(57)【要約】【課題】構造が簡単で製造コストが安価な誘導飛翔体を提供する。【解決手段】飛翔体の前方に周設されて、気流によって揺動する３枚以上の自己姿勢検出翼と、この自己姿勢検出翼の揺動角を検出する角度計と、角度計からの値により自己姿勢を演算する姿勢検出装置と、滑空の現在位置検出手段と、現在位置と定められた航路位置との差を計算して、定められた航路位置に軌道修正をおこなう方向舵変位量計算手段及び方向舵駆駆動装置とを備え、前記姿勢検出装置は、自己姿勢検出翼の振動による雑音を除去する振動雑音除去装置と、角度計から検出した値から自己姿勢を計算する姿勢角計算装置と、自己角速度を計算する角速度計算装置とを具備する。【選択図】図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
推進装置を具備しないで、上空から投下され、方向舵によって定められた航路を姿勢制御と方向制御と速度制御しながら目標に向って滑空する誘導飛翔体であって、飛翔体の前方に周設されて、気流によって揺動する３枚以上の自己姿勢検出翼と、この自己姿勢検出翼の揺動角を検出する角度計と、角度計からの値により自己姿勢を演算する姿勢検出装置と、滑空時の現在位置検出手段と、現在位置と定められた航路位置との差を計算して、定められた航路位置に軌道修正をおこなう方向舵変位量計算手段及び方向舵駆動装置とを備え、
前記姿勢検出装置は、自己姿勢検出翼の振動による雑音を除去する振動雑音除去装置と、角度計から検出した値から自己姿勢を計算する姿勢角計算装置と、自己角速度を計算する角速度計算装置とを具備することを特徴とする誘導飛翔体。
【請求項２】
前記気流によって揺動する自己姿勢検出翼は４枚であって、飛翔体の前方に９０度間隔で、４等分して周設されていることを特徴とする請求項１記載の誘導飛翔体。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、航空機やヘリコプターから投下されて滑空し、地上目標物や海上艦船に着弾する誘導飛翔体に関する。
【背景技術】
【０００２】
航空機やヘリコプターから投下されて滑空し、地上目標物や海上艦船に着弾する推進装置を有しない誘導爆弾の誘導方法として、ＣＣＤカメラを使用するＴＶ誘導、赤外線画像誘導、レーザー誘導、ＩＮＳ（慣性航法装置）とＧＰＳ（全地球測位システム）を使用した誘導方法などがある。
【０００３】
前記、ＩＮＳ（慣性航法装置）とＧＰＳ（全地球測位システム）の双方を使用した飛翔体の誘導方法では、飛翔体の姿勢検出を、ＩＮＳ（慣性航法装置）に設置されたジャイロを使用した水平安定板で検出し、この水平安定板に設置された高感度の加速度計から得られた値を計算して飛翔体の操舵翼を作動させ、飛翔体を姿勢制御している。そして、ＧＰＳ（全地球測位システム）から得られた現在位置と計画航路を比較演算しながら方向を制御し、地上目標物や海上艦船へと誘導している。
【０００４】
しかしながら、上述の方法では、構成が複雑で製造コストが高価な事や、雲や霧等の気象条件に左右されたり、飛翔体を投下する航空機やヘリコプターが目標物に接近しなければならず、地上からの攻撃に晒されるなど、高価な割には課題があり、命中精度の点でも問題が指摘されている。
【特許文献１】特表２００１−５０９５８４号公報
【特許文献２】特開平１０−３０７０００号公報
【特許文献３】特開平１１−２２３４９９号公報
【特許文献４】特開２０００−２１３９５３号公報
【特許文献５】特開昭５５−１０１８８１号公報
【特許文献６】特開２０００−５５５９１号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００５】
そこで、本発明の目的とするところは、構造が簡単で製造コストが安価な誘導飛翔体を提供することにある。
【課題を解決するための手段】
【０００６】
請求項１の発明は、推進装置を具備しないで、上空から投下され、方向舵によって定められた航路を姿勢制御と方向制御と速度制御しながら目標に向って滑空する誘導飛翔体であって、飛翔体の前方に周設されて、気流によって揺動する３枚以上の自己姿勢検出翼と、この自己姿勢検出翼の揺動角を検出する角度計と、角度計からの値により自己姿勢を演算する姿勢検出装置と、滑空時の現在位置検出手段と、現在位置と定められた航路位置との差を計算し、定められた航路位置に軌道修正をおこなう方向舵変位量計算手段及び方向舵駆動装置とを備え、
前記姿勢検出装置は、自己姿勢検出翼の振動による雑音を除去する振動雑音除去装置と、角度計から検出した値から自己姿勢を計算する姿勢角計算装置と、自己角速度を計算する角速度計算装置とを具備することを特徴とする誘導飛翔体である。
【０００７】
請求項２の発明は、前記気流によって揺動する自己姿勢検出翼は４枚であって、飛翔体の前方に９０度間隔で、４等分して周設されていることを特徴とする請求項１記載の誘導飛翔体である。
【発明の効果】
【０００８】
