JP7262845B2 - 耐高荷重の一体化した誘導制御システム - Google Patents

耐高荷重の一体化した誘導制御システム Download PDF

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Description

本発明は、飛翔体の誘導制御システムに関し、具体的に耐高荷重の一体化した誘導制御システムに関する。
誘導制御システムは、高動的飛翔体の掛け替えのない中核組成部分の１つであり、高動的飛翔体の性能を決める肝心なものであり、従来の誘導制御システムは、通常、空間定位ジャイロ、フラットレーザシーカー、空気圧操舵装置等で構成されるが、上記コンポーネントは、設計した高動的飛翔体が高荷重のシステムへの破壊的影響に耐えられないのを本質的に決定し、多くのコンポーネントが高動的の場合に理論的な動作性能を持たなくなり、しかも、従来の誘導制御システムは、具体的な型式に応じて航法システム、誘導システム、及び制御システムを個別に設計する必要がよくあり、このようにして大量の時間及び精力をかかる必要があるのみならず、サブシステム間が協調せず、マッチングしない問題も存在する。特に、高荷重の作用により、このような従来の設計方案は、航法システム、誘導システム及び制御システムの間の指令伝達の遅延をよりひどくし、深刻な結果を引き起こす。従って、高荷重に耐えられる汎用の一体化航法誘導制御システムを設計し、高荷重、大機動の飛行条件で一体的に集積して正常に動作可能にすることは、高動的飛翔体の性能の向上に対して重大な意味を有する。
上記の原因により、本発明者は、従来の誘導制御システムを鋭意に研究し、上記課題を解決することができる新規な誘導制御システムの設計を望んでいる。
上記の問題を解決するために、本発明者は鋭意に研究し、耐高荷重の一体化した誘導制御システムを設計し、該システムにおいて、航法システム、誘導システム、及び制御システムを一体的に設計しており、いずれもデータをマイクロプロセッサモジュールに送信して処理し、サブシステム間の信号伝達の時間遅延により飛翔体制御が影響されるのを避け、その中、特に、シート状を呈する耐高荷重アンテナを設計しており、従来のテーパー状アンテナ及び改良後のリング状アンテナと比較して、該シート状アンテナは、より強い衛星信号受信能力を持つのみならず、さらに耐高荷重の特性を有し、高動的、高荷重の場合でも安定的に動作可能である。なお、航法モジュール及び誘導モジュールにより取得した目視線角速度は、いずれも十分に的確ではなく、誤差が存在するため、マイクロプロセッサモジュールにおいて姿勢推定演算後の目視線角速度を使用して航法計算を行い、命中精度をさらに向上させることができ、本発明を成し遂げた。
具体的に、本発明の目的は、高荷重の場合でも飛翔体の姿勢を精確に制御することができる耐高荷重の一体化した誘導制御システムを提供することにある。
その中、該システムは、飛翔体の姿勢を精確に制御するために必要荷重を提供し、転舵指令を生成するための一体化したマイクロプロセッサモジュール１を含む。
その中、該システムは、さらに、飛翔体の位置及び速度情報をリアルタイムで取得するための航法モジュール２と、飛翔体のロール角、回転速度及び目視線角情報をリアルタイムで取得するための誘導モジュール３と、転舵指令を実行し、転舵状態をマイクロプロセッサモジュール１にリアルタイムでフィードバックし、転舵指令に対してフィードバック補償を行い、操舵精度を向上させるための制御モジュール４と、を含む。
その中、前記航法モジュール２は、耐高荷重アンテナ２１、干渉防止サブモジュール２２及び衛星誘導サブモジュール２３を含み、
前記耐高荷重アンテナ２１の形状がシート状であり、高荷重時に衛星信号を受信するためであり、前記干渉防止サブモジュール２２が前記耐高荷重アンテナ２１に接続されており、前記衛星信号をフィルタリング処理するためであり、前記衛星誘導サブモジュール２３は、フィルタリング処理した衛星信号を受信して該信号に基づいて飛翔体の位置及び速度情報をリアルタイムで推定演算する。
その中、耐高荷重アンテナ２１が飛翔体の外壁に設置されており、好ましくは、前記飛翔体の外壁には、凹状収容槽５が設置されており、前記耐高荷重アンテナ２１が前記収容槽５内に取り付けられており、かつ耐高荷重アンテナ２１の外部に保護バッフル５１が設置されている。
