WO2019078094A1 - 墜落検知装置、飛行体の墜落を検知する方法、パラシュートまたはパラグライダーの展開装置、およびエアバッグ装置 - Google Patents

墜落検知装置、飛行体の墜落を検知する方法、パラシュートまたはパラグライダーの展開装置、およびエアバッグ装置 Download PDF

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泰彦 八木橋
幸一 笹本
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日本化薬株式会社
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Definitions

  • the present invention relates to a crash detection device mounted on a flying object, a method of detecting a crash of the flying object, a parachute or paraglider deployment device, and an air bag device.
  • a flying object provided with a plurality of rotors, for example, called a drone
  • the drone flies, for example, by rotating a plurality of rotors at the same time with balance, raising and lowering is performed by increasing or decreasing the rotational speed of the rotating blades, and forward and reverse are tilting the vehicle via increasing or decreasing the rotational speeds of the rotating blades It can be done by Such an aircraft is expected to expand worldwide in the future.
  • parachute deployment devices and airbag devices are being commercialized as safety devices.
  • the flight attitude parameter and the battery capacity parameter are compared and determined with predetermined values, and the power supply of the flying object is detected when an abnormality is detected.
  • An automatic opening device for an air vehicle is disclosed which automatically stops opening the parachute.
  • the present invention aims to provide a crash detection device capable of improving the reliability of the safety surface of a flight vehicle, a method of detecting crash of a flight vehicle, a parachute or paraglider deployment device, and an airbag device. I assume.
  • the present invention is a crash detection device that can be mounted on a flying object and that can detect crash of the flying object, and a detection unit that can detect the flight state of the flight object, and the detection unit
  • An operation unit capable of determining whether or not the flight state of the flight object is abnormal based on the obtained flight state data of the flight object, and the operation unit determining that the flight state of the flight object is abnormal
  • An abnormality signal output unit capable of outputting an abnormality signal to the outside, wherein the operation unit acquires data from the detection unit at a sampling frequency of 1 kHz or more, and data indicating that the flight state of the aircraft is abnormal When it is determined that the data indicates that the flying state of the flying object is abnormal (hereinafter referred to as signal / noise determination).
  • signal / noise determination data indicating that the flight state of the aircraft is abnormal
  • the computing unit may output an anomaly signal to the outside when it is determined that the flight state of the aircraft is abnormal.
  • the operation unit is an abnormal mode in which the data is acquired from the detection unit at the sampling frequency of 1 kHz or more, and the operation unit does not have an abnormality during normal operation. Less than the normal mode of acquiring data from the detection unit, and in the initial state the normal mode, wherein the data acquired from the detection unit in the normal mode is equal to or greater than a predetermined threshold value; Preferably, the mode is switched to the abnormal mode to acquire data from the detection unit.
  • the calculation unit is based on information of the half width or peak area of the peak of the data obtained by calculation from the data obtained from the detection unit.
  • the signal / noise determination is performed.
  • the present invention is a method of detecting a crash of an aircraft equipped with a safety device, the data acquisition step of acquiring data of the flight state of the aircraft at a sampling frequency of 1 kHz or more; A first determination step of determining whether or not the data acquired in the data acquisition step is equal to or greater than a predetermined threshold set in advance; and, in the first determination step, the data is equal to or greater than the predetermined threshold set in advance If it is determined that the data is determined, a second determination step of determining whether the flight state of the aircraft is abnormal or noise, which is unnecessary data, and the second determination step, Activating the safety device when it is determined that the data indicates that the flight state of the aircraft is abnormal. It may be the one to be.
  • a parachute or paraglider deployment apparatus includes the crash detection apparatus according to any one of the above (1) to (3), the deployable parachute or paraglider, and the crash detection apparatus. And an emitting unit for receiving the abnormal signal and emitting the parachute or the paraglider when the abnormal signal is output.
  • the fall detection device capable of easily discriminating the signal and the noise even if the noise is mixed into the measured data is provided, the operation guarantee of the parachute or paraglider expansion device is realized. And the malfunction of the deployment device can be prevented. This can improve the safety reliability of the parachute or paraglider deployment device.
  • an airbag apparatus includes an inflatable airbag, the crash detection device according to any one of the above (1) to (3), and the fault signal by the crash detection device. And a gas generator for receiving the abnormal signal and supplying a gas into the air bag.
  • the fall detection device capable of easily discriminating the signal and the noise even if the noise is mixed in the actually measured data is provided, the operation guarantee of the air bag device can be realized. As well as being able to prevent malfunction of the air bag device. This can improve the reliability of the safety of the air bag device.
  • a crash detection device capable of improving the reliability of the safety surface of the flight vehicle, a method of detecting crash of the flight vehicle, a parachute or paraglider deployment device, and an airbag device. It becomes.
  • FIG. 1 It is a figure showing an example of the flight to which the deployment device of the parachute or paraglider concerning one embodiment of the present invention is applied. It is a sectional view showing the deployment device of the parachute or paraglider concerning one embodiment of the present invention.
  • FIG. (A) is a graph which shows the example of a signal and noise
  • (b) is a graph for description of peak area.
  • FIG. shows the example of the flying body provided with the airbag apparatus to which a crash detection apparatus is applied. It is a figure which shows the other example of the flying body provided with the airbag apparatus to which a crash detection apparatus is applied. It is a flowchart which shows the other example of operation
  • FIG. 1 is a view showing an example of an aircraft to which a parachute or paraglider deployment apparatus 90 is applied.
  • the flying object 100 is provided to the airframe 1 and one or more propulsion mechanisms (for example, a propeller etc.) 2 that are coupled to the airframe 1 and propel the airframe 1 and the lower part of the airframe 1
  • propulsion mechanisms for example, a propeller etc.
  • a plurality of legs 3 and a parachute or paraglider deployment device 90 are provided.
  • a parachute or paraglider deployment device 90 is provided on the airframe 1.
