(57)【要約】【課題】回転して飛翔する飛翔体の姿勢角を検出可能することを目的とする。【解決手段】発射装置から回転しながら発射される飛翔体1であって、発射後に突出する可変翼3,4と、飛翔位置を検出する慣性航法装置7と、慣性航法装置により検出された飛翔位置に基づいて、目標に到達するように可変翼を制御する移動制御装置6と、を備える飛翔体において、慣性航法装置7は、飛翔体の中心軸を第１軸とし、第１軸に垂直で互いに垂直な軸を第２及び第３軸とし、第１から第３軸を中心とする回転を検出するジャイロ装置11,12,13を備え、慣性航法装置は、移動制御装置が飛翔体の発射後に前記可変翼を突出させることにより飛翔体の前記第１軸回りの回転数が第１所定値より小さくなった時に、ジャイロ装置の出力から飛翔体の第１軸回りの回転位置を検出する。【選択図】図３
2008261529.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
発射装置から回転しながら発射される飛翔体であって、
発射後に突出する可変翼と、
飛翔位置を検出する慣性航法装置と、
前記慣性航法装置により検出された飛翔位置に基づいて、目標に到達するように前記可変翼を制御する移動制御装置と、を備える飛翔体において、
前記慣性航法装置は、前記飛翔体の中心軸を第１軸とし、前記第１軸に垂直で互いに垂直な軸を第２及び第３軸とし、前記第１から第３軸を中心とする回転を検出するジャイロ装置を備え、
前記慣性航法装置は、前記移動制御装置が前記飛翔体の発射後に前記可変翼を突出させることにより前記飛翔体の前記第１軸回りの回転数が第１所定値より小さくなった時に、前記ジャイロ装置の出力から前記飛翔体の前記第１軸回りの回転位置であるロール角を検出することを特徴とする飛翔体。
【請求項２】
前記慣性航法装置は、前記ＧＰＳ装置の速度信号からピッチ角を算出し、前記第１軸回りの回転位置であるロール角及び前記ピッチ角から、前記飛翔体の姿勢角を決定する請求項１に記載の飛翔体。
【請求項３】
前記移動制御装置は、検出した前記飛翔体の姿勢角に基づいて、前記飛翔体が所定の姿勢角になるように前記可変翼を制御することを特徴とする請求項２に記載の飛翔体。
【請求項４】
前記慣性航法装置は、前記第１から第３軸の方向の加速度を検出する加速度計と、ＧＰＳ装置を備え、前記飛翔体の前記第１軸回りの回転数が第２所定値より小さくなった後、前記加速度計及び前記ＧＰＳ装置の出力から前記飛翔体の飛翔位置を検出する請求項１に記載の飛翔体。
【請求項５】
前記慣性航法装置は、前記ジャイロ装置の前記第２及び第３軸の回転信号が中心レベルを通過する位置から、前記第１軸回りの回転位置を検出する請求項１に記載の飛翔体。
【請求項６】
前記慣性航法装置は、前記ジャイロ装置の前記第２及び第３軸の回転信号の移動平均を算出し、算出した移動平均から近似正弦波を算出し、算出した近似正弦波が中心レベルを通過する位置から、前記第１軸回りの回転位置を検出する請求項５に記載の飛翔体。
【請求項７】
前記慣性航法装置は、
算出した前記第１軸回りの回転位置を初期回転位置とし、
前記ジャイロ装置の前記第２及び第３軸回りの回転レートから弾道ピッチレートを算出し、
前記初期回転位置に前記ジャイロ装置の前記第１軸回りの回転レートの積分値を加えて擬似回転位置を算出し、
前記擬似回転位置と前記弾道ピッチレートから擬似ピッチレートを算出し、
前記擬似ピッチレートと前記ジャイロ装置の前記第２軸回りの回転レートの差の変化を算出し、
算出した差の変化の半周期分の平均からピーク値を算出し、
算出したピーク値と前記弾道ピッチレートから回転位置誤差を算出し、
前記回転位置誤差を小さくするように新たに前記初期回転位置を設定し、
