JP2015514263A - 横風及び加速度計バイアスの推定及び補償を有するマルチロータ回転翼無人機を制御するための方法 - Google Patents

Abstract

無人機の姿勢及び速度が、ピッチ軸及びロール軸に従って無人機のエンジンを制御するための制御ループ（１２０）に適用される角度コマンドによって制御される。特にカルマン予測フィルタを含む無人機の動力学モデルが、無人機の質量及び抗力係数と、絶対地球基準に対する無人機のオイラー角と、垂直軸の回りの無人機の回転とに基づいて、無人機の水平速度成分を表す。横風の水平速度成分を推定する（１２８）ために、３つの軸に沿った無人機の加速度及び地表に対する無人機の相対速度が測定され、モデルに適用される。この推定は、ピッチ及びロールに関する無人機の制御ループに適用される角度コマンドと組み合わされる補正コマンド（１２６）を生成するのに用いることができる。【選択図】図２

Description

本発明は、クアドリコプター等の回転翼無人機に関する。

クアドリコプター等のような無人機には、当該無人機を操縦するために姿勢及び速度を別々の方法で制御することができるそれぞれのモータによって駆動される、複数のロータが設けられている。

こうした無人機の代表的な一例は、フランス、パリのParrot SA製のＡＲ．Ｄｒｏｎｅであり、それは、一連のセンサ（加速度計、３軸ジャイロ、及び高度計）と、その無人機の向かっている方向の景色の画像を撮像する前面カメラと、上空を飛行している地形の画像を撮像する垂直視カメラとを装備したクアッドリコプターである。

特許文献１及び特許文献２（Parrot SA）は、こうした無人機を開示するとともに、それを、タッチスクリーン及び組込み加速度計を有する電話機又はマルディメディアプレイヤー、例えば、ｉＰｈｏｎｅ型の携帯電話機又はｉＰｏｄ Ｔｏｕｃｈ若しくはｉＰａｄ型（米国のApple Inc.の登録商標）のマルチメディアプレーヤー若しくはタブレットを介して操縦する原理を記載している。

より正確には、以下では「制御モード」と呼ぶこの動作モードでは、無人機は、デバイス傾斜センサによって放出される信号によって、ユーザが操縦する。傾斜は、無人機によって再現される。例えば、無人機を前方に移動させるには、ユーザは、自身のデバイスをそのピッチ軸の回りに傾け、無人機を右又は左の脇に移動させるには、ユーザは、上記デバイスをそのロール軸に関して傾ける。こうして、無人機は、下に向けて傾斜する、すなわち「急降下する」（ピッチ角を傾ける）ように制御される場合、傾斜角が増加するにつれて益々高くなる速度で前方に移動することになり、逆に、無人機が反対方向に「機首を上に向ける（nose up）」ように制御される場合、その速度は次第に低下し、その後反転して後方に進むことになる。同様に、ロール軸回りの傾斜の制御の場合、無人機は右に又は左に傾くことになり、右又は左への水平並進における直線的な変位を引き起こす。

ユーザはタッチスクリーン上に表示された他のコマンド、特に、「上昇／降下」（スロットル制御）及び「右回転／左回転」（無人機をそのヨー軸の回りで回転させる）を自由に使うことができる。

無人機には、定点状態に切り替わるためのコマンドも設けられている。以下では「自動制御モード」と呼ばれるこの動作モードでは、ユーザがその遠隔制御デバイスの全てのコマンドを解除すると、無人機は、完全に自動的に定点状態に固定化及び安定化される。

本発明の一般的な問題は、風がある中でそのような無人機を操縦することである。空間及び時間において一定の地表に対して平行な空気の変位を「風」と呼ぶことにする（突風は考慮しない）。この場合、そのような「風」は、所与の地球座標系におけるその水平速度成分、又はそのような座標系におけるそのノルム及びその方向によって完全に決まる。

風は、その特性によって、無人機の飛行中においてその無人機に影響を及ぼす擾乱を表す。そのような擾乱は、質量がほんの数百グラムしかない上述したＡＲ．Ｄｒｏｎｅ等の非常に軽量の「マイクロ無人機」の場合に特に顕著である。したがって、そのような無人機の偏流（windage）は、穏やかな風であっても、特に顕著である。

移動するために、無人機は、水平速度（例えば、下方に向いて地表の画像を与えるカメラによる）、角度（搭載された加速度計及びジャイロメータによる）、及び無人機に印加される外力（機内の加速度計による）の無人機の成分を、地表を基準として測定しながら、風に応じて流動する空気塊に圧力をかける。

風が存在しない場合、無人機は、ヌル速度を保つことができ、したがって、ヌルピッチを維持することによって定位置を保つことができる。したがって、この中立状態を正確に測定することが必須である。

この時、加速度計は、構成によって、バイアス（短期間にわたって一定であると仮定される）を有する。このバイアスは、角度の再構成の際に加速度測定を正しく用いるために、推定及び補償されることが必要である。加速度計が特に傾斜計として用いられている場合、加速度計バイアスの推定の誤差は、角度測定に対するバイアスの原因となり、このバイアスは、定点の維持に有害である。同様に、このセンサバイアスは、加速度計によって行われる風力の測定に影響を与える。