  • FIG. 2 which shows an example of the parachute or paraglider expansion
  • deploys a parachute is mentioned as an example, and is demonstrated.
  • the parachute or paraglider deployment apparatus 90 includes an actuator 88 and a parachute or paraglider 86.
  • the actuator 88 includes an igniter 84 having a cup-shaped case 85 for containing an igniter (not shown), a piston 81 having a recess 82 and a piston head 83 integrally formed with the recess 82, and a piston 81. It has a bottomed cylindrical housing 80 which accommodates and regulates the direction of propulsion of the piston 81.
  • the parachute or paraglider 86 is housed in the housing 80 in a state of being disposed on the piston head 83, and is a so-called parachute.
  • the propulsion of the piston 81 allows the parachute or paraglider 86 to be pushed out and deployed directly.
  • the open end of the housing 80 is closed by the lid 87 in the initial state, and is released from the open end by the pushing of the parachute or paraglider 86.
  • the parachute or paraglider deployment apparatus 90 is provided with a crash detection apparatus 40 (not shown in FIG. 2) including an acceleration sensor or the like that detects an abnormality of the flying object.
  • the piston 81 when an abnormality is detected by the fall detection device 40, the piston 81 is propelled by the gas pressure generated based on the ignition operation of the igniter 84.
  • the parachute or paraglider 86 can be directly pushed out and deployed by the thrust of the piston 81.
  • the fall detection device 40 includes a sensor (detection unit) 11 and a control unit (a computer having a CPU, a ROM, a RAM, and the like) 20. It is electrically connected.
  • a sensor detection unit
  • a control unit a computer having a CPU, a ROM, a RAM, and the like
  • the sensor 11 detects the flight state (including collision, crash, etc.) of the flying object 100.
  • the sensor 11 is a sensor selected from one or more of, for example, an acceleration sensor, a gyro sensor, an air pressure sensor, a laser sensor, an ultrasonic sensor, etc. It is possible to acquire data of the flying state of the flying object 100, such as the position.
  • the control unit 20 includes a sensor malfunction detection unit 21, a calculation unit 22, and a notification unit 23 as a functional configuration.
  • the sensor abnormality detection unit 21, the calculation unit 22, and the notification unit 23 are functionally realized by the control unit 20 executing a predetermined program.
  • the sensor abnormality detection unit 21 detects an abnormal state of the sensor 11. That is, the sensor abnormality detection unit 21 detects whether the sensor 11 can operate normally.
  • the computing unit 22 determines whether or not the flight condition of the flying object is abnormal, specifically, whether or not the flying object 100 has received an impact (or whether it has collided), based on each data acquired by measurement by the sensor 11.
  • the determination of Note that the data collection interval (sampling frequency) of the calculation unit 22 can be set to, for example, any value of 1 kHz or more (preferably, any value of 1 kHz to 10 kHz), and the present embodiment In the form, it is set to 10 kHz.
  • the computing unit 22 outputs an abnormal signal (which may include a command signal for activating or activating another device) to the outside.
  • An abnormal signal output unit may be provided separately from the calculation unit 22, and the abnormal signal output unit may output an abnormal signal according to an instruction of the calculation unit 22.
  • FIG. 4A shows an example of the signal and the noise.
  • the signal has a half width wider than noise.
  • the computing unit 22 can take data at a sampling frequency of 10 kHz and calculate the half width or peak area of the signal and noise peaks shown in FIG. 4. Then, the calculation unit 22 can determine whether it is a signal or a noise based on the information on the half value width or peak area of the signal and the noise peak (signal / noise determination).
  • the peak area is a straight line parallel to the time axis connecting the start point (base start) and the end point (base end) of the target waveform, as in the range of the hatched portion shown in FIG. 4 (b). It is the area of the portion surrounded by (baseline) and the waveform of the data of interest (with peak start, peak top, and peak end).
  • the notification unit 23 notifies an administrator or the like that an abnormality has been detected when the sensor abnormality detection unit 21 detects an abnormality of the sensor 11.
  • an abnormality inspection of the sensor 11 is performed by the sensor abnormality detection unit 21 (step S1). Specifically, an acceleration sensor or the like that measures the acceleration of the flying object is inspected by the sensor abnormality detection unit 21 to determine whether it normally operates.
  • step S1 when it is not determined that there is no abnormality (NO in step S2), the sensor abnormality detection unit 21 notifies the administrator or the like of an error (step S3), and the process ends.
  • step S3 when it is determined that there is no abnormality as a result of step S1 (YES in step S2), operation unit 22 reads each data measured by sensor 11 (step S4).
  • step S4 the calculation unit 22 determines whether the data actually measured and acquired by the sensor 11 is a signal or a noise (step S5). If the acquired data is not a signal (NO in step S6), operation unit 22 returns to the process of step S4.
  • step S6 operation unit 22 outputs a deployment device activation signal (abnormal signal) to parachute or paraglider deployment device 90 (step S7).
  • a deployment device activation signal abnormal signal
  • the computing unit 22 when the acquired data is a signal, and further, if the height (peak top) of the peak of the signal is equal to or greater than a predetermined threshold value, the computing unit 22 generates an expansion device activation signal. It may be output to a parachute or paraglider deployment device 90.
  • the parachute or paraglider expansion device 90 that has received the expansion device activation signal is activated to expand the parachute or paraglider (step S8), and the process ends.
  • the fall detection device 40 capable of easily discriminating the signal and the noise by making the sampling frequency larger than the conventional one is provided.
  • the operation guarantee of the expansion device 90 can be realized, and the malfunction of the expansion device 90 can be prevented. This can improve the reliability of the safety in the parachute or paraglider deployment device 90. In other words, there is no need to worry about noise, so there is no need to attach an electromagnetic wave shield member or to apply an electromagnetic wave shield process to existing members as in the conventional case, so the weight and cost can be reduced compared to conventional ones. can do.
