JPH11108592A - 飛翔体誘導装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】 【課題】 空気密度の薄い領域を飛翔する目標に対し、
単に機体に迎角を発生させて揚力によって旋回する飛翔
体では、空気密度の薄い領域では旋回することができず
目標と会合できないため、効率のよい誘導制御装置が必
要であった。 【解決手段】 弾道飛翔する目標に対し、飛翔体が空気
密度の薄い領域に入ったら飛翔体から加速ロケットを切
り離すロケット分離装置、空気密度によって迎角を発生
して揚力を得るかサイドスラスタによって推力を得るか
を選択する旋回手段切換装置、空気密度の薄い領域でも
旋回できるように並進運動用スラスタと姿勢制御用スラ
スタを併用したサイドスラスタ制御装置、燃料消費を抑
制するための自由弾道装置、予想会合点の算出精度を高
める初期要撃装置および中期要撃装置、推力方向関数に
より推力方向制御の応答性を向上させた初期誘導装置を
備える。

Description

【発明の詳細な説明】

【０００１】

【発明の属する技術分野】本発明は、空気密度に関わら
ず旋回することができ、目標と会合することのできる飛
翔体の要撃／誘導制御技術に関するものである。

【０００２】

【従来の技術】図２１に迎角を発生することで機体に揚
力を得て旋回する飛翔体に対する飛翔体誘導装置の構成
を示す。図において、１は弾道飛翔している目標、２ａ
は飛翔体、３は地上レーダなどの目標追尾用地上セン
サ、４は目標追尾用地上センサ３によって得られる目標
現在位置および目標現在速度、５は地上レーダなどの飛
翔体追尾用地上センサ、６は飛翔体追尾用地上センサ５
によって得られる飛翔体現在位置および飛翔体現在速
度、７ａは指揮管制装置、８はデータリンク、９ａは初
期誘導装置、１０ａは中期誘導装置、１１は飛翔体に搭
載されたアンテナ、１２は受信機、１３は自己位置等標
定装置、１４は中央処理装置、１５は初期誘導装置、１
６は中期誘導装置、１７は終末誘導装置、１８は迎角発
生制御装置を示す。

【０００３】また、図２２に迎角を発生することで機体
に揚力を得て旋回する飛翔体の飛翔経路概略図を示す図
において、１９は飛翔体２が垂直に発射して目標１と会
合するための軌道に載るまでの初期誘導段階、２０は飛
翔体２が垂直に発射して目標１と会合するための軌道に
載るまでの初期誘導段階、２０は飛翔体２が予想会合点
に向かって飛翔する中期誘導段階、２１は飛翔体が目標
の運動に応じて飛翔する終末誘導段階、２２は空力操舵
方式で旋回できる領域、２３は空気密度の変わり目を表
す高度境界線を示す。

【０００４】また、図２３に従来の初期誘導装置に用い
られている推力方向制御による機体の姿勢角βの時間変
化を表す。

【０００５】また、図２４に従来の迎角発生制御装置の
処理ブロック図を示す、図において、２４は中央処理装
置１４から算出された旋回加速度、２５は姿勢制御用ス
ラスタでピッチあるいはヨー方向にモーメントを発生さ
せる処理を示す。

【０００６】従来の飛翔体誘導装置における初期用撃装
置９ａは、まず目標追尾用地上センサ３によって取得し
た弾道飛翔する目標１の目標現在位置および目標現在速
度４を指揮管制装置７へ伝送し、初期用撃装置９ａによ
って、得られた目標現在位置および目標現在速度４から
目標１をある設定時間分放物運動させて目標未来位置を
算出する。一方飛翔体２ａは、飛翔体の発射角を変える
ことによって得られた各経路のある設定時刻における位
置を結んだ曲線を２次曲線として近似し、この２次曲線
と放物線の式を連立させて解を求め、目標と飛翔体の位
置が一致する点を予想会合点とする処理を行った。

【０００７】飛翔体発射後の初期誘導段階１９は、図２
３に示すように複雑に機体の姿勢を変えて推力方向制御
をする初期誘導装置１５ａを作動させていた。図２３
は、推力方向制御機能を有する飛翔体の運動方程式に対
して、迎角、バンク角、推力を制御変数、高度最小や時
間最短等を表か関数とした最適制御問題として定式化し
て解いた解である。

【０００８】また、中期誘導段階２０は、図２１におい
て、まず、目標追尾用地上センサ３が弾道飛翔する目標
１の目標現在位置および目標現在速度４を指揮管制装置
７ａへ伝送し、中期要撃装置１０ａによって目標現在位
置、目標現在速度から目標をある設定時間弾道飛翔させ
て目標未来位置を算出していた。一方飛翔体２ａも、中
期要撃装置１０ａによって飛翔体追尾要センサ５によて
得られる飛翔体２ａの飛翔体現在位置および飛翔体現在
速度６を指揮管制装置７ａへ伝送し、飛翔体をある設定
時間速度一定として飛翔させて飛翔体未来位置を算出し
ていた。つぎに、算出した目標未来位置と飛翔体未来位
置を比較し、一致していればその点を予想会合点、一致
していなければ時間を再設定して同様の計算をしてい
た。また、得られた予想会合点は飛翔体に伝送され、飛
翔体は更新された予想会合点に向けて飛翔していた。

【０００９】また、終末誘導段階２１は、飛翔体２ａあ
るいは地上レーダ等から送信された電波に対する目標１
からの反射信号がアンテナ１１、受信既１２を経由して
中央処理装置１４に入力されたときに中期誘導段階２０
から終末誘導段階に切り換え、飛翔体２ａが目標１の運
動に応じて比例航法で飛翔するように終末誘導装置１７
を作動させていた。

