JPH0255276B2 - - Google Patents
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- Publication number
- JPH0255276B2 JPH0255276B2 JP58131914A JP13191483A JPH0255276B2 JP H0255276 B2 JPH0255276 B2 JP H0255276B2 JP 58131914 A JP58131914 A JP 58131914A JP 13191483 A JP13191483 A JP 13191483A JP H0255276 B2 JPH0255276 B2 JP H0255276B2
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- Japan
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- wind
- turning
- ground
- unmanned aircraft
- output
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- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は、風の影響下にある無人飛行機（以
下、無人機とする）を予め計画した対地的に円形
な旋回コースに従つて微小な誘導誤差で旋回飛行
させるためのプログラム旋回飛行制御方式に関す
る。[Detailed Description of the Invention] The present invention is for making an unmanned aircraft (hereinafter referred to as an unmanned aircraft) under the influence of wind turn flight according to a pre-planned circular turning course with respect to the ground with a minute guidance error. Regarding the program turning flight control method.
通常、無人機を自動的に旋回飛行させる方式と
しては、一定なバンク角指令を自動操縦装置に出
力する方式と、無人機の速度変化に対応するため
機上の検出器から得られる外気速度を基に、対気
的に旋回半径が一定になるようなバンク角指令を
計算して自動操縦装置に出力する方式とがある。 Normally, there are two ways to automatically fly an unmanned aircraft in a turning flight: one is to output a constant bank angle command to the autopilot, and the other is to use the outside speed obtained from an onboard detector to respond to changes in the drone's speed. Based on this, there is a method that calculates a bank angle command that maintains a constant airborne turning radius and outputs it to the autopilot.
これらの方式は、演算処理が簡単であるという
利点と機上検出器が少なくて済むという利点を有
するが、いずれも風の影響による誘導誤差を考慮
していないため、計画コースからの逸脱は避けら
れないものである。 These methods have the advantage of simple calculation processing and the need for fewer onboard detectors, but none of them takes into account guidance errors caused by wind effects, so deviations from the planned course can be avoided. It is something that cannot be done.
ここにおいて本発明になる方式は、従来の手法
の難点を克服し、無人機の速度変化による旋回誘
導誤差と風の影響による旋回誘導誤差を共に微小
に抑え、かつ機上検出器が少なくて足りるという
制御方式である。 Here, the method of the present invention overcomes the difficulties of conventional methods, minimizes both turning guidance errors due to speed changes of the unmanned aircraft and turning guidance errors due to wind effects, and requires fewer onboard detectors. This is a control method.
以下に本発明を説明する。 The present invention will be explained below.
本発明は、無人機を予め計画した対地的に円形
な旋回コースに従つて自動的に旋回飛行させるた
め、その旋回半径、地上気圧、地上温度、風向及
び風速を記憶させておき、機上検出器で得られる
大気圧、動圧、機体のピツチ姿勢角及び機首方位
角を基に、風の影響と機体の速度変化を考慮した
バンク角指令を計算し、自動操縦装置への指令と
することにより、無人機が風の影響下にあつても
計画した対地的に円形な旋回コースからの逸脱を
微小に押えるようにした制御方式である。 The present invention stores the turning radius, ground pressure, ground temperature, wind direction, and wind speed in order to automatically make the unmanned aircraft turn in accordance with a pre-planned circular turning course with respect to the ground. Based on the atmospheric pressure, dynamic pressure, aircraft pitch attitude angle, and heading angle obtained from the device, a bank angle command is calculated that takes into account wind effects and aircraft speed changes, and the bank angle command is sent to the autopilot system. This is a control method that allows the unmanned aircraft to deviate from its planned circular turning course even under the influence of wind.
また、本発明においては、機上検出器として大
気圧、動圧、機体のピツチ姿勢角及び機首方位角
が検出できる検出器だけを必要とし、検出器が少
なくて足りるというところに特徴がある。 In addition, the present invention is characterized in that only a detector capable of detecting atmospheric pressure, dynamic pressure, pitch attitude angle, and heading angle of the aircraft is required as an onboard detector, and the number of detectors is sufficient. .
