JPH03181798A - ミサイル用発射装置制御システム - Google Patents
ミサイル用発射装置制御システムInfo
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- JPH03181798A JPH03181798A JP2336915A JP33691590A JPH03181798A JP H03181798 A JPH03181798 A JP H03181798A JP 2336915 A JP2336915 A JP 2336915A JP 33691590 A JP33691590 A JP 33691590A JP H03181798 A JPH03181798 A JP H03181798A
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- 238000010168 coupling process Methods 0.000 claims 5
- 238000005859 coupling reaction Methods 0.000 claims 5
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- 238000013461 design Methods 0.000 description 2
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- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
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Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F41—WEAPONS
- F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
- F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
- F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
- F41G7/30—Command link guidance systems
- F41G7/301—Details
- F41G7/306—Details for transmitting guidance signals
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- Engineering & Computer Science (AREA)
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- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
- Aerials With Secondary Devices (AREA)
- Feedback Control In General (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
［産業上の利用分野］
本発明はミサイル発射装置、特に飛翔体の発射および飛
行を制御する発射装置制御システムに関する。
行を制御する発射装置制御システムに関する。
［従来技術］
発射システムの目的は要求される迅速さで航路に兵器を
位置させることである。発射システムは速度および信頼
性により動作し、一方兵器システム適合性を有していな
ければならない。しかしながら、システムフレキシビリ
ティおよび特性は、発射システムの設計制限により地上
から空中、艦上から空中等の特有の環境に対して制限さ
れることが多い。
位置させることである。発射システムは速度および信頼
性により動作し、一方兵器システム適合性を有していな
ければならない。しかしながら、システムフレキシビリ
ティおよび特性は、発射システムの設計制限により地上
から空中、艦上から空中等の特有の環境に対して制限さ
れることが多い。
［発明の解決すべき課題］
本発明の目的は、多くの環境において使用されることが
できる標準方式の発射装置制御システムを提供し、それ
によって使用される兵器の有効な環境を拡大することで
ある。好ましい実施例においては、システムは元来空対
空ミサイルとして専用に設計された、新型の中距離レー
ダ空対空ミザイル（ＡＭＲＡＡＭ）の発射および飛行を
制御するように設計されるが、この同じ概念は別の実施
例において任意のタイプのアクチブレーダ誘導飛翔体に
適用されることが可能である。
できる標準方式の発射装置制御システムを提供し、それ
によって使用される兵器の有効な環境を拡大することで
