JP2017007429A - Control device, aircraft, and program - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、制御装置、航空機、及びプログラムに関する。 The present invention relates to a control device, an aircraft, and a program.
従来、農薬散布や災害地域の空中からの調査、火山活動などの危険状況下での調査等の用途として、無人航空機（以下、ＵＡＶ：Ｕｎｍａｎｎｅｄ Ａｅｒｉａｌ Ｖｅｈｉｃｌｅ）の開発が進められている。
従来の技術では、ＵＡＶは、固定翼型と、ヘリコプタ型との２つの形態によって実現されることが一般的であった。しかしながら、固定翼型は、離着陸の際に十分なスペースが確保できない場合があった。また、固定翼型は、運航に際して、空中でのホバリング等の運用をすることができないという問題があった。また、ヘリコプタ型は、空中でのホバリング等の運用が可能であっても、飛行速度、及び航続時間の性能が固定翼機と比較して劣る場合があった。
このため、ヘリコプタ型のように垂直離発着や空中でのホバリング等の運用が可能であって、かつ、固定翼型と同等の飛行速度、及び航続時間の性能を有するＵＡＶとして、ティルト翼機が使用される場合がある。ティルト翼機の飛行をゲインスケジューリングによって制御する技術が知られている（特許文献１）。
2. Description of the Related Art Conventionally, unmanned aerial vehicles (UAVs) have been developed for applications such as pesticide spraying, surveys from the air in disaster areas, and surveys under dangerous conditions such as volcanic activity.
In the prior art, UAV is generally realized by two forms of a fixed wing type and a helicopter type. However, the fixed wing type sometimes cannot secure a sufficient space during takeoff and landing. In addition, the fixed wing type has a problem that it cannot be used for hovering in the air during operation. Further, even if the helicopter type can be operated such as hovering in the air, the performance of the flight speed and the cruising time may be inferior to those of the fixed wing aircraft.
For this reason, tilt wing aircraft can be used as a UAV that can perform operations such as vertical take-off and landing and hovering in the air like a helicopter type, and has the same flight speed and cruising time performance as a fixed wing type. May be. A technique for controlling the flight of a tilt wing aircraft by gain scheduling is known (Patent Document 1).
従来の技術におけるティルト翼機の飛行は、線形制御によって行われることが一般的であった。しかしながら、従来の技術では、ティルト翼機の飛行が翼の角度に伴って運動が非線形となる場合に、線形制御では制御できない場合があった。 The flight of a tilt wing aircraft in the prior art is generally performed by linear control. However, in the prior art, when the flight of the tilt wing aircraft becomes nonlinear with the angle of the wing, the linear control may not be possible.
本発明は、非線形運動を考慮した制御によってティルト翼機を制御する制御装置、航空機、及びプログラムを提供することを目的とする。 An object of this invention is to provide the control apparatus, aircraft, and program which control a tilt wing machine by control in consideration of nonlinear motion.
本発明の一実施形態は、ティルト翼のティルト角のべき級数をパラメータとする状態方程式に基づいて前記ティルト翼を備える航空機を制御する制御装置である。 One embodiment of the present invention is a control device that controls an aircraft including the tilt wing based on a state equation having a power series of a tilt angle of the tilt wing as a parameter.
また、本発明の一実施形態は、前記航空機とは、少なくとも２つの前記ティルト翼を備え、前記ティルト翼のそれぞれに少なくとも１つの回転翼を備え、前記ティルト翼のそれぞれのティルト角に基づいて前記回転翼の回転数を含む複数の制御対象を制御する制御装置である In one embodiment of the present invention, the aircraft includes at least two tilt wings, each of the tilt wings includes at least one rotary wing, and the aircraft is based on a tilt angle of the tilt wing. A control device that controls a plurality of control objects including the rotational speed of a rotor blade
また、本発明の一実施形態は、上述の制御装置によって制御される航空機である。 Moreover, one Embodiment of this invention is an aircraft controlled by the above-mentioned control apparatus.
また、本発明の一実施形態は、コンピュータに、ティルト翼のティルト角を取得するティルト角取得ステップと、前記ティルト角取得ステップにおいて取得された前記ティルト角のべき級数をパラメータとする状態方程式に基づいて、航空機を制御する制御ステップとを実行させるためのプログラムである。 Further, an embodiment of the present invention is based on a tilt angle acquisition step of acquiring a tilt angle of a tilt blade and a state equation using as a parameter the power series of the tilt angle acquired in the tilt angle acquisition step. And a control step for controlling the aircraft.
本発明によれば、非線形運動を考慮した制御によってティルト翼機を制御する制御装置、航空機、及びプログラムを提供することができる。 ADVANTAGE OF THE INVENTION According to this invention, the control apparatus, aircraft, and program which control a tilt wing machine by the control which considered the nonlinear motion can be provided.
［実施形態］
以下図を参照して本実施形態におけるティルト翼機１の実施形態について説明する。
図１は、本実施形態におけるティルト翼機１の一例を示す模式図である。図１に示すＸＢＹＢＺＢ直交座標系は、ある定常状態のティルト翼機１の機体軸を示す。具体的には、ＸＢ軸は、ティルト翼機１の機体の中心軸である。また、ＹＢ軸は、ＸＢ軸と直交しており、機体の左右方向の軸である。また、ＺＢ軸は、ＸＢ軸、ＹＢ軸とそれぞれ直交する軸である。図１に示すとおり、本実施形態のティルト翼機１は、主翼ＷＧを備える。具体的には、主翼ＷＧには、前方に前翼ＦＷと、後方に後翼ＢＷとが含まれる。更に具体的には、前翼ＦＷには、右側に右前翼ＲＦＷと、左側に左前翼ＬＦＷとが含まれる。後翼ＢＷには、右側に右後翼ＲＢＷと、左側に左後翼ＬＢＷとが含まれる。すなわち、本実施形態において、主翼ＷＧとは、左前翼ＬＦＷ、右前翼ＲＦＷ、右後翼ＲＢＷ、及び左後翼ＬＢＷである。以下、右前翼ＲＦＷと、右後翼ＲＢＷとを総称して右側翼ＲＷとも称する。また、左前翼ＬＦＷと、左後翼ＬＢＷとを総称して左側翼ＬＷとも称する。
本実施形態のティルト翼機１の主翼ＷＧは、ティルト翼である。すなわち、本実施形態の主翼ＷＧは、機体に対して主翼ＷＧのティルト角ξがそれぞれ可変である。
[Embodiment]
Hereinafter, an embodiment of a
FIG. 1 is a schematic diagram illustrating an example of a
The main wing WG of the
以下、図２を参照して、本実施形態のティルト角ξについて具体的に説明する。図２は、本実施形態におけるティルト角ξの一例を示す模式図である。図２に示すＸＹ直交座標系は、Ｙ軸が主翼ＷＧの翼弦線である。また、図２に示すＸＹ直交座標系は、Ｘ軸がＹ軸と、ＸＢＺＢ平面上で直交する軸である。具体的には、前翼ＦＷのＹ軸がＹ１軸であり、Ｘ軸がＸ１軸である。また、後翼ＢＷのＹ軸がＹ２軸であり、Ｘ軸がＸ２軸である。
図２に示すとおり、主翼ＷＧは、機体と、主翼ＷＧとを接続する軸であるティルト翼軸ＡＸ周りに角度を可変する。具体的には、前翼ＦＷは、機体と、前翼ＦＷとを接続する軸であるティルト翼軸ＡＸ１周りに角度が変化する。また、後翼ＢＷは、機体と、後翼ＢＷとを接続する軸であるティルト翼軸ＡＸ２周りに角度が変化する。ティルト角ξは、ＸＢ軸を０°とした場合のＸＢ軸と、Ｙ軸とのなす角である。ティルト角ξは、ＸＢ軸を０°としてＺＢ軸のマイナス方向へ９０°可変する。
この一例では、前翼ＦＷである右前翼ＲＦＷと、左前翼ＬＦＷとが同一の角度によって可変する場合について説明する。また、後翼ＢＷである右後翼ＲＢＷと、左後翼ＬＢＷとが同一の角度によって可変する場合について説明する。図２に示すとおり、前翼ＦＷの角度をティルト角ξ１と称する。また、後翼ＢＷの角度をティルト角ξ２と称する。
Hereinafter, the tilt angle ξ of this embodiment will be described in detail with reference to FIG. FIG. 2 is a schematic diagram showing an example of the tilt angle ξ in the present embodiment. In the XY orthogonal coordinate system shown in FIG. 2, the Y axis is a chord line of the main wing WG. In the XY orthogonal coordinate system shown in FIG. 2, the X axis is an axis orthogonal to the Y axis on the X B Z B plane. Specifically, the Y axis of the front wing FW is the Y 1 axis, and the X axis is the X 1 axis. Further, Y-axis of the rear wing BW is Y 2 axis, X-axis is the X 2 axis.
