JP3301871B2 - Guided flying object - Google Patents

Guided flying object

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JP3301871B2
JP3301871B2 JP23332394A JP23332394A JP3301871B2 JP 3301871 B2 JP3301871 B2 JP 3301871B2 JP 23332394 A JP23332394 A JP 23332394A JP 23332394 A JP23332394 A JP 23332394A JP 3301871 B2 JP3301871 B2 JP 3301871B2
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antenna
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洋次郎 松原
荘一郎 三原
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Description

【発明の詳細な説明】DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION

【0001】[0001]

【産業上の利用分野】この発明は目標物体に向って飛し
ょうし、目標物体を破壊する誘導飛しょう体の改良に関
するものである。
BACKGROUND OF THE INVENTION 1. Field of the Invention The present invention relates to an improved guided flying object that flies toward a target object and destroys the target object.

【0002】[0002]

【従来の技術】まず図13によって従来の誘導飛しょう
体について説明する。図において1は誘導飛しょう体、
2は目標物体、3はレーダ送信波、4はレーダ受信波、
5は近接信管送信波、6は近接信管受信波である。
2. Description of the Related Art First, a conventional guided flying object will be described with reference to FIG. In the figure, 1 is a guided flying object,
2 is a target object, 3 is a radar transmission wave, 4 is a radar reception wave,
Reference numeral 5 denotes a proximity fuze transmission wave, and reference numeral 6 denotes a proximity fuze reception wave.

【0003】上記構成において、誘導飛しょう体1は目
標物体2に向ってレーダ送信波3を送信し、目標物体2
によって反射されるレーダ送信波3をレーダ受信波4と
して受信する。誘導飛しょう体1はレーダ受信波4を常
に受信しながら翼を操作して目標物体2に近接する。
In the above configuration, the guided flying object 1 transmits the radar transmission wave 3 toward the target object 2 and
A radar transmission wave 3 reflected by the antenna is received as a radar reception wave 4. The guidance vehicle 1 approaches the target object 2 by operating the wing while always receiving the radar reception wave 4.

【0004】同時に誘導飛しょう体1はレーダ送信波3
とは周波数の異なる微弱な電波を近接信管送信波5とし
て送信しており、誘導飛しょう体1が目標物体2に接近
したとき反射波が近接信管受信波6として受信される。
誘導飛しょう体1は近接信管受信波6をトリガとして誘
導飛しょう体1に内蔵している弾頭を爆発させ目標物体
2を破壊する。以上が誘導飛しょう体の作用である。
[0004] At the same time, the guided flying vehicle 1 has a radar transmission wave 3
And a weak radio wave having a different frequency is transmitted as the proximity fuze transmission wave 5, and when the guided flying object 1 approaches the target object 2, the reflected wave is received as the proximity fuze reception wave 6.
The guidance vehicle 1 explodes the warhead incorporated in the guidance vehicle 1 using the proximity fuze reception wave 6 as a trigger to destroy the target object 2. The above is the operation of the guided flying object.

【0005】次に従来の誘導飛しょう体の具体的な構
成、動作について説明する。図14は従来の誘導飛しょ
う体の構成図であり、7はレーダアンテナ、8は方向性
結合器、9はレーダ受信機、10は角度誤差検出回路、
11はアンテナ駆動装置、12はレーダ送信機、13は
オートパイロット、14は操舵装置、15は翼、16は
周波数ミキサ、17は検波器、18は近接信管、19は
近接信管送信アンテナ、20は送信機、21は近接信管
受信アンテナ、22は受信機、23は目標近接検出回
路、24は起爆装置、25は弾頭、26は慣性基準装置
である。
Next, a specific configuration and operation of the conventional guided flying object will be described. FIG. 14 is a configuration diagram of a conventional guided flying object, 7 is a radar antenna, 8 is a directional coupler, 9 is a radar receiver, 10 is an angle error detection circuit,
11 is an antenna driving device, 12 is a radar transmitter, 13 is an auto pilot, 14 is a steering device, 15 is a wing, 16 is a frequency mixer, 17 is a detector, 18 is a proximity fuze, 19 is a proximity fuze transmitting antenna, and 20 is A transmitter, 21 is a proximity fuze receiving antenna, 22 is a receiver, 23 is a target proximity detection circuit, 24 is a detonator, 25 is a warhead, and 26 is an inertial reference device.

【0006】次に図13、図14によって動作について
説明する。図14のレーダ送信機12から出力される高
周波電力は方向性結合器8を通ってレーダアンテナ7に
給電され、図14のレーダ送信波3となって目標物体2
に向って放射される。このレーダ送信波3は目標物体2
によって反射されレーダ受信波4となり、レーダアンテ
ナ7で受信される。レーダアンテナ7はレーダ受信波4
を電気信号に変換し、方向性結合器8を経てレーダ受信
機9に送る。レーダ受信機9はこの電気信号を増幅して
角度誤差検出回路10と周波数ミキサ16に出力する。
角度誤差検出回路10はこの電気信号を受けて目標に対
するレーダアンテナの角度誤差を検出し、レーダ受信機
9の受信信号の強さが最大になるように制御信号をアン
テナ駆動装置11に出力し、レーダアンテナ7を目標物
体2の方向に角度追尾させる。
Next, the operation will be described with reference to FIGS. The high-frequency power output from the radar transmitter 12 in FIG. 14 is supplied to the radar antenna 7 through the directional coupler 8, and becomes the radar transmission wave 3 in FIG.
It is radiated toward. This radar transmission wave 3 is the target object 2
Is reflected by the antenna and becomes a radar reception wave 4, which is received by the radar antenna 7. The radar antenna 7 has the radar reception wave 4
Is converted to an electric signal and sent to a radar receiver 9 via a directional coupler 8. The radar receiver 9 amplifies the electric signal and outputs the electric signal to the angle error detection circuit 10 and the frequency mixer 16.
The angle error detection circuit 10 receives the electric signal, detects an angle error of the radar antenna with respect to the target, and outputs a control signal to the antenna driving device 11 so that the strength of the signal received by the radar receiver 9 is maximized. The radar antenna 7 is angle-tracked in the direction of the target object 2.

【0007】さらに角度誤差検出回路10の制御信号は
オートパイロット13へも送られる。一方慣性基準装置
26では誘導飛しょう体の慣性情報である角速度、加速
度を計測しており、オートパイロット13では上記制御
信号と上記慣性信号に基づいて誘導飛しょう体が目標物
体2に向って飛しょうするように操舵指令を操舵装置1
4に送る。操舵装置14は翼15を操舵指令に基づき制
御する。このようにして誘導飛しょう体のレーダアンテ
ナ7は常に目標物体2の方向に制御され、誘導飛しょう
体は翼15の制御によって目標物体2の方向に飛翔す
る。
Further, the control signal of the angle error detection circuit 10 is also sent to the auto pilot 13. On the other hand, the inertial reference device 26 measures the angular velocity and acceleration as the inertial information of the guided flying object, and the autopilot 13 causes the guided flying object to fly toward the target object 2 based on the control signal and the inertial signal. The steering command is sent to the steering device 1
Send to 4. The steering device 14 controls the wing 15 based on a steering command. In this way, the radar antenna 7 of the guided flying object is always controlled in the direction of the target object 2, and the guided flying object flies in the direction of the target object 2 under the control of the wings 15.

【0008】また、周波数ミキサ16へ送られるレーダ
受信機9の受信信号は周波数ミキサ16でレーダ送信機
12のレーダ送信周波数と周波数比較され、両者の周波
数差がドップラ周波数として検波器17に送られる。検
波器17は上記ドップラ周波数を直流電圧に変換し、急
激な周波数変化を検出して最接近信号を起爆装置24に
送る。上記ドップラ周波数は誘導飛しょう体と目標物体
2の接近速度を表しており、誘導飛しょう体が目標物体
2に接近し近接通過する瞬間に急激に変化し0となる特
性がある。
The received signal of the radar receiver 9 sent to the frequency mixer 16 is compared in frequency with the radar transmission frequency of the radar transmitter 12 by the frequency mixer 16, and the difference between the two is sent to the detector 17 as a Doppler frequency. . The detector 17 converts the Doppler frequency into a DC voltage, detects a sudden frequency change, and sends a closest approach signal to the detonator 24. The Doppler frequency represents the approach speed between the guided flying object and the target object 2, and has a characteristic that it suddenly changes to 0 at the moment when the guided flying object approaches and approaches the target object 2.

