JP2003312597A - 飛翔体の姿勢制御シミュレータ - Google Patents
飛翔体の姿勢制御シミュレータInfo
- Publication number
- JP2003312597A JP2003312597A JP2002122092A JP2002122092A JP2003312597A JP 2003312597 A JP2003312597 A JP 2003312597A JP 2002122092 A JP2002122092 A JP 2002122092A JP 2002122092 A JP2002122092 A JP 2002122092A JP 2003312597 A JP2003312597 A JP 2003312597A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- simulator
- pseudo
- attitude control
- flying
- thrust
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 パイロットの安全を図るべく、飛行機から脱
出した座席の姿勢を制御する装置のシミュレータを行っ
て安全を確認すること。 【解決手段】 推力制御モータシミュレータ１００Ｂ及
び座席の運動シミュレータ１００Ｃを形成し、姿勢制御
部１００Ａ内で生成される角速度コマンド信号と、運動
シミュレータ１００Ｃ内で生成される角速度信号とを比
較し、これらが一致するように推力制御モータシミュレ
ータ１００Ｂの推力を制御する。実際に座席に推力制御
モータＲを搭載せずとも、パイロットの安全を確保し得
ることが証明された。
出した座席の姿勢を制御する装置のシミュレータを行っ
て安全を確認すること。 【解決手段】 推力制御モータシミュレータ１００Ｂ及
び座席の運動シミュレータ１００Ｃを形成し、姿勢制御
部１００Ａ内で生成される角速度コマンド信号と、運動
シミュレータ１００Ｃ内で生成される角速度信号とを比
較し、これらが一致するように推力制御モータシミュレ
ータ１００Ｂの推力を制御する。実際に座席に推力制御
モータＲを搭載せずとも、パイロットの安全を確保し得
ることが証明された。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は飛翔体の姿勢制御シ
ミュレータに関し、特別にはピントル・ノズルを複数
個、取り付けたロケットモータを設けた飛翔体の姿勢制
御シミュレータに関する。
ミュレータに関し、特別にはピントル・ノズルを複数
個、取り付けたロケットモータを設けた飛翔体の姿勢制
御シミュレータに関する。
【０００２】
【従来の技術】飛行機やロケットから何らかの緊急事態
でパイロットが脱出しなければならない場合がある。こ
のために飛行機やロケットには緊急脱出装置もしくは緊
急脱出座席が設けられている。然るに、従来の緊急脱出
装置においては、その脱出時の姿勢を部分的に維持する
機能を有するが、全体的に飛翔方向もしくは飛翔姿勢を
変化させる機能は無い。例えば、雑誌”SAFE Engineeri
ng,March／April 1967”には、カタパルト（Catapult）
構造が開示されている。ガイドレールに沿ってロケット
モータの推進力によって緊急脱出座席が噴出される。座
席に取り付けた別のロケットモータによって座席のピッ
チ角度のみ脱出時の姿勢を保つように動作する。ロール
角、ヨー角については制御機能を有しない。従って、空
力により姿勢が変化する。特に、ロケットや飛行機が陸
地に対し低高度で機体の姿勢角が傾いている場合、ある
いは極端には、上下を殆んど逆さまにしているような場
合には、脱出後の飛翔方向が陸地に向っており、パイロ
ットに装着させているパラシュートを開傘する前に、あ
るいは完全に開傘する前に陸上に激突する恐れがあり、
極めて危険である。
でパイロットが脱出しなければならない場合がある。こ
のために飛行機やロケットには緊急脱出装置もしくは緊
急脱出座席が設けられている。然るに、従来の緊急脱出
装置においては、その脱出時の姿勢を部分的に維持する
機能を有するが、全体的に飛翔方向もしくは飛翔姿勢を
変化させる機能は無い。例えば、雑誌”SAFE Engineeri
ng,March／April 1967”には、カタパルト（Catapult）
構造が開示されている。ガイドレールに沿ってロケット
モータの推進力によって緊急脱出座席が噴出される。座
席に取り付けた別のロケットモータによって座席のピッ
チ角度のみ脱出時の姿勢を保つように動作する。ロール
角、ヨー角については制御機能を有しない。従って、空
力により姿勢が変化する。特に、ロケットや飛行機が陸
地に対し低高度で機体の姿勢角が傾いている場合、ある
いは極端には、上下を殆んど逆さまにしているような場
合には、脱出後の飛翔方向が陸地に向っており、パイロ
ットに装着させているパラシュートを開傘する前に、あ
るいは完全に開傘する前に陸上に激突する恐れがあり、
極めて危険である。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】本発明は上述の問題に
鑑みてなされ、緊急脱出装置もしくは緊急脱出座席に飛
翔姿勢の制御機能をもたせることにより、悪い条件で脱
出しても高度を充分に大きく取って従来より安全に脱出
できる範囲を拡大することができる、又は充分な高度を
とっている場合には、脱出時の姿勢を保持する飛翔体の
姿勢制御方法を提供することを根本的な課題とするが、
実際に例えば緊急脱出座席を使って実験することが困難
であるので、これをートする飛翔体の姿勢制御シミュレ
ータを提供することを課題とする。
鑑みてなされ、緊急脱出装置もしくは緊急脱出座席に飛
翔姿勢の制御機能をもたせることにより、悪い条件で脱
出しても高度を充分に大きく取って従来より安全に脱出
できる範囲を拡大することができる、又は充分な高度を
とっている場合には、脱出時の姿勢を保持する飛翔体の
姿勢制御方法を提供することを根本的な課題とするが、
実際に例えば緊急脱出座席を使って実験することが困難
であるので、これをートする飛翔体の姿勢制御シミュレ
ータを提供することを課題とする。
【０００４】
【課題を解決するための手段】以上の課題は、擬飛翔体
の姿勢制御部と、前記擬飛翔体の姿勢を変更させるため
の推力を発生させる推力制御モータシミュレータ部と、
該推力制御モータシミュレータ部の推力信号を受け、前
記擬飛翔体の運動をートする擬飛翔体の運動シミュレー
タ部とを備え、前記姿勢制御部は（ａ）ロール、ピッチ
及びヨーの初期オイラー角φi 、θi 、ψ1 及び目標オ
イラー角φ0 、θ0 、ψ0 の各入力信号を生成する入力
信号生成部と、（ｂ）前記初期オイラー角φi 、θi 、
ψ1 と目標オイラー角φ0 、θ0 、ψ0との差δφ、δ
θ、δψを演算する演算部と、（ｃ）０≦ｔ≦所定時
間、零から連続的に増大し該所定時間で前記差δφ、δ
θ、δψに達し、該所定時間以降、該δφ、δθ、δψ
の一定値を維持する関数ｆφ（ｔ）、ｆθ（ｔ）、ｆψ
（ｔ）を設定する関数設定部と、（ｄ）前記擬飛翔体に
固定した座標Ｘ、Ｙ、Ｚに関する角速度ｐ、ｑ、ｒとオ
イラー角速度との関係、前述の[数１]において、前記ｆ
φ（ｔ）、ｆθ（ｔ）、ｆψ（ｔ）及びこれらの微分
ｆ’φ（ｔ）、ｆ’θ（ｔ）、ｆ’ψ（ｔ）をそれぞれ
前記φ、θ、ψ及び前記ｄφ／ｄｔ、ｄθ／ｄｔ、ｄψ
／ｄｔに代入することによって得られるｐ、ｑ、ｒをそ
れぞれコマンド角速度ｐ−ｃｍｄ、ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃ
ｍｄとするコマンド信号生成部と、（ｅ）前記擬飛翔体
に取り付けた角速度センサ又は前記運動シミュレータ部
の擬角速度出力信号ｐd、ｑd、ｒdを受ける信号入力部
と、（ｆ）前記ｐ−ｃｍｄ、ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃｍｄと
前記角速度出力信号ｐd 、ｑ d 、ｒd との偏差を求める
偏差演算部と、（ｇ）前記各偏差から必要な操作量とし
てロールモーメント、ピッチモーメント、及びヨーモー
メントを得るために、前記推力制御モータシミュレータ
部の複数の擬ピントル・ノズルの開口面積の調整を行う
ためのピントル位置信号Ｘｐ−ｃｍｄ１〜４を発生する
ピントル位置信号発生部とを具備し、前記目標オイラー
角φ0 、θ0 、ψ0 を模擬的に得るようにしたことを特
徴とする飛翔体の姿勢制御シミュレータ、によって解決
される。
の姿勢制御部と、前記擬飛翔体の姿勢を変更させるため
の推力を発生させる推力制御モータシミュレータ部と、
該推力制御モータシミュレータ部の推力信号を受け、前
記擬飛翔体の運動をートする擬飛翔体の運動シミュレー
タ部とを備え、前記姿勢制御部は（ａ）ロール、ピッチ
及びヨーの初期オイラー角φi 、θi 、ψ1 及び目標オ
イラー角φ0 、θ0 、ψ0 の各入力信号を生成する入力
信号生成部と、（ｂ）前記初期オイラー角φi 、θi 、
ψ1 と目標オイラー角φ0 、θ0 、ψ0との差δφ、δ
θ、δψを演算する演算部と、（ｃ）０≦ｔ≦所定時
間、零から連続的に増大し該所定時間で前記差δφ、δ
θ、δψに達し、該所定時間以降、該δφ、δθ、δψ
の一定値を維持する関数ｆφ（ｔ）、ｆθ（ｔ）、ｆψ
（ｔ）を設定する関数設定部と、（ｄ）前記擬飛翔体に
固定した座標Ｘ、Ｙ、Ｚに関する角速度ｐ、ｑ、ｒとオ
イラー角速度との関係、前述の[数１]において、前記ｆ
φ（ｔ）、ｆθ（ｔ）、ｆψ（ｔ）及びこれらの微分
ｆ’φ（ｔ）、ｆ’θ（ｔ）、ｆ’ψ（ｔ）をそれぞれ
前記φ、θ、ψ及び前記ｄφ／ｄｔ、ｄθ／ｄｔ、ｄψ
／ｄｔに代入することによって得られるｐ、ｑ、ｒをそ
れぞれコマンド角速度ｐ−ｃｍｄ、ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃ
ｍｄとするコマンド信号生成部と、（ｅ）前記擬飛翔体
に取り付けた角速度センサ又は前記運動シミュレータ部
の擬角速度出力信号ｐd、ｑd、ｒdを受ける信号入力部
と、（ｆ）前記ｐ−ｃｍｄ、ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃｍｄと
前記角速度出力信号ｐd 、ｑ d 、ｒd との偏差を求める
偏差演算部と、（ｇ）前記各偏差から必要な操作量とし
てロールモーメント、ピッチモーメント、及びヨーモー
メントを得るために、前記推力制御モータシミュレータ
部の複数の擬ピントル・ノズルの開口面積の調整を行う
ためのピントル位置信号Ｘｐ−ｃｍｄ１〜４を発生する
ピントル位置信号発生部とを具備し、前記目標オイラー
角φ0 、θ0 、ψ0 を模擬的に得るようにしたことを特
徴とする飛翔体の姿勢制御シミュレータ、によって解決
される。
【０００５】又は、擬飛翔体の姿勢制御部と、前記擬飛
翔体の姿勢を変更させるための推力を発生させる推力制
御モータシミュレータ部と、該推力制御モータシミュレ
ータ部の推力信号を受け、前記擬飛翔体の運動をートす
る擬飛翔体の運動シミュレータ部とを備え、前記姿勢制
御部は（ａ）ロール、ピッチ及びヨーの初期オイラー角
φi 、θi 、ψ1 及び目標オイラー角φ0 、θ0 、ψ0
の各入力信号を生成する入力信号生成部と、（ｂ）前記
初期オイラー角φi 、θi 、ψ1 と目標オイラー角
φ0 、θ0 、ψ0との差δφ、δθ、δψを演算する演
算部と、（ｃ）少なくとも０≦ｔ≦所定時間で連続的で
正でありｔ＝０とｔ＝前記所定時間で零でかつ極大値を
有し、前記所定時間以降零である関数ｇφ（ｔ）、ｇθ
（ｔ）、ｇψ（ｔ）を設定する関数設定部と、（ｄ）前
記擬飛翔体に固定した座標Ｘ、Ｙ、Ｚに関する角速度
ｐ、ｑ、ｒとオイラー角速度との関係[数１]において、
前記ｇφ（ｔ）、ｇθ（ｔ）、ｇψ（ｔ）（∫ｇφ
（ｔ）ｄｔ＋φi ），（∫ｇθ（ｔ）ｄｔ＋θi ），
（∫ｇψ（ｔ）ｄｔ＋ψi ）をそれぞれ前記ｄφ／ｄ
ｔ、ｄθ／ｄｔ、ｄψ／ｄｔ及び前記φ、θ、ψに代入
することによって得られるｐ、ｑ、ｒをそれぞれコマン
ド角速度ｐ−ｃｍｄ、ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃｍｄとするコ
マンド信号生成部と、（ｅ）前記擬飛翔体に取り付けた
角速度センサの角速度出力信号又は前記運動シミュレー
タ部の擬角速度出力信号ｐd 、ｑd 、ｒd を受ける信号
入力部と、（ｆ）前記ｐ−ｃｍｄ、ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃ
ｍｄと前記角速度出力信号ｐd 、ｑ d 、ｒd との偏差を
求める偏差演算部と、（ｇ）前記各偏差から必要な操作
量としてロールモーメント、ピッチモーメント、及びヨ
ーモーメントを得るために、前記推力制御モータシミュ
レータ部の複数の擬ピントル・ノズルの開口面積の調整
を行うためのピントル位置信号Ｘｐ−ｃｍｄ１〜４を発
生するピントル位置信号発生部とを具備し、前記目標オ
イラー角φ0 、θ0 、ψ0 を模擬的に得るようにしたこ
とを特徴とする飛翔体の姿勢制御シミュレータ、によっ
て解決される。
翔体の姿勢を変更させるための推力を発生させる推力制
御モータシミュレータ部と、該推力制御モータシミュレ
ータ部の推力信号を受け、前記擬飛翔体の運動をートす
る擬飛翔体の運動シミュレータ部とを備え、前記姿勢制
御部は（ａ）ロール、ピッチ及びヨーの初期オイラー角
φi 、θi 、ψ1 及び目標オイラー角φ0 、θ0 、ψ0
の各入力信号を生成する入力信号生成部と、（ｂ）前記
初期オイラー角φi 、θi 、ψ1 と目標オイラー角
φ0 、θ0 、ψ0との差δφ、δθ、δψを演算する演
算部と、（ｃ）少なくとも０≦ｔ≦所定時間で連続的で
正でありｔ＝０とｔ＝前記所定時間で零でかつ極大値を
有し、前記所定時間以降零である関数ｇφ（ｔ）、ｇθ
（ｔ）、ｇψ（ｔ）を設定する関数設定部と、（ｄ）前
記擬飛翔体に固定した座標Ｘ、Ｙ、Ｚに関する角速度
ｐ、ｑ、ｒとオイラー角速度との関係[数１]において、
前記ｇφ（ｔ）、ｇθ（ｔ）、ｇψ（ｔ）（∫ｇφ
（ｔ）ｄｔ＋φi ），（∫ｇθ（ｔ）ｄｔ＋θi ），
（∫ｇψ（ｔ）ｄｔ＋ψi ）をそれぞれ前記ｄφ／ｄ
ｔ、ｄθ／ｄｔ、ｄψ／ｄｔ及び前記φ、θ、ψに代入
することによって得られるｐ、ｑ、ｒをそれぞれコマン
ド角速度ｐ−ｃｍｄ、ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃｍｄとするコ
マンド信号生成部と、（ｅ）前記擬飛翔体に取り付けた
角速度センサの角速度出力信号又は前記運動シミュレー
タ部の擬角速度出力信号ｐd 、ｑd 、ｒd を受ける信号
入力部と、（ｆ）前記ｐ−ｃｍｄ、ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃ
ｍｄと前記角速度出力信号ｐd 、ｑ d 、ｒd との偏差を
求める偏差演算部と、（ｇ）前記各偏差から必要な操作
量としてロールモーメント、ピッチモーメント、及びヨ
ーモーメントを得るために、前記推力制御モータシミュ
レータ部の複数の擬ピントル・ノズルの開口面積の調整
を行うためのピントル位置信号Ｘｐ−ｃｍｄ１〜４を発
生するピントル位置信号発生部とを具備し、前記目標オ
イラー角φ0 、θ0 、ψ0 を模擬的に得るようにしたこ
とを特徴とする飛翔体の姿勢制御シミュレータ、によっ
て解決される。
【０００６】又は、擬飛翔体の姿勢制御部と、前記擬飛
翔体の姿勢を一定保持させるための推力を発生させる推
力制御モータシミュレータ部と、該推力制御モータシミ
ュレータ部の推力信号を受け、前記擬飛翔体の運動をー
トする擬飛翔体の運動シミュレータ部とを備え、前記姿
勢制御部は（ａ）ロール、ピッチ及びヨーの初期オイラ
ー角φi 、θi 、ψ1 の各入力信号を生成する入力信号
生成部と、（ｂ）前記擬飛翔体に取り付けた角速度セン
サの積分出力信号又は前記運動シミュレータ部のオイラ
ー角出力信号φ、θ、ψを受ける信号入力部と、（ｃ）
前記初期オイラー角φｉ、θｉ、ψｉと前記積分出力信
号又は前記オイラー角出力信号φ 、θ 、ψ との偏差
を求める偏差演算部と、（ｄ）前記各偏差から必要な操
作量としてロールモーメント、ピッチモーメント、及び
