JPH0552495A - 飛翔制御システム - Google Patents
飛翔制御システムInfo
- Publication number
- JPH0552495A JPH0552495A JP3215756A JP21575691A JPH0552495A JP H0552495 A JPH0552495 A JP H0552495A JP 3215756 A JP3215756 A JP 3215756A JP 21575691 A JP21575691 A JP 21575691A JP H0552495 A JPH0552495 A JP H0552495A
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- Japan
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- flight
- homing
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- guidance
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- Pending
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- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
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Abstract
(57)【要約】
【目的】この発明の目的は、飛翔体をＰＩＰに向けて直
線飛翔させ、ミスディスタンスの低下を防ぐことのでき
る飛翔制御システムを提供することにある。 【構成】この発明は、飛翔目標が加減速、旋回等を行わ
ないものとして、予め目標情報と飛翔体の飛翔特性情報
から、飛翔体の加減速のために発生する目視線角変化率
の変化分を修正するための複数時刻における誘導修正デ
ータを作成して、飛翔体搭載のデータ記憶部に記憶させ
ておき、飛翔体発射後、ホーミング開始後に、シーカに
よって得られる誘導信号にデータ記憶部の記憶データを
順次加算していくことにより、飛翔体自身の加減速によ
る目視線角変化率の変化を相殺し、飛翔体を予想会合点
に向けてほぼ直線上にホーミング飛翔させる。
線飛翔させ、ミスディスタンスの低下を防ぐことのでき
る飛翔制御システムを提供することにある。 【構成】この発明は、飛翔目標が加減速、旋回等を行わ
ないものとして、予め目標情報と飛翔体の飛翔特性情報
から、飛翔体の加減速のために発生する目視線角変化率
の変化分を修正するための複数時刻における誘導修正デ
ータを作成して、飛翔体搭載のデータ記憶部に記憶させ
ておき、飛翔体発射後、ホーミング開始後に、シーカに
よって得られる誘導信号にデータ記憶部の記憶データを
順次加算していくことにより、飛翔体自身の加減速によ
る目視線角変化率の変化を相殺し、飛翔体を予想会合点
に向けてほぼ直線上にホーミング飛翔させる。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】この発明は、ミサイル等の飛翔体
を比例航法で飛翔させる飛翔制御システムに関する。
を比例航法で飛翔させる飛翔制御システムに関する。
【０００２】
【従来の技術】一般にＰＩＰ（予想命中点）射撃を行う
ミサイルの飛翔制御システムにおいては、目標情報（位
置、速度等）とミサイル飛翔特性（飛翔時間対飛翔距
離）を用いてＰＩＰを算出し、このＰＩＰに向けてミサ
イルを発射する。
ミサイルの飛翔制御システムにおいては、目標情報（位
置、速度等）とミサイル飛翔特性（飛翔時間対飛翔距
離）を用いてＰＩＰを算出し、このＰＩＰに向けてミサ
イルを発射する。
【０００３】ここで、目標Ｔを等速・直進運動とし、か
つミサイルＭの速度を等速と仮定すると、図２（ａ）に
示すように、ホーミングにおける会合三角形が一義的に
決定し、比例航法によるホーミング開始から会合に至る
までの時間、会合三角形は変わることはなく、ミサイル
Ｍはホーミング開始点からＰＩＰまで直線上を飛翔す
る。
つミサイルＭの速度を等速と仮定すると、図２（ａ）に
示すように、ホーミングにおける会合三角形が一義的に
決定し、比例航法によるホーミング開始から会合に至る
までの時間、会合三角形は変わることはなく、ミサイル
Ｍはホーミング開始点からＰＩＰまで直線上を飛翔す
る。
【０００４】ところが、目標Ｔを等速・直進と仮定して
も、通常のミサイルＭは等速ではなく加速・減速を伴
い、飛翔時間に対する飛翔距離は非線形を示す。このた
め、図２（ｂ）に示すように、ホーミング開始時の会合
