JPH04215086A - ミサイル誘導システム - Google Patents
ミサイル誘導システムInfo
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- JPH04215086A JPH04215086A JP3022184A JP2218491A JPH04215086A JP H04215086 A JPH04215086 A JP H04215086A JP 3022184 A JP3022184 A JP 3022184A JP 2218491 A JP2218491 A JP 2218491A JP H04215086 A JPH04215086 A JP H04215086A
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- 230000004397 blinking Effects 0.000 description 4
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 4
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 4
- 230000008034 disappearance Effects 0.000 description 2
- 206010034719 Personality change Diseases 0.000 description 1
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 1
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- 230000001419 dependent effect Effects 0.000 description 1
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- 238000001228 spectrum Methods 0.000 description 1
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/12—Target-seeking control
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F41—WEAPONS
- F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
- F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
- F41G7/008—Combinations of different guidance systems
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
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- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
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- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Radar Systems Or Details Thereof (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
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、ミサイルに誘導システ
ム関し、特にミサイルの横方向および縦方向の加速度信
号が照準線（ｌｉｎｅ ｏｆ ｓｉｇｈｔ）レート信号
および接近速度信号と組合わされて所要の誘導信号を得
る改善された誘導システムに関する。
ム関し、特にミサイルの横方向および縦方向の加速度信
号が照準線（ｌｉｎｅ ｏｆ ｓｉｇｈｔ）レート信号
および接近速度信号と組合わされて所要の誘導信号を得
る改善された誘導システムに関する。
【０００２】
【従来の技術】周知のとおり、大半のホーミング・ミサ
イルは、ミサイルの照準線レートおよびミサイルと目標
間の接近速度を表わす信号を用いて所要の誘導制御信号
を得る比例航法誘導システムを使用している。接近速度
および照準線レートを表わす信号は、有効航行比Ｎ１で
乗じて、実際のミサイルの加速度を制御するため用いら
れる加速度指令を生じる。良好な環境（妨害のないこと
を意味する）においては、ミサイル追随装置における目
標の行動、シンチレーション・ノイズおよび角度ノイズ
が、比例航法誘導システムにおいて高い距離外れの起生
に対する主たる要因である。不良環境（妨害が存在する
ことを意味する）においては、比例航法誘導システムを
用いるホーミング・ミサイルは、多重ブリンキング妨害
装置および速度ゲート・プルオフ妨害装置に対して特に
弱点を有する。
イルは、ミサイルの照準線レートおよびミサイルと目標
間の接近速度を表わす信号を用いて所要の誘導制御信号
を得る比例航法誘導システムを使用している。接近速度
および照準線レートを表わす信号は、有効航行比Ｎ１で
乗じて、実際のミサイルの加速度を制御するため用いら
れる加速度指令を生じる。良好な環境（妨害のないこと
を意味する）においては、ミサイル追随装置における目
標の行動、シンチレーション・ノイズおよび角度ノイズ
が、比例航法誘導システムにおいて高い距離外れの起生
に対する主たる要因である。不良環境（妨害が存在する
ことを意味する）においては、比例航法誘導システムを
用いるホーミング・ミサイルは、多重ブリンキング妨害
装置および速度ゲート・プルオフ妨害装置に対して特に
弱点を有する。
【０００３】これも周知のとおり、多重ブリンキング妨
害装置は、被妨害レーダを混乱させるデューティ・サイ
クル（即ち、ブリンキング速度）によって、スペクトル
が被妨害レーダの帯域をカバーする妨害信号を生じるが
、速度ゲート・プルオフ妨害装置は、被妨害レーダによ
り受信される時この被妨害レーダが目標の速度追跡を失
うような信号を生じる。多重ブリンキング妨害装置ある
いは速度ゲート・プルオフ妨害装置の場合、このような
手法は被妨害レーダをして目標の追跡を失わせる。この
ため、被妨害レーダは、目標を再び捕らえるために再捕
捉モードに切換わらなければならない。
害装置は、被妨害レーダを混乱させるデューティ・サイ
クル（即ち、ブリンキング速度）によって、スペクトル
が被妨害レーダの帯域をカバーする妨害信号を生じるが
、速度ゲート・プルオフ妨害装置は、被妨害レーダによ
り受信される時この被妨害レーダが目標の速度追跡を失
うような信号を生じる。多重ブリンキング妨害装置ある
いは速度ゲート・プルオフ妨害装置の場合、このような
手法は被妨害レーダをして目標の追跡を失わせる。この
ため、被妨害レーダは、目標を再び捕らえるために再捕
捉モードに切換わらなければならない。
【０００４】従って、誘導システムが目標の再捕捉モー
ドに戻る時目標の再捕捉を容易にするため、適当な指令
信号を生じる誘導システムを提供することが望ましい。
ドに戻る時目標の再捕捉を容易にするため、適当な指令
信号を生じる誘導システムを提供することが望ましい。
【０００５】
【発明の概要】本発明によれば、距離、距離レート、ミ
サイルの照準線に直角の加速度、ミサイルの照準線に沿
った加速度、および目標に対するミサイルの照準線レー
トを表わす信号を用いる観測フィルタを備えたホーミン
グ・ミサイルのための誘導システムが提供される。この
フィルタは、ミサイルの照準線に沿った加速度を表わす
横方向加速度信号と、ミサイルの照準線レートを表わす
測定された照準線レート信号と、ミサイルの距離レート
を表わす測定された距離レート信号と、目標までのミサ
イルの距離を表わす距離信号とに応答して、推定された
照準線レート信号を生じる第１の手段を含む。この測定
照準線レート信号および推定照準線レート信号を用いて
、差の出力信号を生じる。この差の出力信号は、差の出
力信号を最小限に抑える手段を提供する第１の手段に与
えられる誤差信号を生じるため用いられる。このような
特定の構成により、推定照準線レート信号は、標準的な
比例航法システムで得ることができるものよりも、ミサ
イルの実際の照準線レートの更に正確な見積りを生じる
。
サイルの照準線に直角の加速度、ミサイルの照準線に沿
った加速度、および目標に対するミサイルの照準線レー
トを表わす信号を用いる観測フィルタを備えたホーミン
グ・ミサイルのための誘導システムが提供される。この
フィルタは、ミサイルの照準線に沿った加速度を表わす
横方向加速度信号と、ミサイルの照準線レートを表わす
測定された照準線レート信号と、ミサイルの距離レート
を表わす測定された距離レート信号と、目標までのミサ
イルの距離を表わす距離信号とに応答して、推定された
照準線レート信号を生じる第１の手段を含む。この測定
照準線レート信号および推定照準線レート信号を用いて
、差の出力信号を生じる。この差の出力信号は、差の出
力信号を最小限に抑える手段を提供する第１の手段に与
えられる誤差信号を生じるため用いられる。このような