ヨーモーメントを得るために、前記推力制御モータシミ
ュレータ部の複数の擬ピントル・ノズルの開口面積の調
整を行うためのピントル位置信号Ｘｐ−ｃｍｄ１〜Ｘｐ
−ｃｍｄ４を発生するピントル位置信号発生部とを具備
し、前記初期オイラー角を一定に保持するようにしたこ
とを特徴とする飛翔体の姿勢制御シミュレータ、によっ
て解決される。以上の構成によって、飛翔体がいかなる
姿勢で機体から脱出したとしても、又、脱出時の姿勢を
一定保持させる場合にもパイロットの安全を確実に証明
することができる。なお、脱出時の姿勢を一定保持させ
る場合には、初期姿勢角をそれぞれ０度としてもよく、
姿勢角の変化が小さいので、角速度センサの出力の積分
値をオイラー角の姿勢角に近似させることができる。
翔体の姿勢を一定保持させるための推力を発生させる推
力制御モータシミュレータ部と、該推力制御モータシミ
ュレータ部の推力信号を受け、前記擬飛翔体の運動をー
トする擬飛翔体の運動シミュレータ部とを備え、前記姿
勢制御部は（ａ）ロール、ピッチ及びヨーの初期オイラ
ー角φi 、θi 、ψ1 の各入力信号を生成する入力信号
生成部と、（ｂ）前記擬飛翔体に取り付けた角速度セン
サの積分出力信号又は前記運動シミュレータ部のオイラ
ー角出力信号φ、θ、ψを受ける信号入力部と、（ｃ）
前記初期オイラー角φｉ、θｉ、ψｉと前記積分出力信
号又は前記オイラー角出力信号φ 、θ 、ψ との偏差
を求める偏差演算部と、（ｄ）前記各偏差から必要な操
作量としてロールモーメント、ピッチモーメント、及び
ヨーモーメントを得るために、前記推力制御モータシミ
ュレータ部の複数の擬ピントル・ノズルの開口面積の調
整を行うためのピントル位置信号Ｘｐ−ｃｍｄ１〜Ｘｐ
−ｃｍｄ４を発生するピントル位置信号発生部とを具備
し、前記初期オイラー角を一定に保持するようにしたこ
とを特徴とする飛翔体の姿勢制御シミュレータ、によっ
て解決される。以上の構成によって、飛翔体がいかなる
姿勢で機体から脱出したとしても、又、脱出時の姿勢を
一定保持させる場合にもパイロットの安全を確実に証明
することができる。なお、脱出時の姿勢を一定保持させ
る場合には、初期姿勢角をそれぞれ０度としてもよく、
姿勢角の変化が小さいので、角速度センサの出力の積分
値をオイラー角の姿勢角に近似させることができる。
【０００７】
【発明の実施の形態】まず、本発明に係わる飛翔体の姿
勢制御シミュレータを説明する前に、実際の緊急脱出座
席にロケットモータを装備させた場合について説明す
る。図１は従来例の緊急脱出装置（米国特許第５，４１
５，３６６号に記載のもの）であるが、図１において、
パイロットＰは機体Ｍ内で座席１０に通常の運行姿勢で
座しているが、座席１０は背もたれ部１’と座部２’と
からなっており、この背もたれ部１’の両側壁部に脱出
時に上腕部及び下腕部を拘束するための拘束具Ｒ’を収
納させている。図示せずとも、公知のように座席１０の
背面にはロケットモータを搭載しており、座部２’の両
側においてパイロットＰが脱出駆動ハンドル１２ａ’、
１２ｂ’を両手でつかんでいる。パイロットＰが緊急脱
出せんとして、駆動ハンドル１２ａ’、１２ｂ’の両方
或いは片方を上へ引き上げると、図示しないロケットモ
ータが着火してこの推進力により座席１０は座席の両側
に設けられた一対のガイドレールＧに沿って上昇する。
勢制御シミュレータを説明する前に、実際の緊急脱出座
席にロケットモータを装備させた場合について説明す
る。図１は従来例の緊急脱出装置（米国特許第５，４１
５，３６６号に記載のもの）であるが、図１において、
パイロットＰは機体Ｍ内で座席１０に通常の運行姿勢で
座しているが、座席１０は背もたれ部１’と座部２’と
からなっており、この背もたれ部１’の両側壁部に脱出
時に上腕部及び下腕部を拘束するための拘束具Ｒ’を収
納させている。図示せずとも、公知のように座席１０の
背面にはロケットモータを搭載しており、座部２’の両
側においてパイロットＰが脱出駆動ハンドル１２ａ’、
１２ｂ’を両手でつかんでいる。パイロットＰが緊急脱
出せんとして、駆動ハンドル１２ａ’、１２ｂ’の両方
或いは片方を上へ引き上げると、図示しないロケットモ
ータが着火してこの推進力により座席１０は座席の両側
に設けられた一対のガイドレールＧに沿って上昇する。
【０００８】図２は座席１０に作用するロールモーメン
ト、ピッチモーメント及びヨーモーメントを説明するた
めの概略図である。座席１０の背もたれ部１’と座部
２’が交差するところにＳＲＰ（seat reference poin
t）をとり、これを座標の原点としている。直角座標軸
＋Ｘ、＋Ｙ、＋Ｚ（通常と異なり下向きとなっている）
のまわりの矢印で示す回動力Ｃｌ、Ｃｍ、Ｃｎがそれぞ
れ、空力によるロールモーメント係数、ピッチモーメン
ト係数及びヨーモーメント係数である。
ト、ピッチモーメント及びヨーモーメントを説明するた
めの概略図である。座席１０の背もたれ部１’と座部
２’が交差するところにＳＲＰ（seat reference poin
t）をとり、これを座標の原点としている。直角座標軸
＋Ｘ、＋Ｙ、＋Ｚ（通常と異なり下向きとなっている）
のまわりの矢印で示す回動力Ｃｌ、Ｃｍ、Ｃｎがそれぞ
れ、空力によるロールモーメント係数、ピッチモーメン
ト係数及びヨーモーメント係数である。
【０００９】図３〜図５は更にピントル・ノズルＰ1 、
Ｐ2 、Ｐ3 、Ｐ4 の座席１０への取り付け状況を示す。
図７は、これらピントル・ノズルＰ1 〜Ｐ4 から圧力ガ
スを噴出させる駆動源Ｒの概略図である。これは座席１
０の背もたれ部１’の裏側に固定されているが図３では
更に簡略化されている。図３において、ピントル・ノズ
ルＰ1 、Ｐ2 は背もたれ部１の裏側の上部に対応して所
定間隔をおいて取り付けられ、ピントル・ノズルＰ3 、
Ｐ4 は背もたれ部１’の裏側の下部に対応して所定間隔
をおいて取り付けられる。
Ｐ2 、Ｐ3 、Ｐ4 の座席１０への取り付け状況を示す。
図７は、これらピントル・ノズルＰ1 〜Ｐ4 から圧力ガ
スを噴出させる駆動源Ｒの概略図である。これは座席１
０の背もたれ部１’の裏側に固定されているが図３では
更に簡略化されている。図３において、ピントル・ノズ
ルＰ1 、Ｐ2 は背もたれ部１の裏側の上部に対応して所
定間隔をおいて取り付けられ、ピントル・ノズルＰ3 、
Ｐ4 は背もたれ部１’の裏側の下部に対応して所定間隔
をおいて取り付けられる。
【００１０】図７において、推進薬ｍに点火させると、
燃焼室Ｃ1 、Ｃ2 、Ｃ3 、Ｃ4 及びＣ5 内に高圧の燃焼
ガスが発生し、ピントル・ノズルＰ1 〜Ｐ4 のノズル口
から外方へと噴出する。これにより、座部１０に推進力
によるモーメントが発生するのであるが、ピントル・ノ
ズルＰ1 〜Ｐ4 からのガス噴出力により、図７で示すよ
うなガス噴出方向ａ、ｂ、ｃ、ｄとは反対方向の推進力
を発生する。ピントル・ノズルのノズル口は矢印で示す
方向ａ、ｂ、ｃ、ｄに傾いている。ピントル・ノズルＰ
1 〜Ｐ4 のノズル口の開閉（ｏｎ、ｏｆｆ）を選択する
と、図３Ａ、図３Ｂ、図４Ａ、図４Ｂ、図５Ａ、図５Ｂ
で矢印で図示するようにピッチモーメント、ロールモー
メント、ヨーモーメントを発生する。
燃焼室Ｃ1 、Ｃ2 、Ｃ3 、Ｃ4 及びＣ5 内に高圧の燃焼
ガスが発生し、ピントル・ノズルＰ1 〜Ｐ4 のノズル口
から外方へと噴出する。これにより、座部１０に推進力
によるモーメントが発生するのであるが、ピントル・ノ
ズルＰ1 〜Ｐ4 からのガス噴出力により、図７で示すよ
うなガス噴出方向ａ、ｂ、ｃ、ｄとは反対方向の推進力
を発生する。ピントル・ノズルのノズル口は矢印で示す
方向ａ、ｂ、ｃ、ｄに傾いている。ピントル・ノズルＰ
1 〜Ｐ4 のノズル口の開閉（ｏｎ、ｏｆｆ）を選択する
と、図３Ａ、図３Ｂ、図４Ａ、図４Ｂ、図５Ａ、図５Ｂ
で矢印で図示するようにピッチモーメント、ロールモー
メント、ヨーモーメントを発生する。
【００１１】図３Ａにおいて、ピントル・ノズルＰ1 ＝
ｏｆｆ、Ｐ2 ＝ｏｆｆ（ｏｆｆはピントル・ノズルの開
口が閉であることを表わす）、ピントル・ノズルＰ3 ＝
ｏｎ、Ｐ4 ＝ｏｎ（ｏｎはピントル・ノズルの開口が開
であることを表わす。なお、ピントル・ノズルのｏｎ、
ｏｆｆは、どのピントル・ノズルを作動すれば、どのよ
うなモーメントが働くかをわかりやすくするために極端
な場合を説明したが、実際にはこれらｏｎ、ｏｆｆとの
間の開位置をとるものである。）である場合には、図示
するように正方向のピッチモーメントが得られ、図３Ｂ
で示すようにＰ 1 ＝ｏｎ、Ｐ2 ＝ｏｎ、Ｐ3 ＝ｏｆｆ、
Ｐ4 ＝ｏｆｆでは負方向のピッチモーメントが得られ
る。Ｇは重心を表わす。
ｏｆｆ、Ｐ2 ＝ｏｆｆ（ｏｆｆはピントル・ノズルの開
口が閉であることを表わす）、ピントル・ノズルＰ3 ＝
ｏｎ、Ｐ4 ＝ｏｎ（ｏｎはピントル・ノズルの開口が開
であることを表わす。なお、ピントル・ノズルのｏｎ、
ｏｆｆは、どのピントル・ノズルを作動すれば、どのよ
うなモーメントが働くかをわかりやすくするために極端
な場合を説明したが、実際にはこれらｏｎ、ｏｆｆとの
間の開位置をとるものである。）である場合には、図示
するように正方向のピッチモーメントが得られ、図３Ｂ
で示すようにＰ 1 ＝ｏｎ、Ｐ2 ＝ｏｎ、Ｐ3 ＝ｏｆｆ、
Ｐ4 ＝ｏｆｆでは負方向のピッチモーメントが得られ
る。Ｇは重心を表わす。
【００１２】図４Ａにおいて、Ｐ1 ＝ｏｎ、Ｐ3 ＝ｏｎ
で、Ｐ2 ＝ｏｆｆ、Ｐ4 ＝ｏｆｆでは負方向のロールモ
ーメント、図４Ｂにおいて、Ｐ2 ＝ｏｎ、Ｐ4 ＝ｏｎ、
Ｐ1＝ｏｆｆ、Ｐ3 ＝ｏｆｆでは正のロールモーメント
が得られる。図４Ａで代表的に示すが、座席１０に働く
モーメントＭ＝Ｆ1 ×Ｒ1 ＋Ｆ3 ×Ｒ3 （但し、Ｒ1、
Ｒ3 はそれぞれ重心ＧとベクトルＦ1 、Ｆ3 との間の距
離）。
で、Ｐ2 ＝ｏｆｆ、Ｐ4 ＝ｏｆｆでは負方向のロールモ
ーメント、図４Ｂにおいて、Ｐ2 ＝ｏｎ、Ｐ4 ＝ｏｎ、
Ｐ1＝ｏｆｆ、Ｐ3 ＝ｏｆｆでは正のロールモーメント
が得られる。図４Ａで代表的に示すが、座席１０に働く
モーメントＭ＝Ｆ1 ×Ｒ1 ＋Ｆ3 ×Ｒ3 （但し、Ｒ1、
Ｒ3 はそれぞれ重心ＧとベクトルＦ1 、Ｆ3 との間の距
離）。
【００１３】図５Ａにおいて、Ｐ1 ＝ｏｎ、Ｐ4 ＝ｏｎ
でＰ2 ＝ｏｆｆ、Ｐ3 ＝ｏｆｆでは正方向のヨーモーメ
ント、図５Ｂにおいて、Ｐ2 ＝ｏｎ、Ｐ3 ＝ｏｎ、Ｐ1
＝ｏｆｆ、Ｐ4 ＝ｏｆｆでは負のヨーモーメントが得ら
れる。
でＰ2 ＝ｏｆｆ、Ｐ3 ＝ｏｆｆでは正方向のヨーモーメ
ント、図５Ｂにおいて、Ｐ2 ＝ｏｎ、Ｐ3 ＝ｏｎ、Ｐ1
＝ｏｆｆ、Ｐ4 ＝ｏｆｆでは負のヨーモーメントが得ら
れる。
【００１４】図６は一例としてのピントル・ノズルＰ1
〜Ｐ4 の部分拡大断面図である。ノズル口Ｎ内には、ノ
ズル本体Ｂ（ピントル）が矢印ｔ方向に往復動自在に設
けられており、この往復動により、このノズル本体Ｂの
外周面とノズル口Ｎの内周壁面との間の隙間ｄが変化す
る。この隙間ｄにおいてノズル本体Ｂの一定位置では、
最小値の隙間ｄの断面積ｍｉｎがノズル・スロート面積
と称されている。アクチュエータＡに入力信号ｅが加え
られるとこの作動によりノズル本体Ｂは矢印ｔで示す方
向に左方か、右方へと駆動されるようになっている。こ
の移動量でノズル・スロート面積が決定される。
〜Ｐ4 の部分拡大断面図である。ノズル口Ｎ内には、ノ
ズル本体Ｂ（ピントル）が矢印ｔ方向に往復動自在に設
けられており、この往復動により、このノズル本体Ｂの
外周面とノズル口Ｎの内周壁面との間の隙間ｄが変化す
る。この隙間ｄにおいてノズル本体Ｂの一定位置では、
最小値の隙間ｄの断面積ｍｉｎがノズル・スロート面積
と称されている。アクチュエータＡに入力信号ｅが加え
られるとこの作動によりノズル本体Ｂは矢印ｔで示す方
向に左方か、右方へと駆動されるようになっている。こ
の移動量でノズル・スロート面積が決定される。
【００１５】次に本発明に係わる姿勢制御回路について
説明する。図８において、飛翔姿勢制御信号発生部１に
は初期姿勢オイラー角φi 、θi、ψi 信号が入力され
る。これは脱出時の機体のそれらを入力するようにすれ
ばよい。更に目的姿勢オイラー角φ0 、θ0 、ψ0 信号
が入力される。これら信号を用いて、以下の〜の演
算がこの飛翔姿勢制御信号発生部１内で行われる。 回転すべき角＝（目的姿勢角−初期すなわち脱出時の
姿勢角） δφ＝φ0 −φi δθ＝θ0 −θi δψ＝ψ0 −ψi 回転すべき角をサイン関数で変化させるために下記信
号を生成する。すなわち１秒でδφ、δθ、δψ変化さ
せる信号を生成する。 φ＝０．５×δφ×〔ｓｉｎ（πｔ−π／２）＋１〕＋
φi θ＝０．５×δθ×〔ｓｉｎ（πｔ−π／２）＋１〕＋
θi ψ＝０．５×δψ×〔ｓｉｎ（πｔ−π／２）＋１〕＋
ψi 上記信号φ、θ、ψのｓｉｎ、ｃｏｓを求める。 ｓｉｎθ ｓｉｎφ ｃｏｓθ ｃｏｓφ 上記信号φ、θ、ψの時間ｔに関する微分値を求め
る。 ｄφ／ｄｔ ｄθ／ｄｔ ｄψ／ｄｔ 制御命令としての座席の回転角速度信号（座席に固定
した座標Ｘ、Ｙ、Ｚに関する信号）を下式の関係を使っ
て演算する。 ｐ−ｃｍｄ＝ｄφ／ｄｔ−（ｄψ／ｄｔ）×ｓｉｎθ ｑ−ｃｍｄ＝（ｄθ／ｄｔ）×ｃｏｓφ＋（ｄψ／ｄ
ｔ）×ｓｉｎφｃｏｓθ ｒ−ｃｍｄ＝−（ｄθ／ｄｔ）×ｓｉｎφ＋（ｄψ／ｄ
ｔ）×ｃｏｓφｃｏｓθ 図８において、上記で演算した結果である飛翔姿勢制
御信号発生部１の出力ｐ−ｃｍｄ、ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃ
ｍｄを調節部２に入力する。これはＰＩＤ制御部３ａ、
３ｂ、３ｃから成っており、これらには、更に緊急脱出
座席１０に取り付けた３個の角速度センサ１０ａ、１０
ｂ、１０ｃのセンサ出力ｐd 、ｑd 、ｒ d が入力され
る。
説明する。図８において、飛翔姿勢制御信号発生部１に
は初期姿勢オイラー角φi 、θi、ψi 信号が入力され
る。これは脱出時の機体のそれらを入力するようにすれ
ばよい。更に目的姿勢オイラー角φ0 、θ0 、ψ0 信号
が入力される。これら信号を用いて、以下の〜の演
算がこの飛翔姿勢制御信号発生部１内で行われる。 回転すべき角＝（目的姿勢角−初期すなわち脱出時の
姿勢角） δφ＝φ0 −φi δθ＝θ0 −θi δψ＝ψ0 −ψi 回転すべき角をサイン関数で変化させるために下記信
号を生成する。すなわち１秒でδφ、δθ、δψ変化さ
せる信号を生成する。 φ＝０．５×δφ×〔ｓｉｎ（πｔ−π／２）＋１〕＋
φi θ＝０．５×δθ×〔ｓｉｎ（πｔ−π／２）＋１〕＋
θi ψ＝０．５×δψ×〔ｓｉｎ（πｔ−π／２）＋１〕＋
ψi 上記信号φ、θ、ψのｓｉｎ、ｃｏｓを求める。 ｓｉｎθ ｓｉｎφ ｃｏｓθ ｃｏｓφ 上記信号φ、θ、ψの時間ｔに関する微分値を求め
る。 ｄφ／ｄｔ ｄθ／ｄｔ ｄψ／ｄｔ 制御命令としての座席の回転角速度信号（座席に固定
した座標Ｘ、Ｙ、Ｚに関する信号）を下式の関係を使っ
て演算する。 ｐ−ｃｍｄ＝ｄφ／ｄｔ−（ｄψ／ｄｔ）×ｓｉｎθ ｑ−ｃｍｄ＝（ｄθ／ｄｔ）×ｃｏｓφ＋（ｄψ／ｄ
ｔ）×ｓｉｎφｃｏｓθ ｒ−ｃｍｄ＝−（ｄθ／ｄｔ）×ｓｉｎφ＋（ｄψ／ｄ
ｔ）×ｃｏｓφｃｏｓθ 図８において、上記で演算した結果である飛翔姿勢制
御信号発生部１の出力ｐ−ｃｍｄ、ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃ
ｍｄを調節部２に入力する。これはＰＩＤ制御部３ａ、
３ｂ、３ｃから成っており、これらには、更に緊急脱出
座席１０に取り付けた３個の角速度センサ１０ａ、１０
ｂ、１０ｃのセンサ出力ｐd 、ｑd 、ｒ d が入力され
る。
【００１６】ＰＩＤ制御部３ａ、３ｂ、３ｃは同一の構
成であるので（図ではＰＩＤ制御則としている）、ＰＩ
Ｄ制御部３ａについてのみ図１０を参照して説明する。
なお、ＰはProportion、ＩはIntegration 及びＤはDiff
erentiate である。比較部１１に命令ｐ−ｃｍｄ及びセ
ンサ１０ａの出力が供給され、偏差が演算される。な
お、代表的に命令ｐ−ｃｍｄについてのみ記載するが、
他命令ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃｍｄについても同様である。
