JP6772211B2 - Flight equipment and flight equipment guidance system - Google Patents
Flight equipment and flight equipment guidance system Download PDFInfo
- Publication number
- JP6772211B2 JP6772211B2 JP2018073171A JP2018073171A JP6772211B2 JP 6772211 B2 JP6772211 B2 JP 6772211B2 JP 2018073171 A JP2018073171 A JP 2018073171A JP 2018073171 A JP2018073171 A JP 2018073171A JP 6772211 B2 JP6772211 B2 JP 6772211B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- flight
- main body
- flight device
- ground equipment
- unit
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical group C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 claims description 23
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims description 14
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 claims description 13
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims description 12
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 20
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 9
- 238000004590 computer program Methods 0.000 description 5
- 230000001141 propulsive effect Effects 0.000 description 5
- 230000006870 function Effects 0.000 description 3
- 206010034719 Personality change Diseases 0.000 description 2
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 2
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 2
- 238000012790 confirmation Methods 0.000 description 1
- 239000000470 constituent Substances 0.000 description 1
- 230000007423 decrease Effects 0.000 description 1
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 1
Images
Landscapes
- Optical Radar Systems And Details Thereof (AREA)
Description
本発明は、飛行装置および飛行装置誘導システムに関する。 The present invention relates to a flight device and a flight device guidance system.
近年、いわゆるドローンと称される飛行装置が普及している。飛行装置は、主に地上の操作者による無線または有線での遠隔操作によって飛行する。このように飛行装置を遠隔操作する場合、飛行装置の現在位置を同期的に取得する必要がある。特許文献1の場合、飛行装置の周囲に存在する障害物の情報を取得し、取得した情報に基づいて飛行装置の安全な飛行が確保される安全飛行範囲を設定している。そして、地上設備は、安全飛行範囲を飛行する飛行装置を追尾しつつ、飛行装置の誘導を実施している。 In recent years, so-called drones have become widespread. The flight device flies mainly by wireless or wired remote control by a ground operator. When the flight device is remotely controlled in this way, it is necessary to synchronously acquire the current position of the flight device. In the case of Patent Document 1, information on obstacles existing around the flight device is acquired, and a safe flight range in which safe flight of the flight device is ensured is set based on the acquired information. Then, the ground equipment guides the flight device while tracking the flight device flying in the safe flight range.
しかしながら、このように地上設備で飛行装置を追尾する場合、飛行装置の飛行姿勢によっては、地上設備が飛行装置を見失ってしまういわゆるトラッキングロストが生じることがある。トラッキングロストが生じると、飛行装置は地上設備からの誘導を受けることができず、飛行装置の飛行の不安定化を招くという問題がある。 However, when the flight device is tracked by the ground equipment in this way, so-called tracking lost may occur in which the ground equipment loses sight of the flight device depending on the flight attitude of the flight device. When tracking lost occurs, the flight device cannot receive guidance from the ground equipment, which causes a problem that the flight device becomes unstable.
そこで、本発明の目的は、飛行姿勢にかかわらず、トラッキングロストを低減する飛行装置および飛行装置誘導システムを提供することにある。 Therefore, an object of the present invention is to provide a flight device and a flight device guidance system that reduce tracking lost regardless of the flight attitude.
請求項1記載の発明では、地上設備から照射された光を地上設備へ反射する再帰反射部材は、重力方向において本体の下部の構造部に設けられている。地上設備は、この再帰反射部材から反射する光によって、飛行する本体を追尾する。そして、再帰反射部材を本体の下方に設けることによって、再帰反射部材で反射した光は、本体の飛行姿勢が変化しても本体に妨げられることなく地上設備へ到達する。特に、再帰反射部材を本体の下部にある構造部に設けることにより、再帰反射部材と本体との間の光路への本体の干渉が低減される。したがって、飛行姿勢にかかわらず、トラッキングロストを低減することができる。 In the invention according to claim 1, the retroreflective member that reflects the light emitted from the ground equipment to the ground equipment is provided in the lower structural portion of the main body in the direction of gravity. The ground equipment tracks the flying main body by the light reflected from this retroreflective member. Then, by providing the retroreflective member below the main body, the light reflected by the retroreflective member reaches the ground equipment without being hindered by the main body even if the flight attitude of the main body changes. In particular, by providing the retroreflective member in the structural portion at the lower part of the main body, the interference of the main body with the optical path between the retroreflective member and the main body is reduced. Therefore, tracking lost can be reduced regardless of the flight attitude.
以下、飛行装置を用いた飛行装置誘導システムの複数の実施形態を図面に基づいて説明する。なお、複数の実施形態において実質的に同一の構成部位には同一の符号を付し、説明を省略する。
(第1実施形態)
図1に示すように第1実施形態による飛行装置誘導システム10は、飛行装置11および地上設備12を備える。飛行装置11は、本体13、構造部14および再帰反射部材15を備えている。また、地上設備12は、測量部16および制御器17を備えている。飛行装置11は、地上設備12の測量部16から照射された光を再帰反射部材15で反射する。地上設備12の測量部16は、再帰反射部材15で反射した光を用いて飛行装置11を追尾して飛行装置11の飛行データを取得する。
Hereinafter, a plurality of embodiments of the flight device guidance system using the flight device will be described with reference to the drawings. In the plurality of embodiments, substantially the same constituent parts are designated by the same reference numerals, and the description thereof will be omitted.
