(57)【要約】【課題】  通常飛行時に取得できる情報を利用して容易に風向を推定し、推定した風向に基づいて進入方向を決定して「完全自動進入飛行」を実現することができる航空機を提供する。また、航空機を用いて容易に風向を推定することができる風向推定方法を提供する。【解決手段】  対気速度を検出するＡＤＳ５０と、対地速度を検出するＧＰＳ６０と、方位角を検出する磁気方位センサ７０と、対気速度と対地速度との差（速度差）を算出する速度差算出手段８１と、方位角及び速度差に基づいて風向を推定する風向推定手段８２と、推定した風向に基づいて自機を所定の目標着陸領域に風下側から進入させるように操縦装置３０を制御する誘導手段８３と、を有する航空機１０である。【選択図】        図２
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
対気速度を検出する対気速度検出手段と、
対地速度を検出する対地速度検出手段と、
方位角を検出する方位角検出手段と、
前記対気速度検出手段で検出した対気速度の大きさと前記対地速度検出手段で検出した対地速度の大きさとの差である速度差を算出する速度差算出手段と、
前記方位角検出手段で検出した方位角と前記速度差算出手段で算出した速度差とに基づいて風向を推定する風向推定手段と、
を備えることを特徴とする航空機。
【請求項２】
前記風向推定手段で推定した風向に基づいて、自機を所定の目標着陸領域に風下側から進入させるように操縦装置を制御する誘導手段を備えることを特徴とする請求項１に記載の航空機。
【請求項３】
前記速度差算出手段は、
前記対気速度検出手段で検出した対気速度の大きさから前記対地速度検出手段で検出した対地速度の大きさを減じることにより速度差を算出し、
前記風向推定手段は、
前記方位角検出手段で検出した方位角と、この方位角検出時に前記対気速度検出手段及び前記対地速度検出手段で検出した対気速度及び対地速度に基づいて前記速度差算出手段で算出した速度差と、から構成される方位角・速度差情報を複数取得し、取得した複数の方位角・速度差情報に基づいて速度差が極大となる時の方位角を抽出し、抽出した方位角を風上側の方向と推定することを特徴とする請求項１又は２に記載の航空機。
【請求項４】
対気速度を検出する対気速度検出工程と、
対地速度を検出する対地速度検出工程と、
方位角を検出する方位角検出工程と、
前記対気速度検出工程で検出した対気速度の大きさと前記対地速度検出工程で検出した対地速度の大きさとの差である速度差を算出する速度差算出工程と、
前記方位角検出工程で検出した方位角と前記速度差算出工程で算出した速度差とに基づいて風向を推定する風向推定工程と、
を備えることを特徴とする航空機の風向推定方法。
【請求項５】
前記速度差算出工程では、
前記対気速度検出工程で検出した対気速度の大きさから前記対地速度検出工程で検出した対地速度の大きさを減じることにより速度差を算出し、
前記風向推定工程では、
前記方位角検出工程で検出した方位角と、この方位角に対応させて前記対気速度検出工程及び前記対地速度検出工程で検出した対気速度及び対地速度に基づいて前記速度差算出工程で算出した速度差と、から構成される方位角・速度差情報を複数取得し、取得した複数の方位角・速度差情報を参照して速度差が極大となる時の方位角を抽出し、抽出した方位角を風上側の方向と推定することを特徴とする請求項４に記載の航空機の風向推定方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機及び航空機の風向推定方法に関する。
【背景技術】
【０００２】
現在、所定の飛行制御プログラムに基づいて自律飛行を行う無人航空機が提案され、実用化されている。かかる無人航空機を自動着陸させる際には、通常の有人航空機と同様に、「風下」側から所定の目標着陸領域（滑走路等）に進入させるように制御している。
【０００３】
従来は、前記したような進入飛行を実現させるために、離陸前に飛行制御プログラムの設定変更を実施していたが、離陸前にプログラムの設定変更を実施すると、離陸後に風向が変動した場合においても進入方向を変更することができないという問題がある。このような問題を解決するために、作業員が地上装置から無人航空機に所定の指令信号を送信することにより、無人航空機の進入方向を事後的に変更する技術が提案されている。しかし、かかる技術は、作業員が支援できない領域においては採用することができなかった。
