JP2020138713A - 回転翼航空機及び回転翼航空機の制御方法 - Google Patents

Abstract

【課題】複数のロータを搭載した回転翼航空機の離陸時における安全性を向上させることである。【解決手段】実施形態に係る回転翼航空機は、実施形態に係る回転翼航空機は、揚力を得るための複数のロータと、前記複数のロータと連結される胴体と、前記胴体を支持する少なくとも３本の複数のロッドと、前記各ロッドに負荷される荷重を検出する荷重センサと、前記荷重センサにより検出された前記荷重の実測値が目標値となるように前記ロータを自動制御する制御装置とを備えるものである。【選択図】 図７

Description

本発明の実施形態は、回転翼航空機及び回転翼航空機の制御方法に関する。

従来、複数のロータを搭載した回転翼航空機が知られている。特に、３つ以上のロータを搭載した回転翼航空機はマルチコプタとも呼ばれる。複数のロータを搭載した回転翼航空機の姿勢制御は、従来、ジャイロセンサ等を用いて回転翼航空機の姿勢を検知することによって行われている（例えば特許文献１参照）。また、荷物を運搬するマルチコプタ等の飛行を安定させるために、荷重センサで重心位置を算出して表示する技術も提案されている（例えば特許文献２及び特許文献３参照）。

特開２００６−０５１８４１号公報 特開２０１７−１５９８７３号公報 特開平１１−３１０１９９号公報

しかしながら、ジャイロセンサ等で姿勢を検知して実行される姿勢の制御方式では、姿勢が変化した後にロータに推力を変更するための制御指令信号が出力される。このため、姿勢の制御指示と応答が遅延し、回転翼航空機の離陸時における姿勢の不安定化の原因となる。回転翼航空機の姿勢が不安定になれば、落下のリスクが増加する。

そこで本発明は、複数のロータを搭載した回転翼航空機の離陸時における安全性を向上させることを目的とする。

本発明の実施形態に係る回転翼航空機は、揚力を得るための複数のロータと、前記複数のロータと連結される胴体と、前記胴体を支持する少なくとも３本の複数のロッドと、前記各ロッドに負荷される荷重を検出する荷重センサと、前記荷重センサにより検出された前記荷重の実測値が目標値となるように前記ロータを自動制御する制御装置とを備えるものである。

また、本発明の実施形態に係る回転翼航空機の制御方法は、揚力を得るための複数のロータと、前記複数のロータと連結される胴体と、前記胴体を支持する少なくとも３本の複数のロッドとを備えた回転翼航空機の制御方法であって、前記各ロッドに負荷される荷重を検出し、検出された前記荷重の実測値が目標値となるように前記ロータを自動制御するものである。

本発明の第１の実施形態に係る回転翼航空機の構成を示す斜視図。 図１に示すロッドの第１の形状例を示す図。 図１に示すロッドの第２の形状例を示す図。 図１に示すロッドの第３の形状例を示す図。 図１に示すロッドに付与される機械的性質の一例を説明するグラフ。 図１に示す回転翼航空機の各ロッドに負荷される荷重に基づいて各ロータの出力を自動設定するための関数の一例を示すグラフ。 図１に示す回転翼航空機の離陸時における制御の流れを示すフローチャート。 本発明の第２の実施形態に係る回転翼航空機の構成を示す正面図。 図８に示す回転翼航空機の姿勢を水平にした状態を示す正面図。

本発明の実施形態に係る回転翼航空機及び回転翼航空機の制御方法について添付図面を参照して説明する。

（第１の実施形態）
（回転翼航空機の構成及び機能）
図１は本発明の第１の実施形態に係る回転翼航空機の構成を示す斜視図である。

回転翼航空機１は、胴体２に複数のロータ３と、複数のロッド４を取付けて構成される。３つ以上のロータ３を有する回転翼航空機１は、マルチコプタと呼ばれる。もちろん、回転翼航空機１は、２つのロータ３を有するヘリコプタであっても良い。

回転翼航空機１は、人が搭乗しない無人航空機（ＵＡＶ：Ｕｎｍａｎｎｅｄ ａｅｒｉａｌ ｖｅｈｉｃｌｅ）はもちろん、人が搭乗する有人航空機やＯＰＶ（Ｏｐｔｉｏｎａｌｌｙ Ｐｉｌｏｔｅｄ Ｖｅｈｉｃｌｅ）であっても良い。ＯＰＶはパイロットが搭乗して操縦することも可能な無人航空機であり、有人航空機と無人航空機のハイブリッド航空機である。ＵＡＶはドローンとも呼ばれ、無人のマルチコプタやヘリコプタが代表的である。

