JPH0281792A - 航行体の安定化装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 本発明は、無人ヘリコプタ等の航行体を熟練を要するこ
となく安全に操縦する為の安定化装置、特に航行体の姿
勢（ロール及びピッチ角）及び方位を安定化させる航行
体の安定化装置に関する。

〔従来の技術〕

航行体、例えば無人ヘリコプタ（以下無人ヘリと略称す
る）の操縦装置の従来例を、そのシステムブロック図で
ある第８図を参照して説明する。

地上にいるオペレータ（１００）が、無人ヘリ用の無線
操縦用送信器（１０１）の方位，ロール／ピッチ。

高度等のハンドル、或いはスティックを操作すると、こ
の送信器（１０１）は、これ等の命令を電波（高周波信
号）に変調して送信する。すると、この電波を無人ヘリ
の機体（ボディ）　（１０５）に取付けた受信機（１０
２）が受信し、これを復調し、その出力をミキシングア
ンプ（２００）を介してサーボアクチュエータ（１０３
）に送る。サーボアクチュエータ（１０３）は、その入
力信号に対応して、ピッチコントロール機構，ロールコ
ントロール機構（サイクリックピッチのコントロール）
、方位コントロールａｔｌＩ（テイルロータのピッチコ
ントロール）及び高度コントロール機構（メインロータ
のピッチコントロール（コレクティブピッチコントロー
ル））より成るヘリコプタ操縦用コントロール機構（１
０４）を制御し、機体（１０５）の姿勢、速度、高度等
をコントローする。

尚、ミキシングアンプ（２００）には、機体（１０５）
の方位軸まわりの方位角速度信号が方位軸角速度センサ
（１０６）より供給されている。この方位角速度信号は
、ミキシングアンプ（２００）を介して、方位コントロ
ール機構に供給され、機体（１０５）の方位軸まわりの
運動を安定化する。

〔発明が解決しようとする課題〕

しかしながら、このような従来の無人ヘリの操縦装置に
あっては、無人ヘリ自体が安定性に欠けているため、横
風等の影響を受けやすく、無人ヘリを安全且つ安定に飛
行させるには、かなりの熟練を要すること、無人ヘリを
薬剤散布、空中撮影等に用いようとすると、無人ヘリを
オペレータから離れた場所まで飛行させる必要があるが
、この場合、無人ヘリの姿勢変化、高度変化、速度変化
等をオペレータが目視で捕えることが不能となり、その
姿勢等の安定化が事実上出来ず、無人ヘリを遠距離飛行
、或はオペレータが視認できない場所で飛行させること
が不可能となる等の欠点があった。

本発明は、上記従来の課題に鑑みなされたもので、その
目的は、上記従来の課題を一掃した新規な航行体の安定
化装置を提供せんとするものである。

〔課題を解決するための手段〕

本発明による課題を解決する手段は、角速度センサ及び
ミキシングアンプから成る無人航行体の安定化装置にお
いて、航行体の主要３軸方向に人力軸を一致させた３個
の加速度計（３０４）　、　（３０５）　、　（３０６
）と、３個の角速度センサ（３０１）　、　（３０２）
　、　（３０３）　　と、方位センサ（３０７）と、こ
れ等の出力が入力される演算部（３０９）とを設け、こ
の演算部（３０９）に於て上記航行体の姿勢角信号、方
位角信号及び３軸角速度信号を演算し、この演算結果を
上記ミキシングアンプ（２００）へ入力するように成し
た航行体の安定化装置である。

（作用〕 上述した構成の本発明によれば、航行体の主要３軸に関
する方位、姿勢角及び角速度信号を方位姿勢検出装置（
２０１）で検出し、この検出結果をミキシングアンプ（
２００）へ供給し、そこで航行体の運動特性に対応した
信号処理を行い、その結果の出力で、ヘリコプタ操縦用
コントロール機構（１０４）を介して航行体の主要３軸
まわりの姿勢制御を行う。

〔実施例〕

以下、本発明の一実施例を図面に基づいて説明する。

第１図は、本発明による航行体、例えば無人ヘリの操縦
システムの一実施例を示すブロック図である。尚、第１
図に於て、第８図と同一符号は、互に同一部分を示すも
のとする。

