JPH04324098A - 戦闘機シミュレータの目標機姿勢模擬方法 - Google Patents
戦闘機シミュレータの目標機姿勢模擬方法Info
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- JPH04324098A JPH04324098A JP11652591A JP11652591A JPH04324098A JP H04324098 A JPH04324098 A JP H04324098A JP 11652591 A JP11652591 A JP 11652591A JP 11652591 A JP11652591 A JP 11652591A JP H04324098 A JPH04324098 A JP H04324098A
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Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【産業上の利用分野】この発明は、戦闘機シミュレータ
の自動機動を行なう３自由度モデルの目標機に対するバ
ンク角の簡易制御方法に関するものである。 【０００２】 【従来の技術】戦闘機シミュレータの目標機姿勢模擬制
御は、その結果を例えば目標戦闘機の機影を画像表示さ
せ、被訓練者が搭乗する自機の運動により相対的に変化
する目標機の姿勢変化を見て、目標機がどのような運動
をするかの予測をさせ、それに対する反応の仕方を評価
するために用いられる。従来、目標機の姿勢は、６自由
度モデルの場合、例えば次のような複雑な運動方程式を
解いた結果算出される。 【０００３】 ｍ（ｄＵ／ｄｔ＋ＱＷ−ＲＶ）＝−ｍｇｓｉｎθ＋
Ｘａ …（１） 【０００４】 ｍ（ｄＶ／ｄｔ＋ＲＵ−ＰＷ）＝ ｍｇｃｏｓθ
ｓｉｎφ＋Ｙａ …（２）【０００５】 ｍ（ｄＷ／ｄｔ＋ＰＶ−ＱＵ）＝ ｍｇｃｏｓθ
ｃｏｓφ＋Ｚａ …（３） 【０００６】 ＩＸＸｄＰ／ｄｔ−ＩＸＸｄＲ／ｄｔ＋（ＩＺＺ−
ＩＹＹ）ＱＲ−ＩＸＺＰＱ＝Ｌ
…（４） 【０００７】 ＩＹＹｄＱ／ｄｔ＋（ＩＸＸ−ＩＺＺ）ＲＰ＋ＩＸ
Ｚ（Ｐ２−Ｒ２）＝Ｍ …（５） 【０００８
】 −ＩＸＺｄＰ／ｄｔ＋ＩＺＺｄＲ／ｄｔ＋（ＩＹＹ
−ＩＸＸ）ＰＱ＋ＩＸＺＱＲ＝Ｎ
…（６） 【０００９】 ｄφ／ｄｔ＝Ｐ＋Ｑｓｉｎφｔａｎθ＋Ｒｃｏｓφ
ｔａｎθ …（７） 【００１０】 ｄθ／ｄｔ＝Ｑｃｏｓφ−Ｒｓｉｎφ
…（８）
【００１１】 ｄψ／ｄｔ＝Ｑｓｉｎφｓｅｃθ＋Ｒｃｏｓφｓｅ
ｃθ …（９） 【００１２】こ
こで、Ｘａ，Ｙａ，Ｚａ；機体に働く空気力および推力
、ｍ；質量、Ｕ，Ｖ，Ｗ；機体速度、Ｐ，Ｑ，Ｒ；機体
角速度、φ，θ，ψ；オイラー角、Ｌ，Ｍ，Ｎ；モーメ
ント、ＩＸＸ等；慣性能率である。 【００１３】これらの式を解き、機体速度Ｕ，Ｖ，Ｗお
よび角速度Ｐ，Ｑ，Ｒを算出する。さらに、座標変換お
よび積分を行ない、ｘ，ｙ，ｚ，φ，θ，ψを算出する
。 【００１４】上記のような複雑な運動方程式を解くので
あるが、同時に多数の目標機が存在する場合は、この６
自由度モデルの運動方程式を全目標機に対して解くこと
は、計算機処理能力に大きな負荷になってしまう。 【００１５】 【発明が解決しようとする課題】この発明が解決しよう
とする課題は、目標機の姿勢は評価対象でないことから
、目標機を３自由度モデルとして簡略にしその姿勢を簡