特定の構成により、推定照準線レート信号は、標準的な
比例航法システムで得ることができるものよりも、ミサ
イルの実際の照準線レートの更に正確な見積りを生じる
。
【０００６】本発明の更に別の特徴によれば、ミサイル
から目標までの距離を表わす距離信号と、ミサイルから
目標までの距離レート（接近速度とも呼ばれる）を表わ
す測定距離レート信号と、ミサイルの照準線と直角の加
速度を表わす横方向加速度信号と、ミサイルの照準線に
沿った加速度を表わす縦方向加速度信号と、ミサイルか
ら目標に対する照準線レートを表わす測定照準線レート
信号とを含む複数の信号が観測フィルタに送られる。こ
の観測フィルタは、推定照準線レート信号、縦方向加速
度信号および測定距離レート信号に応答して推定距離レ
ート信号を生じる推定距離レート手段を含む。観測フィ
ルタはまた、推定距離レート信号に応答して推定距離信
号を生じる推定距離装置と、測定照準線レート信号、推
定距離レート信号、推定距離信号および横方向加速度信
号に応答して推定照準線レート信号を生じる推定照準線
レート手段とを含む。この推定距離レート信号および推
定照準線レート信号はそれぞれ、ミサイルから目標に対
する真の距離レートおよび照準線レートを特徴とする改
善された距離レート評価および改善された照準線レート
評価を行う。この改善された距離レート評価および改善
された照準線レート推定は、距離に依存しあるいは距離
に依存しないノイズによる距離外れの減少をもたらし、
速度ゲート・プルオフ妨害装置に対するホーミング・ミ
サイルの弱さを低減し、許容し得る逸失信号誘導（惰性
飛行）時間を増加する。
から目標までの距離を表わす距離信号と、ミサイルから
目標までの距離レート（接近速度とも呼ばれる）を表わ
す測定距離レート信号と、ミサイルの照準線と直角の加
速度を表わす横方向加速度信号と、ミサイルの照準線に
沿った加速度を表わす縦方向加速度信号と、ミサイルか
ら目標に対する照準線レートを表わす測定照準線レート
信号とを含む複数の信号が観測フィルタに送られる。こ
の観測フィルタは、推定照準線レート信号、縦方向加速
度信号および測定距離レート信号に応答して推定距離レ
ート信号を生じる推定距離レート手段を含む。観測フィ
ルタはまた、推定距離レート信号に応答して推定距離信
号を生じる推定距離装置と、測定照準線レート信号、推
定距離レート信号、推定距離信号および横方向加速度信
号に応答して推定照準線レート信号を生じる推定照準線
レート手段とを含む。この推定距離レート信号および推
定照準線レート信号はそれぞれ、ミサイルから目標に対
する真の距離レートおよび照準線レートを特徴とする改
善された距離レート評価および改善された照準線レート
評価を行う。この改善された距離レート評価および改善
された照準線レート推定は、距離に依存しあるいは距離
に依存しないノイズによる距離外れの減少をもたらし、
速度ゲート・プルオフ妨害装置に対するホーミング・ミ
サイルの弱さを低減し、許容し得る逸失信号誘導（惰性
飛行）時間を増加する。
【０００７】本発明の更に別の特質によれば、推定距離
レート手段は、縦方向の加速度信号、推定照準線レート
信号および推定距離信号に応答して距離加速度信号を生
じる距離加速度手段と、測定距離レート信号および推定
距離レート信号に応答して距離レート差信号を生じる手
段とを含む。距離レート差信号は、距離レート差信号に
応答して距離加速度信号に加算される距離レート誤差信
号を生じる距離レート誤差信号手段により最小限に抑え
られる。更に、前記推定照準線手段は、測定照準線レー
ト信号および推定照準線レート信号に応答して、照準線
差信号を生じる手段を含む。照準線差信号は、横方向加
速度信号、推定距離信号および推定距離レート信号と共
に、照準線加速度信号を生じるように使用され、この加
速度信号は次に推定照準線レート信号を生じるため用い
られる。このような構成により、１０秒間の飛行の間に
４秒の惰行を行うミサイルは、目標を見失う代わりに、
約３．７ｍ（１２フィート）の距離外れを持つことにな
る。
レート手段は、縦方向の加速度信号、推定照準線レート
信号および推定距離信号に応答して距離加速度信号を生
じる距離加速度手段と、測定距離レート信号および推定
距離レート信号に応答して距離レート差信号を生じる手
段とを含む。距離レート差信号は、距離レート差信号に
応答して距離加速度信号に加算される距離レート誤差信
号を生じる距離レート誤差信号手段により最小限に抑え
られる。更に、前記推定照準線手段は、測定照準線レー
ト信号および推定照準線レート信号に応答して、照準線
差信号を生じる手段を含む。照準線差信号は、横方向加
速度信号、推定距離信号および推定距離レート信号と共
に、照準線加速度信号を生じるように使用され、この加
速度信号は次に推定照準線レート信号を生じるため用い
られる。このような構成により、１０秒間の飛行の間に
４秒の惰行を行うミサイルは、目標を見失う代わりに、
約３．７ｍ（１２フィート）の距離外れを持つことにな
る。
【０００８】本発明を更に完全に理解するため、次に添
付図面の以降の記述を行う。
付図面の以降の記述を行う。
【０００９】
【実施例】対象とする誘導システムの詳細な説明に入る
前に、ホーミング・ミサイルの動作は当業者には周知で
あることを知るべきであり、従って、このようなミサイ
ルの動作については本文では詳細に記述しない。
前に、ホーミング・ミサイルの動作は当業者には周知で
あることを知るべきであり、従って、このようなミサイ
ルの動作については本文では詳細に記述しない。
【００１０】まず図１において、本発明によるホーミン
グ・ミサイル（図示せず）用誘導システム１００は、デ
ィジタル・コンピュータ２１と、オートパイロット２３
と、モノパルス・アンテナ１１、モノパルス演算回路網
１３、ジンバル１５、受信機１７、ディジタル／アナロ
グ信号入力部１９、後部受信機３１、後部アンテナ２９
、ジンバル制御回路１６、縦方向加速度計２５および横
方向加速度計２７を含む追随装置１０とを含むことが示
される。共にジンバル１５上に取付けられるように示さ
れるモノパルス・アンテナ１１およびモノパルス演算回
路網１３は、受信機１７へ送られるモノパルスの和およ
び差の信号を生じる。後者は、なかんずくモノパルス信
号を適当なベースバンド・ビデオ信号へダウンコンバー
トして、照準誤差およびドップラ誤差信号を形成するよ
うに作用する。受信機１７からの出力信号は、ディジタ
ル／アナログ信号入力部１９においてディジタル化され
、ディジタル・コンピュータ２１に対する入力信号を形
成する。本願と同じ譲受人に譲渡された、１９７７年７
月１９日発行の米国特許第４，０３７，２０２号「アド
レス指定なフリップフロップ部を有するマイクロプログ
ラム制御ディジタル・プロセッサ」に記載されたものと
類似のものでよいディジタル・コンピュータ２１は、以
下本文において詳細に述べる方法で、目標の撃墜を行う
ため必要な誘導信号を生じるように働く。ここで、この
米国特許に記載されたものに加えて、ディジタル・コン
ピュータはまた、必要な誘導信号を生じる観測フィルタ
２２を形成する回路（図示せず）を含む。ディジタル・
コンピュータ２１からの誘導信号は、誘導信号をミサイ
ル制御面（図示せず）を制御するための等価制御信号へ
変換するよう働くオートパイロット２３に対して送られ
る。ディジタル・コンピュータ２１はまた、制御信号を
ジンバル１５を制御するためのジンバル制御回路１６へ
も送る。ディジタル・コンピュータ２１はまた、縦方向
加速度計２５およびジンバル１５に取付けられる横方向
加速度計２７から入力信号を受取る。
グ・ミサイル（図示せず）用誘導システム１００は、デ
ィジタル・コンピュータ２１と、オートパイロット２３
と、モノパルス・アンテナ１１、モノパルス演算回路網
１３、ジンバル１５、受信機１７、ディジタル／アナロ
グ信号入力部１９、後部受信機３１、後部アンテナ２９
、ジンバル制御回路１６、縦方向加速度計２５および横
方向加速度計２７を含む追随装置１０とを含むことが示
される。共にジンバル１５上に取付けられるように示さ
れるモノパルス・アンテナ１１およびモノパルス演算回
路網１３は、受信機１７へ送られるモノパルスの和およ
び差の信号を生じる。後者は、なかんずくモノパルス信
号を適当なベースバンド・ビデオ信号へダウンコンバー
トして、照準誤差およびドップラ誤差信号を形成するよ
うに作用する。受信機１７からの出力信号は、ディジタ
ル／アナログ信号入力部１９においてディジタル化され
、ディジタル・コンピュータ２１に対する入力信号を形
成する。本願と同じ譲受人に譲渡された、１９７７年７
月１９日発行の米国特許第４，０３７，２０２号「アド
レス指定なフリップフロップ部を有するマイクロプログ
ラム制御ディジタル・プロセッサ」に記載されたものと
類似のものでよいディジタル・コンピュータ２１は、以
下本文において詳細に述べる方法で、目標の撃墜を行う
ため必要な誘導信号を生じるように働く。ここで、この
米国特許に記載されたものに加えて、ディジタル・コン
ピュータはまた、必要な誘導信号を生じる観測フィルタ
２２を形成する回路（図示せず）を含む。ディジタル・
コンピュータ２１からの誘導信号は、誘導信号をミサイ
ル制御面（図示せず）を制御するための等価制御信号へ
変換するよう働くオートパイロット２３に対して送られ
る。ディジタル・コンピュータ２１はまた、制御信号を
ジンバル１５を制御するためのジンバル制御回路１６へ
