JPH11223499A - 飛しょう体の制御装置 - Google Patents
飛しょう体の制御装置Info
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- JPH11223499A JPH11223499A JP10024537A JP2453798A JPH11223499A JP H11223499 A JPH11223499 A JP H11223499A JP 10024537 A JP10024537 A JP 10024537A JP 2453798 A JP2453798 A JP 2453798A JP H11223499 A JPH11223499 A JP H11223499A
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- Japan
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- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims abstract 3
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 10
- 238000010304 firing Methods 0.000 description 1
- 230000009191 jumping Effects 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 0.000 description 1
- 230000035515 penetration Effects 0.000 description 1
- 230000007903 penetration ability Effects 0.000 description 1
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 1
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 推進薬のない誘導爆弾の射程を延伸するため
に飛しょう経路を制御する飛しょう体の制御装置を構成
する。 【解決手段】 航法計算機５で飛しょう体の経路角を制
御し、経路角変化率指令をオートパイロット部６へ入力
する。経路角変化率指令は滑空角としたり、レベル飛し
ょうとしたり、速度制御するなど、いくつかの設定方法
がある。
に飛しょう経路を制御する飛しょう体の制御装置を構成
する。 【解決手段】 航法計算機５で飛しょう体の経路角を制
御し、経路角変化率指令をオートパイロット部６へ入力
する。経路角変化率指令は滑空角としたり、レベル飛し
ょうとしたり、速度制御するなど、いくつかの設定方法
がある。
Description
【０００１】
【発明の属する技術分野】この発明は、飛しょう経路の
制御を行うために飛しょう体に搭載される制御装置に関
するものである。
制御を行うために飛しょう体に搭載される制御装置に関
するものである。
【０００２】
【従来の技術】図５は、従来の飛しょう体の制御装置を
搭載し、自由弾道飛しょうにて目標艦船に対応している
様子を示した図である。図５において１は、飛しょう体
を発射するプラットフォームとなる母機であり、発射初
期条件となる高度、速度、経路角を飛しょう体に与え
る。２は飛しょう体である誘導爆弾であり、初中期誘導
は自由弾道飛しょうを行い、ロックオンレンジに到達し
た時に誘導装置が捜索し目標艦船にロックオンし誘導さ
れる。３は目標艦船である。図６は従来の自由弾道飛し
ょうによる攻撃を行う飛しょう体に搭載される飛しょう
体の制御装置のブロック図を示したものである。図にお
いて経路角変化率指令γｄｃは、オートパイロット６に
入力される。この経路角変化率コマンドγｄｃはピッチ
レートｑに一次遅れフィルタを通したものを差し引き、
