JP3747749B2

JP3747749B2 - Flying object

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Publication number: JP3747749B2
Application number: JP2000188716A
Authority: JP
Inventors: 浩一田中; 卓久杉本
Original assignee: Daikin Industries Ltd
Current assignee: Daikin Industries Ltd
Priority date: 2000-06-23
Filing date: 2000-06-23
Publication date: 2006-02-22
Anticipated expiration: 2020-06-23
Also published as: JP2002005599A

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、飛翔体に関し、特に、発射諸元の導出対策に係るものである。
【０００２】
【従来の技術】
従来より、飛翔体には、自己修正機能を備えたものがある。つまり、飛翔体には、修正ロケットなどの修正手段を備え、飛翔軌跡が目標と異なると軌道修正を行うようにしているものがある。
【０００３】
この軌道修正するためには、上記飛翔体は、飛翔時において位置、存速、傾角又は着地予想点を認識している必要がある。そして、上記飛翔体は、この位置、存速、傾角又は着地予想点を認識するためには、発射諸元を認識する必要があった。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
しかしながら、上述した従来の飛翔体は、初速及び発射角である発射諸元を人手によって入力していた。つまり、飛翔体を発射する際、この飛翔体毎に入力装置によって人間が初速と発射角とを飛翔体のメモリに入力していた。
【０００５】
これでは、飛翔体を発射させるに極めて多くの手間を要し、飛翔体を効率よく発射させることができないという問題があった。
【０００６】
また、上述したように人間によって発射諸元を各飛翔体ごとに入力しているので、誤入力が生ずるという問題があった。この結果、上記飛翔体の飛翔の信頼性や安全性が低いという問題があった。
【０００７】
本発明は、斯かる点に鑑みて成されたもので、飛翔体を効率よく発射させるようにすると共に、飛翔の信頼性や安全性の向上を図ることを目的とするものである。
【０００８】
【課題を解決するための手段】
〈発明の概要〉
本発明は、頂点までの通過時間と、該頂点の存速とに基づいて発射諸元を導出するようにしたものである。
【０００９】
〈解決手段〉
具体的に、図２に示すように、第１の発明は、飛翔体本体（11）が発射してから頂点に到達するまでの通過時間を検出する時間検出手段（41）を備えている。そして、上記飛翔体本体（11）の頂点の通過時における存速を検出する存速検出手段（42）を備えている。更に、予め離散的に設定された設定値に基づいて飛翔体本体（11）に装着される発射薬量の該設定値と頂点の通過時間と頂点の存速と飛翔体本体（11）の発射角との関係データを予め記憶したデータ記憶手段（51）を備えている。加えて、上記時間検出手段（41）及び存速検出手段（42）がそれぞれ検出した検出通過時間及び検出存速と上記データ記憶手段（51）の関係データとに基づいて発射薬量の設定値を導出し、発射諸元を導出する発射諸元導出手段（43）を備えている。
【００１０】
また、第２の発明は、上記第１の発明において、発射諸元導出手段（43）が、データ記憶手段（51）の記憶通過時間のうち検出通過時間に最も近い記憶通過時間を導出し、該記憶通過時間に対応したデータ記憶手段（51）の記憶存速のうち検出存速に最も近い記憶存速を導出し、この導出した記憶存速に対応して発射薬量の設定値を導出するように構成されたものである。
【００１１】
また、第３の発明は、上記第２の発明において、発射薬量の設定値に対応した飛翔体本体（11）の初速を予め記憶した初速記憶手段（52）を備えている。そして、発射諸元導出手段（43）は、導出した設定値から上記初速記憶手段（52）に基づいて初速を導出すると共に、検出存速に最も近い記憶存速からデータ記憶手段（51）に基づいて発射角を導出するように構成されている。
