JP2013203206A - Unmanned aircraft and method for controlling attitude thereof - Google Patents
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Abstract
Description
本発明は、無人航空機及び無人航空機の姿勢制御方法に関するものである。 The present invention relates to an unmanned aerial vehicle and an attitude control method for an unmanned aerial vehicle.
従来、小型無人航空機として、機体前後軸に長い胴体、機体左右軸に延設された主翼及び尾翼などを備えており、一般的な有人航空機と同形状を有するものが採用される場合がある。
特許文献1では、航空機に関する発明であって、居住地域などにおいて安全に飛行できるように、航空機の外形がほぼ円形状に形成され、プロペラを中央開口部に配置させる技術が開示されている。
Conventionally, as a small unmanned aircraft, there is a case where a long fuselage is provided on the longitudinal axis of the fuselage, a main wing and a tail wing extending on the left and right axis of the fuselage, and the like and a general manned aircraft is employed.
小型無人航空機の用途としては、自衛隊等の進出先での偵察活動、僻地での警備活動(例えばPKO)、又は、テロ攻撃や大規模災害によって、重要施設等の警備システム機能が喪失したときの代替となるバックアップなどが挙げられる。これらの活動において、小型無人航空機を容易に利用できるようにするには、小型無人航空機が持ち運びしやすい形状、重さ等を有することが望ましい。 Small unmanned aircraft can be used for reconnaissance activities in locations where the Self-Defense Forces have advanced, security activities in remote areas (for example, PKO), or when security system functions such as important facilities have been lost due to terrorist attacks or large-scale disasters. Alternative backups are listed. In these activities, it is desirable that the small unmanned aerial vehicle has a shape, a weight, etc. that are easy to carry in order to make the small unmanned aerial vehicle easily available.
一方、従来の胴体、主翼及び尾翼を備える航空機の形状では、破損しやすいなど、上記用途では扱いにくいという問題がある。また、持ち運びやすい形状を有する無人航空機において、飛行時の方向安定性が確保されることが望ましい。 On the other hand, the shape of an aircraft including a conventional fuselage, main wing, and tail wing has a problem that it is difficult to handle in the above-mentioned applications such as being easily damaged. In addition, it is desirable to ensure directional stability during flight in an unmanned aerial vehicle having a shape that is easy to carry.
本発明は、このような事情に鑑みてなされたものであって、飛行時の安定性を確保することが可能な無人航空機及び無人航空機の姿勢制御方法を提供することを目的とする。 This invention is made | formed in view of such a situation, Comprising: It aims at providing the attitude | position control method of the unmanned aircraft which can ensure the stability at the time of flight, and an unmanned aircraft.
上記課題を解決するために、本発明の無人航空機及び無人航空機の姿勢制御方法は以下の手段を採用する。
すなわち、本発明に係る無人航空機は、平面形状が左右対称の円形、楕円形、長円形又は多角形の機体と、前記機体に設けられた第1推力発生部及び第2推力発生部と、右側給気口を前記第1推力発生部につなぎ、前記第1推力発生部を左側排気口へつなぐ第1ダクトと、左側給気口を前記第2推力発生部につなぎ、前記第2推力発生部を右側排気口へつなぐ第2ダクトとを備える。
In order to solve the above problems, the unmanned aerial vehicle and the attitude control method for the unmanned aerial vehicle of the present invention employ the following means.
That is, the unmanned aerial vehicle according to the present invention includes a plane, left-right symmetrical circular, elliptical, oval or polygonal aircraft, a first thrust generation unit and a second thrust generation unit provided on the aircraft, and a right side. A first duct that connects an air supply port to the first thrust generation unit, a first duct that connects the first thrust generation unit to a left exhaust port, a left air supply port is connected to the second thrust generation unit, and the second thrust generation unit And a second duct that connects to the right exhaust port.
この発明によれば、左側給気口からの空気の流入が大きくなると、右側排気口からの流出が大きくなって、右側排気口による推力は、左側排気口による推力よりも大きくなる。その結果、機体には、機体上下軸方向を中心として左回りのモーメントが発生する。
反対に、右側給気口からの空気の流入が大きくなると、左側排気口からの流出が大きくなって、左側排気口による推力は、右側排気口による推力よりも大きくなる。その結果、機体には、機体上下軸方向を中心として右回りのモーメントが発生する。
左側給気口と右側給気口の空気の流入が等しくなると、右側排気口と左側排気口からの流出も等しくなり、右側排気口による推力と左側排気口による推力が釣り合い、機体上下軸方向を中心とするモーメントはゼロになる。
According to this invention, when the inflow of air from the left air supply port increases, the outflow from the right exhaust port increases, and the thrust from the right exhaust port becomes larger than the thrust from the left exhaust port. As a result, a counterclockwise moment is generated in the aircraft about the vertical axis direction of the aircraft.