三角形を（ｔM0，ｔT0，ＰＩＰ）とすると、ｔ1 秒後の
三角形は（ｔM1，ＴT1，ＰＩＰ）となり、ホーミング開
始時のミサイルＭから目標Ｔを見た目視線（ｔM0−
ｔT0）とホーミング開始からｔ1 秒後の目視線（ｔM1−
ＴT1）は平行でなくなり、目視線角σが変化して目視線
の変化率σ- が発生する。
も、通常のミサイルＭは等速ではなく加速・減速を伴
い、飛翔時間に対する飛翔距離は非線形を示す。このた
め、図２（ｂ）に示すように、ホーミング開始時の会合
三角形を（ｔM0，ｔT0，ＰＩＰ）とすると、ｔ1 秒後の
三角形は（ｔM1，ＴT1，ＰＩＰ）となり、ホーミング開
始時のミサイルＭから目標Ｔを見た目視線（ｔM0−
ｔT0）とホーミング開始からｔ1 秒後の目視線（ｔM1−
ＴT1）は平行でなくなり、目視線角σが変化して目視線
の変化率σ- が発生する。
【０００５】尚、ミサイルＭの速度が等速の場合は、図
２（ａ）に示すように（ｔM0−ｔT0）と（ｔM1−ＴT1）
は平行であり、ｔ1 秒後の会合三角形（ｔM1，ＴT1，Ｐ
ＩＰ）は発射時の会合三角形と相似の関係にあり、σ-
は発生しない。
２（ａ）に示すように（ｔM0−ｔT0）と（ｔM1−ＴT1）
は平行であり、ｔ1 秒後の会合三角形（ｔM1，ＴT1，Ｐ
ＩＰ）は発射時の会合三角形と相似の関係にあり、σ-
は発生しない。
【０００６】通常、このσ- の発生の様子はミサイルの
推力パターンやＰＩＰまでの直線距離の大小等により変
化する。比例航法を行うミサイルは、このσ- に応じた
操舵を行ってホーミング飛翔をする。このため、ミサイ
ルはホーミング開始地点ＭとＰＩＰとを結ぶ直線上を飛
翔することはなく、図２（ｃ）に示すように曲線上を飛
翔することになる。この曲線飛翔は今までの経験から会
合時のミスディスタンスを増加させる傾向にあることが
わかっている。
推力パターンやＰＩＰまでの直線距離の大小等により変
化する。比例航法を行うミサイルは、このσ- に応じた
操舵を行ってホーミング飛翔をする。このため、ミサイ
ルはホーミング開始地点ＭとＰＩＰとを結ぶ直線上を飛
翔することはなく、図２（ｃ）に示すように曲線上を飛
翔することになる。この曲線飛翔は今までの経験から会
合時のミスディスタンスを増加させる傾向にあることが
わかっている。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】以上述べたように従来
の飛翔体の飛翔制御システムでは、ＰＩＰ射撃を行う場
合、飛翔体が加速・減速を行うため、発射時の会合三角
形が変化して曲線飛翔することになり、ミスディスタン
スを増加させる傾向にある。
の飛翔体の飛翔制御システムでは、ＰＩＰ射撃を行う場
合、飛翔体が加速・減速を行うため、発射時の会合三角
形が変化して曲線飛翔することになり、ミスディスタン
スを増加させる傾向にある。
【０００８】この発明は上記の問題を解決するためにな
されたもので、飛翔体をＰＩＰに向けて直線飛翔させ、
ミスディスタンスの低下を防ぐことのできる飛翔制御シ
ステムを提供することを目的とする。
されたもので、飛翔体をＰＩＰに向けて直線飛翔させ、
ミスディスタンスの低下を防ぐことのできる飛翔制御シ
ステムを提供することを目的とする。
【０００９】
【課題を解決するための手段】上記目的を達成するため
にこの発明は、シーカ搭載の飛翔体を飛翔目標との予想
会合点に誘導する飛翔制御システムにおいて、前記目標
の運動を観測する目標観測装置と、この装置で得られた
目標観測情報と予め求められている前記飛翔体の飛翔特
性情報とから予想会合点を求め、さらに前記飛翔体発射
時から予想会合点に至る複数時刻での目視線角変化率を
計算する演算装置と、この装置で得られた各時刻に対す
る目視線角変化率の変化分を修正するための誘導修正デ
ータを作成する誘導修正データ作成装置と、前記飛翔体
に搭載され、その発射前に前記誘導修正データ作成装置
で得られたデータを格納するデータ記憶部と、前記飛翔
体に搭載され、ホーミング開始後に前記シーカによって
得られる誘導信号に前記誘導修正データを対応する時刻
で加算する誘導信号修正部とを具備して構成される。
にこの発明は、シーカ搭載の飛翔体を飛翔目標との予想
会合点に誘導する飛翔制御システムにおいて、前記目標
の運動を観測する目標観測装置と、この装置で得られた
目標観測情報と予め求められている前記飛翔体の飛翔特
性情報とから予想会合点を求め、さらに前記飛翔体発射
時から予想会合点に至る複数時刻での目視線角変化率を
計算する演算装置と、この装置で得られた各時刻に対す
る目視線角変化率の変化分を修正するための誘導修正デ
ータを作成する誘導修正データ作成装置と、前記飛翔体
に搭載され、その発射前に前記誘導修正データ作成装置
