JPH0350500A - 飛しょう体の試験装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 産業上の利用分野 本発明は、ロケノト等の飛しょう体に搭載された姿勢制
御装置の性能試験を行う試験装置に関する。

従来の技術 例えば姿勢制御装置としてジェットベーン方式のＴ　Ｖ
　Ｃ　（Ｔｈｒｕｓｔ　ＶｅｃＬｏｌ　Ｃｏｎｔｒｏｌ
）　　装置を備えたロケノトの性能試験システムとして
第５図に示す構造のものがある。これは同図に示すよう
に、ＴＶＣ装近５１を備えたロケットモータ５２を６分
カスタンド５３に位置決め固定する一方、実機状態では
ロケノトモータ５２とともに機体に搭載される慣性セン
サ（ジャイロ〉５４を直交３軸の同転自由度をもつ揺動
台５５に乗せ、誘導飛行制御機能部としてのオートパイ
ロット５６に対し外部から機体姿勢角コマンドθＣを与
えるようにしたものである。ＴＶＣ装置５ｌは第５図の
ほか第６図に示すように、ノズル５７のスロート部５８
の後流側に複数の可動式のジェットベーン５９を配設し
、このジェットベーン５９の傾きをアクチコエータ６０
によって変えることで推力の方向を制御するものである
。

そして、オートパイロット５６の出力である舵角コマン
ドδＣに基づいてＴＶＣ装置５ｌを作動させるとともに
、その時のピンチ．ヨーおよびロール方向のモーメント
Ｍを６分カスタンド５３で検出して外部計算機６Ｉに取
り込む。外部計算機６１では、上記のピッチ，ヨーおよ
びロール方向のモーメントＭによって特定される姿勢の
飛しょう体に慣性センサ５４が搭載されていると仮定し
たときのこの慣性センサ５４の姿勢を演算して求め、慣
性七ンサ５４がその姿勢となるように揺動台５５の各軸
の駆動系に対し回転角コマンドＪｃを与える。その結果
、慣姓センサ５４の出力がオートパイロット５６にフィ
ードバックされることになる。第７図は第５図の各要素
をブロック化して表したブロノク回路図で、破線Ｆで囲
まれた領域が本試験システムでの評価要素となる（この
類似構造は例えば特開昭５８−１８９５３７号公報に開
示されている）。

発明が解決しようとする課題 しかしながら従来の試験システムにおいては、ピッチお
よびロール方向といった機体の実際の動きを伴っていな
いばかりでなく、慣性七ンサ５４の姿勢も揺動台５５に
よって模擬的につくり出しているにすぎないため、実際
の機体の動きによるＴＶＣ装置５ｌへの影響を的確にと
らえることが困難で、また６分カスタンド５３の計測誤
差や外部計算ｆｉ６１の演算誤差、さらには揺動台５５
の槻楓的損失等の影響のために試験結果の信頼性同−Ｌ
に限界があり、実際の飛しょう状態と同等の試験結果を
得ることは困難であった。

本発明は以上のような問題点に鑑みてなされたもので、
その目的とするところは、慣性センサや誘導飛行制御機
能部および姿勢制御装置等を搭載した実機を使って機体
ピッチ方向および機体ロール方向の動きを伴いつつ実際
の飛しょう状態と同等の条件下で性能試験を行えるよう
にした試験装置を提供することにある。

課題を解決するための手段 本発明は、飛しょう体に機体ピッチ方向および機体ロー
ル方向の回転自由度を持たせながら飛しよう体に搭載さ
れた姿勢制御装置の性能試験を行う装置であって、飛し
ょう体を機体ピッチ方向および機体ロール方向のうちい
ずれか一方の自由度方向に回転自在に軸受支持する支持
体を、ベース部材に対し他方の自由度方向に回転自在に
軸受支持させたことを特徴としている。そして、必要に
応じ例えば実施例に示すように模擬空気力付与装置を付
加することもできる。

