(57)【要約】【課題】低ＲＣＳ目標への飛しょう体の誘導精度を向上させることができる誘導装置を得ること。【解決手段】飛しょう体を目標に誘導する誘導装置１０は、目標状態変数推定部１００、参照アスペクト角算出部１０２及び指令加速度生成部１０３を有する。目標状態変数推定部１００は、外部レーダから送信される探知情報に基づいて、目標の飛行情報を推定する。参照アスペクト角算出部１０２は、推定された飛行情報に基づいて推定されるＲＣＳの値よりも大きいＲＣＳを与えるアスペクト角の目標値を算出する。指令加速度生成部１０３は、推定された飛行情報と、算出された目標値とに基づいて、飛しょう体１と目標との間のアスペクト角が目標値に一致するように飛しょう体１への指令加速度を生成する。【選択図】図１
2019184138.tif 000002
【特許請求の範囲】
【請求項１】
飛しょう体を目標に誘導する誘導装置であって、
外部レーダから送信される探知情報に基づいて、前記目標の飛行情報を推定する第１の推定部と、
推定された前記飛行情報に基づいて推定されるレーダ反射断面積の値よりも大きいレーダ反射断面積を与えるアスペクト角の目標値を算出する算出部と、
推定された前記飛行情報と、算出された前記目標値とに基づいて、前記飛しょう体と前記目標との間のアスペクト角が前記目標値に一致するように前記飛しょう体への指令加速度を生成する生成部と、
を備えたことを特徴とする誘導装置。
【請求項２】
前記算出部は、推定された前記飛行情報に基づいて推定されるレーダ反射断面積の値よりも大きいレーダ反射断面積を与え、且つ、ドップラ観測が可能な範囲内にあるアスペクト角の目標値を算出することを特徴とする請求項１に記載の誘導装置。
【請求項３】
推定された前記飛行情報に基づいて、前記目標の翼面の向きを推定する第２の推定部を備え、
前記生成部は、推定された前記翼面の向きに関する情報を加えて、前記指令加速度を生成することを特徴とする請求項１又は２に記載の誘導装置。
【請求項４】
前記探知情報及び前記飛行情報に基づいて、前記目標の種別を推定する第３の推定部を備え、
前記生成部は、推定された前記目標の種別に関する情報を加えて、前記指令加速度を生成することを特徴とする請求項１から３の何れか１項に記載の誘導装置。
【請求項５】
請求項１から４の何れか１項に記載の誘導装置を備えたことを特徴とする飛しょう体。
【請求項６】
外部レーダと、前記外部レーダから送信される探知情報に基づいて生成される制御指令に基づいて目標に向かって飛しょうする飛しょう体とを備えた誘導システムであって、
前記外部レーダは、
探知情報に基づいて前記目標の飛行情報を推定する第１の推定部と、
推定された前記飛行情報に基づいて推定されるレーダ反射断面積の値よりも大きいレーダ反射断面積を与えるアスペクト角の目標値を算出する算出部と、
推定された前記飛行情報に基づいて、前記目標の翼面の向きを推定する第２の推定部と、
前記探知情報及び前記飛行情報に基づいて、前記目標の種別を推定する第３の推定部と、を備え、
前記飛しょう体は、
前記外部レーダから送信された前記飛行情報、前記アスペクト角の目標値、前記目標の翼面の向きの情報、及び前記目標の種別の情報に基づいて、前記飛しょう体と前記目標との間のアスペクト角が前記目標値に一致するように指令加速度を生成する生成部を備える
ことを特徴とする誘導システム。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
本発明は、飛しょう体を目標に誘導する誘導装置、当該誘導装置が搭載された飛しょう体、及び誘導システムに関する。
【背景技術】
【０００２】