ある。好ましい実施例においては、システムは元来空対
空ミサイルとして専用に設計された、新型の中距離レー
ダ空対空ミザイル（ＡＭＲＡＡＭ）の発射および飛行を
制御するように設計されるが、この同じ概念は別の実施
例において任意のタイプのアクチブレーダ誘導飛翔体に
適用されることが可能である。
［課題解決のための手段］
本発明によると、飛翔体の発射および飛行を制御するシ
ステムが提供される。発射装置制御システムは標準方式
の装置を使用して構成されたモジュールであり、種々の
環境中で容易に使用されることができる。それは目標位
置情報および発射制御命令を受信し、情報システムに発
射装置および飛翔体状態情報を供給するために通信イン
ターフェイスを使用する。飛翔体インターフェイスは、
発射装置および飛翔体に発射装置制御システムを結合す
る。飛翔体インターフェイスは発射するために飛翔体に
パワーを、また飛翔体を試験して発射するためデータお
よび制御信号を供給し、飛翔体の状態を決定する。飛翔
体に更新された目標情報を通信する送信機もまた設けら
れている。１１に、システムは、発射装置発射制御シス
テム素−ｆによって要求される形態のパワーに種々の形
態の入力パワーを変換するパワー変換器を使用する。。
ステムが提供される。発射装置制御システムは標準方式
の装置を使用して構成されたモジュールであり、種々の
環境中で容易に使用されることができる。それは目標位
置情報および発射制御命令を受信し、情報システムに発
射装置および飛翔体状態情報を供給するために通信イン
ターフェイスを使用する。飛翔体インターフェイスは、
発射装置および飛翔体に発射装置制御システムを結合す
る。飛翔体インターフェイスは発射するために飛翔体に
パワーを、また飛翔体を試験して発射するためデータお
よび制御信号を供給し、飛翔体の状態を決定する。飛翔
体に更新された目標情報を通信する送信機もまた設けら
れている。１１に、システムは、発射装置発射制御シス
テム素−ｆによって要求される形態のパワーに種々の形
態の入力パワーを変換するパワー変換器を使用する。。
システム人力るパワーの調節および全システム素子用の
過負荷保護もまた設けられている。
過負荷保護もまた設けられている。
［実施例］
最初に、第１図の兵器システムＩＯを参照すると、７目
標位置情報はレーダシステムのようなセンサ１４によっ
て連続的に得られる。この位置情報は、ミサイルのよう
な飛翔体１８の発射前試験および飛行制御用の位置制御
信号を発生する、一般に通信、命令および制御（Ｃ３）
システムと呼ばれる情報システム１６によって処理され
る。すなわち、Ｃ３システムはコンピュータおよび通信
チクノロシイと人間との結合である。通信チクノロシイ
か情報を収集して放送し、コンピュータチクノロシイが
情報を処理し、その情報に基づいて人が決定を行う。情
報システム１６は、位置情報を処理して飛翔体］８にそ
れを送信する発射装置制御システム１２に結合される。
標位置情報はレーダシステムのようなセンサ１４によっ
て連続的に得られる。この位置情報は、ミサイルのよう
な飛翔体１８の発射前試験および飛行制御用の位置制御
信号を発生する、一般に通信、命令および制御（Ｃ３）
システムと呼ばれる情報システム１６によって処理され
る。すなわち、Ｃ３システムはコンピュータおよび通信
チクノロシイと人間との結合である。通信チクノロシイ
か情報を収集して放送し、コンピュータチクノロシイが
情報を処理し、その情報に基づいて人が決定を行う。情
報システム１６は、位置情報を処理して飛翔体］８にそ
れを送信する発射装置制御システム１２に結合される。
発射の前に、飛翔体１８は発射装置２０を介して位置情
報および制御信号を受信する。飛行中、発射装置制御シ
ステム１２は更新された目標位置情報を飛翔体１８に送
信する。発射装置制御システム１２はまた発射装置２０
および飛翔体１８の発射前の両状態を監視し、状態情報
を情報システムＩ６に送り返す。発射前のチエツクアウ
ト中に発射装置制御システム１２を動作し、飛翔体１８
を付勢するためのパワーは電源２２から得られる。
報および制御信号を受信する。飛行中、発射装置制御シ
ステム１２は更新された目標位置情報を飛翔体１８に送
信する。発射装置制御システム１２はまた発射装置２０
および飛翔体１８の発射前の両状態を監視し、状態情報
を情報システムＩ６に送り返す。発射前のチエツクアウ
ト中に発射装置制御システム１２を動作し、飛翔体１８
を付勢するためのパワーは電源２２から得られる。
第２図は発射装置制御システム１２の基本素子を示す。
発射装置制御システムＩ２は、標準方式の通信インター
フェイスを備え、この通信インターフェイス２６により
任意の情報システム１６からミサイルの通信、発射およ
び誘導を行うことを可能にする。好ましい実施例におい
て、市販されている標準方式のＲＳ ４２２直列インタ
ーフェイスが使用される。通信インターフェイス２Ｂは
