JP4026749B2 - Flying object attitude control simulator - 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ｐ_d 、ｑ_d 、ｒ_d 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ｐ_d 、ｑ_d 、ｒ_d 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入力信号生成部と、
（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】

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ｐ_d 、ｑ_d 、ｒ_d 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ｐ_d 、ｑ_d 、ｒ_d 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φ_i 、θ_i 、ψ _i 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φ_i 、θ_i 、ψ_i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
ｆψ（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。
【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Ｍ_p 、Ｍ_q 、Ｍ_r 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】

【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。Ｆ_sys は以下のとおりとする。
Ｆ_sys ＝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 ＜Ｆ_max
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 ＝ ＦＶ_i ＋∫（燃焼速度×燃焼面積）ｄｔ
ここでＦＶ_i 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（Ｍ_x 、Ｍ_y 、Ｍ_z ）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（Ｆ_x 、Ｆ_y 、Ｆ_z ）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】

【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】

【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】

【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ｑ_1n、ｑ_2n、ｑ_3n、ｑ_4n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、ｑ_{3 、}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、ｑ_{3 、}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ｑ_1i，ｑ_2i、ｑ_3i、ｑ_4i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、ｑ_{3 、}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、ｑ₁ ²＋ｑ₂ ²＋ｑ₃ ²＋ｑ₄ ²＝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】

【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】

【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】

【００４０】
【数９】

【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ａｆ_x、ａｆ_y、ａｆ_z が供給され、これらが加算されて出力としてΣＦ_x、ΣＦ_y、ΣＦ_z 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】

【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ａ_x ＝Ｆ_X／Ｍ、ａ_y＝Ｆ_Y／Ｍ、ａ_z ＝Ｆ_Z／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ａ_x、ａ_yおよびａ_z は次段の積分部１０６に供給される。
【００４５】
【数１１】

【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】

【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Ｖ_xi、Ｖ_yi、Ｖ_zi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Ｖ_xi、Ｖ_yi、Ｖ_ziから座席座標系での速度Ｖ_xs、Ｖ_ysおよびＶ_zs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】

【００５１】
これらＶ_xs、Ｖ_ysおよびＶ_zs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】

【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ａｆ_{x 、}ａｆ_{y 、}およびａｆ_z およびこれら軸の周りの回転モーメントａｍ_x、ａｍ_y、ａｍ_z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
ａｍ_x＝Ｑ・Ｓ・ＨＤ・Ｃ_lcg
ａｍ_y＝Ｑ・Ｓ・ＨＤ・Ｃ_mcg
ａｍ_z＝Ｑ・Ｓ・ＨＤ・Ｃ_ncg
ここでＨＤ＝（４×Ｓ／π）^0.5であり、Ｃ_lcg、Ｃ_mcg、Ｃ_ncg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ｐ_d ・ｑ_d ・ｒ_d 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ａｆ_{x 、}ａｆ_y、ａｆ_z 及びａｍ_x、ａｍ_y 、ａｍ_z 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ｍ_{1 、}ｍ_{2 、}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（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、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〕＋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×δφ×〔ｓｉｎ（πｔ／ａ−π／２）＋１〕＋φ_i 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 −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
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[0001]
BACKGROUND OF THE INVENTION
The present invention relates to a flying object attitude control simulator, and more particularly to a flying object attitude control simulator 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 partially maintaining the attitude at the time of escape, but has no function of changing the flight direction or the flight attitude 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. By providing the emergency escape device or the emergency escape seat with a flight posture control function, even when escaped under bad conditions, the altitude can be sufficiently increased to escape more safely than before. If the range can be expanded, or if the altitude is sufficiently high, the fundamental task is to provide a flying body attitude control method that maintains the attitude when escaping. It ’s difficult to experiment with the escape seat, so thissimulationIt is an object of the present invention to provide an attitude control simulator for a flying object to be activated.
[0004]
[Means for Solving the Problems]
The above-described problems are obtained by receiving a thrust signal from the pseudo-aircraft attitude control unit, a thrust control motor simulator unit that generates thrust for changing the pseudo-aircraft attitude, and the thrust control motor simulator unit. The movement of the flying objectsimulationAn artificial simulator that simulates a flying object, and the attitude control unit
(A) Roll, pitch and yaw initial Euler angle φ_i, Θ_i,ψ _i And target Euler angle φ₀, Θ₀, Ψ₀An input signal generator for generating each of the input signals;
(B) The initial Euler angle φ_i, Θ_i,ψ _i And target Euler angle φ₀, Θ₀, Ψ₀An arithmetic unit for calculating 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 A function setting unit for setting (t), fθ (t), and fψ (t);
(D) Relationship between angular velocities p, q, r and Euler angular velocities with respect to coordinates X, Y, Z fixed to the pseudo-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 A command signal generator that sets p, q, and r obtained by substituting for dφ / dt, dθ / dt, and dψ / dt to command angular velocities p-cmd, q-cmd, and r-cmd, respectively.
(E) An angular velocity sensor attached to the pseudo flying object or a pseudo angular velocity output signal p of the motion simulator unit_d, Q_d, R_dA signal input unit for receiving,
(F) The p-cmd, q-cmd, r-cmd and the angular velocity output signal p_d, Q_d, R_dA deviation calculation unit for obtaining a deviation from
(G) A pintle for adjusting the opening areas of a plurality of pseudo-pintle nozzles of the thrust control unit motor simulator unit in order to obtain a roll moment, a pitch moment, and a yaw moment as necessary operation amounts from the deviations. A pintle position signal generator for generating position signals Xp-cmd1 to Xp4, and the target Euler angle φ₀, Θ₀, Ψ₀This is solved by an attitude control simulator for a flying object, characterized in that the above is obtained in a simulated manner.
[0005]
  Alternatively, a pseudo-aircraft attitude control unit, a thrust control motor simulator that generates thrust for changing the attitude of the pseudo-aircraft, and a thrust signal from the thrust control motor simulator, A pseudo-flying motion simulator that simulates motion, and the attitude control unit
(A) Roll, pitch and yaw initial Euler angle φ_i, Θ_i,ψ _i And target Euler angle φ₀, Θ₀, Ψ₀An input signal generator for generating each of the input signals;
(B) The initial Euler angle φ_i, Θ_i,ψ _i And target Euler angle φ₀, Θ₀, Ψ₀An arithmetic unit for calculating 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 function setting unit for 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 pseudo-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. A command signal generator to
(E) An angular velocity output signal of an angular velocity sensor attached to the pseudo flying object or a pseudo angular velocity output signal p of the motion simulator unit._d, Q_d, R_dA signal input unit for receiving,
(F) The p-cmd, q-cmd, r-cmd and the angular velocity output signal p_d, Q_d, R_dA deviation calculation unit for obtaining a deviation from
(G) A pintle position for adjusting an opening area of a plurality of pseudo-pintle nozzles of the thrust control motor simulator unit in order to obtain a roll moment, a pitch moment, and a yaw moment as necessary operation amounts from the deviations. A pintle position signal generator for generating signals Xp-cmd1 to 4, and the target Euler angle φ₀, Θ₀, Ψ₀I got to simulate
This is solved by an attitude control simulator for a flying object.
[0006]
  Alternatively, the pseudo flying object receives a thrust signal from the pseudo flying object, a thrust control motor simulator part that generates thrust for maintaining the attitude of the pseudo flying object, and the pseudo flying object. A simulated flying object motion simulator that simulates the motion of
(A) Roll, pitch and yaw initial Euler angle φ_i, Θ_i,ψ _i An input signal generator for generating each of the input signals;
(B) a signal input unit that receives an integral output signal of an angular velocity sensor attached to the pseudo-flying object or an Euler angle output signal φ, θ, ψ of the motion simulator unit;
(C) The initial Euler angle φ_i, Θ_i, Ψ_iAnd the integral output signal or the Euler angle output signal φ , Θ , Ψ A deviation calculation unit for obtaining a deviation from
(D) A pintle position for adjusting an opening area of a plurality of pseudo-pintle nozzles of the thrust control motor simulator unit in order to obtain a roll moment, a pitch moment, and a yaw moment as necessary operation amounts from the deviations. And a pintle position signal generator for generating signals Xp-cmd1 to Xp-cmd4, and the vehicle can be solved by a flying body attitude control simulator characterized by maintaining the initial Euler angle constant.
  With the above configuration, even if the flying object escapes from the aircraft in any posture, and when the posture at the time of escape is kept constant, the safety of the pilot can be reliably proved. If the posture at the time of escape is kept constant, the initial posture angle may be set to 0 degrees, and the change in the posture angle is small, so that the integrated value of the output of the angular velocity sensor is approximated to the Euler angle posture angle. be able to.
[0007]
DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION
First, before explaining the flying object attitude control simulator according to the present invention, a case where a rocket motor is installed in an actual emergency escape seat will be explained.
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 stored in both side wall portions of the backrest portion 1'. I am letting.
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.
[0008]
FIG. 2 is a schematic diagram for explaining the roll moment, pitch moment and yaw moment acting on the seat 10.
An SRP (seat reference point) is taken where the backrest 1 'and seat 2' of the seat 10 intersect, and this is used as 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 normal) are a roll moment coefficient, a pitch moment coefficient, and a yaw moment coefficient due to aerodynamic forces, respectively.
[0009]
3 to 5 further illustrate the pintle nozzle P₁, P₂, P_Three, P_FourThe state of attachment to the seat 10 is shown. FIG. 7 shows the pintle nozzle P₁~ 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, P₂Is 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 '.
[0010]
In FIG. 7, when the propellant m is ignited, the combustion chamber C₁, C₂, C_Three, C_FourAnd C_FiveHigh-pressure combustion gas is generated inside the pintle nozzle P₁~ P_FourIt spouts outward from the nozzle opening. As a result, a moment due to the propulsive force is generated in the seat portion 10, but the pintle nozzle P₁~ P_Four7 generates a propulsive force in a direction opposite to the gas ejection directions a, b, c, and d as shown in FIG. 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.
[0011]
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. Note that the on / off of the pintle nozzle makes it easy to understand what moment the pintle nozzle is activated when it is operated. However, in this case, the pitch moment 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.
[0012]
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 positive 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).
[0013]
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 an example pintle nozzle P₁~ P_FourFIG. 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
fψ (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.
[0016]
Since the PID control units 3a, 3b, and 3c have the same configuration (the PID control rule is shown in the figure), 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. The conversion from moment to thrust is based on the following determinant.
[0017]
[Expression 2]

