JP2022144002A - 航空機の制御装置 - Google Patents

Abstract

【課題】多数の推力発生装置を搭載する航空機や、推力発生装置が発生する推力の方向を変更できる機構を備える航空機であっても、機体を目標軌道に追従するように制御できる制御装置を提供する。【解決手段】複数の推力発生装置を有する航空機において、機体を目標軌道に追従させるために、航空機の運動方程式から求めた機体重心に作用する力及びトルクと、推力発生装置が発生する推力によって機体重心に作用する力及びトルクを運動学から求めた結果との偏差から、それぞれの推力発生装置について発生する推力の修正量を計算する。【選択図】図１

Description

本発明は、複数の推力発生装置を有する航空機の制御装置に関する。

近年、大量の旅客を輸送する旅客機ではなく、個人又は小規模な積み荷の運搬などを目的とする小型飛行モビリティに注目が集まっている。有人機では、自動車に代わるエアタクシーが移動手段に利用されることで、将来的には都市部の渋滞緩和に貢献することが期待されている。一方、ＵＡＶ（Ｕｎｍａｎｎｅｄ Ａｅｒｉａｌ Ｖｅｈｉｃｌｅ）では、既に農薬散布や空撮などの利用が広がっている。今後も、ＵＡＶは、災害監視や警備、インフラの点検、物流など様々な分野での利用の拡大が期待されている。

非特許文献１及び特許文献１には、このようなＵＡＶの制御方法について開示されている。また、特許文献２には、プロペラが生み出す推力の向きをジンバル機構によって変更可能なＵＡＶが開示されている。

上記のようなＵＡＶに関して、例えば、図７に示すように、機体の右側前方にプロペラＰ１が設けられ、機体の左側前方にプロペラＰ２が設けられ、機体の右側後方にプロペラＰ３が設けられ、機体の左側後方にプロペラＰ４が設けられたマルチコプターでは、全てのプロペラを同じ回転速度で回転させることにより、機体を傾けることなく上昇させることができる。なお、この場合、図７に示すように、プロペラＰ２及びプロペラＰ３が上方から見て時計回りの方向に回転し、プロペラＰ１及びプロペラＰ４が上方から見て反時計回りの方向に回転するため、ヨー運動を回避できる。また、図８に示すように、プロペラＰ２及びプロペラＰ４のみを回転させることにより、左側を上昇させるように機体を傾けるロール運動が可能である。そして、図９に示すように、プロペラＰ３及びプロペラＰ４のみを回転させることにより、機体を前傾姿勢とするピッチ運動が可能である。更に、図１０に示すように、プロペラＰ２及びプロペラＰ３のみを回転させることにより、機体を上方から見て時計回りに回転させるヨー運動が可能である。

そのため、機体に備え付けられたプロペラの基数が４つ程度のＵＡＶであれば、非特許文献１や特許文献１に開示されているような簡易なモデリングと制御則で、機体の位置や姿勢や速度を制御するために各プロペラが出力すべき推力を求めることができる。

特開２０１８－１０６７１号公報 米国特許出願公開２０１８／０２５７７６１号明細書

野波健蔵「小型無人航空機の厳密・簡易なモデリングとモデルベース制御」計測と制御Vol.56，No.1，p.3-9，2017

近年、ＵＡＶの運動性能を高めるために、４つより多数のプロペラを取り付けた機体や、特許文献２に開示されているように、プロペラが生み出す推力の向きをジンバル機構によって変更可能な機体も登場している。しかし、これらの機体では、各プロペラの推力と、機体重心に作用する力及びトルクとの関係が複雑であるため、機体の位置、姿勢及び速度の現在値と目標値との偏差から、機体を目標軌道に追従させるために要求される各プロペラの推力やその方向の修正量を求めることは容易ではない。特にプロペラの推力の向きをジンバル機構によって変更可能な機体では、ジンバル機構によってプロペラの推力の方向が時々刻々と変化するため、機体を目標軌道に追従させるために各プロペラに要求される推力やその方向を求めることは容易ではない。

そこで、本発明は、多数の推力発生装置を搭載する航空機や、推力発生装置が発生する推力の方向を変更できる機構を備える航空機であっても、機体を目標軌道に追従するように制御できる制御装置を提供することを目的とする。

