JP2019182108A - 無人飛行体、無人飛行方法及び無人飛行プログラム - Google Patents

Abstract

【課題】外部磁界の影響を低減して飛行することができる無人飛行体、無人飛行方法及び無人飛行プログラムを提供すること。【解決手段】電子コンパス２０が示す特定方位を参照して飛行方向を制御する無人飛行体１は、電子コンパス２０が外部磁界の影響を受けていないときに示す特定方位Ｄ２を基準方位Ｄ１として記憶する基準方位記憶手段と、無人飛行体１の飛行中において、複数の航法衛星からの測位用電波に基づいて測位した複数の位置、及び／または、慣性センサー２２からの出力と、基準方位Ｄ１とに基づいて、基準方位と同一方位と見做すことができる参考基準方位ｒＤ１を算出する参考基準方位算出手段と、特定方位Ｄ２と参考基準方位ｒＤ１との相違αを算出する相違算出手段と、相違αに基づいて、特定方位Ｄ２を補正する補正手段と、を有する。【選択図】図７

Description

本発明は、無人飛行体、無人飛行方法及び無人飛行プログラムに関する。

従来、小型無人飛行体（「ドローン」とも呼ばれる）の利用が提案されている。このようなドローンを利用して、映像情報を取得する技術が提案されている（例えば、特許文献１）。

特開２００６−２７３３１号公報

ドローンは、「プロポ」と呼ばれる操縦装置から制御信号を受信して飛行するほか、予め設定した飛行経路を自律飛行することができる。自律飛行において、ドローンは、電子コンパス（ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃ ｃｏｍｐａｓ）からの出力によって、飛行方向を判断しつつ、飛行方向や飛行姿勢を調整しながら飛行している。電子コンパスは、磁気センサーで微弱な地磁気を検出して方位を算出する電子機器である。電子コンパスが出力として示す方位は、地磁気以外の原因による磁気の影響を受ける。地磁気以外の磁気が存在しない場合に電子コンパスが示す特定方位（例えば、磁北）と、地磁気以外の磁気の影響を受けている場合の電子コンパスが示す特定方位は異なる。このため、電子コンパスが、地磁気以外の磁気（以下、「外部磁気」という。）の影響を受けている場合には、ドローンは正常な飛行を行うことができない。

本発明はかかる問題の解決を試みたものであり、外部磁界の影響を低減して飛行することができる無人飛行体、無人飛行方法及び無人飛行プログラムを提供することを目的とする。

第一の発明は、電子コンパスが示す特定方位を参照して飛行方向を制御する無人飛行体であって、前記電子コンパスが外部磁界の影響を受けていないときに示す前記特定方位を基準方位として記憶する基準方位記憶手段と、前記無人飛行体の飛行中において、複数の航法衛星からの測位用電波に基づいて測位した複数の位置、及び／または、慣性センサーからの出力と、前記基準方位とに基づいて、前記基準方位と同一方位と見做すことができる参考基準方位を算出する参考基準方位算出手段と、前記特定方位と前記参考基準方位との相違を算出する相違算出手段と、前記相違に基づいて、前記特定方位を補正する補正手段と、を有する無人飛行体である。

第一の発明の構成によれば、無人飛行体は、参考基準方位算出手段を有するから、電子コンパスが外部磁気の影響を受けていても、基準方位と同一方位と見做すことができる参考基準方位を算出することができる。そして、無人飛行体は、相違算出手段によって、電子コンパスが示す特定方位と参考基準方位との相違を算出し、その相違に基づいて、特定方位を補正することができる。無人飛行体は、特定方位を補正して得た補正値に基づいて、自律飛行することができる。このため、無人飛行体は、外部磁界の影響を低減して飛行することができる。

第二の発明は、第一の発明の構成において、過去の異なる時刻における前記相違に基づいて、前記相違を予想して予想相違を算出する相違予想手段を有し、前記補正手段は、前記予想相違に基づいて、前記特定方位を補正するように構成されている、無人飛行体である。

