JP6926228B2 - 動的オートパイロット - Google Patents

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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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Description

[0001]実施形態は、発射体動的オートパイロット制御のためのシステムおよび方法に関し、より詳細には、低いおよび遅いから高いおよび速いまでの広範囲の飛行条件の発射体制御に関する。
[0002]ドローン、航空機、および軍事車両などの可動性アセットのためのいくつかのターゲット捕捉プラットフォームがある。一例では、ターゲットは軍事目的であり、ターゲットにおける可動性防衛アセットから被誘導軍需品またはミサイルがディスパッチされる。被誘導軍需品は、ターゲットについて何らかの初期推定を有することがあるが、被誘導軍需品をターゲットロケーションに正確に導くための他の機構を使用する。
[0003]送出された被誘導軍需品は衝撃で破壊されるので、それが１回のみ使用されるので、正確だが低コストの誘導システムを提供したいという強い要望がある。当業界における課題の１つは、異なる速度で進行し種々の飛行特性を有する様々な送出プラットフォームに適合するようにフレキシブルである高品質および低コストの設計を提供することである。
[0004]例として、ヘリコプターなどの回転翼（ＲＷ）プラットフォームは、固定翼（ＦＷ）、ジェット、または無人航空機（ＵＡＶ）プラットフォームとは非常に異なる。回転翼プラットフォームと固定翼プラットフォームの両方の上で被誘導ロケットシステムを使用したいという著しい需要があるが、これらのプラットフォームは極めて異なる特性および動作パラメータを有する。概して、必ずしも翼タイプが差異を決定するとは限らない。異なるのは発射高度、速度、およびターゲットまでの距離である。カテゴリーは、低いおよび遅い対高いおよび速いとして指定され得る。たとえば、「回転翼」バージョンは、低くおよび遅く飛んでいることになる固定翼航空機のために使用され得る。現在の被誘導ロケットシステムオートパイロットの多くは、一方のプラットフォームまたは他方のプラットフォームから使用されるときに最大性能を達成するようにチューニングされている。また、回転翼プラットフォームと固定翼プラットフォームとの間のオートパイロット非互換性に対処するために２つの別個の被誘導ロケットシステム構成を調達することはあまり望ましくない。さらに、ユーザは、プラットフォーム上にロードされるとき、回転翼プラットフォームまたは固定翼プラットフォームのいずれかのための適切なソフトウェアパラメータの選択を可能にするために被誘導ロケット上の現在の外部切替え設定を再割り当てすることなどのアクティブな再構成に対して、あるいは追加のユーザ構成デバイスを追加することに対して、概して受容的でない。概して、顧客は、回転翼プラットフォームまたは固定翼プラットフォームのいずれからも発射され、自動的にいずれのタイプのプラットフォームからも高信頼で、安定した、最適な性能を得ることができる、単一の被誘導ロケットシステム構成を希望する。
[0005]回転翼飛行エンベロープと固定翼飛行エンベロープとの間の広い多様性を扱うための１つの既存のオートパイロット解決策は、同様のハードウェア構成を有するが、２つの異なるソフトウェアロードを有する、２つの別個の被誘導ロケットシステム構成を製作することである。回転翼ソフトウェアロードは被誘導ロケットシステム回転ソフトウェア構成である。固定翼構成は、固定翼プラットフォームに適し、固定翼飛行エンベロープの性能および安定性のために調整されたパラメータでロードされる。
[0006]必要なものは、両方の飛行エンベロープにおける良好な安定性および性能とともに、低いおよび遅いプラットフォームから高いおよび速いプラットフォームまでの広範囲のフライト条件にわたって利用されるべき、単一の適合オートパイロット構成（ハードウェアおよびソフトウェア）である。
[0007]一実施形態は、発射体の動的オートパイロット制御のための方法であって、少なくとも１つのオンボードセンサーからセンサーデータを取得することと、ここにおいて、少なくとも１つのセンサーが、加速度計（４０５）と、温度センサー（４２５）と、圧力センサー（４１５）とを備える、動的オートパイロットに結合された少なくとも１つのプロセッサ（４３０）にセンサーデータを提供することと、ここにおいて、プロセッサ（４３０）が、マッハおよび動圧（３０５）のうちの少なくとも１つを計算する、動的オートパイロットのパラメータを調整することと、動的オートパイロットパラメータが、ロール制御フィルタパラメータ（３１０）と、ピッチ／ヨーフィルタパラメータ（３１５）と、誘導フィルタパラメータ（３２０）とのうちの少なくとも１つを備える、動的オートパイロット制御を使用して発射体をターゲットに誘導することとを備える方法を提供する。実施形態では、ロール制御フィルタパラメータはロール利得スケジュール（５３５）を備える。他の実施形態では、ピッチ／ヨーフィルタパラメータはピッチ／ヨー利得スケジュール（５５０）を備える。後続の実施形態では、ピッチ／ヨーフィルタパラメータはピッチ／ヨーループ補償器周波数（５５５）を備える。追加の実施形態では、誘導フィルタパラメータは誘導フィルタ帯域幅（５６０）を備える。別の実施形態では、誘導フィルタパラメータはリード補償器周波数（５６５）を備える。後にくる実施形態では、動的オートパイロットパラメータはナビゲーション利得（５２０）を備える。後続の実施形態では、ロールおよびピッチ／ヨー最内制御ループ（５４０）はレートループである。
[0008]追加の実施形態では、動的オートパイロットパラメータは、エアフレーム伝達関数に依存するさらなる制御ループを備える。後に続く実施形態では、さらなる制御ループは姿勢ループ（５２５）を備える。含まれる実施形態では、さらなる制御ループは加速度ループ（５３０）を備える。またさらなる実施形態では、さらなる制御ループは比例ナビゲーション誘導ループ（５７０）を備える。関係する実施形態では、さらなる制御ループは増強型比例ナビゲーション（augmented proportional-navigation）誘導ループ（５７５）を備える。さらなる実施形態では、エアフレーム伝達関数は、空力制御微係数（aerodynamic control derivative）（Ｃｌｄｒ（Ｍ）およびＣｍｄｐ（Ｍ））と動圧（ｑ）とを備える。
