(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
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方法において、
（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工程と、
（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を演算する工程と、
（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）、ｆφ（ｔ）を設定する工程と、
（ｄ）前記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】
0004026746.tif 000007
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とする工程と、
（ｅ）前記飛翔体に取り付けた角速度センサから角速度出力信号ｐd 、ｑd 、ｒd を得る工程と、
（ｆ）前記ｐ−ｃｍｄ、ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃｍｄと前記角速度出力信号ｐd 、ｑd 、ｒd との偏差を求める工程と、
（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、前記各ピントル・ノズルの開口面積の調整を行うことにより、前記目標オイラー角φ0 、θ0 、ψ0 を得るようにした工程を含むことを特徴とする飛翔体の姿勢制御方法。
【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方法。
【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方法。
【請求項４】
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方法において、
（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工程と、
（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を演算する工程と、
（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）を設定する工程と、
（ｄ）前記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】
0004026746.tif 000008
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とする工程と、
（ｅ）前記飛翔体に取り付けた角速度センサから角速度出力信号ｐd 、ｑd 、ｒd を得る工程と、
（ｆ）前記ｐ−ｃｍｄ、ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃｍｄと前記角速度出力信号ｐd 、ｑd 、ｒd との偏差を求める工程と、
（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、前記各ピントル・ノズルの開口面積の調整を行うことにより、前記目標オイラー角φ0 、θ0 、φ0 を得るようにした工程を含む
ことを特徴とする飛翔体の姿勢制御方法。
【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方法。
【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方法。
【請求項７】
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方法において、
（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工程と、
（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を演算する工程と、
（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）を設定する工程と、
（ｄ）前記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】
0004026746.tif 000009
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とする工程と、
（ｅ）前記飛翔体に取り付けた角速度センサから角速度出力信号ｐd 、ｑd 、ｒd を得る工程と、
（ｆ）前記ｐ−ｃｍｄ、ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃｍｄを積分する工程と、
（ｇ）前記角速度出力信号ｐd 、ｑd 、ｒd を積分する工程と、
（ｈ）前記ｐ−ｃｍｄ、ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃｍｄの積分値と前記角速度出力信号ｐd 、ｑd 、ｒd の積分値との偏差を求める工程と、
（ｉ）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、前記各ピントル・ノズルの開口面積の調整を行うことにより、前記目標オイラー角φ0 、θ0 、ψ0 を得るようにした工程を含む
ことを特徴とする飛翔体の姿勢制御方法。
【請求項８】
前記同様オイラー角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７に記載の飛翔体の姿勢制御方法。
【請求項９】
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
であり、前記所定時間以降、それぞれ前記δφ、δθ、δψである
ことを特徴とする請求項７又は８に記載の飛翔体の姿勢制御方法。
【請求項１０】
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方法において、
