JP2024032495A - 飛行体および飛行体の制御方法 - Google Patents

Abstract

【課題】適切なタイミングでパラシュートの射出が可能な飛行体を得る。【解決手段】飛行体は、飛行体の飛行状態を検出するセンサデバイスと、パラシュートを含み、かつ、パラシュートを射出可能な射出装置と、飛行状態について定められた基準範囲からの飛行状態の逸脱度合いと、当該逸脱度合い以上の逸脱状態が継続している継続時間とに基づき、パラシュートの射出の要否を判断するコントローラとを備える。【選択図】図１１

Description

本開示は、飛行体および飛行体の制御方法に関する。

従来、飛行体として、各種の有人航空機および各種の無人航空機が知られている。また、飛行状態について定められた基準範囲（「フライトエンベロープ」とも称される）から逸脱したときに、パラシュートでの降下シナリオを実行する無人航空機も知られている。

たとえば、米国特許出願公開第２０１７／０１０６９８６Ａ１号明細書（特許文献１）は、このような下降シナリオを実行する無人航空機を開示している。特許文献１の無人航空機では、たとえば、無人航空機の傾きが閾値（２５度）よりも大きく、かつ、このように傾いた状態の期間が閾値（２秒）よりも長い場合、高度が閾値（２０フィート）よりも高いことを条件に、パラシュートを射出する。

米国特許出願公開第２０１７／０１０６９８６Ａ１号明細書

特許文献１では、傾きの閾値をわずかに下回る飛行（たとえば、傾きが２４度となる飛行）が、期間の閾値よりも十分に長い時間（たとえば、５秒）続いても、下降シナリオは開始されない。また、傾きの閾値を大きく超える飛行が、期間の閾値よりも短い時間（たとえば、１．５秒）続いても、下降シナリオは開始されない。それゆえ、特許文献１では、無人航空機が、その間に墜落する虞がある。このように、特許文献１では、必ずしも、適切なタイミングでパラシュートの射出を含む下降シナリオを実行しているとは言えない。

本開示は、上記の問題点に鑑みなされたものであって、適切なタイミングでパラシュートの射出が可能な飛行体および飛行体の制御方法を提供する。

本開示のある局面に従うと、飛行体は、飛行体の飛行状態を検出するセンサデバイスと、パラシュートを含み、かつ、パラシュートを射出可能な射出装置と、飛行状態について定められた基準範囲からの飛行状態の逸脱度合いと、当該逸脱度合い以上の逸脱状態が継続している継続時間とに基づき、パラシュートの射出の要否を判断するコントローラとを備える。

本開示の他の局面に従うと、パラシュートを射出可能な飛行体の制御方法であって、飛行体の飛行状態を検出するステップと、飛行状態について定められた基準範囲からの飛行状態の逸脱度合いと、当該逸脱度合い以上の逸脱状態が継続している継続時間とに基づき、パラシュートの射出の要否を判断するステップとを備える。

本開示によれば、適切なタイミングでパラシュートの射出が可能な可能となる。

ドローンが飛行している状態を表した図である。 パラシュートを射出した状態で、ドローンが降下している状態を示した図である。 ドローンのハードウェア構成を説明するためのブロック図である。 トリガ装置の構成例を示した図である。 ドローンをオペレータが操縦するための遠隔コントローラの正面図である。 合成加速度の閾値の設定を説明するための図である。 角速度の閾値の設定を説明するための図である。 姿勢角の閾値の設定を説明するための図である。 関数を示した図である。 関数を示した図である。 処理の流れを説明するためのフロー図である。 関数を示した図である。 関数を示した図である。 データテーブルを示した図である。 処理の流れを説明するためのフロー図である。

以下、図面を参照しつつ、本発明に従う実施の形態について説明する。なお、以下の説明では、同一の部品および構成要素には同一の符号を付してある。それらの名称および機能も同じである。したがって、これらについての詳細な説明は繰り返さない。

以下では、飛行体の一例として、無人航空機を例に挙げて説明する。詳しくは、無人航空機として、ドローンを例に挙げて説明する。より詳しくは、回転翼を有するドローンを例に挙げて説明する。なお、本開示は、「空飛ぶ車」のような各種の有人航空機（飛行体の他の例）にも適用可能である。

［実施の形態１］
＜Ａ．ドローンの概要＞
本実施の形態に係るドローンは、自動操縦と、オペレータによる手動操縦（遠隔コントローラを用いた遠隔操作）とが可能である。図１は、ドローンが飛行している状態を表した図である。図２は、パラシュートを射出した状態で、ドローンが降下している状態を示した図である。

図１および図２に示されるように、ドローン１は、本体２と、４本のアーム３Ａ，３Ｂ，３Ｃ，３Ｄと、４つの推進機構４Ａ，４Ｂ，４Ｃ，４Ｄと、射出装置５と、通信ユニット６と、支持部材１８とを備える。各推進機構４Ａ，４Ｂ，４Ｃ，４Ｄは、プロペラ４１（図２参照）と、モータ４２とを含む。

なお、以下においては、説明の便宜上、アーム３Ａ，３Ｂ，３Ｃ，３Ｄのうち任意の１本のアームを「アーム３」とも称する。同様に、推進機構４Ａ，４Ｂ，４Ｃ，４Ｄのうち任意の１つの推進機構を「推進機構４」とも称する。

アーム３は、本体２に取り付けられている。アーム３は基端部と先端部とを有する。アーム３の基端部が本体２に取り付けられている。本例では、アーム３は、本体２の側面から延びている。

アーム３の先端部には、推進機構４が取り付けられている。アーム３の先端部には、モータ４２が取り付けられている。モータ４２の回転軸（図示せず）には、プロペラ４１が取り付けられている。

射出装置５は、本例では、本体２の上面（天面）に取り付けられている。なお、射出装置５の取付位置は、これに限定されず、たとえば本体２の側面または本体２の底面であってもよい。

射出装置５は、パラシュート５１を収容している。射出装置５は、ドローン１の飛行状態が予め定められた条件を満たすと、図２に示すように、パラシュート５１を射出する。射出装置５は、ドローン１の落下等を検知し、射出装置５に内蔵されたガス発生器を作動させることにより瞬時にパラシュート５１を展開する。なお、ガス発生器としては、火薬式のガス発生器（火工品）を用いてもよいし、ボンベ式などの非火薬式のガス発生器を用いてもよい。

支持部材１８は、本例では、アーム３と本体２と接続箇所から上方に伸びている。支持部材１８は、中空のパイプである。支持部材１８の内部には、通信ユニット６用の配線が通っている。通信ユニット６は、本例では、本体２の上方に位置するように支持部材１８によって支持されている。

なお、ドローン１として、４本のアーム３と、４つの推進機構４を備えた例を挙げているが、アームの数および推進機構の数は、これに限定されるものではない。

＜Ｂ．ハードウェア構成および実行される処理＞
図３は、ドローン１のハードウェア構成を説明するためのブロック図である。なお、図３においては、主たる電力経路を実線で表し、主たる信号経路を破線で表している。

図３に示されるように、ドローン１は、上述した推進機構４Ａ，４Ｂ，４Ｃ，４Ｄと射出装置５と通信ユニット６とに加え、駆動装置（ＥＳＣ：Electronic Speed Controller）７Ａ，７Ｂ，７Ｃ，７Ｄと、飛行コントローラ（Autopilot）８と、バッテリ９と、電源モジュール１０と、分配器１２と、バッテリ１３と、トリガ装置（ＡＴＳ：Auto Trigger System）１４と、センサ１５と、ＧＮＳＳ（Global Navigation Satellite System）受信機１６とを備える。なお、以下においては、説明の便宜上、駆動装置７Ａ，７Ｂ，７Ｃ，７Ｄのうち任意の１つの駆動装置を「駆動装置７」とも称する。

推進機構４は、上述したように、プロペラ４１と、モータ４２とを含む。駆動装置７は、図示しない、ＭＣＵ（Micro Controller Unit）と、電流ドライバとを含む。

飛行コントローラ８は、ＭＣＵ８１と、慣性装置８２と、気圧高度計８３とを含む。ＭＣＵ８１は、慣性装置８２と、気圧高度計８３とに通信可能に接続されている。

トリガ装置１４は、ＭＣＵ１４１と、慣性装置１４２と、気圧高度計１４３とを含む。慣性装置１４２は、本例では、ドローン１の加速度、角速度、姿勢角、および、速度を検出する。慣性装置１４２の詳細については、後述する。気圧高度計１４３は、ドローン１の高度（地表面および海水面からの高度）を周期的に測定する。

