JPS6123222A - 誘導方式 - Google Patents
誘導方式Info
- Publication number
- JPS6123222A JPS6123222A JP59143043A JP14304384A JPS6123222A JP S6123222 A JPS6123222 A JP S6123222A JP 59143043 A JP59143043 A JP 59143043A JP 14304384 A JP14304384 A JP 14304384A JP S6123222 A JPS6123222 A JP S6123222A
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- JP
- Japan
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- error
- angle
- azimuth
- target
- detector
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- Pending
Links
- 230000010354 integration Effects 0.000 claims abstract description 4
- 238000000034 method Methods 0.000 claims description 16
- 230000006698 induction Effects 0.000 claims 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 6
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 1
- 230000001629 suppression Effects 0.000 description 1
Classifications
-
- 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
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Radar, Positioning & Navigation (AREA)
- Remote Sensing (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
- Radar Systems Or Details Thereof (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】
（技術分野）
本発明は、飛しょう体のホーミング誘導方式に関する。
（従来技術）
従来の飛しょう体のホーミング誘導方式（以後追尾方式
と呼ぶ）は、目標の運動性能が低い場合（例えば戦車）
飛しょう休から見た目標との誤差角を入力信号とし、飛
しょう体内部の操舵制御部により操舵信号を発生し、目
標に追尾する方式がとられている。
と呼ぶ）は、目標の運動性能が低い場合（例えば戦車）
飛しょう休から見た目標との誤差角を入力信号とし、飛
しょう体内部の操舵制御部により操舵信号を発生し、目
標に追尾する方式がとられている。
一万、操舵方式には、誤差角として、目標の方向（例え
ば左、中、右）だけを検出し、それに対応して一定の角
度或いは一定の旋回率で一定時間操舵するバング−バン
グ（Ｂａｎｇ−Ｂａｎｇ）轡舵と。
ば左、中、右）だけを検出し、それに対応して一定の角
度或いは一定の旋回率で一定時間操舵するバング−バン
グ（Ｂａｎｇ−Ｂａｎｇ）轡舵と。
目標の方位角を検出しそれに比例した角度或しは比例し
た旋回率で一定時間操舵する比例操舵方式がある。これ
ら二つの方式のうち、目標の方位角を利用する比例操舵
方式の万が、目標に対する追尾性能が良く、一般に広く
使用されているが、実環境下において、目標の信号の林
等が悪い条件では、目標の万位角を検出するのに誤差が
含まれ。
た旋回率で一定時間操舵する比例操舵方式がある。これ
ら二つの方式のうち、目標の方位角を利用する比例操舵
方式の万が、目標に対する追尾性能が良く、一般に広く
使用されているが、実環境下において、目標の信号の林
等が悪い条件では、目標の万位角を検出するのに誤差が
含まれ。
その上、誤差万位検出器のハードウェア構成も方向だけ
を検出する場合に比べて複雑になる欠点があった。
を検出する場合に比べて複雑になる欠点があった。
（発明の目的）
本発明は従来の上記欠点を除去する為になされたもので
あシ、従って本発明の目的は、目標の方向（例えば左、
中、右）だけを検出し、目標からの信号が入るたびごと
に前回までの信号を積算してゆくことにより、見掛上、
目標との方位角を検出するのと同等のことを行って操舵
していく、比例操舵方式に近い新規な追尾方式を提供す
るものである。
あシ、従って本発明の目的は、目標の方向（例えば左、
中、右）だけを検出し、目標からの信号が入るたびごと
に前回までの信号を積算してゆくことにより、見掛上、
目標との方位角を検出するのと同等のことを行って操舵
