(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
迎撃飛翔体および弾道飛翔体の位置と運動情報を検出する航法誘導センサ、前記位置と運動情報から前記迎撃飛翔体と前記弾道飛翔体の会合時刻または会合までの時間を求める会合時間演算装置、前記弾道飛翔体の形状デ−タを保持するデ−タベ−ス、前記位置と運動情報および前記弾道飛翔体の形状デ−タから前記弾道飛翔体に対する追尾点と照準点の間の追尾点照準点補正量を求める補正量演算装置、前記位置と運動情報から慣性飛行を続ける前記迎撃飛翔体と前記弾道飛翔体の前記会合時刻あるいは予想会合時刻における両者の基準点間の距離である命中誤差を求めるＺＥＭ演算装置、前記追尾点照準点間補正量と前記命中誤差から最終機動量を求める最終機動量演算装置、前記会合時刻または会合までの時間と前記最終機動量と並進スラスタの最大推力とから並進スラスタの推力指令値を求める並進スラスタ推力指令値演算装置、前記推力指令値から並進スラスタの駆動信号を生成する並進スラスタ駆動信号演算装置を備えた飛翔体の誘導制御装置。
【請求項２】
前記位置と運動情報および前記並進スラスタの推力指令値から接近速度直交方向移動量を演算する接近速度直交方向移動量演算装置をさらに備えるとともに、前記並進スラスタ駆動信号演算装置は前記並進スラスタの推力指令値および前記接近速度直交方向移動量から並進スラスタの駆動信号を生成する請求項１記載の飛翔体の誘導制御装置。
【請求項３】
前記位置と運動情報から回転スラスタの推力指令値を求める回転スラスタ推力指令値演算装置、前記回転スラスタの推力指令値から回転スラスタ駆動信号を求める回転スラスタ駆動信号演算装置をさらに備え、前記並進スラスタ推力指令値演算装置は前記会合時刻または会合までの時間と前記最終機動量と前記回転スラスタの推力指令値から並進スラスタの推力指令値を求める請求項１または２のいずれかに記載の飛翔体の誘導制御装置。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
この発明は、飛来する弾道飛翔体を大気圏外で迎撃する誘導飛翔体の終末期最終段階で最終機動を行うための誘導制御装置に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
近接信管を用いる従来の空対空飛翔体での許容命中誤差が１０ｍ程度であるのに対し、直撃破壊を目的とする迎撃飛翔体ではより高精度の誘導制御で許容命中誤差を１０数ｃｍ程度にする必要がある。すなわち終末期前半までの誘導制御により弾道飛翔体（以下、ＴＢＭと呼ぶ）への概略会合コースにある迎撃飛翔体を、終末期後半の最終機動により更に命中誤差の小さな狭義の会合コースへと誘導制御する必要がある。
【０００３】
図１４は American Institute of Aeronautics and Astronautics の出版に係る Tactical and Strategic Missile Guidance  第２版４１頁 Proportional Navigation and Zero Effort Miss の節の記載 Zero Effort Miss （ある時点から誘導を行わない場合の命中誤差を示し以下、ＺＥＭと呼ぶ）に基づく同書３７３頁 Intercepting a Ballistic Target  の節の predictive guidance  に示された飛翔体誘導制御装置の一例である。以下、図に基づいて説明する。
図１４において、１は迎撃飛翔体に搭載し迎撃飛翔体の位置情報と運動情報およびＴＢＭと迎撃飛翔体の相対的な位置情報と運動情報を検出する航法誘導センサ、２はセンサ検出信号に基づいて迎撃飛翔体とＴＢＭの会合までの時間を求める会合時間演算装置、５はセンサ検出信号に基づいてＺＥＭを求めるＺＥＭ演算装置、８は会合までの時間とＺＥＭに基づいて推力指令値を求める並進スラスタ推力指令値演算装置、９は並進スラスタ推力演算装置８からの推力指令値に基づいて並進スラスタ駆動信号を生成する並進スラスタ駆動信号生成装置、１０はスラスタ駆動信号に基づいて噴射する並進スラスタである。
【０００４】