複数のロータ３は、異なる位置において揚力を得るための回転翼である。尚、各ロータ３にチルト機能を設け、回転翼航空機１の離陸後には、各ロータ３をチルトさせて推力を得ることができるようにしても良い。また、揚力を得るための複数のロータ３とは別にテールロータ等の揚力を得る目的以外の目的を有する回転翼を胴体２に連結しても良い。

ロッド４は、回転翼航空機１が着陸している間にそれぞれ先端を着陸対象となる面と接触させることによって胴体２を支持する降着装置である。すなわち、回転翼航空機１には、車輪が必ずしも必要では無く、図１に例示されるようにロッド４の先端で着陸することが可能な航空機である。但し、図１に示す例に限らず、ロッド４の先端に車輪を取付け、車輪で着陸するようにしても良い。以降では、主として図１に例示されるように回転翼航空機１がロッド４の先端で着陸する場合を例に説明する。地面等に着陸して胴体２を支持するためには、少なくとも３本のロッド４を胴体２に連結することが必要である。図示された例では、４本のロッド４が胴体２の下部に取付けられている。

各ロッド４には、荷重センサ５が取付けられる。このため、回転翼航空機１の離陸前においてロッド４自体を除く回転翼航空機１の重量によって各ロッド４に負荷される荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４を荷重センサ５で検出することができる。荷重センサ５は、歪ゲージやピエゾ素子等の公知のセンサを用いて構成することができる。このため、各ロッド４への荷重センサ５の取付位置は、ロッド４の形状や荷重センサ５の種類に応じて各ロッド４の中腹部分や付根部分など適切な位置に決定される。

図２は、図１に示すロッド４の第１の形状例を示す図である。

図２に例示されるように、湾曲せずに直線的な形状を有する複数のロッド４を外側に開くように胴体２に取付けることができる。各ロッド４の形状を直線的にすれば、各ロッド４の設計や製造が容易となる。各ロッド４の材料は金属や複合材など、回転翼航空機１の荷重を支えることが可能な強度を有する材料であれば任意である。例えば、各ロッド４の材料として金属を用いれば素材コストを低減することができる。また、各ロッド４の材料として複合材を用いれば、高い強度を維持しつつ軽量化を図ることができる。

複合材は、繊維強化プラスチック（ＦＲＰ：Ｆｉｂｅｒ ｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄ ｐｌａｓｔｉｃｓ）とも呼ばれ、ガラス繊維強化プラスチック（ＧＦＲＰ：Ｇｌａｓｓ ｆｉｂｅｒ ｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄ ｐｌａｓｔｉｃｓ）や炭素繊維強化プラスチック（ＣＦＲＰ：Ｃａｒｂｏｎ Ｆｉｂｅｒ Ｒｅｉｎｆｏｒｃｅｄ Ｐｌａｓｔｉｃｓ）が代表的である。

図３は、図１に示すロッド４の第２の形状例を示す図である。

図３に例示されるように各ロッド４の先端に円盤状の部材４Ａを設けるようにしても良い。各ロッド４の先端に円盤状の部材４Ａを設けると、水上、湿地帯、液状化した土壌或いは植物で覆われた場所等の表面が剛体でない場所に着陸することが可能となる。

図４は、図１に示すロッド４の第３の形状例を示す図である。

図４に例示されるように湾曲した形状を有する複数のロッド４を胴体２に取付けるようにしても良い。もちろん、湾曲した形状を有する各ロッド４の先端に図３に例示されるような円盤状の部材４Ａを設けることもできる。特に、湾曲した形状を有する各ロッド４を、ＦＲＰで構成すれば、機械的特性に望ましい異方性を付与することが容易となる。

図５は、図１に示すロッド４に付与される機械的性質の一例を説明するグラフである。

図５において横軸はロッド４の変位を示し、縦軸はロッド４の剛性を示す。図５に例示されるように、ロッド４の曲げ変形による変位量が大きくなる程、剛性が増加する非線形な機械的特性をロッド４に付与することができる。そうすると、回転翼航空機１の着陸直後にはロッド４の曲げ変形量を大きくし、次第にロッド４の曲げ変形量を小さくすることができる。このため、回転翼航空機１の着陸時における衝撃を和らげることができる。尚、このような機械的特性は、図２に例示される直線的な形状を有するロッド４に対してもある程度付与することができる。

また、図５に例示されるような機械的特性をロッド４に付与するか否かを問わず、図２又は図４に例示されるように複数のロッド４を長さ方向が同一方向とならないように胴体２に取付ければ、回転翼航空機１の着陸時における各ロッド４への衝撃を緩和し、荷重センサ５の故障を防止することができる。

