JP3292512B2 - Flying object attitude control method - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION

【０００１】[0001]

【産業上の利用分野】本発明は、推力方向制御装置を備
えた飛翔体の姿勢制御方法に関する。BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to a flying object attitude control method provided with a thrust direction control device.

【０００２】[0002]

【従来の技術】ジンバル・エンジン方式、可動ノズル方
式、ジェット・ベーン方式およびジェッタベータ方式等
に代表される推力方向制御装置（以下、ＴＶＣ（Ｔｈｒ
ｕｓｔＶｅｃｔｏｒ Ｃｏｎｔｒｏｌ）装置という）を
備えたロケットにおいては、例えば図７および図８に示
すようにそのロケット１の姿勢制御系への入力は誘導系
からの誘導コマンドとして目標姿勢角θ_Cのかたちで与
えられることから、レートジャイロ等のセンサー５によ
り得られた機体の姿勢角速度（回転角速度）θ′および
姿勢角θをそれぞれフィードバックすることによりＴＶ
Ｃ装置２の入力信号すなわちＴＶＣ装置２のアクチュエ
ータの操舵信号としている。2. Description of the Related Art A thrust direction control device (hereinafter referred to as a TVC (Thr.
In the case of a rocket equipped with a rust vector control device, input to the attitude control system of the rocket 1 is given as a guidance command from the guidance system in the form of a target attitude angle θ _C , as shown in FIGS. Therefore, by feeding back the attitude angular velocity (rotation angular velocity) θ ′ and attitude angle θ of the aircraft obtained by the sensor 5 such as a rate gyro,
This is an input signal of the C device 2, that is, a steering signal of the actuator of the TVC device 2.

【０００３】ここで、図８はピッチ運動方向での例をし
ており、機体の姿勢角θ以外に姿勢角速度θ′をフィー
ドバックしているのは機体の安定化ならびに応答の安定
化を図るためである。また、ゲインＫ_AおよびＫ_Bの値は
ロケットの制御特性や応答特性によって決定される。FIG. 8 shows an example in the pitch motion direction. The reason why the attitude angular velocity θ ′ is fed back in addition to the attitude angle θ of the body is to stabilize the body and stabilize the response. It is. The value of the gain K _A and K _B are determined by the control properties and response characteristics of the rocket.

【０００４】[0004]

【発明が解決しようとする課題】従来の姿勢制御方法に
おいては、姿勢角速度θ′のフィードバックによりロケ
ットの機体の安定化を図りつつ、姿勢角θのフィードバ
ックにより誘導コマンドの目標姿勢角θ_Cに追従させる
ことを基本としているものであるが、経路角（速度ベク
トルの方向）γを直接制御していないためにＴＶＣ装置
２を用いて旋回（姿勢変更）する場合には経路角γと姿
勢角θとの差すなわち迎え角αが大きくなり、その結果
として旋回に要する時間が著しく長くなるという欠点が
ある。In the conventional attitude control method, the attitude of the rocket is stabilized by the feedback of the attitude angular velocity θ ′, and the target attitude angle θ _C of the guidance command is followed by the feedback of the attitude angle θ. However, the path angle (direction of the velocity vector) γ is not directly controlled, so that when turning (posture change) using the TVC device 2, the path angle γ and the posture angle θ are used. In other words, the angle of attack α becomes large, and as a result, the time required for turning becomes extremely long.

【０００５】本発明は以上のような課題に鑑みてなされ
たもので、その目的とするところは、制御性および応答
性の向上を図りつつ、ＴＶＣ装置により姿勢変更させる
際の時間を短縮化することを目的とする。SUMMARY OF THE INVENTION The present invention has been made in view of the above problems, and an object of the present invention is to improve the controllability and responsiveness while shortening the time required to change the posture by a TVC device. The purpose is to:

【０００６】[0006]

【課題を解決するための手段】本発明は、ＴＶＣ装置を
備えた飛翔体の姿勢を制御する方法であって、少なくと
も機体のピッチ運動方向について、誘導コマンドとして
推力方向制御装置の入力側に目標経路角を付与するとと
もに、機体に設けたセンサーをフィードバック要素とす
る負帰還の経路角フィードバックループを目標経路角と
の間に形成する一方、上記経路角フィードバックループ
の内側に同じく機体に設けた別のセンサーをフィードバ
ック要素とする負帰還の姿勢角フィードバックループを
形成し、飛翔体の経路角および姿勢角を個別に検出して
推力方向制御装置をフィードバック制御することを特徴
としている。SUMMARY OF THE INVENTION The present invention relates to a method for controlling the attitude of a flying object equipped with a TVC device, wherein at least a pitching direction of the aircraft is directed to an input side of a thrust direction control device as a guidance command. grant the path angle Then door
The sensor provided on the aircraft is used as the feedback element.
Path angle of negative feedback
While the above path angle feedback loop
Inside the airplane, feed another sensor
The negative feedback attitude angle feedback loop
Formed, the path angle and attitude angle of the projectile are detected separately
The thrust direction control device is feedback-controlled .

