JPS62168206A - 飛翔体誘導制御装置 - Google Patents
飛翔体誘導制御装置Info
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- JPS62168206A JPS62168206A JP61010498A JP1049886A JPS62168206A JP S62168206 A JPS62168206 A JP S62168206A JP 61010498 A JP61010498 A JP 61010498A JP 1049886 A JP1049886 A JP 1049886A JP S62168206 A JPS62168206 A JP S62168206A
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- 238000001914 filtration Methods 0.000 claims abstract description 9
- 238000001514 detection method Methods 0.000 claims description 2
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 description 10
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 8
- 230000003044 adaptive effect Effects 0.000 description 7
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 3
- 238000000034 method Methods 0.000 description 3
- 238000004088 simulation Methods 0.000 description 2
- 239000002253 acid Substances 0.000 description 1
- 239000000654 additive Substances 0.000 description 1
- 230000000996 additive effect Effects 0.000 description 1
- 230000002996 emotional effect Effects 0.000 description 1
- 230000005484 gravity Effects 0.000 description 1
- 238000009499 grossing Methods 0.000 description 1
- CPJSUEIXXCENMM-UHFFFAOYSA-N phenacetin Chemical compound CCOC1=CC=C(NC(C)=O)C=C1 CPJSUEIXXCENMM-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
Landscapes
- Control Of Position, Course, Altitude, Or Attitude Of Moving Bodies (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】
〔産業上の利用分野〕
この発明は、対空ミサイル等、高速で移動する目標体に
飛翔体を誘導する飛翔体銹導制御装置に関するものであ
る。
飛翔体を誘導する飛翔体銹導制御装置に関するものであ
る。
第７図は一般的な飛翔体銹導制御方法を示す図であり、
Ｐは飛翔体、では目標体、σは初期目視時の初期目視線
方向（例えば北）と飛翔体Ｐに対する目標体Ｔの方向と
の角度（以下、目視角と称す。）、Ｒ／Ｉｉ飛翔体飛翔
体積体Ｔとの距離の初期月初、線方向の成分、ｙは飛翔
体Ｐと目標体Ｔとの距離の初期目視線方向に垂直な方向
の成分、Ｖｐけ飛翔体の速度、ＶＴは目標体の速度、ａ
ＰＩ／−ｉ飛翔体の速度ｖＰと垂直方向の加速度、ａＴ
Ｖｉ目標体の速度ｖＴと垂直方向の加速度であり、速度
ＶＰ、ＶＴは説明の便宜上初期月初線方向に対して所定
角θＴ。
Ｐは飛翔体、では目標体、σは初期目視時の初期目視線
方向（例えば北）と飛翔体Ｐに対する目標体Ｔの方向と
の角度（以下、目視角と称す。）、Ｒ／Ｉｉ飛翔体飛翔
体積体Ｔとの距離の初期月初、線方向の成分、ｙは飛翔
体Ｐと目標体Ｔとの距離の初期目視線方向に垂直な方向
