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2次元スキャン型のレーザーレンジファインダ(LRF: Laser Range Finder)から得られる距離分布データは、「距離画像」とも呼ばれ、CCD(Charge Coupled Device)カメラの画像輝度値を距離データに置き換えたものとみなすことができる。本研究では、コンピュータビジョンの理論に基づき、降下フェーズ中の時系列距離画像データを用いた着陸機の6自由度運動パラメータ推定法を提案する。ここでは、特に一般的なカメラ画像データを距離画像に置き換えた場合の特徴を見るために、理想的な画像解像度とスキャンレートの仕様を持つLRFを仮定し、人工的に生成した地形データを用いて、数値シミュレーションによりその有用性の確認と、現時点での問題点の検討を行う。, This study proposes a new approach to lander's motion estimation, utilizing 'range image' sequence acquired from 2D scanning Laser Range Finder (LRF) during the descent phase. Since range image can be considered as pixel data of CCD (Charge Coupled Device) camera which contains range information instead of its original luminace one, Computer Vision theories can be applied to estimate Six Degree-Of-Freedom (6DOF) motion of lander on which LRF is mounted. Focusing on a simulation study, 2D scanning LRF which can obtain range images with enough high resolution and high scanning rate is dealt in this paper. The effectiveness of the proposed method is demonstrated through a series of numerical simulations utilizing synthetic terrain data and range images, and some present issues are discussed., 資料番号: AA0063718032

本論文では、月探査機の着陸挙動解析を行うための月面環境の模擬手法の提案とそれらの考察について述べる。探査機の着陸時の支配的物理法則を見出し、そこから模型理論(力学的相似則)に基づき模擬のための条件式を導き出した。次に、条件式の緩和と実験によるそれらの検証を行った。検証実験より、模擬条件における重力の影響の小ささを見出し、制約緩和の可能性を示すことができた。また、実際の月面着陸における探査機の月面土壌に対する貫入量と着陸時にかかる衝撃力を推定した。, In this paper, a scaling law on the landing behavior of a lunar probe is discussed. In order to derive an effective scaling law, all of the possible non-dimensional numbers, called pi-numbers, were examined at first based on the principle equations of the physics related to the phenomena. One strict relationship between the non-dimensional ratio and scaling law was then derived in terms of the size between a real model and a corresponding scale model. The relationship suggests that the scale models should have the size of one sixth of the real ones when studying the motion behavior of mechanical systems on the Moon. This fact has been well known in the space community. Next, the possibilities to relax the law were investigated, hence two candidate relationships were obtained. Experiments in a vacuum chamber using simulated lunar soil were carried out to validate these relaxed laws, and concluded that inertia forces and soil-cohesion forces dominate over gravity forces for the landing dynamics. Finally, the penetration depth into surface of the moon and maximum force of landing impact were estimated., 資料番号: AA0063718034

2005年11月に探査機はやぶさ(MUSES-C: Asteroid Sample-return Spacecraft)は小惑星イトカワに2度のタッチダウンを行った。イトカワの表面は岩が多く、その着陸地点は非常に限定された。そのような極めて高精度な航法を実現するためにはやぶさの降下フェーズではGCP(Ground Control Point)-NAVと呼ばれる航法ツールが用いられた。GCP-NAVは事前観測によって得られたイトカワのモデルと降下時に撮像された画像上のイトカワとを比較し、探査機の位置を推定するものである。このGCP-NAVの特徴として画像とモデルとの比較を地上局のオペレータが行った点が挙げられる。イトカワの自転による太陽角が変化するような状況下においても人間は画像上から岩などの特徴点を抽出する能力が高いため、この手法は高精度かつロバスト性に優れていた。しかしながらこの手法では画像を1度地上局に送り、推定結果を探査機に送り返す必要があるため電波の往復時間による遅れが問題として挙げられていた。本研究ではこの遅れの問題を解決するために位置推定の作業を機上で行うことを目的として、自律的な推定手法を考案し、はやぶさ降下時に得られたデータを用いてシミュレーションを行いその有効性を検証した。, This paper discussed the new optical navigation method for the landing mission of spacecraft. In November 2005, Hayabusa (MUSES-C: Asteroid Sample-return Spacecraft) spacecraft touched down the asteroid 'Itokawa' twice. To navigate the spacecraft to the target point, new navigation software called 'GCP (Ground Control Point)-NAV' was devised. GCP-NAV enabled high accurate position estimation of the spacecraft using the images which were taken at decent phase and geometrical model of Itokawa. In this method, operators at ground station estimated the position. Estimation by man enabled high accuracy and robustness. However there was problem of the delay caused by round trip time of radio wave between the earth and the asteroid, because the images for estimation need to be sent to the ground station. In this paper, we make the navigation process autonomously for real time control., 資料番号: AA0063718033

