JPS58501688A - ホ−ミング装置を有する空力物体を誘導するための方法及び装置 - Google Patents

Abstract

(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるため要約のデータは記録されません。

Description

【発明の詳細な説明】 ホーミング装置を有する中刃物体を誘導するための方法及び装置 本発明は、例えば、発射後目標物に向かうミサイルまたは弾道弾のような中刃物 体を誘導するための方法及び装置に関するものである。

ホーミング装置の出力信号、即ち、物体の固定軸、望ましくは物体の対称軸と、 物体から目標物に至る視線との間の誤差角に関する瞬間値を測定して得られる信 号によって、物体は、目標物に向う飛行経路に誘導され、かつ、視線の角速度に 依存する可変制御信号に応答して誘導される。

ミサイルの飛行姿勢と、目標物に対する視線との間の誤差角εを決定するだめの ホーミング装置を有する先行技術になるミサイルにおいては、飛行姿勢の角速を 計算するために必要である。

み−２＋７７ コストを下げるには、この高価なジャイロを廃止することが、望ましい。

（２） 本発明の目的は、如何なるジャイロも必要としないミサイルを誘導するため、最 初に述べたよう々方法及び装置を提供することである。

本発明によれば、この目的は、目標物に関する物体の空力的性質を表わす関係式 に基づき、視線の角速度を表わす信号値を決め、かつ、物体の飛行姿勢の角速度 を表わす信号値を決めることによって、達成される。

この２つの信号値は、誤差角の信号値を作るために組み合わされる。誤差角の差 の信号値は、ホーミング装置から受信された誤差角の測定値及び近似的な誤差角 の信号値によって作られ、かつ、前記関係の量を更新するために、前記空力的関 係にフィードバックされる。

前記方法を達成するための装置も、また本発明の目的とするところである。

以下、本発明を、添付０・図面を参照して、詳細に説明する。

第１図は、比例航法によって、要撃の対象とされる移動目標に向って誘導される ミサイルの概略を示す平面図で、同時に必要な量をも示しである。

第２図は、ミサイルの比例航法に使われる先行技術における装置に関するチャン ネルのブロック図で、がっ、その作用をも示Ｌ７ている。

（３） 第６図は、本発明の作用を示すためのもので、第２図と同じレイアラトラ有する チャンネルのブロック図本発明は、あらゆるタイプのミサイル、例えば、誘導ミ サイルまたは弾道弾に利用できる。但し、そのためには、方向偏差補正ができる 装置を備えている必要がある。

第１図は、経路ＰＴヲ進んで行く移動目標に向かって、飛行経路ＰＭヲ進んで行 くミサイルＭを示す。ミサイルが、如伺にして目標物に接近するかを、４つの位 置Ｉ。

Ｕ、ｍ及び■における視線ＳＩ　＋　”’２−＋　８３及びＳ４によって示し、 同時に、ミサイルが目標物に近づく程、視線が次第に平行と々って行く様子を示 している。

位置Ｉにおいて、ミサイルＭは、その飛行方向に速度■を有している。σは、視 線Ｓと、慣性座標の方向Ｒとの間の視線角度である。θは、物体の固定軸Ａ１こ こでは、ミサイルの対称軸と、慣性座標の方向Ｒとの間のミサイルの飛行姿勢角 度を示す。εは、物体の固定軸Ａと視線Ｓとの間の誤差角である。

誤差角εは、視線角度σと飛行姿勢の角度θとから、次の関係式によってめられ る。

と　１　σ　−θ 第２図は、ホーミング装置（１′）を使っている比例航法型の先行技術になるミ サイル装置の一例を示す操作ブロック図である。ミサイルの運動力学、環境、及 び誘導方向の偏差補正に関Ｌ７、ミサイルに及ぼす影響は、ブロック（６′）に より示されている。