新たな前記初期回転位置を使用して、前記回転位置誤差が収束するように処理を繰り返す請求項５に記載の飛翔体。
【請求項８】
前記慣性航法装置は、カルマンフィルタ処理により、前記回転位置誤差を小さくするように新たに前記初期回転位置を設定する請求項７に記載の飛翔体。
【請求項９】
発射装置から中心軸の回りを回転しながら発射される飛翔体の回転位置検出装置であって、
前記飛翔体の前記中心軸を第１軸とし、前記第１軸に垂直で互いに垂直な軸を第２及び第３軸とし、前記第１から第３軸を中心とする回転を検出するジャイロ装置を備え、
前記ジャイロ装置の前記第２及び第３軸の回転信号が中心レベルを通過する位置から、前記第１軸回りの回転位置を検出することを特徴とする飛翔体の回転位置検出装置。
【請求項１０】
前記ジャイロ装置の前記第２及び第３軸の回転信号の移動平均を算出し、算出した移動平均から近似正弦波を算出し、算出した近似正弦波が中心レベルを通過する位置から、前記第１軸回りの回転位置を検出する請求項９に記載の飛翔体の回転位置検出装置。
【請求項１１】
算出した前記第１軸回りの回転位置を初期回転位置とし、
前記ジャイロ装置の前記第２及び第３軸回りの回転レートから弾道ピッチレートを算出し、
前記初期回転位置に前記ジャイロ装置の前記第１軸回りの回転レートの積分値を加えて擬似回転位置を算出し、
前記擬似回転位置と前記弾道ピッチレートから擬似ピッチレートを算出し、
前記擬似ピッチレートと前記ジャイロ装置の前記第２軸回りの回転レートの差の変化を算出し、
算出した差の変化の半周期分の平均からピーク値を算出し、
算出したピーク値と前記弾道ピッチレートから回転位置誤差を算出し、
前記回転位置誤差を小さくするように新たに前記初期回転位置を設定し、
新たな前記初期回転位置を使用して、前記回転位置誤差が収束するように処理を繰り返す請求項９に記載の飛翔体の回転位置検出装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、発射装置から中心軸の回りを回転しながら発射される飛翔体及び飛翔体の回転位置検出装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
砲弾などの推進力を有さない飛翔体は、ロケットやミサイルなどの推進力を有する飛翔体と異なり、基本的には砲などの発射装置から発射された時の方向と発射速度により着地点が決定され、発射方向と発射速度の誤差及び風などの飛翔中の外乱により目標地点からのずれが生じる。推進力を有さない飛翔体の着地点と目標地点との誤差を低減する各種の改善が行われているが、これらは主として発射方向及び発射速度の高精度化及び外乱の影響低減を行うものであった。このような飛翔体については、例えば特許文献１に記載されている。
【０００３】
これに対して、近年推進力を有さない飛翔体に飛翔方向の制御機能を持たせて、より正確に目標地点に着地する新しい飛翔体が提案されている。
【０００４】
図１は、この新しい飛翔体１の外観図である。図示のように、飛翔体１は、円筒状で先端が尖った本体部２と、尾翼３と、制御翼４と、を有する。尾翼３及び制御翼４は、発射装置により発射される前には本体部２に収容されており、空中に発射された後本体部２より突出する。各制御翼４は、突出量が独立して変えられるようになっており、突出量を調整して飛翔方向を調整する。飛翔体１は、本体部２内にＧＰＳ装置５と、移動制御装置６と、慣性航法装置７と、をさらに有している。慣性航法装置７は、飛翔体１の中心軸（ｘ軸）、ｘ軸に垂直で互いに垂直なｙ軸及びｚ軸をそれぞれ中心とする回転を検出するジャイロ装置と、これら３軸方向の加速度を検出する加速度計と、を有しており、ジャイロ装置及び加速度計の出力に基づいて飛翔方向を算出し、ＧＰＳ装置５の出力で飛翔位置及び方向の誤差を随時補正する。ここでは、ｘ軸、ｙ軸及びｚ軸を、それぞれ第１軸、第２軸及び第３軸と称する。
