JP2002318100A

JP2002318100A - 双操舵飛しょう体の制御装置

Info

Publication number: JP2002318100A
Application number: JP2001118137A
Authority: JP
Inventors: Koji Yamaguchi; 浩司山口
Original assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Current assignee: Mitsubishi Heavy Industries Ltd
Priority date: 2001-04-17
Filing date: 2001-04-17
Publication date: 2002-10-31

Abstract

(57)【要約】【課題】本発明は前翼及び後翼操舵で飛しょうする双
操舵飛しょう体の制御装置に関する。従来装置では、前
翼及び後翼操舵をさせる前翼舵角指令信号及び後翼舵角
指令信号を配分する舵角配分ゲイン装置は、一定値のゲ
インを使用しており、双操舵飛しょう体特有の制御には
その都度ゲインを変える必要がある不具合があった。本
発明はこの不具合を解消できる制御装置の提供を課題と
する。【解決手段】本発明の双操舵飛しょう体の制御装置
は、加速度指令信号、加速度信号及び角速度信号により
前翼／後翼舵角指令信号を算出し、前部操舵装置／後部
操舵装置に配分する舵角配分ゲイン装置が、動圧の関数
を行列要素とする舵角配分行列からなり、動圧スケジュ
ーリングで行列要素を飛しょう状態に合わせて変え、最
適操舵制御へ連続的に切替え制御するものとした。これ
により、本発明の双操舵飛しょう体の制御装置では、双
操舵飛しょう体の固有の制御上の優位性を充分に活用で
き、また、小型化、軽量化が図れる。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、飛しょう体の重心
の前方（前翼）と後方（後翼）とに、操舵翼を配置し
て、前翼および後翼の操舵量の組合せにより、前翼およ
び後翼のそれぞれに発生する空気力、並びに空気力と操
舵翼の配置位置と重心位置との間隔であるアーム長との
積により生じる空力モーメントにより迎角をとり、機体
に発生する空気力により飛しょう体を所定の加速度で旋
回させることができるようにした双操舵飛しょう体の制
御装置に関する。

【０００２】

【従来の技術】従来の飛しょう体は、飛しょう時の空力
安定性が保持し易く、小さい空気力によっても大きな空
力モーメントを発生できるように、飛しょう体の端部に
縦方向および横方向の空気力が発生できるように十字又
はＸ字形にされた、操舵翼を設けるようにした単操舵飛
しょう体と、飛しょう体の重心位置の前後に小さい空気
力によっても大きな空力モーメントが発生できるよう
に、それぞれ充分大きいアーム長を設けて、それぞれ縦
方向および横方向の空気力が発生できるように十字形又
はＸ字形された前翼及び後翼からなる操舵翼を設けるよ
うにした双操舵飛しょう体がある。

【０００３】これらの単操舵飛しょう体、双操舵飛しょ
う体には、それぞれ一長一短があり優劣は決め難く、運
用によって使い分けるようにしている。即ち、単操舵飛
しょう体では、操舵翼及び操舵翼を作動させるための操
舵機構が少なく、軽量化できる利点等があり、また、双
操舵飛しょう体では飛しょう体の姿勢角を変化させるこ
となく飛しょう経路を変更できるため高応答となる等、
単操舵飛しょう体では実施不可能な操舵方式を実施でき
る利点等があり、これらの利点を有効に発揮して運用さ
れる飛しょう体によって使い分けるようにしている。

【０００４】また、これらの飛しょう体に装備される操
舵装置は、飛しょう中における操舵によって発生する空
気力によって操舵軸に発生するヒンジモーメントを予め
推定計算しておき、このヒンジモーメントに十分に打ち
勝つトルクを発生できるように設計し装備するようにし
ている。また、最近の飛しょう体では高速で、かつ、高
い応答性を有する旋回加速度を発生することが要求され
るようになり、操舵翼にかかる空気力によって生じるヒ
ンジモーメントは、増加の傾向にある。

