JP2016043927A - 投げスタートにおける回転翼の無人機を動的に制御する方法 - Google Patents

Abstract

【課題】投げスタートの場合に、無人機のモータの電源を切った状態で、無人機が突然自由落下状態になる初期状態から、安定化し、無人機の制御がユーザに委ねられる最終状態までを最短で遷移可能な方法を提案する。
【解決手段】予測フィルタ高度推定器を初期化し、モータの電源を切った状態で、ユーザによって空中に無人機が投げられ、自由落下状態を検出するステップ２０２と、モータの電源を投入し、高度制御手段の開ループ作動および姿勢制御手段の閉ループ作動を高速始動させるステップ２０４と、高度制御手段の閉ループ作動および姿勢制御手段の閉ループ作動によって無人機を安定化させるステップ２０６と、無人機の角速度全体が所定のしきい値より小さくなるように安定化状態を検出するステップと、安定化状態が検出されると、無人機が安定的なリフト状態にあり、ユーザによる操縦が可能な最終段階に切り替わるステップ２０８とを含む。
【選択図】図４

Description

本発明は、クアッドリコプター（ｑｕａｄｒｉｃｏｐｔｅｒ：４翼ヘリコプター）等の回転翼の無人機（ドローン）に関する。

このような無人機は、複数のモータによってそれぞれ駆動される複数のロータを備え、姿勢や速度についてこれらのモータを個別に制御して、無人機の操縦が行われる。

このような無人機の一般的な例に、Ｐａｒｒｏｔ ＳＡ（フランス、パリ）が提供するＡＲ．Ｄｒｏｎｅ ２．０がある。この無人機は、一連のセンサ（加速度計、３軸ジャイロメータ、高度計）と、進行方向の景色の画像を撮影する前面カメラと、上空飛行時の地面の画像を撮影する垂直視野カメラとを装備したクアッドリコプターである。

本発明は、特に、
無人機のモータの電源が切られているため、ロータが停止している初期状態と、
無人機がリフト状態、すなわち、無人機の水平速度および垂直速度がゼロまたはほぼゼロであるとともに、無人機の傾きも同様である最終状態と、
の間の移行を確保する無人機の自動制御に関する。

ほとんどの場合、初期状態は、無人機が地面に停止している状態である。ユーザは、リモートコントローラからモータの電源を投入し、適切なコマンドで無人機を展開させ、場合によっては、その後、自動操縦離陸の前段階において、無人機は自動的に、地上の所定の高さでリフト状態の態勢をとる。

本発明は、モータの電源を切った状態の無人機を手にしているユーザが、無人機を空間に放つまたは投げる「投げスタート（ｔｈｒｏｗ ｓｔａｒｔ）」タイプの別の飛行始動技術を支援する無人機の動的制御方法に関する。

自由落下効果に対抗するようにモータの電源投入を迅速に行うことと、地面に落下する前に無人機の姿勢および高度を自動的に安定化させることが重要である。

特許文献１には、特に、救助活動で使用可能な無人機、例えば、遭難者に向けて船や陸地から投げる救命浮標の形態の無人機について記載されている。まず、モータの電源を切った状態で地面に置かれた無人機を救命者が掴み、遭難者の方へ投げる。モータの電源投入は自動式で、無人機は、遭難者の上方で自動的にホバリング飛行状態になり、遭難者に安全機器を投下する。しかしながら、同文献には、モータの電源を切った状態で救命者が無人機を投げるタイミングの初期段階と、ホバリング飛行中の安定リフト状態との間を安全かつ迅速に移行するように、無人機のモータが高精度に制御およびサーボ制御される方法については記載されていない。

本発明の課題は、「投げスタート」の前段階中、すなわち、無人機が安定化されることで一時的な自動操縦モードを停止して制御をユーザに委ねることができるまで、最も効率的かつ迅速な方法で上述したような安定化を確保することである。

無人機が静止状態にあり、初期高度が既知（ゼロ）である地面からの離陸始動と異なり、投げスタートの場合、以下のような初期状態、すなわち、
初期速度ゼロでの単純なリリース（ｒｅｌｅａｓｅ）または若干速い初期インパルス速度での未知の方向（やや上向き、やや水平等）に向けたスロー（ｔｈｒｏｗ）、
フラットスローまたは角速度成分を持たせた「スピン」スロー、
ユーザが無人機を放つまたは投げる地面からの高さ、
外部条件、例えば、風、地面効果または近傍の壁の効果等、
のように、初期状態の変動幅が非常に大きい場合があり、事前に予測不能であるため、このような安定化の確保は一層困難である。

