(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
（Ａ）飛翔体の速度と加速度を検出する慣性装置（１）と、
（Ｂ）目視線角速度（ω）とシーカ首振角（λ）と相対速度（Ｖｃ）と相対距離（Ｒ）を検出する誘導装置（シーカ）（２）と、
（Ｃ）ヘッドオン誘導則用演算装置（２０）と比例航法用演算装置（２４）からなる演算装置（３）と、
（Ｄ）操舵翼（５）を制御する操舵装置（４）とからなり、
（Ｅ）前記ヘッドオン誘導則用演算装置（２０）は、第１情報処理用演算装置  （２１）と、第２情報処理用演算装置（２２）と、第３情報処理用演算装置    （２３）とからなり、
（Ｆ）前記比例航法用演算装置（２４）は、誘導装置（シーカ）（２）から目視線角速度（ω）と相対速度（ＶＣ  ）の信号を入力して比例航法に基づく加速度指令（ε）を出力し、
（Ｇ）前記ヘッドオン誘導則用演算装置（２０）の第１情報処理用演算装置（２１）は、誘導装置（シーカ）（２）からシーカ首振角（λ）の信号を入力し、前記シーカ首振角（λ）の情報に基づく第１加速度指令（δ１）を出力し、
（Ｈ）前記ヘッドオン誘導則用演算装置（２０）の第２情報処理用演算装置（２２）は、慣性装置（１）から飛翔体の横方向の速度（ｖ）の信号を入力し、前記横方向の速度（ｖ）に基づく第２加速度指令（δ２）を出力し、
（Ｉ）前記ヘッドオン誘導則用演算装置（２０）の第３情報処理用演算装置（２３）は、慣性装置（１）から飛翔体の横方向の加速度（ｎ）の信号を入力し、前記横方向の加速度（ｎ）に基づく第３加速度指令（δ３）を出力し、
（Ｊ）前記ヘッドオン誘導則用演算装置（２０）は、前記第１加速度指令（δ１）と第２加速度指令（δ２）と第３加速度指令（δ３）を加算して、ヘッドオン誘導則用演算装置（２０）としての加速度指令（δ）を作成し、
（Ｋ）前記演算装置（３）は、比例航法用演算装置（２４）により作成した比例航法に基づく加速度指令（ε）に、ヘッドオン誘導則用演算装置（２０）により作成した加速度指令（δ）をバイアスとして加算し、飛翔体と目標体の会合時に、目標体（２００）に対して、飛翔体（１００）をヘッドオン状態にするための加速度指令（ｎＣ  ）を、操舵装置（４）に出力することを特徴とする高速目標体対処用ヘッドオン状態誘導装置。
【請求項２】
（Ａ）飛翔体の速度と加速度を検出する慣性装置（１）と、
（Ｂ）目視線角速度（ω）とシーカ首振角（λ）と相対速度（Ｖｃ）と相対距離（Ｒ）を検出する誘導装置（シーカ）（２）と、
（Ｃ）ヘッドオン誘導則用演算装置（２０）と比例航法用演算装置（２４）からなる演算装置（３）と、
（Ｄ）操舵翼（５）を制御する操舵装置（４）とからなり、
（Ｅ）前記ヘッドオン誘導則用演算装置（２０）は、第１情報処理用演算装置  （２１）と、第２情報処理用演算装置（２２）と、第３情報処理用演算装置（２３）とからなり、
（Ｆ）前記比例航法用演算装置（２４）は、誘導装置（シーカ）（２）から目視線角速度（ωｚ  、ωｙ  ）と相対速度（ＶＣ  ）を入力して、比例航法に基づく加速度指令（εｙ  、εｚ  ）を出力し、
（Ｇ）前記ヘッドオン誘導則用演算装置（２０）の第１情報処理用演算装置（２１）は、誘導装置（シーカ）（２）からシーカ首振角（λｚ  、λｙ  ）の信号を入力して、前記シーカ首振角（λｚ  、λｙ  ）の情報に基づく第１加速度指令（δ１ｙ  、δ１ｚ  ）を出力し、
（Ｈ）前記ヘッドオン誘導則用演算装置（２０）の第２情報処理用演算装置（２２）は、慣性装置（１）から飛翔体の横方向の速度（ｖｙ  、ｖｚ  ）の信号を入力し、前記（ｖｙ  、ｖｚ  ）に基づく第２加速度指令（δ２ｙ  、δ２ｚ  ）を出力し、
（Ｉ）前記ヘッドオン誘導則用演算装置（２０）の第３情報処理用演算装置（２３）は、慣性装置（１）から飛翔体の横方向の加速度（ｎｙ  、ｎｚ ｙ  ）の信号を入力し、前記（ｎｙ  、ｎｚ ｙ  ）に基づく第３加速度指令（δ３ｙ  、δｚ  ）を出力し、
（Ｊ）前記ヘッドオン誘導則用演算装置（２０）は、前記第１加速度指令（δ１ｙ  、δ１ｚ  ）と第２加速度指令（δ２ｙ  、δ２ｚ  ）と第３加速度指令    （δ３ｙ  、δ３ｚ  ）を加算して、ヘッドオン誘導則用演算装置（２０）としての加速度指令（δｙ  、δｚ  ）を作成し、
（Ｋ）前記演算装置（３）は、比例航法用演算装置（２４）により作成した比例航法に基づく加速度指令（εｙ  、εｚ  ）に、ヘッドオン誘導則用演算装置  （２０）により作成した加速度指令（δｙ  、δｚ  ）をバイアスとして加算し、飛翔体と目標体の会合時に、目標体（２００）に対して、飛翔体（１００）をヘッドオン状態にするための加速度指令（ｎＣ ｙ  、ｎＣ ｚ  ）を、操舵装置（４）に出力することを特徴とする高速目標体対処用ヘッドオン状態誘導装置。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
