JP4026746B2 - Method for controlling the attitude of a flying object - Google Patents

Description

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ｐ_d 、ｑ_d 、ｒ_d 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ｐ_d 、ｑ_d 、ｒ_d 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φ_i 、θ_i 、ψ _i 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φ_i 、θ_i 、ψ _i 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】

において、前記ｇφ（ｔ）、ｇθ（ｔ）、ｇψ（ｔ）、（∫ｇφ（ｔ）ｄｔ＋φ_i ）、（∫ｇθ（ｔ）ｄｔ＋θ_i ）、（∫ｇψ（ｔ）ｄｔ＋ψ_i ）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ｐ_d 、ｑ_d 、ｒ_d 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ｐ_d 、ｑ_d 、ｒ_d 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φ_i 、θ_i 、ψ _i 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φ_i 、θ_i 、ψ _i 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】

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ｐ_d 、ｑ_d 、ｒ_d 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ｐ_d 、ｑ_d 、ｒ_d 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ｐ_d 、ｑ_d 、ｒ_d 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φ_i 、θ_i 、ψ _i 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φ_i 、θ_i 、ψ _i 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】

において、前記ｇφ（ｔ）、ｇθ（ｔ）、ｇψ（ｔ）、（∫ｇφ（ｔ）ｄｔ＋φ_i ）、（∫ｇθ（ｔ）ｄｔ＋θ_i ）、（∫ｇψ（ｔ）ｄｔ＋ψ_i ）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ｐ_d 、ｑ_d 、ｒ_d 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ｐ_d 、ｑ_d 、ｒ_d 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φ_i 、θ_i 、ψ_i 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〕＋φ _i
ｆθ（ｔ）＝０．５×δθ×〔ｓｉｎ（πｔ／ａ−π／２）＋１〕＋θ _i
ｆφ（ｔ）＝０．５×δψ×〔ｓｉｎ（πｔ／ａ−π／２）＋１〕＋ψ _i
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 −φ_i
δθ＝θ₀ −θ_i
δψ＝ψ₀ −ψ_i
〔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〕＋φ_i
θ＝０．５×δθ×〔ｓｉｎ（πｔ−π／２）＋１〕＋θ_i
ψ＝０．５×δψ×〔ｓｉｎ（πｔ−π／２）＋１〕＋ψ_i
〔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ｐ_d 、ｑ_d 、ｒ_d 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Ｍ_p 、Ｍ_q 、Ｍ_r を表す。
モーメントＭ_p 、Ｍ_q 、Ｍ_r 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Ｍ_p ＞ヨーモーメントＭ_r ＞ロールモーメントＭ_r 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Ｍ_p 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】

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。Ｆ_sys は以下のとおりとする。
Ｆ_sys ＝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 ＜Ｆ_max
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 −φ_i
δθ＝θ₀ −θ_i
δψ＝ψ₀ −ψ_i
〔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＋φ_i
θ＝∫ｄθ／ｄｔ・ｄｔ＋θ_i
ψ＝∫ｄψ／ｄｔ・ｄｔ＋ψ_i
〔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ｐ_d 、ｑ_d 、ｒ_d 、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（φ_i 、θ_i 、ψ_i ）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〕＋φ_i
（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〕＋φ_i 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〕＋φ_i （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。[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a flying object attitude control method, and more particularly to a flying object attitude control method provided with a rocket motor having a plurality of pintle nozzles attached thereto.
[0002]
[Prior art]
The pilot may have to escape from an airplane or rocket in some emergency. For this purpose, emergency escape devices or emergency escape seats are provided on airplanes and rockets. However, the conventional emergency escape device has a function of maintaining the posture at the time of escape, but has no function of changing the flight direction or the flight posture as a whole. For example, the magazine “SAFE Engineering, March / April 1967” discloses the Catapult structure. The emergency escape seat is ejected along the guide rail by the propulsion force of the rocket motor. The rocket motor attached to the seat operates so as to maintain the posture when escaping only the pitch angle of the seat. The roll angle and yaw angle have no control function. Therefore, the posture changes due to aerodynamics.
In particular, when the rocket or airplane is at a low altitude relative to the land and the attitude angle of the aircraft is tilted, or in the extreme, when the aircraft is almost upside down, the flight direction after escaping to the land This is extremely dangerous because it may crash into the land before opening the parachute that the pilot is wearing or before opening it completely.
[0003]
[Problems to be solved by the invention]
The present invention has been made in view of the above-mentioned problems, and by providing the emergency escape device or the emergency escape seat with a flight posture control function, the altitude is sufficiently large even if escaped under bad conditions, so that it is possible to escape more safely than before. It is an object of the present invention to provide a flying object attitude control method capable of enlarging the distance.
[0004]
[Means for Solving the Problems]
The above problem is in the attitude control method of the flying object provided with a rocket motor to which a plurality of pintle nozzles are attached.
(A) Roll, pitch and yaw initial Euler angle φ_i, Θ_i,ψ _i And target Euler angle φ₀, Θ₀, Ψ₀Generating each input signal of
(B) The initial Euler angle φ_i, Θ_i,ψ _i And target Euler angle φ₀, Θ₀, Ψ₀Calculating the differences δφ, δθ, δψ from
(C) Function fφ that continuously increases from zero for 0 ≦ t ≦ predetermined time, reaches the difference δφ, δθ, δψ at the predetermined time, and maintains constant values of δφ, δθ, δψ after the predetermined time (T), fθ (t), fψ (t) are set;
(D) Relationship between angular velocities p, q, r and Euler angular velocities with respect to coordinates X, Y, Z fixed to the flying object.
[Expression 1]

