JP2518023B2 - 誘導装置 - Google Patents
誘導装置Info
- Publication number
- JP2518023B2 JP2518023B2 JP63212203A JP21220388A JP2518023B2 JP 2518023 B2 JP2518023 B2 JP 2518023B2 JP 63212203 A JP63212203 A JP 63212203A JP 21220388 A JP21220388 A JP 21220388A JP 2518023 B2 JP2518023 B2 JP 2518023B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- target
- lateral acceleration
- angle
- flying object
- signal
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Expired - Lifetime
Links
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 この発明は，航空機等の目標に命中することを任務と
する飛翔体を誘導するための装置に関するものである。
する飛翔体を誘導するための装置に関するものである。
従来の誘導装置について説明する前に，まず，第７図
において，必要となる記号の説明を行う。図において，
（１）は飛翔体，（２）は飛翔体の速度でその大きさは
VM，（３）は飛翔体の横加速度でその大きさはaM(t)，
（７）は基準軸，（75）は目標の方向，（９）は目視線
角σ（ｔ），（51）は見越し角Mである。
において，必要となる記号の説明を行う。図において，
（１）は飛翔体，（２）は飛翔体の速度でその大きさは
VM，（３）は飛翔体の横加速度でその大きさはaM(t)，
（７）は基準軸，（75）は目標の方向，（９）は目視線
角σ（ｔ），（51）は見越し角Mである。
また第８図は，従来の誘導装置を示す図で，（１）は
飛翔体，（82）は空中線，（83）は受信部，（84）は信
号処理部，（85）は空中線駆動機構，（86）は演算装
置、（87）は目視線角の変化率（ｔ）を近似する信号 （88）は横加速度指令信号aMC(t)である。さらに第９図
は，この誘導装置のブロック線図を示す図で（86）は演
算装置，（92）は入力信号でその値は−M＋σ
（ｔ），（87）は目視線角の変化率（ｔ）を近似する
信号 （88）は横加速度指令信号aMC(t)である。なお，この図
において，τHは本装置の時定数であるまた，演算装置
（86）においては，（87）の信号の値 を用いて，次の式に示す演算が実行される。
飛翔体，（82）は空中線，（83）は受信部，（84）は信
号処理部，（85）は空中線駆動機構，（86）は演算装
置、（87）は目視線角の変化率（ｔ）を近似する信号 （88）は横加速度指令信号aMC(t)である。さらに第９図
は，この誘導装置のブロック線図を示す図で（86）は演
算装置，（92）は入力信号でその値は−M＋σ
（ｔ），（87）は目視線角の変化率（ｔ）を近似する
信号 （88）は横加速度指令信号aMC(t)である。なお，この図
において，τHは本装置の時定数であるまた，演算装置
（86）においては，（87）の信号の値 を用いて，次の式に示す演算が実行される。
ここで,Nはある定数である。
第９図より，信号（92）から信号（87）への伝達関数
は S/1＋τHS ………（２） となるので，（78）の信号 は確かに（ｔ）を近似していることがわかる。（１）
式からわかるように横加速度指令信号aMC(t)は目視線角
の変化率（ｔ）に比例するような構成となっており，
本誘導装置による誘導は比例航法に基づくものである。
は S/1＋τHS ………（２） となるので，（78）の信号 は確かに（ｔ）を近似していることがわかる。（１）
式からわかるように横加速度指令信号aMC(t)は目視線角
の変化率（ｔ）に比例するような構成となっており，
本誘導装置による誘導は比例航法に基づくものである。
比例航法は，飛翔体の誘導航法として数多く採用され
ており，構成が簡易であり，しかも極めて有用であるこ
とが知られている。しかし，比例航法に基づく誘導は，
第10図のいくつかのケースについて示されているよう
に，必ずしも常に有用であるとは限らない。第10図は，
比較航法に基づく従来の誘導装置の性能を示すものであ
り，（１）式における定数Ｎは Ｎ＝3VMT …………（３） とおいた。VMTは飛翔体と目標との相対速度である。こ
の図で,y（ｔ）は目標と基準軸との距離，aM(t)は飛翔
体の横加速度，vMは飛翔体の速さ，vTは目標の速さ，y
(t0)は初期時刻におけるｙ（ｔ）の値，r(t0)は初期時
刻における飛翔体と目標との相対距離，t0は初期時刻，
