JPH0367595B2 - - Google Patents

Description

【発明の詳細な説明】 〔産業上の利用分野〕 この発明は、ミサイルに搭載された送受信アン
テナを用いて目標のドツプラ周波数遷移を検出
し、当該ミサイルの誘導に必要な接近速度情報を
求めるようにしたアクチブレーダ誘導制御方式に
関するものである。

〔従来の技術〕

以下に従来のアクチブレーダ誘導制御方式につ
いて説明する。

第３図において、１はミサイル、２は目標とな
る航空機、３は目標追尾のために上記ミサイル１
に搭載された送受信アンテナである。４，５はそ
れぞれミサイル１、目標２の速度ベクトルＭ，
ＶＴを示し、６はミサイル１から目標２方向へ引
いた線（目視線と呼ぶ）、７は慣性座標系に固定
された一基準線を、ミサイル１の重心を通るよう
に平行移動したもので、上記６，７のなす角度σ
を目視線角とよぶ。８はミサイル１の送受信アン
テナ３より放射された電波が地面または海面９に
おいて反射されて全く同じ経路を通つて戻る電波
の経路の１例を示す。

ここで、図中４と６のなす角をψMT、５と６
のなす角をψTM、４と８のなす角、すなわち、
経路８を通る電波のアンテナ３への入射角度を
ψMとする。

現在のミサイルの誘導航法の主流を占める比例
航法は、目視線角σの変化率σ〓に比例させて、ミ
サイルの機軸と垂直方向に aM＝NeVcσ〓 (1) の大きさの加速度を生じさせるることによりミサ
イルを誘導し、目標に会合せしめるものである。
第３図の１０はこの加速度ベクトルＭを示す。
また式(1)のNeは実効航法定数と呼ばれ、Vcはミ
サイル１と目標２の接近速度である。

第４図は第３図のミサイル１に搭載して、上記
のσ〓とVcを検出する典型的な機構のブロツク図を
示す。図において、１１はLO（局部発振器）であ
り、ここの発振周波数は送信電波の送信周波数１
２とMIX（ミキサ）１３により混合され、AFC
（自動周波数調整器）１４によりIF（中間周波数）
１５に同調する。一方、送受信アンテナ３でで受
信された目標からの反射波は、上記LO１１出力
とMIX１６で混合されてIF１７信号となる上記
IF１５とIF１７はMIX１８により混合されてDA
（ドツプラアンプ）１９により増幅され、更に
Ｓ／Ｎ比を改善するためSG（スピードゲート）２
０を通して接近速度信号Vcが得られる。一方、
送受信アンテナ３をジヤイロを搭載する等により
慣性座標系に静安定化しておき、これを目標２の
方向に一次遅れ特性をもたせてアンテナ追尾装置
２１によりトラツキングさせると、そのボアサイ
ト誤差（アンテナ中心方向と目標方向との角度誤
差）εは目視線角σの変化率σ〓に近似的に比例す
るので、これから得られたσ〓およびVcを用いて(1)
式のaMの大きさを決定する。(1)式により得られ
たaMに基づいて、ミサイル１の操舵翼をコント
ロールする等により、ミサイル１の誘導が行われ
る。

〔発明が解決しようとする問題点〕

以上のように従来の方式は、ミサイル１の受信
する反射波の送信波からのドツプラ周波数遷移を
検出して、ミサイル１と目標２の接近速度を求め
るものであつたが、これには低高度の目標に対し
てクラツタ障害を受けるという問題点がある。以
下にこれについて説明する。第５図ａ，ｂに送受
信アンテナ３のそれぞれ典型的な送信アンテナお
よび受信アンテナとしてのアンテナエンベロープ
を示す。ここでは縦軸はアンテナゲイン（DB），
横軸はアンテナ中心からの角度を示す。２２およ
び２４はメインローブと呼ばれ、２３および２５
はサイドローブと呼ばれる。アンテナ中心軸まわ
りの回転に対してアンテナエンベロープは、典型
的には一定であるが、一部変形させて用いる場合
もある。目標２を追尾している状態においては、
送受信アンテナ３は目標２の方向を向いている。

