーブル２２０の長さを調整する。例えば、長さ調整器２５０は、ケーブル２２０の張力が最小になるように、ケーブル２２０の長さを調整する。

ヘリコプタ２１０の運動方程式は、次のように与えられる。

ここで、位置ｘ及び位置ｙは長さ調整器２５０に対するヘリコプタ２１０の位置を示し、距離ｒはヘリコプタ２１０の重心からロータ２１２までの距離を示し、慣性モーメントＩはヘリコプタ２１０の慣性モーメントを示し、推力Ｆ₁及び推力Ｆ₂は第１ロータ２１２ａの推力及び第２ロータ２１２ｂの推力を示す。

図４は、ヘリコプタシステム２００の各構成部分間の制御関係を示す模式図である。図５は、目標角度の補正と推力のフィードフォワード補償との制御ブロック図である。以下、図４及び図５を参照して、制御部２３０によるヘリコプタシステム２００の制御を説明する。

制御部２３０は、角度制御部２３１と位置制御部２３２と外力補償部２３３とを有している。

角度制御部２３１は、ヘリコプタ２１０が姿勢角度θ_hで傾斜して飛行するようにモータ２１１を制御する。位置制御部２３２は、予め設定された位置ｘ_ref及びｙ_refを目標位置にしてヘリコプタ２１０が飛行するようにモータ２１１を制御する。

外力補償部２３３は、外力情報取得装置２４０により取得した外力の情報に基づいて、外力により生じる位置ずれを補償するように、角度制御部２３１とモータ２１１が出力する推力Ｆ₁及びＦ₂に対して補償値を与える。これらの補償値を用いて制御することによって、ヘリコプタ２１０の飛行位置は、目標位置に修正される。その結果、制御部２３０は、ヘリコプタ２１０が目標位置に移動するようヘリコプタ２１０を制御できる。

なお、ヘリコプタ２１０の飛行位置は、目標角度指令の補正及び推力のフィードフォワード補償のうちの少なくとも一方によって、目標位置に修正される。以下、図３から図６を参照して、目標角度指令の補正及び推力のフィードフォワード補償の詳細を説明する。

＜目標角度指令の補正＞
始めに目標角度指令の補正を説明する。目標角度指令の補正では、推力Ｆ₁及び推力Ｆ₂が外力と対向する方向を向くように推力Ｆ₁及び推力Ｆ₂を制御することによって、張力により生じる位置ずれが補正される。角度制御部２３１は、算出した回転速度となるように推力Ｆ₁及び推力Ｆ₂を制御する。角度制御部２３１は、ヘリコプタ２１０の姿勢角度を変更させ、推力Ｆ₁及び推力Ｆ₂の方向が補正される。以下、外力情報取得装置２４０により取得した外力の情報に基づいて、推力Ｆ₁及びＦ₂の向きの姿勢角度θ_hを決定することについて説明する。

ケーブル２２０は、剛性を考慮せず、自重により理想的に弛んでおり、一定の長さＬｃを有するものとする。また、目標位置への移動は、例えば、壁面検査時の移動として想定されている。ヘリコプタ２１０の飛行が十分遅く、ヘリコプタ２１０が静的に移動することを仮定可能である。そのため、ケーブル２２０はカテナリー（懸垂線）形状であるとみなすことができる。

実施形態２において、外力情報取得装置２４０は、ケーブル２２０の両端部の相対位置（Δｘ、Δｙ）と、ケーブル２２０の長さＬ_cとに基づき、カテナリーの理論から、張力Ｔ_cの情報を算出し、取得する。図３（ｂ）は、カテナリーの理論に基づくケーブル２２０のモデルを示す。図３（ｂ）に示されるモデルに基づくケーブル２２０のカテナリー曲線による方程式は、

である。

ここで、距離ｘ_vはケーブル２２０の最下点から長さ調整器２５０までの水平距離を示し、水平分力Ｈはケーブル２２０両端の水平分力を示し、質量ｗはケーブル２２０の単位長質量を示し、角度θ_rは長さ調整器２５０とケーブル２２０との角度を示し、張力Ｔ_rは長さ調整器２５０に作用するケーブル２２０の張力を示す。

