(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
ミサイルと、
飛行中、ミサイルから離れた位置に配置されている光誘導システムの光学測定手段と、
ミサイル上に配置され、ナビゲーションデータを出力する慣性センサアセンブリと、
ミサイル上に配置され、前記光学測定手段から情報信号を受信し、慣性誘導基準のエラーを補正し、慣性センサアセンブリにおけるバイアスを評価するために前記受信された情報信号を濾波処理するフィルタ手段と、
前記慣性センサアセンブリからの信号に基づいて発射で開始される慣性誘導基準を維持するように制御信号を生成し、前記フィルタ手段からの出力にに基づいてその制御信号を修正するナビゲーションルーチン手段とを具備しているミサイル誘導システム。
【請求項２】
前記フィルタ手段はカルマンフィルタである請求項１記載の誘導システム。
【請求項３】
前記フィルタ手段は、砲のジッタの位置エラーの影響を除去するように構成されている請求項２記載の誘導システム。
【請求項４】
前記フィルタ手段は、光誘導システムの雑音の位置エラーの影響を除去するように構成されている請求項２記載の誘導システム。
【請求項５】
前記ナビゲーションルーチン手段は、ミサイル加速命令を発生するためにミサイル対ターゲット十字線追跡位置および速度を表す信号を出力する請求項１記載の誘導システム。
【請求項６】
前記ナビゲーションルーチン手段からの前記ミサイル加速命令に応答する自動操縦装置をさらに含んでいる請求項５記載の誘導システム。
【請求項７】
ペイロードを搭載するように構成されたフレームと、
前記フレームに取付けられた推進機構と、
前記ミサイルの速度ベクトルを変化させる誘導機構と、
誘導命令を前記誘導機構に供給するための前記フレーム上に設置された誘導システムとを具備している誘導型ミサイルにおいて、
前記誘導システムは、
ミサイル上に配置され、ナビゲーションデータを出力する慣性センサアセンブリと、
飛行中ミサイルから離れた位置に配置されている光学的誘導システムの光学測定手段から命令を受信する受信手段と、
前記受信された情報信号を濾波処理して、慣性センサアセンブリの出力に基づいた慣性誘導基準のエラーを補正し、慣性センサアセンブリにおけるバイアスを評価するカルマンフィルタと、
前記慣性センサアセンブリからの信号に基づいて発射で開始される慣性誘導基準を維持するように制御信号を生成し、前記カルマンフィルタからの信号に基づいてその制御信号を修正するナビゲーションルーチン手段とを具備している誘導型ミサイル。
【請求項８】
前記受信手段は、無線周波数受信機である請求項７記載の誘導型ミサイル。
【請求項９】
ミサイル加速命令を発生するためにナビゲーションルーチン手段から出力されるミサイル対ターゲットの十字線追跡位置および速度を表す信号に応答する手段をさらに含んでいる請求項７記載の誘導型ミサイル。
【請求項１０】
前記ミサイル加速命令に応答する手段は自動操縦装置を含んでいる請求項９記載の誘導型ミサイル。
【請求項１１】
ミサイル上に配置された慣性センサアセンブリから出力されたナビゲーションデータに基づいて発射で開始される慣性誘導基準を維持するように制御信号を生成し、
飛行中ミサイルから離れた位置に配置されている光学的誘導システムの光学測定手段から命令を受信し、その受信された信号をフィルタ手段によって濾波処理して慣性誘導基準のエラーを補正し、慣性センサアセンブリにおけるバイアスを評価する出力信号を生成するミサイルの誘導方法。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明はミサイル、特に光援助ミサイルに関する。
【０００２】
【従来の技術】
発射管から発射され、光学的に追跡され、ワイヤ誘導（ＴＯＷ）されるタイプのミサイルと、スティンガ型ミサイルと、その他の現在使用されているこのような光援助タイプのミサイルは典型的にミサイル誘導のため光学装置が取付けられた発射装置を使用している。典型的に砲はターゲット上に光誘導システム（ＯＧＳ）の十字線を位置させ、引金を引く。１秒の何分の１かの短い時間で、ミサイルはＯＧＳの視野に入り、ＯＳＧ追跡アルゴリズムはミサイルの追跡を開始し、ＯＧＳの十字線に対するミサイルの角度変位を測定する。角度変位の測定結果はミサイルをターゲットへ誘導するためにナビゲーションシステムと自動操縦装置により誘導規則にしたがって使用される。