１１の第１のオートパイロットゲインを乗じる。この出
力は、ピッチレートｑを差し引き、１２の第２のオート
パイロットゲインを乗じる。この出力である舵角コマン
ドδｃは、１３の操舵装置を通して舵角δとなり、１４
の第１の機体伝達関数を通してピッチレートｑとなり、
これは、第２のオートパイロットゲインの前にフィード
バックされる。また一次遅れフィルタを介して第１のオ
ートパイロットゲインの前にもフィ−ドバックされる。
１５は経路角変化率γｄを出力する第２の機体伝達関数
である。
搭載し、自由弾道飛しょうにて目標艦船に対応している
様子を示した図である。図５において１は、飛しょう体
を発射するプラットフォームとなる母機であり、発射初
期条件となる高度、速度、経路角を飛しょう体に与え
る。２は飛しょう体である誘導爆弾であり、初中期誘導
は自由弾道飛しょうを行い、ロックオンレンジに到達し
た時に誘導装置が捜索し目標艦船にロックオンし誘導さ
れる。３は目標艦船である。図６は従来の自由弾道飛し
ょうによる攻撃を行う飛しょう体に搭載される飛しょう
体の制御装置のブロック図を示したものである。図にお
いて経路角変化率指令γｄｃは、オートパイロット６に
入力される。この経路角変化率コマンドγｄｃはピッチ
レートｑに一次遅れフィルタを通したものを差し引き、
１１の第１のオートパイロットゲインを乗じる。この出
力は、ピッチレートｑを差し引き、１２の第２のオート
パイロットゲインを乗じる。この出力である舵角コマン
ドδｃは、１３の操舵装置を通して舵角δとなり、１４
の第１の機体伝達関数を通してピッチレートｑとなり、
これは、第２のオートパイロットゲインの前にフィード
バックされる。また一次遅れフィルタを介して第１のオ
ートパイロットゲインの前にもフィ−ドバックされる。
１５は経路角変化率γｄを出力する第２の機体伝達関数
である。
【０００３】次に動作について説明する。従来の飛しょ
う体の制御装置は、上記のように構成されているから、
経路角変化率コマンドγｄｃは、ピッチレートｑを１６
の一次遅れフィルタを通したものを差し引き、１１の第
１のオートパイロットゲインが乗じられる。さらにその
出力からピッチレートｑを差し引き、１２の第２のオー
トパイロットゲインが乗じられる。この第２のオートパ
イロットゲインの出力は、舵角コマンドδｃとなる。こ
の舵角コマンドδｃは、１３の操舵装置に入力され舵角
δとなり、１４の第１の機体伝達関数を通してピッチレ
ートｑとなる。さらに１５の第２の機体伝達関数は、経
路角変化率γｄを出力する。
う体の制御装置は、上記のように構成されているから、
経路角変化率コマンドγｄｃは、ピッチレートｑを１６
の一次遅れフィルタを通したものを差し引き、１１の第
１のオートパイロットゲインが乗じられる。さらにその
出力からピッチレートｑを差し引き、１２の第２のオー
トパイロットゲインが乗じられる。この第２のオートパ
イロットゲインの出力は、舵角コマンドδｃとなる。こ
の舵角コマンドδｃは、１３の操舵装置に入力され舵角
δとなり、１４の第１の機体伝達関数を通してピッチレ
ートｑとなる。さらに１５の第２の機体伝達関数は、経
路角変化率γｄを出力する。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】上記のような従来の飛
しょう体の制御装置では、推進薬の無い飛しょう体（誘
導爆弾）においては射程が発射時の高度、速度、経路角
によって決定してしまい、近年の目標艦船の機関砲、短
ＳＡＭの射程外から投弾することができない事と着弾時
の姿勢が浅くなり、目標を貫徹せず、跳弾してしまうと
いう問題点があった。
しょう体の制御装置では、推進薬の無い飛しょう体（誘
導爆弾）においては射程が発射時の高度、速度、経路角
によって決定してしまい、近年の目標艦船の機関砲、短
ＳＡＭの射程外から投弾することができない事と着弾時
の姿勢が浅くなり、目標を貫徹せず、跳弾してしまうと
いう問題点があった。