も送る。ディジタル・コンピュータ２１はまた、縦方向
加速度計２５およびジンバル１５に取付けられる横方向
加速度計２７から入力信号を受取る。
【００１１】誘導システム１００は更に、後部アンテナ
２９および後部受信機３１を有する。後部アンテナ２９
は、目標照射信号の一部を受け、この信号を後部受信機
３１へ送り、ここで公知の方法で処理されて受信機１７
に対するコヒーレントな基準信号を生じる。
２９および後部受信機３１を有する。後部アンテナ２９
は、目標照射信号の一部を受け、この信号を後部受信機
３１へ送り、ここで公知の方法で処理されて受信機１７
に対するコヒーレントな基準信号を生じる。
【００１２】先に簡単に述べたように、ここではディジ
タル・コンピュータ２１は観測フィルタ２２を含む。初
期の諸条件および目標の行動の如き全ての入力を知るこ
とは困難であるため、出力の測定が追随装置１０により
取出され、観測フィルタ２２により与えられるこれら測
定値の推定値と比較されて誤差信号を生じる。この誤差
信号は、以下本文に述べるように制御回路（図示せず）
により変更され、その結果が観測フィルタ２２へ戻され
てシステムの状態の諸因子を変更する。一定の目標の動
きあるいは初期条件の場合は、観測フィルタ２２が条件
の正確な値に漸近的に近似する故に、観測フィルタ２２
は「漸近性観測装置」と呼ばれる。
タル・コンピュータ２１は観測フィルタ２２を含む。初
期の諸条件および目標の行動の如き全ての入力を知るこ
とは困難であるため、出力の測定が追随装置１０により
取出され、観測フィルタ２２により与えられるこれら測
定値の推定値と比較されて誤差信号を生じる。この誤差
信号は、以下本文に述べるように制御回路（図示せず）
により変更され、その結果が観測フィルタ２２へ戻され
てシステムの状態の諸因子を変更する。一定の目標の動
きあるいは初期条件の場合は、観測フィルタ２２が条件
の正確な値に漸近的に近似する故に、観測フィルタ２２
は「漸近性観測装置」と呼ばれる。
【００１３】誘導システム１００においては、追随装置
１０が、距離レート（接近速度）信号Ｒ’ｍおよび照準
線レート信号λ’ｍを生じ、これらがそれぞれ接近速度
および照準線レートの測定値を表わす。更に、追随装置
１０は、ミサイルの横方向の加速度およびミサイルの縦
方向の加速度の測定値をそれぞれ表わす横方向の加速度
信号Ｙ”Ｍおよび縦方向の加速度信号Ｘ”Ｍを生成する
。 上記の信号を用いて、観測フィルタ２２（以下本文に述
べる）が、推定距離レート信号Ｒ’ｅｓｔおよび推定照
準線レート信号λ’ｅｓｔを生じることになり、次いで
これらを用いて観測フィルタ２２の状態を訂正するため
誤差信号を生じる。
１０が、距離レート（接近速度）信号Ｒ’ｍおよび照準
線レート信号λ’ｍを生じ、これらがそれぞれ接近速度
および照準線レートの測定値を表わす。更に、追随装置
１０は、ミサイルの横方向の加速度およびミサイルの縦
方向の加速度の測定値をそれぞれ表わす横方向の加速度
信号Ｙ”Ｍおよび縦方向の加速度信号Ｘ”Ｍを生成する
。 上記の信号を用いて、観測フィルタ２２（以下本文に述
べる）が、推定距離レート信号Ｒ’ｅｓｔおよび推定照
準線レート信号λ’ｅｓｔを生じることになり、次いで
これらを用いて観測フィルタ２２の状態を訂正するため
誤差信号を生じる。
【００１４】次に、図２によれば、例示のホーミング・
ミサイル戦闘において、場所（ＸＭ，ＹＭ）におけるミ
サイルが場所（ＸＴ，ＹＴ）の目標Ｔから距離Ｒにある
ように示される。ミサイルＭから目標Ｔまでの垂直距離
ｙは、下式により与えられる。即ち、 ｙ＝Ｒｓｉｎλ
（式１）但し、ｙ＝ＹＴ−ＹＭであり、λは
ミサイルＭと目標Ｔ間の照準線角である。距離Ｘは下式
により与えられる。即ち、 Ｘ＝Ｒｃｏｓλ
（式２）但し、Ｘ＝ＸＴ−ＸＭ式１および２
の双方の第２導関数は、それぞれ下式を生じる。即ち、 ｙ”＝（Ｒλ”＋２Ｒ’λ”）ｃｏｓλ＋（Ｒ”−
Ｒλ’２）ｓｉｎλ （式３） Ｘ”＝−（
Ｒλ”＋２Ｒ’λ’）ｓｉｎλ＋（Ｒ”−Ｒλ’２）ｃ
ｏｓλ （式４）交点において、式（３）および（
４）はそれぞれ下式の如く表わすことができる。即ち、 ｙ”＝Ｒλ”＋２Ｒ’λ’
（式５） Ｘ”＝Ｒ”−Ｒλ’２
（式６）式（５）および（６）は、下
記の形態に書き直すことができる。即ち、 λ”＝（ｙ”−２Ｒ’λ’）／Ｒ
（式７） Ｒ”＝Ｘ”＋Ｒλ’２
（式８）ｙ”およびＸ”項は下記の如く表わ
すことができる。即ち、 ｙ”＝ｙ”Ｔ−ｙ”Ｍ
（式９） Ｘ”＝Ｘ”Ｔ−Ｘ”Ｍ
（式１０）また、従って
、式（７）および（８）は、下記に約することができる
。即ち、 λ”＝（ｙ”Ｔ−ｙ”Ｍ−２Ｒ’λ’）／Ｒ
（式１
１） Ｒ”＝Ｘ”Ｔ−Ｘ”Ｍ＋Ｒλ’２
（式１２）但し、λ”は照準線の加速度に等しく、
Ｒはミサイルから目標までの距離に等しく、ｙ”Ｔは目
標の横方向の加速度に等しく、ｙ”Ｍはミサイルの横方
向の加速度に等しく、Ｒ’は目標に対するミサイルの距
離レート（接近速度）に等しく、λ’は照準線レートに
等しく、Ｒ”は距離の加速度に等しく、Ｘ”Ｔは目標の
縦方向の加速度に等しく、Ｘ”Ｍはミサイルの縦方向の
加速度に等しい。式（１１）および（１２）はそれぞれ
、以下において詳細に述べる観測フィルタ２２（図１）
の角度観測装置７１（図４）と距離観測装置９１（図５
）に対するプラント（ｐｌａｎｔ）式である。ここでは
、観測装置はＤ．Ｇ．Ｌｅｕｎｂｅｒｇｅｒによる論文
「観測装置序論（Ａｎ ｉｎｔｒｏｄｕｃｔｉｏｎ
ｔｏ Ｏｂｓｅｒｖｅｒｓ）」（ＩＥＥＥ Ｔｒ
ａｎｓａｃｔｉｏｎｓ ｏｎ Ａｕｔｏｍａｔｉｃ
Ｃｏｎｔｒｏｌ、第ＡＣ−１６巻、第６号、５９６
−６０２頁、１９７１年１２月）に説明される如きシス
テムの制御のため必要な逸失状態−可変情報を再構成す
るため用いることができるといえば充分であろう。観測
装置理論の更に詳細な説明は、Ｔ．Ｋａｉｌａｔｈによ
るテキスト「線形システム（Ｌｉｎｅａｒ Ｓｙｓｔ
ｅｍｓ）」（Ｐｒｅｎｔｉｃｅ Ｈａｌｌ社、Ｎｅｗ
Ｊｅｒｓｅｙ，Ｅｎｇｌｅｗｏｏｄ Ｃｌｉｆｆ
ｓ）の第４章に記載されており、これにおいては出力フ
ィードバック制御システムと観測装置の使用間の相違は
、観測装置の場合入出力の両方が制御ループへ送られる
ことであるがことが記されている。 換言すれば、観測装置理論は、どのシステムの制御も全
状態のフィードバックが使用できるならば最適となるこ
とを前提として働くが、この理論は全ての状態変数を測
定し、これらを処理しかつこれらを最適な性能を達成す
るため制御変数へ戻すことができないことを認識する。 従って、既知即ち既成事項でありあるいは測定可能であ
る程度に動的要因および入力とマッチする観測フィルタ
２２（図１）を構成しなければならない。
ミサイル戦闘において、場所（ＸＭ，ＹＭ）におけるミ
サイルが場所（ＸＴ，ＹＴ）の目標Ｔから距離Ｒにある
ように示される。ミサイルＭから目標Ｔまでの垂直距離
ｙは、下式により与えられる。即ち、 ｙ＝Ｒｓｉｎλ
（式１）但し、ｙ＝ＹＴ−ＹＭであり、λは
ミサイルＭと目標Ｔ間の照準線角である。距離Ｘは下式
により与えられる。即ち、 Ｘ＝Ｒｃｏｓλ
（式２）但し、Ｘ＝ＸＴ−ＸＭ式１および２
の双方の第２導関数は、それぞれ下式を生じる。即ち、 ｙ”＝（Ｒλ”＋２Ｒ’λ”）ｃｏｓλ＋（Ｒ”−
Ｒλ’２）ｓｉｎλ （式３） Ｘ”＝−（
Ｒλ”＋２Ｒ’λ’）ｓｉｎλ＋（Ｒ”−Ｒλ’２）ｃ
ｏｓλ （式４）交点において、式（３）および（
４）はそれぞれ下式の如く表わすことができる。即ち、 ｙ”＝Ｒλ”＋２Ｒ’λ’
（式５） Ｘ”＝Ｒ”−Ｒλ’２
（式６）式（５）および（６）は、下
記の形態に書き直すことができる。即ち、 λ”＝（ｙ”−２Ｒ’λ’）／Ｒ
（式７） Ｒ”＝Ｘ”＋Ｒλ’２
（式８）ｙ”およびＸ”項は下記の如く表わ
すことができる。即ち、 ｙ”＝ｙ”Ｔ−ｙ”Ｍ
（式９） Ｘ”＝Ｘ”Ｔ−Ｘ”Ｍ
（式１０）また、従って
、式（７）および（８）は、下記に約することができる
。即ち、 λ”＝（ｙ”Ｔ−ｙ”Ｍ−２Ｒ’λ’）／Ｒ
（式１
１） Ｒ”＝Ｘ”Ｔ−Ｘ”Ｍ＋Ｒλ’２
（式１２）但し、λ”は照準線の加速度に等しく、
Ｒはミサイルから目標までの距離に等しく、ｙ”Ｔは目
標の横方向の加速度に等しく、ｙ”Ｍはミサイルの横方
向の加速度に等しく、Ｒ’は目標に対するミサイルの距
離レート（接近速度）に等しく、λ’は照準線レートに
等しく、Ｒ”は距離の加速度に等しく、Ｘ”Ｔは目標の
縦方向の加速度に等しく、Ｘ”Ｍはミサイルの縦方向の
加速度に等しい。式（１１）および（１２）はそれぞれ
、以下において詳細に述べる観測フィルタ２２（図１）
の角度観測装置７１（図４）と距離観測装置９１（図５
）に対するプラント（ｐｌａｎｔ）式である。ここでは
、観測装置はＤ．Ｇ．Ｌｅｕｎｂｅｒｇｅｒによる論文
「観測装置序論（Ａｎ ｉｎｔｒｏｄｕｃｔｉｏｎ
ｔｏ Ｏｂｓｅｒｖｅｒｓ）」（ＩＥＥＥ Ｔｒ
ａｎｓａｃｔｉｏｎｓ ｏｎ Ａｕｔｏｍａｔｉｃ
Ｃｏｎｔｒｏｌ、第ＡＣ−１６巻、第６号、５９６
−６０２頁、１９７１年１２月）に説明される如きシス
テムの制御のため必要な逸失状態−可変情報を再構成す
るため用いることができるといえば充分であろう。観測
装置理論の更に詳細な説明は、Ｔ．Ｋａｉｌａｔｈによ
るテキスト「線形システム（Ｌｉｎｅａｒ Ｓｙｓｔ
ｅｍｓ）」（Ｐｒｅｎｔｉｃｅ Ｈａｌｌ社、Ｎｅｗ
Ｊｅｒｓｅｙ，Ｅｎｇｌｅｗｏｏｄ Ｃｌｉｆｆ