As shown in FIG. 2, the main wing WG changes an angle around a tilt blade axis AX that is an axis connecting the airframe and the main wing WG. Specifically, front wing FW includes a body, the angle is changed before tilt wing axis AX 1 about an axis connecting the blade FW. The rear wing BW includes a fuselage angle tilt blade axis AX 2 about an axis connecting the rear wing BW changes. Tilt angle ξ is an X B axis in the case where the X B axis and 0 °, which is the angle between the Y-axis. Tilt angle ξ is 90 ° variable in the negative direction of Z B axis X B-axis as 0 °.
In this example, the case where the right front wing RFW, which is the front wing FW, and the left front wing LFW are varied by the same angle will be described. A case will be described in which the right rear wing RBW, which is the rear wing BW, and the left rear wing LBW vary by the same angle. As shown in FIG. 2, the angle of the front wing FW is referred to as a tilt angle ξ 1 . Also refers to the angle of the rear wing BW and tilt angle xi] 2.
ここで、主翼ＷＧは、主翼ＷＧ毎にサーボ機構であるティルトサーボ機構ＴＳ（不図示）を備える。ティルトサーボ機構ＴＳは、主翼ＷＧのティルト角ξを制御する。主翼ＷＧには、ティルト角ξに応じた、揚力ｆｌと、抗力ｄとが生じる。
すなわち、左前翼ＬＦＷには、ティルト角ξに応じた主翼揚力ｆｌ１と、主翼抗力ｄ１とが生じる。右前翼ＲＦＷには、ティルト角ξに応じた主翼揚力ｆｌ２と、主翼抗力ｄ２とが生じる。右後翼ＲＢＷには、ティルト角ξに応じた主翼揚力ｆｌ３と、主翼抗力ｄ３とが生じる。左後翼ＬＢＷには、ティルト角ξに応じた主翼揚力ｆｌ４と、主翼抗力ｄ４とが生じる。またティルト角ξを可変することによって、主翼ＷＧに生じる揚力ｆｌと、抗力ｄとは調整される。
Here, the main wing WG includes a tilt servo mechanism TS (not shown) that is a servo mechanism for each main wing WG. The tilt servo mechanism TS controls the tilt angle ξ of the main wing WG. In the main wing WG, a lift force fl and a drag force d corresponding to the tilt angle ξ are generated.
That is, the main wing lift fl1 and the main wing drag d1 corresponding to the tilt angle ξ are generated in the left front wing LFW. In the right front wing RFW, a main wing lift fl2 corresponding to the tilt angle ξ and a main wing drag d2 are generated. In the right rear wing RBW, a main wing lift fl3 corresponding to the tilt angle ξ and a main wing drag d3 are generated. In the left rear wing LBW, a main wing lift fl4 corresponding to the tilt angle ξ and a main wing drag d4 are generated. Further, by changing the tilt angle ξ, the lift force fl generated on the main wing WG and the drag force d are adjusted.
なお、ここでは前翼ＦＷがティルト角ξ１、及び後翼ＢＷがティルト角ξ２によって可変する場合について説明したが、これに限られない。ティルト翼機１の左前翼ＬＦＷと、右前翼ＲＦＷと、右後翼ＲＢＷと、左後翼ＬＢＷとは、それぞれが異なる角度によって傾いてもよい。
Here, the case where the front wing FW is changed by the tilt angle ξ 1 and the rear wing BW is changed by the tilt angle ξ 2 has been described, but the present invention is not limited to this. The left front wing LFW, the right front wing RFW, the right rear wing RBW, and the left rear wing LBW of the
次に、図１に戻り、推進ユニットＰＵについて説明する。本実施形態のティルト翼機１は、主翼ＷＧ毎に少なくとも１つの推進ユニットＰＵを備える。具体的には、前翼ＦＷは、推進ユニットＰＵ１と、推進ユニットＰＵ２とを備える。後翼ＢＷは、推進ユニットＰＵ３と、推進ユニットＰＵ４とを備える。更に具体的には、左前翼ＬＦＷは、推進ユニットＰＵ１を備える。右前翼ＲＦＷは、推進ユニットＰＵ２を備える。右後翼ＲＢＷは、推進ユニットＰＵ３を備える。左後翼ＬＢＷは、推進ユニットＰＵ４を備える。この一例では、主翼ＷＧは、右側翼ＲＷの両端から中央となる位置と、左側翼ＬＷの両端から中央となる位置とに推進ユニットＰＵを備える場合について説明する。
Next, returning to FIG. 1, the propulsion unit PU will be described. The
以下、図３を参照して推進ユニットＰＵの詳細について説明する。図３は、本実施形態における推進ユニットＰＵの一例を示す模式図である。推進ユニットＰＵは、原動機Ｍと、回転翼ＰＷと、回転軸ＰＡＸとを備える。回転翼ＰＷと、原動機Ｍとは、回転軸ＰＡＸによって接続される。原動機Ｍは、回転することによって回転軸ＰＡＸを介して回転翼ＰＷを駆動する。原動機Ｍは、フェアリングに覆われており、原動機Ｍが、回転翼ＰＷを駆動することにより、ロータ推力Ｔが発生する。ロータ推力Ｔは、回転翼ＰＷの前方、すなわち図３に示すＹ軸の正の方向に発生する。また、推進ユニットＰＵは、回転翼ＰＷの回転数ＲＵを可変することによって、ロータ推力Ｔを調整する。
具体的には、推進ユニットＰＵ１は、原動機Ｍ１が回転翼ＰＷ１を駆動することにより、ロータ推力Ｔ１を発生させる。推進ユニットＰＵ２は、原動機Ｍ２が回転翼ＰＷ２を駆動することにより、ロータ推力Ｔ２を発生させる。推進ユニットＰＵ３は、原動機Ｍ３が回転翼ＰＷ３を駆動することにより、ロータ推力Ｔ３を発生させる。推進ユニットＰＵ４は、原動機Ｍ４が回転翼ＰＷ４を駆動することにより、ロータ推力Ｔ４を発生させる。図３に示すＹ軸が地表面に対して鉛直方向である場合、ロータ推力Ｔは、ティルト翼機１の揚力となる。また、図３に示すＹ軸が地表面に対して水平方向である場合、ロータ推力Ｔは、ティルト翼機１の推力となる。
Hereinafter, the details of the propulsion unit PU will be described with reference to FIG. FIG. 3 is a schematic diagram illustrating an example of the propulsion unit PU in the present embodiment. The propulsion unit PU includes a prime mover M, a rotating blade PW, and a rotating shaft PAX. The rotary blade PW and the prime mover M are connected by a rotary shaft PAX. The prime mover M drives the rotor blade PW via the rotating shaft PAX by rotating. The prime mover M is covered with a fairing, and the rotor thrust T is generated when the prime mover M drives the rotor blades PW. The rotor thrust T is generated in front of the rotor blade PW, that is, in the positive direction of the Y axis shown in FIG. Further, the propulsion unit PU adjusts the rotor thrust T by changing the rotational speed RU of the rotor blade PW.