ブロック（３′）から得られる視線角度σおよび飛行姿勢の角度θの実際の値は 、実際の誤差角εとして出てくる。この後者の角度は、ホーミング装置（１′） によって測定され、その出力信号は、対称的な物体の固定軸Ａと視線Ｓとの間の 瞬間的な誤差角である測定値εとなる。

最初に述べた如く、このような装置には、ジャイロ（２′）が必要である。ここ で、このジャイロは、ミサイルの飛行姿勢の角度の測定値θ　を決定するのに使 われている。

測定値θ　及びε　は、視線角度の量σ　をめるためｍ　ｍ　ｍ に加算される。６ｒｎは、微分した後、視線の角速度の量弘となる。この後者の 量により、制御変数Ｕで表わされる信号は、制御法則ｕ＝ｃ−；ｓに基づいて、 ブロック（４′）において計算される。比例航法の原理によれば、Ｃは一定であ る。制御変数Ｕで表わされる信号は、ブロック（３’）におけるミサイルの図示 されてい々い誘導装置に入れられ、かつ、制御変数は、制御面の方向偏差補正に よって得られる。

以上述べた先行技術及び以下に述べる本発明の説明（５） においで、簡単にするため、弾道ミサイルは、それぞれ、ある一つのピッチ・チ ャンネルに対応する垂直な面、捷たけある一つのヨー・チャンネルに対応する水 平な面、および、全く同一のピッチ・チャンネルに対応する垂直な面、または全 く同一のヨー・チャンネルに対応する水平な面の中で動くものと仮定する。

先行技術による方法も本発明も、広範囲に適用できるが、実際上、ミサイルは、 前記第１の面に垂直々第２の面でも誘導することができる。

本発明の実施例において、使用されているミサイルに関する空力的性質の関係式 は、垂直面における動きを表わすもので、重力の影響を無視しうるものとしてい る。従って、垂直面に直角々ミサイルの動きを表わす関係式が含まれていない。

第６図は、比例航法を有する実施例を示す。第６図におけるブロック（１）、（ ３）及び（４）は、第２図でそれぞれダッシュ符号をつけたブロックと同じ働き をする。

高価なジャイロを不要とするために、本発明では、計算装置（１０）が使われる 。この計算装置（１０）は、目標物に関し、ミサイルの空力的性質を記述する関 係式に基づいて、信号値を決めるために作動する。この信号値は、視線の角速度 に関する予想値、即ち近似的々値前記関係式に、目縫物に関するεサイルの空力 的性（６） 質に対し、大体、近似的々数学モデルを形成する。ここで記述する好適実施例に おいて、使われるこの関係式は、公知のものである。しかし、他の同様の関係式 も、本発明においては使いうろことを付言しておく。

最初の段階で、計算装置（１０）は、ミサイルの運動力学に対する関係式によっ て、ミサイルの飛行姿勢に関更に、前記ミサイル運動力学的関係式によって、計 算装置（１０）ｕ、ミサイルの空力的々迎角に対する近似△　△ 値αを計算する。このαは、計算装置の第２の段階で使われる。

第２の段階で、計算装置（１０）は、視線のミサイル角速度に関する関係式によ り、視線の角速度の近似値でΔ ある信号値σを生成する。この信号値は、装置（４）に対する入力信号として使 われ、制御法則によって、制御可変信号Ｕを生成する。これは、比例航法の原理 により、ｕ−ｃ−みとなる。

前以て決められる制御可変信号ｕ１場合によっては、制御面９方向偏差補正値ｕ ｍ　ｓ　またはブロック（３）における誘導装置からの測定信号として与えられ る同じものが、計算装置（１０）に対し入力信号として使われる。

ｌ＼　ｌ＼ 生成される２つの信号値θとσは、装置（２０）で示さハ、　△ れる如く、信号εを決めるために合成される。このεは、誤差角の近似値である 。

（７） ｉ＝ａ−４ｔなる関係式に基づいている結合部（１１）において、前記２つの信 号値は、一つの信号となる。このハ、 信号が、誤差角の角速度の近１以値εである。続いて、ラプラスの積分演算子で 印されたブロック（１６）で示さ△ れる如く、積分の結果、前記信号εとなる。