で得られたデータを格納するデータ記憶部と、前記飛翔
体に搭載され、ホーミング開始後に前記シーカによって
得られる誘導信号に前記誘導修正データを対応する時刻
で加算する誘導信号修正部とを具備して構成される。
【００１０】
【作用】上記構成による飛翔制御システムでは、飛翔目
標が加減速、旋回等を行わないものとして、予め目標情
報と飛翔体の飛翔特性情報から、飛翔体の加減速のため
に発生する目視線角変化率の変化分を修正するための複
数時刻における誘導修正データを作成して、飛翔体搭載
のデータ記憶部に記憶させておき、飛翔体発射後、ホー
ミング開始後に、シーカによって得られる誘導信号にデ
ータ記憶部の記憶データを順次加算していくことによ
り、飛翔体自身の加減速による目視線角変化率の変化を
相殺し、飛翔体を予想会合点に向けてほぼ直線上にホー
ミング飛翔させる。
標が加減速、旋回等を行わないものとして、予め目標情
報と飛翔体の飛翔特性情報から、飛翔体の加減速のため
に発生する目視線角変化率の変化分を修正するための複
数時刻における誘導修正データを作成して、飛翔体搭載
のデータ記憶部に記憶させておき、飛翔体発射後、ホー
ミング開始後に、シーカによって得られる誘導信号にデ
ータ記憶部の記憶データを順次加算していくことによ
り、飛翔体自身の加減速による目視線角変化率の変化を
相殺し、飛翔体を予想会合点に向けてほぼ直線上にホー
ミング飛翔させる。
【００１１】
【実施例】以下、図１を参照してこの発明の一実施例を
説明する。図１はＰＩＰ射撃を行うミサイルの飛翔制御
システムの構成を示すもので、Ａは地上側の制御装置、
Ｂはミサイル側の制御装置を示している。
説明する。図１はＰＩＰ射撃を行うミサイルの飛翔制御
システムの構成を示すもので、Ａは地上側の制御装置、
Ｂはミサイル側の制御装置を示している。
【００１２】地上側では、目標Ｔを観測するレーダ装置
等の目標観測装置１１を備える。この目標観測装置１１
によって得られた目標情報は第１の記憶装置１２に格納
される。一方、第２の記憶装置１３には予めミサイルの
飛翔特性情報が格納される。第１、第２の記憶装置１
２，１３に格納された目標情報、飛翔特性情報は演算装
置１４に送られる。
等の目標観測装置１１を備える。この目標観測装置１１
によって得られた目標情報は第１の記憶装置１２に格納
される。一方、第２の記憶装置１３には予めミサイルの
飛翔特性情報が格納される。第１、第２の記憶装置１
２，１３に格納された目標情報、飛翔特性情報は演算装
置１４に送られる。
【００１３】この演算装置１４は入力情報からＰＩＰ計
算を行い、さらに発射時からＰＩＰに至る複数時刻での
目視線角変化率σ- を計算し、σ- （ｔ）作成装置１５
に送出する。このσ- （ｔ）作成装置１５は演算装置１
４で求めたσ- 系列から各時刻毎の誘導修正データσ-
（ｔ）を求めてスケジューリングする。
算を行い、さらに発射時からＰＩＰに至る複数時刻での
目視線角変化率σ- を計算し、σ- （ｔ）作成装置１５
に送出する。このσ- （ｔ）作成装置１５は演算装置１
４で求めたσ- 系列から各時刻毎の誘導修正データσ-
（ｔ）を求めてスケジューリングする。
【００１４】ミサイル側では、発射前に地上側制御装置
Ａで求めた誘導修正データσ- （ｔ）を格納するデータ
記憶部２１と目標Ｔをとらえるシーカ２２を備える。シ
ーカ２２はシーカジャイロ２３上に搭載されている。シ
ーカジャイロ２３は発射時にＰＩＰに向けて固定され
る。
Ａで求めた誘導修正データσ- （ｔ）を格納するデータ
記憶部２１と目標Ｔをとらえるシーカ２２を備える。シ
ーカ２２はシーカジャイロ２３上に搭載されている。シ
ーカジャイロ２３は発射時にＰＩＰに向けて固定され
る。
【００１５】シーカ２２で得られる目視線角σは加算器
２４でシーカジャイロ２３で得られるジャイロ角Ｇが逆
加算されて信号処理部２５に送られる。この信号処理部
２５は目視線角σとジャイロ角Ｇとの差分値を基準値と
比較し、一致したときロックオン信号を出力してスイッ
チ２６をオンさせると共に、上記差分値に基づく誘導信
号を発生する。
２４でシーカジャイロ２３で得られるジャイロ角Ｇが逆
加算されて信号処理部２５に送られる。この信号処理部
２５は目視線角σとジャイロ角Ｇとの差分値を基準値と
比較し、一致したときロックオン信号を出力してスイッ
チ２６をオンさせると共に、上記差分値に基づく誘導信
号を発生する。
【００１６】上記誘導信号はホーミングを行うように加
算器２７を介して操舵制御部（図示せず）に送られ、ま
たジャイロ角Ｇを修正するためにシーカジャイロ２３に
与えられる。このとき、上記スイッチ２６がオンしたこ
とにより、加算器２７において、操舵制御部への誘導信
