JP2940693B2 - 飛しょう体の誘導方法 - Google Patents
飛しょう体の誘導方法Info
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- JP2940693B2 JP2940693B2 JP11926190A JP11926190A JP2940693B2 JP 2940693 B2 JP2940693 B2 JP 2940693B2 JP 11926190 A JP11926190 A JP 11926190A JP 11926190 A JP11926190 A JP 11926190A JP 2940693 B2 JP2940693 B2 JP 2940693B2
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- 238000000034 method Methods 0.000 title claims description 14
- 238000004364 calculation method Methods 0.000 description 9
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 4
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 3
- 102220539283 Prominin-2_F41G_mutation Human genes 0.000 description 1
- 230000006698 induction Effects 0.000 description 1
- 239000013589 supplement Substances 0.000 description 1
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- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Navigation (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Management, Administration, Business Operations System, And Electronic Commerce (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】 産業上の利用分野 本発明は慣性誘導で飛しょうするミサイル等の飛しょ
う体の誘導方法に関する。
う体の誘導方法に関する。
従来の技術 慣性誘導によるミサイルの誘導方法としては、第４図
に示すようにミサイル31の基準軌道（飛しょう径路）32
のデータを予め発射機33側の発射制御装置で算出し、こ
の基準軌道データをミサイル31に搭載した誘導計算機の
記憶部に記憶させた上で発射させ、発射したのちはミサ
イル31自身に搭載した慣性センサシステムからの現在位
置情報をもとに自立的に慣性誘導飛しょうを行うように
したものがある。そして、飛しょう中において例えば基
準軌道32に対し経路角でΔγ、距離でΔｘなる誤差を生
じると、ミサイル31が基準軌道32に沿うように機体の位
置や姿勢を修正する（類似技術が例えば「航空宇宙工学
便覧増補版」，（昭和59年10月10日発行），丸善,A254
ページに示されている）。
に示すようにミサイル31の基準軌道（飛しょう径路）32
のデータを予め発射機33側の発射制御装置で算出し、こ
の基準軌道データをミサイル31に搭載した誘導計算機の
記憶部に記憶させた上で発射させ、発射したのちはミサ
イル31自身に搭載した慣性センサシステムからの現在位
置情報をもとに自立的に慣性誘導飛しょうを行うように
したものがある。そして、飛しょう中において例えば基
準軌道32に対し経路角でΔγ、距離でΔｘなる誤差を生
じると、ミサイル31が基準軌道32に沿うように機体の位
置や姿勢を修正する（類似技術が例えば「航空宇宙工学
便覧増補版」，（昭和59年10月10日発行），丸善,A254
ページに示されている）。
発明が解決しようとする課題 従来の誘導方法においては、基準軌道32の全経路のデ
ータを予め記憶装置に記憶させておく必要があるばかり
でなく、座標計算を含む精密な制御を飛しょう経路全域
にわたって行わなければならないため、記憶するデータ
量が多く記憶装置が大容量化するほか、総制御量が大き
いことから制御を行うためのエネルギー源も大型化する
