(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
目標の運動を予測する目標運動計算装置と、
誘導弾の運動を予測する誘導弾運動計算装置と、
前記誘導弾の満たすべき拘束条件を計算する拘束条件計算装置と、
最適化計算の指標となる評価関数を計算する評価関数計算装置と、
制御周期であるサンプリング時間毎に、前記拘束条件計算装置から出力される拘束条件の評価値と、前記評価関数計算装置から出力される評価関数の値を用いて、一回の収束演算で最適化パラメータの時間微分を算出し、前記最適化パラメータの時間微分を積分することで最適化パラメータを算出して前記誘導弾の運動を制御する最適誘導制御装置と、
を備えることを特徴とする飛しょう体誘導制御装置。
【請求項２】
更に、比例航法則の計算を行う比例誘導制御装置と、前記最適化計算が収斂していない場合に比例誘導制御装置と最適誘導制御装置の出力を重みつきで加算する加速度指令値を出力する司令部を備えることを特徴とする請求項１記載の飛しょう体誘導制御装置。
【発明の詳細な説明】
【技術分野】
【０００１】
この発明は、飛しょう体を目標物に会合させるための飛しょう体誘導制御装置に関するものである。
【背景技術】
【０００２】
従来、飛しょう体を誘導する際に比例航法則が多く使用されてきた(例えば、非特許文献１の11頁〜30頁)。
ここで比例航法則とは、シーカで検出された目視線角の変化率と相対運動計算よって推定される相対接近速度に比例した加速度指令による誘導則のことである。
【０００３】
また、あらかじめ数式モデルを用いて、ミスディスタンスの零化を目的とし、入力コストを最小化する意味での最適な誘導則が提案されてきた(例えば、非特許文献１の143頁〜162頁)。
【０００４】
また、プラント制御等の時定数が大きいシステムにおいて、オンライン最適制御が行われてきた（例えば、特許文献１）。
しかしながら、従来、計算速度の問題からオンライン最適制御は飛しょう体のような時定数が小さくノイズの影響が大きいシステムには用いられていない。これは最適化計算が収束する前に次の制御周期が来てしまい、十分な制御性能を発揮することが難しいからである。
【先行技術文献】
【特許文献】
【０００５】
【特許文献１】特開２００８−１９９８２５号公報
【非特許文献】
【０００６】
【非特許文献１】“Tactical and Strategic Missile Guidance Fourth Edition”,Paul Zarchan,ISBN:1-56347-497-2
【発明の概要】
【発明が解決しようとする課題】
【０００７】
近年、飛しょう体の会合目標物である航空機などに対するステルス化技術の発達により、目標のＲＣＳ（Ｒａｄｅｒ Ｃｒｏｓｓ Ｓｅｃｔｉｏｎ）が小さくなっている。これにより飛しょう体のシーカの探知及び追尾性能が劣化し、目標を精度良く探知できる距離（ロックオンレンジという）が短縮し、結果として、飛しょう体を目標へ会合させるための終末誘導時間が短縮して目標との会合確率が低下してしまうという課題があった。
【０００８】
本発明は、係る課題を解決するためになされたものであり、短い終末誘導時間でも精度良く飛しょう体を目標に会合させるため、飛しょう体および目標の運動を逐次に数値シミュレーションを行うことにより高い精度で予測し、制御系の遅れ要素、非線形要素の影響を補償することにより、短時間での誘導を可能にする誘導制御技術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】
【０００９】
この発明に係る飛しょう体誘導制御装置は、目標の運動を予測する目標運動計算装置と、誘導弾の運動を予測する誘導弾運動計算装置と、前記誘導弾の満たすべき拘束条件を計算する拘束条件計算装置と、最適化計算の指標となる評価関数を計算する評価関数計算装置と、制御周期であるサンプリング時間毎に、前記拘束条件計算装置から出力される拘束条件の評価値と、前記評価関数計算装置から出力される評価関数の値を用いて、一回の収束演算で最適化パラメータの時間微分を算出し、前記最適化パラメータの時間微分を積分することで最適化パラメータを算出して前記誘導弾の運動を制御する最適誘導制御装置とを備える。
【発明の効果】
【００１０】
この発明によれば、終末誘導距離が短い場合においてもオンラインで最適化計算を行うことができ、その結果、目標と飛しょう体間の相対運動を高い精度で予測することができる。また、制御系の遅れ要素、非線形要素を補償することができるので、従来の誘導則に比べ、高い確率で飛しょう体を目標に会合させることができる。