式８〜式１４に基づいて、外力情報取得装置２４０は、張力Ｔ_cの情報を取得する。

外力情報取得装置２４０は、相対位置（Δｘ、Δｙ）及び長さＬ_cの情報を取得する。ケーブル２２０の両端部の相対位置（Δｘ、Δｙ）は、ヘリコプタ２１０と長さ調整器２５０との相対位置に相当しており、ヘリコプタ２１０の内部に搭載しているＧＰＳや気圧計などのセンサにより検出することが可能である。また、ケーブル２２０の長さＬ_cは、長さ調整器２５０により繰出し量を積算するなどの方法で検出可能である。なお、ケーブル２２０の両端部の相対位置（Δｘ、Δｙ）の検出方法は、本実施形態に限定されず、例えば、ヘリコプタ２１０を外部から撮像して画像処理することにより検出することが可能である。

外力情報取得装置２４０は、張力算出部２４１を有する。張力算出部２４１は、入力された相対位置（Δｘ、Δｙ）及び長さＬ_cを式８及び式９に代入して、距離ｘ_v及びカテナリー数Ｃを算出し、ケーブル２２０のカテナリー曲線の形状を決めることができる。

さらに、張力算出部２４１で算出された距離ｘ_v及びカテナリー数Ｃを式１１及び式１２に代入することにより、ケーブル２２０の両端における張力Ｔ_cの向き及び張力Ｔ_rの向きを算出する。また、張力Ｔ_cの大きさ及び張力Ｔ_rの大きさを算出する。このように、張力算出部２４１は、ヘリコプタ２１０に作用するケーブル２２０の張力Ｔ_cを測定することができる。

次に、取得した張力Ｔ_cの情報は、外力情報取得装置２４０から、外力補償部２３３に入力される。外力補償部２３３は、ケーブル２２０の張力Ｔ_cを考慮した上で、ヘリコプタ２１０の目標角度θ_FFを算出する。その後、算出した目標角度θ_FFの情報は、外力補償部２３３から、角度制御部２３１に入力されると共に、位置制御部２３２から入力された情報に加算されることにより、ヘリコプタ２１０の姿勢角度の目標値θ_REFが算出される。さらに、角度制御部２３１は、ヘリコプタ２１０がθ_REFで飛行するようにモータ２１１を制御する。その結果、ヘリコプタ２１０は、姿勢角度の目標値θ_REFで飛行することにより、ケーブル２２０の張力Ｔ_cを相殺する方向に推力の方向を向けることができる。

以下、図３（ｃ）を参照して、外力補償部２３３が張力Ｔ_cに基づいて目標角度θ_FFを算出する原理について説明する。

図３（ｃ）は、ヘリコプタ２１０に作用する力を示す模式図である。ヘリコプタ２１０にかかる外力は、ヘリコプタ２１０に加わる重力ｍｇとケーブル２２０の張力Ｔ_cとの合力である。そのため、目標角度θ_FFは、合力の方向と推力の方向が正反対になるように、式１５に基づいて算出することができる。

ここで、角度θ_resは、重力ｍｇと合力Ｔ（重力ｍｇと張力Ｔ_cとの合力）のベクトルが成す角度を示す。

なお、本発明に係る外力補償部２３３は、ケーブル２２０の張力Ｔ_cに起因する水平方向における位置ずれを補正するように、ヘリコプタ２１０の目標角度θ_FFを制御する。ヘリコプタ２１０の目標角度θ_FFの制御は、ヘリコプタ２１０の角度を直接制御するため、ヘリコプタ２１０の位置制御の水平方向の応答速度が向上する。

＜推力のフィードフォワード補償＞
次に推力のフィードフォワード補償を説明する。推力のフィードフォワード補償によって、推力Ｆ₁及び推力Ｆ₂の大きさが補正され、張力により生じる位置ずれが補正される。以下、外力情報取得装置２４０により取得した外力の情報に基づく推力のフィードフォワード補償について説明する。

