JP2011196616A

JP2011196616A - 誘導飛しょう体、誘導飛しょう体の姿勢制御装置

Info

Publication number: JP2011196616A
Application number: JP2010064157A
Authority: JP
Inventors: Fumiya Hiroshima; 文哉広嶋
Original assignee: Mitsubishi Electric Corp
Current assignee: Mitsubishi Electric Corp
Priority date: 2010-03-19
Filing date: 2010-03-19
Publication date: 2011-10-06

Abstract

【課題】低動圧条件下で推力偏向装置を用いて姿勢制御を行なう際に、機体質量の増大による旋回性能の低下や、推力損失による飛しょう距離の低下、さらには落下物による周囲の危険を招くことなく、簡易な構成で高い機動性を実現する誘導飛しょう体を提供する。
【解決手段】誘導飛しょう体１の胴体２の内部には、推進力を与える推進装置３とその後方に推進力を偏向するノズル４が胴体の中心軸からオフセットするように配置される。ノズル４は、胴体２の内部のノズル駆動部５により偏向され、その偏向角は胴体の内部の誘導制御部６により制御する。これにより、１つのノズル４で任意の制御力を発生することができ、低動圧条件下であっても、機体質量の増大による旋回性能の低下や、推力損失による飛しょう距離の低下を招くことなく、簡易な構成で、飛しょう体の機動性を向上することができる。
【選択図】図１

Description

この発明は、地表または空中より発射され、目標に向かって空中を飛しょうする誘導飛しょう体に関するものである。

誘導飛しょう体が、空気密度の小さい高高度を飛しょうする場合や、発射直後のように低速で飛しょうする場合、誘導飛しょう体の機体周辺の動圧が非常に小さくなる。このため、操舵翼を用いた空力操舵装置を使用して姿勢制御すると、制御の効果が非常に小さくなる。そこで現在、推進装置の噴射口より噴射するガスの方向を制御することによって姿勢制御する推力偏向装置を利用して機動性の向上が図られている。

このような推力偏向装置の一例として、従来、推進装置の噴射口の後方に可動する偏向板を備えることで、推進装置の推力の方向を任意に変化させる飛しょう体の姿勢制御装置が知られている（例えば、特許文献１参照）。

しかしながら、特許文献１に記載された飛しょう体は、推進装置の噴流に偏向板を曝す必要があるため、推進装置の推力を損失するという課題があり、結果として、飛しょう可能な距離が減少するなどの問題があった。また、偏向板の耐熱性の限界から、姿勢制御に対する悪影響を避けるためにある程度の時間で偏向板を分離する必要があるため、結果として高熱の偏向板を地上に落下させることとなり、地表への危険が増大するなどの問題があった。

また、このような推力偏向装置の一例として、従来、推進装置の噴射口を複数設けて、噴射口の間に可動する偏向板を備えることで、推進装置の推力の方向を任意に変化させる飛しょう体の姿勢制御装置が知られている（例えば、特許文献２参照）。

しかしながら、特許文献２に記載された飛しょう体は、推進装置の噴流に偏向板を曝す必要があるため、推進装置の推力を損失するという課題があり、結果として、飛しょう可能な距離が減少するなどの問題があった。また、噴射口を複数化することから、推進効率が低下すると同時に構造が複雑となることから小型化が困難となり、質量が機体の質量が増大し、結果として、飛しょう可能な距離が減少するなどの問題があった。

特開平０８−２１０７９９号公報（第５頁、第１図）特開平１０−１８４４５５号公報（第７頁、第１図）

このように従来、低動圧条件下で姿勢制御を行なうために推力偏向装置を利用していたが、推力方向を変化させる偏向板によって、推進装置の推力を損失し、飛しょう距離の低下を引き起こすとともに、偏向板を作動する複数の駆動装置が機体の高密度化を妨げ、質量の増大による旋回性能の低下を引き起こすという課題があった。