一般的に、電波シーカを搭載する飛しょう体の誘導装置は、当該電波シーカが目標を検出するまでの間、外部からの情報を用いて飛しょう体の誘導を行う。ここで、シーカが目標を検出するまでに行われる誘導は、「初中期誘導」と呼ばれる。また、シーカによって目標が検出され、シーカの検出情報を用いて行われる誘導は、「終末誘導」と呼ばれる。
【０００３】
近年、航空機を始めとし、レーダ反射断面積（Ｒａｄａｒ  Ｃｒｏｓｓ  Ｓｅｃｔｉｏｎ、ＲＣＳ）が小さくなるように設計された目標物が増加している。このような目標物を、ここでは「低ＲＣＳ目標」と呼ぶ。低ＲＣＳ目標は、特に正面方向のＲＣＳが小さくなるように設計されている。従って、飛しょう体が低ＲＣＳ目標に正対した状態で低ＲＣＳ目標の検出を行う場合、反射波が小さくなって検出距離が短くなる。検出距離が短くなると、誘導時間の確保が困難となり、目標に対する誘導精度が悪化するという問題がある。このため、終末誘導における誘導時間の確保のためには、初中期誘導において、低ＲＣＳ目標に対する何らかの対応が必要となる。
【０００４】
低ＲＣＳ目標に対して、下記特許文献１には、外部レーダ装置と目標とを結んだ線を基準線とし、当該基準線と、目標と飛しょう体とを結んだ線とのなす角であるバイスタティック角が、指定角度以上となるように飛しょう体を誘導する技術が開示されている。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】特開２０１３−１８１７３７号公報
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００６】
低ＲＣＳ目標の検出を行う場合、アスペクト角が重要な要素である。ここで言うアスペクト角は、目標の機軸方向を基準方向とし、当該基準方向と、飛しょう体のシーカの指向方向であるシーカ指向方向とのなす角である。アスペクト角は、飛しょう体に搭載された電波シーカが、飛しょう体と目標物との間の相対速度を検出するためのドップラ周波数に影響を与える。
【０００７】
上述の通り、特許文献１では、バイスタティック角が、指定角度以上となるように飛しょう体を誘導する技術は開示されている。しかしながら、アスペクト角に関する制御は、記載も示唆もされていない。アスペクト角とバイスタティック角とは、異なる角度である。
【０００８】
例えば目標が低ＲＣＳ目標である場合、アスペクト角によっては、目標のＲＣＳが小さく、十分な受信電力が得られない場合がある。このため、低ＲＣＳ目標の探知距離が短くなり、低ＲＣＳ目標への飛しょう体の誘導精度が低下するという課題がある。
【０００９】
本発明は、上記に鑑みてなされたものであって、低ＲＣＳ目標への飛しょう体の誘導精度を向上させることができる誘導装置を得ることを目的とする。
【課題を解決するための手段】
【００１０】
上述した課題を解決し、目的を達成するために、本発明は、飛しょう体を目標に誘導する誘導装置である。誘導装置は、第１の推定部、算出部及び生成部を有する。第１の推定部は、外部レーダから送信される探知情報に基づいて、目標の飛行情報を推定する。算出部は、推定された飛行情報に基づいて推定されるレーダ反射断面積の値よりも大きいレーダ反射断面積を与えるアスペクト角の目標値を算出する。生成部は、推定された飛行情報と、算出された目標値とに基づいて、飛しょう体と目標との間のアスペクト角が目標値に一致するように飛しょう体への指令加速度を生成する。
【発明の効果】
【００１１】
本発明に係る誘導装置によれば、低ＲＣＳ目標への誘導精度を向上させることができるという効果を奏する。
【図面の簡単な説明】
【００１２】
【図１】実施の形態１に係る誘導装置を含む飛しょう体誘導システムの構成例を示すブロック図
【図２】実施の形態１におけるアスペクト角の説明に用いる図
【図３】実施の形態１に係る誘導装置の機能を実現するハードウェア構成の一例を示すブロック図
