JPH06123775A - 誘導飛翔体のセンサ装置 - Google Patents
誘導飛翔体のセンサ装置Info
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- JPH06123775A JPH06123775A JP27325492A JP27325492A JPH06123775A JP H06123775 A JPH06123775 A JP H06123775A JP 27325492 A JP27325492 A JP 27325492A JP 27325492 A JP27325492 A JP 27325492A JP H06123775 A JPH06123775 A JP H06123775A
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Links
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 claims 3
- 230000006698 induction Effects 0.000 claims 1
- 239000010419 fine particle Substances 0.000 description 4
- 238000013459 approach Methods 0.000 description 1
- 230000006835 compression Effects 0.000 description 1
- 238000007906 compression Methods 0.000 description 1
- 230000002596 correlated effect Effects 0.000 description 1
- 230000003111 delayed effect Effects 0.000 description 1
- 230000003252 repetitive effect Effects 0.000 description 1
- 238000005070 sampling Methods 0.000 description 1
Landscapes
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
- Optical Radar Systems And Details Thereof (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】本発明は、音源（目標）に対して超音速で誘導
される誘導飛翔体の使用を可能にし得る超音速誘導飛翔
体のセンサ装置を提供することを目的とする。 【構成】本発明は、誘導飛翔体に取り付けられ同一方向
にレーザ光を放射すると共に反射レーザ光を受信する複
数のレーザ送受信装置Ａ〜Ｃと、目標が発生する音の周
波数を取り出すフィルタＦと、このフィルタＦから出力
した音の周波数が加えられ前記レーザ送受信装置Ａ〜Ｃ
の受信波形の周波数相関を取り各レーザ送受信装置Ａ〜
Ｃの受信遅れ時間を抽出する音響パターン相関回路１
Ｂ，１Ｃと、この音響パターン相関回路１Ｂ，１Ｃから
出力した各レーザ送受信装置Ａ〜Ｃの受信遅れ時間から
誘導飛翔体の速度及び機首軸と風軸の角度を算出する演
算回路Ｐとを具備して構成する。
される誘導飛翔体の使用を可能にし得る超音速誘導飛翔
体のセンサ装置を提供することを目的とする。 【構成】本発明は、誘導飛翔体に取り付けられ同一方向
にレーザ光を放射すると共に反射レーザ光を受信する複
数のレーザ送受信装置Ａ〜Ｃと、目標が発生する音の周
波数を取り出すフィルタＦと、このフィルタＦから出力
した音の周波数が加えられ前記レーザ送受信装置Ａ〜Ｃ
の受信波形の周波数相関を取り各レーザ送受信装置Ａ〜
Ｃの受信遅れ時間を抽出する音響パターン相関回路１
Ｂ，１Ｃと、この音響パターン相関回路１Ｂ，１Ｃから
出力した各レーザ送受信装置Ａ〜Ｃの受信遅れ時間から
誘導飛翔体の速度及び機首軸と風軸の角度を算出する演
算回路Ｐとを具備して構成する。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は音源に対して誘導する超