【０００５】従って、操舵装置に要求されるパワーも増
加の傾向にあり、さらには、種々の操舵方式が実施でき
る双操舵飛しょう体においても、高い応答性と共に機体
の小型軽量化も求められるようになり、小さな舵角設定
で大旋回が可能で、しかも、高応答性に富む飛しょうが
でき、さらには、従来のようにヒンジモーメント抑制を
操舵装置のパワーのみに頼ることなくできるようにした
ものが要求されるようになってきている。

【０００６】図６は、本発明の制御装置を適用する双操
舵飛しょう体を示す図で、このような双操舵飛しょう体
において実施される双操舵制御には、図に示すように、
前翼１又は後翼２のみを操舵して、単操舵飛しょう体と
同様に舵角発生に伴う重心３まわりの大きなモーメント
Ｍを発生させて大旋回を可能にする単操舵制御、（な
お、図においては前翼１のみ操舵している場合を示して
いる。）前翼１と後翼２とを同じ方向に操舵して、重心
３まわりに発生するモーメントＭによることなく操舵翼
のリフトで旋回させることができるため、高応答のもの
にできる同位相双操舵制御、前翼１と後翼２とを逆方向
に操舵することによって、前翼１および後翼２ともに小
さな舵角にして、重心３まわりに大きなモーメントＭを
発生させて、飛しょう体の大旋回を可能にする逆位相双
操舵制御が考えられる。

【０００７】さらには、これらの双操舵飛しょう体の操
舵制御は、前翼舵角指令と後翼舵角指令の大きさを適当
に配分することにより切り替えることができる。しか
し、従来の双操舵飛しょう体の制御では、前翼１および
後翼２の操舵量をそれぞれに指令する舵角指令の配分
が、図７に示すようにゲイン４で行うようにしており、
固定されたゲイン４を具えた飛しょう体の双操舵制御
は、上記の内の１つの方式でしか制御を行うことができ
ない不具合があった。

【０００８】即ち、図７に示すように、機体運動４の加
速度を検出する加速度センサ６からオートパイロット８
内に入力された加速度信号９は、飛しょう体を制御する
ために入力された加速度指令信号１２を減算し、減算加
速度信号１６となって前翼操舵加速度制御器１３および
後翼操舵加速度制御器１４に入力される。このうち、前
翼操舵加速度制御器１３では入力された減算加速度信号
１６より角速度指令信号１１を演算し、さらに、この角
速度指令信号１１は角速度センサ７からの角速度信号１
０が減算されて、ピッチ／ヨーダンパ制御器１５に入力
され、ここで前翼舵角指令信号δＣＦ′が演算され出力
される。

【０００９】一方、後翼操舵加速度制御器１４に入力さ
れた減算加速度信号１６は、ここで後翼舵角指令信号δ
ＣＲ′に演算され後部操舵装置１８に出力され後翼２の
操舵を行うと共に、この後翼舵角指令信号δＣＲ′は、
舵角配分ゲイン装置２０でマッハ数の関数であるゲイン
Ｋｒ（Ｍ）と積算されＫδＣＲとなって、ピッチ／ヨー
ダンパ制御器１５から出力された前翼舵角指令信号δＣ
Ｆ′に加算され、修正前翼舵角指令信号δＣＦとなって
前部操舵装置１９に出力され、前翼１の操舵を行うよう
にしている。

【００１０】従って、このような制御装置では、飛しょ
う体の飛しょう速度（マッハ数）の変動により、前翼１
と後翼２との操舵量配分を変えることができると共に、
加速度指令信号１２により操舵量の大きさを変化させる
ことはできるが、上述したように、舵角配分ゲイン装置
２０がマッハ数のみで変動するゲインＫｒ（Ｍ）のみで
舵角配分を行うだけのものであるため、ゲインＫｒ
（Ｍ）を変えない限り、図６に示す双操舵方式のうちの
一つの方式でしか制御を行うことができないものとなっ
ている。

