JP2010032091A

JP2010032091A - 被えい航体

Info

Publication number: JP2010032091A
Application number: JP2008193594A
Authority: JP
Inventors: Toru Ashihara; 徹芦原
Original assignee: Mitsubishi Electric Corp
Current assignee: Mitsubishi Electric Corp
Priority date: 2008-07-28
Filing date: 2008-07-28
Publication date: 2010-02-12

Abstract

【課題】従来の被えい航体では、母機の姿勢変化に追従し姿勢制御を行なう為、母機の姿勢変化無しに被えい航体の進路を変更することが困難であった。また、急激な張力発生時や母機の周期的動作により発生する被えい航体の不安定を補償できなかった。
【解決手段】誘導装置により使用者の意図する航跡を飛行前もしくは飛行中に入力し、加速度センサ、ジャイロセンサ、えい航索張力センサ、駆動装置及び可動翼を有する空中被えい航体を誘導、制御することで、急激な張力発生時においても被えい航体に使用者の意図する航跡に追従させ、これを安定して姿勢制御することを可能とする。
【選択図】図１

Description

本発明は、訓練用の標的やおとり装置、電子妨害装置等として使用される被えい航体およびその飛行制御方法に関する。

被えい航体は、航空機や無人機等の母機によって曳航索を介して曳航され、被えい航体胴部部に搭載される電波リフレクタ装置、火薬フレア装置、おとり装置、電子妨害装置等を動作させることにより使用される。

従来の被えい航体として、被えい航体を曳航する母機の姿勢変化に追従し、姿勢変化させることで曳航索に加わる衝撃を軽減し、曳航索の破断事故防止を行なうものが存在していた（例えば、特許文献１参照）。

特開２０００−２９２０９７号公報

従来の被えい航体では、母機の姿勢変化に追従し姿勢制御を行なう為、母機の姿勢変化無しに被えい航体の進路を変更することが困難であった。また、急激な張力発生時や母機の周期的動作により発生する被えい航体の不安定を補償できなかった。

この発明は係る課題を解決するためになされたもので、急激な張力発生時であっても、曳航索の破断を防止し、被えい航体を所望の航跡に追従させ、これを安定して姿勢制御することを可能とする。

本発明の被えい航体は、母機と曳航索により結ばれ、母機に追従して空中を飛行する被えい航体であって、前記母機の進行方向と加速度データからなる飛行情報と被えい航体が飛行する所望の航跡を受信する通信手段と、被えい航体の加速度データを取得する加速度検出センサと、被えい航体の角速度データを取得する角速度検出センサと、前記曳航索の張力データを取得する張力センサと、前記飛行情報と前記加速度データと前記角速度データと前記張力データを入力し、前記航跡を飛行するよう舵角を計算する誘導制御手段と、前記舵角に基づき可動翼を駆動する駆動手段とを備え、前記誘導制御手段は、前記張力データが所定の値を超えると前記舵角を再度計算するようにした。

本発明によれば、曳航索の破断を防止し、被えい航体を所望の航跡に追従させることができる。

実施の形態１
以下、図を用いて本実施の形態の空中被えい航体について説明する。図１は、実施の形態１による空中被えい航体及びその飛行制御方法を説明するための図である。
図１において、被えい航体１と航空機などの母機３とは曳航索２によって結ばれている。被えい航体１は地上等に設置された誘導装置４と無線により接続され、各種情報を送受信可能である。被えい航体１は誘導装置４からの指令により誘導される。また、母機３と誘導装置４とは無線でつながれており、母機１の現在位置や進行方向、加速度方向などの母機１の飛行情報４０が、母機３の通信装置３１により誘導装置４に伝達される。
図２は、本実施の形態の被えい航体１の構成を説明する図である。図２において、被えい航体１は、地上等に設置された誘導装置４との間で試験開始フラグや機動フラグや被えい航体が飛行する所望の航跡等の信号を送受する通信装置１１と、センサ類である高度計１９と加速度センサ１２とジャイロセンサ１３とえい航索張力センサ１４と、高度計１９からの高度情報と通信装置１１からの試験開始フラグや機動フラグ等を受けて機動フラグを出力するコントローラ１８と、加速度センサ１２からの加速度とジャイロセンサ１３からの角速度とえい航索張力センサ１４からの張力の情報、コントローラ１８からの機動フラグ及び通信装置１１からの誘導信号を受けて駆動装置１７に対して舵角指令を出力する誘導制御装置１５と、舵角指令を受けて可動翼１６を駆動する駆動装置１７と、ＧＰＳ等の位置を検出する位置検出手段２１からなる。

