JP3332015B2

JP3332015B2 - 追尾装置

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Publication number: JP3332015B2
Application number: JP19414299A
Authority: JP
Inventors: 広司野中
Original assignee: NEC Corp
Current assignee: NEC Corp
Priority date: 1999-07-08
Filing date: 1999-07-08
Publication date: 2002-10-07
Anticipated expiration: 2019-07-08
Also published as: JP2001021297A

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は追尾目標である第１
の飛翔体を捕捉追尾するため、イメージャ（imager）を
搭載した第２の飛翔体において、イメージャの取得した
第１の飛翔体の目標画像がら、第１の飛翔体の方向と第
２の飛翔体の飛行軸の方向との誤差角を検出し、この誤
差角信号に追尾ゲインを乗算した制御信号である誘導信
号が飛翔体のオートパイロットに供給され、誘導信号の
量に従い、飛翔体の姿勢を制御する追尾装置に関するも
のである。特に、イメージャが第２の飛翔体に搭載され
たジンバル（gimbal）に装着され、イメージャの光軸を
スキャン（scan）する場合に、イメージャで検出される
誤差角からスキャンの影響を除去して第２の飛翔体を誘
導するための誘導信号を生成する追尾装置に関するもの
である。

【０００２】

【従来の技術】図１は本発明の一実施形態における装置
構成を示す図であるが、本発明の装置が従来の装置と異
なる点は、図１のキャンセル（cancel）部の内部構成だ
けであるので、図１について従来の装置の構成を説明す
る。従来の装置は、ジンバル（gimbal）部１、画像信号
処理部２、ジンバル制御部３、キャンセル部４から構成
される。ジンバル部１はイメージャ（imager）部５、ジ
ンバル本体６、トルクモータ（torque motor）７、レー
トセンサ（rate sensor ）８、角度センサ９から構成さ
れる。

【０００３】イメージャ部５は目標飛翔体を含む画像デ
ータを取得する部分であって、取得された画像データは
一般には、ＴＶモニタ等の表示装置（図示せず）上に表
示するに適した形態でイメージメモリ（image memory）
（図示せず）に書き込まれる。イメージャ部５はジンバ
ル本体６に装着され、イメージャ部５の指向角度（すな
わち、ジンバル角度３０）は２軸以上の自由度を以て、
トルクモータ７によって制御される。この制御の目的は
ジンバル角度３０を目標方向角度２６に常に合致させる
ことであり、この制御の実行のために、イメージャ部５
の空間角速度（ジンバル角速度信号３８）を検出するレ
ートセンサ８と、イメージャ部５の角度（ジンバル角度
信号３７）を検出する角度センサ９を備えている。

【０００４】ジンバル制御部３は誘導信号２５にスキャ
ン入力信号２８を加算する加算器４１、減算器４２を含
むジンバル角速度フィードバック部１２、サーボアンプ
（servo amp ）部１３から構成される。

【０００５】画像信号処理部２はイメージャ部５により
得られた画像データ３１を処理し目標を抽出、目標方向
角度２６とジンバル角度３０の差である誤差角信号３２
を演算する画像処理部１０と、誤差角信号３２から補正
前誘導信号を生成するための追尾ゲイン（gain）設定部
１１とから構成される。画像データ３１の画像信号処理
部２における処理に関して、例えば、イメージャ部５が
ＴＶカメラである場合について、図７について説明す
る。図７の符号７１はＴＶ画面枠、符号７２は追尾ゲー
ト、符号７３は画面中心、符号７４は目標、符号７５は
誤差角である。この誤差角７５を無くするために、誤差
角によりジンバル角度３０をフィードバック制御して、
ジンバル角度３０を目標方向角度に一致させるよう制御
すると同時に、この誤差角から誘導信号２５を演算し
て、第２の飛翔体のオートパイロットへ出力され、第２
の飛翔体の飛翔姿勢角の制御に使われる。