ＭＣＵ８１，１４１は、具体的には、図示しない、ＣＰＵ（Central Processing Unit）と、ＲＯＭ（Read Only Memory）およびＲＡＭ（Random Access Memory）等のメモリと、Ｉ／Ｏ（Input/Output）回路とを有する。メモリには、プログラムおよびデータが記憶される。ＭＵＣ８１のメモリには、たとえば、ドローン１の飛行ルートを示すデータが格納される。

通信ユニット６は、地上装置と通信するための装置である。通信ユニット６は、図示しない、無線モジュールと、ＬＴＥ（Long Term Evolution）モジュールとを含む。

無線モジュールは、地上装置の１つである遠隔コントローラ９００と通信するための通信モジュールである。無線モジュールと遠隔コントローラ９００との間の通信は、オペレータの見える範囲でドローン１を手動操縦する場合に利用される。このため、当該通信は、リアルタイム性を有する。

ＬＴＥモジュールは、基地局（図示せず）を介して、地上コントロールステーションと通信するための通信モジュールである。ＬＴＥモジュールと地上装置の１つである地上コントロールステーションとの間の通信は、自動操縦によって何キロにもわたってドローン１を飛行させるときに利用される。

バッテリ９は、蓄電池（二次電池）である。バッテリ９は、電源モジュール１０に接続されている。電源モジュール１０は、バッテリ９からの電力を、所定の電力経路で飛行コントローラ８と通信ユニット６とに供給する。本例では、通信ユニット６は、飛行コントローラ８を介して給電される。電源モジュール１０は、バッテリ９からの電力を、所定の電力経路で分配器１２に供給する。

分配器１２は、４つの駆動装置７の各々に対して、供給された電力を分配する。分配器１２は、電力経路Ｒ２によって供給された電力を、４つの駆動装置７の各々に供給する。詳しくは、分配器１２は、４つの駆動装置７の各々の電流ドライバ（図示せず）に電力を供給する。

駆動装置７は、飛行コントローラ８と通信可能に接続されている。駆動装置７は、飛行コントローラ８からの指令に基づき、対応する推進機構４を駆動する。詳しくは、駆動装置７は、飛行コントローラ８からの指令に基づき、対応する推進機構４の推進力を調整する。具体的には、駆動装置７Ａは、対応する推進機構４Ａの推進力を調整する。同様に、駆動装置７Ｂ，７Ｃ，７Ｄは、それぞれ、推進機構４Ｂ，４Ｃ，４Ｄの推進力を調整する。このように、駆動装置７は、推進機構４の制御装置として機能する。

詳しくは、駆動装置７のＭＵＣ（図示せず）が飛行コントローラ８のＭＵＣ８１からの指令を受信する。駆動装置７のＭＣＵは、当該指令に基づき、駆動装置７の電流ドライバがモータ４２のコイル（図示せず）に流す電流を制御する。このようにコイルに流す電流を制御することにより、モータ４２の回転速度が制御される。これにより、プロペラ４１の回転速度を制御することができる。

ＧＮＳＳ受信機１６と、通信ユニット６とは、飛行コントローラ８のＭＣＵ８１と通信可能に接続されている。ＧＮＳＳ受信機１６と、通信ユニット６とは、飛行コントローラ８から電力の供給を受ける。ＧＮＳＳ受信機１６と、通信ユニット６とは、バッテリ９からの電力で動作する。

ＧＮＳＳ受信機１６は、複数の測位衛星（図示せず）から発信された電波を受信し、かつ、受信された電波に基づきドローン１の現在位置を取得する。ＧＮＳＳ受信機１６は、現在位置を示す情報を、飛行コントローラ８に周期的に送る。詳しくは、ＧＮＳＳ受信機１６は、位置情報としてのドローン１の緯度および経度の情報を、ＭＣＵ８１に周期的に送る。

慣性装置８２は、三次元空間における、ドローン１の角速度と加速度を周期的に測定する。なお、慣性装置８２として、たとえば、慣性計測装置（ＩＭＵ：Inertial Measurement Unit）、慣性航法装置（ＩＮＵ：Inertial Navigation Unit）、慣性基準装置（ＩＲＵ：Inertial Reference Unit）、慣性誘導装置（ＩＧＵ：Inertial Guidance Unit）、姿勢方位基準装置（ＡＨＲＳ：Attitude Heading Reference System）の何れかを用いることができる。気圧高度計８３は、気圧高度計１４３と同様に、地表面および海水面からの高度を周期的に測定する。

飛行コントローラ８は、ドローン１の飛行を制御する。飛行コントローラ８は、自動操縦と、オペレータの遠隔コントローラ操作による手動操縦とを実現する。

自動操縦の場合、飛行コントローラ８は、予め定められた飛行ルートに基づき、ドローン１の飛行を制御する。詳しくは、飛行コントローラ８のＭＣＵ８１は、ＧＮＳＳ受信機１６等によって取得された現在位置と、慣性装置８２による検出結果と、気圧高度計８３による検出結果（高度）とに基づき、ドローン１の自律飛行を実現する。飛行コントローラ８は、上述したＬＴＥモジュールを用いて、ドローン１の現在位置の情報を送信可能である。

飛行コントローラ８は、ドローン１において予め定められた異常が発生したことに基づき、ＬＴＥモジュールを用いて、ドローン１の現在位置の情報を地上コントロールステーションに送信する。

射出装置５は、パラシュート５１を含む。射出装置５は、自動操縦および手動操縦のいずれであっても、パラシュート５１を射出可能である。

トリガ装置１４は、バッテリ１３から給電される。トリガ装置１４は、飛行状態が予め定められた条件を満たすと、射出装置５を動作させる。詳しくは、ＭＣＵ１４１が射出装置５に上述した指令を送ることにより、射出装置５は、パラシュート５１を外部に射出する。

より詳しくは、トリガ装置１４は、飛行状態が予め定められた条件を満たすと、飛行コントローラ８に所定の信号を送る。飛行コントローラ８は、所定の信号を受信すると、プロペラ４１の回転を停止させる。すなわち、飛行コントローラ８は、強制的に飛行を停止する。トリガ装置１４は、所定の信号を送った後、所定の時間が経過すると、射出装置５にパラシュート５１を射出する指令を送る。このように、プロペラ４１が停止した後に、パラシュート５１が射出される。これにより、パラシュート５１がプロペラ４１に絡まることを防止できる。

センサ１５は、射出装置５の動作の有無を検出する。センサ１５は、飛行コントローラ８と通信可能に接続されている。飛行コントローラ８は、ＬＴＥモジュールを用いて、強制的に飛行を停止したことと、センサ１５により検出された結果とを、地上コントロールステーションに送信する。

なお、ＭＣＵ８１は、ドローン１が飛行ルートから外れたと判断した場合、射出装置５を動作させるための指令をトリガ装置１４に送ってもよい。この場合、トリガ装置１４のＭＣＵ１４１が、当該指令に基づき射出装置５を動作させる。

図４は、トリガ装置１４の構成例を示した図である。図４に示されるように、慣性装置１４２は、ジャイロ１４２１と、加速度計１４２２と、プロセッサ１４２３とを含む。詳細には、慣性装置１４２は、３次元直交座標系の各軸（Ｘ軸、Ｙ軸、Ｚ軸）用の３個のジャイロと３個の加速度計とを含む。なお、プロセッサ１４２３は、ＭＣＵ１４１内にあってもよい。プロセッサ１４２３は、トリガ装置１４内にあればよい。

具体的には、慣性装置１４２として、慣性装置８２と同様、たとえば、慣性計測装置（ＩＭＵ）、慣性航法装置（ＩＮＵ）、慣性基準装置（ＩＲＵ）、慣性誘導装置（ＩＧＵ）、姿勢方位基準装置（ＡＨＲＳ）の何れかを用いることができる。

なお、本例では、ドローン１の前進方向をＸ軸の正方向とし、ドローン１の後退方向をＸ軸の負方向とする。ドローン１の左移動方向をＹ軸の正方向とし、ドローン１の右移動方向をＹ軸の負方向とする。

ジャイロ１４２１により、ドローン１の回転運動を検出する。加速度計１４２２により、各軸方向のドローン１の並進運動を検出する。具体的には、本例では、ジャイロ１４２１が、３軸周りの角速度をプロセッサ１４２３に出力する。加速度計１４２２が、３軸方向の加速度をプロセッサ１４２３に出力する。

プロセッサ１４２３は、少なくとも、３軸周りの角速度と、３軸方向の加速度と、姿勢角（ロール角、ピッチ角、ヨー角（方位角））と、速度、位置とを算出する。なお、以下では、３軸周りの角速度のうち、Ｘ軸周りの角速度を「ロール角速度」とも称する。３軸周りの角速度のうち、Ｙ軸周りの角速度を「ピッチ角速度」とも称する。