音速誘導飛翔体のセンサ装置に関する。
音速誘導飛翔体のセンサ装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】通常、音響の伝播速度は遅いので誘導飛
翔体の誘導には音響が使用されていない。例えばヘリコ
プタ等の音源（目標）が移動し近接する場合、目標の移
動速度より音速が早ければある程度の距離で目標を捜索
できる。逆に目標が静止している場合、誘導飛翔体の速
度が音速より遅い場合には音はドプラシフトを受けるが
周波数を認識して誘導が可能である。すなわち、音速と
誘導飛翔体の相対速度により誘導飛翔体システムが成立
するか、しないかが決まる。
翔体の誘導には音響が使用されていない。例えばヘリコ
プタ等の音源（目標）が移動し近接する場合、目標の移
動速度より音速が早ければある程度の距離で目標を捜索
できる。逆に目標が静止している場合、誘導飛翔体の速
度が音速より遅い場合には音はドプラシフトを受けるが
周波数を認識して誘導が可能である。すなわち、音速と
誘導飛翔体の相対速度により誘導飛翔体システムが成立
するか、しないかが決まる。
【０００３】
【発明が解決しようとする課題】したがって、超音速の
誘導飛翔体は音響目標に対して使用不可能であった。
誘導飛翔体は音響目標に対して使用不可能であった。
【０００４】本発明は上記の事情に鑑みてなされたもの
で、音源（目標）に対して超音速で誘導される誘導飛翔
体の使用を可能にし得る超音速誘導飛翔体のセンサ装置
を提供することを目的とする。
で、音源（目標）に対して超音速で誘導される誘導飛翔
体の使用を可能にし得る超音速誘導飛翔体のセンサ装置
を提供することを目的とする。
【０００５】
【課題を解決するための手段】本発明は上記課題を解決
するために、誘導飛翔体に取り付けられ同一方向にレー
ザ光を放射すると共に反射レーザ光を受信する複数のレ
ーザ送受信装置と、目標が発生する音の周波数を取り出
すフィルタと、このフィルタから出力した音の周波数が
加えられ前記レーザ送受信装置の受信波形の周波数相関
を取り各レーザ送受信装置の受信遅れ時間を抽出する音
響パターン相関回路と、この音響パターン相関回路から
出力した各レーザ送受信装置の受信遅れ時間から誘導飛
翔体の速度及び機首軸と風軸の角度を算出する演算回路
とを具備することを特徴とするものである。
するために、誘導飛翔体に取り付けられ同一方向にレー
ザ光を放射すると共に反射レーザ光を受信する複数のレ
ーザ送受信装置と、目標が発生する音の周波数を取り出
すフィルタと、このフィルタから出力した音の周波数が
加えられ前記レーザ送受信装置の受信波形の周波数相関
を取り各レーザ送受信装置の受信遅れ時間を抽出する音
響パターン相関回路と、この音響パターン相関回路から
出力した各レーザ送受信装置の受信遅れ時間から誘導飛
翔体の速度及び機首軸と風軸の角度を算出する演算回路
とを具備することを特徴とするものである。
【０００６】
【作用】上記手段により、誘導飛翔体に複数個のレーザ
送受信装置を取り付け、大気中の音の圧力分布をレーザ
光の反射で検出し、その中から特定の繰り返し音を選択
し、その音源の方向を複数個のレーザ送受信装置の音の
位相から検出するもので、この出力は慣性基準、航法基
準に加えられ誘導飛翔体の誘導信号となる。
送受信装置を取り付け、大気中の音の圧力分布をレーザ
光の反射で検出し、その中から特定の繰り返し音を選択
し、その音源の方向を複数個のレーザ送受信装置の音の
位相から検出するもので、この出力は慣性基準、航法基
準に加えられ誘導飛翔体の誘導信号となる。
【０００７】
【実施例】以下図面を参照して本発明の実施例を詳細に
説明する。
説明する。
【０００８】図１は本発明の一実施例に係る音響パター
ン相関回路及び誘導飛翔体制御回路を示す構成説明図で
あり、図２は本発明に係るレーザ送受信装置の配置図で
ある。即ち、Ａ，Ｂ，Ｃは、それぞれ誘導飛翔体に取り
付けられたレーザ送受信装置で、レーザ送受信装置Ａ，
Ｂ，Ｃからのレーザ光ＳＡ，ＳＢ，ＳＣの放射は同一方
向に行なう。例えば、レーザ光ＳＡをレーザ送受信装置
Ａから誘導飛翔体側方に発射し、空中浮遊している微粒
子からの反射光を受信する。
ン相関回路及び誘導飛翔体制御回路を示す構成説明図で
あり、図２は本発明に係るレーザ送受信装置の配置図で
