計測自動制御学会産業論文集
Vol. 8, No.11, 90/98 (2009)

無人航空機の簡易型手動飛行操縦装置の開発†
牧 緑✱・武 居 秀 雄✱✱・石 川 和 敏✱
Development of Skill-Free Manual Control Module for Easy and Safe UAV Operation
Midori MAKI , Hideo TAKEI and Kazutoshi ISHIKAWA
Abstract－ This paper describes the development of a manual UAV control system for easy and safe flightwithout highly skilled flyers. An UAV operator on the ground can change flight path (i.e. altitude/azimuth) easily and intuitively using just a simple game controller. Those navigation commands are transmitted to an onboard control module through radio communications. Then control surfaces are driven fully automatically using
dynamic inversion based control logic. The developed system could make UAV operation much easier and safer than conventional radio controlled flight. The developed system has been demonstrated through both simulation and actual flight experiments.
Key Words: manual flight control, skill-free, unmanned aerial vehicle, dynamic inversion

1. 背景と目的

主な記号

1†

χ

対地進行方位(GPS)𝑉𝑉

指示対気速度𝑞𝑞�

動圧(圧力センサ)

𝛼𝛼

迎え角

𝜙𝜙

ロール姿勢角

𝜓𝜓

方位姿勢角

𝑄𝑄

機体固定ｙ軸回り角速度(ジャイロ)

𝑚𝑚

機体質量

𝑉𝑉g

対地速度(GPS)

𝑉𝑉TAS

真対気速度

𝐻𝐻P

気圧高度(圧力センサ)

𝛽𝛽

横滑り角

𝜃𝜃

ピッチ姿勢角𝑃𝑃

機体固定ｘ軸回り角速度(ジャイロ)

𝑅𝑅

機体固定ｚ軸回り角速度(ジャイロ)I

慣性モーメント

𝑆𝑆

主翼面積

𝑐𝑐

平均空力翼弦長𝛿𝛿𝑒𝑒

エレベータ舵角

𝑔𝑔

重力加速度

𝑏𝑏

翼幅

𝛿𝛿𝑎𝑎

エルロン舵角

𝛿𝛿𝑟𝑟

ラダー舵角

ここ数年，小型無人航空機(模型飛行機)にオートパイロッ
ト(自動飛行制御装置)を搭載して，空撮，監視業務（河川・道路監視，危険地域監視，災害時映像取得）などに有効活用
しようとする動きが活発になりつつある．JAXA(宇宙航空研
究開発機構)無人機・未来型航空機チームにおいても，無人の飛行船，小型固定翼機を用いた上空からの災害監視無人機
システムSAFE-BIRD(SAFE=Smart Autonomous Flying Eye)の開発を進めている．各自治体の消防署などで運用できる規模
で，特殊専門員を必要としないシステムを想定している．
無人機の発進・回収など運用方法は機体規模により異なる
が，離陸後は，あらかじめ設定したウエイポイントを通過させる完全自動モードが基本となる．ただし，回収にあたっては，限られたスペースへの精密誘導が求められるので，R/C
送信機(通称R/Cプロポ)と呼ばれる無線装置(Photo 1左参照)を用いたマニュアル操縦モードに切り替える方法が一般的である．R/Cプロポは，ラジコン用無線(40,72,76MHｚ帯)
を通じて飛翔体の空力舵面を駆動する装置であるが，機体姿勢を目視しながら，左右2本のスティックによる複雑微細動作を必要とする．特に，飛翔体の運動は６自由度(回転3自由度＋並進3自由度)とその非線形性のために，地上を走行する
移動体と比較して，操縦パイロットにはより特殊な技能と多くの経験が要求され，一般ユーザーが短期間に習得できるものではない．特殊操縦技能者の必要性は，UAV運用コストを引き上げ，また一般ユーザー向け産業用/自家用無人機の普及を妨げる一因となっている．特殊な訓練を必要とせずに，
無人航空機の高度，進行方位などを直感的に，自在に，かつ安全に操縦することができるゲーム用コントローラ(Photo 1
右参照)のような安価な小型軽量装置があれば，ホビー用も含めて，無人機の市場は将来大きく拡大していく可能性がある．そこで，小型，軽量，省電力，廉価部品のみを用いたプ
ロトタイプを開発し，ミッション要求を満足する性能が得られるのか実証実験を行なうこととした．

（）内はその計測値が得られるセンサを示す．

†

第 9 回制御部門大会で発表(2009・3)
宇宙航空研究開発機構✱✱(有)デジタルプラス(Received March 30, 2009)✱

Photo 1. R/C proportional system
and gamepad
90

本飛行操縦装置の特徴は，誘導制御系の構成としてダイナ
ミック・インバージョン方式を採用していること，さらに地上局に接続したゲームパッドを通じて，方位・高度コマンドをオーバーライドできるようにした点である．オーバーライ
ドの仕組みそのものは，有人機のオートパイロットにも標準的に搭載されており，特に新しいものではないが，小型無人機をゲームパッドで操縦するシステムを製作し，飛行実証した例はほとんどないと思われる．このような装置があれば，可視範囲外を飛行中であっても，地上局地図上の飛行航跡，
あるいは無人機搭載のカメラから伝送されるリアルタイム
動画をモニタしながら，機体を自由に誘導することも可能となる．
さらに，ダイナミック・インバージョンをベースとする誘導制御系が，運動の因果関係と対応する形で階層構造化されるという特徴を活用して，方位・高度のみならず，姿勢角(ロール/ピッチ角)，角速度(ロール/ピッチレート)をゲームパッドで操作する仕組みを入れることも容易に可能となる．また，対気速度が適切な範囲に制御されるので，無謀な操縦による失速，機体構造の破壊につながる速度超過といったリスクが防止されている点も本装置の特徴である．