【０００５】この発明は、かかる問題点を解決するため
になされたものであり、慣性航法装置と航法計算機によ
り飛しょう体の飛しょう経路を制御する経路角変化率指
令を計算し、飛しょう経路を制御することにより射程の
延伸と跳弾の防止を図ることが可能となる。
になされたものであり、慣性航法装置と航法計算機によ
り飛しょう体の飛しょう経路を制御する経路角変化率指
令を計算し、飛しょう経路を制御することにより射程の
延伸と跳弾の防止を図ることが可能となる。
【０００６】
【課題を解決するための手段】第１の発明による飛しょ
う体の制御装置は、５の航法計算機でＧコマンドを速度
とアンテナ首振り角の水平成分で徐じた経路角変化率指
令γｄｃを初中期誘導において使用することで初中期誘
導期間中に経路角制御を行い、射程の延伸、跳弾防止を
行うことが可能となる。
う体の制御装置は、５の航法計算機でＧコマンドを速度
とアンテナ首振り角の水平成分で徐じた経路角変化率指
令γｄｃを初中期誘導において使用することで初中期誘
導期間中に経路角制御を行い、射程の延伸、跳弾防止を
行うことが可能となる。
【０００７】また、第２の発明による飛しょう体の制御
装置は、４の慣性航法装置で高度を検出し高度判定部７
に入力し、高度判定部７にてレベル飛しょうを開始する
高度を経路角変化率計算部８に出力し、経路角変化率計
算部８にて経路角変化率指令γｄｃを算出し、オートパ
イロット部６に入力することで一定期間レベル飛しょう
を行い、射程の延伸を行うことが可能となる。
装置は、４の慣性航法装置で高度を検出し高度判定部７
に入力し、高度判定部７にてレベル飛しょうを開始する
高度を経路角変化率計算部８に出力し、経路角変化率計
算部８にて経路角変化率指令γｄｃを算出し、オートパ
イロット部６に入力することで一定期間レベル飛しょう
を行い、射程の延伸を行うことが可能となる。
【０００８】また、第３の発明による飛しょう体の制御
装置は、４の慣性航法装置で高度Ｈを検出し、高度判定
部７に入力し、高度判定部７より高度ステータスを撃角
制御ループ９に入力するとともに、発射母機１７から撃
角制御開始時間Ｔａも入力し、経路角変化率指令γｄｃ
を撃角制御ループで計算し、経路角制御を行うことで跳
弾の防止を行うことができる。
装置は、４の慣性航法装置で高度Ｈを検出し、高度判定
部７に入力し、高度判定部７より高度ステータスを撃角
制御ループ９に入力するとともに、発射母機１７から撃
角制御開始時間Ｔａも入力し、経路角変化率指令γｄｃ
を撃角制御ループで計算し、経路角制御を行うことで跳
弾の防止を行うことができる。
【０００９】また、第４の発明による飛しょう体の制御
装置は、４の慣性航法装置で高度Ｈを検出し、高度判定
部７に入力し、高度判定部７より高度ステータスを速度
制御ループ１０に入力するとともに、発射母機１７から
速度制御開始時間Ｔｂも入力し、速度制御を行う経路角
変化率コマンドγｄｃをオートパイロット部６に入力す
ることで速度制御を行い、命中時の最低速度を維持し、
貫徹能力の低下を避けることができる。
装置は、４の慣性航法装置で高度Ｈを検出し、高度判定
部７に入力し、高度判定部７より高度ステータスを速度
制御ループ１０に入力するとともに、発射母機１７から
速度制御開始時間Ｔｂも入力し、速度制御を行う経路角
変化率コマンドγｄｃをオートパイロット部６に入力す
ることで速度制御を行い、命中時の最低速度を維持し、
貫徹能力の低下を避けることができる。
【００１０】
【発明の実施の形態】実施の形態１．図１は、この発明
の実施の形態１を示す飛しょう体の制御装置の図であ
り、図において５は、航法計算機であり内部で経路角変
化率指令γｄｃを計算する。経路角変化率指令γｄｃ
は、初中期においては、Ｇコマンドから算出し、終末に
おいては誘導信号から算出する。この計算された経路角
変化率指令γｄｃは６のオートパイロット部に入力され
る。入力された経路角変化率コマンドγｄｃから一次遅
れフィルタ１６を通したピッチレートｑを差し引き１１
