JP4116476B2 - Display device for unmanned helicopter and method of using the same - Google Patents

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ＧＰＳ制御可能な無人ヘリコプタの表示装置及びその使用方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
無人ヘリコプタの速度制御及び位置制御のためにＧＰＳ制御が行われる（例えば特許文献１参照）。このＧＰＳ制御の動作状態の表示については、従来、動作中であることのみ等の単純な表示しかしてなく、ＧＰＳの受信不良やセンサ異常あるいはＧＰＳ制御スイッチのオンオフに対応したＧＰＳ制御の状態については表示されなかった。このため、ＧＰＳ制御の詳細な情報が得られず状況に応じた迅速な対処ができない場合があった。
【０００３】
一方、無人ヘリコプタの表示装置が特許文献２に記載されている。この特許文献２に記載の表示装置は、１つの表示灯を用いて機体の異常状態の警告表示をするものであって、ＧＰＳ制御状態を含めて多種類の状況を表示することはできない。特にＧＰＳ制御については、ＧＰＳの受信不良等の異常があると位置や速度が制御できなくなり、操縦性能が大きく変わってしまう。したがって、ＧＰＳ制御状態について詳しい情報を、他の警告表示との混同を避けて、警告表示とともに常に操縦者に表示しておくことが好ましい。
【０００４】
【特許文献１】
特開平５−１９８５４号公報
【特許文献２】
特開平８−２４８８９４号公報
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
本発明は上記従来技術を考慮したものであって、ＧＰＳ制御状態についての詳しい表示を機体異常の警告表示とともに、地上の操縦者に対し識別しやすく且つ混同を避けて同時に認識させることができる無人ヘリコプタの表示装置及びその使用方法の提供を目的とする。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
前記目的を達成するため、本発明では、ＧＰＳ制御可能な無人ヘリコプタの機体に設けたランプからなる表示装置において、前記ランプは、内側ランプとその外側を囲う外側ランプとからなり、それぞれ別個に点灯、点滅及び消灯可能であり、前記ランプとして、ＧＰＳ制御の状態を表示するＧＰＳ表示灯と、機体の異常状態を表示する警告灯の２個のランプを備え、これらを同一方向に向けて設けてなり、前記ＧＰＳ表示灯は、ＧＰＳ制御の状態に応じて内側ランプ及び外側ランプの点灯状態がそれぞれ変化し、前記警告灯は、機体の状態に応じて内側ランプ及び外側ランプの点灯状態がそれぞれ変化するものであることを特徴とする無人ヘリコプタの表示装置を提供する。
【０００７】
この構成によれば、内側ランプと外側ランプをそれぞれ別個に点灯、点滅及び消灯してその組合わせごとに別の状態を表示することにより、多種類の表示を混同させずに行うことができ、また、ランプをＧＰＳ表示用と警告表示用に分けて２つ備え、これらを同一方向に向けて設けるため、ＧＰＳの状態と機体の異常状態を同時に混同することなく認識できる。
【０００８】
好ましい構成例では、ＧＰＳ表示灯と警告灯の表示色を変えたことを特徴としている。
【０００９】
この構成によれば、ＧＰＳ表示灯と警告灯の表示色が異なるため、機体が遠方にある場合であっても、ＧＰＳの受信状態及び機体の異常状態を区別して認識できる。
【００１０】