【００１２】
また、第４の発明は、上記第３の発明において、発射諸元導出手段（43）が導出した初速と発射角とより飛翔体本体（11）の位置、存速、傾角又は着地予想点を導出する予想手段（44）を備えている。
【００１３】
すなわち、本発明では、飛翔体本体（11）を発射させると、時間検出手段（41）が発射時点からの時間を計数し、頂点までの通過時間を検知する。更に、存速検出手段（42）が、頂点通過時点における存速を算出する。
【００１４】
続いて、発射諸元導出手段（43）は、例えば、第２の発明では、データ記憶手段（51）の記憶通過時間のうち、時間検出手段（41）の検出通過時間に最も近い記憶通過時間を抽出する。そして、この抽出した通過時間に対応するデータ記憶手段（51）の記憶存速を選択する。
【００１５】
その後、上記選択した存速のうち、存速検出手段（42）の検出存速に最も近い記憶存速を抽出する。この抽出した存速に対応する設定値を発射薬量の設定値に決定する。
【００１６】
次いで、第３の発明では、認識した発射薬量の設定値に基づき、初速記憶手段（52）から初速を導出する。続いて、決定した発射薬量の設定値と頂点の通過時間とからデータ記憶手段（51）に基づき発射角を抽出する。
【００１７】
また、第４の発明では、予想手段（44）が、上記初速と発射角とから位置、存速、傾角又は着地予想点を導出する。
【００１８】
【発明の効果】
したがって、本発明によれば、初速及び発射角である発射諸元を飛翔体本体（11）で自動的に導出するようにしたために、発射諸元を入力する必要がないので、飛翔体を発射させる手間を大幅に低減することができる。この結果、飛翔体を効率よく飛翔させることができる。
【００１９】
また、従来のように発射諸元を人手で入力することがないので、誤入力を確実に防止することができる。この結果、上記飛翔体の飛翔の信頼性や安全性を著しく向上させることができる。
【００２０】
また、他の発明によれば、上記飛翔体本体（11）の位置、存速、傾角又は着地予想点を導出することができるので、これらの値を上記飛翔体本体（11）の各種の制御に適用することができる。この結果、上記飛翔体本体（11）の制御性を著しく向上させることができ、より飛翔の信頼性や安全性を向上させることができる。
【００２１】
【発明の実施の形態】
以下、本発明の実施形態を図面に基づいて詳細に説明する。
【００２２】
図１に示すように、飛翔体（10）は、発射母体（20）から発射され、自己推進することなく目標点まで飛翔するように構成されている。そして、上記飛翔体（10）は、図示しないが、自ら軌道を修正して飛翔するように構成されている。
【００２３】
上記飛翔体（10）は、飛翔体本体（11）と、図２に示すように、該飛翔体本体（11）に搭載された制御系統（30）とを備えている。該制御系統（30）は、地磁気センサ（3a）、ジャイロ及び加速度センサ（3c）を備えている。そして、上記飛翔体（10）は、制御系統（30）が飛翔体本体（11）の発射諸元を導出すると共に、飛翔体本体（11）の位置、存速、傾角及び着地予想点Ａを導出するように構成されている。
【００２４】
上記地磁気センサ（3a）は、例えば、地磁気の３軸方向の各成分を検出して磁気信号を出力するように構成されている。
【００２５】
上記ジャイロ（3b）は、飛翔体（10）の所定の軸回りの角速度を検出して角速度信号を出力するように構成されている。
【００２６】
上記加速度センサ（3c）は、飛翔体（10）の３軸方向の各加速度成分を検出して加速度信号を出力するように構成されている。
【００２７】
上記地磁気センサ（3a）の磁気信号とジャイロ（3b）の角速度信号と加速度センサ（3c）の加速度信号は、フィルタ（31）を介してマルチプレクサ（32）に入力されている。該マルチプレクサ（32）の出力信号は、Ａ／Ｄ変換器（33）を介して中央演算処理装置（40）に入力されている。
【００２８】
また、上記飛翔体（10）の制御系統（30）には、メモリ（50）が設けられている。該メモリ（50）は、中央演算処理装置（40）と信号授受可能に構成され、データ記憶手段である第１メモリ（51）と、初速記憶手段である第２メモリ（52）とを備えている。
【００２９】
