JP3758257B2

JP3758257B2 - Flying object control device

Info

Publication number: JP3758257B2
Application number: JP31503596A
Authority: JP
Inventors: 誠一米山
Original assignee: Mitsubishi Electric Corp
Current assignee: Mitsubishi Electric Corp
Priority date: 1996-11-26
Filing date: 1996-11-26
Publication date: 2006-03-22
Anticipated expiration: 2016-11-26
Also published as: JPH10160396A

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
この発明は、スピンする飛しょう体をスラスタのみで制御するために飛しょう体に搭載される制御装置に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
図６は、従来の飛しょう体の制御装置を搭載し、スピンする飛しょう体の制御を行っている様子を示した図である。図６において１は、飛しょう体を発射するプラットフォームとなる装甲車であり、発射初期条件となる仰角等を計算するとともにコマンド送信装置をもちミサイルに対して誘導信号を送信する。２はスピンミサイルであり、本飛しょう体の制御装置を搭載し、サイドスラスタ及びカナードを用いてスピンする機体の制御を行い目標に向けて誘導飛しょうする。３はサイドスラスタであり、飛しょう体に速い応答時間で横加速度を発生させる。また４はカナードであり、サイドスラスタよりはるかに大きな制御力で飛しょう体の制御を行う。５は飛しょう体がスピンしながら飛しょうしていることを示すスピン周波数であり、スピンさせることで外乱による命中精度の劣化を改善するとともに、一軸の制御装置で誘導制御を行うことを可能にするものである。６は飛しょう体の横加速度であり、サイドスラスタ及びカナードにより発生させられるものである。７はこの飛しょう体の目標となるアタックヘリであり、瞬間的に山陰等から出現してポップアップ攻撃を行うものである。本飛しょう体はこのポップアップ攻撃するアタックヘリに対して高速で飛しょうし撃破するものであり、高応答性、高命中精度が要求される。また図７にこの飛しょう体の制御装置のブロック図を示す。図７において３は、サイドスラスタを制御する制御ループ及びサイドスラスタの伝達関数を示したものである。そして２０は、加速度コマンドピッチａｃｐに乗じる第１のオートパイロットゲインＣ０、２１は、その第１のオートパイロットゲインＣ０を乗じた加速度コマンドピッチから機体加速度ピッチを差し引いたものに乗じる第２のオートパイロットゲインＣ１、２２は、第２のオートパイロットゲインＣ１の出力からレートジャイロ１５で検出したピッチ角速度ｑを差し引いたものに乗じる第３のオートパイロットゲインＣ２／Ｓ、２３は、この第３のオートパイロットゲインＣ２／Ｓの出力からピッチ角速度ｑを差し引いたものに乗じる第４のオートパイロットゲインＣ３、２４は、この第４のオートパイロットゲインの出力である舵角コマンドδにかける舵角リミッタ、２５はスピンによる制御の位相遅れを補償する位相進み補償、２６は、位相進み補償をした舵角コマンドδにより、操舵を行い舵角を出力する操舵装置、２７は、この舵角により応答し、機体角速度ｑを出力する第１の機体伝達関数、１４は、この角速度ｑから経路角変化率γを出力する第２の機体伝達関数、１５は機体角速度ｑを検出するレートジャイロ、１６は、経路角変化率γを機体加速度ａｍｐに変換する機体速度Ｖ及び重力加速度Ｇ、１７は、この機体加速度を検出する加速度計であり、この加速度計で検出された機体加速度ａｍｐは、２０の第１のオートパイロットゲインの後ろにフィードバックされる。また２８は、スラスタ出力に応答する第４の機体伝達関数、２９は、スラスタを噴射するスラスタ発生装置、３０はスラスタの出力を推定するスラスタ出力推定器、３１は系が不安定とならないように位相を調整する位相進み補償部である。
【０００３】
