JP2002318100A - 双操舵飛しょう体の制御装置 - Google Patents
双操舵飛しょう体の制御装置Info
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- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/40—Weight reduction
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 本発明は前翼及び後翼操舵で飛しょうする双
操舵飛しょう体の制御装置に関する。従来装置では、前
翼及び後翼操舵をさせる前翼舵角指令信号及び後翼舵角
指令信号を配分する舵角配分ゲイン装置は、一定値のゲ
インを使用しており、双操舵飛しょう体特有の制御には
その都度ゲインを変える必要がある不具合があった。本
発明はこの不具合を解消できる制御装置の提供を課題と
する。 【解決手段】 本発明の双操舵飛しょう体の制御装置
は、加速度指令信号、加速度信号及び角速度信号により
前翼/後翼舵角指令信号を算出し、前部操舵装置/後部
操舵装置に配分する舵角配分ゲイン装置が、動圧の関数
を行列要素とする舵角配分行列からなり、動圧スケジュ
ーリングで行列要素を飛しょう状態に合わせて変え、最
適操舵制御へ連続的に切替え制御するものとした。これ
により、本発明の双操舵飛しょう体の制御装置では、双
操舵飛しょう体の固有の制御上の優位性を充分に活用で
き、また、小型化、軽量化が図れる。
操舵飛しょう体の制御装置に関する。従来装置では、前
翼及び後翼操舵をさせる前翼舵角指令信号及び後翼舵角
指令信号を配分する舵角配分ゲイン装置は、一定値のゲ
インを使用しており、双操舵飛しょう体特有の制御には
その都度ゲインを変える必要がある不具合があった。本
発明はこの不具合を解消できる制御装置の提供を課題と
する。 【解決手段】 本発明の双操舵飛しょう体の制御装置
は、加速度指令信号、加速度信号及び角速度信号により
前翼/後翼舵角指令信号を算出し、前部操舵装置/後部
操舵装置に配分する舵角配分ゲイン装置が、動圧の関数
を行列要素とする舵角配分行列からなり、動圧スケジュ
ーリングで行列要素を飛しょう状態に合わせて変え、最
適操舵制御へ連続的に切替え制御するものとした。これ
により、本発明の双操舵飛しょう体の制御装置では、双
操舵飛しょう体の固有の制御上の優位性を充分に活用で
き、また、小型化、軽量化が図れる。
Description
【0001】
【発明の属する技術分野】本発明は、飛しょう体の重心
の前方(前翼)と後方(後翼)とに、操舵翼を配置し
て、前翼および後翼の操舵量の組合せにより、前翼およ
び後翼のそれぞれに発生する空気力、並びに空気力と操
舵翼の配置位置と重心位置との間隔であるアーム長との
積により生じる空力モーメントにより迎角をとり、機体
に発生する空気力により飛しょう体を所定の加速度で旋
回させることができるようにした双操舵飛しょう体の制
御装置に関する。
の前方(前翼)と後方(後翼)とに、操舵翼を配置し
て、前翼および後翼の操舵量の組合せにより、前翼およ
び後翼のそれぞれに発生する空気力、並びに空気力と操
舵翼の配置位置と重心位置との間隔であるアーム長との
積により生じる空力モーメントにより迎角をとり、機体
に発生する空気力により飛しょう体を所定の加速度で旋
回させることができるようにした双操舵飛しょう体の制
御装置に関する。
【0002】
【従来の技術】従来の飛しょう体は、飛しょう時の空力
安定性が保持し易く、小さい空気力によっても大きな空
力モーメントを発生できるように、飛しょう体の端部に
縦方向および横方向の空気力が発生できるように十字又
はX字形にされた、操舵翼を設けるようにした単操舵飛
しょう体と、飛しょう体の重心位置の前後に小さい空気
力によっても大きな空力モーメントが発生できるよう
に、それぞれ充分大きいアーム長を設けて、それぞれ縦
方向および横方向の空気力が発生できるように十字形又
はX字形された前翼及び後翼からなる操舵翼を設けるよ
うにした双操舵飛しょう体がある。
安定性が保持し易く、小さい空気力によっても大きな空
力モーメントを発生できるように、飛しょう体の端部に
縦方向および横方向の空気力が発生できるように十字又
はX字形にされた、操舵翼を設けるようにした単操舵飛
しょう体と、飛しょう体の重心位置の前後に小さい空気
力によっても大きな空力モーメントが発生できるよう
に、それぞれ充分大きいアーム長を設けて、それぞれ縦
方向および横方向の空気力が発生できるように十字形又
はX字形された前翼及び後翼からなる操舵翼を設けるよ
うにした双操舵飛しょう体がある。
【0003】これらの単操舵飛しょう体、双操舵飛しょ
う体には、それぞれ一長一短があり優劣は決め難く、運
用によって使い分けるようにしている。即ち、単操舵飛
しょう体では、操舵翼及び操舵翼を作動させるための操
舵機構が少なく、軽量化できる利点等があり、また、双
操舵飛しょう体では飛しょう体の姿勢角を変化させるこ
となく飛しょう経路を変更できるため高応答となる等、