【００１１】

【発明が解決しようとする課題】本発明は、上述した従
来の双操舵飛しょう体の制御装置の不具合を解消するた
め、従来の前翼操舵／後翼操舵による単操舵制御を含む
双操舵制御に使用している舵角配分ゲイン装置の舵角配
分ゲインを拡張できる舵角配分行列を導入することによ
り、双操舵飛しょう体の制御上の自由度を有効に活用で
きるようにし、舵角配分ゲインを動圧に応じて変動する
ようにスケジューリングすることにより、単操舵、前翼
後翼同位相操舵、前翼後翼逆位相操舵の３種類の操舵方
式の制御ができる。しかも、ヒンジモーメントが小さく
なる操舵方式への連続的な切替えが可能となり、操舵装
置の大型化も抑制できる双操舵飛しょう体の制御装置の
提供を課題とする。

【００１２】

【課題を解決するための手段】このため、本発明の双操
舵飛しょう体の制御装置は、次の手段とした。

【００１３】（１）加速度指令信号、飛しょう体の加速
度を検出する加速度センサからの加速度信号、及び飛し
ょう体の角速度を検出する角速度センサからの角速度信
号から前翼舵角指令信号及び後翼舵角指令信号を算出す
るオートパイロットを設けた。

【００１４】（２）動圧のスケジュリングにより飛しょ
う体を単操舵、前翼後翼同位相双操舵及び前翼後翼逆位
相双操舵のうち最適な操舵へ連続的に切り替え制御でき
る動圧の関数の行列要素を有する舵角配分行列からな
り、前翼舵角指令信号及び後翼舵角指令信号を前部操舵
装置及び後部操舵装置にそれぞれ配分する舵角配分ゲイ
ン装置をオートパイロット内に設けた。

【００１５】これにより、本発明の双操舵飛しょう体の
制御装置では、従来の前翼操舵／後翼操舵による、単操
舵制御を含む双操舵制御に使用している舵角配分ゲイン
装置の舵角配分ゲインが、双操舵飛しょう体の大きな特
徴である単操舵、前翼後翼同位相双操舵及び前翼後翼逆
位相双操舵の３種類のうちの一つだけしか制御できない
ものから、３種類の操舵ができるものに拡張できる舵角
配分行列を導入し、双操舵飛しょう体の特徴である制御
上の自由度の有位性を充分に活用できるよう舵角配分ゲ
インを動圧に対応して変動するようにスケジューリング
することにより、前述した３種類の何れの操舵方式の制
御ができ、然も、飛しょう条件に応じて要求される応答
性に最適な操舵方式に連続的に切替可能とすることがで
きる。

【００１６】また、舵角と迎角の大きさで操舵翼のヒン
ジモーメントの大きさが決まるため、この舵角配分行列
の係数を調整することにより、ヒンジモーメントが小さ
くなる操舵方式への連続的な切替えが可能であることか
ら、操舵装置の小型軽量化が可能になり、高速、高応答
性、高機動性に必要とする飛しょう体の小型軽量化が可
能になる。

【００１７】

【発明の実施の形態】以下、本発明の双操舵飛しょう体
の制御装置の実施の一形態を図面に基づき説明する。な
お、図において前述した図６、図７に示した部材と同一
若しくは類似部材には同一符号に付して説明は極力省略
する。図１は、本発明の双操舵飛しょう体の制御装置の
実施の第１形態を示す制御系ブロック図、図２は図１に
示す舵角配分行列の内容を示すものである。

【００１８】図１に示すように、本実施の形態の制御系
ブロック図における制御系の構成は、オートパイロット
１４内に配置された前翼操舵用加速度制御器１３、後翼
操舵用加速度制御器１４、角速度制御器１５、舵角配分
行列２１が収納された舵角配分ゲイン装置２２とから成
る。機体運動４を制御するために入力される加速度指令
信号１２と加速度センサ６からの出力である加速度信号
９との差である、修正指令信号１６が入力された前翼操
舵用加速度制御器１３により、角速度指令信号１１が算
出され出力される。