次に動作について説明する。従来の飛しょう体の制御装置は、上記のように構成されているから第１のオートパイロットゲインＣ０は、加速度コマンドａｃｐに乗じられ、１７の加速度計で検出したピッチ加速度ａｍｐを差し引き、２１の第２のオートパイロットゲインＣ１を乗じ、１５のレートジャイロで検出したピッチ角速度ｑを差し引き、２２の第３のオートパイロットゲインＣ２／Ｓを乗じ、さらにまたピッチ角速度ｑを差し引き、２３の第４のオートパイロットゲインＣ３を乗じることにより、舵角コマンドδを出力する。２４はこの舵角コマンドδにかけるリミッタであり、その出力は、２５の位相進み補償に入力され、位相進み補償がなされた舵角コマンドは、２６の操舵装置に入力され、舵角を出力する。２７の第３の機体伝達関数は、操舵装置の出力である舵角により応答し、機体のピッチ角速度ｑを出力し、１４の第２の機体伝達関数は、第１の機体伝達関数の出力であるピッチ角速度ｑから経路角変化率γを出力する。さらに１５はピッチ角速度ｑを検出するレートジャイロ、１６は経路角変化率γを機体加速度ａｍｐに変換する機体速度Ｖ及び重力加速度Ｇである。１７の加速度計は、機体加速度を検出し、この検出された機体加速度ａｍｐは２０の第１のオートパイロットゲインＣ０の後ろにフィードバックされ、また２８の第３の機体伝達関数は、スラスタ出力により応答し、加速度を出力する部分であり、２９のスラスタ発生装置は、スラスタを噴射する部分である。さらに３０のスラスタ出力推定器は、スラスタで噴射する加速度を推定する部分であり、３１の位相進み補償部は、系を安定とするように位相を調整する部分であり、これらで飛しょう体の制御装置を構成する。以上は飛しょう体の制御装置のピッチ系についてのみ説明したが、本装置を適用する十字翼で対称な飛しょう体の場合にはヨー系についても全く同一の構成で飛しょう体の制御を行うことが可能である。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
上記のような従来のオートパイロット装置では、操舵装置を用いて空力操舵を行う飛しょう体に対しては適用できるが、空力舵角コマンド出力となるため、スラスタのみで飛しょう体を制御しようという場合には適用できないという問題があった。
【０００５】
この発明は、かかる問題点を解決するためになされたものであり、空力舵角コマンドをオートパイロットの出力とせずに、スラスタ駆動装置を用いて飛しょう体に発生させるモーメントを制御することで、飛しょう体の制御を行うことが可能となる。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
第１の発明による飛しょう体の制御装置は、一次遅れ微分器１０で出力されたピッチ姿勢角変化率θｃからピッチ角速度ｑを差し引いたものをコマンドとしてスラスタ駆動装置１１に入力し、機体のピッチングモーメントＭＶを制御し、機体をスピンさせてそのピッチングモーメントＭＶを任意の方向に作用させることにより、スラスタのみで飛しょう体の制御を行うことを可能にしたものである。
【０００７】
また、第２の発明による飛しょう体の制御装置は、８の第１のオートパイロットゲインＫ１、９の第２のオートパイロットゲインＫ２をクローズループの減衰率が一定となるように高度、速度によりゲインを可変とすることにより、飛しょう体の飛しょう高度、速度が変化しても減衰率を一定とし、減衰率を一定にしない場合より、安定に飛しょう体を制御する制御装置を実現することができる。ゲインの計算式を数１に示す。
【０００８】
【数１】

【０００９】
また、第３の発明による飛しょう体の制御装置は、制御量であるピッチングモーメントＭＶを１９の噴射方向制御部でスラスタの噴射タイミングを制御することにより、任意の方向に飛しょう体を誘導することができるようにしたものである。この構成にすると機体は一定レートで回転しているため、目標のいる象限にきた時だけスラスタを噴射することで、任意の方向に飛しょう体を誘導することを実現したものである。噴射方向制御部での噴射タイミングを計算する計算式を数２に示す。
【００１０】
【数２】

【００１１】
また、第４の発明による飛しょう体の制御装置は、加速度計を使用しないで１５のレートジャイロのみを使用して制御装置を構成することにより、より安価なシステムとすることが可能となる。このレートジャイロのみのシステムでも回転する飛しょう体の制御を行うことが可能である。
【００１２】
また、第５の発明による飛しょう体の制御装置は、スピンに合わせて１９の噴射方向制御部でスラスタの噴射タイミングを決定し、ピッチングモーメントの慣性座標系に対しての方向制御を行うことにより、センサとしてレートジャイロのみを使用して任意の方向に飛しょう体を誘導することを可能にしたものである。
【００１３】
【発明の実施の形態】
実施の形態１．