ある。即ち、Ａ，Ｂ，Ｃは、それぞれ誘導飛翔体に取り
付けられたレーザ送受信装置で、レーザ送受信装置Ａ，
Ｂ，Ｃからのレーザ光ＳＡ，ＳＢ，ＳＣの放射は同一方
向に行なう。例えば、レーザ光ＳＡをレーザ送受信装置
Ａから誘導飛翔体側方に発射し、空中浮遊している微粒
子からの反射光を受信する。
【０００９】反射光の波形は、反射する微粒子の位置に
より異なるが、同じような微粒子からの反射光をレーザ
送受信装置Ｂ，Ｃでも受けるので、レーザ送受信装置
Ａ，Ｂ，Ｃの受信波形は類似する。
より異なるが、同じような微粒子からの反射光をレーザ
送受信装置Ｂ，Ｃでも受けるので、レーザ送受信装置
Ａ，Ｂ，Ｃの受信波形は類似する。
【００１０】しかし、図２に示すようにレーザ送受信装
置Ｂとレーザ送受信装置Ｃはレーザ送受信装置Ａより誘
導飛翔体の機首から見て後方に取り付けられているの
で、レーザ送受信装置Ｂ，Ｃの受信はレーザ送受信装置
Ａの受信より所定時間遅れることになる。
置Ｂとレーザ送受信装置Ｃはレーザ送受信装置Ａより誘
導飛翔体の機首から見て後方に取り付けられているの
で、レーザ送受信装置Ｂ，Ｃの受信はレーザ送受信装置
Ａの受信より所定時間遅れることになる。
【００１１】図２に示すように、機首軸Ｙと風軸Ｗの角
度をθとし、誘導飛翔体の速度をＶとすれば、レーザ送
受信装置Ｂの受信遅れ時間ｔ2 ，レーザ送受信装置Ｃの
受信遅れ時間ｔ1 は、 ｔ1 ＝（Ｌ／Ｖ）ｓｉｎ（α−θ） ｔ2 ＝（Ｌ／Ｖ）ｃｏｓ（θ−α） （図２の場合には、Ｂのほうが早く受信するため、ｔ1
＞ｔ2 となる。）
度をθとし、誘導飛翔体の速度をＶとすれば、レーザ送
受信装置Ｂの受信遅れ時間ｔ2 ，レーザ送受信装置Ｃの
受信遅れ時間ｔ1 は、 ｔ1 ＝（Ｌ／Ｖ）ｓｉｎ（α−θ） ｔ2 ＝（Ｌ／Ｖ）ｃｏｓ（θ−α） （図２の場合には、Ｂのほうが早く受信するため、ｔ1
＞ｔ2 となる。）
【００１２】時間ｔ1 、ｔ2 は、図１に示すように音響
パターン相関回路１Ｃ，１Ｂにより誘導飛翔体Ａと誘導
飛翔体Ｃ、誘導飛翔体Ａと誘導飛翔体Ｂの受信波形の相
関を取り波形が合致した時間で算出し、さらに、演算回
路Ｐにより時間ｔ1 、ｔ2 から誘導飛翔体の速度Ｖおよ
び機首軸Ｙと風軸Ｗの角度θを算出する。この誘導飛翔
体の速度Ｖおよび機首軸Ｙと風軸Ｗの角度θは誘導飛翔
体の慣性基準、航法基準に加えられ誘導飛翔体の誘導信
号となる。機首軸Ｙと風軸Ｗの角度θ＝０となるように
誘導飛翔体を操舵すれば、例えばヘリコプタ等の目標
（音源）に命中する。しかして、例えば目標から発生す
る音が１０Ｈｚなら空間での音の圧力の粗密波の分布
は、およそ３４０ｍ／１０Ｈｚで、その周期は３４ｍと
なり、１７ｍ毎に、粗・密となっていて、空中に浮遊し
ている微粒子の分布もこれと同様になっている。レーザ
光を発射する誘導飛翔体の速度をＶとすると、その分布
周期は、３４ｍ／Ｖで周期が変わる。したがって、目標
の音響パターンから目標が発生する音の周波数（例えば
ヘリコプタのロータ音の周波数）だけをフィルタＦを通
して取り出し、これを前記相関回路１Ｂ，１Ｃに加えて
周波数相関を取るようにする。
パターン相関回路１Ｃ，１Ｂにより誘導飛翔体Ａと誘導
飛翔体Ｃ、誘導飛翔体Ａと誘導飛翔体Ｂの受信波形の相
関を取り波形が合致した時間で算出し、さらに、演算回
路Ｐにより時間ｔ1 、ｔ2 から誘導飛翔体の速度Ｖおよ
び機首軸Ｙと風軸Ｗの角度θを算出する。この誘導飛翔
体の速度Ｖおよび機首軸Ｙと風軸Ｗの角度θは誘導飛翔
体の慣性基準、航法基準に加えられ誘導飛翔体の誘導信
号となる。機首軸Ｙと風軸Ｗの角度θ＝０となるように
誘導飛翔体を操舵すれば、例えばヘリコプタ等の目標
（音源）に命中する。しかして、例えば目標から発生す
る音が１０Ｈｚなら空間での音の圧力の粗密波の分布
は、およそ３４０ｍ／１０Ｈｚで、その周期は３４ｍと
なり、１７ｍ毎に、粗・密となっていて、空中に浮遊し
ている微粒子の分布もこれと同様になっている。レーザ
光を発射する誘導飛翔体の速度をＶとすると、その分布
周期は、３４ｍ／Ｖで周期が変わる。したがって、目標
の音響パターンから目標が発生する音の周波数（例えば
ヘリコプタのロータ音の周波数）だけをフィルタＦを通
して取り出し、これを前記相関回路１Ｂ，１Ｃに加えて
周波数相関を取るようにする。
