JP3189027B2 - 飛行体の姿勢制御装置 - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】本発明は、無線操縦される飛行体
の姿勢制御を自動で行う飛行体の姿勢制御装置に関する
ものである。

【０００２】

【従来の技術】従来、例えば農薬散布用の無線操縦式無
人ヘリコプタは、操縦者からのパイロット指令信号によ
って機体の方位、傾斜角度等を遠隔操作によって制御す
る構造になっていた。そして、この種の無人ヘリコプタ
では、操縦を容易に行うことができるように、パイロッ
ト指令信号によって定められた方位、傾斜角度、高度等
に対して機体の実際の方位、傾斜角度、高度等が風等の
外乱によって変化したとしても機体の姿勢を自動的に修
正する姿勢制御装置を設けることが望まれていた。

【０００３】この姿勢制御装置としては、機体がその左
右、前後および上下方向の軸線に対して何度回っている
かを角速度センサを用いて検出すると共に、機体の高度
を検出軸線が機体上下方向に向けられた加速度センサと
高度センサとから検出し、これらの姿勢角および高度が
目標値になるように制御を行うように構成することが考
えられる。

【０００４】

【発明が解決しようとする課題】しかるに、機体の飛行
状態が目標の状態となるように制御を行うと、農薬散布
用無人ヘリコプタのように燃料以外にも荷物（農薬）の
重量が飛行中に軽くなる場合には、進行方向を一定に保
つのが困難になるという問題があった。

【０００５】これは、ヘリコプタはテールロータの推力
によって左右方向へ飛行しようとするのを打ち消すため
に機体を傾斜させる必要があるが、前記姿勢制御を行う
と、この推力を打ち消すようには姿勢角を変えることが
できないからである。例えば、農薬や燃料が満載状態で
前方へ直進するように目標姿勢角を設定すると、農薬お
よび燃料の残量が少なくなって機体の重量が軽くなった
ときには、メインロータの推力に対応してテールロータ
の推力も小さくなって左右方向の推力が相対的に小さく
なるので、満載状態での姿勢角に保つ前記自動制御では
飛行方向が左右にずれてしまう。このような現象は、風
等の外乱を受けたときにも生じてしまう。

【０００６】また、高度を目標高度となるように自動制
御を行うと、例えば旋回や急激なフレア動作を行うとき
に高度が低下してしまうという問題もあった。このフレ
ア動作とは、前進している機体を急速に停止させるため
に後ろ向きの推力が得られるように傾斜させることをい
う。

【０００７】高度低下を起こすのは高度センサの高度検
出構造に関係していた。すなわち、従来の高度センサ
は、機体の上下方向の軸線（メインロータの軸線）を下
方へ延長させた仮想線に沿う方向の機体と地表との距離
を光学的に検出する構造になっており、例えば機体の鉛
直方向に対する傾斜角度が大きくなると高度センサによ
って検出される高度がそれに合わせて大きくなってしま
い、その値が傾斜以前の高度（目標高度）になるように
高度が下げられるからであった。

【０００８】本発明はこのような問題点を解消するため
になされたもので、機体を自動制御しながらテールロー
タの推力や外乱による影響を打ち消すことができるよう
にすることを目的とする。また、機体を自動制御しなが
ら機体が傾斜しても高度低下がないようにすることを目
的とする。

【０００９】

【課題を解決するための手段】第１の発明に係る飛行体
の姿勢制御装置は、機体の前後、左右方向への加速度
（αX，αY）を検出する前後方向用加速度センサ、左右
方向用加速度センサと、前記２方向の軸線の鉛直線に対
する傾斜角からなる機体姿勢角（θX，θY）を求める姿
勢角演算装置と、前記前後方向用加速度センサによって
検出された前後方向への加速度（αX） および左右方向
用加速度センサによって検出された左右方向への加速度
（αY） を、ｇを重力加速度とする下記の数式 ΘX＝αY／ｇ ΘY＝−αX／ｇ に代入して目標姿勢角（ΘX，ΘY）を求め、この目標姿
勢角（ΘX，ΘY）に前記姿勢角演算装置が求めた機体姿
勢角（θX，θY）が一致するように機体を制御する機体
制御装置とを備えたものである。