第１図に示す本発明の例と第８図に示した従来の操縦シ
ステムとの主たる相異点は、本発明に於ては、無人ヘリ
の機体（１０５）に固設したミキシングアンプ（２００
）に、ストラップダウン型の方位姿勢検出装置（２０１
）を接続し、この方位姿勢検出装置（２０１）からの、
姿勢角信号（ロール角、ピッチ角）信号、方位角信号、
角速度信号（３軸）、加速度信号　（３軸方向）を、上
記ミキシングアンプ（２００）に入力することに在る。

無人ヘリのａ体（１０５）には、その主要３軸方向の速
度を検出する速度計（２０２）及び高度を検出する高度
計（２０３）が取付けられ、この速度計（２０２）から
の機体（１０５）の速度信号（前後・横及び上下の速度
信号）が方位姿勢検出装置（２０１）に供給され、高度
計（２０３）よりの高度信号は、ミキシングアンプ（２
００）に入力される。第１図の例に於て、その他は、第
８図の従来例と同様である。

第２図は第１図に示した本発明によるミキシングアンプ
（２００）の詳細なブロック図である。同図に示す如く
、ミキシングアンプ（２００）は、ロールミキシングア
ンプ（２００−１）、ピッチミキシングアンプ（２００
−２）　、方位ミキシングアンプ（２００−３）及び高
度ミキシングアンプ（２００−４）から構成される。

ロールミキシングアンプ（２００−１）は、送信機（１
０１）からの横方向速度命令信号のほか、方位姿勢検出
装置（２０１）からのロール角速度信号、ロール姿勢角
信号、横方向加速度信号および横方向速度信号をそれぞ
れ受け、機体（１０５）の運動特性に対応した信号処理
を施した後、これ等信号を機体（１０５）の前後方向軸
（Ｘ軸）線のまわりにトルク或いはＹ軸方向の力を発生
するサイクリックピッチ機構のロール用サーボに入力す
る。

ピッチミキシングアンプ（２００−２）は、送信機（１
０１）からの前後方向速度命令信号のほか、方位姿勢検
出装置（２０１）からのピッチ角速度信号、ピッチ姿勢
角信号、前後方向加速度信号及び前後方向速度信号を受
け、その出力をサイクリックピッチ機構のピッチ用サー
ボに送り、機体（１０５）のＹ軸まわりの角運動を安定
化すると共に、機体（１０５）の前後方向の速度を命令
速度信号と一致させるように制御する。

方位ミキシングアンプ（２００−３）は、送信機（１０
１）からの方位命令信号のほか、方位姿勢検出装置（２
０１）からの方位角速度信号及び方位角信号を受け、そ
の出力をテイルロータのピッチ用サーボに送り、機体（
１０５）の方位を制御する。

高度ミキシングアンプ（２００−４）は、送信機（１０
１）からの高度命令信号のほか、方位姿勢検出装置（２
０１）からの上下方向加速度信号、上下方向速度信号及
び高度計（２０３）からの高度信号を受け、その出力を
メインロータのピッチをコントロールするコレクティブ
ピッチ用サーボに入力し、機体（１０５）の高度を保持
、或いは機体（１０５）を高度命令に追従させる。

第３図は第１図に示すストラップダウン型の方位姿勢検
出装置（２０１）の１例の全体構成を示すブロック図で
ある。同図の例では、例えば振動ジャイロ等の非回転型
のジャイロより成るＸジャイロ（３０１）　、　Ｙジャ
イロ（３０２）　、　Ｘジャイロ（３０３）　　と、Ｘ
加速度計（３０４）　、　Ｙ加速度計（３０５）　、　
Ｚ加速度計（３０６）と、磁気方位センサー（３０７）
　とを、無人ヘリの機体（第１図参照）の主要直交３軸
、即ちＸ、　Ｙ。