【００１０】また、図２４に示すように、中期誘導段階
２０および終末誘導段階２１における旋回時には、中央
処理装置１４で算出された旋回加速度に対応した揚力を
得るため、姿勢制御用スラスタで機体にピッチあるいは
ヨー方向にモーメントを発生させ、所望の用力に応じた
迎角速度方向と機体軸方向のなす角）をとっていた。

【００１１】

【発明が解決しようとする課題】上記のように、従来の
飛翔体誘導装置は、空力操舵による旋回しかできない飛
翔体に対する飛翔体誘導装置であったため、空力密度の
薄い領域では十分に旋回できず、目標と適切に会合でき
なかった。

【００１２】また、従来の初期要撃装置、および中期要
撃装置は膨大な計算をする収束計算をする必要があり、
短時間で計算するためにはそれぞれの計算処理を改良し
計算機の負荷を軽減することが必要となっていた。

【００１３】また、従来の初期誘導装置においては、最
適制御問題を最急上昇法等の繰り返し手法を用いて収束
計算をして求める必要があり、処理に要する時間が長い
ため事前に計算しておかなければならない。また、計算
した結果は一般に複雑なデータとなる。

【００１４】また、従来の迎角発生制御装置では、姿勢
制御用スラスタのみを使用して機体のモーメントを発生
させて迎角をとるため、燃料を過剰に消費してしまう可
能性があるので、燃料の使用を軽減する手法が求められ
ていた。

【００１５】また、従来のサイドスラスタ制御装置で
は、空気密度の薄い領域での旋回に並進運動用スラスタ
しか使用しないため、機体の姿勢が変らず、飛翔体の速
度ベクトルと機体軸が直交してしまう場合があり、この
場合、旋回加速度が並進運動用スラスタでは充分補うこ
とができなくなるため、さらに効率のよい並進運動用ス
ラスタの使用法が必要であった。

【００１６】

【課題を解決するための手段】第１の発明の飛翔体誘導
装置は、従来の装置に加えて、飛翔体が初期旋回を終え
た直後の飛翔段階において、飛翔体が飛行軌道を修正す
るためのサイドスラスタのエネルギー消費を最小限に抑
えるために、初期誘導段階が終了してから会合までの全
飛翔時間のうちのある期間は旋回せずに弾道飛翔させる
自由弾道装置と、飛翔体の高度がある高度以上になった
とき飛翔体の加速ロケットを切り離すためのロケット分
離装置と、並進運動用スラスタによる推力を制御して旋
回加速度を発生させるサイドスラスタ制御装置と、飛翔
体の飛翔高度によって迎角発生制御装置とサイドスラス
タ制御装置を切り換える旋回手段切換装置を備える。

【００１７】第２の発明の飛翔体誘導装置は、従来の装
置と従来の初期要撃装置を改良した予想会合点の算出精
度のよい初期要撃装置に加えて、飛翔体が初期旋回を終
えた直後の飛翔段階において、飛翔体が飛行軌道を修正
するためのサイドスラスタのエネルギー消費を最小限に
抑えるために、初期誘導段階が終了してから会合までの
全飛翔時間のうちのある期間は旋回せずに弾道飛翔させ
る自由弾道装置と、飛翔体の高度がある高度以上になっ
たとき飛翔体の加速ロケットを切り離すためのロケット
分離装置と、並進運動用スラスタによる推力を制御して
旋回加速度を発生させるサイドスラスタ制御装置と、飛
翔体の飛翔高度によって迎角発生制御装置とサイドスラ
スタ制御装置を切り換える旋回手段切換装置を備える。

【００１８】第３の発明の飛翔体誘導装置は、従来の装
置と従来の中期要撃装置を改良した予想会合点の算出精
度のよい初期要撃装置に加えて、飛翔体が初期旋回を終
えた直後の飛翔段階において、飛翔体が飛行軌道を修正
するためのサイドスラスタのエネルギー消費を最小限に
抑えるために、初期誘導段階が終了してから会合までの
全飛翔時間のうちのある期間は旋回せずに弾道飛翔させ
る自由弾道装置と、飛翔体の高度がある高度以上になっ
たとき飛翔体の加速ロケットを切り離すためのロケット
分離装置と、並進運動用スラスタによる推力を制御して
旋回加速度を発生させるサイドスラスタ制御装置と、飛
翔体の飛翔高度によって迎角発生制御装置とサイドスラ
スタ制御装置を切り換える旋回手段切換装置を備える。

【００１９】第４の発明の飛翔体誘導装置は、従来の装
置と従来の初期要撃装置を改良した推力方向関数を適用
した初期誘導装置に加えて、飛翔体が初期旋回を終えた
直後の飛翔段階において、飛翔体が飛行軌道を修正する
ために使用するサイドスラスタのエネルギー消費を最小
限に抑えるために、初期誘導段階が終了してから会合ま
での全飛翔時間のうちのある期間は旋回せずに弾道飛翔
させる自由弾道装置と、飛翔体の高度がある高度以上に
なったとき飛翔体の加速ロケットを切り離すためのロケ
ット分離装置と、並進運動用スラスタによる推力を制御
して旋回加速度を発生させるサイドスラスタ制御装置
と、飛翔体の飛翔高度によって迎角発生制御装置とサイ
ドスラスタ制御装置を切り換える旋回手段切換装置と、
飛翔体に搭載された装置を時間、高度などの情報により
切り換える中央処理装置を備える。