Conversely, when the inflow of air from the right air supply port increases, the outflow from the left exhaust port increases, and the thrust from the left exhaust port becomes greater than the thrust from the right exhaust port. As a result, a moment in the clockwise direction about the vertical axis direction of the aircraft is generated in the aircraft.
When the inflow of air from the left and right air supply ports becomes equal, the outflow from the right and left exhaust ports also becomes equal, and the thrust from the right and left exhaust ports balances, and the vertical axis direction of the aircraft is The center moment is zero.
例えば、機体前後軸方向に対して左側前方を進行方向にして飛行し、左側前方から気流(相対風)を受けるとき、左側給気口からの空気の流入が右側給気口からの空気の流入よりも大きくなって、右側排気口からの空気の流出が左側排気口からの空気の流出よりも大きくなる。その結果、右側排気口による推力が、左側排気口による推力よりも大きくなり、機体には、機体上下軸方向を中心として左回りのモーメントが発生する。そして、機体は、機体上下軸方向を中心として左側に回転する。また、反対に、機体前後軸方向に対して右側前方を進行方向にして飛行し、右側前方から気流(相対風)を受けるとき、機体には、機体上下軸方向を中心として右回りのモーメントが発生し、機体は、機体上下軸方向を中心として右側に回転する。そして、機体前後軸方向と飛行方向が一致したとき、右側排気口による推力と左側排気口による推力が釣り合い、機体上下軸方向を中心とするモーメントはゼロになる。
以上より、推力発生部を制御することなく、自然に復元力が働いて、機体前後軸方向と進行方向が一致させることができる。すなわち、パッシブな安定化制御が行われる。
For example, when flying with the left front in the direction of travel relative to the longitudinal direction of the aircraft and receiving airflow (relative wind) from the left front, the air inflow from the left air inlet is the air inflow from the right air inlet And the outflow of air from the right exhaust port is larger than the outflow of air from the left exhaust port. As a result, the thrust from the right exhaust port becomes larger than the thrust from the left exhaust port, and a counterclockwise moment is generated in the aircraft centering on the vertical axis direction of the aircraft. Then, the aircraft rotates to the left about the vertical axis direction of the aircraft. On the other hand, when flying with the right front in the direction of travel relative to the longitudinal direction of the aircraft and receiving airflow (relative wind) from the front of the right, the aircraft has a clockwise moment about the vertical axis of the aircraft. Occurs, and the aircraft rotates to the right about the vertical axis direction of the aircraft. When the aircraft longitudinal axis direction and the flight direction coincide with each other, the thrust from the right exhaust port and the thrust from the left exhaust port are balanced, and the moment about the aircraft vertical axis direction becomes zero.
As described above, the restoring force works naturally without controlling the thrust generating section, and the longitudinal direction of the aircraft and the traveling direction can be made to coincide. That is, passive stabilization control is performed.
上記発明において、前記機体に設けられ、角速度を検出する角速度検出部と、検出された前記角速度に基づいて、前記第1推力発生部及び前記第2推力発生部を制御する制御部とを更に備えてもよい。 In the above invention, the vehicle further includes an angular velocity detection unit that detects an angular velocity, and a control unit that controls the first thrust generation unit and the second thrust generation unit based on the detected angular velocity. May be.
この発明によれば、機体の角速度を検出することによって、機体の回転方向や回転の速さを検知できる。そして、機体前後軸方向と進行方向が一致するように、機体の角速度に応じて左右の推力を調整して、左右の推力に差を発生させる。その結果、迅速に機体前後軸方向と進行方向を一致させることができる。以上より、機体の姿勢制御における復元力の減衰特性を良好化させることができる。すなわち、アクティブな安定化制御が行われる。 According to the present invention, the rotational direction and the rotational speed of the airframe can be detected by detecting the angular velocity of the airframe. Then, the left and right thrusts are adjusted according to the angular velocity of the aircraft so that the longitudinal direction of the aircraft coincides with the traveling direction, and a difference is generated between the left and right thrusts. As a result, the aircraft longitudinal axis direction and the traveling direction can be quickly matched. As described above, the damping characteristic of the restoring force in the attitude control of the airframe can be improved. That is, active stabilization control is performed.