この発明は、係る課題を解決するために成されたものであり、低動圧条件下で推力偏向装置を用いて姿勢制御を行なう際に、機体質量の増大による旋回性能の低下や、推力損失による飛しょう距離の低下、さらには落下物による周囲の危険を招くことなく、簡易な構成で高い機動性を実現する誘導飛しょう体を得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、本発明の誘導飛しょう体は、飛しょう体の機体に設けられ、前記機体に推進力を与える推進装置と、前記推進力を所定の方向に偏向するノズルと、前記ノズルの偏向方向を制御するノズル駆動部と、前記ノズル駆動部に対し前記ノズルの偏向方向を設定して前記機体の姿勢を制御する誘導制御部と、を備え、前記ノズルは、前記機体の重心位置を原点とし前記機体の機体軸方向をＸ軸とした直交座標系において、前記原点位置に対して、前記Ｘ軸方向及び前記Ｘ軸に直交する方向にオフセットされた位置に設置されるようにした。

この発明によれば、低動圧条件下であっても、機体質量の増大による旋回性能の低下や、推力損失による飛しょう距離の低下を招くことなく、簡易な構成で、飛しょう体の機動性を向上することができる。

この発明の実施の形態１に係る誘導飛しょう体の構成図である。この発明の実施の形態１における機体の姿勢を制御する制御系の構成を示す図である。この発明の実施の形態１における（ａ）ＸＺ面におけるノズルの作動による制御力発生の様子を示す図、（ｂ）ＸＹ面におけるノズルの作動による制御力発生の様子を示す図、である。この発明の実施の形態１による、機体のノズルオフセット方向に旋回を行なう様子を示す図である。この発明の実施の形態１による、機体のノズルオフセット方向の垂直方向に旋回を行なう様子を示す図である。

実施の形態１．
以下、本発明の実施の形態について添付図面を参照して詳細を説明する。
図１は、実施の形態１による誘導飛しょう体の構成を示している。図１の左の図は誘導飛しょう体１の側面の図であり、右の図は飛しょう体１を後方からみた図である。以下、図に記載する誘導飛しょう体１には各種の構成部品および装置が設けられているが、ここではこの発明の要旨とする部分のみを説明する。

図１において、誘導飛しょう体１の胴体２の内部には、推進力を与える推進装置３と、その後方に推進力を偏向するノズル４が配置される。ここで、実施の形態１に係る誘導飛しょう体のノズル４は、胴体２の機体軸からオフセットするように配置される。ノズル４は、胴体２の内部のノズル駆動部５により偏向され、その偏向角は胴体２の内部の誘導制御部６により制御される。なお、ノズル駆動部５は例えばスイベルジョイントを備えており、ノズル４は例えばスイベルノズルであって、ノズル駆動部５はこのスイベルジョイントとスイベルノズルを操作することで、ノズル４の偏向方向を３６０度自在に制御することができる。

図２は、誘導飛しょう体１を目標へ誘導するために機体の姿勢を制御する誘導制御部６の詳細な構成を示す図である。
誘導制御部６は、目標を捕捉して追尾するシーカ部８と、誘導信号を発生する誘導装置９と、飛しょう体１の姿勢（姿勢角、角速度）等を計測する慣性装置１０と、誘導に必要な加速度指令および角度指令を計算する航法計算回路１１と、ゲイン計算回路１２と、目標に飛しょう体１を誘導する際のノズルの偏向角を計算するノズル偏向角指令計算回路１３とからなる。

次に、図２を用いて、誘導制御部６の動作を説明する。
誘導装置９は、母機あるいは発射機７（以下、母機／発射機７という）から目標位置や目標速度等の目標情報を受ける。また、誘導装置９は、目標を捕捉して追尾するシーカ部８から目標方位等の目標情報を受ける。誘導装置９は母機／発射機７及びシーカ部８からの目標情報に基づき、誘導方向、目標速度等を定めた誘導信号を発生して、航法計算回路１１に出力する。
慣性装置１０は、母機／発射機７から目標位置や目標速度等の目標情報を受ける。慣性装置１０は、この目標情報と内部の慣性センサで計測した誘導飛しょう体１の加速度および角速度とに基づき誘導飛しょう体１の位置、高度、速度、加速度、飛しょう体１の姿勢（姿勢角、角速度）とを計算し、慣性信号として、航法計算回路１１とゲイン計算回路１２とノズル偏向角指令計算回路１３に対して出力する。
航法計算回路１１は、誘導信号と慣性信号に基づいて誘導に必要な加速度指令および角度指令を計算し、加速度指令と角度指令を、ノズル偏向角指令計算回路１３に対して出力する。
ゲイン計算回路１２は、慣性信号に基づき、飛しょう体１の高度と速度に応じたオートパイロット系ゲインを計算してノズル偏向角指令計算回路１３に対して出力する。