【００２０】第５の発明の飛翔体誘導装置は、従来の装
置と従来の迎角発生制御装置を改良した応答性のよい迎
角発生制御装置に加えて、飛翔体が初期旋回を終えた直
後の飛翔段階において、飛翔体が飛行軌道を修正するた
めに使用するサイドスラスタのエネルギー消費を最小限
に抑えるために、初期誘導段階が終了してから会合まで
の全飛翔時間のうちのある期間は旋回せずに弾道飛翔さ
せる自由弾道７装置と、飛翔体の高度かある高度以上に
なったとき飛翔体の加速ロケットを切り離すためのロケ
ット分離装置と、並進運動用スラスタによる推力を制御
して旋回加速度を発生させるサイドスラスタ制御装置
と、飛翔体の飛翔高度によって迎角発生制御装置とサイ
ドスラスタ制御装置を切り換える旋回手段切換装置と、
飛翔体に透視された装置を時間、高度などの情報により
切り換える中央処理装置を備える。

【００２１】第６の発明の飛翔体通道装置は、従来の装
置と従来のサイドスラスタ制御装置を改良した応答性の
よいサイドスラスタ制御装置に加えて、飛翔体が初期旋
回を終えた直後の飛翔段階において、飛翔体が飛行軌道
を修正するために使用するサイドスラスタのエネルギー
消費を最小限に抑えるために、初期誘導段階が終了して
から会合までの全飛翔時間のうちのある期間は旋回せず
に弾道飛翔させる自由弾道装置と、飛翔体の高度がある
高度以上になったとき飛翔体の加速ロケットを切り離す
ためのロケット分離装置と、並進運動用スラスタによる
推力を制御して旋回加速度を発生させ姿勢制御用スラス
タで飛翔体の機体軸を制御するサイドスラスタ制御装置
と、飛翔体の飛翔高度によって迎角発生制御装置とサイ
ドスラスタ制御装置を切り換える旋回手段切換装置と、
飛翔体に搭載された装置を時間、高度などの情報により
切り換える中央処理装置を備える。

【００２２】

【発明の実施の形態】

実施の形態１．図１はこの発明が適用される飛翔体誘導
装置を示した概略図である。図において、２ｂは飛翔
体、２６ａはサイドスラスタ制御装置、２７は旋回手段
切換装置、２８はロケット分離装置、２９は自由弾道装
置を示す。

【００２３】また、図２はこの発明が適用される飛翔体
の飛翔経路および目標の飛翔軌道を示す。図において、
３０は弾道飛翔段階、３１は加速ロケット分離処理、３
２はサイドスラスタ方式で旋回する領域を示す。

【００２４】また、図３は図１の飛翔体誘導装置におけ
る旋回手段切換装置２７の処理ブロック図を示してい
る。図において、３３は自己位置等標定装置１３で測定
された飛翔体高度、３４は飛翔体高度が高度境界線より
も大きくなるかどうかの判定をする処理を示す。

【００２５】また、図４は図１の飛翔体誘導装置におけ
るロケット分離装置２８の処理ブロック図を示してい
る。図において、３５は飛翔体高度が高度境界線よりも
大きくかつ加速ロケットが分離されていないかどうかの
判定をする処理、３６は加速ロケットを分離する処理、
３７は加速ロケットを分離しない処理を示す。

【００２６】また、図５は図１の飛翔体誘導装置におけ
るサイドスラスタ制御装置２６ａの処理ブロック図およ
び飛翔体のイメージ図を示す。図において、３８は与え
られた旋回加速度２４に対応した並進運動用スラスタで
機体に垂直方向に推力を発生させる処理、３９は並進運
動、４０は並進運動用スラスタを示す。

【００２７】つぎに、この発明の実施の形態１における
動作について説明する。図１、図２において、飛翔体発
射前から飛翔体発射後の初期誘導段階１９までは従来の
技術と同様である。飛翔体が初期誘導段階１９を終了し
た場合中央処理装置１４は、飛翔体２を弾道飛翔段階３
０にするため、自由弾道装置２９を作動する。また、中
期誘導段階２０における中期要撃装置１０ａ、中期誘導
装置１６、および終末誘導段階における終末誘導装置１
７も従来と同様の動作をするが、中期誘導装置２０およ
び終末誘導段階２１における旋回時には、旋回手段切換
装置２７を常時作動させて、自己位置等標定装置１３か
ら得られる飛翔体２ｂの高度によって仰角発生制御装置
１８ａとサイドスラスタ制御装置２６ａを切り換えるよ
うにする。切り換える瞬間には、中央処理装置１４がロ
ケット分離装置２８を作動させて飛翔体の加速ロケット
を分離する。

【００２８】つぎに、旋回手段切換装置２７について説
明する。図３において、自己位置等標定装置１３から飛
翔体高度３３を得て、処理３４により飛翔体高度３３に
よって旋回手法を次のように決定する。 飛翔体高度≦高度境界線２３・・・迎角発生制御装置１
８ａ 飛翔体高度＞高度境界線２３・・・サイドスラスタ制御
装置２６ａ

【００２９】つぎに、ロケット分離装置２８について説
明する。飛翔体２ｂは、空力操舵方式で旋回するとき
は、機体に作用する動圧の影響を大きくして揚力の発生
を大きくしたいため加速ロケットをつけているほうが有
効である。しかし、並進運動用スラスタの推力は加速ロ
ケットを分離した飛翔体の重心に向けて働くことを考慮
すると、高度によって分離することが必要となる。そこ
で、図４において、自己位置等標定装置１３から得られ
た飛翔体高度３３を処理３４により飛翔体高度３３が高
度境界線２３を超えているかどうかを判定し、超えてい
る場合は処理３６により加速ロケットを分離し、超えて
いない場合は処理３７により加速ロケットを分離しない
ようにする。

【００３０】つぎに、サイドスラスタ制御装置２６ａに
ついて説明する。図５において、中央処理装置１４で算
出された旋回加速度２４と同等の加速度を、処理３８に
より並進運動用スラスタ４０が機体の重心方向に向けて
機体に垂直に推力を発生して補い、機体を並進運動させ
る。ここで並進運動３９とは、図に示すように機体軸Ｌ
方向に対して垂直方向に移動することを示す。