その中、前記耐高荷重アンテナ２１が複数枚設置され、飛翔体の周囲に均一に分布されており、好ましくは、前記耐高荷重アンテナ２１が４枚設置されている。
その中、前記誘導モジュール３は、地磁気センサ３１とストラップダウンレーザシーカー３２とを含み、前記地磁気センサ３１は、飛翔体のロール角及び回転速度をリアルタイムでセンシングするためであり、ストラップダウンレーザシーカー３２は、飛翔体の目視線角をリアルタイムでセンシングするためである。
その中、前記制御モジュール４は、操舵装置サーボサブモジュール４１と電動操舵装置４２とを含み、前記操舵装置サーボサブモジュール４１は転舵指令を受信し、それを操舵装置信号に変換し、電動操舵装置４２の操舵動作を制御するためであり、前記操舵装置サーボサブモジュール４１はさらに電動操舵装置の転舵状態をセンシングするためである。
その中、前記マイクロプロセッサモジュール１において、航法モジュール２から取得した飛翔体の位置及び速度情報に基づいて第１の目視線角速度
Figure 0007262845000001
を取得し、さらに誘導モジュール３から取得した飛翔体の目視線角に基づいて第２の目視線角速度
Figure 0007262845000002
を取得し、前記
Figure 0007262845000003
及び
Figure 0007262845000004
を推定演算処理して得られた最終目視線角速度
Figure 0007262845000005
を飛翔体の目視線角速度とする。
本発明は下記の有益な効果を含む。
（１）本発明の誘導制御システムにおいて、従来の空間定位ジャイロの代わりに地磁気センサを用い、フラットシーカーの代わりにストラップダウンレーザシーカーを用い、空気圧操舵装置の代わりに電動操舵装置を用いることにより、該システムは、良好な耐高荷重を有することとなり、高荷重、大機動の飛翔体において使用可能であり、的確な誘導データ情報を提供できるとともに、毀傷リスクを低下させることもできる。
（２）本発明の誘導制御システムにおいて、航法システム、誘導システム、及び制御システムを一体的に設計することにより、サブシステム間の信号伝達の時間遅延によって飛翔体制御が影響されるのを避けた。
（３）本発明の誘導制御システムにおいて、フラットシーカーの代わりにストラップダウンレーザシーカーを用い、航法システム、誘導システム、及び制御システムを一体的に設計することにより、飛翔体の積載空間を節約し、飛翔体の耐荷重能力を向上させた。
（４）本発明の誘導制御システムは、広域適応性を有し、各種の型式の飛翔体に適用可能であり、汎用の誘導制御システム方案である。
図１は、本発明の１つの好適な実施形態に係る耐高荷重の一体化した誘導制御システムの全体構造図を示す。 図２は、本発明の１つの好適な実施形態に係る耐高荷重の一体化した誘導制御システムにおける耐高荷重アンテナの構造概略図を示す。 図３は、実験例において３つの角速度条件での飛翔体軌跡を示す。
以下、図面及び実施例によって本発明をさらに詳しく説明する。これらの説明により、本発明の特徴及び利点がより明瞭かつ明確になる。
ここで専用する「例示的」という用語の意味は、「例、実施例又は説明的に用いる」ことである。ここで「例示的」に説明するあらゆる実施例は、その他の実施例より好ましいと解釈される必要はない。図面において実施例の各種の態様を示しているが、特に指摘がない限り、図面を縮尺して描く必要はない。
本発明が提供する耐高荷重の一体化した誘導制御システムは、図１に示すように、該システムは、高荷重の場合でも飛翔体の姿勢を精確に制御することができる。
本発明に記載の高荷重とは、飛翔体に作用する気動力及びエンジン推力の合力と飛翔体の重力との比の値が１００００以上であることを指す。高動的とは、飛翔体が大機動飛行を行うことができ、大きい法線加速度（一般的には、法線加速度が１０ｇ以上の飛行状況を大機動飛行と称し、ｇは重力加速度である）。一般的に、高荷重／高動的の場合に、飛翔体自体のセンサ装置、例えば空間ジャイロ、慣性ジャイロ、フラットレーザシーカー等がその測定基準を失い、精確な測定結果が得られないこととなる。
１つの好適な実施形態において、該システムは、飛翔体の姿勢を精確に制御するために必要荷重を提供し、転舵指令を生成するための一体化したマイクロプロセッサモジュール１を含む。前記一体化とは、該誘導制御システムにおける航法モジュール、誘導モジュール及び制御モジュールの計算部分が一体的に集積され、センシングにより基礎データを取得した後にいずれも該マイクロプロセッサモジュール中に送信し、マイクロプロセッサモジュールで統一的に処理することにより、航法システム、誘導システム及び制御システム間の指令伝達の遅延が発生する問題を避け、各信号が互いに干渉して引き起こしたシステムノイズを低下させることもできる。