制御法則によって、ブロック（４）で決められる制御変数Ｕは、環境条件とブロ ック（３）によるミサイルの力学に依存して、誤差角εを与える。このεは、先 行技術の方法で、ホーミング装置（１）によって、εを生成する。

ホーミング装置は、ミサイル本体に固定されるべきであり、むしろその方が好ま しい。また、ジャイロスタビライザーを使わなくても、ホーミング装置は、ミサ イルに関し方向づけられる。ジャイロをなくすことが、本発明の目的である。

△ 誤差角の近似値として決められる信号値εは、誤差角の測定による信号値εを持 つ結合部（１２）において、引き算をすることによって合成され、次式で表わさ れる信号の差となる。

この誤差角の差となる信号値Δεは、補正量若しくは更新量、例えば、状態変数 及び所望のパラメーターに、計算装置に関係して使われる。

計算装置の第１段階として、２つの状態式がある。

θ　＝ａθ＋ａ２α→−ｂｕ 角速度と、空力的迎角に相幽し、ｕｉｌ−１′、制御面の方向偏差補正値として 使われる制御変数であり、ａＩ　＊　８２＋　”３は、ミサイルの形と質量分布 に依存する空力的変数であ’）、りＩとｂ２は、それぞれ、トルクパラメーター であって、力のパラメーターである。

これらの状態式は、より完全な状態式の近似式である。

これは、例えば１９７２年、ジョン・ワイリー拳アンド・サンズ・インコーホレ イテッド（Ｊｏｈｎ　Ｗｉ　ｌｅｙ　＆５ｏｎｓ　Ｉｎｃ、）発行のパーナート ・、エトキン（ＢｅｒｎａｒｄＢｔｋｉｎ　）著［ダイナミック・オブ・アトモ スフェリツク・フライト（Ｄｙｎａｍｉｃ　ｏｆ　Ａｔｍｏｓｐｈｅｒｉｃ　Ｆ ｌ　ｉｇｈｉ）　Ｊの１６２ページから１６６ページに記載されている。

状態式におけるパラメーターｂ、及びｂ２に関し、本発明の実施例においては、 次のように仮定する。

ｂ、−〇、ｂ２−＝０　であり、 ｂｌ及びｂ２は、常に一定である。

Ａ　△ 間隔が短かいと、近似値θ及びαは、計算によって決められ、かつ、装置（４） から出る制御可変出力信号ｕｓ４たけ、計算装置への入力としての測られた、制 御し得る方向偏差補正信号ｕｍを用いて決められる。

（９） 計算装置（１０）の第２段階で、視線の角速度に関する△ 近似値σを決めるため、次の状態式が使われる。

この式は、本来公知である。この式において、前出と同じ符号を持つ量は、それ ぞれ前述の意味を持つ。

ｉ及びみは、それぞれ、視線の角加速度及び角速度を表わし、Ｖｔ／ｉ、ミサイ ルの進行速度で、これは、既知であると仮定され、かつ、例えば、一定であると してよい。ｒは、ミサイルから目標物までの距離である。

△ 視線の角速度の近似値を表わす信号値σを決めるに際し、最初に、視線の横軸に 対するミサイルの加速度△ に関する近似値ａが、空力的迎角の前板て計算された△ 近似値αから決められる。前記加速度は、対称軸の横方向の加速度と近似であり 　、ａ−一（ａ３α十ｂ２ｕ）Ｖによってめられる。

Δ 次に、近似値σなる信号は、次式により決められる。

舊−（２Ｖｉｒ−ａ　）／ｒ ミサイルの制御装置は、目標物に対し予め決められた距離で作動し、ホーばング 装置で検知され、それによって、目標物に対する距離の初期値ｒ。が得られる。