このとき送信波は目標によつて反射されるだけ
でなく、地面または海面９の到る処から反射さ
れ、この反射波も送受信アンテナ３に受信され
る。これをクラツタと呼ぶ。クラツタはその電波
の通る経路によりそれぞれ異つたドツプラ周波数
遷移を受けるので、これがある帯域にわたつて分
布することになる。この様子を第６図に示す。図
は、ミサイルの誘導シミユレーシヨンにおける一
時点についてクラツタパワーの計算を行つたもの
で、送信波の波長は10GHzとしている。縦軸は
クラツタパワー（DBM），横軸はドツプラ周波
数遷移（KHz）である。２６がクラツタパワー
で、送受信アンテナ３のメインローブ２４（第５
図ｂ）により受信される２７は特にメインローブ
クラツタと呼ぶ。２８は同じメインローブ２４を
通して同時に受信される目標の信号レベルであ
る。第６図からわかるようにクラツタパワーが大
きいと目標の信号がクラツタの中に埋もれてしま
い、第４図の回路によるVcの検出が行えなくな
る。特に、目標２がミサイル１より低高度にある
場合は、ミサイル１の送受信アンテナ３が下方を
向くことになるので、クラツタパワーが大きくな
り目標の追尾が行えなくなる。

この発明は上記のような従来のものの問題点を
除去するためになされたもので、低高度の目標の
追尾が行えるようにして、誘導精度を向上するこ
とを目的とするものである。

〔問題点を解決するための手段〕

この発明に係るアクチブレーダ誘導制御方式
は、目標のドツプラ周波数遷移と等しくなる周波
数遷移を示すクラツタ経路に対応するアンテナの
入射角度を求める演算手段と、アンテナのエンベ
ロープを制御する制御手段とを備え、上記入射角
度に対応するアンテナのサイドローブゲインを小
さくするようにしたものである。

〔作用〕

この発明においては、演算手段で求めた入射角
度に対応するアンテナのサイドローブゲインを小
さくすることにより、クラツタの影響を排除する
ことができ、目標のドツプラ周波数遷移を容易に
検出することができるようになる。

〔実施例〕

以下、この発明の原理と一実施例について説明
する。

第３図において、クラツタ経路８を往復するク
ラツタ周波数遷移fdcおよび経路６を往復する目
標信号の周波数遷移fdTを計算すると次のように
なる。

fdc＝２／λVMCOSψM (2) fdT＝１／λ（VMCOSψMT＋VTCOSψTM） (3) (2)式および(3)式よりfdc＝fdTとなるψM（アン
テナ３への入射角度）は次式により求まる。

ψM＝COS^-1（１／２COSψMT＋１／２VT／VM COSψTM） (4) したがつて、VM，VT，ψMT，ψTMの値が
すべてわかれば(4)式を満たすψMを求めることが
できる。求まつたψMの値を第５図ｂの横軸にと
り、対応する位置のサイドローブを小さくするよ
うに送受信アンテナエンベロープをアダプチブに
変化させることにより、目標信号のドツプラ周波
数遷移近傍のクラツタパワーを減少させれば、第
２図に示すように目標信号を明瞭に検出すること
ができる。アンテナエンベロープのアダプチブ制
御方式として例えば次のものが知られている。

(1) サイドロープキヤンセラ (2) Power−Inversion（Howell−Applebaum）
方式アダプチブアンテナ (3) LMS（widrow）方式アダプチブアンテナ (4) Sample Matrix Inversion方式アダプチブ
アンテナ 理論的にはこれらの方式を用いて時々刻々最適
なエンベロープとなるようアンテナを制御するこ
とも考えられるが、ミサイルに搭載するような小
型のもので実行するのは困難である。しかし、ロ
ールスタビライズ方式のミサイル（機軸まわりに
回転しないようにミサイルを制御する方式）にお
いては下方を向く部分は限られており、かつ本発
明においては下方に向くサイドローブの一部を抑
制すれば、目的を達成でき、またその場合のアン
テナエンベロープのパターンも数通り用意してお
けば十分なので、比較的容易に実行できる。

前記したようにψMの値を決定するにはVM，
VT，ψMT，ψTMの値を知らなければならな
い。これについてはミサイル１からすべて観測す
る方法、地上アンテナからの情報を一部利用する
方法等が考えられるが、一実施例においてはすべ
てミサイル１から観測する方法について述べる。

