JPS6269179A - セミアクチブレ−ダ誘導制御方式 - Google Patents
セミアクチブレ−ダ誘導制御方式Info
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- JPS6269179A JPS6269179A JP60210719A JP21071985A JPS6269179A JP S6269179 A JPS6269179 A JP S6269179A JP 60210719 A JP60210719 A JP 60210719A JP 21071985 A JP21071985 A JP 21071985A JP S6269179 A JPS6269179 A JP S6269179A
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- antenna
- missile
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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、母機に搭載された送信アンテナとミサイル
に搭載された受信アンテナを用いて目標のドツプラ周波
数遷移を検出し、ミ↓トイルの誘導Ｑこ必要な目標とミ
ナ・ｆルとの接近速度情報を求めるようにしたセミアク
チブレーダ誘導制御方式に関するものである。
に搭載された受信アンテナを用いて目標のドツプラ周波
数遷移を検出し、ミ↓トイルの誘導Ｑこ必要な目標とミ
ナ・ｆルとの接近速度情報を求めるようにしたセミアク
チブレーダ誘導制御方式に関するものである。
以下に従来の典型的なセミアクチブレーダ誘導制御方式
について説明する。
について説明する。
第６図において、１は母機となる航空機、２はミサイル
、３は目標となる航空機である。４，５゜６はそれぞれ
母機１、ミサイル２、目標３の速度ペクト／１ｚＶＡ、
ＶＮ、Ｖ７−を示し、７．８ハｆｆｌ＆’Ｍ１からそれ
ぞれ目標３およびミサイル２へ引いた線、また９はミサ
イル２から目標３へ引いた線を示す。１１は地面または
海面を示し、１２および１３はそれぞれ母機１より送信
され、上記地面または、海面１１によって反射されて、
ミサイル２に達する電波の経路の一例を示す。
、３は目標となる航空機である。４，５゜６はそれぞれ
母機１、ミサイル２、目標３の速度ペクト／１ｚＶＡ、
ＶＮ、Ｖ７−を示し、７．８ハｆｆｌ＆’Ｍ１からそれ
ぞれ目標３およびミサイル２へ引いた線、また９はミサ
イル２から目標３へ引いた線を示す。１１は地面または
海面を示し、１２および１３はそれぞれ母機１より送信
され、上記地面または、海面１１によって反射されて、
ミサイル２に達する電波の経路の一例を示す。
ここで、図中４と７のなす角をψＡ丁、４と８のなす角
をφＡＭ、５と９のなす角をψＭア、５と８のなす角を
φμ、６と７のなす角をψＴＡ 、６と９のなす角を
ψ□５．とする。また１４はｆ真性座標系における一基
／！ｔ！線をミサイル２の重心を通るよう平行移動した
ものとし、これと９のなす角をσとし、目視線角と呼ぶ
。現在のミサイルの誘導航法の主流を占める比例航法は
、この目視線角σの変化率ンに比例させて、機軸と垂直
方向にａ、＝ＮｅＶｃ； （１）の大き
さの加速度を生じさせることにより、ミサイル２を目標
３に会合せしめるものである。第６図の１５はこの加速
度ヘクトル工６．を示ず。また式（１）のＮｅは実効航
法定数とよばれ、Ｖｃはミサイル２と目標３の接近速度
を表わす。
をφＡＭ、５と９のなす角をψＭア、５と８のなす角を
φμ、６と７のなす角をψＴＡ 、６と９のなす角を
ψ□５．とする。また１４はｆ真性座標系における一基
／！ｔ！線をミサイル２の重心を通るよう平行移動した
ものとし、これと９のなす角をσとし、目視線角と呼ぶ
。現在のミサイルの誘導航法の主流を占める比例航法は
、この目視線角σの変化率ンに比例させて、機軸と垂直
方向にａ、＝ＮｅＶｃ； （１）の大き
さの加速度を生じさせることにより、ミサイル２を目標
３に会合せしめるものである。第６図の１５はこの加速
度ヘクトル工６．を示ず。また式（１）のＮｅは実効航
法定数とよばれ、Ｖｃはミサイル２と目標３の接近速度
を表わす。
第７図は第６図のミサイル２に搭載して、上記のｄとＶ
ｃを検出する典型的な機構のプロ・７り図を示す。図に
おいて、１７ばＬＯ（局部発振器）であり、この発振周
波数はミサイル２の直接波受信アンテナ１８で受信され
た母機１の送信アンテナ１０からの直接波とＭＩＸ （
ミキサ）１９により混合され、ＡＦＣ（自動周波数調整
器）２０によりＩＦ（中間周波数）２１に同調する。一
方、ミサイル２の反射波受信アンテナ２２により受信さ
れた目標３からの反射波は、上記ＬＯ１７出力とＭＩＸ
２３で混合されてｌＦ２４信号となる。
ｃを検出する典型的な機構のプロ・７り図を示す。図に