第二の発明の構成によれば、無人飛行体は、相違を予想することができるから、より迅速に外部磁気の影響を低減することができる。

第三の発明は、第一の発明または第二の発明の構成において、前記無人飛行体の飛行方向を前記相違が小さくなる方向に変更する方向調整手段を有する、無人飛行体である。

第四の発明は、電子コンパスが示す特定方位を参照して飛行方向を制御する無人飛行体が、前記電子コンパスが外部磁界の影響を受けていないときに示す前記特定方位を基準方位として記憶する基準方位記憶ステップと、前記無人飛行体の飛行中において、複数の航法衛星からの測位用電波に基づいて測位した複数の位置、及び／または、慣性センサーからの出力と、前記基準方位とに基づいて、前記基準方位と同一方位と見做すことができる参考基準方位を算出する参考基準方位算出ステップと、前記特定方位と前記参考基準方位との相違を算出する相違算出ステップと、前記相違に基づいて、前記特定方位を補正する補正ステップと、を実行する無人飛行方法である。

第五の発明は、電子コンパスが示す特定方位を参照して飛行方向を制御する無人飛行体を制御するコンピュータを、前記電子コンパスが外部磁界の影響を受けていないときに示す前記特定方位を基準方位として記憶する基準方位記憶手段、前記無人飛行体の飛行中において、複数の航法衛星からの測位用電波に基づいて測位した複数の位置、及び／または、慣性センサーからの出力と、前記基準方位とに基づいて、前記基準方位と同一方位と見做すことができる参考基準方位を算出する参考基準方位算出手段、前記特定方位と前記参考基準方位との相違を算出する相違算出手段、前記相違に基づいて、前記特定方位を補正する補正手段、として機能させるための無人飛行プログラムである。

本発明によれば、外部磁界の影響を低減して飛行することができる。

本発明の実施形態に係る無人飛行体の作用を示す概略図である。 送電線及、鉄塔及び外部磁界等を示す概略平面図である。 無人飛行体を示す概略図である。 無人飛行体の機能構成を示す概略図である。 参考基準方位の算出方法を示す概念図である。 特定方位と参考基準方位の相違の算出方法を示す概念図である。 無人飛行体の動作を示す概略フローチャートである。 第二の実施形態に係る無人飛行体の動作を示す概略フローチャートである。

＜第一の実施形態＞
以下、本発明を実施するための形態（以下、実施形態）について詳細に説明する。以下の説明においては、同様の構成には同じ符号を付し、その説明を省略又は簡略する。なお、当業者が適宜実施できる構成については説明を省略し、本発明の基本的な構成についてのみ説明する。

図１に示す無人機１は、プロペラの回転によって推力を得て、所定の経路を自律飛行する。無人機１は無人飛行体の一例である。無人機１は、無人機１を管理する基地局５０（図４参照）からの指示で飛行を開始し、また、基地局５０において充電等を行うようになっている。

無人機１は、無人機１に搭載されている電子コンパス２０によって方位を確認しつつ、自律飛行するようになっている。地磁気以外の磁気が存在しない位置Ｐ１において、電子コンパス２０が示す磁北は０度を差す。本明細書において、電子コンパス２０が示す磁北を「特定方位」と呼ぶ。そして、地磁気以外の磁気が存在しない位置において、電子コンパス２０が示す特定方位を「基準方位」と呼ぶ。一般的にドローンは特定方位を参照して飛行方向を制御するのであるが、無人機１は特定方位の補正値を参照して飛行方向を制御する。本明細書において、地磁気以外の磁気を「外部磁気」と呼び、その及ぶ範囲を「外部磁界」と呼ぶ。

無人機１が、鉄塔２００Ａ〜２００Ｃに近づくにつれて、送電線２０２Ａ〜２０２Ｄを流れる電流によって生じる外部磁気Ｍの影響を受けて、電子コンパス２０が示す特定方位（磁北）は、基準方位から乖離する。例えば、位置Ｐ１においては特定方位は基準方位であるが、位置Ｐ２においては外部磁気Ｍの影響を受けて、特定方位と基準方位との相違が生じ、位置Ｐ３においてはその相違が大きくなる。