Specifically, propulsion units PU1, by motor M1 drives the rotating blades PW1, to generate a rotor thrust T 1. Propulsion unit PU2, by the prime mover M2 to drive the rotor blade PW2, to generate a rotor thrust T 2. Propulsion unit PU3, by the prime mover M3 to drive the rotor blade PW3, to generate a rotor thrust T 3. Propulsion unit PU4, by motor M4 to drive the rotor blade PW4, to generate a rotor thrust T 4. When the Y axis shown in FIG. 3 is perpendicular to the ground surface, the rotor thrust T is the lift of the
次に、図１に戻り、フラッペロンＦＡについて説明する。図１に示すとおり、本実施形態のティルト翼機１は、主翼ＷＧ毎に少なくとも２つのフラッペロンＦＡを備える。具体的には、前翼ＦＷは、フラッペロンＦＡ１と、フラッペロンＦＡ２とを備える。後翼ＢＷは、フラッペロンＦＡ３と、フラッペロンＦＡ４とを備える。更に具体的には、左前翼ＬＦＷは、フラッペロンＦＡ１を備える。右前翼ＲＦＷは、フラッペロンＦＡ２を備える。右後翼ＲＢＷは、フラッペロンＦＡ３を備える。左後翼ＬＢＷは、フラッペロンＦＡ４を備える。
Next, returning to FIG. 1, the flaperon FA will be described. As shown in FIG. 1, the
なお、ここではティルト翼機１がフラッペロンＦＡを備える場合について説明したが、これに限られない。ティルト翼機１は、フラッペロンＦＡに代えてエルロンと、フラップとのいずれかを備えてもよい。また、ティルト翼機１は、エルロンと、フラップとの両方を備えてもよい。
In addition, although the case where the
以下、図３を参照してフラッペロン偏向推力Ｆについて説明する。図３に示すとおり、フラッペロンＦＡは、機体と、フラッペロンＦＡとを接続する軸であるフラッペロン軸ＦＡＸ周りに角度を可変する。フラッペロン軸ＦＡＸ周りにフラッペロンＦＡの角度が可変することにより、フラッペロンＦＡは、主翼ＷＧからフラッペロン偏向角ＤＡが示す角度だけ傾く。具体的には、フラッペロン軸ＦＡＸを原点として、Ｙ軸と、フラッペロンＦＡの翼弦線とのなす角がフラッペロン偏向角ＤＡである。
フラッペロンＦＡは、Ｙ軸を０°としてＸ軸の正の方向と、負の方向とに傾く。フラッペロン偏向角ＤＡ１は、Ｙ軸を０°として、Ｘ軸の正の方向への傾きを示す。フラッペロン偏向角ＤＡ２は、Ｙ軸を０°として、Ｘ軸の負の方向への傾きを示す。フラッペロンＦＡは、フラッペロン偏向角ＤＡに応じたフラッペロン偏向推力Ｆを生じさせる。フラッペロンＦＡは、フラッペロン偏向角ＤＡ１が示す角度で傾く場合、Ｘ軸の負の方向にフラッペロン偏向推力Ｆを生じさせる。また、フラッペロンＦＡは、フラッペロン偏向角ＤＡ２が示す角度で傾く場合、Ｘ軸の正の方向にフラッペロン偏向推力Ｆを生じさせる。
The flaperon deflection thrust F will be described below with reference to FIG. As shown in FIG. 3, the flaperon FA changes the angle around the flaperon axis FAX which is an axis connecting the airframe and the flaperon FA. By changing the angle of the flaperon FA around the flaperon axis FAX, the flaperon FA is tilted from the main wing WG by the angle indicated by the flaperon deflection angle DA. Specifically, the angle between the Y axis and the chord line of the flaperon FA with the flaperon axis FAX as the origin is the flaperon deflection angle DA.
The flaperon FA is inclined in the positive direction of the X axis and the negative direction with the Y axis being 0 °. The flaperon deflection angle DA1 indicates the inclination of the X axis in the positive direction with the Y axis as 0 °. The flaperon deflection angle DA2 indicates the inclination of the X axis in the negative direction with the Y axis as 0 °. The flaperon FA generates a flaperon deflection thrust F corresponding to the flaperon deflection angle DA. When the flaperon FA is inclined at the angle indicated by the flaperon deflection angle DA1, the flaperon deflection force F is generated in the negative direction of the X axis. Further, when the flaperon FA is inclined at the angle indicated by the flaperon deflection angle DA2, the flaperon deflection thrust F is generated in the positive direction of the X axis.
具体的には、左前翼ＬＦＷは、フラッペロン偏向角ＤＡに応じたフラッペロン偏向推力Ｆ１を生じさせる。右前翼ＲＦＷは、フラッペロン偏向角ＤＡに応じたフラッペロン偏向推力Ｆ２を生じさせる。右後翼ＲＢＷは、フラッペロン偏向角ＤＡに応じたフラッペロン偏向推力Ｆ３を生じさせる。左後翼ＬＢＷは、フラッペロン偏向角ＤＡに応じたフラッペロン偏向推力Ｆ４を生じさせる。
フラッペロンＦＡは、フラッペロンＦＡ毎にフラッペロン駆動部ＡＣ（不図示）を備える。フラッペロン駆動部ＡＣは、フラッペロン偏向角ＤＡを制御する。
Specifically, left wing LFW causes the flaperon deflection thrust F 1 corresponding to the flaperon deflection angle DA. Right front wing RFW causes the flaperon deflection thrust F 2 corresponding to the flaperon deflection angle DA. Right rear wing RBW causes the flaperon deflection thrust F 3 corresponding to the flaperon deflection angle DA. The left rear wing LBW generates a flaperon deflection thrust F 4 corresponding to the flaperon deflection angle DA.
The flaperon FA includes a flaperon driving unit AC (not shown) for each flaperon FA. The flaperon drive unit AC controls the flaperon deflection angle DA.
次に、図１に戻り、ラダーＬＤについて説明する。図１に示すとおり、本実施形態のティルト翼機１は、ラダーＬＤを備える。ラダーＬＤは、機体と、ラダーＬＤと接続する軸であって、ＸＢＺＢ平面上に存在するラダー軸ＬＡＸ周りに角度を可変する。ラダー軸ＬＡＸ周りにラダーＬＤの角度が可変することにより、ラダーＬＤは、ＸＢ軸からラダー偏向角ＬＤＡ（不図示）が示す角度だけ傾く。具体的には、ラダー軸ＬＡＸを原点として、ＸＢ軸と、ラダーＬＤの翼弦線とのなす角がラダー偏向角ＬＤＡである。
ラダーＬＤは、ＸＢ軸を０°として、ＹＢ軸の正の方向と、負の方向とに傾く。ラダー偏向角ＬＤＡ１は、ＸＢ軸を０°として、ＹＢ軸の正の方向への傾きを示す。ラダー偏向角ＬＤＡ２は、ＸＢ軸を０°として、ＹＢ軸の負の方向への傾きを示す。ラダーＬＤは、ラダー偏向角ＬＤＡに応じたラダー偏向推力ＬＤＦ（不図示）を生じさせる。ラダーＬＤは、ラダー偏向角ＬＤＡ１が示す角度で傾く場合、ＹＢ軸の負の方向へラダー偏向推力ＬＤＦを生じさせる。また、ラダーＬＤは、ラダー偏向角ＬＤＡ２が示す角度で傾く場合、ＹＢ軸の正の方向へラダー偏向推力ＬＤＦを生じさせる。
ラダーＬＤは、ラダー駆動部ＬＡＣ（不図示）を備える。ラダー駆動部ＬＡＣは、ラダー偏向角ＬＤＡを制御する。
Next, returning to FIG. 1, the ladder LD will be described. As shown in FIG. 1, the
Ladder LD is an X B-axis as 0 °, tilts the positive direction of the Y B axis, and a negative direction. Ladder deflection angle LDA1 is the X B axis as 0 °, indicating the inclination in the positive direction of the Y B axis. Ladder deflection angle LDA2 is the X B axis as 0 °, shows a gradient in the negative direction of the Y B axis. The ladder LD generates a ladder deflection thrust LDF (not shown) corresponding to the ladder deflection angle LDA. Ladder LD, when inclined at an angle indicated by the ladder deflection angle LDA1, causing the ladder deflection thrust LDF in the negative direction of the Y B axis. Further, the ladder LD, when inclined at an angle indicated by the ladder deflection angle LDA2, causing the ladder deflection thrust LDF in the positive direction of the Y B axis.
The ladder LD includes a ladder driving unit LAC (not shown). The ladder drive unit LAC controls the ladder deflection angle LDA.