tfは会合時刻である。
ており，構成が簡易であり，しかも極めて有用であるこ
とが知られている。しかし，比例航法に基づく誘導は，
第10図のいくつかのケースについて示されているよう
に，必ずしも常に有用であるとは限らない。第10図は，
比較航法に基づく従来の誘導装置の性能を示すものであ
り，（１）式における定数Ｎは Ｎ＝3VMT …………（３） とおいた。VMTは飛翔体と目標との相対速度である。こ
の図で,y（ｔ）は目標と基準軸との距離，aM(t)は飛翔
体の横加速度，vMは飛翔体の速さ，vTは目標の速さ，y
(t0)は初期時刻におけるｙ（ｔ）の値，r(t0)は初期時
刻における飛翔体と目標との相対距離，t0は初期時刻，
tfは会合時刻である。
従来の誘導装置による比例航法に基づく誘導では，第
10図に示されるように，飛翔体が目標に会合する直前で
飛翔体の横加速度が急激に大きな値をとらなければなら
なくなり，飛翔体が目標に命中することが困難となる場
合があるなどの問題点があった。
10図に示されるように，飛翔体が目標に会合する直前で
飛翔体の横加速度が急激に大きな値をとらなければなら
なくなり，飛翔体が目標に命中することが困難となる場
合があるなどの問題点があった。
この発明は，上記のような問題点を解消するためにな
されたもので，飛翔体が目標に確実に命中するという条
件の下に，飛翔体が誘導される際に飛翔体に荷重される
横加速度ができるだけ小さくなるような誘導を実現する
誘導装置を得ることを目的とする。
されたもので，飛翔体が目標に確実に命中するという条
件の下に，飛翔体が誘導される際に飛翔体に荷重される
横加速度ができるだけ小さくなるような誘導を実現する
誘導装置を得ることを目的とする。
この発明に係る誘導装置は，飛翔体が目標の方向に誘
導される際，飛翔体に荷重される横加速度を，目視線角
の変化率（ｔ）に関する情報のみならず，目視線角σ
（ｔ）に関する情報をも用いて求めるようにしたもので
ある。
導される際，飛翔体に荷重される横加速度を，目視線角
の変化率（ｔ）に関する情報のみならず，目視線角σ
（ｔ）に関する情報をも用いて求めるようにしたもので
ある。
この発明における誘導装置は，上記目視線角σ（ｔ）
に関する情報を用いることにより，目標の方向へ誘導さ
れる際の飛翔体に荷重される横加速度をできるだけ小さ
く抑え，飛翔体を目標に確実に命中させることを可能と
させている。
に関する情報を用いることにより，目標の方向へ誘導さ
れる際の飛翔体に荷重される横加速度をできるだけ小さ
く抑え，飛翔体を目標に確実に命中させることを可能と
させている。
以下，この発明の実施例を図について説明を行う。ま
ず，第１図に示すように，飛翔体が目標を追跡する場
合，すなわち見越し角０°の場合について説明する。こ
の図において，（１）は飛翔体，（２）は飛翔体の速度
でその大きさはvM，（３）は飛翔体の横加速度でその大
きさはaM(t)，（４）は目標，（５）は目標の速度でそ
の大きさはvT，（６）は目標の横加速度でその大きさは
aT(t)，（７）は基準軸，（８）は目視線、（９）は目
視線角σ（ｔ），（10）は目標と基準軸との距離ｙ
（ｔ）である。次に第２図は，この発明の誘導装置を示
す図で，（１）は飛翔体，（22）は空中線，（23）は受
信部，（24）は信号処理部，（25）は空中線駆動機構
（26）は角度検出装置，（27）は演算装置，（28）は目
視線角σ（ｔ）を近似する信号（ｔ），（29）は目視
線角の変化率（ｔ）を近似する信号（ｔ），（30）
は横加速度指令信号aMC(t)である。
ず，第１図に示すように，飛翔体が目標を追跡する場
合，すなわち見越し角０°の場合について説明する。こ
の図において，（１）は飛翔体，（２）は飛翔体の速度
でその大きさはvM，（３）は飛翔体の横加速度でその大
きさはaM(t)，（４）は目標，（５）は目標の速度でそ
の大きさはvT，（６）は目標の横加速度でその大きさは
aT(t)，（７）は基準軸，（８）は目視線、（９）は目
視線角σ（ｔ），（10）は目標と基準軸との距離ｙ
（ｔ）である。次に第２図は，この発明の誘導装置を示
す図で，（１）は飛翔体，（22）は空中線，（23）は受
信部，（24）は信号処理部，（25）は空中線駆動機構
（26）は角度検出装置，（27）は演算装置，（28）は目
視線角σ（ｔ）を近似する信号（ｔ），（29）は目視
線角の変化率（ｔ）を近似する信号（ｔ），（30）
は横加速度指令信号aMC(t)である。
さらに第３図は，この発明の誘導装置のブロック線図
を示す図で，（27）は演算装置，（31）は目視線角σ
（ｔ），（28）は目視線角σ（ｔ）を近似する信号
（ｔ）、（29）は目視線角の変化率（ｔ）を近似する
信号 （30）は横加速度指令信号aMC(t)である。なお，この図
において，τHは本装置の時定数である。また演算装置
（27）においては，（28）の信号の値（ｔ）および