【００３１】つぎに、自由弾道装置２９の動作について
説明する。会合点がある程度遠い場合、初期誘導段階を
終えてすぐに予想会合点に向かって飛翔しようとすると
旋回するためのエネルギーを早くから消費することにな
ってしまい会合点に達するための燃料が不足して、目標
に命中する確率が低くなる。これを回避するため、でき
るだけ飛翔体を弾道飛翔させてエネルギー消費を抑制す
る必要がある。そこで、自由弾道装置２９では飛翔体発
射前に飛翔体に弾道飛翔させる期間を設定し、弾道飛翔
段階においては推力、揚力などの力が作用しないように
する。また、弾道飛翔させる期間は、全飛翔時間ｔＦに
対してある比率Ｐの期間ｔＣを式１に示すよう設定す
る。

【００３２】

【数１】

【００３３】なお、割合Ｐは飛翔距離や時間で決まるパ
ラメータである。

【００３４】実施の形態２．この発明の実施の形態２の
装置を説明する。従来の初期要撃装置は、飛翔体の運動
を近似的に算出しているため、予想会合点の精度が悪
い。そこで、予想会合点の算出精度のよい初期要撃装置
を適用した飛翔体誘導装置について説明する。図６はこ
の発明が適用される飛翔体誘導装置を示した概略図であ
る。

【００３５】また、図７は図６の飛翔体誘導装置におけ
る初期要撃装置９ｂの処理ブロック図を示している。図
において、４１は会合時刻を設定する処理、４２は目標
未来位置を算出する処理、４３は目標未来位置、４４は
飛翔体発射点からの距離と仰角を算出する処理、４５は
経路データベース、４６は経路データベースと照合する
処理、４７は飛翔時間、距離、仰角のデータが一致条件
を満たす処理、４８は目標未来位置を予想会合点とする
処理、４９は予想会合点を示す。

【００３６】また、図８は図７における経路データベー
ス４５を作成するための飛翔体の飛翔特性図を示す。図
において、原点を発射点、横軸は水平距離、縦軸は高度
を表し、５２は飛翔体の飛翔経路、５３は飛翔時間の等
しい点を結んだ等飛翔時間線を示す。また、Ｒｃは発射
点からの距離、θｃは発射点からの仰角、ｔ₀ 〜ｔ₃は
飛翔時間、β₁ 〜β₄ は初期旋回角度、白丸は経路デー
タベースにおける点を示す。

【００３７】また、図９は図８における経路データベー
ス４５を示す。図において、Ｒは発射点からの距離、θ
_a 、θ_b ・・・θ_d ・・は発射点からの仰角、ｔ₁ 、ｔ
₂ 、ｔ₃ は飛翔時間、β₁ 、β₂ 、β₃ は初期旋回角度
を示す。

【００３８】つぎに、この発明の実施の形態２における
動作について説明する。図２、図６において、目標追尾
用地上センサ３が弾道飛翔する目標の目標現在位置およ
び目標現在速度４を指揮管制装置７ｂへ伝送すると、指
揮管制装置７ｂが初期要撃装置９ａによって予想会合点
を算出する。また、飛翔体２ｂにおいては、発射前に自
由弾道装置２９によって弾道飛翔させる時間を設定す
る。飛翔体２ｂは、発射されてから初期誘導段階１９に
おいては初期誘導装置１５ａ、弾道飛翔段階３０にいて
は自由弾道装置２９、中期誘導段階２０においては中期
要撃装置１０ａ、中期誘導装置１６、終末誘導段階２１
における終末誘導装置１７が作動する。中期誘導段階２
０および終末誘導段階２１における旋回時には、旋回手
段切換装置２７を常時作動させて、自己位置等標定装置
１３から得られる飛翔体の高度によって迎角発生制御装
置１８ａとサイドスラスタ制御装置２６ａを切り換える
ようにする。切り換える瞬間には、中央処理装置１４が
ロケット分離装置２８を作動させて飛翔体の加速ロケッ
トを分離する。

【００３９】初期要撃装置の動作について説明する。図
７において、処理４１により会合時刻を設定し、目標追
尾用地上センサ３から得られた目標現在位置および目標
現在速度４を用いて処理４２により目標を会合時刻まで
弾道飛翔させて目標未来位置４３を求める。処理４４に
より目標未来位置の飛翔体発射点からの距離と仰角を算
出する。飛翔体は発射前であるので、会合時刻は飛翔体
の会合するまでの全飛翔時間を表し、処理４６により全
飛翔時間と距離、仰角を基に処理により経路データベー
ス４５と照合する。処理４７により全飛翔時間ｔＦ、距
離Ｒ、仰角θのデータが一致条件を満たす否かを判定す
る。一致条件は、目標未来位置が図８におけるａ、ｂ、
ｃ、ｄのようなデータベース４点で囲まれたときを経路
データベースと一致したものとみなす。一致条件を満た
す場合、処理４８により目標未来位置４３を予想会合点
４９とし、処理５０により目標未来位置と目標未来位置
を囲んだ４点との関連性を重みづけして初期誘導段階に
おける初期旋回角度５１を算出する。

【００４０】ここで、予想会合点を算出するときに使用
する飛翔体の経路データベースについて説明する。図８
において、５２で示す飛翔体の飛翔経路は、初期旋回角
度をある一定間隔Δでβ１＝Δ、β２＝２Δ、β３＝３
Δ、β４＝４Δと変えて初期誘導を行い、その後は旋回
することなく弾道飛翔させたときのものである。また、
５３で示す等飛翔時間線は各飛翔経路における飛翔時間
の等しい点を結んだ線である。経路データベース４５
は、飛翔体の飛翔経路５２と等飛翔時間線５３の交点、
例えば図８中のｃにおける初期旋回角度β３、飛翔時間
ｔ２、発射点からの距離Ｒｃ、発射点からの仰角θｃの
データを図９のように整列させる。図９において、初期
旋回角度はβ１＜β２＜β３の順に、飛翔時間はｔ１＜
ｔ２＜ｔ３の順に飛翔体が弾着するまでの時間を初期旋
回角度毎に並べ、初期旋回角度、飛翔時間の２つのデー
タから一意に定まる発射点からの距離、発射点からの仰
角を整列させる。