  • the half width or peak area of the signal and noise peaks is calculated in the calculation unit 22 and is used, the accuracy of the data actually measured and acquired by the sensor 11 is higher than in the conventional case. High signal / noise determination.
  • the sensor abnormality detection unit 21 detects the operation state of the sensor 11, it can be determined whether or not the sensor 11 can operate normally. Thereby, the operation guarantee of the sensor 11 can be realized. This can prevent the deployment apparatus 90 from being activated without being clear about whether the sensor 11 is operable. In addition, the reliability of the safety of the expansion device 90 can be improved by the operation unit 22.
  • the notification unit 23 when the sensor abnormality detection unit 21 detects an abnormality of the sensor 11, the notification unit 23 notifies the administrator or the like that an abnormality has been detected. As a result, a manager or the like can easily and quickly recognize the abnormality.
  • the flying object 200,300 provided with the airbag apparatus to which the crash detection apparatus of the said embodiment is applied is demonstrated.
  • portions having the same reference numerals as those in FIG. 1 are the same as those described in FIG. 1 unless otherwise indicated, and therefore the description thereof is omitted.
  • the parts having the same reference numerals as those in FIGS. 1 and 6 are the same as those described in FIG. 1 and FIG. 6 unless otherwise indicated.
  • the air bag apparatus used here the air bag is expanded by the gas pressure generated by the gas generator provided with the igniter.
  • the gas generator may be any type as long as it can supply gas into the air bag, and may be, for example, a cylinder type.
  • the flying object 200 includes an air bag device 210 that inflates the air bag 211 by the gas pressure generated based on the ignition operation of the igniter similar to the above-described igniter 84.
  • the air bag device 210 is provided on the airframe 201 opposite to a parachute or paraglider deployment device 190 provided in the lower part of the airframe 201 in the normal posture.
  • the fall detection device transmits a deployment device activation signal to the igniter, and the igniter is activated.
  • the deployment device activation signal from the crash detection device is an igniter. It will not be sent out.
  • the air bag 311 is inflated by the gas pressure generated by the operation of the igniter. This makes it possible to protect obstacles and loads, in particular pedestrians, in the event of a drop.
  • the air bag device 310 may be provided on the airframe 301 facing the parachute or paraglider deployment device 290 provided on the upper portion of the airframe 301 in the normal posture. .
  • a device (not shown) is provided below the airframe 301 in the normal attitude.
  • the fall detection device transmits a deployment device activation signal to the igniter, and the igniter is activated.
  • the deployment device activation signal from the crash detection device is an igniter. It will not be sent out.
  • the air bag body 310 when the air bag body 310 is inflated by the air bag device 310 when the flying body 300 is dropped, pedestrians and obstacles, in particular, the devices of the flying body 300 can be protected.
  • the airbag devices 210 and 310 include the crash detection device (not shown), malfunction of the airbag devices 210 and 310 can be prevented. This can improve the reliability of the safety of the air bag devices 210 and 310.
  • Other operational effects are the same as in the case of the parachute or paraglider deployment apparatus 90 described above.
  • the present invention is not limited to this and may be configured by hardware. .
  • the sampling frequency of the arithmetic unit 22 is set to a single 10 kHz for reading of data acquired by measurement by the sensor.
  • the operation unit sets one of the normal mode (the sampling frequency is set to any value of less than 1 kHz (preferably 100 Hz or less)) and the abnormal mode (the sampling frequency is 1 kHz or more (preferably 1 kHz to 10 kHz)). It is good also as composition which uses properly depending on any value. Below, the example of this composition is shown.
  • part name similar to the said embodiment is the same unless there is a description in particular, description may be abbreviate
  • the description may be omitted.
  • the arithmetic unit in the fall detection apparatus of the present modification normally uses the above-mentioned normal mode, and switches from the above-mentioned normal mode to the above-mentioned abnormal mode when the sensor detects that a certain impact or the like has been received.
  • the same signal / noise determination as the above embodiment is performed.
  • the calculation unit in the fall detection device of the present modification is in the normal mode in the initial state.
  • an abnormality inspection of the sensor is performed by the sensor abnormality detection unit (step S11). Specifically, an acceleration sensor or the like that measures the acceleration of the flying object is inspected by the sensor abnormality detection unit to determine whether it normally operates.
  • step S11 when it is not determined that there is no abnormality (NO in step S12), the sensor abnormality detection unit notifies the administrator or the like of an error (step S13), and the process ends.
  • the arithmetic unit detects each data measured by the sensor in the normal mode (here, for example, the sampling frequency is set to 100 Hz). Are read (step S14).
  • step S14 it is determined whether the measured data value (peak height (peak top)) is equal to or greater than a predetermined threshold (step S15). If the value of the acquired data is not equal to or greater than the predetermined threshold (NO in step S15), operation unit 22 returns to the process of step S14.
  • the arithmetic unit switches the normal mode to the abnormal mode (here, for example, the sampling frequency is set to 1 kHz).
  • the sampling frequency is set to 1 kHz.
  • step S16 the computing unit determines whether the data actually measured and acquired by the sensor is a signal or a noise (step S17). If the acquired data is not a signal (NO in step S18), the arithmetic unit returns to the process of step S14.
  • the computing unit outputs a deployment device activation signal (abnormal signal) to the parachute or paraglider deployment device (step S19).
  • a deployment device activation signal abnormal signal
  • the computing unit 22 activates the developing device.
  • the signal may also be output to a parachute or paraglider deployment unit 90.
  • the parachute or paraglider expansion device receiving the expansion device activation signal is activated to expand the parachute or paraglider (step S20), and the process ends.

