JP2000121293A - 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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- JP2000121293A JP2000121293A JP10299299A JP29929998A JP2000121293A JP 2000121293 A JP2000121293 A JP 2000121293A JP 10299299 A JP10299299 A JP 10299299A JP 29929998 A JP29929998 A JP 29929998A JP 2000121293 A JP2000121293 A JP 2000121293A
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- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims abstract description 37
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims abstract description 18
- 238000006243 chemical reaction Methods 0.000 claims description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 8
- 239000013256 coordination polymer Substances 0.000 description 2
- 230000009189 diving Effects 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
Landscapes
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- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 近距離目標、遠距離目標に対処するために母
機が投弾時に行っていたトス、ダイブを行わないで誘導
爆弾自身で近距離目標、遠距離目標に対処する飛しょう
体の制御装置を構成する。 【解決手段】 トス／Ｇコマンド変換部１８で計算した
ＧコマンドｎＬ１を航法計算部６の比例航法計算に用い
ると共に、操舵バイアスオフセット部１９で舵角バイア
スを加え舵角バイアス付き舵角として出力する。
機が投弾時に行っていたトス、ダイブを行わないで誘導
爆弾自身で近距離目標、遠距離目標に対処する飛しょう
体の制御装置を構成する。 【解決手段】 トス／Ｇコマンド変換部１８で計算した
ＧコマンドｎＬ１を航法計算部６の比例航法計算に用い
ると共に、操舵バイアスオフセット部１９で舵角バイア
スを加え舵角バイアス付き舵角として出力する。
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３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３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ＯＧ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。４は操舵翼である。図４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５のシーカは誘
導信号ＳＩＧＰと接近速度ＶＣを検出し６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、１２の
オートパイロット計算部へ出力する。１２のオートパイ
ロット計算部では、加速度指令ＡＭＣＰに７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８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を差し引き、９
の比例ゲインＣ２を乗じ１０の積分器を通してさらにピ
ッチレートｑを差し引き、１１の比例ゲインＣ３を乗じ
ることにより舵角指令ｄｅｌｔｐを出力する。この舵角
指令ｄｅｌｔｐは１３の操舵装置を通して舵角ｄｅｌｔ
となり、１４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、１５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１６の慣性航法装置で検出され
１２のオートパイロット部の中の７の比例ゲインＣ０の
後と８の比例ゲインＣ１の後と１０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３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ＯＧ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。４は操舵翼である。図４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５のシーカは誘
導信号ＳＩＧＰと接近速度ＶＣを検出し６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、１２の
オートパイロット計算部へ出力する。１２のオートパイ
ロット計算部では、加速度指令ＡＭＣＰに７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８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を差し引き、９
の比例ゲインＣ２を乗じ１０の積分器を通してさらにピ
ッチレートｑを差し引き、１１の比例ゲインＣ３を乗じ
ることにより舵角指令ｄｅｌｔｐを出力する。この舵角
指令ｄｅｌｔｐは１３の操舵装置を通して舵角ｄｅｌｔ
となり、１４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、１５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１６の慣性航法装置で検出され
１２のオートパイロット部の中の７の比例ゲインＣ０の
後と８の比例ゲインＣ１の後と１０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、
５のシーカは誘導信号ＳＩＧＰと接近速度ＶＣを検出
し、６の航法計算部は数１に示した比例航法計算にした
がって加速度指令ＡＭＣＰを算出する。加速度指令ＡＭ
ＣＰは１２のオートパイロット計算部に入力される。１
２のオートパイロット計算部では、加速度指令ＡＭＣＰ
に７の比例ゲインＣ０を乗じ、１６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８の比
例ゲインＣ１を乗じ、１６の慣性航法装置で検出したピ
ッチレートｑを差し引き、９の比例ゲインＣ２を乗じ１
０の積分器を通してさらにピッチレートｑを差し引き、
１１の比例ゲインＣ３を乗じることにより舵角指令ｄｅ
ｌｔｐを計算する。この舵角指令ｄｅｌｔｐは、１３の
操舵装置を通して舵角ｄｅｌｔとなり、１４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、１５
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