次に動作について説明する。図１５に迎撃飛翔体とＴＢＭの会合までのタイムシーケンス、図１６に会合の状況を示す。通常、迎撃飛翔体は初中期および終末期前半の誘導によりＴＢＭへの概略会合コースに乗っている。概略会合コースとは、従来の近接信管を用いる空対空飛翔体での許容命中誤差が１０ｍ程度での会合を意味する。ここで、迎撃飛翔体とＴＢＭの接近速度方向と直交する接近速度法平面を想定する。この接近速度法平面に両者の基準点（各飛翔体の存在位置を代表する点を示す）が含まれる時刻を会合時刻とし、会合時刻あるいは予想会合時刻においては特にこの接近速度法平面を Miss Plane 略してＭＰという。ＭＰ内での両者の基準点間の距離を命中誤差という。
【０００５】
終末期後半のある時刻以降、迎撃飛翔体の誘導を行わなず慣性飛行を続けた場合、迎撃飛翔体とＴＢＭは概略会合コースに乗っており、概ね１０ｍ程度の命中誤差で会合する。この命中誤差は、誘導を行わない場合の命中誤差という意味から Zero Effort Miss 略してＺＥＭと呼ばれる。ＺＥＭは、例えば迎撃飛翔体からＴＢＭの追尾点（ＴＢＭ追尾のために利用するＴＢＭを代表する点で、ロケット噴射により加熱される機体後端とか空力加熱を受ける機体先端部近傍の最明点や画像センサで検出したＴＢＭ像の面積中心などが使われる）への目視線（迎撃飛翔体に固定したＴＢＭ追尾のための赤外線センサなどの視野中心線などが相当する）の慣性座標系に対する回転角速度、迎撃飛翔体とＴＢＭの距離、会合までの時間からＺＥＭ演算装置で求める。
ＺＥＭ＝ｄλ／ｄｔ・Ｒ・ｄＴ
ここで、ｄλ／ｄｔは迎撃飛翔体からＴＢＭの追尾点への目視線の慣性座標系に対する回転角速度、ＲはＴＢＭと迎撃飛翔体との距離、ｄＴは会合までの時間である。ｄλ／ｄｔとＲは航法誘導センサによるセンサ検出信号として得られ、ｄＴはセンサ検出信号に基づき会合時間演算装置で求める。
【０００６】
並進スラスタ推力演算装置について説明する。求めたＺＥＭとｄＴから、並進スラスタ推力演算装置において、例えば
Ａ＝２・ＺＥＭ／ｄＴ2
なる関係を満たす接近速度方向と直交する方向（以下、接近速度直交方向という）の加速度Ａを発生するように、迎撃飛翔体の質量に基づいて並進スラスタ推力指令値を求める。
【０００７】
並進スラスタ推力指令値に基づいて並進スラスタ駆動信号生成装置で並進スラスタ駆動信号を求め、この駆動信号に基づいて並進スラスタを噴射する。この噴射により接近速度直交方向に加速度を発生する。噴射をｄＴの間継続することにより会合時刻においては
０＝ＺＥＭ−１／２・Ａ・ｄＴ2
となり、命中誤差をゼロとすることができる。
【０００８】
図１７に、この並進スラスタ推力指令値演算装置で求めた並進スラスタ推力指令値、接近速度直交方向の相対速度、接近速度直交方向の相対位置を示す。それぞれ横軸は経過時間である。
【０００９】
なお、典型的な値として接近速度は数ｋｍ／ｓ、接近速度直交方向の相対速度は高々数１００ｍ／ｓのオーダーである。通常、終末期においては接近速度方向の誘導制御は行わず、接近速度直交方向の誘導制御および回転制御のみを行う。従って説明の中で用いる並進の方向は略接近速度直交方向である。
【００１０】
【発明が解決しようとする課題】
従来の迎撃飛翔体の誘導制御装置では、並進スラスタの中間推力を利用しており、固定の最大推力と比較して充分な精度で並進スラスタ推力指令値通りの推力を実現することが難しく、その結果、命中誤差すなわち会合時刻における相対位置を充分小さくすることが出来ないという問題がある。あるいは会合までの時間を正確に求めることができないため、並進スラスタ推力指令値に誤差を生じ、相対位置を充分に小さくすることが出来ないという問題がある。また、並進スラスタの最小推力以下の中間推力を発生することが出来ないため、接近速度直交方向の相対位置の微妙な制御が出来ず、ＺＥＭが比較的小さな場合には最終機動開始時刻を改めて演算し直す必要が生じるという問題がある。すなわち従来技術によれば、命中誤差を１０数ｃｍ程度にすることは困難であった。
【００１１】
本発明は上記のような問題点を解消するためになされたもので、並進スラスタの中間推力発生に伴う推力誤差や、最小推力以下の推力を使うことができないという制限による推力誤差や、会合までの時間の演算誤差の影響を受けず、１０数ｃｍ程度の命中誤差を達成可能な飛翔体の誘導制御装置および方法を得ることを目的としている。
