JPS6036999B2

JPS6036999B2 - 無人機のプログラム飛行制御方式

Info

Publication number: JPS6036999B2
Application number: JP53093300A
Authority: JP
Inventors: 忠男香田; 行夫上吉原
Original assignee: Fuji Jukogyo KK
Current assignee: Subaru Corp
Priority date: 1978-07-31
Filing date: 1978-07-31
Publication date: 1985-08-23
Also published as: JPS5519675A

Description

【発明の詳細な説明】この発明は無人飛行機（以下、無人機とする）を計画コ
ース通りに（微少な誘導誤差で）航行させるための無人
機のプログラム飛行制御方式に関する。

通常、無人機を地上の支援ないこ計画航行させる場合の
簡単な方法として、時間を基準として機首方位やバンク
角などの飛行指令を記憶させる飛行指令プログラム方式
が考えられている。

この方式は機上にドプラ−や慣性航法装置などの位置検
出装置を必要とすることはなく、小型軽量化が計れると
いった利点を有する反面、誘導誤差として風向風速の影
響による方位誤差や速度変化による距離誤差を生じるた
め、あまり複雑な計画コースを飛行させることは困難で
ある。このため、方位誤差や距離誤差を微少ならしめる
ような計画コースの記憶方式、誤差修正方式、制御方式
を探らなければならない。この発明はかかる要求を充分
に満足し得るものである。以下にこの発明を説明する。

この発明は、無人機を計画コースに従って飛行させるた
め、計画コースを平面座標系に直線飛行部及び旋回飛行
部の集合として表わすと共に、計画コース上に直線飛行
部と旋回飛行部の切換点を中間目標点として置き、この
中間目標点の座標、直線飛行か旋回飛行かの飛行モード
識別、旋回飛行における旋回半径及び旋回角並びに風向
風速を記憶させておき、繁人機の現在位置の前後の中間
目標点の座標及び風向風速を読出すと共に、機上にて検
出し、補正計算される真対気速度に基づいて直線飛行部
では機首方位を、旋回飛行部では対気的に旋回半径が一
定となるようなバンク角を計算して自動操縦装置への指
令とすることにより風向風速及び速度変化による誘導誤
差を微少に押えるようにしたものである。

また、通常真対気速度を得るためには、機上に大気圧検
出器及び温度検出器を必要とするが、この発明は、地上
気温により上空気温を推定計算するため、機上の温度検
出器を不要とするところに特徴がある。次に、図面を参
照しながらこの発明による制御方式を具体的に説明する
。

無人機を地上の支援ないこ計画飛行させようとする場合
、第１図に示すように計画コースの始点Ｐｏを原点０，
０とすると共に、地磁気方位の東西をｘ軸、南北をｙ軸
とする直角座標系を設定し、この直角座標系に計画コー
スを直線飛行部と旋回飛行部の集合として作用し、その
直線部と旋回部の切襖点をＰ，（Ｘ，，ｙ．）Ｐ２（ｘ
２，〆）、・・・・・・Ｐｎ（ｘｍｙｎ）とする。

しかして、これらの座標を計画航行の中間目標点として
後述する第３図の飛行指令記憶器１に記憶させると共に
、座標間の飛行モード（直線飛行か又は旋回飛行か）、
旋回飛行における旋回半径及び旋回角を同時に記憶する
。また、気象情報記憶器２には地上で測定した地上気温
、地上気圧及び風向風速を記憶させる。ここで、一般的
に説明するために、無人機がｎ番目の目標点Ｐｎ及びｎ
＋１番目の目標点ＰＭ間を直線飛行として読出した状態
を第２図及び第３図によって説明する。飛行指令記憶器
１は座標ｘｎ及びｘｍ，、および座標ｙｎ及びｙｎ＋，
を示す出力を発生し、これら各出力は減算器４に入力さ
れ、ここでの演算を行ない、出力×およびＹを発生する
。

