JP4109767B2

JP4109767B2 - 無人ヘリコプタの飛行制御システム

Info

Publication number: JP4109767B2
Application number: JP28835698A
Authority: JP
Inventors: 彰佐藤
Original assignee: Yamaha Motor Co Ltd
Current assignee: Yamaha Motor Co Ltd
Priority date: 1998-10-09
Filing date: 1998-10-09
Publication date: 2008-07-02
Anticipated expiration: 2018-10-09
Also published as: JP2000118498A

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、制御指令値に基づいて機体の速度と姿勢を制御する制御手段を搭載する無人ヘリコプタの飛行制御システムに関する。
【０００２】
【従来の技術】
無人ヘリコプタを予め決められた所定のコースに沿って飛行させる方法としては、
▲１▼上位層でのオペレータによる指令と下位層での制御系への指令を組み合わせた階層型指令を採用して飛行パターン毎に離陸、旋回、前進等の指令を行い、経路入力は別に計算する方法
▲２▼経路を直接入力し、その入力された経路から速度指令値を計算する方法
等が知られている。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
ところが、前記▲１▼の方法では、指令の種類が多いために操作パネルが複雑化し、又、入力が多いために制御系が複雑化する他、経路の計算が複雑である等の問題がある。
【０００４】
又、前記▲２▼の方法では、速度指令値の計算が複雑であるという問題がある。
【０００５】
本発明は上記問題に鑑みてなされたもので、その目的とする処は、入力データの数を削減して無人ヘリコプタの飛行を簡単に制御することができるとともに、制御系の構成を単純化することができる無人ヘリコプタの飛行制御システムを提供することにある。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
上記目的を達成するため、請求項１記載の発明は、制御指令値に基づいて機体の速度と姿勢を制御する制御手段を搭載する無人ヘリコプタの飛行制御システムにおいて、機体の前後、左右、上下及び鉛直軸回りの回転の４種類の速度指令値を各々積分して、前後の位置指令値、左右の位置指令値、上下の位置指令値および方位角の姿勢指令値を算出し、前記機体の前後の速度指令値および左右の速度指令値を各々微分し、係数を掛けることによって、ピッチ角の姿勢指令値およびロール角の姿勢指令値を算出するようにしたことを特徴とする。
【０００８】
請求項２記載の発明は、請求項１記載の発明において、ＧＰＳセンサと機体に搭載された姿勢センサによって検出された機体の位置と速度及び姿勢の検出値と前記速度指令値に基づいて算出された機体の位置と速度及び姿勢の目標値との差分を前記制御指令値とし、この差分が０になるように前記制御手段は機体の速度と姿勢を制御することを特徴とする。
【０００９】
請求項３記載の発明は、請求項１記載の発明において、前記速度指令値とこれを与える時間を記憶し、それを再現することによって自律プログラム飛行を行うようにしたことを特徴とする。
【００１０】
請求項４記載の発明は、請求項１記載の発明において、前記速度指令値を入力するための速度指示ボタンをパソコンの画面上に表示させることを特徴とする。
【００１１】
