JP2004268730A - Attitude control method for unmanned helicopter - Google Patents

Abstract

Translated fromJapanese

【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４An attitude control method for an unmanned helicopter that can stably control the attitude even when the attitude angle changes due to a payload or wind disturbance regardless of a flight state.
An attitude control method for an unmanned helicopter using acceleration data (acceleration sensor output) and attitude data (gyro attitude output) output from a gyro sensor, wherein the acceleration data is coordinate-transformed to an earth coordinate system. The inertia acceleration data is input to the low-pass filter 56, the attitude data is input to the high-pass filter 57, and the output of the low-pass filter 56 and the output of the high-pass filter 57 are mixed to generate a hybrid attitude angle. Then, the attitude control of the airframe is performed based on the hybrid attitude angle.
[Selection diagram] Fig. 4

Description

Translated fromJapanese

【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。[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
The present invention relates to an unmanned helicopter attitude control method using a gyro sensor.
[0002]
[Prior art]
An attitude control device for a flying object using an acceleration sensor is described inPatent Document 1. This attitude control device calculates a target attitude angle (Θx, Θy) by using a value (αx, αy) of an acceleration sensor.
[0003]
Θx = αy / g, Θy = -αx / g (g is gravitational acceleration)
Is controlled so that the attitude angle coincides with the target attitude angle. This makes it possible to cancel out the influence of the tail rotor and the influence of wind disturbance. This is because the acceleration in the earth coordinate system in which the azimuth of the body in the front-rear and left-right directions is fixed to the body axis becomes zero.
[0004]
However, in the attitude control device ofPatent Document 1, there is a problem that the speed of the airframe is difficult to be reduced and the steering is difficult. That is, when the speed of the body in the front-rear and left-right directions is near zero, the acceleration is easily stopped when the acceleration is set to zero. However, once the speed is generated, if the acceleration is controlled to be zero, the speed becomes difficult to decelerate, and there is a possibility that the aircraft will fly without stopping and the aircraft will become unstable.
[0005]
[Patent Document 1]
Japanese Patent No. 3189027
[Problems to be solved by the invention]
An object of the present invention is to provide an attitude control method for an unmanned helicopter that can stably control the attitude even when the attitude angle changes due to a payload or wind disturbance regardless of the flight state, in consideration of the above-described conventional technology. And
[0007]
[Means for Solving the Problems]
In order to achieve the above object, the present invention provides an attitude control method for an unmanned helicopter using acceleration data and attitude data output from a gyro sensor, wherein the acceleration data is coordinate-transformed to inertial acceleration data in an earth coordinate system. The inertial acceleration data is input to a low-pass filter, the attitude data is input to a high-pass filter, and the output of the low-pass filter and the output of the high-pass filter are mixed to create a hybrid attitude angle. An attitude control method for an unmanned helicopter, wherein the attitude control of an airframe is performed based on the attitude control method.
[0008]
According to this configuration, the attitude control is performed based on the hybrid attitude angle obtained by combining the inertial acceleration data (the low frequency component passed through the low pass filter) and the attitude data (the high frequency component passed through the high pass filter). Regardless of the posture, the zero point of the hybrid posture angle is always the control origin (hereinafter referred to as the origin posture angle), which is the neutral position of the posture angle, and hovering is easily controlled. That is, the origin attitude angle at which hovering can be performed differs depending on the payload (load loaded by the main rotor) and the wind direction. For example, as the payload increases, the required thrust of the main rotor increases, and the thrust of the tail rotor also increases. Accordingly, it is necessary to incline the main rotor in such a direction as to cancel this, thereby inclining the original attitude angle. Similarly, if there is a wind disturbance, the origin posture angle is inclined in the opposite direction so as to cancel the disturbance.