【０００５】
図２は、図１の飛翔体１の発射からの弾道及び動作を説明する図である。飛翔体１は、発射装置８により、目標地点に向けて発射される。よく知られているように、推進力を有さない飛翔体は、弾道を安定して飛翔するように、中心軸（ｘ軸）の回りを高速で回転しながら発射装置８から発射される。この飛翔体１は、従来の発射装置をそのまま使用することを前提としており、従来と同様に、高速でｘ軸の回りを回転しながら発射される。
【０００６】
尾翼３及び制御翼４が突出していると発射できないので、装置により発射される前には本体部２に収容されている。
【０００７】
発射された飛翔体１は、図２の弾道９を飛翔し、地点Ａで本体部２に搭載されたバッテリィ（図示せず）がオンされ、それに応じてＧＰＳ装置５、移動制御装置６及び慣性航法装置７が動作を開始し、ｘ軸回りの回転を減速させるように、移動制御装置６は尾翼３、制御翼４を突出させる。そして、地点Ｂで回転が停止したことが検出される。
【０００８】
回転が停止したことを検出すると、慣性航法装置７及びＧＰＳ装置５が飛翔体１の飛翔位置及び飛翔方向の検出を行う。移動制御装置６が飛翔体１の飛翔を制御できるようになるのは地点Ｃであり、それ以降、移動制御装置６が、慣性航法装置７及びＧＰＳ装置５により検出した飛翔体１の飛翔位置及び飛翔方向に基づいて制御翼４を制御して飛翔体１が目標地点に着地するように制御する。
【０００９】
【特許文献１】特開２００７−２４４５０号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【００１０】
提案されている飛翔体において上記のような制御を行うには、飛翔体１（本体部２）の姿勢角が判明している必要がある。
【００１１】
ＧＰＳ装置５は、飛翔体１の飛翔位置、速度及び飛翔方向を検出することは可能であるが、飛翔体１（本体部２）の姿勢角を決定することはできない。
【００１２】
従来の慣性航法装置は、地上に停止している時や空中を水平に飛翔している時にジャイロ装置の加速度計で傾きに比例した地球の重力加速度成分を検出することにより飛翔体自体の姿勢角（ピッチ角および回転（ロール）角）を算出している。しかし、図１に示した飛翔体１は、推進力を有さないため、水平に飛翔することはなく、このような手法で、すなわち慣性航法装置に設けられた加速度計を使用して従来の手法で本体部１の姿勢角を決定することができない。
【００１３】
本発明は、図１に示した新しいタイプの飛翔体の姿勢角を検出すること、特に早期に検出できるようにすることを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００１４】
上記目的を実現するため、本発明の飛翔体は、飛翔体が低速で回転している状態で、慣性航法装置のジャイロ装置の出力から飛翔体の中心軸回りの回転位置を検出して、姿勢制御に利用する。
【００１５】
すなわち、本発明の飛翔体は、発射装置から回転しながら発射される飛翔体であって、発射後に突出する可変翼と、飛翔位置を検出する慣性航法装置と、前記慣性航法装置により検出された飛翔位置に基づいて、目標に到達するように前記可変翼を制御する移動制御装置と、を備える飛翔体において、前記慣性航法装置は、前記飛翔体の中心軸を第１軸とし、前記第１軸に垂直で互いに垂直な軸を第２及び第３軸とし、前記第１から第３軸を中心とする回転を検出するジャイロ装置を備え、前記慣性航法装置は、前記移動制御装置が前記飛翔体の発射後に前記可変翼を突出させることにより前記飛翔体の前記第１軸回りの回転数が第１所定値より小さくなった時に、前記ジャイロ装置の出力から前記飛翔体の前記第１軸回りの回転位置を検出することを特徴とする。