[0009]別の実施形態は、ターゲットへの発射体の動的オートパイロット制御のためのシステムであって、誘導および制御オートパイロットと、少なくとも１つのオンボードセンサーと、ここにおいて、少なくとも１つのオンボードセンサーが、加速度計（４０５）と、温度センサー（４２５）と、圧力センサー（４１５）とを備える、マッハと動圧（３０５）とを処理することと、動的オートパイロットのためのパラメータを導出することと、パラメータが、ロール利得（３１０）と、ピッチ／ヨー利得（３１５）と、ピッチ／ヨーループ補償器周波数（５６０）と、誘導フィルタ帯域幅（５６０）と誘導フィルタリード補償器周波数（５６５）とを備える誘導フィルタと、ナビゲーション利得（５２０）とを備える、を実施するプログラムを実行する少なくとも１つのプロセッサ（４３０）とを備え、ここにおいて、動的オートパイロットが発射体をターゲットに誘導する、システムを提供する。またさらなる実施形態では、ロール利得（３１０）は、ルックアップテーブルから取り出され、測定された動圧でスケーリングされる。より多くの実施形態では、固定翼プラットフォームに関連するより高いプラットフォーム速度において、ロール利得（３１０）は動圧で逆スケーリングされ、それにより、空力制御微係数のより高い動圧およびマッハ感度に適応される。続く実施形態は、ピッチチャネルとヨーチャネルとの間の結合不安定性の影響を低減するフィルタ構成要素を備えるピッチ／ヨーループ補償器（５４０）を含む。追加の実施形態では、ピッチ／ヨーループ補償器（５４０）は、飛行経路ポールに関係するコーナー周波数をもつフィルタ構成要素を備え、ここにおいて、それは動圧でスケーリングされる。
[0010]またさらなる実施形態は、その上に記憶された命令を備える、発射体の動的オートパイロット制御のための非一時的コンピュータ可読媒体であって、命令は、少なくとも１つのプロセッサ上で実行されたとき、誘導および制御オートパイロットに入力を提供するステップと、入力がマッハと動圧（３０５）とを備える、オートパイロットのパラメータを調整するステップと、パラメータが、ロール利得（３１０）と、ピッチ／ヨー利得（３１５）と、ピッチ／ヨーループ補償器周波数（５５５）と、誘導フィルタ帯域幅（５６０）および誘導フィルタリード補償器周波数（５６５）を備える誘導フィルタ（３２０）と、ナビゲーション利得（５２０）とを備える、ここにおいて、固定翼プラットフォームに関連するより高いプラットフォーム速度において、ロール利得が動圧で逆スケーリングされ、それにより、空力制御微係数のより高い動圧およびマッハ感度に適応される、ここにおいて、ピッチ／ヨーループ補償器（５４０）が、飛行経路ポールに関係するコーナー周波数をもつフィルタ構成要素を備え、それにより、それが動圧でスケーリングされる、動的オートパイロット制御を使用して発射体をターゲットに誘導するステップとを実施する、非一時的コンピュータ可読媒体を提供する。
[0011]本明細書で説明される特徴および利点は、すべてを含むものであるとは限らず、特に、多くの追加の特徴および利点は、図面、明細書、および特許請求の範囲に鑑みて当業者には明らかであろう。その上、本明細書において使用される文言は、主に読みやすさと教示の目的で選択されており、本発明の主題の範囲を限定しないことに留意されたい。
[0012]本発明の一実施形態に従って構成された動作環境を示す図。 [0013]一実施形態に従って構成された制御関係を示す図。 [0014]一実施形態に従って構成された低いおよび遅いから高いおよび速いまでの広範囲のフライト条件のための動的オートパイロット制御のための方法のステップのフローチャート。 [0015]一実施形態に従って構成された内部搬送されるセンサーを示すミサイルの概略図。 [0016]一実施形態に従って構成された動的オートパイロット制御システムのブロック図。
[0017]本実施形態のこれらおよび他の特徴は、本明細書で説明される図とともにとられる、以下の詳細な説明を読むことによってより良く理解されよう。添付の図面は一定の縮尺で描かれることを意図されない。明快のために、あらゆる図面においてあらゆる構成要素が標示されるとは限らないことがある。
[0018]本明細書で説明される特徴および利点は、すべてを含むものであるとは限らず、特に、多くの追加の特徴および利点は、図面、明細書、および特許請求の範囲に鑑みて当業者には明らかであろう。その上、本明細書において使用される文言は、主に読みやすさと教示の目的で選択されており、本発明の主題の範囲をいかなる形でも限定しないことに留意されたい。本発明は多くの実施形態が可能である。以下のものは、本発明の範囲について、例示的であるが、網羅的ではない。
[0019]図１は、固定翼１１０航空機と回転翼１１５航空機とのための単一の発射体構成１０５のフィールド展開動作環境１００使用を示す。ＵＡＶ構成は固定翼であり得るが、回転翼アセットとしても展開され得る。
[0020]実施形態では、動的オートパイロットは、実際の測定されたマッハおよび動圧に応答してオートパイロット利得およびパラメータを調節する。実施形態では、マッハおよび動圧は、低コスト内部センサーを用いて推定される。２０１４年８月５日に出願された米国特許出願第１４／８１８，４３２号、Ｍｅｔｈｏｄ ａｎｄ Ｓｙｓｔｅｍ ｏｆ Ｍｅａｓｕｒｅｍｅｎｔ ｏｆ Ｍａｃｈ ａｎｄ Ｄｙｎａｍｉｃ Ｐｒｅｓｓｕｒｅ Ｕｓｉｎｇ Ｉｎｔｅｒｎａｌ Ｓｅｎｓｏｒｓは、本明細書で完全に記載されるかのようにそれの全体としておよびいかなるすべての目的のためにも参照により本明細書に組み込まれる。
[0021]マッハおよび動圧測定を使用して、既存のオートパイロットアーキテクチャは、測定されたフライト条件に適合し、オートパイロット安定性とオートパイロット性能の両方を保つために、最小の変更で利用されることが可能である。実施形態では、安定性と性能とを維持するためにロケットマッハおよび動圧に基づいて調整されるいくつかのオートパイロットパラメータがある。一例では、以下の６つのパラメータがある。
１． ロール利得。
２． ピッチ／ヨー利得。
３． ピッチ／ヨーループ補償器周波数。
４． 誘導フィルタ帯域幅。
５． 誘導フィルタリード補償器周波数。
６． ナビゲーション利得。
[0022]図２は、マッハおよび動圧を使用する制御関係２００を示す。ロールおよびピッチ／ヨー最内制御ループは、ロールチャネルについて以下に示されるように空力制御微係数（Ｃｌδｒ（Ｍ）およびＣｍｄｐ（Ｍ））と動圧（ｑ）とを含む、エアフレーム伝達関数を含んでいる。
Figure 0006926228
特に、Ｌδrは動圧ｑとマッハＭとの関数である、Ｌδr（ｑ，Ｍ）。Ｌδr（ｑ，Ｍ）は
Figure 0006926228
に等しく、ここで、
Figure 0006926228
は定数であり、ｑはソフトウェアを介して推定され、Ｃlδr（Ｍ）は、オートパイロット内に記憶されマッハ推定に基づいて選択されるＣlδr対Ｍのテーブルから取得される。
[0023]マッハ推定と動圧推定の両方が利用可能であるので、オートパイロット利得スケジューリングは、（低速飛行エンベロープから）固定翼飛行エンベロープを含む他のフライト条件に変換されることが可能である。
