JP6651153B2 - 無人航空機、無人航空機の制御装置、無人航空機の制御方法、及び無人航空機の障害検出装置 - Google Patents

無人航空機、無人航空機の制御装置、無人航空機の制御方法、及び無人航空機の障害検出装置 Download PDF

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Description

本発明は、マルチローターヘリコプター、障害許容制御装置および障害許容制御方法に関し、特に、一部のローター部（アクチュエータ部）に障害が発生した場合に、この障害を許容して可能な範囲で動作を継続させるフォルトトレランス動作（障害許容動作）に係るマルチローターヘリコプター、障害許容制御装置および障害許容制御方法に関する。
また本発明は、無人航空機、無人航空機の制御装置、無人航空機の制御方法、及び無人航空機の障害検出装置に関する。より詳細には、本発明は、一部の回転翼の動作に障害が発生した場合に、当該障害に応じて飛行を制御することができるか、障害が発生した場合の制御のために少なくとも用いることができるか、当該障害を検出することができる無人航空機、無人航空機の制御装置、無人航空機の制御方法、及び無人航空機の障害検出装置に関する。
（背景技術１）
無人ヘリコプターは、空中停止や垂直離着陸等の他の航空機にはない飛行特性を有していることや、有人機と比較してそのコストやリスクが少ないことなどから、空中撮影や、農薬散布、物資運送等の様々な産業分野への活用が進められている。
このような無人ヘリコプターとして、近年、複数のローター部を有する小型の電動型マルチローターヘリコプターが注目されている。マルチローターヘリコプターは、一般的なシングルローターヘリコプターと比べてそのメカニズムが単純であるため製造が容易であり、ローターを回転させるモーターの回転数制御のみで飛行可能であるため飛行制御も比較的容易であるという利点がある。マルチローターヘリコプターの一例が、特許文献１に開示されている。
（背景技術２）
近年、複数の回転翼の回転速度を制御することにより飛行を制御する無人航空機が市場に流通しており、撮影調査、農薬散布、物資輸送等の産業用途、あるいはホビー用途において広く利用されている。
有人航空機に比べて、無人航空機は悪天候等の過酷な環境においても飛行を要求されることが多い。これに関し、外乱の影響を防止、減衰させる制御手法が提案されている（特許文献２）。
しかしながら、特許文献２に記載の無人航空機（マルチコプタ）は、全てのロータユニットが正常に動作することを前提として外乱の影響に対処するべく制御されるものであり、外乱により複数のロータユニットのうち一部に動作障害が発生したとき、如何に制御を行って飛行を続行するかは検討されていない。
特開２０１５−２２３９９５号公報（日本） 特開２０１６−２１５９５８号公報（日本）
（課題１）
しかしながら、このような産業用途で用いられるマルチローターヘリコプターは、駆動系がそれ自体の重量以上の荷重を抱えながら高出力で飛行し、さらには風などの外乱に耐えながら飛行するので、過酷な使用環境下にあり、そのため、モータードライバやモーターなどの駆動系に故障や機能劣化などの障害が生じる可能性が少なからず存在する。このことから、マルチローターヘリコプターは、駆動系に障害が生じた場合でも墜落などの事故の発生を極力抑制して動作を継続することが求められる。
そこで、本発明は、障害が発生した場合に動作継続不能となることを効果的に抑制できるマルチローターヘリコプター、障害許容制御装置および障害許容制御方法を提供することを目的とする。
（課題２）
あるいは、本発明は、一部の回転翼の動作に障害が発生した場合に、当該障害に応じて飛行を制御することができるか、障害が発生した場合の制御のために少なくとも用いることができるか、当該障害を検出することができる無人航空機、無人航空機の制御装置、無人航空機の制御方法、及び無人航空機の障害検出装置を提供することを課題とする。
上記目的を達成するために、本発明は、無人航空機を飛行させる複数の回転翼を駆動装置に駆動させるための回転翼制御信号を生成する回転翼制御信号生成回路と、複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作に関する物理量を測定する測定器と、測定器によって測定された物理量を用いて複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作の障害を検出する障害検出回路とを備え、障害検出回路により検出された複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作の障害に応じた回転翼制御信号を生成するよう、回転翼制御信号生成回路が構成された、無人航空機の制御装置を提供する。
上記無人航空機の制御装置において、回転翼制御信号生成回路は、無人航空機の飛行に関する制御量を複数の回転翼の各々に対応して分配する制御量分配部を備えてよく、制御量分配部が、障害検出回路により検出された障害に応じて、無人航空機が制御量に応じた動作をするように複数の回転翼の各々に対応する制御量の分配量を変更するよう構成されていてよい。
上記無人航空機の制御装置において、障害検出回路が、無人航空機の同定モデルに制御量を示す制御信号を入力したときの同定モデルの出力値と、無人航空機に制御量を示す制御信号を入力したときの無人航空機の出力値と、を比較することにより複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作の障害を検出するよう構成されていてよい。
上記無人航空機の制御装置は、複数の回転翼として、６つの回転翼を有してよく、制御量分配部が、以下の制御量分配行列Ｍを用いて制御量を分配するよう構成されていてよい。
但し、
ただし、ｉは回転翼の番号であり、σTはスロットル量（Ｔｈｒ）に関するミキシング（制御量分配）行列整数化パラメータであり、σLはロール（Ｒｏｌｌ）角に関するミキシング（制御量分配）行列整数化パラメータであり、σMはピッチ（Ｐｉｔｃｈ）角に関するミキシング（制御量分配）行列整数化パラメータであり、σNはヨー（Ｙａｗ）角に関するミキシング（制御量分配）行列整数化パラメータであり、κfは角速度ωの二乗値に対する推力の比例定数であり、κτはモータ回転角速度の２乗とトルク（τ）との比例係数（τ＝κτ・ω2）であり、ｌ（エル）は機体重心とモーター回転軸との距離（長さ）であり、ｆは推力である。
上記無人航空機の制御装置において、障害検出回路により検出された、複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作の障害に応じて、回転翼制御信号生成回路が、複数の回転翼のうち、障害検出回路により動作の障害が検出された回転翼の対向側に位置する回転翼の回転速度を少なくとも低減させるための回転翼制御信号を生成するよう構成されていてよい。
上記無人航空機の制御装置において、障害検出回路により検出された、複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作の障害に応じて、回転翼制御信号生成回路が、複数の回転翼のうち、障害検出回路により動作の障害が検出された回転翼の対向側に位置する回転翼の回転を停止させるための回転翼制御信号を生成するよう構成されていてよい。
上記無人航空機の制御装置において、回転翼制御信号生成回路と障害検出回路とが同一のハードウェアとして構成されていてよい。
上記無人航空機の制御装置において、複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作に関する物理量の各々の測定値を示す信号が、共通の信号伝達経路を経由して障害検出回路に伝達されるよう構成されていてよい。
上記無人航空機の制御装置において、駆動装置は、各々の回転翼に各々が動力を与える、回転翼と同数のモータを備えてよく、測定器が、各々のモータに印加される各々の電圧と、各々のモータを流れる各々の電流と、各々のモータの回転数とのうち少なくとも１つを測定するよう構成されていてよく、障害検出回路が、測定器によって測定された各々の電圧と、電流と、回転数とのうち少なくとも１つを用いて決定される、各々のモータに関する各々の推定値と、推定値に対する比較値とを用いて、複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作の障害を検出するよう構成されていてよい。
上記無人航空機の制御装置において、複数の回転翼のいずれの動作における障害も障害検出回路により検出されないとき、回転翼制御信号生成回路は、スロットル量、ロール角、ピッチ角、ヨー角を制御するための制御指令値から、複数の回転翼の角速度を制御するための制御指令値を決定するよう構成されていてよく、複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作における障害が障害検出回路により検出されたとき、回転翼制御信号生成回路は、検出された障害に応じて、スロットル量、ロール角、ピッチ角を制御するための制御指令値から、複数の回転翼のうち、障害検出回路により動作の障害が検出された回転翼の対向側に位置する回転翼の角速度を少なくとも低減させるための制御指令値を決定するよう構成されていてよい。
上記無人航空機の制御装置は、基準座標系における外部入力指令値を示す外部入力信号を外部入力装置から受信する受信装置を更に備えていてよく、複数の回転翼のいずれの動作における障害も障害検出回路により検出されないとき、回転翼制御信号生成回路は、外部入力指令値を用いて基準座標系におけるスロットル量、ロール角、ピッチ角、ヨー角に関する制御指令値を決定し、基準座標系におけるスロットル量、ロール角、ピッチ角、ヨー角に関する制御指令値から無人航空機の機体座標系におけるスロットル量、ロール角、ピッチ角、ヨー角に関する制御指令値を決定し、機体座標系におけるスロットル量、ロール角、ピッチ角、ヨー角に関する制御指令値を用いて、複数の回転翼の角速度に関する制御指令値を決定するよう構成されていてよく、複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作における障害が障害検出回路により検出されたとき、回転翼制御信号生成回路は、検出された障害に応じて、外部入力指令値を用いて基準座標系におけるスロットル量、ロール角、ピッチ角に関する制御指令値を決定し、基準座標系におけるスロットル量、ロール角、ピッチ角に関する制御指令値から無人航空機の機体座標系におけるスロットル量、ロール角、ピッチ角に関する制御指令値を決定し、機体座標系におけるスロットル量、ロール角、ピッチ角に関する制御指令値を用いて、複数の回転翼のうち、障害検出回路により動作の障害が検出された回転翼の対向側に位置する回転翼の角速度を少なくとも低減させるための制御指令値を決定するよう構成されていてよい。
また本発明は、上記いずれかの制御装置を備えた無人航空機を提供する。
また本発明は、無人航空機を飛行させる複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作に関する物理量を測定し、測定された物理量を用いて複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作の障害を検出し、検出された、複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作の障害に応じた回転翼制御信号を生成する、無人航空機の制御方法を提供する。
上記無人航空機の制御方法において、回転翼制御信号の生成は、検出された障害に応じて、無人航空機が無人航空機の飛行に関する制御量に応じた動作をするように複数の回転翼の各々に対応する制御量の分配量を変更することを含んでいてよい。
上記無人航空機の制御方法は、検出された、複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作の障害に応じて、複数の回転翼のうち、動作の障害が検出された回転翼の対向側に位置する回転翼の回転速度を少なくとも低減させるための回転翼制御信号を生成することを含んでいてよい。
また本発明は、無人航空機を飛行させる複数の回転翼を駆動装置に駆動させるための回転翼制御信号を生成する回転翼制御信号生成回路と、基準座標系における外部入力指令値を示す外部入力信号を外部入力装置から受信する受信装置とを備え、回転翼制御信号生成回路は、外部入力指令値を用いて基準座標系におけるスロットル量、ロール角、ピッチ角、ヨー角に関する制御指令値を決定し、基準座標系におけるスロットル量、ロール角、ピッチ角、ヨー角に関する制御指令値を機体座標系におけるスロットル量、ロール角、ピッチ角、ヨー角に関する制御指令値へと変換し、機体座標系におけるスロットル量、ロール角、ピッチ角、ヨー角に関する制御指令値から、複数の回転翼の角速度に関する制御指令値を決定するよう構成された、無人航空機の制御装置を提供する。
また本発明は、無人航空機を飛行させる複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作に関する物理量を測定する測定器と、測定器によって測定された物理量を用いて複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作の障害を検出する障害検出回路とを備え、複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作に関する物理量の各々の測定値を示す信号が、共通の信号伝達経路を経由して障害検出回路に伝達される、無人航空機の障害検出装置を提供する。
（効果１）
本発明によれば、一例においては、複数のアクチュエータ部に生じた障害を検出するとともに、検出された障害に応じて、制御信号に応じた動作をするように複数のアクチュエータ部への制御量の分配量を変更できる。このようにしたことから、障害が発生した場合でも複数のアクチュエータ部へ適切に制御量を分配できるので、障害が発生した場合に動作継続不能となることを効果的に抑制できる。
（効果２）
あるいは、本発明により、一例においては、無人航空機を飛行させる複数の回転翼の一部の動作に障害が発生した場合の障害に応じた飛行制御手法、又は障害発生時に少なくとも用いることができる制御手法、又は障害検出のための手法を提供でき、したがって障害に応じた無人航空機の運用を少なくとも促進できる。