次に、距離の値ｒは、図面には示されていない方法で得られる。もし、目標物が 静止しているとすると、距離の値ｒは、例えば、ｒ＝ｒＱ−Ｖ・１　として表わ される。

ここで、１は、初期の距離の値ｒ。７′ｌ：検知されてから後（１０） の時間である。

ミサイルの制御装置が、作動開始に入る距離ｒｏ’ｒ決めるため、第６図により 、計算装置（１０）に対し信号経路ｒＩｎが導入される。この信号経路には、ｒ ｏを生成し、かつ、ｒｏに依存する他の量に影響を及ぼす情報が入れられる。更 に、計算装置（１０）に対する信号経路■Ｉｎは、本発明に記述されている実施 例における速度ｖ−１決めるためのものである。

これに関連して、触れておくべきことは、最終的々Δ ミス距離の精度を落として使う際、近似値σの信号に対する後者の状態式は、式 ｉ−０と置き換えることができるということである。言い換えれば、視線の角速 度は、誤差角εの測定間隔は一定であると仮定される。

前述した如く、計算装置（１０）により決められる信号ム　へ 値σ及びθは、制御可変信号Ｕを与えるために使われ、Δ かつ、信号値εを与えるためにも使われる。

△ 積分した後、この後者の信号値εは、測定される誤差角の信号値輻の比較によっ て得られる差の信号値Δεを出すために使われる。これは、装置（１２）に示さ れている。

△ 第６図に示されるように、予想値であるεの信号値は、また、該装置が適当な角 度範囲で目標追尾できるように、ホーミング装置（１）に供給される。

差の信号値Δεけ、ミサイルの誘導過程において、計（１１） 算装置の関係式における状態変数、及びパラメーターとしての量を連続的に補正 し、または更新するために使われる。

従って、第６図のフィードバック装置（１ろ）では、前ム　△　△　△ 以て決められる状態変数θ、α及びσ、誤差角εの決定値、更にトルク・パラメ ーターｂ１及び力のパラメーターｂ２などのそれぞれに、ブロック（１５）に示 される固有の補正係数に、から、ｋ６がどのように割りふられるかを示している 。このブロック（１５）からでる各出力信号は、個々の量に対する特定の補正値 を表わしている。

容量に関する補正値若しくは更新値は、次の如くでここで、添字ｔは、現時点で の補正量値を表わし、かつ、添字ｔ−１は、前の時点での量値を表わす。

補正因子に１からに６は、ここでは係数であり、これらは、一方で、Δεに対す る感度に依存し、かつ、他方では、容量の信頼度となる。各補正因子に１からに ６は、（１２）　特表昭５８−５０１６８８　（５）Ｊ　−＝　ｆ　（ａｌ＋　 ａ２．ａ３．Ｖ、ｒ、ｕ　）なる一つの関数である。従って、それらハ、ミサイ ルの誘導過程において変わるものであり、かつ、数回にわたり計算される。この 概略は、第６図のブロック（１４）によって示されている。

前記補正因子に１ｈらｋａｆｉ＝計筐する適当な方法は、カルマンフィルターに よって行なわれる。これに関しては、例えば、１９７０年、ロンドン及びニュー ヨークにあるアカデミツク・プレス社（Ａｃａｄｅｍｉｃ　Ｐｒｅｓｓ）発行の カール・ジエー・オストレム（ＫａｒｌＪλｓｔｒ’ｏｍ）著イントロダクショ ン・ツー・ストケイスティック・コントロール・セオリー（Ｉｎｔｒｏｄｕｃｔ ｉｏｎ　ｔｏ　５ｔｏｃｈａｓｔｉｃＣｏｎｔｒｏｌ　Ｔｈｅｏｒｙ）第５章の ４を参照されたい。

装置（２０）では、量に関する連続的補正、若しくは更新が説明されている。補 正値Δ会は、結合部（１８）におい△ て前以て決められた量値ε１−１と組み合わされる。前記結合部の出力側と、積 分計（１６）の出力側との間に示さ△ れているスイッチ（１９）は、補正された量値ε１が導入されるところを説明し ている。その他の量の更新については、詳しくは示さないが、同じ方法で行なわ ねる。