おいて、１７ばＬＯ（局部発振器）であり、この発振周
波数はミサイル２の直接波受信アンテナ１８で受信され
た母機１の送信アンテナ１０からの直接波とＭＩＸ （
ミキサ）１９により混合され、ＡＦＣ（自動周波数調整
器）２０によりＩＦ（中間周波数）２１に同調する。一
方、ミサイル２の反射波受信アンテナ２２により受信さ
れた目標３からの反射波は、上記ＬＯ１７出力とＭＩＸ
２３で混合されてｌＦ２４信号となる。
上記直接波のｌＦ２１と反射波のｌＦ２４はＭＩＸ２５
により混合されてＤＡ（ドツプラアンプ）２６により増
幅され、更にＳ ／ Ｎ比を改善するためＳＧ（スピー
ドゲート）２７を通して接近速度信号Ｖｃが得られる。
により混合されてＤＡ（ドツプラアンプ）２６により増
幅され、更にＳ ／ Ｎ比を改善するためＳＧ（スピー
ドゲート）２７を通して接近速度信号Ｖｃが得られる。
一方、反射波受信アンテナ２２をジャイロを搭載する等
により慣性座標系に静安定化しておき、これを目標３の
方向に一次遅れ特性をもたせてアンテナ追尾装置２８に
よりトラッキングさせると、そのボアサイト誤差（アン
テナ中心方向と目標方向との角度誤差）εは目視線角σ
の変化率Ｊに近似的に比例するので、これから得られた
ＪおよびＶｃを用いて（１）式のａＭの大きさを決定す
る。（］、 ’）式により得られたａＭに基いて、ミサ
イル２の操舵翼をコントロールする等により、ミサイル
２の誘導が行われる。
により慣性座標系に静安定化しておき、これを目標３の
方向に一次遅れ特性をもたせてアンテナ追尾装置２８に
よりトラッキングさせると、そのボアサイト誤差（アン
テナ中心方向と目標方向との角度誤差）εは目視線角σ
の変化率Ｊに近似的に比例するので、これから得られた
ＪおよびＶｃを用いて（１）式のａＭの大きさを決定す
る。（］、 ’）式により得られたａＭに基いて、ミサ
イル２の操舵翼をコントロールする等により、ミサイル
２の誘導が行われる。
以上のように従来の方式はミサイル２の受信する目標３
からの反射波と母機１からの直接波のドツプラ周波数遷
移を検出して、ミサイル２と目標３の接近速度を求める
ものであったが、これには低高度の目標に対してクラッ
タ障害を受けるという問題点がある。以下にこれについ
て説明する。
からの反射波と母機１からの直接波のドツプラ周波数遷
移を検出して、ミサイル２と目標３の接近速度を求める
ものであったが、これには低高度の目標に対してクラッ
タ障害を受けるという問題点がある。以下にこれについ
て説明する。
第８図（ａ）、 （ｂ）にそれぞれ典型的な送信アン
テナ１０および反射波受信アンテナ２２のアンテナエン
ベロープを示す。ここで、縦軸はアンテナゲイン（ＤＢ
）、横軸はアンテナ中心からの角度を示す。２９および
３１はメインローブと呼ばれ、３０および３２はサイド
ローブと呼ばれる。
テナ１０および反射波受信アンテナ２２のアンテナエン
ベロープを示す。ここで、縦軸はアンテナゲイン（ＤＢ
）、横軸はアンテナ中心からの角度を示す。２９および
３１はメインローブと呼ばれ、３０および３２はサイド
ローブと呼ばれる。
アンテナ中心軸まわりの回転に対してアンテナエンベロ
ープは、典型的には一定であるが、一部変形させて用い
る場合もある。目標３を追尾している状態においては、
母機１の送信アンテナ１０およびミサイル２の反射波受
信アンテナ２２は共に目標３の方向を向いている。この
とき送信アンテナ１０からの送信波は目標３によって反
射されるだけでなく、地面または海面１１の到る処から
反射され、この反射波も反射波受信アンテナ２２に受信
される。これをクラッタと呼ぶ。クラ１．夕はその電波
の通る経路によりそれぞれ異なったドツプラ周波数遷移
を受けるので、これがある帯域にわたって分布すること
になる。この様子を第９図に示す。図はミサイルの誘導
うノミュレーションにおける一時点についてクラッタパ
ワーの計算を行ったもので、送信波の波長は１０ＧＨｚ
としている。縦軸はクラッタパワー （ＤＢＭ） 、横
軸はドツプラ周波数遷移（ＫＨｚ）である。３３がクラ
ッタパワーで、反射波受信アンテナ２２のメインローブ
３１ （第８図（ｂ））により受信される３４は特にメ
インローブクラッタと呼ぶ。３５は同じメインローブ３
１により同時に受信される目標３の信号レベルである。
ープは、典型的には一定であるが、一部変形させて用い
る場合もある。目標３を追尾している状態においては、
母機１の送信アンテナ１０およびミサイル２の反射波受
信アンテナ２２は共に目標３の方向を向いている。この
とき送信アンテナ１０からの送信波は目標３によって反
射されるだけでなく、地面または海面１１の到る処から
反射され、この反射波も反射波受信アンテナ２２に受信
される。これをクラッタと呼ぶ。クラ１．夕はその電波
の通る経路によりそれぞれ異なったドツプラ周波数遷移
を受けるので、これがある帯域にわたって分布すること
になる。この様子を第９図に示す。図はミサイルの誘導