【００１２】
【課題を解決するための手段】
本発明による飛翔体の誘導制御装置は、航法誘導センサからの迎撃飛翔体および弾道飛翔体の位置と運動情報に基づいて会合時間演算装置により迎撃飛翔体と弾道飛翔体の会合時刻または会合までの時間を求め、補正量演算装置により位置と運動情報および弾道飛翔体の形状データから弾道飛翔体に対する追尾点と照準点の間の追尾点照準点補正量を求め、ＺＥＭ演算装置により位置と運動情報からＺＥＭを求め、最終機動量演算装置により追尾点照準点間補正量とＺＥＭから最終機動量を求め、並進スラスタ推力指令値演算装置により会合時刻または会合までの時間と最終機動量と並進スラスタの最大推力とから並進スラスタの推力指令値を求め、並進スラスタ駆動信号演算装置により推力指令値から並進スラスタの駆動信号を生成するよう構成した。
【００１３】
さらに、接近速度直交方向移動量演算装置により位置と運動情報および並進スラスタの推力指令値から接近速度直交方向移動量を演算し、並進スラスタ駆動信号演算装置は並進スラスタの推力指令値および接近速度直交方向移動量から並進スラスタの駆動信号を生成するよう構成した。
【００１６】
さらに、回転スラスタ推力指令値演算装置により位置と運動情報から回転スラスタの推力指令値を求め、回転スラスタ駆動信号演算装置により回転スラスタの推力指令値から回転スラスタ駆動信号を求め、並進スラスタ推力指令値演算装置は会合時刻または会合までの時間と最終機動量と回転スラスタの推力指令値から並進スラスタの推力指令値を求めるように構成した。
【００１７】
【発明の実施の形態】
実施の形態１．
本発明の第１の実施形態を図を用いて説明する。
図１は本発明の第１の実施形態である飛翔体の誘導制御装置を示す構成図である。図において、１は迎撃飛翔体に搭載し迎撃飛翔体の位置情報と運動情報およびＴＢＭと迎撃飛翔体の相対的な位置情報と運動情報を検出する航法誘導センサ、２はセンサ検出信号に基づいて会合までの時間を求める会合時間演算装置、３はＴＢＭの形状特性に関するデータベース、４は追尾点とセンサ検出信号およびＴＢＭ形状データに基づき追尾点から照準点への補正量を求める照準点演算装置（迎撃飛翔体はＴＢＭに確実な破壊をもたらす点を攻撃することが必要であり、このＴＢＭへの攻撃点を以下照準点と呼ぶ）、５はセンサ検出信号に基づきＺＥＭを求めるＺＥＭ演算装置、６は照準点とＺＥＭに基づき最終機動量を求める最終機動量演算装置、７は経過時間を計時する経過時間タイマで会合までの時間が予め定めた時間以内になる最終機動期間の開始とともに計時を始める。８は会合までの時間と最終機動量に基づいて並進スラスタ推力指令値を求める並進スラスタ推力指令値演算装置、９は並進スラスタ推力指令値に基づいてスラスタ駆動信号を生成する並進スラスタ駆動信号演算装置、１０はスラスタ駆動信号に基づいて噴射する並進スラスタである。
【００１８】
次に動作について説明する。航法誘導センサ１で迎撃飛翔体の位置情報、運動情報、ＴＢＭと迎撃飛翔体の相対位置情報、運動情報、ＴＢＭの形状情報をセンサ検出信号として検出し、このセンサ検出信号に基づいて会合時間演算装置２で会合までの時間を求める。追尾点とデータベース３からの迎撃すべきＴＢＭの形状データおよびセンサ検出信号に基づいて照準点演算装置４で照準点補正量を求める。センサ検出信号に基づいてＺＥＭ演算装置５でＺＥＭを求め、照準点補正量とＺＥＭに基づいて最終機動量演算装置６で最終機動量を求める。会合までの時間と最終機動量に基づいて並進スラスタ推力指令値演算装置８で並進スラスタ１０の噴射開始時刻を求める。
図２は追尾点照準点間補正量、ＺＥＭおよび最終機動量との関係を示す接近速度法平面へのＴＢＭ射影像である。
【００１９】
並進スラスタ推力指令値演算装置８について説明する。接近速度直交方向の機動に並進スラスタの最大推力Ｆmax を用いる。なお、Ｆmax を迎撃飛翔体の質量で除したものが最大加速度Ａmax である。並進スラスタ１０は従来のように会合までの時間ｄＴの全区間にわたって中間推力で噴射するのではなく、最大推力に対応してＺＥＭとＡmax から
ｄＴ1 ＝ｓｑｒｔ（２・ＺＥＭ／Ａmax ）
