(57)【要約】【課題】飛しょう体ロール時の空間安定性の劣化を改善したＡＺＥＬ切替測角方式の飛しょう体の誘導装置を提供する。【解決手段】１回目の第１の方向の誤差角の検出と２回目の第１の方向の誤差角の検出の間に、１回目の第２の方向の誤差角の検出と２回目の第２の方向の誤差角の検出を行い、１回目に検出した第１の方向の誤差角と２回目に検出した第１の方向の誤差角との相加平均を基準時間Ｔにおける第１の方向の誤差角とし、１回目に検出した第２の方向の誤差角と２回目に検出した第２の方向の誤差角との相加平均を基準時間Ｔにおける第２の方向の誤差角とする。【選択図】図１
2010139212.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
１回目の第１の方向の信号、１回目の第２の方向の信号、２回目の第２の方向の信号、２回目の第１の方向の信号の順で追跡目標から信号を受信するアンテナユニットと、
機体の姿勢変化のレートをサンプリングして機体レートを出力するレートセンサと、
前記レートセンサから入力した前記機体レートと、前記１回目の第１の方向の信号から算出した誤差角と前記２回目の第１の方向の信号から算出した誤差角との相加平均である第１の方向の誤差角と、前記１回目の第２の方向の信号から算出した誤差角と前記２回目の第２の方向の信号から算出した誤差角との相加平均である第２の方向の誤差角と、からビーム指向角と誘導信号を算出するシーカ制御ユニットと、
を備える飛しょう体の誘導装置。
【請求項２】
前記レートセンサが、１回目の第１の方向の機体レート、１回目の第２の方向の機体レート、２回目の第２の方向の機体レート、２回目の第１の方向の機体レートの順で、前記アンテナユニットの信号受信タイミングに同期して機体レートをサンプリングし、
前記シーカ制御ユニットが、前記１回目の第１の方向の機体レートと前記２回目の第１の方向の機体レートとの相加平均である第１の方向の機体レートと、前記１回目の第２の方向の機体レートと前記２回目の第２の方向の機体レートとの相加平均である第２の方向の機体レートと、前記第１の方向の誤差角と、前記第２の方向の誤差角とからビーム指向角と誘導信号を算出する請求項１記載の飛しょう体の誘導装置。
【請求項３】
前記シーカ制御ユニットが、アンテナユニットの前記１回目の第１の方向の信号受信タイミングにおけるビーム指向角と前記２回目の第１の方向の信号受信タイミングにおけるビーム指向角との相加平均をビーム指向角として、前記第１の方向の機体レートと、前記第２の方向の機体レートと、前記第１の方向の誤差角と、前記第２の方向の誤差角とから誘導信号を算出する請求項２記載の飛しょう体の誘導装置。
【請求項４】
前記第１の方向がエレベーション方向のとき、前記第２の方向がアジマス方向であり、前記第２の方向がエレベーション方向のとき、前記第１の方向がアジマス方向である請求項３記載の飛しょう体の誘導装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、飛しょう体の誘導装置に係り、特に飛しょう体ロール時の空間安定度を改善したＡＺＥＬ切替測角方式の飛しょう体の誘導装置に関する。
【背景技術】
【０００２】
従来の飛しょう体の誘導装置における電波シーカにおいてはレーダの受信系統がアジマス方向、エレベーション方向に対し、各１系統ずつ用意されていた（例えば、特許文献１）。アジマス方向の誤差角とエレベーション方向の誤差角とはそれぞれ別の系統にて同時に測角されていた。このため、誘導信号を算出する際のアジマス方向の測角信号とエレベーション方向の測角信号との同期は確保されていた。
【０００３】
