JP2000055591A - 飛しょう体の制御装置 - Google Patents
飛しょう体の制御装置Info
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- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims description 28
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 14
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- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
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- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 接近速度を検出できない赤外線画像シーカを
用いて比例航法計算を行うとともに、自由弾道飛しょう
より射程を延伸しかつロックオン確率を向上させる飛し
ょう体の制御装置を構成する。 【解決手段】 慣性航法装置１５で計算した誘導爆弾速
度ＶＭを接近速度の代わりとして航法計算部５での比例
航法計算に用いるとともに１Ｇ制御コマンド発生部１
７、０Ｇ制御コマンド発生部１８、Ｇコマンドパターン
データテーブル１９で１Ｇ指令、０Ｇ指令の出力を制御
すること、ロックオン姿勢角計算部２０でロックオン時
の姿勢を計算し、航法計算部５でその姿勢になるように
制御指令を出力する。
用いて比例航法計算を行うとともに、自由弾道飛しょう
より射程を延伸しかつロックオン確率を向上させる飛し
ょう体の制御装置を構成する。 【解決手段】 慣性航法装置１５で計算した誘導爆弾速
度ＶＭを接近速度の代わりとして航法計算部５での比例
航法計算に用いるとともに１Ｇ制御コマンド発生部１
７、０Ｇ制御コマンド発生部１８、Ｇコマンドパターン
データテーブル１９で１Ｇ指令、０Ｇ指令の出力を制御
すること、ロックオン姿勢角計算部２０でロックオン時
の姿勢を計算し、航法計算部５でその姿勢になるように
制御指令を出力する。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】この発明は、飛しょう体の航
法制御を行うために飛しょう体に搭載される制御装置に
関するものである。
法制御を行うために飛しょう体に搭載される制御装置に
関するものである。
【０００２】
【従来の技術】図７は、従来の飛しょう体の制御装置を
搭載し、自由弾道飛しょうにて目標艦船に対応している
様子を示した図である。図７において１は、飛しょう体
を発射するプラットフォームとなる母機であり、２は飛
しょう体である誘導爆弾であり、初中期誘導は０Ｇ制御
飛しょうを行い、ロックオンレンジに到達した時にシー
カが捜索し目標艦船にロックオンし誘導される。３は目
標艦船である。図８は従来の一般的な飛しょう体に搭載
される飛しょう体の制御装置のブロック図を示したもの
である。図において４のシーカは誘導信号ＳＩＧＰと接
近速度ＶＣを検出し５の航法計算部へ出力する。さらに
航法計算部は、数１に示す比例航法計算にしたがって加
速度指令ＡＭＣＰを計算し、１１のオートパイロット計
算部へ出力する。１１のオートパイロット計算部では、
加速度指令ＡＭＣＰに６の比例ゲインＣ０を乗じ、慣性
航法装置で検出した重力補正前加速度ａｍを差し引き、
さらに７の比例ゲインＣ１を乗じ、慣性航法装置で検出
したピッチレートｑを差引き、８の比例ゲインＣ２を乗
じ９の積分器を通してさらにピッチレートｑを差引き、
１０の比例ゲインＣ３を乗じることにより舵角指令ｄｅ
ｌｔｐを出力する。この舵角指令ｄｅｌｔｐは、１２の
操舵装置を通して舵角ｄｅｌｔとなり、１３の第１の機
体伝達関数を通してピッチレートｑとなる。また１４の
第２の機体伝達関数を通して重力補正前加速度ａｍとな
る。このピッチレートｑ及び重力補正前加速度ａｍは１
５の慣性航法装置で検出され１１のオートパイロット部
の中の６の比例ゲインＣ０の後と７の比例ゲインＣ１の
後と９の積分器の後にフィードバックされる。
搭載し、自由弾道飛しょうにて目標艦船に対応している
様子を示した図である。図７において１は、飛しょう体
を発射するプラットフォームとなる母機であり、２は飛
しょう体である誘導爆弾であり、初中期誘導は０Ｇ制御
飛しょうを行い、ロックオンレンジに到達した時にシー
カが捜索し目標艦船にロックオンし誘導される。３は目
標艦船である。図８は従来の一般的な飛しょう体に搭載
される飛しょう体の制御装置のブロック図を示したもの
である。図において４のシーカは誘導信号ＳＩＧＰと接
近速度ＶＣを検出し５の航法計算部へ出力する。さらに
航法計算部は、数１に示す比例航法計算にしたがって加
速度指令ＡＭＣＰを計算し、１１のオートパイロット計
算部へ出力する。１１のオートパイロット計算部では、
加速度指令ＡＭＣＰに６の比例ゲインＣ０を乗じ、慣性
航法装置で検出した重力補正前加速度ａｍを差し引き、
さらに７の比例ゲインＣ１を乗じ、慣性航法装置で検出
したピッチレートｑを差引き、８の比例ゲインＣ２を乗
じ９の積分器を通してさらにピッチレートｑを差引き、
１０の比例ゲインＣ３を乗じることにより舵角指令ｄｅ
ｌｔｐを出力する。この舵角指令ｄｅｌｔｐは、１２の
操舵装置を通して舵角ｄｅｌｔとなり、１３の第１の機
体伝達関数を通してピッチレートｑとなる。また１４の
第２の機体伝達関数を通して重力補正前加速度ａｍとな
る。このピッチレートｑ及び重力補正前加速度ａｍは１
５の慣性航法装置で検出され１１のオートパイロット部
の中の６の比例ゲインＣ０の後と７の比例ゲインＣ１の
後と９の積分器の後にフィードバックされる。
【０００３】
【数１】
【０００４】次に動作について説明する。従来の飛しょ
う体の制御装置は、上記のように構成されているから、
４のシーカは誘導信号ＳＩＧＰと接近速度ＶＣを検出