うノミュレーションにおける一時点についてクラッタパ
ワーの計算を行ったもので、送信波の波長は１０ＧＨｚ
としている。縦軸はクラッタパワー （ＤＢＭ） 、横
軸はドツプラ周波数遷移（ＫＨｚ）である。３３がクラ
ッタパワーで、反射波受信アンテナ２２のメインローブ
３１ （第８図（ｂ））により受信される３４は特にメ
インローブクラッタと呼ぶ。３５は同じメインローブ３
１により同時に受信される目標３の信号レベルである。
第９図かられかるようにタラツタパワーが大きいと目標
の信号がクラッタの中に埋もれてしまい、第７図の回路
によるＶｃの検出が行えなくなる。特に、目標３がミサ
イル２より低高度にある場合は、ミサイル１の反射波ア
ンテナ２２が下方を向くことになるので、クラッタパワ
ーが大きくなり目標の追尾が行えなくなる。
の信号がクラッタの中に埋もれてしまい、第７図の回路
によるＶｃの検出が行えなくなる。特に、目標３がミサ
イル２より低高度にある場合は、ミサイル１の反射波ア
ンテナ２２が下方を向くことになるので、クラッタパワ
ーが大きくなり目標の追尾が行えなくなる。
この発明は上記のような従来のものの問題点を除去する
ためになされたもので、低高度のＬ１標の追尾が行える
ようにして、誘導精度を向上することを目的とするもの
である。
ためになされたもので、低高度のＬ１標の追尾が行える
ようにして、誘導精度を向上することを目的とするもの
である。
この発明に係るセミアクチブｌ、−−ダ誘導制御方式は
、目標のドツプラ周波数遷移と等しくなるＴ？ｉｌ波数
遷移を示すイ１ラソタ経路に対応す【）反射波受信アン
テナの入射角度を求める演算手段と、上記反射波受信ア
ンテナのエンベロープを制御する制御手段とを備え、上
記入射角度に対応する反射波受信アンテナのサイドロー
ブゲ・インを小さくするようにしたものである。
、目標のドツプラ周波数遷移と等しくなるＴ？ｉｌ波数
遷移を示すイ１ラソタ経路に対応す【）反射波受信アン
テナの入射角度を求める演算手段と、上記反射波受信ア
ンテナのエンベロープを制御する制御手段とを備え、上
記入射角度に対応する反射波受信アンテナのサイドロー
ブゲ・インを小さくするようにしたものである。
また、この発明の別発明に係るセミアクチブＬ２−ダ誘
導制御方式は目標のド・ノブラ周波数遷移と等しくなる
周波数遷移を示すクラッタ経路に対応する送信アンチ→
−の出射角度を求める演算手段と。
導制御方式は目標のド・ノブラ周波数遷移と等しくなる
周波数遷移を示すクラッタ経路に対応する送信アンチ→
−の出射角度を求める演算手段と。
上記送信アンテナのエンベロープを制御する制御手段と
を備え、上記出射角度に対応する送信アンテナのサイド
ローブゲインを小さくするようにしたものである。
を備え、上記出射角度に対応する送信アンテナのサイド
ローブゲインを小さくするようにしたものである。
この発明においては、演算手段で求めた入射角度に対応
する反射波受信アンテナのサイドローブゲインを小さく
することにより、クラッタの影響を排除することができ
、目標のドツプラ周波数遷移を容易に検出することがで
きるようになる。
する反射波受信アンテナのサイドローブゲインを小さく
することにより、クラッタの影響を排除することができ
、目標のドツプラ周波数遷移を容易に検出することがで
きるようになる。
また、この発明の別発明においては、演算手段で求めた
出射角度に対応する送信アンテナのサイドローブゲイン
を小さくすることにより、ミサイルの反射波受信アンテ
ナに与えるクラッタの影響を排除することができ、ミサ
イルの種類によらず目標のドツプラ周波数遷移を容易Ｃ
ご検出することができるようになる。
出射角度に対応する送信アンテナのサイドローブゲイン
を小さくすることにより、ミサイルの反射波受信アンテ
ナに与えるクラッタの影響を排除することができ、ミサ
イルの種類によらず目標のドツプラ周波数遷移を容易Ｃ
ご検出することができるようになる。
以下、この発明の原理と一実施例について説明する。第
２図（ａ）、 （ｂ）、 （ｃ）は第９図と同じ条
件のもとに、第８図（ｂ）の反射波受信アンテナのサイ
ドローブ３２の左から順に１番目（第１サイドローブ）
、２番目（第２サイドローブ）、３番目以降のゲインを
無限小とした場合のクラッタを示したものである。これ
らから各サイドローブがそれぞれ特定の周波数領域のク
ラ、ツタに寄与していることがわかる。ここで、第６図
に示すクラッタ経路１２．１３を通るクラッタ周波数遷
移ｆｄｃ および経路７，８を通る目標信号の周波数
遷移（ｄ丁を計算すると次のようになる。
２図（ａ）、 （ｂ）、 （ｃ）は第９図と同じ条
件のもとに、第８図（ｂ）の反射波受信アンテナのサイ
ドローブ３２の左から順に１番目（第１サイドローブ）
、２番目（第２サイドローブ）、３番目以降のゲインを
無限小とした場合のクラッタを示したものである。これ