【００１６】
慣性航法装置は、ＧＰＳ装置の速度信号からピッチ角を算出し、第１軸回りの回転位置及びピッチ角から、飛翔体の姿勢角を決定する。
【００１７】
移動制御装置は、検出した前記飛翔体の姿勢角に基づいて、飛翔体が所定の姿勢角になるように可変翼を制御する。
【００１８】
慣性航法装置は、第１から第３軸の方向の加速度を検出する加速度計と、ＧＰＳ装置を備え、飛翔体の第１軸回りの回転数が第２所定値より小さくなった後、加速度計及びＧＰＳ装置の出力から飛翔体の飛翔位置を検出する。
【００１９】
本発明によれば、発射後、高速で回転する飛翔体を可変翼を突出させることにより低速で回転する状態にし、この状態でジャイロ装置の出力から飛翔体の第１軸回りの回転位置を検出する。これにより飛翔体の回転位置が検出できるようになるだけでなく、飛翔体が低速で回転している時にも回転位置を検出できるので、所望の姿勢で回転を停止するように制御するといったことも可能であり、発射から短時間で飛翔位置及び飛翔方向を検出して目標地点に到達するように制御することが可能になり、その分命中精度を向上させることができる。
【００２０】
慣性航法装置は、飛翔体が低速で回転している時に、ジャイロ装置の第２及び第３軸の回転信号が中心レベルを通過する時間から、第１軸回りの回転位置を検出する。具体的には、慣性航法装置は、ジャイロ装置の第２及び第３軸の回転信号の移動平均を算出し、算出した移動平均から近似正弦波を算出し、算出した近似正弦波が中心レベルを通過する時間から、第１軸回りの回転位置を検出する。この方式は、一種のサンプル的検出方法であり、誘導制御をするには誤差が十分に小さくならない。そのため、慣性航法装置は、算出した第１軸回りの回転位置を初期回転位置とし、ジャイロ装置の第２及び第３軸回りの回転レートから弾道ピッチレートを算出し、初期回転位置にジャイロ装置の第１軸回りの回転レートの積分値を加えて擬似回転位置を算出し、擬似回転位置と弾道ピッチレートから擬似ピッチレート（第２軸回りの擬似回転レートに相当）を算出し、擬似ピッチレートとジャイロ装置の第２軸回りの回転レートの差の変化を算出し、算出した差の変化の半周期分の平均からピーク値を算出し、算出したピーク値と弾道ピッチレートから回転位置誤差を算出し、回転位置誤差から新たに初期回転位置を算出し、回転位置誤差が収束するように処理を繰り返す。
【００２１】
また、本発明の飛翔体の回転位置検出装置は、発射装置から中心軸の回りを回転しながら発射される飛翔体の回転位置検出装置であって、前記飛翔体の前記中心軸を第１軸とし、前記第１軸に垂直で互いに垂直な軸を第２及び第３軸とし、前記第１から第３軸を中心とする回転を検出するジャイロ装置を備え、前記ジャイロ装置の前記第２及び第３軸の回転信号が中心レベルを通過する時間から、前記第１軸回りの回転位置を検出することを特徴とする。
【発明の効果】
【００２２】
本発明によれば、これまで難しかった発射装置から回転しながら発射される飛翔体の回転位置及び姿勢角を検出できるようになり、しかも発射後短時間で回転位置及び姿勢角を検出できるようになる。
【００２３】
また、飛翔体の回転位置及び姿勢角を発射後短時間で検出できるようになるので、可変翼を有する飛翔体を目標地点に到達させる精度を向上できる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００２４】
本発明の実施例の飛翔体は、図１に示したような構成を有し、慣性航法装置７及び移動制御装置６の構成が異なる。
【００２５】
図３は、実施例の飛翔体の慣性航法装置７の構成を示す図であり、ＧＰＳ装置５、移動制御装置６及び可変翼駆動部９を合わせて示している。移動制御装置６は、可変翼駆動部９を介して制御翼４だけでなく、尾翼３の突出動作を行うように制御する。慣性航法装置７は、図示のように、飛翔体１の中心軸（ｘ軸）回りの回転レート（角速度）を検出するｘ軸ジャイロ１１と、ｘ軸に垂直で互いに垂直なｙ軸及びｚ軸回りの回転レートをそれぞれ検出するｙ軸ジャイロ１２及びｚ軸ジャイロ１３と、ｘ軸方向の加速度を検出するｘ軸加速度計１４と、ｙ軸方向の加速度を検出するｙ軸加速度計１５と、ｚ軸方向の加速度を検出するｚ軸加速度計１６と、ｘ軸乃至ｚ軸ジャイロ１１〜１３、ｘ軸乃至ｚ軸加速度計１４〜１６及びＧＰＳ装置５の出力から飛翔体の姿勢角、飛翔位置及び飛翔方向を算出する慣性航法演算装置１７と、を有する。ｘ軸乃至ｚ軸ジャイロ１１〜１３及びｘ軸乃至ｚ軸加速度計１４〜１６は、広く知られているので詳しい説明は省略するが、発射時に非常に大きな加速重がかかるので、それに耐えられる半導体型のものであることが望ましい。慣性航法演算装置１７はコンピュータにより実現される。可変翼駆動部９は、可変翼（尾翼および制御翼）を突出させ、突出量を可変できるアクチュエータである。発射後尾翼３を突出させるアクチュエータなども設けられているが、ここでは図示を省略している。
【００２６】
なお、ここでは、ｘ軸ジャイロ１１の検出するｘ軸回りの回転レートをｐレート、ｙ軸ジャイロ１２の検出するｙ軸回りの回転レートをｑレート、ｚ軸ジャイロ１３の検出するｚ軸回りの回転レートをｒレートと称する。
【００２７】
図４は、地球に対する飛翔体の飛翔を表す座標系を示す図であり、発射地点を原点として、東方向をＶEG軸、北方向をＶNG軸、重力と逆方向をＶZG軸として表す。弾道のＶEG軸とＶNG軸のなる平面への投影成分が方位角であり、弾道のこの平面となす角度をピッチ角θで表す。ピッチ角θは初期発射角から着地まで変化し、ピッチ角θの変化率を弾道ピッチ・レートと呼ぶ。弾道ピッチ・レートはθの微分で表され、逆に弾道ピッチ・レートを積分して初期検出角に加えるとピッチ角θが得られる。発射装置から発射された飛翔体は、ｘ軸を中心として高速に回転している。
【００２８】
図５は、移動制御装置６及び慣性航法装置７の発射後の処理動作を示すフローチャートである。以下、フローチャートを参照して処理動作を説明する。
【００２９】
飛翔体は、例えば５０ｋｍ飛翔して着地するように、発射装置から非常な高速で発射される。発射された時には、飛翔体はｘ軸の回りを高速に回転している。
【００３０】
ステップ１０１で、移動制御装置６は発射直後に尾翼３及び制御翼４を突出させるように制御する。尾翼３及び制御翼４が突出することにより、飛翔体のｘ軸回りの回転は減速され、ｘ軸乃至ｚ軸ジャイロ１１〜１３で回転レートを測定可能な領域まで減速される。ｘ軸乃至ｚ軸ジャイロ１１〜１３の出力信号はコンピュータで構成される慣性航法演算装置１７で処理される。飛翔体が高速で回転している時には、ｘ軸ジャイロ１１の出力信号は高速で変化しており、慣性航法演算装置１７では処理することができないので、処理可能な領域になるまで減速する必要がある。後述するように、測定可能な回転速度領域は、例えば１００ｄｅｇ／ｓｅｃ〜２００ｄｅｇ／ｓｅｃである。回転レートが測定可能な領域まで減速されたことは、ｘ軸乃至ｚ軸ジャイロ１１〜１３の出力信号から判定可能であるが、他の方法で判定してもよい。
【００３１】
ステップ１０２および１０３では、擬似ロール角を算出する。以下、擬似ロール角を算出する処理を説明する。
【００３２】
飛翔体はｘ軸回りにロール回転（スピン）しているため、直交したｙ軸ジャイロ１２およびｚ軸ジャイロ１３は、弾道飛翔のピッチ角θの変化に比例した弾道ピッチ・レートとヨー方向のヨー・レートを検出する。次の式（１）で表すように、ｑレートおよびｒレートは、弾道ピッチ・レート、弾道ヨー・レートおよびロール角により表される。
【００３３】
【数１】
2008261529.tif 000003
【００３４】
式（１）から分かるように、ロール角がゼロ度でｙ軸ジャイロ１２が弾道ピッチ・レートを、ロール角が９０度でｚ軸ジャイロ１３が逆極性の弾道ピッチ・レートを検出することになる。
【００３５】
発射された飛翔体は、ほぼ直進弾道を飛翔するため、ヨー方向のレートはほぼゼロであるといえる。従って、式（１）は次の式（２）および（３）のように簡略化することができる。
【００３６】
【数２】
2008261529.tif 000004
【００３７】
この結果として、ｙ軸ジャイロ１２およびｚ軸ジャイロ１３の出力信号（ｑレートおよびｒレート）は、図６に示すように正弦波状に変化し、その最大値（振幅）が弾道ピッチ・レートであり、ｑレートがゼロになる位置が、ロール角がゼロ度の回転位置である。なお、図６における横軸は任意の時間であり、正弦波の周期は回転速度により決定される。
【００３８】
しかし、ｙ軸ジャイロ１２およびｚ軸ジャイロ１３の出力信号（ｑレートおよびｒレート）は、回転のふらつきやジャイロセンサ自体のノイズを有しており、実際には図７に示すようなノイズの非常に多い信号になる。この状態では振幅及びゼロレベルを通過する位置を検出できない。
【００３９】
そこで、ステップ１０２で、慣性航法演算装置１７は、ｙ軸ジャイロ１２の出力信号をＡ／Ｄ変換したデジタル信号の移動平均を算出し、移動平均のサンプルポイントを用いて最小二乗演算で、図７に示すような最適な正弦波状エンベロープを算出する。
【００４０】
ステップ１０３では、このエンベロープがゼロになる位置を求める。この位置がロール角９０度に相当する角度であり、ロール角が求まる。ここで、ｙ軸ジャイロ１２の出力信号のエンベロープは正弦波状であり、ピーク付近は変化が少なく、フラット状であり、頂点を判定すると誤差が大きくなるので、ここではピーク付近より急峻で変化が大きいゼロクロス点でロール角を決定する。これによりロール角を小さな誤差で決定できる。
【００４１】
しかし、上記のようなノイズを含んだ信号から算出したサンプル値であり、精度が不十分である。本実施例ではこのロール角を擬似ロール角として、飛翔体の誘導制御を確実かつ円滑にできるように精度を向上する処理を行う。
【００４２】
ステップ１０４から１０８は、上記のロール角を擬似ロール角としてさらに精度を向上する処理である。ここでは、擬似ロール角は、真のロール角にロール角誤差を加えた角度であり、真のロール角をφ、ロール角誤差をΔφとした時に、擬似ロール角をφ＋Δφで表すものとする。
【００４３】
ステップ１０４では、ｙ軸ジャイロ１２およびｚ軸ジャイロ１３の出力信号（ｑレートおよびｒレート）から、弾道ピッチ・レートを算出する。
【００４４】
ｑレートおよびｒレートは式（２）および（３）のように表されるので、次の式（４）のようにこれらの二乗和の平方根を算出すると平均的な弾道ピッチ・レートを算出することができる。
【００４５】
【数３】
2008261529.tif 000005
【００４６】
ステップ１０５では、擬似ロール角の余弦に弾道ピッチ・レートを乗算して擬似ピッチ・レート（擬似ｑレート）を算出する。
【００４７】
ステップ１０６では、擬似ピッチ・レート（擬似ｑレート）と実際にｙ軸ジャイロ１２が検出した生のｑレートの差Δρを算出する。擬似ｑレートが、ｙ軸ジャイロ１２で発生される生のｑレートと一致している時が、ロール角誤差が最小の時である。このロール角誤差を求めるために、次の式（５）に示すように、演算した擬似ｑレートと実際にｙ軸ジャイロ１２が検出した生ｑレートの差Δρを算出する。
【００４８】
【数４】
2008261529.tif 000006
【００４９】
擬似ロール角φ＋Δφは、前述の最小二乗演算で算出したエンベロープのゼロクロス点における初期ロール角φ90に、時間経過によるｘ軸回りの変化角度を加えた角度で表され、ｘ軸回りの変化角度はｘ軸ジャイロ１１の出力信号（ｐレート）を積分した値であり、次の式で表される。
【００５０】
【数５】
2008261529.tif 000007
【００５１】
上記の差Δρは、図８に示すように、ロール角φの変化に従って変化するが、正方向（位相進み方向）に誤差がある場合、生のｒレートと同相の正弦波Δρ１になりｑレートはｑ１になり、負方向（位相遅れ方向）に誤差がある場合、ｒレートと逆相の正弦波Δρ２になりｑレートはｑ２になる。
【００５２】
Δθを小さい角度とすれば、ｃｏｓΔθはほぼ１であるから、Δρは次の式のように近似できる。
【００５３】
【数６】
2008261529.tif 000008
【００５４】
さらに、ピーク値をとるとすれば、φはほぼ９０度であり、ｓｉｎφはほぼ１となるから、Δρは次の式のように近似できる。
【００５５】
【数７】
2008261529.tif 000009
【００５６】
これから、ロール誤差角Δφは次の式（６）で求めることができる。
【００５７】
【数８】
2008261529.tif 000010
【００５８】
ステップ１０７では、ロール誤差角Δφを求める。具体的には、ロール誤差角Δφによるレート成分Δρを得るために、ｒレート位相に同期して演算したΔρ信号を検波し、ノイズ低減のために半周期（１８０°）分の平均を求める。正弦波状の信号であるので、この平均値からピーク値ΔＰPEAKを得ることができる。このピーク値と弾道ピッチ・レートの比の逆正弦(arcsin)からロール誤差角Δφを求める。このように、Δφは簡潔な演算式により求めることができる。
【００５９】
ステップ１０８では、ロール誤差角Δφが所定の閾値より小さいかを判定する。
【００６０】
ロール誤差角Δφが所定の閾値より大きい場合には、ステップ１０９に進み、ロール誤差角Δφが小さくなるように、擬似ロール角を決定し、ステップ１０４に戻り、ロール誤差角Δφが所定の閾値より小さくなるまで上記の処理を繰り返す。新しい擬似ロール角の決定は、例えばカルマンフィルタを利用した推定により行う。なお、閾値はカルマンフィルタの分散値収束性で決定できる。
【００６１】
ロール誤差角Δφが所定の閾値より小さくなったら、ステップ１１０に進み、慣性航法演算装置１７に姿勢を設定する。ピッチ角θは、仰角にほぼ相関すると推定されるので、ＧＰＳ装置５の検出する飛翔体の速度（ＶNG，ＶEG，ＶZG）からアタック角を算出することにより推定可能であり、次の式（７）で算出することができる。
【００６２】
【数９】
2008261529.tif 000011
【００６３】
以上のようにして、ピッチ角θと中心軸（ｘ軸）回りの回転位置（ロール角）φが算出できるので、慣性航法演算装置１７にこれらを設定する。これにより、飛翔体の姿勢が設定されたので、ジャイロ装置による慣性航法を開始できる。
【００６４】
飛翔方向を制御するために、飛翔体がほぼ所定の姿勢であることが必要であれば、ステップ１１１で、移動制御装置６が制御翼４を制御して姿勢制御を行う。
【００６５】
この後、慣性航法演算装置１７は、ＧＰＳ装置５により検出した地球座標における飛翔位置及び方向に基づいて飛翔位置及び方向の初期化を行い、以後ジャイロ装置の出力信号に基づいて飛翔位置及び方向を算出し、算出した飛翔情報を移動制御装置６に出力する。なお、慣性航法演算装置１７は、ジャイロ装置の出力信号に基づいて飛翔位置及び方向を算出するが、ＧＰＳ装置５により検出した地球座標における飛翔位置及び方向に基づいて随時累積誤差を補正する。
【００６６】
移動制御装置６は、慣性航法演算装置１７からの飛翔情報に基づいて、飛翔体が目標地点に到達するように制御翼４の制御を行う。
【００６７】
上記のロール誤差角Δφが小さくなるように擬似ロール角を推定する処理にカルマンフィルタを利用したフィードバック処理の誤差シミュレーションを行った結果によれば、処理を５回程度繰り返せばロール角誤差を１°以下にできるという結果が得られた。
【００６８】
また、慣性航法演算装置１７を構成するコンピュータの能力から、演算サイクルが２００Ｈｚ（５ｍｓｅｃ）であり、０．５度の分解能でサンプリングするとした場合、０．５×２００＝１００ｄｅｇ／ｓｅｃとなり、１回転で３．６秒、半回転で１．８秒となるので、演算を行える回転速度は１００ｄｅｇ／ｓｅｃ〜２００ｄｅｇ／ｓｅｃ程度である。従って、ステップ１０１では、この程度の回転速度まで下げるように制御を行う。もちろん、高速の演算が可能なコンピュータを使用すれば、より速い回転速度でも演算が行える。
【００６９】
以上、本発明の実施例を説明したが、各種の変形例が可能であるのはいうまでもない。例えば、中心軸の回りを回転していれば、どのような形状や構成の飛翔体でもよい。
【産業上の利用可能性】
【００７０】
本発明は、推進力を有さずに、発射された時の直進弾道に従って飛翔する飛翔体で、発射時に回転して発射される飛翔体であればどのようなものにも適用可能である。
【図面の簡単な説明】
【００７１】
【図１】本発明が適用される飛翔体の形状と構成を示す図である。
【図２】図１の飛翔体の弾道と弾道上の各地点での動作を説明する図である。
【図３】本発明の実施例の飛翔体の慣性航法装置の構成を、ＧＰＳ装置、移動制御装置及び可変翼駆動部を合わせて示す図である。
【図４】地形に対する飛翔体の飛翔を表す座標系を示す図である。
【図５】移動制御装置及び慣性航法装置の発射後の処理動作を示すフローチャートである。
【図６】飛翔体が回転しながら飛翔する時のｙ軸及びｚ軸ジャイロの出力信号の変化を説明する図である。
【図７】飛翔体が回転しながら飛翔する時のｙ軸及びｚ軸ジャイロのノイズを含んだ実際の出力信号を示す図である。
【図８】ロール角誤差がある場合のｙ軸及びｚ軸ジャイロの出力信号及び誤差信号を示す図である。
【符号の説明】
【００７２】
１    飛翔体
２    本体部
３    尾翼
４    制御翼
５    ＧＰＳ装置
６    移動制御装置
７    慣性航法装置
１１    ｘ軸ジャイロ
１２    ｙ軸ジャイロ
１３    ｚ軸ジャイロ
１４    ｘ軸加速度計
１５    ｙ軸加速度計
１６    ｚ軸加速度計
１７    慣性航法演算装置
【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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【図６】
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【図７】
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【図８】
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