JP2744007B2 - 飛翔体誘導装置 - Google Patents
飛翔体誘導装置Info
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- JP2744007B2 JP2744007B2 JP63064057A JP6405788A JP2744007B2 JP 2744007 B2 JP2744007 B2 JP 2744007B2 JP 63064057 A JP63064057 A JP 63064057A JP 6405788 A JP6405788 A JP 6405788A JP 2744007 B2 JP2744007 B2 JP 2744007B2
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- Japan
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- missile
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- flying object
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Links
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 claims description 19
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 6
- 230000007123 defense Effects 0.000 description 4
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 3
- 238000010304 firing Methods 0.000 description 2
- 230000003247 decreasing effect Effects 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 230000006698 induction Effects 0.000 description 1
- 229920006395 saturated elastomer Polymers 0.000 description 1
- 239000013598 vector Substances 0.000 description 1
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 ［発明の目的］ この発明は、例えばミサイルに搭載され、所定経路を
飛翔する弾道弾に当該ミサイルの所定の位置に会合させ
る飛翔体誘導装置に関する。
飛翔する弾道弾に当該ミサイルの所定の位置に会合させ
る飛翔体誘導装置に関する。
（従来の技術） 一般にミサイルを誘導する誘導装置は比例航法を採用
する。この比例航法によれば、目標が任意に移動する場
合において、ミサイルの経路角を目標に対する目視線に
追従させ、その変化量を目標移動量の数倍とすることに
より、目標のいかなる運動に対しても十分命中させるこ
とができる。但し、ミサイルにも運動性能の上限があ
り、特に目標が急旋回した場合には横加速度が飽和して
しまうため、比例航法による誘導は出来なくなる。そこ
で、この影響がなくなるようにミサイルの運動時定数の
10倍以上の誘導時間をもち、その運動性能を目標の３倍
以上とする等の条件を付加している。
する。この比例航法によれば、目標が任意に移動する場
合において、ミサイルの経路角を目標に対する目視線に
追従させ、その変化量を目標移動量の数倍とすることに
より、目標のいかなる運動に対しても十分命中させるこ
とができる。但し、ミサイルにも運動性能の上限があ
り、特に目標が急旋回した場合には横加速度が飽和して
しまうため、比例航法による誘導は出来なくなる。そこ
で、この影響がなくなるようにミサイルの運動時定数の
10倍以上の誘導時間をもち、その運動性能を目標の３倍
以上とする等の条件を付加している。
ところで、目標が弾道弾である場合、予め経路が定ま
っているので、上記のような比例航法を用いなくても目
標とミサイルの会合位置を推定し、この推定位置に向け
て直線的にミサイルを誘導すれば、上記の条件を取除
き、構造的に簡単な構成でかつ精度よく目標に命中させ
ることができる。従来より、このように予め経路の定ま
っている目標を簡単な構成でかつ精度よく目標に会合さ
せることのできる誘導装置の出現が望まれている。
っているので、上記のような比例航法を用いなくても目
標とミサイルの会合位置を推定し、この推定位置に向け
て直線的にミサイルを誘導すれば、上記の条件を取除
き、構造的に簡単な構成でかつ精度よく目標に命中させ
ることができる。従来より、このように予め経路の定ま
っている目標を簡単な構成でかつ精度よく目標に会合さ
せることのできる誘導装置の出現が望まれている。
（発明が解決しようとする課題） 以上述べたように、従来から簡単な構成でかつ精度よ
く目標に命中させることのできる飛翔体誘導装置の出現
が望まれていた。
く目標に命中させることのできる飛翔体誘導装置の出現
が望まれていた。
この発明は上記のような事情を考慮してなされたもの
