JPH06161556A

JPH06161556A - オートパイロット装置

Info

Publication number: JPH06161556A
Application number: JP4307040A
Authority: JP
Inventors: Seiichi Yoneyama; 誠一米山
Original assignee: Mitsubishi Electric Corp
Current assignee: Mitsubishi Electric Corp
Priority date: 1992-11-17
Filing date: 1992-11-17
Publication date: 1994-06-07
Anticipated expiration: 2015-04-04
Also published as: JP3028888B2

Abstract

(57)【要約】【目的】飛翔体の運用領域内において高度、速度が変
化した場合においても安定条件を満たし、かつ加速度コ
マンドに対しての応答としてＲＯＭ内部の設定値どおり
の応答を得るオートパイロットを構成することを目的と
する。【構成】ピッチ系オートパイロットゲイン及びリミッ
タ１、２、３、４、５、６、ヨー系オートパイロットゲ
イン及びリミッタ、１０、１１、１２、１３、１４、１
５、ロール系オートパイロットゲイン及びリミッタ２
０、２１、２２、２３を各オートパイロットゲインの計
算方法にしたがってピッチ、ヨー及びロール系オートパ
イロットを構成し、加速度指令値より舵角指令値を出力
するものである。またフィードバック信号として機体の
角速度、加速度を検出するジャイロおよび加速度計７、
１６、３４の出力を使用するものである。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【産業上の利用分野】この発明は、飛翔体の姿勢および
誘導制御を行なうために飛翔体に搭載されるオートパイ
ロット装置に関するものである。

【０００２】

【従来の技術】図６（ａ）は、従来のオートパイロット
装置の機能を示すブロック図である。図６（ａ）におい
て、１は、機体に指令値として与えるピッチ加速度コマ
ンドａｃｐのスケール換算をする第１のオートパイロッ
トゲイン、２は、加速度ループゲイン、３は、レート積
分ループゲイン、４は、積分器のリミッタ、５は、レー
トループゲイン、６は、操舵サーボ装置へのピッチ舵角
指令Δ_pcに対してのリミッタ、７は、機体の角速度ピッ
チを検出するジャイロ、８は、重力加速度ｇに対する倍
数で表すためのスケール変換器、９は、加速度計の伝達
関数であり、ジャイロ７とともに二次近似してある。ま
た１９は加速度フィードバックの加え合わせ点、２０、
２１は、角速度フィードバックの加え合わせ点である。
１０から１８、２２、２３、２４は、ヨー系について記
述したものであり、ピッチ系の１から９、１９、２０、
２１に相当する。また２５は、ロールレートコマンド、
２６は、ロールレートコマンドのスイッチ、２７は、ロ
ールレートジャイロのフィードバックの加え合わせ点、
２８は、積分器付きゲイン、２９は、積分器のリミッ
タ、３０は、比例ゲイン、３１は、ロール補償器の比例
分と積分器分の加え合わせ点、３２は、ロール舵角スイ
ッチ、３３はロール舵角リミッタ、３４はロールレート
ジャイロの伝達関数であり、二次近似してある。また、
ピッチ、ヨー、ロール系のゲインは図６（ｂ）に示した
ような高度、速度における４つの高度バンドに分けられ
ており、各バンド内では固定値となっている。またａｃ
ｙは、ヨー加速度指令、ｒは、飛翔体角速度、δ_rcは、
ロール舵角指令、Ｐは、飛翔体角速度、ａｍｖ’は、飛
翔体の重力補正加速度ヨー、ａｍｗ’は、飛翔体の重力
補正加速度ピッチである。

【０００３】次に動作について説明する。従来のオート
パイロット装置は、上記のように構成される。ピッチ系
の動作について説明する。加速度コマンドとして入力さ
れた信号ａｃｐは、１の加速度制御ゲイン１にて機体に
生ずる加速度に対する指令にスケール調整され、また制
御ゲイン２において加速度ループの応答が調整される。
さらに積分器付ゲイン３、リミッタ４は機体の姿勢制御
の特性を調整する。そして機体の運動を検知するセンサ
であるレートジャイロ７の出力である機体角速度、加速
度計の出力である機体加速度は、それぞれ積分ゲイン３
の前及び積分ゲインリミッタ４の後、制御ゲイン２の前
にフィードバックされる。この構成をとるオートパイロ
ット装置により、飛翔体への制御指令である加速度指令
ピッチより操舵装置へのコマンドである舵角指令ピッチ
を計算し、出力する。