しかし近時では、コストを低く抑えるために受信系統を１系統にし、アジマス方向の測角とエレベーション方向の測角を交互に切り替えて受信する方式（以下、ＡＺＥＬ切替測角方式と呼ぶ。）がとられるようになった。
【０００４】
図９は、ＡＺＥＬ切替測角方式の誘導装置における信号の取得タイミングを示した図である。図９に示すように、エレベーション方向の誤差角をサンプリングするタイミングであるΔＥＬにおいては、エレベーション方向の誤差角ε＾ＥＬ（ｎ−１，１）と、レートセンサによってサンプリングされた姿勢角θ＾Ｍ（ｎ−１，１，０）とビーム指向角θＢ（ｎ−１）とを取得できる。また、アジマス方向の誤差角をサンプリングするタイミングであるΔＡＺにおいては、アジマス方向の誤差角ε＾ＡＺ（ｎ−１，３）と、レートセンサによってサンプリングされた姿勢角θ＾Ｍ（ｎ−１，３，０）とビーム指向角θＢ（ｎ−１）とを取得できる。
【０００５】
ここで、インデックスは信号のタイミングを表す。また、θＢ＝（θＢＥＬ  θＢＡＺ）Ｔ、θＭ＾＝（φ＾  θ＾  ψ＾）Ｔ、ε＾＝（εＥＬ＾，εＡＺ＾）Ｔである。（ＨＴはＨの転置行列を表す。）
【特許文献１】特開２００７−２０５６３２号公報
【発明の開示】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
しかし、正確な測角に必要なε＾ＡＺ（ｎ−１，１）とε＾ＥＬ（ｎ−１，３）とは取得できない。このため、飛しょう体ロール時に空間安定性が劣化するという問題点があった。
【０００７】
本発明は上記のような問題点に鑑みてなされたものであり、飛しょう体ロール時の空間安定性の劣化を改善したＡＺＥＬ切替測角方式の飛しょう体の誘導装置を提供することを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【０００８】
この目的を達成するために本発明は、１回目の第１の方向の信号、１回目の第２の方向の信号、２回目の第２の方向の信号、２回目の第１の方向の信号の順で追跡目標から信号を受信するアンテナユニットと、機体の姿勢変化のレートをサンプリングして機体レートを出力するレートセンサと、レートセンサから入力した機体レートと、１回目の第１の方向の信号から算出した誤差角と２回目の第１の方向の信号から算出した誤差角との相加平均である第１の方向の誤差角と、１回目の第２の方向の信号から算出した誤差角と２回目の第２の方向の信号から算出した誤差角との相加平均である第２の方向の誤差角と、からビーム指向角と誘導信号を算出するシーカ制御ユニットと、を備える飛しょう体の誘導装置を提供する。
【発明の効果】
【０００９】
本発明によれば、機体にロールが起きても空間安定性が劣化しないという効果がある。
【発明を実施するための最良の形態】
【００１０】
以下、本発明による飛しょう体の誘導装置の一実施の形態を、図面を用いて詳細に説明する。図１は本実施形態の飛しょう体の誘導装置１００（以下、誘導装置１００と呼ぶ。）の概要を示すブロック図である。図１に示すように、誘導装置１００は電波を送受信するアンテナユニット１０１と、受信した信号を処理し、誘導信号を出力するシーカ制御ユニット１０２と、誘導信号に従って翼を操舵する操舵装置１０５と、飛しょう体の姿勢変化をサンプリングするレートセンサ１０６と、を備える。また、シーカ制御ユニット１０２は信号処理回路１０３と誘導処理回路１０４とを備える。
【００１１】
アンテナユニット１０１は受信した信号をアジマス方向の信号であるΔＡＺ信号とエレベーション方向の信号であるΔＥＬ信号とに一定周期で切り替えて信号処理回路１０３に出力する。また、アンテナユニット１０１は連続したΣ信号を信号処理回路１０３に出力する。
【００１２】
信号処理回路１０３はΔＡＺ信号とΔＥＬ信号とを基にアジマス方向の誤差角である誤差角ＡＺとエレベーション方向の誤差角である誤差角ＥＬとを算出し、誘導処理回路１０４に出力する。