そして、出力Ｘ及びＹは直角−極座標変換器８に入力さ
れ、ここでの計算を行ない、目標方位心ｐおよび目標距
離Ｄｓを出力する。

ところで、上述したように無人機を目標方位Ｊｐ通りに
航行させるためには、風向風速による影響を見込んだ機
首方向を探ることが必要である。

このため、この発明では予め測定して記憶されている気
象情報記憶器２から地上気温Ｔｏ、地上気圧Ｐｏを議出
して演算器５及び３４に入力すると共に、風向少ｗ及び
風速Ｖｗを出力してそれぞれ演算器１４，１５及び１６
に入力する。また、対気速度検出器１１からは対気速度
ＶＡが検出されて演算器５に入力されると共に、大気圧
検出器１２からは上空気圧Ｐが検出されて設定時間間隔
毎に演算器５及び３４に入力される。演算器３４ではＴ
＝ｔ−２８８‐１５｛１−（貴）…９｝．・・．・・…
潮を計算し、この上空気温Ｔを演算器５に入力する。

演算器５ではＫを位置誤差修正係数として、（器）す・
ｖ＾・Ｋ＝ｖＴ．・・．・・…■を計算し、この
真対気速度ＶＴを演算器６に入力する。そして、この演
算器６は飛行指令記憶器１からピッチ姿勢角指令ｏｎを
受けてＶＴＣｏＳ８ｎ＝ＶＨ …
……‘５１（経路角ｙ＝ａ−Ｑ，０＞＞Ｑ→ｙニ８）を
計算（第２図参照）し、真対気速度ＶＴの水平成分ＶＨ
を求める。

尚８ｎは上昇又は降下の時に用いられる指令であり、こ
の時は水平速度成分ＶＨを求める簡易式として｛５｝式
を用いている。ピッチ姿勢角指令８ｎは上昇および降下
時の指令として用いられている。上昇および降下の制御
はピッチ姿勢角およびエンジン回転数で実施しているた
めである。一方、真対気速度ＶＴの水平速度成分ＶＨを
演算器１４，１６，１７、除算器１８及び積分器１９に
それぞれ入力する。しかして、演算器１６では目標方位
心ｐ、風向Ｊ肌風速Ｖｗ及び水平速度成分ＶＨを受けて
小ｐ＋Ｓｉｎ−，ＶｗＳｊｎ（Ｊｐ叫）ＶＨ− Ｗ：
心Ｃ．・・．・・【６）を計算（第２図参照）し、これにより求まる機首方位指
令少ｃを減算器２３及び演算器１４に入力する。

減算器２３はディレクショナルジヤィロ２２から現在の
機首方位心地を受けてし。

一心めｔＦ心ｅ ………【７）を計算
し、機首方位誤差山ｅを開閉器２４に入力する。機首方
位誤差心ｅは開閉器２４を経て係数器２６でＫ心情され
、その出力（Ｋ少×Ｊｅ）が加算器３２に入力される。
しかして、開閉器２４は自動操縦装置３３に対する飛行
指令の切換えを行なうもので、飛行指令記憶器１からの
飛行モード指令４３に応じて、直線飛行指令の場合には
開閉器２４を閉じて減算器２３からの機首方位誤差Ｊｅ
を通過させると共に、開閉器２５を開いて演算器１７か
らのバンク角指令Ｊｃを遮断する。また、飛行指令記憶
器１からの指令４３が旋回飛行指令の場合には開閉器２
４を開き、開閉器２５を閉じる働きをする。今、直線飛
行指令状態であるので開閉器２４は閉となる。

そして、バーチカルジャィロ２８は機体のロール姿勢角
◇鮒を出力し、減算器２７でＯＣ一つ犯ｔ＝Ｊｅ
………■を計算し、バンク角誤差◇ｅを係
数器３０に入力する。ここに、開閉器２５によってバン
ク角指令Ｊｃが遮断されているため、減算器２７からの
バンク角誤差ぐｅはぐｅ；−？ａｑとなり、係数器３０
でＫ◇倍された出力（ＫＯ×？ｅ）が加算器３２に入力
される。そして、この加算器３２で上記出力（Ｋ少×心
ｅ）と加算されＫＪ心ｅ＋ＫＯ？ｅ＝Ｋ小心ｅ一Ｋつめａｃｔ：Ｊａ ……（９）と
なる操舵指令Ｊａを自動操縦装置３３に入力することに
より操舵される。