号にはデータ記憶部２１に格納された誘導修正データσ
- （ｔ）が各時刻毎に逆加算される。
算器２７を介して操舵制御部（図示せず）に送られ、ま
たジャイロ角Ｇを修正するためにシーカジャイロ２３に
与えられる。このとき、上記スイッチ２６がオンしたこ
とにより、加算器２７において、操舵制御部への誘導信
号にはデータ記憶部２１に格納された誘導修正データσ
- （ｔ）が各時刻毎に逆加算される。
【００１７】すなわち、上記構成において、目標Ｔが加
減速、旋回等を行わないとすれば、σ- を発生させるの
はミサイル側の加減速である。この加減速のために発生
したσ- はシーカ２２によって検出できる。
減速、旋回等を行わないとすれば、σ- を発生させるの
はミサイル側の加減速である。この加減速のために発生
したσ- はシーカ２２によって検出できる。
【００１８】そこで、ミサイルが発射され、ホーミング
が開始されたとき、スイッチ２６を信号処理部２５から
のロックオン信号によってオン状態とし、シーカ２２で
検出したσ- をもとに算出した誘導信号に、地上側で予
め求めた目視線角変化率σ- に基づく修正信号σ
- （ｔ）を逆加算する。これによって、ミサイル自身の
加減速によるσ- の変化は相殺され、ミサイルは自身の
加減速によるσ- の変化に対した操舵をしないため、ほ
ぼ直線上をホーミング飛翔するようになり、ＰＩＰに至
る。
が開始されたとき、スイッチ２６を信号処理部２５から
のロックオン信号によってオン状態とし、シーカ２２で
検出したσ- をもとに算出した誘導信号に、地上側で予
め求めた目視線角変化率σ- に基づく修正信号σ
- （ｔ）を逆加算する。これによって、ミサイル自身の
加減速によるσ- の変化は相殺され、ミサイルは自身の
加減速によるσ- の変化に対した操舵をしないため、ほ
ぼ直線上をホーミング飛翔するようになり、ＰＩＰに至
る。
【００１９】したがって、上記構成による飛翔制御シス
テムは、ミサイルをＰＩＰに向けて比例航法によりホー
ミング飛翔させる場合、ミサイル自身の加減速に基づい
た操舵をできるだけ少なくし、ホーミング開始地点から
ＰＩＰに向けてほとんど直線に近いホーミング飛翔をさ
せることができ、これによって曲線飛翔によるミスディ
スタンスの増加を防ぐことができる。尚、この発明は自
分自身で加速度計をもたないミサイルに対して、特に有
効であることはいうまでもない。
テムは、ミサイルをＰＩＰに向けて比例航法によりホー
ミング飛翔させる場合、ミサイル自身の加減速に基づい
た操舵をできるだけ少なくし、ホーミング開始地点から
ＰＩＰに向けてほとんど直線に近いホーミング飛翔をさ
せることができ、これによって曲線飛翔によるミスディ
スタンスの増加を防ぐことができる。尚、この発明は自
分自身で加速度計をもたないミサイルに対して、特に有
効であることはいうまでもない。
【００２０】
【発明の効果】以上のようにこの発明によれば、飛翔体
をＰＩＰに向けて直線飛翔させ、ミスディスタンスの低
下を防ぐことのできる飛翔制御システムを提供すること
ができる。
をＰＩＰに向けて直線飛翔させ、ミスディスタンスの低
下を防ぐことのできる飛翔制御システムを提供すること
ができる。
【図１】 この発明に係る飛翔制御システムの一実施例
を示すブロック図。
を示すブロック図。
【図２】 ＰＩＰ射撃ミサイルの飛翔制御システムにお
いて、ミサイル速度が等速の場合、ミサイルが加減速を
行う場合、ホーミング開始時のミサイル速度がホーミン
グ時の平均速度を上回る場合の会合三角形を示す図。
いて、ミサイル速度が等速の場合、ミサイルが加減速を
行う場合、ホーミング開始時のミサイル速度がホーミン
グ時の平均速度を上回る場合の会合三角形を示す図。
Ａ…地上側制御装置、Ｂ…ミサイル側制御装置、Ｍ…ミ
サイル（発射地点）、Ｔ…目標、１１…目標観測装置、
１２…目標情報記憶装置、１３…飛翔特性記憶装置、１
４…ＰＩＰ／σ- 演算装置、１５…σ- （ｔ）作成装
置、２１…データ記憶部、２２…シーカ、２３…シーカ
ジャイロ、２４…加算器、２５…信号処理部、２６…ス
イッチ、２７…加算器、σ…目視線角、σ- …目視線角
変化率、σ- （ｔ）…誘導修正データ、Ｇ…ジャイロ
角。
サイル（発射地点）、Ｔ…目標、１１…目標観測装置、
１２…目標情報記憶装置、１３…飛翔特性記憶装置、１
４…ＰＩＰ／σ- 演算装置、１５…σ- （ｔ）作成装
置、２１…データ記憶部、２２…シーカ、２３…シーカ
ジャイロ、２４…加算器、２５…信号処理部、２６…ス
イッチ、２７…加算器、σ…目視線角、σ- …目視線角
変化率、σ- （ｔ）…誘導修正データ、Ｇ…ジャイロ
角。
Claims (1)
- 【請求項１】 シーカ搭載の飛翔体を飛翔目標との予想