加えて、複数のロッド４を長さ方向が着陸方向と平行とならないように胴体２に取付ければ、各ロッド４に荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４が負荷された場合に各ロッド４を曲げ変形させることができる。このため、各ロッド４の曲げ変形量を歪ゲージで測定することによって荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４を検出することが可能となる。すなわち、荷重センサ５を、直交３軸方向の力とモーメントを検出する複数の歪ゲージ等で構成し、各ロッド４の曲げ変形量を測定することによって各ロッド４に負荷される荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４を公知の荷重計算によって算出することができる。

回転翼航空機１の胴体２等には、回転翼航空機１の制御装置６、回転翼航空機１の制御等に必要な情報を保存するための記憶装置７、回転翼航空機１の制御等に必要な情報を制御装置６又は記憶装置７等に入力するための入力装置８並びに回転翼航空機１の離着陸を含むフライトに必要な情報を表示させるための表示装置９が収納される。尚、入力装置８及び表示装置９については、回転翼航空機１を遠隔操作できるように胴体２等の機体の外部に設置しても良い。

制御装置６、記憶装置７及び入力装置８は、電気回路で構成することができる。制御装置６については、コンピュータ等の電子回路に回転翼航空機１の制御プログラムを読込ませることによって構築することができる。

制御装置６では、複数のロータ３の各回転数及び各ピッチ角（迎角）を含む制御対象の制御を行うことができる。ピッチ角は、各ロータ３を構成するブレードの取付け角度であり、ロータ３のピッチ角を変化させることによって揚力を調整することができる。

特に、制御装置６は、回転翼航空機１の離陸時において、荷重センサ５により検出された各ロッド４に掛かる荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４に基づいて、回転翼航空機１の胴体２が安定化されるようにロータ３を自動制御する機能を有している。回転翼航空機１の胴体２は、各ロッド４に掛かる荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４がバランスがとれた理想的な荷重となっていれば安定化する。

重力以外に回転翼航空機１に作用する力が無視できれば、各ロッド４には回転翼航空機１の設計時に定めた回転翼航空機１の重量に対応する理想的な荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４が掛かることになる。このため、回転翼航空機１の姿勢は安定する。これに対して、風や重量が大きい積載物の積載等の外乱によって回転翼航空機１の機体に作用する重力以外の力が回転翼航空機１に作用すると、各ロッド４に掛かる荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４が変動する。各ロッド４に掛かる荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４が変動し、アンバランスな状態で回転翼航空機１を離陸させると、姿勢が不安定となる。回転翼航空機１の姿勢が不安定になれば、落下のリスクが増加する。

そこで、制御装置６は、回転翼航空機１の離陸前に各ロッド４に掛かる荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４の目標値を重量バランスが取れた望ましい値に設定し、各ロータ３の回転数及びピッチ角を制御することによって、各ロッド４に荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４が負荷された状態で離陸しない状態を作り出す機能を有している。これにより、回転翼航空機１が離陸前の姿勢の変化が無い状態において各ロッド４に負荷される荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４を荷重センサ５で検出することが可能となる。そして、制御装置６は、荷重センサ５により検出された離陸前に各ロッド４に掛かる荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４の実測値が目標値となるように各ロータ３の出力Ｐ１、Ｐ２、Ｐ３、Ｐ４を自動制御できるように構成される。

各ロータ３の出力Ｐ１、Ｐ２、Ｐ３、Ｐ４として得られる揚力は、各ロータ３の回転数とピッチ角をパラメータとして可変制御することができる。このため、制御装置６により、複数のロータ３の各回転数及び各ピッチ角の少なくとも一方の制御値を自動設定することにより、各ロータ３の出力Ｐ１、Ｐ２、Ｐ３、Ｐ４の自動制御を行うことができる。

風等の外乱は時間的に変化し得るため、各ロッド４に掛かる荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４の実測値を目標値に近づけるために得るべき各ロータ３の出力Ｐ１、Ｐ２、Ｐ３、Ｐ４も時間的に変化する場合がある。このため、制御装置６では、各ロッド４に掛かる荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４の実測値が目標値に近づくように複数のロータ３の各回転数及び各ピッチ角の少なくとも一方を変化させるフィードバック制御を行うようにすることができる。

具体例として、各ロータ３の回転数及びピッチ角の一方又は双方を予め設定した一定の増減量で変化させることによって、各ロッド４に掛かる荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４の実測値を目標値に近づけるフィードバック制御を行うことができる。但し、各ロータ３の回転数及びピッチ角の一方又は双方の変化量を、各ロッド４に掛かる荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４の実測値に基づいて適切な量に設定できれば制御応答速度を向上することができる。

そこで、離陸前に各ロッド４に負荷される荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４の実測値と、荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４の実測値を目標値に近づけるための複数のロータ３の各回転数及び各ピッチ角の少なくとも一方の制御値との関係をテーブルや関数として直接又は間接的に表す情報を、試験やシミュレーションによって事前に求めておくことができる。そして、求めたテーブルや関数等の情報を、記憶装置７に保存しておくことができる。