（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工程と、
（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を演算する工程と、
（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＝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）を設定する工程と、
（ｄ）前記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】
0004026746.tif 000010
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とする工程と、
（ｅ）前記飛翔体に取り付けた角速度センサから角速度出力信号ｐd 、ｑd 、ｒd を得る工程と、
（ｆ）前記ｐ−ｃｍｄ、ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃｍｄを積分する工程と、
（ｇ）前記角速度出力信号ｐd 、ｑd 、ｒd を積分する工程と、
（ｈ）前記ｐ−ｃｍｄ、ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃｍｄの積分値と前記角速度出力信号の積分値との偏差を求める工程と、
（ｉ）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、前記各ピントル・ノズルの開口面積の調整を行うことにより、前記目標オイラー角φ0 、θ0 、ψ0 を得るようにした工程を含むことを特徴とする飛翔体の姿勢制御方法。
【請求項１１】
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１０に記載の飛翔体の姿勢制御方法。
【請求項１２】
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１０又は１１に記載の飛翔体の姿勢制御方法。
【請求項１３】
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１〜１２のいずれかに記載の飛翔体の姿勢制御方法。
【請求項１４】
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１〜１３のいずれかに記載の飛翔体の姿勢制御方法。
【請求項１５】
前記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１〜１４のいずれかに記載の飛翔体の姿勢制御方法。
【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方法に関し、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方法に関する。
【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飛翔体の姿勢制御方法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、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方法において、
（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工程と、
（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を演算する工程と、
（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）を設定する工程と、
（ｄ）前記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】
0004026746.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とする工程と、
（ｅ）前記飛翔体に取り付けた角速度センサから角速度出力信号ｐd 、ｑd 、ｒd を得る工程と、
（ｆ）前記ｐ−ｃｍｄ、ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃｍｄと前記角速度出力信号ｐd 、ｑd 、ｒd との偏差を求める工程と、
（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、前記各ピントル・ノズルの開口面積の調整を行うことにより、前記目標オイラー角φ0 、θ0 、ψ0 を得るようにした工程を含む
ことを特徴とする飛翔体の姿勢制御方法、によって解決される。
【０００５】
又は、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方法において、
（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工程と、
（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を演算する工程と、
（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）を設定する工程と、
（ｄ）前記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】
0004026746.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とする工程と、
（ｅ）前記飛翔体に取り付けた角速度センサから角速度出力信号ｐd 、ｑd 、ｒd を得る工程と、
（ｆ）前記ｐ−ｃｍｄ、ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃｍｄと前記角速度出力信号ｐd 、ｑd 、ｒd との偏差を求める工程と、
