JP6772211B2 - Flight equipment and flight equipment guidance system - Google Patents

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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.

特許第5882951号明細書Japanese Patent No. 5882951

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.

第1実施形態による飛行装置誘導システムを示す模式図Schematic diagram showing a flight device guidance system according to the first embodiment 第1実施形態による飛行装置誘導システムにおける飛行装置の構成を示す概略的なブロック図Schematic block diagram showing the configuration of a flight device in the flight device guidance system according to the first embodiment. 第2実施形態による飛行装置誘導システムにおける飛行装置を示す模式図Schematic diagram showing a flight device in the flight device guidance system according to the second embodiment. 第2実施形態による飛行装置誘導システムにおける飛行装置を示す模式図Schematic diagram showing a flight device in the flight device guidance system according to the second embodiment. 第2実施形態による飛行装置誘導システムにおける飛行装置を示す模式図Schematic diagram showing a flight device in the flight device guidance system according to the second embodiment. 第2実施形態による飛行装置誘導システムにおける飛行装置を示す模式図Schematic diagram showing a flight device in the flight device guidance system according to the second embodiment. 第3実施形態による飛行装置誘導システムにおける飛行装置を示す模式図Schematic diagram showing a flight device in the flight device guidance system according to the third embodiment. 第3実施形態による飛行装置誘導システムにおける飛行装置を示す模式図Schematic diagram showing a flight device in the flight device guidance system according to the third embodiment. 第4実施形態による飛行装置誘導システムにおける飛行装置を示す模式図Schematic diagram showing a flight device in the flight device guidance system according to the fourth embodiment. 第4実施形態による飛行装置誘導システムにおける飛行装置を示す模式図Schematic diagram showing a flight device in the flight device guidance system according to the fourth embodiment. 第4実施形態による飛行装置誘導システムにおける飛行装置を示す模式図Schematic diagram showing a flight device in the flight device guidance system according to the fourth embodiment. 第4実施形態による飛行装置誘導システムにおける飛行装置を示す模式図Schematic diagram showing a flight device in the flight device guidance system according to the fourth embodiment. 第5実施形態による飛行装置誘導システムにおける飛行装置を示す模式図Schematic diagram showing a flight device in the flight device guidance system according to the fifth embodiment. 第5実施形態による飛行装置誘導システムにおける飛行装置を示す模式図Schematic diagram showing a flight device in the flight device guidance system according to the fifth embodiment. 第5実施形態による飛行装置誘導システムにおける飛行装置を示す模式図Schematic diagram showing a flight device in the flight device guidance system according to the fifth embodiment. 第6実施形態による飛行装置誘導システムにおける飛行装置を示す模式図Schematic diagram showing a flight device in the flight device guidance system according to the sixth embodiment. 第6実施形態による飛行装置誘導システムにおける飛行装置を示す模式図Schematic diagram showing a flight device in the flight device guidance system according to the sixth embodiment. 第8実施形態による飛行装置誘導システムにおける飛行装置を示す模式図Schematic diagram showing a flight device in the flight device guidance system according to the eighth embodiment. 第9実施形態による飛行装置誘導システムを説明するための模式図Schematic diagram for explaining the flight device guidance system according to the ninth embodiment. 第9実施形態による飛行装置誘導システムを説明するための模式図Schematic diagram for explaining the flight device guidance system according to the ninth embodiment.

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 device guidance system 10 according to the first embodiment includes a flight device 11 and ground equipment 12. The flight device 11 includes a main body 13, a structural portion 14, and a retroreflective member 15. Further, the ground equipment 12 includes a surveying unit 16 and a controller 17. The flight device 11 reflects the light emitted from the surveying unit 16 of the ground equipment 12 by the retroreflective member 15. The surveying unit 16 of the ground equipment 12 tracks the flight device 11 using the light reflected by the retroreflective member 15 and acquires flight data of the flight device 11.

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 main body 13 of the flight device 11 has an arm portion 21 and a thruster 22. The arm portion 21 is provided in the main body 13 so as to extend radially, and a thruster 22 is provided at the tip thereof. The main body 13 is not limited to a configuration in which the arm portion 21 extends radially, but may have an arbitrary configuration such as a configuration in which the arm portion 21 is formed in an annular shape and a plurality of thrusters 22 are provided in the circumferential direction. Further, the number of the arms 21 and the thrusters 22 can be arbitrarily set as long as they are two or more.