2. 数学モデル(1)

𝐿𝐿 = 𝑞𝑞�𝑆𝑆𝑆𝑆𝐶𝐶𝑙𝑙(5)

𝑀𝑀 = 𝑞𝑞�𝑆𝑆𝑆𝑆𝐶𝐶𝑚𝑚(6)

𝑁𝑁 = 𝑞𝑞�𝑆𝑆𝑆𝑆𝐶𝐶𝑛𝑛(7)

各空力係数は迎え角α，横滑り角β，操舵量𝛿𝛿𝑎𝑎 , 𝛿𝛿𝑒𝑒 , 𝛿𝛿𝑟𝑟 の関数として近似的に以下のように表わされる．

𝐶𝐶𝑙𝑙 = 𝐶𝐶𝑙𝑙𝑙𝑙 (α) ⋅ β + 𝐶𝐶𝑙𝑙𝑙𝑙𝑙𝑙 (α) ⋅ 𝛿𝛿𝑎𝑎 + 𝐶𝐶𝑙𝑙𝑙𝑙𝑙𝑙 (α) ⋅ 𝛿𝛿𝑟𝑟
+𝐶𝐶𝑙𝑙𝑙𝑙 �

𝑏𝑏

� 𝑃𝑃

2𝑉𝑉TAS

(8)

𝑐𝑐
� 𝑄𝑄
2𝑉𝑉TAS(9)

なお，(2)式の揚力傾斜，(8)，(9)，(10)式中の静安定微係数は風洞試験の結果より得られている．動安定微係数
𝐶𝐶𝑙𝑙𝑙𝑙 , 𝐶𝐶𝑚𝑚𝑚𝑚 , 𝐶𝐶𝑛𝑛𝑛𝑛 については適当な推算値4)を用いる．

(2)

3. 簡易飛行操縦システムの設計

・回転の運動方程式(重心位置原点の機体固定座標系)

  P   P   L P     
d  
−1 
Q
I
=
−  Q  × I  Q  +  M   
dt  
  R   R   N R      (3)式の𝐿𝐿, 𝑀𝑀, 𝑁𝑁は，それぞれ空気力によるロール軸，ピッチ軸，ヨー軸回りのモーメントで，以下のように書ける．

𝐶𝐶𝑛𝑛 = 𝐶𝐶𝑛𝑛𝑛𝑛 (α) ⋅ β + 𝐶𝐶𝑛𝑛𝑛𝑛𝑛𝑛 (α) ⋅ 𝛿𝛿𝑎𝑎 + 𝐶𝐶𝑛𝑛𝑛𝑛𝑛𝑛 (α) ⋅ 𝛿𝛿𝑟𝑟𝑏𝑏
� 𝑅𝑅
+𝐶𝐶𝑛𝑛𝑛𝑛 �(10)
2𝑉𝑉TAS・水平定常旋回運動

𝑚𝑚𝑚𝑚 = 𝑞𝑞�𝑆𝑆𝐶𝐶𝐿𝐿 (𝛼𝛼) cos 𝜙𝜙≈ 𝑞𝑞�𝑆𝑆(𝐶𝐶𝐿𝐿0 + 𝐶𝐶𝐿𝐿𝐿𝐿 𝛼𝛼) cos 𝜙𝜙− I XZ 0 
I ZZ 0
IYY
0𝐶𝐶𝑚𝑚 = 𝐶𝐶m𝛼𝛼 ⋅ α + 𝐶𝐶𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚𝑚 (α) ⋅ 𝛿𝛿𝑒𝑒 + 𝐶𝐶𝑚𝑚𝑚𝑚 �

簡易飛行操縦システム構築に必要となる機体の運動モデ
ルと空力モデルについて，後で示す誘導制御則設計に関連する数式のみを記述する．

d𝑔𝑔
𝜒𝜒 = tan 𝜙𝜙dt
𝑉𝑉g I XX

I= 0
− I
 XZ

3.1 システム構成
本システムは，ゲーム用コントローラのような簡易な装置を用いて，人間の直感的な操縦感覚で無人航空機の安全な飛(3)行を可能とすることを目的としている．ただし，可視範囲逸
脱など何らかの理由により操縦が困難となった場合にベー・キネマティックス

ス基地に自動的に帰還し上空で待機飛行ができる RTB(＝

𝑃𝑃
𝑑𝑑 𝜙𝜙
� 𝜃𝜃 � = 𝛀𝛀−1 �𝑄𝑄�𝑑𝑑𝑑𝑑 𝜓𝜓
𝑅𝑅

Return To Base)モード，さらにあらかじめ設定したウエイポ
イントを完全自動で辿る WPTNAV(=Waypoint Navigation)モードも備えている．