【０００３】
従来の光誘導システムは短いミサイル隔離距離用に設計された。通常のミサイルの正確度はターゲットまでの距離が増加すると低下する。これはＯＧＳ測定における小さい角度エラーが長い距離で累積して大きい位置エラーを発生することによるものである。角度測定エラーはＯＧＳ照準誤差と、追跡装置の雑音と砲の運動により生じる。ＯＧＳ照準エラーは光学的な不整列により生じ、これを減少するのには費用がかかる。その結果、長距離の通常の光学的ミサイルの兵器システム性能はＯＧＳ追跡装置雑音と砲の運動の位置エラーの影響によって制限される。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
残念ながら、さらに長い隔離距離が将来必要とされ、現在の誘導システムはでは投射された誘導の終端（ミス距離）の正確度の要求を満すことは期待することができない。
前述の兵器システムの別の欠点は、機体の安定性と最終的な性能を確保するために、発射装置が連続して測定し、視線測定をミサイルにアップリンクで送信しなければならないことである。これらのシステムは発射装置のドロップアウトの許容度をほとんどもたない。これは光追跡システムとアップリンクシステムに過剰な負担である。また、使用中に不必要に発射装置を脅威にさらす。
【０００５】
したがって、長距離で使用可能で、改良された性能を与える光誘導型のミサイル設計が技術的に必要とされている。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
この技術における必要性は、本発明のミサイル誘導システムによって解決される。本発明のミサイル誘導システムは、ミサイルと、飛行中、ミサイルから離れた位置に配置されている光誘導システムの光学測定手段と、ミサイル上に配置され、ナビゲーションデータを出力する慣性センサアセンブリと、ミサイル上に配置され、光学測定手段から情報信号を受信し、慣性誘導基準のエラーを補正し、慣性センサアセンブリにおけるバイアスを評価するために前記受信された情報信号を濾波処理するフィルタ手段と、慣性センサアセンブリからの信号に基づいて発射で開始される慣性誘導基準を維持するように制御信号を生成し、前記フィルタ手段からの出力にに基づいてその制御信号を修正するナビゲーションルーチン手段とを具備している。
【０００７】
図示の構成では、フィルタは、砲のジッタと光誘導システムの雑音の影響を除去するように構成され、それによって長距離のミサイル終端性能を著しく改良するカルマンフィルタである。図示の構成では、ナビゲーションシステムは慣性センサアセンブリを含んでいる。ナビゲーションシステムは、センサアセンブリとフィルタからの出力に応答してミサイル対ターゲットの十字線追跡位置と速度の信号表示を出力する。カルマンフィルタはまた較正を行い、慣性センサアセンブリエラーとナビゲーション十字線追跡位置および速度エラーを除去するように構成される。誘導規則はミサイル対ターゲット十字線追跡位置および速度に応答してミサイル加速命令を計算するためにシステムによって使用される。その後、フィン制御命令が通常の方法でミサイル加速命令に応答して自動操縦装置によって発生される。
【０００８】
【発明の実施の形態】
示された実施形態および例示的な応用を本発明の有効な考察を開示するために添付図面を参照して説明する。
本発明を特定の応用の例示的な実施形態を参照してここで説明するが、本発明はそれに限定されないことを理解すべきである。当業者はその技術的範囲内の付加的な変形、応用、および実施形態と、本発明が非常に有効である付加的な分野を認識するであろう。
【０００９】