[0018]
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
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 [Equation 2].
0 <F₁~ F_Four<F_max
Details of the thrust control unit 5 are shown in FIG.
[0019]
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 × Thrust Coefficient Cf) is calculated and supplied to the pintle position converter 21.
In the pintle position conversion unit 21, conversion coefficient × 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 actuators (1 to 4) A (see FIG. 6) of the pintle nozzle are driven by these outputs. The Therefore, a desired moment is given to the emergency escape seat 10. Therefore, as shown in FIG. 11, the seat 10 that has escaped from the airplane F is controlled to fly, and the pilot P takes a stable posture and the parachute H opens.
[0020]
The above is the attitude control device of the emergency escape device according to another invention by the present inventor. However, whether the seat 10 is actually equipped with the rocket motor R and escapes from the airplane or the rocket body to perform the desired attitude control. It is extremely difficult to conduct experiments.
[0021]
The present invention forms a simulator of the seat 10 and the thrust rocket R (also referred to as a rocket motor) and tries to prove by the simulator that the above-mentioned emergency escape device reliably performs the desired attitude control.
In FIGS. 13 and 14, a portion 100A surrounded by a one-dot chain line represents an attitude control unit, 100B represents a thrust control motor simulator unit, and 100C represents a seat motion simulator unit. Since the posture control unit 100A is substantially the same as the posture control device described above, description thereof will be omitted, and the thrust control motor simulator unit 100B and the seat motion simulator unit 100C will be described in detail below.
[0022]
  FIG. 12 shows the overall configuration. From the attitude control unit 100A, pintle position signals Xp-cmd1, Xp-cmd2, Xp-cmd3, and Xp-cmd4 are supplied to the thrust control motor simulator unit 100B. The thrusts F1 to F4 are calculated and derived and supplied to the seat motion simulator unit 100C. The details are shown in FIG. 16, and the roll angle θ, the pitch angle ψ, and the yaw angle φ, which are Euler posture angles calculated and derived here, are three-axis motion table M (pseudo flying object) equipped with the posture control unit 100A. As an alternative). The motion table M is clearly shown in FIG. 19 and FIG.Loop testIn this case, a roll angle, a pitch angle, and a yaw angle, which are Euler attitude angles calculated and derived in the motion table M, are selectively supplied, and driving is performed so that the additional value is controlled to be at these angles. When a loop test is performed selectively without using the motion table M, the seat is simulated in the seat motion simulator 100C and the angular velocity is calculated as a rigid body of the moment of inertia I, and this is fed back to the attitude control unit 100A. I also try to prove that the simulation is correct and stable.
[0023]
Next, the thrust control motor simulator unit 100B will be described with reference to FIG.
The thrust control motor simulator unit 100B calculates and outputs pressure and thrust in real time using the pintle position signals Xp-cmd1 to 4 as input signals. In FIG. 15, the nozzle throat area calculation unit 50 calculates the relationship between the pintle position and the nozzle throat area in advance. The relationship is converted using a linear approximation table. For example, if the relationship is a linear approximation, it can be expressed as the following equation.
Nozzle throat area = constant x pintle position
The nozzle throat area total section 52 calculates the total value of the throat areas of the four nozzles.
The gas discharge rate calculation unit 56 calculates the amount of gas flowing out from the nozzle per unit time. The total value of the pressure PC and the nozzle throat area is used as an input for calculation according to the following formula.
Gas discharge rate = CW x pressure (PC) x Σ nozzle throat area
CW is an emission coefficient, which is a constant and is obtained in advance.
The combustion rate calculation unit 64 obtains the combustion rate, that is, the combustion speed by the following equation using the pressure as an input.
Burning rate = a x PCⁿ
a: Coefficient of combustion rate
n: Exponential coefficient of combustion rate
a and n are constants and are obtained in advance as the characteristics of the propellant used.
[0024]
The combustion area calculation unit 68 obtains the combustion depth by integrating the combustion speed, and calculates the combustion area of the propellant with respect to the combustion depth. In this case, in order to shorten the calculation time, the combustion area with respect to the combustion depth is made into a table in advance and is obtained by interpolation from the data.
The gas generation rate calculation unit 70 obtains the amount of gas per unit time generated when the propellant burns. It is calculated by the following equation using the burning rate (burning rate) and burning area as inputs.
Gas generation rate or gas generation amount = ρ x burning area x burning speed
Here, ρ is the density of the propellant, which is a constant and is obtained in advance.
In the internal space volume calculation unit 66, the volume of the space increases as the propellant burns, so an increase is added to the initial volume. The increase is obtained by integrating the product of the combustion rate and the combustion area over time.
Internal space volume = FV_i+ Soot (burning rate x burning area) dt
Where FV_iIs the initial spatial volume.
[0025]
In the gas storage rate calculation unit 58, the gas generation rate is calculated by subtracting the gas discharge rate from the gas generation rate for calculating the amount of gas that increases and decreases in the motor chamber within a unit time.
Gas storage rate = Gas generation rate-Gas emission rate
The pressure change rate calculation unit 60 calculates the pressure change rate of the motor chamber by the following equation.
dPC / dt = constant x gas storage rate / internal space volume
The above constant is obtained in advance from the molecular weight of the exhaust gas, the temperature of the exhaust gas, the specific heat ratio, and the universal gas constant.
The pressure calculation unit 62 integrates the pressure change rate to obtain the pressure PC.
In the thrust calculation unit 54, the thrusts F1 to F4 are obtained by the following equations using the nozzle throat area and the pressure PC.
F₁  = Thrust of nozzle 1 = Cf x Pressure x Nozzle throat 1 area
F₂  = Thrust of nozzle 2 = Cf x Pressure x Nozzle throat 2 area
F_Three  = Thrust of nozzle 3 = Cf x Pressure x Nozzle throat 3 area
F_Four  = Thrust of nozzle 4 = Cf x Pressure x Nozzle throat 4 area
Cf: Thrust coefficient is determined by the nozzle shape. It is a constant and is obtained in advance.
[0026]
Next, the seat motion simulator unit 100C will be described with reference to FIG. In FIG. 16, the nozzle thrust conversion unit 80 generates a thrust F generated from the nozzle.₁~ F_Four6 component force acting on the coordinate axis in the seat fixed coordinate system is obtained. Moment about each axis (M_x, M_y, M_z) Is obtained for each nozzle by the following formula and summed for each component.
M₁  = R₁× F₁
M₂  = R₂× F₂
M_Three  = R_Three× F_Three
M_Four  = R_Four× F_Four
Since the above is a vector product, M₁~ M_Four, R₁~ R_FourAnd F₁~ F_FourIs shown in bold.
X, y, z-axis components of each thrust (F_x, F_y, F_z) Is the vector F₁~ F_FourAre obtained for each nozzle, and the same components are totaled.
In the seat inertia moment I88, the moment I is a seat-specific constant and is represented by a matrix of 3 rows and 3 columns. This is shown in [Equation 3].
[0027]
[Equation 3]