【０００４】
以上のような状況に鑑み、近年においては、無人航空機が自ら風向を判定し、この判定に基づいて自ら進入方向を決定する技術の開発が進められている。例えば、飛行体が「対気的定常旋回飛行」を行いながらＧＰＳ等で複数の対地速度ベクトルを取得し、この複数の対地速度ベクトルに基づいて風向や風速を推算し、推算した風向や風速に基づいて進入方向を決定する技術が提案されている（例えば、特許文献１参照。）。
【特許文献１】特開２０００−１５９１９２号公報（第５頁、第３図）
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
しかし、前記した特許文献１に記載の技術を採用すると、風向や風速の推算のために、少なくとも半旋回程度の比較的正確な「対気的定常旋回飛行」を行う必要があるので、この技術を高速の無人航空機に適用した場合には、飛行時間や燃料を浪費してしまう場合がある。
【０００６】
本発明の課題は、特定の旋回飛行を実施することなく通常飛行時に取得できる情報を利用してきわめて容易に風向を推定し、推定した風向に基づいて進入方向を決定して「完全自動進入飛行」を実現することができる航空機を提供することである。
【０００７】
また、本発明の課題は、自律飛行を行う航空機を用いてきわめて容易に風向を推定することができる航空機の風向推定方法を提供することである。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
以上の課題を解決するために、請求項１に記載の発明は、航空機であって、対気速度を検出する対気速度検出手段と、対地速度を検出する対地速度検出手段と、方位角を検出する方位角検出手段と、前記対気速度検出手段で検出した対気速度の大きさと前記対地速度検出手段で検出した対地速度の大きさとの差である速度差を算出する速度差算出手段と、前記方位角検出手段で検出した方位角と前記速度差算出手段で算出した速度差とに基づいて風向を推定する風向推定手段と、を備えることを特徴とする。
【０００９】
請求項１に記載の発明によれば、方位角検出手段で検出した方位角と、対気速度検出手段及び対地速度検出手段で検出した対気速度及び対地速度の差（速度差）と、に基づいて風向を推定することができる。従って、特定の定常旋回飛行を実施することなく、通常飛行時に取得できる情報を利用してきわめて容易に風向を推定することができる。このため、航空機が高速飛行を行う場合には、飛行時間や燃料を節減することができる。
【００１０】
請求項２に記載の発明は、請求項１に記載の航空機において、前記風向推定手段で推定した風向に基づいて、自機を所定の目標着陸領域に風下側から進入させるように操縦装置を制御する誘導手段を備えることを特徴とする。
【００１１】
請求項２に記載の発明によれば、推定した風向に基づいて、自機を所定の目標着陸領域に風下側から進入させるように操縦装置を制御することができるので、「完全自動進入飛行」を実現することができる。
【００１２】
請求項３に記載の発明は、請求項１又は２に記載の航空機において、前記速度差算出手段は、前記対気速度検出手段で検出した対気速度の大きさから前記対地速度検出手段で検出した対地速度の大きさを減じることにより速度差を算出し、前記風向推定手段は、前記方位角検出手段で検出した方位角と、この方位角検出時に前記対気速度検出手段及び前記対地速度検出手段で検出した対気速度及び対地速度に基づいて前記速度差算出手段で算出した速度差と、から構成される方位角・速度差情報を複数取得し、取得した複数の方位角・速度差情報に基づいて速度差が極大となる時の方位角を抽出し、抽出した方位角を風上側の方向と推定することを特徴とする。
【００１３】
請求項３に記載の発明によれば、風向推定手段は、自機の方位角と、この方位角検出時に検出した自機の対気速度及び対地速度に基づいて算出した速度差（対気速度の大きさから対地速度の大きさを減じた値）と、から構成される「方位角・速度差情報」を複数取得する。そして、取得した複数の「方位角・速度差情報」に基づいて速度差が極大となる時の方位角を抽出し、抽出した方位角を風上側の方向と推定する。すなわち、航空機の通常飛行時に取得することができる複数の「方位角・速度差情報」に基づいて、複雑な演算処理を行うことなくきわめて簡易に風向を推定することができる。
