JPS59231614A - 飛しよう体の誘導制御装置 - Google Patents
飛しよう体の誘導制御装置Info
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- JPS59231614A JPS59231614A JP58107182A JP10718283A JPS59231614A JP S59231614 A JPS59231614 A JP S59231614A JP 58107182 A JP58107182 A JP 58107182A JP 10718283 A JP10718283 A JP 10718283A JP S59231614 A JPS59231614 A JP S59231614A
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- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims description 10
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- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 13
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- 238000013459 approach Methods 0.000 description 3
- 238000000034 method Methods 0.000 description 3
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-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05D—SYSTEMS FOR CONTROLLING OR REGULATING NON-ELECTRIC VARIABLES
- G05D1/00—Control of position, course, altitude or attitude of land, water, air or space vehicles, e.g. using automatic pilots
- G05D1/12—Target-seeking control
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- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
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。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は対地ミサイル等比較的低速の目標体に飛しょう
体を誘導する飛しょう体の誘導制御装置、特に重力加速
による飛しょう体の誘導精度劣化を補償する装置に関す
る。
体を誘導する飛しょう体の誘導制御装置、特に重力加速
による飛しょう体の誘導精度劣化を補償する装置に関す
る。
上記飛しょう体の誘導航法としては従来から比例航法が
多用されており、以下に比例航法とパン゛ クツ−ター
ン方式について説明する。
多用されており、以下に比例航法とパン゛ クツ−ター
ン方式について説明する。
説明を簡単にするために２次元の面内で説明する。第１
図において、（１）は飛しょう体、（２）は目標体であ
り、この飛しょう体（１）、目標体（２）のそれぞれの
速度ベクトルをＶｍ、ｒとする。飛しょう体（１）と目
標体（２）とを結ぶ線を目視線（Ｌｉｎｅ ｏｆ
Ｓｉｇｈｔ）（４）とよぶ。慣性座標系に固定された基
準線（３）をとり、これから測った飛しよう体（１）の
径路角。
図において、（１）は飛しょう体、（２）は目標体であ
り、この飛しょう体（１）、目標体（２）のそれぞれの
速度ベクトルをＶｍ、ｒとする。飛しょう体（１）と目
標体（２）とを結ぶ線を目視線（Ｌｉｎｅ ｏｆ
Ｓｉｇｈｔ）（４）とよぶ。慣性座標系に固定された基
準線（３）をとり、これから測った飛しよう体（１）の
径路角。