上記第１メモリ（51）は、予め離散的に設定された設定値に基づいて飛翔体本体（11）に充填される発射薬量の該設定値と頂点の通過時間と頂点の存速との関係データを予め記憶すると共に、設定値と通過時間と存速との関係に対応して飛翔体本体（11）の発射角を関係データとして記憶している。
【００３０】
上記第２メモリ（52）は、発射薬量の設定値に対応した飛翔体本体（11）の初速を予め記憶している。
【００３１】
つまり、上記飛翔体（10）の設定値は、飛翔体（10）の種類などに基づいた離散値（１，２，３，…，ｎ）であることから、図４に示すように、第１メモリ（51）のテーブルは、各設定値ごとに複数の頂点の通過時間が予め記憶されている。例えば、図４においては、３つの発射薬量の設定値２，３，４ごとに複数の通過時間Ｔｐ2-n，Ｔｐ3-n，Ｔｐ4-nが定められている。そして、この各通過時間Ｔｐ2-n，Ｔｐ3-n，Ｔｐ4-nに対して存速Ｖ(Tp2-n)，Ｖ(Tp3-n)，Ｖ(Tp4-n)と発射角θ2-n，θ3-n，θ4-nとが定められている。
【００３２】
また、上記第２メモリ（52）のテーブルには、図５に示すように、発射薬量が定まると初速が定まるので、設定値１，…，ｎに対応した飛翔体本体（11）の初速Ｖ1，…，Ｖnが予め記憶されている。
【００３３】
一方、上記中央演算処理装置（40）には、本発明の特徴として、時間検出手段（41）と存速検出手段（42）と発射諸元導出手段（43）と予想手段（44）とが設けられている。
【００３４】
上記時間検出手段（41）は、図示しないが、活性化電池などが制御系統（30）に設けられているので、飛翔体本体（11）が発射してから頂点に到達するまでの通過時間を検出するように構成されている。
【００３５】
上記存速検出手段（42）は、飛翔体本体（11）が頂点を通過する時点における速度である存速を検出するように構成されている。
【００３６】
上記発射諸元導出手段（43）は、時間検出手段（41）及び存速検出手段（42）がそれぞれ検出した検出通過時間及び検出存速と上記第１メモリ（51）の関係データとに基づいて発射薬量の設定値を導出し、発射諸元を導出するように構成されている。
【００３７】
つまり、上記発射諸元導出手段（43）は、第１メモリ（51）の記憶通過時間のうち検出通過時間に最も近い記憶通過時間を該第１メモリ（51）から選び出す。更に、上記発射諸元導出手段（43）は、この選び出した記憶通過時間に対応した第１メモリ（51）の記憶存速のうち検出存速に最も近い記憶存速を第１メモリ（51）から選び出す。その後、上記発射諸元導出手段（43）は、この選び出した記憶存速に対応して発射薬量の設定値を導出する。
【００３８】
また、上記発射諸元導出手段（43）は、導出した設定値に基づいて第２メモリ（52）から発射諸元の１つである初速を導出すると共に、検出存速に最も近い記憶存速に基づいて第１メモリ（51）から発射諸元の他の１つである発射角を導出するように構成されている。
【００３９】
上記予想手段（44）は、発射諸元導出手段（43）が導出した初速と発射角とより飛翔中における飛翔体本体（11）の位置、存速、傾角及び着地予想点Ａをリアルタイムで導出するように構成されている。
【００４０】
そこで、上記飛翔体（10）の頂点の通過時間Ｔｐと、該頂点通過時の速度である存速Ｖ(Tp)の導出原理について説明する。
【００４１】
先ず、上記飛翔体（10）の飛翔ベクトルと地表面との角度である飛翔体（10）の傾角をθとし、重力加速度をｇとすると、飛翔体（10）の速度Ｖは、次式の通りとなる。
【００４２】
Ｖ＝ｇ・cosθ／（ｄθ／ｄｔ） ……（１）
ここで、上記飛翔体（10）が頂点を通過する際は、θ＝０となるので、頂点を通過する時点における飛翔体（10）の速度Ｖは、次式の通りとなる。
【００４３】
Ｖ＝ｇ／（ｄθ／ｄｔ） ……（２）
したがって、加速度センサ（3c）及び地磁気センサ（3a）等より求められる傾角θが零となる時点を、発射時刻からの時間経過として通過時間Ｔｐが求められる。同時に、頂点通過時の存速Ｖ(Tp)は、上記（２）式より求められる。
【００４４】
そこで、上記時間検出手段（41）は、活性化電池などによって発射時刻を認識する一方、加速度センサ（3c）及び地磁気センサ（3a）等より傾角θが零となる時点を認識して発射時刻から頂点に到達するまでの通過時間Ｔｐを検出する。
【００４５】