していく、比例操舵方式に近い新規な追尾方式を提供す
るものである。
（発明の構成）
本発明の上記目的は、目標と飛しょう体との誤差角を検
出し飛しょう体を目標に追尾する誘導方式において、前
記飛しょう体と目標の方位を検出する誤差方位検出器と
、この誤差方位検出器の出力を積算する積算手段と、該
積算手段の積算出力をリセットする手段と、前記積算出
力を表わす信号により前記飛しょう体を前記目標に誘導
する手段とを備えることを特徴とする飛しょう体の誘導
方式によって達成される。
出し飛しょう体を目標に追尾する誘導方式において、前
記飛しょう体と目標の方位を検出する誤差方位検出器と
、この誤差方位検出器の出力を積算する積算手段と、該
積算手段の積算出力をリセットする手段と、前記積算出
力を表わす信号により前記飛しょう体を前記目標に誘導
する手段とを備えることを特徴とする飛しょう体の誘導
方式によって達成される。
抑ち２本発明によれば、目標の方位角に対する誤検出の
確率も低く、ハードウェア構成上もよシ簡単になる目標
との方位だけを検出する誤差万位検出器を有し、追尾件
部も比例操舵方式と同等となる特徴を有する飛しょう体
の誘導方式が得られる０ （発明の実施例） 次に９本発明をその良好な一実施例について図面を参照
しながら具体的・に説明する。
確率も低く、ハードウェア構成上もよシ簡単になる目標
との方位だけを検出する誤差万位検出器を有し、追尾件
部も比例操舵方式と同等となる特徴を有する飛しょう体
の誘導方式が得られる０ （発明の実施例） 次に９本発明をその良好な一実施例について図面を参照
しながら具体的・に説明する。
第１図は本発明による誘導方式の一実施例を示す基本的
ブロック図、第２図はある空間に固定した基準座標軸几
Ｅ Ｆを基準とする本発明に関連する航走体と目標に関
する角度関係を表わす図である。
ブロック図、第２図はある空間に固定した基準座標軸几
Ｅ Ｆを基準とする本発明に関連する航走体と目標に関
する角度関係を表わす図である。
第１図に示す飛しょう体の追尾方式は次のような構成を
とっている。即ち２本発明の一実施例は誤差方位検出器
１と操舵制御部２と操舵装置３とを具備している。基準
座標軸ＲＥ Ｆに対する目標の方位角σと基準座標軸Ｒ
Ｅ Ｆに対する航走体の機軸角θとの誤差角εを入力と
しく実際には第１図に示す如く、目標万位角σの航走体
機軸角θが入力され、内部で誤差角εが発生する）、そ
れに対応して航走体から見て右、中、左）或いは上。
とっている。即ち２本発明の一実施例は誤差方位検出器
１と操舵制御部２と操舵装置３とを具備している。基準
座標軸ＲＥ Ｆに対する目標の方位角σと基準座標軸Ｒ
Ｅ Ｆに対する航走体の機軸角θとの誤差角εを入力と
しく実際には第１図に示す如く、目標万位角σの航走体
機軸角θが入力され、内部で誤差角εが発生する）、そ
れに対応して航走体から見て右、中、左）或いは上。
中、下）の３つの状態を出力させる誤差方位検出器１の
出力信号ε′Ｉ（但しＩは受信次数）を操舵制御部２に
より積算し、その時点の誤差角Σε′１になるまで、或
いは一定旋回率で一定時間操舵装置３により操舵してい
く。すると、目標が一定旋回率で旅回回避する場合操舵
装置３への操舵コマンド角δ・は受信の毎に犬きくなシ
、従って、航走体の旋回率も上がって目標との誤差角ε
＋ｉｑ逆に小さくなり、ついには誤差角εｌが０（中）
、或いは前回までの誤差角積算信号ΣεＩの符号が逆に
なる。
出力信号ε′Ｉ（但しＩは受信次数）を操舵制御部２に
より積算し、その時点の誤差角Σε′１になるまで、或
いは一定旋回率で一定時間操舵装置３により操舵してい
く。すると、目標が一定旋回率で旅回回避する場合操舵
装置３への操舵コマンド角δ・は受信の毎に犬きくなシ
、従って、航走体の旋回率も上がって目標との誤差角ε
＋ｉｑ逆に小さくなり、ついには誤差角εｌが０（中）
、或いは前回までの誤差角積算信号ΣεＩの符号が逆に
なる。
しかしながら、そのまま積算すると、操舵コマンド角δ
・はまだ符号が変らず、目標を失なってしまう。そこで
本発明では、誤差方位が似中）と判断された場合、或い
は、前回までの誤差角と符号が異なった場合には、それ
までの積算誤差角Σε′ｉをリセットすることにより、
目標を見失うことを防いでいる。
・はまだ符号が変らず、目標を失なってしまう。そこで
本発明では、誤差方位が似中）と判断された場合、或い
は、前回までの誤差角と符号が異なった場合には、それ
までの積算誤差角Σε′ｉをリセットすることにより、
目標を見失うことを防いでいる。
第３図は本発明の主要構成要素である操舵制御部を実現
する一実施例を示す図であシ、その一実施例は、加算器
４と、ホールド回路５と、コンパレータ６．７と、ＡＮ
Ｄ回路８．９と、ＯＲ回路１０とにより構成される。
する一実施例を示す図であシ、その一実施例は、加算器
４と、ホールド回路５と、コンパレータ６．７と、ＡＮ
Ｄ回路８．９と、ＯＲ回路１０とにより構成される。
誤差方位検出器１からの出力ε／、（但し０、十。
−の３状態を出力する）と前回受信時までの積算結果で
あるホールド回路５の出力を加算器４により受信する毎