ＭＣＵ１４１は、メモリ１４１１と、判定部１４１２とを有する。メモリ１４１１には、関数Ｖａ（ｘ）と、関数Ｖｂ（ｔ）とが格納されている。関数Ｖａ（ｘ）と、関数Ｖｂ（ｔ）との詳細については後述する。ＭＣＵ１４１の判定部１４１２は、メモリ１４１１に格納された関数Ｖａ（ｘ）と関数Ｖｂ（ｔ）とに基づき、パラシュート５１の射出動作が必要であるか否かを判定する。このような判定処理の詳細についても後述する。

なお、上記においては２つの関数Ｖａ（ｘ），関数Ｖｂ（ｔ）からなる１組の関数を示しているが、詳しくは、メモリ１４１１には、後述するフライトエンベロープの種類に応じた数だけ、関数の組が記憶されている。

＜Ｃ．遠隔コントローラ＞
図５は、ドローン１をオペレータが操縦するための遠隔コントローラ９００の正面図である。図５に示すように、遠隔コントローラ９００は、操作レバー９１０，９２０を備える。なお、ドローン１の操作方法は、「モード１」と、「モード２」との２種類ある。以下では、「モード１」の場合について説明する。

オペレータが操作レバー９１０を矢印９５１の方向に倒すことにより、ドローン１は上昇する。オペレータが操作レバー９１０を矢印９５２の方向に倒すことにより、ドローン１はオペレータから視て右へ移動する。オペレータが操作レバー９１０を矢印９５３の方向に倒すことにより、ドローン１は降下する。オペレータが操作レバー９１０を矢印９５４の方向に倒すことにより、ドローン１はオペレータから視て左へ移動する。

オペレータが操作レバー９２０を矢印９６１の方向に倒すことにより、ドローン１は前進する。オペレータが操作レバー９２０を矢印９６２の方向に倒すことにより、ドローン１は右旋回する。オペレータが操作レバー９２０を矢印９６３の方向に倒すことにより、ドローン１は後退する。オペレータが操作レバー９２０を矢印９６４の方向に倒すことにより、ドローン１は左旋回する。

＜Ｄ．フライトエンベロープの設定＞
次に、フライトエンベロープを設定するための手法を説明する。すなわち、飛行状態について定められた基準範囲（閾値で示される範囲）を設定する手法を説明する。以下では、３軸方向の合成加速度の閾値の設定と、角速度の閾値の設定と、姿勢角の閾値の設定とを例に挙げて説明する。なお、３軸の加速度を、それぞれ、Ｘ、Ｙ、Ｚとすると、合成加速度は、以下の式（１）で計算される。

図６は、合成加速度の閾値の設定を説明するための図である。オペレータは、遠隔コントローラ９００の操作レバー９１０を操作して、ドローン１を鉛直方向（上下方向）に繰り返し移動させる。具体的には、オペレータは、操作レバー９１０を矢印９５１の方向に倒す操作と、矢印９５３の方向に倒す操作とを交互に繰り返し行う。本例では、オペレータは、矢印９５１，９５３の方向への最大操作量の所定の割合（たとえば７割程）の操作量で、操作レバー９１０を操作する。

この場合、慣性装置１４２によって、図６に示すような合成加速度の波形Ｗ１が得られる。波形Ｗ１は、横軸が時間で、縦軸が合成加速度である。波形Ｗ１は、合成加速度が９．８ｍ／ｓ^２となる箇所を中心として上下に振れている。鉛直方向（Ｚ軸方向）のみを考えた場合、合成加速度が９．８ｍ／ｓ^２の状態は、鉛直上向き方向の加速度と、鉛直下向き方向の加速度（重力）とが釣り合った状態を表している。合成加速度が９．８ｍ／ｓ^２の状態は、ドローン１を上昇させる力と下降させる力とが釣り合っている状態を表している。

波形Ｗ１の縦軸の値である“５．７５ｍ／ｓ^２”は、合成加速度の下限値（最小値）を示している。詳しくは、“５．７５ｍ／ｓ^２”は、通常の操作において慣性装置１４２によって測定される合成加速度の下限値を示している。合成加速度が５．７５ｍ／ｓ^２の状態では、９．８ｍ／ｓ^２との差分である４．０５ｍ／ｓ^２で、ドローン１が降下する。

波形Ｗ１の下限値を、合成加速度のフライトエンベロープの下限値とする。すなわち、当該下限値は、フライトエンベロープを満たした飛行状態と、フライトエンベロープを満たしていない飛行状態とを区分する閾値となる。合成加速度が５．７５ｍ／ｓ^２を下回ると、合成加速度についてのフライトエンベロープを逸脱したことになる。

図７は、角速度（本例では、ロール角速度）の閾値の設定を説明するための図である。図８は、姿勢角（本例では、ロール角）の閾値の設定を説明するための図である。

オペレータは、遠隔コントローラ９００の操作レバー９１０を操作して、ドローン１を左右方向に繰り返し移動させる。具体的には、オペレータは、操作レバー９１０を矢印９５２の方向に倒す操作と、矢印９５４の方向に倒す操作とを交互に繰り返し行う。本例では、オペレータは、矢印９５２，９５４の方向への最大操作量の所定の割合（７割程）の操作量で、操作レバー９１０を操作する。

この場合、慣性装置１４２によって、図７に示すような角速度に関する波形Ｗ２と、図８に示すような姿勢角に関する波形Ｗ３とが得られる。

図７に示されるように、波形Ｗ２の縦軸の値である“６０ｄｅｇ／ｓ”は、角速度の上限値（最大値）を示している。詳しくは、通常の操作において、慣性装置１４２によって測定される角速度の上限値を示している。波形Ｗ２の上限値を、角速度（本例では、Ｘ軸周りの角速度）のフライトエンベロープの上限値とする。すなわち、当該上限値は、フライトエンベロープを満たした飛行状態と、フライトエンベロープを満たしていない飛行状態とを区分する閾値となる。角速度が６０ｄｅｇ／ｓを上回ると、角速度についてのフライトエンベロープを逸脱したことになる。

同様に、波形Ｗ２の縦軸の値である“－６０ｄｅｇ／ｓ”は、角速度の下限値（最小値）を示している。詳しくは、通常の操作において、慣性装置１４２によって測定される角速度の下限値を示している。波形Ｗ２の下限値を、角速度（本例では、ロール角速度）のフライトエンベロープの下限値とする。すなわち、当該下限値は、フライトエンベロープを満たした飛行状態と、フライトエンベロープを満たしていない飛行状態とを区分する閾値となる。角速度が－６０ｄｅｇ／ｓを下回ると、角速度についてのフライトエンベロープを逸脱したことになる。

このように、ロール角速度のフライトエンベロープの範囲は、－６０ｄｅｇ／ｓ以上、かつ、６０ｄｅｇ／ｓ以下の範囲となる。なお、同様な手法にて、ピッチ角速度のフライトエンベロープの範囲も設定される。これに限らず、ドローン１の形状を考慮し、ピッチ角速度のフライトエンベロープの範囲を、ロール角速度のフライトエンベロープの範囲と同じにしてもよい。

図８に示されるように、波形Ｗ３の縦軸の値である“２０．４ｄｅｇ”は、姿勢角の上限値（最大値）を示している。詳しくは、“２０．４ｄｅｇ”は、通常の操作において慣性装置１４２によって測定される姿勢角の上限値を示している。波形Ｗ３の上限値を、角速度（本例では、ロール角）のフライトエンベロープの上限値とする。すなわち、当該上限値は、フライトエンベロープを満たした飛行状態と、フライトエンベロープを満たしていない飛行状態とを区分する閾値となる。姿勢角が２０．４ｄｅｇを上回ると、姿勢角についてのフライトエンベロープを逸脱したことになる。

同様に、波形Ｗ３の縦軸の値である“－１５．０ｄｅｇ”は、姿勢角の下限値（最小値）を示している。詳しくは、“－１５．０ｄｅｇ”は、通常の操作において慣性装置１４２によって測定される姿勢角（本例では、ロール角）の下限値を示している。しかしながら、ドローン１の形状の対称性に基づき、本例では、姿勢角の下限値を、姿勢角の上限値に“－１”を掛けた値（すなわち、“－２０．４ｄｅｇ”）とする。当該下限値は、フライトエンベロープを満たした飛行状態と、フライトエンベロープを満たしていない飛行状態とを区分する閾値となる。姿勢角が－２０．４ｄｅｇを下回ると、姿勢角についてのフライトエンベロープを逸脱したことになる。

このように、姿勢角（本例では、ロール角）のフライトエンベロープの範囲は、－２０．４ｄｅｇ以上、かつ、２０．４ｄｅｇ以下の範囲となる。なお、同様な手法にて、ピッチ角のフライトエンベロープの範囲も設定される。これに限らず、ドローン１の形状を考慮し、ピッチ角のフライトエンベロープの範囲を、ロール角のフライトエンベロープの範囲と同じにしてもよい。

