JPH0776887B2 - 誘導装置 - Google Patents
誘導装置Info
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- JPH0776887B2 JPH0776887B2 JP62172234A JP17223487A JPH0776887B2 JP H0776887 B2 JPH0776887 B2 JP H0776887B2 JP 62172234 A JP62172234 A JP 62172234A JP 17223487 A JP17223487 A JP 17223487A JP H0776887 B2 JPH0776887 B2 JP H0776887B2
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- 230000007274 generation of a signal involved in cell-cell signaling Effects 0.000 claims description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 7
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 6
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 6
- 230000006641 stabilisation Effects 0.000 description 5
- 238000011105 stabilization Methods 0.000 description 5
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 description 2
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 1
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 1
Description
【発明の詳細な説明】 ［発明の目的］ （産業上の利用分野） この発明は、例えばミサイル等の飛翔体の空間安定化を
行なう誘導装置に関する。
行なう誘導装置に関する。
（従来の技術） 飛翔体の誘導装置のシーカ（目標検知部）は飛翔体の機
体変動にかかわらず目標を捕捉していなければならない
ため、通常、シーカはジンバル機構を介して機体に取り
付けられたプラットホーム上に設けられ、このプラット
ホームを空間的に安定化する機構がとられる。このプラ
ットホームを空間的に安定化する方式としてフリージャ
イロ方式、ジンバル方式、擬似ストラップダウン方式が
ある。
体変動にかかわらず目標を捕捉していなければならない
ため、通常、シーカはジンバル機構を介して機体に取り
付けられたプラットホーム上に設けられ、このプラット
ホームを空間的に安定化する機構がとられる。このプラ
ットホームを空間的に安定化する方式としてフリージャ
イロ方式、ジンバル方式、擬似ストラップダウン方式が
ある。
フリージャイロ方式は、プラットホームに大きな慣性能
率を有するフライホイールを設け、このフライホイール
のジャイロ効果を利用してプラットホームを安定化する
方式である。このフリージャイロ方式のものは、高速回
転するフライホイールをプラットホームに設けなければ
ならないため、誘導部が大きくなり、小口径の飛翔体に
は寸法的制約から搭載が困難である。
率を有するフライホイールを設け、このフライホイール
のジャイロ効果を利用してプラットホームを安定化する
方式である。このフリージャイロ方式のものは、高速回
転するフライホイールをプラットホームに設けなければ
ならないため、誘導部が大きくなり、小口径の飛翔体に
は寸法的制約から搭載が困難である。
ジンバル方式はプラットホームまたはジンバルフレーム
に機体の角速度（レート）を検出するセンサを設け、こ
のセンサ出力によりジンバル軸に設けられたジンバル軸
駆動用トルカを駆動してプラットホームを空間的に安定
化する方式である。このジンバル方式のものは、プラッ
トホームまたはジンバルフレームに角速度（レート）セ