【００１４】
請求項４に記載の発明は、航空機の風向推定方法であって、対気速度を検出する対気速度検出工程と、対地速度を検出する対地速度検出工程と、方位角を検出する方位角検出工程と、前記対気速度検出工程で検出した対気速度の大きさと前記対地速度検出工程で検出した対地速度の大きさとの差である速度差を算出する速度差算出工程と、前記方位角検出工程で検出した方位角と前記速度差算出工程で算出した速度差とに基づいて風向を推定する風向推定工程と、を備えることを特徴とする。
【００１５】
請求項４に記載の発明によれば、航空機が通常の自律飛行時に取得できる情報（方位角、対気速度及び対地速度）に基づいて、きわめて容易に風向を推定することができる。
【００１６】
請求項５に記載の発明は、請求項４に記載の航空機の風向推定方法において、前記速度差算出工程では、前記対気速度検出工程で検出した対気速度の大きさから前記対地速度検出工程で検出した対地速度の大きさを減じることにより速度差を算出し、前記風向推定工程では、前記方位角検出工程で検出した方位角と、この方位角に対応させて前記対気速度検出工程及び前記対地速度検出工程で検出した対気速度及び対地速度に基づいて前記速度差算出工程で算出した速度差と、から構成される方位角・速度差情報を複数取得し、取得した複数の方位角・速度差情報を参照して速度差が極大となる時の方位角を抽出し、抽出した方位角を風上側の方向と推定することを特徴とする。
【００１７】
請求項５に記載の発明によれば、航空機の方位角と、この方位角検出時に検出した航空機の対気速度及び対地速度に基づいて算出した速度差（対気速度の絶対値から対地速度の絶対値を減じた値）と、から構成される「方位角・速度差情報」を複数取得する。そして、取得した複数の「方位角・速度差情報」に基づいて速度差が極大となる時の方位角を抽出し、抽出した方位角を風上側の方向と推定する。従って、複雑な演算処理を行うことなくきわめて簡易に風向を推定することができる。
【発明の効果】
【００１８】
請求項１〜３に記載の発明によれば、航空機は、特定の旋回飛行を実施することなく、通常飛行時に取得できる情報（自機の方位角、対気速度及び対地速度）に基づいてきわめて容易に風向を推定することができる。そして、推定した風向に基づいて所定の目標着陸領域に風下側から進入する「完全自動進入飛行」を実現することができる。
【００１９】
請求項４又は５に記載の発明によれば、航空機が通常の自律飛行時に取得できる情報（方位角、対気速度及び対地速度）に基づいて、きわめて容易に風向を推定することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２０】
以下、本発明の実施の形態を、図を用いて詳細に説明する。なお、本実施の形態においては、本発明に係る航空機の一例として、所定の飛行制御プログラムに基づいて自律飛行を行う無人固定翼航空機（以下「無人機」という）１０を挙げて説明することとする。
【００２１】
まず、図１及び図２を用いて、本実施の形態に係る無人機１０の構成について説明する。無人機１０は、図１及び図２に示すように、機体２０、操縦装置３０、推進装置４０、ＡＤＳ（Air Data System）５０、ＧＰＳ（Global Positioning System）６０、磁気方位センサ７０、制御装置８０、等を備えて構成されている。
【００２２】
機体２０は、図１に示すように、主翼２１、水平尾翼２２、垂直尾翼２３、プロペラ４１等を備えている。主翼２１、水平尾翼２２及び垂直尾翼２３には各々操縦舵面（補助翼３１、昇降舵３２及び方向舵３３）が設けられており、これら操縦舵面と、これら操縦舵面を駆動する操縦系統と、によって図２に示す操縦装置３０が構成されている。また、プロペラ４１と、このプロペラを駆動するエンジンと、によって図２に示す推進装置４０が構成されている。操縦装置３０及び推進装置４０は、制御装置８０により駆動制御される。
【００２３】
