JP2008143398A - 飛翔体制御システムおよび飛翔体の飛行制御方法 - Google Patents

Abstract

【課題】飛翔体に作用する外乱の影響を排除して飛翔体を安定に飛行させるための飛翔体制御システムと飛翔体の飛行制御方法を提供する。
【解決手段】飛翔体制御システム１０は、飛翔体を操舵する操舵装置１２と、飛翔体の角速度ω_ｍを測定する角速度センサ１４と、飛翔体の姿勢角φ_ｍを求める姿勢角演算器１６と、飛翔体に対する姿勢角指令値φ_Ｃと角速度ω_ｍと姿勢角φ_ｍとを用いて飛翔体の操舵指令値φ_１を求めるＰＩコントローラ１８と、姿勢角φ_ｍを用いて飛翔体に働く外乱を外乱トルクモーメントΛ_ｑとして推定算出する状態推定器２０と、操舵指令値φ_１と外乱トルクモーメントΛ_ｑとを用いて新たな操舵指令値φ_２を算出し、この新たな操舵指令値φ_２を操舵装置１２へ出力する演算装置２２を具備する。
【選択図】図１

Description

本発明は、飛翔体を安定に飛行させるための飛翔体制御システムおよび飛翔体の飛行制御方法に関する。

従来より、飛翔体の姿勢は、飛翔体の角速度や姿勢角を測定し、その値をフィードバックして飛翔体の操舵角を決定する制御システムにより、安定に保持されている（例えば、特許文献１、非特許文献１参照）。

しかしながら、近時、高い旋回能力を有する飛翔体の開発が進められており、このような飛翔体では、迎え角が大きくなる飛行を行う際に、飛翔体の機体に外乱（例えば、induced roll、yaw、pitch等）が働くので、従来の制御システムでは、機体を安定に保つことが困難になる。
特開平６−１９５１２５号公報（図１，図２，段落［００１３］〜［００１８］等） 江口弘文、"誘導制御系の設計"、東京電機大学出版局、2004年2月20日、p26-27

本発明はかかる事情に鑑みてなされたものであり、飛翔体に作用する外乱の影響を排除して飛翔体を安定に飛行させるための飛翔体制御システムと、飛翔体の飛行制御方法を提供することを目的とする。

本発明の第１の観点によれば、飛翔体を安定して飛行させるための制御システムであって、
飛翔体を実際に操舵する操舵装置と、
飛翔体の角速度を測定する角速度センサと、
前記角速度センサが測定した角速度から前記飛翔体の姿勢角を求める姿勢角演算器と、
前記飛翔体に対する姿勢角指令値と、前記角速度センサで測定された角速度と、前記姿勢角演算器で求められた姿勢角とを用いて飛翔体の操舵指令値を求めるＰＩコントローラと、
前記姿勢角演算器で求められた姿勢角を用いて飛翔体に働く外乱を外乱トルクモーメントとして推定算出する状態推定器と、
前記ＰＩコントローラで求められた操舵指令値と前記状態推定器で求められた外乱トルクモーメントとを用いて新たな操舵指令値を算出し、この新たな操舵指令値を前記操舵装置へ出力する演算装置と、を具備することを特徴とする飛翔体制御システムが提供される。

この飛翔体制御システムでは、新たな操舵指令値に基づく仮想的な操舵による飛翔体の操舵角をこの飛翔体の動特性モデルを用いて計算し、得られた仮想操舵角を状態推定器へ出力する模擬操舵装置をさらに具備する構成とすることが好ましく、その場合には、状態推定器が算出して出力する外乱トルクモーメントは、この仮想操舵角により補正された値とする。

本発明の第２の観点によれば、飛翔体の実際に飛行している状態における角速度を測定して姿勢角を求め、
こうして得られる角速度および姿勢角と前記飛翔体に対する姿勢角指令値とを用いて前記飛翔体の操舵指令値を求め、
前記姿勢角を用いて前記飛翔体に働く外乱トルクモーメントを求め、
前記操舵指令値と前記外乱トルクモーメントを用いて新たな操舵指令値を求め、この新たな操舵指令値により前記飛翔体の操舵を行うことを特徴とする飛翔体の飛行制御方法が提供される。