上記発明において、前記機体に設けられ、角速度を検出する角速度検出部と、検出された前記角速度に基づいて、前記排気口からの空気の流出方向を変更させる推力偏向部とを更に備えてもよい。 In the above invention, an angular velocity detection unit that is provided in the aircraft and detects an angular velocity, and a thrust deflection unit that changes an outflow direction of air from the exhaust port based on the detected angular velocity may be further provided. .
この発明によれば、機体の角速度を検出することによって、機体の回転方向や回転の速さを検知できる。そして、機体前後軸方向と進行方向が一致するように、機体の角速度に応じて、左側排気口及び右側排気口からの空気の流出方向を変更させる。その結果、迅速に機体前後軸方向と進行方向を一致させることができる。 According to the present invention, the rotational direction and the rotational speed of the airframe can be detected by detecting the angular velocity of the airframe. Then, the outflow direction of the air from the left exhaust port and the right exhaust port is changed according to the angular velocity of the airframe so that the longitudinal direction of the airframe matches the traveling direction. As a result, the aircraft longitudinal axis direction and the traveling direction can be quickly matched.
また、本発明に係る無人航空機の姿勢制御方法は、平面形状が左右対称の円形、楕円形、長円形又は多角形の機体と、前記機体に設けられた第1推力発生部及び第2推力発生部と、右側給気口を前記第1推力発生部につなぎ、前記第1推力発生部を左側排気口へつなぐ第1ダクトと、左側給気口を前記第2推力発生部につなぎ、前記第2推力発生部を右側排気口へつなぐ第2ダクトとを有する無人航空機の姿勢制御方法であって、前記左側排気口による推力と前記右側排気口による推力との間に推力差を発生させるステップを備える。 In addition, the attitude control method for an unmanned aerial vehicle according to the present invention includes a plane, left-right symmetrical circular, elliptical, oval or polygonal aircraft, and a first thrust generator and a second thrust generator provided in the aircraft. A first duct that connects the first thrust generating unit to the left exhaust port, a left duct that connects the first thrust generating unit to the left exhaust port, and the second thrust generating unit. A method for controlling the attitude of an unmanned aerial vehicle having a second duct connecting a two-thrust generator to a right-side exhaust port, the step of generating a thrust difference between the thrust by the left-side exhaust port and the thrust by the right-side exhaust port Prepare.
上記発明において、角速度を検出するステップと、検出された前記角速度に基づいて、前記第1推力発生部及び前記第2推力発生部を制御するステップとを更に備えてもよい。 In the above invention, the method may further include a step of detecting an angular velocity and a step of controlling the first thrust generation unit and the second thrust generation unit based on the detected angular velocity.
上記発明において、角速度を検出するステップと、検出された前記角速度に基づいて、推力偏向部が前記排気口からの空気の流出方向を変更させるステップとを更に備えてもよい。 In the above invention, the method may further include a step of detecting an angular velocity and a step of causing the thrust deflector to change the outflow direction of air from the exhaust port based on the detected angular velocity.
本発明によれば、持ち運びやすい形状を有する無人航空機において、飛行時の安定性を確保することができる。 ADVANTAGE OF THE INVENTION According to this invention, the stability at the time of flight can be ensured in the unmanned aircraft which has a shape which is easy to carry.
以下に、本発明に係る実施形態について、図面を参照して説明する。
小型無人航空機1は、図1に示すように、機体2と、ダクテッドファン3,4と、ダクト5,6と、給気口7,8と、排気口9,10と、レートジャイロ11などを備える。なお、図1に示す例は、機体2の上側に配置されるカバーが外された状態であり、飛行時はダクト5,6が外部に露出していないことが望ましい。
Embodiments according to the present invention will be described below with reference to the drawings.
