JPH0933197A - 混合ミサイル自動操縦器 - Google Patents

混合ミサイル自動操縦器

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JPH0933197A
JPH0933197A JP8143062A JP14306296A JPH0933197A JP H0933197 A JPH0933197 A JP H0933197A JP 8143062 A JP8143062 A JP 8143062A JP 14306296 A JP14306296 A JP 14306296A JP H0933197 A JPH0933197 A JP H0933197A
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tail
autopilot
missile
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straight
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JP8143062A
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James J Cannon
ジェイムズ・ジェイ・キャノン
Mark E Elkanick
マーク・イー・エルカニック
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Hughes Missile Systems Co
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Hughes Missile Systems Co
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Publication date
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    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
    • F42B10/60—Steering arrangements
    • F42B10/62—Steering by movement of flight surfaces
    • F42B10/64—Steering by movement of flight surfaces of fins
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
    • F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
    • F41G7/22—Homing guidance systems
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B10/00—Means for influencing, e.g. improving, the aerodynamic properties of projectiles or missiles; Arrangements on projectiles or missiles for stabilising, steering, range-reducing, range-increasing or fall-retarding
    • F42B10/60—Steering arrangements
    • F42B10/66—Steering by varying intensity or direction of thrust
    • F42B10/663—Steering by varying intensity or direction of thrust using a plurality of transversally acting auxiliary nozzles, which are opened or closed by valves

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  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)

Abstract

(57)【要約】 【課題】先尾翼機又は両翼の軌道修正用小型ロケットと
尾翼制御用自動操縦器を採用した自動操縦器を有する混
合ミサイル自動操縦器を提供する。 【解決手段】ミサイル（１１）が、本体と、この本体の
重心の本体機尾に配設された複数の尾翼（１３）と、上
記本体の重心の本体前部に配設された横方向の力を発生
させる複数の部材（１４，１５）と、部材（１４，１
５）と尾翼（１３）に接続された制御可能な複数のアク
チュエータ（１７）と、上記部材（１４，１５）を制御
する直進方向可変自動操縦器（２２）と、尾翼（１３）
を制御する尾翼制御用自動操縦器（２１）とを有する予
め定められた伝達関数を与える横方向の力を発生させる
部材（１４，１５）と尾翼（１３）のための複数のアク
チュエータ（１７）が接続されたコントローラ（１２）
とを有する。

Description

【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】本発明は、一般的なミサイル
自動操縦器に係り、特に先尾翼機又は両翼の軌道修正用
小型ロケットと、尾翼制御用自動操縦器を採用した直進
方向可変ミサイル自動操縦器を有する混合ミサイル自動
操縦器に関する。
【０００２】
【従来の技術】従来、戦闘用ミサイルは、通常は狙った
標的を撃つ場合や（軍事）演習をする場合に、その速度
を可変して加速している。従来は、ガイダンス・アルゴ
リズムにより望ましい加速度に決定されていた。そのと
き、自動操縦器は、その加速度を実現するように命令し
ていた。ここで、この「自動操縦器」という用語は、ガ
イダンス・アルゴリズムによって命令されるミサイルの
加速度を実現するためのハードウェアとソフトウェアの
双方に関連するものである。
【０００３】上記自動操縦器の設計上の目的は、できる
だけ速やかに且つ正確に命令された加速度を実現するこ
とにある。加速度は、ミサイルの縦軸方向に配設された
軌道修正用小型ロケットや、方向可変部材等によって、
空気力学的に増加される。空気力学的な加速度は４つの
基本的なカテゴリーにより実現される。即ち、尾翼制御
用自動操縦器、モバイルのウイングの表面に配設された
尾翼を有する自動操縦器、先尾翼機制御用自動操縦器、
そして、モバイルの尾翼と先尾翼機とを合せ持つ自動操
縦器である。
【０００４】尾翼制御用自動操縦器は、機尾の重心に対
してミサイル本体の機尾の終端に位置するモバイル制御
用の外装（尾翼）を有している。その尾翼は、縦に揺れ
る瞬間（ピッチングモメント）を発生させる。上記ミサ
イル本体が縦揺れを起こすと、その結果、攻撃角に本体
の方向が可変され、所望とする加速が提供される。備え
付けの翼は、引上げ能力を向上させるために尾翼の前方
に使われてもよい。
【０００５】機翼と伴に備え付けられた尾翼を有する自
動操縦器において、該翼はミサイルの重心の近くに配置
されている。該翼は、本体が攻撃のためローアングルに
保たれている間、直進方向を可変するために縦揺れさ
れ、これにより少し方向可変が生じる。その備え付けの
翼の外装は、本体を攻撃のゼロアングルに復帰させるた
めに手入れをする縦に揺れる瞬間を提供する。
【０００６】先尾翼機制御用自動操縦器は、いくらか尾
翼制御用自動操縦器に操作が似ている。この先尾翼機
は、重心位置の前方に配設され、縦に揺れる瞬間を発生
させている。そして、ミサイルの本体の攻撃角とする。
先尾翼機の機尾に備え付けられた翼は方向可変をなす。
【０００７】直進方向を可変する自動操縦器は、機の尾
翼と先尾翼機を伴に採用される。そして、前方に配設さ
れた先尾翼機からの縦に揺れる瞬間は、機微に配設され
た尾翼の縦に揺れる瞬間に対して調整を図っている。
【０００８】
【発明が解決しようとする課題】しかしながら、高い加
速能力が必要とされている場合には、本体方向可変部
（尾翼又は先尾翼機制御部）を採用している自動操縦器
は、機制御用の外観、軌道修正用小型ロケット、先尾翼
機より方向可変を発生する能力があることが望ましい。
更に、より高いレスポンスタイムが必要とされている場
合には、直進方向可変自動操縦器は、制御用の外観や軌