さらに、上記のようなドローン１操作と、当該操作によって得られた波形の解析とによって、ドローン１の時間当たりの高度変化についてのフライトエンベロープの範囲とが設定される。詳しくは、ＭＣＵ１４１が、気圧高度計１４３による検出結果（高度）に基づき、高度変化についてのフライトエンベロープの範囲を設定する。なお、加速度計１４２２による検出結果に基づき、高度変化についてのフライトエンベロープの範囲を設定するように、ＭＣＵ１４１を構成してもよい。

以下では、説明の便宜上、上述した複数のフライトエンベロープのうち、図６に基づいて説明した合成加速度のフライトエンベロープに着目して説明する。

＜Ｅ．関数を用いた判定処理＞
メモリ１４１１に記憶された関数Ｖａ（ｘ）と関数Ｖｂ（ｔ）とは、本例では、合成加速度に関する関数である。以下では、関数Ｖａ（ｘ）と関数Ｖｂ（ｔ）とについて説明し、その後、関数Ｖａ（ｘ）と関数Ｖｂ（ｔ）とを用いた制御について説明する。

図９は、関数Ｖａ（ｘ）を示した図である。図９に示すように、関数Ｖａ（ｘ）は、ドローン１の飛行状態（詳しくは、合成加速度）を独立変数（すなわち、ｘ）とする関数であって、かつ、従属変数（すなわち、ｙ）の値が、飛行状態について定められた基準範囲（フライトエンベロープ）からの飛行状態の逸脱度合いに比例している。関数Ｖａ（ｘ）の従属変数の値の範囲は、０以上、かつ１未満である。すなわち、関数Ｖａ（ｘ）の従属変数の値は、１以上とはならない。

詳しくは、関数Ｖａ（ｘ）は、メンバーシップ関数である。メンバーシップ関数は、特徴関数の概念をファジィ集合に拡張したものである。関数Ｖａ（ｘ）では、ｘの範囲が、３．７５ｍ／ｓ^２以上、かつ５．７５ｍ／ｓ^２以下の範囲において、ｙの値が、フライトエンベロープからの飛行状態の逸脱度合いに比例している。なお、値“３．７５ｍ／ｓ^２”は、５．７５ｍ／ｓ^２から、９．８ｍ／ｓ^２と５．７５ｍ／ｓ^２との差の半分の値（約２．０）を引いた値である。

値“５．７５ｍ／ｓ^２”は、図６で説明した、合成加速度の下限値である。関数Ｖａ（ｘ）では、合成加速度が５．７５ｍ／ｓ^２のときの関数の値を０．１としている。合成加速度が３．７５ｍ／ｓ^２のときの関数の値を０．９としている。

具体的には、関数Ｖａ（ｘ）は、以下の式（２）および式（３）で表される。
Ｖａ（ｘ）＝－０．４ｘ＋２．４ （３．７５≦ｘ≦５．７５） … （２）
Ｖａ（ｘ）＝０ （ｘ＜３．７５，５．７５＜ｘ） … （３）
ｘの範囲が３．７５ｍ／ｓ^２以上かつ５．７５ｍ／ｓ^２以下の範囲において、ｙの値が、フライトエンベロープからの飛行状態の逸脱度合い（ｘと５．７５との差）に大きくなっている。たとえば、ｘ＝Ｐ１（ただし、Ｐ１≦５．７５）のときのｙの値よりも、ｘ＝Ｐ２（ただし、３．７５≦Ｐ２＜Ｐ１）のときのｙの値の方が大きくなっている。

図１０は、関数Ｖｂ（ｔ）を示した図である。図１０に示すように、関数Ｖｂ（ｔ）は、フライトエンベロープからの逸脱の継続時間を独立変数（ｘ）とする関数であって、かつ、従属変数（ｙ）の値が継続時間に比例している。関数Ｖｂ（ｔ）の従属変数の値の範囲は、０以上、かつ１未満である。すなわち、関数Ｖｂ（ｔ）の従属変数の値は、１以上とはならない。

詳しくは、関数Ｖｂ（ｔ）は、メンバーシップ関数である。ｘの範囲が、０．１ｓ以上、かつ０．５ｓ以下の範囲において、ｙの値が、フライトエンベロープからの飛行状態の逸脱度合いに比例している。関数Ｖｂ（ｔ）では、継続時間が０．１ｓのときの関数の値を０．１としている。継続時間が０．５ｓのときの関数の値を０．９としている。

具体的には、関数Ｖｂ（ｔ）は、以下の式（４）および式（５）で表される。
Ｖｂ（ｔ）＝２ｔ－０．１ （０．１≦ｔ≦０．５） … （４）
Ｖｂ（ｔ）＝０ （ｔ＜０．１，０．５＜ｔ） … （５）
ｔの範囲が０．１ｓ以上かつ０．５ｓ以下の範囲において、ｙの値が、継続時間の値に比例してに大きくなっている。

次に、関数Ｖａ（ｘ）と関数Ｖｂ（ｔ）とを用いた制御について説明する。図１１は、ある局面において実行される処理の流れを説明するためのフロー図である。なお、図１１における各ステップＳ１～Ｓ７は、所定の制御周期毎（たとえば、０．０１秒毎）に繰り返し実行される。

ステップＳ１において、トリガ装置１４のＭＣＵ１４１は、慣性装置１４２から、合成加速度Ｐを取得する。ステップＳ２において、ＭＣＵ１４１は、合成加速度Ｐをｘの値として関数Ｖａ（ｘ）に代入し、関数の値（Ｖａ（Ｐ））を取得する。

たとえば、ＭＣＵ１４１は、ステップＳ１にて合成加速度Ｐ１を取得した場合、ステップＳ２により、関数の値（Ｖａ（Ｐ１））を取得する。なお、Ｖａ（Ｐ１）は、０．１以上、かつ０．９未満の値である。ＭＣＵ１４１は、ステップＳ１にて合成加速度Ｐ２を取得した場合、ステップＳ２により、関数の値（Ｖａ（Ｐ２））を取得する。なお、Ｖａ（Ｐ１）は、０．１よりも大きく、かつ０．９以下の値である。

ステップＳ３において、ＭＣＵ１４１は、合成加速度Ｐ以下の状態の継続時間Ｔｐを取得する。たとえば、異なる制御周期のステップＳ１で、複数の互いに異なる合成加速度（たとえば、合成加速度Ｐ１および合成加速度Ｐ２）が取得された場合、ＭＣＵ１４１は、合成加速度Ｐ１以下の状態の継続時間Ｔｐ１と、合成加速度Ｐ２以下の状態の継続時間Ｔｐ２とを個別に取得する。このように、ＭＣＵ１４１は、複数のタイマ機能を有する。

たとえば、合成加速度Ｐ１の状態の期間がＴ１であり、途中で合成加速度がＰ１からＰ２に低下した場合には、合成加速度Ｐ２の状態の期間をＴ２とすると、継続時間Ｔｐ１は、少なくとも期間Ｔ１と期間Ｔ２との和（積算値）になる。

ステップＳ４において、ＭＣＵ１４１は、継続時間Ｔｐをｔの値として関数Ｖｂ（ｔ）に代入し、関数の値（Ｖｂ（Ｔｐ））を取得する。上記のように、異なる制御周期のステップＳ１で、合成加速度Ｐ１と合成加速度Ｐ２とが取得された場合、ＭＣＵ１４１は、継続時間Ｔｐ１を関数Ｖｂ（ｔ）に代入したときの関数の値（Ｖｂ（Ｔｐ１））と、継続時間Ｔｐ２を関数Ｖｂ（ｔ）に代入したときの関数の値（Ｖｂ（Ｔｐ２））とを個別に取得する。

ステップＳ５において、ＭＣＵ１４１は、関数Ｖａ（Ｐ）と、関数Ｖｂ（Ｔｐ）との和を算出する。上記の例では、ＭＣＵ１４１は、関数Ｖａ（Ｐ１）と関数Ｖｂ（Ｔｐ１）との和と、関数Ｖａ（Ｐ２）と関数Ｖｂ（Ｔｐ２）との和を算出する。

ステップＳ６において、ＭＣＵ１４１は、関数Ｖａ（Ｐ）と関数Ｖｂ（Ｔｐ）との和が閾値である１を超えたか否かを判断する。上記の例では、ＭＣＵ１４１は、関数Ｖａ（Ｐ１）と関数Ｖｂ（Ｔｐ１）との和が１を超えたかと、関数Ｖａ（Ｐ２）と関数Ｖｂ（Ｔｐ２）との和が１を超えたかとを個別に判断する。