この飛翔体の飛行制御方法においても、新たな操舵指令値に基づく仮想的な操舵による飛翔体の操舵角をこの飛翔体の動特性モデルを用いて計算し、こうして得られた仮想操舵角を用いて外乱トルクモーメントを補正することが好ましい。

本発明によれば、飛翔体を飛行させる際に、フィードバック制御に加えて機体に作用する外乱を打ち消す制御を行うことにより、大きな迎え角での飛行を行う場合にも、飛翔体の姿勢を安定に保持して設定経路を飛行させることができる。

以下、本発明の実施形態について図面を参照しながら詳細に説明する。図１に飛翔体制御システムの概略構成を表したブロック図を示す。

この飛翔体制御システム１０は、飛翔体（図示せず）を実際に操舵する操舵装置１２と、飛翔体の実際の角速度ω_ｍを測定する角速度センサ１４と、角速度センサ１４が測定した角速度ω_ｍから飛翔体の姿勢角φ_ｍを算出する第１姿勢角演算器１６と、飛翔体に対する姿勢角指令値φ_Ｃおよび角速度センサ１４で測定された角速度ω_ｍならびに第１姿勢角演算器１６で算出された姿勢角φ_ｍとを用いて飛翔体の操舵指令値φ_１を求めるＰＩコントローラ１８と、第１姿勢角演算器１６で求められた姿勢角φ_ｍを用いて飛翔体に働く外乱を外乱トルクモーメントΛ_ｑとして算出する状態推定器２０と、ＰＩコントローラ１８で求められた操舵指令値φ_１と状態推定器２０で求められた外乱トルクモーメントΛ_ｑとから新たな操舵指令値φ_２を算出し、この新たな操舵指令値φ_２を操舵装置１２へ出力する演算装置２２と、新たな操舵指令値φ_２に基づく仮想的な操舵による飛翔体の操舵角δ_ｒをこの飛翔体の動特性モデルを用いて計算し、得られた仮想操舵角δ_ｒを状態推定器２０へ出力する模擬操舵装置２４とを有している。

また、飛翔体制御システム１０は、飛翔体の動特性計算モデルを有し、操舵装置１２から出力される実際の操舵角δ_Ｒをこの動特性計算モデルに適用して飛翔体の角速度ω_ｄを求める動特性モデル計算部２６と、この動特性モデル計算部２６で求められた角速度ωｄから飛翔体の姿勢角φｄを求める第２姿勢角演算器２８を備えている。

飛翔体制御システム１０は、航空機，戦闘機，ミサイル，ロケット，宇宙往還機等の各種の飛翔体に適用できるが、特に大きな迎え角での飛行が要求され、または余儀なくされる高機動飛翔体に好適に採用される。

操舵装置１２は、飛翔体の飛行方向や姿勢を変えるための操縦翼面や二次操縦翼面およびこれらを動作させるための駆動機構を含む。角速度センサ１４は飛翔体の飛行時に飛翔体の機体に作用する実際の角速度ω_ｍを測定する。第１姿勢角演算器１６は、具体的には角速度ω_ｍの積分計算により飛翔体の実際の姿勢角φ_ｍを算出する。なお、この角速度センサ１４と第１姿勢角演算器１６とを合わせたものは、一般的に、ジャイロと呼ばれているものである。

ＰＩコントローラ１８が受信する姿勢角指令値φ_Ｃは、飛翔体の飛行経路等を指示するための地上または艦上に設けられた管制施設（図示せず）から無線送信され、または飛翔体に搭載された電波高度計（図示せず）や慣性航法装置（図示せず）等から送信される値である。ＰＩコントローラ１８は比例動作（Ｐ動作）と積分動作（Ｉ動作）により操舵指令値φ_１を求めるが、このときに用いられる比例ゲインや積定数は飛翔体の動特性に基づいて定められている。ＰＩコントローラ１８により求められた操舵指令値φ_１は演算装置２２へ出力される。