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Abstract

【課題】安全面の信頼性を向上することができる墜落検知装置、飛行体の墜落を検知する方法、パラシュートまたはパラグライダーの展開装置、およびエアバッグ装置を提供する。 【解決手段】飛行体の墜落を検知する装置であって、飛行体の飛行状態を検知可能な検知部と、前記検知部で得た飛行体の飛行状態のデータを基に、飛行体の飛行状態が異常か否か判定可能な演算部と、前記演算部が飛行体の飛行状態を異常と判定した場合において、異常信号を外部に出力可能な異常信号出力部と、を備えている。前記演算部は、サンプリング周波数１ｋＨｚ以上で前記検知部からデータを取得し、前記データが予め設定された所定の閾値以上である場合に、飛行体の飛行状態が異常であることを示すデータであるか不要なデータであるノイズであるかの判定を行い、飛行体の飛行状態が異常であることを示すデータであると判定した場合に、前記飛行体の飛行状態が異常と判定する。

Description

墜落検知装置、飛行体の墜落を検知する方法、パラシュートまたはパラグライダーの展開装置、およびエアバッグ装置
　本発明は、飛行体に搭載される墜落検知装置、飛行体の墜落を検知する方法、パラシュートまたはパラグライダーの展開装置、およびエアバッグ装置に関する。
　近年、自律制御技術および飛行制御技術の発展に伴って、例えばドローンと呼ばれる複数の回転翼を備えた飛行体の産業上における利用が加速しつつある。ドローンは、例えば複数の回転翼を同時にバランスよく回転させることによって飛行し、上昇および下降は回転翼の回転数の増減によって行い、前進および後進は回転翼の回転数の増減を介して機体を傾けることによって成し得る。このような飛行体は今後世界的に拡大することが見込まれている。
　一方で、上記のような飛行体の落下事故のリスクが危険視されており、飛行体の普及の妨げとなっている。こうした落下事故のリスクを低減するために、安全装置としてパラシュート展開装置およびエアバッグ装置などが製品化されつつある。例えば、特許文献１には、飛行体が規定の高度以上であることを検知した後、飛行姿勢パラメータおよびバッテリ容量パラメータを既定値と比較判定し、異常が検知された場合に飛行体の電源供給を停止し、パラシュートを自動的に開傘する飛行体用の自動開傘装置が開示されている。
中国特許出願公開第１０５７７５１４２号明細書
　しかしながら、上記特許文献をはじめとする従来技術においては、飛行体の異常検知について、さらに迅速性および信頼性を向上する余地がある。具体的には、従来技術は、飛行体の異常検知のためのデータ収集の迅速性および信頼性を考慮したものではなく、飛行体の異常検知について精度を向上させようとした場合において、誤作動を防止し得るものではなかった。
　そこで、本発明は、飛行体の安全面の信頼性を向上することができる墜落検知装置、飛行体の墜落を検知する方法、パラシュートまたはパラグライダーの展開装置、およびエアバッグ装置を提供することを目的とする。
（１）　本発明は、飛行体に搭載可能であるとともに、前記飛行体の墜落を検知可能な墜落検知装置であって、前記飛行体の飛行状態を検知可能な検知部と、前記検知部で得た前記飛行体の飛行状態のデータを基に、前記飛行体の飛行状態が異常か否か判定可能な演算部と、前記演算部が前記飛行体の飛行状態を異常と判定した場合において、異常信号を外部に出力可能な異常信号出力部と、を備え、前記演算部は、サンプリング周波数１ｋＨｚ以上で前記検知部からデータを取得し、前記飛行体の飛行状態が異常であることを示すデータであるか不要なデータであるノイズであるかの判定（以下、シグナル／ノイズ判定）を行い、前記飛行体の飛行状態が異常であることを示すデータであると判定した場合に、前記飛行体の飛行状態が異常と判定することを特徴とする。なお、前記演算部は、前記飛行体の飛行状態を異常と判定した場合、異常信号を外部に出力するものであってもよい。
　上記（１）の構成によれば、サンプリング周波数を従来よりも大きくしたことによって、検知部が実測したデータにノイズが紛れ込んでいても、飛行体の飛行状態が異常であることを示すデータ（シグナル）と、不要なデータであるノイズとを容易に判別できる。したがって、飛行体の飛行状態が異常であるか否かを的確に検知することができる。引いては、電気的ノイズおよび機械的ノイズなどのノイズを気にする必要がないので、従来のように、墜落検知装置に対して、電磁波シールド部材の取り付け、または、電磁波シールド処理などを既存部材に施す必要が無いため、従来よりも軽量化および低コスト化することができる。
（２）　上記（１）の墜落検知装置において、前記演算部は、前記サンプリング周波数１ｋＨｚ以上で前記検知部から前記データを取得する異常モードと、異常でない通常時に、前記演算部が、サンプリング周波数１ｋＨｚ未満で前記検知部からデータを取得する通常モードと、を含み、初期状態で前記通常モードであって、前記通常モードにおいて前記検知部から取得したデータが所定の閾値以上であった場合、前記通常モードから前記異常モードに切り替えて、前記検知部からデータを取得するものであることが好ましい。
　上記（２）の構成によれば、通常時に通常モードを用い、緊急時に異常モードを用いる構成により、上記（１）の構成の場合に比べてデータ収集の無駄を抑制することができる（精査の必要性が高いデータのみをピックアップして収集できる）ので、上記（１）の構成の場合に比べて消費電力を抑制することができる。
（３）　上記（１）または（２）の墜落検知装置において、前記演算部は、前記検知部から取得したデータから算出して得た前記データのピークの半値幅またはピーク面積の情報を基に、前記シグナル／ノイズ判定を行うことが好ましい。
　上記（３）の構成によれば、演算部において、シグナルおよびノイズのピークの半値幅またはピーク面積を算出し、これを利用するので、検知部で実測して取得したデータについて、従来よりも精度の高いシグナル／ノイズ判定を行うことができる。
