WO2019194277A1 - 飛行装置および飛行装置誘導システム - Google Patents

飛行装置および飛行装置誘導システム Download PDF

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WO2019194277A1
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flying device
flight
unit
lost
retroreflective member
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PCT/JP2019/014969
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覚 吉川
武典 松江
徹治 光田
雅尊 平井
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株式会社Ｓｏｋｅｎ
株式会社デンソー
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    • B64U50/10—Propulsion
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Definitions

  • tracking lost may occur in which the ground facility loses sight of the flying device.
  • the flying device cannot receive guidance from the ground facility, which causes a problem that the flying device becomes unstable.
  • the retroreflective member that reflects the light irradiated from the ground facility to the ground facility 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 the retroreflective member.
  • the tracking determination unit determines whether tracking by the surveying unit is maintained during the flight of the flying device.
  • the communication unit transmits the flight position of the flying device acquired by the position acquisition unit to the surveying unit when tracking is not maintained in the tracking determination unit, that is, when the lost determination is made by tracking lost.
  • the flight position is the flight position of the flying device when this lost determination is made.
  • the search control unit searches for the retroreflective member provided in the flying device around the transmitted flight position of the flying device. As described above, when the lost determination is made, the flying device transmits the flight position to the surveying unit.
  • FIG. 1 is a schematic diagram showing a flying device guidance system according to a first embodiment.
  • FIG. 2 is a schematic block diagram showing the configuration of the flying device in the flying device guidance system according to the first embodiment.
  • FIG. 3 is a schematic diagram showing a flying device in the flying device guidance system according to the second embodiment,
  • FIG. 4 is a schematic diagram showing a flying device in the flying device guidance system according to the second embodiment.
  • FIG. 5 is a schematic diagram showing a flying device in the flying device guidance system according to the second embodiment.
  • FIG. 6 is a schematic diagram showing a flying device in the flying device guidance system according to the second embodiment.
  • Each thruster 22 includes a motor 23, a shaft member 24, a propeller 25, and a pitch changing mechanism 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 servo motor 28.
  • the servo motor 28 is driven by electric power supplied from the battery 27.
  • the thruster 22 generates propulsive force by driving the propeller 25 by the motor 23. At this time, the magnitude of the thrust generated from the thruster 22 and the direction of the thrust are controlled by changing the rotational speed of the motor 23 and the pitch of the propeller 25.
  • 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, etc. Detect flight speed. In addition, the state acquisition unit 34 detects the flight position of the main body 13 from the GPS signal detected by the GPS sensor 41 and the detection values obtained 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. As described above, the state acquisition unit 34 detects information necessary for the flight of the main body 13 such as the flight posture, the flight position, and the 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, or a LIDAR (Light Detection And Ranging) (not shown) that measures the distance to a surrounding object.
  • a camera not shown
  • LIDAR Light Detection And
  • the drive part 61 can be configured to fold the structure part 14 by electric or hydraulic pressure.
  • the drive part 61 may have the guide part 63 connected with the structure part 14 with the link mechanism 62, as shown in FIG.5 and FIG.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 part 64 is connected to the structure part 14 so that the end opposite to the roller 65 can turn. That is, the structure portion 14 and the rod portion 64 are integrally connected at a predetermined angle.
  • a connecting portion between the structure portion 14 and the rod portion 64 serves as a fulcrum.
  • the flying device 111 includes a plurality of thrusters 116 provided on the main body 114.
  • the thruster 116 is provided on the main body 114 formed in a radial or annular shape.
  • Each of the thrusters 116 includes a motor 121, a shaft member 122, a propeller 123, and a pitch changing mechanism 124.
  • the motor 121 is a drive source that drives the propeller 123.
  • the motor 121 is driven by electric power supplied from a power source such as a battery 125 housed in the main body 114.
  • the rotation of the motor 121 is transmitted to the propeller 123 through a shaft member 122 integrated with a rotor (not shown).
  • the propeller 123 is rotationally driven by the motor 121.
  • the flying device 111 includes a control unit 130 and a communication unit 131.
  • the control unit 130 includes a control calculation unit 132 and a storage unit 133 as shown in FIG.
  • the control calculation unit 132 is configured by a microcomputer having a CPU, a ROM, and a RAM.
  • the control calculation unit 132 controls the entire flying device 111 by executing a computer program stored in the ROM by the CPU.
  • the control calculation unit 132 implements the state acquisition unit 134 and the flight control unit 135 in software by executing a computer program.
  • the state acquisition unit 134 and the flight control unit 135 are not limited to software, and may be realized by hardware or by cooperation between software and hardware.
  • the storage unit 133 includes, for example, a nonvolatile memory.
  • the storage unit 133 stores a preset flight plan as data.
  • the flight plan includes, for example, a flight route on which the flying device 111 flies and a flight altitude.
  • the communication unit 131 communicates with the ground
  • the surveying unit 112 includes an irradiation unit 151, a light receiving unit 152, and a data processing unit 153.
  • the irradiation unit 151 irradiates light such as laser light.
  • the irradiation unit 151 irradiates the laser beam continuously or at regular intervals.
  • the light receiving unit 152 receives light reflected by the retroreflective member 115 provided in the flying device 111. That is, the light receiving unit 152 receives light emitted from the irradiation unit 151 and reflected by the retroreflective member 115 of the flying device 111.
  • the data processing unit 153 specifies the position coordinates of the flying device 111 based on the absolute position of the surveying unit 112 and the flight data acquired by the surveying unit 112. Then, the data processing unit 153 creates transmission data using these flight data and position coordinates.
  • the flying device guidance system 110 includes a tracking determination unit 171, a lost position definition unit 172, a search control unit 173, and a stop control unit 174.
  • the flying device 111 or the ground base 113 executes a computer program in the control calculation unit 132 or the control calculation unit 161, thereby performing a tracking determination unit 171, a lost position definition unit 172, a search control unit 173, and a stop control.
  • the unit 174 is realized by software. Note that the tracking determination unit 171, the lost position definition unit 172, the search control unit 173, and the stop control unit 174 are not limited to software, and may be realized by hardware or by cooperation of software and hardware. .
  • the flight control unit 135 determines whether or not the position of the flying device 111 can be estimated. That is, the flight control unit 135 determines whether the flight position of the flying device 111 can be estimated by the GPS sensor 141. When the flying device 111 has the GPS sensor 141, the flight position of the flying device 111 can be estimated by receiving the GPS signal by the GPS sensor 141. Therefore, the flight control unit 135 determines that the flight position of the flying device 111 can be estimated if the GPS sensor 141 can receive a GPS signal.
  • the flight control unit 135 stops the flight according to the flight plan set in the flight device 111 when the lost determination is made. That is, when the flight apparatus 111 is controlled according to the flight plan in the automatic control mode and the lost determination is made, the flight apparatus 111 stops the flight along the flight plan. And stop control part 174 performs stop control which stops flying device 111 on the spot. That is, after the lost determination is made, the stop control unit 174 immediately stops the flight of the flying device 111 and restricts the change of the flight position and the flight altitude of the flying device 111 such as hovering on the spot. . When the flight control unit 135 determines that the flight position of the flying device 111 can be estimated, the stop control unit 174 performs stop control based on the GPS signal received by the GPS sensor 141.
  • the tracking determination unit 171 determines whether or not the lost determination has been performed (S101). That is, the tracking determination unit 171 determines whether or not the surveying unit 112 maintains tracking of the flying device 111 and performs lost determination if a tracking loss has occurred.
  • the tracking determination unit 171 performs the lost determination (S101: Yes)
  • the flight control unit 135 stops the flight according to the flight plan (S102). That is, when the lost determination is made, the flight control unit 135 stops the flight along the flight plan in the automatic control mode.
  • the ground communication unit 165 transmits a message to that effect to the flying device 111.
  • the flight control unit 135 receives information from the ground communication unit 165 that the lost determination has been made in the communication unit 131, the flight control unit 135 stops the flight according to the flight plan.
  • the search control unit 173 searches the retroreflective member 115 by driving the surveying unit 112 when the stop control is performed in S106 or S107 (S108). That is, the search control unit 173 searches for the retroreflective member 115 provided in the flying device 111 stopped by the stop control. As a result, the search control unit 173 searches for the stopped flying device 111 around the lost position P0.
  • the lost position definition unit 172 detects time T1 and time T2 based on, for example, a timer (not shown) provided in the control calculation unit 161, and calculates the period Td. Further, the lost position definition unit 172 acquires the flight speed V of the flying device 111 during the period Td from time T1 to time T2.
  • the lost position definition unit 172 acquires the flight speed V of the flying device 111 from the flight data acquired by the surveying unit 112 or the detection values of the acceleration sensor 142 and the angular velocity sensor 143 of the flying device 111. In this case, the lost position definition unit 172 may acquire the flight speed V from both the surveying unit 112 and the state acquisition unit 134, or may acquire the flight speed V from either one.
  • the lost position definition unit 172 calculates the flight position of the flying device 111 at the time T1 when the lost determination is made based on the period Td and the flight speed V.
  • the flight position of the flying device 111 at time T1 is defined as the lost position P0.
  • the lost position definition unit 172 acquires the time T1 when the lost determination is performed in S201 (S203). In addition, the lost position definition unit 172 acquires time T2 when the flight according to the flight plan is stopped in S202 (S204). Further, the lost position definition unit 172 acquires the flight speed V of the flying device 111 in the period Td from the time T1 acquired in S203 to the time T2 acquired in S204 (S205). The lost position definition unit 172 acquires the flight speed V based on the flight data acquired by the surveying unit 112 or the acceleration and angular velocity of the flying device 111 acquired by the state acquisition unit 134.