そうすると、制御装置６は、記憶装置７に保存される情報を参照して、各ロッド４に負荷される荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４の実測値に対応する複数のロータ３の各回転数及び各ピッチ角の少なくとも一方の制御値を自動設定することが可能となる。つまり、複数のロータ３の各回転数及び各ピッチ角の制御値を徐々に変化させるのではなく、各ロッド４に負荷される荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４の実測値に応じた適切な制御値に変化させることが可能となる。

図６は、図１に示す回転翼航空機１の各ロッド４に負荷される荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４に基づいて各ロータ３の出力Ｐ１、Ｐ２、Ｐ３、Ｐ４を自動設定するための関数の一例を示すグラフである。

図６において横軸は回転翼航空機１の各ロッド４に負荷される荷重Ｆを示し、縦軸は各ロータ３の出力Ｐを示す。例えば、離陸前に各ロッド４に負荷される荷重Ｆと、複数のロータ３の各回転数及び各ピッチ角の少なくとも一方の制御値との関係を間接的に表す情報として、図６に例示されるような、あるロッド４に負荷される荷重Ｆの実測値Ｆｍと、対応するロータ３の出力Ｐの目標値Ｐｔとの関係を表す情報を記憶装置７に保存することができる。

すなわち、離陸前に各ロッド４に掛かる荷重Ｆが目標値Ｆｔとなるように対応するロータ３の出力Ｐを初期値Ｐｉに設定しても、荷重センサ５で測定される荷重Ｆの実測値Ｆｍは風等の外乱によって必ずしも目標値Ｆｔとは一致しない。そのような場合に、荷重Ｆの実測値Ｆｍを目標値Ｆｔに近づけるために再設定すべきロータ３の出力Ｐの目標値Ｐｔを、予め関数やテーブル等の情報を参照して設定できるようにすることができる。図６に示す例では、ロッド４に掛かる荷重Ｆの実測値Ｆｍに基づいてロータ３の出力Ｐの目標値Ｐｔを求めるための情報が線形関数となっている。

図６に示す例では、１つのロッド４に負荷される荷重Ｆの実測値Ｆｍに基づいて、対応する１つのロータ３の出力Ｐの目標値Ｐｔが求められるように関数が準備されているが、ロッド４の数とロータ３の数が異なる場合やロッド４の位置とロータ３の位置が対応していない場合のように、単一又は複数のロータ３の出力Ｐを変化させることによって、単一又は複数のロッド４に掛かる荷重Ｆを調整することが適切又は不可避である場合もある。このため、離陸前に単一又は複数のロッド４に負荷される荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４の各実測値Ｆｍの値又は組合せと、単一又は複数のロータ３の出力Ｐ１、Ｐ２、Ｐ３、Ｐ４の各目標値Ｐｔの値又は組合せとを関数やテーブルで関連付けるようにしても良い

このような単一又は複数のロッド４に負荷される荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４の実測値Ｆｍを単一又は複数のロータ３の出力Ｐ１、Ｐ２、Ｐ３、Ｐ４の目標値Ｐｔに変換するためのデータベースとしての機能を記憶装置７に設けると、制御装置６では、荷重センサ５により検出された複数のロッド４に掛かる荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４の実測値Ｆｍの組合せ、すなわち荷重バランスに基づいて、複数のロータ３で発生させるべき揚力の組合せ、すなわち揚力バランスを特定することができる。

各ロータ３の出力Ｐ１、Ｐ２、Ｐ３、Ｐ４の各目標値Ｐｔが制御装置６において自動設定されると、制御装置６では、複数のロータ３の各出力Ｐ１、Ｐ２、Ｐ３、Ｐ４の目標値Ｐｔに基づいて複数のロータ３の各回転数及び各ピッチ角の少なくとも一方の制御値を自動設定することができる。

尚、離陸前に各ロッド４に負荷される荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４の実測値Ｆｍと、複数のロータ３の各回転数及び各ピッチ角の少なくとも一方の制御値との関係を直接表す情報を関数やテーブルとして準備し、記憶装置７に保存するようにしても良い。つまり、図６の縦軸をロータ３の回転数又はピッチ角の制御値としたような変換情報を予め試験やシミュレーション等によって取得し、参照情報として記憶装置７に保存するようにしても良い。その場合には、記憶装置７に保存された参照情報を参照すれば、直接、ロータ３の回転数又はピッチ角の制御値を特定することが可能となる。