本発明に係る誘導飛翔体によれば、飛翔体の周囲の気流の流れにより自己姿勢検出翼が回動するため、飛翔体の投下開始とともに飛翔体の迎角、横滑り角及びロール角を検出可能となる。さらに本発明によれば、構成部品数が少なく構造が単純なので低価格で高い信頼性が得られる。
【発明を実施するための最良の形態】
【０００９】
以下、本発明に係る飛翔体の姿勢検出方法及び姿勢検出装置の形態を図面に従って説明する。
【実施例１】
【００１０】
図１及び図２に示すように、誘導飛翔体１には爆薬が装填された本体２の前方テーパ状部分３の外周に自己姿勢検出翼４が周設されており、自己姿勢検出翼４は角度計５に回動可能に立設された軸６の先端に固設されている。また、後方テーパ状部分７には駆動モータ（図示せず）により回動する方向舵８が周設されている。自己姿勢検出翼カバー９は、横風の影響を軽減する目的で各自己姿勢検出翼の上部及び横側を覆っている。前後には開放されており、空気は前後方向に流れる。
【００１１】
図３は、全体の構成を示すブロック図である。４枚の自己姿勢検出翼４は飛翔中に空気の流れによって回動し、その夫々の変位角度が角度計５によって検出されて信号がＡＤ変換装置１０へと送られる。変位角度は角度計５よりアナログ信号として得られる構造となっている。
さらにＡＤ変換装置１０から自己姿勢検出翼振動雑音除去装置１１へと送られ、自己姿勢検出翼４の空気抵抗による振動雑音を除去して真の変位角度が得られる。これは本体２の対称性、自己姿勢検出翼や方向舵の対称性等により振動する信号からカルマンフィルターを用いて振動雑音を除去するためであり、以下に説明する理論式を用いて計算する。
【００１２】
（信号過程）
信号過程は、次の（１）式で示す４枚の自己姿勢検出翼の回転角の時系列（Ｘk：確率ベクトル）であらわされる。
ＸK+1＝ＡKＸK＋Ｗ      ・・・（１）
この式におけるＡKは、ｋ時点の自己姿勢検出翼の回転角からｋ＋１時点の回転角に遷移する量を規定する次に示すマトリックスである。
2006207945.tif 000003
但し、Ａ1k,Ａ2k,Ａ3k及びＡ4kは、ｋ時点の物体の回転角（迎角：αk、横滑り角：βk、ロール角：γk）と角速度、更に４枚の自己姿勢検出翼の回転角の最尤推定値の正接、及びｋ−１時点からｋ時点までの時間間隔ｈ（＝Ｔk−Ｔk-1）から次の式で計算する。
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時間間隔：ｈ＝Ｔk−Ｔk-1
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【００１３】
翼及びこれを装着した物体の非対称性等からドリフトが生じる。ドリフトは（１）式の確率変数Xkのｋ=0における平均値（E(X0)）として扱うことにより取り除く。ドリフトのバラツキは、Xkのｋ＝０時点の分散（V(X0)）として扱う。E(X0)およびV(X0)の値は、風洞試験により決定する。
【００１４】
（１）式のＷは、外気流の乱れによる自己姿勢検出翼の振動を表わす確率変数とし、平均値は、０の正規分布に従うとする。Ｗの分散は風洞試験により決定する。
【００１５】
（測定過程）
この発明による物体の姿勢は、４枚の自己姿勢検出翼の回転角ωｋ＝（ω１ｋ、ω２ｋ、ω３ｋ、ω４ｋ）ｋ＝0,1,2,・・・により検出する。ωｋは、本姿勢検出装置の唯一の実測値であり、真の値ＸｋのＣ倍した値に測定誤差Ｕ（正規分布に従う確率変数）を加えた値とする。すなわち、次の式（２）で示す確率過程である。
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【００１６】
ω1、ω2、ω3、・・・・ωｋが得られた時のｋ時点における自己姿勢検出翼の回転方位角（Ｘｋ）の最尤推定値は次の（３）式で表わされる。
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式（３）は、ｋ時点に測定されたωｋとｋ-1時点のデータから計算できる。
【００１７】
（姿勢角の検出）
姿勢角計算装置１２は、実測された自己姿勢検出翼の回転方位角からスムージング処理を行なった自己姿勢検出翼の方位角から物体の姿勢角を計算する装置で、以下に説明する理論式を用いて計算する。
各自己姿勢検出翼は、自己姿勢検出翼の回転軸をＹ軸，物体の進行方位をＸ軸とする右手系の座標系とする。この座標系において自己姿勢検出翼は、Ｘ軸速度成分と、Ｚ軸速度成分だけ回転する。
物体のｋ時点の回転角、つまり、迎角をαk、横滑り角をβk、ロール角をγk、とすると、自己姿勢検出翼の回転方位角の間には下記（４）式が成立する。
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【００１８】
（１）式をαｋ、βｋ、γｋについて解くことにより，次の（５）式が成立する。
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【００１９】