し、５の航法計算部は数１に示した比例航法計算に従っ
て加速度指令ＡＭＣＰを算出する。加速度指令ＡＭＣＰ
は１１のオートパイロット計算部に入力される。１１の
オートパイロット計算部では、加速度指令ＡＭＣＰに６
の比例ゲインＣ０を乗じ、１５の慣性航法装置で検出し
た重力補正前加速度ａｍを差し引き、さらに７の比例ゲ
インＣ１を乗じ、１５の慣性航法装置で検出したピッチ
レートｑを差引き、８の比例ゲインＣ２を乗じ９の積分
器を通してさらにピッチレートｑを差し引き、１０の比
例ゲインＣ３を乗じることにより舵角指令ｄｅｌｔｐを
計算する。この舵角指令ｄｅｌｔｐは、１２の操舵装置
を通して舵角ｄｅｌｔとなり、１３の第１の機体伝達関
数を通してピッチレートｑとなる。また１４の第２の機
体伝達関数を通して重力補正前加速度ａｍとなる。この
ピッチレートｑ及び重力補正前加速度ａｍは１５の慣性
航法装置で検出され、１１のオートパイロット計算部の
中の６の比例ゲインＣ０の後と７の比例ゲインＣ１の後
と９の積分器の後にフィードバックされる。
う体の制御装置は、上記のように構成されているから、
４のシーカは誘導信号ＳＩＧＰと接近速度ＶＣを検出
し、５の航法計算部は数１に示した比例航法計算に従っ
て加速度指令ＡＭＣＰを算出する。加速度指令ＡＭＣＰ
は１１のオートパイロット計算部に入力される。１１の
オートパイロット計算部では、加速度指令ＡＭＣＰに６
の比例ゲインＣ０を乗じ、１５の慣性航法装置で検出し
た重力補正前加速度ａｍを差し引き、さらに７の比例ゲ
インＣ１を乗じ、１５の慣性航法装置で検出したピッチ
レートｑを差引き、８の比例ゲインＣ２を乗じ９の積分
器を通してさらにピッチレートｑを差し引き、１０の比
例ゲインＣ３を乗じることにより舵角指令ｄｅｌｔｐを
計算する。この舵角指令ｄｅｌｔｐは、１２の操舵装置
を通して舵角ｄｅｌｔとなり、１３の第１の機体伝達関
数を通してピッチレートｑとなる。また１４の第２の機
体伝達関数を通して重力補正前加速度ａｍとなる。この
ピッチレートｑ及び重力補正前加速度ａｍは１５の慣性
航法装置で検出され、１１のオートパイロット計算部の
中の６の比例ゲインＣ０の後と７の比例ゲインＣ１の後
と９の積分器の後にフィードバックされる。
【０００５】
【発明が解決しようとする課題】上記のような従来の飛
しょう体の制御装置では、赤外線画像シーカを使用する
場合には、接近速度を検出できず比例航法計算を行えな
いという問題点があった。また０Ｇ制御のみの自由弾道
飛しょうでは射程が短いこと、ロックオン時の姿勢によ
っては視野角に入らないという問題点があった。
しょう体の制御装置では、赤外線画像シーカを使用する
場合には、接近速度を検出できず比例航法計算を行えな
いという問題点があった。また０Ｇ制御のみの自由弾道
飛しょうでは射程が短いこと、ロックオン時の姿勢によ
っては視野角に入らないという問題点があった。
【０００６】この発明は、かかる問題点を解決するため
になされたものであり、慣性航法装置で計算した誘導爆
弾速度ＶＭを接近速度ＶＣの代わりとして航法計算部で
の比例航法計算に用いることにより目標が艦船の場合に
は、比例航法と変わらない精度で誘導することができ
る。また１Ｇ制御コマンド発生部、０Ｇ制御コマンド発
生部、Ｇコマンドパターンデータテーブルで１Ｇ指令、
０Ｇ指令の出力を制御することで射程の延伸が可能にな
るとともに、ロックオン姿勢角計算部でロックオン時の
姿勢を計算し、航法計算部でその姿勢になるように０Ｇ
制御を行うことで姿勢を制御し、ロックオン確率を向上
させることができる。
になされたものであり、慣性航法装置で計算した誘導爆
弾速度ＶＭを接近速度ＶＣの代わりとして航法計算部で
の比例航法計算に用いることにより目標が艦船の場合に
は、比例航法と変わらない精度で誘導することができ
る。また１Ｇ制御コマンド発生部、０Ｇ制御コマンド発
生部、Ｇコマンドパターンデータテーブルで１Ｇ指令、
０Ｇ指令の出力を制御することで射程の延伸が可能にな
るとともに、ロックオン姿勢角計算部でロックオン時の
姿勢を計算し、航法計算部でその姿勢になるように０Ｇ
制御を行うことで姿勢を制御し、ロックオン確率を向上
させることができる。
【０００７】
【課題を解決するための手段】第１の発明による飛しょ
う体の制御装置は、１５の慣性航法装置で誘導爆弾速度
ＶＭを計算し、５の航法計算部で、赤外線画像シーカか
らの誘導信号ＳＩＧＰとともに数２に示した計算式で比
例航法計算を行うことにより、接近速度を検出すること
のできない赤外線画像シーカでも、比例航法計算を行う
ことが可能となる。
う体の制御装置は、１５の慣性航法装置で誘導爆弾速度
ＶＭを計算し、５の航法計算部で、赤外線画像シーカか
らの誘導信号ＳＩＧＰとともに数２に示した計算式で比
例航法計算を行うことにより、接近速度を検出すること
のできない赤外線画像シーカでも、比例航法計算を行う
ことが可能となる。
【０００８】
【数２】
【０００９】また、第２の発明による飛しょう体の制御
装置は、１７の１Ｇ制御コマンド発生部で１Ｇ指令ｎＬ
１を航法計算部に入力し、１Ｇ制御することでレベル飛
しょうを行うことが可能となり、その後自由弾道飛しょ
うさせることで射程の延伸が可能となる。
装置は、１７の１Ｇ制御コマンド発生部で１Ｇ指令ｎＬ
１を航法計算部に入力し、１Ｇ制御することでレベル飛
しょうを行うことが可能となり、その後自由弾道飛しょ
うさせることで射程の延伸が可能となる。
【００１０】また、第３の発明による飛しょう体の制御
装置は、１９のＧコマンドパターンデータテーブルで０
Ｇ制御と１Ｇ制御を行う時間を設定し、１８の０Ｇ制御
コマンド発生部と１７の１Ｇ制御コマンド発生部から０
Ｇ指令、１Ｇ指令を５の航法計算部へ入力し、加速度指
令ＡＭＣＰとして１１のオートパイロット計算部へ出力
することで１Ｇ制御飛しょう、０Ｇ制御飛しょうを任意
の時間組み合わせ射程の延伸を図ることが可能となる。
特に図４に示したように低高度で速度が高い状態でのレ
ベル飛しょうは、射程延伸の効果が大きい。
装置は、１９のＧコマンドパターンデータテーブルで０