以下に本発明の一実施例について説明する。第
１図において２９，３０はそれぞれミサイル１に
搭載されたレートジヤイロおよび加速度計であ
る。これから得られたミサイルの機軸まわりの角
速度，加速度を第１の演算処理部３１処理するこ
とによりＭが求まる。一方、送受信アンテナ３
から目標に向けた送信波の反射波の位相ずれを検
出するレーダ距離計３２により目標の距離がわか
り、また、アンテナ角度制御系２１によりアンテ
ナ角度制御を行うとき、アンテナの角度から目標
の方向がわかるので、これらの情報と上記のＭ
の情報を用いて第２の演算処理部３３で例えば公
知のカルマンフイルタ等を用いて処理することに
よりＴ，ψMT，ψTMが得られ、更にこれを第
３の演算処理部３４で前記した(4)式に従つて処理
することによりψMが求まる。求まつたψMの値
に従つて、アンテナエンベロープ制御機構３５を
作動させ、送受信アンテナ３のサイドローブゲイ
ンを抑制することにより、所望の目的を達成する
ことができる。なお、上記第１，第２，第３の演
算処理部３１，３３，３４により本願の演算手段
が、またアンテナエンベロープ制御機構３５によ
り制御手段が構成されている。

なお、上記実施例においてはψMの値の決定の
ために必要なVM，VT，ψMT，ψTMの値をす
べてミサイル１上の搭載機器により求めたが、例
えば地上アンテナと支援装置により一部またはす
べての情報を検出し、ミサイル１に送信する等の
方法によつてもよい。

また、上記はミサイル１と目標２を含む２次元
の垂直面内のモデルについて説明した。一般の３
次元のモデルでは(4)式を満たすψMの方向は弧を
描くことになるが、その場合でも上記のモデルで
定まる方向の周辺のサイドローブを小さくするこ
とで、十分な効果が期待できる。

〔発明の効果〕

以上のように、この発明によるアクチブレーダ
誘導制御方式は、目標のドツプラ周波数遷移と等
しくなる周波数遷移を示すクラツタ経路に対応す
るアンテナの入射角度を求める演算手段と、アン
テナのエンベロープを制御する制御手段とを備
え、上記の入射角度に対応するアンテナのサイド
ローブゲインを小さくするようにしたことによ
り、目標のドツプラ周波数遷移近傍の周波数遷移
を有するクラツタパワーを制御するように送受信
アンテナのエンベロープを適応的に変化させるこ
とができるので、低高度の目標でも追尾が行える
ようになり、誘導精度が大幅に向上するという効
果がある。

【図面の簡単な説明】

第１図はこの発明の一実施例の要部を示すブロ
ツク図、第２図は上記実施例によるクラツタパワ
ーと目標信号とを示す図、第３図はこの方式によ
るミサイルと目標との典型的な位置関係を示す概
略図、第４図は同方式におけるVc及びσ〓の検出機
構の一例を示すブロツク図、第５図ａ，ｂは送受
信アンテナの送信側及び受信側のアンテナエンベ
ロープを示す図、第６図は従来方式によるクラツ
タパワーと目標信号とを示す図である。 １…ミサイル、２…目標、３…送受信アンテ
ナ、８…クラツタ経路、９…地面又は海面、３
１，３３，３４…演算処理部（演算手段）、３５
…アンテナエンベロープ制御機構（制御手段）。
なお、図中同一符号は同一又は相当部分を示す。

Claims (1)

【特許請求の範囲】
1. １ ミサイルに搭載された送受信アンテナで高速
   に移動する目標に向けて電波を照射するととも
   に、その反射波を受信して目標のドツプラ周波数
   遷移を検出し、誘導に必要な目標との接近速度情
   報を求めることにより、当該ミサイルを誘導して
   目標を自動的に追尾するようにしたアクチブーダ
   誘導制御方式において、上記目標のドツプラ周波
   数遷移と等しくなる周波数遷移を示すクラツタ経
   路に対応するアンテナの入射角度を求める演算手
   段と、上記アンテナのエンベロープを制御する制
   御手段とを備え、上記入射角度に対応するアンテ
   ナのサイドローブゲインを小さくするようにした
   ことを特徴とするアクチブレーダ誘導制御方式。