従って、本発明によれば、前後、左右、上下及び回転の４種類の速度指令値を用いて微分及び積分を含む演算を行って制御指令値を算出し、この制御指令値に基づいて無人ヘリコプタの飛行を制御するようにしたため、入力データの数が削減されて無人ヘリコプタの飛行を簡単に制御することが可能となるとともに、制御系の構成を単純化することができる。
【００１２】
【発明の実施の形態】
以下に本発明の実施の形態を添付図面に基づいて説明する。
【００１３】
先ず、本発明に係る無人ヘリコプタの飛行制御システムの基本構成を図１に基づいて説明する。
【００１４】
図１は本発明に係る無人ヘリコプタの飛行制御システムの構成図であり、同図中、１は無人ヘリコプタであって、その機体には駆動源である不図示のエンジン、該エンジンのスロットル系や姿勢制御系を駆動する不図示のサーボモータ、ＧＰＳセンサ２、ＧＰＳアンテン２ａ、姿勢センサ３、機体内演算処理装置４（図２参照）等が搭載されており、機体内演算処理装置４にはＩ／Ｆ基板５を介して通信装置６が接続されている。
【００１５】
一方、地上側に設置されたパソコン７にはＧＰＳ衛星８からの信号を受信するＧＰＳアンテナ９とＧＰＳ受信機１０及び通信装置１１がＩ／Ｆ基板１２を介して接続されている。尚、図１において、１３はバックアップ用の送信機である。
【００１６】
而して、以上の構成を有する本発明に係る飛行制御システムは、前後、左右、上下及び回転の４種類の速度指令値を用いて微分及び積分を含む演算を行って制御指令値を算出し、この制御指令値に基づいて無人ヘリコプタ１の飛行を制御することを特徴とする。
【００１７】
具体的には、上記４種類の速度指令値を積分して位置指令値を算出し、同速度指令値を微分して係数を掛けることによって姿勢指令値を算出し、これらの指令値を目標値として該目標値と、無人ヘリコプタ１に搭載された前記ＧＰＳアンテナ２ａ及び姿勢センサ３によって検出された機体の位置と速度及び姿勢の各検出値との差分を算出し、この差分を制御指令値（サーボ指令値）として機体に搭載されたサーボモータに送信し、サーボモータによって前記差分が０になるように機体の速度と姿勢を制御するようにしたことを特徴とする。
【００１８】
次に、図１〜図４に基づいて本発明に係る飛行制御システムにおけるデータの処理方法を詳細に説明する。尚、図２は制御信号図、図３はパソコンの表示画面を示す図、図４は無人ヘリコプタ１の斜視図である。
【００１９】
図２に示すように、地上に設置された前記パソコン７には飛行操作部７ａとメモリ部７ｂが設けられており、飛行操作部７ａは図３に示すように画面上に表示され、これには速度指令値を入力するための速度指示ボタンが含まれている。又、パソコン７のメモリ部７ｂと前記機体内演算処理装置４のメモリ部４ａには速度指令値とこれを与える時間が記憶されている。
【００２０】
而して、例えばパソコン７の画面上に表示された飛行操作部７ａの速度指示ボタンを操作して前後、左右、上下及び回転の４種類の速度指令値を入力する。ここで、図４に示すように、前後の速度指令値をｖ_x 、左右の速度指令値をｖ_y 、上下の速度指令値をｖ_z 、回転の速度指令値を回転角速度ωとする。
【００２１】
上述のように４種類の速度指令値ｖ_x ，ｖ_y ，ｖ_z ，ωがパソコン７に入力されると、これらの速度指令値ｖ_x ，ｖ_y ，ｖ_z ，ωはローパスフィルタ１４を通過して目標速度ｖ_x ^*，ｖ_y ^*，ｖ_z ^*，ω^* として設定され、これらの目標速度ｖ_x ^*，ｖ_y ^*，ｖ_z ^*，ω^* は地球座標に変換された後に時間積分される。このように目標速度ｖ_x ^*，ｖ_y ^*，ｖ_z ^*，ω^* を時間積分することによって無人ヘリコプタ１の地球座標における目標位置、つまり、前後方向の目標位置ｘ^* 、左右方向の位置ｙ^* 、上下方向の位置（高度）ｚ^* 及び回転方向の位置（方位角）ψ^* がそれぞれ次式によって求められる。尚、方位角ψ^* は無人ヘリコプタ１の機体の姿勢を示すパラメータである。