(4)

通常は WPTNAV モードにおける誘導則により方位コマン(2)式中で揚力係数は１次式で近似されている．(4)式のΩは機
体姿勢角を用いて表されるつぎの行列であり，ド𝜒𝜒cmd と高度コマンド𝐻𝐻cmd が決まり，次節で述べる制御則にもとづき自動飛行を行う．オペレータが手動操縦を行いた

い場合，地上局に接続した市販ゲーム用コントローラの指定

1
0
0
cos
𝜙𝜙
𝛀𝛀 = �
0 − sin 𝜙𝜙− sin 𝜃𝜃sin 𝜙𝜙 cos 𝜃𝜃 �
cos 𝜙𝜙 cos 𝜃𝜃I は慣性モーメントと慣性乗積から成るつぎのような行列されたボタンを押すことにより，簡易操縦モードに切り替えられる．ゲームコントローラの十字キーを用いて，高度の上昇／降下，進行方位変更（右／左）が指示され，そのコマンドを無線により機体へ伝送，方位コマンド𝜒𝜒cmd と高度コマン

ド𝐻𝐻cmd をオーバーライドする．高度・方位コマンド実現の

である．

I

91

ための操舵は完全自動で行われる．運用者は機体を目視しなとして，以下のように定式化される．

がら操縦することもできるが，地上局で表示される地図上のStep1: 𝜒𝜒cmd , 𝐻𝐻cmd ⟶ 𝜙𝜙cmd , 𝜃𝜃cmd

飛行経路，高度をモニタしながら操縦することも可能である． (1)式を利用してロール角コマンドを以下のように生成する．
運用初心者は，機体そのものを目視するよりも，地図上の航跡をモニタしながら操縦する方が誤操作が少ないと思われ

𝜙𝜙cmd =

る．以下 Fig.1 に，システム概念図を示す．試験的に地上局

𝑉𝑉g
𝐾𝐾 Δχ
𝑔𝑔 χ

(11)

用ＰＣにゲームコントローラを接続しているが，技術的には， ここで，𝛥𝛥𝛥𝛥＝𝜒𝜒 − 𝜒𝜒cmd であり，𝐾𝐾𝜒𝜒 は適当なゲインを表している．tan ϕ ≈ ϕが成立する範囲で，χ̇ cmd が十分小さい場合，
ＰＤＡと呼ばれるような小型携帯端末に，無線モデム，およ(11)式のコマンドが実現されれば，指数収束率𝐾𝐾χ で𝛥𝛥𝛥𝛥 → 0がび十字キーのような直感的な操作がしやすいコントローラを埋め込んだ UAV操縦専用の携帯型小型装置の開発も可能で達成されることを容易に確認することができる．ピッチ角コある．

マンドは高度・速度制御のために以下のように生成する．すなわち，

𝜃𝜃cmd = 𝑤𝑤𝜃𝜃ah + (1 − 𝑤𝑤)𝜃𝜃sp(12)

ここで，𝜃𝜃ah は高度保持のためのピッチ角，𝜃𝜃sp は対気速度制御のためのピッチ角を表し，双方を係数𝑤𝑤で滑らかに補間する構造となっている．𝜃𝜃ah ，𝜃𝜃sp はつぎのように計算する．

𝜃𝜃ah = 𝜃𝜃basic + 𝐾𝐾H 𝛥𝛥𝛥𝛥𝜃𝜃sp = 𝜃𝜃basic + 𝐾𝐾VP 𝛥𝛥𝛥𝛥 + 𝐾𝐾VI � 𝛥𝛥𝛥𝛥 dt
1
𝑚𝑚𝑚𝑚
�𝜃𝜃basic =− 𝐶𝐶L0 �
𝐶𝐶Lα 𝑞𝑞�𝑆𝑆 cos 𝜙𝜙Fig. 1 Manual flight control system

(13)
(14)
(15)

ここで，∆𝐻𝐻 = 𝐻𝐻 − 𝐻𝐻cmd ，∆𝑉𝑉 = 𝑉𝑉 − 𝑉𝑉cmd である．𝜃𝜃basic は(2)式をαについて解くことにより求められる上下方向釣合い迎3.2 誘導制御則概要
自動で処理される誘導制御部はダイナミック・インバージ

え角を意味しており，バンクによって不足する揚力を補償す

ョン(動的逆)の考え方 1)にもとづき以下の手順で設計を行った．ダイナミック・インバージョンとは，運動の因果関係(操るための基本ピッチ角コマンドと考える．考え方は，高度誤舵→モーメント→角速度→姿勢角→力→速度→位置/方位)を逆に辿ることにより，操舵量を決定するという考え方であ差が小さい場合は高度誤差に応じて𝜃𝜃basic 周辺でピッチ角をる．

を変更する，というものである．速度コマンドとしては，上Step1: 進行方位を変更するために必要な揚力ベクトルの傾昇用，降下用の 2 種類を，機体性能に応じた適切な値を以下