上述したように、ティルト翼機１は、前翼ＦＷと、後翼ＢＷとを備える。前翼ＦＷは、推進ユニットＰＵ１と、推進ユニットＰＵ２とを備える。後翼ＢＷは、推進ユニットＰＵ３と、推進ユニットＰＵ４とを備える。
本実施形態のティルト翼機１は、ティルト角ξ１と、ティルト角ξ２とに基づいて、推進ユニットＰＵが備える回転翼ＰＷの回転数ＲＵと、フラッペロンＦＡのフラッペロン偏向角ＤＡとが制御される。これにより、ティルト翼機１に働く揚力、推力、及び抗力が調整される。
As described above, the
In the
次に、図４を参照して、ティルト翼機１の飛行動作について説明する。図４は、本実施形態におけるティルト翼機１の飛行の一例を示す第１の模式図である。
図４に示すとおり、ティルト翼機１は、ティルト角ξ１と、ティルト角ξ２とを９０°にした状態で飛行する。この飛行モードをヘリコプタモードと称する。ティルト翼機１は、離陸時、着陸時、及びホバリング飛行時にヘリコプタモードによって飛行する。
Next, the flight operation of the
As shown in FIG. 4, the
次に、図５を参照して、ティルト翼機１の飛行動作について説明する。図５は、本実施形態におけるティルト翼機１の飛行の一例を示す第２の模式図である。
図５に示すとおり、ティルト翼機１は、ティルト角ξ１と、ティルト角ξ２とを０°にした状態で飛行する。この飛行モードを飛行機モードと称する。ティルト翼機１は、巡航時に飛行機モードによって飛行する。
上述したように、ティルト翼機１は、飛行中にティルト角ξを可変させることによって飛行状態が異なる。
Next, the flight operation of the
As shown in FIG. 5, the
As described above, the
なお、この一例では、ティルト翼機１は、巡航する場合には、図５に示すとおりティルト角ξを０°にした状態で飛行する場合について説明したが、これに限られない。ティルト翼機１は、着陸時、上昇時、及び下降時に図５に示すティルト角ξを０°にした状態で飛行してもよい。
なお、この一例では、ティルト翼機１は、ティルト角ξが０°、又は９０°である場合の飛行について説明したが、これに限られない。すなわち、ティルト翼機１は、ティルト角ξを０°から９０°までのある角度で飛行してもよい。
In this example, when the
In this example, the
次に、図６を参照して、ティルト翼機１の動作の詳細について説明する。図６は、本実施形態におけるティルト翼機１の動作の一例を示す模式図である。
本実施形態では、ティルト翼機１がＸＢ軸方向へ進行する速度を、速度Ｕと称する。また、ティルト翼機１がＹＢ軸方向へ進行する速度を、速度Ｖと称する。また、ティルト翼機１がＺＢ軸方向へ進行する速度を、速度Ｗと称する。ティルト翼機１は、その速度を測定するために機速センサ３１０（不図示）を備える。ティルト翼機１は、機速センサ３１０によって速度Ｕ、速度Ｖ、及び速度Ｗを検出する。
Next, with reference to FIG. 6, the detail of operation | movement of the
In the present embodiment, the rate at which the tilt-
また、ティルト翼機１は、ローリング、ピッチング、及びヨーイングすることによって姿勢が変化する。本実施形態では、ティルト翼機１は、ＸＢ軸回りに角速度Ｐによってローリングする。ティルト翼機１は、ＹＢ軸回りに角速度Ｑによってピッチングする。ティルト翼機１は、ＺＢ軸周りに角速度Ｒによってヨーイングする。ティルト翼機１は、ローリングすることにより、ある定常状態からロール角φが示す角度だけ傾く。また、ティルト翼機１は、ピッチングすることにより、ある定常状態から、ピッチ角θが示す角度だけ傾く。また、ティルト翼機１は、ヨーイングすることにより、ある定常状態から、ヨー角ψが示す角度だけ傾く。ティルト翼機１は、傾きを検出するため、姿勢センサ３２０（不図示）を備える。この姿勢センサ３２０とは、例えば、ジャイロセンサ、加速度センサ等である。ティルト翼機１は、姿勢センサ３２０によって角速度Ｐ、角速度Ｑ、角速度Ｒ、ロール角φ、ピッチ角θ、及びヨー角ψを検出する。
The
本実施形態では、ティルト翼機１がＵＡＶである場合について説明する。この一例では、ティルト翼機１が、予め設定される目的地座標ｘｄに向かって飛行する場合について説明する。
ティルト翼機１は、機体の位置を検出するため、位置検出センサ３３０（不図示）を備える。これにより、ティルト翼機１は、機体の現在の位置を示す座標ｘを検出する。
また、ティルト翼機１は、機体の高度を検出するため、高度検出センサ３４０（不図示）を備える。これにより、ティルト翼機１は、現在の高度を示す高度ｚを検出する。この高度検出センサ３４０とは、例えば、気圧高度計、電波高度計等である。
すなわち、ティルト翼機１は、目的地座標ｘｄへ飛行するため、座標ｘ、及び高度ｚを検出する。
また、ティルト翼機１は、現在のティルト角ξを検出するため、ティルト角検出センサ３５０（不図示）を備える。これにより、ティルト翼機１は、現在のティルト角ξを検出する。このティルト角検出センサ３５０とは、例えば、ジャイロセンサ、加速度センサ等である。
上述したように、ティルト翼機１は、各種センサによって、速度と、姿勢と、座標と、高度と、ティルト角ξとを検出する。
In the present embodiment, a case where the
The
In addition, the
That is, since the
In addition, the
As described above, the
なお、ここでは、ティルト翼機１が各種センサによって速度Ｕ、速度Ｖ、速度Ｗ、座標ｘ、高度ｚとを検出する場合について説明したが、これに限られない。ティルト翼機１は、速度Ｕ、速度Ｖ、速度Ｗ、座標ｘ、高度ｚとをＧＰＳ（Ｇｌｏｂａｌ Ｐｏｓｉｔｉｏｎｉｎｇ Ｓｙｓｔｅｍ）のデータに基づいて検出してもよい。
In addition, although the case where the
次に、図７を参照して、ティルト翼機１の動作モード毎の姿勢制御について説明する。図７は、本実施形態における動作モード毎のティルト翼機１の姿勢制御の一例を示す表である。ティルト翼機１は、ヘリコプタモードと、飛行機モードと、遷移モードによって飛行する。
まず、ティルト翼機１がヘリコプタモードによって飛行する場合について説明する。
この場合、ティルト翼機１は、前翼ＦＷと、後翼ＢＷとの推力差によってピッチングをする。具体的には、前翼ＦＷの推力を、後翼ＢＷの推力より大きくすることにより、ティルト翼機１が上方にピッチングする。また、前翼ＦＷの推力を、後翼ＢＷの推力より小さくすることにより、ティルト翼機１が下方にピッチングする。
また、ティルト翼機１は、右側翼ＲＷと、左側翼ＬＷとの推力の差によってローリングする。具体的には、右側翼ＲＷの推力を、左側翼ＬＷの推力より大きくすることにより、ティルト翼機１は、右側翼ＲＷが上方であって、かつ左側翼ＬＷが下方の状態にローリングする。また、右側翼ＲＷの推力を、左側翼ＬＷの推力より小さくすることにより、ティルト翼機１は、右側翼ＲＷが下方であって、かつ左側翼ＬＷが上方の状態にローリングする。
また、ティルト翼機１は、右側翼ＲＷと、左側翼ＬＷとの揚力差によってヨーイングする。具体的には、右側翼ＲＷのフラッペロンＦＡをフラッペロン偏向角ＤＡ２へ、左側翼ＬＷのフラッペロンＦＡをフラッペロン偏向角ＤＡ１へ傾けることにより、ティルト翼機１は、右方向にヨーイングする。また、右側翼ＲＷのフラッペロンＦＡをフラッペロン偏向角ＤＡ１へ、左側翼ＬＷのフラッペロンＦＡをフラッペロン偏向角ＤＡ２方向へ傾けることにより、ティルト翼機１は、左方向にヨーイングする。
Next, attitude control for each operation mode of the
First, the case where the
In this case, the
Further, the
Further, the
次に、ティルト翼機１が飛行機モードによって飛行する場合について説明する。
この場合、ティルト翼機１は、前翼ＦＷと、後翼ＢＷとの揚力差によってピッチングする。具体的には、前翼ＦＷの揚力を、後翼ＢＷの揚力より大きくすることにより、ティルト翼機１が上方にピッチングする。また、前翼ＦＷの揚力を、後翼ＢＷの揚力より小さくすることにより、ティルト翼機１が下方にピッチングする。
また、ティルト翼機１は、右側翼ＲＷと、左側翼ＬＷとの揚力差によってローリングする。具体的には、右側翼ＲＷの揚力を、左側翼ＬＷの揚力より大きくすることにより、ティルト翼機１は、右側翼ＲＷが上方であって、かつ左側翼ＬＷが下方の状態にローリングする。また、右側翼ＲＷの揚力を、左側翼ＬＷの揚力より小さくすることにより、ティルト翼機１は、右側翼ＲＷが下方であって、かつ左側翼ＬＷが上方の状態にローリングする。
また、ティルト翼機１は、右側翼ＲＷと、左側翼ＬＷとの推力の差、及びラダー偏向角ＬＤＡによってヨーイングする。具体的には、右側翼ＲＷの推力を、左側翼ＬＷの推力より大きくすること、及びラダーＬＤを、ラダー偏向角ＬＤＡ１へ傾けることにより、ティルト翼機１は、左方向へヨーイングする。また、右側翼ＲＷの推力を、左側翼ＬＷの推力より小さくすること、及びラダーＬＤを、ラダー偏向角ＬＤＡ２へ傾けることにより、ティルト翼機１は、右方向へヨーイングする。
Next, the case where the
In this case, the
Further, the
Further, the