【００４１】実施の形態３．この発明の実施の形態３の
装置を説明する。従来の中期要撃装置は、飛翔体の速度
を一定として飛翔体の経路を算出していたので、予想会
合点の算出精度が悪い。そこで実施の形態１の中期要撃
装置を改良した計算処理負荷のかからない中初期要撃装
置を適用した飛翔体誘導装置について説明する。図１０
はこの発明が適用される飛翔体誘導装置を示した概略図
である。

【００４２】また、図１１は図１０の飛翔体誘導装置に
おける中期要撃装置の処理ブロック図を示している。図
において、５４は飛翔体の飛翔体速度変化モデル、５５
は飛翔体未来位置を算出する処理、５６は飛翔体未来位
置、５７は目標未来位置と飛翔体来来位置を比較し一致
条件を満たすか否かを判定する処理を示す。

【００４３】また、図１２は図１１の中期誘導装置にお
ける飛翔体の速度変化モデルを示している。図におい
て、横軸は飛翔時間、縦軸は速度を示し、５８は速度変
化モデルの曲線を示す。

【００４４】つぎに、この発明の実施の形態３における
動作について説明する。図２、図１０において、目標追
尾用地上センサ３が弾道飛翔する目標の目標現在位置お
よび目標現在速度４を指揮管制装置７ｃヘ伝送すると、
指揮管制装置７ｃが初期要撃装置９ａによって予想会合
点を算出する。また、飛翔体２ｂにおいては、発射前に
自由弾道装置２９によって弾道飛翔させる時間を設定す
る。飛翔体２ｂは、発射されてから初期誘導段階１９に
おいては初期誘導装置１５ａ、弾道飛翔段階３０にいて
は自由弾道装置２９、中期誘導段階２０においては中期
要撃装置１０ｂ、中期誘導装置１６、終末誘導段階２１
における終末誘導装置１７が作動する。中期誘導段階２
０および終末誘導段階２１における旋回時には、旋回手
段切換装置２７を常時作動させて、自己位置等標定装置
１３から得られる飛翔体の高度によって迎角発生制御装
置１８ａとサイドスラスタ制御装置２６ａを切り換える
ようにする。切り換える瞬間には、中央処理装置１４が
ロケット分離装置２８を作動させて飛翔体の加速ロケッ
トを分離する。

【００４５】また、飛翔体速度変化モデルについて説明
する。図１２に示すように、飛翔体の速度変化は５８の
ような曲線になる。これは、飛翔体に抗力のみが働くと
して抗力式から速度について解くと式２のようになる。

【００４６】

【数２】

【００４７】これは飛翔体の速度変化を近似的に表した
ものであるが、飛翔体に作用する力は抗力の影響が大き
いことを考えてもこの近似モデルの有効性がわかる。さ
らに、この速度変化モデルを飛翔体の位置計算に適用す
ることで、精度の高い結果を得ることができる。

【００４８】実施の形態４．つぎに、この発明の実施の
形態４の装置を説明する。従来の初期誘導装置は、迎
角、バンク角、推力を制御変数とし、高度最小や時間最
短などを評価関数にした最適制御問題を解いて機体の姿
勢制御をしていたため、処理に時間を要した。ここで
は、従来よりも処理時間が短く、実装の容易な初期誘導
装置を適用した飛翔体誘導装置について説明する。図１
３はこの発明が適用される飛翔体誘導装置を示した概略
図である。

【００４９】また、図１４は推力方向制御に初期誘導装
置を適用したときの飛翔体の飛翔経路を示している。図
において、横軸は水平距離、縦軸は高度、βｃは誘導指
令による初期旋回角度、β（ｔ）は推力方向関数を示し
ている。

【００５０】また、図１５は図１４における推力方向関
数を示している。図において、横軸は時間、縦軸は旋回
角度を示す。

【００５１】つぎに、この発明の実施の形態４における
動作について説明する。図２、図１３において、目標追
尾用地上センサ３が弾道飛翔する目標の目標現在位置お
よび目標現在速度４を指揮管制装置７ａヘ伝送すると、
指揮管制装置７ａが初期要撃装置９ａによって予想会合
点を算出する。また、飛翔体２ｃにおいては、発射前に
自由弾道装置２９によって弾道飛翔させる時間を設定す
る。飛翔体２ｃは、発射されてから初期誘導段階１９に
おいては初期誘導装置１５ｂ、弾道飛翔段階３０にいて
は自由弾道装置２９、中期誘導段階２０においては中期
要撃装置１０ａ、中期誘導装置１６、終末誘導段階２１
における終末誘導装置１７が作動する。中期誘導段階２
０および終末誘導段階２１における旋回時には、旋回手
段切換装置２７を常時作動させて、自己位置等標定装置
１３から得られる飛翔体の高度によって迎角発生制御装
置１８ａとサイドスラスタ制御装置２６ａを切り換える
ようにする。切り換える瞬間には、中央処理装置１４が
ロケット分離装置２８を作動させて飛翔体の加速ロケッ
トを分離する。

【００５２】初期誘導装置について説明する。図１４に
示すように、飛翔体は垂直に発射されてからある時間垂
直上昇し、初期誘導指令により設定された初期旋回角度
βｃを満たすために推力方向制御し、指定された初期旋
回角度βｃに到達したら残りの推力燃料を使って重力変
向飛翔をする。