また、安定化段階中、モータのいかなるインコヒーレントな影響、例えば、無人機を地面に押す傾向がある誤方向にかかる推力、も回避し最小限に抑えることが望ましい。

特許文献２は、カルマンフィルタ（Ｋａｌｍａｎ−ｆｉｌｔｅｒ）の高度推定器の動作について詳細に記載しているが、この推定器を使用して「投げスタート」または「リリーススタート」の構成で無人機のモータを制御する方法について示していない。

別の文脈において、非特許文献１には、クアッドリコプタータイプの無人機を制御して、「スピン」または「宙返り」タイプ（ロール軸またはピッチ軸周囲の全回転による無人機の回転）の操縦を行う方法が記載されている。しかしながら、いずれにせよ、この操縦は、モータがすでに作動されている初期リフト状態から行われるため、モータの電源を切った状態で無人機を何らかの方法で投げる初期状態から無人機を最終リフト状態にもたらすわけではない。さらに、同文献には、予め算出した軌跡コマンドを用いて、常に同じ高精度の軌跡（スピンまたは宙返り）を生成する複数のパラメータを最適化する方法が記載されている。しかしながら、実際には、このような方法は、何らかのスローの後に無人機を安定化させるために適していない。スローの速度および加速の初期パラメータは非常にばらつきがあり、予測不可能である場合がある。最後に、スピンまたは宙返りの異なる実行ステップ間の移行は常に同時に起こり、無人機の初期動作には関係しない。そのため、この場合、初期条件に応じて高度推定器を制御する特定の方法を提供する必要はない。

国際公開第２０１３／１２３９４４（Ａ１）号 欧州特許出願公開第２６４４２４０（Ａ１）号明細書

Lupashin S et al.,"A Simple Learning Strategy for High-Speed Quadrocopter Multi-Flips",Proceedings of the 2010 IEEE International Conference on Robotics and Automation,May 2010, pp.1642-1648

本発明の目的は、上述したように、投げスタートの場合に、無人機のモータの電源を切った状態で、無人機が突然自由落下状態になる初期状態から、地面からある一定の高さのリフト状態で無人機が安定化し、無人機の制御がユーザに委ねられる最終状態までのすべての時間を最短で遷移可能な方法を提案することである。

このような方法は、例えば、上述した特許文献１から本質的に知られている方法で、加速度計手段の値を受け渡すようにされた加速度計手段と、無人機の角速度の値を受け渡すようにされたジャイロメータと、無人機の高度値を受け渡すようにされた高度計手段と、高度設定値に基づいて動作するサーボ制御ループを備える高度制御手段と、姿勢設定値に基づいて動作するサーボ制御ループを備える姿勢制御手段とを備える無人機で実行されてもよい。

本発明の特質上、高度計手段は、無人機の動的モデルの表現を組み込み、高度および水平速度の変数を含む状態ベクトルに基づいて動作する予測フィルタ推定器を備え、上記方法は、以下のステップ、すなわち、
ａ）予測フィルタ推定器を初期化するステップと、
ｂ）モータの電源が切られた初期状態からユーザによって空中に無人機が投げられるステップと、
ｃ）所定の最短時間の間に、無人機の加速度のノルムが所定のしきい値より低いような自由落下状態を検出するステップと、
ｄ）前記自由落下状態を検出すると、
モータの電源投入、
高度制御手段の開ループ作動、及び
姿勢制御手段の閉ループ作動、
によって高速始動するステップと、
ｅ）その後、少なくとも、モータの前記電源投入の応答時間に等しい期間後、
高度制御手段の閉ループ作動、
姿勢制御手段の閉ループ作動、及び
によって無人機を安定化させるステップと、
ｆ）無人機の角速度全体のノルム（｜Ω｜）が所定のしきい値より小さいような安定化状態を検出するステップと、
ｇ）安定化状態を検出すると、最終状態に切り替えるステップと、
を含む。

さまざまな副次的な好適な特性によれば、
予測フィルタ推定器を初期化するステップａ）は、１ｍから２ｍの範囲の高度変数で状態ベクトルを初期化し、正方向上向きで０から２００ｃｍ／ｓの範囲の垂直速度変数で状態ベクトルを初期化し、および／または、１００ｍｍ／ｓから２０００ｍｍ／ｓの範囲の値で無人機の初期速度の信頼区間を初期化するステップを含み、
ステップｄ）において、開ループで作動された高度制御手段は、高度推定器の初期状態に対応する固定の高度設定値に基づいて動作し、
ステップｅ）において、閉ループで作動された高度制御手段は、予め定められた固定の高度設定値に基づいて動作し、
ステップｄ）およびステップｅ）において、閉ループで作動された姿勢制御手段は、ゼロ調整設定値とゼロ角速度設定値で向かう現在の機首方位（heading）に対応する機首方位設定値に基づいて動作する。

