JP2641783B2

JP2641783B2 - 誘導制御装置

Info

Publication number: JP2641783B2
Application number: JP2059642A
Authority: JP
Inventors: 史昭今度
Original assignee: Mitsubishi Electric Corp
Current assignee: Mitsubishi Electric Corp
Priority date: 1990-03-09
Filing date: 1990-03-09
Publication date: 1997-08-20
Anticipated expiration: 2012-08-20
Also published as: JPH03260600A

Description

【発明の詳細な説明】［産業上の利用分野］この発明は、高速で移動する目標航空機に対空ミサイ
ル等の飛翔体を誘導する飛翔体の誘導装置、特に目標航
空機の高Ｇバレルロール機動に対する飛翔体の誘導精度
劣化を補償する装置に関する。

［従来の技術］従来、この種の誘導制御法としては“「飛翔体の誘導
航法」今度史昭著，計測と制御Vol.24,NO.5,May1985,p
p.417−423"（文献（１））が知られている。以下に、
この文献で説明されている比例航法（Prportional Navg
ation Guidance;以下PNGと記す）を説明する。

説明を簡単にするために２次元の面内で説明する。第
５図において、20は飛翔体、21は目標航空機であり、こ
の飛翔体20、目標航空機21のそれぞれの速度ベクトルを
，ｔとする。飛翔体20と目標航空機21とを結ぶ線を
目視線（Line of Sight）23とよぶ。慣性座標系に固定
された基準線22をとり、これから測った飛翔体20の径路
角，目標線23の角度をそれぞれγ，σとする。飛翔体20
は空気力，推力等を用いて進行方向γに垂直な加速度ベ
クトルで、目標航空機21を追尾する。比例航法におい
てはこの加速度ベクトルの大きさａをａ＝Ne・Vc・ ……（１）を保つように制御を行なう。ここで、Vcは飛翔体20と目
標航空機21との接近速度、Neは実効航法係数とよばれる
ものである。これにより飛翔体20の経路角変化率γは目
視角変化率に比例し、この関係を保つ限り必ず飛翔体
20は目標航空機21に会合することになる。第６図はこの
様子を示したもので、今、飛翔体20,目標航空機21がそ
れぞれM,Tの位置にあり、目標航空機21がTP上を定速で
進む場合、飛翔体20はMP上を三角形PMTと相似関係を保
ちつつ直進してＰ点で会合する。目標航空機21がT₁にお
いて回避行動を開始しP₁T₁上を加速度運動を行なう場
合、飛翔体20がM₁より（１）式に従って加速度運動を行
なえば、飛翔体20の軌跡はP₁M₁上を進みP₁点にて会合す
ることになる。

次に通常の飛翔体の翼の操舵方式について説明する。
第７図は翼操舵を行なう誘導飛翔体20の一例である。図
中,X軸,Y軸,Z軸は機体に固定された座標系で、Ｘ軸を進
行方向にとり、これと直交してＹ軸,Z軸を右手系にとる
ものとする。機体は２対の操舵翼28,29を有し、これら
はそれぞれＸ−Ｙ面,X−Ｚ面にＸ軸に関して対称に取付
けられるものとする。図中、30は目標検出装置（SEEKE
R）で、電波や赤外線を用いて目標の方法や位置を検出
する。これらの信号により機体の進路を変えるためには
操舵翼28のＸ−Ｙ面との傾き、操舵翼29のＸ−Ｚ面との
傾きをとらせる。すると、第８図に示すように、空気流
の中で舵翼に揚力Ｌが生じ、この揚力Ｌが第７図に示す
機体の重心31まわりのモーメントを発生し、その結果、
翼も含めた機体全体が空気流に対して角度α（迎え角と
よぶ）をとり、機体全体に揚力が発生する。この揚力に
よって決まる方向に機体は進路を変えていくから、操舵
翼28,29を操舵することにより、機体を任意の方向に誘
導することができる。以下、Ｘ軸をロール軸、Ｙ軸をピ
ッチ軸、Ｚ軸をヨー軸とよび、X,Y,Zの各軸のまわりの
回転角をそれぞれロール角，ピッチ角，ヨー角とよび、
操舵翼28,29をそれぞれピッチ舵翼，ヨー舵翼とよぶも
のとする。