次に、ティルト翼機１が遷移モードによって飛行する場合について説明する。
遷移モードとは、ティルト翼機１が、ヘリコプタモードから飛行機モードへの遷移状態、又は、飛行機モードからヘリコプタモードへの遷移状態にある場合の動作モードを示す。より具体的には、ティルト角ξが可変の過程である状態が遷移モードである。
ティルト翼機１が遷移モードで飛行している場合、ティルト翼機１の速度、及び姿勢は、ティルト角ξに基づいて制御される。以下、ティルト翼機１が遷移モードによって飛行する場合の制御について説明する。
Next, the case where the
The transition mode indicates an operation mode when the
When the
以下、図８を参照してティルト翼機１の制御の詳細について説明する。図８は本実施形態におけるティルト翼機１の構成の一例を示す模式図である。図８に示すとおり、ティルト翼機１は、駆動装置２０と、検出装置３０と、制御装置１０を備える。
検出装置３０は、機速センサ３１０と、姿勢センサ３２０と、位置検出センサ３３０と、高度検出センサ３４０と、ティルト角検出センサ３５０と、送信部３６０とを備える。機速センサ３１０は、ティルト翼機１の速度Ｕと、速度Ｖと、速度Ｗとを検出する。姿勢センサ３２０は、ティルト翼機１の角速度Ｐと、角速度Ｑと、角速度Ｒと、ロール角φと、ピッチ角θと、ヨー角ψとを検出する。位置検出センサ３３０は、ティルト翼機１の座標ｘを検出する。高度検出センサ３４０は、ティルト翼機１の高度ｚを検出する。ティルト角検出センサ３５０は、ティルト翼機１のティルト角ξを検出する。送信部３６０は、速度Ｕと、速度Ｖと、速度Ｗと、角速度Ｐと、角速度Ｑと、角速度Ｒと、ロール角φと、ピッチ角θと、ヨー角ψと、座標ｘと、高度ｚと、ティルト角ξとを検出情報として制御装置１０へ供給する。
The details of the control of the
The
制御装置１０は、制御部１１０と、記憶部１２０とを備える。
記憶部１２０には、予め定数情報が記憶される。定数情報とは、例えば、重力加速度、機体質量、揚力係数、主翼ＷＧの面積、フラッペロンＦＡの面積、ＸＢ軸から推進ユニットＰＵの中心までの距離、ＹＢ軸から推進ユニットＰＵの中心までの距離、ＸＢ軸からフラッペロンＦＡの中心までの距離、ＹＢ軸からフラッペロンＦＡの中心までの距離、及びティルト翼機１が左右の方向へ進んだ際に発生する抗力等である。
The
The
制御部１１０は、その機能部としての取得部１１１と、縦運動算出部１１２と、横・方向運動算出部１１３と、駆動情報算出部１１４と、出力部１１５とを備える。
取得部１１１は、検出装置３０から検出情報を取得する。取得部１１１は、取得したセンサ情報を縦運動算出部１１２と、横・方向運動算出部１１３とへ供給する。
縦運動算出部１１２は、検出装置３０が検出したセンサ情報と、記憶部１２０に予め記憶される定数情報とに基づいて、ティルト翼機１の縦運動を示す縦出力状態ベクトルｄｘｘｚ／ｄｔを算出する。縦運動とは、ＸＢ軸、及びＺＢ軸によって示される平面上におけるティルト翼機１の運動である。また、縦出力状態ベクトルｄｘｘｚ／ｄｔとは、ティルト翼機１現在の入力に対し、次の縦運動の状態を示すベクトルである。
縦運動算出部１１２は、式（１）に基づいて、ティルト翼機１の次の状態を示す縦出力状態ベクトルｄｘｘｚ／ｄｔを算出する。ここでは、ティルト角ξ１と、ティルト角ξ２とが同じ角度である場合について説明する。
The
The acquisition unit 111 acquires detection information from the
The vertical motion calculation unit 112 generates a vertical output state vector dx xz / dt indicating the vertical motion of the
The vertical
式（２）と、式（３）とが示すとおり、ティルト翼機１の次の状態を示す縦出力状態ベクトルｄｘｘｚ／ｄｔは、ティルト角ξのべき級数をパラメータとする状態方程式に基づいて算出される。すなわち、縦運動算出部１１２は、ティルト角ξのべき級数をパラメータとする状態方程式に基づいてティルト翼機１の次の状態を示す縦出力状態ベクトルｄｘｘｚ／ｄｔを算出する。縦運動算出部１１２は、算出する縦出力状態ベクトルｄｘｘｚ／ｄｔを出力部１１５へ供給する。
As shown in Equation (2) and Equation (3), the longitudinal output state vector dx xz / dt indicating the next state of the
横・方向運動算出部１１３は、検出装置３０が検出したセンサ情報と、記憶部１２０に予め記憶される定数情報とに基づいて、ティルト翼機１の横運動と、方向の運動とを示す横・方向出力状態ベクトルｄｘｒy／ｄｔを算出する。横運動と、方向運動とは、ＸＢ軸−ＺＢ軸によって示される以外の平面上におけるティルト翼機１の運動である。また、横・方向出力状態ベクトルｄｘｒy／ｄｔとは、ティルト翼機１の現在の入力に対し、次の状態の横運動と、方向運動との状態を示すベクトルである。
横・方向運動算出部１１３は、式（４）に基づいて、ティルト翼機１の次の状態を示す横・方向出力状態ベクトルｄｘｒy／ｄｔを算出する。
The lateral / directional
The lateral / direction
式（４）が示すとおり、ティルト翼機１の次の状態を示す横・方向出力状態ベクトルｄｘｒy／ｄｔは、ティルト角ξのべき級数をパラメータとする状態方程式に基づいて算出される。すなわち、横・方向運動算出部１１３は、ティルト角ξのべき級数をパラメータとする状態方程式に基づいてティルト翼機１の次の状態を示す横・方向出力状態ベクトルｄｘｒy／ｄｔを算出する。横・方向運動算出部１１３は、算出した横・方向出力状態ベクトルｄｘｒy／ｄｔを、出力部１１５へ供給する。
上述のように、縦運動算出部１１２と、横・方向運動算出部１１３とは、ティルト角ξのべき級数をパラメータとする状態方程式に基づいて、ティルト翼機１の次の状態の状態ベクトルを算出する。すなわち、ティルト翼機１の次の状態は、ティルト角ξのべき級数をパラメータとする状態方程式に基づいて算出される。
As shown in the equation (4), the lateral / direction output state vector dx ry / dt indicating the next state of the
As described above, the longitudinal
駆動情報算出部１１４は、縦運動算出部１１２と、横・方向運動算出部１１３とから縦出力状態ベクトルｄｘｘｚ／ｄｔと、横・方向出力状態ベクトルｄｘｒy／ｄｔとを取得する。駆動情報算出部１１４は、縦出力状態ベクトルｄｘｘｚ／ｄｔと、横・方向出力状態ベクトルｄｘｒy／ｄｔとに基づいて、回転翼ＰＷの回転数ＲＵと、フラッペロンＦＡのフラッペロン偏向角ＤＡとを調整するための駆動情報を算出する。
具体的には、駆動情報算出部１１４は、縦出力状態ベクトルｄｘｘｚ／ｄｔと、横・方向出力状態ベクトルｄｘｒy／ｄｔとによって示される目標値に基づいて、回転翼ＰＷの回転数ＲＵと、フラッペロンＦＡのフラッペロン偏向角ＤＡと、を算出する。縦出力状態ベクトルｄｘｘｚ／ｄｔと、横・方向出力状態ベクトルｄｘｒy／ｄｔとによって示される目標値とは、座標ｘ、高度ｚ、速度Ｕ、速度Ｖ、速度Ｗ、角速度Ｐ、角速度Ｑ、角速度Ｒ、ロール角φ、ピッチ角θ、及びヨー角ψとを示す値である。駆動情報算出部１１４は、算出した回転翼ＰＷの回転数ＲＵと、フラッペロンＦＡのフラッペロン偏向角ＤＡと、ラダーＬＤのラダー偏向角ＬＤＡとを駆動情報として出力部１１５へ供給する。
出力部１１５は、駆動情報算出部１１４が算出した駆動情報を駆動装置２０へ供給する。
The drive
Specifically, the drive
The
駆動装置２０は、原動機回転制御装置２１０と、フラッペロン舵角制御装置２２０と、ラダー舵角制御装置２３０とを備える。
原動機回転制御装置２１０は、制御装置１０から取得した駆動情報に基づいて推進ユニットＰＵが備える原動機Ｍを制御する。具体的には、原動機回転制御装置２１０は、制御装置１０から取得した駆動情報によって示される回転数ＲＵに基づいて原動機Ｍを制御する。
フラッペロン舵角制御装置２２０は、制御装置１０から取得した駆動情報に基づいてフラッペロンＦＡが備えるフラッペロン駆動部ＡＣを制御する。具体的には、フラッペロン舵角制御装置２２０は、制御装置１０から取得した駆動情報によって示されるフラッペロン偏向角ＤＡに基づいてフラッペロン駆動部ＡＣを制御する。
ラダー舵角制御装置２３０は、制御装置１０から取得した駆動情報に基づいてラダーＬＤが備えるラダー駆動部ＬＡＣを制御する。具体的には、ラダー舵角制御装置２３０は、制御装置１０から取得した駆動情報によって示されるラダー偏向角ＬＤＡに基づいてラダー駆動部ＬＡＣを制御する。
The
The prime mover
The flaperon rudder
The rudder rudder
次に、図９を参照して制御装置１０の動作について説明する。図９は、本実施形態における制御装置１０の動作の一例を示す流れ図である。
取得部１１１は、検出装置３０から検出情報を取得する（ステップＳ１００）。取得部１１１は、取得した検出情報を縦運動算出部１１２と、横・方向運動算出部１１３とに供給する（ステップＳ１１０）。