の成分、Ｖｐけ飛翔体の速度、ＶＴは目標体の速度、ａ
ＰＩ／−ｉ飛翔体の速度ｖＰと垂直方向の加速度、ａＴ
Ｖｉ目標体の速度ｖＴと垂直方向の加速度であり、速度
ＶＰ、ＶＴは説明の便宜上初期月初線方向に対して所定
角θＴ。
θＰで表わしているが、実際上Ｉ／′ｉはソ初期目視線
方向と平行である。ここで、誘導制御方法は、目視角σ
を保ちながら飛翔体Ｐと目標体Ｔとの距離の初期目視線
方向に垂１ＦＩｆｆ分ｙｆｏに近づけて行くことによっ
て、飛翔体Ｐを目標体Ｔに誘導する。
方向と平行である。ここで、誘導制御方法は、目視角σ
を保ちながら飛翔体Ｐと目標体Ｔとの距離の初期目視線
方向に垂１ＦＩｆｆ分ｙｆｏに近づけて行くことによっ
て、飛翔体Ｐを目標体Ｔに誘導する。
ｆＪＩＪ４図は従来の飛翔体誘導制御装置を示すブロッ
ク図であり、図忙おいて、ｆｉｌは電譜波を用いたセン
サにより目標体を追尾しながら目視角（飛翔体に対する
目標体の方向と初期目視線方向との角度）の変化率σを
検出するトラッキングシーカ、（２ｂ）ｉトラッキング
シーカｆｌ＋によって検出された目視角の変化率σおよ
びＦツブラーレーダ等によって！ＪＪＩ−れる飛翔体と
目標体との接近速度Ｖ、・および飛翔体と目標体の距離
の初期目視線方向の酸分Ｒを用いてノイズを平滑し、目
標体の推定加カルマン（Ｋａｌｍａｎ ）フィルタ、［
３＋ｈカルマンフイマンドａｐを算出する乗算器、＋４
１＃’ｊ乗算器＋３）によって算出された飛翔体の加速
度コマン）ａｐに飛翔体の構造上の制約を加えるリミッ
タ、（６）けリミッタ（４１によって制約を加えられた
飛翔体の加速度コマンドａｃ ｆ受けて飛翔体の運動方
向を変更する操舵サーボである。
ク図であり、図忙おいて、ｆｉｌは電譜波を用いたセン
サにより目標体を追尾しながら目視角（飛翔体に対する
目標体の方向と初期目視線方向との角度）の変化率σを
検出するトラッキングシーカ、（２ｂ）ｉトラッキング
シーカｆｌ＋によって検出された目視角の変化率σおよ
びＦツブラーレーダ等によって！ＪＪＩ−れる飛翔体と
目標体との接近速度Ｖ、・および飛翔体と目標体の距離
の初期目視線方向の酸分Ｒを用いてノイズを平滑し、目
標体の推定加カルマン（Ｋａｌｍａｎ ）フィルタ、［
３＋ｈカルマンフイマンドａｐを算出する乗算器、＋４
１＃’ｊ乗算器＋３）によって算出された飛翔体の加速
度コマン）ａｐに飛翔体の構造上の制約を加えるリミッ
タ、（６）けリミッタ（４１によって制約を加えられた
飛翔体の加速度コマンドａｃ ｆ受けて飛翔体の運動方
向を変更する操舵サーボである。
次に上記飛翔体誘導制御装置中の特にカルマンフィルタ
（２ｂ）の動作について説明する。トラッキングシーカ
（１１によって検出された目視角の変化信号として敗り
込み、目標体の推定加速度の平均値か一定値（通常ＱＧ
、Ｇけ重力）と仮定し、カルマンフィルタ（２ｂ）は推
定によってノイズを平滑度合、ｒを出力する。
（２ｂ）の動作について説明する。トラッキングシーカ
（１１によって検出された目視角の変化信号として敗り
込み、目標体の推定加速度の平均値か一定値（通常ＱＧ
、Ｇけ重力）と仮定し、カルマンフィルタ（２ｂ）は推
定によってノイズを平滑度合、ｒを出力する。
ところで、一般的に目標体が飛翔体の追跡を回避するに
は、目標体の速度方向に対して、まず、ａＴ ｍａＸと
いう加速度で回避し、その後数秒後に−ａＴｍａｘとい
う加速度で回避することが最も有効である。
は、目標体の速度方向に対して、まず、ａＴ ｍａＸと
いう加速度で回避し、その後数秒後に−ａＴｍａｘとい
う加速度で回避することが最も有効である。
第５図は従来のカルマンフィルタ（２ｂ）’に用いチー
／ミュレーションを行なった結果を示すグラフであり、
Ａは目標体の回避加速度パターンで、を−０秒に加速度
ａ〒ｗａｘ （ここでは４９１Ｉｌ／５８Ｃ２とした。
／ミュレーションを行なった結果を示すグラフであり、
Ａは目標体の回避加速度パターンで、を−０秒に加速度
ａ〒ｗａｘ （ここでは４９１Ｉｌ／５８Ｃ２とした。
）に、ｔ−４秒に加速度−”Ｔｍａｘ ｉＣ切替えた場
合を示している。Ｂ１１−ｊ従来のカルマンフィルタ（
２ｂ）によって推定した目標体の加速度◇アを示してい
る。
合を示している。Ｂ１１−ｊ従来のカルマンフィルタ（
２ｂ）によって推定した目標体の加速度◇アを示してい
る。
図よす、従来のカルマンフィルタ（２ｂ）の推定におい
ては、安定性は高いが追従性が低いことがわかる。
ては、安定性は高いが追従性が低いことがわかる。
〔発明が解決しようとするＩＩＪ′１題点〕従来の飛翔
