JP4042581B2

JP4042581B2 - Flying body

Info

Publication number: JP4042581B2
Application number: JP2003029168A
Authority: JP
Inventors: 仁美田和; 幸一佐藤; 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: 2008-02-06
Anticipated expiration: 2023-02-06
Also published as: JP2004239520A

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]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a flying object that has three steering blades and performs a turning motion.
[0002]
[Prior art]
A conventional flying body is mainly a four-winged steering blade (hereinafter referred to as a four-wing flying body). This is because, when the acceleration command is entered in the pitch / yaw direction, the four-wing flying object is aerodynamically almost symmetrical in any direction perpendicular to the axis of the aircraft, so the pitch, yaw, roll This is because the acceleration can be directly generated in a desired direction by independently controlling the motor.
However, the four blades are disadvantageous in terms of mountability, cost, reliability, and the like because they have more parts than the three blades. Also, the aerodynamic resistance is increased.
[0003]
Here, by using three flying wings (hereinafter referred to as a three-wing flying body), there is an advantage that the structure is simplified and the cost is reduced. However, since the three-wing flying object has different shapes in the pitch direction and the yaw direction, there is a possibility that an induced roll moment is generated due to an aerodynamic asymmetry depending on the acceleration command direction, and control becomes impossible.
In such a three-wing flying object, in order to avoid the induction roll moment due to aerodynamic asymmetry, the steering wings are arranged symmetrically with respect to the pitch direction of the flying object, and the flying object It is necessary to rotate the roll so that the pitch direction becomes the acceleration command direction and change the posture, and then control the pitch direction to generate acceleration (see, for example, Patent Document 1).
[0004]
[Patent Document 1]
JP 2000-153799 A
[0005]
[Problems to be solved by the invention]
As described above, in the three-wing flying object, roll rotation is performed so that the pitch direction of the flying object becomes the acceleration command direction in order to avoid generation of induced roll moment due to aerodynamic asymmetry. For this reason, when the roll rotation angle becomes large, it takes longer to generate acceleration in the desired direction. Sexuality gets worse. In particular, in the case of a flying object that requires high mobility, the conventional three-wing flying object has not been appropriate.
[0006]
The present invention has been made to solve such a problem, and it is possible to reduce the cost of wings compared to a four-wing flying object and to minimize the time spent banking the flying object. The purpose is to obtain a body.
[Means for Solving the Problems]
The flying object according to the present invention includes three steering wings, detects the angular velocity and acceleration of the flying object, and calculates the velocity, position, and attitude angle of the flying object based on the detected angular velocity and acceleration; In order to control the aircraft in a desired direction, it is equipped with a rudder angle command calculation device that outputs a rudder angle command of the steering wing, and based on the acceleration command direction and the roll attitude angle, the roll direction is set so as to minimize the bank angle. Means for determining;
[0007]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
Embodiment 1 FIG.
Examples of the present invention will be specifically described below. FIG. 1 shows a simplified configuration example of a flying object according to Embodiment 1 of the present invention.
In the drawing, the flying body 1 is provided with three

steering wings

8, 9, and 10 on the rear outer periphery of the airframe so as to be arranged symmetrically with respect to the airframe. A seeker (not shown) is provided in front of the airframe 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 rudder angle command calculation device 5, and a steering device 6 are mounted in the body.
[0008]
The output signals of the acceleration command calculation device 2 and the inertia device 4 are connected so that they are input to the roll angle command calculation device 3. In addition, 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 is configured to rotate the

steering blades

8, 9, 10, and a rotation mechanism (not shown), an actuator (not shown), and a servo for controlling the rotation of the steering blade by applying power to the actuator. It is comprised by the control apparatus (not shown) etc.
[0009]
Next, the operation of FIG. 1 will be described.
The flying body 1 calculates a pitch / yaw acceleration command acp1, acy1 from the acceleration command calculation device 2 for the purpose of meeting the target. Then, the acceleration command direction Φac is calculated from the pitch / yaw acceleration commands acp1 and acy1, and the roll angle command Φc is calculated based on the roll attitude angle and the acceleration command direction Φac obtained from the inertial device 4. Calculation is performed in the 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 to the

respective steering blades

8, 9, 10.

Steering blades

8, 9, 10 are steered by steering device 6 in response to steering angle commands δA, δB, δC. Thereby, acceleration is generated in a desired direction.
[0010]
Here, in order to explain the relationship between the steering blade and the acceleration command direction, a coordinate system of the flying object 1 shown in FIG. 1 viewed from the rear is shown in FIG.
As shown in FIG. 2, the flying body 1 has three

steering blades

8, 9, and 10, and each steering blade is attached at regular intervals every 120 ° with reference to the steering blade 8. . Further, 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 in each steering blade.
[0011]
In FIG. 2, the flying object 1 having three steering blades is controlled to fly at a roll attitude angle of 0 ° so as to be aerodynamically symmetric in the normal pitch direction, and the acceleration command direction Φac and the roll attitude angle are controlled. Based on Φ, the roll attitude angle Φ is controlled so that the roll rotation angle dΦ of the flying body 1 is minimized.
[0012]
On the other hand, as a control method generally used in the conventional three-wing flying object, bank-to-turn (BTT) is used to rotate the roll so that the pitch direction becomes the acceleration command direction as in the case of an aircraft having an asymmetric pitch system and yaw system. A control method can be considered.
[0013]
The three-wing flying body of the BTT control system is composed of a roll control system and a pitch control system, and after the roll attitude angle Φ has changed 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, 10 is calculated by the steering angle command calculation device 5 as shown in Equation 1.
In Equation 1, δA, δB, and δC are the steering angles of the

steering blades

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

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

steering blades

9 and 10 by the same amount in the opposite direction, 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 make it.
[0016]
In this way, in the control system for a three-wing flying body of the BTT control method, when an acceleration command is given, the roll posture angle is rotated so that the pitch direction is symmetric with respect to the acceleration command direction. There is a possibility that the time until the acceleration is generated becomes longer and the responsiveness deteriorates. 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 until the response in the command direction reaches 63% is τac0. If these are the time constant of the roll control system and the time constant of the pitch / yaw control system, respectively, the response time τ 0 of the control system of the three-blade flying object is expressed by Equation 2.
[0017]
[Expression 2]