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 thrusters 22 has a motor 23, a shaft member 24, a propeller 25, and a pitch changing mechanism unit 26. The motor 23 is a drive source that drives the propeller 25. The motor 23 is driven by electric power supplied from a power source such as a battery 27. The rotation of the motor 23 is transmitted to the propeller 25 through a shaft member 24 integrated with a rotor (not shown). The propeller 25 is rotationally driven by the motor 23. The pitch changing mechanism unit 26 changes the pitch of the propeller 25 by the driving force generated by the servomotor 28. The servomotor 28 is driven by the electric power supplied from the battery 27. The thruster 22 generates propulsive force by driving 25 propellers with a motor 23. At this time, the magnitude of the propulsive force generated from the thruster 22 and the direction of the propulsive force are controlled by changing the rotation speed of the motor 23 and the pitch of the propeller 25.

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 flight device 11 includes a control unit 30 and a communication unit 31. As shown in FIG. 2, the control unit 30 has a control calculation unit 32 and a storage unit 33. The control calculation unit 32 is composed of a microcomputer having a CPU, a ROM, and a RAM. The control calculation unit 32 controls the entire flight device 11 by executing a computer program stored in the ROM by the CPU. The control calculation unit 32 realizes the state acquisition unit 34 and the flight control unit 35 by software by executing a computer program. The state acquisition unit 34 and the flight control unit 35 are not limited to software, but may be realized by hardware or by collaboration between software and hardware. The storage unit 33 has, for example, a non-volatile memory. The storage unit 33 stores a preset flight plan as data. The flight plan includes, for example, the flight route and flight altitude at which the flight device 11 flies. The communication unit 31 communicates wirelessly or by wire with the ground equipment 12.

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 state acquisition unit 34 acquires the flight state of the flight device 11 from the inclination of the main body 13 and the acceleration applied to the main body 13. Specifically, the state acquisition unit 34 is connected to a GPS sensor 41, an acceleration sensor 42, an angular velocity sensor 43, a geomagnetic sensor 44, an altitude sensor 45, and the like. The GPS sensor 41 receives a GPS signal output from a GPS satellite. Further, the acceleration sensor 42 detects the acceleration applied to the main body 13 in three three-dimensional axial directions. The angular velocity sensor 43 detects the angular velocity applied to the main body 13 in three three-dimensional axial directions. The geomagnetic sensor 44 detects geomagnetism in three three-dimensional axial directions. The altitude sensor 45 detects the altitude in the vertical direction.

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 state acquisition unit 34 uses the GPS signal received by the GPS sensor 41, the acceleration detected by the acceleration sensor 42, the angular velocity detected by the angular velocity sensor 43, the geomagnetism detected by the geomagnetic sensor 44, and the like to determine the flight posture, flight direction, and flight direction of the main body 13. Detect flight velocity. In addition, the state acquisition unit 34 detects the flight position of the main body 13 from the GPS signals detected by the GPS sensor 41 and the values detected by various sensors. Further, the state acquisition unit 34 detects the flight altitude of the main body 13 from the altitude detected by the altitude sensor 45. In this way, the state acquisition unit 34 detects information necessary for the flight of the main body 13, such as the flight attitude, flight position, and flight altitude of the main body 13, as the flight state. In addition to these, the state acquisition unit 34 may be connected to a camera (not shown) that acquires a visible image, a lidar (Light Detection And Ranging) (not shown) that measures the distance to a surrounding object, or the like.

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 flight control unit 35 controls the flight of the main body 13 in an independent control mode or a remote control mode. The self-sustaining control mode is a flight mode in which the main body 13 is independently flown without being operated by an operator or guided by the ground equipment 12. In the self-sustaining control mode, the flight control unit 35 automatically controls the flight of the main body 13 according to the flight plan stored in the storage unit 33. That is, in this self-sustaining control mode, the flight control unit 35 controls the propulsive force of the thruster 22 based on the flight state of the main body 13 detected by the state acquisition unit 34. As a result, the flight control unit 35 automatically flies the main body 13 according to the flight plan regardless of the operation of the operator and the guidance from the ground equipment 12. On the other hand, the remote control mode is a flight mode in which the main body 13 is flown according to the operation of the operator or the guidance from the ground equipment 12. In the remote control mode, the ground equipment 12 remotely controls the flight state of the main body 13. When the operator operates the flight state of the main body 12, the operator inputs the intention of the operation through the ground equipment 12. When the ground equipment 12 guides the main body 13, the ground equipment 12 guides the main body 13 according to a preset flight plan. The flight control unit 35 controls the propulsive force of the thruster 22 based on the guidance by the ground equipment 12 and the flight state acquired by the state acquisition unit 34. As a result, the flight control unit 35 flies the main body 13 based on the operation by the operator's intention or the guidance from the ground equipment 12.