図１は、この発明の実施の形態１を示す飛しょう体の制御装置の図であり、図において３はサイドスラスタによる制御ループを示したものである。８は、第１のオートパイロットゲインＫ１であり、加速度コマンドａｃｐに乗じられる。さらにこの出力から加速度計で検出した加速度を差し引き、９の第２のオートパイロットゲインＫ２を乗じる。この出力は１０の一次遅れ微分器に入力され、ピッチ姿勢角変化率コマンドθｃとなる。この姿勢角変化率コマンドθｃからレートジャイロで検出したピッチレートｑを差し引き、１１のスラスタ駆動装置伝達関数に入力され、スラスタ駆動装置伝達関数はピッチングモーメントＭＶを出力する。このピッチングモーメントＭＶは、１２のモーメントリミッタにかけられ、第１の機体伝達関数１３に入力され、ピッチレートｑを出力する。このピッチレートｑは１５のレートジャイロで検出され、一次遅れ微分器の出力であるピッチ姿勢角変化率コマンドθｃの所へフィードバックされる。１４の第２の機体伝達関数は、ピッチレートｑから経路角変化率γを検出する。１６の機体速度Ｖ、重力加速度Ｇは、この経路角変化率γに乗じられ機体加速度となり、この機体加速度は、１７の加速度計で検出され、第１のオートパイロットゲインの後ろにフィードバックされる。
【００１４】
実施の形態２．
図２は、この発明の実施の形態２を示す飛しょう体の制御装置の図であり、図において３はサイドスラスタによる制御ループを示したものである。８は、第１の可変オートパイロットゲインＫ１であり、加速度コマンドａｃｐに乗じられる。さらにこの出力から加速度計で検出した加速度を差し引き、９の第２の可変オートパイロットゲインＫ２を乗じる。この両ゲインを可変とすることでトータルの伝達関数の減衰率を一定とする。この出力は１０の一次遅れ微分器に入力され、ピッチ姿勢角変化率コマンドθｃとなる。このピッチ姿勢角変化率コマンドθｃからレートジャイロで検出したピッチレートｑを差し引き、１１のスラスタ駆動装置伝達関数に入力され、スラスタ駆動装置伝達関数はピッチングモーメントＭＶを出力する。このピッチングモーメントＭＶは、１２のモーメントリミッタにかけられ、第１の機体伝達関数１３に入力され、ピッチレートｑを出力する。このピッチレートｑは１５のレートジャイロで検出され、一次遅れ微分器の出力であるピッチ姿勢角変化率コマンドθｃの所へフィードバックされる。１４の第２の機体伝達関数は、ピッチレートｑから経路角変化率γを検出する。１６の機体速度Ｖ、重力加速度Ｇは、この経路角変化率γに乗じられ機体加速度となり、この機体加速度は、１７の加速度計で検出され、第１のオートパイロットゲインの後ろにフィードバックされる。
【００１５】
実施の形態３．
図３は、この発明の実施の形態３を示す飛しょう体の制御装置の図であり、図において３はサイドスラスタによる制御ループを示したものである。８は、第１の可変オートパイロットゲインＫ１であり、加速度コマンドに乗じられる。この出力である加速度コマンドは１９の噴射方向制御部で加速度を噴射するタイミングが調整され、加速度計の出力である機体加速度を差し引き、９の第２の可変オートパイロットゲインＫ２を乗じて、１０の一次遅れ微分器に入力され、ピッチ姿勢角変化率コマンドθｃとなる。このピッチ姿勢角変化率コマンドθｃからレートジャイロで検出したピッチレートｑを差し引き、１１のスラスタ駆動装置伝達関数に入力され、スラスタ駆動装置伝達関数は、ピッチングモーメントＭＶを出力する。このピッチングモーメントＭＶは、１２のモーメントリミッタにかけられ、１３の第１の機体伝達関数に入力され、ピッチレートｑを出力する。このピッチレートｑは１５のレートジャイロで検出され、一次遅れ微分器の出力であるピッチ姿勢角変化率コマンドθｃの所へフィードバックされる。１４の第２の機体伝達関数は、ピッチレートから経路角変化率γを検出する。１６の機体速度Ｖ、重力加速度Ｇは、この経路角変化率γに乗じられ機体加速度となり、この機体加速度は、１７の加速度計で検出され、第１のオートパイロットゲインの後ろにフィードバックされる。また１８の慣性装置は、高度、速度を検出しそれにより８の第１の可変オートパイロットゲイン、９の第２の可変オートパイロットゲインの調整を行う。
【００１６】
実施の形態４．