関数Ｖａ（Ｐ）と関数Ｖｂ（Ｔｐ）との和が閾値である１を超えた場合（ステップＳ６においてＹＥＳ）、ＭＣＵ１４１は、射出装置５にパラシュート５１を射出させる。ＭＣＵ１４１は、関数Ｖａ（Ｐ）と関数Ｖｂ（Ｔｐ）との和が閾値である１を超えていない場合（ステップＳ６においてＮＯ）、次の制御周期に移行し、ステップＳ１を再度実行する。

＜Ｆ．小括＞
ドローン１を小括すると、以下のとおりである。

〔１〕ドローン１は、ドローン１の飛行状態を検出する慣性装置１４２と、パラシュート５１を含み、かつ、パラシュート５１を射出可能な射出装置５と、飛行状態について定められた基準範囲（すなわち、フライトエンベロープ）からの飛行状態の逸脱度合いと、当該逸脱度合い以上の逸脱状態が継続している継続時間とに基づき、パラシュート５１の射出の要否を判断するＭＣＵ（コントローラ）１４１とを備える。

このような構成によれば、ドローン１は、逸脱度合いと、当該逸脱度合い以上の逸脱状態が継続している継続時間との両方を考慮して、パラシュート５１の射出の要否を判断する。それゆえ、ドローン１によれば、適切なタイミングでパラシュートの射出が可能となる。

〔２〕ＭＣＵ１４１は、関数Ｖａ（ｘ）と関数Ｖｂ（ｔ）とを記憶している。関数Ｖａ（ｘ）は、飛行状態を独立変数とする関数であって、かつ、従属変数の値が、フライトエンベロープからの飛行状態の逸脱度合いに比例している。関数Ｖｂ（ｔ）は、逸脱の継続時間を独立変数とする関数であって、かつ、従属変数の値が継続時間に比例している。

ＭＣＵ１４１は、ドローン１の飛行時における関数Ｖａ（ｘ）の従属変数の値と関数Ｖｂ（ｔ）の従属変数の値との合計値が予め定められた閾値（本例では、１）を超えたと判断すると、射出装置５にパラシュート５１を射出させる。

このような構成によれば、フライトエンベロープからの逸脱度と、当該逸脱度以上の逸脱状態が継続している継続時間とに基づき、パラシュート５１の射出の要否を判断し、かつ、判断結果に基づきパラシュート５１を射出することができる。これにより、具体的には、以下のような制御が可能となる。

・フライトエンベロープからの逸脱度合いはわずかであるが、このような度合いの逸脱の継続時間が長いために、パラシュート５１を射出する。

・フライトエンベロープからの逸脱度合いは、それ程大きくないが、このような度合いの逸脱の継続時間がある程度長いために、パラシュート５１を射出する。

・逸脱の継続時間が短いものの、フライトエンベロープからの逸脱度合が大きいために、パラシュート５１を射出する。

〔３〕ＭＣＵ１４１は、ある局面において、慣性装置１４２による検出結果に基づき、飛行状態がフライトエンベロープ（基準範囲）内の安定飛行状態からフライトエンベロープを逸脱した第１の逸脱飛行状態（たとえば、図９に示す合成加速度Ｐ１の状態）に遷移したと判断すると、第１の逸脱飛行状態に基づいた関数Ｖａ（ｘ）の従属変数の値（Ｖａ（Ｐ１））と、第１の逸脱飛行状態の逸脱度合い以上の逸脱状態が継続している継続時間Ｔｐに基づいた関数Ｖｂ（ｔ）の従属変数の値（Ｖｂ（Ｔｐ１））との第１の合計値を算出する。ＭＣＵ１４１は、第１の合計値が閾値（本例では、１）を超えると、射出装置５にパラシュート５１を射出させる。

〔４〕ＭＣＵ１４１は、別のある局面において、慣性装置１４２による検出結果に基づき、飛行状態が上記第１の逸脱飛行状態から上記第１の逸脱飛行状態よりもフライトエンベロープを大きく逸脱した第２の逸脱飛行状態（たとえば、図９に示す合成加速度Ｐ２の状態）にさらに遷移したと判断すると、以下の処理を実行する。

ＭＣＵ１４１は、上述した第１の合計値を再度算出する。さらに、ＭＣＵ１４１は、第２の逸脱飛行状態に基づいた関数Ｖａ（ｘ）の従属変数の値（Ｖａ（Ｐ２））と、第２の逸脱飛行状態の逸脱度合い以上の逸脱状態が継続している継続時間（Ｔｐ２）に基づいた関数Ｖｂ（ｔ）の従属変数の値（Ｖｂ（Ｔｐ２））との第２の合計値とを算出する。

ＭＣＵ１４１は、第１の合計値と第２の合計値との少なくとも一方が閾値（本例では、１）を超えると、射出装置５にパラシュート５１を射出させる。

〔５〕上記においては、飛行状態が安定飛行状態から第１の逸脱飛行状態に遷移した局面と、飛行状態が安定飛行状態から第１の逸脱飛行状態を介して第２の逸脱飛行状態へと遷移した局面とを例に挙げて説明したが、これに限定されるものではない。

飛行状態が、第１の逸脱飛行状態、第２の逸脱飛行状態、…、第ｎの逸脱飛行状態（ｎは、３以上の自然数）といったように逸脱度合いが順次大きくなっていったときには、ＭＣＵ１４１は、以下の処理を実行する。なお、以下では、ｋを３以上かつｎ以下の任意の自然数とする。

ＭＣＵ１４１は、飛行状態が第ｋ－１の逸脱飛行状態から第ｋ―1の逸脱飛行状態よりもフライトエンベロープを大きく逸脱した第ｋの逸脱飛行状態にさらに遷移したと判断すると、第ｋの逸脱飛行状態に基づいた関数Ｖａ（ｘ）の従属変数の値と、第ｋの逸脱飛行状態の逸脱度合い以上の逸脱状態が継続している継続時間に基づいた関数Ｖｂ（ｔ）の従属変数の値との第ｋの合計値を算出する。さらに、ＭＣＵ１４１は、飛行状態が第１の逸脱飛行状態から第ｎの逸脱飛行状態へと逸脱度合いが順次大きくなるように遷移した場合、第１の合計値から第ｎの合計値までのｎ個の合計値の少なくとも一つが閾値を超えると、射出装置５にパラシュート５１を射出させる。

〔６〕関数Ｖａ（ｘ）と関数Ｖｂ（ｔ）とは、メンバーシップ関数である。上記閾値は、１である。関数Ｖａ（ｘ）の従属変数の値の範囲は、０以上、かつ１未満である。関数Ｖｂ（ｔ）の従属変数の値の範囲は、０以上、かつ１未満である。このような構成によれば、関数Ｖａ（ｘ）の値と、関数Ｖａ（ｘ）の値とが、それぞれ単独で１を超えることはない。このため、ドローン１では、フライトエンベロープからの逸脱度だけでパラシュート５１が射出されてしまうことと、逸脱の継続時間だけでパラシュート５１が射出されてしまうこととを防止できる。

＜Ｇ．変形例＞
（１）上記においては、飛行状態の一例として、ドローン１の合成加速度を挙げて説明した。しかしながら、これに限定されない。飛行状態は、ドローン１の時間当たりの高度変化、ドローン１のロール角、ドローン１のロール角速度、ドローン１のピッチ角、および、ドローン１のピッチ角速度のうちのいずれであってもよい。

各飛行状態について、（i）飛行状態を独立変数とする関数であって、かつ、従属変数の値が、飛行状態について定められた基準範囲（フライトエンベロープ）からの飛行状態の逸脱度合いに比例している第１の関数と、（ii）逸脱の継続時間を独立変数とする関数であって、かつ、従属変数の値が継続時間に比例している第２の関数との組（関数のペアー）を用いて、パラシュート５１を射出するか否かを判断することが好ましい。

（２）上記においては、トリガ装置１４のＭＣＵ１４１が関数Ｖａ（ｘ）と関数Ｖｂ（ｔ）とを用いて射出装置５からパラシュート５１を射出させるか否かを判定した。しかしながら、これに限定されない。飛行コントローラ８のＭＣＵ８１が、関数Ｖａ（ｘ）と関数Ｖｂ（ｔ）とを記憶しており、飛行コントローラ８が、トリガ装置１４の代わりに、関数Ｖａ（ｘ）と関数Ｖｂ（ｔ）とを用いて射出装置５からパラシュート５１を射出させるか否かを判定してもよい。

（３）トリガ装置１４のＭＣＵ１４１は、合成加速度および速度を、気圧高度計１４３による検出値に基づき算出してもよい。

なお、これらの３つの変形例（１）～（３）は、後述する実施の形態２におけるドローンにおいても適用される。

［実施の形態２］
本実施の形態では、実施の形態１に比べてＭＣＵ１４１の演算量を低減可能な構成について説明する。本実施の形態では、実施の形態１と異なる点を説明し、同じ点については繰り返し説明しない。