【図４】実施の形態２に係る誘導装置を含む飛しょう体誘導システムの構成例を示すブロック図
【図５】実施の形態２における迎角及びすべり角の説明に用いる図
【図６】実施の形態３に係る誘導装置の構成例を示すブロック図
【図７】実施の形態４に係る誘導システムを含む飛しょう体誘導システムの構成例を示すブロック図
【発明を実施するための形態】
【００１３】
以下に添付図面を参照し、本発明の実施の形態に係る誘導装置、飛しょう体及び誘導システムについて詳細に説明する。なお、以下の実施の形態により、本発明が限定されるものではない。
【００１４】
実施の形態１．
実施の形態１に係る誘導装置について、図１及び図２の図面を参照して説明する。図１は、実施の形態１に係る誘導装置を含む飛しょう体誘導システムの構成例を示すブロック図である。図２は、実施の形態１におけるアスペクト角の説明に用いる図である。
【００１５】
実施の形態１における飛しょう体誘導システム５０は、図１に示されるように、飛しょう体１と、飛しょう体１の外部に設けられる外部レーダ２とを含む。飛しょう体１は、誘導装置１０、受信機１１、シーカ１２、慣性航法装置１３、及びアクチュエータ１４を備える。外部レーダ２は、送信機２０を備える。アクチュエータ１４は、操舵装置１４１及び推進装置１４２を備える。
【００１６】
飛しょう体１は、外部レーダ２の送信機２０から送信される目標の探知情報を受信機１１によって受信する。誘導装置１０は、受信機１１又はシーカ１２より探知情報を受信する。外部レーダ２の探知情報に基づく誘導は、［背景技術］の項でも説明したように、初中期誘導と呼ばれている。また、シーカ１２の探知情報に基づく誘導は、終末誘導と呼ばれている。
【００１７】
誘導装置１０は、慣性航法装置１３より飛しょう体１の位置情報を受信する。誘導装置１０は、探知情報及び位置情報に基づき、飛しょう体１が目標に向かって飛しょうするための指令加速度を算出する。誘導装置１０は、算出した指令加速度に基づく制御指令を生成してアクチュエータ１４に出力する。アクチュエータ１４は、誘導装置１０から出力される制御指令に基づいて、飛しょう体１に具備される操舵装置１４１及び推進装置１４２のうちの少なくとも１つを制御する。飛しょう体１は、操舵装置１４１及び推進装置１４２の制御によって速度及び姿勢が制御される。
【００１８】
次に、誘導装置１０の機能の詳細について説明する。誘導装置１０は、図１に示されるように、第１の推定部である目標状態変数推定部１００と、算出部である参照アスペクト角算出部１０２と、生成部である指令加速度生成部１０３とを備える。
【００１９】
目標状態変数推定部１００は、外部レーダ２から送信される探知情報に基づいて、目標の位置、目標の速度及び目標の加速度を含む目標状態変数を推定する。目標状態変数は、目標の飛行情報と言い替えてもよい。目標の位置は、自機の位置及び自機と目標との間の距離に関する情報に基づいて算出することができる。目標の速度は、自機の速度、及びドップラ観測によって得られる自機と目標との間の相対速度の情報に基づいて算出することができる。目標の加速度は、目標の速度の変化率に基づいて算出することができる。目標状態変数の推定には、カルマンフィルタ又はパーティクルフィルタといった公知の手法を用いることができる。
【００２０】
図１に戻り、参照アスペクト角算出部１０２は、目標状態変数推定部１００で推定された目標状態変数に基づいて、参照アスペクト角を算出する。参照アスペクト角は、後述する指令加速度生成部１０３によって参照されるアスペクト角の目標値である。アスペクト角は、前述の通り、目標の機軸方向を基準方向とし、当該基準方向と、飛しょう体のシーカの指向方向とのなす角である。以下、参照アスペクト角算出部１０２の処理の詳細について、更に図２を参照して説明する。