図２は、図１の鉄塔２００Ａ〜２００Ｃ及び送電線２０２Ａ〜２０２Ｄを上空から視た概略平面図であり、外部磁気Ｍの磁界強度を示す。外部磁気Ｍは、送電線２０２Ａ〜２０２Ｄを中心として、環状に発生する（図１参照）。このため、図２に示すように、送電線２０２Ａ〜２０２Ｄの上方における外部磁気Ｍの方向Ａ１と、下方における外部磁気Ｍの方向Ａ２は逆になる。また、外部磁気Ｍの磁界強度（磁束密度）は、送電線２０２Ａ〜２０２Ｄに近づくほど強くなる。図２においては、外部磁気Ｍを点線で示し、その点線の間隔が磁界強度を示している。すなわち、点線の間隔が狭いほど、磁界強度は強い。

無人機１は、矢印Ｒ１に示す経路で鉄塔２００Ａ〜２００Ｃ等に近づいて、外部磁気Ｍの影響を受けると、電子コンパス２０が示す特定方位を補正し、補正値によって、例えば、飛行経路を矢印Ｒ２や矢印Ｒ３に示す方向に変更する。矢印Ｒ２は、無人機１が、外部磁界の影響を受けずに飛行することが望ましい場合の経路であり、外部磁界の強度が弱くなる方向に飛行方向を変える場合の経路である。矢印Ｒ３は、無人機１が、送電線２０２Ａ〜２０２Ｄと所定の距離を維持して撮影などの作業を実施する場合の経路であり、所定範囲の磁界強度において飛行する場合の経路である。

以下、無人機１の構成を詳細に説明する。図３に示すように、無人機１は、筐体２を有する。筐体２には、電子コンパス２０、慣性センサー２２、無人機１の各部を制御するコンピュータ、自律飛行装置、無線通信装置、ＧＰＳ（Ｇｌｏｂａｌ Ｐｏｓｉｔｉｏｎｉｎｇ Ｓｙｓｔｅｍ）などの航法衛星システムからの測位用電波を利用する測位装置、気圧センサー、バッテリー等が配置されている。筐体２の上面には、航法衛星システムからの測位用電波を受信するためのアンテナ２４が配置されている。また、筐体２には、固定装置１２を介して、カメラ１４が配置されている。電子コンパス２０は、例えば、ホール素子を用いた３軸（Ｘ軸、Ｙ軸、Ｚ軸）の電子コンパスである。慣性センサー２２は、例えば、ＩＭＵ（Ｉｎｅｒｔｉａｌ Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ Ｕｎｉｔ）であり、３軸にそれぞれにジャイロセンサーと加速度センサーが配置されて構成される。

無人機１は、カメラ１４によって、下方の画像を取得する。カメラ１４は、可視光カメラであるが、これとは異なり、マルチスペクトルカメラであってもよい。固定装置１２は、カメラ１４による撮影画像のぶれを最小化し、かつ、カメラ１４の光軸を任意の方向に制御することができる３軸の固定装置（いわゆる、ジンバル）である。

筐体２には、丸棒状のアーム４が接続されている。各アーム４にはモーター６が接続されており、各モーター６にはプロペラ８が接続されている。各モーター６は、直流モーター（ブラシレスＤＣモーター）である。各モーター６は、筐体２内の自律飛行装置によってそれぞれ独立して制御され、無人機１を上下水平方向の移動や空中での停止（ホバリング）及び姿勢制御を自在に行うことができるようになっている。

アーム４には保護枠１０が接続され、プロペラ８が外部の物体に直接接触することを防止している。アーム４及び保護枠１０は、例えば、炭素繊維強化プラスチックで形成されており、強度を保ちつつ、軽量に構成されている。

図４は、無人機１の機能構成を示す図である。図４に示すように、無人機１は、ＣＰＵ（Ｃｅｎｔｒａｌ Ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ Ｕｎｉｔ）１００、記憶部１０２、無線通信部１０４、衛星測位部１０６、電子コンパス部１０８、慣性センサー部１１０、駆動制御部１１２、画像処理部１１４、及び、電源部１２０を有する。

無人機１は、無線通信部１０４によって、基地局５０と通信可能になっている。無人機１は、無線通信部１０４によって、基地局５０から、発進等の指示を受信する。基地局５０は、コンピュータで構成されている。

