JPS62204317A - 飛翔体誘導装置 - Google Patents
飛翔体誘導装置Info
- Publication number
- JPS62204317A JPS62204317A JP61047710A JP4771086A JPS62204317A JP S62204317 A JPS62204317 A JP S62204317A JP 61047710 A JP61047710 A JP 61047710A JP 4771086 A JP4771086 A JP 4771086A JP S62204317 A JPS62204317 A JP S62204317A
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- JP
- Japan
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- flying object
- target
- angle
- signal
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- Prior art date
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- 238000001514 detection method Methods 0.000 claims description 25
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 5
- 230000002123 temporal effect Effects 0.000 description 4
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 1
- 239000000284 extract Substances 0.000 description 1
- 238000000034 method Methods 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】
［発明の目的コ
（産業上の利用分野）
この発明は、例えば誘導弾のような飛翔体を比例航法で
目標へ誘導する飛翔体誘導装置に関する。
目標へ誘導する飛翔体誘導装置に関する。
（従来の技術）
周知のように、例えば誘導弾のような飛翔体には第４図
に示すような誘導装置が搭載されている。すなわち、こ
の誘導装置は、図示しない目標からの目標信号を入力し
、検出部１１で飛翔体と目標とを結ぶ方向と基準方向と
のなす角度（目視線角）λの時間的変化率λを検出する
。そして、この検出部１１の出力を元に操舵部１２で舵
角δＣを制御して機体特性１３を補正しながら飛翔体の
経路角γを変化させている。この場合、経路角γの時間
的変化率γと目視線角λの時間的変化率五とが比例関係
（γ−Ｎｉ：Ｎは比例航法定数）にあるように制御され
るが、実際には飛翔体の経路角変化率γは飛翔体の速度
ｖＭ、飛翔体と目標との相対速度ＶＣ，見越角りの余弦
ｃｏｓ Ｌに依存しており、それらの関係は、 で表わされる。
に示すような誘導装置が搭載されている。すなわち、こ
の誘導装置は、図示しない目標からの目標信号を入力し
、検出部１１で飛翔体と目標とを結ぶ方向と基準方向と
のなす角度（目視線角）λの時間的変化率λを検出する
。そして、この検出部１１の出力を元に操舵部１２で舵
角δＣを制御して機体特性１３を補正しながら飛翔体の
経路角γを変化させている。この場合、経路角γの時間
的変化率γと目視線角λの時間的変化率五とが比例関係
（γ−Ｎｉ：Ｎは比例航法定数）にあるように制御され
るが、実際には飛翔体の経路角変化率γは飛翔体の速度
ｖＭ、飛翔体と目標との相対速度ＶＣ，見越角りの余弦
ｃｏｓ Ｌに依存しており、それらの関係は、 で表わされる。
ここで、上記比例航法の条件として、ＶＭ、ＶＣ，Ｌは
一定でなければならない。つまり、有効航法定数は、 であるから、ＶＭ、ＶＣ，Ｌが変化した場合にはＮ′も
変化することになり、比例航法が保てない。