InThe fφ (t), fθ (t), fψ (t) and their differentials f′φ (t), f′θ (t), f′ψ (t) are changed to the φ, θ, ψ, and dφ, respectively. P, q, and r obtained by substituting in / dt, dθ / dt, and dψ / dt are command angular velocities p-cmd, q-cmd, and r-cmd, respectively.
(E) Angular velocity output signal p from the angular velocity sensor attached to the flying object_d, Q_d, R_dObtaining
(F) The p-cmd, q-cmd, r-cmd and the angular velocity output signal p_d, Q_d, R_dObtaining a deviation from
(G) In order to obtain a roll moment, a pitch moment, and a yaw moment as necessary operation amounts from the deviations, the target Euler angle φ is adjusted by adjusting the opening area of each pintle nozzle.₀, Θ₀, Ψ₀Including the process to obtain
This is solved by the attitude control method for a flying object.
[0005]
  Or, in the attitude control method of the flying object provided with a rocket motor with a plurality of pintle nozzles attached,
(A) Roll, pitch and yaw initial Euler angle φ_i, Θ_i,ψ _i And target Euler angle φ₀, Θ₀, Ψ₀Generating each input signal of
(B) The initial Euler angle φ_i, Θ_i,ψ _i And target Euler angle φ₀, Θ₀, Ψ₀Calculating the differences δφ, δθ, δψ from
(C) Functions gφ (t), gθ that are continuous and positive at least 0 ≦ t ≦ predetermined time, t = 0 and t = zero at the predetermine time, have a local maximum, and are zero after the predetermined time (T), a step of setting gψ (t);
(D) Relationship between angular velocities p, q, r and Euler angular velocities with respect to coordinates X, Y, Z fixed to the flying object.
[Expression 1]

Gφ (t), gθ (t), gψ (t),(∫gφ (t) dt + φ_i),(∫gθ (t) dt + θ_i),(∫gψ (t) dt + ψ_i) Are substituted into the above-mentioned dφ / dt, dθ / dt, dψ / dt and φ, θ, ψ, respectively, and p, q, r are command angular velocities p-cmd, q-cmd, r-cmd, respectively. And a process of
(E) Angular velocity output signal p from the angular velocity sensor attached to the flying object_d, Q_d, R_dObtaining
(F) The p-cmd, q-cmd, r-cmd and the angular velocity output signal p_d, Q_d, R_dObtaining a deviation from
(G) In order to obtain a roll moment, a pitch moment, and a yaw moment as necessary operation amounts from the deviations, the target Euler angle φ is adjusted by adjusting the opening area of each pintle nozzle.₀, Θ₀, Ψ₀Including the process to obtain
This is solved by the attitude control method for a flying object.
[0006]
  Or, in the attitude control method of the flying object provided with a rocket motor with a plurality of pintle nozzles attached,
(A) Roll, pitch and yaw initial Euler angle φ_i, Θ_i,ψ _i And target Euler angle φ₀, Θ₀, Ψ₀Generating each input signal of
(B) The initial Euler angle φ_i, Θ_i,ψ _i And target Euler angle φ₀, Θ₀, Ψ₀Calculating the differences δφ, δθ, δψ from
(C) Function fφ that continuously increases from zero for 0 ≦ t ≦ predetermined time, reaches the difference δφ, δθ, δψ at the predetermined time, and maintains constant values of δφ, δθ, δψ after the predetermined time (T), fθ (t), fψ (t) are set;
(D) Relationship between angular velocities p, q, r and Euler angular velocities with respect to coordinates X, Y, Z fixed to the flying object.
[Expression 1]

In the above, fφ (t), fθ (t), fψ (t) and their derivatives f′φ (t), f′θ (t), f′ψ (t) are converted into φ, θ, ψ and P, q, and r obtained by substituting for dφ / dt, dθ / dt, and dψ / dt are command angular velocities p-cmd, q-cmd, and r-cmd, respectively.
(E) Angular velocity output signal p from the angular velocity sensor attached to the flying object_d, Q_d, R_dObtaining
(F) integrating the p-cmd, q-cmd, r-cmd;
(G) Angular velocity output signal p_d, Q_d, R_dIntegrating
(H) The integrated value of the p-cmd, q-cmd, and r-cmd and the angular velocity output signal p_d, Q_d, R_dObtaining a deviation from the integral value of
(I) In order to obtain a roll moment, a pitch moment, and a yaw moment as necessary operation amounts from the respective deviations, the target Euler angle φ is adjusted by adjusting the opening area of each pintle nozzle.₀, Θ₀, Ψ₀ GetIncluding the process
This is solved by the attitude control method for a flying object.
[0007]
  Or, in the attitude control method of the flying object provided with a rocket motor with a plurality of pintle nozzles attached,
(A) Roll, pitch and yaw initial Euler angle φ_i, Θ_i,ψ _i And target Euler angle φ₀, Θ₀, Ψ₀Generating each input signal of
(B) The initial Euler angle φ_i, Θ_i,ψ _i And target Euler angle φ₀, Θ₀, Ψ₀Calculating the differences δφ, δθ, δψ from
(C) Functions gφ (t), gθ (g) (continuous and positive at least 0 ≦ t ≦ predetermined time, t = 0 and t = zero at the predetermined time and having a maximum value, and zero after the predetermined time) t), setting gψ (t);
(D) Relationship between angular velocities p, q, r and Euler angular velocities with respect to coordinates X, Y, Z fixed to the flying object.
[Expression 1]