【００２１】
図２において、飛しょう体１には、電波シーカであるシーカ１２、及び誘導装置１０が搭載されている。図２には、飛しょう体１が、目標２２を撃破するため、会合点２８に向かって、飛しょう体１の機軸方向２６に対して迎角ａの角度方向に速度Ｖｍで飛しょうする様子が示されている。会合点２８は、目標２２の進路方向と飛しょう体１の進路方向の交点である。また、図２には、目標２２が速度Ｖｔで飛しょうする様子と、目標２２の方向にレーダ送信波２３がシーカ１２から送信される様子とが示されている。更に図２には、シーカ１２が、目標２２からの反射波をレーダ受信波２４として受信する様子が示されている。
【００２２】
更に図２には、目視線角ｂ、シーカ１２におけるアンテナ首振り角λ、及びアスペクト角θが示されている。目視線角ｂは、予め設定した基準線２５と目視線２７とのなす角である。目視線２７は、シーカ１２がレーダ受信波２４を受信した方向である。アンテナ首振り角λは、機軸方向２６と目視線２７とのなす角である。アスペクト角θは、目標２２の進路方向と目視線２７とのなす角である。なお、アスペクト角θは、機体軸に対して、アジマス（以下「ＡＺ」と表記）方向の角度成分と、エレベーション（以下「ＥＬ」と表記）方向の角度成分とに分けて考える。以降、ＡＺ方向の角度成分を「θＡＺ」と表記し、ＥＬ方向の角度成分を「θＥＬ」と表記する。
【００２３】
飛しょう体１の誘導装置１０は、目標２２の進路方向と飛しょう体１の進路方向の交点である会合点２８で会合するため、目標２２の挙動に合わせて飛しょう体１の速度Ｖｍを修正する。誘導装置１０は、垂直方向に加速度Ａｍを発生させ、飛しょう体１の軌道を絶えず修正し続ける。飛しょう体１が目標２２に会合することで、目標２２は撃破される。
【００２４】
前述したように、低ＲＣＳ目標は、特に正面方向のＲＣＳが小さくなるように設計されている。このため、θＡＺが１８０度に近づくにつれ、ＲＣＳは小さくなる。また、θＡＺが９０度に近づくにつれ、ドップラ観測に支障を来す。一方、θＡＺが１８０度に近い位置関係であっても、θＥＬが０度より離れるにつれ、ＲＣＳが大きくなる。但し、例えば、θＥＬが９０度に近づくにつれ、ＲＣＳは大きくなるが、目標２２の進路方向と、シーカ１２から目標２２を見た目視線２７の方向とが直交する関係に近づくので、ドップラ観測に支障を来す。
【００２５】
以上の説明の通り、参照アスペクト角算出部１０２によって算出される参照アスペクト角は、目標状態変数に応じて変化する。このため、参照アスペクト角算出部１０２は、目標状態変数に基づいて参照アスペクト角を算出する。具体的に、参照アスペクト角算出部１０２は、推定された目標状態変数に基づいて推定されるＲＣＳの値よりも大きいＲＣＳを与えるアスペクト角の目標値を算出する。なお、アスペクト角の目標値を算出する際、ドップラ観測が可能な範囲内にあるアスペクト角であることが好ましい。ドップラ観測が可能な範囲内にあるアスペクト角であれば、目標２２の探知を安定的に行うことができる。
【００２６】
参照アスペクト角算出部１０２が算出する参照アスペクト角は、厳密な最適解である必要はなく、現在のアスペクト角に基づいて推定されるＲＣＳの値よりも大きいＲＣＳを与えるアスペクト角であればよい。或いは、現在のアスペクト角に基づいて推定されるＲＣＳの値よりも大きいＲＣＳを与え、且つ、ドップラ観測が可能な範囲内にあるアスペクト角であればよい。従って、参照アスペクト角の算出に際し、簡易的な計算処理の適用が可能となる。また、予め計算してあるテーブルを参照してもよい。なお、既算出値よりもＲＣＳの値が大きいアスペクト角が得られない場合には、参照アスペクト角の更新は行われない。
【００２７】