As shown in FIG. 1, the small unmanned
また、小型無人航空機1は、図2に示すように、推力コントローラ12と、アンプ13,14を備える。更に、小型無人航空機1は、帯状部材19と、帯状部材取付部20と、速度検出部21と、帯状部材制御部22を備える。また更に、小型無人航空機1は、引張り力検出部23を備える。また、小型無人航空機1は、ローター翼24を備え、ローター翼駆動部25と、回収信号通信部26と、ローター翼制御部27などを備える。
The small unmanned
小型無人航空機1は、電池(図示せず。)を搭載して電力を駆動源とし、ダクテッドファン3,4を駆動力として飛行する。
The small unmanned
機体2は、機体前後軸方向を中心にして左右対称形状である。
機体2は、無尾翼機又は全翼機の翼幅を切り詰めた形状であり、平面視した形状が例えば円形である。機体2は、図3に示すように、機体2の中心を通過し機体2の前後軸方向に切断した断面が翼型である。機体2が翼型断面を有することによって、機体2は、小型無人航空機1の進行方向とほぼ直角の方向に、抗力に比べて大きな揚力が発生する。このように、機体2が、従来の胴体、主翼及び尾翼を備える航空機の形状ではなく、部分的に突出したり窪んだりした形状を持たないことで、運搬時や着陸時等において破損しにくい。
The
The
機体2は、例えばプラスチック製、又は繊維強化プラスチック製などであり、ペイロードを含めて1kgから5kgほどの重量である。機体2は、半径60cm又は1辺60cmほどの大きさである。
The
機体2は、例えば図4に示すように、機体前後軸上及びその近傍の厚さが他の部分よりも厚く、左右端側が薄くなるように、底面に斜面2Aが形成される。これにより、小型無人航空機1は、飛行時に上反角効果が得られ、機体2の機体前後軸周りのロール運動を安定化させることができる。
For example, as shown in FIG. 4, the
ダクテッドファン3,4は、ダクト5,6の内部に設けられ、機体2の進行方向である機体前後軸を中心にして左右に1台ずつ設置される。ダクテッドファン3,4は、ローター(図示せず。)に設けられたプロペラ(図示せず。)が軸心周りに回転することによって、推力を発生させる。なお、ダクテッドファン3,4の位置は、上述の例に限定されず、例えば機体2の中心よりも前方に設けられてもよいし、ダクテッドファン3,4が交差する機体前後軸上に設けられてもよい。
ダクト5,6は、機体2の前方から後方にかけて設置される。ダクト5とダクト6は、図1に示すように、機体2の機体前後軸上で交差している。
ダクト5,6において、機体2の機体前後軸前方には、給気口7,8が形成される。給気口7,8は、ダクテッドファン3,4の駆動によって、ダクト5,6内に空気を取り込む。また、ダクト5,6において、機体2の機体前後軸後方には、排気口9,10が形成される。排気口7,8は、ダクテッドファン3,4によって取り込まれた空気を後方に排出する。
The
In
レートジャイロ11は、角速度検出部の一例であり、例えば、機体2の機体前後軸上に機体2の中心よりも前方に設置される。レートジャイロ11は、機体2の角速度を検出し、検出した角速度を推力コントローラ12へ送る。
推力コントローラ12は、飛行時におけるダクテッドファン3,4の出力を調整し、ダクテッドファン3,4によって生じる推力によって、小型無人航空機1を飛行させる。また、推力コントローラ12は、レートジャイロ11で検出された角速度に基づいて、ダクテッドファン3,4の出力を調整し、姿勢制御を行う。
アンプ13,14は、推力コントローラ12が送った推力指令に基づいて、ダクテッドファン3,4の回転速度を検出しながら、ダクテッドファン3,4の回転速度を調整する。
The
The
The
ダクテッドファン3,4の気流下流側には、ベーン15,16が設けられてもよい。ベーン15,16は、角度が調整可能であり、推力偏向を行う。
サーボ機構17,18は、推力コントローラ12が送った推力指令に基づいて、ベーン15,16の角度を検出しながら、ベーン15,16の角度を調整する。
The
帯状部材19は、例えば図3に示すように、一方向に長く、厚さが薄い部材である。帯状部材19は、機体2の機体前後軸方向の後端側に取り付けられる。帯状部材19は、機体2の後端において1点又は2点で接続される。帯状部材19は、機体2から取り外し可能でもよいし、巻き取り可能でもよい。帯状部材19は、小型無人航空機1が飛行しているとき、特に低速飛行しているときに機体2のバランスをとる。
帯状部材19の先端には、発航時に人がハンマー投げの要領で投げ上げやすいように取っ手19Aが設けられる。
The strip-shaped
A
帯状部材取付部20は、機体2に設けられ、発航時及び低速飛行時に帯状部材19を機体2の進行方向の後端側に取り付けておく。帯状部材取付部20は、帯状部材19を切り離すことができる。または、帯状部材取付部20は、帯状部材19を機体2内部に収容できるようにしてもよい。
速度検出部21は、機体2に設けられ小型無人航空機1の進行方向の速度を検出し、検出した速度を帯状部材制御部22へ送る。
帯状部材制御部22は、速度検出部21で検出された速度に基づいて、帯状部材取付部20の駆動を制御する。帯状部材制御部22は、例えば、小型無人航空機1が予め定められた速度を超えたとき、帯状部材取付部20が帯状部材19を切り離す、又は帯状部材取付部20が帯状部材19を機体2内部に収容するように帯状部材取付部20を制御する。
The belt-shaped
The
The band-shaped
引張り力検出部23は、帯状部材19が機体2に取り付けられているとき、機体2が帯状部材19から受ける引張り力を検出する。そして、引張り力検出部23は、検出した引張り力を推力コントローラ12へ送る。
推力コントローラ12は、引張り力検出部23で検出された引張り力が予め定められた閾値以下となったとき、ダクテッドファン3,4の駆動を開始させる。
The tensile
The
ローター翼24は、図6に示すように、機体2の左右側面に設けられており、図5に示すように、機体2の内部に収容可能である。また、ローター翼24は、機体2の左右側面から機体左右軸方向に伸長する。ローター翼24は、機体2が機体上下軸周りに回転しているとき、機体2に揚力を発生させる。なお、ローター翼24は、機体2の左右側面の両方ではなく、左右側面のいずれか一方のみに設けられてもよい。