本実施の形態では、関数Ｖａ（ｘ）の代わりに関数Ｖａ’（ｘ）を記憶している。関数Ｖｂ（ｔ）の代わりに関数Ｖｂ’（ｔ）を記憶している。詳しくは、メモリ１４１１は、データテーブルＤＴ（図１４）を記憶している。データテーブルＤＴ内に、関数Ｖａ’（ｘ）と、関数Ｖｂ’（ｔ）とが含まれている。

以下では、先ず、関数Ｖａ’（ｘ），Ｖｂ’（ｔ）と、データテーブルＤＴとについて説明する。次いで、関数Ｖａ’（ｘ），Ｖｂ’（ｔ）とデータテーブルＤＴとを用いた判定処理を説明する。

図１２は、関数Ｖａ’（ｘ）を示した図である。図１２に示すように、関数Ｖａ’（ｘ）は、実施の形態１の関数Ｖａ（ｘ）と同様に、ドローン１の飛行状態（詳しくは、合成加速度）を独立変数（すなわち、ｘ）とする関数であって、かつ、従属変数（すなわち、ｙ）の値が、飛行状態について定められた基準範囲（フライトエンベロープ）からの飛行状態の逸脱度合いに比例している。本実施の形態においても、関数Ｖａ’（ｘ）の従属変数の値の範囲は、０以上、かつ１未満である。すなわち、関数Ｖａ’（ｘ）の従属変数の値は、１以上とはならない。

詳しくは、関数Ｖａ’（ｘ）は、階段関数である。関数Ｖａ’（ｘ）では、ｘの範囲が、３．７５ｍ／ｓ^２以上、かつ５．７５ｍ／ｓ^２以下の範囲で、ｙの値が、階段状に、フライトエンベロープからの飛行状態の逸脱度合いに比例している。関数Ｖａ’（ｘ）は、３．７５ｍ／ｓ^２以上、かつ５．７５ｍ／ｓ^２以下の範囲が、階段状になっている。

関数Ｖａ’（ｘ）では、実施の形態１の関数Ｖａ（ｘ）と同様に、合成加速度が５．７５ｍ／ｓ^２のときの関数の値を０．１として、合成加速度が３．７５ｍ／ｓ^２のときの関数の値を０．９としている。なお、上述したように、値“５．７５ｍ／ｓ^２”は、図６で説明した、合成加速度の下限値である。

ｘの範囲が３．７５ｍ／ｓ^２以上かつ５．７５ｍ／ｓ^２以下の範囲において、ｙの値が、フライトエンベロープからの飛行状態の逸脱度合い（ｘと５．７５との差）に大きくなっている。なお、３．７５ｍ／ｓ^２以上、かつ５．７５ｍ／ｓ^２以下の範囲での関数の値の具体例については、データテーブルＤＴに示す。

図１３は、関数Ｖｂ’（ｔ）を示した図である。図１３に示すように、関数Ｖｂ’（ｔ）は、実施の形態１の関数Ｖｂ（ｔ）と同様に、フライトエンベロープからの逸脱の継続時間を独立変数（ｘ）とする関数であって、かつ、従属変数（ｙ）の値が継続時間に比例している。関数Ｖｂ’（ｔ）の従属変数の値の範囲は、０以上、かつ１未満である。すなわち、関数Ｖｂ’（ｔ）の従属変数の値は、１以上とはならない。

詳しくは、関数Ｖｂ’（ｔ）は、階段関数である。ｘの範囲が、０．１ｓ以上、かつ０．５ｓ以下の範囲で、ｙの値が、階段状に、フライトエンベロープからの飛行状態の逸脱度合いに比例している。関数Ｖｂ’（ｔ）は、０．１ｓ以上、かつ０．５ｓ以下の範囲が、階段状になっている。

関数Ｖｂ’（ｔ）では、実施の形態１の関数Ｖｂ（ｔ）と同様に、継続時間が０．１ｓのときの関数の値を０．１とし、かつ、継続時間が０．５ｓのときの関数の値を０．９としている。なお、０．１ｓ以上、かつ０．５ｓ以下の範囲での関数の値の具体例については、データテーブルＤＴに示す。

図１４は、データテーブルＤＴを示した図である。図１４に示されるように、データテーブルＤＴは、関数Ｖａ’（ｘ）と、関数Ｖｂ’（ｔ）とを含む。

詳しくは、データテーブルＤＴは、関数Ｖａ’（ｘ）については、３．７５ｍ／ｓ^２以上かつ５．７５ｍ／ｓ^２以下の範囲における各合成加速度（ｘ）の閾値と、各合成加速度（ｘ）に対応する関数の値（Ｖａ’（ｘ））とを含んでいる。本例では、合成加速度（ｘ）の刻み幅は、０．０５ｍ／ｓ^２としている。

データテーブルＤＴは、関数Ｖｂ’（ｔ）については、０．１ｓ以上かつ０．５ｓ以下の範囲における継続時間（ｔ）の閾値と、各継続時間（ｔ）に対応する関数の値（Ｖｂ’（ｔ））とを含んでいる。本例では、継続時間（ｔ）の刻み幅は、０．０１ｓとしている。

データテーブルＤＴにおいては、パターン＃１～＃４１に示すように、（Ｖａ’（ｘ））と関数の値（Ｖｂ’（ｔ））との和が１となる、合成加速度（ｘ）の閾値と継続時間（ｔ）の閾値との組み合わせを複数記憶している。

ＭＣＵ１４１は、データテーブルＤＴを参照して、パラシュート５１を射出すべきか否かを判断する。詳しくは、ＭＣＵ１４１は、パターン＃１～＃４１に示す、合成加速度（ｘ）の閾値と継続時間（ｔ）の閾値との複数の組み合わせを参照して、パラシュート５１を射出すべきか否かを判断する。

図１５は、ある局面において実行される処理の流れを説明するためのフロー図である。なお、図１５における各ステップＳ１１～Ｓ１４は、所定の制御周期毎（たとえば、０．０１秒毎）に繰り返し実行される。

ステップＳ１１において、トリガ装置１４のＭＣＵ１４１は、慣性装置１４２から、合成加速度Ｐを取得する。ステップＳ１２において、ＭＣＵ１４１は、データテーブルＤＴを参照して、合成加速度Ｐと複数の合成加速度（ｘ）の閾値とを比較し、合成加速度Ｐより小さく、かつ、合成加速度Ｐに最も近い継続時間（ｔ）の閾値を取得する。

たとえば、ＭＣＵ１４１は、ステップＳ１にて合成加速度（ｘ）として５．７５ｍ／ｓ^２（以下、「合成加速度Ｐ３」とも称する）を取得した場合、パターン＃１に示すように、ステップＳ２により、継続時間（ｔ）の閾値として０．５ｓ（以下、「閾値Ｔｐ３」とも称する）を取得する。同様に、ＭＣＵ１４１は、ステップＳ１にて合成加速度（ｘ）として５．７３ｍ／ｓ^２を取得した場合、パターン＃１に示すように、ステップＳ２により、継続時間（ｔ）の閾値として０．５ｓ（閾値Ｔｐ３）を取得する。

ＭＣＵ１４１は、ステップＳ１にて合成加速度（ｘ）として５．７ｍ／ｓ^２（以下、「合成加速度Ｐ４」とも称する）を取得した場合、パターン＃２に示すように、ステップＳ２により、継続時間（ｔ）の閾値として０．４９ｓ（以下、「閾値Ｔｐ４」とも称する）を取得する。同様に、ＭＣＵ１４１は、ステップＳ１にて合成加速度（ｘ）として５．６８ｍ／ｓ^２を取得した場合、パターン＃２に示すように、ステップＳ２により、継続時間（ｔ）の閾値として０．４６ｓ（閾値Ｔｐ４）を取得する。

ステップＳ１３において、ＭＣＵ１４１は、合成加速度Ｐ以下の状態の継続時間が、合成加速度Ｐに対応付けられた継続時間ｔの閾値以上になったか否かを判断する。たとえば、ＭＣＵ１４１は、ステップＳ１１にて合成加速度Ｐ３を取得した場合、合成加速度Ｐ３以下の状態の継続時間が、合成加速度Ｐ３に対応付けられた継続時間ｔの閾値Ｔｐ３以上になったか否かを判断する。

また、ＭＣＵ１４１は、少なくとも１以上の制御周期にわたり連続して、ステップＳ１１にて合成加速度Ｐ３を取得したのち、少なくとも１以上の制御周期にわたり連続して、ステップＳ１１にて合成加速度Ｐ４を取得した場合には、以下の処理を実行する。すなわち、ＭＣＵ１４１は、合成加速度Ｐ３以下の状態の継続時間が、合成加速度Ｐ３に対応付けられた継続時間ｔの閾値Ｔｐ３以上になったか否かと、合成加速度Ｐ４以下の状態の継続時間が、合成加速度Ｐ４に対応付けられた継続時間ｔの閾値Ｔｐ４以上になったか否かとを判断する。