風が存在する場合、無人機は、風を補償し、定点を維持するように傾けなければならない（垂直カメラの安定した画像に基づいて制御される）。したがって、そのピッチはヌルではなく、バイアス評価は修正される。これは、無人機が（カメラによって制御された）定点状態に維持されることを妨げないが、これは、以下の２つの場合に特に顕著な発生率を有する。
−定点状態において、ヨー運動のみ（前方／後方変位もなければ右／左変位もない垂直軸の回りの回転）の間：無人機は、ターンを始めるとすぐに、風に対抗するために正確な方向に傾けられるので、その傾斜は、もはや風補償方向に対応しないが、風補償方向と或る角度を形成する。したがって、無人機は、「風の中に入り（go in the wind）」、もはやその定点を保たない。
−制御操縦の際、風向における変位が強化されるのに対して、風向と逆の方向における変位は、低速化されるか、又は変位が不可能にさえなり得る。

国際公開第２０１０／０６１０９９号 欧州特許出願公開第２３６４７５７号

本発明の目的のうちの１つは、加速度計構成バイアス（accelerometer construction bias）と、風によって誘発される測定バイアスとを区別することを可能にする風推定方法を提案することである。

本発明の別の目的は、上記で説明したばかりの２つの現象、すなわち、ｉ）無人機がヨー運動中に風の中でその定点状態を維持することを可能にする自動操縦飛行、及びｉｉ）無人機が風向の方向にあろうと風向と逆の方向にあろうと、操縦にトランスペアレントに全ての方向で同一の変位制御を可能にする制御モード、を可能にする風補償方法を提案することである。

仏国特許出願公開第２９２６６３７号は、無人機に作用する力と、その並進速度及び回転速度並びに加速度との間の力学的関係を表すモデルを適用することによって、空気に対する無人機の速度を推定するためのシステムを記載している。この空気に対する速度は、特に、空気に対する速度についての情報を取得するために間接的に測定されて用いられる、無人機の変位に対して作用する空気力学的抗力に基づいて推定される。

風速、すなわち、ｉ）空気に対する無人機の速度と、ｉｉ）地表に対する無人機の速度との差を測定するために、この文書は、地表に対する無人機の速度を測定する搭載されたＧＰＳ受信機を用いることを提案する。しかしながら、この運用方法は、無人機内にそのような受信機が存在することを必要とし、ＧＰＳ信号が入手可能であること及びその精度が十分であること（十分な数の衛星の可視性）を必要とする。いずれにしても、取得された精度は、風の中での操縦の上述した欠点を補償するのに必要とされる、加速度計センサの測定バイアスの風に起因した部分を正しく評価するのに十分精細な風速の推定値を提供するものではない。

Waslander他の論文「Wind Disturbance Estimation and Rejection for Quadrotor Position Control」（AIAA Inforech＠Aerospace Conference and AIAA Unmanned・・・Unlimited Conference, American Institute of Aeronautics and Astronautics, Seattle, WA, April 2009）には、風によって導入される測定バイアスの評価及び補償の技法が記載されているが、この技法は、無人機加速度計の構成バイアス（construciton bias）を考慮に入れていない。実際には、特に、無人機に十分な精度の品質のセンサが設けられている場合には、このバイアスの推定は常に必要とは限らない。

他方、それほど効率的ではないセンサが設けられている民需品の場合、この構成バイアスの存在が、測定値を歪ませる可能性があり、したがって、補償パラメータが無人機のモータに適用される。

特に、無人機の角度の評価は、この加速度計の構成バイアスによる影響を強く受ける場合がある。

これらの問題を解決し、上述した目標を達成するために、本発明は、風によって導入されるバイアスとは独立して加速度計センサのバイアスを推定することを可能にする技法を提案する。

確かに、加速度計の構成バイアス及び風の影響は、同一でない座標系において表されるので、性質が異なるこれら２つのタイプのバイアスを互いに相関させないことが適切である。

また、本発明は、自動操縦モード（定点）及び制御モード（操縦コマンドがユーザによって適用される）の双方において、バイアス推定の結果を用いて、風の中での操縦の上述した不具合を補正することを可能にする補償技法も提案する。

さらに詳しくは、本発明は、回転翼無人機を姿勢及び速度において操縦するように制御することができるそれぞれのモータによって駆動される複数のロータを有する前記無人機を操縦するための方法を提案する。
この方法は、上述したWaslanderの文書から本質的には既知の方法として、角度設定点を生成するとともに、これらの設定点を前記無人機のモータの制御ループに適用することであって、これらの設定点は、ピッチ軸及びロール軸の回りの前記無人機の姿勢を制御するように構成されている、生成するとともに適用することと、
前記無人機の少なくとも１つの動力学モデルを確立するとともに、前記無人機の水平速度成分を、前記無人機の抗力係数及び質量と、絶対地球座標系に対する前記無人機の前記姿勢を特徴付けるオイラー角と、垂直ヨー軸の回りの前記無人機の回転速度との関数として記述することと、
前記無人機の加速度の測定から導出される前記無人機の空気力学的抗力を測定することと、
地表に対する前記無人機の相対速度を測定することと、
カルマン予測フィルタによって、前記無人機の前記動力学モデルに前記空気力学的抗力の測定値及び前記地表に対する速度の測定値を適用することであって、横風の水平速度成分の推定値を生成することと、
を含む。

本発明の特徴として、前記カルマン予測フィルタは、６状態フィルタであり、該状態は、
前記無人機に関連付けられた座標系において表される、前記地表に対する前記無人機の変位の速度の２つの成分と、
関連付けられた絶対地球座標系において表される、前記地表に対する風の速度の２つの成分と、
無人機加速度計バイアスの２つの水平成分と、
を含む。