本発明の特徴によると、空力的パラメーターａ、がらａ、は、第６図に示されて いるように、全誘導過程の通して一定に保たれる。従って、必要な精度は、パラ メーターｂ１及びｈ２だけが、量す、α、；Ｊ及びεと共に更新されることで得 られ、る。

（１６） 近似の量を表わしている信号値は、ある適当な未来の時点における前記量の予想 値である。

本発明を実施するために、以上説明してきた装置は、迅速な電算機処理を使う電 子素子をもって構成してもよい。

本発明を実施するに当り、マイクロプロセッサ−を使うと、大変好都合であり、 かつコンパクトにできる。

本発明によると、マイクロプロセッサ−は、合ヲ計算するために使われる。制御 可変信号ｕ１ならびに誤△ 差角の近似値εと誤差角の差Δεとで表わされる信号の計算、更には、補正因子 に、からに６及びその関連する量の計算といった他の関数は、マイクロプロセッ サ−に組み込まれる。そこでも、マイクロプロセッサ−は、該量を更新するため 、誤差角の差の値Δεをフィードバックしている。

従って、第６図のインターフェース装置（１７）は、図で該装置の下方に示され 、かつディジタルに演算するマイクロプロセッサ−を説明しているブロックと、 図で該装置の上方に示され、かつ信号によυマイクロプロセッサーと協働してい るミサイル装置との間で使われている。

電算機の処理が始まると、変数及びパラメーターは、ミサイルの瞬間的誤差角か ら決められる初期値、ならびに’ｉｎ及びｖｌｎとして前以て導入される情報に ぶり分（１４） けられる。マイクロプロセッサ−における計算は、値εｍ”得るための誤差角の 測定間で、間隔的に行われ、かつ、ある段階における計算の結果として得られる 信号値は、容量の予想値として、次の段階における計算に連続的に使われるよう に記憶される。

以上本発明を、比例航法に基づいた一つの実施例をあげて、説明してきた。しか し、本発明は、比例航法の制御法則に限定されるものでは々く、視線の角速度み に依存する制御信号ｕ１即ち、−ｔにｙ）となるような適当々制御法則も考えら れる。特に、ミサイルが、操縦面の代りに誘導ロケットを有する時、変更された 比例航法が使われる。この場合、制御信号Ｕが予め決められた値を超えると、誘 導′のための方向偏差補正が生じる。