では、本発明による制御方式の図を参照しなが
ら説明する。 Now, a control method according to the present invention will be explained with reference to a diagram.
無人機を計画した対地的に円形な旋回飛行コー
スに従つて飛行させる場合、風の影響が無視でき
れば、第１図に示すｘ、ｙ水平面における旋回飛
行開始点をP0（０、０）とするような旋回半径Ｒ
の計画旋回コース１の飛行に対しては、無人機が
水平面内で定常旋回をすると考えられ、その時の
対気速度をVAとすると、バンク角指令φCとして
φC＝tan-1（VA 2／9.80R） ……(1)
を計算し、自動操縦装置へ出力することにより、
機体の速度変化に対しても計画旋回コース１から
の逸脱を微小に押えることができる（特開昭55−
19675号）。 When flying an unmanned aircraft according to a planned circular flight course, if the influence of wind can be ignored, the starting point of the flight flight in the x, y horizontal plane shown in Figure 1 is P 0 (0, 0). Turning radius R such that
For the flight of planned turning course 1, the unmanned aircraft is considered to make a steady turn in the horizontal plane, and if the airspeed at that time is V A , then the bank angle command φ C is φ C = tan -1 (V A 2 /9.80R) ...By calculating (1) and outputting it to the autopilot,
It is possible to minimize the deviation from the planned turning course 1 even when the speed of the aircraft changes (Japanese Patent Application Laid-Open No. 1983-
No. 19675).
しかし、風の影響が無視できなければ式(1)によ
る制御方式では計画旋回コース１からの逸脱は避
けられないことになり、風により流された飛行軌
跡２をとることになる。 However, if the influence of the wind cannot be ignored, the control method based on equation (1) will inevitably deviate from the planned turning course 1, resulting in a flight trajectory 2 blown by the wind.
本発明においては、無人機を風により流される
ことを考慮した飛行コース３に従つて飛行させる
ことにより、地上においては計画旋回コース１の
軌跡をとるようにしたものである。 In the present invention, by flying the unmanned aircraft according to a flight course 3 that takes into account wind drift, the unmanned aircraft follows a planned turning course 1 on the ground.
第２図は、本発明の一実施例の構成を示すブロ
ツク図である。 FIG. 2 is a block diagram showing the configuration of an embodiment of the present invention.
まず、計画旋回コースの情報として旋回半径Ｒ
を旋回半径記憶器４に記憶させておく。 First, as information on the planned turning course, the turning radius R
is stored in the turning radius memory 4.
又、機上において真対気速度を計算するための
情報として地上気圧PG及び地上温度TGのデータ
と、風による影響を修正するための情報として風
速VW及び風向ΨWのデータを気象情報記憶器５に
記憶させておく。 In addition, data on ground pressure P G and ground temperature T G are used as information for calculating true airspeed on board the aircraft, and data on wind speed V W and wind direction Ψ W are used as information for correcting the influence of wind. The information is stored in the information storage device 5.
大気圧検出器６からの大気圧PS（出力20）、動圧
検出器７からの動圧PD（出力21）、更に気象情報
記憶器５からの地上気圧PG（出力18）及び地上温
度TG（出力19）を乗算器１０が受け、ここで
を計算し、真対気速度VT（出力24）を出力する。 Atmospheric pressure P S (output 20) from atmospheric pressure detector 6, dynamic pressure P D (output 21) from dynamic pressure detector 7, ground pressure P G (output 18) from weather information storage 5, and The multiplier 10 receives the temperature T G (output 19), where Calculate and output the true airspeed V T (output 24).