有利には、前記無人機の動力学モデルを確立することは、ｉ）飛行中の前記無人機の動力学モデル、及びｉｉ）地上の前記無人機の動力学モデルを有する２つの異なるモデルを確立することを含み、これらのモデルは、前記無人機の状態の関数として選択的に用いられる。

有利には、飛行中の前記無人機の前記動力学モデルは、前記無人機の前記座標系における空気の速度に比例する測定値として、前記無人機の加速度の測定値を用いることができる。

飛行中の前記無人機の前記動力学モデルは、特にタイプ

であることができ、

は、状態ベクトルの初期値Ｘに対する該状態ベクトルの展開を表し、
システムの入力Ｕは、重力Ｕ＝ｇであり、
Ｃ_ｘ及びＣ_ｙは、前記無人機の軸ｕ及びｖに沿った空気力学的摩擦係数であり、
ｍは、前記無人機の質量であり、
φ、θ、及びψは、ＮＥＤ座標系に対する前記無人機の前記姿勢を特徴付ける（それぞれロール、ピッチ、及びヨーの）オイラー角であり、
ω_２は、前記軸ｗの回りの回転（ヨー回転運動）の速度であり、
Ｒ_ψは、角度ψに関連付けられた次元２の回転行列である。

前記地上の無人機の前記動力学モデルは、特に、
タイプ

であることができ、

は、状態ベクトルの初期値Ｘに対する該状態ベクトルの展開を表し、
Ｕは、重力Ｕ＝ｇであり、
τは、風速の推定値の漸進的減少の時間パラメータである。

本発明は更に、前記横風の水平速度の前記推定された成分の関数である補正設定点を生成することと、
これらの補正設定点を、前記無人機のモータの前記制御ループに適用されるピッチ及びロールの前記角度設定点に組み合わせることと、
によって、前記無人機の位置決め及び変位に対する前記横風の影響を補償するステップを提案する。

前記補正設定点は、特にタイプ

であることができ、
Ｖ_ｗｉｎｄは、推定された風速のモジュラスであり、Ｃ_ｘは、前記無人機の抗力係数であり、ψ_ｗｉｎｄは、前記風向の向首角であり、ψ_{ｄｒｏｎｅ}は、前記無人機の方向の向首角である。

前記補償するステップは、特に、開ループ基準ピッチの前記無人機用の定義を含むことができる。前記無人機が、ユーザ制御された飛行中であるとき、前記補正設定点は、前記ユーザによって適用される操縦設定点に組み合わされる。前記無人機が、自動操縦静止飛行中であるとき、前記補正設定点は、前記地表に対する前記無人機の前記水平速度の測定値に応じて生成された定点安定化設定点に組み合わされる。

次に、添付図面に関して本発明のデバイスの一例示の実施形態を説明する。添付図面において、同じ参照符号は、図を通して同一又は機能的に同様の要素を示す。

無人機と、無人機を遠隔操作する、関連する遠隔制御デバイスとを示す全体図である。 無人機の制御、サーボ制御、及び支援式操縦の異なる機構（organ）を示すブロック図である。 本発明による推定方法の妥当性を示す、実際の状態で同時に推定及び測定された値の風速のモジュラスの比較記録を示す図である。 本発明による推定方法の妥当性を示す、実際の状態で同時に推定及び測定された値の風向のモジュラスの比較記録を示す図である。 無人機の自動操縦定点飛行構成のための風推定ループ及び補償ループを示す機能的概略図である。 無人機の制御飛行構成のための風推定ループを示す機能的概略図である。

図１では、参照符号１０は、全体的に無人機を示し、無人機は、例えば、上述した特許文献１及び特許文献２並びに仏国特許出願公開第２９１５５６９号（これは特に、無人機によって使用されるジャイロメータ及び加速度計を有する制御システムを記載する）に記載される、フランス、パリのＡ．Ｒ．Ｄｒｏｎｅ等のクアドリコプターである。

無人機１０は、同一平面上にある４つのロータ１２を備える。これらのロータのモータは、統合ナビゲーション姿勢制御システムによって独立して制御される。この無人機には、第１の前方視カメラ１４が設けられている。このカメラは、無人機が向けられているシーンの画像を取得することを可能にするものであり、例えば、ＣＭＯＳセンサ広角カメラである。

無人機は、下方に向いている第２の垂直視カメラ（図１では見えない）も備える。このカメラは、上空を飛行した地表の連続画像を撮像するように構成されるとともに特に地表に対する無人機の速度を評価するのに用いられる。

慣性センサ（加速度計及びジャイロメータ）は、無人機の角速度及び姿勢角、すなわち、無人機の傾斜を示すオイラー角を或る特定の精度で測定することを可能にするものである。一般に、「傾斜」とは、固定された地球座標系の水平面に対する無人機の傾斜を意味し、水平速度の２つの縦成分及び横成分は、無人機の２つのそれぞれのピッチ軸及びロール軸に対する傾斜に密接に関連付けられていることが理解される。