ＡＤＳ５０は、本発明における対気速度検出手段であり、機体２０に搭載されたピトー管や温度計等で計測された静圧、動圧、外気温度等に基づいて無人機１０の対気速度の大きさを検出する。ＧＰＳ６０は、本発明における対地速度検出手段であり、所定のＧＰＳ衛星から送信される情報を、機体２０に搭載されたＧＰＳ受信機で受信することにより、無人機１０の対地速度の大きさを検出する。磁気方位センサ７０は、本発明における方位角センサであり、無人機１０の方位角を検出する。
【００２４】
制御装置８０は、無人機１０の機器全体を統合制御するＣＰＵ（Central Processing Unit）や、各種制御プログラムや制御データを格納したＲＯＭ（Read Only Memory）等から構成されている。制御装置８０のＣＰＵが所定の飛行制御プログラムを実行して操縦装置３０や推進装置４０を駆動制御することにより、所定の飛行経路に沿った自律飛行を実現することができる。
【００２５】
制御装置８０は、ＡＤＳ５０で検出した無人機１０の対気速度の大きさと、ＧＰＳ６０で検出した無人機１０の対地速度の大きさと、の差（速度差）を算出する速度差算出手段８１を有している。本実施の形態においては、無人機１０の対気速度の大きさから対地速度の大きさを減じた値を「速度差」として採用している。
【００２６】
また、制御装置８０は、磁気方位センサ７０で検出した無人機１０の方位角と、速度差算出手段８１で算出した速度差と、に基づいて風向を推定する風向推定手段８２を有している。
【００２７】
本実施の形態における風向推定手段８２は、以下のような手順で風向を推定している。まず、磁気方位センサ７０で検出した無人機１０の方位角と、この方位角検出時にＡＤＳ５０及びＧＰＳ６０で検出した対気速度及び対地速度に基づいて速度差算出手段８１で算出した速度差と、から構成される「方位角・速度差情報」を複数取得する。そして、これら複数の「方位角・速度差情報」を、図３に示すような方位角を横軸とし速度差を縦軸としたグラフに点としてプロットし、プロットされた複数の点群を統計処理して近似曲線Ｎを生成し、この近似曲線Ｎ上で速度差が極大（速度差の正の絶対値がピーク）となる時の方位角を抽出し、抽出した方位角を風上側の方向と推定する。
【００２８】
また、制御装置８０は、風向推定手段８２で推定した風向に基づいて、無人機１０を所定の目標着陸領域に風下側から進入させるように操縦装置３０及び推進装置４０を制御する誘導手段８３を有している。
【００２９】
次に、図３及び図４を用いて、本実施の形態に係る無人機１０の完全自動進入飛行に係る制御方法について説明する。本実施の形態においては、無人機１０の制御装置８０が自動的に風向を判定し、図４に示すような東西に延びる滑走路Ｒに風下側から自動進入するように制御する方法について説明する。
【００３０】
まず、無人機１０は、制御装置８０で操縦装置３０や推進装置４０を駆動制御することにより、所定の飛行経路に沿った自律飛行を行った後、滑走路Ｒに向けて帰還飛行を行う（帰還飛行工程）。そして、無人機１０の制御装置８０は、この帰還飛行時に、ＧＰＳ６０を介して自機の位置情報を取得して、目標着陸領域である滑走路Ｒを中心とした有限空域内に自機が侵入したか否かを判定する（着陸判定工程）。
【００３１】
次いで、無人機１０の制御装置８０は、滑走路Ｒを中心とした有限空域内に自機が侵入したと判定した場合に、前記した「方位角・速度差情報」の取得を行う。
【００３２】
すなわち、無人機１０の制御装置８０は、ＡＤＳ５０で自機の対気速度を検出する（対気速度検出工程）とともに、ＧＰＳ６０で自機の対地速度を検出し（対地速度検出工程）、かつ、磁気方位センサ７０で自機の方位角を検出する（方位角検出工程）。また、制御装置８０は、対気速度の大きさから対地速度の大きさを減じて速度差を算出する（速度差算出工程）。そして、検出した無人機１０の方位角と、この方位角検出時に検出した対気速度及び対地速度に基づいて算出した速度差と、を一組とした「方位角・速度差情報」を複数取得する。
【００３３】
次いで、無人機１０の制御装置８０は、取得した複数の「方位角・速度差情報」を図３に示すようにグラフに点としてプロットし、プロットされた複数の点群を統計処理して近似曲線Ｎを生成する。そして、近似曲線Ｎ上で速度差が極大（速度差の正の絶対値がピーク）となる時の方位角を抽出し、抽出した方位角を風上側の方向と推定する（風速推定工程）。