として求めた並進スラスタ噴射時間だけ会合時刻から遡って最大推力での並進スラスタの噴射を開始する。
【００２０】
経過時間タイマ７で最終機動期間開始からの経過時間を計時する。経過時間と並進スラスタ推力指令値演算装置８からの並進スラスタ推力指令値とに基づいて並進スラスタ駆動信号演算装置９でスラスタ駆動信号を生成する。スラスタ駆動信号に基づいて並進スラスタ１０を噴射する。
図３は、接近速度直交方向並進スラスタ駆動信号、接近速度直交方向速度、接近速度直交方向の相対位置についてのタイムチャートである。
なお、最終機動期間の開始とともに計時を開始する経過時間タイマ７を用いるものとしたが、計時の開始を最終機動期間の開始と一致させることが必須ではなく最終機動期間の開始と並進スラスタの動作時点が一意的に定められるものであればよい。さらに、経過時間タイマ７を用いることなく迎撃飛翔体の有する時計機能から得ることができる時刻および会合時間演算装置でセンサ検出信号に基づいて求める会合時刻に基づいて並進スラスタの動作時点を設定することができることはいうまでもない。この点については、以下に説明する本発明の各実施の形態と共通する。
【００２１】
このように飛翔体の誘導制御装置を構成し、最終機動期間の会合時刻直前に並進スラスタを最大推力で噴射するようにしたため、より弾道飛翔体と接近した状態で相対位置情報・運動情報が得られ、より高い精度の情報に基づいて誘導制御することが可能で、かつ安価な固定推力の並進スラスタが利用できる。さらに、並進スラスタを中間推力でなく推力の安定した固定の最大推力で噴射することにより推力の誤差が少なくなるため命中誤差を小さくできる。もちろん、並進スラスタは固定推力でよく安価なものを利用できる。
【００２２】
以上の説明では、会合時刻から並進スラスタ噴射時間だけ遡って並進スラスタの噴射を開始し会合までの間噴射を継続するものとしたが、最終機動期間開始から直ちに並進スラスタを噴射するようにしてもよい。この場合の並進スラスタ噴射時間は次のようにして求めることができ、この時間の経過後は慣性飛行すればよい。
ｄＴ1'＝ｄＴ−ｓｑｒｔ（ｄＴ2 −２・ＺＥＭ／Ａmax）
図４は、このように構成した場合の図３に相当するタイムチャートである。
【００２３】
さらに、最終機動期間開始からｄＴ0 時間経過後に並進スラスタを噴射するように構成することもできる。この場合の並進スラスタ噴射時間は次のようにして求める。
ｄＴ1”＝（ｄＴ−ｄＴ0 ）−ｓｑｒｔ（（ｄＴ−ｄＴ0 ）2 −２・ＺＥＭ／Ａmax ）
なる時間だけ噴射し、その後のｄＴ−ｄＴ0 −ｄＴ1” の間は慣性飛行する。
図５は、このように構成した場合の図３に相当するタイムチャートである。
【００２４】
このように構成すれば、最終機動期間の初期に並進スラスタを最大推力で噴射することによって、最終機動期間中の平均速度を低く抑えることができるという効果がある。また、最終機動期間の会合時刻直前に並進スラスタを最大推力で噴射することによって、会合時刻における残存推薬が多くなるため、弾道飛翔体に対する直撃破壊の効果が高くなるという効果がある。
【００２５】
実施の形態２．
本発明の第２の実施形態である飛翔体の誘導制御装置を図６の構成図および図７のタイムチャートを用いて説明する。第１の実施形態との相違点は、迎撃飛翔体に対して互いに対向する方向に推力が作用する主従２つの並進スラスタを用いて会合時に接近速度直交方向の相対速度を略ゼロになるように制御し、ＴＢＭに対する攻撃をより確実にすることにある。図において、第１の実施形態と同等もしくは相当する部分には同一の符号を付し、構成および動作について重複した説明は行わない。
図において、１０-1はスラスタ駆動信号に基づいて迎撃飛翔体に対し互いに対向する方向に噴射する主従一対の並進スラスタ、１１はセンサ検出信号と並進スラスタ推力指令値に基づき接近速度直交方向の移動量を求める接近速度直交方向移動量演算装置である。この実施の形態は、第１の実施形態における経過時間タイマ７を用いることなく迎撃飛翔体の有する時計機能から得ることができる時刻に基づいて制御するものとして説明する。
【００２６】