上述したように外乱により各ロッド４に作用する力は、時間的に変化する場合もある。このため、各ロッド４に負荷される荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４の実測値Ｆｍの測定と、記憶装置７に保存された参照情報に基づくロータ３の回転数又はピッチ角の制御値の自動設定とをダイナミックに繰返すフィードバック制御を行うようにしても良い。逆に、外乱により各ロッド４に作用する力が時間的に変化しなければ、原理的には、参照情報に基づくロータ３の回転数及びピッチ角の少なくとも一方の制御値に対する補正が１回実行されれば、各ロッド４に負荷される荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４は目標値Ｆｔになることになる。

そして、各ロッド４に負荷される荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４が目標値Ｆｔになった後、制御装置６による制御下において各ロータ３の出力Ｐ１、Ｐ２、Ｐ３、Ｐ４を増加させ、回転翼航空機１の離陸に必要な揚力を発生させることによって、回転翼航空機１を離陸させることができる。

このような回転翼航空機１の離陸時における安定化のためのロータ３の自動制御に加えて、制御装置６では、回転翼航空機１の機体が風等の外乱によって過剰に振動した場合には、回転翼航空機１の離陸を止めさせる制御を行うことができる。回転翼航空機１の胴体２を含む機体に生じる振動の規模は、荷重センサ５により検出された荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４の時間変化に基づいて検出することができる。

振動の規模は、荷重センサ５により検出された荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４の時間変化の振幅や周波数等の任意のパラメータで表わすことができる。すなわち、各ロッド４に負荷される荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４の時間的な変動量や単位時間当たりの変動量が大きい場合には、振動の規模が大きいと判定することができる。このため、胴体２を含む機体の振動の規模を表すパラメータに対して閾値処理を行い、胴体２を含む機体の振動の規模を表すパラメータが許容範囲内であるか否かを判定することによって、回転翼航空機１の離陸を止める程、振動が過剰であるか否かを検出することができる。

そこで、制御装置６には、荷重センサ５により検出された荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４の実測値Ｆｍの時間変化に基づいて胴体２の振動の規模を表すパラメータを検出し、検出されたパラメータが許容範囲外であると自動判定した場合には、離陸を止めさせるための処理を実行する機能を設けることができる。

回転翼航空機１の離陸を止めさせるための処理としては、制御装置６がロータ３の回転を停止させる自動制御を行って回転翼航空機１の離陸を自動的に停止させる制御処理が挙げられる。或いは、離陸を止めさせるための警告情報を表示装置９に表示させ、回転翼航空機１に搭乗する操縦者又は遠隔から操縦する操縦者が手動でロータ３の回転を停止できるようにしても良い。このような情報処理によって、回転翼航空機１の離陸前に安全に離陸可能であるか否かを判断することが可能となる。

（回転翼航空機の制御方法）
次に、回転翼航空機１の制御方法について説明する。

図７は、図１に示す回転翼航空機１の離陸時における制御の流れを示すフローチャートである。

まずステップＳ１において、回転翼航空機１の降着装置として機能する複数のロッド４に負荷される荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４の目標値Ｆｔが制御装置６において設定される。各ロッド４に負荷される荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４の目標値Ｆｔは、予め固定値として設定しても良いし、入力装置８の操作によって可変設定できるようにしても良い。

次に、ステップＳ２において、回転翼航空機１に風等の外乱による力が作用しない場合に、各ロッド４に負荷される荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４を目標値Ｆｔとするために設定すべき各ロータ３の出力Ｐ１、Ｐ２、Ｐ３、Ｐ４の値が制御装置６において初期値Ｐｉとして設定される。

次に、ステップＳ３において、各ロータ３の出力Ｐ１、Ｐ２、Ｐ３、Ｐ４が初期値Ｐｉとなるように、制御装置６が、各ロータ３の回転数とピッチ角を自動制御する。そうすると、各ロータ３の回転によって、回転翼航空機１が離陸できない程度の揚力が生じる。このため、各ロッド４に負荷される荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４が、各ロータ３の回転開始前に比べて低下する。

次に、ステップＳ４において、各ロッド４に負荷される荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４のの実測値Ｆｍが荷重センサ５により検出される。検出された荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４の実測値Ｆｍは、荷重センサ５から制御装置６に出力される。

次に、ステップＳ５において、各ロッド４に負荷される荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４の目標値Ｆｔと、実測値Ｆｍとが制御装置６において比較され、実測値Ｆｍの目標値Ｆｔからの乖離量が求められる。例えば、目標値Ｆｔと、実測値Ｆｍとの間における差又は比を実測値Ｆｍの乖離量として算出することができる。そして、各ロッド４に負荷される荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４の実測値Ｆｍの乖離量が許容範囲であるか否かが制御装置６において自動判定される。具体例として、各ロッド４に負荷される荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４の実測値Ｆｍが、±１０［Ｎ］等の経験的に設定した上限値と下限値で特定される許容範囲内であるか否かが閾値処理によって自動判定される。