きをロール角(𝜙𝜙)コマンドで与える．さらに，所望の高度変のように設定しておく．

微調整し，高度誤差が大きい場合は対気速度制御により高度化を発生させるための対気速度制御を考えるが，そのための𝑉𝑉up ,
𝑉𝑉cmd = �𝑉𝑉dn ,

ピッチ角(θ)コマンドを与える．
Step2: 上で与えられた姿勢角コマンドを実現するための機
体軸角速度（ロールレート𝑃𝑃，ピッチレート𝑄𝑄，ヨーレート𝑅𝑅）∆𝐻𝐻 < −𝑐𝑐1
∆𝐻𝐻 > 𝑐𝑐1

𝑤𝑤は𝜃𝜃ah と𝜃𝜃sp を連続的に切り替えるための補間係数であり，コマンドを生成する．

たとえば以下 Fig.2 のように設定する．c1 , c2 は適当な設定値

Step3: 上で要求された角速度を発生するためのモーメントである．

（ローリングモーメント，ピッチングモーメント，ヨーイン
グモーメント）コマンドを計算する．ここではフィードバッ
ク線形化法を用いる．
Step4:

上で要求されたモーメントを発生するための操舵（エルロン，エレベータ，ラダー）コマンドを計算する．これら操舵コマンド(角度)はPWM信号(パルス幅)に変換されサーボモータを駆動する．

3.3 誘導制御則の定式化
前節の手順は，高度コマンドを𝐻𝐻cmd ，方位コマンドを𝜒𝜒cmd

(16)

92

Fig.2 Interpolation coefficient w

以上，いずれのコマンドに対しても，適当なリミッタ，レStep2: ϕcmd , 𝜃𝜃cmd ⟶ 𝑃𝑃cmd , 𝑄𝑄cmd , 𝑅𝑅cmd
角速度コマンドを以下のように計算する．

𝐾𝐾ϕ 𝛥𝛥𝛥𝛥
𝑃𝑃cmd
�𝑄𝑄cmd � = 𝛀𝛀 � 𝐾𝐾Θ 𝛥𝛥𝛥𝛥 �
𝑅𝑅cmd⊗
𝑅𝑅cmd = χ̇ cmd

ートリミッタを設定する必要がある．
3.4 誘導制御則の特徴
本誘導制御則はダイナミック・インバージョンの考え方に(17)

もとづき操舵量を決定していることから，以下のような特徴
を有する．

(18)

(1) 飛行制御ロジックの階層構造化
飛行力学的意味づけと対応する形で飛行制御ロジックがここで，𝛥𝛥𝛥𝛥 = 𝜙𝜙 − 𝜙𝜙cmd , 𝛥𝛥𝛥𝛥 = 𝜃𝜃 − 𝜃𝜃cmd である．ヨーレート

階層構造化されるので制御系の内容がわかりやすい．自律化，コマンドは旋回時横滑りをできるだけ抑えることを目的に知能化，適応化，最適化などの追加機能をダイナミックスの設定することが考えられるが，簡易な方法として(18)式のよどの部分に埋め込むか，要求とその可能性を段階的に検討すうにした．(17)式の𝑅𝑅cmd を(18)式で置き換えることにより⊗ることができる．制御ロジックの妥当性検証も段階的に行うが決まり，その結果を用いて𝑃𝑃cmd , 𝑄𝑄cmd が計算されることにことができる．結果的に，制御ソフトウエアもシーケンシャ

注意する．(17)式のコマンドが実現できれば，(4)式より，
𝜙𝜙̇cmd , 𝜃𝜃̇cmd が十分に小さい範囲において， Δ𝜙𝜙 → 0, Δ𝜃𝜃 → 0

ルな手続きとして関数化され，バグ存在箇所の切り分けなど
不具合対応も容易である．

がそれぞれ指数収束率𝐾𝐾ϕ , 𝐾𝐾θ で達成されることが容易に確(2) 線形化が不要

認できる．

線形モデルを求める必要がないので，設計時間の短縮につ

Step3: 𝑃𝑃cmd , 𝑄𝑄cmd , 𝑅𝑅cmd ⟶ 𝐿𝐿cmd , 𝑀𝑀cmd , 𝑁𝑁cmd
Step2 で計算された角速度コマンドを実現するのに必要なながる．通常，飛行条件(速度，動圧，迎え角など)が拡大していくと，線形化誤差が無視できないほど大きくなる．このモーメントを以下のように計算する．

場合，複数の設計点を選択し，対応する複数線形モデルに対して制御系を設計する必要がある．複数モデルに対する代表

 Lcmd   K PP ∆P + K PI ∫ ∆Pdt   P   P    
 M cmd  = I K QP ∆Q + K QI ∫ ∆Qdt  +  Q  × I Q     
 N   cmd   K RP ∆R + K RI ∫ ∆Rdt   R   R 

的な制御系設計方式として，MDM/MDP アプローチ(実践的なロバスト制御系設計手法で，特に飛行制御において実績がある．文献 2)とその参考文献を参照)，ゲインスケジューリ
ング(応用例多数，たとえば文献 3)とその参考文献を参照)(19)などがあるが，ダイナミック・インバージョンアプローチで(3)式において，(19)式のコマンドが実現できれば，非線形項はこのような作業が不要となる．