らから各サイドローブがそれぞれ特定の周波数領域のク
ラ、ツタに寄与していることがわかる。ここで、第６図
に示すクラッタ経路１２．１３を通るクラッタ周波数遷
移ｆｄｃ および経路７，８を通る目標信号の周波数
遷移（ｄ丁を計算すると次のようになる。
ｆｄＣ，＝ −１（ｖＡｃｏｓ ψＡ ＋ Ｖ 、 Ｃ
Ｏ８ψＦＡ）λ −（ＶＡ ＣＯ３φＡＭ Ｖ Ｍ ＣＯＳφ＋−＋Ａ
Ｃ（２）ｆ、、（７＝−−［（ＶＡ ｃｏｓ ψＡＴ４
−シｒＣＯＳψＴＡλ ＋Ｖ７ ＣＯ５ψ、Ｍ ＋ＶＭＣＯ３ψＩ’７Ｔ ）
−（ＶＡ ＣＯＳ φＡｓ Ｖ Ｍ
ＣＯＳ φト１へ ） （３）（２）式およ
び（３）式よりｆｃｌｃ＝ｆｄ下 となるのは次の条件
が満たされる場合である。
Ｏ８ψＦＡ）λ −（ＶＡ ＣＯ３φＡＭ Ｖ Ｍ ＣＯＳφ＋−＋Ａ
Ｃ（２）ｆ、、（７＝−−［（ＶＡ ｃｏｓ ψＡＴ４
−シｒＣＯＳψＴＡλ ＋Ｖ７ ＣＯ５ψ、Ｍ ＋ＶＭＣＯ３ψＩ’７Ｔ ）
−（ＶＡ ＣＯＳ φＡｓ Ｖ Ｍ
ＣＯＳ φト１へ ） （３）（２）式およ
び（３）式よりｆｃｌｃ＝ｆｄ下 となるのは次の条件
が満たされる場合である。
ＶＡＣＯ３ψ Ａ ４−ＶＭ ｃｏｓ ψド１ ＝
ν ｃｏｓψ トν ｃｏｓψＨ丁 →−Ｖ丁（ｃ
ｏｓ ψＴＡＡ ＡＴ Ｍ ＋ｃｏｓ ψ丁Ｍ ）
（４）第３図において、母機１およ
びミサイル２の速度ベクトル４．□とそれぞれの局所水
平方向３６．３７のな１角をそれぞれγ。、γ、、４
（これらは経路角と呼ばれる）とする。図から容易に次
の関係が導かれる。
ν ｃｏｓψ トν ｃｏｓψＨ丁 →−Ｖ丁（ｃ
ｏｓ ψＴＡＡ ＡＴ Ｍ ＋ｃｏｓ ψ丁Ｍ ）
（４）第３図において、母機１およ
びミサイル２の速度ベクトル４．□とそれぞれの局所水
平方向３６．３７のな１角をそれぞれγ。、γ、、４
（これらは経路角と呼ばれる）とする。図から容易に次
の関係が導かれる。
ｈＡｃｏｔ（ψ、ｔｑ ＋ ７ Ａ ） ｈＨｃｏ
ｔ（ψ８＋ＴＭ）−χ８−χ△
（５）（１ｔ）式および（５）式において、Ｖ
Ａ 、 ＶＭ 。
ｔ（ψ８＋ＴＭ）−χ８−χ△
（５）（１ｔ）式および（５）式において、Ｖ
Ａ 、 ＶＭ 。
■ヤ、ψＡｒ 、ψ 、φ 、ψ 、ｈ＾。
Ｍｒ ＴＡ ＴＭ
ｈＭ＝ Ａ”Ｍ’ χ８−χ４のすべての値がわか
っていれば、（４）式および（５）式を同時に１苗たす
ψＡ、ψイ、すなわち、クラッタ経路１２゜１３に対応
する送信アンテナ１０の出射角度および反射波受信アン
テナ２２の入射角度を決定することができる。求まった
ψ８の値を第８図（ｂ）の横軸にとり、対応する位置の
サイドローブを小さくするようにアンテナエンベロープ
をアダプチブに変形することにより、目標信号のドツプ
ラ周波数遷移近傍のクラッタパワーを減少させれば、第
４図に示すように目標信号を明瞭に検出することができ
る。アンテナエンベロープのアダプチブ制御方式として
は例えば次のものが知られている。
っていれば、（４）式および（５）式を同時に１苗たす
ψＡ、ψイ、すなわち、クラッタ経路１２゜１３に対応
する送信アンテナ１０の出射角度および反射波受信アン
テナ２２の入射角度を決定することができる。求まった
ψ８の値を第８図（ｂ）の横軸にとり、対応する位置の
サイドローブを小さくするようにアンテナエンベロープ
をアダプチブに変形することにより、目標信号のドツプ
ラ周波数遷移近傍のクラッタパワーを減少させれば、第
４図に示すように目標信号を明瞭に検出することができ
る。アンテナエンベロープのアダプチブ制御方式として
は例えば次のものが知られている。
（１）サイドローブキャンセラ
ｔ２）Ｐｏｗｅｒ −Ｉｎｖｅｒｓｉｏｎ （ｌｌｏ
ｗｅｌｌ −Ａｐｐｌｅｂａｕｍ ）方式アダブチブア
ンテナ （３］ＬＭＳ（讐ｉ ｄ ｒ ｏ臀）方式アダプチブア
ンテナ（４１Ｓａｍｐｌｅ Ｍａｔｒｉｘ Ｉｎｖｅｒ
ｓｉｏｎ方式アダプチブアンテナ 理論的にはこれらの方式を用いて時々刻々最適なエンベ
ロープとなるようアンテナを制御することも考えられる
が、ミサイルに搭載するような小型のもので実行するの
は困難である。しかし、ロールスタビライズ方式のミサ
イル（機軸まわりに可転しないようミサイルを制御する
方式）においては下方を向く部分は限られており、かつ
本発明においては下方に向くサイドローブの一部を抑制
すれば、目的を達成でき、またその場合のアンテナエン
ベロープのパターンも数通り用意しておけば十分なので
、比較的容易に実行できる。
ｗｅｌｌ −Ａｐｐｌｅｂａｕｍ ）方式アダブチブア
ンテナ （３］ＬＭＳ（讐ｉ ｄ ｒ ｏ臀）方式アダプチブア
ンテナ（４１Ｓａｍｐｌｅ Ｍａｔｒｉｘ Ｉｎｖｅｒ
ｓｉｏｎ方式アダプチブアンテナ 理論的にはこれらの方式を用いて時々刻々最適なエンベ
ロープとなるようアンテナを制御することも考えられる
が、ミサイルに搭載するような小型のもので実行するの
は困難である。しかし、ロールスタビライズ方式のミサ
イル（機軸まわりに可転しないようミサイルを制御する