Ｚ軸に、それぞれの入力軸が一致するように取付ける（
第３図の矢印参照）。これ等よりの出力信号を、信号変
換部（３０Ｂ）を介して演算部（３０９）に入力する。

演算部（３０９）において、座標変換マトリクス（ＣＴ
Ｍ）の演算、ジャイロドリフト修正演算、加速度修正演
算等を実施した後、航行体の制御、運航に必要なロール
角、ピッチ角、方位角。

Ｘ、Ｙ、Ｚ軸まわり角速度、ｘ、ｙ、ｚ　（軸方向）加
速度、Ｘ、Ｙ、Ｚ　（軸方向）速度等の信号を、信号出
力部（３１０）を介して送出する。

第４図は第３図の演算部（３０９）の−例の構成を示す
ブロック図である。第３図に示す信号変換部（３０８）
からのＸ、Ｙ及びＸジャイロ（３０１）　、　（３０２
）　。

（３０３）よりのジャイロ信号（ＸＧ）、（ＹＧ）及び
（ＺＧ）を、夫々バイアス修正器（３５０）　、　（３
５１）　、　（３５２）を介してＸレート（ロール角速
度信号）、Ｙレート（ピッチ角速度信号）、Ｚレート（
方位角速度信号）として、第３図に示す信号出力部（３
１０）に供給すると共に、ＣＴＭ　（座標変換マトリク
ス）演算部（３５３）に入力し、ＣＴＭを演算する。

一方、第３図に示す信号変換部（３０Ｂ）からのＸ。

Ｙ及びＺ加速度計（３０４）　、　（３０５）及び（３
０６）よりの加速度信号（ＸＡ）、（ＹＡ）及び（ＺＡ
）は、ＣＴＭ演算部（３５３）からのＣＴＭ信号（ＣＳ
）と共に、地球座標水平成分演算部（３５４）に入力さ
れ、そこで、東西、南北両方の重力加速度の水平成分（
α）、（β）を算出する。これ等水平成分（α）。

（β）は、無人ヘリの機体（１０５）の速度計（２０２
）（第１図参照）よりの速度信号（ＳＳ）と共に、加速
度修正演算部（３５５）に入力され、そこで、機体の運
動加速度の成分を除いた後、起立トルク演算部（３５６
）に入力され、起立トルク演算を行ったー・後、ＣＴＭ
演算部（３５３）に入力され、水平成分（α）、（β）
がゼロとなるようにＣＴＭをトルキングする。

ＣＴＭ演算部（３５３）からの方位角信号（ＡＳ）と、
信号変換部（３０８）　（第３図参照）からの磁気方位
信号（ＭＡＳ）とは、方位拘束トルク演算部（３５７）
に供給され、そこにおいて、比較演算、拘束トルク演算
を行い、その出力トルキング信号（ＡＴ）を上記ＣＴＭ
演算部（３５３）にフィードバックし、ＣＴＭを主とし
て方位軸まわりにトルキングすることにより、ＣＴＭ方
位を磁気方位に拘束させる。

方位拘束トルク演算部（３５７）及び起立トルク演算部
（３５６）の出力（ＡＴ）及び（ＥＴＩ）、（ＥＴ２）
は、ＣＴＭ演算部（３５３）のＣＴＭ信号（ＣＳ）と共
に、ジャイロバイアス演算部（３５Ｂ）に入力され、そ
こで、ｘ、　　ｙ、　　ｚジャイロ（３０１）　、　（
３０２）　、　（３０３）の各バイアス修正信号を演算
し、その出力、即ち、バイアス修正信号（ＢＣ）を、バ
イアス修正器（３５０）　。

（３５１）　、　（３５２）に送出する。

尚、所望の精度の速度信号（ＳＳ）が得られないときに
は、磁気方位信号（ＭＡＳ）或いは、Ｘ。

Ｙ、　　Ｚ加速度信号（ＸＡ）、（ＹＡ）、（ＺＡ）等
から作ったカットオフ信号（ＣＯＳ）を加速度修正演算
部（３５５）に供給し、加速度作用時に、起立トルク演
算部（３５６）への入力をカットオフするようになして
も良い。

