WO2022101895A1 - 航空機の位置制御システム、航空機及び航空機の位置制御方法 - Google Patents

航空機の位置制御システム、航空機及び航空機の位置制御方法 Download PDF

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WO2022101895A1
WO2022101895A1 PCT/IB2022/050233 IB2022050233W WO2022101895A1 WO 2022101895 A1 WO2022101895 A1 WO 2022101895A1 IB 2022050233 W IB2022050233 W IB 2022050233W WO 2022101895 A1 WO2022101895 A1 WO 2022101895A1
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aircraft
target
relative position
landing point
sway
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PCT/IB2022/050233
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小島徹
森智史
▲高▼木克実
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三菱重工業株式会社
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    • G05D1/04—Control of altitude or depth
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    • G05D1/0607—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft
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    • G05D1/0676—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing specially adapted for landing
    • G05D1/0684—Rate of change of altitude or depth specially adapted for aircraft during a phase of take-off or landing specially adapted for landing on a moving platform, e.g. aircraft carrier
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    • B64C13/02—Initiating means
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    • G06T2207/30248—Vehicle exterior or interior
    • G06T2207/30252—Vehicle exterior; Vicinity of vehicle

Definitions

  • the present disclosure relates to an aircraft position control system, an aircraft, and a position control method for an aircraft, and more particularly to a target point tracking hovering position control that follows the position of an aircraft according to the movement of a target landing point due to shaking. It has become.
  • the departure / arrival control device of Patent Document 1 includes a ship motion prediction device that predicts the hull motion of an aircraft carrier, a landing / landing state indicating device that calculates the landing / landing state of an aircraft to the aircraft carrier by receiving the output of the ship motion prediction device, and a landing / landing state. It includes an instruction transmitting device that transmits the output of the instruction device, an instruction receiving device that receives the output of the instruction transmitting device, and a flight motion control device that controls the flight motion by receiving the output of the instruction receiving device.
  • the hull motion prediction device, the departure / arrival state instruction device, and the instruction transmission device are provided on the aircraft carrier, and the instruction reception device and the flight motion control device are provided on the aircraft.
  • Patent Document 1 describes the landing technique for fixed-wing aircraft, but for rotary-wing aircraft, the following landing is performed.
  • an object of the present disclosure to provide an aircraft position control system, an aircraft, and an aircraft position control method capable of appropriately following the target landing point even when the target landing point is shaken. And.
  • the aircraft position control system of the present disclosure is an aircraft position control system that follows the position of an aircraft according to the movement of a target landing point due to shaking, and is an attitude correction acceleration corrected for the acceleration of the aircraft and the aircraft.
  • the sway amount estimation processing unit Based on the relative position between the target landing point and the target landing point, the sway amount estimation processing unit that estimates the sway amount of the target landing point, and the aircraft and the target landing point based on the estimated sway amount. It is provided with a target information generation unit that outputs a target relative position as a target between the two, and a target relative speed as a target between the aircraft and the target landing point.
  • the aircraft of the present disclosure includes an acceleration correction processing unit that acquires attitude correction acceleration that corrects the acceleration of the aircraft, a relative position acquisition unit that acquires a relative position between the aircraft and a target landing point, and the position of the above aircraft. It is equipped with a control system.
  • the position control method of the aircraft of the present disclosure is a position control method of an aircraft that follows the position of the aircraft according to the movement of the target landing point due to the shaking, and is a posture correction acceleration corrected for the acceleration of the aircraft and the aircraft.
  • the aircraft can be suitably followed according to the movement of the target landing point due to the shaking.
  • FIG. 1 is a schematic configuration diagram showing an example of an aircraft position control system according to the present embodiment.
  • FIG. 2 is an explanatory diagram showing how the aircraft according to the present embodiment heads for the target landing point.
  • FIG. 3 is an explanatory diagram showing an example of a marker provided at a target landing point.
  • FIG. 4 is a block diagram of an example of position control that causes an aircraft to follow a swaying target landing point.
  • FIG. 5 is a block diagram showing an example of the sway amount estimation process and the target information generation process.
  • FIG. 6 is a Bode diagram from the relative position of the second smoothing processing unit to the smoothing relative position.
  • FIG. 7 is a Bode diagram from the relative position of the sway amount estimation processing unit to the sway amount (estimated value).
  • FIG. 8 is a flowchart illustrating a calculation flow of the target relative position and the target relative speed.
  • FIG. 9 is a block diagram of another example of position control that causes an aircraft to follow a
  • FIG. 1 is a schematic configuration diagram showing an example of an aircraft position control system according to the present embodiment
  • FIG. 2 is an explanatory diagram showing how the aircraft according to the present embodiment is heading for a target landing point.
  • the aircraft 1 is a flying object (for example, a helicopter, a drone, etc.) as a rotary wing aircraft.
  • the aircraft 1 is an unmanned aerial vehicle.
  • the aircraft 1 may be a manned aircraft as long as it is an aircraft capable of forward, backward, lateral movement, turning, and hovering.
  • the aircraft 1 is equipped with a position control system 100, and the flight is controlled by the position control system 100 to land at the target landing point 2 shown in FIG.
  • the target landing point 2 is provided on the ship 5 as shown in FIG. Therefore, the aircraft 1 lands (més) on the ship 5 as a moving body that moves on the water.
  • the ship 5 is provided with a restraining device for restraining the aircraft 1 when the aircraft 1 lands at the target landing point 2.
  • the target landing point 2 is not limited to the ship 5, and may be provided on a vehicle or the like as a moving body that moves on the ground, or may be provided on equipment that does not move or on the ground.
  • the target landing point 2 is provided with a marker 7 for the aircraft 1 to capture the position of the target landing point 2.
  • FIG. 3 is an explanatory diagram showing an example of a marker provided at a target landing point.
  • the marker 7 is, for example, an AR marker color-coded in two colors, black and white, and is a square marker.
  • the marker 7 is not limited to the AR marker, and may be any marker that can capture the position of the target landing point 2 by image processing, and may be, for example, an H mark or an R mark indicating the landing point of the heliport. good.
  • the marker 7 may be provided with a plurality of markers having different shapes on the ship 5, and the aircraft 1 may be guided to the target landing point 2 corresponding to any of the different markers 7.
  • the marker 7 is provided on the ship 5 in order to capture the position of the target landing point 2, but the structure is not particularly limited as long as the position of the target landing point 2 can be acquired.
  • the aircraft position control system 100 is a system that controls the position of the aircraft 1 in order to land the aircraft 1 in flight at the target landing point 2.
  • the position control system 100 is mounted on the aircraft 1.
  • the position control system 100 includes a camera 10, a navigation device 20, and a control unit 30.
  • the camera 10 is a photographing device mounted on the aircraft 1 via a gimbal (not shown).
  • the camera 10 may be a monocular camera, a compound eye camera, an infrared camera, or the like as long as the marker 7 can be photographed.
  • the camera 10 is provided to photograph the marker 7 provided at the target landing point 2 from the aircraft 1.
  • the camera 10 is capable of adjusting the shooting direction via a gimbal (not shown).
  • the camera 10 is controlled by the control unit 30 so that the shooting range B (see FIG. 2) faces directly below in the vertical direction, for example.
  • the camera 10 may be controlled by the control unit 30 so that the shooting range B faces diagonally forward with respect to the vertical direction.
  • the camera 10 may omit the gimbal, and may be fixed directly below the body of the aircraft 1 so that the shooting direction faces the lower side in the vertical direction.
  • the navigation device 20 is, for example, an inertial navigation system (INS: Inertial Navigation System).
  • INS Inertial Navigation System
  • the navigation device 20 will be described by applying it to an inertial navigation system, but the navigation device 20 is not particularly limited, and any navigation device 20 may be used.
  • the navigation device 20 may be an inertial navigation system including GPS (Global Positioning System) in order to improve the accuracy of position measurement.
  • GPS Global Positioning System
  • the description will be given by applying to an inertial navigation system including GPS, but the present invention is not particularly limited to GPS, and any position measuring unit capable of accurately measuring the position may be used, for example, a quasi-zenith satellite system is used. If the position can be measured accurately only by the navigation device 20, the position measurement unit such as GPS may be omitted.
  • the navigation device 20 including GPS acquires the roll direction, the attitude angle in the yaw direction and the pitch direction of the aircraft 1, the aircraft speed, the inertial speed, the aircraft acceleration, the heading, the position coordinates in the earth coordinate system, and the like of the aircraft 1. ..
  • the navigation device 20 detects an attitude angle sensor that detects the attitude angle of the aircraft 1, a speed sensor that detects the aircraft speed of the aircraft 1, an acceleration sensor that detects the aircraft acceleration of the aircraft 1, and a nose orientation of the aircraft 1. It may have a sensor.
  • the navigation device 20 outputs the acquired attitude angle, airframe speed, inertial speed, airframe acceleration, heading and position coordinates of the aircraft 1 to the control unit 30.
  • the navigation device 20 functions as an acceleration acquisition unit for acquiring the acceleration of the aircraft 1, an attitude acquisition unit for acquiring the attitude of the aircraft 1, and an inertial speed acquisition unit for acquiring the inertial speed of the aircraft 1.
  • the position control system 100 includes an altitude sensor 25 that detects the altitude of the aircraft 1 from the ground surface or the water surface.
  • the altitude sensor 25 is, for example, a laser altimeter, and measures the relative altitude ⁇ h (see FIG. 2) from the aircraft 1 to the target landing point 2.
  • a radio wave altimeter may be used, a barometric altimeter may be used, or any altimeter may be used. Further, these altimeters may be appropriately combined and applied according to the usage environment, that is, in order to measure the altitude from the ground surface and the altitude from the sea surface.
  • the altitude sensor 25 outputs the detected relative altitude ⁇ h of the aircraft 1 to the control unit 30.
  • the altitude sensor 25 measures the altitude of the aircraft 1 and outputs it to the control unit 30, and the control unit 30 in the guidance calculation unit 34, which will be described later, is relative to the target landing point 2 based on the altitude of the aircraft 1.
  • the altitude ⁇ h may be calculated.
  • the position control system 100 is not limited to the altitude sensor 25, but the image processing unit 32 described later performs image processing on the image including the marker 7 taken by the camera 10, so that the relative altitude between the aircraft 1 and the ship 5 is increased. It may be the one that calculates ⁇ h.
  • the control unit 30 includes an image processing unit 32, a guidance calculation unit 34, and a flight control unit 36.
  • the control unit 30 includes a shooting control unit (not shown) that controls the shooting direction of the camera 10 via a gimbal (not shown) provided on the aircraft 1.
  • the shooting range B of the camera 10 is adjusted so as to face directly below in the vertical direction.
  • the image processing unit 32 performs image processing on the image taken by the camera 10 to calculate the marker 7, that is, the center (Cx, Cy) of the target landing point 2 (see FIG. 3).