【0009】一方、近接信管18の送信機20はレーダ
送信波3とは周波数の異なる微弱電波を近接信管送信ア
ンテナ19から近接信管送信波5として放射する。近接
信管送信波5は微弱であるので誘導飛しょう体が目標物
体2に接近したときにのみ近接信管受信波6が目標物体
2から反射され、近接信管受信アンテナ21で受信され
る。受信機22は近接信管受信アンテナ21の受信した
電波を増幅し近接信号として目標近接検出回路23に送
る。目標近接検出回路23は受信機23からの近接信号
の強さがあらかじめ定めた一定値以上になったとき目標
物体2を検出したことを示す検出信号を起爆装置24に
送る。起爆装置24は検波器17からの最接近信号と目
標近接検出回路23からの検出信号の両者が得られたと
き弾頭25を爆発させる起爆信号を出し、弾頭25を爆
発させる。弾頭25は多数の弾片を爆発により周辺に放
出する。この弾片は目標物体2に当たり、目標物体2を
破壊する。
On the other hand, the transmitter 20 of the proximity fuze 18 radiates a weak radio wave having a frequency different from that of the radar transmission wave 3 from the proximity fuze transmission antenna 19 as the proximity fuze transmission wave 5. Since the proximity fuze transmission wave 5 is weak, the proximity fuze reception wave 6 is reflected from the target object 2 and received by the proximity fuze reception antenna 21 only when the guided flying object approaches the target object 2. The receiver 22 amplifies the radio wave received by the proximity fuze receiving antenna 21 and sends it to the target proximity detection circuit 23 as a proximity signal. The target proximity detection circuit 23 sends a detection signal indicating that the target object 2 has been detected to the detonator 24 when the intensity of the proximity signal from the receiver 23 becomes equal to or greater than a predetermined value. When both the closest signal from the detector 17 and the detection signal from the target proximity detection circuit 23 are obtained, the detonating device 24 emits a detonating signal for detonating the warhead 25 and detonates the warhead 25. The warhead 25 emits a large number of projectiles to the periphery by explosion. This bullet hits the target object 2 and destroys the target object 2.

【0010】[0010]

【発明が解決しようとする課題】従来の誘導飛しょう体
は以上のように構成されており、弾頭を起爆するタイミ
ングを主としてレーダ送信波とレーダ受信波から得られ
るドップラ周波数の急変により決めているので、目標物
体の形状が複雑である場合にはレーダ受信波の強さが不
安定となりドップラ周波数の急変を正確に捕えられず、
弾頭の起爆タイミングが不安定となること、および弾頭
の起爆タイミングをドップラ周波数の急変すなわち目標
物体と誘導飛しょう体の最接近で定めているので、目標
物体と誘導飛しょう体の接近速度相対角度の変化に対応
できず、目標物体の破壊が不正確となる問題点があっ
た。
The conventional guided flying vehicle is constructed as described above, and the timing of detonating the warhead is determined mainly by a sudden change of the Doppler frequency obtained from the radar transmission wave and the radar reception wave. Therefore, when the shape of the target object is complicated, the intensity of the radar reception wave becomes unstable and the sudden change of the Doppler frequency cannot be accurately captured,
Since the detonation timing of the warhead is unstable and the detonation timing of the warhead is determined by the sudden change of the Doppler frequency, that is, the closest approach between the target object and the guided flying object, the approach speed relative angle between the target object and the guided flying object There was a problem that the target object could not be correctly destroyed due to the inability to cope with the change of the target object.

【0011】この発明は上記のような課題を解決し、弾
頭が正確に目標物体を破壊できる起爆遅延時間を設定す
ることのできる誘導飛しょう体を得ることを目的として
いる。
SUMMARY OF THE INVENTION It is an object of the present invention to solve the above-described problems and to provide a guided flying object capable of setting a detonation delay time at which a warhead can accurately destroy a target object.

【0012】[0012]

【課題を解決するための手段】この発明に係る誘導飛し
ょう体は弾頭の起爆遅延時間計算装置を設け、近接信管
による目標物体の検出信号を基準時刻として、レーダ送
信機とレーダ受信機から得られるドップラ周波数と、レ
ーダアンテナの方向と、誘導飛しょう体の固有値である
弾頭の弾片速度と、近接信管の電波送信方向と、弾頭及
び近接信管の取付け位置を用いて弾頭の起爆するタイミ
ングを演算するようにしたものである。
SUMMARY OF THE INVENTION A guided flying object according to the present invention is provided with a detonation delay calculation device for a warhead, and obtains from a radar transmitter and a radar receiver a detection signal of a target object by a proximity fuse as a reference time. a Doppler frequency that is, the direction of the radar antenna, induced a bullet piece rate warhead flying object is the eigenvalue, the timing of initiation of the warhead with a radio wave transmission direction of proximity fuse, the mounting position of the warhead and proximity fuse Is calculated.

【0013】またこの発明に係る誘導飛しょう体は、目
標物体と誘導飛しょう体の接近速度とレーダアンテナ首
振り角と慣性基準装置からの誘導飛しょう体の飛しょう
速度から目標物体の飛しょう速度を推定する目標速度推
定回路と、目標と誘導飛しょう体の接近速度とレーダア
ンテナ首振り角と慣性基準装置からの誘導飛しょう体の
飛翔速度から目標の誘導飛しょう体とのなすアスペクト
角を推定する目標アスペクト角推定回路を持ち、目標速
度とアスペクト角をも用いて弾頭の起爆するタイミング
を演算するようにしたものである。
Further, the guided flying object according to the present invention can fly the target object based on the approach speed of the target object and the guided flying object, the swing angle of the radar antenna, and the flying speed of the guided flying object from the inertial reference device. A target speed estimating circuit for estimating the speed, an aspect angle between the target and the guided flying object based on the approach speed of the target and the guided flying object, the swing angle of the radar antenna, and the flying speed of the guided flying object from the inertial reference device The target aspect angle estimating circuit for estimating the warhead is calculated using the target speed and the aspect angle.

【0014】この発明に係る誘導飛しょう体は、誘導飛
しょう体が攻撃対象とする可能性のある目標物体の形状
情報を記憶する目標形状記憶回路と、攻撃対象の目標物
の種類を設定する目標種類設定回路とを持ち設定され
た目標物体の情報をも用いて弾頭の起爆するタイミング
を演算するようにしたものである。
In the guided flying object according to the present invention, a target shape storage circuit for storing shape information of a target object which may be an attack target of the guided flying object and a type of the target object to be attacked are set. A target type setting circuit is used to calculate the timing of detonating the warhead by using information of the set target object.

【0015】この発明に係る誘導飛しょう体は、慣性基
準装置の高度情報を使用して対処すべき攻撃対象の目標
を選択する目標種類選択回路を持ち、設定された目標の
情報をも用いて弾頭の起爆するタイミングを演算するよ
うにしたものである。
The induction flying body according to the invention has a target type selection circuits for selecting the target of attack to be addressed using the altitude information of the inertial reference unit, also using the information of the set target The timing at which the warhead detonates is calculated.

【0016】また、この発明に係る誘導飛しょう体は、
レーダ受信機の受信信号強度と上記レーダ受信機から得
られる誘導飛しょう体と対処目標物体との相対距離とか
ら上記攻撃対象の目標物体を選択する目標種類選択回路
とを持ち、設定された目標物体の形状情報をも用いて弾
頭の起爆するタイミングを演算するようにしたものであ
る。
Further, the guided flying object according to the present invention comprises:
A target type selection circuit for selecting the target object of the attack target from the received signal strength of the radar receiver and the relative distance between the guided flying object and the target object obtained from the radar receiver, and the set target The timing of detonating the warhead is calculated using the shape information of the object.