【０００６】ジンバル角度３０を制御するには、二つの
軸方向へ同時に駆動しなければならない。すなわち、ジ
ンバル角度３０の方向（イメージャ５の光軸の方向）を
Ｚ軸とするＸ−Ｙ−Ｚ直交座標を想定すると、画面中心
７３を図７上でＸ方向と同時にＹ方向へ駆動させる必要
がある。図１のトルクモータ７はＸ方向へ駆動するトル
クモータとＹ方向へ駆動するトルクモータと２個のトル
クモータを必要とし、従って、トルクモータ電流指令信
号３４も２種類必要であり、この２種類の信号を発生す
るためのジンバル制御部３も２回路必要である。然し、
２回路のジンバル制御部、２種類のトルクモータ電流指
令信号、２個のトルクモータは互いに同様な構成であ
り、同様に動作するので、図面には単にトルクモータ
７、トルクモータ電流指令信号３４、ジンバル制御部３
として示し、１方向の制御（例えば、Ｘ方向）に関して
だけ説明することとする。

【０００７】一方、第２の飛翔体の飛行軸は、この場
合、オートパイロット（auto-pilot）（図示せず）によ
り制御されて、外乱の影響を受けることなく定められた
角度に維持されながら飛行するのであるが、図７の誤差
角７５を０にするように、誤差角７５がオートパイロッ
トの制御信号として入力される。オートパイロットは誘
導信号を受け、飛翔体の姿勢を制御する。

【０００８】図１で、スキャン入力信号２３とキャンセ
ル部４を削除した場合のジンバル角度制御のブロック図
を図６に示す。図６において、図１と同一符号は同一部
分を示し同様に動作するので、重複した説明を省略す
る。図７に示す誤差角７５が図６の誤差角信号３２とな
る。図６の減算器４０は目標方向角度２６とジンバル角
度３０の差がイメージャ５の画像データ３１となり画像
処理部１０において誤差角信号３２として検出されるこ
とを意味し、実際の減算器ではない。この誤差角信号３
２に追尾ゲイン設定部１１（図１参照）で設定した追尾
ゲインＫｈ（符号１８）を乗算し、この出力が、ジンバ
ル角速度フィードバック部１２（図１参照）の減算器４
２に供給される。ジンバル角速度フィードバック部１２
で追尾ゲイン設定部１１の出力とレートセンサ８の出力
（図６ではレートセンサ応答２４の出力）であるジンバ
ル角速度信号３８との差信号がサーボアンプ部１３でサ
ーボアンプゲインＫａ（符号１９）の増幅を受けトルク
モータ電流指令信号３４となり、トルクモータ７でトル
クモータゲインＴｍ（符号２０）が乗算されてトルクモ
ータ７のトルクτを発生する。

【０００９】図７において、画面中心７３をＸ軸方向に
駆動するトルクモータ７を考える。目標７４のＸ軸方向
の位置をｘi 、画面中心７３のＸ軸方向の位置をｘとす
ると、図６の誤差角信号３２のＸ軸方向の成分はｘ_i −
ｘとなり、ジンバル角速度信号３８はｄｘ／ｄｔである
ので、 τ＝Ｔｍ・Ｋａ［Ｋｈ（ｘ_i −ｘ）−ｄｘ／ｄｔ］・・・（２）となり、このトルクでジンバル部１をＸ軸方向に駆動するので、 τ＝Ｊ（ｄ² ｘ／ｄｔ² ）＋Ｃｖ（ｄｘ／ｄｔ）＋Ｔｓ・ｘ・・・（３）となる。ここにＪはジンバル慣性モーメト（moment）２
１、Ｃｖ（ｄｘ／ｄｔ）は粘性トルク、Ｔｓ・ｘはスプ
リングトルク（spring torque ）である（図６参照）。
式（２）、（３）からｘ_i とｘの関係が定められる。す
なわち、Ｓ＝ｄ／ｄｔ（時間微分）の記号を用いて式
（２）、式（３）からＧ（Ｓ）＝（ｘ／ｘ_i）＝Ｋｈ・Ｋａ・Ｔｍ／［ＪＳ²＋（Ｋａ・Ｔｍ＋Ｃｖ）Ｓ＋（Ｋｈ・Ｋａ・Ｔｍ＋Ｔｓ）］・・・（４）を得る。