無人機１は、衛星測位部１０６及び慣性センサー部１１０によって、無人機１自体の位置を測定することができる。衛星測位部１０６は、基本的に、アンテナ２４によって受信した４つ以上の航法衛星からの測位用電波を使用して無人機１の位置を計測する。慣性センサー部１１０は、慣性センサー２２からの出力を受信し、所定位置からの無人機１の移動を積算して、無人機１の位置及び方向を計測する。無人機１自体の位置情報は、無人機１の移動経路の決定及び自律移動のために使用するほか、画像処理部１１２によって撮影した画像データと座標（位置）とを紐づけするために使用する。

電子コンパス部１０８は、電子コンパス２０からの出力を受信する。電子コンパス２０からの出力は特定方位を示す。電子コンパス２０が外部磁気の影響を受けていない場合の特定方位は基準方位となる。

駆動制御部１１２によって、無人機１は各モーター６（図３参照）に接続されたプロペラ８（図３参照）の回転を制御し、上下水平移動や空中停止、傾きなどの姿勢を制御するようになっている。

画像処理部１１４によって、無人機１はカメラ１４（図３参照）を作動させて外部の画像を取得することができる。

電源部１２０は、例えば、交換可能な可充電電池であり、無人機１の各部に電力を供給するようになっている。

記憶部１０２には、出発点から目的位置まで自律移動するための移動計画を示すデータ等の自律移動に必要な各種データ及びプログラムのほか、以下のプログラムが格納されている。

記憶部１０２には、基準方位記憶プログラム、参考基準方位算出プログラム、相違算出プログラム、相違評価プログラム、補正プログラム、及び、方向調整プログラムが格納されている。ＣＰＵ１００と基準方位記憶プログラムは、基準方位記憶手段の一例である。ＣＰＵ１００と参考基準方位算出プログラムは、参考基準方位算出手段の一例である。ＣＰＵ１００と相違算出プログラムは、相違算出手段の一例である。ＣＰＵ１００と相違評価プログラムは、相違評価手段の一例である。ＣＰＵ１００と補正プログラムは、補正手段の一例である。ＣＰＵ１００と方向調整プログラムは方向調整手段の一例である。

無人機１は、基準方位記憶プログラムによって、電子コンパス２０が外部磁気の影響を受けていないときに示す特定方位（磁北）を基準方位Ｄ１として記憶する。上述のように、本明細書において、電子コンパス２０が示す磁北を「特定方位Ｄ２」と呼び、地磁気以外の磁気が存在しない位置において、電子コンパス２０が示す特定方位Ｄ２を「基準方位Ｄ１」と呼ぶ。電子コンパス２０が外部磁気の影響を受けていないときには、特定方位Ｄ２は基準方位Ｄ１と一致する。これに対して、電子コンパス２０が外部磁気の影響を受けているときには、特定方位Ｄ２は基準方位Ｄ１と一致しない。無人機１は、操作者によって、外部磁気が存在しないことが明らかな位置に配置され、その位置で、基準方位Ｄ１を記憶する。

無人機１は、参考基準方位算出プログラムによって、飛行中において、基準方位Ｄ１と、衛星測位部１０６によって測位した複数の位置、及び／または、慣性センサー２２からの出力に基づいて、現時点において基準方位Ｄ１と同一方位と見做すことができる参考基準方位ｒＤ１を算出する。

衛星測位部１０６は、無人機１の位置を継続的に測位している。無人機１は、継続的に測位した位置を記憶部１０２に記憶している。無人機１は、参考基準方位算出プログラムによって、継続的に測位した位置に基づいて、参考基準方位ｒＤ１を算出する。例えば、時刻ｔ１における測位位置を位置Ｑ１、時刻ｔ１から時間Δｔだけ経過した時刻ｔ２における測位位置を位置Ｑ２とする。図５（ａ）は、基準方位Ｄ１を示す。無人機１は、図５（ｂ）に示すように、位置Ｑ１から位置Ｑ２に移動した場合の進行方向Ｂ１を、位置Ｑ１と位置Ｑ２の座標（緯度、経度及び高度）から算出する。無人機１は、基準方位Ｄ１と進行方向Ｂ１の角度差θ１を算出し、進行方向Ｂ１と角度差θに基づいて、参考基準方位ｒＤ１を算出する。すなわち、基準方位Ｄ１と進行方向Ｂ１との角度差θ１を相殺することによって、参考基準方位ｒＤ１を算出する。ｒＤ１＝Ｂ１−θ１である。