【０００４】次にヨー系の動作について説明する。加速
度コマンドとして入力された信号ａｃｙは、加速度制御
ゲイン１０にて機体に生ずる加速度に対する指令にスケ
ール調整され、ヨー加速度を引き、制御ゲイン１１にお
いて加速度ループの応答を調整する。さらに積分器付ゲ
イン１２、リミッタ１３は機体の姿勢制御の特性を調整
する。そして機体の運動を検知するセンサであるレート
ジャイロ１６の出力である機体角速度、加速度計の出力
である機体加速度は、積分ゲイン１２の前及び積分ゲイ
ンリミッタ１３の後、制御ゲイン１１の前にフィードバ
ックされる。この構成をとるオートパイロット装置によ
り、飛翔体への制御指令である加速度指令ヨーより操舵
装置へのコマンドである舵角指令ヨーを計算し出力す
る。計算は、ピッチ、ヨー系とも図６に従ってゲインの
乗算、フィードバックの引き算、リミッタ計算、積分計
算を実施する。

【０００５】さらに、ロール系の動作について説明す
る。ロールレート指令は、ロールレートフィードバック
を差し引き、積分器２８及びゲインＫ₁、リミッタ２９
を乗じ、ロールフィードバックを差し引いたものにロー
ルオートパイロットゲインＫ₂を乗じてリミッタ２９の
出力と加え合わせる。その加算結果がロール舵角指令値
となり、ロール舵角リミッタ３３を通して操舵サーボ装
置へ出力される。なお７，１６，３４は、レートジャイ
ロの伝達関数を二次遅れ系で表したものであり、９，１
８は、加速度計の伝達関数を二次遅れ系で表したもので
ある。

【０００６】

【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、加速度指令信号ａｃｐ，ａｃ
ｙより舵角指令δ_pc，δ_ycを演算する際にオートパイロ
ットゲインＣ₀，Ｃ₁，Ｃ₂，Ｃ₃を乗じるがこの値
は、高度、速度バンドにわけられており、そのバンドの
中では、固定値となっており、制御対象である機体の伝
達関数が高度、速度により変化するのに合わせてバンド
を切り換えて制御していた。本方式では、高度、速度バ
ンドの切り換えの境界などでは、オーバシュートが大き
くなったり、ダンピングが悪くなったりすることもあり
えた。また特にその開発過程において空力係数を求める
際に使用する風洞試験が完全に実飛翔状況をシミュレー
トできず空力係数が変化すると、機体の伝達関数は、
“数１”に示したＫ_J，ａ₁，ａ₂，ｂ₁，ｂ₂，ｂ₃
によって表され、その各係数で、空力係数Ｃ_Lα，Ｃ_m
δ，Ｃ_Lδ，Ｃ_mα，Ｃ_m・α，Ｃ_mqがかわり、加速度
ループのオートパイロットを構成した時の伝達関数が変
わるため、その条件においてゲイン余裕、位相余裕を確
保するようにオートパイロットゲインすべてを設計しな
おすことが、必要となるという問題点があった。

【０００７】

【数１】

【０００８】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、オートパイロットゲインをメモ
リでもっている空力テーブル、慣性モーメント、質量、
飛翔体の速度より飛翔中にリアルタイムで計算すること
により飛翔中の高度、速度、質量、慣性モーメント変化
に対応してゲインを変化させることができ、さらには加
速度ループを組んだ場合の安定条件も満たすことができ
るオートパイロット装置を提供するものである。

【０００９】また設定値である機体の時定数、減衰率を
かえることにより要求される機体時定数、減衰率を実現
し、加速度ループを組んだ状態においてその安定性は、
設定値としてＲＯＭでもつ機体の固有振動数を線形空力
係数より計算した機体の固有振動数の０．５倍から０．
６倍程度とすることにより運用領域が、低高度から高高
度、速度が亜音速から超音速領域まで変化した場合でも
安定条件を満たすことが可能であるオートパイロット装
置を提供するものである。

【００１０】

【課題を解決するための手段】この発明に係わるオート
パイロット装置においては、ピッチ、ヨー、ロール系の
オートパイロット装置のオートパイロットゲインＣ₀，
Ｃ₁，Ｃ₂，Ｃ₃，Ｋ₁，Ｋ₂を空力テーブル、慣性モ
ーメント、質量、基準長、ミサイル速度を用いて飛翔中
リアルタイムに計算することにより、安定条件を満た
し、所望の機体時定数、減衰率を加速度コマンドに対す
る応答として実現するものである。