方式）においては下方を向く部分は限られており、かつ
本発明においては下方に向くサイドローブの一部を抑制
すれば、目的を達成でき、またその場合のアンテナエン
ベロープのパターンも数通り用意しておけば十分なので
、比較的容易に実行できる。
前記したようにψ。の値を決定するにはＶ Ａ 。
ｖ、、Ｖア等の値を知らなければならない。これについ
ては母機１からすべて観Ｊすする方法、ミサイル２から
の情報を一部利用する方法等が考えられるが、一実施例
においてはすべて母機１から観測する方法について述べ
る。
ては母機１からすべて観Ｊすする方法、ミサイル２から
の情報を一部利用する方法等が考えられるが、一実施例
においてはすべて母機１から観測する方法について述べ
る。
以下に本発明の一実施例について説明する。第１図にお
いて３８．３９．４０．４１はそれぞれ母機１に塔載さ
れたレートジャイロ、加速度計。
いて３８．３９．４０．４１はそれぞれ母機１に塔載さ
れたレートジャイロ、加速度計。
高度計、α−β計であり、これらのセンサ出力を第１の
演算処理部４２で演算処理することにより、八、ＴＡ１
χ４、ｙＡ、ｈ汽力く得られる。ま六−１目標追尾ア
ンテナ１０ （送信アンテナ１０と同一）から目標３に
向けた送信波の反射波の位相ずれを検出するレーダ距離
計４３により目標の距離がわかり、またアンテナ角度制
御系４４によりアンテナ角度制御を行うときアンテナの
角度から目標の方向がわかるので、これらの情報と、上
記の７．４゜χ、、ｙＡ、ｈへの情報を第２の演算処理
部４５で演算処理することによりψＡｒ’ ψ−ｒｘ
、 Ｖ、ｒ。
演算処理部４２で演算処理することにより、八、ＴＡ１
χ４、ｙＡ、ｈ汽力く得られる。ま六−１目標追尾ア
ンテナ１０ （送信アンテナ１０と同一）から目標３に
向けた送信波の反射波の位相ずれを検出するレーダ距離
計４３により目標の距離がわかり、またアンテナ角度制
御系４４によりアンテナ角度制御を行うときアンテナの
角度から目標の方向がわかるので、これらの情報と、上
記の７．４゜χ、、ｙＡ、ｈへの情報を第２の演算処理
部４５で演算処理することによりψＡｒ’ ψ−ｒｘ
、 Ｖ、ｒ。
χア、ｙア、ｈアが得られる。同様にして母機１に搭載
したミサイル追尾アンテナ４６のレーダ距離計４７およ
びアンテナ角度制御系４８よりミサイル２の距離と方向
がわかり、これと上記のて＾。
したミサイル追尾アンテナ４６のレーダ距離計４７およ
びアンテナ角度制御系４８よりミサイル２の距離と方向
がわかり、これと上記のて＾。
χ、、ｙＡ、ｈ、（の情報を第３の演算処理部４９で処
理することによりφＡＭ 、 φ、イ４ 、で８４１
Ｍ、χ□、ｙＭ、ｈＨが求まる。更に第２の演算処理部
４５で得られた情報と第３の演算処理部４９で得られた
情報を第４の演算処理部５０で演算処理することにより
ψＴＮ、ψＭＴが求まる。
理することによりφＡＭ 、 φ、イ４ 、で８４１
Ｍ、χ□、ｙＭ、ｈＨが求まる。更に第２の演算処理部
４５で得られた情報と第３の演算処理部４９で得られた
情報を第４の演算処理部５０で演算処理することにより
ψＴＮ、ψＭＴが求まる。
上記第１〜第４の演算処理部４２．４５，４９゜５０で
得られた値を用いて前記の（４）式と（５）式を同時に
満たすψＭの値を第５の演算処理部５１で求める。求ま
ったψＨの値を母機１の送信器５２でミサイル２に送信
する。壮サイル２の受信器５３はこの信号を受取り、こ
のψＨの値に従って、アンテナエンベロープ制御隠構５
４により反射波受信アンテナ２２のサイドローブゲイン
を抑制するように制御することにより、所望の目的を達
成することができる。なお、上記第１〜第５の演算処理
部４２，４５，４９．５０．５１により本願の演算手段
が、またアンテナエンベロープ制御機構５４により制御
手段が構成されている。
得られた値を用いて前記の（４）式と（５）式を同時に
満たすψＭの値を第５の演算処理部５１で求める。求ま
ったψＨの値を母機１の送信器５２でミサイル２に送信
する。壮サイル２の受信器５３はこの信号を受取り、こ
のψＨの値に従って、アンテナエンベロープ制御隠構５
４により反射波受信アンテナ２２のサイドローブゲイン
を抑制するように制御することにより、所望の目的を達
成することができる。なお、上記第１〜第５の演算処理
部４２，４５，４９．５０．５１により本願の演算手段
が、またアンテナエンベロープ制御機構５４により制御
手段が構成されている。
ところで、上記実施例では、前記した（４）式および（
５）式を同時に満たすψ＾、ψ８の内ψ９を用いてミサ
イル２の反射波受信アンテナ２２のサイドローブゲイン
を制御したが、同様な原理により、もう一方のψ４．す
なわち、クラッタ経路１２．１３に対応する送信アンテ
ナ１０の出射角度を用いて、この値を第８図（ａ）の横
軸にとり、対応する位置のサイドローブを小さくするよ
うに送信アンテナ１０のアンテナエンベロープをアダプ