２つの座標系は、場合に応じて、以下のように考えることができる。
−無人機の本体に関連付けられたローカル座標系｛ｕ，ｖ，ｗ｝。無人機は、構成による強い対称性を有するが、前部及び後部を備え、カメラの位置は、前方に向いており、したがって、軸ｕを画定すると考えられる。軸ｖは、無人機の中央平面においてｕに垂直であり、軸ｗは、地表に向けられた垂直軸である。
−固定された地球座標系、特に地理座標系｛Ｘ_ＮＥＤ，Ｙ_ＮＥＤ，Ｚ_ＮＥＤ｝であるＮＥＤ（北、東、下）タイプの絶対座標系。軸Ｘ_ＮＥＤは、例えば磁北の方向に対応し、方向Ｙ_ＮＥＤは、地理的北に対して垂直な地表平面に対して平行な方向（すなわち、地理的東）であり、方向Ｚ_ＮＥＤは、地表平面に対して垂直であり、下方に向いている。

無人機の下に配置された超音波テレメータ及びオンボード気圧センサは、ともに結合されると、地面に対する無人機の高度の推定値を与える測定の値を更に提供する。

地表に対する水平面における無人機の並進の線速度に関して、この速度は、１つの画像から次の画像へのカメラによって撮像されたシーンの変位を推定し、この推定された変位に対して測定された高度の関数であるスケールファクターを適用するソフトウェアにより、無人機の垂直視カメラによって提供される画像を加速度計データと組み合わせて解析することによって評価される。この技法は、より詳細な内容について参照することができる欧州特許出願公開第２４００４６０号（Ｐａｒｒｏｔ ＳＡ）に詳細に記載されている。

無人機１０は、遠隔制御デバイス１６によって操縦される。この遠隔制御デバイスには、タッチスクリーン１８が設けられている。このタッチスクリーンは、搭載された前部カメラ１４によって撮影された画像を表示するものであり、タッチスクリーン１８上へのユーザの指２０の単純な接触によって操縦コマンドの起動を可能にする複数のシンボルが重ね合わされている。デバイス１６には、無人機１０からデバイス１６への特にカメラ１４によって撮像された画像の送信用、及びデバイス１６から無人機１０への操縦コマンドの送信用、とのデータの双方向交換用の無人機との無線リンクのための手段が設けられている。このリンクは、例えば、Ｗｉ−Ｆｉ（ＩＥＥＥ８０２．１１）又はＢｌｕｅｔｏｏｔｈローカルネットワークタイプ（登録商標である）とすることができる。デバイス１６には、対応する傾斜をこのデバイスに与えることによって無人機の姿勢を制御することを可能にする傾斜センサも設けられている。

序文において示したように、遠隔制御デバイス１６は、有利には、タッチスクリーン及び一体型加速度計を有する電話機又はマルチメディアプレーヤー、例えば、ｉＰｈｏｎｅ型の携帯電話機、ｉＰｏｄ Ｔｏｕｃｈ型のプレーヤー、又はｉＰａｄ型のマルチメディアタブレットで構成され、これらは全て、操縦コマンドの表示及び検出、前面に取り付けられたカメラにより撮像された画像の可視化、並びにＷｉＦｉリンク又はＢｌｕｅｔｏｏｔｈ（登録商標）リンクによる無人機との双方向データ交換に必要な制御の様々な機構を組み込んだデバイスである。

無人機１０を操縦することは、場合に応じて、
ａ）無人機を前方又は後方に移動させるためのピッチ軸２２の回りの回転運動、及び／又は、
ｂ）無人機を右又は左に寄らせるためのロール軸２４の回りの回転運動、及び／又は、
ｃ）無人機の主軸を右又は左に回転させるためのヨー軸２６の回りの回転運動、及び／又は、
ｄ）無人機の高度をそれぞれ下げるか又は上げるための、ガスレジームを変更することによる下向き２８又は上向き３０の並進運動、
の動きを生成するために、別々の方法でモータを制御することによって無人機を進めることにある。

これらの操縦コマンドが、ユーザによって遠隔制御デバイス１６から適用されるとき（ユーザによって制御される「制御操縦」の構成）、ピッチ軸２２及びロール軸２４の周りの枢動のコマンドａ）及びｂ）はそれぞれ、デバイス１６のその縦軸３２及びその横軸３４の回りの傾斜によって取得される。例えば、無人機を前方に移動させるには、軸３２の回りにデバイスを傾けることによってデバイスを前方に傾斜させるだけでよく、無人機を右の脇に移動させるには、軸３４の回りに右に向かってデバイスを傾けることによってデバイスを傾斜させるだけでよく、それ以外についても同様である。コマンドｃ）及びｄ）は、タッチスクリーン１８の対応する特定のエリア上へのユーザの指２０（一般には右指）の接触によって適用される動作の結果、得られる。

システムのこれらの態様に関するより詳細な内容については、上述した特許文献１及び特許文献２を参照することができる。

無人機はまた、静止飛行安定化の自動自律システム（自動操縦式「定点（fixed-point）」構成）を有し、このシステムは、特に、ユーザが指をデバイスのタッチスクリーンから離すとすぐに、又は垂直離陸フェーズの終了時に自動的に、又は、デバイスと無人機との無線リンクが中断した場合にも起動する。次に、無人機は、無人機が自動的に固定化され安定化されるリフト状態に、ユーザの介入が全くない状態で切り換わる。

無人機モータの制御及びサーボ制御
無人機のモータについての操縦用設定点が規定される方法が、ここで図２を参照して明らかにされる。図２は、無人機の制御及びサーボ制御の種々の機構の機能ブロック図である。