機体の主要３軸方向に入力軸を一致させて取付けた３個
（７）Ｘ、Ｙ、Ｚジャイｔ：＋　（３０１）　、　（３
０２）　、　（３０３）の出力信号（ＸＧ）、（ＹＧ）
、（ＺＧ）を、バイアス修正器（３５０）　、　（３５
１）　、　（３５２）を介して座標変換マトリクス（Ｃ
ＴＭ）を演算するＣＴＭ演算部（３５３）に入力し、Ｃ
ＴＭを演算させる。上記ジャイロの入力軸とその入力軸
が平行となるように機体に取付けた３個のＸ、　Ｙ、　
　Ｚ加速度計（３０４）　、　（３０５）　、　（３０
６）の出力と、上記ＣＴＭ信号（ＣＳ）とから水平成分
演算部（３５４）において、重力加速度の水平成分（α
）、（β）を演算する。ＣＴＭが正しければ、水平成分
（α）、（β）はゼロであるが、ＣＴＭに誤差があると
、水平成分（α）、（β）は、有限の値となるため、こ
れ等を起立トルク演算部（３５６）において、ＣＴＭが
正しい値となるようなトルキング信号（ＥＴＩ）、（Ｅ
Ｔ２）に変換して、ＣＴＭ演算部（３５３）に送り、こ
れを正しい方向に向くように回転させる。

一方、ＣＴＭ演算部（３５３）よりの方位角信号（Ａｓ
）と、磁気方位センサー（３０７）からの磁気方位信号
（ＭＡＳ）とを、方位拘束トルク演算部（３５７）にお
いて、比較演算等を行い、方位軸まわりのトルキング信
号（ＡＴ）を作り、これを両者の差がなくなるようにＣ
ＴＭ演算部（３５３）にフィードバックする。

一方、ジャイロドリフトがあると、起立トルク演算部（
３５６）及び方位拘束トルク演算部（３５７）の出力は
ゼロとならず、・ジャイロドリフトに対応した有限な値
をもつ。これ等の信号をジャイロバイアス演算部（３５
８）にＣＴＭ信号（ＣＳ）と共に入力し、演算したバイ
アス修正信号（ＢＣ）を、各ジャイロ（３０１）　、　
（３０２）　、　（３０３）のバイアス修正器（３５０
）　。

（３５１）　、　（３５２）に入力し、ジャイロドリフ
トがゼロとなるように修正する。

ＣＴＭ演算部（３５３）から、機体のロール角、ピッチ
角、方位角信号及びバイアス修正器（３５０）　、　（
３５１）　。

（３５２）から航行体の角速度、Ｘレート、Ｘレート。

Ｚレートをそれぞれ出力する。

機体が旋回、増減速等の加速度運動を行っているときは
、起立トルク演算部（３５６）への入力をカットオフし
、加速度の影響を削除する。又、速度計（２０２）　（
第１図参照）から速度信号（ＳＳ）等が得られるときに
は、これと、ＣＴＭ信号（ＣＳ）とを加速度修正演算部
（３５５）へ供給し、加速度の影響をとり除く。

第５図は、第４図に示す機体座標成分演算部（３５９）
の−例のブロック図を示す。同図に示す如く、この機体
座標成分演算部（３５９）は、重力傾斜成分演算部（３
５９−１）と、その補正部（３５９−２）とより成る。

この重力傾斜成分演算部（３５９−１）は、ＣＴＭ演算
部（３５３）で演算されたロール姿勢角信号（θ、）及
びピッチ姿勢角信号（θＦ）を入力とし、機体の傾斜に
伴なうＸ、Ｙ、Ｚ方向の重力加速度（樽の成分を演算す
る。ここでＸ、Ｙ、Ｚ方向の重力加速度（ｇ）の成分は
、それぞれｇ−ｓｔｎθＰ＋ｇ’５１１１θ覧及びｇ　
’　ｃｏｓθデ・ｃｏｓθ貢と計算される。−方、Ｘ、
Ｙ及び２加速度計（３０４）　、　（３０５）及び（３
０６）（第３図参照）からの加速度信号（ＸＡ）、　（
ＹＡ）。