一方、上記存速検出手段（42）は、加速度センサ（3c）等の加速度信号に基づき、上記（２）式より頂点通過時の存速Ｖ(Tp)を検出する。
【００４６】
〈作用〉
次に、上述した飛翔体（10）の発射諸元及び位置、存速、傾角及び着地予想点Ａの導出動作について説明する。
【００４７】
先ず、発射母体（20）から飛翔体本体（11）を発射させると、ステップＳＴ１において、時間検出手段（41）が発射時点からの時間を計数し、飛翔体本体（11）が頂点に到達すると、頂点までの通過時間を検知する。更に、存速検出手段（42）が、頂点通過時点における存速を算出する。
【００４８】
続いて、ステップＳＴ２に移り、発射諸元導出手段（43）は、第１メモリ（51）のテーブルの記憶通過時間のうち、時間検出手段（41）の検出通過時間に最も近い記憶通過時間Ｔｐを抽出する。そして、この抽出した通過時間Ｔｐに対応する第１メモリ（51）のテーブルの記憶存速を選択する。
【００４９】
その後、ステップＳＴ３に移り、上記選択した存速のうち、存速検出手段（42）の検出存速に最も近い記憶存速Ｖ(Tp)を抽出する。この抽出した存速Ｖ(Tp)に対応する設定値を発射薬量の設定値に決定する。
【００５０】
次いで、ステップＳＴ４に移り、認識した発射薬量の設定値に基づき、第２メモリ（52）のテーブルから初速Ｖを導出する。
【００５１】
続いて、ステップＳＴ５に移り、上記ステップＳＴ３で決定した発射薬量の設定値と頂点の通過時間Ｔｐとから第１メモリ（51）のテーブルに基づき発射角θを抽出する。
【００５２】
最後に、ステップＳＴ６に移り、予想手段（44）が、上記初速Ｖと発射角θとから上記飛翔体本体（11）の位置、存速、傾角及び着地予想点Ａを飛翔中リアルタイムで導出する。
【００５３】
〈実施形態の効果〉
以上のように、本実施形態によれば、初速及び発射角である発射諸元を制御系統（30）が自動的に導出するようにしたために、発射諸元を入力する必要がないので、飛翔体（10）を発射させる手間を大幅に低減することができる。この結果、飛翔体（10）を効率よく飛翔させることができる。
【００５４】
また、従来のように発射諸元を人手で入力することがないので、誤入力を確実に防止することができる。この結果、上記飛翔体（10）の飛翔の信頼性や安全性を著しく向上させることができる。
【００５５】
更に、上記飛翔体本体（11）の位置、存速、傾角及び着地予想点Ａを導出することができるので、該位置、存速、傾角及び着地予想点Ａを飛翔体本体（11）の各種の制御に適用することができる。この結果、上記飛翔体本体（11）の制御性を著しく向上させることができ、より飛翔の信頼性や安全性を向上させることができる。
【００５６】
【発明の他の実施の形態】
上記実施形態においては、発射薬量の設定値は、３つとしたが、本発明は３つに限られないことは勿論である。
【００５７】
また、上記飛翔体本体（11）の頂点の通過時間や存速の検出は、実施形態に限られるものではない。
【００５８】
また、上記予想手段（44）は、飛翔体本体（11）の位置、存速、傾角及び着地予想点の４つを導出するようにしたが、本発明の予想手段（44）は、飛翔体本体（11）の位置、存速、傾角及び着地予想点の何れか１つ又は２つ以上を導出するようにしてもよい。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の飛翔体の飛翔を示す説明図である。
【図２】本発明の飛翔体の制御系統を示す制御ブロック図である。
【図３】本発明の飛翔体の発射諸元及び位置、存速、傾角及び着地予想点の導出動作を示す制御フロー図である。
【図４】本発明の第１メモリを示すデータ図である。
【図５】本発明の第２メモリを示すデータ図である。
【符号の説明】
10 飛翔体
11 飛翔体本体
30 制御系統
40 中央演算処理装置
41 時間検出手段
42 存速検出手段
43 発射諸元導出手段
44 予想手段
50 メモリ
51 第１メモリ（データ記憶手段）
52 第２メモリ（初速記憶手段）[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a flying object, and particularly relates to measures for deriving launch parameters.