  • the lost position definition unit 172 defines the flight position at the time T1 as the lost position P0 based on the time T1, the time T2, and the flight speed V (S206).
  • the stop control unit 174 performs stop control for stopping the flying device 111 based on the lost position P0 defined in S206 (S207).
  • the search control unit 173 drives the surveying unit 112 to search for the retroreflective member 115 (S211). As a result, the search control unit 173 searches for the stopped flying device 111 around the lost position P0.
  • the flying device 111 when the lost determination is made, the flying device 111 returns to the lost position P0 and stops, and the surveying unit 112 searches the flying device 111 around the lost position P0 by the search control unit 173. Thereby, the flying device 111 is quickly searched by the surveying unit 112. Therefore, even when tracking loss occurs, re-tracking of the flying device 111 by the surveying unit 112 can be facilitated.
  • the search control unit 173 that drives the surveying unit 112 refers to the flight position acquired from the flying device 111 through the ground base 113 and searches for the retroreflective member 115 of the flying device 111.
  • the search control unit 173 searches for the retroreflective member 115 with reference to the flight position of the flying device 111 when the lost determination is performed in addition to the lost position P0.
  • the re-tracking of the flying device 111 by the surveying unit 112 becomes easier.
  • the tracking determination unit 171 determines whether or not the lost determination has been performed (S301).
  • the tracking determination unit 171 performs the lost determination (S301: No)
  • the flight control unit 135 stops the flight according to the flight plan (S302).
  • the lost position definition unit 172 acquires the time T1 when the lost determination is performed in S301 (S303). Further, the lost position definition unit 172 acquires time T2 when the flight according to the flight plan is stopped in S302 (S304).
  • the lost position definition unit 172 acquires the flight speed V of the flying device 111 in the period Td from the time T1 acquired in S303 to the time T2 acquired in S304 (S305).
  • the lost position defining unit 172 defines the flight position at the time T1 as the lost position P0 based on the time T1, the time T2, and the flight speed V (S306).
  • the stop control unit 174 performs stop control for stopping the flying device 111 based on the lost position P0 defined in S306 (S307).
  • Flight control part 135 will judge whether the flight position of flying device 111 can be presumed, if it shifts to stop control in S307 (S308).
  • the stop control unit 174 performs control to stop the flying device 111 at the lost position P0 based on the GPS signal received by the GPS sensor 141 (S309).
  • the communication unit 131 transmits the flight position of the flying device 111 based on the GPS signal received by the GPS sensor 141 to the ground base 113 (S310). That is, the state acquisition unit 134 acquires the flight position of the flying device 111 based on the GPS signal received by the GPS sensor 141.
  • the communication unit 131 transmits the flight position of the flying device 111 acquired by the state acquisition unit 134 to the ground base 113.
  • the stop control unit 174 performs control to stop the flying device 111 at the lost position P0 based on the detection value of the internal sensor (S311). ).
  • the search control unit 173 drives the surveying unit 112 to search for the retroreflective member 115 (S311).
  • the search control unit 173 searches for the retroreflective member 115 with reference to the flight position of the flying device 111 transmitted from the communication unit 131 in S310. Accordingly, the search control unit 173 searches for the flying device 111 that has stopped using the latest flight position centered on the lost position P0.
  • the communication part 131 demonstrated the example which transmits the flight position of the flying apparatus 111 based on the GPS signal acquired by the GPS sensor 141 among the flight positions acquired by the state acquisition part 134.
  • the communication unit 131 transmits not only the flight position of the flying device 111 based on the GPS signal but also the flight position based on the detected values of the acceleration sensor 142, the angular velocity sensor 143, and the geomagnetic sensor 144, which are internal sensors, to the ground base 113. You may send it.
  • the state acquisition unit 134 acquires the flight position of the flying device 111 based on detection values detected by internal sensors such as the acceleration sensor 142, the angular velocity sensor 143, and the geomagnetic sensor 144.
  • the communication unit 131 transmits the flight position of the flying device 111 acquired by the internal sensor of the state acquisition unit 134 to the ground base 113.
  • a return process until tracking of the flying device 111 by the surveying unit 112 returns after tracking lost in the tenth to twelfth embodiments will be described.
  • This return processing is executed after the search (S108, S211, S312 and S413) of the retroreflective member 115 according to the tenth to twelfth embodiments.
  • the return process is executed by a return control unit (not shown) provided in the flying device 111 or the ground base 113.
  • This return control unit is realized in software by executing a computer program by the control calculation unit 132 of the flying device 111 or the control calculation unit 161 of the ground base 113. Note that the return control unit may be realized by hardware or by cooperation of software and hardware.
  • the return control unit determines whether tracking of the flying device 111 has been resumed (S501). That is, the return control unit determines whether the tracking lost of the flying device 111 by the surveying unit 112 is canceled through the tracking determination unit 171 and the tracking of the flying device 111 by the surveying unit 112 is resumed.
  • the return control unit determines whether the GPS signal can be used (S502). That is, the return control unit receives the GPS signal by the GPS sensor 141 and determines whether or not the flight position of the flying device 111 can be estimated based on the received GPS signal.
  • the return control unit determines that the GPS signal can be used (S502: Yes)
  • it acquires the flight position of the flying device 111 based on the GPS signal (S503)
  • the surveying unit 112 obtains the flight data of the flying device 111.
  • the return control unit calculates the difference between the flight position and flight data based on these GPS signals (S505). That is, the return control unit acquires a GPS signal from the state acquisition unit 134 of the flying device 111 and acquires the flight position of the flying device 111 based on the GPS signal.
  • the return control unit acquires flight data by the surveying unit 112 that tracks the flying device 111.
  • the return control unit calculates the difference between the flight position based on these GPS signals and the flight data acquired by the surveying unit 112.
  • the return control unit determines whether or not the difference calculated in S505 is within a preset setting range (S506).
  • the return control unit determines in S506 that the difference is within the set range (S506: Yes)
  • the return control unit changes the control mode of the flying device 111 to the automatic control mode (S507). That is, when the difference is within the set range, the return control unit determines that the tracking of the flying device 111 by the surveying unit 112 has returned to the extent that it can be remotely operated, and changes the flight to the automatic control mode. Thereby, the flight control unit 135 of the flying device 111 shifts to control of the flying device 111 in the automatic operation mode.
  • the flying device 111 flies autonomously with reference to transmission data from the ground base 113.
  • the setting range can be arbitrarily set according to the performance of the flying device guidance system 110 including the flying device 111.
  • the return control unit determines that the GPS signal cannot be used in S502 (S502: No), or the difference is outside the set range in S506 (S506: No), the speed allowed in the flight of the flying device 111 and The acceleration is limited (S508). That is, the return control unit reduces the maximum values of the speed and acceleration of the flying device 111 when the GPS signal cannot be used or the difference is out of the setting range. In this case, the return control unit may decrease only one of the maximum value of the speed and acceleration of the flying device 111 or may decrease both.
  • the surveying unit 112 cannot be determined whether or not the surveying unit 112 reliably tracks the flying device 111. Similarly, even when the difference between the flight position and the flight data is outside the set range, it cannot be determined whether or not the surveying unit 112 is tracking the flying device 111 reliably.
  • the flying device 111 has a large maneuver, that is, a flight at a high speed or a flight position change at a high acceleration, the surveying unit 112 may easily lose sight of the flying device 111, that is, may cause a tracking loss. Therefore, when the GPS signal cannot be used, or when the difference between the flight position and the flight data is outside the set range, the return control unit decreases the maximum speed and acceleration allowed by the flying device 111. Thereby, the flying device 111 does not generate a large maneuver in a short time. Therefore, the surveying unit 112 can reduce the tracking loss even when the automatic control mode is entered.
  • the present disclosure described above is not limited to the above-described embodiment, and can be applied to various embodiments without departing from the gist thereof.
  • the flying device 111 includes the GPS sensor 141 that receives a GPS signal has been described.
  • the flying device 111 may not have the GPS sensor 141.
  • the flying device 111 cannot use the GPS sensor 141 that is an external sensor.
  • the stop control part 174 can perform stop control using the acceleration sensor 142, the angular velocity sensor 143, and the geomagnetic sensor 144 which are internal sensors as demonstrated by several embodiment.
  • control unit and the method thereof described in the present disclosure are realized by a dedicated computer provided by configuring a processor and a memory programmed to execute one or more functions embodied by a computer program. May be.
  • control unit and the method thereof described in the present disclosure may be realized by a dedicated computer provided by configuring a processor with one or more dedicated hardware logic circuits.
  • control unit and the method thereof described in the present disclosure may include a combination of a processor and a memory programmed to execute one or more functions and a processor configured by one or more hardware logic circuits. It may be realized by one or more configured dedicated computers.
  • the computer program may be stored in a computer-readable non-transition tangible recording medium as instructions executed by the computer.