【０００７】[0007]

【作用】例えば、飛翔体の誘導座標系において誘導コマ
ンドによる軌道が飛翔体の初期姿勢角９０°（垂直姿
勢）に対し４５°となるように設定されているものとす
ると、従来の姿勢角制御の場合にはその制御系は機体の
姿勢が４５°となるように制御するために経路角γは直
ちには４５°とならず、軌道が４５°になるまでに時間
を要する。For example, assuming that the trajectory of the flying object by the guidance command in the guidance coordinate system is set to 45 ° with respect to the initial attitude angle of the flying object of 90 ° (vertical attitude), the conventional attitude angle control is performed. In this case, since the control system controls the attitude of the body to be 45 °, the path angle γ does not immediately become 45 °, and it takes time until the orbit becomes 45 °.

【０００８】一方、本発明の経路角制御の場合にはその
制御系は経路角γそのものが４５°となるように制御す
るために本来の目的を直ちに達成することができる。On the other hand, in the case of the path angle control of the present invention, the control system controls the path angle γ itself to 45 °, so that the original object can be achieved immediately.

【０００９】[0009]

【実施例】図１は本発明の一実施例を示す図で、図８と
共通する部分には同一符号を付してある。FIG. 1 is a view showing an embodiment of the present invention, and the same reference numerals are given to parts common to FIG.

【００１０】本実施例においては、誘導系からロケット
姿勢制御系への誘導コマンドとして目標経路角γ_Cが与
えられる一方、フィードバック要素として加速度センサ
ー３を備えており、加速度センサー３の出力ａをもとに
経路角演算部４で経路角γを求めた上でこの経路角γを
入力側にフィードバックするようにした点で従来の方式
と異なっている。経路角演算部４での演算は、加速度セ
ンサー３の出力ａの値を積分した上で座標変換して経路
角γを求めるもので公知の技術である。In this embodiment, the target path angle γ _C is given as a guidance command from the guidance system to the rocket attitude control system, while the acceleration sensor 3 is provided as a feedback element. This is different from the conventional method in that the path angle γ is obtained by the path angle calculation unit 4 and the path angle γ is fed back to the input side. The calculation in the path angle calculation unit 4 is a known technique that integrates the value of the output a of the acceleration sensor 3 and then performs coordinate conversion to obtain a path angle γ.

【００１１】なお、レートジャイロ等のセンサー５をフ
ィードバック要素にもち、姿勢角速度θ′のフィードバ
ックループおよび姿勢角θのフィードバックループを形
成している点は従来と同じである。また、各ゲイン
Ｋ₁、Ｋ₂、Ｋ₃の値はロケットの制御特性や応答特性に
よって決定される。It is the same as in the prior art that a sensor 5 such as a rate gyro is used as a feedback element to form a feedback loop for the attitude angular velocity θ 'and a feedback loop for the attitude angle θ. The values of the gains K ₁ , K ₂ and K ₃ are determined by the control characteristics and response characteristics of the rocket.

【００１２】ここで、本実施例による制御方式と従来の
制御方式とを比較するために、例えばロケットの打ち上
げ時の初期姿勢角９０°の姿勢（垂直姿勢）から４５°
の軌道へロケットを投入する場合についてシミュレーシ
ョンを行ってみると、誘導コマンドによる軌道が４５°
に設定されているために、従来の姿勢角制御の場合には
その制御系は機体が４５°となるように制御することか
ら経路角γは直ちに４５°とはならず、経路角γが４５
°になるまでに長時間を要する。Here, in order to compare the control method according to the present embodiment with the conventional control method, for example, the initial attitude angle at the time of launching a rocket (vertical attitude) from 90 ° (vertical attitude) is 45 °.
When we simulate the case of launching a rocket into the orbit, the orbit by the guidance command is 45 °
In the case of the conventional attitude angle control, the path angle γ does not immediately become 45 ° because the control system controls the body at 45 °, and the path angle γ becomes 45 °.
It takes a long time to reach °.