本発明は、高速目標体（ＴＢＭ）などに対処する飛翔体（ＭＳＬ）に利用される最適誘導装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】
従来の技術を図１２〜図１３に示す。
図１２は、従来の技術に係る比例航法のブロック図。
図１３は、従来の技術に係る比例航法の会合三角形をを示す図である。
【０００３】
比例航法は、図１２に示すように、目視線角速度σ（１）  に比例した加速度指令ｎＣ  を発生させて飛翔体（ＭＳＬ）を誘導する航法である。
図１３に示す会合三角形に基づいて考える。
【０００４】
目標体速度Ｖｔと飛翔体速度Ｖｍが、共に一定の場合には、目視線角σが一定ならば飛翔体（ＭＳＬ）は会合経路に乗っており、操舵指令の必要なく、目標体（ＴＧＴ）に会合するが、
目視線角σが変化することは、会合経路からずれたことを意味し、会合させるためには、このずれを修正するための横方向の加速度指令ｎＣ  を出す必要がある。
【０００５】
比例航法では、相対速度（接近速度）Ｖｃを考慮して横方向の加速度指令ｎＣ  は、次式により、表される。
ｎＣ  ＝Ｎ´・Ｖｃ・σ（１）                              （１）
ただし
ｎＣ      ＝  横方向の加速度指令
Ｎ´    ＝  有効航法定数
Ｖｃ    ＝  相対速度（接近速度）
（Ｖｃ＝Ｖｍ−Ｖｔ）
σ（１）    ＝  目視線角速度（目視線角σの時間ｔによる１次微分）
比例航法の特徴は、必要とする情報は、相対速度（接近速度）Ｖｃと目視線角速度σ（１）  だけであり、制御則が簡単なことにある。
【０００６】
【発明が解決しようとする課題】
しかし、従来の技術には、次のような問題がある。
（１）従来の比例航法で戦術弾道弾（ＴＢＭ）のような高速目標体に対処する場合、会合時の目視線角σｔｆが大きい時には、目視線方向に垂直な速度Ｖの変化が大きくなり、これがミスデスタンス（ＭＤ）を増大させる１要因になっている。
（２）上記問題が生じる原因として、つぎのことが考えられる。
【０００７】
（ａ）ミスデスタンス（ＭＤ）が増大する要因の１つとして、会合時における目視線方向と垂直方向の目標体速度Ｖの変化がある。
（ｂ）この速度Ｖは、会合時の目視線角をσｔｆとすると、
Ｖ＝Ｖｔ・ｓｉｎ（σｔｆ）                              （２）
ただし
Ｖ  ＝  目視線方向と垂直方向の目標体速度
Ｖｔ＝  目標体速度
σｔｆ＝  飛翔体（ＭＳＬ）と目標体の会合時の目視線角
で表され、目標体速度Ｖｔが大きく、また、会合時の目視線角σｔｆが大きい時には、ミスデスタンス（ＭＤ）が増大する。
【０００８】
（ｃ）戦術弾道弾（ＴＢＭ）のような高速目標体に対処する場合、比例航法では、会合時の目視線角σｔｆを小さくするように誘導していないため、目視線角が大きいときには目視線方向に垂直な速度変化が大きくなり、これがミスデスタンス（ＭＤ）を増大させる１要因になっている。
【０００９】
（ｄ）目視線方向と垂直方向の目標体速度Ｖは、
Ｖ＝Ｖｔ・ｓｉｎ（σ）                                （３）
ただし
Ｖ  ＝  目視線方向と垂直方向の目標体速度
Ｖｔ＝  目標体速度
σ  ＝  目視線角
で表され、戦術弾道弾（ＴＢＭ）のような高速目標体に対処する場合、通常の目標体と比較して、上記式（３）の速度変化量が非常に大きくなる。
【００１０】
（ｅ）この速度変化を小さくするためには、上記式（３）から目視線角σを小さくすればよいが、従来の比例航法では、積極的に目視線角σを小さくするように誘導していない。
本発明は、これらの問題を解決することができる装置を提供することを目的とする。
【００１１】
【課題を解決するための手段】
（第１の手段）
本発明に係る高速目標体対処用ヘッドオン状態誘導装置は、
（Ａ）飛翔体の速度と加速度を検出する慣性装置１と、
（Ｂ）目視線角速度ωとシーカ首振角λと相対速度Ｖｃと相対距離Ｒを検出する誘導装置（シーカ）２と、
（Ｃ）ヘッドオン誘導則用演算装置２０と比例航法用演算装置２４からなる演算装置３と、
（Ｄ）操舵翼５を制御する操舵装置４とからなり、
（Ｅ）前記ヘッドオン誘導則用演算装置２０は、第１情報処理用演算装置２１と、第２情報処理用演算装置２２と、第３情報処理用演算装置２３とからなり、
（Ｆ）前記比例航法用演算装置２４は、誘導装置（シーカ）２から目視線角速度ωと相対速度ＶＣ  の信号を入力して比例航法に基づく加速度指令εを出力し、
（Ｇ）前記ヘッドオン誘導則用演算装置２０の第１情報処理用演算装置２１は、誘導装置（シーカ）２からシーカ首振角λの信号を入力し、前記シーカ首振角λの情報に基づく第１加速度指令δ１を出力し、
（Ｈ）前記ヘッドオン誘導則用演算装置２０の第２情報処理用演算装置２２は、慣性装置１から飛翔体の横方向の速度ｖの信号を入力し、前記横方向の速度ｖに基づく第２加速度指令δ２を出力し、
（Ｉ）前記ヘッドオン誘導則用演算装置２０の第３情報処理用演算装置２３は、慣性装置１から飛翔体の横方向の加速度ｎの信号を入力し、前記横方向の加速度ｎに基づく第３加速度指令δ３を出力し、
