JPH04316994A - 双操舵飛しょう体の制御方法 - Google Patents
双操舵飛しょう体の制御方法Info
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- JPH04316994A JPH04316994A JP3110717A JP11071791A JPH04316994A JP H04316994 A JPH04316994 A JP H04316994A JP 3110717 A JP3110717 A JP 3110717A JP 11071791 A JP11071791 A JP 11071791A JP H04316994 A JPH04316994 A JP H04316994A
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- Japan
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- acceleration
- controller
- control
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- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 10
- 230000009977 dual effect Effects 0.000 title abstract 2
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims abstract description 27
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 5
- 230000006698 induction Effects 0.000 description 1
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
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。
め要約のデータは記録されません。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、双操舵飛しょう体の制
御方法に関する。
御方法に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来の前翼及び後翼を操舵しピッチ及び
ヨー運動を制御する双操舵飛しょう体の制御プロック図
を図４に示す。
ヨー運動を制御する双操舵飛しょう体の制御プロック図
を図４に示す。
【０００３】第１の減算器１０は加速度指令１０ｓを加
算入力し加速度センサ１７の出力を減算入力して、その
出力を第１の制御器１と第３の制御器３へ送る。また第
２の減算器１１は加速度指令１１ｓを加算入力し角速度
センサ１６の出力を減算入力して、その出力を第２の制
御器２と第４の制御器４へ送る。第１の加算器１２は第
１の制御器１と第２の制御器２の出力を受け、その出力
を前翼を操舵する前部操舵装置１４へ送る。また第２の
加算器１３は第３の制御器３と第４の制御器４の出力を
受け、その出力を後翼を操舵する後部操舵装置１５へ送
る。
算入力し加速度センサ１７の出力を減算入力して、その
出力を第１の制御器１と第３の制御器３へ送る。また第
２の減算器１１は加速度指令１１ｓを加算入力し角速度
センサ１６の出力を減算入力して、その出力を第２の制
御器２と第４の制御器４へ送る。第１の加算器１２は第
１の制御器１と第２の制御器２の出力を受け、その出力
を前翼を操舵する前部操舵装置１４へ送る。また第２の
加算器１３は第３の制御器３と第４の制御器４の出力を
受け、その出力を後翼を操舵する後部操舵装置１５へ送
る。
【０００４】以上の構成において、加速度指令１０ｓを
受け、第１の制御器１，前部操舵装置１４の系統で、前
翼が加速度のフィードバック制御操作されるとともに、
第３の制御器３，後部操舵装置１５の系統で、後翼が加
速度のフィードバック制御操作される。また角速度指令
１１ｓを受け、第２の制御器２，前部操舵装置１４の系
統で前翼が角速度のフィードバック制御操作されるとと
もに、第４の制御器４，後部操舵装置１５の系統で後翼
が角速度のフィードバック制御操作される。
受け、第１の制御器１，前部操舵装置１４の系統で、前
翼が加速度のフィードバック制御操作されるとともに、
第３の制御器３，後部操舵装置１５の系統で、後翼が加
速度のフィードバック制御操作される。また角速度指令
１１ｓを受け、第２の制御器２，前部操舵装置１４の系
統で前翼が角速度のフィードバック制御操作されるとと