【００１０】図６において、ジンバル角速度３３のＸ軸
方向の成分をｄｘ／ｄｔとし、これに乗算器３５でＣｖ
を乗算すると粘性トルクのＸ軸方向成分となる。演算ｄ
／ｄｔを記号Ｓで表し、記号１／Ｓで演算∫ｄｔを表す
と、ジンバル角速度３３のＸ軸方向の成分にＴｓを乗算
し積分回路３６で積分してスプリングトルクのＸ軸方向
成分を算出する。減算器４３の出力は、式（２）、式
（３）に示される全体のトルクτから粘性トルクとスプ
リングトルクを減算した正味加速トルクτ0 となり、こ
れによって慣性モーメントＪのジンバル部１が加速され
るので１／Ｊ・Ｓで示す積分回路２２の出力がジンバル
角速度３３（Ｘ軸方向成分）となり、これがレートセン
サ応答２４によってジンバル角速度信号３８（Ｘ軸方向
成分）となる。ジンバル角速度３３を積分回路２３によ
って積分してジンバル角度３０（Ｘ軸方向成分）を生成
する。

【００１１】ところで、誤差角信号３２に追尾ゲインＫ
ｈ１８を乗算した制御信号は、誘導信号２５としてオー
トパイロットに供給され、誘導信号の量に従い、飛翔体
の姿勢を制御すると共に、シンバル駆動の入力点である
減算器４２にも供給され、誤差角が０となるように制御
される。

【００１２】先に説明したように、図６はジンバル部１
でスキャンを実施しない場合のジンバル角度３０の制御
回路を示すもので、誤差角７５は図７に示すようにな
る。通常追尾装置に搭載されるイメージャの視野は目標
捕捉する範囲に比較して狭いと言う問題点が有るため、
この目標捕捉の実効的な範囲を広くするため方法として
シンバル角度３０をスキャンする方法がある。図８はシ
ンバル角度３０のコニカルスキャン（conical scan）を
行った場合の取得画像を表わす説明図で、図において図
７と同一符号は同一部分を表し、ある時点では図７と同
じく符号７１で示す位置にあるＴＶ画面枠７１が、コニ
カルスキャンにより図８に弧状の矢印８２で示す方向に
移動し、移動の結果、点線枠８１で示す位置にＴＶ画像
枠が来る時点があり、総合的には、コニカルスキャンに
よって目標捕捉範囲が点線で示す円８３の範囲内に拡大
されたことを示す。

【００１３】図７と図８の比較から明らかなように、コ
ニカルスキャンを行うと、目標捕捉の実効的な範囲８３
を広くすることができるという効果がある。但し、誤差
角７５はＴＶ画面枠７１の画面中心７３と目標７４との
画面上の距離として計測されるので、画面中心７３がス
キャンによって移動するため、その移動の影響が誤差角
信号３２に直接含まれる結果になる。図７に示すように
スキャンを行わない場合は、誤差角信号３２に追尾ゲイ
ンＫｈ（符号１８）を乗じた制御信号によりジンバル角
度３０を制御し、同時にこの制御信号をそのまま誘導信
号２５として使用することができるが、スキャンを行っ
た場合は、制御信号にスキャンのための信号成分が含ま
れており、このような制御信号をそのまま誘導信号とし
て第２の飛翔体のオートパイロットに与えたのでは、第
２の飛翔体の飛行軸の方向がスキャンの影響を受けて動
揺し、第２の飛翔体の誘導に悪影響を及ぼすことにな
る。