【００５３】また、図１５に示すように、推力方向関数
β（ｔ）によって推力方向を変えて、最終的に速度ベク
トルと初期旋回角度が同方向を向くようにする。推力方
向関数β（ｔ）は式３で表される。

【００５４】

【数３】

【００５５】実施の形態５．つぎに、この発明の実施の
形態５の装置を説明する。従来の迎角発生制御装置は、
姿勢制御用スラスタのみを使用して迎角をとるため、燃
料を過剰に消費してしまう可能性がある。そこで従来よ
りも効率よく迎角を発生できる迎角発生制御装置を適応
した飛翔体誘導装置について説明する。図１６はこの発
明が適用される飛翔体誘導装置を示した概略図である。

【００５６】また、図１７は図１の飛翔体誘導装置にお
ける迎角発生制御装置の処理ブロック図を示している。
図において、６０はピッチ／ヨーモーメント発生装置で
ピッチあるいはヨー方向にモーメントを発生させる処理
を示す。

【００５７】また、図１８はピッチ／ヨーモーメント発
生装置の機構を示した図である。図において、６４は姿
勢制御用スラスタ、６５はピッチ／ヨーモーメント発生
装置である。

【００５８】つぎに、この発明の実施の形態５における
動作について説明する。図２、図１６において、目標追
尾用地上センサ３が弾道飛翔する目標の目標現在位置お
よび目標現在速度４を指揮管制装置７ａヘ伝送すると、
指揮管制装置７ａが初期要撃装置９ａによって予想会合
点を算出する。また、飛翔体２ｄにおいては、発射前に
自由弾道装置２９によって弾道飛翔させる時間を設定す
る。飛翔体２ｄは、発射されてから初期誘導段階１９に
おいては初期誘導装置１５ａ、弾道飛翔段階３０にいて
は自由弾道装置２９、中期誘導段階２０においては中期
要撃装置１０ａ、中期誘導装置１６、終末誘導段階２１
における終末誘導装置１７が作動する。中期誘導段階２
０および終末誘導段階２１における旋回時には、旋回手
段切換装置２７を常時作動させて、自己位置等標定装置
１３から得られる飛翔体の高度によって迎角発生制御装
置１８ｂとサイドスラスタ制御装置２６ａを切り換える
ようにする。切り換える瞬間には、中央処理装置１４が
ロケット分離装置２８を作動させて飛翔体の加速ロケッ
トを分離する。

【００５９】つぎに、迎角発生制御装置について説明す
る。図１７において、旋回手段切換装置２７により迎角
発生制御装置の適用が選択されると、中央処理装置１４
により算出された旋回加速度２４を機体に迎角をとり揚
力を発生させることで補う。このとき迎角は、まず処理
６０によりピッチ／ヨーモーメント発生装置６５を用い
てピッチあるいはヨー方向にモーメントを発生させ機体
を回転させることで発生するが、迎角が不十分である場
合は、不足した迎角を処理２５により姿勢制御用スラス
タによってピッチあるいはヨー方向にモーメントを発生
させて補う。

【００６０】また、ピッチ／ヨーモーメント発生装置６
５の機構について説明する。図１８において、ピッチ／
ヨーモーメント発生装置６５は飛翔体の最後尾にあり、
図１８（ａ）、（ｂ）、（ｃ）のように変化させること
で機体の受ける空気抵抗のバランスを変えて、機体のピ
ッチあるいはヨー方向にモーメントを発生させる機構と
なっている。

【００６１】実施の形態６．つぎに、この発明の実施の
形態６の装置を説明する。従来の飛翔体誘導装置におけ
るサイドスラスタ制御装置２６ｂでは、並進運動用スラ
スタしか使用しないため機体の姿勢が変らず、飛翔体の
速度ベクトルと機体軸が直交してしまう場合があり、旋
回加速度を並進運動用スラスタで充分補うことができな
くなる。そこで、従来のサイドスラスタ制御装置を改良
した旋回加速度を効率よく発生できる飛翔体誘導装置に
ついて説明する。図１９はこの発明が適用される飛翔体
誘導装置を示した概略図である。

【００６２】また、図２０は、図１９の飛翔体誘導装置
におけるサイドスラスタ制御装置の処理ブロック図およ
び飛翔体のイメージ図を示す。図において、６７は速度
ベクトル方向と機体軸が重なるように姿勢制御用スラス
タで機体の姿勢制御をする処理、６８は飛翔体２の重心
まわりの姿勢制御を示す。

【００６３】つぎに、この発明の実施の形態６における
動作について説明する。図２、図１９において、目標追
尾用地上センサ３が弾道飛翔する目標の目標現在位置お
よび目標現在速度４を指揮管制装置７ａヘ伝送すると、
指揮管制装置７ａが初期要撃装置９ａによって予想会合
点を算出する。また、飛翔体２ｅにおいては、発射前に
自由弾道装置３８によって弾道飛翔させる時間を設定す
る。飛翔体２ｅは、発射されてから初期誘導段階１９に
おいては初期誘導装置１５ａ、弾道飛翔段階３０にいて
は自由弾道装置２９、中期誘導段階２０においては中期
要撃装置１０ａ、中期誘導装置１６、終末誘導段階２１
における終末誘導装置１７が作動する。中期誘導段階２
０および終末誘導段階２１における旋回時には、旋回手
段切換装置２７を常時作動させて、自己位置等標定装置
１３から得られる飛翔体の高度によつて迎角発生制御装
置１８ａとサイドスラスタ制御装置２６ｂを切り換える
ようにする。切り換える瞬間には、中央処理装置１４が
ロケット分離装置２８を作動させて飛翔体の加速ロケッ
トを分離する。