【0017】[0017]

【作用】この発明における誘導飛しょう体の起爆遅延時
間計算装置は、起爆タイミングを演算し弾頭を爆発させ
るので目標物体との接近速度、相対角度に応じて弾頭の
起爆タイミングを適切に制御できる。
Since the detonation delay time calculation device for a guided flying object according to the present invention calculates the detonation timing and detonates the warhead, the detonation timing of the warhead can be appropriately controlled in accordance with the approach speed and the relative angle with the target object.

【0018】また、この発明に係る誘導飛しょう体の起
爆遅延時間計算装置は、起爆タイミングを演算し弾頭を
爆発させるので目標物体とのアスペクト角にも応じて弾
頭の起爆タイミングを適切に制御できる。
Further, since the detonation delay time calculation apparatus for a guided flying object according to the present invention calculates the detonation timing and detonates the warhead, it is possible to appropriately control the detonation timing of the warhead according to the aspect angle with the target object. .

【0019】この発明に係る誘導飛しょう体の起爆遅延
時間計算装置は、目標物体の形状情報をも設定できるの
でさらに目標物体に応じて弾頭の起爆タイミングを適切
に制御できる。
Since the detonation delay time calculation apparatus for a guided flying object according to the present invention can also set the shape information of the target object, the detonation timing of the warhead can be further appropriately controlled in accordance with the target object.

【0020】また、この発明に係る誘導飛しょう体の起
爆遅延時間計算装置は、目標物体の飛翔する高度の情報
も利用できるので得た高度で最も考えられる目標物体に
応じて更に弾頭の起爆タイミングを適切に制御できる。
Further, the detonation delay time calculation apparatus for a guided flying object according to the present invention can use information on the altitude at which the target object flies, so that the detonation timing of the warhead can be further adjusted according to the most conceivable target object at the obtained altitude. Can be appropriately controlled.

【0021】この発明に係る誘導飛しょう体の起爆遅延
時間設定装置は、目標物体の反射電波の強度と距離の情
報も利用できるので目標物体に応じて弾頭の起爆タイミ
ングを適切に制御できる。
The detonation delay time setting device for a guided flying object according to the present invention can also use the information on the intensity and distance of the reflected radio wave of the target object, so that the detonation timing of the warhead can be appropriately controlled according to the target object.

【0022】[0022]

【実施例】【Example】

実施例1.以下、この発明の一実施例について説明す
る。図1は、この発明の実施例1を示す誘導飛しょう体
の構成図であり、図において、7はレーダアンテナ、8
は方向性結合器、9はレーダ受信機、10は角度誤差検
出回路、11はアンテナ駆動装置、12はレーダ送信
機、13はオートパイロット、14は操舵装置、15は
翼、16は周波数ミキサ、17は検波器、18は近接信
管、19は近接信管送信アンテナ、20は送信機、21
は近接信管受信アンテナ、22は受信機、23は目標近
接検出回路、24は起爆装置、25は弾頭、26は慣性
基準装置、27は起爆遅延時間計算装置、28は接近速
度計算回路、29は接近速度記憶回路、30は首振り角
記憶回路、31は固有パラメータ記憶回路、32は起爆
遅延時間演算回路、33は起爆信号発生回路である。
Embodiment 1 FIG. Hereinafter, an embodiment of the present invention will be described. FIG. 1 is a configuration diagram of a guided flying object according to a first embodiment of the present invention. In FIG.
Is a directional coupler, 9 is a radar receiver, 10 is an angle error detection circuit, 11 is an antenna driving device, 12 is a radar transmitter, 13 is an auto pilot, 14 is a steering device, 15 is a wing, 16 is a frequency mixer, 17 is a detector, 18 is a proximity fuze, 19 is a proximity fuze transmitting antenna, 20 is a transmitter, 21
Is a proximity fuze receiving antenna, 22 is a receiver, 23 is a target proximity detection circuit, 24 is an explosion device, 25 is a warhead, 26 is an inertial reference device, 27 is an explosion delay time calculation device, 28 is an approach speed calculation circuit, and 29 is an approach speed calculation circuit. An approach speed storage circuit, 30 is a swing angle storage circuit, 31 is a unique parameter storage circuit, 32 is a detonation delay time calculation circuit, and 33 is a detonation signal generation circuit.

【0023】次に上記実施例の動作を図1、図2、
3、図13により説明する。図1のレーダ送信機12か
ら出される高周波電力は方向性結合器8を通ってレーダ
アンテナ7に給電され、図13のレーダ送信波3となっ
て目標物体2に向って放射される。このレーダ送信波3
は目標物体2によって反射されレーダ受信波4となり、
レーダアンテナ7で受信される。レーダアンテナ7はレ
ーダ受信波4を電気信号に変換し、方向性結合器8を経
てレーダ受信機9に送る。レーダ受信機9はこの電気信
号を増幅して角度誤差検出回路10と周波数ミキサ16
に出力する。角度誤差検出回路10はレーダ受信機9の
受信信号の強さが最大になるように制御信号をアンテナ
駆動装置11に出力し、レーダアンテナ7を目標物体2
の方向に角度追尾させる。
Next, the operation of the above embodiment will be described with reference to FIGS .
This will be described with reference to FIG. The high-frequency power output from the radar transmitter 12 shown in FIG. 1 is supplied to the radar antenna 7 through the directional coupler 8, and is radiated toward the target object 2 as the radar transmission wave 3 shown in FIG. This radar transmission wave 3
Is reflected by the target object 2 and becomes a radar reception wave 4,
The signal is received by the radar antenna 7. The radar antenna 7 converts the radar reception wave 4 into an electric signal, and sends the electric signal to the radar receiver 9 via the directional coupler 8. The radar receiver 9 amplifies the electric signal, and outputs an angle error detection circuit 10 and a frequency mixer 16
Output to The angle error detection circuit 10 outputs a control signal to the antenna driving device 11 so that the strength of the reception signal of the radar receiver 9 becomes maximum, and the radar antenna 7 outputs the control signal to the target object 2.
Angle tracking in the direction of.

【0024】さらに角度誤差検出回路10の制御信号は
オートパイロット13へも送られる。一方慣性基準装置
26では誘導飛しょう体の慣性情報である角速度、加速
度を計測しており、オートパイロット13では上記制御
信号と上記慣性信号に基づいて誘導飛しょう体が目標物
体2との会合点に向って飛しょうするように操舵指令を
操舵装置14に送る。操舵装置14は翼15を操舵指令
に基づき制御する。このようにして誘導飛しょう体のレ
ーダアンテナ7は常に目標物体2の方向に制御され、誘
導飛しょう体は翼15の制御によって目標物体2との会
合方向に飛翔する。
Further, the control signal of the angle error detection circuit 10 is also sent to the auto pilot 13. On the other hand, the inertial reference device 26 measures the angular velocity and acceleration as the inertial information of the guided flying object, and the autopilot 13 causes the guided flying object to meet the target object 2 based on the control signal and the inertial signal. A steering command is sent to the steering device 14 so as to fly toward. The steering device 14 controls the wing 15 based on a steering command. In this way, the radar antenna 7 of the guided flying object is always controlled in the direction of the target object 2, and the guided flying object flies in the direction of association with the target object 2 under the control of the wing 15.