【００２２】
ｘ^* ＝∫ｖ_x ^*ｄｔ
ｙ^* ＝∫ｖ_y ^*ｄｔ
ｚ^* ＝∫ｖ_z ^*ｄｔ
ψ^* ＝∫ω^*ｄｔ
又、目標速度ｖ_x ^*，ｖ_y ^*，ｖ_z ^*，ω^* を時間微分することによって無人ヘリコプタ１の目標姿勢を示すパラメータとして図２に示すようにピッチ角θ^*、ロール角φ^*が求められる。
【００２３】
ここで、目標ピッチ角θ^* と目標ロール角φ^* の計算方法を図５及び図６に基づいて説明する。
【００２４】
図５及び図６は無人ヘリコプタ１が前進しながら右旋回している状態を示す側面図と後面図であり、ピッチ角θとロール角φはそれぞれ以下のようにして求められる。
【００２５】
１）ピッチ角θ：
図示のように無人ヘリコプタ１の機体に作用する推力をＴ、機体の質量をｍ、重力加速度をｇとすると上下方向の力の釣り合いから次式が成立する。尚、ピッチ角θは無人ヘリコプタの機首が上がる方向を正とする。
【００２６】
ｍｇ＝Ｔｃｏｓ（−θ） …（１）
又、機体に作用する慣性力はｍ・ｄｖ_x ／ｄｔとなるため、前後方向の力の釣り合いから次式が成立する。
【００２７】
ｍ・ｄｖ_x ／ｄｔ＝Ｔｓｉｎ（−θ） …（２）
上記（１），（２）式より次式が導かれる。
【００２８】
ｔａｎ（−θ）＝（ｄｖ_x ／ｄｔ）／ｇ
ここで、θが微小であるとするとｔａｎ（−θ）＝−θとみなすことができるため、ピッチ角θは次式によって求められる。
【００２９】
θ＝−（ｄｖ_x ／ｄｔ）／ｇ …（３）
２）ロール角φ：
上下方向の力の釣り合いから次式が成立する。
【００３０】
ｍｇ＝Ｔｃｏｓφ …（４）
又、機体に作用する遠心力はｍｖ_x ωとなるため、左右方向の力の釣り合いから次式が成立する。
【００３１】
ｍｖ_x ω＝Ｔｓｉｎφ …（５）
上記（４），（５）式より次式が導かれる。
【００３２】
ｔａｎφ＝ｖ_x ω／ｇ
ここで、φが微小であるとするとｔａｎφ＝φとみなすことができるため、ロール角φは次式によって求められる。
【００３３】
φ＝ｖ_x ω／ｇ …（６）
又、同様にして無人ヘリコプタ１が右移動しながら右旋回している場合のピッチ角θとロール角φはそれぞれ次式によって求められる。
【００３４】
θ＝ｖ_y ω／ｇ …（７）
φ＝（ｄｖ_y ／ｄｔ）／ｇ …（８）
ここで、ホバリング（停止）状態での釣り合い姿勢角θ₀ ，φ₀ とすると、結局、（３），（６），（７），（８）式よりピッチ角θとロール角φは次式によって求められる。
【００３５】
θ＝θ₀ −（ｄｖ_x ／ｄｔ）／ｇ＋ｖ_y ω／ｇ …（９）
φ＝φ₀ ＋（ｄｖ_y ／ｄｔ）／ｇ＋ｖ_x ω／ｇ …（１０）
従って、目標ピッチ角θ^* と目標ロール角φ^* は目標速度ｖ_x ^*，ｖ_y ^*，ω^* を用いて次式によって求められる。
【００３６】
θ^* ＝θ₀ ^*−（ｄｖ_x ^*／ｄｔ）／ｇ＋ｖ_y ^*ω^*／ｇ …（９）’
φ^* ＝φ₀ ^*＋（ｄｖ_y ^*／ｄｔ）／ｇ＋ｖ_x ^*ω^*／ｇ …（１０）’
他方、図１に示すＧＰＳ衛星８からの信号は無人ヘリコプタ１に設置された前記ＧＰＳアンテナ２ａ及びＧＰＳセンサ２と地上に設置されたＧＰＳアンテナ９及びＧＰＳ受信機１０によって受信され、図２のように無人ヘリコプタ１の地球座標における位置（緯度と経度及び高度）と速度（水平速度と左右速度及び鉛直速度）が検出され、これらは方位変換されて機体座標での値が求められ、更にアンテナ補正（ＧＰＳアンテナ２ａが無人ヘリコプタ１の機体重心位置に設置されていないための補正）されて機体の重心位置（前後方向位置ｘ、左右方向位置ｙ及び上下方向位置ｚ）と機体重心速度（前後方向速度ｖ_x 、左右方向速度ｖ_y 及び上下方向速度ｖ_z）の検出データが得られる。