また、慣性センサー部１１０は、慣性センサー２２からの出力に基づいて、無人機１の移動方向や無人機１の姿勢を検知している。慣性センサー２２を構成するジャイロセンサーと加速度センサーからの出力を累積して算出する進行方向は、所定時間内（例えば、１秒（ｓ））であれば信頼度が高いが、所定時間を超えると誤差が累積する。このため、慣性センサー部１１０は、衛星測位部１０６によって無人機１の位置を測位する都度、現在位置を衛星測位部１０６による測位位置に更新しつつ、無人機１の移動方向及び姿勢を検知するようになっている。慣性センサー部１１０によって、無人機１の移動状態（移動方向や姿勢の変化）を検知し、外部磁気の影響を計算することができる。具体的には、無人機１は、参考基準方位算出プログラムによって、慣性センサー２２からの出力に基づいて、進行方向Ｂ１（図５（ｂ）参照）を算出し、参考基準方位ｒＤ１を算出する。参考基準方位ｒＤ１の算出方法は、衛星測位部１０６による測位位置を使用する方法と同様である。

無人機１は、衛星測位部１０６による複数の測位位置を使用して参考基準方位ｒＤ１を算出する方法と、慣性センサー２２からの出力を使用して参考基準方位ｒＤ１を算出する方法を組合せ、併用する。例えば、衛星測位部１０６による測位位置を使用して算出した参考基準方位ｒＤ１（ｒＤ１ｇと呼ぶ。）と慣性センサー２２からの出力を使用して算出した参考基準方位ｒＤ１（ｒＤ１ｍと呼ぶ。）の平均値を参考基準方位ｒＤ１として採用する。あるいは、参考基準方位ｒＤ１を算出した時からの経過時間に応じて、参考基準方位ｒＤ１ｇと参考基準方位ｒＤ１ｍの重み付けを変更してもよい。例えば、衛星測位部１０６による測位の時間間隔を時間ｄｔとすれば、参考基準方位ｒＤ１ｇを算出した瞬間は、参考基準方位ｒＤ１ｇと参考基準方位ｒＤ１ｍの重み付けを１００対０とし（つまり、参考基準方位ｒＤ１ｇを参考基準方位ｒＤ１とする）、徐々に参考基準方位ｒＤ１ｍの重みを増していき、次の参考基準方位ｒＤ１ｇを算出する直前は、参考基準方位ｒＤ１ｇと参考基準方位ｒＤ１ｍの重み付けを０対１００とする（つまり、参考基準方位ｒＤ１ｍを参考基準方位ｒＤ１とする）。測位の時間間隔である時間ｄｔは、例えば、１秒（ｓ）である。

無人機１は、相違算出プログラムによって、電子コンパス２０が示す特定方位（磁北）Ｄ２と参考基準方位ｒＤ１との相違を算出する。図６は、水平方向の方位を３６０度の角度で示している。図６（ａ）においては、特定方位Ｄ２と参考基準方位ｒＤ１は一致しているから、相違αは０度である。これに対して、図６（ｂ）においては、特定方位Ｄ２が参考基準方位ｒＤ１と１０度ずれているから、相違αは１０度である。図６（ｃ）においては、特定方位Ｄ２が参考基準方位ｒＤ１と１５度ずれているから、相違αは１５度である。図６（ｄ）においては、特定方位Ｄ２が参考基準方位ｒＤ１と２２度ずれているから、相違αは２２度である。図６においては、水平方向についてのみ説明しているが、相違αは、３軸（ｘ軸、ｙ軸及びｚ軸）のそれぞれについて、算出される。以下においても同様である。