(First Embodiment)
As shown in FIG. 1, the flight
飛行装置11の本体13は、腕部21およびスラスタ22を有している。腕部21は、本体13において放射状に延びて設けられ、先端にスラスタ22が設けられている。なお、本体13は、腕部21が放射状に延びる構成に限らず、円環状に形成し、周方向へ複数のスラスタ22を設ける構成など、任意の構成とすることができる。また、腕部21およびスラスタ22の数は、2つ以上であれば任意に設定することができる。
The
スラスタ22は、いずれもモータ23、軸部材24、プロペラ25およびピッチ変更機構部26を有している。モータ23は、プロペラ25を駆動する駆動源である。モータ23は、バッテリ27などの電源から供給される電力によって駆動される。モータ23の回転は、図示しない回転子と一体になった軸部材24を通してプロペラ25に伝達される。プロペラ25は、モータ23によって回転駆動される。ピッチ変更機構部26は、サーボモータ28が発生する駆動力によって、プロペラ25のピッチを変更する。サーボモータ28は、バッテリ27から供給される電力によって駆動される。スラスタ22は、モータ23でプロペラを25駆動することによって推進力を発生する。このとき、スラスタ22から発生する推進力の大きさおよび推進力の向きは、モータ23の回転数およびプロペラ25のピッチを変更することによって制御される。
Each of the
飛行装置11は、制御ユニット30および通信部31を備えている。制御ユニット30は、図2に示すように制御演算部32および記憶部33を有している。制御演算部32は、CPU、ROMおよびRAMを有するマイクロコンピュータで構成されている。制御演算部32は、CPUでROMに記憶されているコンピュータプログラムを実行することにより飛行装置11の全体を制御する。制御演算部32は、コンピュータプログラムを実行することにより、状態取得部34および飛行制御部35をソフトウェア的に実現している。なお、状態取得部34および飛行制御部35は、ソフトウェア的に限らず、ハードウェア的、あるいはソフトウェアとハードウェアとの協働によって実現してもよい。記憶部33は、例えば不揮発性メモリなどを有している。記憶部33は、予め設定された飛行計画をデータとして記憶している。飛行計画は、例えば飛行装置11が飛行する飛行ルートや飛行高度などが含まれている。通信部31は、地上設備12との間で無線または有線で通信する。
The
状態取得部34は、本体13の傾きや本体13に加わる加速度などから飛行装置11の飛行状態を取得する。具体的には、状態取得部34は、GPSセンサ41、加速度センサ42、角速度センサ43、地磁気センサ44および高度センサ45などと接続している。GPSセンサ41は、GPS衛星から出力されるGPS信号を受信する。また、加速度センサ42は、3次元の3つの軸方向において本体13に加わる加速度を検出する。角速度センサ43は、3次元の3つの軸方向において本体13に加わる角速度を検出する。地磁気センサ44は、3次元の3つの軸方向における地磁気を検出する。高度センサ45は、天地方向における高度を検出する。
The
状態取得部34は、これらGPSセンサ41で受信したGPS信号、加速度センサ42で検出した加速度、角速度センサ43で検出した角速度、地磁気センサ44で検出した地磁気などから本体13の飛行姿勢、飛行方向および飛行速度を検出する。また、状態取得部34は、GPSセンサ41で検出したGPS信号と各種のセンサによる検出値から本体13の飛行位置を検出する。さらに、状態取得部34は、高度センサ45で検出した高度から本体13の飛行高度を検出する。このように、状態取得部34は、本体13の飛行姿勢、飛行位置および飛行高度など、本体13の飛行に必要な情報を飛行状態として検出する。状態取得部34は、これらに加え、可視的な画像を取得する図示しないカメラ、あるいは周囲の物体までの距離を測定する図示しないLIDAR(Light Detection And Ranging)などに接続してもよい。
The
飛行制御部35は、本体13の飛行を、自立制御モードまたは遠隔制御モードによって制御する。自立制御モードは、操作者の操作または地上設備12からの誘導によらずに、本体13を自立的に飛行させる飛行モードである。自立制御モードのとき、飛行制御部35は、記憶部33に記憶されている飛行計画に沿って、本体13の飛行を自動的に制御する。すなわち、飛行制御部35は、この自立制御モードのとき、状態取得部34で検出した本体13の飛行状態に基づいて、スラスタ22の推進力を制御する。これにより、飛行制御部35は、操作者の操作および地上設備12からの誘導によらず、本体13を飛行計画に沿って自動的に飛行させる。一方、遠隔制御モードは、操作者の操作または地上設備12からの誘導にしたがって本体13を飛行させる飛行モードである。遠隔制御モードのとき、地上設備12は、遠隔から本体13の飛行状態を制御する。操作者が本体12の飛行状態を操作する場合、操作者は地上設備12を通して操作の意思を入力する。また、地上設備12が本体13を誘導する場合、地上設備12は予め設定されている飛行計画に沿って本体13を誘導する。飛行制御部35は、地上設備12による誘導、および状態取得部34で取得した飛行状態に基づいてスラスタ22の推進力を制御する。これにより、飛行制御部35は、操作者の意思による操作または地上設備12からの誘導に基づいて本体13を飛行させる。
The
