WO2024053375A1

WO2024053375A1 - 飛行装置およびその制御方法

Info

Publication number: WO2024053375A1
Application number: PCT/JP2023/029976
Authority: WO
Inventors: 満石川
Original assignee: 株式会社石川エナジーリサーチ
Priority date: 2022-09-08
Filing date: 2023-08-21
Publication date: 2024-03-14
Also published as: JP2024038895A; JP7170364B1

Abstract

簡素な構成でバッテリの蓄電残量を正確に計測することができる飛行装置およびその制御方法を提供する。　飛行装置１０は、ロータ１１と、モータ１２と、電力変換部１４と、バッテリ２１と、演算制御部１５と、を具備する。ロータ１１は、回転することで、機体ベース部１６を浮遊させるための推力を発生させ、モータ１２は、バッテリ２１から給電されることで、ロータ１１を回転駆動する。演算制御部１５は、機体ベース部１６を所定の位置姿勢とするべく、指示信号を生成する。電力変換部１４は、入力される指示信号に基づいて、バッテリ２１からモータ１２に供給される電力を調整する。更に、演算制御部１５は、指示信号に基づいて、バッテリ２１の蓄電残量を推定する。

Description

飛行装置およびその制御方法

　本発明は、飛行装置およびその制御方法に関する。

　従来から、無人で空中を飛行することが可能な飛行装置が知られている。このような飛行装置は、垂直軸回りに回転駆動するロータの推力で、空中を飛行することが可能とされている。

　飛行装置の適用分野としては、例えば、輸送分野、測量分野、撮影分野、農業分野等が考えられる。このような分野に飛行装置を適用させる場合は、各種機器や薬剤を飛行装置に備え付ける。

　飛行装置を安定的に飛行させることを考えた場合、飛行装置が備えるバッテリの蓄電残量を計測する必要がある。特許文献１には、飛行装置の飛行時においてバッテリの蓄電残量を推定することが記載されている。

　特許文献１では、バッテリ電圧、バッテリ温度、電流のうち１又は複数の値に基づいて、バッテリの蓄電量を推定する事項が記載されている。更に、バッテリ電圧、電流およびバッテリ温度を測定することでＳＯＣと呼ばれる蓄電残量算出値を算出し、蓄電量を推定することも記載されている。更にまた、バッテリの実使用時間および周辺温度等のうち１又は複数の値に基づいて、上述の方法により推定されたバッテリの蓄電量を補正することも記載されている。

国際公開２０２０／００４３６６号公報

　しかしながら、上記した特許文献１に記載された飛行装置では、飛行装置のバッテリの蓄電残量を低コスト且つ正確に計測する観点から改良の余地があった。

　具体的には、バッテリから供給される電力の電圧に基づいてバッテリの蓄電残量を推定することも可能ではあるものの、かかる方法であると蓄電残量を正確に推定することができない課題があった。

　係る課題を、図６を参照して説明する。図６の横軸はＳＯＣを示し、縦軸はバッテリの電圧を示している。ここで、ＳＯＣとは、Ｓｔａｔｅ　Ｏｆ　Ｃｈａｒｇｅの略語であり、バッテリの充電率または充電状態を表す指標である。

　一般に、ＳＯＣとバッテリ電圧とは、線形な関係を有する。即ち、大きなバッテリ電圧は、ＳＯＣの大きさを示す。図６では、ＳＯＣとバッテリ電圧との線形関係を実線で示している。しかしなから、当該線形関係は、バッテリの状態や外部環境により変化する。例えば、バッテリの経時劣化、外部の温度環境により、当該線形関係は変化する。図６では、当該線形関係が変化し得る領域をハッチングで示している。このことから、バッテリ電圧値から、一意的にＳＯＣを算出することは容易ではなかった。

　また、バッテリから供給される電力の電流値に基づいて、バッテリの蓄電残量を推定することも可能ではある。しかしなから、電流値に基づく推定方法であると、電流値を計測する専用センサが必要になるので、係る対策は、コスト高および重量増を招く課題があった。

　本発明は、上記の事情に鑑みてなされたものであり、その目的とするところは、簡素な構成でバッテリの蓄電残量を正確に計測することができる飛行装置およびその制御方法を提供することにある。