目標線（４）の角度をそれぞれγ、σとする。飛しょう
体（１）は空気力、推力等を用いて進行方向に垂直な加
速度ベクトルｉ、で、目標体（２）を追尾する。比例航
法においてはこの加速度ベクトルｉ１の大きさａ を ａ、＝ＮｅＶｃ５ ＝ｉｌ） とするよううに制御を行う。ここで、Ｖｃは飛しょう体
（１）と目標体（２）との接近速度、Ｎｅは実効航法係
数とよばれるものである。これにより飛しょう体（１）
の径路角変化率テは目視角変化率−に比例し、この関係
を保つ限り必ず飛しよう体（１）は目標体く２）に会合
することになる。
体（１）は空気力、推力等を用いて進行方向に垂直な加
速度ベクトルｉ、で、目標体（２）を追尾する。比例航
法においてはこの加速度ベクトルｉ１の大きさａ を ａ、＝ＮｅＶｃ５ ＝ｉｌ） とするよううに制御を行う。ここで、Ｖｃは飛しょう体
（１）と目標体（２）との接近速度、Ｎｅは実効航法係
数とよばれるものである。これにより飛しょう体（１）
の径路角変化率テは目視角変化率−に比例し、この関係
を保つ限り必ず飛しよう体（１）は目標体く２）に会合
することになる。
第２図はこの様子を示したもので、今飛しよう体（１）
、目標体（２）がそれぞれＭ、 Ｔの位置にあり、目標
体（２）がＴＰ上を定速で進む場合、飛しょう体（１）
はＭＰ上を三角形ＰＭＴと相似関係を保ちつつ直進して
Ｐ点で会合する。目標体がＩにおいて回避行動を開始し
ＰＴ、上を加速度運動を行う場合、飛しょう体がＭ＋よ
り（１１式に従って加速度運動を行えば、飛しょう体の
軌跡はＩｌ？Ｍ、上を進み８点にて会合することになる
。
、目標体（２）がそれぞれＭ、 Ｔの位置にあり、目標
体（２）がＴＰ上を定速で進む場合、飛しょう体（１）
はＭＰ上を三角形ＰＭＴと相似関係を保ちつつ直進して
Ｐ点で会合する。目標体がＩにおいて回避行動を開始し
ＰＴ、上を加速度運動を行う場合、飛しょう体がＭ＋よ
り（１１式に従って加速度運動を行えば、飛しょう体の
軌跡はＩｌ？Ｍ、上を進み８点にて会合することになる
。
次に通常の４翼操舵方式とバンクツーターン方式につい
て説明する。第３図は翼操舵を行う誘導飛しょう体の１
例である。図中Ｘ軸、Ｙ軸、ｙ軸は機体に固定された座
標系で、ｙ軸を進行方向にとり、これと直交してＹ軸、
ｙ軸を右手系にとるものとする。機体は２対の操舵翼（
９）、 （１０）を有し、これらはそれぞれＸ−Ｙ面
、Ｘ−Ｚ面にｙ軸に関して対称に取付けられるちととす
る。図中（１１）は目標検出装置で、電波や赤外線を用
いて目標の方向や位置を検出する。これらの信号により
機体の進路を変えるためには舵翼（９）のｘ−ｙ面との
傾き、舵翼（１０）のＸ−Ｚ面との傾きをとらせる。す
ると、第４図に示すように空気流の中で舵翼に揚力りが
生じ、このＬが第３図に示す機体の重心（１２）まわり
のモーメントを発生し、その結果翼も含めた機体全体が
空気流に対して角度α（迎え角とよぶ）をとり、機体全
体に揚力が発生する。この揚力によって決まる方向に機
体は進路を変えていくから、４翼操舵方式においては、
操舵翼（９）、 （１０）を操作することにより、機
体を任意の方向に誘導すること力（できる。以下、ｙ軸
をロール軸、Ｙ軸をピッチ軸。
て説明する。第３図は翼操舵を行う誘導飛しょう体の１
例である。図中Ｘ軸、Ｙ軸、ｙ軸は機体に固定された座
標系で、ｙ軸を進行方向にとり、これと直交してＹ軸、
ｙ軸を右手系にとるものとする。機体は２対の操舵翼（
９）、 （１０）を有し、これらはそれぞれＸ−Ｙ面
、Ｘ−Ｚ面にｙ軸に関して対称に取付けられるちととす
る。図中（１１）は目標検出装置で、電波や赤外線を用
いて目標の方向や位置を検出する。これらの信号により
機体の進路を変えるためには舵翼（９）のｘ−ｙ面との
傾き、舵翼（１０）のＸ−Ｚ面との傾きをとらせる。す
ると、第４図に示すように空気流の中で舵翼に揚力りが
生じ、このＬが第３図に示す機体の重心（１２）まわり
のモーメントを発生し、その結果翼も含めた機体全体が
空気流に対して角度α（迎え角とよぶ）をとり、機体全
体に揚力が発生する。この揚力によって決まる方向に機
体は進路を変えていくから、４翼操舵方式においては、
操舵翼（９）、 （１０）を操作することにより、機
体を任意の方向に誘導すること力（できる。以下、ｙ軸
をロール軸、Ｙ軸をピッチ軸。