チブに変形することにより、目標信号のドツプラ周波数
遷移近傍のクラフタパワーを減少させても、第４図に示
すように目標信号を明瞭に検出することができる。
５）式を同時に満たすψ＾、ψ８の内ψ９を用いてミサ
イル２の反射波受信アンテナ２２のサイドローブゲイン
を制御したが、同様な原理により、もう一方のψ４．す
なわち、クラッタ経路１２．１３に対応する送信アンテ
ナ１０の出射角度を用いて、この値を第８図（ａ）の横
軸にとり、対応する位置のサイドローブを小さくするよ
うに送信アンテナ１０のアンテナエンベロープをアダプ
チブに変形することにより、目標信号のドツプラ周波数
遷移近傍のクラフタパワーを減少させても、第４図に示
すように目標信号を明瞭に検出することができる。
第５図にこの方式による一実施例を示す。図中、第１図
に示す実施例と同一符号は同一構成要素であり、この方
式では第５の演算処理部５１で第１〜第４の演算処理部
４２，４５，４９．５０で求めた値にもとづきψＡを求
めている。そして、求まったψ４の値に従って、この方
式の制御手段を構成するアンテナエン−・ローブ制御機
構５５により母機１の目標追尾アンテナ１０ （送信ア
ンテナ１０と同一）のサイドローブゲインを抑制するこ
とにより、所望の目的を達成することができる。
に示す実施例と同一符号は同一構成要素であり、この方
式では第５の演算処理部５１で第１〜第４の演算処理部
４２，４５，４９．５０で求めた値にもとづきψＡを求
めている。そして、求まったψ４の値に従って、この方
式の制御手段を構成するアンテナエン−・ローブ制御機
構５５により母機１の目標追尾アンテナ１０ （送信ア
ンテナ１０と同一）のサイドローブゲインを抑制するこ
とにより、所望の目的を達成することができる。
また、この方式に、よると、ミサイル２に搭載されたア
ンテナのエンベロープは制御する必要がないので、ミサ
イルの種類（例えばロールスタビライズ方式）等乙こ制
限されることがなく、また、送信アンテナ１０およびア
ンテナエンベロープ制御機構５５等は母機１に搭載され
るので、回転や設置スペース等の問題もなくなる。
ンテナのエンベロープは制御する必要がないので、ミサ
イルの種類（例えばロールスタビライズ方式）等乙こ制
限されることがなく、また、送信アンテナ１０およびア
ンテナエンベロープ制御機構５５等は母機１に搭載され
るので、回転や設置スペース等の問題もなくなる。
なお、上記各実施例では、母機１、ミサイル２、目−標
３が２次元の垂直面内にある場合について説明した。一
般の３次元の場合にも正確な同様のロジックを考えるこ
とはできるが、近似的な２次元の面を考えて上記のロジ
ックに従っても差支えない。
３が２次元の垂直面内にある場合について説明した。一
般の３次元の場合にも正確な同様のロジックを考えるこ
とはできるが、近似的な２次元の面を考えて上記のロジ
ックに従っても差支えない。
また、３次元の場合には（４）式と（５）式を満たすψ
４２．ψ４の方向は弧を描くことになるが、その場合で
も２次元のモデルで定まる方向の周辺のサイドローブを
小さくすることで、十分な効果が期待できる。また、第
１図、第５図の回路によれば母機からの情報のみでＶｃ
を計算できるように考えられるが、（１）式による誘導
には十分な精度を要するので、第７図の回路が必要とな
る。
４２．ψ４の方向は弧を描くことになるが、その場合で
も２次元のモデルで定まる方向の周辺のサイドローブを
小さくすることで、十分な効果が期待できる。また、第
１図、第５図の回路によれば母機からの情報のみでＶｃ
を計算できるように考えられるが、（１）式による誘導
には十分な精度を要するので、第７図の回路が必要とな
る。
また、ψヶ、ψＡの値の決定のために必要なＶＡ 。
ｖＨｌ ｖＴ ｌ ψＡＴ ｌ ψＭＴ
’ ψ ＴＡ Ｉ ψ７／４ ’ｈＡ、ｈ
Ｈ，７Ａ 、ＴＭ 、χ８−χ４の値をすべて母機１上
の搭載機器により求めたが、例えばｖＭ、ｈＭ等情報の
一部の検出をミサイル２の搭載機器により行い、これを
母機１に送信してもよい。
’ ψ ＴＡ Ｉ ψ７／４ ’ｈＡ、ｈ
Ｈ，７Ａ 、ＴＭ 、χ８−χ４の値をすべて母機１上
の搭載機器により求めたが、例えばｖＭ、ｈＭ等情報の
一部の検出をミサイル２の搭載機器により行い、これを
母機１に送信してもよい。
以上のように、この発明によるセミアクチブレーダ誘導
制御方式は、目標のドツプラ周波数遷移と等しくなる周
波数遷移を示すクラッタ経路に対応する反射波受信アン
テナの入射角度を求める演算手段と、上記反射波受信ア
ンテナのエンベロープを制御する制御手段とを備え、上
記入射角度に対応する反射波受信アンテナのサイドロー
ブゲインを小さくするようにしたことにより、目標のド
ツプラ周波数遷移近傍の周波数遷移を有するクラ７タパ
ワーを抑制するように反射波受信アンテナのエンベロー
プを適応的に変化させることができるので、低高度の目
標でも追尾が行えるようになり、誘導精度が大幅に向上