、目標センサ１４からの目標位置情報および情報システ
ム１６か＼らの発射および制御命令のためにインターフ
ェイス機能を実行する。通信インターフェイス２６はま
た飛翔体の発射前に情報システム１６に発射装置２０お
よび飛翔体１８の状態を通報する。
フェイスを備え、この通信インターフェイス２６により
任意の情報システム１６からミサイルの通信、発射およ
び誘導を行うことを可能にする。好ましい実施例におい
て、市販されている標準方式のＲＳ ４２２直列インタ
ーフェイスが使用される。通信インターフェイス２Ｂは
、目標センサ１４からの目標位置情報および情報システ
ム１６か＼らの発射および制御命令のためにインターフ
ェイス機能を実行する。通信インターフェイス２６はま
た飛翔体の発射前に情報システム１６に発射装置２０お
よび飛翔体１８の状態を通報する。
発射制御システム１２は２方向に飛翔体１８と通信する
。発射前には、飛翔体インターフェイス２８が使用され
る。飛翔体がミサイルである好ましい実施例において、
市販のＭＩＬ−３ＴＤ１７６０インターフエイスは標準
方式の無修正製造ミサイルの有効な使用を可能にする。
。発射前には、飛翔体インターフェイス２８が使用され
る。飛翔体がミサイルである好ましい実施例において、
市販のＭＩＬ−３ＴＤ１７６０インターフエイスは標準
方式の無修正製造ミサイルの有効な使用を可能にする。
飛翔体インターフェイス２８は目標位置情報および飛翔
体１８の試験および発射のための制御信号、並びに発射
前のチエツクアウト中の飛翔体付勢用のパワーを供給す
る。それはまた飛翔体１８の状態を決定する。
体１８の試験および発射のための制御信号、並びに発射
前のチエツクアウト中の飛翔体付勢用のパワーを供給す
る。それはまた飛翔体１８の状態を決定する。
飛行中、発射装置制御システム１２は誘導手段３０を介
して飛翔体１８と通信する。好ましい実施例において、
無線周波数（ＲＦ）データリンク送信機が使用される。
して飛翔体１８と通信する。好ましい実施例において、
無線周波数（ＲＦ）データリンク送信機が使用される。
通信インターフェイス２６からの目標位置情報は送信機
によって送信される。好ましい実施例において、発射装
置制御システム１２は多数の同時ミサイルエンゲージメ
ントがこの範囲全体にわたって管理されることができる
ように、３６０°のデータリンクカバレージを提供する
。
によって送信される。好ましい実施例において、発射装
置制御システム１２は多数の同時ミサイルエンゲージメ
ントがこの範囲全体にわたって管理されることができる
ように、３６０°のデータリンクカバレージを提供する
。
パワー制御装置３２は通信インターフェイス２６、送信
機３０、飛翔体インターフェイス２８、発射装置２０お
よび飛翔体１８にパワーを供給する。それは、これらの
発射制御システム素子によって要求されるパワー形態に
電源２２から得られるシステムパワーを変換する。さら
に、パワー制御装置３２は発射装置制御システムパワー
を調節し、全ての発射装置制御システム素子に対して過
負荷保護を行う。
機３０、飛翔体インターフェイス２８、発射装置２０お
よび飛翔体１８にパワーを供給する。それは、これらの
発射制御システム素子によって要求されるパワー形態に
電源２２から得られるシステムパワーを変換する。さら
に、パワー制御装置３２は発射装置制御システムパワー
を調節し、全ての発射装置制御システム素子に対して過
負荷保護を行う。
発射装置制御システム１２を具備した発射装置２゜は通
常情報システム１６および目標センサ１４から離されて
配置され、それによって敵軍による発射装置２０および
飛翔体１８に対する打撃を少なくする。
常情報システム１６および目標センサ１４から離されて
配置され、それによって敵軍による発射装置２０および
飛翔体１８に対する打撃を少なくする。
それはハウジング２４を有し、モジュール的な設計であ
り、それによって素子の修理および交換を容易にする。
り、それによって素子の修理および交換を容易にする。
それは標準方式のインターフェイスボックスであるため
、発射装置制御システム１２は空対空以外の多数の別の
環境においてＡＭＲＡＡＭのような飛翔体１８を制御す
るために使用されることができる。最後に、多数のこの
ような発射装置制御システムは、ＡＭＲＡＡＭタイプの
アクチブレーダミサイルのような多数の飛翔体の同時発
射を可能にするために共通の情報システム１６にリンク
されることができる。当業者は従来技術にまさるこれら
の利点を容易に認識するであろう。
、発射装置制御システム１２は空対空以外の多数の別の
環境においてＡＭＲＡＡＭのような飛翔体１８を制御す
るために使用されることができる。最後に、多数のこの
ような発射装置制御システムは、ＡＭＲＡＡＭタイプの
アクチブレーダミサイルのような多数の飛翔体の同時発
射を可能にするために共通の情報システム１６にリンク
されることができる。当業者は従来技術にまさるこれら