ｙ軸をヨー軸とよび、ｘ、ｙ、ｚの各軸のまわりの回転
角をそれぞれロール角、ピ・ノチ角、ヨー角とよび、操
舵翼（９）、（１０）をそれぞれビ・フチ舵翼。ヨー舵
翼とよぶものとする。ロール角の制御は例えばピッチの
左右の翼の舵角をそれぞれ反対側にとることによってロ
ール軸まわりのモーメントを発生させることにより行わ
れる。第５図に示すように一時的な慣性基準軸（３）か
ら測った目視線角σの変化率ベクトル１のピ・ノチ軸、
ヨー軸方向の成分をそれぞれンｙ、ａｚとしたときに、
比例航法を用いて飛しよう体を誘導するＧこ番よ（１）
式によって加速度ベクトルのそれぞれｙ軸、ｚ軸方向の
成分ａ−ｎ−３＋ ａ−が ａ、１＝ＮｅＶｃａｙ ・・・・１２１ａ１＝Ｎｅｖ
Ｃみｚ ・・・・・（３）を満たすようにそれぞれピ・
フチ舵翼。ヨー舵翼を制御してやればよい。第６図は飛
しよう体を後方から見た図である。
角をそれぞれロール角、ピ・ノチ角、ヨー角とよび、操
舵翼（９）、（１０）をそれぞれビ・フチ舵翼。ヨー舵
翼とよぶものとする。ロール角の制御は例えばピッチの
左右の翼の舵角をそれぞれ反対側にとることによってロ
ール軸まわりのモーメントを発生させることにより行わ
れる。第５図に示すように一時的な慣性基準軸（３）か
ら測った目視線角σの変化率ベクトル１のピ・ノチ軸、
ヨー軸方向の成分をそれぞれンｙ、ａｚとしたときに、
比例航法を用いて飛しよう体を誘導するＧこ番よ（１）
式によって加速度ベクトルのそれぞれｙ軸、ｚ軸方向の
成分ａ−ｎ−３＋ ａ−が ａ、１＝ＮｅＶｃａｙ ・・・・１２１ａ１＝Ｎｅｖ
Ｃみｚ ・・・・・（３）を満たすようにそれぞれピ・
フチ舵翼。ヨー舵翼を制御してやればよい。第６図は飛
しよう体を後方から見た図である。
バンクツーターン方式においては舵翼を１対しか有さな
いので、仮にこれをピッチ舵翼とすると、ｙ方向に移動
することができない。そこで例えば左上に進みたい場合
は第６図（ａ）に示すように一致ピッチの左右の舵翼を
それぞれ正負にとり、左に回転した後に第６図（ｂ）に
示すように左右のビ・ノチ舵翼を正にとり所望の方向に
進む。比例航法を用いる場合は機体を回転させることに
よりＪベクトルの方向をｙ軸に一致させ、ン２がＯとな
るようにしつつ（２）式を満たすようにピッチ舵翼の制
御を行う。第７図は公知の飛しよう対誘導制御装置の一
例を示す。同図において、（１３）はド・ノプラレーダ
から得られた接近速度、（１４）は航法ゲイン、（１５
）、（１６）は補償回路、（−１７）はＧバイアス信号
、（１８）はアンプ、（１９）はリミッタ、（２０）は
操舵サーボ、（２１）は機体の伝達関数を表す。このよ
うな誘導制御装置により（２）、 （３）式に基づく演
算を実行しこの演算に基づきピッチ舵翼の制御を行うこ
とができる。この場合、第７図に示す誘導制御装置の補
償回路（１５）の出力信号にＧバイアス信号（１７）−
を加算すにようにして制御信号に補正を加えるようにし
ている。これは（２）、 （３）式による制御信号のみ
では重力加速度のために飛しょう対が沈下し誘導精度が
悪くなるからである。すなわち第８図に示すようにバン
クツーターン方式において機体の揚力面（Ｘ−Ｙ面）が
重力に対して傾いているとＷのＹ方向の成分ｗｙのため
にＹ方向の加速度が生じ横滑りが生じる。そこで上記Ｇ
バイアス信号によってこの重力加速度の影響を補償する
ようにしている。ところがこの与えるべきＧバイアス信
号の大きさは重力方向に対する飛しょう体の姿勢によっ
て変化するため、何らかの方法によって飛しょう体に対
する重力加速の方向を検出する必要がある。そのために
従来は飛しょう体を発射する航空機や地上の基地からコ
マンド信号を送るようにしていた。
いので、仮にこれをピッチ舵翼とすると、ｙ方向に移動
することができない。そこで例えば左上に進みたい場合
は第６図（ａ）に示すように一致ピッチの左右の舵翼を
それぞれ正負にとり、左に回転した後に第６図（ｂ）に
示すように左右のビ・ノチ舵翼を正にとり所望の方向に
進む。比例航法を用いる場合は機体を回転させることに
よりＪベクトルの方向をｙ軸に一致させ、ン２がＯとな
るようにしつつ（２）式を満たすようにピッチ舵翼の制
御を行う。第７図は公知の飛しよう対誘導制御装置の一
例を示す。同図において、（１３）はド・ノプラレーダ
から得られた接近速度、（１４）は航法ゲイン、（１５
