JP6929915B2 - 航空機の位置制御システム、航空機および航空機の位置制御方法 - Google Patents

Description

本発明は、航空機の位置制御システム、航空機および航空機の位置制御方法に関する。

従来、航空機を目標地点へと誘導するための技術が知られている。例えば、特許文献１には、ステレオカメラで取得した目標地点の画像情報を画像処理して目標地点までの距離を求め、距離と機体の姿勢角とに基づいて目標地点に対する機体の相対位置を算出し、相対位置を用いて航法情報を生成する航法装置が開示されている。

特開２００５−１１５６２３号公報

上記特許文献１に記載の航法装置では、相対位置を用いて生成される航法情報に基づいて、機体の位置、高度、降下率等を制御しながら機体を降下させて、機体を着陸地点に着陸させている。ここで、着陸地点が、例えば船舶等の移動体である場合、着陸地点が移動する。この場合、特許文献１に記載の航法装置では、航法情報が相対位置を用いて生成されることから、航空機と着陸地点との相対位置は把握でき、また、固定の着地点に対する相対速度を把握することができる。しかしながら、特許文献１では、着陸地点が移動する場合、航法情報に基づく機体の制御を適切に行うことができず、例えば機体が目標着地点に近づくのに時間がかかったり、目標着地点を通りすぎてしまったりして、機体の位置制御を精度良く、かつ、速やかに実行することができない可能性がある。

本発明は、上記に鑑みてなされたものであって、相対的に移動する目標着地点に対して、航空機を、より精度良く、かつ、速やかに移動させることを目的とする。

上述した課題を解決し、目的を達成するために、本発明にかかる航空機の位置制御システムは、航空機と目標着地点との相対位置を取得する相対位置取得部と、前記目標着地点に対する前記航空機の相対速度を取得する相対速度取得部と、前記航空機を制御する制御部と、を備え、前記制御部は、少なくとも前記相対位置と前記相対速度とに基づいて、前記航空機が前記目標着地点に向かうように、フィードバック制御によって前記航空機のフィードバック制御量を算出するフィードバック制御部と、前記相対位置および前記相対速度を直交軸とする座標平面上で、原点を通り、前記相対速度を増加させる増速領域と前記相対速度を減少させる減速領域とを区分けする切替線が予め設定され、現在の前記相対位置および前記相対速度の座標点が前記増速領域に位置するとき、前記相対速度が増加する傾向の加算値を設定し、前記切替線に対して、前記座標点が前記減速領域に位置するとき、前記相対速度が減少する傾向の加算値を設定する多値制御部と、前記フィードバック制御量に前記加算値を加算した前記航空機の制御量を算出する加算回路と、を備える。

上述した課題を解決し、目的を達成するために、本発明にかかる航空機の位置制御システムは、航空機と目標着地点との相対位置を取得する相対位置取得部と、前記航空機と前記目標着地点との相対速度を取得する相対速度取得部と、少なくとも前記相対位置と前記相対速度とに基づいて、前記目標着地点に向かうように前記航空機を制御する制御部と、を備え、前記相対速度取得部は、前記相対位置の微分値に所定のカットオフ周波数以上の周波数を減衰させるローパスフィルタを通した値と、前記航空機の速度に前記カットオフ周波数未満の周波数を減衰させるハイパスフィルタを通した値とを加算して、前記相対速度を算出する。

上述した課題を解決し、目的を達成するために、本発明にかかる航空機は、上記航空機の位置制御システムを備える。

上述した課題を解決し、目的を達成するために、本発明にかかる航空機の位置制御方法は、航空機と目標着地点との相対位置を取得し、前記目標着地点に対する前記航空機の相対速度を取得し、少なくとも前記相対位置と前記相対速度とに基づいて、前記航空機が前記目標着地点に向かうように、フィードバック制御によって前記航空機のフィードバック制御量を算出し、前記相対位置および前記相対速度を直交軸とする座標平面上で、原点を通り、前記相対速度を増加させる増速領域と前記相対速度を減少させる減速領域とを区分けする切替線が予め設定され、現在の前記相対位置および前記相対速度の座標点が前記増速領域に位置するとき、前記相対速度が増加する傾向の加算値を設定し、前記切替線に対して、前記座標点が前記減速領域に位置するとき、前記相対速度が減少する傾向の加算値を設定し、前記フィードバック制御量に前記加算値を加算した前記航空機の制御量を算出する。

本発明にかかる航空機の位置制御システム、航空機および航空機の位置制御方法は、相対的に移動する目標着地点に対して、航空機を、より精度良く、かつ、速やかに移動させることができるという効果を奏する。

図１は、第一実施形態にかかる航空機の位置制御システムの一例を示す概略構成図である。 図２は、第一実施形態にかかる航空機が目標着地点に向かう様子を示す説明図である。 図３は、目標着地点に設けられるマーカーの一例を示す説明図である。 図４は、誘導演算部により航空機の制御量を算出する構成の一例を示すブロック図である。 図５は、画像処理部および誘導演算部により実行される相対位置演算処理の一例を示すフローチャートである。 図６は、航空機が目標着地点に誘導される様子を示す説明図である。 図７は、誘導演算部により実行される相対速度演算処理の一例を示すブロック図である。 図８は、相対位置および相対速度を直交軸とする座標平面を示す説明図である。 図９は、多値制御において設定される加算値を規定するマップの一例を示す説明図である。 図１０は、多値制御において設定される加算値を規定するマップの他の例を示す説明図である。 図１１は、第二実施形態にかかる位置制御システムの一例を示す概略構成図である。 図１２は、第二実施形態の誘導演算部により航空機の制御量を算出する構成の一例を示すブロック図である。

以下に、本発明にかかる航空機の位置制御システム、航空機および航空機の位置制御方法の実施形態を図面に基づいて詳細に説明する。なお、この実施形態によりこの発明が限定されるものではない。

[第一実施形態]
図１は、第一実施形態にかかる航空機の位置制御システムの一例を示す概略構成図であり、図２は、第一実施形態にかかる航空機が目標着地点に向かう様子を示す説明図である。第一実施形態にかかる航空機１は、回転翼機としての飛行体（例えばヘリコプタ、ドローン等）である。本実施形態において、航空機１は、無人機である。なお、航空機１は、前進、後進、旋回、ホバリングが可能な飛行体であればよく、有人機であってもよい。航空機１は、位置制御システム１００を搭載しており、位置制御システム１００により飛行が制御され、図２に示す目標着地点２に着地する。

（目標着地点）
本実施形態において、目標着地点２は、図２に示すように、船舶５上に設けられている。したがって、航空機１は、水上を移動する移動体としての船舶５に着地（着艦）する。なお、船舶５には、図示省略するが、目標着地点２に航空機１を着地させた際に、航空機１を拘束するための拘束装置が設けられている。ただし、目標着地点２は、船舶５に限らず、地上を移動する移動体としての車両等に設けられてもよいし、移動しない設備、地面に設けられてもよい。