無人機１は、相違評価プログラムによって、相違αが許容範囲内か否かを判断する。例えば、相違αが許容範囲内であれば、参考基準方位ｒＤ１の算出における誤差であり、
実際には、電子コンパス２０は外部磁界の影響を受けていないと考えられる。許容範囲は、例えば、１度である。

無人機１は、補正プログラムによって、相違αが許容範囲内ではない場合に、相違αに基づいて、電子コンパス２０が示す特定方位Ｄ２を補正し、補正値Ｄ２ｒを算出する。Ｄ２ｒ＝Ｄ２−αである。

無人機１は、補正値Ｄ２ｒを算出すると、方向調整プログラムによって、補正値Ｄ２ｒに基づいて方向を判断し、飛行方向を調整する。無人機１が、図１の鉄塔２００Ａ等に近づいている場合には、相違αは次第に大きくなるから、無人機１は、例えば、図２の経路Ｒ２に示すように、鉄塔２００Ａ等から遠ざかる方向、すなわち、相違αが小さくなる方向に飛行方向を変更する。これに対して、無人機１のミッションが鉄塔２００Ａ等や送電線２０２Ａ等の検査である場合には、相違αが０ではなくても、所定範囲内であれば、鉄塔２００Ａ等や送電線２０２Ａ等の近傍を飛行することが望ましいから、例えば、図２の飛行経路Ｒ３に示す方向で飛行する。

以下、無人機１の動作を、図７のフローチャートを参照して説明する。無人機１は、飛行を開始すると、外部磁気の影響を受けない位置において、電子コンパス２０の基準方位Ｄ１を記憶する（図７のステップＳＴ１）。続いて、無人機１は、参考基準方位ｒＤ１を算出し（ステップＳＴ２）、電子コンパス２０が示す特定方位Ｄ２（磁北）と参考基準方位ｒＤ１との相違αを算出し（ステップＳＴ３）、相違αが許容範囲内か否かを判断し（ステップＳＴ４）、許容範囲内でなければ、電子コンパス２０の出力を補正し（ステップＳＴ５）、飛行経路を調整する（ステップＳＴ６）。ステップＳＴ４において、相違αが許容範囲内であれば、電子コンパス２０の出力を補正することなく、ステップＳＴ１乃至ステップＳＴ４を繰り返す。

＜第二の実施形態＞
第二の実施形態について、第一の実施形態と異なる部分について、説明する。第二の実施形態においては、無人機１の記憶部１０２には、相違予想プログラムが格納されている。ＣＰＵ１００と相違予想プログラムは、相違予想手段の一例である。無人機１は、過去の異なる時刻における相違αに基づいて、将来の相違αｆを予想する。そして、無人機１は、補正プログラムによって、将来の相違αｆ（以下「予想相違αｆ」という。）に基づいて、電子コンパス２０が示す特定方位Ｄ２を補正し、補正値Ｄ２ｒを算出する。Ｄ２ｒ＝Ｄ２−αｆである。

例えば、図６（ａ）は時刻ｔ０、図６（ｂ）は時刻ｔ１、図６（ｃ）は時刻ｔ２、図６（ｄ）は時刻ｔ３の状態であるとする。各時刻は、それぞれ同一の時間だけ乖離している。同一の時間は、例えば、０．１秒（ｓ）であるとする。時刻ｔ１から時刻ｔ２の０．１秒間の変化率は５０度／秒、時刻ｔ２から時刻ｔ３の０．１秒間の変化率は７０度／秒であるから、その変化率の変化に基づいて、例えば、時刻ｔ３とその０．１秒後の時刻ｔ４との間における変化率は、９０度／秒であると予想する。そうすると、０．１秒後の時刻ｔ４においては、時刻ｔ３の相違αから９度（９０度／秒×０．１秒）増加し、予想相違αｆは３１度となる。