図１は典型的な光誘導ミサイル兵器システムの動作を示した図である。システム１００ は発射管（または発射装置）１０を含んでおり、そこからミサイル２０がほぼターゲット３０の方向へ発射される。前述したように、砲は典型的に発射装置１０に位置される光誘導システム（以下ＯＧＳと言う）５０の十字線をターゲット上へ位置し、引金を引く。１秒の何分の１かの短い時間で、ミサイル２０はＯＧＳ５０の視野に入る。この点でＯＧＳ５０の追跡アルゴリズムはミサイル２０の追跡を開始し、ＯＧＳ５０の十字線に対するミサイルの角度変位を測定する。角度変位測定はＯＧＳ５０により無線リンク４０によってミサイル２０へ送信される。ミサイル上の機上誘導システムおよびナビゲーションシステムは角度変位測定値を受信し、誘導規則にしたがってミサイル軌道を計算する。自動操縦装置はその後ミサイル２０をターゲット３０へ誘導する。
【００１０】
図２は、光誘導ミサイルの機上に取付けられた通常の誘導システムのブロック図である。図２で示されているように、通常の機上誘導システム５００’はＲＦアンテナ５１０’、ＲＦ受信機５２０’、機上フライトコンピュータ５３０’とを含んでいる。ＲＦ受信機５２０’はＯＧＳ５０から受信され復調された測定されたターゲット対ミサイル変位角度をフライトコンピュータ５３０’へ出力する。コンピュータ５３０’はソフトウェア５４０’を使用して誘導規則を用いてミサイル軌道を計算し、自動操縦ルーチン５５０’を介して操縦を行う。即ち、自動操縦装置５５０’はミサイル加速命令を誘導ルーチン５４０’から受信し、フィン制御命令をミサイル制御フィンアクチュエイタ（図示せず）へ出力する。
【００１１】
前述したように、図２で示されているような通常の光誘導システムは短いミサイル隔離距離用に設計されたものである。このようなミサイルの正確度はターゲットまでの距離が増加するにしたがって低下する傾向にある。これはＯＧＳ測定の小さい角度エラーが長距離で大きい位置エラーを発生することによるものである。角度測定エラーはＯＧＳ照準誤差と、追跡装置の雑音と砲の運動によって生じる。ＯＧＳ照準エラーは光学的な不整列により生じ、これを減少させるのには費用がかかる。結果として、長距離の通常の光学的ミサイルの兵器システム性能はＯＧＳ追跡装置雑音と砲の運動の位置エラーの影響により限定される。残念ながら、さらに長い隔離距離が将来必要とされ、現在の誘導システムは投射された端末誘導（ミス距離）の正確性の要件を満たすことは期待できない。
【００１２】
前述の兵器システムの別の欠点は、機体の安定性と最終的な性能を確保するために発射装置は連続して測定し、視線測定をミサイルにアップリンクで送信しなければならないことである。これらのシステムは発射装置のドロップアウトの許容度をほとんどもたない。これは光追跡システムとアップリンクシステムには過剰な負担である。また使用中に不必要に発射装置を脅威にさらす。
【００１３】
したがって、長距離で改良された性能を与える光誘導型のミサイル設計が技術で必要とされている。この技術の必要性は本発明の改良された誘導システムによって解決される。
【００１４】
図３は本発明の改良されたミサイル誘導システムのブロック図である。本発明の誘導システム５００ は、アンテナ５１０ 、ＲＦリンク受信機５２０ 、図２で示されている通常のシステムによる誘導計算および自動操縦機能を実行するフライトコンピュータ５３０ とを含んでいる。しかしながら、本発明によると、本発明の誘導システム５００ はさらに、カルマンフィルタ６００ と、ナビゲーションアルゴリズムを実行するルーチン７００ と、慣性センサアセンブリ（ＩＳＡ）８００ （しばしば“慣性機器”または“慣性測定装置”（ＩＭＵ）と呼ぶ）とを有するナビゲーションシステム５６０ を含んでいる。カルマンフィルタ６００ とナビゲーションルーチン７００ はフライトコンピュータ５３０ により実行されるように構成される。
【００１５】