の第１のオートパイロットゲインを乗じる。この出力か
らさらにピッチレートｑを差し引き、１２の第２のオー
トパイロットゲインを乗じる。この出力である舵角コマ
ンドδｃは１３の操舵装置に入力され、１４の第１の機
体伝達関数を通してピッチレートｑとなり、さらに１５
の第２の機体伝達関数を通して経路角変化率γｄとな
る。
の実施の形態１を示す飛しょう体の制御装置の図であ
り、図において５は、航法計算機であり内部で経路角変
化率指令γｄｃを計算する。経路角変化率指令γｄｃ
は、初中期においては、Ｇコマンドから算出し、終末に
おいては誘導信号から算出する。この計算された経路角
変化率指令γｄｃは６のオートパイロット部に入力され
る。入力された経路角変化率コマンドγｄｃから一次遅
れフィルタ１６を通したピッチレートｑを差し引き１１
の第１のオートパイロットゲインを乗じる。この出力か
らさらにピッチレートｑを差し引き、１２の第２のオー
トパイロットゲインを乗じる。この出力である舵角コマ
ンドδｃは１３の操舵装置に入力され、１４の第１の機
体伝達関数を通してピッチレートｑとなり、さらに１５
の第２の機体伝達関数を通して経路角変化率γｄとな
る。
【００１１】実施の形態２．図２は、この発明の実施の
形態２を示す飛しょう体の制御装置の図であり、図にお
いて４は慣性航法装置であり、７の高度判定部に高度Ｈ
を８の経路角変化率計算部に姿勢角θを出力する。経路
角変化率計算部８は経路角変化率指令γｄｃを６のオー
トパイロット部に出力する。６のオートパイロット部の
中では、経路角変化率指令γｄｃからピッチレートｑに
一次遅れフィルタ１６を通したものを差し引き、１１の
第１のオートパイロットゲインを乗じる。この出力はピ
ッチレートｑを差し引き、１２の第２のオートパイロッ
トゲインを乗じて舵角コマンドδｃとなる。舵角コマン
ドδｃは１３の操舵装置に入力され舵角δとなる。舵角
δは、１４の第１の機体伝達関数を通してピッチレート
ｑとなる。ｑのピッチレートは１５の第２の機体伝達関
数を通して経路角変化率γｄとなる。
形態２を示す飛しょう体の制御装置の図であり、図にお
いて４は慣性航法装置であり、７の高度判定部に高度Ｈ
を８の経路角変化率計算部に姿勢角θを出力する。経路
角変化率計算部８は経路角変化率指令γｄｃを６のオー
トパイロット部に出力する。６のオートパイロット部の
中では、経路角変化率指令γｄｃからピッチレートｑに
一次遅れフィルタ１６を通したものを差し引き、１１の
第１のオートパイロットゲインを乗じる。この出力はピ
ッチレートｑを差し引き、１２の第２のオートパイロッ
トゲインを乗じて舵角コマンドδｃとなる。舵角コマン
ドδｃは１３の操舵装置に入力され舵角δとなる。舵角
δは、１４の第１の機体伝達関数を通してピッチレート
ｑとなる。ｑのピッチレートは１５の第２の機体伝達関
数を通して経路角変化率γｄとなる。
【００１２】実施の形態３．図３は、この発明の実施の
形態３を示す飛しょう体の制御装置の図であり、図にお
いて、４は慣性航法装置であり、７の高度判定部に高度
Ｈを９の撃角制御ループに姿勢角θを出力する。また発
射母機１７は撃角制御ループ９に撃角制御開始時間Ｔａ
を出力する。撃角制御ループ９は経路角変化率指令γｄ
ｃを６のオートパイロット部に出力する。６のオートパ
イロット部の中では、経路角変化率指令γｄｃからピッ
チレートｑに一次遅れフィルタ１６を通したものを差し
引き、１１の第１のオートパイロットゲインを乗じる。
この出力はピッチレートｑを差し引き、１２の第２のオ
ートパイロットゲインを乗じて舵角コマンドδｃとな
る。舵角コマンドδｃは１３の操舵装置に入力され舵角
となる。舵角δは、１４の第１の機体伝達関数を通して
ピッチレートｑとなる。ピッチレートｑは１５の第２の
機体伝達関数を通して経路角変化率γｄとなる。
形態３を示す飛しょう体の制御装置の図であり、図にお
いて、４は慣性航法装置であり、７の高度判定部に高度
Ｈを９の撃角制御ループに姿勢角θを出力する。また発