　本発明の飛行装置は、ロータと、モータと、電力変換部と、バッテリと、演算制御部と、を具備し、前記ロータは、回転することで、機体ベース部を浮遊させるための推力を発生させ、前記モータは、前記バッテリから給電されることで、前記ロータを回転駆動し、前記演算制御部は、前記機体ベース部を所定の位置姿勢とするべく、指示信号を生成し、前記電力変換部は、入力される前記指示信号に基づいて、前記バッテリから前記モータに供給される電力を調整し、更に、前記演算制御部は、前記指示信号に基づいて、前記バッテリの蓄電残量を推定することを特徴とする。

　本発明は、ロータと、モータと、電力変換部と、バッテリと、演算制御部と、を具備する飛行装置の制御方法であり、前記ロータを回転させることで、機体ベース部を浮遊させるための推力を発生させ、前記モータに、前記バッテリから給電することで、前記ロータを回転駆動し、前記演算制御部が、前記機体ベース部を所定の位置姿勢とするべく、指示信号を生成し、前記電力変換部が、入力される前記指示信号に基づいて、前記バッテリから前記モータに供給される電力を調整し、更に、前記演算制御部が、前記指示信号に基づいて、前記バッテリの蓄電残量を推定することを特徴とする。

　本発明の飛行装置によれば、指示信号に基づいてバッテリの蓄電残量を推定することにより、バッテリの電流値や電圧値を測定する専用センサを必要とせず、バッテリの蓄電残量を正確に推定することができる。

本発明の実施形態に係る飛行装置を示す上面図である。本発明の実施形態に係る飛行装置を示す前面図である。本発明の実施形態に係る飛行装置の接続構成を示すブロック図である。本発明の実施形態に係る飛行装置において、輸送体の推定重量値を算出する方法を示すフローチャートである。本発明の実施形態に係る飛行装置において、ＤＵＴＹ値およびＤＵＴＹ積算値の経時的な変化を示すグラフである。本発明の実施形態に係る飛行装置において、ＤＵＴＹ積算値とＳＯＣとの関係を示すグラフである。背景技術に係る飛行装置において、バッテリ電圧とＳＯＣとの関係を示すグラフである。

　以下、図を参照して本実施形態に係る飛行装置１０を説明する。以下の説明では、同一の部材には原則的に同一の符号を付し、繰り返しの説明は省略する。また、以下の説明では、上下前後左右の各方向を用いるが、左右とは図１Ａにおいて前方から飛行装置１０を見た場合の左右である。

　図１Ａは飛行装置１０を示す上面図であり、図１Ｂは飛行装置１０を示す前面図である。

　図１Ａを参照して、飛行装置１０は、機体ベース部１６と、機体ベース部１６に搭載されたここでは図示しない動力部と、機体ベース部１６の周辺部から周囲に向かって伸びるアーム２７１等と、アーム２７１等の外側端部に配置されたモータ１２１等と、モータ１２１等により回転されるロータ１１１等とを主要に具備している。以下の説明では、モータ１２１等をモータ１２と総称し、ロータ１１１等をロータ１１と総称する。

　飛行装置１０は、機体ベース部１６に収納されたバッテリ２１から得られる電力を用いて、モータ１２１等がロータ１１１等を所定の回転速度で回転させ、空中を浮遊および移動することを可能としている。

　機体ベース部１６は、飛行装置１０の中央に配置され、ここでは図示しない各種機器が収納されている。機体ベース部１６の外皮は、所定形状に成形された合成樹脂板や鋼板で覆われている。

　電力変換部１４から外側に向かってアーム２７１、アーム２７２、アーム２７３およびアーム２７４が伸びている。

　アーム２７１の外側端部には、モータ１２１およびロータ１１１が配置されている。アーム２７２の外側端部には、モータ１２２およびロータ１１２が配置されている。アーム２７３の外側端部には、モータ１２３およびロータ１１３が配置されている。アーム２７４の外側端部には、モータ１２４およびロータ１１４が配置されている。ここで、ロータ１１１等は、回転することで機体ベース部１６を浮遊させるための推力を発生させる。また、モータ１２１等は、ロータ１１１等を回転駆動する。

　図１Ｂを参照して、機体ベース部１６の下部には、着陸時に地面に接する脚部３２および脚部３３が配設されている。脚部３２および脚部３３は、スキッドとも称される部材であり、飛行装置１０が着陸する状態に於いては、脚部３２および脚部３３の下端が地面に接する。