するという効果がある。
制御方式は、目標のドツプラ周波数遷移と等しくなる周
波数遷移を示すクラッタ経路に対応する反射波受信アン
テナの入射角度を求める演算手段と、上記反射波受信ア
ンテナのエンベロープを制御する制御手段とを備え、上
記入射角度に対応する反射波受信アンテナのサイドロー
ブゲインを小さくするようにしたことにより、目標のド
ツプラ周波数遷移近傍の周波数遷移を有するクラ７タパ
ワーを抑制するように反射波受信アンテナのエンベロー
プを適応的に変化させることができるので、低高度の目
標でも追尾が行えるようになり、誘導精度が大幅に向上
するという効果がある。
また、この発明の別発明によるセミアクチブレーダ誘導
制御方式は、目標のドツプラ周波数遷移と等しくなる周
波数遷移を示すクラッタ経路に対応する送信アンテナの
出射角度を求める演算手段と、上記送信アンテナのエン
ベロープを制御する制御手段とを備え、干犯出射角度に
対応する送信アンテナのサイドローブゲインを小さくす
るようにしたことにより、上記と同様な効果が得られる
とともに、ミサ・イルの種類に制限されることなく適用
することができるという効果が得られる。
制御方式は、目標のドツプラ周波数遷移と等しくなる周
波数遷移を示すクラッタ経路に対応する送信アンテナの
出射角度を求める演算手段と、上記送信アンテナのエン
ベロープを制御する制御手段とを備え、干犯出射角度に
対応する送信アンテナのサイドローブゲインを小さくす
るようにしたことにより、上記と同様な効果が得られる
とともに、ミサ・イルの種類に制限されることなく適用
することができるという効果が得られる。
第１図はこの発明の一実施例の要部を示すブロツク図、
第２図（ａ）、 （ｂ＞、 （ｃ）および第３図はこ
の発明の詳細な説明するだめの図、第４図はこの発明に
よるクラッタパワーと目標信号とを示す図、第５図はこ
の発明の他の実施例の要部を示すブロック図、第６図は
この方式による母機とミサイルと目標との典型的な位置
関係を示す概略図、第７図は同方式におけるＶｃおよび
みの検出機構の一例を示すブロック図、第８図（ａ）。 （ｂ）は送信アンテナおよび反射波受信アンテナの典型
的なアンテナエンヘローブを示す図、第９図は従来方式
によるタラツタパワーと目標信号とを示す図である。 ■・・・・・・母機、２・・・・・・ミサイル、３・・
・・・・目標、１０・・・・・・送信アンテナ、１１・
・・・・・地面又は海面、１２．１３・・・・・・クラ
ッタ経路、１８・・・・・・直接波受信アンテナ、２２
・・・・・・反射波受信アンテナ、４２゜４５．４９．
５０．５１・・・・・・演算処理部（演算手ＩＵ） 、
５４．５５・・・・・・アンテナエンベロープ制御機構
（制御手段）。 なお、図中同一符号は同一または相当部分を示している
。 代理人 大音 増雄（ほか２名） 第１図 茅 ５ 図 第 ６ 図
第２図（ａ）、 （ｂ＞、 （ｃ）および第３図はこ
の発明の詳細な説明するだめの図、第４図はこの発明に
よるクラッタパワーと目標信号とを示す図、第５図はこ
の発明の他の実施例の要部を示すブロック図、第６図は
この方式による母機とミサイルと目標との典型的な位置
関係を示す概略図、第７図は同方式におけるＶｃおよび
みの検出機構の一例を示すブロック図、第８図（ａ）。 （ｂ）は送信アンテナおよび反射波受信アンテナの典型
的なアンテナエンヘローブを示す図、第９図は従来方式
によるタラツタパワーと目標信号とを示す図である。 ■・・・・・・母機、２・・・・・・ミサイル、３・・
・・・・目標、１０・・・・・・送信アンテナ、１１・
・・・・・地面又は海面、１２．１３・・・・・・クラ
ッタ経路、１８・・・・・・直接波受信アンテナ、２２
・・・・・・反射波受信アンテナ、４２゜４５．４９．
５０．５１・・・・・・演算処理部（演算手ＩＵ） 、
５４．５５・・・・・・アンテナエンベロープ制御機構
（制御手段）。 なお、図中同一符号は同一または相当部分を示している
。 代理人 大音 増雄（ほか２名） 第１図 茅 ５ 図 第 ６ 図
Claims (2)
- （１）母機に塔載された送信アンテナで高速に移動する
目標に向けて電波を照射するとともに、ミサイルに塔載
された反射波受信アンテナと直接波受信アンテナで上記
目標からの反射波と母機からの直接波を受信して目標の
ドップラ周波数遷移を検出し、誘導に必要な目標とミサ
イルとの接近速度情報を求めることにより、ミサイルを
誘導して目標を自動的に追尾するようにしたセミアクチ
ブレーダ誘導制御方式において、上記目標のドップラ周
波数遷移と等しくなる周波数遷移を示すクラッタ経路に
対応する反射波受信アンテナの入射角度を求める演算手
段と、上記反射波受信アンテナのエンベロープを制御す
る制御手段とを備え、上記入射角度に対応する反射波受
信アンテナのサイドローブゲインを小さくするようにし
たことを特徴とするセミアクチブレーダ誘導制御方式。 - （２）母機に搭載された送信アンテナで高速に移動する