本発明に係る航空機の制御装置は、複数の推力発生装置を有する航空機において、機体を目標軌道に追従させるために、前記航空機の運動方程式から求めた機体重心に作用する力及びトルクと、前記推力発生装置が発生する推力によって前記機体重心に作用する力及びトルクを運動学から求めた結果との偏差から、それぞれの前記推力発生装置について発生する推力の修正量を計算することを特徴とする。

本発明は、航空機の運動方程式から求めた機体重心に作用する力及びトルクと、運動学から求めた機体重心に作用する力及びトルクとの偏差から、各推力発生装置の推力の修正量を計算することにより、多数の推力発生装置を搭載する航空機や、推力発生装置が発生する推力の方向を変更できる機構を備える航空機であっても、機体の動特性を考慮した上で、機体を目標軌道に追従させるために要求される各推力発生装置の推力の修正量を容易に求めることが可能になるため、機体を目標軌道に追従するように制御することができる。

本発明に係る航空機の制御装置の一態様において、前記推力発生装置が発生する推力の前記修正量を、前記推力発生装置が発生する推力と前記運動学から求めた前記機体重心に作用する力及びトルクとの関係を表すヤコビ行列と、前記ヤコビ行列の疑似逆行列とを用いて計算してもよい。

この態様によれば、ヤコビ行列と疑似逆行列を用いることによって、各推力発生装置の推力の修正量を容易に求めることが可能になる。

本発明に係る航空機の制御装置の一態様において、前記航空機の運動方程式から求めた前記機体重心に作用する力及びトルクの値が更新される度に、前記推力発生装置が発生する推力の前記修正量のノルムが所定の定数よりも小さくなるまで、前記推力発生装置が発生する推力によって前記機体重心に作用する力及びトルクを前記運動学から求める計算と、前記推力発生装置が発生する推力の前記修正量の計算とを繰り返し行ってもよい。

この態様によれば、推力発生装置について発生する推力が一定の値に収束するまで、推力発生装置が発生する推力の修正量の計算を繰り返し行うことによって、更に正確に機体を目標軌道に追従させることができる。

本発明に係る航空機の制御装置の一態様において、前記機体を目標軌道に追従させるという第１の目的の他に、全ての前記推力発生装置の消費エネルギーの合計の最小化、風などの外乱に対する前記機体の姿勢の安定性の最大化、又は特定の前記推力発生装置の推力の大きさや方向を予め指定することを第２の目的として、それぞれの前記推力発生装置が発生する推力について、前記第１の目的及び前記第２の目的の両方とも達成可能な前記修正量を計算してもよい。

この態様によれば、機体を目標軌道に追従させるという第１の目的を達成しつつ、消費エネルギーの合計の最小化、機体の姿勢の安定性の最大化、又は特定の前記推力発生装置の推力の大きさや方向を予め指定することを第２の目的として達成することができる。

本発明に係る航空機の制御装置の一態様において、前記航空機が、前記推力発生装置が発生する推力の方向を変更できる機構を備え、前記推力発生装置が発生する推力の大きさと方向の両方とも前記修正量として計算してもよい。

この態様によれば、推力発生装置が発生する推力の方向を変更できる機構を備えた航空機において、各推力発生装置が発生する推力の大きさと方向の両方とも修正量として計算することにより、機体を目標軌道に追従するように制御することができる。

本発明に係る航空機の制御装置の一態様において、前記推力発生装置は電気モータ及びプロペラを備え、前記電気モータが前記プロペラを回転させることにより推力を発生させてもよい。

この態様によれば、電気モータがプロペラを回転させることにより推力を発生させる推力発生装置を搭載した航空機について、機体を目標軌道に追従するように制御することができる。

本発明は、多数の推力発生装置を搭載する航空機や、推力発生装置が発生する推力の方向を変更できる機構を備える航空機であっても、機体を目標軌道に追従するように制御できる制御装置を提供することができる。