Ｇ制御と１Ｇ制御を行う時間を設定し、１８の０Ｇ制御
コマンド発生部と１７の１Ｇ制御コマンド発生部から０
Ｇ指令、１Ｇ指令を５の航法計算部へ入力し、加速度指
令ＡＭＣＰとして１１のオートパイロット計算部へ出力
することで１Ｇ制御飛しょう、０Ｇ制御飛しょうを任意
の時間組み合わせ射程の延伸を図ることが可能となる。
特に図４に示したように低高度で速度が高い状態でのレ
ベル飛しょうは、射程延伸の効果が大きい。
【００１１】また、第４の発明による飛しょう体の制御
装置は、２１の母機から目標の初期位置ＸＴ０、ＹＴ
０、ＺＴ０と１５の慣性航法装置からの誘導爆弾の位置
ＸＭ、ＹＭ、ＺＭを２０のロックオン姿勢角計算部へ入
力し、ロックオン姿勢角計算部で数３にしたがってロッ
クオン時の姿勢角θＭを計算し、５の航法計算部へ入力
することと、１９のＧコマンドパターンデータテーブル
で１Ｇ制御と０Ｇ制御を行う時間を計算し、１７の１Ｇ
制御コマンド発生部、１８の０Ｇ制御コマンド発生部で
１Ｇ指令ｎＬ１、０Ｇ指令ｎＬ０を５の航法計算部へ入
力し、加速度指令ＡＭＣＰとして１１のオートパイロッ
ト計算部へ入力することで射程を延伸し、その延伸した
射程のもとでロックオンするときの姿勢を制御しロック
オン確率を向上させることが可能となる。
装置は、２１の母機から目標の初期位置ＸＴ０、ＹＴ
０、ＺＴ０と１５の慣性航法装置からの誘導爆弾の位置
ＸＭ、ＹＭ、ＺＭを２０のロックオン姿勢角計算部へ入
力し、ロックオン姿勢角計算部で数３にしたがってロッ
クオン時の姿勢角θＭを計算し、５の航法計算部へ入力
することと、１９のＧコマンドパターンデータテーブル
で１Ｇ制御と０Ｇ制御を行う時間を計算し、１７の１Ｇ
制御コマンド発生部、１８の０Ｇ制御コマンド発生部で
１Ｇ指令ｎＬ１、０Ｇ指令ｎＬ０を５の航法計算部へ入
力し、加速度指令ＡＭＣＰとして１１のオートパイロッ
ト計算部へ入力することで射程を延伸し、その延伸した
射程のもとでロックオンするときの姿勢を制御しロック
オン確率を向上させることが可能となる。
【００１２】
【数３】
【００１３】また、第５の発明による飛しょう体の制御
装置は、２１の母機から目標の初期位置ＸＴ０、ＹＴ
０、ＺＴ０と１５の慣性航法装置からの誘導爆弾の位置
ＸＭ、ＹＭ、ＺＭを２０のロックオン姿勢角計算部へ入
力し、ロックオン姿勢角計算部で数３にしたがってロッ
クオン時の姿勢角θＭを計算し、５の航法計算部へ入力
することでジンバル構造がなく視野角の狭い２２のスト
ラップダウン型赤外線画像シーカを使用した場合でも、
ロックオン確率を向上させることができるとともに、１
９のＧコマンドパターンデータテーブルで１Ｇ制御と０
Ｇ制御を行う時間を計算し、１７の１Ｇ制御コマンド発
生部、１８の０Ｇ制御コマンド発生部で１Ｇ指令ｎＬ
１、０Ｇ指令ｎＬ０を５の航法計算部へ入力し、加速度
指令ＡＭＣＰとして１１のオートパイロット計算部へ入
力することで射程を延伸することが可能となる。
装置は、２１の母機から目標の初期位置ＸＴ０、ＹＴ
０、ＺＴ０と１５の慣性航法装置からの誘導爆弾の位置
ＸＭ、ＹＭ、ＺＭを２０のロックオン姿勢角計算部へ入
力し、ロックオン姿勢角計算部で数３にしたがってロッ
クオン時の姿勢角θＭを計算し、５の航法計算部へ入力
することでジンバル構造がなく視野角の狭い２２のスト
ラップダウン型赤外線画像シーカを使用した場合でも、
ロックオン確率を向上させることができるとともに、１
９のＧコマンドパターンデータテーブルで１Ｇ制御と０
Ｇ制御を行う時間を計算し、１７の１Ｇ制御コマンド発
生部、１８の０Ｇ制御コマンド発生部で１Ｇ指令ｎＬ
１、０Ｇ指令ｎＬ０を５の航法計算部へ入力し、加速度
指令ＡＭＣＰとして１１のオートパイロット計算部へ入
力することで射程を延伸することが可能となる。
【００１４】
【発明の実施の形態】実施の形態１．図１は、この発明
の実施の形態１を示す飛しょう体の制御装置の図であ
り、図において１６は、赤外線画像シーカであり誘導信
号ＳＩＧＰを検出する。誘導信号ＳＩＧＰは、５の航法
計算部へ入力され１５の慣性航法装置からの誘導爆弾速
度ＶＭとともに加速度指令ＡＭＣＰを数２にしたがって
計算し、１１のオートパイロット計算部へ入力される。
１１のオートパイロット計算部の中で、入力された加速
度指令ＡＭＣＰは６の比例ゲインＣ０を乗じ、１５の慣
性航法装置からの重力補正前加速度ａｍを差引き、７の
比例ゲインＣ１を乗じ１５の慣性航法装置からのピッチ
レートｑを差し引き、８の比例ゲインＣ２を乗じ、９の
積分器を通してさらにピッチレートｑを差し引き、１０
の比例ゲインＣ３を乗じて舵角指令ｄｅｌｔｐとなる。
舵角指令ｄｅｌｔｐは１２の操舵装置へ入力され舵角ｄ
ｅｌｔとなる。この舵角ｄｅｌｔは１３の第１の機体伝
達関数を通してピッチレートｑとなる。また１４の第２
の機体伝達関数を通して重力補正前加速度ａｍとなる。
このピッチレートｑ及び重力補正前加速度ａｍは１５の
慣性航法装置で検出され、ピッチレートｑ、重力補正前
加速度ａｍは１１のオートパイロット計算部の６の比例
ゲインＣ０の後と、７の比例ゲインＣ１の後と９の積分
器の後にフィードバックされる。
の実施の形態１を示す飛しょう体の制御装置の図であ
り、図において１６は、赤外線画像シーカであり誘導信
号ＳＩＧＰを検出する。誘導信号ＳＩＧＰは、５の航法
計算部へ入力され１５の慣性航法装置からの誘導爆弾速
度ＶＭとともに加速度指令ＡＭＣＰを数２にしたがって
計算し、１１のオートパイロット計算部へ入力される。
１１のオートパイロット計算部の中で、入力された加速
度指令ＡＭＣＰは６の比例ゲインＣ０を乗じ、１５の慣
性航法装置からの重力補正前加速度ａｍを差引き、７の
比例ゲインＣ１を乗じ１５の慣性航法装置からのピッチ
レートｑを差し引き、８の比例ゲインＣ２を乗じ、９の
積分器を通してさらにピッチレートｑを差し引き、１０
の比例ゲインＣ３を乗じて舵角指令ｄｅｌｔｐとなる。
舵角指令ｄｅｌｔｐは１２の操舵装置へ入力され舵角ｄ
ｅｌｔとなる。この舵角ｄｅｌｔは１３の第１の機体伝
達関数を通してピッチレートｑとなる。また１４の第２
の機体伝達関数を通して重力補正前加速度ａｍとなる。