）、（１６）は補償回路、（−１７）はＧバイアス信号
、（１８）はアンプ、（１９）はリミッタ、（２０）は
操舵サーボ、（２１）は機体の伝達関数を表す。このよ
うな誘導制御装置により（２）、 （３）式に基づく演
算を実行しこの演算に基づきピッチ舵翼の制御を行うこ
とができる。この場合、第７図に示す誘導制御装置の補
償回路（１５）の出力信号にＧバイアス信号（１７）−
を加算すにようにして制御信号に補正を加えるようにし
ている。これは（２）、 （３）式による制御信号のみ
では重力加速度のために飛しょう対が沈下し誘導精度が
悪くなるからである。すなわち第８図に示すようにバン
クツーターン方式において機体の揚力面（Ｘ−Ｙ面）が
重力に対して傾いているとＷのＹ方向の成分ｗｙのため
にＹ方向の加速度が生じ横滑りが生じる。そこで上記Ｇ
バイアス信号によってこの重力加速度の影響を補償する
ようにしている。ところがこの与えるべきＧバイアス信
号の大きさは重力方向に対する飛しょう体の姿勢によっ
て変化するため、何らかの方法によって飛しょう体に対
する重力加速の方向を検出する必要がある。そのために
従来は飛しょう体を発射する航空機や地上の基地からコ
マンド信号を送るようにしていた。
従って本発明の目的は飛しょう体に搭載したジャイロ等
のロール角αを検出する検出手段と機体の横滑り角βを
検出する横滑り角検出手段とからの信号を演算処理する
ことにより、外部からの情報なしにＧバイアス信号を出
力できるような装置を提供することを目的としている。
のロール角αを検出する検出手段と機体の横滑り角βを
検出する横滑り角検出手段とからの信号を演算処理する
ことにより、外部からの情報なしにＧバイアス信号を出
力できるような装置を提供することを目的としている。
すなわち上記横滑り角βの大きさは機体のロール角の関
数になる。機体のロール角はレート積分ジャイロ等のロ
ール角検出手段で検出することができるが、ドリフトの
ために時間の経過と共に誤差が大きくなる。
数になる。機体のロール角はレート積分ジャイロ等のロ
ール角検出手段で検出することができるが、ドリフトの
ために時間の経過と共に誤差が大きくなる。
そこで上記ロール角を横滑り角検出手段の出力に基づき
補正することによりＧバイアス信号を得るものであり、
以下実施例を用いて本発明の詳細な説明する。
補正することによりＧバイアス信号を得るものであり、
以下実施例を用いて本発明の詳細な説明する。
第９図は本発明による飛しょう体の誘導制御装置、特に
Ｇバイアス信号発生器の一実施例を示す回路図であり、
同図において（２２）は横滑り角βを検出する横滑り角
検出器であり、第１０図に示すように飛しょう体に取付
けられ、その出力信号βはノイズカット用のフィルタ（
２３）を介して補正回路（２４）の減算器（２５）の一
方の入力側に供給される。（２６）はレート積分ジャイ
ロ等から成り、ロール角φｔを検出するロール角検出器
であり、飛しょう体に取付けられるもので、その出力信
号は上記補正回路（２４）の加算器（２７）の一方の入
力側に供給される。上記加算器（２７）は初期設定値と
比較制御回路（２８）を構成するリミッタ（２９）から
の出力信号とを加算器（３０）で加算することにより得
られる補正値φの信号と、上記ロール角φテの信号とを
加算するもので、この加算器（２７）から出力されるロ
ール角推定値φ（φ寸 ＋φ、）の信号は正弦演算器（
３１）とアンプ（３２）とから成る関数信号発生回路（
３３）を介して関数処理された後、上記減算器（２５）
の他方の入力側に供給される。
Ｇバイアス信号発生器の一実施例を示す回路図であり、
同図において（２２）は横滑り角βを検出する横滑り角
検出器であり、第１０図に示すように飛しょう体に取付
けられ、その出力信号βはノイズカット用のフィルタ（
２３）を介して補正回路（２４）の減算器（２５）の一
方の入力側に供給される。（２６）はレート積分ジャイ
ロ等から成り、ロール角φｔを検出するロール角検出器
であり、飛しょう体に取付けられるもので、その出力信
号は上記補正回路（２４）の加算器（２７）の一方の入
力側に供給される。上記加算器（２７）は初期設定値と
比較制御回路（２８）を構成するリミッタ（２９）から
の出力信号とを加算器（３０）で加算することにより得