（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、前記各ピントル・ノズルの開口面積の調整を行うことにより、前記目標オイラー角φ0 、θ0 、ψ0 を得るようにした工程を含む
ことを特徴とする飛翔体の姿勢制御方法、によって解決される。
【０００６】
又は、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方法において、
（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工程と、
（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を演算する工程と、
（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）を設定する工程と、
（ｄ）前記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】
0004026746.tif 000004
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とする工程と、
（ｅ）前記飛翔体に取り付けた角速度センサから角速度出力信号ｐd 、ｑd 、ｒd を得る工程と、
（ｆ）前記ｐ−ｃｍｄ、ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃｍｄを積分する工程と、
（ｇ）前記角速度出力信号ｐd 、ｑd 、ｒd を積分する工程と、
（ｈ）前記ｐ−ｃｍｄ、ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃｍｄの積分値と前記角速度出力信号ｐd 、ｑd 、ｒd の積分値との偏差を求める工程と、
（ｉ）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、前記各ピントル・ノズルの開口面積の調整を行うことにより、前記目標オイラー角φ0 、θ0 、ψ0 を得るようにした工程を含む
ことを特徴とする飛翔体の姿勢制御方法、によって解決される。
【０００７】
又は、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方法において、
（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工程と、
（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を演算する工程と、
（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＝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）を設定する工程と、
（ｄ）前記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】
0004026746.tif 000005
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とする工程と、
（ｅ）前記飛翔体に取り付けた角速度センサから角速度出力信号ｐd 、ｑd 、ｒd を得る工程と、
（ｆ）前記ｐ−ｃｍｄ、ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃｍｄを積分する工程と、
（ｇ）前記角速度出力信号ｐd 、ｑd 、ｒd を積分する工程と、
（ｈ）前記ｐ−ｃｍｄ、ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃｍｄの積分値と前記角速度出力信号の積分値との偏差を求める工程と、
（ｉ）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、前記各ピントル・ノズルの開口面積の調整を行うことにより、前記目標オイラー角φ0 、θ0 、ψ0 を得るようにした工程を含むことを特徴とする飛翔体の姿勢制御方法、によって解決される。
【０００８】
以上の方法によって、脱出時に高度を充分にとって、例えばパラシュートを開傘させることができる。充分にパイロットの安全性を確保することができる。
【０００９】
【発明の実施の形態】
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。
【００１０】
図２は本発明に係わる座席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、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である。
【００１１】
図３〜図５は更に本発明に係わるピントル・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。
【００１２】
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にモーメントの推進力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３Ａ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。
【００１３】
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、ピストン・ノズルのｏｎ、ｏｆｆは、どのピストン・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。
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では負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）。
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は本発明の実施の形態に適用されるピントル・ノズルｐ1 〜ｐ4 の部分拡大断面図であるが、勿論、本発明のピントル・ノズルはこれに限定されるものではない。