これらの図が相互接続された回路であるとして提示されているが、種々の機能は、本質的にソフトウェア実装式であり、この表現は例示に過ぎないことが留意されるであろう。

一般的に、図２に示されるように、操縦システムは、高度変動に加えて、無人機の水平速度、角速度、及び姿勢の制御のための、幾つかの組込まれた（imbricated）ループを含む。

最も中心的なループは、角速度を制御するループ１００であり、一方でジャイロメータ１０２によって提供される信号を、他方で角速度設定点１０４によって構成される基準を利用する。これらの種々の情報項目は、角速度補正段１０６の入力において適用される。この段自体が、モータ１１０を制御するための制御段１０８を操縦して、種々のモータのレジームを別々に調節し、それにより、これらのモータによって駆動されるロータの組合せ動作（action）によって無人機の角速度を補正する。

角速度制御ループ１００は、姿勢制御ループ１１２内に組込まれ、姿勢制御ループは、ジャイロメータ１０２、加速度計１１４、及び地磁気座標系における無人機の絶対方位を与える磁力計１１６によって提供される表示に基づいて動作する。これらの種々のセンサによって送出されるデータは、ＰＩ（比例−積分）タイプの姿勢推定段１１８に適用される。段１１８は、無人機の実際の姿勢の推定値を生成し、その推定値は姿勢補正段１２０に適用され、段１２０は、実際の姿勢を、ユーザ１２４によって直接適用されるコマンド（「制御式操縦」構成）及び／又は無人機を静止状態位置に維持するために水平速度補正回路１２６を介して無人機の自動操縦によって内部で生成されるデータ（自動操縦式「固定位置（fixed-position）」構成）に基づいて回路１２２によって生成される角度設定点と比較する。回路１２０に適用され、無人機の実際の姿勢と比較された、おそらく補正された設定点は、モータを適切に制御するために、回路１２０によって回路１０４に送信される。

要約すると、設定点（ユーザによって適用される、及び／又は内部で生成される）と角度測定（姿勢推定回路１１８によって与えられる）との間の誤差に基づいて、姿勢制御ループ１１２は、回路１２０のＰＩ補正器を使用して、角速度設定点を計算する。その後、角速度制御ループ１００は、先行する角速度設定点と、ジャイロメータ１０２によって有効に測定された角速度との間の差を計算する。そのループは、この情報に基づいて、回転速度について（したがって、揚力について）種々の設定点を計算し、その設定点は、ユーザによって要求される、及び／又は無人機の自動操縦によって計画される運動操作を実行するために、モータ１１０に送信される。

特徴として、角度設定点計算回路１２２は、風推定補償回路１２８によって配信された補正も受信する。これについては、以下で詳細に説明する。

水平速度制御ループ１３０は、垂直ビデオカメラ１３２及び高度センサ１３４（気圧計センサと組み合わされた超音波テレメータを有する）を用いる。回路１３６は、垂直カメラ１３２によって生成された画像を、加速度計１１４の信号及び姿勢推定回路１１８の信号と組み合わせて処理し、回路１３８によって無人機の２つのピッチ軸及びロール軸に沿った水平速度の成分を推定する。推定された水平速度は、回路１４０によって与えられた垂直速度推定値と、センサ１３４の情報に基づいて回路１４２によって与えられた高度の推定値とによって補正される。無人機の垂直変位に関して、ユーザ１２４は、コマンドを高度設定点計算回路１４４に適用する。そのような設定点は、回路１４２によって与えられる高度推定値を受信する高度補正回路１４８を介して、上昇速度設定点Ｖ_ｚを計算するための回路１４６に適用される。計算された上昇速度Ｖ_ｚは、設定点上昇速度と測定された上昇速度との差を最小にするために、この設定点速度を回路１４０によって推定された対応する速度と比較するとともに、それに応じて全てのモータの回転速度を同時に増加又は減少させるようにモータコマンドデータ（回路１０８）を修正する回路１５０に適用される。

無人機姿勢制御設定点の詳細
次に、無人機制御設定点が上記で説明した回路によってどのように組み立てられるかについて、一般的な方法で（風がない場合について）明らかにする。
−（ロール軸２４に沿った）無人機の主軸の方向における水平並進速度の成分をｕとする。
−（ピッチ軸２２に沿った）横方向における水平並進速度の成分をｖとする。
−垂直並進速度をｗとする。
無人機に関連付けられた座標系｛ｕ，ｖ，ｗ｝における全体が、基準座標系ＮＥＤに対する無人機の傾斜とは無関係である。

無人機の４つのプロペラｉ（ｉ＝１．．．４）のそれぞれは、モータの回転速度ω_ｉの２乗に比例するトルクΓ_ｉ及び上昇推力Ｆ_ｉを発揮する。

動力学の基本的関係は、無人機の移動基準座標系において投影して（in projection）適用され、これによって、風がない場合に、以下の３つの式が与えられる。

ｐ、ｑ、及びｒは、３つの軸に従った角速度であり、
ｇは、重力加速度であり、
φ及びθは、水平に対する無人機の傾斜を規定する２つの角度（オイラー角：ψが、絶対座標系ＮＥＤの軸Ｚ_ＮＥＤの回りの回転に対応する場合、θは、ψだけ回転された軸Ｙ_ＮＥＤの回りの回転に対応し、φは、軸ｕの回りの回転に対応する）であり、
Ｃ_ｘ及びＣ_ｙは、２つの水平軸における（無人機が受ける摩擦力を反映した）抗力係数であり、
ａは、推力及び上昇速度を回転速度ωに関連付ける係数であり、
ｍは、無人機の質量である。