【００１１】またこの発明はオートパイロットゲインＣ
₀，Ｃ₁，Ｃ₂，Ｃ₃，Ｋ₁，Ｋ₂のうち１つでも零に
なると不安定となるためオートパイロットゲインを計算
する際にゲインＣ₁をＣ₁≧Ａの時Ｃ₁＝Ａとして、そ
の時のＣ₁の計算値の分母をＣ₂の分子の値に用いるこ
とによりＣ₂の零点を回避するように構成したものであ
る。

【００１２】またこの発明はミサイルが出しうる旋回加
速度は、飛翔高度及び速度によって変化する。そこでオ
ートパイロットの入力である加速度コマンドのＧリミッ
タを各高度、速度における最大荷重倍数となるように調
整するようにしたものである。

【００１３】またこの発明はロール舵角リミッタを機体
に発生するロールレートをモニタしてミサイルのロール
レートがレートセンサの計測範囲を超えないように調整
するものである。

【００１４】さらにこの発明は高迎角時には非線形性が
強くなり、空力係数として高迎角時の線形空力係数を使
用してオートパイロットゲインを計算することで高迎角
時の制御を可能とする。制御を可能とするため、機体座
標系のミサイル速度から飛翔体の迎角を計算し、高迎角
時の空力テーブルを引用しその値をもちいてオートパイ
ロットゲインを計算するものである。

【００１５】

【作用】上記のようなゲインスケジュールオートパイロ
ット装置を用いることによって、飛翔体の誘導飛翔中に
リアルタイムでオートパイロットゲインを安定条件を満
たしながら高度、速度及び質量、重心、慣性モーメント
の変化に適応させて変化させることができ、加速度コマ
ンドに対して機体の応答として所望の時定数、減衰率を
実現するように作用する。

【００１６】また、第２のオートパイロットゲインＣ₁
にリミッタを加えることにより、第３のオートパイロッ
トゲインＣ₂の零点を回避することができ、ミサイルの
飛翔高度及び速度が変化してもオートパイロット系が不
安定とならないように作用する。

【００１７】また、第１のオートパイロットゲインＣ₀
の前段に加速度コマンドリミッタを設定し、このリミッ
タを各高度、速度で可変とすることにより、ミサイルの
各飛翔状況において過大なコマンドが加わらないように
作用する。

【００１８】また、ロール舵角リミッタを機体のロール
レートにより可変とすることで、機体に発生するロール
レートをおさえるように作用する。

【００１９】また、上記のように構成されたオートパイ
ロット装置において、迎角により空力テーブルを可変と
することで高迎角時にも要求された応答を得るように作
用する。

【００２０】

【実施例】

実施例１図１はこの発明のオートパイロット装置の一実施例を示
すブロック図である。１から３４までは上記従来装置と
同じものである。ただし７、９、１６、１８、３４は、
それらの特性をそれぞれ伝達関数で表したものである。

【００２１】図１のブロック図において、加速度コマン
ドａｃｐに１の第１のオートパイロットゲインＣ₀を乗
ずる。そして、その結果より加速度フィードバックを差
し引き、２の第２のオートパイロットゲインＣ₁を乗ず
る。ここでＣ₀，Ｃ₁は上述の“数１”に示したように
計算される。またａｃｐにＣ₀を乗じた式を“数２”
に、その式より加速度フィードバックを差し引いた式を
“数３”に、さらにＣ₁を乗じた式を“数４”に示す。

【００２２】

【数２】

【００２３】

【数３】

【００２４】

【数４】

【００２５】そして、“数４”に示したＣ₁を乗じた値
より角速度フィードバックを差し引き、積分器３及び積
分器ゲインＣ₂を乗ずる。その結果を“数５”に示す。
Ｃ₂は“数６”に示した式により計算される。

【００２６】

【数５】

【００２７】

【数６】

【００２８】さらに積分器出力にリミッタ４をかける。
リミッタ４の出力よりさらに角速度フィードバックを差
し引き第４のダンピングゲインＣ₃ ５を乗じ、舵角リ
ミッタを通し、舵角コマンドとする。その結果を“数
７”に示す。Ｃ₃は“数８”に示したように計算され
る。