[0002]
[Prior art]
Conventionally, some flying objects have a self-correcting function. In other words, some flying objects are provided with correction means such as a correction rocket, and correct the trajectory when the flight trajectory is different from the target.
[0003]
In order to correct this trajectory, the flying object needs to recognize the position, speed, inclination, or predicted landing point at the time of flight. And in order for the said flying body to recognize this position, speed, inclination, or a predicted landing point, it was necessary to recognize the launch parameters.
[0004]
[Problems to be solved by the invention]
However, conventional projectile described above, was entered by a human hand firing specifications is the initial velocity and launch angle. That is, when launching a flying object, a human inputs the initial speed and the launch angle to the flying object's memory for each flying object using the input device.
[0005]
This requires a great deal of labor to launch the flying object, and there is a problem that the flying object cannot be efficiently fired.
[0006]
In addition, as described above, since the launch parameters are input for each flying object by a human, there is a problem that erroneous input occurs. As a result, there is a problem that the flying object has low reliability and safety.
[0007]
The present invention has been made in view of such points, and aims to efficiently launch a flying object and to improve flight reliability and safety.
[0008]
[Means for Solving the Problems]
<Summary of invention>
In the present invention, the launch parameters are derived based on the transit time to the apex and the speed of the apex.
[0009]
<Solution>
Specifically, as shown in FIG. 2, the first invention is provided with time detecting means for detecting (41) the passing time to fly Shokarada body (11) reaches the apex after firing . And the speed detection means (42) which detects the speed at the time of the passage of the vertex of the said flying body main body (11) is provided. Further, the set value of the amount of the propellant to be attached to the flying object main body (11) based on the set values set discretely in advance, the passing time of the apex, the speed of the apex, and the launching of the flying object main body (11) Data storage means (51) is provided which stores in advance the relationship data with the corners. In addition, based on the detected passage time and detected speed detected by the time detecting means (41) and the speed detecting means (42), respectively, and the relational data of the data storage means (51), the set value of the propellant amount And a launch item deriving means (43) for deriving launch parameters.
[0010]
In addition, in a second aspect based on the first aspect , the launch specification deriving means (43) derives a stored passage time closest to the detected passage time among the stored passage times of the data storage means (51), The storage speed closest to the detection speed is derived from the storage speed of the data storage means (51) corresponding to the storage passage time, and the set value of the propellant amount is derived corresponding to the derived storage speed. It is comprised so that it may do.
[0011]
In addition, the third invention includes an initial speed storage means (52) that stores in advance the initial speed of the flying body (11) corresponding to the set value of the propellant amount in the second invention. The launch specification deriving means (43) derives the initial speed from the derived setting value based on the initial speed storage means (52) and also stores the initial speed from the storage speed closest to the detected speed to the data storage means (51). A launch angle is derived based on the basis.
[0012]
According to a fourth aspect of the present invention, in the third aspect of the invention, the position, speed, inclination, or predicted landing point of the flying body (11) is determined from the initial speed and the launch angle derived by the launch specification deriving means (43). A deriving prediction means (44) is provided.
[0013]
That is, in the present invention, when the flying body (11) is fired, the time detection means (41) counts the time from the launching time and detects the passing time to the apex. Further, the speed detecting means (42) calculates the speed at the time of passing the apex.
[0014]
Subsequently, in the second invention, for example, in the second invention, the launch specification deriving means (43) is the storage passage time closest to the detection passage time of the time detection means (41) among the storage passage times of the data storage means (51). To extract. Then, the storage speed of the data storage means (51) corresponding to the extracted passing time is selected.
[0015]
Thereafter, the stored speed closest to the detected speed of the speed detecting means (42) is extracted from the selected speeds. The set value corresponding to the extracted speed is determined as the set value of the propellant amount.