以下、同一の参照番号が図面を通して同一または機能的に同様の要素を示す添付の図面を参照しながら、本発明の例示的な実施形態について説明する。

無人機および無人機を構成する主要素を示す全体図である。 「投げスタート」での飛行開始の初期段階を示す概略図である。 無人機のさまざまな制御、サーボ制御および支援型操縦要素のブロック図である。 モータの電源が切れられた初期状態から安定したホバリング飛行の最終状態へ無人機を切り替える、本発明の方法の異なるステップを詳述したフローチャートである。 ６つの連続したスローで測定された無人機の加速ノルムの変動を示すクロノグラムである。 ６つの連続したスローの１つの異なる段階中の加速ノルムの変動をより正確に示すクロノグラムである。 無人機のセンサによって測定された実高度データと、無人機の安定化段階中に生成される高度データの推定値とを比較した、高度推定器の特定の初期化を行った場合のテスト結果を示す。 無人機のセンサによって測定された実高度データと、無人機の安定化段階中に生成される高度データの推定値とを比較した、高度推定器の特定の初期化を行わなかった場合のテスト結果を示す。

以下、図面を参照しながら本発明の実施形態について説明する。

図１は、中央本体１２を備え、中央本体１２から４つの支持アーム１４が放射状に伸びるクアッドリコプタータイプの無人機１０を示す。各支持アーム１４には、支持アーム１４の上方の水平面に延伸するプロペラ２０を回転駆動するモータ１８を備える推進部１６が遠位端に設けられる。

４つのモータ１８は、図３を参照しながらより詳細に説明する一体型の航行姿勢制御システムによって互いに独立して操縦される。

このような無人機は、好適には、タッチスクリーンおよび一体型加速度計を備えた電話機やマルチメディアプレーヤー、例えば、ｉＰｈｏｎｅタイプの携帯電話機やｉＰａｄタイプのマルチメディアタブレット（共に米国Ａｐｐｌｅ Ｉｎｃ．の登録商標）によって操縦されてもよい。このような装置は、Ｗｉ−Ｆｉの無線リンク（ＩＥＥＥ８０２．１１）やＢｌｕｅｔｏｏｔｈ（登録商標）のローカルネットワークタイプを介して、操縦コマンドを検出し、無人機とデータを双方向にやりとりする必要があるさまざまな制御要素を含む。さらに、このような装置には、無人機のカメラによって撮影された画像と、ユーザが指でタッチスクリーンに触れるだけでコマンドを作動可能な一定数の記号とを重ねて表示できるタッチスクリーンを備える。

慣性センサ（加速度計およびジャイロメータ）は、水平速度の２つの成分である縦成分および横成分は、２つのピッチ軸およびロール軸のそれぞれの傾きに密接に関連していると考えられるため、無人機の角速度および姿勢、すなわち、固定された地球基準座標系の水平面に対する無人機の傾きを表すオイラー角（ピッチφ、ロールθ、ヨーψ）を一定の精度で測定する。

さらに、無人機の下に配設された超音波遠隔計器および搭載気圧計センサが測定を行い、これらの測定を組み合わせて、地面に対する無人機の高度の推定値が得られる。

無人機は、下向きの垂直視野カメラをさらに含み、この垂直視野カメラは、上空飛行中の地面の画像を連続して撮影するようにされた、特に、地面に対する無人機の速度を評価するために使用される。

無人機は、ホバリング飛行時の安定化を行う自動自立システムを備え、この自動自立システムは、特に、上述した装置のタッチスクリーンからユーザが指を離すとすぐに作動され、またはこの装置と無人機との間の無線リンクが中断した場合に作動される。そして、無人機は、ユーザの介入なしに自動的に不動にされ、この固定された位置において安定化されるリフト状態に切り替わる。