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Abstract

飛行装置１１は、本体１３、構造部１４および再帰反射部材１５を備える。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。再帰反射部材１５は、構造部１４に設けられ、地上設備１２から照射された光を地上設備１２へ向けて反射する。

Description

飛行装置および飛行装置誘導システム 関連出願の相互参照
　本出願は、２０１８年４月５日に出願された日本出願番号２０１８－０７３１７１号、及び２０１８年５月１１日に出願された日本出願番号２０１８－０９２２０３号に基づくものであり、ここにその記載内容を援用する。
　本開示は、飛行装置および飛行装置誘導システムに関する。
　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。
　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。
特許第５８８２９５１号明細書
　そこで、本開示は、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を目的とする。
　また、本開示は、トラッキングロストが生じたときでも、測量部による飛行装置の再追尾を容易にする飛行装置誘導システムを提供することを目的とする。
　本開示では、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。
　また、本開示の他の態様では、追尾判定部は、飛行装置の飛行中に測量部による追尾が維持されているか否かを判定する。ロスト位置定義部は、追尾判定部において追尾が維持できていないとき、つまりトラッキングロストによるロスト判定がなされたとき、ロスト位置を定義する。ロスト位置は、このロスト判定がなされたときの飛行装置の飛行位置である。そして、探索制御部は、ロスト判定がなされたとき、ロスト位置を中心に飛行装置に設けられている再帰反射部材を探索する。これとともに、停止制御部は、飛行装置の自立飛行を停止し、飛行装置をその場に停止させる。ここで、飛行装置の停止とは、飛行を継続しつつ位置や高度を変化しない状態を意味する。このように、ロスト判定がなされたとき、飛行装置はその場に停止するとともに、測量部は探索制御部によってロスト位置を中心とした飛行装置の探索を行なう。これにより、飛行装置は、測量部によって速やかに探索される。したがって、トラッキングロストが生じたときでも、測量部による飛行装置の再追尾を容易にすることができる。
　また、本開示の他の態様では、追尾判定部は、飛行装置の飛行中に測量部による追尾が維持されているか否かを判定する。ロスト位置定義部は、追尾判定部において追尾が維持できていないとき、つまりトラッキングロストによるロスト判定がなされたとき、ロスト位置を定義する。ロスト位置は、このロスト判定がなされたときの飛行装置の飛行位置である。そして、探索制御部は、ロスト判定がなされたとき、ロスト位置を中心に飛行装置に設けられている再帰反射部材を探索する。これとともに、停止制御部は、飛行装置を、移動を考慮したロスト位置に戻して停止させる。飛行装置は、飛行を継続することによって、トラッキングロストが生じてからロスト判定がなされるまでの間に位置が変化するおそれがある。そこで、停止制御部は、ロスト判定がなされたとき、位置が変化した飛行装置をロスト位置まで戻して停止させる。ここで、飛行装置の停止とは、飛行を継続しつつ位置や高度を変化しない状態を意味する。このように、ロスト判定がなされたとき、飛行装置はロスト位置に復帰して停止するとともに、測量部は探索制御部によってロスト位置を中心とした飛行装置の探索を行なう。これにより、飛行装置は、測量部によって速やかに探索される。したがって、トラッキングロストが生じたときでも、測量部による飛行装置の再追尾を容易にすることができる。
　本開示の他の態様では、追尾判定部は、飛行装置の飛行中に測量部による追尾が維持されているか否かを判定する。通信部は、追尾判定部において追尾が維持できていないとき、つまりトラッキングロストによるロスト判定がなされたとき、位置取得部で取得した飛行装置の飛行位置を測量部へ伝達する。飛行位置は、このロスト判定がなされたときの飛行装置の飛行位置である。そして、探索制御部は、ロスト判定がなされたとき、伝達された飛行装置の飛行位置を中心に飛行装置に設けられている再帰反射部材を探索する。このように、ロスト判定がなされたとき、飛行装置は飛行位置を測量部に伝達する。これとともに、測量部は、ロスト位置に加え、探索制御部によって飛行装置から伝達された飛行位置を中心として飛行装置の探索を行なう。これにより、飛行装置は、測量部によって速やかに探索される。したがって、トラッキングロストが生じたときでも、測量部による飛行装置の再追尾を容易にすることができる。
　本開示についての上記目的およびその他の目的、特徴や利点は、添付の図面を参照しながら下記の詳細な記述により、より明確になる。その図面は、
図１は、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であり、 図２は、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であり、 図３は、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であり、 図４は、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であり、 図５は、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であり、 図６は、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であり、 図７は、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であり、 図８は、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であり、 図９は、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であり、 図１０は、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であり、 図１１は、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であり、 図１２は、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であり、 図１３は、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であり、 図１４は、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であり、 図１５は、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であり、 図１６は、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であり、 図１７は、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であり、 図１８は、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であり、 図１９は、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であり、 図２０は、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であり、 図２１は、第１０実施形態による飛行装置誘導システムを示すブロック図であり、 図２２は、第１０実施形態による飛行装置誘導システムの構成を示す模式図であり、 図２３は、第１０実施形態による飛行装置誘導システムの処理の流れを示す概略図であり、 図２４は、第１１実施形態による飛行装置誘導システムの処理の流れを示す概略図であり、 図２５は、第１２実施形態による飛行装置誘導システムの処理の流れを示す概略図であり、 図２６は、第１２実施形態の変形例による飛行装置誘導システムの処理の流れを示す概略図であり、 図２７は、第１０～第１２実施形態による飛行装置誘導システムにおける復帰処理の流れを示す概略図である。
　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。
　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。
　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。
　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。
　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。
　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。
　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１３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。
　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。
　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。
　測量部１６は、照射部１６０１、受光部１６０２およびデータ処理部１６０３を有している。照射部１６０１は、例えばレーザ光などの光を照射する。照射部１６０１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１６０２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１６０２は、照射部１６０１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。
　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１６０１を制御して光の照射を実行するとともに、受光部１６０２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１６０３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１６０３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。