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 structural portion 14 of the flight device 11 is provided below the main body 13 in the direction of gravity. That is, the structural portion 14 is provided on the lower side of the main body 13 near the ground equipment 12. The retroreflective member 15 is provided in the structural portion 14. The retroreflective member 15 reflects the light emitted from the surveying unit 16 of the ground equipment 12 toward the surveying unit 16. That is, the retroreflective member 15 reflects the irradiated light toward the surveying unit 16 which is a light source. If the structural portion 14 is provided on the lower side of the main body 13, the structural portion 14 is not limited to the configuration protruding from the main body 13 as in the first embodiment, and is integrated with the main body 13 or buried in the main body 13. It may be configured to be used.

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 ground equipment 12 includes a surveying unit 16 and a controller 17 as described above. As shown in FIG. 2, the controller 17 has a control calculation unit 51, a survey control unit 52, a control data creation unit 53, and a ground communication unit 54. The control calculation unit 51 is composed of a microcomputer having a CPU, a ROM, and a RAM. The control calculation unit 51 controls the entire ground equipment 12 by executing a computer program stored in the ROM by the CPU. The control calculation unit 51 realizes the survey control unit 52 and the control data creation unit 53 by software by executing a computer program. The survey control unit 52 and the control data creation unit 53 are not limited to software, but may be realized by hardware or by collaboration between software and hardware.

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 unit 16 includes an irradiation unit 161, a light receiving unit 162, and a data processing unit 163. The irradiation unit 161 irradiates light such as laser light. The irradiation unit 161 continuously or periodically irradiates the laser beam at predetermined intervals. The light receiving unit 162 receives the light reflected by the retroreflective member 15 provided in the flight device 11. That is, the light receiving unit 162 receives the light emitted from the irradiation unit 161 and reflected by the retroreflective member 15 of the flight device 11.

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 survey control unit 52 executes the control of the survey unit 16. Specifically, the survey control unit 52 drives the survey unit 16 in an arbitrary direction by using, for example, a motor or an actuator (not shown), and tracks the survey unit 16 toward the flying flight device 11. At the same time, the survey control unit 52 controls the irradiation unit 161 to irradiate the light, and controls the light receiving unit 162 to receive the light. In this way, the survey control unit 52 controls the irradiation of light to the flight device 11 and the reception of the reflected light while tracking the survey unit 16 toward the flight device 11. The data processing unit 163 is realized by software by executing a computer program in the control calculation unit 51. The data processing unit 163 is not limited to software, but may be realized by hardware or by collaboration between software and hardware.

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 data processing unit 163 acquires flight data of the flight device 11 from the light received by the light receiving unit 162. This flight data includes at least the distance from the ground equipment 12 to the flight device 11 and the angle of the flight device 11 with respect to the ground equipment 12. That is, the data processing unit 163 acquires the distance from the light received by the light receiving unit 162 to the flight device 11 and the angle of the flight device 11 as flight data. The angle of the flight device 11 is a horizontal angle and a vertical angle centered on the reference point with the surveying unit 16 of the ground equipment 12 as a reference point. That is, when the surveying unit 16 is used as a reference point, a horizontal angle of 0 to 360 ° is set in the horizontal direction, and a vertical angle of 0 to 90 ° is set in the vertical direction. In this case, "0 °", which is a reference for the horizontal angle, is arbitrarily set, for example, "north" in map coordinates. Further, "0 °", which is a reference of the vertical angle, is set to, for example, a surface parallel to the ground. The data processing unit 163 acquires the horizontal angle and the vertical angle of the flight device 11 from the light received by the light receiving unit 162.