（ＺＡ）は、それぞれ補正部（３５９−２）の加算器（
ＡＤＩ）、（ＡＤ２）及び（ＡＤ３）へ入力され、そこ
で、重力傾斜成分演算部（３５９−１）で計算されたＸ
、Ｙ及びＺ方向の重力加速度（匂の対応成分とそれぞれ
比較演算され、この結果、機体座標成分演算部（３５９
）は、機体の傾斜に伴なう重力加速度（（至）の成分を
補正した真の前後方向加速度信号（αｘＬ横方向加速度
信号（αＶ）、及び上下方向加速度信号（Ｃ２）を出力
する。

次に、第４図の速度信号演算補正部（３６０）について
説明する。この対象となる速度信号の発生源である無人
ヘリ、即ち機体（１０５）に搭載しである速度計（２０
２）としては、マイクロウェーブ方式によるドツプラ一
対地速度計或いは対気速度計が挙げられる。

ドツプラ一対地速度計は、反射面（地表面等）の凹凸の
影響を受は易くこの凹凸がその出力信号にノイズとして
現れてくる。即ち、機体（無人ヘリ）が一定速度で飛行
しているにも拘わらず、地表面の凹凸等の影響により、
このドツプラ一対地速度計よりは、速度が変化している
ような信号が出力されてしまう。

一方、対気速度計は、風速等によって誤差を発生するた
め、精度の高い速度計としては望めない。

従って、速度信号演算補正部（３６０）は、上述したよ
うな各速度計の欠点を補正し、高精度な速度信号を得る
ものである。

速度信号演算補正部（３６０）は、第４図に示す如く、
機体座標成分演算部（３５９）の出力である前後。

横及び上下方向の夫々の加速度信号（αイ、（αＹ）及
び（Ｃ８）と、機体（１０５）に取付けた速度計（２０
２）の出力である前後、横、上下方向の夫々の速度信号
（ＶＤＸ）、　（Ｖｏｗ）及び（ｖＤ２）トラ入力トシ
テ、それ等の演算処理を行い、機体（１０５）の３軸方
向の速度信号Ｖ、、Ｖ、、Ｖ２を夫々出力する。

速度信号演算補正部（３６０）は、Ｘ、Ｙ及びＺ軸の各
方向に就いて設けられているが、実際は、それ等の構成
は、各Ｘ、Ｙ及びＸ軸方向に就いて同一であるので、第
６図では、一つの軸、例えばＸ軸方向に就いての速度信
号演算補正部（３６０Ｘ）のみを示し、これを説明する
。

第６図に示す速度信号演算補正部（３６０Ｘ）において
、Ｘ方向（前後）加速度信号（αＸ）は、加算器（ＡＤ
ＩＩ）を介して、積分器（３６０−１）に入力され、積
分演算が行われ、速度信号（Ｖｘ）に変換される。該速
度信号（ＶＸ）は、速度計（２０２）の出力である速度
信号（Ｖｅｘ）と加算器（ＡＤ２１）で比較演算され、
その出力は、係数器（３６０−２）を介して上記加算器
（ＡＤＩＩ）へフィードバックされる。

上述した構成の速度信号演算補正部（３６０Ｘ）の入出
力特性を次式に示す。

（１）式より明らかなように、速度計（２０２）からの
速度信号（ＶＤＸ）には、時定数Ｔ２のフィルタが付加
されているため、速度信号に含まれる地表面の凹凸等に
よる高周波ノイズ成分は、フィルタの時定数Ｔ２を適当
な値に選べば、除去することができる。また、速度信号
（Ｖｌ＋）にフィルタを入れることによって生じる応答
の遅れは、加速度信号（αＸ）を積分した項で補正を行
っているので、除去することができる。また、加速度信
号（α×）にα。なる誤差が生じた時の出力速度信号（
Ｖ　）ｌ）の定常誤差は、ＴＦ・α。なる有限値であり
、加速度積分を行ったことにより時間の経過と共に速度
誤差が増大することも無く、長時間にわたって安定した
速度信号を得ることができる。