風力や積載物に作用する重力等の回転翼航空機１自体に作用する重力以外の力によって各ロッド４に負荷される荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４の少なくとも１つが増加すれば、各ロッド４に負荷される荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４の実測値Ｆｍの少なくとも１つが許容範囲外となり得る。例えば、図６に例示されるように、あるロッド４に負荷される荷重Ｆの実測値Ｆｍが許容範囲を超えて過剰となる。

そのような場合には、ステップＳ６において、対応する単一又は複数のロータ３の出力Ｐの制御値が目標値Ｐｔに補正される。ロータ３の出力Ｐの目標値Ｐｔは、図６に例示されるような関数やテーブルとして表された参照情報に基づいて、制御装置６において自動設定することができる。すなわち、制御装置６が記憶装置７に保存された線形関数等の参照情報を参照することによって、各ロッド４に負荷される荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４の実測値Ｆｍに対応する各ロータ３の出力Ｐ１、Ｐ２、Ｐ３、Ｐ４の目標値Ｐｔを自動設定する。

次に、ステップＳ７において、制御装置６は、各ロータ３の出力Ｐ１、Ｐ２、Ｐ３、Ｐ４が目標値Ｐｔとなるように各ロータ３の回転数とピッチ角を自動制御する。これにより、各ロッド４に負荷される荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４の実測値Ｆｍを目標値Ｆｔに近づけることができる。すなわち、胴体２を含む機体が安定化されるようにロータ３を自動制御することができる。

少なくとも１つのロータ３の回転数及びピッチ角の少なくとも一方が変更されると、再びステップＳ４における荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４の実測値Ｆｍの計測と、ステップＳ５における判定が実行される。そして、ステップＳ５における判定で、全てのロッド４に負荷される荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４の実測値Ｆｍの目標値Ｆｔからの乖離量がいずれも許容範囲内であると判定されるまで、ステップＳ６における単一又は複数のロータ３の出力Ｐ１、Ｐ２、Ｐ３、Ｐ４の目標値Ｐｔの補正と、ステップＳ７における各ロータ３の回転数とピッチ角の制御が繰返される。

すなわち、各ロッド４に負荷される荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４の実測値Ｆｍを目標値Ｆｔに近づけるためにロータ３の出力Ｐ１、Ｐ２、Ｐ３、Ｐ４の目標値Ｐｔを再設定するフィードバック制御が実行される。これにより、風等の外乱による力の大きさが時間的に変動したとしても、各ロッド４に負荷される荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４の実測値Ｆｍを目標値Ｆｔに近づけることができる。

そして、ステップＳ５における判定で、全てのロッド４に負荷される荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４の実測値Ｆｍの目標値Ｆｔからの乖離量がいずれも許容範囲内であると判定されると、ステップＳ８において、回転翼航空機１の離陸制御が実行される。すなわち、制御装置６は、各ロータ３の出力Ｐ１、Ｐ２、Ｐ３、Ｐ４を増加させる。このため、各ロッド４に負荷される荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４の実測値Ｆｍが徐々に減少し、ゼロとなった時点で回転翼航空機１が離陸することになる。

尚、図７に示すフローに先立って荷重センサ５により検出された荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４の時間変化に基づいて回転翼航空機１の振動の規模を検出し、振動が過剰となった場合には、離陸を止めるようにすることもできる。

（効果）
以上のような回転翼航空機１及び回転翼航空機１の制御方法は、回転翼航空機１の降着装置である複数のロッド４にそれぞれ荷重センサ５を取付けて荷重Ｆの実測値Ｆｍを測定し、複数のロータ３のうち必要なロータ３の出力Ｐを補正することによって各ロッド４に掛かる荷重Ｆが目標値Ｆｔとなった後に離陸するようにしたものである。

このため、回転翼航空機１及び回転翼航空機１の制御方法によれば、離陸時における機体の不安定化を抑制し、安定性及び安全性を向上することができる。すなわち、回転翼航空機１の離陸直前に降着装置を構成する複数のロッド４に負荷される荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４を均一にした後で、回転翼航空機１を離陸することができるため、回転翼航空機１の機体の姿勢を安定させることができる。

また、回転翼航空機１の振動が過剰に大きい場合には、離陸を取りやめて安全性を確保することもできる。

（第２の実施形態）
図８は本発明の第２の実施形態に係る回転翼航空機の構成を示す正面図である。

図８に示された第２の実施形態における回転翼航空機１Ａは、傾斜面１０に着陸した場合であっても機体の姿勢を水平にできるようにした構成が第１の実施形態における回転翼航空機１と相違する。第２の実施形態における回転翼航空機１Ａの他の構成及び作用については第１の実施形態における回転翼航空機１と実質的に異ならないため回転翼航空機１Ａの概略的な正面図のみ図示し、同一の構成又は対応する構成については同符号を付して説明を省略する。