一般に、このような無人機のより正確な記載については、国際公開第２０１０／０６１０９９（Ａ２）号および欧州特許出願公開第２３６４７５７（Ａ１）号、さらには、仏国特許出願公開第２９１５５６９（Ａ１）号（特に、無人機によって使用されるジャイロメータおよび加速度計のシステムについて記載）、欧州特許出願公開第２４３１０８４（Ａ１）号（特に、所定の軌道の制御方法について記載）および欧州特許出願公開２６４４２４０（Ａ１）号（特に、気圧計センサおよび超音波センサの測定値に基づいた高度推定器システムについて記載）が参照されてもよい。

図２を参照すると、本発明の目的は、ユーザ２２が手に持っている無人機１０を放つまたは投げる、無人機１０の「投げスタート」を可能にすることである。投げスタート後、無人機１０は、ユーザ２２がモータの電源を切ったまま無人機を投げる時点の初期状態Ｌと、安定リフト状態の最終状態ＳＴＳとの間の軌道２４を辿る。軌道２４は、ユーザ２２が無人機を放つまたは投げる高さ、無人機を投げる際にユーザが無人機にかける初期速度Ｖ、投げる方向が水平ではなく「スピンアウト」した場合に生じうる角速度等によって大きく変わるため、軌道２４は、多少不規則で事前に予測できない。

このような不利な現象（特に、無人機を地面に近づける方向にもたらす傾向にあるモータの推力）を回避および最小限に抑えることによって、初期状態と最終状態の２つの状態の間のこのような移行をより効率的に管理し、最短時間で済むようにすることが重要である。
［無人機のモータの制御およびサーボ制御］
無人機のさまざまな制御およびサーボ制御要素のブロック図である図３を参照しながら、無人機のモータの操縦用設定値を緻密に調整する方法を概略的に説明する。

なお、これらの図は、相互接続された回路として提示されているが、異なる機能の実施例は、本質的にはソフトウェアベースのものであり、図面の表現は例示的なものにすぎないことに留意されたい。

操縦システムは、高度変動の他に、無人機の水平速度、角速度および姿勢を制御するためのいくつかのインタリーブループを伴う。

最も中心的なループは、姿勢角速度制御ループ１００であり、ジャイロメータ１０２によって出力された信号を使用し、姿勢角速度補正ステージ１０４において、該信号と角速度設定値からなる基準値とを比較する。姿勢角速度補正ステージ１０４は、異なるモータの体制を別々に制御して、これらのモータによって駆動されるロータの作用を組み合わせて、無人機の角速度を補正するために、モータ１０８を制御するモータ制御ステージ１０６を操縦する。

ジャイロメータ１０２および加速度計１１０によって与えられる指示は、比例積分（ＰＩ：Ｐｒｏｐｏｒｔｉｏｎａｌ Ｉｎｔｅｇｒａｔｏｒ）タイプの姿勢推定ステージ１１２に適用される。姿勢推定ステージ１１２は、姿勢角速度補正ステージ１０４に適用された無人機の実姿勢（ピッチφ、ロールθ、ヨーψの角度）の推定値を生成する。この姿勢角速度補正ステージ１０４は、ユーザ１１６によって直接適用されたコマンドに基づいて（「制御操縦」構成）、および／または静止リフト位置に無人機を保持するように作用する水平速度補正回路１１８を介して無人機の自動操縦によって内部生成されたデータに基づいて、このように推定された姿勢と、回路１１４によって生成された角度設定値とを比較する。姿勢角速度補正ステージ１０４に適用され、無人機の推定姿勢と比較され、場合によっては補正された設定値は、姿勢角速度補正ステージ１０４によってモータ制御ステージ１０６に送信され、モータ１０８を適切に制御する。

まとめると、設定値（ユーザによる適用および／または内部で生成）と、角度の測定値（姿勢推定回路１１２により取得）との間の誤差に基づいて、姿勢角速度制御ループ１００は、角速度設定値を算出した後、該角速度設定値とジャイロメータ１０２によって効率的に測定された各速度との間の差を算出する。姿勢角速度制御ループ１００は、この情報に基づいて、回転速度（ひいては、上昇力）の異なる設定値を判別する。この設定値は、ユーザによって要求され、および／または、無人機の自動操縦によって予定されている動きを行うようにモータ１０８に送られる。

水平速度制御ループ１２０は、垂直ビデオカメラ１２２と、高度推定器回路１２４（以下にさらに詳細に記載）を使用する。回路１２６は、加速度計１１０および姿勢推定回路１１２の信号と組み合わせて、垂直ビデオカメラ１２２によって生成された画像を処理し、回路１２８によって、無人機の水平速度の２つの成分を推定する。推定水平速度は、回路１３０によって与えられる垂直速度推定値によって、および推定器１３４と、無人機のある特定の飛行形態における高度の値の補正／補償回路１３２とから得られる高度の値によって補正される。

