JPH0367594B2 - - Google Patents
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- JPH0367594B2 JPH0367594B2 JP60210719A JP21071985A JPH0367594B2 JP H0367594 B2 JPH0367594 B2 JP H0367594B2 JP 60210719 A JP60210719 A JP 60210719A JP 21071985 A JP21071985 A JP 21071985A JP H0367594 B2 JPH0367594 B2 JP H0367594B2
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- receiving antenna
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Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Radar Systems Or Details Thereof (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
〔産業上の利用分野〕
この発明は、母機に搭載された送信アンテナと
ミサイルに搭載された受信アンテナを用いて目標
のドツプラ周波数遷移を検出し、ミサイルの誘導
に必要な目標とミサイルとの接近速度情報を求め
るようにしたセミアクチブレーダ誘導制御方式に
関するものである。
ミサイルに搭載された受信アンテナを用いて目標
のドツプラ周波数遷移を検出し、ミサイルの誘導
に必要な目標とミサイルとの接近速度情報を求め
るようにしたセミアクチブレーダ誘導制御方式に
関するものである。
以下に従来の典型的なセミアクチブレーダ誘導
制御方式について説明する。
制御方式について説明する。
第６図において、１は母機となる航空機、２は
ミサイル、３は目標となる航空機である。４，
５，６はそれぞれ母機１、ミサイル２、目標３の
速度ベクトルvA，vM，vTを示し、７，８は母機１
からそれぞれ目標３およびミサイル２へ引いた
線、また９はミサイル２から目標３へ引いた線を
示す。１１は地面または海面を示し、１２および
１３はそれぞれ母機１より送信され、上記地面ま
たは、海面１１によつて反射されて、ミサイル２
に達する電波の経路の一例を示す。
ミサイル、３は目標となる航空機である。４，
５，６はそれぞれ母機１、ミサイル２、目標３の
速度ベクトルvA，vM，vTを示し、７，８は母機１
からそれぞれ目標３およびミサイル２へ引いた
線、また９はミサイル２から目標３へ引いた線を
示す。１１は地面または海面を示し、１２および
１３はそれぞれ母機１より送信され、上記地面ま
たは、海面１１によつて反射されて、ミサイル２
に達する電波の経路の一例を示す。
ここで、図中４と７のなす角をψAT、４と８の
なす角をφAM、５と９のなす角をψMT、５と８の
なす角をφMA、６と７のなす角をψTA、６と９の
なす角をψTMとする。また１４は慣性座標系にお
ける一基準線をミサイル２の重心を通るよう平行
移動したものとし、これと９のなす角をσとし、
目視線角と呼ぶ。現在のミサイルの誘導航法の主
流を占める比例航法は、この目視線角σの変化率
σ〓に比例させて、機軸と垂直方向に aM＝NeVcσ〓 ……(1) の大きさの加速度を生じさせることにより、ミサ
イル２を目標３に会合せしめるものである。第６
図の１５はこの加速度ベクトルaMを示す。また
式(1)のNeは実効航法定数とよばれ、Vcはミサイ
ル２と目標３の接近速度を表わす。
なす角をφAM、５と９のなす角をψMT、５と８の
なす角をφMA、６と７のなす角をψTA、６と９の
なす角をψTMとする。また１４は慣性座標系にお
ける一基準線をミサイル２の重心を通るよう平行
移動したものとし、これと９のなす角をσとし、
目視線角と呼ぶ。現在のミサイルの誘導航法の主
流を占める比例航法は、この目視線角σの変化率
σ〓に比例させて、機軸と垂直方向に aM＝NeVcσ〓 ……(1) の大きさの加速度を生じさせることにより、ミサ
イル２を目標３に会合せしめるものである。第６
図の１５はこの加速度ベクトルaMを示す。また
式(1)のNeは実効航法定数とよばれ、Vcはミサイ
ル２と目標３の接近速度を表わす。
第７図は第６図のミサイル２に搭載して、上記
のσ〓とVcを検出する典型的な機構のブロツク図
を示す。図において、１７はLO（局部発振器）で
あり、この発振周波数はミサイル２の直接波受信
アンテナ１８で受信された母機１の送信アンテナ
１０からの直接波とMIX（ミキサ）１９により混