本発明の実施の形態に係る小型ヘリコプターの斜視図である。 図１の小型ヘリコプターの座標系を示す図である。 フォルトトレランス性を有するシステムの構成例を示すである。 小型ヘリコプターの障害許容制御システムの概略構成を示す。 小型ヘリコプターにおいて実測したモーターに供給される電流値とモーターの回転数との関係を示すグラフである。 小型ヘリコプターの制御量分配イメージを示す図である。 小型ヘリコプターのローター部が正常な状態においてホバリングを行っている場合の電流値（Ｃｕｒｒｅｎｔ）および推定した電流値と実際の電流値との偏差値（Ｔｈｔ）を示すグラフである。 小型ヘリコプターのローター部が正常な状態において上昇および下降を繰り返している場合の電流値（Ｃｕｒｒｅｎｔ）および推定した電流値と実際の電流値との偏差値（Ｔｈｔ）を示すグラフである。 小型ヘリコプターのローター部に障害が生じた場合（ローターを手で押さえた状態）の電流値（Ｃｕｒｒｅｎｔ）および推定した電流値と実際の電流値との偏差値（Ｔｈｔ）を示すグラフである。 小型ヘリコプターにおいて非対称の回転方式を採用した構成を示す図である。 小型ヘリコプターにおいて対称の回転方式を採用した構成を示す図である。 手動操作時にローター部Ｒ１を停止した場合における各ローター部へのＰＷＭ信号のデューティサイクルを示すグラフである。 手動操作時にローター部Ｒ１を停止した場合における機体のロール角速度を示すグラフである。 手動操作時にローター部Ｒ１を停止した場合における機体のピッチ角速度を示すグラフである。 手動操作時にローター部Ｒ１を停止した場合における機体のヨー角速度を示すグラフである。 手動操作時にローター部Ｒ５を停止した場合における各ローター部へのＰＷＭ信号のデューティサイクルを示すグラフである。 手動操作時にローター部Ｒ５を停止した場合における機体のロール角速度を示すグラフである。 手動操作時にローター部Ｒ５を停止した場合における機体のピッチ角速度を示すグラフである。 手動操作時にローター部Ｒ５を停止した場合における機体のヨー角速度を示すグラフである。 自律制御時にローター部Ｒ１を停止させた場合における３軸チルト角を示すグラフである。 自律制御時にローター部Ｒ１を停止させた場合における飛行位置を示すグラフである。 自律制御時にローター部Ｒ１を停止させた場合における三次元飛行経路を示す図である。 自律制御時にローター部Ｒ５を停止させた場合における３軸チルト角を示すグラフである。 自律制御時にローター部Ｒ５を停止させた場合における飛行位置を示すグラフである。 自律制御時にローター部Ｒ５を停止させた場合における三次元飛行経路を示す図である。 本発明の一実施形態である無人航空機の斜視図（特願２０１６−２４１７１８号の図２を元に、回転方向の定義を追記する等した。）。 図２６の無人航空機をｚの負方向から見た図。 図２６の無人航空機の構成を示すブロック図。 障害検出から障害に応じた飛行制御までの流れを示すブロック図（特願２０１６−２４１７１８号の図４を元に記載の変更や追加を行った。）。 無人航空機において実測したモータに供給される電流値とモータの回転数との関係を示すグラフ（特願２０１６−２４１７１８号の図５を引用した。）。 回転翼制御信号生成回路（図２８）の制御部（図２９）において行われる、機体座標系と基準座標系（慣性座標系）との間での座標変換を説明する図。 試作機における飛行制御の流れを示すブロック図（上位レベル制御）。 試作機における飛行制御の流れを示すブロック図（下位レベル制御）。
（実施の形態１）
以下、本発明の実施の形態を添付の図面を参照して説明する。
（小型ヘリコプターのハードウェア構成）
図１は、本発明の実施の形態に係る小型ヘリコプターの斜視図である。図２は、図１の小型ヘリコプターの座標系を示す図である。
図１に示すように、マルチローターヘリコプターとしての小型ヘリコプター１は、モーターおよびローター（プロペラ、回転翼）を有する駆動部としての６つのローター部Ｒ１〜Ｒ６と、これらローター部Ｒ１〜Ｒ６を制御するコントロールユニット２０と、を備えている。６つのローター部Ｒ１〜Ｒ６は、小型ヘリコプター１を上方から見たときに、コントロールユニット２０を中心にして放射状でかつ周方向に等間隔に配置されている。
コントロールユニット２０は、制御演算等の処理を行うマイコンボード、ジャイロセンサ、慣性センサ（Ｉｎｅｒｔｉａｌ Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ Ｕｎｉｔ）、ＧＰＳセンサ、気圧センサ、地上に設置されたパソコンとデータ通信を行うための無線モデム、無線制御信号を受信するための無線制御レシーバー、空撮用カメラなどを有している。また、コントロールユニット２０は、ローター部Ｒ１〜Ｒ６の各モーターを駆動するモータードライバ、各モーターの回転数を測定するためのフォトインタラプタおよび各モーターに供給される電流値を測定する電流センサを有している。マイコンボードは、それぞれＭＣＵ（Ｍｉｃｒｏ Ｃｏｍｐｕｔｅｒ Ｕｎｉｔ）を実装した下位制御用マイコンボードと上位制御用マイコンボードとを含む。下位制御用マイコンボードは、ジャイロセンサから角速度を取得して、小型ヘリコプター１の機体（ハードウェア）の角速度のフィードバック安定化を行い、制御指令値を６個のモータードライバへ送信して、ローターの回転数を変化させる。モーター回転数を制御するドライバはＰＩＤ制御を用いている。上位制御用マイコンボードは、機体の自律制御のための演算を行う。また、コントロールユニット２０は、機体が自律制御に基づく制御信号に応じた動作をするようローター部Ｒ１〜Ｒ６を制御する。
図２に示すように、機体の固定座標系は、機体前方（ｆｒｏｎｔ）をＸ軸、右方向（ｒｉｇｈｔ）をＹ軸、下方向（ｇｒａｖｉｔｙ ｄｉｒｅｃｔｉｏｎ）をＺ軸としている。ロール（Ｒｏｌｌ）とは、Ｘ軸を軸とした機体の傾きであり、ピッチ（Ｐｉｔｃｈ）はＹ軸を軸とした機体の傾きであり、ヨー（Ｙａｗ）とは、Ｚ軸を軸とした機体の傾きである。
小型ヘリコプター１は、制御量がスロットル、ロール、ピッチおよびヨーの４つであり、６つのローター部Ｒ１〜Ｒ６を有することからアクチュエータであるモーターが６つである。このようなアクチュエータ数が制御量より多いシステムは冗長システムと呼ばれている。冗長システムの中には複数のアクチュエータの一部に障害が生じてもシステムを制御可能な状態を維持できるものがあり、小型ヘリコプター１は、ローター部Ｒ１〜Ｒ６の一部に障害が生じても制御可能な状態を維持できる場合がある。
表１に、本実施形態の小型ヘリコプター１の諸元（Ｓｐｅｃｉｆｉｃａｔｉｏｎｓ）の一例を示す。
（障害許容制御概要）
図３にフォルトトレランス性を有するシステムの構成例を示す。このようなシステムはフェールセーフシステムと呼ばれる。このシステムは、実行階層ＥＬ（Ｅｘｅｃｕｔｉｏｎ Ｌｅｖｅｌ）と監視階層ＳＬ（Ｓｕｐｅｒｖｉｓｉｏｎ Ｌｅｖｅｌ）とを有している。
実行階層ＥＬは、制御部Ｄ１（Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒ）と、機体Ｄ２（Ｐｌａｎｔ）とを有している。制御部Ｄ１は、参照信号ｙrefおよび機体Ｄ２の出力値ｙが入力され、これら入力に応じた制御信号ｕを機体Ｄ２に送る。機体Ｄ２は、制御信号ｕが入力されるとともに、故障要因ｆおよび外乱要因ｄが入力され、これら入力に応じて出力値ｙが出力される。そして、この出力値ｙが制御部Ｄ１に入力されることにより制御部Ｄ１は出力値ｙを用いたフィードバック制御を行う。
監視階層ＳＬは、監視部分Ｄ３（Ｄｉａｇｎｏｓｉｓ）と制御器再構築部分Ｄ４（Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒ ｒｅ−ｄｅｓｉｇｎ）を有している。これら２つの部分の役割は次の（１）、（２）である。
（１）監視部分Ｄ３は、入力に対する機体Ｄ２の出力値ｙが、制御信号ｕに対する実機モデルの出力値と一致していることを前提として、これら出力値に基づいて故障有無を監視する。監視部分Ｄ３の出力ｆ（すなわち故障要因ｆ）は機体Ｄ２の故障情報を含めて制御器再構築部分Ｄ４の入力となる。
（２）制御器再構築部分Ｄ４は、監視部分Ｄ１の出力ｆに含まれる故障情報を用いて、システムの制御部Ｄ１を常に最適な制御系に構築する。
（障害許容制御システム）
図４に本実施形態の小型ヘリコプター１に実装したシステムの概略構成を示す。図４に示されるシステムＳでは、電流モデルベースの障害検知を行う。電流モデルベースの障害検知では、マイコンボードに実装したマイクロコンピュータによって各センサのデータ処埋とモデルデータをベースとした演算をしており、具体的には、６個の独立な電流値の計測と障害検知の計算を行う。
このシステムＳにおいて、駆動系回路であるローター部Ｒ１〜Ｒ６の各モーターに供給される電流値は、ローター部Ｒ１〜Ｒ６が正常であるかどうかの状態を調べるパラメータになりうるものであり、例えば、モーターの異常やプロペラの損傷等が発生したとき、電流値に異常な変動が現われる。したがって、ローター部Ｒ１〜Ｒ６の各モーターに供給される電流値を用いて障害検知を行うことができる。
このシステムＳは、小型ヘリコプター１のハードウェアである機体１０と、コントロールユニット２０によって実現される制御部２１、制御量分配部２２、ＡＤ変換部２３、同定モデル出力算出部２４および障害検出部２５と、を有している。
制御部２１は、自律飛行のための制御指令である参照信号（Ｒｅｆ）が入力され、この参照信号に基づいてスロットル（Ｔｈｒｏｔｔｌｅ）、ロール（Ｒｏｌｌ）、ピッチ（Ｐｉｔｃｈ）およびヨー（Ｙａｗ）の各制御量を示す制御信号を制御量分配部２２に出力する。また、制御部２１は、例えば位置情報、高度情報および加速度情報などの機体１０の動作情報（Ｉｎｆｏｒｍａｔｉｏｎ）を用いてフィードバック制御を行っている。
制御量分配部２２は、スロットル、ロール、ピッチおよびヨーの各制御量に示される推力および機体姿勢とするために、各制御量を分配してＰＷＭ信号（ＰＷＭ ｓｉｇｎａｌ）を生成し、モータードライバを通じて６つのモーターに供給する。このＰＷＭ信号は、後述する同定モデル出力算出部２４にも送られる。制御量分配部２２の詳細については後述する。
ＡＤ変換部２３は、電流センサから出力される電流値および図示しない電圧センサから出力されるバッテリー電圧を示すアナログ信号（Ａｎａｌｏｇ ｓｉｇｎａｌ ｏｆ Ｃｕｒｒｅｎｔ ａｎｄ Ｖｏｌｔａｇｅ）をデジタル信号に変換する。ＡＤ変換部２３は、電圧値を示すデジタル信号（Ｄｉｇｉｔａｌ ｓｉｇｎａｌ ｏｆ Ｖｏｌｔａｇｅ；以下、単に「電圧信号」という。）を同定モデル出力算出部２４に送信し、電流値を示すデジタル信号（Ｄｉｇｉｔａｌ ｓｉｇｎａｌ ｏｆ Ｃｕｒｒｅｎｔ；以下、単に「電流信号」という。）を障害検出部２５に送信する。
同定モデル出力算出部２４は、小型ヘリコプター１の同定モデルを内部で構成しており、制御信号に基づくＰＷＭ信号および電圧信号を入力して、小型ヘリコプター１の同定モデルの電流値（Ｐｒｅｄｉｃｔｉｖｅ ｄａｔａ ｏｆ ｃｕｒｒｅｎｔ）を算出する。同定モデル出力算出部２４が算出した同定モデルの電流値を示す信号は障害検出部２５に送られる。
ここで同定モデルについて検討する。
通常の飛行状態において入力されるＰＷＭ信号に対して実機と同等の電流値を出力するモデルを推定できれば、このモデルが出力した計算上の電流値と実測した電流値とを比較することで、モーターやローターの状態についても監視することができる。
電圧ｖと電流ｉと角速度ω（モーター回転数）をモーターの状態量とし、モーターの状態を反映する関数をΨとすれば、Ψは次式で表すことができる。
（１）
そして、制御量分配部２２から出力されるＰＷＭ信号とモーター回転数との伝達関数における関係は線形である。以上の分析によって、Ψは次式で表すことができる。
（２）
ただし、μは、回転数ωとＰＷＭのデューティ比との比例係数（デューティ＝μω）である。
この式について逆変換を行うと、電流ｉは次式で表すことができる。
（３）
上記システムでは、フォトインタラプタを用いてモーターの回転数を測定し、電流センサを用いてモーターに供給される電流値を測定する。なお、電源にバッテリーを用いる場合、電流値の測定に際して時間とともに電圧が低下するので、バッテリー電圧を測定するとともに、その影響を考慮して電流値の測定を行う。
図５に小型ヘリコプター１において実測したモーターに供給される電流値（Ｃｕｒｒｅｎｔ）とモーターの回転数（Ｓｐｅｅｄ）との関係を示す。図５より、電流値と回転数との関係は指数関数によって表される。そして、本発明者らは、この電流値と回転数との測定結果からこれらの関係を規定する係数を求めた。これよりＰＷＭ信号とモーター回転数の線形化係数を求めることによって、Ψ-1を求めることができる。小型ヘリコプター１における同定モデルである電流規範モデルの一例を次の式（４）に示す。
（４）
同定モデル出力算出部２４は、上記式を用いて小型ヘリコプター１の同定モデルの電流値を算出する。
障害検出部２５は、同定モデル出力算出部２４によって算出された電流値（同定モデルの出力値）と電流信号に示される実測した電流値（機体の出力値）とを比較することにより障害を検出する。
このシステムＳにおいて想定している障害は、モータードライバおよびモーターの故障、ならびに、ローター（プロペラ）損傷の２種類である。
例えば、モーターに故障が発生した場合、モーターの係数定常量（すなわち、モーター特性）が変化してモーターの状態を反映する関数Ψ自体も変化する。また、ロータが損傷した場合、トルクが急激に変化して電流値が小さくなる。したがって、正常時のモータ状態を反映した関数Ψ（すなわち同定モデル）を用いることで、関数Ψにより求めた電流値と実測した電流値とが、正常時は一致しかつ障害発生時は不一致となるので、この結果から障害発生を検出することができる。そして、障害検出部２５は、障害が発生したモーターを停止させる。
障害検出部２５は、障害状態を示す出力信号（Ｆａｉｌｕｒｅ ｓｉｇｎａｌ）を制御量分配部２２に送る。
上述した制御量分配部２２は、障害検出部２５から送られた信号に示される障害状態に応じて、飛行維持に必要な揚力と反トルクを再配置するために、ローター部Ｒ１〜Ｒ６へのスロットル、ロール、ピッチおよびヨーの各制御量の分配を調整する。以下に制御量分配部２２における分配アルゴリズムについて説明する。
図６に小型ヘリコプター１の制御量分配イメージを示す。制御部２１（Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒ）から入力された各制御量は制御量分配部２２（Ｃｏｎｔｒｏｌ Ａｌｌｏｃａｔｉｏｎ）で分配されて、ローター部Ｒ１〜Ｒ６のそれぞれのモーターの角速度ωの二乗値を表す制御信号となる。各ローター部Ｒ１〜Ｒ６の推力は、それぞれのモータの角速度ωの二乗値に比例する。角速度ωはＰＷＭ信号と関係性を有する。これら制御信号が点線で示される機体１０に入力されると、機体１０の動作状態としての総推力Σｆ、ロールチルト角τx、ピッチチルト角τy、および、ヨーチルト角τzが得られる。このアルゴリズムは各ローター部Ｒ１〜Ｒ６の障害発生状態に応じてより適切な動作が可能となるよう各制御量を分配する。
制御入力ベクトルｕは、次式で表される。
（５）
制御量分配行列Ｍは、次式で表される。
（６）
一方で、角速度の二乗値の入力に対する機体の動作状態を算出する機体動作状態行列Ｍｂ（以下、数式中でＭの上方に横棒（バー）が付いたものを、明細書本文中では「Ｍｂ」と表す。）は、次式で表される。
（７）
このＭｂは、ローター部Ｒ１〜Ｒ６の出力および配置から次式で表される。
（８）
ただし、κfは角速度ωの二乗値に対する推力の比例定数であり、κτはモーター回転角速度の２乗とトルク（τ）との比例係数（τ＝κτ・ω2）であり、ｆは推力であり、ｌ（エル）は機体重心とモーター回転軸との距離（長さ）であり、ｅ1〜ｅ6はプロペラ回転方向（±１）である。
ローター部Ｒ１〜Ｒ１の障害要素ηi（ｉ＝１〜６）は次式で表される。
（９）
障害要素ηiは障害検出部２５から送られた信号に示される障害状態に含まれている。そして、機体動作状態行列Ｍｂにローター部Ｒ１〜Ｒ１の故障状況を含めると次式が得られる。
（１０）
以上の式を整理すると次式が得られる。
（１１）
そして、疑似逆行列を用いて故障時の制御再分配行列を計算すると、制御量分配行列Ｍとして次式が得られる。
（１２）
ただし、σTはスロットル量（Ｔｈｒ）に関するミキシング（制御量分配）行列整数化パラメータであり、σLはロール（Ｒｏｌｌ）角に関するミキシング（制御量分配）行列整数化パラメータであり、σMはピッチ（Ｐｉｔｃｈ）角に関するミキシング（制御量分配）行列整数化パラメータであり、σNはヨー（Ｙａｗ）角に関するミキシング（制御量分配）行列整数化パラメータである。
上記制御量分配部２２は、障害要素ηiを考慮したこの制御量分配行列Ｍに表される分配アルゴリズムを用いて、各制御量の分配を行う。
（障害検出の検証）
次に、本実施形態の小型ヘリコプター１を用いて、ローター部Ｒ１〜Ｒ６のモーターが一定の速度で回転している状態において、ローターに外力を与えることによりモーターの回転数を変化させて、モーター故障（障害）を検出する実験を行った。
まず、本実施形態の小型ヘリコプター１が、ホバリングを行っている場合と上昇および下降を繰り返している場合との２つの状態について式（４）に示されるモデルの検証を行った。