本開示の実施形態の航空機の制御装置が実行する制御ルーチンの一例である例１のフローチャートを示した図である。 本開示の実施形態の航空機の制御装置が実行する制御ルーチンの一例である例２のフローチャートを示した図である。 推力発生装置が発生する推力と機体重心に作用する力及びトルクとの関係を説明する図である。 本実施形態の制御装置を搭載する航空機の一例を示す側面図である。 図４に示す航空機で、図１又は図２の制御ルーチンにおける繰り返し学習計算を行うことによって、機体重心に作用する力とトルクが、どのように変動するのかシミュレーションした結果を示す図である。 図４に示す航空機で、図１又は図２の制御ルーチンにおける繰り返し学習計算を行うことによって、第１プロペラ及び第２プロペラの推力とその方向が、どのように変動するのかシミュレーションした結果を示す図である。 ４つのプロペラを備えるマルチコプター型のＵＡＶを上昇させる際のプロペラの回転を示す図である。 ４つのプロペラを備えるマルチコプター型のＵＡＶをロール運動させる際のプロペラの回転を示す図である。 ４つのプロペラを備えるマルチコプター型のＵＡＶをピッチ運動させる際のプロペラの回転を示す図である。 ４つのプロペラを備えるマルチコプター型のＵＡＶをヨー運動させる際のプロペラの回転を示す図である。

以下、図面を参照しながら、本開示の実施形態の航空機の制御装置について説明する。本実施形態の航空機の制御装置は、複数の推力発生装置を有する航空機に搭載され、演算処理部であるＣＰＵと、ＲＡＭ、ＲＯＭ等の記憶部を有し、ＲＡＭの一次記憶機能を利用しつつＲＯＭに予め記憶されたプログラムに従って信号処理を行うことにより、航空機を制御する。図１及び図２は、いずれも本実施形態の航空機の制御装置の制御ルーチンの一例を示すフローチャートである。図１又は図２に示す制御ルーチンのプログラムは、航空機の制御装置のＲＯＭに保持されており、例えば１ｍｓｅｃ程度の極めて短いサイクルタイムで繰り返し実行される。

航空機の制御装置の制御周期を１ｍｓｅｃとした場合、１ｍｓｅｃ毎に航空機の操縦者又は管制官により航空機の制御装置へ与えられる機体の位置、姿勢、速度及び角速度などの目標値が更新される。同時に、機体に設けられたセンサ又は機体とは離れた位置に設けられたセンサから取得した情報により、機体の現在の位置、姿勢、速度及び角速度などの情報も更新される。航空機の制御装置は、これらの情報に基づき、航空機の運動方程式から、機体重心に作用する力及びトルクを求める。航空機の運動方程式は、一般に以下の式１～式６で表される。

上記の式１～式６において、Ｘ，Ｙ及びＺは、いずれも航空機の機体重心に作用する力を表し、Ｌ，Ｍ及びＮは、いずれも航空機の機体重心に作用するトルクを表す。そして、Ｕ，Ｖ及びＷは、いずれも機体の速度を表し、Ｐ，Ｑ及びＲは、いずれも機体の角速度を表し、^・は時間微分を表す。また、θ及びφは機体の姿勢を表すオイラー角であり、ｍは機体の重量であり、ｇは重力加速度である。I_xxはｘ軸の慣性モーメントを表し、I_yyはｙ軸の慣性モーメントを表し、I_zzはｚ軸の慣性モーメントを表し、I_xzはｘｚ面の慣性乗積を表す。

航空機が目標軌道から逸脱している場合に修正する制御則を以下に述べる。式１内の機体重心に作用するｘ軸方向の力ＸをX_dynとして以下の式７～９で求める。

式７において、式８は機体の速度依存項及び重力項を補償する入力であり、式９は機体の速度を目標値U_dに修正する力を表している。そして、以下の式１０に示すようにｅをおくと、式１及び式７～９により、以下の式１１を得る。

式１１は、減衰振動する系の式となっているため、制御フィードバックゲインのK_p及びK_Iに適切な値を選ぶことで、ｅはゼロに収束し、機体を目標軌道に追従させることが可能となる。式１だけでなく式２～６についても同様にして求めた機体重心に作用する力及びトルクをF_dynとすると、以下の式１２で表される。なお、式１２における右上添え字Ｔは転置を表す。

本実施形態の航空機の制御装置は、このように航空機の運動方程式から求めた機体重心に作用する力及びトルクF_dynと、推力発生装置が発生する推力によって機体重心に作用する力及びトルクを運動学から求めた結果との偏差から、それぞれの推力発生装置について発生する推力の修正量を計算する。