これは伝達関数１２、１３、１４を介して合算部１５に
供給される。これらは比例、積分、微分の伝達関数でＰ
ＩＤ制御を行う。合算部１５の出力は図８における『モ
ーメントから推力への変換部』４に供給される。各合算
部１５の出力が操作量としてのモーメントＭp 、Ｍq 、
Ｍr を表す。モーメントから推力への変換は次の行列式
による。
成であるので（図ではＰＩＤ制御則としている）、ＰＩ
Ｄ制御部３ａについてのみ図１０を参照して説明する。
なお、ＰはProportion、ＩはIntegration 及びＤはDiff
erentiate である。比較部１１に命令ｐ−ｃｍｄ及びセ
ンサ１０ａの出力が供給され、偏差が演算される。な
お、代表的に命令ｐ−ｃｍｄについてのみ記載するが、
他命令ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃｍｄについても同様である。
これは伝達関数１２、１３、１４を介して合算部１５に
供給される。これらは比例、積分、微分の伝達関数でＰ
ＩＤ制御を行う。合算部１５の出力は図８における『モ
ーメントから推力への変換部』４に供給される。各合算
部１５の出力が操作量としてのモーメントＭp 、Ｍq 、
Ｍr を表す。モーメントから推力への変換は次の行列式
による。
【００１７】
【数２】
【００１８】上記の変換係数Ａ１１〜Ａ４４は座席の重
心からノズルまでの距離及びノズルの方向により決める
ことができる。Ｆsys は以下のとおりとする。 Ｆsys ＝Ｆ1 ＋Ｆ2 ＋Ｆ3 ＋Ｆ4 [数２]で求めた推力Ｆ１〜Ｆ４に対して個別のピントル
・ノズルから発生可能な条件により以下の制限を設け
る。 ０＜Ｆ1 〜Ｆ4 ＜Ｆmax 推力制御部５の詳細は図９に示される。
心からノズルまでの距離及びノズルの方向により決める
ことができる。Ｆsys は以下のとおりとする。 Ｆsys ＝Ｆ1 ＋Ｆ2 ＋Ｆ3 ＋Ｆ4 [数２]で求めた推力Ｆ１〜Ｆ４に対して個別のピントル
・ノズルから発生可能な条件により以下の制限を設け
る。 ０＜Ｆ1 〜Ｆ4 ＜Ｆmax 推力制御部５の詳細は図９に示される。
【００１９】図９において、推力Ｆ1 〜Ｆ4 はノズルス
ロート面積変換部２０に供給される。ここでノズルスロ
ート面積Ａｔ1 〜Ａｔ4 が推力Ｆ1 〜Ｆ4 ／（圧力×推
力係数Ｃｆ）の演算により算出され、それぞれピントル
位置変換部２１に供給される。ピントル位置変換部２１
では変換係数×ノズルスロート面積Ａｔ1 〜Ａｔ4 が演
算され、その出力としてのピントル位置信号Ｘｐ−ｃｍ
ｄ１〜Ｘｐ−ｃｍｄ４がそれぞれ合算部２２ａ、２２
ｂ、２２ｃ、２２ｄに供給される。ロケットモータＲの
燃焼室Ｃ（Ｃ1 〜Ｃ4 共通）の圧力は圧力センサＳによ
って検出され、比較部２４に供給される。これには更に
設定圧力が供給されており、これらの偏差は比例制御伝
達関数２５及び積分制御伝達関数２６を介して合算部２
７に供給され、その出力は分割部２８へ供給されて４分
割される。すなわち、ピントル・ノズルの数で割られ
る。各合算部２２ａ、２２ｂ、２２ｃ、２２ｄに供給さ
れる。測定圧力が設定圧力より低いと、偏差が＋である
ので合算部２２ａ、２２ｂ、２２ｃ、２２ｄでピントル
位置信号Ｘｐ−ｃｍｄ１〜Ｘｐ−ｃｍｄ４から、この分
が減算される。ピントル位置信号を小さくして、ノズル
スロート面積を小とする。これにより、燃焼室Ｃの圧力
を設定圧力に等しくせんとする。合算部２２ａ、２２
ｂ、２２ｃ、２２ｄの各出力はアクチュエータ・コント
ローラ２３ａ、２３ｂ、２３ｃ、２３ｄに供給され、こ
れらの出力によりピントル・ノズルのアクチュエータ
(１〜４)Ａ(図６参照)が駆動される。よって緊急脱出座
席１０に所望のモーメントが与えられる。よって、飛行
機Ｆから脱出した座席１０は図１１に示されるように、
飛翔制御され、パイロットＰは安定な姿勢をとってパラ
シュートＨは開傘する。
ロート面積変換部２０に供給される。ここでノズルスロ
ート面積Ａｔ1 〜Ａｔ4 が推力Ｆ1 〜Ｆ4 ／（圧力×推
力係数Ｃｆ）の演算により算出され、それぞれピントル
位置変換部２１に供給される。ピントル位置変換部２１
では変換係数×ノズルスロート面積Ａｔ1 〜Ａｔ4 が演
算され、その出力としてのピントル位置信号Ｘｐ−ｃｍ
ｄ１〜Ｘｐ−ｃｍｄ４がそれぞれ合算部２２ａ、２２
ｂ、２２ｃ、２２ｄに供給される。ロケットモータＲの
燃焼室Ｃ（Ｃ1 〜Ｃ4 共通）の圧力は圧力センサＳによ
って検出され、比較部２４に供給される。これには更に
設定圧力が供給されており、これらの偏差は比例制御伝
達関数２５及び積分制御伝達関数２６を介して合算部２
７に供給され、その出力は分割部２８へ供給されて４分
割される。すなわち、ピントル・ノズルの数で割られ
る。各合算部２２ａ、２２ｂ、２２ｃ、２２ｄに供給さ
れる。測定圧力が設定圧力より低いと、偏差が＋である
ので合算部２２ａ、２２ｂ、２２ｃ、２２ｄでピントル
位置信号Ｘｐ−ｃｍｄ１〜Ｘｐ−ｃｍｄ４から、この分
が減算される。ピントル位置信号を小さくして、ノズル
スロート面積を小とする。これにより、燃焼室Ｃの圧力
を設定圧力に等しくせんとする。合算部２２ａ、２２
ｂ、２２ｃ、２２ｄの各出力はアクチュエータ・コント
ローラ２３ａ、２３ｂ、２３ｃ、２３ｄに供給され、こ
れらの出力によりピントル・ノズルのアクチュエータ
(１〜４)Ａ(図６参照)が駆動される。よって緊急脱出座
席１０に所望のモーメントが与えられる。よって、飛行
機Ｆから脱出した座席１０は図１１に示されるように、
飛翔制御され、パイロットＰは安定な姿勢をとってパラ
シュートＨは開傘する。
【００２０】以上は本発明者による別発明の緊急脱出装
置の姿勢制御装置であるが、実際に座席１０にロケット
モータＲを装備させて、飛行機やロケット機体から脱出
させて、所望の姿勢制御を行うかについて実験を行うこ
とは極めて困難である。
置の姿勢制御装置であるが、実際に座席１０にロケット
モータＲを装備させて、飛行機やロケット機体から脱出
させて、所望の姿勢制御を行うかについて実験を行うこ
とは極めて困難である。
【００２１】本発明は以上の座席１０及び推力ロケット
Ｒ(ロケットモータとも称する)のシミュレータを形成し
て上述の緊急脱出装置が確実に所望の姿勢制御を行うこ
とをシミュレータで証明しようとするものである。図１
３及び図１４において、一点鎖線で囲む部分１００Ａが
姿勢制御部、１００Ｂが推力制御モータシミュレータ
部、１００Ｃが座席の運動シミュレータ部を表わす。姿
勢制御部１００Ａは上述した姿勢制御装置とほぼ同一で
あるので、その説明は省略し、推力制御モータシミュレ
ータ部１００Ｂ及び座席の運動シミュレータ部１００Ｃ
について以下、詳述する。
Ｒ(ロケットモータとも称する)のシミュレータを形成し
て上述の緊急脱出装置が確実に所望の姿勢制御を行うこ
とをシミュレータで証明しようとするものである。図１
３及び図１４において、一点鎖線で囲む部分１００Ａが
姿勢制御部、１００Ｂが推力制御モータシミュレータ
部、１００Ｃが座席の運動シミュレータ部を表わす。姿
勢制御部１００Ａは上述した姿勢制御装置とほぼ同一で
あるので、その説明は省略し、推力制御モータシミュレ
ータ部１００Ｂ及び座席の運動シミュレータ部１００Ｃ
について以下、詳述する。
【００２２】図１２は全体の構成を示すが、姿勢制御部
１００Ａからは、ピントル位置信号Ｘｐ−ｃｍｄ１、Ｘ
ｐ−ｃｍｄ２、Ｘｐ−ｃｍｄ３、Ｘｐ−ｃｍｄ４が、推
力制御モータシミュレータ部１００Ｂに供給され、ここ
から推力Ｆ１ないしＦ４が演算導出され、座席の運動シ
ミュレータ部１００Ｃに供給される。この詳細は図１６
で示されるが、ここで演算導出されたオイラー姿勢角で
あるロール角θ、ピッチ角ψ、及びヨー角φが姿勢制御
部１００Ａを装備する三軸モーションテーブルＭ（擬飛
翔体として選択的に用いられる。）に供給される。モー
ションテーブルＭは図１９及び図２０に明示されるが、
ーション回路ループテストの際には選択的にこのモーシ
ョンテーブルＭに演算導出したオイラー姿勢角であるロ
ール角、ピッチ角、及びヨー角が供給され、この角度に
なるように追値制御されるように駆動される。また選択
的にモーションテーブルＭを用いないでループテストを
行う時には、座席の運動シミュレータ１００Ｃ内で座席
をシミュレート化して慣性モーメントＩの剛体として角
速度を演算し、これが姿勢制御部１００Ａにフィードバ
ックされて、シミュレートが正しいかどうか、安定して
いるかどうかを証明するようにもしている。
１００Ａからは、ピントル位置信号Ｘｐ−ｃｍｄ１、Ｘ
ｐ−ｃｍｄ２、Ｘｐ−ｃｍｄ３、Ｘｐ−ｃｍｄ４が、推
力制御モータシミュレータ部１００Ｂに供給され、ここ
から推力Ｆ１ないしＦ４が演算導出され、座席の運動シ
ミュレータ部１００Ｃに供給される。この詳細は図１６
で示されるが、ここで演算導出されたオイラー姿勢角で
あるロール角θ、ピッチ角ψ、及びヨー角φが姿勢制御
部１００Ａを装備する三軸モーションテーブルＭ（擬飛
翔体として選択的に用いられる。）に供給される。モー
ションテーブルＭは図１９及び図２０に明示されるが、
ーション回路ループテストの際には選択的にこのモーシ
ョンテーブルＭに演算導出したオイラー姿勢角であるロ
ール角、ピッチ角、及びヨー角が供給され、この角度に
なるように追値制御されるように駆動される。また選択
的にモーションテーブルＭを用いないでループテストを
行う時には、座席の運動シミュレータ１００Ｃ内で座席
をシミュレート化して慣性モーメントＩの剛体として角
速度を演算し、これが姿勢制御部１００Ａにフィードバ
ックされて、シミュレートが正しいかどうか、安定して
いるかどうかを証明するようにもしている。
【００２３】次に推力制御モータシミュレータ部１００
Ｂについて図１５を参照して説明する。推力制御モータ
シミュレータ部１００Ｂはピントル位置信号Ｘｐ−ｃｍ
ｄ１〜４を入力信号として圧力及び推力を実時間計算し
て出力するものである。図１５においてノズルスロート
面積計算部５０ではピントル位置とノズルスロート面積
との関係は予め計算しておく。その関係を直線近似テー
ブルを使用して変換する。例えば直線近似の関係とすれ
ば下式のとおり表わすことができる。 ノズルスロート面積 ＝ 定数×ピントル位置 ノズルスロート面積の合計部５２では４個所のノズルの
スロート面積の合計値を求める。ガス排出率計算部５６
では単位時間にノズルから流出するガス量を計算する。
圧力ＰＣ及びノズルスロート面積の合計値を入力として
次式により計算する。 ガス排出率 ＝ ＣＷ×圧力（ＰＣ）×Σノズルスロー
ト面積 ＣＷは排出係数で、定数であり予め求めておく。燃焼率
計算部６４では、圧力を入力として次式により燃焼率、
すなわち燃焼速度を求める。 燃焼速度 ＝ ａ×ＰＣn ａ：燃焼速度の係数 ｎ：燃焼速度の指数係数 ａ、ｎは定数であり使用する推進薬の特性として予め求
めておく。
Ｂについて図１５を参照して説明する。推力制御モータ
シミュレータ部１００Ｂはピントル位置信号Ｘｐ−ｃｍ
ｄ１〜４を入力信号として圧力及び推力を実時間計算し
て出力するものである。図１５においてノズルスロート
面積計算部５０ではピントル位置とノズルスロート面積
との関係は予め計算しておく。その関係を直線近似テー
ブルを使用して変換する。例えば直線近似の関係とすれ
ば下式のとおり表わすことができる。 ノズルスロート面積 ＝ 定数×ピントル位置 ノズルスロート面積の合計部５２では４個所のノズルの
スロート面積の合計値を求める。ガス排出率計算部５６
では単位時間にノズルから流出するガス量を計算する。
圧力ＰＣ及びノズルスロート面積の合計値を入力として
次式により計算する。 ガス排出率 ＝ ＣＷ×圧力（ＰＣ）×Σノズルスロー
ト面積 ＣＷは排出係数で、定数であり予め求めておく。燃焼率
計算部６４では、圧力を入力として次式により燃焼率、
すなわち燃焼速度を求める。 燃焼速度 ＝ ａ×ＰＣn ａ：燃焼速度の係数 ｎ：燃焼速度の指数係数 ａ、ｎは定数であり使用する推進薬の特性として予め求
めておく。
【００２４】燃焼面積計算部６８では、燃焼速度を積分
して燃焼深さを求め、その燃焼深さに対する推進薬の燃
焼面積を計算する。この場合、計算時間を短縮するため
に予め燃焼深さに対する燃焼面積をテーブルにしてお
き、そのデータから補間して求める。ガス発生率計算部
７０では、推進薬が燃焼することにより発生する単位時
間あたりのガス量を求める。燃焼速度(燃焼率)と燃焼面
積を入力として次式により求める。 ガス発生率もしくはガス発生量 ＝ ρ×燃焼面積×燃
焼速度 ここで、ρは推進薬の密度で、定数であり予め求めてお
く。内部空間体積計算部６６では、推進薬が燃焼するこ
とにより空間の体積が増加するので、初期の体積に増加
分を加える。増加分は燃焼速度と燃焼面積の積を時間積
分することにより求める。 内部空間体積 ＝ ＦＶi ＋∫（燃焼速度×燃焼面積）
ｄｔ ここでＦＶi は初期の空間体積。
して燃焼深さを求め、その燃焼深さに対する推進薬の燃
焼面積を計算する。この場合、計算時間を短縮するため
に予め燃焼深さに対する燃焼面積をテーブルにしてお
き、そのデータから補間して求める。ガス発生率計算部
７０では、推進薬が燃焼することにより発生する単位時
間あたりのガス量を求める。燃焼速度(燃焼率)と燃焼面
積を入力として次式により求める。 ガス発生率もしくはガス発生量 ＝ ρ×燃焼面積×燃
焼速度 ここで、ρは推進薬の密度で、定数であり予め求めてお
く。内部空間体積計算部６６では、推進薬が燃焼するこ
とにより空間の体積が増加するので、初期の体積に増加
分を加える。増加分は燃焼速度と燃焼面積の積を時間積
分することにより求める。 内部空間体積 ＝ ＦＶi ＋∫（燃焼速度×燃焼面積）
ｄｔ ここでＦＶi は初期の空間体積。
【００２５】ガス・ストレージ率計算部５８では、単位
時間内でモータチャンバ内で増減するガス量を計算する
ガス発生率からガス排出率を引いたもので表わす。 ガス・ストレージ率 ＝ ガス発生率−ガス排出率 圧力変化率計算部６０では、モータチャンバの圧力変化
率を次式で計算する。 ｄＰＣ／ｄｔ ＝ 定数×ガス・ストレージ率／内部空
間体積 上記定数は排出ガスの分子量、排出ガスの温度、比熱
比、ユニバーサルガス定数から求められるもので予め求
めておく。圧力計算部６２では、圧力変化率を積分して
圧力ＰＣを求める。推力計算部５４では、ノズルスロー
ト面積と圧力ＰＣを使って次式により推力Ｆ１ 〜Ｆ４
を求める。 Ｆ1 ＝ ノズル１の推力 ＝ Ｃｆ×圧力×ノズルス
ロート１の面積 Ｆ2 ＝ ノズル２の推力 ＝ Ｃｆ×圧力×ノズルス
ロート２の面積 Ｆ3 ＝ ノズル３の推力 ＝ Ｃｆ×圧力×ノズルス
ロート３の面積 Ｆ4 ＝ ノズル４の推力 ＝ Ｃｆ×圧力×ノズルス
ロート４の面積 Ｃｆ：推力係数でノズル形状により決定される。定数で
あり予め求めておく。
時間内でモータチャンバ内で増減するガス量を計算する
ガス発生率からガス排出率を引いたもので表わす。 ガス・ストレージ率 ＝ ガス発生率−ガス排出率 圧力変化率計算部６０では、モータチャンバの圧力変化
率を次式で計算する。 ｄＰＣ／ｄｔ ＝ 定数×ガス・ストレージ率／内部空
間体積 上記定数は排出ガスの分子量、排出ガスの温度、比熱
比、ユニバーサルガス定数から求められるもので予め求
めておく。圧力計算部６２では、圧力変化率を積分して
圧力ＰＣを求める。推力計算部５４では、ノズルスロー
ト面積と圧力ＰＣを使って次式により推力Ｆ１ 〜Ｆ４
を求める。 Ｆ1 ＝ ノズル１の推力 ＝ Ｃｆ×圧力×ノズルス
ロート１の面積 Ｆ2 ＝ ノズル２の推力 ＝ Ｃｆ×圧力×ノズルス
ロート２の面積 Ｆ3 ＝ ノズル３の推力 ＝ Ｃｆ×圧力×ノズルス
ロート３の面積 Ｆ4 ＝ ノズル４の推力 ＝ Ｃｆ×圧力×ノズルス
ロート４の面積 Ｃｆ：推力係数でノズル形状により決定される。定数で
あり予め求めておく。
【００２６】次に図１６を参照して座席の運動シミュレ
ータ部１００Ｃについて説明する。図１６において、ノ
ズル推力変換部８０ではノズルから発生する推力Ｆ1 〜
Ｆ4を座席固定座標系における座標軸に作用する６分力
を求める。各軸に関するモーメント（Ｍx 、Ｍy 、
Ｍz ）は次式によりノズルごとに求め成分ごとに合計す