一定でなければならない。つまり、有効航法定数は、 であるから、ＶＭ、ＶＣ，Ｌが変化した場合にはＮ′も
変化することになり、比例航法が保てない。
誘導弾の要撃方法を例にとって、上記比例航法について
説明する。第５図は要撃三角形と称される要撃想定図を
示すもので、図中Ｍは誘導弾の現在点、Ｔは目標飛翔体
の現在点、Ｃは要撃点を示している。これらＭ、Ｔ、Ｃ
によって要撃三角形を想定する。誘導弾の速度はｖＭ、
目標飛翔体の速度はＶＴ、誘導弾及び目標飛翔体の相対
速度はＶＣであるものとする。このとき、誘導弾を誘導
弾と目標飛翔体とのなす角、つまり基準線と目視線との
なす角λが常に一定となるように誘導すれば、誘導弾は
比例航法をとるので、要撃点Ｃにて目標飛翔体に命中す
る。
説明する。第５図は要撃三角形と称される要撃想定図を
示すもので、図中Ｍは誘導弾の現在点、Ｔは目標飛翔体
の現在点、Ｃは要撃点を示している。これらＭ、Ｔ、Ｃ
によって要撃三角形を想定する。誘導弾の速度はｖＭ、
目標飛翔体の速度はＶＴ、誘導弾及び目標飛翔体の相対
速度はＶＣであるものとする。このとき、誘導弾を誘導
弾と目標飛翔体とのなす角、つまり基準線と目視線との
なす角λが常に一定となるように誘導すれば、誘導弾は
比例航法をとるので、要撃点Ｃにて目標飛翔体に命中す
る。
ところが、上記想定は誘導弾の速度ＶＭ及び目標飛翔体
の速度ＶＴを一定としており、実際には目標飛翔体の回
避行動に伴う急激な加速や急旋回による速度ＶＴの変化
及び誘導弾の速度ＶＭの変化があるので、誘導弾は上述
した理由から比例航法を保つことができなくなる。
の速度ＶＴを一定としており、実際には目標飛翔体の回
避行動に伴う急激な加速や急旋回による速度ＶＴの変化
及び誘導弾の速度ＶＭの変化があるので、誘導弾は上述
した理由から比例航法を保つことができなくなる。
（発明が解決しようとする問題点）
この発明は、飛翔体の速度変化あるいは目標の速度変化
があった場合に飛翔体が比例航法をとることができない
という問題を改善するためになされたもので、飛翔体ま
たは目標の速度変化が生じても飛翔体を確実に比例航法
をとるように誘導することのできる飛翔体誘導装置を提
供することを目的とする。
があった場合に飛翔体が比例航法をとることができない
という問題を改善するためになされたもので、飛翔体ま
たは目標の速度変化が生じても飛翔体を確実に比例航法
をとるように誘導することのできる飛翔体誘導装置を提
供することを目的とする。
すなわち、この発明に係る飛翔体誘導装置は、飛翔体に
搭載され飛翔体と目標とを結ぶ方向と基準方向とのなす
角度の変化率を検出する第１の検出部と、前記飛翔体と
目標とを結ぶ方向と飛翔体の飛翔方向とのなす角度を検
出する第２の検出部と、前記飛翔体と目標との相対速度
を検出する検出手段と、前記第２の検出部の出力角度情
報（Ｌ）と前記検出手段で検出された相対速度情報（Ｖ
ｃ ）とが供給され少なくとも（Ｖｃ ／ ｃｏｓＬ）
に対応した信号を出力する出力手段と、この出力手段の
出力信号と前記第１の検出部の出力信号とを乗算する補
正部と、この補正部の出力信号が供給され飛翔体の舵を
制御する操舵部とを具備することを特徴とする。
搭載され飛翔体と目標とを結ぶ方向と基準方向とのなす
角度の変化率を検出する第１の検出部と、前記飛翔体と
目標とを結ぶ方向と飛翔体の飛翔方向とのなす角度を検
出する第２の検出部と、前記飛翔体と目標との相対速度
を検出する検出手段と、前記第２の検出部の出力角度情
報（Ｌ）と前記検出手段で検出された相対速度情報（Ｖ
ｃ ）とが供給され少なくとも（Ｖｃ ／ ｃｏｓＬ）
に対応した信号を出力する出力手段と、この出力手段の
出力信号と前記第１の検出部の出力信号とを乗算する補
正部と、この補正部の出力信号が供給され飛翔体の舵を
制御する操舵部とを具備することを特徴とする。
（作用）
つまり、上記構成による飛翔体誘導装置は、飛翔体に搭
載された第１の検出部で飛翔体と目標とを結ぶ方向と基
準方向とのなす角度の変化率を検出し、第２の検出部で
前記飛翔体と目標とを結ぶ方向と飛翔体の飛翔方向との
なす角度を検出し、さらに所定の検出手段で前記飛翔体