（Ｊ）前記ヘッドオン誘導則用演算装置２０は、前記第１加速度指令δ１と第２加速度指令δ２と第３加速度指令δ３を加算して、ヘッドオン誘導則用演算装置２０としての加速度指令δを作成し、
（Ｋ）前記演算装置３は、比例航法用演算装置２４により作成した比例航法に基づく加速度指令εに、ヘッドオン誘導則用演算装置２０により作成した加速度指令δをバイアスとして加算し、飛翔体と目標体の会合時に、目標体２００に対して、飛翔体１００をヘッドオン状態にするための加速度指令ｎＣ  を、操舵装置４に出力することを特徴とする。
（第２の手段）
本発明にに係る高速目標体対処用ヘッドオン状態誘導装置は、
（Ａ）飛翔体の速度と加速度を検出する慣性装置１と、
（Ｂ）目視線角速度ωとシーカ首振角λと相対速度Ｖｃと相対距離Ｒを検出する誘導装置（シーカ）２と、
（Ｃ）ヘッドオン誘導則用演算装置２０と比例航法用演算装置２４からなる演算装置３と、
（Ｄ）操舵翼５を制御する操舵装置４とからなり、
（Ｅ）前記ヘッドオン誘導則用演算装置２０は、第１情報処理用演算装置２１と、第２情報処理用演算装置２２と、第３情報処理用演算装置２３とからなり、
（Ｆ）前記比例航法用演算装置２４は、誘導装置（シーカ）２から目視線角速度（ωｚ  、ωｙ  ）と相対速度ＶＣ  を入力して、比例航法に基づく加速度指令（εｙ  、εｚ  ）を出力し、
（Ｇ）前記ヘッドオン誘導則用演算装置２０の第１情報処理用演算装置２１は、誘導装置（シーカ）２からシーカ首振角（λｚ  、λｙ  ）の信号を入力して、前記シーカ首振角（λｚ  、λｙ  ）の情報に基づく第１加速度指令（δ１ｙ  、δ１ｚ  ）を出力し、
（Ｈ）前記ヘッドオン誘導則用演算装置２０の第２情報処理用演算装置２２は、慣性装置１から飛翔体の横方向の速度（ｖｙ  、ｖｚ  ）の信号を入力し、前記（ｖｙ  、ｖｚ  ）に基づく第２加速度指令（δ２ｙ  、δ２ｚ  ）を出力し、
（Ｉ）前記ヘッドオン誘導則用演算装置２０の第３情報処理用演算装置２３は、慣性装置１から飛翔体の横方向の加速度（ｎｙ  、ｎｚ ｙ  ）の信号を入力し、前記（ｎｙ  、ｎｚ ｙ  ）に基づく第３加速度指令（δ３ｙ  、δｚ  ）を出力し、
（Ｊ）前記ヘッドオン誘導則用演算装置２０は、前記第１加速度指令（δ１ｙ  、δ１ｚ  ）と第２加速度指令（δ２ｙ  、δ２ｚ  ）と第３加速度指令（δ３ｙ  、δ３ｚ  ）を加算して、ヘッドオン誘導則用演算装置２０としての加速度指令（δｙ  、δｚ  ）を作成し、
（Ｋ）前記演算装置３は、比例航法用演算装置２４により作成した比例航法に基づく加速度指令（εｙ  、εｚ  ）に、ヘッドオン誘導則用演算装置２０により作成した加速度指令（δｙ  、δｚ  ）をバイアスとして加算し、飛翔体と目標体の会合時に、目標体２００に対して、飛翔体１００をヘッドオン状態にするための加速度指令（ｎＣ ｙ  、ｎＣ ｚ  ）を、操舵装置４に出力することを特徴とする。
（第３の手段）
目標体２００が、飛翔体１００のＸＹ平面内に存在する場合に対しては、本発明に係る高速目標体対処用ヘッドオン状態誘導装置は、
（Ａ）飛翔体の速度と加速度を検出する慣性装置１と、
（Ｂ）目視線角速度ωとシーカ首振角λと相対速度Ｖｃと相対距離Ｒを検出する誘導装置（シーカ）２と、
（Ｃ）ヘッドオン誘導則用演算装置２０と比例航法用演算装置２４からなる演算装置３と、
（Ｄ）操舵翼５を制御する操舵装置４とからなり、
（Ｅ）前記ヘッドオン誘導則用演算装置２０は、第１情報処理用演算装置２１と、第２情報処理用演算装置２２と、第３情報処理用演算装置２３とからなり、
（Ｆ）前記比例航法用演算装置２４は、誘導装置（シーカ）２から目視線角速度ωｚ  と相対速度ＶＣ  を入力して、比例航法に基づく加速度指令εｙ  を出力し、
（Ｇ）前記ヘッドオン誘導則用演算装置２０の第１情報処理用演算装置２１は、誘導装置（シーカ）２からシーカ首振角λｚ  の信号を入力して、前記シーカ首振角λｚ  の情報に基づく第１加速度指令δ１ｙ  を出力し、
（Ｈ）前記ヘッドオン誘導則用演算装置２０の第２情報処理用演算装置２２は、慣性装置１から飛翔体の横方向の速度ｖｙ  の信号を入力し、前記ｖｙ  に基づく第２加速度指令δ２ｙ  を出力し、
（Ｉ）前記ヘッドオン誘導則用演算装置２０の第３情報処理用演算装置２３は、慣性装置１から飛翔体の横方向の加速度ｎｙ  の信号を入力し、前記ｎｙ  に基づく第３加速度指令δ３ｙ  を出力し、
（Ｊ）前記ヘッドオン誘導則用演算装置２０は、前記第１加速度指令δ１ｙ  と第２加速度指令δ２ｙ  と第３加速度指令δ３ｙ  を加算して、ヘッドオン誘導則用演算装置２０としての加速度指令δｙ  を作成し、
（Ｋ）前記演算装置３は、比例航法用演算装置２４により作成した比例航法に基づく加速度指令εｙ  に、ヘッドオン誘導則用演算装置２０により作成した加速度指令δｙ  をバイアスとして加算し、飛翔体と目標体の会合時に、目標体２００に対して、飛翔体１００をヘッドオン状態にするための加速度指令ｎＣ ｙ  を、操舵装置４に出力することを特徴とする。