外力補償部２３３は、張力Ｔ_cと重力ｍｇとの合力を補償可能な補償推力Ｆ_FFを算出する。制御部２３０は、位置制御部２３２からの出力に補償推力Ｆ_FFが加算された上でロータ２１２が出力するように、モータ２１１を制御する。

図６は、フィードフォワード補償の概念図を示す。ヘリコプタ２１０の姿勢角度θ_hとヘリコプタ２１０の目標角度θ_FFとは一致していないため、推力ベクトル方向における重力ｍｇと張力Ｔ_cとの成分をフィードフォワード補償することにより、張力Ｔ_cと重力ｍｇとによる影響を低減する。

外力補償部２３３は、フィードフォワード補償の推力Ｆ_FFを式１６により算出することができる。ここで、係数Ｋ_FFは、フィードフォワード係数を示す。

さらに、目標角度θ_FFと補償推力Ｆ_FFとの両方を補償することができる。係数Ｋ_FFを１とし、ヘリコプタ２１０の姿勢角度θ_hが目標角度θ_FFに一致しているとき、張力Ｔ_cと重力ｍｇとの合力は完全に補償される。その結果、ヘリコプタ２１０は、張力Ｔ_cによる影響を受けず、目標位置に飛行することができる。

なお、本実施形態において、外力情報取得装置２４０は、ケーブル２２０の長さＬ_c及びヘリコプタ２１０の相対位置に基づいて、張力Ｔ_cを算出しているが、本発明は、本実施形態に限定されず、例えば、ケーブル２２０の張力を測定する張力測定部を備える。張力測定部は、ヘリコプタ２１０とケーブル２２０との間に設けることにより張力Ｔｃを測定することができる。この場合、張力測定部は、例えばロードセル又は歪みゲージであり得る。また、ケーブル２２０とヘリコプタ２１０とが相対的に回転自由な場合、回転した角度を測定することにより、張力Ｔ_cの角度θ_cを測定することができる。

＜長さ調整器によるケーブルの張力制御＞
長さ調整器２５０は、ケーブル２２０を巻き取ったり、繰出したりするために設けられている。長さ調整器２５０は、ヘリコプタ２１０の飛行距離に応じて、必要な長さでケーブル２２０を繰出すことができると共に、ヘリコプタ２１０に連結していないケーブル２２０の一端部を固定することができる。図３（ａ）に示すモデルでは、長さ調整器２５０は、電源Ｅと同じ位置に設置されている。

以下、長さ調整器２５０を利用して張力Ｔｃを間接的に調整する一例を説明する。始めに、制御部２３０はヘリコプタ２１０の位置情報を取得する。次に、制御部２３０は、カテナリーの理論に基づいて、張力算出部２４１がヘリコプタ２１０の位置に対し最小張力となる場合のケーブル２２０の長さＬ_cmを算出する。さらに、制御部２３０は、算出されたケーブル２２０の長さＬ_cmを繰出すように、長さ調整器２５０を制御する。その結果、長さ調整器２５０から繰出すケーブル２２０の長さを調整することができ、張力Ｔ_cを最小にすることができる。

なお、張力算出部２４１は、最小張力となるケーブル２２０の長さＬ_cmを算出する場合、ケーブル２２０の最下点の高さなどの拘束条件を考慮しても良い。

なお、制御部２３０は、長さ調整器２５０とケーブル２２０とが成す角度θ_rが０度となるように、長さ調整器２５０を制御しても良い。

以上、長さ調整器２５０によるケーブル２２０の張力制御を説明した。

以下、図３〜図７を参照して、実施形態２におけるヘリコプタ２１０の制御方法を説明する。図７は、ヘリコプタ２１０の制御方法を示すフローチャートである。ヘリコプタ２１０の制御方法は、ケーブル２２０を曳航するヘリコプタ２１０を制御する制御方法であって、ステップＳ２１０とステップＳ２２０とを実行することにより実現される。