[0024]低いおよび遅い構成における最小利得マージンは、海面空気密度および最大回転翼プラットフォーム発射速度において観測される。マッハと動圧との測定が飛行中に利用可能であるとき、所望のロール利得が決定され、次いで、測定された動圧でスケーリングされることが可能である。このようにして、ロール利得は、最大速度海面回転翼基準軌道において近似的に再生される。固定翼プラットフォームに関連するより高いプラットフォーム速度において、ロール利得は、より高い動圧ならびに空力制御微係数のマッハ感度の影響に確認応答するために動圧で逆スケーリングされる。横レートループ（ピッチおよびヨー）は同等の様式で対処される。
[0025]加えて、ピッチ／ヨーループ補償器は、ピッチチャネルとヨーチャネルとの間の結合不安定性の影響を低減するフィルタ構成要素を有する。このフィルタ構成要素のコーナー周波数は飛行経路ポールに関係し、したがって、それは動圧によってスケーリングされる。
[0026]誘導フィルタ帯域幅は、ターゲットとの閉成速度によって主に駆動される。誘導フィルタ帯域幅は、ターゲットとのロケット閉成速度への妥当な近似としてマッハ測定に基づいて調節される。
[0027]ロケットエアフレームの飛行経路ポールをオフセットする誘導フィルタリード補償器周波数は、飛行経路ポールが動圧によって主に駆動されるので、動圧によってスケーリングされる。
[0028]実施形態では、ナビゲーション利得は、測定されたマッハに基づいて調節される。
[0029]実施形態は、フライト条件を推定するために低コスト内部センサーのみを利用する自動オートパイロットパラメータ選択が望ましいであろう、どんな誘導および制御（Ｇ＆Ｃ：ｇｕｉｄａｎｃｅ ａｎｄ ｃｏｎｔｒｏｌ）適用例においても極めて有用である。
[0030]図３は、低速飛行エンベロープと高速飛行エンベロープの両方のための動的オートパイロット制御のための方法のステップのフローチャート３００である。実施形態では、ステップは、センサーデータからマッハおよび動圧データを決定すること３０５と、最適なオートパイロットロール制御（フィルタ）パラメータ３１０を決定すること３１０と、最適なオートパイロットピッチおよびヨー（フィルタ）パラメータを決定すること３１５と、最適なオートパイロット誘導フィルタパラメータを決定すること３２０と、センサー測定を繰り返すこと３２５と、ターゲット衝突までずっと最適なオートパイロット性能を維持するために必要に応じてマッハと動圧とを計算することとを備える。実施形態では、フライト条件の第１の推定は、モーターバーンアウト後の０．１〜０．２秒以内に決定される。マッハおよび動圧推定を初期化した後に、実施形態は、オートパイロットパラメータを連続的に更新する。他の実施形態では、マッハおよび動圧への更新は、ロケットが急速に減速しているとき、初期に１秒に数回行われる。他の実施形態では、各適用例は、異なる要件と更新レート要求とを有する。実施形態のための計算間隔範囲は、適用例によって変動し得る。一例によれば、マッハおよび動圧は、加速度計と、圧力センサーと、温度センサーとからのセンサーデータに基づいて推定される。加速度計、圧力センサー、および温度センサーなどのいくつかのセンサーの、別の例によれば、センサーデータは、それらのセンサーのうちの少なくとも１つから取得される。上述のように、センサーデータは、マッハと動圧の両方を計算するために使用される。マッハおよび動圧は、次いで、ロケットのフライト条件の特定の知識なしに可能であり得るよりも、オートパイロットデジタルフィルタ式のためのより最適なオートパイロットフィルタパラメータを選択または決定するために使用される。実施形態では、オートパイロットロール制御フィルタパラメータは、オートパイロットロール制御フィルタ利得と、オートパイロットロール制御フィルタ周波数とを備える。オートパイロットフィルタパラメータを調整することは、所与の測定されたフライト条件について事前計算され記憶された最適なオートパイロットフィルタパラメータを計算またはルックアップするためにマッハおよび動圧の測定値を使用することによってオートパイロット挙動を最適化することを備える。実施形態では、すべてのオートパイロットパラメータはボード上に記憶される。マッハおよび動圧が知られる／測定されると、記憶された表データから、適切な記憶された値が取り出されるかまたは補間される。他の実施形態では、オートパイロットパラメータは、実際の表データ自体ではなく、線形または多項方程式（表データへのフィット）から取り出される。いくつかの実施形態では、現在のマッハおよび動圧の適度に良好な知識があり、他の実施形態では、飛行時間に基づく極めて粗い推定のみがある。実施形態では、オートパイロットパラメータ（利得／周波数／他のパラメータ）をルックアップするためにマッハテーブルが使用され、測定された動圧／基準動圧の比に基づいてオートパイロットパラメータをスケーリングするために動圧が使用される。実施形態では、調整のために６つ未満のオートパイロット値が処理され、いくつかの実施形態では、６つよりも多くのオートパイロット値が処理される。パラメータの各々の最適化とともに漸進的な性能改善が到来する。実施形態は、利得およびパラメータが、推定飛行時間と、平均マッハ／動圧プロファイル対時間に基づいて所要パラメータをルックアップすることとに基づいて決定されるように、マッハおよび動圧を測定しない解決策とは対照的である。マッハと動圧とを測定しない解決策と比較して、実施形態は、ＲＷ発射条件（低いおよび遅い）とＦＷ発射条件（高いおよび速い）の両方に適用されたとき、平均プロファイルからマッハおよび動圧の推定の極めて大きい偏差を有する。実施形態では、各オートパイロットパラメータは、入力としてマッハおよび／または動圧および／または速度のみを得る。しかしながら、実施形態では、マッハと動圧の両方が計算される。誘導パラメータの大きい変動は、マッハのみおよび動圧なしで起こり得る。また、マッハに依存しない動圧に起因する大きい変動があり得る。ステップは必ずしも直列であるかまたは互いに依存するとは限らず、それらは異なる順序で行われ得る。
[0031]図４は、動圧およびマッハ数ならびに速度の決定のために内部搬送されるセンサーを示すロケットの概略図４００である。図４に示されているように、ミサイルハウジングの周りで利用されるいくつかの内部センサーがある。これらは、ミサイルのｘ軸に沿って減速を測定する、システム４１０の本体内に位置する加速度計４０５を含む。実施形態では、加速度計４０５の感知軸は、システムの重心（ＣＧ：ｃｅｎｔｅｒ ｏｆ ｇｒａｖｉｔｙ）に一致してエアフレームの長手方向軸に沿って取り付けられる。加速度計の三軸配置を使用する場合、ｘに沿った加速度は、加速度ベクトルの測定とデバイスの配向の知識とを使用して計算されることが可能であるので、他の取付け配向が許容可能である。ＣＧ以外のロケーションにおける取付けは、当技術分野において実践されるものによってよく理解される補償技法を使用して求心加速度を補償するために、角度位置または角速度センサーの追加を必要とし得る。