センサ検出信号と並進スラスタ推力指令値に基づき接近速度直交方向移動量演算装置１１で接近速度直交方向移動量を求める。一対の並進スラスタ１０-1のうち、ＺＥＭを減少させる方向の主並進スラスタを推力Ｆmax でｄＴ2 の間噴射する。その後対向する方向の従並進スラスタを、主並進スラスタの噴射により生じた接近速度直交方向の相対速度をゼロとするようにＦmax でｄＴ3 の間噴射する。そのためには次の関係を満たすことが必要である。
０＝Ａmax ・ｄＴ2 −Ａmax ・ｄＴ3
ここでＡmax は最大推力Ｆmax により発生する最大加速度である。更に、接近速度直交方向の相対位置をゼロとするためには次の関係を満たすことが必要である。
ＺＥＭ＝１／２・Ａmax ・ｄＴ22＋Ａmax ・ｄＴ2 （ｄＴ−ｄＴ2 ）−１／２・Ａmax ・ｄＴ32
これらの関係を満たす解として
ｄＴ2＝ｄＴ3＝１／２（ｄＴ−ｓｑｒｔ（ｄＴ2−４・ＺＥＭ／Ａmax ））
が得られる。
【００２７】
センサ検出信号と並進スラスタ推力指令値に基づき接近速度直交方向移動量演算装置１１で接近直交方向移動量を求める。この接近直交方向移動量が並進スラスタ推力指令値演算装置８で求めた
１／２・Ａmax ・ｄＴ22＋Ａmax ・ｄＴ2 （ｄＴ−２・ｄＴ2 ）
と一致した時刻からｄＴ3 ＝ｄＴ2 時間、従並進スラスタを噴射する。
【００２８】
図７に、この並進スラスタ推力指令値演算装置により求めた並進スラスタ推力指令値、接近速度直交方向相対速度、接近速度直交方向相対位置を示す。それぞれ横軸は経過時間である。
【００２９】
このように飛翔体の誘導制御装置を構成し、対向する並進スラスタを２度噴射して会合時刻付近での弾道飛翔体と迎撃飛翔体の相対接近速度直交方向相対速度を略ゼロとなるようにしたため、会合時刻演算に誤差を生じ会合時刻にずれが生じても相対接近速度直交方向の相対位置誤差は増大することがなくＴＢＭに対してより効果的な打撃を与えることができる。また、２度目の噴射開始時刻を接近速度直交方向移動量に基づいて決定するため経過時間に基づいて決定する場合と比べて１度目の噴射の誤差の影響を受けず、命中誤差を小さくすることができる。また、並進スラスタを最大推力で噴射するため、より弾道飛翔体と接近した状態で相対位置情報・運動情報が得られ、より高い精度の情報に基づいて誘導制御することができる。もちろん、並進スラスタは固定推力でよく安価なものを利用できる。
【００３０】
以上の説明では、並進スラスタはその最大推力で動作するものとしたが、並進スラスタの中間推力を用い接近速度直交方向の相対速度を略ゼロとするよう制御するように構成してもよい。いうまでもなく、並進スラスタの中間推力を用いるためには図６の並進スラスタ推力指令値演算装置に相当する部分は並進スラスタの推力と噴射時間を演算処理する必要がある。よって以下ではこの部分を並進スラスタ推力指令値演算装置８として説明する。一対の並進スラスタ１０-1のうち、ＺＥＭを減少させる方向の主並進スラスタを推力Ｆ1 でｄＴ4 時間噴射した後、対向する方向の従並進スラスタを、主並進スラスタの噴射により生じた接近速度直交方向の相対速度をゼロとするように推力Ｆ2 でｄＴ5 時間噴射する。そのためには次の関係を満たすことが必要である。
０＝Ａ1・ｄＴ4＋Ａ2・ｄＴ5
ここでＡ1 とＡ2 はそれぞれ推力Ｆ1 とＦ2 により発生する加速度である。更に接近速度直交方向の相対位置をゼロとするためには次の関係を満たすことが必要である。
ＺＥＭ＝１／２・Ａ1・ｄＴ42＋Ａ1・ｄＴ4（ｄＴ−ｄＴ4）
＋１／２・Ａ2・ｄＴ52
これらの関係を満たす解として
ｄＴ5＝２（ｄＴ−１／２・ｄＴ4−ＺＥＭ／（Ａ1・ｄＴ4））
Ａ2＝−Ａ1・ｄＴ4／ｄＴ5
が得られる。推力Ｆ2 は、Ａ2 と迎撃飛翔体の質量から求める。
【００３１】
センサ検出信号と並進スラスタ推力指令値に基づき接近速度直交方向移動量演算装置１１で接近速度直交方向移動量を求める。この接近速度直交方向移動量が並進スラスタ推力指令値演算装置８で求めた
Ａ１・ｄＴ４（−ｄＴ＋１／２・ｄＴ４＋２ＺＥＭ／（Ａ１・ｄＴ４））
と一致した時刻からｄＴ５の間、従並進スラスタの噴射を行う。図６に、この並進スラスタ推力指令値演算装置８で求めた並進スラスタ推力指令値、接近速度直交方向の相対速度、接近速度直交方向相対位置を示す。それぞれ横軸は経過時間である。
【００３２】