次に、本実施の形態の被えい航体の誘導動作について説明する。
誘導装置４の記憶部４１（図示せず）には予め、被えい航体１が飛行すべき航跡２０（以下、単に航跡という）が入力されている。誘導装置４を操作する作業者はディスプレイなどの表示画面を見ながら入力手段を操作してこの航跡２０を入力することが可能である。あるいは、誘導装置４に備えられた演算処理部４２（図示せず）が被えい航体１を誘導する目標地点と現在位置とから最適な航跡２０を演算し、その結果を誘導装置４の記憶部に記憶するようにしてもよい。
また、誘導装置４の記憶部には、母機３が被えい航体１をえい航する際に使用する曳航索２の長さや曳航索２が破断する際の破断強度や、母機３の飛行性能などの各種データが格納されている。

母機３が被えい航体１の曳航を開始する初期時点では、誘導装置４は試験開始フラグ３５を被えい航体１に送信する。
試験開始フラグ３５を受信した被えい航体１は、母機３の動きに追従するための操舵を開始する。被えい航体１は高度計１９により母機３の上昇、下降を検知する。高度計１９により、例えば母機の上昇を検知すると、この母機の上昇に応じて可動翼１６を操舵して被えい航体１を追従させる。また、誘導装置４から被えい航体１に対して直接、舵角指令が送信されると、被えい航体１の誘導制御装置１５はこの舵角指令に従い、駆動装置１７を駆動し可動翼１６の向きを調整することで操舵を開始する。

このように母機の上昇に応じて被えい航体１を追従させ、あるいは誘導装置４からの指令により被えい航体の制御を行う場合、母機の動きが通常行われる範囲のものであれば問題はない。しかしながら、母機３が急上昇や急転回、また急下降するような状況では、母機３と被えい航体１を結ぶ曳航索２に大きな負荷がかかり、曳航索２が破断する場合がある。また、通信の時間遅れ及び離散化により、被えい航体１の運動が波状蛇行の運動をするなどして、不安定となることがある。

本実施の形態では、先に説明したように、母機３と誘導装置４とは無線でつながれており、母機１の現在位置や進行方向、加速度方向などの母機３の飛行情報４０は、適宜、母機３の通信装置３１により誘導装置４に伝達される。
誘導装置４は飛行情報４０により母機３の動きをモニタしており、母機３の飛行状況が通常の範囲を超えたものとなった場合、誘導装置４は機動フラグ３６を被えい航体１に向けて送信する。
例えば、母機３の通信装置３１から送られてくる飛行情報４０（すなわち、現在位置や進行方向、加速度方向等）に基づき、母機３が急上昇や急転回していると判断すると、誘導装置４は機動フラグ３６を被えい航体１に向けて送信する。
あるいは誘導装置４は、試験開始フラグ３５を送信後、所定の時間経過後に機動フラグ３６を被えい航体１に向けて自動的に送信するようにしてもよい。または、母機３が被えい航体１の曳航を開始する初期の時点において、試験開始フラグ３５の送信に代えて初めから機動フラグ３６を被えい航体１に送信するようにしてもよい。

機動フラグ３６を受信した被えい航体１は、以後、自ら舵角指令を算出し、被えい航体の制御を行う。
被えい航体１に備えられた誘導制御装置１５は、舵角指令を自ら算出することを開始する。通信装置１１は、誘導装置４から、被えい航体１が飛行する所望の航跡データ、曳航索２の長さ、曳航索２の強度、母機（航空機）３の性能、通信装置３１を介して母機３の飛行状況等の情報を取得する。

加速度センサ１２は、被えい航体内に搭載され、飛行中に被えい航体運動に応じて３軸加速度を検出する。ジャイロセンサ１３は、被えい航体内に搭載され、飛行中に被えい航体運動に応じての３軸角加速度を検出する。えい航索張力センサ１４は、被えい航体内に搭載され、えい航索２と接続されており、張力及び張力方向を検出する。
誘導制御装置１５は、加速度センサ１２、ジャイロセンサ１３、えい航索張力センサ１４から、これらが検出するデータを取得する。また、位置検出手段２１から自らの位置情報を取得する。
誘導制御装置１５はこれらの情報に基づき、被えい航体１が所望の航跡データを飛行するように定期的に舵角を算出し、駆動装置１７に舵角指令を出力して操舵を行う。

ここで、えい航索張力センサ１４が検出する張力が予め定めた値以上を示した場合、誘導制御装置１５は曳航索２が破断するおそれがあるとして、舵角の算出を中止する。誘導制御装置１５は予め曳航索２が破断する際の破断データを備えており、えい航索張力センサ１４が検出する張力との比較により、破断の有無を推測することができる。
誘導制御装置１５は、母機３の飛行状況、すなわち母機３の現在位置や進行方向、加速度方向などの母機１の飛行情報４０を誘導装置４から新たに入力する。誘導制御装置１５は、この飛行情報４０と、加速度センサ１２の３軸加速度と、同じく被えい航体１に搭載されるジャイロセンサ１３の３軸角加速度に基づき、航跡データよりも曳航索２の張力を低減することを優先する舵角計算を行う。そして、被えい航体１がとるべき適正なアジマス方向及びエレベーション方向の誘導信号４３を計算する。例えば、母機３の進行方向と逆方向に加速をすれば曳航索２の張力も増大するため、航跡データを追従する方向よりも母機３の進行方向に沿った方向を優先し、母機３の進行方向に進んで張力が低減するような舵角計算を行い、駆動装置１７に対して舵角指令を出力する。
このようにして曳航索２の張力低減を優先した操舵を行った後、張力が安定した時点で、誘導制御装置１５は被えい航体１が所望の航跡に戻って飛行するような舵角を算出し、駆動装置１７に舵角指令を出力して操舵を行う。