（４）　別の観点として、本発明は、安全装置を備えた飛行体の墜落を検知する方法であって、前記飛行体の飛行状態をサンプリング周波数１ｋＨｚ以上でデータ取得するデータ取得ステップと、前記データ取得ステップで取得したデータが、予め設定された所定の閾値以上となっているか否か判定する第１判定ステップと、前記第１判定ステップによって、前記データが予め設定された所定の閾値以上となっていると判定された場合、前記飛行体の飛行状態が異常であることを示すデータであるか不要なデータであるノイズであるか判定する第２判定ステップと、前記第２判定ステップによって、前記飛行体の飛行状態が異常であることを示すデータであると判定された場合、前記安全装置を起動させるステップと、を有していることを特徴とするものであってもよい。
　上記（４）の構成によれば、上記（１）と同様の効果を奏することができる。
（５）　他の観点として、本発明に係るパラシュートまたはパラグライダーの展開装置は、上記（１）乃至（３）の何れかの墜落検知装置と、展開可能なパラシュートまたはパラグライダーと、前記墜落検知装置によって前記異常信号が出力された場合に、前記異常信号を受信して前記パラシュートまたは前記パラグライダーを射出する射出部と、を備えているものである。
　上記（５）の構成によれば、実測したデータにノイズが紛れ込んでいても、シグナルとノイズとを容易に判別できる墜落検知装置を備えているので、パラシュートまたはパラグライダーの展開装置の動作保証を実現することができると共に、当該展開装置の誤動作を防止することができる。このことによって、パラシュートまたはパラグライダーの展開装置における安全面の信頼性を向上することができる。
（６）　さらに他の観点として、本発明に係るエアバッグ装置は、膨張可能なエアバッグと、上記（１）乃至（３）の何れかの墜落検知装置と、前記墜落検知装置によって前記異常信号が出力された場合に、前記異常信号を受信して前記エアバッグ内にガスを供給するガス発生器と、を備えているものである。
　上記（６）の構成によれば、実測したデータにノイズが紛れ込んでいても、シグナルとノイズとを容易に判別できる墜落検知装置を備えているので、エアバッグ装置の動作保証を実現することができると共に、エアバッグ装置の誤動作を防止することができる。このことによって、エアバッグ装置における安全面の信頼性を向上することができる。
　本発明によれば、飛行体の安全面の信頼性を向上することができる墜落検知装置、飛行体の墜落を検知する方法、パラシュートまたはパラグライダーの展開装置、およびエアバッグ装置を提供することが可能となる。
本発明の一実施形態に係るパラシュートまたはパラグライダーの展開装置が適用される飛行体の一例を示す図である。 本発明の一実施形態に係るパラシュートまたはパラグライダーの展開装置を示す断面図である。 図２の展開装置に設けられている墜落検知装置の機能的構成を示すブロック図である。 （ａ）がシグナルおよびノイズの例を示すグラフ、（ｂ）がピーク面積の説明用のグラフである。 墜落検知装置の動作の一例を示すフローチャートである。 墜落検知装置が適用されるエアバッグ装置を備えた飛行体の例を示す図である。 墜落検知装置が適用されるエアバッグ装置を備えた飛行体の他の例を示す図である。 墜落検知装置の動作の他例を示すフローチャートである。
　以下、本発明の一実施形態に係るパラシュートまたはパラグライダーの展開装置が適用される飛行体について、図面を参照しながら説明する。
　図１は、パラシュートまたはパラグライダーの展開装置９０が適用される飛行体の一例を示す図である。図１に示すように、飛行体１００は、機体１と、機体１に結合され、当該機体１を推進させる１つ以上の推進機構（例えばプロペラ等）２と、機体１の下部に設けられた複数の脚部３と、パラシュートまたはパラグライダーの展開装置９０と、を備えている。パラシュートまたはパラグライダーの展開装置９０は、機体１上に設けられている。
　なお、パラシュートまたはパラグライダーの展開装置９０の一例を示す図２においては、パラシュートを展開させる展開装置を一例に挙げて説明する。
　図２に示すように、パラシュートまたはパラグライダーの展開装置９０は、アクチュエータ８８とパラシュートまたはパラグライダー８６とを備えている。アクチュエータ８８は、点火薬（図示略）を収容するカップ状のケース８５を有する点火器８４と、凹部８２および当該凹部８２と一体的に形成されたピストンヘッド８３を有するピストン８１と、ピストン８１を収容し当該ピストン８１の推進方向を規制する有底筒状のハウジング８０とを備えている。パラシュートまたはパラグライダー８６は、ピストンヘッド８３上に配置された状態でハウジング８０内に収納されているものであり、いわゆるパラシュートである。このような構成において、ピストン８１の推進によりパラシュートまたはパラグライダー８６を直接押し出して展開させることができる。なお、ハウジング８０の開口端部は初期状態で蓋８７により閉じられており、パラシュートまたはパラグライダー８６の押し出しにより上記開口端部から外れるようになっている。
　また、パラシュートまたはパラグライダーの展開装置９０は、飛行体の異常を検出する加速度センサ等を含む墜落検知装置４０（図２では図示略）を備えている。
　このような構成において、墜落検知装置４０によって異常が検出された際に、点火器８４の点火動作に基づき発生されたガス圧によってピストン８１を推進させる。これにより、ピストン８１の推進力によってパラシュートまたはパラグライダー８６を直接押し出して展開させることができる。
　ここで、墜落検知装置４０の機能的構成について説明する。墜落検知装置４０は、図３に示すように、センサ（検知部）１１と、制御部（ＣＰＵ、ＲＯＭ、ＲＡＭ等を有するコンピュータ）２０と、を備えており、展開装置９０の点火器８４と電気的に接続されている。