もに、第４の制御器４，後部操舵装置１５の系統で後翼
が角速度のフィードバック制御操作される。
【０００５】以上のようにして飛しょう体の運動が制御
されていた。
されていた。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】上記従来のフィードバ
ック制御方法は図４に示すような多入力・多出力の回路
となり、設計すべき制御器は４つ以上となって、前翼又
は後翼単独の制御回路に比べて複雑になり、設計が難し
かった。
ック制御方法は図４に示すような多入力・多出力の回路
となり、設計すべき制御器は４つ以上となって、前翼又
は後翼単独の制御回路に比べて複雑になり、設計が難し
かった。
【０００７】
【課題を解決するための手段】本発明は上記課題を解決
するため次の手段を講ずる。
するため次の手段を講ずる。
【０００８】すなわち、双操舵飛しょう体の制御方法と
して、前翼および後翼を独立に可動させることのできる
飛しょう体のピッチ及びヨー方向の制御方法において、
角速度指令により角速度のフィードバック制御操作を上
記後翼に行うとともに、加速度指令により加速度のフィ
ードバック制御操作を上記前翼および後翼に行うように
した。
して、前翼および後翼を独立に可動させることのできる
飛しょう体のピッチ及びヨー方向の制御方法において、
角速度指令により角速度のフィードバック制御操作を上
記後翼に行うとともに、加速度指令により加速度のフィ
ードバック制御操作を上記前翼および後翼に行うように
した。
【０００９】
【作用】上記手段にて、角速度指令により後翼が角速度
のフィードバック制御操作され、後翼の舵角に応じて飛
しょう体は所定の角速度で旋回（回転）する。また加速
度指令により、前翼および後翼が加速度のフィードバッ
ク制御操作され、前翼および後翼の舵角に応じて飛しょ
う体は所定の加速度で飛しょう（並進加速）する。
のフィードバック制御操作され、後翼の舵角に応じて飛
しょう体は所定の角速度で旋回（回転）する。また加速
度指令により、前翼および後翼が加速度のフィードバッ
ク制御操作され、前翼および後翼の舵角に応じて飛しょ
う体は所定の加速度で飛しょう（並進加速）する。
【００１０】以上のようにして簡単な制御系で容易に飛
しょう体の運動が制御されるようになる。
しょう体の運動が制御されるようになる。
【００１１】
【実施例】本発明の一実施例を図１から図３により説明
する。
する。
【００１２】図３に示すように双操舵飛しょう体０１は
前翼０２と後翼０３を持っている。また飛しょう体０１
には図１に示すような誘導制御装置が搭載されている。
前翼０２と後翼０３を持っている。また飛しょう体０１
には図１に示すような誘導制御装置が搭載されている。
【００１３】ホーミング装置１の出力は誘導演算器２を
経てコマンド発生器３へ送られる。またコマンド発生器
３にはモード制御器４の出力が入力されている。コマン
ド発生器３の出力は順次第１の減算器１０，第１の制御
器１を経て第１の動圧ゲイン補償器６ａから前部操舵装
置１４へ送られる。またコマンド発生器３の出力は順次
第２の減算器１１，第２の制御器２，第２の動圧ゲイン
補償器６ｂ，加算器８を経て後部操舵装置１５へ送られ
る。
経てコマンド発生器３へ送られる。またコマンド発生器
３にはモード制御器４の出力が入力されている。コマン
ド発生器３の出力は順次第１の減算器１０，第１の制御
器１を経て第１の動圧ゲイン補償器６ａから前部操舵装
置１４へ送られる。またコマンド発生器３の出力は順次
第２の減算器１１，第２の制御器２，第２の動圧ゲイン
補償器６ｂ，加算器８を経て後部操舵装置１５へ送られ
る。
【００１４】加速度センサ１７，角度センサ１６の出力
はそれぞれ第１の減算器１０，第２の減算器１１へ入力
される。また第１の動圧ゲイン補償器６ａの出力は配分
係数器７を経て加算器８へ送られる。
はそれぞれ第１の減算器１０，第２の減算器１１へ入力
される。また第１の動圧ゲイン補償器６ａの出力は配分
係数器７を経て加算器８へ送られる。
【００１５】以上の構成において、飛しょう体０１の飛
しょう中、ホーミング装置は誘導信号１ｓを発生し誘導
演算器２へ送る。誘導演算器２は入力から、目標への誘
導演算を行いその信号をコマンド発生器３へ送る。コマ
ンド発生器３は入力から加速度指令１０ｓと角速度指令
１１ｓを出力する。
しょう中、ホーミング装置は誘導信号１ｓを発生し誘導
演算器２へ送る。誘導演算器２は入力から、目標への誘
導演算を行いその信号をコマンド発生器３へ送る。コマ
ンド発生器３は入力から加速度指令１０ｓと角速度指令
１１ｓを出力する。
【００１６】これら加速度指令１０ｓと角速度指令１１
ｓにより行われる加速度制御と、角速度制御の作用，原