ここでは、二乗平均平方根法を利用して障害検出を実現する。二乗平均平方根法は次の式の通りである。
（１３）
（１４）
ｔは飛行時間（秒数）を表し、ＩModelはモーターの同定モデルから算出した電流値を表し、ＩRealは実測した電流値を表す。障害検出のプログラムは２００サンプル／秒で電流値を測定する。モーターの故障がない場合はδの変動はしきい値δmaxより小さいが、故障が発生した場合でδはδmax以上となる。そこで、次式に示すようにδが故障判断のしきい値δmaxとき、モーター故障が発生したと判断する。このしきい値は実機を用いた測定結果やシミュレーション結果などから決定する。
（１５）
検証結果を図７〜図９に示す。図７は、小型ヘリコプターのローター部が正常な状態においてホバリングを行っている場合の電流値（Ｃｕｒｒｅｎｔ）および推定した電流値と実際の電流値との偏差値（Ｔｈｔ）を示すグラフである。図８は、小型ヘリコプターのローター部が正常な状態において上昇および下降を繰り返している場合の電流値（Ｃｕｒｒｅｎｔ）および推定した電流値と実際の電流値との偏差値（Ｔｈｔ）を示すグラフである。図９は、小型ヘリコプターのローター部に障害が生じた場合（ローターを手で押さえた状態）の電流値（Ｃｕｒｒｅｎｔ）および推定した電流値と実際の電流値との偏差値（Ｔｈｔ）を示すグラフである。
図７〜図９の電流値のグラフにおいて、実線が実測した電流値を示し、点線が同定モデルから算出した電流値である。図７、図８に示すように、ローター部が正常で障害が発生していないときは、実測した電流値および同定モデルから算出した電流値がほぼ一致し、推定した電流値と実際の電流値との偏差値についても比較的小さな値を維持している。一方、図９に示すように、ローター部に障害が生じると、実測した電流値および同定モデルから算出した電流値の大きさ差異が生じて（７〜８秒、９〜１０秒のとき）、推定した電流値と実際の電流値との偏差値についても、各電流値の差異が生じる毎に値が大きく上昇する。
このように、電流値の変化により小型ヘリコプター１のローター部Ｒ１〜Ｒ６の障害有無を判断することができることが明らかとなった。
（ローター回転方向と可制御性）
次に、小型ヘリコプター１のローター部Ｒ１〜Ｒ１のそれぞれの回転方向と障害許容性（可制御性）について検討する。
小型ヘリコプター１の飛行中に駆動系障害が発生したとき、駆動系障害の状況により機体の姿勢が制御可能（可制御）の場合、および、機体の姿勢が制御不能（不可制御）の場合が考えられる。小型ヘリコプター１の障害検出部２５の出力信号によって、ローター部Ｒ１〜Ｒ６のうちのどのローター部に障害が生じたかを把握することができる。ローター部Ｒ１〜Ｒ６のそれぞれの回転方向によって障害が生じた場合の可制御性が異なる。
（１）非対称の回転方式
図１０に、小型ヘリコプター１において非対称の回転方式を採用した構成を示す。図１０において、黒色ローターが正回転（上方から見て時計回り）であり、灰色ローターが逆回転（上方から見て反時計回り）である。図１０の小型ヘリコプター１は、正回転のローター部Ｒ２、Ｒ４、Ｒ５と逆回転のローター部Ｒ１、Ｒ３、Ｒ６とが周方向に交互に並べられておらず、非対称の配置となる。この非対称の回転方式を採用した構成では、ローター部Ｒ１、Ｒ４〜Ｒ５のいずれか１つが停止した場合、機体の３軸（ロール、ピッチ、ヨー）は全て可制御になる。しかし、ローター部Ｒ２またはＲ３が停止した場合、機体の２軸（ロール、ピッチ）のみ可制御となる。この非対称の回転方式を用いた構成では、あるローター部が停止しても、その状態に応じた最適な制御量分配を行い自律飛行を継続することが可能となる場合がある。この場合、小型ヘリコプター１の自動着陸や自律的に離陸地点へ帰還することも可能である。
（２）対称の回転方式
図１１に、小型ヘリコプター１において対称の回転方式を採用した構成を示す。図１１において、上記と同様に、黒色ローターが正回転であり、灰色ローターが逆回転である。図１１の小型ヘリコプター１は、正回転のローター部Ｒ２、Ｒ４、Ｒ６と逆回転のローター部Ｒ１、Ｒ３、Ｒ５とが周方向に交互に並べられており、対称の配置となる。この対称の回転方式を採用した構成では、ローター部Ｒ１〜Ｒ６のいずれか１つでも停止すると、少なくとも機体の１軸（ヨー）について不可制御となる。
上記（１）、（２）の回転方式の検討結果をふまえ、以下に、小型ヘリコプター１において（１）非対称の回転方式を採用した構成を用いて、ローター部Ｒ１およびローター部Ｒ５の障害を検知したときの制御量再分配による障害許容制御動作について以下に検証を行った。
（障害許容制御動作検証）
まず、手動操作（マニュアルモード）での制御量再分配による障害許容制御動作を検証するため、操縦器（プロポ）への操作入力指令に基づく入力制御量と機体において実測した実測角速度とを比較した。
ローター部Ｒ１を停止させた場合について図１２〜図１５に示す。図１２は、各ローター部Ｒ１〜Ｒ６へのＰＷＭ信号のデューティサイクルを示す。図１２に示されるように、１１秒のときローター部Ｒ１を停止し、２０秒のときローター部Ｒ１を再始動している。図１３〜図１５は、順にロール角速度、ピッチ角速度、ヨー角速度を示している。図１３〜図１５において、点線が入力制御量（Ｉｎｐｕｔ）を示し、実線が実測角速度（Ｏｕｔｐｕｔ）を示す。
ローター部Ｒ５を停止させた場合について図１６〜図１９に示す。図１６は、各ローター部Ｒ１〜Ｒ６へのＰＷＭ信号のデューティサイクルを示す。図１６から、３６秒のとき停止中のローター部Ｒ５を再始動している。図１７〜図１９は、順にロール角速度、ピッチ角速度、ヨー角速度を示している。図１７〜図１９において、点線が入力制御量（Ｉｎｐｕｔ）を示し、実線が実測角速度（Ｏｕｔｐｕｔ）を示す。
図１３〜図１５から明らかなように、ローター部Ｒ１の停止直後および再始動直後において、入力制御量から実測角速度が乖離するが、その後実測角速度が入力制御量に沿うように復帰している。同様に、図１７〜図１９から明らかなように、ローター部Ｒ５の再始動直後において、入力制御量から実測角速度が乖離するが、その後実測角速度が入力制御量に沿うように復帰している。
このことから、手動操作中に１つのローター部（ローター部Ｒ１またはＲ５）が停止した場合でも、残りのローター部によって機体の姿勢を保つことが実現できた。図１３〜図１５および図１７〜図１９のグラフから、操縦器からの操作入力指令に基づく入力制御量と機体の実際の角速度とは一致性が高いことが分かった。このことから、ローター部の障害発生時の制御量分配アルゴリズムの有効性が明らかとなった。
次に、自律飛行での制御量再分配による障害許容制御動作を検証するため、室外で自律飛行中にローター部に障害が発生した場合について検証を行った。
一例として、飛行開始から概ね１０８秒経過時点でローター部Ｒ１を停止させた場合について、図２０〜図２２に示す。図２０は、３軸のチルト角（Ａｎｇｌｅ）について自律飛行の制御指令である参照信号（Ｒｅｆｅｒｅｎｃｅ）と実際の機体の姿勢（Ｒｅｓｐｏｎｃｅ）とを比較したグラフである。図２１は、機体の飛行位置（Ｐｏｓｉｔｉｏｎ）について自律飛行の制御指令である参照信号（Ｒｅｆｅｒｅｎｃｅ）と実際の機体の位置（Ｒｅｓｐｏｎｃｅ）とを比較したグラフである。図２２は、三次元飛行経路である。
他の一例として、飛行開始から概ね４１秒経過時点でローター部Ｒ５を停止させた場合について、図２３〜図２５に示す。図２３は、３軸のチルト角（Ａｎｇｌｅ）について自律飛行の制御指令である参照信号（Ｒｅｆｅｒｅｎｃｅ）と実際の機体の姿勢（Ｒｅｓｐｏｎｃｅ）とを比較したグラフである。図２４は、機体の飛行位置（Ｐｏｓｉｔｉｏｎ）について自律飛行の制御指令である参照信号（Ｒｅｆｅｒｅｎｃｅ）と実際の機体の位置（Ｒｅｓｐｏｎｃｅ）とを比較したグラフである。図２５は、三次元飛行経路である。
図２０、図２１から明らかなように、ローター部Ｒ１の停止直後において、参照信号（Ｒｅｆｅｒｅｎｃｅ）から実動作（Ｒｅｓｐｏｎｓｅ）が乖離するが、その後実動作が参照信号に沿うように復帰している。また、図２２からも、小型ヘリコプター１は、概ね参照信号に示される経路にそって飛行していることが分かる。同様に、図２３、図２４から明らかなように、ローター部Ｒ５の停止直後において、参照信号（Ｒｅｆｅｒｅｎｃｅ）から実動作（Ｒｅｓｐｏｎｓｅ）が乖離するが、その後実動作が参照信号に沿うように復帰している。また、図２５からも、小型ヘリコプター１は、概ね参照信号に示される経路に沿って飛行していることが分かる。
このことから、自律飛行中に１つのローター部（ローター部Ｒ１またはＲ５）が停止した場合でも、残りのローター部によって機体の姿勢を保つことが実現できた。図２１、図２２および図２３、図２４のグラフから、自律飛行の制御指令である参照信号と機体の実動作とは一致性が高いことが分かった。このことからも、ローター部の障害発生時の制御量分配アルゴリズムの有効性が明らかとなった。
以上のように、実際の飛行に基づく検証によって１つのローター部に障害が発生した瞬間に、機体の飛行位置について参照信号との差が発生するが、数秒間で参照信号に示される目標位置に追従できることが分かった。また、これらの検証結果からローター部に障害が発生した場合に、機体の墜落を抑制して比較的安全に対処可能であることが分かった。
上記に本発明の実施形態を説明したが、本発明はこれらの例に限定されるものではない。前述の実施形態に対して、当業者が適宜、構成要素の追加、削除、設計変更を行ったものや、実施形態の特徴を適宜組み合わせたものも、本発明の要旨を備えている限り、本発明の範囲に含まれる。
（実施の形態２）
以下、本発明の一実施形態である無人航空機、無人航空機の制御装置、無人航空機の制御方法、及び無人航空機の障害検出装置を、図面を参照しつつ説明する。ただし本発明による無人航空機、無人航空機の制御装置、無人航空機の制御方法、及び無人航空機の障害検出装置が以下に説明する具体的態様に限定されるわけではなく、本発明の範囲内で適宜変更可能であることに留意する。例えば、本発明に係る無人航空機は自律飛行型の無人航空機である必要はなく、無人航空機の機能構成も、図２８に示されるものに限らず同様の動作が可能であれば任意であり、例えば通信回路の機能を主演算回路に統合する等、複数の構成要素が実行すべき動作を単独の構成要素により実行してもよいし、あるいは主演算回路の機能を複数の演算回路に分散する等、図示される単独の構成要素の実行すべき動作を複数の構成要素により実行してもよい。一例として、図２８においては障害検出回路が（回転翼）制御信号生成回路に同一ハードウェアとして統合されている（例えば主演算回路と障害検出回路とが同一のプロセッサ等であってよい。信号変換回路も同様。）が、制御信号生成回路とは別個に障害検出回路を設けてもよい。無人航空機の自律制御プログラム、障害検出プログラムは、ハードディスクドライブ等の記録デバイスに記録されて主演算回路、障害検出回路等により読み出されて実行されるものであってもよいし（図示される自律制御プログラム、障害検出プログラムが、複数のプログラムモジュールに分解されてもよいし、その他の任意のプログラムが主演算回路、障害検出回路等により実行されてもよい。）、マイコン等を用いた組み込み型のシステムによって同様の動作が実行されてもよい。以下の実施形態で示される全ての構成要素を本発明に係る無人航空機、無人航空機の制御装置、無人航空機の障害検出装置が備える必要はなく、また示される方法ステップの全てを本発明に係る無人航空機の制御方法が備える必要もない。無人航空機を飛行させるための回転翼も、図２６等で示されるような６つのロータＲ１〜Ｒ６に限らず、例えば８つのロータＲ１〜Ｒ８等、任意の数の回転翼（ロータ、プロペラ等、任意の回転翼）であってよい。無人航空機の機体サイズも任意である。
無人航空機の構成と飛行制御の概要
図２６に、本発明の一実施形態である無人航空機の斜視図（日本国特許出願、特願２０１６−２４１７１８号（平成２８年１２月１３日出願。出願人「株式会社自律制御システム研究所」、発明者「野波 健蔵、楊 溢」）の図２を元に、回転方向の定義を追記する等した。）を示し、図２７に、無人航空機をｚの負方向から見た図を示す。無人航空機１０１は、本体部１０２と、本体部１０２からの制御信号により駆動する６つのモータＭ１〜Ｍ６と、モータＭ１〜Ｍ６の各々の駆動により回転して無人航空機１０１を飛行させる６つのロータ（回転翼）Ｒ１〜Ｒ６と、本体部１０２とモータＭ１〜Ｍ６とをそれぞれ接続するアームＡ１〜Ａ６（図２７）とを備えている。図２６に示すとおり、ｘ軸周り、ｙ軸周り、ｚ軸周りの回転角として、ロール角、ピッチ角、ヨー角が定義される。また機体の上昇、下降（ロータＲ１〜Ｒ６全体としての回転数）に対応する量として、スロットル量が定義される。図２７に示すとおり、ロータＲ１，Ｒ３，Ｒ５はｚの負方向から見て時計回りに回転し、ロータＲ２，Ｒ４，Ｒ６はｚの負方向から見て反時計回りに回転する。すなわち隣り合うロータ同士は逆向きに回転する。６本のアームＡ１〜Ａ６は長さが等しく、図２７に示すとおり６０°間隔で配置されている。無人航空機１０１は、その他にも用途等に応じて撮影カメラやペイロード等を備えていてよい（不図示）。
図２８は、図２６の無人航空機の構成を示すブロック図である。無人航空機１０１の本体部１０２は、プロセッサ、一時メモリ等から構成されて各種演算を行う主演算回路１０３ａと、主演算回路１０３ａによる演算で得られた制御指令値データをモータＭ１〜Ｍ６へのパルス信号（ＰＷＭ信号）に変換する等の処理を担う、プロセッサ、一時メモリ等から構成される信号変換回路１０３ｂと、ロータ（又はプロペラ）Ｒ１〜Ｒ６のうち少なくとも１つの動作の障害を検出する障害検出回路１０３ｃと（主演算回路１０３ａ、信号変換回路１０３ｂ、障害検出回路１０３ｃを含む演算回路を（回転翼）制御信号生成回路１０４と称する。）、制御信号生成回路１０４により生成されたパルス信号をモータＭ１〜Ｍ６への駆動電流へと変換するスピードコントローラ（ＥＳＣ：Ｅｌｅｃｔｒｉｃ Ｓｐｅｅｄ Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒ）ＥＳＣ１〜ＥＳＣ６と、外部との各種データ信号の送受信を担う通信アンテナ１０８及び通信回路１０９と、ＧＰＳ（Ｇｌｏｂａｌ Ｐｏｓｉｔｉｏｎｉｎｇ Ｓｙｓｔｅｍ）センサ、姿勢センサ、高度センサ、方位センサ等の各種センサを含むセンサ部１１０と、自律制御プログラム１０５ａ、障害検出プログラム１０５ｂ、各種データベース１０５ｃ等を記録するハードディスクドライブ等の記録デバイスから構成される記録装置１０６と、リチウムポリマーバッテリやリチウムイオンバッテリ等のバッテリデバイスや各要素への配電系を含む電源系１０７とを備えている。また無人航空機１０１は、モータＭ１〜Ｍ６の各々に印加される各々の電圧と、モータＭ１〜Ｍ６の各々を流れる各々の電流と、モータＭ１〜Ｍ６の各々の回転数（単位時間あたりに回転する回数）を測定する電圧・電流・回転数センサＳ１〜Ｓ６と、電圧・電流・回転数センサＳ１〜Ｓ６により測定された各々の電圧、電流、回転数の測定値を示すアナログ信号をデジタル信号に変換して障害検出回路１０３ｃへと出力するＡ／Ｄ（アナログ／デジタル）コンバータ１１も備えている。なお、電圧・電流・回転数センサＳ１〜Ｓ６は各々、電圧と電流を測定する電圧・電流センサと、回転数を測定するフォトインタラプタ等の回転数センサとから構成される。また電圧・電流・回転数センサＳ１〜Ｓ６は、それぞれ別個の配線によりＡ／Ｄコンバータ１１１へと接続されているが、Ａ／Ｄコンバータ１１１と障害検出回路１０３ｃとは、ＣＡＮ（Ｃｏｎｔｒｏｌｌｅｒ Ａｒｅａ Ｎｅｔｗｏｒｋ）−ＢＵＳ方式に従って２本の通信線（Ｈライン、Ｌライン）で接続されており、６チャネルの信号が共通の信号伝達経路を経由して障害検出回路１０３ｃに伝達されることとなる（データ形式の変換等は、Ａ／Ｄコンバータ１１１と障害検出回路１０３ｃとにそれぞれ内蔵されている組み込み回路により行うか、Ａ／Ｄコンバータ１１１と障害検出回路１０３ｃとが適切な変換プログラム等を実行して行う等、任意。）。