　センサ１１は飛行体１００の飛行状態（衝突、墜落などを含む）を検知するものである。具体的には、センサ１１は、たとえば、加速度センサ、ジャイロセンサ、気圧センサ、レーザーセンサ、超音波センサなどから１以上選択されてなるセンサであり、飛行体１００の速度、加速度、傾き、高度、位置など、飛行体１００の飛行状態のデータを取得することができる。
　制御部２０は、機能的構成として、センサ異常検知部２１と、演算部２２と、通知部２３と、を備えている。これらのセンサ異常検知部２１、演算部２２、および通知部２３は、制御部２０が所定のプログラムを実行することで機能的に実現されるものである。
　センサ異常検知部２１は、センサ１１の異常状態を検知するものである。つまり、センサ異常検知部２１は、センサ１１が正常に動作可能であるか否かを検知する。
　演算部２２は、センサ１１が実測して取得した各データを基に、飛行体の飛行状態が異常か否か、具体的には飛行体１００が衝撃を受けたかどうか（または衝突したかどうか）の判定を行うものである。なお、演算部２２のデータ収集間隔（サンプリング周波数）は、たとえば、１ｋＨｚ以上のうちいずれかの値（好ましくは１ｋＨｚ以上１０ｋＨｚ以下のうちいずれかの値）に設定することが可能であり、本実施形態においては１０ｋＨｚに設定されている。また、演算部２２は、飛行体の飛行状態が異常であると判定した場合、異常信号（他の機器を起動または作動させる命令信号を含むこともある。）を外部に出力するものであるが、演算部２２とは別に異常信号出力部を設け、演算部２２の命令によって、この異常信号出力部が異常信号を出力するようにしてもよい。
　なお、ここでは、衝撃を検知した場合に検知されるデータをシグナル、電気的ノイズまたは機械的ノイズとして発生した不要なデータをノイズとする。また、図４（ａ）に、上記シグナルおよび上記ノイズの例を示す。シグナルは、ノイズよりも半値幅が広いものである。これらの特性を利用し、演算部２２は、サンプリング周波数を１０ｋＨｚとして、データを取り込んで、図４に示したシグナルおよびノイズのピークの半値幅またはピーク面積を算出することができる。そして、演算部２２は、これらシグナルおよびノイズのピークの半値幅またはピーク面積の情報を基に、シグナルなのかノイズなのかの判定を行うことができる（シグナル／ノイズ判定）。なお、ピーク面積とは、図４（ｂ）に示した斜線部の範囲のように、対象となる波形の開始点（ベーススタート）と終点（ベースエンド）とを結んだ時間軸に平行な直線（ベースライン）と、対象となるデータの波形（ピークスタート、ピークトップ、ピークエンドを有する）とで囲まれた部分の面積のことである。また、演算部２２は、シグナルであると判定した場合、飛行体１００が衝撃を受けたとして、展開装置起動信号をパラシュートまたはパラグライダーの展開装置９０に出力するようになっている。
　通知部２３は、センサ異常検知部２１によりセンサ１１の異常が検知された場合、異常が検知された旨の通知が管理者などに対して行うものである。
　続いて、本実施形態の墜落検知装置４０の動作の流れについて、フローチャートを用いて説明する。
　図５に示すように、最初にセンサ異常検知部２１によるセンサ１１の異常検査が行われる（ステップＳ１）。具体的には、飛行体の加速度を計測する加速度センサなどが、センサ異常検知部２１によって正常に動作するかどうかの検査が実施される。
　ステップＳ１の結果、異常なしと判定されなかった場合（ステップＳ２でＮＯ）、センサ異常検知部２１は管理者などに対してエラー通知を行って（ステップＳ３）、終了する。一方、ステップＳ１の結果、異常なしと判定された場合（ステップＳ２でＹＥＳ）、演算部２２は、センサ１１で実測された各データを読み込む（ステップＳ４）。
　ステップＳ４のあと、演算部２２は、センサ１１で実測され取得されたデータが、シグナルなのかノイズなのかを判定する（ステップＳ５）。取得されたデータがシグナルでなかった場合（ステップＳ６でＮＯ）、演算部２２はステップＳ４の処理に戻る。
　一方、取得されたデータがシグナルであれば（ステップＳ６でＹＥＳ）、演算部２２は、展開装置起動信号（異常信号）をパラシュートまたはパラグライダーの展開装置９０に出力する（ステップＳ７）。なお、一変形例として、取得されたデータがシグナルであった場合、さらに該シグナルのピークの高さ（ピークトップ）が所定の閾値以上である場合に、演算部２２は、展開装置起動信号をパラシュートまたはパラグライダーの展開装置９０に出力することともしてもよい。
　そして、展開装置起動信号を受信したパラシュートまたはパラグライダーの展開装置９０は起動し、パラシュートまたはパラグライダーを展開させ（ステップＳ８）、終了する。
　このように、本実施形態によれば、実測したデータにノイズが紛れ込んでいても、サンプリング周波数を従来よりも大きくしたことによってシグナルとノイズとを容易に判別できる墜落検知装置４０を備えているので、展開装置９０の動作保証を実現することができると共に、当該展開装置９０の誤動作を防止することができる。このことによって、パラシュートまたはパラグライダーの展開装置９０における安全面の信頼性を向上することができる。引いては、ノイズを気にする必要がないので、従来のように、電磁波シールド部材の取り付け、または、電磁波シールド処理などを既存部材に施す必要が無いので、従来よりも軽量化および低コスト化することができる。
　また、本実施形態によれば、演算部２２において、シグナルおよびノイズのピークの半値幅またはピーク面積を算出し、これを利用するので、センサ１１で実測して取得したデータについて、従来よりも精度の高いシグナル／ノイズ判定を行うことができる。
　また、本実施形態によれば、センサ異常検知部２１によりセンサ１１の動作状態が検知されるので、当該センサ１１が正常に動作可能であるか否かが分かる。これにより、センサ１１の動作保証を実現することができる。これによって、センサ１１が動作可能であるか否かについて明確でないまま展開装置９０を起動することを防止できる。また、演算部２２により、展開装置９０の安全面の信頼性を向上することができる。