[0028]
These Ixx, Ixy... Are obtained by calculation for actual seats. These actual values differ depending on the pilot P. Specifically, the following numerical values are used for simulation. This is the moment of inertia in the state including the seat, pyrotechnics, and pilot P. The unit is expressed in the yard / pound system generally used for aircraft. That is, Ixx = 18.93 (slug · Ft²), Iyy = 21.03, Izz = 7.41, Ixy = Iyx = −0.51, Iyz = Ixy = 0.34, Ixz = Izzx = −0.35.
[0029]
This is supplied to the angular acceleration calculator 86 where dω / dt = I.^-1Calculated as (M−ω × (I · ω)) (I^-1: Inverse matrix of moment of inertia, M: moment acting on the seat, ω: angular velocity of the seat). The outputs dωx / dt, dωy / dt, and dωz / dt are supplied to the integration unit 90 at the next stage, and these are integrated to output angular velocities ωx, ωy, and ωz. These outputs are supplied to the quarteranion calculation unit 92. This is also supplied with an initial quota. The quaternion is often used in 3D representation, but is expressed as q = a + bi + cj + dk, where the first term a represents an angle, and the second term, the third term, and the fourth term represent a vector. That is, the attitude of the flying object is expressed by a four-dimensional number. The time variation dq / dt of the quarteranion can be expressed by angular velocities ωx, ωy, ωz and a quarteranion matrix. The posture state is updated by integrating dq / dt. The above-mentioned quarteranion matrix is expressed by [Equation 4].
[0030]
[Expression 4]

[0031]
A, b, c, and d of each term of q described above are q in the present specification.₁, Q₂, Q_Three, Q_FourCorresponding to
[0032]
The quaternion is defined as follows [From the Japan Aerospace Engineering Association-Aerospace Engineering Handbook (Maruzen)]. This is a method (see FIG. 25) for expressing the transformation from the reference coordinate system to another new coordinate system by one vector R and rotation around the vector R, and the direction cosine of the vector R with respect to the reference coordinate system is represented by l, m, n, If the rotation angle around it is θ, the quaternion q is expressed by [Equation 5].
[0033]
[Equation 5]