図1に示すように飛行装置11の構造部14は、重力方向において本体13の下側に設けられている。すなわち、構造部14は、本体13において地上設備12に近い下側に設けられている。そして、再帰反射部材15は、この構造部14に設けられている。再帰反射部材15は、地上設備12の測量部16から照射された光を、この測量部16に向けて反射する。すなわち、再帰反射部材15は、照射された光を、光源である測量部16に向けて反射する。なお、構造部14は、本体13の下側に設けられているのであれば、第1実施形態のように本体13から突出する構成に限らず、本体13と一体化したり、本体13に埋没したりする構成としてもよい。
As shown in FIG. 1, the
地上設備12は、上述のように測量部16および制御器17を備えている。制御器17は、図2に示すように制御演算部51、測量制御部52、制御データ作成部53および地上通信部54を有している。制御演算部51は、CPU、ROMおよびRAMを有するマイクロコンピュータで構成されている。制御演算部51は、CPUでROMに記憶されたコンピュータプログラムを実行することにより、地上設備12の全体を制御する。制御演算部51は、コンピュータプログラムを実行することにより、測量制御部52および制御データ作成部53をソフトウェア的に実現している。なお、これら測量制御部52および制御データ作成部53は、ソフトウェア的に限らず、ハードウェア的、あるいはソフトウェアとハードウェアとの協働によって実現してもよい。
The
測量部16は、照射部161、受光部162およびデータ処理部163を有している。照射部161は、例えばレーザ光などの光を照射する。照射部161は、連続的、または所定の間隔で定期的にレーザ光を照射する。受光部162は、飛行装置11に設けられている再帰反射部材15で反射した光を受光する。すなわち、受光部162は、照射部161から照射され、飛行装置11の再帰反射部材15で反射した光を受光する。
The surveying
測量制御部52は、測量部16の制御を実行する。具体的には、測量制御部52は、例えば図示しないモータやアクチュエータなどを用いて測量部16を任意の方向へ駆動し、飛行する飛行装置11に向けて測量部16を追尾させる。これとともに、測量制御部52は、照射部161を制御して光の照射を実行するとともに、受光部162を制御して光の受光を実行する。このように、測量制御部52は、飛行装置11へ向けて測量部16を追尾させながら、飛行装置11への光の照射および反射した光の受光を制御する。データ処理部163は、制御演算部51でコンピュータプログラムを実行することにより、ソフトウェア的に実現されている。このデータ処理部163も、ソフトウェア的に限らず、ハードウェア的、またはソフトウェアとハードウェアとの協働によって実現してもよい。
The
データ処理部163は、受光部162で受光した光から、飛行装置11の飛行データを取得する。この飛行データは、地上設備12から飛行装置11までの距離、および地上設備12に対する飛行装置11の角度を少なくとも含んでいる。すなわち、データ処理部163は、受光部162で受光した光から、飛行装置11までの距離と、飛行装置11の角度とを飛行データとして取得する。飛行装置11の角度とは、地上設備12の測量部16を基準点とし、基準点を中心とする水平方向の角度および垂直方向の角度である。つまり、測量部16を基準点としたとき、水平方向には0〜360°の水平角度が設定され、垂直方向には0〜90°の垂直角度が設定される。この場合、水平角度の基準となる「0°」は、例えば地図座標における「北」などのように任意に設定される。また、垂直角度の基準となる「0°」は、例えば地面と平行な面に設定される。データ処理部163は、受光部162で受光した光から、飛行装置11の水平角度および垂直角度を取得する。
The
制御データ作成部53は、飛行装置11の飛行を制御するための制御データを作成する。具体的には、制御データ作成部53は、測量部16で取得した飛行データに基づいて制御データを作成する。すなわち、制御データ作成部53は、飛行データに含まれる飛行装置11までの距離や飛行装置11の角度に基づいて、飛行装置11の飛行速度、飛行位置および飛行高度を設定するための制御データを作成する。地上通信部54は、制御データ作成部53で作成された制御データを、飛行装置11へ送信する。すなわち、制御データ作成部53で作成された制御データは、地上通信部54から飛行装置11の通信部31へ送信される。通信部31において制御データを受信した飛行装置11の飛行制御部35は、地上設備12から送信された制御データ、および状態取得部34で取得した飛行装置11の飛行状態に基づいてスラスタ22を制御する。これにより、飛行装置11は、地上設備12からの指示にしたがって飛行する。
The control
第1実施形態では、地上設備12から照射された光を地上設備12へ反射する再帰反射部材15は、重力方向において本体13の下部の構造部14に設けられている。地上設備12は、この再帰反射部材15から反射する光によって、飛行する本体13を追尾する。そして、再帰反射部材15を本体13の下方に設けることによって、再帰反射部材15で反射した光は、本体13の飛行姿勢が変化しても本体13の各部に妨げられることなく地上設備12へ到達する。特に、再帰反射部材15を本体13の下部にある構造部14に設けることにより、再帰反射部材15と本体13との間の光路への本体13の干渉が低減される。すなわち、例えば腕部21や回転するプロペラ25と光路との干渉は低減される。したがって、飛行装置11の飛行姿勢にかかわらず、トラッキングロストを低減することができる。
In the first embodiment, the
(第2実施形態)
第2実施形態による飛行装置誘導システムに用いる飛行装置を図3に示す。