で、簡単な構成でかつ精度よく目標に命中させることの
できる飛翔体誘導装置を提供することを目的とする。
で、簡単な構成でかつ精度よく目標に命中させることの
できる飛翔体誘導装置を提供することを目的とする。
［発明の構成］ （課題を解決するための手段） 上記目的を達成するためにこの発明は、直線的に飛翔
する飛翔体に搭載され、当該飛翔体を目標との推定会合
位置に向けて誘導する飛翔体誘導装置において、前記目
標に対する目視線角を検出する目視線角検出装置と、こ
の装置で検出される目視線角の変化量を算出する目視線
角変化量算出手段と、前記目標と飛翔体間の距離情報を
導出する距離導出手段と、この距離導出手段で得られる
距離情報と前記目視線角変化量算出手段で得られる目視
線角変化量とから速度制御量を算出する速度制御量算出
手段と、この手段で得られる速度制御量に基づいて飛翔
体の速度を制御する速度制御手段とを具備して構成され
る。
する飛翔体に搭載され、当該飛翔体を目標との推定会合
位置に向けて誘導する飛翔体誘導装置において、前記目
標に対する目視線角を検出する目視線角検出装置と、こ
の装置で検出される目視線角の変化量を算出する目視線
角変化量算出手段と、前記目標と飛翔体間の距離情報を
導出する距離導出手段と、この距離導出手段で得られる
距離情報と前記目視線角変化量算出手段で得られる目視
線角変化量とから速度制御量を算出する速度制御量算出
手段と、この手段で得られる速度制御量に基づいて飛翔
体の速度を制御する速度制御手段とを具備して構成され
る。
（作用） 上記構成による飛翔体誘導装置では、飛翔体の速度を
制御することにより、所定の経路を飛翔する目標に所定
の位置で会合させることができるとともに要撃範囲より
防御範囲を広くすることができる。
制御することにより、所定の経路を飛翔する目標に所定
の位置で会合させることができるとともに要撃範囲より
防御範囲を広くすることができる。
（実施例） 以下、図面を参照してこの発明の一実施例を説明す
る。
る。
第１図は弾道弾用ミサイルにこの発明を適用した場合
の構成を示すもので、11はシーカである。このシーカ11
はミサイル弾頭に設けられ、ミサイル進行方向に対する
目標のずれ角、すなわち目視線角を検出するもので、こ
こで得られた目視線角は目視線角変化量算出部12に送ら
れる。この目視線角変化量算出部12は所定時間毎の目視
線角の変化量を算出するものである。
の構成を示すもので、11はシーカである。このシーカ11
はミサイル弾頭に設けられ、ミサイル進行方向に対する
目標のずれ角、すなわち目視線角を検出するもので、こ
こで得られた目視線角は目視線角変化量算出部12に送ら
れる。この目視線角変化量算出部12は所定時間毎の目視
線角の変化量を算出するものである。
13は加速度計で、この加速度計13はミサイルにかかる
加速度を検出するものである。ここで得られた加速度情
報はミサイル位置算出部14に送られる。この位置算出部
14は加速度情報を二重積分することにより発射地点から
の距離を算出し、この距離情報から自己の位置を計算す
るものである。
加速度を検出するものである。ここで得られた加速度情
報はミサイル位置算出部14に送られる。この位置算出部
14は加速度情報を二重積分することにより発射地点から
の距離を算出し、この距離情報から自己の位置を計算す
るものである。
15はレーダ情報受信部で、このレーダ情報受信部15は
レーダ情報を受信するものである。このレーダ情報は目
標位置検出部16に送られる。この目標位置検出部16は与
えられたレーダ情報から目標位置を検出するものであ
る。尚、シーカ11がレーダシーカのように距離測定可能
な場合は地上装置の支援が必ずしも必要ではない。
レーダ情報を受信するものである。このレーダ情報は目
標位置検出部16に送られる。この目標位置検出部16は与
えられたレーダ情報から目標位置を検出するものであ
る。尚、シーカ11がレーダシーカのように距離測定可能
な場合は地上装置の支援が必ずしも必要ではない。
上記の各検出部12,14,15で得られた目視線角変化量、
ミサイル現在位置、目標現在位置の情報は速度計算部17
に入力される。この速度計算部17は与えられた情報から
ミサイルを所定位置で会合させるための速度制御量を計
算するもので、ここで得られた計算結果は推力制御部18
に送られる。この推力制御装置18は計算によって求めら
れた速度だけミサイル速度が変化するようにミサイルの
推力を制御するものである。
ミサイル現在位置、目標現在位置の情報は速度計算部17
に入力される。この速度計算部17は与えられた情報から
ミサイルを所定位置で会合させるための速度制御量を計
算するもので、ここで得られた計算結果は推力制御部18
に送られる。この推力制御装置18は計算によって求めら
れた速度だけミサイル速度が変化するようにミサイルの
推力を制御するものである。
上記構成において、以下第２図乃至第４図を参照して
その速度制御手段について説明する。
その速度制御手段について説明する。
今、第２図に示すように、弾道弾Ｔが角度αで侵入し
てくる場合、例えば垂直方向に発射されたミサイルによ
る要撃範囲をABとすれば防御範囲はａ′ｂ′になり、防
御範囲ａ′ｂ′は要撃範囲ABより広くなる。
てくる場合、例えば垂直方向に発射されたミサイルによ
る要撃範囲をABとすれば防御範囲はａ′ｂ′になり、防
御範囲ａ′ｂ′は要撃範囲ABより広くなる。