好ましくは、図１に示すように、該システムは、さらに、航法モジュール２、誘導モジュール３及び制御モジュール４を含み、その中、航法モジュール２は、飛翔体の位置及び速度情報をリアルタイムで取得するためであり、誘導モジュール３は、飛翔体のロール角、回転速度及び目視線角情報をリアルタイムで取得するためであり、制御モジュール４は、転舵指令を実行し、転舵状態をマイクロプロセッサモジュール１にリアルタイムでフィードバックし、転舵指令に対してフィードバック補償を行い、操舵精度を向上させるためである。いわゆるフィードバック補償は、リアルタイム転舵状態を制御モジュール４の入力量とすることにより、閉ループシステムを構成することである。フィードバック補償により、転舵指令の精度を向上させることができる。本発明におけるフィードバック補償については、本分野で知られているフィードバック補償を用いることができ、特に限定しない。
更に好適な実施形態において、図１、図２に示すように、前記航法モジュール２は、耐高荷重アンテナ２１、干渉防止サブモジュール２２及び衛星誘導サブモジュール２３を含み、前記耐高荷重アンテナ２１の形状がシート状であり、高荷重時に衛星信号を受信するためであり、前記干渉防止サブモジュール２２が前記耐高荷重アンテナ２１に接続されており、前記衛星信号をフィルタリング処理するためであり、前記衛星誘導サブモジュール２３は、フィルタリング処理した衛星信号を受信して該信号に基づいて飛翔体の位置及び速度情報をリアルタイムで推定演算するためである。
その中、耐高荷重アンテナ２１が飛翔体の外壁に設置されており、好ましくは、図２に示すように、前記飛翔体の外壁には凹状収容槽５が設置されており、前記耐高荷重アンテナ２１が前記収容槽５内に取り付けられており、前記収容槽５の深さ寸法が前記アンテナの厚さ寸法より大きく、かつ耐高荷重アンテナ２１の外部には保護バッフル５１が設置されている。
耐高荷重アンテナ２１が収容槽５の底部に固定されており、好ましくは、前記収容槽がちょうど耐高荷重アンテナ２１を収容でき、収容槽の側壁が耐高荷重アンテナ２１のために横方向リミットを提供して、耐高荷重アンテナ２１の摺動を防止することができ、前記保護バッフル５１が収容槽の頂部に固定されており、それ自体が完全に収容槽の内部に収容され、飛翔体の外面をほぼ平滑にすることができ、前記保護バッフルの外部形状が飛翔体の外部輪郭に一致し、円弧状であってもよいし、フラット状であってもよく、前記保護バッフルの内側が耐高荷重アンテナ２１に当接しており、耐高荷重アンテナ２１を固定し、加速過程において耐高荷重アンテナ２１が移動及び破壊しないよう確保するためである。
前記保護バッフル５１は、飛翔体の加速段階でその内側の耐高荷重アンテナ２１を保護し、耐高荷重アンテナ２１が加速過程において損なわれるのを防止するためであり、前記飛翔体が誘導段階に入った場合、前記保護バッフル５１は飛翔体から脱離し、耐高荷重アンテナ２１を外部に露出させ、さらに耐高荷重アンテナ２１の衛星信号の受信を便利となり、衛星信号が保護バッフル５１によりシールド／干渉されるのを避ける。好ましくは、耐高荷重アンテナ２１が飛翔体上の操舵装置に類似して、いずれも誘導段階でのみ動作を開始するので、前記保護バッフル５１と飛翔体の操舵装置外部のバッフルとを同期的に制御して、同期的に脱離させることができる。
前記耐高荷重アンテナ２１の形状がシート状であり、即ち、前記耐高荷重アンテナ２１がシート状アンテナ又は薄板状アンテナであり、該アンテナは、矩形のフラット状であってもよいし、弧度を持つ円弧板状であってもよく、飛翔体の外部輪郭に応じて設置することができ、本願では、好ましくは弧度を持つ円弧板状であり、飛翔体の外部輪郭に一致し、かつ飛翔体がローリングする過程において、弧度を持つ円弧板状アンテナは、衛星信号を受信する時間がより長く、信号強度がより良い。
好ましくは、前記耐高荷重アンテナ２１が複数枚設置され、飛翔体の周囲に均一に分布されており、好ましくは、前記耐高荷重アンテナ２１が４枚に設置されており、本願において、好ましくは、該耐高荷重アンテナ２１が飛翔体のローリングする周方向に沿って配置され、飛翔体の高速ローリング時の衛星信号受信能力が弱くならないよう保証する。