第10図に示すように、ロール角の制御は例えばピッチ
の左右の翼28の舵角をそれぞれ反対側にとることによっ
てロール軸まわりのモーメントを発生させることにより
行なわれる。第９図に示すように、一時的な慣性基準軸
22から測った目視線角σの変化率ベクトルのピッチ軸、ヨー軸方向の成分をそれぞれ_p,_ｙとし
たときに、PNGを用いて飛翔体20を誘導するには（１）
式によって加速度ベクトルのそれぞれｙ軸,z軸方向の
成分a_p,a_yが a_p＝Ne・Vc・_ｐ ……（２） a_y＝Ne・Vc・_ｙ ……（３）を保つようにそれぞれピッチ舵翼，ヨー舵翼を制御して
やればよい。第10図は飛翔体を後方から見た図であり、
（ａ）はロール動作、（ｂ）はピッチ変更を示してい
る。

次に、飛翔体20を回避しようとする行動について航空
機21の機動のうち、高Ｇ（重力）バレルロール（High−
G Barrel Roll:以下HGBと記す）について、“Imado,F.a
nd Miwa.S.、「Three Dimensional Studay of Evasive
Maneuvers of a Fighter Against a Missile.AIAA Pape
r−86−2038,Aug.1986"（文献（２））を引用して説明
する。

HGBは航空機が大きな揚力をとりつつ機体及び航跡が
ロール回転を行なう機動で、第11図にその典型的な飛行
パターンを示す。第12図は航空機の機動に対する飛翔体
の命中誤差の関係をシミュレーションにより計算した例
で、横軸は目標航空機21が機動を開始してから飛翔体20
に最も接近する（以下、これを会合とよぶ）時点までの
残余時間（以下、これをt_go（time−to−go）とよぶ、
また縦軸は命中誤差（Miss Distance:以下MDと記す。）
である。飛翔体20と目標航空機21は当初ヘッドオン（ち
ょうど向かい合わせに進行している状態）の状態にある
ものとする。またωはHGBの回転角速度である。ω＝０
の場合はHGBとはよばず、スプリット−Ｓなどとよぶ。
第12図より、例えばω＝2rad/sの場合、会合の３秒以上
前からHGB機動に入ると20m前後の大きなMDが生じること
が判る。文献（２）にはこの他、HGB機動について種々
の研究がなされているが、第13図はその例で、HGB機動
に伴う飛翔体20および目標航空機21の飛翔軌跡を飛翔体
20の背後から観察したものである。同図において実線お
よび一点鎖線は目標航空機21および飛翔体20の軌跡をシ
ミュレーションにより求めたもの、一方破線は同じ文献
（２）に示す解析手順に従って飛翔体20の軌跡を近似的
に計算したものである。図中のλは正規化されたt
_goで、λ＝１は、飛翔体20および目標航空機21の初期位
置、λ＝０はそれらの会合時の位置を示す。第13図より
目標航空機21の円運動に伴い飛翔体20はその接線方向に
大きく行き過ぎてから回り込んでいる。即ち振り回され
ていることが分かる。HGBを行なう目標航空機21は常に
流体力学の影響下にありその描く円の中心方向に加速度
を発生している。飛翔体20がこれに対処するためには目
標航空機21の加速度を検出して、この影響を補償するこ
とが考えられる。この原理を実現するものとして文献
（１）及び“Imado,F.and Miwa,S.「Fighter Evasive B
oundaries Against Missiles」Computers Mathematics
with Applications,Vol.18,No.1−3,1989.pp.1−14"
（文献（４））に示される改良型比例航法（Augmented
Proportional Navigation Guidance:以下APNGと記す）
がある。APNGにおいては飛翔体20の加速度ベクトルのそ
れぞれＹ軸、Ｚ軸方向の成分a_p,a_yが式（２），（３）
の代わりに a_p＝Ne（Vc_ｐ＋1/2a_tp） ……（４） a_y＝Ne（Vc_ｙ＋1/2a_ty） ……（５）を満たすようにそれぞれ飛翔体20のピッチ舵翼、ヨー舵
翼を制御する。ここでa_tpおよびa_tyは目標である目標航
空機21の加速度を飛翔体20が検出したそれぞれｙ軸およ
びｚ軸方向の成分であり、これらは例えば文献（１）に
示される拡張型カルマンフィルタによって検出される。
APNGがHGBを行なう目標航空機21に対して実際に有効な
ことは文献（３）にも示されている。一方、PNGが常に
目視線角変化率を０（目視線角σを一定）にするよう
に飛翔体20の誘導を行なうのに対して、HGBは目視線角
σを回転（変化）させることにより、常にを発生させ
ようとする機動と考えることができる。