られる補正値φの信号と、上記ロール角φテの信号とを
加算するもので、この加算器（２７）から出力されるロ
ール角推定値φ（φ寸 ＋φ、）の信号は正弦演算器（
３１）とアンプ（３２）とから成る関数信号発生回路（
３３）を介して関数処理された後、上記減算器（２５）
の他方の入力側に供給される。
減算器（２５）の出力信号β５ば上記関数信号発生回路
（３３）からの出力信号（Ｋｓｉｎφ、）とフィルタ（
２３）からの出力信号との差に相当するもので、比較制
御回路（２８）の積分器（３４）に供給される。比較制
御回路（２８）は上記リミッタ（２９）、上記積分器（
３４）のほか、不感帯付パンパン素子（３５）とパルス
発生器（３６）と、積分器（３７）とから成る。
（３３）からの出力信号（Ｋｓｉｎφ、）とフィルタ（
２３）からの出力信号との差に相当するもので、比較制
御回路（２８）の積分器（３４）に供給される。比較制
御回路（２８）は上記リミッタ（２９）、上記積分器（
３４）のほか、不感帯付パンパン素子（３５）とパルス
発生器（３６）と、積分器（３７）とから成る。
（３８）は出力回路であり、余弦演算器（３９）と、ア
ンプ（４０）と、ピッチ角補正回路（４１）とから構成
される。
ンプ（４０）と、ピッチ角補正回路（４１）とから構成
される。
ここで、上記横滑り角で検出される滑り角βは第１Ｏ図
に示すように飛しょう体に相対的な風のベクトルのＸＹ
面への斜影がＸ軸となす角度を示す。第１０図において
（４２）は誘導制御装置である。
に示すように飛しょう体に相対的な風のベクトルのＸＹ
面への斜影がＸ軸となす角度を示す。第１０図において
（４２）は誘導制御装置である。
以上の構成による飛しょう体の誘導制御装置の動作を以
下説明する。ロール角検出器（２６）の出力信号は飛し
ょう体が母機にまたは地上の基地に装着されている時点
または発射後上反角効果により飛しょう体が水平になっ
た時点等、重力の方向が知られている時点でセットする
。この時点で初期設定によって加算器（３０）から出力
される補正値φ。の信号の値は０に設定しておく。また
、これ以後ロール角検出器（２６）の出力を、ロール角
φ、に相当する信号とする。φ７＝φ、十へとし、ロー
ル角φにおいて予期される滑り角βΦ値をＫｓｉｎφと
する。第９図において、滑り角検出器（２２）の出力信
号βをフィルタ（２３）を通して適当にノイズをカット
した後、この信号と関数信号発生回路（３３）の出力信
号１（ｓｉｎφとの差ｋを減算器（３４）で演算し、こ
の演算結果を積分する。
下説明する。ロール角検出器（２６）の出力信号は飛し
ょう体が母機にまたは地上の基地に装着されている時点
または発射後上反角効果により飛しょう体が水平になっ
た時点等、重力の方向が知られている時点でセットする
。この時点で初期設定によって加算器（３０）から出力
される補正値φ。の信号の値は０に設定しておく。また
、これ以後ロール角検出器（２６）の出力を、ロール角
φ、に相当する信号とする。φ７＝φ、十へとし、ロー
ル角φにおいて予期される滑り角βΦ値をＫｓｉｎφと
する。第９図において、滑り角検出器（２２）の出力信
号βをフィルタ（２３）を通して適当にノイズをカット
した後、この信号と関数信号発生回路（３３）の出力信
号１（ｓｉｎφとの差ｋを減算器（３４）で演算し、こ
の演算結果を積分する。
今、実際のロール角φが推定値φ、より大きいとすると
上記差ルは常に正となり、その積分された量が不感帯付
きパンパン素子（３５）の不感帯を越えるとパルス発生
回路（３６）により１つのパルスを発生する。このパル
ス発生は同時に積分器（３４）を０にリセットする。な
お、積分器（３４）としてコンデンサから成る充放電回
路を用いて構成した場合には上記コンデンサをディスチ
ャージする。一方このパルスに特定の符号をつけた後、
積分器（３７）で積分を行う。この操作によって補正値
φ。の信号値は増加し、ロール角φの推定値φμよ増加
して真の値に近づく。ロール角φが推定φ、より小さな
場合についても同様にして補正が行える。なお、ロール
角φが±９０°を越えるとリミッタ（２７）が作動する
。得られたロール角の推定値φ、の信号を用いて出力回
路（３８）によってｇｃｏｓφ、を演算しくｇは重力加
速度の大きさでアンプ（４０）で設定される。）、さら