が相殺され，コマンドの時間変化が小さい範囲において，(3) 機体モデルを直接参照する制御構造

𝛥𝛥𝑃𝑃 → 0, 𝛥𝛥𝛥𝛥 → 0, 𝛥𝛥𝛥𝛥 → 0が達成されることが容易に確認で機体諸元(主翼面積，
スパン，
平均空力翼弦長)を Step4 で，きる．実装する際には，積分項が溜まり過ぎないようにする

慣性特性(慣性モーメント，慣性乗積)を Step3 で，空力モデための適当な処理が必要である．

ル(舵効き)を Step4 で，さらに必要に応じて推力モデルを直Step4: 𝐿𝐿cmd , 𝑀𝑀cmd , 𝑁𝑁cmd ⟶ Δ𝛿𝛿𝑎𝑎 , Δ𝛿𝛿𝑒𝑒 , Δ𝛿𝛿𝑟𝑟
上で求められたモーメントコマンドを発生させるための接参照する構造となっているので，対象機体が変更されても，簡単なゲイン調整で容易に対応することができる．動圧補償

操舵量(変化分)を以下のように計算する．

∆δ a =∆δ e =∆δ r =

も自然な形で組み込まれる(Step4)．機体モデル直接参照の∆ f ( Lcmd )q SbClδa

構造は，それらの同定部を追加することにより間接型適応制
御系が構成され，知能化，適応化といった機能拡張にも対応(20)が可能である．

∆ f ( M cmd )q ScC mδe(4) 制御配分が容易
操舵面の増加などアクチュエータサイドの冗長性に対し(21)て，Step3 で求められたモーメントコマンドを，Step4 で各∆ f ( N cmd )q SbC nδr

舵面に自由に配分できるので，適当な最適化計算などを併用
して制御配分の要求に対応できる．

(22)

ここで，(8),(10)式中の𝐶𝐶𝑙𝑙𝑙𝑙𝑙𝑙 , 𝐶𝐶𝑛𝑛𝑛𝑛𝑛𝑛 は，𝐶𝐶𝑙𝑙𝑙𝑙𝑙𝑙 , 𝐶𝐶𝑛𝑛𝑛𝑛𝑛𝑛 に比べて１桁対する変化もかなり小さいので適当な固定値で代表させて

3.5 ロバスト性能の確保
以下のロバスト性能要求が満足されていることをシミュいる．こうした近似の影響は舵効き誤差として，制御系のロレーションにより確認する．ゲイン調整は概ね以下のようなバスト性確保により吸収する．(20)-(22)式のΔ𝑓𝑓 (∙)は，モー手順となる．

小さい値であるので無視している．また，それら係数のαにまず，角速度制御性能に関して(いわゆるインナーループ)，

メントコマンドの差分操作を表し，高周波ゲインを落とした

以下の安定余裕と時間応答性能を満足するように(13)式中適当な線形フィルタで実現する．

93

のゲインを調整する．

ロール姿勢角を陽に制御していないので，旋回時のバンクが(要求 1)安定余裕

設計者の意図する範囲内に収まるよう何らかの工夫が必要

ゲイン余裕[-6dB,+6dB]，時間遅れ余裕 0.15 秒程度である．たとえば，χcmd の変化率を，想定するバンク角で達(要求 2)時間応答(ステップ応答性能)

成可能な旋回性能程度とするよう，適当なリミッタ，レート

整定時間 3 秒程度以内，オーバーシュート 10%程度以内

リミッタを挿入することも一つの方法である．

つぎに，高度・速度制御，方位制御に関する(いわゆるアピッチレートコマンドは高度・速度制御の観点からつぎのウターループ)ゲインを調整し性能を確認する．
GPS の遅れをように計算する．まず，高度誤差から対気速度コマンドを次考慮するとあまりハイゲインにはできないので注意が必要

式より生成する．

である．
𝑉𝑉cmd = 𝐾𝐾χP ∙ 𝛥𝛥𝐻𝐻 + 𝐾𝐾χD ∙ 𝛥𝛥𝐻𝐻̇

最後に想定されるさまざまな誤差に対するロバスト性を確認する．必要に応じてゲインの再チューニングを行う．
(要求 3)さまざまな不確定性に対する安定性(24)

ただし，速度コマンドは(16)式で設定した上下限値内に収まるようリミッタを通すこととする．さらに，𝑉𝑉 ⟶ 𝑉𝑉cmd とす・アクチュエータ誤差(ラジコン用サーボモータ)
・ジャイロ誤差(一般的な民生用 MEMS 半導体ジャイロを用る対気速度制御を達成するために，以下のようにピッチレー

いており，高精度は望めない．温度ドリフトなどの補正もトコマンドを計算する．

特に行っていないので，バイアス誤差も存在する．)

𝑄𝑄cmd = 𝑄𝑄basic + 𝐾𝐾VP ∙ 𝛥𝛥𝑉𝑉 + 𝐾𝐾VD ∙ Δ𝑉𝑉̇ + 𝐾𝐾VI � Δ 𝑉𝑉𝑑𝑑𝑑𝑑・GPS 信号の遅れ(搭載する GPS の更新レートが１Hz であること，加えて無線の伝送遅れなど，最大 2 秒の遅れを想定する必要がある．)(25)