（29）の信号の値 を用いて，次の式に示す演算が実行される。
を示す図で，（27）は演算装置，（31）は目視線角σ
（ｔ），（28）は目視線角σ（ｔ）を近似する信号
（ｔ）、（29）は目視線角の変化率（ｔ）を近似する
信号 （30）は横加速度指令信号aMC(t)である。なお，この図
において，τHは本装置の時定数である。また演算装置
（27）においては，（28）の信号の値（ｔ）および
（29）の信号の値 を用いて，次の式に示す演算が実行される。
ここで,Nはある定数である。
上記（４）式によって得られる加速度指令信号aMC(t)
は，次の拘束条件 y(tf)＝ｏ ………（５） の下で，次の評価関数 を最小化する誘導則に相当する。
は，次の拘束条件 y(tf)＝ｏ ………（５） の下で，次の評価関数 を最小化する誘導則に相当する。
第４図に，第10図と同じケースにつき，この発明の誘導
装置によって飛翔体を誘導した場合の誘導性能を示す。
ここで（４）式における定数Ｎは Ｎ＝3VMT ………（７） とおいた。この図からわかるように，この発明の誘導装
置によって飛翔体を誘導すれば，飛翔体の横加速度を極
力小さく抑えられるとともに，飛翔体は目標に確実に命
中している。あらゆるケースにつき，この発明の誘導装
置が従来の比例航法に基づく誘導装置に較べて，誘導性
能が優れていることは言うまでもない。
装置によって飛翔体を誘導した場合の誘導性能を示す。
ここで（４）式における定数Ｎは Ｎ＝3VMT ………（７） とおいた。この図からわかるように，この発明の誘導装
置によって飛翔体を誘導すれば，飛翔体の横加速度を極
力小さく抑えられるとともに，飛翔体は目標に確実に命
中している。あらゆるケースにつき，この発明の誘導装
置が従来の比例航法に基づく誘導装置に較べて，誘導性
能が優れていることは言うまでもない。
なお，（７）式において，飛翔体と目標との相対速度
vMTは，第２図に示す信号処理部（24）において受信波
のドプラ周波数を計測することなどによって得られる。
vMTは，第２図に示す信号処理部（24）において受信波
のドプラ周波数を計測することなどによって得られる。
また第５図は，飛翔体がある見越し角Mを伴って目
標に会合する場合を示している。図において（１）は飛
翔体，（２）は飛翔体の速度でその大きさはvM，（３）
は飛翔体の横加速度でその大きさはaM(t)，（４）は目
標，（５）は目標の速度でその大きさはvT（６）は目標
の横加速度でその大きさはaT(t)，（７）は基準軸，
（８）は目視線，（９）は目視線角σ（ｔ），（51）は
見越し角Mである。この場合，飛翔体の横加速度指令
信号aMC(t)は次の式 によって求めればよい。この場合のブロック線図は第３
図と同様になるが，ただし信号（31）の値は−M＋σ
（ｔ），信号（28）の値は−M＋（ｔ）となる。見
越し角Mの値は以下のようにして求める。すなわち飛
翔体と目標が会合経路に突入した段階，つまり のとき，(t0)＝ｏと設定し，そのときの信号（28）の
値を−Mとすればよい。このMの値を記憶装置に記憶
し，演算装置（27）を，第６図に示すような構成にすれ
ば，横加速度指令信号aMC(t)を算出することができる。
第６図において，（61）は記憶装置，信号（62）の値は
−M＋（ｔ），信号（63）の値はM，信号（64）の
値は（ｔ），信号（29）の値は 信号（30）の値は横加速度指令信号aMC(t)である。な
お，図中は乗除算を表す記号である。さらに，目標の
横加速度を考慮した場合には，飛翔体の横加速度指令信
号aMC(t)を次の式によって算出すればよい。
標に会合する場合を示している。図において（１）は飛
翔体，（２）は飛翔体の速度でその大きさはvM，（３）
は飛翔体の横加速度でその大きさはaM(t)，（４）は目
標，（５）は目標の速度でその大きさはvT（６）は目標
の横加速度でその大きさはaT(t)，（７）は基準軸，
（８）は目視線，（９）は目視線角σ（ｔ），（51）は
見越し角Mである。この場合，飛翔体の横加速度指令
信号aMC(t)は次の式 によって求めればよい。この場合のブロック線図は第３
図と同様になるが，ただし信号（31）の値は−M＋σ
（ｔ），信号（28）の値は−M＋（ｔ）となる。見
越し角Mの値は以下のようにして求める。すなわち飛
翔体と目標が会合経路に突入した段階，つまり のとき，(t0)＝ｏと設定し，そのときの信号（28）の
値を−Mとすればよい。このMの値を記憶装置に記憶
し，演算装置（27）を，第６図に示すような構成にすれ
ば，横加速度指令信号aMC(t)を算出することができる。
第６図において，（61）は記憶装置，信号（62）の値は
−M＋（ｔ），信号（63）の値はM，信号（64）の
値は（ｔ），信号（29）の値は 信号（30）の値は横加速度指令信号aMC(t)である。な
お，図中は乗除算を表す記号である。さらに，目標の
横加速度を考慮した場合には，飛翔体の横加速度指令信
