JP2004239520A

JP2004239520A - Missile

Info

Publication number: JP2004239520A
Application number: JP2003029168A
Authority: JP
Inventors: Hitomi Tawa; 仁美田和; Koichi Sato; 幸一佐藤; Ryujiro Kurosaki; 隆二郎黒崎
Original assignee: Mitsubishi Electric Corp
Current assignee: Mitsubishi Electric Corp
Priority date: 2003-02-06
Filing date: 2003-02-06
Publication date: 2004-08-26
Anticipated expiration: 2023-02-06
Also published as: JP4042581B2

Abstract

<P>PROBLEM TO BE SOLVED: To determine the roller rotating direction to minimize a roller rotating angle in accordance with the acceleration command direction given to three blade of missile, and to minimize a time spent for banking the missile to decrease a time constant. <P>SOLUTION: This missile comprises three sheets of steering blades, an inertial device detecting an angular speed and an acceleration of the missile, and calculating a speed, a position and an attitude angle of the missile on the basis of the detected angular speed and acceleration, a steering command calculating device for outputting the steering command of the steering blades to control a missile body in the desired direction, and a means for determining the roller direction to minimize the banking angle on the basis of the acceleration command direction and the roller attitude angle. <P>COPYRIGHT: (C)2004,JPO&NCIPI