射母機１７は撃角制御ループ９に撃角制御開始時間Ｔａ
を出力する。撃角制御ループ９は経路角変化率指令γｄ
ｃを６のオートパイロット部に出力する。６のオートパ
イロット部の中では、経路角変化率指令γｄｃからピッ
チレートｑに一次遅れフィルタ１６を通したものを差し
引き、１１の第１のオートパイロットゲインを乗じる。
この出力はピッチレートｑを差し引き、１２の第２のオ
ートパイロットゲインを乗じて舵角コマンドδｃとな
る。舵角コマンドδｃは１３の操舵装置に入力され舵角
となる。舵角δは、１４の第１の機体伝達関数を通して
ピッチレートｑとなる。ピッチレートｑは１５の第２の
機体伝達関数を通して経路角変化率γｄとなる。
【００１３】実施の形態４．図４は、この発明の実施の
形態４を示す飛しょう体の制御装置の図であり、図にお
いて、４は慣性航法装置であり、７の高度判定部に高度
Ｈを１０の速度制御ループに速度Ｖｍを出力する。また
発射母機１７は速度制御ループ１０に速度制御開始時間
Ｔｂを出力する。速度制御ループ１０は経路角変化率指
令γｄｃを６のオートパイロット部に出力する。６のオ
ートパイロット部の中では、経路角変化率指令γｄｃか
らピッチレートｑに一次遅れフィルタ１６を通したもの
を差し引き、１１の第１のオートパイロットゲインを乗
じる。この出力はさらにピッチレートｑを差し引き、１
２の第２のオートパイロットゲインを乗じて舵角コマン
ドδｃとなる。舵角コマンドδｃは１３の操舵装置に入
力され舵角δとなる。舵角δは、１４の第１の機体伝達
関数を通してピッチレートｑとなる。ピッチレートｑは
１５の第２の機体伝達関数を通して経路角変化率γｄと
なる。
形態４を示す飛しょう体の制御装置の図であり、図にお
いて、４は慣性航法装置であり、７の高度判定部に高度
Ｈを１０の速度制御ループに速度Ｖｍを出力する。また
発射母機１７は速度制御ループ１０に速度制御開始時間
Ｔｂを出力する。速度制御ループ１０は経路角変化率指
令γｄｃを６のオートパイロット部に出力する。６のオ
ートパイロット部の中では、経路角変化率指令γｄｃか
らピッチレートｑに一次遅れフィルタ１６を通したもの
を差し引き、１１の第１のオートパイロットゲインを乗
じる。この出力はさらにピッチレートｑを差し引き、１
２の第２のオートパイロットゲインを乗じて舵角コマン
ドδｃとなる。舵角コマンドδｃは１３の操舵装置に入
力され舵角δとなる。舵角δは、１４の第１の機体伝達
関数を通してピッチレートｑとなる。ピッチレートｑは
１５の第２の機体伝達関数を通して経路角変化率γｄと
なる。
【００１４】
【発明の効果】第１の発明によれば、５の航法計算機
で、初中期にはＧコマンドから経路角変化率指令γｄｃ
を計算する。また終末期には誘導信号σｄから経路角変
化率指令γｄｃを計算する。初中期にＧコマンドから経
路角変化率指令γｄｃを計算することにより、Ｇコマン
ドの入力パターンから飛しょう体の経路角を制御でき、
従来の自由弾道飛しょうよりも射程の延伸をはかること
が可能となる。
で、初中期にはＧコマンドから経路角変化率指令γｄｃ
を計算する。また終末期には誘導信号σｄから経路角変
化率指令γｄｃを計算する。初中期にＧコマンドから経
路角変化率指令γｄｃを計算することにより、Ｇコマン
ドの入力パターンから飛しょう体の経路角を制御でき、
従来の自由弾道飛しょうよりも射程の延伸をはかること
が可能となる。
【００１５】また、第２の発明によれば、慣性航法装置
４から高度情報Ｈを高度判定部７に、姿勢角情報θを経
路角変化率計算部８に入力し、高度判定部７から高度ス
テータスを与えることでレベル飛しょう開始高度を決定
し、経路角変化率計算部８でレベル飛しょうを行う経路
角変化率指令γｄｃを計算し、オートパイロット部６に
入力することで指定した高度に達した時にレベル飛しょ
うを行い、従来の自由弾道飛しょうよりも射程の延伸を
はかることが可能となる。
４から高度情報Ｈを高度判定部７に、姿勢角情報θを経