  • the center (Cx, Cy) here is a coordinate point in the camera fixed coordinate system having the center of the image taken by the camera 10 as the origin, and can be calculated from the number of pixels from the center of the image.
  • the image processing unit 32 identifies two diagonal lines Ld extending between the corners of the marker 7 by image processing, and marks the intersection of the two specified diagonal lines Ld as the marker 7. Let it be the center of (Cx, Cy).
  • the target landing point 2 is not limited to the center of the marker 7 (Cx, Cy), and may be any of the four corners of the marker 7 or may be a position offset from the center of the marker 7.
  • the image processing unit 32 outputs the calculated center (Cx, Cy) of the marker 7 to the guidance calculation unit 34.
  • the image processing unit 32 identifies the direction of the marker 7 by performing image processing on the image including the marker 7 taken by the camera 10, and associates it with the heading of the aircraft 1 acquired by the navigation device 20. Therefore, the heading direction of the ship 5 may be calculated. As described above, the image processing unit 32 may calculate the relative altitude ⁇ h between the aircraft 1 and the ship 5 by performing image processing on the image including the marker 7 taken by the camera 10. ..
  • the guidance calculation unit 34 calculates the control amount of the aircraft 1 for guiding the aircraft 1 to the target landing point 2.
  • the control amount is a control amount for adjusting the aircraft speed, the attitude angle, the change rate of the attitude angle, and the like of the aircraft 1.
  • the guidance calculation unit 34 calculates the relative coordinate position between the aircraft 1 and the target landing point 2 in order to calculate the control amount. Specifically, the guidance calculation unit 34 calculates the relative position (X, Y) between the aircraft 1 and the target landing point 2 and the relative altitude ⁇ h between the aircraft 1 and the target landing point 2 as the relative coordinate positions. Further, the guidance calculation unit 34 calculates the relative speed between the aircraft 1 and the target landing point 2.
  • the relative position (X, Y) is the distance between the aircraft 1 and the target landing point 2 in the horizontal direction.
  • the relative altitude ⁇ h is the distance between the aircraft 1 and the target landing point 2 in the vertical direction.
  • the guidance calculation unit 34 includes the center (Cx, Cy) of the marker 7 calculated by the image processing unit 32, the direction of the camera 10, that is, the heading of the aircraft 1, and the altitude of the aircraft 1 (relative altitude to the target landing point 2). Based on ⁇ h), the relative position (X, Y) between the aircraft 1 and the target landing point 2 is calculated.
  • the direction of the camera 10 and the heading of the aircraft 1 are matched, but the orientation is not particularly limited, and the direction of the camera 10 and the heading of the aircraft 1 may not be the same. .. In this way, the image processing unit 32 and the guidance calculation unit 34 acquire the relative positions of the aircraft 1 and the target landing point 2.
  • the guidance calculation unit 34 calculates the relative altitude ⁇ h to the target landing point 2 based on the altitude of the aircraft 1 detected by the altitude sensor 25. Therefore, the altitude sensor 25 and the guidance calculation unit 34 acquire the relative altitude ⁇ h between the aircraft 1 and the target landing point 2.
  • the image processing unit 32 may calculate the relative altitude ⁇ h between the aircraft 1 and the ship 5 by performing image processing on the image including the marker 7 taken by the camera 10.
  • the guidance calculation unit 34 calculates the relative speed between the aircraft 1 and the target landing point 2. Therefore, the guidance calculation unit 34 acquires the relative speed between the aircraft 1 and the target landing point 2. More specifically, the guidance calculation unit 34 calculates the relative speed ( ⁇ Vx, ⁇ Vy) between the aircraft 1 and the target landing point 2 based on the relative position (X, Y) and the aircraft speed (Vx, Vy). Executes the relative velocity estimation process. Therefore, the guidance calculation unit 34 acquires the relative speed ( ⁇ Vx, ⁇ Vy) between the aircraft 1 and the target landing point 2.
  • the guidance calculation unit 34 calculates the control amount by feedback control (for example, PID control) based on the relative position (X, Y), relative altitude ⁇ h, relative velocity ( ⁇ Vx, ⁇ Vy) and aircraft acceleration.
  • the feedback control is not limited to PID control, but may be P control, PI control, PD control, or the like.
  • the guidance calculation unit 34 outputs the calculated control amount C'(see FIG. 4) to the flight control unit 36.
  • the flight control unit 36 controls each component of the aircraft 1 according to the control amount calculated by the guidance calculation unit 34 to fly the aircraft 1.
  • the flight control unit 36 controls the blade pitch angle, rotation speed, etc. of each rotor according to the control amount, and adjusts the airframe speed, attitude angle, change rate of attitude angle, etc. of the aircraft 1.
  • the aircraft 1 is guided to the target landing point 2.
  • the image processing unit 32 and the guidance calculation unit 34 are described as functional units different from the flight control unit 36, but the flight control unit 36, the image processing unit 32, and the guidance calculation unit 34 are integrated. It may be a functional unit. That is, the flight control unit 36 may process the image processing unit 32 and the guidance calculation unit 34.
  • FIG. 4 is a block diagram of an example of position control that causes an aircraft to follow a swaying target landing point.
  • the guidance calculation unit 34 performs position control related to target point tracking hovering to follow the position of the aircraft 1 according to the movement of the target landing point 2 due to the shaking based on the block diagram shown in FIG. Is going. Therefore, the guidance calculation unit 34 calculates the control amount C'of the aircraft 1 for executing the target point following hovering.
  • FIG. 4 is a block diagram of an example of position control that causes an aircraft to follow a swaying target landing point.
  • the guidance calculation unit 34 includes an acceleration correction processing unit 41, a second smoothing processing unit 43, a second Kalman filter 46, a relative velocity estimation processing unit 47, a sway amount estimation processing unit 51, and a target information generation processing unit ( It includes a target information generation unit) 52, a changeover switch (changeover unit) 53, a second subtraction circuit unit 54, and a feedback control unit 55.
  • the unit 54 and the feedback control unit 55 may be realized by the guidance calculation unit 34, may be realized by a processing unit separate from the guidance calculation unit 34, or may be realized by a combination thereof. Also, it is not particularly limited.
  • the acceleration correction processing unit 41 outputs a posture correction acceleration that corrects the acceleration of the aircraft 1 based on the acceleration of the aircraft 1 and the posture of the aircraft 1.
  • the attitude correction acceleration is the acceleration of the aircraft axis coordinate system converted into the acceleration of the inertial space coordinate system by performing coordinate conversion based on the attitude angle of the aircraft 1.
  • the acceleration of the aircraft 1 acquired by the navigation device 20 is input to the acceleration correction processing unit 41, and the attitude angle of the aircraft 1 acquired by the navigation device 20 is input to the acceleration correction processing unit 41.
  • the input accelerations are vertical (front-back direction in the aircraft coordinate system), horizontal direction (horizontal direction in the aircraft coordinate system), and vertical direction (vertical direction in the aircraft coordinate system).
  • the input posture angle is a posture angle on the pitch axis, the roll axis, and the yaw axis.
  • the acceleration correction processing unit 41 calculates the attitude correction acceleration corrected for the acceleration of the aircraft 1 in the vertical and horizontal directions.
  • the acceleration correction processing unit 41 outputs the calculated posture correction acceleration to the second smoothing processing unit 43, the sway amount estimation processing unit 51, and the feedback control unit 55.
  • the second Kalman filter 46 performs estimation based on the relative position (X, Y) and outputs the estimated relative position (X, Y) after the estimation. Specifically, the relative position (X, Y) calculated by the induction calculation unit 34 is input to the second Kalman filter 46. When the relative position (X, Y) is input, the second Kalman filter 46 calculates the estimated relative position (X, Y) by estimating the time change of the relative position (X, Y). The second Kalman filter 46 outputs the calculated estimated relative position (X, Y) toward the second smoothing processing unit 43.
  • the second smoothing processing unit 43 performs processing for calculating the smoothing relative position, which is an average relative position, even when the target landing point 2 changes due to shaking.
  • the second smoothing processing unit 43 outputs a smoothed relative position (X, Y) obtained by smoothing the estimated relative position (X, Y) based on the attitude correction acceleration and the estimated relative position (X, Y). are doing.
  • the posture correction acceleration output from the acceleration correction processing unit 41 is input to the second smoothing processing unit 43, and the estimated relative position (X, Y) calculated by the second Kalman filter 46 is input. Will be done.
  • the second smoothing processing unit 43 calculates the smoothing relative position (X, Y) when the posture correction acceleration and the estimated relative position (X, Y) are input. Then, the second smoothing processing unit 43 outputs the calculated smoothing relative position (X, Y) toward the second subtraction circuit unit 54, which will be described later.
  • FIG. 6 is a Bode diagram from the relative position of the second smoothing processing unit to the smoothing relative position.
  • the horizontal axis thereof is frequency
  • the vertical axis thereof is gain (dB) and phase (deg).
  • the band of the frequency at which the sway occurs is the sway frequency band f
  • the band having a frequency equal to or higher than the sway frequency band f including the sway frequency band f is defined as the frequency band f1 (first frequency band).
  • a band having a frequency lower than the sway frequency band f is defined as a frequency band f2 (second frequency band).
  • the second smoothing processing unit 43 applies a gain to the input signal to amplify the output signal.
  • the input signal is an estimated relative position (X, Y) and the output signal is a smoothed relative position (X, Y).
  • the frequency band f1 has a sufficiently low gain as compared with the frequency band f2
  • the influence of the sway in the frequency band f1 is reduced.
  • the frequency band f2 has a large attenuation coefficient ( ⁇ > 0.7) so that the low-frequency disturbance response does not become vibrational.
  • Increasing the value of the attenuation coefficient ⁇ suppresses overshoot, and if ⁇ > 0.7, the desired result is obtained.
  • the relative speed estimation processing unit 47 outputs the estimated relative speed based on the relative position (X, Y) and the aircraft speed of the aircraft 1. Specifically, the relative position (X, Y) calculated by the guidance calculation unit 34 is input to the relative speed estimation processing unit 47, and the aircraft 1 in the vertical and horizontal directions acquired by the navigation device 20. The aircraft speed is entered. The relative speed estimation processing unit 47 estimates the relative speed from the input relative positions (X, Y) and the aircraft speed, and outputs the estimated relative speed to the second subtraction circuit unit 54, which will be described later.
  • the sway amount estimation processing unit 51 performs processing for estimating the sway amount of the target landing point 2 that changes due to the sway.
  • the sway amount estimation processing unit 51 estimates the sway amount based on the posture correction acceleration and the relative positions (X, Y).
  • FIG. 5 is a block diagram showing an example of the sway amount estimation process and the target information generation process.
  • the shaking amount estimation processing unit 51 includes a first Kalman filter 61, a first smoothing processing unit 62, a low-pass filter 63, and a first subtraction circuit unit 66.