本発明ではさらに、上記本発明の表示装置を用いて、内側ランプ及び外側ランプそれぞれの点灯、点滅及び消灯の組合わせごとに異なる状態を表示することを特徴とする無人ヘリコプタの表示装置の使用方法を提供する。
【００１１】
この構成によれば、内側ランプと外側ランプをそれぞれ別個に点灯、点滅及び消灯してその組合わせごとに別の状態を表示することにより、多種類の表示を混同させずに行うことができる。
【００１２】
好ましい構成例では、エンジンの始動前と始動後で、前記組合わせにより別の状態を表示することを特徴としている。
【００１３】
この構成によれば、エンジン始動前の地上での飛行前の状態とエンジン始動後の飛行中の状態を区別して表示するため、細かい情報を表示できる。例えば、地上では、ＧＰＳ制御に用いるＧＰＳセンサ及び方位センサが正常か否か、ＧＰＳ信号が正常に受信できたか、ＧＰＳ制御スイッチが正常に動作しているかなどが飛行前に識別できる。また、飛行中は、ＧＰＳ信号が正常に受信できたか、速度制御が正常にされているか、ＧＰＳ制御できない状態が発生したかなどが識別される。これにより、操縦者が必要とする飛行状態等の情報を必要なときにランプによる表示だけで知ることができる。
【００１４】
【発明の実施の形態】
図１は、本発明の実施形態に係る無人ヘリコプタの構成図である。
機体１は、メインロータ２及びラダーロータ３を有し、エンジン４及びその点火系５を搭載する。ラダーロータ３の近傍に受信アンテナ６が備わり、機体内の受信ボックス７内のプリント基板上に形成した受信機８に接続される。受信ボックス７内にはさらに別のプリント基板上に形成したコントローラ９が備わる。機体１の後部テール２７の下側にはＧＰＳセンサ１０が備わる。ＧＰＳセンサ１０は、ＧＰＳアンテナ１３で受信したＧＰＳ信号から位置を測定する。ＧＰＳセンサ１０の後端部に飛行中のＧＰＳの作動状態や受信状態を表示するＧＰＳ表示灯１１及び機体の異常を表示する警告灯２６が備わる。ＧＰＳ表示灯１１及び警告灯２６は、実際には左右に並列して配設されている。
【００１５】
機体後部のテール２７の上側の機体１には飛行前の機体の初期状態を表示するパネル表示部２５が備わる。機体１の重心付近にジャイロからなる姿勢センサ１２が備わる。１４は地磁気を検出する方位センサ、１５はエンジン回転センサである。
【００１６】
機体１内には、コントローラ９により駆動制御される５つのサーボモータ１６〜２０が備わる。１６は左エルロンサーボモータ、１７は右エルロンサーボモータ、１８はエレベータサーボモータ、１９はスロットルサーボモータ、２０はラダーサーボモータである。
【００１７】
２１は地上側の送信機を示す。送信機２１は、スティック形状の第１操作子２２と第２操作子２３とを備える。
【００１８】
第１操作子２２はエレベータ操作及びラダー操作用である。この第１操作子２２をａｂ方向に操作することによりエレベータサーボモータ１８が制御され、機首を下げて前進飛行（ａ方向操作）又は機首を上げて後進飛行（ｂ方向操作）する。第１操作子２２をｃｄ方向に操作することにより、ラダーサーボモータ２０を制御して、機体１前方に向かって左右方向の向きを調整し、機首を左（ｃ方向操作）又は右に振る（ｄ方向操作）。
【００１９】
第２操作子２３は、スロットル操作及びエルロン操作用であって、エンジン回転数及びメインロータ負荷を同時に調整するためのエンコン操作子である。この第２操作子２３をｅｆ方向に操作することにより、機体が水平姿勢のまま上昇（ｅ方向操作）又は下降（ｆ方向操作）する。すなわち、第２操作子２３のｅｆ方向の操作により、スロットルサーボモータ１９が制御され、エンジンスロットル開度が調整されるとともに、左右のエルロンサーボモータ１６，１７及びエレベータサーボモータ１８が同時に駆動される。これにより、機体が水平姿勢のまま上昇又は下降する。