目標着地点２には、航空機１が目標着地点２の位置を捕捉するためのマーカー７が設けられている。図３は、目標着地点に設けられるマーカーの一例を示す説明図である。図示するように、マーカー７は、例えば白黒の２色で色分けされたＡＲマーカーであり、正方形状のマーカーである。なお、マーカー７は、ＡＲマーカーに限らず、画像処理により目標着地点２の位置を捕捉することができるマーカーであればよく、例えばヘリポートの着地点を示すＨマーク、Ｒマーク等であってもよい。また、マーカー７は、船舶５に異なる形状のマーカーが複数設けられてもよく、航空機１は、異なるマーカー７のいずれかに対応した目標着地点２に誘導されるものであってもよい。

（位置制御システム）
第一実施形態にかかる航空機の位置制御システム１００は、飛行中の航空機１を目標着地点２に着地させるために、航空機１の位置を制御するシステムである。位置制御システム１００は、航空機１に搭載される。位置制御システム１００は、図１に示すように、カメラ１０と、航法装置２０と、制御部３０とを備える。

（撮影装置）
カメラ１０は、航空機１に図示しないジンバルを介して搭載された撮影装置である。カメラ１０は、マーカー７を撮影することができれば、単眼カメラ、複眼カメラ、赤外線カメラ等であってもよい。カメラ１０は、航空機１から目標着地点２に設けられたマーカー７を撮影するために設けられる。カメラ１０は、図示しないジンバルを介して撮影方向を調整可能とされている。本実施形態において、カメラ１０は、その撮影範囲Ｂ（図２、図６参照）が、一例として、鉛直方向の真下を向くように制御部３０によって制御される。なお、カメラ１０は、撮影範囲Ｂが、鉛直方向に対して斜め前方側を向くように制御部３０によって制御されてもよい。また、カメラ１０は、ジンバルを省いてもよく、撮影方向が鉛直方向の下方側を向くように、航空機１の機体直下に固定してもよい。

（航法装置）
航法装置２０は、例えば、慣性航法装置（ＩＮＳ：Ｉｎｅｒｔｉａｌ Ｎａｖｉｇａｔｉｏｎ Ｓｙｓｔｅｍ）である。なお、本実施形態において、航法装置２０は、慣性航法装置に適用して説明するが、特に限定されず、いずれの航法装置２０を用いてもよい。また、航法装置２０は、位置の計測精度を向上させるために、ＧＰＳ（Ｇｌｏｂａｌ Ｐｏｓｉｔｉｏｎｉｎｇ Ｓｙｓｔｅｍ）を含んだ慣性航法装置となっている。本実施形態では、ＧＰＳを含んだ慣性航法装置に適用して説明するが、ＧＰＳに特に限定されず、精度よく位置を計測可能な位置計測部であればよく、例えば、準天頂衛星システムを用いたものであってもよいし、航法装置２０のみで精度よく位置を計測可能であれば、ＧＰＳ等の位置計測部を省いた構成であってもよい。ＧＰＳを含んだ航法装置２０は、航空機１のロール方向、ヨー方向およびピッチ方向の姿勢角、航空機１の機体速度Ｖｈ（図４参照）、機体加速度ａ（図４参照）、機首方位ψｈ（図６参照）および位置座標を取得する。なお、航法装置２０は、航空機１の姿勢角を検出する姿勢角センサ、航空機１の機体速度Ｖｈを検出する速度検出センサ、航空機１の機体加速度ａを検出する加速度検出センサ、航空機１の機首方位ψｈを検出するセンサを有するものであってもよい。航法装置２０は、取得した航空機１の姿勢角、機体速度Ｖｈ、機体加速度ａおよび位置座標を制御部３０に出力する。

また、位置制御システム１００は、図１に示すように、航空機１の地表面または水面からの高度を検出する高度センサ２５を備えている。高度センサ２５は、例えば、レーザ高度計、電波高度計、または気圧高度計を用いてもよく、いずれの高度計を用いてもよい。また、これらの高度計を、使用環境に応じて、すなわち地表面からの高度、海面からの高度を計測するために、適宜組み合わせて適用してもよい。高度センサ２５は、検出した航空機１の高度を制御部３０に出力する。ただし、位置制御システム１００は、高度センサ２５に限らず、後述する画像処理部３２において、カメラ１０で撮影したマーカー７を含む画像に画像処理を施すことで、航空機１と船舶５との相対高度を算出するものであってもよい。

（制御部）
制御部３０は、画像処理部３２と、誘導演算部３４と、飛行制御部３６とを有する。なお、制御部３０は、航空機１に設けられた図示しないジンバルを介して、カメラ１０の撮影方向を制御する図示しない撮影制御部を備えている。本実施形態では、上述したように、カメラ１０の撮影範囲Ｂが鉛直方向の真下を向くように調整される。

（画像処理部）
画像処理部３２は、カメラ１０で撮影された画像に画像処理を施して、マーカー７すなわち目標着地点２の中心（Ｃｘ、Ｃｙ）（図３参照）を算出する。ここでの中心（Ｃｘ、Ｃｙ）は、カメラ１０で撮影された画像の中心を原点Ｏｃ（図６参照）とするカメラ固定座標系における座標点であり、画像中心からの画素数により算出することができる。中心（Ｃｘ、Ｃｙ）の算出手法については、後述する。画像処理部３２は、算出したマーカー７の中心（Ｃｘ、Ｃｙ）を誘導演算部３４に出力する。なお、目標着地点２は、マーカー７の中心（Ｃｘ、Ｃｙ）に限定されず、マーカー７の四隅のいずれかであってもよいし、マーカー７の中心からオフセットした位置であってもよい。

また、画像処理部３２は、カメラ１０で撮影したマーカー７を含む画像に画像処理を施すことで、マーカー７の向きを特定し、航法装置２０で取得される航空機１の機首方位φｈと対応づけることで、船舶５の船首方位ψｓ（図６参照）を算出する。なお、画像処理部３２は、上述したように、カメラ１０で撮影したマーカー７を含む画像に画像処理を施すことで、航空機１と船舶５との相対高度を算出するものであってもよい。

（誘導演算部）
誘導演算部３４は、航空機１を目標着地点２に誘導するための航空機１の制御量Ｃ´（図４参照）を算出する。制御量Ｃ´は、航空機１の機体速度Ｖｈ、姿勢角、姿勢角の変化レート等を調整するための制御量である。

具体的には、誘導演算部３４は、画像処理部３２で算出されたマーカー７の中心（Ｃｘ、Ｃｙ）と、機首方位ψｈと、航空機１の高度とに基づいて、航空機１と目標着地点２との相対位置（Ｘｈｇ、Ｙｈｇ）（図４参照）を算出する相対位置演算処理を実行する。したがって、画像処理部３２および誘導演算部３４は、航空機１と目標着地点２との相対位置（Ｘｈｇ、Ｙｈｇ）を取得する相対位置取得部として機能する。