体誘導制御装置、特にカルマンフィルタは目標体の推定
加速崩の平均値を一定値として＃！戚されているので、
推定値がノイズに振られて目標体を−１失ってしまった
り、誘導制御系が発散してしまったりしないように推定
の安定性金床つためには、推定の目！ｇｉ体に対する追
＃１４：を犠牲にしなげねばならず、その結果、目標体
の状傳惜の推定に時間的な連れが生じて情変が低下する
などの問題点があった。
体誘導制御装置、特にカルマンフィルタは目標体の推定
加速崩の平均値を一定値として＃！戚されているので、
推定値がノイズに振られて目標体を−１失ってしまった
り、誘導制御系が発散してしまったりしないように推定
の安定性金床つためには、推定の目！ｇｉ体に対する追
＃１４：を犠牲にしなげねばならず、その結果、目標体
の状傳惜の推定に時間的な連れが生じて情変が低下する
などの問題点があった。
この発明は上記のような問題点を解消するため定の安定
性を損なうことな（、推定の目標体に対する追従性を高
め、目標体の状態量の推定に時間的な遅れを少な（し、
精度の高い飛翔体誘導制御装置を得ることを目的とする
。
性を損なうことな（、推定の目標体に対する追従性を高
め、目標体の状態量の推定に時間的な遅れを少な（し、
精度の高い飛翔体誘導制御装置を得ることを目的とする
。
この発明に係る飛翔体誘導制御装置け、移動している目
標体の飛翔体に対する方向および位置を検出する手段と
、この検出情報により上記目標体の推定加速度の平均値
を復改の値の内の一つに切替えつつ上記目標体の運動状
態量を推定するフィルタリング手段と、この推定さねた
運動状態量より上記目標体の推定加速度コマンＦを算出
する手段と、この算出された推定加速度コマンドに制限
を加える手段と、制限を加えた上記推定加速度コマンド
を受けて上記飛翔体の運動方向を変更させる手段とを設
けたものである。
標体の飛翔体に対する方向および位置を検出する手段と
、この検出情報により上記目標体の推定加速度の平均値
を復改の値の内の一つに切替えつつ上記目標体の運動状
態量を推定するフィルタリング手段と、この推定さねた
運動状態量より上記目標体の推定加速度コマンＦを算出
する手段と、この算出された推定加速度コマンドに制限
を加える手段と、制限を加えた上記推定加速度コマンド
を受けて上記飛翔体の運動方向を変更させる手段とを設
けたものである。
この発明におけるフィルタリング手段は、目標体の推定
加速度値によりこの目標体の飛翔体に対する回避運動の
有無と方向を判別し、能動的に上記目標体の推定加速度
の平均値を切替える。
加速度値によりこの目標体の飛翔体に対する回避運動の
有無と方向を判別し、能動的に上記目標体の推定加速度
の平均値を切替える。
以下、この発明の一実施例を図について説明する。第１
図において、（１１は電磁波を用いたセンサにより目標
体を追尾して目視角（飛翔体に対する目標体の方向と初
期目視線方向との角度）の変化率：を検出するトラッキ
ングシーカ、（２ａ）はトラッキングシーカ（１）によ
って検出された目視角の変化率：およびドツプラーレー
ダ等によって得ら内の一つに切替えつつ推定する適応型
カルマン（Ｋａｌｍａｎ）フィルタ＋ｉ３＋ ＩＰｉ適
応型カルマンフィルタ（２ａ）で推定された目標体の推
定加速度ｑＴと目視角の推定変化率８を用いて飛翔体の
加速度コマσ ンドａｐを算出する乗算器、（４１け乗算器（３ｉによ
って算出された飛１１Ａｉの加速度コマンドａｐに飛翔
体の構造上の制約を加えるリミッタ、（６）けリミッタ
（４）によって制約を加えられた飛翔体の加速度コマン
ドａｃを受けて飛翔体の運動方向を変更する操舵ターボ
である。
図において、（１１は電磁波を用いたセンサにより目標
体を追尾して目視角（飛翔体に対する目標体の方向と初
期目視線方向との角度）の変化率：を検出するトラッキ
ングシーカ、（２ａ）はトラッキングシーカ（１）によ
って検出された目視角の変化率：およびドツプラーレー
ダ等によって得ら内の一つに切替えつつ推定する適応型
カルマン（Ｋａｌｍａｎ）フィルタ＋ｉ３＋ ＩＰｉ適
応型カルマンフィルタ（２ａ）で推定された目標体の推
定加速度ｑＴと目視角の推定変化率８を用いて飛翔体の
加速度コマσ ンドａｐを算出する乗算器、（４１け乗算器（３ｉによ
って算出された飛１１Ａｉの加速度コマンドａｐに飛翔
体の構造上の制約を加えるリミッタ、（６）けリミッタ
（４）によって制約を加えられた飛翔体の加速度コマン
ドａｃを受けて飛翔体の運動方向を変更する操舵ターボ
である。
次に上記実施例中の特に適応型カルマンフィルタ（２ａ