理を図２と図３により説明する。 （ａ）加速度制御 加速度指令１０ｓが入力されると、加速度センサ出力と
減算器１０で比較され、制御器５ａ，を通って前翼０２
と後翼０３の操舵に配分される。
ｓにより行われる加速度制御と、角速度制御の作用，原
理を図２と図３により説明する。 （ａ）加速度制御 加速度指令１０ｓが入力されると、加速度センサ出力と
減算器１０で比較され、制御器５ａ，を通って前翼０２
と後翼０３の操舵に配分される。
【００１７】ここに図中Ｋ１ とＫ２ がその配分比を
決める係数で、前翼０２の発生するモーメントと、後翼
０３の発生するモーメントが（１）式に従って釣り合い
、回転力を発生しないような値に調節される。
決める係数で、前翼０２の発生するモーメントと、後翼
０３の発生するモーメントが（１）式に従って釣り合い
、回転力を発生しないような値に調節される。
【００１８】
Ｆ１ ｌ１ ＝Ｆ２ ｌ２ ────────
───（１）ただし，Ｆ１ ：前翼による揚力，ｌ１
：アーム長Ｆ２ ： 後翼による揚力，ｌ２ ：アー
ム長このようにして、前翼０２及び後翼０３が操舵され
、飛しょう体０１は（２）式に示す並進加速度を発生す
る。
───（１）ただし，Ｆ１ ：前翼による揚力，ｌ１
：アーム長Ｆ２ ： 後翼による揚力，ｌ２ ：アー
ム長このようにして、前翼０２及び後翼０３が操舵され
、飛しょう体０１は（２）式に示す並進加速度を発生す
る。
【００１９】
ａ＝（Ｆ１ ＋Ｆ２ ）／ｍ ──────
──（２）ただし，ｍ：飛しょう体の質量 （ｂ）角速度制御 角速度指令１１ｓが入力されると、角速度センサ１６出
力と減算器１１で比較され、制御器５ｂを通って後翼０
３の操舵が行われる。これにより飛しょう体０１に（３
）式に示す回転モーメントが発生し、所定の角速度で回
転する。
──（２）ただし，ｍ：飛しょう体の質量 （ｂ）角速度制御 角速度指令１１ｓが入力されると、角速度センサ１６出
力と減算器１１で比較され、制御器５ｂを通って後翼０
３の操舵が行われる。これにより飛しょう体０１に（３
）式に示す回転モーメントが発生し、所定の角速度で回
転する。
【００２０】
ｄω／ｄｔ＝Ｆ２ ｌ２ ／Ｉ ─────
──（３）ただし，Ｉ：飛しょう体の慣性モーメント図
１の実施例では、（１）式のモーメントの釣り合は配分
係数器７と加算器８で行われている。
──（３）ただし，Ｉ：飛しょう体の慣性モーメント図
１の実施例では、（１）式のモーメントの釣り合は配分
係数器７と加算器８で行われている。
【００２１】以上のようにして２個の制御器による二系
統の制御系で容易に飛しょう体０１の運動が制御される
。
統の制御系で容易に飛しょう体０１の運動が制御される
。
【００２２】
【発明の効果】以上に説明したように、本発明により制
御回路を簡単にすることができ、設計時間の短縮，ミサ
イル制御装置計算量の軽減が可能となる。
御回路を簡単にすることができ、設計時間の短縮，ミサ
イル制御装置計算量の軽減が可能となる。
【図１】本発明の一実施例の構成系統図である。
【図２】同実施例の作用説明図である。
【図３】（ａ）および（ｂ）は同実施例の作用説明図で
ある。
ある。
【図４】従来例の双操舵翼方式ミサイルの制御方法の構
成系統図である。
成系統図である。
１ ホーミング装置
２ 誘導演算器
３ コマンド発生器
４ モード制御器
５ａ，５ｂ 制御器
６ｂ，６ｂ 動圧ゲイン補償器
７ 配分係数器
８ 加算器
９ａ，９ｂ 係数器
１０，１１ 減算器
１４ 前部操舵装置
１５ 後部操舵装置
１６ 角度センサ
１７ 加速度センサ
Claims (1)
- 【請求項１】 前翼及び後翼を独立に可動させること
のできる飛しょう体のピッチ及びヨー方向の制御方法に
おいて、角速度指令により角速度のフィードバック制御
操作を上記後翼に行うとともに、加速度指令により加速
度のフィードバック制御操作を上記前翼および後翼に行
うことを特徴とする双操舵飛しょう体の制御方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3110717A JPH0776680B2 (ja) | 1991-04-17 | 1991-04-17 | 双操舵飛しょう体の制御方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3110717A JPH0776680B2 (ja) | 1991-04-17 | 1991-04-17 | 双操舵飛しょう体の制御方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04316994A true JPH04316994A (ja) | 1992-11-09 |