【００３４】
本実施の形態においては、図３に示すように、方位角約４５°で速度差がほぼ極大（速度差の正の絶対値がピーク：速度差極大領域Ｐ1）となる一方、方位角約−１３５°で速度差がほぼ極小（速度差の負の絶対値がピーク：速度差極小領域Ｐ2）となるため、方位角「約４５°（北東）」の方向を風上側と推定する。
【００３５】
次いで、無人機１０の制御装置８０は、推定した風向に基づいて、自機を所定の目標着陸領域である滑走路Ｒに風下側から進入させるように操縦装置３０及び推進装置４０を制御する（誘導工程）。すなわち、制御装置８０は、方位角「約４５°（北東）」の方向を風上側と推定したため、図４に示すように、風下側である西側から滑走路Ｒに進入させるように操縦装置３０及び推進装置４０を制御する。この後、無人機１０の制御装置８０は、所定の着陸プログラムを実行して自動着陸を行う（着陸工程）。
【００３６】
以上説明した実施の形態に係る無人機１０は、磁気方位センサ７０で検出した自機の方位角と、ＡＤＳ５０及びＧＰＳ６０で検出した自機の対気速度及び対地速度の差（速度差）と、に基づいて風向を推定し、推定した風向に基づいて、所定の目標着陸領域である滑走路Ｒに風下側から自動進入する「完全自動進入飛行」を実現することができる。
【００３７】
そして、風向を推定する際には、自機の方位角と、この方位角検出時に検出した自機の対気速度及び対地速度に基づいて算出した速度差と、から構成される「方位角・速度差情報」を複数取得し、取得した複数の「方位角・速度差情報」に基づいて、速度差が極大となる時の方位角を抽出し、抽出した方位角（約４５°：北東）を風上側の方向と推定する。すなわち、特定の定常旋回飛行を実施することなく、通常飛行時に取得することができる複数の「方位角・速度差情報」に基づいてきわめて容易に風向を推定することができる。従って、無人機１０が高速飛行を行う場合には、飛行時間や燃料を節減することができる。
【００３８】
なお、以上の実施の形態においては、本発明を「無人固定翼航空機」に適用した例を示したが、無人飛行船や無人回転翼航空機等の他の無人航空機に本発明を適用することもできる。また、無人航空機に限らず、自律飛行を実現させる制御装置を備えた「有人航空機」に本発明を適用することもできる。
【００３９】
また、以上の実施の形態においては、無人機１０の対気速度の大きさから対地速度の大きさを減じた値を「速度差」として採用し、この速度差が極大（速度差の正の絶対値がピーク）となる時の方位角を風上側の方向と推定した例を示したが、無人機１０の対地速度の大きさから対気速度の大きさを減じた値を「速度差」として採用することもできる。かかる場合には、速度差が極小（速度差の負の絶対値がピーク）となる時の方位角を風上側の方向と推定する。
【００４０】
また、以上の実施の形態においては、無人機１０の対地速度検出手段としてＧＰＳ６０を採用したが、ＧＰＳ６０に代えて（又はＧＰＳ６０と併用して）ＩＮＳ（Inertial Navigation System）を採用することができる。また、以上の各実施の形態で使用された装置以外の既存の装置を、各種情報（対気速度、対地速度、方位角）の検出手段として採用することができるのは勿論である。
【図面の簡単な説明】
【００４１】
【図１】本発明の実施の形態に係る無人機の平面図である。
【図２】本発明の実施の形態に係る無人機の機能的構成を説明するためのブロック図である。
【図３】本発明の実施の形態に係る無人機が取得した「方位角・速度差情報」に係る点群をプロットしたグラフである。
【図４】本発明の実施の形態に係る無人機が滑走路に風下側から進入する状態を示す説明図である。
【符号の説明】
【００４２】
１０      無人機（航空機）
３０      操縦装置
５０      ＡＤＳ（対気速度検出手段）
６０      ＧＰＳ（対地速度検出手段）
７０      磁気方位センサ（方位角センサ）
８１      速度差算出手段
８２      風向推定手段
８３      誘導手段
【図１】
2005219699.tif 000003
【図２】
2005219699.tif 000004
【図３】
2005219699.tif 000005
【図４】
2005219699.tif 000006