）の動作について、第２図および第３図を用いて説明す
る。第２図において、まず、（６）にてシステムの初期
化（目標体の推定加速度の平均値ａｒ−０を含む。）を
行なう。次に、従来のカルマンフィルタと同様に、（７
）にてトラッキングシーカ＋１１によって検出された目
視角の変化率：とドッグり込み、目標体の現在の推定加
速度の平均値；、。
）の動作について、第２図および第３図を用いて説明す
る。第２図において、まず、（６）にてシステムの初期
化（目標体の推定加速度の平均値ａｒ−０を含む。）を
行なう。次に、従来のカルマンフィルタと同様に、（７
）にてトラッキングシーカ＋１１によって検出された目
視角の変化率：とドッグり込み、目標体の現在の推定加
速度の平均値；、。
を用いて推定目標角変化牢番および目標体の推定σ
加速度合 を算出する。
続いて（８）Ｋで回避の有毎とその方向を胛別し、（９
）乃至Ｑｌ）の何ねかによって目標体の推定加速度の平
均値−を切替えるのであるが、ここで第３図Ｔ を用いて（８１からαυまでの目標体の推定加速度の平
均値−の切替え動作について述べる。第３図は８丁 本発明の一実施例である目標体の推定加速度の平均値ｒ
の切替え＠作を示す図である。目標体の現在の推定加速
度の平均値”Ｔ Ｏが○である場合に、目標体の推定加
速度仝７が切替閾値Ｃ１（ここでは１０ ｍ／５ｅｃ２
とした。）以上になると上記推定加速度の平均値−を”
ｆ＃ＬＸ （ここでは４ｇｍ／ｓｅｃ とした。）
に切替え、上記推定加速度合、が切替閾値−Ｃ１以上に
なると上記推定加速度の平均値ａｙ ｆ−”ｆｍ＆Ｘに
切替え、上記推定加速度△ の絶対値がＴ 切替閾値Ｃ１未満の時は回避がないものとしてと１推定
加速度の平均値ａＴを切替えない。次に、上記のように
して回避動作を検出し、上ｅ推定加速度の平均値；、を
”ｊｍａｘまたは−ａＴｍａｘ何れかに切替えた後にお
いては、上記推定加速度合 の絶対値が切替閾値Ｃ２（
ここでは２Ｑｍ／ｓｅｃ”とした。）を越える時は上記
推定加速度の平均値ａＴを切替えず、上記推定加速度合
の絶対値が切替閾値０２以下の時は上記推定加速度の
平均値；７の符号を切替える。
）乃至Ｑｌ）の何ねかによって目標体の推定加速度の平
均値−を切替えるのであるが、ここで第３図Ｔ を用いて（８１からαυまでの目標体の推定加速度の平
均値−の切替え動作について述べる。第３図は８丁 本発明の一実施例である目標体の推定加速度の平均値ｒ
の切替え＠作を示す図である。目標体の現在の推定加速
度の平均値”Ｔ Ｏが○である場合に、目標体の推定加
速度仝７が切替閾値Ｃ１（ここでは１０ ｍ／５ｅｃ２
とした。）以上になると上記推定加速度の平均値−を”
ｆ＃ＬＸ （ここでは４ｇｍ／ｓｅｃ とした。）
に切替え、上記推定加速度合、が切替閾値−Ｃ１以上に
なると上記推定加速度の平均値ａｙ ｆ−”ｆｍ＆Ｘに
切替え、上記推定加速度△ の絶対値がＴ 切替閾値Ｃ１未満の時は回避がないものとしてと１推定
加速度の平均値ａＴを切替えない。次に、上記のように
して回避動作を検出し、上ｅ推定加速度の平均値；、を
”ｊｍａｘまたは−ａＴｍａｘ何れかに切替えた後にお
いては、上記推定加速度合 の絶対値が切替閾値Ｃ２（
ここでは２Ｑｍ／ｓｅｃ”とした。）を越える時は上記
推定加速度の平均値ａＴを切替えず、上記推定加速度合
の絶対値が切替閾値０２以下の時は上記推定加速度の
平均値；７の符号を切替える。
このようにして、（８）にて目標体の回避の有無と方向
を判別し、（９１乃至αυの何れかによって目標体の推
定加速度の平均値；７を切替え、この新しい推定加速度
の平均値”Ｔ、を再び（７）へフィートノ（ツクし、次
回の推定を行なう。
を判別し、（９１乃至αυの何れかによって目標体の推
定加速度の平均値；７を切替え、この新しい推定加速度
の平均値”Ｔ、を再び（７）へフィートノ（ツクし、次
回の推定を行なう。
！６図は本発明の一実施例による適応型カルマンフィル
タ（２ａ）ａ＝用いてシミュレーションヲ行なった結果
を示すグラフであり、Ａは目標体の回避加速度パターン
で、ｔ、−Ｑ秒に加速度ａＴｍａｘ （ここでは４９ｍ
／５ｅａｌ′とした。）Ｋ、ｔ−４秒に加速度−ａ７□
工に切替えた場合を示している。Ｂ［本発明の適応型カ
ルマンフィルタ（２ａ）によって推定した目標体の加速
度４．を示している。図より本発明の適応型カルマンフ
ィルタ（２ａ）の推定においては、安定性と追従性が共
に憂いことがわかる。
タ（２ａ）ａ＝用いてシミュレーションヲ行なった結果
を示すグラフであり、Ａは目標体の回避加速度パターン