Gφ (t), gθ (t), gψ (t),(∫gφ (t) dt + φ_i),(∫gθ (t) dt + θ_i),(∫gψ (t) dt + ψ_i) Are substituted into the above-mentioned dφ / dt, dθ / dt, dψ / dt and φ, θ, ψ, respectively, and p, q, r are command angular velocities p-cmd, q-cmd, r-cmd, respectively. And a process of
(E) Angular velocity output signal p from the angular velocity sensor attached to the flying object_d, Q_d, R_dObtaining
(F) integrating the p-cmd, q-cmd, r-cmd;
(G) Angular velocity output signal p_d, Q_d, R_dIntegrating
(H) obtaining a deviation between an integral value of the p-cmd, q-cmd, and r-cmd and an integral value of the angular velocity output signal;
(I) In order to obtain a roll moment, a pitch moment, and a yaw moment as necessary operation amounts from the respective deviations, the target Euler angle φ is adjusted by adjusting the opening area of each pintle nozzle.₀, Θ₀, Ψ₀ GetThis is solved by the attitude control method of the flying object characterized by including the process as described above.
[0008]
By the above method, for example, a parachute can be opened at a sufficient altitude when escaping. The safety of the pilot can be sufficiently secured.
[0009]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
FIG. 1 shows a conventional emergency escape device (described in US Pat. No. 5,415,366). In FIG. 1, a pilot P sits in a normal operation posture on a seat 10 in an airframe M. However, the seat 10 is composed of a backrest portion 1 'and a seat portion 2', and a restraining tool R 'for restraining the upper arm portion and the lower arm portion at the time of escape is accommodated in both side wall portions of the backrest portion 1. ing.
Although not shown, a rocket motor is mounted on the back surface of the seat 10 as is well known, and the pilot P holds the escape drive handles 12a 'and 12b' with both hands on both sides of the seat 2 '.
When pilot P lifts both or one of drive handles 12a 'and 12b' as an emergency escape, a rocket motor (not shown) is ignited, and this propulsive force causes seat 10 to be a pair of guides provided on both sides of the seat. Ascend along the rail G.
[0010]
FIG. 2 is a schematic diagram for explaining the roll moment, pitch moment and yaw moment acting on the seat 10 according to the present invention.
An SRP (seat reference point) is taken where the backrest 1 and the seat 2 of the seat 10 intersect, and this is the origin of coordinates. The turning forces Cl, Cm, and Cn indicated by arrows around the rectangular coordinate axes + X, + Y, and + Z (downwardly different from usual) are a roll moment, a pitch moment, and a yaw moment, respectively.
[0011]
3 to 5 further illustrate a pintle nozzle p according to the present invention.₁, P₂, P_Three, P_FourThe state of attachment to the seat 10 is shown. FIG. 7 shows the pintle nozzle p.₁~ P_FourIt is the schematic of the drive source R which ejects pressure gas from. This is fixed to the back side of the backrest 1 of the seat 10, but is further simplified in FIG.
In FIG. 3, the pintle nozzle p₁, P₂Are attached at a predetermined interval corresponding to the upper part of the back side of the backrest part 1, and the pintle nozzle p_Three, P_FourAre attached at a predetermined interval corresponding to the lower part of the back side of the backrest 1.
[0012]
In FIG. 7, when the propellant m is ignited, the combustion chamber C₁, C₂, C_Three, C_FourAnd C_FiveA high-pressure combustion gas is generated inside the pintle nozzle p.₁~ P_FourIt spouts outward from the nozzle opening. As a result, moment propulsive force is generated in the seat 10, but the pintle nozzle p₁~ P_FourAs a result, the propulsive force in the direction opposite to the gas ejection directions a, b, c, and d as shown in FIG. 3A is generated. The nozzle opening of the pintle nozzle is inclined in the directions a, b, c and d indicated by arrows.
Pintle nozzle p₁~ P_FourWhen the nozzle opening / closing (on, off) is selected, a pitch moment, a roll moment, and a yaw moment are generated as shown by arrows in FIGS. 3A, 3B, 4A, 4B, 5A, and 5B.
[0013]
In FIG. 3A, the pintle nozzle P₁= Off, P₂= Off (off indicates that the pintle nozzle opening is closed), pintle nozzle P_Three= On, P_Four= On (on indicates that the opening of the pintle nozzle is open. In addition, on / off of the piston nozzle is used to make it easy to understand what moment is applied when which piston nozzle is operated. However, in this case, the pitch position in the positive direction is obtained as shown in FIG. 3B. P as shown in₁= On, P₂= On, P_Three= Off, P_FourWhen = off, a negative pitch moment is obtained. G represents the center of gravity.
In FIG. 4A, P₁= On, P_Three= On, P₂= Off, P_Four= Off roll moment in the negative direction, P in FIG.₂= On, P_Four= On, P₁= Off, P_Three= Off gives a negative roll moment. As representatively shown in FIG. 4A, the moment M = F acting on the seat 10₁× R₁+ F_Three× R_Three(However, R₁, R_ThreeAre the center of gravity G and vector F, respectively.₁, F_ThreeDistance between).
In FIG. 5A, P₁= On, P_Four= On and P₂= Off, P_Three= Off, positive yaw moment, in FIG.₂= On, P_Three= On, P₁= Off, P_Four= Off gives a negative yaw moment.
[0014]