資料番号: AA0047118052

航空機の表示画面上に写し出される対象物体の画像は、その物体と航空機との相対位置および姿勢情報を得るために有効で、かつ自律航法システムに不可欠である。ここでは、水平線画像と矩形滑走路の両側平行2直線の画像を使って、空港に対する航空機の相対位置と姿勢を推定する一手法を提案して、さらに飛行実験による評価を実施した。具体的方法としては、入力となる画面へのセンサ情報は、航空機の機首に搭載したカメラにより撮影した着陸時の滑走路画像である。これを画面上で滑走路両側境界線交点の座標および境界線の傾きを求め、航空機の位置および姿勢情報を計算で求める方法を開発した。飛行実験は、Do-228型機を用いて着陸形態で実施し、これを従来のD(差分)GPSやINS航法データと比較した。その結果、姿勢角については、0.2度、位置は、1.5m程度の満足する精度を示したが、さらに、精度向上の可能性について検討する価値がある。, A graphic image on the display in the cockpit of aircraft can be used for providing the pilot with information in respect to the aircraft position and attitude relative to the runway when the aircraft is approaching for landing. This is particularly important for autonomous navigations. In this paper, a method was proposed by photographing the runway with a camera, installed at the cockpit, with a particular attention to the horizontal images and the side lines of the runway strip. Furthermore, validation was made on the accuracy of the method by carrying out the flight tests for landing with a Do-228 aircraft, installing the image processing system. The graphic input for sensor information was provided with the camera, photographing the runway during the approach, the data of which were processed for calculating the cross point coordinates and the gradients of the side lines of the airstrip image into obtaining the aircraft position and attitude relative to the runway. The experimental flights were conducted with Do-228 aircraft during the approach to landing. The data acquired were compared with the other data reference supplied from the conventional landing navigation systems, such as D (Differential) GPS and INS. As a result, the angle of the attitude was turned to be 0.2 deg and the position was 1.5 m each deviated from the conventional system measurements. The accuracy was practically satisfactory, though further improvements could still be valuable to be considered., 資料番号: AA0028656000, レポート番号: NAL TR-1411

本報告は、ウィンドシア中を飛行する航空機の制御について述べる。逆ダイナミックス法を用いて、最低速度に対する制限のもとで地面に対する設定径路を維持するための制御則を、離陸および着陸の各々の場合について構築し、6自由度を持つ飛行シミュレータを用いて異なるウィンドシアおよび異なる飛行条件に対するシミュレーション試験を行った。その結果、ウィンドシア中においても、制御対象の航空機は安全に離陸でき、着陸時にはほぼ設定径路を維持できることが分かった。さらに、設計された制御則は、ウィンドシアによる外乱および飛行条件の変化によるモデルパラメータの変動の双方に対してロバスト性を持つことが示された。また、ウィンドシア遭遇時における、パイロットによる手動操縦と本報告に示した制御則による自動操縦の違いも示した。, This paper is concerned with the guidance of an aircraft flight in the presence of windshear. Based on following a nominal approach path relative to the ground, and subject to a minimum airspeed constraint, two guidance laws are synthesized by inverse dynamics technique for take off and landing respectively. Simulation tests are performed in a six degree-of-freedom flight simulator for different windshear histories and different flight conditions, these results illustrate that the controlled aircraft could take off safely and follow the nominal landing path approximately in windshear, and the designed robust controllers are insensitive to both external windshear disturbance and the model parameters variation with change in flight conditions. The different results between manual operation and autopilot control for against windshear are also compared., 資料番号: AA0000011000, レポート番号: NAL TR-1274T