このピッチレートｑ及び重力補正前加速度ａｍは１５の
慣性航法装置で検出され、ピッチレートｑ、重力補正前
加速度ａｍは１１のオートパイロット計算部の６の比例
ゲインＣ０の後と、７の比例ゲインＣ１の後と９の積分
器の後にフィードバックされる。
【００１５】実施の形態２．図２は、この発明の実施の
形態２を示す飛しょう体の制御装置の図であり、図にお
いて１６は、赤外線画像シーカであり誘導信号ＳＩＧＰ
を検出する。また１７の１Ｇ制御コマンド発生部では１
Ｇ指令ｎＬ１を５の航法計算部に出力する。誘導信号Ｓ
ＩＧＰは、５の航法計算部へ入力され１５の慣性航法装
置からの誘導爆弾速度ＶＭとともに加速度指令ＡＭＣＰ
を数２にしたがって計算し、１Ｇ指令を加算し１１のオ
ートパイロット計算部へ入力される。１１のオートパイ
ロット計算部の中で、入力された加速度指令ＡＭＣＰは
６の比例ゲインＣ０を乗じ、１５の慣性航法装置からの
重力補正前加速度ａｍを差し引き、７の比例ゲインＣ１
を乗じ１５の慣性航法装置からのピッチレートｑを差し
引き、８の比例ゲインＣ２を乗じ、９の積分器を通して
さらにピッチレートｑを差し引き、１０の比例ゲインＣ
３を乗じて舵角指令ｄｅｌｔｐとなる。舵角指令ｄｅｌ
ｔｐは１２の操舵装置へ入力され舵角ｄｅｌｔとなる。
この舵角ｄｅｌｔは１３の第１の機体伝達関数を通して
ピッチレートｑとなる。また１４の第２の機体伝達関数
を通して重力補正前加速度ａｍとなる。このピッチレー
トｑ及び重力補正前加速度ａｍは１５の慣性航法装置で
検出され、ピッチレートｑ、重力補正前加速度ａｍは１
１のオートパイロット計算部の６の比例ゲインＣ０の後
と７の比例ゲインＣ１の後と９の積分器の後にフィード
バックされる。
形態２を示す飛しょう体の制御装置の図であり、図にお
いて１６は、赤外線画像シーカであり誘導信号ＳＩＧＰ
を検出する。また１７の１Ｇ制御コマンド発生部では１
Ｇ指令ｎＬ１を５の航法計算部に出力する。誘導信号Ｓ
ＩＧＰは、５の航法計算部へ入力され１５の慣性航法装
置からの誘導爆弾速度ＶＭとともに加速度指令ＡＭＣＰ
を数２にしたがって計算し、１Ｇ指令を加算し１１のオ
ートパイロット計算部へ入力される。１１のオートパイ
ロット計算部の中で、入力された加速度指令ＡＭＣＰは
６の比例ゲインＣ０を乗じ、１５の慣性航法装置からの
重力補正前加速度ａｍを差し引き、７の比例ゲインＣ１
を乗じ１５の慣性航法装置からのピッチレートｑを差し
引き、８の比例ゲインＣ２を乗じ、９の積分器を通して
さらにピッチレートｑを差し引き、１０の比例ゲインＣ
３を乗じて舵角指令ｄｅｌｔｐとなる。舵角指令ｄｅｌ
ｔｐは１２の操舵装置へ入力され舵角ｄｅｌｔとなる。
この舵角ｄｅｌｔは１３の第１の機体伝達関数を通して
ピッチレートｑとなる。また１４の第２の機体伝達関数
を通して重力補正前加速度ａｍとなる。このピッチレー
トｑ及び重力補正前加速度ａｍは１５の慣性航法装置で
検出され、ピッチレートｑ、重力補正前加速度ａｍは１
１のオートパイロット計算部の６の比例ゲインＣ０の後
と７の比例ゲインＣ１の後と９の積分器の後にフィード
バックされる。
【００１６】実施の形態３．図３は、この発明の実施の
形態３を示す飛しょう体の制御装置の図であり、図にお
いて１６は、赤外線画像シーカであり誘導信号ＳＩＧＰ
を検出する。また１９のＧコマンドパターンデータテー
ブルでは１７の１Ｇ制御コマンド発生部と１８の０Ｇ制
御コマンド発生部へ１Ｇ指令ｎＬ１、０Ｇ指令ｎＬ０の
入力時間Ｔを出力する。１７の１Ｇ制御コマンド発生部
と１８の０Ｇ制御コマンド発生部では、その入力時間だ
け５の航法計算部へ１Ｇ指令ｎＬ１と０Ｇ指令ｎＬ０を
出力する。誘導信号ＳＩＧＰは、５の航法計算部へ入力
され１５の慣性航法装置からの誘導爆弾速度ＶＭととも
に加速度指令ＡＭＣＰを数２にしたがって計算し、１Ｇ
指令ｎＬ１、０Ｇ指令ｎＬ０を加算し１１のオートパイ
ロット計算部へ入力される。この１Ｇ制御指令ｎＬ１と
０Ｇ制御指令ｎＬ０の入力タイミングを制御することに
より、図４に示したような種々のパターンの航法制御を
実現することが可能となり、射程の延伸に効果がある。
特に低高度でのレベル飛しょうは、射程の延伸に効果が
大きい。１１のオートパイロット計算部の中では、入力
された加速度指令ＡＭＣＰは６の比例ゲインＣ０を乗
じ、１５の慣性航法装置からの重力補正前加速度ａｍを
差し引き、７の比例ゲインＣ１を乗じ１５の慣性航法装
置からのピッチレートｑを差し引き、８の比例ゲインＣ
Ｚを乗じ、９の積分器を通してさらにピッチレートｑを
差し引き、１０の比例ゲインＣ３を乗じて舵角指令ｄｅ
ｌｔｐとなる。舵角指令ｄｅｌｔｐは１２の操舵装置へ
入力され舵角ｄｅｌｔとなる。この舵角ｄｅｌｔは１３
の第１の機体伝達関数を通してピッチレートｑとなる。
また１４の第２の機体伝達関数を通して重力補正前加速
度ａｍとなる。このピッチレートｑ及び重力補正前加速
度ａｍは１５の慣性航法装置で検出され、ピッチレート
ｑ、重力補正前加速度ａｍは１１のオートパイロット計
算部の６の比例ゲインＣ０の後と、７の比例ゲインＣ１
の後と９の積分器の後にフィードバックされる。
形態３を示す飛しょう体の制御装置の図であり、図にお
いて１６は、赤外線画像シーカであり誘導信号ＳＩＧＰ
を検出する。また１９のＧコマンドパターンデータテー
ブルでは１７の１Ｇ制御コマンド発生部と１８の０Ｇ制
御コマンド発生部へ１Ｇ指令ｎＬ１、０Ｇ指令ｎＬ０の
入力時間Ｔを出力する。１７の１Ｇ制御コマンド発生部
と１８の０Ｇ制御コマンド発生部では、その入力時間だ
け５の航法計算部へ１Ｇ指令ｎＬ１と０Ｇ指令ｎＬ０を
出力する。誘導信号ＳＩＧＰは、５の航法計算部へ入力
され１５の慣性航法装置からの誘導爆弾速度ＶＭととも
に加速度指令ＡＭＣＰを数２にしたがって計算し、１Ｇ
指令ｎＬ１、０Ｇ指令ｎＬ０を加算し１１のオートパイ
ロット計算部へ入力される。この１Ｇ制御指令ｎＬ１と
０Ｇ制御指令ｎＬ０の入力タイミングを制御することに
より、図４に示したような種々のパターンの航法制御を
実現することが可能となり、射程の延伸に効果がある。
