JPH0690000B2 - 双操舵型飛しょう体の操舵方法 - Google Patents
双操舵型飛しょう体の操舵方法Info
- Publication number
- JPH0690000B2 JPH0690000B2 JP62123424A JP12342487A JPH0690000B2 JP H0690000 B2 JPH0690000 B2 JP H0690000B2 JP 62123424 A JP62123424 A JP 62123424A JP 12342487 A JP12342487 A JP 12342487A JP H0690000 B2 JPH0690000 B2 JP H0690000B2
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- JP
- Japan
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- steering
- turning
- control mode
- wing
- wings
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- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Superconductors And Manufacturing Methods Therefor (AREA)
- Waveguide Aerials (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 ［産業上の利用分野］ 本発明は、胴体の前後に操舵翼を有する飛しょう体の操
舵方法に関する。
舵方法に関する。
［従来の技術］ 従来の飛しょう体制御方式は第４図（ａ）に示す前翼操
舵方式と第４図（ｂ）に示す後翼操舵方式の二種類に大
別される。このうち、前者の前翼操舵方式は胴体40の重
心位置41の前方に前翼（操舵翼）42を、後方に後翼（安
定翼）43を配置したものである。
舵方式と第４図（ｂ）に示す後翼操舵方式の二種類に大
別される。このうち、前者の前翼操舵方式は胴体40の重
心位置41の前方に前翼（操舵翼）42を、後方に後翼（安
定翼）43を配置したものである。
また、後者の後翼操舵方式は第４図（ｂ）に示すよう
に、胴体40の重心位置41付近に前翼（主翼）44を、後方
に後翼（操舵翼）45を配置したものである。
に、胴体40の重心位置41付近に前翼（主翼）44を、後方
に後翼（操舵翼）45を配置したものである。
この第４図（ａ）の前翼操舵方式と第４図（ｂ）の後翼
操舵方式の両方式につき、ステップ操舵後の飛しょう体
旋回角速度の時間的変化を第５図に示す。
操舵方式の両方式につき、ステップ操舵後の飛しょう体
旋回角速度の時間的変化を第５図に示す。
前翼操舵方式は旋回したい方向に舵を切るので応答性は
速いが、前翼迎角46が前翼の失速限界により制限される
ので大きな旋回角速度が得難い。
速いが、前翼迎角46が前翼の失速限界により制限される
ので大きな旋回角速度が得難い。
また、後翼操舵方式は旋回したい方向とは逆に舵をと
り、その空力モーメントにより前翼44が迎角47をとる
と、その揚力により旋回を始めるので、応答性は遅いが
前翼44の失速限界迄利用できるので大きな旋回角速度が
得やすい。以上のように従来の方式は二方式とも一長一
短がある。
り、その空力モーメントにより前翼44が迎角47をとる
と、その揚力により旋回を始めるので、応答性は遅いが
前翼44の失速限界迄利用できるので大きな旋回角速度が
得やすい。以上のように従来の方式は二方式とも一長一
短がある。
［発明が解決しようとする課題］ このように、従来の前翼操舵方式と後翼操舵方式は、 （１）前翼操舵方式は定常旋回能力が後翼操舵方式より
劣る、 （２）後翼操舵方式は応答速度が前翼操舵方式より劣る という一長一短がある。
劣る、 （２）後翼操舵方式は応答速度が前翼操舵方式より劣る という一長一短がある。
本発明は上記課題を解決するために提案されたもので、
飛しょう体の前方及び後方に操舵翼を設けるとともに、
この前後の操舵翼を飛しょう体の運動モード（旋回制御
モード・姿勢制御モード・巡航モード）に応じた最適方
向・位置に操舵しようとするものである。
飛しょう体の前方及び後方に操舵翼を設けるとともに、
この前後の操舵翼を飛しょう体の運動モード（旋回制御
モード・姿勢制御モード・巡航モード）に応じた最適方
向・位置に操舵しようとするものである。