　データ処理部１６０３は、受光部１６０２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１６０３は、受光部１６０２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１６０３は、受光部１６０２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。
　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。
　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。
　　　（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。
　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。
　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。
　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。
　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。
　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。
　　　（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。
　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。
　　　（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。
　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。
　　　（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。
　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。
　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。
　　　（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。
　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。
　　　（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。
　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。
　　　（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。
　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。
　　　（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。
　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。
　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。
　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。
　　　（第１０実施形態）
　次に、第１０実施形態による飛行装置誘導システムについて説明する。
　図２１および図２２に示すように第１０実施形態による飛行装置誘導システム１１０は、飛行装置１１１、測量部１１２および地上基地１１３を備える。飛行装置１１１は、図２２に示すように本体１１４、再帰反射部材１１５およびスラスタ１１６を備えている。飛行装置１１１は、測量部１１２から照射された光を再帰反射部材１１５で反射する。測量部１１２は、再帰反射部材１１５で反射した光を用いて飛行装置１１１を追尾するとともに、飛行装置１１１の飛行データを取得する。
　飛行装置１１１は、本体１１４に設けられている複数のスラスタ１１６を備えている。スラスタ１１６は、放射状または円環状に形成されている本体１１４に設けられている。スラスタ１１６は、いずれもモータ１２１、軸部材１２２、プロペラ１２３およびピッチ変更機構部１２４を有している。モータ１２１は、プロペラ１２３を駆動する駆動源である。モータ１２１は、本体１１４に収容されているバッテリ１２５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１２１の回転は、図示しない回転子と一体になった軸部材１２２を通してプロペラ１２３に伝達される。プロペラ１２３は、モータ１２１によって回転駆動される。ピッチ変更機構部１２４は、サーボモータ１２６が発生する駆動力によって、プロペラ１２３のピッチを変更する。サーボモータ１２６は、バッテリ１２５から供給される電力によって駆動される。スラスタ１１６は、モータ１２１でプロペラ１２３を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１１６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１２１の回転数およびプロペラ１２３のピッチを変更することによって制御される。
　再帰反射部材１１５は、飛行装置１１１の本体１１４に設けられている。再帰反射部材１１５は、例えば重力方向において本体１１４の下方など、測量部１１２から視認が容易な位置に設けられている。再帰反射部材１１５は、測量部１１２から照射された光を、この測量部１１２に向けて反射する。すなわち、再帰反射部材１１５は、測量部１１２から照射された光を、光源である測量部１１２に向けて反射する。
　飛行装置１１１は、制御ユニット１３０および通信部１３１を備えている。制御ユニット１３０は、図２１に示すように制御演算部１３２および記憶部１３３を有している。制御演算部１３２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１３２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１１１の全体を制御する。制御演算部１３２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１３４および飛行制御部１３５をソフトウェア的に実現している。なお、状態取得部１３４および飛行制御部１３５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１３３は、例えば不揮発性メモリなどを有している。記憶部１３３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１１１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１３１は、地上基地１１３との間で無線または有線で通信する。
　状態取得部１３４は、本体１１４の傾きや本体１１４に加わる加速度などから飛行装置１１１の飛行状態を取得する。具体的には、状態取得部１３４は、ＧＰＳセンサ１４１、加速度センサ１４２、角速度センサ１４３、地磁気センサ１４４および高度センサ１４５などと接続している。ＧＰＳセンサ１４１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１４２は、３次元の３つの軸方向において本体１１４に加わる加速度を検出する。角速度センサ１４３は、３次元の３つの軸方向において本体１１４に加わる角速度を検出する。地磁気センサ１４４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１４５は、天地方向における高度を検出する。各種センサのうち、ＧＰＳセンサ１４１は、飛行装置１１１の外界からの情報によって飛行装置１１１の位置を取得する外界センサである。一方、加速度センサ１４２、角速度センサ１４３、地磁気センサ１４４および高度センサ１４５は、飛行装置１１１の外界からの情報に依存することなく飛行装置１１１の位置を取得する内界センサである。
　状態取得部１３４は、これらＧＰＳセンサ１４１で受信したＧＰＳ信号、加速度センサ１４２で検出した加速度、角速度センサ１４３で検出した角速度、地磁気センサ１４４で検出した地磁気などから本体１１４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１３４は、ＧＰＳセンサ１４１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１１４の飛行位置を外部に依存することなく自立的に検出する。さらに、状態取得部１３４は、ＧＰＳセンサ１４１で受信したＧＰＳ信号、および高度センサ１４５で検出した高度から本体１１４の飛行高度を検出する。このように、状態取得部１３４は、本体１１４の飛行姿勢、飛行位置および飛行高度など、飛行装置１１１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１３４は、飛行装置１１１の位置を取得する位置取得部として機能する。状態取得部１３４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。
　飛行制御部１３５は、飛行装置１１１の飛行を、自動制御モードまたは手動制御モードによって制御する。飛行制御部１３５は、位置制御部に相当する。自動制御モードは、操作者の操作によらずに、飛行装置１１１を自動的に飛行させるモードである。自動制御モードのとき、飛行制御部１３５は、記憶部１３３に記憶されている、または地上基地１１３から送信される飛行計画に沿って、飛行装置１１１の飛行を自動的に制御する。すなわち、飛行制御部１３５は、この自動制御モードのとき、状態取得部１３４で検出した本体１１４の飛行状態に基づいて、スラスタ１１６の推進力を制御する。これにより、飛行制御部１３５は、操作者の操作によらず、飛行装置１１１を記憶部１３３に記憶された飛行計画または地上基地１１３から送信される飛行計画に沿って自動的に飛行させる。
　手動制御モードは、操作者の操作にしたがって飛行装置１１１を飛行させる飛行モードである。手動制御モードのとき、操作者は、飛行装置１１１と遠隔に設けられている地上基地１１３を通して飛行装置１１１の飛行状態を制御する。飛行制御部１３５は、地上基地１１３を通して操作者が入力した操作、および状態取得部１３４で取得した飛行状態に基づいてスラスタ１１６の推進力を制御する。これにより、飛行制御部１３５は、操作者の意思に沿って飛行装置１１１の飛行を制御する。
　測量部１１２は、照射部１５１、受光部１５２およびデータ処理部１５３を有している。照射部１５１は、例えばレーザ光などの光を照射する。照射部１５１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１５２は、飛行装置１１１に設けられている再帰反射部材１１５で反射した光を受光する。すなわち、受光部１５２は、照射部１５１から照射され、飛行装置１１１の再帰反射部材１１５で反射した光を受光する。