（第４の手段）
目標体２００が、飛翔体１００のＸＺ平面内に存在する場合に対しては、本発明に係る高速目標体対処用ヘッドオン状態誘導装置は、
本発明にに係る高速目標体対処用ヘッドオン状態誘導装置は、
（Ａ）飛翔体の速度と加速度を検出する慣性装置１と、
（Ｂ）目視線角速度ωとシーカ首振角λと相対速度Ｖｃと相対距離Ｒを検出する誘導装置（シーカ）２と、
（Ｃ）ヘッドオン誘導則用演算装置２０と比例航法用演算装置２４からなる演算装置３と、
（Ｄ）操舵翼５を制御する操舵装置４とからなり、
（Ｅ）前記ヘッドオン誘導則用演算装置２０は、第１情報処理用演算装置２１と、第２情報処理用演算装置２２と、第３情報処理用演算装置２３とからなり、
（Ｆ）前記比例航法用演算装置２４は、誘導装置（シーカ）２から目視線角速度、ωｙ  と相対速度ＶＣ  を入力して、比例航法に基づく加速度指令εｚ  を出力し、
（Ｇ）前記ヘッドオン誘導則用演算装置２０の第１情報処理用演算装置２１は、誘導装置（シーカ）２からシーカ首振角λｙ  の信号を入力して、前記シーカ首振角λｙ  の情報に基づく第１加速度指令δ１ｚ  を出力し、
（Ｈ）前記ヘッドオン誘導則用演算装置２０の第２情報処理用演算装置２２は、慣性装置１から飛翔体の横方向の速度ｖｚ  の信号を入力し、前記ｖｚ  に基づく第２加速度指令δ２ｚ  を出力し、
（Ｉ）前記ヘッドオン誘導則用演算装置２０の第３情報処理用演算装置２３は、慣性装置１から飛翔体の横方向の加速度ｎｚ  の信号を入力し、前記ｎｚ  に基づく第３加速度指令δ３ｚ  を出力し、
（Ｊ）前記ヘッドオン誘導則用演算装置２０は、前記第１加速度指令δ１ｚ  と第２加速度指令δ２ｚ  と第３加速度指令δ３ｚ  を加算して、ヘッドオン誘導則用演算装置２０としての加速度指令δｚ  を作成し、
（Ｋ）前記演算装置３は、比例航法用演算装置２４により作成した比例航法に基づく加速度指令εｚ  に、ヘッドオン誘導則用演算装置２０により作成した加速度指令δｚ  をバイアスとして加算し、飛翔体と目標体の会合時に、目標体２００に対して、飛翔体１００をヘッドオン状態にするための加速度指令ｎＣ ｚ  を、操舵装置４に出力することを特徴とする。
【００１２】
すなわち、本発明は、飛翔体と目標体の会合時に、目標体に対して飛翔体をヘッドオン状態にするための加速度指令を算出するために、
（１）
ヘッドオン誘導用演算装置２０と比例航法用演算装置２４からなる演算装置  （オートパイロット）３を具備し、
（２）
（ａ）シーカ首振角λに基づく情報と、
（ｂ）目視線角速度σ（１）  ＝ωに基づく情報と、
（ｃ）飛翔体（ＭＳＬ）の横方向の速度ｖに基づく情報と、
（ｄ）飛翔体のの横方向の加速度ｎに基づく情報を用い、
（３）
（ａ）ヘッドオン誘導演算装置２０で算出した加速度指令δを、
（ｂ）比例航法用演算装置２４で算出した加速度指令εに，バイアスとして加算することにより、飛翔体（ＭＳＬ）の加速度指令ｎＣ  を作成することを特徴とする。
【００１３】
したがって、次のように作用する。
（１）シーカ首振角λに基づく情報は、会合時に目標体に対してヘッドオン状態になるように誘導する際のフィードバック制御量として作用する。
（２）飛翔体（ＭＳＬ）の横方向の速度ｖに基づく情報と、飛翔体の横方向の加速度ｎに基づく情報は、会合時のミスデスタンス（ＭＤ）が小さくなるように誘導する際のフィードバック制御量として作用する。
（３）比例航法用演算装置２４からの加速度指令εは、目標体の旋回に対して、ミスデスタンス（ＭＤ）が小さくなるような誘導則として作用する。
（４）ヘッドオン誘導則用演算装置２０からの加速度指令δは、会合時に、目標体に対して、ヘッドオン状態となるような誘導則として作用する。
【００１４】
【発明の実施の形態】
（第１の実施の形態）
本発明の第１の実施の形態を図１〜図１１に示す。
図１は、第１の実施の形態に係る装置の構成要素を示す図。
【００１５】
図２は、第１の実施の形態に係る装置のブロック図（１）。
図３は、第１の実施の形態に係る装置のブロック図（２）。
図４は、第１の実施の形態に係る装置のブロック図（３）。
【００１６】
図５は、第１の実施の形態に係る装置のブロック図（４）。
図６は、ヘッドオン誘導則の誘導に用いる相対運動のモデルを示す図。
図７は、ヘッドオン誘導則による最適誘導ゲインの計算結果を示す図。
【００１７】
図８は、本発明装置のヘッドオン誘導則による最適誘導演算方法を示す図。
図９は、本発明装置のヘッドオン誘導則の効果の検証結果を示す図。
図１０は、目標体の旋回加速度に対する、本発明装置と従来の比例航法装置の誘導精度の比較を示す図。
【００１８】
図１１は、目標体が旋回する場合の、本発明装置と従来の比例航法装置のミスデスタンス（ＭＤ）のタイムヒストリの比較を示す図である。
（座標軸）
図６に示すように、飛翔体の重心（ＣＧ）を原点Ｏとする右手系直角座標を採用し、飛翔体の対称軸方向にＸ軸（ロール軸）、Ｘ軸に対して垂直方向にＹ軸  （ピッチ軸）と、Ｚ軸（ヨー軸）をとる。そして、