【００１３】これに対して本実施例の場合には経路角制
御であるために、その制御系は経路角γそのものが４５
°となるように制御するために直ちに本来の目的を達成
することができる。このように所定角度の軌道に速やか
にロケットを乗せることができるのは、経路角制御の特
性として旋回動作（姿勢変更）の初期に姿勢角θが誘導
コマンドである目標経路角γ_C（上記の例では４５°）
よりも大きく変化してオーバーシュートすることにより
経路を速やかに制御できるからである。On the other hand, in the case of this embodiment, since the path angle control is performed, the path angle γ itself is 45
° to achieve the original purpose immediately. The reason that the rocket can be quickly put on the trajectory at a predetermined angle in this way is that the target path angle γ _C (the above-described target path angle γ _C ) which is a guidance command at the beginning of the turning operation (posture change) is a characteristic of the path angle control. (In the example, 45 °)
This is because the path can be quickly controlled by making a larger change and overshooting.

【００１４】図２は従来の姿勢角制御方式と本発明の経
路角制御方式とによるロケットの軌道の変化を示したも
ので、上記のシミュレーションのように初期姿勢角９０
°の姿勢から４５°の軌道へロケットを投入する場合の
例を示している。図２においてロケットの向きはそのま
まロケットの姿勢を表し、また矢印はＴＶＣ装置２によ
る舵角方向を表しており、４５°の軌道への投入に際し
て経路角制御方式の方が速やかに行われるようすがよく
わかる。FIG. 2 shows the change in the trajectory of the rocket by the conventional attitude angle control method and the path angle control method of the present invention.
An example is shown in which a rocket is to be inserted into a 45 ° orbit from a 45 ° attitude. In FIG. 2, the direction of the rocket represents the attitude of the rocket as it is, and the arrow represents the direction of the steering angle by the TVC device 2, so that the path angle control method is performed more quickly when the vehicle is inserted into a 45 ° orbit. I understand well.

【００１５】このように本発明の経路角制御方式の方が
すぐれているのは経路角γそのもののフィードバック制
御を基本として、姿勢角速度θ′のフィードバックに加
えて姿勢角θのフィードバックを行っているためで、図
２の例での姿勢角θ、経路角γ、迎え角α（＝γ−θ）
の各値の変化を図３に示す（ただし、いずれの値もラジ
アン（ｒａｄ）で表している）。図３から明らかなよう
に、姿勢変更動作時の初期に姿勢角θが４５°よりも大
きくオーバーシュートしたのち速やかに安定化し、しか
も経路角γも４５°で安定している。As described above, the path angle control method of the present invention is superior in that the feedback of the attitude angle θ is performed in addition to the feedback of the attitude angular velocity θ ′ based on the feedback control of the path angle γ itself. Therefore, the posture angle θ, the path angle γ, and the angle of attack α (= γ−θ) in the example of FIG.
Are shown in FIG. 3 (however, all values are expressed in radians (rad)). As is clear from FIG. 3, the attitude angle θ overshoots more than 45 ° at the beginning of the attitude change operation, and then stabilizes quickly, and the path angle γ is also stable at 45 °.

【００１６】これに対し経路角制御で姿勢角θのフィー
ドバックを行わない場合には、図４に示すように姿勢角
θの波形が大きく振動してしまうと同時に、経路角γも
４５°とならず、正確な制御ができないことになる。On the other hand, if the attitude angle θ is not fed back in the path angle control, the waveform of the attitude angle θ greatly oscillates as shown in FIG. Therefore, accurate control cannot be performed.

【００１７】次に、経路角γのフィードバック制御に姿
勢角θのフィードバックを併用した場合と併用しない場
合とをダンピング効果の上で比較してみる。Next, the case where feedback of the attitude angle θ is used together with the feedback control of the path angle γ and the case where it is not used will be compared on the damping effect.

【００１８】経路角制御に姿勢角θのフィードバックを
併用した場合、経路角γや姿勢角θは姿勢角速度θ′に
比較すると低周波の挙動であるので、図１の姿勢角速度
θ′のフィードバックループ（レートループ）はゲイン
定数とみなすことができるから、図１は図５のように簡
略化できる。When the feedback of the attitude angle θ is used together with the path angle control, the path angle γ and the attitude angle θ have a lower frequency behavior than the attitude angular velocity θ ′. Since (rate loop) can be regarded as a gain constant, FIG. 1 can be simplified as shown in FIG.