特に低高度でのレベル飛しょうは、射程の延伸に効果が
大きい。１１のオートパイロット計算部の中では、入力
された加速度指令ＡＭＣＰは６の比例ゲインＣ０を乗
じ、１５の慣性航法装置からの重力補正前加速度ａｍを
差し引き、７の比例ゲインＣ１を乗じ１５の慣性航法装
置からのピッチレートｑを差し引き、８の比例ゲインＣ
Ｚを乗じ、９の積分器を通してさらにピッチレートｑを
差し引き、１０の比例ゲインＣ３を乗じて舵角指令ｄｅ
ｌｔｐとなる。舵角指令ｄｅｌｔｐは１２の操舵装置へ
入力され舵角ｄｅｌｔとなる。この舵角ｄｅｌｔは１３
の第１の機体伝達関数を通してピッチレートｑとなる。
また１４の第２の機体伝達関数を通して重力補正前加速
度ａｍとなる。このピッチレートｑ及び重力補正前加速
度ａｍは１５の慣性航法装置で検出され、ピッチレート
ｑ、重力補正前加速度ａｍは１１のオートパイロット計
算部の６の比例ゲインＣ０の後と、７の比例ゲインＣ１
の後と９の積分器の後にフィードバックされる。
【００１７】実施の形態４．図５は、この発明の実施の
形態４を示す飛しょう体の制御装置の図であり、図にお
いて１６は、赤外線画像シーカであり誘導信号ＳＩＧＰ
を検出する。また１９のＧコマンドパターンデータテー
ブルでは１７の１Ｇ制御コマンド発生部と１８の０Ｇ制
御コマンド発生部へ１Ｇ指令、０Ｇ指令の入力時間Ｔを
出力する。１７の１Ｇ制御コマンド発生部と１８の０Ｇ
制御コマンド発生部では、その入力時間だけ５の航法計
算部へ１Ｇ指令ｎＬ１と０Ｇ指令ｎＬ０を出力する。ま
た２１の母機から目標の初期位置ＸＴ０、ＹＴ０、ＺＴ
０を１５の慣性航法装置から誘導爆弾位置ＸＭ、ＹＭ、
ＺＭを２０のロックオン姿勢角計算部へ出力し、ロック
オン姿勢角計算部でロックオン時の姿勢角θＭを数３に
したがって計算し、５の航法計算部へ出力する。５の航
法計算部では誘導装置から入力された誘導信号ＳＩＧ
Ｐ、１５の慣性航法装置から入力された誘導爆弾速度Ｖ
Ｍとともに数２にしたがって加速度指令を計算し、２０
のロックオン姿勢角計算部から入力されたロックオン時
の姿勢角θＭに０Ｇ制御を行って制御する。それに加え
て１Ｇ指令ｎＬ１と０Ｇ指令ｎＬ０を加算して加速度指
令ＡＭＣＰを計算し１１のオートパイロット計算部へ出
力する。この１Ｇ制御指令ｎＬ１と０Ｇ制御指令ｎＬ０
の入力タイミングを制御することにより、図４に示した
ような種々のパターンの航法制御を実現することが可能
となり、射程の延伸に効果がある。特に低高度でのレベ
ル飛しょうは、射程の延伸に効果が大きい。１１のオー
トパイロット計算部の中では、入力された加速度指令Ａ
ＭＣＰは６の比例ゲインＣ０を乗じ、１５の慣性航法装
置からの重力補正前加速度ａｍを差引き、７の比例ゲイ
ンＣ１を乗じ１５の慣性航法装置からのピッチレートｑ
を差し引き、８の比例ゲインＣ２を乗じ、９の積分器を
通してさらにピッチレートｑを差し引き、１０の比例ゲ
インＣ３を乗じて舵角指令ｄｅｌｔｐとなる。舵角指令
ｄｅｌｔｐは１２の操舵装置へ入力され舵角ｄｅｌｔと
なる。この舵角ｄｅｌｔは１３の第１の機体伝達関数を
通してピッチレートｑとなる。また１４の第２の機体伝
達関数を通して重力補正前加速度ａｍとなる。このピッ
チレートｑ及び重力補正前加速度ａｍは１５の慣性航法
装置で検出され、ピッチレートｑ、重力補正前加速度ａ
ｍは１１のオートパイロット計算部の６の比例ゲインＣ
０の後と、７の比例ゲインＣ１の後と９の積分器の後に
フィードバックされる。
形態４を示す飛しょう体の制御装置の図であり、図にお
いて１６は、赤外線画像シーカであり誘導信号ＳＩＧＰ
を検出する。また１９のＧコマンドパターンデータテー
ブルでは１７の１Ｇ制御コマンド発生部と１８の０Ｇ制
御コマンド発生部へ１Ｇ指令、０Ｇ指令の入力時間Ｔを
出力する。１７の１Ｇ制御コマンド発生部と１８の０Ｇ
制御コマンド発生部では、その入力時間だけ５の航法計
算部へ１Ｇ指令ｎＬ１と０Ｇ指令ｎＬ０を出力する。ま
た２１の母機から目標の初期位置ＸＴ０、ＹＴ０、ＺＴ
０を１５の慣性航法装置から誘導爆弾位置ＸＭ、ＹＭ、
ＺＭを２０のロックオン姿勢角計算部へ出力し、ロック
オン姿勢角計算部でロックオン時の姿勢角θＭを数３に
したがって計算し、５の航法計算部へ出力する。５の航
法計算部では誘導装置から入力された誘導信号ＳＩＧ
Ｐ、１５の慣性航法装置から入力された誘導爆弾速度Ｖ
Ｍとともに数２にしたがって加速度指令を計算し、２０
のロックオン姿勢角計算部から入力されたロックオン時
の姿勢角θＭに０Ｇ制御を行って制御する。それに加え
て１Ｇ指令ｎＬ１と０Ｇ指令ｎＬ０を加算して加速度指
令ＡＭＣＰを計算し１１のオートパイロット計算部へ出
力する。この１Ｇ制御指令ｎＬ１と０Ｇ制御指令ｎＬ０
の入力タイミングを制御することにより、図４に示した
ような種々のパターンの航法制御を実現することが可能
となり、射程の延伸に効果がある。特に低高度でのレベ
ル飛しょうは、射程の延伸に効果が大きい。１１のオー
トパイロット計算部の中では、入力された加速度指令Ａ
ＭＣＰは６の比例ゲインＣ０を乗じ、１５の慣性航法装
置からの重力補正前加速度ａｍを差引き、７の比例ゲイ
ンＣ１を乗じ１５の慣性航法装置からのピッチレートｑ
を差し引き、８の比例ゲインＣ２を乗じ、９の積分器を
通してさらにピッチレートｑを差し引き、１０の比例ゲ
インＣ３を乗じて舵角指令ｄｅｌｔｐとなる。舵角指令
ｄｅｌｔｐは１２の操舵装置へ入力され舵角ｄｅｌｔと
なる。この舵角ｄｅｌｔは１３の第１の機体伝達関数を
通してピッチレートｑとなる。また１４の第２の機体伝
達関数を通して重力補正前加速度ａｍとなる。このピッ
チレートｑ及び重力補正前加速度ａｍは１５の慣性航法
装置で検出され、ピッチレートｑ、重力補正前加速度ａ
ｍは１１のオートパイロット計算部の６の比例ゲインＣ
０の後と、７の比例ゲインＣ１の後と９の積分器の後に
フィードバックされる。
【００１８】実施の形態５．図６は、この発明の実施の
形態５を示す飛しょう体の制御装置の図であり、図にお
いて２２は、ストラップダウン型赤外線画像シーカであ
り誘導信号ＳＩＧＰを検出する。また１９のＧコマンド