る。 Ｍ1 ＝ Ｒ1 ×Ｆ1 Ｍ2 ＝ Ｒ2 ×Ｆ2 Ｍ3 ＝ Ｒ3 ×Ｆ3 Ｍ4 ＝ Ｒ4 ×Ｆ4 以上はベクトル積であるのでＭ1 〜Ｍ4 、Ｒ1 〜Ｒ4 及
びＦ1 〜Ｆ4 は太字で表わされている。各推力のｘ、
ｙ、ｚ軸成分（Ｆx 、Ｆy 、Ｆz ）はベクトルＦ1 〜Ｆ
4 の各軸方向の分力をノズルごとに求め同じ成分同士を
合計する。座席の慣性モーメントＩ８８では、モーメン
トＩは座席固有の定数で３行３列の行列で表わす。これ
を[数３]で示す。
ータ部１００Ｃについて説明する。図１６において、ノ
ズル推力変換部８０ではノズルから発生する推力Ｆ1 〜
Ｆ4を座席固定座標系における座標軸に作用する６分力
を求める。各軸に関するモーメント（Ｍx 、Ｍy 、
Ｍz ）は次式によりノズルごとに求め成分ごとに合計す
る。 Ｍ1 ＝ Ｒ1 ×Ｆ1 Ｍ2 ＝ Ｒ2 ×Ｆ2 Ｍ3 ＝ Ｒ3 ×Ｆ3 Ｍ4 ＝ Ｒ4 ×Ｆ4 以上はベクトル積であるのでＭ1 〜Ｍ4 、Ｒ1 〜Ｒ4 及
びＦ1 〜Ｆ4 は太字で表わされている。各推力のｘ、
ｙ、ｚ軸成分（Ｆx 、Ｆy 、Ｆz ）はベクトルＦ1 〜Ｆ
4 の各軸方向の分力をノズルごとに求め同じ成分同士を
合計する。座席の慣性モーメントＩ８８では、モーメン
トＩは座席固有の定数で３行３列の行列で表わす。これ
を[数３]で示す。
【００２７】
【数３】
【００２８】なお、これらＩｘｘ、Ｉｘｙ…は実際の座
席について計算で求めたものである。実際のこれら数値
はパイロットＰにより異なる。具体的には以下の数値を
使ってシミュレーションしている。これは座席、火工
品、パイロットＰを含めた状態での慣性モーメントであ
る。単位は航空機関係では一般的に使用されているヤー
ド・ポンド系で表している。すなわちＩｘｘ＝１８．９
３（ｓｌｕｇ・Ｆｔ2）、Ｉｙｙ＝２１．０３、Ｉｚｚ
＝７．４１、Ｉｘｙ＝Ｉｙｘ＝−０．５１、Ｉｙｚ＝Ｉ
ｘｙ＝０．３４、Ｉｘｚ＝Ｉｚｘ＝−０．３５である。
席について計算で求めたものである。実際のこれら数値
はパイロットＰにより異なる。具体的には以下の数値を
使ってシミュレーションしている。これは座席、火工
品、パイロットＰを含めた状態での慣性モーメントであ
る。単位は航空機関係では一般的に使用されているヤー
ド・ポンド系で表している。すなわちＩｘｘ＝１８．９
３（ｓｌｕｇ・Ｆｔ2）、Ｉｙｙ＝２１．０３、Ｉｚｚ
＝７．４１、Ｉｘｙ＝Ｉｙｘ＝−０．５１、Ｉｙｚ＝Ｉ
ｘｙ＝０．３４、Ｉｘｚ＝Ｉｚｘ＝−０．３５である。
【００２９】これを角加速度の計算部８６に供給し、こ
こでｄω／ｄｔ＝Ｉ-1・（Ｍ−ω×（Ｉ・ω））として
計算する（Ｉ-1：慣性モーメントの逆行列、Ｍ：座席に
作用するモーメント、ω：座席の角速度）。この出力ｄ
ωｘ／ｄｔ、ｄωｙ／ｄｔ、ｄωｚ／ｄｔは、次段の積
分部９０に供給され、これらが積分されて角速度ωｘ、
ωｙ、ωｚを出力する。これら出力は、クオータニオン
計算部９２に供給される。またこれには初期クオータニ
オンが供給される。クオータニオンは、３Ｄ表現でよく
使われるものであるが、ｑ＝ａ＋ｂｉ＋ｃｊ＋ｄｋとし
て表わされるもので、第１項のａが角度を表わし、２
項、３項及び４項でベクトルを表わすものである。すな
わち、飛翔体の姿勢を４次元数で表現するものである。
クオータニオンの時間変化ｄｑ／ｄｔは、角速度ωｘ、
ωｙ、ωｚとクオータニオン・マトリックスとで表現す
ることができる。ｄｑ／ｄｔを積分することにより、姿
勢の状態を更新していく。上述のクオータニオン・マト
リックスは[数４]で表わされる。
こでｄω／ｄｔ＝Ｉ-1・（Ｍ−ω×（Ｉ・ω））として
計算する（Ｉ-1：慣性モーメントの逆行列、Ｍ：座席に
作用するモーメント、ω：座席の角速度）。この出力ｄ
ωｘ／ｄｔ、ｄωｙ／ｄｔ、ｄωｚ／ｄｔは、次段の積
分部９０に供給され、これらが積分されて角速度ωｘ、
ωｙ、ωｚを出力する。これら出力は、クオータニオン
計算部９２に供給される。またこれには初期クオータニ
オンが供給される。クオータニオンは、３Ｄ表現でよく
使われるものであるが、ｑ＝ａ＋ｂｉ＋ｃｊ＋ｄｋとし
て表わされるもので、第１項のａが角度を表わし、２
項、３項及び４項でベクトルを表わすものである。すな
わち、飛翔体の姿勢を４次元数で表現するものである。
クオータニオンの時間変化ｄｑ／ｄｔは、角速度ωｘ、
ωｙ、ωｚとクオータニオン・マトリックスとで表現す
ることができる。ｄｑ／ｄｔを積分することにより、姿
勢の状態を更新していく。上述のクオータニオン・マト
リックスは[数４]で表わされる。
【００３０】
【数４】
【００３１】上述のｑの各項のａ、ｂ、ｃ、ｄが各々本
願明細書のｑ1、ｑ2、ｑ3、ｑ4に対応する。
願明細書のｑ1、ｑ2、ｑ3、ｑ4に対応する。
【００３２】なお、クオータニオンとは以下のように定
義されている [日本航空宇宙工学会編−航空宇宙工学便
覧（丸善）より]。基準座標系から別の新座標系への変
換を、一つのベクトルＲとその周りの回転で表わす方法
（図２５参照）であり、ベクトルＲの基準座標系に対す
る方向余弦をｌ、ｍ、ｎ、その周りの回転角をθとする
と、クオータニオンｑは[数５]で表わされる。
義されている [日本航空宇宙工学会編−航空宇宙工学便
覧（丸善）より]。基準座標系から別の新座標系への変
換を、一つのベクトルＲとその周りの回転で表わす方法
（図２５参照）であり、ベクトルＲの基準座標系に対す
る方向余弦をｌ、ｍ、ｎ、その周りの回転角をθとする
と、クオータニオンｑは[数５]で表わされる。
【００３３】
【数５】
【００３４】図１７は以上のクオータニオン計算部９２
の詳細を示すブロック図であるが、前段側からクオータ
ニオン微分計算部９２ａ、積分部９２ｂ、加算部９２
ｃ、およびノーマライズ処理部９２ｄからなっている。
この最終段のノーマライズ処理部９２ｄの出力がノーマ
ライズされたクオータニオン元数（クオータニオンは４
次元数であるが、以下各、ｑ1、ｑ2、ｑ3、ｑ4を元数と
言う）である。このノーマライズされたクオータニオン
元数ｑ1n、ｑ2n、ｑ3n、ｑ4nは最前段のクオータニオン
微分部９２ａにフィードバックされる。なお、ノーマラ
イズされたクオータニオンはそれぞれ出力としてｑ1、
ｑ2、ｑ3、ｑ4 とも表わす。これには更に上述したよう
に、前段側から角速度ωｘ、ωｙ、ωｚが供給されてい
る。これら角速度およびクオータニオンの４元数により
上述の[数４]に基づいて、クオータニオンの微分ｄｑ1/
ｄｔ、ｄｑ2/ｄｔ、ｄｑ3/ｄｔ、ｄｑ4/ｄｔが出力され
る。これは次段の積分部９２ｂに供給され、積分されて
ｑ1、ｑ2、ｑ3、ｑ4 が加算部９２ｃに供給される。こ
れには上述したように、初期クオータニオンｑ1i，
ｑ 2i、ｑ3i、ｑ4iが供給されており、前段側の積分部９
２ｂの出力に初期クオータニオンが加算されて初期値を
含めたクオータニオン元数ｑ1、ｑ2、ｑ3、ｑ4 が導出
され、これが後段のノーマライズ処理部９２ｄに供給さ
れる。ここでノーマライズとは[数４]で記載したよう
に、ｑ1 2＋ｑ2 2＋ｑ3 2＋ｑ4 2＝１を満足する必要がある
から、ここで[数６]に基づいてこのノーマライズされた
クオータニオンを計算して、クオータニオン微分計算部
９２ａに供給するようにしている。フィードバックによ
って順次書換えられて、実時間でオイラー角が導出され
るようになっている。
の詳細を示すブロック図であるが、前段側からクオータ
ニオン微分計算部９２ａ、積分部９２ｂ、加算部９２
ｃ、およびノーマライズ処理部９２ｄからなっている。
この最終段のノーマライズ処理部９２ｄの出力がノーマ
ライズされたクオータニオン元数（クオータニオンは４
次元数であるが、以下各、ｑ1、ｑ2、ｑ3、ｑ4を元数と
言う）である。このノーマライズされたクオータニオン
元数ｑ1n、ｑ2n、ｑ3n、ｑ4nは最前段のクオータニオン
微分部９２ａにフィードバックされる。なお、ノーマラ
イズされたクオータニオンはそれぞれ出力としてｑ1、
ｑ2、ｑ3、ｑ4 とも表わす。これには更に上述したよう
に、前段側から角速度ωｘ、ωｙ、ωｚが供給されてい
る。これら角速度およびクオータニオンの４元数により
上述の[数４]に基づいて、クオータニオンの微分ｄｑ1/
ｄｔ、ｄｑ2/ｄｔ、ｄｑ3/ｄｔ、ｄｑ4/ｄｔが出力され
る。これは次段の積分部９２ｂに供給され、積分されて
ｑ1、ｑ2、ｑ3、ｑ4 が加算部９２ｃに供給される。こ
れには上述したように、初期クオータニオンｑ1i，
ｑ 2i、ｑ3i、ｑ4iが供給されており、前段側の積分部９
２ｂの出力に初期クオータニオンが加算されて初期値を
含めたクオータニオン元数ｑ1、ｑ2、ｑ3、ｑ4 が導出
され、これが後段のノーマライズ処理部９２ｄに供給さ
れる。ここでノーマライズとは[数４]で記載したよう
に、ｑ1 2＋ｑ2 2＋ｑ3 2＋ｑ4 2＝１を満足する必要がある
から、ここで[数６]に基づいてこのノーマライズされた
クオータニオンを計算して、クオータニオン微分計算部
９２ａに供給するようにしている。フィードバックによ
って順次書換えられて、実時間でオイラー角が導出され
るようになっている。
【００３５】
【数６】
【００３６】次にこれらクオータニオンｑ1 乃至ｑ4 は
方向余弦マトリックス計算部９４に供給され、ここで地
上の基準座標系から座席固定の座標系へ変換するマトリ
ックスを求める。
方向余弦マトリックス計算部９４に供給され、ここで地
上の基準座標系から座席固定の座標系へ変換するマトリ
ックスを求める。
【００３７】
【数７】
【００３８】[数７]は、クオータニオンにより方向余弦
マトリックスを表わした式で、方向余弦マトリックス計
算部９４の式を表わしている。ここで、方向余弦マトリ
ックスの各要素の値を計算する。
マトリックスを表わした式で、方向余弦マトリックス計
算部９４の式を表わしている。ここで、方向余弦マトリ
ックスの各要素の値を計算する。
【００３９】
【数８】
【００４０】
【数９】
【００４１】[数８]は、オイラー角により方向余弦マト
リックスを表わした式であり、この式を使って[数９]の
とおりオイラー角を方向余弦マトリックスの要素を使っ
て表わすことにより、オイラー角を求めることができ
る。オイラー姿勢角計算部９６で[数８]、[数９]が用い
られる。
リックスを表わした式であり、この式を使って[数９]の
とおりオイラー角を方向余弦マトリックスの要素を使っ
て表わすことにより、オイラー角を求めることができ
る。オイラー姿勢角計算部９６で[数８]、[数９]が用い
られる。
【００４２】更に、図１６において加算部９８では上述
のノズル推力変換部８０からの出力ｆｘ、ｆｙ、ｆｚが
供給されると共に、後に更に詳細に説明される空力計算
部８４からの出力すなわち空力による各軸Ｘ、Ｙ、Ｚに
働く力ａｆx、ａｆy、ａｆzが供給され、これらが加算
されて出力としてΣＦx、ΣＦy、ΣＦz が得られる。こ
れらは、座標変換部１０２に供給され、ここで座席座標
系での力から基準座標系での力へと変換される。このた
めに、[数１０]で表わされる方向余弦マトリックスと座
席座標系での力Ｆｘｓ、ＦｙｓおよびＦｚｓとにより、
基準座標系での力Ｆｘｉ、ＦｙｉおよびＦｚｉを求める
ことができる。
のノズル推力変換部８０からの出力ｆｘ、ｆｙ、ｆｚが
供給されると共に、後に更に詳細に説明される空力計算
部８４からの出力すなわち空力による各軸Ｘ、Ｙ、Ｚに
働く力ａｆx、ａｆy、ａｆzが供給され、これらが加算
されて出力としてΣＦx、ΣＦy、ΣＦz が得られる。こ
れらは、座標変換部１０２に供給され、ここで座席座標
系での力から基準座標系での力へと変換される。このた
めに、[数１０]で表わされる方向余弦マトリックスと座
席座標系での力Ｆｘｓ、ＦｙｓおよびＦｚｓとにより、
基準座標系での力Ｆｘｉ、ＦｙｉおよびＦｚｉを求める
ことができる。
【００４３】
【数１０】
【００４４】これらは、さらに加速度計算部１０４に供
給され、ここで上述の座標変換した力Ｆｘｉ、Ｆｙｉお
よびＦｚｉと重力加速度とから座席の加速度が得られ
る。すなわち、Ｘ軸、Ｙ軸およびＺ軸方向における加速
度ａx ＝ＦX／Ｍ、ａy＝ＦY／Ｍ、ａz ＝ＦZ／Ｍ+ｇ。
ここでＭは座席質量であり、ｇは重力加速度である。こ
れら加速度ａx、ａyおよびａz は次段の積分部１０６に
供給される。
給され、ここで上述の座標変換した力Ｆｘｉ、Ｆｙｉお
よびＦｚｉと重力加速度とから座席の加速度が得られ
る。すなわち、Ｘ軸、Ｙ軸およびＺ軸方向における加速
度ａx ＝ＦX／Ｍ、ａy＝ＦY／Ｍ、ａz ＝ＦZ／Ｍ+ｇ。
ここでＭは座席質量であり、ｇは重力加速度である。こ
れら加速度ａx、ａyおよびａz は次段の積分部１０６に
供給される。
【００４５】
【数１１】
【００４６】ここで[数１１]で示すように、積分された
値、すなわち速度Ｖｘｉ、ＶｙｉおよびＶｚｉは第２の
積分部１０８に供給され、ここで擬飛翔体の飛翔位置が
[数１２]で示すように計算される。
値、すなわち速度Ｖｘｉ、ＶｙｉおよびＶｚｉは第２の
積分部１０８に供給され、ここで擬飛翔体の飛翔位置が
[数１２]で示すように計算される。
【００４７】
【数１２】
【００４８】この積分部１０８には初期位置が供給され
ている。積分部１０８の高度の出力Ｚは上述の空力計算
部８４に供給される。本シミュレータでは、Ｚ軸方向の
みの位置信号Ｚを用いる。
ている。積分部１０８の高度の出力Ｚは上述の空力計算
部８４に供給される。本シミュレータでは、Ｚ軸方向の
みの位置信号Ｚを用いる。
【００４９】なお、第１の積分部１０６の出力である速
度Ｖxi、Ｖyi、Ｖziが第２の座標変換部１１０に供給さ
れる。ここで速度が基準座標系から座席座標系へと変換
される。この基準座標系での速度Ｖxi、Ｖyi、Ｖziから
座席座標系での速度Ｖxs、Ｖ ysおよびＶzsへの変換は
[数１３]で示されるマトリックスから計算される。
度Ｖxi、Ｖyi、Ｖziが第２の座標変換部１１０に供給さ
れる。ここで速度が基準座標系から座席座標系へと変換
される。この基準座標系での速度Ｖxi、Ｖyi、Ｖziから
座席座標系での速度Ｖxs、Ｖ ysおよびＶzsへの変換は
[数１３]で示されるマトリックスから計算される。
【００５０】
【数１３】
【００５１】これらＶxs、ＶysおよびＶzsから宇宙工学
で明らかなように、迎え角αおよび横滑り角βが迎え
角、横滑り角計算部１１２で[数１４]を使って計算され
る。
で明らかなように、迎え角αおよび横滑り角βが迎え
角、横滑り角計算部１１２で[数１４]を使って計算され
る。
【００５２】
【数１４】
【００５３】この出力α、β及びｖは空力計算部８４に
供給され、また、これにははさらに第２の積分部１０８
の出力、すなわち飛翔位置Ｚ(高度)が供給される。これ
らα、βおよびＺから空力が計算される。空気の密度ρ
は高度Ｚと共に小さくなるが、この関係を予め計算式で
表わしておき、高度Ｚに対する空気の密度を求める。こ
のρとｖとから動圧Ｑを求める。すなわち６分力でＸ、
ＹおよびＺ軸方向の空力ａｆx 、ａｆy、およびａｆz
およびこれら軸の周りの回転モーメントａｍx、ａｍy、
ａｍzが出力され、これらはそれぞれ上述の加算部９８
およびモーメントの加算部８２に供給される。
供給され、また、これにははさらに第２の積分部１０８
の出力、すなわち飛翔位置Ｚ(高度)が供給される。これ
らα、βおよびＺから空力が計算される。空気の密度ρ
は高度Ｚと共に小さくなるが、この関係を予め計算式で
表わしておき、高度Ｚに対する空気の密度を求める。こ
のρとｖとから動圧Ｑを求める。すなわち６分力でＸ、
ＹおよびＺ軸方向の空力ａｆx 、ａｆy、およびａｆz
およびこれら軸の周りの回転モーメントａｍx、ａｍy、
ａｍzが出力され、これらはそれぞれ上述の加算部９８
およびモーメントの加算部８２に供給される。
【００５４】空力計算部では図１８で示すように、迎え
角α、横滑り角β、および速度ｖが予め関数表としてメ
モリーされている空力係数演算部Ｗに供給され、これか
ら空力係数Ｃｘ、Ｃｙ、およびＣｚ並びに空力モーメン
ト係数Ｃｌ、Ｃｍ、Ｃｎが導出される。これら空力係数
を用いることによって上述の ａｆｘ＝Ｑ・Ｓ・Ｃｘ ａｆｙ＝Ｑ・Ｓ・Ｃｙおよび ａｆｚ＝Ｑ・Ｓ・Ｃｚ が求められる。ここでＱは動圧であり、Ｑ＝０．５×ρ
×ｖ2 であり、Ｓは座席面積である。また、空力モーメ
ントは空力モーメント係数Ｃｌ、Ｃｍ、およびＣｎを用