【００２９】

【数７】

【００３０】

【数８】

【００３１】ヨー系についても全く同一である。またロ
ール系については、ロールレートコマンド２５より、ロ
ールレートを差し引きその値に積分器ゲインＫ₁ ２８
を乗じてリミッタ２９をかける。またロールレート指令
よりロールレートを引いた部分に制御ゲインＫ₂ ３０
を乗じて積分器リミッタ２９の出力に加算する。加算し
た結果に舵角リミッタ３３を通し舵角コマンドとなる。
この結果を“数９”に示す。

【００３２】このように飛翔条件である高度、速度に応
じてリアルタイムにオートパイロットゲインを計算する
ことにより、高度、速度をパラメータとする全運用領域
において安定に機体を制御することの可能なオートパイ
ロットゲインを計算することが可能である。ロール系オ
ートパイロットゲインＫ₁，Ｋ₂は、“数１０”に示し
たように計算される。

【００３３】

【数９】

【００３４】

【数１０】

【００３５】実施例２ “数１”において、オートパイロットゲインＣ₁は、機
体伝達関数の各係数及び、飛翔速度、重力加速度より計
算されることを示しているが、このＣ₁の計算条件にＣ
₁≧Ａの時のＣ₁＝Ａという条件を加え、その時の分母
の値をＣ₂の分子に使用することにより、Ｃ₂の零点を
回避することが可能となりそれにより制御系が不安定と
なることを避けることが可能である。Ｃ₂の零点が回避
できる理由は、Ｃ₁をＡでリミッタをかけるとＣ₁の分
母とＣ₂の分子が全く同一の式であるためＣ₁が無限大
の時にＣ₂が零となるためリミッタをかけておけばＣ₂
は零とならないことによる。その計算式は、“数１１”
に示す。Ａは、オートパイロットゲインのリミッタであ
り、約１０程度の値が用いられる。図２は、この実施例
を表したものでありオートパイロットの動作の説明は、
図１に示した動作と全く同一であるため省略する。Ｃ₁
の計算式にリミッタを加えてゲイン計算をする点のみが
相違点である。結果としてゲインの値のみが実施例１と
異なる。オートパイロット内部の計算式“数１”から
“数１０”までは実施例１と同一であるため省略する。

【００３６】

【数１１】

【００３７】実施例３上記実施例１に加えて、ミサイルが発生しうる旋回加速
度を飛翔高度及び速度によって、各高度、速度の旋回荷
重倍数でリミッタをかけることにより、機体に対して過
大なコマンドをかけないようにすることが可能となる。
加速度指令にリミッタが付加されている点が実施例１と
の相違点であるが、図３に従って動作について説明す
る。ピッチ系オートパイロットは、入力値である加速度
指令ピッチにすぐに速度、高度で可変となる加速度リミ
ッタ２９をかける。飛翔体は高度２０ｋｆｔ，速度２．
０ｍａｃｈでは、２５Ｇの加速度を出すことができるよ
うに設計されているが、低速、高空では、２５Ｇもでな
いし、高速、低空ではそれ以上の加速度がでる機体とな
っている。したがって本リミッタをテーブル方式とする
ことで飛翔不安定となる高迎角飛翔や過大コマンドによ
る整定不良となることを避けることができる。

【００３８】リミッタ２９の出力にオートパイロットゲ
インＣ₀ １をかけ、加速度フィードバックを差し引
き、２のオートパイロットゲインＣ₁を乗じる。その出
力より角速度フィードバックを差し引き、ゲインＣ₂及
び積分器３をかける。その積分器３の出力にリミッタ４
をかけて、角速度フィードバックをさらに差し引く。そ
の出力に５のダンピングゲインＣ₃を乗じて、舵角リミ
ッタ６をかけてピッチ舵角指令とする。またヨー系オー
トパイロットも、ピッチ系と同様に入力値である加速度
指令ヨーの後に速度、高度で可変となる加速度リミッタ
３０をかける。そしてリミッタ３０の出力に１０のオー
トパイロットゲインＣ₀をかけ、加速度フィードバック
を差し引き、１１のオートパイロットゲインＣ₁を乗じ
る。その出力より角速度フィードバックを差し引き、ゲ
インＣ₂及び積分器１２をかける。その出力にリミッタ
１３をかけて、角速度フィードバックをさらに差し引
く。その出力に１４のダンピングゲインＣ₃を乗じて、
舵角リミッタ１５をかけてヨー舵角指令とする。ロール
系のオートパイロットの構成については、実施例１と全
く同一である。またオートパイロット内部の計算式及び
計算結果についても、実施例１に示した“数１”〜“数
１０”と同一であるため省略する。