という問題がある。
ータを予め記憶装置に記憶させておく必要があるばかり
でなく、座標計算を含む精密な制御を飛しょう経路全域
にわたって行わなければならないため、記憶するデータ
量が多く記憶装置が大容量化するほか、総制御量が大き
いことから制御を行うためのエネルギー源も大型化する
という問題がある。
本発明は以上のような問題点に鑑みてなされたもの
で、その目的とするところは記憶容量の小型化と総制御
量の削減を図った制御方法を提供することにある。
で、その目的とするところは記憶容量の小型化と総制御
量の削減を図った制御方法を提供することにある。
課題を解決するための手段およびその作用 本発明は慣性誘導で飛しょうする飛しょう体の誘導方
法において、発射地点から最終目標点までの軌道データ
として一つあるいは複数の空間上の中間目標点を予め設
定し、発射地点から最初の中間目標点までは、その最初
の中間目標点を誘導目標点として比例航法等の特定のア
ルゴリズムにより飛しょう体を誘導し、最初の中間目標
点に対し特定の距離まで飛しょう体が近付いたならば誘
導目標点を次の中間目標点または最終目標点に切り換え
た上で上記と同様のアルゴリズムにより順次飛しょう体
を誘導することを特徴としている。
法において、発射地点から最終目標点までの軌道データ
として一つあるいは複数の空間上の中間目標点を予め設
定し、発射地点から最初の中間目標点までは、その最初
の中間目標点を誘導目標点として比例航法等の特定のア
ルゴリズムにより飛しょう体を誘導し、最初の中間目標
点に対し特定の距離まで飛しょう体が近付いたならば誘
導目標点を次の中間目標点または最終目標点に切り換え
た上で上記と同様のアルゴリズムにより順次飛しょう体
を誘導することを特徴としている。
実施例 第２図および第３図は本発明の一実施例を示す図で、
システム全体としては、発射プラットフォームである地
上の発射機１側に装備された発射制御装置２と、飛しょ
う体としてのミサイル３に搭載された誘導計算機４と、
同じくミサイル３に搭載されて翼制御やエンジン制御を
司るオートパイロット５とから構成される。
システム全体としては、発射プラットフォームである地
上の発射機１側に装備された発射制御装置２と、飛しょ
う体としてのミサイル３に搭載された誘導計算機４と、
同じくミサイル３に搭載されて翼制御やエンジン制御を
司るオートパイロット５とから構成される。
発射制御装置２では、発射に先立って発射機１から最
終目標点Ａまでミサイル３を誘導するのに最も望ましい
基準軌道６の形態にあわせて、その軌道上もしくは軌道
近傍の空間上の複数の中間目標点P1,P2…Pnの座標を算
出し、これらの中間目標P1,P2…Pnの座標データを最終
目標点Ａの座標データとともに誘導目標点Ｑのデータと
して誘導計算機４に送出し、その記憶部７に記憶させ
る。
終目標点Ａまでミサイル３を誘導するのに最も望ましい
基準軌道６の形態にあわせて、その軌道上もしくは軌道
近傍の空間上の複数の中間目標点P1,P2…Pnの座標を算
出し、これらの中間目標P1,P2…Pnの座標データを最終
目標点Ａの座標データとともに誘導目標点Ｑのデータと
して誘導計算機４に送出し、その記憶部７に記憶させ
る。
一方、誘導計算機４の演算処理部８は、ミサイル３に
搭載した慣性装置９からのミサイル３の現在位置情報
（位置，速度，加速度）Ｓをモニタリングして、ミサイ
ル３が特定の位置に達したら航法計算部10に入力される
誘導目標点Ｑのデータを切り換える機能を有している。
搭載した慣性装置９からのミサイル３の現在位置情報
（位置，速度，加速度）Ｓをモニタリングして、ミサイ
ル３が特定の位置に達したら航法計算部10に入力される
誘導目標点Ｑのデータを切り換える機能を有している。
つまり、記憶部７に記憶されている中間目標点P1,P2
…Pnおよび最終目標点Ａの座標データは、ミサイル３の
飛しょう中において演算処理部８側の要求により中間目
標点P1,P2…Pnおよび最終目標点Ａの順に呼び出され
て、航法計算部10が必要とする誘導目標点Ｑのデータと
して航法計算部10に入力される。
…Pnおよび最終目標点Ａの座標データは、ミサイル３の
飛しょう中において演算処理部８側の要求により中間目
標点P1,P2…Pnおよび最終目標点Ａの順に呼び出され
て、航法計算部10が必要とする誘導目標点Ｑのデータと
して航法計算部10に入力される。
航法計算部10は順次切り換えられる上記の誘導目標点
Ｑのデータをもとに例えば比例航法により航法計算を行
い、オートパイロット５に対して加速度コマンドＣを出