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
ｆφ（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。
ＰＩＤ制御部３ａ、３ｂ、３ｃ（図ではＰＩＤ制御則と称す）は同一の構成であるので、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Ｍp 、Ｍq 、Ｍr は全推力が制限されているので、本発明の実施の形態ではここで優先順位が定められるが、これは例えば初期オイラー姿勢角や飛行速度などに基づいて飛翔高さを安定に迅速にとれるように選ばれることが望ましい。
今、例えば優先順位をピッチモーメントＭp ＞ヨーモーメントＭr ＞ロールモーメントＭr とする。
〔１〕優先順位を上のように取ると、ピッチモーメントＭp が発生可能な範囲かどうかを調べ、越えておればリミットをかける。発生可能な範囲内であれば必要モーメントそのままを使用する。→ピッチモーメント確定
〔２〕ピッチモーメントに対するヨーモーメントの制限テーブルを予め作成しておく。〔１〕で決まったピッチモーメントに対する上記制限テーブルにヨーモーメントを入力しリミット内であればそのまま使用する。リミットを越えておれば、そのピッチモーメントでのリミット値をヨーモーメントとして使用する。→ヨーモーメント確定
〔３〕ピッチモーメント及びヨーモーメントに対するロールモーメントの制限テーブルを予め作成しておく。〔１〕、〔２〕で決まったピッチモーメント及びヨーモーメントに対する上記制限テーブルにロールモーメントを入力しリミット内であればそのまま使用する。リミットを越えておれば、そのピッチモーメント及びヨーモーメントでのリミット値をロールモーメントとして使用する。→ロールモーメント確定
〔４〕上記〔１〕、〔２〕、〔３〕で決めたモーメントから推力への変換は次の行列式による。
【数２】
0004026746.tif 000006
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
〔５〕〔４〕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。
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 ／（圧力ラ推力係数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では変換係数ラ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Ａ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。
【００１６】
本発明の実施の形態による飛翔体の姿勢制御方法の構成は以上の通りであるが、次にこの作用について説明する。
なおシミュレーションの脱出条件は、以下の通りとする。
高度４００ＦＴ
速度２５０ＫＥＡＳ
脱出時の飛行機の姿勢角；
ロール角φ  ＝    ９０度
ピッチ角θ  ＝  −４５度
ヨー角ψ    ＝      ０度
座席の目的姿勢角；
ロール角φ  ＝    ０度
ピッチ角θ  ＝  ６０度
ヨー角ψ    ＝    ０度
従来例では図１１Ａ、Ｂ、Ｃで示すように、Ｘ、Ｙ及びＺ軸方向に移動する。図１１Ｃで示すように１．１ｓｅｃ後に高度０となり、地上に激突する。オイラー角φ、θ、ψは図１２Ａ、Ｂ、Ｃで示すように一定である。
他方、本発明の実施の形態では、図１３Ａ、Ｂ、Ｃで示すように、Ｘ、Ｙ及びＺ軸方向に移動し、図１３Ｃで示すように１．１秒後でも高度１６０ＦＴであり、地上に激突する恐れはない。図１４Ａ、Ｂ、Ｃで示すように、オイラー角φ、θ、ψは１．１秒後に目的とする角度０、６０度、０度に達している。座席１０に対する命令の角速度ｐ−ｃｍｄ、ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃｍｄは図１５Ａ、Ｂ、Ｃに示すように変化している。
結果として、座席１０は飛行機Ｆから脱出した後、図１９で示すように軌跡Ｔに沿って飛行し、充分な高度をもってパラシュートＨを開傘し、パイロットＰは安全に地上に着地する。なお、図１２、図１４において、ピッチ角θの初期角度は−３９度となっているが、これは図３Ａに示すように座席１０のシート面の設定角度が６度とされているためである。−４５＋６＝−３９度である。
【００１７】
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
ｓｉｎψ
ｃｏｓθ
ｃｏｓψ
〔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
以上の〔２〕の演算ではサイン関数式に定数項（脱出時の姿勢角）が１つ消去されているので、より〔２〕の演算が容易となる。更に以下の効果を奏するものである。
上述の〔２〕におけるＹ＝ｓｉｎ（２πｔ−π／２）＋１なる関数は、図１７Ｂのように変化する。この積分値は図１７ＡのＺのように変化する。他方、第１の実施の形態におけるＺ＝０．５×〔ｓｉｎ（πｔ−π／２）＋１〕は図１６ＡにおけるＺのように変化する。
また、その微分ｄｚ／ｄｔであるｙ＝０．５×πｃｏｓ（πｔ−π／２）は図１６Ｂのように変化する。図１６、図１７におけるｙとＹとを比較すれば分かるように、Ｙ、Ｚは時間０及び１．０秒の近傍では滑らかに増加しているが、ｙではこれと比べ急激に増加している。すなわち、角度の目標角への変化開始はＹの方が滑らかである。よって、第２の実施の形態の方がより制御が安定する。作用は上述の発明の第１の実施の形態と同様である。
図１８は本発明の第３の実施の形態を示す。その他の部分は第１の実施の形態と同じである。図８におけるｐ−ｃｍｄ、ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃｍｄは積分器Ｉ1に供給され（ｐ−ｃｍｄについてのみ、代表的に示す。他も同様）、出力角速度信号ｐd 、ｑd 、ｒd 、すなわち、レートセンサの出力は積分回路Ｉ2 に供給される。積分器Ｉ1 、Ｉ2 の出力、すなわち命令角度及び検出角度を比較器Ｈで比較し、その差、すなわち偏差が第１の実施の形態と同様にＰＩＤ制御回路３に供給される。偏差をなすべくモーメントが座席１０に与えられる。本発明の実施形態でも第１の実施の形態と同様な効果が得られることは明らかである。なお、ｐ−ｃｍｄ、ｑ−ｃｍｄ、ｒ−ｃｍｄの形成方法は第２の実施の形態によるものでもよい。