FIG. 6 shows a pintle nozzle p applied to the embodiment of the present invention.₁~ P_FourHowever, of course, the pintle nozzle of the present invention is not limited to this.
In the nozzle port N, a nozzle body B (pintle) is provided so as to freely reciprocate in the direction of the arrow t, and by this reciprocation, a space between the outer peripheral surface of the nozzle body B and the inner peripheral wall surface of the nozzle port N is provided. GapdChanges. This gapdIn the fixed position of the nozzle body B in FIG.dThe sectional area min is referred to as the nozzle throat area. When an input signal e is applied to the actuator A, the nozzle body B is driven leftward or rightward in the direction indicated by the arrow t by this operation. The nozzle / throat area is determined by the amount of movement.
[0015]
Next, the attitude control circuit of the present invention will be described. In FIG. 8, the flying attitude control signal generator 1 has an initial attitude Euler angle φ_i, Θ_i, Ψ_iA signal is input. This can be done by inputting those of the aircraft when escaping. Further target posture Euler angle φ₀, Θ₀, Ψ₀A signal is input. Using these signals,[1]-[5]Is calculated in the flight attitude control signal generator 1.
  In the first embodiment of the present invention, the angle to be rotated is changed by a sine function.
At 0 ≦ t ≦ predetermined time a
fφ (t) = 0.5 × δφ × [sin (πt / a−π / 2) +1] + φ _i
fθ (t) = 0.5 × δθ × [sin (πt / a−π / 2) +1] + θ _i
fφ (t) = 0.5 × δψ × [sin (πt / a−π / 2) +1] + ψ _i
It is.
That is, the following calculation is performed.
[1]Angle to rotate = (Target posture angle-Initial, that is, posture angle at escape)
    δφ = φ₀−φ_i
    δθ = θ₀−θ_i
    δψ = ψ₀−ψ_i
[2]In order to change the angle to be rotated by the sine function, the following signal is generated. That is, a signal for changing δφ, δθ, δψ in one second is generated.
    φ = 0.5 × δφ × [sin (πt−π / 2) +1] + φ_i
    θ = 0.5 × δθ × [sin (πt−π / 2) +1] + θ_i
    ψ = 0.5 × δψ × [sin (πt−π / 2) +1] + ψ_i
[3]The sin and cos of the signals φ, θ, and ψ are obtained.
    sinθ
    sinφ
    cosθ
    cosφ
[4]Differential values of the signals φ, θ, and ψ with respect to time t are obtained.
    dφ / dt
    dθ / dt
    dψ / dt
[5]A seat rotation angular velocity signal (signals relating to coordinates X, Y, and Z fixed to the seat) as a control command is calculated using the relationship of the following equation.
p-cmd = dφ / dt− (dψ / dt) × sin θ
q−cmd = (dθ / dt) × cos φ + (dψ / dt) × sin φcos θ
r−cmd = − (dθ / dt) × sin φ + (dψ / dt) × cos φcos θ
In FIG.[5]The outputs p-cmd, q-cmd, and r-cmd of the flying attitude control signal generation unit 1 that are the results of the calculation are input to the adjustment unit 2. This consists of PID controllers 3a, 3b and 3c, which further include sensor outputs p of three angular velocity sensors 10a, 10b and 10c attached to the emergency escape seat 10._d, Q_d, R_dIs entered.
Since the PID control units 3a, 3b, and 3c (referred to as PID control rules in the figure) have the same configuration, only the PID control unit 3a will be described with reference to FIG. P is Proportion, I is Integration, and D is Differentiate.
The command p-cmd and the output of the sensor 10a are supplied to the comparison unit 11, and the deviation is calculated. Note that only the instruction p-cmd is typically described, but the same applies to the other instructions q-cmd and r-cmd. This is supplied to the summing unit 15 via the transfer functions 12, 13 and 14. These perform PID control with proportional, integral, and differential transfer functions. The output of the summing unit 15 is supplied to the “moment to thrust conversion unit” 4 in FIG. The output of each summing unit 15 is the moment M as the manipulated variable_p, M_q, M_rRepresents.
Moment M_p, M_q, M_rSince the total thrust is limited, the priority order is determined here in the embodiment of the present invention. This is because, for example, the flying height can be stably and quickly taken based on the initial Euler attitude angle, the flying speed, etc. It is desirable to be selected.
Now, for example, prioritize the pitch moment M_p> Yaw moment M_r> Roll moment M_rAnd
[1]If the priority is set as above, the pitch moment M_pCheck if it is within a possible range, and if it exceeds, apply a limit. If it is within the possible range, use the required moment as it is. → Pitch moment confirmation
[2]A yaw moment limit table for the pitch moment is created in advance.[1]The yaw moment is input to the above limit table for the pitch moment determined in step 1. If it is within the limit, it is used as it is. If the limit is exceeded, the limit value at that pitch moment is used as the yaw moment. → Yaw moment confirmation
[3]A roll moment restriction table for the pitch moment and yaw moment is created in advance.[1],[2]If the roll moment is input to the above limit table for the pitch moment and yaw moment determined in step 3, the roll moment is used as it is. If the limit is exceeded, the pitch moment and yaw moment limit values are used as the roll moment. → Confirm roll moment
[4]the above[1],[2],[3]The conversion from moment determined in step 1 to thrust is based on the following determinant.
[Expression 2]