で、ｔ、−Ｑ秒に加速度ａＴｍａｘ （ここでは４９ｍ
／５ｅａｌ′とした。）Ｋ、ｔ−４秒に加速度−ａ７□
工に切替えた場合を示している。Ｂ［本発明の適応型カ
ルマンフィルタ（２ａ）によって推定した目標体の加速
度４．を示している。図より本発明の適応型カルマンフ
ィルタ（２ａ）の推定においては、安定性と追従性が共
に憂いことがわかる。
なお、上記実権例ではフィルタリング手段としてカルマ
ン（Ｋａｌｍｉｎ）フィルタ（７）を用いたものを示し
たが、ウィナ−（Ｗｉｅｎｅｒ）フィルタを用いてもよ
い。また、上記実施例では飛翔体の運動方向を変更させ
る手段として操舵サーボ（７）を用いて操舵翼を駆動す
るようにしたものを示したか、ジェットなどの推進力発
生装置とその制御装置を用いてもよい。ざらＫ、上記１
実施例では移動している目標体の飛翔体に対する方向お
よび位置を検出する手段として電磁波を用いたセンサー
によるトラッキングシーカを設けたものを示したが、地
上施設や車輛、船、飛行機等からの飛翔体や目標体の運
動情報を受信する受信器ｆ設けてもよい。
ン（Ｋａｌｍｉｎ）フィルタ（７）を用いたものを示し
たが、ウィナ−（Ｗｉｅｎｅｒ）フィルタを用いてもよ
い。また、上記実施例では飛翔体の運動方向を変更させ
る手段として操舵サーボ（７）を用いて操舵翼を駆動す
るようにしたものを示したか、ジェットなどの推進力発
生装置とその制御装置を用いてもよい。ざらＫ、上記１
実施例では移動している目標体の飛翔体に対する方向お
よび位置を検出する手段として電磁波を用いたセンサー
によるトラッキングシーカを設けたものを示したが、地
上施設や車輛、船、飛行機等からの飛翔体や目標体の運
動情報を受信する受信器ｆ設けてもよい。
以上のように、この発明によればフィルタリング手段と
して目標体の推定加速度の平均値’ｔｉ攻の値の一つに
切替えつつ上記目標体の運動状態量を推定するように構
成したので、従来装置と同様な推定の安定性を保ちなか
ら、より推定の追従性を高めることができ、より精度の
高いものが得られる効果がある。
して目標体の推定加速度の平均値’ｔｉ攻の値の一つに
切替えつつ上記目標体の運動状態量を推定するように構
成したので、従来装置と同様な推定の安定性を保ちなか
ら、より推定の追従性を高めることができ、より精度の
高いものが得られる効果がある。
！ｇ１図はこの発明の一実施例による飛翔体誘導制御装
置ｔを示すブロック図、第２図はこの発明の一実施例に
よる適応型カルマンフィルタの動作を示すフローチャー
ト、第３図はこの発明の一実袴例である目標体の推定加
速度の平均値の切替え動作を示す図、第４図は従来の飛
翔体誘導制御装置を示すブロック図、ｆｊＦＪ５図は従
来の飛翔体銹導制御装置の推定履歴を示す特性図、％６
図はこの発明の一実施例による飛翔体誘導制御装置の推
定履歴を示す特性図、第７図は一般的な飛翔体銹導制御
方法を示す図である。 図において、（１１はトラッキングシーカ、（２ｇ ）
は適応型カルマンフィルタ、（３）け乗算器、（４）は
リミッタ、（５１け操舵サーボ。 なお、図中、同−符Ｉ８−は同一、又は相当部分を示す
。
置ｔを示すブロック図、第２図はこの発明の一実施例に
よる適応型カルマンフィルタの動作を示すフローチャー
ト、第３図はこの発明の一実袴例である目標体の推定加
速度の平均値の切替え動作を示す図、第４図は従来の飛
翔体誘導制御装置を示すブロック図、ｆｊＦＪ５図は従
来の飛翔体銹導制御装置の推定履歴を示す特性図、％６
図はこの発明の一実施例による飛翔体誘導制御装置の推
定履歴を示す特性図、第７図は一般的な飛翔体銹導制御
方法を示す図である。 図において、（１１はトラッキングシーカ、（２ｇ ）
は適応型カルマンフィルタ、（３）け乗算器、（４）は
リミッタ、（５１け操舵サーボ。 なお、図中、同−符Ｉ８−は同一、又は相当部分を示す
。
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 （１）移動している目標体の飛翔体に対する方向および
位置を検出する手段と、この検出手段からの出力情報に
より上記目標体の推定加速度の平均値を複数の値の内の
一つに切替えつつ上記目標体の運動状態量を推定するフ
ィルタリング手段と、このフィルタリング手段からの出
力情報により上記目標体の推定加速度コマンドを算出す
る航法制御手段と、この航法制御手段からの上記推定加
速度コマンドに制限を加えるリミッタと、このリミッタ
を通過した上記推定加速度コマンドを受けて上記飛翔体
の運動方向を変更させる手段とを備えた飛翔体誘導制御