【００３７】
又、無人ヘリコプタ１に設置された前記姿勢センサ３によって機体の姿勢（ピッチ角θ、ロール角φ、方位角ψ及び方位角速度ω）が検出される。
【００３８】
而して、上記検出データｘ，ｙ，ｚ，ｖ_x ，ｖ_y ，ｖ_z ，θ，φ，ψ，ωは通信装置６，１１による通信によってパソコン７に送信され、パソコン７においては前記目標値ｘ^* ，ｙ^* ，ｚ^* ，ｖ_x ^*，ｖ_y ^*，ｖ_z ^*，θ^* ，φ^* ，ψ^* ，ω^* と検出データｘ，ｙ，ｚ，ｖ_x ，ｖ_y ，ｖ_z ，θ，φ，ψ，ωとの差分（誤差）Δｘ，Δｙ，Δｚ，Δｖ_x ，Δｖ_y ，Δｖ_z ，Δθ，Δφ，Δψ，Δωが次式によって求められる。
【００３９】
Δｘ＝ｘ^* −ｘ
Δｙ＝ｙ^* −ｙ
Δｚ＝ｚ^* −ｚ
Δｖ_x ＝ｖ_x ^*−ｖ_x
Δｖ_y ＝ｖ_y ^*−ｖ_y
Δｖ_z ＝ｖ_z ^*−ｖ_z
Δθ＝θ^* −θ
Δφ＝φ^* −φ
Δψ＝ψ^* −ψ
Δω＝ω^* −ω
上式によって差分（誤差）Δｘ，Δｙ，Δｚ，Δｖ_x ，Δｖ_y ，Δｖ_z ，Δθ，Δφ，Δψ，Δωが求められると、これらを制御指令（エレベータサーボ指令（前後方向）、エルロンサーボ指令（左右方向）、コレクティブサーボ指令（上下方向）及びラダーサーボ指令（回転方向））として機体に搭載されたサーボモータに送信し、サーボモータによって前記差分Δｘ，Δｙ，Δｚ，Δｖ_x ，Δｖ_y ，Δｖ_z ，Δθ，Δφ，Δψ，Δωが０になるように機体の速度と姿勢が制御され、これによって無人ヘリコプタ１は所定のコースに沿って飛行する。
【００４０】
以上のように、本発明に係る飛行制御システムは、前後、左右、上下及び回転の４種類の速度指令値ｖ_x ，ｖ_y ，ｖ_z ，ωを用いて微分及び積分を含む演算を行って制御指令値を算出し、この制御指令値に基づいて無人ヘリコプタ１の飛行を制御するようにしたため、入力データの数が削減されて無人ヘリコプタ１の飛行を簡単に制御することが可能となるとともに、制御系の構成を単純化することができる。特に、速度指令値ｖ_x ，ｖ_y ，ｖ_z ，ωを入力するための速度指示ボタンをパソコン７の画面上に表示するようにしたため、制御系の構成を単純化することができる。
【００４１】
又、パソコン７のメモリ部７ｂ又は無人ヘリコプタ１に搭載された機体内演算処理装置４のメモリ部４ａに４種類の速度指令値ｖ_x ，ｖ_y ，ｖ_z ，ωとこれらを与える時間を記憶し、それを再現することによって自律プログラム飛行を行うことも可能となる。尚、速度指令値ｖ_x ，ｖ_y ，ｖ_z ，ω与える時間の設定方法としては、パソコン７の表示画面に表示された速度指示ボタンを押している時間によって設定する方法とその速度指示ボタンに予め固有の時間を設定しておく方法等がある。
【００４２】
更に、本実施の形態では、無線通信機器として図７に示すように携帯電話とＳＳ通信機及び特定小電力無線の３種類を接続し、１つの無線通信機器の受信状態が悪いためにデータが正しく送られていないときには他の機器に切り換えるようようにしている。具体的には、携帯電話、ＳＳ通信機、特定小電力無線の順に切り換えるようにしている。
【００４３】
ところで、無人ヘリコプタ１を目標の位置に速やかに移動させるための目標位置への制御も４種類の速度指令値Ｖ_x ，Ｖ_y ，Ｖ_z ，ωを用いることによって簡単に行うことができる。これを図８に基づいて説明する。
【００４４】
例えば、目標位置ｘ₀ ，ｙ₀ ，ｚ₀ と目標回転位置（方位角）ψ₀ が与えられたときに現在位置がｘ，ｙ，ｚ，ψであったとすると、各々の差分Δｘ₀ ，Δｙ₀ ，Δｚ₀ ，Δψ₀ を次式によってそれぞれ求める。
【００４５】
Δｘ₀ ＝ｘ₀ −ｘ
Δｙ₀ ＝ｙ₀ −ｙ
