JP2004268730A

JP2004268730A - 無人ヘリコプタの姿勢制御方法

Info

Publication number: JP2004268730A
Application number: JP2003062329A
Authority: JP
Inventors: Akira Sato; 彰佐藤
Original assignee: Yamaha Motor Co Ltd
Current assignee: Yamaha Motor Co Ltd
Priority date: 2003-03-07
Filing date: 2003-03-07
Publication date: 2004-09-30

Abstract

【課題】飛行状態にかかわらずペイロードや風の外乱により姿勢角が変化しても安定して姿勢を制御可能な無人ヘリコプタの姿勢制御方法を提供する。
【解決手段】ジャイロセンサから出力される加速度データ（加速度センサー出力）及び姿勢データ（ジャイロ姿勢出力）を用いた無人ヘリコプタの姿勢制御方法であって、前記加速度データを座標変換して地球座標系の慣性加速度データとし、この慣性加速度データをローパスフィルタ５６に入力し、前記姿勢データをハイパスフィルタ５７に入力し、前記ローパスフィルタ５６の出力及び前記ハイパスフィルタ５７の出力をミキシングしてハイブリッド姿勢角を作成し、このハイブリッド姿勢角に基づいて機体の姿勢制御を行う。
【選択図】図４

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、ジャイロセンサを用いた無人ヘリコプタの姿勢制御方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】
加速度センサを用いた飛行体の姿勢制御装置が特許文献１に記載されている。この姿勢制御装置は、目標姿勢角（Θｘ，Θｙ）を加速度センサの値（αｘ，αｙ）を用いて、
【０００３】
Θｘ＝αｙ／ｇ，Θｙ＝−αｘ／ｇ（ｇは重力加速度）
として姿勢角を目標姿勢角に一致させるように制御する。これにより、テールロータの影響や風の外乱の影響を打ち消すことを可能としたものである。これは、機体の前後左右方向の方位を機体軸に固定した地球座標系の加速度が０になるからである。
【０００４】
しかしながら、上記特許文献１の姿勢制御装置では、機体の速度が減速しにくくなり、操縦しにくいという問題点がある。すなわち、機体の前後左右方向の速度が０付近の場合は加速度を０にすると止まりやすくなる。しかし、一旦速度が発生した場合には、加速度を０にするように制御すると、速度が減速しにくくなり、停止できないまま飛行し機体が不安定になるおそれがある。
【０００５】
【特許文献１】
特許第３１８９０２７号公報
【０００６】
【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、飛行状態にかかわらずペイロードや風の外乱により姿勢角が変化しても安定して姿勢を制御可能な無人ヘリコプタの姿勢制御方法の提供を目的とする。
【０００７】
【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、ジャイロセンサから出力される加速度データ及び姿勢データを用いた無人ヘリコプタの姿勢制御方法であって、前記加速度データを座標変換して地球座標系の慣性加速度データとし、この慣性加速度データをローパスフィルタに入力し、前記姿勢データをハイパスフィルタに入力し、前記ローパスフィルタの出力及び前記ハイパスフィルタの出力をミキシングしてハイブリッド姿勢角を作成し、このハイブリッド姿勢角に基づいて機体の姿勢制御を行うことを特徴とする無人ヘリコプタの姿勢制御方法を提供する。
【０００８】
この構成によれば、慣性加速度データ（ローパスフィルタと通した低周波数成分）と姿勢データ（ハイパスフィルタを通した高周波数成分）とを組合わせたハイブリッド姿勢角に基づいて姿勢制御を行うため、機体の姿勢にかかわらずハイブリッド姿勢角の０点が常に姿勢角中立位置である制御原点（以下原点姿勢角という）となり、ホバリングの制御がしやすくなる。すなわち、ホバリングを行うことができる原点姿勢角は、ペイロード（メインロータによる積載負荷）や風向きによって異なってくる。例えば、ペイロードが大きくなるとメインロータの必要推力が増えるため、テールロータの推力も増える。これにより、これを打ち消すような向きにメインロータを傾ける必要があり、これにより原点姿勢角が傾く。同様に風の外乱がある場合には、これを打ち消すように原点姿勢角が逆方向に傾く。
【０００９】
しかし、ハイブリッド姿勢角によれば、どのような飛行状態であっても、０点位置が姿勢角の中立位置となるため、ホバリングの制御を非常に簡単に行うことができる。