　図２は、飛行装置１０の接続構成を示すブロック図である。

　飛行装置１０は、主に、モータ１２等と、飛行センサ１３と、電力変換部１４と、演算制御部１５と、を具備する。更に、飛行装置１０は、通信部２５、バッテリ２１、電力変換部１４を有する。操縦装置２８は、飛行装置１０を操縦する操縦者が地上で操作する機器である。通信部２６、表示装置２２および表示部２３は、操縦者の近傍に設置される。

　飛行センサ１３は、機体ベース部１６に作用する物理量を計測し、この物量の大きさを示す信号を演算制御部１５に伝送する。具体的には、飛行センサ１３に含まれるセンサとしては、例えば、加速度センサ、角速度センサ、地磁気センサ、気圧センサおよびＧＮＳＳアンテナである。加速度センサは、物理量としての傾きや動きの変化を検知する。角速度センサは、物理量としての傾きや向きの変化を検知する。地磁気センサは、磁力により、物理量としての方角を検知する。気圧センサは、物理量としての高度を検知する。ＧＮＳＳアンテナは、位置を特定する。

　演算制御部１５は、ＣＰＵ（Ｃｅｎｔｒａｌ　Ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ　Ｕｎｉｔ）から成る演算装置、およびＲＡＭ（Ｒａｎｄｏｍ　Ａｃｃｅｓｓ　Ｍｅｍｏｒｙ）やＲＯＭ（Ｒｅａｄ　Ｏｎｌｙ　Ｍｅｍｏｒｙ）から成る記憶装置を有しており、飛行装置１０全体の動作を制御する。後述するように、演算制御部１５は、飛行センサ１３から入力される信号に基づいて、モータ１２１等に供給される電力量を調整する。更に、演算制御部１５は、後述するように、指示信号の大きさに基づいて、バッテリ２１のバッテリ残量に対応するＳＯＣを算出する。

　演算制御部１５は、フライトコントローラ１７と、コンパニオンコントローラ２４と、を有している。

　フライトコントローラ１７は、飛行センサ１３から入力される信号に基づいて、飛行装置１０の位置姿勢および移動速度等を所定にするための指示信号を生成する。この指示信号として、例えば、ＰＷＭ制御におけるＤＵＴＹ値を採用することができる。本実施形態では、４つのモータ１２１、モータ１２２、モータ１２３およびモータ１２４を有していることから、夫々のモータ１２１についてＤＵＴＹ値を算出する。ここで、指示信号としては、ＰＷＭ制御におけるＤＵＴＹ値以外を採用することもでき、例えば、ＰＦＭ制御における指標、パルス高さ変調方式における指標等を採用できる。

　コンパニオンコントローラ２４は、フライトコントローラ１７から入力された情報、例えば、飛行センサ１３から入力された情報、バッテリ２１の電圧を示す情報等に基づいて、バッテリ２１のＳＯＣを算出する。

　電力変換部１４は、ＥＳＣ１４１ないしＥＳＣ１４４を有する。ここで、ＥＳＣとは、Ｅｌｅｃｔｒｉｃ　Ｓｐｅｅｄ　Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒの略語であり、モータ１２の回転数をコントロールする電子機器である。電力変換部１４は、バッテリ２１からの給電を受け、演算制御部１５から供給されるＤＵＴＹ値に基づき、所定の周波数の交流電力を生成して各モータ１２に供給する。

　ＥＳＣ１４１は、モータ１２１と演算制御部１５およびバッテリ２１との間に配置され、モータ１２１の回転数を制御する。ＥＳＣ１４２は、モータ１２２と演算制御部１５およびバッテリ２１との間に配置され、モータ１２２の回転数を制御する。ＥＳＣ１４３は、モータ１２３と演算制御部１５およびバッテリ２１との間に配置され、モータ１２３の回転数を制御する。ＥＳＣ１４４は、モータ１２４と演算制御部１５およびバッテリ２１との間に配置され、モータ１２４の回転数を制御する。ＥＳＣ１４１ないしＥＳＣ１４４は、フライトコントローラ１７から入力されるＤＵＴＹ値が大きければ、モータ１２１ないしモータ１２４を高速に回転させる。