【００１９】この角速度指令信号１１と角速度センサ７
からの出力である角速度信号１０との差である、修正角
速度指令信号１１′が入力された角速度制御器１５によ
り前翼舵角指令信号δＣＦ′が算出され、舵角配分ゲイ
ン装置２２に出力される。また、加速度指令信号１２と
加速度信号９との差である修正指令信号１６は、後翼操
舵用加速度制御器１４にも入力され、後翼操舵用加速度
制御器１４により後翼舵角指令信号δＣＲ′が算出さ
れ、同様に舵角配分ゲイン装置２２に出力される。

【００２０】前翼舵角指令信号δＣＦ′と後翼舵角指令
信号δＣＲ′が入力された舵角配分ゲイン装置２２で
は、収納されている舵角配分行列２１により修正前翼舵
角指令信号δＣＦと修正後翼舵角指令信号δＣＲを算出
し、前部操舵装置１９、後部操舵装置１８にそれぞれ出
力し、前部操舵装置１９及び後部操舵装置１８では、入
力された修正前翼舵角指令信号δＣＦ及び修正後翼舵角
指令信号δＣＲに対応して、前翼１及び後翼２の操舵を
行う。

【００２１】このように、本実施の形態の双操舵飛しょ
う体の制御装置では、マッハ数の関数である従来の舵角
配分ゲイン装置２０を、舵角配分ゲインＫｒ（Ｍ）を拡
張した舵角配分行列２１に導入した舵角配分ゲイン装置
２２にし、この行列の要素を動圧によりスケジューリン
グできるものにすることにより、操舵方式を前翼あるい
は後翼の何れかを操舵して行う単操舵、前翼後翼同位相
双操舵、前翼後翼逆位相双操舵に、連続的に切り替える
ことができるようになる。

【００２２】例えば、舵角配分行列２１を数１に示すも
のにすると、修正前翼舵角指令信号δＣＦ及び修正後翼
舵角指令信号δＣＲは、 δＣＦ＝δＣＦ′ δＣＲ＝０となり、この時の操舵例は図３に示すように、後翼２は
動かず舵角０に保持され、前翼１のみによる単操舵とな
る。

【００２３】

【数１】

【００２４】また、舵角配分行列２１を数２に示すもの
にすると、修正前翼舵角指令δＣＦ及び修正後翼舵角指
令δＣＲは、 δＣＦ＝δＣＦ′＋δＣＲ′・Ｋ δＣＲ＝δＣＲ′ となり、この時の操舵例は図４に示すように、前翼１と
後翼２が同方向に操舵する同位相双操舵となる。

【００２５】

【数２】

【００２６】このような同位相双操舵の場合、図６で示
すように、飛しょう体は前翼１の操舵により発生する揚
力Ｌ₁及び後翼２の操舵により発生する揚力Ｌ₂、その
もので飛しょう体を旋回させることができるため、高応
答性旋回ができるようになるが、操舵翼の舵角は大きく
なる。なお、数２のＫは修正前翼舵角指令信号δＣＦと
修正後翼舵角指令信号δＣＲの大きさの割合を調整する
働きをする動圧Ｑの関数で、Ｋを大きくすれば前翼舵角
指令の割合が大きくなり、小さくすればその割合は小さ
くなる。

【００２７】また、Ｋの設定を、Ｋ＝−ＣｍδＲ／Ｃｍ
δＦとすれば、前翼１によるモーメントと、後翼２によ
るモーメントがつりあった状態、つまり飛しょう体に迎
角を発生させないで旋回させることができ、高応答のも
のにできる。ここで、ＣｍδＦは前翼モーメント空力係
数で、ＣｍδＲは後翼モーメント空力係数で、Ｃｍδ
Ｆ、ＣｍδＲとも飛しょう体の機体で決る係数で、機体
重心位置と前翼１および後翼２の位置関係や、前翼１お
よび後翼２の大きさ、形状等で決る。

【００２８】従って前翼１、後翼２の重心位置からの距
離（アーム長さ）が異れば、ＣｍδＦ、ＣｍδＲの値も
異なるが、Ｋ＝−ＣｍδＲ／ＣｍδＦとすれば、飛しょ
う体に迎角を発生させない、常につり合った状態にする
ことができる。このことについて、若干補足説明する
と、前翼舵角量δＦ、後翼舵角量δＲとすると、前翼１
による機体重心まわりの回転モーメントＭｆは、Ｍｆ＝
ＣｍδＦ・δＦとなり、後翼による機体重心まわりの回
転モーメントＭｒは、Ｍｒ＝ＣｍδＲ・δＲとなる。