  • the first Kalman filter 61 performs estimation based on the relative position (X, Y) and outputs the estimated relative position (X, Y) after estimation. Specifically, the relative position (X, Y) calculated by the induction calculation unit 34 is input to the first Kalman filter 61. When the relative position (X, Y) is input, the first Kalman filter 61 calculates the estimated relative position (X, Y) by estimating the time change of the relative position (X, Y). The first Kalman filter 61 outputs the calculated estimated relative position (X, Y) toward the first smoothing processing unit 62 and the first subtraction circuit unit 66. Here, the first Kalman filter 61 has a smaller time delay in the output estimated relative position (X, Y) than the second Kalman filter 46.
  • the first smoothing processing unit 62 calculates the smoothing relative position, which is an average relative position, even when the target landing point 2 changes due to shaking. Is being processed.
  • the first smoothing processing unit 62 outputs a smoothed relative position (X, Y) obtained by smoothing the estimated relative position (X, Y) based on the attitude correction acceleration and the estimated relative position (X, Y). are doing.
  • the posture correction acceleration output from the acceleration correction processing unit 41 is input to the first smoothing processing unit 62, and the estimated relative position (X, Y) calculated by the first Kalman filter 61 is input. Will be done.
  • the first smoothing processing unit 62 calculates the smoothing relative position (X, Y) when the posture correction acceleration and the estimated relative position (X, Y) are input. Then, the first smoothing processing unit 62 outputs the calculated smoothing relative position (X, Y) toward the first subtraction circuit unit 66.
  • the first subtraction circuit unit 66 outputs the amount of shaking based on the estimated relative position (X, Y) and the smoothing relative position (X, Y). Specifically, the first subtraction circuit unit 66 takes a difference between the estimated relative position (X, Y) and the smoothing relative position (X, Y), and calculates the difference as the amount of shaking. Then, the first subtraction circuit unit 66 outputs the calculated amount of shaking toward the low-pass filter 63.
  • the low-pass filter 63 is a filter that attenuates a frequency equal to or higher than a predetermined cutoff frequency with respect to the amount of fluctuation input from the first subtraction circuit unit 66.
  • the low-pass filter 63 removes the high-frequency component of the sway amount, and outputs the low-frequency component included in the sway amount to the target information generation processing unit 52.
  • FIG. 7 is a Bode diagram from the relative position of the sway amount estimation processing unit to the sway amount (estimated value).
  • the horizontal axis thereof is frequency
  • the vertical axis thereof is gain (dB) and phase (deg).
  • the band of the frequency at which the sway occurs is the sway frequency band f
  • the band having a frequency equal to or higher than the sway frequency band f including the sway frequency band f is the frequency band f1 (the first). 1 frequency band)
  • a band having a frequency lower than the sway frequency band f is defined as a frequency band f2 (second frequency band).
  • the shaking amount estimation processing unit 51 applies a gain to the input signal to amplify the output signal.
  • the input signal is an estimated relative position (X, Y), and the output signal is a sway amount (estimated value).
  • the frequency band f1 has a gain of 1 (in FIG. 7, the gain is 0 because it is shown as a logarithmic value), and the estimated relative position (X, The amount of sway is extracted from Y), and the phase is advanced so that the sway can be detected early.
  • the frequency band f2 has a smaller gain than the frequency band f1, and the fluctuation amount other than the sway amount is attenuated from the estimated relative position (X, Y).
  • the target information generation processing unit 52 has a target relative position between the aircraft 1 and the target landing point 2 and a target target relative speed between the aircraft 1 and the target landing point 2 based on the amount of sway. And output. As shown in FIG. 5, the target information generation processing unit 52 includes a high-pass filter 64 and a pseudo-differential filter 65.
  • the high-pass filter 64 is a filter that converts the amount of sway into a target relative position and outputs the filter.
  • the relative position of the aircraft 1 is ⁇ y
  • the target position of the aircraft is y'
  • the current position of the aircraft 1 is y.
  • the following equation (1) can be obtained.
  • “s” is an operator
  • FL (s) is a low-pass filter
  • FL (s) is a high-pass filter.
  • ⁇ y' F H (s) ⁇ y' ⁇ ⁇ ⁇ (1)
  • the relative position ⁇ y can be derived by multiplying the target position y'by the high-pass filter HF (s). Therefore, the target relative position is derived by multiplying the amount of shaking by the high-pass filter 64.
  • the high-pass filter 64 outputs the calculated target relative position toward the second subtraction circuit unit 54, which will be described later.
  • the pseudo-differential filter 65 is a filter that applies pseudo-differentiation to the target relative position to obtain the target relative velocity. Specifically, the pseudo-differential filter 65 calculates the target relative velocity by pseudo-differentiating the target relative position input from the high-pass filter 64, and outputs the calculated target relative velocity to the second subtraction circuit unit 54, which will be described later. do.
  • the second subtraction circuit unit 54 calculates the position difference between the smoothing relative position (X, Y) input from the second smoothing processing unit 43 and the target relative position input from the target information generation processing unit 52. .. Then, the second subtraction circuit unit 54 outputs the calculated position difference to the feedback control unit 55. Further, the second subtraction circuit unit 54 calculates the speed difference between the estimated relative speed input from the relative speed estimation processing unit 47 and the target relative speed input from the target information generation processing unit 52. Then, the second subtraction circuit unit 54 outputs the calculated speed difference to the feedback control unit 55.
  • the feedback control unit 55 calculates the control amount C'based on the position difference and velocity difference input from the second subtraction circuit unit 54 and the attitude correction acceleration input from the acceleration correction processing unit 41. Then, the feedback control unit 55 outputs the calculated control amount C'to the flight control unit 36.
  • the flight control unit 36 executes flight control based on the control amount C'.
  • flight control by the flight control unit 36, when the aircraft 1 is a helicopter, hovering following a target point is executed by performing flight control in which the main rotor of the helicopter is tilted in the vertical direction and the horizontal direction.
  • the changeover switch 53 switches whether or not the target point tracking hovering is executed. Specifically, the changeover switch 53 switches whether or not the target relative position and the target relative speed are input to the second subtraction circuit unit 54.
  • the changeover switch 53 allows the input of the target relative position and the target relative speed to the second subtraction circuit unit 54, thereby enabling the execution of the target point tracking hovering.
  • the changeover switch 53 blocks the input of the target relative position and the target relative speed to the second subtraction circuit unit 54, thereby making it impossible to execute the target point tracking hovering and enabling the execution of the spatially stable hovering.
  • Space-stable hovering is flight control based on the smoothing relative position, and is position control related to space-stable hovering in which the aircraft 1 is held at the target relative position in space with respect to the target landing point 2.
  • the smoothing relative position (X, Y) is input to the flight control unit 36, so that the flight control The unit 36 executes flight control for space-stable hovering.
  • the changeover control by the changeover switch 53 may be performed by using, for example, the amount of shaking or the altitude.
  • the switching control when the amount of sway is used, if the amount of sway is equal to or more than a preset threshold value, the flight control of space stable hovering is executed, and if the amount of sway is smaller than the threshold value, the flight control of hovering following the target point is performed. You may switch to do so.
  • the switching control when the altitude is used, if the altitude is equal to or higher than the preset threshold value, the flight control of space stable hovering is executed, and if the altitude is smaller than the threshold value, the flight control of hovering following the target point is performed. You may switch to do so.
  • FIG. 8 is a flowchart illustrating a calculation flow of the target relative position and the target relative speed. Note that FIG. 8 is a position control method from the target information generation processing unit 52 to outputting the target relative position and the target relative speed.
  • the acceleration correction processing unit 41 outputs the attitude correction acceleration based on the input acceleration of the aircraft 1 and the attitude of the aircraft 1 (step S1).
  • step S1 since the position is controlled with respect to the relative position (X, Y), the acceleration correction processing unit 41 outputs the posture correction acceleration in the vertical direction and the horizontal direction.
  • the sway amount estimation processing unit 51 calculates and outputs the sway amount based on the attitude correction acceleration and the relative position (X, Y) (step S2).
  • step S2 the difference between the estimated relative position (X, Y) and the smoothing relative position (X, Y) is taken, and the difference is calculated as the amount of shaking.
  • the target information generation processing unit 52 calculates and outputs the target relative position and the target relative speed based on the calculated amount of shaking (step S3).
  • the output target relative position and target relative speed are input to the second subtraction circuit unit 54.
  • the position difference between the smoothed relative position (X, Y) and the target relative position is calculated, and the speed difference between the estimated relative speed and the target relative speed is calculated.
  • the feedback control unit 55 calculates the control amount C'based on the position difference, the speed difference, and the attitude correction acceleration.
  • the calculated control amount C' is input to the flight control unit 36, and the flight control unit 36 changes the aircraft speed, attitude angle, and attitude angle of the aircraft 1 according to the control amount C'. Adjust the rate etc.
  • the flight control in the flight control unit 36 may be executed by, for example, the PID control and the multi-value control described in Japanese Patent Application Laid-Open No. 2021-062720.
  • FIG. 9 is a block diagram of another example of position control regarding the relative position of the aircraft based on the amount of sway.
  • the second smoothing processing unit 43 calculates the smoothing relative position (X, Y), and the position between the smoothing relative position (X, Y) and the target relative position.
  • the control amount C' was derived based on the difference, the velocity difference between the estimated relative velocity and the target relative velocity, and the attitude correction acceleration.
  • the control amount C' is derived based on the velocity difference between the velocity and the target relative velocity and the attitude correction acceleration.
  • the posture correction acceleration is used in estimating the amount of sway, but the posture correction acceleration is not particularly limited, and any parameter can be used as long as it is a posture correction parameter for correcting the posture of the aircraft 1. good.
  • the position control system 100 of the aircraft 1, the aircraft 1 and the position control method of the aircraft 1 described in the embodiment are grasped as follows, for example.
  • the position control system 100 of the aircraft 1 is the position control system 100 of the aircraft 1 that follows the position of the aircraft 1 according to the movement of the target landing point 2 due to the shaking, and is the acceleration of the aircraft 1.
  • the sway amount estimation processing unit 51 that estimates the sway amount of the target landing point 2 based on the attitude correction acceleration corrected for and the relative position (X, Y) between the aircraft 1 and the target landing point 2. Based on the estimated amount of sway, the target relative position between the aircraft 1 and the target landing point 2 and the target target relative position between the aircraft 1 and the target landing point 2
  • a target information generation unit 52 that outputs the speed and the like are provided.