Description

【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、三枚の操舵翼を有して旋回運動する飛しょう体に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来の飛しょう体は、操舵翼が四枚翼（以下これを四枚翼飛しょう体と称する）であることが主流であった。これは、四枚翼飛しょう体は、ピッチ・ヨー方向に加速度指令が入った場合、機軸直交方向の何れの方向に対しても空力的に形状がほぼ対称であるため、ピッチ、ヨー、ロールを独立に制御して所望の方向に直接加速度を発生できるためである。
しかしながら、四枚翼の場合、三枚翼と比較して部品点数が多いため、実装性やコスト、信頼性等の面で不利である。また空力抵抗も大きくなってしまう。
【０００３】
ここで、飛しょう体の操舵翼を三枚にする（以下、これを三枚翼飛しょう体と称する）事により、構造が簡素化され、かつコストダウンにもつながるという利点がある。しかしながら、三枚翼飛しょう体は、ピッチ方向とヨー方向で形状が異なるため、加速度指令方向によっては空力的な非対称により、誘導ロールモーメントが発生し、制御不能になる可能性がある。
このような三枚翼飛しょう体においては、空力的非対称による誘導ロールモーメント発生を回避するために、飛しょう体のピッチ方向に対して左右対称となるように操舵翼を配置し、飛しょう体のピッチ方向が加速度指令方向になる様にロール回転させ、姿勢を変化させた後、ピッチ方向の制御を行なって加速度を発生させる必要がある（例えば、特許文献１参照）。
【０００４】
【特許文献１】
特開２０００−１５３７９９
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】
以上説明した様に、三枚翼飛しょう体においては、空力的非対称による誘導ロールモーメント発生を回避するために、飛しょう体のピッチ方向を加速度指令方向になる様にロール回転させる。このため、ロール回転角が大きくなってしまう場合には、所望の方向に加速度を発生させるまでの時間が長くなり、四枚翼飛しょう体と比較して、飛しょう体をロール回転させる分応答性が悪くなる。特に、高機動性が要求される飛しょう体にあっては、これまでの三枚翼飛しょう体は適切ではなかった。
【０００６】
本発明は、かかる課題を解決するためになされたものであり、四枚翼飛しょう体よりも翼のコストを低減でき、かつ飛しょう体をバンクさせる事に費やす時間を最小限に抑える飛しょう体を得ることを目的とする。
【課題を解決するための手段】
本発明による飛しょう体は、三枚の操舵翼を備え、飛しょう体の角速度及び加速度を検出し、検出した角速度、加速度により飛しょう体の速度、位置及び姿勢角を計算する慣性装置と、所望の方向に機体を制御するために、操舵翼の舵角指令を出力する舵角指令計算装置を備え、加速度指令方向とロール姿勢角に基づいて、バンク角が最小となる様にロール方向を決定する手段を備える。
【０００７】
【発明の実施の形態】
実施の形態１．
以下、本発明の実施例を具体的に説明する。図１は本発明の実施の形態１による飛しょう体の簡略化した構成例を示す。
図において、飛しょう体１は、機体の後方外周に、機軸に対して対称に配置されるように３つの操舵翼８、９、１０が設けられる。機体内部の前方に図示しないシーカが設けられ、目標体の方向を検出する。シーカには、レーダや光学センサが用いられる。また、機体内部には、加速度指令計算装置２、ロール角指令計算装置３、慣性装置４、舵角指令計算装置５、および操舵装置６が搭載される。
【０００８】
加速度指令計算装置２、慣性装置４の出力信号は、ロール角指令計算装置３に入力されるように、夫々の接続が成される。また、ロール角指令計算装置３の出力信号が、舵角指令計算装置５、および操舵装置６に入力されるように、夫々の接続が成される。操舵装置６は、操舵翼８、９、１０を回転駆動するように、回転機構（図示せず）とアクチュエータ（図示せず）、及びアクチュエータに動力を与えて操舵翼を回転制御するためのサーボ制御装置（図示せず）などで構成されている。
【０００９】
次に、図１の動作について説明する。
飛しょう体１は目標に会合する事を目的として、ピッチ・ヨー加速度指令ａｃｐ１，ａｃｙ１を加速度指令計算装置２より計算する。そして、ピッチ・ヨー加速度指令ａｃｐ１，ａｃｙ１より加速度指令方向Φａｃを計算し、慣性装置４より得られる飛しょう体１のロール姿勢角と加速度指令方向Φａｃに基づき、ロール角指令Φｃをロール角指令計算装置３において計算する。計算されたロール角指令Φｃ及び加速度指令方向Φａｃより、舵角指令計算装置５において各操舵翼８、９、１０への舵角指令δＡ、δＢ、δＣを計算する。舵角指令δＡ、δＢ、δＣをうけ操舵装置６により操舵翼８、９、１０を操舵する。これにより、所望の方向に加速度を発生させる。
【００１０】
ここで、操舵翼と加速度指令方向との関係を説明するため、図１に示した飛しょう体１を後方から見た座標系を図２に示す。
図２に示すように飛しょう体１は三枚の操舵翼８，９，１０を有し、各操舵翼は操舵翼８を基準にし、１２０°毎に等間隔に取り付けられているものとする。また、舵角の極性はロールモーメントが正方向に発生する操舵方向を正とし、操舵量に応じて発生する操舵翼の空気力は各操舵翼とも同等とする。
【００１１】
図２において、三枚の操舵翼を有する飛しょう体１は、通常ピッチ方向に空力的対称となる様にロール姿勢角０°で制御され飛しょうしており、加速度指令方向Φａｃ及びロール姿勢角Φに基づいて、飛しょう体１のロール回転角ｄΦが最小となるようにロール姿勢角Φを制御する。
【００１２】
一方、従来の三枚翼飛しょう体で一般に用いられる制御方式としては、ピッチ系とヨー系が非対称な航空機と同様、ピッチ方向が加速度指令方向になるようにロール回転させるバンクトゥターン（ＢＴＴ）制御方式が考えられる。
【００１３】
ＢＴＴ制御方式の三枚翼飛しょう体では、ロール制御系とピッチ制御系で構成され、ロール姿勢角Φが加速度指令方向Φａｃまで変化した後、操舵翼９、１０を操舵し、ピッチ方向にのみ加速度を発生させる。この際、各操舵翼８，９，１０の舵角指令は数１の様に舵角指令計算装置５で計算される。
尚、数１のδＡ、δＢ、δＣはそれぞれ操舵翼８、９、１０の舵角であり、δａｃはピッチ方向に加速度ａｃを発生させるために必要なピッチ舵角分とする。
【００１４】
【数１】

【００１５】
数１に示すように、操舵翼９，１０を逆方向に同量だけ操舵する事により、ロールモーメントは発生せず、ヨー方向については舵の空気力が相殺され、ピッチ方向のみに加速度を発生させる事が可能となる。
【００１６】
このようにＢＴＴ制御方式の三枚翼飛しょう体の制御系では、加速度指令が与えられた場合、ピッチ方向が加速度指令方向に対称となるように、ロール姿勢角を回転させるため、所望の方向に加速度を発生させるまでの時間が長くなり応答性が悪くなる可能性がある。例えば、ロール制御開始からロール姿勢角がロール角指令Φｃの６３％に達するまでの時間をτｒ０、ピッチ加速度指令が与えられてから、指令方向への応答が６３％に達するまでの時間をτａｃ０とし、これらをそれぞれロール制御系の時定数、ピッチ・ヨー制御系の時定数とすると、三枚翼飛しょう体の制御系の応答時間τ０は数２になる。
【００１７】
【数２】