作用 この構造によると、第１図に示すように実際の飛しょう
体を試験装置にセットして起動させると、飛しょう体に
搭載された各制御機能部のはたらきにより姿勢制御装置
が実際の飛しょう状態と同様に作動し、同時に飛しょう
体は試験装置のベース部材に対してピッチおよびロール
方向の自由度を有しているために各自山度方向の変位を
伴うことになる。そして、憤性センサや誘導飛行制ｇｌ
Ｉｌａ能郎等の各制御機能部を予め外部の計測表示機能
部に接続しておくことにより、各制御機能部の出力信号
をモニタリングして姿勢制御装置のはたらきを評価でき
る。

実施例 第ｌ図〜第４図は本発明の試験装１ｙｔを用いた試験シ
ステムの一実施例を示す図である。第１図において、２
は飛しょう体としてのロケットＩの機体、３は機体２を
位置決め支持する試験装置、４は試験装置３に支持され
た機体２に機体ピッチ方向Ｐの模擬空気力を付与するた
めの模擬空気力付与装置である。

槻体２は第５図および第６図に示したものと同様の姿勢
制御装置としてジェノトベーン方式のＴ■Ｃ装置５を備
えるほか、第３図に示すように慣性センサ（ジャイロ〉
６や誘導飛行制御機能部としてのオートパイロット７お
よびロケットモータ８等、実際の飛しょうに必要な全て
の機能を搭載している。

試験装置３は、第１図および第２図に示すようにベース
部材としてのテーブル９に一対の脚部ｌＯを立設し、こ
の脚部１０．１０間に支持体１１を支持させたもので、
支持体１１には第２図に示すようにロケットｌの機体２
先端部に設けられたベアリングｌ２および機体２の１Ｒ
心位置Ｑをはさんで２箇所に設けられたベアリング１３
を介してロケットｌが機体ロール方向Ｒに回転自在に軸
受支持されている。また、支持体ｌｌ自体は機体重心位
置Ｑを通る軸線Ｑ上に配設したピッチ軸回りのベアリン
グｌ４を介して脚部１０に回転自在に軸受支持されてお
り、支持体１１に支持されたロケット１全体としては機
体ロール方向Ｒおよび機体ピッチ方向Ｐの直交２軸の回
転自由度を有している。

試験装置３のロール軸およびピッチ軸線上にはそれぞれ
に位置検出器１５．１６が取り付けられており、これら
の位置検出ｎ１５．１６により第３図に示すように試験
装置３に対するロケットｌの台上ピッチ姿勢角β１およ
び台上ロール姿勢角β８が検出されて外部計算機ｌ７の
計測表示機能部ｌ８に人力される。

支持体１１に支持されるロケットｌは第３図に示すよう
に予め外部計′Ｑａｌ７の試験制御機能部ｌ９と接続さ
れており、試験制御機能部ｌ９からロケットｌの各搭載
機器に対して起動指令やロケノトモータ８の点火指令が
与えられたのち、憤性センサ６およびオートパイロット
７の出力、ならびにＴＶＣ装置５の舵角モニタ信号が試
験制御機能部ｌ９を通して計測表示機能都ｌ８に人力さ
れる。

＝ｒ　ｖ　ｃ装置５の舵角はＴＶＣ装置５に付設した図
示外の舵角センサによって検出され、この検出信号が舵
角モニタ信号として計測表示機能部１８に人力される。

２０は人出力信号を切り換えるマルチブレクサである。

ここで、ロケットｌと外部計算４ｉ１１７とを相互に接
続しているケーブルがロケットｌの回転変位の抵抗とな
ることがないように、各ケーブルは試験装置３の軸体２
ｌの内部および機体２の先端中空部を通して導出される
。

模擬空気力付与装置４は、実際の飛しょう時にロケット
１の機体２が受ける空気力を模擬的につくり出して機体
２のピッチ方向Ｐのモーメントとして付与するためのも
ので、第４図に示すように上位の外部計算機ｌ７の模擬
空気力制御機能部２２からのモーメントコマンドＭｃを
受けてモータ２３を回転駆動するコントローラ２４と、
モータ２３の回転出力により歯車列２５．２６を介して
回転駆動される出力軸２７と、出力軸２７と歯車列２５
．２６との間に介装されたトーションバー２８とから構
成される。出力軸２７は試験装置３の軸体２ｌに着脱可
能に連結される。そして、コントローラ２４はフィード
バック要素としてトーションバ−２８の中間に配設され
たモーメント七ンサ２９を備えており、モーメントコマ
ンドＭｃに応じた回転モーメントが出力軸２７および軸
体２ｌを介して機体２にピッチ方向Ｐのモーメントとし
て加えられるようになっている。