ノズル偏向角指令計算回路１３は、慣性装置１０から受ける慣性信号、航法計算回路１１から受ける加速度指令、角度指令、およびゲイン計算回路１２から受けるオートパイロット系ゲインに基づいて、誘導飛しょう体１が目標に会合することを実現するノズル偏向角指令を決定する。
具体的には、加速度指令と慣性信号の機体加速度から加速度偏差を算出し、この偏差にオートパイロット系ゲインの乗数を掛け合せ、この結果と慣性信号の角速度に基づいて所定の航法を実現するために必要な飛しょう体に与える荷重と回転モーメントを計算し、さらにこの荷重と回転モーメントを発生するノズル偏向角を計算する。
ノズル偏向角指令計算回路１３は、計算したノズル偏向角をノズル偏向角指令としてノズル駆動部５に出力する。

ノズル４からは推進装置３によってガス噴射がされており、ノズル駆動部５はノズル偏向角指令計算回路１３から受けたノズル偏向角指令に基づき、ガスを噴射しているノズル４を所定の向きに偏向させる。

誘導制御部６は、母機／発射機７が受信した目標情報とシーカ８が捕捉し追尾して取得した目標情報等に応じて、ノズル偏向角を随時計算してノズル偏向角指令を出力する。
ノズル駆動部５は、誘導制御部６から受けたノズル偏向角指令に基づきノズル４を偏向させ、飛しょう体１の姿勢制御を行う。

図３は、ノズル４の偏向による制御力発生の様子を説明する図である。図３（ａ）はＸＺ面の平面図であり、図３（ｂ）はＸＹ面の平面図である。
図３において、ＸＹＺ軸まわりの制御力である回転モーメントをそれぞれＬ（ロール）、Ｍ（ピッチ）、Ｎ（ヨー）とする。ここでＸＹＺ軸は、飛しょう体１の機体重心位置２０を原点とし飛しょう体１の機体軸方向をＸ軸とした直交座標軸である。ノズル４の設置位置に関し、上記原点からのノズル４のＸ軸方向のオフセット距離をｒｘとし、上記原点からのノズル４のＺ軸方向のオフセット距離をｒｚとする。
すると、ノズル４からのガス噴射による推進力のＸＹＺ軸成分であるＴｘ、Ｔｙ、Ｔｚにより、飛しょう体１には次式で表わされる制御力が発生する。なお、Ｔｘ、Ｔｙ、Ｔｚはノズル駆動部５により偏向制御されたノズル４の偏向方向により決定される。

式（１）〜（３）で示されるように、１つのノズルをＸ軸からオフセット（ｒｚ）することにより、１つのノズルでロール方向の制御が可能となる。

図４は、ノズル４のオフセット方向に旋回する場合の動作の一例を説明する図である。
図４において、ＸＺ面で旋回する場合、ノズルを偏向しＴｚを発生することで旋回することができる。

図５は、ノズル４のオフセット方向と垂直方向に旋回する場合の動作の一例を説明する図である。
図５において、ＸＹ面で旋回する場合、ノズルを偏向しＴｙを発生することでロール回転をしつつＸＺ面での旋回を実施することで対応する。これにより、機体の全周方向への旋回が可能となる。

このように実施の形態１の誘導飛しょう体は、推進力を与える推進装置３と、推進装置３が与える推進力を偏向するノズル４と、ノズル４の偏向方向を制御可能なノズル駆動部５と、誘導飛しょう体１を目標へ誘導するために機体の姿勢を制御する誘導制御部６とを備える。ノズル４は、飛しょう体１の機体重心位置２０を原点とし機体軸方向をＸ軸とした直交座標系（ＸＹＺ軸）において、Ｘ軸方向にオフセット距離（ｒｘ）だけオフセットされると共に、Ｚ軸方向にオフセット距離（ｒｚ）だけオフセットされた位置に設置される。
誘導制御部６は、飛しょう体１に搭載するシーカ８や母機/発射機７から受信する目標情報に基き、誘導飛しょう体１が目標に会合することを実現するノズル偏向角を決定する。そして、ノズル駆動部５は誘導制御部６が計算したノズル偏向角に基き、ノズル４の偏向角を制御する。