縦運動算出部１１２は、記憶部１２０から定数情報を読出す（ステップＳ１２０）。縦運動算出部１１２は、取得部１１１から取得した検出情報と、記憶部１２０から読出した定数情報とに基づいて縦出力状態ベクトルｄｘｘｚ／ｄｔを算出する（ステップＳ１３０）。縦運動算出部１１２は、算出した縦出力状態ベクトルｄｘｘｚ／ｄｔを、駆動情報算出部１１４へ供給する。（ステップＳ１４０）。
横・方向運動算出部１１３は、記憶部１２０から定数情報を読出す（ステップＳ１５０）。横・方向運動算出部１１３は、取得部１１１から取得した検出情報と、記憶部１２０から読出した定数情報とに基づいて横・方向出力状態ベクトルｄｘｒy／ｄｔを算出する。（ステップＳ１６０）。横・方向運動算出部１１３は、算出した横・方向出力状態ベクトルｄｘｒy／ｄｔを、駆動情報算出部１１４へ供給する（ステップＳ１７０）。
駆動情報算出部１１４は、縦運動算出部１１２と、横・方向運動算出部１１３とから取得した縦出力状態ベクトルｄｘｘｚ／ｄｔと、横・方向出力状態ベクトルｄｘｒy／ｄｔとに基づいて駆動情報を算出する（ステップＳ１８０）。駆動情報算出部１１４は、算出した駆動情報を出力部１１５へ供給する（ステップＳ１９０）。
出力部１１５は、駆動情報算出部１１４から取得した駆動情報を駆動装置２０へ供給する（ステップＳ２００）。
制御装置１０は、ステップＳ１１０からステップＳ２００までを周期的に繰り返すことによって、ティルト角ξの非線形な変化に応じて駆動情報を駆動装置２０へ供給することができる。
Next, the operation of the
The acquisition unit 111 acquires detection information from the detection device 30 (step S100). The acquisition unit 111 supplies the acquired detection information to the vertical
The vertical
The lateral / direction
The drive
The
The
次に、図１０と、図１１とを参照して、本実施形態の非線形制御によってティルト翼機１を制御したシミュレーション結果と、線形近似したモデルによってティルト翼機１を制御したシミュレーション結果との比較について説明する。図１０は、本実施形態におけるティルト翼機１のシミュレーション結果の一例を示すグラフである。また、図１１は、線形近似したモデルによるティルト翼機１のシミュレーション結果の一例を示すグラフである。
図１０に示すグラフは、本実施形態の非線形制御によってティルト翼機１を制御した場合の、状態フィードバックをシミュレーションした結果を示すグラフである。また、図１１に示すグラフは、線形近似モデルによってティルト翼機１を制御した場合の、状態フィードバックをシミュレーションした結果を示すグラフである。線形近似モデルによるティルト翼機１の制御とは、従来の技術であるゲインスケジューリングによって行われるティルト翼機１の制御である。
図１０と、図１１とを比較することにより、非線形制御のシミュレーション結果と、線形近似制御のシミュレーション結果とを比較する。この比較の結果が近似している程、本実施形態の制御装置１０によるティルト翼機１の制御が妥当であるといえる。
以下、非線形制御のシミュレーション結果と、線形近似制御のシミュレーション結果とを比較について説明する。
Next, referring to FIG. 10 and FIG. 11, a comparison is made between a simulation result of controlling the
The graph shown in FIG. 10 is a graph showing the result of simulating the state feedback when the
By comparing FIG. 10 with FIG. 11, the simulation result of the nonlinear control and the simulation result of the linear approximation control are compared. It can be said that the closer the result of this comparison is, the more appropriate the control of the
Hereinafter, a comparison between the simulation result of nonlinear control and the simulation result of linear approximation control will be described.
まず、図１０と、図１１とに示されるシミュレーション結果のシミュレーション条件について説明する。いずれの制御も、同一の初期条件から制御のシミュレーションが開始される。この初期条件とは、ロール角φが５°、ピッチ角θが５°、ヨー角ψが１０°である。また、ティルト角ξが９０°である。また、高度ｚの目標値が初期から１ｍ降下した地点である。また、速度Ｕの目標値が５ｍ／ｓである。また、シミュレーションは、開始から２０秒間とする。 First, simulation conditions for the simulation results shown in FIG. 10 and FIG. 11 will be described. In any control, control simulation is started from the same initial condition. The initial conditions are a roll angle φ of 5 °, a pitch angle θ of 5 °, and a yaw angle ψ of 10 °. The tilt angle ξ is 90 °. Moreover, it is a point where the target value of the altitude z is lowered by 1 m from the initial stage. Further, the target value of the speed U is 5 m / s. The simulation is 20 seconds from the start.
ティルト角ξについて、非線形制御と、非線形近似制御とを比較する。ティルト角ξは、初期条件である９０°から７０°を目標値として変化する。
図１０に示すグラフでは、ティルト角ξは、シミュレーション開始から、５秒までの間に、その値が９０°から６８°まで変化する。ティルト角ξは５秒から８秒までの間、徐々に値が７０°に近づき、８秒付近において、値が７０°となり、値の変化が安定する。図１１に示すグラフでは、ティルト角ξは、シミュレーション開始から１秒までの間、９０°の状態を保持する。２秒から３秒までの間、０．２５秒毎に値を５°変化させる。具体的には、２秒に８５°、２．２５秒に８５°、２．５秒に８０°、２．７５秒に７５°、３秒に７０°となる。図１０に示される本実施形態における制御では、ティルト角ξが非線形の値として扱われることに対し、図１１に示される従来の技術における制御では、ティルト角ξが線形の値として扱われる。
Non-linear control and non-linear approximate control are compared with respect to the tilt angle ξ. The tilt angle ξ varies with the initial value of 90 ° to 70 ° as a target value.
In the graph shown in FIG. 10, the tilt angle ξ varies from 90 ° to 68 ° between the start of the simulation and 5 seconds. The tilt angle ξ gradually approaches 70 ° from 5 seconds to 8 seconds, and the value becomes 70 ° in the vicinity of 8 seconds, and the change of the value is stabilized. In the graph shown in FIG. 11, the tilt angle ξ is maintained at 90 ° for 1 second from the start of the simulation. The value is changed by 5 ° every 0.25 seconds between 2 seconds and 3 seconds. Specifically, it is 85 ° for 2 seconds, 85 ° for 2.25 seconds, 80 ° for 2.5 seconds, 75 ° for 2.75 seconds, and 70 ° for 3 seconds. In the control in the present embodiment shown in FIG. 10, the tilt angle ξ is treated as a non-linear value, whereas in the control in the conventional technique shown in FIG. 11, the tilt angle ξ is treated as a linear value.