本願におけるシート状の耐高荷重アンテナ２１は、従来のテーパー状アンテナ又はリング状アンテナと比較して、シート状アンテナが占める空間面積が小さいため、外部ノイズ又は干渉に影響されにくく、かつシート状のアンテナの集積度がより高く、その衛星信号受信能力がより強い。
好ましくは、前記シート状の耐高荷重アンテナ２１は、従来のリング状アンテナ又はテーパー状アンテナと同じ材料を用いて製造することができ、該耐高荷重アンテナ２１は、安定性及び物理強度を保証する前提で、コスト低減のために厚さをなるべく低減することができる。
好ましくは、前記耐高荷重アンテナ２１の長さ寸法は、好ましくは１２０～２００ｍｍであり、前記耐高荷重アンテナ２１の幅寸法は、好ましくは５０～７０ｍｍであり、その厚さが４～８ｍｍである。
好ましくは、衛星誘導サブモジュール２３は、ＧＰＳ受信装置、北斗受信装置及びＧＬＯＮＡＳＳ受信装置を含み、上記複数の受信装置を設置することで衛星情報の取得精度及び受信能力を向上させることができる。
１つの好適な実施形態において、図１に示すように、前記誘導モジュール３は、地磁気センサ３１及びストラップダウンレーザシーカー３２を含む。
前記地磁気センサ３１は、飛翔体のロール角及び回転速度をリアルタイムでセンシングするためであり、センシングした情報をマイクロプロセッサモジュール１に送信するためであり、従来の空間定位ジャイロと比較して、地磁気センサは、フレーム角の制約を受けないので、高荷重の条件で正常に動作することができる。本発明に記載のセンシングは、測定又は感応と理解することができ、飛翔体の動的情報を取得するためである。
本発明に記載の地磁気センサ３１は本分野でよく用いられる地磁気センサであり、特に限定せず、上記機能を満足できるものであればよい。
本発明に記載のストラップダウンレーザシーカー３２は、本分野でよく用いられるストラップダウンレーザシーカーであり、特に限定せず、上記機能を満足できるものであればよい。
ストラップダウンレーザシーカー３２は、飛翔体の目視線角をリアルタイムでセンシングし、測定情報をマイクロプロセッサモジュールに送信するためであり、従来のフラットシーカーと比較して、ストラップダウンシーカーはフラットに取り付ける必要がなく、飛翔体に直接に固定し接続することができ、機体の積載空間を節約するのみならず、高荷重条件での動作性能も良好であり、さらに航法誘導制御システムの一体化の実現に有利である。
１つの好適な実施形態において、図１に示すように、前記制御モジュール４は操舵装置サーボサブモジュール４１及び電動操舵装置４２を含む。
前記操舵装置サーボサブモジュール４１は転舵指令を受信し、それを操舵装置信号に変換し、電動操舵装置４２の操舵動作を制御するためであり、電動操舵装置４２は、好ましくは比例式電動操舵装置であり、従来の空気圧操舵装置と比較して、より良い耐高荷重能力を有し、特に大機動の条件で、飛翔体の姿勢の精確制御を実現することができる。
前記操舵装置サーボサブモジュール４１は、さらに電動操舵装置の転舵状態をセンシングするためである。
１つの好適な実施形態において、前記マイクロプロセッサモジュール１において、航法モジュール２から取得した飛翔体の位置及び速度情報に基づいて第１の目視線角速度
Figure 0007262845000006
を取得する。
さらに誘導モジュール３から取得した飛翔体の目視線角に基づいて第２の目視線角速度
Figure 0007262845000007
を取得する。
前記
Figure 0007262845000008
及び
Figure 0007262845000009
を推定演算処理した後に得られた最終目視線角速度
Figure 0007262845000010
を飛翔体の目視線角速度とする。
具体的に、
Figure 0007262845000011
は、下記の式（一）で得られる。
Figure 0007262845000012
（一）
式中、
Figure 0007262845000013
、
Figure 0007262845000014
、
Figure 0007262845000015
、
Figure 0007262845000016
Figure 0007262845000017
は目標が地上座標系において
Figure 0007262845000018
軸方向に沿う位置を表す。
Figure 0007262845000019