[0034]
FIG. 17 is a block diagram showing the details of the above-mentioned quarteranion calculation unit 92, which comprises a quarteranion differentiation calculation unit 92a, an integration unit 92b, an addition unit 92c, and a normalization processing unit 92d from the previous stage side. The output of the normalization processing unit 92d in the final stage is a normalized quantian numerator (a quarteranion is a four-dimensional number.₁, Q₂, Q_Three, Q_FourAre called genres). This normalized quarteranion element q_1n, Q_2n, Q_3n, Q_4nIs fed back to the front-stage quarter differential unit 92a. Note that the normalized quota anion is output as q₁, Q₂, Q_{Three ,}q_FourAlso expressed. In addition, as described above, angular velocities ωx, ωy, and ωz are supplied from the preceding stage. Based on the above [Equation 4] by the angular velocity and the quaternion of the quaternion, the differential dq of the quaternion₁/ dt, dq₂/ dt, dq_Three/ dt, dq_Four/ dt is output. This is supplied to the integrator 92b of the next stage, integrated, and q₁, Q₂, Q_{Three ,}q_FourIs supplied to the adder 92c. This includes the initial quota q, as described above._1i, Q_2i, Q_3i, Q_4iIs supplied, and an initial quarteranion is added to the output of the previous-stage integrator 92b to include the initial value q₁, Q₂, Q_{Three ,}q_FourIs derived and supplied to the subsequent normalization processing unit 92d. Here, normalization means q as described in [Equation 4].₁ ²+ Q₂ ²+ Q_Three ²+ Q_Four ²Since it is necessary to satisfy = 1, the normalized quarteranion is calculated based on [Equation 6] and supplied to the quarteranion differential calculation unit 92a. Rewritten sequentially by feedback, the Euler angle is derived in real time.
[0035]
[Formula 6]

[0036]
Next, these quaternions q₁Thru q_FourIs supplied to the direction cosine matrix calculation unit 94, which obtains a matrix for conversion from the ground reference coordinate system to the seat fixed coordinate system.
[0037]
[Expression 7]

[0038]
[Expression 7] is an expression that represents the direction cosine matrix by the quaternion, and represents the expression of the direction cosine matrix calculation unit 94. Here, the value of each element of the direction cosine matrix is calculated.
[0039]
[Equation 8]

[0040]
[Equation 9]

[0041]
[Equation 8] is an expression that represents the direction cosine matrix by Euler angles. By using this expression, the Euler angles are obtained by using the elements of the direction cosine matrix as shown in [Equation 9]. Can do. [Equation 8] and [Equation 9] are used in the Euler attitude angle calculation unit 96.
[0042]
Further, in FIG. 16, the adder 98 is supplied with the outputs fx, fy, and fz from the nozzle thrust converter 80 described above, and outputs from the aerodynamic calculator 84 described later in detail, that is, each axis X by aerodynamic force , Y, Z force af_x, Af_y, Af_zAre added, and these are added together to produce ΣF_x, ΣF_y, ΣF_zIs obtained. These are supplied to the coordinate conversion unit 102, where the force in the seat coordinate system is converted to the force in the reference coordinate system. For this reason, the forces Fxi, Fyi, and Fzi in the reference coordinate system can be obtained from the direction cosine matrix expressed by [Equation 10] and the forces Fxs, Fys, and Fzs in the seat coordinate system.
[0043]
[Expression 10]

[0044]
These are further supplied to the acceleration calculation unit 104, and the acceleration of the seat is obtained from the above-described coordinate-converted forces Fxi, Fyi, and Fzi and the gravitational acceleration. That is, the acceleration a in the X-axis, Y-axis, and Z-axis directions_x= F_X/ M, a_y= F_Y/ M, a_z= F_Z/ M + g. Here, M is the seat mass and g is the gravitational acceleration. These accelerations a_x, A_yAnd a_zIs supplied to the integrator 106 of the next stage.
[0045]
## EQU11 ##

[0046]
Here, as shown in [Equation 11], the integrated values, that is, velocities Vxi, Vyi, and Vzi are supplied to the second integration unit 108, where the flying position of the pseudo projectile is shown in [Equation 12]. Is calculated.
[0047]
[Expression 12]

[0048]
The integration unit 108 is supplied with an initial position. The altitude output Z of the integration unit 108 is supplied to the aerodynamic calculation unit 84 described above. In this simulator, the position signal Z only in the Z-axis direction is used.
[0049]
Note that the speed V which is the output of the first integrating unit 106_xi, V_yi, V_ziIs supplied to the second coordinate conversion unit 110. Here, the speed is converted from the reference coordinate system to the seat coordinate system. Velocity V in this reference coordinate system_xi, V_yi, V_ziTo V in seat coordinate system_xs, V_ysAnd V_zsIs converted from the matrix shown in [Equation 13].
[0050]
[Formula 13]

[0051]
These V_xs, V_ysAnd V_zsAs is apparent from space engineering, the angle of attack α and the side slip angle β are calculated by the angle of attack and side slip angle calculation unit 112 using [Equation 14].
[0052]
[Expression 14]