合され、AFC（自動周波数調整器）２０により1F
（中間周波数）２１に同調する。一方、ミサイル
２の反射波受信アンテナ２２により受信された目
標３からの反射波は、上記LO１７出力とMIX23
で混合されてIF24信号となる。上記直接波のIF
２１と反射波のIF２４はMIX２５により混合さ
れてDA（ドツプラアンプ）２６により増幅され、
更にＳ／Ｎ比を改善するためSG（スピードゲー
ト）２７を通して接近速度信号Vcが得られる。
一方、反射波受信アンテナ２２をジヤイロを搭載
する等により慣性座標系に静安定化しておき、こ
れを目標３の方向に一次遅れ特性をもたせてアン
テナ追尾装置２８によりトラツキングさせると、
そのボアサイト誤差（アンテナ中心方向と目標方
向との角度誤差）εは目視線角σの変化率σ〓に近
似的に比例するので、これから得られたσ〓および
Vcを用いて(1)式のaMの大きさを決定する。(1)式
により得られたaMに基いて、ミサイル２の操舵
翼をコントロールする等により、ミサイル２の誘
導が行われる。
のσ〓とVcを検出する典型的な機構のブロツク図
を示す。図において、１７はLO（局部発振器）で
あり、この発振周波数はミサイル２の直接波受信
アンテナ１８で受信された母機１の送信アンテナ
１０からの直接波とMIX（ミキサ）１９により混
合され、AFC（自動周波数調整器）２０により1F
（中間周波数）２１に同調する。一方、ミサイル
２の反射波受信アンテナ２２により受信された目
標３からの反射波は、上記LO１７出力とMIX23
で混合されてIF24信号となる。上記直接波のIF
２１と反射波のIF２４はMIX２５により混合さ
れてDA（ドツプラアンプ）２６により増幅され、
更にＳ／Ｎ比を改善するためSG（スピードゲー
ト）２７を通して接近速度信号Vcが得られる。
一方、反射波受信アンテナ２２をジヤイロを搭載
する等により慣性座標系に静安定化しておき、こ
れを目標３の方向に一次遅れ特性をもたせてアン
テナ追尾装置２８によりトラツキングさせると、
そのボアサイト誤差（アンテナ中心方向と目標方
向との角度誤差）εは目視線角σの変化率σ〓に近
似的に比例するので、これから得られたσ〓および
Vcを用いて(1)式のaMの大きさを決定する。(1)式
により得られたaMに基いて、ミサイル２の操舵
翼をコントロールする等により、ミサイル２の誘
導が行われる。
以上のように従来の方式はミサイル２の受信す
る目標３からの反射波と母機１からの直接波のド
ツプラ周波数遷移を検出して、ミサイル２と目標
３の接近速度を求めるものであつたが、これには
低高度の目標に対してクラツタ障害を受けるとい
う問題点がある。以下にこれについて説明する。
第８図ａ，ｂにそれぞれ典型的な送信アンテナ１
０および反射波受信アンテナ２２のアンテナエン
ベロープを示す。ここで、縦軸はアンテナゲイン
DB、横軸はアンテナ中心からの角度を示す。２
９および３１はメインローブと呼ばれ、３０およ
び３２はサイドローブと呼ばれる。アンテナ中心
軸まわりの回転に対してアンテナエンベロープ
は、典型的には一定であるが、一部変形させて用
いる場合もある。目標３を追尾している状態にお
いては、母機１の送信アンテナ１０およびミサイ
ル２の反射波受信アンテナ２２は共に目標３の方
向を向いている。このとき送信アンテナ１０から
の送信波は目標３によつて反射されるだけでな
く、地面または海面１１の到る処から反射され、
この反射波も反射波受信アンテナ２２に受信され
る。これをクラツタと呼ぶ。クラツタはその電波
の通る経路によりそれぞれ異なつたドツプラ周波
数遷移を受けるので、これがある帯域にわたつて
分布することになる。この様子を第９図に示す。
図はミサイルの誘導シミユレーシヨンにおける一
時点についてクラツタパワーの計算を行つたもの
で、送信波の波長は10GHzとしている。縦軸はク
ラツタパワーDBM、横軸はドツプラ周波数遷移
（ＫHz）である。３３がクラツタパワーで、反射
波受信アンテナ２２のメインローブ３１（第８図
ｂ）により受信される３４は特にメインローブク
ラツタと呼ぶ。３５は同じメインローブ３１によ
り同時に受信される目標３の信号レベルである。
第９図からわかるようにクラツタパワーが大きい
と目標の信号がクラツタの中に埋もれてしまい、
第７図の回路によるVcの検出が行えなくなる。
特に、目標３がミサイル２より低高度にある場合
は、ミサイル１の反射波アンテナ２２が下方を向
くことになるので、クラツタパワーが大きくなり
目標の追尾が行えなくなる。
る目標３からの反射波と母機１からの直接波のド
ツプラ周波数遷移を検出して、ミサイル２と目標
３の接近速度を求めるものであつたが、これには
低高度の目標に対してクラツタ障害を受けるとい
う問題点がある。以下にこれについて説明する。
第８図ａ，ｂにそれぞれ典型的な送信アンテナ１