・慣性特性誤差(標準的な搭載物に対して積み上げ式で計

ここで，𝑄𝑄basic は水平定常旋回時に発生するピッチレートの算された値を用いる．実際には飛行毎に搭載物は異なるの

以上，いずれのコマンドを計算する際にも微分操作が必要

推算値であるが詳細は省略する．

で，誤差が存在する．)となるが，計算レートを考慮した適切な近似微分器で実装す・空力特性誤差(静安定微係数は風洞試験にもとづいている．また，標準的な PID 制御と同様，積分器を用いる場合はるが，動安定微係数は推算値であり，大きな誤差要因であ

アンチワインドアップ処理 5)を施す．

る．また，模型飛行機は構造がバルサ材であることが多い
ので，空力舵面の歪み，たわみなどが舵効きの誤差要因と3.7 簡易手動操縦モードの追加なり得る．)

本装置は手動で方位，高度を自由に変更することを主目的

・重心位置誤差(飛行前に重心位置測定を行うが，あくまに開発が進められたが，GPS の更新レート，データリンクででも妥当な範囲内にあることを確認することが目的であの時間遅れのため，要求される誘導精度が厳しくなるほど，る．飛行毎に重心位置は異なるので，誤差要因となり得

操作性が不十分となる．手動での着陸なども可能とするためる．)にはもっと早い応答が必要となる．このような場合，ダイナ

・風(定常風＋角速度を振動的にする確率ノイズ)

ミック・インバージョンの階層構造を利用して追加モードを設定することも可能である．オーバーライドする変数を
Step1 の姿勢角コマンドϕcmd , θcmd とすれば姿勢角を直接手

3.6 姿勢角情報を用いない簡易法

Step2 の計算には精度のよい姿勢角センサが必要となるが， 動制御でき，もっと早い応答(R/C プロポによる操縦と同じレベル)が必要であれば，Step2 の角速度コマンド𝑃𝑃cmd , 𝑄𝑄cmd を

小型無人機の場合，小型化，軽量化，省電力化，低コスト化を追求しなければならないケースが一般的である．このようオーバーライドすればよい．概念図を Fig.3 に示す．

な場合，GPS/INS 複合航法計算，画像処理など，比較的大きな CPU 能力を必要とする処理は避けたい．そこで，Step1-2から姿勢角制御部を省き，高度・進行方位コマンドから直接
角速度コマンドを計算する一つの方法として，(4)式を用いな
い PID 制御構造を考える．これにより，廉価な超小型超軽量
MEMS センサ(ジャイロ，加速度計，圧力計)，GPS，100MIPS
程度の省電力 CPU により，自動/自律飛行に必要なアビオボードを構成することができる．
Step1-2: χcmd , 𝐻𝐻cmd ⟶ 𝑃𝑃cmd , 𝑄𝑄cmd , 𝑅𝑅cmd

ロールレートコマンドをつぎのように計算する．
𝑃𝑃cmd = 𝐾𝐾χP ∙ 𝛥𝛥𝛥𝛥 + 𝐾𝐾χD ∙ 𝛥𝛥𝜒𝜒̇

(23)

Fig.3 Additional manual control modes94

4. 簡易飛行操縦ソフトウエアの検証

あらかじめ計測した物理的な操舵角度と PWM 値の関係を用いて変換する．

4.1 誘導制御ロジックの検証
MATLAB/Simulink©モデル(Fig.4 を参照)を用いてシミュ

各関数の入出力と，対応する MATLAB/Simulink©モデルで作成したブロックの入出力がほぼ一致することを確認し，レーションを行った．誘導制御ブロックは先に示した階層構

HILS に移行する．機体搭載の飛行制御モジュールと HILS 用造として Simulink モデルを作成．段階的に制御ロジックの妥

コンピュータ(リアルタイムシミュレータ)をシリアルライ

当性を，インナーループ(角速度制御)からアウターループ

ンで接続，操舵情報とセンサ情報をやり取りしながらシミュ(方位制御，高度・速度制御)へと順に確認していく．ロバス

レーションを行い，飛行の妥当性を確認する．主翼，尾翼をト性能を考慮したゲインの調整もここで行う．

接続することにより，操舵の状況も目視で確認できる．シス
テム構成，外観をそれぞれ Fig.5，Photo 2 に示す．

Photo 2 HILS
機体側面にはシリアル通信ポートと切り替えスイッチをFig.4 MATLAB/Simulink© model

用意し，機体ファームウエアの書き換え，HILS 用コンピュー
タとの通信，データリンク(有線)による動作確認，内部変数

4.2 ソフトウエア製作と HILS (Hardware In The Loop
Simulation)
前章で述べた誘導制御ロジックを以下のように5 つの関数の確認など，用途に応じた切り替えを行う．切り替えは書きとしてコーディングした．
各関数は 10msecで処理されるが，行う．実験現場での検証が可能な小規模システムであること，そのなかには 1sec 毎の処理が混在するので注意が必要であHILS 専用の機体を使用するのでなく，実飛行用の機体を用る．