また、誘導演算部３４は、相対位置（Ｘｈｇ、Ｙｈｇ）と機体速度（Ｖｘ、Ｖｙ）とに基づいて、航空機１と目標着地点２との相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）（図４参照）を算出する相対速度演算処理を実行する。したがって、誘導演算部３４は、航空機１と目標着地点２との相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）を取得する相対速度取得部として機能する。

また、誘導演算部３４は、上述したように、航空機１の高度に基づいて、目標着地点２までの相対高度を算出する。したがって、高度センサ２５および誘導演算部３４は、航空機１と目標着地点２との相対高度を取得する相対高度取得部として機能する。なお、画像処理部３２において、カメラ１０で撮影したマーカー７を含む画像に画像処理を施すことで、航空機１と船舶５との相対高度を算出する場合は、画像処理部３２が相対高度取得部となる。

そして、誘導演算部３４は、相対位置（Ｘｈｇ、Ｙｈｇ）、相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）および機体加速度（ａｘ、ａｙ）に基づいて、フィードバック制御（ＰＩＤ制御）によりフィードバック制御量Ｃを算出しつつ、後述する多値制御によりフィードバック制御量Ｃに加算値Ｄを加算した制御量Ｃ´（図４参照）を算出する。なお、フィードバック制御は、ＰＩＤ制御に限らず、Ｐ制御、ＰＩ制御、ＰＤ制御等であってもよい。以上の誘導演算部３４における演算処理の詳細については、後述する。誘導演算部３４は、算出した制御量Ｃ´を飛行制御部３６に出力する。

（飛行制御部）
飛行制御部３６は、後述する誘導演算部３４で算出された制御量Ｃ´にしたがって、航空機１の各構成要素を制御して航空機１を飛行させる。飛行制御部３６は、制御量にしたがって各回転翼のブレードピッチ角、回転数等を制御し、航空機１の機体速度Ｖｈ、姿勢角、姿勢角の変化レート等を調整する。それにより、航空機１は、目標着地点２へと誘導される。なお、本実施形態では、画像処理部３２および誘導演算部３４を飛行制御部３６とは別の機能部として説明するが、飛行制御部３６、画像処理部３２および誘導演算部３４は、一体の機能部であってもよい。すなわち、飛行制御部３６において画像処理部３２および誘導演算部３４の処理を行ってもよい。

（航空機の位置制御方法）
次に、実施形態にかかる航空機の位置制御方法として、制御部３０により航空機１の制御量Ｃ´を算出する手順について説明する。図４は、誘導演算部により航空機の制御量を算出する構成の一例を示すブロック図である。制御部３０は、図４に示すブロック図にしたがって、航空機１を目標着地点２に誘導するための航空機１の制御量を算出する。なお、図４では、ピッチ軸の方向となるＸ方向の成分と、ロール軸の方向となるＹ方向の成分とを併記して図示しており、誘導演算部３４により各成分の制御量をそれぞれ算出している。

（相対位置演算処理）
制御部３０は、航空機１と目標着地点２との相対位置（Ｘｈｇ、Ｙｈｇ）を算出する相対位置演算処理を実行する。相対位置演算処理は、画像処理部３２および誘導演算部３４により、図５に示す手順にしたがって実行される。図５は、画像処理部および誘導演算部により実行される相対位置演算処理の一例を示すフローチャートである。図５に示すフローチャートは、画像処理部３２と誘導演算部３４とにより所定時間ごとに繰り返し実行される。また、図６は、航空機が目標着地点に誘導される様子を示す説明図である。なお、以下の説明では、カメラ１０によりマーカー７を捕捉できている状態において、水平方向における航空機１と目標着地点２との相対位置の算出について説明する。航空機１の目標着地点２に対する相対高度は、高度センサ２５で検出される航空機１の高度に基づいて算出され、航空機１と目標着地点２との相対位置等に応じて適宜制御される。また、カメラ１０によりマーカー７を捕捉できない程度に航空機１と船舶５とが離れている場合には、例えば互いのＧＰＳによる位置情報等を利用して、航空機１を船舶５に向けて飛行させる。

制御部３０は、画像処理部３２において、カメラ１０により撮影された画像を取得する（ステップＳ１）。次に、制御部３０は、画像処理部３２において、カメラ固定座標系におけるマーカー７の中心（Ｃｘ、Ｃｙ）を算出する（ステップＳ２）。具体的には、画像処理部３２は、図３に示すように、画像処理によってマーカー７の角部同士の間を延びる対角線Ｌｄを２つ特定し、特定した２つの対角線Ｌｄの交点をマーカー７の中心（Ｃｘ、Ｃｙ）とする。なお、画像処理部３２は、対角線Ｌｄを１つのみ特定し、特定した対角線Ｌｄの長さの中心位置をマーカー７の中心（Ｃｘ、Ｃｙ）としてもよい。また、画像処理部３２は、対角線Ｌｄを２つ以上特定し、特定した対角線Ｌｄの長さの中心位置の平均となる位置をマーカー７の中心（Ｃｘ、Ｃｙ）としてもよい。さらに、画像処理部３２は、正方形状のマーカー７を射影変換による関数を用いて台形補正するとき、関数に基づいて正方形の中心（Ｃｘ、Ｃｙ）を算出してもよい。その際、マーカー７の四隅の座標点、またはマーカー７の白黒に色分けされた境界の各点の座標点を用いて台形補正を行い、他の座標点は内挿補間により算出してもよい。

次に、制御部３０は、誘導演算部３４において、マーカー７の中心（Ｃｘ、Ｃｙ）と、カメラ１０の方位すなわち航空機１の機首方位ψｈと、航空機１の高度（目標着地点２に対する相対高度）とに基づいて、航空機１と目標着地点２との相対位置（Ｘｈｇ、Ｙｈｇ）を演算する（ステップＳ３）。相対位置（Ｘｈｇ、Ｙｈｇ）は、水平方向における航空機１と目標着地点２との距離となる。なお、ステップＳ３の処理は、画像処理部３２で行ってもよい。具体的には、誘導演算部３４は、まず、画像処理部３２で算出されたマーカー７の中心（Ｃｘ、Ｃｙ）を、カメラ固定座標系における目標座標点（Ｘｉｍｇ、Ｙｉｍｇ）に座標変換する。

次に、誘導演算部３４は、下記の式（１）、（２）に基づいて、船慣性系Ｓｇ（図６参照）における航空機１と目標着地点２との相対位置（Ｘｓｇ、Ｙｓｇ）（図６参照）を算出する。船慣性系Ｓｇは、目標着地点２を原点Ｏｓｇ（０、０）として、船舶５の船首方位ψｓに沿った方向をＸ軸、船首方位ψｓと水平方向で直交する方向をＹ軸、鉛直方向をＺ軸とした座標系である。