また、飛行指令記憶器１からのピッチ姿勢角指令８ｎは
減算器２９に入力され、ここでバーチカルジヤイロ２８
からのピッチ姿勢角８鮒とにより、８ｎ・８犯ｔニａｅ
“””…｛１■が計算され、
このピッチ角誤差ｏｅを係数器３１でＫＯ倍した出力（
Ｋａ×８ｅ）を自動操縦装置３３に入力して操舵する。

一方、直線飛行の制御は距離基準で行なわれ、目標距離
と飛行距離の比較による。

目標距離Ｄｓは直角−極座標変換器８から減算器１０１
こ入力され、演算器１４は気象情報記憶器２から風向Ｊ
ｗ及び風速Ｖｗ、演算器１６から機首方位指令心ｃを、
演算器６から真対気速度の水平成分ＶＨをそれぞれ入力
してノＶＨ２十Ｖｗ２十２ＶＨＶｗＣＯＳ（心Ｃ−
心ｗ）＝ＶＧ ………（１１）を
計算し、求められた対地速度ＶＧを積分器１３に入力す
る。

この積分器１３では′ＶＧｄｔ＝Ｓｓ
………（１２）を計算し、飛行距離Ｓｓを減算器１川こ
入力する。

減算器１０ではＤＳ−ＳＳ二ＤＳｅ ………
（１３）を計算して飛行距離誤差Ｄｓｅを出力し、比較
器９において飛行距離誤差Ｄｓｅｏの時に飛行指令の
更新指令６７を出し、飛行指令記憶器１の飛行指令を１
ステップ進めてｎ十１番目の指令を謙出す。

次に、ｎ＋１番目に旋回指令が出された場合を説明する
。

演算器６では演算器５からの真対気速度ＶＴ及び飛行指
令記憶器１からのｎ＋１番目の出力であるピッチ姿勢角
指令ａｎ＋，を入力し、ここでＶＴ・ＣＯＳ８ｎ十，＝
ＶＨ ………（１４）を計算し、この水平速度
ＶＨを演算器１７に入力する。

また、飛行指令記憶器１から旋回半径指令Ｒｎ＋，が出
力されて演算器１７に出力され、ここでねｎ・表麓ご＝
っＣ ……（１５）を計算し、水平速度ＶＨが変
化しても実際の旋回半径が一定となるような即ち指令値
Ｒｎ＋，に等しい値に保たれるようなバンク角指令０ｃ
を出す。

このようにするのは次の理由による。即ち、つり合い旋
回に於いて、旋回半径は速度とバンク角によって決定さ
れる。本装置は、速度制御回路を持っていないため速度
が変化すると一定の旋回半径が得られなくなる。そこで
速度変化による旋回半径の変化を押えるためにバンク角
を変えるという方法を用いているのである。バンク角指
令Ｊｃは旋回指令４３によって閉じている開閉器２５を
経て減算器２７に入力し、式｛８｝に従って求められた
バンク角誤差？ｅを係数器３０でＫＯ倍して加算器３２
に入力する。

今は、旋回指令状態なので開閉器２５は開いており、係
数器２６からの出力（Ｋ心×Ｊｅ）は０となり、加算器
３２ではＫ心必ｅ十ＫＪ○ｅ＝ＫＯ〇ｅ＝○ａ …（
１６）となり、この操舵指令中ａが自動操縦装置３３に
入力されて操舵される。