【００１３】
レートセンサ１０６は機体の姿勢変化であるレートをサンプリングして機体レートとして誘導処理回路１０４に出力する。
【００１４】
誘導処理回路１０４は機体レート及び誤差角ＡＺと誤差角ＥＬと機体レートとビーム指向角とから推定目視線角とその微分値である誘導信号を算出する。誘導処理回路１０４は誘導信号を、飛しょう体制御系を介して操舵信号に換算し、操舵装置１０５に出力する。
【００１５】
誘導処理回路１０４は推定目視線角を、機体レートを用いて機体座標系に変換し、追跡目標に照射するビームの指向角であるビーム指向角を算出する。誘導処理回路１０４はビーム指向角を信号処理回路１０３に出力する。信号処理回路１０３はビーム指向角を位相信号としてアンテナユニット１０１に出力する。
【００１６】
図２は誘導装置１００の信号伝達を示す図である。＾は観測値を、・は微分値を表す。図２に示すように、誘導装置１００はアンテナユニット１０１にて受信した誤差角信号を誤差角検出特性の伝達特性である誤差角検出特性ＧＳ１１０を介してε＾として検出する。また、誘導装置１００は機体レートをレート検出特性の伝達関数ＧＲＳ１１１を介してθＭ・＾として検出する。
【００１７】
信号の時間を一致させるために、ビーム指向角θＢ及びθＭ・＾には誤差角検出特性模擬特性の伝達関数である誤差角検出特性モデルＧＳ’１１２が、ε＾とθＢの加算値にはレート検出模擬特性の伝達関数であるレート検出特性モデルＧＲＳ’１１３が、それぞれ挿入される。これらの伝達関数から次の式（１）を導くことができる。
【００１８】
σ・＾＝ＧＧＳ（ＧＲＳ’（ＧＳε+ＧＳ’θＢ）+ＧＳ’ＧＲＳθＭ）・・・（１）
ＧＧＳは不完全微分の伝達関数である。式（１）は誘導信号を算出する式である。ここで、ＧＳ≒ＧＳ’、ＧＲＳ≒ＧＲＳ’であれば式（１）は次の式（２）のようにあらわすことができる。
【００１９】
σ・＾＝ＧＧＳＧＲＳＧＳ（ε+θＢ+θＭ）＝ＧＧＳＧＲＳＧＳσ・・・（２）
式（２）より、ＧＳ＝ＧＳ’、ＧＲＳ＝ＧＲＳ’のとき、誘導信号σ・＾は目視線角σのみの入力関数となっていることが分かる。
【００２０】
一方、誘導信号の空間安定度Ａは次の（３）式であらわせる。
【数１】
2010139212.tif 000003
【００２１】
従って、ＧＳ＝ＧＳ’、ＧＲＳ＝ＧＲＳ’であれば誘導信号にθＭ・の入力はないため、空間安定度Ａは理論上−∞となる。しかし、実際にはＧＳ＝ＧＳ’、ＧＲＳ＝ＧＲＳ’を成立させることは困難であり、ある程度の影響が残存する。
【００２２】
ＡＺＥＬ切替測角方式ではこのうちＧＳ＝ＧＳ’が成立しない。しかし、通常アジマス方向の信号とエレベーション方向の信号とが同期している場合、ＧＳ＝ＧＳ’を近似的に満たすことは可能である。
【００２３】
次の式（４）において、Ｍはオイラー座標変換マトリックスである。
【数２】
2010139212.tif 000004
【００２４】
しかし、アジマス方向の信号とエレベーション方向の信号が切り替えて取得され、かつロールが発生した場合にはアジマス方向（ヨー姿勢角）、エレベーション方向（ピッチ姿勢角）をいずれの時間にも合わせることができないため、ＧＳ＝ＧＳ’を満たすことができなくなる。
【００２５】
図９に示すように、従来の誘導装置はビーム指向タイミングを４等分した誤差角検出タイミングＭのうち、Ｍ＝１において誤差角ＥＬを、Ｍ＝３において誤差角ＡＺを測角する。実際には、誤差角はある一定時間に検出された信号の平均値であるが、ここではＭ＝１及びＭ＝３の中心時刻において観測されたものとする。
【００２６】
さらに、機体レートに関しては誤差角タイミングを４等分したレート検出タイミングＫにおいて継続的に行うものとする。
【００２７】
