(57)【特許請求の範囲】
【請求項１】
目標と飛しょう体との目視線角度と距離の積に第３のカルマンゲインを乗じた値を積分器に入力して得られた加速度偏差推定値、当該目視線角度と距離の積に第２のカルマンゲインを乗じた値と当該加速度偏差推定値を積分器に入力して得られた速度偏差推定値、及び当該目視線角度と距離の積に第１のカルマンゲインを乗じた値と当該速度偏差推定値を積分器に入力して得られた位置偏差推定値、とに基づいて飛しょう体への加速度指令値を算出する航法計算部と、
上記航法計算部から出力された加速度指令値から舵角指令値を算出する、オートパイロット部と、
上記オートパイロット部から出力された舵角指令値に基づいて、飛しょう体に設けられた操舵翼を操舵する操舵装置部と、
上記操舵装置部の操舵によって得られた飛しょう体の加速度、及び角速度を検出する検出部と、
上記検出部の検出結果に基づいて、目標の位置偏差を求める位置演算部と、
上記位置演算部で得られた位置偏差から目視線角度を求める目視線角計算部と、
を備えた飛しょう体の誘導制御装置。
【請求項２】
上記航法計算部は、
【数１】
0003906663.tif 000007
に基づいて加速度指令値amcを算出することを特徴とする請求項１記載の飛しょう体の誘導制御装置。
【請求項３】
上記航法計算部は、
【数２】
0003906663.tif 000008
に基づいて加速度指令値amcを算出することを特徴とする請求項１記載の飛しょう体の誘導制御装置。
【発明の詳細な説明】
【０００１】
【発明の属する技術分野】
この発明は、飛しょう体の誘導制御装置に関するものである。
【０００２】
【従来の技術】
図３は、従来の飛しょう体の誘導制御装置のブロック図を示したものである。図において、１２の目視線角計算部は、１１の位置演算部で計算した飛しょう体の位置偏差ydから、目標と飛しょう体を結んだ直線と、地球座標との間の角度である目視線角度σを算出する。１６は、誘導装置部であり、目視線角度σから目視線角変化率ｄσ／ｄｔ（以下ｄσ）を算出する。また１５は、ノイズフィルタ部であり、目視線角変化率のノイズ成分を除去する。また７は、航法計算部であり、ミサイルが比例航法で飛しょうしていると仮定して、目視線角変化率ノイズ除去値＾ｄσにゲインである航法定数（Ｎ＝３〜４）と接近速度Vｃを乗ずることにより、加速度指令 amcを算出する。また８は、オートパイロット部であり、航法計算部７からの加速度指令amcと図示しない慣性装置で計測した、飛しょう体の機体１０の角速度および加速度に基づいて、舵角指令δcを算出し、算出値を９の操舵装置部に入力する。また、操舵装置部９で出力した舵角δに基づいて、機体１０では操舵翼が操舵され、これによって機体１０の慣性装置から上記加速度amと角速度ｑが出力される。１１の位置演算部は、加速度amと角速度qが入力され、目標の位置偏差ydを出力する。１２の目視線角計算部は、位置偏差ydが入力されて目視線角度σを出力する。１６の誘導装置は、入力された目視線角度σの変化率を算出する。
【０００３】
次に動作について説明する。従来の飛しょう体の誘導制御装置は、上記のように構成されているから、目視線角計算部１２で計算した目視線角度σは、誘導装置１６に入力され、目視線角変化率ｄσを出力する。この目視線角変化率ｄσは、ノイズフィルタ１５に入力され、高周波成分のノイズを除去し、目視線角変化率ノイズ除去値＾ｄσを出力する。この時、ノイズフィルタ時定数は、ノイズフィルタ時定数τnがデータベース化されたデータテーブル部１４から検索される。この目視線角変化率ノイズ除去値＾ｄσは、航法計算部７に入力され、航法定数と接近速度を乗じて、加速度指令amcを出力する。この加速度指令amcは、オートパイロット部８へ入力され、舵角指令δcを出力する。この舵角指令δcから操舵装置部９で舵角δを出力し、機体１０で操舵する。機体１０では、この舵角により、加速度amと角速度qを出力し、１１の位置演算部で位置偏差ydを計算し、目視線角計算部１２で目視線角度σを計算し、誘導装置１６にフィードバックされる。