ステップＳ１３において肯定的な判断がなされると（ステップＳ１３においてＹＥＳ）、ＭＣＵ１４１は、ステップＳ１４において、トリガ装置１４に指令を送ることにより、射出装置５にパラシュート５１を射出させる。ステップＳ１３において否定的な判断がなされると（ステップＳ１３においてＮＯ）、ＭＣＵ１４１は、次の制御周期に移行し、ステップＳ１１を再度実行する。

なお、上記においては、説明を簡略化するため、合成加速度Ｐ３から合成加速度Ｐ４への遷移のみを示した。たとえば、合成加速度Ｐ４へ遷移した後、合成加速度Ｐ４より小さく、かつパターン＃３以降となる合成加速度Ｐ５に遷移すると、３つの合成加速度Ｐ３，Ｐ４，Ｐ５の各々について継続時間を用いた判定処理がなされる。このように、図１５に示したパターン毎（区分毎）に継続時間を用いた判定がなされる。

＜小括＞
本実施の形態に係るドローン１を小括すると、以下のとおりである。

〔１〕ドローン１は、実施の形態１と同様に、ドローン１の飛行状態を検出する慣性装置１４２と、パラシュート５１を含み、かつ、パラシュート５１を射出可能な射出装置５と、飛行状態について定められた基準範囲（すなわち、フライトエンベロープ）からの飛行状態の逸脱度合いと、当該逸脱度合い以上の逸脱状態が継続している継続時間とに基づき、パラシュート５１の射出の要否を判断するＭＣＵ（コントローラ）１４１とを備える。

〔２〕ＭＣＵ１４１は、関数Ｖａ’（ｘ）と関数Ｖｂ’（ｔ）とを記憶している。関数Ｖａ’（ｘ）は、飛行状態を独立変数とする関数であって、かつ、従属変数の値が、フライトエンベロープからの飛行状態の逸脱度合いに比例している。関数Ｖｂ’（ｔ）は、逸脱の継続時間を独立変数とする関数であって、かつ、従属変数の値が継続時間に比例している。

ＭＣＵ１４１は、ドローン１の飛行時における関数Ｖａ’（ｘ）の従属変数の値と関数Ｖｂ’（ｔ）の従属変数の値との合計値が予め定められた閾値（本例では、１）を超えたと判断すると、射出装置５にパラシュート５１を射出させる。

このような構成によれば、フライトエンベロープからの逸脱度と、当該逸脱度以上の逸脱状態が継続している継続時間とに基づき、パラシュート５１の射出の要否を判断し、かつ、判断結果に基づきパラシュート５１を射出することができる。

〔３〕関数Ｖａ’（ｘ）と関数Ｖｂ’（ｔ）とは、階段関数である。ＭＣＵ１４１は、データテーブルＤＴに示すように、複数の飛行状態のうちフライトエンベロープ（基準範囲）を逸脱した第１の逸脱飛行状態（たとえば、合成加速度５．７５ｍ／ｓ^２）に基づく関数Ｖａ’（ｘ）の従属変数の値（たとえば、０．１）と、関数Ｖｂ’（ｔ）の従属変数の値との合計値が閾値（本例では、１）に達する逸脱の第１の継続時間（たとえば、閾値０．５秒）を、第１の逸脱飛行状態に関連付けて予め記憶している。

ＭＣＵ１４１は、ある局面において、飛行状態がフライトエンベロープ内の安定飛行状態から第１の逸脱飛行状態（たとえば、合成加速度５．７５ｍ／ｓ^２）に遷移した場合、第１の逸脱飛行状態の逸脱度合い以上の逸脱状態が継続している継続時間が第１の継続時間（たとえば、０．５秒）を超えると、射出装置５にパラシュート５１を射出させる。

〔４〕ＭＣＵ１４１は、複数の飛行状態のうち上記第１の逸脱飛行状態よりもフライトエンベロープを大きく逸脱した第２の逸脱飛行状態（たとえば、合成加速度５．７ｍ／ｓ^２）に基づく関数Ｖａ’（ｘ）の従属変数の値（たとえば、０．１２）と、関数Ｖｂ’（ｔ）の従属変数の値との合計値が閾値（本例では、１）に達する逸脱の第２の継続時間（たとえば、閾値０．４９秒）を、第２の逸脱飛行状態に関連付けて記憶している。

ＭＣＵ１４１は、ある局面において、飛行状態が第１の逸脱飛行状態から第２の逸脱飛行状態に遷移した場合、以下の第１の条件と第２の条件との何れか一方が成立したときに、射出装置５にパラシュート５１を射出させる。第１の条件は、第１の逸脱飛行状態の逸脱度合い以上の逸脱状態が継続している継続時間が第１の継続時間（閾値０．５秒）を超えたことである。第２の条件は、第２の逸脱飛行状態の逸脱度合い以上の逸脱状態が継続している継続時間が第２の継続時間（閾値０．４９秒）を超えたことである。

このよな構成によっても、実施の形態１と同様に、フライトエンベロープからの逸脱度と、当該逸脱度以上の逸脱状態が継続している継続時間とに基づき、パラシュート５１の射出の要否を判断し、かつ、判断結果に基づきパラシュート５１を射出することができる。

さらに、合成加速度（ｘ）の各閾値に対して、継続時間（ｔ）の閾値が対応付けられている。したがって、逐次、関数Ｖａ’（ｘ）の従属変数の値（関数の値）と、関数Ｖｂ’（ｔ）の従属変数の値（関数の値）との和を計算する必要がなくなる。それゆえ、ＭＣＵ１４１における演算処理量を、実施の形態１に比べて低減することができる。

〔５〕上記においては、飛行状態が安定飛行状態から第１の逸脱飛行状態に遷移した局面と、飛行状態が安定飛行状態から第１の逸脱飛行状態を介して第２の逸脱飛行状態へと遷移した局面とを例に挙げて説明したが、これに限定されるものではない。なお、以下では、ｎを３以上の自然数とし、かつ、ｋを３以上かつｎ以下の任意の自然数とする。

ＭＣＵ１４１は、複数の飛行状態のうち第ｋ－１の逸脱飛行状態よりもフライトエンベロープを大きく逸脱した第ｋの逸脱飛行状態に基づく関数Ｖａ’（ｘ）の従属変数の値と、関数Ｖｂ’（ｔ）の従属変数の値との合計値が閾値に達する逸脱の第ｋの継続時間を第ｋの逸脱飛行状態に関連付けて記憶している。ＭＣＵ１４１は、飛行状態が第１の逸脱飛行状態から第ｎの逸脱飛行状態へと逸脱度合いが順次大きくなるように遷移した場合、第１の条件から第ｎの条件との何れか一つが成立したときに、射出装置５にパラシュート５１を射出させる。

第１の条件は、上述したように、第１の逸脱飛行状態の逸脱度合い以上の逸脱状態が継続している継続時間が第１の継続時間を超えたことである。第２の条件は、上述したように、第２の逸脱飛行状態の逸脱度合い以上の逸脱状態が継続している継続時間が第２の継続時間を超えたことである。第ｋの条件（第３の条件～第ｎの条件）は、第ｋの逸脱飛行状態の逸脱度合い以上の逸脱状態が継続している継続時間が第ｋの継続時間を超えたことである。

＜付記＞
（１）飛行体であって、
前記飛行体の飛行状態を検出するセンサデバイスと、
第１の関数と第２の関数とを記憶したコントローラと、
パラシュートを含み、かつ、前記パラシュートを射出可能な射出装置とを備え、
前記第１の関数は、前記飛行状態を独立変数とする関数であって、かつ、従属変数の値が、前記飛行状態について定められた基準範囲からの前記飛行状態の逸脱度合いに比例しており、
前記第２の関数は、前記逸脱の継続時間を独立変数とする関数であって、かつ、従属変数の値が前記継続時間に比例しており、
前記コントローラは、前記飛行体の飛行時における前記第１の関数の従属変数の値と前記第２の関数の従属変数の値との合計値が予め定められた閾値を超えたと判断すると、前記射出装置に前記パラシュートを射出させる、飛行体。

（２）パラシュートを射出可能な飛行体の制御方法であって、
前記飛行体は、第１の関数と第２の関数とを記憶しており、前記第１の関数は、前記飛行体の飛行状態を独立変数とする関数であって、かつ、従属変数の値が、前記飛行状態について定められた基準範囲からの前記飛行状態の逸脱度合いに比例しており、前記第２の関数は、前記逸脱の継続時間を独立変数とする関数であって、かつ、従属変数の値が前記継続時間に比例しており、
前記飛行体の制御方法は、
前記飛行体の飛行状態を検出するステップと、
前記飛行体の飛行時における前記第１の関数の従属変数の値と前記第２の関数の従属変数の値との合計値が予め定められた閾値を超えたと判断すると、前記パラシュートを射出するステップとを備える、飛行体の制御方法。