【００１８】
そこで、本発明の実施の形態１による三枚翼飛しょう体１では、ロール制御開始からロール姿勢角がロール角指令Φｃの６３％に達するまでの時間を短くするロール角指令を計算する。具体的には、ロール角指令計算装置３において、加速度指令が与えられた際に飛しょう体をバンクさせる方向、すなわちロール角指令Φｃを、加速度指令方向Φａｃ及び慣性装置４より得られるロール姿勢角Φから、数３に基づいて計算する。この場合、ロール姿勢角変化ｄΦは、加速度指令方向に対して左右対称となるための最小の角度となるように、ロール角指令が設定される。なお、ロール角指令計算装置３は、機体のバンク角が１２０°以下となるようにロール角指令を計算する。
【００１９】
【数３】

【００２０】
例えば、舵角指令計算装置５は、数３で得られるロール角指令Φｃに基づいて操舵装置６に舵角指令を与えて、ロール姿勢角Φを制御する。このとき、ロールモーメントが正方向に発生するように、操舵翼８、９、１０を正方向に操舵する。このロール姿勢角制御によって、ロール姿勢角ΦがΦｃとなった後、舵角指令計算装置５において、加速度指令方向Φａｃに基づき、各操舵翼８、９、１０の舵角指令を数４のように計算する。ここで、操舵指令計算装置５は、慣性装置４で計算されたロール姿勢角がロール角指令に一致した後に、加速度指令方向に基づいて加速度指令方向と対称位置に有る２つの操舵翼が、夫々の回転軸に対して舵角が互いに逆方向となるように舵角指令を計算する。
【００２１】
操舵装置６は、数４に基づいて計算される舵角指令δＡ、δＢ、δＣに応じて、操舵翼８、９、１０を操舵する事によって、所望の方向に加速度を発生できる。
【００２２】
【数４】

【００２３】
ここで、本発明の三枚翼飛しょう体において、ロール制御開始からロール姿勢角がロール角指令Φｃの６３％に達するまでの時間をτｒとし、これをロール制御系の時定数、加速度指令ａｃが与えられてから、指令方向Φａｃへの応答が６３％に達するまでの時間をτａｃとし、これをピッチ・ヨー制御系の時定数とする。
【００２４】
この時、加速度指令計算装置２より与えられた加速度指令ａｃに対する応答時間τ１は数５により求められる。
【００２５】
【数５】