The conversion coefficients A11 to A44 can be determined by the distance from the center of gravity of the seat to the nozzle and the direction of the nozzle. F_sysIs as follows.
F_sys= F₁+ F₂+ F_Three+ F_Four
[5] [4]The following restrictions are set according to conditions that can be generated from individual pintle nozzles with respect to the thrusts F1 to F4 obtained in step 1.
0 <F₁~ F_Four<F_max
Details of the thrust control unit 5 are shown in FIG.
In FIG. 9, thrust F₁~ F_FourIs supplied to the nozzle throat area conversion unit 20. Where nozzle throat area At₁~ At_FourIs thrust F₁~ F_Four/ (Pressure la thrust coefficient Cf) is calculated and supplied to the pintle position converter 21.
In the pintle position conversion unit 21, the conversion coefficient La nozzle throat area At₁~ At_FourAnd pintle position signals Xp-cmd1 to Xp-cmd4 as outputs thereof are supplied to summing units 22a, 22b, 22c, and 22d, respectively. Combustion chamber C (C of rocket motor R₁~ C_FourThe common pressure is detected by the pressure sensor S and supplied to the comparison unit 24. This is further supplied with a set pressure, and these deviations are supplied to the summing unit 27 via the proportional control transfer function 25 and the integral control transfer function 26, and the output is supplied to the dividing unit 28 and divided into four. The That is, it is divided by the number of pintle nozzles. It is supplied to each summing unit 22a, 22b, 22c, 22d. If the measured pressure is lower than the set pressure, the deviation is +, so this is subtracted from the pintle position signals Xp-cmd1 to Xp-cmd4 by the summing units 22a, 22b, 22c, 22d. Decrease the pintle position signal and reduce the nozzle throat area. As a result, the pressure in the combustion chamber C is not equal to the set pressure. The outputs of the summing units 22a, 22b, 22c and 22d are supplied to the actuator controllers 23a, 23b, 23c and 23d, and the actuator A of the pintle nozzle is driven by these outputs. Therefore, a desired moment is given to the emergency escape seat 10.
[0016]
The structure of the attitude control method of the flying object according to the embodiment of the present invention is as described above. Next, this operation will be described.
The simulation escape conditions are as follows.
400FT altitude
Speed 250KEAS
The attitude angle of the airplane when escaping;
Roll angle φ = 90 degrees
Pitch angle θ = -45 degrees
Yaw angle ψ = 0 degrees
The desired posture angle of the seat;
Roll angle φ = 0 degree
Pitch angle θ = 60 degrees
Yaw angle ψ = 0 degrees
In the conventional example, as shown in FIGS. 11A, 11B, and 11C, it moves in the X, Y, and Z axis directions. As shown in FIG. 11C, the altitude becomes 0 after 1.1 seconds and crashes into the ground. Euler angles φ, θ, and ψ are constant as shown in FIGS.
On the other hand, in the embodiment of the present invention, as shown in FIGS. 13A, 13B and 13C, it moves in the X, Y and Z axis directions, and as shown in FIG. There is no fear of crashing into. As shown in FIGS. 14A, B, and C, the Euler angles φ, θ, and ψ reach the target angles of 0, 60 degrees, and 0 degrees after 1.1 seconds. The angular velocities p-cmd, q-cmd, and r-cmd of the command for the seat 10 change as shown in FIGS.
As a result, after the seat 10 escapes from the airplane F, it flies along the trajectory T as shown in FIG. 19, opens the parachute H at a sufficient altitude, and the pilot P safely lands on the ground. 12 and 14, the initial angle of the pitch angle θ is −39 degrees because the set angle of the seat surface of the seat 10 is 6 degrees as shown in FIG. 3A. is there. −45 + 6 = −39 degrees.
[0017]
In the above embodiment, the angle to be rotated is changed by the sine function, but in the second embodiment of the present invention, the angular velocity of the angle to be rotated is changed by the sine function instead. .
At 0 ≦ t ≦ predetermined time a
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]
It is.
That is, the following calculation is performed.
[1]Rotation angle = (Target posture angle-Posture angle at escape)
    δφ = φ₀−φ_i
    δθ = θ₀−θ_i
    δψ = ψ₀−ψ_i
[2]In order to change the angular velocity of rotation with a sine function, the following signal is generated.
    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]The initial attitude angle is added to the integral value of the above signal.
    φ = ∫dφ / dt · dt + φ_i
    θ = ∫dθ / dt · dt + θ_i
    ψ = ∫dψ / dt · dt + ψ_i
[4]The sin and cos of the signals φ, θ, and ψ are obtained.
    sinθ
    sinψ
    cosθ
    cosψ
[5]The command rotation angular velocity signal of the seat is obtained using the following equation.
p-cmd = dφ / dt− (dψ / dt) × sin θ
q−cmd = (dθ / dt) × cos φ + (dψ / dt) × sin φcos θ
r−cmd = − (dθ / dt) × sin φ + (dψ / dt) × cos φcos θ
More than[2]In the calculation of, one constant term (posture angle when escaping) has been deleted from the sine function expression.[2]Is easy to calculate. Furthermore, the following effects are achieved.
Above[2]The function Y = sin (2πt−π / 2) +1 in FIG. 17 changes as shown in FIG. 17B. This integrated value changes as Z in FIG. 17A. On the other hand, Z = 0.5 × [sin (πt−π / 2) +1] in the first embodiment changes as Z in FIG. 16A.
  Further, y = 0.5 × πcos (πt−π / 2), which is the differential dz / dt, changes as shown in FIG. 16B. As can be seen by comparing y and Y in FIGS. 16 and 17, Y and Z increase smoothly in the vicinity of time 0 and 1.0 seconds, but y increases rapidly compared to this. Yes. That is, Y starts more smoothly when the angle starts to change to the target angle. Therefore, control is more stable in the second embodiment. The operation is the same as in the first embodiment of the invention described above.
  FIG. 18 shows a third embodiment of the present invention. Other parts are the same as those in the first embodiment. P-cmd, q-cmd, and r-cmd in FIG.₁(Only p-cmd is shown representatively, the same applies to others), and the output angular velocity signal p_d, Q_d, R_dThat is, the output of the rate sensor is the integration circuit I₂To be supplied. Integrator I₁, I₂Output, that is, the command angle and the detected angle are compared by the comparator H, and the difference, that is, the deviation is supplied to the PID control circuit 3 as in the first embodiment. A moment is applied to the seat 10 to make a deviation. It is clear that the same effects as those of the first embodiment can be obtained in the embodiment of the present invention. Note that the method for forming p-cmd, q-cmd, and r-cmd may be the one according to the second embodiment.
[0018]
The embodiment of the present invention has been described above. Of course, the present invention is not limited to this, and various modifications can be made based on the technical idea of the present invention.