[0018]
Therefore, in the three-wing flying object 1 according to the first embodiment of the present invention, a roll angle command for shortening 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, the roll attitude angle obtained from the acceleration command direction Φac and 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 posture angle change dΦ is the minimum angle for making it symmetrical with respect to the acceleration command direction. The roll angle command calculation device 3 calculates the roll angle command so that the bank angle of the airframe is 120 ° or less.
[0019]
[Equation 3]

[0020]
For example, the rudder angle command calculation device 5 gives a rudder angle command to the steering device 6 based on the roll angle command Φc obtained by Equation 3, and controls the roll attitude angle Φ. 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 posture angle Φ becomes Φc by this roll posture angle control, the steering angle command calculation device 5 gives the steering angle commands of the

steering blades

8, 9, and 10 based on the acceleration command direction Φac as shown in Equation 4. To calculate. Here, after the roll attitude angle calculated by the inertial device 4 coincides with the roll angle command, the steering command calculation device 5 has two steering blades that are in positions symmetrical to the acceleration command direction based on the acceleration command direction, respectively. 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 blades

8, 9, and 10 according to the steering angle commands δA, δB, and δC calculated based on the equation (4).
[0022]
[Expression 4]

[0023]
Here, in the three-wing flying body of the present invention, the time from the start of the roll control until the roll attitude angle reaches 63% of the roll angle command Φc is τr, and this is the time constant of the roll control system, the acceleration command ac Is the time until the response in the command direction Φac reaches 63%, and τac is the time constant of the pitch / yaw control system.
[0024]
At this time, the response time τ1 with respect to the acceleration command ac given from the acceleration command calculation device 2 is obtained by Equation 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 in the first embodiment of the present invention.
If the acceleration command direction Φac is 90 ° (the roll posture angle Φ is 0 °), the pitch direction acceleration command acp1 is zero, and the acceleration command ac is given only in the yaw direction. In the flying object according to the present invention, the roll posture angle change dΦ is −30 °.
On the other hand, in the case of a flying body of the BTT control method, since the roll posture angle needs to be rotated so that the pitch direction becomes the acceleration command direction Φac, the roll posture angle change is + 90 °.
[0027]
Comparing the time constant τ1 for the acceleration command of the three-wing flying object according to the present embodiment and 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, regarding the response times τr and τr0 of the roll control system, τr is smaller than τr0 because the roll attitude angle change dΦ is small.
[0028]
For this reason, the time constant τ1 according to this embodiment has a smaller time constant during the roll rotation control than the BTT control method, and the time spent for banking the flying object can be minimized.
[0029]
As described above, in the flying body of the present embodiment, the three steering wings provided on the outer periphery of the aircraft, the angular velocity and acceleration of the aircraft are detected, and the velocity of the aircraft is determined based on the detected angular velocity and acceleration. Calculated by the inertial device for calculating the position and posture angle, the acceleration command calculation device for calculating the acceleration command based on the direction of the target body, the acceleration command direction given from the acceleration command calculation device and the inertial device. Based on the attitude angle, based on the roll angle command calculation device that calculates the roll angle command so that the bank angle of the aircraft is minimized, and based on the roll angle command calculated by the acceleration command direction and the roll angle command calculation device A steering angle command calculation device that outputs a steering angle command of the steering blade, and a steering device that controls the steering blade based on the steering angle command from the steering angle command calculation 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-wing 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-wing flying object according to Embodiment 1 of the present invention.
FIG. 2 is a diagram showing a coordinate system of a three-wing flying object according to Embodiment 1 of the present invention (viewed from the rear of the flying object).
FIG. 3 is a diagram comparing airframe control of a flying body according to Embodiment 1 of the present invention and a flying body of a BTT control method.
[Explanation of symbols]
DESCRIPTION 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 blade, 8 Steering blade, 9 Steering blade, 10 Steering blade

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方向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、
上記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し、
上記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飛しょう体。Three steering wings provided on the outer periphery of the aircraft,
An inertial device that detects the angular velocity and acceleration of the aircraft and calculates the velocity, position, and attitude angle of the aircraft based on the detected angular velocity and acceleration;
An acceleration command calculation device for calculating an acceleration command direction based on the direction of the target body;
Based on the acceleration command direction given from the acceleration command calculation device and the attitude angle calculated by the inertia device, a roll angle command calculation device that calculates a roll angle command so that the bank angle of the fuselage is minimized,
Based on the acceleration command direction and the roll angle command calculated by the roll angle command calculation device, a steering angle command calculation device that outputs a steering angle command of the steering blade;
A steering device for controlling the steering blade based on the steering angle command from the steering angle command calculation device;
The roll angle command calculation device calculates the roll angle command so that the bank angle of the aircraft is 120 ° or less,
The steering angle command calculation device includes two steering blades that are in symmetrical positions with respect to the acceleration command direction based on the acceleration command direction after the roll attitude angle calculated by the inertia device matches the roll angle command. A flying body that calculates the steering angle command so that the steering angles are opposite to each other with respect to the rotation axis .