【００２６】
本発明の実施の形態１における飛しょう体とＢＴＴ制御方式の飛しょう体との機体制御特性の比較を図３に示す。
今仮に、加速度指令方向Φａｃが９０°であった場合（ロール姿勢角Φは０°）を考えると、ピッチ方向加速度指令ａｃｐ１は零となり、ヨー方向のみ加速度指令ａｃが与えられた事になる。本発明による飛しょう体においては、ロール姿勢角変化ｄΦは−３０°となる。
一方、ＢＴＴ制御方式の飛しょう体の場合は、ピッチ方向が加速度指令方向Φａｃになるようにロール姿勢角を回転させる必要があるため、ロール姿勢角変化は＋９０°となる。
【００２７】
本実施の形態による三枚翼飛しょう体の加速度指令に対する時定数τ１と、ＢＴＴ制御方式の時定数τ０とを比較すると、加速度指令値ａｃが同じであれば、ピッチ・ヨー制御系の応答時間τａｃとτａｃ０は等しいが、ロール制御系の応答時間τｒとτｒ０に関しては、ロール姿勢角変化ｄΦが小さい分、τｒの方がτｒ０より小さくなる。
【００２８】
このため、本実施の形態による時定数τ１の方がＢＴＴ制御方式よりもロール回転制御時の時定数が小さくなり、飛しょう体をバンクさせることに費やす時間を最小限に抑えることができる。
【００２９】
以上のように、本実施の形態の飛しょう体では、機体外周に設けられた３枚の操舵翼と、機体の角速度及び加速度を検出し、検出された角速度及び加速度に基づいて、機体の速度、位置及び姿勢角を計算する慣性装置と、目標体の方向に基づいて加速度指令を計算する加速度指令計算装置と、上記加速度指令計算装置から与えられた加速度指令方向と上記慣性装置で計算された姿勢角に基づいて、機体のバンク角が最小となるようにロール角指令を計算するロール角指令計算装置と、上記加速度指令方向と上記ロール角指令計算装置で計算されたロール角指令に基づいて、上記操舵翼の舵角指令を出力する舵角指令計算装置と、上記舵角指令計算装置からの舵角指令に基づいて、上記操舵翼を制御する操舵装置とを備えて、ロール回転角ｄΦが最小となるようにロール方向を決定することにより、加速度指令方向への応答性を向上させる事が出来る。
【００３０】
【発明の効果】
本発明による三枚翼飛しょう体は、ロール回転角が最小となるようにロール方向を決定する事により、加速度指令方向への応答性を向上させる事が出来る。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の形態１による三枚翼飛しょう体の構成を示すブロック図である。
【図２】本発明の実施の形態１による三枚翼飛しょう体の座標系を示す図である（飛しょう体後方より見た図）。
【図３】本発明の実施の形態１による飛しょう体とＢＴＴ制御方式の飛しょう体の機体制御を比較した図である。
【符号の説明】
１飛しょう体、２加速度指令計算装置、３ロール角指令計算装置、４慣性装置、５舵角指令計算装置、６操舵装置、７操舵翼、８操舵翼、９操舵翼、１０操舵翼。[0001]
TECHNICAL FIELD OF THE INVENTION
BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a flying object having three steering wings and revolving.
[0002]
[Prior art]
In the conventional flying object, the mainstream is that the steering wing has four wings (hereinafter referred to as a four-wing flying object). This is because, when an acceleration command is input in the pitch and yaw directions, the four-winged flying object is aerodynamically symmetrical in any direction perpendicular to the aircraft axis, so pitch, yaw, and roll Can be independently controlled to directly generate acceleration in a desired direction.
However, the four-bladed blade has disadvantages in terms of mountability, cost, reliability, and the like because the number of components is larger than that of the three-bladed blade. Also, the aerodynamic resistance increases.
[0003]
Here, the use of three flying wings (hereinafter referred to as a three-wing flying body) has the advantage that the structure is simplified and the cost is reduced. However, since the shape of the three-blade flying object differs between the pitch direction and the yaw direction, there is a possibility that an induced roll moment is generated due to aerodynamic asymmetry depending on the acceleration command direction, and control becomes impossible.
In such a three-blade flying vehicle, the steering wings are arranged symmetrically with respect to the pitch direction of the flying vehicle to avoid the generation of induced roll moment due to aerodynamic asymmetry. It is necessary to rotate the roll so that the pitch direction becomes the acceleration command direction, change the attitude, and then control the pitch direction to generate acceleration (for example, see Patent Document 1).
[0004]
[Patent Document 1]
JP 2000-153799
[0005]
[Problems to be solved by the invention]
As described above, in the three-blade flying body, the flying body is rolled so that the pitch direction becomes the acceleration command direction in order to avoid the generation of the induced roll moment due to aerodynamic asymmetry. Therefore, when the roll rotation angle becomes large, the time required to generate acceleration in the desired direction becomes longer, and the response time for rotating the flying object compared to a four-blade flying object It becomes worse. In particular, for a flying object requiring high mobility, the conventional three-winged flying object has not been appropriate.
[0006]
The present invention has been made to solve such a problem, and can reduce the cost of the wings compared to the four-winged flying object and minimize the time spent in banking the flying object. The purpose is to get the body.
[Means for Solving the Problems]
A flying object according to the present invention includes three steering wings, detects an angular velocity and an acceleration of the flying object, and calculates the velocity, position, and attitude angle of the flying object by the detected angular velocity and acceleration, In order to control the fuselage in a desired direction, a steering angle command calculation device that outputs a steering angle command of the steering wing is provided, and based on the acceleration command direction and the roll attitude angle, the roll direction is set so that the bank angle is minimized. Means for determining.
[0007]
BEST MODE FOR CARRYING OUT THE INVENTION
Embodiment 1 FIG.
Hereinafter, examples of the present invention will be specifically described. FIG. 1 shows a simplified configuration example of a flying object according to the first embodiment of the present invention.
In the figure, the flying object 1 is provided with three