ｓ）の第４章に記載されており、これにおいては出力フ
ィードバック制御システムと観測装置の使用間の相違は
、観測装置の場合入出力の両方が制御ループへ送られる
ことであるがことが記されている。 換言すれば、観測装置理論は、どのシステムの制御も全
状態のフィードバックが使用できるならば最適となるこ
とを前提として働くが、この理論は全ての状態変数を測
定し、これらを処理しかつこれらを最適な性能を達成す
るため制御変数へ戻すことができないことを認識する。 従って、既知即ち既成事項でありあるいは測定可能であ
る程度に動的要因および入力とマッチする観測フィルタ
２２（図１）を構成しなければならない。
【００１５】次に図３において、式（１１）により与え
られたプラント式を実現する観測フィルタ４１が示され
ている。このプラント式は、制御されるべきシステムの
部分を記述し、これにおいてはパラメータは変更できな
い。制御変数は、横方向加速度計２７から得られるミサ
イルの照準線の横方向加速度信号ｙ”Ｍであり、状態変
数は照準線レート信号λ’である。
られたプラント式を実現する観測フィルタ４１が示され
ている。このプラント式は、制御されるべきシステムの
部分を記述し、これにおいてはパラメータは変更できな
い。制御変数は、横方向加速度計２７から得られるミサ
イルの照準線の横方向加速度信号ｙ”Ｍであり、状態変
数は照準線レート信号λ’である。
【００１６】観測フィルタ４１は、状態変数の初期条件
、照準線レートλ’あるいは目標の加速度のいずれも明
確には知られない点を除いて、式（１１）から構成され
る。ミサイルの横方向の加速度ｙＭは横方向加速度計２
７により直接測定され、照準線レートλ’は測定された
照準誤差データをフィルタすることにより得られる。 このため、ディジタル・コンピュータ２１に対する入力
信号の１つは、垂直方向のノイズあるいは妨害要因であ
り得るノイズにより乱される照準線λ’である測定され
た照準線のレート信号λ’ｍである。観測フィルタ４１
内部では、測定照準線レート信号λ’ｍと照準線レート
信号λ’ｅｓｔ（以下に述べるように生成される）間の
差を表わす信号が、前記信号を減算器５５へ送ることに
より与えられる。結果として得る差の信号は、フィード
バック利得Ｌで乗じられて、推定照準線加速度信号λ”
ｅｓｔを訂正する。このため、観測フィルタ４１内部で
は、推定照準線レート信号λ’ｅｓｔが乗算器４３にお
いて測定距離レート信号の２倍を表わす信号Ｒｍ（以下
本文において詳細に述べる如き方法で得られる）により
乗じられて、積２Ｒ’λ’を表わす信号を生じる。これ
は、インバータ４４により反転された後、加算器４５に
おいてミサイルの横方向加速度信号ｙ”Ｍの負数である
信号が加算されて、量（−ｙ”Ｍ −２Ｒ’λ’）を
表わす信号を形成する。ミサイルの横方向加速度レート
信号ｙ”Ｍの負数である信号−ｙ”Ｍは、横方向加速度
計２７によりミサイルの横方向加速度信号ｙ”Ｍを測定
して、横方向加速度計２７の出力信号をインバータ４７
を介して送ることにより与えられ、これにより所要の信
号を生じる。ミサイルの横方向加速度レート信号ｙ”Ｍ
は、ミサイル対目標のレート信号Ｒの逆数で乗算器４９
において乗じられ、目標（図示せず）の横方向加速度を
生じることなく式（１１）により与えられる補正されな
い推定照準線加速度信号λ”ｅｓｔ−を形成する。この
補正されない推定照準線加速度信号λ”ｅｓｔ−は、加
算器５１において、誤差信号であり測定照準線レート信
号λ’Ｍと利得Ｌで乗じた推定照準線レート信号λ’ｅ
ｓｔとの差を表わすフィードバック信号と組合わされる
。加算器５１から結果として得る信号は、積分器５３に
おいて積分されて推定照準線レート信号λ’ｅｓｔを生
じる。
、照準線レートλ’あるいは目標の加速度のいずれも明
確には知られない点を除いて、式（１１）から構成され
る。ミサイルの横方向の加速度ｙＭは横方向加速度計２
７により直接測定され、照準線レートλ’は測定された
照準誤差データをフィルタすることにより得られる。 このため、ディジタル・コンピュータ２１に対する入力
信号の１つは、垂直方向のノイズあるいは妨害要因であ
り得るノイズにより乱される照準線λ’である測定され
た照準線のレート信号λ’ｍである。観測フィルタ４１
内部では、測定照準線レート信号λ’ｍと照準線レート
信号λ’ｅｓｔ（以下に述べるように生成される）間の
差を表わす信号が、前記信号を減算器５５へ送ることに
より与えられる。結果として得る差の信号は、フィード
バック利得Ｌで乗じられて、推定照準線加速度信号λ”
ｅｓｔを訂正する。このため、観測フィルタ４１内部で
は、推定照準線レート信号λ’ｅｓｔが乗算器４３にお
いて測定距離レート信号の２倍を表わす信号Ｒｍ（以下
本文において詳細に述べる如き方法で得られる）により
乗じられて、積２Ｒ’λ’を表わす信号を生じる。これ
は、インバータ４４により反転された後、加算器４５に
おいてミサイルの横方向加速度信号ｙ”Ｍの負数である
信号が加算されて、量（−ｙ”Ｍ −２Ｒ’λ’）を
表わす信号を形成する。ミサイルの横方向加速度レート
信号ｙ”Ｍの負数である信号−ｙ”Ｍは、横方向加速度
計２７によりミサイルの横方向加速度信号ｙ”Ｍを測定
して、横方向加速度計２７の出力信号をインバータ４７
を介して送ることにより与えられ、これにより所要の信
号を生じる。ミサイルの横方向加速度レート信号ｙ”Ｍ
は、ミサイル対目標のレート信号Ｒの逆数で乗算器４９
において乗じられ、目標（図示せず）の横方向加速度を
生じることなく式（１１）により与えられる補正されな
い推定照準線加速度信号λ”ｅｓｔ−を形成する。この
補正されない推定照準線加速度信号λ”ｅｓｔ−は、加
算器５１において、誤差信号であり測定照準線レート信
号λ’Ｍと利得Ｌで乗じた推定照準線レート信号λ’ｅ
ｓｔとの差を表わすフィードバック信号と組合わされる
。加算器５１から結果として得る信号は、積分器５３に
おいて積分されて推定照準線レート信号λ’ｅｓｔを生
じる。
【００１７】先に簡単に述べたように、推定照準線レー
ト信号λ’ｅｓｔは、測定された照準線レート信号λ’
ｍで減算器５５において減算され、その結果は乗算器５
７においてフィードバック利得Ｌで乗じられ、第２の入
力信号として加算器５１に与えられる。推定照準線レー
ト信号λ’ｅｓｔもまた、先に述べたように乗算器４３
に与えられる。
ト信号λ’ｅｓｔは、測定された照準線レート信号λ’
ｍで減算器５５において減算され、その結果は乗算器５
７においてフィードバック利得Ｌで乗じられ、第２の入
力信号として加算器５１に与えられる。推定照準線レー
ト信号λ’ｅｓｔもまた、先に述べたように乗算器４３
に与えられる。
【００１８】推定照準線レート信号λ’ｅｓｔはまた、
観測フィルタ４１から乗算器５９に送られ、ここでこの
信号は値−Ｎ１Ｒ’を表わす信号で乗じられる、但し、
Ｎ１は有効航行比でありＲ’は距離レートである。乗算
器５９からの出力信号は、加速度指令信号としてオート
パイロット２３に対して与えられる。先に簡単に述べた
ように、オートパイロット２３は加速度指令信号をミサ
イル制御面（図示せず）に対する制御信号へ変換する。 結果として得るミサイルの姿勢の変化は、ホーミング動
力６１によりモデル化され、この動力は式１１の実現で
あり、結果として測定照準線レート信号λ’ｍとミサイ
ルの横方向加速度信号ｙ”Ｍの双方を得る。
観測フィルタ４１から乗算器５９に送られ、ここでこの
信号は値−Ｎ１Ｒ’を表わす信号で乗じられる、但し、
Ｎ１は有効航行比でありＲ’は距離レートである。乗算
器５９からの出力信号は、加速度指令信号としてオート
パイロット２３に対して与えられる。先に簡単に述べた
ように、オートパイロット２３は加速度指令信号をミサ
イル制御面（図示せず）に対する制御信号へ変換する。 結果として得るミサイルの姿勢の変化は、ホーミング動
力６１によりモデル化され、この動力は式１１の実現で
あり、結果として測定照準線レート信号λ’ｍとミサイ
ルの横方向加速度信号ｙ”Ｍの双方を得る。
【００１９】理想的な比例航法において、ミサイルの横
方向加速度が下式により与えられるものとするならば、
ｙ”Ｍ＝−Ｎ１Ｒ’λ’
（式１３）式（１１）は下記の如くになる。即ち
、 λ”＝（ｙ”Ｔ＋（Ｎ１−２）Ｒ’λ’）／Ｒ
（式１４）観
測フィルタ４１により形成されるλ’ｅｓｔは下式とし
て表わすことができる。即ち、 λ”ｅｓｔ＝（−ｙ”Ｍ−２Ｒ’λ’ｅｓｔ）／Ｒ
＋Ｌ（λ’ｍ−λ’ｅｓｔ） （式１５）あ
るいは λ”ｅｓｔ＝−ｙ”Ｍ／Ｒ＋Ｌλ’ｍ−（Ｒ’／Ｒ
）λ’ｅｓｔ（ＬＲ／Ｒ’＋２） （式１６）式（
１４）における係数λ’が式（８）におけるλ’ｅｓｔ
のそれと等しければ、観察装置の利得に対する下記の値
を生じる。即ち、 Ｌ＝−Ｎ１Ｒ’／Ｒ
（式１７）その結果、観測フィルタ４１の利得
は、理想的な比例航法を得るためには、式（１７）に示
される如く距離Ｒおよび距離レートＲ’と共に変化しな
ければならない。
方向加速度が下式により与えられるものとするならば、
ｙ”Ｍ＝−Ｎ１Ｒ’λ’
（式１３）式（１１）は下記の如くになる。即ち
、 λ”＝（ｙ”Ｔ＋（Ｎ１−２）Ｒ’λ’）／Ｒ
（式１４）観
測フィルタ４１により形成されるλ’ｅｓｔは下式とし
て表わすことができる。即ち、 λ”ｅｓｔ＝（−ｙ”Ｍ−２Ｒ’λ’ｅｓｔ）／Ｒ
＋Ｌ（λ’ｍ−λ’ｅｓｔ） （式１５）あ