１６の慣性航法装置で検出され、１２のオートパイロッ
ト計算部の中の７の比例ゲインＣ０の後と８の比例ゲイ
ンＣ１の後と１０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、
５のシーカは誘導信号ＳＩＧＰと接近速度ＶＣを検出
し、６の航法計算部は数１に示した比例航法計算にした
がって加速度指令ＡＭＣＰを算出する。加速度指令ＡＭ
ＣＰは１２のオートパイロット計算部に入力される。１
２のオートパイロット計算部では、加速度指令ＡＭＣＰ
に７の比例ゲインＣ０を乗じ、１６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８の比
例ゲインＣ１を乗じ、１６の慣性航法装置で検出したピ
ッチレートｑを差し引き、９の比例ゲインＣ２を乗じ１
０の積分器を通してさらにピッチレートｑを差し引き、
１１の比例ゲインＣ３を乗じることにより舵角指令ｄｅ
ｌｔｐを計算する。この舵角指令ｄｅｌｔｐは、１３の
操舵装置を通して舵角ｄｅｌｔとなり、１４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、１５
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
１６の慣性航法装置で検出され、１２のオートパイロッ
ト計算部の中の７の比例ゲインＣ０の後と８の比例ゲイ
ンＣ１の後と１０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、誘導爆弾は自由弾道飛しょう
するため射程の延伸のためには搭載母機でトスを行う必
要があった。また近距離目標に対してはダイブを行う必
要があった。
しょう体の制御装置では、誘導爆弾は自由弾道飛しょう
するため射程の延伸のためには搭載母機でトスを行う必
要があった。また近距離目標に対してはダイブを行う必
要があった。
【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、トス角／Ｇコマンド変換部にお
いて今までのトス角をＧコマンドに変換して誘導爆弾を
飛しょうさせることにより、トスと同様に射程の延伸を
図ることができる。またダイブさせるかわりに操舵バイ
アスオフセット部より電圧を印加してあらかじめ操舵さ
せて飛しょうさせることにより近距離目標に対しても対
処することができる。
になされたものであり、トス角／Ｇコマンド変換部にお
いて今までのトス角をＧコマンドに変換して誘導爆弾を
飛しょうさせることにより、トスと同様に射程の延伸を
図ることができる。またダイブさせるかわりに操舵バイ
アスオフセット部より電圧を印加してあらかじめ操舵さ
せて飛しょうさせることにより近距離目標に対しても対
処することができる。
【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、１８のトス／Ｇコマンド変換部でト
ス角に相当するＧコマンドを印加させることにより、ト
スと同様に射程を延伸させることが可能となる。
う体の制御装置は、１８のトス／Ｇコマンド変換部でト
ス角に相当するＧコマンドを印加させることにより、ト
スと同様に射程を延伸させることが可能となる。
【０００８】また、第２の発明による飛しょう体の制御
装置は、１９の操舵バイアスオフセット部で操舵装置の
出力である舵角に電圧を加えて舵角とし、あらかじめ操
舵しておくことにより投下直後ダイブと同様に誘導爆弾
を下向きに飛しょうさせることが可能となる。
装置は、１９の操舵バイアスオフセット部で操舵装置の
出力である舵角に電圧を加えて舵角とし、あらかじめ操
舵しておくことにより投下直後ダイブと同様に誘導爆弾
を下向きに飛しょうさせることが可能となる。
【０００９】
【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１７は、赤外線画像シーカであり誘導信
号ＳＩＧＰを検出する。また１８は、トス／Ｇコマンド
変換部でありトス角から変換した加速度指令ｎＬ１を計
算し、航法計算部へ出力する。誘導信号ＳＩＧＰは、６
の航法計算部へ入力され１６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、１２のオートパイロット計算部へ入力さ
れる。１２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７の比例ゲインＣ０を乗じ、１
６の慣性航法装置からの重力補正前加速度ａｍを差し引
き、８の比例ゲインＣ１を乗じ１６の慣性航法装置から
のピッチレートｑを差し引き、９の比例ゲインＣ２を乗
じ、１０の積分器を通してさらにピッチレートｑを差し
引き、１１の比例ゲインＣ３を乗じて舵角指令ｄｅｌｔ
ｐとなる。舵角指令ｄｅｌｔｐは１３の操舵装置へ入力
され舵角ｄｅｌｔとなる。この舵角ｄｅｌｔは１４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
１５の第２の機体伝達関数を通して重力補正前加速度ａ
ｍとなる。このピッチレートｑ及び重力補正前加速度ａ
ｍは１６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１２のオートパイロット計算部
の７の比例ゲインＣ０の後と、８の比例ゲインＣ１の後
と１０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１７は、赤外線画像シーカであり誘導信
号ＳＩＧＰを検出する。また１８は、トス／Ｇコマンド
変換部でありトス角から変換した加速度指令ｎＬ１を計
算し、航法計算部へ出力する。誘導信号ＳＩＧＰは、６
の航法計算部へ入力され１６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、１２のオートパイロット計算部へ入力さ
れる。１２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７の比例ゲインＣ０を乗じ、１
６の慣性航法装置からの重力補正前加速度ａｍを差し引
き、８の比例ゲインＣ１を乗じ１６の慣性航法装置から
のピッチレートｑを差し引き、９の比例ゲインＣ２を乗
じ、１０の積分器を通してさらにピッチレートｑを差し
引き、１１の比例ゲインＣ３を乗じて舵角指令ｄｅｌｔ
ｐとなる。舵角指令ｄｅｌｔｐは１３の操舵装置へ入力
され舵角ｄｅｌｔとなる。この舵角ｄｅｌｔは１４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
１５の第２の機体伝達関数を通して重力補正前加速度ａ
ｍとなる。このピッチレートｑ及び重力補正前加速度ａ
ｍは１６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１２のオートパイロット計算部
の７の比例ゲインＣ０の後と、８の比例ゲインＣ１の後
と１０の積分器の後にフィードバックされる。
【００１０】
【数２】
【００１１】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１７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、６の航法計算部へ入
力され１６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、１
２のオートパイロット計算部へ入力される。１２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ＡＭ
ＣＰは７の比例ゲインＣ０を乗じ、１６の慣性航法装置
からの重力補正前加速度ａｍを差し引き、８の比例ゲイ