　地上基地１１３は、測量部１１２と有線または無線によって通信可能に接続している。地上基地１１３は、制御演算部１６１、測量制御部１６２、記憶部１６４および地上通信部１６５を有している。制御演算部１６１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１６１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、測量部１１２および地上基地１１３を制御する。制御演算部１６１は、コンピュータプログラムを実行することにより、測量部１１２に設けられているデータ処理部１５３および測量制御部１６２をソフトウェア的に実現している。なお、これらデータ処理部１５３および測量制御部１６２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。また、測量部１１２と地上基地１１３とは、図２２に示すように別体に構成するだけでなく、一体に構成してもよい。
　測量制御部１６２は、測量部１１２の制御を実行する。具体的には、測量制御部１６２は、例えば図示しないモータやアクチュエータを用いて測量部１１２を任意の方向へ駆動し、飛行する飛行装置１１１へ向けて測量部１１２を追尾させる。これとともに、測量制御部１６２は、照射部１５１を制御して光の照射を実行するとともに、受光部１５２を制御して光の受光を実行する。このように、測量制御部１６２は、飛行装置１１１へ向けて測量部１１２を追尾させながら、飛行装置１１１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１５３は、受光部１５２で受光した光から、飛行装置１１１の飛行データを取得する。この飛行データは、測量部１１２から飛行装置１１１までの距離、および測量部１１２に対する飛行装置１１１の角度を少なくとも含んでいる。すなわち、データ処理部１５３は、受光部１５２で受光した光から、飛行装置１１１までの距離と、飛行装置１１１の角度とを飛行データとして取得する。ここで、飛行装置１１１の角度とは、測量部１１２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１１２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１５３は、受光部１５２で受光した光から、飛行装置１１１の水平角度および垂直角度を取得する。また、データ処理部１５３は、上述の飛行データに飛行装置１１１の位置座標を含めて送信データを作成する。ここで、測量部１１２が設置されている位置は、例えばＧＰＳ信号などに基づいて地球上の絶対的な位置が特定されている。データ処理部１５３は、この測量部１１２の絶対的な位置と測量部１１２で取得した飛行データとに基づいて、飛行装置１１１の位置座標を特定する。そして、データ処理部１５３は、これら飛行データおよび位置座標を用いて送信データを作成する。
　上述のようにデータ処理部１５３は、取得した飛行データおよび位置座標を送信データとして作成する。すなわち、データ処理部１５３は、取得した飛行データに、位置座標を加えて送信データを作成する。地上通信部１６５は、データ処理部１５３で作成された送信データを、飛行装置１１１へ送信する。このとき、地上通信部１６５は、送信データに加え、記憶部１６４に記憶された飛行計画も飛行装置１１１へ送信する。すなわち、データ処理部１５３で作成された送信データは、地上通信部１６５から飛行装置１１１の通信部１３１へ送信される。通信部１３１において送信データを受信した飛行装置１１１の飛行制御部１３５は、地上基地１１３から送信された送信データを参照してスラスタ１１６を制御する。これにより、飛行装置１１１は、地上基地１１３で取得された飛行データおよび位置座標を含む飛行データ、ならびに地上基地１１３から送信された飛行計画を参照しながら、飛行制御部１３５による制御よって自立的に飛行する。記憶部１６４は、例えば不揮発性のメモリなどを有している。記憶部１６４は、飛行装置１１１の飛行経路を設定した飛行計画を記憶している。この飛行計画は、飛行装置１１１の記憶部１３３に記憶されている飛行計画と同一であってもよく、異なっていてもよい。また、地上基地１１３から飛行装置１１１へ飛行計画を送信することにより、飛行装置１１１は時々刻々と地上基地１１３で変更される飛行計画に沿って柔軟な飛行を実行することができる。
　飛行装置誘導システム１１０は、追尾判定部１７１、ロスト位置定義部１７２、探索制御部１７３および停止制御部１７４を備えている。具体的には、飛行装置１１１または地上基地１１３は、制御演算部１３２または制御演算部１６１でコンピュータプログラムを実行することにより、追尾判定部１７１、ロスト位置定義部１７２、探索制御部１７３および停止制御部１７４をソフトウェア的に実現している。なお、これら追尾判定部１７１、ロスト位置定義部１７２、探索制御部１７３および停止制御部１７４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。第１０実施形態の場合、追尾判定部１７１、ロスト位置定義部１７２および探索制御部１７３は地上基地１１３に設けられ、停止制御部１７４は飛行装置１１１に設けられている。これら追尾判定部１７１、ロスト位置定義部１７２、探索制御部１７３および停止制御部１７４は、飛行装置１１１または地上基地１１３のいずれかまたは両方に任意の組み合わせで設けてもよく、別途の機器としてもよい。
　追尾判定部１７１は、測量部１１２が飛行装置１１１の追尾を維持しているか否かを判定する。具体的には、追尾判定部１７１は、飛行装置１１１が飛行しているとき、測量部１１２の照射部１５１から照射し、飛行装置１１１の再帰反射部材１１５で反射した光が受光部１５２で受光できているか否かを判定する。測量部１１２は、測量制御部１６２を通して駆動されることにより、照射部１５１から照射して再帰反射部材１１５で反射する光を用いて、飛行装置１１１を追尾する。つまり、測量部１１２の照射部１５１から照射された光は、飛行装置１１１の再帰反射部材１１５との間を往復する。このとき、飛行装置１１１の飛行姿勢や飛行装置１１１の周囲に存在する障害物によって、測量部１１２と飛行装置１１１との間の光の往復が妨げられると、受光部１５２は照射部１５１から照射された光を受光できない。このように、測量部１１２は、測量部１１２と飛行装置１１１との間の光の往復が妨げられたとき、飛行装置１１１を認識できず、飛行装置１１１の追尾ができない状態となる。すなわち、測量部１１２は、飛行装置１１１を見失ったトラッキングロストの状態となる。追尾判定部１７１は、測量部１１２が飛行装置１１１を認識できないとき、トラッキングロストが生じたとして、「ロスト判定」を行なう。
　ロスト位置定義部１７２は、追尾判定部１７１において「ロスト判定」がされたとき、この「ロスト判定」がされたときの飛行装置１１１の位置をロスト位置Ｐ０と定義する。すなわち、ロスト位置定義部１７２は、測量部１１２で取得した飛行データを用いて、ロスト判定がされたときの飛行装置１１１の飛行位置をロスト位置Ｐ０と定義する。ロスト位置定義部１７２は、定義したロスト位置Ｐ０を記憶部１６４に記憶する。
　ロスト位置定義部１７２で「ロスト判定」がされたとき、飛行制御部１３５は、飛行装置１１１の位置を推定可能であるか否かを判定する。すなわち、飛行制御部１３５は、ＧＰＳセンサ１４１によって飛行装置１１１の飛行位置を推定可能であるか否かを判定する。飛行装置１１１がＧＰＳセンサ１４１を有しているとき、飛行装置１１１の飛行位置はＧＰＳセンサ１４１でＧＰＳ信号を受信することによって推定可能である。そのため、飛行制御部１３５は、ＧＰＳセンサ１４１がＧＰＳ信号を受信できる状態であれば、飛行装置１１１の飛行位置を推定可能であると判定する。一方、飛行装置１１１がＧＰＳセンサ１４１を有していても、ＧＰＳセンサ１４１でＧＰＳ信号が受信できないとき、飛行装置１１１の飛行位置の推定は困難である。例えば飛行装置１１１が橋梁やトンネルなどの構造物の内部を飛行するとき、ＧＰＳセンサ１４１はＧＰＳ信号の受信が困難である。飛行制御部１３５は、ＧＰＳセンサ１４１がＧＰＳ信号を受信困難な状態であれば、飛行装置１１１の飛行位置を推定できないと判定する。また、本実施形態と異なり飛行装置１１１がＧＰＳセンサ１４１を有していない場合もある。このように飛行装置１１１がＧＰＳセンサ１４１を有していないとき、飛行制御部１３５は飛行装置１１１の飛行位置を推定できないと判定する。
　探索制御部１７３は、測量制御部１６２を通して測量部１１２を駆動する。探索制御部１７３は、ロスト位置Ｐ０を中心に測量部１１２を駆動する。これにより、測量部１１２は、ロスト位置Ｐ０を中心として、飛行装置１１１に設けられている再帰反射部材１１５を探索する。
　飛行制御部１３５は、ロスト判定がされたとき、飛行装置１１１に設定された飛行計画に沿った飛行を停止する。すなわち、飛行装置１１１は、自動制御モードで飛行計画に沿った制御されているとき、ロスト判定がされると、飛行計画に沿った飛行を停止する。そして、停止制御部１７４は、飛行装置１１１をその場に停止する停止制御を行なう。すなわち、停止制御部１７４は、ロスト判定がされた後、速やかに飛行装置１１１の飛行を停止して、その場でのホバリングなどのように飛行装置１１１の飛行位置や飛行高度の変更を制限する。停止制御部１７４は、飛行制御部１３５において飛行装置１１１の飛行位置を推定可能であると判定されたとき、ＧＰＳセンサ１４１で受信したＧＰＳ信号に基づいて停止制御を行なう。
　一方、停止制御部１７４は、飛行制御部１３５において飛行装置１１１の飛行位置を推定困難であると判定されたとき、飛行装置１１１に設けられている加速度センサ１４２、角速度センサ１４３および地磁気センサ１４４で検出した検出値に基づいて停止制御を行なう。すなわち、ＧＰＳセンサ１４１でＧＰＳ信号の受信が困難なとき、飛行装置１１１の飛行位置はＧＰＳ信号による特定が困難である。そのため、停止制御部１７４は、外界センサであるＧＰＳセンサ１４１に代えて、内界センサである加速度センサ１４２、角速度センサ１４３および地磁気センサ１４４を用いて停止制御を行なう。このとき、停止制御部１７４は、ＧＰＳセンサ１４１でＧＰＳ信号を受信可能なとき、および受信が困難なときのいずれも、高度センサ１４５で検出した高度を用いて飛行装置１１１の高度についても停止制御を行なう。また、停止制御部１７４は、ＧＰＳセンサ１４１でＧＰＳ信号を受信可能であるときでも、ＧＰＳ信号に基づく位置の推定に加えて、内界センサである加速度センサ１４２、角速度センサ１４３および地磁気センサ１４４も用いて停止制御を行なってもよい。
　測量部１１２が飛行装置１１１を追尾できないロスト判定がされたとき、飛行装置１１１はロスト位置Ｐ０の近辺に存在する可能性が高い。仮にロスト判定がされたにもかかわらず飛行装置１１１が飛行を継続すると、測量部１１２の追尾は時間の経過とともに難易度が高まる。そこで、停止制御部１７４は、ロスト判定がされたとき、飛行装置１１１の飛行を停止し、飛行装置１１１の飛行位置や飛行高度の変更を制限する。そして、探索制御部１７３は、測量部１１２によって、このロスト位置Ｐ０を中心に、飛行装置１１１に設けられている再帰反射部材１１５の探索を行なう。これにより、測量部１１２は、ロスト位置Ｐ０の近辺で停止している飛行装置１１１を探索することとなり、飛行装置１１１の発見および飛行装置１１１の追尾の再開が容易になる。