【００３９】実施例４図４はこの発明の実施例４を示す図であり、この実施例
４は上記実施例１に加えて、ミサイルのロールレートを
ロールレートジャイロの計測範囲内におさえるために、
ロールレートをモニタしてロール舵角リミッタを可変と
する。これによりミサイルの機体に発生するロールレー
トをレートセンサの計測範囲内におさえることが可能と
なる。２４のロールレートセンサをモニタして２２のロ
ール舵角リミッタを調整する。その他の動作について
は、実施例１と同一である。またオートパイロット内部
の計算式及び計算結果についても、実施例１に示した
“数１”〜“数１０”と同一であるため省略する。

【００４０】実施例５上記実施例１に加えて、ミサイルの空力係数を空力テー
ブルから引用する際に、ミサイル速度より、迎角及び横
滑り角を計算し、その関数である空力係数を引用する。
これにより高迎角時は、そ時のゲインを計算すること
で、加速度コマンドに対する機体の応答として所望の設
定時定数、減衰率の応答を得ることが可能となる。迎
角、横滑り角、マッハ数より空力係数を引用する。“数
１２”にそのテーブルの引用方法を示した。引用方法に
ついては、従来空力係数は、マッハ数のみ関数として引
用していたのを、迎え角、横滑り角、マッハ数の３次元
での引用とした。動作については、ゲインの引用以外は
実施例１と同一である。ピッチ系については、図５のブ
ロック図において加速度コマンドａｃｐに第１のオート
パイロットゲインＣ₀ １を乗じ、加速度フィードバッ
クを差し引き、２の第２のオートパイロットゲインＣ₁
を乗ずる。そしてその出力より角速度フィードバックを
差し引き、３の積分器及び積分器ゲインＣ₂を乗ずる。
さらに積分器リミッタ４をとおし、角速度フィードバッ
クを差し引き、５のダンピングゲインＣ₃を乗じ、６の
舵角リミッタを通してピッチ舵角指令δ_pcとする。７は
レートジャイロの伝達関数、８は、加速度計のディメン
ジョン換算、９は加速度計の伝達関数である。

【００４１】ヨー系については、加速度コマンドａｃｙ
に１０の第１のオートパイロットゲインＣ₀を乗じ、加
速度フィードバックを差し引き、１１の第２のオートパ
イロットゲインＣ₁を乗ずる。そしてその出力より角速
度フィードバックを差し引き、１２の積分器及び積分器
ゲインＣ₂を乗ずる。さらに積分器リミッタ１３をとお
し、角速度フィードバックを差し引き、１４のダンピン
グゲインＣ₃を乗じ１５の舵角リミッタを通してヨー舵
角指令δ_ycとする。１６はレートジャイロの伝達関数、
１７は、加速度計のディメンジョン換算、１８は加速度
計の伝達関数である。ロール系については、実施例１と
同一である。

【００４２】

【数１２】

【００４３】ところで上記説明では、実際に開発した後
翼操舵飛翔体について適用した例について述べたがオー
トパイロットゲインの本計算方法は、他の後翼操舵飛翔
体についても利用できることはいうまでもない。

【００４４】

【発明の効果】この発明は以上説明したように構成され
ているので、以下に記載されるような効果を奏する。

【００４５】オートパイロットゲインＣ₀、Ｃ₁、
Ｃ₂、Ｃ₃、Ｋ₁、Ｋ₂を計算するために“数１”，
“数２”，“数３”，“数４”，“数５”，“数６”に
示した計算式にしたがって計算することにより、加速度
指令値に対して安定条件を満たし高度、速度により動圧
および空力係数、また飛翔時間により慣性モーメント、
質量が変化してもＲＯＭに設定した応答を得ることがで
きるオートパイロット装置を実現することが可能であ
る。

【００４６】また、第２のオートパイロットゲインＣ₁
をＣ₁≧Ａの場合にＣ₁＝Ａとし、その時のＣ₁の分母
の値をＣ₂の分子に使用することにより、Ｃ₂の零点を
回避することができＣ₂＝０となってオートパイロット
が発振することがなくなる。