Ｆｉｇ、　１ ′ｌｅ＆昭５８−ＮＱＩ６８＆　（６）国際調査報告

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １　物体の固定軸、望ましくは前記物体の対称軸と、前記物体から目標物に至る 視線（ｓｌ）との間の誤差角（ε）の測定値である出力信号（εｍ）全発生する ポーミシグ装置を有し、かつ、前記視線の角速度（ａ）に依存する制御可変信号 （ｕ、ｕｍ）に応答して誘導される空力物体、例えばミサイルまたは弾道弾を、 要撃すべき目標物に向けて飛行経路に発射させた後、誘導して行くための方法で あって、 前記目標に関し、前記物体の空力的性質を記述する関係式に基づいて作動し、か つ大刀信号として、前記物体の前記制御変数（ｕＩｕｍ）を持つ計算装置（１ｏ ）が、前記視線の角速度（ミ）を表わし、かつ前記制御可変信号（ｕ、ｕｍ）ｉ 与えるために使われる第１の信号値（σ）と、（ｅ、分）　Ｋ　、！：ニラ　生 ａ　’Ｊ　Ａ、ヵ、ッ前Ｗ　Ｉｌｌ　’Ｕ　（ｉｉ　（＋！、）　ｈ、ゎ記誤差 角の近似値（ε）との間の差の信号値（Δε）が、生成され、かつ前記計算装置 の関係式に関する量を補正するため、前記計算装置にフィードバックされること を特徴とする空力物体を誘導するための方法。 ２　計算装置（１０）にフィードバックされる前に、差の信号値（Δε）が、関 係式（（おいて補正づれるべきそれぞ（１６） れの量に対応する補正因子（ｋ＋〜に６）と抄ｊけ合わされることを特徴とする 請求の範囲第（１）項に記載の方法。 ３、補正因子（ｋｔ〜に６）が、ミサイルのパラメーター及び変数に関して変化 し、かつ前記補正因子が、誘導中に更新されることを特徴とする請求の範囲第（ ２）項に記載の方法。 ４、　飛行姿勢の角速度を表わす信号値＜０）が、次の式、に基づいて決められ 、ここにおいて、ｂは、飛行姿勢の角速度で、θは、それを時間で微分したもの であり、αは、空力的迎え角で、みは、それを時間で微分したものであり、Ｕは 、制御変数であり　、ａＩ＋　”２及びａ３トルク及び力の各パラメーターであ り、がっ、視線の角速度を示す信号値（σ）が、次の式、即ち、に基づいて決め られ、がっ、精度の要求が厳しくなとなり、ここで、みは、視線の角速度で、ｔ は、それを時間で微分したものであり、■は、物体の進行速度であり、ｒは、該 物体の目標物に至る距離であることを特徴とする請求の範囲第（１）項に記載の 方法。 （１７） ５．　差の信号値（Δε）が、計算装置にフィードバックされる前の補正係数（ ｋ＋〜ｋｅ）と掛は合わされ、ここで、各係数は、関係式において更新されるべ きそれぞれの量に対応しており、かつ、前記更新が、トルク及び力のパラメータ ー（ｂ、　、　ｂ、、）ｘ対して行なわれ、一方、空力的パラメーター（ａｌ＋ 　”２＋　ａ３）が一定に保たれていることを特徴とする請求の範囲第（４）項 に記載の方法。 ６　物体の固定軸、望ましくは前記物体の対称軸と、前記物体から前記目標物に 至る視線（Ｓｌ）との間の誤差角（ε）の測定値である出力信号（εｍ）を供給 しているホーミング装置（１）と、前記視線の角速度（ミ）に依存する制御可変 信号（ｕＩ’ｍ）を決めるために設けられている装置とを有するミサイルまたは 弾道弾のような中刃物体が、要撃すべき目標物に向けて発射された後、誘導され るための装置であって、 前記目標物に関し、前記物体の空力的性質を記述する関係式に基づいて作動し、 かつ、前記視線の角速度Δ （ミ）を表わす第１の信号値（σ）、及び前記物体の飛行るための入力信号とし て、前記制御可変信号（ｕ、ｕｍ）を有する計算装置（１０）と、前記誤差角（ ε）の近似値を表△ わす第６の信号値（ε）を、前記２つの信号値から決めるための装置（２０）と 、前記測定弁（εｍ）と前記近似信号値（ε）との差の信号値（Δε）を生成す るための装置（１２）と、かつ、前記計算装置の関係式の量を補正するため、前 記誤差角の前記差の信号値（Δε）を、前記計算装置００）にフィードバックす るべく設けられているフィードバック装置（１ろ）とがあり、前記第１の信号値 は、前記制御可変信号を決めるため装置（４）に対する入力信号となることを特 徴とする中刃物体を誘導するための装置。 Ｚ　フィードバック装置（１６）が、誤差角の差の信号値（Δε）を、補正され るべきそれぞれの量に対応する係数（ｋ、〜に６）と掛は合わせることによって 、前記誤差角の差の信号値（Δε）を変換するための装置（１５）を有している ことを特徴とする請求の範囲第（６）項に記載の装置。 ８、　マイクロプロセッサ−が、計算装置（１０）と、制御可変信号を決めるた めの装置（４）と、第３の信号値（偽を決めるための装置（２０）と、差の信号 値（Δε）を決めるための装置（１２）と、かつ、フィードバック装置（１ろ） とを有していることを特徴とする請求の範囲第（６）項乃至第（７）項のいずれ かに記載の装置。 （１）