　停止制御部１７４は、飛行装置１１１または地上基地１１３のいずれに設けてもよい。すなわち、停止制御部１７４は、飛行装置１１１に設けることにより、地上基地１１３との通信を行なうことなく自立的に、飛行装置１１１をロスト位置Ｐ０の近辺で停止させる。また、停止制御部１７４は、地上基地１１３に設けることにより、通信部１３１および地上通信部１６５を通した通信によって、飛行装置１１１をロスト位置Ｐ０の近辺で停止させる。
　以下、上記の構成による飛行装置誘導システム１１０における処理の流れを図２３に基づいて説明する。
　飛行装置１１１が飛行を開始すると、追尾判定部１７１は、ロスト判定が行なわれたか否かを判定する（Ｓ１０１）。すなわち、追尾判定部１７１は、測量部１１２が飛行装置１１１の追尾を維持しているか否かを判定するとともに、トラッキングロスが生じていればロスト判定を行なう。飛行制御部１３５は、追尾判定部１７１でロスト判定が行なわれると（Ｓ１０１：Ｙｅｓ）、飛行計画に沿った飛行を中止する（Ｓ１０２）。すなわち、飛行制御部１３５は、ロスト判定が行なわれると、自動制御モードによる飛行計画に沿った飛行を停止する。地上通信部１６５は、追尾判定部１７１においてロスト判定が行なわれると、その旨を飛行装置１１１へ送信する。飛行制御部１３５は、通信部１３１において地上通信部１６５からロスト判定が行なわれた旨を受信すると、飛行計画に沿った飛行を中止する。
　ロスト位置定義部１７２は、Ｓ１０２において飛行計画に沿った飛行が停止されると、ロスト位置Ｐ０を定義する（Ｓ１０３）。すなわち、ロスト位置定義部１７２は、ロスト判定がされたときの飛行装置１１１の飛行位置をロスト位置Ｐ０と定義する。そして、停止制御部１７４は、飛行装置１１１をロスト位置Ｐ０で停止する停止制御を行なう（Ｓ１０４）。すなわち、地上通信部１６５は、ロスト判定が行なわれると、ロスト位置定義部１７２で定義されたロスト位置Ｐ０を飛行装置１１１へ送信する。停止制御部１７４は、通信部１３１を通して地上通信部１６５からロスト位置Ｐ０を取得する。そして、停止制御部１７４は、ロスト判定を受信すると、飛行装置１１１をロスト位置Ｐ０に維持した状態でホバリングへ移行させる。追尾判定部１７１は、Ｓ１０１においてロスト判定が行なわれていないと（Ｓ１０１：Ｎｏ）、ロスト判定が行なわれるまでＳ１０１の処理を繰り返す。
　飛行制御部１３５は、Ｓ１０４において停止制御に移行すると、飛行装置１１１の飛行位置を推定可能であるか否かを判定する（Ｓ１０５）。すなわち、飛行制御部１３５は、ＧＰＳセンサ１４１で受信したＧＰＳ信号によって飛行装置１１１の飛行位置が推定可能であるか否かを判定する。停止制御部１７４は、Ｓ１０５において飛行位置が推定可能であると判定されたとき（Ｓ１０５：Ｙｅｓ）、ＧＰＳセンサ１４１で受信したＧＰＳ信号に基づいて飛行装置１１１をロスト位置Ｐ０に停止させる制御を行なう（Ｓ１０６）。この場合、停止制御部１７４は、ＧＰＳ信号に加えて、内界センサである加速度センサ１４２、角速度センサ１４３および地磁気センサ１４４の検出値も用いて飛行装置１１１の停止を制御してもよい。一方、停止制御部１７４は、Ｓ１０５において飛行位置が推定困難であると判定されたとき（Ｓ１０５：Ｎｏ）、内界センサである加速度センサ１４２、角速度センサ１４３および地磁気センサ１４４の検出値に基づいて飛行装置１１１をロスト位置Ｐ０に停止させる制御を行なう（Ｓ１０７）。
　探索制御部１７３は、Ｓ１０６またはＳ１０７において停止制御が行なわれているとき、測量部１１２を駆動して再帰反射部材１１５を探索する（Ｓ１０８）。すなわち、探索制御部１７３は、停止制御によって停止している飛行装置１１１に設けられている再帰反射部材１１５を探索する。これにより、探索制御部１７３は、停止している飛行装置１１１を、ロスト位置Ｐ０を中心として探索する。
　以上説明した第１０実施形態では、追尾判定部１７１は、飛行装置１１１の飛行中に測量部１１２による追尾が維持されているか否かを判定する。ロスト位置定義部１７２は、追尾判定部１７１においてロスト判定がなされたとき、ロスト位置Ｐ０を定義する。そして、探索制御部１７３は、ロスト判定がなされたとき、ロスト位置Ｐ０を中心に飛行装置１１１に設けられている再帰反射部材１１５を探索する。これとともに、停止制御部１７４は、飛行装置１１１の飛行計画に沿った飛行を停止し、飛行装置１１１をその場に停止させる。これにより、飛行装置１１１は、測量部１１２によって速やかに探索される。したがって、トラッキングロストが生じたときでも、測量部１１２による飛行装置１１１の再追尾を容易にすることができる。
　　　（第１１実施形態）
　第１１実施形態による飛行装置誘導システムについて説明する。
　第１１実施形態による飛行装置誘導システム１１０は、ロスト位置定義部１７２における処理の流れが第１０実施形態と異なる。第１１実施形態のロスト位置定義部１７２は、追尾判定部１７１において「ロスト判定」がされたとき、この「ロスト判定」がされた時刻を時刻Ｔ１として取得する。これに加え、ロスト位置定義部１７２は、時刻Ｔ１から飛行制御部１３５によって飛行計画に沿った制御が中止される時刻Ｔ２までの期間Ｔｄを取得する。すなわち、期間Ｔｄは、Ｔｄ＝Ｔ２-Ｔ１である。ロスト位置定義部１７２は、例えば制御演算部１６１に設けられている図示しないタイマなどに基づいて時刻Ｔ１、時刻Ｔ２を検出し、期間Ｔｄを算出する。さらに、ロスト位置定義部１７２は、この時刻Ｔ１から時刻Ｔ２までの期間Ｔｄにおける飛行装置１１１の飛行速度Ｖを取得する。
　ロスト位置定義部１７２は、測量部１１２で取得した飛行データ、または飛行装置１１１の加速度センサ１４２および角速度センサ１４３の検出値から、飛行装置１１１の飛行速度Ｖを取得する。この場合、ロスト位置定義部１７２は、測量部１１２および状態取得部１３４の双方から飛行速度Ｖを取得してもよく、いずれか一方から飛行速度Ｖを取得してもよい。ロスト位置定義部１７２は、これら期間Ｔｄおよび飛行速度Ｖに基づいて、ロスト判定が行なわれた時刻Ｔ１における飛行装置１１１の飛行位置を算出する。そして、この時刻Ｔ１における飛行装置１１１の飛行位置をロスト位置Ｐ０と定義する。
　飛行装置１１１は、常に速度の変化をともなって飛行するとともに、気流といった外乱の影響などを受けて時々刻々と飛行位置が変化する。そのため、飛行装置１１１の飛行位置は、ロスト判定が行なわれてから飛行計画に沿った飛行を中止するまでの間に、移動していることが考えられる。その結果、停止制御によって飛行装置１１１の飛行を停止しても、その位置はロスト位置Ｐ０から移動していることも考えられる。そこで、ロスト位置定義部１７２は、時刻Ｔ１における飛行装置１１１の飛行位置を算出し、これをロスト位置Ｐ０と定義する。停止制御部１７４は、ロスト位置定義部１７２で定義されたロスト位置Ｐ０に基づいて飛行装置１１１の停止制御を行なう。
　以下、図２４に基づいて第１１実施形態による飛行装置誘導システム１１０における処理の流れを説明する。なお、第１０実施形態と共通する処理については、説明を省略する。
　飛行装置１１１が飛行を開始すると、追尾判定部１７１は、ロスト判定が行なわれたか否かを判定する（Ｓ２０１）。追尾判定部１７１でロスト判定が行なわれると（Ｓ２０１：Ｎｏ）、飛行制御部１３５は飛行計画に沿った飛行を中止する（Ｓ２０２）。
　そして、ロスト位置定義部１７２は、Ｓ２０１でロスト判定が行なわれた時刻Ｔ１を取得する（Ｓ２０３）。また、ロスト位置定義部１７２は、Ｓ２０２で飛行計画に沿った飛行を停止した時刻Ｔ２を取得する（Ｓ２０４）。さらに、ロスト位置定義部１７２は、Ｓ２０３で取得した時刻Ｔ１からＳ２０４で取得した時刻Ｔ２までの期間Ｔｄにおける飛行装置１１１の飛行速度Ｖを取得する（Ｓ２０５）。ロスト位置定義部１７２は、測量部１１２で取得した飛行データ、または状態取得部１３４で取得した飛行装置１１１の加速度や角速度に基づいて、飛行速度Ｖを取得する。ロスト位置定義部１７２は、これら時刻Ｔ１、時刻Ｔ２および飛行速度Ｖに基づいて、時刻Ｔ１における飛行位置をロスト位置Ｐ０に定義する（Ｓ２０６）。停止制御部１７４は、Ｓ２０６で定義されたロスト位置Ｐ０に基づいて、飛行装置１１１を停止させる停止制御を行なう（Ｓ２０７）。
　飛行制御部１３５は、Ｓ２０７において停止制御に移行すると、飛行装置１１１の飛行位置を推定可能であるか否かを判定する（Ｓ２０８）。停止制御部１７４は、飛行位置が推定可能であると判定されたとき（Ｓ２０８：Ｙｅｓ）、ＧＰＳセンサ１４１で受信したＧＰＳ信号に基づいて飛行装置１１１をロスト位置Ｐ０に停止させる制御を行なう（Ｓ２０９）。一方、停止制御部１７４は、飛行位置が推定困難であると判定されたとき（Ｓ２０８：Ｎｏ）、内界センサの検出値に基づいて飛行装置１１１をロスト位置Ｐ０に停止させる制御を行なう（Ｓ２１０）。探索制御部１７３は、Ｓ２０９またはＳ２１０において停止制御が行なわれているとき、測量部１１２を駆動して再帰反射部材１１５を探索する（Ｓ２１１）。これにより、探索制御部１７３は、停止している飛行装置１１１を、ロスト位置Ｐ０を中心として探索する。
　第１１実施形態では、ロスト位置定義部１７２は、時間の経過にともなう飛行装置１１１の移動も考慮してロスト位置Ｐ０を定義する。そして、停止制御部１７４は、飛行装置１１１を、移動を考慮したロスト位置Ｐ０に戻して停止させる。飛行装置１１１は、飛行を継続することによって、トラッキングロストが生じてからロスト判定がなされるまで、ロスト判定がなされてから飛行計画に沿った飛行を停止するまでの間に位置が変化するおそれがある。そこで、停止制御部１７４は、ロスト判定がなされたとき、飛行装置１１１の位置の変化を算出し、位置が変化した飛行装置１１１をロスト位置Ｐ０まで戻した上で停止させる。このように、ロスト判定がなされたとき、飛行装置１１１はロスト位置Ｐ０に復帰して停止するとともに、測量部１１２は探索制御部１７３によってロスト位置Ｐ０を中心とした飛行装置１１１の探索を行なう。これにより、飛行装置１１１は、測量部１１２によって速やかに探索される。したがって、トラッキングロストが生じたときでも、測量部１１２による飛行装置１１１の再追尾を容易にすることができる。
　　　（第１２実施形態）
　第１２実施形態による飛行装置誘導システムについて説明する。
　第１２実施形態による飛行装置誘導システム１１０は、構成が図２１および図２２に示す第１０実施形態と共通する。第１２実施形態による飛行装置誘導システム１１０の場合、通信部１３１は、追尾判定部１７１においてロスト判定が行なわれたとき、状態取得部１３４で取得した飛行装置１１１の飛行位置を、地上基地１１３を通して測量部１１２へ伝達する。すなわち、状態取得部１３４は、追尾判定部１７１においてロスト判定が行なわれると、そのときの飛行位置を取得する。そして、通信部１３１は、状態取得部１３４で取得された飛行位置を地上基地１１３へ送信する。測量部１１２を駆動する探索制御部１７３は、地上基地１１３を通して飛行装置１１１から取得した飛行位置を参照して、飛行装置１１１の再帰反射部材１１５を探索する。これにより、探索制御部１７３は、ロスト位置Ｐ０に加え、ロスト判定が行なわれたときの飛行装置１１１の飛行位置も参照して再帰反射部材１１５の探索を行なう。その結果、トラッキングロストが生じたときでも、測量部１１２による飛行装置１１１の再追尾がより容易になる。
