JPS6156527B2 - - Google Patents
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- Publication number
- JPS6156527B2 JPS6156527B2 JP54120112A JP12011279A JPS6156527B2 JP S6156527 B2 JPS6156527 B2 JP S6156527B2 JP 54120112 A JP54120112 A JP 54120112A JP 12011279 A JP12011279 A JP 12011279A JP S6156527 B2 JPS6156527 B2 JP S6156527B2
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- JP
- Japan
- Prior art keywords
- angle
- target
- angular velocity
- flying object
- sensor
- Prior art date
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- Expired
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- 238000001514 detection method Methods 0.000 claims description 6
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 5
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 230000010355 oscillation Effects 0.000 description 1
- 230000000087 stabilizing effect Effects 0.000 description 1
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 description 1
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (AREA)
Description
【発明の詳細な説明】
この発明は飛しよう体を誘導し目標に命中させ
る各種誘導装置のうちホーミング誘導装置に関す
る。
る各種誘導装置のうちホーミング誘導装置に関す
る。
従来、飛しよう体の誘導装置の内ホーミング誘
導装置においては目標検知の信号媒体が、電波の
場合も、光の場合も、飛しよう体先端部に左右方
向、上下方向２軸に自由度をもつたジンバル機構
を有する目標追尾装置をとう載し、かつ目標追尾
装置自体に例えばレートジヤイロ等の慣性センサ
をとう載し、このレートジヤイロの出力信号をフ
イードバツクすることにより、飛しよう体の運動
及び機体の動揺とは無関係に目標追尾装置の視軸
方向（例えば、アンテナボアサイトあるいはシー
カ軸方向）を空間基準座標に対し安定化して目標
の追尾を行い、飛しよう体から目標を見た視準線
の空間基準座標に対する角度（Line―of―sight
angle、以下「LOS角度」という）の変化率を検
出し、これをもとにして操だ機構を制御し下記の
(1)式で示される比例航法の基本式を満足するよう
に飛しよう体を誘導するホーミング誘導装置が一
般的であつた。
導装置においては目標検知の信号媒体が、電波の
場合も、光の場合も、飛しよう体先端部に左右方
向、上下方向２軸に自由度をもつたジンバル機構
を有する目標追尾装置をとう載し、かつ目標追尾
装置自体に例えばレートジヤイロ等の慣性センサ
をとう載し、このレートジヤイロの出力信号をフ
イードバツクすることにより、飛しよう体の運動
及び機体の動揺とは無関係に目標追尾装置の視軸
方向（例えば、アンテナボアサイトあるいはシー
カ軸方向）を空間基準座標に対し安定化して目標
の追尾を行い、飛しよう体から目標を見た視準線
の空間基準座標に対する角度（Line―of―sight
angle、以下「LOS角度」という）の変化率を検
出し、これをもとにして操だ機構を制御し下記の
(1)式で示される比例航法の基本式を満足するよう
に飛しよう体を誘導するホーミング誘導装置が一
般的であつた。
γ〓＝Ｎσ〓 ……(1)
γ〓：飛しよう体の径路角速度
（飛しよう体の旋回率）
Ｎ：比例航法定数
σ〓：LOS角度の変化率
第１図は従来のホーミング誘導装置を説明する
ための図で、第１図ａはホーミング誘導装置を作
動状態を示す図、第１図ｂはホーミング装置を示
す構成図である。図において１は飛しよう体本
体、２は飛しよう体先端部に位置するホーミング
装置（図では追尾アンテナ及び追尾系）、３は目
標、４は視準線、５は飛しよう体の機軸、６は空
間に固定した基準座標軸、７′は空間基準座標軸
６よりみた飛しよう体の径路角γ、８は空間基準
座標から見たLOS角度σ、９は飛しよう体から
見た目標方向角度λ、を示す。
ための図で、第１図ａはホーミング誘導装置を作
動状態を示す図、第１図ｂはホーミング装置を示
す構成図である。図において１は飛しよう体本
体、２は飛しよう体先端部に位置するホーミング
装置（図では追尾アンテナ及び追尾系）、３は目
標、４は視準線、５は飛しよう体の機軸、６は空
間に固定した基準座標軸、７′は空間基準座標軸
６よりみた飛しよう体の径路角γ、８は空間基準
座標から見たLOS角度σ、９は飛しよう体から
見た目標方向角度λ、を示す。
従来のホーミング誘導装置においては、該ホー
ミング装置（追尾アンテナ）２は、追尾系の時定
数τによつて定まる分だけ視準線４より遅れて追