[0032]圧力センサー４１５も、システム４１０の本体内に位置する。実施形態では、圧力センサーは、周囲大気の静圧を観測することが可能でなければならない。したがって、それは、システム４１０の本体内に密閉されることが不可能である。入口ポート４２０は、本体の内側と外側の圧力を等化するために提供される。これらの入口ポートは、意図的に追加されたポートであり得るか、またはそれらは、展開された翼表面によって提供されるアクセスによって提供され得る。さらに、エアフレームの先端面によって生成される衝撃波に対するアクセスポートの配置に注意が払われなければならない。それらは、衝撃波からの圧力変動をなくすのに十分な距離に位置するか、あるいはマッハに応じて圧力オフセットを相殺するように較正されなければならない。
[0033]場合によっては、マッハを真対気速度に関係付ける目的で温度センサー４２５が含まれることが可能である。温度センサーは、本体の外部の周囲気温を測定する必要がある。これは、システムのあらゆる取付け表面が、材料の熱キャパシタンスにより温度の固有遅延を有するので、困難な要件であり得る。加えて、システムの本体内に格納される電子回路は、密閉型ハウジングを加熱する傾向があり、自由流気温に対する温度の差を引き起こす。真対気速度測定の固有精度は、温度センサーの適切な配置に依存する。
[0034]処理用のデータを取得するために、被誘導軍需品に搭載され、センサー４０５、４１５、４２５に通信可能に結合されたプロセッサ４３０がある。プロセッサ４３０はまた、メモリセクション４３５に結合され、情報またはコマンドを受信および／または送信する通信ユニットにさらに結合されることが可能である。一例におけるメモリセクション４３５は、プロセッサ４３０によって実行されるソフトウェアプログラムを記憶する。一例では、プロセッサ４３０は、動的オートパイロットを含む被誘導軍需品の計算機能を実施する。
[0035]一実施形態によれば、図４のミサイルの内部で取られた測定からマッハ数と、動圧と、速度とが計算される。加速度計４０５と圧力センサー４１５とは、動圧とマッハとを計算するプロセッサ４３０にインターフェースされ得る。温度センサー４２５も、真対気速度の計算を可能にするためにプロセッサ４３０に結合され得る。
[0036]飛行体の軸加速度は以下の式によって完全に記述される。
Figure 0006926228
[0037]ここで、ｑは動圧であり、Ｓは基準領域であり、ｍは質量であり、Ｃa0Bは、マッハ速度（ｖm）迎え角（α）とロール角φとに依存する、本体の抗力係数である。Ｃadpは、ピッチ「フラップ」コマンド角度θpをもつ追加の変動をもつピッチコマンド抗力係数であり、Ｃadrは、ロール「フラップ」コマンド角度θrの追加の変動をもつロールコマンド抗力係数であり、Ｃadyは、ヨー「フラップ」コマンド角度θyの追加の変動をもつヨーコマンド抗力係数である。抗力係数は、風洞における測定によって決定される。
[0038]この関係の簡略版は次の通りである。
Figure 0006926228
[0039]動圧ｑは、次のようにマッハに関係する。
Figure 0006926228
[0040]ここで、γは、比熱比であり、空気では１．４に等しく、Ｐは静圧である。マッハ速度と、測定された軸加速度および圧力との間の関係は次の通りである。
Figure 0006926228
[0041]ここで、Ｈはマッハであり、ａxは軸加速度であり、Ｐは静圧である。これらの測定および関係から、動圧およびマッハは、動的オートパイロット制御への入力として提供される。実施形態では、この飛行条件データは他のソースに由来し得ることに留意されたい。
[0042]図５は、動的オートパイロット制御システム５００の機能構成要素を示すブロック図である。構成要素は、ロール制御フィルタパラメータ５０５と、ピッチ／ヨーフィルタパラメータ５１０と、誘導フィルタパラメータ５１５と、ナビゲーション利得パラメータ５２０と、姿勢ループ５２５と、加速度ループ５３０とを備える。ロール制御フィルタパラメータ５０５は、ロール利得スケジュール５３５と、ロール最内制御ループ５４０とを備える。ピッチ／ヨーフィルタパラメータ５１０は、ピッチ／ヨー利得５４５と、ピッチ／ヨー利得スケジュール５５０と、ピッチ／ヨーループ補償器周波数５５５とを備える。誘導フィルタパラメータ５１５は、誘導フィルタ帯域幅５６０と、誘導フィルタリード補償器周波数５６５とを備える。ナビゲーション利得パラメータ５２０は、比例ナビゲーション誘導ループ５７０と、増強型比例ナビゲーション誘導ループ５７５とを備える。
[0043]実施形態の利点は、どんなサービスによって、どんなロケーションにおいて目録を作られた、どんなロケットでも、回転翼と固定翼の両方の、どんなプラットフォーム上にも設置されることが可能であるので、被誘導ロケットの製造における大きいコスト節約、ならびにユーザコミュニティにおける非常に大きいコストおよびロジスティックス利益を含む。実施形態は、次世代の被誘導ロケットが、１つの汎用構成を用いて、より多種多様な回転翼および固定翼プラットフォームにわたってより効率的に展開されることを可能にする。
[0044]本システムおよび／または方法に関して上記で説明された動作または機能を実施（または制御）するために被誘導軍需品において使用されるコンピューティングシステムは、プロセッサ、Ｉ／Ｏデバイス、メモリシステム、およびネットワークアダプタを含み得る。コンピューティングシステムは、例示的な実施形態によるシステムおよび／または方法に関して上記で説明された動作または機能を実施（または制御）するためのプログラムモジュール（図示されず）を含む。たとえば、プログラムモジュールは、特定のタスクを実施するかまたは特定の抽象データ型を実装するためのルーチン、プログラム、オブジェクト、コンポーネント、論理、データ構造などを含み得る。プロセッサは、本システムおよび／または方法に関して上記で説明された動作または機能を実施（または制御）するためにプログラムモジュール中に書き込まれた命令を実行し得る。プログラムモジュールは、プロセッサの集積回路中にプログラムされ得る。例示的な実施形態では、プログラムモジュールは、メモリシステムにまたはリモートコンピュータシステム記憶媒体に記憶され得る。
[0045]コンピューティングシステムは、様々なコンピューティングシステム可読媒体を含み得る。そのような媒体は、コンピュータシステムによってアクセス可能な任意の利用可能な媒体であってよく、それは、揮発性媒体と不揮発性媒体の両方、リムーバブル媒体と非リムーバブル媒体の両方を含み得る。