装置。 （２）移動している目標体の飛翔体に対する方向および
位置を検出する手段として、電磁波により上記目標体の
方向および位置を検出するセンサを用いたことを特徴と
する特許請求の範囲第１項記載の飛翔体誘導制御装置。 （３）移動している目標体の飛翔体に対する方向および
位置検出する手段として、上記飛翔体と目標体の位置情
報を送信する機器からの位置情報を受信する受信器を用
いたことを特徴とする特許請求の範囲第１項記載の飛翔
体誘導制御装置。 （４）目標体の運動状態量を推定するフィルタリング手
段として、ウイナー（Ｗｉｅｎｅｒ）フィルタを用いた
ことを特徴とする特許請求の範囲第１項乃至第３項の何
れかに記載の飛翔体誘導制御装置。 （６）目標体の運動状態量を推定するフィルタリング手
段として、カルマン（Ｋａｌｍａｎ）フィルタを用いた
ことを特徴とする特許請求の範囲第１項乃至第３項の何
れかに記載の飛翔体誘導制御装置。 （６）飛翔体の運動方向を変更させる手段として、操舵
翼と操舵翼を駆動する操舵サーボを用いたことを特徴と
する特許請求の範囲第１項乃至第５項の何れかに記載の
飛翔体誘導制御装置。 （７）飛翔体の運動方向を変更させる手段として、推進
力発生装置とその制御装置を用いたことを特徴とする特
許請求の範囲第１項乃至第５項の何れかに記載の飛翔体
誘導制御装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP61010498A JPS62168206A (ja) | 1986-01-20 | 1986-01-20 | 飛翔体誘導制御装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP61010498A JPS62168206A (ja) | 1986-01-20 | 1986-01-20 | 飛翔体誘導制御装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS62168206A true JPS62168206A (ja) | 1987-07-24 |
Family
ID=11751856
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP61010498A Pending JPS62168206A (ja) | 1986-01-20 | 1986-01-20 | 飛翔体誘導制御装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS62168206A (ja) |
Cited By (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0751367A1 (fr) * | 1995-06-28 | 1997-01-02 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Système de guidage en alignement d'un missile sur une cible |
-
1986
- 1986-01-20 JP JP61010498A patent/JPS62168206A/ja active Pending
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0751367A1 (fr) * | 1995-06-28 | 1997-01-02 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | Système de guidage en alignement d'un missile sur une cible |
| FR2736146A1 (fr) * | 1995-06-28 | 1997-01-03 | Aerospatiale | Systeme de guidage en alignement d'un missile sur une cible |
| US5762290A (en) * | 1995-06-28 | 1998-06-09 | Aerospatiale Societe Nationale Industrielle | System for guiding a missile in alignment onto a target |
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