JPS6239442B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】

この発明は、ミサイルおよび発射体の誘導およ
び制御に、そして特に飛行中の誘導ミサイルまた
は発射体における重力の作用を自動的に補償する
装置に関するものである。 ミサイルまたは発射体における重力の主な作用
は、重力のない場合に得られる飛行経路より下方
に飛行経路が変化することにある。その結果、ミ
サイルまたは発射体が予定の標的に到達する前に
地上または地上付近の障害物に衝突する危険が増
加する。変化した飛行経路を修正するためにはミ
サイルまたは発射体の運動能力を増大させる必要
があり、また標的における予定の衝突点にミサイ
ルまたは発射体を正確に衝突させにくくなる。こ
れらの影響を避けるため、多くの場合ミサイルま
たは発射体誘導・制御装置に重力補償用のある手
段設ける必要がある。 誘導ミサイルまたは発射体における重力補償用
の従来技術では、例えばジヤイロの既知方向の回
転のようなロール姿勢の基準をミサイルまたは発
射体の発射前に設定し、そしてこの設定した基準
をミサイルまたは発射体の飛行中維持するように
している。重力は地表に対して一定（垂直）の方
向に働いている。従つてミサイルまたは発射体に
対して一定である定針儀系の方位は重力に対して
一定ではない。言い換えれば、重力の方向はミサ
イルまたは発射体の定針儀系に対して一定ではな
い。そこで従来の重力補償技術では、ミサイルま
たは発射体の定針儀系の基準方向を決め、この基
準方向と重力の方向との間の角度差を測定してい
る。この角度差はミサイルまたは発射体の動きに
応じて連続的に変化する。そしてこの角度差は重
力ベクトルを直交成分に連続して変換するかまた
はミサイルまたは発射体を特定のロール姿勢に止
めるのに用いられ得る。いずれの場合もミサイル
または発射体の定針儀系に対して重力の方向が決
められることになる。これらの従来技術の欠点
は、ミサイルまたは発射体のロール姿勢の基準を
発射前に予じめ設定する必要があること（これは
多くの場合不都合である）、その基準をミサイル
または発射体の飛行中維持する必要があること
（これはキヤノン発射砲の場合困難かまたは不可
能である）、および種々の飛行経路の要求を満た
すように重力補償の大きさを調整できる手段がな
いことにある。 誘導ミサイルにおける重力補償の別の周知の技
術は、ピツチ・ヨー姿勢ジヤイロを使用して発射
後のロール姿勢の基準を決める手段を包含してい
る。ロール姿勢信号はジヤイロのピツチ・ヨー姿
勢出力から導出され、そして一定の重力補償の行
なわれる特定のロール姿勢に発射体を制御するの
に用いられる。 そこでこの発明の目的は、飛行中ミサイルまた
は発射体を安定化するロール姿勢に関係なくミサ
イルまたは発射体に対する重力補償信号を発生す
る装置を提供することにある。 この発明の別の目的は、所望の飛行経路の要求
に応じて重力補償の大きさを自動的に調整するミ
サイルまたは発射体誘導装置における重力補償装
置を提供することにある。 この発明のさらに別の目的は、精度が高く、ロ
ール設定時間が短かく、ピツチとヨーとロールと
の結合による不安定性の問題がなく、誘導装置パ
ラメータの許容偏差が大きいミサイルまたは発射
体誘導装置における重力補償装置を提供すること
にある。 この発明の目的および利点は添附図面について
の以下の詳細な説明から明かとなる。 第１図には誘導ミサイルまたは発射体の飛行経
路の一例を示す。誘導ミサイルまたは発射体１０
は発射台１２から標的１４に向つて発射される。
第１図に示すように、誘導ミサイルまたは発射体
１０は一般に例として符号１６で示した飛行経路
に沿つて飛行し、位置１８までの飛行経路１６の
最初の部分は本質的に弾道経路であり、また位置
１８から標的１４までの飛行経路１６の部分は誘
導飛行経路である。 この発明を容易に理解できるようにするため、