[0016]
Next, in the third aspect of the invention, the initial speed is derived from the initial speed storage means (52) based on the recognized set value of the propellant amount. Subsequently, the firing angle is extracted from the determined set value of the propellant amount and the passing time of the apex based on the data storage means (51).
[0017]
In the fourth invention, the predicting means (44) derives the position, speed, tilt angle or predicted landing point from the initial speed and the launch angle.
[0018]
【The invention's effect】
Therefore, according to the present invention, since the launch parameters that are the initial speed and launch angle are automatically derived by the projectile body (11), it is not necessary to input the launch parameters, so the projectile is launched. It is possible to greatly reduce the labor required. As a result, the flying object can fly efficiently.
[0019]
Further, since the launch specifications are not input manually as in the prior art, erroneous input can be reliably prevented. As a result, the flight reliability and safety of the flying object can be significantly improved.
[0020]
In addition, according to another invention, the position, speed, tilt angle or predicted landing point of the flying body main body (11) can be derived, and these values are used for various controls of the flying body main body (11). Can be applied to. As a result, the controllability of the flying body main body (11) can be remarkably improved, and the flying reliability and safety can be further improved.
[0021]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Hereinafter, embodiments of the present invention will be described in detail with reference to the drawings.
[0022]
As shown in FIG. 1, the flying object (10) is fired from the launching mother body (20) and is configured to fly to a target point without self-propelling. And although the said flying body (10) is not shown in figure, it is comprised so that a self-orbit may be corrected and it may fly.
[0023]
The flying body (10) includes a flying body main body (11) and a control system (30) mounted on the flying body main body (11) as shown in FIG. The control system (30) includes a geomagnetic sensor (3a), a gyro and an acceleration sensor (3c). In the flying object (10), the control system (30) derives the launch parameters of the flying object body (11), and the position, speed, inclination, and predicted landing point A of the flying object body (11) are determined. It is configured to derive.
[0024]
The geomagnetic sensor (3a) is configured to detect each component of the geomagnetism in three axial directions and output a magnetic signal, for example.
[0025]
The gyro (3b) is configured to detect an angular velocity around a predetermined axis of the flying object (10) and output an angular velocity signal.
[0026]
The acceleration sensor (3c) is configured to detect each acceleration component in the triaxial direction of the flying object (10) and output an acceleration signal.
[0027]
The magnetic signal from the geomagnetic sensor (3a), the angular velocity signal from the gyro (3b), and the acceleration signal from the acceleration sensor (3c) are input to the multiplexer (32) through the filter (31). The output signal of the multiplexer (32) is input to the central processing unit (40) via the A / D converter (33).
[0028]
The control system (30) of the flying object (10) is provided with a memory (50). The memory (50) is configured to be able to exchange signals with the central processing unit (40), and includes a first memory (51) as data storage means and a second memory (52) as initial speed storage means. Yes.
[0029]
The first memory (51) includes the set value of the amount of the propellant charged into the projectile body (11) based on the set values set discretely in advance, the transit time of the apex, and the speed of the apex. The relationship data is stored in advance, and the launch angle of the flying object body (11) is stored as the relationship data in correspondence with the relationship between the set value, the passage time, and the existing speed.
[0030]
The second memory (52) stores in advance the initial speed of the flying body (11) corresponding to the set value of the amount of the projectile.
[0031]
That is, since the set value of the flying object (10) is a discrete value (1, 2, 3,..., N) based on the type of the flying object (10), as shown in FIG. In the table of one memory (51), the passing times of a plurality of vertices are stored in advance for each set value. For example, in FIG. 4, a plurality of passage times Tp2-n, Tp3-n, and Tp4-n are determined for each of the set values 2, 3, and 4 of the three propellant amounts. The speeds V (Tp2-n), V (Tp3-n), V (Tp4-n) and the launch angles θ2-n, θ3 for the passage times Tp2-n, Tp3-n, Tp4-n. -n and θ4-n are defined.
[0032]
In the table of the second memory (52), as shown in FIG. 5, since the initial speed is determined when the amount of the propellant is determined, the initial speed of the flying object body (11) corresponding to the set values 1,. V1,..., Vn are stored in advance.