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 data creation unit 53 creates control data for controlling the flight of the flight device 11. Specifically, the control data creation unit 53 creates control data based on the flight data acquired by the surveying unit 16. That is, the control data creation unit 53 generates control data for setting the flight speed, flight position, and flight altitude of the flight device 11 based on the distance to the flight device 11 and the angle of the flight device 11 included in the flight data. create. The ground communication unit 54 transmits the control data created by the control data creation unit 53 to the flight device 11. That is, the control data created by the control data creation unit 53 is transmitted from the ground communication unit 54 to the communication unit 31 of the flight device 11. The flight control unit 35 of the flight device 11 that received the control data in the communication unit 31 controls the thruster 22 based on the control data transmitted from the ground equipment 12 and the flight state of the flight device 11 acquired by the state acquisition unit 34. To do. As a result, the flight device 11 flies according to the instruction from the ground equipment 12.

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 retroreflective member 15 that reflects the light emitted from the ground equipment 12 to the ground equipment 12 is provided in the lower structural portion 14 of the main body 13 in the direction of gravity. The ground equipment 12 tracks the flying main body 13 by the light reflected from the retroreflective member 15. Then, by providing the retroreflective member 15 below the main body 13, the light reflected by the retroreflective member 15 reaches the ground equipment 12 without being hindered by each part of the main body 13 even if the flight attitude of the main body 13 changes. To do. In particular, by providing the retroreflective member 15 in the structural portion 14 below the main body 13, interference of the main body 13 with the optical path between the retroreflective member 15 and the main body 13 is reduced. That is, for example, the interference between the arm portion 21 or the rotating propeller 25 and the optical path is reduced. Therefore, the tracking lost can be reduced regardless of the flight attitude of the flight device 11.

(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 flight device 11 according to the second embodiment has a support portion 60 as a landing gear. In the case of the second embodiment shown in FIG. 3, the support portion 60 is provided below the thruster 22. When tracking the flight device 11 with the ground equipment 12, the retroreflective member 15 provided in the flight device 11 must be in a position confirmed by the ground equipment 12 before takeoff. That is, the retroreflective member 15 must be located on the optical path to the surveying unit 16 even before takeoff. Therefore, the flight device 11 secures a predetermined distance from the ground by the support portion 60. In this way, the retroreflective member 15 is exposed below the main body 13 supported by the support portion 60 even before takeoff, facilitating confirmation from the ground equipment 12.

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 support portion 60 is provided, the support portion 60 may interfere with the optical path between the ground equipment 12 and the retroreflective member 15. That is, depending on the flight attitude of the flight device 11, the support portion 60 may cross the optical path between the ground equipment 12 and the retroreflective member 15. When the support portion 60 crosses the optical path in this way, the tracking of the flight device 11 by the ground equipment 12 is hindered, which causes tracking lost. Therefore, in the second embodiment, as shown in FIG. 3, the structural portion 14 extends below the main body 13, and the tip thereof is located below the support portion 60. The retroreflective member 15 is provided at the tip of the structural portion 14, that is, at the lower end near the ground. As a result, the retroreflective member 15 is provided below the support portion 60. As a result, the support portion 60 does not interfere with the optical path between the ground equipment 12 and the retroreflective member 15 regardless of the flight attitude of the flight device 11.

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 structural portion 14 protrudes below the support portion 60, the retroreflective member 15 and the structural portion 14 provided with the retroreflective member 15 may come into contact with or interfere with the ground when the flight device 11 lands. is there. Therefore, the flight device 11 of the second embodiment may include a drive unit 61. As shown in FIG. 4, the drive unit 61 drives the structure unit 14 and folds the structure unit 14 toward the main body 13. As a result, the structural portion 14 and the retroreflective member 15 provided in the structural portion 14 do not project downward from the support portion 60 at the time of landing or takeoff of the flight device 11.