いて動作確認できることが特徴である．

込み時に接続するケーブルに実装したスイッチ，コンパイル
オプション(Fig.5 参照)，機体側に実装したスイッチにより誘導制御ロジックは搭載計算機上のユーザーエリアにコfunction(1)：センサ情報を加工（静圧[hPa]→気圧高度[m]→移動平均処理，差圧[hPa]→対ーディングする必要がある．Simulink ブロックからのプログ

気速度[m/s]， 緯度・経度→XY 座標[m]など）

ラム自動生成という方法もあるが，プログラムの記憶容量，

function(2)：方位・高度コマンド生成 (GPS更新タイミング

コードの高速処理化を優先し，手作業で行った．手作業によでのみ行う１Hz処理含む)

るコード記述のため，ヒューマンエラーによるバグが組み込

WPT ナビゲーションモードでは，ウエイポイント到達判断，

まれ易いが，
こうしたバグの検出にも HILSが有効であった．

ウエイポイント入替，クロストラックエラーの計算を行い方

搭載計算機と HILS 用コンピュータ間でシリアル通信を行

位・高度コマンドを生成する．簡易操縦モードでは，ここでい，センサ情報と操舵量をやりとりする．ただし，シリアル地上局からのコマンドによりオーバーライドする．

通信の往復時間分の遅れが発生するので，実飛行時よりもいfunction(3)：角速度コマンド生成 (GPS更新タイミングでのくぶん悪い条件でシミュレーションを行っていることにな

み行う１Hz処理含む)

る．HILS では，実際にサーボモータが駆動されるので，操舵

方位・高度コマンドにもとづき角速度コマンドを生成する．

の極性，高周波域の異常振動がないかなどを，目視で確認す

基本的に PID 制御構造であるがノウハウが必要である．

ることもできる．本来はサーボモータにポテンショメータを

function(4)：操舵コマンド生成(角速度制御部，20Hz処理)

取り付け，実際に動いた舵角をリアルタイムシミュレータ側

角速度制御のためのモーメントコマンドを生成，それにもとにわたせばより実際に近いシミュレーションとなるが，ここづきエルロン，エレベータ，ラダー操舵変動分を計算する．

では適当なアクチュエータモデル(１次遅れ＋むだ時間＋リ

フィードバック線形化を用いる．

ミッタ＋レートリミッタ)で代用している．

function(5)：操舵コマンド[rad]をPWM出力[μsec]に変換

95

Airframe
SensorsGPS
Gyro
Accelerometer
Barometer

Servo Motors

Firmware

AileronElevator
RudderThrottle
・・

Switch1
Guidance &Control Logic

HILS Computer
Switch2Compile6DoF Equations of Motion
Aerodynamic ModelWind Model
Sensor Model
Actuator Model
Thrust Model

optionSerial Line

Fig.5 Block Diagram of HILS

概要を述べる．実験で用いたシステム概要を Table.1，実験評価用機体 SAFE-F0 の外観を Photo 4 に示す．
4.3 地上確認試験

Table 1 Experimental system

機体を自動車屋根に固定し(Photo 3 参照)，屋外にて実際に GPS 信号を受信しつつ移動しながら，各変数の妥当性を確

全長／スパン

1.32m／2m

認する．これは，Fig.4 において制御モジュールとリアルタ

主翼面積0.34 ㎡

最大離陸重量4.0kg

推進系

電動モータ／プロペラ

データリンク

2.4GHz 無線モデム

航法

GPS

主な搭載物

バッテリー
飛行制御モジュールパラシュート(非常系)
障害物検知センサ

イムシミュレータを切り離し，機体搭載センサの情報を制御
モジュールに入力した状態に相当する．機体の回転運動は抑えられているものの，実際のセンサ情報が搭載ソフトウエア
で処理されるという意味で，最も実飛行時に近い形態での試験である．特に，ウエイポイントの切替わり，クロストラッ
クエラー符号や大きさなど妥当性確認に有効である．

Photo 3 Verification on the ground

5. 飛行実験
5.1 実験システム概要
鹿児島県枕崎飛行場において飛行実験を行ったのでそのPhoto 4 SAFE-F096

WPTNAV モード，RTB モードでの飛行を確認後，簡易操縦制御の精度が±15m 程度になっている．ただし，姿勢角を正モードに切り替え，ラジコン操縦が全く未経験の著者自身が確に制御する場合は，高度誤差は数 m 以内に収まることを操縦を試みた．なお，さらにエンジン回転数の制御により，シミュレーションで確認している．

上昇/降下率の制御が可能であるが，モータのパワー不足よ
Roll Rate1
P [rad/s]

り，本実験では常にフルスロットルで飛行を行った．結果的に，上昇/降下率は出来高とならざるを得なかった．

0.5
0
-0.5
-1

5.2 実験結果
誘導制御則として，姿勢角情報を必要としない簡易版

450

500

450

500

450

500

WPT #

4

(3.6 参照)を用いた場合の飛行軌跡の例を Fig.6 に示す．左が WPTNAV モードでの飛行(WP1→WP2→WP3→WP4 の順)

600

650

550

600

Kai650
Kaicmd

550

600

550

600

1

360
300
240
180
120
60
0

Kai [deg]

550
t[sec]
Azimuth Angle

2
0

る．

P 650
Pcmd

3

を，右が簡易操縦装置を用いた場合の飛行である．薄い緑のラインは滑走路を，赤い点はウエイポイントを表してい

600

550
t[sec]Way Point Number

Q [rad/s]t[sec]

0.6
0.4
0.2
0
-0.2
-0.4
-0.6

Pitch Rate

450

500

Q
650
Qcmd

t[sec]
Altitude

200
H[m]

150
100
50

VIAS [m/s]

0

35
30
25
20
15
10

450

500

t[sec]
Indicated Airspeed

450

550

500

600

Pressure Alti.
Hcmd 650
GPS Alti.