【００１０】第２の発明に係る飛行体の姿勢制御装置
は、第１の発明に係る飛行体の姿勢制御装置において、
機体の上下方向の軸線を下方へ延長させた仮想線に沿う
機体と地表との距離（ｈ）を検出する高度センサを設け
ると共に、機体制御装置に、前記高度センサによって検
出された距離（ｈ）と、姿勢角演算装置が求めた機体姿
勢角（θX，θY）を下記の数式Ｈ＝ｈcosθXcosθYに代
入して地球座標系における現在の高度Ｈを求め、この現
在の高度Ｈが操縦者によって設定された地球座標系にお
ける目標高度に一致するように制御する高度制御手段を
設けたものである。

【００１１】第３の発明に係る飛行体の姿勢制御装置
は、第１の発明に係る飛行体の姿勢制御装置において、
機体の上下方向の加速度（αZ） を検出する上下方向用
加速度センサを設けると共に、機体制御装置に、前記上
下方向用加速度センサによって検出された上下方向への
加速度（αZ） と、前後方向用加速度センサおよび左右
方向用加速度センサによって検出された前後、左右方向
への加速度（αX，αY）とを、ｇを重力加速度とする下
記の数式 ＡZ ＝ｇ−sinθYαX＋cosθYsinθXαY＋cosθXcosθY
αZ に代入して地球座標系における現在の上下方向への加速
度ＡZ を求め、この現在の上下方向への加速度ＡZ が操
縦者によって設定された地球座標系における目標上下方
向加速度に一致するように制御する高度制御手段を設け
たものである。

【００１２】

【作用】第１の発明によれば、機体に前後、左右方向へ
の加速度が加わると、姿勢角演算装置が求めた機体姿勢
角が目標姿勢角と一致するように制御される。

【００１３】第２の発明および第３の発明によれば、機
体に前後、左右方向への加速度が加わったり、機体の姿
勢角が変化すると、地球座標系における機体の現在の高
度Ｈや上下方向の加速度ＡZ が目標とする高度、加速度
と一致するように制御される。

【００１４】

【実施例】以下、本発明の一実施例を図１ないし図４に
よって詳細に説明する。図１は本発明に係る飛行体の姿
勢制御装置を搭載した無人ヘリコプタの概略構成図、図
２は本発明に係る飛行体の姿勢制御装置の全体構成を示
すブロック図、図３は要部の構成を示すブロック図、図
４は高度制御を説明するための図である。

【００１５】これらの図において、１は飛行体としての
無人ヘリコプタの機体、２はメインロータ、３はテール
ロータ、４は前記メインロータ２およびテールロータ３
を回転駆動するエンジンである。５はこのエンジン４の
回転数を制御するエンジンコントローラサーボモータ、
６は前記メインロータ２の傾斜角やピッチ角を制御する
コレクティブサーボモータ、７は前記テールロータ３の
ピッチ角を制御するラダーサーボモータで、これらのサ
ーボモータ５〜７は後述するコントローラ８によって制
御される構造になっている。

【００１６】９は機体１に搭載された受信機で、この受
信機９は送信機１０が発信したパイロット指令信号を受
信部９ａが受信してコントローラ８に出力すると共に、
コントローラ８からの制御信号を前記サーボモータ５〜
７に伝えるアンプ９ｂを内蔵している。なお、この機体
１には、図示してはいないが農薬を空中から散布するた
めの農薬散布装置が装着されている。

【００１７】前記コントローラ８は、機体１の互いに直
交する３つの主方位（前後、左右および上下方向）に対
する角度や機体の高度、鉛直方向に対する加速度等を後
述する各種センサを使用して検出し、送信機１０から送
られたパイロット指令信号によって設定された目標飛行
状態となるように制御する構造になっている。ここで、
前記センサとしては、機体１の左右方向の軸線（Ｙ軸）
回りの角度を検出する傾斜計としての加速度センサ１１
および角速度センサ１２と、機体１の前後方向の軸線
（Ｘ軸）回りの角度を検出する傾斜計としての加速度セ
ンサ１３および角速度センサ１４と、機体１の鉛直方向
の軸線（Ｚ軸）回りの角度を検出する地磁気方位センサ
１５および角速度センサ１６と、機体１のＺ軸方向に対
する加速度を検出するための加速度センサ１７と、機体
１の高度を検出するための高度センサ１８と、エンジン
４の回転数を検出するエンジン回転数検出センサ１９
（図２）である。