| JPH0776680B2 JPH0776680B2 (ja) | 1995-08-16 |
Family
ID=14542701
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3110717A Expired - Lifetime JPH0776680B2 (ja) | 1991-04-17 | 1991-04-17 | 双操舵飛しょう体の制御方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0776680B2 (ja) |
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0894299A (ja) * | 1994-09-26 | 1996-04-12 | Tech Res & Dev Inst Of Japan Def Agency | 飛しょう体の制御方法 |
| EP0747655A2 (en) | 1995-06-05 | 1996-12-11 | Hughes Missile Systems Company | Blended missile autopilot |
| CN103576693A (zh) * | 2013-11-11 | 2014-02-12 | 哈尔滨工程大学 | 基于二阶滤波器的水下机器人三维路径跟踪控制方法 |
| CN103941741A (zh) * | 2014-04-28 | 2014-07-23 | 北京控制工程研究所 | 基于零运动的控制力矩陀螺框架角速度控制量的确定方法 |
| JP2014145507A (ja) * | 2013-01-28 | 2014-08-14 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 飛しょう体の制御装置、飛しょう体及び飛しょう体の制御方法 |
-
1991
- 1991-04-17 JP JP3110717A patent/JPH0776680B2/ja not_active Expired - Lifetime
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0894299A (ja) * | 1994-09-26 | 1996-04-12 | Tech Res & Dev Inst Of Japan Def Agency | 飛しょう体の制御方法 |
| EP0747655A2 (en) | 1995-06-05 | 1996-12-11 | Hughes Missile Systems Company | Blended missile autopilot |
| JP2014145507A (ja) * | 2013-01-28 | 2014-08-14 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 飛しょう体の制御装置、飛しょう体及び飛しょう体の制御方法 |
| CN103576693A (zh) * | 2013-11-11 | 2014-02-12 | 哈尔滨工程大学 | 基于二阶滤波器的水下机器人三维路径跟踪控制方法 |
| CN103941741A (zh) * | 2014-04-28 | 2014-07-23 | 北京控制工程研究所 | 基于零运动的控制力矩陀螺框架角速度控制量的确定方法 |
| CN103941741B (zh) * | 2014-04-28 | 2016-06-01 | 北京控制工程研究所 | 基于零运动的控制力矩陀螺框架角速度控制量的确定方法 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0776680B2 (ja) | 1995-08-16 |
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Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| S533 | Written request for registration of change of name |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R313533 |
|
| R350 | Written notification of registration of transfer |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R350 |
|
| EXPY | Cancellation because of completion of term |