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 structural portion 14 is folded in this way, the drive unit 61 can be configured to fold the structural portion 14 by electric power or hydraulic pressure. Further, the drive unit 61 may have a guide unit 63 connected to the structural unit 14 by a link mechanism 62 as shown in FIGS. 5 and 6. The guide portion 63 has a rod-shaped rod portion 64 and a roller 65 provided at the tip of the rod portion 64. The rod portion 64 is connected to the structural portion 14 so that the end portion on the opposite side to the roller 65 can be swiveled. That is, the structural portion 14 and the rod portion 64 are integrally connected at a predetermined angle. The connecting portion between the structural portion 14 and the rod portion 64 serves as a fulcrum. Then, the structural portion 14 and the rod portion 64, which are integrated with each other, rotate around the fulcrum as shown in FIG. As a result, when the altitude is lowered and the roller 65 comes into contact with the ground 66 when the flight device 11 lands, the roller 65 provided at the tip of the guide portion 63 moves in a direction away from the main body 13. With the movement of the roller 65, the integrated rod portion 64 and the structural portion 14 rotate around the fulcrum. Therefore, the structural portion 14 provided with the retroreflective member 15 is pulled toward the main body 13. As a result, the structural portion 14 and the retroreflective member 15 are folded without contacting the ground 66 before the support portion 60 of the flight device 11 comes into contact with the ground 66.

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 retroreflective member 15 is provided at the tip of the structural portion 14 protruding from the main body 13, that is, at the lower end near the ground 66. As a result, the retroreflective member 15 is provided below the support portion 60. Therefore, regardless of the flight attitude of the flight device 11, the support portion 60 does not interfere with the optical path between the ground equipment 12 and the retroreflective member 15. Therefore, the tracking lost can be reduced regardless of the flight attitude of the flight device 11.

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 structural portion 14 provided with the retroreflective member 15 is folded toward the main body 13 by the driving portion 61. Therefore, at the time of takeoff or landing of the flight device 11, the structural portion 14 and the retroreflective member 15 provided in the structural portion 14 do not project downward from the support portion 60. Therefore, even when the retroreflective member 15 is provided at the tip of the protruding structural portion 14 in order to reduce tracking lost, interference between the structural portion 14 and the retroreflective member 15 and the ground 66 at the time of landing of the flight device 11 is avoided. Can be done.

(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 flight device 11 according to the third embodiment includes a gimbal 70. The gimbal 70 is provided between the main body 13 and the structural portion 14. The gimbal 70 controls the posture between the main body 13 and the structural portion 14. That is, the gimbal 70 keeps the posture of the structural portion 14 with respect to the ground 66 constant. Specifically, the gimbal 70 maintains the structural portion 14 provided with the retroreflective member 15 approximately perpendicular to the ground 66. As a result, the retroreflective member 15 provided at the tip of the structural portion 14 always has a constant posture with respect to the ground 66. As a result, even if the flight attitude of the flight device 11 changes, the change in the attitude of the retroreflective member 15 is small.

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 gimbal 70 is provided between the main body 13 and the structural portion 14. Therefore, the retroreflective member 15 provided at the tip of the structural portion 14 moves less even if the flight attitude of the flight device 11 changes. As a result, the ground equipment 12 facilitates tracking of the retroreflective member 15 regardless of the flight attitude of the flight device 11. Therefore, even if the maneuver of the flight device 11 becomes large, the tracking lost can be reduced.

(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 flight device 11 according to the fourth embodiment includes a support portion 60 as shown in FIGS. 9 and 10. The support portion 60 is provided below the thruster 22. Further, the support portion 60 may be provided below the main body 13 as shown in FIGS. 11 and 12. The support portion 60 supports the main body 13 with respect to the ground 66 at the time of landing or takeoff of the flight device 11. In the fourth embodiment, the support portion 60 is foldable as shown in FIGS. 10 and 12. That is, the flight device 11 according to the fourth embodiment includes a folding mechanism portion 71 that folds the support portion 60, which is the structural portion 14.

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 support portion 60 foldable by the folding mechanism portion 71 in this way, the support portion 60 is folded toward the main body 13 side after takeoff. As a result, even if the attitude of the flight device 11 changes after takeoff, the interference of the support portion 60 with the optical path between the ground equipment 12 and the retroreflective member 15 is reduced. Therefore, even if the attitude of the flight device 11 including the support portion 60 changes, the tracking lost can be reduced.

(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 flight device 11 according to the fifth embodiment, as shown in FIG. 13, the structural portion 14 is a support portion 60 that supports the main body 13. That is, the structural portion 14 functions as a support portion 60 that supports the main body 13 on the ground 66 at the time of landing. In the case of the fifth embodiment, the structural portion 14 is provided below the thruster 22 as shown in FIG. Further, the structural portion 14 may be provided below the main body 13 as shown in FIG. Then, in the fifth embodiment, the retroreflective member 15 is provided in the structural portion 14. The retroreflective member 15 is provided in any one of the plurality of structural portions 14 as shown in FIGS. 13 and 14.