るいは λ”ｅｓｔ＝−ｙ”Ｍ／Ｒ＋Ｌλ’ｍ−（Ｒ’／Ｒ
）λ’ｅｓｔ（ＬＲ／Ｒ’＋２） （式１６）式（
１４）における係数λ’が式（８）におけるλ’ｅｓｔ
のそれと等しければ、観察装置の利得に対する下記の値
を生じる。即ち、 Ｌ＝−Ｎ１Ｒ’／Ｒ
（式１７）その結果、観測フィルタ４１の利得
は、理想的な比例航法を得るためには、式（１７）に示
される如く距離Ｒおよび距離レートＲ’と共に変化しな
ければならない。
【００２０】次に図４において、観察装置の利得がＲお
よびＲ’の双方と共に変化する角度観測装置７１が示さ
れる。式（１６）は、角度観測装置７１に対するプラン
ト式である。後者の詳細な記述を進める前に、対象とす
る角度観測装置７１がディジタル・コンピュータ２１内
部で実現されることを知るべきである。ディジタル・コ
ンピュータ２１に対する入力は、横方向加速度計２７か
らのミサイルの横方向加速度信号ｙ”Ｍおよび受信機１
７（図１）からの測定照準線レート信号λ’ｍである。
よびＲ’の双方と共に変化する角度観測装置７１が示さ
れる。式（１６）は、角度観測装置７１に対するプラン
ト式である。後者の詳細な記述を進める前に、対象とす
る角度観測装置７１がディジタル・コンピュータ２１内
部で実現されることを知るべきである。ディジタル・コ
ンピュータ２１に対する入力は、横方向加速度計２７か
らのミサイルの横方向加速度信号ｙ”Ｍおよび受信機１
７（図１）からの測定照準線レート信号λ’ｍである。
【００２１】角度観測装置７１内部では、横方向照準線
レート信号λ’ｅｓｔが減算器７３において測定照準線
レート信号λ’ｍを減算されて差信号（λ’ｍ−λ’ｅ
ｓｔ）を生じ、これは乗算器７５において利得Ｇ１で乗
じられ、ここでＧ１＝Ｎ１である。乗算器７５からの出
力信号は、加算器７７において以下に述べるように得ら
れる推定照準線レート信号の２倍を表わす信号２λ’ｅ
ｓｔと組合わされる。従って、加算器７７から結果とし
て得る出力信号は、下式の形態をなす。即ち、 Ｎ１（λ’ｍ−λ’ｅｓｔ）＋２λ’ｅｓｔ
（式１８）加算器７７からの出力信号は、乗算
器７９において距離レートＲの負数で乗じられて、下式
の信号を生じる。即ち、 −Ｎ１Ｒ’（λ’ｍ−λ’ｅｓｔ）−２Ｒ’λ’ｅ
ｓｔ
（式１９）この信号は、加算器８１において横方向加
速度計２７からの出力信号−ｙ”Ｍの負数と組合わされ
る。加算器８１からの出力信号は、乗算器８３において
距離の逆数１／Ｒで乗じられて、下式で与えられる推定
照準線加速度信号λ”ｅｓｔを生じる。即ち、 λ”ｅｓｔ＝（Ｎ１Ｒ’／Ｒ）（λ’ｍ−λ’ｅｓ
ｔ）−（２Ｒ’／Ｒ）λ’ｅｓｔ−ｙ’Ｍ／Ｒ（式２０
）式（２０）が角度観測装置７１に対するプラント式で
ある式（１６）と等価であることが容易に判る。乗算器
８３からの推定照準線加速度信号λ”ｅｓｔは、積分器
８５において積分されて推定照準線レート信号λ’ｅｓ
ｔを生じ、これは入力信号として減算器７３（先に述べ
た如き）、乗算器８７および乗算器７９に対して与えら
れる。推定照準線レート信号λ’ｅｓｔは、乗算器７９
により２で乗じられて、先に述べたように、加算器７７
に与えられる推定照準線レートの２倍を表わす信号２λ
’ｅｓｔを生じる。更に、推定照準線レート信号λ’ｅ
ｓｔは、乗算器８９において値−Ｎ１Ｒ’で乗じられて
、ディジタル・コンピュータ２１によりオートパイロッ
ト２３に対して与えられる加速度指令信号を生じる。本
文に述べたように、このオートパイロットは、このよう
な加速度指令信号をミサイルの制御面（図示せず）に対
する対応する制御信号に変換するよう働く。ミサイルの
姿勢に結果として生じる変化は、新しい測定照準線レー
ト信号λ’ｅｓｔが生じるミサイル追随装置１０（図１
）におけるホーミング動力を介して検出される。
レート信号λ’ｅｓｔが減算器７３において測定照準線
レート信号λ’ｍを減算されて差信号（λ’ｍ−λ’ｅ
ｓｔ）を生じ、これは乗算器７５において利得Ｇ１で乗
じられ、ここでＧ１＝Ｎ１である。乗算器７５からの出
力信号は、加算器７７において以下に述べるように得ら
れる推定照準線レート信号の２倍を表わす信号２λ’ｅ
ｓｔと組合わされる。従って、加算器７７から結果とし
て得る出力信号は、下式の形態をなす。即ち、 Ｎ１（λ’ｍ−λ’ｅｓｔ）＋２λ’ｅｓｔ
（式１８）加算器７７からの出力信号は、乗算
器７９において距離レートＲの負数で乗じられて、下式
の信号を生じる。即ち、 −Ｎ１Ｒ’（λ’ｍ−λ’ｅｓｔ）−２Ｒ’λ’ｅ
ｓｔ
（式１９）この信号は、加算器８１において横方向加
速度計２７からの出力信号−ｙ”Ｍの負数と組合わされ
る。加算器８１からの出力信号は、乗算器８３において
距離の逆数１／Ｒで乗じられて、下式で与えられる推定
照準線加速度信号λ”ｅｓｔを生じる。即ち、 λ”ｅｓｔ＝（Ｎ１Ｒ’／Ｒ）（λ’ｍ−λ’ｅｓ
ｔ）−（２Ｒ’／Ｒ）λ’ｅｓｔ−ｙ’Ｍ／Ｒ（式２０
）式（２０）が角度観測装置７１に対するプラント式で
ある式（１６）と等価であることが容易に判る。乗算器
８３からの推定照準線加速度信号λ”ｅｓｔは、積分器
８５において積分されて推定照準線レート信号λ’ｅｓ
ｔを生じ、これは入力信号として減算器７３（先に述べ
た如き）、乗算器８７および乗算器７９に対して与えら
れる。推定照準線レート信号λ’ｅｓｔは、乗算器７９
により２で乗じられて、先に述べたように、加算器７７
に与えられる推定照準線レートの２倍を表わす信号２λ
’ｅｓｔを生じる。更に、推定照準線レート信号λ’ｅ
ｓｔは、乗算器８９において値−Ｎ１Ｒ’で乗じられて
、ディジタル・コンピュータ２１によりオートパイロッ
ト２３に対して与えられる加速度指令信号を生じる。本
文に述べたように、このオートパイロットは、このよう
な加速度指令信号をミサイルの制御面（図示せず）に対
する対応する制御信号に変換するよう働く。ミサイルの
姿勢に結果として生じる変化は、新しい測定照準線レー
ト信号λ’ｅｓｔが生じるミサイル追随装置１０（図１
）におけるホーミング動力を介して検出される。
【００２２】もし何かの理由で追随装置１０（図１）が
例えば目標の消滅の場合等において目標の追跡を止めた
とするならば、角度観測装置７１はそのよう照準線レー
ト信号λ’ｅｓｔを使用し続けて追随装置１０（図１）
を処理し、予測される目標位置の方向を捜し続けるよう
にする。更にまた、角度観測装置７１は、迎撃ミサイル
に追尾するようミサイル（図示せず）を操作するため使
用される加速度指令信号を生成し続ける。その結果、目
標の消滅が終わると、追随装置１０（図１）は目標の再
捕捉のため然るべき場所で探し、ミサイル（図示せず）
は目標の迎撃を行うため適正な方向に飛び続ける。
例えば目標の消滅の場合等において目標の追跡を止めた
とするならば、角度観測装置７１はそのよう照準線レー
ト信号λ’ｅｓｔを使用し続けて追随装置１０（図１）
を処理し、予測される目標位置の方向を捜し続けるよう
にする。更にまた、角度観測装置７１は、迎撃ミサイル
に追尾するようミサイル（図示せず）を操作するため使
用される加速度指令信号を生成し続ける。その結果、目
標の消滅が終わると、追随装置１０（図１）は目標の再
捕捉のため然るべき場所で探し、ミサイル（図示せず）
は目標の迎撃を行うため適正な方向に飛び続ける。
【００２３】角度観測装置７１は、飛行の増強段階ある
いは大きな最終的速度低下における如くミサイルの速度
が迅速に変化し続ける場合に対する距離Ｒの推定値およ
び距離レートＲ’を求める。
いは大きな最終的速度低下における如くミサイルの速度
が迅速に変化し続ける場合に対する距離Ｒの推定値およ
び距離レートＲ’を求める。
【００２４】次に図５において、本発明による距離観測
装置９１がディジタル・コンピュータ２１内部に形成さ
れる如くに示される。距離観測装置９１に対する入力信
号は、追随装置１０内部のディジタル／アナログ信号入
力部１９（図１）からの測定接近距離レート信号Ｒ’ｍ
、および縦方向加速度計２５からの縦方向の加速度指令
信号Ｘ”Ｍを含む。距離観測装置９１に対するプラント
式は、式１２である。距離観測装置９１の内部では、角
度観測装置７１（図４）からの推定照準線レート信号λ
’ｅｓｔが乗算器９５において２乗され、この乗算器の
出力信号は後で乗算器９７において推定ミサイル対目標
距離レート信号Ｒｅｓｔで乗じられて、Ｒｅｓｔλ’２
ｅｓｔを形成する。このような信号は、加算器９３にお
いて縦方向加速度計２５からのミサイルの縦方向の加速
度信号Ｘ”Ｍの負数が加算される。加算器９３からのＲ
λ’２−Ｘ”Ｍと等しい結果として得る推定距離加速度
信号Ｒ”ｅｓｔが、加算器９９に対して入力信号として
与えられ、ここでこの信号は以下に述べるように生成さ
れる距離レート・フィードバック誤差信号Ｋ（Ｒ’ｍ−
Ｒ’ｅｓｔ）と組合わされて、出力信号を形成する。こ
の信号は、積分器１０３において積分されて推定距離レ
ート信号Ｒ’ｅｓｔを生じる。この推定距離レート信号
Ｒ’ｅｓｔは、減算器１０５において追随装置１０から
の測定距離レート信号Ｒ’ｍで減算される。減算器１０
５からの距離レート誤差信号は、乗算器１０１において
因数ＫＲ’（ＫＲ’はシステムの有効距離レート比）で
乗じられて、先に述べたように加算器９９に与えられる
距離レート・フィードバック誤差信号を形成する。減算
器１０５に与えられることに加えて、この推定距離レー
ト信号Ｒ’ｅｓｔは、角度観測装置７１（図４）に対し