  • the target relative position and the target relative velocity can be calculated and output based on the amount of sway estimated using the posture correction acceleration and the relative position (X, Y). Therefore, by executing the flight control of the aircraft 1 using the target relative position and the target relative speed, even if the target landing point 2 is shaken, the aircraft is adjusted to the movement of the target landing point 2 due to the shaking. 1 can be suitably followed. In this way, since the aircraft 1 can be made to follow the target landing point 2, if the aircraft 1 is stable, the aircraft 1 can be landed on the ship at an arbitrary timing. Even when landing, the aircraft 1 can be grounded regardless of the magnitude of the sway, as in the case of landing on the ground, so the degree of freedom of operation can be increased.
  • the sway amount estimation processing unit 51 includes a first Kalman filter 61 that outputs an estimated relative position (X, Y) estimated based on the relative position (X, Y), and the posture correction acceleration.
  • the first smoothing processing unit 62 that outputs a smoothing relative position (X, Y) that smoothes the relative position (X, Y) based on the estimated relative position (X, Y), and the smoothing.
  • a first subtraction circuit unit 66 that calculates the difference between the smoothed relative position (X, Y) and the estimated relative position (X, Y) as the amount of shaking is provided.
  • the difference between the smoothed relative position (X, Y) and the estimated relative position (X, Y) can be calculated as the amount of sway, so that an appropriate amount of sway can be estimated.
  • the target information generation unit converts the amount of sway into the target relative position and outputs the high-pass filter, and pseudo-differentiates the converted target relative position to obtain the target relative speed. It has a pseudo-differential filter to output.
  • the target relative position can be quickly calculated from the amount of shaking with a simple filter.
  • the target relative velocity can be quickly calculated from the target relative position by a simple filter.
  • the second Kalman filter 46 that outputs the estimated relative position based on the relative position, the posture correction acceleration, and the smoothing of the relative position based on the estimated relative position.
  • the second smoothing processing unit 43 that outputs the relative position
  • the relative speed estimation processing unit 47 that estimates the relative speed between the aircraft 1 and the target landing point 2 and outputs the estimated relative speed
  • the target relative A second subtraction circuit unit 54 that outputs a position difference between the position and the smoothed relative position and a speed difference between the target relative speed and the estimated relative speed is further provided, and is based on the position difference and the speed difference. Then, the flight control of the aircraft 1 is performed.
  • the flight control of the aircraft 1 can be executed by using the position difference between the target relative position and the smoothing relative position and the speed difference between the target relative speed and the estimated relative speed. Therefore, it is possible to accurately execute the target point tracking hovering of the aircraft 1 with respect to the target landing point 2.
  • a switching unit (changeover switch 53) for switching whether or not the target relative position and the target relative speed are input to the second subtraction circuit unit 54 is further provided.
  • the switching unit can switch whether or not flight control for hovering following the target point of the aircraft 1 is executed.
  • the first smoothing processing unit 62 applies a gain to the relative position to output the smoothing relative position, and outputs a band having a frequency equal to or higher than the shaking frequency band f in which the shaking occurs. If the first frequency band f1 and the band having a frequency lower than the sway frequency band f is the second frequency band f2, the gain in the first frequency band f1 is the second frequency band f2.
  • the attenuation coefficient ⁇ in the second frequency band f2 is ⁇ > 0.7, which is lower than the gain in.
  • the gain of the first frequency band f1 is sufficiently lower than that of the second frequency band, so that the influence of the sway in the first frequency band f1 is reduced. be able to. Further, since the attenuation coefficient of the second frequency band f2 is large ( ⁇ > 0.7), it is possible to prevent the low frequency disturbance response from becoming vibrational.
  • the sway amount estimation processing unit 51 applies a gain to the relative position to output the sway amount, and a band having a frequency equal to or higher than the sway frequency band f in which the sway occurs is the first. If the frequency band f1 of the above and the band of the frequency lower than the sway frequency band is the second frequency band, the gain in the first frequency band f1 is set to 1, and the second frequency band is set to 1. The gain in the frequency band f2 is lower than the gain in the first frequency band f1.
  • the gain of the first frequency band f1 is 1, when the amount of sway is extracted from the estimated relative position (X, Y), the phase is advanced so that the sway can be detected early. I have to. Further, since the second frequency band f2 has a smaller gain than the first frequency band f1, it is possible to attenuate the amount of fluctuation other than the amount of shaking from the estimated relative position (X, Y). ..