The
ローター翼駆動部25は、機体2に設けられ、小型無人航空機1の回収時に、機体2に収容されたローター翼24を機体2内部から外側に伸長させる。
The rotor
回収信号通信部26は、外部、例えば地上等の操縦者が操作する制御・通信装置から信号を受ける。小型無人航空機1が回収地点に近づいたとき、回収信号通信部26は、小型無人航空機1の回収の際の回収動作に関する回収信号を受信する。回収信号通信部26は、受信した回収信号に基づいて、駆動信号を推力コントローラ12やローター翼制御部27へ送る。なお、推力コントローラ12やローター翼制御部27への駆動信号の送信は、予めインプットされたプログラムと、GPSによる位置情報に基づいて、自動的に行われるようにしてもよい。
The collection
推力コントローラ12は、回収信号通信部26からの駆動信号に基づいて、左右のダクテッドファン3,4に推力差を生じさせる。例えば、右側のダクテッドファン4の出力を左側のダクテッドファン3よりも大きくする。その結果、右側の排気口10による推進力が左側の排気口9よりも大きくなり、機体2は、図5及び図6に示すように、機体上下軸を中心にして左回りに回転する。小型無人航空機1の回収時に、このような動作をさせることによって、機体2を回転させて安定化し、進行方向の速度をほぼゼロにして軟着陸させることができる。
The
ローター翼制御部27は、回収信号に基づいて、ローター翼駆動部25の駆動を制御する。すなわち、小型無人航空機1が回収地点に近づいたことによって、回収信号を受信したとき、ローター翼24が機体2内部から外部へ伸長するように、ローター翼駆動部25を制御する。なお、ローター翼24は、ローター翼制御部27の制御によってローター翼駆動部25が駆動する場合に限られず、機体2の機体上下軸周りの回転による遠心力によって、機械的に機体2の内部から外部へ伸長してもよい。
The rotor
次に、小型無人航空機1の飛行時の姿勢安定化動作について説明する。
小型無人航空機1のピッチ運動、すなわち機体左右軸周りの揺動は、例えば機体2の進行方向後端に設けられた後縁の角度が変化することによって、安定化する。または、ピッチ運動は、例えば、排気口7,8の出口に設けられたベーン15,16の角度を変化させ、推力偏向を生じさせることによって、安定化する。
Next, the posture stabilization operation at the time of flight of the small unmanned
The pitch motion of the small unmanned
小型無人航空機1のロール運動、すなわち機体前後軸周りの揺動は、機体2の底面において進行方向に対して左右に形成された斜面2Aによる上反角効果によって安定化する。
The roll motion of the small unmanned
小型無人航空機1のヨー運動、すなわち機体上下軸周りの揺動は、左右の推力の差分によって、安定化する。機体2の右側と左側で個別に推力が調整されることによって、機体2の左右に推力差を生じさせる。具体的には、(1)機体2のダクト5,6の配置による方法と、(2)検出された角速度に基づいて、ダクテッドファン3,4の出力を調整する方法と、(3)検出された角速度に基づいて、ベーン15,16の角度を調整して推力偏向を生じさせる方法がある。
The yaw motion of the small unmanned
まず、(1)機体2のダクト5,6の配置による方法について説明する。
機体前後軸方向と機体2の進行方向がずれて、機体上下軸周りに角度差が生じている場合、左側給気口7からの空気の流入と、右側給気口8からの空気の流入に差が発生する。
First, (1) a method based on the arrangement of the
When the longitudinal direction of the
左側給気口7からの空気の流入が大きくなると、右側排気口10からの流出が大きくなって、右側排気口10による推力は、左側排気口9による推力よりも大きくなる。その結果、機体2には、機体上下軸方向を中心として左回りのモーメントが発生する。
反対に、右側給気口8からの空気の流入が大きくなると、左側排気口9からの流出が大きくなって、左側排気口9による推力は、右側排気口10による推力よりも大きくなる。その結果、機体2には、機体上下軸方向を中心として右回りのモーメントが発生する。
左側給気口7と右側給気口8の空気の流入が等しくなると、右側排気口10と左側排気口9からの流出も等しくなり、右側排気口10による推力と左側排気口9による推力が釣り合い、機体上下軸方向を中心とするモーメントはゼロになる。
When the inflow of air from the left
Conversely, when the inflow of air from the right
When the inflow of air from the left
例えば、機体前後軸方向に対して機体2の左側前方が進行方向となって飛行し、機体2の左側前方から気流(相対風)を受けるとき、左側給気口7からの空気の流入が右側給気口8からの空気の流入よりも大きくなって、右側排気口10からの空気の流出が左側排気口9からの空気の流出よりも大きくなる。その結果、右側排気口10による推力が、左側排気口9による推力よりも大きくなり、機体2には、機体上下軸方向を中心として左回りのモーメントが発生する。そして、機体2は、機体上下軸方向を中心として左側に回転する。
For example, when the
また、反対に、機体前後軸方向に対して機体2の右側前方が進行方向となって飛行し、機体2の右側前方から気流(相対風)を受けるとき、機体2には、機体上下軸方向を中心として右回りのモーメントが発生し、機体2は、機体上下軸方向を中心として右側に回転する。そして、機体前後軸方向と飛行方向が一致したとき、右側排気口10による推力と左側排気口9による推力が釣り合い、機体上下軸方向を中心とするモーメントはゼロになる。
On the other hand, when the
以上より、ダクテッドファン3,4を制御することなく、自然に復元力が働いて、機体前後軸方向と進行方向を一致させることができる。これにより、パッシブな安定化制御が行われる。