本報告書は月･火星の無人の探査計画、すなわち月と火星のそれぞれについての観測、着陸/移動探査およびサンプル･リターンについての無人の探査計画の検討結果を報告した。この計画による2015年以後の月と火星の開発利用シナリオについての検討結果の概略は次の通りである。(1)有人月面拠点の建設:5人程度が14日間程度滞在するものとする、(2)軌道上システムの建設:宇宙ステーションの有人機能と軌道上サービスシステムで開発される無人サービス機能を結合して軌道上サービスセンターを構築する、(3)静止軌道プラットフォームの建設:在来型の静止軌道衛星をプラットフォーム化し、永続的に使用する、(4)輸送系の開発:貨物および有人の低高度地球周回軌道機(LEO貨物、LEO有人)と貨物および有人の軌道間輸送機(OTV貨物、OTV有人)の開発が必要である、(5)火星探査:軌道上サービスセンターを用いて火星サンプルリターン機を構築する。, This report presents research results on lunar and Mars unmanned exploration plan, that is, observation, landing, surface mobile exploration and samples acquisition on both lunar and Mars unmanned exploration. Overall development and utilization plans for lunar and Mars exploration after 2015 are described as follows: (1) construction of manned lunar base which accommodates five persons for two weeks; (2) construction of orbital base which is expected to serve as orbital service center combined with manned space station; (3) construction of synchronous platform; (4) development of Low Earth Orbit (LEO) cargo, LEO manned vehicle, Orbit Transfer Vehicle (OTV) cargo, and OTV manned vehicle; and (5) Mars exploration by constructing Mars exploration vehicle using orbital service center., 資料番号: AA0004120000, レポート番号: NASDA-TMR-950001

最適制御理論を適用してヘリコプタのエンジン故障時に行うべき操縦を解析することにより、従来飛行試験によって定められていた安全限界を解析的に推定することが可能になるとともに、現行の運用限界を拡大する可能性が見出された。本論文では4通りの最適化問題が構成されている。まず1つは、飛行中にエンジンが停止した場合に、着地速度を最小にするような制御則を見出す問題である。得られた最適解と飛行試験においてパイロットが実際に行った操縦とを比較した結果、パイロットは最適解に比べて早い時期にコレクティブフレア操作を行う傾向があることが指摘された。次に、H-V(飛行高度-速度)線図を直接求めるための定式化を考案した。着地速度が脚の許容限界以内であることを終端条件とし、初期高度および初期速度がH-V線図上の危険領域を最小にするように評価関数を定めた。数機種の単発、および双発ヘリコプタについてH-V線図を解析した結果、飛行試験結果と良好な相関関係が得られた。また、解析的手法の利点を活かし、エンジン停止時の飛行経路角、コレクティブピッチ操作の時間遅れと下限位置の設定、着陸地点の位置と広さ、および風などの影響によってH-V線図がどう変化するかを定量的に明らかにした。3つめは、TA級STOL運用での離陸中にエンジンが故障した場合に、離陸中止距離と離陸継続距離を最小にする問題である。臨界決定点を運用条件に応じて最適化することにより、従来規定されている離陸距離を大幅に短縮できることが示された。最後に、TA級VTOL運用時の最大離陸重量を推定する方法を確立した。また、離陸経路の最適化により有効搭載重量を増大できる可能性が示された。, Helicopter control procedures following power failure were theoretically investigated by applying nonlinear optimal control theory to the following four optimization problems: 1) Minimization of the touchdown speed following power failure. Comparisons between the calculated optimal solutions and the empirical flight test results showed that the pilots used nonoptimal controls, especially in the timing and amplitude of the collective flare before touchdown. 2) Prediction of the Height-Velocity (H-V) boundaries. The optimization problems were formulated to minimize the unsafe region under the condition that the touchdown speed is within the landing gear capacity. The calculated H-V boundaries showed good correlation with the flight test results. In addition, parameters such as the flight-path angle at the moment of power failure, collective control delay, collective setting during descent, landing site location and its available field length, and wind speed were found to have significant effects on the success of the emergency landing. 3) Optimization of the takeoff procedure for Category A STOL operation. The results show that the required takeoff distance using the normal takeoff procedure can be significantly reduced if the takeoff path and the critical decision point are specifically optimized for a given set of operating conditions, e.g., gross weight, ambient conditions, and heliport configuration. 4) Evaluation of the take-off performance for Category A VTOL operation. The calculated maximum weight when assuming the normal takeoff procedure showed good agreement with the certificated takeoff weight. Additionally, optimization of the takeoff path was shown to allow the payload to be increased., 資料番号: AA0004205000, レポート番号: NAL TR-1190