号aMC(t)を次の式によって算出すればよい。
ここで，T(t)は次の式によって得られる。
ここで、ｒ（ｔ）は飛翔体と目標との相対距離，k1，k2
およびk3は，推定の速さに依存して適当な値に設定すれ
ばよい。
およびk3は，推定の速さに依存して適当な値に設定すれ
ばよい。
以上のようにして誘導装置を構成することにより，飛
翔体が目標の方向へ誘導される際に荷重すべき横加速度
をできるだけ小さく抑えることができるとともに，目標
に確実に命中することを可能とする効果がある。
翔体が目標の方向へ誘導される際に荷重すべき横加速度
をできるだけ小さく抑えることができるとともに，目標
に確実に命中することを可能とする効果がある。
第１図は飛翔体が目標を追跡している状況を示す図，第
２図はこの発明の実施例の誘導装置を示す図，第３図は
この発明の誘導装置のブロック線図を示す図，第４図
は，この発明の誘導装置の誘導性能を示す図，第５図は
飛翔体がある見越し角Mを伴って目標に会合する場合
の状況を示す図，第６図は演算装置における計算手順を
示す図，第７図は必要となる記号を説明するための図，
第８図は従来の誘導装置を示す図，第９図は従来の誘導
装置のブロック線図を示す図，第10図は従来の誘導装置
の誘導性能を示す図である。図中，（１）は飛翔体，
（２）は飛翔体の速度，（３）は飛翔体の横加速度，
（４）は目標，（５）は目標の速度，（６）は目標の横
加速度，（７）は基準軸，（８）は目視線，（９）は目
視線角，（10）は目標と基準軸との距離，（22）は空中
線，（23）は受信部，（24）は信号処理部，（25）は空
中線駆動機構，（26）は角度検出装置，（27）は演算装
置，（28）は目視線角を近似する信号，（29）は目視線
角の変化率を近似する信号，（30）は横加速度指令信
号，（31）は目視線角，（51）は見越し角，（61）は記
憶装置，（62），（63）および（64）は信号，（75）は
目標の方向（82）は空中線，（83）は受信部，（84）は
信号処理部（85）は空中線駆動機構，（86）は演算装
置，（87）は目視線角の変化率を近似する信号，（88）
は横加速度指令信号，（92）は入力信号である。 なお図中同一あるいは相当部分には同一符号を付して示
してある。
２図はこの発明の実施例の誘導装置を示す図，第３図は
この発明の誘導装置のブロック線図を示す図，第４図
は，この発明の誘導装置の誘導性能を示す図，第５図は
飛翔体がある見越し角Mを伴って目標に会合する場合
の状況を示す図，第６図は演算装置における計算手順を
示す図，第７図は必要となる記号を説明するための図，
第８図は従来の誘導装置を示す図，第９図は従来の誘導
装置のブロック線図を示す図，第10図は従来の誘導装置
の誘導性能を示す図である。図中，（１）は飛翔体，
（２）は飛翔体の速度，（３）は飛翔体の横加速度，
（４）は目標，（５）は目標の速度，（６）は目標の横
加速度，（７）は基準軸，（８）は目視線，（９）は目
視線角，（10）は目標と基準軸との距離，（22）は空中
線，（23）は受信部，（24）は信号処理部，（25）は空
中線駆動機構，（26）は角度検出装置，（27）は演算装
置，（28）は目視線角を近似する信号，（29）は目視線
角の変化率を近似する信号，（30）は横加速度指令信
号，（31）は目視線角，（51）は見越し角，（61）は記
憶装置，（62），（63）および（64）は信号，（75）は
目標の方向（82）は空中線，（83）は受信部，（84）は
信号処理部（85）は空中線駆動機構，（86）は演算装
置，（87）は目視線角の変化率を近似する信号，（88）
は横加速度指令信号，（92）は入力信号である。 なお図中同一あるいは相当部分には同一符号を付して示
してある。
Claims (4)
- 【請求項１】飛翔体を航空機等の目標に命中させるため
の誘導装置において、上記目標と上記飛翔体を結ぶ目視
線が基準軸と成す目視線角σ（ｔ）を検出する装置と、
上記目視線角σ（ｔ）の変化率（ｔ）を検出する装置
と、上記目視線角を検出する装置によって得られた目視
線角σ（ｔ）と上記目視線角の変化率を検出する装置に
よって得られた目視線角の変化率（ｔ）を用いて上記
飛翔体の横加速度指令信号aMCを により算出する演算装置とを具備したことを特徴とする
誘導装置。 - 【請求項２】前記目標と前記飛翔体を結ぶ目視線方向の
相対速度を検出する装置を備え、この装置により得られ
た相対速度を前記横加速度指令信号を算出する際に定数
Ｎとして用いることを特徴とする特許請求の範囲第
（１）項記載の誘導装置。 - 【請求項３】前記飛翔体の飛行方向が基準軸と成す見越
し角ΨMを検出する装置を備え、この装置により得られ
た見越し角ΨMを用いて横加速度指令信号aMCを により算出するようにしたことを特徴とする請求項１記
載の誘導装置。 - 【請求項４】前記目標の横加速度を推定する装置を備え