は目標が地上座標系において
Figure 0007262845000020
軸方向に沿う位置を表す。
Figure 0007262845000021
は飛翔体が地上座標系において
Figure 0007262845000022
軸方向に沿う位置を表す。
Figure 0007262845000023
は飛翔体が地上座標系において
Figure 0007262845000024
軸に沿う位置を表す。
Figure 0007262845000025
は飛翔体と目標が地上座標系において
Figure 0007262845000026
軸方向に沿う相対距離を表す。
Figure 0007262845000027
は飛翔体と目標が地上座標系において
Figure 0007262845000028
軸方向に沿う相対距離を表す。
Figure 0007262845000029
は飛翔体が地上座標系において
Figure 0007262845000030
軸方向に沿う速度を表す。
Figure 0007262845000031
は飛翔体が地上座標系において
Figure 0007262845000032
軸方向に沿う速度を表す。
Figure 0007262845000033
は目標が地上座標系において
Figure 0007262845000034
軸方向に沿う速度を表す。
Figure 0007262845000035
は目標が地上座標系において
Figure 0007262845000036
軸方向に沿う速度を表す。
Figure 0007262845000037
は飛翔体と目標が地上座標系において
Figure 0007262845000038
軸方向に沿う相対速度を表す。
Figure 0007262845000039
は飛翔体と目標が地上座標系において
Figure 0007262845000040
軸方向に沿う相対速度を表す。
地上座標系について、通常、座標原点を発射点とし、
Figure 0007262845000041
軸方向は、発射点から目標点への方向であり、
Figure 0007262845000042
軸方向が
Figure 0007262845000043
軸に垂直して鉛直上向きであり、目標が静的目標である場合、目標の速度が０であり、目標の位置は飛翔体に予め格納されており、飛翔体自体の位置及び速度は飛翔体上のデバイスによりセンシングして得るものである。
一般的に、航法システムは、衛星信号を受信するため、必ず時間遅延が存在し、かつ、推定演算した速度、位置情報に基づいて目視線角速度を算出するため、最終的に取得した目視線角速度が十分に的確ではなく、誤差が存在する。ストラップダウンレーザシーカーで測定した目視線角は、微分器で演算した後に目視線角速度を取得することができるが、微分器の計算結果は通常大きな誤差が存在する。このために、本発明において、マイクロプロセッサモジュールは航法モジュール及びストラップダウンレーザシーカーで算出した目視線角速度に対してデータ推定演算を行い、最終的に取得した目視線角速度の精度を向上させることにより、より精確な転舵指令を推定演算し、飛翔体の命中精度を向上させる。
目視線角
Figure 0007262845000044
は、ストラップダウンレーザシーカー３２により直接にセンシングして取得することができ、微分器で演算した後に第２の目視線角速度
Figure 0007262845000045
を得ることができる。
下記の式（二）により推定演算計算を行う。
Figure 0007262845000046
（二）
本発明において、前記マイクロプロセッサモジュールはデータ推定演算により最終目視線角速度
Figure 0007262845000047
を取得した後、さらに該目視線角速度
Figure 0007262845000048
に基づいて必要荷重を算出し、具体的に、必要荷重＝目視線角速度
Figure 0007262845000049
＊弾相対速度＊航法比であり、一般的に、航法比の値が２～４である。
１つの好適な実施形態において、前記誘導制御システムにおいて、さらに電源モジュールを含み、電源モジュールが飛翔体に積載した熱電源に接続され、回路全体の入力と出力を整合し、短絡などの問題によりシステムが損なわれるのを防止する。電源給電モジュールは、必要な定格電圧を各モジュールへ提供し、各コンポーネントの正常動作を保証することができる。一部のサブシステムの特定の需要に対して、電源給電モジュールは、リセット電圧信号を提供することができる。