　ここで、飛行装置１０の基本的な飛行動作を説明する。飛行装置１０は、上昇動作、ホバリング動作、移動動作および下降動作の各動作を実行することができる。飛行装置１０の動作は、操作者の操作に基づいて操縦装置２８から伝送されるコマンドに基づいて、フライトコントローラ１７が実行する。

　上記各動作に於いて、フライトコントローラ１７は、飛行センサ１３に含まれる加速度センサおよび角速度センサから入力される情報に基づいて、飛行装置１０の姿勢が所定のものとなるように、モータ１２１ないしモータ１２４の回転速度を調整している。

　上昇動作では、フライトコントローラ１７は、飛行装置１０が所定高度まで上昇するように、モータ１２を比較的高速に回転させる。フライトコントローラ１７は、基本的には、ＥＳＣ１４１ないしＥＳＣ１４４に略同一のＤＵＴＹ値を出力し、モータ１２１ないしモータ１２４の回転速度を略同一とする。また、フライトコントローラ１７は、飛行センサ１３に含まれる気圧センサから入力される情報に基づいて、飛行装置１０が所定高度まで上昇したら、飛行装置１０の高度を略一定に保つホバリング動作を実行する。

　ホバリング動作では、フライトコントローラ１７は、飛行センサ１３に含まれる気圧センサから入力される情報に基づいて、飛行装置１０の高度が略一定となるように、モータ１２１ないしモータ１２２の回転速度を調整している。ここで、基本的には、フライトコントローラ１７は、ＥＳＣ１４１ないしＥＳＣ１４４に略同一のＤＵＴＹ値を出力し、モータ１２１ないしモータ１２４の回転速度を略同一とする。

　移動動作では、フライトコントローラ１７は、飛行装置１０が前後左右の各方向に向かって所定速度で移動できるようにモータ１２１ないしモータ１２４の回転速度を調整する。例えば、モータ１２１およびモータ１２２の回転速度を、モータ１２３およびモータ１２４の回転速度よりも速くする。即ち、フライトコントローラ１７は、ＥＳＣ１４１およびＥＳＣ１４２に出力するＤＵＴＹ値を、ＥＳＣ１４３およびＥＳＣ１４４に出力するＤＵＴＹ値よりも大きくする。このようにすることで、図１Ａを参照して、ロータ１１１およびロータ１１２は、ロータ１１３およびロータ１１４よりも高速に回転し、飛行装置１０の機体ベース部１６は傾斜姿勢となり、飛行装置１０は所定の方向に向かって移動する。

　その後、飛行センサ１３に含まれるＧＮＳＳアンテナ等の出力に基づいて、飛行装置１０が所定位置に到達したことを検知したら、フライトコントローラ１７は、ブレーキ動作を実行する。例えば、フライトコントローラ１７は、モータ１２１およびモータ１２２の回転速度を、モータ１２３およびモータ１２４の回転速度よりも遅くする。即ち、フライトコントローラ１７は、ＥＳＣ１４３およびＥＳＣ１４４に出力するＤＵＴＹ値を、ＥＳＣ１４１およびＥＳＣ１４２に出力するＤＵＴＹ値よりも大きくする。このようにすることで、図１Ａを参照して、ロータ１１１およびロータ１１２は、ロータ１１３およびロータ１１４よりも低速に回転し、飛行装置１０の平面的な移動を停止することができる。その後、フライトコントローラ１７は、ホバリング動作を実行する。

　下降動作では、フライトコントローラ１７は、飛行装置１０が所定高度まで下降するように、モータ１２を比較的低速に回転させる。フライトコントローラ１７は、基本的には、ＥＳＣ１４１ないしＥＳＣ１４４に略同一のＤＵＴＹ値を出力し、モータ１２１ないしモータ１２４の回転速度を略同一とする。また、フライトコントローラ１７は、飛行センサ１３に含まれる気圧センサから入力される情報に基づいて、飛行装置１０が所定高度まで降下したら、飛行装置１０の高度を略一定に保つホバリング動作を実行する。

　図３は、飛行装置１０において、バッテリ２１のＳＯＣを算出する方法を示すフローチャートである。

　ステップＳ１０では、飛行センサ１３が物理量を計測する。具体的には、飛行センサ１３に含まれる、加速度センサ、角速度センサ、地磁気センサ、気圧センサおよびＧＮＳＳアンテナ等が、飛行装置１０の位置姿勢等を計測する。飛行センサ１３が計測した物理量は、フライトコントローラ１７に入力される。また、飛行装置１０の飛行時における動作状況も、フライトコントローラ１７に入力される。