【0025】一方、周波数ミキサ16へ送られるレーダ
受信機9の受信信号fR は周波数ミキサ16でレーダ送
信機12のレーダ送信周波数fO と周波数比較され、両
者の周波数差がドップラ周波数fd として起爆遅延時間
計算装置27の接近速度計算回路28に送られる。また
レーダ送信機12のレーダ送信周波数fO もドップラ周
波数fd とともに接近速度計算回路28に送られ式
(1)により誘導飛しょう体1と目標物体2との接近速
度Vc が計算され接近速度記憶回路29に送られる。こ
こで、式(1)においてcは、光速を意味し、ドップラ
周波数とfd 、レーダ送信周波数fO と接近速度Vc
関係を示す。
On the other hand, the received signal f R of the radar receiver 9 sent to the frequency mixer 16 is compared in frequency with the radar transmission frequency f O of the radar transmitter 12 by the frequency mixer 16, and the frequency difference between the two is taken as the Doppler frequency f d. It is sent to the approach speed calculation circuit 28 of the detonation delay time calculation device 27. The radar transmission frequency f O of the radar transmitter 12 is also sent to the approach speed calculation circuit 28 together with the Doppler frequency f d , and the approach speed V c between the guided flying object 1 and the target object 2 is calculated by equation (1), and the approach speed is calculated. It is sent to the storage circuit 29. Here, in equation (1), c means the speed of light, and indicates the relationship between the Doppler frequency and f d , the radar transmission frequency f O and the approach speed V c .

【0026】[0026]

【数1】 (Equation 1)

【0027】同時にアンテナ駆動装置11からはレーダ
アンテナ7の向きに対応したアンテナ角度信号λが起爆
遅延時間計算装置27の首振り角記憶回路30に送られ
る。
At the same time, an antenna angle signal λ corresponding to the direction of the radar antenna 7 is sent from the antenna driving device 11 to the swing angle storage circuit 30 of the detonation delay time calculation device 27.

【0028】接近速度記憶回路29と首振り角記憶回路
30に送られた信号は、所定の時間遅れた情報を出力す
ることにより目標物体近傍通過時の急峻な変動を回避し
た安定な情報を出力する。
The signals sent to the approach speed storage circuit 29 and the swing angle storage circuit 30 output stable information that avoids sharp fluctuations when passing near the target object by outputting information delayed by a predetermined time. I do.

【0029】一方、近接信管18の送信機20はレーダ
送信波3とは周波数の異なる微弱電波を近接信管送信ア
ンテナ19から近接信管送信波5として放射する。近接
信管送信波5は微弱であるので誘導飛しょう体が目標物
体2に接近したときのみ近接信管受信波6が目標物体2
から反射され、近接信管受信アンテナ21で受信され
る。受信機22は近接信管受信アンテナ21の受信した
電波を増幅し近接信号として目標近接検出回路23に送
る。目標近接検出回路23は受信機22からの近接信号
の強さがあらかじめ定めた一定値以上になったとき目標
物体2を検出したことを示す検出信号を起爆遅延時間計
算装置27の起爆信号発生回路33に送る。
On the other hand, the transmitter 20 of the proximity fuze 18 radiates a weak radio wave having a frequency different from that of the radar transmission wave 3 from the proximity fuze transmission antenna 19 as the proximity fuze transmission wave 5. Since the proximity fuze transmission wave 5 is weak, the proximity fuze reception wave 6 is generated only when the guided flying object approaches the target object 2.
And is received by the proximity fuze receiving antenna 21. The receiver 22 amplifies the radio wave received by the proximity fuze receiving antenna 21 and sends it to the target proximity detection circuit 23 as a proximity signal. Target proximity detection circuit 23 initiation signal generating circuit of the detonator delay time detection signal indicating the detection of the target object 2 when the intensity of the proximity signal exceeds a specific value determined in advance from the receiver 22 the computing device 27 Send to 33.

【0030】起爆遅延時間計算装置27は目標近接検出
回路23からの検出信号を基準時刻として接近速度記憶
回路29から得られる接近速度Vc と、首振り角記憶回
路30からのアンテナ角度信号と、固有パラメータ記憶
回路31に記憶された誘導飛しょう体の固有値である弾
頭の弾片速度Ve と、近接信管送信波の送信方向αと、
近接信管18と弾頭25の取付け位置の距離Eを用いて
弾頭を起爆させるタイミングを起爆遅延時間演算回路3
2によって演算し、演算により得られた時間だけ遅延さ
せて弾頭25を爆発させる起爆信号を出し、弾頭25を
爆発させる。弾頭25は多数の弾片を爆発により周囲に
飛散する。この弾片は、目標物体2を破壊する。
[0030] and the approach speed V c obtained from the approach speed memory circuit 29 as a reference time a detection signal from the detonator delay time calculation unit 27 target proximity detection circuit 23, an antenna angle signal from the swing angle storage circuit 30, The trajectory velocity V e of the warhead, which is the eigenvalue of the guided flying vehicle stored in the eigenparameter storage circuit 31, the transmission direction α of the proximity fuze transmission wave,
Using the distance E between the proximity fuze 18 and the mounting position of the warhead 25, the timing of firing the warhead is determined by the firing delay time calculation circuit 3.
2 to generate an explosion signal for exploding the warhead 25 with a delay by the time obtained by the operation, thereby exploding the warhead 25. The warhead 25 scatters a large number of bullets around due to explosion. This bullet destroys the target object 2.

【0031】図2、図3により起爆遅延時間計算装置2
7の動作を詳細に説明する。図2は、誘導飛しょう体1
と目標物体2が近傍通過に到る以前の状態を示す図であ
る。ここで飛しょうは比例航法によって行われ、図2で
示すように誘導飛しょう体の速度ベクトルVm と目標物
体の速度ベクトルVT とが会合三角形を構成するように
飛しょうが継続される。この過程は目標の近傍を通過す
るまで継続されその場合には首振り角λ、誘導飛しょう
体1と目標物体2を結ぶ目視線と目標物体のなすアスペ
クト角Θと、接近速度Vc 、誘導飛しょう体の速度ベク
トルVm と目標物体の速度ベクトルVT との間には、式
(2)、式(3)で示す関係がある。式(2)は、接近
速度Vc を示す式であり、式(3)は目標と飛しょう体
を結ぶ直線が平行に移動した会合三角形を構成する関係
式である。
The explosion delay time calculation device 2 is shown in FIGS.
7 will be described in detail. Figure 2 shows the guided flying object 1
FIG. 7 is a diagram showing a state before a target object 2 has passed through the vicinity. Here flight is carried out by a proportional navigation, flight is continued such that the velocity vector V T of the velocity vector V m and the target object induction flying object as shown in Figure 2 constituting the associated triangle. This process is continued until the vehicle passes the vicinity of the target. In this case, the swing angle λ, the line of sight between the guidance flying object 1 and the target object 2 and the aspect angle Θ formed by the target object, the approach speed V c , the guidance between the velocity vector V T of the velocity vector V m and the target object flying object, relationship indicated by equation (2), equation (3). Equation (2) is an expression showing the approach speed V c, the formula (3) is a relational expression constituting the associated triangular line connecting the target and the flying object is moved in parallel.

【0032】[0032]

【数2】 (Equation 2)

【0033】次に、誘導飛しょう体1と目標物体2が会
合したときの状態を考える。図3は誘導飛しょう体1と
目標物体2が会合し、誘導飛しょう体1の近接信管18
で目標物体2を検出、弾頭25を起爆して弾頭25の弾
片が目標物体2に当る状態を示す説明図である。図にお
いてVe は弾頭の弾片速度、αは近接信管送信波の送信
方向、Eは近接信管18と弾頭25の取付け位置の距
離、Z0 は近接信管の目標検出距離、Z1 は弾頭に対す
る目標物体の側方通過時の距離を示す。時刻t=0で近
接信管18が目標物体2を検出、時刻t=tdで弾頭2
5を起爆し弾片が目標物体2に当る条件を求めると式
(4)で示す関係で近似できる。
Next, a state when the guided flying object 1 and the target object 2 meet will be considered. FIG. 3 shows that the guidance spacecraft 1 and the target object 2 meet, and the proximity fuse 18 of the guidance spacecraft 1
FIG. 4 is an explanatory diagram showing a state in which the target object 2 is detected, a warhead 25 is detonated, and a bullet of the warhead 25 hits the target object 2. In the figure, V e is the trajectory velocity of the warhead, α is the transmission direction of the proximity fuze transmission wave, E is the distance between the mounting position of the proximity fuze 18 and the warhead 25, Z 0 is the target detection distance of the proximity fuze, and Z 1 is the distance to the warhead. The distance when the target object passes laterally is shown. At time t = 0, the proximity fuze 18 detects the target object 2, and at time t = td, the warhead 2
5 and the conditions under which the rams hit the target object 2 can be approximated by the relationship shown in equation (4).