航空機の運動方程式から機体重心に作用する力及びトルクF_dynを求める方法については、既に説明したので、次に、推力発生装置が発生する推力によって機体重心に作用する力及びトルクを運動学から求める方法について図３を用いて説明する。図３に示すように、互いに直交するｘ軸、ｙ軸及びｚ軸の交点に機体重心Ｃが配置され、機体重心Ｃからｘ軸方向に距離L_xだけ離れた位置Ｐで推力ｆがｚ軸のマイナス方向に生じた場合、機体重心Ｃに作用する力及びトルクＦは、推力ｆの関数として、以下の式１３で表される。なお、式１３は、式を簡略化するため、推力発生装置が作り出すトルクＴは、推力ｆを用いて線形近似できると仮定しており、推力ｆとトルクＴの変換関数をK_ftで表している。

ここで、機体にｎ基の推力発生装置が取り付けられており、推力発生装置が発生する推力の方向を変更できる機構が推力発生装置ごとに設けられていると仮定する。この場合、推力発生装置が生み出す推力f_thと機体重心に作用する力及びトルクF_kinの関係は、以下の式１４～１６の形で表現することができる。

式１６におけるｆ_nとθ_nは、ｎ番目の推力発生装置が発生する推力とその方向を表す。なお、式１６では、推力の方向を表す変数を各推力発生装置に対して１つずつの例を示しているが、推力の方向を変更できる機構を航空機が備えていない場合は、推力の方向を表す変数は必要なくなる。逆に、ジンバル機構など推力の方向を３次元的に変更可能な機構を推力発生装置ごとに設けられている場合は、１つの推力発生装置に対して、推力の方向を表す変数が３つずつ必要となる。

航空機を目標軌道に追従させるためには、式１２に示すF_dynと式１４～１６に示すF_kinが一致する必要がある。そこで、両者の偏差から、推力発生装置が生み出す推力f_thを修正する方法を以下に述べる。式１４を推力発生装置が生み出す推力f_thで偏微分すると、以下の式１７を得る。

ここで、以下の式１８に示すＪをヤコビ行列と呼ぶ。そして、推力発生装置が生み出す推力の大きさと方向を表すf_thの次数が７以上の場合、式１７を満たすΔf_thは、以下の式１９で表される。

式１９中のＪ^＋はヤコビ行列Ｊの疑似逆行列であり、Ｅは単位行列を表し、ｋは任意のベクトルを表す。式１９中のΔF_kinの部分に、F_dynとF_kinとの偏差を代入した後、式１９全体に学習ゲインK_lrnを掛けることで、以下の式２０に示すように、機体を目標軌道に追従させるために各推力発生装置が出力すべき推力f_thの修正量Δf_thが求まる。更に、現在の推力f_thと修正量Δf_thから、以下の式２１に示すように、修正後の推力f_th´が求まる。

修正後の推力f_th´が求められた後は、f_th´を新たなf_thとして、式１４によりF_kinを更新する。この流れを、F_dynとF_kinの偏差のノルム||F_dyn－F_kin||が所定の定数εよりも小さくなるまで、又は、修正量Δf_thのノルム||Δf_th||が所定の定数εよりも小さくなってf_thが収束するまで繰り返し行うことで、機体を目標軌道に追従させるための各推力発生装置が生み出す推力f_thを求めることができる。

式１９及び式２０の中の任意のベクトルｋは、機体の冗長性を表している。ベクトルｋを適切に選ぶことにより、機体を目標軌道に追従させる第１の目的を達成しつつ、第２の目的を達成することが可能となる。第２の目的としては、航空機１０に搭載される全ての推力発生装置の消費エネルギーの合計の最小化や、風などの外乱に対する機体の姿勢の安定性の最大化や、特定の推力発生装置の推力の大きさや方向を予め指定することなどを挙げることができる。航空機の操縦者又は管制官は、これらの目的の中から第２の目的を選択し、その選択に基づいて航空機の制御装置はベクトルｋを決定する。