Δｚ₀ ＝ｚ₀ −ｚ
Δψ₀ ＝ψ₀ −ψ
そして、上記差分Δｘ₀ ，Δｙ₀ ，Δｚ₀ ，Δψ₀ を座標変換によって機体座標に変換してΔｘ_0B，Δｙ_0B，Δｚ_0B，Δψ_0Bを得る。
【００４６】
上記差分Δｘ_0B，Δｙ_0B，Δｚ_0B，Δψ_0Bを速度指令値として入力すると、これらの差分Δｘ_0B，Δｙ_0B，Δｚ_0B，Δψ_0Bが０でないとき（即ち、目標位置ｘ₀ ，ｙ₀ ，ｚ₀ ，ψ₀ と現在位置ｘ，ｙ，ｚ，ψがずれているとき）には、そのずれ量に比例した速度指令値が入力されるようにし、差分Δｘ_0B，Δｙ_0B，Δｚ_0B，Δψ_0Bが０になったとき（即ち、目標位置ｘ₀ ，ｙ₀ ，ｚ₀ ，ψ₀ と現在位置ｘ，ｙ，ｚ，ψが一致したとき）には速度指令値を０とする。
【００４７】
尚、目標位置への収束の速さを調整するために速度指令値と差分との間には係数を掛け、又、速度が余り速くならないように速度指令値のリミットも予め定めている。
【００４８】
【発明の効果】
以上の説明で明らかなように、本発明によれば、制御指令値に基づいて機体の速度と姿勢を制御する制御手段を搭載する無人ヘリコプタの飛行制御システムにおいて、前後、左右、上下及び回転の４種類の速度指令値を用いて微分及び積分を含む演算を行って前記制御指令値を算出するようにしたため、入力データの数を削減して無人ヘリコプタの飛行を簡単に制御することができるとともに、制御系の構成を単純化することができるという効果が得られる。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明に係る無人ヘリコプタの飛行制御システムの構成図である。
【図２】本発明に係る無人ヘリコプタの飛行制御システムの制御信号図である。
【図３】パソコンの表示画面を示す図である。
【図４】無人ヘリコプタの斜視図である。
【図５】無人ヘリコプタが前進しながら右旋回している状態を示す側面図である。
【図６】無人ヘリコプタが前進しながら右旋回している状態を示す後面図である。
【図７】地上側と機体側との通信手段を示すブロック図である。
【図８】無人ヘリコプタを目標の位置に速やかに移動させるための目標位置への制御方法を示すブロック図である。
【符号の説明】
１無人ヘリコプタ
２ＧＰＳセンサ
２ａＧＰＳアンテナ
３姿勢センサ
４機体内演算処理装置
４ａメモリ部
５，１２Ｉ／Ｆ基板
６，１１通信装置
７パソコン
７ａ飛行操作部
７ｂメモリ部
８ＧＰＳ衛星
９ＧＰＳアンテナ
１０ＧＰＳ受信機

Claims

制御指令値に基づいて機体の速度と姿勢を制御する制御手段を搭載する無人ヘリコプタの飛行制御システムにおいて、
機体の前後、左右、上下及び鉛直軸回りの回転の４種類の速度指令値を各々積分して、前後の位置指令値、左右の位置指令値、上下の位置指令値および方位角の姿勢指令値を算出し、
前記機体の前後の速度指令値および左右の速度指令値を各々微分し、係数を掛けることによって、ピッチ角の姿勢指令値およびロール角の姿勢指令値を算出するようにしたことを特徴とする無人ヘリコプタの飛行制御システム。
ＧＰＳセンサと機体に搭載された姿勢センサによって検出された機体の位置と速度及び姿勢の検出値と前記速度指令値に基づいて算出された機体の位置と速度及び姿勢の目標値との差分を前記制御指令値とし、この差分が０になるように前記制御手段は機体の速度と姿勢を制御することを特徴とする請求項１記載の無人ヘリコプタの飛行制御システム。
前記速度指令値とこれを与える時間を記憶し、それを再現することによって自律プログラム飛行を行うようにしたことを特徴とする請求項１記載の無人ヘリコプタの飛行制御システム。
前記速度指令値を入力するための速度指示ボタンをパソコンの画面上に表示させることを特徴とする請求項１記載の無人ヘリコプタの飛行制御システム。