[0046]メモリシステムは、ランダムアクセスメモリ（ＲＡＭ）および／またはキャッシュメモリあるいはその他など、揮発性メモリの形態のコンピュータシステム可読媒体を含み得る。コンピュータシステムは、他のリムーバブル／非リムーバブル、揮発性／不揮発性コンピュータシステム記憶媒体をさらに含み得る。コンピュータシステムは、ネットワークアダプタを使用して１つまたは複数のデバイスと通信することができる。ネットワークアダプタは、インターネット、ＬＡＮ、ＷＡＮなどに基づくワイヤード通信、またはＣＤＭＡ、ＧＳＭ（登録商標）、広帯域ＣＤＭＡ、ＣＤＭＡ−２０００、ＴＤＭＡ、ＬＴＥ（登録商標）、ワイヤレスＬＡＮ、Ｂｌｕｅｔｏｏｔｈ（登録商標）などに基づくワイヤレス通信をサポートし得る。
[0047]本発明は、任意の可能な技術的詳細レベルの統合におけるシステム、方法、および／またはコンピュータプログラム製品であり得る。コンピュータプログラム製品は、本発明の態様をプロセッサに行わせるためのコンピュータ可読プログラム命令をその上に有する、（１つまたは複数の）コンピュータ可読記憶媒体を含み得る。
[0048]コンピュータ可読記憶媒体は、命令実行デバイスが使用する命令を保持および記憶することができる有形デバイスであり得る。コンピュータ可読記憶媒体は、たとえば、限定はされないが、電子記憶デバイス、磁気記憶デバイス、光記憶デバイス、電磁記憶デバイス、半導体記憶デバイス、または上記の任意の好適な組合せであり得る。コンピュータ可読記憶媒体のさらなる特定の例の非網羅的なリストは、ポータブルコンピュータディスケット、ハードディスク、ランダムアクセスメモリ（ＲＡＭ）、読取り専用メモリ（ＲＯＭ）、消去可能プログラマブル読取り専用メモリ（ＥＰＲＯＭまたはフラッシュメモリ）、スタティックランダムアクセスメモリ（ＳＲＡＭ）、ポータブルコンパクトディスク読取り専用メモリ（ＣＤ−ＲＯＭ）、デジタル多用途ディスク（ＤＶＤ）、メモリスティック、フロッピー（登録商標）ディスク、記録された命令をその上に有するパンチカードまたは溝中の隆起構造などの機械的に符号化されたデバイス、および上記の任意の好適な組合せを含む。本明細書で使用されるコンピュータ可読記憶媒体は、電波または他の自由に伝搬する電磁波、導波路または他の伝送媒体中を伝搬する電磁波（たとえば、光ファイバーケーブルを通過する光パルス）、あるいはワイヤを通って伝送される電気信号など、それ自体が一時的信号であるものとして解釈されるべきでない。
[0049]本明細書で説明されるコンピュータ可読プログラム命令は、コンピュータ可読記憶媒体からそれぞれのコンピューティング／処理デバイスに、あるいはネットワーク、たとえば、インターネット、ローカルエリアネットワーク、ワイドエリアネットワークおよび／またはワイヤレスネットワークを介して外部コンピュータまたは外部記憶デバイスにダウンロードされることが可能である。ネットワークは、銅伝送ケーブル、光伝送ファイバー、ワイヤレス送信、ルータ、ファイアウォール、スイッチ、ゲートウェイコンピュータおよび／またはエッジサーバを備え得る。各コンピューティング／処理デバイス中のネットワークアダプタカードまたはネットワークインターフェースは、ネットワークからコンピュータ可読プログラム命令を受信し、それぞれのコンピューティング／処理デバイス内のコンピュータ可読記憶媒体中の記憶のためにコンピュータ可読プログラム命令を転送する。
[0050]本発明の動作を行うためのコンピュータ可読プログラム命令は、アセンブラ命令、命令セットアーキテクチャ（ＩＳＡ）命令、機械命令、機械依存命令、マイクロコード、ファームウェア命令、状態設定データ、集積回路のための構成データ、あるいはＳｍａｌｌｔａｌｋ、Ｃ＋＋などのオブジェクト指向プログラミング言語、および「Ｃ」プログラミング言語または同様のプログラミング言語などの手続き型プログラミング言語を含む、１つまたは複数のプログラミング言語の任意の組合せで書かれたソースコードまたはオブジェクトコードのいずれかであり得る。コンピュータ可読プログラム命令は、完全にユーザのコンピュータ上で、部分的にユーザのコンピュータ上で、スタンドアロンソフトウェアパッケージとして、部分的にユーザのコンピュータ上でおよび部分的にリモートコンピュータ上で、あるいは完全にリモートコンピュータまたはサーバ上で実行され得る。後の方のシナリオでは、リモートコンピュータは、ローカルエリアネットワーク（ＬＡＮ）またはワイドエリアネットワーク（ＷＡＮ）を含む、任意のタイプのネットワークを通してユーザのコンピュータに接続され得るか、あるいは接続は、（たとえば、インターネットサービスプロバイダを使用してインターネットを通して）外部コンピュータに対して行われ得る。いくつかの実施形態において、たとえば、プログラマブル論理回路、フィールドプログラマブルゲートアレイ（ＦＰＧＡ）、またはプログラマブル論理アレイ（ＰＬＡ）を含む電子回路は、本発明の態様を実施するために、電子回路をパーソナライズするためのコンピュータ可読プログラム命令の状態情報を利用することによってコンピュータ可読プログラム命令を実行し得る。
[0051]本発明の態様について、本発明の実施形態による方法、装置（システム）、およびコンピュータプログラム製品のフローチャート説明および／またはブロック図を参照しながら本明細書で説明された。フローチャート説明および／またはブロック図の各ブロック、ならびにフローチャート説明および／またはブロック図中のブロックの組合せは、コンピュータ可読プログラム命令によって実装されることが可能であることが理解されよう。
[0052]コンピュータまたは他のプログラマブルデータ処理装置のプロセッサを介して実行される命令が、フローチャートおよび／またはブロック図の１つもしくは複数のブロックにおいて指定された機能／行為を実装するための手段を創出するような機械を生成するために、これらのコンピュータ可読プログラム命令は、汎用コンピュータ、専用コンピュータ、または他のプログラマブルデータ処理装置のプロセッサに提供され得る。その中に記憶された命令を有するコンピュータ可読記憶媒体が、フローチャートおよび／またはブロック図の１つもしくは複数のブロックにおいて指定された機能／行為の態様を実装する命令を含む製造品を備えるように、これらのコンピュータ可読プログラム命令はまた、コンピュータ、プログラマブルデータ処理装置、および／または他のデバイスに特定の様式で機能するように指示することができるコンピュータ可読記憶媒体に記憶され得る。
[0053]コンピュータ、他のプログラマブル装置、または他のデバイス上で実行される命令が、フローチャートおよび／またはブロック図の１つもしくは複数のブロックにおいて指定された機能／行為を実装するようなコンピュータ実装プロセスを生成するために、コンピュータ可読プログラム命令はまた、一連の動作ステップがコンピュータ、他のプログラマブル装置または他のデバイス上で実施させられるために、コンピュータ、他のプログラマブルデータ処理装置、または他のデバイス上にロードされ得る。