て入力として与えられ、また積分器１０７において積分
されて推定距離信号Ｒｅｓｔを生じる。この推定距離信
号Ｒｅｓｔは、角度観測装置７１（図４）および先に述
べたように乗算器９７の双方に対して入力として与えら
れる。
装置９１がディジタル・コンピュータ２１内部に形成さ
れる如くに示される。距離観測装置９１に対する入力信
号は、追随装置１０内部のディジタル／アナログ信号入
力部１９（図１）からの測定接近距離レート信号Ｒ’ｍ
、および縦方向加速度計２５からの縦方向の加速度指令
信号Ｘ”Ｍを含む。距離観測装置９１に対するプラント
式は、式１２である。距離観測装置９１の内部では、角
度観測装置７１（図４）からの推定照準線レート信号λ
’ｅｓｔが乗算器９５において２乗され、この乗算器の
出力信号は後で乗算器９７において推定ミサイル対目標
距離レート信号Ｒｅｓｔで乗じられて、Ｒｅｓｔλ’２
ｅｓｔを形成する。このような信号は、加算器９３にお
いて縦方向加速度計２５からのミサイルの縦方向の加速
度信号Ｘ”Ｍの負数が加算される。加算器９３からのＲ
λ’２−Ｘ”Ｍと等しい結果として得る推定距離加速度
信号Ｒ”ｅｓｔが、加算器９９に対して入力信号として
与えられ、ここでこの信号は以下に述べるように生成さ
れる距離レート・フィードバック誤差信号Ｋ（Ｒ’ｍ−
Ｒ’ｅｓｔ）と組合わされて、出力信号を形成する。こ
の信号は、積分器１０３において積分されて推定距離レ
ート信号Ｒ’ｅｓｔを生じる。この推定距離レート信号
Ｒ’ｅｓｔは、減算器１０５において追随装置１０から
の測定距離レート信号Ｒ’ｍで減算される。減算器１０
５からの距離レート誤差信号は、乗算器１０１において
因数ＫＲ’（ＫＲ’はシステムの有効距離レート比）で
乗じられて、先に述べたように加算器９９に与えられる
距離レート・フィードバック誤差信号を形成する。減算
器１０５に与えられることに加えて、この推定距離レー
ト信号Ｒ’ｅｓｔは、角度観測装置７１（図４）に対し
て入力として与えられ、また積分器１０７において積分
されて推定距離信号Ｒｅｓｔを生じる。この推定距離信
号Ｒｅｓｔは、角度観測装置７１（図４）および先に述
べたように乗算器９７の双方に対して入力として与えら
れる。
【００２５】距離観測装置９１は発射時に初期化され、
もし追随装置１０がこの時ロック状態に置かれなければ
、ＫＲ’はゼロにセットされ、これは縦方向加速度計２
５からの縦方向の加速度信号Ｘ”Ｍおよび角度観測装置
７１（図４）からの推定照準線レート信号λ’ｅｓｔが
距離観測装置９１の主なドライバであることを意味する
。追随装置１０がロック状態に置かれる時、ＫＲ’はそ
の適正値にセットされ、距離観測装置９１は、追随装置
１０内部のディジタル／アナログ信号入力部１９（図１
）からの測定距離レート信号Ｒ’ｍと、距離観測装置９
１からの推定距離レート信号Ｒ’ｅｓｔとの間の誤差か
ら生じる信号により連続的に訂正される。
もし追随装置１０がこの時ロック状態に置かれなければ
、ＫＲ’はゼロにセットされ、これは縦方向加速度計２
５からの縦方向の加速度信号Ｘ”Ｍおよび角度観測装置
７１（図４）からの推定照準線レート信号λ’ｅｓｔが
距離観測装置９１の主なドライバであることを意味する
。追随装置１０がロック状態に置かれる時、ＫＲ’はそ
の適正値にセットされ、距離観測装置９１は、追随装置
１０内部のディジタル／アナログ信号入力部１９（図１
）からの測定距離レート信号Ｒ’ｍと、距離観測装置９
１からの推定距離レート信号Ｒ’ｅｓｔとの間の誤差か
ら生じる信号により連続的に訂正される。
【００２６】当業者には、減算器１０５からの距離レー
ト誤差信号Ｒ’ｍ−Ｒ’ｅｓｔが速度ゲート・プルオフ
妨害装置から追随装置１０を保護する際に有効である。 これは即ち、もし距離レート誤差が短時間内に大きくな
るならば、推定距離レートＲ’ｅｓｔが積分器１０３の
出力から得られ、従って迅速に変化し得ない故に、測定
距離レート信号Ｒ’ｍが発散する筈である。結果として
、速度ゲート・プルオフ妨害装置からの信号は、ドップ
ラ追跡ゲート（図示しない、受信機１７（図１）内部）
を目標反射信号から引き離さなければならない。この場
合、距離観測装置９１は推定距離レート信号Ｒ’ｅｓｔ
を距離レートの最善の推定値に近づけるよう維持する。
ト誤差信号Ｒ’ｍ−Ｒ’ｅｓｔが速度ゲート・プルオフ
妨害装置から追随装置１０を保護する際に有効である。 これは即ち、もし距離レート誤差が短時間内に大きくな
るならば、推定距離レートＲ’ｅｓｔが積分器１０３の
出力から得られ、従って迅速に変化し得ない故に、測定
距離レート信号Ｒ’ｍが発散する筈である。結果として
、速度ゲート・プルオフ妨害装置からの信号は、ドップ
ラ追跡ゲート（図示しない、受信機１７（図１）内部）
を目標反射信号から引き離さなければならない。この場
合、距離観測装置９１は推定距離レート信号Ｒ’ｅｓｔ
を距離レートの最善の推定値に近づけるよう維持する。
【００２７】再び図４において、対象とする誘導システ
ム１００は距離Ｒおよび距離レートＲ’の両方の情報を
用いるため、これらの数値の精度に対するシステムの感
度を考察することが適当である。角度観測装置７１は、
距離がゼロになる時１になる１／Ｒｅｓｔなる利得項を
有する。更に、もし距離の推定信号Ｒｅｓｔが負のバイ
アス誤差を持つならば、距離外れは指数的に増大するこ
とになる。しかし、もしこの推定距離信号Ｒｅｓｔが小
さな値に限定されるならば、距離の推定信号における負
のバイアスは外れを実質的に損なうことはなくなる。そ
の結果、角度観測装置７１におけるＲｅｓｔに対して下
限値を用いなければならないが、対象とする誘導システ
ムの性能はこの限度の実際の値に対しては敏感ではない
。
ム１００は距離Ｒおよび距離レートＲ’の両方の情報を
用いるため、これらの数値の精度に対するシステムの感
度を考察することが適当である。角度観測装置７１は、
距離がゼロになる時１になる１／Ｒｅｓｔなる利得項を
有する。更に、もし距離の推定信号Ｒｅｓｔが負のバイ
アス誤差を持つならば、距離外れは指数的に増大するこ
とになる。しかし、もしこの推定距離信号Ｒｅｓｔが小
さな値に限定されるならば、距離の推定信号における負
のバイアスは外れを実質的に損なうことはなくなる。そ
の結果、角度観測装置７１におけるＲｅｓｔに対して下
限値を用いなければならないが、対象とする誘導システ
ムの性能はこの限度の実際の値に対しては敏感ではない
。
【００２８】推定距離レート信号Ｒｅｓｔは、角度観測
装置７１において許りではなく、オートパイロット２３
に対する加速度指令信号の取得においても使用される。 誘導システムの性能は、角度観測装置７１において使用
される推定距離レート信号Ｒ’ｅｓｔに対して敏感でな
いが、この性能はオートパイロット２３に対して用いら
れる加速度指令信号の生成に用いられる推定距離レート
信号Ｒ’ｅｓｔの値に対しては敏感である。
装置７１において許りではなく、オートパイロット２３
に対する加速度指令信号の取得においても使用される。 誘導システムの性能は、角度観測装置７１において使用
される推定距離レート信号Ｒ’ｅｓｔに対して敏感でな
いが、この性能はオートパイロット２３に対して用いら
れる加速度指令信号の生成に用いられる推定距離レート
信号Ｒ’ｅｓｔの値に対しては敏感である。
【００２９】従って、対象とする誘導システム１００は
、使用される距離値を最小値ＲＭＩＮに限定する必要が
あり、ここでＲＭＩＮは距離の推定値Ｒｅｓｔにおける
予期されるバイアス誤差に基いて選定される。これが行
われる時、誘導システム１００は、従来の比例航法誘導
システムと同じ距離および距離レート誤差に対する不感
性を略々有する。
、使用される距離値を最小値ＲＭＩＮに限定する必要が
あり、ここでＲＭＩＮは距離の推定値Ｒｅｓｔにおける
予期されるバイアス誤差に基いて選定される。これが行
われる時、誘導システム１００は、従来の比例航法誘導
システムと同じ距離および距離レート誤差に対する不感
性を略々有する。
【００３０】次に図６においては、目標の消滅の場合に
おける誘導を行う際の対象とする誘導システム１００の
性能について説明する。このため、図６には、上方／頭
上目標エンゲージメント（ｅｎｇａｇｅｍｅｎｔ）弾道
が示される。目標反射信号（図示せず）が上方／頭上弾
道の上方部分で逸失されるならば、公知の比例航法シス
テムが惰行モードに入り、ミサイルは図示の如く直線で
飛び続けることになる。もしミサイル追随装置（図示せ
ず）が適正に処理されなければ、目標（図示せず）は急
速に追随装置のアンテナ・ビーム帯域幅から外れ、目標
の消滅が終った後、再捕捉は生じない。図示された弾道
において、目標反射信号が決して失われなければ、公知
の比例航法誘導システムが約０．３ｍ（１フィート）の
距離外れを生じることになる。反対に、もし目標の反射
信号が飛行中３秒間失われ４秒間の間隔だけ失われるな
らば、公知の比例航法誘導システム（図示せず）は追従
を失って、非常に大きな距離外れが生じる結果となる。
おける誘導を行う際の対象とする誘導システム１００の
性能について説明する。このため、図６には、上方／頭
上目標エンゲージメント（ｅｎｇａｇｅｍｅｎｔ）弾道
が示される。目標反射信号（図示せず）が上方／頭上弾
道の上方部分で逸失されるならば、公知の比例航法シス
テムが惰行モードに入り、ミサイルは図示の如く直線で
飛び続けることになる。もしミサイル追随装置（図示せ