ンサを取り付けなければならないため、フリージャイロ
方式同様に小口径の飛翔体には搭載が困難な場合があ
る。
に機体の角速度（レート）を検出するセンサを設け、こ
のセンサ出力によりジンバル軸に設けられたジンバル軸
駆動用トルカを駆動してプラットホームを空間的に安定
化する方式である。このジンバル方式のものは、プラッ
トホームまたはジンバルフレームに角速度（レート）セ
ンサを取り付けなければならないため、フリージャイロ
方式同様に小口径の飛翔体には搭載が困難な場合があ
る。
擬似ストラップダウン方式は、飛翔体の機体に直接角速
度（レート）センサを取り付け、このセンサ出力により
ジンバル軸に設けられたジンバル軸駆動用トルカを駆動
してプラットホームを空間的に安定化する方式である。
この擬似ストラップダウン方式のものは、角速度（レー
ト）センサが機体に取り付けられるため小口径の飛翔体
に搭載できる利点がある。
度（レート）センサを取り付け、このセンサ出力により
ジンバル軸に設けられたジンバル軸駆動用トルカを駆動
してプラットホームを空間的に安定化する方式である。
この擬似ストラップダウン方式のものは、角速度（レー
ト）センサが機体に取り付けられるため小口径の飛翔体
に搭載できる利点がある。
しかしながら、これらの方式では、シーカが設けられた
プラットホームはジンバル機構を介して機体に取り付け
られかつジンバル軸と機体のジンバル軸受間の摩擦があ
ることから、機体の動揺成分がプラットホームに伝わる
ことは避けられない。機体は微妙に変動または動揺しな
がら飛翔するため、機体の変動または動揺がプラットホ
ームに影響すると、シーカでの目標検出に誤差が生じ、
良好に目標追尾が行えなくなるおそれがある。例えば目
標検出センサとして100×100画素で視野が２°の２次元
イメージセンサが用いられる場合、１画素当りの視野は
0.02°（0.34mrad）となり、プラットホームのわずかの
傾き、変動が目標の視野中心からのずれ（誤差角）を検
出して目標追尾を行う追尾ループに大きな誤差となって
現われる。したがって、目標を良好に追尾するためには
機体の変動や動揺の影響を小さくした高精度なプラット
ホームの安定化が必要である。
プラットホームはジンバル機構を介して機体に取り付け
られかつジンバル軸と機体のジンバル軸受間の摩擦があ
ることから、機体の動揺成分がプラットホームに伝わる
ことは避けられない。機体は微妙に変動または動揺しな
がら飛翔するため、機体の変動または動揺がプラットホ
ームに影響すると、シーカでの目標検出に誤差が生じ、
良好に目標追尾が行えなくなるおそれがある。例えば目
標検出センサとして100×100画素で視野が２°の２次元
イメージセンサが用いられる場合、１画素当りの視野は
0.02°（0.34mrad）となり、プラットホームのわずかの
傾き、変動が目標の視野中心からのずれ（誤差角）を検
出して目標追尾を行う追尾ループに大きな誤差となって
現われる。したがって、目標を良好に追尾するためには
機体の変動や動揺の影響を小さくした高精度なプラット
ホームの安定化が必要である。
（発明が解決しようとする問題点） 以上述べたように従来の誘導装置の誘導方式では、機体
の動揺成分がプラットホームに伝わることが避けられ
ず、シーカでの目標検出に誤差が生じ、良好に目標を追
尾できなくなるおそれがあった。
の動揺成分がプラットホームに伝わることが避けられ
ず、シーカでの目標検出に誤差が生じ、良好に目標を追
尾できなくなるおそれがあった。
この発明は上記問題を解決し、プラットホームに伝わる
機体の動揺成分を抑制して、これによってプラットホー
ムを空間的に安定化して高精度に目標追尾を行なうこと
ができ、また小口径の飛翔体にも搭載可能な誘導装置を
提供することを目的とする。
機体の動揺成分を抑制して、これによってプラットホー
ムを空間的に安定化して高精度に目標追尾を行なうこと
ができ、また小口径の飛翔体にも搭載可能な誘導装置を
提供することを目的とする。
［発明の構成］ （問題点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、目標検知器で
検知される目標情報に基づいて飛翔体を誘導する誘導装