力する。オートパイロット５は加速度コマンドＣが与え
られると、それにしたがって機体の姿勢等を制御し、さ
らに機体の運動は慣性装置９で検出されて航法計算部10
にフィードバックされる。
Ｑのデータをもとに例えば比例航法により航法計算を行
い、オートパイロット５に対して加速度コマンドＣを出
力する。オートパイロット５は加速度コマンドＣが与え
られると、それにしたがって機体の姿勢等を制御し、さ
らに機体の運動は慣性装置９で検出されて航法計算部10
にフィードバックされる。
第１図は上記のシステムによる誘導目標点の切り換え
アルゴリズムを示したもので、発射時には誘導目標点Ｑ
として１番目の中間目標点P1の座標データが演算処理部
８でセットされて航法計算部10に入力されており、した
がって発射機１から発射したミサイル３は比例航法によ
り第２図の１番目の中間目標点P1に向かって慣性飛しょ
うを行う。
アルゴリズムを示したもので、発射時には誘導目標点Ｑ
として１番目の中間目標点P1の座標データが演算処理部
８でセットされて航法計算部10に入力されており、した
がって発射機１から発射したミサイル３は比例航法によ
り第２図の１番目の中間目標点P1に向かって慣性飛しょ
うを行う。
ミサイル３が１番目の中間目標点P1に接近して中間目
標点P1の位置とミサイル３との間の距離ｄが予め設定さ
れたスイッチレンジd1以下になると、演算処理部８は航
法計算部10に入力される誘導目標点Ｑのデータを切り換
えるべく、２番目の中間目標点P2の座標データを記憶部
７から呼び出してセットし、この２番目の中間目標点P2
の座標データを航法計算部10に入力する。これによりミ
サイル３は２番目の中間目標点P2に向かって慣性飛しょ
うを行う。
標点P1の位置とミサイル３との間の距離ｄが予め設定さ
れたスイッチレンジd1以下になると、演算処理部８は航
法計算部10に入力される誘導目標点Ｑのデータを切り換
えるべく、２番目の中間目標点P2の座標データを記憶部
７から呼び出してセットし、この２番目の中間目標点P2
の座標データを航法計算部10に入力する。これによりミ
サイル３は２番目の中間目標点P2に向かって慣性飛しょ
うを行う。
このような手順を最後の中間目標点Pnに近付くまで繰
り返し実行し、ミサイル３が最後の中間目標点Pnに対し
所定のスイッチレンジdn以下になるまで近付くと、演算
処理部８は誘導目標点Ｑのデータとして最終目標点Ａの
座標データを記憶部７から呼び出してセットし、この最
終目標点Ａの座標データを航法計算部10に入力する。そ
の結果、ミサイル３は上記と同様に比例航法により弾着
目標点である最終目標点Ａに向かって慣性飛しょうを行
うことになる。
り返し実行し、ミサイル３が最後の中間目標点Pnに対し
所定のスイッチレンジdn以下になるまで近付くと、演算
処理部８は誘導目標点Ｑのデータとして最終目標点Ａの
座標データを記憶部７から呼び出してセットし、この最
終目標点Ａの座標データを航法計算部10に入力する。そ
の結果、ミサイル３は上記と同様に比例航法により弾着
目標点である最終目標点Ａに向かって慣性飛しょうを行
うことになる。
ここで、上記の実施例では発射プラットフォームおよ
び最終目標点Ａがともに地上にある場合について例示し
たが、発射プラットフォームは水上艦あるいは航空機上
にあってもよく、また最終目標点Ａも空中あるいは海上
にあってもよい。
び最終目標点Ａがともに地上にある場合について例示し
たが、発射プラットフォームは水上艦あるいは航空機上
にあってもよく、また最終目標点Ａも空中あるいは海上
にあってもよい。
さらに、航法についても比例航法以外の他の航法を用
いてもよい。
いてもよい。
発明の効果 以上のように本発明によれば、発射地点から最終目標
点に至る飛しょう体の基準軌道を空間上の少なくとも一
つの中間目標点で代表させ、それらの間を比例航法等の
特定のアルゴリズムにしたがって飛しょうさせるように
したことにより、記憶装置の容量が小さくて済むほか、
制御量が大きくなるのは中間目標点のみでそれ以外は大
きな制御量を必要としないために総制御量が小さく制御
のためのエネルギー源を小型化できる。
点に至る飛しょう体の基準軌道を空間上の少なくとも一
つの中間目標点で代表させ、それらの間を比例航法等の
特定のアルゴリズムにしたがって飛しょうさせるように
したことにより、記憶装置の容量が小さくて済むほか、
制御量が大きくなるのは中間目標点のみでそれ以外は大
きな制御量を必要としないために総制御量が小さく制御
のためのエネルギー源を小型化できる。