パターンデータテーブルでは１７の１Ｇ制御コマンド発
生部と１８の０Ｇ制御コマンド発生部へ１Ｇ指令、０Ｇ
指令の入力時間Ｔを出力する。１７の１Ｇ制御コマンド
発生部と１８の０Ｇ制御コマンド発生部では、その入力
時間だけ５の航法計算部へ１Ｇ指令ｎＬ１と０Ｇ指令ｎ
Ｌ０を出力する。また２１の母機から目標の初期位置Ｘ
Ｔ０、ＹＴ０、ＺＴ０を１５の慣性航法装置から誘導爆
弾位置ＸＭ、ＹＭ、ＺＭを２０のロックオン姿勢角計算
部へ出力し、ロックオン姿勢角計算部でロックオン時の
姿勢角θＭを数３にしたがって計算し、５の航法計算部
へ出力する。５の航法計算部では誘導装置から入力され
た誘導信号ＳＩＧＰ、１５の慣性航法装置から入力され
た誘導爆弾速度ＶＭとともに数２にしたがって加速度指
令を計算し、２０のロックオン姿勢角計算部から入力さ
れたロックオン時の姿勢角θＭに０Ｇ制御を行って制御
する。それに加えて１Ｇ指令ｎＬ１と０Ｇ指令ｎＬ０を
加算して加速度指令ＡＭＣＰを計算し１１のオートパイ
ロット計算部へ出力する。この１Ｇ制御指令ｎＬ１と０
Ｇ制御指令ｎＬ０の入力タイミングを制御することによ
り、図４に示したような種々のパターンの航法制御を実
現することが可能となり、射程の延伸に効果がある。特
に低高度でのレベル飛しょうは、射程の延伸に効果が大
きい。１１のオートパイロット計算部の中では、入力さ
れた加速度指令ＡＭＣＰは６の比例ゲインＣ０を乗じ、
１５の慣性航法装置からの重力補正前加速度ａｍを差引
き、７の比例ゲインＣ１を乗じ１５の慣性航法装置から
のピッチレートｑを差し引き、８の比例ゲインＣ２を乗
じ、９の積分器を通してさらにピッチレートｑを差し引
き、１０の比例ゲインＣ３を乗じて舵角指令ｄｅｌｔｐ
となる。舵角指令ｄｅｌｔｐは１２の操舵装置へ入力さ
れ舵角ｄｅｌｔとなる。この舵角ｄｅｌｔは１３の第１
の機体伝達関数を通してピッチレートｑとなる。また１
４の第２の機体伝達関数を通して重力補正前加速度ａｍ
となる。このピッチレートｑ及び重力補正前加速度ａｍ
は１５の慣性航法装置で検出され、ピッチレートｑ、重
力補正前加速度ａｍは１１のオートパイロット計算部の
６の比例ゲインＣ０の後と、７の比例ゲインＣ１の後と
９の積分器の後にフィードバックされる。
形態５を示す飛しょう体の制御装置の図であり、図にお
いて２２は、ストラップダウン型赤外線画像シーカであ
り誘導信号ＳＩＧＰを検出する。また１９のＧコマンド
パターンデータテーブルでは１７の１Ｇ制御コマンド発
生部と１８の０Ｇ制御コマンド発生部へ１Ｇ指令、０Ｇ
指令の入力時間Ｔを出力する。１７の１Ｇ制御コマンド
発生部と１８の０Ｇ制御コマンド発生部では、その入力
時間だけ５の航法計算部へ１Ｇ指令ｎＬ１と０Ｇ指令ｎ
Ｌ０を出力する。また２１の母機から目標の初期位置Ｘ
Ｔ０、ＹＴ０、ＺＴ０を１５の慣性航法装置から誘導爆
弾位置ＸＭ、ＹＭ、ＺＭを２０のロックオン姿勢角計算
部へ出力し、ロックオン姿勢角計算部でロックオン時の
姿勢角θＭを数３にしたがって計算し、５の航法計算部
へ出力する。５の航法計算部では誘導装置から入力され
た誘導信号ＳＩＧＰ、１５の慣性航法装置から入力され
た誘導爆弾速度ＶＭとともに数２にしたがって加速度指
令を計算し、２０のロックオン姿勢角計算部から入力さ
れたロックオン時の姿勢角θＭに０Ｇ制御を行って制御
する。それに加えて１Ｇ指令ｎＬ１と０Ｇ指令ｎＬ０を
加算して加速度指令ＡＭＣＰを計算し１１のオートパイ
ロット計算部へ出力する。この１Ｇ制御指令ｎＬ１と０
Ｇ制御指令ｎＬ０の入力タイミングを制御することによ
り、図４に示したような種々のパターンの航法制御を実
現することが可能となり、射程の延伸に効果がある。特
に低高度でのレベル飛しょうは、射程の延伸に効果が大
きい。１１のオートパイロット計算部の中では、入力さ
れた加速度指令ＡＭＣＰは６の比例ゲインＣ０を乗じ、
１５の慣性航法装置からの重力補正前加速度ａｍを差引
き、７の比例ゲインＣ１を乗じ１５の慣性航法装置から
のピッチレートｑを差し引き、８の比例ゲインＣ２を乗
じ、９の積分器を通してさらにピッチレートｑを差し引
き、１０の比例ゲインＣ３を乗じて舵角指令ｄｅｌｔｐ
となる。舵角指令ｄｅｌｔｐは１２の操舵装置へ入力さ
れ舵角ｄｅｌｔとなる。この舵角ｄｅｌｔは１３の第１
の機体伝達関数を通してピッチレートｑとなる。また１
４の第２の機体伝達関数を通して重力補正前加速度ａｍ
となる。このピッチレートｑ及び重力補正前加速度ａｍ
は１５の慣性航法装置で検出され、ピッチレートｑ、重
力補正前加速度ａｍは１１のオートパイロット計算部の
６の比例ゲインＣ０の後と、７の比例ゲインＣ１の後と
９の積分器の後にフィードバックされる。
【００１９】
【発明の効果】第１の発明によれば、１５の慣性航法装
置で誘導爆弾の速度ＶＭを算出し５の航法計算部に入力
し５の航法計算部で数２にしたがって比例航法計算をす
ることで接近速度ＶＣが検出できない赤外線画像シーカ
を用いた場合でも目標に向けて誘導することが可能とな
る。
置で誘導爆弾の速度ＶＭを算出し５の航法計算部に入力
し５の航法計算部で数２にしたがって比例航法計算をす
ることで接近速度ＶＣが検出できない赤外線画像シーカ
を用いた場合でも目標に向けて誘導することが可能とな
る。
【００２０】また、第２の発明によれば、１７の１Ｇ制
御コマンド発生部で１Ｇ指令ｎＬ１を５の航法計算部に
出力し、航法計算部で比例航法計算で計算した加速度指
令と加算して１１のオートパイロット計算部へ出力する
ことでレベル飛しょうが可能となり、その後自由弾道飛
しょうすることで射程の延伸が可能となる。
御コマンド発生部で１Ｇ指令ｎＬ１を５の航法計算部に
出力し、航法計算部で比例航法計算で計算した加速度指
令と加算して１１のオートパイロット計算部へ出力する
ことでレベル飛しょうが可能となり、その後自由弾道飛
しょうすることで射程の延伸が可能となる。
【００２１】また、第３の発明によれば、１９のＧコマ
ンドパターンデータテーブルで０Ｇ制御と１Ｇ制御を行
う時間を設定し、１８の０Ｇ制御コマンド発生部と１７