単操舵飛しょう体では実施不可能な操舵方式を実施でき
る利点等があり、これらの利点を有効に発揮して運用さ
れる飛しょう体によって使い分けるようにしている。
う体には、それぞれ一長一短があり優劣は決め難く、運
用によって使い分けるようにしている。即ち、単操舵飛
しょう体では、操舵翼及び操舵翼を作動させるための操
舵機構が少なく、軽量化できる利点等があり、また、双
操舵飛しょう体では飛しょう体の姿勢角を変化させるこ
となく飛しょう経路を変更できるため高応答となる等、
単操舵飛しょう体では実施不可能な操舵方式を実施でき
る利点等があり、これらの利点を有効に発揮して運用さ
れる飛しょう体によって使い分けるようにしている。
【0004】また、これらの飛しょう体に装備される操
舵装置は、飛しょう中における操舵によって発生する空
気力によって操舵軸に発生するヒンジモーメントを予め
推定計算しておき、このヒンジモーメントに十分に打ち
勝つトルクを発生できるように設計し装備するようにし
ている。また、最近の飛しょう体では高速で、かつ、高
い応答性を有する旋回加速度を発生することが要求され
るようになり、操舵翼にかかる空気力によって生じるヒ
ンジモーメントは、増加の傾向にある。
舵装置は、飛しょう中における操舵によって発生する空
気力によって操舵軸に発生するヒンジモーメントを予め
推定計算しておき、このヒンジモーメントに十分に打ち
勝つトルクを発生できるように設計し装備するようにし
ている。また、最近の飛しょう体では高速で、かつ、高
い応答性を有する旋回加速度を発生することが要求され
るようになり、操舵翼にかかる空気力によって生じるヒ
ンジモーメントは、増加の傾向にある。
【0005】従って、操舵装置に要求されるパワーも増
加の傾向にあり、さらには、種々の操舵方式が実施でき
る双操舵飛しょう体においても、高い応答性と共に機体
の小型軽量化も求められるようになり、小さな舵角設定
で大旋回が可能で、しかも、高応答性に富む飛しょうが
でき、さらには、従来のようにヒンジモーメント抑制を
操舵装置のパワーのみに頼ることなくできるようにした
ものが要求されるようになってきている。
加の傾向にあり、さらには、種々の操舵方式が実施でき
る双操舵飛しょう体においても、高い応答性と共に機体
の小型軽量化も求められるようになり、小さな舵角設定
で大旋回が可能で、しかも、高応答性に富む飛しょうが
でき、さらには、従来のようにヒンジモーメント抑制を
操舵装置のパワーのみに頼ることなくできるようにした
ものが要求されるようになってきている。
【0006】図6は、本発明の制御装置を適用する双操
舵飛しょう体を示す図で、このような双操舵飛しょう体
において実施される双操舵制御には、図に示すように、
前翼1又は後翼2のみを操舵して、単操舵飛しょう体と
同様に舵角発生に伴う重心3まわりの大きなモーメント
Mを発生させて大旋回を可能にする単操舵制御、(な
お、図においては前翼1のみ操舵している場合を示して
いる。)前翼1と後翼2とを同じ方向に操舵して、重心
3まわりに発生するモーメントMによることなく操舵翼
のリフトで旋回させることができるため、高応答のもの
にできる同位相双操舵制御、前翼1と後翼2とを逆方向
に操舵することによって、前翼1および後翼2ともに小
さな舵角にして、重心3まわりに大きなモーメントMを
発生させて、飛しょう体の大旋回を可能にする逆位相双
操舵制御が考えられる。
舵飛しょう体を示す図で、このような双操舵飛しょう体
において実施される双操舵制御には、図に示すように、
前翼1又は後翼2のみを操舵して、単操舵飛しょう体と
同様に舵角発生に伴う重心3まわりの大きなモーメント
Mを発生させて大旋回を可能にする単操舵制御、(な
お、図においては前翼1のみ操舵している場合を示して
いる。)前翼1と後翼2とを同じ方向に操舵して、重心
3まわりに発生するモーメントMによることなく操舵翼
のリフトで旋回させることができるため、高応答のもの
にできる同位相双操舵制御、前翼1と後翼2とを逆方向
に操舵することによって、前翼1および後翼2ともに小
さな舵角にして、重心3まわりに大きなモーメントMを
発生させて、飛しょう体の大旋回を可能にする逆位相双
操舵制御が考えられる。
【0007】さらには、これらの双操舵飛しょう体の操
舵制御は、前翼舵角指令と後翼舵角指令の大きさを適当
に配分することにより切り替えることができる。しか
し、従来の双操舵飛しょう体の制御では、前翼1および
後翼2の操舵量をそれぞれに指令する舵角指令の配分
が、図7に示すようにゲイン4で行うようにしており、
固定されたゲイン4を具えた飛しょう体の双操舵制御
は、上記の内の1つの方式でしか制御を行うことができ
ない不具合があった。
舵制御は、前翼舵角指令と後翼舵角指令の大きさを適当
に配分することにより切り替えることができる。しか
し、従来の双操舵飛しょう体の制御では、前翼1および
後翼2の操舵量をそれぞれに指令する舵角指令の配分
が、図7に示すようにゲイン4で行うようにしており、
固定されたゲイン4を具えた飛しょう体の双操舵制御
は、上記の内の1つの方式でしか制御を行うことができ
ない不具合があった。