【００２０】
第２操作子２３をｇｈ方向に操作することにより、左右のエルロンサーボモータ１６，１７が制御され、機体１を左に傾けて左移動させ（ｇ方向操作）又は右に傾けて右移動させる（ｈ方向操作）。
【００２１】
図２は、本発明に係る無人ヘリコプタの制御系ブロック図である。また、図３は、コントローラによる制御演算処理のフローチャートである。
【００２２】
地上側の送信機２１の操作による操縦指令信号が機体側の受信機８で受信されコントローラ９に送られて信号処理される。コントローラ９は、内部の制御回路２８内で予め設定された制御プログラムにしたがって、図３に示すフローの演算処理を行う。
【００２３】
まず、運転状態のフラグ等を初期値にセットする（ステップＡ１）。続いて入力信号処理部２９で入力信号処理を行う（ステップＡ２）。これは、指令信号や各種センサの検出信号等の入力信号に基づいて受信状態が正常かどうか及び各種センサ類が正常かどうかをチェックするものである。
【００２４】
次にエンジン回転制御計算を行う（ステップＡ３）。これは、エンジン回転制御計算部３０で、送信機２１のエンコン操作子２３（図１）によるエンコンサーボ指令に基づいてスロットル開度を制御し所定のエンジン回転数で飛行するように制御するものである。
【００２５】
次に姿勢制御計算を行う（ステップＡ４）。これは姿勢制御計算部３１で、姿勢センサ１２からの信号に基づいて機体の前後及び左右方向の傾斜を制御するものである。
【００２６】
次にＧＰＳ制御計算を行う（ステップＡ５）。これはＧＰＳ制御計算部３２で、ＧＰＳセンサ１０からの信号に基づいて飛行位置及び飛行速度を制御するものである。
【００２７】
次にこれらの入力信号処理及び各制御計算処理を行った後、出力信号処理部３３から処理結果を出力する（ステップＡ６）。この出力信号により、エンジンの点火系を駆動して指令されたエンジン回転数に基づいてエンジンを駆動するとともに、各サーボモータ１６〜２０を駆動して方向や姿勢を制御する。
【００２８】
これらのステップＡ１〜Ａ６のルーチンは、飛行中例えば２０ｍｓ程度ごとに繰り返されてデータを更新しながら制御される。
【００２９】
図４は、本発明に係る表示装置の正面図である。
ＧＰＳ表示灯１１及び警告灯２６が同一方向（正面）に向けて同じ取付枠４６に取付けられる。ＧＰＳ表示灯１１及び警告灯２６は、ともに複数（この例では３０個）のＬＥＤ４９からなるランプである。ＧＰＳ表示灯１１のＬＥＤは黄色であり、警告灯２６のＬＥＤは赤である。ＧＰＳ表示灯１１及び警告灯２６はともに、内側の１２個のＬＥＤからなる内側ランプ４７とその外側の１８個のＬＥＤからなる外側ランプ４８とにより形成される。内側ランプ４７及び外側ランプ４８は、それぞれ別個に点灯、点滅又は消灯状態となってその組合わせパターンにより、以下の図５〜図７で説明するように各種状態が表示される。
【００３０】
なお、ＬＥＤ４９の配置パターンは図示した矩形に限らず円形その他の形状に配置して内側と外側に分けてもよい。
【００３１】
図５は、警告灯の表示パターンの例を示す。白丸は点灯、黒丸は消灯、半黒丸は点滅を示す。
【００３２】
（Ａ）は、全点灯パターンであり、「設定」表示が点滅しているときは制御の設定中であることを示す。インジケータのいずれかが点灯しているときは、インジケータで示された箇所の故障であることを示す。
（Ｂ）は、全消灯パターンであり、異常なし状態を示す。
（Ｃ）は、外側点滅、内側消灯パターンであり、高負荷によりエンジン回転が低下した状態を示す。
（Ｄ）は、内側点滅、外側消灯パターンであり、燃料の残量不足を示す。