に必要に応じてピッチ角の補正回路（４１）でピッチ角
補正を施したのちＧバイアス信号として出力する。なお
、上記実施例ではロール角検出器としてレート積分ジャ
イロを用いたものを示したが、ジャイロコンパスやその
他のロール角検出装置を用いてもよい。また第９図にお
ける積分器（３４）からリミッタ（２９）に至る回路は
鳥の平均的な値に対し補正値もの値を増減するような回
路であれば、いかなる回路であっても上記実施例と同様
の効果を奏する。
上記差ルは常に正となり、その積分された量が不感帯付
きパンパン素子（３５）の不感帯を越えるとパルス発生
回路（３６）により１つのパルスを発生する。このパル
ス発生は同時に積分器（３４）を０にリセットする。な
お、積分器（３４）としてコンデンサから成る充放電回
路を用いて構成した場合には上記コンデンサをディスチ
ャージする。一方このパルスに特定の符号をつけた後、
積分器（３７）で積分を行う。この操作によって補正値
φ。の信号値は増加し、ロール角φの推定値φμよ増加
して真の値に近づく。ロール角φが推定φ、より小さな
場合についても同様にして補正が行える。なお、ロール
角φが±９０°を越えるとリミッタ（２７）が作動する
。得られたロール角の推定値φ、の信号を用いて出力回
路（３８）によってｇｃｏｓφ、を演算しくｇは重力加
速度の大きさでアンプ（４０）で設定される。）、さら
に必要に応じてピッチ角の補正回路（４１）でピッチ角
補正を施したのちＧバイアス信号として出力する。なお
、上記実施例ではロール角検出器としてレート積分ジャ
イロを用いたものを示したが、ジャイロコンパスやその
他のロール角検出装置を用いてもよい。また第９図にお
ける積分器（３４）からリミッタ（２９）に至る回路は
鳥の平均的な値に対し補正値もの値を増減するような回
路であれば、いかなる回路であっても上記実施例と同様
の効果を奏する。
また、積分器（２６）の代わりに入カバルスで増減し得
るカウンタと、このカウンタの出力に適当なゲインを乗
じる乗算器とから構成してもよい。
るカウンタと、このカウンタの出力に適当なゲインを乗
じる乗算器とから構成してもよい。
以上説明したように、本発明によれば飛しよう
□体に設けたレート積分ジャイロ等のロール角検出手
段からの出力のドリフトを滑り角検出手段からの出力で
補正するようにしてＧバイアス信号を出力するようにし
たので、外部からの情報なしに簡単にＧバイアス信号が
得られ、外部からコマンド信号を送る必要がなくなる。
□体に設けたレート積分ジャイロ等のロール角検出手
段からの出力のドリフトを滑り角検出手段からの出力で
補正するようにしてＧバイアス信号を出力するようにし
たので、外部からの情報なしに簡単にＧバイアス信号が
得られ、外部からコマンド信号を送る必要がなくなる。
第１図は比例航法により目標体を追尾する場合の飛しょ
う体及び目標体の関係図、第２図は比例航法による会合
コースの説明図、第３図は翼操舵を行う誘導飛しょう体
の一例を示す説明図、第４図は操舵翼に発生する揚力を
示す説明図、第５図は目視線角の変化率ベクトル５のＹ
軸、Ｚ軸方向の成分を示す説明図、第６図（ａ）、 （
ｂ）はバンクツーターン方式の説明図、第７図は翼操舵
方式をとる誘導飛しょう体の典型的な誘導制御回路の一
例を示すブロック図、第８図はロール角φとロール角検
出器により検出されたロール角φ、と補正値も及び推定
値４の関係を示す図、第９図は本発明による飛しょう体
の誘導制御装置の一実施例を示す回路図、第１０図は横
滑り角βのｘｉ明図である。 （１）・・・飛しょう体、（２）・・・目標体、（２２
）・・・横滑り角検出器、（２３） ・・・フィルタ、
（２４）・・・補正回路、（２５） ・・・減算器、（
２６）・・・ロール角検出器、（２７）・・・加算器、
（２８）・・・比較制御回路、（２９） ・・・リミッ
タ、（３０）・・・加算器、（３３）・・・関数信号発
生回路、（３８）・・・出力回路。
う体及び目標体の関係図、第２図は比例航法による会合
コースの説明図、第３図は翼操舵を行う誘導飛しょう体
の一例を示す説明図、第４図は操舵翼に発生する揚力を
示す説明図、第５図は目視線角の変化率ベクトル５のＹ
軸、Ｚ軸方向の成分を示す説明図、第６図（ａ）、 （
ｂ）はバンクツーターン方式の説明図、第７図は翼操舵