[0009]
However, according to the hybrid attitude angle, the hovering control can be performed very easily because the zero point position becomes the neutral position of the attitude angle in any flying state.
[0010]
In a preferred configuration example, the ratio of the output of the low-pass filter to the output of the high-pass filter is changed according to the flight condition.
[0011]
According to this configuration, the ratio of the output of the acceleration data that has passed through the low-pass filter and the output of the posture data that has passed through the high-pass filter is changed according to the flight condition. By controlling based on the increased hybrid attitude angle and controlling by reducing the proportion of acceleration data in normal flight conditions, the aircraft is stable in all flight conditions without difficulty in deceleration by acceleration control. The attitude can be controlled.
[0012]
In a preferred configuration example, a takeoff / landing state and an azimuth change state are determined as the flight state.
[0013]
According to this configuration, in the take-off / landing state and the azimuth change state in which the origin attitude angle of the aircraft greatly changes, the attitude attitude is stabilized by moving the hybrid attitude angle to the acceleration data side and responding to the sudden change in the origin attitude angle. It can be carried out.
[0014]
In a preferred configuration example, the ratio of the output is changed by changing the time constant of the low-pass filter and the high-pass filter.
[0015]
According to this configuration, the output values from the low-pass filter and the high-pass filter can be changed by changing the time constant of the filter, and the rate of acceleration control can be easily changed.
[0016]
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
FIG. 1 is a configuration diagram of an unmanned helicopter according to an embodiment of the present invention.
Thefuselage 1 has amain rotor 2 and a rudder rotor 3, and is equipped with an engine 4 and anignition system 5 thereof. A receiving antenna 6 is provided near the ladder rotor 3 and is connected to areceiver 8 formed on a printed circuit board in a receiving box 7 in the body. In the receiving box 7, there is further provided a controller 9 formed on another printed circuit board. AGPS sensor 10 is provided below therear tail 27 of thebody 1. TheGPS sensor 10 measures a position from a GPS signal received by theGPS antenna 13. At the rear end of theGPS sensor 10, there are provided aGPS indicator light 11 for displaying a GPS operating state and a receiving state during flight, and awarning light 26 for displaying an abnormality of the aircraft. TheGPS indicator light 11 and thewarning light 26 are actually arranged side by side on the left and right.
[0017]
Thebody 1 above thetail 27 at the rear of the body is provided with apanel display unit 25 for displaying an initial state of the body before flight. A gyro attitude sensor (gyro sensor) 12 is provided near the center of gravity of thebody 1. Theposture sensor 12 outputs acceleration data as an acceleration sensor and posture data from a gyro.Reference numeral 14 denotes an azimuth sensor for detecting geomagnetism, andreference numeral 15 denotes an engine rotation sensor.
[0018]
Thebody 1 includes fiveservomotors 16 to 20 that are driven and controlled by the controller 9. 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.
[0019]
Reference numeral 21 denotes a ground-side transmitter. Thetransmitter 21 includes a first operation element 22 and asecond operation element 23 having a stick shape.
[0020]
The first operator 22 is for elevator operation and rudder operation. By operating the first operator 22 in the ab direction, theelevator servomotor 18 is controlled to lower the nose and fly forward (operation a) or raise the nose to fly backward (operation b). By operating the first operating element 22 in the cd direction, theladder servomotor 20 is controlled to adjust the direction in the left-right direction toward the front of theaircraft 1 and swing the nose left (operating in the c-direction) or right ( d-direction operation).