上記の（５）式から4枚の自己姿勢検出翼の回転角のみでγkを検出でき、検出したγkの正弦（sine）と余弦（cosine）の値を計算することによりこれらの値と自己姿勢検出翼４ａと自己姿勢検出翼４ｂの回転角度からβkを検出できる。さらに検出したβkの正弦と余弦の値を計算することにより、先に求めたγｋの正弦と余弦及び自己姿勢検出翼４ｂの回転角からαkを検出できる。
【００２０】
（物体の回転角速度の検出）
物体の回転角速度は前（５）式で得られたｋ時点の回転角とｋ−１時点の回転角から次の（６）式で計算して検出する。更に、慣性座標系での回転角は、慣性座標系での初期回転角の初期値に（６）式で得られた回転角速度を使用して初期値からの変化分を計算して求める。
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【００２１】
第４図は、本発明を使用した迎角による速度制御装置である。本装置は、目標値として速度指令信号（目標値：u(ref)）を零として入力し、物体の現在の速度（Ｕ）の増減量(u)を出力及びフィードバック信号とする伝達関数である。
要素２１は、目標値と現在値との差（εｕ＝ｕ(ref)−ｕ＝−ｕ）を計算する伝達関数である。要素２２は、速度変化量(−ｕ)から制御すべき迎角量（αref）を計算する伝達関数である。要素２３は、制御すべき迎角と現在の迎角の差（εα）を計算する伝達関数である。  
要素２４、要素２５及び要素２６は、後方テーパ状部分７及び方向舵８に位置して配設されている。
要素２４は、迎角差から方向舵駆動モータ２５の駆動量（Ｅref）を算出する要素である。方向舵駆動モータ２５は、要素２４からの信号に応じて方向舵８をδe偏向させる。要素２６は、誘導飛翔体の運動を表す伝達関数で、方向舵８の偏向により速度・姿勢が変化するとともに、４枚の自己姿勢検出翼の角度が変化する。装置２７は、姿勢検出装置であり、４枚の自己姿勢検出翼の角度値から誘導飛翔体の迎角（α）を検出し、この信号を要素２３へフィードバックする。
【００２２】
第５図は、第４図の速度制御装置を使用して、推進装置を装備していない回転及び並進する誘導飛翔体に関して縦方位運動制御の一実施例のブロック図である。
本装置は、目標値として滑空角度の指令信号（Γref）を零として入力し、物体の現在の滑空角度（Γ）を出力及びフィードバック信号とする伝達関数である。
要素２８は、目標値と現在の値との差（εΓ＝Γref−Γ＝−Γ）を計算する伝達関数である。要素２９は、滑空角変化量（−Γ）から制御すべき滑空角量（Γref）を計算する伝達関数である。
この信号を要素２４に加えることにより、方向舵駆動モータが動き、誘導飛翔体は速度及び姿勢が変化する。
要素３０は、誘導飛翔体が運動することにより変化する迎角変化量（θ）と現在の物体の位置と目標位置間の直距離Rから誘導飛翔体のＸ−方位速度成分が水平面となす角（γ）を計算する伝達関数である。
要素３１は現在の物体の位置と目標位置間の直距離Ｒを計算する装置で、目標位置ＸT，ＹT，ＺT及びＩＮＳないしＧＰＳいずれか一方から得られた誘導飛翔体の現在位置情報が必要である。
要素３２は、γから滑空させたい直線とのズレ量（ｄ）を計算する伝達関数で、要素３３はｄから現在の滑空角度（Γ）を計算する伝達関数である。この信号をフィードバック信号として、本装置の最初に戻す。
【図面の簡単な説明】
【００２３】
【図１】本発明の実施の形態における誘導飛翔体の斜視図である。
【図２】本発明の実施の形態における誘導飛翔体の先端部詳細斜視図である。
【図３】本発明の実施の形態における全体の構成を示すブロック図である。
【図４】本発明の実施の形態における迎角による速度制御装置のブロック図である。
【図５】本発明の実施の形態における縦方位運動制御のブロック図である。
【符号の説明】
【００２４】
１    誘導飛翔体
２    本体
３    前方テーパ状部分
４    自己姿勢検出翼
４ａ、４ｂ、４ｃ、４ｄ    自己姿勢検出翼
５    角度計
６    軸
７    後方テーパ状部分
８    方向舵
１０    ＡＤ変換装置
１１    自己姿勢検出翼振動雑音除去装置
１２    姿勢角計算装置
１３    角速度計算装置
２７    姿勢検出装置
【図１】
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【図２】
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【図３】
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【図４】
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【図５】
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