【００１８】これらのセンサのうちＹ軸の加速度センサ
１１はＹ軸方向への加速度から機体１のＹ軸が鉛直方向
に対して何度傾斜しているかを検出し、Ｙ軸の角速度セ
ンサ１２は機体１がＹ軸回りに回転するときの角速度を
検出するように構成されている。また、Ｘ軸の加速度セ
ンサ１３はＸ軸方向への加速度から機体１のＸ軸が鉛直
方向に対して何度傾斜しているかを検出し、Ｘ軸の角速
度センサ１４は機体１がＸ軸回りに回転するときの角速
度を検出するように構成されている。

【００１９】さらに、地磁気方位センサ１５は例えば機
体のＸ軸が北方位に対して何度回っているかを検出し、
Ｚ軸の角速度センサ１６は機体１がＺ軸回りに回転する
ときの角速度を検出するように構成されている。加え
て、Ｚ軸の加速度センサ１７は機体１のＺ軸方向への加
速度から同方向に対しての加速度を検出するように構成
され、高度センサ１８は機体１と地表との距離を光学的
に検出するように構成されている。この高度センサ１８
は、図４中に破線で示すように、機体１の上下方向の軸
線（Ｚ軸）を下方へ延長させた仮想線に沿う機体１と地
表Ｅとの距離ｈを検出する構造になっている。さらにま
た、エンジン回転数検出センサ１９は、エンジン４のク
ランク軸（図示せず）の回転を検出するように構成され
ている。なお、前記角速度センサ１２，１４，１６とし
ては、本実施例では光ファイバジャイロが採用されてい
る。

【００２０】コントローラ８は、図２に示すように、機
体１の実際の姿勢角を前記各種センサの出力値から演算
する姿勢角演算装置２１と、この姿勢角演算装置２１に
よって求められた機体１の実際の姿勢角や、加速度セン
サ１１，１３，１７によって検出された加速度、高度セ
ンサ１８によって検出された地表からの距離、エンジン
回転数検出センサ１９によって検出されたエンジン回転
数に基づいて機体の飛行状態が操縦者の意図する状態と
なるように制御するＣＰＵ２２と、このＣＰＵ２２に各
センサを接続するインターフェース等から構成されてい
る。このＣＰＵ２２が本発明に係る機体制御装置を構成
している

【００２１】前記姿勢角演算装置２１は、離陸以前の機
体静止時に機体１の地球に対する傾斜角度、方位の値を
検出してこの値を不図示のメモリに記憶させ、離陸後は
角速度センサ１４，１２，１６によって検出された角速
度を積分してなる角度を前記離陸前の値に加算して現在
の姿勢角θX，θY，θZ を求めるように構成されてい
る。離陸以前に求める傾斜角度は加速度センサ１１，１
３の出力値を用い、方位は地磁気方位センサ１５の出力
値を用いている。また、機体１が静止している状態であ
ることを検出するには、角速度センサ１４，１２，１６
が一定時間の間に予め定めた値より小さい値を継続して
出力したことを検出することによって行う。

【００２２】前記ＣＰＵ２２は、各アクチュエータ制御
量演算処理手段２３と、姿勢維持手段２４とから構成さ
れている。各アクチュエータ制御量演算処理手段２３
は、送信機１０から送られたパイロット指令信号に基づ
いて目標姿勢角並びに目標方位、目標高度および目標推
力等の目標値を演算する機能と、Ｚ軸方向の加速度セン
サ１７によって検出された加速度αZ やエンジン回転数
検出センサ１９によって検出されたエンジン回転数に基
づいて実際の推力を求める機能と、前記姿勢角演算装置
２１が求めた姿勢角θX，θY，θZ 、高度センサ１８に
よって検出された地表までの距離ｈおよび前記実際の推
力とが前記目標姿勢角、目標高度および目標推力と一致
するように前記サーボモータ５〜７を制御する機能とを
有している。