また、ピッチ姿勢角指令８ｎ＋，は直線飛行時と同様に
式側に従って求められたピッチ角誤差８ｅをＫａ倍して
自動操縦装置３３へ入力される。しかして、旋回飛行の
制御も直線飛行の場合と同様の距離基準で行なわれる。
旋回飛行の目標距離は旋回半径の円周距離で表わされ、
演算器７で旋回半径指令Ｒｎ＋，及び旋回角指令ＡＴｎ
＋，を飛行指令記簾器１から読出してのＲｎ十１．ＡＴ
ｍｌニＤｒ ………（１７）１８０を計算
し、目標円周距離ＤＴを出力する。

旋回飛行の時の飛行距離は真対気速度の水平成分ＶＨを
積分して得る。積分器１９では演算器６からの水平速度
Ｖ一を受けて′ＶＨｄｔ＝ＳＴ ……
…（１８）を計算し、この飛行距離ＳＴを減算器２０に
入力する。減算器２０は演算器７からの目標円周距離Ｄ
Ｔを受けてＤＴ−ＳＴ＝ＤＴｅ ………（
１９）を計算し、この距離誤差ＤＴｅを比較器２１に入
力し、距離誤差ＤＴｅｏの場合に飛行指令の更新指令
７０を送り飛行指令記憶器１の指令を次のｎ＋１番目に
更新する。

また、除算器１８は演算器７からの目標円周距離ＤＴ及
び演算器６からの水平速度ＶＨを受けて竿＝ｔ？
‐・‐・‐‐‐‐‐（２ｏ）を計算し、この旋回時間
ｔめを演算器１５に入力する。

演算器１５は気象情報記憶器２から風向心ｗ、風速Ｖｗ
を受けてを計算し、風による旋回終了点の座標誤差ｘｄ
ｎ十２，ｙｄｎ＋２を加算器３に入力する。加算器３は
飛行指令記憶器１から旋回終了点の座標ｘｎ＋２，ｙｎ
十２を読出してを計算し、ｎ＋２番目の修正座標ｘ′ｎ
＋２及びｙ′ｎ十２を出力して飛行指令記憶器１の座標
ｘｎ十２及びｙｎ＋２と入れ換える。

これによってｎ＋３番目の飛行指令における初期値はｘ
′ｎ＋２及びｙ′ｎ＋２となり、旋回時の風向風速によ
る位置誤差が軽減される。以上のように本発明によれば
、計画コースを直線飛行部及び旋回飛行部の集合として
表わし、直線飛行部と旋回飛行部の切換点、旋回飛行に
おける旋回半径及び旋回角を示す記憶データに基づいて
飛行をおこなわせるに当たり、プログラム飛行の直前の
気溢、風向、風速を機上の記憶器に記憶させ、飛行中に
更にそのデータを修正し得るようにするとともに、機上
の検出器で対気速度を検出し、これらにもとづいて直線
飛行部では、直線的に飛行してその終点に達するための
機首方位を計算し、旋回飛行部では対気的に旋回半径が
一定となるようなバンク角を計算して、これを自動操縦
装置への指令とするとともに、風向風速の影響による旋
回終了点の位置誤差を計算し、次の直線飛行の始点をそ
の位置誤差だけずらすこととしている。従って、ドプラ
ー、ＩＮＳ等の高価な対地速度検出器を必要とせず、対
気情報取得センサ（大気圧、ピトー圧検出器等）を用い
れば足り、比較的簡単で低価格の機器で、所望の制御を
行ないうる。

また、旋回飛行部では対気的に旋回半径を一定としてい
るので、対地的に一定の旋回半径で旋回しようとする場
合に必要な種々の演算を省略し制御を容易にすることが
できる。

即ち、対地的に一定の旋回半径で飛行しようとすると、
旋回中、対地位層に関するデータを時々刻々収集し、こ
れに基づき風によるずれ（対地的に円形のコースからの
ずれ）等に対し、修正を加えながら、飛行を行なう必要
があるが本発明では旋回中はこのような修正をおこなわ
ずあくまで対気的に円形のコースを飛行し、旋回部の終
点がずれたときは、次の直線部分の始点に関するデータ
を書き直すことにより、飛行を続けるものである。従っ
てこの場合、直線部分は計画コースとは上記のずれの分
だけ異なるものとなるが、直線部分の終点は、計画コー
ス通りであり、直線部の終点ではずれはなくなる。この
ように直線部でずれをなくすわけであるが、直線部の修
正は、単に始点のデータを置き変え、そしてその結果に
基き直線的に飛行して直線部の終点に達する機首方位を
計算すればよいので、簡単であり、従って、全体として
制御が簡単となる。