【００６４】サイドスラスタ装置について説明する。図
２０において、並進運動用スラスタ４０は機体の重心方
向に向けて機体に垂直に推力が発生する機構となってお
り、中央処理装置１４で算出された旋回加速度２４は、
並進運動用スラスタ４０で機体に垂直方向に推力を発生
させることで補われる。このとき、機体は並進運動する
だけなので、次第に速度ベクトルと機体軸が角度をもっ
てしまい、速度ベクトルと機体軸が垂直になる可能性も
ある。並進運動用スラスタは機体軸に垂直方向にしか働
かないので、速度ベクトルと機体軸が垂直になると旋回
加速度が発生しないため旋回できないことになる。この
ような状態を回避するため、処理６７により速度ベクト
ル方向と機体軸が重なるように姿勢制御用スラスタ６４
で６８に示すように機体の姿勢制御をする。

【００６５】

【発明の効果】この第１の発明によれば、従来の装置に
ロケット分離装置、旋回手段切換装置、サイドスラスタ
制御装置、自由弾道装置を加えることで空気密度に関わ
らず旋回でき、目標と会合することができるという効果
がある。

【００６６】この第２の発明によれば、初期要撃装置に
より予め作成しておいた飛翔体の経路データベースを用
いて従来の初期要撃装置よりも早く予想会合点を算出で
き、さらに自由弾道装置を加えることでサイドスラスタ
の燃料消費を軽減できるという効果がある。

【００６７】この第３の発明によれば、中期要撃装置に
より予め作成しておいた飛翔体速度変化モデルを用いて
従来の中期要撃装置よりも早く予想会合点を算出でき、
さらに自由弾道装置を加えることでサイドスラスタの燃
料消費を軽減できるという効果がある。

【００６８】この第４の発明によれば、推力方向関数を
初期誘導装置に適用することにより、機体角の時間的推
移を簡易な式で設定できるので実装が容易であり、さら
に自由弾道装置を加えることでサイドスラスタの燃料消
費を軽減できるという効果がある。

【００６９】この第５の発明によれば、迎角発生制御装
置により姿勢制御用スラスタ以外にピッチ／ヨーモーメ
ント発生装置を用いることで効果的に迎角を発生するこ
とができ、さらに自由弾道装置を加えることでサイドス
ラスタの燃料消費を軽減できるという効果がある。

【００７０】この第６の発明によれば、サイドスラスタ
装置により旋回加速度に対応した並進運動のみならず、
機体の速度方向と機体軸方向を一致させるように姿勢制
御することで旋回加速度が常時発生でき、さらに自由弾
道装置を加えることでサイドスラスタの燃料消費を軽減
できるという効果がある。

【図面の簡単な説明】

【図１】 この発明の実施の形態１を示す飛翔体誘導装
置の構成図である

【図２】 この発明の実施の形態１を示す飛翔体の飛翔
経路図である。

【図３】 この発明の旋回手段切換装置の処理ブロック
図である。

【図４】 この発明のロケット分離装置の処理ブロック
図である。

【図５】 この発明のサイドスラスタ制御装置の処理ブ
ロック図である。

【図６】 この発明の実施の形態２を示す飛翔体誘導装
置の構成図である。

【図７】 この発明の初期要撃装置の処理ブロック図で
ある。

【図８】 この発明の初期要撃装置における経路データ
ベース作成のための飛翔経路図である。

【図９】 この発明の初期要撃装置における経路データ
ベースである。

【図１０】 この発明の実施の形態３を示す飛翔体誘導
装置の構成図である。

【図１１】 この発明の中期要撃装置の処理ブロック図
である。

【図１２】 この発明における飛翔体速度変化モデル図
である

【図１３】 この発明の実施の形態４を示す飛翔体誘導
装置の構成図である。

【図１４】 この発明の推力方向制御を行ったときの飛
翔体の初期誘導段階における飛翔経路図である。

【図１５】 この発明の初期誘導装置における推力方向
関数である。

【図１６】 この発明の実施の形態５を示す飛翔体誘導
装置の構成図である。

【図１７】 この発明の迎角発生制御装置の処理ブロッ
ク図である。

【図１８】 この発明の飛翔体のピッチ／ヨーモーメン
ト発生機構を示した図である。

【図１９】 この発明の実施の形態６を示す飛翔体誘導
装置の構成図である。

【図２０】 この発明のサイドスラスタ制御装置の処理
ブロック図である。

【図２１】 従来の飛翔体誘導装置の構成図である。

【図２２】 従来の飛翔体の飛翔経路図である

【図２３】 従来の初期誘導装置における機体の姿勢角
変化を表す図である。

【図２４】 従来の迎角発生制御装置の処理ブロック図
である。

【符号の説明】

１ 目標、２ 飛翔体、３ 目標追尾用地上センサ、４
目標現在位置および目標現在速度、５ 飛翔体追尾用
地上センサ、６ 飛翔体現在位置および飛翔体現在速
度、７ 指揮管制装置、８ データリンク、９ 初期要
撃装置、１０ 中期要撃装置、１１ アンテナ、１２
受信機、１３ 自己位置等標定装置、１４中央処理装
置、１５ 初期誘導装置、１６ 中期誘導装置、１７
終末誘導装置、１８ 迎角発生制御装置、１９ 初期誘
導段階、２０ 中期誘導段階、２１終末誘導段階、２３
高度境界線、２４ 旋回加速度、２６ サイドスラス
タ制御装置、２７ 旋回手段切換装置、２８ ロケット
分離装置、２９ 自由弾道装置、３０ 弾道飛翔段階、
３１ 加速ロケット分離、３３ 飛翔体高度、３９並進
運動、４０ 並進運動用スラスタ、４３ 目標未来位
置、４５ 経路データベース、４９ 予想会合点、５１
初期旋回角度、５２ 飛翔体の飛翔経路、５３ 等飛
翔時間線、５４ 飛翔体速度変化モデル、５６ 飛翔体
未来位置、６０ 推力方向関数、６４ 姿勢制御用スラ
スタ、６５ ピッチ／ヨーモーメント発生装置。