まず、ステップＳ２１０において、外力情報取得装置２４０は、ヘリコプタ２１０に作用するケーブル２２０の張力Ｔ_cを取得する。

ステップＳ２１０は、ステップＳ２１１及びステップＳ２１２により実行される。ステップ２１１において、外力情報取得装置２４０は、ケーブル２２０の両端部の相対位置（Δｘ，Δｙ）の情報を取得する。さらに、ステップＳ２１２において、外力情報取得装置２４０は、取得したケーブル２００の両端部の相対位置（Δｘ，Δｙ）及びケーブル２２０の長さＬ_cに基づいて、張力Ｔ_cの大きさ及び方向を算出する。

次に、ステップＳ２２０において、制御部２３０は、ケーブル２２０の張力Ｔ_cに基づいて、ヘリコプタ２１０の位置を制御する（ヘリコプタ２１０を目標位置に移動させる）。

ステップＳ２２０は、ステップＳ２２１及びステップＳ２２２のうちの少なくとも一方と、ステップＳ２２３とにより実行される。ステップＳ２２１において、外力補償部２３３は、取得した張力Ｔ_cに基づいて、目標角度θ_FFを算出する。ステップＳ２２２において、外力補償部２３３は、取得した張力Ｔ_cに基づいて、フィードフォワード補償推力Ｆ_FFを算出する。さらに、ステップＳ２２３において、算出した目標角度θ_FF及び算出したフィードフォワード補償推力Ｆ_FFのうち少なくとも一方に基づいて、ヘリコプタ２１０を目標位置に移動させる。

以上、図３〜図７を参照して、本発明の実施形態２を説明した。実施形態２において制御装置２６０は制御部２３０と外力情報取得装置２４０とを含むが、制御装置２６０は、制御部２３０と外力情報取得装置２４０とのうち制御部２３０のみを含み得る。制御部２３０と外力情報取得装置２４０とは、別々の装置として機能し得る。

［実施例］
以下、図８から図１２を参照して、本発明の実施例を説明する。本実施例に係るヘリコプタ２１０の飛行制御においては、姿勢角度制御を内側ループとし、水平方向の位置制御の操作量が姿勢角度制御の目標値となる外側ループを構成する。位置制御と姿勢角度制御とは、それぞれＰＩＤ制御とする。第１ロータ２１２ａ及び第２ロータ２１２ｂへの制御入力信号の算出方法を次に示す。

ここで、位置ｘ_ref及び位置ｙ_refはヘリコプタ２１０の位置の目標値を示し、角度θ_refはヘリコプタ２１０の姿勢角度の目標値を示す。関数Ｇ_x、関数Ｇ_y、関数ＧθはＰＩＤ制御関数を示し、操作量θ_refは水平方向の誤差に基づく姿勢角度への操作量を示す。更に信号ｕ_yは垂直方向の制御入力信号を示し、信号ｕθは、姿勢角度の制御信号を示し、信号ｕ₁及び信号ｕ₂は、第１ロータ２１２ａ及び第２ロータ２１２ｂへの制御入力信号を示す。

本発明の実施例は、式１から式１４に基づいて、ヘリコプタ２１０とケーブル２２０の物理モデル及び飛行制御モデルをＭＡＴＬＡＢ−Ｓｉｍｕｌｉｎｋ上に作成することにより行われた。本発明の実施例を確立するために、最初に同定実験を行った。

＜同定実験＞
本モデルにおいて、ロータ２１２の推力は、推力指令値から、むだ時間＋１次遅れで遅れるものと仮定し、以下のモデルを用いた。

ここで、係数Ｋは比例ゲインを示し、定数Ｔは時定数を示し、時間Ｌはむだ時間を示す。

また、その係数は１２Ａモータと９×５の３ブレードプロペラの組み合わせによる同定実験によって求めた以下の表１の値を用いた。

表２は、シミュレーションモデルの詳細を示す。

表３は、式１７及び式１８に基づくＰＩＤ制御の各制御ゲインを示す。

図８は、ヘリコプタ２１０の移動の一例の模式図である。ヘリコプタ２１０の目標位置は、壁面検査時の移動を想定して徐々に移動するように設定された。位置（−５ｍ，５ｍ）から位置（−７ｍ，５ｍ）まで、開始点及び終点での速度と加速度とを０とする５次多項式に沿って３０秒間かけて移動させた。ケーブル２２０の長さＬ_cは一定とした。