[0053]
The outputs α, β, and v are supplied to the aerodynamic calculation unit 84, and further, the output of the second integration unit 108, that is, the flying position Z (altitude) is further supplied thereto. Aerodynamics is calculated from α, β and Z. The air density ρ decreases with the altitude Z, but this relationship is expressed in advance by a calculation formula to obtain the air density with respect to the altitude Z. The dynamic pressure Q is obtained from ρ and v. That is, aerodynamic forces af in the X, Y and Z axis directions with 6 component forces_{x ,}af_{y ,}And af_zAnd the rotational moment am around these axes_x, Am_y, Am_zAre output to the above-described addition unit 98 and moment addition unit 82, respectively.
[0054]
As shown in FIG. 18, the aerodynamic calculation unit supplies the angle of attack α, the skid angle β, and the velocity v to the aerodynamic coefficient calculation unit W that is stored in advance as a function table, from which aerodynamic coefficients Cx, Cy, and Cz, Aerodynamic moment coefficients Cl, Cm, Cn are derived. By using these aerodynamic coefficients,
afx = Q · S · Cx
afy = Q · S · Cy and
afz = Q · S · Cz
Is required.
Where Q is the dynamic pressure and Q = 0.5 × ρ × v² S is the seat area. Also, the aerodynamic moment is calculated by using the aerodynamic moment coefficients Cl, Cm, and Cn.
am_x= Q ・ S ・ HD ・ C_lcg
am_y= Q ・ S ・ HD ・ C_mcg
am_z= Q ・ S ・ HD ・ C_ncg
Where HD = (4 × S / π)^0.5And C_lcg, C_mcg, C_ncgIs obtained by converting Cl, Cm, and Cn into coefficients when acting on the center of gravity of the seat.
[0055]
Next, with reference to FIG. 19 and FIG. 20, a simulated flying object M constituting the hardware part of the simulator of the present invention will be described. This simulates the emergency escape seat 10 in the above-described embodiment, but is disposed on the ground. The gantry A has a drive motor m for driving the drive shaft g1.₁Is attached, and the first rotating member B is attached to the drive shaft g1. A driven shaft g1 'that is the same shaft as the drive shaft g1 is fixed to the opposing surface of the first rotating member B, and the bearing G₁Is being bearing by. Further, a second rotating member C is disposed on the inner side, and a driving shaft g2 is fixed to the second rotating member C. The driving shaft g2 is connected to the driving motor m.₂Driven by. The driven shaft g2 'is fixed to the opposing surface of the second rotating member C, and the bearing G₂Bearings. Further, a third rotating member D is arranged on the inner side, and this is a third driving motor m that is slightly visible downward in FIG._ThreeIs attached to the drive shaft g3 (not visible in the figure) from below.
[0056]
FIG. 20 shows a model of FIG. 19 further, and shows a drive motor m attached to the gantry A.₁The drive shaft g1 is the Z-axis, and the second rotation member C disposed inside the first rotation member B is shown here as a cylindrical body. Drive motor m₂The third drive motor m, not shown in FIG. 19, drives the third rotating member D (shown here as a disk) and is on the Y axis._ThreeThe direction of the axis g3 is defined as the X axis. These rotations about the Z, Y, and X axes represent the Euler angle yaw angle, pitch angle, and roll angle, respectively. Each drive motor m₁, M₂And m_ThreeAre supplied with Euler angles ψ, θ, and φ, which are outputs of the seat motion simulator 100C, via a controller (not shown), and are subjected to additional control on the angles, and the first rotating member B, the second rotating member C, and the like. The third rotating member D is rotated to each Euler angle.
[0057]
The configuration of the flying object attitude control simulator according to the embodiment of the present invention has been described above. Next, this operation will be described.
In FIG. 13, initial attitude angles φi, θi, and ψi, which are attitude angles at the time of escape from the airplane, are input to the flight attitude control signal generator 1. On the other hand, target posture angles φo, θo, and ψo are input. The attitude control unit 100A including the flight attitude control signal generation unit 1 is an actual flying body control circuit. However, in this simulator, the seat control and the thrust rocket are not installed. A simulator unit 100B and a seat motion simulator unit 100C are provided. As described above, the flying attitude control signal generation unit 1 receives the above input and outputs p-cmd, q-cmd, and r-cmd, which are angular velocity commands, which are supplied to the PID control units 3a, 3b, and 3c. Is done. In an actual device, the other terminal of the PID control unit has an output p of the angular velocity sensors 10a, 10b, 10c attached to the actual seat 10._d・ Q_d・ R_dIn the simulator, as shown in FIG. 16 from the seat motion simulator 100C, the outputs ωx, ωy, and ωz of the integrator 90 are the other input terminals of the PID controllers 3a, 3b, and 3c in FIG. To be supplied.
[0058]
Hereinafter, in a block diagram for performing a control operation similar to that of an actual device and supplying a pressure correction signal for correcting the pintle position signal based on the deviation between the set pressure and the measured pressure shown in FIG. , That is, the pressure PC from the pressure calculation unit 62 of the thrust control motor simulator 100B in FIG.
[0059]
On the other hand, in the motion simulator unit 100C shown in FIG. 16, the Euler angles φ · θ and ψ are output in real time from the Euler attitude angle calculation unit 96, and this changes toward the target Euler angle. After reaching the target Euler angle, this attitude angle output is maintained. This proves that the target Euler attitude angle can be obtained stably and reliably by this simulator. On the other hand, the outputs ωx, ωy, and ωz of the integrator 90 are also zero.
[0060]
According to the embodiment of the present invention, the above-mentioned simulator action can be proved more reliably by adding more hard parts. That is, it is extremely difficult to test whether the desired escape control can be performed by actually escaping the emergency escape seat 10 described at the beginning. Therefore, it is necessary to perform the attitude control reliably and stably by using the simulator described above. Although proved, according to another embodiment of the invention, the pseudo flying object M shown in FIG. 19 is used, and the output signal φ of the Euler attitude angle calculation unit 96 shown in FIG. 16 is used for the motors m1, m2 and m3. θ and ψ are supplied to a controller (not shown), and electric power generated in the future is supplied to the drive motors m1, m2, and m3, and the rotation angles of the drive shafts g1, g2, and g3 of the rotation members B, C, and D are output φ. , Θ and ψ are added. As described above, the first, second, and third drive shafts g1, g2, and g3 can be driven and rotated independently of each other, so that the first, second, and third drive shafts g1, g2, and g3 can be rotated accurately to obtain a target Euler angle.
[0061]
Next, the operation of the motion table M will be described with reference to FIGS. In FIG. 21, A shows an initial state, and the first rotating member B, the second rotating member C, and the third rotating member D are in the initial position. That is, the rotation angle of each drive shaft is zero. In the initial state, the Euler angles φ, θ, and ψ are set to 0 degrees for easy understanding of the drawing. However, in actuality, the drive shafts g1, g2, and g3 are rotated so as to take the angles at the time of escape. Let me.
[0062]
In this state, each of the drive shafts g1, g2, and g3 is driven by the Euler angle output of the seat motion simulator 100C via a controller (not shown).₁, M₂, M_ThreeIn order to make this operation easy to understand, the rotation of each Euler angle signal is described with respect to the first, second, and third rotating members. A description will be made sequentially.
[0063]
From the definition of the Euler angle in the present embodiment, as shown in FIGS. 19 and 20, the rotation angle around the Z axis is a yaw angle. Normally, the Z-axis is set in the vertical direction, but the horizontal direction is set so that the motion table M can be easily manufactured. Therefore, the side surface Ba orthogonal to the Z axis of the first rotating member B actually corresponds to the seat surface 2 ′ of the seat 10. When the rotation member B on the outermost peripheral side rotates the yaw angle around the Z axis, the second rotation member C and the third rotation member D on the inner peripheral side also rotate this yaw angle about the Z axis. To do. That is, the Y axis and the X axis are rotated by this angle from the directions shown in FIGS. The Y axis and X axis after this rotation are taken as Y ′ axis and X ′ axis. Although not shown, the pitch angle, the second rotating member B, and the third rotating member C are further rotated around the Y ′ axis. The X ′ axis after this rotation is taken as the X ″ axis. These are also not shown. FIG. 23C shows the posture of the motion table M taken at this time.
[0064]
19 and 20, the X axis, the Y axis, and the Z axis are in normal directions in a posture twisted by 90 degrees with respect to the horizontal line. However, the operations of the rotating members B, C, and D of the motion table M are in order of the rotating members D, C, and B in order of the roll angle φ, the pitch angle θ, the yaw angle ψ, and the rotation. The case where it makes it explain is demonstrated. That is, FIG. 21 shows that only the third rotating member D is moved to the drive motor m._ThreeA case is shown in which a rotation of the roll angle ψ about the axis X is performed by driving of. FIG. 22 shows a driving motor m around the axis Y by a pitch angle θ.₂FIG. 23 shows a case where the rotating member C is rotated by the driving of FIG.₁The case where the rotation member B is rotated by driving is shown.