　ステップＳ１１では、前述した物理量に基づいて、フライトコントローラ１７が、指示信号としてのＤＵＴＹ値を算出する。フライトコントローラ１７は、ステップＳ１０で入力された各種情報、および、動作状況等に基づいて、ＤＵＴＹ値を出力する。フライトコントローラ１７は、図２に示したＥＳＣ１４１ないしＥＳＣ１４４の各々についてＤＵＴＹ値を算出する。

　ステップＳ１２では、コンパニオンコントローラ２４は、バッテリ２１の推定ＳＯＣを算出する。具体的には、コンパニオンコントローラ２４は、ＤＵＴＹ値の積算値であるＤＵＴＹ積算値と、ＳＯＣとの相関を示す換算式を予め設定する。次に、コンパニオンコントローラ２４は、飛行装置１０の飛行が開始されてからＤＵＴＹ値の積算値であるＤＵＴＹ積算値を、所定間隔で算出する。次に、コンパニオンコントローラ２４は、当該換算式を用いて、バッテリ２１のＳＯＣを算出する。

　図４は、飛行装置１０において、ＤＵＴＹ値およびＤＵＴＹ積算値の経時的な変化を示すグラフである。このグラフの横軸は経過時間を示す。左方の縦軸はＤＵＴＹ値を示す。右方の縦軸は、ＤＵＴＹ積算値を示す。

　ここでは、飛行装置１０が備える４つのモータ１２１ないしモータ１２４を回転させるために、フライトコントローラ１７からＥＳＣ１４１ないしＥＳＣ１４４の各々に出力されるＤＵＴＹ値を示している。ＥＳＣ１４１に出力されるＤＵＴＹ値を実線で示し、ＥＳＣ１４２に出力されるＤＵＴＹ値を破線で示し、ＥＳＣ１４３に出力されるＤＵＴＹ値を一点鎖線で示し、ＥＳＣ１４４に出力されるＤＵＴＹ値を二点鎖線で示している。また、ＤＵＴＹ積算値を太い実線で示している。

　図４に示すグラフから明らかなように、飛行装置１０の連続飛行時間とＤＵＴＹ積算値との間には、正の相関がある。即ち、飛行時間の増加に伴い、ＤＵＴＹ積算値は大きくなる。ここで、図２を参照して、ＤＵＴＹ積算値は、１つのＥＳＣ１４１に供給されるＤＵＴＹ値の積算値でも良いし、ＥＳＣ１４１ないしＥＳＣ１４４の複数から算出することもできる。ＤＵＴＹ積算値を、ＥＳＣ１４１ないしＥＳＣ１４４から算出する場合は、ＥＳＣ１４１ないしＥＳＣ１４４において個別にＤＵＴＹ値を積算し、個別に積算したＤＵＴＹ値を合算することができる。

　次に、コンパニオンコントローラ２４は、ＤＵＴＹ積算値からＳＯＣを算出する。具体的には、予め、最小二乗法等の統計学的手法により、ＤＵＴＹ積算値とＳＯＣとの関係を示す関係式を作成する。コンパニオンコントローラ２４は、当該関係式を用いてＤＵＴＹ積算値からＳＯＣを算出する。

　ここで、連続飛行時間が長くなるにつれてＳＯＣが少なくなることを考慮すれば、ＳＯＣとＤＵＴＹ積算値との間には負の相関がある。また、飛行時間が同等であっても、モータ１２を高速に回転させようとすると、電力変換部１４に供給されるＤＵＴＹ値は大きくなり、その結果、消費電力が大きくなりＳＯＣが少なくなる。このことから、ＤＵＴＹ積算値に基づく本実施形態では、飛行時間および回転の両方を勘案することができ、正確にＳＯＣを算出している。

　ステップＳ１３では、コンパニオンコントローラ２４およびフライトコントローラ１７は、バッテリ２１のＳＯＣを示す情報を伝送する。具体的には、ＳＯＣを示す情報は、無線通信により、通信部２５および操縦装置２８を経由して、飛行装置１０から表示装置２２に伝送される。