いることによって ａｍx＝Ｑ・Ｓ・ＨＤ・Ｃlcg ａｍy＝Ｑ・Ｓ・ＨＤ・Ｃmcg ａｍz＝Ｑ・Ｓ・ＨＤ・Ｃncg ここでＨＤ＝（４×Ｓ／π）0.5であり、Ｃlcg、
Ｃmcg、ＣncgはＣｌ、Ｃｍ、Ｃｎを座席重心に働く場合
の係数に変換したものである。
角α、横滑り角β、および速度ｖが予め関数表としてメ
モリーされている空力係数演算部Ｗに供給され、これか
ら空力係数Ｃｘ、Ｃｙ、およびＣｚ並びに空力モーメン
ト係数Ｃｌ、Ｃｍ、Ｃｎが導出される。これら空力係数
を用いることによって上述の ａｆｘ＝Ｑ・Ｓ・Ｃｘ ａｆｙ＝Ｑ・Ｓ・Ｃｙおよび ａｆｚ＝Ｑ・Ｓ・Ｃｚ が求められる。ここでＱは動圧であり、Ｑ＝０．５×ρ
×ｖ2 であり、Ｓは座席面積である。また、空力モーメ
ントは空力モーメント係数Ｃｌ、Ｃｍ、およびＣｎを用
いることによって ａｍx＝Ｑ・Ｓ・ＨＤ・Ｃlcg ａｍy＝Ｑ・Ｓ・ＨＤ・Ｃmcg ａｍz＝Ｑ・Ｓ・ＨＤ・Ｃncg ここでＨＤ＝（４×Ｓ／π）0.5であり、Ｃlcg、
Ｃmcg、ＣncgはＣｌ、Ｃｍ、Ｃｎを座席重心に働く場合
の係数に変換したものである。
【００５５】次に図１９及び図２０を参照して本発明の
シミュレータのハード部を構成する模擬飛翔体Ｍについ
て説明する。これは上述の実施の形態における緊急脱出
座席１０を模擬したものであるが、地上に配設されてい
る。架台Ａには駆動軸ｇ１を駆動するに駆動モータｍ1
が取付られており、この駆動軸ｇ１に第１回動部材Ｂが
取り付けられている。駆動軸ｇ１と同一軸に従動軸ｇ
１’が第１回動部材Ｂの対向する面に固定され、軸受Ｇ
1 によって軸受けされている。さらにこの内側に第２回
動部材Ｃが配設されており、これには駆動軸ｇ２が固定
されており、この駆動軸ｇ２は駆動モータｍ2 によって
駆動される。従動軸ｇ２’が第２回動部材Ｃの対向する
面に固定され、軸受Ｇ2 によって軸受けされる。さらに
この内側には第３回動部材Ｄが配設されており、これは
図１９において下方に僅かに見える第３の駆動モータｍ
3 の駆動軸ｇ３(図では見えない)に下方から取付けら
れている。
シミュレータのハード部を構成する模擬飛翔体Ｍについ
て説明する。これは上述の実施の形態における緊急脱出
座席１０を模擬したものであるが、地上に配設されてい
る。架台Ａには駆動軸ｇ１を駆動するに駆動モータｍ1
が取付られており、この駆動軸ｇ１に第１回動部材Ｂが
取り付けられている。駆動軸ｇ１と同一軸に従動軸ｇ
１’が第１回動部材Ｂの対向する面に固定され、軸受Ｇ
1 によって軸受けされている。さらにこの内側に第２回
動部材Ｃが配設されており、これには駆動軸ｇ２が固定
されており、この駆動軸ｇ２は駆動モータｍ2 によって
駆動される。従動軸ｇ２’が第２回動部材Ｃの対向する
面に固定され、軸受Ｇ2 によって軸受けされる。さらに
この内側には第３回動部材Ｄが配設されており、これは
図１９において下方に僅かに見える第３の駆動モータｍ
3 の駆動軸ｇ３(図では見えない)に下方から取付けら
れている。
【００５６】図２０は図１９をさらにモデル化して示す
ものであるが、架台Ａに取付られる駆動モータｍ1 の駆
動軸ｇ１をＺ軸とし、また第１回動部材Ｂの内方に配設
される第２回動部材Ｃは、ここでは円筒体として示され
ている。駆動モータｍ2 の駆動軸ｇ２はＹ軸上にありま
た、第３回動部材Ｄ（ここでは円板として示されてい
る。）を駆動する、図１９では図示されていない第３の
駆動モータｍ3 の軸ｇ３の方向をＸ軸とする。これらＺ
軸、Ｙ軸およびＸ軸の周りの回転がそれぞれオイラー角
のヨー角、ピッチ角およびロール角を表わすものであ
る。各駆動モータｍ 1、ｍ2およびｍ3 には上述の座席運
動シミュレータ１００Ｃの出力であるオイラー角ψ、θ
およびφが図示しないコントローラーを介して供給さ
れ、その角度に追値制御され第１回動部材Ｂ、第２回動
部材Ｃおよび第３回動部材Ｄを各オイラー角へと回動す
る。
ものであるが、架台Ａに取付られる駆動モータｍ1 の駆
動軸ｇ１をＺ軸とし、また第１回動部材Ｂの内方に配設
される第２回動部材Ｃは、ここでは円筒体として示され
ている。駆動モータｍ2 の駆動軸ｇ２はＹ軸上にありま
た、第３回動部材Ｄ（ここでは円板として示されてい
る。）を駆動する、図１９では図示されていない第３の
駆動モータｍ3 の軸ｇ３の方向をＸ軸とする。これらＺ
軸、Ｙ軸およびＸ軸の周りの回転がそれぞれオイラー角
のヨー角、ピッチ角およびロール角を表わすものであ
る。各駆動モータｍ 1、ｍ2およびｍ3 には上述の座席運
動シミュレータ１００Ｃの出力であるオイラー角ψ、θ
およびφが図示しないコントローラーを介して供給さ
れ、その角度に追値制御され第１回動部材Ｂ、第２回動
部材Ｃおよび第３回動部材Ｄを各オイラー角へと回動す
る。
【００５７】以上、本発明の実施の形態による飛翔体の
姿勢制御シミュレータの構成について説明した。次にこ
の作用につき説明する。図１３において飛翔姿勢制御信
号発生部１に飛行機からの脱出時の姿勢角である初期姿
勢角φｉ・θｉ・ψｉが入力される。他方、目標となる
姿勢角φｏ・θｏ・ψｏが入力される。飛翔姿勢制御信
号発生部１を含む姿勢制御部１００Ａは実際の飛翔体の
制御回路であるが、本シミュレータにおいては座席も推
力ロケットも搭載せずシミュレータで行われるので、こ
れらに代えて推力制御モータシミュレータ部１００Ｂ及
び座席の運動シミュレータ部１００Ｃが設けられてい
る。飛翔姿勢制御信号発生部１では上述したように、上
述の入力を受けて角速度コマンドであるｐ−ｃｍｄ、ｑ
−ｃｍｄ及びｒ−ｃｍｄを出力し、これらがＰＩＤ制御
部３ａ・３ｂ・３ｃに供給される。実際の装置ではＰＩ
Ｄ制御部の他方の端子には、実際の座席１０に取付けら
れている角速度センサー１０ａ、１０ｂ、１０ｃの出力
ｐd ・ｑd ・ｒd が供給されるのであるが、シミュレー
タでは座席の運動シミュレータ１００Ｃから図１６で示
すように、積分部９０の出力ωｘ・ωｙ・ωｚが図１３
におけるＰＩＤ制御部３ａ・３ｂ及び３ｃの他方の入力
端子に供給される。
姿勢制御シミュレータの構成について説明した。次にこ
の作用につき説明する。図１３において飛翔姿勢制御信
号発生部１に飛行機からの脱出時の姿勢角である初期姿
勢角φｉ・θｉ・ψｉが入力される。他方、目標となる
姿勢角φｏ・θｏ・ψｏが入力される。飛翔姿勢制御信
号発生部１を含む姿勢制御部１００Ａは実際の飛翔体の
制御回路であるが、本シミュレータにおいては座席も推
力ロケットも搭載せずシミュレータで行われるので、こ
れらに代えて推力制御モータシミュレータ部１００Ｂ及
び座席の運動シミュレータ部１００Ｃが設けられてい
る。飛翔姿勢制御信号発生部１では上述したように、上
述の入力を受けて角速度コマンドであるｐ−ｃｍｄ、ｑ
−ｃｍｄ及びｒ−ｃｍｄを出力し、これらがＰＩＤ制御
部３ａ・３ｂ・３ｃに供給される。実際の装置ではＰＩ
Ｄ制御部の他方の端子には、実際の座席１０に取付けら
れている角速度センサー１０ａ、１０ｂ、１０ｃの出力
ｐd ・ｑd ・ｒd が供給されるのであるが、シミュレー
タでは座席の運動シミュレータ１００Ｃから図１６で示
すように、積分部９０の出力ωｘ・ωｙ・ωｚが図１３
におけるＰＩＤ制御部３ａ・３ｂ及び３ｃの他方の入力
端子に供給される。
【００５８】以下、実際の装置と同様な制御作用を行
い、図９で示す設定圧力と測定圧力との偏差によりピン
トル位置信号を補正するための圧力補正信号を供給する
ブロック図において、推力制御モータシミュレータ１０
０Ｂからの圧力信号、すなわち図１５における推力制御
モーターシミュレータ１００Ｂの圧力計算部６２からの
圧力ＰＣがここに供給される。
い、図９で示す設定圧力と測定圧力との偏差によりピン
トル位置信号を補正するための圧力補正信号を供給する
ブロック図において、推力制御モータシミュレータ１０
０Ｂからの圧力信号、すなわち図１５における推力制御
モーターシミュレータ１００Ｂの圧力計算部６２からの
圧力ＰＣがここに供給される。
【００５９】他方、図１６で示される運動シミュレータ
部１００Ｃでは、オイラー姿勢角計算部９６からオイラ
ー角φ・θ及びψが実時間で出力されているが、これは
目標のオイラー角に向って変化していく 目標のオイラ
ー角に到達すると以後この姿勢角出力を維持する。これ
によってこのシミュレータにより、安定に、確実に目標
のオイラー姿勢角が得られることが証明される。一方、
積分器９０の出力ωｘ、ωｙ、ωｚも零となっている。
部１００Ｃでは、オイラー姿勢角計算部９６からオイラ
ー角φ・θ及びψが実時間で出力されているが、これは
目標のオイラー角に向って変化していく 目標のオイラ
ー角に到達すると以後この姿勢角出力を維持する。これ
によってこのシミュレータにより、安定に、確実に目標
のオイラー姿勢角が得られることが証明される。一方、
積分器９０の出力ωｘ、ωｙ、ωｚも零となっている。
【００６０】本発明の実施の形態によれば、更にハード
な部分も加えることにより、上述のシミュレータ作用を
更に確実に証明することができる。すなわち冒頭で述べ
た緊急脱出座席１０を実際に飛行機から脱出させて所望
の姿勢制御ができるか実験することは極めて困難である
ので、上述のシミュレータで行って姿勢制御を確実・安
定に行うことを証明したが、更に発明の他実施の形態に
よれば、図１９で示す、擬飛翔体Ｍを用い、この電動機
ｍ１、ｍ２及びｍ３に図１６で示すオイラー姿勢角計算
部９６の出力信号φ、θ、ψを図示しないコントローラ
に供給し、これから発生する電力を駆動電動機ｍ１、ｍ
２及びｍ３に供給し、各回動部材Ｂ、Ｃ、Ｄの駆動軸ｇ
１、ｇ２、ｇ３の回動角度が出力φ、θ、ψとなる追値
制御を行う。上述したように、第１、第２、第３駆動軸
ｇ１、ｇ２、ｇ３は、各々独立して駆動され回動するこ
とができるので、正確に目標のオイラー角を得るべく回
動する。
な部分も加えることにより、上述のシミュレータ作用を
更に確実に証明することができる。すなわち冒頭で述べ
た緊急脱出座席１０を実際に飛行機から脱出させて所望
の姿勢制御ができるか実験することは極めて困難である
ので、上述のシミュレータで行って姿勢制御を確実・安
定に行うことを証明したが、更に発明の他実施の形態に
よれば、図１９で示す、擬飛翔体Ｍを用い、この電動機
ｍ１、ｍ２及びｍ３に図１６で示すオイラー姿勢角計算
部９６の出力信号φ、θ、ψを図示しないコントローラ
に供給し、これから発生する電力を駆動電動機ｍ１、ｍ
２及びｍ３に供給し、各回動部材Ｂ、Ｃ、Ｄの駆動軸ｇ
１、ｇ２、ｇ３の回動角度が出力φ、θ、ψとなる追値
制御を行う。上述したように、第１、第２、第３駆動軸
ｇ１、ｇ２、ｇ３は、各々独立して駆動され回動するこ
とができるので、正確に目標のオイラー角を得るべく回
動する。
【００６１】次に図２１ないし図２３を参照してモーシ
ョンテーブルＭの動作について説明する．図２１におい
てＡは初期状態を示し第１回動部材Ｂ、第２回動部材
Ｃ、および第３回動部材Ｄは初期位置にある。すなわ
ち、各駆動軸の回転角は零である。なお、初期状態で
は、図をわかり易くするためにオイラー角φ、θ、ψは
いづれも０度としているが、実際には脱出時の角度をと
るように各駆動軸ｇ１、ｇ２、ｇ３を回動させておく。
ョンテーブルＭの動作について説明する．図２１におい
てＡは初期状態を示し第１回動部材Ｂ、第２回動部材
Ｃ、および第３回動部材Ｄは初期位置にある。すなわ
ち、各駆動軸の回転角は零である。なお、初期状態で
は、図をわかり易くするためにオイラー角φ、θ、ψは
いづれも０度としているが、実際には脱出時の角度をと
るように各駆動軸ｇ１、ｇ２、ｇ３を回動させておく。
【００６２】この状態において各駆動軸ｇ１、ｇ２、ｇ
３は座席運動シミュレータ１００Ｃのオイラー角出力が
図示しないコントローラを介して駆動モータｍ1、ｍ2、
ｍ3に供給されて、同時に出力オイラー角になるように
回転するのであるが、この動作をわかり易くするため
に、各オイラー角の信号で回転する様子を、第１、第
２、第３回動部材について順次説明する。
３は座席運動シミュレータ１００Ｃのオイラー角出力が
図示しないコントローラを介して駆動モータｍ1、ｍ2、
ｍ3に供給されて、同時に出力オイラー角になるように
回転するのであるが、この動作をわかり易くするため
に、各オイラー角の信号で回転する様子を、第１、第
２、第３回動部材について順次説明する。
【００６３】なお、本実施の形態におけるオイラー角の
定義から、図１９及び図２０に示すように、Ｚ軸の周り
の回転角はヨー角とされる。通常はＺ軸は上下方向とさ
れるが、モーションテーブルＭを作製しやすいように水
平方向とした。従って、実際には第１回動部材ＢのＺ軸
と直交する側面Ｂａが座席１０のシート面２’に相当す
る。最外周側にある回動部材ＢがＺ軸の周りにヨー角度
回動すると、内周側にある第２回動部材Ｃ及び第３回動
部材ＤもＺ軸の周りにこのヨー角度回動する。すなわ
ち、Ｙ軸、Ｘ軸は、図１９、図２０に図示の方向から、
この角度だけ回動する。この回動後のＹ軸及びＸ軸を
Ｙ'軸 及びＸ’軸とする。これらは図示していないが、
更にＹ'軸 の周り、ピッチ角度、第２回動部材Ｂ及び第
３回動部材Ｃが回動する。この回動後のＸ’軸をＸ”軸
とする。これらも図示していない。この時にとるモーシ
ョンテーブルＭの姿勢が図２３Ｃである。
定義から、図１９及び図２０に示すように、Ｚ軸の周り
の回転角はヨー角とされる。通常はＺ軸は上下方向とさ
れるが、モーションテーブルＭを作製しやすいように水
平方向とした。従って、実際には第１回動部材ＢのＺ軸
と直交する側面Ｂａが座席１０のシート面２’に相当す
る。最外周側にある回動部材ＢがＺ軸の周りにヨー角度
回動すると、内周側にある第２回動部材Ｃ及び第３回動
部材ＤもＺ軸の周りにこのヨー角度回動する。すなわ
ち、Ｙ軸、Ｘ軸は、図１９、図２０に図示の方向から、
この角度だけ回動する。この回動後のＹ軸及びＸ軸を
Ｙ'軸 及びＸ’軸とする。これらは図示していないが、
更にＹ'軸 の周り、ピッチ角度、第２回動部材Ｂ及び第
３回動部材Ｃが回動する。この回動後のＸ’軸をＸ”軸
とする。これらも図示していない。この時にとるモーシ
ョンテーブルＭの姿勢が図２３Ｃである。
【００６４】図１９、図２０の姿勢から水平線に対し９
０度ひねった姿勢でＸ軸、Ｙ軸、Ｚ軸が通常通りの方向
となる。然しながら、モーションテーブルＭの各回動部
材Ｂ、Ｃ、Ｄの動作については、わかり易くするために
回動部材Ｄ、Ｃ、Ｂの順で各々につきロール角φ、ピッ
チ角θ、ヨー角ψ、回動させる場合について説明する。
すなわち、図２１は、第３回動部材Ｄのみを、駆動電動
機ｍ3 の駆動により軸Ｘの周りにロール角度ψだけ回動
させる場合を示す。図２２は軸Ｙの周りにピッチ角度θ
だけ駆動電動機ｍ2 の駆動により回動部材Ｃを回動させ
る場合を示し、図２３は軸Ｚの周りにヨー角φだけ駆動
電動機ｍ1 の駆動により回動部材Ｂを回動させる場合を
示す。
０度ひねった姿勢でＸ軸、Ｙ軸、Ｚ軸が通常通りの方向
となる。然しながら、モーションテーブルＭの各回動部
材Ｂ、Ｃ、Ｄの動作については、わかり易くするために
回動部材Ｄ、Ｃ、Ｂの順で各々につきロール角φ、ピッ
チ角θ、ヨー角ψ、回動させる場合について説明する。
すなわち、図２１は、第３回動部材Ｄのみを、駆動電動
機ｍ3 の駆動により軸Ｘの周りにロール角度ψだけ回動
させる場合を示す。図２２は軸Ｙの周りにピッチ角度θ
だけ駆動電動機ｍ2 の駆動により回動部材Ｃを回動させ
る場合を示し、図２３は軸Ｚの周りにヨー角φだけ駆動
電動機ｍ1 の駆動により回動部材Ｂを回動させる場合を
示す。
【００６５】図２１において、見えない駆動電動機ｍ3
の駆動により第３回動部材Ｄは軸Ｘの周りに回動して、
順次図２１のＡ、Ｂ、Ｃで示す角度位置をとる。すなわ
ち、ロール角φだけ回動させる。次いで、図２２で示す
ように、第２回動部材Ｂを軸Ｙの周りに駆動電動機ｍ2
によりピッチ角度θだけ回動させる。図２２Ａ、Ｂ、Ｃ
で示すように、回動部材Ｂは回動部材Ｄと共に軸Ｙの周
りにピッチ角度θへと回動する。
の駆動により第３回動部材Ｄは軸Ｘの周りに回動して、
順次図２１のＡ、Ｂ、Ｃで示す角度位置をとる。すなわ
ち、ロール角φだけ回動させる。次いで、図２２で示す
ように、第２回動部材Ｂを軸Ｙの周りに駆動電動機ｍ2
によりピッチ角度θだけ回動させる。図２２Ａ、Ｂ、Ｃ
で示すように、回動部材Ｂは回動部材Ｄと共に軸Ｙの周