ここで、誤差角ＥＬの測角タイミング（Ｎ，Ｍ，Ｋ）＝（ｎ−１,１,０）の時点の信号についてみる。誤差角εＥＬ＾、ビーム指向角θＢ、及び機体姿勢角θＭ＾は上記の条件から存在するが、誤差角εＡＺ＾に関しては測角されない。
【００２８】
また、誤差角ＡＺの測角タイミング（Ｎ，Ｍ，Ｋ）＝（ｎ−１,３,０）の時点の信号についてみる。誤差角εＡＺ＾、ビーム指向角θＢ、及び機体姿勢角θＭ＾は上記の条件から存在するが、誤差角εＥＬ＾に関しては測角されない。
【００２９】
このため、基本的に信号が独立したものとして観測されるロール角が０°以外の場合は（４）式の計算が厳密に行えないため、推定目視線角及び誘導信号の算出における時間の整合性に著しいずれが生じ、（３）式の空間安定性Ａが著しく劣化する。
【００３０】
この問題を回避するため、本実施形態においては次のような解決方法をとる。図３は本実施形態の誘導装置１００における信号の取得タイミングを示した図である。ここで、ビーム指向角はビーム指向タイミングＮが変更された時点で切り替わり、区間内は一定であるものとする。
【００３１】
図３に示すように、誘導装置１００は、誤差角検出をＥＬとＡＬを１回ずつ交合に行うのではなく、ΔＡＺ→ΔＥＬ→ΔＥＬ→ΔＡＺのように、ΔＡＺとΔＡＺの間にΔＥＬを２回検出する。あるいは、誘導装置１００はΔＥＬ→ΔＡＺ→ΔＡＺ→ΔＥＬのように、ΔＥＬとΔＥＬの間にΔＡＺを２回検出する。
【００３２】
すなわち、誘導装置１００は１回目の第１の方向の誤差角の検出と２回目の第１の方向の誤差角の検出の間に、１回目の第２の方向の誤差角の検出と２回目の第２の方向の誤差角の検出を行う。
【００３３】
そして、誘導装置１００は１回目に検出した第１の方向の誤差角と２回目に検出した第１の方向の誤差角との相加平均を基準時間Ｔにおける第１の方向の誤差角ε＾’とし、１回目に検出した第２の方向の誤差角と２回目に検出した第２の方向の誤差角との相加平均を基準時間Ｔにおける第２の方向の誤差角ε＾’とする。
【００３４】
また、レートセンサ１０６は、１回目の第１の方向の機体レート、１回目の第２の方向の機体レート、２回目の第２の方向の機体レート、２回目の第１の方向の機体レートの順で、アンテナユニット１０１の信号受信タイミングに同期して機体レートをサンプリングする。
【００３５】
シーカ制御ユニット１０２は、１回目の第１の方向の機体レートθＭ＾’の積分値である機体姿勢角と２回目の第１の方向の機体姿勢角との相加平均である第１の方向の機体姿勢角θＭ＾と、１回目の第２の方向の機体姿勢角と２回目の第２の方向の機体姿勢角との相加平均である第２の方向の機体姿勢角θＭ＾と、を算出する。機体レートをθＭ＾’と、機体姿勢角をθＭ＾と表す。
【００３６】
シーカ制御ユニット１０２は、アンテナユニット１０１の１回目の第１の方向の信号受信タイミングにおけるビーム指向角と２回目の第１の方向の信号受信タイミングにおけるビーム指向角との相加平均をビーム指向角θＢ’として算出する。
【００３７】
この基準時間Ｔの各信号は次の（５）式のようになる。
【数３】
2010139212.tif 000005
【００３８】
誘導装置１００は、これを（４）式に用いて次の（６）式のようにエレベーション方向の推定目視線ベクトルσ＾（ｎ−１，０）’、及びアジマス方向の推定目視線ベクトルσ＾（ｎ−１，０）”を算出する。このときθ＾Ｂ、εＥＬ＾、εＡＺ＾はσ＾（ｎ−１，０）’、σ＾（ｎ−１，０）”を求めるにあたっての共通の値である。
【数４】
2010139212.tif 000006
【００３９】
誘導装置１００はさらに、次の（７）式のように推定目視線角を算出する。
【数５】
2010139212.tif 000007
【００４０】