なお、この実施形態では接近速度直交方向移動量はセンサ検出信号と並進スラスタ推力指令値に基づいて求め、接近速度直交方向移動量が並進スラスタ推力指令値演算装置８で求めた値と一致した時刻に従並進スラスタの噴射を開始するとしたが、第１の実施形態で説明した並進スラスタ推力指令値演算装置８の出力、すなわち経過時間タイマ７の計時に基づいて最終機動期間開始時刻から
ｄＴ−ｄＴ3 ＝ｄＴ−ｄＴ2 あるいはｄＴ−ｄＴ5 の時間が経過した時点で従並進スラスタの噴射を開始するようにしてもよい。
【００３３】
実施の形態３．
本発明の第３の実施形態である飛翔体の誘導制御装置を図９の構成図および図１０のタイムチャートを用いて説明する。すでに説明した各実施形態との相違点は、パルス動作並進スラスタを用いることにあり、図９はすでに説明した第２の実施形態に応じたものになっており、第１および第２の実施形態と同等もしくは相当する部分には同一の符号を付している。以下では、第１および第２の実施形態との相違点について説明する。
１０-2はスラスタ駆動信号に基づき噴射する主従一対のパルス動作並進スラスタ、１２はスラスタ駆動信号に基づき差動動作制御信号を出力する対向スラスタ差動動作制御装置、１３はスラスタ駆動信号に基づきパルス同期信号を出力するパルス同期装置である。
【００３４】
スラスタ駆動信号に基づいて、並進スラスタ駆動信号演算装置１２で主従２つの並進スラスタの駆動信号を求める。主並進スラスタの駆動信号にはパルスタイミングを含んでいる。従並進スラスタの駆動信号は、主並進スラスタの駆動信号に基づいて、必要な総パルス数を一致させかつパルス幅を変化させて差動動作制御信号として出力する。同時に、スラスタ駆動信号をパルス同期装置１３に与えてパルス同期信号を出力して互いに対向する主従２つの並進スラスタの動作パルスを同期させる。図１０は、以上のように構成した一対の主従並進スラスタの動作を示すタイムチャートであり、横軸は経過時間である。
この第３の実施形態は最終機動期間全体にわたって適用することを前提にして説明したが、すでに説明した第１および第２の実施形態における並進スラスタそれぞれの噴射動作に適用できることはいうまでもない。
【００３５】
この構成の特徴は、主従一対のパルス動作並進スラスタ１０-2の動作パルスを同期かつ差動動作させて高精度で振動外乱の小さい中間推力を得ることにある。すなわち、パルス動作並進スラスタ１０-2をその最小オンタイム以下の噴射時間△Ｔに相当する推力時間積を得るために従並進スラスタを最小オンタイムＴmin 、主並進スラスタをＴmin ＋△Ｔ噴射して両者の力積の差を迎撃飛翔体に作用させる。この説明では、主従の各パルス動作並進スラスタが同一推力をもつものとしたが、互いに異なる推力をもつものの場合、あるいは可変推力の場合であっても同様の構成が可能であることは実施の形態２の説明と併せれば容易に類推できるものであることはいうまでもない。
【００３６】
このように飛翔体の誘導制御装置を構成し、対向する並進スラスタにパルススラスタを用い互いに同期させて差動動作させるので、パルススラスタの最小オンタイム以下のパルス出力を擬似的に発生できるためより細かな機動量制御が可能で、命中誤差をより小さくすることができる。さらに、迎撃飛翔体に不必要な振動外乱を与えることがなく、搭載機器の信頼性や誘導制御の信頼性が高まり、ＴＢＭに対する攻撃の確実性が高くなる。
【００３７】
差動動作する一対の並進スラスタがパルス動作でない場合にも上記と同様の考え方に基づいて構成できる。そのような構成を図１１および図１２に示す。
図において、１０-3はスラスタ駆動信号に基づき迎撃飛翔体に対して互いに対向する方向に噴射する少なくとも一方が推力可変の主従一対の並進スラスタ、１２-3はスラスタ駆動信号に基づき差動動作制御信号を出力する対向スラスタ差動動作制御装置である。
【００３８】
並進スラスタの所要推力が主並進スラスタの最小出力より小さいＦであるとすれば、例えば従並進スラスタを最小出力Ｆmin で噴射し、主並進スラスタをＦmin ＋Ｆの出力で噴射する。
スラスタ駆動信号に基づいて対向スラスタ差動動作制御装置１２-3で差動動作制御信号を出力し、スラスタ駆動信号と差動動作制御信号に基づいて並進スラスタ１０-3を噴射する。