その他に、無人航空機１０１は機能用途に応じて任意の機能部、情報等を備えていてよい。一例として、無人航空機１０１が飛行計画に従って自律飛行する場合（自律飛行モード）には、飛行の開始位置、目的位置、開始位置から出発して目的位置に到達するまでに経由すべきチェックポイント位置（緯度、経度、高度）の集合である飛行計画経路や、速度制限、高度制限等、飛行中に従うべき何らかの規則である飛行計画を示すデータである飛行計画情報が記録装置１０６に記録され、主演算回路１０３ａが飛行計画情報を読み込んで自律制御プログラム１０５ａを実行することにより、飛行計画に従って無人航空機１０１が飛行する。具体的には、センサ部１１０の各種センサから得られる情報により無人航空機１０１の現在位置、速度等を決定し、飛行計画で定められた飛行計画経路、速度制限、高度制限等の目標値と比較することにより主演算回路１０３ａでスロットル量、ロール角、ピッチ角、ヨー角に関する制御指令値を演算し、これをロータＲ１〜Ｒ６の回転速度に関する制御指令値に変換し、当該回転速度に関する制御指令値を示すデータを信号変換回路１０３ｂでパルス信号に変換して（（回転翼）制御信号の生成）スピードコントローラＥＳＣ１〜ＥＳＣ６に送信し、スピードコントローラＥＳＣ１〜ＥＳＣ６がそれぞれパルス信号を駆動電流へと変換してモータＭ１〜Ｍ６にそれぞれ出力し、モータＭ１〜Ｍ６の駆動を制御してロータＲ１〜Ｒ６の回転速度等を制御することにより無人航空機１０１の飛行が制御される。一例として、無人航空機１０１の高度を上げる制御指令に対してはロータＲ１〜Ｒ６の回転数が増加し（高度を下げる場合には減少）、無人航空機１０１を前進方向（図２６のｘの正方向）に加速する制御指令に対しては、ロータＲ１，Ｒ２，Ｒ６の回転数を減らしてロータＲ３，Ｒ４，Ｒ５の回転数を増やす（減速であれば逆の制御）等の制御が行われる。この過程において、障害検出回路１０３ｃが障害検出プログラム１０５ｂを実行することにより、電圧・電流・回転数センサＳ１〜Ｓ６が測定した電圧、電流、回転数の測定値を用いてロータＲ１〜Ｒ６のうち少なくとも１つの動作の障害が検出され、そして主演算回路１０３ａが自律制御プログラム１０５ａを実行することにより、後述のとおり検出された障害に応じた飛行制御が行われる。無人航空機１０１が実際に飛行した飛行経路（各時刻における無人航空機１０１の機***置等）や各種センサデータ等の飛行記録情報は、飛行中に随時各種データベース１０５ｃに記録される。
なお、無人航空機１０１が、プロポーショナル・コントローラ（プロポ）等の外部入力装置から通信アンテナ１０８及び通信回路１０９により受信する外部入力信号により示される外部入力指令値（スロットル量、ロール角、ピッチ角、ヨー角に関する指令値）に従って飛行する場合（マニュアルモード）は、外部入力指令値を用いて主演算回路１０３ａが自律制御プログラム１０５ａ（外部入力装置によるマニュアル制御専用の機体として無人航空機１０１を構成する場合は、記録装置１０６に記録された別個の制御プログラム。）を実行することによりロータＲ１〜Ｒ６の回転速度に関する制御指令値を演算し、このデータを信号変換回路１０３ｂでパルス信号に変換して（（回転翼）制御信号の生成）、以下同様に、スピードコントローラＥＳＣ１〜ＥＳＣ６、モータＭ１〜Ｍ６を用いてロータＲ１〜Ｒ６の回転速度を制御して飛行制御を行う。
あるいは、機体の姿勢のみ自律制御する姿勢制御モードで無人航空機１０１を飛行させる場合は、センサ部１１０の姿勢センサ（ジャイロセンサ、磁気センサ等）の測定により得られる姿勢情報を示すデータを用いて主演算回路１０３ａが自律制御プログラム１０５ａを実行することにより、姿勢センサからのデータと姿勢の目標値を比較する等して姿勢制御の指令値（ロール角、ピッチ角、ヨー角に関する指令値）を演算し、当該姿勢制御の指令値と、外部入力装置から受信する外部入力信号により示される外部入力指令値（スロットル量、ロール角、ピッチ角、ヨー角に関する指令値）とを組み合わせることにより、スロットル量、ロール角、ピッチ角、ヨー角に関する（合成）制御指令値を演算し、これをロータＲ１〜Ｒ６の回転速度に関する制御指令値に変換し（主演算回路１０３ａが自律制御プログラム１０５ａを実行することにより演算及び変換が行われる。）、以下同様に飛行が制御される。
自律飛行型無人航空機の一例としては、ミニサーベイヤーＭＳ−０６ＬＡ（株式会社自律制御システム研究所）、Ｓｎａｐ（Ｖａｎｔａｇｅ Ｒｏｂｏｔｉｃｓ社）、ＡＲ．Ｄｒｏｎｅ２．０（Ｐａｒｒｏｔ社）、Ｂｅｂｏｐ Ｄｒｏｎｅ（Ｐａｒｒｏｔ社）等が市販されている。以下に説明する無人航空機１０１の障害に応じた飛行制御において、無人航空機１０１は基本的に外部入力装置等からの外部入力信号に従って飛行し、姿勢のみが自律制御されるものとするが、完全自律制御飛行や完全外部制御飛行をする無人航空機１０１によっても同様に障害に応じた飛行制御が可能である。
障害に応じた飛行制御
図２９に、障害検出から障害に応じた飛行制御までの流れを示すブロック図（特願２０１６−２４１７１８号の図４を元に記載の変更や追加を行った。）を示す。本発明においては、特願２０１６−２４１７１８号に記載の同定モデルを用いた障害検出と同様の原理で障害検出処理を行うことができる。以下、特願２０１６−２４１７１８号の記載に倣って、この障害検出処理を説明する。
障害検出
図２９のブロック図中、制御部１０３ａ−１と制御量分配部１０３ａ−２は、自律制御プログラム１０５ａを実行する主演算回路１０３ａの機能をそれぞれ果たす概念的機能部を表わし、これら機能部における処理は自律制御プログラム１０５ａを実行する主演算回路１０３ａにより実行される。また図２９のブロック図中、同定モデル出力算出部１０３ｃ−１と障害検出部１０３ｃ−２は、障害検出プログラム１０５ｂを実行する障害検出回路１０３ｃの機能をそれぞれ表す概念的機能ブロックであり、これら機能ブロックにおける処理は障害検出プログラム１０５ｂを実行する障害検出回路１０３ｃにより実行される。なお本明細書における「出力」「入力」は、電気信号等が物理的に送り出されること、受け取られることのみを意味するわけではなく、概念的機能ブロック間での情報の受け渡し（プログラム間でのデータの受け渡し等）も含む概念である。
無人航空機１０１の飛行中、電圧・電流・回転数センサＳ１〜Ｓ６は、モータＭ１〜Ｍ６の各々に印加される各々の電圧と、モータＭ１〜Ｍ６の各々を流れる各々の電流とを測定する。また、後述の電流規範モデルの式における、電流値と回転数との関係を規定する係数を求めるべく、電圧・電流・回転数センサＳ１〜Ｓ６は、モータＭ１〜Ｍ６の各々の回転数も測定する。
電圧・電流・回転数センサＳ１〜Ｓ６によって測定された、各々の電圧と各々の電流を示すアナログ信号（それぞれ６チャネル）は、Ａ／Ｄコンバータ１１１へと出力され、Ａ／Ｄコンバータ１１１はこれらをデジタル電圧信号（６チャネル）とデジタル電流信号（６チャネル）に変換する。デジタル電圧信号は同定モデル出力算出部１０３ｃ−１に、デジタル電流信号は障害検出部１０３ｃ−２に、それぞれ出力される。
同定モデル出力算出部１０３ｃ−１は、制御量分配部１０３ａ−２から入力されるＰＷＭ信号（６チャネル）と、Ａ／Ｄコンバータ１１１から入力されるデジタル電圧信号（６チャネル）とを用いて、６つのロータＲ１〜Ｒ６のそれぞれについて同定モデルによる電流のモデル値を算出する。以下、同定モデルについて、特願２０１６−２４１７１８号の明細書を引用することにより説明する（用語表現等は適宜変更する。以下の引用においても同様。）。
（モデル値の例１）
電圧ｖと電流ｉと角速度ω（モータ回転数に対応）をモータ１つの状態量とし、モータの状態を反映する関数をΨ（プサイ）とすれば、Ψは次式で表すことができる。
（１６）
そして、制御量分配部１０３ａ−２から出力されるＰＷＭ信号とモータ回転数との伝達関数における関係は線形である。以上の分析によって、Ψは次式で表すことができる。
（１７）
ただし、μ（ミュー）は、回転数ω（オメガ）とＰＷＭのデューティ比ＰＷＭ（０≦ＰＷＭ≦１）との比例係数（デューティ比ＰＷＭ＝μω）である。
この式について逆変換を行うと、電流ｉは次式で表すことができる。
（１８）
図２９の構成では、フォトインタラプタを用いてモータの回転数を測定し、電圧・電流センサを用いてモータに供給される電流値を測定する。なお、電源にバッテリを用いる場合、電流値の測定に際して時間とともに電圧が低下するので、バッテリ電圧を測定するとともに、その影響を考慮して電流値の測定を行う。
図３０に、ある無人航空機（特願２０１６−２４１７１８号に記載の小型ヘリコプタ１。ハードウェア構成は基本的に本実施形態の無人航空機１０１と同様。）において実測したモータに供給される電流値とモータの回転数との関係を示す。図３０より、電流値と回転数との関係は指数関数によって表される。そして、特願２０１６−２４１７１８号の発明者、及び本発明者らは、この電流値と回転数との測定結果からこれらの関係を規定する係数を求めた。これよりＰＷＭ信号とモータ回転数の線形化係数を求めることによって、上記式（１８）の関数Ψ-1（プサイ-1）を求めることができる。小型ヘリコプタ１における同定モデルである電流規範モデルの一例を次の式（１９）に示す。
（１９）
なお、電流ｉの単位はＡ（アンペア）であり、電圧ｖの単位はＶ（ボルト）とした。また上記式（１９）のモデルを決定する時に用いた小型ヘリコプタ１の諸元（Ｓｐｅｃｉｆｉｃａｔｉｏｎｓ）は、特願２０１６−２４１７１８号の明細書中、［表１］のとおりである（以下参照）。
同定モデル出力算出部１０３ｃ−１は、上述のとおり制御量分配部１０３ａ−２から入力されるＰＷＭ信号（６チャネル）と、Ａ／Ｄコンバータ１１１から入力されるデジタル電圧信号（６チャネル）とを用いて、モータＭ１〜Ｍ６の各々について上記式（１９）にＰＷＭ値と電圧値ｖとを代入し、電流モデル値（推定値）を決定する。モータＭ１〜Ｍ６の各々の電流モデル値を示すモデル電流値データ（６チャネル）は障害検出部１０３ｃ−２へと出力される。障害検出部１０３ｃ−２は、電流モデル値と、Ａ／Ｄコンバータ１１１から入力されるデジタル電流信号（６チャネル）が示す電流測定値（比較値）とを、モータＭ１〜Ｍ６の各々について比較し、両者が一致しない場合、或いは両者の差が所定の閾値を超える場合等、所定の条件が満たされた時には当該モータによって駆動されるロータの動作に障害が発生したと判断する。障害が発生したと判断された場合、障害発生を示す信号（障害の発生したロータを特定する情報も含む）は、障害信号として制御部１０３ａ−１と制御量分配部１０３ａ−２のそれぞれに出力される。障害が発生していないと判断された場合、全てのロータの動作が正常であることを示す信号が、同様に制御部１０３ａ−１と制御量分配部１０３ａ−２のそれぞれに出力される。
なお、図３０は電流の測定値からモータの回転数を決定するために用いることもできる。上式（１９）をＰＷＭについて解き、ＰＷＭ信号とモータ回転数の線形化係数を求めれば、電流ｉと電圧ｖとからモータ回転数を決定するための式を得ることができる。この式を用いて、電流と電圧の測定値からモータ回転数の推定値（予測値）を決定し、これをモータに対する制御指令値が示す回転数（比較値）と比較し、上述のとおり両者が一致するか否かの判断や両者の差と閾値との比較等によって障害発生の有無を判断してもよい（この場合、同定モデル出力算出部１０３ｃ−１はＡ／Ｄコンバータ１１１からデジタル電流信号（６チャネル）とデジタル電圧信号（６チャネル）の入力を受けで各々のモータＭ１〜Ｍ６の回転数の推定値を決定し、これらを障害検出部１０３ｃ−２へと出力する。障害検出部１０３ｃ−２は、制御量分配部１０３ａ−２から各々のモータＭ１〜Ｍ６に対する制御指令値の入力を受け、これらの示す各々の回転数（比較値）を、同定モデル出力算出部１０３ｃ−１から入力された各々の推定値と比較する。）。
（モデル値の例２）
モデル値は、特願２０１６−２４１７１８号の提案する算出手法に限らず、他の任意の手法で決定してよい。より一般的には、あるモータに印加される電圧ｖ、モータに流れる電流ｉ、モータの回転数ωに依存するロータ（推進部）の状態の測定値（比較値）を
（２０）
で定義し（ｙは多変量ベクトルであっても単変量であってもよい。）、当該状態の推定値（モデル値）を
（２１）
で定義し（式（２１）のとおりｙの上に「＾」（ハット）が付いたものを、明細書本文中では「ｙｈ」と表わす。）、また推進部への制御入力をｕ（ｕは多変量ベクトルであっても単変量であってもよい。）で定義する。
制御入力ｕと状態の測定値ｙについて、状態の推定値ｙｈを用いて以下のとおりモデル化する。
（２２）
上記式（２２）において、ｘはモデル化のために導入される単変量又は多変量ベクトルである。Ａm，Ｂm，Ｃmは、単変量ｘ，ｕに対しては係数であり、多変量ベクトルｘ，ｕに対しては係数行列である。またｋは、推定が繰り返された回数であり、ｍはモータＭ１〜Ｍ６のいずれかを特定する指数である（Ａm，Ｂm，Ｃmはモータ毎に異なってよい。）。
ここで、ｋ回目の推定値ｙｈ（ｋ）からの、測定値ｙ（ｋ）の残差ｒ（ｋ）を
（２３）
で定義する（ｒは多変量ベクトルであっても単変量であってもよい。）。またｋ回目の推定時の残差評価値δ（デルタ）（ｋ）を、
（２４）
で定義する。ここでｔは推定を開始する時刻であり、Ｔは推定を行う時間間隔（例えばＴ＝０．０２秒）である。またｒ2（ｒの二乗）は、ｒが多変量ベクトルである場合はｒとｒの内積とする。
この残差評価値δ（ｋ）が所定の閾値を超えていれば（又は閾値以上であれば）、当該モータの動作に障害が発生していると判断され、所定の閾値以下であれば（又は閾値未満であれば）、当該モータの動作に障害が発生していないと判断される。以上の推定及び障害発生の判断は、電圧・電流・回転数センサＳ１〜Ｓ６より電圧ｖ、電流ｉ、回転数ωの測定値を示す信号を受信しつつ障害検出プログラム１０５ｂを実行する障害検出部１０３ｃ−２により、各モータＭ１〜Ｍ６について行われる。障害が発生したと判断された場合、障害発生を示す信号（障害の発生したロータを特定する情報も含む）は、障害信号として制御部１０３ａ−１と制御量分配部１０３ａ−２のそれぞれに出力される。障害が発生していないと判断された場合、全てのロータの動作が正常であることを示す信号が、同様に制御部１０３ａ−１と制御量分配部１０３ａ−２のそれぞれに出力される。
（モデル値の例３）
モデル値（推定値）は、正常なモータにおいて予め測定しておいた電流測定値とすることもできる。正常動作が確認されているモータを、スピードコントローラへのＰＷＭ信号を様々に変えつつ動作させて、上記式（１６）の電圧ｖ，電流ｉ，回転数ωの組をデータベースに記録しておけば、Ψ（ｖ，ｉ，ω）の関数形を経験的に求めることができる。飛行中の障害検出処理においては、電圧・電流・回転数センサＳ１〜Ｓ６で各モータＭ１〜Ｍ６について電圧ｖ，電流ｉ，回転数ωを測定し、各々の電圧ｖ，回転数ωを示す信号（それぞれ６チャネル）が同定モデル出力算出部１０３ｃ−１へと出力され、同定モデル出力算出部１０３ｃ−１はこれら測定された各々の電圧ｖ，回転数ωを、経験的に得られた上記Ψ（ｖ，ｉ，ω）に代入することにより、上記式（１６）に従い各々のモータＭ１〜Ｍ６に関する電流モデル値を決定する。障害検出部１０３ｃ−２は、電圧・電流・回転数センサＳ１〜Ｓ６から各々の電流ｉの測定値（比較値）を示す信号（６チャネル）の入力を受け、同定モデル出力算出部１０３ｃ−１から、各々のモータＭ１〜Ｍ６に関する電流モデル値の入力を受け、モータＭ１〜Ｍ６の各々について比較値とモデル値との差を所定の閾値と比較する等して、モータＭ１〜Ｍ６によって駆動されるロータＲ１〜Ｒ６の各々における動作障害の発生を判断する。障害が発生したと判断された場合、障害発生を示す信号（障害の発生したロータを特定する情報も含む）は、障害信号として制御部１０３ａ−１と制御量分配部１０３ａ−２のそれぞれに出力される。障害が発生していないと判断された場合、全てのロータの動作が正常であることを示す信号が、同様に制御部１０３ａ−１と制御量分配部１０３ａ−２のそれぞれに出力される。