Claims (6)

【特許請求の範囲】
1. 【請求項１】 飛翔体を発射する前において目標の位
   置、速度データと飛翔体の位置、速度データを用いて予
   想会合点を算出する初期要撃装置と、弾道飛翔する目標
   の目標現在位置および目標現在速度を得て指揮管制装置
   へ伝送する目標追尾用地上センサと、飛翔体の発射した
   後に目標追尾用地上センサによって得られる目標の位
   置、速度データと飛翔体に搭載された自己位置等標定装
   置によって得られる飛翔体の位置、速度データを用いて
   予想会合点を算出する中期要撃装置と、上記初期要撃装
   置と中期要撃装置が搭載されている指揮管制装置と、地
   上からの誘導指令を受けるために飛翔体に搭載されたア
   ンテナおよび受信機と、飛翔体が垂直に発射して上記初
   期要撃装置から伝送された初期誘導指令に従って飛翔す
   る初期誘導段階において、推力方向制御によって飛翔体
   を初期誘導指令で指定された方向へ初期旋回させる初期
   誘導装置と、飛翔体が上記初期誘導段階の後において、
   飛翔体が初期誘導段階が終了してから会合までの全飛翔
   時間のうちのある比率は旋回せずに弾道飛翔さえる自由
   弾道装置と、飛翔体が弾道飛翔を終えて予想会合点へ向
   かって飛翔する段階において上記中期要撃装置で新たに
   算出された予想会合点に向かって飛翔させる中期誘導装
   置と、飛翔体が目標の運動に応じて比例後方で飛翔する
   ときの誘導をするための終末誘導装置と、飛翔体の高度
   や空気密度に依存して飛翔体の加速ロケットを切り離す
   ためのロケット分離装置と、上記飛翔体に設けられ、姿
   勢制御用スラスタにより機体にモーメントを発生させて
   迎角をとり揚力を発生させる迎角発生制御装置と、上記
   飛翔体に設けられ、並進運動揚スラスタによる推力を制
   御して旋回加速度を発生させるサイドスラスタ制御装置
   と、飛翔体の飛翔高度によって上記迎角発生制御装置と
   上記サイドスラスタ制御装置を切り換える旋回手段切換
   装置と、飛翔体に搭載された装置を時間や高度などの情
   報により制御する中央処理装置とを具備したことを特徴
   とする飛翔体誘導装置。
2. 【請求項２】 飛翔体が発射する前において、指揮管制
   装置が弾道飛翔する目標と飛翔体の会合時刻を設定し、
   目標追尾用地上センサによって観測される目標の位置、
   速度を用いて目標を弾道飛翔させ、設定した会合時刻に
   おける目標未来位置を算出した後、飛翔体発射位置と目
   標未来位置の相対距離および迎角を算出する手段、設定
   した会合時刻と算出した相対距離および迎角のデータを
   飛翔体の経路データベースと照合し、照合したデータが
   経路データベースとある一致条件を満たさない場合は再
   度会合時刻を設定して同様の処理を行い、照合データが
   経路データベースとある一致条件を満たす場合は算出さ
   れた目標未来位置を予想会合点とし、経路データベース
   から得られた旋回角度を補間計算して飛翔体の初期旋回
   角度を算出する手段および飛翔体に上記予想会合点、初
   期旋回角度を伝送して初期誘導指令を行う手段とを有す
   る初期揚撃装置を具備したことを特徴とする飛翔体誘導
   装置。
3. 【請求項３】 飛翔体が弾道飛翔を終えて予想会合点へ
   向かって飛翔する段階において、指揮管制装置によって
   目標と飛翔体の会合する会合時刻を設定し、地上センサ
   などによって観測される目標位置、速度を用いて目標を
   弾道飛翔させ、設定した会合時刻における目標未来位置
   を算出した後、会合時刻における飛翔体位置を地上セン
   サなどによって観測される飛翔体位置、速度に飛翔体の
   速度変化モデルを適用して算出する手段、上記算出され
   た目標位置と飛翔体位置を比較して両者が位置条件を満
   たさない倍は再度会合時刻を設定して同様の処理を行
   い、一致条件を満たした場合は算出した目標位置を洋装
   会合点とし飛翔体追尾揚センサに伝送する手段とを有す
   る中期揚撃装置を具備したことを特徴とする請求項１記
   載の飛翔体誘導装置。
4. 【請求項４】 飛翔体が垂直に発射して要撃装置から伝
   送された初期誘導指令に従って飛翔する段階において、
   初期誘導指令における初期旋回角度および旋回時刻、垂
   直上昇終了時の速度および加速度から推力方向関数を作
   成し、上記推力方向関数を適用した推力方向制御によっ
   て飛翔体を初期誘導指令で指定された方向へ初期旋回さ
   せる初期誘導装置を具備したことを特徴とする請求項１
   記載の飛翔体誘導装置。
5. 【請求項５】 飛翔体が空気密度の濃い領域を飛翔して
   いる段階において、姿勢制御用スラスタとピッチ／ヨー
   モーメント発生装置を併用して機体に迎角を発生させる
   ことにより機体を揚力によって旋回させる迎角発生制御
   装置を具備したことを特徴とする請求項１記載の飛翔体
   誘導装置。
6. 【請求項６】 飛翔体が空気密度の薄い領域を飛翔して
   いる段階において、飛翔体を旋回させるために並進運動
   用スラスタによって機体の飛翔方向を変えると共に、飛
   翔体の機体軸が速度方向を向くように姿勢制御用スラス
   タによって姿勢制御するサイドスラスタ制御装置を具備
   したことを特徴とする請求項１記載の飛翔体誘導装置。