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 retroreflective member 15 may be provided in two or more structural portions 14 among the plurality of structural portions 14. At this time, the retroreflective member 15 may be provided not only at the lower end but also in the middle in the length direction in the support portion 60 which is the structural portion 14. By providing the retroreflective member 15 in the middle in the length direction of the structural portion 14, the ground equipment 12 can recognize the retroreflective member 15 of the main body 13 even before takeoff. In this case as well, the support portion 60, which is the structural portion 14, may be provided below the thruster 22.

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 retroreflective member 15 is provided in the structural portion 14 that functions as the support portion 60. Therefore, in the retroreflective member 15, the optical path to the ground equipment 12 is not blocked by the structural portion 14. As a result, even if the flight attitude of the flight device 11 changes, the ground equipment 12 reliably tracks the retroreflective member 15. Therefore, even if the attitude of the flight device 11 changes, the tracking lost can be reduced.

(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 flight device 11 according to the sixth embodiment, as shown in FIGS. 16 and 17, the flight device 11 has a rotation drive unit 72 between the main body 13 and the structural unit 14. The rotation drive unit 72 relatively rotates the main body 13 and the structure unit 14 around the yaw axis. In the sixth embodiment, the structural portion 14 functions as a support portion 60 that supports the main body 13 as in the fifth embodiment. The retroreflective member 15 is provided in the structural portion 14. The structure unit 14 is rotated relative to the main body 13 by the rotation drive unit 72. As a result, the retroreflective member 15 provided in the structural portion 14 moves to an arbitrary position about the yaw axis.

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 flight device 11 is flying, the structure portion 14 is rotated with respect to the main body 13, so that the retroreflective member 15 provided in the structure portion 14 is oriented in a specific direction regardless of the flight attitude of the flight device 11. Can be set. That is, even when the flight device 11 turns around the yaw axis, the retroreflective member 15 provided in the structural portion 14 is maintained in a specific direction. Specifically, the retroreflective member 15 provided in the structural portion 14 remains facing the ground equipment 12 even when the flight device 11 turns around the yaw axis. As a result, even if the flight device 11 turns, the ground equipment 12 can easily catch and track the retroreflective member 15. Therefore, even if the attitude of the flight device 11 changes, the tracking lost can be reduced.

(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 flight device 11. That is, the seventh embodiment is an embodiment relating to control by the flight control unit 35 of the flight device 11.

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 flight control unit 35 controls the flight attitude of the main body 13 to the side where the retroreflective member 15 faces the ground equipment 12. The flight device 11 causes a complex attitude change centered on the yaw axis, the roll axis, and the pitch axis during flight. At this time, the flight control unit 35 controls the flight attitude of the main body 13 so that the retroreflective member 15 provided in the structural unit 14 of the main body 13 faces the ground equipment 12. That is, even when the flight attitude of the main body 13 changes due to maneuvering, the flight control unit 35 controls the output of the thruster 22 so that the retroreflective member 15 maintains the attitude toward the ground equipment 12. As a result, even if the flight device 11 turns, the ground equipment 12 can easily catch and track the retroreflective member 15. Therefore, even if the attitude of the flight device 11 changes, the tracking lost can be reduced.

(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 flight device 11 includes a main body 13 and a retroreflective member 15. That is, the flight device 11 of the eighth embodiment does not have a configuration corresponding to the structural portion 14. In the case of the eighth embodiment, the retroreflective member 15 is provided at the center of gravity of the main body 13. The flight device 11 causes a complex attitude change centered on the yaw axis, the roll axis, and the pitch axis. At this time, the amount of change in attitude of the flight device 11 at the center of gravity or a position close to the center of gravity is smaller than that of other parts. That is, even when the flight attitude of the flight device 11 changes, the amount of change becomes small at the center of gravity or a position close to the center of gravity.