As described above, the restoring force naturally works without controlling the
次に、(2)検出された角速度に基づいて、ダクテッドファン3,4の出力を調整する方法について説明する。
機体2の角速度が検出されることによって、機体2の回転方向や回転の速さを検知できる。そこで、機体前後軸方向と進行方向が一致するように、機体2の角速度に応じて左右のダクテッドファン3,4の推力を調整して、左右の推力に差を発生させる。その結果、迅速に機体前後軸方向と進行方向を一致させることができる。以上より、機体2の姿勢制御における復元力の減衰特性を良好化させることができる。すなわち、アクティブな安定化制御が行われる。
Next, (2) a method for adjusting the outputs of the
By detecting the angular velocity of the
次に、(3)検出された角速度に基づいて、ベーンの角度を調整して推力偏向を生じさせる方法について説明する。
機体2の角速度を検出することによって、機体2の回転方向や回転の速さを検知できる。そこで、機体前後軸方向と進行方向が一致するように、機体2の角速度に応じて、左側排気口9及び右側排気口10からの空気の流出方向を変更させる。その結果、迅速に機体前後軸方向と進行方向を一致させることができる。
Next, (3) a method of adjusting the vane angle based on the detected angular velocity to cause thrust deflection will be described.
By detecting the angular velocity of the
次に、小型無人航空機1の低速時における安定化飛行方法について説明する。
小型無人航空機1は、帯状部材19が機体2の機体前後軸方向の後端側に取り付けられる。帯状部材19は、機体2の速度が予め定められた閾値Vthに到達するまでの低速時に機体2に設置されている。帯状部材19は、凧の尾のような役割を果たし、機体2が小さな円を描いて旋回したり左右に小刻みに揺れたりするのを防止できる。したがって、小型無人航空機1は、尾翼を有していないが、帯状部材19によって機体2がバランスを保って、低速時に安定して飛行する。
Next, a stabilized flight method of the small unmanned
In the small unmanned
一方、小型無人航空機1の速度が予め定められた閾値Vth以上となったとき、帯状部材19は、機体2から切り離されるか、機体2に収容される。これにより、小型無人航空機が高速で飛行している際に、帯状部材19が飛行の妨げとなることを防止できる。
On the other hand, when the speed of the small unmanned
次に、小型無人航空機1の発航方法について説明する。
小型無人航空機1の重量によるが、帯状部材19の先端、すなわち、機体2に取り付けられた帯状部材19の機体2側に対して反対側の端部を人が把持して、ハンマー投げの要領で小型無人航空機1を上空に投げ上げてもよい。
これにより、小型無人航空機1の発航の際に、カタパルト等の大規模な装置が不要になる。また、小型無人航空機1が機体2に備える電力を用いて発航する場合に比べて、エネルギーの消費を抑えることができる。
Next, a method for launching the small unmanned
Depending on the weight of the small unmanned
This eliminates the need for a large-scale device such as a catapult when the small unmanned
人の手を離れたときにダクテッドファン3,4の駆動を開始させるため、機体2は、帯状部材19から受ける引張り力を検出している。機体2が帯状部材19から受ける引張り力が予め定められた閾値Fthを超えているときは、ダクテッドファン3,4の駆動を停止しておく。そして、機体2が帯状部材19から受ける引張り力が予め定められた閾値Fth以下となったとき、ダクテッドファン3,4に駆動を開始させる。
The
したがって、帯状部材19を人が把持して、ハンマー投げの要領で機体2を回転させている間は、ダクテッドファン3,4の駆動を停止している。そして、帯状部材19が人の手を離れたとき、ダクテッドファン3,4の駆動が開始させる。これにより、機体2を振り回している間は、推力に影響されることなく、小型無人航空機1を安定化させることができる。
Therefore, the driving of the
次に、小型無人航空機1の回収方法について説明する。
小型無人航空機1を回収する場合、機体2の機体上下軸を中心にして回転させて降下させることによって、安定した状態で小型無人航空機1を軟着陸させる。
Next, a method for collecting the small unmanned
When collecting the small unmanned
小型無人航空機1が回収地点近傍に近づいたとき、回収信号に基づいて、左右のダクテッドファン3,4の出力を調整して、左右の推力に差を発生させる。そして、この推力差を維持させることによって、小型無人航空機1における推力が非対称になり、機体2が機体上下軸を中心にして回転する。したがって、低速飛行中に、ダクテッドファン3,4の駆動を調整して、機体2を機体上下軸周りに回転させることによって、安定して機体2を降下させることができる。その結果、機体2を破損させることなく回収できる。
When the small unmanned
また、小型無人航空機1を回転させて降下させる際に、ローター翼24を機体2内部から外部へ伸長させてもよい。ローター翼24は、機体2が機体上下軸周りに回転しているとき、機体2に揚力を発生させることから、オートローテーション効果によって、降下速度を緩めることができる。
Further, when the small unmanned
次に、図7を参照して、小型無人航空機1の運用の一例について説明する。