以下キヤノン砲発射型誘導発射体（CLGP）方式
として周知の一方式に関して実施したこの発明の
実施例について説明する。CLGP方式では、発射
台１２は155mmキヤノン砲であり、そこから発射
体は普通の砲薬で発射推進される。CLGP方式に
は機上推進力がないためキヤノン砲から発射され
た装置は普通ミサイルよりはむしろ発射体と呼ば
れる。しかしながら、この発明は他の型式の誘導
発射体またはミサイルにも応用できることが理解
されるべきである。 第１図において飛行経路１６はキヤノン砲発射
型誘導発射体の描く経路の一例であると仮定する
と、発射体１０はキヤノン砲１２から発射され、
そして発射後ある時間経過すると、多数の制御翼
または羽根２０が発射体１０の後端部分から外方
へ開いて突出する。発射体１０は一般に位置１８
まで弾道経路に沿つて飛行し、位置１８において
標的１４をとらえ、そして誘導指令が発生されて
制御翼２０に供給される。その後、制御翼２０に
より誘導指令に応じて飛行経路を変更し、発射体
１０は飛行経路１６′に沿つて標的１４まで誘導
される。 実線１６′で示すように、誘導過程における発
射体１０の飛行経路は発射体に対する重力の作用
のため視線飛行経路２２より下方へたれる傾向が
ある。その結果発射体は標的１４に到達する前に
地上または地上近くの物体に衝突する恐れがある
ことがわかる。これが起きるのを防ぐため、視線
飛行経路２２に沿つたまたは好ましくは符号２４
で示すような視線飛行経路２２より上方の理想的
飛行経路が取られる。 比較的理想的な飛行経路２４に沿つて発射体１
０を誘導するため、この発明によれば、発射体１
０のローリングは重力補償信号を算出する際に用
いられる任意のロール姿勢で止められる。 この発明の重力補償回路を使用した方式の一実
施例を第２図に示す。そこで第２図を参照する
と、誘導方式は任意の従来型式の、例えば比例航
行誘導方式において使用される型式の探索装置２
６を備えている。上記の比例航行誘導方式では探
索装置２６は発射体の姿勢に関係なく姿勢基準軸
（例えばジヤイロ軸）を決めるジヤイロを有し、
ジヤイロはそれぞれピツチおよびヨー方向におけ
るジヤイロ ジンバル角を表わす姿勢信号
GMP，GMYを発生する。これらの姿勢信号はジ
ヤイロ軸に対する発射体の姿勢を表わし、そして
ピツチ・ヨー自動操縦装置２８に供給される。さ
らに、探索装置２６はピツチおよびヨー視線信号
PLOS，YLOSをそれぞれ自動操縦装置２８へ供
給する。 後で詳細に説明するように、ピツチ・ヨー自動
操縦装置２８はピツチおよびヨー重力補償信号
GBP，GBYを発生し、これらの信号を探索装置
２６へ供給する。さらに、ピツチ・ヨー自動操縦
装置２８は発射体の姿勢および従つて発射体の飛
行経路を制御するピツチおよびヨー翼指令信号
PVNC，YVNCを発生する。これらの翼指令信号
は姿勢信号、計算した重力補償信号、視線信号お
よび指令信号発生装置３０からのモード制御信号
に応じて発生される。 指令信号発生装置３０は探索装置２６における
ジヤイロの動作モード（例えば、ジヤイロのジン
バルを発射体の基準軸に対して一定に維持するこ
とやジンバルが自由に動き得るようにしてジヤイ
ロが別個の基準軸を取り得るようにすること）を
制御する制御信号SMCを発生する。さらに、指
令信号発生装置３０は計算重力補償信号CGB、
姿勢保持信号ATHLD，重力補償実施信号
GBENBおよび誘導実施信号GIDENBをピツチ・
ヨー自動操縦装置２８に供給して後で詳しく説明
するように重力補償信号および翼指令信号の発生
を制御する。 前に述べたようにこの発明による方式は発射体
のロール姿勢の情報を要求しない。むしろ、発射
体１０のロールは常に任意の姿勢において安定化
さており、それで重力補償信号（ピツチの変化）
を発生し始め得るようにジヤイロスコープのジン
バルは自由に動くようにされる。これに関して、