易に制御する方法を提供することにある。 【００１６】 【課題を解決するための手段】本発明に係る戦闘機シミ
ュレータの目標機姿勢模擬方法は、戦闘機シミュレータ
において自機に対して目標機の姿勢を制御する際に、目
標機の速度変化ｄＶＴ／ｄｔ、ヨーレートｄψ／ｄｔお
よびピッチレートｄθ／ｄｔを算出する第１の過程と、
前記速度変化、ヨーレートおよびピッチレートを積分し
て速度Ｖ、ヨー角ψ、ピッチ角θを算出する第２の過程
と、前記ヨーレートｄψ／ｄｔと速度Ｖとの積から水平
面内の機動ＧＹと前記ピッチレートｄθ／ｄｔと速度Ｖ
との積から垂直面内の機動ＧＺとを計算する第３の過程
と、重力加速度をｇ、質量をｍとしてバンク角φ＝ｔａ
ｎ−１（ＧＹ／（ＧＺ＋ｍｇｃｏｓθ））を算出する第
４の過程とから目標機のバンク角を制御することを特徴
とするものである。 【００１７】 【作用】目標機の運動モデルとして速度、ヘディング、
ピッチングからなる３自由度で定義し、機動経路から逆
算して目標機のバンク角を決定する。 【００１８】 【実施例】以下、この発明の一実施例を図について説明
する。図２のような３自由度モデルがあるとき、これに
Ｘ軸まわりのロール運動を与える方法として、図１のよ
うな制御フロー図に基づいて、飛行経路変化すなわちヨ
ー・レート、ピッチ・レートおよび速度からバンク角を
決定するものである。 【００１９】ステップ１（Ｐ１）では、３自由度運動方
程式によりｄＶＴ／ｄｔ，ｄψ／ｄｔ，ｄθ／ｄｔを算
出する。ここで、今回用いた３自由度簡易運動方程式は
、次式で表わされる。 【００２０】 ｄＶＴ／ｄｔ＝（１／ｍＴ）（ＴＴ−ＤＴ−ｍＴｇ
ｓｉｎγ） …（１０） 【００２１】 ｄψ／ｄｔ＝（ＧＭＡＸ／ＶＴ）
…
（１１） 【００２２】 ｄθ／ｄｔ＝（ＧＭＡＸ／ＶＴ）
…
（１２） 【００２３】ここで、出力において、ｄＶ
Ｔ／ｄｔ：目標機に生じた加速度、ｄψ／ｄｔ：目標機
のヨー・レート、ｄθ／ｄｔ：目標機のピッチ・レート
であり、入力において、ｍＴ：目標機の質量、ＴＴ：目
標機の推力、ＤＴ：目標機の抗力、ｇ：重力加速度、γ
：目標機経路角、ＧＭＡＸ：目標機許容荷重（最大Ｇ）
、ＶＴ：目標機速度である。 【００２４】上記（１１）式、（１２）式は直接オイラ
ー角のレートを算出するものであり、（１１）式は飛行
させたい方向に対し左右（±）を制御し、（１２）式は
飛行させたい方向に対し上下（±）を制御するものであ
る。 【００２５】ステップ２（Ｐ２）で、ｄＶＴ／ｄｔ，ｄ
ψ／ｄｔ，ｄθ／ｄｔに対する積分処理、 ＶＴ＝∫
（ｄＶＴ／ｄｔ）ｄｔ
…（１３） 【
００２６】 ψ＝∫（ｄψ／ｄｔ）ｄｔ
…（
１４） 【００２７】 θ＝∫（ｄθ／ｄｔ）ｄｔ
…（
１５） 【００２８】を行なう。ただし、３自由度モ
デルのためγ＝θである。 【００２９】ステップ３（Ｐ３）で、水平面内の機動Ｇ
をＧＹ、垂直面内の機動ＧをＧＺとして、【００３０】 ＧＹ＝ｍ＊（（ｄψ／ｄｔ）＊ＶＴ）
…（１６）
【００３１】 ＧＺ＝ｍ＊（（ｄθ／ｄｔ）＊ＶＴ）
…（１７）
【００３２】の計算をする。ここで、ｍは目標機体
の質量である。 【００３３】ステップ４（Ｐ４）で、バンク角φを次の
ように算出する。 【００３４】φ＝ｔａｎ−１（ＧＹ／（ＧＺ＋ｍｇｃｏ
ｓθ））【００３５】図３は本発明を実施する機能ブロ
ック図である。目標機制御コマンド発生制御手段３１で
ｄψ／ｄｔ，ｄθ／ｄｔを得ておく。目標機運動制御手
段３２でＶＴを算出する。目標機姿勢角演算手段３３で
は、これらｄψ／ｄｔ， ｄθ／ｄｔとＶＴとで、θ