図１２は、この構成における主従並進スラスタのスラスタ駆動信号を示す。横軸は経過時間である。主従一対の並進スラスタの構成によって各並進スラスタの動作についての組合せは多数の変形が可能であるが、以上の説明から容易に類推できるものであることはいうまでもない。
【００３９】
並進スラスタの所要推力が最小推力以下でも、対向する並進スラスタを作動動作させることで並進スラスタ単体の最小推力以下の推力を合力として出力するようにしたため、より細かな機動量制御が可能となり、命中誤差を小さくすることができる。
【００４０】
実施の形態４．
本発明の第４の実施形態である飛翔体の誘導制御装置を図１３の構成図を用いて説明する。第３の実施形態までとの相違点は、回転スラスタを用いて迎撃飛翔体の姿勢を制御しＴＢＭへの攻撃をさらに確実にすることにある。図において、第３の実施形態までと同等もしくは相当する部分には同一の符号を付し、構成および動作について重複した説明は行わない。
１４はセンサ検出信号に基づき推力指令値を求める回転スラスタ推力指令値演算装置、１５は回転スラスタ推力指令値に基づいてスラスタ駆動信号を求める回転スラスタ駆動信号演算装置、１６は回転スラスタ駆動信号に基づいて噴射する回転スラスタである。
【００４１】
迎撃飛翔体機体の回転運動を誘導航法センサ１で検出し、この検出信号に基づいて機体を誘導およびＴＢＭ攻撃に適した姿勢に制御するための回転スラスタの推力指令値を回転スラスタ推力指令値演算装置１４で求める。回転スラスタ推力指令値に基づいて回転スラスタ駆動信号演算装置１５でスラスタ駆動信号を求め、これに基づいて回転スラスタ１６を噴射する。会合までの時間と最終機動量と回転スラスタ推力指令値に基づいて並進スラスタ推力指令値演算装置８で並進スラスタ推力指令値を求める。
【００４２】
並進スラスタ推力指令値演算装置８について説明する。回転スラスタ１６はその推力によって機体に回転モーメントが作用するように配置してある。回転モーメントのみを発生するよう配置することが望ましいが、搭載上の理由でそのように配置できない場合は回転モーメントとともに付随する並進推力を発生する。回転スラスタ１６の回転モーメントに付随する並進推力をｄＦを並進スラスタの並進推力に加算した推力に基づいて並進スラスタ推力指令値演算装置８で噴射時間を求める。
【００４３】
以上の説明では、回転スラスタ１６は固定推力であることを前提としたが、可変推力の場合であっても同様の構成が可能であることは実施の形態２の説明と併せれば容易に類推できるものであることはいうまでもない。
【００４４】
このように飛翔体の誘導制御装置を構成し、迎撃飛翔体の機体を誘導に適した方向に保持し、かつ最終機動量をゼロとするための並進推力を過不足無く発生させるようにしたため、命中誤差の増大が最小限に抑えられる。
【００４５】
【発明の効果】
第１の発明に係る飛翔体の誘導制御装置においては、並進スラスタを推力の安定した最大推力で噴射するようにしたため、推力に関する誤差が少なくなり、高い精度の情報に基づいて誘導制御が実現でき、命中誤差を小さくできる。
【００４６】
第２の発明に係る飛翔体の誘導制御装置においては、対向する並進スラスタを２度噴射して会合時刻付近での弾道飛翔体と迎撃飛翔体の相対接近速度直交方向相対速度を略ゼロとなるようにしたため、会合時刻演算に誤差を生じ会合時刻にずれが生じても相対接近速度直交方向の相対位置誤差は増大することがなくＴＢＭに対してより効果的な打撃を与えることができる。また、２度目の噴射開始時刻を接近速度直交方向移動量に基づいて決定するため経過時間に基づいて決定する場合と比べて１度目の噴射の誤差の影響を受けず、命中誤差を小さくすることができる。
【００４９】
第３の発明に係る飛翔体の誘導制御装置においては、迎撃飛翔体の機体を誘導に適した方向に保持し、かつ最終機動量をゼロとするための並進推力を過不足無く発生させるようにしたため、命中誤差の増大が最小限に抑えられる。
【図面の簡単な説明】
【図１】  本発明の第１の実施形態である飛翔体の誘導制御装置を示すブロック図である。
【図２】  本発明における追尾点照準点間補正量、ＺＥＭおよび最終機動量の関係を接近直交面へのＴＢＭ射影像によって示す説明図である。
【図３】  図１に関する接近直交方向並進スラスタ駆動信号、接近直交方向速度、接近直交方向の相対位置についてのタイムチャートである。
【図４】  第１の実施形態の変形例における図３に相当するタイムチャートである。
【図５】  第１の実施形態の他の変形例における図３に相当するタイムチャートである。
【図６】  本発明の第２の実施形態である飛翔体の誘導制御装置を示すブロック図である。
【図７】  図６に関する接近直交方向並進スラスタ駆動信号、接近直交方向速度、接近直交方向の相対位置についてのタイムチャートである。
【図８】  第２の実施形態の他の変形例における図７に相当するタイムチャートである。
【図９】  本発明の第３の実施形態である飛翔体の誘導制御装置を示すブロック図である。
【図１０】  図９に関する主従並進スラスタの動作を説明するためのタイムチャートである。
【図１１】  第２の実施形態の変形例である飛翔体の誘導制御装置を示すブロック図である。
【図１２】  図１１に関する主従並進スラスタの動作を説明するためのタイムチャートである。
【図１３】  本発明の第４の実施形態である飛翔体の誘導制御装置を示すブロック図である。
【図１４】  従来の迎撃飛翔体における誘導制御装置構成を示すブロック図である。
【図１５】  迎撃飛翔体とＴＢＭの会合までのタイムシーケンスである。
【図１６】  会合の状況を示す説明図である。
【図１７】  図１４に関する並進スラスタ推力指令、接近直交方向の相対速度、接近直交方向の相対位置を示すタイムチャートである。
【符号の説明】
１‥航法誘導センサ、２‥会合時間演算装置、３‥ＴＢＭ形状データベース
４‥追尾点照準点間補正量演算装置、５‥ＺＥＭ演算装置
６‥最終機動量演算装置、７‥経過時間タイマ
８‥並進スラスタ噴射時間演算装置、９‥並進スラスタ駆動信号演算装置
１０‥並進スラスタ、１１‥接近速度直交方向移動量演算装置
１２‥対向スラスタ差動動作制御装置、１３‥パルス同期装置
１４‥回転スラスタ噴射時間演算装置、１５‥回転スラスタ駆動信号演算装置
１６  回転スラスタ
【図１】
0004019544.tif 000002
【図２】
0004019544.tif 000003
【図３】
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【図４】
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【図５】
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【図６】
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【図７】
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【図８】
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【図９】
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【図１０】
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【図１１】
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【図１２】
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【図１３】
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【図１４】
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【図１５】
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【図１６】
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【図１７】
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