［発明が解決しようとする課題］しかしながら、従来の会合方法や装置においては、目
標航空機の回避飛行によるHGB飛行により、目視線角の
方向は飛翔体のピッチ・ヨー面内で急速に変化するの
で、飛翔体は目標航空機のその変化についていけず振り
回されて大きな命中誤差を生じることになるという問題
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、飛翔体が目標航空機に振り回されること
を防ぎ、会合，命中精度の高い誘導装置を得ることを目
的とする。

［課題を解決するための手段］この発明は、目標航空機に会合すべく飛翔体を誘導す
る誘導制御装置において、前記飛翔体の目標航空機に対
する目視線角等の情報に基づき該目標航空機の運動を検
知するシーカと、このシーカの出力データに基づき加速
度等の誘導信号を出力する誘導信号出力手段と、当該誘
導信号出力手段の出力に基づき目標航空機が高Ｇバレル
ロール機動を行なっているかどうかを検出する検出器
と、前記飛翔体の姿勢を制御する姿勢信号の位相を所定
角度遷移させる関数を発生する変換器と、前記検出器の
検出信号に基づき前記関数を前記誘導信号に作用させる
かどうかを制御するスイッチング回路とを備えた誘導制
御装置とした。

［作用］この発明における誘導制御装置は、目標航空機21が高
Ｇバレルロール機動を行なっていることを検知した場合
は、検出器15の出力信号により、スイッチング回路18を
制御して、誘導信号に変換器19からの関数を作用させ
る。

これにより、飛翔体20を誘導する制御信号は姿勢信号
の位相を所定角度遷移させる関数が追加されて、高Ｇバ
レルロール機動する目標航空機21と高精度に会合，命中
することができる。

［発明の実施例］以下、この発明を図面に従って説明する。

第１図において、20は目標をとらえる飛翔体、21は目
標航空機、40は飛翔体20内に設けられた誘導制御装置で
ある。また、１はレーダ型または赤外線型のシーカ（SE
EKER）で、目標航空機21を捜索する。14は誘導信号出力
手段としてのカルマンフイルタで、これによりシーカ１
で検出したσ_ｐ及びσ_ｙから誘導信号としてのa_tp及びa
_tyを推定する。ここで、σ_p,σ_ｙは目視線角σのピッチ
軸，ヨー軸方向の各成分,a_tp,a_tyは目標航空機21の加速
度ベクトルのそれぞれｙ軸（ピッチ軸）,Z軸（ヨー
軸）の各成分である。今、これらa_tp,a_tyの推定値を
_tp及び_tyで表す。目標航空機21がHGBを行なえば、
_tpと_tyは正弦的に90゜の位相差を保ちながら変化する
ので、この性質を利用してHGB機動を検出することがで
きる。そのアルゴリズムは“「回避目標に対する飛翔体
拡張型カルマンフィルタの状態量推定に関する研究」黒
田，今度著、日本航空宇宙学会第17期年会講演会前刷
集,April 1986,pp.129−130"（文献（５））に示され
る。即ち第４図において、飛翔体のシーカ座標系から見
たターゲットの運動を式（１）で表す。なお、位置関係
を図に示す。_ｙ＝Δσ_ycos（ωｔ＋θ_０）_ｐ＝Δσ_psin（ωｔ＋θ_０） ……（６）式（６）はB.R.（バレルロール）の運動を近似したも
のである。特にΔσ_ｙ＝０とおけば、V.S.（バーティカ
ルＳ）の運動の近似となる。式（６）に座標変換を施
し、_p0,_y0,Δ_p,Δ_ｙがΔ_ｐω，Δ_ｙωに比
べ無視できると仮定すると、式（７）が得られる。_ｐ＝−Δσ_ｙωsinφ₀sin（ωｔ＋θ_０）＋Δσ_ｐωcosφ₀cos（ωｔ＋θ_０），_ｐ＝−Δσ_ｙωcosφ₀sin（ωｔ＋θ_０） −Δσ_ｐωsinφ₀cos（ωｔ＋θ_０） ……（７） B.R.ではΔσ_ｐ＝Δσ_ｙ＝Δσ、φ_０＝０とすること
により、_ｐと_ｙの間に式（８）の関係が得られる。
一方、V.S.では次式（９）の関係が得られる。_y /_ｐ＝−tan（ωｔ＋θ_０） ……（８）_y /_ｐ＝−tanφ_０ ……（９）すなわち、B.R.では_ｐと_ｙの位相が±90゜ずれ、
V.S.では同位相または逆位相になるということを示して
いる。