［問題点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に、飛しょう体の胴体
重心の前後に操舵翼を設けるとともに、旋回制御モード
のステップ旋回開始時に前方及び後方の操舵翼を同方向
に操舵し、旋回制御モードの定常旋回時に前方及び後方
の操舵翼を揚力最大位置に操舵し、姿勢制御モード時に
前方操舵翼と後方操舵翼を逆方向に操舵し、巡航モード
時に前方及び後方の操舵翼を仰角が零となる位置に操舵
するものである。
重心の前後に操舵翼を設けるとともに、旋回制御モード
のステップ旋回開始時に前方及び後方の操舵翼を同方向
に操舵し、旋回制御モードの定常旋回時に前方及び後方
の操舵翼を揚力最大位置に操舵し、姿勢制御モード時に
前方操舵翼と後方操舵翼を逆方向に操舵し、巡航モード
時に前方及び後方の操舵翼を仰角が零となる位置に操舵
するものである。
［作用］ 上記の構成を有する本発明によれば、旋回制御モードに
おいては応答性の速い大きな角速度の旋回が可能とな
り、姿勢制御モード時においては急速回転が可能とな
り、巡航モード時においては抗力が最小の飛行が可能と
なる。
おいては応答性の速い大きな角速度の旋回が可能とな
り、姿勢制御モード時においては急速回転が可能とな
り、巡航モード時においては抗力が最小の飛行が可能と
なる。
［実施例］ 以下、この発明の双操舵型飛しょう体の実施例について
図面に基づき説明する。第１図はその一実施例の構成を
示す斜視図である。この第１図において、胴体１の重心
位置２の前方に前翼３を備え、また重心位置２の後方に
後翼４を備えた形状になっている。
図面に基づき説明する。第１図はその一実施例の構成を
示す斜視図である。この第１図において、胴体１の重心
位置２の前方に前翼３を備え、また重心位置２の後方に
後翼４を備えた形状になっている。
前翼３と後翼４はある角度範囲内ででそれぞれ蛇角５お
よび６を取ることができるようになっている。
よび６を取ることができるようになっている。
また、双操舵型飛しょう体の制御系統図は第２図のごと
くである。この第２図において、指令装置20より指令信
号21を制御計算機24に送るようにしてり、また、慣性航
法装置22より飛しょう体加速度、姿勢角信号など23を制
御計算機24に送るようにしている。
くである。この第２図において、指令装置20より指令信
号21を制御計算機24に送るようにしてり、また、慣性航
法装置22より飛しょう体加速度、姿勢角信号など23を制
御計算機24に送るようにしている。
制御計算機24では、後述の各モードに応じた計算を行な
い、操舵信号25および26をそれぞれサーボ装置27および
28に与え、それぞれ前翼３および後翼４を操舵するよう
にしている。サーボ装置27は前翼の操舵制御を行ない、
サーボ装置28は後翼の制御を行なうようにしている。
い、操舵信号25および26をそれぞれサーボ装置27および
28に与え、それぞれ前翼３および後翼４を操舵するよう
にしている。サーボ装置27は前翼の操舵制御を行ない、
サーボ装置28は後翼の制御を行なうようにしている。
運動モードには旋回制御モード、姿勢制御モード、巡航
モードの３モードがある。このうち、旋回制御モードは
指令装置20からの指令信号21に応じて迅速に旋回を開始
し、定常状態においても能力限界の旋回を行ない得るモ
ードである。
モードの３モードがある。このうち、旋回制御モードは
指令装置20からの指令信号21に応じて迅速に旋回を開始
し、定常状態においても能力限界の旋回を行ない得るモ
ードである。
この場合は、制御計算機24により指令信号21と慣性航法
装置22からの飛しょう体加速度、姿勢角信号など23とに
より、操舵信号25,26を算出して出力し、操舵信号25お
よび26はともに正が出力され、前翼３、後翼４はともに
同方向に回転し同方向に揚力７および８を発生し、その
合力９により急速旋回する。実常状態に達した後は、合
力９が最大になるよう操舵信号25および26が調整され
る。
装置22からの飛しょう体加速度、姿勢角信号など23とに
より、操舵信号25,26を算出して出力し、操舵信号25お
よび26はともに正が出力され、前翼３、後翼４はともに
同方向に回転し同方向に揚力７および８を発生し、その
合力９により急速旋回する。実常状態に達した後は、合
力９が最大になるよう操舵信号25および26が調整され
る。
姿勢制御モードは、指令信号20からの指令信号21に応じ
て迅速に姿勢角を変え得るモードである。この場合は、
制御計算機24は指令信号21と飛しょう体加速度計、姿勢
角信号など23とにより操舵信号25,26を算出し、この操
舵信号25および26は正および負が出力され、後翼４は前
翼３とは逆方向に回転して逆揚力10を発生し、重心位置
２のまわりに偶力11を発生するので、飛しょう体は重心
位置２のまわりに急速回転する。
て迅速に姿勢角を変え得るモードである。この場合は、
制御計算機24は指令信号21と飛しょう体加速度計、姿勢
角信号など23とにより操舵信号25,26を算出し、この操
舵信号25および26は正および負が出力され、後翼４は前
翼３とは逆方向に回転して逆揚力10を発生し、重心位置
２のまわりに偶力11を発生するので、飛しょう体は重心
位置２のまわりに急速回転する。
大きな推力16で飛しょう体が推進されている場合は、姿
勢変化とともに推力線の方向が変化するので、揚力によ
らず急速旋回させ得る。
勢変化とともに推力線の方向が変化するので、揚力によ
らず急速旋回させ得る。
巡航モードは抗力12を最小にして水平方向または定常旋
回を行ない得るモードである。この場合は、胴体中心軸
13と飛行方向14とのなす角、すなわち迎角15が零となっ
て釣り合う条件を満たす操舵信号25および26を制御計算
機24で計算し、前翼３および後翼26を操舵させる。
回を行ない得るモードである。この場合は、胴体中心軸
13と飛行方向14とのなす角、すなわち迎角15が零となっ
て釣り合う条件を満たす操舵信号25および26を制御計算
機24で計算し、前翼３および後翼26を操舵させる。
次に、双操舵型飛しょう体の要撃用飛しょう体への適用
例を第３図により説明する。この第３図において、要撃
の初期段階Ａでは、飛しょう体30は目標31より遠方にあ
り大きな推力32により加速されている。このときは姿勢
制御モードにより迅速に姿勢を目標31の方向に向ける。
例を第３図により説明する。この第３図において、要撃
の初期段階Ａでは、飛しょう体30は目標31より遠方にあ
り大きな推力32により加速されている。このときは姿勢
制御モードにより迅速に姿勢を目標31の方向に向ける。
また、要撃の中期段階Ｂで飛しょう体30は巡航する。こ
のときは巡航モードにより抗力は最小限とする。
のときは巡航モードにより抗力は最小限とする。
要撃の終末段階Ｃは、目標31は回避運動を伴なうので、
飛しょう体30は迅速旋回を要する。このときは旋回制御
モードより確実に要撃任務を推考する。
飛しょう体30は迅速旋回を要する。このときは旋回制御
モードより確実に要撃任務を推考する。
［発明の効果］ 以上述べた通り、本発明は胴体の重心の前後に操舵翼を
設けるとともに、旋回制御モードのステップ旋回開始時
に前方及び後方の操舵翼を同方向に操舵し、旋回制御モ
ードの定常旋回時に前方及び後方の操舵翼を揚力最大位
置に操舵し、姿勢制御モード時に前方操舵翼と後方操舵
翼を逆方向に操舵し、巡航モード時に前方及び後方の操
舵翼を仰角が零となる位置に操舵するものであるから、
前翼操舵方式と後翼操舵方式の短所を補い、旋回制御モ
ードにおいては応答性の速い大きな角速度の旋回を得る
ことができ、また姿勢制御モード時においては急速回転
が得られ、さらに巡航モードにおいては最小の抗力で飛
行できることになる。
設けるとともに、旋回制御モードのステップ旋回開始時
に前方及び後方の操舵翼を同方向に操舵し、旋回制御モ
ードの定常旋回時に前方及び後方の操舵翼を揚力最大位
置に操舵し、姿勢制御モード時に前方操舵翼と後方操舵
翼を逆方向に操舵し、巡航モード時に前方及び後方の操
舵翼を仰角が零となる位置に操舵するものであるから、
前翼操舵方式と後翼操舵方式の短所を補い、旋回制御モ
ードにおいては応答性の速い大きな角速度の旋回を得る
ことができ、また姿勢制御モード時においては急速回転
が得られ、さらに巡航モードにおいては最小の抗力で飛
行できることになる。
第１図はこの発明の双操舵型飛しょう体の一実施例の概
要を示す図、第２図は同上双操舵型飛しょう体の制御系
統のブロック図、第３図は同上双操舵型飛しょう体の制
御状態の説明図、第４図は従来の飛しょう体の概要を示
す図、第５図は従来の飛しょう体の旋回角速度の時間的
変化の特性図である。 １……胴体、３……前翼、４……後翼、20……指令装
置、22……慣性航法装置、24……制御計算機、27,28…
…サーボ装置。
要を示す図、第２図は同上双操舵型飛しょう体の制御系
統のブロック図、第３図は同上双操舵型飛しょう体の制
御状態の説明図、第４図は従来の飛しょう体の概要を示
す図、第５図は従来の飛しょう体の旋回角速度の時間的
変化の特性図である。 １……胴体、３……前翼、４……後翼、20……指令装
置、22……慣性航法装置、24……制御計算機、27,28…
…サーボ装置。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 昭63−259397（ＪＰ，Ａ)
Claims (4)
- 【請求項１】飛しょう体の胴体重心の前方と後方に操舵
翼を設け、旋回制御モードのステップ旋回開始時に前方
及び後方の操舵翼を同方向に操舵し、旋回制御モードの
定常旋回時に前方及び後方の操舵翼を揚力最大位置に操
舵することを特徴とする双操舵型飛しょう体の操舵方
法。 - 【請求項２】飛しょう体の胴体重心の前方と後方に操舵
翼を設け、姿勢制御モード時に前方操舵翼と後方操舵翼
を逆方向に操舵することを特徴とする双操舵型飛しょう
体の操舵方法。 - 【請求項３】飛しょう体の胴体重心の前方と後方に操舵
翼を設け、巡航モード時に前方及び後方の操舵翼を仰角
が零となる位置に操舵することを特徴とする双操舵型飛
しょう体の操舵方法。 - 【請求項４】飛しょう体の胴体重心の前方と後方に操舵
翼を設け、旋回制御モードのステップ旋回開始時に前方
及び後方の操舵翼を同方向に操舵し、旋回制御モードの
定常旋回時に前方及び後方の操舵翼を揚力最大位置に操
舵し、姿勢制御モード時に前方操舵翼と後方操舵翼を逆
方向に操舵し、巡航モード時に前方及び後方の操舵翼を
仰角が零となる位置に操舵することを特徴とする双操舵
型飛しょう体の操舵方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP62123424A JPH0690000B2 (ja) | 1987-05-20 | 1987-05-20 | 双操舵型飛しょう体の操舵方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP62123424A JPH0690000B2 (ja) | 1987-05-20 | 1987-05-20 | 双操舵型飛しょう体の操舵方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS63290400A JPS63290400A (ja) | 1988-11-28 |
| JPH0690000B2 true JPH0690000B2 (ja) | 1994-11-14 |
Family
ID=14860215
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP62123424A Expired - Lifetime JPH0690000B2 (ja) | 1987-05-20 | 1987-05-20 | 双操舵型飛しょう体の操舵方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0690000B2 (ja) |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2503525B2 (ja) * | 1987-08-21 | 1996-06-05 | 三菱電機株式会社 | 飛しよう体の飛行制御装置 |
| JP2674685B2 (ja) * | 1994-11-14 | 1997-11-12 | 防衛庁技術研究本部長 | 双操舵飛しょう体の制御装置 |
| US5590850A (en) | 1995-06-05 | 1997-01-07 | Hughes Missile Systems Company | Blended missile autopilot |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS63259397A (ja) * | 1987-04-15 | 1988-10-26 | 三菱電機株式会社 | 誘導飛しよう体 |
-
1987
- 1987-05-20 JP JP62123424A patent/JPH0690000B2/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS63290400A (ja) | 1988-11-28 |
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Legal Events
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|---|---|---|---|
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