  • the first Kalman filter 61 has a smaller time delay of the output estimated relative position (X, Y) than the second Kalman filter 46.
  • the time delay of the estimated relative position (X, Y) becomes small, so that the estimation of the amount of sway can be calculated more accurately.
  • the aircraft 1 has an acceleration correction processing unit 41 that acquires a posture correction acceleration that corrects the acceleration of the aircraft 1, and a relative position acquisition that acquires a relative position between the aircraft 1 and the target landing point 2.
  • the unit (navigation device 20) and the above-mentioned aircraft position control system are provided.
  • the position control method of the aircraft 1 according to the tenth aspect is a position control method of the aircraft 1 that follows the position of the aircraft 1 according to the movement of the target landing point 2 due to the shaking, and corrects the acceleration of the aircraft 1.
  • the step (step S2) of estimating the amount of sway of the target landing point 2 based on the attitude correction acceleration and the relative position (X, Y) between the aircraft 1 and the target landing point 2 is estimated. Based on the amount of sway, the target relative position between the aircraft 1 and the target landing point 2 and the target relative speed between the aircraft 1 and the target landing point 2 are determined.
  • a step (step S3) for output is provided.
  • the target relative position and the target relative velocity can be calculated and output based on the amount of sway estimated using the posture correction acceleration and the relative position (X, Y). Therefore, by executing the flight control of the aircraft 1 using the target relative position and the target relative speed, the aircraft 1 can be suitably followed by the target landing point 2 even when the target landing point 2 is shaken. Can be done.

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Abstract

動揺による目標着地点の動きに合わせて、航空機の位置を追従させる航空機の位置制御システムであって、前記航空機の姿勢を補正するための姿勢補正加速度と、前記航空機と前記目標着地点との間の相対位置とに基づいて、前記目標着地点の動揺量を推定する動揺量推定処理部と、推定した前記動揺量に基づいて、前記航空機と前記目標着地点との間の目標となる目標相対位置と、前記航空機と前記目標着地点との間の目標となる目標相対速度とを出力する目標情報生成部と、を備える。

Description

航空機の位置制御システム、航空機及び航空機の位置制御方法
　本開示は、航空機の位置制御システム、航空機及び航空機の位置制御方法に関するものであり、特に、動揺による目標着地点の動きに合わせて、航空機の位置を追従させる目標点追従ホバリングの位置制御に関するものとなっている。
　従来、航空母艦に航空機を発着させるための発着艦管制装置が知られている（例えば、特許文献１参照）。特許文献１の発着艦管制装置は、航空母艦の船体運動を予測する船体運動予測装置と、船体運動予測装置の出力を受け、航空母艦への航空機の発着状態を算出する発着状態指示装置と、発着状態指示装置の出力を送信する指示送信装置と、指示送信装置の出力を受信する指示受信装置と、指示受信装置の出力を受けて飛行運動を制御する飛行運動制御装置とを備えている。船体運動予測装置、発着状態指示装置及び指示送信装置は、航空母艦に設けられ、指示受信装置及び飛行運動制御装置は、航空機に設けられている。
特開平４−７１９９８号公報
　特許文献１は、固定翼機における着艦の技術についてであるが、回転翼機においては、下記のような着艦を行っている。
　大きな動揺がある状況で回転翼航空機が着艦を行う場合、動揺による甲板の動きに追従を行わずに、所定の位置でホバリングを行い、動揺が小さくなったタイミングで着艦を行っている。この場合、例えば、５分に１回程度で、１０秒程度の間だけ着艦可能となる。このような短い時間を狙って回転翼航空機の着艦を行う必要があった。回転翼航空機の着艦ができなかった場合には、次の動揺が収まるタイミングを待つ必要がある。このように、任意のタイミングで回転翼航空機の発着艦を繰り返すことが難しく、運用上の制限となっていた。
　そこで、本開示は、目標着地点が動揺する場合であっても、航空機を目標着地点に好適に追従させることができる航空機の位置制御システム、航空機及び航空機の位置制御方法を提供することを課題とする。
　本開示の航空機の位置制御システムは、動揺による目標着地点の動きに合わせて、航空機の位置を追従させる航空機の位置制御システムであって、前記航空機の加速度を補正した姿勢補正加速度と、前記航空機と前記目標着地点との間の相対位置とに基づいて、前記目標着地点の動揺量を推定する動揺量推定処理部と、推定した前記動揺量に基づいて、前記航空機と前記目標着地点との間の目標となる目標相対位置と、前記航空機と前記目標着地点との間の目標となる目標相対速度とを出力する目標情報生成部と、を備える。
　本開示の航空機は、航空機の加速度を補正した姿勢補正加速度を取得する加速度補正処理部と、前記航空機と目標着地点との間の相対位置を取得する相対位置取得部と、上記の航空機の位置制御システムと、を備える。
　本開示の航空機の位置制御方法は、動揺による目標着地点の動きに合わせて、航空機の位置を追従させる航空機の位置制御方法であって、前記航空機の加速度を補正した姿勢補正加速度と、前記航空機と前記目標着地点との間の相対位置とに基づいて、前記目標着地点の動揺量を推定するステップと、推定した前記動揺量に基づいて、前記航空機と前記目標着地点との間の目標となる目標相対位置と、前記航空機と前記目標着地点との間の目標となる目標相対速度とを出力するステップと、を備える。
　本開示によれば、目標着地点が動揺する場合であっても、動揺による目標着地点の動きに合わせて、航空機を好適に追従させることができる。
図１は、本実施形態にかかる航空機の位置制御システムの一例を示す概略構成図である。 図２は、本実施形態にかかる航空機が目標着地点に向かう様子を示す説明図である。 図３は、目標着地点に設けられるマーカーの一例を示す説明図である。 図４は、動揺する目標着地点に航空機を追従させる位置制御の一例のブロック図である。 図５は、動揺量推定処理及び目標情報生成処理の一例を示すブロック図である。 図６は、第２平滑化処理部の相対位置から平滑化相対位置までのボード線図である。 図７は、動揺量推定処理部の相対位置から動揺量（推定値）までのボード線図である。 図８は、目標相対位置及び目標相対速度の算出フローを説明するフローチャートである。 図９は、動揺する目標着地点に航空機を追従させる位置制御の他の一例のブロック図である。
　以下に、本開示に係る実施形態を図面に基づいて詳細に説明する。なお、この実施形態によりこの発明が限定されるものではない。また、下記実施形態における構成要素には、当業者が置換可能かつ容易なもの、あるいは実質的に同一のものが含まれる。さらに、以下に記載した構成要素は適宜組み合わせることが可能であり、また、実施形態が複数ある場合には、各実施形態を組み合わせることも可能である。
［実施形態］
　図１は、本実施形態にかかる航空機の位置制御システムの一例を示す概略構成図であり、図２は、本実施形態にかかる航空機が目標着地点に向かう様子を示す説明図である。
　図１に示すように、航空機１は、回転翼機としての飛行体（例えばヘリコプタ、ドローン等）である。本実施形態において、航空機１は、無人機である。なお、航空機１は、前進、後進、横進、旋回、ホバリングが可能な飛行体であればよく、有人機であってもよい。航空機１は、位置制御システム１００を搭載しており、位置制御システム１００により飛行が制御され、図２に示す目標着地点２に着地する。
（目標着地点）
　本実施形態において、目標着地点２は、図２に示すように、船舶５上に設けられている。このため、航空機１は、水上を移動する移動体としての船舶５に着地（着艦）する。なお、船舶５には、図示省略するが、目標着地点２に航空機１を着地させた際に、航空機１を拘束するための拘束装置が設けられている。ただし、目標着地点２は、船舶５に限らず、地上を移動する移動体としての車両等に設けられてもよいし、移動しない設備、地面に設けられてもよい。
　目標着地点２には、航空機１が目標着地点２の位置を捕捉するためのマーカー７が設けられている。図３は、目標着地点に設けられるマーカーの一例を示す説明図である。図示するように、マーカー７は、例えば白黒の２色で色分けされたＡＲマーカーであり、正方形状のマーカーである。なお、マーカー７は、ＡＲマーカーに限らず、画像処理により目標着地点２の位置を捕捉することができるマーカーであればよく、例えばヘリポートの着地点を示すＨマーク、Ｒマーク等であってもよい。また、マーカー７は、船舶５に異なる形状のマーカーが複数設けられてもよく、航空機１は、異なるマーカー７のいずれかに対応した目標着地点２に誘導されるものであってもよい。また、本実施形態では、目標着地点２の位置を捕捉するために、船舶５にマーカー７を設けたが、目標着地点２の位置を取得可能な構成であれば、特に限定されない。
（位置制御システム）
　本実施形態にかかる航空機の位置制御システム１００は、飛行中の航空機１を目標着地点２に着地させるために、航空機１の位置を制御するシステムである。位置制御システム１００は、航空機１に搭載される。位置制御システム１００は、図１に示すように、カメラ１０と、航法装置２０と、制御部３０とを備える。