次に、誘導演算部３４は、下記の式（３）、（４）に基づいて、航空機慣性系Ｈｇ（図６参照）における航空機１と目標着地点２との相対位置（Ｘｈｇ、Ｙｈｇ）（図６参照）を算出する。航空機慣性系Ｈｇは、航空機１を原点Ｏｈｇ（０、０）として、航空機１の機首方位ψｈに沿った方向をＸ軸、機首方位ψｈと水平方向で直交する方向をＹ軸、鉛直方向をＺ軸とした座標系である。これにより、水平方向において、航空機慣性系における航空機１と目標着地点２との相対位置（Ｘｈｇ、Ｙｈｇ）が算出される。相対位置（Ｘｈｇ、Ｙｈｇ）は、航空機１から目標着地点２までの距離である。

（相対速度演算処理）
また、制御部３０は、誘導演算部３４において、図７に示すブロック図にしたがって、目標着地点２すなわち船舶５に対する航空機１の相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）を算出する相対速度演算処理を実行する。図７は、誘導演算部により実行される相対速度演算処理の一例を示すブロック図である。なお、図７でも、ピッチ軸の方向となるＸ方向の成分と、ロール軸の方向となるＹ方向の成分とを併記して図示している。具体的には、誘導演算部３４は、航空機１と目標着地点２との相対位置（Ｘｈｇ、Ｙｈｇ）と、航法装置２０で検出された航空機１の機体速度（Ｖｘ、Ｖｙ）とに基づいて相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）を算出する。

誘導演算部３４は、まず、図７に示すように、航空機１と目標着地点２との相対位置（Ｘｈｇ、Ｙｈｇ）を微分することで、航空機１と目標着地点２と相対速度（ΔＶ１ｘ、ΔＶ１ｙ）を算出する。本実施形態では、擬似微分フィルタ５１を用いて相対位置（Ｘｈｇ、Ｙｈｇ）に擬似微分を施す。擬似微分フィルタの伝達関数Ｇ１（Ｓ）は、下記の式（５）で表される。式（５）中の“ｓ”は、演算子であり、“τ１”は、時定数である。

Ｇ１（Ｓ）＝ｓ／（τ１・ｓ＋１） …（５）

式（５）のような擬似微分フィルタ５１により算出された相対速度（ΔＶ１ｘ、ΔＶ１ｙ）を後の制御に用いた場合、１次遅れにより制御性が悪化する可能性がある。そのため、誘導演算部３４は、図７に示すように、相補フィルタ５２を用いて相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）を算出する。相補フィルタ５２は、ローパスフィルタ５２Ｌと、ハイパスフィルタ５２Ｈとを含んでいる。

誘導演算部３４は、擬似微分フィルタ５１により算出された相対速度（ΔＶ１ｘ、ΔＶ１ｙ）に、ローパスフィルタ５２Ｌを施して、所定のカットオフ周波数以上の周波数を減衰させた相対速度（ΔＶ２ｘ、ΔＶ２ｙ）を算出する。ローパスフィルタ５２Ｌの伝達関数Ｇ２（ｓ）は、式（６）により表される。式（６）中の“ｓ”は、演算子であり、“τ２”は、時定数である。所定のカットオフ周波数は、“１／τ２”となる。これにより、相対速度（ΔＶ１ｘ、ΔＶ１ｙ）のうち、比較的に信頼性の高い穏やかな変化、すなわち所定のカットオフ周波数以下の低周波数域の値を反映させた相対速度（ΔＶ２ｘ、ΔＶ２ｙ）を得ることができる。

Ｇ２（Ｓ）＝１／（τ２・ｓ＋１） …（６）

また、誘導演算部３４は、航法装置２０で検出された航空機１の機体速度（Ｖｘ、Ｖｙ）に、ハイパスフィルタ５２Ｈを施して、所定のカットオフ周波数未満の周波数を減衰させた相対速度（ΔＶ３ｘ、ΔＶ３ｙ）を算出する。ハイパスフィルタ５２Ｈの伝達関数Ｇ３（ｓ）は、式（７）により表される。式（７）中の“ｓ”は、演算子であり、“τ２”は、ローパスフィルタ５２Ｌと共通の時定数である。したがって、ハイパスフィルタ５２Ｈにおいても、所定のカットオフ周波数は、“１／τ２”となる。すなわち、短期的な相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）の変化は、航空機１の機体速度（Ｖｘ、Ｖｙ）自体の変化により生じたものであると推定し、機体速度（Ｖｘ、Ｖｙ）にハイパスフィルタ５２Ｈを施して得た値を相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）の高周波数域の値であると推定する。そして、誘導演算部３４は、相対速度（ΔＶ２ｘ、ΔＶ２ｙ）と相対速度（ΔＶ３ｘ、ΔＶ３ｙ）とを加算した値を相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）として算出する。これにより、高周波数域の値をカットオフして信頼性を高めた相対速度（ΔＶ２ｘ、ΔＶ２ｙ）に、当該高周波数域の値と推定した相対速度（ΔＶ３ｘ、ΔＶ３ｙ）を加味して、相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）を精度良く算出することが可能となる。

Ｇ３（Ｓ）＝τ２・ｓ／（τ２・ｓ＋１） …（７）

（ＰＩＤ制御）
図４の説明に戻る。誘導演算部３４は、上述のようにして相対位置（Ｘｈｇ、Ｙｈｇ）および相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）を算出すると、算出した相対位置（Ｘｈｇ、Ｙｈｇ）と相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）とにカルマンフィルタ６１を施して、ノイズを除去して誤差を低減させた相対位置（Ｘｈｇｆ、Ｙｈｇｆ）を算出する。なお、カルマンフィルタ６１は、省略されてもよい。そして、誘導演算部３４は、相対位置（Ｘｈｇｆ、Ｙｈｇｆ）、相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）および機体加速度（ａｘ、ａｙ）を用いて、ＰＩＤ制御部６２（フィードバック制御部）によりＰＩＤ制御を実行してフィードバック制御量Ｃを算出する。具体的には、誘導演算部３４は、航空機１と目標着地点２との水平方向における距離としての相対位置（Ｘｈｇｆ、Ｙｈｇｆ）が値０となるように、ＰＩＤ制御により航空機１のフィードバック制御量Ｃを算出する。それにより、航空機１を目標着地点２に誘導させ、目標着地点２の直上で航空機１が船舶５に対して相対的に静止した状態となるように、フィードバック制御量Ｃを決定することができる。また、誘導演算部３４は、相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）および機体加速度（ａｘ、ａｙ）が値０となるように、ＰＩＤ制御により航空機１のフィードバック制御量Ｃを算出する。それにより、航空機１の目標着地点２への誘導に関する精度向上を図ることができる。なお、本実施形態において、ＰＩＤ制御は、機体加速度（ａｘ、ａｙ）を用いるものとしたが、少なくとも航空機１と目標着地点２との相対位置および相対速度に基づいて実行されればよい。