[0019]
For example, in the above first, second, and third embodiments, the number of pintle nozzles was four, but depending on the shape of the seat and the position of the center of gravity, it may be less or more than this, The above action is possible.
[0020]
In the first embodiment described above, the initial Euler angle (φ_i, Θ_i, Ψ_i) To the target Euler angle (φ₀, Θ₀, Ψ₀The time function for obtaining () is a sine function, but may be other function forms as long as it is a continuous increase function with respect to time at least within a predetermined time.
[0021]
In the above embodiment, the above sine function is
φ = 0.5 × φδ × [sin (πt−π / 2) +1] + φ_i
(The same applies to the other Euler angles θ and ψ) and the desired target Euler angle φ in 1 second.₀But generally,
φ = 0.5 × φδ × [sin (πt / a−π / 2) +1] + φ_i(Φ in a second)₀Become).
Alternatively, when expressed by the angular velocity dφ / dt of the second embodiment,
dφ / dt = 0.5 × φδ × [sin (2πt / a−π / 2) +1] may be used.
[0022]
In the above embodiment, the emergency escape seat is applied as the flying object. However, the present invention may be applied to other flying objects such as airplanes and rockets.
[0023]
In the above embodiment, the adjustment unit 2 performs PID control. However, PI control or P control may be performed depending on the control target. Or you may make it perform LQI control and Hinfinity control which are the latest control laws.
[0024]
In the above embodiment, one propulsion rocket R is provided, and four pintle nozzles are attached to the propulsion rocket R. However, the number is not limited to one, and two or more can be used.
[0025]
In the first embodiment, fφ (t) = 0.5 × δφ × [sin (πt / a−π / 2) as functions fφ (t), fθ (t), and fψ (t). +1] + φ_i(Others are also the same), but generally increases as 0 ≦ t ≦ predetermined time as a function and is a function fφ (t) that is zero after the predetermined time (the same applies to others), it is applicable to the present invention. It is.
[0026]
In the second embodiment described above, (1 / a) δφ × [sin (2πt / a−π / 2) +1] is used as the function gφ (t), but generally 0 ≦ t ≦ predetermined time. Any function gφ (t) that is continuous and positive, t = 0, t = zero at a predetermined time, has a maximum value, and is zero after the predetermined time (the same applies to others) will be used. Applicable to the invention. In the above embodiment, the target Euler angles φ, θ, and ψ are obtained simultaneously, but they may be obtained for each axis. However, it may be a little late in time. In the case of rotation for each axis, the angular velocity in the seat coordinate system and the Euler angular velocity are the same, and there is an advantage that the calculation becomes very simple. The disadvantage is that it takes time to reach the target Euler angle as described above.
If dθ / dt = 0, dφ / dt = 0
P = dφ / dt
As well
If dφ / dt = 0 dψ / dt = 0
q = dθ / dt
If dφ / dt = 0 dθ / dt = 0
r = dψ / dt
Therefore, the above [Equation 1] is simplified as the following equation.
P = dφ / dt
q = dθ / dt
r = dψ / dt
[0027]
【The invention's effect】
According to the attitude control method for a flying object of the present invention, the target attitude angle of the flying object can be obtained quickly, so that safety can always be ensured.
[Brief description of the drawings]
FIG. 1 is a perspective view of an emergency escape seat applied to an embodiment of the present invention.
FIG. 2 is a perspective view for further simplifying FIG. 1 and explaining a roll moment, a pitch moment, and a yaw moment.
FIG. 3 is a diagram showing the mounting position of four pintle nozzles, the propulsive force vector, and the generation status of each moment, where A is a side view showing the mounting position and the propulsion vector, and when generating a positive pitch moment, B shows the case where a negative pitch moment is generated.
FIG. 4 is a diagram showing the mounting position of four pintle nozzles, the propulsive force vector, and the generation status of each moment; A is the rear view showing the mounting position and the propulsion vector, and when a positive roll moment is generated, B shows the case where a negative roll moment is generated.
FIG. 5 is also a plan view showing a case where A generates a positive yaw moment and a case where B generates a negative yaw moment.
FIG. 6 is a partial enlarged cross-sectional view showing one pintle nozzle and an actuator.
FIG. 7 is a longitudinal sectional view of a thrust motor.
FIG. 8 is a block diagram of a circuit embodying a posture control method according to an embodiment of the present invention.
9 is a block diagram of a thrust control unit in FIG. 8. FIG.
10 is a block diagram of one PID control unit in FIG. 8. FIG.
FIG. 11 is a chart simulating time-position relationships in the X-axis, Y-axis, and Z-axis directions of an emergency escape seat without conventional posture control, where A is the X-axis direction, B is the Y-axis direction, and C Is a chart showing the position in the Z-axis direction.
FIG. 12 is a chart simulating the temporal change in Euler angle of an emergency escape seat without performing conventional posture control, where A is Euler angle φ, B is Euler angle θ, and C is the temporal change of Euler angle ψ. It is a chart to show.
FIG. 13 is a chart simulating time-position relationships in the X-axis, Y-axis, and Z-axis directions of an emergency escape seat when posture control is performed according to an embodiment of the present invention, where A is the X-axis direction and B is Y-axis direction and C are charts showing positions in the Z-axis direction.
FIG. 14 is a chart simulating temporal change in Euler angle of an emergency escape seat when posture control is performed according to an embodiment of the present invention, where A is Euler angle φ, B is Euler angle θ, and C is Euler angle ψ. It is a chart which shows the time change of.
15 is a chart simulating temporal changes in command angular velocity, where A is an angular velocity p related to the X axis, B is an angular velocity q related to the Y axis, and C is a chart showing temporal changes in angular velocity r related to the Z axis.
FIG. 16 shows a sine function according to the first embodiment, where A is a change in angle and B is a differential value.
FIG. 17 shows a sine function according to the second embodiment, in which A is a change in angle and B is a differential value.
FIG. 18 is a block diagram of a main part in the third embodiment.
FIG. 19 is a schematic perspective view showing a flight trajectory of an emergency escape seat that is escaped from an airplane and whose attitude is controlled.
[Explanation of symbols]
1 Flight attitude control signal generator
2 adjustment part
3a, 3b, 3c PID controller
10 Emergency escape seat.