まず、帯状部材19を機体2に取り付けた状態で、帯状部材19の先端を人が把持して、ハンマー投げの要領で遠心力を利用して、小型無人航空機1を上空に投げ上げる。人によって振り回されている間は、ダクテッドファン3,4の駆動は停止している。
Next, an example of the operation of the small unmanned
First, with the belt-
そして、帯状部材19が人の手を離れたとき、ダクテッドファン3,4が駆動を開始して、小型無人航空機1は、投げ上げられたときの推力と、ダクテッドファン3,4による推力によって飛行する。低速時は、機体2の機体前後軸の後端に取り付けられた帯状部材19によって、バランスをとりながら飛行する。
When the belt-
その後、小型無人航空機1の速度が予め定められた閾値Vth以上となったとき、帯状部材19は、機体2から切り離されるか、機体2に収容される。小型無人航空機1は、姿勢安定化制御を行いながら、ダクテッドファン3,4による推力によって飛行を継続する。このとき、小型無人航空機1は、課せられたミッションを実行する。
Thereafter, when the speed of the small unmanned
小型無人航空機1のミッションとしては、自衛隊等の進出先での偵察活動、僻地での警備活動(例えばPKO)、又は、テロ攻撃や大規模災害によって、重要施設等の警備システム機能が喪失したときの代替となるバックアップなどが挙げられる。
The mission of the small unmanned
小型無人航空機1が帰還するなどして回収地点に近づいたとき、機体2の機体上下軸を中心にして回転させて降下させる。これにより、安定した状態で小型無人航空機1を軟着陸させることができる。
When the small unmanned
以上、本実施形態によれば、小型無人航空機1は、持ち運びしやすい形状、重さ等を有しており、かつ、破損しにくい。そして、上述した形状における小型無人航空機1において、左右の推力差を利用することによって、飛行時の安定性を確保することができる。
As described above, according to the present embodiment, the small unmanned
また、カタパルトなどの大規模な装置を用いずに、人がハンマー投げの要領で投げ上げることで小型無人航空機1を発航させることができ、小型無人航空機1の取り扱いが容易である。さらに、帯状部材19を用いることによって、低速飛行時の安定性を確保することができる。
Moreover, the small unmanned
またさらに、回収の際、回転させながら降下させることによって、小型無人航空機1を安定して軟着陸させることができる。このとき、小型無人航空機1において脚やそりが不要となり、狭い領域で小型無人航空機1を回収でき、かつ、小型無人航空機1の重量を軽減できる。
Furthermore, the small unmanned
また、上記実施形態では、機体2を平面視した形状が、円形である場合について説明したが、本発明はこの例に限定されず、楕円形、長円形又は三角形、四角形等の多角形形状でもよい。図8及び図9には、機体2を平面視した形状が四角形の場合の小型無人航空機を示す。このように、機体2が平面を組み合わせた立体形状を有することによって、小型無人航空機にステルス性を持たせることができる。
In the above embodiment, the case where the shape of the
1 小型無人航空機(無人航空機)
2 機体
3,4 ダクテッドファン(推力発生部)
5,6 ダクト
7,8 給気口
9,10 排気口
12 推力コントローラ(駆動制御部)
1 Small unmanned aerial vehicles (unmanned aerial vehicles)
2
5, 6
Claims (6)
前記機体に設けられた第1推力発生部及び第2推力発生部と、
右側給気口を前記第1推力発生部につなぎ、前記第1推力発生部を左側排気口へつなぐ第1ダクトと、
左側給気口を前記第2推力発生部につなぎ、前記第2推力発生部を右側排気口へつなぐ第2ダクトと、
を備える無人航空機。 A plane, symmetrical, circular, elliptical, oval or polygonal aircraft,
A first thrust generating unit and a second thrust generating unit provided in the aircraft;
A first duct connecting a right air supply port to the first thrust generating unit, and connecting the first thrust generating unit to a left exhaust port;
A second duct connecting the left air supply port to the second thrust generating unit, and connecting the second thrust generating unit to the right exhaust port;
An unmanned aircraft equipped with.
検出された前記角速度に基づいて、前記第1推力発生部及び前記第2推力発生部を制御する制御部と、
を更に備える請求項1に記載の無人航空機。 An angular velocity detector provided on the aircraft for detecting angular velocity;
A control unit for controlling the first thrust generation unit and the second thrust generation unit based on the detected angular velocity;
The unmanned aerial vehicle according to claim 1, further comprising:
検出された前記角速度に基づいて、前記排気口からの空気の流出方向を変更させる推力偏向部と、
