著者

今度 史昭

出版者

公益社団法人 計測自動制御学会

雑誌

計測と制御 (ISSN:04534662)

巻号頁・発行日

vol.24, no.5, pp.417-423, 1985-05-10 (Released:2009-11-26)

参考文献数

17

著者

今度 史昭

出版者

公益社団法人 計測自動制御学会

雑誌

計測と制御 (ISSN:04534662)

巻号頁・発行日

vol.24, no.5, pp.417-423, 1985

被引用文献数

3

著者

今度 史昭

出版者

公益社団法人 計測自動制御学会

雑誌

計測と制御 (ISSN:04534662)

巻号頁・発行日

vol.43, no.12, pp.998-1004, 2004-12-10 (Released:2009-11-26)

参考文献数

8

著者

黒田 健 今度 史昭

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空宇宙学会論文集 (ISSN:13446460)

巻号頁・発行日

vol.56, no.653, pp.256-261, 2008 (Released:2008-07-01)

参考文献数

5

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Optimal aircraft maneuver against two missiles are studied. In this paper, the problem is formulated as a nonlinear optimal control problem and solved by the steepest ascent method. In order to maximize the miss distance against two missiles simultaneously, a special type of criterion function is employed by introducing a window function. Some examples obtained by our method show reasonable aircraft optimal controls, and verify the validity of our method. Our method will be applied to pursuit-evasion and collision avoidance problems with multi-vehicles.

著者

今度 史昭 平家 祐貴 木下 拓也

出版者

一般社団法人 日本航空宇宙学会

雑誌

日本航空宇宙学会論文集 = Journal of the Japan Society for Aeronautical and Space Sciences (ISSN:13446460)

巻号頁・発行日

vol.57, no.670, pp.437-444, 2009-11-05

参考文献数

4

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A new point mass model of the air vehicle has been developed in our laboratory. This model employs angle-of-attack, side slip angle, bank angle and thrust, as four control variables. The existent three control variables point mass model cannot introduce the winds and active side slip angle control, while this new model can introduce them. This paper explains about the model at first. The model is applied to the YF-16 aircraft and simulations are conducted for two maneuvers as typical examples, which show the effectiveness and the preciseness of this model.

著者

今度 史昭

出版者

一般社団法人電子情報通信学会

雑誌

電子情報通信学会技術研究報告. SANE, 宇宙・航行エレクトロニクス (ISSN:09135685)

巻号頁・発行日

vol.101, no.272, pp.55-61, 2001-08-24

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超高速宇宙飛行物体の軌道推定の一手法を提案し, 研究を行った。この手法は3つの段階よりなる。第1段階は目標がロケットなどのようにエンジンを活動させて推進している段階で, この段階については目標に質点モデルを用いて, 拡張型カルマンフィルタにより推定を行う。第2段階は目標が宇宙空間に突入してしまっており, 基本的に観測できない場合で, この段階においてはやはり目標には質点モデルを用い, 共分散誤差伝播解析によりその存在する範囲の確率分布を計算する。目標が大気中に再突入した後は6自由度剛体モデルを用い, モンテカルロシミュレーションを用いてその軌道と誤差範囲を推定する。これら3つの段階を組み合わせることにより目標の軌道推定とその軌道からの分散の定量的推定, また目標の落下範囲に関する詳細な情報を得ることができる。