【００２３】前記姿勢維持手段２４は、機体１に積載さ
れた農薬や燃料が減ったり機体１が風等の外乱を受けた
り、あるいは旋回や急激なフレア動作を行ったとしても
目標とする飛行状態を維持するように、前記姿勢角演算
装置が求めた姿勢角θX，θY、加速度センサ１１，１
３，１７によって検出された角速度αX，αY，αZ 、高
度センサ１８によって検出された距離ｈ等に基づいて目
標姿勢角ΘX，ΘYや地球座標系における現在の高度Ｈお
よび現在の上下方向加速度ＡZ を求め、これらをそれぞ
れ前記各アクチュエータ制御量演算処理手段２３に出力
するように構成されている。なお、この姿勢維持手段２
４が求めた目標姿勢角ΘX，ΘYや現在の高度Ｈおよび現
在の上下方向加速度ＡZ を各アクチュエータ制御量演算
処理手段２３が採用するのは、操縦者が送信機１０を操
作して制御スイッチ（図示せず）がＯＮ状態になってい
るときのみである。

【００２４】このため、この飛行状態維持スイッチがＯ
Ｎ状態にあるときには、高度センサ１８によって検出さ
れた地表までの距離ｈや、Ｚ軸方向の加速度センサ１７
によって検出された加速度αZ は、姿勢維持手段２４が
求めた前記高度Ｈ，加速度ＡZ に置き換えられることに
なる。

【００２５】ここで、飛行状態を維持するための前記目
標姿勢角ΘX，ΘYや現在の高度Ｈおよび現在の上下方向
加速度ＡZ を求める手法について説明する。先ず、機体
１の地球Ｅに対する位置を座標で示すと下記の数式
（１）のようになる。

【００２６】

【数１】 そして、この式（１）を座標変換すると下記の数式
（２）のようになる。

【００２７】

【数２】 なお、上記式（１）および式（２）においてＥおよびＥ
^-1は下記の式（３）、式（４）のようになる。

【００２８】

【数３】 これらの数式より地球座標系の加速度と機体座標系の加
速度は下記の式（５）のようになる。なお、式（５）に
おいて（αEX，αEY，αEZ）は地球座標系での加速度を
示し、（αBX，αBY，αBZ） は機体座標系での加速度
を示す。また、式（６）に機体座標系での加速度（αB
X，αBY，αBZ）と、機体１に搭載された各加速度セン
サ１３，１１，１７の出力（αX，αY，αZ） の関係を
示す。

【００２９】

【数４】 ここで、機体１が地球に対して左右、前後および上下方
向に加速度をもたないためには、下記の式（７）のよう
になればよい。

【００３０】

【数５】 そして、上記式（５）および式（６）より下記の式
（８）が得られる。なお、式中のｇは重力加速度であ
る。

【００３１】

【数６】 この式（８）および前記式（７）より、 αEX＝cosθYαX＋sinθXsinθYαY＋sinθYcosθXαZ＝０・・・・（９） αEY＝cosθXαY−sinθXαZ＝０・・・・（１０） となる。なお、Ｚ軸回りの角度θZ＝０としている。こ
の式（９）、式（１０）を変形してＹ軸回りの角度θY
、Ｘ軸回りの角度θXを求めると、下記の式（１１）、
式（１２）のようになる。

【００３２】

【数７】 この式（１１）、式（１２）より、機体１が外乱等によ
って左右、前後方向に進むのを抑えるには、姿勢角演算
装置２１が求めたθX，θYを、前記αY ／ｇから求めた
θXと、−αX ／ｇから求めたθYに一致するように制御
すればよい。これにより姿勢維持手段２４が求める目標
姿勢角ΘX，ΘYは、ΘX＝αY／ｇ、 ΘY＝−αX／ｇと
なる。

【００３３】また、前記（５）式のＺ成分を計算する
と、下記の式（１３）が得られる。 αEZ＝−sinθYαX＋cosθYsinθXαY＋cosθXcosθYαZ＋ｇ・・・（１３）