（Ｅ）は、外側と内側が交互に点灯と消灯を繰り返すパターンであり、操縦用電波が受信できないためフェールセーフ制御が作動した状態を示す。
【００３３】
図６は、エンジン始動前のＧＰＳ表示灯の表示パターンの例を示す。
（Ａ）は、全消灯パターンであり、ＧＰＳ制御の設定準備中（他の制御の設定完了待ちの状態）を示す。
（Ｂ）は、外側点滅、内側消灯パターンであり、ＧＰＳ制御の設定中であることを示す。
（Ｃ）は、外側点灯、内側消灯パターンであり、ＧＰＳ制御の設定が完了したことを示す。
（Ｄ）は、全点灯パターンであり、ＧＰＳ制御スイッチがオンであることを示す。
【００３４】
図７は、エンジン始動後のＧＰＳ表示灯の表示パターンの例を示す。
（Ａ）は、外側点滅、内側消灯パターンであり、受信状態は良好であるが、離陸前又は着陸後の着地状態であるため、又はマニュアルモードになっているためＧＰＳ制御が使用できない状態であることを示す。
（Ｂ）は、外側点灯、内側消灯パターンであり、ＧＰＳ信号の受信状態は良好であり、ＧＰＳ制御は未使用であることを示す。ＧＰＳ制御スイッチをオンにすることによりＧＰＳ制御が使用可能になる。
（Ｃ）は、全点灯パターンであり、ＧＰＳ受信状態良好で、ＧＰＳ制御使用中であることを示す。
（Ｄ）は、外側点灯、内側消灯パターン→外側消灯、内側点灯パターン→全消灯パターンを繰り返すパターンであり、ＧＰＳ信号の受信が悪化しＧＰＳ制御ができなくなった状態を示す。
（Ｅ）は、全消灯パターンであり、ＧＰＳ信号の受信不良のためＧＰＳ制御が使用できない状態であることを示す。
【００３５】
【発明の効果】
以上説明したように、本発明では、内側ランプと外側ランプをそれぞれ別個に点灯、点滅及び消灯してその組合わせごとに別の状態を表示することにより、多種類の表示を混同させずに行うことができ、また、ランプをＧＰＳ表示用と警告表示用に分けて２つ備え、これらを同一方向に向けて設けるため、ＧＰＳの状態と機体の異常状態を同時に混同することなく認識できる。
【００３６】
この場合、ＧＰＳ表示灯と警告灯の表示色を変えた構成によれば、ＧＰＳ表示灯と警告灯の表示色が異なるため、機体が遠方にある場合であっても、ＧＰＳの受信状態及び機体の異常状態を区別して認識できる。
【図面の簡単な説明】
【図１】 本発明に係る無人ヘリコプタの構成図。
【図２】 本発明に係る無人ヘリコプタの制御系ブロック図。
【図３】 コントローラによる制御演算処理のフローチャート。
【図４】 本発明に係る表示装置の正面図。
【図５】 本発明に係る警告灯の表示パターンの説明図。
【図６】 本発明のＧＰＳ表示灯のエンジン始動前の表示パターンの説明図。
【図７】 本発明のＧＰＳ表示灯のエンジン始動後の表示パターンの説明図。
【符号の説明】
１：機体、２：メインロータ、３：ラダー、４：エンジン、５：点火系、
６：受信アンテナ、７：受信ボックス、８：受信機、９：コントローラ、
１０：ＧＰＳセンサ、１１：ＧＰＳ表示灯、１２：姿勢センサ、
１３：ＧＰＳアンテナ、１４：方位センサ、１５：エンジン回転センサ、
１６：右エルロンサーボモータ、１７：左エルロンサーボモータ、
１８：エレベーションサーボモータ、１９：エンコンサーボモータ、
２０：ラダーサーボモータ、２１：送信機、２２：第１操作子、
２３：第２操作子、２５：パネル表示部、２６：警告灯、２７：テール、
２８：制御回路、４６：取付枠、４７：内側ランプ、４８：外側ランプ、
４９：ＬＥＤ。[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a GPS-controlled unmanned helicopter display device and a method of using the same.