０および反射波受信アンテナ２２のアンテナエン
ベロープを示す。ここで、縦軸はアンテナゲイン
DB、横軸はアンテナ中心からの角度を示す。２
９および３１はメインローブと呼ばれ、３０およ
び３２はサイドローブと呼ばれる。アンテナ中心
軸まわりの回転に対してアンテナエンベロープ
は、典型的には一定であるが、一部変形させて用
いる場合もある。目標３を追尾している状態にお
いては、母機１の送信アンテナ１０およびミサイ
ル２の反射波受信アンテナ２２は共に目標３の方
向を向いている。このとき送信アンテナ１０から
の送信波は目標３によつて反射されるだけでな
く、地面または海面１１の到る処から反射され、
この反射波も反射波受信アンテナ２２に受信され
る。これをクラツタと呼ぶ。クラツタはその電波
の通る経路によりそれぞれ異なつたドツプラ周波
数遷移を受けるので、これがある帯域にわたつて
分布することになる。この様子を第９図に示す。
図はミサイルの誘導シミユレーシヨンにおける一
時点についてクラツタパワーの計算を行つたもの
で、送信波の波長は10GHzとしている。縦軸はク
ラツタパワーDBM、横軸はドツプラ周波数遷移
（ＫHz）である。３３がクラツタパワーで、反射
波受信アンテナ２２のメインローブ３１（第８図
ｂ）により受信される３４は特にメインローブク
ラツタと呼ぶ。３５は同じメインローブ３１によ
り同時に受信される目標３の信号レベルである。
第９図からわかるようにクラツタパワーが大きい
と目標の信号がクラツタの中に埋もれてしまい、
第７図の回路によるVcの検出が行えなくなる。
特に、目標３がミサイル２より低高度にある場合
は、ミサイル１の反射波アンテナ２２が下方を向
くことになるので、クラツタパワーが大きくなり
目標の追尾が行えなくなる。
この発明は上記のような従来のものの問題点を
除去するためになされたもので、低高度の目標の
追尾が行えるようにして、誘導精度を向上するこ
とを目的とするものである。
除去するためになされたもので、低高度の目標の
追尾が行えるようにして、誘導精度を向上するこ
とを目的とするものである。
この発明に係るセミアクチブレーダ誘導制御方
式は、目標のドツプラ周波数遷移と等しくなる周
波数遷移を示すクラツタ経路に対応する反射波受
信アンテナの入射角度を求める演算手段と、上記
反射波受信アンテナのエンベロープを制御する制
御手段とを備え、上記入射角度に対応する反射波
受信アンテナのサイドローブゲインを小さくする
ようにしたものである。
式は、目標のドツプラ周波数遷移と等しくなる周
波数遷移を示すクラツタ経路に対応する反射波受
信アンテナの入射角度を求める演算手段と、上記
反射波受信アンテナのエンベロープを制御する制
御手段とを備え、上記入射角度に対応する反射波
受信アンテナのサイドローブゲインを小さくする
ようにしたものである。
また、この発明の別発明に係るセミアクチブレ
ーダ誘導制御方式は目標のドツプラ周波数遷移と
等しくなる周波数遷移を示すクラツタ経路に対応
する送信アンテナの出射角度を求める演算手段
と、上記送信アンテナのエンベロープを制御する
制御手段とを備え、上記出射角度に対応する送信
アンテナのサイドローブゲインを小さくするよう
にしたものである。
ーダ誘導制御方式は目標のドツプラ周波数遷移と
等しくなる周波数遷移を示すクラツタ経路に対応
する送信アンテナの出射角度を求める演算手段
と、上記送信アンテナのエンベロープを制御する
制御手段とを備え、上記出射角度に対応する送信
アンテナのサイドローブゲインを小さくするよう
にしたものである。
この発明においては、演算手段で求めた入射角
度に対応する反射波受信アンテナのサイドローブ
ゲインを小さくすることにより、クラツタの影響
を排除することができ、目標のドツプラ周波数遷
移を容易に検出することができるようになる。
度に対応する反射波受信アンテナのサイドローブ
ゲインを小さくすることにより、クラツタの影響
を排除することができ、目標のドツプラ周波数遷
移を容易に検出することができるようになる。
また、この発明の別発明においては、演算手段
で求めた出射角度に対応する送信アンテナのサイ
ドローブゲインを小さくすることにより、ミサイ
ルの反射波受信アンテナに与えるクラツタの影響
を排除することができ、ミサイルの種類によらず
目標のドツプラ周波数遷移を容易に検出すること
ができるようになる。
で求めた出射角度に対応する送信アンテナのサイ
ドローブゲインを小さくすることにより、ミサイ
ルの反射波受信アンテナに与えるクラツタの影響
を排除することができ、ミサイルの種類によらず
目標のドツプラ周波数遷移を容易に検出すること
ができるようになる。
以下、この発明の原理と一実施例について説明
する。第２図ａ，ｂ，ｃは第９図と同じ条件のも