　カメラ１０は、航空機１に図示しないジンバルを介して搭載された撮影装置である。カメラ１０は、マーカー７を撮影することができれば、単眼カメラ、複眼カメラ、赤外線カメラ等であってもよい。カメラ１０は、航空機１から目標着地点２に設けられたマーカー７を撮影するために設けられる。カメラ１０は、図示しないジンバルを介して撮影方向を調整可能とされている。本実施形態において、カメラ１０は、その撮影範囲Ｂ（図２参照）が、一例として、鉛直方向の真下を向くように制御部３０によって制御される。なお、カメラ１０は、撮影範囲Ｂが、鉛直方向に対して斜め前方側を向くように制御部３０によって制御されてもよい。また、カメラ１０は、ジンバルを省いてもよく、撮影方向が鉛直方向の下方側を向くように、航空機１の機体直下に固定してもよい。
　航法装置２０は、例えば、慣性航法装置（ＩＮＳ：Ｉｎｅｒｔｉａｌ　Ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ　Ｓｙｓｔｅｍ）である。なお、本実施形態において、航法装置２０は、慣性航法装置に適用して説明するが、特に限定されず、いずれの航法装置２０を用いてもよい。また、航法装置２０は、位置の計測精度を向上させるために、ＧＰＳ（Ｇｌｏｂａｌ　Ｐｏｓｉｔｉｏｎｉｎｇ　Ｓｙｓｔｅｍ）を含んだ慣性航法装置としてもよい。本実施形態では、ＧＰＳを含んだ慣性航法装置に適用して説明するが、ＧＰＳに特に限定されず、精度よく位置を計測可能な位置計測部であればよく、例えば、準天頂衛星システムを用いたものであってもよいし、航法装置２０のみで精度よく位置を計測可能であれば、ＧＰＳ等の位置計測部を省いた構成であってもよい。
　ＧＰＳを含んだ航法装置２０は、航空機１のロール方向、ヨー方向およびピッチ方向の姿勢角、航空機１の機体速度、慣性速度、機体加速度、機首方位および地球座標系における位置座標等を取得する。なお、航法装置２０は、航空機１の姿勢角を検出する姿勢角センサ、航空機１の機体速度を検出する速度センサ、航空機１の機体加速度を検出する加速度センサ、航空機１の機首方位を検出するセンサを有するものであってもよい。航法装置２０は、取得した航空機１の姿勢角、機体速度、慣性速度、機体加速度、機首方位および位置座標を、制御部３０に出力する。このように、航法装置２０は、航空機１の加速度を取得する加速度取得部、航空機１の姿勢を取得する姿勢取得部、航空機１の慣性速度を取得する慣性速度取得部として機能している。
　また、位置制御システム１００は、図１に示すように、航空機１の地表面または水面からの高度を検出する高度センサ２５を備えている。高度センサ２５は、例えば、レーザ高度計であり、航空機１から目標着地点２までの相対高度Δｈ（図２参照）を計測している。なお、高度センサ２５としては、電波高度計を用いてもよいし、気圧高度計を用いてもよく、いずれの高度計を用いてもよい。また、これらの高度計を、使用環境に応じて、すなわち地表面からの高度、海面からの高度を計測するために、適宜組み合わせて適用してもよい。高度センサ２５は、検出した航空機１の相対高度Δｈを制御部３０に出力する。なお、高度センサ２５は、航空機１の高度を計測して制御部３０に出力し、制御部３０は、後述する誘導演算部３４において、航空機１の高度に基づいて、目標着地点２までの相対高度Δｈを算出するものであってもよい。また、位置制御システム１００は、高度センサ２５に限らず、後述する画像処理部３２において、カメラ１０で撮影したマーカー７を含む画像に画像処理を施すことで、航空機１と船舶５との相対高度Δｈを算出するものであってもよい。
（制御部）
　制御部３０は、画像処理部３２と、誘導演算部３４と、飛行制御部３６とを有する。なお、制御部３０は、航空機１に設けられた図示しないジンバルを介して、カメラ１０の撮影方向を制御する図示しない撮影制御部を備えている。本実施形態では、上述したように、カメラ１０の撮影範囲Ｂが鉛直方向の真下を向くように調整される。
（画像処理部）
　画像処理部３２は、カメラ１０で撮影された画像に画像処理を施して、マーカー７すなわち目標着地点２の中心（Ｃｘ、Ｃｙ）（図３参照）を算出する。ここでの中心（Ｃｘ、Ｃｙ）は、カメラ１０で撮影された画像の中心を原点とするカメラ固定座標系における座標点であり、画像中心からの画素数により算出することができる。具体的には、画像処理部３２は、図３に示すように、画像処理によってマーカー７の角部同士の間を延びる対角線Ｌｄを２つ特定し、特定した２つの対角線Ｌｄの交点をマーカー７の中心（Ｃｘ、Ｃｙ）とする。なお、目標着地点２は、マーカー７の中心（Ｃｘ、Ｃｙ）に限定されず、マーカー７の四隅のいずれかであってもよいし、マーカー７の中心からオフセットした位置であってもよい。画像処理部３２は、算出したマーカー７の中心（Ｃｘ、Ｃｙ）を誘導演算部３４に出力する。
　また、画像処理部３２は、カメラ１０で撮影したマーカー７を含む画像に画像処理を施すことで、マーカー７の向きを特定し、航法装置２０で取得される航空機１の機首方位と対応づけることで、船舶５の船首方位を算出してもよい。なお、画像処理部３２は、上述したように、カメラ１０で撮影したマーカー７を含む画像に画像処理を施すことで、航空機１と船舶５との相対高度Δｈを算出するものであってもよい。
（誘導演算部）
　誘導演算部３４は、航空機１を目標着地点２に誘導するための航空機１の制御量を算出する。制御量は、航空機１の機体速度、姿勢角、姿勢角の変化レート等を調整するための制御量である。誘導演算部３４は、制御量を算出するために、航空機１と目標着地点２との相対座標位置を算出する。具体的に、誘導演算部３４は、相対座標位置として、航空機１と目標着地点２との相対位置（Ｘ、Ｙ）、航空機１と目標着地点２との相対高度Δｈを算出する。また、誘導演算部３４は、航空機１と目標着地点２との相対速度等を算出する。相対位置（Ｘ、Ｙ）は、水平方向における航空機１と目標着地点２との距離となる。相対高度Δｈは、鉛直方向における航空機１と目標着地点２との距離となる。
　誘導演算部３４は、画像処理部３２で算出されたマーカー７の中心（Ｃｘ、Ｃｙ）と、カメラ１０の方位すなわち航空機１の機首方位と、航空機１の高度（目標着地点２に対する相対高度Δｈ）とに基づいて、航空機１と目標着地点２との相対位置（Ｘ、Ｙ）を算出する。なお、本実施形態では、カメラ１０の方位と航空機１の機首方位とを一致させているが、特に限定されず、カメラ１０の方位と航空機１の機首方位とを一致させなくてもよい。このように、画像処理部３２および誘導演算部３４は、航空機１と目標着地点２との相対位置を取得する。
　また、誘導演算部３４は、高度センサ２５で検出された航空機１の高度に基づいて、目標着地点２までの相対高度Δｈを算出する。したがって、高度センサ２５および誘導演算部３４は、航空機１と目標着地点２との相対高度Δｈを取得する。なお、画像処理部３２において、カメラ１０で撮影したマーカー７を含む画像に画像処理を施すことで、航空機１と船舶５との相対高度Δｈを算出してもよい。
　また、誘導演算部３４は、航空機１と目標着地点２との相対速度を算出する。したがって、誘導演算部３４は、航空機１と目標着地点２との相対速度を取得する。より詳細には、誘導演算部３４は、相対位置（Ｘ、Ｙ）と機体速度（Ｖｘ、Ｖｙ）とに基づいて、航空機１と目標着地点２との相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）を算出する相対速度推定処理を実行する。したがって、誘導演算部３４は、航空機１と目標着地点２との相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）を取得する。
　そして、誘導演算部３４は、相対位置（Ｘ、Ｙ）、相対高度Δｈ、相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）および機体加速度に基づいて、フィードバック制御（例えばＰＩＤ制御）により制御量を算出する。なお、フィードバック制御は、ＰＩＤ制御に限らず、Ｐ制御、ＰＩ制御、ＰＤ制御等であってもよい。誘導演算部３４は、算出した制御量Ｃ´（図４参照）を飛行制御部３６に出力する。
（飛行制御部）
　飛行制御部３６は、誘導演算部３４で算出された制御量にしたがって、航空機１の各構成要素を制御して航空機１を飛行させる。飛行制御部３６は、制御量にしたがって各回転翼のブレードピッチ角、回転数等を制御し、航空機１の機体速度、姿勢角、姿勢角の変化レート等を調整する。それにより、航空機１は、目標着地点２へと誘導される。なお、本実施形態では、画像処理部３２および誘導演算部３４を飛行制御部３６とは別の機能部として説明するが、飛行制御部３６、画像処理部３２および誘導演算部３４は、一体の機能部であってもよい。すなわち、飛行制御部３６において画像処理部３２および誘導演算部３４の処理を行ってもよい。
（航空機の位置制御）
　次に、図４を参照して、本実施形態にかかる航空機１の位置制御について説明する。図４は、動揺する目標着地点に航空機を追従させる位置制御の一例のブロック図である。航空機１の位置制御では、誘導演算部３４が、図４に示すブロック図に基づいて、動揺による目標着地点２の動きに合わせて、航空機１の位置を追従させる目標点追従ホバリングに関する位置制御を行っている。このため、誘導演算部３４は、目標点追従ホバリングを実行するための航空機１の制御量Ｃ’を算出している。なお、図４では、ピッチ軸の方向となるＸ方向の成分と、ロール軸の方向となるＹ方向の成分とを併記して図示しており、誘導演算部３４により各成分の制御量をそれぞれ算出している。
（相対位置に関する目標点追従ホバリング）
　図４では、航空機１が動揺により変化する目標着地点２に追従するように、目標点追従ホバリングに関する位置制御を実行している。誘導演算部３４は、加速度補正処理部４１と、第２平滑化処理部４３と、第２カルマンフィルタ４６と、相対速度推定処理部４７と、動揺量推定処理部５１と、目標情報生成処理部（目標情報生成部）５２と、切替スイッチ（切替部）５３と、第２減算回路部５４と、フィードバック制御部５５と、を備えている。なお、加速度補正処理部４１、第２平滑化処理部４３、第２カルマンフィルタ４６、相対速度推定処理部４７、動揺量推定処理部５１、目標情報生成処理部５２、切替スイッチ５３、第２減算回路部５４及びフィードバック制御部５５は、誘導演算部３４により実現されていてもよいし、誘導演算部３４とは別体の処理部によって実現されていてもよいし、それらの組み合わせによって実現されていてもよく、特に限定されない。
　加速度補正処理部４１は、航空機１の加速度と航空機１の姿勢とに基づいて、航空機１の加速度を補正した姿勢補正加速度を出力している。姿勢補正加速度とは、機体軸座標系の加速度を、航空機１の姿勢角に基づいて座標変換を行い、慣性空間座標系の加速度に変換したものである。具体的に、加速度補正処理部４１には、航法装置２０において取得された航空機１の加速度が入力され、また、航法装置２０において取得された航空機１の姿勢角が入力される。入力される加速度としては、縦方向（機体座標系における前後方向）、横方向（機体座標系における左右方向）、及び垂直方向（機体座標系における上下方向）の加速度である。また、入力される姿勢角としては、ピッチ軸、ロール軸及びヨー軸における姿勢角である。加速度補正処理部４１は、航空機１の加速度と航空機１の姿勢角とが入力されると、縦方向及び横方向における航空機１の加速度を補正した姿勢補正加速度を算出する。加速度補正処理部４１は、算出した姿勢補正加速度を第２平滑化処理部４３、動揺量推定処理部５１及びフィードバック制御部５５へ向けて出力する。
　第２カルマンフィルタ４６は、相対位置（Ｘ，Ｙ）に基づく推定を行い、推定後の推定相対位置（Ｘ，Ｙ）を出力している。具体的に、第２カルマンフィルタ４６には、誘導演算部３４により算出された相対位置（Ｘ，Ｙ）が入力される。第２カルマンフィルタ４６は、相対位置（Ｘ，Ｙ）が入力されると、相対位置（Ｘ，Ｙ）の時間変化を推定することで、推定相対位置（Ｘ，Ｙ）を算出する。第２カルマンフィルタ４６は、算出した推定相対位置（Ｘ，Ｙ）を第２平滑化処理部４３へ向けて出力する。
　第２平滑化処理部４３は、目標着地点２が動揺により変化する場合であっても、平均的な相対位置である平滑化相対位置を算出するための処理を行っている。第２平滑化処理部４３は、姿勢補正加速度と、推定相対位置（Ｘ，Ｙ）とに基づいて、推定相対位置（Ｘ，Ｙ）を平滑化した平滑化相対位置（Ｘ，Ｙ）を出力している。具体的に、第２平滑化処理部４３には、加速度補正処理部４１から出力された姿勢補正加速度が入力され、また、第２カルマンフィルタ４６により算出された推定相対位置（Ｘ，Ｙ）が入力される。第２平滑化処理部４３は、姿勢補正加速度と推定相対位置（Ｘ，Ｙ）とが入力されると、平滑化相対位置（Ｘ，Ｙ）を算出する。そして、第２平滑化処理部４３は、算出した平滑化相対位置（Ｘ，Ｙ）を後述する第２減算回路部５４へ向けて出力する。