置において、前記目標検知器を搭載するプラットホーム
と、前記飛翔体の機体に設けられ、前記プラットホーム
がジンバル軸に取り付けられ、このジンバル軸を駆動信
号に応じて回転駆動するトルカを備え、このトルカに駆
動信号を供給することで前記目標検知器を指向制御する
ジンバル機構と、前記目標情報から前記目標検知器の視
野中心が目標に向くのに必要な駆動信号を生成して前記
トルカに供給する駆動信号生成手段と、前記ジンバル軸
に取り付けられ、その回転角速度を検出するジンバル軸
角速度検出器と、前記機体の前記ジンバル機構近傍に直
接的に取り付けられ、当該機体の角速度を検出する機体
角速度検出器と、前記ジンバル軸角速度検出器及び機体
角速度検出器の各出力に基づいて前記トルカに供給され
る駆動信号を補正する駆動信号補正手段と、この手段で
補正された駆動信号に周波数特性を補償する伝達特性を
与えて前記トルカに供給する補償回路とを具備し、前記
ジンバル軸角速度検出器及び機体角速度検出器の利得が
互いに等しくなるようにしたことを特徴とする。
検知される目標情報に基づいて飛翔体を誘導する誘導装
置において、前記目標検知器を搭載するプラットホーム
と、前記飛翔体の機体に設けられ、前記プラットホーム
がジンバル軸に取り付けられ、このジンバル軸を駆動信
号に応じて回転駆動するトルカを備え、このトルカに駆
動信号を供給することで前記目標検知器を指向制御する
ジンバル機構と、前記目標情報から前記目標検知器の視
野中心が目標に向くのに必要な駆動信号を生成して前記
トルカに供給する駆動信号生成手段と、前記ジンバル軸
に取り付けられ、その回転角速度を検出するジンバル軸
角速度検出器と、前記機体の前記ジンバル機構近傍に直
接的に取り付けられ、当該機体の角速度を検出する機体
角速度検出器と、前記ジンバル軸角速度検出器及び機体
角速度検出器の各出力に基づいて前記トルカに供給され
る駆動信号を補正する駆動信号補正手段と、この手段で
補正された駆動信号に周波数特性を補償する伝達特性を
与えて前記トルカに供給する補償回路とを具備し、前記
ジンバル軸角速度検出器及び機体角速度検出器の利得が
互いに等しくなるようにしたことを特徴とする。
（作用） 上記構成による誘導装置では、基本的に擬似ストラップ
ダウン方式を採用し、ジンバル機構近傍にて機体に直接
角速度検出器を取り付け、その検出結果によりトルカ駆
動信号を補正して、機体の動揺成分を抑圧する。但し、
上記方式では機体とプラットホームとの間にジンバル機
構が介在するため、その間の摩擦等の影響によって動揺
成分を抑圧しきれないことを考慮し、さらにジンバル軸
にモニタ用に設けられているジンバル軸角速度検出器を
利用して、この検出器の検出結果に基づいてトルカ駆動
信号を補正することで、ジンバル機構の摩擦等の影響を
排除する。
ダウン方式を採用し、ジンバル機構近傍にて機体に直接
角速度検出器を取り付け、その検出結果によりトルカ駆
動信号を補正して、機体の動揺成分を抑圧する。但し、
上記方式では機体とプラットホームとの間にジンバル機
構が介在するため、その間の摩擦等の影響によって動揺
成分を抑圧しきれないことを考慮し、さらにジンバル軸
にモニタ用に設けられているジンバル軸角速度検出器を
利用して、この検出器の検出結果に基づいてトルカ駆動
信号を補正することで、ジンバル機構の摩擦等の影響を
排除する。
（実施例） 以下、図面を参照してこの発明の一実施例を説明する。
第１図はその構成を示すもので、図中11はジンバル機構
である。このジンバル機構11のジンバル軸ｌの一方端に
はトルカ12が設けられ、他方端にはジンバル軸ｌの回転
角速度を検出するセンサ13が設けられる。このセンサ13
はジンバル軸ｌについてトルカ12の取付部分と対称位置
にあるスペースに設けられるので、スペース的には問題
ない。目標検出器14はジンバル軸ｌを介して機体Ａに設
けられたプラットホーム15に設けられる。
である。このジンバル機構11のジンバル軸ｌの一方端に
はトルカ12が設けられ、他方端にはジンバル軸ｌの回転
角速度を検出するセンサ13が設けられる。このセンサ13
はジンバル軸ｌについてトルカ12の取付部分と対称位置
にあるスペースに設けられるので、スペース的には問題
ない。目標検出器14はジンバル軸ｌを介して機体Ａに設