路角変化率計算部８に入力し、高度判定部７から高度ス
テータスを与えることでレベル飛しょう開始高度を決定
し、経路角変化率計算部８でレベル飛しょうを行う経路
角変化率指令γｄｃを計算し、オートパイロット部６に
入力することで指定した高度に達した時にレベル飛しょ
うを行い、従来の自由弾道飛しょうよりも射程の延伸を
はかることが可能となる。
【００１６】また、第３の発明によれば、慣性航法装置
４から高度情報Ｈを高度判定部７に、姿勢角情報θを撃
角制御ループ９に入力し、高度判定部７から高度ステー
タスを与えることで撃角制御開始高度を決定し、撃角制
御ループ９で経路角変化率指令γｄｃを計算し、オート
パイロット部６に入力することで指定した高度に達した
時に撃角制御を行い、目標命中時に誘導爆弾の跳弾を避
けることが可能となる。
４から高度情報Ｈを高度判定部７に、姿勢角情報θを撃
角制御ループ９に入力し、高度判定部７から高度ステー
タスを与えることで撃角制御開始高度を決定し、撃角制
御ループ９で経路角変化率指令γｄｃを計算し、オート
パイロット部６に入力することで指定した高度に達した
時に撃角制御を行い、目標命中時に誘導爆弾の跳弾を避
けることが可能となる。
【００１７】また、第４の発明によれば、慣性航法装置
４から高度情報Ｈを高度判定部７に、速度情報Ｖｍを速
度制御ループ１０に入力し、高度判定部７から高度ステ
ータスを与えることで速度制御開始高度を決定し、速度
制御ループ１０で経路角変化率指令γｄｃを計算し、オ
ートパイロット部６に入力することで指定した高度に達
した時に速度制御を行い、命中時の最低速度を維持し、
貫徹力低下を避けることが可能となる。
４から高度情報Ｈを高度判定部７に、速度情報Ｖｍを速
度制御ループ１０に入力し、高度判定部７から高度ステ
ータスを与えることで速度制御開始高度を決定し、速度
制御ループ１０で経路角変化率指令γｄｃを計算し、オ
ートパイロット部６に入力することで指定した高度に達
した時に速度制御を行い、命中時の最低速度を維持し、
貫徹力低下を避けることが可能となる。
【図１】 この発明による飛しょう体の制御装置の実施
の形態１を示す図である。
の形態１を示す図である。
【図２】 この発明による飛しょう体の制御装置の実施
の形態２を示す図である。
の形態２を示す図である。
【図３】 この発明による飛しょう体の制御装置の実施
の形態３を示す図である。
の形態３を示す図である。
【図４】 この発明による飛しょう体の制御装置の実施
の形態４を示す図である。
の形態４を示す図である。
【図５】 従来の飛しょう体の攻撃方法を示す図であ
る。
る。
【図６】 従来飛しょう体の制御装置を示す図である。
１ 母機、２ 誘導爆弾、３ 目標艦船、４ 慣性航法
装置、５ 航法計算機、６ オートパイロット部、７
高度判定部、８ 経路角変化率計算部、９ 撃角制御ル
ープ、１０ 速度制御ループ、１１ 第１のオートパイ
ロットゲイン、１２ 第２のオートパイロットゲイン、
１３ 操舵装置、１４ 第１の機体伝達関数、１５ 第
２の機体伝達関数、１６ 一次遅れフィルタ、１７ 発
射母機。
装置、５ 航法計算機、６ オートパイロット部、７
高度判定部、８ 経路角変化率計算部、９ 撃角制御ル
ープ、１０ 速度制御ループ、１１ 第１のオートパイ
ロットゲイン、１２ 第２のオートパイロットゲイン、
１３ 操舵装置、１４ 第１の機体伝達関数、１５ 第
２の機体伝達関数、１６ 一次遅れフィルタ、１７ 発
射母機。
Claims (4)
- 【請求項１】 誘導装置からの誘導信号に比例航法定数
を乗じた経路角変化率指令と加速度コマンドを誘導爆弾
速度とアンテナ首振り角の水平成分で除じた経路角変化
率指令をスイッチで切り替えて出力する航法計算機と、
この航法計算機の出力する経路角変化率指令から舵角コ
マンドを出力する積分器付きのゲインと比例ゲインと一
次遅れフィルタを備えたオートパイロット装置と、舵角
コマンドから舵角を出力する操舵装置と、舵角により発