Claims (15)

In the attitude control method of the flying object provided with a rocket motor with multiple pintle nozzles attached,
(A) Roll, pitch and yaw initial Euler angles φ _i , θ _i , ψ _i And generating each input signal of the target Euler angles φ ₀ , θ ₀ , ψ ₀ ;
(B) The initial Euler angles φ _i , θ _i , ψ _i And calculating the difference δφ, δθ, δψ between the target Euler angles φ ₀ , θ ₀ , ψ ₀ ;
(C) Function fφ that continuously increases from zero for 0 ≦ t ≦ predetermined time, reaches the difference δφ, δθ, δψ at the predetermined time, and maintains constant values of δφ, δθ, δψ after the predetermined time (T), fθ (t), fφ (t) are set;
(D) Relationship between angular velocities p, q, r and Euler angular velocities with respect to coordinates X, Y, Z fixed to the flying object.

In the above, fφ (t), fθ (t), fψ (t) and their derivatives f′φ (t), f′θ (t), f′ψ (t) are converted into φ, θ, ψ and P, q, and r obtained by substituting for dφ / dt, dθ / dt, and dψ / dt are command angular velocities p-cmd, q-cmd, and r-cmd, respectively.
(E) an angular velocity output signal from the angular velocity sensor attached to the projectile p _d, q _d, obtaining a r _d,
(F) obtaining a deviation between the p-cmd, q-cmd, r-cmd and the angular velocity output signals p _d , q _d , r _d ;
(G) In order to obtain a roll moment, a pitch moment, and a yaw moment as necessary operation amounts from the respective deviations, the target Euler angles φ ₀ , θ ₀ are adjusted by adjusting the opening area of each pintle nozzle. , Ψ ₀ is obtained, and a flying object attitude control method is provided. 2. The flying object attitude control method according to claim 1, wherein the target Euler angles φ ₀ , θ ₀ , and ψ ₀ are obtained simultaneously at the predetermined time . The functions fφ (t), fθ (t) and fψ (t) are respectively 0 ≦ t ≦ predetermined time a fφ (t) = 0.5 × δφ × [sin (πt / a−π / 2) +1] + Φ _i
fθ (t) = 0.5 × δθ × [sin (πt / a−π / 2) +1] + θ _i
fψ (t) = 0.5 × δψ × [sin (πt / a−π / 2) +1] + ψ _i
The flying object attitude control method according to claim 1, wherein the flying object attitude control method according to claim 1. In the attitude control method of the flying object provided with a rocket motor with multiple pintle nozzles attached,
(A) Roll, pitch and yaw initial Euler angles φ _i , θ _i , ψ _i And generating each input signal of the target Euler angles φ ₀ , θ ₀ , ψ ₀ ;
(B) calculating the differences δφ, δθ, δψ between the initial Euler angles φ _i , θ _i , ψ _i and the target Euler angles φ ₀ , θ ₀ , ψ ₀ ;
(C) Functions gφ (t), gθ that are continuous and positive at least 0 ≦ t ≦ predetermined time, t = 0 and t = zero at the predetermine time, have a local maximum, and are zero after the predetermined time (T), a step of setting gψ (t);
(D) Relationship between angular velocities p, q, r and Euler angular velocities with respect to coordinates X, Y, Z fixed to the flying object.