λ    ＝シーカ首振角                （λ＝σ）
λｙ    ＝Ｙ軸まわりのシーカ首振角
λｚ    ＝Ｚ軸まわりのシーカ首振角
ｖ    ＝飛翔体の横方向の速度        （ｖ  ＝η（１）  ）
ｖｙ    ＝Ｙ軸方向の飛翔体の速度      （ｖｙ  ＝η（１） ｙ  ）
ｖｚ    ＝Ｚ軸方向の飛翔体の速度      （ｖｚ  ＝η（１） ｚ  ）
ｎ    ＝飛翔体の横方向の加速度      （ｖｙ  ＝η（２）  ）
ｎｙ    ＝Ｙ軸方向の飛翔体の加速度    （ｖｙ  ＝η（２） ｙ  ）
ｎｚ    ＝Ｚ軸方向の飛翔体の加速度    （ｖｚ  ＝η（２） ｚ  ）
ω    ＝目視線角速度                （ω＝σ（１）  ）
ωｙ    ＝Ｙ軸まわりの目視線角角速度  （ωｙ  ＝σ（１） ｙ  ）
ωｚ    ＝Ｚ軸まわりの目視線角角速度  （ωｚ  ＝σ（１） ｚ  ）
ｎＣ    ＝横方向の加速度指令
ｎＣ ｙ  ＝Ｙ軸方向の加速度指令
ｎＣ ｚ  ＝Ｚ軸方向の加速度指令
とする。
【００１９】
そして、飛翔体のＸ軸（ロール軸）に対して垂直方向の速度、加速度を横方向の速度、加速度ということにする。
飛翔体に横方向の加速度が加わるのは、飛翔体が旋回している時である。
【００２０】
飛翔体が旋回するためには、まず、操舵翼を作動し、迎角を発生させる。
迎角を発生させると、飛翔体に揚力が発生し、その揚力を利用して旋回することが出来る。
【００２１】
迎角を発生させている時は、飛翔体はＸ軸に対して、斜め方向に飛翔することに成る。
（慣性装置と誘導装置の説明）
図１に示すように、
慣性装置１は、
飛翔体（ＭＳＬ）速度と、
飛翔体（ＭＳＬ）加速度を検出する。
【００２２】
誘導装置（シーカ）２は、
シーカ首振角            λ＝σと、
目視線角速度            σ（１）  ＝ωと、
相対速度                Ｖｃと、
相対距離                Ｒ  を検出する。
（ヘッドオン誘導則の誘導方法）
図２に示す本発明装置のヘッドオン誘導則は、会合点において目視線方向に垂直方向の目標体速度Ｖの変化量を小さくするために、目標体に対して積極的にヘッドオン状態になるように、飛翔体（ＭＳＬ）を誘導する。
【００２３】
本発明のヘッドオン状態誘導装置の構造を説明するために、まず、ヘッドオン誘導則の誘導方法を説明する。
図６は、ヘッドオン誘導則の誘導に用いる相対運動のモデル図である。
【００２４】
飛翔体（ＭＳＬ）の旋回加速度応答が、時定数τの１次遅れに従うものとすると、次の式が成立する。
η（３）  ＝−（１／τ）η（２）  ＋（１／τ）ｎＣ                （４）
ただし
η（３）  ＝ηの３次微分（時間ｔについての）
η（２）  ＝ηの２次微分（横方向の飛翔体の加速度）
η    ＝目標体と飛翔体の位置偏差
ｎＣ    ＝加速度指令
τ    ＝時定数
また、目視線角σは、次のようになる。
【００２５】
σ  ＝ｔａｎ−１（η／Ｒ）                                  （５）
ただし
σ    ＝目視線角
η    ＝目標体と飛翔体の位置偏差
Ｒ    ＝目標体経路上の相対距離
目視線角速度σ（１）  は、式（５）を時間ｔで微分することにより、
0003546122.tif 000002
ただし
σ（１）  ＝σの時間ｔについての１次微分（目視線角速度）
η（１）  ＝ηの時間ｔについての１次微分（飛翔体の横方向の速度）
η    ＝目標体と飛翔体の位置偏差
Ｌ    ＝Ｒ／ｓｉｎ（σ）
Ｒ    ＝目標体経路上の相対距離
Ｖｃ  ＝相対速度（接近速度）  （Ｖｃ＝Ｖｍ−Ｖｔ）
Ｖｍ  ＝飛翔体の速度
Ｖｔ  ＝目標体の速度
ここで、目視線角σが微小と仮定すると、目視線角速度σ（１）  は、
σ（１）  ＝  （η（１）  ／Ｒ）＋（σ／ｔｇ）                  （７）
ただし
σ（１）  ＝σの時間ｔについての１次微分（目視線角速度）
η（１）  ＝ηの時間ｔについての１次微分（飛翔体の横方向の速度）
η    ＝目標体と飛翔体の位置偏差
Ｒ    ＝目標体経路上の相対距離
ｔｇ  ＝今後飛翔すべき時間（ｔｇ＝ｔｆ  −ｔｍ  ）
ｔｆ    ＝予測命中時間（飛翔体発射時に予測した時間）
ｔｍ    ＝飛翔した時間（飛翔体発射後の経過時間）
式（７）を、さらに時間ｔについて微分すると、
0003546122.tif 000003
ただし
σ（２）  ＝σの時間ｔについての２次微分（目視線角加速度）
η（２）  ＝ηの時間ｔについての２次微分（飛翔体の横方向の加速度）
η（１）  ＝ηの時間ｔについての１次微分（飛翔体の横方向の速度）
η    ＝目標体と飛翔体の位置偏差
Ｒ    ＝目標体経路上の相対距離
ｔｇ  ＝今後飛翔すべき時間（ｔｇ＝ｔｆ  −ｔｍ  ）
ｔｆ    ＝予測命中時間（飛翔体発射時に予測した時間）
