(57)【要約】【課題】  従来のサイドスラスタは、側面に突出した噴射口を可動して推力の方向を任意に変化させて姿勢制御していたが、可動噴射口による抵抗の増大や、その専用の駆動装置の設置による機体質量の増大が、飛しょう距離や旋回性能の低下を引き起こすという問題があった。【解決手段】  ガスを噴射して誘導飛しょう体の姿勢を制御するスラスタと、前記スラスタが噴射するガスの流れの方向を制御して、飛しょう中の姿勢を制御する操舵翼と、前記スラスタと前記操舵翼を作動して飛しょう体を目標に誘導する誘導制御部とを備えて、スラスタが噴射する噴射ガスを偏向することで、空気抵抗や質量を増大することなく高い姿勢制御力を得るようにした。【選択図】  図１
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【特許請求の範囲】
【請求項１】
ガスを噴射して誘導飛しょう体の姿勢を制御するスラスタと、
前記スラスタが噴射するガスの流れの方向を制御して、前記誘導飛しょう体の姿勢を制御する操舵翼と、
前記スラスタと前記操舵翼とを作動して前記誘導飛しょう体を目標に誘導する誘導制御装置と、を備えたことを特徴とする誘導飛しょう体。
【請求項２】
前記誘導制御装置は、
前記誘導飛しょう体の機体姿勢角と機体高度と機体速度と、前記誘導飛しょう体に与える荷重と回転モーメントと、からなる条件と、前記条件において設定すべき前記操舵翼の舵角と前記スラスタの推力と、を関連付けたテーブルを格納した制御データベースを備え、
入力した前記機体姿勢角と前記機体高度と前記機体速度と前記荷重と前記回転モーメントに基づき、前記制御データベースから関連付けらた前記舵角と前記推力とを抽出し、前記舵角を前記操舵翼に出力し、前記推力を前記スラスタに出力することを特徴とする請求項１記載の誘導飛しょう体。
【請求項３】
誘導飛しょう体の機体姿勢角と機体高度と機体速度と、前記誘導飛しょう体に与える荷重と回転モーメントと、からなる条件と、前記条件において設定すべき前記操舵翼の舵角と前記スラスタの推力と、を関連付けたテーブルを格納した制御データベースを備え、
入力した前記機体姿勢角と前記機体高度と前記機体速度と前記荷重と前記回転モーメントに基づき、前記制御データベースから関連付けらた前記舵角と前記推力とを抽出し、前記舵角を前記操舵翼に出力し、前記推力を前記スラスタに出力することを特徴とする誘導飛しょう体の誘導制御装置。
【請求項４】
誘導飛しょう体に備えられた慣性装置が、前記誘導飛しょう体の機体姿勢角と機体高度と機体速度と具えた慣性情報を求めて舵角指令計算部とスラスタ推力計算部に出力するステップと、
航法計算回路部が、前記誘導飛しょう体が誘導される誘導方向と目標の速度とを具えた誘導信号と、前記慣性情報と、に基づいて、前記誘導飛しょう体を目標に向けて誘導するための加速度および角度を指示した加速度指令および角度指令を計算して舵角指令計算部とスラスタ推力計算部とに出力するステップと、
舵角指令計算部とスラスタ推力計算部が、
誘導飛しょう体の機体姿勢角と機体高度と機体速度と、前記誘導飛しょう体に与える荷重と回転モーメントと、からなる条件と、前記条件において設定すべき前記操舵翼の舵角と前記スラスタの推力と、を関連付けたテーブルを格納した制御データベースを参照して、前記慣性情報から得られる前記機体姿勢角と前記機体高度と前記機体速度と、前記加速度指令および角度指令から得られる前記荷重と前記回転モーメントとに関連付けられた前記操舵翼の舵角と前記スラスタの推力とを抽出して、前記舵角を前記操舵翼に出力し、前記推力を前記スラスタに出力するステップと、を備えることを特徴とする誘導飛しょう体の誘導制御方法。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
この発明は、地表または空中より発射され、目標に向かって空中を飛しょうする誘導飛しょう体に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
誘導飛しょう体が、空気密度の小さい高高度を飛しょうする場合や、発射直後のように低速で飛しょうする場合、誘導飛しょう体の機体周辺の動圧が非常に小さくなる。このため、操舵翼を用いた空力操舵装置を使用して姿勢制御すると、制御の効果が非常に小さくなる。そこで現在、胴体の周囲表面に設けられた噴射口より胴体外側にガスを噴射してその推力によって姿勢制御するサイドスラスタ装置を利用して機動性の向上が図られている。
【０００３】
このようなサイドスラスタ装置の一例として、従来、胴体表面に回転可能な噴射口を備え、また、胴体後方向きに固定した噴射口の後方に偏向板を備えることで、サイドスラスタの推力の方向を任意に変化させる飛しょう体の姿勢制御装置が知られている（例えば、特許文献１参照）。
【０００４】
【特許文献１】特開平０６−３３７２００号公報（第６頁、第１図）
【０００５】
しかしながら、特許文献１に記載された飛しょう体は、胴体側面に突出した噴射口或いは専用の偏向板を必要とするため、空力抵抗が増大するという課題があった。また、噴射口或いは専用の偏向板を作動する専用の駆動装置が必要となるため機体の質量が増大し、結果として、飛しょう可能な距離が減少するなどの問題があった。
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
このように従来、低動圧条件下で姿勢制御を行うためにサイドスラスタ装置を利用していたが、制御方向を変化させる噴射口或いは偏向板によって、飛しょう体の空気抵抗が増大し、飛しょう距離の低下を引き起こすとともに、噴射口或いは偏向板を作動する専用駆動装置が機体の高密度化を妨げ、質量の増大による旋回性能の低下を引き起こすという課題があった。
【０００７】
この発明は、係る課題を解決するためになされたものであり、低動圧条件下でサイドスラスタ装置を用いて姿勢制御を行なう際に、機体質量の増大による旋回性能の低下や、抵抗増大による飛しょう距離の低下を招くことなく、簡易な構成で高い機動性を実現する誘導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】
【０００８】
この発明の誘導飛しょう体は、ガスを噴射して誘導飛しょう体の姿勢を制御するスラスタと、前記スラスタが噴射するガスの流れの方向を制御して、前記誘導飛しょう体の姿勢を制御する操舵翼と、前記スラスタと前記操舵翼とを作動して前記誘導飛しょう体を目標に誘導する誘導制御部とを備えるようにした。
【発明の効果】
【０００９】
この発明によれば、低動圧条件下であっても、機体質量の増大による旋回性能の低下や、抵抗増大による飛しょう距離の低下を招くことなく、簡易な構成で、飛しょう体の機動性を向上することができる。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１０】
実施の形態１．
以下、本発明の実施の形態について添付図面を参照して詳細を説明する。
図１は、実施の形態１による誘導飛しょう体用のサイドスラスタ装置の構成を示している。以下、図に記載する誘導飛しょう体１には各種の構成部品および装置が設けられているが、ここではこの発明の要旨とする部分のみを説明する。
【００１１】
図１において、飛しょう中の姿勢を推力により制御するスラスタ３は、誘導飛しょう体１を構成する胴体２の側面外周に、噴射口を胴体２の外側表面に向け、噴射口の中心軸が機体軸に垂直になる方向に配置される。スラスタ３は、噴射口から外向きにガスを噴射し、機体軸の垂直方向に推力を発生する。その推力の大きさは、胴体２内部のガス流量制御装置４により制御する。
また、スラスタ３が噴射するガスの流れの方向を制御して、飛しょう中の誘導飛しょう体の姿勢を空力により制御する操舵翼５が、スラスタ３の近辺でスラスタ３の配置位置より機体後方の位置に配置される。胴体２内部の操舵翼駆動装置６は、操舵翼５の角度を制御することで所要の大きさの揚力を発生させる。なお、空気密度の小さい高高度を飛しょうする場合や、発射直後のように低速で飛しょうする場合ではなく、通常の動圧条件下においては、この操舵翼５を機体（誘導飛しょう体とも言う）の姿勢制御に使用することができる。
また、胴体２内部には、スラスタ３の発生する推力と操舵翼５の発生する揚力とを利用して誘導飛しょう体１を目標に誘導するために、ガス流量制御装置４と操舵駆動装置６に指令を送る誘導制御部７が配置されている。
【００１２】
また、誘導飛しょう体１の機体後方には、機体軸前方に推力を発生させるメインスラスタ（図示せず）が設けられる。誘導飛しょう体１はメインスラスタの動作によって機体を推進させる。誘導飛しょう体１は、メインスラスタの動作により、機体軸前方に飛しょうする。スラスタ３は、飛しょう体１の重心位置から機体軸方向に離れた位置に配置する程、機体軸垂直方向に作業する制御力をより大きくすることができる。なお、スラスタ３は、所望の制御力に応じて、誘導飛しょう体１の適切な位置に配置すれば良い。
【００１３】
図２は、誘導飛しょう体１を目標に向けて誘導するために機体の姿勢を制御する誘導制御部７の詳細な構成を示す図である。次に、図２を用いて誘導制御部７の動作を説明する。
誘導装置１０は、母機あるいは発射機８（以降、母機／発射機８とする）から目標位置や目標速度等の目標情報１を受ける。また、誘導装置１０は、目標を捕捉して追尾するシーカ部９から目標方位等の目標情報２を受ける。
誘導装置１０は母機／発射機８及びシーカ部９からの目標情報１、２に基づき、誘導方向、目標速度等を定めた誘導信号を発生して、航法計算回路１２に出力する。
慣性装置１１は、母機／発射機８から目標情報１を受ける。慣性装置１１は、この目標情報１と内部の慣性センサで計測した誘導飛しょう体１の加速度および角速度とに基づき誘導飛しょう体１の機体位置、機体高度、機体速度、機体加速度、機体姿勢角（姿勢角、角速度）とを計算し、慣性信号として、航法計算回路１２と舵角指令計算回路１３とスラスタ推力制御回路１４とゲイン計算回路１５に対して出力する。
航法計算回路１２は、誘導信号と慣性信号に基づいて、誘導飛しょう体を目標に向けて誘導するための加速度および角度を指示した加速度指令および角度指令を計算し、加速度指令と角度指令を、舵角指令計算回路１３とスラスタ推力制御回路１４に対して出力する。
ゲイン計算回路１５は、慣性信号に基づき、飛しょう体１の高度と速度に応じたオートパイロット系ゲインを計算して舵角指令計算回路１３とスラスタ推力制御回路１４に対して出力する。
【００１４】
舵角指令計算回路１３とスラスタ推力制御回路１４は、慣性装置１１から受ける慣性信号と、航法計算回路１２から受ける加速度指令、角度指令と、ゲイン計算回路１５から受けるオートパイロット系ゲインとに基づいて、誘導飛しょう体１が目標に会合することを実現する舵角指令およびガス流量指令をそれぞれ決定する。
具体的には、加速度指令と慣性信号の機体加速度から加速度偏差を算出し、この偏差にオートパイロット系ゲインの乗数を掛け合せ、この結果と慣性信号の角速度に基づいて所定の航法を実現するために必要な飛しょう体に与える荷重と回転モーメントを計算する。  そして、舵角指令計算回路１３とスラスタ推力制御回路１４は、制御データベース１６を参照して、必要な荷重と回転モーメントを発生する舵角指令およびガス流量指令を計算する。
【００１５】
図３は、制御データベース１６に格納されるデータの一例を示した図である。制御データベース１６には、飛しょう体の姿勢（迎角、ロール角）と高度と速度等の条件と、その条件下において飛しょう体に与える荷重と回転モーメントと、操舵翼５の舵角δとスラスタ３の推力ＮＴとの関係を示すテーブルが格納されている。これらの関係を示すデータは、風洞試験や数値計算等を用いたシミュレーション等により予め作成される。
角指令計算回路１３とスラスタ推力制御回路１４は、慣性信号から得られる誘導飛しょう体１の高度、速度、飛しょう体１の姿勢において、機体の制御に必要となる荷重と回転モーメントを発生する、操舵翼５の舵角δ（飛しょう体１に設けられた各操舵翼５の舵角δ１、δ２、δ３、δ４）、およびスラスタ３の推力ＮＴ（飛しょう体１に設けられた各スラスタ３の推力ＮＴ１、ＮＴ２、ＮＴ３、ＮＴ４）を補完計算等にて抽出し決定する。
角指令計算回路１３で決定された舵角δは操舵駆動装置６に出力され、操舵翼５を所要の舵角に操舵する。
また、スラスタ推力制御回路１４で決定された推力ＮＴはガス流量制御装置４に出力され、スラスタ３から所定のガス量を噴射して、所要の推力を発生する。
なお、テーブル組合せが多いほど、あるいは各データ間隔が密であるほど、精度の高い誘導制御が実現できる。
【００１６】
次に、実施の形態１によるスラスタ３と操舵翼５の作動による機体の制御について説明する。
図４は、一組のスラスタ３と操舵翼５の作動による制御力発生の様子を説明するための図である。図４（ａ）はスラスタ３のみを作動した場合の、制御力発生の様子を説明する図である。図４（ｂ）は操舵翼５のみ作動した場合の、制御力発生の様子を説明する図である。図４（ｃ）はスラスタ３と操舵翼５と同時に作動した場合の、制御力発生の様子を説明する図である。なお、誘導飛しょう体１は、図３の右から左方向に水平に飛しょうしているものとする。これにより、誘導飛しょう体１に対して機体前方から動圧Ｑの気流１６が流れているとする。
【００１７】
図４（ａ）において、スラスタ３から噴射ガス６が噴射されると、誘導飛しょう体１を並進させる向きにスラスタ推力ＮＴが作用する。このとき、噴射ガス１７は動圧Ｑの気流１６によって下流側すなわち機体後方に流されるが、操舵翼５は作動していないため、機体制御力は推力ＮＴのみである。ちなみに、推力ＮＴは動圧Ｑに依存しない。
【００１８】
図４（ｂ）において、操舵翼５を操舵し舵角δをとった場合、気流９による揚力ＮＡが誘導飛しょう体１を機軸周りに回転（ロール回転）する向きに作用する。この揚力ＮＡは動圧Ｑ、舵角δなどに依存し、動圧Ｑが小さくなると小さくなるため、制御性能が低下する。
【００１９】
図４（ｃ）において、スラスタ３が作動している間に、操舵翼５を操舵し舵角δをとった場合、誘導飛しょう体１を並進させる向きにスラスタ推力ＮＴが作用すると同時に、噴射ガス１７と操舵翼５が干渉することにより、揚力ＮＧが、誘導飛しょう体１をロール回転する向きに作用する。この揚力ＮＧは動圧Ｑ、舵角δの他、推力ＮＴにも依存するため、動圧Ｑが小さくなっても噴射ガス１７によって、制御性能の低下を抑制できる。
【００２０】
このように、スラスタ３が噴出するガスの流れの方向を制御して機体の姿勢制御を行う操舵翼５を設け、スラスタ３と操舵翼５と同時に作動することで、動圧Ｑが小さい状態であっても機体の制御性能の低下を抑制できる。
【００２１】
次に、スラスタ３と操舵翼５の作動による機体のロール回転方向の制御について説明する。
図５は、機体のロール回転方向の姿勢制御を行なう様子を示したものであり、図５（ａ）、（ｂ）は、操舵翼５のみ作動した場合の、ロール回転方向の制御の様子を説明する図であり、図５（ｃ）はスラスタ３と操舵翼５を組合せて作動した場合の、ロール回転方向の制御の様子を説明する図である。
【００２２】
誘導飛しょう体１が、空気密度の高い低高度を飛しょうする場合や、発射し推進装置にて加速された後のように高速で飛しょうする場合では、機体周辺の動圧が非常に高くなる。この様な高動圧条件の場合、図５（ａ）に示すように、操舵翼５の舵角を変化させ揚力ＮＡを制御することで、ロールモーメントＬを制御してロール回転方向の姿勢の制御が可能となる。しかし、高高度飛しょうや発射直後の低速で飛しょうの様な低動圧条件の場合、図５（ｂ）に示すように、揚力ＮＡは小さくなりロールモーメントＬが小さくなることで、ロール回転方向の制御が困難となる。
【００２３】
しかしながら、低動圧条件下においても、図５（ｃ）の様に、スラスタ３を作動させつつ操舵翼５を作動させることにより、揚力ＮＧを発生させ、ロールモーメントＬを制御してロール回転方向の姿勢の制御が可能となる。
【００２４】
このように、スラスタ３と、姿勢制御に元々必要な操舵翼５を組合せることによって、スラスタの噴射方向を変化させる突起した噴射口や偏向板を取付けることなく、またこれを制御する専用駆動装置を増やすことなく、誘導飛しょう体１のロール回転方向の制御が可能となる。
【００２５】
この実施の形態１は以上のように構成されているので、地表および空中より発射され、空中を飛しょうする目標体を追尾し、目標体の近傍点に会合する誘導飛しょう体において、任意の制御力を発生することができる。
【００２６】
したがって、従来の誘導飛しょう体に比べて、質量増大による旋回性能の低下や、抵抗増大による飛しょう距離の低下を招くことなく、低動圧条件下であっても、高い姿勢制御能力を保持することができる。
【００２７】
実施の形態２．
以下、図を用いてこの発明に係る実施の形態２について説明する。実施の形態１では、機体のロール回転方向の制御を可能としたが、実施の形態２では、機体に垂直方向の制御性の向上を可能とする。
【００２８】
図６は、スラスタ３と操舵翼５を組合せて制御することによって、機体の垂直方向の姿勢制御を行なう様子を示したものであり、図６（ａ）は、スラスタ３のみ作動した場合の、機体の垂直方向の姿勢制御を説明する図であり、図６（ｂ）は、スラスタ３と操舵翼５を組合せて作動した場合の、姿勢制御の様子を説明する図である。
【００２９】
低動圧条件下において、図６（ａ）の様に、スラスタ３を作動し推力ＮＴの大きさを制御すると、推力ＮＴの合力である垂直力Ｎの大きさと方向を制御することが可能である。しかしながら、誘導飛しょう体に更なる高機動性の向上が求められる場合には、スラスタ３の作動のみでは不十分となる。
【００３０】
この場合、図６（ｂ）の様に、スラスタ３と操舵翼５を組み合わせて作動させることにより、揚力ＮＧを発生させることができる。これにより、垂直力Ｎはスラスタ３の推力ＮＴと操舵翼５の揚力ＮＧの合力となり、スラスタ３のみで得られる垂直力Ｎより更に大きな推力方向の制御力を得ることができる。
このように、スラスタ３と、姿勢制御に元々必要な操舵翼５を組合せることによって、低動圧条件下であっても、スラスタの噴射方向を変化させる突起した噴射口や偏向板を取付けることなく、またこれを制御する専用駆動装置を増やすことなく、大きな垂直力を得て、機体を制御することができる。
【００３１】
実施の形態３．
以下、図を用いてこの発明に係る実施の形態３について説明する。実施の形態１では、機体のロール回転方向の制御を可能とし、実施の形態２では、機体に垂直方向の制御性の向上を可能としたが、実施の形態３では、ロール回転方向の制御を可能にしつつ、垂直方向の制御性を向上する。
【００３２】
図７は、スラスタ３と操舵翼５を組合せて制御することによって、機体のロール方向および垂直方向の姿勢制御を行なう様子を示した図である。図７（ａ）は、ロール左回転方向に制御する場合の様子であり、図７（ｂ）はロール右回転方向に制御する場合の様子である。
【００３３】
低動圧条件下において、全ての操舵翼５に揚力ＮＧを発生させるため、全てのスラスタ３を作動し、推力ＮＴと揚力ＮＧの合力である垂直力Ｎを制御する。同時に、ロール方向のバランス、つまり各揚力ＮＧの大きさのバランスを崩すことによってロール制御力Ｌを発生、制御し、図７（ａ）と（ｂ）のように、制御力Ｌの方向を反転することが可能となる。
【００３４】
なお、実施の形態１〜３においてはスラスタを飛しょう体の胴体周囲に４個設ける例について説明したが、スラスタの設置数は４個に限られるものではなく、４個以外の設置数であっても同様の効果を得ることができる。
【図面の簡単な説明】
【００３５】
【図１】この発明の実施の形態１による誘導飛しょう体の構成図である。
【図２】この発明の実施の形態１による、誘導制御部の構成を示す図である。
【図３】この発明の実施の形態１による、機体の姿勢制御に使用する制御データベースの一例である。
【図４】この発明の実施の形態１による、一組のスラスタおよび操舵翼の作動による制御力発生の様子を示す図である。
【図５】この発明の実施の形態１による、機体のロール回転方向の姿勢制御を行なう様子を示す図である。
【図６】この発明の実施の形態２による、機体の垂直方向の姿勢制御を行なう様子を示す図である。
【図７】この発明の実施の形態３による、機体のロール方向および垂直方向の姿勢制御を行なう様子を示す図である。
【符号の説明】
【００３６】
１ 誘導飛しょう体、２ 胴体、３ スラスタ、４ ガス流量制御装置、５ 操舵翼、６ 操舵翼駆動装置、７ 誘導制御部、８ 母機あるいは発射機、９ シーカ部、１０ 誘導装置、１１ 慣性装置、１２ 航法計算回路、１３ 舵角指令計算回路、１４ スラスタ推力制御回路、１５ ゲイン計算回路、１６ 制御データベース、１７ 気流、１８ 噴射ガス。
【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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