と目標との相対速度を検出し、前記第２の検出部の出力
角度情報（Ｌ）と前記検出手段で検出された相対速度情
報（Ｖｃ ）とから少なくとも（Ｖｅ ／ ｅｏｓＬ）
に対応した信号を取出して、この信号と前記第１の検出
部の出力信号とを乗算することにより速度変化に伴う飛
翔体の経路角を補正し、この補正した信号によって飛翔
体の舵を制御することにより、比例航法を維持しようと
するものである。
載された第１の検出部で飛翔体と目標とを結ぶ方向と基
準方向とのなす角度の変化率を検出し、第２の検出部で
前記飛翔体と目標とを結ぶ方向と飛翔体の飛翔方向との
なす角度を検出し、さらに所定の検出手段で前記飛翔体
と目標との相対速度を検出し、前記第２の検出部の出力
角度情報（Ｌ）と前記検出手段で検出された相対速度情
報（Ｖｃ ）とから少なくとも（Ｖｅ ／ ｅｏｓＬ）
に対応した信号を取出して、この信号と前記第１の検出
部の出力信号とを乗算することにより速度変化に伴う飛
翔体の経路角を補正し、この補正した信号によって飛翔
体の舵を制御することにより、比例航法を維持しようと
するものである。
（実施例）
以下、ｍ１図乃至第３図を参照してこの発明の一実施例
を詳細に説明する。但し、第１図において第４図と同一
部分には同一符号を付して示し、ここでは異なる部分に
ついてのみ述べる。
を詳細に説明する。但し、第１図において第４図と同一
部分には同一符号を付して示し、ここでは異なる部分に
ついてのみ述べる。
第１図はその構成を示すもので、前記検出部（以下、第
１の検出部と称する）１１で検出された目視線角λの時
間的変化率λは誘導信号として補正部■４に送られる。
１の検出部と称する）１１で検出された目視線角λの時
間的変化率λは誘導信号として補正部■４に送られる。
一方、この誘導装置は見越角りを検出する第２の検出部
１５を有しており、この第２の検出部１５で検出された
見越角しは出力部１６に送られる。この出力部■６は上
記見越角りと共に後述する手段によって得られた飛翔体
と目標との相対速度ＶＣを入力し、少なくともＶＣ／
ｃｏｓＬに対応した補正係数ｋを求めるものである。こ
こで得られた補正係数には上記補正部１４に送られる。
１５を有しており、この第２の検出部１５で検出された
見越角しは出力部１６に送られる。この出力部■６は上
記見越角りと共に後述する手段によって得られた飛翔体
と目標との相対速度ＶＣを入力し、少なくともＶＣ／
ｃｏｓＬに対応した補正係数ｋを求めるものである。こ
こで得られた補正係数には上記補正部１４に送られる。
補正部１４は第１の検出部１１から送られてくる信号λ
と出力部１６からの補正係数にとを乗算して、目もので
ある。ここで補正された誘導信号にλは前記操舵部１２
に送られる。
と出力部１６からの補正係数にとを乗算して、目もので
ある。ここで補正された誘導信号にλは前記操舵部１２
に送られる。
上記見越角しは、例えばシーカからの目標信号を元に、
目視線と飛翔体の飛翔方向（速度ベクトルの方向）との
なす角度を検出することにより得られる。また、飛翔体
との目標との相対速度ＶＣは、第２図に示すように地上
レーダによって検出する場合と、第３図に示すように飛
翔体自体に検出装置を設ける場合とが考えられる。
目視線と飛翔体の飛翔方向（速度ベクトルの方向）との
なす角度を検出することにより得られる。また、飛翔体
との目標との相対速度ＶＣは、第２図に示すように地上
レーダによって検出する場合と、第３図に示すように飛
翔体自体に検出装置を設ける場合とが考えられる。
すなわち、第２図は地上レーダの構成を示すもので、１
７はＦＭ−ＣＷ （ＦＭ変調された連続波で、目標の速
度及び距離情報を求めることができる）送信機、１８は
テユブレクサ、１９は混合器、２０はドツプラ処理器、
２１はアンテナ装置である。まず、ＦＭ−ＣＷ送信機１
７から出力される周波数信号ｆＯをデュプレクサ１８を
介してアンテナ装置２１へ送り、このアンテナ装置２１
より目標Ｔへ送出する。
７はＦＭ−ＣＷ （ＦＭ変調された連続波で、目標の速
度及び距離情報を求めることができる）送信機、１８は
テユブレクサ、１９は混合器、２０はドツプラ処理器、