適当な従来型のロール率センサ３２はロール率信
号RRTEを従来型のロール自動操縦装置３４に供
給する。ロール自動操縦装置３４はロール制御信
号RLCを発生し、この信号は発射体をある任意
のロール姿勢で任意の適当な従来の方法により安
定化させるのに利用される。 探索装置２６におけるジヤイロのジンバルは、
発射体１０の発射時には発射体１０の基準軸に対
して一定に維持されている。すなわち、探索装置
２６におけるジヤイロのジンバルは、そのジヤイ
ロの装着されている物体に対して一定の方位にジ
ヤイロの基準方向を維持するように制御される。
その後、発射体１０がその飛行経路の予め設定し
た地点に達したとき、ロール自動操縦装置３４が
発射体１０のロール姿勢を任意のロール角度で安
定化させ、そして探索装置２６におけるジヤイロ
のジンバルは自由に動き得る状態にされ、重力補
償信号が発生され得るようになる。 探索装置２６におけるジヤイロは、それの装着
されている物体の方位に無関係に姿勢基準軸すな
わち基準方向を決める。指令信号発生装置３０は
ジヤイロのジンバルの一定状態の維持およびこの
一定状態の解放を制御した特定の形の重力補償計
算を選択し、ジヤイロがトラツキングモードで適
当に作動できるようにする。例えば、この発明の
一形態では、ジヤイロは、重力補償計算中ジンバ
ルがミサイルまたは発射体の基準軸に対して一定
（例えばジヤイロの軸線がミサイルまたは発射体
の基準軸に一致するよう）に維持される。後で説
明するこの発明の別の形態では、ジヤイロは、重
力補償計算時にジンバルが自由に動き得るように
して一定の姿勢基準を保つようにされる。 探索装置２６は視線信号および姿勢基準信号を
ピツチ・ヨー自動操縦装置２８に供給し、この自
動操縦装置２８は指令信号発生装置３０によつて
発生された制御信号例えば重力補償実施信号
GBENBおよび姿勢保持信号ATHLDに従つてピ
ツチおよびヨー重力補償信号GBP，GBYを発生
する。後述の説明からわかるように、自動操縦装
置２８は探索装置２６によつて発生された視線信
号と共に重力補償信号を用いて、重力を補償した
飛行経路に沿つて発射体を標的まで誘導する。 第３図には、この発明が用いられ得る代表的な
探索装置の一実施例を示す。第３図を参照する
と、この探索装置２６は従来構造のジンバル付ジ
ヤイロ３６を有している。このジヤイロ３６はジ
ヤイロジンバルに結合したポテンシヨメータまた
は他の適当な位置変換器からピツチおよびヨー方
向におけるジンバル角信号GMP，GMYを発生す
る。これらの信号GMP，GMYはジヤイロトルク
制御スイツチ４０の接点CAGEに供給される。ス
イツチ４０の共通接点はヨーおよびピツチトルク
装置４２，４４に接続され、これらのトルク装置
４２，４４はジヤイロ３６に接続される。動作に
おいてスイツチ４０が接点CAGEの位置にあると
すると、ジヤイロ３６からの信号はそれぞれヨー
およびピツチトルク装置４２，４４を制御するの
に用いられ、それでジヤイロのジンバルは一実施
例によれば発射体の基準軸に対して一定の関係に
有効に維持される。 探索装置２６はまたミサイルまたは発射体から
標的までの視線を決める検出器４６を有してい
る。例えば、ジヤイロ３６には標的から反射した
レーザエネルギーを検出するために適当なレーザ
検出器が光学的に接合され得る。この検出器は標
的の視線と探索装置軸との角度差に関する誤差信
号を形成する周知型のものであり得る。検出器４
６はピツチおよびヨー視線信号PLOS，YLOSを
第２図のピツチ自動操縦装置２８および加算増幅
器４８，５０のそれぞれの一方の入力端子にそれ
ぞれ供給する。ピツチおよびヨー方向における重
力補償信号GBP，GBYはそれぞれの加算増幅器
４８，５０の他方の入口端子に供給され、そして
加算増幅器４８，５０からの出力信号は図示した
ようにスイツチ４０の一組の接点TRACKに供給