とに、第８図ｂの反射波受信アンテナのサイドロ
ーブ３２の左から順に１番目（第１サイドロー
ブ），２番目（第２サイドーブ），３番目以降のゲ
インを無限小とした場合のクラツタを示したもの
である。これらから各サイドローブがそれぞれ特
定の周波数領域のクラツタに寄与していることが
わかる。ここで、第６図に示すクラツタ経路１
２，１３を通るクラツタ周波数遷移dcおよび経
路７，８を通る目標信号の周波数遷移dTを計算
すると次のようになる。
する。第２図ａ，ｂ，ｃは第９図と同じ条件のも
とに、第８図ｂの反射波受信アンテナのサイドロ
ーブ３２の左から順に１番目（第１サイドロー
ブ），２番目（第２サイドーブ），３番目以降のゲ
インを無限小とした場合のクラツタを示したもの
である。これらから各サイドローブがそれぞれ特
定の周波数領域のクラツタに寄与していることが
わかる。ここで、第６図に示すクラツタ経路１
２，１３を通るクラツタ周波数遷移dcおよび経
路７，８を通る目標信号の周波数遷移dTを計算
すると次のようになる。
dc＝１／λ［（vAcosψA＋vMcosψM）
−（vAcosφAM−vMcosφMA）］ ……(2)
dT＝１／λ［（vAcosψAT＋vTcosψTA
＋vTcosψTM＋vMcosψMT）
−（vAcosφAM−vMcosφMA） ……(3)
(2)式および(3)式よりdc＝dTとなるのは次の条
件が満たされる場合である。
件が満たされる場合である。
vAcosψA＋vMcosψM＝
vAcosψAT＋vMcosψMT
＋vT（cosψTA＋cosψTM ……(4)
第３図において、母機１およびミサイル２の速
度ベクトルvA，vMとそれぞれの局所水平方向３
６，３７のなす角をそれぞれγA，γM（これらは経
路角と呼ばれる）とする。図から容易に次の関係
が導かれる。
度ベクトルvA，vMとそれぞれの局所水平方向３
６，３７のなす角をそれぞれγA，γM（これらは経
路角と呼ばれる）とする。図から容易に次の関係
が導かれる。
hAcot（ψA＋γA）−hMcot（ψM＋γM）
＝xM−xA ……(5)
(4)式および(5)式において、vA，vM，vT，ψAT，
ψMT，ψTA，ψTM，hA，hM，γA，γM，xM−xAのすべ
ての値がわかつていれば、(4)式および(5)式を同時
に満たすψA，ψM，すなわち、クラツタ経路１２，
１３に対応する送信アンテナ１０の出射角度およ
び反射波受信アンチナ２２の入射角度を決定する
ことができる。求まつたψMの値を第８図ｂの横
軸にとり、対応する位置のサイドローブを小さく
するようにアンテナエンベロープをアダプチブに
変形することにより、目標信号のドツプラ周波数
遷移近傍のクラツタパワーを減少させれば、第４
図に示すように目標信号を明瞭に検出することが
できる。アンテナエンベロープのアダプチブ制御
方式としては例えば次のものが知られている。
ψMT，ψTA，ψTM，hA，hM，γA，γM，xM−xAのすべ
ての値がわかつていれば、(4)式および(5)式を同時
に満たすψA，ψM，すなわち、クラツタ経路１２，
１３に対応する送信アンテナ１０の出射角度およ
び反射波受信アンチナ２２の入射角度を決定する
ことができる。求まつたψMの値を第８図ｂの横
軸にとり、対応する位置のサイドローブを小さく
するようにアンテナエンベロープをアダプチブに
変形することにより、目標信号のドツプラ周波数
遷移近傍のクラツタパワーを減少させれば、第４
図に示すように目標信号を明瞭に検出することが
できる。アンテナエンベロープのアダプチブ制御
方式としては例えば次のものが知られている。
(1) サイドローブキヤンセラ
(2) Power−Inversion （Howell−
Applebaum）方式アダプチブアンテナ (3) LMS（widrow）方式アダプチブアンテナ (4) Sample Matrix Inversion方式アダプチブ
アンテナ 理論的にはこれらの方式を用いいて時々刻々最
適なエンベロープとなるようアンテナを制御する
ことも考えられるが、ミサイルに搭載するような
小型のもので実行するのは困難である。しかし、
ロールスタビライズ方式のミサイル（機軸まわり
に回転しないようミサイルを制御する方式）にお
いては下方を向く部分は限られており、かつ本発
明においては下方に向くサイドローブの一部を抑
制すれば、目的を達成でき、またその場合のアン
テナエンベロープのパターンも数通り用意してお
けば十分なので、比較的容易に実行できる。
Applebaum）方式アダプチブアンテナ (3) LMS（widrow）方式アダプチブアンテナ (4) Sample Matrix Inversion方式アダプチブ
アンテナ 理論的にはこれらの方式を用いいて時々刻々最
適なエンベロープとなるようアンテナを制御する