[0054]図中のフローチャートおよびブロック図は、本発明の様々な実施形態によるシステム、方法、およびコンピュータプログラム製品の可能な実装形態のアーキテクチャ、機能、および動作を示す。この点について、フローチャートまたはブロック図中の各ブロックは、指定された論理機能を実装するための１つまたは複数の実行可能命令を備える、命令のモジュール、セグメント、または部分を表し得る。いくつかの代替実装形態では、ブロック中で言及された機能は、図中で言及された順序を逸して行われ得る。たとえば、連続して示されている２つのブロックは、実際には、関与する機能に応じて、実質的に同時に実行され得るか、またはこれらのブロックは、逆の順序で時々実行され得る。また、ブロック図および／またはフローチャート説明の各ブロック、ならびにブロック図および／またはフローチャート説明中のブロックの組合せは、指定された機能または行為を実施するか、あるいは専用ハードウェアとコンピュータ命令との組合せを行う、専用ハードウェアベースのシステムによって実装されることが可能であることにも留意されたい。
[0055]実施形態についての上記の説明は、例示および説明のために提示された。それは、網羅的であること、または開示される厳密な形態に本発明を限定することを意図されない。本開示に照らして多数の修正および変更が可能である。本開示の範囲は、この詳細な説明によってではなく、本明細書に添付された特許請求の範囲によって限定されることが意図される。
[0056]いくつかの実装形態について説明された。とはいえ、本開示の範囲を逸脱することなく、様々な修正が行われ得ることが理解されよう。図面では動作が特定の順序で示されているが、これは、望ましい結果を達成するために、そのような動作が、図示された特定の順序でまたは連続的順序で実施されること、あるいはすべての図示された動作が実施されることを要求するものとして理解されてはならない。
[0057]この提出物のありとあらゆるページ、およびその上のすべての内容は、どのように特徴づけられ、識別され、または番号を付けられていようとも、本出願内の形態または配置とは無関係に、すべての目的のために本出願の実質的部分であると見なされる。本明細書は、網羅的であること、または開示される厳密な形態に本発明を限定することを意図されない。本開示に照らして多数の修正および変更が可能である。他のおよび様々な実施形態は、本明細書、図、および以下の特許請求の範囲から当業者には容易に明らかになろう。本発明の範囲は、この詳細な説明によってではなく、本明細書に添付された特許請求の範囲によって限定されることが意図される。
以下に、出願当初の特許請求の範囲に記載の事項を、そのまま、付記しておく。
［１］ 発射体の動的オートパイロット制御のための方法であって、
少なくとも１つのオンボードセンサーからセンサーデータを取得することと、ここで、前記少なくとも１つのオンボードセンサーが、加速度計（４０５）と、温度センサー（４２５）と、圧力センサー（４１５）とを備えるものであり、
前記動的オートパイロットに結合された少なくとも１つのプロセッサ（４３０）に前記オンボードセンサーのデータを提供することと、ここで、前記プロセッサ（４３０）が、マッハおよび動圧（３０５）のうちの少なくとも１つを計算するものであり、
前記動的オートパイロットのパラメータを調整することと、ここで、前記動的オートパイロットのパラメータが、
ロール制御フィルタパラメータ（３１０）と、
ピッチ／ヨーフィルタパラメータ（３１５）と、
誘導フィルタパラメータ（３２０）と
のうちの少なくとも１つを備えるものであり、
前記動的オートパイロット制御を使用して前記発射体をターゲットに誘導することと、を備える方法。
［２］ 前記ロール制御フィルタパラメータがロール利得スケジュール（５３５）を備える、［１］に記載の方法。
［３］ 前記ピッチ／ヨーフィルタパラメータがピッチ／ヨー利得スケジュール（５５０）を備える、［１］または［２］に記載の方法。
［４］ 前記ピッチ／ヨーフィルタパラメータがピッチ／ヨーループ補償器周波数（５５５）を備える、［１］〜［３］のいずれか一項に記載の方法。
［５］ 前記誘導フィルタパラメータが誘導フィルタ帯域幅（５６０）を備える、［１］〜［４］のいずれか一項に記載の方法。
［６］ 前記誘導フィルタパラメータがリード補償器周波数（５６５）を備える、［１］〜［５］のいずれか一項に記載の方法。
［７］ 前記動的オートパイロットのパラメータがナビゲーション利得（５２０）を備える、［１］〜［６］のいずれか一項に記載の方法。
［８］ ロールおよびピッチ／ヨー最内制御ループ（５４０）がレートループである、［１］〜［７］のいずれか一項に記載の方法。
［９］ 前記動的オートパイロットのパラメータが、エアフレーム伝達関数に依存するさらなる制御ループを備える、［１］〜［８］のいずれか一項に記載の方法。
［１０］ 前記さらなる制御ループが姿勢ループ（５２５）を備える、［９］に記載の方法。
［１１］ 前記さらなる制御ループが加速度ループ（５３０）を備える、［９］または［１０］に記載の方法。
［１２］ 前記さらなる制御ループが比例ナビゲーション誘導ループ（５７０）を備える、［９］〜［１１］のいずれか一項に記載の方法。
［１３］ 前記さらなる制御ループが増強型比例ナビゲーション誘導ループ（５７５）を備える、［９］〜［１２］のいずれか一項に記載の方法。
［１４］ 空力制御微係数（Ｃｌｄｒ（Ｍ）およびＣｍｄｐ（Ｍ））と動圧（ｑ）とを備えるエアフレーム伝達関数を備える、［１］〜［１３］のいずれか一項に記載の方法。
［１５］ ターゲットへの発射体の動的オートパイロット制御のためのシステムであって、
誘導および制御オートパイロットと、
少なくとも１つのオンボードセンサーと、
少なくとも１つのプロセッサ（４３０）と、を備え、
前記少なくとも１つのオンボードセンサーが、加速度計（４０５）と、温度センサー（４２５）と、圧力センサー（４１５）とを備え、
前記少なくとも１つのプロセッサ（４３０）が、
マッハと動圧（３０５）とを処理することと、
前記動的オートパイロットのためのパラメータを導出することと、を実施するプログラムを実行し、
前記パラメータが、
ロール利得（３１０）と、
ピッチ／ヨー利得（３１５）と、
ピッチ／ヨーループ補償器周波数（５６０）と、
誘導フィルタ帯域幅（５６０）と誘導フィルタリード補償器周波数（５６５）とを備える誘導フィルタと、
ナビゲーション利得（５２０）と
を備え、
前記動的オートパイロットが前記発射体を前記ターゲットに誘導する、
システム。
［１６］ 前記ロール利得（３１０）が、ルックアップテーブルから取り出され、測定された動圧でスケーリングされる、［１５］に記載のシステム。
［１７］ 固定翼プラットフォームに関連するより高いプラットフォーム速度において、前記ロール利得（３１０）が動圧で逆スケーリングされ、それにより、空力制御微係数のより高い動圧およびマッハ感度に適応される、［１５］または［１６］に記載のシステム。