動力学のモーメント定理が、依然として移動基準系において投影されてシステムに同様に適用され、これによって、以下の３つの式が導かれる。

Ｉ_ｘ、Ｉ_ｙ、及びＩ_ｚは、３つの軸に沿った無人機の慣性の係数を表すパラメータであり、ｌは、モータをその重心から隔てる距離である。

これらの式において、左辺の第１項は、システムの動的モーメントに対応し、第２項は、動的モーメントへのコリオリの力の寄与を表し、右辺は、ロータのそれぞれのプロペラによって生み出される上昇力Ｆ_ｉ及びトルクΓ_ｉが作用するモーメントに対応する。

最後に、３つのオイラー角φ、θ、及びψを用いて、以下の関係が証明される。

したがって、システムの挙動は、全体で、９つの未知数を有する９つの式によって記述される。

無人機が水平の揚力状態（ゼロの速度及び傾斜）にある均衡点付近では、以下の式となる。

式１〜９は、以下の式となる。

したがって、均衡点の近くでは、以下の式となる。

ｉ＝１．．．４についてｗ_ｉ＝ω_ｉ−ω_０とし、一次線形化を均衡点についての前の式に適用すると、以下の線形化された連立方程式が取得される。

水平面における風推定
本発明は、飛行中の無人機の動力学方程式（dynamic equations）に基づく風推定の技法を提案する。この動力学モデルは、その式が下記において与えられ、「カルマンフィルタ」タイプの状態推定器とともに用いられる。このカルマンフィルタタイプは、入力において適用される一連の測定値に基づいて動力学システム（本ケースでは無人機）の状態を推定する無限パルス応答フィルタである。この技法の一般的な原理は、例えば、R. E. Kalman「A new Approach to Linear Filtering and Prediction Problems」（Transactions of the ASME - Journal of Basic Engineering、Vol. 82 (1960)）において得られる。

本ケースにおいては、カルマンフィルタは、以下の６つの状態を用い、また推定する。
−無人機の本体に関連付けられたローカル座標系｛ｕ，ｖ，ｗ｝において表された、地表に対する無人機の変位の速度（Ｄ／Ｓ）の水平成分

及び

と、
−固定された絶対地球座標系ＮＥＤにおいて表された、地表に対する空気の速度（Ａ／Ｓ）の水平成分

及び

と、
−加速度計の軸Ｘ及びＹに沿った当該加速度計のバイアスＢ_Ｘ及びＢ_Ｙ。

したがって、状態ベクトルは、以下のように記述される。

カルマンフィルタの推定器の６つの状態の展開は、無人機の挙動を記述する動力学モデルによって予測することができる。地表に対する速度の測定値及び無人機の加速度測定値は、この推定器によって与えられる予測を再調整するのに役立ち、したがって、ｉ）地表に対する無人機の変位の速度

及び

として、直接測定された量の推定の精度の改善（推定器のフィルタリング機能）と、ｉｉ）成分

及び

に対応する風の速度及び方向として、直接的な測定に利用可能でない量の推定（状態推定器の機能）とを可能にする。

前記飛行中の無人機の前記動力学モデルは、以下の式

によって表せることが証明され、

は、状態ベクトルの初期値Ｘの展開を表し、
システムの入力Ｕは、重力Ｕ＝ｇであり、
Ｃ_ｘ及びＣ_ｙは、その軸ｕ及びｖに沿った前記無人機の空気力学的摩擦係数であり、
ｍは、前記無人機の質量であり、
φ、θ、及びψは、ＮＥＤ座標系に対する前記無人機の前記姿勢を特徴付ける（それぞれロール、ピッチ、及びヨーの）オイラー角であり、
ω_２は、前記軸ｗの回りの回転（ヨー回転運動）の速度であり、
Ｒ_ψは、角度ψに関連付けられた次元２の回転行列である。

２つの部分行列のゼロの項は、仮説によって、風及び加速度計バイアスが短期間にわたって一定であるとみなされるということから由来している。これは、これらの状態の推定を妨げるものではないことに留意されたい。なぜならば、ｉ）風の速度は、それ自体が測定される、地表に対する無人機の速度と動的に結び付けられ、ｉｉ）加速度計バイアスは、加速度測定を通じて測定されるからである。

その上、上記関係の２つの部分行列は、無人機の姿勢と、ヨー軸の回りのその回転速度とに依存するので一定でない（非定常カルマンフィルタに対応する）が、これらのパラメータは、実際には無人機姿勢制御の枠組み内で測定又は推定される限り、推定器によって知られていると考えられることに留意されたい。

具体的には、用いられる推定器が、（連続する反復によって）離散時間で動作する限り、実際には一次近似（「現在の状態Ｘ_ｔの関数としての次の状態Ｘ_ｔ＋δｔ」というタイプの関係）によって動力学モデルを離散化したものを用いることが可能である。

したがって、以下の式となる。

補助的に、無人機が地上にいるときに、無人機の挙動を表す異なる動力学モデルを提供することが可能である。確かに、無人機が着陸すると、風は、それ以降、無人機に影響を及ぼさない。