【0034】[0034]

【数3】 (Equation 3)

【0035】この状態では、図2に示す接近速度Vc
相対速度ベクトルVR と同じであり、誘導飛しょう体に
対する相対速度ベクトルVR のなす角度は図2のレーダ
アンテナ首振り角λとほぼ同等と見做すことができる。
そのため誘導飛しょう体において近傍通過時に接近速度
と首振り角度を安定した情報として適用すべく接近速度
記憶回路29、首振り角記憶回路30で過渡期に到る以
前の安定した情報を記憶しておき遅延時間演算回路32
で使用する。ここで、近接信管の目標検知距離は所要の
設定値を使用し、弾頭の側方通過時の距離は誘導飛しょ
う体の誘導精度から設定する必要がある。以上が起爆遅
延時間計算装置27の動作である。
[0035] In this state, approach speed V c shown in FIG. 2 is the same as the relative velocity vector V R, the angle of the relative velocity vector V R to the induction spacecraft radar of Figure 2
This can be regarded as substantially equal to the antenna swing angle λ .
Therefore, in order to apply the approach speed and the swing angle as stable information at the time of passing near the guidance vehicle, the approach speed storage circuit 29 and the swing angle storage circuit 30 store stable information before the transition period. Delay time calculation circuit 32
Used in. Here, the target detection distance of the proximity fuze uses a required set value, and the distance when the warhead passes laterally needs to be set from the guidance accuracy of the guided flying object. The above is the operation of the detonation delay time calculation device 27 .

【0036】なお、上記実施例では誘導飛しょう体にレ
ーダ送信機とレーダ受信機を備える例を示したが、接近
速度を知るためにレーダ送信波とレーダ受信波が得られ
ればよいのであって、誘導飛しょう体を発射する航空機
又は、地上のレーダ装置から目標物体にレーダ波が照射
される場合にはレーダ送信機を備えていない誘導飛しょ
う体においてもこの発明の効果を損なうことはない。さ
らに、近接信管に電波を使用する例を示したが、目標物
体を近距離で検出できればよいのであって、光を使った
近接信管であってもよい。
In the above-described embodiment, an example is shown in which the radar vehicle is provided with a radar transmitter and a radar receiver. However, it is only necessary to obtain radar transmission waves and radar reception waves in order to know the approach speed. , induced spacecraft aircraft or firing, also compromising the effect of the present invention in the induction flying object that does not have a record over da transmitter when radar waves from a ground radar system to the target object is irradiated There is no. Further, although an example in which radio waves are used for the proximity fuze has been described, it is only necessary that the target object can be detected at a short distance, and a proximity fuze using light may be used.

【0037】実施例2. 実施例1においては、目標物体を質点として考えたが幅
と長さを持つ物体であると言う前提で遅延時間を計算す
る方法がより適切な遅延時間の設定が可能である。図
4、図5に関係を示す。図4において7から33までは
実施例1と同等であり、34は目標速度推定回路、35
は目標アスペクト角推定回路を示す。式(2)及び式
(3)から以下に示す、式(5)、(6)が算出され
る。式(5)は誘導飛しょう体飛しょう速度Vm 、誘
導飛しょう体首振り角λ、接近速度Vc、目標速度VT
から目標アスペクト角θを推定する式であり、式(6)
は誘導飛しょう体飛しょう速度Vm 、誘導飛しょう体
のレーダアンテナ首振り角λ、接近速度Vc から目標速
度VT を推定する式である。
Embodiment 2 FIG. In the first embodiment, the target object is considered as a mass point, but a method of calculating the delay time on the assumption that the object has a width and a length can set the delay time more appropriately. 4 and 5 show the relationship. In FIG. 4, 7 to 33 are the same as those in the first embodiment, 34 is a target speed estimating circuit, 35
Indicates a target aspect angle estimation circuit. Expressions (5) and (6) shown below are calculated from Expressions (2) and (3). Equation (5) is the flying speed V m of the guided flying vehicle, the swing angle λ of the guided flying vehicle, the approach speed V c , and the target speed V T.
Is a formula for estimating the target aspect angle θ from the following equation.
Is the flying speed of the guided vehicle V m , the guided vehicle
Radar antenna swing angle λ of a formula for estimating the target speed V T from the approach speed V c.

【0038】[0038]

【数4】 (Equation 4)

【0039】図5において、目標物体の大きさを考慮し
た場合の起爆遅延時間について示す。図において、L
a,Lbは目標物体の大きさをモデル化したものであり
Lcは誘導飛しょう体から観測した目標物体の長さを示
す。大きさのある目標の中央で弾片を命中させたい場合
には、誘導飛しょう体から観測した目標物体の長さの半
分の距離に相当する遅延が必要である。この場合の誘導
飛しょう体から観測した目標物体の長さLc、目標物体
の大きさをモデル化したLa,Lbおよび、起爆遅延時
間td等の関係を式(7),(8),(9)に示す。式
(7)は誘導飛しょう体に投影した目標の長さを計算す
る式であり、目標長さLaは目標のアスペクト角θと
ーダアンテナ首振り角λの差のサインの長さに投影さ
れ、目標長さLbは目標のアスペクト角θとレーダアン
テナ首振り角λの差のコサインの長さに投影される。式
(8)は誘導飛しょう体の目標検出点と目標物体の中央
点の長さLdを計算する式であり、近接信管検出距離Z
O の誘導飛しょう体への投影距離ZO cosαと、近接
信管18と弾頭25の取付け位置の距離Eと、目標長さ
Lcの半分の和になる。式(9)は遅延時間tdを計算
する式であり、誘導飛しょう体の目標検出点と目標物体
の中央点の長さLdを目標物体が通過する時間(Ld/
c cosλ)と弾片が、弾頭と目標物体との間の距離
l を弾頭の弾片速度Ve により通過する時間の差であ
る。
FIG. 5 shows the detonation delay time in consideration of the size of the target object . In the figure, L
a and Lb model the size of the target object , and Lc indicates the length of the target object observed from the guided flying object. If it is desired to hit a bullet at the center of a large target, a delay corresponding to half the length of the target object observed from the guided vehicle is required. In this case, the relationship between the length Lc of the target object observed from the guided flying object, La and Lb obtained by modeling the size of the target object , the detonation delay time td, and the like are expressed by equations (7) and (8). ) And (9). Equation (7) is an expression for calculating the length of the target projected onto the induction flying object, the target length La is the target aspect angle θ and Re of
The target length Lb is projected to the target aspect angle θ and the radar antenna.
Projected to the cosine length of the difference in the tena swing angle λ. Equation (8) is an equation for calculating the length Ld of the target detection point of the guided flying object and the center point of the target object.
A projection distance Z O cos [alpha] of O to induction flying object, and the distance E of the mounting position of the proximity fuse 18 and the warhead 25, the sum of half the target length Lc. Equation (9) is an equation for calculating the delay time td, and the time (Ld / Ld / L) for the target object to pass through the length Ld of the center point between the target detection point of the guidance vehicle and the target object.
V c cosλ) and bullet piece, which is the difference between the transit time through the distance Z l of warhead bullet pieces velocity V e between the warhead and the target object.