障害対応
以下、制御部１０３ａ−１と制御量分配部１０３ａ−２とが行う、障害に応じた制御処理を説明する。
図２９に示すとおり、制御部１０３ａ−１にはプロポーショナル・コントローラ等から参照値（姿勢制御モードの場合、スロットル量、ロール角、ピッチ角、ヨー角に関する外部入力指令値）が外部入力され、これに基づいて制御処理が行われる。具体的には、センサ部１１０の姿勢センサ（ジャイロセンサ、磁気センサ等）の測定により得られる姿勢情報を示すデータを用いて制御部１０３ａ−１が姿勢センサからのデータと姿勢の目標値を比較する等して姿勢制御の指令値（ロール角、ピッチ角、ヨー角に関する指令値）を演算し、当該姿勢制御の指令値と、上記外部入力指令値とを組み合わせることにより、スロットル量、ロール角、ピッチ角、ヨー角に関する（合成）制御指令値を演算し、これが制御量分配部１０３ａ−２へと出力される。制御量分配部１０３ａ−２は、これをロータＲ１〜Ｒ６の角速度の二乗値に対応する制御指令値に変換する（ミキシング）。
（制御指令値の演算）
まず、制御部１０３ａ−１による（合成）制御指令値の演算を説明する。一例において制御部１０３ａ−１には、プロポーショナル・コントローラ等から機体座標系（図２６のｘｙｚ−系）で表わされた参照値（機体座標系で表わされた、スロットル量、ロール角、ピッチ角、ヨー角に関する外部入力指令値）が外部入力される。また制御部１０３ａ−１は、上述のとおり姿勢情報を示すデータを用いて、機体座標系で姿勢制御の指令値（ロール角、ピッチ角、ヨー角に関する指令値）を演算する。そして制御部１０３ａ−１は、外部入力指令値と姿勢制御の指令値とを機体座標系で組み合わせることにより（合成）制御指令値を演算する。単純な一例としては、スロットル量については外部入力指令値を、ロール角、ピッチ角、ヨー角については外部入力指令値と姿勢制御の指令値とを足し合わせた指令値を（合成）制御指令値としてもよい。その他の一例としては、外部入力指令値のみに従って飛行制御した場合に無人航空機１０１がバランスを崩すと制御部１０３ａ−１が判断した場合に限って姿勢制御の指令値を用いて外部入力指令値を補正する等、具体的な組み合わせのアルゴリズムは任意である。また、特願２０１６−２４１７１８号と同様に、制御部１０３ａ−１は、例えば位置情報、高度情報、加速度情報等の無人航空機１０１の動作情報を用いてフィードバック制御（組合せアルゴリズムの修正等）を行っている。なお、ここでは姿勢制御モードの例として、制御部１０３ａ−１によって演算される指令値が姿勢制御の指令値であるとしているが、制御部１０３ａ−１によって演算される指令値は、例えば高度を一定に保つためのスロットル量の指令値や、特定の飛行制限空域を避けるためのスロットル量、ロール角、ピッチ角、ヨー角の指令値等、任意の指令値であってよく、当該指令値を外部入力指令値と組み合わせることにより（合成）制御指令値を演算することができる。
しかしながら、機体座標系における外部入力指令値を示す外部入力信号をプロポーショナル・コントローラから無人航空機１０１へと送信する場合、操縦者には常に無人航空機１０１の向きを把握しながら操縦することが要求されるため、例えばロータＲ１〜Ｒ６のうち一部の動作に障害が発生して無人航空機１０１の向きが変動し続けている場合等、操縦が困難となる場合がある。
そこで、本実施形態においては、以下に説明するとおり、基準座標系における外部入力指令値を示す外部入力信号を外部入力として受け付け、姿勢制御の指令値との組合せも基準座標系において行うことを提案する。
基準座標の取り方は任意であるが、本実施形態においては、無人航空機１０１の飛行開始時における機体座標系を基準座標系とする。地球の自転や公転、重力等による慣性力を無視すれば、このような基準座標系（ｘ’ｙ’ｚ’−系とする。）は慣性座標系とみなすことができる。プロポーショナル・コントローラは、この基準座標系で表わされたスロットル量、ロール角、ピッチ角、ヨー角に関する外部入力指令値を示す外部入力信号を無人航空機１０１へと発信するよう設計されている。操縦者は、時々刻々変化する無人航空機１０１の向きを把握しなくても、飛行開始時に決定された各方向に基づいて無人航空機１０１を操縦できる。一例においては、飛行開始時に無人航空機１０１のセンサ部１１０の姿勢センサ（ジャイロセンサ、磁気センサ等）を用いて無人航空機１０１の向きが測定され、例えば北方向を基準として基準座標系のｘ’方向が決定され、これに基づきｙ’，ｚ’方向が決定され、この方向を定義する情報が記録装置１０６に記録される（この情報は、併せてプロポーショナル・コントローラのメモリ等に記録されてもよい。）。飛行中、無人航空機１０１は常に最新の向きを測定し続け、最新の機体座標系を規定する情報が記録装置１０６に記録され続ける。これらの処理も、主演算回路１０３ａが自律制御プログラム１０５ａを実行することにより行われるとする（後述の他の例も同様。）。
基準座標系における外部入力指令値の入力を受けた制御部１０３ａ−１は、上述のとおり機体座標系で姿勢制御の指令値（ロール角、ピッチ角、ヨー角に関する指令値）を演算し、これを基準座標系における姿勢制御の指令値へと変換した上で、基準座標系における外部入力指令値と組み合わせる。
図３１に示すとおり、基準座標系（慣性座標系）のｘ’軸が北方向（図３１中、Ｎ）からθ（シータ）だけ傾いており、機体座標系のｘ軸がφ（ファイ）だけ傾いているとする。ただし、図３１においては機体座標系の原点（飛行中の無人航空機１０１の重心の現在位置等）Ｏが基準座標系の原点（飛行開始時の無人航空機１０１の重心の位置等）Ｏ’に一致するよう、機体座標系を並進させている。このとき、機体座標系のロール角の制御指令値ｕRollとピッチ角の制御指令値ｕPitchとは、以下の式（２５）により基準座標系のロール角の制御指令値ｕRoll’とピッチ角の制御指令値ｕPitch’へと変換される。
（２５）
図３１の例においては単純化のために機体座標系がｚ軸周りに回転したとしている。この場合、スロットル量の制御指令値、ヨー角の制御指令値は機体座標系と基準座標系においてそれぞれ等しい。機体座標系が任意の回転をする場合も、対応する幾何学的回転変換により両座標系の間で制御指令値を変換することができる。
制御部１０３ａ−１は、このように変換して得られた、基準座標系における姿勢制御の指令値を、プロポーショナル・コントローラから受信した基準座標系における外部入力指令値と組み合わせて基準座標系における（合成）制御指令値を演算し、上記式（２５）の変換の逆変換により、基準座標系における（合成）制御指令値を機体座標系における（合成）制御指令値へと変換する。機体座標系における（合成）制御指令値は、制御部１０３ａ−１から制御量分配部１０３ａ−２へと出力される。
なお、その他の基準座標系の一例としては、操縦者位置から見た現在の無人航空機１０１の水平方向（無人航空機１０１の高度をゼロと仮定したときの、操縦者から見た現在の無人航空機１０１の方向）をｘ’方向とし、これに直交する方向として図３１と同様にｙ’方向、ｚ’方向を決定することが可能である。この場合は、飛行中にセンサ部１１０のＧＰＳセンサ等によって無人航空機１０１の現在位置が測定され、飛行開始時に予め記録装置１０６に記録された操縦者位置から、無人航空機１０１の現在の相対的機***置を特定することにより最新のｘ’方向、ｙ’方向、ｚ’方向が決定され、最新の基準座標系を規定する情報が記録装置１０６に記録され続ける。最新の機体座標系を規定する情報も、上述のとおり姿勢センサ（ジャイロセンサ、磁気センサ等）の測定値を用いて決定され、記録装置１０６に記録され続ける。プロポーショナル・コントローラから制御部１０３ａ−１に入力される外部入力指令値は基準座標系におけるものであり、以下同様に、座標変換をしつつ機体座標系における（合成）制御指令値が決定される。
このような座標変換を伴う（合成）制御指令値の演算は、障害発生時にのみ行うこととしてもよい。一例においては、ロータＲ１〜Ｒ６のいずれかの動作に障害が発生して障害検出部１０３ｃ−２から制御部１０３ａ−１に障害信号が入力されたことをトリガとして制御部１０３ａ−１の処理が「座標変換モード」へと切り替えられ、以降、制御部１０３ａ−１においては上記のとおり座標変換を伴う（合成）制御指令値の演算が行われることになる。障害が発生するまでは、座標変換を伴わない機体座標系での上述の処理が行われる。あるいは、障害発生の有無に関係なく、制御部１０３ａ−１においては上記のとおり座標変換を伴う（合成）制御指令値の演算が行われることとしてもよい。座標変換を伴う（合成）制御指令値の演算は、既に述べたとおり障害が発生した場合の制御のために有利であるが、このような制御指令値の演算を障害対応と組み合わせて用いることは必須ではなく、障害検出回路等を含まない無人航空機におけるスロットル量、ロール角、ピッチ角、ヨー角に関する（合成）制御指令値の演算を上記のとおり座標変換を伴って行い、得られた制御指令値から、後述のミキシング等により各々のロータの角速度に関する制御指令値を決定するよう、制御部１０３ａ−１と制御量分配部１０３ａ−２とを構成することも可能である。
制御部１０３ａ−１によって決定された機体座標系における（合成）制御指令値は、制御量分配部１０３ａ−２へと出力される。後述のとおり、制御量分配部１０３ａ−２によって（合成）制御指令値がロータＲ１〜Ｒ６の角速度の二乗値に対応する制御指令値に変換される（ミキシング）。
ここで、本実施形態においては、障害検出部１０３ｃ−２から制御部１０３ａ−１に障害信号が入力されたことをトリガとして、ヨー角に関する（合成）制御指令値の制御量分配部１０３ａ−２への出力が停止され、スロットル量、ロール角、ピッチ角に関する（合成）制御指令値のみが制御量分配部１０３ａ−２へと出力される（制御部１０３ａ−１は、ヨー角に関する（合成）制御指令値をそもそも決定しなくてもよい。）。これは、障害発生により制御可能なロータの数が減り、すなわち飛行制御の自由度が低下したことにより原理的にはいずれか１つのパラメータが可制御でなくなるため、これに応じてヨー角の制御を停止することに相当する。特に本実施形態においては、後述のとおり動作に障害が発生したロータだけでなく、その対向側に位置するロータの動作も停止させるため、ヨー角の制御を停止して制御パラメータの数を減らすことが有効である。この場合、後述のミキシング処理においてヨー角の（合成）制御指令値はゼロとして扱われる。なお、制御を停止するパラメータは、ヨー角に限らずスロットル量、ロール角、ピッチ角のいずれかであってもよいし、スロットル量、ロール角、ピッチ角、ヨー角のうち２以上であってもよい。
（ミキシング）
次に、（合成）制御指令値が入力された制御量分配部１０３ａ−２によるミキシング処理を説明する。まずは特願２０１６−２４１７１８号の明細書を引用しつつ、制御量分配部１０３ａ−２によるミキシング処理を詳細に説明する。ミキシングにより、スロットル量、ロール角、ピッチ角、ヨー角の（合成）制御指令値（本実施形態においては、障害発生時、ヨー角の（合成）制御指令値はゼロ。以下同様。）から、ロータＲ１〜Ｒ６それぞれの角速度の二乗値ω1 2〜ω6 2を表わす制御指令値が決定される。
（機体座標系における）スロットル量、ロール角、ピッチ角、ヨー角の（合成）制御指令値（上昇・下降速度、及びロール角、ピッチ角、ヨー角の角速度に対応する。）をそれぞれｕThrottle，ｕRoll，ｕPitch，ｕYawで表わし、制御入力ベクトルを次式で表わす。
（２６）
既に述べたとおり、いずれかのロータの動作に障害が発生している場合、制御を停止する（合成）制御指令値の成分はゼロとする。
制御量分配行列（ミキシング行列）Ｍは、次式で表わされる。
（２７）
一方で、ロータＲ１〜Ｒ６の角速度の二乗値ω1 2〜ω6 2の入力に対する機体の動作状態を算出する機体動作状態行列Ｍｂ（以下、数式中でＭの上方に横棒（バー）が付いたものを、特願２０１６−２４１７１８号と同様に、明細書本文中でも「Ｍｂ」と表す。）は、次式で表わされる。
（２８）
ここでΣｆは無人航空機１０１の動作状態としての総推力であり、τx（タウ）はロールチルト角（機体のｘ軸を回転軸とするトルク）であり、τyはピッチチルト角（機体のｙ軸を回転軸とするトルク）であり、τzはヨーチルト角（機体のｚ軸を回転軸とするトルク）である。
このＭｂは、特願２０１６−２４１７１８号と同様に、ロータＲ１〜Ｒ６の出力及び配置から次式で表わされる。
（２９）
特願２０１６−２４１７１８号と同様に、κf（カッパ）は角速度ωの二乗値に対する推力の比例定数であり、κτはモータ回転角速度ωの２乗とトルク（τ）との比例係数（τ＝κτ・ω2）であり、ｆは推力であり、ｌ（エル）は機体重心とモータ回転軸との距離（長さ）であり、ｅ1〜ｅ6はロータ回転方向（±１）である（図２７の例では、ｅ1，ｅ3，ｅ5が＋１で、ｅ2，ｅ4，ｅ6が−１である。）。
ただし、上記式（２９）は全てのロータＲ１〜Ｒ６の動作に障害がないときのものである。特願２０１６−２４１７１８号と同様に、ロータＲ１〜Ｒ６の障害要素ηi（イータ。ｉ＝１〜６はロータの番号。）を
（３０）
と設定する。
障害要素ηiは、障害検出部１０３ｃ−２から制御量分配部１０３ａ−２に送られた信号（図２９中の障害信号、又は全てのロータの動作が正常であることを示す信号。）に示される障害状態に含まれている。そして、機体動作状態行列ＭｂにロータＲ１〜Ｒ６の動作における障害発生状況を含めると次式が得られる。
（３１）
以下、上記式（３１）で表わされる障害発生状況を含めた機体動作状態行列をＭｂ（ηi）と表わす。
以上の式を整理すると、特願２０１６−２４１７１８号と同様に次式が得られる。
（３２）
そして、特願２０１６−２４１７１８号と同様に疑似逆行列を用いて障害発生時にも対応する制御量分配行列Ｍを計算すると、次式が得られる。
（３３）
特願２０１６−２４１７１８号と同様に、σT（シグマ）はスロットル量（Ｔｈｒ）に関するミキシング（制御量分配）行列整数化パラメータであり、σLはロール（Ｒｏｌｌ）角に関するミキシング（制御量分配）行列整数化パラメータであり、σMはピッチ（Ｐｉｔｃｈ）角に関するミキシング（制御量分配）行列整数化パラメータであり、σNはヨー（Ｙａｗ）角に関するミキシング（制御量分配）行列整数化パラメータである。
特願２０１６−２４１７１８号に従うならば、制御量分配部１０３ａ−２は、上記式（３０）に従いηiを設定し、上記式（３３）により得られる制御量分配行列Ｍを用いて、上記式（２７）に従い制御入力ベクトルｕに当該行列Ｍを掛けることにより、ロータＲ１〜Ｒ６の角速度の二乗値ω1 2〜ω6 2の制御指令値を決定する。しかしながら、本実施形態における障害に応じた制御処理はこれとは異なる。
すなわち、例えばロータＲ１の動作に障害が発生した場合、特願２０１６−２４１７１８号の提案する方法に従うならば、ロータＲ１に対応する障害要素η1をゼロとし、η2〜η6は１として制御量分配行列Ｍを用いるが、本実施形態においては、η1に加えて、ロータＲ１の対向側に位置するロータＲ４に対応する障害要素η4もゼロとする。より詳細には、本実施形態における、障害の発生したロータと、これに対応した障害要素ηiの設定値との関係は以下の表３のとおりである。
制御量分配部１０３ａ−２は、障害検出部１０３ｃ−２から入力された障害信号に応じて上記のとおり障害要素ηiを設定し（全てのロータに障害がないことを示す信号が入力された場合は全ての障害要素ηi＝１）、また障害信号に応じて上記式（２６）のｕYAWをゼロとして上記式（２７）に従いミキシングを行うことにより、動作に障害の発生したロータ、及びその対向側に位置するロータを除く４つのロータの角速度の制御指令値を決定する。これら角速度の制御指令値を示す制御信号が信号変換回路２４ｂでパルス信号に変換され、対応するスピードコントローラで駆動電流に変換され、これにより対応するモータの駆動が制御されて４つのロータの回転速度が制御される。障害の発生したロータ１つのみを停止させた場合、ヨー方向の反トルクにより機体のスピンが加速運動になり、また機体の重心位置も安定せず、ロール角とピッチ角の制御が発散し易くなる恐れがあるが、対向側のロータも停止させることによりそのような問題の発生を防ぐことができる。