[0002]
[Prior art]
GPS control is performed for speed control and position control of the unmanned helicopter (see, for example, Patent Document 1). Regarding the display of the operation status of the GPS control, there has conventionally been only a simple display such as only being in operation, and the status of the GPS control corresponding to GPS reception failure, sensor abnormality, or on / off of the GPS control switch. It was not displayed. For this reason, detailed information on the GPS control cannot be obtained, and there is a case where it is not possible to quickly cope with the situation.
[0003]
On the other hand, a display device for an unmanned helicopter is described in Patent Document 2. The display device described in Patent Document 2 displays a warning of an abnormal state of the aircraft using a single indicator lamp, and cannot display various types of situations including the GPS control state. In particular, with respect to GPS control, if there is an abnormality such as poor GPS reception, the position and speed cannot be controlled, and the maneuvering performance will change greatly. Therefore, it is preferable to always display detailed information about the GPS control state to the driver together with the warning display while avoiding confusion with other warning displays.
[0004]
[Patent Document 1]
JP-A-5-19854 [Patent Document 2]
JP-A-8-248894 gazette
[Problems to be solved by the invention]
The present invention takes the above-mentioned prior art into consideration, and provides a detailed display of the GPS control status together with a warning of aircraft abnormalities, and is easy to identify for the pilot on the ground, and can be recognized simultaneously while avoiding confusion. An object of the present invention is to provide a helicopter display device and a method of using the same.
[0006]
[Means for Solving the Problems]
To achieve the above object, the present invention, in a display apparatus comprising a lamp provided on the body of the GPS controllable unmanned helicopter, the lamp is composed of an inner lamp and outer lamps surrounding the outside, a separate pieces each The lamp can be turned on, flashed, and turned off. The lamp has two lamps: a GPS indicator that displays the status of GPS control and a warning lamp that displays the abnormal state of the aircraft. The GPS indicator lamp changes the lighting state of the inner lamp and the outer lamp according to the state of GPS control, and the warning lamp has the lighting state of the inner lamp and the outer lamp respectively according to the state of the aircraft. A display device for an unmanned helicopter characterized by being changed .
[0007]
According to this configuration, it is possible to light up the inner ramp and outside ramp to another number, respectively, by displaying the different states according to the combination flashing on and off, performed without confusing the display of various types Also, two lamps are provided for GPS display and warning display, and these are provided in the same direction, so that the GPS state and the abnormal state of the aircraft can be recognized simultaneously without confusion.
[0008]
A preferred configuration example is characterized in that the display colors of the GPS indicator light and the warning light are changed.
[0009]
According to this configuration, since the display colors of the GPS indicator light and the warning light are different, the GPS reception state and the abnormal state of the aircraft can be distinguished and recognized even when the aircraft is far away.
[0010]
The present invention further uses the display device of the present invention to display a different state for each combination of lighting, blinking, and extinguishing of the inner lamp and the outer lamp, and a method for using the display device for an unmanned helicopter I will provide a.
[0011]
According to this configuration, it is possible to perform inside the lamp and outer lamp lighting to another number, respectively, by displaying the different states according to the combination flashing on and off, without confusing the display of various types .
[0012]
In a preferred configuration example, another state is displayed by the combination before and after starting the engine.
[0013]
According to this configuration, since the state before the flight on the ground before starting the engine and the state during the flight after starting the engine are distinguished and displayed, detailed information can be displayed. For example, on the ground, it is possible to identify before flight whether the GPS sensor and the direction sensor used for GPS control are normal, whether the GPS signal has been received normally, and whether the GPS control switch is operating normally. Further, during flight, it is identified whether the GPS signal has been normally received, whether the speed control is normal, whether a state in which GPS control cannot be performed, or the like has occurred. As a result, information such as the flight state required by the operator can be obtained only by displaying the lamp when necessary.
[0014]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
FIG. 1 is a configuration diagram of an unmanned helicopter according to an embodiment of the present invention.