生する機体のピッチレートを上記オートパイロット装置
ヘフィードバックするように構成したことを特徴とする
飛しょう体の制御装置。 - 【請求項２】 慣性航法装置からの高度情報より、高度
ステータスを出力する高度判定部と、高度ステータスと
慣性航法装置からの姿勢角信号より、経路角変化率計算
部で、レベル飛しょうするための経路角変化率指令をオ
ートパイロット部へ出力するように構成したことを特徴
とする請求項１記載の飛しょう体の制御装置。 - 【請求項３】 高度判定部からの高度ステータスと、発
射母機からの撃角制御開始時間と慣性航法装置からの姿
勢角情報を入力として、撃角制御ループで跳弾しない撃
角に制御する経路角変化率コマンドをオートパイロット
部へ出力するように構成したことを特徴とする請求項１
記載の飛しょう体の制御装置。 - 【請求項４】 高度判定部からの高度ステータスと、発
射母機からの速度制御開始時間と慣性航法装置からの速
度情報を入力として、速度制御ループで速度を一定に制
御する経路角変化率コマンドをオートパイロット部へ出
力するように構成したことを特徴とする請求項１記載の
飛しょう体の制御装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10024537A JPH11223499A (ja) | 1998-02-05 | 1998-02-05 | 飛しょう体の制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP10024537A JPH11223499A (ja) | 1998-02-05 | 1998-02-05 | 飛しょう体の制御装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH11223499A true JPH11223499A (ja) | 1999-08-17 |
Family
ID=12140911
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP10024537A Pending JPH11223499A (ja) | 1998-02-05 | 1998-02-05 | 飛しょう体の制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH11223499A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR102312652B1 (ko) * | 2020-06-17 | 2021-10-13 | 주식회사 한화 | 유도탄 시스템 및 이의 동작 방법 |
| CN115903875A (zh) * | 2023-01-05 | 2023-04-04 | 北京航天众信科技有限公司 | 一种靶标姿态失稳时的有效安控方法 |
-
1998
- 1998-02-05 JP JP10024537A patent/JPH11223499A/ja active Pending
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| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR102312652B1 (ko) * | 2020-06-17 | 2021-10-13 | 주식회사 한화 | 유도탄 시스템 및 이의 동작 방법 |
| CN115903875A (zh) * | 2023-01-05 | 2023-04-04 | 北京航天众信科技有限公司 | 一种靶标姿态失稳时的有效安控方法 |
| CN115903875B (zh) * | 2023-01-05 | 2023-04-28 | 北京航天众信科技有限公司 | 一种靶标姿态失稳时的有效安控方法 |
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