なお、［表３］に示すとおり障害の発生したロータ及び対向側に位置するロータの障害要素ηi，ηjをゼロとすることは必須ではなく、例えば０．０１のように小さい値に設定して飛行制御に大きな影響を及ぼさない程度に当該ロータの動作を許容してもよい。障害発生ロータと対向側ロータとの回転速度を少なくとも低減させて、主には残り４つのロータで飛行を制御することも可能である。また、例えば障害発生ロータを駆動するモータに流れる電流の測定値が上述のモデル値よりも極めて低く、障害発生ロータを駆動するモータが故障していると判断される時等においては（電圧・電流・回転数センサＳ１〜Ｓ６によって測定された各々のモータＭ１〜Ｍ６の電流値が障害検出部１０３ｃ−２に入力され、障害検出部１０３ｃ−２がそのような判断も行い、障害発生時に障害検出部１０３ｃ−２から出力される上述の障害信号にそのような情報を含むことができる。）、障害発生ロータの障害要素ηiは１のままとしておき、対向側ロータの障害要素ηjのみをゼロ（又は１よりも小さい値）としてもよい。
試作機
本発明者は、ここまで説明したとおりの本実施形態に従う障害に応じた飛行制御を行う無人航空機１０１の試作機を設計した。試作機の構成は基本的に図２８に示す構成と同様である。また試作機における飛行制御の流れを、図３２Ａ，図３２Ｂのブロック図に示す。
試作機は、姿勢制御モード、自律飛行モード、ＧＰＳアシストモードという３つのモードのいずれかの飛行モードで動作する。姿勢制御モードは、プロポーショナル・コントローラからの外部入力信号に従って飛行制御し、姿勢のみ自律制御するモードである。自律飛行モードは、自律制御プログラムの制御により飛行計画に従って自律飛行するモードである。ＧＰＳアシストモードは、基本的にはプロポーショナル・コントローラからの外部入力信号で飛行制御しつつ、自律制御プログラムにより決定される制御指令値を組み合わせて姿勢やホバリング時の位置等を制御するモードである。モード切り替えは、プロポーショナル・コントローラからの切り替え信号入力を受けることで行われる。後述の各ブロックの処理は飛行モードにより異なる。
図３２Ａ中の上位レベル制御を構成する各ブロックは、自律制御プログラム１０５ａを実行する主演算回路１０３ａの機能をそれぞれ果たす概念的機能部を表わし、これら機能部における処理は基本的に自律制御プログラム１０５ａを実行する主演算回路１０３ａにより実行される。また図３２Ｂ中、下位レベル制御を構成する各ブロックのうち、障害検出部は障害検出プログラム１０５ｂを実行する障害検出回路１０３ｃの機能を果たす概念的機能部を表わし（図２９中、同定モデル出力算出部１０３ｃ−１と障害検出部１０３ｃ−２に対応。）、この機能部における処理は基本的に障害検出プログラム１０５ｂを実行する障害検出回路１０３ｃにより実行される。下位レベル制御の残りのブロックは、自律制御プログラム１０５ａを実行する主演算回路１０３ａの機能をそれぞれ果たす概念的機能部を表わす。電圧・電流・回転数センサＳ１〜Ｓ６やＡ／Ｄコンバータ１１１等の機能に対応するブロックは図示していない。なお、ナビゲーションモジュールにおいて、本試作機ではＷａｙｐｏｉｎｔ Ｓｅｑｕｅｎｃｅｒ（Ｈｅｘｐｅｒｔ Ｓｙｓｔｅｍｓ社）というサードパーティモジュール（回路基板及びファームソフトウェア）がその一部として組み込まれており（この回路基板は主演算回路１０３ａの一部を構成し、このファームソフトウェアは自律制御プログラム１０５ａの一部を構成する。）、センサ部１１０のＧＰＳセンサから得られた現在位置情報と、ファームソフトウェアによって回路基板に予め記録された目標位置情報とを位置制御部に出力する。またナビゲーションモジュールからは、センサ部１１０の速度センサや方位センサ（磁気センサ）、高度センサ等からの各種情報も、ナビゲーション情報として出力される。
位置制御部は、自律飛行モード及びＧＰＳアシストモードにおいて、ナビゲーションモジュールから入力された現在位置情報と目標位置情報、速度情報、方位情報等から、機体座標系におけるｘ方向とｙ方向の速度Ｖｘ，Ｖｙの自律制御による制御指令値（参照値）Ｒｅｆ．Ｖｘ，Ｒｅｆ．Ｖｙを計算する。Ｒｅｆ．Ｖｘ，Ｒｅｆ．Ｖｙは座標変換部１に送られる。姿勢制御モードにおいて、位置制御部による処理は行われない。
座標変換部１による処理も、自律飛行モード及びＧＰＳアシストモードにおいてのみ、且つ障害発生時（飛行モード判定部からの指令を受けた時）にのみ行われる処理である。ここにおいては、図３１を用いて説明したとおり、機体座標系から基準座標系（ここでは緯度、経度、高度で規定される地理座標系）へと、制御指令値Ｒｅｆ．Ｖｘ，Ｒｅｆ．Ｖｙが変換される。
（３４）
基準座標系の制御指令値Ｒｅｆ．Ｖｘ’，Ｒｅｆ．Ｖｙ’は、ｘ方向速度制御部とｙ方向速度制御部に出力される（正常時は制御指令値Ｒｅｆ．Ｖｘ，Ｒｅｆ．Ｖｙが出力される。）。
正常時、ｘ方向速度制御部とｙ方向制御部は、
（ｉ）自律飛行モードにおいては、機体座標系の制御指令値Ｒｅｆ．Ｖｘ，Ｒｅｆ．Ｖｙから自律制御プログラムに従って機体座標系におけるロール角とピッチ角の制御指令値Ｒｅｆ．Ｒｏｌｌ，Ｒｅｆ．Ｐｉｔｃｈを演算する。
（ｉｉ）ＧＰＳアシストモードにおいては、機体座標系の制御指令値Ｒｅｆ．Ｖｘ，Ｒｅｆ．Ｖｙを、プロポーショナル・コントローラから受信した機体座標系におけるｘ方向とｙ方向の速度Ｖｘ，Ｖｙの外部入力指令値Ｒｅｆ．Ｖｘｅｘｔ，Ｒｅｆ．Ｖｙｅｘｔと組み合わせて、ＶｘとＶｙの（合成）制御指令値を演算し、これらから機体座標系におけるロール角とピッチ角の制御指令値Ｒｅｆ．Ｒｏｌｌ，Ｒｅｆ．Ｐｉｔｃｈを演算する。
（ｉｉｉ）姿勢制御モードにおいては、プロポーショナル・コントローラから受信した機体座標系におけるｘ方向とｙ方向の速度Ｖｘ，Ｖｙの外部入力指令値Ｒｅｆ．Ｖｘｅｘｔ，Ｒｅｆ．Ｖｙｅｘｔから機体座標系におけるロール角とピッチ角の制御指令値Ｒｅｆ．Ｒｏｌｌ，Ｒｅｆ．Ｐｉｔｃｈを演算する。
機体座標系におけるロール角とピッチ角の制御指令値Ｒｅｆ．Ｒｏｌｌ，Ｒｅｆ．Ｐｉｔｃｈは、座標変換部２に出力される。
障害発生時、ｘ方向速度制御部とｙ方向制御部は、
（ｉ）自律飛行モードにおいては、基準座標系の制御指令値Ｒｅｆ．Ｖｘ’，Ｒｅｆ．Ｖｙ’を上記式（３４）の変換の逆変換により機体座標系のＶｘ，Ｖｙの制御指令値へと変換して、さらにこれらから機体座標系におけるロール角とピッチ角の制御指令値Ｒｅｆ．Ｒｏｌｌ，Ｒｅｆ．Ｐｉｔｃｈを演算する。
（ｉｉ）ＧＰＳアシストモードにおいては、基準座標系の制御指令値Ｒｅｆ．Ｖｘ’，Ｒｅｆ．Ｖｙ’を、プロポーショナル・コントローラから受信した基準座標系におけるｘ’方向とｙ’方向の速度Ｖｘ’，Ｖｙ’の外部入力指令値Ｒｅｆ．Ｖｘ’ｅｘｔ，Ｒｅｆ．Ｖｙ’ｅｘｔと組み合わせて、Ｖｘ’とＶｙ’の（合成）制御指令値を演算し、これらを上記式（３４）の変換の逆変換により機体座標系のＶｘ，Ｖｙの（合成）制御指令値へと変換して、さらにこれらから機体座標系におけるロール角とピッチ角の制御指令値Ｒｅｆ．Ｒｏｌｌ，Ｒｅｆ．Ｐｉｔｃｈを演算する。
（ｉｉｉ）姿勢制御モードにおいては、プロポーショナル・コントローラから受信した基準座標系におけるｘ’方向とｙ’方向の速度Ｖｘ’，Ｖｙ’の外部入力指令値Ｒｅｆ．Ｖｘ’ｅｘｔ，Ｒｅｆ．Ｖｙ’ｅｘｔを上記式（３４）の変換の逆変換により機体座標系のＶｘ，Ｖｙの制御指令値へと変換して、さらにこれらから機体座標系におけるロール角とピッチ角の制御指令値Ｒｅｆ．Ｒｏｌｌ，Ｒｅｆ．Ｐｉｔｃｈを演算する。
機体座標系におけるロール角とピッチ角の制御指令値Ｒｅｆ．Ｒｏｌｌ，Ｒｅｆ．Ｐｉｔｃｈは、座標変換部２に出力される。
座標変換部２においては、障害発生時、機体座標系におけるロール角とピッチ角の制御指令値Ｒｅｆ．Ｒｏｌｌ，Ｒｅｆ．Ｐｉｔｃｈが、以下の式（３５）に従い基準座標系（自律飛行モード及びＧＰＳアシストモードにおいては上記のとおり地理座標系であるが、姿勢制御モードにおいては、無人航空機１０１の飛行開始時における機体座標系とする。）におけるロール角とピッチ角の制御指令値Ｒｅｆ．Ｒｏｌｌ’，Ｒｅｆ．Ｐｉｔｃｈ’に変換される。
（３５）
基準座標系におけるロール角とピッチ角の制御指令値Ｒｅｆ．Ｒｏｌｌ’，Ｒｅｆ．Ｐｉｔｃｈ’は、姿勢制御部（ロール）と姿勢制御部（ピッチ）に送られる。正常時、座標変換部２による処理は行われず、機体座標系におけるロール角とピッチ角の制御指令値Ｒｅｆ．Ｒｏｌｌ，Ｒｅｆ．Ｐｉｔｃｈが出力される。
正常時、姿勢制御部（ロール）と姿勢制御部（ピッチ）は、
（ｉ）自律飛行モードにおいては、姿勢センサからの姿勢情報等を用いて、角速度と姿勢の力学計算により機体座標系の制御指令値Ｒｅｆ．Ｒｏｌｌ，Ｒｅｆ．Ｐｉｔｃｈを修正して姿勢の安定性も考慮した機体座標系のロール角とピッチ角の制御指令値Γ（ガンマ）Ｒｏｌｌ，ΓＰｉｔｃｈへと変換する。
（ｉｉ）ＧＰＳアシストモードと姿勢制御モードにおいては、機体座標系の制御指令値Ｒｅｆ．Ｒｏｌｌ，Ｒｅｆ．Ｐｉｔｃｈに加えて、プロポーショナル・コントローラから受信した機体座標系におけるロール角とピッチ角の外部入力指令値Ｒｅｆ．Ｒｏｌｌｅｘｔ，Ｒｅｆ．Ｐｉｔｃｈｅｘｔも入力として、これらを組み合わせて機体座標系のロール角とピッチ角の（合成）制御指令値を得る。さらに、姿勢センサからの姿勢情報等を用いて、角速度と姿勢の力学計算によりこれら機体座標系の（合成）制御指令値を修正して姿勢の安定性も考慮した機体座標系のロール角とピッチ角の制御指令値Γ（ガンマ）Ｒｏｌｌ，ΓＰｉｔｃｈへと変換する。
障害発生時、姿勢制御部（ロール）と姿勢制御部（ピッチ）は、
（ｉ）自律飛行モードにおいては、姿勢センサからの姿勢情報等を用いて、角速度と姿勢の力学計算により基準座標系の制御指令値Ｒｅｆ．Ｒｏｌｌ’，Ｒｅｆ．Ｐｉｔｃｈ’を修正して姿勢の安定性も考慮したロール角とピッチ角の制御指令値を演算し、さらにこれを上記式（３５）の変換の逆変換により機体座標系の制御指令値Γ（ガンマ）Ｒｏｌｌ，ΓＰｉｔｃｈへと変換する。
（ｉｉ）ＧＰＳアシストモードと姿勢制御モードにおいては、基準座標系の制御指令値Ｒｅｆ．Ｒｏｌｌ’，Ｒｅｆ．Ｐｉｔｃｈ’に加えて、プロポーショナル・コントローラから受信した基準座標系におけるロール角とピッチ角の外部入力指令値Ｒｅｆ．Ｒｏｌｌ’ｅｘｔ，Ｒｅｆ．Ｐｉｔｃｈ’ｅｘｔも入力として、これらを組み合わせて基準座標系のロール角とピッチ角の（合成）制御指令値を得る。さらに、姿勢センサからの姿勢情報等を用いて、角速度と姿勢の力学計算によりこれら基準座標系の（合成）制御指令値を修正して姿勢の安定性も考慮したロール角とピッチ角の制御指令値を演算し、さらにこれを上記式（３５）の変換の逆変換により機体座標系の制御指令値Γ（ガンマ）Ｒｏｌｌ，ΓＰｉｔｃｈへと変換する。
機首方位制御部（ヨー）は、ナビゲーションモジュールから、現在の機体の機首方位（図２６のｘ方向と北方向との間の角度）に関する情報である制御指令値（参照値）Ｒｅｆ．Ｙａｗの入力を受ける。この制御指令値Ｒｅｆ．Ｙａｗと、機体の現在位置と目標位置とを比較する等して決定される目標機首方位とから、機首方位制御部（ヨー）によりヨー角の制御指令値ΓＹａｗが決定される（自律飛行モードであれば目標位置は飛行計画経路情報から自律制御プログラムにより決定される。姿勢制御モードやＧＰＳアシストモードであれば、プロポーショナル・コントローラからの外部入力値を用いて自律制御プログラムにより目標位置が決定される。）。
高度制御部（スロットル）は、ナビゲーションモジュールから、現在の高度に関する情報である制御指令値（参照値）Ｒｅｆ．Ａｌｔｉｔｕｄｅの入力を受ける。この制御指令値Ｒｅｆ．Ａｌｔｉｔｕｄｅと機体の目標高度とを比較する等して、上昇又は下降の目標値に関するスロットル量の制御指令値ΓＴｈｒｏｔｔｌｅが決定される（自律飛行モードであれば目標高度は飛行計画経路情報から自律制御プログラムにより決定される。姿勢制御モードやＧＰＳアシストモードであれば、プロポーショナル・コントローラからの外部入力値を用いて自律制御プログラムにより目標高度が決定される。）。
ΓＲｏｌｌ，ΓＰｉｔｃｈ，ΓＹａｗ，ΓＴｈｒｏｔｔｌｅは、図３２Ｂに示すとおり角速度制御部（ロール），角速度制御部（ピッチ），角速度制御部（ヨー），ゲイン制御部（スロットル）へと出力される。角速度制御部（ロール），角速度制御部（ピッチ），角速度制御部（ヨー），ゲイン制御部（スロットル）は、それぞれΓＲｏｌｌ，ΓＰｉｔｃｈ，ΓＹａｗ，ΓＴｈｒｏｔｔｌｅから、ロール角の角速度の制御指令値であるｕRoll、ピッチ角の角速度の制御指令値であるｕPitch、ヨー角の角速度の制御指令値であるｕYaw、上昇又は下降の速度の制御指令値であるｕThrottleを決定する。これらはＡｄｍｉｓｓｉｂｌｅ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｓｅｔ（許容制御セット）決定部へと出力される。
無人航空機におけるロール角、ピッチ角、ヨー角の角速度、そして上昇又は下降の速度には、機体の性能や仕様等から定められる許容可能な上限値と下限値が存在する。本試作機においては、この制約を以下の式で表現する。
（３６）
なお、この不等式は、中央の行列演算により得られる６×１ベクトルの各要素がｕmin以上ｕmax以下という関係を意味する。この不等式を満たすべく、Ａｄｍｉｓｓｉｂｌｅ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｓｅｔ（許容制御セット）決定部はｕRollとｕPitchを調整する。
上記式（３６）から、障害が発生していない時に制御指令値ｕThrottle，ｕRoll，ｕPitch，ｕYawが満たすべき条件として、以下の式が得られる。
（３７）
さらに上記式（３７）から以下の式が得られる。
（３８）
なお、ｍｉｎ｛Ａ，Ｂ｝はＡとＢのうち小さいほうの値を表わす。
ここで、ｕYAWの範囲を以下の式
（３９）
で定義する。このときｕRollとｕPitchの大きさの最大値｜ｕRoll Max｜，｜ｕPitch Max｜として許容できる許容制御セットは、
（４０）
として以下の式で与えられる。
（４１）
上記式（４１）の最大値以下に調整されたｕRollとｕPitchが、ｕYaw，ｕThrottleと共にＡｄｍｉｓｓｉｂｌｅ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｓｅｔ（許容制御セット）ΦRPとしてＡｄｍｉｓｓｉｂｌｅ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｓｅｔ（許容制御セット）決定部からミキシング部に出力される。
ミキシング部は、既に式（２６）〜（３３）等を用いて説明したとおり、ｕRoll，ｕPitch，ｕYaw，ｕThrottleから、各回転翼部１〜６の回転翼の角速度の二乗値ω1 2〜ω6 2を表わす制御指令値を決定する。以降、これら制御指令値を用いてスピードコントローラやモータにより各回転翼の角速度が制御される。
障害検出部は、既に説明したとおり電圧、電流、回転数の測定値を用いて回転翼の動作における障害発生の有無を判断する。障害が発生したと判断した時、障害検出部から制御再構成指令部に障害情報が出力され、制御再構成指令部から各機能部に制御再構成指令が出力される。
飛行モード判定部においては、プロポーショナル・コントローラで設定されている飛行モードに基づき、各々の飛行モードにおいて障害検知の際に各座標変換部へフィードバックがなされる。既に述べたとおり、以降は座標変換部１、２による座標変換が飛行モードに応じて行われることとなる。