第2実施形態による飛行装置11は、降着装置としての支持部60を有している。図3に示す第2実施形態の場合、支持部60は、スラスタ22の下方に設けられている。地上設備12で飛行装置11を追尾する場合、飛行装置11に設けられている再帰反射部材15は離陸前から地上設備12によって確認される位置になければならない。すなわち、再帰反射部材15は、離陸前であっても測量部16までの光路上に位置しなければならない。そのため、飛行装置11は、支持部60によって地面との間に所定の間隔を確保している。このように再帰反射部材15は、離陸前であっても支持部60に支持された本体13の下方に露出し、地上設備12からの確認を容易にしている。
(Second Embodiment)
The flight device used in the flight device guidance system according to the second embodiment is shown in FIG.
The
ところで、支持部60を設けると、地上設備12と再帰反射部材15との間の光路に支持部60が干渉するおそれがある。つまり、飛行装置11の飛行姿勢によっては、地上設備12と再帰反射部材15との間の光路中を支持部60が横切るおそれがある。このように、支持部60が光路を横切ると、地上設備12による飛行装置11の追尾が妨げられ、トラッキングロストの原因となる。そこで、第2実施形態では、図3に示すように構造部14は本体13の下方へ延びており、先端が支持部60よりも下方に位置する。再帰反射部材15は、この構造部14の先端すなわち地上に近い下端に設けられている。これにより、再帰反射部材15は、支持部60よりも下方に設けられる。その結果、飛行装置11の飛行姿勢にかかわらず、地上設備12と再帰反射部材15との間の光路に支持部60が干渉することがない。
By the way, if the
一方、支持部60よりも下方まで構造部14が突出すると、飛行装置11の着陸時において再帰反射部材15、および再帰反射部材15が設けられた構造部14は、地面と接触または干渉するおそれがある。そこで、第2実施形態の飛行装置11は、駆動部61を備えていてもよい。駆動部61は、図4に示すように構造部14を駆動して、構造部14を本体13側へ折り畳む。これにより、構造部14および構造部14に設けられている再帰反射部材15は、飛行装置11の着陸時または離陸時において支持部60よりも下方へ突出しない。
On the other hand, if the
このように構造部14を折り畳む場合、駆動部61は電動または油圧などによって構造部14を折り畳む構成とすることができる。また、駆動部61は、図5および図6に示すように構造部14とリンク機構62で接続された案内部63を有していてもよい。案内部63は、棒状の棒部64と、この棒部64の先端に設けられたローラ65とを有している。棒部64は、ローラ65と反対側の端部が旋回可能に構造部14と接続されている。すなわち、構造部14と棒部64とは、所定の角度で一体に接続されている。この構造部14と棒部64との接続部分は、支点となる。そして、これら一体となった構造部14と棒部64とは、図6に示すように支点を中心として旋回する。これにより、飛行装置11が着陸する際に高度を下げてローラ65が地面66に接すると、案内部63の先端に設けられているローラ65は本体13から遠ざかる方向へ移動する。このローラ65の移動にともなって一体の棒部64および構造部14は、支点を中心に旋回する。そのため、再帰反射部材15が設けられている構造部14は、本体13側へ引き込まれる。その結果、飛行装置11の支持部60が地面66に接する前に、構造部14および再帰反射部材15は地面66に接することなく折り畳まれる。
When the
以上説明した第2実施形態では、再帰反射部材15は、本体13から突出する構造部14の先端すなわち地面66に近い下端に設けられている。これにより、再帰反射部材15は、支持部60よりも下方に設けられる。そのため、飛行装置11の飛行姿勢にかかわらず、地上設備12と再帰反射部材15との間の光路に支持部60が干渉することはない。したがって、飛行装置11の飛行姿勢にかかわらず、トラッキングロストを低減することができる。
In the second embodiment described above, the
また、第2実施形態では、再帰反射部材15が設けられている構造部14は、駆動部61によって本体13側へ折り畳まれる。そのため、飛行装置11の離陸時または着陸時において、構造部14および構造部14に設けられている再帰反射部材15は、支持部60よりも下方へ突出しない。したがって、トラッキングロストを低減するために突出する構造部14の先端に再帰反射部材15を設ける場合でも、飛行装置11の着陸時に構造部14および再帰反射部材15と地面66との干渉を回避することができる。
Further, in the second embodiment, the
(第3実施形態)
第3実施形態による飛行装置誘導システムに用いる飛行装置を図7および図8に示す。
図7および図8に示すように第3実施形態による飛行装置11は、ジンバル70を備えている。ジンバル70は、本体13と構造部14との間に設けられている。ジンバル70は、本体13と構造部14との間の姿勢を制御する。すなわち、ジンバル70は、地面66に対する構造部14の姿勢を一定に保持する。具体的には、ジンバル70は、再帰反射部材15が設けられている構造部14を地面66に対して概ね垂直に維持する。これにより、構造部14の先端に設けられている再帰反射部材15は、地面66に対する姿勢が常に一定となる。その結果、飛行装置11の飛行姿勢が変化しても、再帰反射部材15の姿勢の変化が小さい。
(Third Embodiment)
The flight device used in the flight device guidance system according to the third embodiment is shown in FIGS. 7 and 8.