図４は、この発明の実施の形態４を示す飛しょう体の制御装置の図であり、図において３はサイドスラスタによる制御ループを示したものである。１０は、一次遅れ微分器であり、経路角変化率コマンドγｃが入力される。この一次遅れ微分器の出力であるピッチ姿勢角変化率コマンドθｃから１５のレートジャイロで検出したピッチ姿勢角変化率ｑを差し引きスラスタ駆動装置伝達関数１１に入力される。スラスタ駆動装置伝達関数１１の出力であるピッチングモーメントＭＶは、１２のモーメントリミッタがかかり、１３の第１の機体伝達関数に入力され、ピッチ姿勢角変化率ｑが出力される。このピッチ姿勢角変化率ｑは、１４の第２の機体伝達関数に入力され、経路角変化率γが出力される。１５のレートジャイロはピッチ姿勢角変化率ｑを検出し、ピッチ姿勢角変化率コマンドθｃから差し引くようにフィードバックされる。
【００１７】
実施の形態５．
図５は、この発明の実施の形態５を示す飛しょう体の制御装置の図であり、図において３はサイドスラスタによる制御ループを示したものである。１９は噴射方向制御部であり、スラスタを噴射する方向を計算する。１０は、一次遅れ微分器であり、経路角変化率コマンドγｃが入力される。この一次遅れ微分器の出力であるピッチ姿勢角変化率コマンドθｃから１５のレートジャイロで検出したピッチ姿勢角変化率ｑを差し引きスラスタ駆動装置伝達関数４に入力される。スラスタ駆動装置伝達関数１１の出力であるピッチングモーメントＭＶは、１２のモーメントリミッタがかかり、１３の第１の機体伝達関数に入力され、ピッチ姿勢角変化率ｑが出力される。このピッチ姿勢角変化率ｑは、１４の第２の機体伝達関数に入力され、経路角変化率γが出力される。１５のレートジャイロはピッチ姿勢角変化率ｑを検出し、ピッチ姿勢角変化率コマンドθｃから差し引くようにフィードバックされる。
【００１８】
【発明の効果】
第１の発明によれば、一次遅れ微分器３により、ピッチ姿勢角変化率コマンドθｃに変換し、ピッチレートｑを差し引いたものをスラスタ駆動装置に入力し、ピッチングモーメントＭＶを発生させることにより、スラスタのみを用いて飛しょう体の制御を行うことが可能となる。
【００１９】
また、第２の発明によれば、１の第１のオートパイロットゲインＫ１及び２の第２の可変オートパイロットゲインＫ２を制御ループを組んだクローズループの伝達関数が一定値となるように可変することで、高度、速度により制御対称の特性が変化しても安定した応答特性をもつ制御系を実現することが可能となる。
【００２０】
また、第３の発明によれば、噴射方向制御部１２でスラスタを噴射する方向をスピンに合わせて制御することで、目標の方向に向けて誘導することが可能となる。
【００２１】
また、第４の発明によれば、レートジャイロ８のみを用いたフィードバックループを構成することにより、安価なシステムを構成することが可能となる。
【００２２】
また、第５の発明によれば、レートジャイロ８のみを用いたフィードバックループを構成し、噴射方向制御部でスピンする飛しょう体に同期させてスラスタを噴射する方向を制御することにより、安価なシステムで、目標の方向に向けて飛しょう体を誘導することができる制御装置を実現することが可能となる。
【図面の簡単な説明】
【図１】この発明による飛しょう体の制御装置の実施の形態１を示す図である。
【図２】この発明による飛しょう体の制御装置の実施の形態２を示す図である。
【図３】この発明による飛しょう体の制御装置の実施の形態３を示す図である。
【図４】この発明による飛しょう体の制御装置の実施の形態４を示す図である。
【図５】この発明による飛しょう体の制御装置の実施の形態５を示す図である。
【図６】従来の飛しょう体の誘導制御を示す図である。
【図７】従来の飛しょう体の制御装置を示すブロック図である。
【符号の説明】
１装甲車、２スピンミサイル、３サイドスラスタ、４カナード、５スピン周波数、６横加速度、７対処目標、８第１のオートパイロットゲイン、９第２のオートパイロットゲイン、１０一次遅れ微分器、１１スラスタ駆動伝達関数、１２モーメントリミッタ、１３第１の機体伝達関数、１４第２の機体伝達関数、１５レートジャイロ、１６変換ゲイン、１７加速度計、１８慣性装置、１９噴射方向制御部、２０第１のオートパイロットゲイン（空力操舵用）、２１第２のオートパイロットゲイン（空力操舵用）、２２第３のオートパイロットゲイン（空力操舵用）、２３第４のオートパイロットゲイン（空力操舵用）、２４舵角リミッタ、２５位相進み補償部、２６操舵装置、２７第３の機体伝達関数、２８第４の機体伝達関数、２９スラスタ発生装置、３０スラスタ出力推定器、３１位相進み補償。[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a control device mounted on a flying object in order to control a spinning flying object only by a thruster.
[0002]
[Prior art]
FIG. 6 is a diagram showing a state where a conventional flying object control device is mounted and the flying object that is spinning is controlled. In FIG. 6, reference numeral 1 denotes an armored vehicle serving as a platform for launching a flying object, which calculates an elevation angle or the like as an initial firing condition, and has a command transmission device and transmits a guidance signal to the missile. Reference numeral 2 denotes a spin missile, which is equipped with a control device for the flying object, controls the aircraft that spins using a side thruster and a canard, and guides it toward the target. Reference numeral 3 denotes a side thruster, which generates a lateral acceleration in a flying object with a fast response time. Reference numeral 4 denotes a canard, which controls the flying object with a control force far greater than that of the side thruster. 5 is a spin frequency indicating that the flying object is flying while spinning, and it improves the accuracy of hit accuracy due to disturbance by spinning and enables guidance control with a uniaxial controller. To do. Reference numeral 6 denotes a lateral acceleration of the flying object, which is generated by a side thruster and a canard. 7 is an attack helicopter that is the target of this flying object, and it instantly emerges from the Sanin and makes a pop-up attack. This flying object is intended to fly and destroy the attack helicopter that attacks this pop-up attack at high speed, and requires high responsiveness and high accuracy. FIG. 7 shows a block diagram of this flying object control device. In FIG. 7, reference numeral 3 denotes a control loop for controlling the side thruster and a transfer function of the side thruster. A first autopilot gain C0, 21 multiplied by the acceleration command pitch acp, and a second autopilot multiplied by the acceleration command pitch obtained by multiplying the first autopilot gain C0 by subtracting the airframe acceleration pitch. The gains C1 and C22 are multiplied by the output of the second autopilot gain C1 minus the pitch angular velocity q detected by the rate gyroscope 15, and the third autopilot gains C2 / S and 23 are the third autopilot gains. A fourth autopilot gain C3, 24 multiplied by the gain C2 / S output minus the pitch angular velocity q is a steering angle limiter 25 applied to the steering angle command δ, which is the output of the fourth autopilot gain. Phase lead compensation 26 compensates for the phase lag of control due to spin, Steering device 27 that steers and outputs a steering angle according to a steering angle command δ compensated for phase advance, 27 is a first body transfer function that responds by this steering angle and outputs a body angular velocity q, and 14 is this angular velocity. a second body transfer function that outputs a path angle change rate γ from q; 15 a rate gyro that detects the airframe angular velocity q; and 16 a body speed V that converts the path angle change rate γ into a body acceleration amp and a gravitational acceleration G. , 17 is an accelerometer for detecting the airframe acceleration, and the airframe acceleration amp detected by the accelerometer is fed back after the 20th first autopilot gain. 28 is a fourth body transfer function that responds to the thruster output, 29 is a thruster generating device that injects a thruster, 30 is a thruster output estimator that estimates the output of the thruster, and 31 is a system so that the system does not become unstable. It is a phase lead compensator for adjusting the phase.
[0003]
Next, the operation will be described. Since the conventional flying object control device is configured as described above, the first autopilot gain C0 is multiplied by the acceleration command acp, and the pitch acceleration amp detected by the 17 accelerometers is subtracted to obtain 21 Multiply by the second autopilot gain C1, subtract the pitch angular velocity q detected by the 15 rate gyro, multiply by 22 third autopilot gain C2 / S, and further subtract the pitch angular velocity q, A steering angle command δ is output by multiplying the autopilot gain C3. A limiter 24 is applied to the steering angle command δ, and its output is input to the phase advance compensation 25, and the steering angle command subjected to the phase advance compensation is input to the steering device 26 to output the steering angle. . The third airframe transfer function of 27 responds by the steering angle that is the output of the steering device, and outputs the pitch angular velocity q of the airframe, and the second airframe transfer function of 14 is the output of the first airframe transfer function. A path angle change rate γ is output from a certain pitch angular velocity q. Further, 15 is a rate gyro for detecting the pitch angular velocity q, and 16 is a vehicle speed V and a gravitational acceleration G for converting the path angle change rate γ to the vehicle acceleration amp. The 17 accelerometers detect the airframe acceleration, and the detected airframe acceleration amp is fed back after the 20th first autopilot gain C0, and the 28th third airframe transfer function is responded by the thruster output. The thruster generating device 29 is a portion for ejecting a thruster. Further, 30 thruster output estimators are parts for estimating the acceleration injected by the thruster, and 31 phase advance compensators are parts for adjusting the phase so as to stabilize the system. Configure the control device. In the above, only the pitch system of the flying object control device has been described. However, in the case of a flying object that is symmetrical with a cruciform to which this device is applied, the flying object is controlled with exactly the same configuration for the yaw system. It is possible.
[0004]
[Problems to be solved by the invention]
The conventional autopilot device as described above can be applied to a flying object that uses a steering device to perform aerodynamic steering, but because it outputs an aerodynamic steering angle command, it is intended to control the flying object using only a thruster. In some cases, it was not applicable.
[0005]
The present invention was made to solve such a problem, and by controlling the moment generated in the flying object using the thruster drive device without using the aerodynamic steering angle command as the output of the autopilot, It is possible to control the flying object.
[0006]
[Means for Solving the Problems]
The flying body control device according to the first aspect of the present invention inputs a command obtained by subtracting the pitch angular velocity q from the pitch attitude angle change rate θc output from the first-order lag differentiator 10 to the thruster driving device 11 as a command. By controlling the moment MV and spinning the airframe so that the pitching moment MV acts in an arbitrary direction, the flying object can be controlled only by the thruster.
[0007]
Further, the flying object control apparatus according to the second aspect of the invention controls the first autopilot gain K1 of 8 and the second autopilot gain K2 of 9 according to altitude and speed so that the closed loop attenuation factor is constant. By making the gain variable, it is possible to achieve a control device that controls the flying object more stably than the case where the attenuation rate is made constant even if the flying altitude and speed of the flying object change, and the attenuation rate is not made constant. be able to. The formula for calculating the gain is shown in Equation 1.
[0008]
[Expression 1]

[0009]
Further, the flying object control device according to the third invention guides the flying object in an arbitrary direction by controlling the pitching moment MV, which is a controlled variable, by controlling the injection timing of the thruster by 19 injection direction control units. It is something that can be done. With this configuration, since the aircraft is rotating at a constant rate, it is possible to guide the flying object in any direction by injecting a thruster only when it reaches the target quadrant. Formula 2 for calculating the injection timing in the injection direction control unit is shown in Formula 2.
[0010]
[Expression 2]

[0011]
Further, the flying object control device according to the fourth invention can be made a cheaper system by configuring the control device using only 15 rate gyros without using an accelerometer. This rate gyro-only system can also control a rotating flying object.
[0012]
According to a fifth aspect of the present invention, there is provided a control device for a flying object, wherein the injection timing of the thruster is determined by 19 injection direction control units in accordance with the spin, and the direction control of the pitching moment with respect to the inertial coordinate system is performed. It is possible to guide the flying body in any direction using only the rate gyro as a sensor.
[0013]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Embodiment 1 FIG.
FIG. 1 is a diagram of a flying object control apparatus according to Embodiment 1 of the present invention, in which 3 indicates a control loop by side thrusters. Reference numeral 8 denotes a first autopilot gain K1, which is multiplied by the acceleration command acp. Further, the acceleration detected by the accelerometer is subtracted from this output and multiplied by a second autopilot gain K2. This output is input to a first-order lag differentiator 10 and becomes a pitch attitude angle change rate command θc. The pitch rate q detected by the rate gyro is subtracted from the attitude angle change rate command θc and input to the 11 thruster drive device transfer function, and the thruster drive device transfer function outputs a pitching moment MV. This pitching moment MV is applied to 12 moment limiters, is input to the first airframe transfer function 13, and outputs a pitch rate q. This pitch rate q is detected by a rate gyro of 15 and fed back to the pitch attitude angle change rate command θc which is the output of the first-order lag differentiator. The second airframe transfer function 14 detects the path angle change rate γ from the pitch rate q. The airframe speed V and the gravitational acceleration G of 16 are multiplied by the path angle change rate γ to obtain the airframe acceleration, which is detected by the accelerometer 17 and fed back after the first autopilot gain.
[0014]
Embodiment 2. FIG.