りにピッチ角度θへと回動する。
【００６６】次に、図２３で示すように、駆動電動機ｍ
1 により第１回動部材Ｂは第１駆動軸ｇ１と共にＡ、
Ｂ、Ｃで示すように、ヨー角度ψだけ回動する。このと
き、第２、第３回動部材Ｃ、Ｄも軸Ｚの周りにヨー角度
ψだけ回動する。なお、以上ではＺ軸、Ｙ軸、およびＸ
軸の順番にその軸の周りに各回動部材を回動させるよう
にして各オイラー角を定めたが、もちろんオイラー角の
定義によっては、この順序で行う必要は無くＺ軸、Ｘ
軸、Ｙ軸またはＸ軸、Ｙ軸、Ｚ軸の順序で行うようにし
ても良い。但し、その場合、座標回転行列はその順序に
よって変わってくる。本発明の実施の形態では、上述し
たように、Ｚ軸、Ｙ軸、およびＸ軸の順序でそれぞれの
軸の周りの角度をオイラー角と定義する。第１、第２、
第３の駆動軸ｇ１、ｇ２、ｇ３に対するオイラー角の出
力信号の与え方については、オイラー角の定義によって
定めればよい。第３回動部材Ｄには姿勢制御部１００Ａ
が搭載されており、これには図示せずとも角速度センサ
ーが取付けられている。よって上述の第１、第２、第３
駆動軸ｇ１、ｇ２、ｇ３の回動により、実際の角速度信
号が導出され、これが調整部２におけるＰＩＤ制御部３
ａ、３ｂ及び３ｃに供給される。この角速度センサーの
出力を図１６の計算部９２、９４、９６により変換する
ことにより、実際のオイラー角に近いオイラー角を計測
することができ、よって目標とするオイラー角が得られ
たかどうかを確認することができる。
1 により第１回動部材Ｂは第１駆動軸ｇ１と共にＡ、
Ｂ、Ｃで示すように、ヨー角度ψだけ回動する。このと
き、第２、第３回動部材Ｃ、Ｄも軸Ｚの周りにヨー角度
ψだけ回動する。なお、以上ではＺ軸、Ｙ軸、およびＸ
軸の順番にその軸の周りに各回動部材を回動させるよう
にして各オイラー角を定めたが、もちろんオイラー角の
定義によっては、この順序で行う必要は無くＺ軸、Ｘ
軸、Ｙ軸またはＸ軸、Ｙ軸、Ｚ軸の順序で行うようにし
ても良い。但し、その場合、座標回転行列はその順序に
よって変わってくる。本発明の実施の形態では、上述し
たように、Ｚ軸、Ｙ軸、およびＸ軸の順序でそれぞれの
軸の周りの角度をオイラー角と定義する。第１、第２、
第３の駆動軸ｇ１、ｇ２、ｇ３に対するオイラー角の出
力信号の与え方については、オイラー角の定義によって
定めればよい。第３回動部材Ｄには姿勢制御部１００Ａ
が搭載されており、これには図示せずとも角速度センサ
ーが取付けられている。よって上述の第１、第２、第３
駆動軸ｇ１、ｇ２、ｇ３の回動により、実際の角速度信
号が導出され、これが調整部２におけるＰＩＤ制御部３
ａ、３ｂ及び３ｃに供給される。この角速度センサーの
出力を図１６の計算部９２、９４、９６により変換する
ことにより、実際のオイラー角に近いオイラー角を計測
することができ、よって目標とするオイラー角が得られ
たかどうかを確認することができる。
【００６７】以上述べたように、飛翔体としては空、又
は宇宙に実際に飛翔する座席ではなく、地上に配設した
ものであるが、姿勢制御部に関してはまったく同等の作
用を得ることができるので、実施の形態によるシミュレ
ータにこのハードを加えたシミュレータによって、より
確実に本発明の実施の形態による飛翔体の姿勢制御作用
を証明することができる。
は宇宙に実際に飛翔する座席ではなく、地上に配設した
ものであるが、姿勢制御部に関してはまったく同等の作
用を得ることができるので、実施の形態によるシミュレ
ータにこのハードを加えたシミュレータによって、より
確実に本発明の実施の形態による飛翔体の姿勢制御作用
を証明することができる。
【００６８】図２４は、本発明の第二の実施の形態によ
る飛翔体の姿勢制御シミュレータの要部のブロック図で
あるが、本発明の実施の形態においては、飛翔体は脱出
時の姿勢を一定に保持することが出来るようにしてい
る。脱出姿勢角信号発生部１０１’には初期姿勢角が設
定されるが、この信号発生部１０１’の出力であるオイ
ラー初期姿勢角φｉ、θｉ、ψｉが、ＰＩＤ制御部３
ａ、３ｂ、３ｃ供給され、この他入力としては、上述と
同様な座席運動シミュレータ１００Ｃのオイラー角出力
信号φ、θ、ψが供給される。
る飛翔体の姿勢制御シミュレータの要部のブロック図で
あるが、本発明の実施の形態においては、飛翔体は脱出
時の姿勢を一定に保持することが出来るようにしてい
る。脱出姿勢角信号発生部１０１’には初期姿勢角が設
定されるが、この信号発生部１０１’の出力であるオイ
ラー初期姿勢角φｉ、θｉ、ψｉが、ＰＩＤ制御部３
ａ、３ｂ、３ｃ供給され、この他入力としては、上述と
同様な座席運動シミュレータ１００Ｃのオイラー角出力
信号φ、θ、ψが供給される。
【００６９】なお、図１６においてクオータニオン計算
部９０では、初期クオータニオンとして、初期姿勢角、
すなわち脱出時のオイラー角φｉ、θｉ、ψｉが入力さ
れているので、オイラー姿勢角計算部９６の出力φ、
θ、ψは脱出時の姿勢角φｉ、θｉ、ψｉに殆んど等し
い。すなわち、 φ＝φｉ±△φ θ＝θｉ±△θ ψ＝ψｉ±△ψ であり、△φ、△θ、△ψは非常に小さく、定常状態で
は０となるものである。高度Ｚに応じて、空力計算部８
４から空力ａｆx、ａｆy、ａｆz 及びａｍx、ａｍy 、
ａｍz が出力するので、推力Ｆ１〜Ｆ４は座席１０に対
して空力による回転モーメントを発生しないバランスを
とってＦ１〜Ｆ４が発生している。この誤差によっても
オイラー姿勢角計算部９６の出力φ、θ、ψは、脱出時
の姿勢角φｉ、θｉ、ψｉとは小さいながらも偏差を持
つ。空力の変化によっても偏差を持つ。これによって、
ＰＩＤ制御部３ａ、３ｂ、３ｃからは、この偏差をなく
すべくモーメントＭｐ、Ｍｑ、Ｍｒを発生し、これによ
り座席中の脱出時の姿勢角を一定に保つ働きをする。
部９０では、初期クオータニオンとして、初期姿勢角、
すなわち脱出時のオイラー角φｉ、θｉ、ψｉが入力さ
れているので、オイラー姿勢角計算部９６の出力φ、
θ、ψは脱出時の姿勢角φｉ、θｉ、ψｉに殆んど等し
い。すなわち、 φ＝φｉ±△φ θ＝θｉ±△θ ψ＝ψｉ±△ψ であり、△φ、△θ、△ψは非常に小さく、定常状態で
は０となるものである。高度Ｚに応じて、空力計算部８
４から空力ａｆx、ａｆy、ａｆz 及びａｍx、ａｍy 、
ａｍz が出力するので、推力Ｆ１〜Ｆ４は座席１０に対
して空力による回転モーメントを発生しないバランスを
とってＦ１〜Ｆ４が発生している。この誤差によっても
オイラー姿勢角計算部９６の出力φ、θ、ψは、脱出時
の姿勢角φｉ、θｉ、ψｉとは小さいながらも偏差を持
つ。空力の変化によっても偏差を持つ。これによって、
ＰＩＤ制御部３ａ、３ｂ、３ｃからは、この偏差をなく
すべくモーメントＭｐ、Ｍｑ、Ｍｒを発生し、これによ
り座席中の脱出時の姿勢角を一定に保つ働きをする。
【００７０】一方、モーションテーブルＭにおいては、
脱出時の姿勢角φｉ、θｉ、ψｉとの偏差に応じて駆動
電動機ｍ1、ｍ2、ｍ3 に電力が与えられ、これにより初
期オイラー姿勢角φｉ、θｉ、ψｉからのズレを０にす
るように働く。よって、このモーションテーブルＭが殆
んど静止していることを確認することによって、初期の
姿勢角を維持することが証明される。なお、姿勢角を一
定に保持する制御では、初期姿勢角を０度とすることが
でき、これからの偏差は小さいので、角速度センサの出
力の積分値をオイラー角に近似することができる。
脱出時の姿勢角φｉ、θｉ、ψｉとの偏差に応じて駆動
電動機ｍ1、ｍ2、ｍ3 に電力が与えられ、これにより初
期オイラー姿勢角φｉ、θｉ、ψｉからのズレを０にす
るように働く。よって、このモーションテーブルＭが殆
んど静止していることを確認することによって、初期の
姿勢角を維持することが証明される。なお、姿勢角を一
定に保持する制御では、初期姿勢角を０度とすることが
でき、これからの偏差は小さいので、角速度センサの出
力の積分値をオイラー角に近似することができる。
【００７１】以上、本発明の実施の形態について説明し
たが、勿論、本発明はこれらに限定されることなく、本
発明の技術的思想に基づいて種々の変形が可能である。
たが、勿論、本発明はこれらに限定されることなく、本
発明の技術的思想に基づいて種々の変形が可能である。
【００７２】例えば以上の実施の形態では、ピントル・
ノズルの個数は４個であったが座席の形状や重心の位置
によっては、これより少なくても、あるいは多くても、
本発明の作用は可能である。
ノズルの個数は４個であったが座席の形状や重心の位置
によっては、これより少なくても、あるいは多くても、
本発明の作用は可能である。
【００７３】また以上の実施の形態では、初期のオイラ
ー角（φi 、θi 、ψi ）から目標のオイラー角
（φ0 、θ0 、ψ0 ）を得るための時間関数はサイン関
数であるとしたが、これに代え少なくとも所定の時間内
では時間に関し連続的に増大する関数であれば、他の関
数形式であってもよい。
ー角（φi 、θi 、ψi ）から目標のオイラー角
（φ0 、θ0 、ψ0 ）を得るための時間関数はサイン関
数であるとしたが、これに代え少なくとも所定の時間内
では時間に関し連続的に増大する関数であれば、他の関
数形式であってもよい。
【００７４】また以上の実施の形態では、上述のサイン
関数は、 φ＝０．５×φδ×〔ｓｉｎ（πｔ−π／２）＋１〕＋
φi （他のオイラー角θ、ψについても同様）とし、１秒で
所望の目標オイラー角φ 0 を得るようにしたが、一般的
に、φ＝０．５×φδ×〔ｓｉｎ（πｔ／ａ−π／２）
＋１〕＋φi としてもよい（ａ秒でφ0 となる）。又、
以上の実施の形態では、回転すべき角をサイン関数で変
化させたが、これに代えて回転すべき角度の角速度をサ
イン関数で変化させるようにしている。すなわち、次の
演算を行う。 回転角＝（目的姿勢角−脱出時の姿勢角） δφ＝φ0 −φi δθ＝θ0 −θi δψ＝ψ0 −ψi 回転の角速度をサイン関数で変化させるために下記信
号を生成する。 ｄφ／ｄｔ＝δφ×〔ｓｉｎ（２πｔ−π／２）＋１〕 ｄθ／ｄｔ＝δθ×〔ｓｉｎ（２πｔ−π／２）＋１〕 ｄψ／ｄｔ＝δψ×〔ｓｉｎ（２πｔ−π／２）＋１〕 上記信号の積分値に初期姿勢角を加える。 φ＝∫ｄφ／ｄｔ・ｄｔ＋φi θ＝∫ｄθ／ｄｔ・ｄｔ＋θi ψ＝∫ｄψ／ｄｔ・ｄｔ＋ψi 上記信号φ、θ、ψのｓｉｎ、ｃｏｓを求める。 ｓｉｎθ ｓｉｎφ ｃｏｓθ ｃｏｓφ 座席の命令回転角速度信号を下式の関係を使って求め
る。 ｐ−ｃｍｄ＝ｄφ／ｄｔ−（ｄψ／ｄｔ）×ｓｉｎθ ｑ−ｃｍｄ＝（ｄθ／ｄｔ）×ｃｏｓφ＋（ｄψ／ｄ
ｔ）×ｓｉｎφｃｏｓθ ｒ−ｃｍｄ＝−（ｄθ／ｄｔ）×ｓｉｎφ＋（ｄψ／ｄ
ｔ）×ｃｏｓφｃｏｓθ この変形例では、角度の目標角への変化開始はより滑ら
かである。よって、より制御が安定する。
関数は、 φ＝０．５×φδ×〔ｓｉｎ（πｔ−π／２）＋１〕＋
φi （他のオイラー角θ、ψについても同様）とし、１秒で
所望の目標オイラー角φ 0 を得るようにしたが、一般的
に、φ＝０．５×φδ×〔ｓｉｎ（πｔ／ａ−π／２）
＋１〕＋φi としてもよい（ａ秒でφ0 となる）。又、
以上の実施の形態では、回転すべき角をサイン関数で変
化させたが、これに代えて回転すべき角度の角速度をサ
イン関数で変化させるようにしている。すなわち、次の
演算を行う。 回転角＝（目的姿勢角−脱出時の姿勢角） δφ＝φ0 −φi δθ＝θ0 −θi δψ＝ψ0 −ψi 回転の角速度をサイン関数で変化させるために下記信
号を生成する。 ｄφ／ｄｔ＝δφ×〔ｓｉｎ（２πｔ−π／２）＋１〕 ｄθ／ｄｔ＝δθ×〔ｓｉｎ（２πｔ−π／２）＋１〕 ｄψ／ｄｔ＝δψ×〔ｓｉｎ（２πｔ−π／２）＋１〕 上記信号の積分値に初期姿勢角を加える。 φ＝∫ｄφ／ｄｔ・ｄｔ＋φi θ＝∫ｄθ／ｄｔ・ｄｔ＋θi ψ＝∫ｄψ／ｄｔ・ｄｔ＋ψi 上記信号φ、θ、ψのｓｉｎ、ｃｏｓを求める。 ｓｉｎθ ｓｉｎφ ｃｏｓθ ｃｏｓφ 座席の命令回転角速度信号を下式の関係を使って求め
る。 ｐ−ｃｍｄ＝ｄφ／ｄｔ−（ｄψ／ｄｔ）×ｓｉｎθ ｑ−ｃｍｄ＝（ｄθ／ｄｔ）×ｃｏｓφ＋（ｄψ／ｄ
ｔ）×ｓｉｎφｃｏｓθ ｒ−ｃｍｄ＝−（ｄθ／ｄｔ）×ｓｉｎφ＋（ｄψ／ｄ
ｔ）×ｃｏｓφｃｏｓθ この変形例では、角度の目標角への変化開始はより滑ら
かである。よって、より制御が安定する。
【００７５】また以上の実施の形態では、飛翔体として
緊急脱出座席を適用したが、他の飛翔体、例えば、飛行
機やロケットにも本発明を適用してもよい。
緊急脱出座席を適用したが、他の飛翔体、例えば、飛行
機やロケットにも本発明を適用してもよい。
【００７６】また以上の実施の形態では、調節部２では
ＰＩＤ制御を行うようにしたが、制御対象によってはＰ
Ｉ制御又はＰ制御を行うようにしてもよい。または最近
の制御則であるＬＱＩ制御、Ｈ∞制御を行うようにして
もよい。
ＰＩＤ制御を行うようにしたが、制御対象によってはＰ
Ｉ制御又はＰ制御を行うようにしてもよい。または最近
の制御則であるＬＱＩ制御、Ｈ∞制御を行うようにして
もよい。
【００７７】また以上の実施の形態では、推進ロケット
Ｒは１個で、これに４個のピントル・ノズルを取り付け
るようにしたが、推進ロケットＲは１個でなくでもよ
く、２個以上用いることも可能である。この場合、推力
ロケットシミュレータ部としては、上述の１００Ｂを、
その数に応じて構成すればよい。
Ｒは１個で、これに４個のピントル・ノズルを取り付け
るようにしたが、推進ロケットＲは１個でなくでもよ
く、２個以上用いることも可能である。この場合、推力
ロケットシミュレータ部としては、上述の１００Ｂを、
その数に応じて構成すればよい。
【００７８】また以上の変形例では、関数ｇφ（ｔ）と
してδφ×〔ｓｉｎ（２πｔ−π／２）＋１〕を用いた
が、一般に０≦ｔ≦所定時間で連続的で正であり、ｔ＝
０と、ｔ＝所定時間で零で、かつ極大値を有し、前記所
定時間以降零である関数ｇφ（ｔ）（他のオイラー角に
ついても同様）であれば、すべて本発明に適用可能であ
る。また、以上の実施の形態では目標とするオイラー角
φ、θ、ψを同時に得るようにしたが、一軸ごとに得る
ようにしてもよい。しかしながら、時間的には少し遅く
なる可能性がある。一軸ごとの回転の場合は座席の座標
系での角速度とオイラー角速度とが同じになり、演算が
非常に簡単になるというメリットがある。デメリット
は、上述したように目標とするオイラー角にするまで時
間がかかることである。
してδφ×〔ｓｉｎ（２πｔ−π／２）＋１〕を用いた
が、一般に０≦ｔ≦所定時間で連続的で正であり、ｔ＝
０と、ｔ＝所定時間で零で、かつ極大値を有し、前記所
定時間以降零である関数ｇφ（ｔ）（他のオイラー角に
ついても同様）であれば、すべて本発明に適用可能であ
る。また、以上の実施の形態では目標とするオイラー角
φ、θ、ψを同時に得るようにしたが、一軸ごとに得る
ようにしてもよい。しかしながら、時間的には少し遅く
なる可能性がある。一軸ごとの回転の場合は座席の座標
系での角速度とオイラー角速度とが同じになり、演算が
非常に簡単になるというメリットがある。デメリット
は、上述したように目標とするオイラー角にするまで時
間がかかることである。
【発明の効果】本発明の飛翔体の姿勢制御シミュレータ
によれば、例えば実際に緊急脱出座席や推力制御モータ
を用いて実験せずとも、飛翔体の目標姿勢角を迅速に得
ることができることが証明される。又は脱出時の姿勢角
を一定に保持することが証明される。
によれば、例えば実際に緊急脱出座席や推力制御モータ
を用いて実験せずとも、飛翔体の目標姿勢角を迅速に得
ることができることが証明される。又は脱出時の姿勢角
を一定に保持することが証明される。
【図１】本発明の実施の形態に適用される緊急脱出座席
の斜視図である。
の斜視図である。
【図２】図１を更に簡略化してロールモーメント、ピッ
チモーメント及びヨーモーメントを説明するための斜視
図である。
チモーメント及びヨーモーメントを説明するための斜視
図である。
【図３】４個のピントル・ノズルの取付位置、推進力ベ
クトル及び各モーメントの発生状況を示す図で、Ａは側
面図で取付位置及び推進ベクトルを示し、正のピッチモ
ーメントを発生する場合、Ｂは負のピッチモーメントを
発生する場合を示す。
クトル及び各モーメントの発生状況を示す図で、Ａは側