［１８］ ピッチ／ヨーループ補償器（５４０）が、ピッチチャネルとヨーチャネルとの間の結合不安定性の影響を低減するフィルタ構成要素を備える、［１５］〜［１７］のいずれか一項に記載のシステム。
［１９］ ピッチ／ヨーループ補償器（５４０）が、飛行経路ポールに関係するコーナー周波数をもつフィルタ構成要素を備え、動圧でスケーリングされる、［１５］〜［１８］のいずれか一項に記載のシステム。
［２０］ 非一時的コンピュータ可読媒体の上に記憶された命令を備える、発射体の動的オートパイロット制御のための非一時的コンピュータ可読媒体であって、前記命令は、少なくとも１つのプロセッサ上で実行されたとき、
誘導および制御オートパイロットに入力を提供するステップと、
前記動的オートパイロットのパラメータを調整するステップと、
前記動的オートパイロット制御を使用して前記発射体をターゲットに誘導するステップと、を実施し、
前記入力がマッハと動圧（３０５）とを備え、
前記パラメータが、
ロール利得（３１０）と、
ピッチ／ヨー利得（３１５）と、
ピッチ／ヨーループ補償器周波数（５５５）と、
誘導フィルタ帯域幅（５６０）および誘導フィルタリード補償器周波数（５６５）を備える誘導フィルタ（３２０）と、
ナビゲーション利得（５２０）と
を備え、
固定翼プラットフォームに関連するより高いプラットフォーム速度において、ロール利得が動圧で逆スケーリングされ、それにより、空力制御微係数のより高い動圧およびマッハ感度に適応され、
ピッチ／ヨーループ補償器（５４０）が、飛行経路ポールに関係するコーナー周波数をもつフィルタ構成要素を備え、それにより、それが動圧でスケーリングされる、
非一時的コンピュータ可読媒体。

Claims (20)

  1. 発射体の動的オートパイロット制御のための方法であって、
    少なくとも１つのオンボードセンサーからセンサーデータを取得することと、ここで、前記少なくとも１つのオンボードセンサーが、加速度計（４０５）と、温度センサー（４２５）と、圧力センサー（４１５）とを備えるものであり、
    前記動的オートパイロット制御に結合された少なくとも１つのプロセッサ（４３０）に前記オンボードセンサーのデータを提供することと、ここで、前記プロセッサ（４３０）が、マッハおよび動圧（３０５）を計算するものであり、
    前記動的オートパイロット制御のパラメータを調整することと、ここで、前記動的オートパイロット制御のパラメータが、
    ロール制御フィルタパラメータ（３１０）と、
    ピッチ／ヨーフィルタパラメータ（３１５）と、
    ピッチ／ヨーループ補償器周波数（５５５）と、
    誘導フィルタ帯域幅（５６０）と誘導フィルタリード補償器周波数（５６５）とを備える誘導フィルタパラメータ（３２０）と、
    ナビゲーション利得（５２０）と、
    を備えるものであり、
    前記動的オートパイロット制御を使用して前記発射体をターゲットに誘導することと、を備える方法。
  2. 前記ロール制御フィルタパラメータがロール利得スケジュール（５３５）を備える、請求項１に記載の方法。
  3. 前記ピッチ／ヨーフィルタパラメータがピッチ／ヨー利得スケジュール（５５０）を備える、請求項１または２に記載の方法。
  4. 前記ピッチ／ヨーフィルタパラメータがピッチ／ヨーループ補償器周波数（５５５）を備える、請求項１〜３のいずれか一項に記載の方法。
  5. 前記誘導フィルタパラメータが誘導フィルタ帯域幅（５６０）を備える、請求項１〜４のいずれか一項に記載の方法。
  6. 前記誘導フィルタパラメータがリード補償器周波数（５６５）を備える、請求項１〜５のいずれか一項に記載の方法。
  7. 前記動的オートパイロット制御のパラメータがナビゲーション利得（５２０）を備える、請求項１〜６のいずれか一項に記載の方法。
  8. ロールおよびピッチ／ヨー最内制御ループ（５４０）がレートループである、請求項１〜７のいずれか一項に記載の方法。
  9. 前記動的オートパイロット制御のパラメータが、エアフレーム伝達関数に依存するさらなる制御ループを備える、請求項１〜８のいずれか一項に記載の方法。
  10. 前記さらなる制御ループが姿勢ループ（５２５）を備える、請求項９に記載の方法。
  11. 前記さらなる制御ループが加速度ループ（５３０）を備える、請求項９または１０に記載の方法。
  12. 前記さらなる制御ループが比例ナビゲーション誘導ループ（５７０）を備える、請求項９〜１１のいずれか一項に記載の方法。
  13. 前記さらなる制御ループが増強型比例ナビゲーション誘導ループ（５７５）を備える、請求項９〜１２のいずれか一項に記載の方法。
  14. 空力制御微係数（Ｃｌｄｒ（Ｍ）およびＣｍｄｐ（Ｍ））と動圧（ｑ）とを備えるエアフレーム伝達関数を備える、請求項１〜１３のいずれか一項に記載の方法。
  15. ターゲットへの発射体の動的オートパイロット制御のためのシステムであって、
    誘導および制御オートパイロットと、
    少なくとも１つのオンボードセンサーと、
    少なくとも１つのプロセッサ（４３０）と、を備え、
    前記少なくとも１つのオンボードセンサーが、加速度計（４０５）と、温度センサー（４２５）と、圧力センサー（４１５）とを備え、
    前記少なくとも１つのプロセッサ（４３０）が、
    マッハと動圧（３０５）とを処理することと、
    前記動的オートパイロット制御のためのパラメータを導出することと、を実施するプログラムを実行し、
    前記パラメータが、
    ロール利得（３１０）と、
    ピッチ／ヨー利得（３１５）と、
    ピッチ／ヨーループ補償器周波数（５５５）と、
    誘導フィルタ帯域幅（５６０）と誘導フィルタリード補償器周波数（５６５）とを備える誘導フィルタと、
    ナビゲーション利得（５２０）と、
    を備え、
    前記動的オートパイロット制御が前記発射体を前記ターゲットに誘導する、
    システム。
  16. 前記ロール利得（３１０）が、ルックアップテーブルから取り出され、測定された動圧でスケーリングされる、請求項１５に記載のシステム。
  17. 固定翼プラットフォームに関連するより高いプラットフォーム速度において、前記ロール利得（３１０）が動圧で逆スケーリングされ、それにより、空力制御微係数のより高い動圧およびマッハ感度に適応される、請求項１５または１６に記載のシステム。
  18. ピッチ／ヨーループ補償器（５４０）が、ピッチチャネルとヨーチャネルとの間の結合不安定性の影響を低減するフィルタ構成要素を備える、請求項１５〜１７のいずれか一項に記載のシステム。
  19. ピッチ／ヨーループ補償器（５４０）が、飛行経路ポールに関係するコーナー周波数をもつフィルタ構成要素を備え、動圧でスケーリングされる、請求項１５〜１８のいずれか一項に記載のシステム。