この装置により得られた目標の横加速度aτ(t)を用いて
横加速度指令信号aMCを により算出するようにしたことを特徴とする請求項１記
載の誘導装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP63212203A JP2518023B2 (ja) | 1988-08-26 | 1988-08-26 | 誘導装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP63212203A JP2518023B2 (ja) | 1988-08-26 | 1988-08-26 | 誘導装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0261498A JPH0261498A (ja) | 1990-03-01 |
| JP2518023B2 true JP2518023B2 (ja) | 1996-07-24 |
Family
ID=16618629
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP63212203A Expired - Lifetime JP2518023B2 (ja) | 1988-08-26 | 1988-08-26 | 誘導装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2518023B2 (ja) |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS6280498A (ja) * | 1985-10-04 | 1987-04-13 | 三菱重工業株式会社 | 誘導弾の命中高度制御方式 |
-
1988
- 1988-08-26 JP JP63212203A patent/JP2518023B2/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0261498A (ja) | 1990-03-01 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7663528B1 (en) | Missile boost-ballistic estimator | |
| US4315326A (en) | Inertial measurement underwater tracking system | |
| US7545311B2 (en) | Method and system for predicting air-to-surface target missile | |
| US7755011B2 (en) | Target maneuver detection | |
| US6691018B1 (en) | Method and system for identifying a lane change | |
| US4127249A (en) | Apparatus for computing the rate of change of energy of an aircraft | |
| RU99100109A (ru) | Приемник спутниковых сигналов с контролем достоверности вычисленной скорости | |
| JP3220173B2 (ja) | ミサイルの垂直速度および高度を正確に決定するためのシステム | |
| JP2518023B2 (ja) | 誘導装置 | |
| JPH0367594B2 (ja) | ||
| JP2003227698A (ja) | 目標判別装置 | |
| JP3098298B2 (ja) | 目標追尾装置 | |
| JP3528316B2 (ja) | 飛しょう体装置 | |
| JP3199623B2 (ja) | 目標追尾方法およびその方法を用いたレーダ装置 | |
| JP3937497B2 (ja) | 視軸制御装置 | |
| JPS62204317A (ja) | 飛翔体誘導装置 | |
| JPS6369000A (ja) | 予測衝突危険範囲設定方法 | |
| JPS62168206A (ja) | 飛翔体誘導制御装置 | |
| JPS5981710A (ja) | 飛しよう体の誘導制御装置 | |
| JPH0643241A (ja) | 多目標追尾方法及びその装置 | |
| JPH10170200A (ja) | 誘導装置 | |
| JP2843910B2 (ja) | 多目標追尾装置 | |
| JP2780428B2 (ja) | 追尾処理装置 | |
| JP3879240B2 (ja) | 誘導装置 | |
| JP2641783B2 (ja) | 誘導制御装置 |