【図面の簡単な説明】

第１図は無人機の計画コースの一例を示す図、第２図は
この発明の原理を説明するための直角座標の説明図、第
３図はこの発明による一実施例を示すブロック図である
。１…飛行指令記憶器、２・・・気象情報記憶器、３，３
２…加算器、４，１０，２０，２３，２７，２９…減算
器、５，６，７，１４，１５，１６，１７，３４・・・
演算器、８・・・直角−極座標変換器、９，２１・・・
比較器、１１・・・対気速度検出器、１２・・・大気圧
検出器、１３，１９・・・積分器、１８・・・除算器、
２２・・・ディレクショナルジャィロ、２４，２５・・
・開閉器、２６，３０，３１・・・係数器、２８・・・
バーチカルジャィロ、３３・・・自動操縦装置。第２図第１図３い

Claims

【特許請求の範囲】

１（ａ）無人機を計画コースに従つて飛行させるた
め、（ｂ）前記計画コースを平面座標系に直線飛行部
及び旋回飛行部の集合として表わすとともに、前記計画
コース上に直線飛行部と旋回飛行部の切換点を中間目標
点として置き、この中間目標点の座標、直線飛行か旋回
飛行かの飛行モード識別、旋回飛行における旋回半径お
よび旋回角を機上の飛行指令記憶器に記憶させておき、
（ｃ）地上気圧、地上気温および風向風速を機上の気
象情報記憶器に記憶させておき、（ｄ）離陸後の風向
風速の変化を無線指令によつて修正可能とし、（ｅ）
直線飛行時には、前記無人機の現在位置の前後の中間目
標点の座標および風向風速を読出し、機上の対気速度検
出器で対気速度を検出し、現在位置の前後の中間目標点
の座標、風向風速および対気速度に基づいて、直線的に
飛行してその終点に達するための機首方位を計算し、（
ｆ）旋回飛行時には、機上の大気圧検出器で上空気圧
を検出し、記憶された地上気圧および地上気温ならびに
機上の大気圧検出された上空気圧に基づいて上空気温を
推定計算し、地上気圧、地上気温、上空気圧および上空
気温を用いて対気速度を真対気速度に変換し、記憶され
ている旋回半径および計算された真対気速度の水平成分
に基づいて対気的に旋回半径が一定となるようバンク角
を計算し、ｇ上記（ｅ）で計算された機首方位および
上記（ｆ）で計算されたバンク角を自動操縦装置への指
令とし、ｈ直線飛行時には、機首方位、対気速度およ
び風向風速に基づいて計算される対地速度を積分して得
られる飛行距離と予定飛行距離との一致に基づき、直線
飛行部の終点たる中間目標点に達したものと判断し、ｉ
旋回飛行時には、真対気速度の積分で得られる円周上
の飛行距離と予定飛行距離との一致に基づき、旋回飛行
部の終点たる中間目標点に達したものと判断し、ｊ上
記（ｈ）または（ｉ）により中間目標点に達したと判断
されたとき、飛行指令記憶器に記憶されている次の指令
による飛行制御を開始し、ｋ旋回終了時に記憶されて
いる風向風速および計算された旋回時間に基づいて風向
風速の影響による旋回終了点の位置誤差を旋回時間をも
とにベクトル計算し、記憶されている旋回終了点たる中
間目標点から上記位置誤差だけずれた位置を次の直線飛
行部の始点とし、ｌ上記（ｂ）〜（ｋ）により、風向
風速、速度変化、高度および温度による誘導誤差を微少
に押えるようにしたことを特徴とする無人機のプログラ
ム飛行制御方式。