状態推定器２０は状態観測器と呼ばれているものと同じである。状態推定器２０での外乱トルクモーメントΛ_ｑの算出方法は、概略、以下の通りである。すなわち、飛翔体の機体の運動方程式は下記（１）式で示される。

この（１）式において、φ″は角加速度を、φは姿勢角を、φ′は角速度を、Ｌ_φ，Ｌ_Ｐ，Ｌ_δはそれぞれ係数を、δＲは舵角を表している。

この（１）式を状態方程式で表すと、下記（２）式となる。

飛翔体の機体に働く外乱を推定する同一次元オブザーバを導出するために、外乱トルクモーメントΛ_ｑは系の応答より十分に遅い、つまり、外乱トルクモーメントΛ_ｑの微分値であるΛ_ｑ′がゼロであるとする下記（３）式で示される仮定を導入する。

すると、上記（２）式は下記（４）式に示される通りの拡張系として記述することができる。

姿勢角φは検出可能な量であるから、姿勢角φについて、上記（４）式を下記（５）式と記述しても、系の応答は不変である。

ここで、簡単のために、上記（４）式と（５）式をそれぞれ下記（６）式、（７）式で記述する。

ここで、同一次元オブザーバを下記（８）式で定義する。

この（８）式も同様に、簡単のために、下記（９）式で記述する。

上記（４）式と（５）式は等価であるから、（５）式は舵角δ_Ｒと外乱トルクモーメントΛ_ｑが入力されたときの姿勢角φ、角速度φ′の応答を表すことになる。その一方、上記（８）式は、姿勢角φと舵角δ_Ｒが入力されたときの状態変数Ｘの応答を表している。

上記（８）式から（５）式を引くと、右辺の２項および３項が消去されるので、下記（１０）式で示される誤差システムを得ることができる。

上記（１０）式は、Ａの特性根が安定であれば、下記（１１）式が保証される。

このことは、Ａ，Ｂを構成するα_１〜α_３をパラメータとしてＡの特性根を安定化すれば、（９）式の状態変数Ｘの値がｘに収束することを示している。したがって、上記（９）式の状態変数Ｘで、姿勢角φ，角速度φ′，外乱トルクモーメントΛ_ｑを推定することができる。

演算装置２２は、ＰＩコントローラ１８で求められた操舵指令値φ_１から上述の通りにして状態推定器２０で求められた外乱トルクモーメントΛ_ｑを差し引くことにより、新たな操舵指令値φ_２を算出する。つまり、操舵装置１２による操舵に外乱トルクモーメントΛｑの向きとは逆向きの操舵が加味されることになり、これにより外乱が打ち消されて、飛翔体の機体をより安定して飛行させることができる。

なお、飛翔体制御システム１０は状態推定器２０と模擬操舵装置２４の両方を具備する構成となっており、後述するように模擬操舵装置２４を備えることによって飛翔体の機体をより安定に保持することができるが、状態推定器２０を備えていれば模擬操舵装置２４を備えていなくとも、状態推定器２０を備えていない場合と比較すると、外乱に対する飛翔体の機体安定性は、より高いものとなる。

新たな操舵指令値φ_２は操舵装置１２へ送信され、操舵装置１２はその値にしたがって動作するが、この新たな操舵指令値φ_２は模擬操舵装置２４へも送られて、そこで飛翔体の動特性モデルを用いて仮想操舵角δ_ｒが計算され、その値が状態推定器２０へ送信される。この模擬操舵装置２４による仮想操舵角δ_ｒの計算時間は、操舵装置１２が操舵指令値φ_２にしたがう操舵動作を完了するまでの時間よりも極めて短い。

そのため、状態推定器２０は上述の通りにして外乱トルクモーメントΛ_ｑを求めるが、その際にはこの仮想操舵角δ_ｒが加味されて、外乱トルクモーメントΛ_ｑは逐次更新される。したがって、操舵装置１２へ送られる新たな操舵指令値φ_２も逐次更新される。このような制御を行うことにより、より正確な外乱を推定することができ、飛翔体の機体を極めて安定に保持することができるようになる。