　ステップＳ１４では、表示装置２２の表示部２３に、バッテリ２１のＳＯＣを表示する。操縦者は、表示部２３を視認することで、バッテリ２１のＳＯＣを知ることができる。従って、バッテリ２１のＳＯＣが一定以下となれば、操縦者は、飛行装置１０を所定箇所に移動させ、バッテリ２１の充電または交換を行える。このようにすることで、バッテリ２１のＳＯＣが少なくなることにより、飛行装置１０が落下してしまうことを抑制できる。

　前述した本実施形態により、以下のような主要な効果を奏することができる。

　本発明の飛行装置は、ロータと、モータと、電力変換部と、バッテリと、演算制御部と、を具備し、前記ロータは、回転することで、機体ベース部を浮遊させるための推力を発生させ、前記モータは、前記バッテリから給電されることで、前記ロータを回転駆動し、前記演算制御部は、前記機体ベース部を所定の位置姿勢とするべく、指示信号を生成し、前記電力変換部は、入力される前記指示信号に基づいて、前記バッテリから前記モータに供給される電力を調整し、更に、前記演算制御部は、前記指示信号に基づいて、前記バッテリの蓄電残量を推定することを特徴とする。本発明の飛行装置によれば、指示信号に基づいてバッテリの蓄電残量を推定することにより、バッテリの電流値や電圧値を測定する専用センサを必要とせず、バッテリの蓄電残量を正確に推定することができる。

　また、本発明の飛行装置では、前記指示信号は、ＤＵＴＹ値であることを特徴とする。本発明の飛行装置によれば、ＤＵＴＹ値から、バッテリの蓄電残量を正確に推定できる。

　また、本発明の飛行装置では、前記指示信号は、ＤＵＴＹ値の積算値であることを特徴とする。本発明の飛行装置によれば、ＤＵＴＹ値の積算値（ＤＵＴＹ積算値）から、バッテリの蓄電残量を正確に推定できる。

　また、本発明の飛行装置では、前記指示信号は、ＤＵＴＹ値の平均値の積算値であることを特徴とする。本発明の飛行装置によれば、ＤＵＴＹ値の平均値の積算値から、バッテリの蓄電残量を更に正確に推定できる。

　また、本発明の飛行装置では、複数の前記ロータと、複数の前記モータと、複数の前記電力変換部と、を有し、前記演算制御部は、前記複数の前記電力変換部の各々に供給されるＤＵＴＹ値の積算値から、前記バッテリの前記蓄電残量を推定することを特徴とする。本発明の飛行装置によれば、複数のＤＵＴＹ値の積算値からＳＯＣを正確に算出できる。

　また、本発明の飛行装置では、前記演算制御部は、前記バッテリの電流値または電圧値から、前記蓄電残量の初期値または中間値を算出し、予め設定された換算式に基づき、ＤＵＴＹ積算値から前記蓄電残量の減少値を算出し、前記蓄電残量の前記初期値または前記中間値から、前記蓄電残量の前記減少値を減算することで、その時点の前記蓄電残量を算出することを特徴とする。本発明の飛行装置によれば、電流値等から蓄電残量の初期値または中間値を算出し、これらを基準として蓄電残量を算出することにより、例えば、離陸時の蓄電残量が、電池容量の半分程度であっても、飛行時における蓄電残量を正確に算出できる。

　以上、本発明の実施形態について説明したが、本発明は、これに限定されるものではなく、本発明の要旨を逸脱しない範囲で変更が可能である。また、前述した各形態は相互に組み合わせることが可能である。

　例えば、図３を参照して、ステップＳ１２で算出した蓄電残量が一定以下になれば、飛行装置１０は所定位置に帰還するようにしても良い。このようにすることで、蓄電残量が不足することで飛行装置１０が落下することを抑制できる。

　更に、前述した本実施形態では、演算制御部１５は、ＤＵＴＹ積算値からＳＯＣを算出したが、電流値または電圧値と、ＤＵＴＹ積算値とを組み合わせてＳＯＣを算出することもできる。例えば、先ず、演算制御部１５は、前記バッテリの電流値または電圧値から、ＳＯＣの初期値または中間値を算出する。ここで、ＳＯＣの初期値とは、飛行装置１０が離陸する際のＳＯＣである。また、ＳＯＣの中間値とは、飛行装置１０の飛行時におけるＳＯＣである。電流値とは、バッテリ２１から電力変換部１４に供給される電流の電流値である。電圧値とは、バッテリ２１の電圧値である。