【００４７】また、入力の指令値である加速度コマンド
の出力のリミッタ値を飛翔体が発生する各高度、速度の
最大旋回荷重倍数とすることにより、飛翔体に対して過
大な加速度指令を要求することがなくなり、過大加速度
発生により、制御可能な迎角の範囲を越えてしまい不安
定になることがなくなる。

【００４８】また、高度、速度によりロールレートセン
サの出力をモニタし、ロール制御系オートパイロットに
おいてロール舵角リミッタを機体のロールレートにより
可変とすることで、機体に発生するロールレートをレー
トセンサの制御可能な範囲（計測範囲内）におさえるこ
とが可能となる。

【００４９】また、機体座標系の飛翔体速度から迎角お
よび横滑り角を計算し迎角、横滑り角に応じた空力係数
を引用し、その空力係数を用いてオートパイロットゲイ
ンを計算することにより、高迎角時にも設定したとおり
の時定数、減衰率をもつオートパイロット装置を実現す
ることが可能となる。

【図面の簡単な説明】

【図１】この発明の実施例１を示すブロック図である。

【図２】この発明の実施例２を示すブロック図である。

【図３】この発明の実施例３を示すブロック図である。

【図４】この発明の実施例４を示すブロック図である。

【図５】この発明の実施例５を示すブロック図である。

【図６】従来のオートパイロット装置を示すブロック図
である。

【符号の説明】

１オートパイロットゲインＣ₀（ピッチ）２オートパイロットゲインＣ₁（ピッチ）３積分器およびオートパイロットゲインＣ₂（ピッ
チ）４積分器出力のリミッタ（ピッチ）５オートパイロットゲインＣ₃（ピッチ）６舵角コマンドリミッタ（ピッチ）７ジャイロ伝達関数（ピッチ）８検出加速度デイメンジョン変換（ピッチ）９加速度計伝達関数（ピッチ）１０オートパイロットゲインＣ₀（ヨー）１１オートパイロットゲインＣ₁（ヨー）１２積分器およびオートパイロットゲインＣ₂（ヨ
ー）１３積分器出力のリミッタ（ヨー）１４オートパイロットゲインＣ₃（ヨー）１５舵角コマンドリミッタ（ヨー）１６ジャイロ伝達関数（ヨー）１７検出加速度デイメンジョン変換（ヨー）１８加速度計伝達関数（ヨー）１９ロールコマンド初期値２０積分器およびオートパイロットゲインＫ₁（ロー
ル）２１積分器出力のリミッタ（ロール）２２舵角コマンドリミッタ（ロール）２３オートパイロットゲインＫ₂（ロール）２４ジャイロ伝達関数（ロール）

Claims

【特許請求の範囲】

【請求項１】航法計算機から出力される加速度コマン
ドに乗じる制御ゲインＣ₀、この制御ゲインＣ₀の出力
から加速度計のフィードバックを引いたものに乗じる制
御ゲインＣ₁、この制御ゲインＣ₁の出力からレートジ
ャイロで検出した機体の角速度を引いたものに乗じる積
分ゲインＣ₂及び積分器、リミッタ、上記積分器の出力
から角速度を引き、操舵駆動器へ出力する舵角コマンド
とするために乗じる制御ゲインＣ₃、および舵角リミッ
タを備え、またロールレート初期値からロールレート角
速度を引いたものに乗じるロール系積分器付きゲインＫ
₁と比例ゲインＫ₂及びロール舵角指令リミッタを備え
たオートパイロット装置。
【請求項２】オートパイロットゲインＣ₂のゼロ点を
回避するためにＣ₁≧Ａの場合にＣ₁＝Ａとし、その時
のＣ₁の分母の値をＣ₂の分子に使用することを特徴と
する請求項第１項記載のオートパイロット装置。
【請求項３】高度及び飛翔速度に応じて加速度コマン
ド出力のリミッタを飛翔体の最大旋回荷重倍数でリミッ
タをかけるようにしたことを特徴とする請求項第１項記
載のオートパイロット装置。
【請求項４】高度及び飛翔速度に応じて舵角コマンド
出力のリミッタのリミッタ値を、ロールレートをモニタ
し、そのロールレートが所定範囲となるように調整する
ことを特徴とする請求項第１項記載のオートパイロット
装置。
【請求項５】飛翔体の空力テーブルを引用する際に迎
角及び横滑り角を機体座標系の飛翔体速度から計算し、
その迎角、横滑り角より空力係数を引用しオートパイロ
ットゲインを計算することを特徴とする請求項第１項記
載のオートパイロット装置。