【0040】[0040]

【数5】 (Equation 5)

【0041】実施例3. 実施例2では目標モデルとして一種類であったが、目標
物体としては大型目標及び小型目標等の類別がある。目
物体の種類を設定できるようにした実施例を図6、図
7、図8に示す。図6は36が目標種類設定回路、37
は目標形状記憶回路でありその他は実施例2と同じであ
る。図7は大型目標をモデル化した例を示し、図8は小
型目標をモデル化した例を示す。モデル化した目標物体
を目標形状記憶回路37に格納しておき、目標種類設定
回路36の指令により起爆遅延時間演算回路32に信号
を送る。この目標種類設定回路36の指令は誘導飛しょ
う体の発射直前に設定することも誘導飛しょう体を発射
する航空機あるいは地上からの指令により発射後に設定
することも可能である。式(10)〜(15)に遅延時
間設定の関係式を示す。式(10)、式(11)は、式
(7)と同様な誘導飛しょう体に投影した目標の長さを
計算する式であり、式(10)は小型目標の場合、式
(11)は大型目標の場合を示す。式(12)、(1
3)は式(8)同様誘導飛しょう体の目標検出点と目標
の中央点の長さを計算する式であり、式(12)は小型
目標の場合、式(13)は大型目標の場合を示す。式
(14)、(15)は式(9)同様遅延時間tdを
計算する式であり、式(14)は小型目標の場合、式
(15)は大型目標の場合を示す。
Embodiment 3 FIG. In the second embodiment, only one type of target model is used. However, target objects are classified into large targets and small targets. 6, 7, and 8 show examples in which the type of the target object can be set. FIG. 6 shows a target type setting circuit 36 and a target type setting circuit 37.
Is a target shape memory circuit, and the other is the same as the second embodiment. FIG. 7 shows an example in which a large target is modeled, and FIG. 8 shows an example in which a small target is modeled. The modeled target object is stored in the target shape storage circuit 37, and a signal is sent to the detonation delay time calculation circuit 32 in accordance with a command from the target type setting circuit 36. The command of the target type setting circuit 36 can be set immediately before the launch of the guided vehicle, or the guided vehicle can be launched.
It is also possible to set after launch by a command from the aircraft or the ground. Equations (10) to (15) show the relational expressions for setting the delay time. Equations (10) and (11) are equations for calculating the length of the target projected on the guided flying vehicle, similar to equation (7). Equation (10) is an equation (11) for a small target. Indicates the case of a large target. Equations (12), (1
3) is a formula for calculating the length of the target detection point of the guidance vehicle and the center point of the target, as in formula (8). Is shown. Equation (14), (15) is an expression for calculating the same delay time td and the formula (9), equation (14) for small target, formula (15) shows the case of a large target.

【0042】[0042]

【数6】 (Equation 6)

【0043】実施例4. 実施例3では、目標種類設定回路36によって目標物体
を外部から設定する必要があったが、目標物体の主要運
用領域を事前に考慮することによって自立的な、目標
類選択が可能である。実施例4では慣性基準装置の高度
情報を利用して目標の選択する例を示す。図9において
38は高度で目標物体を選択する目標種類選択回路であ
りその他は実施例3と同じである。図10は高度と目標
物体のモデルの関係を示す。図において横軸は目標物体
の形状モデル、縦軸は目標物体が主に飛翔する高度を示
す。慣性基準装置26で検出された高度は目標種類選択
回路38に入力されるとその高度に応じた目標物体が選
択される。これは、低高度、高高度は小型目標であり中
高度は大型目標であるとしてモデル化した一例である。
Embodiment 4 FIG. In the third embodiment, it is necessary to set the target object from the outside by the target type setting circuit 36. However, the target type can be set independently by considering the main operation area of the target object in advance.
Class selection is possible. Fourth Embodiment In a fourth embodiment, an example in which a target is selected using altitude information of the inertial reference device will be described. In FIG. 9, reference numeral 38 denotes a target type selection circuit for selecting a target object by altitude, and the other components are the same as those of the third embodiment. Figure 10 shows altitude and target
3 shows the relationship between object models. In the figure, the horizontal axis target object <br/> shape model, and the vertical axis shows the high degree of the target object is mainly fly. When the altitude detected by the inertial reference device 26 is input to the target type selection circuit 38, a target object corresponding to the altitude is selected. This is an example in which low altitude and high altitude are modeled as small targets and medium altitude is a large target.

【0044】実施例5. 実施例4では、高度によって目標物体の選択をしたが、
目標物体の大きさの指標となる誘導飛しょう体で捉えた
目標物体のレーダ反射面積(RCS)で小型目標か大型
目標かを見分けることも可能である。図11において3
9は相対距離検出回路、40は目標RCS推定回路、4
1は目標種類選択回路であり、その他は実施例4と同じ
ものである。図12にレーダ反射面積による目標選択
準の例を示す。縦軸にレーダ反射面積、横軸にアスペク
ト角θを示す。目標のレーダ反射面積はアスペクト角θ
によって異なっており、アスペクト角θに応じた判定が
必要である。式(16)にレーダ反射面積の計算方法を
示す。式(16)は対数表記したレーダ方程式であり、
レーダ反射面積が距離の4乗と信号対ノイズ比(S/
N)の積に比例することを示す。ここでKはレーダ特性
によって定まる固有値である。
Embodiment 5 FIG. In the fourth embodiment, the target object is selected according to the altitude.
It is also possible to distinguish between a small target and a large target based on the radar reflection area (RCS) of the target object captured by the guided flying object , which is an index of the size of the target object. In FIG. 11, 3
9 is a relative distance detection circuit, 40 is a target RCS estimation circuit,
Reference numeral 1 denotes a target type selection circuit, and the other components are the same as those in the fourth embodiment. FIG. 12 shows an example of a target selection criterion based on the radar reflection area. The vertical axis indicates the radar reflection area, and the horizontal axis indicates the aspect angle θ . The target radar reflection area is the aspect angle θ
And it is necessary to make a determination according to the aspect angle θ . Equation (16) shows the method of calculating the radar reflection area. Equation (16) is a logarithmic notation radar equation.
The radar reflection area is the fourth power of the distance R and the signal-to-noise ratio (S /
N) . Here, K is an eigenvalue determined by radar characteristics.

【0045】[0045]

【数7】 (Equation 7)

【0046】[0046]

【発明の効果】以上のように、この発明によれば誘導飛
しょう体に起爆遅延時間計算装置を設け、近接信管によ
る目標物体の検出信号を基準時刻として、レーダアンテ
ナの角度、接近速度、及び誘導飛しょう体の固有値から
起爆タイミングを演算し弾頭を起爆するようにしたた
め、有効な目標撃破が可能である。
As described above, according to the present invention, the detonation delay time calculation device is provided for the guided flying object, and the angle, approach speed, and radar speed of the radar antenna are determined using the detection signal of the target object detected by the proximity fuse as the reference time. Since the detonation timing is calculated from the characteristic value of the guided flying vehicle to detonate the warhead, an effective target defeat can be performed.

【0047】またこの発明によれば、レーダアンテナの
角度、接近速度、及び誘導飛しょう体の固有値だけでな
く目標物体の飛しょう速度、誘導飛しょう体とのアスペ
クト角が推定できるため目標物体を広がりと長さのある
ものとして捉えることが出来、適合した目標の適切な箇
所を撃破することが出来る。
According to the present invention, not only the angle of the radar antenna, the approach speed, and the eigenvalues of the guided flying object, but also the flying speed of the target object and the aspect angle with the guided flying object can be estimated. It can be perceived as being wide and long, and it can destroy the right place on the target that fits.

【0048】この発明によれば誘導飛しょう体が対処す
る目標物体を外部から設定することが出来るため広がり
と長さのある設定した目標の適切な箇所を撃破すること
が出来る。
According to the present invention, a target object to be dealt with by the guided flying object can be set from the outside, so that an appropriate portion of the set target having a spread and length can be destroyed.

【0049】また、この発明によれば誘導飛しょう体の
高度情報から高度に対応した目標物体を設定することが
出来るため、外部から対処目標物体の設定をせずとも自
立的に、広がりと長さのある目標の適切な箇所の撃破す
ることが出来る。
[0049] Further, since it is possible to set a highly target object corresponding from altitude information of induction spacecraft according to the present invention, autonomously without setting action target object from the outside, and spread You can destroy a long target at an appropriate point.