【０００４】
【発明が解決しようとする課題】
上記のような従来の飛しょう体の誘導制御装置では、比例航法において航法定数を調整して誘導を行っていたため、ミスディスタンスが大きくなり、また、飛しょう体の最大旋回荷重倍数も大きなものとなる。このため、飛しょう体の速度向上、距離延伸、及び旋回運動特性を向上させるように強度・剛性上の設計を行う際、その性能向上を満足する飛しょう体を得るためには、飛しょう体の機体がかなり重く、機体に強度の強い材質を使用しなければならず、機体の性能向上を図ることによってかえって機体の重量が増加することになり、飛しょう体の設計に限界が生じるといった問題点があった。
【０００５】
この発明は、かかる問題点を解決するためになされたものであり、予め目標の旋回加速度を推定し、この推定値を航法計算部で補償することにより、ミスディスタンスが向上し、また旋回荷重倍数の低減を図れる飛しょう体を得ることを目的とする。
【０００６】
【課題を解決するための手段】
第１の発明に係わる飛しょう体の誘導制御装置は、目標と飛しょう体との目視線角度と距離の積に第３のカルマンゲインを乗じた値を積分器に入力して得られた加速度偏差推定値、当該目視線角度と距離の積に第２のカルマンゲインを乗じた値と当該加速度偏差推定値を積分器に入力して得られた速度偏差推定値、及び当該目視線角度と距離の積に第１のカルマンゲインを乗じた値と当該速度偏差推定値を積分器に入力して得られた位置偏差推定値、とに基づいて飛しょう体への加速度指令値を算出する航法計算部と、上記航法計算部から出力された加速度指令値から舵角指令値を算出するオートパイロット部と、上記オートパイロット部から出力された舵角指令値に基づいて、飛しょう体に設けられた操舵翼を操舵する操舵装置部と、上記操舵装置部の操舵によって得られた飛しょう体の加速度、及び角速度を検出する検出部と、上記検出部の検出結果に基づいて、目標の位置偏差を求める位置演算部と、上記位置演算部で得られた位置偏差から目視線角度を求める目視線角計算部とを備えたものである。
【０００７】
また、第２の発明に係わる飛しょう体の誘導制御装置は、上記航法計算部は、
【数３】
0003906663.tif 000002
に基づいて加速度指令値amcを算出するものである。
【０００８】
また、第３の発明に係わる飛しょう体の誘導制御装置は、上記航法計算部は、
【数４】
0003906663.tif 000003
に基づいて加速度指令値amcを算出するものである。
【００１０】
【発明の実施の形態】
実施の形態１．
図１は、この発明の実施の形態１を示す飛しょう体の誘導制御装置の図であり、１はカルマンゲインK１であり、２はカルマンゲインK２であり、３はカルマンゲインK３であり、各カルマンゲインは、数５に従って設定される。
【００１１】
【数５】
0003906663.tif 000004
【００１２】
ここで、カルマンゲインK３は、位置偏差ｙｄから加速度偏差推定値＾ｄ２（ｙｄ）／ｄｔ２（以下＾ｄ２ｙｄ）の微分値ｄ（＾ｄ２（ｙｄ）／ｄｔ２）／ｄｔ（以下ｄ＾ｄ２ｙｄ）を推定する。積分器４によって、加速度偏差推定値の微分値ｄ＾ｄ２ｙｄを積分し、加速度偏差推定値＾ｄ２ｙｄを得る。その加速度偏差推定値に位置偏差ｙｄから得られるカルマンゲインK２の出力を加算し、速度偏差推定値の微分値ｄ（＾ｄ（ｙｄ）／ｄｔ）／ｄｔ（以下ｄ＾ｄｙｄ）を得る。この速度偏差推定値の微分値を、積分器５で積分し、速度偏差推定値＾ｄ（ｙｄ）／ｄｔ（以下＾ｄｙｄ）を推定する。さらに、これに位置偏差ｙｄから得られるカルマンゲインK１の出力を加算し、位置偏差推定値の微分値ｄ（＾yd）／ｄｔ（以下ｄ＾ｙｄ）を推定する。また、この位置偏差推定値の微分値を、積分器６で積分し、位置偏差推定値＾ydを得る。このようにして推定された加速度偏差推定値＾ｄ２ｙｄ、速度偏差推定値＾ｄｙｄ、位置偏差推定値＾ydは、航法計算部７に入力される。航法計算部７では、この入力値に基づいて、推定目標旋回加速度、目標と飛しょう体間の接近速度、目視線角度の変化率を得て、数６に従い航法計算して、加速度指令値amcを算出し、8のオートパイロット部へ入力する。
【００１３】
【数６】
0003906663.tif 000005
【００１４】
オートパイロット部８では、加度指令値amcから舵角指令δcを算出して、9の操舵装置部へ入力する。操舵装置部９では、舵角指令δcに基づいて飛しょう体の機体１０の操舵翼を操舵制御し、機体１０の操舵翼が舵角δを得る。これにより機体１０が加速度am、角速度qを得て飛しょうし、機体１０に設けられた図示しない慣性装置によってこの加速度am、角速度qが検出される。この検出された加速度am、角速度qは11の位置演算部へ入力され、位置演算部１１から位置偏差ydが出力される。この位置偏差ydは、１２の目視線角計算部で目視線角度σに変換され、これに１３の目標と飛しょう体との距離Rを乗じて、再度位置偏差ydに変換され、この位置偏差ｙｄが各カルマンゲインにフィードバックされる。
【００１５】
以上により、カルマンゲインK１、K２、K３により、位置偏差ydから、加速度偏差推定値＾ｄ２yd、速度偏差推定値＾ｄyd、位置偏差推定値＾ydを推定し、航法計算部７で加速度指令値を計算することにより、命中精度が高く、かつ飛しょう体の最大荷重倍数が低くなり、これによって、強度・剛性上安価で、軽い飛しょう体を設計することの可能な航法を実現することができる。
【００１６】
実施の形態２．
図２は、この発明の実施の形態２を示す飛しょう体の誘導制御装置の図であり、１はカルマンゲインK１であり、２はカルマンゲインK２であり、３はカルマンゲインK３であり、図２では、実施の形態１の図１で説明した誘導装置と同様に、位置偏差ydから、加速度偏差推定値＾ｄ２ｙｄ、速度偏差推定値＾ｄｙｄ、位置偏差推定値＾yd、加速度偏差推定値の微分値ｄ＾ｙｄ、速度偏差推定値の微分値＾ｄｙｄ、位置偏差推定値の微分値ｄ＾ｙｄを推定する。この推定された加速度偏差推定値＾ｄ２ｙｄ、速度偏差推定値＾ｄｙｄ、位置偏差推定値＾ydは、航法計算部７に入力され、７の航法計算部で数７に従って航法計算されて、加速度指令値amcが算出され、８のオートパイロット部へ入力される。
【００１７】
【数７】
0003906663.tif 000006
【００１８】
８のオートパイロット部では、加速度指令値amcから舵角指令δcを求めて、舵角指令δcが９の操舵装置部へ入力される。操舵装置部９は、舵角指令δcに基づいて機体１０の操舵翼を操舵制御し、操舵翼の舵角δにしたがって、機体１０が加速度am、角速度qを得て飛しょうする。この加速度am、角速度qは、機体１０の慣性装置で検出され、検出値が１１の位置演算部へ入力され、位置偏差ydとして出力される。この位置偏差ydは、１２の目視線角計算部で目視線角度σに変換され、１３の距離Rを乗じて、再度位置偏差ydに変換され、フィードバックされる。
【００１９】
以上により、実施の形態１に比べて、命中精度がより高く、かつ飛しょう体の最大荷重倍数がより低くなり、これによって、強度・剛性上、より安価で、より軽い飛しょう体を設計することの可能な航法を実現することができる。
【発明の効果】
【００２０】
この発明によれば、命中精度が高く、飛しょう体の最大荷重倍数を低くする航法を実現することが可能となる。
【図面の簡単な説明】
【図１】  この発明の実施の形態１による飛しょう体の誘導制御装置を示す図である。
【図２】  この発明の実施の形態２による飛しょう体の誘導制御装置を示す図である。
【図３】  従来の飛しょう体の制御装置を示す図である。
【符号の説明】
１  カルマンゲインK１
２  カルマンゲインK２
３  カルマンゲインK３
４  積分器
５  積分器
６  積分器
７  航法計算部
８  オートパイロット部
９  操舵装置部
１０  機体
１１  位置演算部
１２  目視線角計算部
１３  距離計算部
１４  データテーブル部
１５  ノイズフィルタ
１６  誘導装置部
【図１】
0003906663.tif 000009
【図２】
0003906663.tif 000010
【図３】
0003906663.tif 000011