面図で取付位置及び推進ベクトルを示し、正のピッチモ
ーメントを発生する場合、Ｂは負のピッチモーメントを
発生する場合を示す。
【図４】４個のピントル・ノズルの取付位置、推進力ベ
クトル及び各モーメントの発生状況を示す図で、Ａは背
面図で取付位置及び推進ベクトルを示し、負のロールモ
ーメントを発生する場合、Ｂは正のロールモーメントを
発生する場合を示す。
クトル及び各モーメントの発生状況を示す図で、Ａは背
面図で取付位置及び推進ベクトルを示し、負のロールモ
ーメントを発生する場合、Ｂは正のロールモーメントを
発生する場合を示す。
【図５】同様に平面図で、Ａが正のヨーモーメントを発
生する場合、Ｂが負のヨーモーメントを発生する場合を
示す。
生する場合、Ｂが負のヨーモーメントを発生する場合を
示す。
【図６】１個のピントル・ノズルとアクチュエータを示
す部分拡大断面図である。
す部分拡大断面図である。
【図７】推力モータの縦断面図である。
【図８】本発明の実施の形態による姿勢制御方法を具体
化する回路のブロック図である。
化する回路のブロック図である。
【図９】図８における推力制御部のブロック図である。
【図１０】図８における１つのＰＩＤ制御部のブロック
図である。
図である。
【図１１】飛行機から脱出し、姿勢制御される緊急脱出
座席の飛行軌跡を示す概略斜視図である。
座席の飛行軌跡を示す概略斜視図である。
【図１２】本発明実施の形態による擬飛翔体の姿勢制御
シミュレータのブロック図である。
シミュレータのブロック図である。
【図１３】図８の要部との関係を示すために、かつ図１
２における姿勢制御部と各シミュレータ部との関係を示
すブロック図である。
２における姿勢制御部と各シミュレータ部との関係を示
すブロック図である。
【図１４】さらに姿勢制御部と推力制御モータシミュレ
ータ部との関係を示すブロック図である。
ータ部との関係を示すブロック図である。
【図１５】同シミュレータにおける推力制御モータシミ
ュレータ部のブロック図である。
ュレータ部のブロック図である。
【図１６】座席の運動シミュレータのブロック図を示す
図である。
図である。
【図１７】図１６のクオータニオン計算部の詳細を示す
ブロック図。
ブロック図。
【図１８】図１６における空力計算に使用されるブロッ
ク図である。
ク図である。
【図１９】座席の運動シミュレータに選択的に用いられ
るモーションテーブル、または擬飛翔体の斜視図であ
る。
るモーションテーブル、または擬飛翔体の斜視図であ
る。
【図２０】図１９をさらに模式化して示す斜視図であ
る。
る。
【図２１】擬飛翔体の作用を示す図で、第１ないし第３
回動部材の内、第３回動部材の動きを順次Ａ、Ｂ、Ｃの
順で示す斜視図である。
回動部材の内、第３回動部材の動きを順次Ａ、Ｂ、Ｃの
順で示す斜視図である。
【図２２】第２回動部材がＡないしＣの順序で回動する
状況を示す斜視図である。
状況を示す斜視図である。
【図２３】第１回動部材がＡないしＣの順序で順次回動
する状況を示す斜視図である。
する状況を示す斜視図である。
【図２４】本発明の第２の実施形態による飛翔体の姿勢
角制御シミュレータの要部のブロック図である。
角制御シミュレータの要部のブロック図である。
【図２５】クォータニオンの定義を図解するチャートで
ある。
ある。
１ 飛翔姿勢制御信号発生部
１’ 脱出姿勢角信号発生部
１００Ａ 姿勢制御部
１００Ｂ 推力制御モータシミュレータ部
１００Ｃ 座席の運動シミュレータ部
Ｍ モーションテーブル
Claims (23)
- 【請求項１】 擬飛翔体の姿勢制御部と、前記擬飛翔体
の姿勢を変更させるための推力を発生させる推力制御モ
ータシミュレータ部と、該推力制御モータシミュレータ
部の推力信号を受け、前記擬飛翔体の運動をシミュレー
トする擬飛翔体の運動シミュレータ部とを備え、前記姿
勢制御部は（ａ）ロール、ピッチ及びヨーの初期オイラ
ー角φi 、θi 、ψ1 及び目標オイラー角φ0 、θ0 、
ψ0 の各入力信号を生成する入力信号生成部と、（ｂ）
前記初期オイラー角φi 、θi 、ψ1 と目標オイラー角
φ0 、θ0 、ψ0との差δφ、δθ、δψを演算する演
算部と、（ｃ）０≦ｔ≦所定時間、零から連続的に増大
し該所定時間で前記差δφ、δθ、δψに達し、該所定
時間以降、該δφ、δθ、δψの一定値を維持する関数
ｆφ（ｔ）、ｆθ（ｔ）、ｆψ（ｔ）を設定する関数設
定部と、（ｄ）前記擬飛翔体に固定した座標Ｘ、Ｙ、Ｚ
に関する角速度ｐ、ｑ、ｒとオイラー角速度との関係 【数１】 において、前記ｆφ（ｔ）、ｆθ（ｔ）、ｆψ（ｔ）及
びこれらの微分ｆ’φ（ｔ）、ｆ’θ（ｔ）、ｆ’ψ
（ｔ）をそれぞれ前記φ、θ、ψ及び前記ｄφ／ｄｔ、
ｄθ／ｄｔ、ｄψ／ｄｔに代入することによって得られ
るｐ、ｑ、ｒをそれぞれコマンド角速度ｐ−ｃｍｄ、ｑ
−ｃｍｄ、ｒ−ｃｍｄとするコマンド信号生成部と、
（ｅ）前記擬飛翔体に取り付けた角速度センサ又は前記
運動シミュレータ部の擬角速度出力信号ｐd 、ｑd 、ｒ
d を受ける信号入力部と、（ｆ）前記ｐ−ｃｍｄ、ｑ−
ｃｍｄ、ｒ−ｃｍｄと前記角速度出力信号ｐd 、ｑ d 、
ｒd との偏差を求める偏差演算部と、（ｇ）前記各偏差
から必要な操作量としてロールモーメント、ピッチモー
メント、及びヨーモーメントを得るために、前記推力制
御部モータシミュレータ部の複数の擬ピントル・ノズル
の開口面積の調整を行うためのピントル位置信号Ｘｐ−
ｃｍｄ１〜４を発生するピントル位置信号発生部とを具
備し、前記目標オイラー角φ0 、θ0 、ψ0 を模擬的に
得るようにしたことを特徴とする飛翔体の姿勢制御シミ
ュレータ。 - 【請求項２】 前記目標オイラー角φ0 、θ0 、ψ0 を
同時に得るようにしたことを特徴とする請求項１に記載
の飛翔体の姿勢制御シミュレータ。 - 【請求項３】 前記関数ｆφ（ｔ）、ｆθ（ｔ）及びｆ
ψ（ｔ）はそれぞれ０≦ｔ≦所定時間ａでは ｆφ（ｔ）＝０．５×δφ×〔ｓｉｎ（πｔ／ａ−π／
２）＋１〕＋φi ｆθ（ｔ）＝０．５×δθ×〔ｓｉｎ（πｔ／ａ−π／
２）＋１〕＋θi ｆψ（ｔ）＝０．５×δψ×〔ｓｉｎ（πｔ／ａ−π／
２）＋１〕＋ψi であることを特徴とする請求項１又は２に記載の飛翔体
の姿勢制御シミュレータ。 - 【請求項４】 擬飛翔体の姿勢制御部と、前記擬飛翔体
の姿勢を変更させるための推力を発生させる推力制御モ
ータシミュレータ部と、該推力制御モータシミュレータ
部の推力信号を受け、前記擬飛翔体の運動をシミュレー
トする擬飛翔体の運動シミュレータ部とを備え、前記姿
勢制御部は（ａ）ロール、ピッチ及びヨーの初期オイラ
ー角φi 、θi 、ψ1 及び目標オイラー角φ0 、θ0 、
ψ0 の各入力信号を生成する入力信号生成部と、（ｂ）
前記初期オイラー角φi 、θi 、ψ1 と目標オイラー角
φ0 、θ0 、ψ0との差δφ、δθ、δψを演算する演
算部と、（ｃ）少なくとも０≦ｔ≦所定時間で連続的で
正でありｔ＝０とｔ＝前記所定時間で零でかつ極大値を
有し、前記所定時間以降零である関数ｇφ（ｔ）、ｇθ
（ｔ）、ｇψ（ｔ）を設定する関数設定部と、（ｄ）前
記擬飛翔体に固定した座標Ｘ、Ｙ、Ｚに関する角速度
ｐ、ｑ、ｒとオイラー角速度との関係[数１]において、
前記ｇφ（ｔ）、ｇθ（ｔ）、ｇψ（ｔ）（∫ｇφ
（ｔ）ｄｔ＋φi ），（∫ｇθ（ｔ）ｄｔ＋θi ），
（∫ｇψ（ｔ）ｄｔ＋ψi ）をそれぞれ前記ｄφ／ｄ
ｔ、ｄθ／ｄｔ、ｄψ／ｄｔ及び前記φ、θ、ψに代入
することによって得られるｐ、ｑ、ｒをそれぞれコマン
ド角速度ｐ−ｃｍｄ、ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃｍｄとするコ
マンド信号生成部と、（ｅ）前記擬飛翔体に取り付けた
角速度センサの角速度出力信号又は前記運動シミュレー
タ部の擬角速度出力信号ｐd 、ｑd 、ｒd を受ける信号
入力部と、（ｆ）前記ｐ−ｃｍｄ、ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃ
ｍｄと前記角速度出力信号ｐd 、ｑ d 、ｒd との偏差を
求める偏差演算部と、（ｇ）前記各偏差から必要な操作
量としてロールモーメント、ピッチモーメント、及びヨ
ーモーメントを得るために、前記推力制御モータシミュ
レータ部の複数の擬ピントル・ノズルの開口面積の調整
を行うためのピントル位置信号Ｘｐ−ｃｍｄ１〜４を発
生するピントル位置信号発生部とを具備し、前記目標オ
イラー角φ0 、θ0 、ψ0 を模擬的に得るようにしたこ
とを特徴とする飛翔体の姿勢制御シミュレータ。 - 【請求項５】 前記目標オイラー角φ0 、θ0 、ψ0 を
同時に得るようにしたことを特徴とする請求項４に記載
の飛翔体の姿勢制御シミュレータ。 - 【請求項６】 前記関数ｇφ（ｔ）、ｇθ（ｔ）及びｇ
ψ（ｔ）はそれぞれ０≦ｔ≦所定時間ａで、 ｇφ（ｔ）＝（１／ａ）δφ×〔ｓｉｎ（２πｔ／ａ−
π／２）＋１〕 ｇθ（ｔ）＝（１／ａ）δθ×〔ｓｉｎ（２πｔ／ａ−
π／２）＋１〕 ｇψ（ｔ）＝（１／ａ）δψ×〔ｓｉｎ（２πｔ／ａ−
π／２）＋１〕 であり、前記所定時間以降零であることを特徴とする請
求項４又は５に記載の飛翔体の姿勢制御シミュレータ。 - 【請求項７】 前記擬飛翔体は、地上に配設された架台
と、該架台に回転可能に軸支された第1駆動軸と、該第
１駆動軸の一端部に固定された第1回動部材と、前記第1
駆動軸を駆動する第１駆動電動機と、前記第1回動部材
の内方に配設される第２回動部材と、一端部が前記第２
回動部材に固定され、他端部は前記第１回動部材に回転
可能に軸支される第２駆動軸と、該第２駆動軸を駆動す
る第２駆動電動機と、前記第２回動部材の内方に配設さ
れる第３回動部材と、一端部が前記第３回動部材に固定
され、他端部は前記第２回動部材に回転可能に軸支され
る第３駆動軸と、該第３駆動軸を駆動する第３駆動電動
機と、から成り、前記第１、第２、第３駆動電動機はそ
れぞれ前記運動シミュレータ部のオイラー角出力信号ψ
（ｔ）、θ（ｔ）、φ（ｔ）を受けて、それぞれ前記第
１、第２、第３駆動軸を、これら角度ψ（ｔ）θ
（ｔ）、φ（ｔ）になるように回転させ、前記姿勢制御
部は前記第３回動部材に取り付けられ、更に前記角速度
センサーを取付けていることを特徴とする請求項１〜６
に記載の飛翔体の姿勢制御シミュレータ。 - 【請求項８】 前記推力制御モータシミュレータ部で
は、燃焼室圧力ＰＣを演算し、該演算結果を前記姿勢制
御部の前記ピントル位置信号発生部に供給して設定圧力
との圧力偏差を導出し、該圧力偏差により前記ピントル
位置信号Ｘｐ−ｃｍｄ１〜４を補正するようにしたこと
を特徴とする請求項１〜７に記載の飛翔体の姿勢制御シ
ミュレータ。 - 【請求項９】 前記推力制御モータシミュレータ部は、
前記ピントル位置信号Ｘｐ−ｃｍｄ１〜４を受けて、ノ
ズルスロート面積を演算し、該演算結果から、前記運動
シレータ部に供給する推力Ｆ１〜Ｆ４を導出するように
したことを特徴とする請求項１〜８に記載の飛翔体の姿
勢制御シミュレータ。 - 【請求項１０】 前記擬飛翔体の慣性モーメントＩと、
前記推力Ｆ１〜Ｆ４から角加速度を演算し、該演算結果
を積分して、前記擬飛翔体の前記角速度出力信号を導出
するようにしたことを特徴とする請求項１〜９に記載の
飛翔体の姿勢制御シミュレータ。 - 【請求項１１】 前記角速度出力信号とクオータニオン
マトリックス及び方向余弦マトリックスから前記オイラ
ー角信号を導出するようにしたことを特徴とする請求項
１〜１０に記載の飛翔体の姿勢制御シミュレータ。 - 【請求項１２】 前記飛翔体は緊急脱出座席であること
を特徴とする請求項１〜１１のいずれかに記載の飛翔体
の姿勢制御シミュレータ。 - 【請求項１３】 前記各モーメントの決定に優先順位を
定めるようにしたことを特徴とする請求項１〜１２のい
ずれかに記載の飛翔体の姿勢制御シミュレータ。 - 【請求項１４】 前記角速度偏差から操作量を得るため
にＰＩＤ制御を行うことを特徴とする請求項１〜１３の
いずれかに記載の飛翔体の姿勢制御シミュレータ。 - 【請求項１５】 擬飛翔体の姿勢制御部と、前記擬飛翔
体の姿勢を一定保持させるための推力を発生させる推力
制御モータシミュレータ部と、該推力制御モータシミュ
レータ部の推力信号を受け、前記擬飛翔体の運動をシミ
ュレートする擬飛翔体の運動シミュレータ部とを備え、
前記姿勢制御部は（ａ）ロール、ピッチ及びヨーの初期
オイラー角φi 、θi 、ψ1 の各入力信号を生成する入
力信号生成部と、（ｂ）前記擬飛翔体に取り付けた角速
度センサの積分出力信号又は前記運動シミュレータ部の
オイラー角出力信号φ、θ、ψを受ける信号入力部と、
（ｃ）前記初期オイラー角φｉ、θｉ、ψｉと前記積分
出力信号又は前記オイラー角出力信号φ 、θ 、ψ と
の偏差を求める偏差演算部と、（ｄ）前記各偏差から必
要な操作量としてロールモーメント、ピッチモーメン
ト、及びヨーモーメントを得るために、前記推力制御モ
ータシミュレータ部の複数の擬ピントル・ノズルの開口
面積の調整を行うためのピントル位置信号Ｘｐ−ｃｍｄ
１〜Ｘｐ−ｃｍｄ４を発生するピントル位置信号発生部
とを具備し、前記初期オイラー角を一定に保持するよう
にしたことを特徴とする飛翔体の姿勢制御シミュレー
タ。 - 【請求項１６】 前記擬飛翔体は、地上に配設された架
台と、該架台に回転可能に軸支された第1駆動軸と、該
第１駆動軸の一端部に固定された第1回動部材と、前記
第1駆動軸を駆動する第１駆動電動機と、前記第1回動部
材の内方に配設される第２回動部材と、一端部が前記第
２回動部材に固定され、他端部は前記第１回動部材に回
転可能に軸支される第２駆動軸と、該第２駆動軸を駆動
する第２駆動電動機と、前記第２回動部材の内方に配設
される第３回動部材と、一端部が前記第３回動部材に固
定され、他端部は前記第２回動部材に回転可能に軸支さ
れる第３駆動軸と、該第３駆動軸を駆動する第３駆動電
動機と、から成り、前記第１、第２、第３駆動電動機は
それぞれ前記運動シミュレータ部のオイラー角出力信号
ψ（ｔ）、θ（ｔ）、φ（ｔ）を受けて、それぞれ前記
第１、第２、第３駆動軸を、前記初期オイラー角φｉ、
θｉ、ψｉになるように回転させ、前記姿勢制御部は前
記第３回動部材に取り付けられ、更に前記角速度センサ
ーを取付けていることを特徴とする請求項１５に記載の
飛翔体の姿勢制御シミュレータ。 - 【請求項１７】 前記推力制御モータシミュレータ部で
は、燃焼室圧力ＰＣを演算し、該演算結果を前記姿勢制
御部の前記ピントル位置信号発生部に供給して設定圧力
との圧力偏差を導出し、該圧力偏差により前記ピントル
位置信号Ｘｐ−ｃｍｄ１〜Ｘｐ−ｃｍｄ４を補正するよ
うにしたことを特徴とする請求項１５又は１６に記載の
飛翔体の姿勢制御シミュレータ。 - 【請求項１８】 前記推力制御モータシミュレータ部
は、前記ピントル位置信号Ｘｐ−ｃｍｄ１〜Ｘｐ−ｃｍ
ｄ４を受けて、ノズルスロート面積を演算し、該演算結
果から、前記運動シレータ部に供給する推力Ｆ１〜Ｆ４
を導出するようにしたことを特徴とする請求項１５〜１
７のいずれかに記載の飛翔体の姿勢制御シミュレータ。 - 【請求項１９】 前記擬飛翔体の慣性モーメントＩと、
前記推力Ｆ１〜Ｆ４から角加速度を演算し、該演算結果
を積分して、前記擬飛翔体の前記角速度出力信号を導出
するようにしたことを特徴とする請求項１５〜１８に記
載の飛翔体の姿勢制御シミュレータ。 - 【請求項２０】 前記角速度出力信号とクオータニオン
マトリックス及び方向余弦マトリックスから前記オイラ
ー角出力信号を導出るようにしたことを特徴とする請求
項１５〜１９に記載の飛翔体の姿勢制御シミュレータ。 - 【請求項２１】 前記飛翔体は緊急脱出座席であること
を特徴とする請求項１５〜２０のいずれかに記載の飛翔
体の姿勢制御シミュレータ。 - 【請求項２２】 前記各モーメントの決定に優先順位を
定めるようにしたことを特徴とする請求項１５〜２１の
いずれかに記載の飛翔体の姿勢制御シミュレータ。 - 【請求項２３】 前記初期オイラー角φｉ、θｉ、ψｉ
と、前記積分出力信号又は前記オイラー角出力信号φ、
θ、ψとの偏差から姿勢を一定に保持させるための操作
量を得るためにＰＩＤ制御を行うことを特徴とする請求
項１５〜２２のいずれかに記載の飛翔体の姿勢制御シミ