される。スイツチ４０はまた一組の接点FREEを
備え、これらの接点FREEは図示したように接地
されている。スイツチ４０は、指令信号発生装置
３０から供給されるモード制御信号SMCによつ
て制御され、すなわち、算出されることになる重
力補償信号に応じてモード制御信号SMCはスイ
ツチ４０を接点CAGEに保持するかまたは接点
FREEに切り替える。 スイツチ４０は、重力補償信号の算出された
後、探索装置２６が実際にトラツキングモードに
なるまで接点TRACKの位置には切り替わらな
い。一方レーザ検出器４６は標的から反射したエ
ネルギーを検出してピツチおよびヨー視線信号
PLOS，YLOSを発生する。トラツキングモード
では、これらの信号は加算増幅器４８，５０にお
いてピツチおよびヨー方向の重力補償信号GBP，
GBYと加算される。こうして加算された信号は
スイツチ４０の接点TRACKを通つてジヤイロ３
６によつて制御された光学部材（例えばミラー）
の位置決めを制御するピツチおよびヨートルク装
置４４，４２に供給される。視線信号PLOS，
YLOSはまた後で詳しく説明するように翼指令信
号を発生するためのピツチ・ヨー自動操縦装置２
８にも供給される。また、スイツチ４０が接点
CAGEの位置にあるときには、ジヤイロスコープ
からのピツチおよびヨー信号をピツチおよびヨー
トルク装置４４，４２にそれぞれ供給して、ジヤ
イロスコープのジンバルが発射体の基準軸に対し
ていつていに維持されるように制御される。さら
に、スイツチ４０を接点FREEの位置に動かす
と、ジヤイロスコープは、そのジンバルが自由に
動き得るようにされ、独立した軸位置を取り得
る。 第４，５図には第２図のピツチ・ヨー自動操縦
装置２８の好ましい実施例を詳細に示す。ピツチ
およびヨー方向における視線信号を発生しまたこ
れらの方向の重力補償信号を発生するのに使用し
た回路は、ピツチチヤネルおよびヨーチヤネルの
両方に対して同一であることが認められる。従つ
て、ピツチ・ヨー自動操縦装置２８のピツチチヤ
ネルだけについて第４，５図に詳しく示す。 さて第４図を参照すると、第３図のジヤイロ３
６からのピツチジンバル角信号GMPは翼指令信
号発生装置５２へ直接供給されると共にスイツチ
５６を介しても供給される。第２図の指令信号発
生装置３０からの姿勢保持信号ATHLDはスイツ
チ５６の動作を制御し、そして第２図の指令信号
発生装置３０からの算出された重力補償信号
CGBと共に重力補償計算回路６０の動作を制御
する。自動操縦装置２８におけるスイツチ５６，
６２，６６は機械的スイツチとして機能的に示さ
れているが、これらのスイツチ５６，６２，６６
は好ましくは指令信号発生装置３０からの制御信
号によつて従来の方法で制御できる電子スイツチ
である。 計算回路６０からの出力信号はピツチ重力補償
信号GBPとして第２，３図の探索装置２６に供給
される。計算回路６０からの出力信号はまた抵抗
７４およびスイツチ６２を介して翼指令信号発生
装置５２へも供給される。スイツチ６２の動作は
第２図の指令信号発生装置３０からの重力補償実
施信号GBENBによつて制御される。翼指令信号
発生装置５２はピツチ翼指令信号PVNCを発生
し、この信号は翼の運動によりまたは任意の他の
適当な方法で発射体の飛行経路を制御する。 検出器４６からのピツチ視線信号PLOSはスイ
ツチ６６を介して翼指令信号発生装置５２に供給
される。スイツチ６６は第２図の指令信号発生装
置３０からの誘導実施信号GIDENBによつて制御
される。 第４図のピツチ・ヨー自動操縦装置２８の一層
詳細な回路線図を第５図に示し、これにより自動
操縦装置の動作は容易に理解できよう。前に述べ
たように、自動操縦装置のピツチおよびヨー信号
処理チヤネルは図示の通り同一である。従つて以
下単にピツチチヤネルの特殊な構成および動作に
ついてのみ説明することにする。簡単明瞭にする