第１図は本発明の一実施例を示すフローチャート、第２
図は本発明によるミサイルの運用方法を示す概略説明
図、第３図は第１図の処理を実行するためのブロック回
路図、第４図は従来の誘導方法を示す概略説明図であ
る。 １……発射機、２……発射制御装置、３……飛しょう体
としてのミサイル、４……誘導計算機、６……基準軌
道、７……記憶部、８……演算処理部、９……慣性装
置、10……航法計算部、P1,P2,Pn……中間目標点、Ａ…
…最終目標点。
図は本発明によるミサイルの運用方法を示す概略説明
図、第３図は第１図の処理を実行するためのブロック回
路図、第４図は従来の誘導方法を示す概略説明図であ
る。 １……発射機、２……発射制御装置、３……飛しょう体
としてのミサイル、４……誘導計算機、６……基準軌
道、７……記憶部、８……演算処理部、９……慣性装
置、10……航法計算部、P1,P2,Pn……中間目標点、Ａ…
…最終目標点。
フロントページの続き (51)Int.Cl.6 識別記号 ＦＩ Ｇ０６Ｆ 19/00 Ｇ０６Ｆ 15/50 (58)調査した分野(Int.Cl.6，ＤＢ名) F42B 15/01 F41G 7/36
Claims (1)
- 【請求項１】慣性誘導で飛しょうする飛しょう体の誘導
方法において、 発射地点から最終目標点までの軌道データとして一つあ
るいは複数の空間上の中間目標点を予め設定し、 発射地点から最初の中間目標点までは、その最初の中間
目標点を誘導目標点として比例航法等の特定のアルゴリ
ズムにより飛しょう体を誘導し、 最初の中間目標点に対し特定の距離まで飛しょう体が近
付いたならば誘導目標点を次の中間目標点または最終目
標点に切り換えた上で上記と同様のアルゴリズムにより
順次飛しょう体を誘導することを特徴とする飛しょう体
の誘導方法。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11926190A JP2940693B2 (ja) | 1990-05-09 | 1990-05-09 | 飛しょう体の誘導方法 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP11926190A JP2940693B2 (ja) | 1990-05-09 | 1990-05-09 | 飛しょう体の誘導方法 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0415498A JPH0415498A (ja) | 1992-01-20 |
| JP2940693B2 true JP2940693B2 (ja) | 1999-08-25 |
Family
ID=14756958
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP11926190A Expired - Lifetime JP2940693B2 (ja) | 1990-05-09 | 1990-05-09 | 飛しょう体の誘導方法 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JP2940693B2 (ja) |
Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP5272560B2 (ja) * | 2008-07-28 | 2013-08-28 | 三菱電機株式会社 | 飛しょう体の誘導方法及び誘導装置 |
| JP6389758B2 (ja) * | 2014-12-26 | 2018-09-12 | 三菱重工業株式会社 | 飛しょう体誘導装置、飛しょう体誘導方法、飛しょう体、および、プログラム |
| CN106643341B (zh) * | 2017-02-24 | 2018-06-01 | 北京临近空间飞行器系统工程研究所 | 基于准平衡滑翔原理的力热控制耦合设计方法 |
| JP7063766B2 (ja) * | 2018-08-16 | 2022-05-09 | 三菱重工業株式会社 | 誘導装置、飛しょう体及び誘導方法 |
-
1990
- 1990-05-09 JP JP11926190A patent/JP2940693B2/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0415498A (ja) | 1992-01-20 |
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