一方、弾道弾Ｔの飛翔経路及び速度は予測可能であ
り、レーダによってその位置も容易に検出可能である。
今、弾道弾Ｔが第３図中点線で示すような経路を飛翔す
るものとし、この弾道弾Ｔが経路上Ａ点に達した時点で
Ｄ点からミサイルＭを発射し、経路上Ｃ点で弾道弾Ｔに
ミサイルＭを会合させるには、弾道弾Ｔの速度をTs、ミ
サイルＭの速度をMsとすると、 AC/Ts＝CD/Ms であるから、 Ms＝（AC/CD）Ts によりミサイルＭの速度を決定することができる。この
場合、弾道弾Ｔは自ら運動することはないが、大気の密
度変化等の外乱により、例えば経路が数100mも変化する
場合がある。この分、ミサイルを比例航法により経路角
を変化すればＣ点からずれた位置で会合させることがで
きるが、これでは前述したように誘導装置が複雑にな
る。そこで、この発明ではミサイルＭの速度を制御して
Ｃ点で目標と会合させるようにしている。
り、レーダによってその位置も容易に検出可能である。
今、弾道弾Ｔが第３図中点線で示すような経路を飛翔す
るものとし、この弾道弾Ｔが経路上Ａ点に達した時点で
Ｄ点からミサイルＭを発射し、経路上Ｃ点で弾道弾Ｔに
ミサイルＭを会合させるには、弾道弾Ｔの速度をTs、ミ
サイルＭの速度をMsとすると、 AC/Ts＝CD/Ms であるから、 Ms＝（AC/CD）Ts によりミサイルＭの速度を決定することができる。この
場合、弾道弾Ｔは自ら運動することはないが、大気の密
度変化等の外乱により、例えば経路が数100mも変化する
場合がある。この分、ミサイルを比例航法により経路角
を変化すればＣ点からずれた位置で会合させることがで
きるが、これでは前述したように誘導装置が複雑にな
る。そこで、この発明ではミサイルＭの速度を制御して
Ｃ点で目標と会合させるようにしている。
第３図を参照して具体的に説明すると、まず、ミサイ
ルＭの飛翔能力及び弾道弾Ｔの経路、移動速度から発射
時刻を算出し、該発射時刻にミサイルＭを発射する。ミ
サイルＭ内における誘導装置は、シーカ11によりミサイ
ル進行方向に対する目標のずれ角、すなわち目視線角θ
（ｔ）（ｔは発射時からの時間）を検出し、目視線角変
化量算出部12によって所定時間毎の目視線角θ（ｔ）の
変化量Δθを算出する。一方、加速度計13によりミサイ
ルＭにかかる加速度ｇ（ｔ）を検出し、ミサイル位置検
出部14にてこの加速度ｇ（ｔ）を二重積分してミサイル
Ｍの時々刻々の位置を求める。地上局ではレーダ情報を
受信部15で受取り、目標位置検出部16で目標Ｔの位置を
検出し、ミサイルＭに送出する。また、シーカ11がレー
ダシーカであればシーカ11から目標までの距離情報が得
られる。
ルＭの飛翔能力及び弾道弾Ｔの経路、移動速度から発射
時刻を算出し、該発射時刻にミサイルＭを発射する。ミ
サイルＭ内における誘導装置は、シーカ11によりミサイ
ル進行方向に対する目標のずれ角、すなわち目視線角θ
（ｔ）（ｔは発射時からの時間）を検出し、目視線角変
化量算出部12によって所定時間毎の目視線角θ（ｔ）の
変化量Δθを算出する。一方、加速度計13によりミサイ
ルＭにかかる加速度ｇ（ｔ）を検出し、ミサイル位置検
出部14にてこの加速度ｇ（ｔ）を二重積分してミサイル
Ｍの時々刻々の位置を求める。地上局ではレーダ情報を
受信部15で受取り、目標位置検出部16で目標Ｔの位置を
検出し、ミサイルＭに送出する。また、シーカ11がレー
ダシーカであればシーカ11から目標までの距離情報が得
られる。
上記の各検出部12,14,15で得られた目視線角変化量Δ
θ、ミサイル現在位置、目標現在位置の情報（または目
標と飛翔体間の距離情報）は最適速度計算部17に入力
し、与えられた情報からミサイルを所定位置で会合させ
るための速度制御量を計算する。
θ、ミサイル現在位置、目標現在位置の情報（または目
標と飛翔体間の距離情報）は最適速度計算部17に入力
し、与えられた情報からミサイルを所定位置で会合させ
るための速度制御量を計算する。
ミサイルＭ及び目標Ｔの各位置から導出される両者間
の距離Ｌ（レーダシーカであればこの距離が直接求めら
れる）、ミサイルＭの速度制御量dl/dt、目視線角変化
量Δθとは、ベクトル表示すると第４図に示すようにな
り、 dl/dtＬ・Δθ と表わすことができる。そこで、速度計算部17におい
て、ミサイルＭ及び目標Ｔの間の距離Ｌと目視線角変化
量ΔθとからミサイルＭの速度制御量dl/dtを求め、こ
の速度制御情報を推力制御装置18に入力し、例えば目視
線角変化分（θ′−θ）が正であればdl/dtだけ減速
し、負であればdl/dtだけ増速するようにミサイルの推
力を制御する。これにより、ミサイルＭと目標ＴとをＣ
点で会合させることができ、防御範囲を要撃範囲より広
くとることができる。なお、推力の制御は、例えばロケ
ットの頭部（点火栓）の開口を増減する等の方法により
達成できる。
の距離Ｌ（レーダシーカであればこの距離が直接求めら
れる）、ミサイルＭの速度制御量dl/dt、目視線角変化
量Δθとは、ベクトル表示すると第４図に示すようにな
り、 dl/dtＬ・Δθ と表わすことができる。そこで、速度計算部17におい
て、ミサイルＭ及び目標Ｔの間の距離Ｌと目視線角変化
量ΔθとからミサイルＭの速度制御量dl/dtを求め、こ
の速度制御情報を推力制御装置18に入力し、例えば目視
線角変化分（θ′−θ）が正であればdl/dtだけ減速
し、負であればdl/dtだけ増速するようにミサイルの推