[0065]
In FIG. 21, the invisible driving motor m_ThreeThe third rotation member D is rotated around the axis X by the driving of and the angle positions indicated by A, B, and C in FIG. That is, it is rotated by the roll angle φ. Next, as shown in FIG. 22, the second rotating member B is driven around the axis Y by the driving motor m.₂Is rotated by the pitch angle θ. As shown in FIGS. 22A, 22B and 22C, the rotating member B rotates together with the rotating member D to the pitch angle θ around the axis Y.
[0066]
Next, as shown in FIG.₁Thus, the first rotating member B rotates together with the first drive shaft g1 by the yaw angle ψ as indicated by A, B, and C. At this time, the second and third rotating members C and D are also rotated about the axis Z by the yaw angle ψ.
In the above description, the Euler angles are determined by rotating the rotating members around the Z-axis, Y-axis, and X-axis in this order. Of course, depending on the definition of the Euler angles, There is no need to do this, and the Z-axis, X-axis, Y-axis or X-axis, Y-axis, and Z-axis may be used in this order. However, in that case, the coordinate rotation matrix varies depending on the order. In the embodiment of the present invention, as described above, the angles around the respective axes in the order of the Z axis, the Y axis, and the X axis are defined as Euler angles. The method of giving the Euler angle output signal to the first, second, and third drive shafts g1, g2, and g3 may be determined by the definition of the Euler angle. The third rotation member D is equipped with a posture control unit 100A, to which an angular velocity sensor is attached, not shown. Therefore, an actual angular velocity signal is derived by the rotation of the first, second, and third drive shafts g1, g2, and g3, and is supplied to the PID control units 3a, 3b, and 3c in the adjustment unit 2. By converting the output of the angular velocity sensor by the calculation units 92, 94, and 96 of FIG. 16, it is possible to measure the Euler angle close to the actual Euler angle, and confirm whether or not the target Euler angle has been obtained. can do.
[0067]
As described above, the flying object is not the seat that actually flies in the sky or space, but is placed on the ground, but the attitude control unit can obtain exactly the same operation, so By the simulator in which this hardware is added to the simulator according to the embodiment, the attitude control action of the flying object according to the embodiment of the present invention can be proved more reliably.
[0068]
FIG. 24 is a block diagram of the main part of the flying object attitude control simulator according to the second embodiment of the present invention, but in the embodiment of the present invention, the flying object maintains a constant attitude when escaping. To be able to do that. An initial posture angle is set in the escape posture angle signal generation unit 101 ′. Euler initial posture angles φi, θi, and ψi, which are outputs of the signal generation unit 101 ′, are supplied to the PID control units 3a, 3b, and 3c. As other inputs, Euler angle output signals φ, θ, and ψ of the seat motion simulator 100C similar to those described above are supplied.
[0069]
In FIG. 16, since the initial posture angle, that is, Euler angles φi, θi, ψi at the time of escape is input as the initial quarteranion, the output φ, θ, ψ Is almost equal to the posture angles φi, θi, ψi at the time of escape. That is,
φ = φi ± △ φ
θ = θi ± △ θ
ψ = ψi ± △ ψ
Δφ, Δθ, and Δψ are very small and become zero in a steady state. Depending on the altitude Z, the aerodynamic calculation unit 84 sends the aerodynamic force_{x ,}af_y, Af_z  And am_x, Am_y, Am_z Therefore, the thrusts F1 to F4 are balanced so as not to generate a rotational moment due to aerodynamic force with respect to the seat 10, and F1 to F4 are generated. Due to this error, the outputs φ, θ, and ψ of the Euler posture angle calculation unit 96 have small deviations from the posture angles φi, θi, and ψi at the time of escape. There are also deviations due to changes in aerodynamics. As a result, the moments Mp, Mq, and Mr are generated from the PID control units 3a, 3b, and 3c so as to eliminate this deviation, thereby maintaining a constant posture angle when evacuating in the seat.
[0070]
On the other hand, in the motion table M, the drive motor m is adjusted according to the deviation from the posture angles φi, θi, ψi at the time of escape._{1 ,}m_{2 ,}m_ThreeIs supplied with electric power, and thereby the deviations from the initial Euler attitude angles φi, θi, ψi are set to zero. Therefore, it is proved that the initial posture angle is maintained by confirming that the motion table M is almost stationary. In the control for keeping the posture angle constant, the initial posture angle can be set to 0 degree, and the deviation from this is small, so that the integrated value of the output of the angular velocity sensor can be approximated to the Euler angle.
[0071]
As mentioned above, although embodiment of this invention was described, of course, this invention is not limited to these, A various deformation | transformation is possible based on the technical idea of this invention.
[0072]
For example, in the above embodiment, the number of pintle nozzles is four. However, depending on the shape of the seat and the position of the center of gravity, the effect of the present invention can be achieved with a smaller or larger number.
[0073]
In the above embodiment, 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 another function form as long as it is a function that continuously increases with respect to time at least within a predetermined time.
[0074]
  In the above embodiment, the above sine function is
    φ = 0.5 × δφ × [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.₀  But generally,
    φ = 0.5 × δφ × [sin (πt / a−π / 2) +1] + φ_i(Φ in a second)₀It becomes. )
In the above embodiment, the angle to be rotated is changed by the sine function. However, in the second embodiment of the present invention, the angular velocity of the angle to be rotated is changed by the sine function instead. ing.
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
    sinφ
    cosθ
    cosφ
[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
  In this modification, the change start to the target angle is smoother. Therefore, the control becomes more stable.
[0075]
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.
[0076]
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.
[0077]
In the above embodiment, there is one propulsion rocket R, and four pintle nozzles are attached to it. However, the number of propulsion rockets R is not limited to one, and two or more propulsion rockets R can be used. is there. In this case, what is necessary is just to comprise said 100B as a thrust rocket simulator part according to the number.
[0078]
In the above modification, δφ × [sin (2πt−π / 2) +1] is used as the function gφ (t), but generally 0 ≦ t ≦ predetermined time is positive and t = 0. T = zero at a predetermined time and has a maximum value and is a function gφ (t) that is zero after the predetermined time (the same applies to other Euler angles), and can be applied to the present 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.
【The invention's effect】
According to the flying object posture control simulator of the present invention, it is proved that the target posture angle of the flying object can be obtained quickly without actually performing an experiment using an emergency escape seat or a thrust control motor. Or it is proved that the attitude angle at the time of escape is kept constant.
[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. B shows the case where a positive 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 schematic perspective view showing a flight trajectory of an emergency escape seat that is escaped from an airplane and subjected to attitude control.
FIG. 12 is a block diagram of a pseudo flying object attitude control simulator according to an embodiment of the present invention;
13 is a block diagram illustrating the relationship between the main part of FIG. 8 and the relationship between the attitude control unit and each simulator unit in FIG. 12;
FIG. 14 is a block diagram showing a relationship between a posture control unit and a thrust control motor simulator unit.
FIG. 15 is a block diagram of a thrust control motor simulator section in the simulator.
FIG. 16 is a block diagram of a seat motion simulator.
FIG. 17 is a block diagram showing details of the quota anion calculation unit in FIG. 16;
18 is a block diagram used for aerodynamic calculation in FIG. 16;
FIG. 19 is a perspective view of a motion table or pseudo-flying body that is selectively used in a seat motion simulator.
20 is a perspective view schematically showing FIG. 19. FIG.
FIG. 21 is a diagram illustrating the action of the pseudo-flying body, and is a perspective view illustrating the movement of the third rotating member among the first to third rotating members in order of A, B, and C;
FIG. 22 is a perspective view showing a state in which the second rotating member rotates in the order of A to C.
FIG. 23 is a perspective view showing a state in which the first rotating member is sequentially rotated in the order of A to C;
FIG. 24 is a block diagram of a main part of a flying object attitude angle control simulator according to a second embodiment of the present invention;
FIG. 25 is a chart illustrating the definition of quaternions.
[Explanation of symbols]
1 Flight attitude control signal generator
1 'escape posture angle signal generator
100A attitude control unit
100B Thrust control motor simulator
100C seat exercise simulator
M motion table