　ここで、図６を参照して、第２平滑化処理部４３の相対位置に関する信号処理について説明する。図６は、第２平滑化処理部の相対位置から平滑化相対位置までのボード線図である。図６は、その横軸が周波数となっており、その縦軸が、ゲイン（ｄＢ）及び位相（ｄｅｇ）となっている。図６において、動揺が発生する周波数の帯域が、動揺周波数帯域ｆとなっており、動揺周波数帯域ｆを含む動揺周波数帯域ｆ以上の周波数の帯域を、周波数帯ｆ１（第１の周波数帯）とし、動揺周波数帯域ｆよりも低い周波数の帯域を、周波数帯ｆ２（第２の周波数帯）とする。
　第２平滑化処理部４３は、入力信号にゲインをかけて出力信号を増幅している。入力信号は、推定相対位置（Ｘ，Ｙ）であり、出力信号は、平滑化相対位置（Ｘ，Ｙ）である。図６に示すように、周波数帯ｆ１は、周波数帯ｆ２に比して、十分にゲインが低いものとなっていることから、周波数帯ｆ１における動揺の影響を低減している。また、周波数帯ｆ２は、減衰係数が大きく（ζ＞０．７）なっており、低周波の外乱応答が振動的にならないようにしている。減衰係数ζの値を大きくすると、オーバーシュートは抑えられ、ζ＞０．７であれば、望ましい結果が得られる。
　相対速度推定処理部４７は、相対位置（Ｘ，Ｙ）と航空機１の機体速度とに基づいて、推定相対速度を出力している。具体的に、相対速度推定処理部４７には、誘導演算部３４により算出された相対位置（Ｘ，Ｙ）が入力され、また、航法装置２０において取得された縦方向及び横方向における航空機１の機体速度が入力される。相対速度推定処理部４７は、入力された相対位置（Ｘ，Ｙ）と機体速度とから、相対速度を推定し、推定相対速度として後述する第２減算回路部５４へ向けて出力する。
　動揺量推定処理部５１は、動揺により変化する目標着地点２の動揺量を推定するための処理を行っている。動揺量推定処理部５１は、姿勢補正加速度と、相対位置（Ｘ，Ｙ）とに基づいて、動揺量を推定している。図５は、動揺量推定処理及び目標情報生成処理の一例を示すブロック図である。図５に示すように、動揺量推定処理部５１は、第１カルマンフィルタ６１と、第１平滑化処理部６２と、ローパスフィルタ６３と、第１減算回路部６６と、を含んでいる。
　第１カルマンフィルタ６１は、第２カルマンフィルタ４６と同様に、相対位置（Ｘ，Ｙ）に基づく推定を行い、推定後の推定相対位置（Ｘ，Ｙ）を出力している。具体的に、第１カルマンフィルタ６１には、誘導演算部３４により算出された相対位置（Ｘ，Ｙ）が入力される。第１カルマンフィルタ６１は、相対位置（Ｘ，Ｙ）が入力されると、相対位置（Ｘ，Ｙ）の時間変化を推定することで、推定相対位置（Ｘ，Ｙ）を算出する。第１カルマンフィルタ６１は、算出した推定相対位置（Ｘ，Ｙ）を第１平滑化処理部６２及び第１減算回路部６６へ向けて出力する。ここで、第１カルマンフィルタ６１は、第２カルマンフィルタ４６に比して、出力される推定相対位置（Ｘ，Ｙ）の時間遅れが小さいものとなっている。
　第１平滑化処理部６２は、第２平滑化処理部４３と同様に、目標着地点２が動揺により変化する場合であっても、平均的な相対位置である平滑化相対位置を算出するための処理を行っている。第１平滑化処理部６２は、姿勢補正加速度と、推定相対位置（Ｘ，Ｙ）とに基づいて、推定相対位置（Ｘ，Ｙ）を平滑化した平滑化相対位置（Ｘ，Ｙ）を出力している。具体的に、第１平滑化処理部６２には、加速度補正処理部４１から出力された姿勢補正加速度が入力され、また、第１カルマンフィルタ６１により算出された推定相対位置（Ｘ，Ｙ）が入力される。第１平滑化処理部６２は、姿勢補正加速度と推定相対位置（Ｘ，Ｙ）とが入力されると、平滑化相対位置（Ｘ，Ｙ）を算出する。そして、第１平滑化処理部６２は、算出した平滑化相対位置（Ｘ，Ｙ）を第１減算回路部６６へ向けて出力する。
　第１減算回路部６６は、推定相対位置（Ｘ，Ｙ）と、平滑化相対位置（Ｘ，Ｙ）とに基づいて、動揺量を出力している。具体的に、第１減算回路部６６は、推定相対位置（Ｘ，Ｙ）と、平滑化相対位置（Ｘ，Ｙ）との差分をとり、その差分を動揺量として算出している。そして、第１減算回路部６６は、算出した動揺量をローパスフィルタ６３へ向けて出力する。
　ローパスフィルタ６３は、第１減算回路部６６から入力される動揺量に対し、所定のカットオフ周波数以上の周波数を減衰させるフィルタである。ローパスフィルタ６３は、動揺量の高周波成分を除去し、動揺量に含まれる低周波成分を目標情報生成処理部５２へ向けて出力する。
　ここで、図７を参照して、動揺量推定処理部の相対位置に関する信号処理について説明する。図７は、動揺量推定処理部の相対位置から動揺量（推定値）までのボード線図である。図７は、その横軸が周波数となっており、その縦軸が、ゲイン（ｄＢ）及び位相（ｄｅｇ）となっている。図７において、図６と同様に、動揺が発生する周波数の帯域が、動揺周波数帯域ｆとなっており、動揺周波数帯域ｆを含む動揺周波数帯域ｆ以上の周波数の帯域を、周波数帯ｆ１（第１の周波数帯）とし、動揺周波数帯域ｆよりも低い周波数の帯域を、周波数帯ｆ２（第２の周波数帯）とする。
　動揺量推定処理部５１は、入力信号にゲインをかけて出力信号を増幅している。入力信号は、推定相対位置（Ｘ，Ｙ）であり、出力信号は、動揺量（推定値）である。図７に示すように、周波数帯ｆ１は、ゲインが１となるようにしており（図７では、ゲインは対数値として図示されているため、０となっている）、推定相対位置（Ｘ，Ｙ）から動揺量を抽出し、また、位相を進めて、動揺を早めに検出できるようにしている。また、図７に示すように、周波数帯ｆ２は、周波数帯ｆ１に比して、ゲインを小さくしており、推定相対位置（Ｘ，Ｙ）から動揺量以外の変動量を減衰している。
　目標情報生成処理部５２は、動揺量に基づいて、航空機１と目標着地点２との間の目標となる目標相対位置と、航空機１と目標着地点２との間の目標となる目標相対速度とを出力する。図５に示すように、目標情報生成処理部５２は、ハイパスフィルタ６４と、擬似微分フィルタ６５と、を含んでいる。
　ハイパスフィルタ６４は、動揺量を、目標相対位置に変換して出力するフィルタとなっている。ここで、航空機１の相対位置を、Δｙとし、航空機の目標位置をｙ’とし、航空機１の現在位置をｙとする。また、現在位置ｙは、目標位置ｙ’に遅れて追従すると仮定すると、下記する（１）式が得られる。なお、式（１）中の“ｓ”は、演算子であり、ＦＬ（ｓ）は、ローパスフィルタであり、ＦＨ（ｓ）は、ハイパスフィルタである。
　Δｙ＝ｙ’−ｙ＝（１−ＦＬ（ｓ））・ｙ’＝ＦＨ（ｓ）・ｙ’　・・・（１）
　（１）式に示すように、相対位置Δｙは、目標位置ｙ’にハイパスフィルタＦＨ（ｓ）を乗算すれば導出できる。このため、目標相対位置は、動揺量にハイパスフィルタ６４を乗算することで導出している。ハイパスフィルタ６４は、算出した目標相対位置を、後述する第２減算回路部５４へ向けて出力する。
　擬似微分フィルタ６５は、目標相対位置に擬似微分を施して、目標相対速度とするフィルタである。具体的に、擬似微分フィルタ６５は、ハイパスフィルタ６４から入力される目標相対位置を擬似微分して目標相対速度を算出し、算出した目標相対速度を後述する第２減算回路部５４へ向けて出力する。
　第２減算回路部５４は、第２平滑化処理部４３から入力される平滑化相対位置（Ｘ，Ｙ）と、目標情報生成処理部５２から入力される目標相対位置との位置差分を算出する。そして、第２減算回路部５４は、算出した位置差分をフィードバック制御部５５へ向けて出力する。また、第２減算回路部５４は、相対速度推定処理部４７から入力される推定相対速度と、目標情報生成処理部５２から入力される目標相対速度との速度差分を算出する。そして、第２減算回路部５４は、算出した速度差分をフィードバック制御部５５へ向けて出力する。
　フィードバック制御部５５は、第２減算回路部５４から入力された位置差分及び速度差分と、加速度補正処理部４１から入力された姿勢補正加速度とに基づいて、制御量Ｃ´を算出する。そして、フィードバック制御部５５は、算出した制御量Ｃ´を飛行制御部３６へ向けて出力する。
　飛行制御部３６は、制御量Ｃ’に基づいて飛行制御を実行する。なお、飛行制御部３６による飛行制御の一例として、航空機１がヘリコプタである場合、ヘリコプタのメインロータを縦方向及び横方向に傾ける飛行制御を行うことで、目標点追従ホバリングを実行する。
　切替スイッチ５３は、目標点追従ホバリングの実行の有無を切り替えている。具体的に、切替スイッチ５３は、第２減算回路部５４への目標相対位置及び目標相対速度の入力の有無を切り替える。切替スイッチ５３は、第２減算回路部５４へ目標相対位置及び目標相対速度の入力を許容することで、目標点追従ホバリングの実行を可能とする。一方で、切替スイッチ５３は、第２減算回路部５４へ目標相対位置及び目標相対速度の入力を遮断することで、目標点追従ホバリングの実行を不能とし、空間安定ホバリングの実行を可能とする。空間安定ホバリングは、平滑化相対位置に基づく飛行制御であり、目標着地点２に対して、空間上の目標相対位置に航空機１を保持させる空間安定ホバリングに関する位置制御である。切替スイッチ５３により、第２減算回路部５４へ目標相対位置及び目標相対速度の入力を遮断すると、飛行制御部３６には、平滑化相対位置（Ｘ，Ｙ）が入力されることから、飛行制御部３６は、空間安定ホバリングの飛行制御を実行する。
　ここで、切替スイッチ５３による切替制御は、例えば、動揺量または高度を用いて、切替を行ってもよい。切替制御では、動揺量を用いる場合、動揺量が、予め設定されたしきい値以上であれば空間安定ホバリングの飛行制御を実行し、しきい値よりも小さければ目標点追従ホバリングの飛行制御を実行するように、切り替えを行ってもよい。また、切替制御では、高度を用いる場合、高度が、予め設定されたしきい値以上であれば空間安定ホバリングの飛行制御を実行し、しきい値よりも小さければ目標点追従ホバリングの飛行制御を実行するように、切り替えを行ってもよい。
（航空機の位置制御方法）
　次に、図８を参照して、本実施形態にかかる航空機１の位置制御システム１００を用いた位置制御方法について説明する。図８は、目標相対位置及び目標相対速度の算出フローを説明するフローチャートである。なお、図８では、目標情報生成処理部５２から目標相対位置及び目標相対速度を出力するまでの位置制御方法となっている。
　航空機１の位置制御方法では、先ず、加速度補正処理部４１が、入力される航空機１の加速度と航空機１の姿勢とに基づいて、姿勢補正加速度を出力する（ステップＳ１）。ステップＳ１では、相対位置（Ｘ，Ｙ）に関する位置制御であるため、加速度補正処理部４１が、縦方向及び横方向における姿勢補正加速度を出力する。
　続いて、航空機１の位置制御方法では、動揺量推定処理部５１が、姿勢補正加速度と相対位置（Ｘ，Ｙ）とに基づいて、動揺量を算出し出力する（ステップＳ２）。ステップＳ２では、推定相対位置（Ｘ，Ｙ）と平滑化相対位置（Ｘ，Ｙ）との差分をとり、その差分を動揺量として算出している。
　この後、航空機１の位置制御方法では、目標情報生成処理部５２が、算出した動揺量に基づいて、目標相対位置及び目標相対速度を算出して出力する（ステップＳ３）。
　なお、航空機１の位置制御方法では、ステップＳ３の実行後、出力された目標相対位置及び目標相対速度は、第２減算回路部５４に入力される。そして、位置制御方法では、第２減算回路部５４において、平滑化相対位置（Ｘ，Ｙ）と目標相対位置との位置差分が算出され、また、推定相対速度と目標相対速度との速度差分が算出される。この後、位置制御方法では、フィードバック制御部５５において、位置差分、速度差分及び姿勢補正加速度に基づいて、制御量Ｃ’が算出される。この後、位置制御方法では、算出された制御量Ｃ’が飛行制御部３６に入力され、飛行制御部３６は、制御量Ｃ’にしたがって、航空機１の機体速度、姿勢角、姿勢角の変化レート等を調整する。飛行制御部３６における飛行制御は、例えば、特開２０２１−０６２７２０号公報に記載されたＰＩＤ制御及び多値制御により実行してもよい。
（変形例）
　次に、図９を参照して、航空機１の位置制御システム１００及び位置制御方法の他の一例について説明する。図９は、動揺量に基づく航空機の相対位置に関する位置制御の他の一例のブロック図である。図４に示す航空機１の位置制御システム１００では、第２平滑化処理部４３において平滑化相対位置（Ｘ，Ｙ）を算出し、平滑化相対位置（Ｘ，Ｙ）と目標相対位置との位置差分、推定相対速度と目標相対速度との速度差分、及び姿勢補正加速度に基づいて、制御量Ｃ’を導出した。図９に示す航空機１の位置制御システム１００では、第２平滑化処理部４３を省いた構成となっており、第２カルマンフィルタ４６で推定した推定相対位置と目標相対位置との位置差分、推定相対速度と目標相対速度との速度差分、及び姿勢補正加速度に基づいて、制御量Ｃ’を導出している。