As shown in FIGS. 7 and 8, the
第3実施形態では、本体13と構造部14との間にジンバル70を備えている。そのため、構造部14の先端に設けられている再帰反射部材15は、飛行装置11の飛行姿勢が変化しても、移動量が小さくなる。これにより、地上設備12は、飛行装置11の飛行姿勢にかかわらず、再帰反射部材15の追尾が容易になる。したがって、飛行装置11の機動が大きくなっても、トラッキングロストを低減することができる。
In the third embodiment, the
(第4実施形態)
第4実施形態による飛行装置誘導システムに用いる飛行装置を図9〜図12に示す。
第4実施形態による飛行装置11は、図9および図10に示すように支持部60を備えている。支持部60は、スラスタ22の下方に設けられている。また、支持部60は、図11および図12に示すように本体13の下方に設けてもよい。支持部60は、飛行装置11の着陸時または離陸時において地面66に対して本体13を支持する。第4実施形態では、図10および図12に示すようにこの支持部60は折り畳み可能である。すなわち、第4実施形態による飛行装置11は、構造部14である支持部60を折り畳む折り畳み機構部71を備えている。
(Fourth Embodiment)
The flight devices used in the flight device guidance system according to the fourth embodiment are shown in FIGS. 9 to 12.
The
このように折り畳み機構部71によって支持部60を折り畳み可能とすることにより、支持部60は離陸後に本体13側に折り畳まれる。これにより、離陸した後、飛行装置11の姿勢が変化しても、地上設備12と再帰反射部材15との間の光路への支持部60の干渉が低減される。したがって、支持部60を備える飛行装置11の姿勢が変化しても、トラッキングロストを低減することができる。
By making the
(第5実施形態)
第5実施形態による飛行装置誘導システムに用いる飛行装置を図13および図14に示す。
第5実施形態による飛行装置11の場合、図13に示すように構造部14は本体13を支持する支持部60である。すなわち、構造部14は、着陸時に本体13を地面66に支持する支持部60として機能する。第5実施形態の場合、構造部14は、図13に示すようにスラスタ22の下方に設けられている。また、構造部14は、図14に示すように本体13の下方に設けてもよい。そして、第5実施形態では、再帰反射部材15は、この構造部14に設けられている。再帰反射部材15は、図13および図14に示すように複数の構造部14のうちのいずれか1つに設けられている。
(Fifth Embodiment)
The flight device used in the flight device guidance system according to the fifth embodiment is shown in FIGS. 13 and 14.
In the case of the
また、再帰反射部材15は、図15に示すように複数の構造部14のうち2つ以上の構造部14に設けてもよい。このとき、再帰反射部材15は、構造部14である支持部60において下端に限らず、長さ方向の途中に設けてもよい。再帰反射部材15を構造部14の長さ方向において中間に設けることにより、地上設備12は離陸前から本体13の再帰反射部材15を認識することができる。この場合も、構造部14である支持部60は、スラスタ22の下方に設けてもよい。
Further, as shown in FIG. 15, the
このように、第5実施形態では、支持部60として機能する構造部14に再帰反射部材15が設けられている。そのため、再帰反射部材15は、構造部14によって地上設備12までの光路が遮られることがない。その結果、飛行装置11の飛行姿勢が変化しても、地上設備12は再帰反射部材15を確実に追尾する。したがって、飛行装置11の姿勢が変化しても、トラッキングロストを低減することができる。
As described above, in the fifth embodiment, the
(第6実施形態)
第6実施形態による飛行装置誘導システムに用いる飛行装置を図16および図17に示す。
第6実施形態による飛行装置11の場合、図16および図17に示すように飛行装置11は、本体13と構造部14との間に回転駆動部72を有している。回転駆動部72は、ヨー軸を中心として本体13と構造部14とを相対的に回転駆動する。第6実施形態では、第5実施形態と同様に構造部14は本体13を支持する支持部60として機能する。そして、再帰反射部材15は、この構造部14に設けられている。構造部14は、回転駆動部72によって本体13に対して相対的に回転する。これにより、構造部14に設けられている再帰反射部材15は、ヨー軸を中心として任意の位置に移動する。
(Sixth Embodiment)
The flight device used in the flight device guidance system according to the sixth embodiment is shown in FIGS. 16 and 17.