【0008】即ち、図7に示すように、機体運動4の加
速度を検出する加速度センサ6からオートパイロット8
内に入力された加速度信号9は、飛しょう体を制御する
ために入力された加速度指令信号12を減算し、減算加
速度信号16となって前翼操舵加速度制御器13および
後翼操舵加速度制御器14に入力される。このうち、前
翼操舵加速度制御器13では入力された減算加速度信号
16より角速度指令信号11を演算し、さらに、この角
速度指令信号11は角速度センサ7からの角速度信号1
0が減算されて、ピッチ/ヨーダンパ制御器15に入力
され、ここで前翼舵角指令信号δCF′が演算され出力
される。
速度を検出する加速度センサ6からオートパイロット8
内に入力された加速度信号9は、飛しょう体を制御する
ために入力された加速度指令信号12を減算し、減算加
速度信号16となって前翼操舵加速度制御器13および
後翼操舵加速度制御器14に入力される。このうち、前
翼操舵加速度制御器13では入力された減算加速度信号
16より角速度指令信号11を演算し、さらに、この角
速度指令信号11は角速度センサ7からの角速度信号1
0が減算されて、ピッチ/ヨーダンパ制御器15に入力
され、ここで前翼舵角指令信号δCF′が演算され出力
される。
【0009】一方、後翼操舵加速度制御器14に入力さ
れた減算加速度信号16は、ここで後翼舵角指令信号δ
CR′に演算され後部操舵装置18に出力され後翼2の
操舵を行うと共に、この後翼舵角指令信号δCR′は、
舵角配分ゲイン装置20でマッハ数の関数であるゲイン
Kr(M)と積算されKδCRとなって、ピッチ/ヨー
ダンパ制御器15から出力された前翼舵角指令信号δC
F′に加算され、修正前翼舵角指令信号δCFとなって
前部操舵装置19に出力され、前翼1の操舵を行うよう
にしている。
れた減算加速度信号16は、ここで後翼舵角指令信号δ
CR′に演算され後部操舵装置18に出力され後翼2の
操舵を行うと共に、この後翼舵角指令信号δCR′は、
舵角配分ゲイン装置20でマッハ数の関数であるゲイン
Kr(M)と積算されKδCRとなって、ピッチ/ヨー
ダンパ制御器15から出力された前翼舵角指令信号δC
F′に加算され、修正前翼舵角指令信号δCFとなって
前部操舵装置19に出力され、前翼1の操舵を行うよう
にしている。
【0010】従って、このような制御装置では、飛しょ
う体の飛しょう速度(マッハ数)の変動により、前翼1
と後翼2との操舵量配分を変えることができると共に、
加速度指令信号12により操舵量の大きさを変化させる
ことはできるが、上述したように、舵角配分ゲイン装置
20がマッハ数のみで変動するゲインKr(M)のみで
舵角配分を行うだけのものであるため、ゲインKr
(M)を変えない限り、図6に示す双操舵方式のうちの
一つの方式でしか制御を行うことができないものとなっ
ている。
う体の飛しょう速度(マッハ数)の変動により、前翼1
と後翼2との操舵量配分を変えることができると共に、
加速度指令信号12により操舵量の大きさを変化させる
ことはできるが、上述したように、舵角配分ゲイン装置
20がマッハ数のみで変動するゲインKr(M)のみで
舵角配分を行うだけのものであるため、ゲインKr
(M)を変えない限り、図6に示す双操舵方式のうちの
一つの方式でしか制御を行うことができないものとなっ
ている。
【0011】
【発明が解決しようとする課題】本発明は、上述した従
来の双操舵飛しょう体の制御装置の不具合を解消するた
め、従来の前翼操舵/後翼操舵による単操舵制御を含む
双操舵制御に使用している舵角配分ゲイン装置の舵角配
分ゲインを拡張できる舵角配分行列を導入することによ
り、双操舵飛しょう体の制御上の自由度を有効に活用で
きるようにし、舵角配分ゲインを動圧に応じて変動する
ようにスケジューリングすることにより、単操舵、前翼
後翼同位相操舵、前翼後翼逆位相操舵の3種類の操舵方
式の制御ができる。しかも、ヒンジモーメントが小さく
なる操舵方式への連続的な切替えが可能となり、操舵装
置の大型化も抑制できる双操舵飛しょう体の制御装置の
提供を課題とする。
来の双操舵飛しょう体の制御装置の不具合を解消するた
め、従来の前翼操舵/後翼操舵による単操舵制御を含む
双操舵制御に使用している舵角配分ゲイン装置の舵角配
分ゲインを拡張できる舵角配分行列を導入することによ
り、双操舵飛しょう体の制御上の自由度を有効に活用で
きるようにし、舵角配分ゲインを動圧に応じて変動する
ようにスケジューリングすることにより、単操舵、前翼
後翼同位相操舵、前翼後翼逆位相操舵の3種類の操舵方
式の制御ができる。しかも、ヒンジモーメントが小さく
なる操舵方式への連続的な切替えが可能となり、操舵装
置の大型化も抑制できる双操舵飛しょう体の制御装置の
提供を課題とする。
【0012】
【課題を解決するための手段】このため、本発明の双操
舵飛しょう体の制御装置は、次の手段とした。
舵飛しょう体の制御装置は、次の手段とした。
【0013】(1)加速度指令信号、飛しょう体の加速
度を検出する加速度センサからの加速度信号、及び飛し
ょう体の角速度を検出する角速度センサからの角速度信