【図面の簡単な説明】
【００１１】
【図１】実施の形態１の飛しょう体誘導制御装置において、飛しょう体に搭載された誘導装置の構成を示す図である。
【図２】実施の形態２の飛しょう体誘導制御装置において、飛しょう体に搭載された誘導装置の構成を示す図である。
【００１２】
実施の形態１．
図１は、本実施の形態１に係る飛しょう体誘導制御装置の構成を示す図である。飛しょ
う体誘導装置は、目標運動計算装置１、誘導弾運動計算装置２、拘束条件計算装置３、評価関数計算装置４、最適化計算装置５から構成される。
目標運動計算装置１は、与えられた現在の目標の状態量から、有限先未来までにおける目標の位置・速度・旋回加速度の予測を行い、目標の位置・速度・旋回加速度を出力する装置である。
誘導弾運動計算装置２は、与えられた現在の誘導弾の状態量と最適化計算装置５から得られる最適化パラメータを用いて、有限先未来までにおける誘導弾の位置・速度・旋回加速度の予測を行い、誘導弾の状態量変化率を出力する装置である。
拘束条件計算装置３は、誘導弾運動計算装置２で得られた誘導弾の状態量とその変化率が満たすべき拘束条件を計算し、その値を計算し出力する装置である。
評価関数計算装置４は、目標運動計算装置１で得られた目標の位置・速度・旋回加速度と誘導弾運動計算装置２で得られた誘導弾状態量変化率を元に算出される誘導弾の位置・速度・旋回加速度からあらかじめ定めた方程式から導き出される評価関数値を計算し出力する装置である。
最適誘導計算装置５は、拘束条件計算装置３、評価関数計算装置４からそれぞれ出力される拘束条件値および評価関数値を用いて、与えられた評価関数を最小化するような誘導弾の旋回加速度指令をオンラインで最適化計算を行う。
【００１３】
目標運動計算部１は以下の処理により目標の運動予測を行う。
現在時刻をt0、時刻t0における目標の位置を(xt(0),yt(0))、速度をvt(0)、速度方位角etat(0)を、旋回加速度をat(0)、サンプリング時間をTとおくと、時刻t'=t0+kT(k=0:N)における目標の予測状態量{xt(i),yt(i),etat(i)}(i=0,,,N)は以下の数式で表すことができる。ここで目標の速度vtは一定と仮定する。また、以下の数式において、*は乗算を^はべき乗を表す。^Tは行列の転置を表す。
【００１４】
【数１】
0005760772.tif 000002
【００１５】
誘導弾運動計算部２は以下の処理により誘導弾の状態量変化率を算出する。
現在時刻をt0、時刻t0における誘導弾の位置を(xm(0),ym(0))、速度をvm(0)、速度方位角etam(0)を、旋回加速度をam(0)、サンプリング時間をT、入力に関する最適化パラメータをUとおくと、時刻t'(i)=t0+iT(i=1,2,・・,N)における誘導弾状態量の変化率{dxm(i)/dt,dym(i)/dt,dvm(i)/dt,detam(i)/dt,dam(i)/dt}(i=1,2,・・,N)は以下の数式で表すことができる。
【００１６】
【数２】
0005760772.tif 000003
【００１７】
なお、上記数式において変数iは(i=0,,,N)を満たす。
ここで係数p_cla(0),p_cla(1),p_cla(2) , p_cd0(0),p_cd0(1),p_cd0(2), p_cdre(0),p_cdre(1),p_cdre(2)はあらかじめ定めた誘導弾の空力係数である。またp_ft(0),p_ft(1),p_ft(2)はあらかじめ定めた誘導弾の推力係数である。またp_m(0),p_m(1),p_m(2)はあらかじめ定めた誘導弾の質量係数である。また、tau_apは誘導弾の誘導時定数である。
【００１８】
拘束条件計算装置３は以下の処理により誘導弾運動の拘束条件を計算する。
誘導弾運動計算装置２によって計算された誘導弾状態量の変化率{dxm(i)/dt,dym(i)/dt,dvm(i)/dt,detam(i)/dt,dam(i)/dt}(i=0,1,・・,N)と最適化計算装置５から与えられる最適化パラメータUから、以下の数式により誘導弾拘束条件行列fおよびgを計算する。
【００１９】
【数３】
0005760772.tif 000004
【００２０】
評価関数計算装置４は以下の処理により最適化計算で使用する評価関数を計算する。