第２の実施形態における回転翼航空機１Ａは、第１の実施形態と同様な構成に加えて、胴体２を含む機体の水平方向に対する傾斜角度を検出する角度センサ１１、複数のロッド４をそれぞれ伸縮させる伸縮機構１２及び伸縮機構１２を制御することによって複数のロッド４を伸縮させるロッド制御装置１３を備えている。

角度センサ１１は、機体の空間的な傾斜角度を測定できれば所望の位置に配置することができる。ロッド４を伸縮させる伸縮機構１２の具体例としては、ラックアンドピニオン、ボールねじ或いはシリンダ機構等の公知の機構が挙げられる。ロッド制御装置１３は、回転翼航空機１Ａの制御装置６と同様にコンピュータ等の電子回路にプログラムを読込ませて構築することができる。このため、ロッド制御装置１３と、回転翼航空機１Ａの制御装置６とを一体化しても良い。

図８に例示されるように、回転翼航空機１Ａが水平方向に対して傾斜する傾斜面１０から離陸しようとすると、各ロータ３で発生する揚力が鉛直方向とならないため、姿勢が不安定となる恐れがある。そこで、角度センサ１１で回転翼航空機１Ａの傾きを検出し、回転翼航空機１Ａが傾いている場合には、必要なロッド４を伸縮機構１２で伸縮させることによって、回転翼航空機１Ａの姿勢を水平にすることができる。

より具体的には、角度センサ１１で検出された回転翼航空機１Ａの水平方向に対する傾斜角度を、ロッド制御装置１３に出力することができる。そして、ロッド制御装置１３において回転翼航空機１Ａの傾斜角度が許容範囲内であるか否かを閾値処理によって判定し、回転翼航空機１Ａの傾斜角度が許容範囲外であると判定された場合には、ロッド制御装置１３が伸縮機構１２を制御することによって、角度センサ１１で検出された回転翼航空機１Ａの傾斜角度が許容範囲内となるように複数のロッド４の少なくとも１つを伸縮させることができる。

図９は図８に示す回転翼航空機１Ａの姿勢を水平にした状態を示す正面図である。

図９に示すように、傾斜面１０の傾斜角度に応じてロッド４を伸縮することができる。これにより、回転翼航空機１Ａの機体を水平にし、各ロータ３の回転によって得られる揚力を鉛直方向とすることができる。その結果、第１の実施形態と同様な、各ロッド４に負荷される荷重Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４の目標値Ｆｔの設定や各ロータ３の出力Ｐ１、Ｐ２、Ｐ３、Ｐ４の目標値Ｐｔの設定を含む離陸時における安定化制御を行うことが可能となる。

すなわち、第２の実施形態では、角度センサ１１で検出された回転翼航空機１Ａの傾斜角度に対応する必要なロッド４を伸縮させて回転翼航空機１Ａの姿勢を水平にした後、図７に例示されるフローに沿って回転翼航空機１Ａの離陸時における安定化制御を行うことができる。尚、角度センサ１１から出力される回転翼航空機１Ａの傾斜角度に基づいてロッド４を伸縮させ、回転翼航空機１Ａの傾斜角度をゼロとするフィードバック制御を行うようにしても良い。

ところで、ロッド４を伸縮させると、ロッド４の構造によってはロッド４の突き出し長さや長さ自体が変化する。ロッド４の突き出し長さが変化すると、ロッド４に同じ荷重Ｆが負荷されても、異なる変形量でロッド４の先端が曲げ変形する場合がある。そのような場合には、ロッド４に負荷される荷重Ｆとロッド４の曲げ変形量との関係を表す関数やテーブル等の参照情報をロッド４の伸縮量ごとに事前に求めておくことにより、ロッド４の伸縮量に関わらず荷重Ｆを検出することが可能となる。すなわち、荷重センサ５は、各ロッド４の伸縮量と、各ロッド４の変形量に基づいて、各ロッド４に負荷される荷重Ｆを検出するように構成することができる。

以上の第２の実施形態によれば、回転翼航空機１Ａが水平方向に対して傾斜する傾斜面１０から離陸する場合であっても、揚力が鉛直方向から傾斜した方向に発生することを回避し、安定した離陸を実現することができる。

（他の実施形態）
以上、特定の実施形態について記載したが、記載された実施形態は一例に過ぎず、発明の範囲を限定するものではない。ここに記載された新規な方法及び装置は、様々な他の様式で具現化することができる。また、ここに記載された方法及び装置の様式において、発明の要旨から逸脱しない範囲で、種々の省略、置換及び変更を行うことができる。添付された請求の範囲及びその均等物は、発明の範囲及び要旨に包含されているものとして、そのような種々の様式及び変形例を含んでいる。