steering blades

8, 9, and 10 on the rear outer periphery of the aircraft so as to be arranged symmetrically with respect to the aircraft axis. A seeker (not shown) is provided at the front inside the body to detect the direction of the target body. A radar or an optical sensor is used for the seeker. Further, an acceleration command calculation device 2, a roll angle command calculation device 3, an inertia device 4, a steering angle command calculation device 5, and a steering device 6 are mounted inside the fuselage.
[0008]
The output signals of the acceleration command calculation device 2 and the inertial device 4 are connected to each other so as to be input to the roll angle command calculation device 3. The respective connections are made so that the output signal of the roll angle command calculation device 3 is input to the steering angle command calculation device 5 and the steering device 6. The steering device 6 includes a rotation mechanism (not shown) and an actuator (not shown) so as to rotationally drive the

steering blades

8, 9, and 10, and a servo for giving power to the actuator and controlling rotation of the steering blade. It is composed of a control device (not shown) and the like.
[0009]
Next, the operation of FIG. 1 will be described.
The flying object 1 calculates pitch / yaw acceleration commands acp1 and acy1 from the acceleration command calculation device 2 for the purpose of meeting the target. Then, an acceleration command direction Φac is calculated from the pitch / yaw acceleration commands acp1 and acy1, and a roll angle command Φc is calculated based on the roll attitude angle of the flying object 1 obtained from the inertial device 4 and the acceleration command direction Φac. Calculate in device 3. From the calculated roll angle command Φc and acceleration command direction Φac, the steering angle command calculation device 5 calculates the steering angle commands δA, δB, δC for the

respective steering blades

8, 9, 10. In response to the steering angle commands δA, δB, δC, the

steering devices

6, 9, and 10 are steered by the steering device 6. Thereby, acceleration is generated in a desired direction.
[0010]
Here, in order to explain the relationship between the steering wing and the acceleration command direction, FIG. 2 shows a coordinate system when the flying object 1 shown in FIG. 1 is viewed from behind.
As shown in FIG. 2, the flying object 1 has three

steering blades

8, 9, and 10, and each of the steering blades is attached at equal intervals every 120 ° with respect to the steering blade 8. . The polarity of the steering angle is positive in the steering direction in which the roll moment is generated in the positive direction, and the aerodynamic force of the steering blade generated according to the steering amount is the same for each steering blade.
[0011]
In FIG. 2, a flying object 1 having three steering wings is normally controlled by a roll attitude angle of 0 ° so as to be aerodynamically symmetric in the pitch direction, and is flying. The acceleration command direction Φac and the roll attitude angle Based on Φ, the roll attitude angle Φ is controlled so that the roll rotation angle dΦ of the flying object 1 is minimized.
[0012]
On the other hand, as a control method generally used in a conventional three-wing aircraft, a bank-to-turn (BTT) method in which a roll is rotated so that a pitch direction becomes an acceleration command direction, similarly to an aircraft in which a pitch system and a yaw system are asymmetric. A control method is conceivable.
[0013]
The three-blade flying vehicle of the BTT control system is composed of a roll control system and a pitch control system. After the roll attitude angle Φ changes to the acceleration command direction Φac, the

steering blades

9 and 10 are steered, and only in the pitch direction. Generate acceleration. At this time, the steering angle command for each of the

steering blades

8, 9, and 10 is calculated by the steering angle command calculation device 5 as shown in Expression 1.
Note that δA, δB, and δC in Equation 1 are the steering angles of the

steering blades

8, 9, and 10, respectively, and δac is the pitch steering angle necessary to generate the acceleration ac in the pitch direction.
[0014]
(Equation 1)