号から前翼舵角指令信号及び後翼舵角指令信号を算出す
るオートパイロットを設けた。
度を検出する加速度センサからの加速度信号、及び飛し
ょう体の角速度を検出する角速度センサからの角速度信
号から前翼舵角指令信号及び後翼舵角指令信号を算出す
るオートパイロットを設けた。
【0014】(2)動圧のスケジュリングにより飛しょ
う体を単操舵、前翼後翼同位相双操舵及び前翼後翼逆位
相双操舵のうち最適な操舵へ連続的に切り替え制御でき
る動圧の関数の行列要素を有する舵角配分行列からな
り、前翼舵角指令信号及び後翼舵角指令信号を前部操舵
装置及び後部操舵装置にそれぞれ配分する舵角配分ゲイ
ン装置をオートパイロット内に設けた。
う体を単操舵、前翼後翼同位相双操舵及び前翼後翼逆位
相双操舵のうち最適な操舵へ連続的に切り替え制御でき
る動圧の関数の行列要素を有する舵角配分行列からな
り、前翼舵角指令信号及び後翼舵角指令信号を前部操舵
装置及び後部操舵装置にそれぞれ配分する舵角配分ゲイ
ン装置をオートパイロット内に設けた。
【0015】これにより、本発明の双操舵飛しょう体の
制御装置では、従来の前翼操舵/後翼操舵による、単操
舵制御を含む双操舵制御に使用している舵角配分ゲイン
装置の舵角配分ゲインが、双操舵飛しょう体の大きな特
徴である単操舵、前翼後翼同位相双操舵及び前翼後翼逆
位相双操舵の3種類のうちの一つだけしか制御できない
ものから、3種類の操舵ができるものに拡張できる舵角
配分行列を導入し、双操舵飛しょう体の特徴である制御
上の自由度の有位性を充分に活用できるよう舵角配分ゲ
インを動圧に対応して変動するようにスケジューリング
することにより、前述した3種類の何れの操舵方式の制
御ができ、然も、飛しょう条件に応じて要求される応答
性に最適な操舵方式に連続的に切替可能とすることがで
きる。
制御装置では、従来の前翼操舵/後翼操舵による、単操
舵制御を含む双操舵制御に使用している舵角配分ゲイン
装置の舵角配分ゲインが、双操舵飛しょう体の大きな特
徴である単操舵、前翼後翼同位相双操舵及び前翼後翼逆
位相双操舵の3種類のうちの一つだけしか制御できない
ものから、3種類の操舵ができるものに拡張できる舵角
配分行列を導入し、双操舵飛しょう体の特徴である制御
上の自由度の有位性を充分に活用できるよう舵角配分ゲ
インを動圧に対応して変動するようにスケジューリング
することにより、前述した3種類の何れの操舵方式の制
御ができ、然も、飛しょう条件に応じて要求される応答
性に最適な操舵方式に連続的に切替可能とすることがで
きる。
【0016】また、舵角と迎角の大きさで操舵翼のヒン
ジモーメントの大きさが決まるため、この舵角配分行列
の係数を調整することにより、ヒンジモーメントが小さ
くなる操舵方式への連続的な切替えが可能であることか
ら、操舵装置の小型軽量化が可能になり、高速、高応答
性、高機動性に必要とする飛しょう体の小型軽量化が可
能になる。
ジモーメントの大きさが決まるため、この舵角配分行列
の係数を調整することにより、ヒンジモーメントが小さ
くなる操舵方式への連続的な切替えが可能であることか
ら、操舵装置の小型軽量化が可能になり、高速、高応答
性、高機動性に必要とする飛しょう体の小型軽量化が可
能になる。
【0017】
【発明の実施の形態】以下、本発明の双操舵飛しょう体
の制御装置の実施の一形態を図面に基づき説明する。な
お、図において前述した図6、図7に示した部材と同一
若しくは類似部材には同一符号に付して説明は極力省略
する。図1は、本発明の双操舵飛しょう体の制御装置の
実施の第1形態を示す制御系ブロック図、図2は図1に
示す舵角配分行列の内容を示すものである。
の制御装置の実施の一形態を図面に基づき説明する。な
お、図において前述した図6、図7に示した部材と同一
若しくは類似部材には同一符号に付して説明は極力省略
する。図1は、本発明の双操舵飛しょう体の制御装置の
実施の第1形態を示す制御系ブロック図、図2は図1に
示す舵角配分行列の内容を示すものである。
【0018】図1に示すように、本実施の形態の制御系
ブロック図における制御系の構成は、オートパイロット
14内に配置された前翼操舵用加速度制御器13、後翼
操舵用加速度制御器14、角速度制御器15、舵角配分
行列21が収納された舵角配分ゲイン装置22とから成
る。機体運動4を制御するために入力される加速度指令
信号12と加速度センサ6からの出力である加速度信号
9との差である、修正指令信号16が入力された前翼操
舵用加速度制御器13により、角速度指令信号11が算
出され出力される。
ブロック図における制御系の構成は、オートパイロット
14内に配置された前翼操舵用加速度制御器13、後翼
操舵用加速度制御器14、角速度制御器15、舵角配分
行列21が収納された舵角配分ゲイン装置22とから成
る。機体運動4を制御するために入力される加速度指令
信号12と加速度センサ6からの出力である加速度信号
9との差である、修正指令信号16が入力された前翼操
舵用加速度制御器13により、角速度指令信号11が算
出され出力される。
【0019】この角速度指令信号11と角速度センサ7