ンＣ１を乗じ１６の慣性航法装置からのピッチレートｑ
を差し引き、９の比例ゲインＣ２を乗じ、１０の積分器
を通してさらにピッチレートｑを差し引き、１１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１３の操舵装置へ入力され舵角ｄｅｌｔ
となる。１８の操舵バイアスオフセット部からの舵角バ
イアスΔｄｅｌｔを操舵装置の出力である舵角ｄｅｌｔ
に加算しｄｅｌｔ１とする。この舵角ｄｅｌｔ１は１４
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１５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１６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１２のオートパイロット計
算部の７の比例ゲインＣ０の後と８の比例ゲインＣ１の
後と１０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１７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、６の航法計算部へ入
力され１６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、１
２のオートパイロット計算部へ入力される。１２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ＡＭ
ＣＰは７の比例ゲインＣ０を乗じ、１６の慣性航法装置
からの重力補正前加速度ａｍを差し引き、８の比例ゲイ
ンＣ１を乗じ１６の慣性航法装置からのピッチレートｑ
を差し引き、９の比例ゲインＣ２を乗じ、１０の積分器
を通してさらにピッチレートｑを差し引き、１１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１３の操舵装置へ入力され舵角ｄｅｌｔ
となる。１８の操舵バイアスオフセット部からの舵角バ
イアスΔｄｅｌｔを操舵装置の出力である舵角ｄｅｌｔ
に加算しｄｅｌｔ１とする。この舵角ｄｅｌｔ１は１４
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１５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１６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１２のオートパイロット計
算部の７の比例ゲインＣ０の後と８の比例ゲインＣ１の
後と１０の積分器の後にフィードバックされる。
【００１２】
【発明の効果】第１の発明によれば、１８のトス／Ｇコ
マンド変換部でトス角からＧコマンドを算出し、１６の
慣性航法装置で誘導爆弾の速度ＶＭを算出し、６の航法
計算部に入力し６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トスに対応した飛しょうを行うこ
とが可能となる。
マンド変換部でトス角からＧコマンドを算出し、１６の
慣性航法装置で誘導爆弾の速度ＶＭを算出し、６の航法
計算部に入力し６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トスに対応した飛しょうを行うこ
とが可能となる。
【００１３】また、第２の発明によれば、１９の操舵バ
イアス発生部で舵角バイアスΔｄｅｌｔを操舵装置の出
力に加算しｄｅｌｔ１として操舵することによりダイブ
に相当した飛しょう経路をとることが可能となる。
イアス発生部で舵角バイアスΔｄｅｌｔを操舵装置の出
力に加算しｄｅｌｔ１として操舵することによりダイブ
に相当した飛しょう経路をと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】 従来の飛しょう体の攻撃方法を示す図であ
る。
る。
【図４】 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 操舵翼、
５ シーカ、６ 航法計算部、７ 第１のオートパイロ
ットゲイン、８ 第２のオートパイロットゲイン、９
第３のオートパイロットゲイン、１０ 積分器、１１
第４のオートパイロットゲイン、１２ オートパイロッ
ト計算部、１３ 操舵装置、１４ 第１の機体伝達関
数、１５ 第２の機体伝達関数、１６ 慣性航法装置、
１７ 赤外線画像シーカ、１８ トス／Ｇコマンド変換
部、１９ 操舵バイアスオフセット部。
５ シーカ、６ 航法計算部、７ 第１のオートパイロ
ットゲイン、８ 第２のオートパイロットゲイン、９
第３のオートパイロットゲイン、１０ 積分器、１１
第４のオートパイロットゲイン、１２ オートパイロッ
ト計算部、１３ 操舵装置、１４ 第１の機体伝達関
数、１５ 第２の機体伝達関数、１６ 慣性航法装置、
１７ 赤外線画像シーカ、１８ トス／Ｇコマンド変換
部、１９ 操舵バイアスオフセット部。
Claims (2)
- 【請求項１】 赤外線画像シーカからの誘導信号とトス
／Ｇコマンド変換部からの加速度指令と慣性航法装置か
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
トと重力補正前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】 操舵バイアスオフセット部から舵角バイ
アスを操舵装置の出力である舵角に印加するように構成
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 |
|---|---|---|---|
| JP10299299A JP2000121293A (ja) | 1998-10-21 | 1998-10-21 | 飛しょう体の制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10299299A JP2000121293A (ja) | 1998-10-21 | 1998-10-21 | 飛しょう体の制御装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JP2000121293A true JP2000121293A (ja) | 2000-04-28 |
Family
ID=17870742
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP10299299A Pending JP2000121293A (ja) | 1998-10-21 | 1998-10-21 | 飛しょう体の制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2000121293A (ja) |
Cited By (3)
| 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 |
| 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
- 1998-10-21 JP JP10299299A patent/JP2000121293A/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 |
| JP7159294B2 (ja) | 2017-08-17 | 2022-10-24 | 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 |
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