[0015]
As shown in Equation 1, by steering the

steering wings

9 and 10 in the opposite direction by the same amount, no roll moment is generated, the aerodynamic force of the rudder is canceled in the yaw direction, and acceleration is generated only in the pitch direction. It is possible to do.
[0016]
Thus, in the control system of the three-blade flying object of the BTT control method, when an acceleration command is given, the roll attitude angle is rotated so that the pitch direction is symmetrical to the acceleration command direction. There is a possibility that the time until the acceleration is generated becomes longer and the responsiveness becomes worse. For example, the time from the start of roll control until the roll attitude angle reaches 63% of the roll angle command Φc is τr0, and the time from when the pitch acceleration command is given to when the response in the command direction reaches 63% is τac0. Assuming that these are the time constant of the roll control system and the time constant of the pitch / yaw control system, respectively, the response time τ0 of the control system of the three-blade flying object is expressed by Equation 2.
[0017]
(Equation 2)

[0018]
Therefore, in the three-blade flying object 1 according to Embodiment 1 of the present invention, a roll angle command that shortens the time from the start of roll control until the roll attitude angle reaches 63% of the roll angle command Φc is calculated. Specifically, in the roll angle command calculation device 3, the direction in which the flying object is banked when the acceleration command is given, that is, the roll angle command Φc is determined by the acceleration command direction Φac and the roll attitude angle obtained from the inertial device 4. From Φ, calculation is performed based on Equation 3. In this case, the roll angle command is set so that the roll attitude angle change dΦ is the minimum angle for making it symmetrical with respect to the acceleration command direction. Note that the roll angle command calculation device 3 calculates the roll angle command so that the bank angle of the machine body is equal to or less than 120 °.
[0019]
[Equation 3]

[0020]
For example, the steering angle command calculation device 5 controls the roll attitude angle Φ by giving a steering angle command to the steering device 6 based on the roll angle command Φc obtained by Expression 3. At this time, the

steering blades

8, 9, and 10 are steered in the forward direction so that the roll moment is generated in the forward direction. After the roll attitude angle Φ becomes Φc by the roll attitude angle control, the steering angle command calculation device 5 converts the steering angle commands of the

respective steering blades

8, 9, and 10 into Equation 4 based on the acceleration command direction Φac. To calculate. Here, after the roll attitude angle calculated by the inertia device 4 matches the roll angle command, the steering command calculation device 5 generates two steering wings located at positions symmetrical to the acceleration command direction based on the acceleration command direction. The steering angle command is calculated so that the steering angles are opposite to each other with respect to the rotation axis.
[0021]
The steering device 6 can generate acceleration in a desired direction by steering the

steering wings

8, 9, and 10 in accordance with the steering angle commands δA, δB, and δC calculated based on Expression 4.
[0022]
(Equation 4)

[0023]
Here, in the three-blade flying object of the present invention, the time from the start of roll control until the roll attitude angle reaches 63% of the roll angle command Φc is defined as τr, which is defined as the time constant of the roll control system and the acceleration command ac. Τac until the response to the command direction Φac reaches 63% is defined as τac, which is the time constant of the pitch / yaw control system.
[0024]
At this time, the response time τ1 to the acceleration command ac given from the acceleration command calculation device 2 is obtained by Expression 5.
[0025]
(Equation 5)