また、誘導演算部３４は、相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）が所定値以上のとき、ＰＩＤ制御の積分動作を実行しないものとしてもよい。本実施形態では、航空機１が目標着地点２に対して相対的に静止状態であるとき、航空機１が周囲の風から受ける力を打ち消すことを考慮し、ＰＩＤ制御の積分動作のゲインを比較的に高く設定する。ここで、航空機１が受ける風の力が弱まったとき、航空機１は、一時的に相対的な静止状態から移動し、いずれかの位置で風の力に対して釣り合って再び静止状態となることがある。このとき、航空機１を目標着地点２へと戻すためのフィードバック制御量Ｃは、ＰＩＤ制御の積分動作により算出される。したがって、ＰＩＤ制御の積分動作は、必要な構成ではあるものの、上述したように、ゲインが比較的に高く設定されることから、相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）が大きい場合には、積分動作により算出される値が大きくなりすぎ、航空機１が目標着地点２を通り過ぎてしまうオーバーシュートが発生する可能性がある。そこで、相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）が所定値以上のとき、ＰＩＤ制御の積分動作を実行しないことで、積分ゲインを比較的に大きく設定した場合にも、オーバーシュートを抑制することができる。

（多値制御）
さらに、誘導演算部３４は、ＰＩＤ制御と並行して、多値制御部６３において、フィードバック制御量Ｃに加算する加算値Ｄを設定する多値制御を実行する。多値制御部６３には、相対位置（Ｘｈｇｆ、Ｙｈｇｆ）および相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）が入力される。多値制御部６３は、入力された相対位置（Ｘｈｇｆ、Ｙｈｇｆ）および相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）に基づいて、加算値Ｄを算出する。

図８は、相対位置および相対速度を直交軸とする座標平面を示す説明図である。横軸に相対位置（Ｘｈｇｆ、Ｙｈｇｆ）、縦軸に相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）をとっている。なお、図８でも、ピッチ軸の方向となるＸ方向の成分と、ロール軸の方向となるＹ方向の成分とを併記して図示している。ここでの相対位置（Ｘｈｇｆ、Ｙｈｇｆ）は、航空機１から目標着地点２までの距離であり、航空機１が目標着地点２よりも航空機１の前進方向において前方にいる場合を正（右方向）とし、航空機１が目標着地点２よりも航空機１の前進方向において後方にいる場合を負（左方向）として考える。また、ここでの相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）は、航空機１の機体速度（Ｖｘ、Ｖｙ）が船舶５の速度よりも大きいときを正（上方向）とし、航空機１の機体速度（Ｖｘ、Ｖｙ）が船舶５の速度よりも小さいときを負（下方向）として考える。したがって、座標平面上の原点は、航空機１が目標着地点２の直上で、目標着地点２に対して相対的に静止状態となる座標点を示す。なお、相対位置（Ｘｈｇｆ、Ｙｈｇｆ）および相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）は、正負を逆にして考えてもよい。また、図８には、現在の相対位置（Ｘｈｇｆ、Ｙｈｇｆ）および相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）の座標点Ｐを例示している。

座標平面上には、原点を通り、相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）を増加させる増速領域Ａ１（図８で斜線を付した範囲）と相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）を減少させる減速領域Ａ２（図８で斜線を付していない範囲）とに区分けする切替線Ｌ１が予め設定されている。切替線Ｌ１は、座標平面上で、原点を通り、航空機１の機体速度（Ｖｘ、Ｖｙ）が船舶５の速度（目標着地点２の速度）よりも速く、かつ、航空機１が目標着地点２よりも前進方向において後方となる象限と、航空機１の機体速度（Ｖｘ、Ｖｙ）が船舶５の速度よりも遅く、かつ、航空機１が目標着地点２よりも前進方向において前方となる象限とを延びる直線である。したがって、本実施形態においては、切替線Ｌ１は、図８に示すように、原点を通り、第２象限と第４象限とを延びる。切替線Ｌ１の角度は、図８に示すものに限られず、ユーザーにより適宜設定される。例えば、切替線Ｌ１の角度を大きくする（相対速度側に近づくように傾ける）と、目標着地点２へ戻る航空機１の機体速度（Ｖｘ、Ｖｙ）は大きくなるが、オーバーシュートが発生し易くなるため、適切な傾きとなるように設定される。

図９は、多値制御において設定される加算値を規定するマップの一例を示す説明図である。図９において、横軸は、図８の座標平面上での切替線Ｌ１から現在の座標点Ｐまでの距離を示し、縦軸は、設定される加算値Ｄを示す。切替線Ｌ１から現在の座標点Ｐまでの距離は、現在の座標点Ｐが増速領域Ａ１に位置するときに正とし、現在の座標点Ｐが減速領域Ａ２に位置するときに負とする。本実施形態において、加算値Ｄは、正の値をとる場合、相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）を大きくする傾向、すなわち航空機１の速度を前進方向において増加させる傾向に設定される。また、本実施形態において、加算値Ｄは、負の値をとる場合、相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）を小さくする傾向、すなわち航空機１の速度を前進方向において減少させる傾向または後進方向において増加させる傾向に設定される。また、図中の実線に示すように、加算値Ｄは、座標点Ｐと切替線Ｌ１との距離が遠いほど絶対値が大きく、座標点Ｐと切替線Ｌ１との距離が近いほど絶対値が小さくなるように、階段状に設定されている。

多値制御部６３は、現在の相対位置（Ｘｈｇｆ、Ｙｈｇｆ）および相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）の座標点Ｐと、切替線Ｌ１との距離に応じて、図９に示す加算値Ｄを設定し、図４に示すように、加算回路６４で、ＰＩＤ制御部６２で算出されたフィードバック制御量Ｃに加算値Ｄを加算する。そして、誘導演算部３４は、加算値Ｄが加算された制御量Ｃ´を飛行制御部３６に出力する。

それにより、座標点Ｐが増速領域Ａ１に位置するとき、相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）を増加させる傾向の加算値Ｄが加算された制御量Ｃ´で、航空機１の飛行が制御される。その結果、図８に実線で例示するように、図８に破線で例示する加算値Ｄが加算されていないフィードバック制御量Ｃで航空機１が飛行する場合に比べて、相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）が大きくなる。つまり、航空機１の機体速度（Ｖｘ、Ｖｙ）が速やかに増加し、同じ距離を移動するまでに必要な時間が短くなる。一方、座標点Ｐが切替線Ｌ１を跨いで減速領域Ａ２に至ると、相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）を減少させる傾向の加算値Ｄが加算された制御量Ｃ´で、航空機１の飛行が制御される。その結果、図８に実線で例示するように、実線の相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）は、増速領域Ａ１から切替線Ｌ１を超えて減速領域Ａ２に移行した直後において、破線の相対速度に比して大きくなるものの、目標着地点２に近づくにつれて、破線よりも小さくなる。つまり、航空機１の機体速度（Ｖｘ、Ｖｙ）が速やかに減少し、航空機１が座標平面上の原点を通り過ぎてオーバーシュートすることが抑制される。