ことも考えられるが、ミサイルに搭載するような
小型のもので実行するのは困難である。しかし、
ロールスタビライズ方式のミサイル（機軸まわり
に回転しないようミサイルを制御する方式）にお
いては下方を向く部分は限られており、かつ本発
明においては下方に向くサイドローブの一部を抑
制すれば、目的を達成でき、またその場合のアン
テナエンベロープのパターンも数通り用意してお
けば十分なので、比較的容易に実行できる。
前記したようにψMの値を決定するにはvA，vM，
vT等の値を知らなければならない。これについて
は母機１からすべて観測する方法、ミサイル２か
らの情報を一部利用する方法等が考えられるが、
一実施例においてはすべて母機１から観測する方
法について述べる。
vT等の値を知らなければならない。これについて
は母機１からすべて観測する方法、ミサイル２か
らの情報を一部利用する方法等が考えられるが、
一実施例においてはすべて母機１から観測する方
法について述べる。
以下に本発明の一実施例について説明する。第
１図において３８，３９，４０，４１はそれぞれ
母機１に搭載されたレートジヤイロ，加速度計，
高度計，α−β計であり、これらのセンサ出力を
第１の演算処理部４２で演算処理することによ
り、vA，γA，xA、yA、hAが得られる。また、目
標追尾アンテナ１０（送信アンテナ１０と同一）
から目標３に向けた送信波の反射波の位相ずれを
検出するレーダ距離計４３により目標の距離がわ
かり、またアンテナ角度制御系４４によりアンテ
ナ角度制御を行うときアンテナの角度から目標の
方向がわかるので、これらの情報と上記のvA，
xA，yA，hAの情報を第２の演算処理部４５で演
算処理することによりψAT，ψTA，vT，xT，yT，hT
が得られる。同様にして母機１に搭載したミサイ
ル追尾アンテナ４６のレーダ距離計４７およびア
ンテナ角度制御系４８よりミサイル２の距離と方
向がわかり、これと上記のvA，xA，yA，hAの情
報を第３の演算処理部４９で処理することにより
φAM，φMAvM，γM，xM，yM，hMが求まる。更に第
２の演算処理部４５で得られた情報と第３の演算
処理部４９で得られた情報を第４の演算処理部５
０で演算処理することによりψTM，ψMTが求まる。
上記第１〜第４の演算処理部４２，４５，４９，
５０で得られた値を用いて前記の(4)式と(5)式を同
時に満たすψMの値を第５の演算処理部５１で求
める。求まつたψMの値を母機１の送信器５２で
ミサイル２に送信する。ミサイル２の受信器５３
はこの信号を受取り、このψMの値に従つて、ア
ンテナエンベロープ制御機構５４により反射波受
信アンテナ２２のサイドローブゲインを抑制する
ように制御することにより、所望の目的を達成す
ることができる。なお、上記第１〜第５の演算処
理部４２，４５，４９，５０，５１により本願の
演算手段が、またアンテナエンベロープ制御機構
５４により制御手段が構成されている。
１図において３８，３９，４０，４１はそれぞれ
母機１に搭載されたレートジヤイロ，加速度計，
高度計，α−β計であり、これらのセンサ出力を
第１の演算処理部４２で演算処理することによ
り、vA，γA，xA、yA、hAが得られる。また、目
標追尾アンテナ１０（送信アンテナ１０と同一）
から目標３に向けた送信波の反射波の位相ずれを
検出するレーダ距離計４３により目標の距離がわ
かり、またアンテナ角度制御系４４によりアンテ
ナ角度制御を行うときアンテナの角度から目標の
方向がわかるので、これらの情報と上記のvA，
xA，yA，hAの情報を第２の演算処理部４５で演
算処理することによりψAT，ψTA，vT，xT，yT，hT
が得られる。同様にして母機１に搭載したミサイ
ル追尾アンテナ４６のレーダ距離計４７およびア
ンテナ角度制御系４８よりミサイル２の距離と方
向がわかり、これと上記のvA，xA，yA，hAの情
報を第３の演算処理部４９で処理することにより
φAM，φMAvM，γM，xM，yM，hMが求まる。更に第
２の演算処理部４５で得られた情報と第３の演算
処理部４９で得られた情報を第４の演算処理部５
０で演算処理することによりψTM，ψMTが求まる。
上記第１〜第４の演算処理部４２，４５，４９，
５０で得られた値を用いて前記の(4)式と(5)式を同
時に満たすψMの値を第５の演算処理部５１で求
める。求まつたψMの値を母機１の送信器５２で
ミサイル２に送信する。ミサイル２の受信器５３
はこの信号を受取り、このψMの値に従つて、ア
ンテナエンベロープ制御機構５４により反射波受
信アンテナ２２のサイドローブゲインを抑制する
ように制御することにより、所望の目的を達成す
ることができる。なお、上記第１〜第５の演算処
理部４２，４５，４９，５０，５１により本願の
演算手段が、またアンテナエンベロープ制御機構