【００１４】図２はスキャンを行う場合の従来の回路の
構成例を示すブロック図である。図２において図６と同
一符号は同一部分を示し、同様に動作するので重複した
説明を省略する。図２で図６に追加された部分はスキャ
ン入力信号２８、加算器４１、キャンセル部４である。
スキャン入力信号２８は加算器４１で誘導信号２５に加
えられてジンバル角速度フィードバック部１２の減算器
４２に入力される。すなわち、ジンバル部１は誘導信号
２５とスキャン入力信号２８の和で制御される。この場
合、ジンバル角度３０はスキャン入力信号２８によりス
キャンしており、誤差角信号３２はスキャンの影響を受
けて変化しているので、誤差角信号３２に追尾ゲインＫ
ｈ（符号１８）を乗算した補正前誘導信号３９をそのま
ま誘導信号２５にすることはできない。キャンセル部４
の減算器４５において補正前誘導信号３９から、スキャ
ン入力信号２８の影響による角度（キャンセル信号２９
とする）を減算して誘導信号２５を生成する。

【００１５】キャンセル信号２９はスキャン入力信号を
ジンバルモデル（gimbal model）演算部１４に入力する
ことによって生成される。図３はジンバルモデル演算部
１４の構成を示すブロック図である。ジンバルモデル演
算部１４ではジンバル部１の動作をシミュレート（simu
late模擬）する回路にスキャン入力信号２８を入力す
る。ジンバルモデル演算部１４の出力は、スキャン入力
信号２８によるジンバル角度３０（補正前誘導信号３
９）の変動分に追尾ゲインＫｈが乗算された値となる。
この値（キャンセル信号２９）を補正前誘導信号３９か
ら減算して誘導信号２５を得る。すなわち、図３におい
てＴｍ’、Ｊ’、Ｃｖ’、Ｔｓ’は、それぞれ図２にお
けるＴｍ、Ｊ、Ｃｖ、Ｔｓをシミュレートする数値であ
って、ジンバル部１の実際の特性を測定して得られた数
値であり、図３においても、トルクモータゲイン２０、
ジンバル慣性モーメント２１、積分回路２２（シミュレ
ータの場合、第１の積分回路という）、乗算器３５（シ
ミュレータの場合、第３の乗算器という）、積分回路３
６（シミュレータの場合、第３の積分回路という）と言
うように、図２と同一符号を付けてあるが、図２のもの
は実際のジンバル部の特性を表し、図３のものはジンバ
ル部の特性をシミュレートした回路である。

【００１６】なおジンバル角速度信号３３は、Ｘ軸方向
成分とＹ軸方向成分が別々にレートセンサ応答２４によ
り検出され、従って補正前誘導信号３９にはＸ軸方向角
度成分とＹ軸方向角度成分の２種類が存在する。コニカ
ルスキャンの場合にはＸ軸方向のジンバル制御部３の加
算器４１にもＹ軸方向のジンバル制御部３の加算器４１
にもスキャン入力信号が加えられ、補正前誘導信号３９
のＸ軸方向角度成分とＹ軸方向角度成分は共にスキャン
入力信号２８の影響を受けているので、キャンセル部４
はＸ軸方向とＹ軸方向に対し別々に設ける必要がある
が、図面を簡単にするためキャンセル部４の１ブロック
だけが表示されている。なお、シミュレータの場合、減
算器４１を第１の減算器、減算器４３を第２の減算器、
符号１９を第１の乗算器、符号２０を第２の乗算器と言
い、積分回路２３を第２の積分回路と言うこととする。

【００１７】

【発明が解決しようとする課題】従来のジンバルモデル
演算部１４の演算では、ジンバルモデルの演算パラメー
タＴｍ’、Ｊ’、Ｃｖ’、Ｔｓ’を定数として演算して
いるが、ジンバル部１の実際の特性は環境条件（温度、
振動）などの影響を受けて変化する。この変化がジンバ
ルモデル演算部１４に反映されないため、その出力は正
確なキャンセル信号２９と一致せず、従って、誘導信号
２５中にキャンセル未済の成分が残ると言う問題があっ
た。本発明はかかる問題点を解決するためになされたも
のである。