からの出力である角速度信号10との差である、修正角
速度指令信号11′が入力された角速度制御器15によ
り前翼舵角指令信号δCF′が算出され、舵角配分ゲイ
ン装置22に出力される。また、加速度指令信号12と
加速度信号9との差である修正指令信号16は、後翼操
舵用加速度制御器14にも入力され、後翼操舵用加速度
制御器14により後翼舵角指令信号δCR′が算出さ
れ、同様に舵角配分ゲイン装置22に出力される。
からの出力である角速度信号10との差である、修正角
速度指令信号11′が入力された角速度制御器15によ
り前翼舵角指令信号δCF′が算出され、舵角配分ゲイ
ン装置22に出力される。また、加速度指令信号12と
加速度信号9との差である修正指令信号16は、後翼操
舵用加速度制御器14にも入力され、後翼操舵用加速度
制御器14により後翼舵角指令信号δCR′が算出さ
れ、同様に舵角配分ゲイン装置22に出力される。
【0020】前翼舵角指令信号δCF′と後翼舵角指令
信号δCR′が入力された舵角配分ゲイン装置22で
は、収納されている舵角配分行列21により修正前翼舵
角指令信号δCFと修正後翼舵角指令信号δCRを算出
し、前部操舵装置19、後部操舵装置18にそれぞれ出
力し、前部操舵装置19及び後部操舵装置18では、入
力された修正前翼舵角指令信号δCF及び修正後翼舵角
指令信号δCRに対応して、前翼1及び後翼2の操舵を
行う。
信号δCR′が入力された舵角配分ゲイン装置22で
は、収納されている舵角配分行列21により修正前翼舵
角指令信号δCFと修正後翼舵角指令信号δCRを算出
し、前部操舵装置19、後部操舵装置18にそれぞれ出
力し、前部操舵装置19及び後部操舵装置18では、入
力された修正前翼舵角指令信号δCF及び修正後翼舵角
指令信号δCRに対応して、前翼1及び後翼2の操舵を
行う。
【0021】このように、本実施の形態の双操舵飛しょ
う体の制御装置では、マッハ数の関数である従来の舵角
配分ゲイン装置20を、舵角配分ゲインKr(M)を拡
張した舵角配分行列21に導入した舵角配分ゲイン装置
22にし、この行列の要素を動圧によりスケジューリン
グできるものにすることにより、操舵方式を前翼あるい
は後翼の何れかを操舵して行う単操舵、前翼後翼同位相
双操舵、前翼後翼逆位相双操舵に、連続的に切り替える
ことができるようになる。
う体の制御装置では、マッハ数の関数である従来の舵角
配分ゲイン装置20を、舵角配分ゲインKr(M)を拡
張した舵角配分行列21に導入した舵角配分ゲイン装置
22にし、この行列の要素を動圧によりスケジューリン
グできるものにすることにより、操舵方式を前翼あるい
は後翼の何れかを操舵して行う単操舵、前翼後翼同位相
双操舵、前翼後翼逆位相双操舵に、連続的に切り替える
ことができるようになる。
【0022】例えば、舵角配分行列21を数1に示すも
のにすると、修正前翼舵角指令信号δCF及び修正後翼
舵角指令信号δCRは、 δCF=δCF′ δCR=0 となり、この時の操舵例は図3に示すように、後翼2は
動かず舵角0に保持され、前翼1のみによる単操舵とな
る。
のにすると、修正前翼舵角指令信号δCF及び修正後翼
舵角指令信号δCRは、 δCF=δCF′ δCR=0 となり、この時の操舵例は図3に示すように、後翼2は
動かず舵角0に保持され、前翼1のみによる単操舵とな
る。
【0023】
【数1】
【0024】また、舵角配分行列21を数2に示すもの
にすると、修正前翼舵角指令δCF及び修正後翼舵角指
令δCRは、 δCF=δCF′+δCR′・K δCR=δCR′ となり、この時の操舵例は図4に示すように、前翼1と
後翼2が同方向に操舵する同位相双操舵となる。
にすると、修正前翼舵角指令δCF及び修正後翼舵角指
令δCRは、 δCF=δCF′+δCR′・K δCR=δCR′ となり、この時の操舵例は図4に示すように、前翼1と
後翼2が同方向に操舵する同位相双操舵となる。
【0025】
【数2】
【0026】このような同位相双操舵の場合、図6で示
すように、飛しょう体は前翼1の操舵により発生する揚
力L1 及び後翼2の操舵により発生する揚力L2 、その
もので飛しょう体を旋回させることができるため、高応
答性旋回ができるようになるが、操舵翼の舵角は大きく
なる。なお、数2のKは修正前翼舵角指令信号δCFと
修正後翼舵角指令信号δCRの大きさの割合を調整する
働きをする動圧Qの関数で、Kを大きくすれば前翼舵角
指令の割合が大きくなり、小さくすればその割合は小さ
くなる。
すように、飛しょう体は前翼1の操舵により発生する揚
力L1 及び後翼2の操舵により発生する揚力L2 、その
もので飛しょう体を旋回させることができるため、高応
答性旋回ができるようになるが、操舵翼の舵角は大きく
なる。なお、数2のKは修正前翼舵角指令信号δCFと
修正後翼舵角指令信号δCRの大きさの割合を調整する
働きをする動圧Qの関数で、Kを大きくすれば前翼舵角
指令の割合が大きくなり、小さくすればその割合は小さ
くなる。
【0027】また、Kの設定を、K=−CmδR/Cm
δFとすれば、前翼1によるモーメントと、後翼2によ