乗算器１０からの出力24とバーチカルジヤイロ
８からのピツチ姿勢角θ（出力22）が、極−直角
座標変換器１１に入力され、
経路角γ≒ピツチ姿勢角θ ……(3)
との仮定のもとに
VTcosθ＝VH ……(4)
を計算し、真対気速度VTの水平速度成分VH（出力
25）として乗算器１２及び直角−極座標変換器１
３に出力する。 The output 24 from the multiplier 10 and the pitch attitude angle θ (output 22) from the vertical gyro 8 are input to the polar-rectangular coordinate converter 11, and the path angle γ≒pitch attitude angle θ...(3) Based on the assumption, V T cosθ=V H ...(4) is calculated, and the horizontal velocity component V H ( output
25) as multiplier 12 and rectangular-polar coordinate converter 1
Output to 3.
乗算器１２においては、気象情報記憶器５から
の出力である風速VW（出力16）及び風向ΨW（出力
17）、デイレクシヨナルジヤイロ９からの機首方
位角Ψ（出力23）、更に極−直角座標変換器１１か
らの水平速度成分VH（出力25）により、
√H 2＋W 2＋2H W（−W）＝VG
……(5)
を計算し、対地速度VG（出力26）として直角−極
座標変換器１３に出力する。 In the multiplier 12, the wind speed V W (output 16) and the wind direction Ψ W (output
17), the heading angle Ψ from the directional gyro 9 (output 23), and the horizontal velocity component V H (output 25) from the polar-cartesian coordinate converter 11, √ H 2 + W 2 +2 H W (− W ) = V G
...(5) is calculated and output to the rectangular-polar coordinate converter 13 as ground speed V G (output 26).
この直角−極座標変換器１３において、乗算器
１２からの対地速度VG（出力26）、旋回半径記憶
器４からの旋回半径Ｒ（出力15）、気象情報記憶器
５からの風速VW（出力16）と風向ΨW（出力17）、
極−直角座標変換器１１からの水平速度成分VH
（出力25）、更にデイレクシヨナルジヤイロ９から
の機首方位角Ψ（出力23）を受け、水平速度成分
VHの極端な時間変化がない即ち
dVH／dt＝０
との仮定のもとで
tan-1〔１／9.80R VG 3／VH＋VWcos（Ψ−ΨW）〕＝φC
を計算して、バンク角指令φC（出力27）として自
動操縦装置１４に出力する。 In this rectangular-polar coordinate converter 13, ground speed V G (output 26) from multiplier 12, turning radius R (output 15) from turning radius memory 4, wind speed V W (output 16) and wind direction Ψ W (output 17),
Horizontal velocity component V H from polar-rectangular coordinate converter 11
(output 25), further receives the heading angle Ψ (output 23) from the directional gyro 9, and horizontal velocity component
Under the assumption that there is no extreme time change in V H , that is, dV H /dt=0, tan -1 [1/9.80RV G 3 /V H +V W cos (Ψ-Ψ W )] = φ C. It is calculated and output to the automatic pilot system 14 as a bank angle command φ C (output 27).
このバンク角指令φCにより、無人機は、第１
図に示すように無人機から見た場合、飛行コース
３に沿つて飛行するため計画旋回コース１からは
逸脱した飛行をするように見えるが、風によつて
流されるため地上で見ると計画旋回コース１に沿
つて飛行することになる。 This bank angle command φ C causes the unmanned aircraft to move to the first
As shown in the figure, when viewed from the unmanned aircraft, it appears to deviate from the planned turning course 1 as it flies along flight course 3, but when viewed from the ground, it appears to deviate from the planned turning course 1 because it is blown away by the wind. We will be flying along course 1.
かくして本発明によれば、風の影響下にある無
人機においても、風向及び風速ならびに機体の旋
回半径、水平速度成分、対地速度から最も適確な
バンク角指令を演算導出し自動操縦装置（手段）
に与えることにより、機体の速度変化に対応さ
せ、無人機の計画した対地的に円形な旋回コース
からの逸脱を微小に抑えることができる。 Thus, according to the present invention, even in an unmanned aircraft under the influence of wind, the automatic pilot system (means )
By applying this to the aircraft, it is possible to respond to changes in the aircraft's speed and to minimize deviations from the unmanned aircraft's planned circular turning course relative to the ground.