ロール角φと、ピッチ角θと、ヨー角ψの変化について、非線形制御と、線形近似制御とを比較する。ロール角φと、ピッチ角θと、ヨー角ψとは、初期条件であるロール角φが５°、ピッチ角θが５°、及びヨー角ψが１０°から、いずれも０°を目標値として変化する。
図１０に示すグラフでは、ロール角φは、シミュレーション開始から、２秒までの間に、値が５°から−３°まで変化する。ロール角φは、２秒から６秒までの間、徐々に値が０°に近づき、６秒付近において値が０°となり、値の変化が安定する。ピッチ角θは、シミュレーション開始から、２秒までの間に、値が５°から−１５°まで変化する。ピッチ角θは、２秒から４秒までの間、徐々に値が０°に近づき、６秒付近において値が０°となり、値の変化が安定する。ヨー角ψは、シミュレーション開始から、６秒までの間に、値が１０°から−５°まで変化する。ヨー角ψは、６秒から１２秒までの間、徐々に値が０°に近づき、１２秒付近において値が０°となり、値の変化が安定する。図１１に示すグラフにおいても、ロール角φ、ピッチ角θ、及びヨー角ψは、図１０に示すグラフと同様の結果を示す。すなわち、ロール角φ、ピッチ角θ、及びヨー角ψは、本実施形態の非線形制御によって行われるティルト翼機１の制御と、線形近似モデルによって行われるティルト翼機１の制御とで、同様の値を示す。つまり、本実施形態の非線形制御によって行われるティルト翼機１の制御は妥当な制御であるといえる。
Nonlinear control and linear approximation control are compared with respect to changes in roll angle φ, pitch angle θ, and yaw angle ψ. The roll angle φ, the pitch angle θ, and the yaw angle ψ are the target values of 0 ° from the initial conditions of the roll angle φ being 5 °, the pitch angle θ being 5 °, and the yaw angle ψ being 10 °. As it changes.
In the graph shown in FIG. 10, the roll angle φ changes from 5 ° to −3 ° between the start of the simulation and 2 seconds. The roll angle φ gradually approaches 0 ° from 2 seconds to 6 seconds, and the value becomes 0 ° in the vicinity of 6 seconds, so that the change in value is stable. The pitch angle θ changes from 5 ° to −15 ° between the start of the simulation and 2 seconds. The pitch angle θ gradually approaches 0 ° from 2 seconds to 4 seconds, and the value becomes 0 ° in the vicinity of 6 seconds, so that the change in value is stable. The value of the yaw angle ψ changes from 10 ° to −5 ° from the start of the simulation to 6 seconds. The value of the yaw angle ψ gradually approaches 0 ° from 6 seconds to 12 seconds, the value becomes 0 ° in the vicinity of 12 seconds, and the change in the value is stabilized. Also in the graph shown in FIG. 11, the roll angle φ, the pitch angle θ, and the yaw angle ψ show the same results as in the graph shown in FIG. That is, the roll angle φ, the pitch angle θ, and the yaw angle ψ are the same in the control of the
高度ｚの変化について、非線形制御と、線形近似制御とを比較する。高度ｚは、初期状態から１ｍの降下を目標値として変化する。
図１０に示すグラフでは、高度ｚは、シミュレーション開始から、２秒までの間に、値が−１．９８ｍまで変化する。高度ｚは、２秒から５秒までの間、徐々に値が−１ｍに近づき、５秒付近において値が−１ｍとなり、値の変化が安定する。図１１に示すグラフでは、シミュレーション開始から、２秒までの間に、その値が−１．９８ｍまで変化する。高度ｚは、２秒から４秒までの間、徐々に値が−０．９８ｍに近づき、５秒付近において値が−１ｍに近づいた後、値の変化が安定する。すなわち、高度ｚは、本実施形態の非線形制御によって行われるティルト翼機１の制御と、線形近似モデルによって行われるティルト翼機１の制御とでは、本実施形態の非線形制御の方が、より安定した制御であるといえる。
Nonlinear control and linear approximation control are compared for the change in altitude z. The altitude z changes from the initial state with a drop of 1 m as a target value.
In the graph shown in FIG. 10, the value of the altitude z changes to −1.98 m from the start of the simulation to 2 seconds. The altitude z gradually approaches 1 m from 2 seconds to 5 seconds and becomes -1 m in the vicinity of 5 seconds, and the change of the value is stabilized. In the graph shown in FIG. 11, the value changes to −1.98 m from the start of the simulation to 2 seconds. The altitude z gradually approaches −0.98 m from 2 seconds to 4 seconds, and after the value approaches −1 m in the vicinity of 5 seconds, the change in value stabilizes. That is, the altitude z is more stable between the control of the
速度Ｕと、速度Ｖと、速度Ｗとの変化について、非線形制御と、線形近似制御とを比較する。速度Ｕ、速度Ｖ、及び速度Ｗは、いずれも初期条件の０ｍ／ｓから、速度Ｕのみが５ｍ／ｓを目標値として変化する。
図１０に示すグラフでは、速度Ｕは、シミュレーション開始から、５秒までの間に、値が５．５ｍ／ｓまで変化する。速度Ｕは、５秒から７秒までの間、徐々に値が５ｍ／ｓに近づき、７秒付近において値が５ｍ／ｓとなり、値の変化が安定する。図１１に示すグラフでは、シミュレーション開始から、４秒までの間に、値が５ｍ／ｓまで変化する。速度Ｕは、４秒から５秒までの間、徐々に値が４．９ｍ／ｓに近づき、５秒付近において値が４．９ｍ／ｓとなり、値の変化が安定する。すなわち、速度Ｕは、本実施形態の非線形制御によって行われるティルト翼機１の制御と、線形近似モデルによって行われるティルト翼機１の制御とでは、本実施形態の非線形制御の方が、より安定した制御であるといえる。
Nonlinear control and linear approximation control are compared with respect to changes in speed U, speed V, and speed W. The speed U, the speed V, and the speed W all change from the initial condition of 0 m / s, and only the speed U changes to a target value of 5 m / s.
In the graph shown in FIG. 10, the speed U changes to 5.5 m / s from the start of the simulation to 5 seconds. The speed U gradually approaches 5 m / s from 5 seconds to 7 seconds, and becomes 5 m / s near 7 seconds, so that the change in value is stable. In the graph shown in FIG. 11, the value changes up to 5 m / s from the start of the simulation to 4 seconds. The speed U gradually approaches 4.9 m / s from 4 seconds to 5 seconds, and the value becomes 4.9 m / s near 5 seconds, and the change of the value is stabilized. That is, the speed U is more stable between the control of the
図１０に示すグラフでは、速度Ｖは、シミュレーション開始から、３秒までの間に、値が１ｍ／ｓまで変化する。速度Ｖは、３秒付近において、値が０ｍ／ｓとなり、値の変化が安定する。また、速度Ｗは、シミュレーション開始から、１秒までの間に、値が−１ｍ／ｓまで変化する。速度Ｗは、１秒から３秒までの間、徐々に値が０ｍ／ｓに近づき、３秒付近において値が０ｍ／ｓとなり、値の変化が安定する。図１１に示すグラフにおいても、速度Ｖ、及び速度Ｗは、図１０に示すグラフと同様の結果を示す。すなわち、速度Ｖ、及び速度Ｗは、本実施形態の非線形制御によって行われるティルト翼機１の制御と、線形近似モデルによって行われるティルト翼機１の制御とで、同様の値を示す。つまり、本実施形態の非線形制御によって行われるティルト翼機１の制御は妥当な制御であるといえる。
In the graph shown in FIG. 10, the speed V changes to 1 m / s between the start of the simulation and 3 seconds. The velocity V becomes 0 m / s around 3 seconds, and the change of the value is stable. Further, the speed W changes to −1 m / s from the start of the simulation to 1 second. The speed W gradually approaches 0 m / s from 1 second to 3 seconds, and the value becomes 0 m / s in the vicinity of 3 seconds, and the change of the value is stabilized. Also in the graph shown in FIG. 11, the speed V and the speed W show the same results as in the graph shown in FIG. That is, the speed V and the speed W show the same values in the control of the
次に図１２を参照して、本実施形態の非線形制御によってティルト翼機１を制御したシミュレーション結果について説明する。図１２は、図１０に示されるシミュレーション結果に基づいて算出される、ロータ推力Ｔと、フラッペロン偏向推力Ｆとの結果の一例を示すグラフである。
図１２（Ａ）に示すグラフでは、ロータ推力Ｔ１、ロータ推力Ｔ２、ロータ推力Ｔ３、及びロータ推力Ｔ４は、ほぼ同一の値を示す。ロータ推力Ｔは、初期状態の２Ｎから、ティルト角ξ、高度ｚ、及び速度Ｕの変化に伴って、シミュレーション開始から、２秒までの間に、０．８Ｎまで変化する。ロータ推力Ｔは、２秒から４秒までの間、徐々に値が１．２Ｎに近づき、５秒付近において値が１．１Ｎとなり、値の変化が安定する。すなわち、本実施形態の非線形制御によって行われるティルト翼機１の制御では、ロータ推力Ｔが目標値へ収束しているといえる。
Next, with reference to FIG. 12, a simulation result in which the