目標に向けて電波を照射するとともに、ミサイルに搭載
された反射波受信アンテナと直接波受信アンテナで上記
目標からの反射波と母機からの直接波を受信して目標の
ドップラ周波数遷移を検出し、誘導に必要な目標とミサ
イルとの接近速度情報を求めることにより、ミサイルを
誘導して目標を自動的に追尾するようにしたセミアクチ
ブレーダ誘導制御方式において、上記目標のドップラ周
波数遷移と等しくなる周波数遷移を示すクラッタ経路に
対応する送信アンテナの出射角度を求める演算手段と、
上記送信アンテナのエンベロープを制御する制御手段と
を備え、上記出射角度に対応する送信アンテナのサイド
ローブゲインを小さくするようにしたことを特徴とする
セミアクチブレーダ誘導制御方式。
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP60210719A JPS6269179A (ja) | 1985-09-24 | 1985-09-24 | セミアクチブレ−ダ誘導制御方式 |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP60210719A JPS6269179A (ja) | 1985-09-24 | 1985-09-24 | セミアクチブレ−ダ誘導制御方式 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPS6269179A true JPS6269179A (ja) | 1987-03-30 |
| JPH0367594B2 JPH0367594B2 (ja) | 1991-10-23 |
Family
ID=16593963
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP60210719A Granted JPS6269179A (ja) | 1985-09-24 | 1985-09-24 | セミアクチブレ−ダ誘導制御方式 |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS6269179A (ja) |
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0527020A (ja) * | 1991-07-16 | 1993-02-05 | Mitsubishi Electric Corp | マルチスタテイツクレーダ装置 |
| JP2000056013A (ja) * | 1998-08-04 | 2000-02-25 | Meisei Electric Co Ltd | 飛翔体計測評価方法 |
| JP2000056014A (ja) * | 1998-08-04 | 2000-02-25 | Meisei Electric Co Ltd | 飛翔体計測評価装置 |
| JP2011007464A (ja) * | 2009-06-29 | 2011-01-13 | Toshiba Corp | 飛しょう体誘導装置 |
Families Citing this family (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JP4693865B2 (ja) | 2007-08-27 | 2011-06-01 | 株式会社豊田中央研究所 | 動力伝達装置 |
-
1985
- 1985-09-24 JP JP60210719A patent/JPS6269179A/ja active Granted
Cited By (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| JPH0527020A (ja) * | 1991-07-16 | 1993-02-05 | Mitsubishi Electric Corp | マルチスタテイツクレーダ装置 |
| JP2000056013A (ja) * | 1998-08-04 | 2000-02-25 | Meisei Electric Co Ltd | 飛翔体計測評価方法 |
| JP2000056014A (ja) * | 1998-08-04 | 2000-02-25 | Meisei Electric Co Ltd | 飛翔体計測評価装置 |
| JP2011007464A (ja) * | 2009-06-29 | 2011-01-13 | Toshiba Corp | 飛しょう体誘導装置 |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| JPH0367594B2 (ja) | 1991-10-23 |
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