ｔｍ    ＝今までに飛翔した時間（飛翔体発射後の経過時間）
そこで、状態変数Ｓを
Ｓ＝Ｓ［η、η（１）  、η（２）  、σ、σ（１）  ］Ｔ                （９）
ただし、Ｔ  は転置を表す。
とし、
ｕ＝ｎＣ                                                （１０）
とおくと、相対運動のモデルは
Ｓ（１）  ＝Ａ（ｔ）Ｓ（ｔ）＋Ｂｕ                        （１１）
ただし、
Ｓ（１）  は、Ｓの時間ｔについての１次微分を表す。
【００２６】
【数１】
0003546122.tif 000004
となる。
【００２７】
状態変数Ｓについての位置偏差ηは、ミスデスタンス（ＭＤ）を小さくするために必要な変数である。
目視線角σは、目視線角を小さくして、会合時に目標体に対しヘッドオン状態にするために必要な変数である。
【００２８】
目視線角速度σ（１）  は、目標体の旋回に対して誘導精度を劣化させないために必要である。
飛翔体の横方向の速度η（１）  、および横方向の加速度η（２）  は、飛翔体（ＭＳＬ）の飛しょうを安定させるために必要である。
【００２９】
ヘッドオン状態を最適に誘導する評価関数Ｊは、飛翔体（ＭＳＬ）と目標体  （ＴＧＴ）の会合時において、ミスデスタンス（ＭＤ）を０に近づけ、かつ、ヘッドオン状態にするために、
目視線角σを０に近づけるための第１項である［αη２  ＋βσ２  ］と、
誘導全体において消費エネルギーを最小にするための第２項の和で表され、
次式となる。
【００３０】
【数２】
0003546122.tif 000005
【００３１】
αおよびβは、誘導全体が無理のない現実的な誘導とするために設け、
γは、加速度指令の制限を満たすために設ける。
評価関数Ｊを用いたヘッドオン誘導則は、会合時のミスデスタンス（ＭＤ）と、目視線角と、会合時までの累積加速度を最小とするという意味で、最適な誘導則であることがわかる。
【００３２】
ヘッドオン状態の最適誘導問題は、式（１４）のリカッチ方程式を、式（１５）の条件を満たすように配慮して、解くことにより求めることができる。
0003546122.tif 000006
条件
【００３３】
【数３】
0003546122.tif 000007
【００３４】
そして、最適誘導ゲインＦ（ｔ）は、次式となる。
Ｆ（ｔ）＝−（１／γ）ＢＴ  Ｐ（ｔ）                    （１６）
ただし、Ｔ  は転置を表す。
【００３５】
リカッチ方程式を、逆時間解法により、会合時間から誘導開始時間へと時間を逆のぼって、最適誘導ゲインを算出する。
図７に、ヘッドオン誘導則による最適誘導ゲインの計算結果を示す。
【００３６】
目視線角σに対するゲインが大きくなっているのは、ヘッドオン状態を実現させるための目視線角σに対する重みβの効果である。
図８に、ヘッドオン誘導則による最適誘導演算方法を示す。
【００３７】
まず、算出した最適誘導ゲインのデータのタイムテーブルを作成する。
このデータは、最適誘導ゲインが時間ｔを逆のぼって算出されるために、会合時間から誘導開始時間へと時間に関して逆方向に書かれている。
【００３８】
誘導演算を行うときは、最適誘導ゲインのデータを、タイム・ツー・ゴー    （ｔｇ）に関して補完して読み込んで演算を行う。
なお、上記の最適誘導ゲインは、次の参考文献に基づいて算出した。
【００３９】
（参考文献）
Ｅ，Ｄ，ＳｏｎｔａｇＭａｔｈｅｍａｔｉｃａｌ  Ｃｏｎｔｒｏｌ  ＴｈｅｏｒｙＳｐｒｉｎｇｅｒ−Ｖｅｒｌａｇ  １９９０
最適誘導ゲインｎＣ  を、次の
Ｆ（ｔ）＝［Ｆ１  （ｔ），Ｆ２  （ｔ），Ｆ３  （ｔ），Ｆ４  （ｔ），Ｆ５  （ｔ）  ］
を用いて表すと、
最適誘導ゲインｎＣ  は、次式のようになる。
【００４０】
0003546122.tif 000008
ただし
η（２）  ＝ηの時間ｔについての２次微分（飛翔体の横方向の加速度）
η（１）  ＝ηの時間ｔについての１次微分（飛翔体の横方向の速度）
η    ＝目標体と飛翔体の位置偏差
σ（１）  ＝σの時間ｔについての１次微分（目視線角速度）
σ    ＝目視線角
このヘッドオン誘導則は、直接測定出来ない状態量である位置偏差η、および目視線角σが含まれているため、このままでは実現不可能である。
【００４１】
そこで、この位置偏差η、および目視線角σを、測定可能な状態量に置き換えることにより、実現可能な誘導則にする。
位置偏差ηについては、
η  ＝Ｖｃ・ｔｇ・ｔａｎ（σ）                        （１８）
であるが、σが微小であると仮定しているので、
η  ＝Ｖｃ・ｔｇ・σ                                  （１９）
となる。
【００４２】
目視線角σについては、図６の相対運動モデルから、目視線角σとシーカ首振角λは等しく、
σ＝λ                                                （２０）
となる。
【００４３】