[0021]
Thesecond operator 23 is used for throttle operation and aileron operation, and is an engine operator for simultaneously adjusting the engine speed and the main rotor load. By operating thesecond operation element 23 in the ef direction, the body is raised (operation in the e direction) or lowered (operation in the f direction) in the horizontal posture. That is, by operating thesecond operator 23 in the ef direction, thethrottle servomotor 19 is controlled, the engine throttle opening is adjusted, and the left andright aileron servomotors 16 and 17 and theelevator servomotor 18 are simultaneously driven. . As a result, the aircraft rises or descends while keeping the horizontal posture.
[0022]
By operating thesecond operator 23 in the gh direction, the left andright aileron servomotors 16 and 17 are controlled, and theairframe 1 is tilted left and moved left (g direction operation) or tilted right and moved right (right) ( h direction operation).
[0023]
Thetransmitter 21 is provided with anencoder position sensor 24 for detecting an encon operation position of the second operator (encon operator) 23 in the ef direction. The enginecontrol position sensor 24 is for controlling the target engine speed in accordance with the main rotor load corresponding to the engine throttle opening.
[0024]
FIG. 2 is a control system block diagram of the unmanned helicopter according to the present invention. FIG. 3 is a flowchart of a control calculation process by the controller.
[0025]
A control command signal by the operation of thetransmitter 21 on the ground side is received by thereceiver 8 on the fuselage side and sent to the controller 9 for signal processing. The controller 9 performs the arithmetic processing of the flow shown in FIG. 3 according to a control program preset in theinternal control circuit 28.
[0026]
First, an operation state flag and the like are set to initial values (step A1). Subsequently, input signal processing is performed by the input signal processing unit 29 (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.
[0027]
Next, an engine rotation control calculation is performed (step A3). In this, the engine rotationcontrol calculation unit 30 controls the throttle opening based on the encon servo command from the encon operator 23 (FIG. 1) of thetransmitter 21 to control the airplane to fly at a predetermined engine speed. .
[0028]
Next, a posture control calculation is performed (step A4). This is to control the inclination of the body in the front-back and left-right directions based on the signal from theposture sensor 12 in the posturecontrol calculation unit 31.
[0029]
Next, GPS control calculation is performed (step A5). This is to control the flight position and the flight speed based on the signal from theGPS sensor 10 in the GPScontrol calculation unit 32.
[0030]
Next, after performing these input signal processing and each control calculation processing, the processing result is output from the output signal processing unit 33 (step A6). Based on the output signal, the ignition system of the engine is driven to drive the engine based on the commanded engine speed, and theservomotors 16 to 20 are driven to control the direction and attitude.
[0031]
The routine of these steps A1 to A6 is controlled while the data is being updated during flight, for example, about every 20 ms.
[0032]
FIG. 4 is a configuration diagram of the attitude control circuit according to the present invention. FIG. 5 is an explanatory diagram of the earth coordinate system and the body coordinate system.
[0033]
The acceleration data and the attitude data are input to theattitude control circuit 58 from the attitude sensor (gyro sensor) 12 (FIGS. 1 and 2). The acceleration data is the acceleration sensor output of the body coordinates from theattitude sensor 12, and the attitude data is the gyro attitude output of the earth coordinates from theattitude sensor 12. The acceleration data is converted to the earth coordinates by the coordinateconversion circuit 54, and then the gravity component is removed by thesubtractor 55 to become the body motion acceleration data.
[0034]
Here, the gyro posture output is as follows, assuming that the roll angle is θx, the pitch angle is θy, and the yaw angle is θz.
(Equation 1)