[0026]
FIG. 3 shows a comparison of airframe control characteristics between the flying object and the BTT control type flying object according to the first embodiment of the present invention.
Now, assuming that the acceleration command direction Φac is 90 ° (the roll attitude angle Φ is 0 °), the pitch direction acceleration command acp1 becomes zero, and the acceleration command ac is given only in the yaw direction. In the flying object according to the present invention, the roll attitude angle change dΦ is −30 °.
On the other hand, in the case of the flying object of the BTT control method, since the roll attitude angle needs to be rotated so that the pitch direction becomes the acceleration command direction Φac, the roll attitude angle change is + 90 °.
[0027]
Comparing the time constant τ1 for the acceleration command of the three-blade flying object according to the present embodiment with the time constant τ0 of the BTT control method, if the acceleration command value ac is the same, the response time of the pitch / yaw control system Although τac and τac0 are equal, τr is smaller than τr0 for the response time τr and τr0 of the roll control system because the roll attitude angle change dΦ is small.
[0028]
For this reason, the time constant τ1 according to the present embodiment is smaller in the roll rotation control than in the BTT control method, and the time spent banking the flying object can be minimized.
[0029]
As described above, in the flying object according to the present embodiment, the three steering wings provided on the outer periphery of the aircraft, the angular velocity and the acceleration of the aircraft are detected, and based on the detected angular velocities and accelerations, the speed of the aircraft is determined. An inertial device that calculates a position and an attitude angle; an acceleration command calculating device that calculates an acceleration command based on the direction of a target body; an acceleration command direction given by the acceleration command calculating device; Based on the attitude angle, a roll angle command calculator that calculates a roll angle command such that the bank angle of the aircraft is minimized, and based on the acceleration command direction and the roll angle command calculated by the roll angle command calculator. A steering angle command calculating device for outputting a steering angle command of the steering blade, and a steering device for controlling the steering blade based on a steering angle command from the steering angle command calculating device, and a roll rotation angle dΦ. By determining the roll direction so as to minimize, it is possible to improve the responsiveness to acceleration command direction.
[0030]
【The invention's effect】
The three-blade flying object according to the present invention can improve the response to the acceleration command direction by determining the roll direction so that the roll rotation angle is minimized.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a block diagram showing a configuration of a three-blade flying object according to a first embodiment of the present invention.
FIG. 2 is a diagram showing a coordinate system of a three-blade flying object according to the first embodiment of the present invention (a diagram viewed from the rear of the flying object).
FIG. 3 is a diagram comparing the aircraft control of the flying object according to the first embodiment of the present invention and the flying object of the BTT control method.
[Explanation of symbols]
1 flying object, 2 acceleration command calculation device, 3 roll angle command calculation device, 4 inertia device, 5 steering angle command calculation device, 6 steering device, 7 steering wing, 8 steering wing, 9 steering wing, 10 steering wing.

Claims

機体外周に設けられた３枚の操舵翼と、
機体の角速度及び加速度を検出し、検出された角速度及び加速度に基づいて、機体の速度、位置及び姿勢角を計算する慣性装置と、
目標体の方向に基づいて加速度指令を計算する加速度指令計算装置と、
上記加速度指令計算装置から与えられた加速度指令方向と上記慣性装置で計算された姿勢角に基づいて、機体のバンク角が最小となるようにロール角指令を計算するロール角指令計算装置と、
上記加速度指令方向と上記ロール角指令計算装置で計算されたロール角指令に基づいて、上記操舵翼の舵角指令を出力する舵角指令計算装置と、
上記舵角指令計算装置からの舵角指令に基づいて、上記操舵翼を制御する操舵装置とを備えた飛しょう体。Three steering wings provided on the outer periphery of the fuselage;
An inertial device that detects the angular velocity and acceleration of the fuselage, and calculates the velocity, position and attitude angle of the fuselage based on the detected angular velocity and acceleration;
An acceleration command calculator that calculates an acceleration command based on the direction of the target body;
Based on the acceleration command direction given by the acceleration command calculation device and the attitude angle calculated by the inertial device, a roll angle command calculation device that calculates a roll angle command so that the bank angle of the aircraft is minimized,
A steering angle command calculator that outputs a steering angle command of the steering blade based on the acceleration command direction and the roll angle command calculated by the roll angle command calculator;
A flying object comprising: a steering device that controls the steering wing based on a steering angle command from the steering angle command calculation device.

ロール角指令計算装置は、機体のバンク角が１２０°以下となるようにロール角指令を計算することを特徴とした請求項１記載の飛しょう体。The flying object according to claim 1, wherein the roll angle command calculation device calculates the roll angle command so that the bank angle of the aircraft is equal to or less than 120 °.

舵角指令計算装置は、上記慣性装置で計算されたロール姿勢角がロール角指令に一致した後に、上記加速度指令方向に基づいて加速度指令方向と対称位置に有る２つの操舵翼が、夫々の回転軸に対して舵角が互いに逆方向となるように舵角指令を計算することを特徴とした請求項１記載の飛しょう体。After the roll attitude angle calculated by the inertia device coincides with the roll angle command, the steering angle command calculator calculates that the two steering wings located at positions symmetrical to the acceleration command direction based on the acceleration command direction are respectively rotated. 2. The flying object according to claim 1, wherein the steering angle command is calculated so that the steering angles are opposite to each other with respect to the axis.