の１Ｇ制御コマンド発生部から０Ｇ指令、１Ｇ指令を５
の航法計算部へ入力し加速度指令ＡＭＣＰとして１１の
オートパイロット計算部へ出力することで１Ｇ飛しょ
う、０Ｇ飛しょうを任意の時間組み合わせ射程の延伸を
図ることが可能となる。
ンドパターンデータテーブルで０Ｇ制御と１Ｇ制御を行
う時間を設定し、１８の０Ｇ制御コマンド発生部と１７
の１Ｇ制御コマンド発生部から０Ｇ指令、１Ｇ指令を５
の航法計算部へ入力し加速度指令ＡＭＣＰとして１１の
オートパイロット計算部へ出力することで１Ｇ飛しょ
う、０Ｇ飛しょうを任意の時間組み合わせ射程の延伸を
図ることが可能となる。
【００２２】また、第４の発明によれば、２１の母機か
ら目標の初期位置ＸＴ０、ＹＴ０、ＺＴ０と１５の慣性
航法装置から誘導爆弾の位置ＸＭ、ＹＭ、ＺＭを２０の
ロックオン姿勢角計算部へ入力しロックオン姿勢角計算
部でロックオン時の姿勢角θＭを計算し５の航法計算部
へ入力し姿勢制御することと、１９のＧコマンドパター
ンデータテーブルで１Ｇ制御と０Ｇ制御を行う時間を計
算し１７の１Ｇ制御コマンド発生部、１８の０Ｇ制御コ
マンド発生部で１Ｇ指令ｎＬ１、０Ｇ指令ｎＬ０を５の
航法計算部へ入力し、加速度指令ＡＭＣＰとして１１の
オートパイロット計算部へ入力することで射程を延伸し
その延伸した射程のもとでロックオンする時の姿勢を制
御しロックオン確率を向上させることが可能となる。
ら目標の初期位置ＸＴ０、ＹＴ０、ＺＴ０と１５の慣性
航法装置から誘導爆弾の位置ＸＭ、ＹＭ、ＺＭを２０の
ロックオン姿勢角計算部へ入力しロックオン姿勢角計算
部でロックオン時の姿勢角θＭを計算し５の航法計算部
へ入力し姿勢制御することと、１９のＧコマンドパター
ンデータテーブルで１Ｇ制御と０Ｇ制御を行う時間を計
算し１７の１Ｇ制御コマンド発生部、１８の０Ｇ制御コ
マンド発生部で１Ｇ指令ｎＬ１、０Ｇ指令ｎＬ０を５の
航法計算部へ入力し、加速度指令ＡＭＣＰとして１１の
オートパイロット計算部へ入力することで射程を延伸し
その延伸した射程のもとでロックオンする時の姿勢を制
御しロックオン確率を向上させることが可能となる。
【００２３】また、第５の発明によれば、２１の母機か
ら目標の初期位置ＸＴ０、ＹＴ０、ＺＴ０と１５の慣性
航法装置から誘導爆弾の位置ＸＭ、ＹＭ、ＺＭを２０の
ロックオン姿勢角計算部へ入力しロックオン姿勢角計算
部でロックオン時の姿勢角θＭを計算し５の航法計算部
へ入力し姿勢制御することでジンバル構造がなく視野角
の狭い２２のストラップダウン型赤外線画像シーカを使
用した場合でも、ロックオン確率を向上させることがで
きるとともに、１９のＧコマンドパターンデータテーブ
ルで１Ｇ制御と０Ｇ制御を行う時間を計算し１７の１Ｇ
制御コマンド発生部、１８の０Ｇ制御コマンド発生部で
１Ｇ指令ｎＬ１、０Ｇ指令ｎＬ０を５の航法計算部へ入
力し、加速度指令ＡＭＣＰとして１１のオートパイロッ
ト計算部へ入力することで射程を延伸することが可能と
なる。
ら目標の初期位置ＸＴ０、ＹＴ０、ＺＴ０と１５の慣性
航法装置から誘導爆弾の位置ＸＭ、ＹＭ、ＺＭを２０の
ロックオン姿勢角計算部へ入力しロックオン姿勢角計算
部でロックオン時の姿勢角θＭを計算し５の航法計算部
へ入力し姿勢制御することでジンバル構造がなく視野角
の狭い２２のストラップダウン型赤外線画像シーカを使
用した場合でも、ロックオン確率を向上させることがで
きるとともに、１９のＧコマンドパターンデータテーブ
ルで１Ｇ制御と０Ｇ制御を行う時間を計算し１７の１Ｇ
制御コマンド発生部、１８の０Ｇ制御コマンド発生部で
１Ｇ指令ｎＬ１、０Ｇ指令ｎＬ０を５の航法計算部へ入
力し、加速度指令ＡＭＣＰとして１１のオートパイロッ
ト計算部へ入力することで射程を延伸することが可能と
なる。
【図１】 この発明による飛しょう体の制御装置の実施
の形態１を示す図である。
の形態１を示す図である。
【図２】 この発明による飛しょう体の制御装置の実施
の形態２を示す図である。
の形態２を示す図である。
【図３】 この発明による飛しょう体の制御装置の実施
の形態３を示す図である。
の形態３を示す図である。
【図４】 この発明による飛しょう体の制御装置の実施
の形態３による射程の延伸を示す図である。
の形態３による射程の延伸を示す図である。
【図５】 この発明による飛しょう体の制御装置の実施
の形態４を示す図である。
の形態４を示す図である。
【図６】 この発明による飛しょう体の制御装置の実施
の形態５を示す図である。
の形態５を示す図である。
【図７】 従来の飛しょう体の攻撃方法を示す図であ
る。
る。
【図８】 従来の飛しょう体の制御装置を示す図であ
る。
る。
１ 母機、２ 誘導爆弾、３ 目標艦船、４ シーカ、
５ 航法計算部、６第１のオートパイロットゲイン、７
第２のオートパイロットゲイン、８ 第３のオートパ
イロットゲイン、９ 積分器、１０ 第４のオートパイ
ロットゲイン、１１ オートパイロット計算部、１２
操舵装置、１３ 第１の機体伝達関数、１４ 第２の機
体伝達関数、１５ 慣性航法装置、１６ 赤外線画像シ
ーカ、１７ １Ｇ制御コマンド発生部、１８ ０Ｇ制御
コマンド発生部、１９ Ｇコマンドパターンデータテー
ブル、２０ ロックオン姿勢角計算部、２１ 母機、２
２ ストラップダウン型赤外線シーカ。
５ 航法計算部、６第１のオートパイロットゲイン、７
第２のオートパイロットゲイン、８ 第３のオートパ
イロットゲイン、９ 積分器、１０ 第４のオートパイ
ロットゲイン、１１ オートパイロット計算部、１２
操舵装置、１３ 第１の機体伝達関数、１４ 第２の機
体伝達関数、１５ 慣性航法装置、１６ 赤外線画像シ
ーカ、１７ １Ｇ制御コマンド発生部、１８ ０Ｇ制御
コマンド発生部、１９ Ｇコマンドパターンデータテー
ブル、２０ ロックオン姿勢角計算部、２１ 母機、２
２ ストラップダウン型赤外線シーカ。
Claims (5)
- 【請求項１】 赤外線画像シーカからの誘導信号と慣性
航法装置からの誘導爆弾の速度を入力し加速度指令を出
力する航法計算部と、航法計算部の出力である加速度指
令から舵角指令を出力する積分器と比例ゲインを備えた