　その後、演算制御部１５は、予め設定された換算式に基づき、ＤＵＴＹ積算値からＳＯＣの減少値を算出する。更に、演算制御部１５は、ＳＯＣの初期値または中間値から、ＳＯＣの減少値を減算することで、その時点のＳＯＣを算出する。

１０　飛行装置
１１　ロータ
１１１　ロータ
１１２　ロータ
１１３　ロータ
１１４　ロータ
１２　モータ
１２１　モータ
１２２　モータ
１２３　モータ
１２４　モータ
１３　飛行センサ
１４　電力変換部
１４１　ＥＳＣ
１４２　ＥＳＣ
１４３　ＥＳＣ
１４４　ＥＳＣ
１５　演算制御部
１６　機体ベース部
１７　フライトコントローラ
２１　バッテリ
２２　表示装置
２３　表示部
２４　コンパニオンコントローラ
２５　通信部
２６　通信部
２７１　アーム
２７２　アーム
２７３　アーム
２７４　アーム
２８　操縦装置
３２　脚部
３３　脚部

Claims

　ロータと、モータと、電力変換部と、バッテリと、演算制御部と、を具備し、
　前記ロータは、回転することで、機体ベース部を浮遊させるための推力を発生させ、
　前記モータは、前記バッテリから給電されることで、前記ロータを回転駆動し、
　前記演算制御部は、前記機体ベース部を所定の位置姿勢とするべく、指示信号を生成し、
　前記電力変換部は、入力される前記指示信号に基づいて、前記バッテリから前記モータに供給される電力を調整し、
　更に、前記演算制御部は、前記指示信号に基づいて、前記バッテリの蓄電残量を推定することを特徴とする飛行装置。
　前記指示信号は、ＤＵＴＹ値の積算値であることを特徴とする請求項１に記載の飛行装置。
　複数の前記ロータと、
　複数の前記モータと、
　複数の前記電力変換部と、を有し、
　前記演算制御部は、複数の前記電力変換部の各々に供給されるＤＵＴＹ値の積算値から、前記バッテリの前記蓄電残量を推定することを特徴とする請求項１に記載の飛行装置。
　前記演算制御部は、
　前記バッテリの電流値または電圧値から、前記蓄電残量の初期値または中間値を算出し、
　予め設定された換算式に基づき、ＤＵＴＹ積算値から前記蓄電残量の減少値を算出し、
　前記蓄電残量の前記初期値または前記中間値から、前記蓄電残量の前記減少値を減算することで、その時点の前記蓄電残量を算出することを特徴とする請求項１に記載の飛行装置。
　ロータと、モータと、電力変換部と、バッテリと、演算制御部と、を具備する飛行装置の制御方法であり、
　前記ロータを回転させることで、機体ベース部を浮遊させるための推力を発生させ、
　前記モータに、前記バッテリから給電することで、前記ロータを回転駆動し、
　前記演算制御部が、前記機体ベース部を所定の位置姿勢とするべく、指示信号を生成し、
　前記電力変換部が、入力される前記指示信号に基づいて、前記バッテリから前記モータに供給される電力を調整し、
　更に、前記演算制御部が、前記指示信号に基づいて、前記バッテリの蓄電残量を推定することを特徴とする飛行装置の制御方法。
　前記指示信号として、ＤＵＴＹ値の積算値を用いることを特徴とする請求項５に記載の飛行装置の制御方法。
　複数の前記ロータと、
　複数の前記モータと、
　複数の前記電力変換部と、を有し、
　前記演算制御部は、複数の前記電力変換部の各々に供給されるＤＵＴＹ値の積算値から、前記バッテリの前記蓄電残量を推定することを特徴とする請求項５に記載の飛行装置の制御方法。
　前記演算制御部は、
　前記バッテリの電流値または電圧値から、前記蓄電残量の初期値または中間値を算出し、
　予め設定された換算式に基づき、ＤＵＴＹ積算値から前記蓄電残量の減少値を算出し、
　前記蓄電残量の前記初期値または前記中間値から、前記蓄電残量の前記減少値を減算することで、その時点の前記蓄電残量を算出することを特徴とする請求項５に記載の飛行装置の制御方法。