無人機の垂直変位について、ユーザ１１６は、高度設定値を算出する高度設定値算出回路１３４にコマンドを適用し、このような設定値は、補正／補償回路１３２によって与えられる高度推定値を受け取る高度補正回路１３８を介して上昇速度設定値Ｖ_zの算出回路１３６に適用される。算出された上昇速度Ｖ_zは、回路１４０に適用され、回路１４０は、この設定値速度と、回路１４０によって推定される対応速度とを比較し、結果的に、モータ制御データを修正して（モータ制御ステージ１０６）、設定値上昇速度と測定上昇速度との差を最小限に抑えるようにすべてのモータの回転速度を同時に増減させる。
［無人機の高度の推定］
以下、高度推定回路１２４および推定高度値補正／補償回路１３２の動作方法について説明する。

本明細書において、「高度」という用語は、高度ゼロが地面の位置に相当するガリレオ基準座標系等の固定された地球基準座標系において考慮される垂直方向における無人機の瞬間的な位置の値を意味する。したがって、この「高度」は、絶対的な大きさである。

以下、高度推定回路１２４の動作方法について最初に説明する。

この高度推定回路１２４は、入力に適用された一連の測定値に基づいて、動的システム（本願の場合、無人機）の状態を推定する無限インパルス応答フィルタである「カルマンフィルタ」タイプの状態推定器１４２を実行する。この技術の一般的な原理については、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）に記載されている。

本願において、カルマンフィルタは、入力として、
超音波センサ（ＵＳセンサ）１４４によって受け渡される信号と、
気圧計センサ１４６によって受け渡される信号と、
１４８において、加速度計１１０によって受け渡される信号と、
を受信する。

カルマンフィルタの動的システムは、無人機の挙動を記述する等式のセットからなる。このようなモデリングは、特に、上述した特許文献２において明らかにされており、さらなる参照については、同文献を参照されたい。

カルマンフィルタ１４２は、２つの段階、すなわち、
一方では、加速度計信号、他方では、無人機の動的モデリングの手段によって瞬時に無人機の高度を予測することを含む、フィルタの反復毎に実行される予測段階と、
ＵＳセンサ１４４および気圧計センサ１４６によって受け渡される現在の測定値を用いて、予測を補正することを含む調節段階（以下にさらに説明するように、ＵＳセンサは常時利用できるわけではないため、このステップは反復毎に必ずしも実行されない）と、
で連続して動作する。

カルマンフィルタは、４つの状態、すなわち、
開始点（初期位置）に対する無人機の高度と、
垂直速度Ｖ_zと、
加速度計のバイアスと、
気圧計センサ１４６によって受け渡される圧力測定値のバイアスと、
を使用し推定する。

加速度計のバイアスは、特に、温度とともに低周波で変動する加速度計ｚの測定の誤差を表す。この誤差は、２つのセンサ１４４および１４６によって与えられる測定値によって飛行中に調節されることで、特に、これらの測定値がなくなるときより精度が高くなる。

圧力測定のバイアス状態により、気圧計センサ１４６のドリフトが補正される。これらのドリフトは、主に、離陸時、モータの始動時、および飛行の最初の数秒間、温度の上昇とともに現れる。また、これらのドリフトは、他の環境で圧力環境が修正されるとき、例えば、無人機が部屋内で展開して、人がこの部屋の窓を開けるとき等に現れる場合がある。圧力測定のバイアス状態は、ＵＳセンサ１４４の測定値から推定される。ＵＳ測定が利用できなくなくなると、例えば、無人機が反響波を受信しなくなると、圧力測定のバイアス状態は推定されず、一定の値で保たれる。

フィルタの状態を調節するために、フィルタは、以下の３つの観察値を用いる。

ＵＳセンサ１４４によって与えられ、場合によっては、いわゆる、オフセット値によって補正される距離測定値。なお、この観察は常時利用可能なものではない。最適な条件下において、滑らかな地面および低い高度で、２５Ｈｚの繰り返し周波数で測定が行われ、すなわち、この周波数は、通常２００Ｈｚである無人機操縦データの繰り返し周波数の８分の１である。また、無秩序な反響波を受信した場合に測定が行われないようにすることもある。