このように本実施の形態の被えい航体はえい航索張力センサ１４を備え、被えい航体１に備えられた誘導制御装置１５が、飛行中にリアルタイムで検出される加速度センサ出力、ジャイロセンサ出力、えい航索張力センサ出力及び航跡データを基に舵角指令を算出して、可動翼１６を動作させる。

これにより、本実施の形態の被えい航体は、使用するえい航索の強度に応じて張力の制限を設けることが可能となり、したがって、えい航索の破断は引き起こされない。
また、被えい航体１の内部で被えい航体の機体制御を行うため、通信の時間遅れ及び離散化の影響が小さい。したがって、波状蛇行等連続的な加速度変化を伴う運動を実施させた場合でも、運動を安定させることができる。

実施の形態２.
本実施の形態では、誘導装置４が被えい航体１の駆動装置１７を動作させる駆動信号を演算し、被えい航体１に向けてこの信号を送信する。
図３は、実施の形態２による被えい航体及びその飛行制御方法を説明するための図である。なお、実施の形態１で説明した構成と同様の構成には同一番号を付し、その説明を省略する。

次に本実施の形態の被えい航体の動作について説明する。被えい航体１は所望の航跡を飛行前もしくは飛行中に入力される。この航跡と、本体内に搭載される加速度センサ１２の出力（加速度）、ジャイロセンサ１３の出力（角加速度）、えい航索張力センサ１４の出力（えい航索張力）の検出結果に基づき姿勢を制御する。このような動作を実施するため、所望の航跡、えい航索２の長さ、強度、母機３の性能を飛行前もしくは飛行中に誘導装置４に入力しておく。

通信装置１１は、被えい航体１に搭載される加速度センサ１２の出力（加速度）、ジャイロセンサ１３の出力（角加速度）、えい航索張力センサ１４の出力（えい航索張力）を誘導装置４に向けて送信する。また、母機３は、通信装置３１を介して飛行状況等を誘導装置４に入力する。

誘導装置４は、被えい航体１の通信装置１１から送信されてきた加速度と角加速度とえい航索張力と、母機３の通信装置３１から送信されてきた飛行状況を受信し、受信したこれらの情報より、設計された誘導制御則に応じて可動翼１６を調整する駆動装置１７を動作させる駆動信号を算出する。誘導装置４は、被えい航体１に向けて算出した駆動信号を出力する。被えい航体１の通信装置１１は駆動信号を受信し、駆動装置１７に入力する。駆動装置１７は、入力された駆動信号に応じて可動翼１６を動作させる。

このように本実施の形態では、誘導装置４が駆動信号を算出し、駆動信号に基づき被えい航体１の可動翼１６を動作させる。本実施の形態によれば、被えい航体１の演算負荷を低減することができ、被えい航体１を所望の航跡に追従して飛行させることができる。

実施の形態１による被えい航体及びその飛行制御方法を説明するための図である。実施の形態１の被えい航体の構成を説明する図である。実施の形態２による被えい航体及びその飛行制御方法を説明するための図である。

符号の説明

１被えい航体、２曳航索、３母機（航空機）、４誘導装置、１１通信装置、１２加速度センサ、１３ジャイロセンサ、１４えい航索張力センサ、１５誘導制御装置、１６可動翼、１７駆動装置、２０航跡、２１位置検出手段、３１通信装置、４０母機の飛行情報、４１記憶部、４２演算処理部、４３誘導信号、３５試験開始フラグ、３６機動フラグ

Claims

母機と曳航索により結ばれ、母機に追従して空中を飛行する被えい航体であって、
前記母機の進行方向と加速度データからなる飛行情報と被えい航体が飛行する所望の航跡を受信する通信手段と、
被えい航体の加速度データを取得する加速度検出センサと、
被えい航体の角速度データを取得する角速度検出センサと、
前記曳航索の張力データを取得する張力センサと、
前記飛行情報と前記加速度データと前記角速度データと前記張力データを入力し、前記航跡を飛行するよう舵角を計算する誘導制御手段と、
前記舵角に基づき可動翼を駆動する駆動手段と、
を備え、
前記誘導制御手段は、前記張力データが所定の値を超えると前記舵角を再度計算することを特徴とする被えい航体。
前記誘導制御手段は前記張力データが所定の値を超えると、前記張力データを減じることを優先して前記舵角を再度計算することを特徴とする請求項１記載の被えい航体。