ず）が適正に処理されなければ、目標（図示せず）は急
速に追随装置のアンテナ・ビーム帯域幅から外れ、目標
の消滅が終った後、再捕捉は生じない。図示された弾道
において、目標反射信号が決して失われなければ、公知
の比例航法誘導システムが約０．３ｍ（１フィート）の
距離外れを生じることになる。反対に、もし目標の反射
信号が飛行中３秒間失われ４秒間の間隔だけ失われるな
らば、公知の比例航法誘導システム（図示せず）は追従
を失って、非常に大きな距離外れが生じる結果となる。
【００３１】対象とする誘導システム１００（図４）に
おいて、目標反射信号が３秒間失われて飛行するならば
、角度観測装置７１（図４）はエンゲージメント状態と
一致する照準線レートの推定値を生じ続ける。照準線レ
ートのこの推定値は、ミサイル（図示せず）を目標（図
示せず）に狙いをつけた状態に保持するため使用される
。この照準線レートの推定値は、オートパイロット２３
（図４）に対する適正な加速度指令信号を生じて目標の
迎撃を行うため使用される。目標反射信号が戻ると、対
象とする誘導システム１００（図４）は目標（図示せず
）を視認しつつあり、その結果再捕捉が達成される。通
常のホーミングが生じて、目標の迎撃が起生する。図示
したエンゲージメントにおいては、１０秒間の飛行の間
に４秒間の惰行として、外れは約０．３ｍ（１フィート
）から約３．７ｍ（１２フィート）に増し、これは全く
満足できるものである。
おいて、目標反射信号が３秒間失われて飛行するならば
、角度観測装置７１（図４）はエンゲージメント状態と
一致する照準線レートの推定値を生じ続ける。照準線レ
ートのこの推定値は、ミサイル（図示せず）を目標（図
示せず）に狙いをつけた状態に保持するため使用される
。この照準線レートの推定値は、オートパイロット２３
（図４）に対する適正な加速度指令信号を生じて目標の
迎撃を行うため使用される。目標反射信号が戻ると、対
象とする誘導システム１００（図４）は目標（図示せず
）を視認しつつあり、その結果再捕捉が達成される。通
常のホーミングが生じて、目標の迎撃が起生する。図示
したエンゲージメントにおいては、１０秒間の飛行の間
に４秒間の惰行として、外れは約０．３ｍ（１フィート
）から約３．７ｍ（１２フィート）に増し、これは全く
満足できるものである。
【００３２】本発明の望ましい実施態様について記述し
たが、当業者には、本発明の概念を含む他の実施態様が
可能であることは明らかであろう。従って、これら実施
態様は開示された実施例に限定されるべきものではなく
、頭書の特許請求の範囲の趣旨によってのみ限定される
べきものである。
たが、当業者には、本発明の概念を含む他の実施態様が
可能であることは明らかであろう。従って、これら実施
態様は開示された実施例に限定されるべきものではなく
、頭書の特許請求の範囲の趣旨によってのみ限定される
べきものである。
【図１】本発明によるホーミング・ミサイル追随装置の
簡単なブロック図である。
簡単なブロック図である。
【図２】本発明の誘導システムの理解に役立つ典型的な
ホーミング・ミサイル・エンゲージメントのスケッチで
ある。
ホーミング・ミサイル・エンゲージメントのスケッチで
ある。
【図３】観測フィルタを用いた比例航法誘導システムの
機能ブロック図である。
機能ブロック図である。
【図４】図３の誘導システムの簡単なブロック図である
。
。
【図５】本発明の誘導システムにおいて距離レート信号
が処理される方法を示す機能ブロック図である。
が処理される方法を示す機能ブロック図である。
【図６】本発明の誘導システムの有効性を示す上で役立
つ上空の目標エンゲージメントのスケッチである。
つ上空の目標エンゲージメントのスケッチである。
１０ 追随装置
１１ モノパルス・アンテナ
１３ モノパルス演算回路網
１５ ジンバル
１６ ジンバル制御回路
１７ 受信機
１９ ディジタル／アナログ信号入力部２１ ディ
ジタル・コンピュータ ２２ 観測フィルタ ２３ オートパイロット ２５ 縦方向加速度計 ２７ 横方向加速度計 ２９ 後部アンテナ ３１ 後部受信機 ４１ 観測フィルタ ４３ 乗算器 ４４ インバータ ４５ 加算器 ４７ インバータ ４９ 乗算器 ５１ 加算器 ５３ 積分器 ５５ 減算器 ５７ 乗算器 ５９ 乗算器 ６１ ホーミング動力 ７１ 角度観測装置 ７３ 減算器 ７５ 乗算器 ７７ 加算器 ７９ 乗算器 ８１ 加算器 ８３ 乗算器 ８５ 積分器 ８７ 乗算器 ８９ 乗算器 ９１ 距離観測装置 ９３ 加算器 ９５ 乗算器 ９７ 乗算器 ９９ 加算器 １００ 誘導システム １０１ 乗算器 １０３ 積分器 １０５ 減算器 １０７ 積分器
ジタル・コンピュータ ２２ 観測フィルタ ２３ オートパイロット ２５ 縦方向加速度計 ２７ 横方向加速度計 ２９ 後部アンテナ ３１ 後部受信機 ４１ 観測フィルタ ４３ 乗算器 ４４ インバータ ４５ 加算器 ４７ インバータ ４９ 乗算器 ５１ 加算器 ５３ 積分器 ５５ 減算器 ５７ 乗算器 ５９ 乗算器 ６１ ホーミング動力 ７１ 角度観測装置 ７３ 減算器 ７５ 乗算器 ７７ 加算器 ７９ 乗算器 ８１ 加算器 ８３ 乗算器 ８５ 積分器 ８７ 乗算器 ８９ 乗算器 ９１ 距離観測装置 ９３ 加算器 ９５ 乗算器 ９７ 乗算器 ９９ 加算器 １００ 誘導システム １０１ 乗算器 １０３ 積分器 １０５ 減算器 １０７ 積分器
Claims (6)
- 【請求項１】 ミサイルから目標に対する距離、距離
レート、照準線および照準線レートを有する誘導システ
ム用の観測フィルタであって、該誘導システムは測定照
準線レート信号と、測定距離レート信号と、距離信号と
、横方向加速度信号とを生成する追随装置を備えた観測
フィルタにおいて、前記横方向加速度信号と、測定照準
線レート信号と、測定距離レート信号と、距離信号とに
応答して、推定照準線レート信号を生じる第１の手段を
設け、該第１の手段は更に、 （ａ）前記測定照準線レート信号および前記推定照準線
レート信号に応答して、差の出力信号を生じる手段と、
（ｂ）前記差の出力信号に応答して、前記第１の手段に
与えられて該差の出力信号を最小にする誤差信号を生じ
る手段と、含む観測フィルタ。 - 【請求項２】 前記第１の手段が更に、（ａ）前記横
方向加速度信号および推定照準線レート信号に応答して
、推定照準線加速度信号を生じる第２の手段と、 （ｂ）前記誤差信号および推定照準線加速度信号に応答
して、訂正された推定照準線加速度信号を生じる手段と
、 （ｃ）前記訂正された推定照準線加速度信号に応答して
、前記推定照準線レート信号を生じる手段とを含む請求
項１記載の観測フィルタ。 - 【請求項３】 ミサイルから目標に対する距離、距離
レート、照準線および照準線レートを有するミサイルの
ための誘導システム用観測フィルタであって、該誘導シ
ステムは測定照準線レート信号と、測定距離レート信号
と、縦方向加速度信号と、横方向加速度信号とを生成す
る追随装置を備えた観測フィルタにおいて、（ａ）推定
照準線レート信号と、縦方向加速度信号と、測定距離レ
ート信号とに応答して、推定距離レート信号を生じる推
定距離レート手段と、 （ｂ）前記推定距離レート信号に応答して、推定距離レ
ート信号を生じる推定距離手段と、 （ｃ）前記推定照準線レート信号と、推定距離レート信
号と、推定距離信号と、横方向加速度信号とに応答して
、横方向照準線レート信号を生じる横方向照準線レート
手段と、を設けてなる観測フィルタ。 - 【請求項４】 前記推定距離レート手段が、（ａ）前
記縦方向加速度信号と、推定照準線レート信号と、推定
距離信号とに応答して、距離加速度信号を生じる距離加
速度手段と、 （ｂ）前記測定距離レート信号および推定距離レート信
号に応答して、距離レート差信号を生じる手段と、（ｃ
）前記距離レート差信号に応答して、該距離レート差信
号が最小になるように前記距離加速度信号に加えられる
距離レート誤差信号を生じる距離レート誤差信号手段と
を含む請求項３記載の観測フィルタ。 - 【請求項５】 前記推定照準線手段が、（ａ）前記測
定照準線レート信号および推定照準線レート信号に応答
して、照準線差信号を生じる手段と、（ｂ）前記横方向
加速度信号と、推定距離信号と、推定距離レート信号と
、照準線差信号とに応答して、照準線加速度信号を生じ
る照準線加速度手段と、（ｃ）前記照準線加速度信号に
応答して、前記推定照準線レート信号を生じる手段とを
含む請求項４記載の観測フィルタ。 - 【請求項６】 （ａ）追随装置から離れた物体に対す
る距離、距離レート、照準線および照準線レートを有す
る追随装置を設け、該追随装置は、測定照準線レート信
号と、測定距離レート信号と、縦方向加速度信号と、横
方向加速度信号を生じ、 （ｂ）観測フィルタを設け、該観測フィルタは（ｉ）推
定照準線レート信号と、横方向加速度信号と、測定距離
レート信号とに応答して、推定距離レート信号を生じる
手段と、 （ｉｉ）前記推定距離レート信号に応答して、推定距離
信号を生じる手段と、 （ｉｉｉ） 前記測定照準線レート信号と、推定距離レ
ート信号と、推定距離信号と、横方向加速度信号とに応
答して、推定照準線レート信号を生じる手段とを含み、
更に、 （ｃ）前記推定照準線レート信号および推定距離レート
信号に応答して、オートパイロットに対する必要な誘導