気圧計センサ１４６によって与えられ、オフセット補正された圧力測定値。この測定は、一般に、反復毎に行われるが、無人機が地面に非常に接近した場合、典型的には、地面から２０ｃｍ未満の位置に接近した場合、圧力測定に強い干渉を起こし測定を乱すヒス効果を考慮し、測定が非作動にされる。

無人機が飛行中でない場合にのみ使用されるゼロ高度測定値。航行回路に送られる高度値をゼロに固定されたままにすることが可能な仮想測定値である。
［投げスタートの制御］
図４は、モータの電源が切られた状態（ステップ２００）の初期状態から、安定化されたホバリング飛行状態（ステップ２０８）の最終状態に無人機を切り替える異なるステップを詳述するフローチャートである。

ユーザは、例えば、遠隔制御装置のタッチインタフェースのボタンを使って「投げスタート」モードを作動させる。

次に、無人機は、ユーザによるスローを待機する（ステップ２０２）。

モータは、ユーザを負傷させないように電源を切った状態にされる。

次に、高度推定器１２４のカルマンフィルタ１４２のパラメータは、投げスタートに適切な特定の方法で初期化される。

実際、地面から離陸する場合は、高度および垂直速度が共にゼロであることは既知である。推定器の初期化は、非常に信頼性が高く、垂直速度に約１ｍｍ／ｓの信頼区間でこれらの状態に非常に低い初期変動を与えることが可能である。

一方で、投げスタートの場合は、初期の高度および速度は既知ではない。特に、高度および垂直速度を含む状態ベクトルの初期条件は、以下の方法で、初期化のために、以下のもの、すなわち、
ほぼ肩の高さの高度、すなわち、約１．５０ｍ（典型的には、１〜２ｍ）、および
７０ｃｍ／ｓ（典型的には、０〜２００ｃｍ／ｓ）の正方向上向きの垂直速度、
を選択することによって修正される。

また、状態推定器の垂直速度成分は、初期化の値について不確かさが非常に高いため、感度が大幅に低減される。センサによって、初期値が非常に不確かである垂直速度を非常に迅速に推定できるようにするために、初期速度の信頼区間は、約１０００ｍｍ／ｓの値（典型的には、１００〜２０００ｍｍ／ｓの範囲の値）で確立される。これにより、図７および図８の例を参照しながら、以下に示すように、２つのＵＳセンサ１４４および気圧計センサ１４６に応じて推定器の収束を迅速に行うことができる。

これにより、無人機を投げる準備が整い、以下のステップ（ステップ２０２）へ切り替えられるかが、この前段階中に作動される自由落下検出器によって判定される。

自由落下検出は、ユーザが無人機を放つとすぐに、できるだけ早くモータを始動させるために、無人機が投げられたことを検出するためのものである。

加速度計１１０は、無人機の局所基準座標系で表される重力場の加速を除外した地球基準座標系における無人機の加速を測定する。実際、無人機が自由落下状態にあるとき、重力の中心の加速は、システムにかかる力のみ、すなわち、重力に等しい。これにより、ゼロ測定の加速によって加速度計の信号が得られる。

検出の原理としては、加速測定のノルムを決定し、このノルムが所与の最短時間中に所与のしきい値Ｓより小さければ、自由落下が検出されたと見なす。このしきい値は、例えば、Ｓ＝４ｍ／ｓ²に固定されることで、センサのバイアスに対して、およびセンサが無人機の慣性の中心にないことにより無人機の回転時に現れる非ゼロ加速成分に対して強固になりうる。

図５は、６つの連続したスローＬ₁〜Ｌ₆で測定された加速ノルムの変動を示すクロノグラムである。また、同図には、重力加速度ｇおよび自由落下状態の検出しきい値Ｓが示されている。

図６は、スローの１つについての加速度ノルムの変動をより正確に示す。

ユーザが無人機を上向きに投げたときに相当する第１段階において、加速度は最大値Ｍまで上昇し、無人機がユーザの手から離れたときに達する。次に、自由落下ＦＦの段階が続き、自由落下状態の検出瞬間ＤＥＴで、自由落下状態の測定された加速度が急減し、対応するしきい値Ｓを越える。この自由落下は、数百ミリ秒後、瞬間ＭＯＴでモータを始動するまで続く。無人機にかかる力が重力だけではなくなり、無人機を推進させるモータの上昇力もかかるため、加速度は再度上昇する。

自由落下が検出されると、モータの電源が投入されるだけでなく、姿勢高度制御ループも作動される（ステップ２０４）。

なお、モータの電源が切られた状態で始まる限り、電源投入に応答する時間が非常に長いため、典型的に、約１００ｍｓ、無人機は（ブラシレスモータではなく）ブラシモータを備えることが好適である。