ため、二つのチヤネルにおける同様な構成要素は
同一符号で示すが、ヨーチヤネルの構成要素には
符号（′）を付して示す。 第５図を参照すると、ピツチジンバル角信号
GMPは抵抗６５を介してスイツチ５５に供給さ
れ、このスイツチ５５は姿勢保持指令信号
ATHLDによつて制御される。スイツチ５５の出
力信号はスイツチ５８に供給され、このスイツチ
５８は計算された重力補償信号CGBによつて制
御される。ジンバル角信号GMPはまた抵抗５４
を介してスイツチ５８にも供給される。構成要素
５４，５５，６５は、後でさらに説明する重力補
償計算の二つのモードに対して利得の独立した選
択を行なう利得選択回路網を構成している。 第５図について特にピツチ信号処理チヤネルに
関して、スイツチ５８からの出力信号は重力補償
積分回路６０に供給される。積分回路６０は従来
型の積分回路であり、演算増幅器７０および抵抗
Ｒ２，Ｒ５，Ｒ２１とコンデンサＣ３，７２とを
含む構成要素を有し、スイツチ５８の閉成時に加
えられた信号を積分しそして引き続いてスイツチ
５８の開放された時に積分結果を保持または記憶
するようにされる。 重力補償積分回路によつて発生された出力信号
は重力補償出力信号GBPである。一つのモードの
重力補償計算における低周波利得を制御するフイ
ードバツク回路は信号GBPを抵抗６４とスイツチ
５７とを介してスイツチ５８に供給することによ
つて形成される。スイツチ５７は重力補償実施信
号GBENBによつて制御される。重力補償信号
GBPは、スイツチ５６からの姿勢保持ゲート信号
GMP、スイツチ６６からの誘導信号および探索
装置２６からの信号GMPと共に抵抗７４および
スイツチ６２を介して翼指令信号発生装置５２に
供給される。翼指令信号発生装置５２は、入力信
号を結合して所望の翼指令信号を発生するように
された適当な従来型の演算増幅器７６，７８から
成つている。 第５図に示すこの発明の実施例において、キヤ
ノン砲発射型誘導発射体（CLGP）に対する適当
な信号処理のため用いられ得る構成要素の値は次
の通りである。

【表】

【表】 この例として応用において、重力補償装置の作
用は次の通りである。 発射体の発射後適当な時間に、計算された重力
補償信号CGBはスイツチ５８を閉じ、そして重
力補償計算回路６０にはジンバル角信号GMPが
供給される。重力補償信号の計算中、スイツチ６
６は開放位置に保たれる。 重力補償信号が姿勢保持モードで計算されるこ
とになる場合には、スイツチ５５，５７は開放さ
れ、スイツチ５６，６２は閉成され、また発射体
は翼指令信号PVNC，YVNCによつて制御されて
ジヤイロ３６の姿勢基準軸に対して予定の関係
（例えば整列した関係）にその姿勢を維持するよ
うにされる。姿勢保持モードの重力補償計算で
は、第３図の探索装置２６におけるスイツチ４０
は接点FREEの位置に置かれ、それでジヤイロは
一定の姿勢基準軸を維持する。ジヤイロ姿勢基準
軸と発射体の姿勢との全ての角度差は発射体の姿
勢を変えることによつて減少される。重力補償信
号GBPは、ジンバル角信号GMPが減少してゼロ
になるまで増加し、このゼロになつた時点で信号
GBPはピツチにおける重力の作用を補償するのに
必要な翼指令を形成する。 重力補償信号は代りにジヤイロを電気的に発射
体の基準軸に対して一定の関係を保つた状態で弾
道飛行モードで計算してもよく、それでジヤイロ
姿勢基準軸と発射体の姿勢との全ての角度差はジ
ヤイロにトルクを加えることによつて減少され
る。このモードの重力補償信号計算では、スイツ
チ５６，６２，６６は開放され、スイツチ５５，
５７，５８は閉成され、またスイツチ４０は接点
CAGEの位置にある。発射体の飛行経路および姿
勢は重力の作用で下方へ回転するので、探索装置
２６の基準軸は発射体の中心線の背後（すなわち
上方）にずれる傾向がある。結果としてのピツチ
ジンバル角信号GMPは重力を誘起する回転速度