FIG. 2 is a diagram of a flying object control apparatus showing Embodiment 2 of the present invention. In the figure, 3 shows a control loop by side thrusters. Reference numeral 8 denotes a first variable autopilot gain K1, which is multiplied by the acceleration command acp. Further, the acceleration detected by the accelerometer is subtracted from this output and multiplied by a second variable autopilot gain K2. By making both gains variable, the attenuation rate of the total transfer function is made constant. This output is input to a first-order lag differentiator 10 and becomes a pitch attitude angle change rate command θc. The pitch rate q detected by the rate gyro is subtracted from the pitch attitude angle change rate command θc and is input to the 11 thruster drive device transfer function, and the thruster drive device transfer function outputs a pitching moment MV. This pitching moment MV is applied to 12 moment limiters, is input to the first airframe transfer function 13, and outputs a pitch rate q. This pitch rate q is detected by a rate gyro of 15 and fed back to the pitch attitude angle change rate command θc which is the output of the first-order lag differentiator. The second airframe transfer function 14 detects the path angle change rate γ from the pitch rate q. The airframe speed V and the gravitational acceleration G of 16 are multiplied by the path angle change rate γ to obtain the airframe acceleration, which is detected by the accelerometer 17 and fed back after the first autopilot gain.
[0015]
Embodiment 3 FIG.
FIG. 3 is a diagram of a flying object control apparatus according to Embodiment 3 of the present invention, in which 3 indicates a control loop by side thrusters. Reference numeral 8 denotes a first variable autopilot gain K1, which is multiplied by an acceleration command. The acceleration command, which is the output, is adjusted by the 19 injection direction control unit at the timing at which the acceleration is injected, the airframe acceleration, which is the output of the accelerometer, is subtracted and multiplied by the second variable autopilot gain K2 of 10. The pitch attitude angle change rate command θc is input to the first-order lag differentiator. The pitch rate q detected by the rate gyro is subtracted from the pitch attitude angle change rate command θc and is input to the 11 thruster drive device transfer function, and the thruster drive device transfer function outputs a pitching moment MV. This pitching moment MV is applied to 12 moment limiters, is input to the 13th first airframe transfer function, and outputs the pitch rate q. This pitch rate q is detected by a rate gyro of 15 and fed back to the pitch attitude angle change rate command θc which is the output of the first-order lag differentiator. The second airframe transfer function 14 detects the path angle change rate γ from the pitch rate. The airframe speed V and the gravitational acceleration G of 16 are multiplied by the path angle change rate γ to obtain the airframe acceleration, which is detected by the accelerometer 17 and fed back after the first autopilot gain. The eighteenth inertial device detects altitude and speed, and thereby adjusts the first variable autopilot gain of 8 and the second variable autopilot gain of 9.
[0016]
Embodiment 4 FIG.
FIG. 4 is a diagram of a flying object control apparatus showing Embodiment 4 of the present invention, in which 3 indicates a control loop by side thrusters. Reference numeral 10 denotes a first-order lag differentiator, to which a path angle change rate command γc is input. The pitch attitude angle change rate q detected by the rate gyro at 15 is subtracted from the pitch attitude angle change rate command θc, which is the output of this first-order lag differentiator, and input to the thruster driver transfer function 11. The pitching moment MV, which is the output of the thruster drive unit transfer function 11, is subjected to 12 moment limiters and is input to the 13th first body transfer function, and the pitch attitude angle change rate q is output. This pitch attitude angle change rate q is input to the 14th airframe transfer function, and a path angle change rate γ is output. The rate gyro of 15 detects the pitch attitude angle change rate q, and feeds back to the pitch attitude angle change rate command θc.
[0017]
Embodiment 5. FIG.
FIG. 5 is a diagram of a flying object control apparatus showing Embodiment 5 of the present invention. In the figure, 3 shows a control loop by side thrusters. Reference numeral 19 denotes an injection direction control unit that calculates the direction in which the thruster is injected. Reference numeral 10 denotes a first-order lag differentiator, to which a path angle change rate command γc is input. The pitch attitude angle change rate q detected by the rate gyro 15 is subtracted from the pitch attitude angle change rate command θc, which is the output of the first-order lag differentiator, and is input to the thruster driver transfer function 4. The pitching moment MV, which is the output of the thruster drive unit transfer function 11, is subjected to 12 moment limiters and is input to the 13th first body transfer function, and the pitch attitude angle change rate q is output. This pitch attitude angle change rate q is input to the 14th airframe transfer function, and a path angle change rate γ is output. The rate gyro of 15 detects the pitch attitude angle change rate q, and feeds back to the pitch attitude angle change rate command θc.
[0018]
【The invention's effect】
According to the first aspect of the invention, the first-order lag differentiator 3 converts the pitch attitude angle change rate command θc into the thruster driving device by subtracting the pitch rate q to generate the pitching moment MV. It is possible to control the flying object using only the thruster.