また、加算値Ｄは、航空機１の高度（目標着地点２に対する相対高度）に応じて複数設定されてもよい。例えば、航空機１が目標着地点２の直上に位置し、高度が所定高度（例えば、目標着地点２に対して３ｍ以上８ｍ以下の範囲）にあるとき（例えば、後述の低高度ホバリングモード時）、加算値Ｄは、図９に破線で示すように、実線で示す通常時（例えば、後述の高高度ホバリングモード時）の値よりも絶対値が大きく設定されてもよい。このとき、高度の値に応じて、加算値Ｄの設定を徐々に変化させてもよい。これにより、航空機１が目標着地点２に着地する近傍において、航空機１の制御量Ｃ´をより高精度に算出することができ、目標着地点２に精度良く着地させることが可能となる。

同様に、加算値Ｄは、航空機１の制御モードに応じて複数設定されてもよい。例えば、航空機１の制御モードとして、目標着地点２の直上で、目標着地点２に対する相対高度を第一相対高度（例えば８ｍ）で維持させる高高度ホバリングモードと、高高度ホバリングモードの状態から、目標着地点２の直上で、目標着地点２に対する相対高度を第二相対高度（例えば３ｍ）まで下降させる低高度ホバリングモードとが設定されている場合を考える。なお、高高度ホバリングモードから低高度ホバリングモードへの移行は、相対位置（Ｘｈｇｆ、Ｙｈｇｆ）が予め定められた閾値以下であり、かつ、オペレータがモード移行の指示を行ったことを条件とすることができる。また、高高度ホバリングモードから低高度ホバリングモードへの移行は、オペレータがモード移行の指示を行ったことに代えて、航空機１の姿勢角の変化レート、姿勢角、相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）、目標着地点２の水平方向における角度、目標着地点２に対する航空機１の高度、目標着地点２に対する相対高度等が予め定められた値以下であることを条件としてもよい。

このような高高度ホバリングモードと低高度ホバリングモードとが設定されている場合に、高高度ホバリングモードから低高度ホバリングモードへの移行が開始された後、第一所定時間（例えば５秒）の経過後、加算値Ｄの設定を切り替える。すなわち、加算値Ｄを図９に実線で示す値から、図９に破線で示す値へと切り替える。このとき、加算値Ｄは、第二所定時間（例えば３秒）をかけて徐々に変化するように設定されてもよい。これにより、航空機１が目標着地点２に着地する近傍において、航空機１の制御量Ｃ´をより高精度に算出することができ、目標着地点２に精度良く着地させることが可能となる。

（第一実施形態の作用効果）
以上説明したように、第一実施形態にかかる航空機の位置制御システム１００は、航空機１と目標着地点２との相対位置（Ｘｈｇｆ、Ｙｈｇｆ）を取得する画像処理部３２および誘導演算部３４（相対位置取得部）と、目標着地点２に対する航空機１の相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）を取得する誘導演算部３４（相対速度取得部）と、航空機１を制御する制御部３０と、を備える。制御部３０は、誘導演算部３４において、少なくとも相対位置（Ｘｈｇｆ、Ｙｈｇｆ）と相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）とに基づいて、航空機１が目標着地点２に向かうように、フィードバック制御によって航空機１のフィードバック制御量Ｃを算出するＰＩＤ制御部６２（フィードバック制御部）と、誘導演算部３４において、相対位置（Ｘｈｇｆ、Ｙｈｇｆ）および相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）を直交軸とする座標平面上で、原点（０，０）を通り、相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）を増加させる増速領域Ａ１と相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）を減少させる減速領域Ａ２とを区分けする切替線Ｌ１が予め設定され、現在の相対位置（Ｘｈｇｆ、Ｙｈｇｆ）および相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）の座標点Ｐが増速領域Ａ１に位置するとき、少なくとも相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）が増加する傾向の加算値Ｄを設定し、切替線Ｌ１に対して、座標点Ｐが減速領域Ａ２に位置するとき、少なくとも相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）が減少する傾向の加算値Ｄを設定する多値制御部６３と、ＰＩＤ制御で算出されたフィードバック制御量Ｃに加算値Ｄを加算した航空機１の制御量Ｃ´を算出する加算回路６４とを備える。

この構成により、相対位置（Ｘｈｇｆ、Ｙｈｇｆ）と相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）とを直交軸とする座標平面上において、現在の相対位置（Ｘｈｇｆ、Ｙｈｇｆ）および相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）の座標点Ｐが、切替線Ｌ１で区分けされる増速領域Ａ１に位置するとき、相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）を増加させる傾向の加算値Ｄが加算された制御量Ｃ´で、航空機１の飛行が制御され、相対速度ΔＶが大きくなる。その結果、航空機１を速やかに移動させることができる。一方、現在の座標点Ｐが、切替線Ｌ１で区分けされる減速領域Ａ２に位置するとき、相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）を減少させる傾向の加算値Ｄが加算された制御量Ｃ´で、航空機１の飛行が制御され、相対速度ΔＶが小さくなる。その結果、航空機１が目標着地点２を通り過ぎてオーバーシュートすることを抑制することができる。したがって、第一実施形態にかかる航空機１、航空機の位置制御システム１００および位置制御方法によれば、航空機１を目標着地点２に向けて、より精度良く、かつ、速やかに移動させることが可能となる。そして、航空機１の位置を目標着地点２に対して精度良く制御することで、目標着地点２の近傍に設けられた装置や構造物に航空機１が干渉することを抑制することができる。

また、切替線Ｌ１は、上記座標平面上で、航空機１の機体速度（Ｖｘ、Ｖｙ）が目標着地点２の速度（船舶５の速度）よりも速く、航空機１が目標着地点２よりも前進方向で後方となる象限と、航空機１の機体速度（Ｖｘ、Ｖｙ）が目標着地点２の速度よりも遅く、航空機１が目標着地点２よりも前進方向で前方となる象限とを延びる直線である。この構成により、増速領域Ａ１および減速領域Ａ２を適切に設定し、加算値Ｄを適切な値に設定することができる。

また、加算値Ｄは、上記座標平面上で、現在の相対位置（Ｘｈｇｆ、Ｙｈｇｆ）および相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）の座標点Ｐと切替線Ｌ１との距離が遠いほど絶対値が大きく、距離が近いほど絶対値が小さくなるように、階段状に設定される。

この構成により、現在の相対位置（Ｘｈｇｆ、Ｙｈｇｆ）および相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）の座標点Ｐと切替線Ｌ１との距離が遠いほど、加算値Ｄを大きくして航空機１を速やかに動かし、現在の座標点Ｐと切替線Ｌ１との距離が近いほど、加算値Ｄを小さくして航空機１をきめ細やかに動作させることができる。ただし、加算値Ｄの設定手法は、これに限られない。図１０は、多値制御において設定される加算値を規定するマップの他の例を示す説明図である。図示するように、加算値Ｄは、現在の座標点Ｐと切替線Ｌ１との距離に関わらず、増速領域Ａ１で正の値の一定値、減速領域Ａ２で負の値の一定値とされてもよい。