尾する。したがつて第１図に示すように、アンテ
ナボアサイト角度σ′８′は σ′＝σ／１＋τＳ ……(2) （Ｓ＝ラプラスの演算子） となる。また第１図に示すように、LOS角度σ
８に対するアンテナボアサイト角度σ′８′の誤差
角ε１９は ε＝σ―σ′＝σ−σ／１＋τＳ＝τＳσ／１＋τＳ
……(3) となる。式(3)において、右辺の分子ＳσはLOS
角度σ８を時間で微分した値σ〓であり、定常状態
では誤差角ε１９はσ〓に比例することになるの
で、誤差角ε１９を測定することによりσ〓を得て
式(1)に示す比例航法を実現していた。このためホ
ーミング装置２には、第１図ｂに示すような左
右、上下２軸に自由度をもつた機械的に可動部を
有するジンバル機構１０が不可欠であり、これに
よりアンテナ又は光センサー１１を目標方向４に
向け、追尾して、アンテナボアサイトの誤差角ε
１９を検知することを要した。また、式(3)に示し
たように追尾系の時定数は十分小さくする必要が
ある。なお１２は空気力学的に抵抗が少なくかつ
電波又は光を透過するレドーム又は光ドームを示
す。
ミング装置（追尾アンテナ）２は、追尾系の時定
数τによつて定まる分だけ視準線４より遅れて追
尾する。したがつて第１図に示すように、アンテ
ナボアサイト角度σ′８′は σ′＝σ／１＋τＳ ……(2) （Ｓ＝ラプラスの演算子） となる。また第１図に示すように、LOS角度σ
８に対するアンテナボアサイト角度σ′８′の誤差
角ε１９は ε＝σ―σ′＝σ−σ／１＋τＳ＝τＳσ／１＋τＳ
……(3) となる。式(3)において、右辺の分子ＳσはLOS
角度σ８を時間で微分した値σ〓であり、定常状態
では誤差角ε１９はσ〓に比例することになるの
で、誤差角ε１９を測定することによりσ〓を得て
式(1)に示す比例航法を実現していた。このためホ
ーミング装置２には、第１図ｂに示すような左
右、上下２軸に自由度をもつた機械的に可動部を
有するジンバル機構１０が不可欠であり、これに
よりアンテナ又は光センサー１１を目標方向４に
向け、追尾して、アンテナボアサイトの誤差角ε
１９を検知することを要した。また、式(3)に示し
たように追尾系の時定数は十分小さくする必要が
ある。なお１２は空気力学的に抵抗が少なくかつ
電波又は光を透過するレドーム又は光ドームを示
す。
従つて、従来のホーミング誘導装置ではジンバ
ル機構１０のような機械的可動部分を有し、複雑
な機構、構造をもつた目標追尾装置（一般にホー
ミング装置２と称している。）が必要となり、信
頼性の面およびコスト面で飛しよう体誘導システ
ムの中で大きな負担となつていた。
ル機構１０のような機械的可動部分を有し、複雑
な機構、構造をもつた目標追尾装置（一般にホー
ミング装置２と称している。）が必要となり、信
頼性の面およびコスト面で飛しよう体誘導システ
ムの中で大きな負担となつていた。
この発明のキーポイントは、このような従来の
ホーミング装置から機械的可動部分であるジンバ
ル機構を排除し、云わばオールソリツドステート
のホーミング装置を実現し、しかも従来通りの比
例航法を変えることなく飛しよう体を目標に誘導
命中させることを実現した点にある。
ホーミング装置から機械的可動部分であるジンバ
ル機構を排除し、云わばオールソリツドステート
のホーミング装置を実現し、しかも従来通りの比
例航法を変えることなく飛しよう体を目標に誘導
命中させることを実現した点にある。
第２図はこの発明の一実施例を示す概略構成図
であり第２図において、２は飛しよう体先端部に
位置するホーミング装置、３は目標、４は視準線
（Line of sight）、５は飛しよう体の機軸、６は
空間に固定した基準座標軸、７は空間基準座標軸
６から見た飛しよう体の姿勢角θ、８は空間基準
座標軸６から見たLOS角度σ、９は飛しよう体
から見た目標方向角度λ、１２はレドーム又は光
ドーム、１３は機体に固定して機軸５と目標方向
４との角度λ９を検出する角度検出アレーセンサ
（実例としてはアレイアンテナ又は固体撮像素子
使用のTVカメラ）、１４は角度検出アレーセンサ
ー１３により計測された飛しよう体機軸５から目
標方向４を見た角度λ(9)なる信号を微分する微分
器、１５は飛しよう体の姿勢角角速度θ〓を検出す
るレイトセンサ、１６は飛しよう体の姿勢角角速
度信号θ〓のノイズをはぶくフイルタ、１７は微分
器１４の出力である飛しよう体機軸５から目標を
見た角度λ(9)の変化率λ〓（角速度）とフイルター
１６の出力である飛しよう体の姿勢角角速度θ〓な
る信号を加算する加算器を示す。
であり第２図において、２は飛しよう体先端部に
位置するホーミング装置、３は目標、４は視準線
（Line of sight）、５は飛しよう体の機軸、６は
空間に固定した基準座標軸、７は空間基準座標軸
６から見た飛しよう体の姿勢角θ、８は空間基準
座標軸６から見たLOS角度σ、９は飛しよう体
から見た目標方向角度λ、１２はレドーム又は光
ドーム、１３は機体に固定して機軸５と目標方向
４との角度λ９を検出する角度検出アレーセンサ
（実例としてはアレイアンテナ又は固体撮像素子
使用のTVカメラ）、１４は角度検出アレーセンサ
ー１３により計測された飛しよう体機軸５から目
標方向４を見た角度λ(9)なる信号を微分する微分
器、１５は飛しよう体の姿勢角角速度θ〓を検出す
るレイトセンサ、１６は飛しよう体の姿勢角角速
度信号θ〓のノイズをはぶくフイルタ、１７は微分
器１４の出力である飛しよう体機軸５から目標を
見た角度λ(9)の変化率λ〓（角速度）とフイルター
１６の出力である飛しよう体の姿勢角角速度θ〓な
る信号を加算する加算器を示す。
このような構成のホーミング装置を構成するこ
とにより、加算器１７の出力には、λ〓＋θ〓なる信
号が得られる。一方、第２図に示すようにλ＋θ