，φ，ψを算出して、これを模擬視界装置３４に出力す
る。模擬視界装置３４では入力にしたがって目標機の動
きを表示する。 【００３６】 【発明の効果】以上のように、この発明によれば、３自
由度モデルでありながら、ほとんど計算機に負荷を与え
ず、ψ，θ，φの各姿勢角を算出できる。
の自動機動を行なう３自由度モデルの目標機に対するバ
ンク角の簡易制御方法に関するものである。 【０００２】 【従来の技術】戦闘機シミュレータの目標機姿勢模擬制
御は、その結果を例えば目標戦闘機の機影を画像表示さ
せ、被訓練者が搭乗する自機の運動により相対的に変化
する目標機の姿勢変化を見て、目標機がどのような運動
をするかの予測をさせ、それに対する反応の仕方を評価
するために用いられる。従来、目標機の姿勢は、６自由
度モデルの場合、例えば次のような複雑な運動方程式を
解いた結果算出される。 【０００３】 ｍ（ｄＵ／ｄｔ＋ＱＷ−ＲＶ）＝−ｍｇｓｉｎθ＋
Ｘａ …（１） 【０００４】 ｍ（ｄＶ／ｄｔ＋ＲＵ−ＰＷ）＝ ｍｇｃｏｓθ
ｓｉｎφ＋Ｙａ …（２）【０００５】 ｍ（ｄＷ／ｄｔ＋ＰＶ−ＱＵ）＝ ｍｇｃｏｓθ
ｃｏｓφ＋Ｚａ …（３） 【０００６】 ＩＸＸｄＰ／ｄｔ−ＩＸＸｄＲ／ｄｔ＋（ＩＺＺ−
ＩＹＹ）ＱＲ−ＩＸＺＰＱ＝Ｌ
…（４） 【０００７】 ＩＹＹｄＱ／ｄｔ＋（ＩＸＸ−ＩＺＺ）ＲＰ＋ＩＸ
Ｚ（Ｐ２−Ｒ２）＝Ｍ …（５） 【０００８
】 −ＩＸＺｄＰ／ｄｔ＋ＩＺＺｄＲ／ｄｔ＋（ＩＹＹ
−ＩＸＸ）ＰＱ＋ＩＸＺＱＲ＝Ｎ
…（６） 【０００９】 ｄφ／ｄｔ＝Ｐ＋Ｑｓｉｎφｔａｎθ＋Ｒｃｏｓφ
ｔａｎθ …（７） 【００１０】 ｄθ／ｄｔ＝Ｑｃｏｓφ−Ｒｓｉｎφ
…（８）
【００１１】 ｄψ／ｄｔ＝Ｑｓｉｎφｓｅｃθ＋Ｒｃｏｓφｓｅ
ｃθ …（９） 【００１２】こ
こで、Ｘａ，Ｙａ，Ｚａ；機体に働く空気力および推力
、ｍ；質量、Ｕ，Ｖ，Ｗ；機体速度、Ｐ，Ｑ，Ｒ；機体
角速度、φ，θ，ψ；オイラー角、Ｌ，Ｍ，Ｎ；モーメ
ント、ＩＸＸ等；慣性能率である。 【００１３】これらの式を解き、機体速度Ｕ，Ｖ，Ｗお
よび角速度Ｐ，Ｑ，Ｒを算出する。さらに、座標変換お
よび積分を行ない、ｘ，ｙ，ｚ，φ，θ，ψを算出する
。 【００１４】上記のような複雑な運動方程式を解くので
あるが、同時に多数の目標機が存在する場合は、この６
自由度モデルの運動方程式を全目標機に対して解くこと
は、計算機処理能力に大きな負荷になってしまう。 【００１５】 【発明が解決しようとする課題】この発明が解決しよう
とする課題は、目標機の姿勢は評価対象でないことから
、目標機を３自由度モデルとして簡略にしその姿勢を簡
易に制御する方法を提供することにある。 【００１６】 【課題を解決するための手段】本発明に係る戦闘機シミ
ュレータの目標機姿勢模擬方法は、戦闘機シミュレータ
において自機に対して目標機の姿勢を制御する際に、目
標機の速度変化ｄＶＴ／ｄｔ、ヨーレートｄψ／ｄｔお
よびピッチレートｄθ／ｄｔを算出する第１の過程と、
前記速度変化、ヨーレートおよびピッチレートを積分し
て速度Ｖ、ヨー角ψ、ピッチ角θを算出する第２の過程
と、前記ヨーレートｄψ／ｄｔと速度Ｖとの積から水平
面内の機動ＧＹと前記ピッチレートｄθ／ｄｔと速度Ｖ
との積から垂直面内の機動ＧＺとを計算する第３の過程
と、重力加速度をｇ、質量をｍとしてバンク角φ＝ｔａ
ｎ−１（ＧＹ／（ＧＺ＋ｍｇｃｏｓθ））を算出する第
４の過程とから目標機のバンク角を制御することを特徴