るモーメントがつりあった状態、つまり飛しょう体に迎
角を発生させないで旋回させることができ、高応答のも
のにできる。ここで、CmδFは前翼モーメント空力係
数で、CmδRは後翼モーメント空力係数で、Cmδ
F、CmδRとも飛しょう体の機体で決る係数で、機体
重心位置と前翼1および後翼2の位置関係や、前翼1お
よび後翼2の大きさ、形状等で決る。
δFとすれば、前翼1によるモーメントと、後翼2によ
るモーメントがつりあった状態、つまり飛しょう体に迎
角を発生させないで旋回させることができ、高応答のも
のにできる。ここで、CmδFは前翼モーメント空力係
数で、CmδRは後翼モーメント空力係数で、Cmδ
F、CmδRとも飛しょう体の機体で決る係数で、機体
重心位置と前翼1および後翼2の位置関係や、前翼1お
よび後翼2の大きさ、形状等で決る。
【0028】従って前翼1、後翼2の重心位置からの距
離(アーム長さ)が異れば、CmδF、CmδRの値も
異なるが、K=−CmδR/CmδFとすれば、飛しょ
う体に迎角を発生させない、常につり合った状態にする
ことができる。このことについて、若干補足説明する
と、前翼舵角量δF、後翼舵角量δRとすると、前翼1
による機体重心まわりの回転モーメントMfは、Mf=
CmδF・δFとなり、後翼による機体重心まわりの回
転モーメントMrは、Mr=CmδR・δRとなる。
離(アーム長さ)が異れば、CmδF、CmδRの値も
異なるが、K=−CmδR/CmδFとすれば、飛しょ
う体に迎角を発生させない、常につり合った状態にする
ことができる。このことについて、若干補足説明する
と、前翼舵角量δF、後翼舵角量δRとすると、前翼1
による機体重心まわりの回転モーメントMfは、Mf=
CmδF・δFとなり、後翼による機体重心まわりの回
転モーメントMrは、Mr=CmδR・δRとなる。
【0029】また、モーメントがつりあった状態とは、
前翼によるモーメントMfと後翼によるモーメントMに
よる和、Mf+Mr=0、換言すれば、CmδF・δF
+CmδR・δR=0を意味する。従って、後翼舵角量
δRからモーメントがつりあうために必要な前翼舵角量
を求めると、δF=−CmδR/CmδF・δRとな
る。ここで、K=−CmδR/CmδFとすれば、δF
=K・δRとなり、従って、この舵角を取るために修正
舵角指令をδCF=δCF′+δCR・Kとすれば、飛
しょう体に迎角を発生させないつり合った状態にするこ
とができる。なお、δCF′は前翼1で機体を安定させ
るための制御である、ダンパ制御を行うための舵角指令
を含んでいるので、δCFに付加するようにしている。
前翼によるモーメントMfと後翼によるモーメントMに
よる和、Mf+Mr=0、換言すれば、CmδF・δF
+CmδR・δR=0を意味する。従って、後翼舵角量
δRからモーメントがつりあうために必要な前翼舵角量
を求めると、δF=−CmδR/CmδF・δRとな
る。ここで、K=−CmδR/CmδFとすれば、δF
=K・δRとなり、従って、この舵角を取るために修正
舵角指令をδCF=δCF′+δCR・Kとすれば、飛
しょう体に迎角を発生させないつり合った状態にするこ
とができる。なお、δCF′は前翼1で機体を安定させ
るための制御である、ダンパ制御を行うための舵角指令
を含んでいるので、δCFに付加するようにしている。
【0030】さらに、舵角配分行列21を数3に示すよ
うにすると、修正前翼舵角指令信号δCF及び修正後翼
舵角指令信号δCRは、δCF=δCF′、δCR=−
δCF・Kとなり、この時の操舵例は図5に示すように
なる。この場合、図に示すように、前翼1と後翼2とが
逆方向に操舵される逆位相双操舵となる。
うにすると、修正前翼舵角指令信号δCF及び修正後翼
舵角指令信号δCRは、δCF=δCF′、δCR=−
δCF・Kとなり、この時の操舵例は図5に示すように
なる。この場合、図に示すように、前翼1と後翼2とが
逆方向に操舵される逆位相双操舵となる。
【0031】
【数3】
【0032】この操舵においては、舵角配分行列21を
数1にした、前翼単操舵より重心周りのモーメントを大
きく発生させることができるため、ボディリフトが増え
舵角を小さくすることができる。なお、数2、数3で示
した舵角配分行列21の要素Kは同じKで示している
が、数2におけるKと数3におけるKとは同じ値ではな
い。
数1にした、前翼単操舵より重心周りのモーメントを大
きく発生させることができるため、ボディリフトが増え
舵角を小さくすることができる。なお、数2、数3で示
した舵角配分行列21の要素Kは同じKで示している
が、数2におけるKと数3におけるKとは同じ値ではな
い。
【0033】即ち、同位相双操舵を行うための数2の行
列要素のKは、図2に示すK12と同じであり、このK
12を=−CmδR/CmδFとすれば、前述したよう
に飛しょう体には迎角が発生しないということを意味し
ている。逆位相双操舵を行うための数3の行列要素のK
は、図2に示すK21を=−Kとしたものであり、この
Kも前述したように、修正前翼舵角指令信号δCFと修
正後翼舵角指令信号δCRとの大きさの割合を調整する