【００１３】一般に、音源が定常的に音を出していると
すると、その周波数は多数あるがその成分は変わらない
か、ある周期をもって変わる。例えばヘリコプタの音
は、ロータの回転にしたがい音が変化するが、その音の
成分はロータの１周期では変わらない様な場合である。
すると、その周波数は多数あるがその成分は変わらない
か、ある周期をもって変わる。例えばヘリコプタの音
は、ロータの回転にしたがい音が変化するが、その音の
成分はロータの１周期では変わらない様な場合である。
【００１４】音は音の圧力の粗密波である。したがっ
て、伝播経路に沿って音の圧力の山と谷がある。この音
の圧力の山と谷が分かれば必要な周波数を選択でき、ま
たその伝播方向に直交する方向に誘導飛翔体を誘導すれ
ば音源である目標に命中できる。音波は定在波でなくて
も継続的な波であればこの情報は使える。このことか
ら、空気の粗密が分れば誘導飛翔体を誘導できることが
分かる。
て、伝播経路に沿って音の圧力の山と谷がある。この音
の圧力の山と谷が分かれば必要な周波数を選択でき、ま
たその伝播方向に直交する方向に誘導飛翔体を誘導すれ
ば音源である目標に命中できる。音波は定在波でなくて
も継続的な波であればこの情報は使える。このことか
ら、空気の粗密が分れば誘導飛翔体を誘導できることが
分かる。
【００１５】一方、レーザ光を大気中に放射すると、空
気の密度が不連続であれば反射が起る。音圧により空気
の密度が変わっていれば当然反射が変わり、この変化は
空中にある音圧分布に比例している。したがって、レー
ザ光を誘導飛翔体の外部に放射し、その反射を受ければ
その反射エネルギは音と同じ模様を描く。
気の密度が不連続であれば反射が起る。音圧により空気
の密度が変わっていれば当然反射が変わり、この変化は
空中にある音圧分布に比例している。したがって、レー
ザ光を誘導飛翔体の外部に放射し、その反射を受ければ
その反射エネルギは音と同じ模様を描く。
【００１６】音による圧力の山が大気中に存在すれば受
信するレーザ光は大気密度すなわち音の圧力により変調
され、左と右の受信装置から同じ変化がでれば音源（目
標）は誘導飛翔体の飛翔経路の延長上にあり、左と右の
信号が異なれば音源は周波数の高い方向すなわち音の圧
力変化の激しい方向にある。
信するレーザ光は大気密度すなわち音の圧力により変調
され、左と右の受信装置から同じ変化がでれば音源（目
標）は誘導飛翔体の飛翔経路の延長上にあり、左と右の
信号が異なれば音源は周波数の高い方向すなわち音の圧
力変化の激しい方向にある。
【００１７】目標（音源）に向いたときに一番ドプラ周
波数が高いので常に最高の周波数変化の方向、すなわち
音の圧力変化の大きな方向に誘導飛翔体を向ければ誘導
飛翔体は目標に誘導される。
波数が高いので常に最高の周波数変化の方向、すなわち
音の圧力変化の大きな方向に誘導飛翔体を向ければ誘導
飛翔体は目標に誘導される。
【００１８】誘導飛翔体の速度を５００ｍ／ｓｅｃと
し、ヘリコプタの音を６Ｈｚから１５０Ｈｚとすれば波
長は５６ｍから２．３ｍの間になるので、誘導飛翔体が
１Ｈｚを受信する時間はそれぞれ１１２ｍｓから４．６
ｍｓとなる。この１０倍で信号をサンプルするとすれば
サンプル間隔は０．５ｍｓすなわち５００μｓとなる。
入力を５００μｓ以下の時間間隔でサンプルしてその信
号を５００μｓずつずらして１１２ｍｓ間での相関をと
れば１５０Ｈｚでは４．６ｍｓごとにピークが現れ、６
Ｈｚでは１回のピークが現れる。飛翔中にこのピークが
得られればヘリコプタの周波数が分かりその周波数の相
関をとるように誘導飛翔体を操舵すれば誘導飛翔体は目
標に命中する。左右のレーザ送受信装置で同じ時刻に相
関がとれなければ目標の方向とずれているので、その方
向に操舵すれば良い。
し、ヘリコプタの音を６Ｈｚから１５０Ｈｚとすれば波
長は５６ｍから２．３ｍの間になるので、誘導飛翔体が
１Ｈｚを受信する時間はそれぞれ１１２ｍｓから４．６
ｍｓとなる。この１０倍で信号をサンプルするとすれば
サンプル間隔は０．５ｍｓすなわち５００μｓとなる。
入力を５００μｓ以下の時間間隔でサンプルしてその信
号を５００μｓずつずらして１１２ｍｓ間での相関をと
れば１５０Ｈｚでは４．６ｍｓごとにピークが現れ、６
Ｈｚでは１回のピークが現れる。飛翔中にこのピークが