Vias
Vcmd
650

t[sec]

Fig.6 Horizontal flight path
(Left: WPTNAV, Right: Manual control module)

Fig.7 Time history (1.Roll rate [rad/s], 2.Waypoint number,
簡易手動操縦装置を用いた場合の飛行は，ウエイポイントと3.Azimuth angle [deg], 4.Pitch rate [rad/s], 5.Altitude [m],は無関係であり，著者が地上局地図上の航跡を見ながら，で6.Airspeed [m/s])

きるだけ滑走路上を直線飛行するようにゲームパッドを用いて方位と高度をオーバーライドした結果である．GPS の更6. まとめ

新レートが１Hz であること，アップ/ダウンリンクの遅れなどにより，最大 3 秒程度の時間遅れがある．滑走路直線から

本稿では，現在 JAXA 無人機・未来型航空機チームにおい

大きくはみ出しているのが最初の 2 周であり，時間遅れによて，災害監視無人機システム用途として開発途上の，固定翼る影響に慣れてくると徐々に滑走路上を飛行させることが小型無人機用簡易型手動飛行操縦装置について報告した．初できるようになった．限られたエリアでの精密誘導が必要な

心者が直感的に容易に操縦でき，操縦を誤っても落ちない安場合には不十分な操作性と言えるが，広いエリアで高い誘導

全性の確保を目標としている．実用レベルに至るまでには操精度が要求されない場合には十分実用に供し得ると考えら

作性向上のためのステップアップが不可欠であるが，飛行実れる．

験においてその有効性と可能性は十分に確認できたと考え主要な飛行状態量の時歴を Fig.7 に示す．高度誤差に応じられる．テレオペレーション特有の時間遅れの問題，あるいて(24)式より計算される対気速度コマンド(上下限値あり)

は低レイノルズ数域での飛行を余儀なくされるが故の層流への追従を図ることにより，高度保持が達成されていること

剥離など模型飛行機特有の飛行不安定化現象 6)に対して，そがわかる．ただし，今の場合，姿勢角制御を陽に行わない簡

れらを制御技術でいかにカバーしていくかが今後の課題で易型制御であるため，旋回時バンクによる揚力低下を補償すある．本開発が，将来的な有人地帯上空での無人機の安全運

るだけのピッチ姿勢角の正確な制御ができず，結果的に高度用につながるよう，さらに開発を進めていく予定である．

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謝辞
飛行実験に携わった JAXA 無人機・未来型航空機チーム実験隊，ならびに機体製作，保守，運用にご協力いただいた(株)田屋エンジニアリング，枕崎飛行場関係者に感謝いたします．
参考文献
1) 宮沢,川口,二宮:階層構造化ダイナミック・インバージョ
ン飛行制御則,日本航空宇宙学会第 46 回飛行機シンポジ
ウム前刷集,pp809-816,2008.
2) 宮沢:多数モデル法による設計,第 19 回誘導制御シンポ
ジウム資料,pp61-68,2002．
3) 「ゲインスケジューリング―実践から学ぶ指針と工夫」
システム制御情報チュートリアル講座 2006 資料
4) 加藤,大屋,柄沢:航空機力学入門，東京大学出版会，1982．
5) A.Visioli : Practical PID Control，Springer-Verlag, 2006.
6) 東：模型航空機と凧の科学，電波実験社，1992．

[著 者 紹 介]
牧 緑（正会員）

写真1994 年電気通信大学電子情報学専攻
博士後期課程修了，同年同大学助手．
2000 年より 2002 年までウエスタンオ
ンタリオ大学客員研究員．2002 年より(独)宇宙航空研究開発機構，現在に至る．災害監視無人機システムの開発，飛行制御、飛行の自律化に関する研究に従事．博士(工学)武 居 秀 雄写真

1964 年生まれ．1986 年電子機器設計会社にて OA,通信関連機器設計，1989
年無線通信機器メーカーにて通信機器および関連機器設計業務に従事．
1996 年独立起業してデジタルプラス
にて各メーカーの製品設計に参加，
2003 年(有)デジタルプラス代表，現在に至る．

石 川 和 敏写真1983 年東京工業大学制御工学科卒
業，同年航空宇宙技術研究所入所，実験用航空機による技術実証，宇宙往還機の研究開発業務などに従事．この間
1995 年より 1996 年まで DLR 客員研究員．(独)宇宙航空研究開発機構，無人機・未来型航空機チーム無人機システ
ム技術セクションリーダとして，現在に至る．

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