働きをする関数であり、この場合、Kを大きくすると後
翼舵角が大きくなるので、飛しょう体の重心まわりには
大きなモーメントが発生することになる。
列要素のKは、図2に示すK12と同じであり、このK
12を=−CmδR/CmδFとすれば、前述したよう
に飛しょう体には迎角が発生しないということを意味し
ている。逆位相双操舵を行うための数3の行列要素のK
は、図2に示すK21を=−Kとしたものであり、この
Kも前述したように、修正前翼舵角指令信号δCFと修
正後翼舵角指令信号δCRとの大きさの割合を調整する
働きをする関数であり、この場合、Kを大きくすると後
翼舵角が大きくなるので、飛しょう体の重心まわりには
大きなモーメントが発生することになる。
【0034】本実施の形態の双操舵飛しょう体の制御装
置は、上述の構成にされているので以下の効果が得られ
る。 (1)飛しょう条件に応じて要求される応答性に最適な
操舵方式を、連続的に切替可能とすることができる。 (2)ヒンジモーメントは舵角と迎角の大きさで決まっ
てくるので、この舵角配分行列の係数を調整することに
より、舵角と迎角の配分をヒンジモーメントが小さくな
るようにすれば、ヒンジモーメント抑制効果も得られ
る。 このことは、操舵装置の負荷を低減させることができる
ようになるので、操舵装置の小型軽量化が可能となる。
置は、上述の構成にされているので以下の効果が得られ
る。 (1)飛しょう条件に応じて要求される応答性に最適な
操舵方式を、連続的に切替可能とすることができる。 (2)ヒンジモーメントは舵角と迎角の大きさで決まっ
てくるので、この舵角配分行列の係数を調整することに
より、舵角と迎角の配分をヒンジモーメントが小さくな
るようにすれば、ヒンジモーメント抑制効果も得られ
る。 このことは、操舵装置の負荷を低減させることができる
ようになるので、操舵装置の小型軽量化が可能となる。
【0035】
【発明の効果】以上説明したように、本発明の双操舵飛
しょう体の制御装置は、飛しょう体を誘導させるための
加速度指令信号、加速度センサからの加速度信号及び角
速度信号により前翼舵角指令信号及び後翼舵角指令信号
を算出し、前部操舵装置及び後部操舵装置にそれぞれ配
分する、動圧の関数を行列要素とする舵角配分行列から
なる舵角配分ゲイン装置が、動圧のスケジュリングで行
列要素を変化させ、飛しょう状態に合わせ、単操舵、前
翼後翼同位相双操舵及び前翼後翼逆位相双操舵のうちの
最適操舵へ連続的に切り替え制御するものとした。
しょう体の制御装置は、飛しょう体を誘導させるための
加速度指令信号、加速度センサからの加速度信号及び角
速度信号により前翼舵角指令信号及び後翼舵角指令信号
を算出し、前部操舵装置及び後部操舵装置にそれぞれ配
分する、動圧の関数を行列要素とする舵角配分行列から
なる舵角配分ゲイン装置が、動圧のスケジュリングで行
列要素を変化させ、飛しょう状態に合わせ、単操舵、前
翼後翼同位相双操舵及び前翼後翼逆位相双操舵のうちの
最適操舵へ連続的に切り替え制御するものとした。
【0036】これにより、本発明の双操舵飛しょう体の
制御装置では、舵角配分行列に3種類の操舵ができる舵
角配分行列を導入したことにより、双操舵飛しょう体の
特徴である制御上の自由度の有位性を充分に活用でき、
しかも、舵角配分ゲインの動圧スケジューリングによ
り、3種類の何れの操舵方式の制御も、飛しょう条件に
応じて要求される応答性に最適な操舵方式へ連続的に切
替可能となる。
制御装置では、舵角配分行列に3種類の操舵ができる舵
角配分行列を導入したことにより、双操舵飛しょう体の
特徴である制御上の自由度の有位性を充分に活用でき、
しかも、舵角配分ゲインの動圧スケジューリングによ
り、3種類の何れの操舵方式の制御も、飛しょう条件に
応じて要求される応答性に最適な操舵方式へ連続的に切
替可能となる。
【0037】また、舵角と迎角で決まる操舵翼のヒンジ
モーメントは、舵角配分行列の係数調整により、ヒンジ
モーメントが小さくなる操舵方式への連続的な切替えが
可能なことから、操舵装置の小型軽量化ができ、高速、
高応答性、高機動性に必要な飛しょう体の小型軽量化が
できる。
モーメントは、舵角配分行列の係数調整により、ヒンジ
モーメントが小さくなる操舵方式への連続的な切替えが
可能なことから、操舵装置の小型軽量化ができ、高速、
高応答性、高機動性に必要な飛しょう体の小型軽量化が
できる。
【図1】本発明の双操舵飛しょう体の制御装置の実施の
第1形態を示す制御系ブロック図、
第1形態を示す制御系ブロック図、
【図2】図1に示す舵角配分行列の行列要素の内容を示
す図、
す図、
【図3】図1に示す舵角配分行列の行列要素が数1で示
される前翼単操舵時の双操舵飛しょう体の飛しょう特性
を示す図、
される前翼単操舵時の双操舵飛しょう体の飛しょう特性
を示す図、
【図4】図1に示す舵角配分行列の行列要素が数2で示
される同位相双操舵時の双操舵飛しょう体の飛しょう特
性を示す図、
される同位相双操舵時の双操舵飛しょう体の飛しょう特
性を示す図、
【図5】図1に示す舵角配分行列の行列要素が数3で示
される逆位相双操舵時の双操舵飛しょう体の飛しょう特