制御信号を生じる手段を設けてなる誘導システム。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US07/483,141 US5064141A (en) | 1990-02-16 | 1990-02-16 | Combined sensor guidance system |
| US483141 | 1990-02-16 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH04215086A true JPH04215086A (ja) | 1992-08-05 |
| JP3172541B2 JP3172541B2 (ja) | 2001-06-04 |
Family
ID=23918838
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP02218491A Expired - Lifetime JP3172541B2 (ja) | 1990-02-16 | 1991-02-15 | ミサイル誘導システム |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5064141A (ja) |
| EP (1) | EP0442672B1 (ja) |
| JP (1) | JP3172541B2 (ja) |
| DE (1) | DE69128366T2 (ja) |
Families Citing this family (12)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5328129A (en) * | 1993-06-17 | 1994-07-12 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Guidance method for unthrottled, solid-fuel divert motors |
| US5486831A (en) * | 1994-04-21 | 1996-01-23 | Rowland; Landon L. | Multi-mode missile seeker with adjunct sensor blocking an electronically scanned radio frequency aperture using an off-boresight direction finding process |
| US6092927A (en) * | 1994-11-10 | 2000-07-25 | International Rectifier Corp. | Temperature detection of power semiconductors performed by a co-packaged analog integrated circuit |
| DE19649735A1 (de) * | 1996-11-30 | 2007-06-06 | LFK Lenkflugkörpersysteme GmbH | Lenkung für Flugkörper-Systeme mit Ziel-Tracker und zusätzlicher manueller Korrektur des Trackpunktes |
| KR20040006724A (ko) * | 2002-07-15 | 2004-01-24 | 엘지이노텍 주식회사 | 수동형 적외선탐색기의 추적품질 측정장치 |
| DE102006007142B4 (de) * | 2006-02-16 | 2014-12-18 | Mbda Deutschland Gmbh | Verfahren zur Positionsbestimmung eines von einem Luftfahrzeug abkoppelbaren unbemannten Flugkörpers |
| IL177527A (en) * | 2006-08-16 | 2014-04-30 | Rafael Advanced Defense Sys | Missile survey targets |
| US8436283B1 (en) * | 2008-07-11 | 2013-05-07 | Davidson Technologies Inc. | System and method for guiding and controlling a missile using high order sliding mode control |
| CN102692223B (zh) * | 2012-06-27 | 2014-10-08 | 东南大学 | 用于wsn/ins组合导航的多级非线性滤波器的控制方法 |
| DE102012214526A1 (de) * | 2012-08-15 | 2014-02-20 | Rheinmetall Defence Electronics Gmbh | Verfahren zur Sichtlinienregelung eines elektrooptischen Sensorsystems; Zielverfolgungssystem mit Sichtlinienregelung |
| CN108917755B (zh) * | 2018-08-30 | 2020-11-13 | 衡阳市衡山科学城科技创新研究院有限公司 | 一种成像导引头视线角零位误差估计方法及装置 |
| CN110187640B (zh) * | 2019-06-29 | 2022-04-29 | 东南大学 | 针对机动目标和允许通信时滞的多导弹协同作战制导律设计方法 |
Family Cites Families (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US4037202A (en) * | 1975-04-21 | 1977-07-19 | Raytheon Company | Microprogram controlled digital processor having addressable flip/flop section |
| SE430102B (sv) * | 1981-10-08 | 1983-10-17 | Saab Scania Ab | Sett och anordning for styrning av en aerodynamisk kropp med skrovfast malsokare |
| US4494202A (en) * | 1982-09-22 | 1985-01-15 | General Dynamics, Pomona Division | Fourth order predictive, augmented proportional navigation system terminal guidance design with missile/target decoupling |
| US4791573A (en) * | 1986-09-02 | 1988-12-13 | Sanders Associates, Inc. | State-deviation-estimation circuit employing a phase-locked-loop phase reference |
| US4783744A (en) * | 1986-12-08 | 1988-11-08 | General Dynamics, Pomona Division | Self-adaptive IRU correction loop design interfacing with the target state estimator for multi-mode terminal handoff |
-
1990
- 1990-02-16 US US07/483,141 patent/US5064141A/en not_active Expired - Lifetime
-
1991
- 1991-02-11 EP EP91301054A patent/EP0442672B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1991-02-11 DE DE69128366T patent/DE69128366T2/de not_active Expired - Fee Related
- 1991-02-15 JP JP02218491A patent/JP3172541B2/ja not_active Expired - Lifetime
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP0442672A3 (en) | 1992-10-21 |
| EP0442672A2 (en) | 1991-08-21 |
| DE69128366D1 (de) | 1998-01-22 |
| DE69128366T2 (de) | 1998-07-16 |
| JP3172541B2 (ja) | 2001-06-04 |
| EP0442672B1 (en) | 1997-12-10 |
| US5064141A (en) | 1991-11-12 |
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