【００１８】

【課題を解決するための手段】すなわち本発明のキャン
セル部４ではジンバル部１の実際の伝達関数Ｇ（Ｓ）を
算出し（但し、Ｓ＝ｄ／ｄｔ＝時間微分で、伝達関数は
Ｓの関数として表される）、この伝達関数Ｇ（Ｓ）とス
キャン入力信号２８とから、スキャン入力信号２８が補
正前誘導信号３９に及ぼす影響を算出し、この影響がす
なわちキャンセル信号２９であるので、補正前誘導信号
３９からキャンセル信号２９を減算して誘導信号２５を
得ることとした。ジンバル部１の伝達関数Ｇ（Ｓ）はジ
ンバル部１の出力信号が画像信号処理部２をも含め、補
正前誘導信号３９であり、ジンバル部１の入力信号が加
算器４１の出力として得られるので、この両信号から計
算することができる。

【００１９】すなわち、第１の飛翔体を追尾目標として
捕捉追尾する第２の飛翔体に、第２の飛翔体の飛行軸に
平行な軸方向にジンバル角度が一致するようジンバル部
を搭載し、そのジンバル部１にジンバル角度の方向とイ
メージャの光軸の方向とが一致するようにイメージャを
装着し、かつこのジンバル角度の方向をジンバル制御部
によりその中心方向の周囲にスキャンして、イメージャ
により第１の飛翔体の目標画像を取得し、この取得した
目標画像の位置とイメージャの画面中心位置との差を誤
差角信号とし、この誤差角信号から補正前誘導信号を生
成し、この補正前誘導信号からキャンセル部により、補
正前誘導信号に含まれるスキャンの影響を除去した誘導
信号を抽出し、この誘導信号により第２の飛翔体の飛行
軸の方向をフィードバック制御し、前記ジンバル角度の
方向をスキャンするためのスキャン入力信号と前記誘導
信号との和信号（以下制御信号という）により前記ジン
バル角度の方向を前記ジンバル制御部によりフィードバ
ック制御する追尾装置において、前記キャンセル部は、
前記補正前誘導信号、前記スキャン入力信号、前記制御
信号を入力とし、キャンセル信号を出力するジンバル応
答推定演算部と、前記キャンセル信号を前記補正前誘導
信号から減算して前記誘導信号を出力する減算器とを備
えて構成される。

【００２０】

【発明の実施の形態】以下、図面を参照して本発明の実
施の形態について説明する。図４は本発明の一実施形態
を示すブロック図であり、図４において、図２と同一符
号は同一部分を示し、同様に動作するので、重複した説
明は省略する。図４と図２との相違点は、キャンセル部
４のジンバルモデル演算部１４（図３参照）をジンバル
応答推定演算部１５に変更した点だけである。以下、図
５を用いてジンバル応答推定演算部１５の構成と動作に
ついて説明する。

【００２１】図５は本発明におけるジンバル応答推定演
算部１５の構成を示すブロック図であり、伝達関数演算
部５１とキャンセル信号生成部５２とから構成される。
図４の加算器４１の出力をＳの関数ｆ（Ｓ）で表し、補
正前誘導信号３９をＳの関数Ｆ（Ｓ）で表すと、入力ｆ
（Ｓ）に対し出力Ｆ（Ｓ）が得られるのでｆ（Ｓ）・Ｇ（Ｓ）＝Ｆ（Ｓ）からＧ（Ｓ）＝Ｆ
（Ｓ）／ｆ（Ｓ）・・・・（５）であり、伝達関数演
算部５１は式（５）に従い、Ｆ（Ｓ）とｆ（Ｓ）からＧ
（Ｓ）を算出する。次に、スキャン入力信号２９をＳの
関数ｇ（Ｓ）で表し、キャンセル信号２９をＳの関数Ｈ
（Ｓ）で表すと、ｇ（Ｓ）・Ｇ（Ｓ）＝Ｈ（Ｓ）・・・（６）である。キャンセル信号生成部５２では式（６）の演算を行い、
キャンセル信号２９を算出し、減算器４５に供給する。
図３について念のために説明したのと同様、コニカルス
キャンの場合は、ジンバル応答推定演算部１５はＸ軸方
向用とＹ軸方向用の２ブロックが必要である。