１、１Ａ 回転翼航空機
２ 胴体
３ ロータ
４ ロッド
４Ａ 円盤状の部材
５ 荷重センサ
６ 制御装置
７ 記憶装置
８ 入力装置
９ 表示装置
１０ 傾斜面
１１ 角度センサ
１２ 伸縮機構
１３ ロッド制御装置
Ｆ１、Ｆ２、Ｆ３、Ｆ４ ロッドに負荷される荷重
Ｐ１、Ｐ２、Ｐ３、Ｐ４ ロータの出力

Claims (12)

1. 揚力を得るための複数のロータと、
   前記複数のロータと連結される胴体と、
   前記胴体を支持する少なくとも３本の複数のロッドと、
   前記各ロッドに負荷される荷重を検出する荷重センサと、
   前記荷重センサにより検出された前記荷重の実測値が目標値となるように前記ロータを自動制御する制御装置と、
   を備える回転翼航空機。
2. 離陸前に前記各ロッドに負荷される荷重と、前記複数のロータの各回転数及び各ピッチ角の少なくとも一方の制御値との関係を直接又は間接的に表す情報を保存する記憶装置を更に備え、
   前記制御装置は、前記記憶装置に保存される前記情報を参照して前記複数のロータの各回転数及び各ピッチ角の少なくとも一方の制御値を自動設定するように構成される請求項１記載の回転翼航空機。
3. 離陸前に前記各ロッドに負荷される荷重と、前記複数のロータの各回転数及び各ピッチ角の少なくとも一方の制御値との関係を間接的に表す前記情報として、離陸前に前記各ロッドに負荷される荷重の実測値と、前記複数のロータの各出力の目標値との関係を表す情報を前記記憶装置に保存し、
   前記制御装置は、前記複数のロータの各出力の目標値に基づいて前記複数のロータの各回転数及び各ピッチ角の少なくとも一方の制御値を自動設定するように構成される請求項２記載の回転翼航空機。
4. 前記制御装置は、前記荷重の実測値が前記目標値に近づくように前記複数のロータの各回転数及び各ピッチ角の少なくとも一方を変化させるフィードバック制御を行うように構成される請求項１乃至３のいずれか１項に記載の回転翼航空機。
5. 前記制御装置は、前記荷重センサにより検出された前記荷重の時間変化に基づいて前記胴体の振動の規模を表すパラメータを検出し、検出された前記パラメータが許容範囲外であると自動判定した場合には、離陸を止めさせるための処理を実行するように構成される請求項１乃至４のいずれか１項に記載の回転翼航空機。
6. 前記胴体の水平方向に対する傾斜角度を検出する角度センサと、
   前記複数のロッドをそれぞれ伸縮させる伸縮機構と、
   前記角度センサで検出された前記傾斜角度が許容範囲外である場合には、前記伸縮機構を制御することによって、前記角度センサで検出された前記傾斜角度が前記許容範囲内となるように前記複数のロッドの少なくとも１つを伸縮させるロッド制御装置と、
   を更に備える請求項１乃至５のいずれか１項に記載の回転翼航空機。
7. 前記荷重センサは、前記各ロッドの伸縮量と、前記各ロッドの変形量に基づいて、前記各ロッドに負荷される前記荷重を検出するように構成される請求項６記載の回転翼航空機。
8. 前記複数のロッドを長さ方向が平行とならないように前記胴体に取付けることによって、前記各ロッドに荷重が負荷された場合に前記各ロッドが曲げ変形するようにし、
   前記荷重センサは、前記各ロッドの曲げ変形量を歪ゲージで測定することによって前記荷重を検出するように構成される請求項１乃至７のいずれか１項に記載の回転翼航空機。
9. 湾曲せずに直線的な形状を有する複数のロッドを外側に開くように前記胴体に取付けた請求項１乃至８のいずれか１項に記載の回転翼航空機。
10. 湾曲した形状を有する複数のロッドを前記胴体に取付け、前記各ロッドを、曲げ変形量が大きくなる程、剛性が増加する非線形な機械的特性を有する繊維強化プラスチックで構成した請求項１乃至８のいずれか１項に記載の回転翼航空機。
11. 前記各ロッドの先端に円盤状の部材を設けた請求項１乃至１０のいずれか１項に記載の回転翼航空機。
12. 揚力を得るための複数のロータと、前記複数のロータと連結される胴体と、前記胴体を支持する少なくとも３本の複数のロッドとを備えた回転翼航空機の制御方法であって、
    前記各ロッドに負荷される荷重を検出し、検出された前記荷重の実測値が目標値となるように前記ロータを自動制御する回転翼航空機の制御方法。

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