位置（−５ｍ，５ｍ）から位置（−７ｍ，５ｍ）まで直線で移動した場合の張力Ｔ_cの変化を式８から式１４に基づいて求めた。図９は、張力Ｔ_cの変化を示す模式図である。横軸はヘリコプタ２１０のｘ位置を示し、縦軸は張力Ｔ_cの大きさを示す。図９から、ヘリコプタ２１０が右から左に移動し、長さ調整器２５０から離れるに従って、張力Ｔ_cが増加することを理解できる。

本実施例では、（１）従来制御、（２）Ｋ_FF＝０として目標角度補正を行った目標角度補正制御、（３）推力フィードフォワード補償制御、及び（４）目標角度補正と推力フィードフォワード補償との制御を行った。各制御の結果を以下に示す。

＜目標角度補正制御＞
図１０は、目標角度補正制御のみを行った結果（各変数の時刻歴応答）を示す。図１０（ａ）及び図１０（ｂ）において、横軸は時間を示し、縦軸は、それぞれ、ヘリコプタ２１０の水平方向の位置誤差（位置ずれ）、鉛直方向の位置誤差（位置ずれ）を示す。また、図１０において、実線は目標角度補正のみの制御の結果を示し、破線は従来制御の結果を示す。

図１０（ａ）において、目標角度補正制御は、ケーブル２２０の張力と釣り合うためのヘリコプタ２１０の姿勢角度が直接求められるため、従来制御と比較して目標位置が移動した時の水平方向の応答速度が向上した。図１０（ｂ）において、目標角度補正制御は、従来制御と比較して鉛直方向の応答はそれ程変わっていない。

図１０に示された結果から理解できるように、目標角度補正制御のみでヘリコプタ２１０を制御する場合、従来制御と比較して、特に水平方向において応答速度が向上した。

＜推力フィードフォワード補償制御＞
図１１は、推力フィードフォワード補償制御のみを行った結果（各変数の時刻歴応答）を示す。図１１において、実線は推力フィードフォワード補償のみ制御の結果を示し、破線は従来制御の結果を示す。

図１１（ａ）は、水平方向における時刻歴応答を示す。図１１（ａ）において、横軸は時間を示し、縦軸は水平方向における位置を示す。推力フィードフォワード補償制御を行っても、従来制御と比較して水平方向の応答はそれ程変わっていない。

図１１（ｂ）は、鉛直方向における時刻歴応答を示す。図１１（ｂ）において、横軸は時間を示し、縦軸は鉛直方向における位置誤差（位置ずれ）を示す。推力フィードフォワード補償制御のみを行った場合、従来制御と比較して、鉛直方向における目標値に対する誤差が低減された。

＜目標角度補正と推力フィードフォワード補償との制御＞
図１２は、目標角度補正制御及び推力フィードフォワード補償制御の両方を行った結果（各変数の時刻歴応答）を示す。図１２において、実線は目標角度補正制御及び推力フィードフォワード補償制御の両方を行った結果を示し、破線は従来制御の結果を示す。

図１２（ａ）及び図１２（ｂ）は、ヘリコプタ２１０の各変数の時刻歴の応答状況を示しており、横軸は時間を示す。

図１２（ａ）は、水平方向における時刻歴の応答状況を示し、縦軸はヘリコプタ２１０の水平方向の位置誤差（位置ずれ）を示す。目標角度補正制御及び推力フィードフォワード補償制御の両方を行う場合、従来制御と比較して、目標位置が移動した時の水平方向の応答速度が向上した。従来制御の場合における水平方向の誤差の最大値は０．３８５ｍであるのに対して、目標角度補正制御及び推力フィードフォワード補償制御の両方を行う場合における誤差の最大値は０．０１３ｍであった。すなわち、目標角度補正制御及び推力フィードフォワード補償制御によれば、軌跡の誤差の最大値を約３０分の１に低減することができた。