以上に説明した数式等に基づき、図１に示す制御ルーチンについて以下に説明する。図１に示す制御ルーチンのプログラムが航空機の制御装置のＲＯＭに保持されている場合、本実施形態の航空機の制御装置は、航空機が着陸して全ての推力発生装置が停止した状態から、推力発生装置の動作開始と同時に図１に示す制御ルーチンを開始し、航空機が着陸して全ての推力発生装置が動作を停止するまで繰り返し実行する。

この制御ルーチンでは、まずステップＳ１において、航空機の制御装置は、推力f_thの初期値を決定する。航空機の制御装置は、機体に設けられたセンサから各推力発生装置が発生する推力f_thの値を読み込んで、その値を推力f_thの初期値とする。航空機が、推力発生装置が生み出す推力の方向を変更できる機構を備える場合は、航空機の制御装置は、推力f_thの大きさのみならず方向の値も読み込んで、大きさと方向の両方の値を推力f_thの初期値とする。

次に、ステップＳ２へ進み、航空機の制御装置は、機体の位置、姿勢、速度及び角速度などの目標値を決定する。航空機の制御装置は、これらの目標値を航空機の操縦者又は管制官から与えられ、そのまま目標値として決定する。

次に、ステップＳ３へ進み、航空機の制御装置はベクトルｋを決定する。ベクトルｋは、航空機の操縦者又は管制官が選択した第２の目的により定まる。航空機の操縦者又は管制官は、航空機が飛行中でも、第２の目的の選択を変更できる。

次に、ステップＳ４へ進み、航空機の制御装置は、式１２に基づき、航空機の運動方程式から求めた機体重心に作用する力及びトルクF_dynを計算する。

次に、ステップＳ５へ進み、航空機の制御装置は、式１５に基づき、推力発生装置が発生する推力によって機体重心に作用する力及びトルクF_kinを計算する。

次に、ステップＳ６へ進み、航空機の制御装置は、式２０に基づき、各推力発生装置が生み出す推力の修正量Δf_thを計算する。

次に、ステップＳ７へ進み、航空機の制御装置は、式２１に基づき、各推力発生装置が発生する推力f_thを更新する。

次に、ステップＳ８へ進み、航空機の制御装置は、F_dynとF_kinの偏差のノルム||F_dyn－F_kin||が所定の定数εよりも小さいか判定する。そして、ノルム||F_dyn－F_kin||が定数ε以上の場合は、ステップＳ５に戻り、航空機の制御装置は、ノルム||F_dyn－F_kin||が定数εより小さくなるまで、ステップＳ５からステップＳ８までの計算を繰り返す。航空機の制御装置は、このようにノルム||F_dyn－F_kin||が定数εより小さくなるまで繰り返し学習計算を行い、ノルム||F_dyn－F_kin||が定数εより小さくなると、図１に示す制御ルーチンは終了となり、次の制御周期でステップＳ１から図１に示す制御ルーチンを再び開始する。

航空機の制御装置の制御周期を１ｍｓｅｃとした場合、１ｍｓｅｃ毎に、航空機の操縦者又は管制官により制御装置へ与えられる機体の位置、姿勢、速度及び各速度などの目標値が更新されると共に、センサから取得した情報により、機体の現在の位置、姿勢、速度及び各速度などの情報も更新されて、ステップＳ１～Ｓ４が実行される。その後、ステップＳ５～Ｓ８の繰り返し学習計算のループに突入し、ノルム||F_dyn－F_kin||が定数εより小さくなるまで、推力f_thの学習計算が繰り返される。仮に繰り返し学習計算の終了条件を満たすまでに、推力f_thの修正及び更新が毎回１０回必要だとすると、航空機の運用中は、推力f_thを１０回修正する計算が、１ｍｓｅｃ毎に行われることになる。なお、ノルム||F_dyn－F_kin||が定数εより小さくなるということは、修正量Δf_thのノルム||Δf_th||が所定の定数εよりも小さくなることを意味する。そのため、ステップＳ５～Ｓ８の繰り返し学習計算のループは、ノルム||Δf_th||が定数εよりも小さくなるように、繰り返し学習計算を行っているものと評価することができる。

次に、図２に示す制御ルーチンについて以下に説明する。図２に示す制御ルーチンは、ステップＳ１からステップＳ６までは図１に示す制御ルーチンと共通するため、ステップＳ１からステップＳ６までの説明を省略する。