Ａｄｍｉｓｓｉｂｌｅ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｓｅｔ（許容制御セット）決定部においては、制御再構成指令に従い、許容制御セットの決定アルゴリズムが変更される。具体的には、上記式（３７）が
（４２）
に変更される。本試作機においては障害発生回転翼とその対向側に位置する回転翼に関する障害要素がゼロとなり、すなわちこれらロータに関する許容範囲の制限が解除される。
このときｕRollとｕPitchの大きさの最大値｜ｕRoll Max（ηi）｜，｜ｕPitch Max（ηi）｜として許容できる許容制御セットは、
（４３）
として以下の式で与えられる。
（４４）
上記式（４４）の最大値以下に調整されたｕRollとｕPitchが、ｕThrottleと共にＡｄｍｉｓｓｉｂｌｅ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｓｅｔ（許容制御セット）ΦRP（ηi）としてＡｄｍｉｓｓｉｂｌｅ Ｃｏｎｔｒｏｌ Ｓｅｔ（許容制御セット）決定部からミキシング部に出力される。本試作機においては障害発生時にヨー角の制御を停止するため、ｕYawは出力されない。
またミキシング部におけるミキシングのアルゴリズムも制御再構成指令に従い変更される。本試作機においては、既に述べたとおり障害発生ロータと対向側ロータとに関する障害要素がゼロとされ、これにより機体動作状態行列Ｍｂが式（３１）に従って変更されることにより、障害発生ロータと対向側ロータとが停止される。
本発明は、産業用、ホビー用を含むあらゆる用途に用いられるあらゆる無人航空機の障害対応のために利用することが可能である。
１ 小型ヘリコプター（マルチローターヘリコプター）
１０ 機体（機器）
Ｒ１、Ｒ２、Ｒ３、Ｒ４、Ｒ５、Ｒ６
ローター部（アクチュエータ部）
２０ コントロールユニット（障害許容制御装置）
２１ 制御部
２２ 制御量分配部
２３ ＡＤ変換部
２４ 同定モデル出力算出部
２５ 障害検出部
１０１ 無人航空機
１０２ 本体部
１０３ａ 主演算回路
１０３ａ−１ 制御部
１０３ａ−２ 制御量分配部
１０３ｂ 信号変換回路
１０３ｃ 障害検出回路
１０３ｃ−１ 同定モデル出力算出部
１０３ｃ−２ 障害検出部
１０４ （回転翼）制御信号生成回路
１０５ａ 自律制御プログラム
１０５ｂ 障害検出プログラム
１０５ｃ 各種データベース
１０６ 記録装置
１０７ 電源系
１０８ 通信アンテナ
１０９ 通信回路
１１０ センサ部
１１１ Ａ／Ｄコンバータ

Claims (13)

  1. 無人航空機を飛行させる複数の回転翼を駆動装置に駆動させるための回転翼制御信号を生成する回転翼制御信号生成回路と、
    前記複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作に関する物理量を測定する測定器と、
    前記測定器によって測定された前記物理量を用いて前記複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作の障害を検出する障害検出回路と
    を備え、
    前記障害検出回路により検出された前記複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作の障害に応じた回転翼制御信号を生成するよう、前記回転翼制御信号生成回路が構成され、
    前記回転翼制御信号生成回路は、前記無人航空機の飛行に関する制御量を前記複数の回転翼の各々に対応して分配する制御量分配部を備え、
    前記制御量分配部が、前記障害検出回路により検出された前記障害に応じて、前記無人航空機が前記制御量に応じた動作をするように前記複数の回転翼の各々に対応する該制御量の分配量を変更するよう構成され、
    前記障害検出回路が、前記無人航空機の同定モデルに制御量を示す制御信号を入力したときの該同定モデルの推定値と、該無人航空機に該制御量を示す制御信号を入力したときの該無人航空機に関する比較値と、の差異に応じて前記複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作の障害を検出するよう構成され、
    各々の回転翼を回転させる各々のモータのうち、あるモータに印加される電圧ｖ、該モータに流れる電流ｉ、該モータの回転数ωに依存する、回転翼の状態の推定値（多変量ベクトル又は単変量）が
    で定義され、
    前記回転翼の状態の測定値（多変量ベクトル又は単変量）が
    で定義され、
    前記回転翼への制御入力がｕ（多変量ベクトル又は単変量）
    で定義され、
    前記制御入力と前記状態の測定値について、前記状態の推定値を用いて
    とのモデル化がされ（ｘはモデル化のために導入される単変量又は多変量ベクトルである。Ａm，Ｂm，Ｃmは、単変量ｘ，ｕに対しては係数であり、多変量ベクトルｘ，ｕに対しては係数行列である。またｋは、推定が繰り返された回数であり、ｍはモータのいずれかを特定する指数である（Ａm，Ｂm，Ｃmはモータ毎に異なってよい。）。）、
    前記状態のｋ回目の推定値
    からの、該状態の測定値
    の残差ｒ（ｋ）が
    で定義され（ｒは多変量ベクトル又は単変量）、またｋ回目の推定時の残差評価値δ（ｋ）が、
    で定義され（ここでｔは推定を開始する時刻であり、Ｔは推定を行う時間間隔である。またｒ2（ｒの二乗）は、ｒが多変量ベクトルである場合はｒとｒの内積とする。）、
    前記同定モデルに前記制御量を示す制御信号を入力したときの該同定モデルの推定値が、
    であり、
    前記無人航空機に前記制御量を示す制御信号を入力したときの該無人航空機に関する比較値が、
    であり、前記残差評価値δ（ｋ）と所定の閾値とを比較することにより前記複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作の障害を検出するよう構成された、
    無人航空機の制御装置。
  2. 無人航空機を飛行させる複数の回転翼を駆動装置に駆動させるための回転翼制御信号を生成する回転翼制御信号生成回路と、
    前記複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作に関する物理量を測定する測定器と、
    前記測定器によって測定された前記物理量を用いて前記複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作の障害を検出する障害検出回路と
    を備え、
    前記障害検出回路により検出された前記複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作の障害に応じた回転翼制御信号を生成するよう、前記回転翼制御信号生成回路が構成され、
    前記回転翼制御信号生成回路は、前記無人航空機の飛行に関する制御量を前記複数の回転翼の各々に対応して分配する制御量分配部を備え、
    前記制御量分配部が、前記障害検出回路により検出された前記障害に応じて、前記無人航空機が前記制御量に応じた動作をするように前記複数の回転翼の各々に対応する該制御量の分配量を変更するよう構成され、
    前記複数の回転翼として、６つの回転翼を有し、
    前記制御量分配部が、以下の制御量分配行列Ｍを用いて前記制御量を分配するよう構成された、無人航空機の制御装置。
    但し、
    ただし、ｉは回転翼の番号であり、σTはスロットル量（Ｔｈｒ）に関するミキシング（制御量分配）行列整数化パラメータであり、σLはロール（Ｒｏｌｌ）角に関するミキシング（制御量分配）行列整数化パラメータであり、σMはピッチ（Ｐｉｔｃｈ）角に関するミキシング（制御量分配）行列整数化パラメータであり、σNはヨー（Ｙａｗ）角に関するミキシング（制御量分配）行列整数化パラメータであり、κfは角速度ωの二乗値に対する推力の比例定数であり、κτはモータ回転角速度の２乗とトルク（τ）との比例係数（τ＝κτ・ω2）であり、ｌ（エル）は機体重心とモーター回転軸との距離（長さ）であり、ｆは推力である。またｅiは、回転翼の回転方向に応じて＋１又は−１である。
  3. 前記障害検出回路により検出された、前記複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作の障害に応じて、前記回転翼制御信号生成回路が、前記複数の回転翼のうち、前記障害検出回路により動作の障害が検出された回転翼の対向側に位置する回転翼の回転速度を少なくとも低減させるための回転翼制御信号を生成するよう構成された、
    請求項１又は２に記載の無人航空機の制御装置。
  4. 前記障害検出回路により検出された、前記複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作の障害に応じて、前記回転翼制御信号生成回路が、前記複数の回転翼のうち、前記障害検出回路により動作の障害が検出された回転翼の対向側に位置する回転翼の回転を停止させるための回転翼制御信号を生成するよう構成された、
    請求項３に記載の無人航空機の制御装置。
  5. 前記回転翼制御信号生成回路と前記障害検出回路とが同一のハードウェアとして構成される、請求項１乃至４のいずれか一項に記載の無人航空機の制御装置。
  6. 前記複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作に関する物理量の各々の測定値を示す信号が、共通の信号伝達経路を経由して前記障害検出回路に伝達される、
    請求項３乃至５のいずれか一項に記載の無人航空機の制御装置。
  7. 前記駆動装置は、各々の前記回転翼に各々が動力を与える、該回転翼と同数のモータを備え、
    前記測定器が、各々の前記モータに印加される各々の電圧と、各々の該モータを流れる各々の電流と、各々の該モータの回転数とのうち少なくとも１つを測定するよう構成され、
    前記障害検出回路が、前記測定器によって測定された各々の前記電圧と、前記電流と、前記回転数とのうち少なくとも１つを用いて決定される、各々の前記モータに関する各々の推定値と、該推定値に対する比較値とを用いて、前記複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作の障害を検出するよう構成された、
    請求項３乃至６のいずれか一項に記載の無人航空機の制御装置。
  8. 前記複数の回転翼のいずれの動作における障害も前記障害検出回路により検出されないとき、前記回転翼制御信号生成回路は、スロットル量、ロール角、ピッチ角、ヨー角を制御するための制御指令値から、前記複数の回転翼の角速度を制御するための制御指令値を決定するよう構成され、
    前記複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作における障害が前記障害検出回路により検出されたとき、前記回転翼制御信号生成回路は、検出された障害に応じて、スロットル量、ロール角、ピッチ角を制御するための制御指令値から、前記複数の回転翼のうち、前記障害検出回路により動作の障害が検出された回転翼の対向側に位置する回転翼の角速度を少なくとも低減させるための制御指令値を決定するよう構成された、
    請求項３乃至７のいずれか一項に記載の無人航空機の制御装置。
  9. 基準座標系における外部入力指令値を示す外部入力信号を外部入力装置から受信する受信装置を更に備え、
    前記複数の回転翼のいずれの動作における障害も前記障害検出回路により検出されないとき、前記回転翼制御信号生成回路は、
    前記外部入力指令値を用いて基準座標系におけるスロットル量、ロール角、ピッチ角、ヨー角に関する制御指令値を決定し、
    前記基準座標系におけるスロットル量、ロール角、ピッチ角、ヨー角に関する制御指令値から前記無人航空機の機体座標系におけるスロットル量、ロール角、ピッチ角、ヨー角に関する制御指令値を決定し、
    前記機体座標系におけるスロットル量、ロール角、ピッチ角、ヨー角に関する制御指令値を用いて、前記複数の回転翼の角速度に関する制御指令値を決定するよう構成され、
    前記複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作における障害が前記障害検出回路により検出されたとき、前記回転翼制御信号生成回路は、検出された障害に応じて、
    前記外部入力指令値を用いて基準座標系におけるスロットル量、ロール角、ピッチ角に関する制御指令値を決定し、
    前記基準座標系におけるスロットル量、ロール角、ピッチ角に関する制御指令値から前記無人航空機の機体座標系におけるスロットル量、ロール角、ピッチ角に関する制御指令値を決定し、
    前記機体座標系におけるスロットル量、ロール角、ピッチ角に関する制御指令値を用いて、前記複数の回転翼のうち、前記障害検出回路により動作の障害が検出された回転翼の対向側に位置する回転翼の角速度を少なくとも低減させるための制御指令値を決定するよう構成された、
    請求項８に記載の無人航空機の制御装置。
  10. 請求項１乃至９のいずれか一項に記載の制御装置を備えた、無人航空機。
  11. 無人航空機を飛行させる複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作に関する物理量を測定し、
    測定された前記物理量を用いて前記複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作の障害を検出し、
    検出された、前記複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作の障害に応じた回転翼制御信号を生成し、
    前記回転翼制御信号の生成は、前記検出された前記障害に応じて、前記無人航空機が該無人航空機の飛行に関する制御量に応じた動作をするように前記複数の回転翼の各々に対応する該制御量の分配量を変更することを含み、
    前記障害の検出が、前記無人航空機の同定モデルに制御量を示す制御信号を入力したときの該同定モデルの推定値と、該無人航空機に該制御量を示す制御信号を入力したときの該無人航空機に関する比較値と、の差異に応じて前記複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作の障害を検出することを含み、
    各々の回転翼を回転させる各々のモータのうち、あるモータに印加される電圧ｖ、該モータに流れる電流ｉ、該モータの回転数ωに依存する、回転翼の状態の推定値（多変量ベクトル又は単変量）が
    で定義され、
    前記回転翼の状態の測定値（多変量ベクトル又は単変量）が
    で定義され、
    前記回転翼への制御入力がｕ（多変量ベクトル又は単変量）
    で定義され、
    前記制御入力と前記状態の測定値について、前記状態の推定値を用いて
    とのモデル化がされ（ｘはモデル化のために導入される単変量又は多変量ベクトルである。Ａ m ，Ｂ m ，Ｃ m は、単変量ｘ，ｕに対しては係数であり、多変量ベクトルｘ，ｕに対しては係数行列である。またｋは、推定が繰り返された回数であり、ｍはモータのいずれかを特定する指数である（Ａ m ，Ｂ m ，Ｃ m はモータ毎に異なってよい。）。）、
    前記状態のｋ回目の推定値
    からの、該状態の測定値
    の残差ｒ（ｋ）が
    で定義され（ｒは多変量ベクトル又は単変量）、またｋ回目の推定時の残差評価値δ（ｋ）が、
    で定義され（ここでｔは推定を開始する時刻であり、Ｔは推定を行う時間間隔である。またｒ 2 （ｒの二乗）は、ｒが多変量ベクトルである場合はｒとｒの内積とする。）、
    前記同定モデルに前記制御量を示す制御信号を入力したときの該同定モデルの推定値が、