【００１０】
好ましい構成例では、飛行状態に応じてローパスフィルタの出力とハイパスフィルタの出力の割合を変えることを特徴としている。
【００１１】
この構成によれば、ローパスフィルタを通した加速度データとハイパスフィルタを通した姿勢データとの出力の割合を飛行状態に応じて変えるため、原点姿勢角が急激に変化する状況では加速度データの割合を多くしたハイブリッド姿勢角に基づいて制御し、通常の飛行状態では加速度データの割合を減らして制御することにより、加速度制御による減速のしにくさを伴うことなく、あらゆる飛行状態で安定して機体の姿勢を制御することができる。
【００１２】
好ましい構成例では、前記飛行状態として離着陸状態及び方位変更状態を判別することを特徴としている。
【００１３】
この構成によれば、機体の原点姿勢角が大きく変化する離着陸状態及び方位変更状態では、ハイブリッド姿勢角を加速度データ側に移動させて急激な原点姿勢角の変化に対応させて安定した姿勢制御を行うことができる。
【００１４】
好ましい構成例では、前記ローパスフィルタ及びハイパスフィルタの時定数を変えることにより前記出力の割合を変えることを特徴としている。
【００１５】
この構成によれば、フィルタの時定数を変えてローパスフィルタ及びハイパスフィルタからの出力値を変えることができ、容易に加速度制御の割合を変更することができる。
【００１６】
【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。
【００１７】
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（ジャイロセンサ）１２が備わる。姿勢センサ１２は、加速度センサとしての加速度データ及びジャイロからの姿勢データを出力する。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。
【００１８】
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。
【００１９】
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。
【００２０】
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）。
【００２１】
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。
【００２２】
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）。
【００２３】
送信機２１には第２操作子（エンコン操作子）２３のｅｆ方向のエンコン操作位置を検出するためのエンコン位置センサ２４が備わる。このエンコン位置センサ２４は、エンジンスロットル開度に対応するメインロータ負荷に応じて目標エンジン回転数を制御するためのものである。
【００２４】
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。
【００２５】
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。
【００２６】
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。
【００２７】
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。
【００２８】
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。
【００２９】
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。
【００３０】
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。
【００３１】
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。
【００３２】
図４は、本発明に係る姿勢制御回路の構成図である。図５は、地球座標系と機体座標系の説明図である。
【００３３】
姿勢制御回路５８に姿勢センサ（ジャイロセンサ）１２（図１、図２）から加速度データ及び姿勢データが入力される。加速度データは、姿勢センサ１２からの機体座標の加速度センサ出力であり、姿勢データは、姿勢センサ１２からの地球座標のジャイロ姿勢出力である。加速度データは、座標変換回路５４で地球座標に変換され、その後減算器５５で重力成分が除かれ機体運動加速度データとなる。
【００３４】
ここで、ジャイロ姿勢出力は、ロール角をθｘ、ピッチ角をθｙ、ヨー角をθｚとすると、
【数１】