　また、本実施形態では、動揺量を推定するにあたって、姿勢補正加速度を用いたが、特に限定されず、航空機１の姿勢を補正するための姿勢補正パラメータであれば、いずれのパラメータであってもよい。
　以上のように、実施形態に記載の航空機１の位置制御システム１００、航空機１及び航空機１の位置制御方法は、例えば、以下のように把握される。
　第１の態様に係る航空機１の位置制御システム１００は、動揺による目標着地点２の動きに合わせて、航空機１の位置を追従させる航空機１の位置制御システム１００であって、前記航空機１の加速度を補正した姿勢補正加速度と、前記航空機１と前記目標着地点２との間の相対位置（Ｘ，Ｙ）とに基づいて、前記目標着地点２の動揺量を推定する動揺量推定処理部５１と、推定した前記動揺量に基づいて、前記航空機１と前記目標着地点２との間の目標となる目標相対位置と、前記航空機１と前記目標着地点２との間の目標となる目標相対速度とを出力する目標情報生成部５２と、を備える。
　この構成によれば、姿勢補正加速度と相対位置（Ｘ，Ｙ）とを用いて推定される動揺量に基づいて、目標相対位置及び目標相対速度を算出して出力することができる。このため、目標相対位置及び目標相対速度を用いた航空機１の飛行制御を実行することで、目標着地点２が動揺する場合であっても、動揺による目標着地点２の動きに合わせて、航空機１を好適に追従させることができる。このように、航空機１を目標着地点２に追従させることができるため、航空機１の機体が安定していれば、任意のタイミングで航空機１を船舶上に着艦させることができる。着艦においても、地上での着陸のように、動揺の大小にかかわらず、航空機１の機体を接地させることができることから、運用の自由度を高めることができる。
　第２の態様として、前記動揺量推定処理部５１は、前記相対位置（Ｘ，Ｙ）に基づいて推定した推定相対位置（Ｘ，Ｙ）を出力する第１カルマンフィルタ６１と、前記姿勢補正加速度と、前記推定相対位置（Ｘ，Ｙ）とに基づいて、前記相対位置（Ｘ，Ｙ）を平滑化した平滑化相対位置（Ｘ，Ｙ）を出力する第１平滑化処理部６２と、前記平滑化相対位置（Ｘ，Ｙ）と前記推定相対位置（Ｘ，Ｙ）との差分を、前記動揺量として算出する第１減算回路部６６と、を備える。
　この構成によれば、平滑化相対位置（Ｘ，Ｙ）と推定相対位置（Ｘ，Ｙ）との差分を動揺量として算出することができるため、適切な動揺量を推定することができる。
　第３の態様として、前記目標情報生成部は、前記動揺量を、前記目標相対位置に変換して出力するハイパスフィルタと、変換された前記目標相対位置を擬似微分して、前記目標相対速度を出力する擬似微分フィルタと、を有する。
　この構成によれば、ハイパスフィルタを用いることで、簡易なフィルタにより、動揺量から目標相対位置を迅速に算出することができる。また、擬似微分フィルタを用いることで、簡易なフィルタにより、目標相対位置から目標相対速度を迅速に算出することができる。
　第４の態様として、前記相対位置に基づいて推定した推定相対位置を出力する第２カルマンフィルタ４６と、前記姿勢補正加速度と、前記推定相対位置とに基づいて、前記相対位置を平滑化した平滑化相対位置を出力する第２平滑化処理部４３と、前記航空機１と前記目標着地点２との間の相対速度を推定して推定相対速度を出力する相対速度推定処理部４７と、前記目標相対位置と前記平滑化相対位置との位置差分、及び前記目標相対速度と前記推定相対速度との速度差分を出力する第２減算回路部５４と、をさらに備え、前記位置差分及び前記速度差分に基づいて、前記航空機１を飛行制御する。
　この構成によれば、目標相対位置と平滑化相対位置との位置差分、及び目標相対速度と推定相対速度との速度差分を用いて、航空機１の飛行制御を実行することができる。このため、目標着地点２に対する、航空機１の目標点追従ホバリングを精度よく実行することができる。
　第５の態様として、前記第２減算回路部５４への前記目標相対位置及び前記目標相対速度の入力の有無を切り替える切替部（切替スイッチ５３）を、さらに備える。
　この構成によれば、切替部により、航空機１の目標点追従ホバリングに関する飛行制御の実行の有無を切り替えることができる。
　第６の態様として、前記第１平滑化処理部６２は、前記相対位置にゲインをかけて前記平滑化相対位置を出力しており、前記動揺が発生する動揺周波数帯域ｆ以上の周波数の帯域を、第１の周波数帯ｆ１とし、前記動揺周波数帯域ｆよりも低い周波数の帯域を、第２の周波数帯ｆ２とすると、前記第１の周波数帯ｆ１における前記ゲインは、前記第２の周波数帯ｆ２における前記ゲインに対して低く、前記第２の周波数帯ｆ２における減衰係数ζが、ζ＞０．７となっている。
　この構成によれば、第１の周波数帯ｆ１は、第２の周波数帯に比して、十分にゲインが低いものとなっていることから、第１の周波数帯ｆ１における動揺の影響を低減することができる。また、第２の周波数帯ｆ２は、減衰係数が大きく（ζ＞０．７）なることから、低周波の外乱応答が振動的にならないようにすることができる。
　第７の態様として、前記動揺量推定処理部５１は、前記相対位置にゲインをかけて前記動揺量を出力しており、前記動揺が発生する動揺周波数帯域ｆ以上の周波数の帯域を、第１の周波数帯ｆ１とし、前記動揺周波数帯域よりも低い周波数の帯域を、第２の周波数帯とすると、前記第１の周波数帯ｆ１における前記ゲインは、１となるようにしており、前記第２の周波数帯ｆ２における前記ゲインは、前記第１の周波数帯ｆ１における前記ゲインに対して低くなっている。
　この構成によれば、第１の周波数帯ｆ１は、ゲインが１となるため、推定相対位置（Ｘ，Ｙ）から動揺量を抽出する際に、位相を進めて、動揺を早めに検出できるようにしている。また、第２の周波数帯ｆ２は、第１の周波数帯ｆ１に比して、ゲインを小さくしているため、推定相対位置（Ｘ，Ｙ）から動揺量以外の変動量を減衰することができる。
　第８の態様として、前記第１カルマンフィルタ６１は、前記第２カルマンフィルタ４６に比して、出力される前記推定相対位置（Ｘ，Ｙ）の時間遅れが小さいものとなっている。
　この構成によれば、推定相対位置（Ｘ，Ｙ）の時間遅れが小さくなるため、動揺量の推定をより正確に算出することができる。
　第９の態様に係る航空機１は、航空機１の加速度を補正した姿勢補正加速度を取得する加速度補正処理部４１と、前記航空機１と目標着地点２との間の相対位置を取得する相対位置取得部（航法装置２０）と、上記の航空機の位置制御システムと、を備える。
　この構成によれば、目標着地点２が動揺する場合であっても、目標着地点２に対して好適に追従するように、飛行制御される航空機１を提供することができる。
　第１０の態様に係る航空機１の位置制御方法は、動揺による目標着地点２の動きに合わせて、航空機１の位置を追従させる航空機１の位置制御方法であって、前記航空機１の加速度を補正した姿勢補正加速度と、前記航空機１と前記目標着地点２との間の相対位置（Ｘ，Ｙ）とに基づいて、前記目標着地点２の動揺量を推定するステップ（ステップＳ２）と、推定した前記動揺量に基づいて、前記航空機１と前記目標着地点２との間の目標となる目標相対位置と、前記航空機１と前記目標着地点２との間の目標となる目標相対速度とを出力するステップ（ステップＳ３）と、を備える。
　この構成によれば、姿勢補正加速度と相対位置（Ｘ，Ｙ）とを用いて推定される動揺量に基づいて、目標相対位置及び目標相対速度を算出して出力することができる。このため、目標相対位置及び目標相対速度を用いた航空機１の飛行制御を実行することで、目標着地点２が動揺する場合であっても、航空機１を目標着地点２に好適に追従させることができる。
　１　航空機
　２　目標着地点
　５　船舶
　７　マーカー
　１０　カメラ
　２０　航法装置
　３０　制御部
　３２　画像処理部
　３４　誘導演算部
　３６　飛行制御部
　４１　加速度補正処理部
　４３　第２平滑化処理部
　４６　第２カルマンフィルタ
　４７　相対速度推定処理部
　５１　動揺量推定処理部
　５２　目標情報生成処理部
　５３　切替スイッチ
　５４　第２減算回路部
　６１　第１カルマンフィルタ
　６２　第１平滑化処理部
　６３　ローパスフィルタ
　６４　ハイパスフィルタ
　６５　擬似微分フィルタ
　６６　第１減算回路部
　１００　位置制御システム

Claims (10)

  1. 　動揺による目標着地点の動きに合わせて、航空機の位置を追従させる航空機の位置制御システムであって、
    　前記航空機の加速度を補正した姿勢補正加速度と、前記航空機と前記目標着地点との間の相対位置とに基づいて、前記目標着地点の動揺量を推定する動揺量推定処理部と、
    　推定した前記動揺量に基づいて、前記航空機と前記目標着地点との間の目標となる目標相対位置と、前記航空機と前記目標着地点との間の目標となる目標相対速度とを出力する目標情報生成部と、を備える航空機の位置制御システム。
  2. 　前記動揺量推定処理部は、
    　前記相対位置に基づいて推定した推定相対位置を出力する第１カルマンフィルタと、
    　前記姿勢補正加速度と、前記推定相対位置とに基づいて、前記相対位置を平滑化した平滑化相対位置を出力する第１平滑化処理部と、
    　前記平滑化相対位置と前記推定相対位置との差分を、前記動揺量として算出する第１減算回路部と、を備える請求項１に記載の航空機の位置制御システム。
  3. 　前記目標情報生成部は、
    　前記動揺量を、前記目標相対位置に変換して出力するハイパスフィルタと、
    　変換された前記目標相対位置を擬似微分して、前記目標相対速度を出力する擬似微分フィルタと、を有する請求項１または２に記載の航空機の位置制御システム。
  4. 　前記相対位置に基づいて推定した推定相対位置を出力する第２カルマンフィルタと、
    　前記姿勢補正加速度と、前記推定相対位置とに基づいて、前記相対位置を平滑化した平滑化相対位置を出力する第２平滑化処理部と、
    　前記航空機と前記目標着地点との間の相対速度を推定して推定相対速度を出力する相対速度推定処理部と、
    　前記目標相対位置と前記平滑化相対位置との位置差分、及び前記目標相対速度と前記推定相対速度との速度差分を出力する第２減算回路部と、をさらに備え、
    　前記位置差分及び前記速度差分に基づいて、前記航空機を飛行制御する請求項２または３に記載の航空機の位置制御システム。
  5. 　前記第２減算回路部への前記目標相対位置及び前記目標相対速度の入力の有無を切り替える切替部を、さらに備える請求項４に記載の航空機の位置制御システム。
  6. 　前記第１平滑化処理部は、
    　前記相対位置にゲインをかけて前記平滑化相対位置を出力しており、
    　前記動揺が発生する動揺周波数帯域以上の周波数の帯域を、第１の周波数帯とし、
    　前記動揺周波数帯域よりも低い周波数の帯域を、第２の周波数帯とすると、
    　前記第１の周波数帯における前記ゲインは、前記第２の周波数帯における前記ゲインに対して低く、
    　前記第２の周波数帯における減衰係数ζが、ζ＞０．７となっている請求項４または５に記載の航空機の位置制御システム。
  7. 　前記動揺量推定処理部は、
    　前記相対位置にゲインをかけて前記動揺量を出力しており、
    　前記動揺が発生する動揺周波数帯域以上の周波数の帯域を、第１の周波数帯とし、
    　前記動揺周波数帯域よりも低い周波数の帯域を、第２の周波数帯とすると、
    　前記第１の周波数帯における前記ゲインは、１となるようにしており、
    　前記第２の周波数帯における前記ゲインは、前記第１の周波数帯における前記ゲインに対して低くなっている請求項１から６のいずれか１項に記載の航空機の位置制御システム。
  8. 　前記第１カルマンフィルタは、前記第２カルマンフィルタに比して、出力される前記推定相対位置の時間遅れが小さいものとなっている請求項４から７のいずれか１項に記載の航空機の位置制御システム。
  9. 　航空機の加速度を補正した姿勢補正加速度を取得する加速度補正処理部と、
    　前記航空機と目標着地点との間の相対位置を取得する相対位置取得部と、
    　請求項１から８のいずれか１項に記載の航空機の位置制御システムと、を備える航空機。
  10. 　動揺による目標着地点の動きに合わせて、航空機の位置を追従させる航空機の位置制御方法であって、
    　前記航空機の加速度を補正した姿勢補正加速度と、前記航空機と前記目標着地点との間の相対位置とに基づいて、前記目標着地点の動揺量を推定するステップと、
    　推定した前記動揺量に基づいて、前記航空機と前記目標着地点との間の目標となる目標相対位置と、前記航空機と前記目標着地点との間の目標となる目標相対速度とを出力するステップと、を備える航空機の位置制御方法。
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