　以下、図２５に基づいて第１２実施形態による飛行装置誘導システム１１０における処理の流れを説明する。なお、第１１実施形態と共通する処理については、説明を省略する。
　飛行装置１１１が飛行を開始すると、追尾判定部１７１は、ロスト判定が行なわれたか否かを判定する（Ｓ３０１）。追尾判定部１７１でロスト判定が行なわれると（Ｓ３０１：Ｎｏ）、飛行制御部１３５は飛行計画に沿った飛行を中止する（Ｓ３０２）。そして、ロスト位置定義部１７２は、Ｓ３０１でロスト判定が行なわれた時刻Ｔ１を取得する（Ｓ３０３）。また、ロスト位置定義部１７２は、Ｓ３０２で飛行計画に沿った飛行を停止した時刻Ｔ２を取得する（Ｓ３０４）。さらに、ロスト位置定義部１７２は、Ｓ３０３で取得した時刻Ｔ１からＳ３０４で取得した時刻Ｔ２までの期間Ｔｄにおける飛行装置１１１の飛行速度Ｖを取得する（Ｓ３０５）。ロスト位置定義部１７２は、これら時刻Ｔ１、時刻Ｔ２および飛行速度Ｖに基づいて、時刻Ｔ１における飛行位置をロスト位置Ｐ０に定義する（Ｓ３０６）。停止制御部１７４は、Ｓ３０６で定義されたロスト位置Ｐ０に基づいて、飛行装置１１１を停止させる停止制御を行なう（Ｓ３０７）。
　飛行制御部１３５は、Ｓ３０７において停止制御に移行すると、飛行装置１１１の飛行位置を推定可能であるか否かを判定する（Ｓ３０８）。停止制御部１７４は、飛行位置が推定可能であると判定されたとき（Ｓ３０８：Ｙｅｓ）、ＧＰＳセンサ１４１で受信したＧＰＳ信号に基づいて飛行装置１１１をロスト位置Ｐ０に停止させる制御を行なう（Ｓ３０９）。そして、通信部１３１は、ＧＰＳセンサ１４１で受信したＧＰＳ信号に基づく飛行装置１１１の飛行位置を地上基地１１３へ送信する（Ｓ３１０）。すなわち、状態取得部１３４は、ＧＰＳセンサ１４１で受信したＧＰＳ信号に基づいて飛行装置１１１の飛行位置を取得する。通信部１３１は、状態取得部１３４で取得した飛行装置１１１の飛行位置を地上基地１１３へ送信する。
　一方、停止制御部１７４は、飛行位置が推定困難であると判定されたとき（Ｓ３０８：Ｎｏ）、内界センサの検出値に基づいて飛行装置１１１をロスト位置Ｐ０に停止させる制御を行なう（Ｓ３１１）。探索制御部１７３は、Ｓ３０９またはＳ３１０において停止制御が行なわれているとき、測量部１１２を駆動して再帰反射部材１１５を探索する（Ｓ３１１）。このとき、探索制御部１７３は、Ｓ３１０において通信部１３１から送信された飛行装置１１１の飛行位置も参照して再帰反射部材１１５を探索する。これにより、探索制御部１７３は、停止している飛行装置１１１を、ロスト位置Ｐ０を中心とした最新の飛行位置も用いて探索する。
　第１２実施形態では、通信部１３１は、追尾判定部１７１において追尾が維持できていないとき、つまりトラッキングロストによるロスト判定がなされたとき、状態取得部１３４で取得した飛行装置１１１の飛行位置を、地上基地１１３を通して測量部１１２へ伝達する。そして、探索制御部１７３は、ロスト判定がなされたとき、ロスト位置Ｐ０に加え、伝達された飛行装置１１１の飛行位置を中心に飛行装置１１１に設けられている再帰反射部材１１５を探索する。このように、ロスト判定がなされたとき、飛行装置１１１は飛行位置を測量部１１２に伝達するとともに、測量部１１２は探索制御部１７３によって飛行装置１１１から伝達された飛行位置を中心として飛行装置１１１の探索を行なう。これにより、飛行装置１１１は、測量部１１２によって速やかに探索される。したがって、トラッキングロストが生じたときでも、測量部１１２による飛行装置１１１の再追尾をより容易にすることができる。
　　　（第１２実施形態の変形例）
　第１２実施形態では、通信部１３１は、状態取得部１３４で取得された飛行位置のうち、ＧＰＳセンサ１４１で取得したＧＰＳ信号に基づく飛行装置１１１の飛行位置を送信する例について説明した。ここで、通信部１３１は、ＧＰＳ信号に基づく飛行装置１１１の飛行位置だけでなく、内界センサである加速度センサ１４２、角速度センサ１４３および地磁気センサ１４４の検出値に基づく飛行位置を地上基地１１３へ送信してもよい。
　以下、図２６に基づいて第１２実施形態の変形例による飛行装置誘導システム１１０における処理の流れを説明する。なお、第１２実施形態と共通する処理については、説明を省略する。
　Ｓ４０１からＳ４１１までの処理は、図２５に示す第１２実施形態におけるＳ３０１からＳ３１１までの処理と共通である。本変形例の場合、停止制御部１７４は、飛行位置が推定困難であると判定されたとき（Ｓ４０８：Ｎｏ）、内界センサの検出値に基づいて飛行装置１１１をロスト位置Ｐ０に停止させる制御を行なう（Ｓ４１１）。そして、通信部１３１は、内界センサで検出した検出値に基づく飛行装置１１１の飛行位置を地上基地１１３へ送信する（Ｓ４１２）。すなわち、状態取得部１３４は、加速度センサ１４２、角速度センサ１４３および地磁気センサ１４４などの内界センサで検出した検出値に基づいて飛行装置１１１の飛行位置を取得する。通信部１３１は、状態取得部１３４の内界センサで取得した飛行装置１１１の飛行位置を地上基地１１３へ送信する。
　探索制御部１７３は、Ｓ４０９またはＳ４１１において停止制御が行なわれているとき、測量部１１２を駆動して再帰反射部材１１５を探索する（Ｓ４１３）。このとき、探索制御部１７３は、Ｓ４１０またはＳ４１２において通信部１３１から送信された飛行装置１１１の飛行位置も参照して再帰反射部材１１５を探索する。これにより、探索制御部１７３は、停止している飛行装置１１１を、ロスト位置Ｐ０を中心とした最新の飛行位置も用いて探索する。したがって、トラッキングロストが生じたときでも、測量部１１２による飛行装置１１１の再追尾をより容易にすることができる。
　　　（トラッキングロストからの復帰処理）
　上述の第１０実施形態から第１２実施形態においてトラッキングロストが生じた後、測量部１１２による飛行装置１１１の追尾が復帰するまでの復帰処理について説明する。この復帰処理は、第１０実施形態から第１２実施形態による再帰反射部材１１５の探索（Ｓ１０８、Ｓ２１１、Ｓ３１２、Ｓ４１３）の後に実行される。復帰処理は、飛行装置１１１または地上基地１１３に設けられている図示しない復帰制御部によって実行される。この復帰制御部は、飛行装置１１１の制御演算部１３２または地上基地１１３の制御演算部１６１によって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。なお、復帰制御部は、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。
　以下、復帰処理の流れを図２７に基づいて説明する。
　復帰制御部は、飛行装置１１１の追尾が再開されたか否かを判定する（Ｓ５０１）。すなわち、復帰制御部は、追尾判定部１７１を通して測量部１１２による飛行装置１１１のトラッキングロストが解消され、測量部１１２による飛行装置１１１の追尾が再開されたか否かを判定する。復帰制御部は、飛行装置１１１の追尾が再開されると（Ｓ５０１：Ｙｅｓ）、ＧＰＳ信号を利用可能であるか否かを判定する（Ｓ５０２）。すなわち、復帰制御部は、ＧＰＳセンサ１４１でＧＰＳ信号を受信し、受信したＧＰＳ信号に基づいて飛行装置１１１の飛行位置を推定可能であるか否かを判定する。
　復帰制御部は、ＧＰＳ信号を利用可能であると判定すると（Ｓ５０２：Ｙｅｓ）、ＧＰＳ信号に基づく飛行装置１１１の飛行位置を取得するとともに（Ｓ５０３）、測量部１１２により飛行装置１１１の飛行データを取得する（Ｓ５０４）。そして、復帰制御部は、これらＧＰＳ信号に基づく飛行位置と飛行データとの差分を算出する（Ｓ５０５）。すなわち、復帰制御部は、飛行装置１１１の状態取得部１３４からＧＰＳ信号を取得し、このＧＰＳ信号に基づいて飛行装置１１１の飛行位置を取得する。これとともに、復帰制御部は、飛行装置１１１を追尾する測量部１１２により飛行データを取得する。復帰制御部は、これらＧＰＳ信号に基づく飛行位置と測量部１１２で取得した飛行データとの差分を算出する。
　復帰制御部は、Ｓ５０５で算出した差分が予め設定した設定範囲内であるか否かを判定する（Ｓ５０６）。復帰制御部は、Ｓ５０６において差分が設定範囲内であると判定すると（Ｓ５０６：Ｙｅｓ）、飛行装置１１１の制御モードを自動制御モードに変更する（Ｓ５０７）。すなわち、復帰制御部は、差分が設定範囲内であるとき、測量部１１２による飛行装置１１１の追尾が遠隔操作可能な程度に復帰したと判定し、自動制御モードによる飛行に変更する。これにより、飛行装置１１１の飛行制御部１３５は、自動操作モードによる飛行装置１１１の制御へ移行する。その結果、飛行装置１１１は、地上基地１１３からの送信データを参考にして自立的に飛行する。ここで、設定範囲は、飛行装置１１１をはじめとする飛行装置誘導システム１１０の性能に応じて任意に設定することができる。
　一方、復帰制御部は、Ｓ５０２においてＧＰＳ信号を利用できない（Ｓ５０２：Ｎｏ）、またはＳ５０６において差分が設定範囲外であると判定すると（Ｓ５０６：Ｎｏ）、飛行装置１１１の飛行において許容される速度および加速度を制限する（Ｓ５０８）。すなわち、復帰制御部は、ＧＰＳ信号が利用できない、または差分が設定範囲外のとき、飛行装置１１１の速度および加速度の最大値を低下させる。この場合、復帰制御部は、飛行装置１１１の速度および加速度の最大値のいずれか一方だけを低下させてもよく、双方を低下させてもよい。復帰制御部は、このように飛行装置１１１に許容する速度および加速度の最大値を低下した状態で飛行装置１１１の制御モードを自動制御モードに変更する（Ｓ５０９）。これにより、飛行装置１１１の飛行制御部１３５は、速度および加速度の最大値を低下した状態で自動制御モードによる飛行装置１１１の制御へ移行する。その結果、飛行装置１１１は、速度および加速度が制限された状態で自立的に飛行する。
　測量部１１２が飛行装置１１１を追尾しているとき、ＧＰＳ信号に基づく飛行位置と測量部１１２で取得した飛行データとは一致または差分が小さくなる。すなわち、測量部１１２が飛行装置１１１を追尾しているとき、飛行装置１１１は測量部１１２によって捕捉されている。そのため、ＧＰＳ信号に基づく飛行位置と測量部１１２で取得した飛行データとの間には、大きなずれが生じていないと考えられる。一方、ＧＰＳ信号を用いることができないとき、測量部１１２が飛行装置１１１を追尾していても、測量部１１２で把握する飛行データと飛行装置１１１の実際の飛行位置とが一致しているか否かを判定できない。すなわち、測量部１１２が確実に飛行装置１１１を追尾しているか否かは判定できない。同様に、飛行位置と飛行データとの差分が設定範囲外のときも、測量部１１２が確実に飛行装置１１１を追尾しているか否かは判定できない。その結果、飛行装置１１１に大きな機動、つまり高速での飛行や高加速度での飛行位置の変化が生じると、測量部１１２は容易に飛行装置１１１を見失う、つまりトラッキングロストを生じるおそれがある。そこで、復帰制御部は、ＧＰＳ信号を用いることができない、または飛行位置と飛行データとの差分が設定範囲外のとき、飛行装置１１１に許容される速度および加速度の最大値を低下させる。これにより、飛行装置１１１は短時間で大きな機動を生じることがない。したがって、自動制御モードに移行しても、測量部１１２はトラッキングロストを低減することができる。