【００２２】先に、式（２）、式（３）から式（４）を
導いた場合、レートセンサ応答２４の伝達特性を省略し
て説明したが、レートセンサ応答２４の伝達特性をｂ₁
Ｓ＋ｂ₀で近似すると、ジンバル部の伝達関数Ｇ（Ｓ）
をＧ（Ｓ）＝（ｂ₁Ｓ＋ｂ₀ ）／（ａ₂Ｓ²＋ａ₁ Ｓ＋ａ₀ ）・・・（１）で近似することができる。

【００２３】式（１）の中のパラメータａ₀、ａ₁、ａ
₂、ｂ₀、ｂ₁ の中には環境条件の変化によって変化し
ないものもあり、環境条件によって変化するものもある
が、環境条件による変化は比較的緩慢な変化であって急
激な変化は存在しない。従って、伝達関数演算部５１で
は、多数のサンプリング点におけるｆ（Ｓ）の値とＦ
（Ｓ）の値の対応から時間をかけてこれらパラメータの
値を算出し、算出したパラメータの数値をキャンセル信
号生成部５２に供給して、所定の周期ごとにキャンセル
信号生成部５２で使用するＧ（Ｓ）の値を更新すればよ
い。これに対し、キャンセル信号生成部５２における演
算は、ｇ（Ｓ）・Ｇ（Ｓ）＝Ｈ（Ｓ）・・・（５）
の演算であり、ｇ（Ｓ）の変化速度に対応できる高速の
オンライン演算を行う必要がある。式（５）の演算を実
行するため、式（１）で示すＧ（Ｓ）のパラメータの初
期値はｆ（Ｓ）とＦ（Ｓ）とのオフラインの測定によっ
て予め決定しておくことができる。

【００２４】キャンセル信号生成部５２において、式
（５）の高速演算を避けるため、従来の装置のジンバル
モデル演算部１４を本発明のキャンセル信号生成部５２
として使用することができる。従来の装置（図２参照）
ではジンバルモデル演算部１４に設定する各パラメータ
は定数として設定したために、環境条件の変化によるパ
ラメータの変化に対する修正ができなかったのである
が、本発明においては、各パラメータの初期値だけを、
従来の装置と同様、定数として設定し、その後は周期的
に、伝達関数演算部５１による演算結果により更新する
ので、環境条件の変化によるパラメータの変化に対する
修正ができないという従来の装置の問題点を除去するこ
とができるのである。その他の点においては、本発明の
キャンセル信号生成部５２に使用するジンバルモデル演
算部１４は、図３に示す通りの回路構成であるので、重
複した説明は省略する。

【００２５】以上は好適な実施形態について本願発明を
説明したが、本願発明は説明した実施形態によって限定
されるものではない。

【００２６】

【発明の効果】以上説明したように本発明によれば、ジ
ンバル部１内での伝達特性が環境条件の変動によって変
動しても、その変動する伝達特性の刻々の数値を、本発
明の伝達特性演算部によって算出するので、ジンバル部
１内の現時点での伝達特性を用いてキャンセル信号を発
生することができ、補正前誘導信号からスキャンの影響
を正確にキャンセルした誘導信号を得ることができると
いう効果がある。