上式をヘッドオン誘導則に代入すると、
0003546122.tif 000009
となる。
【００４４】
式（１９）および（２０）は、図６のモデルでは成立するが、実際の誘導では、厳密に成立するわけではない。
しかし、このモデルと実際の誘導との差は、目標体の運動が変化したために生じたと考えれば、目標体の運動の変化が目視線角速度の変化に現れる。
【００４５】
そこで、ヘッドオン誘導則を、
比例航法の項  ＋  付加すべき項
で表現することにより、モデルと実際の誘導との差の影響を、比例航法の項に吸収させることができる。
【００４６】
ヘッドオン誘導則は、次のように変形することができる。
0003546122.tif 000010
あるいは、
0003546122.tif 000011
さらに変形すると、
0003546122.tif 000012
ただし、
0003546122.tif 000013
または、
0003546122.tif 000014
ただし、
0003546122.tif 000015
となる。
【００４７】
これをブロック図で表すと、図２〜図５のようになる。
図２〜図３は、飛翔体がＸＹＺ空間（３次元空間）での運動をする必要がある場合のブロック図であり、
図４は、飛翔体がＸＹ空間（２次元空間）のみの運動でよい場合のブロック図であり、
図５は、飛翔体がＸＺ空間（２次元空間）のみの運動でよい場合のブロック図である。
（ヘッドオン状態の誘導則）
式（２２）〜（２５）、および図２のブロック図から、本発明のヘッドオン状態誘導装置は、
（１）ヘッドオン状態を実現させるためのシーカ首振角λの情報と、飛翔体（ＭＳＬ）を安定させるための、飛翔体の横方向の速度η（１）  の情報および飛翔体の横方向の加速度η（２）  の情報から、会合点において目標体に対しヘッドオン状態となるための加速度指令を算出するヘッドオン誘導則用演算装置２０と、
（２）目標体（ＴＧＴ）の運動の変化に対して誘導ループにロバスト性を持たせるための，比例航法用演算装置２４から成り立ち、
（３）ヘッドオン誘導則演算装置からの信号が、バイアスとして、比例航法用演算装置からの信号に加算される構造になっている。
（ヘッドオン状態誘導装置によるのシミュレーション）
次に、本発明のヘッドオン状態誘導装置によるシミュレーションの例について説明する。
（１）まず、図６のモデルを用いて行った本発明装置の効果の検証のための、シミュレーション結果を図９に示す。
【００４８】
図９から、本発明装置により、会合点において、ヘッドオン状態になっていることがわかる。
一方、従来の比例航法装置では、ヘッドオン状態になっていない。
（２）次に、目標体の旋回がある場合について、目標体の旋回加速度をパラメータとしてシミュレーションを行った結果を図１０に示す。
【００４９】
また、このときの、ミスデスタンス（ＭＤ）のタイムヒストリの１例を、
図１１に示す。
図１０により、本発明装置では、従来の比例航法装置と比較してミスデスタンス（ＭＤ）が小さくなっていることがわかる。
【００５０】
これは、本発明装置では、図１１に示すように、誘導の初期段階から、ミスデスタンス（ＭＤ）が小さくなるように誘導しているためである。
（３）以上のことから、本発明のヘッドオン状態誘導装置は、会合点において、飛翔体（ＭＳＬ）が目標体に対してヘッドオン状態になることを実現し、かつ、目標体の運動の変化に対して、誘導ループにロバスト性を持たせた新しい誘導装置になっていることがわかる。
【００５１】
【発明の効果】
本発明は前述のように構成されているので、以下に記載するような効果を奏する。
（１）本発明のヘッドオン状態誘導装置は、ヘッドオン状態を実現するために、会合時において目視線角が０に近づくように、飛翔体のシーカ首振角、横方向の速度、横方向の加速度の情報を用いて、加速度指令を算出することにより、飛翔体を誘導する。
【００５２】
そのため、誘導の初期段階から、目視線角やミスデスタンス（ＭＤ）を、図９に示すように急速に減少させることができる。
例えば、目標体が旋回しない時のミスデスタンス（ＭＤ）は、図１０に示すように、
従来の比例航法装置では、０．４ｍであるが、
本発明のヘッドオン状態誘導装置では、０．１５ｍに減少する。
（２）比例航法装置とヘッドオン状態誘導装置を具備することにより、
比例航法装置が目標体の旋回に対処し、
ヘッドオン状態誘導装置が上記（１）に示す誘導を行う。
【００５３】
そのため、目標体が２．５Ｇの旋回加速度で旋回する場合には、ミスデスタンス（ＭＤ）は、図１０に示すように、
従来の比例航法装置では０．３ｍであるが、
本発明のヘッドオン状態誘導装置では０．１７ｍに減少する。
（３）戦術弾道弾（ＴＢＭ）に対処する場合は、目標体を直撃する必要があるので、ミスデスタンス（ＭＤ）が、０．１５ｍ〜０．１７ｍに減少することの効果は大きい。
【図面の簡単な説明】
【図１】本発明の第１の実施の形態に係る装置の構成をを示す図。
【図２】本発明の第１の実施の形態に係る装置のブロック図（１）。