【００２９】また、モーメントがつりあった状態とは、
前翼によるモーメントＭｆと後翼によるモーメントＭに
よる和、Ｍｆ＋Ｍｒ＝０、換言すれば、ＣｍδＦ・δＦ
＋ＣｍδＲ・δＲ＝０を意味する。従って、後翼舵角量
δＲからモーメントがつりあうために必要な前翼舵角量
を求めると、δＦ＝−ＣｍδＲ／ＣｍδＦ・δＲとな
る。ここで、Ｋ＝−ＣｍδＲ／ＣｍδＦとすれば、δＦ
＝Ｋ・δＲとなり、従って、この舵角を取るために修正
舵角指令をδＣＦ＝δＣＦ′＋δＣＲ・Ｋとすれば、飛
しょう体に迎角を発生させないつり合った状態にするこ
とができる。なお、δＣＦ′は前翼１で機体を安定させ
るための制御である、ダンパ制御を行うための舵角指令
を含んでいるので、δＣＦに付加するようにしている。

【００３０】さらに、舵角配分行列２１を数３に示すよ
うにすると、修正前翼舵角指令信号δＣＦ及び修正後翼
舵角指令信号δＣＲは、δＣＦ＝δＣＦ′、δＣＲ＝−
δＣＦ・Ｋとなり、この時の操舵例は図５に示すように
なる。この場合、図に示すように、前翼１と後翼２とが
逆方向に操舵される逆位相双操舵となる。

【００３１】

【数３】

【００３２】この操舵においては、舵角配分行列２１を
数１にした、前翼単操舵より重心周りのモーメントを大
きく発生させることができるため、ボディリフトが増え
舵角を小さくすることができる。なお、数２、数３で示
した舵角配分行列２１の要素Ｋは同じＫで示している
が、数２におけるＫと数３におけるＫとは同じ値ではな
い。

【００３３】即ち、同位相双操舵を行うための数２の行
列要素のＫは、図２に示すＫ１２と同じであり、このＫ
１２を＝−ＣｍδＲ／ＣｍδＦとすれば、前述したよう
に飛しょう体には迎角が発生しないということを意味し
ている。逆位相双操舵を行うための数３の行列要素のＫ
は、図２に示すＫ２１を＝−Ｋとしたものであり、この
Ｋも前述したように、修正前翼舵角指令信号δＣＦと修
正後翼舵角指令信号δＣＲとの大きさの割合を調整する
働きをする関数であり、この場合、Ｋを大きくすると後
翼舵角が大きくなるので、飛しょう体の重心まわりには
大きなモーメントが発生することになる。

【００３４】本実施の形態の双操舵飛しょう体の制御装
置は、上述の構成にされているので以下の効果が得られ
る。（１）飛しょう条件に応じて要求される応答性に最適な
操舵方式を、連続的に切替可能とすることができる。（２）ヒンジモーメントは舵角と迎角の大きさで決まっ
てくるので、この舵角配分行列の係数を調整することに
より、舵角と迎角の配分をヒンジモーメントが小さくな
るようにすれば、ヒンジモーメント抑制効果も得られ
る。このことは、操舵装置の負荷を低減させることができる
ようになるので、操舵装置の小型軽量化が可能となる。

【００３５】

【発明の効果】以上説明したように、本発明の双操舵飛
しょう体の制御装置は、飛しょう体を誘導させるための
加速度指令信号、加速度センサからの加速度信号及び角
速度信号により前翼舵角指令信号及び後翼舵角指令信号
を算出し、前部操舵装置及び後部操舵装置にそれぞれ配
分する、動圧の関数を行列要素とする舵角配分行列から
なる舵角配分ゲイン装置が、動圧のスケジュリングで行
列要素を変化させ、飛しょう状態に合わせ、単操舵、前
翼後翼同位相双操舵及び前翼後翼逆位相双操舵のうちの
最適操舵へ連続的に切り替え制御するものとした。