　また、本実施形態によれば、センサ異常検知部２１によりセンサ１１の異常が検知された場合に、通知部２３により、異常が検知された旨の通知が管理者などに対して行われる。これにより、管理者などは上記異常を容易かつ迅速に認識することができる。
　続いて、上記実施形態の墜落検知装置が適用されるエアバッグ装置を備えた飛行体２００、３００について説明する。なお、後述の図６において、図１と下２桁が同じ符号の部位は、特に示すことがない限り、図１で説明したものと同様であるので説明を省略する。同様に、後述の図７において、図１および図６と下２桁が同じ符号の部位は、特に示すことがない限り、図１および図６で説明したものと同様であるので説明を省略する。また、ここで用いられているエアバッグ装置においては、点火器を備えるガス発生器により発生されたガス圧によって、エアバッグを膨張させる。なお、ガス発生器は、ガスをエアバッグ内に供給できるものであれば、どのようなものでもよく、たとえば、ボンベ式などでもよい。
　図６に示すように、飛行体２００は、上述の点火器８４と同様の点火器の点火動作に基づき発生されたガス圧によってエアバッグ２１１を膨張させるエアバッグ装置２１０を備えている。エアバッグ装置２１０は、通常姿勢時の機体２０１の下部に設けられたパラシュートまたはパラグライダーの展開装置１９０と対向する機体２０１上に設けられている。
　このような構成において、エアバッグ装置２１０に搭載されている墜落検知装置（図示略）によって、センサ（図示略）で実測され取得されたデータがシグナルであると判定された場合、上述の墜落検知装置４０と同様に墜落検知装置から展開装置起動信号が点火器に発信され、当該点火器が作動する。なお、エアバッグ装置２１０に搭載されている墜落検知装置によって、センサ（図示略）で実測され取得されたデータがノイズと判定された場合には、墜落検知装置から展開装置起動信号が点火器に発信されることはない。
　また、上記点火器が作動することにより生じたガス圧によって、エアバッグ３１１が膨張する。これによって、落下時において、障害物および搭載物、特に歩行者を保護することができる。
　また、図７に示すように、飛行体３００において、エアバッグ装置３１０を、通常姿勢時の機体３０１の上部に設けられたパラシュートまたはパラグライダーの展開装置２９０と対向する機体３０１上に設けてもよい。なお、飛行体３００には、通常姿勢時の機体３０１の下部にデバイス（図示略）が設けられている。
　このような構成において、エアバッグ装置３１０に搭載されている墜落検知装置（図示略）によって、センサ（図示略）で実測され取得されたデータがシグナルであると判定された場合、上述の墜落検知装置４０と同様に墜落検知装置から展開装置起動信号が点火器に発信され、当該点火器が作動する。なお、エアバッグ装置３１０に搭載されている墜落検知装置によって、センサ（図示略）で実測され取得されたデータがノイズと判定された場合には、墜落検知装置から展開装置起動信号が点火器に発信されることはない。
　また、飛行体３００の落下時に、上記のエアバッグ装置３１０によりエアバッグ３１１が膨張された際、歩行者および障害物、特に飛行体３００の上記デバイスを保護することができる。
　このように、エアバッグ装置２１０、３１０は、墜落検知装置（図示略）を備えているので、エアバッグ装置２１０、３１０の誤動作を防止することができる。このことによって、エアバッグ装置２１０、３１０における安全面の信頼性を向上することができる。その他の作用効果は、上記パラシュートまたはパラグライダーの展開装置９０の場合と同様である。
　以上、本発明の実施形態について図面に基づいて説明したが、具体的な構成は、これらの実施形態に限定されるものではないと考えられるべきである。本発明の範囲は、上記した実施形態の説明ではなく特許請求の範囲によって示され、さらに特許請求の範囲と均等の意味および範囲内でのすべての変更が含まれる。
　また、上記実施形態では、センサ異常検知部２１、演算部２２および通知部２３をソフトウェアにより機能的に実現することとしたが、これに限定されるものではなく、ハードウェアにより構成してもよい。
　また、上記実施形態では、センサが実測して取得したデータの読み込みについて、演算部２２のサンプリング周波数を単一の１０ｋＨｚに設定した。この代わりに、演算部が、通常モード（サンプリング周波数１ｋＨｚ未満（好ましくは１００Ｈｚ以下）のうちいずれかの値に設定）、および、異常モード（サンプリング周波数１ｋＨｚ以上（好ましくは１ｋＨｚ以上１０ｋＨｚ以下）のうちいずれかの値に設定）を適宜使い分ける構成としてもよい。以下に、この構成の具体例を示す。なお、上記実施形態と同様の部位名を用いているものは、特に説明がない限り、同様のものであるので、説明を省略することがある。また、特に説明がないものについても上記実施形態と同様のものであるので、説明を省略することがある。
　本変形例の墜落検知装置における演算部は、通常時は上記通常モードを使用し、一定の衝撃などを受けたことをセンサが検知した場合に、上記通常モードから上記異常モードに切り替えた後、上記実施形態と同様のシグナル／ノイズ判定を行うものである。
　続いて、本変形例の墜落検知装置の動作の流れについて、フローチャートを用いて説明する。なお、本変形例の墜落検知装置における演算部は、初期状態において、上記通常モードとなっている。
　図８に示すように、最初にセンサ異常検知部によるセンサの異常検査が行われる（ステップＳ１１）。具体的には、飛行体の加速度を計測する加速度センサなどが、センサ異常検知部によって正常に動作するかどうかの検査が実施される。
　ステップＳ１１の結果、異常なしと判定されなかった場合（ステップＳ１２でＮＯ）、センサ異常検知部は管理者などに対してエラー通知を行って（ステップＳ１３）、終了する。一方、ステップＳ１１の結果、異常なしと判定された場合（ステップＳ１２でＹＥＳ）、演算部は、上記通常モード（ここでは、たとえば、サンプリング周波数を１００Ｈｚに設定）で、センサで実測された各データを読み込む（ステップＳ１４）。