[0033]
On the other hand, the central processing unit (40) includes a time detection means (41), a speed detection means (42), a launch specification derivation means (43), and a prediction means (44) as features of the present invention. Is provided.
[0034]
Although not shown in the figure, the time detection means (41) is provided with an activation battery or the like in the control system (30), so the time required for the flying body (11) to reach the top after launching (11) is calculated. Configured to detect.
[0035]
The speed detecting means (42) is configured to detect a speed that is a speed at the time when the flying body (11) passes through the apex.
[0036]
The launch specification deriving means (43) is based on the detected passage time and detected speed detected by the time detecting means (41) and the speed detecting means (42), respectively, and the relational data of the first memory (51). Then, the set value of the propellant amount is derived, and the launch parameters are derived.
[0037]
That is, the launch item deriving means (43) selects, from the first memory (51), the stored passage time closest to the detected passage time among the stored passage times of the first memory (51). Further, the launch item deriving means (43) determines the storage speed closest to the detected speed among the stored speeds of the first memory (51) corresponding to the selected stored passage time. Choose from. Thereafter, the firing item deriving means (43) derives a set value of the propellant amount corresponding to the selected stored speed.
[0038]
The launch item deriving means (43) derives an initial speed, which is one of the launch parameters, from the second memory (52) based on the derived set value, and stores the stored speed closest to the detected speed. The launch angle, which is another one of the launch parameters, is derived from the first memory (51) based on the above.
[0039]
The prediction means (44) derives in real time the position, speed, inclination and predicted landing point A of the flying body (11) during the flight based on the initial speed and launch angle derived by the launch specification derivation means (43). Is configured to do.
[0040]
Therefore, the principle of deriving the passing time Tp of the apex of the flying object (10) and the speed V (Tp) that is the speed at the time of passing the apex will be described.
[0041]
First, when the inclination angle of the flying object (10), which is the angle between the flying vector of the flying object (10) and the ground surface, is θ and the gravitational acceleration is g, the velocity V of the flying object (10) is given by Street.
[0042]
V = g · cos θ / (dθ / dt) (1)
Here, when the flying object (10) passes through the apex, θ = 0. Therefore, the speed V of the flying object (10) at the time of passing through the apex is as follows.
[0043]
V = g / (dθ / dt) (2)
Therefore, the passage time Tp is obtained by setting the time when the tilt angle θ obtained by the acceleration sensor (3c), the geomagnetic sensor (3a), etc. becomes zero as the time elapsed from the launch time. At the same time, the speed V (Tp) at the time of passing through the apex is obtained from the above equation (2).
[0044]
Therefore, the time detection means (41) recognizes the launch time by an activated battery or the like, while recognizing the time when the inclination angle θ becomes zero from the acceleration sensor (3c), the geomagnetic sensor (3a), etc. The passing time Tp until reaching the apex is detected.
[0045]
On the other hand, the speed detecting means (42) detects the speed V (Tp) at the time of passing the apex from the formula (2) based on the acceleration signal from the acceleration sensor (3c) or the like.
[0046]
<Action>
Next, a description will be given of the operation of deriving the above-described launching item and position, speed, inclination, and predicted landing point A of the flying object (10).
[0047]
First, when the flying body (11) is fired from the launching body (20), in step ST1, the time detecting means (41) counts the time from the launching point, and the flying body (11) reaches the apex. Detect the transit time to the apex. Further, the speed detecting means (42) calculates the speed at the time of passing the apex.
[0048]
Subsequently, the process proceeds to step ST2, where the launch specification deriving means (43) stores the storage passage time Tp closest to the detection passage time of the time detection means (41) among the storage passage times of the table of the first memory (51). To extract. Then, the storage speed of the table of the first memory (51) corresponding to the extracted passing time Tp is selected.
[0049]
Thereafter, the process proceeds to step ST3, and the stored speed V (Tp) closest to the detected speed of the speed detecting means (42) is extracted from the selected speeds. The set value corresponding to the extracted speed V (Tp) is determined as the set value of the propellant amount.