【００３４】すなわち、機体１が傾斜しても高度が低下
しないような推力を得るためには、Ｚ軸方向の加速度セ
ンサ１７によって検出されたαZ を前記式（１３）に示
すαEZに代えればよいことになる。これにより、姿勢維
持手段２４が求める現在加速度ＡZは、 ＡZ＝ｇ−sinθYαX＋cosθYsinθXαY＋cosθXcosθYαZ・・・（１４） となる。

【００３５】さらに、機体１が旋回を行ったり急激なフ
レア動作を行ったときに高度が低下しないようにするに
は、下記の式（１５）に示すようになればよい。

【００３６】

【数８】 この式（１５）からＺEを求めると、ＺE＝Ｚ・cosθXco
sθY・・・・（１６）となる。この式（１６）から、高
度センサ１８によって検出された距離をｈとすると、機
体１の実際の高度Ｈは、Ｈ＝ｈcosθXcosθY・・・・
（１７）となる。この高度検出状態を図４に示す。

【００３７】すなわち、制御スイッチがＯＮ操作された
ときに高度センサ１８によって検出された距離ｈから地
球座標系における目標高度Ｈ0 を計算するには、下記の
式（１８）を用いて行えばよい。 Ｈ0 ＝ｈcosθXcosθY・・・・（１８）

【００３８】なお、目標高度Ｈ0 としては、上述したよ
うに前記（１８）式から求める以外に、以下に述べるよ
うに設定することもできる。例えば飛行高度が決められ
ていてこの高度を保持させるような場合には、設定高度
をＣＰＵ２２に予め記憶させておき、この設定高度を目
標高度Ｈ0 とする。また、送信機１０の昇降操作用ステ
ィック（図示せず）の傾斜角を検出するセンサによって
検出された値と対応させて目標高度Ｈ0 を増減させるこ
ともできる。このとき、スティックの傾斜角に対応する
目標高度Ｈ0 は、ＣＰＵ２２の不図示のメモリに予め記
憶させておく。

【００３９】一方、制御スイッチがＯＮ状態であるとき
の目標上下方向加速度ＡZ0としては、設定加速度をＣＰ
Ｕ２２に予め記憶させておき、この設定加速度を目標上
下方向加速度ＡZ0としたり、送信機１０の昇降操作用ス
ティック（図示せず）の傾斜角を検出するセンサによっ
て検出された値と対応させて目標上下方向加速度ＡZ0を
増減させることもできる。この場合、スティックの傾斜
角に対応する目標上下方向加速度ＡZ0は、ＣＰＵ２２の
不図示のメモリに予め記憶させておく。

【００４０】上述したように構成されたコントローラ８
を備えた無人ヘリコプタでは、コントローラ８によって
現在の機体１の飛行状態が操縦者の意図する目標飛行状
態となるようにサーボモータ５〜７が制御される。この
ときには、姿勢角演算装置２１が求めた実際の姿勢角θ
X，θY，θZ と、Ｚ軸方向の加速度センサ１７によって
検出された機体Ｚ軸方向の加速度αZ と、高度センサ１
８によって検出された地表までの距離ｈと、エンジン回
転数センサ１９によって検出されたエンジン回転数等の
データに基づいて制御が行われる。

【００４１】そして、飛行中に飛行状態維持スイッチを
ＯＮ操作すると、コントローラ８の各アクチュエータ制
御量演算処理手段２３は、姿勢維持手段２４が求めた目
標姿勢角ΘX，ΘY、地球座標系における現在の高度Ｈお
よび現在の上下方向の加速度ＡZ を使用して飛行状態を
制御するようになる。言い換えれば、機体１に左右、前
後方向への加速度αX，αYが加わると、姿勢角演算装置
２１が求めた機体姿勢角θX，θYが前記加速度に応じた
目標値と一致するように制御されることになる。

【００４２】目標姿勢角ΘX，ΘYを使用して制御を行う
と、機体１に加わる左右方向や前後方向への加速度α
X，αYに応じて機体１の姿勢が変化する。このため、機
体１に搭載された農薬や燃料が減少することに起因して
機体１が軽くなり、メインロータ２およびテールロータ
３の推力が減って機体１に左右何れかの方向へ加速度が
加わるときには、この加速度に応じて機体１が傾斜し、
左右方向への推力は機体１が傾斜することによって打ち
消される。また、このときに機体１が例えば風を受けて
左右、前後方向に流されるような場合にも、前記同様に
傾斜され、風上に向けて推力が生じるように制御され
る。