の利点を容易に認識するであろう。
本発明は特に好ましい実施例を参照して説明されている
が、特許請求の範囲の技術的範囲内において変更および
修正を行うことができる。
が、特許請求の範囲の技術的範囲内において変更および
修正を行うことができる。
第１図は発射装置制御システムを具備した兵器システム
の概略図である。 第２図は発射装置制御システムの概略図である。
の概略図である。 第２図は発射装置制御システムの概略図である。
Claims (11)
- （１）目標位置センサ、情報システム、電源および発射
装置を含むシステムの一部である飛翔体を制御する装置
において、 （ａ）発射装置および飛翔体に情報システムを結合する
通信インターフェイス手段と、 （ｂ）前記発射装置および前記飛翔体に前記通信インタ
ーフェイスおよび電源を結合する飛翔体インターフェイ
ス手段と、 （ｃ）発射後に飛翔体と通信する誘導手段とを具備して
いることを特徴とする飛翔体制御装置。 - （２）（ｄ）前記通信インターフェイス手段、前記飛翔
体インターフェイス手段および前記誘導手段に前記電源
を結合するパワー制御手段を具備している請求項１記載
の装置。 - （３）前記通信インターフェイス手段は前記目標位置セ
ンサから目標位置情報を、前記情報システムから発射お
よび制御命令を受信し、情報システムに発射装置および
飛翔体の状態情報を提供する請求項２記載の装置。 - （４）前記飛翔体インターフェイス手段は、前記飛翔体
の試験および発射用の目標位置情報および制御信号を供
給し、前記飛翔体を付勢するために前記パワー制御手段
からパワーを供給し、前記飛翔体の状態を決定する請求
項２記載の装置。 - （５）前記誘導手段は前記ミサイルに目標位置情報を送
信する送信機を具備している請求項３記載の装置。 - （６）前記誘導手段は高周波（ＲＦ）データリンク送信
機を具備している請求項２記載の装置。 - （７）前記パワー制御手段は前記通信インターフェイス
手段、前記飛翔体インターフェイス手段および前記誘導
手段によって要求されるパワーに異なる電源からのパワ
ーを変換することができる請求項２記載の装置。 - （８）前記通信インターフェイス手段、前記飛翔体イン
ターフェイス手段、前記誘導手段および前記パワー制御
手段によりモジュールに構成され、容易に取外しおよび
移動を行うことができる請求項２記載の装置。 - （９）前記飛翔体はミサイルである請求項２記載の装置
。 - （１０）目標位置センサ、情報システム、電源および発
射装置を含むシステムの一部である飛翔体を制御する装
置において、 （ａ）発射装置および飛翔体に情報システムを結合し、
前記目標位置センサから目標位置情報を、前記情報シス
テムから発射および制御命令を受信し、情報システムに
発射装置および飛翔体の状態情報を提供する通信インタ
ーフェイス手段と、（ｂ）前記発射装置および前記飛翔
体に前記通信インターフェイスおよび電源を結合し、前
記飛翔体の試験および発射用の目標位置情報および制御
信号を供給し、前記飛翔体を付勢するために前記パワー
制御手段からパワーを供給し、前記飛翔体の状態を決定
する飛翔体インターフェイス手段と、 （ｃ）発射後に飛翔体と通信し、前記ミサイルに目標位
置情報を送信する送信機を具備する誘導手段と、 （ｄ）前記通信インターフェイス手段、前記飛翔体イン
ターフェイス手段および前記誘導手段に前記電源を結合
し、前記通信インターフェイス手段、前記飛翔体インタ
ーフェイス手段および前記誘導手段によって要求される
パワーに異なる電源からのパワーを変換することができ
るパワー制御手段と、 （ｅ）前記通信インターフェイス手段、前記飛翔体イン
ターフェイス手段、前記誘導手段および前記パワー制御
手段を収容し、運搬可能で前記目標位置センサおよび前
記情報システムから離れている箱状コンテナを含むハウ
ジング手段とを具備し、 前記通信インターフェイス手段、前記飛翔体インターフ
ェイス手段、前記誘導手段および前記パワー制御手段は
モジュールとして構成され、容易に交換および移動を行
うことができることを特徴とする飛翔体制御装置。 - （１１）目標位置センサ、情報システム、電源、発射装
置制御システムおよび発射装置を含むシステムの一部で
ある飛翔体の制御方法において、（ａ）前記目標位置セ
ンサおよび情報システムと分離して前記発射装置制御シ
ステムを配置し、（ｂ）前記パワー制御手段によって調
節され、前記通信インターフェイス手段、前記飛翔体イ
ンターフェイス手段および前記誘導手段によって要求さ
れるパワーに変換されるパワーを前記発射装置制御シス
テムに供給し、 （ｃ）前記目標位置センサから得られた目標位置情報お
よび前記情報システムから得られた制御命令を受信し、
前記情報システムに飛翔体状態を送信するために前記発
射装置制御システムの前記通信インターフェイス手段を
使用し、 （ｄ）前記目標位置センサから得られた目標位置情報お