本発明の特質上、モータの始動の直後に続くこの段階において、高度制御は、すでに推定したフィードフォワード値に等しい固定設定値を用いた開ループ制御であり、これにより、姿勢制御ループが動作可能である平均設定値で４つのモータの始動を確保できる高度制御の開ループ動作により、高度推定器の調節効果はモータコマンドに伝わらない。

姿勢制御について、ゼロ調整と、現在の機首方位に等しい機首方位角度を用いて、高度制御手段は閉ループで動作される。サーボ制御、すなわち、調整設定値（制御された角度φおよびθ）の四元数ＰＩＤ（比例積分微分回路）サーボ制御は本質的に知られており、機首方位に関するコントローラＤ、すなわち、制御は以下の式、すなわち、Ｕψ＝−Ｋ_p・ψによって表され、満たされる。

この高速始動状態は、所定の遅延時間の期間、ほぼモータの応答時間の大きさ、すなわち、約１００ｍｓの間、維持される。

この高速始動（ステップ２０４）の後、後続する段階（ステップ２０６）は、例えば、１．５０ｍに固定された高度基準を用いて、閉ループのＰＩＤサーボ制御によって高度制御が確保される無人機の安定化段階である。一方で、姿勢制御は修正されず、ステップ２０４の高速始動段階に関して上述したものと同じである。

無人機のこの安定化ステップ２０６は、無人機の安定化を確保するのに必要な時間続く。

角速度全体｜Ω｜が所定のしきい値、例えば、９０°／ｓより低くなると、無人機が十分に安定化されていると見なされる。

この安定化段階の期間は大きく変動しえ、水平移動に応じて無人機が投げられる場合に短く、スピン移動に応じて投げられる場合は長くなる。

最終ステップ（ステップ２０８）は、ユーザに制御が戻されるように十分に安定化されたホバリング飛行のステップであり、無人機は、投げスタート後の動作の自動操縦モードを停止する。

図７および図８は、無人機の超音波センサ（図３のＵＳセンサ１１４）によって測定された実高度データと、無人機の安定段階中に生成されたこれらのデータの推定値とを比較できるように、高度推定器の特定の初期化を行った場合と、行わなかった場合のそれぞれのテスト結果を示す。

図７は、カルマンフィルタの修正されていない初期化、すなわち、地面から無人機を始動するための従来の初期化、すなわち、ゼロ高度、ゼロ垂直速度および非常に小さな信頼区間（約１ｍｍ／ｓ）の投げスタートの場合に相当する。

同図には、
ＵＳセンサ１４４によって測定された高度（すなわち、高度推定器１２４が収束する方向の値）、
カルマンフィルタ１４２によって生成されるような高度推定値、および
ゼロに等しい一定の高度基準値、
が示されている。

このような初期化パラメータを用いて、無人機を地面から離陸させるのではなく、（例えば、約１ｍの高さで）手で投げる場合、自由落下検出ＤＥＴの瞬間から、ユーザによって上向きに与えられるインパルスにより高度は上昇する。それは第１段階Ｉに続き、第１段階Ｉにおいて、推定がインコヒーレント、すなわち、推定高度が低下して負の値をとるが、実際には、高度が上昇している。このインコヒーレント推定段階は、推定高度が再度正方向であり増大する前（コヒーレント推定段階ＩＩ）の数百ミリ秒（図示した実施例では約７００ｍｓ）の間継続することがある。したがって、推定を測定に収束させるには、モータがインコヒーレントな態様で制御される期間として数百ミリ秒が必要であり、この期間は、誤った方向に推力をかけることがあり、無人機を地面から離れる方向に移動させるのではなく、地面の方へ向かわせる傾向にある。

図８は、図７に類似しているが、上述したように、投げスタートに特に適応されたカルマンフィルタを初期化した場合のものである。

この実施例では、高度を１．５０ｍ（ゼロの代わりに）に初期化し、垂直速度を７０ｃｍ／ｓで正方向上向き（ゼロの代わりに）に初期化する。また、状態推定器の垂直速度成分は、非常に幅のある信頼区間、この実施例では、１０００ｍｍ／ｓ（１ｍｍ／ｓの代わりに）で固定された信頼区間で、感度が大幅に低減される。