けられたプラットホーム15に設けられる。
一方、機体角速度センサ16は機体Ａに直接取り付けら
れ、機体Ａの角速度（レート）を検出し、出力はトルカ
12の入力側に設けられた加算器17に負帰還される。ま
た、ジンバル軸角速度センサ13の出力もトルカ12の入力
側に設けられた加算器18に負帰還される。機体角速度セ
ンサ16とジンバル軸角速度センサ13の利得はほぼ同じに
される。ホーミング時には駆動信号がこれら検出出力で
補正される。ジンバル軸角速度センサ13の出力はトルカ
12のダンピングを吸収するように働く。
れ、機体Ａの角速度（レート）を検出し、出力はトルカ
12の入力側に設けられた加算器17に負帰還される。ま
た、ジンバル軸角速度センサ13の出力もトルカ12の入力
側に設けられた加算器18に負帰還される。機体角速度セ
ンサ16とジンバル軸角速度センサ13の利得はほぼ同じに
される。ホーミング時には駆動信号がこれら検出出力で
補正される。ジンバル軸角速度センサ13の出力はトルカ
12のダンピングを吸収するように働く。
ここで、駆動信号は補償回路19に供給される。この補償
回路19は所定の伝達関数が設定されており、この回路19
の出力がトルカ12に印加され、プラットホーム15にトル
クが加えられる。
回路19は所定の伝達関数が設定されており、この回路19
の出力がトルカ12に印加され、プラットホーム15にトル
クが加えられる。
上記補正回路19は、例えば第２図に示すように、増幅器
21,積分器22及び加算器23で構成される。この回路19の
伝達関数は で表わされる。
21,積分器22及び加算器23で構成される。この回路19の
伝達関数は で表わされる。
尚、上記トルカ12及び角速度センサ13,16はアジマス軸
（方位軸）、エレベーション軸（高低軸）の各軸につい
て設けられて制御される。上記目標検出器14としては画
像を検知する検知器だけでなく、電波を受信する受信機
（アンテナを含む）等でもよい。
（方位軸）、エレベーション軸（高低軸）の各軸につい
て設けられて制御される。上記目標検出器14としては画
像を検知する検知器だけでなく、電波を受信する受信機
（アンテナを含む）等でもよい。
さらに第３図及び第４図を参照して具体的に説明する。
第３図は目標Ｔがａ点からｂ点に移動するときに誘導ミ
サイルＭを追尾させる様子を示している。図中、Refは
基準線、λは目視線角（L.O.S）、θｍはミサイル姿勢
角（またはミサイル機軸）、θｓはシーカ角、θGはジ
ンバル角、εはシーカのセンサの誤差角、λはミサイル
径路角、Tは目標Ｔの速度ベクトル、MはミサイルＭ
の速度ベクトルを示している。
サイルＭを追尾させる様子を示している。図中、Refは
基準線、λは目視線角（L.O.S）、θｍはミサイル姿勢
角（またはミサイル機軸）、θｓはシーカ角、θGはジ
ンバル角、εはシーカのセンサの誤差角、λはミサイル
径路角、Tは目標Ｔの速度ベクトル、MはミサイルＭ
の速度ベクトルを示している。
このような状況において空間安定化を行なう場合、第４
図に示す系によって機体の変動または動揺を抑圧する。
ここで、空間安定化とは、 Ｈ（ｓ）＝ｓ（ｓ）／ｍ（ｓ） ……（２） の伝達関数のゲインを評価することである。ｓはラプラ
ス変換記号を示し、・は微分を示す。第４図において、 KGはジンバル角速度センサ［V/（rad/s）］、 Kaはトルカ逆起電力［V/（rad/s）］、 Ｂはジンバルの摩擦トルク［ｇ・cm/（rad/s）］、 Ｋθはジンバルのスプリング反作用トルク［ｇ・cm/（r
ad/s）］、 Ｇ（ｓ）は補償回路［V/V］、 KTはトルク［ｇ・cm/V］、 Ｊはジンバルモーメント［ｇ・cm/（rad/s2）］、 KRはレートジャイロ（機体角速度）センサ ［V/（rad/s）］、 δは操舵信号、 を表わす。尚、図中ｍのループはミサイルホーミング時
に閉じられる。
図に示す系によって機体の変動または動揺を抑圧する。
ここで、空間安定化とは、 Ｈ（ｓ）＝ｓ（ｓ）／ｍ（ｓ） ……（２） の伝達関数のゲインを評価することである。ｓはラプラ
ス変換記号を示し、・は微分を示す。第４図において、 KGはジンバル角速度センサ［V/（rad/s）］、 Kaはトルカ逆起電力［V/（rad/s）］、 Ｂはジンバルの摩擦トルク［ｇ・cm/（rad/s）］、 Ｋθはジンバルのスプリング反作用トルク［ｇ・cm/（r