５４により制御手段が構成されている。
ところで、上記実施例では、前記した(4)式およ
び(5)式を同時に満たすψA，ψMの内ψMを用いてミ
サイル２の反射波受信アンテナ２２のサイドロー
ブゲインを制御したが、同様な原理により、もう
一方のψA，すなわち、クラツタ経路１２，１３
に対応する送信アンテナ１０の出射角度を用い
て、この値を第８図ａの横軸にとり、対応する位
置のサイドローブを小さくするように送信アンテ
ナ１０のアンテナエンベロープをアダプチブに変
形することにより、目標信号のドツプラ周波数遷
移近傍のクラツタパワーを減少させても、第４図
に示すように目標信号を明瞭に検出することがで
きる。
び(5)式を同時に満たすψA，ψMの内ψMを用いてミ
サイル２の反射波受信アンテナ２２のサイドロー
ブゲインを制御したが、同様な原理により、もう
一方のψA，すなわち、クラツタ経路１２，１３
に対応する送信アンテナ１０の出射角度を用い
て、この値を第８図ａの横軸にとり、対応する位
置のサイドローブを小さくするように送信アンテ
ナ１０のアンテナエンベロープをアダプチブに変
形することにより、目標信号のドツプラ周波数遷
移近傍のクラツタパワーを減少させても、第４図
に示すように目標信号を明瞭に検出することがで
きる。
第５図にこの方式による一実施例を示す。図
中、第１図に示す実施例と同一符号は同一構成要
素であり、この方式では第５の演算処理部５１で
第１〜第４の演算処理部４２，４５，４９，５０
で求めた値にもとづきψAを求めている。そして、
求まつたψAの値に従つて、この方式の制御手段
を構成するアンテナエンベロープ制御機構５５に
より母機１の目標追尾アンテナ１０（送信アンテ
ナ１０と同一）のサイドローブゲインを抑制する
ことにより、所望の目的を達成することができ
る。また、この方式によると、ミサイル２に搭載
されたアンテナのエンベロープは制御する必要が
ないので、ミサイルの種類（例えばロールスタビ
ライズ方式）等に制限されることがなく、また、
送信アンテナ１０およびアンテナエンベロープ制
御機構５５等は母機１に搭載されるので、回転や
設置スペース等の問題もなくなる。
中、第１図に示す実施例と同一符号は同一構成要
素であり、この方式では第５の演算処理部５１で
第１〜第４の演算処理部４２，４５，４９，５０
で求めた値にもとづきψAを求めている。そして、
求まつたψAの値に従つて、この方式の制御手段
を構成するアンテナエンベロープ制御機構５５に
より母機１の目標追尾アンテナ１０（送信アンテ
ナ１０と同一）のサイドローブゲインを抑制する
ことにより、所望の目的を達成することができ
る。また、この方式によると、ミサイル２に搭載
されたアンテナのエンベロープは制御する必要が
ないので、ミサイルの種類（例えばロールスタビ
ライズ方式）等に制限されることがなく、また、
送信アンテナ１０およびアンテナエンベロープ制
御機構５５等は母機１に搭載されるので、回転や
設置スペース等の問題もなくなる。
なお、上記各実施例では、母機１、ミサイル
２、目標３が２次元の垂直面内にある場合につい
て説明した。一般の３次元の場合にも正確な同様
のロジツクを考えることはできるが、近似的な２
次元の面を考えて上記のロジツクに従つても差支
えない。
２、目標３が２次元の垂直面内にある場合につい
て説明した。一般の３次元の場合にも正確な同様
のロジツクを考えることはできるが、近似的な２
次元の面を考えて上記のロジツクに従つても差支
えない。
また、３次元の場合には(4)式と(5)式を満たす
ψM，ψAの方向は弧を描くことになるが、その場
合でも２次元のモデルで定まる方向の周辺のサイ
ドローブを小さくすることで、十分な効果が期待
できる。また、第１図，第５図の回路によれば母
機からの情報のみでVcを計算できるように考え
られるが、(1)式による誘導には十分な精度を要す
るので、第７図の回路が必要となる。また、ψM，
ψAの値の決定のために必要なvA，vM，vT，ψAT，
ψMT，ψTA，ψTM，hA，hM，γA，γM，xM−xAの値を
すべて母機１上の搭載機器により求めたが、例え
ばvM，hM等情報の一部の検出をミサイル２の搭
載機器により行い、これを母機１に送信してもよ
い。
ψM，ψAの方向は弧を描くことになるが、その場
合でも２次元のモデルで定まる方向の周辺のサイ
ドローブを小さくすることで、十分な効果が期待
できる。また、第１図，第５図の回路によれば母
機からの情報のみでVcを計算できるように考え
られるが、(1)式による誘導には十分な精度を要す
るので、第７図の回路が必要となる。また、ψM，
ψAの値の決定のために必要なvA，vM，vT，ψAT，
ψMT，ψTA，ψTM，hA，hM，γA，γM，xM−xAの値を
すべて母機１上の搭載機器により求めたが、例え