【００４３】したがって、テールロータ３の推力や風等
の外乱による影響を操縦者が何等操作することなく打ち
消すことができるようになる。

【００４４】さらに、現在の高度Ｈおよび角速度ＡZ を
使用して制御を行うと、機体１に加わる左右方向や前後
方向への加速度αX，αYや、姿勢角θX，θYに応じて高
度や推力が制御されるようになる。言い換えれば、機体
１に加速度αX，αYが加わっったり姿勢角θX，θYが変
化すると、Ｚ軸方向の加速度センサ１７および高度セン
サ１８の出力がこの加速度αX，αYや姿勢角θX，θYに
応じた値に補正されることになる。このため、機体１を
旋回させたり急激なフレア動作を行ったりして機体１の
Ｚ軸が鉛直方向に対して傾斜したとしても、機体１の高
度は目標高度に維持される。

【００４５】なお、本実施例では現在の高度Ｈと現在の
上下方向の加速度ＡZ との両方を利用して高度制御を行
う例について説明したが、高度制御を行うに当たっては
これらの一方のみを採用するだけでもよい。

【００４６】さらに、本実施例では無人ヘリコプタの飛
行制御を行う例について説明したが、制御対象とする飛
行体としては、無線操縦される飛行船や飛行機等であっ
てもよい。

【００４７】

【発明の効果】以上説明したように第１の発明に係る飛
行体の姿勢制御装置は、機体の前後、左右方向への加速
度（αX，αY）を検出する前後方向用加速度センサ、左
右方向用加速度センサと、前記２方向の軸線の鉛直線に
対する傾斜角からなる機体姿勢角（θX，θY）を求める
姿勢角演算装置と、前記前後方向用加速度センサによっ
て検出された前後方向への加速度（αX） および左右方
向用加速度センサによって検出された左右方向への加速
度（αY） を、ｇを重力加速度とする下記の数式 ΘX＝αY／ｇ ΘY＝−αX／ｇ に代入して目標姿勢角（ΘX，ΘY）を求め、この目標姿
勢角（ΘX，ΘY）に前記姿勢角演算装置が求めた機体姿
勢角（θX，θY）が一致するように機体を制御する機体
制御装置とを備えたため、機体に左右、前後方向への加
速度が加わると、姿勢角演算装置が求めた機体姿勢角が
前記加速度に応じた値に修正される。

【００４８】このため、テールロータの推力や風等の外
乱による影響を操縦者が何等操作することなく打ち消す
ことができるようになる。

【００４９】第２の発明に係る飛行体の姿勢制御装置
は、第１の発明に係る飛行体の姿勢制御装置において、
機体の上下方向の軸線を下方へ延長させた仮想線に沿う
機体と地表との距離（ｈ）を検出する高度センサを設け
ると共に、機体制御装置に、前記高度センサによって検
出された距離（ｈ）と、姿勢角演算装置が求めた機体姿
勢角（θX，θY）を下記の数式Ｈ＝ｈcosθXcosθYに代
入して地球座標系における現在の高度Ｈを求め、この現
在の高度Ｈが操縦者によって設定された地球座標系にお
ける目標高度に一致するように制御する高度制御手段を
設けたものであり、第３の発明に係る飛行体の姿勢制御
装置は、第１の発明に係る飛行体の姿勢制御装置におい
て、機体の上下方向の加速度（αZ）を検出する上下方
向用加速度センサを設けると共に、機体制御装置に、前
記上下方向用加速度センサによって検出された上下方向
への加速度（αZ） と、前後方向用加速度センサおよび
左右方向用加速度センサによって検出された前後、左右
方向への加速度（αX，αY）とを、ｇを重力加速度とす
る下記の数式 ＡZ ＝ｇ−sinθYαX＋cosθYsinθXαY＋cosθXcosθY
αZ に代入して地球座標系における現在の上下方向への加速
度ＡZ を求め、この現在の上下方向への加速度ＡZ が操
縦者によって設定された地球座標系における目標上下方
向加速度に一致するように制御する高度制御手段を設け
たものであるため、機体に前後、左右方向への加速度が
加わったり、機体の姿勢角が変化すると、地球座標系に
おける機体の現在の高度Ｈや上下方向の加速度ＡZ が目
標とする高度、加速度と一致するように制御される。