方式をとる誘導飛しょう体の典型的な誘導制御回路の一
例を示すブロック図、第８図はロール角φとロール角検
出器により検出されたロール角φ、と補正値も及び推定
値４の関係を示す図、第９図は本発明による飛しょう体
の誘導制御装置の一実施例を示す回路図、第１０図は横
滑り角βのｘｉ明図である。 （１）・・・飛しょう体、（２）・・・目標体、（２２
）・・・横滑り角検出器、（２３） ・・・フィルタ、
（２４）・・・補正回路、（２５） ・・・減算器、（
２６）・・・ロール角検出器、（２７）・・・加算器、
（２８）・・・比較制御回路、（２９） ・・・リミッ
タ、（３０）・・・加算器、（３３）・・・関数信号発
生回路、（３８）・・・出力回路。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 （１１重力加速による飛しょう体の誘導精度の低下を補
償するためのバイアス信号を出力するバイアス信号発生
手段を含む飛しょう体の誘導制御装置において、上記バ
イアス信号発生手段は、飛しょう体の横滑り角を検出す
る横滑り角検出手段と、飛しょう体のロール角を検出す
るロール角検出手段と、上記横滑り角検出手段からの出
力信号に基づき上記ロール角検出手段により出力される
ロール角信号に補正を加える補正手段と、上記補正手段
により補正されたロール角信号を関数とする信号を前記
バイアス信号として出力する出力手段とから構成したこ
とを特徴とする飛しょう体の誘導制御装置。 （２）補正手段はロール角検出手段からのロール角信号
と所定の補正値との和を関数とする関数信号発生手段と
、この関数信号発生手段からの出力信号と横滑り角検出
手段からの出力信号との差が所定範囲内の大きさとなる
ように上記補正値の大き
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP58107182A JPS59231614A (ja) | 1983-06-15 | 1983-06-15 | 飛しよう体の誘導制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP58107182A JPS59231614A (ja) | 1983-06-15 | 1983-06-15 | 飛しよう体の誘導制御装置 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS59231614A true JPS59231614A (ja) | 1984-12-26 |
| JPH059806B2 JPH059806B2 (ja) | 1993-02-08 |
Family
ID=14452542
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP58107182A Granted JPS59231614A (ja) | 1983-06-15 | 1983-06-15 | 飛しよう体の誘導制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS59231614A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5170969A (en) * | 1988-11-23 | 1992-12-15 | The Boeing Company | Aircraft rudder command system |
-
1983
- 1983-06-15 JP JP58107182A patent/JPS59231614A/ja active Granted
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US5170969A (en) * | 1988-11-23 | 1992-12-15 | The Boeing Company | Aircraft rudder command system |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH059806B2 (ja) | 1993-02-08 |
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