[0019]
According to the second aspect of the invention, the first autopilot gain K1 of 1 and the second variable autopilot gain K2 of 2 are varied so that the closed-loop transfer function including the control loop has a constant value. Thus, it is possible to realize a control system having stable response characteristics even if the characteristics of control symmetry change depending on altitude and speed.
[0020]
Further, according to the third invention, the injection direction control unit 12 can control the direction in which the thruster is injected in accordance with the spin, thereby guiding the thruster toward the target direction.
[0021]
Further, according to the fourth invention, an inexpensive system can be configured by configuring a feedback loop using only the rate gyro 8.
[0022]
In addition, according to the fifth aspect of the present invention, a feedback loop using only the rate gyro 8 is configured, and the injection direction control unit controls the direction in which the thruster is injected in synchronization with the spinning flying object. With the system, it is possible to realize a control device that can guide the flying object toward the target direction.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a diagram showing Embodiment 1 of a flying object control apparatus according to the present invention.
FIG. 2 is a diagram showing a second embodiment of a flying object control apparatus according to the present invention.
FIG. 3 is a diagram showing a third embodiment of a flying object control apparatus according to the present invention;
FIG. 4 is a diagram showing a fourth embodiment of a flying object control apparatus according to the present invention.
FIG. 5 is a diagram showing a fifth embodiment of a flying object control apparatus according to the present invention.
FIG. 6 is a diagram showing conventional flying object guidance control.
FIG. 7 is a block diagram showing a conventional flying object control device.
[Explanation of symbols]
1 Armored vehicle, 2 Spin missile, 3 Side thruster, 4 Canard, 5 Spin frequency, 6 Lateral acceleration, 7 Response target, 8 First autopilot gain, 9 Second autopilot gain, 10 First-order lag differentiator, 11 Thruster Drive transfer function, 12 Moment limiter, 13 First fuselage transfer function, 14 Second fuselage transfer function, 15 Rate gyro, 16 Conversion gain, 17 Accelerometer, 18 Inertial device, 19 Injection direction control unit, 20 First Autopilot gain (for aerodynamic steering), 21 Second autopilot gain (for aerodynamic steering), 22 Third autopilot gain (for aerodynamic steering), 23 Fourth autopilot gain (for aerodynamic steering), 24 Rudder Angular limiter, 25 Phase advance compensator, 26 Steering device, 27 Third aircraft transfer function, 28 4th aircraft transmission Function, 29 thruster generator, 30 thruster output estimator, 31 phase lead compensation.

Claims

A first autopilot gain multiplied by the acceleration command, a second autopilot gain multiplied by the output of the first autopilot gain minus the acceleration of the airframe measured by the accelerometer, and the second autopilot A first-order lag differentiator that multiplies the gain output, and a thruster driver transfer function that multiplies the pitch attitude angle change rate command that is the output of this first-order lag differentiator minus the pitch attitude angle change rate detected by the rate gyro. A moment limiter applied to the pitching moment that is an output of the thruster drive device transfer function, a first airframe transfer function applied to the output of the moment limiter, and a pitch attitude angle change that is an output of the first airframe transfer function A second airframe transfer function that outputs the path angle change rate from the rate, and the path angle change rate An accelerometer that detects the missile speed to be multiplied, the reciprocal of the gravitational acceleration, and the aircraft acceleration that is the output of the missile velocity is provided. A flying body control device characterized by being fed back.

As a result of controlling the first autopilot gain and the second autopilot gain using this flying body control device, the altitude and speed of the inertial device are set so that the attenuation rate of the closed loop transfer function is constant. The flying body control device according to claim 1, wherein the flying body control device is variable.

3. The flying object control apparatus according to claim 2, wherein a timing for outputting acceleration is determined by an injection direction control unit from an acceleration command pitch, and a thruster is injected in that direction.

A first-order lag differentiator that receives the path angle change rate command and a thruster that receives the pitch attitude angle change rate command that is the output of the first-order lag differentiator minus the pitch angular velocity of the aircraft that is the output of the rate gyro. A moment limiter that receives a driving device transfer function and a pitching moment that is an output of the thruster driving device transfer function as input and applies a moment limiter, and a first that outputs a pitch attitude angle change rate from the pitching moment that is the output of the moment limiter A flying body characterized by having a second body transfer function that outputs the path angle change rate from the aircraft attitude transfer function and the pitch attitude angle change rate, and feeding back only the attitude angle change rate behind the first-order lag differentiator. Control device.

5. The flying object control apparatus according to claim 4, wherein a timing for outputting the thruster is determined by the injection direction control unit from the path angle change rate command, and the thruster is injected in that direction.