ad/s）］、 Ｇ（ｓ）は補償回路［V/V］、 KTはトルク［ｇ・cm/V］、 Ｊはジンバルモーメント［ｇ・cm/（rad/s2）］、 KRはレートジャイロ（機体角速度）センサ ［V/（rad/s）］、 δは操舵信号、 を表わす。尚、図中ｍのループはミサイルホーミング時
に閉じられる。
第４図のブロック図において、目標検知器の視野中心に
目標ＭがあるとしてＨ（ｓ）を求めると、 となる（３）式において、ｓ→０の場合、 となり、明らかにKGKR、すなわち第１図に示すジンバ
ル軸角速度センサ13と機体角速度センサ16の利得がほぼ
等しいとき は小となる。
目標ＭがあるとしてＨ（ｓ）を求めると、 となる（３）式において、ｓ→０の場合、 となり、明らかにKGKR、すなわち第１図に示すジンバ
ル軸角速度センサ13と機体角速度センサ16の利得がほぼ
等しいとき は小となる。
尚、ｓ→ｊωに置換してＨ（ｊω）の周波数特性を良好
にするためには補償回路Ｇ（ｓ）のK1,K2の値を操作す
ればよい。すなわちK1≪K2とすることで周波数特性及び
空間安定性が向上する。
にするためには補償回路Ｇ（ｓ）のK1,K2の値を操作す
ればよい。すなわちK1≪K2とすることで周波数特性及び
空間安定性が向上する。
一例として、Ｊ＝50、Ka＝0.035、Ｂ＝５、Ｋθ＝60、K
R＝６、K1＝２、K2＝63、KT＝60、KG＝６とした場合
は、 となり、約−60［dB］の空間安定化が可能である。この
ときの周波数特性を第５図に示す。この周波数は機体の
動揺（ピッチングまたはヨーイング）の周波数である。
同図から明らかなように機体の動きに対してシーカ角変
化（プラットホームの動き）を約1/1000にまで小さくす
ることができる（−40［dB］位であれば十分安定化でき
る）。
R＝６、K1＝２、K2＝63、KT＝60、KG＝６とした場合
は、 となり、約−60［dB］の空間安定化が可能である。この
ときの周波数特性を第５図に示す。この周波数は機体の
動揺（ピッチングまたはヨーイング）の周波数である。
同図から明らかなように機体の動きに対してシーカ角変
化（プラットホームの動き）を約1/1000にまで小さくす
ることができる（−40［dB］位であれば十分安定化でき
る）。
したがって、上記構成による誘導装置は、K1/s（ｓ＋
K2）なる補償回路19を挿入し、ジンバル軸角速度センサ
13と機体角速度センサ16の利得をほぼ等しく（KGKR）
することで、高精度な空間安定化を得ることができる。
K2）なる補償回路19を挿入し、ジンバル軸角速度センサ
13と機体角速度センサ16の利得をほぼ等しく（KGKR）
することで、高精度な空間安定化を得ることができる。
［発明の効果］ 以上述べたようにこの発明によれば、プラットホームに
伝わる機体の動揺成分を抑制して、これによってプラッ
トホームを空間的に安定化して高精度に目標追尾を行な
うことができ、また小口径の飛翔体にも搭載可能な誘導
装置を提供することができる。
伝わる機体の動揺成分を抑制して、これによってプラッ
トホームを空間的に安定化して高精度に目標追尾を行な
うことができ、また小口径の飛翔体にも搭載可能な誘導
装置を提供することができる。
第１図はこの発明に係る誘導装置の一実施例を示す基本
構成図、第２図及び第３図は同実施例の具体的な動作を
説明するための図、第４図は目標追尾を実行するための
伝達関数を得るブロック図、第５図は同実施例の空間安
定過程における周波数特性の一例を示す特性図である。 11……ジンバル機構、12……トルカ、13……ジンバル軸
角速度センサ、14……目標検出器、15……プラットホー
ム、16……機体角速度（レート）センサ、17,18……加
算器、19……補償回路、Ａ……機体、ｌ……ジンバル
軸。
構成図、第２図及び第３図は同実施例の具体的な動作を
説明するための図、第４図は目標追尾を実行するための
伝達関数を得るブロック図、第５図は同実施例の空間安
定過程における周波数特性の一例を示す特性図である。 11……ジンバル機構、12……トルカ、13……ジンバル軸
角速度センサ、14……目標検出器、15……プラットホー
ム、16……機体角速度（レート）センサ、17,18……加