【図面の簡単な説明】

【図１】本発明の装置構成の一実施形態を示す図であ
る。

【図２】従来の追尾装置の構成を示すブロック図であ
る。

【図３】図２のキャンセル部４の内部構成を示すブロッ
ク図である。

【図４】本発明の構成の一実施形態を示すブロック図で
ある。

【図５】図４のキャンセル部４の内容を示すブロック図
である。

【図６】スキャンを行わない従来の追尾装置の構成を示
すブロック図である。

【図７】スキャンを行わない場合、イメージャが取得す
る画像データを示す図である。

【図８】コニカルスキャンの場合、イメージャが取得す
る画像データを示す図である。

【符号の説明】

１ジンバル部２画像信号処理部３ジンバル制御部４キャンセル部５イメージャ部６ジンバル本体７トルクモータ８レートセンサ９角度センサ１０画像処理部１１追尾ゲイン設定部１２ジンバル角速度フィードバック部１３サーボアンプ部１５ジンバル応答推定演算部１９第１の乗算器２０第２の乗算器２２ジンバル角速度生成積分回路（第１の積分回路）２３ジンバル角度生成積分回路（第２の積分回路）２５誘導信号２８スキャン入力信号２９キャンセル信号３０ジンバル角度３２誤差角信号３３ジンバル角速度３５乗算器（第３の乗算器）３６積分回路（第３の積分回路）３９補正前誘導信号４１加算器４２第１の減算器４３第２の減算器４４加算器４５減算器５１伝達関数演算部５２キャンセル信号生成部

───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (51)Int.Cl.⁷ 識別記号ＦＩＧ０６Ｔ 7/20 Ｈ０４Ｎ 5/232 ＣＨ０４Ｎ 5/232 7/18 Ｇ 7/18 Ｇ０６Ｆ 15/70 ４１０ (58)調査した分野(Int.Cl.⁷，ＤＢ名) F42B 15/00 - 15/08 F41G 7/00 - 7/36 B64C 13/18 G01B 11/00 G01S 3/786 G05D 1/12 G06T 7/20 H04N 5/232 H04N 7/18