Gφ (t), gθ (t), gψ (t) , (∫gφ (t) dt + φ _i ) , (∫gθ (t) dt + θ _i ) , (∫gψ (t) dt + ψ _i ) dφ / dt, dθ / dt, dψ / dt, and p, q, and r obtained by substituting for φ, θ, and ψ are command angular velocities p-cmd, q-cmd, and r-cmd, respectively.
(E) an angular velocity output signal from the angular velocity sensor attached to the projectile p _d, q _d, obtaining a r _d,
(F) obtaining a deviation between the p-cmd, q-cmd, r-cmd and the angular velocity output signals p _d , q _d , r _d ;
(G) In order to obtain a roll moment, a pitch moment, and a yaw moment as necessary operation amounts from the respective deviations, the target Euler angles φ ₀ , θ ₀ are adjusted by adjusting the opening area of each pintle nozzle. , A method for controlling the attitude of the flying object, comprising a step of obtaining φ ₀ . 5. The flying object attitude control method according to claim 4, wherein the target Euler angles φ ₀ , θ ₀ , and ψ ₀ are obtained simultaneously at the predetermined time . The functions gφ (t), gθ (t) and gψ (t) are each 0 ≦ t ≦ predetermined time a,
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]
The flying object attitude control method according to claim 4, wherein the flying object attitude is zero after the predetermined time. In the attitude control method of the flying object provided with a rocket motor with multiple pintle nozzles attached,
(A) generating initial input signals for roll, pitch and yaw initial Euler angles φ _i , θ _i , ψ _i and target Euler angles φ ₀ , θ ₀ , ψ ₀ ;
(B) calculating the differences δφ, δθ, δψ between the initial Euler angles φ _i , θ _i , ψ _i and the target Euler angles φ ₀ , θ ₀ , ψ ₀ ;
(C) Function fφ that continuously increases from zero for 0 ≦ t ≦ predetermined time, reaches the difference δφ, δθ, δψ at the predetermined time, and maintains constant values of δφ, δθ, δψ after the predetermined time (T), fθ (t), fψ (t) are set;
(D) Relationship between angular velocities p, q, r and Euler angular velocities with respect to coordinates X, Y, Z fixed to the flying object.

In the above, fφ (t), fθ (t), fψ (t) and their derivatives f′φ (t), f′θ (t), f′ψ (t) are converted into φ, θ, ψ and P, q, and r obtained by substituting for dφ / dt, dθ / dt, and dψ / dt are command angular velocities p-cmd, q-cmd, and r-cmd, respectively.
(E) an angular velocity output signal from the angular velocity sensor attached to the projectile p _d, q _d, obtaining a r _d,
(F) integrating the p-cmd, q-cmd, r-cmd;
(G) the angular velocity output signal p _d, q _d, a step of integrating the r _d,
(H) the p-cmd, q-cmd, r-cmd of the integrated value and the angular velocity output signal p _d, q _d, and obtaining a deviation between the integral value of r _d,
(I) In order to obtain a roll moment, a pitch moment, and a yaw moment as necessary operation amounts from the deviations, the target Euler angles φ ₀ , θ ₀ are adjusted by adjusting the opening area of each pintle nozzle. , Ψ ₀ is obtained, and a flying object attitude control method is provided. The flying object attitude control method according to claim 7, wherein the Euler angles φ ₀ , θ ₀ , and ψ ₀ are obtained at the same time in the same manner as described above. The functions fφ (t), fθ (t) and fψ (t) are respectively 0 ≦ t ≦ predetermined time a,
fφ (t) = 0.5 × δφ × [sin (πt / a−π / 2) +1] + φ _i
fθ (t) = 0.5 × δθ × [sin (πt / a−π / 2) +1] + θ _i
fψ (t) = 0.5 × δψ × [sin (πt / a−π / 2) +1] + ψ _i
The flying object attitude control method according to claim 7 or 8, wherein, after the predetermined time, the δφ, δθ, and δψ respectively. In the attitude control method of the flying object provided with a rocket motor with multiple pintle nozzles attached,
(A) Roll, pitch and yaw initial Euler angles φ _i , θ _i , ψ _i And generating each input signal of the target Euler angles φ ₀ , θ ₀ , ψ ₀ ;
(B) The initial Euler angles φ _i , θ _i , ψ _i And calculating the difference δφ, δθ, δψ between the target Euler angles φ ₀ , θ ₀ , ψ ₀ ;
(C) Functions gφ (t), gθ (g) (continuous and positive at least 0 ≦ t ≦ predetermined time, t = 0 and t = zero at the predetermined time and having a maximum value, and zero after the predetermined time) t), setting gψ (t);
(D) Relationship between angular velocities p, q, r and Euler angular velocities with respect to coordinates X, Y, Z fixed to the flying object.

Gφ (t), gθ (t), gψ (t) , (∫gφ (t) dt + φ _i ) , (∫gθ (t) dt + θ _i ) , (∫gψ (t) dt + ψ _i ) dφ / dt, dθ / dt, dψ / dt, and p, q, and r obtained by substituting for φ, θ, and ψ are command angular velocities p-cmd, q-cmd, and r-cmd, respectively.
(E) an angular velocity output signal from the angular velocity sensor attached to the projectile p _d, q _d, obtaining a r _d,
(F) integrating the p-cmd, q-cmd, r-cmd;
(G) the angular velocity output signal p _d, q _d, a step of integrating the r _d,
(H) obtaining a deviation between the integrated value of the p-cmd, q-cmd, and r-cmd and the integrated value of the angular velocity output signal;
(I) In order to obtain a roll moment, a pitch moment, and a yaw moment as necessary operation amounts from the deviations, the target Euler angles φ ₀ , θ ₀ are adjusted by adjusting the opening area of each pintle nozzle. , Ψ ₀ is obtained, and a flying object attitude control method is provided. 11. The flying object attitude control method according to claim 10, wherein the target Euler angles φ ₀ , θ ₀ , and ψ ₀ are obtained simultaneously at the predetermined time. The functions gφ (t), gθ (t), and gψ (t) are respectively 0 ≦ t ≦ predetermined time a, 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]
The flying object attitude control method according to claim 10 or 11, wherein the flying object attitude is zero after the predetermined time.  The attitude control method for a flying object according to claim 1, wherein the flying object is an emergency escape seat.  14. The flying object attitude control method according to claim 1, wherein a priority order is determined for the determination of each moment.  15. The flying object attitude control method according to claim 1, wherein PID control is performed to obtain an operation amount from the deviation.

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