また、ＰＩＤ制御部６２（フィードバック制御部）は、ＰＩＤ制御によりフィードバック制御量を算出し、相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）が所定値以上のとき、ＰＩＤ制御の積分動作を実行しない。この構成により、ＰＩＤ制御の積分ゲインを比較的に大きく設定した場合に、航空機１と目標着地点２との相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）が大きいことに起因したＰＩＤ制御の制御性低下、より具体的には、航空機１が目標着地点２を通り過ぎてしまうオーバーシュートの発生を抑制することができる。

また、加算値Ｄは、航空機１の高度または航空機１の制御モードに応じて複数設定されてもよい。この構成により、加算値Ｄの設定の自由度を高めることができる。それにより、例えば航空機１が目標着地点２の近傍に位置する場合には、加算値Ｄを大きく設定して、より高精度に航空機１の位置を制御することが可能となる。なお、ＰＩＤ制御のゲインも、同様に、航空機１の高度または航空機１の制御モードに応じて複数設定されてもよい。

また、第一実施形態において、誘導演算部３４（相対速度取得部）は、相対位置（Ｘｈｇｆ、Ｙｈｇｆ）の微分値（相対速度（ΔＶ１ｘ、ΔＶ１ｙ））に所定のカットオフ周波数以上の周波数を減衰させるローパスフィルタ５２Ｌを通した値（相対速度（ΔＶ２ｘ、ΔＶ２ｙ））と、航空機１の機体速度（Ｖｘ、Ｖｙ）にカットオフ周波数未満の周波数を減衰させるハイパスフィルタ５２Ｈを通した値（相対速度（ΔＶ３ｘ、ΔＶ３ｙ））とを加算して、相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）を算出する。

この構成により、航空機１と目標着地点２との相対位置（Ｘｈｇｆ、Ｙｈｇｆ）と、航空機１の機体速度（Ｖｘ、Ｖｙ）とを得ることができれば、目標着地点２が設けられる船舶５側の速度を取得することなく、航空機１と目標着地点２との相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）を算出することができる。それにより、航空機１と目標着地点２が設けられる船舶５側との間で通信を行う必要がなく、通信遅れによる制御精度の低下、応答速度の低下を抑制することができる。さらに、相対位置（Ｘｈｇｆ、Ｙｈｇｆ）の微分値にローパスフィルタ５２Ｌを施すことで、信頼性の高い低周波数域の値を相対速度（ΔＶ２ｘ、ΔＶ２ｙ）として用いつつ、航空機１の機体速度（Ｖｘ、Ｖｙ）にハイパスフィルタ５２Ｈを施して、自機の機体速度（Ｖｘ、Ｖｙ）の変化に起因した高周波数域の相対速度（ΔＶ３ｘ、ΔＶ３ｙ）を加えることで、精度良く相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）を算出することができる。したがって、航空機１を目標着地点２に向けて、より精度良く、かつ、速やかに移動させることが可能となる。また、データ通信を行う必要がないことから、システムを簡素化することができる。

また、位置制御システム１００は、航空機１に搭載されたカメラ１０（撮影装置）をさらに備え、画像処理部３２および誘導演算部３４（相対位置取得部）は、カメラ１０で目標着地点２に設けられたマーカー７を撮影した画像を用いて、画像処理により相対位置（Ｘｈｇｆ、Ｙｈｇｆ）を算出する。この構成により、画像処理によって航空機１と目標着地点２との相対位置（Ｘｈｇｆ、Ｙｈｇｆ）を取得することができるため、目標着地点２が設けられる船舶５側から、位置情報を得る必要がなくなる。したがって、航空機１と目標着地点２が設けられる船舶５側との間で通信を行う必要がないことから、システムをより簡素化することができる。

[第二実施形態]
次に、第二実施形態にかかる航空機の位置制御システム２００および位置制御方法について説明する。図１１は、第二実施形態にかかる位置制御システムの一例を示す概略構成図である。第二実施形態にかかる位置制御システム２００は、図１１に示すように、第一実施形態にかかる位置制御システム１００の構成に加えて、データ転送装置４０を備えている。また、位置制御システム２００は、第一実施形態の誘導演算部３４に代えて、誘導演算部３４Ａを備える。位置制御システム２００の他の構成は、位置制御システム１００と同様であるため、説明を省略し、同じ構成要素には同じ符号を付す。

また、第二実施形態において、目標着地点２が設けられる船舶５は、図１１に示すように、航法装置７０を備える。航法装置７０は、第一実施形態と同様に、例えば、慣性航法装置であり、船舶５は、慣性航法装置により、船舶５の船舶速度（Ｖｓｘ、Ｖｓｙ）および加速度、船首方位ψｓ（図６参照）等を取得する。慣性航法装置は、ＧＰＳを含んでいてもよいし、各種データを取得するセンサを含むものであってもよい。また、船舶５は、データ転送装置８０を備えている。

データ転送装置４０とデータ転送装置８０とは、互いに通信して航空機１と船舶５との間で情報をやり取りする。具体的には、第二実施形態において、船舶５のデータ転送装置８０は、航法装置７０で取得された船舶５の船体速度（Ｖｓｘ、Ｖｓｙ）を、航空機１のデータ転送装置４０へと送信する。航空機１のデータ転送装置４０は、受信した船舶５の船体速度（Ｖｓｘ、Ｖｓｙ）を、誘導演算部３４Ａに送信する。

図１２は、第二実施形態の誘導演算部により航空機の制御量を算出する構成の一例を示すブロック図である。第二実施形態において、誘導演算部３４Ａは、第一実施形態の相対速度演算処理を実行しない。誘導演算部３４Ａは、図１２に示すように、航空機１の航法装置２０で取得した機体速度（Ｖｘ、Ｖｙ）と船舶５の船体速度（Ｖｓｘ、Ｖｓｙ）との差分を算出し、算出した差分を目標着地点２に対する航空機１の相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）とする。このとき、船舶５の船体速度（Ｖｓｘ、Ｖｓｙ）は、船慣性系Ｓｇの座標であることから、差分を算出するにあたり、航空機慣性系Ｈｇに座標変換する。したがって、第二実施形態においても、誘導演算部３４Ａは、航空機１と目標着地点２との相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）を取得する相対速度取得部として機能する。誘導演算部３４Ａは、算出した相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）を用いて、第一実施形態と同様のフィードバック制御および多値制御により、制御量Ｃ´を算出する。なお、図１２においては、カルマンフィルタ６１を省略しているが、第一実施形態と同様に、相対位置（Ｘｈｇ、Ｙｈｇ）と相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）とにカルマンフィルタ６１を施して算出された相対位置（Ｘｈｇｆ、Ｙｈｇｆ）を用いてもよい。

（第二実施形態の作用効果）
この構成により、第二実施形態の航空機１、航空機の位置制御システム２００および位置制御方法では、目標着地点２に対する航空機１の相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）を算出する際に、第一実施形態のように、相対位置（Ｘｈｇ、Ｙｈｇ）の擬似微分値を算出したり、ローパスフィルタ５２Ｌ、ハイパスフィルタ５２Ｈを用いた演算処理を行ったりする必要がなくなる。そのため、相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）の算出に要する演算を簡易化することができる。なお、座標変換した船舶５の船体速度（Ｖｓｘ、Ｖｓｙ）に対して、ローパスフィルタ及びハイパスフィルタ等のフィルタを施してもよい。