算器、19……補償回路、Ａ……機体、ｌ……ジンバル
軸。
Claims (1)
- 【請求項１】目標検知器で検知される目標情報に基づい
て飛翔体を誘導する誘導装置において、 前記目標検知器を搭載するプラットホームと、 前記飛翔体の機体に設けられ、前記プラットホームがジ
ンバル軸に取り付けられ、このジンバル軸を駆動信号に
応じて回転駆動するトルカを備え、このトルカに駆動信
号を供給することで前記目標検知器を指向制御するジン
バル機構と、 前記目標情報から前記目標検知器の視野中心が目標に向
くのに必要な駆動信号を生成して前記トルカに供給する
駆動信号生成手段と、 前記ジンバル軸に取り付けられ、その回転角速度を検出
するジンバル軸角速度検出器と、 前記機体の前記ジンバル機構近傍に直接的に取り付けら
れ、当該機体の角速度を検出する機体角速度検出器と、 前記ジンバル軸角速度検出器及び機体角速度検出器の各
出力に基づいて前記トルカに供給される駆動信号を補正
する駆動信号補正手段と、 この手段で補正された駆動信号に周波数特性を補償する
伝達特性を与えて前記トルカに供給する補償回路とを具
備し、 前記ジンバル軸角速度検出器及び機体角速度検出器の利
得が互いに等しくなるようにしたことを特徴とする誘導
装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP62172234A JPH0776887B2 (ja) | 1987-07-10 | 1987-07-10 | 誘導装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP62172234A JPH0776887B2 (ja) | 1987-07-10 | 1987-07-10 | 誘導装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6415816A JPS6415816A (en) | 1989-01-19 |
| JPH0776887B2 true JPH0776887B2 (ja) | 1995-08-16 |
Family
ID=15938096
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP62172234A Expired - Fee Related JPH0776887B2 (ja) | 1987-07-10 | 1987-07-10 | 誘導装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH0776887B2 (ja) |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP2577791Y2 (ja) * | 1992-03-24 | 1998-07-30 | 三菱電機株式会社 | 追尾装置の空間安定化装置 |
Family Cites Families (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPS562249Y2 (ja) * | 1974-04-03 | 1981-01-19 | ||
| JPS58186808A (ja) * | 1982-04-26 | 1983-10-31 | Nec Corp | 飛しよう体の誘導方式 |
| JPS5994110A (ja) * | 1982-11-19 | 1984-05-30 | Nec Corp | 追尾方式 |
| JPS60126715A (ja) * | 1983-12-13 | 1985-07-06 | Mitsubishi Electric Corp | 自動操舵装置 |
-
1987
- 1987-07-10 JP JP62172234A patent/JPH0776887B2/ja not_active Expired - Fee Related
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS6415816A (en) | 1989-01-19 |
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