以下さらに詳しく説明するように、好ましい実施形態では、カルマンフィルタは、ＲＦリンク受信機５２０ から測定された視線角度を受信しナビゲーション計算ルーチン７００ を介して、ＩＳＡ８００ からナビゲーションデータを受信し、ナビゲーション補正をナビゲーションルーチン７００ へ出力する１０状態フィルタである。ナビゲーションルーチンは発射で開始される３次元のターゲット対ミサイル慣性誘導基準位置（位置、速度、高度）を維持する。ナビゲーションルーチン７００ はミサイル対ターゲット十字線追跡（クロカトラック）位置および速度データをフライトコンピュータ３５０ の誘導ルーチン５４０ へ出力し、通常の方法でさらに処理する。
【００１６】
カルマンフィルタ６００ はＯＧＳ測定の合理性にナビゲーション評価とターゲット速度限定の先の知識を加重し、慣性基準エラーを補正し、慣性機器バイアスを評価する。ミサイル１０はその後、補正された３Ｄ慣性誘導基準に沿ってターゲット３０（図１参照）へ誘導される。通常の誘導システム５００’と異なって、本発明の誘導システム５００ は、コースの補正と慣性機器（ＩＳＡ）較正のために間接的に使用されるＯＧＳ５０によって直接ミサイルを誘導するように慣性ナビゲーションシステム５６０ を使用する。
【００１７】
図４は、本発明にしたがって構成された光誘導ミサイル兵器システムで使用される慣性誘導システムの座標フレームを示した図である。動作において、３Ｄ慣性誘導基準は、図４で示されているようなＯＧＳ基準に沿っていると想定され、図４では参照符号は図１の参照符号と同一であるが、図面を明瞭にするために省略されている。本発明のナビゲーションプロセスを以下説明する。発射前に、ミサイル２０は発射管１０にあり、ＯＧＳ対ＩＳＡ位置および姿勢は幾つかの不確定な限界内で知られている。この位置および姿勢はナビゲーションシステムを開始するために使用される。また発射前には、平均ミサイル発射速度はナビゲーションシステムを開始するために使用される。飛行において、ナビゲーションアルゴリズムはＩＳＡ速度と、加速度測定と、（４元代数、方向コサイン、マトリックス正規直交化、アダムス−バッシュフォース積分のような）よく知られたナビゲーションアルゴリズム技術を使用し、ＯＧＳに関するミサイル位置、速度、姿勢を計算する。
【００１８】
評価された３Ｄ位置、速度、姿勢基準は典型的に初期の整列エラーと、初期のミサイル速度エラーと、ＩＳＡ機器バイアスにより崩壊される。これらのエラーは慣性基準をドリフトさせる。
【００１９】
本発明にしたがって、カルマンフィルタで評価された位置、速度、姿勢エラーはナビゲーションシステムの十字線追跡位置、十字線追跡速度、縦揺れ（ピッチ）、横揺れ（ヨー）姿勢を補正するために使用される。また、カルマンフィルタで評価されたＩＳＡジャイロバイアスはＩＳＡ十字線追跡ジャイロ測定を補正するために使用され、評価された加速度計バイアスはＩＳＡ十字線追跡加速度計測定を補正するために使用される。ミサイルはその後、図４で示されているようにターゲットへ３Ｄ基準のｘ軸に沿って誘導される。
【００２０】
図５は本発明にしたがったカルマンフィルタの動作を示した図である。図５では、以下の限定が適用される。
σｅｌ，ａｚ  −ＯＧＳ上下角および方位角変位測定
τｕｐ−ＯＧＳ  −（ＯＧＳおよびアップリンク遅延による）ＯＧＳ測定受信時間
Ｒｎａｖ ｘ，ｙ，ｚ −ＮＡＶ．（ナビゲーション）フレームの発射点からのミサイル                距離ベクトル
Ｒｘ，ｙ，ｚ  −補正されたミサイル距離ベクトル
Ｖｘ，ｙ，ｚ  −補正されたミサイル速度ベクトル
ΔＴｎａｖ  −ｎａｖ更新速度
Δ        −１フレームの遅延
Ｒｙ，ｚ ｅｒｒｏｒ −十字線追跡位置の残留エラー
Ｒｙ，ｚ ｅｒｒ −カルマンフィルタで評価された交軸（ｙ，ｚ）距離エラー
Ｖｙ，ｚ ｅｒｒ −カルマンフィルタで評価された交軸（ｙ，ｚ）速度エラー
ａｂｉａｓ−ｙ，ｚ−カルマンフィルタで評価されたｙおよびｚ加速度計バイアス
θｐｉｔｃｈ，ｙａｗ −カルマンフィルタで評価された縦揺れ、横揺れ角度エラー
ｇｂｉａｓ−ｙ，ｚ−カルマンフィルタで評価された縦揺れジャイロおよび横揺れ              ジャイロバイアス
カルマンフィルタ６００ の１０状態を以下に示す。
Ｒｙ ｅｒｒ −評価されたｙ軸位置エラー
Ｒｚ ｅｒｒ −評価されたｚ軸位置エラー
Ｖｙ ｅｒｒ −評価されたｙ軸速度エラー