得られればヘリコプタの周波数が分かりその周波数の相
関をとるように誘導飛翔体を操舵すれば誘導飛翔体は目
標に命中する。左右のレーザ送受信装置で同じ時刻に相
関がとれなければ目標の方向とずれているので、その方
向に操舵すれば良い。
【００１９】ヘリコプタの音響周波数は広い範囲にずれ
ていて周期的に繰り返すので、高い周波数と低い周波数
の幾つかをとり操舵を行なう。誘導飛翔体の時定数は
０．１秒すなわち１００ｍｓなので低い周波数の場合で
も十分高速誘導飛翔体の制御ができる。
ていて周期的に繰り返すので、高い周波数と低い周波数
の幾つかをとり操舵を行なう。誘導飛翔体の時定数は
０．１秒すなわち１００ｍｓなので低い周波数の場合で
も十分高速誘導飛翔体の制御ができる。
【００２０】
【発明の効果】以上述べたように本発明によれば、音源
（目標）に対して超音速で誘導される誘導飛翔体の使用
を可能にし得る超音速誘導飛翔体のセンサ装置を提供す
ることができる。
（目標）に対して超音速で誘導される誘導飛翔体の使用
を可能にし得る超音速誘導飛翔体のセンサ装置を提供す
ることができる。
【図１】本発明の一実施例を示す構成説明図である。
【図２】本発明に係るレーザ送受信装置の配置の一例を
示す構成説明図である。
示す構成説明図である。
Ａ，Ｂ，Ｃ…レーザ送受信装置、１Ｂ，１Ｃ…音響パタ
ーン相関回路、Ｆ…フィルタ、Ｐ…演算回路。
ーン相関回路、Ｆ…フィルタ、Ｐ…演算回路。
Claims (1)
- 【請求項１】 誘導飛翔体に取り付けられ同一方向にレ
ーザ光を放射すると共に反射レーザ光を受信する複数の
レーザ送受信装置と、 目標が発生する音の周波数を取り出すフィルタと、 このフィルタから出力した音の周波数が加えられ前記レ
ーザ送受信装置の受信波形の周波数相関を取り各レーザ
送受信装置の受信遅れ時間を抽出する音響パターン相関
回路と、 この音響パターン相関回路から出力した各レーザ送受信
装置の受信遅れ時間から誘導飛翔体の速度及び機首軸と
風軸の角度を算出する演算回路とを具備することを特徴
とする誘導飛翔体のセンサ装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP27325492A JPH06123775A (ja) | 1992-10-12 | 1992-10-12 | 誘導飛翔体のセンサ装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP27325492A JPH06123775A (ja) | 1992-10-12 | 1992-10-12 | 誘導飛翔体のセンサ装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH06123775A true JPH06123775A (ja) | 1994-05-06 |
Family
ID=17525273
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP27325492A Pending JPH06123775A (ja) | 1992-10-12 | 1992-10-12 | 誘導飛翔体のセンサ装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH06123775A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2001264440A (ja) * | 2000-03-17 | 2001-09-26 | Toshiba Corp | ヘリコプタ検出装置とこの装置を用いた誘導飛翔体 |
-
1992
- 1992-10-12 JP JP27325492A patent/JPH06123775A/ja active Pending
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2001264440A (ja) * | 2000-03-17 | 2001-09-26 | Toshiba Corp | ヘリコプタ検出装置とこの装置を用いた誘導飛翔体 |
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