特にバイアス推定器を不安定化しないように、推定値がゆっくりとゼロに戻ることを可能にするために、以下のタイプの地上動力学モデルが用いられる。

推定器は、この場合、風速の信頼できる推定値を与えることができないので、これは、パラメータτの１次のモデルによって、以前測定された風速をゼロに向けて次第に減少させることを可能にする。このパラメータは、この減少の特性時間であり、例えば、τ＝１秒である。

次に、推定器によって用いられる測定値を説明する。加速度に関して、加速度は、以下の式によって与えられる。

この関係の最後の項は、加速度計が受ける非重力的力を当該加速度計が測定することを考慮に入れるのに役立つ。そのことは、暗黙的に利用される。確かに、式１０及び１１が加速度計測定システムに適用される場合、この加速度計測定システムは、空気力学的摩擦力のみを測定する。したがって、加速度計は、（構成バイアス以下の）検討対象の軸に従ったファクターＣ_ｘ／ｍ又はＣ_ｙ／ｍによって風速に比例する大きさを測定する。

以下の関係は、状態ベクトルの関数として書き直すことができる。
−無人機が飛行中のときは、以下の式となる。

−同様に、無人機が地上にいる（着陸している）ときは、以下の式となる。

速度に関して、この速度は、地表の画像を与える搭載された垂直視カメラによって無人機に関連付けられた座標系｛ｕ，ｖ，ｗ｝において測定される。この画像は、上述した欧州特許出願公開第２４００４６０号に記載されているようなアルゴリズムによって解析される。これらのアルゴリズムは、カメラによって撮像されたシーンの、一の画像からその次の画像への変位を推定し、この推定された変位に、高度の関数であるスケールファクターを適用する。この高度自体は、超音波テレメータによって生成されたデータと気圧計センサによって生成されたデータとをマージすることによって推定される。

無人機の座標系において表される当該無人機の速度は、状態ベクトルの要素であるので、状態ベクトルの関数としての測定値の記述は、以下のように直接的である。

図３及び図４はそれぞれ、実際の状態で同時に推定及び測定された値の風速のモジュラス及び風向のモジュラスの比較記録である。

これらの図には、風の推定された測定値（速度、又は向首角で表された向き）が実線で示され、風速計及び風向計によってそれぞれ実際に測定された値が破線で示されている。

これらの図によって、フィルタの安定化に必要な時間である僅か数十秒の後に達する、本発明の方法によって取得される推定値の優れた品質を検証することが可能になる。

ｔ＝４７０秒〜４８０秒及びｔ＞５６０秒における測定値は、風速推定値を生成することが可能でない構成である、地上に着陸した無人機の状態に対応する。しかしながら、上記に示したように、地上における無人機の特定の動力学モデルの使用によって、風速をゼロに向けて減少させることが可能になり、したがって、加速度計バイアス推定器のあらゆる不安定化が回避される。

風速推定−風補償の使用
風推定は、以下のような幾つかの用途を有する。
−制御モード又は自動操縦モードにおいて、無人機を風に対して安定化させることを可能にする補償を行うこと、
−推定された風を考慮に入れて、測定された速度及び加速度をマージし、自動操縦定点を制御すること、
−姿勢推定器に提供される加速度計構成バイアスを推定すること、したがって、風が存在する場合であっても、この風によって擾乱されない姿勢の効率的な推定値を取得することを可能にすること。

次に、風補償方法を説明する。

この風補償方法は、上記で説明したように取得される推定値に基づいて有利に実施されるが、これは、この風補償方法が風推定の他の技法を用いて実施することができる限り、限定的な方法ではない。

この風補償は、制御飛行モード又は自動操縦定点モードのいずれかにおいて、無人機が制御される基準ピッチをその無人機について求めることにある。すなわち、
−制御飛行では、風に向かっている状態では無人機を支持し、逆に、風の方向では無人機の速度を遅くするために、開ループ基準が操縦の設定点に追加される。
−定点状態に切り替わると、より迅速に無人機が安定状態に到達することが可能であり、補償は、推定と同程度の反応で得られる。

図５は、無人機の自動操縦定点飛行構成のための軸ｕに沿った風推定ループ及び補償ループを示す機能的概略図である。サーボ制御は、軸ｖに沿って同一であり、ｘ項又はθ項がそれぞれｙ項又はφ項に置換され、余弦関数が正弦関数に置き換えられる。

図６は、無人機の制御モード飛行構成について、図５と一致する。

図２の全体的な図式に示されたブロック１２４（ユーザコマンドの制御モードにおける適用）、ブロック１２６（自動操縦モードにおける定点の補正）、及びブロック１２８（姿勢及び速度の測定に基づく風推定、加速度計バイアスの非相関化も含めた風推定）もこれらの２つの図５及び図６に表わされている。

定点補償ループ１２６は、利得１５６を有する積分器ステージ１５４と、比例ステージ１５８とを備える。加算器ステージ１５２の出力設定点は、無人機モータの制御ループに効果的に適用される設定点の偏位を制限するステージ１６０を通じて適用される。

軸ｕ及び軸ｖのそれぞれについて加算器１５２に適用される補償項は、以下となる。

Ｖ_ｗｉｎｄは、推定された風速のモジュラスであり、Ｃ_ｘは、無人機の抗力係数であり、ψ_ｗｉｎｄは、風向の向首角であり、ψ_{ｄｒｏｎｅ}は、無人機の方向の向首角である。

Claims (10)

1. 回転翼無人機（１０）を姿勢及び速度において操縦するように制御することができるそれぞれのモータ（１１０）によって駆動される複数のロータ（１２）を有する、前記無人機を操縦するための方法であって、
   角度設定点（θ、φ）を生成するステップ、及び、これらの設定点を前記無人機のモータの制御ループ（１２０）に適用するステップであって、これらの設定点は、ピッチ軸（２２）及びロール軸（２４）の回りの前記無人機の前記姿勢を制御するように構成されている、生成するステップ、及び、適用するステップと、
   前記無人機の少なくとも１つの動力学モデルを確立するステップ、及び、前記無人機の水平速度成分を、前記無人機の抗力係数及び質量と、絶対地球座標系に対する前記無人機の前記姿勢を特徴付けるオイラー角と、垂直ヨー軸の回りの前記無人機の回転速度と、の関数として記述するステップと、
   前記無人機の加速度の測定から導出される前記無人機の空気力学的抗力を測定するステップと、
   地表に対する前記無人機の相対速度を測定するステップと、
   横風の水平速度成分の推定値を生成するために、カルマン予測フィルタによって、前記無人機の前記動力学モデルに前記空気力学的抗力の測定値及び前記地表に対する速度の測定値を適用するステップと、
   を含む、方法において、
   前記カルマン予測フィルタは、６状態フィルタであり、該状態は、
   前記無人機に関連付けられた座標系において表される、前記地表に対する前記無人機の変位の速度の２つの成分と、
   関連付けられた絶対地球座標系において表される、前記地表に対する風の速度の２つの成分と、
   無人機加速度計バイアスの２つの水平成分と、
   を含むことを特徴とする、回転翼無人機を姿勢及び速度において操縦するように制御することができるそれぞれのモータによって駆動される複数のロータを有する、前記無人機を操縦するための方法。
2. 前記無人機の少なくとも１つの動力学モデルを確立するステップは、ｉ）飛行中の前記無人機の動力学モデル、及びｉｉ）地上の前記無人機の動力学モデルを有する２つの異なるモデルを確立するステップを含み、これらのモデルは、前記無人機の状態の関数として選択的に用いられる、請求項１に記載の方法。
3. 飛行中の前記無人機の前記動力学モデルは、前記無人機の前記座標系における空気の速度に比例する測定値として、前記無人機の加速度の測定値を用いる、請求項１に記載の方法。
4. 飛行中の前記無人機の前記動力学モデルは、タイプ
   

   

   であり、
   

   

   は、状態ベクトルの初期値Ｘに対する該状態ベクトルの展開を表し、
   システムの入力Ｕは、重力Ｕ＝ｇであり、
   Ｃ_ｘ及びＣ_ｙは、前記無人機の軸ｕ及びｖに沿った空気力学的摩擦係数であり、
   ｍは、前記無人機の質量であり、
   φ、θ、及びψは、ＮＥＤ座標系に対する前記無人機の前記姿勢を特徴付ける（それぞれロール、ピッチ、及びヨーの）オイラー角であり、
   ω_２は、前記軸ｗの回りの回転（ヨー回転運動）の速度であり、
   Ｒ_ψは、角度ψに関連付けられた次元２の回転行列である、請求項２に記載の方法。
5. 前記地上の無人機の前記動力学モデルは、タイプ
   

   

   であり、
   

   

   は、状態ベクトルの初期値Ｘに対する該状態ベクトルの展開を表し、
   Ｕは、重力Ｕ＝ｇであり、
   τは、風速の推定値の漸進的減少の時間パラメータである、請求項２に記載の方法。
6. 前記横風の水平速度の前記推定された成分の関数である補正設定点を生成するステップと、
   これらの補正設定点を、前記無人機のモータの前記制御ループに適用されるピッチ及びロールの前記角度設定点に組み合わせるステップと、
   によって、前記無人機の位置決め及び変位に対する前記横風の影響を補償するステップを更に含む、請求項１に記載の方法。
7. 前記補正設定点は、タイプ
   

   

   であり、
   Ｖ_ｗｉｎｄは、推定された風速のモジュラスであり、Ｃ_ｘは、前記無人機の抗力係数であり、ψ_ｗｉｎｄは、前記風向の向首角であり、ψ_{ｄｒｏｎｅ}は、前記無人機の方向の向首角である、請求項６に記載の方法。
8. 前記補償するステップは、開ループ基準ピッチの前記無人機の定義を更に含む、請求項６に記載の方法。
9. 前記無人機が、ユーザ制御された状態での飛行中であるとき、前記補正設定点（θ_{ｗｉｎｄ＿ｃｏｍｐ}、φ_{ｗｉｎｄ＿ｃｏｍｐ}）は、前記ユーザによって適用される操縦設定点（θ_{ｐｉｌｏｔe}、φ_{ｐｉｌｏｔe}）に組み合わされる、請求項６に記載の方法。
10. 前記無人機が、自動操縦静止飛行中であるとき、前記補正設定点（θ_{ｗｉｎｄ＿ｃｏｍｐ}、φ_{ｗｉｎｄ＿ｃｏｍｐ}）は、前記地表に対する前記無人機の前記水平速度の測定値
    

    

    に応じて生成された定点安定化設定点（θ_ｐ、φ_ｐ）に組み合わされる、請求項６に記載の方法。

Images