比例航法（Proportional Navigation Guidance;PNG）
に必要な_ｐ及び_ｙの推定値及びは第１図のカルマンフィルタ14でσ_ｐ及びσ_ｙを処理し
て得ることができる。また、第１図では、得られた_tp
及び_tyにより目標航空機21の加速度補償を行なうAPNG
（改良型比例航法）の場合について示している。

本発明の特徴は、目標航空機21がHGB機動を行なって
いるかどうかを検出器15で検出し、この検出器15の出力
に依存して位相遷移φ_Ｌの値を定め、次の信号変換ａ^＊ _p0＝（a_p0−g_bias）cosφ_Ｌ＋a_y0sinφ_Ｌ＋g_bias ……（10）ａ^＊ _y0＝（−a_p0＋g_bias）sinφ_Ｌ＋a_y0cosφ_Ｌ ……（11）を施す変換器19を設けたことにある。すなわち、HGBを
検出したらスイッチング回路18を起動させて変換器19の
変換を行ない、得られたａ^＊ _p0及びａ^＊ _y0を第２図のa
_p0及びそれに対応するヨー誘導制御ループのa_y0の代わ
りに用いる。この際φ_Ｌの符号はHGBの回転方向により
定まり、また、その値は０からπ/2まで間に設定でき
る。このHGBの回転速度ωの大きさ及び回転の方向は文
献（５）に示した類似した方法で検出できる。

さて、加算器31,32に入力されるを与える回路につき第２図に従って説明する。第２図は
飛翔体20の加速度フィードバック型を用いた典型的なピ
ッチ系（Ｙ軸）誘導制御ループである。Ｚ軸系はＹ軸系
とほぼ同一なので省略している。同図中、破線で囲まれ
た部分は飛翔体20のシーカ１を示し、シーカ１の出力と
して近似的にピッチ方向の目視線角度変化率_ｐが得ら
れる。この原理については “「飛翔体の誘導に及ぼすレドームスロープの影響」
今度、三輪著，電子情報通信学会,SANE88−52,Jan.198
9,pp.17−24"（文献（４））に詳述されている。シーカ
１の出力はさらにノイズフィルタ２を通り、_ｐの推定
値が得られ、これに増幅器３でゲインNe,Vcが乗じられ
る。ピッチ制御は重力の影響を受けるので重力Ｇのg
_biasの補償及び加速度計５による加速度補償が加算器31
または35でなされ、ピッチ方向に必要な加速度a_p0が得
られる。ここで、Ne,Vc, が加算器31で、第１図の増幅器13の出力信号Ne/2,_tp
と加算されａ^＊ _p0となる。目標航空機21と接近速度Vc
は、レーダ型の電波シーカにおいてはドップラ周波数遷
移を反射波について検出することにより得られ、ドップ
ラ周波数遷移を検出できない追跡型の赤外線シーカでは
適当な値に設定される。得られたａ^＊ _p0はリミッタ４か
ら出力され、更にはゲインアンプ７、積分器８、リミッ
タ９、ゲインアンプ10の補償を施された後、飛翔体20の
操舵翼アクチュエータ11の駆動信号δ_ｃとなる。δ_ｃに
よりアクチュエータ11が駆動されピッチ舵角δが発生
し、これがすでに説明したように飛翔体20にピッチ方向
の揚力を発生させ、さらにこれがピッチ方向の加速度a_p
を発生させる。この飛翔体20の空気力学的及び運動力学
的特性をブロック12で表す。

第２図では省略したが、飛翔体20のヨー誘導制御ルー
プも、重力によるg_bias補償が必要ない（水平方向なの
で重力の影響がない）ことを除けばピッチ誘導制御ルー
プと同様に構成できる。