２１はアンテナ装置である。まず、ＦＭ−ＣＷ送信機１
７から出力される周波数信号ｆＯをデュプレクサ１８を
介してアンテナ装置２１へ送り、このアンテナ装置２１
より目標Ｔへ送出する。
目標Ｔで反射された信号は目標の移動によって周波数が
ｆＯ＋ｆｄとなり、上記アンテナ装置２１に受信される
。この受信信号はデュプレクサ１８を介して混合器１９
へ送られ、ｆＯ−ｆＦなる基準信号と混合される。この
ときの混合器１９の出力は〔Ｆ＋ｆｄとなってドツプラ
処理器２０に送られる。ドツプラ処理器２０は入力信号
ｆＰ＋ｆｄと基準信号ｆＯ−ｆＦとから目標Ｔの移動に
よって変化した周波数成分子ｄを取出すもので、この周
波数信号ｆｄはアンテナ装置２１より飛翔体Ｍに送出さ
れる。
ｆＯ＋ｆｄとなり、上記アンテナ装置２１に受信される
。この受信信号はデュプレクサ１８を介して混合器１９
へ送られ、ｆＯ−ｆＦなる基準信号と混合される。この
ときの混合器１９の出力は〔Ｆ＋ｆｄとなってドツプラ
処理器２０に送られる。ドツプラ処理器２０は入力信号
ｆＰ＋ｆｄと基準信号ｆＯ−ｆＦとから目標Ｔの移動に
よって変化した周波数成分子ｄを取出すもので、この周
波数信号ｆｄはアンテナ装置２１より飛翔体Ｍに送出さ
れる。
これによって飛翔体Ｍは、目標Ｔの移動速度ＶＴと自己
の移動速度ＶＭとから両者の相対速度ＶＣを算出するこ
とができる。
の移動速度ＶＭとから両者の相対速度ＶＣを算出するこ
とができる。
第３図は第２図のようなレーダ装置を飛翔体Ｍに組込ん
だ場合の構成を示しており、これによって飛翔体Ｍは独
自に目標Ｔとの相対速度を求めることができ、地上レー
ダを使用できない状況において有効である。
だ場合の構成を示しており、これによって飛翔体Ｍは独
自に目標Ｔとの相対速度を求めることができ、地上レー
ダを使用できない状況において有効である。
一方、上記補正信号ｋを出力する出力部１６は、例えば
見越角りと相対速度ＶＣとから ＶＣ／ ｃｏｓＬを演算する演算部と、この演算部の演
算結果に対応してあらがしめ記憶された補正値が読み出
される記憶部とで構成される。
見越角りと相対速度ＶＣとから ＶＣ／ ｃｏｓＬを演算する演算部と、この演算部の演
算結果に対応してあらがしめ記憶された補正値が読み出
される記憶部とで構成される。
すなわち、上記構成による飛翔体誘導装置は、飛翔体と
目標との相対速度ＶＣ１見越角りを求めて、少なくとも
ＶＣ／ ｃｏｓＬに対応した補正係数圧する。つまり、
飛翔体の速度ＶＭが一定である場合は、ＶＣ／ ｃｏｓ
Ｌに比例したｋを表わす信号と誘導信号λとを補正部■
４で乗算し、この乗算結果ｋ・λの出力を元に操舵部１
２の舵を制御する。
目標との相対速度ＶＣ１見越角りを求めて、少なくとも
ＶＣ／ ｃｏｓＬに対応した補正係数圧する。つまり、
飛翔体の速度ＶＭが一定である場合は、ＶＣ／ ｃｏｓ
Ｌに比例したｋを表わす信号と誘導信号λとを補正部■
４で乗算し、この乗算結果ｋ・λの出力を元に操舵部１
２の舵を制御する。
これによって、γは、
で表わされる。このとき、
であるので、飛翔体は比例航法を維持することができる
。
。
また、上記飛翔体の発射後の速度ＶＭは、飛翔体の空力
特性等から予め予測できるので、速度ＶＭの変化を補償
するようにその予測値に基づいてゲインを変化させた後
、上記補正を行なえば、飛翔体の速度ＶＭが変化しても
比例航法を維持させることができる。
特性等から予め予測できるので、速度ＶＭの変化を補償
するようにその予測値に基づいてゲインを変化させた後
、上記補正を行なえば、飛翔体の速度ＶＭが変化しても
比例航法を維持させることができる。
ここで、誘導弾Ｍの機体のゲインをｋ（定数）、操舵ゲ
インをＮｌ！、舵角をδＣとすれば、飛翔体の横加速度
ｎＭ及び舵角δＣは、 ｎＭ ・ｇ−δＣ−ｋ ・・・（３）Ｏ
８Ｌ と表わされ、さらに（３）及び（４）式より、と表わさ
れる。ここで、前記（２）式を変形すれば、となり、ま
た９・ＶＭ −ｎＭ ・ｇ・・・（７）であるがら、こ
の（７）式と（６）式を（５）式に代入すると、となり
、整理すると、 となる。Ｎ Ｈ・ｋ−ｋ （定数）とすれば、となるか