図から分かるように、自由落下検出の瞬間ＤＥＴから、高度の推定値が局所最大値ＭＬに非常に迅速に到達し、その後、下方に低下するため、インコヒーレント推定段階Ｉの期間は極めて短くされ、この期間は、モータの応答時間に相当する、ほぼ１００ｍｓである。後続する段階ＩＩは、コヒーレント推定段階であり、超音波センサによって測定されるように、推定器を実高度へ短い遅延で収束させることができる。

Claims (7)

1. 回転翼の無人機（１０）を動的に制御する方法であって、姿勢、高度および速度において前記無人機を操縦するように異なるモータコマンドが適用されるモータ（１８）それぞれによって駆動される複数のロータ（２０）を有する方法であって、
   この方法は、
   前記無人機のモータの電源が切られている初期状態から、
   前記無人機がリフト状態にある最終状態であって当該最終状態から無人機がユーザによって操縦可能になる最終状態への遷移の動作方法であり、
   前記回転翼無人機は、
   前記無人機の加速値を受け渡すようにされた加速度計手段（１１０）と、
   前記無人機の角速度値を受け渡すようにされたジャイロメータ手段（１０２）と、
   前記無人機の高度値を受け渡すようにされた高度計手段（１２４）と、
   高度設定値に基づいて動作するサーボ制御ループを備える高度制御手段（１３２〜１３８）と、
   姿勢設定値に基づいて動作するサーボ制御ループを備える姿勢制御手段（１０４、１０６、１１２）と、
   を備え、
   前記方法は、
   前記モータが切られた状態の前記初期状態から前記無人機を空中に投げるステップと、
   前記モータの電源を投入し、前記高度制御手段および前記姿勢制御手段を作動させるステップと、
   前記最終状態でリフト条件で前記無人機を安定化させるステップと、
   を有し、
   前記方法は、
   前記高度計手段が、前記無人機の動的モデルの表現を組み込み、高度および水平速度変数を含む状態ベクトルに基づいて動作する予測フィルタ推定器（１４２）を備え、
   前記方法は、以下の連続するステップ、すなわち、
   ａ）前記予測フィルタ推定器を初期化するステップ（２０２）と、
   ｂ）前記モータの電源を切った状態で、前記初期状態（ＬＬ）から前記ユーザによって空中に前記無人機を投げるステップと、
   ｃ）所定の最短時間の間に、前記無人機の加速度のノルム（｜γ｜）が所定のしきい値より低いような自由落下（ＦＦ）状態を検出するステップと、
   ｄ）前記自由落下状態を検出すると、
   前記モータの電源の投入、
   前記高度制御手段の開ループ作動、及び
   前記姿勢制御手段の閉ループ作動によって、高速始動するステップ（２０４）と、
   ｅ）その後、少なくとも、前記モータの前記電源投入の応答時間に等しい期間期間後、
   前記高度制御手段の閉ループ作動、及び
   前記姿勢制御手段の閉ループ作動によって、前記無人機を安定化させるステップ（２０６）と、
   ｆ）前記無人機の角速度全体のノルム（｜Ω｜）が所定のしきい値（Ｓ）より小さいような安定化状態を検出するステップと、
   ｇ）前記安定化状態を検出すると、最終状態に切り替えるステップ（２０８）と、
   を含むことを特徴とする方法。
2. 前記予測フィルタ推定器を初期化する前記ステップａ）は、１ｍから２ｍの範囲の高度変数で前記状態ベクトルを初期化するステップを含む、請求項１に記載の方法。
3. 前記予測フィルタ推定器を初期化する前記ステップａ）は、正方向上向きで０から２００ｃｍ／ｓの範囲の垂直速度変数で状態ベクトルを初期化するステップを含む、請求項１に記載の方法。
4. 前記予測フィルタ推定器を初期化する前記ステップａ）は、１００ｍｍ／ｓから２０００ｍｍ／ｓの範囲の値で前記無人機の初期速度の信頼区間を初期化するステップを含む、請求項１に記載の方法。
5. 前記ステップｄ）において、開ループで作動された前記高度制御手段は、前記高度推定器の初期状態に対応する固定の高度設定値に基づいて動作する、請求項１に記載の方法。
6. 前記ステップｅ）において、閉ループで作動された前記高度制御手段は、予め定められた固定の高度設定値に基づいて動作する、請求項１に記載の方法。
7. 前記ステップｄ）および前記ステップｅ）において、閉ループで作動された前記姿勢制御手段は、ゼロ調整設定値とゼロ角速度設定値で向かう現在の機首方位に対応する機首方位設定値に基づいて動作する、請求項１に記載の方法。