図１に戻り、指令加速度生成部１０３は、目標状態変数推定部１００から送信される目標状態変数と、参照アスペクト角算出部１０２から送信される参照アスペクト角とを受信する。指令加速度生成部１０３は、これらの情報に基づいて、目標検出を行うときのアスペクト角が、参照アスペクト角となるような指令加速度を生成する。指令加速度生成部１０３は、生成した指令加速度に基づく制御指令を生成してアクチュエータ１４に出力する。
【００２８】
以下、誘導装置１０の処理について補足する。従来の初中期誘導における誘導則として、比例航法、経路補償型誘導、事前にプログラムされた一定の加速度バイアスを印加する方式、或いは、それら複数を組み合わせた方式などがある。実施の形態１における誘導装置１０においては、前述の通り、参照アスペクト角は既に推定されている。このため、目標検出実行時の方位角及び経路角の決定は可能である。これにより、経路補償制御及びリアルタイム最適制御といった従来の制御方式を、初中期誘導に適用することが可能となる。
【００２９】
次に、初中期誘導における、経路補償制御の適用例について、以下の（１）式を参照して説明する。以下の（１）式では、比例航法に用いられる算出式において、経路角及び方位角に関するフィードバック項が加えられている。
【００３０】
【数１】
2019184138.tif 000003
【００３１】
上記（１）式において、ａ→ｃｐは指令加速度ベクトル、Ｖｃは接近速度、ｔｇｏは会合点までの到達時間、σ→・は、飛しょう体から目標への視線ベクトルの角速度、Δγ→は経路角及び方位角の誤差ベクトル、Ｋ１，Ｋ２はゲイン定数である。ここで、「ａ→ｃｐ」という表記は、「ａ」の上部に矢印記号「→」が配置された文字の代替表記である。「Δγ→」についても同様である。また、「σ→・」は、「σ」の上部に矢印記号「→」が配置され、更に矢印記号「→」の上部にドット記号「・」が配置された文字の代替表記である。本明細書では、イメージで挿入する数式を除き、当該代替表記を使用する。
【００３２】
経路補償制御によって生成される指令加速度は、図２にもＡｍで示されるように、飛しょう体１の速度Ｖｍに対して垂直な加速度指令である。指令加速度は、飛しょう体１の制御方式に応じて、方向舵又は推力への制御指令値に変換される。
【００３３】
以上説明したように、実施の形態１に係る誘導装置は、現在のアスペクト角に基づいて推定されるレーダ反射断面積の値よりも大きいレーダ反射断面積を与えるアスペクト角の目標値を算出する。誘導装置は、飛しょう体と目標との間のアスペクト角が、算出したアスペクト角の目標値に一致するように指令加速度を生成して飛しょう体の誘導を行う。これにより、飛しょう体自身が、初中期誘導の段階で、早期に目標を探知することができるので、終末誘導における誘導時間の確保が可能となる。これにより、低ＲＣＳ目標への飛しょう体の誘導精度を向上させることができる。
【００３４】
なお、現在のアスペクト角に基づいて推定されるレーダ反射断面積の値よりも大きいレーダ反射断面積を与え、且つ、ドップラ観測が可能な範囲内にあるアスペクト角の目標値を算出してもよい。このような目標値とすれば、目標の探知の安定化を図ることができる。
【００３５】
次に、実施の形態１に係る誘導装置１０の機能を実現するためのハードウェア構成について説明する。図３は、実施の形態１に係る誘導装置１０の機能を実現するハードウェア構成の一例を示すブロック図である。
【００３６】
実施の形態１に係る誘導装置１０の機能を実現する場合には、図３に示すように、演算を行うプロセッサ２００、プロセッサ２００によって読みとられるプログラムが保存されるメモリ２０２、及び信号の入出力を行うインタフェース２０４を含む構成とすることができる。
【００３７】