ュレータ。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2002122092A JP4026749B2 (ja) | 2002-04-24 | 2002-04-24 | 飛翔体の姿勢制御シミュレータ |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP2002122092A JP4026749B2 (ja) | 2002-04-24 | 2002-04-24 | 飛翔体の姿勢制御シミュレータ |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2003312597A true JP2003312597A (ja) | 2003-11-06 |
| JP4026749B2 JP4026749B2 (ja) | 2007-12-26 |
Family
ID=29537804
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2002122092A Expired - Fee Related JP4026749B2 (ja) | 2002-04-24 | 2002-04-24 | 飛翔体の姿勢制御シミュレータ |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP4026749B2 (ja) |
Cited By (11)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007183138A (ja) * | 2006-01-05 | 2007-07-19 | Kenzo Nonami | 小型姿勢センサ |
| JP2007322392A (ja) * | 2006-06-05 | 2007-12-13 | Nippon Telegr & Teleph Corp <Ntt> | 姿勢平滑化方法およびそのプログラム |
| JP2010018219A (ja) * | 2008-07-14 | 2010-01-28 | Daicel Chem Ind Ltd | 緊急脱出装置を使用したときの評価方法 |
| JP2010068655A (ja) * | 2008-09-11 | 2010-03-25 | Toyota Motor Corp | 移動体、及びその制御方法 |
| JP2011236903A (ja) * | 2010-05-11 | 2011-11-24 | Alliant Techsyst Inc | ロケット、ロケット制御の方法、および圧力補償を利用したロケット評価の方法 |
| CN108033020A (zh) * | 2017-11-10 | 2018-05-15 | 航宇救生装备有限公司 | 一种舰载机滑跃起飞阶段的座椅弹射控制方法 |
| CN108583909A (zh) * | 2018-04-17 | 2018-09-28 | 苏州科技大学 | 一种弹射座椅低空姿态控制方法 |
| CN109573096A (zh) * | 2018-11-07 | 2019-04-05 | 中国航空救生研究所 | 一种航空防护救生装备系统级地面综合试验设施 |
| CN110254741A (zh) * | 2019-05-17 | 2019-09-20 | 李泽波 | 一种飞行控制系统的设计方法 |
| CN110442888A (zh) * | 2018-05-03 | 2019-11-12 | 中国航天科工飞航技术研究院（中国航天海鹰机电技术研究院） | 一种悬浮橇车及设计方法 |
| CN114721266A (zh) * | 2022-03-30 | 2022-07-08 | 大连理工大学 | 飞机舵面结构性缺失故障情况下的自适应重构控制方法 |
-
2002
- 2002-04-24 JP JP2002122092A patent/JP4026749B2/ja not_active Expired - Fee Related
Cited By (14)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2007183138A (ja) * | 2006-01-05 | 2007-07-19 | Kenzo Nonami | 小型姿勢センサ |
| JP2007322392A (ja) * | 2006-06-05 | 2007-12-13 | Nippon Telegr & Teleph Corp <Ntt> | 姿勢平滑化方法およびそのプログラム |
| JP4759446B2 (ja) * | 2006-06-05 | 2011-08-31 | 日本電信電話株式会社 | 姿勢平滑化方法およびそのプログラム |
| JP2010018219A (ja) * | 2008-07-14 | 2010-01-28 | Daicel Chem Ind Ltd | 緊急脱出装置を使用したときの評価方法 |
| JP2010068655A (ja) * | 2008-09-11 | 2010-03-25 | Toyota Motor Corp | 移動体、及びその制御方法 |
| JP2011236903A (ja) * | 2010-05-11 | 2011-11-24 | Alliant Techsyst Inc | ロケット、ロケット制御の方法、および圧力補償を利用したロケット評価の方法 |
| CN108033020A (zh) * | 2017-11-10 | 2018-05-15 | 航宇救生装备有限公司 | 一种舰载机滑跃起飞阶段的座椅弹射控制方法 |
| CN108583909A (zh) * | 2018-04-17 | 2018-09-28 | 苏州科技大学 | 一种弹射座椅低空姿态控制方法 |
| CN108583909B (zh) * | 2018-04-17 | 2023-06-06 | 苏州科技大学 | 一种弹射座椅低空姿态控制方法 |
| CN110442888A (zh) * | 2018-05-03 | 2019-11-12 | 中国航天科工飞航技术研究院（中国航天海鹰机电技术研究院） | 一种悬浮橇车及设计方法 |
| CN109573096A (zh) * | 2018-11-07 | 2019-04-05 | 中国航空救生研究所 | 一种航空防护救生装备系统级地面综合试验设施 |
| CN109573096B (zh) * | 2018-11-07 | 2021-12-24 | 中国航空救生研究所 | 一种航空防护救生装备系统级地面综合试验设施 |
| CN110254741A (zh) * | 2019-05-17 | 2019-09-20 | 李泽波 | 一种飞行控制系统的设计方法 |
| CN114721266A (zh) * | 2022-03-30 | 2022-07-08 | 大连理工大学 | 飞机舵面结构性缺失故障情况下的自适应重构控制方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JP4026749B2 (ja) | 2007-12-26 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US5021982A (en) | Motion base control process and pilot perceptual simulator | |
| Karmali et al. | The dynamics of parabolic flight: flight characteristics and passenger percepts | |
| Raffo et al. | Nonlinear H∞ controller for the quad-rotor helicopter with input coupling | |
| CN112241125B (zh) | 一种基于微分平坦特性的无人机轨迹跟踪方法 | |
| Ding et al. | Motion planning and stabilization control of a multipropeller multifunction aerial robot | |
| Liesk et al. | Design and experimental validation of a nonlinear low-level controller for an unmanned fin-less airship | |
| US5259569A (en) | Roll damper for thrust vector controlled missile | |
| JP4026749B2 (ja) | 飛翔体の姿勢制御シミュレータ | |
| Yoo et al. | Dynamic modeling and stabilization techniques for tri-rotor unmanned aerial vehicles | |
| CN112084571B (zh) | 带减速伞空投巡航飞行器运动建模与解耦方法 | |
| Zhaowei et al. | An iterative learning controller for quadrotor UAV path following at a constant altitude | |
| Drouot et al. | An approximate backstepping based trajectory tracking control of a gun launched micro aerial vehicle in crosswind | |
| Johnson et al. | Mid-lift-to-drag ratio rigid vehicle control system design and simulation for human mars entry | |
| Kumar et al. | Position and attitude control by rotor tilt and rotor speed synchronization for single axis tilting-rotor quadcopter | |
| JP2022144002A (ja) | 航空機の制御装置 | |
| Salazar-Cruz et al. | Real-time control of a small-scale helicopter having three rotors | |
| Castillo et al. | Real-time stabilization and tracking of a four rotor mini-rotorcraft | |
| Kemper et al. | Impact of center of gravity in quadrotor helicopter controller design | |
| Johnson et al. | Entry, descent, and landing performance for a mid-lift-to-drag ratio vehicle at mars | |
| Kowalik et al. | A mathematical model for controlling a quadrotor UAV | |
| Lee et al. | Design, modeling and control of t 3-multirotor: a tilting thruster type multirotor | |
| JP4026746B2 (ja) | 飛翔体の姿勢制御方法 | |
| Stiltner et al. | Fan angular momentum analysis for ducted fan UAVs during conceptual design | |
| Belokon et al. | Control of hybrid unmanned aerial vehicle motion in transitional modes | |
| Hedayatpour et al. | Revised propeller dynamics and energy-optimal hovering in a monospinner |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20050325 |
|
| A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20070330 |
|
| A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20070629 |
|
| A521 | Request for written amendment filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20070824 |
|
| TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
| A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20071004 |
|
| A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20071004 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20101019 Year of fee payment: 3 |
|
| R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Ref document number: 4026749 Country of ref document: JP Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20111019 Year of fee payment: 4 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20121019 Year of fee payment: 5 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20121019 Year of fee payment: 5 |
|
| S533 | Written request for registration of change of name |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313533 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20121019 Year of fee payment: 5 |
|
| R350 | Written notification of registration of transfer |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20121019 Year of fee payment: 5 |
|
| FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20131019 Year of fee payment: 6 |
|
| S531 | Written request for registration of change of domicile |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313531 |
|
| R350 | Written notification of registration of transfer |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350 |
|
| LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |