JPS5927199A - 飛しょう体自動操縦方式 - 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】 この発明は、ホーミング誘導や慣性誘導等の誘導飛しょ
うを行う飛しょう体の自動操縦方式に関するものである
。

ホーミング誘導や慣性誘導等の誘導飛しょうを行う飛し
ょう体の自動操縦方式としてよく使用される方式に、飛
しょう体の機軸に対して互いに直交する２軸方向にそれ
ぞれ一対の操舵翼を設は上記一対の操舵翼を互いに反対
方向に差動操作させることによって飛しょう体のロール
角を一定に保持する様にロール制御し、父上記２軸方向
のそれぞれ一対の操舵翼を同方向に操作させることによ
ってヨー、ピッチ軸の制御を行う方式がある。

ここで、飛しょう体及び速度ベクトルと機体座標系との
関係を示す図を第１図に示す。第１図において、　（４
ａ）から（４ｄ）はそれぞれ操舵翼、０は重心であり２
機体座標系０’Ｕ　Ｖ　ＷはＵ！１ｉｌｌＩ全１ｉｌｌ
Ｉヲ軸、Ｗ軸をそれぞれ操舵ｇ　（４ｂ）　、　（４ｄ
）及び（４ａ）　。

（４ｃ）の駆動軸方向にとっており、角度Ａ及びφ□は
飛しょう体の速度ベクトルＶＭ方向と機体座標系との関
係を示す空力角である。

ところで、この種の自動操縦方式において飛しょう体の
ロー・ル角Φはあらかじめ設定された角度に保持される
よう制御されるものであり、誘導飛しょう中の飛しよう
体の速度ベクトルもの方向とは無関係である。

従って、この種の自動操縦方式においては上記空力角Ａ
がある程度大きく、空力角φ人がφＡ％　ｍ　Ｘ　−（
ｍ＝　Ｏ，±１．±２−）となる場合については、第１
図に示した様に、飛しょう体の速度ベクトル煽方向より
飛しょう体を見込した時の機体形状が対称的にならない
だめ。

非対称な気流により飛しょう体にローリングモーメント
が誘起されることとなって飛しょう体のロール角φを一
定に保持するために不要な操舵が必要となシ、又飛しょ
う体の最大旋回荷重倍数についてもφＡ〜士−の場合に
ついてはφ人＝±７のときの最大旋回荷重倍数に比べて
小さな値になってしまうという欠点があった。

この発明は以上の欠点を除去すべくなされたもので、そ
の目的とするところは、飛しょう体の機軸後方から飛し
ょう体の速度ベクトルを見越した方向が前記直交する操
１１忙翼の中間に、即ち」二記空力角仮がφ□＝−又は
φ９−−７となる様に飛しょう体のローリング運動を制
御することによって。

φＡ〜±−の時に非対称な気流により飛しょう体に誘起
されることとなるローリングモーメントの発生を極力抑
制し、併せて必要時にはいつでも最大の旋回荷重倍数を
得てピッチ、ヨー軸の制御を行うことができる自動操縦
方式？Ｃ提供することにある。

第２図は、この発明の実施例を示すもので、（１）は機
体運動センサユニットであり、飛しょう体の３軸方向の
加速度及び角速度を検出する加速度計及びレート検出セ
ンサを構成要素としている。（２）はディジタル計算機
であり、−上記レート検出センサ及び加速度計で測定さ
れた飛しょう体の３軸方向の角速度及び加速度とピッチ
、ヨー軸の誘導計算部用力信号を入力としピッチ、ヨー
、ロールそれぞれの舵角指令信号δｐＣ＋δ３’Ｃ＋δ
ｒｃを出力する。

（３ａ）　、　（３ｂ）及び（３ｃ）はそれぞ２１操舵
サーボ装置。

（４ａ）　、　（４ｂ）　、　（４ｃ）及び（４ｄ）は
それぞれ操舵翼であり、ディジタル計算機（２）で計算
された舵角指令信号δｐｃ＋δｙｃ、δｒｃをもとに、
操舵サーボ装置（３ｂ）は操舵翼（４ａ）　、　（４ｃ
）を同方向に舵角指令信号δｙｃだけ駆動し、操舵サー
ボ装置（３ａ）　、　（３ｃ）はそれぞれ操舵翼（４ｂ
）及び（４ｄ）をδｐｃ＋δｒｃ、δｐｃ−δｒｃだけ
駆動する。

この発明においては、誘導飛しょう中において上記機体
運動センサユニット（１）と上記ディジタル計算機（２
）で構成される慣性装置によって飛しょう体の速度ベク
トルＶＭの機体座標系成分ｕ、ｖ、ｗ（ここに、　　ｕ
、ｖ、ｗはそれぞれＶＭのＵ、　Ｖ、　Ｗ軸成分である
。）を測定し、ディジタル計算機（２）によって。

上記第１図に示しだ空力角Ａ及びφＡの計算を例えば次
式 ％式％ （１） で行ない、上記（１）式の空力角Ａ及び次式ＶＭ　＝　
ｖ’　ｕ”＋　ｖ”＋ｗ”　　　−曲・・−−−−−ｔ
３１で計算される飛し、Ｌう体の速度ベクトルＶＭの絶
対値ＶＭＱ値があらかじめ設定されたそれぞれの閾値Ａ
ｍ１ｎ、　ＶＭ叫ｎを越えた場合については、飛しょう
体のロール角速度指令信号６ｃの計算を上記（２）式の
空力角φ人を使用して例えば次式 ％式％ で行ない、上記ロール角速度指令信号φＣから上記機体
運動センサユニット】）で測定したロール角速度信号Ｐ
を減算して得られたロール角速度誤差信号Ｐｅ（Ｐｅ−
φｃ−Ｐ）に適切な制御補償を施すことによってロール
舵角指令信号δｒｃ　ｋ計算し、上記操舵サーボ装置（
３ａ）及び（３ｂ）により上記操舵翼（４ｂ）及び（４
ｄ）を上記δ【Ｃだけ差動操作させることによって、飛
しょう体後方より速度ベクトルＶＭを見込した方向が前
記直交する操舵翼の中間にくる様に。

即ち上記空力角φ人がφＡ＝−又はφＡ＝　、ｉとなる
様に飛しょう体のローリング運動を制御するものである
。

ここに、上記（４）式においてムはゲイン定数であリ、
上記（４）式中における７の前の符号は、上記（４）式
を使用して初めて【１−ル制御を開始する時点での上記
φＡの符号によってφＡ　）　Ｑのときは正に、又φ＾
〈０のときは負に設定されるものであり、その後のロー
ル制御中においては一定である。又ピッチ軸、ヨー軸の
制御については上記のロー制御と同時にそれぞれ操舵サ
ーボ装置（３ａ）　、　（３ｃ）及び（３ｂ）によって
操舵翼（４ｂ）　、　（４ｄ）及び（４ａ）　、　（４
ｃ）をそれぞれピッチ舵角指令信号ａｐｃ及びヨー舵角
指令信号δｙｃたけ同方向に操作させることによって行
うものである。なお、空力角Ａ及び飛しょう体の速ＩＪ
：　ＶＭの値がそれぞれの閾値Ａｍ１ｎ、　Ｖｍｍｉｎ
以下の場合については、従来どうりのロール角を一定に
保持する制御（又は無料ｅ４＋）を行うものである。

ここで、第３図には、この発明を適用した場合について
、飛しよう体の機軸後方より飛しょう体の速度ベクトル
聡を見込した図を示す。

以上説明した様に、この発明によると第３図に示した様
に機軸後方より飛しょう体の速度ベクトル７Ｍを見込し
た方向が上記直交する操舵翼の中間にくるようにロール
制慴］を行い、併せてピッチ軸。

ヨー軸の制御も行うのであるから、−１−記空力角φ人
がφＡ〜±１の時にＪＩＦ対称シ気流により飛しょう体
に誘起されることとなるローリングモーメントの発生を
極力抑制し、併せて必要時にはいつでも最大の旋回荷重
倍数を得てビ、チ軸、ヨー軸の制御を行うことができる
。

なお２以上においては主翼操舵方式及び３痙操舵方式を
例にとり説明してきだが、この発明は上記以外の前楓操
舵方式、後翼操舵方式及び４翼操舵方式の場合について
も通用することができる。

【図面の簡単な説明】

第１図は飛しょう体及び速度ベクトルと機体座標系の関
係を示す図、第２図はこの発明の実施例を示す概略図、
第３図はこの発明を適用した場合について機軸後方より
飛しょう体の速度ベクトルを見込した図であり２図中（
１）は機体運動センサユニット、（２）はディジタル計
算機、　　（３ａ）　、　（３ｂ）及び（３ｃ）は操舵
サポート装置、　　（４ａ）　、　（４ｂ）　、　（４
ｃ）及び（４ｄ）は操舵翼である。 なお図中同一あるいは相当部分には同一符号を付して示
しである。 代理人　葛　野　信　−

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 飛しょう体に搭載され、飛しょう体の３軸方向の加速度
   と角速度を検出する加速度計及びレート検出センサを構
   成要素とする機体運動センサユニットと、フライトコン
   トロールを行うディジタル計算機と、互いに直交する２
   軸方向に設けられたそれぞれ一対の操舵翼及び上記操舵
   翼を駆動するだめの操舵サーボ装置とから構成され、飛
   しょう体のピッチ、ヨー、ロール３軸の自動操縦を行う
   ようにした飛しょう体の自動操縦方式において。 飛しょう体の機軸後方から飛しょう体の速度ベクトルを
   見越した方向が前記直交する操舵翼のほぼ中間にくるよ
   うに飛しょう体のローリング運動を制御することを特徴
   とする飛しょう体自動操縦方式。