Claims (23)

A pseudo-aircraft attitude control unit, a thrust control motor simulator that generates thrust for changing the attitude of the pseudo-aircraft, and a thrust signal from the thrust control motor simulator, A simulation simulator for simulating a flying object, the attitude control unit (a) initial Euler angles φ _i , θ _i , ψ _{i of} roll, pitch and yaw and target Euler angles φ ₀ , θ ₀ , ψ An input signal generator for generating each input signal of ₀ ;
(B) a calculation unit for calculating 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 A function setting unit for setting (t), fθ (t), and fψ (t);
(D) Relationship between angular velocities p, q, r and Euler angular velocities with respect to coordinates X, Y, Z fixed to the pseudo-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 A command signal generator that sets p, q, and r obtained by substituting for dφ / dt, dθ / dt, and dψ / dt to command angular velocities p-cmd, q-cmd, and r-cmd, respectively.
(E) the擬飛of the angular velocity sensor or the motion simulator portion attached to Shokarada擬角velocity output signal p _d, q _d, a signal input unit for receiving a r _d,
(F) a deviation calculating unit for obtaining a deviation between the p-cmd, q-cmd, r-cmd and the angular velocity output signals p _d , q _d , r _d ;
(G) A pintle for adjusting the opening areas of a plurality of pseudo-pintle nozzles of the thrust control unit motor simulator unit in order to obtain a roll moment, a pitch moment, and a yaw moment as necessary operation amounts from the deviations. And a pintle position signal generating section for generating position signals Xp-cmd1 to 4 so as to obtain the target Euler angles φ ₀ , θ ₀ , and ψ ₀ in a simulated manner. Simulator. 2. The flying object attitude control simulator 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 simulator according to claim 1, wherein the flying object attitude control simulator is a flying object attitude control simulator. A pseudo-aircraft attitude control unit, a thrust control motor simulator that generates thrust for changing the attitude of the pseudo-aircraft, and a thrust signal from the thrust control motor simulator, A simulation simulator for simulating a flying object, the attitude control unit (a) initial Euler angles φ _i , θ _i , ψ _{i of} roll, pitch and yaw And an input signal generator that generates input signals of the target Euler angles φ ₀ , θ ₀ , ψ ₀ ,
(B) The initial Euler angles φ _i , θ _i , ψ _i And a calculation unit for calculating differences δφ, δθ, δψ between 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 function setting unit for 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 pseudo-flying object.