【００１８】
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。
【００１９】
例えば以上の第１、第２、第３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、上述の作用は可能である。
【００２０】
また以上の第１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、少なくとも所定の時間内では時間に関し連続的な増大関数であれば、他の関数形式であってもよい。
【００２１】
また以上の実施の形態では、上述のサイン関数は、
φ＝０．５×φδ×〔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×φδ×〔ｓｉｎ（πｔ／ａ−π／２）＋１〕＋φi としてもよい（ａ秒でφ0 となる）。
あるいは、第２の実施の形態の角速度ｄφ／ｄｔで表わす場合には、
ｄφ／ｄｔ＝０．５×φδ×〔ｓｉｎ（２πｔ／ａ−π／２）＋１〕としてもよい。
【００２２】
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。
【００２３】
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。
【００２４】
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、１個でなくでもよく、２個以上用いることも可能である。
【００２５】
また以上の第１の実施の形態では、関数ｆφ（ｔ）、ｆθ（ｔ）、及びｆψ（ｔ）としてｆφ（ｔ）＝０．５×δφ×〔ｓｉｎ（πｔ／ａ−π／２）＋１〕＋φi （他も同様）を用いたが、一般に関数として０≦ｔ≦所定時間に連続的に増大し、所定時間以降零である関数ｆφ（ｔ）（他も同様）であれば本発明に適用可能である。
【００２６】
また以上の第２の実施の形態では、関数ｇφ（ｔ）として（１／ａ）δφ×〔ｓｉｎ（２πｔ／ａ−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。
ｄθ／ｄｔ＝０、ｄφ／ｄｔ＝０  であれば
Ｐ＝ｄφ／ｄｔ
同様に
ｄφ／ｄｔ＝０   ｄψ／ｄｔ＝０  であれば
ｑ＝ｄθ／ｄｔ
ｄφ／ｄｔ＝０   ｄθ／ｄｔ＝０  であれば
ｒ＝ｄψ／ｄｔ
従って、前述の［数１］は下式のように簡略化される。
Ｐ＝ｄφ／ｄｔ
ｑ＝ｄθ／ｄｔ
ｒ＝ｄψ／ｄｔ
【００２７】
【発明の効果】
本発明の飛翔体の姿勢制御方法によれば、飛翔体の目標姿勢角を迅速に得ることができるので、常に安全を確保することができる。
【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、正のロールモーメントを発生する場合、Ｂは負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】従来の姿勢制御を行わない場合の緊急脱出座席のＸ軸、Ｙ軸及びＺ軸方向の時間−位置関係をシミュレーションしたチャートで、ＡはＸ軸方向、ＢはＹ軸方向及びＣはＺ軸方向の位置を示すチャートである。
【図１２】従来の姿勢制御を行わない場合の緊急脱出座席のオイラー角の時間変化をシミュレーションしたチャートで、Ａはオイラー角φ、Ｂはオイラー角θ及びＣはオイラー角ψの時間的変化を示すチャートである。
【図１３】本発明の実施の形態による姿勢制御を行った場合の緊急脱出座席のＸ軸、Ｙ軸及びＺ軸方向の時間−位置関係をシミュレーションしたチャートで、ＡはＸ軸方向、ＢはＹ軸方向及びＣはＺ軸方向の位置を示すチャートである。
【図１４】本発明の実施の形態による姿勢制御を行った場合の緊急脱出座席のオイラー角の時間変化をシミュレーションしたチャートで、Ａはオイラー角φ、Ｂはオイラー角θ及びＣはオイラー角ψの時間的変化を示すチャートである。
【図１５】命令角速度の時間的変化をシミュレーションしたチャートで、ＡはＸ軸に関する角速度ｐ、ＢはＹ軸に関する角速度ｑ及びＣはＺ軸に関する角速度ｒの時間的変化を示すチャートである。
【図１６】第１の実施の形態におけるサイン関数を示し、Ａは角度の変化、Ｂは微分値を示す。
【図１７】第２の実施の形態におけるサイン関数を示し、Ａは角度の変化、Ｂは微分値を示す。
【図１８】第３の実施の形態における要部のブロック図である。
【図１９】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。
【符号の説明】
１    飛翔姿勢制御信号発生部
２    調節部
３ａ、３ｂ、３ｃ    ＰＩＤ制御部
１０    緊急脱出座席。
【図１】
0004026746.tif 000011
【図２】
0004026746.tif 000012
【図３】
0004026746.tif 000013
【図４】
0004026746.tif 000014
【図５】
0004026746.tif 000015
【図６】
0004026746.tif 000016
【図７】
0004026746.tif 000017
【図８】
0004026746.tif 000018
【図９】
0004026746.tif 000019
【図１０】
0004026746.tif 000020
【図１１】
0004026746.tif 000021
【図１２】
0004026746.tif 000022
【図１３】
0004026746.tif 000023
【図１４】
0004026746.tif 000024
【図１５】
0004026746.tif 000025
【図１６】
0004026746.tif 000026
【図１７】
0004026746.tif 000027
【図１８】
0004026746.tif 000028
【図１９】
0004026746.tif 000029