本発明は、耐高荷重の誘導制御方法をさらに提供し、該方法では前述した耐高荷重の一体化した誘導制御システムを用いて飛翔体を制御する。具体的に、該方法において、耐高荷重アンテナ２１によって高荷重の条件で衛星信号を受信し、干渉防止サブモジュール２２によって前記衛星信号をフィルタリング処理し、衛星誘導サブモジュール２３によって該信号に基づいて飛翔体の位置及び速度情報をリアルタイムで推定演算し、地磁気センサ３１によって飛翔体のロール角及び回転速度をリアルタイムでセンシングし、ストラップダウンレーザシーカー３２によって飛翔体の目視線角をリアルタイムでセンシングし、マイクロプロセッサモジュール１によって必要荷重を推定演算し、転舵指令を生成し、操舵装置サーボサブモジュール４１によって転舵指令を操舵装置信号に変換し、電動操舵装置で操舵動作を行うことにより、飛翔体の姿勢を精確に制御する。
その中、前記マイクロプロセッサモジュールは、まず、データ推定演算により最終目視線角速度
Figure 0007262845000050
を取得し、さらにこれに基づいて必要荷重を推定演算する。
実験例
同一発射場所において、同一目標位置に同一型式の複数枚の飛翔体を発射し、各々の飛翔体にとって、目標点がいずれも射程内にあり、飛翔体の進行過程における回転速度がいずれも６～１０ｒ／秒に制御され、各々の飛翔体上の荷重が１００００ｇ以上であり、各々の飛翔体の飛行軌跡を測定し製図し、図３を得た。
その中、第１枚の飛翔体には図２に示す耐高荷重アンテナが取り付けられており、該耐高荷重アンテナによって衛星信号を受信し、該飛翔体のマイクロプロセッサモジュールにおいてデータ推定演算アルゴリズムにより目視線角速度
Figure 0007262845000051
を推定演算した後、さらにこれに基づいて必要荷重を推定演算し、ここで、推定演算過程において、下記の式（二）で目視線角速度
Figure 0007262845000052
を取得する。
Figure 0007262845000053
（二）
その中、
Figure 0007262845000054
であり、
Figure 0007262845000055
は、ストラップダウンレーザシーカーにより直接にセンシングして取得し、
Figure 0007262845000056
は、
Figure 0007262845000057
を微分演算して取得する。
Figure 0007262845000058
、
Figure 0007262845000059
、
Figure 0007262845000060
、
Figure 0007262845000061
Figure 0007262845000062
の値が１５０００であり、
Figure 0007262845000063
の値が０であり、
Figure 0007262845000064
、
Figure 0007262845000065
、
Figure 0007262845000066
、
Figure 0007262845000067
、
Figure 0007262845000068
、
Figure 0007262845000069
の値がいずれも飛翔体上のデバイスによりセンシングして取得したものであり、かつ、リアルタイムで変化するものであり、一般的に、
Figure 0007262845000070
の値が１５０００以下であり、
Figure 0007262845000071
の値が－２００～２００間であり、
Figure 0007262845000072
の値が０～１０００間であり、
Figure 0007262845000073
及び
Figure 0007262845000074
の値がいずれも０である。該飛翔体の軌跡曲線は、図３中の
Figure 0007262845000075
で表され、その中、長さの単位がメートルであり、速度の単位がメートル／秒である。
第２枚の飛翔体は、第１枚の飛翔体と比較して、その上のアンテナが、従来技術における螺旋型アンテナ又はライン型アンテナを選択して使用し、その上のマイクロプロセッサモジュールは、航法モジュールで取得した目視線角速度を利用して航法誘導を行い、必要荷重を推定演算する。該飛翔体の軌跡曲線は、図３における
Figure 0007262845000076
で表される。