第７図は速度信号演算補正部（３６０）の−具体回路例
を示す。

尚、Ｘ、Ｙ及びＺ方向共、同じ回路であるので、１つの
軸、例えばＸ軸方向の回路（３６０Ｘ）のみ示し、他は
省略する。

第７図において、加速度信号（αいは、演算増幅器（Ａ
１）により、抵抗器（Ｒ１）とキャパシタ　（Ｃ１）と
で決まるゲインで積分される。演算増幅器（Ａ２）は、
上記演算増幅器（Ａ１）の出力信号を抵抗器（Ｒ２）及
び（Ｒ３）で決まるゲインで増幅し、出力速度信号（Ｖ
ｘ）を出力する。演算増幅器（Ａ３）は、上記出力速度
信号（■いと速度信号（ＶＤＸ）とを抵抗器（Ｒ４）。

（Ｒ５）、（Ｒ６）及び（Ｒ７）で決まるゲインで比較
演算し、出力信号を出す。この出力信号は、可変抵抗器
（ＶＲＩ）で減衰された後、抵抗器（Ｒ８）を介して上
記演算増幅器（ＡＩ）へフィードバックされる。

この第７図に示す回路構成において、各抵抗器（Ｒ１）
〜（Ｒ７）及びキャパシタ（Ｃ１）の各抵抗値及び容量
（同一符号使用）間に、例えばＲ１−Ｒ８，Ｒ１−Ｃｌ
−１秒、Ｒ２−Ｒ３，Ｒ４−Ｒ５−Ｒ６＝Ｒ７の関係が
あり、可変抵抗器（ＶＲｌ）の減衰率＝βと選び、加速
度信号（αＸ）及び速度信号（ＶＯＸ）に対する出力速
度信号（Ｖｘ）の応答を求めると、下式を得る。

ここで、Ｓはラプラス演算子である。

（２）式において、 をＴ、と置くと、前述し β た（１）式となり、可変抵抗器（ＶＲＩ）を調整するこ
とにより、時定数ＴＦを適当に選ぶことができる。

尚、上述は本発明が適用される航行体として無人ヘリを
例に挙げたが、本発明はその他の航行体、例えば有人ヘ
リコブ名無人潜水艇、無人標的機。

ミサイル等にも適用し得、同様の作用効果を奏すること
は勿論である。

〔発明の効果〕

上述した構成の本発明によれば、航行体の主要３軸に関
する姿勢制御を行うことにより、航行体に固有の不安定
性を除去することができるので、オペレータが航行体を
視認し得ないような場所でも、その姿勢及び方位を熟練
なしに安定化できる。

更に、本発明に於ては、ストラップダウン型の方位姿勢
検出装置を従来の操縦装置に付加するのみであるので、
従来の装置に簡単な変更のみで適用できる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の一例のシステムのブロック図、第２図
はそのミキシングアンプの一例の詳細なブロック図、第
３図は第１図の方位姿勢検出装置の一例のブロック図、
第４図はその演算部の一例のブロック図、第５図はその
機体座標成分演算部の一例の詳細なブロック図、第６図
は第４図の速度信号演算補正部の一例の詳細なプロ・ン
ク図、第７図はその一例の回路図、第８図は従来の無人
ヘリの操縦装置のブロック図である。 図に於いて、（１０１）は無線操縦用送信機、（１０２
）は無線操縦用受信機、（１０３）はサーボアクチュエ
ータ、（１０４）はヘリコプタ操縦用コントロール機構
、（１０５）は航行体の機体、（２００）はミキシング
アンプ、（２０１）はストラップダウン型の方位姿勢検
出装置、（２０２）は速度計、（２０３）は高度計を夫
々示す。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １、角速度センサ及びミキシングアンプから成る航行体
   の安定化装置に於て、航行体の主要３軸方向に入力軸を
   一致させた３個の加速度計と、３個の角速度センサと、
   方位センサと、これ等の出力が入力される演算部とを設
   け、該演算部に於て上記航行体の姿勢角信号、方位角信
   号及び３軸角速度信号を演算し、該演算結果を上記ミキ
   シングアンプへ入力するように成したことを特徴とする
   航行体の安定化装置。 ２、上記ミキシングアンプはロールミキシングアンプ、
   ピッチミキシングアンプ及び方位ミキシングアンプより
   成ることを特徴とする上記特許請求の範囲第１項記載の
   航行体の安定化装置。