性を示す図、
される逆位相双操舵時の双操舵飛しょう体の飛しょう特
性を示す図、
【図6】本発明の制御装置が適用される双操舵飛しょう
体の概要を示す図、
体の概要を示す図、
【図7】従来の双操舵飛しょう体の制御装置を示す制御
系ブロック図である。
系ブロック図である。
1 前翼 2 後翼 3 重心 4 機体運動 6 加速度センサ 7 角速度センサ 8 オートパイロット 9 加速度信号 10 角速度信号 11 角速度指令信号 11′ 修正角速度指令信号 12 加速度指令信号 13 前翼操舵加速度制御器 14 後翼操舵加速度制御器 15 角速度制御器 16 修正指令信号 17 後翼舵角指令信号 18 後部操舵装置 19 前部操舵装置 20 舵角配分ゲイン装置 21 舵角配分行列 22 舵角配分ゲイン装置 M 重心まわりのモーメント L1 ,L2 操舵による揚力 δCF′ 前翼舵角指令信号 δCF 修正前翼舵角指令信号 δCR′ 後翼舵角指令信号 δCR 修正後翼舵角指令信号 Kr(M) 舵角配分ゲイン Q 動圧 CmδF 前翼モーメント空力係数 CmδR 後翼モーメント空力係数 δF 前翼舵角量(角度) δR 後翼舵角量(角度) Mf 前翼による機体重心まわりのモーメント Mr 後翼による機体重心まわりのモーメント
Claims (1)
- 【請求項1】 飛しょう体の重心から離隔した前方位置
に装備された前翼と重心から離隔した後方位置に装備さ
れた後翼とを有し、前翼操舵/後翼操舵により飛しょう
制御を行なう双操舵飛しょう体の制御装置において、飛
しょう体を誘導するための加速度指令信号、飛しょう体
の加速度を検出する加速度センサからの加速度信号及び
飛しょう体の角速度を検出する角速度センサからの角速
度信号から前翼舵角指令信号及び後翼舵角指令信号を算
出するオートパイロットと、動圧のスケジューリングに
より前記飛しょう体の単操舵、前翼後翼同位相双操舵及
び前翼後翼逆位相双操舵のうち最適な操舵へ連続的に切
り替え制御できる、動圧の関数の行列要素を有する舵角
配分行列からなり、前記前翼舵角指令信号及び後翼舵角
指令信号を前部操舵装置及び後部操舵装置にそれぞれ配
分する舵角配分ゲイン装置とを設けたことを特徴とする
双操舵飛しょう体の制御装置。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2001118137A JP2002318100A (ja) | 2001-04-17 | 2001-04-17 | 双操舵飛しょう体の制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
JP2001118137A JP2002318100A (ja) | 2001-04-17 | 2001-04-17 | 双操舵飛しょう体の制御装置 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2002318100A true JP2002318100A (ja) | 2002-10-31 |
Family
ID=18968571
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2001118137A Withdrawn JP2002318100A (ja) | 2001-04-17 | 2001-04-17 | 双操舵飛しょう体の制御装置 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
JP (1) | JP2002318100A (ja) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2020044920A (ja) * | 2018-09-18 | 2020-03-26 | 株式会社東芝 | 位置制御装置および飛しょう体 |
-
2001
- 2001-04-17 JP JP2001118137A patent/JP2002318100A/ja not_active Withdrawn
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2020044920A (ja) * | 2018-09-18 | 2020-03-26 | 株式会社東芝 | 位置制御装置および飛しょう体 |
JP7204390B2 (ja) | 2018-09-18 | 2023-01-16 | 株式会社東芝 | 位置制御装置および飛しょう体 |
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Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A300 | Application deemed to be withdrawn because no request for examination was validly filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20080701 |