【００３６】これにより、本発明の双操舵飛しょう体の
制御装置では、舵角配分行列に３種類の操舵ができる舵
角配分行列を導入したことにより、双操舵飛しょう体の
特徴である制御上の自由度の有位性を充分に活用でき、
しかも、舵角配分ゲインの動圧スケジューリングによ
り、３種類の何れの操舵方式の制御も、飛しょう条件に
応じて要求される応答性に最適な操舵方式へ連続的に切
替可能となる。

【００３７】また、舵角と迎角で決まる操舵翼のヒンジ
モーメントは、舵角配分行列の係数調整により、ヒンジ
モーメントが小さくなる操舵方式への連続的な切替えが
可能なことから、操舵装置の小型軽量化ができ、高速、
高応答性、高機動性に必要な飛しょう体の小型軽量化が
できる。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の双操舵飛しょう体の制御装置の実施の
第１形態を示す制御系ブロック図、

【図２】図１に示す舵角配分行列の行列要素の内容を示
す図、

【図３】図１に示す舵角配分行列の行列要素が数１で示
される前翼単操舵時の双操舵飛しょう体の飛しょう特性
を示す図、

【図４】図１に示す舵角配分行列の行列要素が数２で示
される同位相双操舵時の双操舵飛しょう体の飛しょう特
性を示す図、

【図５】図１に示す舵角配分行列の行列要素が数３で示
される逆位相双操舵時の双操舵飛しょう体の飛しょう特
性を示す図、

【図６】本発明の制御装置が適用される双操舵飛しょう
体の概要を示す図、

【図７】従来の双操舵飛しょう体の制御装置を示す制御
系ブロック図である。

【符号の説明】

１前翼２後翼３重心４機体運動６加速度センサ７角速度センサ８オートパイロット９加速度信号１０角速度信号１１角速度指令信号１１′ 修正角速度指令信号１２加速度指令信号１３前翼操舵加速度制御器１４後翼操舵加速度制御器１５角速度制御器１６修正指令信号１７後翼舵角指令信号１８後部操舵装置１９前部操舵装置２０舵角配分ゲイン装置２１舵角配分行列２２舵角配分ゲイン装置Ｍ重心まわりのモーメントＬ₁，Ｌ₂ 操舵による揚力 δＣＦ′ 前翼舵角指令信号 δＣＦ修正前翼舵角指令信号 δＣＲ′ 後翼舵角指令信号 δＣＲ修正後翼舵角指令信号Ｋｒ（Ｍ）舵角配分ゲインＱ動圧ＣｍδＦ前翼モーメント空力係数ＣｍδＲ後翼モーメント空力係数 δＦ前翼舵角量（角度） δＲ後翼舵角量（角度）Ｍｆ前翼による機体重心まわりのモーメントＭｒ後翼による機体重心まわりのモーメント

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】飛しょう体の重心から離隔した前方位置
に装備された前翼と重心から離隔した後方位置に装備さ
れた後翼とを有し、前翼操舵／後翼操舵により飛しょう
制御を行なう双操舵飛しょう体の制御装置において、飛
しょう体を誘導するための加速度指令信号、飛しょう体
の加速度を検出する加速度センサからの加速度信号及び
飛しょう体の角速度を検出する角速度センサからの角速
度信号から前翼舵角指令信号及び後翼舵角指令信号を算
出するオートパイロットと、動圧のスケジューリングに
より前記飛しょう体の単操舵、前翼後翼同位相双操舵及
び前翼後翼逆位相双操舵のうち最適な操舵へ連続的に切
り替え制御できる、動圧の関数の行列要素を有する舵角
配分行列からなり、前記前翼舵角指令信号及び後翼舵角
指令信号を前部操舵装置及び後部操舵装置にそれぞれ配
分する舵角配分ゲイン装置とを設けたことを特徴とする
双操舵飛しょう体の制御装置。