とするものである。 【００１７】 【作用】目標機の運動モデルとして速度、ヘディング、
ピッチングからなる３自由度で定義し、機動経路から逆
算して目標機のバンク角を決定する。 【００１８】 【実施例】以下、この発明の一実施例を図について説明
する。図２のような３自由度モデルがあるとき、これに
Ｘ軸まわりのロール運動を与える方法として、図１のよ
うな制御フロー図に基づいて、飛行経路変化すなわちヨ
ー・レート、ピッチ・レートおよび速度からバンク角を
決定するものである。 【００１９】ステップ１（Ｐ１）では、３自由度運動方
程式によりｄＶＴ／ｄｔ，ｄψ／ｄｔ，ｄθ／ｄｔを算
出する。ここで、今回用いた３自由度簡易運動方程式は
、次式で表わされる。 【００２０】 ｄＶＴ／ｄｔ＝（１／ｍＴ）（ＴＴ−ＤＴ−ｍＴｇ
ｓｉｎγ） …（１０） 【００２１】 ｄψ／ｄｔ＝（ＧＭＡＸ／ＶＴ）
…
（１１） 【００２２】 ｄθ／ｄｔ＝（ＧＭＡＸ／ＶＴ）
…
（１２） 【００２３】ここで、出力において、ｄＶ
Ｔ／ｄｔ：目標機に生じた加速度、ｄψ／ｄｔ：目標機
のヨー・レート、ｄθ／ｄｔ：目標機のピッチ・レート
であり、入力において、ｍＴ：目標機の質量、ＴＴ：目
標機の推力、ＤＴ：目標機の抗力、ｇ：重力加速度、γ
：目標機経路角、ＧＭＡＸ：目標機許容荷重（最大Ｇ）
、ＶＴ：目標機速度である。 【００２４】上記（１１）式、（１２）式は直接オイラ
ー角のレートを算出するものであり、（１１）式は飛行
させたい方向に対し左右（±）を制御し、（１２）式は
飛行させたい方向に対し上下（±）を制御するものであ
る。 【００２５】ステップ２（Ｐ２）で、ｄＶＴ／ｄｔ，ｄ
ψ／ｄｔ，ｄθ／ｄｔに対する積分処理、 ＶＴ＝∫
（ｄＶＴ／ｄｔ）ｄｔ
…（１３） 【
００２６】 ψ＝∫（ｄψ／ｄｔ）ｄｔ
…（
１４） 【００２７】 θ＝∫（ｄθ／ｄｔ）ｄｔ
…（
１５） 【００２８】を行なう。ただし、３自由度モ
デルのためγ＝θである。 【００２９】ステップ３（Ｐ３）で、水平面内の機動Ｇ
をＧＹ、垂直面内の機動ＧをＧＺとして、【００３０】 ＧＹ＝ｍ＊（（ｄψ／ｄｔ）＊ＶＴ）
…（１６）
【００３１】 ＧＺ＝ｍ＊（（ｄθ／ｄｔ）＊ＶＴ）
…（１７）
【００３２】の計算をする。ここで、ｍは目標機体
の質量である。 【００３３】ステップ４（Ｐ４）で、バンク角φを次の
ように算出する。 【００３４】φ＝ｔａｎ−１（ＧＹ／（ＧＺ＋ｍｇｃｏ
ｓθ））【００３５】図３は本発明を実施する機能ブロ
ック図である。目標機制御コマンド発生制御手段３１で
ｄψ／ｄｔ，ｄθ／ｄｔを得ておく。目標機運動制御手
段３２でＶＴを算出する。目標機姿勢角演算手段３３で
は、これらｄψ／ｄｔ， ｄθ／ｄｔとＶＴとで、θ
，φ，ψを算出して、これを模擬視界装置３４に出力す
る。模擬視界装置３４では入力にしたがって目標機の動
きを表示する。 【００３６】 【発明の効果】以上のように、この発明によれば、３自
由度モデルでありながら、ほとんど計算機に負荷を与え
ず、ψ，θ，φの各姿勢角を算出できる。
【図１】一実施例の制御フロー図である。
【図２】３自由度モデルを説明する図である。
【図３】本発明を実施する機能ブロック図である。
Claims (1)
- 【請求項１】 自機に対して目標機の姿勢を制御する
戦闘機シミュレータの目標機姿勢模擬方法であって、目
標機の速度変化ｄＶ／ｄｔ、ヨーレートｄψ／ｄｔおよ
びピッチレートｄθ／ｄｔを算出する第１の過程と、前
記速度変化、ヨーレートおよびピッチレートを積分して