以下、無人機１の動作を、図８のフローチャートを参照して説明する。無人機１は、飛行を開始すると、外部磁気の影響を受けない位置において、電子コンパス２０の基準方位Ｄ１を記憶する（図８のステップＳＴ１）。続いて、無人機１は、所定の時間間隔で参考基準方位ｒＤ１を算出し（ステップＳＴ２Ａ）、所定の時間間隔で電子コンパス２０が示す特定方位Ｄ２（磁北）と参考基準方位ｒＤ１との相違αを算出し（ステップＳＴ３Ａ）、予想相違αｆを算出する（ステップＳＴ３Ｂ）。続いて、無人機１は、予想相違αｆが許容範囲内か否かを判断し（ステップＳＴ４Ａ）、許容範囲内でなければ、電子コンパス２０の出力を補正し（ステップＳＴ５）、飛行経路を調整する（ステップＳＴ６）。ステップＳＴ４Ａにおいて、無人機１が、予想相違αｆが許容範囲内であると判断すれば、電子コンパス２０の出力を補正することなく、ステップＳＴ１乃至ステップＳＴ４Ａを繰り返す。

上述のように、無人機１は、相違予想プログラムによって算出した予想相違αｆが許容範囲を超える場合に、電子コンパス２０が示す特定方位Ｄ２を補正して補正値Ｄ２ｒを算出し、予想相違αｆが小さくなる方向に飛行方向を変更する。これにより、無人機１は、相違αが過度に大きくなる前に、飛行方向を変更することができる。

なお、本発明は上述の各実施形態に限定されるものではなく、本発明の目的を達成できる範囲での変形、改良等は本発明に含まれるものである。

１ 無人機
２ 筐体
６ モーター
１４ カメラ
２０ 電子コンパス
２２ 慣性センサー
５０ 基地局
１０２ 記憶部

Claims (5)

1. 電子コンパスが示す特定方位を参照して飛行方向を制御する無人飛行体であって、
   前記電子コンパスが外部磁界の影響を受けていないときに示す前記特定方位を基準方位として記憶する基準方位記憶手段と、
   前記無人飛行体の飛行中において、複数の航法衛星からの測位用電波に基づいて測位した複数の位置、及び／または、慣性センサーからの出力と、前記基準方位とに基づいて、前記基準方位と同一方位と見做すことができる参考基準方位を算出する参考基準方位算出手段と、
   前記特定方位と前記参考基準方位との相違を算出する相違算出手段と、
   前記相違に基づいて、前記特定方位を補正する補正手段と、
   を有する無人飛行体。
2. 過去の異なる時刻における前記相違に基づいて、前記相違を予想して予想相違を算出する相違予想手段を有し、
   前記補正手段は、前記予想相違に基づいて、前記特定方位を補正するように構成されている、請求項１に記載の無人飛行体。
3. 前記無人飛行体の飛行方向を前記相違が小さくなる方向に変更する方向調整手段を有する、
   請求項１または請求項２に記載の無人飛行体。
4. 電子コンパスが示す特定方位を参照して飛行方向を制御する無人飛行体が、
   前記電子コンパスが外部磁界の影響を受けていないときに示す前記特定方位を基準方位として記憶する基準方位記憶ステップと、
   前記無人飛行体の飛行中において、複数の航法衛星からの測位用電波に基づいて測位した複数の位置、及び／または、慣性センサーからの出力と、前記基準方位とに基づいて、前記基準方位と同一方位と見做すことができる参考基準方位を算出する参考基準方位算出ステップと、
   前記特定方位と前記参考基準方位との相違を算出する相違算出ステップと、
   前記相違に基づいて、前記特定方位を補正する補正ステップと、
   を実行する無人飛行方法。
5. 電子コンパスが示す特定方位を参照して飛行方向を制御する無人飛行体を制御するコンピュータを、
   前記電子コンパスが外部磁界の影響を受けていないときに示す前記特定方位を基準方位として記憶する基準方位記憶手段、
   前記無人飛行体の飛行中において、複数の航法衛星からの測位用電波に基づいて測位した複数の位置、及び／または、慣性センサーからの出力と、前記基準方位とに基づいて、前記基準方位と同一方位と見做すことができる参考基準方位を算出する参考基準方位算出手段、
   前記特定方位と前記参考基準方位との相違を算出する相違算出手段、
   前記相違に基づいて、前記特定方位を補正する補正手段、
   として機能させるための無人飛行プログラム。