実施の形態１の誘導飛しょう体は以上のように構成されているので、低動圧条件下で推力偏向装置を用いて姿勢制御を行なう誘導飛しょう体において、任意の制御力を発生することができる。したがって、従来の誘導飛しょう体に比べて、低動圧条件下であっても、機体質量の増大による旋回性能の低下や、推力損失による飛しょう距離の低下を招くことなく、簡易な構成で、飛しょう体の機動性を向上することができる。

なお、実施の形態１では、ノズル４をＺ軸方向にオフセット距離（ｒｚ）だけオフセットされた位置に設置していたが、Ｙ軸方向にもオフセット距離（ｒｙ）だけオフセットされた位置に設置しても同様の効果を奏することができる。
実施の形態１ではノズル４から噴射するガスの噴流制御を行っていないが、噴流制御も行うことで、より精度の高い機体制御を行うことが可能である。
また、実施の形態１では推進装置３に接続するノズル駆動部及びノズル４を１個としたが、複数のノズルを組み合わせてもよく、より精度の高い機体制御を行うことができる。

また実施の形態１では機体重心位置２０を固定位置として説明したが、機体重心位置２０はガス噴射により飛しょう中に時間と共に変化をする。誘導制御部６はノズル４の偏向角を制御するにあたって、この機体重心位置の変化を考慮して飛しょう中に設定するノズル４の偏向角を計算するようにしてもよい。これにより、より精度良く機体を制御することが可能である。

１誘導飛しょう体、２胴体、３推進装置、４ノズル、５ノズル駆動部、６誘導制御部、７母機あるいは発射機、８シーカ部、９誘導装置、１０慣性装置、１１航法計算回路、１２ゲイン計算回路、１３ノズル偏向角指令計算回路、２０飛しょう体の機体重心位置。

Claims

飛しょう体の機体に設けられ、
前記機体に推進力を与える推進装置と、
前記推進力を所定の方向に偏向するノズルと、
前記ノズルの偏向方向を制御するノズル駆動部と、
前記ノズル駆動部に対し前記ノズルの偏向方向を設定して前記機体の姿勢を制御する誘導制御部と、を備え、
前記ノズルは、前記機体の重心位置を原点とし前記機体の機体軸方向をＸ軸とした直交座標系において、前記原点位置に対して、前記Ｘ軸方向及び前記Ｘ軸に直交する方向にオフセットされた位置に設置されることを特徴とする誘導飛しょう体。
前記ノズルはスイベルノズルであり、前記ノズル駆動部はスイベルジョイントを備え、前記ノズル駆動部は前記スイベルジョイントと前記スイベルノズルとを操作して前記ノズルの偏向方向を制御することを特徴とする請求項１記載の誘導飛しょう体。
機体に推進力を与える推進装置と、前記機体の重心位置を原点とし前記機体の機体軸方向をＸ軸とした直交座標系（ＸＹＺ座標系）において前記原点位置に対して前記Ｘ軸方向及び前記Ｚ軸の方向にオフセットされた位置に設置されて、前記推進力を所定の方向に偏向するノズルと、前記ノズルの偏向方向を制御するノズル駆動部とを備えた誘導飛しょう体の姿勢を制御する姿勢制御装置であって、
前記姿勢制御装置は、下式で計算される回転モーメントＬ（ロール）、Ｍ（ピッチ）、Ｎ（ヨー）により姿勢を制御することを特徴とする誘導飛しょう体の姿勢制御装置。
Ｌ＝Ｔｙ・ｒｚ
Ｍ＝Ｔｚ・ｒｘ−Ｔｘ・ｒｚ
Ｎ＝−Ｔｙ・ｒｘ
ここで、Ｔｘ、Ｔｙ、Ｔｚ：推進力のＸ、Ｙ、Ｚ軸方向成分、
ｒｘ、ｒｚ：ノズルがＸ軸方向、Ｚ軸方向にオフセットされて設置されたオフセット距離
である。