第３図に本発明による効果の例を示す。図において、
左はPNGの飛翔体、右はAPNGの飛翔体に対する場合を示
し、横軸は会合までの余時間t_g0を、縦軸は命中誤差MD
である。ω＝2rad/sの高ＧバレロールのHGBを行なう目
標航空機21に対し、φ_Ｌの位相遷移を０から順次1.5rad
まで変化させた場合のMDを示している。この図ではφ_Ｌ
の値が増加するとともに、PNG,APNGいずれの場合もMDは
単調に減少し、φ_Ｌ＝1.5radの場合にはMDは変換を施さ
ない場合のおよそ1/2になっている。なお、π/2を越え
るφ_Ｌの値に対しては、誘導制御系が不安定になる場合
が生じるので、ここでは採用していない。実用的には第
１図の検出器15によって100％確実にHGBが検出できる訳
ではないから、HGBの確度がある閾値を越えたら、即ち
高Ｇバレルロールらしくなったら、φ_Ｌの値を小さめに
設定し、HGBの確度が大きくなるにつれて高Ｇバレルロ
ールであると決定したら、φ_Ｌの値を増大させていく方
法が妥当である。尚、上記実施例では変換器19の位相遷
移を式（10），（11）をもって記述したが、同様の効果
を有する位相進み回路等で構成してもよく、上記実施例
と同様の効果を奏する。

［発明の効果］以上説明したように、この発明によれば、目標航空機
が高Ｇバレルロール機動を行なっているかどうかを検出
する検出器と、前記飛翔体の姿勢を制御する姿勢信号の
位相を所定角度遷移させる関数を発生する変換器と、前
記検出器の検出信号に基づき前記関数を前記誘導信号に
作用させるかどうかを制御するスイッチング回路とを備
えたので、目標航空機のHGBの機動を速やかに決定し、
もし高ＧバレルロールHGBを行なっていることが明白に
なれば、その回転の方向に応じて飛翔体のピッチ，ヨー
誘導信号に、ある位相角φ_Ｌの変換を施すことができ、
高精度で目標に命中，会合させることができる。

【図面の簡単な説明】

第１図は本発明の誘導制御装置の全体ブロック図、第２
図は第１図に接続される部分のブロック図、第３図は本
発明の一実施例により命中誤差が小さくなる効果を示す
図、第４図はHGBを検出する原理を説明するための図、
第５図は比例航法により目標航空機を追尾する場合の飛
翔体及び目標航空機の関係図、第６図は比例航法による
会合コースの説明図、第７図は飛翔体の基本的な構成を
示す図、第８図は飛翔体の舵翼を制御することにより揚
力が発生することを示す図、第９図は３次元的に見た目
視線角変化率ベクトルの飛翔体ピッチ軸及びヨー軸成分を示す図、第10図は飛
翔体20を後方から見た図、第11図は高Ｇバレルロール機
動を行なう航空機の飛行パターン、第12図は高Ｇバレル
ロール機動によりもたらされる命中誤差を示す図、第13
図は高Ｇバレルロール機動を行なう航空機と、これに追
尾する飛翔体の飛翔軌跡を飛翔体の後方から見た図であ
る。１……シーカ、3,13,16,17……増幅器、14……カルマン
フィルタ（加速度推定信号出力手段）、15……検出器、
18……スイッチング回路、19……変換器、20……飛翔
体、21……目標航空機、31,32,33,34……加算器、σ…
…目視線角、40……誘導制御装置。

Claims

(57)【特許請求の範囲】

【請求項１】目標航空機に会合すべく飛翔体を誘導する
誘導制御装置において、前記飛翔体の目標航空機に対す
る目視線角等の情報に基づき該目標航空機の運動を検知
するシーカと、このシーカの出力データに基づき加速度
等の誘導信号を出力する誘導信号出力手段と、当該誘導
信号出力手段の出力に基づき目標航空機が高Ｇバレルロ
ール機動を行なっているかどうかを検出する検出器と、
前記飛翔体の姿勢を制御する姿勢信号の位相を所定角度
遷移させる関数を発生する変換器と、前記検出器の検出
信号に基づき前記関数を前記誘導信号に作用させるかど
うかを制御するスイッチング回路とを備えたことを特徴
とする誘導制御装置。