第一実施形態および第二実施形態では、カメラ１０によりマーカー７を撮影し、撮影した画像に画像処理を施すと共に、上述した相対位置演算処理により航空機１と目標着地点２との相対位置を算出するものとした。ただし、航空機１と目標着地点２と相対位置の取得手法は、これに限られない。例えば、航空機１にレーザー照射装置を搭載し、船舶５の目標着地点２に向けてレーザーを照射して、反射波を航空機１側で受信することにより、相対位置を取得するものとしてもよい。

第一実施形態および第二実施形態において、誘導演算部３４、３４Ａは、航空機１の周囲における風速、または、航空機１と大気との相対速度である対気速度を測定または推定により取得してもよい。そして、誘導演算部３４、３４Ａは、取得した風速または対気速度に応じて、フィードバック制御の各ゲインを調整してもよい。同様に、誘導演算部３４、３４Ａは、取得した取得した風速または対気速度に応じて、多値制御の加算値の設定を変化させてもよい。それにより、航空機１の周囲の風の強さに応じた制御量を出力することができ、より精度良く、かつ、速やかに航空機１を目標着地点２に誘導することができる。

また、第一実施形態および第二実施形態では、多値制御において、相対速度（ΔＶｘ、ΔＶｙ）を増加または減少させるように加算値Ｄを設定するものとした。ただし、加算値Ｄは、フィードバック制御量Ｃに含まれる航空機１、２の姿勢角、姿勢角の変化レート等についても、加算されるように設定されてもよい。

１ 航空機
２ 目標着地点
５ 船舶
７ マーカー
１０ カメラ
２０，７０ 航法装置
２５ 高度センサ
３０ 制御部
３２ 画像処理部
３４，３４Ａ 誘導演算部
３６ 飛行制御部
４０、８０ データ転送装置
５１ 擬似微分フィルタ
５２ 相補フィルタ
５２Ｈ ハイパスフィルタ
５２Ｌ ローパスフィルタ
１００，２００ 位置制御システム

Claims (11)

1. 航空機と目標着地点との相対位置を取得する相対位置取得部と、
   前記目標着地点に対する前記航空機の相対速度を取得する相対速度取得部と、
   前記航空機を制御する制御部と、
   を備え、
   前記制御部は、
   少なくとも前記相対位置と前記相対速度とに基づいて、前記航空機が前記目標着地点に向かうように、フィードバック制御によって前記航空機のフィードバック制御量を算出するフィードバック制御部と、
   前記相対位置および前記相対速度を直交軸とする座標平面上で、原点を通り、前記相対速度を増加させる増速領域と前記相対速度を減少させる減速領域とを区分けする切替線が予め設定され、現在の前記相対位置および前記相対速度の座標点が前記増速領域に位置するとき、前記相対速度が増加する傾向の加算値を設定し、前記切替線に対して、前記座標点が前記減速領域に位置するとき、前記相対速度が減少する傾向の加算値を設定する多値制御部と、
   前記フィードバック制御量に前記加算値を加算した前記航空機の制御量を算出する加算回路と、
   を備える航空機の位置制御システム。
2. 前記切替線は、前記座標平面上で、前記航空機の速度が前記目標着地点の速度よりも速く、前記航空機が前記目標着地点よりも前進方向で後方となる象限と、前記航空機の速度が前記目標着地点の速度よりも遅く、前記航空機が前記目標着地点よりも前進方向で前方となる象限とを延びる直線である請求項１に記載の航空機の位置制御システム。
3. 前記加算値は、前記座標平面上で、前記座標点と前記切替線との距離が遠いほど絶対値が大きく、前記座標点と前記切替線との距離が近いほど絶対値が小さくなるように、階段状に設定される請求項１または請求項２に記載の航空機の位置制御システム。
4. 前記フィードバック制御部は、ＰＩＤ制御により前記フィードバック制御量を算出し、前記相対速度が所定値以上のとき、前記ＰＩＤ制御の積分動作を実行しない請求項１から請求項３のいずれか一項に記載の航空機の位置制御システム。
5. 前記加算値は、前記航空機の高度または前記航空機の制御モードに応じて、複数設定される請求項１から請求項４のいずれか一項に記載の航空機の位置制御システム。
6. 前記相対速度取得部は、前記相対位置の微分値に所定のカットオフ周波数以上の周波数を減衰させるローパスフィルタを通した値と、前記航空機の速度に前記カットオフ周波数未満の周波数を減衰させるハイパスフィルタを通した値とを加算して、前記相対速度を算出する請求項１から請求項５のいずれか一項に記載の航空機の位置制御システム。
7. 前記相対速度取得部は、前記航空機の速度と前記目標着地点の速度とを取得し、前記航空機の速度と前記目標着地点の速度との差分に基づいて、前記相対速度を算出する請求項１から請求項５のいずれか一項に記載の航空機の位置制御システム。
8. 前記航空機に搭載された撮影装置をさらに備え、
   前記相対位置取得部は、前記撮影装置で前記目標着地点に設けられたマーカーを撮影した画像に画像処理を施し、前記相対位置を算出する請求項１から請求項７のいずれか一項に記載の航空機の位置制御システム。
9. 航空機と目標着地点との相対位置を取得する相対位置取得部と、
   前記航空機と前記目標着地点との相対速度を取得する相対速度取得部と、
   少なくとも前記相対位置と前記相対速度とに基づいて、前記目標着地点に向かうように前記航空機を制御する制御部と、
   を備え、
   前記相対速度取得部は、前記相対位置の微分値に所定のカットオフ周波数以上の周波数を減衰させるローパスフィルタを通した値と、前記航空機の速度に前記カットオフ周波数未満の周波数を減衰させるハイパスフィルタを通した値とを加算して、前記相対速度を算出する航空機の位置制御システム。
10. 請求項１から請求項９のいずれか一項に記載の航空機の位置制御システムを備えた航空機。
11. 航空機と目標着地点との相対位置を取得し、
    前記目標着地点に対する前記航空機の相対速度を取得し、
    少なくとも前記相対位置と前記相対速度とに基づいて、前記航空機が前記目標着地点に向かうように、フィードバック制御によって前記航空機のフィードバック制御量を算出し、
    前記相対位置および前記相対速度を直交軸とする座標平面上で、原点を通り、前記相対速度を増加させる増速領域と前記相対速度を減少させる減速領域とを区分けする切替線が予め設定され、現在の前記相対位置および前記相対速度の座標点が前記増速領域に位置するとき、前記相対速度が増加する傾向の加算値を設定し、前記切替線に対して、前記座標点が前記減速領域に位置するとき、前記相対速度が減少する傾向の加算値を設定し、
    前記フィードバック制御量に前記加算値を加算した前記航空機の制御量を算出する、
    航空機の位置制御方法。

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