【0050】この発明によれば誘導飛しょう体のレーダ
情報から対処すべき目標物体の種類を設定することが出
来るため、外部から対処目標物体の設定をせずとも自立
的に、広がりと長さのある目標の適切な箇所の撃破する
ことが出来る。
According to the present invention, the type of the target object to be dealt with can be set from the radar information of the guided flying object. Therefore, the spread and length can be autonomously set without setting the target object to be dealt with from outside. Can be destroyed at an appropriate point on a target that has a target.

【図面の簡単な説明】[Brief description of the drawings]

【図1】 この発明の実施例1による誘導飛しょう体の
構成図である。
FIG. 1 is a configuration diagram of a guided flying object according to Embodiment 1 of the present invention.

【図2】 目標物体と誘導飛しょう体の終末誘導段階の
関係を示す説明図である。
FIG. 2 is an explanatory diagram showing a relationship between a target object and a terminal guidance stage of a guided flying object.

【図3】 この発明の動作を説明する説明図であり会合
時の目標物体と誘導飛しょう体の関係を示す図である。
FIG. 3 is an explanatory diagram for explaining an operation of the present invention, and is a diagram showing a relationship between a target object and a guided flying object at the time of a meeting;

【図4】 この発明の実施例2による誘導飛しょう体の
構成図である。
FIG. 4 is a configuration diagram of a guided flying object according to a second embodiment of the present invention.

【図5】 この発明の動作を説明する説明図であり会合
時の長さと広がりのあるモデル化した目標物体と誘導飛
しょう体の関係を示す図である。
FIG. 5 is an explanatory diagram for explaining the operation of the present invention, and is a diagram showing a relationship between a modeled target object having a length at the time of meeting and an expanse and a guided flying object.

【図6】 この発明の実施例3による誘導飛しょう体の
構成図である。
FIG. 6 is a configuration diagram of a guided flying object according to a third embodiment of the present invention.

【図7】 大型目標のモデル化を説明する説明図であ
る。
FIG. 7 is an explanatory diagram illustrating modeling of a large target.

【図8】 小型目標のモデル化を説明する説明図であ
る。
FIG. 8 is an explanatory diagram illustrating modeling of a small target.

【図9】 この発明の実施例4による誘導飛しょう体の
構成図である。
FIG. 9 is a configuration diagram of a guided flying object according to Embodiment 4 of the present invention.

【図10】 高度による目標のおおきさ設定の関係を説
明する説明図である。
FIG. 10 is an explanatory diagram illustrating the relationship between the setting of the target size according to the altitude.

【図11】 この発明の実施例5による誘導飛しょう体
の構成図である。
FIG. 11 is a configuration diagram of a guided flying object according to Embodiment 5 of the present invention.

【図12】 アスペクト角とRCSで対処目標を選択す
る目標種類選択装置2の関係を示した説明図である。
FIG. 12 is an explanatory diagram showing a relationship between a target type selection device 2 that selects a target to be handled based on an aspect angle and RCS.

【図13】 誘導飛しょう体の作用を説明する説明図で
ある。
FIG. 13 is an explanatory diagram for explaining the operation of the guided flying object.

【図14】 従来の誘導飛しょう体の構成を示す構成図
である。
FIG. 14 is a configuration diagram showing a configuration of a conventional guided flying object.

【符号の説明】[Explanation of symbols]

1 誘導飛しょう体、2 目標物体、3 レーダ送信
波、4 レーダ受信波、5 近接信管送信波、6 近接
信管受信波、7 レーダアンテナ、8 方向性結合器、
9 レーダ受信機、10 角度誤差検出回路、11 ア
ンテナ駆動装置、12 レーダ送信機、13 オートパ
イロット、14 操舵装置、15 翼、16 周波数ミ
キサ、17 検波器、18 近接信管、19 近接信管
送信アンテナ、20 送信機、21 近接信管受信アン
テナ、22 受信機、23 検出回路、24 起爆装
置、25 弾頭、26 慣性基準装置、27 起爆遅延
時間計算装置、28 接近速度計算回路、29 接近速
度記憶回路、30 首振り角記憶回路、31 固定パラ
メータ記憶回路、32 遅延時間演算回路、33 起爆
信号発生回路、34 目標速度推定回路、35 目標ア
スペクト角推定回路、36 目標種類設定回路、37
目標形状記憶回路、38 目標種類選択回路、39 相
対距離検出回路、40 目標RCS推定回路、41 目
標種類選択回路
1 guided flying object, 2 target object, 3 radar transmission wave, 4 radar reception wave, 5 proximity fuze transmission wave, 6 proximity fuze reception wave, 7 radar antenna, 8 directional coupler,
9 radar receiver, 10 angle error detection circuit, 11 antenna driving device, 12 radar transmitter, 13 auto pilot, 14 steering device, 15 wings, 16 frequency mixer, 17 detector, 18 proximity fuze, 19 proximity fuze transmission antenna, Reference Signs List 20 transmitter, 21 proximity fuse receiving antenna, 22 receiver, 23 detection circuit, 24 detonator, 25 warhead, 26 inertia reference device, 27 detonation delay time calculation device, 28 approach speed calculation circuit, 29 approach speed storage circuit, 30 Swing angle storage circuit, 31 fixed parameter storage circuit, 32 delay time calculation circuit, 33 firing signal generation circuit, 34 target speed estimation circuit, 35 target aspect angle estimation circuit, 36 target type setting circuit, 37
Target shape storage circuit, 38 target type selection circuit, 39 relative distance detection circuit, 40 target RCS estimation circuit, 41 target type selection circuit

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 藤沢 峻 鎌倉市上町屋325番地 三菱電機株式会 社 鎌倉製作所内 (56)参考文献 特開 平8−62329(JP,A) 特開 平7−190692(JP,A) 特開 平7−91900(JP,A) 特開 平7−71897(JP,A) 特開 平6−342066(JP,A) 特開 平5−79293(JP,A) 特開 平5−61691(JP,A) 特開 平4−62398(JP,A) 特開 平2−50100(JP,A) (58)調査した分野(Int.Cl.7,DB名) F42C 13/04 F41G 7/22 - 7/24 ──────────────────────────────────────────────────続 き Continuation of front page (72) Inventor Shun Fujisawa 325 Kamimachiya, Kamakura-shi, Kamakura Works, Mitsubishi Electric Corporation (56) References JP-A-8-62329 (JP, A) JP-A-7-190692 (JP, A) JP-A-7-91900 (JP, A) JP-A-7-71897 (JP, A) JP-A-6-342066 (JP, A) JP-A-5-79293 (JP, A) JP-A-5-61691 (JP, A) JP-A-4-62398 (JP, A) JP-A-2-50100 (JP, A) (58) Fields investigated (Int. Cl. 7 , DB name) F42C 13 / 04 F41G 7/22-7/24

Claims (5)