今回開示された実施の形態は例示であって、上記内容のみに制限されるものではない。本発明の範囲は特許請求の範囲によって示され、特許請求の範囲と均等の意味および範囲内でのすべての変更が含まれることが意図される。

１ ドローン、２ 本体、３Ａ，３Ｂ，３Ｃ，３Ｄ アーム、４Ａ，４Ｂ，４Ｃ，４Ｄ 推進機構、５ 射出装置、６ 通信ユニット、７Ａ，７Ｂ，７Ｃ，７Ｄ 駆動装置、８ 飛行コントローラ、９，１３ バッテリ、１０ 電源モジュール、１２ 分配器、１４ トリガ装置、１５ センサ、１６ ＧＮＳＳ受信機、１８ 支持部材、４１ プロペラ、４２ モータ、５１ パラシュート、８２，１４２ 慣性装置、８３，１４３ 気圧高度計、９００ 遠隔コントローラ、９１０，９２０ 操作レバー、１４１１ メモリ、１４１２ 判定部、１４２１ ジャイロ、１４２２ 加速度計、１４２３ プロセッサ、ＤＴ データテーブル、Ｗ１，Ｗ２，Ｗ３ 波形。

Claims (11)

1. 飛行体であって、
   前記飛行体の飛行状態を検出するセンサデバイスと、
   パラシュートを含み、かつ、前記パラシュートを射出可能な射出装置と、
   前記飛行状態について定められた基準範囲からの前記飛行状態の逸脱度合いと、前記逸脱度合い以上の逸脱状態が継続している継続時間とに基づき、前記パラシュートの射出の要否を判断するコントローラとを備える、飛行体。
2. 前記コントローラは、第１の関数と第２の関数とを記憶しており、
   前記第１の関数は、前記飛行状態を独立変数とする関数であって、かつ、従属変数の値が、前記基準範囲からの前記飛行状態の逸脱度合いに比例しており、
   前記第２の関数は、前記逸脱の継続時間を独立変数とする関数であって、かつ、従属変数の値が前記継続時間に比例しており、
   前記コントローラは、前記飛行体の飛行時における前記第１の関数の従属変数の値と前記第２の関数の従属変数の値との合計値が予め定められた閾値を超えたと判断すると、前記射出装置に前記パラシュートを射出させる、請求項１に記載の飛行体。
3. 前記コントローラは、
   前記センサデバイスによる検出結果に基づき、前記飛行状態が前記基準範囲内の安定飛行状態から前記基準範囲を逸脱した第１の逸脱飛行状態に遷移したと判断すると、前記第１の逸脱飛行状態に基づいた前記第１の関数の従属変数の値と、前記第１の逸脱飛行状態の逸脱度合い以上の逸脱状態が継続している継続時間に基づいた前記第２の関数の従属変数の値との第１の合計値を算出し、
   前記第１の合計値が前記閾値を超えると、前記射出装置に前記パラシュートを射出させる、請求項２に記載の飛行体。
4. 前記コントローラは、
   前記センサデバイスによる検出結果に基づき、前記飛行状態が前記第１の逸脱飛行状態から前記第１の逸脱飛行状態よりも前記基準範囲を大きく逸脱した第２の逸脱飛行状態にさらに遷移したと判断すると、前記第１の合計値を再度算出するともに、前記第２の逸脱飛行状態に基づいた前記第１の関数の従属変数の値と、前記第２の逸脱飛行状態の逸脱度合い以上の逸脱状態が継続している継続時間に基づいた前記第２の関数の従属変数の値との第２の合計値を算出し、
   前記第１の合計値と、前記第２の合計値との少なくとも一方が前記閾値を超えると、前記射出装置に前記パラシュートを射出させる、請求項３に記載の飛行体。
5. ｎを３以上の自然数、ｋを３以上かつｎ以下の任意の自然数とすると、
   前記コントローラは、
   前記飛行状態が前記第ｋ－１の逸脱飛行状態から前記第ｋ―1の逸脱飛行状態よりも前記基準範囲を大きく逸脱した第ｋの逸脱飛行状態にさらに遷移したと判断すると、前記第ｋの逸脱飛行状態に基づいた前記第１の関数の従属変数の値と、前記第ｋの逸脱飛行状態の逸脱度合い以上の逸脱状態が継続している継続時間に基づいた前記第２の関数の従属変数の値との第ｋの合計値を算出し、
   前記飛行状態が前記第１の逸脱飛行状態から第ｎの逸脱飛行状態へと逸脱度合いが順次大きくなるように遷移した場合、前記第１の合計値から第ｎの合計値までのｎ個の合計値の少なくとも一つが前記閾値を超えると、前記射出装置に前記パラシュートを射出させる、請求項４に記載の飛行体。
6. 前記第１の関数と前記第２の関数とは、メンバーシップ関数であり、
   前記閾値は、１であり、
   前記第１の関数の従属変数の値の範囲は、０以上、かつ１未満であり、
   前記第２の関数の従属変数の値の範囲は、０以上、かつ１未満である、請求項２から５のいずれか１項に記載の飛行体。
7. 前記第１の関数と前記第２の関数とは、階段関数であり、
   前記コントローラは、
   複数の前記飛行状態のうち前記基準範囲を逸脱した第１の逸脱飛行状態に基づく前記第１の関数の従属変数の値と、前記第２の関数の従属変数の値との合計値が前記閾値に達する前記逸脱の第１の継続時間を、前記第１の逸脱飛行状態に関連付けて予め記憶しており、
   前記飛行状態が前記基準範囲内の安定飛行状態から前記第１の逸脱飛行状態に遷移した場合、前記第１の逸脱飛行状態の逸脱度合い以上の逸脱状態が継続している継続時間が前記第１の継続時間を超えると、前記射出装置に前記パラシュートを射出させる、請求項２に記載の飛行体。
8. 前記コントローラは、
   複数の前記飛行状態のうち前記第１の逸脱飛行状態よりも前記基準範囲を大きく逸脱した第２の逸脱飛行状態に基づく前記第１の関数の従属変数の値と、前記第２の関数の従属変数の値との合計値が前記閾値に達する前記逸脱の第２の継続時間を、前記第２の逸脱飛行状態に関連付けて記憶しており、
   前記飛行状態が前記第１の逸脱飛行状態から前記第２の逸脱飛行状態に遷移した場合、第１の条件と第２の条件との何れか一方が成立したときに、前記射出装置に前記パラシュートを射出させ、
   前記第１の条件は、前記第１の逸脱飛行状態の逸脱度合い以上の逸脱状態が継続している継続時間が前記第１の継続時間を超えたことであり、
   前記第２の条件は、前記第２の逸脱飛行状態の逸脱度合い以上の逸脱状態が継続している継続時間が前記第２の継続時間を超えたことである、請求項７に記載の飛行体。
9. ｎを３以上の自然数、ｋを３以上かつｎ以下の任意の自然数とすると、
   前記コントローラは、
   複数の前記飛行状態のうち前記第ｋ－１の逸脱飛行状態よりも前記基準範囲を大きく逸脱した第ｋの逸脱飛行状態に基づく前記第１の関数の従属変数の値と、前記第２の関数の従属変数の値との合計値が前記閾値に達する前記逸脱の第ｋの継続時間を、前記第ｋの逸脱飛行状態に関連付けて記憶しており、
   前記飛行状態が前記第１の逸脱飛行状態から第ｎの逸脱飛行状態へと逸脱度合いが順次大きくなるように遷移した場合、前記第１の条件から第ｎの条件との何れか一つが成立したときに、前記射出装置に前記パラシュートを射出させ、
   第ｋの条件は、前記第ｋの逸脱飛行状態の逸脱度合い以上の逸脱状態が継続している継続時間が前記第ｋの継続時間を超えたことである、請求項８に記載の飛行体。
10. 前記基準範囲は、前記飛行体のフライトエンベロープであり、
    前記飛行状態は、前記飛行体の加速度、前記飛行体の時間当たりの高度変化、前記飛行体のロール角、前記飛行体のロール角速度、前記飛行体のピッチ角、および、前記飛行体のピッチ角速度の何れかである、請求項１に記載の飛行体。
11. パラシュートを射出可能な飛行体の制御方法であって、
    前記飛行体の飛行状態を検出するステップと、
    前記飛行状態について定められた基準範囲からの前記飛行状態の逸脱度合いと、前記逸脱度合い以上の逸脱状態が継続している継続時間とに基づき、前記パラシュートの射出の要否を判断するステップとを備える、飛行体の制御方法。

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