　以上説明した本開示は、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。
　例えば、上記の複数の実施形態の場合、飛行装置１１１はＧＰＳ信号を受信するＧＰＳセンサ１４１を有する例について説明した。しかし、飛行装置１１１は、ＧＰＳセンサ１４１を有していなくてもよい。この場合、飛行装置１１１は、外界センサであるＧＰＳセンサ１４１を使用できない。このことから、停止制御部１７４は、複数の実施形態で説明したように内界センサである加速度センサ１４２、角速度センサ１４３および地磁気センサ１４４を用いて停止制御を行なうことができる。
　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。
　本開示に記載の制御部およびその手法は、コンピュータプログラムにより具体化された一つ乃至は複数の機能を実行するようにプログラムされたプロセッサおよびメモリを構成することによって提供された専用コンピュータにより、実現されてもよい。あるいは、本開示に記載の制御部およびその手法は、一つ以上の専用ハードウェア論理回路によってプロセッサを構成することによって提供された専用コンピュータにより、実現されてもよい。もしくは、本開示に記載の制御部およびその手法は、一つ乃至は複数の機能を実行するようにプログラムされたプロセッサおよびメモリと一つ以上のハードウェア論理回路によって構成されたプロセッサとの組み合わせにより構成された一つ以上の専用コンピュータにより、実現されてもよい。また、コンピュータプログラムは、コンピュータにより実行されるインストラクションとして、コンピュータ読み取り可能な非遷移有形記録媒体に記憶されていてもよい。
 

Claims (15)

  1. 　本体（１３）と、
    　重力方向において前記本体（１３）の下側に設けられている構造部（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、
    　を備える飛行装置。
  2. 　前記構造部（１４）は、前記本体（１３）側へ収容される請求項１記載の飛行装置。
  3. 　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。
  4. 　前記構造部（１４）は、着陸時に前記本体（１３）を地面に支持する支持部（６０）である請求項１から３のいずれか一項記載の飛行装置。
  5. 　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４のいずれか一項記載の飛行装置。
  6. 　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４のいずれか一項記載の飛行装置。
  7. 　本体（１３）と、
    　前記本体（１３）と接続されている構造部（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、
    　前記構造部（１４）を前記本体（１３）側へ折り畳む折り畳み機構部（７１）と、
    　を備える飛行装置。
  8. 　本体（１３）と、
    　飛行中における前記本体（１３）の重心に設けられ、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、
    　を備える飛行装置。
  9. 　本体（１３）と、
    　前記本体（１３）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、
    　を備える飛行装置。
  10. 　請求項１から９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、
    　前記地上設備（１２）は、
    　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、
    　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、
    　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。
  11. 　光を照射元へ反射する再帰反射部材（１１５）を有する飛行装置（１１１）と、
    　前記飛行装置（１１１）へ光を照射するとともに、前記再帰反射部材（１１５）で反射した光から、前記飛行装置（１１１）を追尾して、前記飛行装置（１１１）までの距離および前記飛行装置（１１１）の飛行角度を飛行データとして取得する測量部（１１２）と、
    　前記測量部（１１２）で取得した飛行データに基づいて、前記飛行装置（１１１）の飛行を制御する地上基地（１１３）と、を備える飛行装置誘導システムにおいて、
    　前記飛行装置（１１１）の飛行中に、前記測量部（１１２）が前記再帰反射部材（１１５）の追尾を維持しているか否かを判定する追尾判定部（１７１）と、
    　前記追尾判定部（１７１）において前記再帰反射部材（１１５）の追尾が維持されていないロスト判定がされたとき、前記ロスト判定がなされた前記飛行装置（１１１）の飛行位置をロスト位置と定義するロスト位置定義部（１７２）と、
    　前記ロスト判定がされたとき、前記測量部（１１２）を駆動して、前記ロスト位置を中心に前記再帰反射部材（１１５）を探索する探索制御部（１７３）と、
    　前記ロスト判定がされたとき、前記飛行装置（１１１）の飛行にともなう移動を停止し、前記飛行装置（１１１）をその場に停止する制御を行なう停止制御部（１７４）と、
    　を備える飛行装置誘導システム。
  12. 　光を照射元へ反射する再帰反射部材（１１５）を有する飛行装置（１１１）と、
    　前記飛行装置（１１１）へ光を照射するとともに、前記再帰反射部材（１１５）で反射した光から、前記飛行装置（１１１）を追尾して、前記飛行装置（１１１）までの距離および前記飛行装置（１１１）の飛行角度を飛行データとして取得する測量部（１１２）と、
    　前記測量部（１１２）で取得した飛行データに基づいて、前記飛行装置（１１１）の飛行を制御する地上基地（１１３）と、を備える飛行装置誘導システムにおいて、
    　前記飛行装置（１１１）の飛行中に、前記測量部（１１２）が前記再帰反射部材（１１５）の追尾を維持しているか否かを判定する追尾判定部（１７１）と、
    　前記追尾判定部（１７１）において前記再帰反射部材（１１５）の追尾が維持されていないロスト判定がされたとき、前記ロスト判定がなされた位置をロスト位置と定義するロスト位置定義部（１７２）と、
    　前記ロスト判定がされたとき、前記測量部（１１２）を駆動して、前記ロスト位置を中心に前記再帰反射部材（１１５）を探索する探索制御部（１７３）と、
    　前記ロスト判定がされたとき、前記飛行装置（１１１）の飛行にともなう移動を停止し、前記ロスト判定がされた前記飛行装置（１１１）を、前記ロスト位置に戻して停止する制御を行なう停止制御部（１７４）と、
    　を備える飛行装置誘導システム。
  13. 　前記飛行装置（１１１）に設けられ、自身の飛行位置を自立的に取得する位置取得部（１３４）と、
    　前記飛行装置（１１１）に設けられ、前記ロスト判定がされたとき、前記位置取得部（１３４）で取得した前記飛行位置に基づいて飛行を制御する位置制御部（１３５）と、
    　をさらに備える請求項１１または１２記載の飛行装置誘導システム。
  14. 　光を照射元へ反射する再帰反射部材（１１５）を有する飛行装置（１１１）と、
    　前記飛行装置（１１１）へ光を照射するとともに、前記再帰反射部材（１１５）で反射した光から、前記飛行装置（１１１）を追尾して、前記飛行装置（１１１）までの距離および前記飛行装置（１１１）の飛行角度を飛行データとして取得する測量部（１１２）と、
    　前記測量部（１１２）で取得した飛行データに基づいて、前記飛行装置（１１１）の飛行を制御する地上基地（１１３）と、を備える飛行装置誘導システムにおいて、
    　前記飛行装置（１１１）に設けられ、自身の飛行位置を自立的に取得する位置取得部（１３４）と、
    　前記飛行装置（１１１）の飛行中に、前記測量部（１１２）が前記再帰反射部材（１１５）の追尾を維持しているか否かを判定する追尾判定部（１７１）と、
    　前記追尾判定部（１７１）において前記再帰反射部材（１１５）の追尾が維持されていないロスト判定がされたとき、前記位置取得部（１３４）で取得した前記飛行位置を前記測量部（１１２）へ伝達する通信部（１３１）と、
    　前記測量部（１１２）を駆動して、前記通信部（１３１）を通して前記測量部（１１２）へ伝達された前記飛行位置を中心に前記再帰反射部材（１１５）を探索する探索制御部（１７３）と、
    　を備える飛行装置誘導システム。
  15. 　前記飛行装置（１１１）に設けられ、前記ロスト判定がされたとき、前記位置取得部（１３４）で取得した前記飛行位置に基づいて、前記飛行装置（１１１）の飛行を継続する飛行制御部（１３５）をさらに備える請求項１４記載の飛行装置誘導システム。
     
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Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2006284385A (ja) * 2005-03-31 2006-10-19 Nec Toshiba Space Systems Ltd Ｇｐｓ衛星用基準局システム
JP2017151008A (ja) * 2016-02-26 2017-08-31 株式会社トプコン 飛行体追尾方法及び飛行体画像取得方法及び飛行体表示方法及び飛行体誘導システム
JP2017173254A (ja) * 2016-03-25 2017-09-28 東京電力ホールディングス株式会社 放射線量測定装置

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2006284385A (ja) * 2005-03-31 2006-10-19 Nec Toshiba Space Systems Ltd Ｇｐｓ衛星用基準局システム
JP2017151008A (ja) * 2016-02-26 2017-08-31 株式会社トプコン 飛行体追尾方法及び飛行体画像取得方法及び飛行体表示方法及び飛行体誘導システム
JP2017173254A (ja) * 2016-03-25 2017-09-28 東京電力ホールディングス株式会社 放射線量測定装置

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