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 retroreflective member 15 at the center of gravity or a position close to the center of gravity in the main body 13, even if the flight attitude of the flight device 11 changes, the change in the position of the retroreflective member 15 is small. As a result, even if the flight attitude of the flight device 11 changes, the ground equipment 12 can easily catch and track the retroreflective member 15. Therefore, even if the attitude of the flight device 11 changes, the tracking lost can be reduced.

(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 flight device 11. That is, the ninth embodiment is an embodiment relating to control by the flight control unit 35 of the flight device 11.

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 flight control unit 35 limits at least one of the flight speed of the main body 13 and the acceleration of the main body 13 according to the distance between the ground equipment 12 and the main body 13. As shown in FIG. 19, when the distance between the ground equipment 12 and the main body 13 is small, the amount of change D in the position of the surveying unit 16 that tracks the main body 13 becomes large even if the main body 13 moves slightly. On the other hand, as shown in FIG. 20, as the distance between the ground equipment 12 and the main body 13 increases, even if the movement amount of the main body 13 increases, the change amount D of the position of the surveying unit 16 that tracks the main body 13 decreases. .. That is, as the distance from the ground equipment 12 to the main body 13 becomes smaller, if the main body 13 moves at high speed or rapidly, tracking by the surveying unit 16 becomes difficult.

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 flight control unit 35 limits the maximum value of the flight speed of the main body 13 or the acceleration of the main body 13 when the distance between the ground equipment 12 and the main body 13 is small. That is, when the distance from the ground equipment 12 to the main body 13 is small, the flight control unit 35 reduces the flight speed of the main body 13 and also reduces the acceleration when the main body 13 moves. In this case, the flight control unit 35 may limit either the flight speed or the acceleration, or may limit both the flight speed and the acceleration. Further, the flight control unit 35 may continuously set a limit value according to the distance between the ground equipment 12 and the main body 13, and sets the limit value stepwise in two or more steps according to the distance. You may.

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 flight control unit 35 in this way, the flight speed or acceleration of the flight device 11 is set within a range that the ground equipment 12 can track. Therefore, even when the distance between the ground equipment 12 and the main body 13 is small, the ground equipment 12 can easily catch and track the retroreflective member 15. Therefore, tracking lost can be reduced.

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)

地上設備(12)から画像を用いることなく追尾される飛行装置であって、
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) .
前記構造部(14)を、前記本体(13)側へ折り畳む駆動部(61)をさらに備える請求項1記載の飛行装置。 The flight device according to claim 1, further comprising a drive unit (61) that folds the structural unit (14) toward the main body (13). 前記本体(13)と前記構造部(14)との間に設けられ、重力方向に対する前記構造部(14)の姿勢を保持し、前記構造部(14)を地面と垂直に維持するジンバル(70)をさらに備える請求項1または2記載の飛行装置。 A gimbal (70) provided between the main body (13) and the structural portion (14), which maintains the posture of the structural portion (14) with respect to the direction of gravity and maintains the structural portion (14) perpendicular to the ground. The flight device according to claim 1 or 2, further comprising). 前記本体(13)の飛行姿勢を、前記再帰反射部材(15)が前記地上設備(12)に向く側へ制御する飛行制御部(35)をさらに備える請求項1から3のいずれか一項記載の飛行装置。 The invention according to any one of claims 1 to 3, further comprising a flight control unit (35) that controls the flight attitude of the main body (13) toward the side of the retroreflective member (15) facing the ground equipment (12). Flight equipment. 前記再帰反射部材(15)は、前記本体(13)または前記構造部(14)において、前記地上設備(12)に向けて移動可能である請求項1から3のいずれか一項記載の飛行装置。 The flight device according to any one of claims 1 to 3, wherein the retroreflective member (15) is movable toward the ground equipment (12) in the main body (13) or the structural part (14). .. 地上設備(12)から画像を用いることなく追尾される飛行装置であって、
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.
前記本体(13)と前記地上設備(12)との間の距離に応じて、前記本体(13)の飛行速度または前記本体(13)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飛行制御部(35)と、A flight control unit that limits at least one of the flight speed of the main body (13) and the acceleration of the main body (13) according to the distance between the main body (13) and the ground equipment (12). (35) and
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.
請求項1から7のいずれか一項記載の飛行装置(11)と、前記地上設備(12)とを備える飛行装置誘導システムであって、A flight device guidance system including the flight device (11) according to any one of claims 1 to 7 and the ground equipment (12).
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).
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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
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