目標運動計算装置１および誘導弾運動計算装置２によって計算された目標の予測状態量{xt(i),yt(i),etat(i)}(i=0,1,・・,N)および誘導弾状態量の変化率{dxm(i)/dt,dym(i)/dt,dvm(i)/dt,detam(i)/dt,dam(i)/dt}(i=0,,,N)から、以下の数式により評価関数値の要素phi(N)およびL(i)を計算する。ここで、評価関数は誘導弾旋回加速度の積分値および時刻t'=t0+NTにおけるLOS角変化率の２乗を要素として持つ。
【００２１】
【数４】
0005760772.tif 000005
【００２２】
【数５】
0005760772.tif 000006
【００２３】
最適化計算装置５は以下の処理により最適化パラメータUを決定する。
拘束条件計算装置３および評価関数計算装置４によって計算された拘束条件値fおよびg,評価関数値phi(N),L(i)をもちいて最適化パラメータUを計算する。以下の数式により最適化パラメータUを算出する。
【００２４】
【数６】
0005760772.tif 000007
【００２５】
ここでamaxは最適化パラメータの上限値、lambdaを共状態、muを拘束条件に対するラグランジュ乗数とする。また、Huは変数Hの変数uによる偏微分を、Hxは変数Hの変数xによる偏微分を、Fuは変数Fの変数uによる偏微分を表す。また^Tは行列およびベクトルの転置を表す。
上記で得られたFを状態量Xにおける値であることに注意してF|Xと記述する。ここで状態量Xに微少擾乱h*dX/dtを加え、再度Fを計算しその値をF|X+h*dX/dtと記述する。
以上から最適化パラメータUの時間微分は以下の方程式を満たす。
【００２６】
【数７】
0005760772.tif 000008
【００２７】
この方程式をdU/dtについて解き、以下のとおり積分する。
【００２８】
【数８】
0005760772.tif 000009
【００２９】
求めた最適化パラメータUの先頭要素U(1)を誘導弾の旋回加速度指令値として出力する。
【００３０】
従来の最適化計算手法では、繰り返し計算によって最適化パラメータUを求めていたため計算負荷が高くなっていたが、本実施の形態では、繰り返し計算をすることなく最適化パラメータUを求めることができる。このため計算負荷が低く、飛しょう体のような時定数の比較的小さいシステムでも適用可能である。
【００３１】
このように、本実施の形態の飛しょう体誘導制御装置では、旋回加速度指令値を算出するにあたり目標および誘導弾の運動方程式が考慮されるようになっており、飛しょう体および目標の運動を逐次に数値シミュレーションを行うことで高い精度で予測することが可能となる。
更には、制御系の遅れ要素、非線形要素の影響を補償することができる。
【００３２】
実施の形態２．
図２は、本実施の形態２に係る飛しょう体誘導制御装置の構成を示す図である。本実施の形態の飛しょう体誘導制御装置は、従来誘導則計算部６、最適誘導則計算部７、ゲイン８から構成される。
図２において、従来誘導則計算部６は前述の比例航法則の計算を行う。最適誘導則計算部７は実施の形態１で示した一連の計算を行う。ゲイン８は最適誘導則計算部７で計算した最適化計算収斂度に応じてゲインを調節する。
最適化計算収斂度は実施例１の計算におけるHu(i)のノルムで構成される。このノルムが小さい場合、最適化計算はよく収斂しているが、このノルムが大きい場合には最適化計算が収斂していないため、従来誘導則の出力を用いる。
従来誘導則出力をa_png、最適誘導則出力をa_ongとし、ゲインをsとおく。
このとき最終的な出力aを以下で定義する。
【００３３】
【数９】
0005760772.tif 000010
【００３４】
ここでゲインsを以下で定義する。
【００３５】
【数１０】
0005760772.tif 000011
【００３６】
ここでexpはネイピア数を底とする指数関数で、|Hu|はHuの２ノルムをさす。
【００３７】
上記のとおりゲインｓを設定すると、最適化計算が収斂していない場合（Hu>>1）、sはほぼ０となり、逆に収斂している場合（Hu≒0）、sはほぼ１となる。この作用により従来誘導則と最適誘導則を滑らかに切り替えることができる。
【符号の説明】
【００３８】
１ 目標運動計算装置、２ 誘導弾運動計算装置、３ 拘束条件計算装置、４ 評価関数計算装置、５ 最適化計算装置、６ 従来誘導則、７ 最適誘導則、８ ゲイン。
【図１】
0005760772.tif 000012
【図２】
0005760772.tif 000013