オートパイロット計算部と、舵角指令から舵角を出力す
る操舵装置と、舵角により発生する機体のピッチレート
と加速度を検出し重力補正加速度と誘導爆弾の速度を計
算する慣性航法装置と、慣性航法装置で検出した機体の
ピッチレートと重力補正加速度を上記オートパイロット
計算部へフィードバックするように構成したことを特徴
とする飛しょう体の制御装置。 - 【請求項２】 １Ｇ制御コマンド発生部で１Ｇ指令を航
法計算部へ出力するように構成したことを特徴とする請
求項１記載の飛しょう体の制御装置。 - 【請求項３】 Ｇコマンドパターンデータテーブルから
１Ｇ制御コマンド発生部と０Ｇ制御コマンド発生部へ１
Ｇ制御と０Ｇ制御を行う時間のパターンを出力し、１Ｇ
制御コマンド発生部と０Ｇ制御コマンド発生部から航法
計算部へ１Ｇ指令と０Ｇ指令を出力するように構成した
ことを特徴とする請求項１記載の飛しょう体の制御装
置。 - 【請求項４】 母機からの目標の初期位置データと慣性
航法装置からの誘導爆弾の位置データを入力し、航法計
算部へロックオン時の誘導爆弾の姿勢角を出力するロッ
クオン姿勢角計算部と、Ｇコマンドパターンデータテー
ブルから１Ｇ制御コマンド発生部と０Ｇ制御コマンド発
生部へ１Ｇ制御と０Ｇ制御を行う時間のパターンを出力
し、１Ｇ制御コマンド発生部と０Ｇ制御コマンド発生部
から航法計算部へ１Ｇ指令と０Ｇ指令を出力するように
構成したことを特徴とする請求項１記載の飛しょう体の
制御装置。 - 【請求項５】 母機からの目標の初期位置データと慣性
航法装置からの誘導爆弾の位置データを入力し、航法計
算部へロックオン時の誘導爆弾の姿勢角を出力するロッ
クオン姿勢角計算部と、Ｇコマンドパターンデータテー
ブルから１Ｇ制御コマンド発生部と０Ｇコマンド発生部
へ１Ｇ制御と０Ｇ制御を行う時間のパターンを出力し、
１Ｇ制御コマンド発生部と０Ｇ制御コマンド発生部から
航法計算部へ１Ｇ指令と０Ｇ指令を出力し、ストラップ
ダウン型赤外線画像シーカからの誘導信号を航法計算部
入力するように構成したことを特徴とする請求項１記載
の飛しょう体の制御装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10223982A JP2000055591A (ja) | 1998-08-07 | 1998-08-07 | 飛しょう体の制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10223982A JP2000055591A (ja) | 1998-08-07 | 1998-08-07 | 飛しょう体の制御装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2000055591A true JP2000055591A (ja) | 2000-02-25 |
Family
ID=16806734
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP10223982A Pending JP2000055591A (ja) | 1998-08-07 | 1998-08-07 | 飛しょう体の制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2000055591A (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2001055198A (ja) * | 1999-08-19 | 2001-02-27 | Mitsubishi Electric Corp | 自動操縦装置 |
| US6204801B1 (en) * | 1998-08-14 | 2001-03-20 | Raytheon Company | System and method for obtaining precise missile range information for semiactive missile systems |
| CN110609972A (zh) * | 2019-09-30 | 2019-12-24 | 中国科学院紫金山天文台 | 一种指定发射仰角的自由弹道构造方法 |
| JP2020531977A (ja) * | 2017-08-17 | 2020-11-05 | ビーエイイー・システムズ・インフォメーション・アンド・エレクトロニック・システムズ・インテグレイション・インコーポレーテッド | レートベースのオートパイロットのためのｇバイアス |
-
1998
- 1998-08-07 JP JP10223982A patent/JP2000055591A/ja active Pending
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6204801B1 (en) * | 1998-08-14 | 2001-03-20 | Raytheon Company | System and method for obtaining precise missile range information for semiactive missile systems |
| JP2001055198A (ja) * | 1999-08-19 | 2001-02-27 | Mitsubishi Electric Corp | 自動操縦装置 |
| JP2020531977A (ja) * | 2017-08-17 | 2020-11-05 | ビーエイイー・システムズ・インフォメーション・アンド・エレクトロニック・システムズ・インテグレイション・インコーポレーテッド | レートベースのオートパイロットのためのｇバイアス |
| CN110609972A (zh) * | 2019-09-30 | 2019-12-24 | 中国科学院紫金山天文台 | 一种指定发射仰角的自由弹道构造方法 |
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