プロセッサ２００は、演算装置、マイクロプロセッサ、マイクロコンピュータ、ＣＰＵ（Ｃｅｎｔｒａｌ  Ｐｒｏｃｅｓｓｉｎｇ  Ｕｎｉｔ）、又はＤＳＰ（Ｄｉｇｉｔａｌ  Ｓｉｇｎａｌ  Ｐｒｏｃｅｓｓｏｒ）といった演算手段であってもよい。また、メモリ２０２には、ＲＡＭ（Ｒａｎｄｏｍ  Ａｃｃｅｓｓ  Ｍｅｍｏｒｙ）、ＲＯＭ（Ｒｅａｄ  Ｏｎｌｙ  Ｍｅｍｏｒｙ）、フラッシュメモリ、ＥＰＲＯＭ（Ｅｒａｓａｂｌｅ  Ｐｒｏｇｒａｍｍａｂｌｅ  ＲＯＭ）、ＥＥＰＲＯＭ（登録商標）（Ｅｌｅｃｔｒｉｃａｌｌｙ  ＥＰＲＯＭ）といった不揮発性又は揮発性の半導体メモリを例示することができる。
【００３８】
メモリ２０２には、誘導装置１０の機能を実行するプログラム及びプロセッサ２００によって参照されるテーブルが格納されている。プロセッサ２００は、インタフェース２０４を介して必要な情報を授受し、メモリ２０２に格納されたプログラムをプロセッサ２００が実行し、メモリ２０２に格納されたテーブルをプロセッサ２００が参照することにより、上述した目標状態変数推定部１００、参照アスペクト角算出部１０２、及び指令加速度生成部１０３の処理を行うことができる。プロセッサ２００による処理結果は、インタフェース２０４を介してアクチュエータ１４に出力することができる。プロセッサ２００による演算結果は、アクチュエータ１４への出力と共に、メモリ２０２に記憶してもよい。
【００３９】
実施の形態２．
図４は、実施の形態２に係る誘導装置を含む飛しょう体誘導システムの構成例を示すブロック図である。図４に示される実施の形態２に係る誘導装置１０Ａは、図１に示される実施の形態１に係る誘導装置１０の構成において、第２の推定部である翼面推定部１０１が追加されている。なお、その他の構成については、図１の構成と同一又は同等であり、同一又は同等の構成部には同一符号及び同一名称を付し、重複する説明は割愛する。
【００４０】
翼面推定部１０１は、目標状態変数推定部１００で推定された目標状態変数に基づいて、目標の翼面の向きを推定する。以下、翼面推定部１０１の処理の詳細について、図５の図面を参照して説明する。
【００４１】
翼面推定部１０１によって推定された目標の加速度は、推定された目標の速度に対して、水平な成分と、垂直な成分とに分解される。図５には、目標２２の一例である航空機が速度Ｖｔで進路４２の方向に飛行している状況が示されている。また、図５には、目標２２において、右手系の機体軸ｘＢ，ｙＢ，ｚＢ、翼面法線Ｂｍ、迎角α及び横滑り角βが示されている。なお、図５において、「ｘＢ」は前後軸（ｌｏｎｇｉｔｕｄｉｎａｌ  ａｘｉｓ）であり、「ｙＢ」は左右軸（ｌａｔｅｒａｌ  ａｘｉｓ）であり、「ｚＢ」は上下軸（ｖｅｒｔｉｃａｌ  ａｘｉｓ）である。機体軸ｘＢ，ｙＢ，ｚＢにおける座標原点は、機体の重心（ＣＧ）に設定される。
【００４２】
目標２２には、重力、空気力及び推力という３つの外力が働く。ここで、重力は、目標の位置情報に基づいて推定することができる。従って、これらの３つの外力のうち、空気力と推力の和は、推定された加速度から算出される重力を差し引いたものとなる。以下、空気力と推力の和を生じさせる加速度成分を、加速度Ａとする。
【００４３】
また、空気力は、速度に対して垂直な成分である揚力と、速度に対して平行な成分である抗力とに分解することができる。推力の方向ベクトルは、通常、機体軸に対して固定されるので、推力の向きは、翼面に対してほぼ平行である。ここで、Ｕ，Ｖ，Ｗのそれぞれを、機体軸におけるｘＢ軸方向の速度、ｙＢ軸方向の速度及びｚＢ軸方向の速度とする。このように定義すると、迎角α及び横滑り角βは、各軸の速度Ｕ，Ｖ，Ｗにより、以下の（２−１）式、及び（２−２）式を用いて算出することができる。
【００４４】
【数２】
2019184138.tif 000004
【００４５】