会合点に誘導する飛翔制御システムにおいて、 前記目標の運動を観測する目標観測装置と、 この装置で得られた目標観測情報と予め求められている
前記飛翔体の飛翔特性情報とから予想会合点を求め、さ
らに前記飛翔体発射時から予想会合点に至る複数時刻で
の目視線角変化率を計算する演算装置と、 この装置で得られた各時刻に対する目視線角変化率の変
化分を修正するための誘導修正データを作成する誘導修
正データ作成装置と、 前記飛翔体に搭載され、その発射前に前記誘導修正デー
タ作成装置で得られたデータを格納するデータ記憶部
と、 前記飛翔体に搭載され、ホーミング開始後に前記シーカ
によって得られる誘導信号に前記誘導修正データを対応
する時刻で加算する誘導信号修正部と、を具備する飛翔
制御システム。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3215756A JPH0552495A (ja) | 1991-08-28 | 1991-08-28 | 飛翔制御システム |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP3215756A JPH0552495A (ja) | 1991-08-28 | 1991-08-28 | 飛翔制御システム |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH0552495A true JPH0552495A (ja) | 1993-03-02 |
Family
ID=16677708
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP3215756A Pending JPH0552495A (ja) | 1991-08-28 | 1991-08-28 | 飛翔制御システム |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0552495A (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8618514B2 (en) | 2002-06-26 | 2013-12-31 | Semequip, Inc. | Ion implantation device and a method of semiconductor manufacturing by the implantation of boron hydride cluster ions |
| CN109596012A (zh) * | 2018-11-28 | 2019-04-09 | 中国空空导弹研究院 | 一种弹载飞行器切割索式主动安控系统 |
| CN109708525A (zh) * | 2018-12-12 | 2019-05-03 | 中国人民解放军陆军工程大学 | 一种导弹飞行弹道的解算方法、系统及终端设备 |
| CN110926278A (zh) * | 2019-12-04 | 2020-03-27 | 中国人民解放军海军潜艇学院 | 一种采用多前置角叠加与末端修正的新型前置导引方法 |
-
1991
- 1991-08-28 JP JP3215756A patent/JPH0552495A/ja active Pending
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US8618514B2 (en) | 2002-06-26 | 2013-12-31 | Semequip, Inc. | Ion implantation device and a method of semiconductor manufacturing by the implantation of boron hydride cluster ions |
| CN109596012A (zh) * | 2018-11-28 | 2019-04-09 | 中国空空导弹研究院 | 一种弹载飞行器切割索式主动安控系统 |
| CN109708525A (zh) * | 2018-12-12 | 2019-05-03 | 中国人民解放军陆军工程大学 | 一种导弹飞行弹道的解算方法、系统及终端设备 |
| CN110926278A (zh) * | 2019-12-04 | 2020-03-27 | 中国人民解放军海军潜艇学院 | 一种采用多前置角叠加与末端修正的新型前置导引方法 |
| CN110926278B (zh) * | 2019-12-04 | 2021-12-31 | 中国人民解放军海军潜艇学院 | 一种采用多前置角叠加与末端修正的前置导引方法 |
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