第３枚の飛翔体は、第１枚の飛翔体と比較して、その上のアンテナが、従来技術における螺旋型アンテナ又はライン型アンテナを選択して使用し、その上のマイクロプロセッサモジュールは、誘導モジュールで取得した目視線角速度を利用して航法誘導を行い、必要荷重を推定演算する。該飛翔体の軌跡曲線は、図３における
Figure 0007262845000077
で表される。
図３からわかるように、データ推定演算により生成した目視線角速度
Figure 0007262845000078
により、より的確な転舵指令を提供することができ、該目視線角速度に基づいて生成した転舵指令の作用により、飛翔体は目標を精確に命中することができ、円公算誤差を１５メートル以内に制御することができる。また、その他の２枚の飛翔体について、その他の２種の目視線角速度に基づいて生成した転舵指令の作用により、円公算誤差が一般的に１００メートル程度であり、かつ最終結果に失中量が存在する。
以上、好適な実施形態を参照しながら本発明を説明したが、これらの実施形態は例示的なものに過ぎず、説明的作用だけである。これに基づき、本発明に対して種々の置き換え及び改進を行うことができ、これらはいずれも本発明の保護範囲内に入っている。
１－マイクロプロセッサモジュール
２－航法モジュール
２１－耐高荷重アンテナ
２２－干渉防止サブモジュール
２３－衛星誘導サブモジュール
３－誘導モジュール
３１－地磁気センサ
３２－ストラップダウンレーザシーカー
４－制御モジュール
４１－操舵装置サーボサブモジュール
４２－電動操舵装置
５－収容槽
５１－保護バッフル
６－電源モジュール

Claims (4)

  1. 高荷重の場合でも飛翔体の姿勢を精確に制御することができる誘導制御システムであって、
    前記システムは、
    飛翔体の姿勢を精確に制御するために必要荷重を提供し、転舵指令を生成するための一体化したマイクロプロセッサモジュール（１）を含み、前記一体化とは、該誘導制御システムにおける航法モジュール、誘導モジュール及び制御モジュールの計算部分が一体的に集積され、センシングにより基礎データを取得した後にいずれも該マイクロプロセッサモジュール中に送信し、マイクロプロセッサモジュールで統一的に処理することの意味であり、
    飛翔体の位置及び速度情報をリアルタイムで取得するための航法モジュール（２）と、
    飛翔体のロール角、回転速度及び目視線角情報をリアルタイムで取得するための誘導モジュール（３）と、
    転舵指令を実行し、転舵状態をマイクロプロセッサモジュール（１）にリアルタイムでフィードバックし、転舵指令に対してフィードバック補償を行い、操舵精度を向上させるための制御モジュール（４）と、
    をさらに含み、
    前記航法モジュール（２）は、耐高荷重アンテナ（２１）、干渉防止サブモジュール（２２）及び衛星誘導サブモジュール（２３）を含み、
    前記耐高荷重アンテナ（２１）の形状はシート状であり、高荷重時に衛星信号を受信するためであり、
    前記干渉防止サブモジュール（２２）は前記耐高荷重アンテナ（２１）に接続され、前記衛星信号をフィルタリング処理するためであり、
    前記衛星誘導サブモジュール（２３）は、フィルタリング処理された衛星信号を受信して該信号に基づいて飛翔体の位置及び速度情報をリアルタイムで推定演算する；
    耐高荷重アンテナ（２１）が飛翔体の外壁に設けられており、
    前記飛翔体の外壁には、凹状収容槽（５）が設置されており、前記耐高荷重アンテナ（２１）が前記収容槽（５）内に取り付けられており、かつ耐高荷重アンテナ（２１）の外部には保護バッフル（５１）が設置されており、前記飛翔体が誘導段階に入った場合、前記保護バッフル（５１）は飛翔体から脱離する；
    前記マイクロプロセッサモジュール（１）において、航法モジュール（２）から取得した飛翔体の位置及び速度情報に基づいて第１の目視線角速度
    Figure 0007262845000079
    を取得し、
    さらに、誘導モジュール（３）から取得した飛翔体の目視線角に基づいて第２の目視線角速度
    Figure 0007262845000080
    を取得し、
    前記
    Figure 0007262845000081
    及び
    Figure 0007262845000082
    を推定演算処理して得られた最終目視線角速度
    Figure 0007262845000083