ら、やはり比例航法は成立つ。換言すれば、飛翔体Ｍは
上式が成立するように運動する。
インをＮｌ！、舵角をδＣとすれば、飛翔体の横加速度
ｎＭ及び舵角δＣは、 ｎＭ ・ｇ−δＣ−ｋ ・・・（３）Ｏ
８Ｌ と表わされ、さらに（３）及び（４）式より、と表わさ
れる。ここで、前記（２）式を変形すれば、となり、ま
た９・ＶＭ −ｎＭ ・ｇ・・・（７）であるがら、こ
の（７）式と（６）式を（５）式に代入すると、となり
、整理すると、 となる。Ｎ Ｈ・ｋ−ｋ （定数）とすれば、となるか
ら、やはり比例航法は成立つ。換言すれば、飛翔体Ｍは
上式が成立するように運動する。
したがって、上記のように構成した飛翔体誘導装置は、
常に目標及び飛翔体の相対速度に応じて誘導信号を補正
しているので、飛翔体の速度変化あるいは目標の速度変
化によらずに、飛翔体を常に比例航法に維持させること
ができる。
常に目標及び飛翔体の相対速度に応じて誘導信号を補正
しているので、飛翔体の速度変化あるいは目標の速度変
化によらずに、飛翔体を常に比例航法に維持させること
ができる。
尚、上記実施例では目標の移動速度及び距離情報を得る
手段としてＦＭ−ＣＷ波を用いたが、この発明はこれに
限定されるものではなく、その要旨を逸脱しない範囲で
種々変更が可能である。
手段としてＦＭ−ＣＷ波を用いたが、この発明はこれに
限定されるものではなく、その要旨を逸脱しない範囲で
種々変更が可能である。
［発明の効果］
以上詳述したようにこの発明によれば、飛翔体及び目標
の速度変化が生じても飛翔体を確実に比例航法をとるよ
うに誘導することのできる飛翔体誘導装置゛を提供する
ことができる。
の速度変化が生じても飛翔体を確実に比例航法をとるよ
うに誘導することのできる飛翔体誘導装置゛を提供する
ことができる。
第１図はこの発明に係る飛翔体誘導装置の一実施例を示
すブロック構成図、第２図及び第３図はそれぞれ同実施
例の相対速度検出手段を説明するための図、第４図は従
来の飛翔体誘導装置の構成を示すブロック図、第５図は
比例航法を具体的に説明するための図である。 １１・・・目視線角変化率検出部、１２・・・操舵部、
１３・・・機体特性、１４・・・補正部、１５・・・見
越角検出部、１６・・・補正値出力部、１７・・・ＦＭ
−ＣＷ送信機、１８・・・デュプレクサ、１９・・・混
合器、２０・・・ドツプラ処理器、２１・・・アンテナ
装置、Ｍ・・・飛翔体（誘導弾）、Ｔ・・・目標（目標
飛翔体）、λ、目視線角変化率（誘導信号）、Ｌ・・・
見越角、δＣ・・・舵角、９・・・経路角変化率。 出願人代理人 弁理士 鈴江武彦 第４図 第５図
すブロック構成図、第２図及び第３図はそれぞれ同実施
例の相対速度検出手段を説明するための図、第４図は従
来の飛翔体誘導装置の構成を示すブロック図、第５図は
比例航法を具体的に説明するための図である。 １１・・・目視線角変化率検出部、１２・・・操舵部、
１３・・・機体特性、１４・・・補正部、１５・・・見
越角検出部、１６・・・補正値出力部、１７・・・ＦＭ
−ＣＷ送信機、１８・・・デュプレクサ、１９・・・混
合器、２０・・・ドツプラ処理器、２１・・・アンテナ
装置、Ｍ・・・飛翔体（誘導弾）、Ｔ・・・目標（目標
飛翔体）、λ、目視線角変化率（誘導信号）、Ｌ・・・
見越角、δＣ・・・舵角、９・・・経路角変化率。 出願人代理人 弁理士 鈴江武彦 第４図 第５図
Claims (1)
- 飛翔体に搭載され飛翔体と目標とを結ぶ方向と基準方向
とのなす角度の変化率を検出する第１の検出部と、前記
飛翔体と目標とを結ぶ方向と飛翔体の飛翔方向とのなす
角度を検出する第２の検出部と、前記飛翔体と目標との
相対速度を検出する検出手段と、前記第２の検出部の出
力角度情報（Ｌ）と前記検出手段で検出された相対速度
情報（Ｖｃ）とが供給され少なくとも（Ｖｃ／ｃｏｓＬ
）に対応した信号を出力する出力手段と、この出力手段
の出力信号と前記第１の検出部の出力信号とを乗算する
補正部と、この補正部の出力信号が供給され飛翔体の舵