(57)【特許請求の範囲】(57) [Claims] 【請求項1】 目標物体の方向にレーダ送信波を送信し
反射波を受信するレーダアンテナと、高周波電力を上記
レーダアンテナに発生するレーダ送信機と、上記レーダ
アンテナからの受信信号を増幅するレーダ受信機と、上
記レーダ受信機の受信信号と上記レーダ送信機の高周波
電力の周波数を比較し周波数差をドップラ周波数として
検出する周波数ミキサと、上記レーダ受信機の受信信号
を受けて目標に対するレーダアンテナの角度誤差を検出
する角度誤差検出回路と、上記角度誤差検出回路の出力
信号により上記レーダアンテナを目標物体の方向に角度
追尾させるアンテナ駆動装置と、誘導飛しょう体の加速
度、角速度を計測し姿勢、速度を推定する慣性基準装置
と、上記角度誤差検出回路の出力信号と上記慣性基準装
置からの慣性情報から操舵指令を演算するオートパイロ
ットと、上記オートパイロットからの操舵指令に基づき
翼を制御する操舵装置と、上記操舵装置に機械的に結合
され可動する翼と、上記レーダ送信波とは周波数の異な
る電波を送信し上記目標物体に接近したとき反射波を受
信する近接信管と、上記近接信管の受信した信号の強さ
が一定値以上となったとき上記目標物体の近接を検出し
たという信号を出力する目標近接検出回路と、上記目標
近接検出回路からの起爆信号により起爆する弾頭から構
成される誘導飛しょう体において、上記アンテナ駆動装
置から得られるアンテナ角度信号を記憶するアンテナ首
振り角記憶回路と、上記周波数ミキサからのドップラ周
波数とレーダ送信波の周波数から誘導飛しょう体と目標
物体との接近速度を計算する接近速度計算回路と、上記
接近速度を記憶する接近速度記憶回路と、上記近接検出
回路からの検出信号、上記接近速度記憶回路からの接近
速度、上記アンテナ首振り角記憶回路からのアンテナ角
度信号、上記誘導飛しょう体の固有値である弾頭の弾片
速度、近接信管の電波送信方向、弾頭及び近接信管の取
付け位置とにより目標物体撃破に有効な起爆遅延時間を
計算する起爆遅延時間演算回路とを有する起爆遅延時間
計算装置を具備した誘導飛しょう体。
1. A radar antenna that transmits a radar transmission wave in the direction of a target object and receives a reflected wave, a radar transmitter that generates high-frequency power to the radar antenna, and a radar that amplifies a signal received from the radar antenna. A receiver, a frequency mixer that compares a frequency of a high-frequency power of the radar transmitter with a frequency of a received signal of the radar receiver and detects a frequency difference as a Doppler frequency, and a radar antenna that receives a received signal of the radar receiver and targets a target. An angle error detection circuit that detects an angle error of the antenna, an antenna driving device that causes the radar antenna to track the angle in the direction of a target object based on an output signal of the angle error detection circuit, and an acceleration and an angular velocity of the guided flying object that are measured. The inertial reference device for estimating the speed, the output signal of the angle error detection circuit and the inertial information from the inertial reference device. An autopilot that calculates a steering command from the autopilot, a steering device that controls wings based on a steering command from the autopilot, a wing that is mechanically coupled to the steering device and that is movable, and the radar transmission wave has a different frequency. A proximity fuze that transmits radio waves and receives a reflected wave when approaching the target object, and a signal indicating that the proximity of the target object has been detected when the strength of the signal received by the proximity fuze exceeds a certain value. a target proximity detection circuit that forces, in the induction flying object comprised of warhead detonate the detonation signal from the target proximity detection circuit, an antenna swing angle storage circuit for storing the antenna angle signal obtained from the antenna driving device And the approach speed to calculate the approach speed between the guided flying object and the target object from the Doppler frequency from the frequency mixer and the frequency of the radar transmission wave Calculation circuit; an approach speed storage circuit for storing the approach speed; a detection signal from the approach detection circuit; an approach speed from the approach speed storage circuit; an antenna angle signal from the antenna swing angle storage circuit; A detonation delay time calculation circuit for calculating a detonation delay time effective for destruction of a target object based on a bullet velocity of a warhead which is a characteristic value of a flying object, a radio wave transmission direction of a proximity fuse, and a mounting position of a warhead and a proximity fuse. A guided vehicle equipped with a delay time calculator.
【請求項2】 上記起爆遅延時間計算装置は、上記目標
物体と誘導飛しょう体の接近速度、上記レーダアンテナ
首振り角、および上記慣性基準装置からの誘導飛しょう
体の飛しょう速度とから目標物体の飛しょう速度を推定
する目標速度推定回路と、上記目標物体と誘導飛しょう
体の接近速度、上記レーダアンテナ首振り角および上記
慣性基準装置からの誘導飛しょう体の飛しょう速度とか
ら目標の誘導飛しょう体とのなすアスペクト角を推定す
目標アスペクト角推定回路とを有し、上記目標速度と
上記アスペクト角とを上記起爆遅延時間演算回路へ入力
し、目標速度、アスペクト角を含む各種情報から起爆遅
延時間を推定することを特徴とする請求項1記載の誘導
飛しょう体。
2. The detonation delay time calculation device according to claim 1, further comprising: calculating a target speed based on an approach speed of the target object and the guided vehicle, a swing angle of the radar antenna, and a flying speed of the guided vehicle from the inertial reference device. A target speed estimating circuit for estimating the flying speed of the object, and a target based on the approach speed of the target object and the guided flying object, the swing angle of the radar antenna, and the flying speed of the guided flying object from the inertial reference device. A target aspect angle estimating circuit for estimating an aspect angle formed by the guided flying object, and inputting the target speed and the aspect angle to the detonation delay time calculation circuit, and including a target speed and an aspect angle. 2. The guidance vehicle according to claim 1, wherein the detonation delay time is estimated from the information.
【請求項3】 上記起爆遅延時間計算装置は、上記誘導
飛しょう体が攻撃対象とする可能性のある目標物体の形
状情報を記憶する目標形状記憶回路と、攻撃対象の目標
物体を指定し設定する目標種類設定回路とを有し、上記
目標種類設定回路で設定された目標物体の形状情報を
目標形状記憶回路を介して上記起爆遅延時間演算回路
へ入力し、目標物体の形状情報を含む各種情報から起爆
遅延時間を設定することを特徴とする請求項2記載の誘
導飛しょう体。
3. The detonation delay time calculation device, wherein a target shape storage circuit for storing shape information of a target object that the guided flying object may be an attack target, and a target object to be attacked is designated and set. on to and a target type setting circuit, the shape information of the target object set by the target type setting circuit
Serial target shape memory via the circuit input to the detonator delay time calculation circuit, induction flying object according to claim 2 wherein the various information including the shape information of the target object and sets the initiation delay time.
【請求項4】 上記起爆遅延時間計算装置は、誘導飛し
ょう体が攻撃対象とする可能性のある目標の形状情報を
記憶する目標形状記憶回路と、上記慣性基準装置から得
られる高度情報から上記攻撃対象の目標を選択し、上記
目標形状記憶回路から選択した目標の形状情報を読み出
すための目標種類選択回路とを有し、上記目標種類選択
回路で選択された目標の形状情報を上記起爆遅延時間演
算回路に入力し、目標の形状情報を含む各種情報とから
起爆遅延時間を設定することを特徴とする請求項2記載
の誘導飛しょう体。
4. The detonation delay time calculation device according to claim 1, wherein the target shape storage circuit stores shape information of a target which may be an attack target of the guided flying object, and the altitude information obtained from the inertial reference device. A target type selection circuit for selecting a target to be attacked and reading out the target shape information selected from the target shape storage circuit, and setting the target shape information selected by the target type selection circuit to the detonation delay. Input to the time calculation circuit, and from various information including target shape information
3. The guidance vehicle according to claim 2, wherein a detonation delay time is set.
【請求項5】 上記起爆遅延時間計算装置は、誘導飛し
ょう体が攻撃対象とする可能性のある目標物体の形状情
報を記憶する目標形状記憶回路と、上記レーダ受信機の
受信信号強度と上記レーダ受信機から得られる誘導飛し
ょう体と目標物体との相対距離とから上記攻撃対象の目
標を選択し、上記目標形状記憶回路から選択した目標の
形状情報を読み出すための目標種類選択回路とを有し、
上記目標種類選択回路で選択された目標の形状情報を
記起爆遅延時間演算回路に入力し、目標の形状情報を含
む各種情報とから起爆遅延時間を設定することを特徴と
する請求項2記載の誘導飛しょう体。
5. A detonation delay time calculation device, comprising: a target shape storage circuit for storing shape information of a target object which may be a target of a guided flying object; a reception signal intensity of the radar receiver; A target type selection circuit for selecting the target of the attack target from the relative distance between the guided flying object and the target object obtained from the radar receiver, and reading out the target shape information selected from the target shape storage circuit. Have
Top target shape information selected by the target type selection circuit
3. The guidance vehicle according to claim 2, wherein the detonation delay time is set based on various information including target shape information input to the detonation delay time calculation circuit.
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