The airframe 1 has a main rotor 2 and a ladder rotor 3, and is equipped with an engine 4 and its ignition system 5. A reception antenna 6 is provided in the vicinity of the ladder rotor 3 and is connected to a receiver 8 formed on a printed board in a reception box 7 in the body. The reception box 7 is further provided with a controller 9 formed on another printed circuit board. A GPS sensor 10 is provided below the rear tail 27 of the airframe 1. The GPS sensor 10 measures the position from the GPS signal received by the GPS antenna 13. The rear end of the GPS sensor 10 is provided with a GPS indicator lamp 11 for displaying the operating state and reception state of GPS during flight and a warning lamp 26 for displaying an abnormality of the aircraft. The GPS indicator lamp 11 and the warning lamp 26 are actually arranged in parallel on the left and right.
[0015]
The aircraft 1 above the tail 27 at the rear of the aircraft is provided with a panel display unit 25 for displaying the initial state of the aircraft before flight. An attitude sensor 12 made of a gyro is provided near the center of gravity of the airframe 1. 14 is an azimuth sensor for detecting geomagnetism, and 15 is an engine rotation sensor.
[0016]
The machine body 1 includes five servo motors 16 to 20 that are driven and controlled by the controller 9. Reference numeral 16 is a left aileron servomotor, 17 is a right aileron servomotor, 18 is an elevator servomotor, 19 is a throttle servomotor, and 20 is a ladder servomotor.
[0017]
Reference numeral 21 denotes a transmitter on the ground side. The transmitter 21 includes a stick-shaped first operator 22 and a second operator 23.
[0018]
The first operator 22 is for elevator operation and ladder operation. The elevator servo motor 18 is controlled by operating the first operating element 22 in the ab direction, and the nose is lowered to fly forward (a direction operation) or the nose is raised to fly backward (b direction operation). By operating the first operating element 22 in the cd direction, the ladder servo motor 20 is controlled to adjust the horizontal direction toward the front of the fuselage 1, and the nose is swung to the left (c direction operation) or right ( d direction operation).
[0019]
The second operation element 23 is an engine operation element for adjusting the engine speed and the main rotor load at the same time, for throttle operation and aileron operation. By operating the second operation element 23 in the ef direction, the machine body is raised (operation in the e direction) or lowered (operation in the f direction) while maintaining a horizontal posture. That is, the throttle servomotor 19 is controlled by the operation of the second operation element 23 in the ef direction, the engine throttle opening is adjusted, and the left and right aileron servomotors 16 and 17 and the elevator servomotor 18 are simultaneously driven. . As a result, the aircraft rises or descends in a horizontal posture.
[0020]
By operating the second operation element 23 in the gh direction, the left and right aileron servomotors 16 and 17 are controlled, and the body 1 is tilted to the left to move left (g direction operation) or to the right to move right ( h direction operation).
[0021]
FIG. 2 is a control system block diagram of the unmanned helicopter according to the present invention. FIG. 3 is a flowchart of control calculation processing by the controller.
[0022]
A steering command signal generated by the operation of the transmitter 21 on the ground side is received by the receiver 8 on the fuselage side and sent to the controller 9 for signal processing. The controller 9 performs the calculation process of the flow shown in FIG. 3 according to a control program preset in the internal control circuit 28.
[0023]
First, an operation state flag or the like is set to an initial value (step A1). Subsequently, the input signal processing unit 29 performs input signal processing (step A2). This is to check whether the reception state is normal and whether various sensors are normal based on input signals such as command signals and detection signals of various sensors.
[0024]
Next, engine rotation control calculation is performed (step A3). In this case, the engine rotation control calculation unit 30 controls the throttle opening based on the engine control servo command from the engine control 23 (FIG. 1) of the transmitter 21 so as to fly at a predetermined engine speed. .
[0025]
Next, attitude control calculation is performed (step A4). This is a posture control calculation unit 31 for controlling the inclination of the airframe in the front-rear and left-right directions based on a signal from the posture sensor 12.
[0026]
Next, GPS control calculation is performed (step A5). This is a GPS control calculation unit 32 for controlling the flight position and the flight speed based on the signal from the GPS sensor 10.