となる。
【００３５】
また、加速度センサー出力及び慣性加速度は、
【数２】

となる。
【００３６】
また、座標変換回路５４での機体座標と地球座標の関係については、
【数３】

となる。
【００３７】
方位を機体座標に固定すると、θｚ＝０より、
【数４】

となる。
【００３８】
したがって、
【数５】

となる。
【００３９】
ハイブリッド姿勢角は、
【数６】

となる。
【００４０】
図６は、本発明に係る姿勢制御回路でのハイブリッド姿勢角の計算過程のフローチャートである。
【００４１】
ステップＱ１：
加速度センサからのデータを取得する。これは前記（数２）の（Ａ）を構成するデータである。
【００４２】
ステップＱ２：
機体加速度の計算をする。これは前記（数２）の（Ｂ）を構成するデータである。
【００４３】
ステップＱ３：
ジャイロ姿勢角のデータを取得する。これは前記（数１）を構成するデータである。
【００４４】
ステップＱ４：
離陸状態又は着陸状態のいずれかか否かを判別する。離陸又は着陸状態であればステップＱ６に進み、いずれでもなければステップＱ５に進む。
【００４５】
ステップＱ５：
機首を方向変更する状態か否かを判別する。方向変更であればステップＱ６に進み、方向変更でなければステップＱ７に進む。
【００４６】
ステップＱ６：
ローパスフィルタ５６（図４）及びハイパスフィルタ５７（図４）の時定数ＴをＴ１に設定する。
【００４７】
ステップＱ７：
ローパスフィルタ５６（図４）及びハイパスフィルタ５７（図４）の時定数ＴをＴ２に設定する。Ｔ１＜Ｔ２である。
【００４８】
ステップＱ８：
時定数ＴをＴ１又はＴ２として前述の図４の回路の出力であるハイブリッド姿勢角を計算する。これは、上記（数６）に示すロール角及びピッチ角について演算するものである。この場合、予めＴ１＜Ｔ２と設定しておくことにより、離着陸又は機首方向変更の場合には、時定数Ｔ＝Ｔ１（ステップＱ６）を小さくして、ステップＱ８の式から分かるように、姿勢データの割合を小さく加速度データの割合を多くすることができる。また、離着陸又は機首方向変更のいずれでもない場合（通常飛行時）には、時定数Ｔ＝Ｔ２（ステップＱ７）を大きくして、姿勢データの割合を多くし加速度データの割合を少なくすることができる。
【００４９】
これにより、離着陸又は機首方向変更のように原点姿勢角が大きく変わる可能性のある飛行状態では、主として加速度データに基づくハイブリッド姿勢角により急激な原点姿勢角の変化に追従することができる。
【００５０】
また、風の外乱により機体が影響を受けて傾く場合にも、これを判別してステップＱ６で時定数ＴをＴ１として主として加速度データに基づく制御を行うようにしてもよい。さらに、ペイロードを検出してこれに応じて時定数を選択してもよい。
【００５１】
一方、通常の飛行状態では、加速度データの割合を小さくしたハイブリッド姿勢角により、速度を減速しやすくして操縦の安定性を確保することができる。
【００５２】
【発明の効果】
以上説明したように、本発明では、慣性加速度データと姿勢データとを組合わせたハイブリッド姿勢角に基づいて姿勢制御を行うため、機体の姿勢にかかわらずハイブリッド姿勢角の０点が常に姿勢角中立位置である制御原点となり、ホバリングの制御がしやすくなる。
【００５３】
また、ローパスフィルタを通した加速度データとハイパスフィルタを通した姿勢データとの出力の割合を飛行状態に応じて変えるため、原点姿勢角が急激に変化する状況では加速度データの割合を多くしたハイブリッド姿勢角に基づいて制御し、通常の飛行状態では加速度データの割合を減らして制御することにより、加速度制御による減速のしにくさを伴うことなく、あらゆる飛行状態で安定して機体の姿勢を制御することができる。
【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】本発明に係る姿勢角制御計算回路の構成図。
【図５】地球座標系と機体座標系の説明図。
【図６】本発明に係る姿勢制御方法のフローチャート。
【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、２４：操作位置センサ、２５：パネル表示部、
２６：警告灯、２７：テール、２８：制御回路、５４：座標変換回路、
５５：減算器、５６：ローパスフィルタ、５７：ハイパスフィルタ、
５８：姿勢制御回路。

Claims

ジャイロセンサから出力される加速度データ及び姿勢データを用いた無人ヘリコプタの姿勢制御方法であって、
前記加速度データを座標変換して地球座標系の慣性加速度データとし、
この慣性加速度データをローパスフィルタに入力し、
前記姿勢データをハイパスフィルタに入力し、
前記ローパスフィルタの出力及び前記ハイパスフィルタの出力をミキシングしてハイブリッド姿勢角を作成し、
このハイブリッド姿勢角に基づいて機体の姿勢制御を行うことを特徴とする無人ヘリコプタの姿勢制御方法。
飛行状態に応じてローパスフィルタの出力とハイパスフィルタの出力の割合を変えることを特徴とする請求項１に記載の無人ヘリコプタの姿勢制御方法。
前記飛行状態として離着陸状態及び方位変更状態を判別することを特徴とする請求項２に記載の無人ヘリコプタの姿勢制御方法。
前記ローパスフィルタ及びハイパスフィルタの時定数を変えることにより前記出力の割合を変えることを特徴とする請求項２又は３に記載の無人ヘリコプタの姿勢制御方法。