It becomes.
[0035]
The acceleration sensor output and inertial acceleration are
(Equation 2)

It becomes.
[0036]
Regarding the relationship between the body coordinates and the earth coordinates in the coordinateconversion circuit 54,
[Equation 3]

It becomes.
[0037]
When the direction is fixed to the body coordinates, from θz = 0,
(Equation 4)

It becomes.
[0038]
Therefore,
(Equation 5)

It becomes.
[0039]
The hybrid attitude angle is
(Equation 6)

It becomes.
[0040]
FIG. 6 is a flowchart of a process of calculating a hybrid attitude angle in the attitude control circuit according to the present invention.
[0041]
Step Q1:
Obtain data from the acceleration sensor. This is the data that constitutes (A) in (Equation 2).
[0042]
Step Q2:
Calculate the aircraft acceleration. This is the data that constitutes (B) of (Equation 2).
[0043]
Step Q3:
Obtain gyro attitude angle data. This is data constituting the above (Equation 1).
[0044]
Step Q4:
It is determined whether it is in a takeoff state or a landing state. If it is in the takeoff or landing state, the process proceeds to step Q6; otherwise, the process proceeds to step Q5.
[0045]
Step Q5:
It is determined whether or not the nose is to change direction. If the direction is changed, the process proceeds to step Q6. If the direction is not changed, the process proceeds to step Q7.
[0046]
Step Q6:
The time constant T of the low-pass filter 56 (FIG. 4) and the high-pass filter 57 (FIG. 4) is set to T1.
[0047]
Step Q7:
The time constant T of the low-pass filter 56 (FIG. 4) and the high-pass filter 57 (FIG. 4) is set to T2. T1 <T2.
[0048]
Step Q8:
Assuming that the time constant T is T1 or T2, the hybrid attitude angle which is the output of the circuit of FIG. 4 is calculated. This is for calculating the roll angle and the pitch angle shown in the above (Equation 6). In this case, by setting T1 <T2 in advance, in the case of takeoff / landing or changing the nose direction, the time constant T = T1 (step Q6) is reduced, and as can be seen from the equation of step Q8, the attitude is changed. The ratio of data can be reduced and the ratio of acceleration data can be increased. In addition, when neither the takeoff and landing nor the nose direction change is performed (during normal flight), the time constant T = T2 (step Q7) is increased to increase the proportion of the attitude data and decrease the proportion of the acceleration data. Can be.
[0049]
As a result, in a flight state in which the origin attitude angle may greatly change such as takeoff and landing or a change in the nose direction, it is possible to follow a sudden change in the origin attitude angle mainly by the hybrid attitude angle based on the acceleration data.
[0050]
Further, even when the airframe is tilted due to the influence of the wind disturbance, the control may be performed based on the acceleration data with the time constant T set to T1 in step Q6. Further, the payload may be detected, and the time constant may be selected accordingly.
[0051]
On the other hand, in a normal flight state, the hybrid attitude angle in which the proportion of the acceleration data is reduced makes it possible to easily reduce the speed and ensure the stability of the steering.
[0052]
【The invention's effect】
As described above, in the present invention, since the attitude control is performed based on the hybrid attitude angle obtained by combining the inertial acceleration data and the attitude data, the zero point of the hybrid attitude angle is always the attitude angle neutral regardless of the attitude of the aircraft. It becomes a control origin, which is a position, and hovering control becomes easy.
[0053]
In addition, since the ratio of the output of the acceleration data that has passed through the low-pass filter and the attitude data that has passed through the high-pass filter changes according to the flight conditions, the hybrid attitude has a large percentage of acceleration data when the origin attitude angle changes rapidly. By controlling based on the angle and reducing the ratio of acceleration data in normal flight conditions, the aircraft attitude can be controlled stably in all flight conditions without the difficulty of deceleration due to acceleration control. be able to.
[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 a control calculation process performed by a controller.
FIG. 4 is a configuration diagram of an attitude angle control calculation circuit according to the present invention.
FIG. 5 is an explanatory diagram of an earth coordinate system and an airframe coordinate system.
FIG. 6 is a flowchart of a posture control method according to the present invention.
[Explanation of symbols]
1: Airframe, 2: Main rotor, 3: Rudder, 4: Engine, 5: Ignition system,
6: receiving antenna, 7: receiving box, 8: receiver, 9: controller,
10: GPS sensor, 11: GPS indicator light, 12: Attitude sensor,
13: GPS antenna, 14: bearing sensor, 15: engine rotation sensor,
16: right aileron servomotor, 17: left aileron servomotor,
18: Elevation servo motor, 19: Encon servo motor,
20: ladder servomotor, 21: transmitter, 22: first operator,
23: second operation element, 24: operation position sensor, 25: panel display unit,
26: warning light, 27: tail, 28: control circuit, 54: coordinate conversion circuit,
55: subtractor, 56: low-pass filter, 57: high-pass filter,
58: attitude control circuit.

Claims (4)

Translated fromJapanese

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。An attitude control method for an unmanned helicopter using acceleration data and attitude data output from a gyro sensor,
The acceleration data is coordinate-transformed into inertial acceleration data in the earth coordinate system,
This inertial acceleration data is input to the low-pass filter,
Inputting the attitude data to a high-pass filter,
Mixing the output of the low-pass filter and the output of the high-pass filter to create a hybrid attitude angle,
An attitude control method for an unmanned helicopter, wherein the attitude control of the airframe is performed based on the hybrid attitude angle.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。2. The attitude control method for an unmanned helicopter according to claim 1, wherein a ratio between an output of the low-pass filter and an output of the high-pass filter is changed according to a flight state.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。The attitude control method for an unmanned helicopter according to claim 2, wherein a takeoff / landing state and a direction change state are determined as the flight state.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。The attitude control method for an unmanned helicopter according to claim 2, wherein the ratio of the output is changed by changing a time constant of the low-pass filter and the high-pass filter.

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