図２に示す制御ルーチンでは、ステップＳ６の次にステップＳ９へ進む。そして、ステップＳ９では、航空機の制御装置は、修正量Δf_thのノルム||Δf_th||が所定の定数εよりも小さいか判定する。そして、ノルム||Δf_th||が定数ε以上の場合は、ステップＳ９からステップＳ１０へ進んで、ステップＳ１０で式２１に基づき推力f_thを更新し、ステップＳ５へ戻る。そして、航空機の制御装置は、ノルム||Δf_th||が定数εより小さくなるまで、ステップＳ５からステップＳ１０までの計算を繰り返す。航空機の制御装置は、このようにノルム||Δf_th||が定数εより小さくなるまで繰り返し学習計算を行い、ノルム||Δf_th||が定数εより小さくなると、図２に示す制御ルーチンは終了となり、次の制御周期でステップＳ１から図２に示す制御ルーチンを再び開始する。

以上に説明した図１又は図２に示す制御ルーチンにおける繰り返し学習計算を実行することによって、図４に示す航空機１０に搭載された各推力発生装置の推力等が、どのように変動するのかシミュレーションした結果について以下に説明する。図４に示す航空機１０は、推力発生装置として、第１電気モータ１１と第１プロペラ１２の組み合わせと、第２電気モータ２１と第２プロペラ２２の組み合わせとを備える。また、航空機１０は２つのジンバル機構３０を備え、ジンバル機構３０によって、第１プロペラ１２が推力の発生する方向と第２プロペラ２２が推力の発生する方向をそれぞれ個別に変更することができる。

航空機１０の質量をｍとして重力加速度をｇとすると、図４に示すように、航空機１０の機体には、第１プロペラ１２が生み出す推力ｆ_１と第２プロペラ２２が生み出す推力ｆ_２の他に、機体重心Ｃに重力ｍｇが作用している。図４において、Ｘ軸方向は鉛直方向上向きであり、Ｚ軸方向は水平方向である。また、推力ｆ_１の方向に向かう直線と鉛直方向上向きの直線とのなす角の角度をθ_１として、推力ｆ_２の方向に向かう直線と鉛直方向上向きの直線とのなす角の角度をθ_２とする。なお、角度θ_１及び角度θ_２は、鉛直方向上向きの直線よりもＺ軸のプラス方向に傾く角度をプラスの角度として、Ｚ軸のマイナス方向に傾く角度をマイナスの角度とする。

ここで、航空機１０を＋Ｚ軸方向に移動させるための推力ｆ_１及び角度θ_１と推力ｆ_２及び角度θ_２とを求めることにする。その際、航空機１０のＸ軸方向の速度と、機体重心Ｃにおける機体のＭ方向の角速度は、いずれもゼロとする。また、冗長性を活用するためのベクトルｋに関しては、各変数からの初期値（ｆ_１０，θ_１０，ｆ_２０，θ_２０）との差の絶対値から以下の式２２を与えた。これは、各変数が可能な限り初期状態を維持することを狙いとしている。

図１又は図２の制御ルーチンにおける繰り返し学習計算を実行することによって、どのように図４に示す航空機１０の各推力発生装置の推力等が変動するのかシミュレーションした結果を図５及び図６に示す。図５は、第１プロペラ１２及び第２プロペラ２２が生み出す推力によって機体重心Ｃに作用する力及びトルクの変動を示している。図５の上段のグラフがＸ軸方向の力の変動を示し、中段のグラフがＺ軸方向の力の変動を示し、下段のグラフがＭ方向の角速度の変動を示している。図６は、上から順番に、推力ｆ_１、角度θ_１、推力ｆ_２及び角度θ_２の変動をそれぞれ示している。図５及び図６のグラフの横軸は、推力ｆ_１、角度θ_１、推力ｆ_２及び角度θ_２の修正の繰り返し回数を示している。

図５及び図６に示すように、繰り返し学習計算によって、角度θ_１及び角度θ_２が両方ともマイナスとなる方向へ、第１プロペラ１２と第２プロペラ２２が傾くことによって、機体重心Ｃに＋Ｚ軸方向へ向かう推力が得られている。また、機体重心Ｃへ作用する＋Ｘ軸方向の推力に関しては、初期値とほぼ同じ値に収束しており、これは重力ｍｇに釣り合った状態を維持していることを意味している。