[0027]
Next, after performing these input signal processing and each control calculation processing, a processing result is output from the output signal processing unit 33 (step A6). The output signal drives the engine ignition system to drive the engine based on the commanded engine speed, and also drives the servo motors 16 to 20 to control the direction and attitude.
[0028]
These routines of Steps A1 to A6 are controlled while updating data by being repeated, for example, about every 20 ms during the flight.
[0029]
FIG. 4 is a front view of the display device according to the present invention.
The GPS indicator lamp 11 and the warning lamp 26 are mounted on the same mounting frame 46 in the same direction (front). The GPS indicator lamp 11 and the warning lamp 26 are both lamps composed of a plurality (30 in this example) of LEDs 49. The LED of the GPS indicator lamp 11 is yellow, and the LED of the warning lamp 26 is red. Both the GPS indicator lamp 11 and the warning lamp 26 are formed by an inner lamp 47 composed of 12 inner LEDs and an outer lamp 48 composed of 18 LEDs on the outer side. Inner ramp 47 and outer ramp 48, turned to a different number each, by the combination patterns become flashing or off state, various states are displayed as described in FIGS. 5 to 7 below.
[0030]
The arrangement pattern of the LEDs 49 is not limited to the illustrated rectangle, and may be arranged in a circular shape or other shapes and divided into an inner side and an outer side.
[0031]
FIG. 5 shows an example of a warning light display pattern. White circles are on, black circles are off, and half-black circles are blinking.
[0032]
(A) is a full lighting pattern, and when the “setting” display is blinking, it indicates that control is being set. When any of the indicators is lit, it indicates a failure at the location indicated by the indicator.
(B) is a full light extinction pattern and shows a state without abnormality.
(C) is an outer blinking and inner extinguishing pattern, and shows a state in which the engine rotation is reduced due to a high load.
(D) is a blinking pattern on the inside and an extinguishing pattern on the outside, indicating a shortage of remaining fuel.
(E) is a pattern in which the outer side and the inner side are alternately turned on and off alternately, and shows a state in which the fail-safe control is activated because the control radio wave cannot be received.
[0033]
FIG. 6 shows an example of the display pattern of the GPS indicator lamp before the engine is started.
(A) is a full light extinction pattern, and indicates that GPS control settings are being prepared (waiting for the completion of other control settings).
(B) is an outer blinking and inner extinguishing pattern, which indicates that GPS control is being set.
(C) is an outer light-on / inner light-off pattern, which indicates that the setting of GPS control has been completed.
(D) is a full lighting pattern and indicates that the GPS control switch is on.
[0034]
FIG. 7 shows an example of the display pattern of the GPS indicator light after the engine is started.
(A) is an outer blinking and inner extinction pattern, and the reception state is good, but it is in a state in which GPS control cannot be used because it is in the landing state before takeoff or after landing, or in the manual mode. It shows that.
(B) is an outer lighting pattern and an inner lighting pattern, indicating that the reception state of the GPS signal is good and that the GPS control is not used. The GPS control can be used by turning on the GPS control switch.
(C) is a full lighting pattern, indicating that the GPS reception state is good and GPS control is being used.
(D) is a pattern in which the outside lighting, the inside lighting pattern → the outside lighting, the inside lighting pattern → the all lighting pattern is repeated, and shows a state in which the reception of the GPS signal deteriorates and the GPS control cannot be performed.
(E) is a full turn-off pattern, and indicates that GPS control cannot be used due to poor reception of GPS signals.
[0035]
【The invention's effect】
As described above, in the present invention, light the inner lamps and outer ramp to another number, respectively, by displaying the different states according to the combination flashing on and off, without confusing the display of various types In addition, since two lamps are provided for GPS display and warning display, and these are provided in the same direction, the GPS state and the abnormal state of the aircraft can be recognized without confusion at the same time.