ばvM，hM等情報の一部の検出をミサイル２の搭
載機器により行い、これを母機１に送信してもよ
い。
以上のように、この発明によるセミアクチブレ
ーダ誘導体制御方式は、目標のドツプラ周波数遷
移と等しくなる周波数遷移を示すクラツタ経路に
対応する反射波受信アンテナの入射角度を求める
演算手段と、上記反射波受信アンテナのエンベロ
ープを制御する制御手段とを備え、上記入射角度
に対応する反射波受信アンテナのサイドローブゲ
インを小さくするようにしたことにより、目標の
ドツプラ周波数遷移近傍の周波数遷移を有するク
ラツタパワーを抑制するように反射波受信アンテ
ナのエンベロープを適応的に変化させることがで
きるので、低高度の目標でも追尾が行えるように
なり、誘導精度が大幅に向上するという効果があ
る。
ーダ誘導体制御方式は、目標のドツプラ周波数遷
移と等しくなる周波数遷移を示すクラツタ経路に
対応する反射波受信アンテナの入射角度を求める
演算手段と、上記反射波受信アンテナのエンベロ
ープを制御する制御手段とを備え、上記入射角度
に対応する反射波受信アンテナのサイドローブゲ
インを小さくするようにしたことにより、目標の
ドツプラ周波数遷移近傍の周波数遷移を有するク
ラツタパワーを抑制するように反射波受信アンテ
ナのエンベロープを適応的に変化させることがで
きるので、低高度の目標でも追尾が行えるように
なり、誘導精度が大幅に向上するという効果があ
る。
また、この発明の別発明によるセミアクチブレ
ーダ誘導制御方式は、目標のドツプラ周波数遷移
と等しくなる周波数遷移を示すクラツタ経路に対
応する送信アンテナの出射角度を求める演算手段
と、上記送信アンテナのエンベロープを制御する
制御手段とを備え、上記出射角度に対応する送信
アンテナのサイドローブゲインを小さくするよう
にしたことにより、上記と同様な効果が得られる
とともに、ミサイルの種類に制限されることなく
適用することができるという効果が得られる。
ーダ誘導制御方式は、目標のドツプラ周波数遷移
と等しくなる周波数遷移を示すクラツタ経路に対
応する送信アンテナの出射角度を求める演算手段
と、上記送信アンテナのエンベロープを制御する
制御手段とを備え、上記出射角度に対応する送信
アンテナのサイドローブゲインを小さくするよう
にしたことにより、上記と同様な効果が得られる
とともに、ミサイルの種類に制限されることなく
適用することができるという効果が得られる。
第１図はこの発明の一実施例の要部を示すブロ
ツク図、第２図ａ，ｂ，ｃおよび第３図はこの発
明の原理を説明するための図、第４図はこの発明
によるクラツタパワーと目標信号とを示す図、第
５図はこの発明の他の実施例の要部を示すブロツ
ク図、第６図はこの方式による母機とミサイルと
目標との典型的な位置関係を示す概略図、第７図
は同方式におけるVcおよびσ〓の検出機構の一例
を示すブロツク図、第８図ａ，ｂ，は送信アンテ
ナおよび反射波受信アンテナの典型的なアンテナ
エンベロープを示す図、第９図は従来方式による
クラツタパワーと目標信号とを示す図である。 １……母機、２……ミサイル、３……目標、１
０……送信アンテナ、１１……地面又は海面、１
２，１３……クラツタ経路、１８……直接波受信
アンテナ、２２……反射波受信アンテナ、４２，
４５，４９，５０，５１……演算処理部（演算手
段）、５４，５５……アンテナエンベロープ制御
機構（制御手段）。なお、図中同一符号は同一ま
たは相当部分を示している。
ツク図、第２図ａ，ｂ，ｃおよび第３図はこの発
明の原理を説明するための図、第４図はこの発明
によるクラツタパワーと目標信号とを示す図、第
５図はこの発明の他の実施例の要部を示すブロツ
ク図、第６図はこの方式による母機とミサイルと
目標との典型的な位置関係を示す概略図、第７図
は同方式におけるVcおよびσ〓の検出機構の一例
を示すブロツク図、第８図ａ，ｂ，は送信アンテ
ナおよび反射波受信アンテナの典型的なアンテナ
エンベロープを示す図、第９図は従来方式による
クラツタパワーと目標信号とを示す図である。 １……母機、２……ミサイル、３……目標、１
０……送信アンテナ、１１……地面又は海面、１
２，１３……クラツタ経路、１８……直接波受信
アンテナ、２２……反射波受信アンテナ、４２，
４５，４９，５０，５１……演算処理部（演算手
段）、５４，５５……アンテナエンベロープ制御
機構（制御手段）。なお、図中同一符号は同一ま
たは相当部分を示している。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 １ 母機に塔載された送信アンテナで高速に移動
する目標に向けて電波を照射するとともに、ミサ
イルに塔載された反射波受信アンテナと直接波受
信アンテナで上記目標からの反射波と母機からの