【図３】本発明の第１の実施の形態に係る装置のブロック図（２）。
【図４】本発明の第１の実施の形態に係る装置のブロック図（３）。
【図５】本発明の第１の実施の形態に係る装置のブロック図（４）。
【図６】本発明装置のヘッドオン誘導則の誘導に用いる相対運動のモデルを示す図。
【図７】本発明装置のヘッドオン誘導則による最適誘導ゲインの計算結果を示す図。
【図８】本発明装置のヘッドオン誘導則による最適誘導演算方法を示す図。
【図９】本発明装置のヘッドオン誘導則の効果の検証結果を示す図。
【図１０】目標体の旋回加速度に対する、本発明装置と従来の比例航法装置の誘導精度の比較を示す図。
【図１１】目標体が旋回する場合の、本発明装置と従来の比例航法装置のミスデスタンス（ＭＤ）のタイムヒストリの比較を示す図。
【図１２】従来の技術に係る比例航法装置のブロック図。
【図１３】従来の技術に係る比例航法の会合三角形をを示す図。
【符号の説明】
１    …慣性装置
２    …誘導装置（シーカ）
３    …演算装置（オートパイロット）
４    …操舵装置
５    …操舵翼
１２  …第２演算装置への入力信号作成装置
１３  …第３演算装置への入力信号作成装置
２０  …ヘッドオン誘導則用演算装置
２１  …第１演算装置（シーカ首振角λに基づく情報処理用）
２２  …第２演算装置（飛翔体の横方向の速度ｖに基づく情報処理用）
２３  …第３演算装置（飛翔体の横方向の加速度ｎに基づく情報処理用）
２４  …比例航法用演算装置
３１  …加算器
３２  …加算器
３３  …加算器
１００…飛翔体（ＭＳＬ）
２００…目標体（ＴＧＴ）
Ｎ´  …有効航法定数
ｎ    …飛翔体の横方向の加速度    （ｎ  ＝η（２）  ）
ｎｙ    …Ｙ軸方向の飛翔体の加速度  （ｎｙ  ＝η（２） ｙ  ）
ｎｚ    …Ｚ軸方向の飛翔体の加速度  （ｎｚ  ＝η（２） ｚ  ）
ｎＣ    …横方向の加速度指令
ｎＣ ｙ  …Ｙ軸方向の加速度指令
ｎＣ ｚ  …Ｚ軸方向の加速度指令
Ｒ    …目標体経路上の相対距離
Ｓ    …状態変数
Ｓ（１）  …状態変数Ｓの時間ｔについての１次微分
ｔｇ  …今後飛翔すべき時間（ｔｉｍｅ  ｔｏ  ｇｏ）（ｔｇ＝ｔｆ  −ｔｍ  ）
ｔｆ    …予測命中時間（飛翔体発射時に予測した時間）
ｔｍ    …今までに飛翔した時間（飛翔体発射後の経過時間）
Ｖ    …目視線方向と垂直方向の目標体速度
Ｖｃ  …相対速度（接近速度）  （Ｖｃ＝Ｖｍ−Ｖｔ）
Ｖｍ  …飛翔体速度
Ｖｔ  …目標体速度
ｖ    …飛翔体の横方向の速度  （ｖ  ＝η（１）  ）
ｖｙ    …Ｙ軸方向の飛翔体の速度（ｖｙ  ＝η（１） ｙ  ）
ｖｚ    …Ｚ軸方向の飛翔体の速度（ｖｚ  ＝η（１） ｚ  ）
Ｘ軸  …飛翔体のロール軸
Ｙ軸  …飛翔体のピッチ軸
Ｚ軸  …飛翔体のヨー軸
η    …目標体と飛翔体の位置偏差
η（１）  …ηの時間ｔについての１次微分（横方向の速度）
η（２）  …ηの時間ｔについての２次微分（横方向の加速度）
δ    …ヘッドオン誘導則用演算装置により作成した加速度指令（バイアス信号）
ε    …比例航法用演算装置により作成した加速度指令
λ    …シーカ首振角
λｙ    …Ｙ軸まわりのシーカ首振角
λｚ    …Ｚ軸まわりのシーカ首振角
σ    …目視線角
σ（１）  …σの時間ｔについての１次微分（目視線角速度）
σ（２）  …σの時間ｔについての２次微分（目視線角加速度）
ω    …目視線角速度、            （ω＝σ（１）  ）
ωｙ    …Ｙ軸まわりの目視線角速度  （ωｙ  ＝σ（１） ｙ  ）
ωｚ    …Ｚ軸まわりの目視線角速度  （ωｚ  ＝σ（１） ｚ  ）
Ｆ１  （ｔ）  …最適誘導ゲイン  （加速度指令ｎＣ  の式のηの係数）
Ｆ２  （ｔ）  …最適誘導ゲイン  （加速度指令ｎＣ  の式のη（１）  の係数）
Ｆ３  （ｔ）  …最適誘導ゲイン  （加速度指令ｎＣ  の式のη（２）  の係数）
Ｆ４  （ｔ）  …最適誘導ゲイン  （加速度指令ｎＣ  の式のσ＝λの係数）
Ｆ５  （ｔ）  …最適誘導ゲイン  （加速度指令ｎＣ  の式のσ（１）  ＝ωの係数）
【図１】
0003546122.tif 000016
【図２】
0003546122.tif 000017
【図３】
0003546122.tif 000018
【図４】
0003546122.tif 000019
【図５】
0003546122.tif 000020
【図６】
0003546122.tif 000021
【図７】
0003546122.tif 000022
【図８】
0003546122.tif 000023
【図９】
0003546122.tif 000024
【図１０】
0003546122.tif 000025
【図１１】
0003546122.tif 000026
【図１２】
0003546122.tif 000027
【図１３】
0003546122.tif 000028