    を飛翔体の目視線角速度とする、
    ここで、
    Figure 0007262845000084
    は、下記の式（一）で得られ、
    Figure 0007262845000085
    （一）
    式中、
    Figure 0007262845000086
    、
    Figure 0007262845000087
    、
    Figure 0007262845000088
    、
    Figure 0007262845000089
    Figure 0007262845000090
    は目標が地上座標系において
    Figure 0007262845000091
    軸方向に沿う位置を表し、
    Figure 0007262845000092
    は目標が地上座標系において
    Figure 0007262845000093
    軸方向に沿う位置を表し、
    Figure 0007262845000094
    は飛翔体が地上座標系において
    Figure 0007262845000095
    軸方向に沿う位置を表し、
    Figure 0007262845000096
    は飛翔体が地上座標系において
    Figure 0007262845000097
    軸に沿う位置を表し、
    Figure 0007262845000098
    は飛翔体と目標が地上座標系において
    Figure 0007262845000099
    軸方向に沿う相対距離を表し、
    Figure 0007262845000100
    は飛翔体と目標が地上座標系において
    Figure 0007262845000101
    軸方向に沿う相対距離を表し、
    Figure 0007262845000102
    は飛翔体地上座標系において
    Figure 0007262845000103
    軸方向に沿う速度を表し、
    Figure 0007262845000104
    は飛翔体地上座標系において
    Figure 0007262845000105
    軸方向に沿う速度を表し、
    Figure 0007262845000106
    は目標が地上座標系において
    Figure 0007262845000107
    軸方向に沿う速度を表し、
    Figure 0007262845000108
    は目標が地上座標系において
    Figure 0007262845000109
    軸方向に沿う速度を表し、
    Figure 0007262845000110
    は飛翔体と目標が地上座標系において
    Figure 0007262845000111
    軸方向に沿う相対速度を表し、
    Figure 0007262845000112
    は飛翔体と目標が地上座標系において
    Figure 0007262845000113
    軸方向に沿う相対速度を表す
    ことを特徴とする耐高荷重の一体化した誘導制御システム。
  2. 前記耐高荷重アンテナ（２１）が複数枚設置され、飛翔体の周囲に均一に分布されており、前記耐高荷重アンテナ（２１）が４枚設置されていることを特徴とする請求項１に記載の誘導制御システム。
  3. 前記誘導モジュール（３）は、地磁気センサ（３１）とストラップダウンレーザシーカー（３２）とを含み、
    前記地磁気センサ（３１）は、飛翔体のロール角及び回転速度をリアルタイムでセンシングするためであり、
    ストラップダウンレーザシーカー（３２）は、飛翔体の目視線角をリアルタイムでセンシングするためであることを特徴とする請求項１に記載の誘導制御システム。
  4. 前記制御モジュール（４）は、操舵装置サーボサブモジュール（４１）と電動操舵装置（４２）とを含み、
    前記操舵装置サーボサブモジュール（４１）は転舵指令を受信し、それを操舵装置信号に変換し、電動操舵装置（４２）の操舵動作を制御するためであり、
    前記操舵装置サーボサブモジュール（４１）はさらに電動操舵装置の転舵状態をセンシングするためであることを特徴とする請求項１に記載の誘導制御システム。
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