に加算し、その結果をホールド回路５に出力し、その結
果δ・（δ・＝にΣｇｉ、に：、定数）を操舵装置３へ
送出する。
あるホールド回路５の出力を加算器４により受信する毎
に加算し、その結果をホールド回路５に出力し、その結
果δ・（δ・＝にΣｇｉ、に：、定数）を操舵装置３へ
送出する。
一万、コンパレータ６および７により、誤差万位検出器
１とホールド回路５の符号を判別し、ＡＮＤ回路８によ
り誤差方位検出器１とホールド回路５の符号が異なる場
合を検出する。又、ＡＮＤ回路９により、誤差万位がＯ
（中）の場合を判別し。
１とホールド回路５の符号を判別し、ＡＮＤ回路８によ
り誤差方位検出器１とホールド回路５の符号が異なる場
合を検出する。又、ＡＮＤ回路９により、誤差万位がＯ
（中）の場合を判別し。
ＯＲ回路１０により誤差万位検出器１とホールド回路５
の符号が異なる場合、或いは、誤差万位が０（中）の場
合に、ホールド回路５をリセットする。
の符号が異なる場合、或いは、誤差万位が０（中）の場
合に、ホールド回路５をリセットする。
（発明の効果）
本発明は９以上説明したように、誤差方位検出器の出力
が誤差角比例出力にする必饗なく、中。
が誤差角比例出力にする必饗なく、中。
、右、左（又は中、上、下）の３つの状態出力であたか
も誤差方位比例出力に近い特性を操舵制御部で作る事に
より、誤差万位検出器の構成を著しく簡略化させる効果
がある。
も誤差方位比例出力に近い特性を操舵制御部で作る事に
より、誤差万位検出器の構成を著しく簡略化させる効果
がある。
第１１Ｄは本発明に係るホーミング誘導方式のブロック
図、第２図は水中航走体を目標に関する角度関係を示す
図、第３丙は本発明に係るホーミング誘導方式の操舵制
御部め一実施例を示す図である。 １・・・誤差万位検出器−２・・・操舵制御部、３・・
・操舵装置、４・・・加算器、５・・ホールド回路、６
・・・コンパレータ、７・・・コンパレータ、８・・・
ＡＮＤ［３，９・・・ＡＮｆ）回路、１０・・・ＯＲ回
路。 ■＃／７＆ 算 ２ 図
図、第２図は水中航走体を目標に関する角度関係を示す
図、第３丙は本発明に係るホーミング誘導方式の操舵制
御部め一実施例を示す図である。 １・・・誤差万位検出器−２・・・操舵制御部、３・・
・操舵装置、４・・・加算器、５・・ホールド回路、６
・・・コンパレータ、７・・・コンパレータ、８・・・
ＡＮＤ［３，９・・・ＡＮｆ）回路、１０・・・ＯＲ回
路。 ■＃／７＆ 算 ２ 図
Claims (1)
- 目標と飛しょう体との誤差角を検出し、前記飛しょう体
を前記目標に追尾する誘導方式において、前記飛しょう
体と目標の方位を検出する誤差方位検出器と、この誤差
方位検出器の出力を積算する積算手段と、該積算段の積
算出方をリセットする手段と、前記積算出力を表わす信
号により前記飛しょう体を前記目標に誘導する手段とを
備えることを特徴とする飛しょう体の誘導方式。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP59143043A JPS6123222A (ja) | 1984-07-10 | 1984-07-10 | 誘導方式 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP59143043A JPS6123222A (ja) | 1984-07-10 | 1984-07-10 | 誘導方式 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6123222A true JPS6123222A (ja) | 1986-01-31 |
Family
ID=15329576
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP59143043A Pending JPS6123222A (ja) | 1984-07-10 | 1984-07-10 | 誘導方式 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS6123222A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0436215A2 (en) * | 1990-01-08 | 1991-07-10 | Hughes Aircraft Company | Lightweight missile guidance system |
-
1984
- 1984-07-10 JP JP59143043A patent/JPS6123222A/ja active Pending
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0436215A2 (en) * | 1990-01-08 | 1991-07-10 | Hughes Aircraft Company | Lightweight missile guidance system |
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