In the case of the
飛行装置11が飛行しているとき、本体13に対して構造部14を回転することにより、飛行装置11の飛行姿勢にかかわらず構造部14に設けられている再帰反射部材15は特定の向きに設定することができる。すなわち、飛行装置11がヨー軸を中心に旋回するときでも、構造部14に設けられている再帰反射部材15は特定の向きに維持される。具体的には、構造部14に設けられている再帰反射部材15は、飛行装置11がヨー軸を中心に旋回しても、地上設備12を向いたままとなる。その結果、飛行装置11が旋回しても、地上設備12は再帰反射部材15を捉えて追尾しやすくなる。したがって、飛行装置11の姿勢が変化しても、トラッキングロストを低減することができる。
When the
(第7実施形態)
第7実施形態による飛行装置誘導システムの飛行装置について説明する。
第7実施形態は、飛行装置11の構成としては上述の第1実施形態から第7実施形態のいずれにも適用可能な制御に関する実施形態である。すなわち、第7実施形態は、飛行装置11の飛行制御部35による制御に関する実施形態である。
(7th Embodiment)
The flight device of the flight device guidance system according to the seventh embodiment will be described.
The seventh embodiment is an embodiment relating to control that can be applied to any of the above-mentioned first to seventh embodiments as the configuration of the
第7実施形態の場合、飛行制御部35は、本体13の飛行姿勢を再帰反射部材15が地上設備12を向く側へ制御する。飛行装置11は、飛行中にヨー軸、ロール軸およびピッチ軸を中心とする複合的な姿勢の変化を生じる。このとき、飛行制御部35は、本体13の構造部14に設けられている再帰反射部材15が地上設備12を向くように本体13の飛行姿勢を制御する。つまり、機動によって本体13の飛行姿勢が変化する場合でも、飛行制御部35は再帰反射部材15が地上設備12に向く姿勢を維持するようにスラスタ22の出力を制御する。その結果、飛行装置11が旋回しても、地上設備12は再帰反射部材15を捉えて追尾しやすくなる。したがって、飛行装置11の姿勢が変化しても、トラッキングロストを低減することができる。
In the case of the seventh embodiment, the
(第8実施形態)
第8実施形態による飛行装置誘導システムの飛行装置を図18に示す。
第8実施形態では、図18に示すように飛行装置11は、本体13と、再帰反射部材15を備えている。すなわち、第8実施形態の飛行装置11は、構造部14に相当する構成を備えていない。第8実施形態の場合、再帰反射部材15は、本体13の重心に設けられている。飛行装置11は、ヨー軸、ロール軸およびピッチ軸を中心とする複合的な姿勢の変化を生じる。このとき、飛行装置11は、重心または重心に近い位置における姿勢の変化量がその他の部分に比較して小さくなる。すなわち、飛行装置11の飛行姿勢が変化したときでも、重心または重心に近い位置では、その変化量が小さくなる。
(8th Embodiment)
The flight device of the flight device guidance system according to the eighth embodiment is shown in FIG.
In the eighth embodiment, as shown in FIG. 18, the
そこで、第8実施形態では、本体13において重心または重心に近い位置に再帰反射部材15を設けることにより、飛行装置11の飛行姿勢が変化しても、再帰反射部材15の位置の変化は小さい。その結果、飛行装置11の飛行姿勢が変化しても、地上設備12は再帰反射部材15を捉えて追尾しやすくなる。したがって、飛行装置11の姿勢が変化しても、トラッキングロストを低減することができる。
Therefore, in the eighth embodiment, by providing the
(第9実施形態)
第9実施形態による飛行装置誘導システムの飛行装置について説明する。
第9実施形態は、飛行装置11の構成としては上述の第1実施形態から第8実施形態のいずれにも適用可能な制御に関する実施形態である。すなわち、第9実施形態は、飛行装置11の飛行制御部35による制御に関する実施形態である。
(9th Embodiment)
The flight device of the flight device guidance system according to the ninth embodiment will be described.