図１２（ｂ）は、鉛直方向における時刻歴応答を示す。図１２（ｂ）において、横軸は時間を示し、縦軸はヘリコプタ２１０の鉛直方向の位置誤差（位置ずれ）を示す。目標角度補正制御及び推力フィードフォワード補償制御の両方を行う場合、従来制御と比較して、鉛直方向における目標値に対する誤差が低減された。従来制御の場合における垂直方向の誤差の最大値は０．０６４ｍであるのに対して、目標角度補正制御及び推力フィードフォワード補償制御の両方を行う場合における誤差の最大値は０．００１３ｍであった。すなわち、目標角度補正制御及び推力フィードフォワード補償制御によれば、軌跡の誤差の最大値を約５０分の１に低減することができた。

図１２に示された結果から理解できるように、目標角度補正制御及び推力フィードフォワード補償制御の両方を行った場合、従来制御に対して、飛行経路の精確性と、水平方向及び鉛直方向における時刻歴の応答速度はいずれも向上した。

本発明は、飛行体及び飛行体の制御に適用することができる。

Claims (15)

1. 飛行体と、
   前記飛行体に曳航されたケーブルと、
   前記飛行体に作用する前記ケーブルの張力に基づいて、前記飛行体の位置を制御する制御部と
   を備えた、飛行体システム。
   
2. 前記制御部は、前記飛行体の現在位置と前記飛行体の目標位置とに基づく差分値と、前記ケーブルの前記張力とに基づいて、前記飛行体の位置を制御する、請求項１に記載の飛行体システム。
   
3. 前記制御部は、前記飛行体に対する重力と前記ケーブルの前記張力との合力の方向に基づいて、前記飛行体の姿勢角度を制御する、請求項１又は請求項２に記載の飛行体システム。
   
4. 前記制御部は、前記飛行体に対する重力と前記ケーブルの前記張力との合力の大きさに基づいて、前記飛行体の推力を制御する、請求項１から請求項３のいずれか１項に記載の飛行体システム。
   
5. 前記ケーブルの前記張力に基づいて、前記ケーブルの長さを調整する長さ調整器を備えた、請求項１から請求項４のいずれか１項に記載の飛行体システム。
   
6. 前記長さ調整器は、前記ケーブルの前記張力が最小になるように、前記ケーブルの長さを調整する、請求項５に記載の飛行体システム。
   
7. 前記飛行体の前記現在位置に基づいて、前記ケーブルの前記張力を算出する張力算出部を備える、請求項２に記載の飛行体システム。
   
8. 前記ケーブルの前記張力を測定する張力測定部を備え、
   前記張力測定部は、前記飛行体と前記ケーブルとの間に設けられる、請求項１から請求項７のいずれか１項に記載の飛行体システム。
   
9. ケーブルを曳航する飛行体を制御する制御方法であって、
   前記飛行体に作用する前記ケーブルの張力を取得する取得ステップと、
   前記ケーブルの張力に基づいて、前記飛行体の位置を制御する制御ステップと
   を包含した、飛行体制御方法。
   
10. 前記制御ステップは、前記飛行体の現在位置と前記飛行体の目標位置との差分値と、前記ケーブルの前記張力とに基づいて、前記飛行体の位置を制御するステップを包含する、請求項９に記載の飛行体制御方法。
    
11. 前記制御ステップは、前記飛行体に対する重力と前記ケーブルの前記張力との合力の方向に基づいて、前記飛行体の姿勢角度を制御するステップを包含する、請求項９又は請求項１０に記載の飛行体制御方法。
    
12. 前記制御ステップは、前記飛行体に対する重力と前記ケーブルの前記張力との合力の大きさに基づいて、前記飛行体の推力を制御するステップを包含する、請求項９から請求項１１のいずれか１項に記載の飛行体制御方法。
    
13. 前記ケーブルの前記張力に基づいて、前記ケーブルの長さを調整する長さ調整ステップを包含する、請求項９から請求項１２のいずれか１項に記載の飛行体制御方法。
    
14. 前記長さ調整ステップは、前記ケーブルの前記張力が最小になるように、前記ケーブルの長さを調整するステップを包含する、請求項１３に記載の飛行体制御方法。
    
15. 前記制御ステップは、前記飛行体の前記現在位置に基づいて前記ケーブルの前記張力を算出する張力算出ステップを包含する、請求項１０に記載の飛行体システム。

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