＝σであるので、 λ〓＋θ〓＝σ〓 ……(4) なる関係が成立する。従つて加算器１７の出力に
は比例航法に必要な空間基準座標軸６から見た
LOS角度４の回転角速度σ〓なる信号が得られ
る。
とにより、加算器１７の出力には、λ〓＋θ〓なる信
号が得られる。一方、第２図に示すようにλ＋θ
＝σであるので、 λ〓＋θ〓＝σ〓 ……(4) なる関係が成立する。従つて加算器１７の出力に
は比例航法に必要な空間基準座標軸６から見た
LOS角度４の回転角速度σ〓なる信号が得られ
る。
加算器１７の出力σ〓を用い(1)式の比例航法によ
り飛しよう体を誘導する点は従来の誘導装置と変
わるところはない。
り飛しよう体を誘導する点は従来の誘導装置と変
わるところはない。
以上説明したようにこの発明によれば飛しよう
体の機軸から見た目標の方位角を検出するセンサ
として、飛しよう体に固定されたアレーセンサ等
による角度検出センサを用いた構成としたので、
従来のホーミング誘導装置においては高価で複雑
なジンバル装置が必要とされていたが、この発明
に係る装置では簡単な演算操作を行うだけでホー
ミング装置から機械的可動部を完全に排除するこ
とができる効果がある。従つて高い信頼性と、製
造の容易さによる低コスト化も計れるという大き
な効果が得られるものである。
体の機軸から見た目標の方位角を検出するセンサ
として、飛しよう体に固定されたアレーセンサ等
による角度検出センサを用いた構成としたので、
従来のホーミング誘導装置においては高価で複雑
なジンバル装置が必要とされていたが、この発明
に係る装置では簡単な演算操作を行うだけでホー
ミング装置から機械的可動部を完全に排除するこ
とができる効果がある。従つて高い信頼性と、製
造の容易さによる低コスト化も計れるという大き
な効果が得られるものである。
第１図は従来のホーミング誘導装置を示す説明
図、第２図はこの発明に係る一実施例を示す概略
構成図である。 ２……ホーミング装置、３……目標、１３……
角度検出アレーセンサ、１４……微分器、１５…
…レイトセンサ、１７……加算器。
図、第２図はこの発明に係る一実施例を示す概略
構成図である。 ２……ホーミング装置、３……目標、１３……
角度検出アレーセンサ、１４……微分器、１５…
…レイトセンサ、１７……加算器。
Claims (1)
- １ 飛しよう体に固定され所定方向の範囲の像を
結像させて該飛しよう体の機軸から見た目標の方
位角を検出するアレーセンサ等による角度検出セ
ンサと、上記角度検出センサによつて得られた目
標の方位角に対応する信号を微分する微分器と、
上記機体の姿勢角速度を検出するレイトジヤイロ
等によるレイトセンサと、上記微分器によつて得
られた目標方位角の角速度に対応する信号と上記
レイトセンサによつて検出された姿勢角速度とを
加算して基準座標に対する視準線の回転角速度を
得る加算器とを具備する構成とされたことを特徴
とする飛しよう体の誘導装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP12011279A JPS5644909A (en) | 1979-09-20 | 1979-09-20 | Inducing device of flying material |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP12011279A JPS5644909A (en) | 1979-09-20 | 1979-09-20 | Inducing device of flying material |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS5644909A JPS5644909A (en) | 1981-04-24 |
| JPS6156527B2 true JPS6156527B2 (ja) | 1986-12-03 |
Family
ID=14778229
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP12011279A Granted JPS5644909A (en) | 1979-09-20 | 1979-09-20 | Inducing device of flying material |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS5644909A (ja) |
Families Citing this family (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE4339187C1 (de) * | 1993-11-16 | 1995-04-13 | Mafo Systemtech Gmbh & Co Kg | Verfahren zur Bestimmung der Sichtliniendrehraten mit einem starren Suchkopf |
| US6244535B1 (en) * | 1999-06-07 | 2001-06-12 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Man-packable missile weapon system |
-
1979
- 1979-09-20 JP JP12011279A patent/JPS5644909A/ja active Granted
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPS5644909A (en) | 1981-04-24 |
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