The ninth embodiment is an embodiment relating to control that can be applied to any of the above-mentioned first to eighth embodiments as the configuration of the
第9実施形態の場合、飛行制御部35は、地上設備12と本体13との間の距離に応じて、本体13の飛行速度または本体の加速度のうち少なくともいずれか一方に制限を加える。図19に示すように地上設備12と本体13との距離が小さいとき、本体13のわずかな移動でも、これを追尾する測量部16の位置の変化量Dは大きくなる。一方、図20に示すように地上設備12と本体13との距離が大きくなるにしたがって、本体13の移動量が大きくなっても、これを追尾する測量部16の位置の変化量Dは小さくなる。すなわち、地上設備12から本体13までの距離が小さくなるほど、本体13が高速または急激な移動をすると、測量部16による追尾は困難になる。
In the case of the ninth embodiment, the
そこで、第9実施形態では、飛行制御部35は、地上設備12から本体13までの間の距離が小さいとき、本体13の飛行速度または本体13の加速度の最大値を制限する。つまり、飛行制御部35は、地上設備12から本体13までの距離が小さいとき、本体13の飛行速度を小さくし、本体13の移動時における加速度も小さくする。この場合、飛行制御部35は、飛行速度または加速度のいずれか一方を制限してもよく、飛行速度および加速度の双方を制限してもよい。また、飛行制御部35は、地上設備12と本体13との間の距離に応じて、連続的に制限値を設定してもよく、距離に応じて2段階以上で段階的に制限値を設定してもよい。
Therefore, in the ninth embodiment, the
このように飛行制御部35が飛行速度または加速度の最大値に制限を加えることにより、飛行装置11の飛行速度または加速度は地上設備12が追尾可能な範囲に設定される。そのため、地上設備12と本体13との間の距離が小さいときでも、地上設備12は再帰反射部材15を捉えて追尾しやすくなる。したがって、トラッキングロストを低減することができる。
By limiting the maximum value of the flight speed or acceleration by the
以上説明した本発明は、上記実施形態に限定されるものではなく、その要旨を逸脱しない範囲で種々の実施形態に適用可能である。
本開示は、実施例に準拠して記述されたが、本開示は当該実施例や構造に限定されるものではないと理解される。本開示は、様々な変形例や均等範囲内の変形をも包含する。加えて、様々な組み合わせや形態、さらには、それらに一要素のみ、それ以上、あるいはそれ以下、を含む他の組み合わせや形態をも、本開示の範疇や思想範囲に入るものである。
The present invention described above is not limited to the above-described embodiment, and can be applied to various embodiments without departing from the gist thereof.
Although the present disclosure has been described in accordance with the examples, it is understood that the present disclosure is not limited to the examples and structures. The present disclosure also includes various modifications and modifications within an equal range. In addition, various combinations and forms, as well as other combinations and forms that include only one element, more, or less, are also within the scope of the present disclosure.
図面中、10は飛行装置誘導システム、11は飛行装置、12は地上設備、13は本体、14は構造部、15は再帰反射部材、16は測量部、35は飛行制御部、53は制御データ作成部、54は地上通信部、60は支持部、70はジンバル、71は折り畳み機構部を示す。 In the drawing, 10 is a flight device guidance system, 11 is a flight device, 12 is a ground equipment, 13 is a main body, 14 is a structural part, 15 is a retroreflection member, 16 is a surveying part, 35 is a flight control part, and 53 is control data. The creation unit, 54 is a terrestrial communication unit, 60 is a support unit, 70 is a gimbal, and 71 is a folding mechanism unit.
Claims (8)
本体(13)と、
着陸時に前記本体(13)を地面に支持する支持部(60)と、
重力方向において前記本体(13)の下側に設けられ、前記支持部(60)よりも前記本体(13)と反対側へ突出している構造部(14)と、
前記構造部(14)に設けられ、地上設備(12)から照射された光を前記地上設備(12)へ向けて反射する再帰反射部材(15)と、を備え、
前記構造部(14)は、前記地上設備(12)と前記再帰反射部材(15)との間の光路と干渉しないように前記本体(13)側へ折り畳み可能である飛行装置。 A flight device that is tracked from the ground equipment (12) without using images.
Main body (13) and
A support portion (60) that supports the main body (13) on the ground at the time of landing,
A structural portion (14) provided below the main body (13) in the direction of gravity and protruding from the support portion (60) to the side opposite to the main body (13).
A retroreflective member (15) provided in the structural portion (14) and reflecting the light emitted from the ground equipment (12) toward the ground equipment (12) is provided.
The structural portion (14) is a flight device that can be folded toward the main body (13) so as not to interfere with the optical path between the ground equipment (12) and the retroreflective member (15) .
本体(13)と、
前記本体(13)と接続されている構造部(14)と、
着陸時に前記本体(13)を地面に支持する支持部(60)と、
前記構造部(14)に設けられ、地上設備(12)から照射された光を前記地上設備(12)へ向けて反射する再帰反射部材(15)と、
前記支持部(60)を、前記地上設備(12)と前記再帰反射部材(15)との間の光路と干渉しないように前記本体(13)側へ折り畳む折り畳み機構部(71)と、
を備える飛行装置。 A flight device that is tracked from the ground equipment (12) without using images.
Main body (13) and
The structural part (14) connected to the main body (13) and
A support portion (60) that supports the main body (13) on the ground at the time of landing,
A retroreflective member (15) provided in the structural portion (14) and reflecting the light emitted from the ground equipment (12) toward the ground equipment (12).
A folding mechanism portion (71) that folds the support portion (60) toward the main body (13) so as not to interfere with the optical path between the ground equipment (12) and the retroreflective member (15) .
A flight device equipped with.
を備える請求項1から6のいずれか一項記載の飛行装置。The flight apparatus according to any one of claims 1 to 6.