Ｖｚ ｅｒｒ −評価されたｚ軸速度エラー
ａｂｉａｓ−ｙ−評価されたｙ加速度計バイアス
ａｂｉａｓ−ｚ−評価されたｚ加速度計バイアス
θｐｉｔｃｈ −評価された縦揺れ角度エラー
θｙａｗ  −評価された横揺れ角度エラー
ｇｂｉａｓ−ｙ−評価されたｙジャイロバイアス
ｇｂｉａｓ−ｚ−評価されたｚジャイロバイアス。
【００２１】
カルマンフィルタは、図５で示されているように２つの速度でデータを処理する。状態分散マトリックスＰはナビゲーション更新速度で処理され、カルマン利得Ｋとカルマン状態はＯＧＳ測定が受信されるときはいつでも非同期的に処理される。
【００２２】
ＯＧＳ測定の更新の度に、カルマンフィルタ６００ はナビゲーション評価されたＯＧＳ対ＩＳＡ位置ベクトルとＯＧＳ視線測定を使用して、図６で示されている方法で位置エラー誤差Ｒｙ，ｚ ｅｒｒｏｒ を計算する。
【００２３】
図６は、本発明にしたがって構成された光誘導ミサイル兵器システムで使用される慣性誘導システムによって減少された残留位置エラーを示した図である。図６では、以下の定義が適用される。
【００２４】
Ｒｘ，ｙ，ｚ    −評価されたＯＧＳ対ＩＳＡ位置ベクトル
σｅｌ，ａｚ    −ＯＧＳ測定された上下角および方位角変位
Ｒｙ，ｚ ｅｒｒｏｒ −位置エラー誤差
状態変位マトリックスは以下のように計算される。
【数１】
0003545709.tif 000002
ここで、
δｔ   −ＮＡＶ．更新速度間隔
Ｃｉｊ  −ＯＧＳ対ＩＳＡ方向のコサインマトリックスエレメントｉ，ｊ
ａｘ   −ｘ加速度計により感知されたｘ軸加速度
状態分散マトリックスが以下のように初期化される。
【００２５】
【数２】
0003545709.tif 000003
ここで、
σＲ ｅｒｒ−ｙ −発射におけるｙ軸の距離変数
σＲ ｅｒｒ−ｚ −発射におけるｚ軸の距離変数
σＶ ｅｒｒ−ｙ −発射におけるｙ軸の速度変数
σＶ ｅｒｒ−ｚ −発射におけるｚ軸の速度変数
σａ ｂｉａｓ−ｙ−発射におけるｙ軸の加速変数
σａ ｂｉａｓ−ｚ−発射におけるｚ軸の加速変数
σθｐｉｔｃｈ −発射における縦揺れ姿勢の変数
σθｙａｗ  −発射における横揺れ姿勢の変数
σｇ ｂｉａｓ−ｙ−発射における縦揺れ速度変数
σｇ ｂｉａｓ−ｚ−発射における横揺れ速度変数
測定雑音は以下のように設定される。
σｍｅｓ−ｎｏｉｓｅ −ＯＳＧ角度測定雑音変数
カルマン利得マトリックスを以下示す。
【数３】
0003545709.tif 000004
測定マトリックスを以下に示す。
【数４】
0003545709.tif 000005
プロセス雑音を以下に示す。
【数５】
0003545709.tif 000006
ここで、
ｑ１１＝ｑ２２−速度プロセス雑音変数
ｑ３３＝ｑ４４−姿勢プロセス雑音変数。
プロセス雑音マトリックスを以下に示す。
【数６】
0003545709.tif 000007
ここで、
δｔ−ｎａｖ更新速度間隔。
【００２６】
それ故、特許請求の範囲により、全てのこのような応用、変形、実施形態を本発明の技術的範囲内でカバーすることを意図する。
【図面の簡単な説明】
【図１】典型的な光誘導ミサイル兵器システムの動作の説明図。
【図２】光誘導ミサイルの機上に搭載された従来の誘導システムのブロック図。
【図３】本発明の改良されたミサイル誘導システムのブロック図。
【図４】本発明にしたがって構成された光誘導ミサイル兵器システムで使用される慣性誘導システムの座標フレームを示した説明図。
【図５】
本発明にしたがったカルマンフィルタの動作を示した図。
【図６】本発明にしたがって構成された光誘導ミサイル兵器システムで使用される慣性誘導システムによって減少された残留位置エラーを示した説明図。
【図１】
0003545709.tif 000008
【図２】
0003545709.tif 000009
【図３】
0003545709.tif 000010
【図４】
0003545709.tif 000011
【図５】
0003545709.tif 000012
【図６】
0003545709.tif 000013