第１図は本発明の原理を説明するための計画旋
回コースを示す図、第２図は本発明の一実施例の
構成を表わすブロツク図である。
１……計画旋回飛行コース、２……風により流
された飛行軌跡、３……風により流されることを
考慮した飛行コース、４……旋回半径記憶器、５
……気象情報記憶器、６……大気圧検出器、７…
…動圧検出器、８……バーチカルジヤイロ、９…
…デイレクシヨナルジヤイロ、１０……乗算器、
１１……極−直角座標変換器、１２……乗算器、
１３……直角−極座標変換器、１４……自動操縦
装置（手段）。
FIG. 1 is a diagram showing a planned turning course for explaining the principle of the present invention, and FIG. 2 is a block diagram showing the configuration of an embodiment of the present invention. 1...Planned turning flight course, 2...Flight trajectory blown by the wind, 3...Flight course taking into account drift by the wind, 4...Turning radius memory, 5
...Weather information storage device, 6...Atmospheric pressure detector, 7...
...Dynamic pressure detector, 8...Vertical gyroscope, 9...
...Directional dial, 10... Multiplier,
11...polar-rectangular coordinate converter, 12... multiplier,
13... Rectangular-polar coordinate converter, 14... Autopilot device (means).
Claims (1)
ースに従つて自動的に旋回飛行させるため、その
旋回半径、地上気圧、地上温度、風向及び風速を
機上の記憶媒体に記憶させておき、機上検出器で
得られる大気圧、動圧、機体のピツチ姿勢角及び
機首方位角を基に、無人機の速度変化と風の影響
を考慮したバンク角指令を計算し、自動操縦手段
へ出力することにより、無人機が風の影響下にあ
つても、対地的に前旋回コースからの逸脱を微少
に押さえるようにしたことを特徴とする無人機の
プログラム旋回飛行制御方式。1. In order to automatically fly an unmanned aircraft in a turning flight according to a pre-planned circular turning course with respect to the ground, the turning radius, ground pressure, ground temperature, wind direction and wind speed are stored in an onboard storage medium; Based on the atmospheric pressure, dynamic pressure, pitch attitude angle and heading angle of the aircraft obtained by on-board detectors, a bank angle command is calculated that takes into consideration changes in the speed of the unmanned aircraft and the influence of wind, and is sent to the automatic pilot system. A program turning flight control method for an unmanned aircraft, which is characterized in that by outputting an output, even when the unmanned aircraft is under the influence of wind, deviation from a forward turning course relative to the ground is slightly suppressed.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP13191483A JPS6025896A (en) | 1983-07-21 | 1983-07-21 | Program turning flight control system of drone |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP13191483A JPS6025896A (en) | 1983-07-21 | 1983-07-21 | Program turning flight control system of drone |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6025896A JPS6025896A (en) | 1985-02-08 |
| JPH0255276B2 true JPH0255276B2 (en) | 1990-11-26 |
Family
ID=15069134
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP13191483A Granted JPS6025896A (en) | 1983-07-21 | 1983-07-21 | Program turning flight control system of drone |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS6025896A (en) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE05858317T1 (en) * | 2005-11-15 | 2009-04-30 | Bell Helicopter Textron, Inc., Fort Worth | Flight control system for automatic circular flights |
| US10310617B2 (en) * | 2015-06-11 | 2019-06-04 | Intel Corporation | Drone controlling device and method |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS6036999B2 (en) * | 1978-07-31 | 1985-08-23 | 防衛庁技術研究本部長 | Programmed flight control method for unmanned aircraft |
-
1983
- 1983-07-21 JP JP13191483A patent/JPS6025896A/en active Granted
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS6025896A (en) | 1985-02-08 |
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