【００５０】このため、機体を旋回させたり急激なフレ
ア動作を行ったりして機体の上下方向の軸線が鉛直方向
に対して傾斜したとしても、機体の高度は目標高度に維
持される。

【図面の簡単な説明】

【図１】 本発明に係る飛行体の姿勢制御装置を搭載し
た無人ヘリコプタの概略構成図である。

【図２】 本発明に係る飛行体の姿勢制御装置の全体構
成を示すブロック図である。

【図３】 要部の構成を示すブロック図である。

【図４】 高度補正を説明するための図である。

【符号の説明】

１…機体、２…メインロータ、３…テールロータ、４…
エンジン、５…エンジンコントローラサーボモータ、６
…コレクティブサーボモータ、７…ラダーサーボモー
タ、８…コントローラ、９…受信機、１０…送信機、１
１…加速度センサ、１２…角速度センサ、１３…加速度
センサ、１４…角速度センサ、１５…地磁気方位セン
サ、１６…角速度センサ、２１…姿勢角演算装置、２２
…ＣＰＵ、２３…各アクチュエータ制御量演算処理手
段、２４…姿勢維持手段。

フロントページの続き (58)調査した分野(Int.Cl.⁷，ＤＢ名) B64C 13/16 B64C 27/04 B64C 39/02 G05D 1/08

Claims (3)

(57)【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 機体の前後、左右方向への加速度（α
   X，αY）を検出する前後方向用加速度センサ、左右方向
   用加速度センサと、前記２方向の軸線の鉛直線に対する
   傾斜角からなる機体姿勢角（θX，θY）を求める姿勢角
   演算装置と、前記前後方向用加速度センサによって検出
   された前後方向への加速度（αX） および左右方向用加
   速度センサによって検出された左右方向への加速度（α
   Y） を、ｇを重力加速度とする下記の数式 ΘX＝αY／ｇ ΘY＝−αX／ｇ に代入して目標姿勢角（ΘX，ΘY）を求め、この目標姿
   勢角（ΘX，ΘY）に前記姿勢角演算装置が求めた機体姿
   勢角（θX，θY）が一致するように機体を制御する機体
   制御装置とを備えたことを特徴とする飛行体の姿勢制御
   装置。
2. 【請求項２】 請求項１記載の飛行体の姿勢制御装置に
   おいて、機体の上下方向の軸線を下方へ延長させた仮想
   線に沿う機体と地表との距離（ｈ）を検出する高度セン
   サを設けると共に、機体制御装置に、前記高度センサに
   よって検出された距離（ｈ）と、姿勢角演算装置が求め
   た機体姿勢角（θX，θY）とを下記の数式 Ｈ＝ｈcosθXcosθY に代入して地球座標系における現在の高度Ｈを求め、こ
   の現在の高度Ｈが操縦者によって設定された地球座標系
   における目標高度に一致するように制御する高度制御手
   段を設けたことを特徴とする飛行体の姿勢制御装置。
3. 【請求項３】 請求項１記載の飛行体の姿勢制御装置に
   おいて、機体の上下方向の加速度（αZ） を検出する上
   下方向用加速度センサを設けると共に、機体制御装置
   に、前記上下方向用加速度センサによって検出された上
   下方向への加速度（αZ） と、前後方向用加速度センサ
   および左右方向用加速度センサによって検出された前
   後、左右方向への加速度（αX，αY）とを、ｇを重力加
   速度とする下記の数式 ＡZ ＝ｇ−sinθYαX＋cosθYsinθXαY＋cosθXcosθY
   αZ に代入して地球座標系における現在の上下方向への加速
   度ＡZ を求め、この現在の上下方向への加速度ＡZ が操
   縦者によって設定された地球座標系における目標上下方
   向加速度に一致するように制御するする高度制御手段を
   設けたことを特徴とする飛行体の姿勢制御装置。