前記地上設備(12)は、The ground equipment (12)
前記飛行装置(11)に設けられた前記再帰反射部材(15)から反射する光から、前記飛行装置(11)を追尾して前記飛行装置(11)の飛行データを取得する測量部(16)と、A surveying unit (16) that tracks the flight device (11) from the light reflected from the retroreflective member (15) provided in the flight device (11) and acquires flight data of the flight device (11). When,
前記測量部(16)で取得した前記飛行データに基づいて、前記飛行装置(11)の飛行を制御するための制御データを作成する制御データ作成部(53)と、A control data creation unit (53) that creates control data for controlling the flight of the flight device (11) based on the flight data acquired by the surveying unit (16).
前記制御データ作成部(53)で作成された前記制御データを、前記飛行装置(11)へ送信する地上通信部(54)と、を有する飛行装置誘導システム。A flight device guidance system including a ground communication unit (54) that transmits the control data created by the control data creation unit (53) to the flight device (11).
Priority Applications (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2018073171A JP6772211B2 (en) | 2018-04-05 | 2018-04-05 | Flight equipment and flight equipment guidance system |
PCT/JP2019/014969 WO2019194277A1 (en) | 2018-04-05 | 2019-04-04 | Flying device and flying device guidance system |
US17/060,414 US20210026375A1 (en) | 2018-04-05 | 2020-10-01 | Aircraft and aircraft guidance system |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2018073171A JP6772211B2 (en) | 2018-04-05 | 2018-04-05 | Flight equipment and flight equipment guidance system |
Publications (3)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2019182089A JP2019182089A (en) | 2019-10-24 |
JP2019182089A5 JP2019182089A5 (en) | 2020-05-21 |
JP6772211B2 true JP6772211B2 (en) | 2020-10-21 |
Family
ID=68338999
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2018073171A Active JP6772211B2 (en) | 2018-04-05 | 2018-04-05 | Flight equipment and flight equipment guidance system |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JP6772211B2 (en) |
Families Citing this family (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
WO2021100152A1 (en) * | 2019-11-20 | 2021-05-27 | 日本電気株式会社 | Moving body control system, moving body control device, and moving body control method |
JP7434131B2 (en) | 2020-10-14 | 2024-02-20 | 株式会社日立製作所 | Parking support system |
Family Cites Families (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2006284385A (en) * | 2005-03-31 | 2006-10-19 | Nec Toshiba Space Systems Ltd | Reference station system for gps satellite |
JP5882951B2 (en) * | 2013-06-14 | 2016-03-09 | 株式会社トプコン | Aircraft guidance system and aircraft guidance method |
JP6693765B2 (en) * | 2016-02-26 | 2020-05-13 | 株式会社トプコン | Flight object tracking method and flight object guidance system |
JP2017173254A (en) * | 2016-03-25 | 2017-09-28 | 東京電力ホールディングス株式会社 | Radiation dosimetry device |
-
2018
- 2018-04-05 JP JP2018073171A patent/JP6772211B2/en active Active
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JP2019182089A (en) | 2019-10-24 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP6671375B2 (en) | How to fly a drone | |
US20200019189A1 (en) | Systems and methods for operating unmanned aerial vehicle | |
US20150377405A1 (en) | Inspection systems | |
JP6100868B1 (en) | Unmanned moving object control method and unmanned moving object monitoring device | |
EP2403757B1 (en) | Unmanned air vehicle (uav), control system and method | |
EP2885676B1 (en) | Flying camera with string assembly for localization and interaction | |
US20190346562A1 (en) | Systems and methods for radar control on unmanned movable platforms | |
EP3619112A1 (en) | Relay drone method | |
KR20210129666A (en) | Unmanned aerial vehicle with crash-tolerant propulsion and controller | |
JP5713231B2 (en) | Flying object | |
KR20200084036A (en) | A system for forming a two-degree-of-freedom actuator, for example, a system for changing the pitch angle of a blade of a propeller during rotation | |
JP2019064280A (en) | Flight device | |
JP7123774B2 (en) | flight control system | |
JP2018042477A (en) | Automatic reaping system | |
JP6229184B2 (en) | Aircraft and control method of aircraft | |
JP6772211B2 (en) | Flight equipment and flight equipment guidance system | |
US20200070968A1 (en) | Safe Unmanned Aircraft | |
JP2020118641A (en) | Multi-copter | |
JP2019051755A (en) | Maneuvering system of flight device | |
US20210026375A1 (en) | Aircraft and aircraft guidance system | |
JP7063578B2 (en) | Flight equipment | |
JP6547446B2 (en) | Driver assistance control device | |
WO2022075165A1 (en) | Autonomous mobile device, flying system, control method, and program | |
CN106774368B (en) | Aircraft control and remote control method, aircraft, remote control equipment and aircraft system | |
KR101725649B1 (en) | Unmanned aerial vehicle and remote controller for the unmanned aerial vehicle |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20200410 |
|
A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20200410 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20200616 |
|
A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20200805 |
|
TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20200901 |
|
A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20200930 |
|
R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Ref document number: 6772211 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |