(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
擬飛翔体の姿勢制御部と、前記擬飛翔体の姿勢を変更させるための推力を発生させる推力制御モータシミュレータ部と、該推力制御モータシミュレータ部の推力信号を受け、前記擬飛翔体の運動をシミュレートする擬飛翔体の運動シミュレータ部とを備え、前記姿勢制御部は
（ａ）ロール、ピッチ及びヨーの初期オイラー角φi 、θi 、ψi 及び目標オイラー角φ0 、θ0 、ψ0 の各入力信号を生成する入力信号生成部と、
（ｂ）前記初期オイラー角φi 、θi 、ψiと目標オイラー角φ0 、θ0 、ψ0との差δφ、δθ、δψを演算する演算部と、
（ｃ）０≦ｔ≦所定時間、零から連続的に増大し該所定時間で前記差δφ、δθ、δψに達し、該所定時間以降、該δφ、δθ、δψの一定値を維持する関数ｆφ（ｔ）、ｆθ（ｔ）、ｆψ（ｔ）を設定する関数設定部と、
（ｄ）前記擬飛翔体に固定した座標Ｘ、Ｙ、Ｚに関する角速度ｐ、ｑ、ｒとオイラー角速度との関係
【数１】
0004026749.tif 000017
において、前記ｆφ（ｔ）、ｆθ（ｔ）、ｆψ（ｔ）及びこれらの微分ｆ'φ（ｔ）、ｆ' θ（ｔ）、ｆ'ψ（ｔ）をそれぞれ前記φ、θ、ψ及び前記ｄφ／ｄｔ、ｄθ／ｄｔ、ｄψ／ｄｔに代入することによって得られるｐ、ｑ、ｒをそれぞれコマンド角速度ｐ−ｃｍｄ、ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃｍｄとするコマンド信号生成部と、
（ｅ）前記擬飛翔体に取り付けた角速度センサ又は前記運動シミュレータ部の擬角速度出力信号ｐd 、ｑd 、ｒd を受ける信号入力部と、
（ｆ）前記ｐ−ｃｍｄ、ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃｍｄと前記角速度出力信号ｐd 、ｑd 、ｒd との偏差を求める偏差演算部と、
（ｇ）前記各偏差から必要な操作量としてロールモーメント、ピッチモーメント、及びヨーモーメントを得るために、前記推力制御部モータシミュレータ部の複数の擬ピントル・ノズルの開口面積の調整を行うためのピントル位置信号Ｘｐ−ｃｍｄ１〜４を発生するピントル位置信号発生部とを具備し、前記目標オイラー角φ0 、θ0 、ψ0 を模擬的に得るようにしたことを特徴とする飛翔体の姿勢制御シミュレータ。
【請求項２】
前記目標オイラー角φ0 、θ0 、ψ0 を前記所定時間に同時に得るようにしたことを特徴とする請求項１に記載の飛翔体の姿勢制御シミュレータ。
【請求項３】
前記関数ｆφ（ｔ）、ｆθ（ｔ）及びｆψ（ｔ）はそれぞれ０≦ｔ≦所定時間ａでは
ｆφ（ｔ）＝０．５×δφ×〔ｓｉｎ（πｔ／ａ−π／２）＋１〕＋φi
ｆθ（ｔ）＝０．５×δθ×〔ｓｉｎ（πｔ／ａ−π／２）＋１〕＋θi
ｆψ（ｔ）＝０．５×δψ×〔ｓｉｎ（πｔ／ａ−π／２）＋１〕＋ψi
であることを特徴とする請求項１又は２に記載の飛翔体の姿勢制御シミュレータ。
【請求項４】
擬飛翔体の姿勢制御部と、前記擬飛翔体の姿勢を変更させるための推力を発生させる推力制御モータシミュレータ部と、該推力制御モータシミュレータ部の推力信号を受け、前記擬飛翔体の運動をシミュレートする擬飛翔体の運動シミュレータ部とを備え、前記姿勢制御部は
（ａ）ロール、ピッチ及びヨーの初期オイラー角φi 、θi 、ψi 及び目標オイラー角φ0 、θ0 、ψ0 の各入力信号を生成する入力信号生成部と、
（ｂ）前記初期オイラー角φi 、θi 、ψi と目標オイラー角φ0 、θ0 、ψ0との差δφ、δθ、δψを演算する演算部と、
（ｃ）少なくとも０≦ｔ≦所定時間で連続的で正でありｔ＝０とｔ＝前記所定時間で零でかつ極大値を有し、前記所定時間以降零である関数ｇφ（ｔ）、ｇθ（ｔ）、ｇψ（ｔ）を設定する関数設定部と、
（ｄ）前記擬飛翔体に固定した座標Ｘ、Ｙ、Ｚに関する角速度ｐ、ｑ、ｒとオイラー角速度との関係
【数１】
0004026749.tif 000018
において、前記ｇφ（ｔ）、ｇθ（ｔ）、ｇψ（ｔ）、（∫ｇφ（ｔ）ｄｔ＋φi ）、（∫ｇθ（ｔ）ｄｔ＋θi ）、（∫ｇψ（ｔ）ｄｔ＋ψi ）をそれぞれ前記ｄφ／ｄｔ、ｄθ／ｄｔ、ｄψ／ｄｔ及び前記φ、θ、ψに代入することによって得られるｐ、ｑ、ｒをそれぞれコマンド角速度ｐ−ｃｍｄ、ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃｍｄとするコマンド信号生成部と、
（ｅ）前記擬飛翔体に取り付けた角速度センサの角速度出力信号又は前記運動シミュレータ部の擬角速度出力信号ｐd 、ｑd 、ｒd を受ける信号入力部と、
（ｆ）前記ｐ−ｃｍｄ、ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃｍｄと前記角速度出力信号ｐd 、ｑd 、ｒd との偏差を求める偏差演算部と、
（ｇ）前記各偏差から必要な操作量としてロールモーメント、ピッチモーメント、及びヨーモーメントを得るために、前記推力制御モータシミュレータ部の複数の擬ピントル・ノズルの開口面積の調整を行うためのピントル位置信号Ｘｐ−ｃｍｄ１〜４を発生するピントル位置信号発生部とを具備し、前記目標オイラー角φ0 、θ0 、ψ0 を模擬的に得るようにした
ことを特徴とする飛翔体の姿勢制御シミュレータ。
【請求項５】
前記目標オイラー角φ0 、θ0 、ψ0 を前記所定時間に同時に得るようにしたことを特徴とする請求項４に記載の飛翔体の姿勢制御シミュレータ。
【請求項６】
前記関数ｇφ（ｔ）、ｇθ（ｔ）及びｇψ（ｔ）はそれぞれ０≦ｔ≦所定時間ａで、
ｇφ（ｔ）＝（１／ａ）δφ×〔ｓｉｎ（２πｔ／ａ−π／２）＋１〕
ｇθ（ｔ）＝（１／ａ）δθ×〔ｓｉｎ（２πｔ／ａ−π／２）＋１〕
ｇψ（ｔ）＝（１／ａ）δψ×〔ｓｉｎ（２πｔ／ａ−π／２）＋１〕
であり、前記所定時間以降零である
ことを特徴とする請求項４又は５に記載の飛翔体の姿勢制御シミュレータ。
【請求項７】
前記擬飛翔体は、地上に配設された架台と、該架台に回転可能に軸支された第1駆動軸と、該第１駆動軸の一端部に固定された第1回動部材と、前記第1駆動軸を駆動する第１駆動電動機と、前記第1回動部材の内方に配設される第２回動部材と、一端部が前記第２回動部材に固定され、他端部は前記第１回動部材に回転可能に軸支される第２駆動軸と、該第２駆動軸を駆動する第２駆動電動機と、前記第２回動部材の内方に配設される第３回動部材と、一端部が前記第３回動部材に固定され、他端部は前記第２回動部材に回転可能に軸支される第３駆動軸と、該第３駆動軸を駆動する第３駆動電動機と、から成り、前記第１、第２、第３駆動電動機はそれぞれ前記運動シミュレータ部のオイラー角出力信号ψ（ｔ）、θ（ｔ）、φ（ｔ）を受けて、それぞれ前記第１、第２、第３駆動軸を、これら角度ψ（ｔ）、θ（ｔ）、φ（ｔ）になるように回転させ、前記姿勢制御部は前記第３回動部材に取り付けられ、更に前記角速度センサーを取付けていることを特徴とする請求項１〜６に記載の飛翔体の姿勢制御シミュレータ。
【請求項８】
前記推力制御モータシミュレータ部では、燃焼室圧力ＰＣを演算し、該演算結果を前記姿勢制御部の前記ピントル位置信号発生部に供給して設定圧力との圧力偏差を導出し、該圧力偏差により前記ピントル位置信号Ｘｐ−ｃｍｄ１〜４を補正するようにしたことを特徴とする請求項１〜７に記載の飛翔体の姿勢制御シミュレータ。
【請求項９】
前記推力制御モータシミュレータ部は、前記ピントル位置信号Ｘｐ−ｃｍｄ１〜４を受けて、ノズルスロート面積を演算し、該演算結果から、前記運動シミュレータ部に供給する推力Ｆ１〜Ｆ４を導出するようにしたことを特徴とする請求項１〜８に記載の飛翔体の姿勢制御シミュレータ。
【請求項１０】
前記擬飛翔体の慣性モーメントＩと、前記推力Ｆ１〜Ｆ４から角加速度を演算し、該演算結果を積分して、前記擬飛翔体の前記角速度出力信号を導出するようにしたことを特徴とする請求項１〜９に記載の飛翔体の姿勢制御シミュレータ。
【請求項１１】
前記角速度出力信号とクオータニオンマトリックス及び方向余弦マトリックスから前記オイラー角信号を導出するようにしたことを特徴とする請求項１〜１０に記載の飛翔体の姿勢制御シミュレータ。
【請求項１２】
前記飛翔体は緊急脱出座席であることを特徴とする請求項１〜１１のいずれかに記載の飛翔体の姿勢制御シミュレータ。
【請求項１３】
前記各モーメントの決定に優先順位を定めるようにしたことを特徴とする請求項１〜１２のいずれかに記載の飛翔体の姿勢制御シミュレータ。
【請求項１４】
前記角速度偏差から操作量を得るためにＰＩＤ制御を行うことを特徴とする請求項１〜１３のいずれかに記載の飛翔体の姿勢制御シミュレータ。
【請求項１５】
擬飛翔体の姿勢制御部と、前記擬飛翔体の姿勢を一定保持させるための推力を発生させる推力制御モータシミュレータ部と、該推力制御モータシミュレータ部の推力信号を受け、前記擬飛翔体の運動をシミュレートする擬飛翔体の運動シミュレータ部とを備え、前記姿勢制御部は
（ａ）ロール、ピッチ及びヨーの初期オイラー角φi 、θi 、ψi の各入力信号を生成する入力信号生成部と、
（ｂ）前記擬飛翔体に取り付けた角速度センサの積分出力信号又は前記運動シミュレータ部のオイラー角出力信号φ、θ、ψを受ける信号入力部と、
（ｃ）前記初期オイラー角φi 、θi 、ψiと前記積分出力信号又は前記オイラー角出力信号φ 、θ 、ψ との偏差を求める偏差演算部と、
（ｄ）前記各偏差から必要な操作量としてロールモーメント、ピッチモーメント、及びヨーモーメントを得るために、前記推力制御モータシミュレータ部の複数の擬ピントル・ノズルの開口面積の調整を行うためのピントル位置信号Ｘｐ−ｃｍｄ１〜Ｘｐ−ｃｍｄ４を発生するピントル位置信号発生部とを具備し、前記初期オイラー角を一定に保持するようにしたことを特徴とする飛翔体の姿勢制御シミュレータ。
【請求項１６】
前記擬飛翔体は、地上に配設された架台と、該架台に回転可能に軸支された第1駆動軸と、該第１駆動軸の一端部に固定された第1回動部材と、前記第1駆動軸を駆動する第１駆動電動機と、前記第1回動部材の内方に配設される第２回動部材と、一端部が前記第２回動部材に固定され、他端部は前記第１回動部材に回転可能に軸支される第２駆動軸と、該第２駆動軸を駆動する第２駆動電動機と、前記第２回動部材の内方に配設される第３回動部材と、一端部が前記第３回動部材に固定され、他端部は前記第２回動部材に回転可能に軸支される第３駆動軸と、該第３駆動軸を駆動する第３駆動電動機と、から成り、前記第１、第２、第３駆動電動機はそれぞれ前記運動シミュレータ部のオイラー角出力信号ψ（ｔ）、θ（ｔ）、φ（ｔ）を受けて、それぞれ前記第１、第２、第３駆動軸を、前記初期オイラー角φi 、θi 、ψiになるように回転させ、前記姿勢制御部は前記第３回動部材に取り付けられ、更に前記角速度センサーを取付けていることを特徴とする請求項１５に記載の飛翔体の姿勢制御シミュレータ。
【請求項１７】
前記推力制御モータシミュレータ部では、燃焼室圧力ＰＣを演算し、該演算結果を前記姿勢制御部の前記ピントル位置信号発生部に供給して設定圧力との圧力偏差を導出し、該圧力偏差により前記ピントル位置信号Ｘｐ−ｃｍｄ１〜Ｘｐ−ｃｍｄ４を補正するようにしたことを特徴とする請求項１５又は１６に記載の飛翔体の姿勢制御シミュレータ。
【請求項１８】
前記推力制御モータシミュレータ部は、前記ピントル位置信号Ｘｐ−ｃｍｄ１〜Ｘｐ−ｃｍｄ４を受けて、ノズルスロート面積を演算し、該演算結果から、前記運動シレータ部に供給する推力Ｆ１〜Ｆ４を導出するようにしたことを特徴とする請求項１５〜１７のいずれかに記載の飛翔体の姿勢制御シミュレータ。
【請求項１９】
前記擬飛翔体の慣性モーメントＩと、前記推力Ｆ１〜Ｆ４から角加速度を演算し、該演算結果を積分して、前記擬飛翔体の前記角速度出力信号を導出するようにしたことを特徴とする請求項１５〜１８に記載の飛翔体の姿勢制御シミュレータ。
【請求項２０】
前記角速度出力信号とクオータニオンマトリックス及び方向余弦マトリックスから前記オイラー角出力信号を導出るようにしたことを特徴とする請求項１５〜１９に記載の飛翔体の姿勢制御シミュレータ。
【請求項２１】
前記飛翔体は緊急脱出座席であることを特徴とする請求項１５〜２０のいずれかに記載の飛翔体の姿勢制御シミュレータ。
【請求項２２】
前記各モーメントの決定に優先順位を定めるようにしたことを特徴とする請求項１５〜２１のいずれかに記載の飛翔体の姿勢制御シミュレータ。
【請求項２３】
前記初期オイラー角φi 、θi 、ψiと、前記積分出力信号又は前記オイラー角出力信号φ、θ、ψとの偏差から姿勢を一定に保持させるための操作量を得るためにＰＩＤ制御を行うことを特徴とする請求項１５〜２２のいずれかに記載の飛翔体の姿勢制御シミュレータ。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は飛翔体の姿勢制御シミュレータに関し、特別にはピントル・ノズルを複数個、取り付けたロケットモータを設けた飛翔体の姿勢制御シミュレータに関する。
【０００２】
【従来の技術】
飛行機やロケットから何らかの緊急事態でパイロットが脱出しなければならない場合がある。このために飛行機やロケットには緊急脱出装置もしくは緊急脱出座席が設けられている。然るに、従来の緊急脱出装置においては、その脱出時の姿勢を部分的に維持する機能を有するが、全体的に飛翔方向もしくは飛翔姿勢を変化させる機能は無い。例えば、雑誌”SAFE Engineering,March／April 1967”には、カタパルト（Catapult）構造が開示されている。ガイドレールに沿ってロケットモータの推進力によって緊急脱出座席が噴出される。座席に取り付けた別のロケットモータによって座席のピッチ角度のみ脱出時の姿勢を保つように動作する。ロール角、ヨー角については制御機能を有しない。従って、空力により姿勢が変化する。
特に、ロケットや飛行機が陸地に対し低高度で機体の姿勢角が傾いている場合、あるいは極端には、上下を殆んど逆さまにしているような場合には、脱出後の飛翔方向が陸地に向っており、パイロットに装着させているパラシュートを開傘する前に、あるいは完全に開傘する前に陸上に激突する恐れがあり、極めて危険である。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】
本発明は、上述の問題に鑑みてなされ、緊急脱出装置もしくは緊急脱出座席に飛翔姿勢の制御機能をもたせることにより、悪い条件で脱出しても高度を充分に大きく取って従来より安全に脱出できる範囲を拡大することができる、又は充分な高度をとっている場合には、脱出時の姿勢を保持する飛翔体の姿勢制御方法を提供することを根本的な課題とするが、実際に例えば緊急脱出座席を使って実験することが困難であるので、これをシミュレートする飛翔体の姿勢制御シミュレータを提供することを課題とする。
【０００４】
【課題を解決するための手段】
以上の課題は、擬飛翔体の姿勢制御部と、前記擬飛翔体の姿勢を変更させるための推力を発生させる推力制御モータシミュレータ部と、該推力制御モータシミュレータ部の推力信号を受け、前記擬飛翔体の運動をシミュレートする擬飛翔体の運動シミュレータ部とを備え、前記姿勢制御部は
（ａ）ロール、ピッチ及びヨーの初期オイラー角φi 、θi 、ψi及び目標オイラー角φ0 、θ0 、ψ0 の各入力信号を生成する入力信号生成部と、
（ｂ）前記初期オイラー角φi 、θi 、ψiと目標オイラー角φ0 、θ0 、ψ0との差δφ、δθ、δψを演算する演算部と、
（ｃ）０≦ｔ≦所定時間、零から連続的に増大し該所定時間で前記差δφ、δθ、δψに達し、該所定時間以降、該δφ、δθ、δψの一定値を維持する関数ｆφ（ｔ）、ｆθ（ｔ）、ｆψ（ｔ）を設定する関数設定部と、
（ｄ）前記擬飛翔体に固定した座標Ｘ、Ｙ、Ｚに関する角速度ｐ、ｑ、ｒとオイラー角速度との関係
【数１】
0004026749.tif 000002
において、前記ｆφ（ｔ）、ｆθ（ｔ）、ｆψ（ｔ）及びこれらの微分ｆ'φ（ｔ）、ｆ' θ（ｔ）、ｆ'ψ（ｔ）をそれぞれ前記φ、θ、ψ及び前記ｄφ／ｄｔ、ｄθ／ｄｔ、ｄψ／ｄｔに代入することによって得られるｐ、ｑ、ｒをそれぞれコマンド角速度ｐ−ｃｍｄ、ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃｍｄとするコマンド信号生成部と、
（ｅ）前記擬飛翔体に取り付けた角速度センサ又は前記運動シミュレータ部の擬角速度出力信号ｐd 、ｑd 、ｒd を受ける信号入力部と、
（ｆ）前記ｐ−ｃｍｄ、ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃｍｄと前記角速度出力信号ｐd 、ｑd 、ｒd との偏差を求める偏差演算部と、
（ｇ）前記各偏差から必要な操作量としてロールモーメント、ピッチモーメント、及びヨーモーメントを得るために、前記推力制御部モータシミュレータ部の複数の擬ピントル・ノズルの開口面積の調整を行うためのピントル位置信号Ｘｐ−ｃｍｄ１〜４を発生するピントル位置信号発生部とを具備し、前記目標オイラー角φ0 、θ0 、ψ0 を模擬的に得るようにしたことを特徴とする飛翔体の姿勢制御シミュレータ、によって解決される。
【０００５】
又は、擬飛翔体の姿勢制御部と、前記擬飛翔体の姿勢を変更させるための推力を発生させる推力制御モータシミュレータ部と、該推力制御モータシミュレータ部の推力信号を受け、前記擬飛翔体の運動をシミュレートする擬飛翔体の運動シミュレータ部とを備え、前記姿勢制御部は
（ａ）ロール、ピッチ及びヨーの初期オイラー角φi 、θi 、ψi 及び目標オイラー角φ0 、θ0 、ψ0 の各入力信号を生成する入力信号生成部と、
（ｂ）前記初期オイラー角φi 、θi 、ψi と目標オイラー角φ0 、θ0 、ψ0との差δφ、δθ、δψを演算する演算部と、
（ｃ）少なくとも０≦ｔ≦所定時間で連続的で正でありｔ＝０とｔ＝前記所定時間で零でかつ極大値を有し、前記所定時間以降零である関数ｇφ（ｔ）、ｇθ（ｔ）、ｇψ（ｔ）を設定する関数設定部と、
（ｄ）前記擬飛翔体に固定した座標Ｘ、Ｙ、Ｚに関する角速度ｐ、ｑ、ｒとオイラー角速度との関係
【数１】
0004026749.tif 000003
において、前記ｇφ（ｔ）、ｇθ（ｔ）、ｇψ（ｔ）、（∫ｇφ（ｔ）ｄｔ＋φi ）、（∫ｇθ（ｔ）ｄｔ＋θi ）、（∫ｇψ（ｔ）ｄｔ＋ψi ）をそれぞれ前記ｄφ／ｄｔ、ｄθ／ｄｔ、ｄψ／ｄｔ及び前記φ、θ、ψに代入することによって得られるｐ、ｑ、ｒをそれぞれコマンド角速度ｐ−ｃｍｄ、ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃｍｄとするコマンド信号生成部と、
（ｅ）前記擬飛翔体に取り付けた角速度センサの角速度出力信号又は前記運動シミュレータ部の擬角速度出力信号ｐd 、ｑd 、ｒd を受ける信号入力部と、
（ｆ）前記ｐ−ｃｍｄ、ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃｍｄと前記角速度出力信号ｐd 、ｑd 、ｒd との偏差を求める偏差演算部と、
（ｇ）前記各偏差から必要な操作量としてロールモーメント、ピッチモーメント、及びヨーモーメントを得るために、前記推力制御モータシミュレータ部の複数の擬ピントル・ノズルの開口面積の調整を行うためのピントル位置信号Ｘｐ−ｃｍｄ１〜４を発生するピントル位置信号発生部とを具備し、前記目標オイラー角φ0 、θ0 、ψ0 を模擬的に得るようにした
ことを特徴とする飛翔体の姿勢制御シミュレータ、によって解決される。
【０００６】
又は、擬飛翔体の姿勢制御部と、前記擬飛翔体の姿勢を一定保持させるための推力を発生させる推力制御モータシミュレータ部と、該推力制御モータシミュレータ部の推力信号を受け、前記擬飛翔体の運動をシミュレートする擬飛翔体の運動シミュレータ部とを備え、前記姿勢制御部は
（ａ）ロール、ピッチ及びヨーの初期オイラー角φi 、θi 、ψiの各入力信号を生成する入力信号生成部と、
（ｂ）前記擬飛翔体に取り付けた角速度センサの積分出力信号又は前記運動シミュレータ部のオイラー角出力信号φ、θ、ψを受ける信号入力部と、
（ｃ）前記初期オイラー角φi 、θi 、ψiと前記積分出力信号又は前記オイラー角出力信号φ 、θ 、ψ との偏差を求める偏差演算部と、
（ｄ）前記各偏差から必要な操作量としてロールモーメント、ピッチモーメント、及びヨーモーメントを得るために、前記推力制御モータシミュレータ部の複数の擬ピントル・ノズルの開口面積の調整を行うためのピントル位置信号Ｘｐ−ｃｍｄ１〜Ｘｐ−ｃｍｄ４を発生するピントル位置信号発生部とを具備し、前記初期オイラー角を一定に保持するようにしたことを特徴とする飛翔体の姿勢制御シミュレータ、によって解決される。
以上の構成によって、飛翔体が、いかなる姿勢で機体から脱出したとしても、又、脱出時の姿勢を一定保持させる場合にもパイロットの安全を確実に証明することができる。なお、脱出時の姿勢を一定保持させた場合には、初期姿勢角をそれぞれ０度としてもよく、姿勢角の変化が小さいので、角速度センサの出力の積分値をオイラー角の姿勢角に近似させることができる。
【０００７】
【発明の実施の形態】
まず、本発明に係わる飛翔体の姿勢制御シミュレータを説明する前に、実際の緊急脱出座席にロケットモータを装備させた場合について説明する。
図１は従来例の緊急脱出装置（米国特許第５，４１５，３６６号に記載のもの）であるが、図１において、パイロットＰは機体Ｍ内で座席１０に通常の運行姿勢で座しているが、座席１０は背もたれ部１’と座部２’とからなっており、この背もたれ部１’の両側壁部に脱出時に上腕部及び下腕部を拘束するための拘束具Ｒ’を収納させている。
図示せずとも、公知のように座席１０の背面にはロケットモータを搭載しており、座部２’の両側においてパイロットＰが脱出駆動ハンドル１２ａ’、１２ｂ’を両手でつかんでいる。
パイロットＰが緊急脱出せんとして、駆動ハンドル１２ａ’、１２ｂ’の両方或いは片方を上へ引き上げると、図示しないロケットモータが着火してこの推進力により座席１０は座席の両側に設けられた一対のガイドレールＧに沿って上昇する。
【０００８】
図２は座席１０に作用するロールモーメント、ピッチモーメント及びヨーモーメントを説明するための概略図である。
座席１０の背もたれ部１’と座部２’が交差するところにＳＲＰ（seat reference point）をとり、これを座標の原点としている。直角座標軸＋Ｘ、＋Ｙ、＋Ｚ（通常と異なり下向きとなっている）のまわりの矢印で示す回動力Ｃｌ、Ｃｍ、Ｃｎがそれぞれ、空力によるロールモーメント係数、ピッチモーメント係数及びヨーモーメント係数である。
【０００９】
図３〜図５は更にピントル・ノズルＰ1 、Ｐ2 、Ｐ3 、Ｐ4 の座席１０への取り付け状況を示す。図７は、これらピントル・ノズルＰ1 〜Ｐ4 から圧力ガスを噴出させる駆動源Ｒの概略図である。これは座席１０の背もたれ部１’の裏側に固定されているが図３では更に簡略化されている。
図３において、ピントル・ノズルＰ1 、Ｐ2 は背もたれ部１の裏側の上部に対応して所定間隔をおいて取り付けられ、ピントル・ノズルＰ3 、Ｐ4 は背もたれ部１’の裏側の下部に対応して所定間隔をおいて取り付けられる。
【００１０】
図７において、推進薬ｍに点火させると、燃焼室Ｃ1 、Ｃ2 、Ｃ3 、Ｃ4 及びＣ5 内に高圧の燃焼ガスが発生し、ピントル・ノズルＰ1 〜Ｐ4 のノズル口から外方へと噴出する。これにより、座部１０に推進力によるモーメントが発生するのであるが、ピントル・ノズルＰ1 〜Ｐ4 からのガス噴出力により、図７で示すようなガス噴出方向ａ、ｂ、ｃ、ｄとは反対方向の推進力を発生する。ピントル・ノズルのノズル口は矢印で示す方向ａ、ｂ、ｃ、ｄに傾いている。
ピントル・ノズルＰ1 〜Ｐ4 のノズル口の開閉（ｏｎ、ｏｆｆ）を選択すると、図３Ａ、図３Ｂ、図４Ａ、図４Ｂ、図５Ａ、図５Ｂで矢印で図示するようにピッチモーメント、ロールモーメント、ヨーモーメントを発生する。
【００１１】
図３Ａにおいて、ピントル・ノズルＰ1 ＝ｏｆｆ、Ｐ2 ＝ｏｆｆ（ｏｆｆはピントル・ノズルの開口が閉であることを表わす）、ピントル・ノズルＰ3 ＝ｏｎ、Ｐ4 ＝ｏｎ（ｏｎはピントル・ノズルの開口が開であることを表わす。なお、ピントル・ノズルのｏｎ、ｏｆｆは、どのピントル・ノズルを作動すれば、どのようなモーメントが働くかをわかりやすくするために極端な場合を説明したが、実際にはこれらｏｎ、ｏｆｆとの間の開位置をとるものである。）である場合には、図示するように正方向のピッチモーメントが得られ、図３Ｂで示すようにＰ1 ＝ｏｎ、Ｐ2 ＝ｏｎ、Ｐ3 ＝ｏｆｆ、Ｐ4 ＝ｏｆｆでは負方向のピッチモーメントが得られる。Ｇは重心を表わす。
【００１２】
図４Ａにおいて、Ｐ1 ＝ｏｎ、Ｐ3 ＝ｏｎで、Ｐ2 ＝ｏｆｆ、Ｐ4 ＝ｏｆｆでは負方向のロールモーメント、図４Ｂにおいて、Ｐ2 ＝ｏｎ、Ｐ4 ＝ｏｎ、Ｐ1 ＝ｏｆｆ、Ｐ3 ＝ｏｆｆでは正のロールモーメントが得られる。図４Ａで代表的に示すが、座席１０に働くモーメントＭ＝Ｆ1 ×Ｒ1 ＋Ｆ3 ×Ｒ3 （但し、Ｒ1 、Ｒ3 はそれぞれ重心ＧとベクトルＦ1 、Ｆ3 との間の距離）。
【００１３】
図５Ａにおいて、Ｐ1 ＝ｏｎ、Ｐ4 ＝ｏｎでＰ2 ＝ｏｆｆ、Ｐ3 ＝ｏｆｆでは正方向のヨーモーメント、図５Ｂにおいて、Ｐ2 ＝ｏｎ、Ｐ3 ＝ｏｎ、Ｐ1 ＝ｏｆｆ、Ｐ4 ＝ｏｆｆでは負のヨーモーメントが得られる。
【００１４】
図６は一例としてのピントル・ノズルＰ1 〜Ｐ4 の部分拡大断面図である。ノズル口Ｎ内には、ノズル本体Ｂ（ピントル）が矢印ｔ方向に往復動自在に設けられており、この往復動により、このノズル本体Ｂの外周面とノズル口Ｎの内周壁面との間の隙間ｄが変化する。この隙間ｄにおいてノズル本体Ｂの一定位置では、最小値の隙間ｄの断面積ｍｉｎがノズル・スロート面積と称されている。アクチュエータＡに入力信号ｅが加えられるとこの作動によりノズル本体Ｂは矢印ｔで示す方向に左方か、右方へと駆動されるようになっている。この移動量でノズル・スロート面積が決定される。
【００１５】
次に本発明の姿勢制御回路について説明する。図８において、飛翔姿勢制御信号発生部１には初期姿勢オイラー角φi 、θi 、ψi 信号が入力される。これは脱出時の機体のそれらを入力するようにすればよい。更に目的姿勢オイラー角φ0 、θ0 、ψ0 信号が入力される。これら信号を用いて、以下の〔１〕〜〔５〕の演算がこの飛翔姿勢制御信号発生部１内で行われる。
本発明の第１の実施の形態では回転すべき角をサイン関数で変化させる。
０≦ｔ≦所定時間ａでは
ｆφ（ｔ）＝０．５×δφ×〔ｓｉｎ（πｔ／ａ−π／２）＋１〕＋φi
ｆθ（ｔ）＝０．５×δθ×〔ｓｉｎ（πｔ／ａ−π／２）＋１〕＋θi
ｆψ（ｔ）＝０．５×δψ×〔ｓｉｎ（πｔ／ａ−π／２）＋１〕＋ψi
である。
すなわち、次の演算を行う。
〔１〕回転すべき角＝（目的姿勢角−初期すなわち脱出時の姿勢角）
δφ＝φ0 −φi
δθ＝θ0 −θi
δψ＝ψ0 −ψi
〔２〕回転すべき角をサイン関数で変化させるために下記信号を生成する。すなわち１秒でδφ、δθ、δψ変化させる信号を生成する。
φ＝０．５×δφ×〔ｓｉｎ（πｔ−π／２）＋１〕＋φi
θ＝０．５×δθ×〔ｓｉｎ（πｔ−π／２）＋１〕＋θi
ψ＝０．５×δψ×〔ｓｉｎ（πｔ−π／２）＋１〕＋ψi
〔３〕上記信号φ、θ、ψのｓｉｎ、ｃｏｓを求める。
ｓｉｎθ
ｓｉｎφ
ｃｏｓθ
ｃｏｓφ
〔４〕上記信号φ、θ、ψの時間ｔに関する微分値を求める。
ｄφ／ｄｔ
ｄθ／ｄｔ
ｄψ／ｄｔ
〔５〕制御命令としての座席の回転角速度信号（座席に固定した座標Ｘ、Ｙ、Ｚに関する信号）を下式の関係を使って演算する。
ｐ−ｃｍｄ＝ｄφ／ｄｔ−（ｄψ／ｄｔ）×ｓｉｎθ
ｑ−ｃｍｄ＝（ｄθ／ｄｔ）×ｃｏｓφ＋（ｄψ／ｄｔ）×ｓｉｎφｃｏｓθ
ｒ−ｃｍｄ＝−（ｄθ／ｄｔ）×ｓｉｎφ＋（ｄψ／ｄｔ）×ｃｏｓφｃｏｓθ
図８において、上記〔５〕で演算した結果である飛翔姿勢制御信号発生部１の出力ｐ−ｃｍｄ、ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃｍｄを調節部２に入力する。これはＰＩＤ制御部３ａ、３ｂ、３ｃから成っており、これらには、更に緊急脱出座席１０に取り付けた３個の角速度センサ１０ａ、１０ｂ、１０ｃのセンサ出力ｐd 、ｑd 、ｒd が入力される。
【００１６】
ＰＩＤ制御部３ａ、３ｂ、３ｃは同一の構成であるので（図ではＰＩＤ制御則としている）、ＰＩＤ制御部３ａについてのみ図１０を参照して説明する。なお、ＰはProportion、ＩはIntegration 及びＤはDifferentiate である。
比較部１１に命令ｐ−ｃｍｄ及びセンサ１０ａの出力が供給され、偏差が演算される。なお、代表的に命令ｐ−ｃｍｄについてのみ記載するが、他命令ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃｍｄについても同様である。これは伝達関数１２、１３、１４を介して合算部１５に供給される。これらは比例、積分、微分の伝達関数でＰＩＤ制御を行う。合算部１５の出力は図８における『モーメントから推力への変換部』４に供給される。各合算部１５の出力が操作量としてのモーメントＭp 、Ｍq 、Ｍr を表す。モーメントから推力への変換は次の行列式による。
【００１７】
【数２】
0004026749.tif 000004
【００１８】
上記の変換係数Ａ１１〜Ａ４４は座席の重心からノズルまでの距離及びノズルの方向により決めることができる。Ｆsys は以下のとおりとする。
Ｆsys ＝Ｆ1 ＋Ｆ2 ＋Ｆ3 ＋Ｆ4 
[数２]で求めた推力Ｆ１〜Ｆ４に対して個別のピントル・ノズルから発生可能な条件により以下の制限を設ける。
０＜Ｆ1 〜Ｆ4 ＜Ｆmax 
推力制御部５の詳細は図９に示される。
【００１９】
図９において、推力Ｆ1 〜Ｆ4 はノズルスロート面積変換部２０に供給される。ここでノズルスロート面積Ａｔ1 〜Ａｔ4 が推力Ｆ1 〜Ｆ4 ／（圧力×推力係数Ｃｆ）の演算により算出され、それぞれピントル位置変換部２１に供給される。
ピントル位置変換部２１では変換係数×ノズルスロート面積Ａｔ1 〜Ａｔ4 が演算され、その出力としてのピントル位置信号Ｘｐ−ｃｍｄ１〜Ｘｐ−ｃｍｄ４がそれぞれ合算部２２ａ、２２ｂ、２２ｃ、２２ｄに供給される。
ロケットモータＲの燃焼室Ｃ（Ｃ1 〜Ｃ4 共通）の圧力は圧力センサＳによって検出され、比較部２４に供給される。これには更に設定圧力が供給されており、これらの偏差は比例制御伝達関数２５及び積分制御伝達関数２６を介して合算部２７に供給され、その出力は分割部２８へ供給されて４分割される。すなわち、ピントル・ノズルの数で割られる。各合算部２２ａ、２２ｂ、２２ｃ、２２ｄに供給される。測定圧力が設定圧力より低いと、偏差が＋であるので合算部２２ａ、２２ｂ、２２ｃ、２２ｄでピントル位置信号Ｘｐ−ｃｍｄ１〜Ｘｐ−ｃｍｄ４から、この分が減算される。ピントル位置信号を小さくして、ノズルスロート面積を小とする。これにより、燃焼室Ｃの圧力を設定圧力に等しくせんとする。合算部２２ａ、２２ｂ、２２ｃ、２２ｄの各出力はアクチュエータ・コントローラ２３ａ、２３ｂ、２３ｃ、２３ｄに供給され、これらの出力によりピントル・ノズルのアクチュエータ(１〜４)Ａ(図６参照)が駆動される。よって緊急脱出座席１０に所望のモーメントが与えられる。よって、飛行機Ｆから脱出した座席１０は図１１に示されるように、飛翔制御され、パイロットＰは安定な姿勢をとってパラシュートＨは開傘する。
【００２０】
以上は本発明者による別発明の緊急脱出装置の姿勢制御装置であるが、実際に座席１０にロケットモータＲを装備させて、飛行機やロケット機体から脱出させて、所望の姿勢制御を行うかについて実験を行うことは極めて困難である。
【００２１】
本発明は以上の座席１０及び推力ロケットＲ(ロケットモータとも称する)のシミュレータを形成して上述の緊急脱出装置が確実に所望の姿勢制御を行うことをシミュレータで証明しようとするものである。
図１３及び図１４において、一点鎖線で囲む部分１００Ａが姿勢制御部、１００Ｂが推力制御モータシミュレータ部、１００Ｃが座席の運動シミュレータ部を表わす。姿勢制御部１００Ａは上述した姿勢制御装置とほぼ同一であるので、その説明は省略し、推力制御モータシミュレータ部１００Ｂ及び座席の運動シミュレータ部１００Ｃについて以下、詳述する。
【００２２】
図１２は、全体の構成を示すが、姿勢制御部１００Ａからは、ピントル位置信号Ｘｐ−ｃｍｄ１、Ｘｐ−ｃｍｄ２、Ｘｐ−ｃｍｄ３、Ｘｐ−ｃｍｄ４が、推力制御モータシミュレータ部１００Ｂに供給され、ここから推力Ｆ１ないしＦ４が演算導出され、座席の運動シミュレータ部１００Ｃに供給される。この詳細は図１６で示されるが、ここで演算導出されたオイラー姿勢角であるロール角θ、ピッチ角ψ、及びヨー角φが姿勢制御部１００Ａを装備する三軸モーションテーブルＭ（擬飛翔体として選択的に用いられる。）に供給される。モーションテーブルＭは図１９及び図２０に明示されるが、ループテストの際には選択的にこのモーションテーブルＭに演算導出したオイラー姿勢角であるロール角、ピッチ角、及びヨー角が供給され、この角度になるように追値制御されるように駆動される。また選択的にモーションテーブルＭを用いないでループテストを行う時には、座席の運動シミュレータ１００Ｃ内で座席をシミュレート化して慣性モーメントＩの剛体として角速度を演算し、これが姿勢制御部１００Ａにフィードバックされて、シミュレートが正しいかどうか、安定しているかどうかを証明するようにもしている。
【００２３】
次に推力制御モータシミュレータ部１００Ｂについて図１５を参照して説明する。
推力制御モータシミュレータ部１００Ｂはピントル位置信号Ｘｐ−ｃｍｄ１〜４を入力信号として圧力及び推力を実時間計算して出力するものである。図１５においてノズルスロート面積計算部５０ではピントル位置とノズルスロート面積との関係は予め計算しておく。その関係を直線近似テーブルを使用して変換する。例えば直線近似の関係とすれば下式のとおり表わすことができる。
ノズルスロート面積  ＝  定数×ピントル位置
ノズルスロート面積の合計部５２では４個所のノズルのスロート面積の合計値を求める。
ガス排出率計算部５６では単位時間にノズルから流出するガス量を計算する。圧力ＰＣ及びノズルスロート面積の合計値を入力として次式により計算する。
ガス排出率  ＝  ＣＷ×圧力（ＰＣ）×Σノズルスロート面積
ＣＷは排出係数で、定数であり予め求めておく。
燃焼率計算部６４では、圧力を入力として次式により燃焼率、すなわち燃焼速度を求める。
燃焼速度  ＝  ａ×ＰＣn 
ａ：燃焼速度の係数
ｎ：燃焼速度の指数係数
ａ、ｎは定数であり使用する推進薬の特性として予め求めておく。
【００２４】
燃焼面積計算部６８では、燃焼速度を積分して燃焼深さを求め、その燃焼深さに対する推進薬の燃焼面積を計算する。この場合、計算時間を短縮するために予め燃焼深さに対する燃焼面積をテーブルにしておき、そのデータから補間して求める。
ガス発生率計算部７０では、推進薬が燃焼することにより発生する単位時間あたりのガス量を求める。燃焼速度(燃焼率)と燃焼面積を入力として次式により求める。
ガス発生率もしくはガス発生量  ＝  ρ×燃焼面積×燃焼速度
ここで、ρは推進薬の密度で、定数であり予め求めておく。
内部空間体積計算部６６では、推進薬が燃焼することにより空間の体積が増加するので、初期の体積に増加分を加える。増加分は燃焼速度と燃焼面積の積を時間積分することにより求める。
内部空間体積  ＝ ＦＶi ＋∫（燃焼速度×燃焼面積）ｄｔ
ここでＦＶi は初期の空間体積。
【００２５】
ガス・ストレージ率計算部５８では、単位時間内でモータチャンバ内で増減するガス量を計算するガス発生率からガス排出率を引いたもので表わす。
ガス・ストレージ率  ＝  ガス発生率−ガス排出率
圧力変化率計算部６０では、モータチャンバの圧力変化率を次式で計算する。
ｄＰＣ／ｄｔ  ＝  定数×ガス・ストレージ率／内部空間体積
上記定数は排出ガスの分子量、排出ガスの温度、比熱比、ユニバーサルガス定数から求められるもので予め求めておく。
圧力計算部６２では、圧力変化率を積分して圧力ＰＣを求める。
推力計算部５４では、ノズルスロート面積と圧力ＰＣを使って次式により推力Ｆ１  〜Ｆ４  を求める。
Ｆ1   ＝  ノズル１の推力  ＝  Ｃｆ×圧力×ノズルスロート１の面積
Ｆ2   ＝  ノズル２の推力  ＝  Ｃｆ×圧力×ノズルスロート２の面積
Ｆ3   ＝  ノズル３の推力  ＝  Ｃｆ×圧力×ノズルスロート３の面積
Ｆ4   ＝  ノズル４の推力  ＝  Ｃｆ×圧力×ノズルスロート４の面積
Ｃｆ：推力係数でノズル形状により決定される。定数であり予め求めておく。
【００２６】
次に図１６を参照して座席の運動シミュレータ部１００Ｃについて説明する。図１６において、ノズル推力変換部８０ではノズルから発生する推力Ｆ1 〜Ｆ4 を座席固定座標系における座標軸に作用する６分力を求める。各軸に関するモーメント（Ｍx 、Ｍy 、Ｍz ）は次式によりノズルごとに求め成分ごとに合計する。
Ｍ1   ＝  Ｒ1 ×Ｆ1 
Ｍ2   ＝  Ｒ2 ×Ｆ2 
Ｍ3   ＝  Ｒ3 ×Ｆ3 
Ｍ4   ＝  Ｒ4 ×Ｆ4 
以上はベクトル積であるのでＭ1 〜Ｍ4 、Ｒ1 〜Ｒ4 及びＦ1 〜Ｆ4 は太字で表わされている。
各推力のｘ、ｙ、ｚ軸成分（Ｆx 、Ｆy 、Ｆz ）はベクトルＦ1 〜Ｆ4 の各軸方向の分力をノズルごとに求め同じ成分同士を合計する。
座席の慣性モーメントＩ８８では、モーメントＩは座席固有の定数で３行３列の行列で表わす。これを[数３]で示す。
【００２７】
【数３】
0004026749.tif 000005
【００２８】
なお、これらＩｘｘ、Ｉｘｙ…は実際の座席について計算で求めたものである。実際のこれら数値はパイロットＰにより異なる。具体的には以下の数値を使ってシミュレーションしている。これは座席、火工品、パイロットＰを含めた状態での慣性モーメントである。単位は航空機関係では一般的に使用されているヤード・ポンド系で表している。すなわちＩｘｘ＝１８．９３（ｓｌｕｇ・Ｆｔ2）、Ｉｙｙ＝２１．０３、Ｉｚｚ＝７．４１、Ｉｘｙ＝Ｉｙｘ＝−０．５１、Ｉｙｚ＝Ｉｘｙ＝０．３４、Ｉｘｚ＝Ｉｚｘ＝−０．３５である。
【００２９】
これを角加速度の計算部８６に供給し、ここでｄω／ｄｔ＝Ｉ-1・（Ｍ−ω×（Ｉ・ω））として計算する（Ｉ-1：慣性モーメントの逆行列、Ｍ：座席に作用するモーメント、ω：座席の角速度）。この出力ｄωｘ／ｄｔ、ｄωｙ／ｄｔ、ｄωｚ／ｄｔは、次段の積分部９０に供給され、これらが積分されて角速度ωｘ、ωｙ、ωｚを出力する。これら出力は、クオータニオン計算部９２に供給される。またこれには初期クオータニオンが供給される。クオータニオンは、３Ｄ表現でよく使われるものであるが、ｑ＝ａ＋ｂｉ＋ｃｊ＋ｄｋとして表わされるもので、第１項のａが角度を表わし、２項、３項及び４項でベクトルを表わすものである。すなわち、飛翔体の姿勢を４次元数で表現するものである。クオータニオンの時間変化ｄｑ／ｄｔは、角速度ωｘ、ωｙ、ωｚとクオータニオン・マトリックスとで表現することができる。ｄｑ／ｄｔを積分することにより、姿勢の状態を更新していく。上述のクオータニオン・マトリックスは[数４]で表わされる。
【００３０】
【数４】
0004026749.tif 000006
【００３１】
上述のｑの各項のａ、ｂ、ｃ、ｄが各々本願明細書のｑ1、ｑ2、ｑ3、ｑ4に対応する。
【００３２】
なお、クオータニオンとは以下のように定義されている [日本航空宇宙工学会編−航空宇宙工学便覧（丸善）より]。基準座標系から別の新座標系への変換を、一つのベクトルＲとその周りの回転で表わす方法（図２５参照）であり、ベクトルＲの基準座標系に対する方向余弦をｌ、ｍ、ｎ、その周りの回転角をθとすると、クオータニオンｑは[数５]で表わされる。
【００３３】
【数５】
0004026749.tif 000007
【００３４】
図１７は以上のクオータニオン計算部９２の詳細を示すブロック図であるが、前段側からクオータニオン微分計算部９２ａ、積分部９２ｂ、加算部９２ｃ、およびノーマライズ処理部９２ｄからなっている。この最終段のノーマライズ処理部９２ｄの出力がノーマライズされたクオータニオン元数（クオータニオンは４次元数であるが、以下各、ｑ1、ｑ2、ｑ3、ｑ4を元数と言う）である。このノーマライズされたクオータニオン元数ｑ1n、ｑ2n、ｑ3n、ｑ4nは最前段のクオータニオン微分部９２ａにフィードバックされる。なお、ノーマライズされたクオータニオンはそれぞれ出力としてｑ1、ｑ2、ｑ3、ｑ4 とも表わす。これには更に上述したように、前段側から角速度ωｘ、ωｙ、ωｚが供給されている。これら角速度およびクオータニオンの４元数により上述の[数４]に基づいて、クオータニオンの微分ｄｑ1/ｄｔ、ｄｑ2/ｄｔ、ｄｑ3/ｄｔ、ｄｑ4/ｄｔが出力される。これは次段の積分部９２ｂに供給され、積分されてｑ1、ｑ2、ｑ3、ｑ4 が加算部９２ｃに供給される。これには上述したように、初期クオータニオンｑ1i，ｑ2i、ｑ3i、ｑ4iが供給されており、前段側の積分部９２ｂの出力に初期クオータニオンが加算されて初期値を含めたクオータニオン元数ｑ1、ｑ2、ｑ3、ｑ4 が導出され、これが後段のノーマライズ処理部９２ｄに供給される。ここでノーマライズとは[数４]で記載したように、ｑ12＋ｑ22＋ｑ32＋ｑ42＝１を満足する必要があるから、ここで[数６]に基づいてこのノーマライズされたクオータニオンを計算して、クオータニオン微分計算部９２ａに供給するようにしている。フィードバックによって順次書換えられて、実時間でオイラー角が導出されるようになっている。
【００３５】
【数６】
0004026749.tif 000008
【００３６】
次にこれらクオータニオンｑ1 乃至ｑ4 は方向余弦マトリックス計算部９４に供給され、ここで地上の基準座標系から座席固定の座標系へ変換するマトリックスを求める。
【００３７】
【数７】
0004026749.tif 000009
【００３８】
[数７]は、クオータニオンにより方向余弦マトリックスを表わした式で、方向余弦マトリックス計算部９４の式を表わしている。ここで、方向余弦マトリックスの各要素の値を計算する。
【００３９】
【数８】
0004026749.tif 000010
【００４０】
【数９】
0004026749.tif 000011
【００４１】
[数８]は、オイラー角により方向余弦マトリックスを表わした式であり、この式を使って[数９]のとおりオイラー角を方向余弦マトリックスの要素を使って表わすことにより、オイラー角を求めることができる。オイラー姿勢角計算部９６で[数８]、[数９]が用いられる。
【００４２】
更に、図１６において加算部９８では上述のノズル推力変換部８０からの出力ｆｘ、ｆｙ、ｆｚが供給されると共に、後に更に詳細に説明される空力計算部８４からの出力すなわち空力による各軸Ｘ、Ｙ、Ｚに働く力ａｆx、ａｆy、ａｆz が供給され、これらが加算されて出力としてΣＦx、ΣＦy、ΣＦz が得られる。これらは、座標変換部１０２に供給され、ここで座席座標系での力から基準座標系での力へと変換される。このために、[数１０]で表わされる方向余弦マトリックスと座席座標系での力Ｆｘｓ、ＦｙｓおよびＦｚｓとにより、基準座標系での力Ｆｘｉ、ＦｙｉおよびＦｚｉを求めることができる。
【００４３】
【数１０】
0004026749.tif 000012
【００４４】
これらは、さらに加速度計算部１０４に供給され、ここで上述の座標変換した力Ｆｘｉ、ＦｙｉおよびＦｚｉと重力加速度とから座席の加速度が得られる。すなわち、Ｘ軸、Ｙ軸およびＺ軸方向における加速度ａx ＝ＦX／Ｍ、ａy＝ＦY／Ｍ、ａz ＝ＦZ／Ｍ+ｇ。ここでＭは座席質量であり、ｇは重力加速度である。これら加速度ａx、ａyおよびａz は次段の積分部１０６に供給される。
【００４５】
【数１１】
0004026749.tif 000013
【００４６】
ここで[数１１]で示すように、積分された値、すなわち速度Ｖｘｉ、ＶｙｉおよびＶｚｉは第２の積分部１０８に供給され、ここで擬飛翔体の飛翔位置が[数１２]で示すように計算される。
【００４７】
【数１２】
0004026749.tif 000014
【００４８】
この積分部１０８には初期位置が供給されている。積分部１０８の高度の出力Ｚは上述の空力計算部８４に供給される。本シミュレータでは、Ｚ軸方向のみの位置信号Ｚを用いる。
【００４９】
なお、第１の積分部１０６の出力である速度Ｖxi、Ｖyi、Ｖziが第２の座標変換部１１０に供給される。ここで速度が基準座標系から座席座標系へと変換される。この基準座標系での速度Ｖxi、Ｖyi、Ｖziから座席座標系での速度Ｖxs、ＶysおよびＶzsへの変換は[数１３]で示されるマトリックスから計算される。
【００５０】
【数１３】
0004026749.tif 000015
【００５１】
これらＶxs、ＶysおよびＶzsから宇宙工学で明らかなように、迎え角αおよび横滑り角βが迎え角、横滑り角計算部１１２で[数１４]を使って計算される。
【００５２】
【数１４】
0004026749.tif 000016
【００５３】
この出力α、β及びｖは空力計算部８４に供給され、また、これにははさらに第２の積分部１０８の出力、すなわち飛翔位置Ｚ(高度)が供給される。これらα、βおよびＺから空力が計算される。空気の密度ρは高度Ｚと共に小さくなるが、この関係を予め計算式で表わしておき、高度Ｚに対する空気の密度を求める。このρとｖとから動圧Ｑを求める。すなわち６分力でＸ、ＹおよびＺ軸方向の空力ａｆx 、ａｆy、およびａｆz およびこれら軸の周りの回転モーメントａｍx、ａｍy、ａｍzが出力され、これらはそれぞれ上述の加算部９８およびモーメントの加算部８２に供給される。
【００５４】
空力計算部では図１８で示すように、迎え角α、横滑り角β、および速度ｖが予め関数表としてメモリーされている空力係数演算部Ｗに供給され、これから空力係数Ｃｘ、Ｃｙ、およびＣｚ並びに空力モーメント係数Ｃｌ、Ｃｍ、Ｃｎが導出される。これら空力係数を用いることによって上述の
ａｆｘ＝Ｑ・Ｓ・Ｃｘ
ａｆｙ＝Ｑ・Ｓ・Ｃｙおよび
ａｆｚ＝Ｑ・Ｓ・Ｃｚ
が求められる。
ここでＱは動圧であり、Ｑ＝０．５×ρ×ｖ2 であり、Ｓは座席面積である。また、空力モーメントは空力モーメント係数Ｃｌ、Ｃｍ、およびＣｎを用いることによって
ａｍx＝Ｑ・Ｓ・ＨＤ・Ｃlcg
ａｍy＝Ｑ・Ｓ・ＨＤ・Ｃmcg
ａｍz＝Ｑ・Ｓ・ＨＤ・Ｃncg
ここでＨＤ＝（４×Ｓ／π）0.5であり、Ｃlcg、Ｃmcg、ＣncgはＣｌ、Ｃｍ、Ｃｎを座席重心に働く場合の係数に変換したものである。
【００５５】
次に図１９及び図２０を参照して本発明のシミュレータのハード部を構成する模擬飛翔体Ｍについて説明する。これは上述の実施の形態における緊急脱出座席１０を模擬したものであるが、地上に配設されている。架台Ａには駆動軸ｇ１を駆動するに駆動モータｍ1 が取付られており、この駆動軸ｇ１に第１回動部材Ｂが取り付けられている。駆動軸ｇ１と同一軸に従動軸ｇ１’が第１回動部材Ｂの対向する面に固定され、軸受Ｇ1 によって軸受けされている。さらにこの内側に第２回動部材Ｃが配設されており、これには駆動軸ｇ２が固定されており、この駆動軸ｇ２は駆動モータｍ2 によって駆動される。従動軸ｇ２’が第２回動部材Ｃの対向する面に固定され、軸受Ｇ2 によって軸受けされる。さらにこの内側には第３回動部材Ｄが配設されており、これは図１９において下方に僅かに見える第３の駆動モータｍ3   の駆動軸ｇ３(図では見えない)に下方から取付けられている。
【００５６】
図２０は図１９をさらにモデル化して示すものであるが、架台Ａに取付られる駆動モータｍ1 の駆動軸ｇ１をＺ軸とし、また第１回動部材Ｂの内方に配設される第２回動部材Ｃは、ここでは円筒体として示されている。駆動モータｍ2 の駆動軸ｇ２はＹ軸上にありまた、第３回動部材Ｄ（ここでは円板として示されている。）を駆動する、図１９では図示されていない第３の駆動モータｍ3 の軸ｇ３の方向をＸ軸とする。これらＺ軸、Ｙ軸およびＸ軸の周りの回転がそれぞれオイラー角のヨー角、ピッチ角およびロール角を表わすものである。各駆動モータｍ1、ｍ2およびｍ3 には上述の座席運動シミュレータ１００Ｃの出力であるオイラー角ψ、θおよびφが図示しないコントローラーを介して供給され、その角度に追値制御され第１回動部材Ｂ、第２回動部材Ｃおよび第３回動部材Ｄを各オイラー角へと回動する。
【００５７】
以上、本発明の実施の形態による飛翔体の姿勢制御シミュレータの構成について説明した。次にこの作用につき説明する。
図１３において飛翔姿勢制御信号発生部１に飛行機からの脱出時の姿勢角である初期姿勢角φｉ・θｉ・ψｉが入力される。他方、目標となる姿勢角φｏ・θｏ・ψｏが入力される。飛翔姿勢制御信号発生部１を含む姿勢制御部１００Ａは実際の飛翔体の制御回路であるが、本シミュレータにおいては座席も推力ロケットも搭載せずシミュレータで行われるので、これらに代えて推力制御モータシミュレータ部１００Ｂ及び座席の運動シミュレータ部１００Ｃが設けられている。飛翔姿勢制御信号発生部１では上述したように、上述の入力を受けて角速度コマンドであるｐ−ｃｍｄ、ｑ−ｃｍｄ及びｒ−ｃｍｄを出力し、これらがＰＩＤ制御部３ａ・３ｂ・３ｃに供給される。実際の装置ではＰＩＤ制御部の他方の端子には、実際の座席１０に取付けられている角速度センサー１０ａ、１０ｂ、１０ｃの出力ｐd ・ｑd ・ｒd が供給されるのであるが、シミュレータでは座席の運動シミュレータ１００Ｃから図１６で示すように、積分部９０の出力ωｘ・ωｙ・ωｚが図１３におけるＰＩＤ制御部３ａ・３ｂ及び３ｃの他方の入力端子に供給される。
【００５８】
以下、実際の装置と同様な制御作用を行い、図９で示す設定圧力と測定圧力との偏差によりピントル位置信号を補正するための圧力補正信号を供給するブロック図において、推力制御モータシミュレータ１００Ｂからの圧力信号、すなわち図１５における推力制御モーターシミュレータ１００Ｂの圧力計算部６２からの圧力ＰＣがここに供給される。
【００５９】
他方、図１６で示される運動シミュレータ部１００Ｃでは、オイラー姿勢角計算部９６からオイラー角φ・θ及びψが実時間で出力されているが、これは目標のオイラー角に向って変化していく  目標のオイラー角に到達すると以後この姿勢角出力を維持する。これによってこのシミュレータにより、安定に、確実に目標のオイラー姿勢角が得られることが証明される。一方、積分器９０の出力ωｘ、ωｙ、ωｚも零となっている。
【００６０】
本発明の実施の形態によれば、更にハードな部分も加えることにより、上述のシミュレータ作用を更に確実に証明することができる。すなわち冒頭で述べた緊急脱出座席１０を実際に飛行機から脱出させて所望の姿勢制御ができるか実験することは極めて困難であるので、上述のシミュレータで行って姿勢制御を確実・安定に行うことを証明したが、更に発明の他実施の形態によれば、図１９で示す、擬飛翔体Ｍを用い、この電動機ｍ１、ｍ２及びｍ３に図１６で示すオイラー姿勢角計算部９６の出力信号φ、θ、ψを図示しないコントローラに供給し、これから発生する電力を駆動電動機ｍ１、ｍ２及びｍ３に供給し、各回動部材Ｂ、Ｃ、Ｄの駆動軸ｇ１、ｇ２、ｇ３の回動角度が出力φ、θ、ψとなる追値制御を行う。上述したように、第１、第２、第３駆動軸ｇ１、ｇ２、ｇ３は、各々独立して駆動され回動することができるので、正確に目標のオイラー角を得るべく回動する。
【００６１】
次に図２１ないし図２３を参照してモーションテーブルＭの動作について説明する．図２１においてＡは初期状態を示し第１回動部材Ｂ、第２回動部材Ｃ、および第３回動部材Ｄは初期位置にある。すなわち、各駆動軸の回転角は零である。なお、初期状態では、図をわかり易くするためにオイラー角φ、θ、ψはいづれも０度としているが、実際には脱出時の角度をとるように各駆動軸ｇ１、ｇ２、ｇ３を回動させておく。
【００６２】
この状態において各駆動軸ｇ１、ｇ２、ｇ３は座席運動シミュレータ１００Ｃのオイラー角出力が図示しないコントローラを介して駆動モータｍ1、ｍ2、ｍ3 に供給されて、同時に出力オイラー角になるように回転するのであるが、この動作をわかり易くするために、各オイラー角の信号で回転する様子を、第１、第２、第３回動部材について順次説明する。
【００６３】
なお、本実施の形態におけるオイラー角の定義から、図１９及び図２０に示すように、Ｚ軸の周りの回転角はヨー角とされる。通常はＺ軸は上下方向とされるが、モーションテーブルＭを作製しやすいように水平方向とした。従って、実際には第１回動部材ＢのＺ軸と直交する側面Ｂａが座席１０のシート面２’に相当する。最外周側にある回動部材ＢがＺ軸の周りにヨー角度回動すると、内周側にある第２回動部材Ｃ及び第３回動部材ＤもＺ軸の周りにこのヨー角度回動する。すなわち、Ｙ軸、Ｘ軸は、図１９、図２０に図示の方向から、この角度だけ回動する。この回動後のＹ軸及びＸ軸をＹ'軸 及びＸ’軸とする。これらは図示していないが、更にＹ'軸 の周り、ピッチ角度、第２回動部材Ｂ及び第３回動部材Ｃが回動する。この回動後のＸ’軸をＸ”軸とする。これらも図示していない。この時にとるモーションテーブルＭの姿勢が図２３Ｃである。
【００６４】
図１９、図２０の姿勢から水平線に対し９０度ひねった姿勢でＸ軸、Ｙ軸、Ｚ軸が通常通りの方向となる。然しながら、モーションテーブルＭの各回動部材Ｂ、Ｃ、Ｄの動作については、わかり易くするために回動部材Ｄ、Ｃ、Ｂの順で各々につきロール角φ、ピッチ角θ、ヨー角ψ、回動させる場合について説明する。すなわち、図２１は、第３回動部材Ｄのみを、駆動電動機ｍ3 の駆動により軸Ｘの周りにロール角度ψだけ回動させる場合を示す。図２２は軸Ｙの周りにピッチ角度θだけ駆動電動機ｍ2 の駆動により回動部材Ｃを回動させる場合を示し、図２３は軸Ｚの周りにヨー角φだけ駆動電動機ｍ1 の駆動により回動部材Ｂを回動させる場合を示す。
【００６５】
図２１において、見えない駆動電動機ｍ3 の駆動により第３回動部材Ｄは軸Ｘの周りに回動して、順次図２１のＡ、Ｂ、Ｃで示す角度位置をとる。すなわち、ロール角φだけ回動させる。次いで、図２２で示すように、第２回動部材Ｂを軸Ｙの周りに駆動電動機ｍ2 によりピッチ角度θだけ回動させる。図２２Ａ、Ｂ、Ｃで示すように、回動部材Ｂは回動部材Ｄと共に軸Ｙの周りにピッチ角度θへと回動する。
【００６６】
次に、図２３で示すように、駆動電動機ｍ1 により第１回動部材Ｂは第１駆動軸ｇ１と共にＡ、Ｂ、Ｃで示すように、ヨー角度ψだけ回動する。このとき、第２、第３回動部材Ｃ、Ｄも軸Ｚの周りにヨー角度ψだけ回動する。
なお、以上ではＺ軸、Ｙ軸、およびＸ軸の順番にその軸の周りに各回動部材を回動させるようにして各オイラー角を定めたが、もちろんオイラー角の定義によっては、この順序で行う必要は無くＺ軸、Ｘ軸、Ｙ軸またはＸ軸、Ｙ軸、Ｚ軸の順序で行うようにしても良い。但し、その場合、座標回転行列はその順序によって変わってくる。本発明の実施の形態では、上述したように、Ｚ軸、Ｙ軸、およびＸ軸の順序でそれぞれの軸の周りの角度をオイラー角と定義する。第１、第２、第３の駆動軸ｇ１、ｇ２、ｇ３に対するオイラー角の出力信号の与え方については、オイラー角の定義によって定めればよい。第３回動部材Ｄには姿勢制御部１００Ａが搭載されており、これには図示せずとも角速度センサーが取付けられている。よって上述の第１、第２、第３駆動軸ｇ１、ｇ２、ｇ３の回動により、実際の角速度信号が導出され、これが調整部２におけるＰＩＤ制御部３ａ、３ｂ及び３ｃに供給される。この角速度センサーの出力を図１６の計算部９２、９４、９６により変換することにより、実際のオイラー角に近いオイラー角を計測することができ、よって目標とするオイラー角が得られたかどうかを確認することができる。
【００６７】
以上述べたように、飛翔体としては空、又は宇宙に実際に飛翔する座席ではなく、地上に配設したものであるが、姿勢制御部に関してはまったく同等の作用を得ることができるので、実施の形態によるシミュレータにこのハードを加えたシミュレータによって、より確実に本発明の実施の形態による飛翔体の姿勢制御作用を証明することができる。
【００６８】
図２４は、本発明の第二の実施の形態による飛翔体の姿勢制御シミュレータの要部のブロック図であるが、本発明の実施の形態においては、飛翔体は脱出時の姿勢を一定に保持することが出来るようにしている。脱出姿勢角信号発生部１０１’には初期姿勢角が設定されるが、この信号発生部１０１’の出力であるオイラー初期姿勢角φｉ、θｉ、ψｉが、ＰＩＤ制御部３ａ、３ｂ、３ｃ供給され、この他入力としては、上述と同様な座席運動シミュレータ１００Ｃのオイラー角出力信号φ、θ、ψが供給される。
【００６９】
なお、図１６においてクオータニオン計算部９０では、初期クオータニオンとして、初期姿勢角、すなわち脱出時のオイラー角φｉ、θｉ、ψｉが入力されているので、オイラー姿勢角計算部９６の出力φ、θ、ψは脱出時の姿勢角φｉ、θｉ、ψｉに殆んど等しい。すなわち、
φ＝φｉ±△φ
θ＝θｉ±△θ
ψ＝ψｉ±△ψ
であり、△φ、△θ、△ψは非常に小さく、定常状態では０となるものである。高度Ｚに応じて、空力計算部８４から空力ａｆx、ａｆy、ａｆz  及びａｍx、ａｍy 、ａｍz が出力するので、推力Ｆ１〜Ｆ４は座席１０に対して空力による回転モーメントを発生しないバランスをとってＦ１〜Ｆ４が発生している。この誤差によってもオイラー姿勢角計算部９６の出力φ、θ、ψは、脱出時の姿勢角φｉ、θｉ、ψｉとは小さいながらも偏差を持つ。空力の変化によっても偏差を持つ。これによって、ＰＩＤ制御部３ａ、３ｂ、３ｃからは、この偏差をなくすべくモーメントＭｐ、Ｍｑ、Ｍｒを発生し、これにより座席中の脱出時の姿勢角を一定に保つ働きをする。
【００７０】
一方、モーションテーブルＭにおいては、脱出時の姿勢角φｉ、θｉ、ψｉとの偏差に応じて駆動電動機ｍ1、ｍ2、ｍ3 に電力が与えられ、これにより初期オイラー姿勢角φｉ、θｉ、ψｉからのズレを０にするように働く。よって、このモーションテーブルＭが殆んど静止していることを確認することによって、初期の姿勢角を維持することが証明される。なお、姿勢角を一定に保持する制御では、初期姿勢角を０度とすることができ、これからの偏差は小さいので、角速度センサの出力の積分値をオイラー角に近似することができる。
【００７１】
以上、本発明の実施の形態について説明したが、勿論、本発明はこれらに限定されることなく、本発明の技術的思想に基づいて種々の変形が可能である。
【００７２】
例えば以上の実施の形態では、ピントル・ノズルの個数は４個であったが座席の形状や重心の位置によっては、これより少なくても、あるいは多くても、本発明の作用は可能である。
【００７３】
また以上の実施の形態では、初期のオイラー角（φi 、θi 、ψi ）から目標のオイラー角（φ0 、θ0 、ψ0 ）を得るための時間関数はサイン関数であるとしたが、これに代え少なくとも所定の時間内では時間に関し連続的に増大する関数であれば、他の関数形式であってもよい。
【００７４】
また、以上の実施の形態では、上述のサイン関数は、
φ＝０．５×δφ×〔ｓｉｎ（πｔ−π／２）＋１〕＋φi
（他のオイラー角θ、ψ  についても同様）とし、１秒で所望の目標オイラー角φ0  を得るようにしたが、一般的に、
φ＝０．５×δφ×〔ｓｉｎ（πｔ／ａ−π／２）＋１〕＋φi としてもよい（ａ秒でφ0となる。）
又、以上の実施の形態では、回転すべき角をサイン関数で変化させたが、本発明の第２の実施の形態ではこれに代えて回転すべき角度の角速度をサイン関数で変化させるようにしている。
０≦ｔ≦所定時間ａでは
ｇφ（ｔ）＝（１／ａ）δφ×〔ｓｉｎ（２πｔ／ａ−π／２）＋１〕
ｇθ（ｔ）＝（１／ａ）δθ×〔ｓｉｎ（２πｔ／ａ−π／２）＋１〕
ｇψ（ｔ）＝（１／ａ）δψ×〔ｓｉｎ（２πｔ／ａ−π／２）＋１〕
である。
すなわち、次の演算を行う。
〔１〕回転角＝（目的姿勢角−脱出時の姿勢角）
δφ＝φ0 −φi
δθ＝θ0 −θi
δψ＝ψ0 −ψi
〔２〕回転の角速度をサイン関数で変化させるために下記信号を生成する。
ｄφ／ｄｔ＝δφ×〔ｓｉｎ（２πｔ−π／２）＋１〕
ｄθ／ｄｔ＝δθ×〔ｓｉｎ（２πｔ−π／２）＋１〕
ｄψ／ｄｔ＝δψ×〔ｓｉｎ（２πｔ−π／２）＋１〕
〔３〕上記信号の積分値に初期姿勢角を加える。
φ＝∫ｄφ／ｄｔ・ｄｔ＋φi
θ＝∫ｄθ／ｄｔ・ｄｔ＋θi
ψ＝∫ｄψ／ｄｔ・ｄｔ＋ψi
〔４〕上記信号φ、θ、ψのｓｉｎ、ｃｏｓを求める。
ｓｉｎθ
ｓｉｎφ
ｃｏｓθ
ｃｏｓφ
〔５〕座席の命令回転角速度信号を下式の関係を使って求める。
ｐ−ｃｍｄ＝ｄφ／ｄｔ−（ｄψ／ｄｔ）×ｓｉｎθ
ｑ−ｃｍｄ＝（ｄθ／ｄｔ）×ｃｏｓφ＋（ｄψ／ｄｔ）×ｓｉｎφｃｏｓθ
ｒ−ｃｍｄ＝−（ｄθ／ｄｔ）×ｓｉｎφ＋（ｄψ／ｄｔ）×ｃｏｓφｃｏｓθ
この変形例では、角度の目標角への変化開始はより滑らかである。よって、より制御が安定する。
【００７５】
また以上の実施の形態では、飛翔体として緊急脱出座席を適用したが、他の飛翔体、例えば、飛行機やロケットにも本発明を適用してもよい。
【００７６】
また以上の実施の形態では、調節部２ではＰＩＤ制御を行うようにしたが、制御対象によってはＰＩ制御又はＰ制御を行うようにしてもよい。または最近の制御則であるＬＱＩ制御、Ｈ∞制御を行うようにしてもよい。
【００７７】
また以上の実施の形態では、推進ロケットＲは１個で、これに４個のピントル・ノズルを取り付けるようにしたが、推進ロケットＲは１個でなくでもよく、２個以上用いることも可能である。この場合、推力ロケットシミュレータ部としては、上述の１００Ｂを、その数に応じて構成すればよい。
【００７８】
また以上の変形例では、関数ｇφ（ｔ）としてδφ×〔ｓｉｎ（２πｔ−π／２）＋１〕を用いたが、一般に０≦ｔ≦所定時間で連続的で正であり、ｔ＝０と、ｔ＝所定時間で零で、かつ極大値を有し、前記所定時間以降零である関数ｇφ（ｔ）（他のオイラー角についても同様）であれば、すべて本発明に適用可能である。また、以上の実施の形態では目標とするオイラー角φ、θ、ψを同時に得るようにしたが、一軸ごとに得るようにしてもよい。しかしながら、時間的には少し遅くなる可能性がある。一軸ごとの回転の場合は座席の座標系での角速度とオイラー角速度とが同じになり、演算が非常に簡単になるというメリットがある。デメリットは、上述したように目標とするオイラー角にするまで時間がかかることである。
【発明の効果】
本発明の飛翔体の姿勢制御シミュレータによれば、例えば実際に緊急脱出座席や推力制御モータを用いて実験せずとも、飛翔体の目標姿勢角を迅速に得ることができることが証明される。又は脱出時の姿勢角を一定に保持することが証明される。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の実施の形態に適用される緊急脱出座席の斜視図である。
【図２】図１を更に簡略化してロールモーメント、ピッチモーメント及びヨーモーメントを説明するための斜視図である。
【図３】４個のピントル・ノズルの取付位置、推進力ベクトル及び各モーメントの発生状況を示す図で、Ａは側面図で取付位置及び推進ベクトルを示し、正のピッチモーメントを発生する場合、Ｂは負のピッチモーメントを発生する場合を示す。
【図４】４個のピントル・ノズルの取付位置、推進力ベクトル及び各モーメントの発生状況を示す図で、Ａは背面図で取付位置及び推進ベクトルを示し、負のロールモーメントを発生する場合、Ｂは正のロールモーメントを発生する場合を示す。
【図５】同様に平面図で、Ａが正のヨーモーメントを発生する場合、Ｂが負のヨーモーメントを発生する場合を示す。
【図６】１個のピントル・ノズルとアクチュエータを示す部分拡大断面図である。
【図７】推力モータの縦断面図である。
【図８】本発明の実施の形態による姿勢制御方法を具体化する回路のブロック図である。
【図９】図８における推力制御部のブロック図である。
【図１０】図８における１つのＰＩＤ制御部のブロック図である。
【図１１】飛行機から脱出し、姿勢制御される緊急脱出座席の飛行軌跡を示す概略斜視図である。
【図１２】本発明実施の形態による擬飛翔体の姿勢制御シミュレータのブロック図である。
【図１３】図８の要部との関係を示すために、かつ図１２における姿勢制御部と各シミュレータ部との関係を示すブロック図である。
【図１４】さらに姿勢制御部と推力制御モータシミュレータ部との関係を示すブロック図である。
【図１５】同シミュレータにおける推力制御モータシミュレータ部のブロック図である。
【図１６】座席の運動シミュレータのブロック図を示す図である。
【図１７】図１６のクオータニオン計算部の詳細を示すブロック図。
【図１８】図１６における空力計算に使用されるブロック図である。
【図１９】座席の運動シミュレータに選択的に用いられるモーションテーブル、または擬飛翔体の斜視図である。
【図２０】図１９をさらに模式化して示す斜視図である。
【図２１】擬飛翔体の作用を示す図で、第１ないし第３回動部材の内、第３回動部材の動きを順次Ａ、Ｂ、Ｃの順で示す斜視図である。
【図２２】第２回動部材がＡないしＣの順序で回動する状況を示す斜視図である。
【図２３】第１回動部材がＡないしＣの順序で順次回動する状況を示す斜視図である。
【図２４】本発明の第２の実施形態による飛翔体の姿勢角制御シミュレータの要部のブロック図である。
【図２５】クォータニオンの定義を図解するチャートである。
【符号の説明】
１        飛翔姿勢制御信号発生部
１’      脱出姿勢角信号発生部
１００Ａ  姿勢制御部
１００Ｂ  推力制御モータシミュレータ部
１００Ｃ  座席の運動シミュレータ部
Ｍ        モーションテーブル
【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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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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【図１６】
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【図１７】
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【図１８】
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【図１９】
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【図２０】
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【図２１】
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【図２２】
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【図２３】
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【図２４】
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【図２５】
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