Gφ (t), gθ (t), gψ (t) , (∫gφ (t) dt + φ _i ) , (∫gθ (t) dt + θ _i ) , (∫gψ (t) dt + ψ _i ) Command signal generation in which p, q, and r obtained by substituting dφ / dt, dθ / dt, dψ / dt and φ, θ, ψ are command angular velocities p-cmd, q-cmd, and r-cmd, respectively. And
(E) the擬飛Shokarada angular velocity output signal or the motion simulator of the angular velocity sensor attached to擬角velocity output signal p _d, q _d, a signal input unit for receiving a r _d,
(F) a deviation calculating unit for obtaining a deviation between the p-cmd, q-cmd, r-cmd and the angular velocity output signals p _d , q _d , r _d ;
(G) A pintle position for adjusting an opening area of a plurality of pseudo-pintle nozzles of the thrust control motor simulator unit in order to obtain a roll moment, a pitch moment, and a yaw moment as necessary operation amounts from the deviations. And a pintle position signal generating section for generating signals Xp-cmd1 to 4 to simulate the target Euler angles φ ₀ , θ ₀ , and ψ _0. . 5. The flying object attitude control simulator according to claim 4, wherein the target Euler angles φ ₀ , θ ₀ , and ψ ₀ are obtained at the same 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]
6. The flying object attitude control simulator according to claim 4, wherein the flying object attitude control simulator is zero after the predetermined time.  The pseudo-flying body includes a gantry disposed on the ground, a first drive shaft rotatably supported on the gantry, a first rotating member fixed to one end of the first drive shaft, A first driving motor for driving the first driving shaft; a second rotating member disposed inward of the first rotating member; and one end fixed to the second rotating member and the other end And a second drive shaft that is rotatably supported by the first rotation member, a second drive motor that drives the second drive shaft, and an inner portion of the second rotation member. The third rotation member, one end portion is fixed to the third rotation member, the other end portion is rotatably supported by the second rotation member, and the third drive shaft is connected to the third rotation member. A first driving motor for driving, and the first, second and third driving motors respectively receive Euler angle output signals ψ (t), θ (t) and φ (t) of the motion simulator section. , The first, second, and third drive shafts are rotated so that these angles ψ (t), θ (t), and φ (t) respectively, and the attitude control unit is attached to the third rotating member. The flying body attitude control simulator according to claim 1, further comprising an angular velocity sensor attached thereto.  The thrust control motor simulator unit calculates a combustion chamber pressure PC, supplies the calculation result to the pintle position signal generation unit of the attitude control unit, derives a pressure deviation from a set pressure, and based on the pressure deviation, 8. The flying object attitude control simulator according to claim 1, wherein the pintle position signals Xp-cmd1 to 4 are corrected. The thrust control motor simulator receives the pintle position signal Xp-cmd1~4, calculates the nozzle throat area, from the calculation result, to derive the supply thrust F1~F4 the motion simula- regulator portion The flying object attitude control simulator according to claim 1, wherein the flying object attitude control simulator is provided.  An angular acceleration is calculated from the moment of inertia I of the pseudo flying object and the thrusts F1 to F4, and the calculation result is integrated to derive the angular velocity output signal of the pseudo flying object. The flying object attitude control simulator according to claim 1.  11. The flying object attitude control simulator according to claim 1, wherein the Euler angle signal is derived from the angular velocity output signal, a quarteranion matrix, and a direction cosine matrix.  12. The flying object attitude control simulator according to claim 1, wherein the flying object is an emergency escape seat.  The flying object attitude control simulator according to any one of claims 1 to 12, wherein a priority order is determined for determination of each moment.  The flying object attitude control simulator according to claim 1, wherein PID control is performed in order to obtain an operation amount from the angular velocity deviation. The pseudo flying object attitude control unit, a thrust control motor simulator unit that generates thrust for maintaining the attitude of the pseudo flying object constant, and a thrust signal from the thrust control motor simulator unit, the pseudo flying object motion And a motion simulator unit for simulating a flying object that simulates the following: (a) an input signal generator that generates input signals for initial Euler angles φ _i , θ _i , and ψ _i of (a) roll, pitch, and yaw And
(B) a signal input unit that receives an integral output signal of an angular velocity sensor attached to the pseudo-flying object or an Euler angle output signal φ, θ, ψ of the motion simulator unit;
(C) The initial Euler angles φ _i , θ _i , ψ _i and the integrated output signal or Euler angle output signal φ , Θ , Ψ A deviation calculation unit for obtaining a deviation from
(D) A pintle position for adjusting an opening area of a plurality of pseudo-pintle nozzles of the thrust control motor simulator unit in order to obtain a roll moment, a pitch moment, and a yaw moment as necessary operation amounts from the deviations. A flying object attitude control simulator comprising a pintle position signal generating unit for generating signals Xp-cmd1 to Xp-cmd4, and maintaining the initial Euler angle constant. The pseudo-flying body includes a gantry disposed on the ground, a first drive shaft rotatably supported on the gantry, a first rotating member fixed to one end of the first drive shaft, A first driving motor for driving the first driving shaft; a second rotating member disposed inward of the first rotating member; and one end fixed to the second rotating member and the other end And a second drive shaft that is rotatably supported by the first rotation member, a second drive motor that drives the second drive shaft, and an inner portion of the second rotation member. The third rotation member, one end portion is fixed to the third rotation member, the other end portion is rotatably supported by the second rotation member, and the third drive shaft is connected to the third rotation member. A first driving motor for driving, and the first, second and third driving motors respectively receive Euler angle output signals ψ (t), θ (t) and φ (t) of the motion simulator section. , The first, second, and third drive shafts are respectively rotated so as to have the initial Euler angles φ _i , θ _i , and ψ _i , the attitude control unit is attached to the third rotating member, and the 16. The flying object attitude control simulator according to claim 15, further comprising an angular velocity sensor.  The thrust control motor simulator unit calculates a combustion chamber pressure PC, supplies the calculation result to the pintle position signal generation unit of the attitude control unit, derives a pressure deviation from a set pressure, and based on the pressure deviation, The flying object attitude control simulator according to claim 15 or 16, wherein the pintle position signals Xp-cmd1 to Xp-cmd4 are corrected.  The thrust control motor simulator unit receives the pintle position signals Xp-cmd1 to Xp-cmd4, calculates a nozzle throat area, and derives thrusts F1 to F4 to be supplied to the motion oscillator unit from the calculation result. 18. The flying object attitude control simulator according to claim 15, wherein the flying object attitude control simulator is provided.  An angular acceleration is calculated from the moment of inertia I of the pseudo flying object and the thrusts F1 to F4, and the calculation result is integrated to derive the angular velocity output signal of the pseudo flying object. The flying object attitude control simulator according to claim 15.  20. The flying object attitude control simulator according to claim 15, wherein the Euler angle output signal is derived from the angular velocity output signal, a quarteranion matrix, and a direction cosine matrix.  21. The flying object attitude control simulator according to claim 15, wherein the flying object is an emergency escape seat.  The flying object attitude control simulator according to any one of claims 15 to 21, wherein a priority order is determined for determination of each moment. PID control is performed to obtain an operation amount for maintaining a constant posture from a deviation between the initial Euler angles φ _i , θ _i , ψ _i and the integral output signal or the Euler angle output signals φ, θ, ψ. The flying object attitude control simulator according to claim 15, wherein the flying object attitude control simulator is performed.

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