ここで、本実施形態の効果について説明する。図４はシミュレーションの条件を表す図である。図４において、追跡目標２００に向かって飛しょう体２１０を誘導する場合についてシミュレーションを行う。Ｘは飛しょう体２１０の進行方向、Ｙはエレベーション方向（ＥＬ）、Ｚはアジマス方向（ＡＺ）を示す。
【００４１】
図５は追跡目標の目視線角を示す図である。図５において、グラフ３１０はアジマス方向の目視線角、グラフ３１１はエレベーション方向の目視線角を表す。追跡目標２００はアジマス方向に一定の角速度にて移動しているものとする。
【００４２】
図６は飛しょう体２１０の運動を示す図である。図６において、グラフ３２０はピッチ姿勢角を示し、一定の周期で動揺しているものとする。また、グラフ３２１はヨー方向の運動を表す。ヨー方向には運動していないものとする。グラフ３２２は時計回りの方向にロールする時間間隔を示す。グラフ３２３は反時計回りにロールする時間間隔を示す。
【００４３】
図７は従来の誘導装置におけるシミュレーション結果である。図７において、グラフ３３０はアジマス方向の誘導信号、グラフ３３１はエレベーション方向の誘導信号を示す。図７に示すように、飛しょう体２１０の機体がロールしている間Ｌはアジマス方向の誘導信号にピッチ方向の動揺の影響が出てきてしまい、空間安定性が劣化している。
【００４４】
図８は本実施形態におけるシミュレーション結果である。図８において、グラフ３４０はアジマス方向の誘導信号、グラフ３４１はエレベーション方向の誘導信号を示す。図８に示すように、飛しょう体２１０の機体がロールしている間Ｌにおいてもアジマス方向の誘導信号にピッチ方向の動揺の影響がほとんど現れず、空間安定性が劣化していない。
【００４５】
以上述べたように、本実施形態の誘導装置１００は、１回目の第１の方向の誤差角の検出と２回目の第１の方向の誤差角の検出の間に、１回目の第２の方向の誤差角の検出と２回目の第２の方向の誤差角の検出を行い、１回目に検出した第１の方向の誤差角と２回目に検出した第１の方向の誤差角との相加平均を基準時間Ｔにおける第１の方向の誤差角とし、１回目に検出した第２の方向の誤差角と２回目に検出した第２の方向の誤差角との相加平均を基準時間Ｔにおける第２の方向の誤差角とする。
【００４６】
このため、機体にロールが起きても空間安定性が劣化しないという効果がある。
【図面の簡単な説明】
【００４７】
【図１】本実施形態の飛しょう体の誘導装置の概要を示すブロック図である。
【図２】誘導装置１００の信号伝達を示す図である。
【図３】本実施形態の誘導装置における信号の取得タイミングを示した図である。
【図４】シミュレーションの条件を表す図である。
【図５】追跡目標の目視線角を示す図である。
【図６】飛しょう体の運動を示す図である。
【図７】従来の誘導装置におけるシミュレーション結果である。
【図８】本実施形態におけるシミュレーション結果である。
【図９】ＡＺＥＬ切替測角方式の誘導装置における信号の取得タイミングを示した図である。
【符号の説明】
【００４８】
１００：誘導装置、
１０１：アンテナユニット、
１０２：シーカ制御ユニット、
１０３：信号処理回路、
１０４：誘導処理回路、
１０５：操舵装置、
１０６：レートセンサ。
【図１】
2010139212.tif 000008
【図２】
2010139212.tif 000009
【図３】
2010139212.tif 000010
【図４】
2010139212.tif 000011
【図５】
2010139212.tif 000012
【図６】
2010139212.tif 000013
【図７】
2010139212.tif 000014
【図８】
2010139212.tif 000015
【図９】
2010139212.tif 000016