のピツチ軸成分に比例する。重力補償計算回路６
０はジンバル角信号GMPに比例したおよび従つ
て重力作用のピツチ成分に比例したピツチ重力補
償信号GBPを発生する。抵抗６５は重力補償と回
転速度との適当な比を得るように選択される。 前に述べたように、ピツチチヤネル動作の説明
は同一のヨーチヤネルにも当てはまり、それでピ
ツチとヨーとの両方の重力補償信号（すなわち重
力補償信号ヨーおよびピツチ成分）が発生され
る。また、重力補償信号GBP，GBYの計算は動
的閉ループ関数であり、それで状態（例えばロー
ル姿勢、急降下角、速度）を変えるのに適したこ
れら信号の調整は自動的に行なわれる。

【図面の簡単な説明】

第１図は代表的な誘導装置によつて発射点から
標的まで誘導される際のミサイルまたは発射体の
飛行経路を示す線図、第２図は第１図に示すよう
なミサイルまたは発射体の誘導・制御装置の一実
施例のブロツク線図、第３図は第２図の探索装置
の一実施例を詳細に示すブロツク線図、第４図は
重力補償回路を含んだ第２図のピツチ・ヨー自動
操縦装置の一実施例を詳しく示すブロツク線図、
第５図は第４図の自動操縦装置および重力補償回
路を詳しく示す回路線図である。 図中、１０はミサイルまたは発射体、２６は探
索装置、２８はピツチ・ヨー自動操縦装置、３０
は指令信号発生装置、３６はジヤイロ、４０はス
イツチ、４６はレーザ検出器である。

Claims (1)

1. 【特許請求の範囲】 １ 誘導ミサイルまたは発射体の飛行中に重力の
   作用に対して誘導ミサイルまたは発射体の飛行経
   路を補償する信号を発生する誘導ミサイルまたは
   発射体の重力補償装置において、誘導ミサイルま
   たは発射体の姿勢に関係なく姿勢基準軸を決める
   ため誘導ミサイルまたは発射体に装着された姿勢
   基準軸決定装置と、重力の作用によつて生じた基
   準軸に対するミサイル姿勢の変化に応じて重力補
   償信号を発生する重力補償信号発生装置と、上記
   重力補償信号発生装置からの重力補償信号に応じ
   て誘導ミサイルまたは発射体の飛行経路を変える
   制御信号を発生する自動操縦装置とを有し、上記
   重力補償信号発生装置が、誘導ミサイルまたは発
   射体の姿勢と一定の関係に姿勢基準軸を維持する
   ように上記姿勢基準軸決定装置を一定の状態に保
   持する装置と、誘導ミサイルまたは発射体の飛行
   中に上記姿勢基準決定装置を一定の状態から解放
   しそして姿勢基準軸と誘導ミサイルまたは発射体
   の姿勢との角度差を感知する装置とを備え、重力
   補償信号が感知した角度差に応じて発生されるこ
   とを特徴とする誘導ミサイルまたは発射体の重力
   補償装置。 ２ 感知した角度差に応動して誘導ミサイルまた
   は発射体の飛行経路を変更しその姿勢を姿勢基準
   軸と一致させる装置を有する特許請求の範囲第１
   項に記載の装置。 ３ 感知した角度差に応動して姿勢基準決定装置
   にトルクを加え姿勢基準軸を誘導ミサイルまたは
   発射体の姿勢と一致させる装置を有する特許請求
   の範囲第１項に記載の装置。 ４ 重力補償信号を発生する前に任意のロール角
   で誘導ミサイルまたは発射体のロール姿勢を安定
   化する特許請求の範囲第１〜３項のいずれかに記
   載の装置。 ５ 重力補償信号が飛行経路を通して標的まで誘
   導ミサイルまたは発射体を誘導するのに用いら
   れ、また標的までの視線と基準軸との角度差を感
   知する装置と、任意のロール姿勢で誘導ミサイル
   または発射体を安定化する安定化装置と、上記安
   定化装置によるロール姿勢の安定化に続いて重力
   補償信号を発生させる装置と、感知した角度差お
   よび重力補償信号に応じて誘導ミサイルまたは発
   射体の飛行経路を変える装置とを有する特許請求
   の範囲第１項に記載の装置。