　ステップＳ１４のあと、実測されたデータの値（ピークの高さ（ピークトップ））が所定の閾値以上であるか否か判定する（ステップＳ１５）。取得されたデータの値が所定の閾値以上でなかった場合（ステップＳ１５でＮＯ）、演算部２２はステップＳ１４の処理に戻る。
　一方、取得されたデータの値が所定の閾値以上であれば（ステップＳ１５でＹＥＳ）、演算部は、上記通常モードから上記異常モード（ここでは、たとえば、サンプリング周波数を１ｋＨｚに設定）に切り替えて、センサで実測された各データを読み込む（ステップＳ１６）。
　ステップＳ１６のあと、演算部は、センサで実測され取得されたデータが、シグナルなのかノイズなのかを判定する（ステップＳ１７）。取得されたデータがシグナルでなかった場合（ステップＳ１８でＮＯ）、演算部はステップＳ１４の処理に戻る。
　一方、取得されたデータがシグナルであれば（ステップＳ１８でＹＥＳ）、演算部は、展開装置起動信号（異常信号）をパラシュートまたはパラグライダーの展開装置に出力する（ステップＳ１９）。なお、一変形例として、取得されたデータがシグナルであった場合、さらに該シグナルのピークの高さ（ピークトップ）が別の所定の閾値以上である場合に、演算部２２は、展開装置起動信号をパラシュートまたはパラグライダーの展開装置９０に出力することともしてもよい。
　そして、展開装置起動信号を受信したパラシュートまたはパラグライダーの展開装置は起動し、パラシュートまたはパラグライダーを展開させ（ステップＳ２０）、終了する。
　これにより、上記実施形態のパラシュートまたはパラグライダーの展開装置９０と同様の作用効果を奏することができる。また、本変形例の演算部において、通常時に通常モードを用い、緊急時に異常モードを用いる構成により、上記実施形態の場合に比べてデータ収集の無駄を抑制することができる（精査の必要性が高いデータのみをピックアップして収集できる）ので、上記実施形態の場合に比べて消費電力を抑制することができる。
１、２０１、３０１　　機体
２、２０２、３０２　　推進機構
３、２０３、３０３　　脚部
２０　　制御部
２１　　センサ異常検知部
２２　　演算部
２３　　通知部
８０　　ハウジング
８１　　ピストン
８２　　凹部
８３　　ピストンヘッド
８４　　点火器
８５　　ケース
８６　　パラシュートまたはパラグライダー
８７　　蓋
８８　　アクチュエータ
９０、１９０、２９０　　パラシュートまたはパラグライダーの展開装置
１００、２００、３００　　飛行体
２１０、３１０　　エアバッグ装置
２１１、３１１　　エアバッグ

Claims (6)

  1. 　飛行体に搭載可能であるとともに、前記飛行体の墜落を検知可能な墜落検知装置であって、
    　前記飛行体の飛行状態を検知可能な検知部と、
    　前記検知部で得た前記飛行体の飛行状態のデータを基に、前記飛行体の飛行状態が異常か否か判定可能な演算部と、
    を備え、
    　前記演算部は、
    　サンプリング周波数１ｋＨｚ以上で前記検知部から前記データを取得し、前記飛行体の飛行状態が異常であることを示すデータであるか不要なデータであるノイズであるかの判定（以下、シグナル／ノイズ判定）を行い、前記飛行体の飛行状態が異常であることを示すデータであると判定した場合に、前記飛行体の飛行状態が異常と判定することを特徴とする墜落検知装置。
  2. 　前記演算部は、
    　前記サンプリング周波数１ｋＨｚ以上で前記検知部から前記データを取得する異常モードと、
    　異常でない通常時に、前記演算部が、サンプリング周波数１ｋＨｚ未満で前記検知部から前記データを取得する通常モードと、を含み、
    　初期状態で前記通常モードであって、前記通常モードにおいて前記検知部から取得した前記データが所定の閾値以上であった場合、前記通常モードから前記異常モードに切り替えて、前記検知部から前記データを取得するものであることを特徴とする請求項１に記載の墜落検知装置。
  3. 　前記演算部は、前記検知部から取得した前記データから算出して得た前記データのピークの半値幅またはピーク面積の情報を基に、前記シグナル／ノイズ判定を行うことを特徴とする請求項１または２に記載の墜落検知装置。
  4. 　安全装置を備えた飛行体の墜落を検知する方法であって、
    　前記飛行体の飛行状態をサンプリング周波数１ｋＨｚ以上でデータ取得するデータ取得ステップと、
    　前記データ取得ステップで取得した前記データが、予め設定された所定の閾値以上となっているか否か判定する第１判定ステップと、
    　前記第１判定ステップによって、前記データが予め設定された所定の閾値以上となっていると判定された場合、前記飛行体の飛行状態が異常であることを示すデータであるか不要なデータであるノイズであるか判定する第２判定ステップと、
    　前記第２判定ステップによって、前記飛行体の飛行状態が異常であることを示すデータであると判定された場合、前記安全装置を起動させるステップと、
    を有していることを特徴とする飛行体の墜落を検知する方法。
  5. 　請求項１乃至３の何れか１項に記載の墜落検知装置と、
    　展開可能なパラシュートまたはパラグライダーと、
    　前記墜落検知装置によって前記異常信号が出力された場合に、前記異常信号を受信して前記パラシュートまたは前記パラグライダーを射出する射出部と、
    を備えていることをパラシュートまたはパラグライダーの展開装置。
  6. 　膨張可能なエアバッグと、
    　請求項１乃至３の何れか１項に記載の墜落検知装置と、
    　前記墜落検知装置によって前記異常信号が出力された場合に、前記異常信号を受信して前記エアバッグ内にガスを供給するガス発生器と、
    を備えていることを特徴とするエアバッグ装置。
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