  20. 非一時的コンピュータ可読媒体の上に記憶された命令を備える、発射体の動的オートパイロット制御のための非一時的コンピュータ可読媒体であって、前記命令は、少なくとも１つのプロセッサ上で実行されたとき、
    誘導および制御オートパイロットに入力を提供するステップと、
    前記動的オートパイロット制御のパラメータを調整するステップと、
    前記動的オートパイロット制御を使用して前記発射体をターゲットに誘導するステップと、を実施し、
    前記入力がマッハと動圧（３０５）とを備え、
    前記パラメータが、
    ロール利得（３１０）と、
    ピッチ／ヨー利得（３１５）と、
    ピッチ／ヨーループ補償器周波数（５５５）と、
    誘導フィルタ帯域幅（５６０）および誘導フィルタリード補償器周波数（５６５）を備える誘導フィルタ（３２０）と、
    ナビゲーション利得（５２０）と、
    を備え、
    固定翼プラットフォームに関連するより高いプラットフォーム速度において、ロール利得が動圧で逆スケーリングされ、それにより、空力制御微係数のより高い動圧およびマッハ感度に適応され、
    ピッチ／ヨーループ補償器（５４０）が、飛行経路ポールに関係するコーナー周波数をもつフィルタ構成要素を備え、それにより、それが動圧でスケーリングされる、
    非一時的コンピュータ可読媒体。
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Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
AU2017427609B2 (en) 2017-08-17 2023-04-06 Bae Systems Information And Electronic Systems Integration Inc. Gbias for rate based autopilot
KR102187113B1 (ko) * 2019-10-14 2020-12-04 주식회사 한화 전자 휘슬 센서를 이용하여 비행체 자세를 측정하는 장치 및 그 방법
CN112363521B (zh) * 2020-11-06 2022-10-18 上海航天控制技术研究所 一种适应滚动通道气动非线性的控制参数调节算法
US11650033B2 (en) * 2020-12-04 2023-05-16 Bae Systems Information And Electronic Systems Integration Inc. Control plate-based control actuation system
KR102395893B1 (ko) * 2020-12-17 2022-05-09 국방과학연구소 비행체 조종 명령 생성 방법 및 그 시스템
CN113741542A (zh) * 2021-09-28 2021-12-03 拓攻（南京）机器人有限公司 应急处置场景下的无人机控制方法、装置、无人机及介质
CN113959279B (zh) * 2021-10-14 2023-08-22 北京理工大学 一种利用多传感器信息融合的弹道环境特征辨识方法

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5896309A (ja) * 1981-12-03 1983-06-08 Mitsubishi Electric Corp 飛しよう体自動操縦方式
US6254030B1 (en) * 1983-11-17 2001-07-03 Lockheed Martin Corporation Vehicle guidance system for guided missiles having adaptive trajectory bias
DE3707159A1 (de) * 1987-03-06 1988-09-15 Diehl Gmbh & Co Vorrichtung zum autonomen bestimmen des nickwinkels an bord eines projektils
US5074490A (en) 1989-12-15 1991-12-24 Texas Instruments Incorporated Carrier tracking system
US5435503A (en) * 1993-08-27 1995-07-25 Loral Vought Systems Corp. Real time missile guidance system
JPH07132892A (ja) * 1993-11-10 1995-05-23 Mitsubishi Electric Corp 誘導装置
US6883747B2 (en) * 2003-03-28 2005-04-26 Northrop Grumman Corporation Projectile guidance with accelerometers and a GPS receiver
US8016243B2 (en) * 2006-10-12 2011-09-13 The Boeing Company Aircraft backup control
US8436283B1 (en) * 2008-07-11 2013-05-07 Davidson Technologies Inc. System and method for guiding and controlling a missile using high order sliding mode control
FR2972275B1 (fr) * 2011-03-03 2014-01-03 Thales Sa Procede et systeme de determination de l'attitude d'un aeronef par mesures accelerometriques multi-axes
US9933449B2 (en) * 2014-08-05 2018-04-03 Bae Systems Information And Electronic Systems Integration Inc. Method and system of measurement of mach and dynamic pressure using internal sensors
US9702674B2 (en) * 2014-08-07 2017-07-11 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Method and apparatus for GPS-denied navigation of spin-stabilized projectiles

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