を更に備える請求項1に記載の無人航空機。 An angular velocity detector provided on the aircraft for detecting angular velocity;
A thrust deflector that changes the outflow direction of air from the exhaust port based on the detected angular velocity;
The unmanned aerial vehicle according to claim 1, further comprising:
前記左側排気口による推力と前記右側排気口による推力との間に推力差を発生させるステップを備える無人航空機の姿勢制御方法。 Circular, elliptical, oval or polygonal planes of which the plane shape is symmetrical, a first thrust generation unit and a second thrust generation unit provided in the body, and a right-side air inlet serving as the first thrust generation unit A first duct that connects the first thrust generator to the left exhaust port, a second duct that connects the left air supply port to the second thrust generator, and connects the second thrust generator to the right exhaust port; An attitude control method for an unmanned aerial vehicle having:
An attitude control method for an unmanned aerial vehicle including a step of generating a thrust difference between a thrust by the left exhaust port and a thrust by the right exhaust port.
検出された前記角速度に基づいて、前記第1推力発生部及び前記第2推力発生部を制御するステップと、
を更に備える請求項4に記載の無人航空機の姿勢制御方法。 Detecting angular velocity;
Controlling the first thrust generator and the second thrust generator based on the detected angular velocity;
The attitude control method for an unmanned aerial vehicle according to claim 4, further comprising:
検出された前記角速度に基づいて、推力偏向部が前記排気口からの空気の流出方向を変更させるステップと、
を更に備える請求項4に記載の無人航空機の姿勢制御方法。
Detecting angular velocity;
Based on the detected angular velocity, the thrust deflecting unit changes the outflow direction of the air from the exhaust port;
The attitude control method for an unmanned aerial vehicle according to claim 4, further comprising:
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2012073802A JP2013203206A (en) | 2012-03-28 | 2012-03-28 | Unmanned aircraft and method for controlling attitude thereof |
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Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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CN110955258A (en) * | 2019-11-28 | 2020-04-03 | 深圳蚁石科技有限公司 | Control method and device of four-axis aircraft, controller and storage medium |
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2012
- 2012-03-28 JP JP2012073802A patent/JP2013203206A/en active Pending
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
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CN110955258A (en) * | 2019-11-28 | 2020-04-03 | 深圳蚁石科技有限公司 | Control method and device of four-axis aircraft, controller and storage medium |
CN110955258B (en) * | 2019-11-28 | 2023-04-28 | 深圳蚁石科技有限公司 | Control method, device, controller and storage medium for four-axis aircraft |
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