図５には、進路４２をｚＢｘＢ平面に射影した射影線４４が示されている。迎角αは、射影線４４と前後軸ｘＢとのなす角であり、横滑り角βは、射影線４４と進路４２とのなす角である。
【００４６】
加速度Ａのうち、推定された目標の速度に対して垂直な成分は、推力の一部及び揚力の和となる。また、揚力を迎角α及び横滑り角βを用いて回転させた方向が翼面法線Ｂｍとなる。また、翼面法線Ｂｍに対して垂直な平面を翼面とする。翼面法線Ｂｍは、翼面推定部１０１によって算出される「目標の翼面の向き」に関する情報である。
【００４７】
実施の形態２において、指令加速度生成部１０３は、目標状態変数推定部１００から送信される目標状態変数及び参照アスペクト角算出部１０２から送信される参照アスペクト角に加え、翼面推定部１０１から送信される目標の翼面の向きに関する情報を受信する。指令加速度生成部１０３は、これらの情報に基づいて、飛しょう体と目標との間のアスペクト角が、参照アスペクト角に一致するように指令加速度を生成する。以降の動作は、実施の形態１と同様である。
【００４８】
実施の形態２に係る誘導装置は、現在のアスペクト角に基づいて推定されるレーダ反射断面積の値よりも大きいレーダ反射断面積を与えるアスペクト角の目標値を算出する際に、目標の翼面の向きに関する情報を使用する。これにより、目標値の算出精度が高くなり、目標の探知及び追尾の安定化を図ることが可能となる。
【００４９】
実施の形態３．
図６は、実施の形態３に係る誘導装置の構成を示すブロック図である。図６に示される実施の形態３に係る誘導装置１０Ｂは、図４に示される実施の形態２に係る誘導装置１０Ａの構成において、第３の推定部である目標種別推定部１０４が追加されている。なお、その他の構成については、図４の構成と同一又は同等であり、同一又は同等の構成部には同一符号及び同一名称を付し、重複する説明は割愛する。
【００５０】
目標種別推定部１０４は、受信機１１又はシーカ１２より探知情報を受信する。目標種別推定部１０４は、探知情報及び目標状態変数推定部１００で推定された目標状態変数に基づいて、目標種別を推定する。目標種別の推定には、目標分類、固有の機種名等が記されたテーブルを利用してもよい。或いは、例えば速度の大小、探知情報のパターン等から、目標種別を推定してもよい。また、目標種別の推定には、機械学習等の手法を用いてもよい。
【００５１】
実施の形態３に係る誘導装置は、目標の翼面の向きを算出する際に、目標種別に関する情報を使用する。これにより、目標の翼面の向きに関する情報の算出精度が高くなり、目標の探知及び追尾の安定化に寄与することができる。
【００５２】
また、実施の形態３に係る誘導装置は、参照アスペクト角を算出する際に、目標種別に関する情報を使用する。これにより、参照アスペクト角の算出精度が高くなり、目標の探知及び追尾の安定化に寄与することができる。
【００５３】
実施の形態４．
図７は、実施の形態４に係る誘導システムを含む飛しょう体誘導システムの構成例を示すブロック図である。実施の形態４における飛しょう体誘導システム５０Ａは、図７に示されるように、飛しょう体１Ａと、外部レーダ２Ａとを含む。
【００５４】
図７に示される実施の形態４における飛しょう体誘導システム５０Ａは、図１に示される実施の形態１における飛しょう体誘導システム５０の構成において、実施の形態１に係る誘導装置１０の機能を分割して、一部の機能を外部レーダ２Ａの側に持たせたものである。具体的に、外部レーダ２Ａの誘導装置１０ａには、目標状態変数推定部１００と、翼面推定部１０１と、参照アスペクト角算出部１０２と、目標種別推定部１０４とが具備される。また、飛しょう体１Ａの誘導装置１０ｂには、指令加速度生成部１０３が具備される。これらの誘導装置１０ａと、誘導装置１０ｂとによって、誘導システム４５が構成される。なお、図１の構成と同一又は同等の構成部には、同一符号及び同一名称を付し、重複する説明は割愛する。
【００５５】
外部レーダ２Ａの探知情報は、外部レーダ２Ａの内部で処理される。外部レーダ２Ａの内部では、目標状態変数、参照アスペクト角、翼面の向きに関する情報、及び目標種別に関する情報が推定もしくは算出される。これらの推定情報又は算出情報は、送信機２０を介して飛しょう体１Ａに送信される。飛しょう体１Ａ側にある誘導装置１０ｂは、外部レーダ２Ａから送信された目標状態変数、参照アスペクト角、翼面の向きに関する情報、及び目標種別に関する情報を受信する。誘導装置１０ｂの指令加速度生成部１０３は、これらの情報に基づいて、目標検出を行うときのアスペクト角が、参照アスペクト角となるような指令加速度を生成する。指令加速度生成部１０３は、生成した指令加速度に基づく制御指令を生成してアクチュエータ１４に出力する。以降の動作は、前述したとおりである。
【００５６】
外部レーダ２Ａとしては、飛しょう体１Ａの発射元である戦闘機、地上発射装置、又は、艦船に設置されたレーダが考えられる。通常、これらの装置に搭載された計算機は、飛しょう体１Ａに搭載された計算機よりも高性能である。ここで、各推定部の処理において、テーブルを参照する方式を採用した場合、比較的大規模のテーブルを高速に参照する必要が生じる可能性がある。このような場合には、飛しょう体１Ａの内部の計算機を用いるのではなく、外部レーダ２Ａに搭載されているより高性能な計算機を用いることがよい。実施の形態４に係る誘導システムは、この利点を生かしたシステム形態である。
【００５７】
なお、図７では、外部レーダ２Ａの内部に目標状態変数推定部１００を設けているが、この構成には限定されない。目標状態変数推定部１００の機能は、外部レーダ２Ａとは異なる他の処理装置に設けられていてもよい。この場合、当該他の処理装置から、飛しょう体１Ａに目標状態変数の情報が送信される。
【００５８】
以上説明したように、実施の形態４に係る誘導システムによれば、飛しょう体における誘導装置の機能の一部を外部レーダ又は外部レーダとは異なる処理装置に構築しているので、外部レーダ又は処理装置に搭載されているより高性能な計算機を利用することができる。これにより、処理時間の短縮化を図ることができ、終末誘導における誘導時間の確保が可能となる。
【００５９】
なお、以上の実施の形態に示した構成は、本発明の内容の一例を示すものであり、別の公知の技術と組み合わせることも可能であるし、本発明の要旨を逸脱しない範囲で、構成の一部を省略、変更することも可能である。
【符号の説明】
【００６０】
１，１Ａ  飛しょう体、２，２Ａ  外部レーダ、１０，１０Ａ，１０Ｂ，１０ａ，１０ｂ  誘導装置、１１  受信機、１２  シーカ、１３  慣性航法装置、１４  アクチュエータ、２０  送信機、２２  目標、２３  レーダ送信波、２４  レーダ受信波、２５  基準線、２６  機軸方向、２７  目視線、２８  会合点、４２  進路、４４  射影線、４５  誘導システム、５０，５０Ａ  飛しょう体誘導システム、１００  目標状態変数推定部、１０１  翼面推定部、１０２  参照アスペクト角算出部、１０３  指令加速度生成部、１０４  目標種別推定部、１４１  操舵装置、１４２  推進装置、２００  プロセッサ、２０２  メモリ、２０４  インタフェース。
【図１】
2019184138.tif 000005
【図２】
2019184138.tif 000006
【図３】
2019184138.tif 000007
【図４】
2019184138.tif 000008
【図５】
2019184138.tif 000009
【図６】
2019184138.tif 000010
【図７】
2019184138.tif 000011