速度Ｖ、ヨー角ψ、ピッチ角θを算出する第２の過程と
、前記ヨーレートｄψ／ｄｔと速度Ｖとの積から水平面
内の機動ＧＹと前記ピッチレートｄθ／ｄｔと速度Ｖと
の積から垂直面内の機動ＧＺとを計算する第３の過程と
、重力加速度をｇ、質量をｍとしてバンク角φ＝ｔａｎ
−１（ＧＹ／（ＧＺ＋ｍｇｃｏｓθ））を算出する第４
の過程とから目標機のバンク角を制御することを特徴と
する戦闘機シミュレータの目標機姿勢模擬方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11652591A JPH04324098A (ja) | 1991-04-22 | 1991-04-22 | 戦闘機シミュレータの目標機姿勢模擬方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11652591A JPH04324098A (ja) | 1991-04-22 | 1991-04-22 | 戦闘機シミュレータの目標機姿勢模擬方法 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04324098A true JPH04324098A (ja) | 1992-11-13 |
Family
ID=14689290
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP11652591A Pending JPH04324098A (ja) | 1991-04-22 | 1991-04-22 | 戦闘機シミュレータの目標機姿勢模擬方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH04324098A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| LT4360B (lt) | 1996-07-18 | 1998-07-27 | Bendra Lietuvos Ir Jav �Mon� "Kraft Jakobs Suchard Lietuva" | Būdas kakavos masei sterilizuoti |
| LT5387B (lt) | 2005-02-03 | 2006-12-27 | Steponas Kazimieras DŽIUGYS | Būdas kakavos pupelėms sterilizuoti |
-
1991
- 1991-04-22 JP JP11652591A patent/JPH04324098A/ja active Pending
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| LT4360B (lt) | 1996-07-18 | 1998-07-27 | Bendra Lietuvos Ir Jav �Mon� "Kraft Jakobs Suchard Lietuva" | Būdas kakavos masei sterilizuoti |
| LT5387B (lt) | 2005-02-03 | 2006-12-27 | Steponas Kazimieras DŽIUGYS | Būdas kakavos pupelėms sterilizuoti |
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