【００１９】なお、Ｋ_Gは経路角フィードバックループ
のゲイン（図１のＫ₁に相当）、Ｋ_Aは姿勢角フィードバ
ックループのゲイン（図１のＫ₂の相当）、ＮＴは機体
の応答性を示す無次元数、ｓはラプラス変換の演算子、
ω_nは一般的な２次系としての固有周波数、ζは同じく
減衰係数である。そして、伝達関数γ／γcを求めると
次のようになる。[0019] Incidentally, K _G (corresponding to K ₁ in FIG. 1) the gain of the path angle feedback loop, K _A (corresponding to K ₂ in FIG. 1) the gain of the attitude angle feedback loop, NT is the responsiveness of the aircraft A dimensionless number, s is the Laplace transform operator,
ω _n is a natural frequency as a general secondary system, and ζ is an attenuation coefficient. Then, the transfer function γ / γc is obtained as follows.

【００２０】[0020]

【数１】 (Equation 1)

【００２１】これを２次系の一般式 ω_n ²／（ｓ²＋２ζω_nｓ＋ω_n ²） と比較すると、 ω_n ²≒Ｋ_G・Ｋs・ＮＴ ２ζω_n≒Ｋ_A＋ＮＴ となって、Ｋ_GおよびＫ_Aでω_nおよびζをコントロール
できることがわかる。上記のシミュレーションの例では
ω_n＝３．７４ｒａｄ／ｓｅｃ、ζ＝９１％となってか
なりの効果が期待できる。[0021] Comparing this with secondary system of the general formula ^{_{ω n 2 / (s 2 +}} 2ζω n s + ω n 2), becomes ^{_{ω n 2 ≒ K G · Ks}} · NT 2ζω n ≒ K A + NT, K G It can be seen that ω _n and ζ can be controlled by and K _A. In the above example of the simulation, ω _n = 3.74 rad / sec, ζ = 91%, and a considerable effect can be expected.

【００２２】一方、経路角制御に姿勢角フィードバック
を併用しなかった場合には、図１は図６のように簡略化
できる。そして、上記と同様にして伝達関数γ／γ_Cを
求めると次のようになる。On the other hand, when the attitude angle feedback is not used in combination with the path angle control, FIG. 1 can be simplified as shown in FIG. Then, when the transfer function γ / γ _C is obtained in the same manner as above, the following is obtained.

【００２３】[0023]

【数２】 (Equation 2)

【００２４】これを同様に２次系の一般式と比較する
と、 ω_n ²＝Ｋ_G・ＮＴ ２ζω_n＝ＮＴ となって、Ｋ_Gによりω_nとζの双方を同時にコントロー
ルできないことがわかる。上記のシミュレーションの例
で数値を求めると、ω_n＝２．５ｒａｄ／ｓｅｃ、ζ＝
１０％となって、必要とする効果が得られないことがわ
かる。When this is similarly compared with the general formula of the secondary system, it can be seen that ω _n ² = K _G · NT ² ζω _n = NT, and both ω _n and ζ cannot be simultaneously controlled by K _G. When numerical values are obtained in the above simulation example, ω _n = 2.5 rad / sec, ζ =
At 10%, it can be seen that the required effect cannot be obtained.

【００２５】[0025]

【発明の効果】以上のように本発明によれば、少なくと
も機体のピッチ運動方向について、誘導コマンドとして
ＴＶＣ装置の入力側に目標経路角を付与するとともに、
機体に設けたセンサーをフィードバック要素とする負帰
還の経路角フィードバックループを目標経路角との間に
形成する一方、上記経路角フィードバックループの内側
に同じく機体に設けた別のセンサーをフィードバック要
素とする負帰還の姿勢角フィードバックループを形成
し、飛翔体の経路角および姿勢角を個別に検出して推力
方向制御装置をフィードバック制御するようにしたこと
により、従来の姿勢角制御方式と比べて制御性および応
答性が向上し、飛翔体の姿勢変更に際して経路角の反応
が速く、その変化が速やかに行われることから、飛翔体
の姿勢変更に要する時間を大幅に短縮できる。As described above, according to the present invention, the target path angle is given to the input side of the TVC device as a guidance command at least in the pitch movement direction of the fuselage .
Negative feedback using sensors provided on the fuselage as feedback elements
Return path angle feedback loop between target path angle
While forming, inside the above path angle feedback loop
Another sensor also provided on the fuselage
Form a negative feedback attitude angle feedback loop
And, individually path angle and attitude angle of the projectile detect and thrust
By providing feedback control of the direction control device, controllability and responsiveness are improved as compared with the conventional attitude angle control method, and the response of the path angle is quick when the attitude of the flying object changes, and the change occurs quickly. Therefore, the time required for changing the attitude of the flying object can be significantly reduced.