[0050]
Next, the process proceeds to step ST4, where the initial speed V is derived from the table of the second memory (52) based on the recognized set value of the propellant amount.
[0051]
Subsequently, the process proceeds to step ST5, and the firing angle θ is extracted based on the table of the first memory (51) from the set value of the propellant amount determined in step ST3 and the apex passage time Tp.
[0052]
Finally, the process proceeds to step ST6, where the prediction means (44) derives the position, speed, tilt angle and predicted landing point A of the flying body (11) in real time during the flight from the initial speed V and the launch angle θ. .
[0053]
<Effect of the embodiment>
As described above, according to the present embodiment, since the control system (30) automatically derives the launch parameters that are the initial speed and the launch angle, it is not necessary to input the launch parameters. The trouble of firing the body (10) can be greatly reduced. As a result, the flying object (10) can fly efficiently.
[0054]
Further, since the launch specifications are not input manually as in the prior art, erroneous input can be reliably prevented. As a result, the flying reliability and safety of the flying object (10) can be significantly improved.
[0055]
Further, since the position, speed, inclination, and predicted landing point A of the flying object main body (11) can be derived, the position, speed, inclination, and predicted landing point A can be obtained from the various kinds of the flying object main body (11). It can be applied to control. As a result, the controllability of the flying body main body (11) can be remarkably improved, and the flying reliability and safety can be further improved.
[0056]
Other Embodiments of the Invention
In the above embodiment, the number of set values for the propellant amount is three, but the present invention is of course not limited to three.
[0057]
Further, the detection of the passing time and the speed of the apex of the flying body (11) is not limited to the embodiment.
[0058]
Moreover, although the said prediction means (44) derived | led-out four positions, the position of a flying body main body (11), speed, inclination, and a predicted landing point, the prediction means (44) of this invention is a flying body. You may make it derive | lead-out any 1 or 2 or more of the position of a main body (11), speed, inclination, and a predicted landing point.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is an explanatory diagram showing the flight of a flying object of the present invention.
FIG. 2 is a control block diagram showing a control system of a flying object of the present invention.
FIG. 3 is a control flow diagram showing the operation of deriving the launch parameters and position, speed, tilt angle, and predicted landing point of the flying object of the present invention.
FIG. 4 is a data diagram showing a first memory of the present invention.
FIG. 5 is a data diagram showing a second memory of the present invention.
[Explanation of symbols]
10 flying object
11 Aircraft body
30 Control system
40 Central processing unit
41 Time detection means
42 Speed detection means
43 Launch derivation method
44 Predictive measures
50 memory
51 First memory (data storage means)
52 Second memory (initial speed storage means)

Claims

Time detection means (41) for detecting the transit time from the launch of the flying body (11) to the arrival of the apex;
A speed detecting means (42) for detecting a speed at the time of passing through the apex of the flying body (11);
Based on the setting values set discretely in advance, the set value of the amount of the propellant to be mounted on the flying body (11), the passing time of the apex, the speed of the apex, the launching angle of the flying body (11), Data storage means (51) for storing the related data in advance;
Based on the detected passage time and detected speed detected by the time detecting means (41) and the speed detecting means (42), respectively, and the relational data of the data storage means (51), the set value of the propellant amount is derived. And a launching item deriving means (43) for deriving launching features.

In claim 1 ,
The launch specification deriving means (43) derives a memory passing time that is closest to the detected passing time among the memory passing times of the data storing means (51), and stores the data storing means (51) corresponding to the memory passing time. A flying object configured to derive a memory speed closest to a detected speed among speeds, and to derive a set value of a propellant amount corresponding to the derived speed.

In claim 2 ,
While equipped with an initial speed storage means (52) for storing in advance the initial speed of the flying object body (11) corresponding to the set value of the propellant amount,
The launch specification deriving means (43) derives the initial speed from the derived set value based on the initial speed storage means (52) and based on the data storage means (51) from the stored speed closest to the detected speed. A flying object configured to derive a launch angle.

In claim 3 ,
It is provided with a predicting means (44) for deriving the position, speed, tilt angle or predicted landing point of the projectile body (11) based on the initial velocity and launch angle derived by the launch element deriving means (43). To fly.