を制御する操舵部とを具備する飛翔体誘導装置。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP61047710A JPS62204317A (ja) | 1986-03-05 | 1986-03-05 | 飛翔体誘導装置 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP61047710A JPS62204317A (ja) | 1986-03-05 | 1986-03-05 | 飛翔体誘導装置 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS62204317A true JPS62204317A (ja) | 1987-09-09 |
Family
ID=12782859
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP61047710A Pending JPS62204317A (ja) | 1986-03-05 | 1986-03-05 | 飛翔体誘導装置 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS62204317A (ja) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0320597A (ja) * | 1989-06-16 | 1991-01-29 | Toshiba Corp | 飛翔体の操舵装置 |
| US20110320122A1 (en) * | 2010-06-23 | 2011-12-29 | Aisin Aw Co., Ltd. | Track information generating device, track information generating method, and computer-readable storage medium |
-
1986
- 1986-03-05 JP JP61047710A patent/JPS62204317A/ja active Pending
Cited By (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0320597A (ja) * | 1989-06-16 | 1991-01-29 | Toshiba Corp | 飛翔体の操舵装置 |
| US20110320122A1 (en) * | 2010-06-23 | 2011-12-29 | Aisin Aw Co., Ltd. | Track information generating device, track information generating method, and computer-readable storage medium |
| US8793090B2 (en) | 2010-06-23 | 2014-07-29 | Aisin Aw Co., Ltd. | Track information generating device, track information generating method, and computer-readable storage medium |
| US8843340B2 (en) | 2010-06-23 | 2014-09-23 | Aisin Aw Co., Ltd. | Track information generating device, track information generating method, and computer-readable storage medium |
| US9273968B2 (en) * | 2010-06-23 | 2016-03-01 | Aisin Aw Co., Ltd. | Track information generating device, track information generating method, and computer-readable storage medium |
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