道修正用小型ロケットにミサイル本体よりも早く方向可
変を命令し、より早く本体を方向可変させることが望ま
しい。
【０００９】この他、他の先行技術として、ソビエトミ
サイルの設計は、先尾翼機とモバイル尾翼を採用してい
るが、それらの中に自動操縦器を採用している例はな
い。
【００１０】本発明は、上記問題に鑑みてなされたもの
で、その目的とするところは、先尾翼機又は両翼の軌道
修正用小型ロケットと尾翼制御用自動操縦器を採用した
直進方向可変ミサイル自動操縦器を有する混合ミサイル
自動操縦器を提供することにある。
【００１１】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
に、本発明は、先尾翼器又は両翼の軌道修正用小型ロケ
ットと尾翼制御用自動操縦器の組み合わせを有する直進
方向可変ミサイル自動操縦器を有する混合ミサイル自動
操縦器を提供する。
【００１２】この混合ミサイル自動操縦器は、上記ミサ
イルの重心に対して前方に配設されたモバイル先尾翼器
又は両翼の軌道修正用小型ロケットのいずれかによる横
の力を発生させる部材と、ミサイルの重心のモバイルの
尾翼を採用している。そして、直進方向可変と尾翼制御
用自動操縦器を使用することにより制御される。可変方
向は上記尾翼により発生され、横方向の力は先尾翼機又
は軌道修正用小型ロケットにより発生される。ミサイル
の本体は、攻撃のゼロアングルに保たれ、方向可変を発
生しない。本発明は、その上、本体方向可変自動操縦器
の高い加速能力と伴に直進方向可変自動操縦器の早いレ
スポンスを合せ持つ。そして、改善された動作を成し遂
げるために両者を混合する。
【００１３】より詳細には、上記混合ミサイル自動操縦
器は、横方向の力を発生させる部材と尾翼とを組み合わ
せた複数の制御用アクチュエータと、重心の前方に横方
向の力を発生させる複数の部材と、その重心の複数の回
転可能な尾翼を有する本体を有している。コントローラ
は、横方向のフォースを発生させる部材を制御するため
の直進方向可変自動操縦器と、尾翼を制御するための尾
翼制御用自動操縦器を有する予め決められた移動機能を
満たす複数のアクチュエータとに接続されている。この
発明に係る自動操縦器の主点となるひとつの形態は、直
進方向可変自動操縦器が混合フィルタの手段によって自
動操縦が制御される尾翼と接続されていることにある。
【００１４】本発明は高い加速能力を維持している間、
きわめて早い自動操縦レスポンスを得る戦闘用ミサイル
を提供する。第１つの具体例としては、早い自動操縦レ
スポンスは、尾翼制御用外観に配設された機尾との組み
合わせによるミサイルの縦軸に適応された軌道修正用小
型ロケットに配設された機首を使用することにより達成
される。第２の具体例としては、早い自動操縦レスポン
スは、尾翼制御用外観に配設された機尾との組み合わせ
によるアクチュエータと空気力学的制御用外観に配設さ
れた機首を使用することにより達成される。ミサイルは
パッケージングすることが強要され、ウェイトを軽くす
るすることが望まれるため、軌道修正用小型ロケットの
発射火薬は限られ、交戦の間は注意深く扱われ、インパ
クト時の最終的な時間の為に最適に保存されている。結
果として、尾翼制御用自動操縦器は、本発明に採用され
ている。そして、軌道修正用小型ロケット又は先尾翼機
が活動するまで制御を与える。本発明の手法では軌道修
正用小型ロケットや先尾翼機を使用しているので、空気
力学的な制御だけにたよる場合よりも、より高い高度を
得るといった効果を移動操縦により得る。
【００１５】
【発明の実施の形態】以下、図面を参照して、本発明の
実施の形態について説明する。
【００１６】先ず図１（ａ）乃至（ｃ）を参照して、本
発明の理解を助けるべく、従来技術に係るミサイル１０
の自動操縦器１１を説明する。
【００１７】図１（ａ）は、ミサイル１１の重心１６に
対して機尾に位置する尾翼１３の動きを制御するコント
ローラ１２を有する従来技術に係る尾翼制御用自動操縦
器１０を示している。この従来技術では、重心１６に対
するミサイル１１の相対的な動き（Ｍ）は、図１（ａ）
に示される尾翼１３とミサイルの本体によって発揮され
る力（Ｆ）に帰する。
【００１８】図１（ｂ）は、ミサイル１１の重心１６の
前部に位置する先尾翼器１４の動きを制御するコントロ
ーラ１２を有する従来技術に係る翼制御用自動操縦器１
０を示している。この翼により発揮される力（Ｆ）は、
図１（ｂ）に示される翼１４により発揮される力（Ｆ）
に帰する。
【００１９】図１（ｃ）は、ミサイル１１の重心１６の
前方に位置する先尾翼器１４の動きを制御するコントロ
ーラ１２を有する従来技術に係る翼制御用自動操縦器１
０を示している。この従来技術では、重心１６に対する
ミサイル１１の相対的な動き（Ｍ）は、図１（ｃ）に示
される先尾翼機１４とミサイルの本体により発揮される
力（Ｆ）に帰する。
【００２０】図１（ｄ）は、本発明の原理に従って混合
ミサイル自動操縦器２０の第１の実施の形態を示した図
である。ミサイル自動操縦器２０は、ミサイル１１の重
心１６の前方に配設された複数の軌道修正用小型ロケッ
ト１５を有する複数の横方向の力を発生させる部材１５
と、ミサイル１１の重心に対する機尾に配設された複数
の尾翼１３と、コントローラ１２とを有する。複数の制
御可能なアクチュエータ１７は、軌道修正用小型ロケッ
ト１５と尾翼１３とに接続されている。複数の尾翼１３
と軌道修正用小型ロケット１５は、コントローラ１２に
よりアクチュエータ１７を介して制御される。上記コン
トローラ１２は、後述するようにアクチュエータ１７を
操作するための予め決められた伝達関数を有する。その
上、本発明の自動操縦器２０は、複数の軌道修正用小型
ロケット１５を制御する直進方向可変自動操縦器２２と
の組み合わせにより、尾翼１３の動きを制御するための
尾翼制御用自動操縦器２１を有している。
【００２１】図２は図１（ｄ）の上記混合ミサイル自動
操縦器２０のための線形閉回路伝達関数の詳細なブロッ
クダイヤグラムを示している。上記尾翼制御用自動操縦
器２１は、図２にて破線により囲まれている部分に相当
する。そして、本発明の原理に従った上記直進方向可変
自動操縦器２２の混合図が図２である。上記尾翼制御用
自動操縦器２１、上記直進方向可変自動操縦器２２、そ
して上記混合された設計についての詳細は後述する。
【００２２】上記尾翼制御用自動操縦器２１は、ミサイ
ル１１の尾翼を方向可変させることなく、ミサイルの攻
撃角に係るミサイル１１の本体のピッチングモメントに
調整するように操作する。加速が望まれる時の攻撃角に
達成したとき、尾翼１３により発生される上記ピッチン
グモメントは、ミサイル１１の本体により発生されるピ
ッチングモメントとは反比例する。この関係ににより、
ミサイル１１の釣り合いがとられている。
【００２３】上記尾翼制御用自動操縦器２１の上記線形
閉回路伝達関数は、
【数３】 である。ここで、
【数４】 であり、上記ｓはラプラスオペレータ、Ｋssは安定状態
ゲイン選択項、αは攻撃角、δ（＝はδＴ）は尾翼方向
角、ｑは絶えず変化する気圧、Ｓref は空気力学的参考
領域、ｄは空気力学的参考長さ、ｍはミサイル１１の質
量、Ｖm はミサイル１１の速度、Ｉ yy は慣性のピッチ
モーメント、Ｃ mαは攻撃角より導きだされるモーメン
ト、Ｃ nαは攻撃角より導きだされる通常の力、Ｃ mδ
は尾翼方向角より導きだされるモーメント、そして、Ｃ
nδは尾翼方向角より導きだされる通常の力である。
【００２４】ゲインＫa ，Ｋb ，Ｋθは、レスポンスを
うまく減衰させ、早く提供するように最適のものが選ば
れる。一つの閉回路ポール（アクチュエータの効果を無
視した）の適当な選択は、 ｐ1,2 ＝−．７ω±．７ωｊ，ｐ３＝−．７ω である。
【００２５】望まれる閉回路伝送関数にかかる同じ係数
は、
【数５】 である。ここで、ｚはｚ伝達関数、ωは自動操縦器２１
の（周波数）帯域、Ｋa，Ｋb ，Ｋθは次式により計算
される。
【００２６】
【数６】 なお、閉回路伝達関数のゼロは制御されない。上記自動
操縦器２１の（周波数）帯域（ω）は安定させておく。
【００２７】図１（ｄ），図２において、本発明の第１
の実施の形態の混合ミサイル自動操縦器２０では、尾翼
１３と軌道修正用小型ロケット１５により、ミサイル１
１の本体に通常の力を発生させる。そして、反対のピッ
チングモーメントのバランスを図り、ミサイル１１の本
体を回転しないように保持する。通常の力は、尾翼１３
と軌道修正用小型ロケット１５のためのアクチュエータ
１７により同速度で発生するようにされる。回転自在の
ミサイル１１の本体の方向を可変させるよりも早く、速
度が自動操縦器２０に与えられる。上記尾翼制御用自動
操縦器２１は、空気力学的な不安定や強風により発生さ
れる不安定なトルクを制御するために使用される。
【００２８】ＫTAILは、尾翼コマンドの直進方向可変の
一部とコマンドされたトラストとの間の比例定項であ
る。ＫTAILは尾翼１３と軌道修正用小型ロケット１５に
従ったバランス・ピッチング・モーメントにより計算さ
れる。
【００２９】
【数７】 総合の直進方向可変加速度は、
【数８】 である。ここで、Ｔは利用できる最大の側面攻撃であ
り、Ｌは攻撃のためのモーメントアームである。上記尾
翼偏向コマンドは、図２に“Ａ”で示される尾翼制御用
自動操縦器尾翼２１の方向角コマンドよりなる直進方向
可変自動操縦器２２により生成される。
【００３０】上記混合設計は、直進方向可変自動操縦器
２２から、直進方向可変自動操縦器２２の早いレスポン
スのフルアドバンテージを得るように設計されている尾
翼制御用自動操縦器２１へと推移される。上記混合設計
は、上記尾翼制御用自動操縦器２１と直進方向可変自動
操縦器２２の間に結合された混合フィルタ２４を使用す
る内容を含んでいる。軌道修正用小型ロケット１５と尾
翼１３によって発生される通常の力は、滑らかなステッ
プ応答の結果に沿った尾翼制御用自動操縦器２１と同じ
くらい早くミサイル１１の本体により発生される方向可
変に置換される。上記混合フィルタ２４は、また、上記
コマンドされた加速度が攻撃を加えることができる尾翼
１３と軌道修正用小型ロケット１５より大きいとき、尾
翼制御用自動操縦器２１に墜落降下を許す。
【００３１】本発明の自動操縦混合設計は、直進方向可
変自動操縦機２２に、尾翼制御用自動操縦器２１により
伝えられ命令された加速度を正確に命令し、直進方向可
変自動操縦器２２に命令するものである。これは、図２
に示された混合フィルタ２４を使用した開回路により完
成されている。上記混合フィルタ２４は、尾翼制御用自
動操縦器２１のレスポンスの正確なモデルである。図２
の位置“Ｂ”は、ネット・直進方向可変加速度コマンド
を出て、総合加速度コマンドから減算する尾翼制御用自
動操縦器２１から届く加速度の評価を示している。上記
混合フィルタ２４は、上記（１）式により与えられる尾
翼制御用自動操縦器２１の閉回路レスポンスのデジタル
手段である。ポールとゼロが想定されている。
【００３２】この設計の重要な新規な点は、図２に
“Ｃ”で示す尾翼制御用自動操縦器２１にコマンドされ
る直進方向可変加速度のフィードフォワードである。こ
の場合、尾翼制御用自動操縦器２１は、それ自体、動作
するようになっている。直進方向可変加速度コマンドの
フィードフォワードなしに、上記混合フィルタ２４は尾
翼制御用自動操縦器２１のレスポンスを正確に整合をと
ることはできない。そして、自動操縦器２０のオーバー
ロール・レスポンスは低下してしまう。
【００３３】図３、図４には、本発明の第１の実施の形
態のリニア且つ一機のシュミレーションの結果を示して
いる。図３は、図１（ａ）に示される従来技術に係る尾
翼制御用自動操縦器１０のステップ応答を示している。
空気力学的な攻撃状態は、空気発射攻撃ミサイルとグラ
ンドの典型を使用する。なお、図３（ａ）は総合の加速
度、図３（ｂ）は総合の方向角、図３（ｃ）は方向角加
速度、図３（ｄ）は本体加速度をそれぞれ示している。
【００３４】図４は、図１（ｄ）、図２の尾翼制御用自
動操縦器２１、混合直進方向可変のステップ応答を示し
ている。攻撃状態はインデンシャルである。なお、図４
（ａ）は総合加速度、図４（ｂ）は尾翼方向角、図４
（ｃ）は通常のトラスト、図４（ｄ）は尾翼加速度、図
４（ｅ）は加速度トラスト、図４（ｆ）は本体加速度を
示している。
【００３５】図３と図４とを比較すると、直進方向可変
の利得がストライクしている。上記コマンドされた加速
度は、図１（ａ）の尾翼制御用自動操縦器１０のために
必要な時間のフラクションに達している。図４の４、
５、６段目のグラフ（図４（ｄ）、（ｅ）、（ｆ））
は、ミサイル１１の本体、軌道修正用小型ロケット１
５、尾翼１３からの総合の加速度を与えるものを示す。
尾翼／軌道修正用小型ロケットから本体への円滑な移り
変わりは、混合設計により効果が与えられる。攻撃レベ
ルは、軌道修正用小型ロケット１５とゼロ（グラフの３
段目（図４（ｃ））に戻される。
【００３６】図５には本発明の第２の実施の形態を示し
説明する。
【００３７】第２の実施の形態は第２の実施の形態と略
同じであるが、以下のような差異がある。即ち、図５
は、図１（ｅ）に示された実施の形態を含め尾翼制御用
自動操縦器２０、混合直進方向可変を示している。直進
方向可変自動操縦器２１の第２の実施の形態では、方向
可変を発生させるために、先尾翼機１４（部材１４に可
動可能な横方向の力を発生する）と尾翼１３を使用して
いる。そして、ピッチングモメントの調整を図り、ミサ
イル１１の本体を回転しないように保持する。上記制御
用外観（尾翼１３と先尾翼機１４）による方向可変はア
クチュエータと同じように早く発生し、自動操縦器２０
は最大速度を発生させる。
【００３８】上記混合ミサイル自動操縦器２０の第２の
実施の形態の基本的な伝達関数の式は図２に示されてい
るものとは差異がある。しかしながら、第２の実施の形
態において、ＫTAILは、尾翼コマンドの直進方向可変の
一部と直進方向可変先尾翼機コマンドとの間の均一のと
れた定数である。ＫTAILは尾翼と先尾翼機に与えられる
べきバランスピッチングモメントにより計算される。
【００３９】
【数９】 直進方向可変加速度は、
【数１０】 ここで、
【数１１】 そして、δC は先尾翼機の方向角のアングル、Ｃ mδC
は先尾翼機方向角に関連して導かれるモーメント、Ｃ n
δC は先尾翼機方向角に関連して導かれる通常の力、そ
してＫC は先尾翼機方向角と直進方向可変加速度の間の
均一のとれた定数である。
【００４０】
【数１２】 上記尾翼方向角コマンドの直進方向可変の一部は、図５
に“Ａ”で示される尾翼制御用自動操縦機尾翼方向角と
結合されている。
【００４１】混合設計は、直進方向可変自動操縦器２２
から、尾翼制御用自動操縦器２１と直進方向可変自動操
縦器２２との間に結合された混合フィルタ２４を有する
尾翼制御用自動操縦器２１へ推移する。先尾翼機１４と
尾翼１３によって発生される方向可変は、円滑なステッ
プ応答の結果に沿った尾翼制御用自動操縦器２１と同じ
速度のミサイル１１の本体によって発生される方向可変
に置換される。上記混合フィルタ２４は、また、先尾翼
機の方向可変が発生可能で、尾翼よりコマンドされた加
速度が大きいとき、尾翼制御用自動操縦器２１に降下を
許可する。
【００４２】自動操縦器の混合の実行では、尾翼制御用
自動操縦器２１の伝達に係るコマンドされた加速度を伝
達するように、直進方向可変自動操縦２２をコマンドす
る。図５には、混合フィルタ２４に使用される完成され
た開回路が示されている。図５の“Ｂ”は、直進方向可
変加速コマンド・ネットに出力する総合の加速度コマン
ドを減算する尾翼制御用自動操縦器２１から導かれる加
速度の評価を示している。上記混合フィルタ２４は、上
記（１）式により与えられる閉回路自動操縦器レスポン
スのデジタル手段である。ポールとゼロはともにモデル
されている。
【００４３】図５の“Ｃ”に係る尾翼制御用自動操縦器
２１にコマンドされる直進方向可変加速度のフィードフ
ォワードは、単独で動作しているかのごとく動作する尾
翼制御用自動操縦器２１を働かせる。フィードフォワー
ド無しでは、混合フィルタ２４は尾翼制御用のレスポン
スを正確に合わせることができない。そして、自動操縦
器２０のオーバーロール・レスポンスは低下する。
【００４４】直進方向可変自動操縦器２２のためにミサ
イル１１をピッチングすることなく方向可変を発生させ
る、比例関係 δT ＝ＫtailδC を、先尾翼機１４と尾翼１３の角度で測ったたわみを通
して維持する。
【００４５】いくつかの角度で測った限られた位置は、
空気力学的な効果的な圧迫かハードウェアの圧迫のどち
らか、コントロールセットの一つのセットに追わせる、
他のセットに負わせなければならない。先尾翼機１４そ
のリミットに最初に達する。 ［δT ］ＬＩＭ＝Ｋtail［δC ］ＬＭ このリミットは、尾翼コマンドだけの直進・方向可変・
ポーションに提供される。同様に、制御用外観（尾翼１
３と先尾翼機１４）のセットの一つを負わせるレートリ
ミットは、均一のとれた他のセットに供給されなければ
ならない。
【００４６】
【数１３】 図６は、ソフトウェアの一部とレートリミットに係る図
５の自動操縦器２０のコントローラ１２に使用されるア
クチュエータモデルのブロックダイヤグラムを示してい
る。
【００４７】図７は、図３と図４に示されるものと同様
のリニアシングルプレーンからのシュミレーション結果
を示している。図７は、図３と図４に示すフライトコン
ディションでの尾翼制御用自動操縦器２０、混合直進方
向可変のステップ応答を示している。空気力学は、先尾
翼機効果を有するように変更されている。図３と図７の
最初のグラフを比較すると、直進・方向可変の利得は明
らかである。コマンドされた加速度は、尾翼制御用外形
に必要とされる時間にたちまち達する。チャートの４、
５、６段目（図７（ｄ），（ｅ），（ｆ））は、ミサイ
ル１１の本体、先尾翼機１４、尾翼１３からの総合加速
度の分担を示している。本体方向を可変する尾翼／先尾
翼機からのスムースな推移は、混合フィルタ２４により
効果を得る。先尾翼機アングル方向角はゼロ（３段目の
グラフ（図７（ｃ））に戻る。そして、先尾翼機１４は
他の手段の利用することができる。
【００４８】このように、混合ミサイル自動操縦器は前
述した尾翼を制御するための尾翼制御用自動操縦器と、
サイドの軌道修正用小型ロケット又は先尾翼機を制御す
る直進方向可変ミサイル自動操縦器を有している。前述
した実施の形態は、これらに限定されることなく、その
趣旨を逸脱しない範囲で、本発明の原理を応用した他の
実施の形態としても有益であることは勿論である。
【００４９】以上説明したように、本発明は、ミサイル
（１１）の本体は攻撃時のゼロアングルに保持され不本
意に方向可変することはない。さらに、本体方向可変自
動操縦器（２１）の高い加速能力を有する直進方向可変
自動操縦器（２２）の早いレスポンスを付加する。上記
パフォーマンスを実現するために混合フィルタ（２４）
を使用する。混合ミサイル自動操縦器は、混合フィルタ
（２４）により接続されている直進方向可変と尾翼制御
用移動操縦器（２２，２１）を採用したミサイルに係る
ものである。この混合ミサイル自動操縦器（２０）は、
重心の前方に配設されたモバイル先尾翼機（１４）又は
横方向の力を発揮する軌道修正用小型ロケット（１５）
とミサイル（１１）の重心の機尾のモバイル尾翼（１
３）を有しており、直進方向可変と尾翼制御用自動操縦
器（２２、２１）を使用することで制御される。方向可
変は尾翼（１３）により発生され、横方向の力は軌道修
正用小型ロケット１５又は先尾翼機１４により発生され
る。
【００５０】
【発明の効果】以上詳述したように、本発明によれば、
先尾翼機又は両翼の軌道修正用小型ロケットと尾翼制御
用自動操縦器を採用した直進方向可変ミサイル自動操縦
器を有する混合ミサイル自動操縦器を提供することがで
きる。
【図面の簡単な説明】
【図１】（ａ）乃至（ｃ）は従来技術に係る自動操縦器
の概略図であり、本発明の改良例の理解を助けるもので
ある。（ｄ），（ｅ）は本発明の自動操縦器の概略図で
ある。
【図２】図１（ｄ）に示す具体例に対応する本発明の原
理に従った尾翼制御用移動操縦器と軌道修正用小型ロケ
ットと混合直進方向可変の第１の実施の形態を示す図で
ある。
【図３】図１（ａ）の従来技術に係る尾翼制御用自動操
縦器によって達成されるステップ応答を示す図である。
【図４】図１（ｄ），図２の尾翼制御用自動操縦器と混
合軌道修正用小型ロケットにより達成されるステップ応
答を示す図である。
【図５】図１（ｅ）に示された具体例に対応する本発明
の原理に従った尾翼制御用自動操縦器と先尾翼機と混合
直進方向可変の第２の実施の形態を示す図である。
【図６】レートリミッタとソフトウェアポジションを示
す図５の自動操縦器を採用したアクチュエータモデルの
ブロックダイヤグラムを示す図である。
【図７】図１（ｅ），図５の尾翼制御用自動操縦器と混
合軌道修正用小型ロケットにより達成されるステップ応
答を示す図である。
【符号の説明】
１１ ミサイル本体 １２ コントローラ １３ 尾翼 １４ 先尾翼機 １５ アクチュエータ １６ 重心 １７ アクチュエータ
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 マーク・イー・エルカニック アメリカ合衆国、アリゾナ州 85715、タ クソン、イー・タンキュー・ベルデ・ナン バー 223 7671

Claims (4)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項１】 ミサイル（１１）が、本体と、この本体
    の重心の本体機尾に配設された複数の尾翼（１３）と、
    上記本体の重心の本体前部に配設された横方向の力を発
    生させる複数の部材（１４，１５）と、横方向の力を発
    生させる部材（１４，１５）と尾翼（１３）に接続され
    た制御可能な複数のアクチュエータ（１７）と、 上記横方向の力を発生させる部材（１４，１５）を制御
    するための直進方向可変自動操縦器（２２）と、尾翼
    （１３）を制御するための尾翼制御用自動操縦器（２
    １）とを有する予め決められた伝達関数を与える横方向
    の力を発生させる部材（１４，１５）と尾翼（１３）の
    ための複数のアクチュエータ（１７）が接続されたコン
    トローラ（１２）と、を有し、 上記直進方向可変自動操縦器（２２）は、混合フィルタ
    （２４）手段によって尾翼制御用自動操縦器（２１）に
    接続されていることを特徴とする混合ミサイル自動操縦
    機（２０）。
  2. 【請求項２】 ミサイル（１１）が、本体と、この本体
    の重心の本体機尾に配設された複数の尾翼（１３）と、
    上記本体の重心の本体前部に配設された複数の軌道修正
    用小型ロケット（１５）と、尾翼と軌道修正用小型ロケ
    ット（１５）に配設された複数の制御可能なアクチュエ
    ータ（１７）と、 複数の軌道修正用小型ロケット（１５）を制御するため
    の直進方向可変自動操縦器（２２）と、複数の尾翼（１
    ３）を制御するための尾翼制御用自動操縦器（２１）と
    を有する予め決められた伝達関数を与える、軌道修正用
    小型ロケットと尾翼（１３）のための複数のアクチュエ
    ータ（１７）に接続されたコントローラ（１２）と、を
    有し、 上記直進方向可変自動操縦器（２２）は、混合フィルタ
    （２４）手段によって尾翼制御用自動操縦器（２１）に
    接続されていることを特徴とする混合ミサイル自動操縦
    器。
  3. 【請求項３】 ミサイル（１１）が、本体と、この本体
    の重心の本体機尾に配設された複数の尾翼（１３）と、
    上記本体の重心の本体前部に配設された複数の先尾翼機
    （１４）と、先尾翼機と尾翼に接続された複数の制御可
    能なアクチュエータ（１７）と、 複数の先尾翼機（１４）を制御するための直進方向可変
    自動操縦機（２２）と、複数の尾翼（１３）を制御する
    ための尾翼制御用自動操縦器（２１）とを有する予め決
    められた伝達関数を与える、尾翼（１３）と先尾翼機
    （１４）のための複数のアクチュエータ（１７）に接続
    されたコントローラ１２と、を有し、 上記直進方向可変自動操縦器（２２）が混合フィルタ
    （２４）手段により尾翼制御用自動操縦器（２１）に接
    続されていることを特徴とする混合ミサイル自動操縦
    器。
  4. 【請求項４】 上記予め決められた伝達関数とは、 【数１】 であり、上記伝達関数において、 【数２】 であり、上記ｓはラプラスオペレータ、Ｋssは安定状態
    ゲイン選択項、αは攻撃角、δ（＝δＴ）は尾翼方向
    角、ｑは絶えず変化する気圧、Ｓref は空気力学的参考
    領域、ｄは空気力学的参考長さ、ｍはミサイル（１１）
    の質量、Ｖm はミサイル（１１）の速度、Ｉyyは慣性の
    ピッチモーメント、Ｃ mαは攻撃角より導きだされるモ
    ーメント、Ｃ nαは攻撃角より導き出される通常の力、
    Ｃ mδは尾翼方向角より導き出されるモーメント、そし
    て、Ｃ nδは尾翼方向角より導き出される通常の力であ
    ることを特徴とする上記請求項１乃至請求項３のいずれ
    かに記載の混合ミサイル自動操縦器。
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