直接波を受信して目標のドツプラ周波数遷移を検
出し、誘導に必要な目標とミサイルとの接近速度
情報を求めることにより、ミサイルを誘導して目
標を自動的に追尾するようにしたセミアクチブレ
ーダ誘導制御方式において、上記目標のドツプラ
周波数遷移と等しくなる周波数遷移を示すクラツ
タ経路に対応する反射波受信アンテナの入射角度
を求める演算手段と、上記反射波受信アンテナの
エンベロープを制御する制御手段とを備え、上記
入射角度に対応する反射波受信アンテナのサイド
ローブゲインを小さくするようにしたことを特徴
とするセミアクチブレーダ誘導制御方式。 ２ 母機に搭載された送信アンテナで高速に移動
する目標に向けて電波を照射するとともに、ミサ
イルに搭載された反射波受信アンテナと直接波受
信アンテナで上記目標からの反射波と母機からの
直接波を受信して目標のドツプラ周波数遷移を検
出し、誘導に必要な目標とミサイルとの接近速度
情報を求めることにより、ミサイルを誘導して目
標を自動的に追尾するようにしたセミアクチブレ
ーダ誘導制御方式において、上記目標のドツプラ
周波数遷移と等しくなる周波数遷移を示すクラツ
ク経路に対応する送信アンテナの出射角度を求め
る演算手段と、上記送信アンテナのエンベロープ
を制御する制御手段とを備え、上記出射角度に対
応する送信アンテナのサイドローブゲインを小さ
くするようにしたことを特徴とするセミアクチブ
レーダ誘導制御方式。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP60210719A JPS6269179A (ja) | 1985-09-24 | 1985-09-24 | セミアクチブレ−ダ誘導制御方式 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP60210719A JPS6269179A (ja) | 1985-09-24 | 1985-09-24 | セミアクチブレ−ダ誘導制御方式 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6269179A JPS6269179A (ja) | 1987-03-30 |
| JPH0367594B2 true JPH0367594B2 (ja) | 1991-10-23 |
Family
ID=16593963
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP60210719A Granted JPS6269179A (ja) | 1985-09-24 | 1985-09-24 | セミアクチブレ−ダ誘導制御方式 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS6269179A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2009028464A1 (ja) | 2007-08-27 | 2009-03-05 | Kabushiki Kaisha Toyota Chuo Kenkyusho | 動力伝達装置 |
Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0527020A (ja) * | 1991-07-16 | 1993-02-05 | Mitsubishi Electric Corp | マルチスタテイツクレーダ装置 |
| JP3279985B2 (ja) * | 1998-08-04 | 2002-04-30 | 明星電気株式会社 | 飛翔体計測評価装置 |
| JP3279984B2 (ja) * | 1998-08-04 | 2002-04-30 | 明星電気株式会社 | 飛翔体計測評価方法 |
| JP5349169B2 (ja) * | 2009-06-29 | 2013-11-20 | 株式会社東芝 | 飛しょう体誘導装置 |
-
1985
- 1985-09-24 JP JP60210719A patent/JPS6269179A/ja active Granted
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2009028464A1 (ja) | 2007-08-27 | 2009-03-05 | Kabushiki Kaisha Toyota Chuo Kenkyusho | 動力伝達装置 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS6269179A (ja) | 1987-03-30 |
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