本実施形態の航空機の制御装置は、以上に説明したように、多数の推力発生装置を搭載する航空機や、推力発生装置が発生する推力の方向を変更できる機構を備える航空機など、各推力発生装置の推力の機体重心への作用が非常に複雑な航空機であっても、機体の動特性を考慮した上で、機体を目標軌道に追従させるために要求される各推力発生装置の推力の修正量を容易に求めることが可能になるため、機体を目標軌道に追従するように制御することができる。

また、本実施形態の航空機の制御装置は、式１９及び式２０におけるベクトルｋを適切に選ぶことにより、機体を目標軌道に追従させるという第１の目的を達成しつつ、消費エネルギーの合計の最小化、機体の姿勢の安定性の最大化、又は特定の前記推力発生装置の推力の大きさや方向を予め指定することを第２の目的として達成することができる。

＜実施形態の補足＞
本開示の航空機の制御装置は、上述した形態に限定されず、本開示の要旨の範囲内において種々の形態にて実施できる。例えば、本開示の制御装置を搭載する航空機は、推力発生装置の推力の方向を変更できるジンバル機構を備えていなくてもよい。また、制御装置を搭載する航空機の推力発生装置は、電気モータがプロペラを回転させるタイプに限らず、内燃機関でプロペラを回転させる推力発生装置やジェットエンジン、ウォータジェット推進装置、電磁石による浮上装置などであってもよい。

１０ 航空機、１１ 第１電気モータ、１２ 第１プロペラ、２１ 第２電気モータ、２２ 第２プロペラ、３０ ジンバル機構。

Claims (6)

1. 複数の推力発生装置を有する航空機において、
   機体を目標軌道に追従させるために、
   前記航空機の運動方程式から求めた機体重心に作用する力及びトルクと、前記推力発生装置が発生する推力によって前記機体重心に作用する力及びトルクを運動学から求めた結果との偏差から、それぞれの前記推力発生装置について発生する推力の修正量を計算することを特徴とする航空機の制御装置。
2. 請求項１に記載の航空機の制御装置であって、
   前記推力発生装置が発生する推力の前記修正量を、
   前記推力発生装置が発生する推力と前記運動学から求めた前記機体重心に作用する力及びトルクとの関係を表すヤコビ行列と、前記ヤコビ行列の疑似逆行列とを用いて計算することを特徴とする航空機の制御装置。
3. 請求項２に記載の航空機の制御装置であって、
   前記航空機の運動方程式から求めた前記機体重心に作用する力及びトルクの値が更新される度に、
   前記推力発生装置が発生する推力の前記修正量のノルムが所定の定数よりも小さくなるまで、
   前記推力発生装置が発生する推力によって前記機体重心に作用する力及びトルクを前記運動学から求める計算と、前記推力発生装置が発生する推力の前記修正量の計算とを繰り返し行うことを特徴とする航空機の制御装置。
4. 請求項２又は３に記載の航空機の制御装置であって、
   前記機体を目標軌道に追従させるという第１の目的の他に、
   全ての前記推力発生装置の消費エネルギーの合計の最小化、風などの外乱に対する前記機体の姿勢の安定性の最大化、又は特定の前記推力発生装置の推力の大きさや方向を予め指定することを第２の目的として、
   それぞれの前記推力発生装置が発生する推力について、前記第１の目的及び前記第２の目的の両方とも達成可能な前記修正量を計算することを特徴とする航空機の制御装置。
5. 請求項１～４のいずれか一項に記載の航空機の制御装置であって、
   前記航空機が、前記推力発生装置が発生する推力の方向を変更できる機構を備え、
   前記推力発生装置が発生する推力の大きさと方向の両方とも前記修正量として計算することを特徴とする航空機の制御装置。
6. 請求項１～５のいずれか一項に記載の航空機の制御装置であって、
   前記推力発生装置は電気モータ及びプロペラを備え、前記電気モータが前記プロペラを回転させることにより推力を発生させることを特徴とする航空機の制御装置。
   

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