このように構成された性能試験システムにおいては、第
３図に示すように外部計算機ｌ７の試験制御機能部ｌ９
からｔｉ性七ンサ６およびオートパイロット７に対し起
動指令を与えるとともにロケノトモータ８に対し点火指
令を与えると、ロケットモータ８が作動して所定の推力
を発生する一方、オートパイロット７では試験制御機能
部１９からの姿勢角コマンドと憤性センサ６からの出力
とに基づいて所定の演算を行い、試験制御機能部ｌ９は
機体２の姿勢制御のためにＴＶＣ装置５に対し舵角コマ
ンドδ，〜δ４を与える。その結果、第６図と同様にＴ
ＶＣ装置５のジェットベーン５９（第６図参照）がそれ
ぞれ傾動変位してロケソトモータ８が発生する推力の方
向を制御し、そのピ，チ制御機能およびロール制御機能
によってロケノトｌは機体ピッチ方向Ｐおよび機体ロー
ル方向Ｒの回転運動を伴うことになる。

そして、機体２の台上ビ・ノチ角β１および台上ロール
角βアは位置検出１１５．１６により検出されて計測表
示機能部１８に可視表示され、同時にＴＶＣ装置５の実
際の舵角も前述した図示外のセンサにより検出されて計
測表示機能部１８に呵視表示される。

一方、模擬空気力制御機能部２２では機体２の姿勢に応
じ実際の飛しょう時と同等の模擬空気力を演算して求め
、機体２に模擬空気力を付与するへく模擬空気力制御機
能部２２は模擬空気力付与装ＩＩ￥４に対しモーメント
コマンドＭｃを与える。

模擬空気力付与装置４ではモーメントコマンドＭＣに応
じて、支持体１１に連結されている出力軸２７を回転駆
動させ、模擬空気力として機体２のヒノチ方向Ｐの回転
モーメントを付与する。この模擬空気力による機体２の
姿勢変化に憤性センサ６が反応し、模擬空気力による影
響をキャンセルするように上記のＴＶＣ装置５が作動す
る。

そして、憤性センサ６の出力およびオートパイロット７
の出力は台上ビッチ角β２，台上ロール角β３および実
舵角モニタ信号とともに外部計算Ｊｌｌ１７の計測表示
機能部ｌ８に可視表示され、同時にプリンタ３０によっ
て記録される。

ここで、模擬空気力を必要としない場合には軸体２１と
模擬空気力付与装置４の出力軸２７との連結を解除して
使用することもできる。

発明の効果 以上のように本発明によれば、実際の飛しょう体を使っ
てビソチおよびロール方向の運動を伴いながら実際の飛
しょう時と同等の条件下で試験を行うことができるため
、実際の機体の姿勢変化を加味した姿勢制御装置の性能
評価を行うことができるようになり、試験結果の信頼性
が大幅に向上方向。

する。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の試験装置の一実施例を示す斜視図、第
２図は第ｌ図の水平断面図、第３図は上記の試験装置を
含む試験システム全体の構成説明図、第４図は第１図に
示す模擬空気力付与装置の構成説明図、第５図は従来の
試験システムの一例を示す構成説明図、第６図は姿勢制
御装置としてのＴＶＣ装置の構成説明図、第７図は第５
図の試験システムをブロック化したブロック回路図であ
る。

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. （１）飛しょう体に機体ピッチ方向および機体ロール方
   向の回転自由度を持たせながら飛しょう体に搭載された
   姿勢制御装置の性能試験を行う装置であって、飛しょう
   体を機体ピッチ方向および機体ロール方向のうちいずれ
   か一方の自由度方向に回転自在に軸受支持する支持体を
   、ベース部材に対し他方の自由度方向に回転自在に軸受
   支持させたことを特徴とする飛しょう体の試験装置。