Claims

(57)【特許請求の範囲】

【請求項１】第１の飛翔体を追尾目標として捕捉追尾
する第２の飛翔体に、第２の飛翔体の飛行軸に平行な軸
方向にジンバル（gimbal）角度が一致するようジンバ
ル部を搭載し、そのジンバル部にジンバル角度の方向と
イメージャ（imager）の光軸の方向とが一致するように
イメージャを装着し、かつこのジンバル角度の方向をジ
ンバル制御部によりその中心方向の周囲にスキャン（sc
an）して、イメージャにより第１の飛翔体の目標画像を
取得し、取得した目標画像の位置とイメージャの画面中
心位置との差を誤差角信号とし、この誤差角信号から補
正前誘導信号を生成し、この補正前誘導信号からキャン
セル部により、補正前誘導信号に含まれるスキャンの影
響を除去した誘導信号を抽出し、この誘導信号により第
２の飛翔体の飛行軸の方向をフィードバック制御し、前
記ジンバル角度の方向をスキャンするためのスキャン入
力信号と前記誘導信号との和信号（以下制御信号とい
う）により前記ジンバル角度の方向を前記ジンバル制御
部によりフィードバック制御する追尾装置において、前記キャンセル部は、前記補正前誘導信号、前記スキャ
ン入力信号、前記制御信号を入力し、キャンセル信号を
出力するジンバル応答推定演算部と、前記キャンセル信
号を前記補正前誘導信号から減算して前記誘導信号を出
力する減算器とを備えたことを特徴とする追尾装置。
【請求項２】請求項１記載の追尾装置において、前記ジンバル応答推定演算部は、前記制御信号（Ｓ＝ｄ
／ｄｔ＝時間微分の関数としてｆ（Ｓ）で表す）と前記
補正前誘導信号（Ｓの関数としてＦ（Ｓ）で表す）とを
入力し、前記ジンバル部の伝達関数（Ｓの関数としてＧ
（Ｓ）で表す）を算出する伝達関数演算部と、前記伝達
関数Ｇ（Ｓ）と前記スキャン入力信号（Ｓの関数として
ｇ（Ｓ）で表す）とを入力し前記キャンセル信号（Ｓの
関数としてＨ（Ｓ）で表す）を出力するキャンセル信号
生成部とを備えたことを特徴とする追尾装置。
【請求項３】請求項２記載の追尾装置において、前記伝達関数演算部は、前記伝達関数Ｇ（Ｓ）を、追尾
ゲインＫｈ、サーボアンプゲインＫａ、トルクモータゲ
インＴｍ、ジンバル慣性モーメントＪ、粘性トルク係数
Ｃｖ、スプリングトルク係数Ｔｓ、レートセンサ応答等
のパラメータで表示し、前記ジンバル制御部及び前記ジ
ンバル部におけるｆ（Ｓ）とＦ（Ｓ）の関係から、これ
らパラメータの数値を算出することを特徴とする追尾装
置。
【請求項４】請求項３記載の追尾装置において、前記キャンセル信号生成部は、ジンバルモデル演算部から構成され、そのジンバルモデ
ル演算部は、前記スキャン入力信号からレートセンサ応答出力を減算
する第１の減算器、この第１の減算器の出力にジンバル制御部内のサーボア
ンプのゲインに等しい定数Ｋａを乗算する第１の乗算
器、この第１の乗算器の出力にジンバル部内トルクモータの
ゲインを表す変数Ｔｍを乗算する第２の乗算器、この第２の乗算器の出力トルクから粘性トルクとスプリ
ングトルクとの和を減算する第２の減算器、この第２の減算器の出力を、ジンバル部内のジンバルの
慣性モーメントを表す変数Ｊに応じて１／ＪＳの積分を
実行してジンバル角速度を生成する第１の積分回路、この第１の積分回路の出力であるジンバル角速度を積分
してジンバル角度を生成する第２の積分回路、前記第１の積分回路の出力であるジンバル角速度を検出
し前記第１の減算器に入力するレートセンサの応答特性
であるレートセンサ応答特性、前記第１の積分回路の出力であるジンバル角速度に、変
数である粘性トルク係数Ｃｖを乗算し粘性トルクを生成
する第３の乗算器、前記第１の積分回路の出力であるジンバル角速度に、変
数であるスプリングトルク係数Ｔｓを乗算して積分しス
プリングトルクを生成する第３の積分回路、前記第３の乗算器の出力と前記第３の積分回路の出力を
加算し前記粘性トルクと前記スプリングトルクとの和を
生成する加算器、前記第２の積分回路の出力に追尾ゲインＫｈを乗算して
前記キャンセル信号を生成する手段、前記Ｋａ、Ｔｍ、Ｊ、Ｃｖ、Ｔｓ、Ｋｈの初期値、及び
前記レートセンサの応答特性として、前記ジンバル部及
び前記ジンバル制御部についてオフラインで実測した値
を設定する手段、前記変数Ｔｍ、Ｊ、Ｃｖ、Ｔｓの数値を、前記伝達関数
演算部で決定した数値により周期的に更新する手段、を備えたことを特徴とする追尾装置。
【請求項５】請求項２記載の追尾装置において、前記伝達関数演算部は、前記伝達関数Ｇ（Ｓ）を、Ｇ（Ｓ）＝（ｂ_１Ｓ＋ｂ₀ ）／（ａ₂ Ｓ² ＋ａ₁ Ｓ＋ａ₀ ）・・・（１）で近似し前記ジンバル制御部及び前記ジンバル部におけ
るｆ（Ｓ）とＦ（Ｓ）の関係から、係数ａ_{0 、}ａ_{1 、}ａ
_{2 、}ｂ_{0 、}ｂ₁ の値を決定することを特徴とする追尾装
置。
【請求項６】請求項５記載の追尾装置において、前記キャンセル信号生成部は、オンライン演算により前記スキャン入力信号ｇ（Ｓ）に
前記式（１）で示されるＧ（Ｓ）の値を乗算してキャン
セル信号Ｈ（Ｓ）を算出することを特徴とする追尾装
置。
【請求項７】請求項６記載の追尾装置において、前記式（１）の係数ａ_{0 、}ａ_{1 、}ａ_{2 、}ｂ_{0 、}ｂ₁ の初
期値としては、ｆ（Ｓ）とＦ（Ｓ）の関係のオフライン
演算により得られた値が設定され、その後は前記伝達関
数演算部で算出された数値により周期的に更新されるこ
とを特徴とする追尾装置。