【図面の簡単な説明】[Brief description of the drawings]

【図１】本発明の一実施例を示す制御系のブロック回路
図。FIG. 1 is a block circuit diagram of a control system showing one embodiment of the present invention.

【図２】本発明の経路角制御方式と従来の姿勢角制御方
式とを比較したときの軌道変化の説明図。FIG. 2 is an explanatory diagram of a trajectory change when comparing a path angle control method according to the present invention with a conventional attitude angle control method.

【図３】本発明での姿勢角、経路角および迎え角の変化
を示す説明図。FIG. 3 is an explanatory diagram showing changes in a posture angle, a path angle, and an angle of attack in the present invention.

【図４】経路角制御方式で姿勢角フィードバックを行わ
なかった場合の姿勢角、経路角および迎え角の変化を示
す説明図。FIG. 4 is an explanatory diagram showing changes in the attitude angle, the path angle, and the angle of attack when the attitude angle feedback is not performed in the path angle control method.

【図５】図１を簡略化したブロック回路図。FIG. 5 is a simplified block circuit diagram of FIG. 1;

【図６】図１の回路で姿勢角フィードバックを併用しな
かった場合の簡略化したブロック回路図。FIG. 6 is a simplified block circuit diagram when the attitude angle feedback is not used in the circuit of FIG. 1;

【図７】ロケットの姿勢角、経路角および迎え角の関係
を示す説明図。FIG. 7 is an explanatory diagram showing a relationship among a rocket attitude angle, a path angle, and an angle of attack.

【図８】従来の姿勢制御方法の一例を示すブロック回路
図。FIG. 8 is a block circuit diagram showing an example of a conventional attitude control method.

【符号の説明】[Explanation of symbols]

１…飛翔体としてのロケット ２…推力方向制御装置（ＴＶＣ装置） ３…加速度センサー ４…経路角演算部 γ_C…目標経路角 γ…経路角 θ…姿勢角 θ′…姿勢角速度 Ｋ₁，Ｋ₂，Ｋ₃…ゲイン1 ... Rocket 2 ... thrust direction control device as projectile (TVC device) 3 ... acceleration sensor 4 ... path angle calculating section gamma _C ... target path angle gamma ... path angle theta ... attitude angle theta '... posture angular velocity K _1, K _2, K ₃ ... gain

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (56)参考文献 特開 平３−164697（ＪＰ，Ａ) 特開 平３−255898（ＪＰ，Ａ) 特開 平２−279998（ＪＰ，Ａ) (58)調査した分野(Int.Cl.⁷，ＤＢ名) F41G 7/00 - 7/36 F42B 15/00 - 15/36 B64G 1/00 ────────────────────────────────────────────────── ─── Continuation of front page (56) References JP-A-3-164697 (JP, A) JP-A-3-255898 (JP, A) JP-A-2-279998 (JP, A) (58) Field (Int.Cl. ⁷ , DB name) F41G ^7/ 00-7/36 F42B 15/00-15/36 B64G 1/00

Claims (1)

(57)【特許請求の範囲】(57) [Claims] 【請求項１】 推力方向制御装置を備えた飛翔体の姿勢
を制御する方法であって、 少なくとも機体のピッチ運動方向について、誘導コマン
ドとして推力方向制御装置の入力側に目標経路角を付与
するとともに、機体に設けたセンサーをフィードバック
要素とする負帰還の経路角フィードバックループを目標
経路角との間に形成する一方、 上記経路角フィードバックループの内側に同じく機体に
設けた別のセンサーをフィードバック要素とする負帰還
の姿勢角フィードバックループを形成し、 飛翔体の経路角および姿勢角を個別に検出して推力方向
制御装置をフィードバック制御することを特徴とする飛
翔体の姿勢制御方法。1. A method for controlling the attitude of a flying object provided with a thrust direction control device, wherein a target path angle is provided to an input side of a thrust direction control device as a guidance command at least for a pitch motion direction of an airframe.
As well as feedback from the sensors provided on the aircraft
Target path angle feedback loop with negative feedback as element
While forming between the path angle and inside the path angle feedback loop.
Negative feedback with another sensor provided as feedback element
Form the attitude angle feedback loop, and individually detect the path angle and attitude angle of the flying object to determine the thrust direction.
An attitude control method of a flying object, wherein a feedback control of a control device is performed .