操舵装置１２が実際に動作しているときには、飛翔体の実際の操舵角δ_Ｒがリアルタイムに操舵装置１２から動特性モデル計算部２６に送信され、動特性モデル計算部２６ではその操舵角δ_Ｒを動特性計算モデルに適用して飛翔体の角速度ω_ｄを求め、さらにこの角速度ω_ｄから飛翔体の姿勢角φ_ｄが求められる。

これらのデータはリアルタイムに飛翔体の飛行制御に用いられるわけではないが、このデータから実際の飛翔体の飛行動作を確認することができる。また、このデータは、模擬操舵装置２４において仮想操舵角δ_ｒの計算に用いられる動特性モデルの改良に有用である。

以上、本発明の実施の形態について説明したが、本発明はこのような実施形態に限定されるものではない。例えば、飛翔体制御システム１０では、状態推定器２０は模擬操舵装置２４において求められた模擬操舵角δ_ｒを外乱トルクモーメントΛ_ｑの計算に加味する構成となっていたが、このような模擬操舵装置２４を備えていない構成に変形した上でさらに、状態推定器２０が操舵装置１２から出力される操舵角δ_Ｒを外乱トルクモーメントΛ_ｑの計算に加味する構成とすることもできる。

この場合、新たな操舵指令値φ_２に対するレスポンスは模擬操舵装置２４を用いる場合よりも遅くなるが、操舵角δ_Ｒを用いずに外乱トルクモーメントΛ_ｑを推定する場合と比較すると、より正確な外乱トルクモーメントを求めることができ、これにより飛翔体の機体を安定に保持することができる。

飛翔体制御システムの概略構成を示すブロック図。

符号の説明

１０…飛翔体制御システム、１２…操舵装置、１４…角速度センサ、１６…第１姿勢角演算器、１８…ＰＩコントローラ、２０…状態推定器、２２…演算装置、２４…模擬操舵装置、２６…動特性モデル計算部、２８…第２姿勢角演算器。

Claims (4)

1. 飛翔体を安定して飛行させるための制御システムであって、
   飛翔体を実際に操舵する操舵装置と、
   飛翔体の角速度を測定する角速度センサと、
   前記角速度センサが測定した角速度から前記飛翔体の姿勢角を求める姿勢角演算器と、
   前記飛翔体に対する姿勢角指令値と、前記角速度センサで測定された角速度と、前記姿勢角演算器で求められた姿勢角とを用いて飛翔体の操舵指令値を求めるＰＩコントローラと、
   前記姿勢角演算器で求められた姿勢角を用いて飛翔体に働く外乱を外乱トルクモーメントとして推定算出する状態推定器と、
   前記ＰＩコントローラで求められた操舵指令値と前記状態推定器で求められた外乱トルクモーメントとを用いて新たな操舵指令値を算出し、この新たな操舵指令値を前記操舵装置へ出力する演算装置と、を具備することを特徴とする飛翔体制御システム。
2. 前記新たな操舵指令値に基づく仮想的な操舵による飛翔体の操舵角をこの飛翔体の動特性モデルを用いて計算し、得られた仮想操舵角を前記状態推定器へ出力する模擬操舵装置をさらに具備し、
   前記状態推定器が算出して出力する外乱トルクモーメントは、前記仮想操舵角により補正された値であることを特徴とする請求項１に記載の飛翔体制御システム。
3. 飛翔体の実際に飛行している状態における角速度を測定して姿勢角を求め、
   こうして得られる角速度および姿勢角と前記飛翔体に対する姿勢角指令値とを用いて前記飛翔体の操舵指令値を求め、
   前記姿勢角を用いて前記飛翔体に働く外乱トルクモーメントを求め、
   前記操舵指令値と前記外乱トルクモーメントを用いて新たな操舵指令値を求め、この新たな操舵指令値により前記飛翔体の操舵を行うことを特徴とする飛翔体の飛行制御方法。
4. 前記新たな操舵指令値に基づく仮想的な操舵による飛翔体の操舵角をこの飛翔体の動特性モデルを用いて計算し、こうして得られた仮想操舵角を用いて前記外乱トルクモーメントを補正することを特徴とする請求項３に記載の飛翔体の飛行制御方法。

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