    であり、
    前記無人航空機に前記制御量を示す制御信号を入力したときの該無人航空機に関する比較値が、
    であり、前記残差評価値δ（ｋ）と所定の閾値とを比較することにより前記複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作の障害を検出する、
    無人航空機の制御方法。
  12. 無人航空機を飛行させる複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作に関する物理量を測定し、
    測定された前記物理量を用いて前記複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作の障害を検出し、
    検出された、前記複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作の障害に応じた回転翼制御信号を生成し、
    前記回転翼制御信号の生成は、前記検出された前記障害に応じて、前記無人航空機が該無人航空機の飛行に関する制御量に応じた動作をするように前記複数の回転翼の各々に対応する該制御量の分配量を変更することを含み、
    前記複数の回転翼は、６つの回転翼であり、
    前記制御量の分配は、以下の制御量分配行列Ｍを用いた該制御量の分配である、無人航空機の制御方法。
    但し、
    ただし、ｉは回転翼の番号であり、σ T はスロットル量（Ｔｈｒ）に関するミキシング（制御量分配）行列整数化パラメータであり、σ L はロール（Ｒｏｌｌ）角に関するミキシング（制御量分配）行列整数化パラメータであり、σ M はピッチ（Ｐｉｔｃｈ）角に関するミキシング（制御量分配）行列整数化パラメータであり、σ N はヨー（Ｙａｗ）角に関するミキシング（制御量分配）行列整数化パラメータであり、κ f は角速度ωの二乗値に対する推力の比例定数であり、κ τ はモータ回転角速度の２乗とトルク（τ）との比例係数（τ＝κ τ ・ω 2 ）であり、ｌ（エル）は機体重心とモーター回転軸との距離（長さ）であり、ｆは推力である。またｅ i は、回転翼の回転方向に応じて＋１又は−１である。
  13. 前記検出された、前記複数の回転翼のうち少なくとも１つの動作の障害に応じて、前記複数の回転翼のうち、該動作の障害が検出された回転翼の対向側に位置する回転翼の回転速度を少なくとも低減させるための回転翼制御信号を生成することを含む、
    請求項１１又は１２に記載の無人航空機の制御方法。
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Families Citing this family (35)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10377483B2 (en) * 2016-03-01 2019-08-13 Amazon Technologies, Inc. Six degree of freedom aerial vehicle with offset propulsion mechanisms
US10737798B2 (en) * 2016-09-12 2020-08-11 Ansel Misfeldt Integrated feedback to flight controller
DE102017112452A1 (de) * 2017-06-06 2018-12-06 Jonathan Hesselbarth Steuerungsverfahren zur Steuerung eines Gier- und eines Rollwinkels eines senkrecht startenden Flugzeugs
AU2019259340A1 (en) 2018-04-24 2020-12-17 Joby Aero, Inc. Determining VTOL departure time in an aviation transport network for efficient resource management
US10593215B2 (en) * 2018-05-07 2020-03-17 Uber Technologies, Inc. Dynamic aircraft routing
US11238745B2 (en) 2018-05-07 2022-02-01 Joby Aero, Inc. Dynamic aircraft routing
JP7068126B2 (ja) * 2018-10-01 2022-05-16 トヨタ自動車株式会社 異常検出装置および制御装置
JP7139229B2 (ja) * 2018-11-27 2022-09-20 双葉電子工業株式会社 遠隔制御ヘリコプタの駆動制御装置
US11385632B2 (en) * 2018-12-21 2022-07-12 The Boeing Company Sensor fault detection and identification using residual failure pattern recognition
DE102019101903B4 (de) * 2019-01-25 2024-05-16 Volocopter Gmbh Flugsteuerungseinheit und Verfahren zur Flug-Stabilisierung eines personen- oder lasttragenden Multikopters
DE102019202241A1 (de) * 2019-02-19 2020-08-20 BEE appliance GmbH Verfahren zur Steuerung eines Multirotor-Fluggeräts zum vertikalen Starten und Landen sowie Multirotor-Fluggerät
JP2020138681A (ja) * 2019-03-01 2020-09-03 三菱自動車工業株式会社 無人飛行体の制御システム
JP7273546B2 (ja) * 2019-03-12 2023-05-15 株式会社Subaru 航空機
EP4224115A1 (en) 2019-06-10 2023-08-09 Joby Aero, Inc. Time varying loudness prediction system
EP3792184A1 (en) * 2019-09-10 2021-03-17 Volocopter GmbH Method of controlling an actuator system and aircraft using said method
JP2021075126A (ja) * 2019-11-07 2021-05-20 三菱重工業株式会社 制御システム及び構造体、並びに制御方法、並びに制御プログラム
DE102020107172A1 (de) * 2020-03-16 2021-09-16 Volocopter Gmbh Verfahren zur Steuerung eines Fluggeräts, Steuerungseinrichtung für ein Fluggerät und Fluggerät mit einer solchen Steuerungseinrichtung
DE102020111810A1 (de) * 2020-04-30 2021-11-04 Volocopter Gmbh Verfahren zum Betreiben eines Fluggeräts, Flugsteuerungssystem für ein Fluggerät und Fluggerät mit einem solchen
CN113039502B (zh) * 2020-05-07 2024-04-12 深圳市大疆创新科技有限公司 多旋翼无人机及其控制方法、控制装置和计算机可读存储介质
WO2021223136A1 (zh) * 2020-05-07 2021-11-11 深圳市大疆创新科技有限公司 控制方法、数据处理方法、设备、无人机及存储介质
DE102020125095B4 (de) 2020-09-25 2024-02-29 Volocopter Gmbh Verfahren zum Betreiben eines Fluggeräts, Flugsteuerungsvorrichtung für ein Fluggerät und Fluggerät mit mehreren Antriebseinheiten
CN112373677B (zh) * 2020-11-18 2021-06-22 三生万物(北京)人工智能技术有限公司 一种六旋翼无人机动力缺失保护***、保护方法
CN112678205B (zh) * 2021-03-15 2021-06-22 北京云圣智能科技有限责任公司 多旋翼无人机的异常监测方法、装置及电子设备
US11840351B2 (en) 2021-04-05 2023-12-12 Beta Air, Llc Aircraft for self-neutralizing flight
KR20220140944A (ko) * 2021-04-12 2022-10-19 현대자동차주식회사 도심 항공 모빌리티를 위한 비행체의 제어 방법
DE102021111104A1 (de) 2021-04-29 2022-11-03 Volocopter Gmbh Verfahren und Steuereinheit zum Steuern eines überbestimmten Systems, System und Luftfahrzeug
US20220363404A1 (en) * 2021-05-14 2022-11-17 Beta Air, Llc Systems and methods for monitoring health of an electric vertical take-off and landing vehicle
US11420756B1 (en) * 2021-07-01 2022-08-23 Beta Air, Llc Systems and methods for fault detection and control in an electric aircraft
CN113433820B (zh) * 2021-07-15 2022-07-05 北京航空航天大学云南创新研究院 一种六旋翼球形机器人的控制***及其轨迹控制方法
US11874318B2 (en) * 2021-08-27 2024-01-16 Hamilton Sundstrand Corporation Online health monitoring and fault detection for high voltage DC distribution networks
WO2023044173A2 (en) * 2021-09-17 2023-03-23 Beta Air, Llc Methods and systems for flight control configured for use in an electric aircraft
WO2023101757A1 (en) * 2021-12-02 2023-06-08 Kopsaftopoulos Fotios Multicopter online rotor fault diagnosis system
CN114326793B (zh) * 2021-12-09 2023-09-15 北京机电工程研究所 基于plc的无人飞行器飞行控制装置、***及无人飞行器
CN114253137B (zh) * 2021-12-16 2023-07-25 郑州大学 基于控制分配的无人机***故障诊断与容错控制方法
JP2023104324A (ja) * 2022-01-17 2023-07-28 株式会社デンソー 垂直離着陸機の制御装置

Family Cites Families (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2002347698A (ja) 2001-05-23 2002-12-04 Ishigaki Foods Co Ltd 垂直離着陸航空機
JP2004268730A (ja) * 2003-03-07 2004-09-30 Yamaha Motor Co Ltd 無人ヘリコプタの姿勢制御方法
WO2013000035A1 (en) * 2011-06-29 2013-01-03 Orbital Australia Pty Limited Method of controlling operation of an unmanned aerial vehicle
JP6076833B2 (ja) * 2013-05-27 2017-02-08 富士重工業株式会社 垂直離着陸飛行体の制御方法
JP6285543B2 (ja) * 2013-06-09 2018-02-28 アイトゲネシシェ・テヒニシェ・ホーホシューレ・チューリヒ エフェクタに影響を与える故障を受けるマルチコプタの制御された飛行
CN104699105B (zh) 2013-12-10 2017-10-31 中国航空工业第六一八研究所 一种六旋翼飞行器的容错控制方法
US10345352B2 (en) * 2014-04-02 2019-07-09 Sikorsky Aircraft Corporation System and method for health monitoring of electrical systems
JP2015223995A (ja) 2014-05-29 2015-12-14 株式会社熊谷組 撮影用無人飛行体
EP3111286B1 (en) * 2014-05-30 2018-10-31 SZ DJI Technology Co., Ltd. Aircraft attitude control methods
US9919797B2 (en) * 2014-12-04 2018-03-20 Elwha Llc System and method for operation and management of reconfigurable unmanned aircraft
JP2016215958A (ja) 2015-05-26 2016-12-22 日本遠隔制御株式会社 マルチコプター及びマルチコプターシステム
CN104950877B (zh) * 2015-06-17 2018-05-29 西安理工大学 一种四旋翼飞行器故障诊断方法
FR3043789B1 (fr) * 2015-11-13 2019-05-03 Parrot Drones Chargement de donnees d'ephemerides dans un drone.
JP2017100651A (ja) 2015-12-04 2017-06-08 株式会社Ｓｏｋｅｎ 飛行装置
WO2017120571A1 (en) * 2016-01-08 2017-07-13 Pictometry International Corp. Systems and methods for taking, processing, retrieving, and displaying images from unmanned aerial vehicles
US10183746B2 (en) * 2016-07-01 2019-01-22 Bell Helicopter Textron Inc. Aircraft with independently controllable propulsion assemblies

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