力を制御する。これにより、ミサイルＭと目標ＴとをＣ
点で会合させることができ、防御範囲を要撃範囲より広
くとることができる。なお、推力の制御は、例えばロケ
ットの頭部（点火栓）の開口を増減する等の方法により
達成できる。
したがって、上記構成による誘導装置によれば、目視
線角の変化量に応じて速度を補正するという簡単な構成
で正確にミサイルを弾道弾に会合させることができる。
線角の変化量に応じて速度を補正するという簡単な構成
で正確にミサイルを弾道弾に会合させることができる。
［発明の効果］ 以上のようにこの発明によれば、簡単な構成でかつ精
度よく目標に命中させることのできる飛翔体誘導装置を
提供することができる。
度よく目標に命中させることのできる飛翔体誘導装置を
提供することができる。
第１図はこの発明に係る飛翔体誘導装置の一実施例を示
すブロック図、第２図乃至第４図は同実施例の誘導手段
を説明するための図である。 11……シーカ、12……目視線角変化量算出部、13……加
速度計、14……ミサイル位置算出部、15……レーダ情報
受信部、16……目標位置検出部、17……速度計算部、18
……推力制御部。
すブロック図、第２図乃至第４図は同実施例の誘導手段
を説明するための図である。 11……シーカ、12……目視線角変化量算出部、13……加
速度計、14……ミサイル位置算出部、15……レーダ情報
受信部、16……目標位置検出部、17……速度計算部、18
……推力制御部。
Claims (1)
- 【請求項１】直線的に飛翔する飛翔体に搭載され、当該
飛翔体を目標との推定会合位置に向けて誘導する飛翔体
誘導装置において、前記目標に対する目視線角を検出す
る目視線角検出装置と、この装置で検出される目視線角
の変化量を算出する目視線角変化量算出手段と、前記目
標と飛翔体間の距離情報を導出する距離導出手段と、こ
の距離導出手段で得られる距離情報と前記目視線角変化
量算出手段で得られる目視線角変化量とから速度制御量
を算出する速度制御量算出手段と、この手段で得られる
速度制御量に基づいて飛翔体の速度を制御する速度制御
手段とを具備する飛翔体誘導装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP63064057A JP2744007B2 (ja) | 1988-03-17 | 1988-03-17 | 飛翔体誘導装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP63064057A JP2744007B2 (ja) | 1988-03-17 | 1988-03-17 | 飛翔体誘導装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH01239398A JPH01239398A (ja) | 1989-09-25 |
| JP2744007B2 true JP2744007B2 (ja) | 1998-04-28 |
Family
ID=13247083
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP63064057A Expired - Lifetime JP2744007B2 (ja) | 1988-03-17 | 1988-03-17 | 飛翔体誘導装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2744007B2 (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR101385451B1 (ko) | 2012-12-12 | 2014-04-15 | 국방과학연구소 | 비행체의 탄착속도 제어 방법 및 그 장치 |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP5202476B2 (ja) * | 2009-08-28 | 2013-06-05 | 富士重工業株式会社 | 飛翔体による搭載物放出方法 |
| CN103940305B (zh) * | 2014-04-18 | 2016-02-10 | 王文普 | 一种地空导弹射击控制方法及相应的地空导弹武器系统 |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS60165699U (ja) * | 1983-11-30 | 1985-11-02 | 三菱電機株式会社 | 飛しよう体のホ−ミング誘導装置 |
-
1988
- 1988-03-17 JP JP63064057A patent/JP2744007B2/ja not_active Expired - Lifetime
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR101385451B1 (ko) | 2012-12-12 | 2014-04-15 | 국방과학연구소 | 비행체의 탄착속도 제어 방법 및 그 장치 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH01239398A (ja) | 1989-09-25 |
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