[0036]
In this case, according to the configuration in which the display colors of the GPS indicator light and the warning light are changed, the display colors of the GPS indicator light and the warning light are different. Therefore, even when the aircraft is far away, the GPS reception status and the aircraft The abnormal state can be distinguished and recognized.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a configuration diagram of an unmanned helicopter according to the present invention.
FIG. 2 is a control system block diagram of the unmanned helicopter according to the present invention.
FIG. 3 is a flowchart of control calculation processing by a controller.
FIG. 4 is a front view of a display device according to the present invention.
FIG. 5 is an explanatory diagram of a warning light display pattern according to the present invention.
FIG. 6 is an explanatory diagram of a display pattern before starting the engine of the GPS indicator lamp of the present invention.
FIG. 7 is an explanatory diagram of a display pattern after starting the engine of the GPS indicator lamp of the present invention.
[Explanation of symbols]
1: Airframe 2: Main rotor 3: Ladder 4: Engine 5: Ignition system
6: receiving antenna, 7: receiving box, 8: receiver, 9: controller,
10: GPS sensor, 11: GPS indicator lamp, 12: Attitude sensor,
13: GPS antenna, 14: Direction sensor, 15: Engine rotation sensor,
16: Right aileron servo motor, 17: Left aileron servo motor,
18: Elevation servo motor, 19: Encon servo motor,
20: Ladder servo motor, 21: Transmitter, 22: First operation element,
23: 2nd operation element, 25: Panel display part, 26: Warning light, 27: Tail,
28: control circuit, 46: mounting frame, 47: inner lamp, 48: outer lamp,
49: LED.

Claims (4)

ＧＰＳ制御可能な無人ヘリコプタの機体に設けたランプからなる表示装置において、
前記ランプは、内側ランプとその外側を囲う外側ランプとからなり、それぞれ別個に点灯、点滅及び消灯可能であり、
前記ランプとして、ＧＰＳ制御の状態を表示するＧＰＳ表示灯と、機体の異常状態を表示する警告灯の２個のランプを備え、これらを同一方向に向けて設けてなり、
前記ＧＰＳ表示灯は、ＧＰＳ制御の状態に応じて内側ランプ及び外側ランプの点灯状態がそれぞれ変化し、
前記警告灯は、機体の状態に応じて内側ランプ及び外側ランプの点灯状態がそれぞれ変化するものであることを特徴とする無人ヘリコプタの表示装置。In a display device comprising a lamp provided in the fuselage of an unmanned helicopter capable of GPS control,
The lamp consists of an inner lamp and outer lamps surrounding the outside, it turned to a different number each is capable flashing on and off,
The lamp comprises two lamps, a GPS indicator lamp that displays the status of GPS control and a warning lamp that displays the abnormal state of the aircraft, and these are provided in the same direction ,
The GPS indicator lamp changes the lighting state of the inner lamp and the outer lamp according to the state of GPS control,
An unmanned helicopter display device characterized in that the warning lamp changes the lighting state of the inner lamp and the outer lamp in accordance with the state of the fuselage . ＧＰＳ表示灯と警告灯の表示色を変えたことを特徴とする請求項１に記載の無人ヘリコプタの表示装置。  2. The unmanned helicopter display device according to claim 1, wherein display colors of the GPS indicator light and the warning light are changed. 内側ランプ及び外側ランプそれぞれの点灯、点滅及び消灯の組合わせごとに異なる状態を表示することを特徴とする請求項１又は２に記載の無人ヘリコプタの表示装置の使用方法。  3. The method of using a display device for an unmanned helicopter according to claim 1 or 2, wherein a different state is displayed for each combination of lighting, blinking and extinguishing of the inner lamp and the outer lamp. エンジンの始動前と始動後で、前記組合わせにより別の状態を表示することを特徴とする請求項３に記載の無人ヘリコプタの表示装置の使用方法。  4. The method of using the display device for an unmanned helicopter according to claim 3, wherein another state is displayed by the combination before and after starting the engine.

Images