In the graph shown in FIG. 12A, the rotor thrust T 1 , the rotor thrust T 2 , the rotor thrust T 3 , and the rotor thrust T 4 show substantially the same value. The rotor thrust T changes from 2N in the initial state to 0.8N between the start of the simulation and 2 seconds as the tilt angle ξ, altitude z, and speed U change. The value of the rotor thrust T gradually approaches 1.2N from 2 seconds to 4 seconds, and the value becomes 1.1N in the vicinity of 5 seconds, and the change of the value is stabilized. In other words, it can be said that the rotor thrust T converges to the target value in the control of the
図１２（Ｂ）に示すグラフでは、フラッペロン偏向推力Ｆ１、フラッペロン偏向推力Ｆ２、フラッペロン偏向推力Ｆ３、及びフラッペロン偏向推力Ｆ４は、ほぼ同一の値を示す。フラッペロン偏向推力Ｆは、初期状態の−０．１Ｎから、ティルト角ξ、高度ｚ、及び速度Ｕの変化に伴って、シミュレーション開始から、３秒までの間に、０Ｎまで変化する。フラッペロン偏向推力Ｆは、３秒付近において値が０Ｎとなり、値の変化が安定する。すなわち、本実施形態の非線形制御によって行われるティルト翼機１の制御では、フラッペロン偏向推力Ｆが目標値へ収束しているといえる。
In the graph shown in FIG. 12B, the flaperon deflection thrust F 1 , the flaperon deflection thrust F 2 , the flaperon deflection thrust F 3 , and the flaperon deflection thrust F 4 show substantially the same values. The flaperon deflection thrust F changes from −0.1 N in the initial state to 0 N within 3 seconds from the start of the simulation as the tilt angle ξ, altitude z, and speed U change. The value of the flaperon deflection thrust F becomes 0N in the vicinity of 3 seconds, and the change of the value is stabilized. That is, it can be said that the flaperon deflection thrust F converges to the target value in the control of the
以上説明したように、本実施形態の制御装置１０は、ティルト翼である主翼ＷＧのティルト角ξのべき級数をパラメータとする状態方程式に基づいてティルト翼機１を制御する制御部１１０を備える。
これにより、制御装置１０は、ティルト角ξを可変パラメータとして非線形制御によってティルト翼機１を制御することができる。すなわち、制御装置１０は、ティルト翼機１の遷移モード時の飛行において非線形運動を考慮した制御を実現することができる。
As described above, the
Thereby, the
また、本実施形態のティルト翼機１は、ティルト翼である前翼ＦＷと、後翼ＢＷとを備える。また、前翼ＦＷは、推進ユニットＰＵ１と、推進ユニットＰＵ２とを備える。後翼ＢＷは、推進ユニットＰＵ３と、推進ユニットＰＵ４とを備える。本実施形態のティルト翼機１は、前翼ＦＷと、後翼ＢＷのそれぞれのティルト角ξ１と、ティルト角ξ２とに基づいて推進ユニットＰＵが備える回転翼ＰＷの回転数ＲＵと、フラッペロンＦＡのフラッペロン偏向角ＤＡが制御される。これにより、ティルト翼機１に働く揚力、推力、及び抗力が調整される。
すなわち、本実施形態のティルト翼機１は、制御装置１０によって制御されることにより、非線形運動を考慮した飛行を実現することができる。
The
That is, the
また、制御装置１０は、航空機を制御する。これにより、この航空機は、非線形運動を考慮した飛行を実現することができる。
The
なお、上記の実施形態における制御装置１０が備える各部は、専用のハードウェアにより実現されるものであってもよく、また、メモリおよびマイクロプロセッサにより実現させるものであってもよい。
In addition, each part with which the
なお、本実施形態では、ティルト翼機１が主翼ＷＧを４つ備える場合について説明したが、これに限られない。制御装置１０は、前翼ＦＷと、後翼ＢＷとの２つのティルト翼を備える航空機であって、かつ前翼ＦＷと、後翼ＢＷとがそれぞれ推進ユニットＰＵを備える航空機を制御してもよい。
In addition, although this embodiment demonstrated the case where the
なお、制御装置１０が備える各部は、メモリおよびＣＰＵ（中央演算装置）により構成され、制御装置１０が備える各部の機能を実現するためのプログラムをメモリにロードして実行することによりその機能を実現させるものであってもよい。
Each unit included in the
また、制御装置１０が備える各部の機能を実現するためのプログラムをコンピュータ読み取り可能な記録媒体に記録して、この記録媒体に記録されたプログラムをコンピュータシステムに読み込ませ、実行することにより処理を行ってもよい。なお、ここでいう「コンピュータシステム」とは、ＯＳや周辺機器等のハードウェアを含むものとする。
In addition, a program for realizing the function of each unit included in the
また、「コンピュータシステム」は、ＷＷＷシステムを利用している場合であれば、ホームページ提供環境（あるいは表示環境）も含むものとする。
また、「コンピュータ読み取り可能な記録媒体」とは、フレキシブルディスク、光磁気ディスク、ＲＯＭ、ＣＤ−ＲＯＭ等の可搬媒体、コンピュータシステムに内蔵されるハードディスク等の記憶装置のことをいう。さらに「コンピュータ読み取り可能な記録媒体」とは、インターネット等のネットワークや電話回線等の通信回線を介してプログラムを送信する場合の通信線のように、短時間の間、動的にプログラムを保持するもの、その場合のサーバやクライアントとなるコンピュータシステム内部の揮発性メモリのように、一定時間プログラムを保持しているものも含むものとする。また上記プログラムは、前述した機能の一部を実現するためのものであってもよく、さらに前述した機能をコンピュータシステムにすでに記録されているプログラムとの組み合わせで実現できるものであってもよい。
Further, the “computer system” includes a homepage providing environment (or display environment) if a WWW system is used.
The “computer-readable recording medium” refers to a storage device such as a flexible medium, a magneto-optical disk, a portable medium such as a ROM and a CD-ROM, and a hard disk incorporated in a computer system. Furthermore, the “computer-readable recording medium” dynamically holds a program for a short time like a communication line when transmitting a program via a network such as the Internet or a communication line such as a telephone line. In this case, a volatile memory in a computer system serving as a server or a client in that case, and a program that holds a program for a certain period of time are also included. The program may be a program for realizing a part of the functions described above, and may be a program capable of realizing the functions described above in combination with a program already recorded in a computer system.
１…ティルト翼機、１０…制御装置、ＷＧ…主翼、ξ…ティルト角、ＦＡ…フラッペロン、Ｆ…フラッペロン偏向推力、ＰＵ…推進ユニット、ＰＷ…回転翼、Ｍ…原動機、Ｔ…ロータ推力
DESCRIPTION OF
Claims (4)
前記ティルト翼のそれぞれのティルト角に基づいて前記回転翼の回転数を含む複数の制御対象を制御する
請求項１に記載の制御装置。 The aircraft includes at least two tilt wings, each of the tilt wings including at least one rotor wing;
The control device according to claim 1, wherein a plurality of control objects including the number of rotations of the rotary blade are controlled based on a tilt angle of each of the tilt blades.
航空機。 An aircraft controlled by the control device according to claim 1.
ティルト翼のティルト角を取得するティルト角取得ステップと、
前記ティルト角取得ステップにおいて取得された前記ティルト角のべき級数をパラメータとする状態方程式に基づいて、航空機を制御する制御ステップと
を実行させるためのプログラム。 On the computer,
A tilt angle obtaining step for obtaining a tilt angle of the tilt wing;
And a control step of controlling the aircraft based on a state equation using as a parameter the power series of the tilt angle acquired in the tilt angle acquisition step.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2015122837A JP2017007429A (en) | 2015-06-18 | 2015-06-18 | Control device, aircraft, and program |
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ID=57762713
Family Applications (1)
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Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN107380427A (en) * | 2017-09-04 | 2017-11-24 | 陈超 | A kind of wing dual-purpose type verts wing unmanned plane |
| JP2019116254A (en) * | 2017-12-27 | 2019-07-18 | 株式会社イノアックコーポレーション | Rotor and unmanned aircraft using the same |
| US11520356B2 (en) | 2017-06-06 | 2022-12-06 | Wingcopter GmbH | Control method for controlling a yaw angle and a roll angle of a vertical take-off aircraft |
-
2015
- 2015-06-18 JP JP2015122837A patent/JP2017007429A/en active Pending
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| CN107380427A (en) * | 2017-09-04 | 2017-11-24 | 陈超 | A kind of wing dual-purpose type verts wing unmanned plane |
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