よび前記情報システムから得られた制御命令を前記飛翔
体に送信し、前記飛翔体から飛翔体状態を受信するため
に前記発射装置制御システムの前記飛翔体インターフェ
イス手段を使用し、（ｅ）発射後に前記目標位置センサ
から得られた目標位置情報を前記飛翔体に送信するため
に前記発射装置制御システムの前記誘導手段を使用する
ことを特徴とする飛翔体の制御方法。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US07/447,320 US5080300A (en) | 1989-12-07 | 1989-12-07 | Launcher control system for surface launched active radar missiles |
| US447320 | 1995-05-22 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH03181798A true JPH03181798A (ja) | 1991-08-07 |
| JPH081359B2 JPH081359B2 (ja) | 1996-01-10 |
Family
ID=23775894
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP2336915A Expired - Lifetime JPH081359B2 (ja) | 1989-12-07 | 1990-11-30 | ミサイル用発射装置制御システム |
Country Status (10)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5080300A (ja) |
| EP (1) | EP0431804B1 (ja) |
| JP (1) | JPH081359B2 (ja) |
| CA (1) | CA2029281C (ja) |
| DE (1) | DE69023103T2 (ja) |
| ES (1) | ES2078320T3 (ja) |
| GR (1) | GR3018677T3 (ja) |
| IL (1) | IL96263A (ja) |
| NO (1) | NO302317B1 (ja) |
| TR (1) | TR26546A (ja) |
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| US5671140A (en) * | 1995-07-06 | 1997-09-23 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Fuzzy controller for target intercept guidance |
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- 1989-12-07 US US07/447,320 patent/US5080300A/en not_active Expired - Lifetime
-
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- 1990-11-22 EP EP90312730A patent/EP0431804B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1990-11-22 DE DE69023103T patent/DE69023103T2/de not_active Expired - Lifetime
- 1990-11-22 ES ES90312730T patent/ES2078320T3/es not_active Expired - Lifetime
- 1990-11-27 NO NO905129A patent/NO302317B1/no not_active IP Right Cessation
- 1990-11-29 TR TR90/1147A patent/TR26546A/xx unknown
- 1990-11-30 JP JP2336915A patent/JPH081359B2/ja not_active Expired - Lifetime
-
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- 1996-01-17 GR GR960400078T patent/GR3018677T3/el unknown
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Also Published As
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